CN105366039A - 起落架驱动系统 - Google Patents

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CN105366039A CN201510474789.9A CN201510474789A CN105366039A CN 105366039 A CN105366039 A CN 105366039A CN 201510474789 A CN201510474789 A CN 201510474789A CN 105366039 A CN105366039 A CN 105366039A
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Abstract

本发明提供了一种用于使飞行器起落架的轮旋转的驱动系统。驱动系统包括能够操作成使主动小齿轮旋转的马达和适于安装至轮的从动齿轮。驱动系统具有主动小齿轮能够与从动齿轮啮合以允许马达驱动从动齿轮的第一构型和主动小齿轮不能与从动齿轮啮合的第二构型。驱动系统包括用于使主动小齿轮相对于从动齿轮移动的线性定位致动器。定位致动器具有第一端和第二端，该第一端具有枢转连接部，该第一端的枢转连接部具有与从动齿轮的旋转轴线间隔开固定距离的枢轴轴线，该第二端具有枢转连接部，该第二端的枢转连接部具有与主动小齿轮的旋转轴线间隔开固定距离的枢轴轴线。

Description

起落架驱动系统
技术领域
本发明涉及为了地面滑行和/或在着陆之前起转(spin-up)的目的而使飞行器起落架的一个或更多个轮旋转的驱动系统。
背景技术
飞行器需要在机场上的位置之间进行地面滑行。一个示例是在跑道与飞行器的乘客登机或下机的位置(例如终端登机口)之间滑行。通常，这种滑行通过利用来自飞行器的发动机的推力向前推进飞行器以致使起落架轮旋转来实现。由于地面滑行速度必定相对较低，因此发动机必须以非常低的功率运行。这意味着由于该低功率下的低推进效率而存在相对较高的燃料消耗量。这导致机场附近的大气污染和噪音污染二者的等级均增加。此外，即使当发动机以低功率运行时，通常仍必要的是应用轮制动器来限制地面滑行速度从而导致较高程度的制动器磨损。
不允许利用民用飞行器的主发动机来使民用飞行器倒行，例如离开终端登机口。当必须倒行时或在经由主发动机推力的地面滑行不可行的其他情况下，要使用拖车来操纵飞行器去其他地方。这个过程费力且成本高。
因此，存在对下述驱动系统的需要：该驱动系统在地面滑行操作期间为飞行器起落架的轮提供动力。还存在下述期望：使用这种驱动系统来使轮在着陆之前预先起转和/或通过将驱动系统马达用作发电机来使动能转化为电能而向旋转的轮施加制动扭矩。
近几年已经提出了用于既在飞行器处于地面上时驱动轮又在着陆之前使轮起转的若干自主地面滑行系统。US2006/0065779中公开了一个示例，其提出了下述有动力装置的前飞行器轮系统：在该有动力装置的前飞行器轮系统中，离合器用于在轮可以自由起转的模式与轮可以由电动马达驱动的模式之间切换。离合器还可以操作成使马达能够在着陆之前将轮预先起转。
在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使主动小齿轮移动成与安装至轮毂的从动齿轮传动接合和脱离传动接合。WO2014/023939描述了在许多方面与WO2011/023505类似的另一现有技术布置，在该布置中，主动小齿轮和从动齿轮中的一者包括链轮，并且主动小齿轮和从动齿轮中的另一者包括布置成形成环的一系列滚子，每个滚子均能够相应地绕滚子轴线旋转，滚子轴线在距离主动小齿轮或从动齿轮的旋转轴线的一个固定距离处。
