CN104520186A - 起落架驱动系统 - Google Patents

起落架驱动系统 Download PDF

Info

Publication number
CN104520186A
CN104520186A CN201380041649.1A CN201380041649A CN104520186A CN 104520186 A CN104520186 A CN 104520186A CN 201380041649 A CN201380041649 A CN 201380041649A CN 104520186 A CN104520186 A CN 104520186A
Authority
CN
China
Prior art keywords
drive
roller
driven gear
drive system
configuration
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201380041649.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104520186B (zh
Inventor
阿诺·迪代
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Airbus Operations Ltd
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority claimed from GBGB1214198.2A external-priority patent/GB201214198D0/en
Priority claimed from GB1308585.7A external-priority patent/GB2517396A/en
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Publication of CN104520186A publication Critical patent/CN104520186A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104520186B publication Critical patent/CN104520186B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/405—Powered wheels, e.g. for taxing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/34—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface  wheeled type, e.g. multi-wheeled bogies
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16H—GEARING
    • F16H1/00—Toothed gearings for conveying rotary motion
    • F16H1/02—Toothed gearings for conveying rotary motion without gears having orbital motion
    • F16H1/20—Toothed gearings for conveying rotary motion without gears having orbital motion involving more than two intermeshing members
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16H—GEARING
    • F16H1/00—Toothed gearings for conveying rotary motion
    • F16H1/02—Toothed gearings for conveying rotary motion without gears having orbital motion
    • F16H1/24—Toothed gearings for conveying rotary motion without gears having orbital motion involving gears essentially having intermeshing elements other than involute or cycloidal teeth
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60Y—INDEXING SCHEME RELATING TO ASPECTS CROSS-CUTTING VEHICLE TECHNOLOGY
    • B60Y2200/00—Type of vehicle
    • B60Y2200/50—Aeroplanes, Helicopters
    • B60Y2200/51—Aeroplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/40—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface  the elements being rotated before touch-down
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/50—Steerable undercarriages; Shimmy-damping
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/80—Energy efficient operational measures, e.g. ground operations or mission management
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T74/00—Machine element or mechanism
    • Y10T74/19—Gearing
    • Y10T74/19219—Interchangeably locked
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T74/00—Machine element or mechanism
    • Y10T74/19—Gearing
    • Y10T74/19614—Disconnecting means

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Gear Transmission (AREA)
  • Gears, Cams (AREA)

Abstract

本发明提供了用于使飞行器起落架(10)的一个或更多个轮(16)旋转以进行地面滑行和/或在着陆之前自旋加快的驱动系统。该驱动系统包括能够操作成经由第一驱动路径使第一驱动小齿轮旋转的马达(52)以及适于固定至轮(16)的从动齿轮(20)。该驱动系统具有第一构型，在第一构型中，第一驱动小齿轮能够与从动齿轮(20)啮合以允许马达(52)经由第一驱动路径驱动从动齿轮(20)。第一驱动小齿轮和从动齿轮(20)中的一者包括第一链轮(60)并且第一驱动小齿轮和从动齿轮(20)中的另一者包括设置成两排或更多排的一系列滚子，每排滚子均设置成形成圈，每个滚子(36)均能够分别绕距第一驱动小齿轮或从动齿轮(20)的旋转轴线固定距离的滚子轴线旋转。一些实施方式包括第二驱动小齿轮并且马达(52)能够操作成经由第二驱动路径使第二驱动小齿轮旋转。这种驱动系统能够在第一构型与第二构型之间进行切换，在第二构型中，第二驱动小齿轮能够与从动齿轮(20)啮合以允许马达(52)经由第二驱动路径驱动从动齿轮(20)。第二驱动小齿轮和从动齿轮(20)中的一者包括第二链轮(62)并且第二驱动小齿轮和从动齿轮(20)中的另一者包括所述一系列滚子(36)。第一驱动路径的传动比大于第二驱动路径的传动比。

