CN106516088B - 整合有紧急致动组件的飞行器起落架舱门致动机构 - Google Patents

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Abstract

整合有紧急致动组件的飞行器起落架舱门致动机构。起落架舱门可以在紧急事件中打开，例如常规起落架致动系统故障而要求重力自由落体展开时。伸缩式飞行器起落架舱门致动机构包括起落架舱门和附接到起落架舱门的舱门支撑架。支撑架被附接到飞行器结构用于绕枢转轴线在关闭状态和打开状态之间枢转移动，在关闭状态下，起落架舱门在相对于飞行器结构退回时覆盖飞行器起落架，并且在打开状态下，起落架舱门在相对于飞行器结构伸展时相对于飞行器起落架侧向地且向上地移动。起落架舱门致动组件操作地连接到舱门支撑架，用于使舱门支撑架和由舱门支撑架支撑的起落架舱门在它们的关闭状态和打开状态之间移动。起落架舱门致动组件包括过中心的弹簧组件，该过中心的弹簧组件辅助舱门支撑架和由舱门支撑架支撑的起落架舱门从它们的关闭状态枢转移动到打开状态。

Description

整合有紧急致动组件的飞行器起落架舱门致动机构
技术领域
本文公开的实施例总的来说涉及飞行器起落架舱门致动机构，特别是涉及设有紧急致动系统的飞行器起落架舱门致动机构。
背景技术
具有伸缩式起落架的飞行器典型地设有与起落架同步操作的伸缩式起落架舱门，用于分别响应于起落架的伸展周期和缩回周期而在打开状态和关闭状态之间移动。因此，常规的起落架舱门必须配备有分别在常规的起落架伸展周期和缩回周期期间使舱门打开和关闭的致动系统或者机构(即，在起落架伸展周期期间，使起落架舱门移动到打开状态而不可能与起落架物理接触，并且一旦起落架已经在缩回周期期间退回，则使起落架舱门移动到关闭状态以覆盖起落架)。
存在分为两大类的飞行器起落架舱门致动系统，即(1)链接到起落架的舱门致动系统，和(2)具有它们自身的专用致动系统的舱门致动系统，该专用致动系统独立于起落架的致动系统。具有它们自身的专用致动系统的舱门致动系统另外必需配备有专用伸展系统，以允许舱门在起落架致动系统的故障情形中打开/关闭。由此，这些舱门致动系统另外必须设有允许起落架舱门打开的备份系统，以允许起落架在重力自由落体状态下伸展(例如，其中起落架仅借助于重力伸展而无常规机载电气和/或液力起落架伸展机构辅助的情形)。
在本领域中已知各种紧急起落架舱门操作机构，例如，如通过美国专利9,102,403、7,178,759和美国专利申请公布2005/0194496(各文献的整个内容通过引用合并入本文)所显见的。但是，存在其中在舱门打开操作周期期间紧急着陆舱门系统需要物理提起起落架舱门的一些情况。例如，具有接近于地面的舱门铰链轴线的、货机的起落架舱门需要以相对提升移动操作来打开舱门并将其置于更高位置，从而如果发生硬着陆事件或者在飞行器处于滚转姿态时着陆的情况下保护舱门以免变成碎片或者接触到地面。
如以上指出的，具有独立致动系统的起落架舱门机构需要备份系统，以允许起落架舱门在常规致动系统故障情形中打开。在该示例中，在打开周期期间需要相对提升运动的、用于起落架舱门的备份系统需要产生足够的力，以打开舱门并将舱门提升到它的打开状态。一旦打开，则系统需要另外提供足够力，以在各种标准着陆事件以及非标准着陆事件(例如，硬着陆事件)期间将舱门保持在打开状态中。打开舱门并将舱门保持在打开状态中所需的力可通过许多手段产生，诸如压缩气体(例如，空气或者氮气)、空气弹簧、烟火装置、空气动力或者机械弹簧。在起落架舱门需要提升到打开状态中的那些情形中，系统由此需要产生更大力以支撑舱门重量的重量，并将其保持在锁定打开状态。
