CN102574579B - 具有刚性后撑杆的主起落架 - Google Patents

Abstract

一种用于飞机的主起落架组件，包括：细长梁，该细长梁围绕细长梁的纵向轴线枢转地联接至飞机，使得该细长梁的转动轴线大致平行于飞机机身的纵向轴线；减震支柱，该减震支柱在第一端枢转地联接至细长梁且在第二端联接至轮组件；前部折叠撑杆，该前部折叠撑杆在第一端枢转地联接至细长梁并在第二端枢转地连接至减震支柱；以及刚性后部撑杆，该刚性后部撑杆在第一端枢转地联接至细长梁并在第二端枢转地连接至减震支柱，该刚性后部撑杆布置成当在展开与缩回位置之间移动时限制减震支柱的路径，使得轮组件在缩回位置与其在展开位置的定位相比向前和向舱内定位。

Description

具有刚性后撑杆的主起落架

技术领域

本发明涉及一种具有刚性后撑杆的主起落架。

背景技术

已知商用和军用飞机，且具体是大型宽体飞机具有至少一对主起落架组件，该至少一对主起落架组件布置成在展开位置与缩回位置之间能移动，在展开位置主起落架组件伸展以进行使用，在缩回位置起落架收起在位于机翼下侧内或飞机机身内或有时为两者组合的特定隔间内。起落架组件通常安装至机翼下侧或直接安装至飞机机身。

已知安装到机翼的起落架由一对折叠撑杆、向前撑杆和后撑杆支承，在两撑杆之间有相当大的角度，即每个撑杆基本上从起落架的主伸缩减震支柱向前或向后延伸。两个撑杆的功能是将起飞和着陆期间施加到减震支柱的向前、向后和侧向负载传递至机身。这使得起落架组件至机翼的安装在强度上降低且因此在重量上减轻。对于安装到机身的起落架组件也已知有类似的构造，出于同样原因设有折叠撑杆以将施加到主减震支柱的负载重新分配至机身上的其它安装点。但是，使用安装至机身的两个折叠撑杆的这种布置具有关于在起落架组件的伸展和收起位置之间移动起落架组件的潜在问题。例如，如果起落架长度使得其撞击飞机的中段(诸如龙骨梁)或从相对侧撞击其配对起落架，则起落架不能完全向舱内缩回。因此起落架必须向前(或向后)以及向舱内移动一个或多个轮子，然后缩回，这需要额外的自由度来完成。使用两个折叠撑杆，必须非常小心和注意确保起落架在其两位置之间移动的同时各个撑杆折叠的操作顺序受到正确的控制和定时，以避免展开或缩回期间起落架的不希望的卡塞。这通常最低限度需要至少两个分离的缩回致动器以分离地控制起落架相对于每个撑杆的运动。因此有利地是提供一种至少减少这些缺点中的一个或多个的飞机主起落架。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供一种用于飞机的主起落架组件，包括：细长梁，该细长梁围绕细长梁的纵向轴线枢转地联接至飞机，使得该细长梁的转动轴线大致平行于飞机机身的纵向轴线；减震支柱，该减震支柱在第一端枢转地联接至细长梁且在第二端联接至轮组件，前部折叠撑杆，该前部折叠撑杆在第一端枢转地联接至细长梁并在第二端枢转地连接至减震支柱，以及刚性后部撑杆，该刚性后部撑杆在第一端枢转地联接至飞机并在第二端枢转地联接至减震支柱，该刚性后部撑杆布置成在展开和缩回位置之间移动时限制减震支柱的路径，使得轮组件在缩回位置与其在展开位置的定位相比向前和向舱内定位。

此外，减震支柱的路径与向舱内相比可更向前移动。

附加地或替代地，刚性后部撑杆的第一端与减震支柱的第一端的纵向分离可不大于减震支柱的长度。替代地，后部撑杆的第一端与减震支柱的第一端的纵向分离可不大于后部撑杆长度的一半。

附加地或替代地，联接后部撑杆与飞机之间的枢轴轴线可与减震支柱与细长梁之间的枢轴联接相交。此外，其中后部撑杆与飞机之间的枢轴联接包括单轴线枢轴。

主起落架组件还可包括伸缩致动器，该伸缩致动器在第一端枢转地联接至减震支柱且在第二端枢转地联接至飞机机身，使得致动器在伸展和缩回状态之间的运动致使起落架组件在展开与缩回位置之间运动。

附加地或替代地，前部折叠撑杆可围绕大致垂直于细长梁的单个枢转轴线枢转地联接至细长梁的第一端。

附加地或替代地，刚性后部撑杆的长度可不大于减震支柱。这有助于起落架组件尤其紧凑地封装在飞机机身内，尤其避免后部撑杆在起落架组件其余部分后面延伸显著长的距离，因此对于组件的空间要求最小。

