專利名稱：包括用于收起及轉向的單一控制裝置的飛行器前端起落架的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及飛行器起落架，特別地涉及用于在收起和轉向操縱方面控制前端起落架的系統(tǒng)。
背景技術：
飛行器，尤其是客機，具有起落架，通常地， 所述起落架由主起落架以及前端起落架組成，所述主起落架包括兩組輪子，每一組輪子設置于飛機其中一側機翼的下方或設置于機身下方，而所述前端起落架則被設置在靠近所述機身前端的位置。另外，為了支撐所述飛機的重量，當飛機在跑道上滑行進，該前端起落架具有操縱方向的作用。與所述主起落架一樣，所述前端起落架也是可收起的，因此，當飛機起飛后，所述前端起落架能夠被放置在機身里面，從而避免被認為是阻力的氣動摩擦力，當所述氣動摩擦力施加在前端起落架上時，將會增加燃料消耗。在傳統(tǒng)方法中，該起落架通過兩個動力氣缸系統(tǒng)驅動；其中一個動力氣缸系統(tǒng)具有在飛機起飛后將所述起落架收起到機身里去的作用，而另外一個動力氣缸系統(tǒng)具有通過在一個方向或其它方向上繞所述起落架的垂直軸線旋轉輪子來操縱所述起落架的方向的作用，以便當飛機在跑道上滑行時操縱所述飛機的方向。參考圖I，前端起落架通常包括結構零件或支腿1，所述支腿在其上部以形成有樞軸2的支桿結束,所述起落架繞該樞軸2被收起。所述樞軸2被安裝在飛機構架(airplanecell)的結構零件上，以便在飛機飛行過程中承受前端起落架的重量，而在飛機停在地面時，所述樞軸2將飛機前部的重量傳遞給起落架。在一個收起動力氣缸或多個收起動力氣缸12a，12b的作用下，該樞軸使得所述支腿I在起落架被抬起時能夠被收回。所述支腿一來通過所述收起樞軸2與飛機結構相連接，二來也通過支腿支柱撐桿(被稱為主支腿支柱撐桿3)與飛機結構相連接，所述主支腿支柱撐桿3具有鉸鏈軸4，以便在起落架被抬起時將所述主支腿支柱撐桿3折疊。該主支腿支柱撐桿3具有在外力作用于所述起落架時防止該起落架發(fā)生不該發(fā)生的折疊的作用，例如在降落過程中輪子沖擊地面時。輔助支腿支柱撐桿5在起落架放下時展開，并且防止所述主支腿支柱撐桿3折疊。所述輔助支腿支柱撐桿5可以自己折疊起來，以便該輔助支腿支柱撐桿5可以通過在起落架升起時被操縱的動力氣缸的作用被折疊，從而使得所述主支腿支柱撐桿3折疊并使得所述支腿I上升到機身內(nèi)。通常地，所述支腿I呈空心圓筒的形式，旋轉管6置于其中。所述旋轉管通過本領域技術人員公知的方法縱向地設置于所述支腿I內(nèi)的適當?shù)奈恢茫⑶以撔D管能夠旋轉以使得在滑行過程中飛行員所給出的操縱指令得以應用。當所述起落架在飛機起飛后被收起時，所述旋轉管首先通過所述支腿內(nèi)側或外側的系統(tǒng)返回到靜止位置，該靜止位置與沿飛機軸線平放的前端起落架的輪子相對應。通常地，合并到所述起落架中的機械系統(tǒng)在起飛時確認輪子的校直(alignment),也在所述減震器延伸的時候。所述旋轉管自身呈空心的，且允許滑桿7在其中運動，所述滑桿朝向所述旋轉管的底部伸出，并且為所述前端起落架輪子承載軸(axle)。所述滑桿7通過減震器安裝在旋轉管上，以使得所述滑桿7根據(jù)施加在輪子上的垂直力而在所述支腿內(nèi)運動，并且使得所述滑桿7在靜止時回到中心位置，所述中心位置與所述前端起落架所承受的重量以及所述彈簧的反作用力之間的平衡相對應。所述滑桿7以及旋轉管6通過一批被稱為力矩連桿8的元件連接，所述力矩連桿8將由所述旋轉管6給出的定向傳遞給所述滑桿，因此為飛機輪子提供操縱指令。所述力矩連桿裝置8由兩個相互鉸連的連桿組成；第一連桿在其一端和與所述滑桿連接的水平樞軸相連接，而在其另外一端則與第二連桿的其中一端相連接；所述第二連桿的另外一端和與所述旋轉管6連接的水平樞軸相連接。所述兩個連桿的公共端通過公共水平樞軸相互固定。
