飞机前起落架顶起装置

1.本发明涉及航空运输工具检修技术领域，尤其是涉及一种飞机前起落架顶起装置。


背景技术：

2.飞机前起落架是飞机下部用于起飞降落或地面(或水面)滑行时支撑航空器并用于地面(或水面)移动的附件装置。前起落架是唯一一种支撑整架飞机的部件，因此它是飞机不可缺少的一部份；没有它，飞机便不能在地面移动。当飞机起飞后，可以视飞机性能而收回前起落架。
3.飞机前起落架两前轮之间通过横梁连接，目前，主要通过使用千斤顶支撑飞机前起落架横梁部位的方式撑起前起落架，以抬起飞机前起落架的两前轮，进而对前轮进行维修或转向等性能测试。但是，由于千斤顶支撑飞机前起落架横梁部位，千斤顶底盘或其他部位占用起落架两轮底部的空间，从而，无法通过在起落架两轮底部塞入机轮性能检测用装置对飞机起落架两前轮进行转向或其他机轮性能测试，而只能通过人手动转轮查看前轮的转向状态，包括转向是否灵活、转向过程中机轮是否存在抖动等，这大大降低了对飞机起落架前轮进行转向或其他性能测试的效率且严重影响了测试结果的准确度。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种飞机前起落架顶起装置，以解决现有技术中，在对飞机起落架两前轮进行转向或其他机轮性能测试时，千斤顶支撑起落架占用两前轮底部空间，造成无法使用机轮性能检测用装置进行前轮性能测试，影响测试效率和测试结果准确度的技术问题。
5.为实现上述目的，本发明实施例采用如下技术方案：
6.本发明实施例提供一种飞机前起落架顶起装置，包括起落架支撑梁、第一举升机构、第二举升机构；所述起落架支撑梁的中部设有向下凹陷的承载凹槽，所述起落架支撑梁的一端连接于所述第一举升机构，所述起落架支撑梁的另一端连接于所述第二举升机构；所述第一举升机构和所述第二举升机构配置成能够控制所述起落架支撑梁的两端同步升降。
7.使用时，使用两个上述飞机前起落架顶起装置，将飞机前起落架抬起，使两个机轮分别对应落在一个飞机前起落架顶起装置中起落架支撑梁的承载凹槽内部，启动第一举升机构和第二举升机构缓慢举升起落架支撑梁，从而缓慢抬起机轮，进而支撑飞机前起落架，进一步地，对飞机前起落架进行维修，本发明实施例顶起和支撑飞机前起落架的过程相较于人工使用千斤顶顶起和支撑飞机前起落架而言，顶起和支撑的过程效率更高，有利于快速对飞机前起落架进行检修。
8.此外，特别地，针对飞机起落架两前轮之间通过横梁连接，千斤顶支撑飞机前起落架横梁部位，千斤顶底盘或其他部位占用起落架两轮底部的空间，从而，无法通过在起落架
两轮底部塞入机轮性能检测用装置对飞机起落架两前轮进行转向或其他机轮性能测试，而只能通过人手动旋转操纵手轮查看前轮的转向状态，包括转向是否灵活、转向过程中机轮是否存在抖动等，这大大降低了对飞机起落架前轮进行转向或其他性能测试的效率且严重影响了测试结果准确度的问题，本实施例提供的飞机前起落架顶起装置在利用第一举升机构、第二举升机构以及起落架支撑梁将飞机前起落架的两个前轮撑起后，两前轮底部的空间不被占用，从而可向两前轮底部塞入机轮性能检测用装置，然后缓慢将飞机前轮下落到机轮性能检测用装置上，移除飞机前起落架顶起装置，进而对起落架前轮进行相应性能测试，测试完成后，再将本实施例提供的飞机前起落架顶起装置移回，重新支撑两前轮。
9.本实施例提供的飞机前起落架顶起装置结构简单，使用过程中撑起飞机前起落架的两前轮后不占用两前轮底部空间，从而克服了千斤顶支撑起落架占用两前轮底部空间造成无法使用机轮性能检测用装置进行前轮性能测试的技术障碍，使得可以通过机轮性能检测用装置代替纯手工转轮进行前轮性能测试，进而提高测试效率和测试结果准确度，具有良好的应用前景。
10.在本发明实施例的可选实施方式中，所述第一举升机构和所述第二举升机构分别包括各自的液压缸组件、伺服阀和伺服阀升降驱动组件；
11.所述液压缸组件包括液压缸和活塞杆，所述液压缸竖直设置，所述活塞杆的下端伸缩连接于所述液压缸的内部，所述活塞杆的上端固定于所述起落架支撑梁的端部；
12.所述伺服阀包括阀座和安装于所述阀座的阀芯；所述阀座通过阀座连接板固定连接于所述液压缸，且所述阀座通过油管与所述液压缸连接；所述阀芯的上端通过阀芯连接板固定连接于所述活塞杆的上端；所述阀座和所述阀芯均连接于所述伺服阀升降驱动组件，所述伺服阀升降驱动组件配置成能够驱动所述阀芯升降，以带动所述活塞杆升降，进而带动所述起落架支撑梁的端部升降。
