CN102202968B - 用于航空器的起落架机构 - Google Patents

Abstract

一种用于航空器的起落架机构，所述起落架机构包括：至少第一连接臂(2’)和第二连接臂(2)，每个与连接臂(2’、2)中的一个结合的至少两个机轮，即前机轮(3’)和后机轮(3)，所述起落架机构还包括摇臂(4)，所述摇臂(4)通过相应的连接臂(2’、2)和减震器(1’、1)而间接地链接到所述前机轮(3’)和后机轮(3)，使得摇臂(4)的前部分与第一减震器(1’)的一部分结合，所述第一减震器(1’)又具有与第一连接臂(2’)的第一部分结合的第二部分，所述第一连接臂(2’)又具有与航空器结构(10)结合的第二部分，且所述摇臂(4)的所述后部分与第二减震器(1)的第一部分结合，所述第二减震器(1)又具有与第二连接臂(2)的第一部分结合的第二部分，所述第二连接臂(2)又具有与航空器结构(10)结合的第二部分。所述起落架机构进一步包括减震和定位元件(9)，所述减震和定位元件(9)被铰接连接到航空器结构(10)并且铰接连接到摇臂(4)的主体的一部分。

Description

用于航空器的起落架机构

技术领域

本发明涉及使用在航空器内的起落架机构，优选地涉及用于货物运输航空器中所要求使用的允许被收回到航空器的机身上的可收回起落架的起落架机构。

背景技术

使用在货运航空器内的现有起落架具有坚固的结构，以在降落时支承地面上的高冲击载荷，特别是那些在地面不规则的未准备好的跑道上的降落。这样的结构基于独立的臂组以支承机轮，所述臂被附接到航空器的机身上，且因为所述臂的移动的独立性而提供了复杂且不很有效的实施例。

在此意义上，特别是货运航空器的航空器在具有不规则地面的跑道上降落时面临困难，因为现有起落架的结构，特别是支承机轮的臂，因它们的移动的独立性而不与机轮的运动同步。

这些结构可在如下给出的现有技术文献中更好地被理解。

现有技术描述

现有技术包括一些涉及起落架的专利文献，且因此用于此类结构的技术已熟知。

2002年6月26日由Messier-Dowty S.A.公司提交的欧洲文献EP1279591 A1描述了一种着陆装置，所述着陆装置包括多个在平行于航空器中间纵向轴线的直线上的支腿，且在每个臂的下端上带有一对机轮。每个支腿包括固定到航空器结构上的管状体，且带有安放在位于管状体的下端处轴线上的平衡臂，和放置在平衡臂上的一部分和管状体内侧的滑动件之间的轴线上的减震器。所述滑动件通过位于管状体的顶部处的连杆而被连接到促动动力缸，使得滑动件在所述着陆装置的对应于所述着陆装置收回和伸展的两个位置之间轴向地移动。

2004年7月1日也由Messier-Dowty S.A.公司提交的美国文献US7007891 B2涉及用于航空器的可收回起落架。所述起落架包括多个独立的支腿，每个支腿包括刚性地固定到航空器结构的结构部分，在支承一对机轮的平衡梁的轴线上旋转的梁，和减震器。根据这个美国文献，每个支腿的减震器通过定位部分伸展，所述定位部分实现了将已伸展的减震器的总长度缩短，以便于折叠所述支腿。每个支腿进一步包括以铰接方式连接到已延伸的减震器且布置为相对于正常使用位置而伸长的定位促动器，以便于将相应的支腿伸长。这使得可能在航空器静止或缓慢滑行时缩短和/或伸长起落架的支腿中的一个或另一个。

2006年8月4日由Messier-Dowty Limited公司提交的文献WO2007/015104 A1涉及用于航空器的半升高起落架，所述起落架包括连接到机身的减震器的主支承；沿机身的前后延伸的底盘的梁，所述梁带有前机轮和后机轮；负责将底盘、主支承和辅助促动器的铰接的连接枢轴，所述辅助促动器被连接在支承和底盘梁的前部分之间的辅助枢轴处。辅助促动器包括两级伸缩液压单元，所述辅助促动器包括第一级缸的活塞和促动器，以及第二级缸的活塞和促动器，其在外壳内共轴运行。各个活塞杆从结构的每端延伸，且被连接到底盘梁的所述支承的相应的一个。第一级促动器可在伸展位置下操作，且第二级促动器可在收回位置下操作。由各端部限定的伸展位置在外壳内终止，用于控制底盘相对于支承件的倾斜位置。当第二级促动器处于收回位置而第一级促动器处于伸展位置时，第二级促动器限制了辅助促动器在其与支承件和与底盘的连接之间的长度，以呈现出预先确定的中间长度，在所述中间长度中底盘梁被限制为在辅助枢轴上倾斜，且因此在起飞期间延长起落架。当第二级促动器处于伸展位置而且第一级促动器处于伸展位置时，第二级促动器允许辅助促动器的长度呈现出预先确定的最大长度，使得底盘梁在主枢轴上倾斜，以实现用于将起落架收起到航空器内的收起位置。