附图说明

下文参照附图仅以示例的方式描述本发明的实施例，附图中：

图1A和1B示意性地示出处于完全展开位置的根据本发明实施例的主起落架组件；

图2A和2B示意性地示出处于部分缩回位置的同一主起落架组件；以及

图3示意性地示出处于完全缩回位置的主起落架组件。

具体实施方式

图1A和1B象征性地示出根据本发明一实施例的主起落架组件。主起落架组件2包括本领域技术人员众所周知的常规类型的伸缩减震支柱4。连接至减震支柱下端的是常规布置的轮组件6，常规布置的轮组件6可包括例如转向梁和多对轮子和轮胎以及诸如转矩连杆和制动杆组件之类的常规关联物件。减震支柱的上端枢转地连接至细长枢轴梁8的一端。细长梁8从减震支柱4的顶部向前(即沿朝向飞机机头的方向)延伸。细长枢轴梁8本身枢转地连接至飞机机身的适当构件10。机身构件10可例如是相应的机身肋。细长梁8枢转地连接至机身构件10的枢轴具有单个枢转轴线，该单个枢转轴线布置成与细长梁8本身的纵向轴线重合。这限制细长梁8仅能绕共同枢转轴线转动。尽管如上所述所示实施例示出细长枢轴梁8通过梁的任一端处的枢轴连接至机身构件10，但应当理解，也可利用枢轴的其它布置，只要细长梁仍限于单轴线转动即可，较佳地枢轴基本上与细长梁的纵向轴线重合。例如，可沿细长梁的长度设置一个或多个枢轴，尽管这会需要使用替代机身安装点，这些替代机身安装点可能是或不是易于利用的或适当的。

在减震支柱4的中间位置与细长梁8的前端之间连接有向前折叠撑杆12，当主起落架处于如图1A和1B所示的展开位置时，该向前折叠撑杆12以常规方式形成减震支柱4与细长枢轴梁8之间的对角支架。向前撑杆12具有第一上部构件14和第二下部构件16。上部构件14在一端借助于单轴线枢轴枢转地连接至枢轴梁8的前端，而下端构件16经由另一单轴线枢轴类似地连接到减震支柱。上部和下部撑杆构件借助于另一单轴线枢轴枢转地彼此联接。折叠的在中心上方的(over-centre)锁定撑杆以常规方式布置在上部和下部向前撑杆构件的公共铰接点与细长枢轴梁8之间。减震支柱4、细长梁8和前部折叠撑杆12都布置成基本上位于同一平面内。

还设置有刚性后部撑杆18，该刚性后部撑杆18在一端枢转地连接至减震支柱4并在其相对端枢转地连接至飞机机身。刚性后部撑杆较佳地在减震支柱的中点处联接至减震支柱4的一侧，该中点可例如与减震支柱与向前折叠撑杆12的下部构件16的联接点重合。刚性后部撑杆18的上端联接至减震支柱的上端舱内侧的飞机机身。

在几何意义上，后部撑杆18相对于飞机结构的枢转点限定球心，且当起落架缩回或展开时后部撑杆附连至减震支柱的下端被强制遵循该球的表面。当后部撑杆至飞机结构的枢转点的轴线与减震支柱至细长件的枢转点相交时，发生后部撑杆至减震支柱接头遵循该球上恒定纬线的特定情况。这等同于后部撑杆至减震支柱接头遵循圆柱表面，且因此在该特定布置中，可在减震支柱与飞机结构之间使用单轴线枢轴。但是，应当理解，如果需要，诸如球形支座或万向接头之类的多轴线枢轴可同样用于该特定布置。在减震支柱的底端遵循非圆柱形路径的其它布置中，必须使用多轴线枢轴。

减震支柱的底端(联接至轮组件)将被强制遵循由其至细长(枢轴)梁8的附连点以及后部撑杆至减震支柱接头的运动规定的路径。

设置单个伸缩缩回致动器，该单个伸缩缩回致动器在一端联接至减震支柱4并在其相对端联接至飞机机身上的适当安装点。缩回致动器20的上部安装点在减震支柱前面。

为了从完全展开(向下)位置开始缩回主起落架，解锁致动器(未示出)拉动向前撑杆锁定连杆“在中心下方(under centre)”以松开向前撑杆14上的锁定。致动缩回致动器20并开始从其完全伸展状态缩回。当缩回致动器20总长度缩短时，其将减震支柱4向前拉。如前文指出的，减震支柱的底端被限制成沿由刚性后部撑杆18限定的路径移动。在图示实施例中，减震支柱的下端的主要运动是向前。图2A和2B示出主起落架组件处于部分缩回位置的不同视图，该部分缩回位置对应于减震支柱路径内主要运动已向前的位置。参照图2B，是从细长枢轴梁8上方看主起落架的视图，可以看出在图示实施例中刚性后部撑杆18的上端的枢转点设定成在减震支柱4至细长梁8的枢转点后面的较小距离处。相对于减震支柱的上部枢转点向前或向后移动后部撑杆的上部枢转点改变减震支柱的底端(且因此轮组件)的向前运动相对于向舱内运动的比例。在某些实施例中，上述枢转点的纵向分离使得减震支柱的底端布置成向前移动的距离大于其向舱内移动的距离。通过限制向舱内运动的量，可使飞机结构内的空间最小。在某些实施例中，枢转点的纵向分离不大于后部撑杆长度的一半，因此实现向舱内与向前运动的所要求的比值。将后部撑杆的上部枢转点超过减震支柱的上部枢转点进一步向前移动使减震支柱的底部在向前并向舱内移动之前首先向前并向舱外移动。在某些情况下，这对于在军用飞机上躲避军火可能是较佳地。

