專利名稱：具有剛性后撐桿的主起落架的制作方法
具有剛性后撐桿的主起落架已知商用和軍用飛機，且具體是大型寬體飛機具有至少一對主起落架組件，該至少一對主起落架組件布置成在展開位置與縮回位置之間能移動，在展開位置主起落架組件伸展以進行使用，在縮回位置起落架收起在位于機翼下側(cè)內(nèi)或飛機機身內(nèi)或有時為兩者組合的特定隔間內(nèi)。起落架組件通常安裝至機翼下側(cè)或直接安裝至飛機機身。已知安裝到機翼的起落架由一對折疊撐桿、向前撐桿和后撐桿支承，在兩撐桿之間有相當大的角度，即每個撐桿基本上從起落架的主伸縮減震支柱向前或向后延伸。兩個撐桿的功能是將起飛和著陸期間施加到減震支柱的向前、向后和側(cè)向負載傳遞至機身。這使得起落架組件至機翼的安裝在強度上降低且因此在重量上減輕。對于安裝到機身的起落架組件也已知有類似的構(gòu)造，出于同樣原因設(shè)有折疊撐桿以將施加到主減震支柱的負載重新分配至機身上的其它安裝點。但是，使用安裝至機身的兩個折疊撐桿的這種布置具有關(guān)于在起落架組件的伸展和收起位置之間移動起落架組件的潛在問題。例如，如果起落架長度使得其撞擊飛機的中段(諸如龍骨梁)或從相對側(cè)撞擊其配對起落架，則起落架不能完全向艙內(nèi)縮回。因此起落架必須向前(或向后)以及向艙內(nèi)移動一個或多個輪子，然后縮回，這需要額外的自由度來完成。使用兩個折疊撐桿，必須非常小心和注意確保起落架在其兩位置之間移動的同時各個撐桿折疊的操作順序受到正確的控制和定時，以避免展開或縮回期間起落架的不希望的卡塞。這通常最低限度需要至少兩個分離的縮回致動器以分離地控制起落架相對于每個撐桿的運動。因此有利地是提供一種至少減少這些缺點中的一個或多個的飛機主起落架。根據(jù)本發(fā)明的第一方面，提供一種用于飛機的主起落架組件，包括細長梁，該細長梁圍繞細長梁的縱向軸線樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至飛機，使得該細長梁的轉(zhuǎn)動軸線大致平行于飛機機身的縱向軸線；減震支柱，該減震支柱在第一端樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至細長梁且在第二端聯(lián)接至輪組件，前部折疊撐桿，該前部折疊撐桿在第一端樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至細長梁并在第二端樞轉(zhuǎn)地連接至減震支柱，以及剛性后部撐桿，該剛性后部撐桿在第一端樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至飛機并在第二端樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至減震支柱，該剛性后部撐桿布置成在展開和縮回位置之間移動時限制減震支柱的路徑，使得輪組件在縮回位置與其在展開位置的定位相比向前和向艙內(nèi)定位。此外，減震支柱的路徑與向艙內(nèi)相比可更向前移動。附加地或替代地，剛性后部撐桿的第一端與減震支柱的第一端的縱向分離可不大于減震支柱的長度。替代地，后部撐桿的第一端與減震支柱的第一端的縱向分離可不大于后部撐桿長度的一半。附加地或替代地，聯(lián)接后部撐桿與飛機之間的樞軸軸線可與減震支柱與細長梁之間的樞軸聯(lián)接相交。此外，其中后部撐桿與飛機之間的樞軸聯(lián)接包括單軸線樞軸。主起落架組件還可包括伸縮致動器，該伸縮致動器在第一端樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至減震支柱且在第二端樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至飛機機身，使得致動器在伸展和縮回狀態(tài)之間的運動致使起落架組件在展開與縮回位置之間運動。附加地或替代地，前部折疊撐桿可圍繞大致垂直于細長梁的單個樞轉(zhuǎn)軸線樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至細長梁的第一端。