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使主动小齿轮旋转的马达和适于安装至轮的从动齿轮，其中，该驱动系统具有第一构型和第二构型，在第一构型中，主动小齿轮能够与从动齿轮啮合以允许马达驱动从动齿轮，在第二构型中，主动小齿轮不能与从动齿轮啮合，并且该驱动系统还包括用于使主动小齿轮相对于从动齿轮移动的线性定位致动器，其中，定位致动器具有第一端和第二端，该第一端具有枢转连接部，该第一端的枢转连接部具有与从动齿轮的旋转轴线间隔开固定距离的枢轴轴线，该第二端具有枢转连接部，该第二端的枢转连接部具有与主动小齿轮的旋转轴线间隔开固定距离的枢轴轴线。
飞行器起落架的术语“轮”在这里按照其常规意义用来指当飞行器由地面支承而未升空时与地面表面接触的接地轮。术语“马达”在这里按照其常规意义用来指下述机器：凭借该机器，使用某一能量源(例如电动的、气动的或液压的等)来产生运动。应当理解的是，马达可以是下述电动发电机：该电动发电机除了其如同马达的功能外，还能够操作为借此将机械能转化成电能的发电机。术语“主动”和“从动”在这里关于“主动小齿轮”和“从动齿轮”使用旨在表达在马达能够操作成使飞行器起落架的轮旋转时的动力传递的含义。当然，应当理解的是，在马达为电动发电机并且用作发电机的情况下，“从动齿轮”实际上是驱动“主动小齿轮”并且因此驱动发电机的驱动元件。发电机可以用来向轮施加制动扭矩。
定位致动器可以包括液压缸。
液压缸可以是双作用式的。
替代性地，液压缸可以是单作用式的。例如，液压缸可以具有位于活塞的一侧的环形部段和位于活塞的另一侧的圆筒形部段，并且圆筒形部段未被增压。未被被压的部段可以经由不透液体的透气膜来排气。
替代性地，液压缸可以具有第一杆和第二杆，从而在第一杆与第二杆之间形成两个环形部段，所述两个环形部段流体地联接至单个液压端口。所述两个环形部段可以具有不同的面积。
定位致动器可以是自锁致动器。自锁致动器可以布置成将驱动系统锁定在第二构型。
驱动系统还可以包括锁定装置，该锁定装置位于致动器的外部以用于将驱动系统锁定在第二构型。
可以布置有用于释放锁定装置的解锁致动器。解锁致动器可以构造成在命令定位致动器使主动小齿轮从第二构型移动至第一构型时释放锁定装置。解锁致动器可以包括液压缸。
在解锁致动器和定位致动器二者均为液压的情况下，解锁致动器和定位致动器可以联接至共用的液压供应装置。
锁定装置可以包括机械锁定杆。
锁定装置可以包括钩和销，钩枢转地安装在飞行器起落架上，销与主动小齿轮的旋转轴线间隔开固定的距离，其中，该钩能够在销被钩保持捕获的锁定位置与销相对于钩移动的解锁位置之间移动。
锁定装置还可以包括能够在锁定位置与解锁位置之间移动的闩锁，其中，处于锁定位置中的闩锁接合钩并且防止钩的枢转运动，处于解锁位置中的闩锁允许钩的枢转运动。
解锁致动器可以联接至闩锁以用于使闩锁与钩断开。
定位致动器能够被反向驱动。
驱动系统还可以包括用于使驱动系统偏置成第二构型的偏置元件。偏置元件可以包括至少一个弹簧，例如扭转弹簧、片簧或压缩弹簧等。至于压缩弹簧，可以设置有用于限制弹簧以避免弹簧的屈曲的导引件。
主动小齿轮和从动齿轮中的一者可以包括链轮并且主动小齿轮和从动齿轮中的另一者可以包括布置成形成环的一系列滚子，每个滚子均能够相应地绕滚子轴线旋转，滚子轴线距主动小齿轮或从动齿轮的旋转轴线固定的距离。
轮能够被驱动以使飞行器在地面上滑行和/或使轮在着陆之前起转。
马达可以是马达/发电机，该马达/发电机在操作为发电机时构造成向轮施加制动扭矩。
从动齿轮可以适于安装至轮的毂，例如安装至毂的外辋。
本发明的另一方面提供了一种具有如所述的驱动系统的飞行器起落架。
附图说明
现在将参照附图来描述本发明的实施方式，在附图中：
图1示出了具有驱动系统的飞行器的正视图；
图2示出了根据一个实施方式的驱动系统的等距视图；
图3示出了图2的驱动系统处于接合位置中的侧视图；
图4示出了图2的驱动系统处于断开位置中的侧视图；
图5示出了图2的驱动系统的俯视等距视图；
图6示出了图2的驱动系统的仰视等距视图；
图7示出了根据另一实施方式的驱动系统的等距视图；
图8示出了根据又一实施方式的驱动系统的侧视图；
