專利名稱：半杠桿式起落架的液壓作動器的制作方法
半杠桿式起落架的液壓作動器技術領域
本公開的實施例通常涉及起落架，并更特別涉及半杠桿式起落架和使用伸縮式液壓作動器(actuator)安置起落架的轉向架梁(bogie beam)的相關方法。
背景技術：
許多飛機包括起落架從而促進起飛、著陸和滑行。一些飛行器的起落架包括減震器，該減震器在其遠或下端被樞轉地附加到轉向架梁。轉向架梁包括輪胎安裝在其上的兩個或更多輪軸。在這點上，轉向架梁可包括安置在減震器前面的前輪軸和安置在減震器后面的后輪軸。在起飛時，具有常規(guī)起落架(該起落架具有前后輪軸)的飛機繞插腳旋轉，該插腳使轉向架梁附加到減震器以使全部起落架輪胎具有相等的載荷分布。
為提供額外的離地凈高以便飛行器在起飛期間的轉動，已經研究出了半杠桿式起落架機構。在起飛期間半杠桿式起落架固定地安置減震器和轉向架梁的前末端，以使當飛機離開地面時，前輪軸相對于后輪軸處于升高的位置。同樣，如果減震器的伸展壓力充分增加，那么飛行器繞后輪軸而不是插腳旋轉，其中該插腳將轉向架梁樞轉地連接到減震器。 通過繞后輪軸轉動，起落架高度有效增加以便在起飛期間為飛行器轉動提供另外的離地凈高。結果，可減少飛行器的起飛場長度(TOFL)，可減少發(fā)動機使用的推力，或可增加飛行器承載的重量，同時維持相同的起飛場長度。
為在起飛期間提供飛行器繞后輪軸的轉動，半杠桿式起落架將轉向架梁鎖定在 “腳趾向上(toes up)”姿態(tài)中，以使安裝在后輪軸上的輪胎支撐飛行器，同時安裝在前輪軸上的輪胎升高到高于跑道表面。在起飛后，起落架通常收納在輪艙或類似件中。為匹配在常規(guī)輪艙內，起落架通常解鎖，并且在起落架收入輪艙之前轉向架梁以“收納”姿態(tài)被重安置。此后，在著陸期間，起落架降低并且轉向架梁被重安置以使前輪軸高于后輪軸。在著陸時，全部機輪(包括在前輪軸和后輪軸上的機輪)同等地承受飛行器的重量。通常，半杠桿式起落架系統(tǒng)的鎖定和解鎖，以及轉向架梁相對于減震器的最終重安置會在沒有源自飛行員或飛行控制系統(tǒng)的輸入的情況下發(fā)生。
一類半杠桿式起落架利用機械聯動在起飛期間鎖定轉向架梁，但使用稱為系緊夾 (shrink link)的分離機械聯動來重安置減震器以便收入輪艙。使用系緊夾不利地增加最終半杠桿式起落架的復雜性、費用和重量。機械聯動也不能在著陸期間提供充分所需的阻尼，或在地面上時提供轉向架梁縱搖阻尼。
另一類半杠桿式起落架包括鎖定液壓支柱從而在期望取向鎖定轉向架梁以便起飛。鎖定液壓支柱基本是鎖定作動器，但具有許多額外的腔室和內部浮動活塞。見于例如美國專利No. 6，345，564。盡管具有鎖定液壓支柱的半杠桿式起落架適合一些飛行器，但另一些飛行器的起落架可能沒有以有效方式在減震器和轉向架梁之間安置液壓支柱的充足凈高或空間。
因此，期望提供改善的半杠桿式起落架液壓作動器，其可用于沒有用于設置常規(guī)鎖定液壓支柱配置的充足空間的起落架上。特別地，期望提供半杠桿式起落架，其重量和成本有效并且不過度復雜，同時仍滿足半杠桿式起落架的各種操作需求。發(fā)明內容
有利實施例提供導管和布置在導管內的浮動活塞。浮動活塞被設置在導管內，以使連接到浮動活塞的起落架可以相對于收回起落架的機械裝置迅速伸展到收納位置。
有利實施例也提供作動器，其包括第一液壓活塞、布置在第一液壓活塞內的第二液壓活塞以及布置在第一液壓活塞和第二液壓活塞二者內的第三液壓活塞。第一、第二和第三液壓活塞被容納在公共外壁內。歧管連接到第一、第二和第三液壓活塞。歧管相對于第一、第二和第三液壓活塞被布置成使得在歧管中運動的流體能夠控制第一、第二和第三液壓活塞的位置。
實施例也提供交通工具，其包括機身、連接到機身的機翼和連接到機身和機翼中至少一者的起落架組件。交通工具進一步包括連接到起落架組件的液壓作動器。液壓作動器包括第一液壓活塞、布置在第一液壓活塞內的第二液壓活塞以及布置在第一液壓活塞和第二液壓活塞二者內的第三液壓活塞。第一、第二和第三液壓活塞被容納在公共外壁內。 液壓作動器進一步包括連接到第一、第二和第三液壓活塞的歧管。歧管相對于第一、第二和第三液壓活塞被布置成使得在歧管中運動的流體能夠控制第一、第二和第三液壓活塞的位置。
實施例也提供操作交通工具的方法。該交通工具包括機身、連接到機身的機翼和連接到機身或機翼中至少一者的起落架組件。作動器連接到起落架組件。作動器包括第一液壓活塞、布置在第一液壓活塞內的第二液壓活塞以及布置在第一液壓活塞和第二液壓活塞二者內的第三液壓活塞。第一、第二和第三液壓活塞被容納在公共外壁內。歧管連接到第一、第二和第三液壓活塞。歧管相對于第一、第二和第三液壓活塞被布置成使得在歧管中運動的流體能夠控制第一、第二和第三液壓活塞的位置。
特征、功能和優(yōu)點可在本公開的各種有利實施例中獨立實現，或可在其它有利實施例中結合實現，其中進一步詳情參考下面描述和附圖可見。


據信是新穎特征的有利實施例特性在權利要求中被闡述。然而，有利實施例及其使用的優(yōu)選模式、進一步的目的和優(yōu)點在連同附圖閱讀時參考下面本公開有利實施例的詳細描述能被最優(yōu)理解，其中
圖I是根據有利實施例的飛行器的框圖的圖解；