因此，旨在提供本发明实施方式所涉及的、针对如以上指出的与紧急起落架舱门致动相关联的问题的解决方案。
发明内容
总体上，如在本文所述系统中实现的本发明允许在紧急事件中打开起落架舱门，例如，常规起落架致动系统故障而要求重力自由落体展开时。根据一些实施例，伸缩式飞行器起落架舱门致动机构包括起落架舱门和附接到起落架舱门的舱门支撑架。支撑架被附接到飞行器结构用于绕枢转轴线在关闭状态和打开状态之间枢转移动，在关闭状态下，起落架舱门在相对于飞行器结构退回时覆盖飞行器起落架，并且在打开状态下，起落架舱门在相对于飞行器结构伸展时相对于飞行器起落架侧向地且向上地移动。起落架舱门致动组件操作地连接到舱门支撑架，用于使舱门支撑架和由舱门支撑架支撑的起落架舱门在它们的关闭状态和打开状态之间移动。起落架舱门致动组件包括过中心的弹簧组件，该过中心的弹簧组件辅助舱门支撑架和由舱门支撑架支撑的起落架舱门从它们的关闭状态枢转移动到打开状态。
根据一些实施例，起落架舱门致动组件包括第一和第二连杆臂、致动器组件和拉伸弹簧组件。第一连杆臂的近端在第一枢转轴线上以可枢转方式连接到飞行器结构，并且第一连杆臂的远端在第二枢转轴线上以可枢转方式连接到第二连杆臂的近端。第二连杆臂的远端又在第三枢转轴线上以可枢转方式连接到起落架舱门支撑结构。致动器组件具有在第四枢转轴线上以可枢转方式连接到飞行器结构的近端，和在位于第一和第二枢转轴线之间的第五枢转轴线上以可枢转方式连接到第一连杆臂的远端。拉伸弹簧组件具有在第六枢转轴线上以可枢转方式连接到飞行器结构的近端，和在第七枢转轴线上以可枢转方式连接到第一连杆臂的远端，第七枢转轴线位于第五枢转轴线的内侧。
在起落架舱门支撑架和由起落架舱门支撑架支撑的起落架舱门处于它们的关闭状态时，拉伸弹簧组件将被加载张力。因此，用这样的方式，致动器组件的致动绕第一枢转轴线以可枢转方式驱动第一连杆臂，以使第二连杆臂驱动舱门支撑架和由舱门支撑架支撑的起落架舱门以相对于飞行器起落架侧向地且向外地枢转，并枢转到它们的打开状态。舱门支撑架和由舱门支撑架支撑的起落架舱门的这些移动响应性地使第七枢转轴线移动过第五枢转轴线的中心，由此导致拉伸弹簧组件的力卸载，并且辅助舱门支撑架和由舱门支撑架支撑的起落架舱门移动到它们的打开状态。
在仔细考虑以下关于本发明优选示例性实施例的详细描述之后，本发明的这些及其它方面和优点将变得更清楚。
附图说明
参考以下关于示例性非限制性说明性实施列的详细说明并结合附图，将更好且更完全地理解所公开的本发明实施例，在图中：
图1是配备有伸缩式起落架和在打开周期中需要提升的起落架舱门的货运飞行器的透视底视图；
图2是设置在图1所示的飞行器中的、处于关闭状态的示例性右舷起落架舱门的放大横截面后向立面图，其在此具有根据本发明一实施例的舱门操作系统；
图3是图2的右舷起落架舱门和舱门操作系统的放大横截面后向立面图，但示出为处于打开状态；
图4是分别对于由以上图2和3中所示的舱门打开系统实现的产生转矩(虚线)以及对于舱门打开的所需转矩(实线)的、铰合线轴线上的转矩(N.m)对起落架舱门开度角(°)的曲线图；和
图5是在起落架自由落体事件期间的、铰合线轴线上的转矩(N.m)对起落架舱门开度角(°)的曲线图，示出了由根据图2和3中描绘的实施例的舱门打开系统实现的结果正扭矩。
具体实施方式
附图1示出了示例性货运飞行器10，其包括伸缩式主起落架组件12、14和伸缩式前起落架组件16。飞行器10的主起落架组件12、14以可伸缩方式安放在靠近飞行器机身10-1的底部处的相应起落架舱17、18内。如图1所示，主起落架组件12、14示出为处于伸展状态，其中相应的起落架舱门12-1、14-1处于打开状态。由于起落架舱17、18位于飞机机身10-1的底部附近，因此起落架舱门12-1、14-1必须相对于它们的关联起落架舱17、18在物理上侧向地且向上地旋转，以免在着陆期间接触地面。
