專(zhuān)利名稱(chēng)：外伸并列緩沖器-搖臂式起落架的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及一種外伸搖臂式起落架，屬于飛機(jī)配件，應(yīng)用于采用螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的大型水陸兩棲飛機(jī)。
背景技術(shù)：
水陸兩棲飛機(jī)擁有在陸地和水面上起降、速度上優(yōu)于車(chē)輛和船舶的特點(diǎn)。故而，在 21世紀(jì)的今天，隨著世界航空工業(yè)的發(fā)展，世界各國(guó)正逐步掀起新一輪的水上飛機(jī)、水陸兩棲飛機(jī)和地(海)面效應(yīng)飛行器的研制高潮。所以，目前開(kāi)展水陸兩棲飛機(jī)起落架系統(tǒng)方面的研究，對(duì)于促進(jìn)我國(guó)現(xiàn)代化國(guó)防建設(shè)和通用航空事業(yè)的發(fā)展都有著“功在當(dāng)代、利在千秋”的意義。作為我國(guó)發(fā)展大型水陸兩棲飛機(jī)的重要參考機(jī)型之一，俄羅斯的別-200飛機(jī)采用的是兩臺(tái)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，而我國(guó)目前還沒(méi)有掌握這種技術(shù)，仍然采用螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)。水陸兩棲飛機(jī)起落架總體設(shè)計(jì)，關(guān)鍵問(wèn)題是主起落架的設(shè)計(jì)，其實(shí)質(zhì)是主起落架的收放形式所確定的飛機(jī)側(cè)翻角是否滿(mǎn)足適航要求的問(wèn)題。加拿大CL-215飛機(jī)最大起飛重量為19890千克，美國(guó)PBY-5A飛機(jī)的最大起飛重量為16066千克，均為前三點(diǎn)式起落架布局，且每一根主起落架支柱上的機(jī)輪數(shù)目均為一個(gè)；這與SH-5的45000千克最大起飛重量相距甚遠(yuǎn)。

實(shí)用新型內(nèi)容本實(shí)用新型針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種外伸并列緩沖器-搖臂式起落架，其根據(jù)水陸兩棲飛機(jī)的機(jī)身特點(diǎn)，在外伸搖臂式起落架的搖臂上分別安裝并列的雙輪和成一定夾角的兩緩沖器，使得本實(shí)用新型所述的起落架既滿(mǎn)足了適航條例對(duì)飛機(jī)側(cè)翻角的要求，又可降低機(jī)輪對(duì)跑道漂浮性的要求，還可以提高主起落架的緩沖著陸性能。為實(shí)現(xiàn)以上的技術(shù)目的，本實(shí)用新型將采取以下的技術(shù)方案一種外伸并列緩沖器-搖臂式起落架，包括順序連接的上承力支撐桿、下承力支撐桿、支柱緩沖器、搖臂以及機(jī)輪組件，且上承力支撐桿、下承力支撐桿、支柱緩沖器以及搖臂之間的連接關(guān)系為鉸接；同時(shí)支柱緩沖器分別與上收放桿和下收放桿的外伸端部連接； 所述支柱緩沖器與搖臂的臂體之間連接搖臂式緩沖器；機(jī)輪組件包括機(jī)輪輪軸以及并列地安裝在機(jī)輪輪軸兩端的一對(duì)機(jī)輪；機(jī)輪輪軸與搖臂連接。所述支柱緩沖器與搖臂式緩沖器之間的夾角為30°。所述下承力支撐桿與上收放桿同軸地定位安裝在支柱緩沖器上。根據(jù)以上的技術(shù)方案，可以實(shí)現(xiàn)以下的有益效果(a)、本實(shí)用新型的主起落架首先采用搖臂式，然后再將搖臂式起落架外伸，滿(mǎn)足了民用適航條例對(duì)飛機(jī)側(cè)翻角的要求；也使得起落架完全收起后，機(jī)輪不與收放機(jī)構(gòu)的下收放桿發(fā)生干涉；(b)、本實(shí)用新型的主起落架機(jī)輪采用并列雙輪式，與CL-215飛機(jī)和PBY-5A飛機(jī)相比，降低了對(duì)跑道道面漂浮性的要求。(C)、在搖臂上安裝并列的、成一定角度的兩個(gè)緩沖器，較現(xiàn)有的搖臂式起落架的緩沖器而言，緩沖效率更高，具有更好的著陸性能。(d)、由于本實(shí)用新型主要是應(yīng)用于采用螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的大型水陸兩棲飛機(jī)，其屬于低速飛機(jī)。主起落架收起后，置于機(jī)身兩側(cè)高于水線(xiàn)的位置，既實(shí)現(xiàn)了主起落架的自由收放，又不占用機(jī)身內(nèi)部空間，也不會(huì)對(duì)飛行速度產(chǎn)生明顯的影響。

圖1是本實(shí)用新型所述外伸并列緩沖器-搖臂式起落架的結(jié)構(gòu)示意圖；圖2是圖1所述外伸并列緩沖器-搖臂式起落架完全放下時(shí)的結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖；圖3是圖1所述外伸并列緩沖器-搖臂式起落架完全收起時(shí)的結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖；其中上承力支撐桿1 ；下承力支撐桿2 ；搖臂式緩沖器3 ；支柱緩沖器4 ；機(jī)輪5 ； 搖臂6 ；下收放桿7 ；收放作動(dòng)筒8 ；上收放桿9。
