CN103847958A - 飞行器机身和飞行器起落架之间的中间固定装置 - Google Patents

Abstract

一种在飞行器机身和飞行器起落架之间的中间固定装置(100)。所述装置由包括基本相互间平行的一对翼板(105，106)的半开放的至少一个支承结构(102；103)组成。翼板包括用于接纳起落架主轴的第一支承部件(112)和用于接纳起落架的撑杆活节的第二支承部件(118)。装置包括彼此之间通过中央箱体(103)连接的两个支承结构(101；102)，中央箱体包括前壁(130)、后壁(132)和连接这两个壁的联接壁(134)。

Description

飞行器机身和飞行器起落架之间的中间固定装置

技术领域

本发明涉及在飞行器机身和飞行器起落架之间的中间固定装置。

背景技术

以通常的方式，一个或多个飞行器起落架被安置在起落架舱中，起落架舱位于预留空间内，该预留空间称为架舱，位于机身下部分的侧翼中并可延伸直到机翼的一部分。

根据飞行器或者飞行或者在地面上，所述起落架舱发挥双重功能。

在飞行期间，起落架舱将起落架与气动流相隔绝，以提高飞行器的性能。

在地面上，起落架舱的作用是将起落架引起的力传递给机身结构。

当前，起落架的构成元件在刚硬区域中通过机身蒙皮被连接到机身上，和／或被连接到构成在机身的加压区(机舱)和未加压区之间的界限的起落架舱顶部。

在现有技术的飞行器结构中，在飞行器在地面上滑行的期间，来自机轮的力被传递到起落架的活节的承座。

这些活节一方面被连接到飞行器机身蒙皮上，及另一方面被连接到起落架舱顶部，正是蒙皮和起落架舱将起落架所引起的力传递给机身结构。

因此，应该加强蒙皮和起落架舱的相关区域，以使其不会经受太大的形变。

更具体地，起落架舱的顶部应该承受由撑杆施加于起落架舱顶部的局部扭矩。

另外，目前，由于飞行器起落架的结构和固定，在飞行器的装配链上很早就装配飞行器起落架。因此不能独立测试起落架。

另外，这些起落架很依赖于起落架舱结构。因此，对于起落架的装配当前极其缺乏灵活性。

发明内容

本发明提出改进如上所述的配有起架落的飞行器前部结构。

为此，本发明涉及一种在飞行器机身和飞行器起落架之间的中间固定装置，起落架适于围绕至少一个主轴枢转和围绕至少一个撑杆活节铰接，以允许展开或收回起落架，起落架还包括承载机轮及连接到主轴的支柱、和将所述支柱连接到所述撑杆活节的撑杆。

