CN106005381B - 制动杆组件 - Google Patents

制动杆组件 Download PDF

Info

Publication number
CN106005381B
CN106005381B CN201610269991.2A CN201610269991A CN106005381B CN 106005381 B CN106005381 B CN 106005381B CN 201610269991 A CN201610269991 A CN 201610269991A CN 106005381 B CN106005381 B CN 106005381B
Authority
CN
China
Prior art keywords
brake lever
pivot point
brake
landing gear
assembly
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.)
Active
Application number
CN201610269991.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106005381A (zh
Inventor
M·赛克斯顿
R·K·施米特
T·哈尔福德
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.)
Safran Landing Systems UK Ltd
Original Assignee
Messier Dowty Ltd
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
Application filed by Messier Dowty Ltd filed Critical Messier Dowty Ltd
Publication of CN106005381A publication Critical patent/CN106005381A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106005381B publication Critical patent/CN106005381B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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 
    • B64C25/42—Arrangement or adaptation of brakes
    • B64C25/44—Actuating mechanisms
    • 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 
    • B64C25/42—Arrangement or adaptation of brakes
    • 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 
    • B64C25/58—Arrangements or adaptations of shock-absorbers or springs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U70/00—Launching, take-off or landing arrangements
    • B64U70/60—Take-off or landing of UAVs from a runway using their own power

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Braking Arrangements (AREA)
  • Retarders (AREA)

Abstract

一种用于飞机起落架的制动杆组件，制动杆组件包括：支撑构件(301)；包括第一枢轴点(306)和第二枢轴点(304)的第一制动杆(303、305)；以及第二制动杆(302)，其特征在于，支撑构件联接到第一枢轴点并且第二制动杆联接到第二枢轴点；并且第一和第二枢轴点沿第一制动杆的第一部分(305)纵向地间隔开。