圖2是根據有利實施例的液壓作動器的圖解；
圖3是根據有利實施例的針對在地面情況在靜止位置(飛行器在地面上)的液壓作動器的圖解；
圖4是根據有利實施例的在鎖住位置的液壓作動器的圖解；
圖5是根據有利實施例的在完全伸展位置以便收納的液壓作動器的圖解；
圖6是根據有利實施例的在靜止位置(飛行器在地面上)的起落架組件的圖解；
圖7是根據有利實施例的在收納位置的起落架組件的圖解；
圖8是根據有利實施例的在著陸位置的起落架組件的圖解；
圖9是根據有利實施例的飛行器的框圖的圖解；
圖10是根據有利實施例的操作飛行器中的液壓作動器的方法的流程圖的圖解。
具體實施方式
現在參考附圖在下文中更完全描述本發(fā)明，其中示出本發(fā)明的優(yōu)選有利實施例。 然而，本發(fā)明可用許多不同形式實施，并且不應解釋為限于在此闡述的實施例；實際上，提供這些有利實施例以便本公開全面且完整，并向本領域技術人員完全傳達本發(fā)明的范疇。 相似數字全部指代相似元素。
有利實施例認識到了這些問題并提出靈活、耐用、與其它支柱比較相對便宜并且重量輕的解決方案。另外，由于有利實施例幫助飛行器著陸和升空，因此有利實施例向飛行器操作添加進一步的價值。有利實施例通過增加飛行器的攻角幫助飛行器升空。攻角是飛行器試圖離地進入天空時所處的角度。有利實施例通過提供額外的轉向架梁縱搖阻尼來幫助飛行器著陸。其它有利實施例根據下面的額外描述而顯而易見。
具體地，本公開的有利實施例通常涉及起落架組件，并更特別涉及半杠桿式起落架組件和使用伸縮式作動器安置起落架組件的轉向架梁的相關方法。然而，有利實施例也可應用于其它交通工具，并可在除交通工具以外的其它應用中使用。因此，有利實施例不限于在起落架或起落架組件中使用。
圖I是其中可以實施有利實施例的飛行器的框圖的圖解。盡管圖I可用來描述包括有利實施例的飛行器，但飛行器100也可潛在是其中可使用液壓支柱或液壓活塞的任何其它交通工具。
飛行器100包括連接了機翼104的機身102。在非限制有利實施例中，飛行器100 可包括發(fā)動機106。在另一有利實施例中，起落架組件108可連接到機翼104或機身102 中的一個，或者甚至可能連接到發(fā)動機106，或者可能連接到其結合。飛行器100可包括許多其它部件。在有利實施例中，起落架組件108可包括作動器110和其它起落架組件部件 112。
作動器110可包括共用公共外壁114的嵌套的一系列液壓活塞。因此，例如，作動器110可包括第一液壓活塞116、第二液壓活塞118和第三液壓活塞120。在有利實施例中，三個液壓活塞同心。在有利實施例中，三個液壓活塞可以以伸縮方式作動，以便在完全伸展時第二液壓活塞118伸展越過第三液壓活塞120的頂部，并且第二液壓活塞118伸展越過第一液壓活塞116的頂部。作動器110也包括歧管122。歧管122可被容納在公共外壁114內；然而，歧管122可以以一些其它方式連接到第一、第二和第三液壓活塞。在任何情況下，歧管122都相對于第一、第二和第三液壓活塞(116、118和120)被布置成使得在歧管122中運動的流體能夠控制第一、第二和第三液壓活塞(116、118和120)的位置。這樣的流體流動的例子關于圖2到5在下面詳述。
其它設置也是可能的。在其它有利實施例中，液壓活塞中的一個或更多個可由一些其它種類的活塞替代，例如機電活塞。
在有利實施例中，第一、第二和第三液壓活塞中的至少兩個可共用公共流體源。在其它有利實施例中，全部三個液壓活塞共用公共流體源。在有利實施例中，可存在更多或更少的液壓活塞。因此，例如，可提供四個或更多個嵌套的液壓活塞，盡管在另一有利實施例4/12 頁中可以僅提供兩個嵌套的液壓活塞。
在有利實施例中，不同的液壓活塞可具有不同的操作壓力。因此，例如第三液壓活塞120可維持具有第一值的恒定壓力，而第二液壓活塞118可維持具有第二值的恒定返回壓力，其中第二值不同于或相同于第一值。然而壓力可以改變；例如，第一液壓活塞116可被配置成操作于不同于第一和第二值的第三和第四值之間的可變壓力。操作壓力的其它結合也是可能的。
在圖I中飛行器100的圖解不意味著暗示對其中可實施不同有利實施例的方式的物理或體系結構的限制。其它部件可被額外使用和/或代替圖解部件。在一些有利實施例中一些部件可以是不必需的。同樣，方框被用于圖解一些功能部件。在不同的有利實施例中實施時，這些方框中的一個或更多個可結合和/或分割為不同方框。
圖2是根據有利實施例的液壓作動器的圖解。在圖2中示出的液壓作動器組件 200可以是在圖I中示出的作動器110。同樣，在圖I和圖2之間其它部件可對應。例如， 第一活塞206可對應第一液壓活塞116，第二活塞202可對應第二液壓活塞118，第三活塞 204可對應第三液壓活塞120，并且公共外壁214可對應公共外壁114。
在圖2中示出的有利實施例中，第一活塞206、第二活塞202和第三活塞204彼此同心。每個液壓活塞都具有相應壓力腔室。因此，例如第二活塞202和第三活塞204共用腔室208，并且第一活塞206具有腔室210。在公共外壁214和第一活塞206之間的空間限定腔室212。這些腔室可在相同或不同壓力、可變壓力或者恒定和可變壓力的結合下操作， 全部這些壓力可以是相同的或不同的。