Description

起落架驱动系统
技术领域
本发明涉及用于使飞行器起落架的一个或更多个轮旋转以在着陆之前进行自旋加快和/或进行地面滑行的驱动系统。
背景技术
飞行器需要在飞机场上的各地点之间进行地面滑行。一个示例为跑道与飞行器的乘客上飞行器或下飞行器的位置(例如，登机口)之间的滑行。通常，这种滑行通过使用来自飞行器的发动机的推力向前推进飞行器使得起落架轮发生旋转来实现。由于地面滑行速度必需相对较低，因此发动机必须以非常低的功率运行。这意味着：由于这种低功率下的低推进效率而使得存在相对较高的燃料消耗。这导致了机场周围局部大气污染和噪音污染的程度增加。此外，即使当发动机以低功率运行，通常仍需要应用轮制动器来限制地面滑行速度，从而导致制动器的高度磨损。
使用民用飞行器的主发动机使民用飞行器进行例如远离登机口的倒行是不被允许的。当必需倒行时或者在不能够实施经由主发动机推力的地面滑行的其他情况下，使用拖吊车来调动飞行器四处移动。这个过程是费力且成本高昂的。
因此，需要一种驱动系统在地面滑行操作期间向飞行器起落架的轮提供动力。还需要在着陆之前使用这种驱动系统来对轮进行预自旋，使得轮在着地时已经以其初始着陆速度或接近该着陆速度自旋。这种预着陆自旋加快被认为可以减小着陆时的轮胎磨损，并且可以减小着陆期间传输至起落架的载荷。
近年来，已经提出了用于在飞行器处于地面上的同时驱动轮以及在着陆之前使轮自旋加快的若干个自主的地面滑行系统。US2006/0065779中公开了一个示例，其提出了一种被供以动力的前飞行器轮系统，在该飞行器轮系统中，使用离合器来在轮可以自由地自旋的模式与轮可以由电马达驱动的模式之间进行切换。离合器还可以操作成使马达能够在着陆之前对轮进行预自旋。
这种现有技术的系统通常被限制于前起落架，因为其占据太多的空间而不能够结合到主起落架中，主起落架中轮周围的大部分空间被制动系统占据。然而，前起落架在地面滑行操作期间仅支承整体上由起落架支承的竖向载荷的一小部分载荷(飞行器重量的大约5％)。因此，被驱动的前起落架轮与地面之间存在的牵引力可能不足以进行可靠的飞行器地面滑行。这在飞行器的重心朝向其尾部极限时以及在地表面光滑时特别紧要。
WO2011/023505中描述了不限于前起落架的现有技术布置。所公开的系统使用致动器来将从动的带齿小齿轮移入及移出与轮上的带齿环形齿轮的驱动接合。该系统限于地面滑行操作。
发明内容
本发明的第一方面提供了一种用于使飞行器起落架的轮旋转的驱动系统，该驱动系统包括能够操作成经由第一驱动路径使第一驱动小齿轮旋转的马达以及适于固定至轮的从动齿轮，其中，该驱动系统具有第一构型，在第一构型中，第一驱动小齿轮能够与从动齿轮啮合(即，能够与从动齿轮驱动接合)以允许马达经由第一驱动路径驱动从动齿轮，并且其中，第一驱动小齿轮和从动齿轮中的一者包括第一链轮，第一驱动小齿轮和从动齿轮中的另一者包括设置成两排或更多排的一系列滚子，每排滚子均设置成形成圈，每个滚子均能够分别绕距第一驱动小齿轮或从动齿轮的旋转轴线固定距离(且大致平行于所述旋转轴线)的滚子轴线旋转。
经由链轮和设置成圈的一系列滚子实现马达-轮连接的关键优势在于，这种机构本身比较坚固并且可容忍环境污染。因此，可能并非必须将驱动系统封装在壳体内来防止碎片和其他污染物的进入。与之相比，例如WO2011/023505中公开的驱动系统布置之类的采取啮合带齿齿轮的驱动系统布置必须适当地避免污染物，所需的保护壳体增加了重量和费用并且使常规检查困难。
链轮-滚子布置的另一优势在于，其比啮合带齿齿轮布置更加耐受轮变形以及小齿轮与从动齿轮之间的未对准。起落架轮在地面滑行期间受到高载荷及所产生的变形，并且固定至轮的从动齿轮将响应于这种轮变形而不可避免地变形。啮合带齿齿轮对这种变形不耐受并且典型的带齿轮辋齿轮可能需要经由轴承、柔性界面或者类似物而与轮隔离。与之相比，本发明的链轮和滚子布置在没有这种修改的情况下能够容忍变形。
在第一构型中，每排链轮齿能够与相应的成排滚子啮合。就给定节距(pitch)的链轮而言，可应用的载荷将是有限的，因此，增加同轴链轮和同轴滚子圈的数目增加了接合的额定载荷。
在一些实施方式中，所述一系列滚子可以由滚子齿轮提供。因此，所述一系列滚子中的每个滚子能够绕销旋转，销可选择地由环形支承构件支承或者支承在两个环形支承构件之间。这种布置具有重量轻和高结构强度的优势。滚子的主要失效模式在于销的剪切失效；通过在没有中间套筒、衬套或其他部件的情况下将每个滚子直接地安装在其相应的销上，销的直径可以被最大化以使剪切强度最大。
可以在环形支承构件的每侧各设置所述成排滚子中的两排滚子中的一排滚子。滚子齿轮还可以包括两个环形圈，其中，所述成排滚子在环形支承构件与环形圈中的相应一个环形圈之间延伸。每个销可以具有位于相反两端之间的中央部，并且每个销的中央部可以固定至环形支承构件。替代性地，每个销可以在一端处固定至环形支承构件。
相邻成排的滚子和相邻成排的链轮齿可以为同相，或者可以以滚子/齿节距的任何一部分的方式呈异相。
每个链轮可以包括具有以两个平行排的方式设置的一系列齿的单个轮。替代性地，每个链轮可以包括同轴设置的两个轮，每个轮具有一系列齿。链轮可以具有位于相邻成排的齿之间的凹槽。
在其他实施方式中，所述一系列滚子可以由围绕支承构件的外周延伸并固定至支承构件的滚子链(也称作附接链或附接滚子链)提供。这种布置可能实现起来比以上讨论的滚子齿轮结构更便宜。滚子链通常被利用以使得其围绕一个或更多个链轮轮延伸，从而使得该链能够相对于这些链轮轮移动。通过将滚子链设置成使得其固定至支承构件，滚子链不需要弯曲(即，不存在相邻连杆之间的相对运动)，从而链受到较小的磨损。这转而使得链的使用寿命更长并且维护费用减少。此外，滚子链在失效的情况下几乎不可能与支承构件分离。然而，保持了链分离的小风险，从而使滚子链实施方式潜在地次优选于滚子齿轮实施方式。在滚子链实施方式中，第一链轮优选地包括针齿轮链轮。
从动齿轮优选地具有比驱动小齿轮的直径更大的直径。这种布置提供了扭矩放大的传动比和有效的利用空间。
第一驱动小齿轮优选地包括第一链轮并且从动齿轮优选地包括所述一系列滚子。这种布置用作使滚子的数目最大，并且因此这种布置用作使每个滚子的磨损最小从而延长从动齿轮的寿命。此外，由于很可能链轮将比所述一系列滚子更快地屈服于磨损并且驱动小齿轮比从动齿轮更容易更换，因此这种布置提供了更容易的维护。
驱动系统优选地能够在第一构型与第三构型之间进行切换，在第三构型中，第一驱动小齿轮不能够与从动齿轮啮合。因此，驱动系统能够在处于第一构型中时被用于地面滑行，以及在处于第三构型中时被用于起飞、着陆、或者轮的自由旋转更重要的其他操作。替代性地，可以在第一驱动小齿轮与马达之间设置离合器。
在一些实施方式中，驱动系统包括第二驱动小齿轮并且马达能够操作成经由第二驱动路径使第二驱动小齿轮旋转，其中，驱动系统能够在所述第一构型与第二构型之间进行切换，在第二构型中，第二驱动小齿轮能够与从动齿轮啮合以允许马达经由第二驱动路径驱动从动齿轮，其中，第二驱动小齿轮和从动齿轮中的一者包括第二链轮，第二驱动小齿轮和从动齿轮中的另一者包括所述一系列滚子，并且其中，第一驱动路径具有比第二驱动路径的传动比更大的传动比。
第一驱动路径的较大的传动比在处于第一构型的从动齿轮的驱动期间提供了轮的较低旋转速度，而第二驱动路径的较小的传动比在处于第二构型的从动齿轮的驱动期间提供了轮的较高的旋转速度。因此，这种实施方式使驱动系统能够在处于第一构型中时用于低速度、高扭矩的地面滑行操作以及在处于第二构型中时用于高速度、低扭矩的预着陆自旋加快操作。
优选地，第二驱动小齿轮包括第二链轮并且从动齿轮包括所述一系列滚子。这种布置用作使滚子的数目最大，并且因此这种布置用作使每个滚子的磨损最小从而延长从动齿轮的寿命。此外，由于很可能链轮将比所述一系列滚子更快地屈服于磨损并且驱动小齿轮比从动齿轮更容易更换，因此这种布置提供了更容易的维护。
驱动系统优选地能够在第一构型、第二构型与第三构型之间进行切换，在第三构型中，第一驱动小齿轮和第二驱动小齿轮都不能够与从动齿轮啮合。因此，驱动系统可以在第一构型中用于地面滑行，在第二构型中用于预着陆自旋加快以及在第三构型中用于诸如起飞之类的需要轮自由旋转的操作。
