CN103600837B - 用于控制飞机起落架舱门的连杆机构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于控制飞机起落架舱门的连杆机构，包括：一级扭力管，其包括位于起落架舱外的部分；第一传动装置，其连接于第一部分和起落架的支柱之间从而将支柱的驱动力传递至一级扭力管；二级扭力管，其包括位于舱内的内端部分和位于舱外的外端部分；第二传动装置，其在舱外连接一级扭力管和二级扭力管；两个第三传动装置，其分别连接于二级扭力管的内端部分和舱门中的一扇舱门之间。在本发明中，第二传动装置位于起落架舱外，节省了舱内空间、减小运动机构间的干涉；二级扭力管单侧传递扭矩，舱门运动同步性高；减少了零件数量，传力性能好。

Description

用于控制飞机起落架舱门的连杆机构

技术领域

本发明涉及民用飞机起落架舱门连杆机构，用于实现舱门与起落架的联动，属于起落架结构设计领域。

背景技术

民用飞机起落架舱门机构通常分为独立机构和联动机构两种。独立机构意味着起落架舱门开闭单独控制，与起落架收放独立，舱门在起落架放下或收起前打开，并在起落架放下或收起后关闭。联动式机构的实现形式为在起落架支柱或者阻力撑杆等起落架收放运动部件上选择一个驱动点，通过起落架收放部件的运动经由连杆机构带动舱门的开闭，从而实现舱门在起落架收放之前打开、收放完成后关闭的功能。然而，无论是哪种类型的舱门机构，它们均布置在起落架舱内，通常采用对称结构。由于避免在起落架的收放运动过程中发生干涉，起落架舱内必须预留出足够的空间来布置用于驱动舱门的连杆机构。

专利公开号WO2010/063110A1的文献中给出了一种起落架和舱门联动的起落架舱门控制装置，其位于起落架舱内，采用对称结构。然而，在该专利中，起落架舱的两扇舱门通过两侧对称的机构单独驱动，也就是说，两扇舱门各配备一套驱动机构，它们需要分别安装和调试，由此可能带来这两套驱动机构的运动不同步。

专利申请公布号CN102470920A的文献给出了另外一种起落架和舱门联动的起落架舱门控制装置，其也位于起落架舱内，采用对称结构。在该控制装置中，被驱动的起落架支柱带动断路支撑杆的板枢转，由此致使与板关联的发动机杆20’枢转，接着发动机杆20’的运动经由传递杆24’传递到摇杆23’，最后摇杆推抵分别与左右两扇舱门相关联的对称设置的左右两个连杆25a'、25b'枢转，从而将舱门打开。然而，由于力的传递需要经由断路支撑杆这样的中间环节从起落架支柱再经由传递杆传递到摇杆上，因此一方面这套机构占用较大的起落架舱内空间，另一方面传力不直接从而影响了传力性能。

发明内容

因此，本发明提供一种能够节省起落架舱内空间且传力性能优良的飞机起落架舱门连杆机构将是有利的。

为此，根据本发明的一个方面，提出了一种用于控制飞机起落架舱门的连杆机构，其适于连接到舱门和起落架并将起落架在收起位置和展开位置之间的来回运动转换为舱门在打开位置和关闭位置之间的来回运动，该连杆机构包括：

一级扭力管，其包括位于起落架舱内的第一部分和位于起落架舱外的第二部分；

第一传动装置，其连接于第一部分和起落架的支柱之间从而将支柱的驱动力传递至一级扭力管；

二级扭力管，其包括位于起落架舱内的内端部分和位于起落架舱外的外端部分；

第二传动装置，其连接于外端部分和第二部分之间从而将一级扭力管的扭力传递至二级扭力管；

两个第三传动装置，其分别连接于二级扭力管的内端部分和舱门中的一扇舱门之间从而使舱门受二级扭力管的驱动而完成打开和关闭运动。

在本发明的该方面，由于一级扭力管到二级扭力管的传力结构都位于起落架舱外，从而可最大限度地节省起落架舱内布置空间；减小运动机构间的干涉风险；起落架支柱的驱动力无需经由现有技术中的断路支撑杆而直接经由第一拉杆和一级内侧摇臂传递至一级扭力管，传力性能好；机构扭力仅单侧传递，即通过一个二级扭力管传递扭矩同时控制两扇舱门，减少机构零件数量，节省空间，舱门运动同步性高。