Description

制动杆组件
技术领域
本发明涉及一种制动杆组件。
背景技术
飞机起落架通常包括轮子和制动组件，其中在制动过程中施加到制动器元件的转矩受到一个或多个制动杆组件的反作用。当制动器接合时，该反作用防止制动组件与轮子共同转动。该制动杆通常连接在该制动组件上的一个点与起落架上的锚定点之间，诸如减震支柱或转向架梁。
制动杆组件必须能够承受在制动过程中所产生的力。此外，该组件的质量和尺寸优选地应该最小化以实现对于整个飞机来说相应低的质量和尺寸。在制动杆和锚定点之间的连接可经受很大的弯矩并且因而为潜在的故障点。该连接点也可增加组件的横向空间包络。
专利US5,746,394描述了在飞机多轮起落架上的相邻轮制动组件，该组件通过用于转矩补偿的弹簧环阻尼制动杆互连，并提供额外的减振功能。
因此需要一种用于飞机起落架的改进的制动杆组件。
发明内容
根据本发明的第一方面，提供了一种用于飞机起落架的制动杆组件，制动杆组件包括减震支柱，包括第一枢轴点和第二枢轴点的第一制动杆，以及第二制动杆，其特征在于，减震联接到第一枢轴点并且第二制动杆联接到第二枢轴点，并且第一和第二枢轴点沿第一制动杆的第一部分纵向地间隔开。这允许两个制动杆传输制动反作用力到支撑构件上的单个枢轴点，并且减少了制动杆组件的空间包络。
第一制动杆的第一部分可不平行于第一制动杆的其余部分。第二枢轴点可以是销接头、U形接头、叉形接头或万向接头之一。第一枢轴点和第二枢轴点的转动轴线可以是平行的，或可以是不平行的。
根据本发明的第二方面，提供了一种飞机起落架，包括至少一个第一方面的制动杆组件。
根据本发明的第三方面，提供了一种飞机，包括至少一个根据第二方面的飞机起落架。
从本文所描述的实施例，并参照本文所描述的实施例加以说明，本发明的这些和其它方面将变得显而易见。
附图说明
参考附图，现在将仅通过示例描述本发明的实施例，在附图中：
图1示出了现有技术的飞机起落架；
图2示出了第二种现有技术飞机起落架的侧视图；
图3A示出了根据本发明实施例的飞机起落架的局部侧视图；
图3B示出了如图3A所示的飞机起落架的局部顶视图；
图4A-D示出了根据本发明实施例的四个制动杆对的局部示意图。
具体实施方式
图1示出了一种现有技术的起落架100。该起落架100具有主减震支柱101，在其下端为支柱轭102。转向架梁107在枢轴点108出可转动地连接到支柱轭102。制动组件和轮(未示出)经由轮轴109连接到转向架梁107。
在起落架的100的第一侧上，支柱轭102在第一枢轴点106a处经由销104可转动地联接到第一制动杆103a和第二制动杆105a。未联接到枢轴点106的制动杆103a和105a的端部联接到制动组件(未示出)。在起落架100的第二侧上，支柱轭102在第二枢轴点106b处经由销104可转动地联接到第三制动杆103b和第四制动杆105b。
从图1可以看到，第一和第二杆103a和105a在同一枢轴点106a处都联接到该支柱轭102。由于第一和第二制动杆103a和105a的端部都联接到支柱轭102上的同一销104，它们沿该枢轴销104相对于彼此侧向偏移。这种构造意味着第一制动杆105a与第二制动杆103a相比具有距离支柱轭102更大的侧向距离。这导致制动杆103a和105a的侧向定位之间的不对称，该不对称对于它们到制动组件的连接是不期望的。此外，第一制动杆105a与支柱轭102的更大侧向距离会导致枢轴销104上的弯矩更大，并会增加起落架100的该区域的侧向空间包络。
图2示出了第二种现有技术的飞机起落架200的侧视图。起落架200具有主减震支柱201，在其下端处为支柱轭202。转向架梁207在枢轴点208处可转动地连接到支柱轭202并支撑轮轴209。制动组件210和轮(未示出)由轮轴209承载。支柱轭202在第一枢轴点206a处可转动地联接到第一制动杆203。第一制动杆203的与枢轴点206a处联接的端部相对的另一端联接到制动组件(未示出)。支柱轭202在第二枢轴点206b处也可转动地联接到第二制动杆205。第二制动杆205的与枢轴点206b处联接的端部相对的另一端联接到制动组件210。第一和第二枢轴点206a和206b可包括销接头。制动杆、枢轴点和制动组件的类似布置存在于起落架200的相对侧(该侧未示出)，包括第三和第四制动杆。两个分离接头206a和206b的存在会导致结构性地削弱该支柱轭202的下极端。为了抵消该削弱，支柱轭202可用额外材料加固，不利地增加了其质量。
图3A和图3B示出了根据本发明实施例的飞机起落架300的局部侧视图和局部顶视图。支柱轭301安装在减震支柱(未示出)的下端处并且在枢轴点311处可转动地连接到转向架梁307。第一制动杆303在第一枢轴点306处可转动地联接到支柱轭301并且在第一固定点308b处联接到第一制动组件310b。制动组件310b由轮轴309b承载，该轮轴附接到转向架梁307。第一制动杆303的第一枢轴点306位于第一制动杆的第一部分313和第二部分315之间。制动杆的第一固定点308b位于第一部分313的自由端。第一制动杆303的第二部分315在第二枢轴点304终止，该第二枢轴点通过第一制动杆303的第二部分315与第一枢轴点306线性地间隔开。第二制动杆302在第二枢轴点304处可转动地联接到第一制动杆(303)并且在第二固定点308a处联接到第二制动组件310a。制动组件310a由轮轴309a承载，该轮轴附接到转向架梁307。包括第二对制动杆和制动组件的类似布置存在于起落架的300的相对侧上。
第一枢轴点306优选地为销接头，与起落架300的相对侧上的相应枢轴点共用一个接合销320。第二枢轴点304优选地为U形接头，并且枢轴点304和306的转动轴线是平行的。在一些实施例中，第一枢轴点306可将第一制动杆联接到转向架梁307或联接到减震支柱，而不是联接到支柱轭301。在一些实施例中，第二枢轴点304可以是销接头、叉形接头或万向接头之一。
在使用中，飞机在箭头A的方向中行进，制动组件310a和310b可被致动以将制动力施加到轮组件(未示出)。第一制动杆303和第二制动杆302被布置成在制动过程中反作用于制动转矩。来自第一制动组件310b的制动转矩在其反作用于制动转矩时导致第一制动杆303经受拉伸力。来自第二制动组件310a的制动转矩在其反作用于制动转矩时导致第二制动杆302经受压缩力。
在本发明的其它实施例中，制动杆中的一个或两个可以不同构造联接到制动组件，从而当反作用于制动转矩时经受感受相反的力(拉伸或压缩)。此类制动组件的联接构造对本领域技术人员来说是众所周知的。
本发明的实施例在起落架上提供了单个锚定点，这两个制动杆(直接和间接地)传输其负载到该锚定点。与需要两个此类点的情况(如图2中所示)相比，这简化了锚定点的设计。“锚定点”可以是可附接制动杆的起落架上的任何合适位置，使得它可反作用于制动转矩从而稳定制动组件的位置。此外，在本发明的实施例中，制动杆组件的侧向宽度等于单独制动杆的宽度。该宽度小于在这两个制动杆重叠在枢轴点(诸如图1所示)的设计，导致组件是单独制动杆宽度的两倍。本发明的实施例因此有利地减少了制动杆组件的侧向空间包络。在重叠设计(如起落架100)中，外制动杆以与本发明实施例(如起落架300)相比距离支柱轭更大的距离可转动地附接到接合销。这意味着，对于在制动杆中的等同拉伸或压缩力，枢轴点306处的接合销受到与枢轴点106a处的接合销相比更小的弯矩。更小的弯矩对于减少组件失效的可能性是有利的，或者替代地对于(在保持恒定的失效可能性的同时)减少组件尺寸是有利的。
图4A-4D示出了根据本发明实施例的四个制动杆对的局部示意图。在每个图中，已经省略了用于联接到制动组件的制动杆的端部。图4A-4D中的每个都示出了第一制动杆403和第二制动杆402，对应于图3A和图3B中所示的起落架300中的制动杆303和302。在图4A-4D的制动杆组件中，第一制动杆403包括用于可转动地附接到起落架上的支撑构件的第一枢轴点406。该第一枢轴点406定位在沿第一制动杆的部分距离处，将其分成第一部分413和第二部分415。第一制动杆(403、405)然而可由单个材料片制成，或可以是复合材料物品。第一制动杆在第二枢轴点404处可转动地联接到第二制动杆402，该第二枢轴点例如可以是U形接头或销接头。
图4A-4D示出了对应于本发明实施例的四个变型。图4A示出了作为线性构件的两个制动杆和具有平行转动轴线的两个枢轴点。
图4B示出了本发明的一个实施例，其中第一制动杆的第一部分413和第二部分415不平行。这在一些制动构造中可能是有利的，从而更有效地传递力。
图4C示出了本发明的一个实施例，其中第二枢轴点404的转动轴线不平行于第一枢轴点406的转动轴线。两个轴线之间的夹角被示出为90度，但可以选择任何其它角度以适合特定的几何形状。这在第一枢轴点406联接到支撑构件的一些制动构造中可能是有利的，使得其转动轴线不平行于起落架的轮轴。
图4D示出了本发明的一个实施例，其中第一制动杆的第二部分415不是线性的。在该实施例中，两个枢轴点具有不平行但共面的转动轴线。在其它实施例中，第二制动杆402，或第一制动杆的第一部分413可替代地或另外地是非线性的。制动杆中的一个或两个的非线性在以下起落架设计中可能是有利的，其中用于联接到支撑构件的锚定点和两个制动组件的固定点是不共线的。
如图4A-4D中所示的制动杆对的每个区别特征也可与任何其它的相结合。
尽管图示实施例的起落架示出了在起落架的每一侧上的两个轮轴，但在其它实施例中可提供两个以上的轮轴。此外，一个或多个轮和制动组件可设置在每个轮轴上，并且根据本发明的制动杆组件可联接到每个制动组件。

