CN102892673A - 用于飞机行走机构的驱动单元 - Google Patents

Abstract

一种用于飞机行走机构（2）的驱动单元（16），该行走机构具有在共同轮轴线（A）的至少一个第一轮（4）和一个第二轮（6），其特征在于，该驱动单元（16）可驱动地结合到所述第一和第二轮（4，6），而且该驱动单元（16）的纵向延伸方向（C）处于与共同轮轴线（A）正交的平面上。

Description

用于飞机行走机构的驱动单元

技术领域

本发明涉及用于飞机行走机构的驱动单元，以及包括该驱动单元的飞机行走机构。

背景技术

传统上，大型商业飞机（后面也称为飞机）利用其燃气涡轮发动机来在机场或空港的机动区进行滑行。由于飞机的燃气涡轮发动机并未设计成在低功率状态下、例如在地面滑行运行时所需的低功率状态下有效运行，飞机在地面的机动会消耗大量的燃油。上涨的燃油价格使得飞机在滑行过程中的燃油消耗越来越让人困扰。此外，飞机在飞行过程中要携带大量的用于在目的空港滑行的燃油，这就导致了整个飞行过程中的燃油效率的下降。可选的，可以在机场采用特种车辆来牵引或推动飞机。但是，由于这些特种车辆本身比较昂贵，在多数空港都不会有较大数量，它们一般只用于短距离使用，例如从门口的推回操作。这再次导致在大部分滑行过程中使用燃气涡轮发动机，从而带来上述的缺点。

现有技术提出了一种用于飞机滑行的可选方案。DE 102008006295A1公开了在飞机的行走机构支腿上安装的电动马达。该电动马达包括与行走机构的轮轴相平行的马达轴。该马达轴可以在不同的位置之间轴向移动，从而与飞机行走机构的轮结构结合/脱开以及驱动轮子。

WO2009/086804公开了一种用于驱动飞机起落架的轮子的马达，其设置在起落架支杆的基座中或者作为轮毂马达安装在轮毂或轮缘中。

尽管这些方法可以取得一定的改进，但是人们已经发现，尤其是对于大型商业飞机而言，这些方法在不使用涡轮发动机而提供用于驱动飞机的必须动力、并有效利用用于类似驱动的高度受限的空间方面不能让人满意。

发明内容

因此，本发明要解决的问题是提供一种用于飞机行走机构的驱动器，其可以为大型商用飞机、例如通常的客机的滑行提供必需的动力，同时在飞机行走机构的整体设计中利用最小的空间要求。

该问题通过提供根据权利要求1所述的驱动单元来解决。

要求保护的驱动单元用于飞机行走机构，该行走机构具有在共同轮轴线的至少一个第一轮和一个第二轮，其特征在于，该驱动单元可以驱动结合到所述第一和第二轮，从而该驱动单元的纵向延伸方向处于与共同轮轴线正交的平面上。

以这样的方式来提供驱动单元：其设计要求其在与共同轮轴线正交的平面内取向，以便与第一和第二轮可操作地结合，这可以带来很多好处。驱动单元的马达在其纵向方向上不再局限于两个轮子之间的距离。在去掉了在马达纵向延伸的这样一个严格限制后，马达的速度和/或转矩和/或获得的速度转矩输出与现有技术相比都有所增加。因此，可以通过马达产生更多的用于滑行飞机的动力。需要指出的是，驱动单元的纵向延伸方向是指包含在驱动单元内的马达的马达轴的轴线，其也被称为马达的纵向延伸。因此，马达的定位允许马达的长度更加灵活，如此可以实现改进的马达特性。驱动单元的这种特别定位还允许更加灵活的选择第一和第二轮之间的距离，因为只有驱动单元的横向尺寸限制这个距离。减少第一和第二轮之间的距离，导致轮子布置的整体空间需求降低，这样，在飞行过程中，整个飞机行走机构能以更节省空间的方式存放起来。通常，驱动单元的纵向延伸方向对应着驱动单元的最大几何延伸方向。术语“共同轮轴线”是指贯穿第一和第二轮的中心的几何轴线。

与共同轮轴线正交的平面可以放置在第一和第二轮之间。以这种方式，可以相对于现有技术更有效地使用第一和第二轮之间的空间。驱动单元可以定位成大致平行于支撑第一和第二轮的行走机构支腿，例如位于行走机构支腿之前。因此，驱动单元的大部分位于两个轮子之间的空间内。两个轮子之间的空间是指由第一轮和第二轮的外周突起所围住的整个空间。在现有技术的布置中，这个空间大部分未被使用，但在飞机过程中存放轮机构时又必须考虑这部分空间。因此，本发明可用于提供比现有技术更强大的、可能更大的马达，同时通过减少轮子之间的距离并有效的利用轮子之间的剩余空间来减少空间要求。

根据一个进一步的实施例方式，驱动单元包括：第一马达，其经由第一齿轮结构驱动耦合第一轮；和第二马达，其经由第二齿轮结构驱动耦合第二轮，其中，所述第一和第二马达沿驱动单元的纵向延伸方向串联布置。串联布置是指在驱动单元的纵向延伸方向上前后布置。提供驱动两个轮子中的每个轮子的一个相应马达，以允许驱动单元能够独立地驱动所述第一和第二轮，并在飞机转弯时，提供所需的轮速差。例如，为了让飞机向右转或向左转，可以采用控制马达来转动行走机构支腿。提供给控制马达的控制信号也可以提供给所述第一和第二马达，使这些马达根据所需的转弯半径来驱动所述第一和第二轮。因此，可以减少飞机转弯时的轮子装置的轮胎和其他组件的磨损。通过以不同的速度驱动所述第一和第二轮使得飞机转弯也成为可能。第一和第二马达的串联布置允许两个马达的空间有效地定位，提供两个马达只增加了驱动单元的纵向延伸，而未增加横向延伸。因此，提供两个马达不会对第一和第二轮之间用来容纳驱动单元的距离产生影响。因此，实现了对第一轮和第二轮的改进的驱动，同时又确保整个飞机行走机构的空间高效布置。