2003年12月29日也由Messier-Dowty S.A.公司提交的文献WO2004/069652 A1涉及可竖直收回的航空器起落架，所述起落架包括多个独立的支承件，每个支承件包括刚性固定到航空器结构的结构部件、在轴线上旋转的平衡梁的臂和阻尼器。这一发明的特征在于每个支承件进一步包括被铰接地联接到阻尼器的定位促动器，整个组件插入在平衡梁臂的附件和形成起落架操作链接件的部分的可移动元件之间。连杆插入在平衡梁臂和铰接点之间，所述铰接点在定位促动器和阻尼器之间。所述定位促动器设计为被缩短和/或伸长，以当航空器停止或沿地面缓慢移动时用于折叠或伸展所关注的支承件。

在分析已提及的现有技术时，可推断文献US 7007891 B2的起落架相对于本发明的目标具有如下缺点：

a)起落架具有用于固定到航空器结构的每个支腿的独立的组；

b)每个支腿包括定位促动器；

c)起落架不具有为在具有不规则地面和未准备好地面的跑道上降落而提供前机轮和后机轮之间的平衡效果的同步移动的结构；

d)在组的某些部件中过载；和

e)阻尼器和定位促动器内的复杂的控制电路。

相对于文献EP 1279591 A1和文献WO 2004/069652 A1，因为各起落架的技术特征非常类似于文献US 7007891 B2的起落架的技术特征，所以这些起落架所具有的缺点实际上与以上参考的美国文献所表现出的缺点相同。最后，对于在文献WO 2007/015104 A1中公开的起落架的实施例，该起落架通常使用在大型航空器中，且进一步具有其如下主要特点，即：对于每对机轮仅使用一个减震器装置，从而使得所述装置在着陆的情况中过载。

而且，现有技术文献都不具有结构设有允许机轮适合于未准备好的地面上的跑道的不规则地面的机构的起落架。

发明内容

为解决现有技术文献所面对的问题，本发明提供了一种用于航空器，优选地用于货运航空器的起落架机构。该机构包括铰接的结构，所述铰接的结构具有称为平衡梁的平衡梁元件，和至少一对机轮。为使得起落架可收回到航空器结构内，所述平衡梁被连接到锁定臂，所述锁定臂又与操纵促动器装置相互连接，所述操纵促动器装置连接到航空器结构。每个机轮连接到连接臂，所述连接臂连接到减震器元件，所述减震器元件又连接到平衡梁。还预见了铰接地在端部连接到平衡梁部分且连接到航空器结构的定位阻尼器元件。

作为对于本发明的优选实施例的替代，提供了至少一个减震器元件和固定的杆的布置结构，作为第二减震器元件的替代。

包括起落架的此铰接结构允许使用单个操纵促动器和仅一个定位阻尼器元件的多个机轮的使用，从而提供了机轮在地面上的正确定位和载荷在各机轮上的适当分布。

此外，相对于现有的用于货运航空器的起落架，应注意到本发明的机构具有如下优点：

-机轮的侧向振动(摆振不稳定性)的明显降低，这是鉴于如下事实：连接臂组、减震器装置和机轮与起飞方向对齐操作，使得在着陆、起飞和滑行时，连接臂在牵引作用下操作；

-降落中过载的降低。当起落架准备好航空器的降落时，平衡梁元件以倾斜形式定位，因此将后机轮定位为低于前机轮。因此，后机轮总是在前机轮之前触地。这降低了在起落架自身内和在航空器结构中发生的作用力；

-由于所述机轮之间通过平衡梁、减震器元件和连接臂的间接连接而导致的起落架机轮相对于航空器的重心更好的定位。在此情况中，这样的定位不取决于特定的机轮，而是根据平衡梁的中心。机轮相对于航空器的重心的此最佳定位也增加了航空器陀螺点直至水平尾翼的距离，因此允许使用带有较小面积的水平尾翼；

-载荷在起落架机轮之间的更好的分布，以及避免了起落架内的过载；

-在具有不规则地面的未准备好和半准备好的跑道上的运行条件；和

-在航空器已准备好的地面中的运行中，即在平地面的运行中，平衡梁提供了两个机轮相同水平高度上的定位。

在本发明的起落架机构中，前机轮和后机轮的每个机轮连接到相应连接臂的一部分。减震器元件也被关联到连接臂的此部分，减震器元件还连接到平衡梁。在航空器结构中，所述连接臂的另一个部分被连接。还预见到铰接地在端部处连接到平衡梁的一部分且连接到航空器结构的定位阻尼器元件。包括至少一个机轮、连接臂和减震器元件的每个子组又被间接地通过平衡梁而连接到另一个子组，所述另一个子组进一步包括至少一个机轮、连接臂和减震器元件。收回和伸展起落架组的结构的铰接运动可通过操纵促动器装置执行，且使操纵促动器装置端部中的一个被连接到铰接的锁定臂，且其另一个端部连接到航空器结构。所述锁定臂被连接到平衡梁的中间部分。所述平衡梁又在其上中心部分中通过聚集臂(或聚集条)而被间接地连接到航空器结构，所述聚集臂(或聚集条)起作用，用以引导所述平衡梁的移动。布置在平衡梁和航空器结构之间的定位阻尼器元件在缓冲上述组件且保证机轮在着陆时的正确定位方面协作。