中间固定装置由至少一个支承结构组成，支承结构包括用于接纳所述至少一个主轴的第一支承部件和用于接纳所述至少一个撑杆活节的第二支承部件。

所述装置包括通过中央箱体相互间连接的两个支承结构，中央箱体包括前壁、后壁和连接这两个壁的一些联接壁。

更具体地，根据所使用的起落架类型，撑杆活节可为球窝节或轴。

这种中间固定装置的一优点在于：将通过起落架的机轮滑行时引起的力传递到机身，而无需加强(及因此加重)机身结构，这些力的大部分被中间固定装置承接。

所述装置的第二个优点在于这样的事实：由中间固定装置和起落架组成的组件完全独立于飞行器，其在任何组装时刻都已准备好进行安置或为“成套”的。

因此，可以在任何组装时刻、例如在组装结束时安置起落架。

另外，这种布置使起落架的装配更快速和更简单。

此外，由中间固定装置和起落架组成的组件的装配可以独立于飞行器元件的其余装配来进行。

由中间固定装置赋予的独立性还允许以与飞行器其余构成元件的组装相并行和／或独立的方式实施对起落架固有系统的测试。

中央箱体一旦装配到飞行器上，用于横向于飞行器的纵向轴线。

更具体地，中央箱体连接每对翼板中的包括第二支承部件的翼板。

有利地，中央箱体的尺寸确定成使其结构承接由起落架的机轮在支柱和撑杆上引起的力的一部分。

这允许进一步减少对机身结构的加强，因此减轻其重量。

另外，因此还得到了一种独立组件，该独立组件仅靠自身承载飞行器起落架，这还便于装配和拆卸。

“独立”这里应理解为这样的事实：起落架的所有固定界面附接于中间固定装置，而不是附接于飞行器的其它零件或其它元件。

因此，仅通过中间固定装置来拆卸起落架。

事实上，还减少了与机身之间的界接部数量，这允许得到对装配时所需公差的最佳控制并简化维护操作。

这种结构选择允许中央箱体有效地执行其承力功能而不会过多增加飞行器的重量。

然而，将注意到，中央箱体还可具有圆柱体的形状。根据一可能的特征，所述至少一个支承结构是中空的。这尤其允许减轻中间固定装置的重量和将设备安放在支承结构的内部空间中。