根据进一步的实施方式，运行中的第一马达驱动第一锥齿轮，而第一锥齿轮经由第一齿轮结构驱动耦合到所述第一轮，运行中的第二马达驱动第二锥齿轮，而第二锥齿轮经由第二齿轮结构驱动耦合到所述第二轮。所述第一和第二锥齿轮允许改变由第一和第二马达驱动的元件的旋转轴线的方向。特别地，第一和第二马达的轴的旋转可以导致其他齿轮元件的旋转，这些元件不与马达轴对齐或平行，分别属于第一和第二齿轮结构。更特别地，可以实现驱动部件的旋转轴线的90°回转。因此，其旋转轴线与共同轮轴线重合或平行的齿轮结构部件可以通过第一和第二锥齿轮来驱动。然后，这种旋转能以方便的方式传递给第一和第二轮。

根据进一步的实施方式，第一及第二马达以同轴方式布置。这种布置允许对空间的高效使用，因为在驱动单元中只有一个共同的旋转轴线，第一和第二马达都围绕该轴线布置。因为不需要两个侧向偏移的用于驱动轮子的马达轴，驱动单元的横向延伸可以保持在最小值。

根据进一步的实施方式，第一马达具有第一马达轴，第二马达具有第二马达轴，第一马达轴是中空的并围绕第二马达轴布置。这种一个中空马达轴围绕另一个马达轴的布置确保了可以将第一和第二马达以同轴方式布置，而且可以实现完全独立的对第一和第二轮的驱动。

在特定的实施方式中，第一和第二马达是电动马达或液压马达。

在进一步的实施方式中，第一齿轮结构包括第一齿轮元件，第一齿轮元件具有第三锥齿轮和第一齿轮元件轴；第二齿轮结构包括第二齿轮元件，第二齿轮元件具有第四锥齿轮和第二齿轮元件轴，第一及第二齿轮元件轴的其中一个具有中空部分，而第一及第二齿轮元件轴的另一个支撑在该中空部分内。第一和第二齿轮元件的旋转轴线可对齐。一个齿轮元件支撑在另一个之内的方式允许实现从第一马达到第一轮以及第二马达到第二轮的两个独立能量传递的高度紧凑和稳定布置。第一锥齿轮可以与第三锥齿轮啮合，而第二锥齿轮可以与第四锥齿轮啮合。通过这种方法，实现了第一传动比级。第一和第三锥齿轮之间的传动比可以与第二及第四锥齿轮之间的传动比相同。第一和第二马达产生的功率通过同轴的马达轴传递给两个齿轮元件，这两个齿轮元件在同一轴线上对齐，但在横向上相对于彼此移位。实现了紧凑的功率传递，且在输出端提供了两个横向布置具有独立的旋转速度的齿轮元件。由于一个齿轮元件支撑在另一个内，驱动单元的横向尺寸被保持在最低限度。

根据另一个实施方式，驱动单元包括一个马达和一个差动齿轮，该马达通过差动齿轮驱动结合到第一和第二轮。提供差动齿轮允许在飞机转弯时对轮子速度进行机械调整。因此，两个轮子可以由一个马达来驱动，而该差动齿轮通过依据给定的转弯半径来机械调整轮子速度，确保了减少轮胎和其他轮结构部件的磨损与损伤。差动齿轮可以是集成的差动齿轮，这意味着它集成到一个齿轮箱中。马达可包括用于与差动齿轮啮合的锥齿轮。以这种方式，实现了由驱动单元的纵向延伸方向到共同轮轴线的平行或同轴方向的动力传递轴的高效旋转。差动齿轮经由第一和第二齿轮结构可分别结合到第一和第二轮。此外，该差动齿轮可以是锥差动齿轮、行星差动齿轮或球差动齿轮。该马达可以是电动马达或液压马达。

根据另一个实施方式，驱动单元包括：与第一轮轴齿轮啮合以便驱动第一轮的第一输出级齿轮，第一轮轴齿轮结合到第一轮，和与第二轮轴齿轮啮合以便驱动第二轮的第二输出级齿轮，第二轮轴齿轮结合到第二轮，其中，第一和第二输出级齿轮在共同的输出级轴线上对齐，该轴线基本上与驱动单元的纵向延伸方向正交。共同的输出级轴线可与共同轮轴线平行。以这种方式，提供的驱动单元可以具有两个输出级齿轮，其可以是圆形的外齿轮，能够同时与耦合到第一和第二轮上的两个轮轴齿轮啮合。作为一个整体，驱动单元具有上述讨论过的优点，其纵向延伸方向处于与共同轮轴线正交的平面内，此外，提供与纵向延伸方向正交的输出级齿轮则确保了可以实现驱动单元与轮结构之间的简单的选择性啮合。所述第一及第二输出级齿轮和所述第一及第二轮轴齿轮（可以是圆形外齿轮）的组合允许在驱动单元外部建立传动比级。由于输出级齿轮可具有小的直径，而轮轴齿轮可具有大的直径，因而可以实现具有大的传动比的减速传动级，这有助于利用紧凑型马达来产生足够的转矩。因此，该传动比级是除实施在驱动单元内的所有传动比之外的，这有助于保持驱动单元的紧凑。需要指出的是，术语“耦合”，其被用来表示第一及第二轮轴齿轮和第一及第二轮之间的连接，是指在这些元件之间的旋转固定连接。它意图涵盖所有允许将转矩由第一及第二输出级齿轮分别传递给第一及第二轮轴齿轮并最终传递给第一及第二轮的所有连接方式。术语“耦合”并不排除异常情况的布置，例如：在旋转固定布置中提供一个间隙，或者在转矩超出预定阈值时使旋转固定有意的失效。

