CN102822053A - 半摇臂起落架和相关方法 - Google Patents

Abstract

提供一种半摇臂起落架（10），其包括：减震支柱（12）；枢轴连接至减震支柱的转向架纵梁（18）；以及半摇臂起落架机构，其包括配置为成角度地定向转向架纵梁的至少三个连杆（24、30a、30b）；以及转向架倾斜致动系统（40），其可操作地连接至所述三个连杆中的至少一个。起落架机构可配置为通过将转向架倾斜致动器定位在缩回位置中，由此将转向架纵梁的前端定位在相对于转向架纵梁的后端的抬升位置中而与减震支柱的延伸配合。起落架机构也可配置为通过延伸转向架倾斜致动器将转向架纵梁的前端（18a）定位在相对于转向架纵梁的后端（18b）的下降位置中，从而与减震支柱在轮舱中的缩回配合。

Description

半摇臂起落架和相关方法

技术领域

本公开的实施例主要涉及起落架，并且更具体地涉及一种半摇臂起落架和定位起落架的转向架纵梁（truck beam）的关联方法。

背景技术

飞机包括起落架，从而便于起飞、着陆和滑行。一些飞机的起落架包括减震支柱，该减震支柱被枢轴附接至转向架纵梁的远端或其下端。转向架纵梁包括两个或更多轮轴，在其上安装有轮胎。这样，转向架纵梁可包括定位在减震支柱之前的前轮轴和定位在减震支柱之后的后轮轴。起飞后，具有包括前和后轮轴的传统起落架的飞机将绕将转向架纵梁附连至减震支柱的销钉枢转，使得全部起落架轮胎具有相等的载荷分配。

为了在起飞期间对飞机旋转提供额外的离地净高，已研发出了半摇臂起落架机构。半摇臂起落架在起飞期间固定地定位减震支柱和转向架纵梁的前端，以便当飞机已离开地面时，前轮轴相对于后轮轴处于提升位置。这样，假如减震支柱的延伸压力已明显提高，则飞机绕后轮轴枢转，而非绕将转向架纵梁枢轴连接至减震支柱的销钉枢转。通过绕后轮轴旋转，明显提高了起落架的高度，使得在起飞期间为飞机的旋转提供额外的离地净高。结果，可降低飞机的起飞跑道长度（TOFL），可能降低所需的发动机推力，或者可能提高飞机的载重，同时保持相同的起飞跑道长度。

为了在起飞期间提供飞机绕后轮轴的旋转，半摇臂起落架将转向架纵梁锁定在“翘起脚尖（toes-up）”姿态，以便安装在后轮轴上的轮胎支持飞机，同时安装在前轮轴上的轮胎被抬升到跑道表面以上。起飞后，起落架通常被收起到轮舱等处。为了适合传统的轮舱，在将起落架缩回到轮舱中之前，起落架通常必须被解锁，并且转向架纵梁被重新定位在“收起”姿态。此后，在着陆期间，起落架降低，并且转向架纵梁被重新定位，以便所有的轮子，包括前轮轴和后轮轴上的那些轮子均等地承载飞机的重量。通常，在不需要来自飞行员或飞行控制系统的输入的情况下发生锁定和解锁半摇臂起落架系统，以及引起的相对于减震支柱重新定位转向架纵梁。

一种类型的半摇臂起落架包括锁定液压支柱，从而为了起飞而将转向架纵梁锁定在期望取向。锁定液压支柱本质上为锁定致动器，但具有许多另外的仓室和内部浮式活塞。例如，参见美国专利No.6,345,564。虽然具有锁定液压支柱的半摇臂起落架适合一些飞机，但是其他飞机的起落架可能不具有用于将液压支柱以有效方式定位在减震支柱和转向架纵梁之间的足够的净高或空间。另外，液压支柱不利地增加了起落架的成本和复杂度。

另一种半摇臂起落架利用机械连杆，从而在起飞期间锁定转向架纵梁，但是需要称为“收缩连杆”的分离的机械联接，从而为了缩回轮舱中而重新定位减震支柱。对收缩连杆的要求不利地提高了所产生的半摇臂起落架的复杂度、费用和重量。

因此，将期望提供一种改进的半摇臂起落架，该起落架在起飞期间可靠地将转向架纵梁定位在翘起脚尖姿态，并且然后在起飞后将转向架纵梁重新定位在“收起”姿态，从而装载到轮舱中。特别地，将期望提供一种这样的半摇臂起落架，其具有重量和成本效益，并且不过于复杂，同时仍满足半摇臂起落架的各种操作要求。

发明内容

根据本公开的实施例，提供一种半摇臂起落架，其配置为在起飞期间将转向架纵梁定位为翘起脚尖姿态，并且然后将转向架纵梁重新定位在“收起”姿态，以便在起飞后装载到轮舱中。可能以从成本和重量立场均有效益的方式构造本公开的实施例的半摇臂起落架。

在一个实施例中，提供一种半摇臂起落架，其包括：减震支柱，具有内部和外部圆柱体；转向架纵梁，其被枢轴连接至减震支柱的内部圆柱体；以及一对扭转连杆，其连接内部和外部圆柱体。该实施例的半摇臂起落架也包括：第一连杆，其在第一枢轴处被连接至转向架纵梁；第二连杆，其在第二枢轴处被连接至第一连杆；以及第三连杆，其在第三枢轴处被连接至第二连杆并且在第四枢轴处被连接至外部圆柱体。此外，该实施例的半摇臂起落架包括转向架倾斜致动系统，其被可操作地连接至第三枢轴并且配置为将第三枢轴定位在第一位置和第二位置中的一个位置中。