附加地或替代地，剛性后部撐桿的長度可不大于減震支柱。這有助于起落架組件尤其緊湊地封裝在飛機機身內(nèi)，尤其避免后部撐桿在起落架組件其余部分后面延伸顯著長的距離，因此對于組件的空間要求最小。下文參照附圖
僅以示例的方式描述本發(fā)明的實施例，附圖中圖IA和IB示意性地示出處于完全展開位置的根據(jù)本發(fā)明實施例的主起落架組件；圖2A和2B示意性地示出處于部分縮回位置的同一主起落架組件；以及圖3示意性地示出處于完全縮回位置的主起落架組件。圖IA和IB象征性地示出根據(jù)本發(fā)明一實施例的主起落架組件。主起落架組件2 包括本領(lǐng)域技術(shù)人員眾所周知的常規(guī)類型的伸縮減震支柱4。連接至減震支柱下端的是常規(guī)布置的輪組件6，常規(guī)布置的輪組件6可包括例如轉(zhuǎn)向梁和多對輪子和輪胎以及諸如轉(zhuǎn)矩連桿和制動桿組件之類的常規(guī)關(guān)聯(lián)物件。減震支柱的上端樞轉(zhuǎn)地連接至細長樞軸梁8的一端。細長梁8從減震支柱4的頂部向前(即沿朝向飛機機頭的方向)延伸。細長樞軸梁 8本身樞轉(zhuǎn)地連接至飛機機身的適當構(gòu)件10。機身構(gòu)件10可例如是相應(yīng)的機身肋。細長梁8樞轉(zhuǎn)地連接至機身構(gòu)件10的樞軸具有單個樞轉(zhuǎn)軸線，該單個樞轉(zhuǎn)軸線布置成與細長梁 8本身的縱向軸線重合。這限制細長梁8僅能繞共同樞轉(zhuǎn)軸線轉(zhuǎn)動。盡管如上所述所示實施例示出細長樞軸梁8通過梁的任一端處的樞軸連接至機身構(gòu)件10，但應(yīng)當理解，也可利用樞軸的其它布置，只要細長梁仍限于單軸線轉(zhuǎn)動即可，較佳地樞軸基本上與細長梁的縱向軸線重合。例如，可沿細長梁的長度設(shè)置一個或多個樞軸，盡管這會需要使用替代機身安裝點，這些替代機身安裝點可能是或不是易于利用的或適當?shù)?。在減震支柱4的中間位置與細長梁8的前端之間連接有向前折疊撐桿12，當主起落架處于如圖IA和IB所示的展開位置時，該向前折疊撐桿12以常規(guī)方式形成減震支柱4 與細長樞軸梁8之間的對角支架。向前撐桿12具有第一上部構(gòu)件14和第二下部構(gòu)件16。 上部構(gòu)件14在一端借助于單軸線樞軸樞轉(zhuǎn)地連接至樞軸梁8的前端，而下端構(gòu)件16經(jīng)由另一單軸線樞軸類似地連接到減震支柱。上部和下部撐桿構(gòu)件借助于另一單軸線樞軸樞轉(zhuǎn)地彼此聯(lián)接。折疊的在中心上方的(over-centre)鎖定撐桿以常規(guī)方式布置在上部和下部向前撐桿構(gòu)件的公共鉸接點與細長樞軸梁8之間。減震支柱4、細長梁8和前部折疊撐桿 12都布置成基本上位于同一平面內(nèi)。還設(shè)置有剛性后部撐桿18，該剛性后部撐桿18在一端樞轉(zhuǎn)地連接至減震支柱4并在其相對端樞轉(zhuǎn)地連接至飛機機身。剛性后部撐桿較佳地在減震支柱的中點處聯(lián)接至減震支柱4的一側(cè)，該中點可例如與減震支柱與向前折疊撐桿12的下部構(gòu)件16的聯(lián)接點重合。 剛性后部撐桿18的上端聯(lián)接至減震支柱的上端艙內(nèi)側(cè)的飛機機身。在幾何意義上，后部撐桿18相對于飛機結(jié)構(gòu)的樞轉(zhuǎn)點限定球心，且當起落架縮回或展開時后部撐桿附連至減震支柱的下端被強制遵循該球的表面。當后部撐桿至飛機結(jié)構(gòu)的樞轉(zhuǎn)點的軸線與減震支柱至細長件的樞轉(zhuǎn)點相交時，發(fā)生后部撐桿至減震支柱接頭遵循該球上恒定緯線的特定情況。這等同于后部撐桿至減震支柱接頭遵循圓柱表面，且因此在該特定布置中，可在減震支柱與飛機結(jié)構(gòu)之間使用單軸線樞軸。但是，應(yīng)當理解，如果需要， 諸如球形支座或萬向接頭之類的多軸線樞軸可同樣用于該特定布置。在減震支柱的底端遵循非圓柱形路徑的其它布置中，必須使用多軸線樞軸。