本发明还提供了一种具有轮和根据第一方面的驱动系统的飞行器起落架，其中，驱动系统的从动齿轮固定至轮。
附图说明
现在将参照附图对本发明的实施方式进行描述，在附图中：
图1示出了根据第一实施方式的驱动系统的等距视图；
图2示出了图1的驱动系统的平面图；
图3示出了图1的驱动系统的侧视图；
图4示出了图1的驱动系统的所选择的部件的等距视图；
图5示出了图1的驱动系统的所选择的部件的另一等距视图；
图6示出了图1的驱动系统的所选择的部件的侧视图；
图7A至图7C示出了图1的带有替代性从动齿轮的驱动系统的所选择的部件的侧视图，该驱动系统以地面滑行构型(A)、空挡构型(C)和自旋加快构型(B)示出；
图8A和图8B示出了图1的驱动系统的替代性从动齿轮的等距视图；
图9示出了根据第二实施方式的驱动系统的等距视图，其中，为清楚起见而省略一些部件；
图10示出了图9的驱动系统的等距视图；
图11示出了图9的驱动系统的等距视图；
图12示出了图9的驱动系统的细节图；
图13示出了适于第一实施方式和第二实施方式的替代性驱动小齿轮和从动齿轮的细节图；
图14A至图14C示出了用于第一实施方式或第二实施方式的驱动系统的替代性驱动小齿轮的等距视图；
图15A至图15C示出了用于第一实施方式或第二实施方式的驱动系统的替代性从动齿轮的等距视图；
图16A至图16C示出了用于第一实施方式或第二实施方式的驱动系统的替代性致动系统的示意性侧视图；
图17示出了根据第三实施方式的驱动系统的等距视图，为清楚起见省略了一些部件；
图18为图17的处于分开位置的驱动系统的侧视图；
图19为图17的处于接合位置的驱动系统的侧视图；
图20示出了图17的驱动系统的等距视图；
图21示出了图17的驱动系统的等距视图；
图22A至图22D示出了图17的驱动系统的从动齿轮的构型；以及
图23示出了滚子/链轮进行异相的第三实施方式的替代性示例。
具体实施方式
本发明的第一实施方式在图1至图8中示出。在示出的实施方式中，起落架具有两个轮，但是该实施方式的原理可以应用于具有四个或更多个轮的起落架。由于由主起落架支承的重量被认为提供了轮与地面之间的最好的牵引以能够进行可靠的飞行器地面滑行，因此该实施方式示出了主起落架(即，附接至机翼的区域中的机身结构或机翼结构的起落架)。然而，本发明的驱动系统可以替代性地应用于前起落架(即，朝向飞行器前部的可转向的起落架)。
起落架10包括伸缩式减振主腿部12，该伸缩式减振主腿部12包括上伸缩式部件12a(主配件)和下伸缩式部件12b(滑动件)。上伸缩式部件12a通过其上端部(未示出)附接至飞行器机身或机翼(未示出)。下伸缩式部件12b支承承载一对轮16的轴14，在主腿部的每侧各有一个轮(为清楚起见，在图1和图2中示出仅一个轮16)。轮16设置成绕轴14旋转以能够进行飞行器的诸如滑行或着陆之类的地面运动。
每个轮16均包括由轮毂18(也称作轮辋)支承的轮胎17。从动齿轮20附接至轮毂18以能够随着轮16旋转，从动齿轮20包括由通过一系列滚子36连接在一起的两个刚性的环状圈35形成的滚子齿轮34，所述一系列滚子36围绕圈延伸以形成连续的轨道。滚子36各自均能够绕销(未示出)旋转，该销在环状圈35之间延伸以形成环状圈35之间的刚性连接。环状圈35中的一个环状圈包括提供与轮毂18的刚性连接的多个连接延伸突出部37。
图7A至图7C和图8示出了用于从动齿轮20的替代性布置，在该替代性布置中，滚子链30围绕刚性的环状延伸圈21延伸。延伸圈21(或筒状物)经由多个延伸突出部22刚性地附接至轮毂18使得该延伸圈21从轮毂18的外周朝向腿部12延伸。滚子链30围绕延伸圈21的外周固定使得该滚子链30在圈21周围形成连续的轨道。图8A示出了延伸圈21和滚子链30(也称作附接链或者附接滚子链)的细节图，其中可以看出，滚子链30包括多个互连的链元件31，每个链元件包括安装在平行轴上的两个滚子32的子组件。每个滚子32均能够绕自身安装在销(未示出)上的衬套(未示出)旋转。每个链元件31均通过一对连杆元件33枢转地安装至其相邻的元件以使得滚子32设置成形成连续的轨道或串，并且每个元件31因此设计成能够相对于其相邻的元件旋转。当然，由于滚子链30固定至延伸圈21，因此防止了链元件31相对于彼此枢转。
用于从动齿轮20的两种可能的布置的共同之处在于：滚子32、36均能够绕保持在距轮16的旋转轴线(该旋转轴线与延伸圈21或环状圈35的旋转轴线对应)固定距离处的滚子轴线(未示出)旋转。图8A的滚子齿轮布置可以是优选的，因为其可以具有用于滚子齿轮34的每个滚子36的比用于链30的每个滚子32的销的直径更大的销，使得每个滚子一销组件的剪切强度在滚子齿轮34中比在链30中更大。这是因为由于销自身用作衬套而使得滚子齿轮34的滚子36与销之间不需要额外的衬套。
驱动系统50包括使输入轴54旋转的马达52，输入轴54自身经由变速箱70使第一输出链轮60和第二输出链轮62旋转。第一输出链轮60和第二输出链轮62均为带有可以与滚子链30的滚子32(或者滚子齿轮34的滚子36)互锁的径向延伸齿的轮型链轮。尽管附图仅示出了用于驱动轮16中的一个轮的驱动系统50的特征，但是意在这些特性可以反映于另一个轮16。也就是说，意在每个轮16可设置有一个驱动系统50。就具有四个或更多个轮16的起落架10而言，驱动系统50可以设置用于轮16中的每个轮或者设置用于轮16中的仅两个轮。在轮16中的仅两个轮设置有驱动系统50的实施方式中，可能有必要提供另外的马达(未示出)来实现未被驱动的轮的预着陆自旋加快以及通过所述两个驱动系统50实现地面滑行。在另外的实施方式中，可以具有在两个驱动系统50之间共享的一个马达52。也就是说，马达52可以设置成使每个驱动系统的输入轴54旋转。
驱动系统50由支架56支承，支架56刚性地连接至起落架的轴14并且绕枢转轴线57枢转地连接至马达52，枢转轴线57大致位于链轮60的旋转轴线61与链轮62的旋转轴线63之间(见图3)。驱动系统50可以替代性地安装在上伸缩式部件12a(主配件)或下伸缩式部件12b(滑动件)上。诸如直驱动滚子螺杆机电式线性致动器之类的线性致动器58在支架56(在最接近轴14的端部处)与马达52之间延伸。因此，致动器58的线性运动转换成驱动系统50的旋转运动。由于枢转轴线57在链轮60的轴线61与链轮62的轴线63之间的位置，所以驱动系统50可以在仅第一链轮60接合滚子链30(图7A)的位置与仅第二链轮62接合滚子链30(图7C)的位置之间旋转。在上述两个极限位置之间的位置中，链轮60、62两者都不接合滚子链30(图7B)。这种枢转布置确保第一链轮60和第二链轮62两者不可能同时接合滚子链30。
变速箱70包括第一配合带齿齿轮71、第二配合带齿齿轮72和第三配合带齿齿轮73。第一齿轮71固定至输入轴54使得其与所述轴一起旋转。第三齿轮73连接至第一链轮60，并且第二齿轮72将第一齿轮71和第三齿轮73相互连接。因此，第一齿轮、第二齿轮和第三齿轮在输入轴54与第一链轮60之间提供了第一驱动路径。在示出的实施方式中，第二驱动路径的传动比为40∶1。输入轴54直接连接至第二链轮62以提供有效地绕过变速箱的第二驱动路径。在示出的实施方式中，第二驱动路径的传动比为5∶1，即，比第一驱动路径的传动比更小。因此，驱动系统50设置成具有三个构型：低速度、高扭矩的滑行构型，其中，马达52经由第一驱动路径和第一链轮60驱动轮16(图7A)；高速度、低扭矩的自旋加快构型，其中，马达52经由第二驱动路径和第二链轮62驱动轮16(图7C)；以及空挡(断开)构型，其中，不管是第一链轮60还是第二链轮62都不接合滚子链(图7B)。滑行构型适于在地面滑行期间使轮16加速至175rmp的速度(相当于20节)，而自旋加快构型适于在降落在陆地之前使轮16加速至1400rpm的旋转速度(相当于160节地面速度)。
马达52、变速箱70以及第一链轮60和第二链轮62封装在壳体内以防止其中的部件受到可能引起故障的由碎片等造成的环境污染。