根据一个可能的特征，由支承结构和中央箱体组成的组件是一体制成的。

这简化了中间固定装置在飞行器机身上的装配。

为了不加重中间固定装置的重量，中央箱体是中空的。

以有利的方式，中央箱体具有内部空间，内部空间用于安置移动支柱和撑杆以展开和收回起落架的移动部件。

优选地，该空间位于两个支承结构之间、在箱体中央。其例如容纳能移动起落架的驱动系统和液压缸或电动缸。

更具体地，该空间可以呈平行六面体的形状。

为了尽可能直接地将滑行力传递给飞行器机身的最坚固的元件，当固定装置装配在飞行器机身上时，第一和第二支承部件用于处在紧邻飞行器机身的参考线(或中性线)。

因此，以相切于机身蒙皮的方式将滑行时引起的力传递给机身。

这种特征还导致降低在机轮传递的力的作用下利用起落架轴施加在机身联接点上的(围绕飞行器的纵向轴线的)局部弯矩的值。

弯矩值的降低允许减小机身蒙皮或起落架舱顶部的相关区域的重量，这在现有技术中是需要加强的。

根据一可能的特征，所述至少一个支承结构包括一对相互间基本平行的翼板，该对翼板承载第一支承结构和第二支承结构。

根据一个可能的特征，所述翼板彼此隔开，以能够在这样形成的空间中容纳撑杆和大部分支柱。

由中间固定装置和起落架组成的组件因此更加紧凑。

根据一可能的特征，支承部件为开设于所述翼板中的承座。

采用该方式，主轴和撑杆活节可在其中插入和在其中枢转/铰接。

根据一可能的特征，所述装置还包括接合部件，用于连接所述至少一个支承结构和机身，且基本被固定在飞行器机身的参考线处。

应记得，机身的参考线、或覆盖层(机身蒙皮)的参考线、又或机身中性线是由机身覆盖层的全部截面的重心构成的。

有利地，接合部件包括至少一个接合件，所述至少一个接合件用于一方面借助螺栓被固定在飞行器机身上，及另一方面被固定在所述至少一个支承结构上。

本发明还涉及一种组件，其包括一个飞行器起落架和一根据本发明的装置。

本发明还涉及一种组件，其包括两个飞行器起落架和一根据本发明的包括两个支承结构和一个中央箱体的装置。

然而，还可以考虑这样两个装置：所述装置的一对支承结构彼此独立。

本发明还涉及一种包括前述组件之一的飞行器。

以有利的方式，这种飞行器配有起落架舱，起落架舱包括顶部，该顶部包括壳板，壳板具有膜片或加强元件，其沿飞行器的纵向方向(飞行器坐标系的X轴)延伸。

事实上，本发明特别适合于具有同时轻质且坚固的该类型结构的机身。

为此，以结合或独立的方式，起落架舱可包括后增压隔壁，后增压隔壁包括壳板和膜片或加强元件。

附图说明

在参照附图以举例而非限制性的方式给出的接下来的描述中，将会显现其它的特征和优点，附图中：

-图1为第一实施方式中的中间固定装置的透视示意图；

-图2a为图1的中间固定装置和与其配合的两个起落架的透视示意图，起落架在展开位置上；

-图2b为图2a的元件的透视示意图，起落架在收回位置上；

-图3为配有图2a的中间固定装置和起落架的飞行器机身段的透视示意图；

-图4为图3的元件的剖面视图；

-图5a为图3的元件沿不同角度的示意图；

-图5b为图5a的元件的示意图，起落架在收回位置上；

-图6为图3的细部的放大图，飞行器起落架舱的左侧壁被隐去；

-图7为图6的细部的放大图，飞行器起落架舱的左侧壁没有被隐去；和

-图8为图6的细部的放大图。

具体实施方式

在接下来的描述中，定向对应于在平坦地面上的地面飞行器的定向。

图1示出第一实施方式中的根据本发明的中间固定装置。

相关的中间固定装置100包括三个部分：右支承结构101(术语“右”参照附图的定向)，左支承结构102，和连接这两个支承结构的中央箱体103。

注意到的是，在整个描述中，形容参照元件的术语“左”和“右”与图2的定向相关，如上所定义的，且无论其它附图中的装置的朝向如何均如此。

在该附图和接下来的附图中所示的实施方式中，中间固定装置100相对于中央箱体103的中心对称，将只详细描述右支承结构101。

右支承结构101包括一对翼板104。该对翼板104是由相互间基本平行的一外翼板105和一内翼板106组成的。术语“内”和“外”于此处与所述翼板相对于中央箱体103、又或相对于用于固定所述装置的机身的位置相关。

右支承结构还包括顶翼板107，顶翼板107在内外翼板的上端部处将所述内翼板106和外翼板105互相连接。术语“上”这里或者涉及翼板的最接近机身的边侧，或者涉及在起落架相反方向上的边侧。

右翼板101还包括将所述内翼板106和外翼板105互相连接的基翼板108。基翼板108的表面和顶翼板107的表面彼此之间形成钝角。

前述四个元件即该对翼板104、顶翼板107和基翼板108，因而形成右支承结构101的外壳体。

然而，在不破坏本发明原理的情况下，可以赋予右支承结构101或左支承结构102以可替换的形状，例如改变外105和内106翼板与顶翼板107之间的角度，又或改变内翼板106和外翼板105之间的角度，内外翼板可以不是完全平行的。

在任何情况下，如将会看到的，有利的是，使支承结构的形状一方面适合于飞行器而另一方面还适合于起落架，其中，所述支承结构用于被固定于所述飞行器，所述支承结构用于支撑所述起落架。

现在将更详细地描述该对翼板104、顶翼板107和基翼板108的形状和功能。

外翼板105具有呈三角形形状、沿基翼板108的法线方向延伸的一对接头部即外接头部110a和内接头部110b。外接头部110a和内接头部110b二者形成一个具有两个分支的分叉(或颊板)。

外接头部110a和内接头部110b每个在用于最接近起落架的其端部包括支柱外承座111。这些支柱外承座111彼此相面对就位。

如下文将会见到的，支柱外承座111为第一支承部件112的组成部分，第一支承部件112用于接纳起落架支柱的主轴。

外翼板105从该对接头部110a、110b的与支柱外承座111相对的端部开始延长，同时使得在接头部110a、110b那侧上的宽度增加。

加宽部113沿着两个棱边即外棱边114a和内棱边114b行进。外棱边114a和内棱边114b分别来自外接头部110a和内接头部110b，并且彼此靠近朝向顶翼板107延长。

外棱边114a和内棱边114b每一个分别与外接头部110a和内接头部110b成钝角。

加宽部113还形成凹陷部115。接头部110a、110b与加宽部113之间的界限因此通过尖锐棱边体现。

如从图2b中可见的，凹陷部115的形状和尺寸大小尤其与这样的事实相关：能够允许收回起落架，以使在内翼板106和外翼板105之间的空间中能够容纳支柱的一大部分。

在这些棱边114a、114b接合之前，内棱边114b改变方向以与外棱边114a相平行。

则外翼板105延长，总是使在接头部110a、110b那侧上的宽度增加，而且还相对于加宽部113减小厚度以形成尖状部116。

在接头部110a、110b相反方向上的尖状部116的端部具有撑杆外承座117，如下文将会见到的，撑杆外承座117为第二支承部件118的组成部分，第二支承部件118用于接纳起落架撑杆的撑杆活节。