机轮、减震器元件和连接臂的这一组与平衡梁在操作上配合，这使得所述元件同步工作。即：当一个机轮下降时另一个上升，并且反之亦然。由于减震器通过平衡梁被间接连接的事实，前减震器和后减震器的行程被加起来，因此保证了阻尼组的高效率。这造成了前机轮和后机轮之间的相互依赖。此相互依赖保证了两个机轮之间的得到平衡的载荷分配，而与地面的任何不规则性无关。

附图说明

将基于附图描述本发明，其中：

图1示出了本发明的伸展的起落架的侧视图；

图2示出了本发明的收回的起落架的侧视图；

图3示出了本发明的伸展的起落架的透视图；

图4示出了本发明的伸展的起落架的反向侧视图；

图5示出了根据本发明的第二实施例的伸展的起落架的透视图；

图6示出了根据本发明的第二实施例的伸展的起落架的反向透视图；

图7示出了基于图6的本发明的第二实施例的起落架结构的上部区域的细节视图；

图8示出了本发明的第三实施例的包括四个机轮的伸展的起落架的反向侧视图；

图9示出了根据本发明的第三实施例的包括四个机轮的伸展的起落架的反向侧视图，且示出了航空器结构；

图10示出了根据本发明的第三实施例的包括四个机轮的伸展的起落架的后视图，且示出了航空器结构；

图11示出了本发明的第三实施例的包括四个机轮的收回的起落架的反向侧视图；

图12示出了本发明的第三实施例的包括四个机轮的收回的起落架的反向侧视图，且示出了航空器结构；

图13示出了本发明的第四实施例的包括四个机轮的伸展的起落架的反向侧视图；

图14示出了本发明的第四实施例的包括四个机轮的伸展的起落架的反向侧视图，且示出了航空器结构；

图15示出了本发明的第四实施例的起落架的锁定的细节；

图16示出了本发明的第四实施例的包括四个机轮的收回的起落架的反向侧视图；

图17示出了本发明的第四实施例的包括四个机轮的收回的起落架的反向侧视图，且示出了航空器结构；

图18示出了本发明的第五实施例的包括四个机轮的伸展的起落架的反向侧视图，且示出了航空器结构；

图19示出了本发明的第五实施例的包括四个机轮的收回的起落架的反向侧视图，且示出了航空器结构；

图20示出了本发明的第六实施例的包括四个机轮的伸展的起落架的反向侧视图，且示出了航空器结构；和

图21示出了本发明的第六实施例的包括四个机轮的收回的起落架的反向侧视图，且示出了航空器结构。

具体实施方式

为更好地理解本发明的主要实施例及其各自的替代形式，相同的附图标记将用于指示这些实施例中共同的元件。应注意的是带有相应附图标记10的术语“航空器结构”将用于以一般形式指代结构元件，例如支承件和机身，起落架机构连接到所述结构元件上，且其不是本发明的部分。

本发明涉及主要用于货运运输的使用在航空器内的起落架机构，所述起落架机构带有可收回到机身内的舷侧突出类型(sponsom type)或任何其它起落架舱类型的起落架系统。

图1至图4示出了为本发明的起落架机构设计的实施例。此机构可设有至少两个机轮，即在飞行方向上的前机轮和后机轮。

如下描述更好地描述了用于航空器，优选地用于货运航空器的起落架机构，所述起落架机构包括可收回和铰接的结构，所述可收回和铰接的结构装配有间接连接到至少一对后机轮3和前机轮3’且连接到铰接的锁定臂7的称为平衡梁的平衡梁元件4，所述锁定臂7又与操纵促动器装置5相互连接，所述操纵促动器装置5的上端k连接到航空器结构。每个机轮3和3’分别通过每个连接臂2和2’和每个减震器元件1和1’而间接地链接到平衡梁元件4。

根据图1、图3和图4，位于后连接臂2的区域a内的部分连接到后机轮3。后连接臂2的端部b铰接地连接到航空器结构10。

类似地，位于前连接臂2’的区域a’内的部分连接到前机轮3’。前连接臂2’的端部b’铰接地连接到航空器结构10。

关于图1，后减震器元件1的端部c铰接地连接到位于后连接臂2的区域a内的部分。后减震器元件1的端部d铰接地连接到平衡梁元件4的后端A。

按照相同的论证，前减震器元件1’的端部c’铰接地连接到位于前连接臂2’的区域a’内的部分。前减震器1，的端部d’铰接地连接到所述平衡梁4’的前部分，特别地是在靠近其前端的联接件C的延伸内。所述联接件C的延伸联接在优选地为锁定盒类型的锁定装置8内，因此所述锁定装置8包括当所述起落架处于航空器机身内的收回位置处时的锁定系统。平衡梁4的所述前端C具有允许此锁定的几何形状。当起落架处于如图1中所示的伸展位置时，通过锁定臂7执行锁定，所述锁定臂7在其上部分内设有锁定弹簧，所述锁定弹簧负责维持锁定以及维持所述臂7的两个半臂的正确定位。平衡梁4通过其端部A和C而间接地且铰接地分别链接了两个减震器1、1’。