在滑行构型中，可以对线性致动器58(其可以为可反向驱动的)进行扭矩控制(或电流控制)以在第一链轮60与从动齿轮20之间施加大致恒定的载荷，从而允许驱动系统50的各个部件部分的某种变形同时防止不必要的分离。尽管分离载荷在自旋加快期间比在地面滑行期间更低，所以这应该反映在控制逻辑中，但是线性致动器58可以在自旋加快的构型中以类似的方式控制。在空挡构型中，线性致动器58可以进行位置控制以实现空挡位置，由此链轮都不与从动齿轮20接合。机电制动器(未示出)或者其他类似的锁定装置可以结合在致动器58内以将致动器锁定在空挡构型中。
本发明的第二实施方式在图9至图12中示出。该实施方式与第一实施方式类似(为方便起见，相同的部件用相同的附图标记表示)，仅有的差异在于驱动系统50。也就是说，第二实施方式包括仅第一链轮60而不包括第二链轮62。因此，存在仅一个链轮60能够与从动齿轮20啮合以驱动轮16，并且马达52与第一链轮60之间存在仅一个驱动路径。在附图中，从动齿轮20示出为如上述关于图8A的滚子齿轮34，而图8B的链30和延伸圈21布置将为适当的替代方案。
致动器58设置成使驱动系统50在第一链轮60接合滚子链30的位置(如图9至图12中所示)与第一链轮60不能够接合滚子链30的位置之间旋转。以这种方式，驱动系统50具有两种可能的构型：低速度、高扭矩的滑行构型，其中，马达52经由第一驱动路径和第一链轮60驱动轮16；以及空挡(断开)构型，其中，不管是第一链轮60还是第二链轮62都不接合滚子链。
因此，第二实施方式的驱动系统50适于仅地面滑行操作(或者可以修改成适于仅预着陆自旋加快操作)，而第一实施方式的驱动系统适于地面滑行操作和预着陆自旋加快操作这两者。
在第一实施方式和第二实施方式两者中，第一链轮60和第二链轮62中的一者或每一者可以用直齿轮(未示出)或其他类型的带齿齿轮替换，并且从动齿轮20可以用环形齿轮(未示出)或者其他类型的带齿齿轮替换。这种布置在图13中示出，图13示出了替代第一链轮60的第一直齿轮24和替代第二链轮62的第二直齿轮25。第一直齿轮24和第二直齿轮25与环形齿轮26啮合，该环形齿轮26经由柔性(flexible)界面27固定至轮(未示出)以提供从动齿轮20。柔性界面27用于将环形齿轮26与轮变形载荷隔离。带齿齿轮24、25、26可以设置成啮合在一起来以与先前所描述的关于第一实施方式和第二实施方式的方式相同的方式实现滑行构型和/或自旋加快构型。
在第一实施方式和第二实施方式两者中，第一链轮60和第二链轮62中的一者或每一者可以用与图8b中示出的滚子齿轮类似的滚子齿轮或者用围绕筒状物固定的与图8a中示出的滚子链类似的滚子链替换。这种布置在图14A和图14B以及图14C中示出，图14A和图14B示出了第一链轮(第一驱动小齿轮)被围绕筒状物固定的滚子链(附接链)替换的实施方式，图14C示出了适于作为第一驱动小齿轮的滚子齿轮的替代性示例。在这种替代性实施方式中，如图14A中所示，从动齿轮20包括用于第一链轮和第二链轮的图中所示的类型的链轮。也就是说，当从动齿轮包括链轮且驱动小齿轮包括滚子齿轮/滚子链时以及当驱动小齿轮包括链轮且从动齿轮包括滚子齿轮/滚子链时，可以应用经由链轮与滚子齿轮/滚子链之间的啮合实现驱动的原理。
在第一实施方式和第二实施方式两者中，滚子齿轮可以以包括图15A、图15B和图15C中示出的方式的多种不同的方式中的任一方式构造。因此，滚子齿轮可以包括能够各自绕销旋转的滚子36，该销在仅一端处固定至刚性环形圈35(图15A)。替代性地，每个销可以在每一端处固定至一对刚性环形圈35中的一个刚性环形圈(图15B和图15C)。图15A和图15B中示出的连接延伸突出部37可以用如图15C中示出的连续延伸边缘部37A替换，以提高滚子齿轮的刚度。
图16A至图16C示出了由上述线性致动器58和枢转支架56提供的组件的替代性布置。在该替代性布置中，第一链轮60和第二链轮62安装在共同的安装板51上，该安装板51通过一对可枢转臂部53连接至起落架腿部12。臂部53可以以可枢转的方式连接至起落架10的上伸缩式部件12a(主配件)或者下伸缩式部件12b(滑动件)。臂部53的‘平行四边形’布置使安装板51能够在不进行任何旋转的情况下相对于从动齿轮20平移。因此，第一链轮60和第二链轮62可以在滑行构型(图16A)、空挡构型(图16B)以及自旋加快构型(16C)之间移动。
在第一实施方式和第二实施方式两者中，第一链轮60和第二链轮62中的每一者可以包括多个同轴的链轮，每个链轮设置成与包括在从动齿轮20中的多个同轴滚子圈中的一个同轴滚子圈啮合以增加组件的额定载荷。例如，在第一实施方式中，第一链轮60和第二链轮62可以各自包括一对同轴链轮并且从动齿轮20可以包括对应的一对链30，从而所述一对同轴链轮中的相应的一个同轴链轮设置成与所述链30中的相应的一个链啮合。下面将参照本发明的第三实施方式对多个同轴链轮和多个同轴滚子圈进行更详细地描述。
本发明的第三实施方式在图17至图22中示出。该实施方式类似于第二实施方式(为方便起见，相同的部件用相同的附图标记表示)，主要的差异在于驱动系统50和从动齿轮20。也就是说，在第三实施方式中，第一小齿轮(链轮)60包括多个同轴的链轮80A、80B并且从动齿轮20包括设置成滚子齿轮34的多个同轴滚子圈82A、82B。相应的同轴链轮80A、80B能够与同轴滚子圈82A、82B啮合。
与第二实施方式类似，第三实施方式包括仅第一链轮60而不包括第二链轮62。因此，存在仅一个链轮60能够与从动齿轮20啮合以驱动轮16，并且在马达52与第一链轮60之间存在仅一个驱动路径。因此，第三实施方式的驱动系统50适于仅地面滑行操作(或者可以被修改成适于仅预着陆自旋加快操作)，而第一实施方式的驱动系统适于地面滑行操作和预着陆自旋加快操作这两者。然而，第一实施方式的具有第一链轮和第二链轮的驱动系统可以修改成使得第一链轮和第二链轮中的每一者包括能够与包括多个同轴滚子圈的从动齿轮啮合的多个同轴的链轮。可能还在以下方面存在优势：用第三实施方式的第一链轮60使轮以滑行速度旋转以用于预着陆操作。
在第三实施方式中，驱动系统50能够驱动两轮起落架的轮16中的一个轮，而另一个轮不被驱动。就具有多于两个轮的起落架而言，可以提供多个驱动系统50。
第三实施方式的驱动系统50包括马达52，马达52联接至使第一链轮60旋转的行星变速箱86。第一链轮60的旋转轴线与马达的旋转轴线同轴。尽管由于行星变速箱86，第三实施方式的驱动系统50的整体轴向长度比第一实施方式和第二实施方式的驱动系统的轴向长度更长，但是这在驱动起落架的仅一个轮16时是不存在问题的。与之相比，在第一实施方式和第二实施方式中，驱动系统的轴向长度相对更短以便起落架的两个轮16可以由相应的驱动系统驱动。
当然，特别是在起落架的轮16中的仅一个轮被驱动的情况下，可以用行星变速箱代替第一实施方式和第二实施方式中描述的平行轴线变速箱。替代性地，可以用平行轴线变速箱替换第三实施方式中的行星变速箱。行星变速箱就设计而言更加整洁，而平行轴线变速箱就设计而言允许更大的自由以调节小齿轮旋转轴线与枢转轴线57之间的角度。
马达52和行星变速箱86被封装在壳体内以防止其中的部件受到可能引起故障的由碎片等所造成的环境污染。
驱动系统50由支架56支承，支架56刚性地连接至起落架的下伸缩式部件12b(滑动件)并且绕枢转轴线57枢转地连接至马达52。驱动系统50可以替代性地安装在上伸缩式部件12a(主配件)或轴14上。支架56包括孔口84，孔口84在滑动件的基部处提供至顶托点的入口。诸如液压致动器、机电致动器(EMA)或电动液压致动器(EHA)之类的线性致动器58在支架56(在最靠近轴14的端部处)与马达52之间延伸。因此，致动器58的线性运动转换成驱动系统50的旋转运动。
致动器58设置成使驱动系统50在第一链轮60接合滚子齿轮34的位置(如在图19中最佳地示出)与第一链轮60不能够接合滚子齿轮34的位置(如在图20中最佳地示出)之间旋转。以这种方式，驱动系统50具有两种可能的构型：低速度、高扭矩的滑行构型，其中，马达52经由第一驱动路径和第一链轮60驱动轮16；空挡(断开)构型，其中，第一链轮60不接合滚子齿轮34。