上述第一传动装置包括一级内侧摇臂和第一拉杆，一级内侧摇臂一端固连至一级扭力管的第一部分，第一拉杆两端可枢转地连接在一级内侧摇臂的另一端和支柱之间。

优选地，上述第一拉杆为L型拉杆。L型拉杆设计可更好地避免连杆机构在运动过程中与起落架支柱发生干涉。

优选地，上述L型拉杆包括可拆卸地连接的本体部和活动部。L型拉杆采用分段式设计，可根据整套机构的位置对拉杆进行不同长度的调节。

优选地，上述本体部具有滑孔和第一齿条结构，上述活动部具有螺钉孔和第二齿条结构，上述滑孔设置为穿过上述螺钉孔的螺钉沿该滑孔可滑动以调节上述本体部和上述活动部的连接位置，在该连接位置上，第一齿条结构和第二齿条结构啮合并且上述本体部和上述活动部经由穿过螺钉孔和滑孔的螺钉紧固在一起。该结构可通过齿条啮合位置的不同来改变连接位置进而改变拉杆的长度，从而进一步对整套机构的位置进行调整。

优选地，上述一级内侧摇臂和上述一级扭力管的第一部分借助于各自上形成的凸耳结构通过螺栓连接。该种法兰盘式连接结构可使螺栓单存受到剪切力，各个螺栓受力均衡，强度高，传力性能好。

优选地，上述第二传动装置包括：一级外侧摇臂，其一端固连至上述一级扭力管的第二部分；二级外侧摇臂，其一端固连至上述二级扭力管的外端部分；中间拉杆，其两端可枢转地连接在一级外侧摇臂的另一端和二级外侧摇臂的另一端之间。

优选地，每个上述第三传动装置包括：二级内侧摇臂，其一端固连至上述二级扭力管的内端部分；舱门拉杆，其两端可枢转地连接在二级内侧摇臂的另一端和上述一扇舱门之间。

进一步优选地，上述二级内侧摇臂和上述二级扭力管的内端部分借助于各自上形成的凸耳结构通过螺栓连接。

优选地，上述二级扭力管的内端部分通过球轴承装置支撑在起落架舱的两侧壁上；上述一级扭力管的第一部分和第二部分通过球轴承装置分别支撑在起落架舱的一侧壁和该侧壁外的飞机支撑结构上。由于每一级扭力管的两端都被固定，这种两端简支的固定形式能够很好对扭力管起到支撑作用，保证扭力管的稳定转动。

附图说明

本发明的其它特征以及优点将通过以下结合附图详细描述的优选实施方式更好地理解，附图中，相同的附图标记标识相同或相似的部件，其中：

图1是某种飞机起落架门驱动装置的机械连杆机构的立体图；

图2是根据本发明优选实施方式的飞机起落架舱门连杆机构的示意性立体图；

图3是图2所示飞机起落架舱门连杆机构的安装示意图；

图4A是图2中飞机起落架舱门连杆机构的L型拉杆的放大视图；

图4B是图4A中L型拉杆的分解视图；

图4C是图4A中L型拉杆的A部分的放大视图；

图5是图2中飞机起落架舱门连杆机构的一级内侧摇臂和一级扭力管的连接结构示意图；

图6是装配有图2所示飞机起落架舱门连杆机构的起落架的立体图，其中起落架以展开位置示出；

图7是图6所示起落架处于中间位置的示意图；

图8是图6所示起落架处于收起位置的示意图。

附图标记说明

100连杆机构

10一级扭力管

103扭力管凸耳结构

11一级内侧摇臂113摇臂凸耳结构

12第一拉杆

120本体部121活动部

123滑孔124第一齿条结构

125螺钉孔126螺钉

13一级外侧摇臂

15螺栓

20二级扭力管

21二级外侧摇臂

22左内侧摇臂23右内侧摇臂

24左舱门拉杆25右舱门拉杆

30中间拉杆

200起落架

201支柱

300飞机支持结构

401左舱门402右舱门

403侧壁

具体实施方式

下面参考附图详细描述本发明的具体实施方式的实施和使用。然而，应当理解，所描述的具体实施例仅示范性地说明实施和使用本发明的特定方式，而非限制本发明的范围。

应当注意到，在本文中，用于解释所揭露实施方式的各个部分的结构和动作的方向表示，诸如上、下、左、右、内、外，等等，并不是绝对的，而是相对的。当所揭露实施方式的各个部分位于图中所示位置时，这些表示是合适的。如果所揭露实施方式的位置或参照系改变，这些表示也要根据所揭露实施方式的位置或参照系的改变而发生改变。

如图2和图3所示，根据本发明的优选实施方式的用于控制飞机起落架舱门的连杆机构100，该适于连接到舱门和起落架并将起落架在收起位置和展开位置之间的来回运动转换为舱门在打开位置和关闭位置之间的来回运动。上述连杆机构100包括：一级扭力管10，其包括位于起落架舱内的第一部分和位于起落架舱外的第二部分；第一传动装置，其连接于第一部分和起落架200的支柱201之间从而将支柱201的驱动力传递至一级扭力管10；二级扭力管20，其包括位于起落架舱内的内端部分和位于起落架舱外的外端部分；第二传动装置，其连接于二级扭力管20的外端部分和第一扭力管10的第二部分之间从而将一级扭力管10的扭力传递至二级扭力管20；两个第三传动装置，其分别连接于二级扭力管的内端部分和舱门中的一扇舱门之间从而使舱门受二级扭力管的驱动而完成打开和关闭运动。