图9示出了根据又一实施方式的驱动系统的侧视图；
图10示出了根据又一实施方式的驱动系统的侧视图；
图11示出了图10的驱动系统的外部锁定装置处于其打开位置中的侧视图；
图12示出了图10的驱动系统的外部锁定装置处于其关闭位置中的侧视图；
图13示出了用于驱动系统的替代性单作用式液压定位致动器的等距视图；以及
图14示出了图13的定位致动器的局部剖切等距视图。
具体实施方式
本发明的第一实施方式在图1至图6中示出。如图1中示出的，飞行器1具有左主起落架2、右主起落架3和前起落架4。起落架各自具有两个轮(diablo构型)，但是实施方式的原理可以应用于具有任何数目的轮——例如单个轮、或四个或更多个轮——的起落架。
由于由主起落架承受的重量被认为在轮与地面之间提供了最佳牵引力以实现可靠的飞行器地面滑行，因此起落架驱动系统布置成用于驱动主起落架(即，附接至机翼结构或机翼区域中的机身结构的起落架)。然而，驱动系统可以替代性地应用于前起落架(即，朝向飞行器机首的可转向起落架)。示出的主起落架适用于单过道客机(大约150至200乘客)，但应当理解的是，本发明对各种飞行器类型和重量——包括民用飞行器、军用飞行器、直升机、客机(<50乘客、100至150乘客、150至250乘客、250至450乘客或>450乘客)、货机和倾斜旋翼飞行器等——具有广泛的适用性。在随后的附图中，具有驱动系统的起落架总体上指示为标记10。
图2中示出的起落架10包括伸缩式吸震主支柱12，该伸缩式吸震主支柱12包括上伸缩式部分12a(主配件)和下伸缩式部分12b(滑动件)。上伸缩式部分12a通过其上端附接至飞行器机翼5。在其他实施方式中，上伸缩式部分可以附接至飞行器机身6或附接至机翼和机身。下伸缩式部分12b支承轮轴14，该轮轴14承载一对轮16(为清楚起见在图2中移除)，主支柱的每一侧均有一个轮16。轮16布置成绕轮轴14旋转以实现飞行器的地面移动，例如滑行或着陆。
每个轮16均包括轮胎17，轮胎17由毂18支承。每个轮毂18均具有用于支承轮胎的辋19。起落架轮驱动系统50包括从动齿轮20，从动齿轮20附接至毂18以能够与轮16一起旋转。在示出的实施方式中，从动齿轮20包括滚子齿轮34，滚子齿轮34由刚性环形圈35和从环形圈35的两侧突出的一系列销(未示出)形成。由销以可旋转的方式支承的第一系列滚子82A设置在环形圈35的一侧，由销以可旋转的方式支承的第二系列滚子82B设置在环形圈的另一侧。每个系列的滚子82A、82B均绕环形圈延伸以形成连续的轨迹。第一横向环形圈39A和第二横向环形圈39B将第一系列滚子82A和第二系列滚子82B夹在中间。支承第一系列滚子82A的销在环形圈35与第一横向环形圈39A之间延伸，并且支承第二系列滚子82B的销在环形圈35与第二横向环形圈39B之间延伸。环形圈35因此形成中央脊状部，该中央脊状部用于支承从其悬臂状地伸出的销。
第一横向环形圈39A包括多个连接延伸突出部37，所述多个连接延伸突出部37提供了与毂18的刚性连接。替代性地，可以使用形成连续延伸辋的、具有或不具有切口的并且从环形圈39A的内径轴向突出的凸缘来提供与毂18的刚性连接。从动齿轮与毂的接口可以是刚性附件或者替代性地可以包括柔性接口例如橡胶衬套以允许从动齿轮相对于轮毂以某一角度偏转，从而适应起落架结构的偏转并且使从动齿轮与轮变形载荷隔离。
驱动系统50还包括马达52，马达52构造成经由齿轮箱70使主动小齿轮60旋转。在示出的实施方式中，主动小齿轮60为包括多个同轴链轮80A、80B的轮式链轮，所述多个同轴链轮80A、80B各自具有径向延伸的齿。主动小齿轮60的相应的同轴链轮80A、80B能够与从动齿轮20的滚子82A、82B的同轴环啮合。链轮80A与链轮80B之间的槽可以与滚子齿轮34的中央脊状部(环形圈35)的外径滚动接触。滚动接触优选地发生在滚子的节圆半径处。