液压致动器58(示出的)可能是优选的，因为在接合构型中通过链轮60施加到从动齿轮20上的载荷可能比在EHA或EMA的情况下更具适应性。这种适应性(compliance)可以有益地提供载荷控制和阻尼以避免从动齿轮与链轮接合的过载。
如图20和图21中最佳地示出的，驱动系统50首先通过重力(当飞行器不颠倒时)并其次通过扭转弹簧88偏置至空挡(断开)构型。弹簧88大致形成为以枢转轴线57为中心的线圈。弹簧88具有靠着从支架56突出的销90支承的第一悬空端并且具有靠着从驱动系统50突出的销92支承的第二悬空端。在弹簧的偏置力和重力下，驱动系统50上的延伸部——端部止挡件94——在起落架的下侧靠着支架56支承以防止驱动系统50绕枢转轴线57过度旋转。另外，致动器58可以包括锁定装置以在起飞、着陆和飞行期间将驱动系统保持在断开构型中。
线性致动器58(可以为可反向驱动的)可以进行扭矩控制(或电流控制)以在第一链轮60与从动齿轮20之间施加大致恒定的载荷，从而允许驱动系统50的各种部件部分的某种变形同时防止不必要的分离。额定载荷考虑到振动和冲击载荷，且可以对系统的几何结构/运动学进行优化以进一步减小致动器和/或轴承上的载荷。
致动器58可以利用马达扭矩需求而进行力控制以遵循第一链轮60与从动齿轮20之间的最后传输的偏差/变形。可以使用力反馈来以闭环的方式控制致动器位置。可以不需要力反馈并且致动器可以以开环的方式进行控制，从而限制了传感器要求并改善了系统可靠度。载荷可以设定为马达扭矩加上系数(margin)的函数以确保安全的啮合接合而限制了磨损。可能需要致动器位置传感器来确认致动器是接合还是分开。在接合期间，可以通过致动器的控制环使用嵌入致动器内的诸如旋转可变差动转换器之类的旋转位置传感器96或者诸如线性可变差动转换器之类的线性位置传感器(未示出)。
在接合期间，滚子齿轮34和链轮60的惯性(速度)将利用可变马达速度反馈(用于链轮速度)进行匹配，并且可以使用飞行器转速计(未示出)或者例如使用滚子作为目标的感应传感器的独立的滚子齿轮速度传感器。
从动齿轮20在图22A至图22D中详细地示出。从动齿轮20包括由刚性环形圈35形成的滚子齿轮34。形成带有切去部的连续延伸边缘部37B的凸缘从环形圈35的内径轴向地突出。替代性地，可以使用突出部37(在图4中示出)或延伸边缘部37A(在图15C中示出)。连续延伸边缘部37B提供了与轮毂18的刚性连接。
一系列的销38从环形圈35的两侧突出。销固定至环形圈。在图22中示出的示例中，销38各自延伸穿过环形圈35并且每个销的位于其相反两端之间的中央部固定至环形圈。替代性地，可以设置两系列的销，第一系列的销从环形圈的一侧突出并且第二系列的销从环形圈的另一侧突出。销在一端处固定至环形圈。
由销38以可旋转的方式支承的第一系列的滚子36A设置在环形圈35的一侧，并且由销以可旋转的方式支承的第二系列的滚子36B设置在环形圈的另一侧。每一系列滚子36A、36B均围绕环形圈延伸以形成连续轨道。
第一侧向环形圈39A和第二侧向环形圈39B夹置第一系列滚子36A和第二系列滚子36B。支承第一系列滚子36A的销38在环形圈35与第一侧向环形圈39A之间延伸，支承第二系列滚子36B的销38在环形圈35与第二侧向环形圈39B之间延伸。因此，环形圈35形成中央脊部以支承从中央脊部悬出的销。
销38可以压配至、螺接至或者以其他方式固定至环形圈35。所有销或者销中的仅一些销可以例如通过螺栓连接固定至侧向环形圈39A、39B。没有固定至侧向环形圈的这些销可以具有坐置在侧向环形圈中的相应的凹部中的端部。
如在第一实施方式和第二实施方式中，滚子均能够绕滚子轴线(未示出)旋转，滚子轴线保持在距轮16的旋转轴线固定距离处，轮16的旋转轴线与环形圈35的旋转轴线对应。第一系列滚子36A和第二系列滚子36B形成多个同轴滚子圈82A、82B。第一链轮60的相应的同轴链轮80A、80B能够与同轴滚子圈82A、82B啮合。链轮80A与链轮80B之间的凹槽可以与滚子齿轮34的中央脊部(环形圈35)的外径滚动接触。滚动接触优选地在滚子的节圆半径处进行。
尽管在示出的第三实施方式的示例中，包括滚子齿轮34的从动齿轮20具有两个同轴滚子圈82A、82B，但是应该领会的是，可以替代性地提供三个或更多个同轴滚子圈。这可以例如通过提供带有承载在环形圈35之间延伸的滚子的销的多个环形圈35实现。当然，如果提供了多于两个同轴滚子圈，则第一链轮60将具有相应数目的同轴链轮以与同轴滚子圈啮合。
将所述系列的同轴滚子圈/链轮的数目从一(如在第一实施方式和第二实施方式中)加倍至二使每个滚子圈/链轮上的载荷大约减半。就给定节距的啮合滚子齿轮/链轮而言，可应用的载荷将被限制。尽管更大的节距可以承载相应更大的扭矩载荷，但是滚子齿轮/链轮的传动比将减小。因此，提供所需滑行速度的传动比很可能为在判定给定的马达扭矩需要多少同轴系列的滚子/链轮方面的限制因素。由于在第三实施方式中，每个起落架的仅一个轮被驱动，而在第一实施方式和第二实施方式中，每个起落架的两个轮被驱动，因此第三实施方式的示出的示例中的马达的额定扭矩为第一实施方式和第二实施方式的示出的示例中使用的马达的额定扭矩的大约两倍。
尽管在图17至图22中示出的第三实施方式的示例中，同轴滚子圈对称地(即，同相)设置在环形圈35的每一侧，但是如图23中所示，所述多个系列的滚子可以异相设置。第一系列滚子36A通过绕环形圈35的旋转轴线的角旋转相对于第二系列滚子36B偏移。角度偏移p2可以为滚子的节距p1的任何一部分，并且在图23中示出的示例中，角度偏移p2为节距p1的一半。当然，如果使同轴系列的滚子异相，则必须使同轴链轮80A、80B异相。使所述系列的滚子异相可以改善与链轮的啮合接合并且可以减小振动并改善滚子齿轮34和链轮60的磨损特性。在一个滚子可能失效的不太可能的事件中，异相的滚子可以具有失效容限。
类似于图13中示出的布置，第三实施方式的从动齿轮20可以经由例如橡胶衬套的柔性界面固定至轮，以将从动齿轮与轮变形载荷隔离。
在第三实施方式的起落架具有两个轮并且所述两个轮中的仅一个轮被驱动的示出的示例中，飞行器的被驱动轮将很可能为所述两个起落架的相对于飞行器中心线的外轮。替代性地，内轮可以被驱动。不太可能的是，一个内轮和一个外轮可能被驱动，尽管这当然是一种可能性。在仅外轮或仅内轮被驱动的情况下，可能需要安置驱动系统，这存在成本影响。为了最大化部件的通用性，驱动系统50可以包括位于行星变速箱的两侧的用于致动器58的附接凸耳，并且端部止挡件94还可以设置在两侧。通过这些微小的修改，驱动系统50可以被安置用于飞行器的两侧。出于这种目的，行星变速箱的用途会比平行轴线变速箱优选。
第一链轮和/或第二链轮的多个同轴链轮可以为各自具有径向延伸齿的不连续的链轮轮，链轮轮相邻地安装在公共的旋转轴线上。替代性地，第一链轮和/或第二链轮的多个同轴链轮可以为单个链轮轮，该单个链轮轮具有多个相邻的成排的径向延伸齿，每排齿通过凹槽隔开。
尽管在上述第一实施方式至第三实施方式中，驱动系统的马达枢转地安装至起落架结构以用于旋转从而接合驱动小齿轮(多个驱动小齿轮)，但是在替代性实施方式中，马达可以相对于起落架结构的无弹簧部分——例如，腿部的下伸缩式部件12b(滑动件)——固定。马达可以驱动下述第一直齿轮，该第一直齿轮的旋转轴线也相对于起落架结构固定并且该第一直齿轮与下述第二直齿轮啮合接合，该第二直齿轮的旋转轴线能够沿距第一直齿轮的旋转轴线固定距离的弧线移动通过相对较小的角度。例如上述第一链轮的驱动小齿轮与第二直齿轮同轴。马达的旋转可以使驱动小齿轮在驱动小齿轮与从动齿轮啮合接合的第一构型与驱动小齿轮不能够与从动齿轮啮合的第二构型之间沿着所述弧线移动。第一直齿轮可以通过马达借助于行星变速箱进行驱动，其中，第一直齿轮、行星变速箱和马达中央部均同轴地对准。直齿轮可以进行密封。与上述情况类似，第一小齿轮和从动齿轮中的一者可以包括单个或多个同轴链轮，并且第一小齿轮和从动齿轮中的另一者可以包括单个或多个同轴滚子圈。
尽管已经在上文中参照一个或更多个优选实施方式对本发明进行了描述，但应当理解的是，在不背离如所附权利要求中限定的本发明的范围的情况下，可做出各种变型或改型。