继续参见图2和图3所示，在本实施方式中，第一传动装置优选包括一级内侧摇臂11和第一拉杆12，其中，一级内侧摇臂11的一端固连至一级扭力管10的第一部分；第一拉杆12的两端可枢转地连接在一级内侧摇臂11的另一端和支柱201之间。

如图2清晰可见，第二传动装置优选包括一级外侧摇臂13、二级外侧摇臂21和中间拉杆30，其中，一级外侧摇臂13一端固连至一级扭力管10的第二部分；二级外侧摇臂21一端固连至二级扭力管20的外端部分；中间拉杆的两端可枢转地连接在一级外侧摇臂13的另一端和二级外侧摇臂21的另一端之间。

再次参见图2和图3，上述两个第三传动装置分别为左传动机构和右传动机构，其中，左传动机构包括左内侧摇臂22和左舱门拉杆24，该左内侧摇臂22一端固连至二级扭力管20的内端部分；左舱门拉杆24两端可枢转地连接在左内侧摇臂22的另一端和左舱门401之间；右传动机构包括右内侧摇臂23和右舱门拉杆25，该右内侧摇臂23一端固连至二级扭力管20的内端部分；右舱门拉杆25两端可枢转地连接在右内侧摇臂23的另一端和右舱门402之间。

如图4A至图4C所述，在本实施方式中，第一拉杆12优选为L型拉杆，其包括可拆卸地连接的本体部120和活动部121，即采用分段式设计。本体部120上设置有滑孔123及第一齿条结构124，活动部121上设置有螺钉孔125和第二齿条结构(图未示)，其中滑孔123设置成穿过螺钉孔125的螺钉126沿该滑孔123可滑动以调节本体部120和活动部121的连接位置，在该连接位置上，第一齿条结构124和第二齿条结构啮合并且本体部120和活动部121经由穿过螺钉孔125和滑孔123的螺钉126紧固在一起。该结构可通过调节上述两个齿条结构的啮合位置来改变上述连接位置进而改变第一拉杆12的长度，从而进一步对整套机构的位置进行调整。当然，应当理解是，在起落架舱内空间充足的情况下，第一拉杆12也可设计成直拉杆或者其他形式的拉杆。

如图5所示，在本实施方式中，一级内侧摇臂11优选具有摇臂凸耳结构113，一级扭力管10优选具有扭力管凸耳结构103，一级内侧摇臂11和一级扭力管10借助于各自的上述凸耳结构通过螺栓15连接。该种法兰盘式连接结构可使螺栓15单纯受到剪切力，各个螺栓15受力均衡，强度高，传力性能好。尽管图5所示的是一级内侧摇臂和一级扭力管的连接结构，但应当理解的是，本实施方式中左内侧摇臂22、右内侧摇臂23和二级扭力管20的连接也优选借助于各自的凸耳结构通过螺栓连接来完成。

在本实施方式中，二级扭力管20优选分别在左内侧摇臂22内侧以及在右内侧摇臂23和二级外侧摇臂21之间通过球轴承装置(图未示)支撑在起落架舱的两侧壁上；一级扭力管10还在一级内侧摇臂11和一级外侧摇臂13之间通过球轴承装置支撑在其对应的起落架舱的一侧壁403上，同时一级扭力管10的位于起落架舱的第二部分也优选通过球轴承装置支撑在该侧壁外403的飞机支撑结构300上。由于每一级扭力管的两端都被固定，这种两端简支的固定形式能够很好对扭力管起到支撑作用，保证扭力管的稳定转动。

回来再如图3所示，尽管示出了一级扭力管10的外端部固定于一个三角架式的飞机支持结构300上，但应当理解的是，用于固定一级扭力管10的飞机支持结构300不限于这种结构，只要能起到支撑和固定一级扭力管的作用、避免穿过起落架舱的侧壁403的一级扭力管作摆动运动即可。

下面参见图6至图8并结合图2至图3来描述一下本实施方式中的传动机构工作原理：

在起落架200从展开位置(见图6)到收起位置(见图8)或从收起位置到展开位置的运动过程(图7为中间位置)中，起落架200的支柱201通过第一拉杆12带动一级内侧摇臂11转动，一级扭力管10将一级内侧摇臂11的转矩传递到一级外侧摇臂13，接着，一级外侧摇臂13通过中间拉杆30带动二级外侧摇臂21转动，二级扭力管20将转矩同时传递到左内侧摇臂22、右内侧摇臂23，然后这两个二级内侧摇臂分别通过左舱门拉杆24、右舱门拉杆25带动左舱门401和右舱门402同时运动。

