CN104203750A - 一种整流罩 - Google Patents

Abstract

一种飞机起落架，所述飞机起落架包括机轮以及一在一第一和一第二布局之间可移动的整流罩，其中，在所述第一布局中，所述整流罩用于防护所述起落架的组件免遭入射的气流，在所述第二布局中，所述整流罩用于使由一个或多个机轮推动的碎片或雾状物偏向。

Description

一种整流罩

技术领域

本发明涉及飞机起落架，具体地，涉及飞机起落架上的整流罩。

背景技术

整流罩在飞机起落架上被使用，以用于降低噪声，以及减少在降落和起飞期间由起落架产生的强气流。这种整流罩通常设置在噪声产生组件的前方，以使防护这些噪声产生组件免遭入射的气流，同时保护起落架免受由外部物体产生的冲击导致的损坏。目前，已采取尝试使用铰接的整流罩来有效减少噪声，当飞机在空中飞行时，所述整流罩可完全地盖住高噪声产生组件(例如，制动器)，而且在与地面接触过程中(例如，可参考GB 2475919)允许强气流流经所述高噪声产生组件。

在起落架上的整流罩还用于当飞机停在地面上时，将外物突出部包括到机身、引擎或其他关键飞机组件中。一个非限定性示例是在机身后部具有螺旋推进器的飞机配置。这种飞机易受到由起落架机轮推动的外部物体的损坏，例如，轮胎碎片或跑道碎片。目前，螺旋桨推进器技术中的进步，使得螺旋桨推进器不断被应用到民用和军用航空。当机翼被安装后，由于前起落架前突，这种引擎容易受到损坏。而且，人们认为随着涡轮螺桨发动机技术的进化，未来的飞机将可包括后部安装的涡轮螺桨发动机，这将需要主起落架进一步设置在机身后部。因此，相对于以前，现在对起落架突出部的包含对于现代飞机的安全和可靠性将更加重要。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供了一种飞机起落架，所述飞机起落架包括机轮以及一整流罩，当所述起落架伸展时，所述整流罩在一第一布局和一第二布局之间移动，其中，在所述第一布局中，所述整流罩用于防护所述起落架的组件免遭入射的气流，在所述第二布局中，所述整流罩用于使由一个或多个机轮推动的碎片或雾状物偏向。

因此，所述整流罩具有多个功能。在所述第一布局中，所述整流罩对起落架组件进行防护以使其免遭入射的气流，从而减少起落架着陆时由起落架组件引入的噪声，以及防止起落架遭受由外部物体撞击导致的损坏。在所述第二布局中，所述整流罩被定位在所述起落架的后面，用于容纳从所述起落架伸出的朝向机身、引擎或其他重要飞机组件的外部物体。

有益地，所述整流罩相对所述飞机起落架在所述第一和第二布局之间移动。

优选地，当位于所述第一布局中时，所述整流罩用于防止外物撞击所述起落架组件。

有益地，所述整流罩包括穿孔或网孔，以允许部分入射的气流通过。

优选地，所述整流罩包括空气动力学特征，以辅助所述整流罩在所述第一和第二布局之间转换。

有益地，所述整流罩枢转地连接到所述起落架上。在该布局下，优选地，所述起落架包括一伸缩支柱以及连接在所述伸缩支柱和所述整流罩之间的一操纵连杆机构，所述操纵连杆机构用于当所述伸缩支柱被压缩时，相对所述起落架枢转所述整流罩。所述伸缩支柱可用于围绕一纵向轴转动，以在第一布局和第二布局之间移动所述整流罩。可选地，所述起落架可包括一伸缩支柱，所述整流罩枢转地连接到一第一旋转筒，所述旋转筒可转动地安装在所述伸缩支柱上。之后一第二旋转筒可转动安装在所述伸缩支柱上，所述起落架进一步包括一致动器，该致动器连接在所述第二旋转筒和所述整流罩之间，以用于推动所述整流罩围绕其与所述第一旋转筒的连接点枢转。

