本实用新型涉及一种无杆飞机牵引器及其机架。
背景技术：
飞机牵引车是保障飞机地面移动的重要设备，根据牵引方式的不同，牵引飞机可分为有杆牵引和无杆牵引。有杆牵引是指飞机牵引车通过牵引杆与飞机前起相连，实现飞机的牵引或顶推；无杆牵引则是飞机牵引车将飞机前起驮伏，牵引车与飞机形成一个整体，实现飞机牵引作业。
无杆牵引相对于有杆牵引具有如下的优点，（1）操作简单、作业效率高；（2）转弯半径小，车身重量轻，操纵灵活；（3）保障人员少，运行成本低；（4）通用性好。由于无杆牵引车相对于有杆牵引车有着显著的优势，有杆牵引有逐渐被淘汰的趋势。
常用的电动无杆飞机牵引器均具有用于将飞机前起驮伏的前起支撑结构，并通过前起压紧结构将飞机前起固定在前起支撑结构上，而现有的前起支撑结构对于飞机前起的支撑部位均位于电动无杆飞机牵引器的前后轮中间位置，这样设置在实际的工作过程中导致前轮和后轮均需要承受一定的压力，这在车辆转向过程中会产生无杆牵引车的转向轮由于承受压力而导致转向阻力较大，进而影响无杆牵引车转向的灵活性。
技术实现要素：
本实用新型的目的在于提供一种无杆飞机牵引器，以解决现有技术中的前起支撑结构将飞机前起支撑在机体中间位置而导致的转向受阻的问题；本实用新型的目的还在于提供一种该无杆飞机牵引器的机架。
为实现上述目的，本实用新型一种无杆飞机牵引器的技术方案是：
方案1：一种无杆飞机牵引器，包括机体，所述机体包括机架，机体的后轮为驱动轮，所述机架包括前起支撑结构，所述前起支撑结构包括支撑板，支撑板上设有用于定位飞机前起的轴线位置以使飞机前起的轴线与所述驱动轮轴线位于同一立面上的定位部。
方案2：在方案1的基础上，所述驱动轮为电动驱动。
方案3：在方案2的基础上，所述驱动轮为轮边驱动轮，所述机体通过两个驱动轮的差速实现转向。
方案4：在方案3的基础上，所述机体的前轮为万向轮。
方案5：在方案1~4的任一项的基础上，所述定位部位于两个驱动轮之间的中心位置。
本实用新型无杆飞机牵引器的机架的技术方案是：
方案6：无杆飞机牵引器的机架，其后部设置有两个用于安装对应的驱动轮的后轮安装结构，所述机架包括前起支撑结构，所述前起支撑结构包括支撑板，支撑板上设有用于定位飞机前起的轴线位置以使飞机前起的轴线与对应的驱动轮轴线位于同一立面上的定位部。
方案7：在方案6的基础上，所述机架上还设有用于安装驱使驱动轮转动的电动结构的安装部。
方案8：在方案7的基础上，所述安装结构包括设置在机架上的安装槽，所述安装槽的中间位置设置有隔板而将安装槽分为驱动轮安装部和电机安装部。
方案9：在方案8的基础上，所述机架的前侧设有用于安装万向轮的前轮安装结构。
方案10：在方案6~9的任一项的基础上，两个后轮安装结构各自距离定位部的尺寸满足定位部位于两个驱动轮之间的中心位置。
本实用新型的有益效果是：相比于现有技术，本实用新型所涉及的无杆飞机牵引器，通过在前起支撑结构上设置与飞机前起的轴线共立面的定位部，并将该定位部与驱动轮的轴线共立面，从而能够实现在将飞机前起驮伏在飞机牵引器上时，通过定位部的设置保证飞机前起的轴线与驱动轮的轴线处于同一立面，进而能够保证飞机前起的重量完全由驱动轮组来承担，在实际的牵引过程中，这样设置既可以增大驱动轮与地面之间的摩擦系数，减轻无杆飞机牵引器的机体重量，同时又可以减轻转向轮的受力，进而减少转向阻力，保证了机体行进过程时转向的灵活性。