当缩回致动器20继续缩回时，减震支柱4的下端的运动从最向前移动至最向舱内，即向内并向上摆动至如图3所示的完全缩回位置，在该位置轮组件完全缩回到飞机机身内。

减震支柱与刚性后部撑杆的上部枢转点之间的相对小的纵向分离确保主起落架2可充分向前行进，从而例如轮组件6的至少最后部轮子至少与减震支柱的上部枢轴平齐，使得主起落架缩入其中的起落架舱可最有利地与飞机机身一起定位和封装。此外，刚性后部撑杆18的相对短的长度改进了起落架组件的封装，因为不要求如刚性后部撑杆比减震支柱显著长且在减震支柱枢转点后面显著大的距离处安装至飞机机身所要求的那样规定分离地容纳刚性后部撑杆18。在较佳实施例中，减震支柱的枢转点与刚性后部撑杆的上端的纵向分离小于减震支柱的长度，且更佳地小于减震支柱长度的一半。

根据本发明各实施例的主起落架的布置具有相对于本领域已知的常规替代布置的各种优点。这些优点包括将向前折叠撑杆12安装在减震支柱4与细长枢轴梁8之间，使得在折叠撑杆与细长梁和减震支柱之间仅需要相对简单的、且因此低成本且低重量的枢转机构。此外，有利地是细长梁8直接安装至飞机机身，因为通常真实的情况是机身的现有结构更坚固且因此更适合承载使用时从起落架传递的负载。安装到机翼的起落架组件通常需要对机翼增加另外的加固结构，因此增加飞机的成本和重量。此外，通过使用刚性后部撑杆18，减震支柱在缩回致动器影响下的运动受限于遵循预定路径，由此不再需要任何定序致动器和控制机构，否则在使用折叠后部撑杆的情况下需要有这样的定序致动器和控制机构。刚性后部撑杆的上部枢转点的长度和放置还提供飞机机身内主起落架组件的整体包装方面的优点。

Claims (9)

1.一种用于飞机的主起落架组件，包括：

细长梁，所述细长梁围绕所述细长梁的纵向轴线枢转地联接至所述飞机，使得所述细长梁的纵向轴线大致平行于飞机机身的纵向轴线；

减震支柱，所述减震支柱在第一端枢转地联接至所述细长梁且在第二端联接至轮组件；

前部折叠撑杆，所述前部折叠撑杆在第一端枢转地联接至所述细长梁并在第二端枢转地连接至所述减震支柱；以及

刚性后部撑杆，所述刚性后部撑杆在第一端枢转地联接至所述飞机并在第二端枢转地联接至所述减震支柱，所述刚性后部撑杆布置成在展开和缩回位置之间移动时限制所述减震支柱的路径，使得所述轮组件在所述缩回位置与所述轮组件在所述展开位置的定位相比向前和向舱内定位。

2.如权利要求1所述的主起落架组件，其特征在于，所述减震支柱的所述路径与向舱内相比更向前移动。

3.如权利要求1或2所述的主起落架组件，其特征在于，所述刚性后部撑杆的所述第一端与所述减震支柱的所述第一端的纵向分离不大于所述减震支柱的长度。

4.如权利要求1或2所述的主起落架组件，其特征在于，所述刚性后部撑杆的所述第一端与所述减震支柱的所述第一端的纵向分离不大于所述刚性后部撑杆长度的一半。

5.如权利要求1或2所述的主起落架组件，其特征在于，联接所述刚性后部撑杆与所述飞机之间的枢轴轴线与所述减震支柱与所述细长梁之间的枢轴联接相交。

6.如权利要求5所述的主起落架组件，其特征在于，所述刚性后部撑杆与所述飞机之间的枢轴联接包括单轴线枢轴。

7.如权利要求1或2所述的主起落架组件，其特征在于，还包括伸缩致动器，所述伸缩致动器在第一端枢转地联接至所述减震支柱且在第二端枢转地联接至所述飞机机身，使得所述伸缩致动器在伸展和缩回状态之间的运动致使所述起落架组件在展开与缩回位置之间运动。

8.如权利要求1或2所述的主起落架组件，其特征在于，所述前部折叠撑杆围绕大致垂直于所述细长梁的单个枢转轴线枢转地联接至所述细长梁的第一端。

9.如权利要求1或2所述的主起落架组件，其特征在于，所述刚性后部撑杆的长度不大于所述减震支柱的长度。