对于内翼板106，它则具有呈梯形形状的主表面106a。该主表面106a基本平行于外翼板105的延长方向。

在主表面106a的与接头部110a、110b相面对的下角落119处，具有支柱内承座120，支柱内承座120与支柱外承座111相对齐。

支柱内承座120与支柱外承座111一起构成第一支承部件112。

内翼板106还具有延长主表面106a的挡板121。挡板121远离外翼板105，相对主表面106a形成角度。

挡板121具有撑杆内承座122。该撑杆内承座与撑杆外承座117相组合，构成第二支承部件118的组成部分。

最后，基翼板108连接内翼板106和外翼板105这两个翼板，并且一方面垂直于主表面106a，及另一方面垂直于外接头部110a和内接头部110b。

现在将描述中央箱体103以及其在左支承结构102和右支承结构101上的固定。

中央箱体103是中空的，其截面具有四条边。然而中空箱体还可具有其它形状，例如圆柱形的形状。

更具体地，中央箱体包括前壁130、后壁132、及连接这两个壁的一些联接壁134。

在这些附图所示的实施方式中，前壁130和后壁132是基本平行的。然而，在不影响它们功能的前提下，它们之间形成一角度是可能的。

联接壁134于此处基本垂直于前壁130和后壁132。然而，完全可以考虑这些壁之间形成不同的角度。

因此，联接壁134和前壁130及后壁132形成中央箱体的壳体，以赋予其纵向的形状。在此情况下，该形状为平行六面体的形状。

在相应于附图的特别实施方式中，前壁130和后壁132在右支承结构101和左支承结构102中的每一个的一侧和另一侧延伸。此外，前壁130和后壁132的宽度不超过右支承结构101和左支承结构102的高度。

为允许将中央箱体103固定于右支承结构101和左支承结构102，顶翼板107延长直到前壁130的表面，同时保持呈平面。

至于前壁130，它直接与内翼板106相连接。

最后，后壁132与右支承结构101和左支承结构102的基翼板108相连接。

可选地，由右支承结构101、左支承结构102和中央箱体103组成的组件可为单体制成。

将注意到，无论中央箱体103的形状如何，中央箱体都将适合于涉及飞行器的起落架舱的几何形状或配置以及右支承结构101和左支承结构102的几何形状或配置。

右支承结构101和左支承结构102连接的事实，尤其允许中央箱体103一方面接收、另一方面分配右支承结构101和左支承结构102中的每一个所接收的力。

另外，中央箱体103是中空的，它可构成内部空间(腔室)，在内部空间中例如布置移动部件(未示出)，所述移动部件用于移动起落架的支柱和撑杆，以展开或收回所述一个或多个起落架。

这可以涉及如作动筒、供电元件、发动机、致动器等的设备。

参照图2a和2b，现在将描述中间固定装置100和两个起落架200之间的配合。

起落架200每一个都包括一支柱220，支柱220在一端部配有机轮224和呈Y形的撑杆226。

支柱220在与机轮224相对的其端部被连接到称为主轴228的两个轴。这些主轴228的方向与飞行器的俯仰轴的方向基本相同。

至于撑杆226，该撑杆在其离机轮最近的端部被连接到支柱220。在分成Y形体的两个分支的撑杆另一端部，该撑杆被连接到两个撑杆活节229。

撑杆活节229例如为球窝节或轴。在附图所示的实施方式中，这涉及球窝节。

主轴228和撑杆活节229允许支柱222绕飞行器的俯仰轴枢转，以使起落架200从如图2a位置的展开位置运行到如图2b位置的收回位置，在收回位置，起落架被束限于基本水平的位置(飞行器在地面上时的飞行器水平位置)。