在非限制有利實施例中，液壓作動器組件200的目的是在起飛期間充當固定長度受拉構件，如在圖8中示出。在該配置中，液壓作動器組件200可稱為液壓支柱。在起飛滑跑期間，起落架組件上的載荷隨著機翼產生升力而減小。起落架減震器604上載荷的減小可導致減震器604的下部802伸展，以便迫使轉向架梁602繞上凸耳樞軸612而不是繞主樞軸616旋轉，從而向起落架組件600提供半杠桿功能。結果，飛行器可經歷更大的離地凈高，其又允許飛機轉動到更大的起飛攻角。
在非限制有利實施例中，為實現液壓作動器的半杠桿功能，使用流體將腔室212 填充到大于腔室210中流體壓力的有利壓力。該結果在圖3和圖4中示出。在腔室212中流體壓力更大導致第一活塞206完全收回到汽缸筒215里面。圖3示出在地面配置，其中第一活塞206完全收回,但第二活塞202和第三活塞204可運動，從而允許流體經過進入和離開腔室210和208。流體進入和離開腔室210和208的這種運動提供阻尼，其具有抵抗繞圖6到圖8的主樞軸616的轉向架梁縱搖的有利功能。
在起飛滑跑期間，起落架組件上的載荷隨著機翼產生升力而減小。起落架減震器上載荷的減小可導致減震器的下部802伸展。減震器的伸展運動導致液壓作動器組件200 伸展到在圖4示出的位置。在該位置，抵抗第一活塞206末端上的擋塊拉動第二活塞202。 該位置實現了液壓作動器和起落架組件的半杠桿功能性。
參考圖3，連同上面圖2的描述，在該有利實施例中，液壓作動器組件200響應施加到飛行器和起落架組件的載荷，從位置300被動轉移到位置400。該轉移可以不需要源自飛行員、空勤人員或任何其它機械、電子裝置的任何輸入來實現該所需功能性。該被動操作降低了機械和液壓復雜性并提高了可靠性。7
液壓作動器組件200可具有其它功能。例如，液壓作動器組件200可幫助將圖6 到圖8的轉向架梁602安置成各種長度的不同位置，例如收納或著陸位置。在典型的大型飛行器配置中，使圖7的轉向架梁602安置在前輪軸低于后輪軸以便貯藏在輪艙中的姿態(tài)是有利的。在此情況下，液壓作動器組件200可被延長到位置500，如在圖5中示出。該位置通過減少腔室212中的流體壓力而被實現，這允許腔室208中的壓力使得液壓作動器組件200伸展。這樣，在歧管中的通道允許腔室212中的流體離開腔室。在一些情況下，有利的是，整合采取位置500的命令與起落架組件收回命令，以便在飛行員命令起落架組件收回時液壓作動器自動命令位置500。
液壓作動器組件200可允許著陸觸地期間的伸展，從而允許轉向架梁縱搖的改變以促進空-地感測。液壓作動器組件200可在著陸期間提供阻尼，從而限制進入飛行器其它部分的載荷。液壓作動器組件200可提供轉向架梁縱搖阻尼，如在圖6中進一步示出。
回到圖2，通過因此加壓在腔室208中的流體，第二活塞202可用恒定壓力操作， 例如在一個非限制有利實施例中大約2000磅/每平方英寸(psi)(可能更多或更少psi)。 恒定壓力可被選擇成提供充足的力來安置轉向架梁以便收納，且在地面上時不產生可以不良地加載于輪胎的過度力。
在有利實施例中，由于腔室208中的壓力大于腔室210中的壓力，因此第三活塞 204可維持恒定的向下力。該力可減少伸展力，并減少經受系統(tǒng)壓力的面積。
在有利實施例中，通過使腔室212中流體的壓力變化,第一活塞206可在可變壓力下操作。在腔室212中的壓力可取決于液壓作動器組件200的操作模式而變化。例如，大約500psi的相對低壓力可以為針對著陸而用于腔室212中，從而允許轉向架梁運動以便空-地感測，不過根據飛行器和設計考慮，更高或更低壓力可用于該目的。另一方面，腔室 212可在大約3000到大約5000psi或更大的壓力下操作，以便鎖定液壓作動器組件200。在此情況下，液壓作動器組件200可在支柱的起飛轉動期間充當受拉構件。稍后，系統(tǒng)的返回腔室212中的壓力的降低可導致支柱使嵌套的液壓活塞206、204和202伸縮地伸展且同時將支柱帶到收納位置。
在有利實施例中，第二活塞202可稱為主活塞，并且第一活塞206可稱為伸縮活塞，以及第三活塞204可稱為浮動活塞。在有利實施例中，浮動活塞204和導管238可限定與腔室208公共的腔室239，其可以大大減少用于重安置液壓作動器組件200的液壓流動。 結果，由于從系統(tǒng)供應250進入腔室208的流動大大小于必須使用系統(tǒng)供應250填充腔室 210時的情況，因此用來伸展液壓作動器組件200以便收納在輪艙中的時間可以被有利地減少。
現在注意力轉到關于液壓作動器組件200的壓力范圍。在示出的有利實施例中， 用于系統(tǒng)操作的壓力范圍在大約500psi和5000psi之間，不過其它范圍也可以是合適的， 并可變化多達大約Opsi到大約10，OOOpsi或更多。這些壓力近似并可隨各特定操作或實施而變化。密封未被示出，但常規(guī)密封可以用在液壓作動器組件200中示出的每個凹槽中。