由于安裝在所述旋轉管內(nèi)的減震器，所述滑桿7通過垂直運動能夠吸收施加在輪子上的任何震動。所述滑桿7發(fā)生運動時，所述力矩連桿裝置8發(fā)生變形，所述變形保持在一個所述支腿的徑向方位的平面上，從而強迫所述輪子保持在與所述旋轉管6相關的固定的方向上。通過指令所述旋轉管6轉動，所述輪子得以被操縱。眾多的系統(tǒng)已經(jīng)被設計出來，用以控制飛行器前端起落架，無論是將所述前端起落架收起到飛行器機身內(nèi)為此目的而配備的井(well)里，還是用于在跑道上滑行時操縱方向。正如之前所表明的，它們通常由兩個動力氣缸系統(tǒng)組成，其中一個作用于所述前端起落架的支腿1，以便在起飛以后將該前端起落架收起，而在降落前再將其展開；而另外一個動力氣缸系統(tǒng)則作用于所述旋轉管6，以便操縱所述輪子。所述與收起起落架有關的一個或多個動力氣缸安裝于所述飛行器的結構上，并且其在支承點位置處于拉伸狀態(tài)或優(yōu)選地處于壓縮狀態(tài)，所述支承點位于所述支腿上且在起收樞軸2的上方或下方，這依賴于所采用的幾何形狀。所述操縱動力氣缸，優(yōu)選地包括有兩個操縱動力氣缸，作用于所述旋轉管6上的一點，該點通常位于所述支腿I的下方。前端起落架系統(tǒng)允許所述旋轉管6轉動，以使得所述輪子轉動四分之一圏，從而使得所述起落架被收起時更容易地被放置于機身內(nèi)，這一技術方案是眾所周知的(專利申請FR1473951以及DE941109)。通常地，產(chǎn)生這種旋轉的裝置在所述起落架的上部與設置于所述旋轉管6的轉軸相連接，而操縱該裝置僅僅能夠轉動所述支腿內(nèi)的裝備有滑動部件以及輪子的旋轉管6。它們無法承受所述起落架被收起時施加在所述支腿上的力量。上文中所描述的構造具有如下缺點若干個前端起落架設備(操縱動力氣缸、饋電線路以及用于這些動力氣缸的固定點)均位于所述起落架上比較低的位置，因此當所述起落架被放下時，這些設備位于機身外側。因此，這些設備被設置于環(huán)繞飛機的風中，這會產(chǎn)生氣動噪聲以及對燃油消耗有不利影響的阻力?？紤]到對于控制調(diào)節(jié)的變換，盡可能地減少噪音產(chǎn)生的原因是很重要的，也包括始終如一地力圖盡可能地減少飛機的總阻力。為了達到上述目的，優(yōu)選地將那些控制所述前端起落架的設備盡可能高地設置在機身內(nèi)。這意味著要減少這些設備的數(shù)量和/或體積和/或質(zhì)量。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于通過提出一種用于飛行器的前端起落架來改變這些缺點，所述用于飛行器的前端起落架至少不存在現(xiàn)有技術的某些缺點，且特別地，所述前端起落架使得減少用于收起和操縱該起落架所必需的設備的數(shù)量和質(zhì)量成為可能。為此目的，本發(fā)明所要求保護的一個主題在于一種飛行器起落架，包括有支腿，其包括兩個支桿、旋轉管以及滑桿，所述支桿形成有用于收起所述起落架的樞軸，所述旋轉管安裝于所述支腿內(nèi)，使其可以在該支腿內(nèi)繞樞軸軸線旋轉，所述滑桿能夠在沿著所述樞軸軸線在所述旋轉管內(nèi)做平移運動，而在其一個端部則帶有所述起落架的一個或多個輪子，所述起落架進一步地包括至少一個設置于所述起落架的一個遠離所述收起樞軸的元件上的支承點(fulcrum),并且能夠承受收起所述起落架所必需的力量,其特征在于,所述支承點設置于所述旋轉管上。