CN103303470A - 用于改变尾橇装配件部署位置的方法和设备 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于针对飞机最大旋转角定位尾橇装配件的方法和设备。可做出关于尾橇装配件将被部署成是用于起飞还是用于着陆的判定。基于尾橇装配件将被部署成是用于起飞还是着陆的判定，可识别出一组参数。使用该组参数可识别出飞机的所需最大旋转角。尾橇装配件可被部署为允许提供所需最大旋转角。

Description

用于改变尾橇装配件部署位置的方法和设备

技术领域

本发明一般涉及飞机起飞和着陆过程中的旋转，尤其是涉及改变飞机起飞和着陆过程中的最大旋转角的方法和设备。

背景技术

在飞机起飞和着陆过程中，飞机围绕通过飞机的俯仰轴线的旋转可造成飞机尾部与飞机开始起飞所离开的表面或是飞机着陆的表面接触。附接至飞机尾部下侧的尾橇装配件可被用于大体上防止飞机尾部与飞机开始起飞所离开的表面或是飞机着陆的表面接触。

以这种方式，表面将在要接触飞机尾部下侧之前接触尾橇装配件。进一步地，尾橇装配件可包含减震器，其吸收和/或分散响应于尾橇装配件的末端和表面之间的接触而产生的能量。

在尾橇装配件开始与表面接触之前，飞机可围绕俯仰轴线旋转的最大角可被称为飞机的“最大旋转角”。飞机起飞过程中所需的最大旋转角可能与飞机着陆过程中所需的最大旋转角不同。

基于当尾橇装配件开始与表面接触时所产生的能量的量（其中所述能量的量能够被尾橇装配件中的减震器吸收和/或分散）、飞机的长度、尾橇装配件末端和飞机尾部底部之间的距离和/或其他类型的因素，可以确定起飞和着陆时所需的最大旋转角。其他因素可包括，例如，但不限于，飞机在起飞和着落之间的重量的改变、由于燃料消耗导致的燃料重量的减少、着陆速度、起飞速度、具体机场特有的起飞和/或着陆要求、着陆场长度（LFL）和起飞场长度（TOFL）。

例如，与飞机起飞时的重量比较，飞机在着陆时可具有较轻的重量。该重量的减少可以是由，例如，但不限于，飞行过程中的燃料消耗、飞行过程中货物的丢弃和/或其他合适的因素所导致。

在飞机具有这样的重量减少的情况下，当飞机尾橇装配件的末端与飞机着陆的表面接触时所产生的能量，可能比在飞机不减少重量的情况下飞机起飞过程中所产生的能量要少。在着陆过程中所产生的较低能量可允许飞机在着陆过程中与起飞比较具有更大的最大旋转角。

另外，与着陆比较，飞机在起飞过程中可具有不同的离地距离要求。如在此使用的，飞机的“离地距离”可以是被构造成与表面接触的飞机尾橇装配件的最低部分和飞机尾部的底侧之间的距离。在着陆过程中飞机所需的离地距离比其在起飞过程中所需的离地距离要少。

进一步地，与较大的离地距离比较，较小的离地距离可允许飞机速度在着陆过程中减少至所需的速度。与较大的离地距离比较，较低的离地距离可允许较大的飞机最大旋转角。

对于一些当前可用的飞机，起飞和着陆之间的飞机最大旋转角是不可调整的。因此，可取地是具有考虑上述至少一些问题以及可能的其他问题的方法和设备。

发明内容

在示例性实施例中，尾橇装配件可包含细长形结构和部署装置。细长形结构可被连接至飞机的尾部。部署装置可被连接至细长形结构。部署装置可被构造成移动，以便细长形结构的部署位置改变至细长形结构的多个部署位置中的一个。

在另一个示例性例子，尾橇装配件可包含细长形结构和部署装置。细长形结构可具有第一末端和第二末端。第一末端可被连接至飞机的尾部。部署装置可被连接至细长形结构。部署装置可被构造成移动，以便细长形结构的第二末端和飞机尾部底部之间的距离改变至多个所选距离中的一个。

在又一个示例性例子中，可提供用于针对飞机最大旋转角来定位尾橇装配件的方法。可做出关于尾橇装配件将被部署成用于起飞还是着陆的判定。基于尾橇装配件将被部署用于起飞还是着陆的判定，可识别出一组参数。使用该组参数可识别出飞机的所需最大旋转角。尾橇装配件可被部署至允许提供所需最大旋转角。

在再一个示例性例子中，可提供用于针对飞机最大旋转角来定位尾橇装配件的方法。可做出关于尾橇装配件将被部署成是用于起飞还是着陆的判定。基于尾橇装配件将被部署成是用于起飞还是着陆的判定，可识别出一组参数。使用该组参数可识别出飞机的所需最大旋转角。可移动尾橇装配件中的部署装置，从而改变尾橇装配件中的细长形结构的部署位置。细长形结构可具有第一末端和第二末端，其中第一末端被连接至飞机的尾部。改变细长形结构的部署位置可改变细长形结构的第二末端和飞机尾部底部之间的距离，从而允许提供飞机的所需最大旋转角。