具體實(shí)施方式
附圖非限制性地公開(kāi)了本實(shí)用新型所涉及優(yōu)選實(shí)施例的結(jié)構(gòu)示意圖，以下將結(jié)合附圖詳細(xì)地說(shuō)明本實(shí)用新型的技術(shù)方案。根據(jù)本申請(qǐng)實(shí)用新型人的研究，設(shè)計(jì)大型水陸兩棲飛機(jī)時(shí)，可以考慮將“水轟-5 (SH-5)”水上飛機(jī)的起落架，按照水陸兩棲飛機(jī)的起落架要求進(jìn)行重新設(shè)計(jì)，從而完成我國(guó)大型水陸兩棲飛機(jī)的設(shè)計(jì)工作。然后，在此基礎(chǔ)上，根據(jù)國(guó)內(nèi)外客戶(hù)的需求，不斷改進(jìn)升級(jí)， 進(jìn)軍國(guó)際市場(chǎng)。現(xiàn)考慮采用如CL-215飛機(jī)和PBY-5A飛機(jī)的起落架布局形式，對(duì)SH_5飛機(jī)改進(jìn)升級(jí)，使之成為真正的水陸兩棲飛機(jī)。如圖1至3所示，本實(shí)用新型所述的外伸并列緩沖器-搖臂式起落架，包括順序連接的上承力支撐桿1、下承力支撐桿2、支柱緩沖器4、搖臂6以及機(jī)輪5組件，且上承力支撐桿1、下承力支撐桿2、支柱緩沖器4以及搖臂6之間的連接關(guān)系為鉸接；同時(shí)支柱緩沖器4 分別與上收放桿9和下收放桿7的外伸端部連接；所述支柱緩沖器4與搖臂6的臂體之間連接搖臂6式緩沖器3 ；機(jī)輪5組件包括機(jī)輪5輪軸以及并列地安裝在機(jī)輪5輪軸兩端的一對(duì)機(jī)輪5 ；機(jī)輪5輪軸與搖臂6連接。所述支柱緩沖器4與搖臂6式緩沖器3之間的夾角為30°。所述下承力支撐桿2與上收放桿9同軸地定位安裝在支柱緩沖器4上。由此可知如圖1所示，將主起落架(上收放桿9、下收放桿7、搖臂6以及支柱緩沖器4等)外伸，使得飛機(jī)在地面滑行時(shí)滿(mǎn)足適航條例對(duì)飛機(jī)側(cè)翻角的要求；同時(shí)結(jié)合圖1和圖2，可以清楚地知道此外伸式起落架的收放原理，即是一個(gè)平面四連桿運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)。本實(shí)用新型所述的主起落架采用搖臂6式，使得機(jī)輪5在收起過(guò)程中以及完全收起后，均不與下收放桿7發(fā)生干涉。如圖3所示，機(jī)輪5由單輪改成雙輪，可以降低飛機(jī)對(duì)跑道道面漂浮性的要求；搖臂6緩沖器和支柱緩沖器4成一定夾角地安裝于搖臂6上，這個(gè)夾角應(yīng)該使機(jī)輪5在收起過(guò)程中以及完全收起后，均不與下收放桿7發(fā)生干涉的前提條件下，盡可能小些；如此，才能使搖臂6緩沖器在工作中受到的彎矩盡可能小些。
權(quán)利要求1.一種外伸并列緩沖器-搖臂式起落架，包括順序連接的上承力支撐桿、下承力支撐桿、支柱緩沖器、搖臂以及機(jī)輪組件，且上承力支撐桿、下承力支撐桿、支柱緩沖器以及搖臂之間的連接關(guān)系為鉸接；同時(shí)支柱緩沖器分別與上收放桿和下收放桿的外伸端部連接；其特征在于所述支柱緩沖器與搖臂的臂體之間連接搖臂式緩沖器；機(jī)輪組件包括機(jī)輪輪軸以及并列地安裝在機(jī)輪輪軸兩端的一對(duì)機(jī)輪；機(jī)輪輪軸與搖臂連接。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述外伸并列緩沖器-搖臂式起落架，其特征在于所述支柱緩沖器與搖臂式緩沖器之間的夾角為30°。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述外伸并列緩沖器-搖臂式起落架，其特征在于所述下承力支撐桿與上收放桿同軸地定位安裝在支柱緩沖器上。
專(zhuān)利摘要本實(shí)用新型公開(kāi)了一種外伸并列緩沖器-搖臂式起落架，包括順序連接的上承力支撐桿、下承力支撐桿、支柱緩沖器、搖臂以及機(jī)輪組件，且上承力支撐桿、下承力支撐桿、支柱緩沖器以及搖臂之間的連接關(guān)系為鉸接；同時(shí)支柱緩沖器分別與上收放桿和下收放桿的外伸端部連接；所述支柱緩沖器與搖臂的臂體之間連接搖臂式緩沖器；機(jī)輪組件包括機(jī)輪輪軸以及并列地安裝在機(jī)輪輪軸兩端的一對(duì)機(jī)輪；機(jī)輪輪軸與搖臂連接。由此可知本實(shí)用新型在外伸搖臂式起落架的搖臂上分別安裝并列的雙輪和成一定夾角的兩緩沖器，使得本實(shí)用新型所述的起落架既滿(mǎn)足了適航條例對(duì)飛機(jī)側(cè)翻角的要求，又可降低機(jī)輪對(duì)跑道漂浮性的要求，還可以提高主起落架的緩沖著陸性能。
文檔編號(hào)B64C25/10GK202054141SQ20112011815
公開(kāi)日2011年11月30日 申請(qǐng)日期2011年4月21日 優(yōu)先權(quán)日2011年4月21日
發(fā)明者劉向堯, 詹家禮, 魏小輝, 龍雙麗 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)