在示出的实施方式中，驱动系统50驱动每个起落架10上的轮16中的仅一个轮。然而，意在可以替代性地为每个轮16提供一个驱动系统50。对于具有四个或更多个轮16的起落架，可以为轮16中的每个轮或者为轮16中的仅两个轮提供驱动系统50。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)以在地面滑行通过两个驱动系统50完成的情况下实现未被驱动的轮的预先着陆起转。在其他实施方式中，可以具有在两个驱动系统50之间共享的一个马达52。即，马达52可以布置成经由差速器使每个驱动系统的输入轴54旋转以允许从动轮在飞行器在地面上执行转向时以不同的速度旋转。
在示出的实施方式中，齿轮箱70为行星减速齿轮箱，该行星减速齿轮箱提供马达52与主动小齿轮60之间的传动路径。马达为电动马达，该电动马达驱动传动路径的输入轴。传动路径的输出轴(或传动轴)与输入轴同轴并且还与马达的旋转轴线同轴。主动小齿轮60安装在输出轴上。
如图3中示出的，驱动系统50由支架56支承，支架56刚性地连接至滑动件12b的基部并且绕枢轴轴线57枢转地连接至马达52。安装支架56在轮轴14下方延伸并且通过安装销附接至相应地位于滑动件上的尾部安装点和前部安装点。安装销允许支架准备从起落架拆卸。驱动系统50可以替代性地安装在上伸缩式部分12a(主配件)上或安装在轮轴14上。如图6中示出的，支架56包括孔口84，孔口84提供通向位于滑动件的基部处的顶升点的入口。
齿轮箱70具有壳体(或外壳)84，在壳体(或外壳)84的一侧固定有马达52而在壳体(或外壳)84的相反侧突出有具有主动小齿轮60的输出轴。壳体84具有突出的凸耳，该突出的凸耳在57处枢转地连接至安装支架56。马达52和齿轮箱70装在壳体内以保护其中的部件免受由可能引起失灵的碎片等造成的环境污染。
线性定位致动器58在支架56(在最靠近轮轴14的端部处)与马达52之间延伸。定位致动器具有第一端30和第二端32。第一端30与枢轴轴线34枢转地连接，枢轴轴线34与从动齿轮20的旋转轴线38间隔开固定的距离，第二端32与枢轴轴线36枢转地连接，枢轴轴线36与主动小齿轮60的旋转轴线40间隔开固定的距离。因此，致动器58的线性运动转换为主动小齿轮60绕枢轴57的旋转运动，更具体地为主动小齿轮的旋转轴线绕枢轴57的运动。因此，主动小齿轮60可以在主动小齿轮(链轮)60接合从动齿轮(滚子齿轮34)的第一构型(图3)与主动小齿轮60不与从动齿轮接合的第二构型(图4)之间旋转。
定位致动器58可以是例如液压致动器、机电致动器(EMA)或电动液压致动器(EHA)。
如图5和图6中最佳地示出的，驱动系统50首先通过重力(在飞行器不倒置时)并且其次通过在该实施方式中为扭转弹簧88的偏置元件而偏置成第二(断开)构型。扭转弹簧88大致上形成为中心在枢轴轴线57上的线圈。弹簧88具有第一自由端和第二自由端，其中，该第一自由端压靠着从支架56突出的销90，该第二自由端压靠着从驱动系统50突出的销92。在弹簧的偏置力和重力作用下，在驱动系统50上延伸的端止动件94在起落架的下侧压靠着支架56以防止驱动系统50绕枢轴轴线57过度旋转。
线性致动器58可以是力控制的(或电流控制的)以在主动小齿轮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的各个组成部分在防止不想要的分离的同时出现一些变形。载荷额定值考虑到了振动载荷和冲击载荷，并且可以优化系统的几何结构/运动学特性来进一步地减少致动器和/或支承件上的载荷。
致动器58可以利用马达扭矩需求来进行力控制以遵从主动小齿轮60与从动齿轮20之间的最终传动的偏转/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来控制，从而限制传感器需求并且增加系统可靠性。载荷可以根据马达扭矩加安全系数来设定以确保牢固的啮合接合而又限制磨损。可能需要致动器位置传感器来判断致动器是否接合或者断开。致动器的控制回路在接合期间可以使用嵌入在致动器内的旋转位置传感器96，例如旋转可变差动变压器，或者线性位置传感器(未示出)如线性可变差动变压器。