作为所述整流罩枢转地连接到所述起落架的一可选方式，所述整流罩可枢转地连接到一所述机轮的轮毂或轮轴，以用于围绕所述轮轴的纵向轴在所述第一和第二布局之间转动。

有益地，所述飞机起落架进一步包括一机电或液力机械致动器，以用于在所述第一和第二布局之间移动所述整流罩，优选地，所述致动器被设置在一个所述机轮的轮轴或轮毂上。

附图说明

下面将参考附图，通过非限定性示例的形式对本发明实施例进行更详细的描述，其中：

图1示意性地示出了根据本发明实施例的一飞机起落架，其中，所述起落架未加负载，整流罩处于第一布局中；

图2示意性地示出了图1中所述的飞机起落架，其中，所述起落架已经被转动，以使得所述整流罩处于第二布局中；

图3示意性地示出了图2中的飞机起落架，其中，所述起落架已加负载；

图4示意性地示出了根据本发明一可选实施例的一飞机起落架，其中，所述起落架未加负载；

图5示意性地示出了图4中的飞机起落架，其中，一整流罩已从第一布局被转动到第二布局；

图6示意性地示出了本发明一可选实施例的飞机起落架，其中，一整流罩位于第一布局中；以及

图7示意性地示出了图6的飞机起落架，所述整流罩位于第二布局中。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的一飞机起落架的第一实施例。所述起落架包括伸缩支柱2，所述伸缩支柱2在图1中处于全伸展状态，示出的起落架处于与地面4接触之前，因此，所述起落架无负载。在所述示出的具体实施例中，所述起落架为前起落架，所述前起落架具有一机轮装置7，所述机轮装置7具有位于轮轴8两端的一对轮胎6，从而形成了伸缩支柱2下部2a的一部分。尽管如此，应理解，这种设计也可以在一具有轮轴架梁的主起落架上实施，所述轮轴架梁具有两对或多对轮胎，在这里描述的装置可与任何类似的机轮结合使用。包括一上联动臂10a以及一下联动臂10b的一机械连杆机构(例如，从动连杆或扭接连杆)以一种已知的方式枢转地连接在所述伸缩支柱2的上、下部2a和2b之间。可选地，所述机械连杆机构为起落架提供了支撑结构。在示出的布局中，所述上联动臂10a枢转地连接在一旋转筒12上，所述旋转筒12可旋转地安装在所述伸缩支柱2的上部2a上，从而为所述机械连杆机构提供可围绕所述伸缩支柱2旋转的一自由度。应理解，为了清楚描述本申请，在图中机轮/轮胎/制动器装置只以简化的方式进行了示出。

在起落架的前方，整流罩14覆盖了一个大区域，优选地，所述区域宽得足以覆盖机轮装置7的大部分，包括两个轮胎6以及任何关联的制动器、千斤顶支承点以及其他已知的起落架组件(未示出)。所述整流罩14通过一枢轴连接装置16被枢转地连接到所述旋转筒12上的一位置，该位置位于上联动臂10连接到所述旋转筒12的位置的上方。在一端，操纵连杆机构18(例如，刚性金属条或杆)枢转地连接在机械连杆机构的铰接接点20，在另一端，所述操纵连杆机构18枢转地连接到整流罩14的枢轴连接装置22。

在一第一布局中，所述整流罩14被定位在起落架的前方，被设置用来防护机轮装置7的噪声产生组件(例如，制动器以及千斤顶支承点)免遭入射的气流。

所述整流罩14还可用于当所述整流罩14处于第一布局时，防止外部物体或其他碎片撞击起落架的制动器或其他组件。为了达到这个目的，所述整流罩14可由例如金属合金或纤维增强塑料的材料构造而成，这样，所述整流罩14足以抵抗这些外部物体的撞击。所述整流罩14可被设计用于抵抗撞击，而不会受到损坏，或可被设计用来以一可控方式通过变形或折叠吸收撞击能。为了允许一些入射气流通过，所述整流罩14可包括穿孔或网孔。