在进一步的实施方式中，所述第一和第二齿轮结构分别包括行星齿轮。行星齿轮允许以非常紧凑的方式实现旋转速度的降低以及转矩的相应提高。通过行星齿轮系，不需要多少空间就可以在驱动单元内实现传动比级。加上与锥齿轮相关的传动比级和与输出级齿轮及轮轴齿轮相关的传动比级，三个减速级可以以非常紧凑的方式实现。锥齿轮级允许由马达轴方向到与共同轮轴线对齐或平行方向的旋转轴线的90°的变化。而驱器单元输出端的减速级则允许便利的实现驱动单元的两个输出级齿轮分别和耦合到第一及第二轮的轮轴齿轮的同时啮合。

在进一步的实施方式中，通过在第一和第二轮轴齿轮的大致径向方向上移动所述第一和第二输出级齿轮，所述第一和第二输出级齿轮选择性地与第一和第二轮轴齿轮啮合。术语选择性啮合是指时间选择性啮合。换句话说，在某些时间点上，输出级齿轮啮合轮轴齿轮，而在其它时间点上，输出级齿轮与轮轴齿轮则呈脱开状态。因此，选择性地啮合是指两个既可以啮合也可以脱开的实体之间的连接。在第一和第二轮轴齿轮的大致径向方向上移动意味着，在脱开操作过程中，共同的输出级齿轮轴线基本上处于由共同轮轴线和在啮合位置的共同输出级轴线所限定的径向运动平面内。

第一及第二输出级齿轮的移动可通过枢轴旋转驱动单元或横向位移驱动单元来实现。本质上，枢轴旋转驱动单元阻止了共同输出级轴线停留在径向运动平面内。然而，通过将（输出级齿轮与轮轴齿轮的）啮合点与枢轴轴承（例如，用于将驱动单元连接到行走机构支腿的枢轴安装结构）之间的距离选择为比较大，脱开操作可以在第一、第二轮轴齿轮的几乎径向方向上实现。横向位移意味着驱动装置被移动，且该移动不包括任何驱动单元相对于其余飞机行走机构的旋转分量。径向的啮合/脱开方向使得可以进行平滑的啮合操作，这可以使第一及第二输出级齿轮和第一及二轮轴齿轮的磨损和损伤较低。典型地，在齿轮的啮合/脱开过程中，输出级齿轮的共同轴线始终与轮轴齿轮的共同轴线保持平行，但二者之间的距离减少/增加。

特别地，第一和第二输出级齿轮的移动对应着第一和第二输出级齿轮的相应齿朝第一和第二轮轴齿轮两个相应齿之间的相应啮合空间进行的大致的直线运动。术语“直线运动”用来描述相应齿沿连接轮轴齿轮中心、轮轴齿轮槽底（foot arch）、输出级齿轮的齿顶（tip arch）和输出级齿轮中心的连线的移动。啮合是指输出级齿轮的齿顶朝向轮轴齿轮槽底的运动，而脱开是指输出级齿轮的齿顶远离轮轴齿轮槽底、并可能经过轮轴齿轮齿顶的运动。这种类型的啮合运动使得齿轮齿的磨损和损害为最小。当然，当输出级齿轮与轮轴齿轮都在旋转运动中时，齿朝啮合空间的直线运动只是在时间上发生的一个实例，邻近的齿和空间的直线运动则在下一个实例中发生。

驱动单元还可以包括集成的自由轮配置。自由轮配置防止将轮轴齿轮的旋转传递给驱动单元的马达，即便是在驱动单元处于啮合位置时。因此，当观察从马达到轮的正常运行动力流时，在从马达到输出级齿轮的动力传递路径的某个点上，可以为某个级配备超速离合器或类似物，以防止动力由下游元件往上游元件传递。这样的自由轮配置允许在驱动单元的马达故障时，让飞机保持滚动。故障马达不会阻碍轮子的旋转。此外，对于驱动单元和第一及第二轮轴齿轮的啮合过程，自由轮配置保证了轮轴齿轮速度和输出级齿轮速度的同步，从而防止了在啮合操作中，由于非同步啮合而导致齿轮严重损坏。自由轮配置可以结合到描述过的齿轮配置中存在的任意旋转固定耦合中去。例如，第一和第二输出级齿轮相对于所述第一和第二齿轮结构的耦合可以具有集成的自由轮配置。可选的，第一和第二行星齿轮的第一和第二环形齿轮可以具有集成的自由轮配置。自由轮配置可以机械实现。自由轮配置的自由轮方向可以是可逆的。这使得自由轮配置的好处在用驱动单元驱动飞机前进和后退时都可以体现出来。

在进一步的实施方式中，驱动单元包括一个自安全（self-securing）的啮合/脱开机构。这种自安全的啮合/脱开机构防止了驱动单元和轮结构的意外啮合，这种意外啮合可以导致飞机起落架的意外动作，特别是飞机起飞和降落过程中，这是潜在的高度危险。该自安全的啮合/脱开机构可以具有双臂曲柄。此外，自安全的啮合/脱开机构能以气动、液压或电动的方式操作。

在进一步的实施方式中，驱动单元包括啮合/脱开机构，该机构适于通过检测轮子速度并调节马达速度来同步第一及第二输出级齿轮和第一及第二轮轴齿轮的旋转速度。因此，可以实现第一和第二输出级齿轮与第一和第二轮轴齿轮的同步角速度，这允许这些齿轮精确啮合，从而降低齿轮的磨损和损耗。该驱动单元可以包括一个控制单元，其与测定轮子速度的传感器通讯并产生用于驱动单元的马达的控制命令。在提供有两个用于驱动第一和第二轮的独立马达的情况下，可以设置两个用来测量轮子速度的传感器，控制单元可以产生用来独立控制两个马达的两个控制命令。