此外或替代性地，可以使用机械止动件来防止主动小齿轮将过多的载荷施加在从动齿轮上。止动件可以设置在定位致动器中或设置在马达/齿轮箱与支架之间。
在接合期间，将利用(针对链轮速度的)现有的马达速度反馈来使主动小齿轮60和从动齿轮20的惯量(速度)相匹配，并且可以使用飞行器转速计(未示出)或独立的滚子齿轮速度传感器，例如将滚子用作目标的感应传感器。
液压定位致动器可以是优选的，因为在接合构型中由主动小齿轮60传递到从动齿轮20上的载荷会比用EHA或EMA传递的载荷更顺从。此顺从会以有益的方式提供载荷控制和阻尼，从而避免从动齿轮和链轮接合过载。定位致动器优选地能够反向驱动以使得驱动系统在定位致动器失效或者其控制失效的情况下返回到第二构型。此外，致动器58可以包括锁定装置以在起飞、着陆和飞行期间保持驱动系统处于第二(断开)构型。在下面将参照图8至图14来更详细地描述定位致动器和锁定装置。
尽管在图2至图6的驱动系统中，主动小齿轮60布置为具有两个同轴的链轮齿排的链轮并且从动齿轮20布置为具有两个同轴的滚子排的滚子齿轮以及齿轮箱70为行星齿轮箱，但是应当理解的是，其他的驱动系统可以以不同的方式来体现。
例如，在图7中示出的实施方式中，链轮(主动小齿轮)60由滚子齿轮主动小齿轮64代替，滚子齿轮主动小齿轮64具有两个同轴的滚子环，并且滚子齿轮34(从动齿轮)由链轮66代替，链轮66具有两个同轴的链轮齿环。滚子齿轮64可以与滚子齿轮34类似地构造，不过当然滚子齿轮64具有更小的直径和因此具有更少的滚子。任一实施方式中的滚子齿轮可以替代性地形成为具有单个滚子环的滚子链或者滚子齿轮以与形成为具有单个链轮齿排的链轮(未示出)接合。主动小齿轮和从动齿轮还可以替代性地形成为能够通过定位致动器58移动成进入啮合接合和脱离啮合接合的正齿轮或其他类型的带齿齿轮。
另外，在图7中示出的实施方式中，行星齿轮箱70由平行轴齿轮箱70a代替。在该实施方式中，支架56a包括两个凸耳，所述两个凸耳包括半月形夹紧部以允许支架56a准备与轮轴14附接或脱离附接。马达52例如通过螺栓连接固定地连接至支架56a。变速箱70a为使正齿轮在每个减速级啮合的两级平行轴齿轮箱。
两级平行轴齿轮箱70a装在壳体84a内，壳体84a安装成相对于支架56a枢转地旋转。以这种方式，在允许齿轮箱70a相对于支架56a旋转的同时，可以将马达52固定至支架56a。因此，由定位致动器58移动的质量比针对图2至图6的实施方式移动的质量小，在图2至图6的实施方式中，马达和行星齿轮箱70二者均由定位致动器58移动。当然，可以使用行星齿轮箱来代替图7的实施方式中的平行轴齿轮箱，并且平行轴齿轮箱可以用来代替图2至图6的实施方式中的行星齿轮箱。行星齿轮箱在设计方面更简洁，但平行轴齿轮箱在设计上允许更大的自由度以调整小齿轮旋转轴线与枢轴轴线57之间的角度。
尽管在示出的实施方式中，从动齿轮与主动小齿轮具有多个同轴的滚子/链轮排，但是可以理解的是，可以替代性地设置一个或三个或更多个同轴的滚子/链轮排。增加滚子/链轮排的数目减小了每个滚子/链轮排上的载荷。
类似于图13中示出的布置，第三实施方式的从动齿轮20可以经由柔性的接口例如橡胶衬套固定至轮以使从动齿轮与轮变形载荷隔离。
在示出的起落架10具有两个轮并且两个轮中只有一个轮被驱动的实施方式中，飞行器的从动轮将可能是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。一个内轮和一个外轮不太可能都是从动的，不过这当然是有可能的。如果只有外轮或只有内轮被驱动，那么可能需要处理具有成本因素的驱动系统。为了使部件的通用性最大化，驱动系统50可以包括用于致动器58的附接凸耳，所述附接凸耳位于行星齿轮箱的两侧，端止动件94也可以设置在两侧。对于这些小的改型，驱动系统50可以处理成用于飞行器的两侧。为此目的，与使用平行轴齿轮箱相比，可以优选地使用行星齿轮箱。