替代地，操纵促动器5可具有内部锁定装置，所述内部锁定装置当起落架伸展时被激活，且因此包括除通过锁定臂7提供的一个锁定之外的另外的锁定。

如在图1、图2、图3和图4中所示，收回臂6使其端部h铰接地连接到航空器结构10，且使其端部g铰接地连接到平衡梁4的中心部分B，其目的是在机轮3、3’、减震器1、1’和连接臂2、2’的子组的收回和伸展移动期间引导平衡梁4。

如在图1和图2中示出，且也在图3和图4中示出，平衡梁4的几何形状设计为允许铰接地链接到平衡梁4的部件的连接，因此允许平衡梁4的前端C与锁定装置8一起的锁定，以及避免当起落架处于收回位置时与前减震器1’的干涉。因此，在平衡梁4的端部C处获得的几何形状除允许上部件的铰接连接外(对于本发明的实施例而言不是关键的)，还防止与锁定臂7和与操纵促动器5的干涉。如在图3中示出，所述锁定臂7内部地铰接到平衡梁4，且收回臂6外部地铰接到平衡梁4。然而，这些是可不同地实施的结构方面，只要获得起落架的相同的技术效果即可。

如在图1中示出，且也在图2、图3和图4中示出，基于平衡梁4的几何形状，连接到所述减震器1、1’的上端d、d’和锁定臂7的所述下端g和收回臂6的所述平衡梁4的所述铰接点A、B和C等距定位且相互对齐。

在起落架的收回或伸展期间，平衡梁4围绕着其与收回臂6的铰接点进行半旋转移动，且同时进行相对于水平面的移位移动，即在收回移动中向前或在伸展移动中向后。即：平衡梁4引起了相对于铰接轴线B的平移移动。

仍以替代形式，平衡梁4通过端部A和C间接且铰接地分别将至少减震器1和固定杆(bar)链接起来。

关于图1和图4，定位阻尼器元件9包括铰接地连接到航空器结构10的端部f，且阻尼器元件9的移动杆的端部e铰接地连接到平衡梁的主体4的一部分，所述杆布置在所述平衡梁的主体4的中心和后端之间。所述平衡梁4的倾斜通过所述定位阻尼器促动器9限定，其基本目的是在起落架的阻尼作用方面协作，以及保证平衡梁4的倾斜的正确定位。

图1、图2、图3和图4，更特定地是图2示出了锁定臂7是铰接的元件，包括两个由铰接接头而结合的半臂，所述铰接接头提供了在操纵促动器装置(5)要求时所述臂7的铰接。如在图1和图4中可见，所述臂7使其下半臂的端部g铰接地连接到平衡梁4的中心区域B，且使所述臂7的上半臂的端部i铰接地连接到航空器结构10。此外，如在图2中更明显的，所述臂7的上半臂的中心部分铰接到操纵促动器装置5的移动杆的端部j。

如在图1的侧视图和图4的反向视图中示出的，所述的伸展位置中的起落架示出了平衡梁4处于相对于水平面的倾斜位置，使得平衡梁4的后端处于相对于前端的更低的位置，因此导致后机轮3处于相对于前机轮3’的更低的水平高度。

当航空器完成起飞操作后，根据图2，当操纵促动器5进行收回其杆的移动时发生起落架机构的收回，所述操纵促动器5的杆的运动传递到锁定臂7的上半臂，这又引起了下半臂的运动，因此导致平衡梁4的平移移动，所述平衡梁4悬挂着减震器1、1’，使得所述减震器1、1’可促进将连接臂2、2’和机轮3、3’收回到机身内。

进一步地，关于图2，所述平衡梁4将移动传递到定位阻尼器元件9和收回臂6，使得它们围绕其在平衡梁4内的铰接点转动。此移动逐渐地且同时地发生，因此促进由臂2、2’、机轮3、3’和减震器1、1’形成的两个子组的收回。

类似地，起落架机构的伸展操作因操纵促动器杆5的伸展移动而发生，如在图1、图3和图4中示出。

如已提及地，本发明的机构的部件布置为使得当所述起落架处于降落位置时，后机轮3定位在相对于前机轮3’更低的水平高度上，使得所述后机轮3总是在前机轮3’之前触地，因此允许降落载荷的进一步优化，这使得后机轮组和前机轮组、轮胎和制动器总是在有一定时间延迟的情况下旋转，且因此降低了起落架上和航空器结构10内的作用力。

图5至图7示出了为本发明设计的第二实施例。在此实施例中，操纵促动器5包括一个铰接端部p，所述铰接端部p连接到平衡梁4的上部分。操纵促动器5的另一个端部铰接地连接到后双臂曲柄(bellcrank)11的上部分。后双臂曲柄11通过连接杆12而间接且铰接地连接到前双臂曲柄11’，所述连接杆12布置在平衡梁4下方且与之平行。后双臂曲柄11和前双臂曲柄11’间接且铰接地分别与平衡梁4以及后减震器1和前减震器1’链接。

