CN101198522A - 用于支持飞行器起飞转动的方法和设备 - Google Patents

Abstract

本发明描述了一种用于支持飞行器起飞转动的方法和设备，该飞行器每侧包括至少两个前后设置的主起落架单元(10、20)，该主起落架单元(10、20)包括轮子(11、12、13、21、22、23)。根据本发明，为了支持起飞转动，在主起落架单元(10、20)的至少后面一对主起落架单元(20)中，这些后主起落架单元(20)的在地面上滚动的轮子(21、22、23)和机身(60)之间的距离可被主动减小。

Description

用于支持飞行器起飞转动的方法和设备

相关申请的引用

本申请要求2005年6月14日提交的德国专利申请No.10 2005 027385.8的优选权，其公开文本通过参考在此引入。

技术领域

本发明涉及支持飞行器起飞转动的方法以及支持飞行器起飞转动的设备。

背景技术

对于起飞重量很重的大型飞行器，其机翼和载荷舱(机身)一般具有清晰的功能划分。在机身的端部，在尽可能地离机翼距离大的地方设置控制面(尾部)，所述控制面在飞行器的垂直轴和横轴上控制飞行器。在这种布置中，升降舵也具有在起飞期间，即在起飞滚转过程中，使飞行器开始转动的任务，其致使飞行器在其横轴上转动，由此机翼转动到一定角度从而增加用于离地起飞的升力。

但是，对于未来的飞行器工程，从所谓的“全翼式设计”的意义上说载荷量绝大多数都放置在机翼区域，在产生的构造中，相对于体积重心或表面重心的位置，到升降舵控制面和方向舵控制面的杠杆臂相对较短。于是对于相同大小的面积，在这种飞行器设计中，升降舵控制面的扭矩--该扭矩产生起飞转动--小于传统设计的情况。

对于大型飞行器，由于每一侧的最大起飞重量都很重，所以前后设置了至少两个多轴主起落架单元，在这种情况下，起飞转动的开始需要相当大和重的升降舵控制面，其过大的尺寸对于实际飞行操作来说是不需要的。

对于以多轴主起落架单元为特征的飞行器，或者例如由于发动机尺寸和位置的原因而以具有特别长的起落架腿为特征的飞行器，从现有技术状态已知有用于在收缩过程中或之前降低或缩短起落架腿的设备。这种方法改善了起落架舱的可着陆性和/或可收起性。这样的解决方法可以从协和或空客A340获知。

相反，还已知，对于主起落架单元，由于重量或收缩几何形状的原因，包括相对短的起落架腿，通过专门结构转动起落架的底架，使得在起飞和着陆期间，至少最后面的轴上的轮子引导成比其它轮子更靠近地面，以允许足够的转动角度(所谓的摆动底架)。

此外，已知一种飞行器例如波音747的起落架单元的液压平衡系统，通过该系统，根据连通管原理，在升降舵引起的转动中，较重载荷起落架腿和较轻载荷起落架腿之间的液压平衡自动产生。但是对于最初的起飞转动，这些系统是根据反应来操作而不是主动控制。

而且从文献中可获知用于具有多轴主起落架单元的飞行器的设备，该设备设计成克服起飞转动中的各种困难，其中在起飞翻滚过程的初始阶段，直到确定的翻滚速率，有意不采用升力产生面例如尾缘襟翼，和/或甚至升力扰流面(扰流板)展开直到达到确定的起飞升空速度，在该点尽快地相反操作，高升力设备展开而扰流板缩回。这样开始快速产生强的升力，但这对乘客来说不太舒适，该升力足以或多或少地垂直起飞，直到升降舵控制面在气动上足够有效地控制进一步的转动(直接升力控制)。除了让乘客不舒适的升力行为，这种起飞过程与高阻力和高油耗的不利之处相关。

发明内容

在众多考虑中，本发明的一个目的是提出一种用于支持飞行器起飞转动的改进方法和改进设备，在飞行器每侧，前后设置有至少两个多轴主起落架单元。

该目的通过具有权利要求1的特征的方法实现。

而且该目的通过具有权利要求10的特征的设备实现。

根据本发明的方法和设备的有利实施方式和改进在各自的从属权利要求中表述。

本发明提供了一种支持飞行器起飞转动的方法，飞行器每侧包括至少两个前后设置的包括轮子的主起落架单元。根据本发明，为了支持起飞转动，在主起落架单元的至少后面一对中，在地面上滚动的轮子和机身之间的距离被减小。