支柱220的两个主轴228插入第一支承部件112中，换句话说，分别地，一方面插在支柱内承座120中，另一方面插在支柱外承座111中。

另外，各个位于由撑杆226形成的Y形体的分支的端部处的撑杆活节229，插入第二支承部件118中，换句话说，分别地，一方面插在撑杆内承座122中，另一方面插在撑杆外承座117中。

由于这些布置，通过机轮224滑行时在撑杆活节229和主轴228上产生的力被第一支承部件112和第二支承部件118承接。

这些力事实上被传递到整个支承结构101上，接着由所述支承结构传递给中央箱体。

更具体地，切断力由基翼板108和顶翼板107承接，然后被传递到前壁130、后壁134和联接壁134。

如可在起落架处于收回位置的图2b中更清楚地看到的，内翼板106和外翼板105之间的距离有利地选择成能够在这两个翼之间形成的空间中容纳整个撑杆226。

此外，如在起落架200处于收回位置的图2b中可见的，内翼板106和外翼板105之间的距离有利地选择成能够在这两个翼之间形成的空间中容纳支柱220的一大部分。

同样，凹陷部115的形状和尺寸大小选择成使支柱220触及该凹陷部。

右支承结构101和左支承结构102的尺寸还选择成不超过支柱220的长度，以在起落架200的收回位置，机轮224不接触外翼板105和内翼板106。

图3、4、5a和5b、6、7和8示出了中间固定装置可被集成于飞行器段中的方式。将注意到，出于清楚的原因，这些附图中都没有示出飞行器机翼。

相关的机身段不是本发明所固有的，将只为其描述对于机身段与中间固定装置100接合有用的元件。

机身段300包括起落架舱310，起落架舱310本身包括舱顶部315和后增压隔壁325。

例如，舱顶部315和后增压隔壁325每一个都由壳板组成，壳板由膜片或加强件加强，以减轻它们的重量，同时保持必要的强度。

中间固定装置100包括允许所述中间固定装置连接到机身段300的接合部件(moyens d′interface)330。接合部件330基本被固定在机身的覆盖层(蒙皮)的参考线(中性线)处。机身的参考线由机身的覆盖层(蒙皮)的所有截面的重心构成。

以更精确的方式，如从图4中可见，左支承结构101被连接到起落架舱的左侧壁340，右支承结构102被连接到起落架舱的右侧壁345。

左支承结构102和右支承结构101中的每一个分别被固定在起落架舱的左侧壁340和右侧壁345中的每一个的下部分处，且尽量接近机身的参考线。

为使固定能将通过滑行引起的力最佳地传递给机身段300并限制形变，例如，前固定点347位于外翼板105的尖状部116的端部。

还是为了最佳传递力，使后固定点348位于顶翼板107的(相对于机身段300的)外端部处。

更具体地，如图6、7和8中可见的，接合部件330此处包括前接合件360和后接合件365。

出于清楚的原因，在图6中没有示出起落架舱的右侧壁345。

此处将注意到，术语“前”和“后”与中间固定装置装配到飞行器上时的该中间固定装置100的位置相关。事实上，前接合件360则更接近飞行器前部，而后接合件365更接近飞行器后部。