另外，在此构造中，平衡梁4的中心部分铰接地连接到航空器结构10。因此，平衡梁4不引起相对于水平面的前后移动，而是仅引起半旋转移动。定位阻尼器元件9将前双臂曲柄11’与航空器结构10相互连接。

双臂曲柄11和11’的主要功能是将收回和伸展起落架所需的移动传递到减震器1和1’。

如在图7中示出，在此实施例中，锁定臂7定位在平衡梁4下方。此实施例进一步具有解锁促动器13和锁定弹簧14元件，它们被认为是锁定系统的附属元件。

图8至图12示出了为本发明设计的第三实施例。所述实施例也包括由连接臂2’、至少一个机轮3’和减震器1’形成的第一前子组，和由连接臂2、至少一个机轮3和减震器1形成的后子组。这两个子组通过平衡梁4连接起来。这些子组的元件和平衡梁4以与本发明的第一实施例相同的方式布置。其主要特征是其用于锁定和驱动起落架的部件的布置。根据图8，在伸展位置中，起落架在其中心区域内示出由相互铰接的半臂7a、7b、7c、7d和7e形成的锁定臂7。在起落架处于伸展位置时，所述臂布置为使得半臂7a的第一端成角度地连接到半臂7b的第一端；半臂7b的第二端成角度地连接到半臂7c的第一端；半臂7c的第二端成直线地且以锁定的方式连接到半臂7d的第一端；且半臂7d的第二端成角度地连接到半臂7a的第二端。半臂7c和7d之间的锁定借助于弹簧和/或任何其它锁定装置进行。此外，在连接点P1处，同时存在半臂7d的第二端、半臂7a的第二端和半臂7e的第一端之间的铰接接头。即使当起落架处于伸展位置时，如在图8和图9中所示，起始于由半臂7a和7b形成的顶点处的等分线是平行于减震器1和1’的直线，且如在图8和图9中示出，半臂7e相对于通过点P1且平行于平衡梁4的纵向轴线的假想线的倾斜的角度在270°至360°之间。

根据图9，半臂7e的第二端在点P2处铰接地连接到航空器结构10。

类似地，在连接点P3处，同时存在半臂7b的第二端、半臂7c的第一端和航空器结构10之间的铰接接头。

在连接点P4处，同时存在半臂7a的第一端、半臂7b的第一端和平衡梁4的中心之间的铰接接头。

如在图8和图9中可见，操纵促动器5使其第一端铰接地连接到半臂7e，且使其第二端铰接地连接到航空器结构10。如在图10中示出，定位阻尼器元件9使其第二端铰接地连接到航空器结构10，且使其第一端铰接地连接到半臂B1，所述半臂B1又连接到平衡梁4。

图8示出了解锁促动器13和解锁臂15。为启动起落架的收回，解锁促动器13被激活，这激活了解锁臂15，所述解锁臂15又将由于半臂7c和7d之间的对齐而导致的现有的锁定解锁。然后，操纵促动器5被激活，从而导致其杆的伸展，这导致整个组件实现同步的移动，直至到达在图11和图12中示出的收回位置。

在收回位置中，借助于弹簧或其它锁定装置，通过半臂7e和7a之间的对齐来进行整个组件的锁定。

从收回位置开始到伸展位置，移动也通过操纵促动器5进行，这通过其杆的收回实现，所述杆的收回导致其它部件的同步移动。如在图8中示出，自由下落弹簧M1包括在紧急情况中用于伸展起落架的被封装起来的弹簧。

图13至图17示出了为本发明设计的第四实施例。所述实施例进一步包括由连接臂2’、至少一个机轮3’和减震器1’形成的第一前子组，和由连接臂2、至少一个机轮3和减震器1形成的后子组。这两个子组通过平衡梁4连接。这些子组和平衡梁4的元件的布置方式与本发明的第一实施例相同。

其主要特征是其用于锁定和驱动起落架的部件的布置。

如在图13和图14中示出，起落架在其中心区域包括操纵促动器5，所述操纵促动器5的第二端在点P6处铰接连接到航空器结构10，且所述操纵促动器5的第一端在点P7处铰接连接到收回臂6的一部分，所述收回臂6的第二端在点P5处铰接连接到航空器结构10。收回臂6的另一个部分在点P4处铰接连接到平衡梁4。

当起落架在其伸展位置时，其锁定通过在垂直于平衡梁4的方向上被液压激活的销17进行。根据图15a，所述销17在点P4处执行平衡梁4和航空器结构10之间的锁定。在此位置中，所述销17通过平衡梁4和航空器结构10之间执行的锁定提供了在伸展位置中的起落架的锁定。

在收回位置中的起落架示出了收回的销17，如在图15b中示出。因此，当起落架将被收回时，销17首先被液压收回，因此释放了起落架的元件组的移动。根据图16和图17，这样的移动由操纵促动器5通过伸展其杆来执行，这导致起落架的元件的整个组件实现同步移动，直至到达在图16和图17中示出的收回位置。