根据本发明的进一步方面，提供尾橇装配件，其包含被连接至飞机尾部的细长形结构和被连接至细长形结构的部署装置，其中部署装置被构造成移动以便细长形结构的部署位置改变至细长形结构的多个部署位置中的一个。有利地，部署装置被构造成在相对于细长形结构的第一位置和相对于细长形结构的第二位置之间旋转，以便当部署装置处于第一位置时细长形结构具有多个部署位置中的第一部署位置，以及当部署装置处于第二位置时细长形结构具有多个部署位置中的第二部署位置。优选地，细长形结构具有第一末端和第二末端，并且还包含与细长形结构第二末端相关联的且被构造成将与表面接触的接触构件，其中接触构件在细长形结构具有第一部署位置时距离飞机尾部为第一距离并且在细长形结构具有第二部署位置时距离飞机尾部为第二距离。优选地，细长形结构具有起飞期间的第一部署位置，以及细长形结构具有着陆期间的第二部署位置，其中在起飞期间接触构件和飞机尾部之间的第一距离要大于在着陆期间接触构件和飞机尾部之间的第二距离。优选地，处于第一部署位置的细长形结构允许提供飞机的第一最大旋转角，并且其中处于第二部署位置的细长形结构允许提供飞机的第二最大旋转角。优选地，细长形结构具有起飞期间的第一部署位置和着陆期间的第二部署位置，并且其中第二最大旋转角要比第一最大旋转角大。有利地，尾橇装配件还包含致动系统，其被构造成移动部署装置以便部署装置旋转，其中部署装置的旋转改变了细长形结构的部署位置。优选地，尾橇装配件还包含销件，其被构造成将部署装置连接至细长形结构，其中销件被插入穿过部署装置中的开口和杠杆中的细长开口，其中致动系统被构造成移动销件从而移动部署装置。优选地，尾橇装配件还包含细长形构件，其被连接至致动系统和部署装置，其中细长形构件被构造成在致动系统移动部署装置时产生力矩，其中该力矩造成部署装置旋转。优选地，致动系统包含液压致动器、线性致动器和气动致动器中的至少一个。有利地，部署装置具有偏心几何构型，其中部署装置的第一长度不同于部署装置的第二长度。有利地，细长形结构是杠杆，并且部署装置是凸轮。有利地，尾橇装配件还包含被连接至飞机尾部的减震器，其中部署装置被连接至减震器并且被构造成绕穿过减震器和部署装置之间的连接的轴线旋转。优选地，部署装置和减震器之间的连接包含紧固件、销件、开口和铰链中的至少一个。有利地，部署装置的移动改变了细长形结构的部署位置，从而改变了飞机的最大旋转角，其中飞机的最大旋转角是在起飞和着陆中的至少一者期间在尾橇装配件接触表面之前飞机能够绕俯仰轴线旋转的最大角。

根据本发明的又一个进一步方面，提供尾橇装配件，其包含：具有第一末端和第二末端的细长形结构，其中第一末端被连接至飞机的尾部；和被连接至细长形结构的部署装置，其中部署装置被构造成移动，以便细长形结构的第二末端和飞机尾部底部之间的距离改变至多个所选距离中的一个。

根据本发明的又一个进一步方面，提供用于针对飞机最大旋转角定位尾橇装配件的方法，本方法包含判定尾橇装配件将被部署成是用于起飞还是着陆、基于尾橇装配件将被部署成是用于起飞还是着陆的判定识别出一组参数、使用该组参数识别出飞机的所需最大旋转角以及部署尾橇装配件从而允许提供所需最大旋转角。有利地，部署尾橇装配件从而允许提供所需飞机最大旋转角的步骤包含，将尾橇装配件中的部署装置移至相对于尾橇装配件中的细长形结构的第一位置，以便细长形结构具有起飞期间允许提供飞机的第一最大旋转角的第一部署位置。有利地，部署尾橇装配件从而允许提供飞机的所需最大旋转角的步骤包含，将尾橇装配件中的部署装置移至相对于尾橇装配件中的细长形结构的第二位置，以便细长形结构具有着陆期间允许提供飞机的第二最大旋转角的第二部署位置。有利地，部署尾橇装配件从而允许提供飞机的所需最大旋转角的步骤包含，操作被连接至尾橇装配件中的部署装置的致动系统，从而移动部署装置，以便在起飞期间部署装置旋转至相对于尾橇装配件中的细长形结构的第一位置以及在着陆期间部署装置旋转至相对于细长形结构的第二位置，其中当部署装置处于第二位置时飞机的最大旋转角比当部署装置处于第一位置时的飞机最大旋转角要大。有利地，该组参数包括起飞场长度、着陆场长度、飞机长度、飞机重量、由飞机发动机系统所产生的推力、起飞速度、着陆速度、离地距离要求以及安全要求中的至少一个。有利地，部署尾橇装配件从而允许提供飞机的所需最大旋转角的步骤包含，旋转尾橇装配件中的部署装置，从而改变尾橇装配件中的细长形结构的部署位置，其中细长形结构具有连接至飞机尾部的第一末端和第二末端。优选地，旋转尾橇装配件中的部署装置从而改变细长形结构的部署位置的步骤包含，旋转部署装置以便细长形结构的第二末端和飞机尾部底部之间的距离改变至多个所选距离中的一个，其中该距离被构造成提供所需最大旋转角。

根据本发明的又一个进一步方面，提供用于针对飞机最大旋转角定位尾橇装配件的方法，其包含判定尾橇装配件将被部署成是用于起飞还是着陆、基于尾橇装配件将被部署成是用于起飞还是着陆的判定识别出一组参数、使用该组参数识别出飞机的所需最大旋转角以及移动尾橇装配件中的部署装置从而改变尾橇装配件中的细长形结构的部署位置，其中细长形结构具有被连接至飞机尾部的第一末端和第二末端，并且其中改变细长形结构的部署位置改变了细长形结构的第二末端和飞机尾部底部之间的距离从而允许提供飞机的所需最大旋转角。

在本公开的不同实施例中能够单独实现或在其他实施例中可以组合实现本特征和功能，参考下列描述和附图，能够明白其中的进一步细节。

附图说明

在附加权利要求中提出说明性实施例的新颖特征。然而，结合附图，参考下列本公开说明性实施例的详细描述，将更好地明白说明性实施例以及优选的使用模式、进一步目标以及其中的特征，其中：