Claims (7)

1.一种用于飞机起落架的制动杆组件，所述制动杆组件包括：
减震支柱；
支柱轭(301)，所述支柱轭安装在所述减震支柱的下端处；
第一制动杆(303)，所述第一制动杆包括第一枢轴点(306)和第二枢轴点(304)；以及
第二制动杆(302)，其特征在于：
所述支柱轭(301)联接到所述第一枢轴点(306)并且所述第二制动杆(302)联接到所述第二枢轴点(304)；并且
所述第一和第二枢轴点沿所述第一制动杆的第一部分(315)纵向地间隔开。
2.根据权利要求1所述的制动杆组件，其特征在于，还包括第二部分(313)，其中所述第一部分(315)和所述第二部分由所述第一枢轴点(306)分隔，并且其中，所述第一部分不平行于所述第二部分。
3.根据权利要求1所述的制动杆组件，其特征在于，所述第二枢轴点(304)为销接头、U形接头、叉形接头或万向接头之一。
4.根据权利要求1到3中任一项所述的制动杆组件，其特征在于，所述第一枢轴点(306)和所述第二枢轴点(304)的转动轴线是平行的。
5.根据权利要求1到3中任一项所述的制动杆组件，其特征在于，所述第一枢轴点(306)和所述第二枢轴点(304)的转动轴线是不平行的。
6.一种飞机起落架，包括至少一个根据权利要求1到5中任一项所述的制动杆组件。
7.一种飞机，包括至少一个根据权利要求6所述的飞机起落架。
CN201610269991.2A 2015-03-12 2016-03-14 制动杆组件 Active CN106005381B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP15158827.4A EP3067271B1 (en) 2015-03-12 2015-03-12 Brake rod assembly
EP15158827.4 2015-03-12