通過在所述旋轉管上設置收起支承點并且操縱該支承點以使得其能夠承受在收起過程中所產(chǎn)力的力量，將收起起落架和操縱起落架的裝置集合在一起是有可能，從而使得減小它們的體積和質(zhì)量成為可能。而后，這使得更輕易地將它們放置于起落架井的上部并且避免討厭的氣動噪聲成為可能。有益地，所述用于收起所述支腿的支承點與用于繞所述樞軸軸線轉動所述旋轉管的裝置的支承點一致。事實上，這僅僅包括單獨一個支承點裝置，所述支承點裝置能夠用于收回/放下所述起落架，也能夠用于操縱所述起落架，從而減少相應裝置的體積，使其更容易地被放置在機身內(nèi)部。因此，不希望出現(xiàn)氣動噪聲的產(chǎn)生也得以避免。優(yōu)選地，所述支承點由所述旋轉管的上端部的側向延伸部分組成，所述支承點相對于軸線發(fā)生偏移，所述旋轉管在所述支腿內(nèi)圍繞該軸線旋轉。在一個特別實施方式中，所述支承點由所述旋轉管的上端部的側向延伸部分組成，設置于收起樞軸相對于所述輪子的相反側，在起落架處于放下位置時。在另外一個特別實施方式中，所述旋轉管的上端部包括兩個側向延伸部分，分別置于所述旋轉管的樞軸軸線的每一側。有益地，所述側向延伸部分形成T形座，所述T形座通過緊固件固定于所述旋轉管的上端部。本發(fā)明也涉及包括有如上文所述前端起落架的飛行器。


在對本發(fā)明的一個實施方式得以詳細解釋描述的過程中，本發(fā)明將被更好的理解，而本發(fā)明進一步的目的、細節(jié)、特征以及優(yōu)點也呈現(xiàn)得更加清晰，所述實施方式是通過純粹的、說明性的且非限制性的例子并且參考說明書附圖給出的。在該附圖中，圖I示出了本發(fā)明一實施方式所述的飛機前端起落架的總布置圖。
具體實施例方式參考圖1，圖I示出了本發(fā)明所述的前端起落架，所述前端起落架包括通過兩個支桿支撐的支腿1，所述支桿形成收起樞軸2，其還包括在展開位置通過輔助支腿支柱撐桿5鎖定的主支腿支柱撐桿3。所述支腿包括旋轉管6，且從所述旋轉管6處延伸有滑桿7，所述滑桿7的底部通過力矩連桿8與所述支腿I連接。、
在所描述的發(fā)明中，所述整條旋轉管6穿過所述支腿1，并且從所述支腿I的頂端16伸出。通過螺栓型緊固件10安裝到該上部的是收起T形座9。所述T形座在所述收起樞軸2上方延伸，并且它的兩個側向延伸部分11a，Ilb相對于所述前端起落架輪子的軸線對準成一條直線。在使用過程中，通過保持，所述側向延伸部分總是平行于所述輪子的軸線，從而充當用于轉動所述旋轉管6的裝置的支承點，從而能夠在飛機在跑道上滑行時，操縱所述前超落架的方向。通過具有兩級自由旋轉的連接件與這些端部11a，Ilb連接的是兩個動力氣缸12a，12b，根據(jù)本發(fā)明，所述動力氣缸12a，12b用于收起以及操縱所述前端起落架。第一級自由旋轉對應于圍繞與所述收起樞軸2相平行的軸線所進行的旋轉，而第二級自由旋轉則對應于圍繞與所述樞軸軸線相平行的軸線所進行的旋轉。這些動力氣缸于其一端與所述收起T形座9的端部11a，IIb相連接，而在其另外一端則與飛行器的結構連接，相類似地，使 用具有兩級自由旋轉的連接件。慣常地，這些連接件允許所述動力氣缸施加它們的力量，而與此同時，在對準排列上伴隨而來的變化也能過在起落架收起或放下時所述支腿的運動被加以規(guī)定。