根据本发明的方法的有利实施方式，主起落架单元的至少后面一对的在地面上滚动的轮子和机身之间的距离的减小通过缩短所述后主起落架单元的起落架腿的有效长度来实现。

根据本发明的方法的有利实施方式，后主起落架单元的起落架腿的有效长度的缩短通过将起落架腿伸缩性地推压在一起来实现。

根据本发明的方法的另一有利实施方式，主起落架单元的至少一对的在地面上滚动的轮子和机身之间距离的减小通过在横轴上枢转底架来实现，其中底架上的前后设置的轴上带有轮子。

在这种设置中，优选地，在底架在横轴上枢转时，在地面上滚动的后轮和机身之间的距离被减小，同时之前被升起的前轮被降低到地面。

根据本发明的方法的有利实施方式，以机械的方式实现起落架腿有效长度的减小或底架的枢转。

根据本发明的方法的另一有利实施方式，以液压的方式实现起落架腿有效长度的减小或底架的枢转。

根据本发明的方法的特别有利的实施方式，起落架腿的有效长度的减小或底架的枢转通过主动控制液压平衡系统实现，所述平衡系统连接在前主起落架单元和后主起落架单元之间。

根据本发明的方法的优选实施方式，飞行器每侧包括两个前后设置的主起落架单元，其中为了支持起飞转动，在主起落架单元的后面一对中，在地面上滚动的轮子和机身之间的距离被减小。

此外，本发明提供了一种用于支持飞行器起飞转动的设备，飞行器每侧包括至少两个前后设置的包括轮子的主起落架单元。在本发明中，主起落架单元的至少后面一对设计成，为了支持起飞转动，在地面上滚动的后主起落架单元的轮子和机身之间的距离被减小。

根据本发明的设备的有利实施方式，为了减小主起落架单元的至少后面一对的在地面上滚动的轮子和机身之间的距离，所述后主起落架单元的起落架腿设计成其有效长度可被减小。

后主起落架单元的起落架腿可以是伸缩设计。

根据本发明的设备的另一有利实施方式，为了减小在地面上滚动的主起落架单元的至少一对的轮子和机身之间的距离，底架能够在横轴上枢转，其中底架在前后设置的轴上带有轮子。

在这种设置中，优选地，当底架在横轴上枢转时，在地面上滚动的后轮和机身之间的距离被缩短，同时之前升起的前轮被降低到地面。

根据本发明的设备的有利实施方式，设置有用于减小起落架腿的有效长度或用于枢转底架的机械装置。

根据本发明的设备的另一有利实施方式，设置有用于减小起落架腿的有效长度或用于枢转底架的液压装置。

根据本发明的设备的有利实施方式，主动控制液压平衡系统连接在前主起落架单元和后主起落架单元之间，所述主动控制液压平衡系统适于减小起落架腿的有效长度或适于枢转底架。

根据本发明的设备的优选实施方式，飞行器每侧包括两个前后设置的主起落架单元，其中为了支持起飞转动，在主起落架单元的后面一对中，在地面上滚动的轮子和机身之间的距离可被减小。

附图说明

下面参考附图解释根据本发明的实施方式。

附图中：

图1表示根据本发明一个示例性实施方式的处于地面上的飞行器的侧视图，其中该飞行器的每侧包括至少两个前后设置的主起落架单元；

图2表示根据本发明一个示例性实施方式的处于起飞转动过程期间的飞行器的侧视图，其中该飞行器的每侧包括至少两个前后设置的主起落架单元；

图3表示部分起落架腿的剖视图，其具有可用于本发明的用于减少所述起落架腿的有效长度的装置；以及

图4表示起落架单元的示意图，其中为了减少在地面上滚动的轮子与机身之间的距离，在前后设置的轴上装有轮子的底架可在横轴上枢转(摆动底架)，其可用于本发明。

具体实施方式

各图中，相同的标号用于相同或相似的组件。附图的说明是示意性的而非按比例的。

图1和图2表示根据未来的全翼型(wing-only type)设计的飞行器的侧视图，其示出了头部起落架50和位于飞行器每侧的两个前后设置的主起落架单元10、20，其中所示飞行器分别处于地面上和起飞转动过程期间。