一个实施例的转向架倾斜致动系统配置为将第三枢轴保持在第一位置中，其中第三枢轴具有关于外部圆柱体的固定的第一关系，因此便于在减震支柱延伸期间相对于转向架纵梁的后端抬升转向架纵梁的前端。该转向架倾斜致动系统也可以被配置为将第三枢轴保持在第二位置中，其中第三枢轴具有关于外部圆柱体的固定的第二关系，因此便于将转向架纵梁定位在收起取向中。

在进一步的实施例中，提供一种定位起落架的转向架纵梁的方法。该方法提供一种半摇臂起落架机构。该半摇臂起落架机构包括多个连杆以及转向架倾斜致动系统，所述多个连杆被可操作地连接在减震支柱和转向架纵梁之间。在飞机处于空中时，本实施例的所述方法通过使转向架倾斜致动系统处于起飞位置而将转向架纵梁的前端定位在相对于转向架纵梁的后端的抬升位置中。在飞机处于空中时，本实施例的所述方法还通过使转向架倾斜致动系统处于收起位置中而将转向架纵梁的前端定位在相对于转向架纵梁的后端的下降位置中，从而便于缩回起落架。

在另一实施例中，提供一种定位飞机的起落架的方法，其中起落架包括减震支柱；转向架纵梁，其被可操作地枢轴连接至减震支柱；第一和第二互连连杆，其被可操作地连接至转向架纵梁；以及第三连杆，其在减震支柱和第一及第二连杆之间延伸，并且第三连杆在第三枢轴处被枢轴连接至第二连杆。在本实施例的所述方法中，命令起落架处于抬升或下降位置。在命令起落架处于下降位置并且起落架可操作的情况下，第三枢轴被定位在第一位置中，从而支持滑行模式、起飞模式和着陆模式。在命令起落架处于下降位置并且起落架不可完全操作（not fully operational）的情况下，第三枢轴被定位在第二位置中，从而支持供替换的着陆模式。此外，在命令起落架处于抬升位置的情况下，第三枢轴被定位在第二位置中，从而支持收起模式。

可在本公开的各个实施例中独立实现已讨论的特征、功能和优点，并且可在其他实施例中组合，能够参考以下说明和附图看出其进一步细节。

一种半摇臂起落架，包括：

减震支柱，所述减震支柱具有内部和外部圆柱体；

转向架纵梁，所述转向架纵梁被枢轴连接至所述减震支柱的所述内部圆柱体；

第一连杆，所述第一连杆在第一枢轴处连接至所述转向架纵梁；

第二连杆，所述第二连杆在第二枢轴处连接至所述第一连杆；

第三连杆，所述第三连杆在第三枢轴处连接至所述第二连杆，并且在第四枢轴处连接至所述外部圆柱体；以及

转向架倾斜致动系统，所述转向架倾斜致动系统被可操作地连接至所述第三枢轴，以便将所述第三枢轴定位在第一位置和第二位置中的一个位置中。

根据权利要求1所述的半摇臂起落架，其中所述转向架倾斜致动系统被配置为将所述第三枢轴保持在所述第一位置中，并且所述第三枢轴具有关于所述外部圆柱体的固定的第一关系，因此允许在所述减震支柱的延伸期间相对于所述转向架纵梁的后端抬升所述转向架纵梁的前端。

根据权利要求1所述的半摇臂起落架，其中所述转向架倾斜致动系统被配置为将所述第三枢轴保持在所述第二位置中，并且所述第三枢轴具有关于所述外部圆柱体的固定的第二关系，因此允许将所述转向架纵梁定位在收起取向中。

根据权利要求1所述的半摇臂起落架，其中所述第一和第二连杆具有关于彼此的一系列角度旋转，该角度旋转被限制在偏离中心的取向。

根据权利要求4所述的半摇臂起落架，其中所述转向架纵梁在起飞时具有斜度，该斜度受所述第一和第二连杆之间的偏离中心的取向和所述减震支柱的延伸的限制。

根据权利要求1所述的半摇臂起落架，其中所述第一和第二连杆包括各自的止动器，其用于限制所述第一和第二连杆的相对运动。

根据权利要求1所述的半摇臂起落架，还包括在所述第一和第二连杆之间延伸的至少一个偏压装置。

根据权利要求1所述的半摇臂起落架，还包括在所述第一连杆和转向架纵梁之间延伸的至少一个偏压装置。

根据权利要求1所述的半摇臂起落架，还包括一对锁定连杆，其中所述第一锁定连杆在所述第三枢轴处连接至所述第三连杆，并且在第五枢轴处连接至所述第二锁定连杆，并且其中所述第二锁定连杆在所述第五枢轴处连接至所述第一锁定连杆，并且在第六枢轴处连接至所述减震支柱。