所述動力氣缸為雙動液壓缸,也就是所述每一個動力氣缸包括兩個裝置,所述裝置串聯(lián)地作用于動力氣缸連桿的伸出。每一個動力氣缸12a，12b包括兩個腔體，壓力被應用于所述腔體內(nèi)，所述腔體串聯(lián)地作用于兩個運動組件。第一腔體驅動第一桿121a，121b，所述第一桿121a，121b自身帶有驅動第二桿122a，122b的第二腔體。壓力流體供應及回流裝置以慣常方法與這些腔體相關聯(lián)。每一個裝置具有其自己的系統(tǒng)，用來控制所述連桿所要求的延伸。與所述第一腔體以及第一連桿有關的第一裝置通過縮短或伸長所述兩個動力氣缸的第一連桿121a，121b對所述支腿的下降或上升起作用；所述兩個第一裝置同時以相同的幅度的作用于兩個動力氣缸，以使得所述T形座9保持與所述飛機的縱向軸相垂直的狀態(tài)，并且迫使所述起落架下降或上升。為了控制所述前端起落架的方向，所述第二裝置作用于所述動力氣缸的第二桿122a，122b的延長部，在相反的方向上但具有相同的幅度。這一功能僅在所述起落架下降時開始起作用，也就是當所述第一裝置已經(jīng)將所述支腿I置于一個垂直位置時。圖I所示出了具有液壓致動缸的本發(fā)明，所述液壓致動缸具有兩個壓力腔，所述兩個壓力腔一前一后設置于所述動力氣缸的主體內(nèi)，而它也能夠通過使用具有單一壓力腔或電氣缸的動力氣缸而同樣輕松地實現(xiàn)。在該情況下，通過適當?shù)目刂葡到y(tǒng)，每一個動力氣缸桿伸長的特定的長度被限定為收起/放下所述支腿所希望的伸長度的代數(shù)和以及給予所述T形座9的定向所希望的伸長度的代數(shù)和。如圖中所示的兩個動力氣缸,每一個動力氣缸與所述側向延伸部分11a，Ilb中的一個相連接，而僅使用一個與側向延伸部分連接的動力氣缸也是可以想得到的，第二動力氣缸被用來阻擋所述T形座的第二側向延伸部分的裝置替代當所述起落架被收起/放下時，阻擋裝置圍繞旋轉管的樞軸軸線旋轉，而在沿跑道滑行時，阻擋裝置圍繞起落架的收起樞軸2旋轉?？紤]到作用于所述前端起落架上的動作所預想的形式，對于單一動力氣缸以及應用所述阻擋的控制能夠通過本領域技術人員進行相應地調(diào)整。現(xiàn)在對放下前端起落架的過程加以描述，而后在飛機降落之后沿跑道滑行。
當飛行員決定放下前端起落架準備降落時，他向兩個動力氣缸12a，12b發(fā)送完全相同的指令，以使得所述兩個第一連桿121a，121b對稱地縮回到它們的動力氣缸的第一本體內(nèi)。所述兩個動力氣缸的端部依次對稱地作用于所述T形座9的兩個側向延伸部分11a，11b，這導致所述旋轉管6發(fā)生轉動，從而導致所述支腿I通過繞所述收起樞軸2轉動而下降。一旦所述起落架下降，所述兩個第一連桿121a，121b保持在縮回的位置，并且可能會使用公知的方法將其鎖定，以防止起落架發(fā)生不該有的收起。所述第二連桿被預先定位在一個中心位置，以允許該連桿的端部在兩個方向上均可以運動，從而使得所述側向延伸部分11a, Ilb在一個方向或另外一個方向上沿著飛機的縱向方向運動。