在其他实施方式中，驱动单元可以包括用于检测齿轮齿的相对定位以实现第一及第二输出级齿轮与相应的第一及第二轮轴齿轮的定向啮合的感测装置。采用对齿轮齿位置的直接测量可获得齿轮的高度精确啮合，因为可以直接获得齿轮的相对位置来用于驱动单元的马达控制，齿轮的相对位置是对于齿轮的磨损和损耗有决定性作用的变量。输出级齿轮的旋转位置可以通过单独的传感器（例如增量编码器，旋转变压器，或其他位于输出级齿轮上的位置传感器）来确定。当马达为电动马达时，其通常包括用于确定马达位置的位置传感器，其输出将用于确定输出级齿轮的位置，其中该测定考虑了齿轮箱的传动比。轮轴齿轮的位置也可以通过集成在行走机构支腿中的位置传感器来确定。飞机行走机构可以包括ABS刹车系统，在这种情况下，可以采用ABS刹车系统中的位置传感器的输出来确定所述轮轴齿轮的位置。用于确定所述轮轴齿轮位置的位置传感器可以安装到驱动单元上。位置传感器可以是一个光学或电感传感器，其测量到轮轴齿轮的齿的距离或由轮轴齿轮的齿触发。以这种方式，可以非常精确地确定齿之间的空间的位置。

根据另一个实施方式，飞机行走机构包括设置在共同轮轴线上的至少一个第一轮和第二轮，以及上面任一实施方式中提及的驱动单元。飞机行走机构可包括第一轮轴齿轮，其耦合第一轮，并与驱动单元的第一输出级齿轮啮合；第二轮轴齿轮，其耦合第二轮，并与驱动单元的第二输出级齿轮啮合。

飞机行走机构还可具有支撑第一和第二轮的行走机构支腿，驱动单元安装到该行走机构支腿上。轮子可以由行走机构支腿通过轮轴组件支撑。该到行走机构支腿上的连接可以实现驱动单元到飞机行走机构的稳固连接。驱动单元的纵向延伸方向可以是基本上平行于行走机构支腿。这种配置允许采用第一轮和第二轮之间的空间来定位驱动单元，从而形成一个整体空间高效的飞机行走机构。特别地，用于在飞行过程中存放飞机行走机构的装载空间被保持在小值。此外，将驱动单元平行于行走机构支腿平行定位，确保了只由驱动单元引入最小的额外气动阻力。

在进一步的实施方式中，飞机行走机构适于被用作机首（nose）行走机构或主行走机构。此外，第一和第二轮轴齿轮可以安装到相应的第一和第二轮的轮缘上。第一和第二轮缘是用于安装所述第一和第二轮轴齿轮的非常合适的结构，因为它们本质上是适于承载整个飞机重量的稳定结构，而且设计为在飞行过程中以及在地面上承受极端的环境条件。第一和第二轮轴齿轮可以是渐开线齿轮或摆线齿轮或圆弧齿轮(Wildhaber-Novikov齿轮)或准双曲面齿轮。渐开线齿轮和摆线齿轮尤其适于承受飞机行走机构不利环境中的磨损和损耗，在该环境中通常会积聚大量的污物。圆弧齿轮可以具有特别高的承载能力。特别是结合齿轮的径向啮合/脱开，圆弧齿轮也可以实现轮轴齿轮的优异耐久性。

附图说明

本发明将通过附图中展示的示例性实施方式来进行详细说明，其中：

图1显示了根据本发明的第一示例性实施方式的飞机行走机构的三维示意图。

图2显示了根据本发明的第一示例性实施方式的飞机行走机构的截面图。

图3是图2中所示截面的局部放大图。

图4是根据本发明的第一示例性实施方式的飞机行走机构的进一步截面图。

图5a是图4中所示截面的局部放大图。

图5b是图5a的局部放大图，其中驱动单元处于脱开位置。

图6是根据本发明的第二示例性实施方式的飞机行走机构的截面图。

具体实施方式

图1显示了根据本发明的第一示例性实施方式的飞机行走机构2的三维示意图。飞机行走机构2包括第一轮4和第二轮6，其通过轴组件12相连。第一和第二轮4、6在几何意义上在共同的轮轴线A上对齐。第一轮4包括第一轮缘32，其配有第一轮轴齿轮8。第二轮6包括第二轮缘34，其配有第二轮轴齿轮10。第一和第二轮轴齿轮8、10可以通过任何合适的方式安装到第一和第二轮4、6的第一和第二轮缘32、34上，只要其允许轮缘和轮轴齿轮之间的固定转动连接。该轮缘与轮轴齿轮还可以分别制一体形成，即第一轮缘32和第一轮轴齿轮8可以一体形成，第二轮缘34和第二轮轴齿轮10可以一体形成。通过这种方式，可以获得第一和第二轮轴齿轮8、10与第一及第二轮4、6之间的固定结合，从而使得传递给第一和第二轮轴齿轮8、10的旋转运动可以传递给第一及第二轮4、6。第一和第二轮轴齿轮8、10是圆形外齿轮，其齿笔直的布置在外齿轮的轴向边缘间并与之垂直。

飞机行走机构2还包括沿支腿轴线D延伸的行走机构支腿14和驱动单元16，驱动单元16与行走机构支腿14相连。该驱动单元16包括第一马达18和第二马达20，齿轮箱26，第一输出级齿轮22和第二输出级齿轮24。第一和第二马达18、20沿共同的纵向轴线C布置，纵向轴线C也是驱动单元16的纵向延伸方向。第一和第二输出级齿轮22、24沿共同的输出级轴线B布置。驱动单元16可移动的安装在行走机构支腿14上，从而第一及第二输出级齿轮22、24可以选择性的与第一及第二轮轴齿轮8、10啮合。啮合操作将使第一及第二输出级齿轮22、24同时与第一及第二轮轴齿轮8、10啮合。第一马达18与第一输出级齿轮22可驱动地结合，第二马达20与第二输出级齿轮24可驱动地结合。通过这种方式，第一及第二轮4、6可以由第一及第二马达18、20以不同的速度驱动，从而使得配备了飞机行走机构2的飞机可以在机场上或空港的机动区上非常容易的转弯。齿轮箱26提供齿轮箱传动比。输出级齿轮22、24和轮轴齿轮8、10也提供输出传动比。齿轮传动比与输出传动比综合起来使得可以采用相对非常小的马达来驱动大型飞机，该小马达可以放置在行走机构支腿14的前面，延伸进第一及第二轮4、6之间的空间。传动比将第一及第二马达18、20的高马达速度转换为在滑行操作过程中驱动飞机所需的大量扭矩。