图1示出根据说明性实施例的，以方框图形式示出的飞机尾橇装配件的方框图；

图2示出根据说明性实施例的飞机的尾橇装配件视图；

图3示出根据说明性实施例的尾橇装配件的透视图；

图4示出根据说明性实施例的尾橇装配件的透视图；

图5示出根据说明性实施例的尾橇装配件的横截面侧视图；

图6示出根据说明性实施例的尾橇装配件的横截面侧视图；

图7示出根据说明性实施例的尾橇装配件的端视图；

图8示出根据说明性实施例的尾橇装配件的端视图；

图9示出根据说明性实施例的尾橇装配件的凸轮的等轴测视图；

图10示出根据说明性实施例的尾橇装配件与表面接触时的飞机侧视图；

图11示出根据说明性实施例的尾橇装配件与表面接触的放大侧视图；

图12示出根据说明性实施例的尾橇装配件与表面接触时的飞机侧视图；

图13示出根据说明性实施例的尾橇装配件与表面接触的放大侧视图；

图14示出根据说明性实施例、以流程图的方式示出的用于针对飞机最大旋转角来定位尾橇装配件的过程的流程图；

图15示出根据说明性实施例的飞机制造和使用方法；以及

图16示出其中可实施说明性实施例的飞机。

具体实施方式

不同的说明性实施例认可和考虑不同的因素。例如，不同的说明性实施例认可和考虑这样的尾橇装配件是可取的，即其允许飞机在着陆过程中所具有的最大旋转角比在起飞过程中的最大旋转角要大。进一步地，不同的说明性实施例认可和考虑这样的尾橇装配件是可取的，即其不会为飞机添加不想要的重量、不想要的复杂性、不想要的加载路径和/或增加的修护成本。

因此，不同的说明性实施例提供用于在起飞和着陆之间改变飞机尾橇装配件中的细长形结构的部署位置的方法和设备。在一个说明性例子中，尾橇装配件可包含细长形结构和部署装置。细长形结构可被连接至飞机的尾部。部署装置可被连接至细长形结构。部署装置可被构造成移动，以便细长形结构的部署位置改变至细长形结构的多个部署位置中的一个。

现在参考附图，尤其是参考图1，根据说明性实施例，以方框图的形式示出飞机的尾橇装配件。如图所示，飞机100可具有带有尾部104的主体102。

在这些说明性实施例中，尾橇装配件106可被连接至尾部104。如本文所使用的，当一个组件可被“连接”至另一个组件时，这种连接为物理关联。例如，第一组件，例如尾橇装配件106，可以通过被固定至第二组件、粘结至第二组件、安装至第二组件、焊接至第二组件、紧固至第二组件和/或以一些其他合适的方式被连接至第二组件，从而被认为被连接至第二组件，例如飞机100的尾部104。

进一步地，第一组件可被直接地或间接地连接至第二组件。也就是，在第一组件和第二组件之间可存在额外的组件。当一个或更多个额外的组件存在于所述两组件之间时，第一组件可被认为是被间接地连接至第二组件。当第一组件被直接地连接至第二组件时，两组件之间不会存在额外的组件。在一些情况下，第一组件可还可以通过形成为第二组件的一部分和/或延伸部分而被连接至第二组件。

尾橇装配件106可被构造成在飞机100的起飞110、着陆112以及一些其他合适的飞行阶段中至少一者期间，大体上防止飞机100的尾部104与表面108接触。表面108可以是飞机100可进行着陆112的或是飞机100可进行起飞110所离开的任何表面。例如，但不限于，表面108可以是跑道的表面、长满草的表面、混凝土表面、被雪覆盖的表面、船板上的表面或一些其他合适的表面类型。

在这些说明性例子中，尾橇装配件106可包含减震器114、细长形结构113、接触构件117、部署装置119、致动系统120以及细长形构件122。减震器114可以是被构造成用于吸收和/或分散由冲击所导致的能量115的任何装置。特别地，减震器114可被构造成平缓由冲击导致的震动并且分散能量115。这些例子中能量115可包含动能。

进一步地，在这些说明性例子中，细长形结构113可采用杠杆116的形式。在一些情况下，杠杆116可被认为是尾橇装配件106的“尾橇”。另外，在这些例子中，部署装置119可采用凸轮118的形式。

减震器114和杠杆116可被连接至飞机100的尾部104。在一个说明性例子中，杠杆116和减震器114均可被连接至飞机100的尾部104中的结构124。结构124可采用例如但不限于结构面板、加强肋、机械装置或一些其他合适的结构类型。

如图所示，杠杆116可具有第一末端126和第二末端128。第一末端126在连接130处可被连接至飞机100的尾部104中的结构124。如本文中使用的，“连接”，例如连接130，可包含任何数量的紧固件、销件、铰链、开口和/或用于将第一组件（例如杠杆116）连接至第二组件（例如结构124）的其他合适组件。

进一步地，如本文中使用的，第一组件和第二组件之间的“连接”可允许第一组件和/或第二组件绕穿过该连接的轴线旋转。例如，杠杆116的第二末端128可绕穿过连接130的轴线132旋转。在这些说明性例子中，轴线132可以是固定的旋转轴线。

另外，在这些说明性例子中，接触构件117可与杠杆116的第二末端128相关联。如本文中使用的，当一个组件与另一个组件“关联”时，此关联可以是物理关联。例如，通过被固定至第二组件、粘结至第二组件、安装至第二组件、焊接至第二组件、紧固至第二组件和/或以一些其他合适的方式被连接至第二组件，可认为第一组件（例如接触构件117）与第二组件（例如杠杆116）关联。可还可以通过使用第三组件将第一组件连接至第二组件。可还认为第一组件通过形成为第二组件的一部分和/或延伸部分而与第二组件关联。

在一个说明性例子中，接触构件117可以是被构造成附接至杠杆116的第二末端128的单独的组件。当然，在其他说明性例子中，接触构件117可以是杠杆116的一部分。接触构件117可被构造成与表面108接触。尤其是，接触构件117可在尾部104底侧接触表面108之前开始与表面108接触。

接触构件117可采用各种形式。在这些所示例子中，接触构件117可采用“鞋状物”形式。然而，在其他说明性例子中，接触构件117可采用例如但不限于盖子、辊、防滑板、罩或被选择成与表面108接触的一些其他合适的构件类型的形式。在这些说明性例子中，接触构件117可以是可移除的且是可替换的。

凸轮118在连接134处可被连接至减震器114。更具体地，凸轮118在连接134处被可旋转地连接至减震器114，以便凸轮118可围绕穿过连接134的轴线136旋转。

进一步地，凸轮118可还被连接至杠杆116。在这些例子中，凸轮118可位于减震器114和杠杆116之间。在一个说明性例子中，可使用销件138将凸轮118连接至杠杆116。例如，但不限于，销件138可被插入穿过凸轮118中的开口140并被插入杠杆116中的细长开口142中。