在有利實施例中，多模式減壓器215可提供使用單閥門的三個輸出壓力，如示出。 這些壓力可以是0psi、500psi和5000psi,如虛感測線218表示。單閥門可通過如示出使用標準減壓器并添加電磁閥輸入220和電磁閥輸入222到任一末端來提供三個輸出壓力。電磁閥輸入220和電磁閥輸入222可被啟動從而驅動閥門完全開啟或完全關閉。在電磁閥輸A 220開啟時,那么壓力可以是大約Opsi。在電磁閥輸入222開啟時,那么壓力可以是大約 5000psi。在電磁閥輸入220和電磁閥輸入222都關閉時，多模式減壓器216可作為正常減壓器執(zhí)行，在該例子中輸出大約500psi。大約500psi可以是足夠低從而保持轉向架梁處于著陸姿態(tài)，但仍允許轉向架梁在觸地時運動，從而允許飛行器使用初始轉向架梁運動來觸發(fā)著陸擾流板。
多模式安全閥224可以是具有電磁閥輸入的普通安全閥的調整，該電磁閥輸入可以是在多模式減壓器216中使用的相同閥門輸入。因此，例如電磁閥輸入226可導致安全閥打開，以便用于收納位置，并且電磁閥輸入228可用來將安全閥置于其高壓設定。通過增加彈簧預緊，電磁閥輸入228可使斷開壓力從大約IOOOpsi增加到大約5500psi。使用多模式安全閥224可提供觸地阻尼以便減少機身和機體其它部分中的負載，這會節(jié)省重量。在觸地期間，第一活塞206和第二活塞202可被迅速拉出。源自腔室212桿端的流體可通過可被調整以提供合適阻尼率的多模式安全閥224離開。
壓力傳感器240可用來驗證液壓作動器組件200鎖定。如果壓力傳感器感測到壓力接近最大系統(tǒng)壓力，那么在鎖住期間液壓作動器組件200可反作用于全張力載荷。注意如果密封損壞，那么不會實現全壓力，由此提供測試液壓作動器組件200完整性的有利方法。
單向閥230可以是可將流體捕獲在液壓作動器組件200中以便保持液壓作動器組件200處于收納位置(可以是完全伸展位置)的單向閥。在有利實施例中，在起落架收回之后液壓力可從起落架系統(tǒng)去除，并且單向閥230也保持轉向架梁在適當位置，同時起落架系統(tǒng)收攏進入輪艙。
減壓器232可向腔室208提供降低的壓力。該降低的壓力可被選擇成避免當飛行器在地面上時使前胎過載，但仍足以在選擇加速時激勵支柱到收納位置?？赡艿目商鎿Q有利實施例可向減壓器232提供電磁閥輸入，以便當飛行器在地面上時關閉減壓器232。在該有利實施例中，輪胎可被等同地加載。
單向閥234可在可替換伸展情況，例如在液壓系統(tǒng)損失之后起落架組件通過可替換工具伸展的情況下使用。這種用法可使得液壓作動器組件200完全伸展以便飛行器可用前胎向下著陸。該著陸過程可導致液壓作動器組件200的迅速壓縮。第二活塞202可首先移動，其可強制流體離開腔室210并向減壓器232返回。在此情況下，腔室208中的流體也可流動到系統(tǒng)返回242。在有利實施例中，可為浪涌抑制提供蓄能器248。
在任何情況下，安全閥236可允許腔體208中的流體流動到第一活塞206的桿端 (這是腔室212)，強制第一活塞206下降。在第二活塞202到達第一活塞206之前該行為使第一活塞206開始運動，這減少沖擊載荷。如果源自腔室210的流體流動超過回流管容量，那么該流動可流過單向閥234達到桿端空腔，進一步幫助第一活塞206的運動。在第二活塞202到達第一活塞206時，第二活塞202可接觸擋塊244。
在有利實施例中，第三活塞204可被容納在第二活塞202內，在該情況下導管238 可從液壓作動器組件200的頭端伸展。在此情況下，第三活塞204可具有擋塊246，如果第三活塞204試圖過度伸展則該擋塊246防止第三活塞204脫離該管。
因此，圖2更詳細示出圖6到圖8的液壓支柱606的一個有利實施例。液壓作動器組件200包括汽缸筒215、通過汽缸筒215的開口端可滑動接收的第一活塞206以及通過第一活塞206的開口端可滑動接收的第二活塞202。第二活塞202可在其上端包括至少一個凸耳或其它連接構件，以便附加到起落架組件上半部，如在圖6到圖8中示出。圖6到圖 8的汽缸筒215可在其下端包括至少一個凸耳或其它連接構件，以便在上凸耳樞軸612附加到轉向架梁602。汽缸筒215也容納固定到汽缸筒215的導管238。浮動活塞，即第三活塞 204被容納在第二活塞202和導管238內。汽缸筒215的上端與第一活塞206的外表面密封接合。第一活塞206的下端與汽缸筒215的內表面密封接合。
汽缸筒215包括如在圖2中示出的流體通道，從而用加壓流體供應腔室212和 210。這些通道和腔室構成被容納在公共外壁內的歧管,該歧管相對于第一、第二和第三液壓活塞被設置成使得在歧管中運動的流體能夠控制第一、第二和第三液壓活塞的位置。在圖2中示出的液壓歧管的特征允許腔室212和210中的壓力改變，以便可以驅使第一活塞 206以期望方式進入或離開汽缸筒215。注意歧管可采用其它形式。例如，歧管可以是以一些其它方式連接到第一、第二和第三液壓活塞的一系列可能不同(更多或更少地不同于所示腔室)的腔室。在任何情況下，歧管都相對于第一、第二和第三液壓活塞被布置成使得在歧管中運動的流體能夠控制第一、第二和第三液壓活塞的位置。