根据权利要求9所述的半摇臂起落架，其中所述转向架倾斜致动系统被可操作地连接至所述第三和第五枢轴中间的所述第一锁定连杆。

根据权利要求9所述的半摇臂起落架，其中所述第一和第二锁定连杆包括用于限制所述第一和第二锁定连杆的相对运动的各自的止动器。

一种定位飞机的起落架的转向架纵梁的方法，所述方法包括：

提供一种半摇臂起落架机构，所述半摇臂起落架机构包括多个连杆和转向架倾斜致动系统，所述多个连杆被连接在减震支柱和所述转向架纵梁之间；

当飞机在空中时，通过使所述转向架倾斜致动系统处于起飞位置而将所述转向架纵梁的前端定位在相对于所述转向架纵梁的后端的抬升位置中；以及

当所述飞机在空中时，通过使所述转向架倾斜致动系统处于收起位置中而将所述转向架纵梁的前端定位在相对于所述转向架纵梁的后端的下降位置中，从而便于所述起落架的缩回。

根据权利要求12所述的方法，其中所述多个连杆包括半摇臂起落架联接以及一对锁定连杆，其中将所述转向架纵梁的前端定位在相对于所述转向架纵梁的后端的抬升位置中包括：定位所述半摇臂起落架联接以及所述一对锁定连杆，从而限定两者之间朝所述转向架纵梁开口的锐角，并且其中将所述转向架纵梁的前端定位在相对于所述转向架纵梁的后端的下降位置中包括：定位所述半摇臂起落架联接以及所述一对锁定连杆，从而限定两者之间朝所述转向架纵梁开口的钝角。

根据权利要求13所述的方法，还包括当将所述转向架纵梁从着陆位置重新定位到收起位置中时，保持所述半摇臂起落架联接处于延伸位置中，在所述着陆位置中，所述转向架纵梁的所述前端处于相对于所述转向架纵梁的所述后端的抬升位置中，而在所述收起位置中，所述转向架纵梁的所述前端处于相对于所述转向架纵梁的所述后端的下降位置中。

根据权利要求13所述的方法，其中所述一对锁定连杆在着陆位置和收起位置中延伸，在所述着陆位置中，所述转向架纵梁的所述前端处于相对于所述转向架纵梁的所述后端的抬升位置中，而在所述收起位置中，所述转向架纵梁的所述前端处于相对于所述转向架纵梁的所述后端的下降位置中，并且其中所述方法还包括当将所述转向架纵梁从所述着陆位置重新定位到所述收起位置时，引起所述一对锁定连杆折叠。

根据权利要求12所述的方法，还包括允许所述多个连杆折叠，以便响应于所述转向架纵梁的所述前端上的力，所述转向架纵梁的前端相对于所述转向架纵梁的后端抬升，同时所述转向架纵梁的前端被定位在相对于所述转向架纵梁的后端的下降位置中。

一种定位飞机的起落架的方法，所述方法包括：

提供所述起落架，所述起落架包括：减震支柱；转向架纵梁，所述转向架纵梁被可操作地枢轴连接至所述减震支柱；第一和第二互连连杆，所述第一和第二互连连杆被可操作地连接至所述转向架纵梁；以及第三连杆，所述第三连杆在所述减震支柱和所述第一和第二连杆之间延伸，并且所述第三连杆在第三枢轴处枢轴连接至所述第二连杆；

命令所述起落架处于抬升或下降位置；

在命令所述起落架处于下降位置并且所述起落架可操作的情况下，将所述第三枢轴定位在第一位置中，从而支持滑行模式、起飞模式和着陆模式；

在命令所述起落架处于下降位置并且所述起落架不可完全操作的情况下，将所述第三枢轴定位在第二位置中，从而支持供替换的着陆模式；以及

在命令所述起落架处于抬升位置的情况下，将所述第三枢轴定位在所述第二位置中，从而支持收起模式。

根据权利要求17所述的方法，还包括在所述滑行模式中允许所述转向架纵梁相对于所述减震支柱枢转。

根据权利要求17所述的方法，还包括在所述起飞模式中将所述转向架纵梁的前端定位在相对于所述转向架纵梁的后端的抬升位置中。

根据权利要求17所述的方法，还包括在所述着陆模式中将所述转向架纵梁的前端定位在相对于所述转向架纵梁的后端的抬升位置中。

根据权利要求17所述的方法，还包括在所述收起模式中将所述转向架纵梁的前端定位在相对于所述转向架纵梁的后端的下降位置中。

根据权利要求17所述的方法，还包括在所述供替换的着陆模式中将所述转向架纵梁的前端定位在相对于所述转向架纵梁的后端的下降位置中。

附图说明

因此以通用术语描述了本公开的实施例，现在将参考附图，其不必要按比例绘制，并且其中：

图1是根据本公开的一个实施例的半摇臂起落架的示意图；

图2是根据本公开的一个实施例的半摇臂起落架的功能性方框图；

图3是根据本公开的一个实施例的半摇臂起落架的另一功能性方框图；

图4是根据本公开的一个实施例的半摇臂起落架的侧视图；

图5是转向架倾斜向下构造中的滑行操作期间的图4的半摇臂起落架的侧视图；

图6是转向架倾斜向上构造中的滑行操作期间的图4的半摇臂起落架的侧视图；

图7是图4中的半摇臂起落架的一部分的更详细的侧视图，其示出根据本公开的一个实施例的过中心的锁定位置。

图8是根据本公开的一个实施例的半摇臂起落架的侧视图，其处于起飞位置中，并且转向架纵梁的前端处于相对于转向架纵梁的后端的抬升位置中。

图9是根据本公开的一个实施例的图8中的半摇臂起落架的侧视图，其处于半摇臂起落架从图7的起飞位置向收起位置的转换期间。

图10是根据本公开的一个实施例的半摇臂起落架的一部分的详细侧视图，其示出了因半摇臂起落架从图8的起飞位置向收起位置的转换期间转向架倾斜致动器的延伸引起的一对锁定连杆的进一步的运动。