在图1所示的示例性实施方式中，第一及第二马达18、20是电动马达。但是，驱动单元16也可以配备液压马达。

图2是图1中的飞机行走结构2的截面图。该截面位于行走机构支腿14之前与轮轴线平行。第一及第二输出级齿轮22、24在其上对准的输出级轴线位于该截面内，从而使驱动单元16沿着驱动单元的纵向延伸线被界面对半切开，即附图2中的截面显示了驱动单元16的内部。图2中的飞机行走驱动机构2对应附图1中的行走驱动机构，相同的附图标记用于类似的元件。图2很好的显示了第一及第二轮轴齿轮8、10安装在第一及第二轮缘32、34上。

第二马达20包括延伸穿过第一马达18的第二马达轴30。第一马达18包括中空的并绕第二马达轴30布置的第一马达轴28。在图2所述的示例性实施方式中，第一马达轴28沿第二马达轴30的一小部分延伸。第一及第二马达18、20同轴布置，即第一马达轴28和第二马达轴30的中心轴线相同，并与限定了第一及第二马达的纵向延伸方向的轴线C相同。再次指出，术语“轴线”以其几何意义应用。

第一马达18和第二马达20前后布置，即从齿轮箱来看它们是以一个位于另一个之后的关系布置，或者如图2中的截面所示，它们是以一个位于另一个之上的关系布置。当观察者位于飞机的飞机行走机构2之前时，该观察方向大致与观察者的观察方向对应。第一及第二马达18、20的同轴布置使得可以提供两个沿驱动单元16的纵向延伸方向共同延伸的马达。换言之，这两个马达大致相等的从它们的共同轴线出发在与共同轴线正交的所有方向延伸，特别是在由共同轮轴线方向限定的侧向上延伸。

图3是图2中央所示的齿轮箱部分的放大图。图3显示了第一马达18的第一马达轴28和第二马达20的第二马达轴30的末端部分。第一马达轴28在其末端部分具有第一锥齿轮38。第二马达轴30在其末端部分具有第二锥齿轮40。齿轮箱26还包括第一齿轮元件42和第二齿轮元件44。第一齿轮元件42具有与第一锥齿轮38啮合的第三锥齿轮54。第二齿轮元件44具有与第二锥齿轮40啮合的第四锥齿轮56。第一齿轮元件42还包括第一齿轮元件轴66，第二齿轮元件44还包括第二齿轮元件轴68。第一齿轮元件轴66和第二齿轮元件轴68沿一条共同轴线对准。在图3中的示例性实施方式中，第一和第二齿轮元件轴66、68的轴线与输出级轴线重合，而第一及第二输出级齿轮22、24对齐在该输出级轴线上。第一及第二齿轮元件轴分别从齿轮箱26的中央部分向布置在齿轮箱26的侧端的第一及第二输出级齿轮22、24延伸。这可以从图2中最好的看出来。借助于第一到第四锥齿轮，第一及第二马达轴28、30的旋转将带动第一及第二齿轮元件42、44旋转。通过该方式，第一及第二齿轮元件42、44的旋转轴线与第一及第二马达轴28、30的旋转轴线正交。

第一齿轮元件轴66朝向齿轮箱26中央部分的部分是中空的。第二齿轮元件轴68朝向齿轮箱26中央部分的部分支撑在第一齿轮元件轴66内部。该第二齿轮元件轴68在第一齿轮元件轴66内的支撑使得第一及第二齿轮元件轴66、68可以精确而稳定的对准，第一及第二齿轮元件42、44作为整体也可以精确而稳定的对准。第二齿轮元件轴68通过第一复合轴向径向轴承70和径向轴承72支撑在第一齿轮元件轴66内。

齿轮箱26还包括第一行星齿轮46和第二行星齿轮48，它还包括第三齿轮元件62和第四齿轮元件64。第一行星齿轮46耦合第一齿轮元件42至第三齿轮元件62，第二行星齿轮48耦合第二齿轮元件44至第四齿轮元件64。

齿轮箱26包括第一内齿轮50，其用作第一行星齿轮46的齿环。第一齿轮元件42包括第一外齿轮部分58，其用作第一行星齿轮46的太阳轮。第三齿轮元件62包括第一组行星齿轮74。第一组行星齿轮74与第一内齿轮50及第一外齿轮58啮合。通过这种方式，第一外齿轮部分58，第一组行星齿轮74和第一内齿轮50构成了第一行星齿轮46。

齿轮箱26还包括第二内齿轮52，其用作第一行星齿轮48的齿环。第二齿轮元件44包括第二外齿轮部分60，其用作第二行星齿轮48的太阳轮。第四齿轮元件64包括第二组行星齿轮76。第二组行星齿轮76与第二内齿轮52及第二外齿轮部分60啮合。通过这种方式，第二外齿轮部分60、第二组行星齿轮76和第二内齿轮52构成了第二行星齿轮48。

第一齿轮元件轴66的外段，即第一齿轮元件轴66朝向第一输出级齿轮22的那部分，通过第二复合轴向径向轴承78支撑在第三齿轮元件62的凹槽中。通过这种方式，可以获得第一齿轮元件42和第三齿轮元件62之间的稳定对齐，从而使得第一行星齿轮46可靠的运行。第二齿轮元件轴68的外段，即第二齿轮元件轴68朝向第二输出级齿轮24的那部分，通过第三复合轴向径向轴承80支撑在第四齿轮元件64的凹槽中。通过这种方式，可以获得第二齿轮元件44和第四齿轮元件64之间的稳定对齐，从而使得第二行星齿轮48可靠的运行。

