CN103596841A - 飞机起落架 - Google Patents

Abstract

一种飞机起落架(10)，所述飞机起落架包括：转向架梁(14)，所述转向架梁联接于主支柱(12)；安装在所述转向架梁上的第一轮轴(18a)，所述第一轮轴承载第一制动组件(22a)和第一轮组件(20a)；安装在所述转向架梁上的第二轮轴(18b)，所述第二轮轴承载第二制动组件(22b)和第二轮组件(20b)；第一稳定臂(24a)，所述第一稳定臂将第一制动组件机械联接于起落架上的第一锚定点(28)，以抵抗在所述第一制动组件将制动力施加于所述第一轮组件时产生的第一制动扭矩；以及第二稳定臂(24b)，所述第二稳定臂将第二制动组件机械联接于起落架上的第二锚定点(28)，以抵抗在所述第二制动组件将制动力施加于所述第二轮组件时产生的第二制动扭矩，其中，第一和第二稳定臂将对应的第一和第二制动组件联接于对应的第一和第二锚定点，以使第一和第二制动扭矩造成两个稳定臂经受拉伸力或者两个稳定臂经受压缩力。

Description

飞机起落架

背景技术

大型飞机通常设有多个多轮轴起落架。例如，这种起落架可包括承载两个或更多个轮轴的转向架梁，每个轮轴承载一个或多个轮组件以及一个或多个制动组件，制动组件设置成向轮组件施加制动力，以在飞机位于地面上时使飞机减速。如由本领域技术人员所理解到的，当制动组件将制动力传递到轮组件时，产生制动扭矩。因此有必要提供可抵抗该制动扭矩的装置，以在施加制动力的过程中阻止制动组件与轮组件一起转动。

已知提供制动杆来执行抵抗制动组件将制动力施加于轮组件时所产生的制动扭矩的功能。然而，本发明人已认识到在具有制动杆来提供上述功能的已知起落架的情况下存在许多问题。例如，制动杆本身的质量在一些情况下比所需的更大，这会使飞机的总重量增加。同样，联接设备的质量，即，使制动杆机械联接于制动组件和起落架上的锚定点的装置的质量会比所需的更大，这又会使飞机的总重量增加。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供一种飞机起落架，包括：

转向架梁，所述转向架梁联接于主支柱；

安装在转向架梁上的第一轮轴，该第一轮轴承载第一制动组件和第一轮组件；

安装在转向架梁上的第二轮轴，该第二轮轴承载第二制动组件和第二轮组件，第一轮轴和第二轮轴相邻以形成轮轴对；

第一稳定臂，该第一稳定臂设置成将第一制动组件机械联接于起落架上的第一锚定点，以抵抗在第一制动组件将制动力施加于第一轮组件时产生的第一制动扭矩；以及

第二稳定臂，该第二稳定臂设置成将第二制动组件机械联接于起落架上的第二锚定点，以抵抗在第二制动组件将制动力施加于第二轮组件时产生的第二制动扭矩，

其中，第一和第二稳定臂设置成将对应的第一和第二制动组件联接于对应的第一和第二锚定点，以使第一和第二制动扭矩造成两个稳定臂经受拉伸力或者两个稳定臂经受压缩力。

该起落架可包括安装在转向架梁上的第三轮轴，该第三轮轴承载第三制动组件和第三轮组件，且第三稳定臂设置成将第三制动组件机械联接于起落架上的第三锚定点，以抵抗在第三制动组件将制动力传递到第三轮组件时产生的第三制动扭矩，其中，第三稳定臂将第三制动组件联接于第三锚定点以使第三制动扭矩造成第三稳定臂经受与由于对应的第一和第二制动扭矩使第一和第二稳定臂所经受的拉伸力或压缩力相同的力。

第三锚定点可设置在第二制动组件上，并可设置在与第二稳定臂和第二制动组件之间的连接点相同的区域内，并可相对于第二稳定臂和第二制动组件之间的连接点同轴设置，并可经由共同的连接点联接于第二稳定臂。