第一活塞206的上端內表面與第二活塞202的外表面密封接合。第二活塞202的內表面與第三活塞204的上外表面密封接合。導管238的上端內表面與第三活塞204的外表面密封接合。汽缸筒215包括如在圖2中示出的流體通道，從而用加壓流體供應腔室208 和210以及212。在圖2中示出的液壓作動器組件200的特征允許腔室208和210和212 中的壓力改變，以便可以驅使第二活塞以期望方式離開第一活塞206，并且第二活塞202和第三活塞204 二者能夠一起伸展。
如上面暗示，在液壓作動器組件200中示出的嵌套活塞可具有不同設置從而實現不同功能。此外，不同閥門、減壓器和其它液壓部件都可被設置成改變液壓流體在液壓作動器組件200的各流體腔室內怎樣流動，從而再次實現不同功能。因此，有利實施例不受參考圖2描述的具體設置所限制。
圖3到圖5是根據有利實施例的使用中的液壓作動器的圖解。在圖3到圖5中示出的有利實施例對應在圖2中示出的液壓作動器組件200。因此，共用與圖2中的附圖標記相同值的圖3到圖5中的附圖標記可對應相同部件，并可具有相似結構和功能。不是參考圖2描述的全部部件都必需關于圖3到圖5示出；然而，全部這樣的部件都可存在于一些有利實施例中。
在圖3到圖5中示出的有利實施例示出使用中的液壓作動器組件200。在圖3中， 液壓作動器組件200具有當飛行器在地面上時使用的位置300。在圖4中，液壓作動器組件 200具有位置400。在圖5中，液壓作動器組件200具有位置500。
在位置300中示出的有利實施例中，腔室208可具有大約2000psi的壓力，但該值可更多或更少。腔室210處在可以是恒定壓力的回流壓力。腔室212可具有大約500psi 的壓力。在該設置中，第三活塞204和第一活塞206通過腔室208和212中的壓力被抑制。 隨著轉向架梁運動，第二活塞202自由運動。
當飛機在地面上時，液壓作動器組件200的該位置可以是有利的。因為液壓作動器組件200允許在液壓作動器中沒有過多載荷的情況下正常轉向架梁縱搖運動，所以該位置可以是有利的。此外，液壓作動器可被設置成避免沖擊鎖住位置，從而避免前胎過載。另外，液壓作動器可足夠短，從而如果意外情況時，例如后起落架輪軸上的一個或更多個輪胎經受降低的氣壓時，防止液壓作動器過載。
在位置400中示出的有利實施例中，維持腔室208和腔室210中的壓力，但腔室 212中的壓力可以增加以便將第一活塞206約束在完全壓縮位置。在起飛期間位置400是有利的。因為液壓作動器組件200具有固定長度，該固定長度具有隨著起落架減震器下推時在轉向架梁正面上拉起的效果，這導致后胎被壓低，所以位置400對于起飛是有利的。因此，起落架組件的有效長度在轉動點處更長，其允許飛機轉動到更大攻角。
在著陸期間，位置400導致液壓作動器組件200經歷初始張力載荷。這樣，在初始觸地期間位置400可充當阻尼器。
在位置500中，腔室212中的壓力被去除，因此腔室208中的壓力完全伸展第二活塞202。第二活塞202的伸展將拉動第三活塞204到其完全伸展位置。因此，液壓作動器組件200到達三個液壓活塞中的每個活塞的最大伸縮伸展，以使第二活塞202的頂部延伸經過第三活塞204的頂部。因為位置500使轉向架梁在期望的姿態(tài)取向從而裝入輪艙內，所以位置500是有利的。不存在供應壓力，并且在液壓作動器組件配置中不存在可導致巨大縮回力的問題或變化。
圖6到圖8圖解在若干有利實施例中在三個不同位置的起落架組件。圖6圖解在地面位置的起落架組件600 ;圖7圖解在收納位置的起落架組件600 ;以及圖8圖解在著陸位置的起落架組件600。共用與附圖標記相同值的圖6到圖8中附圖標記可對應相似部件, 并可具有相似結構和功能。在一個可能的非限制有利實施例中，在圖6到圖8中的相同部件可相同并具有相同功能。在圖6到圖8中示出的有利實施例是在圖2到圖5中示出的液壓作動器組件200的一種可能使用的非限制例子。起落架組件600連同液壓支柱606的可能操作關于圖2到圖5被描述。
首先轉到圖7，示出根據有利實施例的在收納位置的起落架組件的圖解。起落架組件600包括液壓支柱606。液壓支柱606可相同或相似于在圖2到圖5中不出的液壓作動器組件200。在圖7中示出的有利實施例是在圖2到圖5中示出的液壓作動器組件200的一種可能使用的非限制例子。起落架組件600連同液壓支柱606的可能操作關于圖2到圖 5被描述。
現在轉到圖6，示出在可對應在圖3中示出的位置300的地面配置中的液壓支柱 606。起落架組件600也示出其它特征，其中一些關于圖2到圖5已在上面被描述。這些特征包括附加到減震器604下部的轉向架梁602。凸耳608附加到減震器604的汽缸部分。 多個輪610附加到轉向架梁602。多個輪610可包括前輪610B和后輪610A。液壓支柱606 在凸耳608處樞轉地附加到減震器604的上部。液壓支柱606在下凸耳樞軸612處樞轉地附加到轉向架梁602。減震器604通過主樞軸616被附加到轉向架梁602。使用中，凸耳 608和下凸耳樞軸612允許液壓支柱606相對于減震器604和轉向架梁602在兩個不同取向運動。使用中，主樞軸616允許轉向架梁602的末端相對于減震器604向上和向下樞轉。