第三齿轮元件62通过第四复合轴向径向轴承82支撑在齿轮箱26的外壳上。同样的，第四齿轮元件64通过第五复合轴向径向轴承84支撑在齿轮箱26的外壳上。第一输出级齿轮22安装在第三齿轮元件62上，第二输出级齿轮24安装在第四齿轮元件64上。这种安装可以采用任意合适的方式进行，只要允许第三及第四齿轮元件62、64和第一及第二输出级齿轮22、24之间的旋转固定连接。

通过第一及第二齿轮元件42、44相互之间的支撑、第三及第四齿轮元件62、64和第一及第二齿轮元件42、44以及齿轮箱26的外壳之间的支撑，实现了第一到第四齿轮元件之间的对齐，这可以实现紧凑而稳定的齿轮结构，其用于将旋转能量从第一及第二马达轴28、30传递给第一及第二输出级齿轮22、24。上述的齿轮结构还能允许以一种非常紧凑的方式实现第一马达轴28到第一输出级齿轮22、以及第二马达轴30到第二输出级齿轮24的独立可驱动耦合。这允许把驱动单元16放置到飞机行走机构高度节省空间（highly space-critical）的环境中。

参见图2和图3，将讨论由示例性齿轮结构获得的整体变速传动比。所述系统包括三个减速级。第一减速级分别发生在第一及第二锥齿轮38、40和第三及第四锥齿轮54、56之间。第二减速级分别由第一及第二行星齿轮46、48实现。第三减速级则分别发生在第一及第二输出级齿轮22、24和第一及第二轮轴齿轮8、10之间。第一和第二减速级都嵌入在齿轮箱26内，而第三减速级在齿轮箱的外面通过齿轮箱输出级与第一及第二轮4、6的相关齿轮之间的啮合来实现。

驱动单元16对第一及第二轮4、6的选择性驱动通过驱动单元和第一及第二轮轴齿轮8、10之间的选择性啮合来实现。选择性啮合机械结构是指这样一种机构，其允许两个元件、特别是两个齿轮啮合与脱开。啮合/脱开的点，即选择性啮合的点在旋转能量的传递方向上位于齿轮箱26的后面。换而言之，第一及第二马达轴28、30总是和齿轮箱内的齿轮装置，也即第一及第二减速级的齿轮装置保持啮合。驱动单元16和第一及第二轮4、6之间的选择性驱动通过位于驱动单元输出侧的选择性啮合来实现。

在所述的示例性实施方式中，第一减速级具有1.5-2.5之间的传动比。第二减速级具有3-4之间的传动比。第三减速级具有3.5-4.5之间的传动比。以这种方式，通过一个最大扭矩在500Nm-600Nm之间、最大转速在600-8000转/分之间的独立驱动单元来驱动最大起飞重量在70000kg-80000kg之间、机首轮需要10000-18000Nm的扭矩来滑行的飞机成为了可能。需要特别指出的是，这些数字只用作说明，仅仅是作为驱动单元和飞机行走机构的整体设计的一个例子而已。

驱动单元可以是没有主涡轮发动机的帮助下滑行飞机。主涡轮发动机用于飞机的起飞、降落以及飞行，而当配有上述驱动单元时，在机场的机动过程中就可以关闭主涡轮发动机。运行驱动单元的能量可以由现有飞机上通常配备的辅助动力单元来提供。辅助动力单元是比主涡轮发动机小的燃气涡轮发动机。其通常在飞机起飞前运行以为飞机提供电能，例如用来运行机舱空调系统、乘客娱乐系统和其他飞机应用。辅助动力单元能用于提供电能和/或用于液压马达的液压。可选的，可以有用于驱动单元的独立能量源，例如燃料电池或充电电池。

图4是图1、2中展示的飞机行走机构2的进一步的截面图。该截面垂直于轮轴线，基本上在轮轴线和行走机构支腿的中间位置将其剖开。图4中的截面在图2中标记出来了，箭头X-X表示观察方向。图4显示了驱动单元的纵向延伸方向处于与共同轮轴线A垂直的平面内。

图4显示了处于与第一及第二轮轴齿轮8,10啮合的位置的驱动单元。更具体的，第一及第二输出级齿轮22、24与第一及第二轮轴齿轮8、10啮合，这样第一及第二马达18、20就分别与第一及第二轮4、6可驱动地耦合。在啮合位置，驱动单元16的纵向延伸方向基本与行走机构支腿14平行。

以下将更详细的说明驱动单元16在行走机构支腿14的安装。驱动单元16包括安装臂88。行走机构支腿14具有用于安装驱动单元16的支撑部分86。支撑部件86与安装臂88以允许驱动单元16相对于行走机构支腿14转动的方式相连接。换言之，在支撑部分86与安装臂88之间建立枢轴连接。在图4的示例性实施方式中，安装臂88配有用于接纳安装螺栓、螺钉、棒等的孔。支撑部分86具有用于接纳驱动单元的安装臂88的凹槽，在支撑部分的凹槽的每个外侧各有一块板，其中一块板在图4的截面图中示出。支撑部分86的这两块板上有与安装臂88上的孔对齐的孔，这样前面提及的螺栓、螺钉、棒等就可以定位并延伸穿过安装臂88上的孔和支撑部分86上的孔。通过这种方法，支撑部分86与安装臂88相连，螺栓、螺钉、棒等的中心轴线就是驱动单元16相对于行走机构支腿14转动的枢轴线。

图5a是图4中所示的驱动单元16与行走机构支腿14之间的安装布置的放大图。图5b是图5a中的安装布置在驱动单元16相对于第一及第二轮轴齿轮8、10处于脱开位置时的放大图。