Claims (15)

1.一种用于使飞行器起落架的轮旋转的驱动系统，所述驱动系统包括：马达，所述马达能够操作成经由第一驱动路径使第一驱动小齿轮旋转；以及从动齿轮，所述从动齿轮适于固定至所述轮，其中，所述驱动系统具有第一构型，在所述第一构型中，所述第一驱动小齿轮能够与所述从动齿轮啮合以允许所述马达经由所述第一驱动路径驱动所述从动齿轮，并且其中，所述第一驱动小齿轮和所述从动齿轮中的一者包括第一链轮，所述第一驱动小齿轮和所述从动齿轮中的另一者包括设置成两排或更多排的一系列滚子，每排滚子均设置成形成圈，每个滚子均能够分别绕滚子轴线旋转，所述滚子轴线在距所述第一驱动小齿轮或所述从动齿轮的旋转轴线固定距离处。
2.根据权利要求1所述的驱动系统，其中，所述一系列滚子中的每个滚子均能够绕销旋转，所述销各自固定至环形支承构件。
3.根据权利要求2所述的驱动系统，其中，在所述环形支承构件的每侧各设置有成排滚子中的两排滚子中的一排滚子。
4.根据权利要求3所述的驱动系统，还包括两个环形圈，其中，所述成排滚子在所述环形支承构件与所述环形圈中的相应的一个环形圈之间延伸。
5.根据任一前述权利要求所述的驱动系统，其中，在所述第一构型中，每排齿能够与相应排的滚子啮合。
6.根据任一前述权利要求所述的驱动系统，其中，所述第一驱动小齿轮包括所述第一链轮，并且所述从动齿轮包括所述一系列滚子。
7.根据任一前述权利要求所述的驱动系统，其中，相邻排的滚子呈同相，或者以滚子节距的一部分呈异相。
8.根据任一前述权利要求所述的驱动系统，其中，所述驱动系统能够在所述第一构型与第三构型之间进行切换，在所述第三构型中，所述第一驱动小齿轮不能够与所述从动齿轮啮合。
9.根据任一前述权利要求所述的驱动系统，包括第二驱动小齿轮，所述马达能够操作成经由第二驱动路径使所述第二驱动小齿轮旋转，其中，所述驱动系统能够在所述第一构型与第二构型之间进行切换，在所述第二构型中，所述第二驱动小齿轮能够与所述从动齿轮啮合以允许所述马达经由所述第二驱动路径驱动所述从动齿轮，其中，所述第二驱动小齿轮和所述从动齿轮中的一者包括第二链轮，所述第二驱动小齿轮和所述从动齿轮中的另一者包括所述一系列滚子，并且其中，所述第一驱动路径的传动比大于所述第二驱动路径的传动比。
10.根据权利要求9所述的驱动系统，其中，所述第二驱动小齿轮包括所述第二链轮，并且所述从动齿轮包括所述一系列滚子。
11.根据权利要求9或权利要求10所述的驱动系统，其中，所述驱动系统能够在所述第一构型、所述第二构型与第三构型之间进行切换，在所述第三构型中，所述第一驱动小齿轮和所述第二驱动小齿轮都不能够与所述从动齿轮啮合。
12.根据权利要求9至11中的任一项所述的驱动系统，其中，所述第一驱动小齿轮和所述第二驱动小齿轮能够相对于所述从动齿轮移动，使得所述第一驱动小齿轮和所述第二驱动小齿轮两者不可能同时与所述从动齿轮啮合。
13.根据权利要求9至12中的任一项所述的驱动系统，包括致动器，所述致动器设置成使所述驱动系统在所述第一构型与所述第二构型之间移动。
14.一种飞行器起落架，所述飞行器起落架具有轮和根据权利要求1至13中的任一项所述的驱动系统，其中，所述驱动系统的所述从动齿轮固定至所述轮。
15.根据权利要求14所述的飞行器起落架，其中，所述轮能够驱动以用于使飞行器在地面上滑行和/或者在着陆之前使所述轮自旋加快。
CN201380041649.1A 2012-08-08 2013-08-01 起落架驱动系统 Expired - Fee Related CN104520186B (zh)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GBGB1214198.2A GB201214198D0 (en) 2012-08-08 2012-08-08 Landing gear drive system
GB1214198.2 2012-08-08
GB1308585.7 2013-05-13
GB1308585.7A GB2517396A (en) 2013-05-13 2013-05-13 Landing gear drive systems
PCT/GB2013/052064 WO2014023941A1 (en) 2012-08-08 2013-08-01 Landing gear drive systems