附图2和3是关联于右舷起落架舱门12-1的右舷起落架致动组件20的放大横截面立面图，应理解左舷起落架舱门14-1将同样地设有镜像组件。如所示的，致动组件20包括被附接到大体L形状的起落架舱门12-1的、大体U形形状的舱门支撑架22。舱门支撑架22在其铰接臂22-1处连接到关联于起落架舱门舱17的机身支撑结构(未示出)，以便能够绕由此限定的铰链轴线22-1a以可枢转方式移动。舱门支撑架22绕铰链轴线22-1a的铰接移动由此将引起与之附接的起落架舱门12-1在如图2所示关闭状态和如图3所示打开状态之间移动。如可理解的，在舱门打开周期期间，舱门支撑架22的这种枢转移动又会将起落架舱门12-1相对于安置在飞机机身10-1的底部区域上的起落架舱17侧向向外地且向上地载运。
舱门致动组件20另外包括第一固定长度连杆臂24，第一固定长度连杆臂24具有在枢转轴线26-1上以可枢转方式连接到固定位置附接突出部26的近端。附接突出部26在位置上固定到飞行器的机身10-1的机体结构。第二固定长度连杆臂30具有在枢转轴线30-1上以可枢转方式连接到第一连杆臂的近端和在枢转轴线30-2上以可枢转方式与舱门支撑架22的连接突出部22-2相连的远端。
致动器组件40(例如，液力或者气动起动器)包括具有在枢转轴线40-1上铰接到固定位置附接突出部44的近端。附接突出部44在位置上固定到飞行器的机身10-1的机体结构。致动器40另外包括能够往复直线性移动的致动器臂42-2，致动器臂42-2具有在枢转点40-2上以可枢转方式连接第一连杆臂24的远端。
备份拉伸弹簧组件50具有在枢转轴线50-1上以可枢转方式连接到固定附接突出部52的近端，和在枢转轴线50-2上以可枢转方式连接第一连杆臂24的远端。将观察到，枢转轴线50-2相对于飞机机身和枢转轴线40-2位于内侧。还将观察到，在起落架舱门12-1移动到它的关闭状态(如图2所示)时，拉伸弹簧组件50将被加载力，即与拉伸弹簧组件50的压缩(非加载)长度相比，由于枢转轴线50-1和50-2之间的连杆距离，拉伸弹簧组件50将在张力作用下拉伸。
在常规操作中，致动器组件40可由机载系统操作，以使致动器臂40b伸展，由此将第一连杆臂绕枢转轴线26-1向下驱动。第一连杆臂24的这一移动又将使第二连杆臂30驱动舱门支撑架22及由此其所支承的起落架舱门12-1绕枢转轴线22-1a枢转(图3中的箭头A1)，由此导致起落架舱门支撑架22及其关联的起落架舱门12-1在侧向向外地且向上方向上(图3中的箭头A2)铰接移动。
如通过比较图2和3能够看到的，第一和第二连杆臂24、30的这种铰接移动又将使弹簧组件50被进一步加载力(即，由于枢转轴线50-1和50-2之间的进一步扩展)，直至枢转轴线50-2移动过枢转轴线40-2的中心。在此转矩下，弹簧组件50因此将开始对它的弹性力卸载，从而有助于将第一连杆臂24绕枢转轴线26-1以可枢转方式向下驱动，从而又有助于起落架舱门支撑架22及其支承的舱门12-1绕轴线22-1a在图3中的箭头A2的方向上枢转移动。弹簧组件50的这一力加载与卸载由此将在起落架舱门致动组件20的常规操作中发生，以使起落架舱门12-1在它的关闭状态和打开状态(分别地，图2和3中所示)之间移动。