图11是根据本公开的一个实施例的半摇臂起落架的侧视图，其处于收起位置，其中转向架纵梁的前端处于相对于转向架纵梁的后端的下降位置中。

图12是根据本公开的一个实施例的图11的半摇臂起落架的一部分的详细侧视图，其示出了一对锁定连杆的过中心位置。

图13是根据本公开的一个实施例的在供替换的延伸着陆期间在接触地面后半摇臂起落架联接开始折叠时的图11的半摇臂起落架的侧视图。

图14是根据本公开的一个实施例的图13的半摇臂起落架的一部分的详细透视图，其示出了止动器特征件的相互作用。

图15是根据本公开的一个实施例的在供替换延伸着陆期间半摇臂起落架联接继续折叠时的图11和13中的半摇臂起落架的侧视图。

图16是根据本公开的一个实施例的图11、13和15中的半摇臂起落架的侧视图，其示出了被向后驱动的转向架倾斜致动器。

图17是根据本公开的一个实施例的图11、13、15和16中的半摇臂起落架的侧视图，其示出了交替延伸着陆后，一旦飞机处于地面上，半摇臂起落架的标称位置；以及

图18是根据本公开另一实施例的半摇臂起落架的侧视图。

具体实施方式

现在将在下文中参考附图更充分地描述本公开，附图中示出本发明的一些而非全部实施例。实际上，这些实施例可具有许多不同形式，并且不应被视为限于本文提出的形式；相反，提供这些实施例，以便本公开将满足适用的法律要求。相同参考数字始终涉及相同的元件。

现在参考图1和图2，其中分别示出了根据一个实施例的半摇臂起落架10的示意图和功能性方框图。如图所示，半摇臂起落架包括从飞机或其他空中交通工具的机身向下延伸的减震支柱12。如下文所述，减震支柱一般包括外部圆柱体14和内部圆柱体16。半摇臂起落架可包括扭转连杆20，其在内部和外部圆柱体之间延伸，用于防止两者之间的相对旋转。半摇臂起落架也包括转向架纵梁18，其被枢轴连接至减震支柱。在所示实施例中，转向架纵梁被枢轴附连至减震支柱的远端或下端，以便与内部圆柱体相配合地垂直运动。转向架纵梁从前端18a延伸至相对的后端18b，其中前端朝着飞机的前端延伸，并且后端朝着飞机的后端延伸。所示实施例的转向架纵梁包括一对轮轴，其中一个轮轴被靠近转向架纵梁的前端地枢轴连接，而另一个轮轴被靠近转向架纵梁的后端地枢轴连接。如图1中所示，一个或更多轮胎22a、22b可被安装在每个轮轴上，以便在地面操作期间支撑飞机。

图1和图2的半摇臂起落架10也可以包括多个连杆，其用于成角度地定向转向架纵梁18。这样，半摇臂起落架可包括半摇臂起落架联接30，该半摇臂起落架联接30例如包括：第一连杆30b，其在诸如第一枢轴销钉32的第一枢轴处连接至转向架纵梁；以及第二连杆30a，其在诸如第二枢轴销钉31的第二枢轴处连接至第一连杆。另外，半摇臂起落架可包括第三连杆24，其在诸如第三枢轴销钉28的第三枢轴处连接至第二连杆，并且在诸如第四枢轴销钉26的第四枢轴处连接至减震支柱12的外部圆柱体14。虽然扭转连杆20也被示出为在第四枢轴销钉处连接至外部圆柱体，但是这种一致性不是必须的，并且取而代之的是，第三连杆和扭转连杆可在不同位置处连接至外部圆柱体。此外，图1和图2的半摇臂起落架可包括转向架倾斜致动系统40，其配置为定位所述多个连杆中的至少一个，以便成角度地定向转向架纵梁。虽然下文详细描述了转向架倾斜致动系统的一个实施例，但是所述转向架倾斜致动系统可以以许多不同的方式实现，并且其同样可包括多个连杆、摇臂、能够以液压、电力、气动等激励的线性或旋转致动器或类似物。在一种操作模式下，诸如起飞期间，一个实施例的转向架倾斜致动系统配置为保持第三枢轴关于外部圆柱体的固定的第一关系，因此允许在该操作模式中的减震支柱延伸期间，转向架纵梁18的前端18a相对于转向架纵梁的后端18b抬升。在另一操作模式中，诸如起落架收起的飞行期间，转向架倾斜致动系统也可以配置为保持第三枢轴关于外部圆柱体的固定的第二关系，因此允许通过飞机将转向架纵梁定位在收起取向中。

在一个实施例中，第一和第二连杆30b、30a具有关于彼此的一系列角度旋转，其被限制于偏离中心的取向。这样，转向架纵梁18在起飞时可以具有受以下条件限制的斜度，即受第一和第二连杆之间的偏离中心的取向、减震支柱16的延伸以及第三枢轴和外部圆柱体14的位置关系的限制。如下文所述，第一和第二连杆可包括用于限制第一和第二连杆的相对运动的各自的止动器。

根据一个更详细的实施例，在图3中示出了半摇臂起落架10。所述半摇臂起落架包括从飞机的机身向下延伸的减震支柱12。如上所述，减震支柱一般包括外部圆柱体14和内部圆柱体16。在一个实施例中，将减震支柱保持在相对高的压力下，诸如约2500磅/平方英寸（PSI）的氮压力，其试图延伸内部圆柱体。然而，当飞机处于地面上时，起落架上的重量克服了保持支柱的压力，使得减震支柱保持在如图3所示的压缩位置中。如图3所示，半摇臂起落架可包括扭转连杆20。该扭转连杆可包括一对互连连杆，其在相对的末端处连接至由外部圆柱体和内部圆柱体承载的各自的凸缘。所示实施例的半摇臂起落架也包括转向架纵梁18，其被枢轴连接至减震支柱的远端或下端，以便与内部圆柱体相配合地垂直运动。转向架纵梁可通过枢轴销钉而枢轴连接至减震支柱，该枢轴销钉通过减震支柱的远端或下端以及转向架纵梁的中间部分延伸。