減震支柱的底端(聯(lián)接至輪組件)將被強制遵循由其至細長(樞軸)梁8的附連點以及后部撐桿至減震支柱接頭的運動規(guī)定的路徑。設(shè)置單個伸縮縮回致動器，該單個伸縮縮回致動器在一端聯(lián)接至減震支柱4并在其相對端聯(lián)接至飛機機身上的適當安裝點?？s回致動器20的上部安裝點在減震支柱前面。為了從完全展開(向下)位置開始縮回主起落架，解鎖致動器(未示出)拉動向前撐桿鎖定連桿“在中心下方(under centre) ”以松開向前撐桿14上的鎖定。致動縮回致動器20并開始從其完全伸展狀態(tài)縮回。當縮回致動器20總長度縮短時，其將減震支柱4向前拉。如前文指出的，減震支柱的底端被限制成沿由剛性后部撐桿18限定的路徑移動。在圖示實施例中，減震支柱的下端的主要運動是向前。圖2A和2B示出主起落架組件處于部分縮回位置的不同視圖，該部分縮回位置對應(yīng)于減震支柱路徑內(nèi)主要運動已向前的位置。參照圖2B，是從細長樞軸梁8上方看主起落架的視圖，可以看出在圖示實施例中剛性后部撐桿18的上端的樞轉(zhuǎn)點設(shè)定成在減震支柱4至細長梁8的樞轉(zhuǎn)點后面的較小距離處。相對于減震支柱的上部樞轉(zhuǎn)點向前或向后移動后部撐桿的上部樞轉(zhuǎn)點改變減震支柱的底端(且因此輪組件)的向前運動相對于向艙內(nèi)運動的比例。在某些實施例中，上述樞轉(zhuǎn)點的縱向分離使得減震支柱的底端布置成向前移動的距離大于其向艙內(nèi)移動的距離。通過限制向艙內(nèi)運動的量，可使飛機結(jié)構(gòu)內(nèi)的空間最小。在某些實施例中，樞轉(zhuǎn)點的縱向分離不大于后部撐桿長度的一半，因此實現(xiàn)向艙內(nèi)與向前運動的所要求的比值。將后部撐桿的上部樞轉(zhuǎn)點超過減震支柱的上部樞轉(zhuǎn)點進一步向前移動使減震支柱的底部在向前并向艙內(nèi)移動之前首先向前并向艙外移動。在某些情況下，這對于在軍用飛機上躲避軍火可能是較佳地。當縮回致動器20繼續(xù)縮回時，減震支柱4的下端的運動從最向前移動至最向艙內(nèi)，即向內(nèi)并向上擺動至如圖3所示的完全縮回位置，在該位置輪組件完全縮回到飛機機身內(nèi)。減震支柱與剛性后部撐桿的上部樞轉(zhuǎn)點之間的相對小的縱向分離確保主起落架2可充分向前行進，從而例如輪組件6的至少最后部輪子至少與減震支柱的上部樞軸平齊，使得主起落架縮入其中的起落架艙可最有利地與飛機機身一起定位和封裝。此外，剛性后部撐桿18的相對短的長度改進了起落架組件的封裝，因為不要求如剛性后部撐桿比減震支柱顯著長且在減震支柱樞轉(zhuǎn)點后面顯著大的距離處安裝至飛機機身所要求的那樣規(guī)定分離地容納剛性后部撐桿18。在較佳實施例中，減震支柱的樞轉(zhuǎn)點與剛性后部撐桿的上端的縱向分離小于減震支柱的長度，且更佳地小于減震支柱長度的一半。根據(jù)本發(fā)明各實施例的主起落架的布置具有相對于本領(lǐng)域已知的常規(guī)替代布置的各種優(yōu)點。這些優(yōu)點包括將向前折疊撐桿12安裝在減震支柱4與細長樞軸梁8之間，使得在折疊撐桿與細長梁和減震支柱之間僅需要相對簡單的、且因此低成本且低重量的樞轉(zhuǎn)機構(gòu)。此外，有利地是細長梁8直接安裝至飛機機身，因為通常真實的情況是機身的現(xiàn)有結(jié)構(gòu)更堅固且因此更適合承載使用時從起落架傳遞的負載。安裝到機翼的起落架組件通常需要對機翼增加另外的加固結(jié)構(gòu)，因此增加飛機的成本和重量。此外，通過使用剛性后部撐桿18，減震支柱在縮回致動器影響下的運動受限于遵循預定路徑，由此不再需要任何定序致動器和控制機構(gòu)，否則在使用折疊后部撐桿的情況下需要有這樣的定序致動器和控制機構(gòu)。剛性后部撐桿的上部樞轉(zhuǎn)點的長度和放置還提供飛機機身內(nèi)主起落架組件的整體包裝方面的優(yōu)點。
權(quán)利要求