该起落架可包括安装在转向架梁上的第四轮轴，该第四轮轴承载第四制动组件和第四轮组件，且第四稳定臂设置成将第四制动组件机械联接于起落架上的第四锚定点，以抵抗在第四制动组件将制动力传递到第四轮组件时产生的第四制动扭矩，其中，第四稳定臂将第四制动组件联接于第四锚定点，以使第四制动扭矩造成第四稳定臂经受与由于对应的第一、第二和第三制动扭矩使第一、第二和第三稳定臂所经受的拉伸力或压缩力相同的力。

稳定臂中的一个或多个可在对应制动组件连接点处附连到它们的对应制动组件，并且其中，对应平面限定为与对应的锚定点和轮组件的转动轴线相交，制动组件连接点位于当飞机在滑行过程中前进运动期间轮组件的转动方向远离锚定点的平面的那一侧。

当飞机在滑行过程中前进运动期间，位于对应的轮组件的转动方向远离对应的锚定点的对应平面的一侧的对应的轮组件的周长的一部分限定一弧度，并且其中，对应的锚定点位于从该弧度的起始点起1/4π半径和3/4π半径之间的一部分弧度内。

锚定点中的一个或多个可位于对应的轮轴对的制动组件连接点之间的直接路径上。

锚定点中的两个可以同轴。两个同轴的锚定点可属于轮对的稳定臂。

稳定臂中的两个可经由共同的锚定点彼此联接。

稳定臂中的两个可由单个构件限定。

转向架梁可以在转向架枢轴处枢转地连接到支柱，且第一和第二锚定点与转向架枢轴同轴，并可选地由转向架枢轴限定。

一个轮组件可具有与转向架枢轴的轴线大致同轴的转动轴线。

根据本发明的第二方面，提供一种飞机起落架，该飞机起落架包括：

转向架梁，所述转向架梁联接于飞机的主支柱；

安装在转向架梁上的第一轮轴，该第一轮轴承载第一制动装置和第一轮组件；

安装在所述转向架梁上的第二轮轴，所述第二轮轴承载第二制动装置和第二轮组件，所述第一和第二轮轴相邻以形成轮轴对；

第一稳定装置，该第一稳定装置设置成将第一制动装置机械联接于起落架上的第一锚定点，以抵抗在第一制动装置将制动力施加于第一轮组件时产生的第一制动扭矩；以及

第二稳定装置，该第二稳定装置设置成将第二制动装置机械联接于起落架上的第二锚定点，以抵抗在第二制动装置将制动力施加于第二轮组件时产生的第二制动扭矩，

其中，第一和第二稳定装置将对应的第一和第二制动装置联接于对应的第一和第二锚定点，以使第一和第二制动扭矩造成两个稳定装置经受拉伸力或者两个稳定装置经受压缩力。

根据本发明的第三方面，提供一种飞机，它包括根据第一或第二方面的飞机起落架。

参照本文描述的实施例，本发明的这些和其它方面将明显而清楚。

附图说明

现将参照附图仅以示例的方式描述本发明的实施例，附图中：

图1示出已知的飞机起落架的示意性局部侧视图；

图2示出根据本发明第一实施例的飞机起落架的示意局部侧视图；

图3示出根据本发明第二实施例的飞机起落架的示意局部侧视图；

图4示出根据本发明第三实施例的飞机起落架的示意局部侧视图；以及

图5示出根据本发明第四实施例的飞机起落架的示意局部侧视图。

具体实施方式

图1示出已知的飞机起落架100的示意性局部侧视图。飞机起落架100具有由上缸体102a构成的主减振支柱102，在该上缸体内伸缩地容纳有下缸体102b。转向架梁104在转向架枢轴106处枢转地安装至下支柱缸体102b的下端区域。

转向架梁104在转向架枢轴106之前承载第一轮轴108a。第一轮轴108a承载第一轮组件110a和第一制动组件112a。第一制动组件112a设置成向第一轮组件110a施加制动力。