头部起落架50包括设置在起落架腿54上的轮子51，而主起落架单元10、20包括各自的起落架腿14、24，其上设置有轮子11、12、13以及21、22、23。

为支持起飞转动，在本发明中，主起落架单元10、20的后面一对20的在地面上滚动的轮子21、22、23和机身之间的距离主动减少。这样，如图2所示开始飞行器的起飞转动。在所示示例性实施方式中，主起落架单元10、20的后面一对20的在地面上滚动的轮子21、22、23和机身60之间的距离减少可通过如下方式实现，例如通过将起落架腿24伸缩性地推压在一起来缩短后主起落架单元20的起落架腿24的有效长度。

图3表示部分起落架腿34的立体图，其带有可用于本发明的、已知的用于减小所述起落架腿34的有效长度的装置。起落架腿34包括外管34a，它通过连接眼37a、37b、37c以公知的方式可枢转地保持在飞行器结构(未示出)上，用于收缩起落架。在外管34a内设置有内管34b，其可伸缩地在所述外管34a上滑动。通过杠杆机构36实现将管34a、34b伸缩性地推压在一起。所述杠杆机构36可以借助于连接机构36a液压地或机械地致动。

图4表示起落架单元40的示意图，其中底架45内的轮子41、42可转动地保持在前后设置的轴48、49上。为了收缩起落架，起落架单元40的起落架腿44通过公知方式借助于连接眼47a、47b、47c可转动地保持在飞行器结构(未示出)上。

为了减小在地面上滚动的轮子42和机身之间的距离，底架45能够在横轴45a上枢转(所谓的摆动底架)。在底架45在横轴45a上枢转期间，在地面上滚动的后轮42和机身60之间的距离缩短，同时之前升起的前轮41则下降到地面。这具有减小后主起落架单元40的轮子42--该轮子在地面上滚动--和机身60之间的距离从而支持起飞转动的作用。使用合适的致动装置通过杠杆机构46主动实现了距离的减小。致动装置可以液压或机械操作。图4所示的示例性实施方式提供了一种液压致动器46a，通过它操作杠杆机构46。

减小起落架腿24、34、44的有效长度或使底架45枢转也可以通过主动控制液压平衡系统来实现，其中该液压平衡系统连接在前主起落架单元10和后主起落架单元20、40之间。这样的液压平衡系统作用于设置在主起落架单元10、20；40上的相关液压致动器上。

优选地，如图1和2所示，飞行器每侧包括两个前后设置的主起落架单元10、20；40。他们用于承载飞行器的重的起飞重量。为了支持起飞转动，在主起落架单元10、20；40的后面一对20、40中，在地面上滚动的轮子21、22、23；42和机身60之间的距离被减小，如图2所示。

代替应用于图1和图2所示的全翼型设计，本发明当然也可以应用到具有传统机翼几何形状的飞行器上。

应当注意，术语“包括”并不排除其它元件或步骤，“一”或“一种”不排除多个。结合不同实施方式描述的元件也可以结合起来。也应当注意，权利要求中的参考标记不应认作对权利要求范围的限制。

附图标记列表

10主起落架单元

11轮子

12轮子

13轮子

14起落架腿

20主起落架单元

21轮子

22轮子

23轮子

24起落架腿

34起落架腿

34a外管

34b内管

36杠杆机构

36a连接机构

37a连接眼

37b连接眼

37c连接眼

40主起落架单元

41轮子

42轮子

44主起落架腿

45底架

45a横轴

46杠杆机构

46a液压致动器

47a连接眼

47b连接眼

47c连接眼

48轴

49轴

50头部起落架

51轮子

54起落架腿

60机身

Claims (18)

1.一种用于支持飞行器起飞转动的方法，所述飞行器每侧包括至少两个前后设置的主起落架单元(10、20；40)，该主起落架单元包括轮子(11、12、13、21、22、23；41、42)，其中，为了支持起飞转动，在主起落架单元(10、20；40)的至少后面一对主起落架单元(20；40)中，在地面上滚动的轮子(21、22、23；42)和机身(60)之间的距离被主动减小。