在凸轮118连接至销件138的情况下，通过致动系统120，销件138可以沿大体线性方向运动穿过细长开口142。致动系统120可附接至销件138。以这种方式，致动系统120可被间接地连接至凸轮118。由致动系统120产生的销件138的运动导致凸轮118移动。在这些例子中，致动系统120还可被连接至杠杆116。

致动系统120可包含一个或更多致动器。在这些说明性例子中，致动系统120可采用液压致动器的形式，其被构造成沿大体线性方向移动销件138穿过细长开口142。当然，在其他说明性例子中，致动系统120可包含液压致动器、线性致动器、气动致动器和一些其他合适的致动器类型中的至少一者。

细长形构件122在连接144处可被连接至致动系统120。细长形构件122可被构造成围绕穿过连接144的轴线146旋转。进一步地，细长形构件122在连接148处可被连接至凸轮118。凸轮118可被构造成围绕穿过连接148的轴线150旋转。

在这些说明性例子中，细长形构件122可具有固定的长度，并且在致动系统120操作时可大体上保持刚性。细长形构件122可采用例如但不限于杆、反力连杆、支撑梁或一些其他合适的细长形构件类型。

当致动系统120被操作成移动销件138穿过细长开口142时，连接至致动系统120和凸轮118二者的细长形构件122可产生力矩152。力矩152可导致凸轮118围绕穿过减震器114和凸轮118之间的连接134的轴线136旋转。尤其是，力矩152可导致凸轮118围绕穿过连接134的轴线136旋转，而不旋转处于所选公差之外的减震器114。

如图所示，凸轮118可具有偏心几何构型145。也就是，凸轮118可具有不同于凸轮148的第二长度149的第一长度147。在这些说明性例子中，第一长度147和第二长度149均可相交于穿过连接134的轴线136。在一些情况下，第一长度147和第二长度149可以大体上彼此正交。

具有偏心几何构型145的凸轮118围绕穿过连接134的轴线136的旋转可改变杠杆116相对于连接134的位置。尤其是，凸轮118的旋转可改变杠杆116的第二末端128相对于连接134的位置154。例如，但不限于，凸轮118的旋转可使杠杆116的第二末端128更接近或进一步远离连接134。

改变杠杆116的第二末端128的位置可改变飞机100的最大旋转角156。在这些说明性例子中，最大旋转角156可以是在起飞110或着陆112期间在杠杆116的第二末端128处的接触构件117开始接触表面108之前飞机100围绕俯仰轴线158可旋转的最大角。可选择第一长度147和第二长度149，以便在起飞110和着陆112之间最大旋转角156可改变所需量。

可旋转凸轮118，以便杠杆116的部署位置改变成杠杆116的多个部署位置中的一个。以这种方式，当部署尾橇装配件106时，杠杆116可具有两个或更多个可能的部署位置。

如一个说明性例子，凸轮118可被旋转至相对于杠杆116的第一位置160和相对于杠杆116的第二位置162中的一个。第一位置160可以是用于起飞110，而第二位置162可以是用于着陆112。凸轮118可被旋转至第一位置160，以便杠杆116具有第一部署位置。凸轮118可被旋转至第二位置162，以便杠杆116具有第二部署位置。

在这些说明性例子中，当杠杆116具有第一部署位置时，尾橇装配件106可被认为具有第一部署位置。进一步地，当杠杆116具有第二部署位置时，尾橇装配件106可被认为具有第二部署位置。以这种方式，改变杠杆116的部署位置可被认为是改变尾橇装配件106的部署位置。

进一步地，在这些所示例子中，凸轮118的旋转将使得杠杆116第二末端128和飞机100的尾部104的底部之间的距离变为多个所选距离中的一个。这些多个所选距离中的每个所选距离均可被选择成，在部署尾橇装配件106时，提供飞机100的不同最大旋转角。随着杠杆116的第二末端128和飞机100的尾部104的底部之间的距离减小，飞机100所允许的最大旋转角增加。

例如，但不限于，当杠杆116具有第一部署位置时，杠杆116第二末端128处的接触构件117可以距离飞机100的尾部104为第一距离。当杠杆116具有第二部署位置时，接触构件可距离飞机100的尾部104为第二距离。接触构件117和尾部104之间的第一距离可比接触构件117和尾部104之间的第二距离要大。在第一位置160和第二位置162之间旋转凸轮118可改变飞机100的最大旋转角156。

当凸轮118处于第一位置160时，飞机100可具有用于起飞110的第一最大旋转角164。当凸轮118处于第二位置162时，飞机100可具有用于着陆112的第二最大旋转角166。

在该说明性例子中，第二最大旋转角166可比第一最大旋转角164要大。例如，但不限于，第二最大旋转角166可比第一最大旋转角164要大大约一度。

因而，与凸轮118旋转至第一位置160时相比，当凸轮118被旋转至用于着陆112的第二位置162时，在接触构件117接触表面108之前飞机100可围绕俯仰轴线158旋转至更大程度。与接触构件117和飞机100的尾部104之间具有较大距离相比，接触构件117和飞机100的尾部104之间具有较小距离可允许为飞机100提供更大的最大旋转角。

以这种方式，不同的说明性实施例提供尾橇装配件106，其被构造成用于在起飞110和着陆112之间改变飞机100的最大旋转角156。进一步地，不同的说明性实施例可提供用于改变最大旋转角156的设备，且其不会增加比所需更多的飞机100的重量和/或成本。

图1所示飞机100中的尾橇装配件106的说明并非意味着暗示将物理或架构限制于可实施说明性实施例的方式。可以使用除了所示组件之外的或代替所示组件的其他组件。一些组件可能是不必要的。同样地，方框可被呈现以用于说明一些功能性组件。当在说明性实施例中实施时，一个或更多个这些方框可合并、分开或者合并且分开成不同的方框。

例如，尽管部署装置119已被描述成凸轮118，不过部署装置119可采用其他形式。在一些说明性例子中，部署装置119可采用平面构件、机电装置、包含一个或更多个组件的结构或者被构造成通过致动系统120操作来旋转且被构造成在旋转时改变细长形结构113的部署位置的一些其他合适的结构或装置类型的形式。