根据图16，在收回位置中，整个组件的锁定通过收回臂6的第一端和上锁定盒装置8之间的联接完成。

从收回位置开始到伸展位置，由操纵促动器5通过收回其杆执行了移动，因此导致了其它部件的同步移动。

在第四实施例中，以及在第三实施例中，根据图10，定位阻尼器元件9使其第二端铰接连接到航空器结构10，且使其第一端铰接连接到臂B1，所述臂B1又连接到平衡梁4。根据图16，当起落架处于收回位置中时，阻挡件(shield)16通过自动移位而定位在销17的通道的前方，该自动移位由联接到阻挡件上的扭转弹簧引起。阻挡件16在销17的通道的前方的定位旨在当起落架收回时防止销17如在图15a中所示的被伸展。

图18和图19示出了为本发明设计的第五实施例。所述实施例也包括由连接臂2’、至少一个机轮3’和减震器1’形成的第一前子组，和由连接臂2、至少一个机轮3和减震器1形成的后子组。这两个子组通过平衡梁4连接。这些子组的元件和平衡梁4的布置方式与本发明的第一实施例相同。

其主要特征是其用于锁定和驱动起落架的部件的布置。如在图18和图19中所示，起落架在其中心区域包括操纵促动器5，所述操纵促动器5包括内部锁定螺纹或自封锁(self-blocking)螺纹，所述操纵促动器5的第二端在点P9处铰接连接到航空器结构10，且其第一端在点P4处铰接连接到平衡梁4，收回臂6的第一端在点P4处铰接连接到平衡梁4，且其第二端在点P8处铰接连接到航空器结构10。

起落架在伸展位置的锁定通过其内部装配有锁定装置的操纵促动器5’进行，所述锁定装置可以是自封锁螺纹或内部锁定件。

根据图19，当收回起落架时，操纵促动器5’执行伸展移动以伸展其杆，因此导致起落架的整个组的移动。操纵促动器5’的此杆的移动允许起落架的元件的整个组件执行同步移动，以到达收回位置。

根据图19，在收回位置中，整个组件的锁定也通过操纵促动器5’自身完成。

从收回位置开始到伸展位置，移动也通过操纵促动器5’执行，这通过收回操纵促动器5’的杆从而导致其它部件的同步移动来实现。

在第五实施例以及第三实施例中，根据图10，定位阻尼器元件9使其第二端铰接连接到航空器结构10，且使其第一端铰接连接到臂B1，所述臂B1又连接到平衡梁4。

图20和图21示出了为本发明设计的第六实施例。所述实施例也包括由连接臂2’、至少一个机轮3’和减震器1’形成的第一前子组，和由连接臂2、至少一个机轮3和减震器1形成的后子组。这两个子组通过平衡梁4连接。这些子组的元件和平衡梁4的布置方式与本发明的第一实施例相同。

其主要特征是其用于锁定和驱动起落架的部件的布置。此布置由于锁定臂7包括的半臂的布置而与前述实施例不同，主要地是与第三实施例不同，所述半臂的布置将提供半臂之间的力的分配，此实施例中的力的分配方式与第三施例中的力的分配方式不同。

根据图20，在伸展位置中，起落架在其中心区域内示出由相互铰接的半臂7a、7b、7c、7d和7e形成的锁定臂7。在起落架处于伸展位置时，所述臂布置为使得半臂7a的第一端成角度地连接到半臂7b的第一端；半臂7b的第二端成角度地连接到半臂7c的第一端7c的第二端成直线地且以锁定的方式连接到半臂7d的第一端；半臂7d的第二端成角度地连接到半臂7a的第二端。此外，在连接点P10处，同时存在半臂7d的第二端、半臂7a的第二端和半臂7e的第二端之间的铰接接头。即使当起落架处于伸展位置时，如在图20中所示，半臂7a也平行于减震器1和1’，且如在图20中所示，半臂7e相对于通过点P10且平行于平衡梁4的纵向轴线的假想线的倾斜的角度在90°至180°之间。

根据图20，半臂7e的第一端在点P11处铰接连接到航空器结构10。类似地，在连接点P3处，同时存在半臂7b的第二端、半臂7c的第一端和航空器结构10之间的铰接接头。

在连接点P4处，同时存在半臂7a的第一端、半臂7b的第一端和平衡梁4的中心之间的铰接接头。

如在图20和图21中可见，操纵促动器5使其第一端铰接连接到半臂7e，且使其第二端铰接连接到航空器结构10。

在第六实施例以及第三实施例中，如在图10中示出的，定位阻尼器元件9使其第二端铰接连接到航空器结构10，且使其第一端铰接连接到臂B1，所述臂B1又连接到平衡梁4。

此实施例进一步包括解锁促动器13和解锁臂15。为启动起落架的收回，解锁促动器被激活，这激活了解锁臂，而解锁臂又将由于半臂7c和7d之间的对齐而导致的现有锁定解锁。然后，操纵促动器5被激活，从而导致其杆的伸展，这导致整个组件实现同步的移动，直至到达在图21中示出的收回位置。

在收回位置中，借助于弹簧或其它锁定装置，通过半臂7e和7a之间的对齐来进行整个组件的锁定。

从收回位置开始到伸展位置，也通过操纵促动器5通过收回其杆来执行移动，这导致其它部件的同步移动。

对于本领域一般技术人员，将显见的是在不偏离如所附权利要求所限定的本发明的精神和范围的情况下，可以对所述的本发明做出许多修改和替换。

Claims (32)