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104520186A true CN104520186A (zh) 2015-04-15
CN104520186B CN104520186B (zh) 2016-08-24

Family

ID=48948460

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201380041649.1A Expired - Fee Related CN104520186B (zh) 2012-08-08 2013-08-01 起落架驱动系统

Country Status (9)

Country Link
US (2) US9908621B2 (zh)
EP (2) EP2882644B1 (zh)
JP (3) JP6298817B2 (zh)
KR (2) KR20200029053A (zh)
CN (1) CN104520186B (zh)
CA (1) CA2879327A1 (zh)
MX (1) MX359695B (zh)
RU (2) RU2017144831A (zh)
WO (1) WO2014023941A1 (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105555661A (zh) * 2013-09-18 2016-05-04 空中客车营运有限公司 用于飞行器的起落架的驱动系统
CN107521672A (zh) * 2016-06-22 2017-12-29 北京臻迪机器人有限公司 一种无人机的脚架机构
CN108626347A (zh) * 2017-03-22 2018-10-09 赛峰起落架系统公司 滚子传动元件
CN113511331A (zh) * 2021-05-27 2021-10-19 西安航空制动科技有限公司 适于电驱动装置的航空机轮用加长导轨组件及其设计方法

Families Citing this family (56)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
MX359695B (es) 2012-08-08 2018-10-08 Airbus Operations Ltd Sistemas de accionamiento de tren de aterrizaje.
FR3009277B1 (fr) * 2013-08-02 2017-11-03 Messier Bugatti Dowty Atterrisseur d'aeronef muni d'un organe d'entrainement des roues.
CN107719650A (zh) 2013-09-05 2018-02-23 空中客车英国运营有限责任公司 用于飞行器的起落架的驱动系统
US10676178B2 (en) 2013-09-05 2020-06-09 Airbus Operations Limited Landing gear drive system flexible interface
GB2526869A (en) * 2014-06-05 2015-12-09 Airbus Operations Ltd Landing gear drive system flexible interface
GB2524244A (en) * 2014-03-17 2015-09-23 Airbus Operations Ltd Landing gear drive system flexible interface
FR3011531B1 (fr) * 2013-10-04 2017-04-21 Messier Bugatti Dowty Atterrisseur d'aeronef equipe de moyens d'entrainement en rotation des roues portees par l'atterrisseur
US9422053B2 (en) 2013-10-09 2016-08-23 Hamilton Sundstrand Corporation Passive fail safe coupling mechanism
FR3013326B1 (fr) * 2013-11-15 2015-12-25 Messier Bugatti Dowty Roue d'aeronef equipee d'une couronne d'entrainement a chaine.
FR3013327B1 (fr) * 2013-11-15 2015-12-25 Messier Bugatti Dowty Roue d'aeronef equipee de moyens de son entrainement en rotation par un actionneur d'entrainement.
CN110316360A (zh) 2014-02-13 2019-10-11 空中客车英国运营有限责任公司 用于飞行器起落架的驱动系统
GB2523130A (en) * 2014-02-13 2015-08-19 Airbus Operations Ltd Drive system for aircraft landing gear
US9550564B2 (en) * 2014-02-19 2017-01-24 Honeywell International Inc. Aircraft wheel driving system
GB2523780A (en) 2014-03-05 2015-09-09 Airbus Operations Ltd Drive system for landing gear and drive system control method
GB2524097A (en) * 2014-03-14 2015-09-16 Airbus Operations Ltd Wheel and gear assembly
GB2524091B (en) * 2014-03-14 2020-05-20 Airbus Operations Ltd Landing gear drive system and method
GB2524092B (en) * 2014-03-14 2020-05-20 Airbus Operations Ltd Landing gear drive system and method
GB2524246A (en) 2014-03-17 2015-09-23 Airbus Operations Ltd Roller gear for a drive system
GB2524242A (en) * 2014-03-17 2015-09-23 Airbus Operations Ltd Drive system for aircraft landing gear
JP6342201B2 (ja) * 2014-04-01 2018-06-13 シンフォニアテクノロジー株式会社 航空機用車輪駆動システム
GB2524763B (en) * 2014-04-01 2020-06-17 Airbus Operations Ltd Drive system for aircraft landing gear
GB2524764B (en) * 2014-04-01 2020-06-17 Airbus Operations Ltd Drive system for aircraft landing gear
GB2524762B (en) * 2014-04-01 2020-06-17 Airbus Operations Ltd Drive system for aircraft landing gear
FR3022858B1 (fr) * 2014-06-30 2018-01-05 Compagnie Generale Des Etablissements Michelin Systeme de motorisation de roue, notamment d'un aeronef
FR3022859B1 (fr) * 2014-06-30 2018-01-05 Compagnie Generale Des Etablissements Michelin Systeme de motorisation de roue, notamment d'un aeronef
GB2528966A (en) 2014-08-07 2016-02-10 Airbus Operations Ltd Landing gear drive system
US9499260B2 (en) 2014-10-14 2016-11-22 Honeywell International Inc. Aircraft landing gear wheel with integral gear drive
US10308352B2 (en) * 2014-12-12 2019-06-04 Borealis Technical Limited Monitoring system for aircraft drive wheel system
FR3031961B1 (fr) * 2015-01-23 2018-06-29 Safran Landing Systems Procede d'entrainement en rotation d'une roue d'aeronef.
FR3031963B1 (fr) * 2015-01-23 2020-02-28 Safran Landing Systems Procede d'entrainement en rotation d'une roue d'aeronef.
US20160215855A1 (en) * 2015-01-23 2016-07-28 Honeywell International Inc. Aircraft electric drive train with damping/compliance device
FR3031962B1 (fr) * 2015-05-22 2017-02-10 Messier Bugatti Dowty Procede d'entrainement en rotation d'une roue d'aeronef.
EP3048045B1 (fr) * 2015-01-23 2018-12-26 Safran Landing Systems Entraînement en rotation d'une roue d aéronef
FR3031960B1 (fr) * 2015-01-23 2017-02-10 Messier Bugatti Dowty Procede d'entrainement en rotation d'une roue d'aeronef.
EP3078590B1 (en) * 2015-04-10 2018-05-09 Meggitt Aircraft Braking Systems Flexible wheel drive for aircraft onboard taxi system
WO2016200920A1 (en) * 2015-06-08 2016-12-15 Lord Corporation Friction roller having one or more fabric-reinforced material layer and methods
US20170002896A1 (en) * 2015-07-02 2017-01-05 Honeywell International Inc. Roller-based drive systems
US9688394B2 (en) * 2015-07-16 2017-06-27 Honeywell International Inc. Roller-based drive systems with compliance for accommodating non-conjugate meshing
RU167611U1 (ru) * 2016-03-25 2017-01-10 Акционерное общество "Технодинамика" Электромеханизм привода шасси
US10006520B2 (en) 2016-08-31 2018-06-26 General Electric Company System for regulating stresses in ring gears
GB2555854A (en) * 2016-11-14 2018-05-16 Airbus Operations Ltd Rack and pinion systems
JP6484267B2 (ja) * 2017-02-28 2019-03-13 株式会社大阪タイユー ターンテーブル
JP6563972B2 (ja) * 2017-05-02 2019-08-21 株式会社大阪タイユー 駆動機構
FR3073495B1 (fr) 2017-11-14 2019-10-25 Safran Electrical & Power Atterrisseur d'aeronef
GB2571348A (en) 2018-02-27 2019-08-28 Airbus Operations Ltd A drive system for rotating a wheel of a landing gear
FR3079570B1 (fr) * 2018-03-28 2020-04-17 Safran Landing Systems Procede d'engagement de deux elements engrenage et dispositif d'entrainement mettant en œuvre un tel procede
GB2584310B (en) * 2019-05-30 2021-06-23 Airbus Operations Ltd An aircraft landing gear drive system
GB2584309A (en) 2019-05-30 2020-12-02 Airbus Operations Ltd A method of operating an aircraft
GB2585823B (en) * 2019-06-25 2023-01-18 Airbus Operations Ltd A landing gear drive system clutch assembly
JP7424806B2 (ja) * 2019-11-26 2024-01-30 ニデックプレシジョン株式会社 駆動装置
DE102019008624B4 (de) * 2019-12-12 2022-11-03 Coco Beteiligungsgesellschaft mbH Regelungsverfahren zum Rotieren eines Rades eines Flugzeugfahrwerks
US11814159B2 (en) 2020-02-06 2023-11-14 Goodrich Corporation Nose wheel steering system
KR20210113823A (ko) 2020-03-09 2021-09-17 주식회사 만도 페달 각도 별 부하 설정이 가능한 전기자전거용 알터네이터 및 그 제어 방법
FR3108308B1 (fr) * 2020-03-19 2024-01-19 Safran Trans Systems Dispositif d’entrainement d’au moins une roue d’un train d’atterrissage d’aeronef
RU2763591C1 (ru) * 2021-04-08 2021-12-30 Акционерное общество "Электропривод" Электромеханизм поступательного действия
US11912399B2 (en) 2022-02-18 2024-02-27 Goodrich Corporation Compact aircraft actuator system

