CN102050223B - 用于飞行器的起落架 - Google Patents

Abstract

一种用于飞行器(2)的起落架(1)，具有：装配至飞行器(2)的机身(3)的安装装置(5)；至少一个轮子(6)；以及至少一个支撑臂(7)，其具有与安装装置(5)连接的第一端部(8)，和与第一端部(8)相对且轮子(6)悬挂至其的第二端部(9)。支撑臂(7)的第一端部(8)具有以旋转方式装配至与安装装置(5)连接的销(10)并与支撑臂(7)的底座部分(16)交叉地延伸；并且，电控致动器(20)被装配至底座部分(16)，并且，被选择性地启动，以在分别限定起落架(1)的在飞行中隐藏的构造和下降着陆构造的第一和第二操作位置之间，围绕销(10)旋转支撑臂(7)。

Description

用于飞行器的起落架

技术领域

本发明涉及一种飞行器起落架(着陆装置，landing gear)，尤其涉及一种直升机起落架，以下描述仅通过实例涉及此直升机起落架。

背景技术

众所周知，直升机通常装配有前起落架，和两个固定至机身的任一侧的主起落架。当直升机着陆时，起落架执行吸收冲击和缓冲直升机的向下能量的重要功能，因此，取决于对其设计的应用场合，具有许多不同的类型。

例如，已知固定起落架包括固定至机身且一个或多个轮子悬挂至其的支撑杆机构；和一端固定至轮子且另一端固定至机身的相应侧边以吸收直升机的向下能量的冲击吸收装置。更具体地，通常包括一个铰接至直升机的支撑结构的臂部的支撑杆机构，将轮子保持为离机身的下侧给定的距离，并且，当着陆时，允许轮子在冲击吸收装置的控制下的垂直运行。

可对严重的紧急着陆规格设计此类型的起落架，因此，尤其适于军用。

与对于军用直升机相比，对于民用直升机，紧急着陆规格不太严格，这意味着，民用直升机可装配有固定的或可收回的起落架，即，在飞行中，可将其设置为隐藏的或收回的构造，其中，轮子基本上容纳于直升机内，以减小阻力和燃料消耗。

更具体地，通常将支撑轮子的杆机构设计为，在机身的轮箱之中和之外垂直地旋转轮子，也可垂直地旋入水平位置中。

更具体地，可收回的起落架通常包括固定至机身并从机身伸出的壳体，装配有将轮子悬挂至其的支撑杆机构，并在隐藏构造中限定用于容纳轮子的箱体。

每个起落架在隐藏和下降着陆构造之间的运动，通常由包括由专用电路供以动力的液压千斤顶的系统控制。

将控制系统装配至直升机要求结构支撑物和将液压千斤顶固定于其中并容纳千斤顶馈线的空间。

因此，现在，从固定的起落架转换至可收回的起落架是一个主要的工作，其包括使直升机着陆数月，以执行必需的结构改造和校准测试。

发明内容

本发明的一个目的是，提供一种设计简单同时安全可靠的飞行器起落架。

根据本发明，提供一种用于飞行器的起落架，包括：

-装配至飞行器的机身的安装装置；

-至少一个轮子；以及

-至少一个支撑臂，其具有与所述安装装置连接的第一端部，和与所述第一端部相对的第二端部，且所述轮子悬挂至第二端部；

其中，所述支撑臂的所述第一端部包括底座部分，所述底座部分以旋转方式装配至与所述安装装置连接的销并与支撑臂交叉地延伸；并且

其中，电控致动器被装配至所述底座部分，并且被选择性地启动，以在分别限定起落架的飞行中隐藏构造和下降着陆构造的第一和第二操作位置之间，围绕所述销旋转所述支撑臂；

其特征在于，所述致动器与所述销同轴地从所述支撑臂的所述底座部分伸出。

本发明的另一目的是，提供一种可轻松地从固定转换成可收回的或者从可收回的转换成固定的飞行器起落架。

根据本发明，提供一种用于飞行器的起落架，包括：

-装配至飞行器的机身的安装装置；

-至少一个轮子；以及

-至少一个支撑臂，其具有与所述安装装置连接的第一端部，和与所述第一端部相对的第二端部，且所述轮子悬挂至第二端部；

其特征在于，包括与所述安装装置连接的销；并且，所述支撑臂包括围绕所述销装配的底座部分，并且，所述底座部分可根据用户的决定装配有盖子以限定固定的起落架，或装配有电控致动器，所述电控致动器被选择性地启动，以在分别限定可收回起落架的飞行中隐藏的构造和下降着陆构造的第一和第二操作位置之间，围绕所述销旋转所述支撑臂。

附图说明

将参考附图，通过实例描述本发明的多个优选的非限制性实施方式，其中：

图1示出了根据本发明的装配至直升机机身并处于着陆构造中的可收回的主起落架的第一透视图；

图2示出了处于在飞行中隐藏的构造中的图1的起落架的第二透视图；

图3示出了处于着陆构造和在飞行中隐藏的构造中的图1的起落架的侧视图；

图4示出了图1的起落架的一部分的放大侧视图；

图5示出了沿着图3中的线V-V的放大截面图；

图6示出了沿着图3中的线VI-VI的放大截面图；

图7示出了根据本发明的教导的固定的主直升机起落架的透视图；

图8示出了根据本发明的教导并处于着陆构造中的可收回前直升机起落架的透视图；

图9示出了处于着陆构造和在飞行中隐藏的构造中的图8的起落架的侧视图；

图10示出了根据本发明的教导的固定的前直升机起落架的透视图。

具体实施方式

图1至图3中的数字1整体上表示直升机2的可收回的主起落架。

已知，在附图中仅示出了与本发明相关的直升机2的部件，即：沿着每侧限定用于容纳相应起落架1的底座4的机身3。

由于直升机2在机身3的任一侧上通常装配有两个相同的主起落架，所以，为了简单的原因，将仅描述一个主起落架和支撑其的机身3的部分。

如图1至图3所示，起落架1基本上包括：刚性地装配在机身3中的相应底座4内的支架5(仅示意性地示出)；具有与直升机2的纵向飞行方向F交叉的轴线A的轮子6；以及具有固定至支架5的一个端部8和悬挂有轮子6的相对端部9的支撑臂7。

在所示实例中，支架5具有盒式结构，其是与直升机2的飞行方向F交叉伸长的，并在外部上装配有伸出的支撑臂7。

更具体地，将支撑臂7的端部8围绕销10铰接(图1，图2，图5)，销10具有平行于轴线A且与臂部7交叉的轴线B，穿过支架5延伸并固定至支架5。

更具体地，销10具有刚性地装配在支架5内的截锥形状的部分11；和从支架5向外伸出并与支撑臂7的端部8连接的圆柱形部分12(图1，图2，图5)。

更具体地，支撑臂7基本上是圆柱形的，具有沿着圆柱形的轴15垂直于轴线A和B的轴线C，并在从轴15横向地伸出的端部8的一部分16处与轴线B同轴。

换句话说，销10和轴15的轴线C隔开。

在所示实例中，轴15由活塞17以轴向滑动的方式接合，以限定冲击吸收装置18。更具体地，靠近支架5的轴15的轴向端形成支撑臂7的端部8的部分，并且，活塞17从轴15的相对端向外伸出，以限定支撑轮子6的整个端部9。

有利地，将支撑臂7的部分16安装为在销10的圆柱形部分12上旋转，并装配有电控致动器20，电控致动器被选择性地启动，以在分别限定起落架1的在飞行中隐藏或升起的构造(图2和图3的阴影部分)和下降着陆构造(图1和图3的粗体部分)的第一和第二操作位置之间，围绕销10旋转支撑臂7。

在所示实例中，致动器20与销10同轴地从支撑臂7的部分16伸出。

致动器20优选地包括电机21，其具有通过键(key)23与销10的圆柱形部分12成角度地连接并从其伸出的定子22，和刚性地固定至支撑臂7的部分16并在面向支架5一侧的相对侧上从部分16伸出的更径向向外的转子24。

更具体地，转子24限定电机21的壳体，具有容纳定子22的内座25(图5)，并且，在所示实例中，转子24基本上是杯形的，用螺钉26将打开侧固定至支撑臂7的部分16的前面。

如图2和图3的阴影部分所示，当起落架1处于在飞行中隐藏的构造中时，将支撑臂7容纳在机身3中的底座4内，基本上平行于直升机2的飞行方向F延伸，并且，实际上参照直升机2的着陆位置是水平的；然而，当起落架1处于下降着陆构造中时(图1，图3)，与轴线A和B以及直升机2的飞行方向F交叉地延伸，并且，实际上参照直升机2的着陆位置是垂直的。

在支撑臂7的相对侧上，用装配至支架5的相应可释放的锁定装置30，31将隐藏的和下降的构造锁定至销10。

更具体地，用电指令启动锁定装置30，以将支撑臂7固定在第一操作位置，并且，当没有电指令时，将其释放。

更具体地，锁定装置30包括保持件33，其固定在机身3中的底座4内，并且是反向U的形式，即，当直升机2着陆时，其腔体面向下；并包括从支撑臂7的轴15伸出的销34，靠近端部9，并且，当起落架1处于隐藏构造中时，其与保持件33的腔体接合。

用于将销34锁定在保持件33内的电指令，优选地由电机21的操作定义，因此，保持电机21运行，以将支撑臂7连续地推入第一操作位置，因此，推销34，使其抵靠保持件33的顶部。

在出现电故障的情况中，此解决方案允许：当未由电机21操作时，通过重力使起落架1落入下降着陆构造中。

替代地，可能用阻挡件(未示出)将销34锁定在适当的位置，用电启动阻挡件，以封闭保持件33的腔体的底部并防止销34的释放，并且，在出现电故障的情况中，用弹性装置将其释放，以使销34自由。

锁定装置31包括主锁定装置35和辅助安全锁定装置36，其均作用在成形凸缘(contoured flange)37上，成形凸缘37从支撑臂7的轴15的相对于部分16的相对侧在直径上伸出。

更具体地，锁定装置35包括具有固定至支架5的外壳39的电控致动器38，和相对于壳体39可在平行于轴线A和B的方向上在锁定位置(图1，图3，图4，图6)和释放位置之间移动的可移动构件40。在锁定位置中，可移动构件40的圆柱形端部41从壳体39轴向地伸出，以与凸缘37中的通孔42接合，并与和支架5集成并平行于凸缘37的凸缘29中的通孔接合。也就是说，在锁定位置中，将凸缘37插在致动器38的壳体39和固定凸缘29之间。

相反，在释放位置中，可移动构件40的端部41从凸缘37分开。

另一方面，用移入第二操作位置的支撑臂7将锁定装置36卡锁到位，并防止支撑臂7从第二操作位置的释放。

更具体地，锁定装置36包括电控致动器43，其具有在锁定装置35的外壳39上方固定至支架5的外壳44，并包括弹性地装入锁定位置(图1，图3，图4，图6)的锁栓45，在该位置中，其从壳体44轴向地伸出并与凸缘37的边缘36配合，位于起落架1的下降着陆构造中的顶部上，以防止支撑臂7旋转入第一操作位置，因此，防止起落架1旋转入隐藏构造中。可将锁栓45从锁定位置释放入释放位置中，其中，通过能够克服施加在锁栓45上的弹力的电指令，使其与凸缘37脱离。

参考直升机2的着陆位置，用水平保持侧47限制锁栓45的底部，并用向下倾斜的斜坡侧48限制其顶部，使得，在出现电故障的情况中，斜坡侧48允许支撑臂7从第一操作位置下落至第二操作位置，并且，水平侧47在凸缘37的顶边缘46上作用，以防止支撑臂7后退运动。

因此，起落架1组成能够固定在机身3中的底座4内的预装配组件。

在实际使用中，通过移入相应释放位置的致动器38的可移动构件40和致动器43的锁栓45，并通过操作电机21以围绕销10顺时针旋转支撑臂7(在图1至图3中)，将起落架1从下降构造(图1，图4和图3的粗体部分)移动至隐藏构造(图2和图3的阴影部分)，如下所述。

更具体地，当启动致动器38和43时，可移动构件40的圆柱形部分41收回到壳体39内，以与凸缘37中的孔42脱离；并且，以精确的相同的方式，锁栓45收回到壳体44内，以释放凸缘37的边缘46。

在这一点上，电机21的操作相对于定子22旋转外转子24，因此，围绕销旋转支撑臂7，直到支撑臂7的轴15上的销34与保持件33中的腔体接合为止。只要电机21保持运行，起落架1便保持锁定在隐藏构造中。

为了返回到下降着陆构造中，在相对方向上围绕销10旋转支撑臂7，并且，将致动器38的可移动构件40和致动器43的锁栓34移入其相应的锁定位置中。

需要重点指出的是，在出现电故障的情况中，起落架1通过重力自动地返回到下降着陆构造中。也就是说，当停止电机21时，销34是自由的，以脱离保持件33，因此，允许支撑臂7回到第二操作位置中。实际上，锁栓45的向下倾斜的斜坡48在壳体44的外部弹性地推动，允许支撑臂7的旋转。更具体地，凸缘37接触锁栓45的倾斜侧48，以迫使锁栓45与趋向于将其向外推动的弹力相对地回到壳体44中，；并且，一旦凸缘37通过锁栓45，其弹性地按入锁定位置中，在该位置中，水平侧47对凸缘37的顶边缘46限定阻挡表面，因此，将支撑臂7锁定在第二操作位置中。

根据本发明的教导，图7中的数字1’整体上表示直升机2的固定的主起落架，并且，在可能的地方，用和起落架1的相应或等价零件相同的参考数字，表示其部件。

更具体地，通过简单地用螺钉26将固定至支撑臂7的部分16的盖子50代替电机21，并通过用孔42内的螺钉51将凸缘37固定至支架5，可从起落架1形成起落架1’。

在这一点上，可去除致动器38和43以及保持件33。

明显地，用相同的连接点来形成两个固定起落架1’和可收回起落架1之间的转换，即，部分16中的用于螺钉26的孔，和凸缘37中的用于在锁定位置中容纳螺钉51或可移动构件40的圆柱形部分41的孔42。

同样，在此情况中，起落架1’组成能够固定在机身3中的底座4内的预装配组件。

根据本发明，图8和图9中的数字1”整体上表示直升机2的可收回的前起落架，并且，在可能的地方，用和起落架1的相应或等价零件相同的参考数字，表示其部件。

通过包括支撑臂7”，起落架1”与起落架1基本上不同，支撑臂7”装配至机身3的前部的两个不同部分，并且，两个并排的轮子6悬挂至支撑臂7”。

更具体地，参考直升机2的着陆位置(图8)，支撑臂7”包括：与起落架1的轴15相同并具有平行于轴线C的轴线D的圆柱形轴15”；和两个侧凸缘52，其从轴15”的顶部的直径相对的侧边伸出，并具有沿着平行于轴线A和B的相同轴线E铰接至机身3的相应顶端53。

更具体地，每个凸缘52包括主部54，基本上是在顶部具有一条中直线，并具有垂直地定位至并固定至轴15”的另一条中直线的直角三角形；并包括凸出部，其从直角三角形的斜边和顶部中直线之间的顶点向上伸出，并限定铰接至机身3的端部53。

如图8所示，凸缘52的顶端53一起限定支撑臂7”的第一端部8”，并围绕轴线E的相应销56铰接，通过相应的垂直安装板57刚性地固定至机身3。

每个销56具有与相关凸缘52的顶端53中的通孔(未示出)接合的圆柱形部分(未在图8和图9中示出)；和截锥形状的部分58，其从顶端53的与面向另一凸缘52的顶端53的一侧相对的一侧伸出，并刚性地固定至相关的安装板57，然后固定至机身3。

有利地，将凸缘52的顶端53安装为围绕相应的销56旋转，并且，其中一个与电控致动器20”连接，电控致动器20”与起落架1的致动器20相同。

如前所述，选择性地启动致动器20”，以在分别限定起落架1”的在飞行中隐藏或升起的构造(图9的阴影部分)和下降着陆构造(图8和图9的粗体部分)的第一和第二操作位置之间，围绕销56和轴线E旋转支撑臂7”。

优选地，用电机21”限定致动器20”，电机21”具有：固定至相关销56和安装板57的定子(未在图8和图9中示出)；和通过螺钉(未示出)刚性地固定至端部53的板状底座部分60，并在安装板57的相对侧上从其伸出更径向向外的转子24”。

同样，在此情况中，转子24”限定电机21”的壳体。

如图9的阴影部分所示，当起落架1”处于在飞行中隐藏的构造中时，支撑臂7”基本上平行于直升机2的飞行方向F延伸，实际上相对于直升机2的着陆位置是水平的；然而，当起落架1”处于下降着陆构造中时(图8和图9的粗体部分)，支撑臂7”与轴线A和B以及直升机2的飞行方向F交叉地延伸，并且，实际上相对于直升机2的着陆位置是垂直的。

同样，在此情况中，通过装配至一个或两个安装板57或直接装配至机身3的相应的可释放的锁定装置30”和31”锁定所述隐藏和下降构造，并且，锁定装置作用在从轴15”的一侧伸出的凸缘37”上。

锁定装置30”，31”与锁定装置30，31相同，因此，除了指出以下内容以外未进行描述：在此情况中，锁定装置31”的辅助锁定装置36的锁栓45与凸缘37”中的通孔61接合，与和其顶边缘配合相反。

至于起落架1，轴15”由活塞17”以轴向滑动的方式接合，以限定冲击吸收装置18”；并且，活塞17”的自由端限定支撑臂7”的端部9”，与端部8”相对，并且，两个轮子6悬挂至端部9”。

起落架1”的操作与起落架1的操作相同，因此，为了简单的原因，不对其进行描述。

根据本发明的教导，图10中的数字1”’整体上表示直升机2的固定的前起落架，并且，在可能的地方，用和起落架1”的相应或等价零件相同的参考数字，表示其部件。

更具体地，通过简单地用螺钉26将固定至支撑臂7”的底座部分60的盖子50”’代替电机21”，并通过用于锁定装置35的可移动构件40的孔内的螺钉将凸缘37”固定至相关的安装板57或直接固定至机身3，可从起落架1”形成起落架1”’。

在这一点上，可去除致动器38和43以及保持件33。

同样，在此情况中，明显地，用相同的连接点来形成两个固定起落架1”和可收回起落架1”解决方案之间的转换，即，底座部分60中的固定致动器20”的螺孔，和凸缘37”中的用于容纳锁定装置35的可移动构件40的圆柱形部分41的孔。

因此，起落架1”和1”’也组成能够固定至机身3的预装配组件。

通过以上描述，根据本发明的起落架1，1’，1”和1”’的优点将是显而易见的。

特别地，所述可收回的起落架1和1”设计非常简单，并基本上由一个支撑轮子6的支撑臂7，7”限定，并由装配至支撑臂7，7”的外部且从支撑臂7，7”伸出的电控致动器20，20”启动。

本解决方案提供，一方面，为了将可收回的起落架1，1”的部件数量减到最少，并且，另一方面，为了将致动器20，20”的电力系统减少为许多可容纳在直升机2上的非常小的空间中的电缆和连接器，不需要结构支撑物。

所提出的设计还提供，通过用致动器20，20”和电线线路简单地代替盖子50，50”’，将固定起落架1，1”’简单地转换成相应的可收回的起落架1，1”。

此外，固定起落架1’，1”’到可收回的起落架1，1”的转换不包括直升机2的液压回路的工作，因此，不包括校准测试，因此可在几天中实现，从而将直升机2着陆的时间减到最少。

然而，明显地，在不背离权利要求中定义的保护范围的前提下，可对这里描述和示出的起落架1，1’，1”和1”’进行改变。

Claims (13)

1.一种用于飞行器（2）的起落架（1，1’’），包括：

-安装装置（5，57），装配至飞行器（2）的机身（3）；

-至少一个轮子（6）；以及

-至少一个支撑臂（7，7’’），其具有与所述安装装置（5，57）连接的第一端部（8，8’’）、和与所述第一端部（8，8’’）相对的第二端部（9，9’’），且所述轮子（6）悬挂至所述第二端部（9，9’’）；

其中，所述支撑臂（7，7’’）的所述第一端部（8，8’’）包括底座部分（16，60），所述底座部分（16，60）以旋转方式装配至与所述安装装置（5，57）连接的销（10，56）并且与支撑臂（7，7’’）交叉地延伸；并且