图2示出了即将着陆的图1中的飞机起落架，所述伸缩支柱2的下部2a已经被转动，相对所述伸缩支柱2的上部以及机身经过了180度，从而从第一布局进入第二布局，其中，在第一布局中，所述整流罩14用于防护所述起落架的组件免遭入射的气流(如图1所示)，在第二布局中，所述整流罩被定位在机轮装置的后方，以用于使由所述机轮驱动的碎片或雾状物转向。在所述第二布局中，所述整流罩14不再对机轮装置6、8以及尤其是任何关联的制动器的入射气流进行防护，这样，可对制动器进行全面冷却，而这是在着陆制动过程中所期望的。在该实施例中，只有所述伸缩支柱2的下部2a转动，以通过机械、液压或电动致动器在所述第一和第二布局之间移动所述整流罩14。然而，可选地，包括上、下部2a和2b的所述整个伸缩支柱2可相对所述机身转动180度。

为了促使所述整流罩14从第一布局转动到第二布局，一个或多个空气动力学特征可被应用到所述整流罩中。这些特征可包括凹槽、突出部、凹陷、沿着所述整流罩前沿延伸的翼肋、固定在所述整流罩上的垂直尾翼或任何其他适合的已知空气动力学特征。优选地，当致动器启动所述整流罩14转动后，即当将所述整流罩14从第一布局移动到第二布局时，这些特征被用于引导所述整流罩14转动。尽管如此，当所述飞机飞行以及所述整流罩14被保持在第一布局中以防护流向起落架组件的入射气流时，优选地，任何空气动力学特征可被使用，以不要在所述整流罩14上产生旋转力，从而当飞机飞行时不会在所述整流罩14或引动机构上产生过度磨损。

图3示出了飞机降落到地面4上后图2示出的飞机起落架。可以看出，所述伸缩支柱2现在已被压缩，这样，所述上、下联动臂10a、10b朝向各自被压缩，从而使得铰接接点20和旋转筒12之间的垂直位移不断减少。由于所述整流罩14与铰接接点20和旋转筒12两者都相连，因此，相对地面所述整流罩14将占据更多的水平剖面，围绕所述枢轴连接装置16向上枢转。因此，所述整流罩14被分开，进一步远离所述机轮装置6、8，以当所述整流罩14被保持在一位置以适用于使碎片或来自机轮的雾状物转向，以远离机身的下侧时，允许对所述制动器或与所述起落架关联的千斤顶支承点进行操作。

可选地，在着陆前，飞机的飞行员也可以选择不将所述整流罩转动到所述第二布局中。所述飞行员可根据跑道表面质量、天气情况或其他相关因素或引动机构失败等进行决定。在这种情况下，飞机着陆时，所述伸缩支柱2的压缩将导致所述整流罩围绕所述枢轴连接装置16转动，使得所述整流罩远离起落架的噪声产生组件，这样，这些噪声产生组件将不再被保护免遭入射气流。这样，即使所述整流器被保持在第一布局中，也可以对制动器进行冷却。

图4示出了根据本发明的飞机起落架的一可选实施例，其中，所述伸缩支柱2再次被完全伸展，即，处于未负载情况下。在该实施例中，所述整流罩14不再连接到所述机械连杆机构10或旋转筒12。作为替代地，所述整流罩14在一枢轴连接装置26处枢转地连接在第一旋转筒24上，所述旋转筒24可转动地安装在所述伸缩支柱2的上部。操纵连杆机构28一端在所述整流罩14的一枢轴连接装置处连接到所述整流罩14。所述操纵连杆机构的另一端连接到第二旋转筒32，所述第二旋转筒32可旋转地安装在所述第一旋转筒24上方的所述伸缩支柱2上部上。所述操纵连杆机构28可以为一刚性金属条或杆。尽管如此，在图4示出的实施例中，所述操纵连杆机构28为一个可伸展的致动器，优选地，所述操纵连杆机构28包括外壳28a以及安装在所述外壳28a内的活塞28b。致动器28可以为液压的、机械的或电动的或任何其他已知类型的致动器。当所述致动器28处于伸展位置时，所述整流罩14用于使入射气流偏向，以远离机轮装置。收起所述致动器28将导致所述整流罩14围绕所述枢轴连接装置26枢转，以提升所述整流罩14，使得所述整流罩14远离流向所述机轮装置7的气流，以允许空气流过所述机轮装置7组件(例如，制动器)以进行最大程度的冷却。所述整流器14的角度也可以被调整以对起落架的特定组件进行最大程度的防护，或所述整流器14可被放置到一位置，在该位置所述整流器14对接近的空气阻力最小。