13.进一步可选地，所述伺服阀升降驱动组件包括滚珠丝杠、丝杠螺母和旋转驱动组合结构；
14.所述滚珠丝杠沿竖直方向设置且穿过所述阀座，所述丝杠螺母螺纹套装于所述滚珠丝杠外部，所述阀芯固定于所述丝杠螺母；所述旋转驱动组合结构连接于所述滚珠丝杠的一端，所述旋转驱动组合结构配置成能够驱动所述滚珠丝杠转动，以带动所述丝杠螺母升降，进而带动所述阀芯相对所述阀座升降。
15.进一步可选地，所述旋转驱动组合结构包括驱动组件支撑架、旋转驱动部、第一传动带、第二传动带、第一传动轮、第二传动轮、第三传动轮、第四传动轮、第一锥齿轮和第二锥齿轮；
16.以所述第一举升机构中的驱动组件支撑架与所述第二举升机构中的驱动组件支撑架相互面对的一侧为所述驱动组件支撑架的内侧，以所述驱动组件支撑架的内侧和外侧中的一侧为所述驱动组件支撑架的第一侧，另一侧为所述驱动组件支撑架的第二侧：
17.所述第一传动轮通过第一轮轴转动安装于所述驱动组件支撑架的顶部第一侧；所述第二传动轮通过第二轮轴转动安装于所述驱动组件支撑架的底部第一侧，且所述第二轮轴穿过所述驱动组件支撑架，所述第三传动轮安装于所述第二轮轴位于所述驱动组件支撑架第二侧的一端；所述第四传动轮通过第三轮轴转动安装于所述驱动组件支撑架的底部第二侧，且所述第四传动轮与所述第三传动轮相互间隔；所述第三轮轴穿过所述驱动组件支
撑架，所述第一锥齿轮安装于所述第三轮轴位于所述驱动组件支撑架第一侧的一端，所述第二锥齿轮安装于所述滚珠丝杠的下端，且所述第二锥齿轮与所述第一锥齿轮相互垂直且相互啮合；所述第一传动带套装且抵接于所述第一传动轮和所述第二传动轮的外部，所述第二传动带套装且抵接于所述第三传动轮和所述第四传动轮的外部；
18.所述旋转驱动部连接于所述第一轮轴，所述旋转驱动部配置成能够驱动所述第一传动轮转动，以依次带动所述第二传动轮、所述第三传动轮、所述第四传动轮、所述第一锥齿轮以及所述第二锥齿轮转动，进而带动所述滚珠丝杠转动。
19.进一步可选地，所述第一举升机构中驱动组件支撑架上连接的第一轮轴通过连接杆与所述第二举升机构中驱动组件支撑架上连接的第一轮轴连接。
20.可选地，所述旋转驱动部采用手轮。
21.在本发明实施例的可选实施方式中，所述阀芯与所述阀芯连接板之间设有防转结构。
22.进一步可选地，所述防转结构包括防转板和防转滑套；
23.所述阀芯连接板的上板面固定或一体连接有竖直导向柱，所述防转板的一端安装于所述阀芯，所述防转滑套的底部固定于所述防转板，且所述防转滑套的中心轴线沿竖直方向延伸，所述竖直导向柱穿过所述防转滑套。
24.在本发明实施例的可选实施方式中，所述第一举升机构和所述第二举升机构还分别包括各自的液压缸支撑架，所述液压缸固定于所述液压缸支撑架。
25.进一步可选地，所述液压缸支撑架上设有顶部开口的套筒式结构，所述液压缸伸入且固定于所述套筒式结构内部。
附图说明
26.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
27.图1为本发明实施例提供的飞机前起落架顶起装置的整体结构正视图；
28.图2为本发明实施例提供的飞机前起落架顶起装置的整体结构轴测图；
29.图3为图2中a部分的局部结构放大图；
30.图4为图2中b部分的局部结构放大图；
31.图5为图1中示出的飞机前起落架顶起装置的c-c向剖视图；
32.图6为图5中d部分的局部结构放大图；
33.图7为图5中e部分的局部结构放大图。
34.图标：1-起落架支撑梁；11-承载凹槽；2-第一举升机构；3-第二举升机构；41-液压缸；42-活塞杆；43-伺服阀；431-阀座；432-阀芯；44-阀座连接板；45-油管；46-阀芯连接板；461-竖直导向柱；51-滚珠丝杠；52-丝杠螺母；60-驱动组件支撑架；61-旋转驱动部；62-第一传动带；63-第二传动带；64-第一传动轮；65-第二传动轮；66-第三传动轮；67-第四传动轮；68-第一锥齿轮；69-第二锥齿轮；7-连接杆；81-防转板；82-防转滑套；9-液压缸支撑架。
具体实施方式
35.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以各种不同的配置来布置和设计。
36.因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
37.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
38.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
39.此外，术语“水平”、“竖直”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。
40.在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
41.下面结合附图，对本发明的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
42.本实施例提供一种飞机前起落架顶起装置，参照图1至图7，该飞机前起落架顶起装置包括起落架支撑梁1、第一举升机构2、第二举升机构3；具体地，起落架支撑梁1的中部设有向下凹陷的承载凹槽11，起落架支撑梁1的一端连接于第一举升机构2，起落架支撑梁1的另一端连接于第二举升机构3；第一举升机构2和第二举升机构3配置成能够控制起落架支撑梁1的两端同步升降。
43.使用时，使用两个上述飞机前起落架顶起装置，将飞机前起落架抬起，使两个机轮分别对应落在一个飞机前起落架顶起装置中起落架支撑梁1的承载凹槽11内部，启动第一举升机构2和第二举升机构3缓慢举升起落架支撑梁1，从而缓慢抬起机轮，进而支撑飞机前起落架，进一步地，对飞机前起落架进行维修，该顶起和支撑飞机前起落架的过程相较于人工使用千斤顶顶起和支撑飞机前起落架而言，顶起和支撑的过程效率更高，有利于快速对飞机前起落架进行检修。
44.此外，特别地，针对千斤顶支撑飞机前起落架横梁部位，千斤顶底盘或其他部位占
用起落架两轮底部的空间，从而，无法通过在起落架两轮底部塞入机轮性能检测用装置对飞机起落架两前轮进行转向或其他机轮性能测试，而只能通过人手动旋转操纵手轮查看前轮的转向状态，包括转向是否灵活、转向过程中机轮是否存在抖动等，这大大降低了对飞机起落架前轮进行转向或其他性能测试的效率且严重影响了测试结果准确度的问题，本实施例提供的飞机前起落架顶起装置在利用第一举升机构2、第二举升机构3以及起落架支撑梁1将飞机前起落架的两个前轮撑起后，两前轮底部的空间不被占用，从而可向两前轮底部塞入机轮性能检测用装置，然后缓慢将飞机前轮下落到机轮性能检测用装置上，移除飞机前起落架顶起装置，进而对起落架前轮进行相应性能测试，测试完成后，再将本实施例提供的飞机前起落架顶起装置移回，重新支撑两前轮。
45.本实施例提供的飞机前起落架顶起装置结构简单，使用过程中撑起飞机前起落架的两前轮后不占用两前轮底部空间，从而克服了千斤顶支撑起落架占用两前轮底部空间造成无法使用机轮性能检测用装置进行前轮性能测试的技术障碍，使得可以通过机轮性能检测用装置代替纯手工转轮进行前轮性能测试，进而提高测试效率和测试结果准确度，具有良好的应用前景。
46.在本实施例的可选实施方式中，上述第一举升机构2和第二举升机构3具有多种可选结构，其中，参照图1至图7，较为优选地但不限于，第一举升机构2和第二举升机构3分别包括各自的液压缸组件、伺服阀43和伺服阀升降驱动组件；其中：液压缸组件包括液压缸41和活塞杆42，液压缸41竖直设置，活塞杆42的下端伸缩连接于液压缸41的内部，活塞杆42的上端固定于起落架支撑梁1的端部；伺服阀43包括阀座431和安装于阀座431的阀芯432；阀座431通过阀座连接板44固定连接于液压缸41，且阀座431通过油管45与液压缸41连接；阀芯432的上端通过阀芯连接板46固定连接于活塞杆42的上端；阀座431和阀芯432均连接于伺服阀升降驱动组件，伺服阀升降驱动组件配置成能够驱动阀芯432升降，以带动活塞杆42升降，进而带动起落架支撑梁1的端部升降。本优选实施方式中，通过液压缸组件、伺服阀43和伺服阀升降驱动组件组合形成电液伺服液压系统，具有操作方便、动作精度高等优点。
47.进一步优选地，伺服阀升降驱动组件包括滚珠丝杠51、丝杠螺母52和旋转驱动组合结构；该滚珠丝杠51沿竖直方向设置且穿过阀座431，丝杠螺母52螺纹套装于滚珠丝杠51外部，阀芯432固定于丝杠螺母52；旋转驱动组合结构连接于滚珠丝杠51的一端，旋转驱动组合结构配置成能够驱动滚珠丝杠51转动，以带动丝杠螺母52升降，进而带动阀芯432相对阀座431升降，利用该结构，可保证升降动作平稳性。
48.更进一步优选地，上述旋转驱动组合结构包括驱动组件支撑架60、旋转驱动部61、第一传动带62、第二传动带63、第一传动轮64、第二传动轮65、第三传动轮66、第四传动轮67、第一锥齿轮68和第二锥齿轮69。以第一举升机构2中的驱动组件支撑架60与第二举升机构3中的驱动组件支撑架60相互面对的一侧为驱动组件支撑架60的内侧，以驱动组件支撑架60的内侧和外侧中的一侧为驱动组件支撑架60的第一侧，另一侧为驱动组件支撑架60的第二侧：第一传动轮64通过第一轮轴转动安装于驱动组件支撑架60的顶部第一侧；第二传动轮65通过第二轮轴转动安装于驱动组件支撑架60的底部第一侧，且第二轮轴穿过驱动组件支撑架60，第三传动轮66安装于第二轮轴位于驱动组件支撑架60第二侧的一端；第四传动轮67通过第三轮轴转动安装于驱动组件支撑架60的底部第二侧，且第四传动轮67与第三传动轮66相互间隔；第三轮轴穿过驱动组件支撑架60，第一锥齿轮68安装于第三轮轴位于
驱动组件支撑架60第一侧的一端，第二锥齿轮69安装于滚珠丝杠51的下端，且第二锥齿轮69与第一锥齿轮68相互垂直且相互啮合；第一传动带62套装且抵接于第一传动轮64和第二传动轮65的外部，第二传动带63套装且抵接于第三传动轮66和第四传动轮67的外部。旋转驱动部61连接于第一轮轴，旋转驱动部61配置成能够驱动第一传动轮64转动，以依次带动第二传动轮65、第三传动轮66、第四传动轮67、第一锥齿轮68以及第二锥齿轮69转动，进而带动滚珠丝杠51转动。该旋转驱动部61可采用手轮或旋转电机或旋转液压缸41或旋转气缸等结构，以上的各个轮轴穿过且分别通过各自的轴承连接于驱动组件支撑架60。本实施方式中，通过上述的驱动组件支撑架60、旋转驱动部61、第一传动带62、第二传动带63、第一传动轮64、第二传动轮65、第三传动轮66、第四传动轮67、第一锥齿轮68和第二锥齿轮69的组合结构作为旋转驱动的动力输出结构，整体结构紧凑性较强，且便于对旋转驱动部61的具体设置位置进行调整，以使旋转驱动部61的位置远离机轮支撑点，从而获得较大的可操作空间，同时保证传动平稳度，该旋转驱动组合结构至少具有更加便于操作的有益效果。
49.进一步优选地但不限于，上述第一举升机构2中驱动组件支撑架60上连接的第一轮轴通过连接杆7与第二举升机构3中驱动组件支撑架60上连接的第一轮轴连接，以使第一举升机构2和第二举升机构3可以同时进行升降动作，保证升降动作平稳性。
50.此外，为进一步确保升降稳定性，在本实施例的一些可选实施方式中，较为优选地，在阀芯432与阀芯连接板46之间还设有防转结构，该防转结构可以但不限于如图所示，包括防转板81和防转滑套82；具体地，阀芯连接板46的上板面固定或一体连接有竖直导向柱461，防转板81的一端安装于阀芯432，防转滑套82的底部固定于防转板81，且防转滑套82的中心轴线沿竖直方向延伸，竖直导向柱461穿过防转滑套82。
51.此外，在本实施例的一些可选实施方式中，较为优选地但不限于，第一举升机构2和第二举升机构3还分别包括各自的液压缸支撑架9，液压缸41固定于液压缸支撑架9，为更进一步增加整个飞机前起落架顶起装置的支撑稳定性，以及便于组装和检修，进一步优选地但不限于，液压缸支撑架9上设有顶部开口的套筒式结构，液压缸41伸入且固定于套筒式结构内部。
52.最后应说明的是：本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其它实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分相互参见即可；本说明书中的以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。