CN101208241A - 航空器起落架用的体积减小的转向装置 - Google Patents

Abstract

本发明的目的在于提出航空器起落架(1)用的转向装置，其特征在于，其包括至少一转动操控部件(2、3、4、5)，所述转动操控部件沿起落架支柱(13)设置，用以操控起落架机轮(6)转动。

Description

航空器起落架用的体积减小的转向装置

技术领域

[01]本发明涉及体积减小的用于航空器起落架的转向装置。

背景技术

[02]用于航空器起落架的转向装置通常包括垂直于起落架支柱设置的作动筒，所述作动筒对前起落架的支柱的定向起作用。

[03]所述作动筒通过一臂被固定在接收所述起落架支柱的柱杆上，且通过球窝节被连接至一环——所述环利用一扭力臂(compas)与起落架支柱的下转动部分相连，从而操控起落架支柱的转动。已有技术的一实施例被示出在图1上。

[04]除了扭力臂外，在所述现有的装置内，至少一连接元件，根据该例其为所述的作动筒，垂直于起落架支柱地设置且超出起落架支柱。所述元件需要在起落架舱内的一较大空间用来安置它。

发明内容

[05]本发明提出减小航空器用起落架、尤其是前起落架的活动转向装置的体积，从而减小用来安置所述起落架的起落架舱(case de train)的尺寸。

[06]为此，本发明涉及航空器起落架用的转向装置，所述转向装置包括至少一转动操控部件，所述转动操控部件沿所述起落架支柱设置，操控所述起落架机轮转动。

[07]有利的是，沿起落架支柱设置的操控部件包括至少一作动筒和一齿条，作动筒作动所述齿条。

[08]更尤其是，所述齿条通过伞形回动齿轮驱动旋转的冠体转动，而所述冠体用于驱动支承所述起落架机轮的滑杆转动。

[09]按照本发明一特殊的实施方式，所述旋转的冠体与所述起落架支柱同轴，且该冠体通过连接至操纵所述机轮的扭力臂的转动环，来驱动所述机轮。

[10]因此，沿起落架支柱设置的转向装置在垂直于支柱的方向上没有超出，且不要求在一垂直的和/或横向的方向上扩大起落架返回时用于安置它的起落架舱。

附图说明

[11]本发明的其它特征和优点将在以下参考附图的本发明的非局限性实施例的描述中体现出来，其中：

[12]图1A和图1B：配备现有技术的转向装置的起落架的透视图；

[13]图2A和图2B：配备符合本发明的装置的起落架分别处于直行位置与转弯位置的透视图；

[14]图3：按照本发明的装置的一细部的透视图；

[15]图4：按照本发明一特殊实施方式的具有作动筒和齿条的装置的示意图；

[16]图5：图2A和图2B的齿轮系统的剖面图。

具体实施方式

[17]图1A示出包括现有技术的转向装置的航空器前起落架。

[18]按照该例，现有技术的装置包括两作动筒A和B，它们垂直于起落架支柱13的轴线地设置，且在两作动筒之间形成一角度。

[19]在大质量的且能按照一较小转弯半径转动的航空器的情况下，作动筒具有较大的长度，用以提供足够的运行行程。

[20]当起落架(或起落车)返回其被称为起落架舱的舱内时，作动筒朝上超出起落架的体积，这会增加起落架舱的容积以及因此增加其质量，并且作动筒赋予所述起落架舱较大的高度，这会减少所述起落架舱上方的可用地方。

[21]图1B的举例是配备可伸缩式支架C的起落架，且所述起落架包括作动筒A1、A2、B1、B2，这些作动筒侧向地超出由柱杆22a和滑杆(coulisseau)22b构成的起落架支柱。

[22]在上述这种情况下，所述作动筒具有较大的侧向体积。

[23]为了减小起落架舱的尺寸与质量，本发明提出通过限制超出起落架支柱的零件体积，来缩小起落架的体积。

[24]为此，按照图2A与2B的本发明的起落架1的实施例包括用于操控起落架机轮6转动的两转动操控部件2，所述操控部件沿起落架支柱13设置。

[25]加强三角件20、21连接在被称为柱杆的上固定部分22a上，而起落架的转动轴线位于所述加强三角件的相对顶点处，从而允许起落架缩退回其舱中和从其舱内伸出。

[26]加强三角件20、21和柱杆22a可以实施成单一件，三角件20、21还可以是被分开的元件。

[27]上固定部分构成一上管7，活动部分或滑杆22b向下位于所述上管的延长部分，所述活动部分承载机轮6，且被安装在缓冲器上，从而能够在柱杆22a的管7内滑动和转动。