图8示出了偏置元件布置为片簧89而不是图5中示出的扭转弹簧88的替代性实施方式。片簧89在一端处枢转地连接至支架56并且在其相反端处枢转地连接至马达/齿轮箱壳体。片簧89延伸跨过枢轴57并且在枢轴57上方延伸。相对于马达/齿轮箱固定的止动件94A压靠着位于支架56上的相应止动件94B以防止马达/齿轮箱在驱动系统50移动成第二(断开)构型时绕枢轴57过度旋转。
图9示出了偏置元件布置为压缩弹簧87的替代性实施方式。压缩弹簧在一端处枢转地连接至支架56并且在其相反端处枢转地连接至驱动系统50的马达/齿轮箱壳体。压缩弹簧由伸缩式导引件91限制以避免压缩弹簧在驱动系统移动成第一(接合)构型时被压弯曲。
在图9中示出的实施方式中，定位致动器布置为自锁定位致动器58A。自锁致动器可以是与上述的定位致动器58类似的液压致动器、机电致动器(EMA)或电动液压致动器(EHA)。自锁致动器58A在下述方面与致动器58有区别：致动器在伸出位置中自锁，这对应于驱动系统50的断开的第二构型。自锁致动器在致动器被命令缩回时解除锁定。各种自锁致动器在本领域中是已知的并且可以用于这个目的。在自锁致动器为液压致动器的情况下，锁定机构可以包括球形锁、指状锁、单级段锁或环形锁，例如HelmJ等人1988年发表的美国汽车工程师协会(SAE)技术论文881434“锁定致动器的今天和未来(Lockingactuatorstodayandbeyond)”中所描述的。至于液压自锁致动器，锁定机构在向致动器施加液压压力时解除锁定。类似类型的自锁机构可以结合电动液压致动器或机电致动器来使用。至于机电致动器，可以机械地而不是液压地使自锁机构在致动器内解除锁定。
自锁致动器的设置确保了驱动系统50的马达/齿轮箱保持主动锁定在第二(断开)构型。压缩弹簧87(或可能用在替代性方案中的片簧89或扭转弹簧88)的返回弹性载荷和定位致动器58A上的载荷由于通过这些部件相对于枢轴轴线57的定向来获得的机械优势而有利地较低。然而，自锁致动器具有下述缺点：不能容易地检查锁定机构并且因此可能需要故障监控和检测系统，从而增加了重量、成本和复杂性。根据所使用的锁定机构的类型，不可能监控和检测所有潜在的故障，因此还可能需要冗余系统。
在图8和图9中所描绘的实施方式中，液压致动器58、58A具有位于活塞的相反两侧的最接近端部30的圆筒形部段和最接近端部32的环形部段。驱动系统50的接合通过使致动器的环形部段增压而使液压致动器58、58A缩回来实现。因此，液压致动器为双作用式以使得圆筒形部段或环形部段可以被增压以用于致动器的伸出和缩回。双作用式液压致动器需要两个液压管线，所述两个液压管线使双作用式液压致动器比单作用式液压致动器更重并且在控制上更复杂。通常，当一个部段被增压时，另一个部段通过将其连接至低压返回管线而被降压。
自锁定位致动器58A的替代性方案是为(非自锁)定位致动器58提供外部锁定机构。图10示出了设置有构造为自闩锁钩和销锁定机构的外部锁定装置93的替代性实施方式。当然，外部锁定装置93可以结合自锁致动器58A使用以提供另一水平的冗余度。
外部锁定装置93在图11和图12中更详细地示出。自闩锁钩-销锁定机构包括钩100，钩100绕枢轴102枢转地安装。钩100具有棘爪，该棘爪与销104接合，销104固定至杠杆臂以与马达/齿轮箱一起绕枢轴57运动。图11示出了处于打开位置中的外部锁定装置93并且图12示出了处于关闭位置中的锁定装置93。打开位置对应于驱动系统50的接合位置并且关闭位置对应于驱动系统的断开构型。
在打开位置中，张力弹簧106使钩100抵靠钩止动件108偏置。外部锁定装置93还包括锁定杆110，锁定杆110在一个端部112处枢转并且在其相反端处具有滚动件114。在打开位置中，滚动件114从外侧靠至钩的凸轮部116。当销104移动到钩100的棘爪中时，钩绕枢轴102旋转直到位于锁定杆100的端部处的滚动件114由张力弹簧106拉动成与钩的凸轮部116接合为止。一旦锁定杆110接合钩100，销104就被钩100保持捕获并且不能从钩100的棘爪移出，直到锁定杆110释放为止。