半摇臂起落架10也包括半摇臂起落架机构，该半摇臂起落架机构包括配置为成角度地定向转向架纵梁18的至少三个连杆。该至少三个连杆包括一对偏离中心的连杆（诸如上述第一和第二连杆30b、30a）以及第三连杆24，诸如枢轴连杆。偏离中心的连杆可在第一枢轴销钉32处枢轴连接至转向架纵梁、在第二枢轴销钉31处彼此枢轴连接以及在第三枢轴销钉28处枢轴连接至第三连杆。这样，转向架纵梁可包括邻近前端18a的凸缘，其中偏离中心的连杆通过第一枢轴销钉连接至转向架纵梁的凸缘。继而，第三连杆可在第三枢轴销钉和第四枢轴销钉26之间延伸，其中在第三枢轴销钉处，第三连杆被枢轴连接至所述一对偏离中心的连杆，而在第四枢轴销钉26处，第三连杆被枢轴连接至减震支柱，诸如减震支柱的外部圆柱体14。如图3中所示，例如，第四枢轴销钉也可用于将一个扭转连杆20枢轴附连至减震支柱的外部圆柱体承载的凸缘。然而，如上所述，第三连杆和扭转连杆不需要均通过第四枢轴销钉而枢轴附连至外部圆柱体，而是，所述扭转连杆可在偏离第三连杆的位置枢轴附连至外部圆柱体。

在所示实施例中，所述一对偏离中心的连杆包括第一和第二连杆30b、30a，其形成可在第三枢轴销钉28处连接至第三连杆24以及在第一枢轴销钉32处连接至转向架纵梁18的半摇臂起落架联接30。该实施例的第二连杆可在第三枢轴销钉处连接至第三连杆，以及在第二枢轴销钉31处连接至第一连杆。第一连杆继而在第二枢轴销钉处连接至第二连杆，以及在第一枢轴销钉处连接至转向架纵梁，诸如转向架纵梁的前端18a承载的凸缘。如下文所述，半摇臂起落架联接也可包括偏压装置，诸如弹簧34。虽然在其他实施例中弹簧可被不同地定位，但是图3中示出的实施例的弹簧被连接至第一和第二连杆并且在第一和第二连杆之间延伸。弹簧可为拉伸弹簧，以便在第一和第二连杆同心或对齐的情况下，所述弹簧试图保持第一和第二连杆处于同心或对齐关系，使得第一和第二连杆被延伸。可在其他实施例中使用其他类型的偏压装置。

半摇臂起落架机构也可包括一对锁定连杆。该对锁定连杆在第三枢轴销钉28处连接至第三连杆24以及半摇臂起落架联接30，并且在第六枢轴销钉38处连接至减震支柱12。这样，减震支柱可包括凸缘，诸如由减震支柱的外部圆柱体14承载的凸缘，其中第六枢轴销钉通过凸缘和各自的锁定连杆延伸。在所示实施例中，该对锁定连杆包括第一和第二锁定连杆36a和36b。第一锁定连杆可在第三枢轴销钉处连接至第三连杆以及半摇臂起落架联接，并且在第五枢轴销钉37处连接至第二锁定连杆。第二锁定连杆可继而在第五枢轴销钉处连接至第一锁定连杆，并且在第六枢轴销钉处连接至减震支柱。

半摇臂起落架机构也可以包括转向架倾斜致动系统40，诸如在减震支柱12和各自的连杆之间延伸的转向架倾斜致动器40。在所示实施例中，例如，转向架倾斜致动器在减震支柱和各自的锁定连杆之间延伸。这样，转向架倾斜致动器可在一端连接，诸如通过销钉连接至由减震支柱，诸如减震支柱的外部圆柱体14承载的凸缘，并且在另一端连接至由多个锁定连杆中相应的一个（诸如第一锁定连杆36a）承载的凸缘。这样，转向架倾斜致动器可连接至第三枢轴销钉28和第五枢轴销钉37之间的第一锁定连杆的中间部分。如下文所述，可液压、气动或以其他方式致动该转向架倾斜致动器，以便内部圆柱体44相对于外部圆柱体42可以可控制地延伸、缩回或以其他方式定位，以便当飞机处于空中时，至少部分地相对于减震支柱定位转向架纵梁18。如上所述，在本公开的其他实施例中可不同地实现该转向架纵梁致动系统。