图5示出了在飞机即将降落到地面4之前图4示出的起落架。在飞机即将着陆时，旋转筒24、32两者都会相对飞机旋转180度，进入到第二布局中，这样整流罩14被定位到机轮装置的后面。在这种布局下，所述整流罩用于一旦飞机降落到地面4时对机轮驱动的碎片或雾状物进行偏转，与图2中所示的布局相同。整流罩围绕起落架的旋转可通过设置在伸缩支柱2上或里面的一致动器(未示出)来执行，以在第二或第三旋转筒任一个或两个上产生转力矩。优选地，所述致动器为一电动或液压致动器。尽管如此，应理解，任何合适的现有技术中已知的致动器都可以被使用。

图6示出了根据本发明的飞机起落架的进一步可选实施例。图中，所述起落架已离开地面，伸缩支柱2未负载且处于完全伸展位置。应理解，为了清楚描述本申请，在图中机轮/轮胎/制动器装置再次以简化的方式进行示出。在可转动连接装置36处，整流罩34可旋转地安装在所述起落架的轮轴8上，以用于围绕一个轴转动，该轴与所述轮轴8的纵向轴平行。整流罩34垂直轮轴8延伸，用于将机轮装置7的一部分包围起来，所述机轮装置7包括一个或多个机轮以及(优选地)任何关联的制动器、千斤顶支承点或其他已知的起落架组件(未示出)。优选地，在轮轴8两端的旋转连接装置处所述整流罩34固定在轮轴8上，所述整流罩34延伸跨过机轮装置7的宽度。在这种情况下，侧壁38可垂直轮轴8延伸，通过挡板40在侧壁末端被连接，所述挡板40在两个侧壁38之间延伸。优选地，如图所示，所述挡板40为波状外形，以与机轮6的形状匹配。一致动器(未示出)可被整合到机轮装置中，或安装在机轮装置上，所述致动器用于控制所述整流罩34围绕轮轴8纵向轴的转动。应理解，为了达到该目的，对于本领域技术人员来说，任何合适的已知致动器都可以被使用。然而，优选地，所述致动器为一电动或液压致动器，并被安装，通过所述整流罩34进行防护以免遭入射的气流。

在这种布局下(第一布局)，所述整流罩34用于防护所述起落架的组件以免遭受入射的气流。与图1和图4示出的整流罩14类似，所述整流罩34还可用于当所述整流罩34处于第一布局时，防止外部物体或其他碎片撞击起落架的制动器或其他组件。为了达到该目的，所述整流罩34可由足以抵抗来自外部物体撞击的材料构造而成，例如，金属合金或纤维增强型塑料。所述整流罩34可被设计用于抵抗撞击而不会受到损坏，或可被设计用来以一可控方式通过变形或折叠吸收撞击能。为了允许部分入射气流通过，包括侧壁38和挡板40的所述整流罩34可包括穿孔或网孔。

图7示出了即将降落到地面4之前图6中示出的起落架。通过所述致动器，绕着转动连接装置36所述整流器34已经围绕机轮转动，从第一布局(由虚线画出)进入第二布局。在第二布局中，所述整流罩34被定位在所述机轮装置7的后面，以用于将由机轮6推动的碎片或雾状物偏向。

如图1至图5中描述整流罩14一样，所述整流罩34可包括空气动力学特征，以用于诱导整流罩从第一布局转动到第二布局。这些特征已参考图2在前面进行了描述，在此不再赘述。