圖7也示出液壓支柱606，其具有經凸耳608被樞轉地附加到減震器604上部的第二活塞700 (對應圖2的第二活塞202)。液壓支柱606的汽缸筒607 (對應圖2的汽缸筒 215)在下凸耳樞軸612處被樞轉地附加到轉向架梁。在其它有利實施例中，液壓支柱606 可重新取向，以使第二活塞(700/202)可附加到上凸耳樞軸612從而附加到轉向架梁602，并且汽缸筒(215/607)可附加到減震器604的汽缸部分。
如在圖7中示出，液壓支柱606被致動以使第二活塞(700/202)和伸縮的第一活塞(702/206)伸展。在實施例中，兩個活塞都完全伸展。在該取向中，繞主樞軸616向下驅使轉向架梁602的一個末端。該取向和操作關于圖2到圖5被進一步描述。
在起飛離地后，液壓支柱606將起落架組件600安置成一定角度，以使前輪軸低于后輪軸，如在圖7中示出。在有利實施例中，該角度可以是十二度，不過該值可在小于一度到八十度或更多之間變化?？墒褂锰畛鋱D2的腔室208所需的小流動來快速地將液壓支柱 606重新安置到在圖8中示出的著陸位置。
稍后，液壓支柱606可被液壓去能。當在輪艙中時，液壓支柱606可以不用供應壓力維持完全伸展的位置。腔室210中的回流壓力可幫助該功能。當在該位置時，不存在可導致巨大縮回力的單一失效。
現在轉到圖8，示出液壓支柱606，其具有經凸耳608被樞轉地附加到減震器604 上部的第二活塞700 (對應圖2的第二活塞202)。液壓作動器606的汽缸筒607 (對應圖2 的汽缸筒215)被樞轉地附加到下凸耳樞軸612，下凸耳樞軸612附加到轉向架梁。在其它有利實施例中，液壓支柱606可以重新取向，以使第二活塞(700/202)可附加到下凸耳樞軸 612從而附加到轉向架梁602，并且汽缸筒(215/607)可在凸耳608處附加到減震器604的汽缸部分。
如在圖8中示出，拉動液壓支柱606以使第二活塞(700/202)伸展。在該取向中， 沿與圖7中示出相反的方向繞主樞軸616向下驅使轉向架梁602的一個末端。在有利實施例中，角度可以是23度，不過該值可變化從而適合交通工具的需要。該取向和操作在下面進一步并關于圖2到圖5被描述。
在著陸前，通過收回第一活塞206，液壓支柱606將起落架組件從位置500 (圖5) 安置到位置400 (圖4)，以使前輪軸高于后輪軸。該位置為著陸位置使轉向架梁602傾斜。 在該位置中，通過圖2的腔室212中的壓力，用規(guī)定量的力約束液壓支柱606。
在著陸期間，后胎首先接觸地面，導致轉向架梁繞主樞軸616轉動。該運動可導致液壓支柱606經歷初始的大張力載荷。液壓支柱606可在初始小阻力的情況下運動，從而允許空-地感測系統(tǒng)檢測轉向架梁縱搖中的改變。隨著減震器604壓縮，轉向架梁將繼續(xù)繞主樞軸616轉動直到前胎接觸地面。一旦前胎觸及地面，則液壓支柱606會經歷快速壓縮。在初始觸地期間液壓支柱606可充當阻尼器。在有利實施例中，如果沒有液壓力可用， 那么液壓支柱606可允許飛行器在液壓支柱606處于完全伸展位置時著陸，以便提供可替換著陸位置。
當在地面上時，液壓支柱606允許轉向架梁602繞主樞軸616的正常縱搖運動，且在液壓支柱606中沒有過多載荷并且沒有使前胎過載。在有利實施例中，液壓支柱606可以折疊足夠短，從而防止任何意外情況損傷起落架組件600或飛行器。
一起考慮圖7到圖9，示出根據本發(fā)明的有利實施例的半杠桿式起落架組件600。 起落架組件600包括合適構造的減震器604，從而在飛行器的地面操作期間吸收和阻尼在起落架和地面之間施加的瞬時載荷，并且從而在地面上靜止時支撐飛行器。減震器604通常包括上部800和被伸縮接收在上部中的下部802，以使減震器604的長度可取決于沿減震器軸線的方向被施加到起落架組件的載荷量而變化。關于初始觸地，如在圖8中示出，施加到起落架組件600的載荷量相對小，并因此減震器604的長度大約在最大值。
起落架組件600進一步包括輪車(wheel truck) 804,其通過在主樞軸616處被樞轉地附加到減震器604的下部802的至少一個轉向架梁602形成。多個輪610由轉向架梁 602可轉動支撐，包括分別在轉向架梁602前端和后端處被支撐的至少一個前輪和至少一個后輪。通常，對于多數大型飛行器而言，主起落架組件的輪車可包括多個輪610，輪610可包括在轉向架梁602前端處的輪軸上的一對前輪以及在轉向架梁602后端處的輪軸上的一對后輪。一些有利實施例可以包括在前和后輪軸之間的一個或更多額外輪軸上的多個輪。 然而，在此描述的有利實施例可應用于任何輪車配置，其中該配置具有在主樞軸縱向前方或縱向后方的位置處通過轉向架梁被支撐的至少一個輪，且減震器在該主樞軸處附加到轉向架梁。
起落架組件600也包括液壓支柱606，其可以是圖2的液壓作動器組件200。液壓支柱606在其上端被樞轉地連接到在減震器604處的凸耳608，并具有在主樞軸616前方位置處的轉向架梁602上的下凸耳樞軸612處被樞轉地連接的下端。液壓支柱606是使轉向架梁602能夠相對于減震器604樞轉的長度可變裝置。另外，液壓支柱606在如上面進一步描述被適當地控制時能夠鎖定到固定長度，以便驅使轉向架梁602繞下凸耳樞軸612而不是繞主樞軸616樞轉，以便向起落架組件600提供半杠桿功能。