通过螺栓362，前接合件360和后接合件365二者全都一方面固定于右支承结构101，另一方面固定于飞行器机身段300。

所述螺栓可以尤其为抗拉螺栓或抗剪螺栓。在未示出的另一种实施方式中，可通过钩和环执行固定。

更具体地，前接合件360为在顶翼板107长度的大约三分之一上、及在右支承结构101的整个宽度上延伸的板。

前接合件的一些第一螺栓364将前接合件360在前固定点347处固定于飞行器机身段300。

前接合件的两个第一螺栓364在前接合件360的两侧位于前接合件360的前端部。

因此，前接合件的第一螺栓364的数量为四个。

然而，螺栓的数量和布置当然可以变化。

后接合件365由外角撑架370和内角撑架375(仅于图6中可见)组成，外角撑架370和内角撑架375背对背地安置并且它们之间具有空间377。

通过腹板370a加强中空的外角撑架370，腹板370a将该外角撑架分成相同的两个部分。

对于内角撑架375同样如此，该内角撑架通过腹板(未示出)被加强。

通过后接合件的螺栓380将外角撑架370固定于右支承结构101。

为此，后接合件的螺栓380一方面穿过外角撑架370的基底370b，另一方面在后固定点350处穿过顶翼板107。

对于内角撑架同样如此，所述内角撑架通过螺栓(图中不可见)被固定于与右支承结构101的固定位。

如图7中可见的，当中间固定装置100被安置在飞行器上时，起落架舱的左侧壁340填充空间377，图7示意表示后接合件360和飞行器机身段300之间的配合。

例如，借助如螺栓(未示出)这样的固定部件将外角撑架370和内角撑架375固定于左侧壁340，又或者外角撑架和内角撑架被集成于左侧壁340。

在另一未示出的实施方式中，中间固定装置由独立的两个支承结构(它们没有通过箱体相连接)组成，每一个支承结构允许承载一个起落架。在这种情况下，翼板对用于固定在飞行器的两侧。

刚描述过的例子仅为本发明的可能的实施方式，而本发明并不局限于这些实施方式。

Claims (13)

1.一种在飞行器机身和飞行器起落架(200)之间的中间固定装置，所述飞行器起落架(200)能围绕至少一个主轴(228)枢转及围绕至少一个撑杆活节(229)铰接，以允许所述飞行器起落架的展开或收回，所述飞行器起落架包括承载机轮(224)及连接到主轴(228)的支柱(220)、和将所述支柱(220)连接到所述撑杆活节(229)的撑杆(226)，所述中间固定装置包括至少一个支承结构(101；102)，支承结构包括用于接纳所述至少一个主轴(228)的第一支承部件(112)和用于接纳所述至少一个撑杆活节(229)的第二支承部件(118)，所述中间固定装置包括彼此之间通过中央箱体(103)连接的两个支承结构(101；102)，所述中央箱体包括前壁(130)、后壁(132)和连接所述前壁和后壁这两个壁的联接壁(134)。

2.根据权利要求1所述的中间固定装置，其特征在于，所述至少一个支承结构(101；102)是中空的。

3.根据权利要求1或2所述的中间固定装置，其特征在于，由支承结构(101；102)和中央箱体(103)组成的组件一体制成。

4.根据权利要求1到3中任一项所述的中间固定装置，其特征在于，所述中央箱体(103)是中空的。

5.根据权利要求1到4中任一项所述的中间固定装置，其特征在于，所述中央箱体(103)具有内部空间，所述内部空间用于安置移动部件，所述移动部件用于使所述支柱(220)和所述撑杆(226)移动，以展开和收回所述飞行器起落架(200)。

6.根据权利要求1到5中任一项所述的中间固定装置，其特征在于，当所述中间固定装置装配到飞行器机身(300)上时，所述第一支承部件(112)和第二支承部件(118)紧邻所述飞行器机身(300)的参考线就位。

7.根据权利要求1到6中任一项所述的中间固定装置，其特征在于，所述至少一个支承结构(101；102)还包括相互间基本平行的一对翼板(104)，所述第一支承部件(112)和第二支承部件(118)由所述一对翼板(104)承载。

8.根据权利要求7所述的中间固定装置，其特征在于，所述一对翼板(104)中的翼板(105，106)彼此隔开，以能够在这样形成的空间内容纳所述支柱(220)的大部分和所述撑杆(226)。

9.根据权利要求7或8所述的中间固定装置，其特征在于，所述第一支承部件(112)和第二支承部件(118)为开设于翼板(105，106)中的承座(111，117，120，122)。

10.根据权利要求1到9中任一项所述的中间固定装置，其特征在于，所述中间固定装置还包括接合部件(360，365)，所述接合部件用于连接所述至少一个支承结构(101；102)和所述飞行器机身(300)，及用于基本在所述飞行器机身的参考线处被固定。

11.一种组件，所述组件包括一飞行器起落架(200)和一根据权利要求1所述的中间固定装置(100)。

12.一种组件，所述组件包括两个飞行器起落架(200)和一根据权利要求1到5中任一项所述的中间固定装置(100)。

13.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求11或12所述的组件。

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