1.一种用于航空器的起落架机构，所述起落架机构包括：至少第一连接臂（2’）和第二连接臂（2），至少前机轮（3’）和后机轮（3），每个机轮与所述连接臂（2’、2）中的一个相结合，其特征在于，所述起落架机构包括平衡梁元件（4），所述平衡梁元件（4）通过所述连接臂（2’、2）中的每一个连接臂和减震器元件（1’、1）中的每个减震器元件而分别间接链接到所述前机轮（3’）和后机轮（3），使得所述平衡梁元件（4）的前部分与第一减震器元件（1’）的第一部分结合，所述第一减震器元件（1’）又具有与第一连接臂（2’）的第一部分结合的第二部分，所述第一连接臂（2’）又具有与航空器结构（10）结合的第二部分，且所述平衡梁元件（4）的所述后部分与第二减震器元件（1）的第一部分结合，所述第二减震器元件（1）又具有与第二连接臂（2）的第一部分结合的第二部分，所述第二连接臂（2）又具有与航空器结构（10）结合的第二部分，且所述起落架机构进一步包括定位阻尼器元件（9），所述定位阻尼器元件（9）被铰接连接到航空器结构（10）且也被直接或间接地铰接连接到所述平衡梁元件（4）的主体的一部分。

2.根据权利要求1所述的起落架机构，其特征在于，所述平衡梁元件（4）的前部分和后部分被分别铰接链接到至少一个减震器元件（1）和固定的杆（1’）。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的起落架机构，其特征在于，所述连接臂（2、2’）、减震器元件（1、1’）和前后机轮（3、3’）构成的组与起飞方向成一直线操作，使得当航空器在地面上工作时，这些连接臂（2、2’）在牵引作用下操作。

4.根据权利要求1所述的起落架机构，其特征在于，所述平衡梁元件（4）被连接到锁定元件（7），所述锁定元件（7）又与操纵促动器装置（5）相互连接。

5.根据权利要求4所述的起落架机构，其特征在于，所述操纵促动器装置（5）的端部（k）、收回臂（6）的端部（h）和所述定位阻尼器元件（9）的端部（f）被铰接连接到航空器结构（10）。

6.根据权利要求1所述的起落架机构，其特征在于，所述平衡梁元件（4）的前部分联接了锁定装置（8）。

7.根据权利要求5所述的起落架机构，其特征在于，所述收回臂（6）使其一个端部（h）能够铰接在航空器结构（10）内，且使其另一端部（g）能够铰接在所述平衡梁元件（4）的中心部分（B）内。

8.根据权利要求5所述的起落架机构，其特征在于，所述锁定元件（7）被内部铰接到所述平衡梁元件（4），且所述收回臂（6）被外部铰接到所述平衡梁元件（4）。

9.根据权利要求4、权利要求5或权利要求8所述的起落架机构，其特征在于，所述锁定元件（7）是铰接元件，其包括至少两个通过至少一个铰接接头而结合起来的半臂，所述铰接接头提供了当所述操纵促动器装置（5）要求时所述锁定元件（7）的铰接，且使得所述锁定元件（7）的下半臂的下端被铰接连接在所述平衡梁元件（4）的中心区域（B）内，而所述锁定元件（7）的上半臂的上端（i）被铰接连接到航空器结构（10）。

10.根据权利要求4、权利要求5、权利要求8或权利要求9所述的起落架机构，其特征在于，所述锁定元件（7）的上半臂的中心部分能够与所述操纵促动器装置（5）的移动杆（j）的下端铰接。

11.根据权利要求4、权利要求5、权利要求8、权利要求9或权利要求10所述的起落架机构，其特征在于，所述锁定元件（7）在其上部分内包括锁定弹簧，所述锁定弹簧负责维持锁定以及所述锁定元件（7）的两个半臂的正确定位。

12.根据权利要求4或权利要求5所述的起落架机构，其特征在于，所述操纵促动器装置（5）具有一个铰接端部（p），所述铰接端部（p）被连接到所述平衡梁元件（4）的上部分，且所述操纵促动器装置（5）的另一端被铰接到后双臂曲柄（11）的顶部，所述后双臂曲柄（11）通过布置在所述平衡梁元件（4）下方且与所述平衡梁元件平行的连接杆（12）而与前双臂曲柄（11’）铰接地相互连接。

13.根据权利要求12所述的起落架机构，其特征在于，所述后双臂曲柄（11）和前双臂曲柄（11’）分别铰接地与所述平衡梁元件（4）和所述第二减震器元件（1）和第一减震器元件（1’）相互连接，所述第二减震器元件为后减震器，第一减震器元件为前减震器。