转向架梁104还在转向架枢轴106之后承载第二轮轴108b。第二轮轴108b承载第二轮组件110b和第二制动组件112b，第二制动组件112b设置成向第二轮组件110b施加制动力。

轮组件110a、110b和制动组件112a、112b中的每个安装成绕对应的轮轴108a、108b的轴线自由转动。

第一制动组件112a经由第一制动杆114a机械联接于起落架支柱102。第一制动杆114a经由锚定点118联接于主支柱102，该锚定点可以是销之类，并经由销116a联接于第一制动组件112a。

相似地，第二制动组件112b经由第二制动杆114b机械联接于起落架主支柱102，该第二制动杆114b经由锚定点118联接于主支柱102，并经由销116b联接于第二制动组件112b。

使用时，在飞机沿箭头A方向行进的情况下，可致动制动组件112a、112b，以向轮组件110a、110b施加制动力。制动杆114a、114b设置成抵抗由于施加的制动力而产生的制动扭矩。来自第一制动组件112a的制动扭矩造成第一制动杆114a在它抵抗制动扭矩时经受压缩力。然而，由第二制动组件112b产生的制动扭矩由第二制动杆114b作为拉伸力来经受。由此，现有技术的起落架的第一制动杆114a一般比第二制动杆114b厚，以在机械上强到足以抵抗由于制动扭矩而施加于其的压缩负载。第二制动杆114b无需与第一制动杆114一样强，因为它仅经受由于制动扭矩造成的拉伸力。

如由图1可见，转向架枢轴106的中心与锚定点118的中心间隔开距离D。由此，当转向架104绕转向架枢轴106枢转时，制动杆114a、114b也绕锚定点118枢转，从而造成制动组件112a、112b的转动。相似地，如果制动组件112a、112b在起飞之后向转动的轮组件110a、110b施加制动力例如一段较短时间，这会由于转向架枢轴106的转动轴线与锚定点118之间的位移D造成转向架铰接力矩的产生。

图2示出根据本发明的第一实施例的飞机起落架的示意局部侧视图。飞机起落架10与起落架100的相似之处在于它包括具有上伸缩部12a和下伸缩部12b的主减振支柱12，下伸缩部12b在转向架枢轴16处枢转地连接到转向架梁14。

转向架梁14在转向架枢轴16之前承载第一轮轴18a。第一轮轴18a承载第一轮组件20a和第一制动组件22a。第一制动组件22a设置成向第一轮组件20a施加制动力。

转向架梁14还在转向架枢轴16之后承载第二轮轴18a。第二轮轴18b承载第二轮组件20b和第二制动组件22b，第二制动组件22b设置成向第二轮组件20b施加制动力。第一轮轴18a和第二轮轴18b相邻，即，在它们之间不具有另一轮组件，由此形成轮轴对。

根据本发明的所示实施例的起落架10与起落架100的不同之处在于：第一和第二制动杆24a、24b设置成它们将对应的制动组件22a、22b联接于共同的锚定点，以使每个制动杆24a、24b均以拉伸的方式抵抗由第一和第二制动组件22a、22b施加于制动杆24a、24b的制动扭矩。这提供了没有一个制动杆24a、24b需要牢固到足以承受由制动扭矩施加的压缩负载的优点，这可减少起落架的总质量。

在所示实施例中，起落架10设置有制动组件连接销26a、26b，制动杆24a、24b通过制动组件连接销联接于对应的制动组件22a、22b，这些制动组件连接销分别设置在将被称为“方向平面”的对应平面的那一侧，其中，当飞机在滑行过程中前进运动期间，对应的轮组件的转动方向远离转向架锚定点28，该对应的平面与转向架锚定点28和对应的轮组件20a、20b的转动轴线相交。由此，在所示实施例中，由于转向架锚定点28位于纵向轴线上，用于各个轮组件22a、22b的方向平面与转向架梁14的中心线或纵向轴线重合。如同可见，第一制动组件连接点26a位于纵向轴线上方，并由此位于轮组件20a的转动方向远离转向架锚定点28的对应平面的一侧上。相似地，第二制动组件连接点26b位于纵向轴线下方，并由此位于第二轮组件20b移动远离转向架锚定点28的对应平面的一侧上。