进一步地，细长形结构113可采用除杠杆116之外的某一形式。例如，但不限于，细长形结构113可以是杆、梁、管、机电装置或一些其他合适的细长形结构类型。

现在参考图2-13，根据说明性实施例示出飞机的尾橇装配件。在附图2-13中，可示出飞机尾橇装配件的一个实施方式的例子。图2-13中描述的尾橇装配件可以是图1所示飞机100的尾橇装配件106的一个实施方式的例子。

现在参考图2，根据说明性实施例示出飞机。在该说明性实施例中，飞机200可具有附接至机身206的机翼202和机翼204。进一步地，飞机200可包括附接至机翼202的发动机208和附接至机翼204的发动机210。

机身206可具有机头部分211和尾部212。水平稳定器214、水平稳定器216和竖直稳定器218可被附接至机身206的尾部212。进一步地，尾橇装配件220可被附接至机身206尾部212的底侧222。尾橇装配件220可以是根据不同说明性实施例的尾橇装配件的一个实施方式的例子。

尾橇装配件220可被构造成当飞机200围绕俯仰轴线224旋转时大体上防止飞机200的尾部212接触表面（未示出）。例如，但不限于，当飞机200起飞和着陆时，飞机200可围绕俯仰轴线224旋转。尤其是，在起飞和着陆过程中，飞机200可围绕俯仰轴线224沿箭头方向226旋转。

当飞机200围绕俯仰轴线224沿箭头方向226旋转时，飞机200的机头部分211可向上运动，而飞机200的尾部212将向下运动。在起飞过程中，尾部212运动更接近飞机200起飞所离开的表面。在着陆过程中，尾部212运动更接近飞机200着陆的表面。在起飞和着陆期间，尾橇装配件220可被用于大体上防止尾部212接触这些表面。

现在转向图3，根据说明性实施例示出尾橇装配件220的透视图。在该说明性例子中，尾橇装配件220被连接至结构301。结构301可以是图2所示尾部212中的结构。尤其是，在该所示例子中，结构301可以是加强肋。

尾橇装配件220可包括减震器302、杠杆304、接触构件306、凸轮308、致动系统310和细长形构件312。如图所示，减震器302和杠杆304可被连接至结构301。

杠杆304可具有第一末端314和第二末端316。第一末端314可在连接318处被可旋转地连接至结构301。如图所示，连接318可包括销件320，其在杠杆304第一末端314处被插入穿过结构301的开口322和开口324。杠杆304的第二末端316可被构造成绕穿过连接318的轴线326沿箭头327方向旋转。进一步地，接触构件306可被附接至杠杆304的第二末端316。在该说明性例子中，接触构件306可被称为“鞋状物”

另外，凸轮308可在连接328处被可旋转地连接至减震器302。连接328可包括销件330，其被插入穿过减震器302中的开口332和凸轮308中的开口334。凸轮308可围绕穿过连接328的轴线336沿箭头337方向旋转。

进一步地，凸轮308还可以被连接至杠杆304。销件338可将凸轮308连接至杠杆304。如图所以，销件338可延伸穿过凸轮308中的开口340并且进入杠杆304中的细长开口342。

在该说明性例子中，致动系统310可被连接至销件338。在该所示例子中，致动系统310可以是液压致动器344。致动系统310的操作可导致销件338沿箭头346方向移动。换言之，致动系统310可以沿箭头346以基本线性方向移动销件338。

细长形构件312可在连接348处被连接至致动系统310。连接348可包括销件350，其被插入穿过细长形构件312的开口352和致动系统310中的开口354。细长形构件312可绕穿过连接348的轴线356沿箭头357方向旋转。在该说明性例子中，细长形构件312可被称为“反力连杆”。

细长形构件312还可以在连接358处被连接至凸轮308。连接358可包括插入穿过凸轮308的开口362的销件360。尤其是，细长形构件312可被附接至销件360。当致动系统310沿箭头347方向移动销件338穿过细长开口342时，细长形构件312和凸轮308中的销件360之间的附接可产生力矩364。

力矩364可导致凸轮308围绕穿过连接328的轴线336旋转。进而，凸轮308围绕轴线336的旋转将导致杠杆304的第二末端316的位置被改变。如图所示，凸轮308可被旋转至相对于杠杆304的第一位置366，以用于起飞。在第一位置366中，杠杆304的第二末端316可以位于针对起飞提供所需最大旋转角的位置。

现在参考图4，根据说明性实施例示出尾橇装配件220的透视图。在该说明性例子中，致动系统310可移动销件338，以便凸轮308可围绕穿过连接328的轴线336旋转。如图所示，凸轮308可被旋转至相对于杠杆304的第二位置400，以用于着陆。

在第二位置400中，杠杆304的第二末端316可位于针对着陆提供所需最大旋转角的位置。当凸轮308在第二位置400时所提供的最大旋转角可比凸轮308在图3中的第一位置366时所提供的最大旋转角要大。

现在参考图5，根据说明性实施例示出尾橇装配件220的横截面侧视图。如图所示，在图5中可见沿图3所示线5-5截取的尾橇装配件220的横截面侧视图。在该所示例子中，凸轮308可位于用于起飞的第一位置366。该横截面图可允许更加清晰地看见连接358处的连接至销件338的致动系统310和连接至销件360的细长形构件312。

现在参考图6，根据说明性实施例，示出尾橇装配件220的横截面侧视图。如图所示，在图6中看到沿图4所示线6-6截取的尾橇装配件220的横截面侧视图。在该所示例子中，凸轮308可位于用于着陆的第二位置400。该横截面图可允许更加清晰地看到在连接358处连接至销件338的致动系统310和连接至销件360的细长形构件312。

现在参考图7，根据说明性实施例，示出尾橇装配件220的端视图。在图7中，可示出沿图3所示线7-7截取的，具有凸轮308处于用于起飞的第一位置366的尾橇装配件220的端视图。

