本發(fā)明涉及一種小型飛機起落架，具體為一種基于單向阻尼器和彈簧組合緩沖器的可以實現(xiàn)緩沖功能起落架。

背景技術：

起落架用于飛機的起降滑跑、機場滑行，在著陸和地面運動時減緩撞擊。具體來講，主要功用是：

1.承受飛機與地面接觸時產生的靜、動載荷，方式飛機結構發(fā)生破壞；

2.消耗飛機在著陸撞擊和在不平跑道上滑行時吸收能量，防止飛機發(fā)生振動；

3.飛機著陸后，為縮短滑行距離，吸收和消耗飛機前進運動的動能。

現(xiàn)在常見的起落架都是基于油氣/油液緩沖器的，結構相對復雜，研制成本較高，不適合在小型飛機上使用。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是針對現(xiàn)有起落架結構復雜、成本高的不足，提出一種小型可靠的結構形式，并實現(xiàn)起落架的功能的一種小型飛機起落架。

本發(fā)明采用以下技術方案實現(xiàn)：一種小型飛機起落架，其包括起落架支柱、搖臂、斜撐桿組件；搖臂的一端與起落架支柱的一端鉸接，搖臂的另一端轉動連接在小型飛機的機輪的旋轉中心；斜撐桿組件包括上底座、阻尼器、彈簧、下底座；上底座的一端轉動連接在起落架支柱的中部，上底座的另一端固定阻尼器的一端，阻尼器的另一端固定在下底座的一端上，下底座的另一端轉動連接在搖臂靠近機輪的一端上；彈簧套在阻尼器上，且兩端分別固定在上底座和下底座上；起落架支柱、搖臂、斜撐桿組件構成三角形桁架結構。

作為上述方案的進一步改進，所述起落架還包括懸掛接頭，通過懸掛接頭和小型飛機的機身連接。

作為上述方案的進一步改進，所有的轉動連接都采用鉸支的形式連接。

作為上述方案的進一步改進，上底座為一體結構。

優(yōu)選地，上底座的一端設置用于與起落架支柱轉動連接的U形安裝部一，上底座的另一端設置用于固定阻尼器的卡持部，U形安裝部一和卡持部具有相同的中心線。

進一步地，起落架支柱自上而下有兩個鉸支點和，斜撐桿組件的上底座通過鉸支點和起落架支柱相連，搖臂通過鉸支點和起落架支柱相連。

作為上述方案的進一步改進，下底座為一體結構。

優(yōu)選地，下底座的一端為用于固定阻尼器和彈簧的平板，下底座的另一端為用于與搖臂轉動連接的U形安裝部二；阻尼器和U形安裝部二具有相同的中心線。

再優(yōu)選地，搖臂上有鉸支點，斜撐桿組件的下底座通過鉸支點和搖臂相連。

作為上述方案的進一步改進，阻尼器為單向阻尼器。

本發(fā)明的優(yōu)點是，支柱、搖臂、安裝座等結構件均為鋁制機加件，彈簧和阻尼器為市場常見的貨架產品，所以研制成本較低，可靠性較高。

附圖說明

為了更清楚地說明本發(fā)明實施例，下面將對實施例中所需要使用的附圖作簡單的介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。

圖1是本發(fā)明小型飛機起落架的部分立體結構示意圖；

圖2是圖1中斜撐桿組件的結構示意圖；

圖3是本發(fā)明小型飛機起落架的主視圖；

圖4是圖3的后視圖；

圖5是圖3的左視圖；

圖6是圖3的右視圖；

圖7是圖3的等軸測視圖；

圖8是本發(fā)明小型飛機起落架的狀態(tài)變化圖。

具體實施方式

下面將結合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行清楚、完整的描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明的一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。下面結合實施例和具體實施方式對本發(fā)明作進一步詳細的說明。

請一并參閱圖1及圖2，本發(fā)明的小型飛機起落架包括起落架支柱2、搖臂4、斜撐桿組件3、懸掛接頭1。整個起落架通過懸掛接頭1和小型飛機的機身連接。

請結合圖3至圖6，搖臂4的一端與起落架支柱2的一端鉸接，搖臂4的另一端轉動連接在小型飛機的機輪5的旋轉中心。斜撐桿組件3包括上底座31、阻尼器32、彈簧33、下底座34。起落架支柱2、搖臂4、斜撐桿組件3構成三角形桁架結構。阻尼器32為單向阻尼器，或者是其他具有單向阻尼功能的阻尼器。

上底座31的一端轉動連接在起落架支柱2的中部，上底座31的另一端固定阻尼器32的一端，阻尼器32的另一端固定在下底座34的一端上，下底座34的另一端轉動連接在搖臂4靠近機輪5的旋轉中心附近。彈簧33套在阻尼器32上，且兩端分別固定在上底座31和下底座34上。

故，三個鉸接的桁架結構即起落架，其中斜撐桿組件3可主要為彈簧33和單向阻尼器32組合成的減震系統(tǒng)，機輪5固定在搖臂4上。當機輪5受到地面支反力的時候，起落架承受垂直方向載荷，斜撐桿組件3受壓變形，實現(xiàn)系統(tǒng)的緩沖能力。

所有的轉動連接均可采用鉸支的形式連接，如附圖1所示，本發(fā)明中的起落架支柱2自上而下有兩個鉸支點A和B，斜撐桿組件3的上底座31通過鉸支點A和起落架支柱2相連，搖臂4通過鉸支點B和起落架支柱2相連，搖臂4上有鉸支點C，斜撐桿組件3的下底座34通過鉸支點C和搖臂4相連。

上底座31和下底座34均可為一體結構，上底座31的一端設置用于與起落架支柱2轉動連接的U形安裝部一310，上底座31的另一端設置用于固定阻尼器32的卡持部311，U形安裝部一310和卡持部311具有相同的中心線。下底座34的一端為用于固定阻尼器32和彈簧33的平板41，下底座34的另一端為用于與搖臂轉動連接的U形安裝部二42，阻尼器32和U形安裝部二42具有相同的中心線。

請結合圖7及圖8，在地面停機時，彈簧33和阻尼器32受壓壓縮，為圖8所示狀態(tài)b；當飛機進行滑跑時，隨著飛機速度的增加，飛機升力變大，起落架受到的壓力減小，彈簧33伸長，飛機離地高度增大，從而使飛機的擦地角增大，增大起降的安全性，如附圖8所示狀態(tài)a。

飛機著陸時，沖擊力傳遞到斜撐桿組件3這緩沖器中，阻尼器32和彈簧33吸收沖擊能量，減輕飛機承受的沖擊力，當彈簧33壓到最短時開始回彈，阻尼器32阻止彈簧33的回彈，使回彈速度不至于過大。通過阻尼器32和彈簧33的相互配合，達到減震目的。起落架結構形式的尺寸和彈簧、阻尼器的型號選擇，根據(jù)具體要求進行設計和選擇。

以上所述的僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應當指出，對于本領域的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明創(chuàng)造構思的前提下，還可以做出若干變形和改進，這些都屬于本發(fā)明的保護范圍。