[28]如现有技术那样，机轮的转动通过扭力臂12实现，所述扭力臂被转动环11引导转动，且使得滑杆22b在柱杆22a内转动。

[29]沿航空器支柱设置的操控部件在这里包括两对作动筒2，但也可考虑设置唯一的作动筒。

[30]按照图4的细部，各作动筒2由两个对置的单作动筒3、4构成，这两个单作动筒由双液压回路23、24供给，且以相反方式工作。作动筒沿上管7且平行于所述上管地设置，以便尽可能小地超出起落架支柱的体积。

[31]齿条5位于对置的作动筒3、4之间，所述作动筒作动所述齿条。所述作动筒2、3、4和齿条5被固定在起落架支柱的上管7上。

[32]对于机轮转动力和缓的小质量航空器，按照本发明，可以考虑唯一的双效式作动筒的实施方式，而该作动筒驱动从作动筒中出来的一齿条。

[33]如图3所示，为了转动机轮，齿条5驱动旋转的冠体8转动，所述冠体用于驱动起落架机轮6。

[34]冠体与起落架支柱13同轴，且齿条通过伞形回动齿轮9、10驱动冠体。

[35]伞形回动齿轮9、10是锥形齿轮，齿轮9绕垂直于支柱轴线的轴转动，而齿轮10绕支柱轴线转动。

[36]按照本发明，旋转的冠体8实施成与转动环11同轴，所述转动环连接于类似现有技术的扭力臂，从而平行于支柱设置的齿条可通过转动环11，来驱动起落架机轮6，而所述转动环11连接于操控滑杆22b转动的扭力臂12。

[37]齿轮9、齿轮10和转动环11可以是组装在一起的元件，或者它们被加工成单一零件。

[38]如上所示，伞形回动齿轮9、10包括第一锥形齿轮9，其轴15垂直于起落架支柱的轴线，并且该第一锥形齿轮啮合于第二锥形齿轮10上，所述第二锥形齿轮与冠体8同轴。第一锥形齿轮9实现在一包括正齿轮14的零件中，齿条5啮合在正齿轮14上，所述正齿轮14与第一锥形齿轮9同轴。

[39]作动筒2包括两对置的作动筒3、4且齿条5实现在一个设置在另一个上方的两对置的作动筒3、4的活塞16、17之间的公共中心杆中。

[40]因此，当液压液体推动上作动筒3的活塞16时，齿条下降，驱动第一锥形齿轮9绕轴15转动，这令冠体8和环11在第一方向上转动，而当液压液体填充下作动筒4的活塞17下面的空腔时，齿条重新上升且令冠体8在相反方向上转动。

[41]为了避免支承齿条的中心杆发生任何弯曲，所述中心杆支靠在至少一导轮18、19上，所述导轮设置在相反于正齿轮14的齿条侧。

[42]本发明不局限于所示的例子，且尤其地，作动筒、齿条及第一锥形齿轮的组合体可由沿起落架1的支柱13设置的唯一的操控部件、例如旋转电马达取代，并且其具有带垂直轴的锥形输出齿轮，该齿轮直接啮合于连接至冠体的第二锥形齿轮上。

[43]本发明还应用于带有或不带有可伸缩式支架的起落架支柱。

Claims (6)

1.航空器起落架(1)用的转向装置，其特征在于，所述转向装置包括至少一转动操控部件(2、3、4、5)，所述转动操控部件沿所述起落架支柱(13)设置，操控所述起落架机轮(6)转动，并包括至少一作动筒(2、3、4)和一齿条(5)，所述作动筒作动所述齿条(5)，所述齿条通过伞形回动齿轮(9、10)驱动旋转的冠体(8)转动，而所述冠体用于驱动支承所述起落架机轮(6)的滑杆(22b)转动；

沿所述起落架支柱设置的所述至少一作动筒沿上管(7)且平行于所述上管地布置；

并且，所述伞形回动齿轮(9、10)包括第一锥形齿轮(9)，所述第一锥形齿轮的轴(15)垂直于所述起落架支柱的轴线，且该第一锥形齿轮啮合在第二锥形齿轮(10)上，所述第二锥形齿轮与所述冠体(8)同轴。

2.按照权利要求1所述的装置，其特征在于，所述旋转的冠体(8)与所述起落架支柱(13)同轴，且该冠体通过连接至操纵所述机轮(6)的扭力臂(12)的转动环(11)，来驱动所述机轮(6)。

3.按照权利要求1或2所述的装置，其特征在于，所述起落架支柱包括上管(7)，所述作动筒(2、3、4)和所述齿条(5)被固定在所述上管上。

4.按照权利要求1至3中任一项所述的装置，其特征在于，所述齿条(5)啮合于正齿轮(14)上，该正齿轮与所述第一锥形齿轮(9)同轴。

5.按照权利要求1至4中任一项所述的装置，其特征在于，所述作动筒(2)包括两对置的作动筒(3、4)；并且，所述齿条(5)实现在所述两对置的作动筒(3、4)的活塞(16、17)之间的公共的中心杆中。

6.按照权利要求5所述的装置，其特征在于，所述中心杆支靠在至少一导轮(18、19)上。

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