附图说明
图1为本实用新型的无杆飞机牵引器的实施例一的结构示意图；
图2为图1的正视结构简图；
图3为本实用新型的无杆飞机牵引器的实施例二的结构示意图；
图4为本实用新型的无杆飞机牵引器的实施例三的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本实用新型的实施方式作进一步说明。
本实用新型的无杆飞机牵引器的实施例一，如图1至图2所示，该无杆飞机牵引器包括机体1，机体1包括机架和轮组，机架的后部设置有前起支撑结构，通过前起支撑结构来驮伏飞机前起4，在本实施例中，轮组包括驱动轮和万向轮，布置形式是机体1的后轮设置为轮边驱动轮2，前轮设置为万向轮3，其中轮边驱动轮2包括轮毂电机、轮毂电机驱动器等，在本实施例中，通过轮边驱动轮2的设置主要是为了实现通过轮边驱动轮的差速变化实现机体1的转向，这样的转向方式能够实现无杆飞机牵引器的零半径转向，转向比较灵活自由，操控性较好，而且通过后轮驱动并差速转向的方式，能够简化力矩传递方式，缩短故障链，而且降低了系统的复杂程度，在实际的驱动过程中若出现故障也能较快的发现故障位置。
同时，对于前起支撑结构来说，其包括支撑板5，支撑板5上设有用于定位飞机前起4的前起轴线41位置并与飞机前起4的前起轴线41共立面的定位部51，同时，该支撑板5的设置位置能够保证上述的两个轮边驱动轮2的驱动轮轴线21与定位部51共立面而使飞机前起4支撑设置在驱动轮轴线21所在立面上。飞机前起4的轴线位置位于驱动轮的轴线位置所在立面上，这样设置能够在将飞机前起4固定在支撑板5上之后，飞机前起4的重量全部由轮边驱动轮2来承受，从而增大了轮边驱动轮2与地面的接触面积，而且这种设置方式可以增大轮边驱动轮2与地面的摩擦系数，进而可以减轻原有的为了保证轮边驱动轮2与地面之间的摩擦系数而增加的机体1重量；同时，这样的设置形式也可以减轻辅助万向轮3的受力，进而减小转向阻力，保证差速转向的灵活性。
同时，在本实施例中，上述的定位部51位于两个驱动轮之间的中心位置，这样能够保证两个轮边驱动轮2受力一致，进一步的保证转向的灵活性。
上述的机架上设置有用于安装轮边驱动轮2的安装槽，安装槽由隔板分隔成两部分，其中一部分构成了电机安装部，另一部分构成了驱动轮安装部。
本实用新型所涉及的无杆飞机牵引器的实施例二：与实施例一的不同之处在于，如图3所示，机架上的轮组可以有三组，根据实际的情况任意设计，保证驱动轮与地面的摩擦系数足够大以及万向轮与地面的转向阻力足够小即可。
本实用新型所涉及的无杆飞机牵引器的实施例三：与实施例一的不同之处在于，如图4所示，飞机前起可以被定位在两个驱动轮之间的偏向其中一个的位置。
当然，在其他实施例中，后轮也可以仅仅设置作为前进动力驱动轮，将前轮设置为转向轮，通过转向轮转向，驱动轮提供前进以及后退的动力，这样设置虽然会使力矩的传递方式较为复杂， 而且故障链较长，但是将飞机前起4支撑在驱动轮的轴线所在立面上，也能够保证驱动轮与地面的摩擦系数，而且转向轮仅仅需要承受牵引器的重量既可以实现转向功能，牵引也比较方便。
本实用新型所涉及的无杆牵引器为适用于对飞机牵引的行走装置，例如牵引车等，本实施例中主要体现的是轮驱的方式，在其他实施例中，也可以应用于其他方式驱动中。
本实用新型所涉及的机架的实施例，其结构与上述的无杆飞机牵引器的实施例中的机架的结构一致，不再详细展开。