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2001046605A1 (en) * 1999-12-20 2001-06-28 Ion St Constantin Gear and procedure of achievement
US20100206980A1 (en) * 2008-12-16 2010-08-19 Airbus Motorized undercarriage for aircraft
CN101998921A (zh) * 2008-04-11 2011-03-30 空中客车操作有限公司 飞机起落架装置和前起落架组件
CN102107732A (zh) * 2009-12-24 2011-06-29 梅西耶-布加蒂公司 装有转动驱动装置的飞机轮-制动器组
CN102574581A (zh) * 2009-08-28 2012-07-11 空中客车英国运营有限责任公司 飞行器起落架

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US594110A (en) * 1897-11-23 Ball-bearing roller-cog wheel
US860536A (en) * 1906-11-24 1907-07-16 Robert W Ellingham Roller-pinion.
US3005510A (en) * 1959-03-09 1961-10-24 Delbert L Phillips Auxiliary drive unit for vehicles
GB1141884A (en) 1966-05-23 1969-02-05 Imp Metal Ind Kynoch Ltd Improvements in or relating to gear train assemblies
JPS4933276U (zh) * 1972-06-30 1974-03-23
US3850389A (en) 1973-05-04 1974-11-26 D Dixon Landing gear wheel device for aircraft
JPS6091837U (ja) * 1983-11-29 1985-06-22 日立造船株式会社 ピンラツク
US4659039A (en) 1985-07-29 1987-04-21 Valdes Guillermo A Landing gear drive system
SE446898B (sv) * 1985-12-11 1986-10-13 Neos Karlsson Neuman Tamm Flerstegad kuggvexel
CN2044665U (zh) 1987-07-30 1989-09-20 陈椿年 内环行同步滚柱轮装置
DE8806683U1 (de) * 1988-05-20 1988-08-25 EURAS Elektro- Forschungs- und Produktionsgesellschaft mbH, 8060 Dachau Getriebe
KR940009803B1 (ko) * 1991-08-08 1994-10-17 구인회 일정각 속도비의 로울러-캠 치차장치
US5456638A (en) * 1994-07-21 1995-10-10 Osborn; Merritt A. Composite gear with restraining member
JP2988843B2 (ja) * 1995-04-13 1999-12-13 リズム時計工業株式会社 時計の修正機構
CN2378576Y (zh) * 1999-01-29 2000-05-17 中国人民解放军55254部队 外啮合滚子链轮传动装置
WO2005035358A2 (en) 2003-10-09 2005-04-21 Borealis Technical Limited Geared wheel motor design
US7438663B2 (en) * 2004-08-12 2008-10-21 Merritt Armstrong Osborn Compound gearing system and method with chain and belt engagement structures
US7445178B2 (en) 2004-09-28 2008-11-04 The Boeing Company Powered nose aircraft wheel system
FR2903072B1 (fr) * 2006-06-28 2009-11-20 Airbus France Dispositif pour le deplacement autonome d'un aeronef au sol
US8235152B2 (en) * 2008-06-23 2012-08-07 Redline Aviation, LLC Aircraft moving device
JP2010203608A (ja) * 2009-02-05 2010-09-16 Kazuyoshi Kano 駆動伝達装置
RU2395428C1 (ru) 2009-03-10 2010-07-27 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны РФ Устройство управления передней опорой шасси самолета
FR2954236B1 (fr) 2009-12-17 2012-03-02 Michelin Soc Tech Systeme de motorisation electrique d'une roue
EP2563657B1 (en) * 2010-04-28 2016-09-21 L-3 Communications Magnet-Motor GmbH Drive unit for aircraft running gear
FR2975667B1 (fr) 2011-05-27 2013-07-12 Airbus Operations Sas Dispositif d'interface debrayable entre un systeme de motorisation de roue de train d'atterrissage d'avion et une roue
EP2720942B1 (en) 2011-06-17 2015-05-20 L-3 Communications Magnet-Motor GmbH Drive unit for aircraft landing gear wheels
US8979019B2 (en) * 2011-07-27 2015-03-17 Honeywell International Inc. Aircraft taxi system including drive chain
GB201214198D0 (en) * 2012-08-08 2012-09-19 Airbus Uk Ltd Landing gear drive system
MX359695B (es) 2012-08-08 2018-10-08 Airbus Operations Ltd Sistemas de accionamiento de tren de aterrizaje.
FR2998870B1 (fr) 2012-12-03 2015-01-09 Michelin & Cie Systeme de motorisation de roue, notamment d'un aeronef
US9499260B2 (en) 2014-10-14 2016-11-22 Honeywell International Inc. Aircraft landing gear wheel with integral gear drive

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2001046605A1 (en) * 1999-12-20 2001-06-28 Ion St Constantin Gear and procedure of achievement
CN101998921A (zh) * 2008-04-11 2011-03-30 空中客车操作有限公司 飞机起落架装置和前起落架组件
US20100206980A1 (en) * 2008-12-16 2010-08-19 Airbus Motorized undercarriage for aircraft
CN102574581A (zh) * 2009-08-28 2012-07-11 空中客车英国运营有限责任公司 飞行器起落架
CN102107732A (zh) * 2009-12-24 2011-06-29 梅西耶-布加蒂公司 装有转动驱动装置的飞机轮-制动器组

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105555661A (zh) * 2013-09-18 2016-05-04 空中客车营运有限公司 用于飞行器的起落架的驱动系统
CN105555663A (zh) * 2013-09-18 2016-05-04 空中客车营运有限公司 用于飞行器的起落架的驱动系统
CN107672789A (zh) * 2013-09-18 2018-02-09 空中客车营运有限公司 用于飞行器的起落架的驱动系统和飞行器的起落架
CN105555661B (zh) * 2013-09-18 2019-02-15 空中客车营运有限公司 用于飞行器的起落架的驱动系统
CN107521672A (zh) * 2016-06-22 2017-12-29 北京臻迪机器人有限公司 一种无人机的脚架机构
CN107521672B (zh) * 2016-06-22 2021-11-12 北京臻迪机器人有限公司 一种无人机的脚架机构
CN108626347A (zh) * 2017-03-22 2018-10-09 赛峰起落架系统公司 滚子传动元件
CN108626347B (zh) * 2017-03-22 2021-09-03 赛峰起落架系统公司 滚子传动元件
CN113511331A (zh) * 2021-05-27 2021-10-19 西安航空制动科技有限公司 适于电驱动装置的航空机轮用加长导轨组件及其设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
EP2882644A1 (en) 2015-06-17
CA2879327A1 (en) 2014-02-13
MX2015001731A (es) 2016-01-20
JP6298817B2 (ja) 2018-03-20
WO2014023941A1 (en) 2014-02-13
EP2882644B1 (en) 2017-10-04
US9908621B2 (en) 2018-03-06
EP3241745A1 (en) 2017-11-08
MX359695B (es) 2018-10-08
JP2018076065A (ja) 2018-05-17
US20180170530A1 (en) 2018-06-21
KR20200029053A (ko) 2020-03-17
JP6570611B2 (ja) 2019-09-04
CN104520186B (zh) 2016-08-24
RU2017144831A (ru) 2019-02-18
RU2015108037A (ru) 2016-09-27
KR20150040318A (ko) 2015-04-14
JP2015530305A (ja) 2015-10-15
RU2643857C2 (ru) 2018-02-06
US20150210385A1 (en) 2015-07-30
JP2019199254A (ja) 2019-11-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104520186B (zh) 起落架驱动系统
JP6533277B2 (ja) 着陸装置駆動システム
CN105555662A (zh) 用于起落架的驱动系统
US20190351998A1 (en) Drive system for aircraft landing gear
US20110180658A1 (en) Aircraft steering actuator
EP3116777B1 (en) Landing gear drive system and method
GB2517396A (en) Landing gear drive systems

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20160824

Termination date: 20200801