2.如权利要求1所述的方法，其中主起落架单元(10、20)的至少后面一对主起落架单元(20)的在地面上滚动的轮子(21、22、23)和机身(60)之间的距离的减小通过缩短所述后主起落架单元(20)的起落架腿(24)的有效长度来实现。

3.如权利要求2所述的方法，其中后主起落架单元的起落架腿(34)的有效长度的缩短通过将起落架腿(34a、34b)伸缩性地推压在一起来实现。

4.如权利要求1所述的方法，其中主起落架单元(10、40)的至少一对主起落架单元(40)的在地面上滚动的轮子(42)和机身(60)之间距离的减小通过在横轴(45a)上枢转支撑底架(45)来实现，其中轮子(41、42)设置在底架(45)上的前后设置的轴(48、49)上。

5.如权利要求4所述的方法，其中在底架(45)在横轴(45a)上枢转期间，在地面上滚动的后轮(42)和机身(60)之间的距离减小，同时之前被升起的前轮(41)被降低到地面。

6.如权利要求1-5中任一项所述的方法，其中以机械的方式实现起落架腿(24)有效长度的减小或底架(45)的枢转。

7.如权利要求1-5中任一项所述的方法，其中以液压的方式实现起落架腿(24；34)有效长度的减小或底架(45)的枢转。

8.如权利要求7所述的方法，其中起落架腿(24；34)的有效长度的减小或底架(45)的枢转通过主动控制液压平衡系统实现，所述平衡系统连接在前主起落架单元(10)和后主起落架单元(20；40)之间。

9.如权利要求1-8中任一项所述的方法，其中飞行器每侧包括两个前后设置的主起落架单元(10、20；40)，其中为了支持起飞转动，在主起落架单元(10、20；40)的后面一对主起落架单元(20；40)中，在地面上滚动的轮子(21、22、23；42)和机身(60)之间的距离被减小。

10.一种用于支持飞行器起飞转动的设备，飞行器每侧包括至少两个主起落架单元(10、20；40)，所述主起落架单元包括轮子(11、12、13、21、22、23；41、42)，其中所述至少两个主起落架单元(10、20；40)前后设置，其中主起落架单元(10、20；40)的至少后面一对主起落架单元(20；40)设计成，为了支持起飞转动，所述后主起落架单元(20；40)的在地面上滚动的轮子(21、22、23；42)和机身(60)之间的距离能被主动减小。

11.如权利要求10所述的设备，其中为了减小主起落架单元(10、20)的至少后面一对主起落架单元(20)的在地面上滚动的轮子(21、22、23)和机身(60)之间的距离，所述后主起落架单元(20)的起落架腿(24)设计成其有效长度是能减小的。

12.如权利要求11所述的设备，其中后主起落架单元的起落架腿(34)以伸缩方式(34a、34b)形成。

13.如权利要求10所述的设备，其中为了减小主起落架单元(10、40)的至少一对主起落架单元(40)的在地面上滚动的轮子(42)和机身(60)之间的距离，底架(45)能够在横轴(45a)上枢转，其中底架(45)在前后设置的轴(48、49)上带有轮子(41、42)。

14.如权利要求13所述的设备，其中当底架(45)在横轴(45a)上枢转时，在地面上滚动的后轮(42)和机身(60)之间的距离被缩短，同时之前升起的前轮(41)被降低到地面。

15.如权利要求10-14中任一项所述的设备，其中设置有用于减小起落架腿(24；34)的有效长度或用于枢转底架(45)的机械装置。

16.如权利要求10-14中任一项所述的设备，其中设置有用于减小起落架腿(24；34)的有效长度或用于枢转底架(45)的液压装置。

17.如权利要求16所述的设备，其中主动控制液压平衡系统连接在前主起落架单元(10)和后主起落架单元(20；40)之间，所述主动控制液压平衡系统适于减小起落架腿(24；34)的有效长度或适于枢转底架(45)。

18.如权利要求10-17中任一项所述的设备，其中飞行器每侧包括两个前后设置的主起落架单元(10、20；40)，其中为了支持起飞转动，在主起落架单元(10、20；40)的后面一对主起落架单元(20；40)中，在地面上滚动的轮子(21、22、23；42)和机身(60)之间的距离能被减小。

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