當飛機沿跑道滑行時，飛行員向前端起落架控制系統(tǒng)發(fā)出向某一方向或另外一個方向轉動的指令。隨后該系統(tǒng)向所述第二連桿中的一個連桿122a或122b發(fā)出展開命令，而與此同時向另外一個第二連桿發(fā)出幅度相同的縮回命令。所述兩個側向延伸部分11a，Ilb在相反的方向上以相同的長度運動，從而所述T形座9繞它的軸線轉動。從而借助于力矩連桿8，使得所述輪子的輪轂轉動一個角度，該角度等于該輪轂所經(jīng)歷過的，從而為輪子確定方向，用于沿跑道滑行。相反地，當飛行員指令收起起落架時，所述控制系統(tǒng)開啟輔助支腿支柱撐桿5，并且向所述第二連桿122a，122b發(fā)出命令要求所述第二連桿122a，122b采取相同的延長部，從而沿所述飛機的軸線定位輪子。一旦對準，所述系統(tǒng)命令所述第一連桿121a，121b對稱地展開，其推動所述側向延伸部分11a，11b，從而使得所述支腿I被升起，并且將所述前端起落架收起到機身內(nèi)。盡管本發(fā)明已經(jīng)結合一個具體實施方式
被加以描述，但是，非常明顯的是，本發(fā)明包含所描述的裝置的所有技術等效裝置以及它們的結合，這些全部落入本發(fā)明的范圍。
權利要求
1.一種飛行器起落架，包括有支腿(I)、旋轉管￠)以及滑桿(7);所述支腿(I)包括兩個支桿，所述支桿形成有用于收起所述起落架的樞軸(2);所述旋轉管(6)安裝于所述支腿內(nèi)，可以在該支腿內(nèi)繞樞軸軸線旋轉；所述滑桿(7)能夠在所述旋轉管(6)內(nèi)沿所述樞軸軸線做平移運動，且在所述滑桿(7)的一個端部具有起落架的輪子；所述起落架進一步地包括至少一個設置于所述起落架的一個遠離所述收起樞軸的元件上的支承點，并且能夠承受收起所述起落架所必需的力量， 所述飛行器起落架的特征在于，所述支承點設置于所述旋轉管(6)上。
2.如權利要求I所述的起落架，其特征在于， 所述用于收起所述支腿(I)的支承點(11a，lib)與用于繞所述旋轉管的樞軸軸線轉動所述旋轉管的裝置的支承點重疊。
3.如權利要求I到2中任一項權利要求所述的起落架，其特征在于，所述支承點由所述旋轉管(6)的上端部(16)的側向延伸部分(11a，Ilb)組成，所述支承點相對于軸線具有偏移，所述旋轉管(6)在所述支腿內(nèi)圍繞該軸線轉動。
4.如權利要求I到3中任一項權利要求所述的起落架，其特征在于，所述支承點由所述旋轉管(6)的上端部(16)的側向延伸部分(11a，Ilb)組成，相對于所述輪子設置于收起樞軸⑵的相反側。
5.如權利要求3和4中任一項權利要求所述的起落架，其特征在于，所述旋轉管的上端部(16)包括兩個側向延伸部分(11a，11b)，所述兩個側向延伸部分(11a，Ilb)分別置于所述旋轉管出)的樞軸軸線的一側。
6.如權利要求5所述的起落架，其特征在于，所述側向延伸部分形成T形座(9)，所述T形座(9)通過緊固件(10)固定于所述旋轉管￠)的上端部。
7.一種包括如上任一項權利要求所述的前端起落架的飛行器。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛行器起落架，包括有支腿(1)、旋轉管(6)以及滑桿(7)；所述支腿包括兩個支桿，所述支桿形成有用于收起所述起落架的樞軸(2)；所述旋轉管(6)以移動的方式安裝于所述支腿內(nèi)，使其可以在該支腿內(nèi)繞樞軸軸線旋轉；所述滑桿(7)能夠在沿著所述樞軸軸線在所述旋轉管(6)內(nèi)做平移運動，在其一個端部具有起落架輪子；所述起落架還包括至少一個設置于所述起落架的一個遠離所述收起樞軸的元件上的支點(11a，11b)，并且能夠承受收起所述起落架所必需的力量，所述支點設置于所述旋轉管(6)上。
文檔編號B64C25/18GK102639397SQ201080032112
公開日2012年8月15日 申請日期2010年6月23日 優(yōu)先權日2009年7月15日
發(fā)明者丹尼爾·穆瓦訥河 申請人:梅西耶-布加蒂-道提公司