较佳地，当飞机在滑行过程中前进运动期间，位于对应的轮组件的转动方向远离对应的转向架锚定点的方向平面的一侧的对应轮组件的周长限定一弧度，且对应的制动组件连接点位于从该弧度的起始点起1/4π半径和3/4π半径之间的弧度区域内。这提供了在抵抗制动扭矩方面的机械优点。

由于两个制动杆24a、24b以相同方式、即在此实施例中以拉伸方式加载，制动杆可彼此联接成使得负载由于对应的制动扭矩至少部分地抵消、并且在一些情况下基本上彼此抵消。在所示的实施例中，这通过具有共同的转向架锚定点28的制动杆24a、24b来实现，该转向架锚定点设置在离制动组件连接点26a、26b中的每个的相同距离处。较佳地，共同的锚定点位于制动组件连接点26a、26b之间的直接路径上。在一些实施例中，制动杆中的两个可由单个构件形成，该单个构件在一些情况下使得与设有两个独立的制动杆相比材料可减少。具有对于两个制动杆共同的锚定点的本发明的实施例相对于现有技术的起落架是有利的，这是因为在已知结构的情况下，限定锚定点的销之类必须呈能抵抗由一个制动杆施加的压缩力和由第二制动杆施加的拉伸力的尺寸和强度。借助根据本发明的这种实施例，限定锚定点的销之类仅须牢固到足以抵抗由一个制动杆施加的拉伸力或压缩力，这是因为在正常操作过程中，制动杆负载将至少部分地彼此抵消，并且在失效状况下，锚定点仅须承受经由单个杆施加的力。

使用时，在飞机沿箭头A方向行进的情况下，可致动制动组件22a、22b，以向轮组件20a、20b施加制动力。制动杆24a,24设置成在制动过程中抵抗制动扭矩。来自第一制动组件22a的制动扭矩造成第一制动杆24a在它抵抗制动扭矩时经受拉伸力。来自第二制动组件22b的制动扭矩造成第二制动杆24b在它抵抗制动扭矩时也经受拉伸力。由此，两个制动组件22a、22b仅须机械上牢固到足以抵抗由于制动扭矩施加的拉伸负载。

如图2中可见，在所示实施例中，转向架枢轴16的轴线与锚定点18的中心同轴。由此，转向架14的枢轴运动不会造成制动组件22a、22b的转动。相似地，由于在起飞后的一段较短时间内向自由转动的轮组件20a,20b施加制动力的制动组件22a,22b基本上不产生转向架铰接力矩。

图3示出根据本发明的第二实施例的起落架30的示意局部侧视图。起落架30类似于起落架10，除了第二轮轴18b与转向架枢轴16同轴并且转向架梁14’包括承载第三轮组件20c和第三制动组件22c的第三轮轴18c之外。

第一和第二制动杆24a、24b又具有共同的转向架锚定点28，通过它们使转向架锚定点联接于转向架梁14。第三制动组件22c经由第三制动杆24c联接于转向架梁14。第三制动组件连接点26c位于与连接点26c和第三轮轴18c的转动轴线交叉的对应平面的一侧，其中，第三轮组件20c在飞机沿方向A在地面上运动时移动远离转向架锚定点28’。因此，第三制动杆24c以拉伸方式抵抗来自第三制动组件22c的扭转力矩，就如同第一和第二制动杆24a、24b的情况那样。

与第一实施例一样，第二实施例具有的优点在于制动杆均呈相同或大致相同的尺寸和构造，并且有利于各部件的通用性。

图4示出根据本发明的第三实施例的起落架的示意局部侧视图。起落架40类似于第二实施例的起落架30。然而，第二制动组件连接点26b现在也构成第三制动杆24c的锚定点。