驱动单元16包括啮合/脱开机构90。该驱动单元还包括啮合控制臂94，啮合/脱开机构90例如通过螺栓、螺钉、棒等结合到啮合控制臂94上。啮合/脱开机构90包括具有致动器92和连接元件96的双臂曲柄。致动器92和连接元件96以能够相对于彼此旋转的方式连接，例如通过螺栓、螺钉、棒或类似物来连接。连接元件96是啮合/脱开机构90的一部分，其与啮合控制臂94相连。致动器92的一端被固定到支撑部分86上。另一端则具有连接元件96的连接。致动器92具有在其纵向延伸方向上的可变长度，该段长度位于固定到支撑部分86的一端和连接到连接元件96的另一端之间。致动器92的长度改变将使致动器92和连接元件96之间的连接沿支撑部分86的凹槽的底部平面98移动，该凹槽用于接收驱动单元16的安装臂88。这将引起连接元件96、啮合控制臂94和驱动单元16的相应运动。致动器92可以是电动、液压或气动致动器。致动器92的运作使得致动器92的长度发生变化，这可以通过提供一个滑动定位在致动器92中的活塞来实现。

在图5a中，显示的是驱动单元16处于相对于所述第一和第二轮轴齿轮啮合的位置。在啮合位置，致动器92的长度是最小的。连接元件96被拉向行走机构支腿14，其相应地将啮合控制臂94拉向行走机构支腿14。进而又将驱动单元16的下部，即驱动单元16位于安装臂88下方的部分，拉向行走机构支腿14。这将导致第一和第二输出级齿轮与第一和第二轮轴齿轮啮合。

在图5b中，显示的驱动单元16处于相对于第一和第二轮轴齿轮脱开的位置。与图5a相比，致动器92的长度延长了。这导致了，与图5a中的位置相比，致动器92和连接元件96之间的连接从行走机构支腿14向下移到支撑部分86的凹槽的底平面98。连接元件96同样也处于远离行走机构支腿14的位置，这导致驱动单元的啮合控制臂94也进一步远离行走机构支腿14，从而使驱动单元16相对于第一和第二轮轴齿轮脱开。因此，致动器92的长度决定了当前是啮合还是脱开状态。因此，通过改变致动器92的长度来实现驱动单元16的啮合/脱开。

致动器92和连接元件96形成一个双臂曲柄，这使得啮合/脱开机构90可以是自安全的，这将在下面讨论。如图5b所示，在脱开位置，连接元件96的取向基本上垂直于底面98。驱动单元16的重量部分由安装臂88支撑，部分由连接元件96支撑。通过连接元件96，垂直于底面98的力被施加到支撑部分86上。由于该力垂直于底面98，因此在脱开位置，驱动单元的重量不会产生任何使致动器92和连接元件96之间的连接沿底面98移动的力。因而，在脱开位置，不需要致动器来提供力来维持驱动单元16的脱开。因此，如果驱动单元在脱开位置而致动器发生故障，不会出现第一和第二轮轴齿轮无意中与驱动单元16相啮合的危险。驱动单元16和轮结构的啮合需要致动器92的主动操作。因此，不会由于不必要的啮合而造成对驱动单元16或轮结构的损害，例如在飞机的着陆过程中，轮子由于飞机的着陆速度而高速旋转时。此外，它确保了驱动单元16是没有安全隐患的，因为不必要的啮合在起飞或着陆期间可能会产生严重的后果。因此，啮合/脱开机构90被认为是自安全的。

图6显示了根据本发明的第二实施方式的飞机行走机构的一部分。在很大程度上，图6中的第二实施方式与图1至5中的第一实施方式相对应，因此相同的部件用相同的附图标记来表示。出于简洁的考虑，省略了对相同部件的描述。但图6中显示的飞机行走机构2的第二实施方式的驱动单元16有部分不同设计。图6中的驱动单元16只有一台马达120。马达120包括马达轴130，其具有锥齿轮140。锥齿轮140与差动齿轮150的锥齿轮152啮合。如相对于图3所述，差动齿轮150通过第一及第二行星齿轮46、48分别结合到第三和第四齿轮元件。差动齿轮150包括第一轴部166和第二轴部168。如相对于图3所述，第一轴部166支撑在第三齿轮元件62的凹槽内。如相对于图3所述，第二轴部168支撑在第四齿轮元件64的凹槽内。通过将第一和第二轴部166、168支撑在第三和第四齿轮元件62、64内，可以实现差动齿轮150和第三及第四齿轮元件62、64之间的稳定对齐。

差动齿轮150允许第三和第四齿轮元件62、64以不同的速度旋转。相应的，这允许第一和第二输出级齿轮22、24以及第一和第二轮4、6以不同的速度旋转。差动齿轮具有内在特性，即它可以根据在输出经受的阻力调整它的两个输出（即第一和第二差动齿轮轴166、168）的相对速度。这允许在转弯机动过程中以比内侧轮更快的速度驱动外侧轮。因此，当其行走机构配备了图6中的驱动单元16的飞机在机场转弯时，差动齿轮150确保了第一和第二轮根据所需的转弯半径来以各自的速度旋转。因此，如参照第一实施方式（图1至5）所述的，通过提供两个马达所能获得的轮胎及整个轮结构的低磨耗和低损伤，也可以通过提供差动齿轮150来获得。但是，为了获得相同的用于第一及第二轮4、6的驱动能力，马达120必须具备两倍于第一实施方式中的第一和第二马达18、20的功率。

Claims (31)

1.一种用于飞机行走机构（2）的驱动单元（16），该行走机构具有在共同轮轴线（A）上的至少一个第一轮（4）和一个第二轮（6），其特征在于，该驱动单元（16）可以驱动结合到所述第一和第二轮（4、6），如此该驱动单元（16）的纵向延伸方向（C）处于与共同轮轴线（A）正交的平面上。

2.根据权利要求1所述的驱动单元（16），其包括：

第一马达（18），其经由第一齿轮结构可驱动地结合到第一轮（4），

第二马达（20），其经由第二齿轮结构可驱动地结合到所述第二轮（6），

其中，所述第一和第二马达（18、20）沿驱动单元（16）的纵向延伸方向（C）串联布置。

3.根据权利要求2所述的驱动单元（16），其中，运行中的第一马达（18）驱动第一锥齿轮（38），而第一锥齿轮（38）经由第一齿轮结构可驱动地结合到第一轮（4），运行中的第二马达（20）驱动第二锥齿轮（40），而第二锥齿轮（40）经由第二齿轮结构可驱动地结合到第二轮（6）。

