本發(fā)明屬于輕型飛機的零部件技術領域，涉及輕型飛機前起落架。

背景技術：

隨著中國通用航空領域的逐步開放，輕型類飛機的發(fā)展迎來機遇，而現(xiàn)代飛機的前起落架種類繁多，其結構往往較復雜，零部件較多，重量較重，因此不適用于輕型類飛機。為此，很有必要設計一種輕型飛機前起落架，該輕型飛機前起落架具有結構簡單、重量輕和功能完備的特點，以滿足輕型類飛機的需求。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種輕型飛機前起落架，其具有結構簡單、重量輕和功能完備的特點。

為了解決上述技術問題，本發(fā)明采用的技術方案是：一種輕型飛機前起落架，包括連接組件、支撐組件、輪叉、輪軸和輪胎，所述輪胎安裝于輪軸上，所述輪叉與所述輪軸相連接，所述支撐組件包括外筒和內(nèi)筒，所述內(nèi)筒安裝于所述外筒內(nèi)并可在所述外筒內(nèi)沿自身中心線自由轉(zhuǎn)動，所述內(nèi)筒的一端連接于所述輪叉，所述連接組件用于將所述外筒安裝于飛機的機身上；

所述輕型飛機前起落架還包括轉(zhuǎn)向組件和減震組件，所述轉(zhuǎn)向組件和減震組件分別安裝于遠離所述輪叉所述內(nèi)筒的一端處，所述轉(zhuǎn)向組件包括搖臂和搖臂控制桿，所述搖臂的一端連接于所述內(nèi)筒，另一端連接于所述搖臂控制桿，所述減震組件包括減震鎖具卡盤、減震鎖具和減震繩，所述減震鎖具卡盤固定于所述內(nèi)筒上，所述減震鎖具的一端連接于所述減震鎖具卡盤，所述減震繩連接于所述減震鎖具。

進一步的，所述搖臂控制桿的數(shù)量為兩根，這兩根搖臂控制桿的一端分別固定于所述搖臂，這兩根搖臂控制桿形成一直線。

進一步的，所述連接組件包括連接卡盤、第一連接桿、第二連接桿、第三連接桿和第四連接桿，所述連接卡盤安裝于遠離所述輪叉所述外筒的一端處，所述第一連接桿、第二連接桿、第三連接桿和第四連接桿分別與所述連接卡盤和飛機的機身連接。

進一步的，所述外筒的中部處安裝有固定卡盤。

進一步的，靠近所述輪叉所述外筒的一端處安裝有一套筒，所述內(nèi)筒的一端套裝于該套 筒內(nèi)。

本發(fā)明有益效果：本發(fā)明所述的輕型飛機前起落架，其上安裝有轉(zhuǎn)向組件，通過轉(zhuǎn)向裝置的搖臂控制桿控制內(nèi)筒轉(zhuǎn)動，從而轉(zhuǎn)動輪胎實現(xiàn)輕型飛機的轉(zhuǎn)向，該輕型飛機前起落架還安裝有減震組件，通過該減震組件實現(xiàn)輕型飛機的減震，因此本發(fā)明的輕型飛機前起落架具有控制輕型飛機轉(zhuǎn)向和減震的功能，功能完備，還有該輕型飛機前起落架的整體結構簡單，零部件少，整體重量輕。

附圖說明

圖1是本發(fā)明實施例的輕型飛機前起落架的結構示意圖。

圖2是圖1中A的放大視圖。

圖3是圖1中B向視圖。

附圖標記說明：

轉(zhuǎn)向組件1、連接組件2、減震組件3、外筒4、內(nèi)筒5、套筒6、輪叉7、輪軸8、輪胎9、固定卡盤10；

搖臂11、搖臂控制桿12；

連接卡盤21、第一連接桿22、第二連接桿23、第三連接桿24、第四連接桿25；

減震鎖具卡盤31、減震鎖具32、減震繩33。

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、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明一部分實施例，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。

如圖1所示，本實施例的輕型飛機前起落架，包括連接組件2、支撐組件、輪叉7、輪軸8、輪胎9。輪胎9安裝于輪軸8上，輪叉7安裝于輪軸8上。支撐組件包括外筒4和內(nèi)筒5，外筒4上加工有一與內(nèi)筒5相配的通孔，該通孔的中心線與外筒4的中心線重合，內(nèi)筒5安裝于外筒4的通孔內(nèi)并可在該通孔內(nèi)沿自身中心線自由轉(zhuǎn)動，內(nèi)筒5的一端固定于輪叉7上。優(yōu)選設計，外筒4和內(nèi)筒5采用高強度鋼制作而成，從而提高其強度和剛度。連接組件2用于將外筒4安裝于飛機的機身上，參照圖2和圖3，連接組件2包括連接卡盤21、第一連接桿22、第二連接桿23、第三連接桿24和第四連接桿25，連接卡盤21固定于遠離輪叉7外筒4的一端處，第一連接桿22、第二連接桿23、第三連接桿24和第四連接桿25的一端都加工有安裝孔，連接卡盤上均勻地加工有四對安裝孔，通過螺栓分別將第一連接桿22、第二連接桿23、第三連接桿24和第四連接桿25的一端固定于連接卡盤21上，第一連接桿22、第 二連接桿23、第三連接桿24和第四連接桿25的另一端分別固定于飛機的機身(附圖未示出)，從而實現(xiàn)將外筒4安裝于飛機的機身上。

本實施例的輕型飛機前起落架還包括轉(zhuǎn)向組件1和減震組件3，轉(zhuǎn)向組件1和減震組件3分別安裝于遠離輪叉7內(nèi)筒5的一端處。

參照圖1和圖3，轉(zhuǎn)向組件1包括搖臂11和搖臂控制桿12，通過螺栓將搖臂11的一端固定于內(nèi)筒5上，搖臂11的另一端固定有兩根搖臂控制桿12，這兩根搖臂控制桿12的一端分別固定于搖臂11的一端，這兩根搖臂控制桿12形成一直線。

參照圖1和圖2，減震組件3包括減震鎖具卡盤31、減震鎖具32和減震繩33，減震鎖具卡盤31固定于遠離輪叉7內(nèi)筒5的一端處，減震鎖具32的一端通過螺釘安裝于減震鎖具卡盤31上，減震繩33套裝于遠離減震鎖具卡盤31減震鎖具32的一端處，該減震繩33并連接于飛機的機身。設計時，減震繩33也可設計為高彈性的彈簧。

作為優(yōu)選技術方案，外筒4的中部處安裝有固定卡盤10，該固定卡盤10與飛機的機身連接，從而更好地將外筒4安裝于飛機的機身上。

作為優(yōu)選技術方案，靠近輪叉7外筒4的一端處安裝有一套筒6，內(nèi)筒5套裝于該套筒6內(nèi)。

本發(fā)明所述的輕型飛機前起落架，其上安裝有轉(zhuǎn)向組件，通過轉(zhuǎn)向裝置的搖臂控制桿控制內(nèi)筒轉(zhuǎn)動，從而轉(zhuǎn)動輪胎實現(xiàn)輕型飛機的轉(zhuǎn)向，該輕型飛機前起落架還安裝有減震組件，通過該減震組件實現(xiàn)輕型飛機的減震，因此本發(fā)明的輕型飛機前起落架具有控制輕型飛機轉(zhuǎn)向和減震的功能，功能完備，整體結構也簡單，零部件少，整體重量輕。還有采用免維護的自潤滑技術，減少了對輕型飛機前起落架的維護環(huán)節(jié)和維護工作量。

以上所述僅為本發(fā)明的較佳實施例而已，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。