本实施方式的传动机构还具有这样的特点：传动机构100通过两级摇臂连接，将舱门气动载荷(即气动阻力)通过摇臂的杠杆原理将载荷传递到起落架支柱上，有效减少了舱门气动载荷对起落架正常收放及应急放产生的阻碍作用，具有良好的力学传递性能。

应当理解的是，本发明的传动机构可广泛应用在飞机上，例如应用在客机的前起落架前舱门上，或者宽体客机的中央主起落架舱门上，等等。

以上已揭示本发明的具体实施方式及其实例的技术内容及技术特点，然而可以理解，在本发明的创作思想下，本领域的技术人员可以对上述公开的各种特征和未在此明确示出的特征的组合作各种变化和改进，但都属于本发明的保护范围。上述实施方式和实例的描述是示例性的而不是限制性的。

Claims (10)

1.一种用于控制飞机起落架舱门的连杆机构，其适于连接到舱门和起落架并将起落架在收起位置和展开位置之间的来回运动转换为舱门在打开位置和关闭位置之间的来回运动，所述连杆机构包括：

一级扭力管，其包括位于起落架舱内的第一部分和位于起落架舱外的第二部分；

第一传动装置，其连接于所述第一部分和起落架的支柱之间从而将支柱的驱动力传递至一级扭力管；

二级扭力管，其包括位于起落架舱内的内端部分和位于起落架舱外的外端部分；

第二传动装置，其连接于所述外端部分和所述第二部分之间从而将一级扭力管的扭力传递至二级扭力管；

两个第三传动装置，其分别连接于二级扭力管的所述内端部分和舱门中的一扇舱门之间从而使舱门受二级扭力管的驱动而完成打开和关闭运动。

2.根据权利要求1所述的用于控制飞机起落架舱门的连杆机构，其特征在于，所述第一传动装置包括：

一级内侧摇臂，其一端固连至所述一级扭力管的所述第一部分；

第一拉杆，其两端可枢转地连接在一级内侧摇臂的另一端和所述支柱之间。

3.根据权利要求2所述的用于控制飞机起落架舱门的连杆机构，其特征在于，所述第一拉杆为L型拉杆。

4.根据权利要求3所述的用于控制飞机起落架舱门的连杆机构，其特征在于，所述L型拉杆包括可拆卸地连接的本体部和活动部。

5.根据权利要求4所述的用于控制飞机起落架舱门的连杆机构，其特征在于，所述本体部具有滑孔和第一齿条结构，所述活动部具有螺钉孔和第二齿条结构，所述滑孔设置为穿过所述螺钉孔的螺钉沿该滑孔可滑动以调节所述本体部和所述活动部的连接位置，在所述连接位置上，第一齿条结构和第二齿条结构啮合并且所述本体部和所述活动部经由穿过螺钉孔和滑孔的螺钉紧固在一起。

6.根据权利要求2所述的用于控制飞机起落架舱门的连杆机构，其特征在于，所述一级内侧摇臂和所述一级扭力管的所述第一部分借助于各自上形成的凸耳结构通过螺栓连接。

7.根据权利要求1所述的用于控制飞机起落架舱门的连杆机构，其特征在于，所述第二传动装置包括：

一级外侧摇臂，其一端固连至所述一级扭力管的所述第二部分；

二级外侧摇臂，其一端固连至所述二级扭力管的所述外端部分；

中间拉杆，其两端可枢转地连接在一级外侧摇臂的另一端和二级外侧摇臂的另一端之间。

8.根据权利要求2所述的用于控制飞机起落架舱门的连杆机构，其特征在于，每个所述第三传动装置包括：

二级内侧摇臂，其一端固连至所述二级扭力管的所述内端部分；

舱门拉杆，其两端可枢转地连接在二级内侧摇臂的另一端和所述一扇舱门之间。

9.根据权利要求8所述的用于控制飞机起落架舱门的连杆机构，其特征在于，所述二级内侧摇臂和所述二级扭力管的所述内端部分借助于各自上形成的凸耳结构通过螺栓连接。

10.根据权利要求1至9任一项所述的用于控制飞机起落架舱门的连杆机构，其特征在于，所述二级扭力管的所述内端部分通过球轴承装置支撑在所述起落架舱的两侧壁上；所述一级扭力管的所述第一部分和所述第二部分通过球轴承装置分别支撑在所述起落架舱的一侧壁和该侧壁外的飞机支撑结构上。