对于本领域技术人员来说，应清楚，无论在第一还是第二布局中的任一个，图6和图7中示出的整流罩可能会妨碍起落架的组件，具有一定危险性。例如，如图6所示，在第一布局中，所述整流罩34会与机械连杆机构10重叠。在这种情况下，可能需要在整流罩34中开设一个开孔，以允许整流罩34移动到图中示出的位置，而不会妨碍所述机械连杆机构10。当所述整流罩34(在示出的视图中)逆时针转动进入所述第一布局中时，所述机械连杆机构插入到所述开孔中。对于本领域技术人员来说，关联的工程学方案可以被使用，以用于起落架的其他组件，其他组件包括液压电缆以及任何可能对整流罩在第一和第二布局之间的自由移动造成危害的其他组件。

为了保证清楚，上述描述和参考图示出了简化后的前起落架的实施例。尽管如此，应理解，这里描述的任何设计都可以在任何设计的起落架上实施，例如，应用到带有轮轴架梁的主起落架上。其中，所述轮轴架梁具有沿着所述架梁设置的两对或多对轮胎，在这里描述的机构可合并到任意个或所有机轮或设置在机构上的机轮装置中。

Claims (14)

1.一种飞机起落架，所述飞机起落架包括机轮以及一整流罩，当所述起落架伸展时，所述整流罩在一第一布局和一第二布局之间移动，其中，在所述第一布局中，所述整流罩用于防护所述起落架的组件免遭入射的气流，在所述第二布局中，所述整流罩用于使由一个或多个机轮推动的碎片或雾状物偏向。

2.如权利要求1所述的飞机起落架，其特征在于，所述整流罩在所述第一布局和第二布局之间相对所述飞机起落架移动。

3.如权利要求1或2所述的飞机起落架，其特征在于，在所述第一布局中，所述整流罩用于防止外部物体撞击所述起落架的组件。

4.如权利要求1至3任一所述的飞机起落架，其特征在于，所述整流罩包括穿孔或网孔，以允许部分入射的气流通过。

5.如前述任一权利要求所述的飞机起落架，其特征在于，所述整流罩包括空气动力学特征，以辅助所述整流罩在所述第一和第二布局之间转换。

6.如前述任一权利要求所述的飞机起落架，其特征在于，所述整流罩枢转地连接到所述起落架。

7.如权利要求6所述的飞机起落架，其特征在于，所述起落架包括一伸缩支柱以及连接在所述伸缩支柱和所述整流罩之间的一操纵连杆机构，所述操纵连杆机构用于当所述伸缩支柱被压缩时，相对所述起落架对所述整流罩进行枢转。

8.如权利要求6或7所述的飞机起落架，其特征在于，所述伸缩支柱用于围绕一纵向轴转动，以在所述第一和第二布局之间移动所述整流罩。

9.如权利要求6所述的飞机起落架，其特征在于，所述起落架包括一伸缩支柱，所述整流罩枢转地连接到一第一旋转筒上，所述旋转筒可转动地安装在所述伸缩支柱上。

10.如权利要求9所述的飞机起落架，其特征在于，一第二旋转筒可转动地安装在所述伸缩支柱上，所述起落架包括一致动器，所述致动器连接在所述第二旋转筒和所述整流罩之间，以用于使所述整流罩围绕其与所述第一旋转筒的连接点枢转。

11.如权利要求1至4任一所述的飞机起落架，其特征在于，所述整流罩枢转地连接到一个所述机轮的轮毂或轮轴，以用于围绕所述轮轴的纵向轴在所述第一和第二布局之间转动。

12.如前述任一权利要求所述的飞机起落架，进一步包括一机电或液力机械致动器，用于在所述第一和第二布局之间移动所述整流罩。

13.如权利要求11所述的飞机起落架，当权利要求11从属于权利要求10时，其特征在于，所述致动器设置在一个所述机轮的轮轴或轮毂上。

14.一种在这里参考附图如前所述的飞机起落架。