14.根据权利要求1所述的起落架机构，其特征在于，所述平衡梁元件（4）的中心部分能够铰接在航空器结构（10）内。

15.根据权利要求1或权利要求14所述的起落架机构，其特征在于，所述平衡梁元件（4）的铰接点（A、B、C）等距定位且相互之间对齐。

16.根据权利要求4或权利要求5所述的起落架机构，其特征在于，所述起落架机构在其中心区域包括：由相互铰接的第一半臂（7a）、第二半臂（7b）、第三半臂（7c）、第四半臂（7d）和第五半臂（7e）形成的锁定元件（7），且在于当起落架处于伸展位置时，所述半臂被布置为使得第一半臂（7a）的第一端成角度地连接到第二半臂（7b）的第一端，第二半臂（7b）的第二端成角度地连接到第三半臂（7c）的第一端，第三半臂（7c）的第二端成直线地且以锁定的方式连接到第四半臂（7d）的第一端，且第四半臂（7d）的第二端成角度地连接到第一半臂（7a）的第二端。

17.根据权利要求16所述的起落架机构，其特征在于，第三半臂（7c）和第四半臂（7d）的端部之间的锁定通过弹簧实现。

18.根据权利要求16所述的起落架机构，其特征在于，所述起落架机构同时包括：在连接点P1处的、第四半臂（7d）的第二端、第一半臂（7a）的第二端和第五半臂（7e）的第一端之间的铰接接头，且所述机构进一步包括在点P2处，第五半臂（7e）的第二端被铰接连接到航空器结构（10）。

19.根据权利要求16所述的起落架机构，其特征在于，所述起落架机构同时包括：在连接点P3处的、第二半臂（7b）的第二端、第三半臂（7c）的第一端和航空器结构（10）之间的铰接接头。

20.根据权利要求16所述的起落架机构，其特征在于，所述起落架机构同时包括：在连接点P4处的、第一半臂（7a）的第一端、第二半臂（7b）的第一端和所述平衡梁元件（4）的中心之间的铰接接头。

21.根据权利要求16所述的起落架机构，其特征在于，所述操纵促动器装置（5）包括铰接连接到第五半臂（7e）的第一端和铰接连接到航空器结构（10）的第二端，以及所述定位阻尼器元件（9）包括铰接连接到航空器结构（10）第二端和铰接连接到第六半臂（B1）的第一端，所述第六半臂（B1）又连接到所述平衡梁元件（4）。

22.根据权利要求5所述的起落架机构，其特征在于，在所述起落架机构的中心区域中，所述起落架机构包括操纵促动器（5），所述操纵促动器（5）的第二端在点P6处铰接连接到航空器结构（10），且所述操纵促动器（5）的第一端在点P7处铰接连接到所述收回臂（6）的一部分，且所述收回臂（6）的第二端在点P5处铰接连接到航空器结构（10），且所述收回臂（6）的其它部分在点P4处铰接连接到所述平衡梁元件（4）。

23.根据权利要求22所述的起落架机构，其特征在于，所述起落架机构包括销（17），所述销（17）在垂直于所述平衡梁元件（4）的方向上被液压驱动。

24.根据权利要求5所述的起落架机构，其特征在于，所述操纵促动器装置（5’）包括内部锁定装置或自封锁螺纹装置，所述操纵促动器装置（5’）的第二端在点P9处铰接连接到航空器结构（10）且其第一端在点P4处铰接连接到所述平衡梁元件（4），所述收回臂（6）的第一端在点P4处铰接连接到所述平衡梁元件（4），且其第二端在点P8处铰接连接到航空器结构（10）。

25.根据权利要求24所述的起落架机构，其特征在于，所述定位阻尼器元件（9）使其第二端铰接连接到航空器结构（10），且使其第一端铰接连接到第六半臂（B1），所述第六半臂（B1）又连接到所述平衡梁元件（4）。

26.根据权利要求16所述的起落架机构，其特征在于，在连接点P10处同时存在第四半臂（7d）的第二端、第一半臂（7a）的第二端和第五半臂（7e）的第二端之间的铰接接头，且当起落架处于伸展位置时，第一半臂（7a）平行于所述减震器元件（1、1’）。

27.根据权利要求16所述的起落架机构，其特征在于，第五半臂（7e）的第一端在连接点P11处铰接连接到航空器结构（10），且在连接点P3处同时存在第四半臂（7d）的第二端、第三半臂（7c）的第一端和航空器结构（10）之间的铰接接头。

28.根据权利要求16所述的起落架机构，其特征在于，所述操纵促动器装置（5）使其第一端铰接连接到第五半臂（7e），且使其第二端铰接连接到航空器结构（10）。

29.根据权利要求16所述的起落架机构，其特征在于，当所述起落架机构处于伸展位置时，起始于由第一半臂（7a）和第二半臂（7b）形成的顶点处的等分线是平行于所述减震器元件（1、1’）的直线，且第五半臂（7e）相对于通过点P1且平行于所述平衡梁元件（4）的纵向轴线的假想线的倾斜的角度在270°和360°之间。

30.根据权利要求1所述的起落架机构，其特征在于，所述起落架机构用于货运航空器。

31.根据权利要求6所述的起落架机构，其特征在于，在所述平衡梁元件（4）的前端（C）附近的联接延伸中联接所述锁定装置（8）。

32.根据权利要求6或31所述的起落架机构，其特征在于，所述锁定装置（8）为上锁定盒型。

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