其中，一电控致动器（20，20’’）被装配至所述底座部分（16，60），并且所述电控致动器被选择性地启动，以在分别限定起落架（1，1’’）的飞行中隐藏构造和下降着陆构造的第一和第二操作位置之间，围绕所述销（10，56）旋转所述支撑臂（7，7’’）；

其特征在于，所述电控致动器（20，20’’）与所述销（10，56）同轴地从所述支撑臂（7，7’’）的所述底座部分（16，60）伸出。

2.根据权利要求1所述的起落架，其特征在于，所述电控致动器（20，20’’）包括：装配至所述销（10，56）的定子（22）；和转子（24，24’’），所述转子比所述定子（22）在径向方向上更向外，并且所述转子固定至所述支撑臂（7，7’’）的所述底座部分（16，60）并从所述底座部分（16，60）伸出。

3.根据权利要求2所述的起落架，其特征在于，所述转子（24，24’’）限定用于容纳所述定子（22）的底座（25）。

4.根据权利要求2所述的起落架，其特征在于，所述支撑臂（7，7’’）限定冲击吸收装置（18，18’’），所述冲击吸收装置包括圆柱形轴（15，15’’）和以轴向滑动的方式与所述轴（15，15’’）连接的活塞（17，17’’）。

5.根据权利要求4所述的起落架，其特征在于，所述轴（15，15’’）承载所述支撑臂（7，7’’）的第一端部（8，8’’），并且，从所述轴（15，15’’）伸出的所述活塞（17，17’’）的一部分限定所述第二端部（9，9’’）。

6.根据权利要求4所述的起落架，其特征在于，所述销（10，56）与所述轴（15，15’’）的轴线（C）隔开。

7.根据权利要求1所述的起落架，其特征在于，包括第一锁定装置（30，30’’），所述第一锁定装置（30，30’’）由电指令启动以将所述支撑臂（7，7’’）保持在所述第一操作位置中，并且，在没有电指令时所述第一锁定装置是可释放的。

8.根据权利要求7所述的起落架，其特征在于，所述第一锁定装置（30，30’’）包括：第一保持件（33），所述第一保持件（33）装配至飞行器（2）的机身（3）；和装配至所述支撑臂（7，7’’）的第二保持件（34），并且，当支撑臂（7，7’’）处于所述第一操作位置中时，所述第二保持件（34）与所述第一保持件（33）接合；所述第一和第二保持件（33，34）被设计为，在没有所述电指令时通过重力脱离。

9.根据权利要求8所述的起落架，其特征在于，所述第一保持件（33）是U形的，所述第一保持件的凹处参照飞行器（2）的着陆位置是面向下的；并且，所述第二保持件（34）包括位于所述支撑臂（7，7’’）上的突出部，并且，所述突出部装配在所述第一保持件（33）内。

10.根据权利要求7所述的起落架，其特征在于，所述电指令启动所述电控致动器（20，20’’）。

11.根据权利要求1所述的起落架，其特征在于，包括第二锁定装置（36），所述第二锁定装置通过所述支撑臂（7，7’’）进入所述第二操作位置的运动来卡锁到位，并防止所述支撑臂（7，7’’）从所述第二操作位置释放。

12.根据权利要求11所述的起落架，其特征在于，所述第二锁定装置（36）包括装配至飞行器（2）的机身（3）且能在锁定位置和释放位置之间移动的锁栓（45），在锁定位置中，所述锁栓与所述支撑臂（7，7’’）的相应配合部分（37，37’’）接合，在释放位置中，所述锁栓与所述配合部分（37，37’’）脱离；所述锁栓（45）被弹性地装入所述锁定位置中，并由斜面（48）和保持表面（47）限制，所述斜面（48）被设计为允许所述支撑臂（7，7’’）从所述第一操作位置到所述第二操作位置的运动，所述保持表面（47）限定用于所述配合部分（37，37’’）的阻挡表面，以防止所述支撑臂（7，7’’）从所述第二操作位置释放。

13.根据权利要求11所述的起落架，其特征在于，包括电控的第三锁定装置（35），所述第三锁定装置（35）用于将所述支撑臂（7，7’’）保持在所述第二操作位置中。