圖9是根據有利實施例的飛行器的框圖的圖解。在圖9中示出的飛行器900可以是例如在圖I中示出的飛行器100。關于圖9描述的各種部件也可在圖2到圖8中被看到， 如在下面進一步描述。
飛行器900包括起落架902，其可包括多個輪軸904，多個輪胎905被布置在輪軸 904上。在其它實施例中，起落架902可具有包括一個或更多輪胎的一個或更多輪軸。在一些實施例中，起落架902可以是圖I的起落架組件108或圖6到圖8的起落架組件600。 多個輪軸904可以是例如圖6到圖8的轉向架梁602的一部分。多個輪胎905可以是例如圖6到圖8的多個輪610。
起落架902也可包括歧管906。作動器910被布置在歧管906內。作動器910在歧管906內被配置成使得連接到作動器910的起落架902可迅速收回。術語“迅速”是相對于能夠收回相同或相似起落架902的機械裝置或其它裝置的速度而定義的。在有利實施例中，流體908的壓力可變化，且之后被施加到作動器910，以便使得在飛行器900觸地期間， 當施加到作動器910的壓力被構造成允許空-地感測時，起落架902被作動器910約束在著陸位置。
流體908可以是例如流過相對于歧管906布置的歧管的流體。在具體例子中，流體908可在腔室內流動，例如在圖2到圖5的腔室208、210和212內流動。作動器910還可采用其它形式，例如在嵌套活塞設置中的額外活塞。
在實施例中，歧管906可包括多模式減壓閥912。多模式減壓閥912可以是例如圖 2的多模式減壓器216。多模式減壓閥912可被配置成允許流體的可變壓力設定。
在實施例中，歧管906可包括多模式安全閥914。多模式安全閥914可以是例如圖2的多模式安全閥224。多模式安全閥914可被配置成允許流體908離開歧管906。在另一實施例中，多模式安全閥914可被配置成當飛行器在地面上時減少流體908的壓力，以便多個輪軸904間平衡載荷。
在實施例中，蓄能器916可相對于歧管906被布置成使得在飛行器900觸地期間蓄能器916吸收壓力尖峰。蓄能器916可以是例如圖2的蓄能器248。
在實施例中，壓力傳感器918可連接到歧管906和作動器910中的至少一者。壓力傳感器918可被配置成監(jiān)控起落架902的完好情況。壓力傳感器918可以是例如圖2的壓力傳感器240。
圖9中飛行器900的圖解不意味著暗示對其中可實施不同有利實施例的方式的物理或體系結構進行限制?？墒褂贸龍D解部件之外的其它部件和/或使用其它部件代替圖解部件。在一些有利實施例中一些部件可以是不必需的。同樣，呈現方框從而圖解一些功能部件。在不同的有利實施例中實施時，這些方框中的一個或更多個可結合和/或分割為不同方框。
圖10是根據有利實施例操作飛行器中的液壓作動器的方法的流程圖的圖解。在圖10中示出的過程可使用液壓活塞組件200被實施，例如在圖2到圖5中示出的液壓活塞組件200，或可使用液壓支柱606被實施，例如在圖6到圖8中示出的液壓支柱606。
過程1000通過操作交通工具開始，該交通工具包含機身；連接到機身的機翼；連接到機身和機翼中的一個的起落架組件；連接到起落架組件的作動器，其中該作動器包含 第一液壓活塞；布置在第一液壓活塞內的第二液壓活塞；以及布置在第一液壓活塞和第二液壓活塞二者內的第三液壓活塞，其中該第一、第二和第三液壓活塞被容納在公共外壁內； 以及被容納在公共外壁內的歧管，該歧管相對于第一、第二和第三液壓活塞被布置成使得在歧管中運動的流體能夠控制第一、第二和第三液壓活塞的位置(操作1002)。在有利實施例中該方法可包括在起飛離地期間被動拉動第二液壓活塞(操作1004)。在有利實施例中， 該方法可進一步包括在收納起落架組件時，伸展第一、第二和第三液壓活塞(操作1006)。
在有利實施例中，該方法可進一步包括在為針對著陸安置時收回第一液壓活塞， 以便連接到起落架組件的轉向架梁被安置成使得轉向架梁的前輪軸相對于轉向架梁的后輪軸被向上布置(操作1008)。在有利實施例中，該方法可進一步包括通過壓縮第一、第二和第三液壓活塞而反作用于超載情況(操作1010)。在有利實施例中，該方法可進一步包括相對于第二液壓活塞驅使流體，以使作動器充當阻尼器(操作1012)。該過程此后終止。
因此，有利實施例提供作動器。該作動器包括第一液壓活塞、布置在第一液壓活塞內的第二液壓活塞以及布置在第一液壓活塞和第二液壓活塞二者內的第三液壓活塞。第一、第二和第三液壓活塞被容納在公共外壁內。
呈現的有利實施例提供嵌套的活塞作動器，其靈活、耐久、重量輕并且與其它作動器比較相對便宜。另外，由于有利實施例幫助飛行器著陸和起飛，因此有利實施例向飛行器操作添加了進一步的價值。有利實施例通過在初始起飛轉動時增加起落架組件的高度而允許更高攻角，從而幫助飛行器起飛。其它有利實施例根據下面另外描述明顯。
在不同的示出有利實施例中的流程圖和框解不同有利實施例中設備和方法的一些可能實施方式的體系結構、功能性和操作。在這點上，流程圖或框圖中的每個方框都可代表操作或步驟的模塊、分段、功能和/或一部分。有利實施例可被制造或配置成執(zhí)行流程圖或框圖中的一個或更多操作。