如图4中所示，如方框100-108中所示，取决于起落架的命令位置是为上（抬升）还是下（下降）、起落架是否恰当地运转以及是否完全可操作以及第三枢轴是处于第一位置还是第二位置，半摇臂起落架机构允许多种可操作模式。例如，在如图4的方框110中所示的正常滑行操作期间，减震支柱12和转向架倾斜致动系统40均处于滑行位置中，而如方框112所示，减震支柱受压缩。在正常滑行操作期间配置该半摇臂起落架联接30，以便如方框114所示，允许转向架纵梁18自由枢转，从而为了适应减震支柱和飞机在其上滑行的地面之间的角度的一些变化而具有如图4所示的水平取向、如图5所示的转向架倾斜向下取向或如图6所示的转向架倾斜向上取向。如图4-6所示，在每种取向中，例如在水平、转向架倾斜向下以及转向架倾斜向上取向中，第三枢轴保持在相同的第一位置中，以便控制因第一和第二连杆30b、30a的开启和闭合引起的对转向架纵梁所允许的一系列枢轴运动。这样，如图5所示，为了在转向架倾斜向下构造中允许转向架纵梁的前端18a相对于转向架纵梁的后端18b下降，第一和第二连杆通常被开启或延伸。相反地，如图6所示，为了在转向架倾斜向上构造中相对于转向架纵梁的后端抬升转向架纵梁的前端，第一和第二连杆可被进一步折叠，以便定义两者之间的较小锐角。为了限制半摇臂起落架连杆的相对运动，第一和第二连杆可包括各自的锁定止动器50、52。例如，如图7所示，邻近第二枢轴销钉31的第一连杆的末端可包括锁定止动器，同时第二连杆的中间部分可包括相应的锁定止动器。这样，如图5中所示，随着半摇臂起落架联接开启，锁定止动器将啮合，例如通过使第二连杆的锁定止动器接触第一连杆的相应的锁定止动器而啮合，以便限制或防止半摇臂起落架联接的进一步的开启，以及相应地防止转向架纵梁的前端相对于转向架纵梁的后端的进一步的向下运动。

类似地，第一和第二锁定连杆36a、36b可包括用于限制第一和第二锁定连杆的相对运动的各自的锁定止动器54、56。同样如图7中所示，第二锁定连杆可包括在邻近第五枢轴销钉37的第二锁定连杆的末端的锁定止动器，同时第一锁定连杆的中间部分可包括相应的锁定止动器。随着该对锁定连杆的开启，该对锁定连杆的相应的锁定止动器将彼此啮合或物理接触，并且防止该对锁定连杆的进一步的展开或开启。虽然可通过各种方式配置该对锁定连杆以及相应的锁定止动器，但是在锁定止动器已彼此啮合的情况下，该对锁定连杆可被配置为共线，或者在该对锁定连杆已开启为超过共线位置预定量的情况下，该对锁定连杆被配置为如图7所示的过中心构造。如所示实施例中的实线所示，例如，在各个锁定止动器已啮合的情况下，该对锁定连杆限定约为175度的内部角度。为了比较，也在图7中以虚线示出共线位置。然而，在其他实施例中，该对锁定连杆和各个锁定止动器也可限定其他过中心的程度。一旦相应的锁定止动器已啮合，则通过将该对锁定连杆配置为具有过中心的位置，将有效地防止该对锁定连杆在有压缩力的负载下断裂。

如上所述，将减震支柱12保持在相对高的压力下。在如图4的方框116中所示的起飞模式中，随着飞机在起飞期间沿飞机跑道加速，通过机翼和其他空气动力学表面产生提升。该提升从起落架10移除至少一些负载，并且由此降低的负载允许减震支柱响应于所保持的相对高的压力而延伸。参见图4的方框118。为了在起飞期间为飞机的旋转提供额外的离地净高，一个实施例的半摇臂起落架机构被配置为将转向架纵梁18的前端18a相对于转向架纵梁的后端18b定位在如图8的翘起脚尖构造中的抬升位置中。也参见图4的方框120。这样，半摇臂起落架机构被配置为配合减震支柱12的延伸，诸如响应于产生的提升以及起落架上负载的相应降低，减震支柱的内部圆柱体16相对于外部圆柱体14的延伸。由于在起飞模式中，转向架倾斜致动系统40保持在缩回位置中，并且第三枢轴保持在第一位置中，所以在减震支柱的内部圆柱体延伸时，第三连杆24和一对锁定连杆36a、36b相对于减震支柱的外部圆柱体保持在相同的固定位置中。然而，半摇臂起落架联接30开启到第一和第二连杆30b、30a的各自的锁定止动器50、52所允许的程度。随着减震支柱的内部圆柱体延伸的距离可能比通过开启半摇臂起落架联接所提供的距离更大，响应于减震支柱的内部圆柱体的延伸，半摇臂起落架联接限制转向架纵梁的前端的向下行程，使得转向架纵梁的后端相对于转向架纵梁的前端下降。

如图4的方框124中所示，起飞后，转向架纵梁18保持在翘起脚尖姿态，而减震支柱12延伸。然而，起落架10通常可以在处于翘起脚尖姿态时不被收起到轮舱中。而是，可能需要重新定位转向架纵梁至另一姿态，以便将其收起到轮舱中。根据本公开的实施例，当飞行员命令起落架时，如图4的方框122所示，飞行控制系统或类似物缩回至收起模式，相应地向转向架倾斜致动系统40发出命令，以便例如通过相对于外部圆柱体42延伸内部圆柱体44而引起起落架倾斜致动器延伸。如图9中所示，其中起落架处于翘起脚尖姿态和脚尖向下（toes-down）姿态之间的中间位置，转向架倾斜致动器的延伸引起该对锁定连杆36a、36b解锁并且相对彼此折叠。然而，半摇臂起落架联接的偏压装置，诸如弹簧34将第一和第二连杆30b、30a保持在完全开启的位置。转向架倾斜致动器的延伸引起第三枢轴移动至第二位置，而引起第三连杆24绕第四枢轴销钉26在逆时针方向旋转，并且相应地引起转向架纵梁18绕枢轴销钉在逆时针方向旋转，该枢轴销钉将转向架纵梁连接至减震支柱12，以便转向架纵梁的前端18a相对于转向架纵梁的后端18b下降。转向架倾斜致动器的进一步的延伸引起该对锁定连杆进一步的折叠，以便限定两者之间的更小锐角。如图10中所示，枢轴连杆的继续运动也引起第一锁定连杆绕第三枢轴销钉28在逆时针方向上旋转，并且引起第二锁定连杆绕第六枢轴销钉38在顺时针方向上旋转。