在该说明性例子中，距离700可以是接触构件306的底部702和穿过连接328的轴线336之间的距离。接触构件306的底部702可以是凸轮308的最低部分。以这种方式，距离700可以是在起飞期间由尾橇装配件220提供的离地距离的指示。

现在参考图8，示出根据说明性实施例的尾橇装配件220的端视图。在图8中，可示出沿图4线8-8截取的，具有凸轮308处于用于着陆的第二位置400的尾橇装配件220的端视图。

在该说明性例子中，距离800可以是接触构件306的底部702和穿过连接328的轴线336之间的距离。距离800可以是在着陆期间由尾橇装配件220提供的离地距离的指示。在该说明性例子中，图7所示距离700可以比图8所示距离800要大。以这种方式，尾橇装配件220可在起飞期间提供比着陆期间要大的离地距离。

现在参考图9，示出根据说明性实施例的图2-8中的尾橇装配件220的凸轮308的立体图。在该说明性例子中，可以在没有尾橇装配件220的任何其他组件的情况下，示出凸轮308，从而允许更加清晰地观看凸轮308。尤其是，可更加清晰地观看凸轮308中的开口334、开口340和开口362。

现在参考图10，示出根据说明性实施例的尾橇装配件220与表面接触时的飞机200的侧视图。在该说明性例子中，在离开表面1000的起飞过程中，飞机200可围绕图2所示俯仰轴线224旋转。

表面1000可以是，例如，但不限于，跑道上的地面。在起飞离开表面1000期间，尾橇装配件220将开始与表面1000接触，从而大体上防止飞机200的尾部212接触表面1000。

现在转向图11，示出根据说明性实施例的尾橇装配件220与表面1000接触时的放大侧视图。在图11中，可示出沿图10所示线11-11截取的图10所示起飞期间的尾橇装配件220与表面1000接触的放大侧视图。如图所示，在该例子中，凸轮308可处于用于起飞的第一位置366。

现在参考图12，示出根据说明性实施例的尾橇装配件220与表面1000接触时的飞机200的侧视图。在该说明性例子中，为了在表面1000上着陆，飞机200可围绕图2所示俯仰轴线224旋转。当在表面1000上着陆时，尾橇装配件220将开始与表面1000接触，从而大体上防止飞机200的尾部212接触表面1000。

现在参考图13，示出根据说明性实施例的尾橇装配件220与表面1000接触的放大侧视图。在图13中，可示出沿图12所示线13-13截取的图12所示着陆期间的尾橇装配件220与表面1000接触的放大侧视图。如图所示，在该例子中，凸轮308可处于用于着陆的第二位置400。

在该说明性例子中，当凸轮308位于第一位置366时，例如图11所示凸轮308的第一位置366时，间隙1300可以是表面1000和可由尾橇装配件220提供的结构301之间的额外的离地距离。如图所示，与起飞期间的凸轮308的第一位置366相比，在着陆期间，凸轮308的第二位置400可在表面1000和结构301之间提供较小间隙。

也就是，通过使用尾橇装配件220，与起飞相比，图2所示飞机200在着陆期间可具有更大的最大旋转角。该额外的旋转量可允许飞机200在着陆期间将飞机200的速度减小至所需水平。

现在参考图14，示出根据说明性实施例，以流程图的方式示出用于针对飞机最大旋转角定位尾橇装配件的流程过程图。使用具有图1所示凸轮118的尾橇装配件106，可实施图14所示过程。

通过判定尾橇装配件106将被部署成是用于起飞110还是用于着陆112可开始本过程（操作1400）。如果尾橇装配件106将被部署成用于起飞110，则过程识别出用于起飞110的一组参数（操作1402）。在操作1402中，用于起飞110的该组参数可包括起飞场长度、飞机长度、飞机重量、由飞机发动机系统所产生的推力、起飞速度、离地距离要求、安全要求和用于起飞110的其他合适参数中的至少一个。

因此，过程使用所识别的该组参数可识别出起飞110的飞机100的所需最大旋转角（操作1404）。起飞110的所需最大旋转角可以是第一最大旋转角164。

然后，过程可以如下方式部署尾橇装配件106，即在起飞110期间允许为飞机100提供所需最大旋转角（操作1406），本过程之后终止。在操作1406中，部署尾橇装配件106从而为飞机100提供第一最大旋转角164包括将尾橇装配件106中的部署装置119移至第一位置160。

在部署装置119位于第一位置160的情况下，尾橇装配件106中的细长形结构113可具有第一部署位置。细长形结构113的第一部署位置可在细长形结构113的第二末端128和飞机100的尾部104的底部之间提供一定距离，其允许提供第一最大旋转角164。

现在再次参考操作1400，如果尾橇装配件106将被部署成用于着陆112，则本过程识别出用于着陆112的一组参数（操作1408）。在操作1408中，用于着陆112的该组参数可包括着陆场长度、飞机长度、飞机重量、由飞机发动机系统所产生的推力、着陆速度、离地距离要求、安全要求和用于着陆112的其他合适参数中的至少一个。

因此，过程使用所识别的该组参数可识别出着陆112的飞机100的所需最大旋转角（操作1410）。着陆112的所需最大旋转角可以是第二最大旋转角166。第二最大旋转角166可比第一最大旋转角164要大。

然后，本过程可以如下方式部署尾橇装配件106，即在着陆112期间允许为飞机100提供所需最大旋转角（操作1412），本过程之后终止。在操作1412中，部署尾橇装配件106从而为飞机100提供第二最大旋转角166包括将尾橇装配件106中的部署装置119移至第二位置162。

在部署装置119位于第二位置162的情况下，尾橇装配件106中的细长形结构113可具有第二部署位置。细长形结构113的第二部署位置可在细长形结构113的第二末端128和飞机100的尾部104的底部之间提供一定距离，其允许提供第二最大旋转角166。

当细长形结构113具有第一部署位置时，在细长形结构113的第二末端128和飞机100的尾部104的底部之间的距离比细长形结构113具有第二部署位置时的要大。以这种方式，与着陆112相比，在起飞110期间，为飞机100提供了更大的离地距离。