图5示出根据本发明的第四实施例的起落架50的示意局部侧视图。根据该实施例的起落架50包括承载第四轮组件20d和制动组件22d的第四轮轴18d。第一和第二轮组件20a、20b构成第一轮轴对，并且包括与第一实施例中所述的轮轴对相似的制动杆结构。第三和第四轮组件20c、20d构成第二轮轴对，它们具有类似于第一实施例的轮轴对的制动杆所设置的制动杆。然而，对于各对轮组件，对应的共同的转向架锚定点28、28'在各轮轴对内的轮组件之间位于转向架梁上，而不是锚定点与转向架点同轴。与其它实施例一样，制动杆中的每个构造成将对应的制动组件联接于起落架上的锚定点，因而，它们各自借助拉伸力来抵抗由对应的制动组件所产生的制动扭矩。

尽管在所述实施例中，制动杆已设置成借助拉伸力来抵抗制动扭矩，但在其它实施例中，制动杆可各自设置成借助压缩力来抵抗制动扭矩。然而，在这种情况下，制动杆必须更牢固以承受压缩力。然而，由于每个制动杆以相同方式抵抗制动扭矩，它们可联接于单个转向架锚定点，或者由单个制动杆联接，以在正常使用时提供力的抵消。由此，不是转向架锚定点需要牢固到足以处理同时存在的拉伸负载和压缩负载，转向架锚定点可制成更轻，并且仅需牢固到足以承载一个制动杆的负载，这如一个制动组件或杆在使用时失效的情况一样。

尽管在所述实施例中，制动杆具体地描述成将制动组件联接于起落架的一部分，在其它实施例中可设有任何合适的稳定联接臂。

尽管所示实施例的起落架分别示出安装到特定轮轴上的单个轮，但在其它实施例中，可在每个轮轴上设置两个或更多个轮。此外，每个轮组件可设有相关联的制动组件，并且每个制动组件可包括制动杆，该制动杆设置成将制动组件机械联接于起落架的一部分，以使制动杆以与其它制动杆相同的方式，即借助压缩力或者拉伸力来抵抗制动扭矩。

尽管销已描述为将制动杆联接于起落架的对应部分，但可设有任何合适的机械附连装置。

术语“联接”意在覆盖两个部件之间的直接或间接连接。

“锚定点”可以是起落架上的任何合适的位置，制动杆可锚定到该锚定点，以使它能抵抗制动扭矩，从而稳定制动组件的位置。

Claims (16)

1.一种飞机起落架，包括：

转向架梁，所述转向架梁联接于主支柱；

安装在所述转向架梁上的第一轮轴，所述第一轮轴承载第一制动组件和第一轮组件；

安装在所述转向架梁上的第二轮轴，所述第二轮轴承载第二制动组件和第二轮组件，所述第一和第二轮轴相邻以形成轮轴对；

第一稳定臂，所述第一稳定臂将第一制动组件机械联接于起落架上的第一锚定点，以抵抗在所述第一制动组件将制动力施加于所述第一轮组件时产生的第一制动扭矩；以及

第二稳定臂，所述第二稳定臂将第二制动组件机械联接于起落架上的第二锚定点，以抵抗在所述第二制动组件将制动力施加于所述第二轮组件时产生的第二制动扭矩，

其中，第一和第二稳定臂将对应的第一和第二制动组件联接于对应的第一和第二锚定点，以使第一和第二制动扭矩造成两个稳定臂经受拉伸力或者两个稳定臂经受压缩力。

2.如权利要求1所述的飞机起落架，其特征在于，包括安装在所述转向架梁上的第三轮轴，所述第三轮轴承载第三制动组件和第三轮组件，且第三稳定臂设置成将所述第三制动组件机械联接于起落架上的第三锚定点，以抵抗在所述第三制动组件将制动力传递到所述第三轮组件时产生的第三制动扭矩，其中，第三稳定臂将所述第三制动组件联接于所述第三锚定点，以使所述第三制动扭矩造成所述第三稳定臂经受与由于对应的第一和第二制动扭矩使第一和第二稳定臂所经受的拉伸力或压缩力相同的力。