转向架倾斜致动器40的延伸可以继续，直到该对锁定连杆36a、36b锁定在完全开启或延伸位置中。如上所述，如图11所示，一对锁定连杆可包括各自的锁定止动器54、56，用于限制第一和第二锁定连杆的相对运动，并且限定完全开启位置或延伸位置。这样，图12提供了该对锁定连杆处于完全延伸位置中的视图，其中各自的锁定止动器将完全延伸位置限定为过中心。通过相对于减震支柱12和该对锁定连杆适当附连转向架倾斜致动系统，单个转向架倾斜致动系统，诸如单个转向架倾斜致动器，可以有利地在向上并锁定位置以及向下并锁定位置之间移动剩余的半摇臂起落架机构。另外，应注意，对第三枢轴销钉28施加的负载通过第三连杆24和该对锁定连杆产生的桁架分布至减震支柱的外部圆柱体14，以便转向架倾斜致动系统不处于负载路径中。一旦完全延伸，则起落架10处于收起位置中，而转向架纵梁18的前端18a处于相对于转向架纵梁的后端18b的下降位置中。一旦处于图4的方框126所示的收起位置中，起落架可在飞行过程期间缩回并收起在轮舱中。

诸如飞机着陆前的起落架延伸可通过结合包括将第三枢轴返回至第一位置的起落架10的缩回说明的操作的相反顺序而执行。这样，一旦已从轮舱移走起落架，并且减震支柱12延伸，则转向架倾斜致动系统40（诸如转向架倾斜致动器）可缩回，以便将起落架返回至如图8所示的翘起脚尖姿态。同样参见图4的方框128、130和132。作为替换方式，转向架倾斜致动系统可以仅部分缩回，以便例如转向架倾斜致动器的内部圆柱体44具有相对于转向架倾斜致动器的外部圆柱体42的处于完全延伸和完全缩回位置之间的中间位置。在该实施例中，转向架纵梁18的前端18a可相对于转向架纵梁的后端18b抬升，但是与图8的翘起脚尖构造程度不同。通过仅部分缩回转向架倾斜致动系统，转向架倾斜致动系统在着陆后能够起转向架倾斜减振器的作用。

在另一实施例中，如图4的方框134所示，在起落架运转不正常并且因此不能完全可操作的情况下，半摇臂起落架10可支撑供替换的延伸着陆。这样，在一些情况下，起落架可不通过动力延伸。例如，供替换的延伸着陆系统可包括专用电池，从而释放起落架和关联轮舱的门的锁定，其中起落架收起在该轮舱中。然后如图4的方框136所示，起落架可通过继续延伸的减震支柱12的重力而延伸，但是供替换的延伸着陆系统可能不具有将起落架从脚尖向下的收起位置重新定位为翘起脚尖的着陆位置的足够动力。在该实施例中，半摇臂起落架被配置为向后驱动半摇臂起落架机构并且解锁该对锁定连杆36a、36b，因此防止在供替换的延伸着陆的情况下对半摇臂起落架的损伤。如图11所示，在供替换的延伸着陆中，起落架从轮舱展开，但始终处于收起或脚尖向下构造，而转向架倾斜致动系统40延伸并且第三枢轴处于第二位置。同样参见图4的方框138。在接触地面并且向转向架纵梁18的前端18a承载的轮胎22a施加向上方向的力后，半摇臂起落架联接将如图13所示折叠。如图14所示，半摇臂起落架联接继续折叠，直到第二连杆30a的止动特征件60接触第一锁定连杆36a的相应的止动特征件62。如图15所示，半摇臂起落架联接的进一步的折叠引起该对锁定连杆的解锁和折叠。半摇臂起落架联接继续折叠，直到半摇臂起落架联接达到通过由第一和第二连杆承载的相应止动器限定的最小折叠角度。这样，半摇臂起落架联接被配置为限定最小折叠角度，以便防止第二连杆和转向架倾斜致动系统（诸如转向架倾斜致动器）之间的碰撞。如图16所示，当半摇臂起落架联接达到其最小折叠角度时，因通过半摇臂起落架联接向第三连杆24施加的力引起的第二连杆和第一锁止连杆的止动器将脱离或解锁，所述施加的力导致第三连杆顺时针旋转。该对锁定连杆继而由枢轴连杆的顺时针运动驱动，这继而引起转向架倾斜致动系统被向后驱动，以便例如引起转向架倾斜致动器的内部圆柱体44缩回到外部圆柱体42内。该进程继续，直到达到如图17所示的位置，其中飞机已在地面上着陆。然后，半摇杆起落架联接将保持在该位置，直到将液力压力回复至该系统，此时，转向架倾斜致动系统将进一步缩回，如图8所示，引起该对锁定连杆开启和锁定在完全开启或延伸位置中，准备下一次起飞。

如上所述，本公开实施例的半摇臂起落架10有利地是无源的，以便起飞后自动锁定，并且在着陆后自动解锁。一个实施例的半摇臂起落架也有利地通过单个转向架倾斜致动器40将转向架纵梁18从起飞位置重新定位到收起位置，以便消除对以其他方式增加起落架的复杂度、重量和成本的另外系统的需要。此外，一个实施例的半摇臂起落架将转向架倾斜致动系统从半摇臂起落架负载路径中移除，以便降低转向架倾斜致动系统的尺寸和复杂度。本发明实施例的半摇臂起落架有利地利用相同的系统将起落架定位在起飞位置中，并且以脚尖向下姿态定位在收起位置中以便收起到轮舱中。