不同所示实施例中的流程图和方框图示出在不同的说明性实施例中实施的一些可能的设备和方法的构造、功能和操作。就该方面，流程图和方框图中的每个方框可代表模块、段、功能和/或操作或步骤的一部分。例如，一个或更多方框可被实施为程序代码、硬件或程序代码和硬件的组合。当被实施成硬件时，硬件可例如但不限于采用集成电路的形式，其被制造或被构造成执行流程图或方框图中的一个或更多操作。

在说明性实施例的一些替代性实施方式中，方框所注的一个功能或多个功能可不按附图所注顺序出现。例如，在一些情况中，依据所涉及的功能性，按序示出的两个方框基本上可同时实行，或有时可按相反的顺序执行方框。同样地，除了流程或方框图所示的方框之外，可添加其他的方框。

在图15所示飞机制造和使用方法1500和图16所示飞机1600的背景下，可描述本公开的说明性实施例。首先转向图15，根据说明性实施例示出飞机制造和使用方法的说明。在预生产过程中，飞机制造和使用方法1500可包括图16所示飞机1600的规格和设计1502以及材料采购1504。

在生产过程中，发生飞机1600的组件和子装配件制造1506和系统整合1508。接下来，为了投入使用1512，飞机1600将通过认证和交付1510。在客户使用1512的同时，安排飞机1600进行常规维护和维修1514，其可包括改进、重构、翻新以及其他维护或维修。

可通过系统综合供应商、第三方和/或操作者来执行或实施飞机制造和使用方法1500的每个过程。在这些例子中，操作者可以是客户。为了该描述的目的，系统综合供应商可包括（但不限于）任何数量的飞机制造商和主要系统分包商；第三方可包括（但不限于）任何数量的供货方、分包商和供应商；以及操作人员可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务机构等等。

现在参考图16，示出飞机的图示，其中可实施说明性实施例。在该例子中，通过图15所示飞机制造和使用方法1500生产飞机1600，并且飞机1600可包括具有多个系统1604的飞机机架1602和内部1606。

系统1604的例子包括推进系统1608、电气系统1610、液压系统1612、环境系统1614和尾部保护系统1616中的一个或更多个。尾部保护系统1616可包括尾橇装配件1618。使用（例如，但不限于）图1所示尾橇装配件106可实施尾橇装配件1618。还可包括任何数量的其他系统。尽管示出航空的例子，但是不同的说明性实施例可被应用至其他产业，例如汽车制造业。

在图15所示飞机制造和使用方法1500的至少一个阶段期间，可采用包含在此的设备和方法。例如，但不限于，图1所示凸轮118可被添加至飞机1600中的尾橇装配件1618，从而允许尾橇装配件1618在飞行的不同阶段为飞机1600提供不同的最大旋转角。

例如，但不限于，在规格和设计1502和常规维护和维修1514中的至少一个期间图1所示凸轮118可经设计用于飞机1600中的尾橇装配件1618中。进一步地，在生产、组件和子装配件制造1506、系统整合1508、维护和维修1514以及飞机制造和使用方法1500的一些其他合适的阶段中，图1所示凸轮118可被添加至飞机1600的尾橇装配件1618。

在一个说明性实施例中，在图15所示组件和子装配件制造1506中生产的组件或子装配件可以以相似于飞机1600在图15所示的使用1512时所生产的组件或子装配件的方式被制作或制造。如另一个实施例，在生产阶段，例如图15所示组件和子装配件制造1506和系统整合1508，可运用一个或更多设备实施例、方法实施例或其组合。

当飞机1600处于图15所示的使用1512和/或维护和维修1514时，可运用一个或更多设备实施例、方法实施例或其组合。若干不同的说明性实施例的使用大体上可加快飞机1600的组装和/或减少成本。

因此，不同说明性实施例提供这样的方法和设备，其用于改变飞机尾橇装配件中的细长形结构的部署位置。在一个说明性例子中，尾橇装配件可包含细长形结构和部署装置。细长形结构可被连接至飞机的尾部。部署装置可被连接至细长形结构。部署装置可被构造成移动，以便细长形结构的部署位置变为细长形结构的多个部署位置中的一个。

为了说明和描述，给出了不同说明性实施例的描述，并且这不是要穷举或限制实施例于所公开的形式。许多修正和变更对于本领域技术人员是显而易见的。进一步地，不同说明性实施例可提供与其他说明性实施例相比所不同的优势。选择和描述所选实施例或若干实施例是为了更好地解释本实施例的原则、实际应用，并且能够使本领域技术人员理解具有各种修正的各种实施例的公开，其中所述各种修正适用于所考虑的特定用途。

Claims (15)

1.尾橇装配件（106），其包含：

细长形结构（113），其被连接至飞机（100）的尾部（104）；以及

部署装置（119），其被连接至所述细长形结构（113），其中所述部署装置（119）被构造成移动以便所述细长形结构（113）的部署位置改变至所述细长形结构（113）的多个部署位置中的一个。

2.根据权利要求1所述的尾橇装配件（106），其中所述部署装置（119）被构造成在相对于所述细长形结构（113）的第一位置（160）和相对于所述细长形结构（113）的第二位置（162）之间旋转，以便当所述部署装置（119）处于所述第一位置（160）时所述细长形结构（113）具有所述多个部署位置中的第一部署位置，以及当所述部署装置（119）处于所述第二位置（162）时所述细长形结构（113）具有所述多个部署位置中的第二部署位置。

3.根据权利要求1或者权利要求2所述的尾橇装配件（106），其中所述细长形结构（113）具有第一末端（126）和第二末端（128），并且还包含：

接触构件（117），其与所述细长形结构（113）的所述第二末端（128）相关联，并且被构造成将与表面（108）接触，其中所述接触构件（117）在所述细长形结构（113）具有所述第一部署位置时距离所述飞机（100）的所述尾部（104）为第一距离，并且在所述细长形结构（113）具有所述第二部署位置时距离所述飞机（100）的所述尾部（104）为第二距离。