布置有解锁致动器118，解锁致动器118伸出成与锁定杆接合以使锁定杆110如图12中所观察到的绕枢轴轴线112逆时针旋转直到滚动件114从钩100的凸轮部116移出为止，从而允许钩100绕枢轴102旋转至图11中所示的打开位置并且因而允许销104从钩100的棘爪移出。锁定装置93还包括接近传感器120和目标122，接近传感器120和目标122用于监控锁定杆110的位置。
与先前描述的自锁致动器相比，外部锁定装置93对于定位致动器的失效不敏感并且可以对锁定机构进行目视检查。此外，可以预期的是，外部锁定装置93比自锁致动器58A更耐用并且由此更可靠。外部锁定装置93在将驱动系统50锁定在断开(第二)构型中的能力方面与自锁致动器共有相同的优点。然而，外部锁定装置会设置得比自锁致动器更重。
在图10至图12中示出的实施方式中，定位致动器58以及锁定装置93的解锁致动器118二者均以液压的方式致动。有利地，解锁致动器118可以直接连接至供应定位致动器的液压管线95，使得不需要额外控制解锁致动器118。当定位致动器58被命令缩回以接合驱动系统50时，解锁致动器118释放主动小齿轮60以绕枢轴轴线57枢转。
应当理解的是，在图10中示出的实施方式中，图8实施方式的片簧89或图2至图6的实施方式的扭转弹簧可以用作压缩弹簧87的替代物。此外，应当理解的是，致动器58可以是替代所示出的液压致动器的能够反向驱动的电动液压致动器或机电致动器。类似地，解锁致动器118可以是代替上述液压致动器的电动液压致动器或机电致动器。
作为双作用式液压定位致动器的替代物，可以使用单作用式致动器(单液压供应装置)来使定位致动器的全部部段侧通过不透液体的透气膜来换气，从而允许致动器全部部段向大气排气但是防止了水和污染物的进入。然而，应当指出的是，潮湿空气可以进入致动器，并且不得不仔细地选择材料以避免腐蚀并处理在飞行期间由于潮湿空气的冷凝而造成冰的形成。
另一替代性定位致动器在图13和图14中示出，该替代性定位致动器具有两个环形部段，所述两个环形部段具有构造成使得致动器可以由单个液压管线(单作用式)缩回的不等的横截面面积。
致动器58B包括两个杆150、151，从而允许活塞具有两个环形部段152、153。活塞设有液压通道154，从而允许利用单个液压端口155使活塞的两侧增压。两个杆150、151具有不同的直径，从而以在施加压力时能够缩回的这种方式使致动器的有效环形部段平衡。附加杆的存在意味着气缸设有两个密封件头和两套密封件。
定位致动器58B可以代替上述的定位致动器58和定位致动器58A中的任一者。
虽然本发明在上面已经参照一个或更多个优选的实施方式进行了描述，但是应当理解的是，可以在不背离本发明的如所附权利要求限定的范围的情况下进行各种改变或修改。

Claims (30)

1.一种用于使飞行器起落架的轮旋转的驱动系统，所述驱动系统包括能够操作成使主动小齿轮旋转的马达和适于安装至所述轮的从动齿轮，其中，所述驱动系统具有第一构型和第二构型，在所述第一构型中，所述主动小齿轮能够与所述从动齿轮啮合以允许所述马达驱动所述从动齿轮，在所述第二构型中，所述主动小齿轮不能与所述从动齿轮啮合，并且所述驱动系统还包括用于使所述主动小齿轮相对于所述从动齿轮移动的线性的定位致动器，其中，所述定位致动器具有第一端和第二端，所述第一端具有枢转连接部，所述第一端的枢转连接部具有与所述从动齿轮的旋转轴线间隔开固定距离的枢轴轴线，所述第二端具有枢转连接部，所述第二端的枢转连接部具有与所述主动小齿轮的旋转轴线间隔开固定距离的枢轴轴线。
2.根据权利要求1所述的驱动系统，其中，所述定位致动器包括液压缸。
3.根据权利要求2所述的驱动系统，其中，所述液压缸是双作用式的。