4.根据权利要求2或3所述的驱动单元（16），其中，第一及第二马达（18、20）以同轴方式布置。

5.根据权利要求2至4中任一项所述的驱动单元（16），其中，第一马达（18）具有第一马达轴（28），第二马达（20）具有第二马达轴（30），第一马达轴（28）是中空的并围绕第二马达轴（30）布置。

6.根据权利要求2至5 中任一项所述的驱动单元（16），其中，第一和第二马达（18、20）是电动马达或液压马达。

7.根据权利要求2至7中任一项所述的驱动单元（16），其中,

第一齿轮结构包括第一齿轮元件（42），第一齿轮元件（42）具有第三锥齿轮（54）和第一齿轮元件轴（66）；

第二齿轮结构包括第二齿轮元件（44），第二齿轮元件（44）具有第四锥齿轮（56）和第二齿轮元件轴（68），

第一及第二齿轮元件轴（66、68）的其中一个具有中空部分，而第一及第二齿轮元件轴（66、68）中的另一个支撑在该中空部分内。

8.根据权利要求1所述的驱动单元（16），其包括：马达（120）和差动齿轮（150），其中，该马达（120）通过差动齿轮（150）可驱动地结合到第一和第二轮​​（4、6）。

9.根据权利要求8所述的驱动单元（16），其中，所述马达（120）包括用于与差动齿轮（150）啮合的锥齿轮（140）。

10.根据权利要求8或9所述的驱动单元（16），其中，所述差动齿轮（150）通过第一和第二齿轮结构可分别结合到第一和第二轮​​（4、6）。

11.根据权利要求8至10中任一项所述的驱动单元（16），其中，所述差动齿轮（150）是锥差动型或行星差动型或球差动型。

12.根据权利要求8至11中任一项所述的驱动单元（16），其中，所述马（120）是电动马达或液压马达。

13.根据前面的权利要求中任一项所述的驱动单元（16），其包括：

可与第一轮轴齿轮（8）啮合的第一输出级齿轮（22），第一轮轴齿轮（8）与第一轮（4）结合，以便驱动第一轮（4），和

可与第二轮轴齿轮（10）啮合的第二输出级齿轮（24），第二轮轴齿轮（10）与第二轮（6）结合，以便驱动第二轮（6），

其中，第一和第二输出级齿轮（22、24）在共同的输出级轴线（B）上对齐，该轴线基本上与驱动单元（16）的纵向延伸方向（C）垂直。

14.根据权利要求2至13中任一项所述的驱动单元（16），其中，第一和第二齿轮结构分别具有行星齿轮（46、48）。

15.根据权利要求13或14所述的驱动单元（16），其中，通过在第一和第二轮轴齿轮（8、10）的大致径向方向上移动第一和第二输出级齿轮（22、24），所述第一和第二输出级齿轮（22、24）选择性地与第一和第二轮轴齿轮（8、10）啮合。

16.根据权利要求15所述的驱动单元（16），其中，第一和第二输出级齿轮（22、24）的移动对应着第一和第二输出级齿轮（22、24）的相应的齿朝向第一和第二轮轴齿轮（8、10）的相应的两个齿之间的相应啮合空间的大致直线运动。

17.根据权利要求15或16所述的驱动单元（16），其中，第一和第二输出级齿轮（22、24）的移动是通过驱动单元（16）的枢轴旋转或侧向移动实现的。

18.根据前述权利要求中任一项所述的驱动单元（16），其包括集成的自由轮配置。

19.根据权利要求18所述的驱动单元（16），其中，自由轮配置的自由轮方向是可逆的。

20.根据前述权利要求任一项所述的驱动单元（16），其包括自安全的啮合/脱开机构（90）。

21.根据权利要求20所述的驱动单元（16），其中，所述的自安全的啮合/脱开机构（90）具有双臂曲柄（92、96）。

22.根据权利要求20或21所述的驱动单元（16），其中，所述的自安全的啮合/脱开机构（90）以气动、液压或电动的方式操作。

23.根据权利要求13至22中任一项所述的驱动单元（16），其包括啮合/脱开机构，该机构适于通过检测轮速并调节马达转速使第一和第二输出级齿轮（22、24）的转速和第一和第二轮轴齿轮（8、10）同步。

24.根据权利要求23所述的驱动单元，其包括用于检测齿轮齿的相对定位以实现第一及第二输出级齿轮（22、24）与相应的第一及第二轮轴齿轮（8、10）的定向啮合的感应装置。

25.一种飞机行走机构（2），其包括设置在共同轮轴线（A）上的至少一个第一轮（4）和第二轮（6），以及根据权利要求1至24中任一项所述的驱动单元（16）。

26.根据权利要求25所述的飞机行走机构（2），其包括：第一轮轴齿轮（8），其结合到第一轮（4）并可啮合驱动单元（16）的第一输出级齿轮（22）；第二轮轴齿轮（10），其结合到第二轮（6）并可啮合驱动单元（16）的第二输出级齿轮（24）。

27.根据权利要求25或26所述的飞机行走机构（2），其具有支撑第一和第二轮（4、6）的行走机构支腿（14）​​，驱动单元（16）被安装到行走机构支腿（14）上。

28.根据权利要求27所述的飞机行走机构（2），其中，驱动单元（16）的纵向延伸方向基本上平行于行走机构支腿（14）。

29.根据权利要求25至28中任一项所述的飞机行走机构（2），其适于用作机首行走机构或主行走机构。

30.根据权利要求25至29中任一项所述的飞机行走机构（2），其中，第一和第二轮轴齿轮（8、10）安装到第一和第二轮（4、6）各自的轮缘（32、34）上。

31.根据权利要求25至30中任一项所述的飞机行走机构（2），其中，第一和第二轮轴齿轮（8、10）是渐开线齿轮或摆线齿轮或圆弧齿轮或准双曲面齿轮。

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