4.根据权利要求3所述的尾橇装配件（106），其中所述细长形结构（113）在起飞（110）期间具有所述第一部署位置，以及所述细长形结构（113）在着陆（112）期间具有所述第二部署位置，并且其中在起飞（110）期间在所述接触构件（117）和所述飞机（100）的所述尾部（104）之间的所述第一距离大于在着陆（112）期间在所述接触构件（117）和所述飞机（100）的所述尾部（104）之间的所述第二距离。

5.根据权利要求2所述的尾橇装配件（106），其中处于所述第一部署位置的所述细长形结构（113）允许为所述飞机（100）提供第一最大旋转角（164），并且其中处于所述第二部署位置的所述细长形结构（113）允许为所述飞机（100）提供第二最大旋转角（166）。

6.根据权利要求5所述的尾橇装配件（106），其中所述细长形结构（113）在起飞（110）期间具有所述第一部署位置且在着陆（112）期间具有所述第二部署位置，并且其中所述第二最大旋转角（166）大于所述第一最大旋转角（164）。

7.根据上述权利要求中任意权利要求所述的尾橇装配件（106），还包含：

致动系统（120），其被构造成移动所述部署装置（119），以便所述部署装置（119）旋转，其中所述部署装置（119）的旋转改变所述细长形结构（113）的所述部署位置，

销件（138），其被构造成将所述部署装置（119）连接至所述细长形结构（113），其中所述销件（138）被插入穿过所述部署装置（119）中的开口（140）和杠杆（116）中的细长开口（140），并且其中所述致动系统（120）被构造成移动所述销件（138）从而移动所述部署装置（119），

细长形结构（122），其被连接至所述致动系统（120）和所述部署装置（119），其中所述细长形构件（122）被构造成在所述致动系统（120）移动所述部署装置（119）时产生力矩（152），并且其中所述力矩（152）导致所述部署装置（119）旋转；以及

其中所述致动系统（120）包含液压致动器、线性致动器和气动致动器中的至少一者。

8.根据上述权利要求中任意权利要求所述的尾橇装配件（106），其中所述部署装置（119）具有偏心几何构型（145），其中所述部署装置（119）的第一长度（147）不同于所述部署装置（119）的第二长度（149）；以及

其中所述细长形结构（113）是杠杆（116），并且所述部署装置（119）是凸轮（118）。

9.根据上述权利要求中任意权利要求所述的尾橇装配件（106），还包含：

被连接至所述飞机（100）的所述尾部（104）的减震器（114），其中所述部署装置（119）被连接至所述减震器（114）并且被构造成围绕穿过在所述减震器（114）和所述部署装置（119）之间的连接（130）的轴线（132）旋转；以及

其中所述部署装置（119）和所述减震器（114）之间的所述连接（130）包含紧固件、销件、开口和铰链中的至少一者。

10.根据上述权利要求中任意权利要求所述的尾橇装配件（106），其中所述部署装置（119）的运动改变所述细长形结构（113）的所述部署位置，从而改变所述飞机（100）的最大旋转角（156），其中所述飞机（100）的所述最大旋转角（156）是在起飞（110）和着陆（112）中至少一者期间在所述尾橇装配件（106）接触表面（108）之前所述飞机（100）围绕俯仰轴线（158）能够旋转的最大角。

11.用于针对飞机（100）的最大旋转角（156）来定位尾橇装配件（106）的方法，所述方法包含：

判定所述尾橇装配件（106）将被部署成是用于起飞（110）还是用于着陆（112）；

基于所述尾橇装配件（106）将被部署成是用于起飞（110）还是用于着陆（112）的判定，识别出一组参数；

使用该组参数识别出所述飞机（100）的所需最大旋转角；以及

部署所述尾橇装配件（106），从而允许提供所述所需最大旋转角。

12.根据权利要求11所述的方法，其中部署所述尾橇装配件(106)，从而允许提供所述飞机(100)的所述所需最大旋转角的步骤包含:

将所述尾橇装配件(106)中的部署装置(119)移至相对于所述尾橇装配件(106)中的细长形结构(113)的第一位置(160)，以便所述细长形结构(113)具有第一部署位置，其允许在起飞(110)期间为所述飞机(100)提供第一最大旋转角(164)。

13.根据权利要求11或者权利要求12所述的方法，其中部署所述尾橇装配件(106)从而允许为所述飞机(100)提供所述所需最大旋转角的步骤包含:

将所述尾橇装配件(106)中的部署装置(119)移至相对于所述尾橇装配件(106)中的细长形结构(113)的第二位置(162)，以便所述细长形结构(113)具有第二部署位置，其允许在着陆(112)期间为所述飞机(100)提供第二最大旋转角(166)。

14.根据权利要求11至13中任意权利要求所述的方法，其中部署所述尾橇装配件(106)从而允许为所述飞机(100)提供所述所需最大旋转角的步骤包含:

操作被连接至所述尾橇装配件(106)中的部署装置(119)的致动系统(120)，从而移动所述部署装置(119)，以便在起飞(110)期间所述部署装置(119)旋转至相对于所述尾橇装配件(106)中的细长形结构(113)的第一位置(160)，并且在着陆(112)期间旋转至相对于所述细长形结构(113)的第二位置(162)，其中当所述部署装置(119)处于所述第二位置(162)时所述飞机(100)的所述最大旋转角(156)大于当所述部署装置(119)处于所述第一位置(160)时所述飞机(100)的最大旋转角(156)。

15.根据权利要求11至14中任意权利要求所述的方法，其中部署所述尾橇装配件(106)从而允许为所述飞机(100)提供所述所需最大旋转角的步骤包含:

旋转所述尾橇装配件(106)中的部署装置(119)，从而改变所述尾橇装配件(106)中的细长形结构的部署位置，其中所述细长形结构(113)具有连接至所述飞机(100)的尾部(104)的第一末端(126)以及第二末端(128);以及

其中旋转所述尾橇装配件(106)中的所述部署装置(119)从而改变所述细长形结构(113)的所述部署位置的步骤包含:

旋转所述部署装置(119)，以便在所述细长形结构(113)的所述第二末端(128)和所述飞机(100)的所述尾部(104)的底部之间的距离改变至多个所选距离中被构造成提供所述所需最大旋转角的一个距离。

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