3.如权利要求2所述的飞机起落架，其特征在于，所述第三锚定点设置在所述第二制动组件上，并可选地设置在与所述第二稳定臂和所述第二制动组件之间的连接点相同的区域内，并可选地相对于所述第二稳定臂和所述第二制动组件之间的连接点同轴设置，并可选地经由共同的连接点联接于所述第二稳定臂。

4.如权利要求2和3中任一项所述的飞机起落架，其特征在于，包括安装在所述转向架梁上的第四轮轴，所述第四轮轴承载第四制动组件和第四轮组件，且第四稳定臂设置成将所述第四制动组件机械联接于起落架上的第四锚定点，以抵抗在所述第四制动组件将制动力传递到所述第四轮组件时产生的第四制动扭矩，其中，所述第四稳定臂将所述第四制动组件联接于所述第四锚定点，以使所述第四制动扭矩造成所述第四稳定臂经受与由于对应的第一、第二和第三制动扭矩使第一、第二和第三稳定臂所经受的拉伸力或压缩力相同的力。

5.如前述权利要求中任一项所述的飞机起落架，其特征在于，所述稳定臂中的一个或多个在对应的制动组件连接点处附连到它们对应的制动组件，并且其中，对应平面限定为与对应的锚定点和所述轮组件的转动轴线相交，所述制动组件连接点位于当飞机在滑行过程中前进运动期间所述轮组件的转动方向远离锚定点的平面的那一侧。

6.如权利要求5所述的飞机起落架，其特征在于，当飞机在滑行过程中前进运动期间，位于对应的轮组件的转动方向远离对应的锚定点的对应平面的一侧的对应的轮组件的周长的一部分限定一弧度，并且其中，对应的锚定点位于从所述弧度的起始点起1/4π半径和3/4π半径之间的一部分弧度内。

7.如权利要求5或6中任一项所述的飞机起落架，其特征在于，所述锚定点中的一个或多个位于对应的轮轴对的制动组件连接点之间的直接路径上。

8.如任一前述权利要求所述的飞机起落架，其特征在于，所述锚定点中的两个是同轴的。

9.如权利要求8所述的飞机起落架，其特征在于，两个同轴的锚定点属于轮对的稳定臂。

10.如前述权利要求中任一项所述的飞机起落架，其特征在于，所述稳定臂中的两个经由共同的锚定点彼此联接。

11.如任一前述权利要求所述的飞机起落架，其特征在于，所述稳定臂中的两个由单个构件限定。

12.如任一前述权利要求所述的飞机起落架，其特征在于，所述转向架梁在转向架枢轴处枢转地连接到支柱，且第一和第二锚定点与所述转向架枢轴同轴，并可选地由所述转向架枢轴限定。

14.如权利要求12所述的飞机起落架，其特征在于，一个轮组件具有与所述转向架枢轴大致同轴的转动轴线。

15.一种飞机起落架，所述飞机起落架包括：

转向架梁，所述转向架梁联接于飞机的主支柱；

安装在转向架梁上的第一轮轴，所述第一轮轴承载第一制动装置和第一轮组件；

安装在所述转向架梁上的第二轮轴，所述第二轮轴承载第二制动装置和第二轮组件，所述第一和第二轮轴相邻以形成轮轴对；

第一稳定装置，所述第一稳定装置设置成将第一制动装置机械联接于起落架上的第一锚定点，以抵抗在所述第一制动装置将制动力施加于所述第一轮组件时产生的第一制动扭矩；以及

第二稳定装置，所述第二稳定装置设置成将第二制动装置机械联接于起落架上的第二锚定点，以抵抗在所述第二制动装置将制动力施加于所述第二轮组件时产生的第二制动扭矩，

其中，第一和第二稳定装置将对应的第一和第二制动装置联接于对应的第一和第二锚定点，以使第一和第二制动扭矩造成两个稳定装置经受拉伸力或者两个稳定装置经受压缩力。

16.一种参照图2到5中任一个图、大致如文中所述的飞机起落架。

17.一种包括根据任一前述权利要求的飞机起落架的飞机。

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