在一些可替換實施例中，在方框中提到的一個功能或多個功能可以以圖中提到順序之外的順序發(fā)生。例如，在一些情況下，連續(xù)示出的兩個方框可基本同時執(zhí)行，或這兩個方框可有時以顛倒的順序執(zhí)行，這取決于所涉及的功能性。同樣，除在流程圖或框圖中的圖解方框之外還可添加其它方框。
如在此使用，術語“至少一個”在與條目列表一起使用時，意思是可使用列出條目中的一個或更多個的不同結合，并且可僅需要列表中每個條目中的一個。例如，“條目A、條目B和條目C中的至少一個”可以例如但不限于包括條目A或者條目A和條目B。該例子也可包括條目A、條目B和條目C，或條目B和條目C。在其它例子中，“至少一個”可以例如但不限于兩個條目A、一個條目B和十個條目C ；四個條目B和七個條目C ；以及其它合適結合。
不同有利實施例的描述為說明和描述目的呈現，并且不意圖以公開的形式詳盡或限制有利實施例。許多修改和變化對于本領域技術人員明顯。進一步地，不同的有利實施例可提供與其它有利實施例比較的不同優(yōu)點。選擇的有利實施例或多個實施例被挑選并描述，以便最優(yōu)解釋有利實施例的原理、實際應用，并使本領域技術人員能夠理解具有各種修改的各種有利實施例的公開適合企圖的特別使用。
權利要求
1.一種裝置，包含第一液壓活塞(116)；布置在所述第一液壓活塞(116)內的第二液壓活塞(118)以及布置在所述第一液壓活塞(116)和所述第二液壓活塞(118) 二者內的第三液壓活塞(120)，其中所述第一、第二和第三液壓活塞被容納在公共外壁(114)內；以及連接到所述第一、第二和第三液壓活塞的歧管(122)，所述歧管(122)相對于所述第一、第二和第三液壓活塞被布置成使得運動通過所述歧管(122)的流體能夠控制所述第一、第二和第三液壓活塞的位置。
2.根據權利要求I所述的裝置，其中所述公共外壁(114)包括被配置成分隔在所述裝置的腔室內的流體容積的導管(238)。
3.根據權利要求I和2所述的裝置，其中所述第三液壓活塞(120)包含浮動活塞。
4.根據權利要求1-3中任何一條所述的裝置，其中所述公用外壁(114)包括被配置成分隔在所述裝置的腔室內的流體容積的導管(238)，并且其中所述浮動活塞被配置在所述導管(238)內以使得連接到所述浮動活塞的起落架組件(600)可以相對于機械裝置迅速伸展以便重新安置起落架組件(600)從而收入不容納所述浮動活塞和所述導管(238)的輪艙。
5.根據權利要求1-4中任何一條所述的裝置，進一步包含連接到所述起落架組件￠00)的飛行器。
6.根據權利要求1-5中任何一條所述的裝置，進一步包含連接到所述歧管(122)的多模式安全閥(914)，其中所述多模式安全閥(914)被配置成當所述飛行器在地面上時減少所述第一液壓活塞(116)、第二液壓活塞(118)和第三液壓活塞(120)中的一個或更多個中的流體壓力。
7.根據權利要求1-6中任何一條所述的裝置，進一步包含蓄能器(248)，其相對于所述歧管(122)被布置成使得所述蓄能器(248)在所述飛行器觸地期間吸收壓力尖峰。
8.根據權利要求1-7中任何一條所述的裝置，進一步包含連接到所述歧管(122)的壓力傳感器(918)，其中所述壓力傳感器(918)被配置成監(jiān)控所述裝置的完好情況。
9.根據權利要求1-8中任何一條所述的裝置，其中所述第一液壓活塞(116)和第二液壓活塞(118)被配置成伸縮作動，以使得在完全伸展位置時，所述第二液壓活塞(118)伸展經過所述第一液壓活塞(116)的頂部，并且所述第一液壓活塞(116)伸展經過所述作動器的所述公共外壁(114)。
10.根據權利要求1-9中任何一條所述的裝置，其中所述第三液壓活塞(120)連同所述導管(238)產生與所述第二活塞公共的較小腔室。
11.根據權利要求1-10中任何一條所述的裝置，其中所述第三液壓活塞(120)獨立于所述第一液壓活塞(116)和第二液壓活塞(118)運動。
12.根據權利要求1-11中任何一條所述的裝置，其中所述第一液壓活塞(116)能夠通過施加到所述第一液壓活塞(116)任一末端的不同流體壓力的力而在所述公共外壁(114) 內延伸或收回。
13.根據權利要求1-12中任何一條所述的裝置，其中流體壓力能夠變化從而在所述飛行器觸地期間提供空-地感測。
14.根據權利要求1-13中任何一條所述的裝置，其中所述裝置可進一步被配置成使得所述第二液壓活塞(118)中的流體能夠在命令時運動到所述第一液壓活塞(116)，并且使得所述第一液壓活塞(116)中的流體能夠在命令時運動到所述第二液壓活塞(118)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種裝置，其包括第一液壓活塞、布置在第一液壓活塞內的第二液壓活塞以及布置在第一液壓活塞和第二液壓活塞二者內的第三液壓活塞。第一、第二和第三液壓活塞被容納在公共外壁內。歧管連接到第一、第二和第三液壓活塞。歧管相對于第一、第二和第三液壓活塞被布置成使得在歧管中運動的流體能夠控制第一、第二和第三液壓活塞的位置。
文檔編號B64C25/22GK102530243SQ20111038609
公開日2012年7月4日 申請日期2011年11月22日 優(yōu)先權日2010年11月22日
發(fā)明者G·M·林達爾, M·L·R·梅勒 申請人:波音公司