通过上述说明和关联附图中提出的教导的优点，本发明所属领域的技术人员将想到本文提出的本发明的许多修改和其他实施例。因此，应理解，本发明不受公开的特定实施例的限制，并且修改和其他实施例意图包括在所附权利要求的范围内。例如，图18示出了包括三个轮轴的半摇臂起落架的可替换的实施例。虽然半摇臂起落架的许多组件与上文所述的构造、互连和功能相同，但是图18的半摇臂起落架的多个方面已被修改。在这点上，虽然第三连杆24仍被枢轴连接至减震支柱12，但是该实施例的第三连杆被枢轴连接至凸缘60，该凸缘60被连接至减震支柱，诸如减震支柱的外部圆柱体14。应明白，凸缘60被定位在第六枢轴销钉38之上，并且与第四枢轴销钉26间隔开，扭转连杆20通过该枢轴销钉而枢轴连接至减震支柱。同样地，图18的实施例的转向架倾斜致动系统40也在第五枢轴点37处枢轴连接至该对锁定连杆，其与在上述实施例中的被连接至第三和第五枢轴销钉28、37中间的第一锁定连杆相对。另外，半摇臂起落架联接的偏压装置，诸如弹簧34，也与上述方式不同地定位，也就是说，弹簧在第一连杆30b的中间部分以及转向架纵梁18的前端18a承载的凸缘之间延伸。因而，虽然本文使用特定术语，但是它们仅用于一般和描述意义而非用于限制目的。

Claims (10)

1.一种半摇臂起落架，包括：

减震支柱，所述减震支柱具有内部圆柱体和外部圆柱体；

转向架纵梁，所述转向架纵梁被枢轴连接至所述减震支柱的所述内部圆柱体；

第一连杆，所述第一连杆在第一枢轴处连接至所述转向架纵梁；

第二连杆，所述第二连杆在第二枢轴处连接至所述第一连杆；

第三连杆，所述第三连杆在第三枢轴处连接至所述第二连杆并且在第四枢轴处连接至所述外部圆柱体；以及

转向架倾斜致动系统，所述转向架倾斜致动系统被可操作地连接至所述第三枢轴，以便将所述第三枢轴定位在第一位置和第二位置中的一个位置中。

2.根据权利要求1所述的半摇臂起落架，其中所述转向架倾斜致动系统配置为将所述第三枢轴保持在所述第一位置中，并且所述第三枢轴具有关于所述外部圆柱体的固定的第一关系，因此允许在所述减震支柱的延伸期间，相对于所述转向架纵梁的后端抬升所述转向架纵梁的前端。

3.根据权利要求1所述的半摇臂起落架，其中所述转向架倾斜致动系统配置为将所述第三枢轴保持在所述第二位置中，并且所述第三枢轴具有关于所述外部圆柱体的固定的第二关系，因此允许将所述转向架纵梁定位在收起取向中。

4.根据权利要求1所述的半摇臂起落架，其中所述第一连杆和第二连杆具有关于彼此的一系列角度旋转，所述角度旋转被限制于偏离中心的取向。

5.根据权利要求1所述的半摇臂起落架，其中所述第一连杆和第二连杆包括用于限制所述第一连杆和第二连杆的相对运动的各自的止动器。

6.根据权利要求1所述的半摇臂起落架，还包括在所述第一连杆和第二连杆之间延伸的至少一个偏压装置。

7.一种定位飞机的起落架的转向架纵梁的方法，所述方法包括：

提供一种半摇臂起落架机构，所述半摇臂起落架机构包括多个连杆和转向架倾斜致动系统，所述多个连杆可操作地连接在减震支柱和所述转向架纵梁之间；

当所述飞机在空中时，通过使所述转向架倾斜致动系统处于起飞位置，将所述转向架纵梁的前端相对于所述转向架纵梁的后端定位在抬升位置中；以及

当所述飞机在空中时，通过使所述转向架倾斜致动系统处于收起位置，将所述转向架纵梁的所述前端相对于所述转向架纵梁的所述后端定位在下降位置中，从而便于所述起落架的缩回。

8.根据权利要求7所述的方法，其中所述多个连杆包括半摇臂起落架联接和一对锁定连杆，其中将所述转向架纵梁的所述前端相对于所述转向架纵梁的所述后端定位在抬升位置中包括定位所述半摇臂起落架联接以及所述一对锁定连杆，从而限定两者之间朝所述转向架纵梁开口的锐角，并且其中将所述转向架纵梁的所述前端相对于所述转向架纵梁的所述后端定位在下降位置中包括定位所述半摇臂起落架联接以及所述一对锁定连杆，从而限定两者之间朝所述转向架纵梁开口的钝角。

9.根据权利要求7所述的方法，还包括允许所述多个连杆折叠，以便响应于所述转向架纵梁的所述前端上的力，相对于所述转向架纵梁的所述后端抬升所述转向架纵梁的所述前端，同时相对于所述转向架纵梁的所述后端将所述转向架纵梁的所述前端定位在下降位置中。

10.根据权利要求8所述的方法，还包括当将所述转向架纵梁从着陆位置重新定位至所述收起位置时，保持所述半摇臂起落架联接处于延伸位置中，其中在所述着陆位置中，所述转向架纵梁的所述前端相对于所述转向架纵梁的所述后端处于抬升位置中，而在所述收起位置中，所述转向架纵梁的所述前端相对于所述转向架纵梁的所述后端处于下降位置中。

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