1.一種用于飛機的主起落架組件，包括細長梁，所述細長梁圍繞所述細長梁的縱向軸線樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至所述飛機，使得所述細長梁的轉(zhuǎn)動軸線大致平行于飛機機身的縱向軸線；減震支柱，所述減震支柱在第一端樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至所述細長梁且在第二端聯(lián)接至輪組件；前部折疊撐桿，所述前部折疊撐桿在第一端樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至所述細長梁并在第二端樞轉(zhuǎn)地連接至所述減震支柱；以及剛性后部撐桿，所述剛性后部撐桿在第一端樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至所述飛機并在第二端樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至所述減震支柱，所述剛性后部撐桿布置成在展開和縮回位置之間移動時限制所述減震支柱的路徑，使得所述輪組件在所述縮回位置與所述輪組件在所述展開位置的定位相比向前和向艙內(nèi)定位。
2.如權(quán)利要求1所述的主起落架組件，其特征在于，所述減震支柱的所述路徑與向艙內(nèi)相比更向前移動。
3.如權(quán)利要求1或2所述的主起落架，其特征在于，所述剛性后部撐桿的所述第一端與所述減震支柱的所述第一端的縱向分離不大于所述減震支柱的長度。
4.如權(quán)利要求1或2所述的主起落架組件，其特征在于，所述后部撐桿的所述第一端與所述減震支柱的所述第一端的縱向分離不大于所述后部撐桿長度的一半。
5.如任一前述權(quán)利要求所述的主起落架組件，其特征在于，聯(lián)接所述后部撐桿與所述飛機之間的樞軸軸線與所述減震支柱與所述細長梁之間的樞軸聯(lián)接相交。
6.如權(quán)利要求5所述的主起落架組件，其特征在于，所述后部撐桿與所述飛機之間的樞軸聯(lián)接包括單軸線樞軸。
7.如任一前述權(quán)利要求所述的主起落架組件，其特征在于，還包括伸縮致動器，所述伸縮致動器在第一端樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至所述減震支柱且在第二端樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至所述飛機機身，使得所述致動器在伸展和縮回狀態(tài)之間的運動致使所述起落架組件在展開與縮回位置之間運動。
8.如任一前述權(quán)利要求所述的主起落架組件，其特征在于，所述前部折疊撐桿圍繞大致垂直于所述細長梁的單個樞轉(zhuǎn)軸線樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至所述細長梁的所述第一端。
9.如任一前述權(quán)利要求所述的主起落架組件，其特征在于，所述剛性后部撐桿的長度不大于所述減震支柱。
10.一種基本上根據(jù)本文參照附圖所述的主起落架組件。
全文摘要
一種用于飛機的主起落架組件，包括細長梁，該細長梁圍繞細長梁的縱向軸線樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至飛機，使得該細長梁的轉(zhuǎn)動軸線大致平行于飛機機身的縱向軸線；減震支柱，該減震支柱在第一端樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至細長梁且在第二端聯(lián)接至輪組件；前部折疊撐桿，該前部折疊撐桿在第一端樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至細長梁并在第二端樞轉(zhuǎn)地連接至減震支柱；以及剛性后部撐桿，該剛性后部撐桿在第一端樞轉(zhuǎn)地聯(lián)接至細長梁并在第二端樞轉(zhuǎn)地連接至減震支柱，該剛性后部撐桿布置成當在展開與縮回位置之間移動時限制減震支柱的路徑，使得輪組件在縮回位置與其在展開位置的定位相比向前和向艙內(nèi)定位。
文檔編號B64C25/12GK102574579SQ201080038359
公開日2012年7月11日 申請日期2010年8月16日 優(yōu)先權(quán)日2009年8月25日
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