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106005381A CN106005381A (zh) 2016-10-12
CN106005381B true CN106005381B (zh) 2020-08-14

Family

ID=52633181

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610269991.2A Active CN106005381B (zh) 2015-03-12 2016-03-14 制动杆组件

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10358209B2 (zh)
EP (1) EP3067271B1 (zh)
CN (1) CN106005381B (zh)
CA (1) CA2923699C (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3064432B1 (en) * 2015-03-05 2017-08-09 Safran Landing Systems UK Limited Aircraft landing gear assembly

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3845919A (en) * 1974-01-07 1974-11-05 Boeing Co Landing gear truck pitch damping
US4296897A (en) * 1979-01-22 1981-10-27 The Boeing Company Brake torque limiter
US5746394A (en) * 1995-03-15 1998-05-05 The Boeing Company Method and apparatus for damping high frequency vibrations generated by landing gear brake applications
EP1839984A1 (de) * 2006-03-29 2007-10-03 Vibro-Meter Sa Kraftmessvorrichtung für Fahrzeugfahrwerke
CN102712363A (zh) * 2009-10-23 2012-10-03 梅西耶-道提有限公司 转向架止挡块

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2578200A (en) * 1948-07-26 1951-12-11 Dowty Equipment Ltd Mechanism to minimize pitching in braked aircraft bogie undercarriages
US2792998A (en) * 1952-10-23 1957-05-21 Dowty Equipment Ltd Brake system on aircraft multi-wheel bogie undercarriage
US2842326A (en) * 1954-03-23 1958-07-08 English Electric Co Ltd Aircraft undercarriage
US2904136A (en) * 1955-04-18 1959-09-15 Cleveland Pneumatic Ind Inc Antiskid brake mechanism
US6149100A (en) * 1996-04-10 2000-11-21 The Boeing Company Aircraft landing gear having axle to brake plate integration
US7578466B2 (en) * 2006-01-06 2009-08-25 The Boeing Company Mechanism for reducing heat generation in a joint
FR2961480B1 (fr) * 2010-06-16 2012-08-10 Messier Dowty Sa Atterrisseur principal d'aeronef a deux balanciers articules sur la structure de l'aeronef.
GB2489054B (en) * 2011-04-13 2013-08-07 Messier Dowty Ltd Aircraft landing gear

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3845919A (en) * 1974-01-07 1974-11-05 Boeing Co Landing gear truck pitch damping
US4296897A (en) * 1979-01-22 1981-10-27 The Boeing Company Brake torque limiter
US5746394A (en) * 1995-03-15 1998-05-05 The Boeing Company Method and apparatus for damping high frequency vibrations generated by landing gear brake applications
EP1839984A1 (de) * 2006-03-29 2007-10-03 Vibro-Meter Sa Kraftmessvorrichtung für Fahrzeugfahrwerke
CN102712363A (zh) * 2009-10-23 2012-10-03 梅西耶-道提有限公司 转向架止挡块

Also Published As

Publication number Publication date
CA2923699C (en) 2021-02-09
CN106005381A (zh) 2016-10-12
US20160264235A1 (en) 2016-09-15
EP3067271A1 (en) 2016-09-14
US10358209B2 (en) 2019-07-23
CA2923699A1 (en) 2016-09-12
EP3067271B1 (en) 2018-11-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2296922B1 (en) Vehicle suspension system
CN103889811B (zh) 牵引控制组件、单轨转向架组件及转向辅助装置操作方法
KR20120085649A (ko) 트랙션/피칭 제어 조립체를 구비하는 모노레일 대차
US6805320B2 (en) Aircraft landing gear with highly offset strut pivot axis
US20140084108A1 (en) Aircraft landing gear
CN106005381B (zh) 制动杆组件
US20180265185A1 (en) Aircraft landing gear assembly
US9919793B2 (en) Aircraft landing gear assembly
US20060124401A1 (en) Disk brake arranged TMX
US20160257398A1 (en) Aircraft landing gear assembly
US9745054B2 (en) Aircraft landing gear assembly
US10640200B2 (en) Aircraft landing gear assembly
US6595534B1 (en) Vehicle undercarriage
KR20160134766A (ko) 모터 차량의 후방 구조체
US9272774B2 (en) Landing gear bogie beam with jacking dome
EP3281813B1 (en) Vehicle suspension assembly and vehicle
EP2202103B1 (en) Road vehicle suspension and corresponding road vehicle

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant