飞机前起落架顶起装置

技术特征：
1.一种飞机前起落架顶起装置，其特征在于，包括起落架支撑梁(1)、第一举升机构(2)、第二举升机构(3)；所述起落架支撑梁(1)的中部设有向下凹陷的承载凹槽(11)，所述起落架支撑梁(1)的一端连接于所述第一举升机构(2)，所述起落架支撑梁(1)的另一端连接于所述第二举升机构(3)；所述第一举升机构(2)和所述第二举升机构(3)配置成能够控制所述起落架支撑梁(1)的两端同步升降。2.根据权利要求1所述的飞机前起落架顶起装置，其特征在于，所述第一举升机构(2)和所述第二举升机构(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；所述液压缸组件包括液压缸(41)和活塞杆(42)，所述液压缸(41)竖直设置，所述活塞杆(42)的下端伸缩连接于所述液压缸(41)的内部，所述活塞杆(42)的上端固定于所述起落架支撑梁(1)的端部；所述伺服阀(43)包括阀座(431)和安装于所述阀座(431)的阀芯(432)；所述阀座(431)通过阀座连接板(44)固定连接于所述液压缸(41)，且所述阀座(431)通过油管(45)与所述液压缸(41)连接；所述阀芯(432)的上端通过阀芯连接板(46)固定连接于所述活塞杆(42)的上端；所述阀座(431)和所述阀芯(432)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(432)升降，以带动所述活塞杆(42)升降，进而带动所述起落架支撑梁(1)的端部升降。3.根据权利要求2所述的飞机前起落架顶起装置，其特征在于，所述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；所述滚珠丝杠(51)沿竖直方向设置且穿过所述阀座(431)，所述丝杠螺母(52)螺纹套装于所述滚珠丝杠(51)外部，所述阀芯(432)固定于所述丝杠螺母(52)；所述旋转驱动组合结构连接于所述滚珠丝杠(51)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(51)转动，以带动所述丝杠螺母(52)升降，进而带动所述阀芯(432)相对所述阀座(431)升降。4.根据权利要求3所述的飞机前起落架顶起装置，其特征在于，所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)；以所述第一举升机构(2)中的驱动组件支撑架(60)与所述第二举升机构(3)中的驱动组件支撑架(60)相互面对的一侧为所述驱动组件支撑架(60)的内侧，以所述驱动组件支撑架(60)的内侧和外侧中的一侧为所述驱动组件支撑架(60)的第一侧，另一侧为所述驱动组件支撑架(60)的第二侧：所述第一传动轮(64)通过第一轮轴转动安装于所述驱动组件支撑架(60)的顶部第一侧；所述第二传动轮(65)通过第二轮轴转动安装于所述驱动组件支撑架(60)的底部第一侧，且所述第二轮轴穿过所述驱动组件支撑架(60)，所述第三传动轮(66)安装于所述第二轮轴位于所述驱动组件支撑架(60)第二侧的一端；所述第四传动轮(67)通过第三轮轴转动安装于所述驱动组件支撑架(60)的底部第二侧，且所述第四传动轮(67)与所述第三传动轮(66)相互间隔；所述第三轮轴穿过所述驱动组件支撑架(60)，所述第一锥齿轮(68)安装于
所述第三轮轴位于所述驱动组件支撑架(60)第一侧的一端，所述第二锥齿轮(69)安装于所述滚珠丝杠(51)的下端，且所述第二锥齿轮(69)与所述第一锥齿轮(68)相互垂直且相互啮合；所述第一传动带(62)套装且抵接于所述第一传动轮(64)和所述第二传动轮(65)的外部，所述第二传动带(63)套装且抵接于所述第三传动轮(66)和所述第四传动轮(67)的外部；所述旋转驱动部(61)连接于所述第一轮轴，所述旋转驱动部(61)配置成能够驱动所述第一传动轮(64)转动，以依次带动所述第二传动轮(65)、所述第三传动轮(66)、所述第四传动轮(67)、所述第一锥齿轮(68)以及所述第二锥齿轮(69)转动，进而带动所述滚珠丝杠(51)转动。5.根据权利要求4所述的飞机前起落架顶起装置，其特征在于，所述第一举升机构(2)中驱动组件支撑架(60)上连接的第一轮轴通过连接杆(7)与所述第二举升机构(3)中驱动组件支撑架(60)上连接的第一轮轴连接。6.根据权利要求4所述的飞机前起落架顶起装置，其特征在于，所述旋转驱动部(61)采用手轮。7.根据权利要求2所述的飞机前起落架顶起装置，其特征在于，所述阀芯(432)与所述阀芯连接板(46)之间设有防转结构。8.根据权利要求7所述的飞机前起落架顶起装置，其特征在于，所述防转结构包括防转板(81)和防转滑套(82)；所述阀芯连接板(46)的上板面固定或一体连接有竖直导向柱(461)，所述防转板(81)的一端安装于所述阀芯(432)，所述防转滑套(82)的底部固定于所述防转板(81)，且所述防转滑套(82)的中心轴线沿竖直方向延伸，所述竖直导向柱(461)穿过所述防转滑套(82)。9.根据权利要求2所述的飞机前起落架顶起装置，其特征在于，所述第一举升机构(2)和所述第二举升机构(3)还分别包括各自的液压缸支撑架(9)，所述液压缸(41)固定于所述液压缸支撑架(9)。10.根据权利要求9所述的飞机前起落架顶起装置，其特征在于，所述液压缸支撑架(9)上设有顶部开口的套筒式结构，所述液压缸(41)伸入且固定于所述套筒式结构内部。

技术总结
本发明提供一种飞机前起落架顶起装置，涉及航空运输工具检修的技术领域，包括起落架支撑梁、第一举升机构、第二举升机构；起落架支撑梁的中部设有向下凹陷的承载凹槽，起落架支撑梁的一端连接于第一举升机构，起落架支撑梁的另一端连接于第二举升机构；第一举升机构和第二举升机构配置成能够控制起落架支撑梁的两端同步升降。本发明解决了现有技术中，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。题。题。


技术研发人员：肖莹 刘志军 李书田
受保护的技术使用者：北京电子科技职业学院
技术研发日：2022.02.14
技术公布日：2022/4/12