4.根据权利要求2所述的驱动系统，其中，所述液压缸是单作用式的。
5.根据权利要求4所述的驱动系统，其中，所述液压缸具有位于活塞的一侧的环形部段和位于所述活塞的另一侧的圆筒形部段，并且所述圆筒形部段未被增压。
6.根据权利要求5所述的驱动系统，其中，未被增压的部段经由不透液体的透气膜排气。
7.根据权利要求4所述的驱动系统，其中，所述液压缸具有第一杆和第二杆，使得在所述第一杆与所述第二杆之间形成两个环形部段，所述两个环形部段流体地联接至单个液压端口。
8.根据权利要求7所述的驱动系统，其中，所述两个环形部段具有不同的面积。
9.根据任一前述权利要求所述的驱动系统，其中，所述定位致动器为自锁致动器。
10.根据权利要求9所述的驱动系统，其中，所述自锁致动器布置成将所述驱动系统锁定在所述第二构型。
11.根据权利要求1至10中的任一项所述的驱动系统，还包括锁定装置，所述锁定装置位于所述定位致动器外部以用于将所述驱动系统锁定在所述第二构型。
12.根据权利要求11所述的驱动系统，还包括解锁致动器，所述解锁致动器布置成释放所述锁定装置。
13.根据权利要求12所述的驱动系统，其中，所述解锁致动器构造成在命令所述定位致动器将所述主动小齿轮从所述第二构型移动至所述第一构型时释放所述锁定装置。
14.根据权利要求12或权利要求13所述的驱动系统，其中，所述解锁致动器包括液压缸。
15.根据从属于权利要求2的权利要求14所述的驱动系统，其中，液压式的所述解锁致动器和液压式的所述定位致动器联接至共用的液压供应装置。
16.根据权利要求11至15中的任一项所述的驱动系统，其中，所述锁定装置包括机械锁定杆。
17.根据权利要求16所述的驱动系统，其中，所述锁定装置包括钩和销，所述钩枢转地安装在所述飞行器起落架上，所述销与所述主动小齿轮的所述旋转轴线间隔开固定距离，其中，所述钩能够在锁定位置与解锁位置之间移动，在所述锁定位置中，所述销被所述钩保持捕获，在所述解锁位置中，所述销相对于所述钩移动。
18.根据权利要求17所述的驱动系统，还包括闩锁，所述闩锁能够在锁定位置与解锁位置之间移动，其中，处于所述锁定位置的所述闩锁接合所述钩并且防止所述钩的枢转运动，并且处于所述解锁位置的所述闩锁允许所述钩的枢转运动。
19.根据从属于权利要求12的权利要求18所述的驱动系统，其中，所述解锁致动器联接至所述闩锁以用于使所述闩锁与所述钩断开接合。
20.根据任一前述权利要求所述的驱动系统，其中，所述定位致动器能够被反向驱动。
21.根据任一前述权利要求所述的驱动系统，还包括用于使所述驱动系统偏置成所述第二构型的偏置元件。
22.根据权利要求21所述的驱动系统，其中，所述偏置元件包括至少一个弹簧。
23.根据权利要求22所述的驱动系统，其中，所述弹簧为片簧。
24.根据权利要求23所述的驱动系统，其中，所述弹簧为压缩弹簧。
25.根据权利要求24所述的驱动系统，其中，所述压缩弹簧由导引件限制以避免所述弹簧的屈曲。
26.根据任一前述权利要求所述的驱动系统，其中，所述主动小齿轮和所述从动齿轮中的一者包括链轮并且所述主动小齿轮和所述从动齿轮中的另一者包括布置成形成环的一系列滚子，每个滚子均能够相应地绕滚子轴线旋转，所述滚子轴线距所述主动小齿轮或所述从动齿轮的旋转轴线固定距离。
27.根据任一前述权利要求所述的驱动系统，其中，所述轮能够驱动成使所述飞行器在地面上滑行和/或使所述轮在着陆之前起转。
28.根据任一前述权利要求所述的驱动系统，其中，所述马达为马达/发电机，所述马达/发电机在操作成发电机时构造成向所述轮施加制动扭矩。
29.根据任一前述权利要求所述的驱动系统，其中，所述从动齿轮适于安装至所述轮的毂，优选地安装至所述毂的外辋。
30.一种飞行器起落架，所述飞行器起落架具有根据任一前述权利要求所述的驱动系统。
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