如果在常规机载致动系统中发生故障(例如，液力、电气和/或气动故障)而妨碍如上所述的致动器组件40的常规操作，则飞行机组人员可致动紧急起落架展开系统，从而将起落架12从它的上载位(upload)释放，以便能够从它们在舱17内的退回位置重力自由落体到伸展状态。本领域中已知许多紧急起落架展开系统，用以实现起落架舱门12-1、14-1和它们的关联起落架12、14分别按顺序正确重力自由落体，即用以确保起落架舱门12-1、14-1在起落架12、14展开之前打开，从而最小化(即便不能完全阻止)后者敲击前者的情形(这否则可能会引起起落架卡住，而阻止完全起落架展开)。在操作上可与上述舱门致动系统20互连的一个这种系统在美国专利申请公布NO.2015/0151832中公开(其整个内容通过引用合并入本文)。
由此，如果常规起落架伸展系统发生故障，则可通过机载紧急起落架致动系统(未示出)启动起落架12、14及它们各自的起落架舱门12-1、14-1的重力自由落体。例如，在重力自由落体事件期间，第一连杆臂将绕第一枢转轴线26-1以可枢转方式向下移动，这又将引起与被加载力的拉伸弹簧组件50相关联的枢转轴线50-2移动过枢转轴线40-2的中心。被加载力的拉伸弹簧组件40移动过枢转轴线40-2的中心由此将允许卸载弹簧组件50的力，并允许足够贮备力以将起落架舱门支撑架22和其支承的起落架舱门12-1绕枢转点22-1a以可枢转方式驱动。一旦发生起落架舱门12-1的该移动，由此它不再阻碍起落架12，则机载紧急起落架致动系统可允许起落架12通过重力自由落体展开。
图4的曲线图示出了在舱门打开周期期间提升起落架舱门12-1必需的要求扭矩(实线)以及由备用系统舱门致动系统20产生的扭矩(虚线)的计算结果，其中使用铰合线轴线作为这一计算结果的基准。舱门致动系统20的优化几何结构使得产生扭矩曲线大致平行于要求扭矩曲线，从而提供了系统可用能量的优化。
图5的曲线图示出了考虑到要求扭矩和产生扭矩之间的差异的、在舱门铰合线轴线上的结果扭矩的计算结果。如可看到的，图5中描绘的正扭矩结果意味着起落架舱门12-1将被提供沿着打开方向的附加力负荷。
可以设想在本领域人员的技术范围内的各种修改。因此，虽然已经结合目前认为是最实用且优选的实施例描述了本发明，但将理解，本发明不局限于公开的实施例，而是相反地，本发明旨在涵盖包含在本发明精神和范围内的各种修改和等同方案。

Claims (8)

1.一种伸缩式飞行器起落架舱门致动机构，包括：
起落架舱门；
舱门支撑架，所述舱门支撑架附接到所述起落架舱门，该支撑架附接到飞行器结构用于绕枢转轴线在关闭状态和打开状态之间枢转移动，在所述关闭状态下，所述起落架舱门在相对于所述飞行器结构退回时覆盖飞行器起落架，并且在所述打开状态下，所述起落架舱门在相对于所述飞行器结构伸展时相对于所述飞行器起落架侧向地且向上地移动；和
起落架舱门致动组件，所述起落架舱门致动组件操作地连接到所述舱门支撑架，用于使所述舱门支撑架和由所述舱门支撑架支撑的所述起落架舱门在它们的关闭状态和打开状态之间移动，其中
所述起落架舱门致动组件包括过中心的弹簧组件，所述过中心的弹簧组件辅助所述舱门支撑架和由所述舱门支撑架支撑的所述起落架舱门从它们的关闭状态枢转移动到打开状态，
其中，所述起落架舱门致动组件包括：
(i)第一和第二连杆臂，其中所述第一连杆臂的近端在第一枢转轴线上以可枢转方式连接到所述飞行器结构，并且所述第一连杆臂的远端在第二枢转轴线上以可枢转方式连接到所述第二连杆臂的近端，并且其中所述第二连杆臂的远端在第三枢转轴线上以可枢转方式连接到起落架舱门支撑结构；
(ii)致动器组件，所述致动器组件的近端在第四枢转轴线上以可枢转方式连接到所述飞行器结构，并且所述致动器组件的远端在位于所述第一和第二枢转轴线之间的第五枢转轴线上以可枢转方式连接到所述第一连杆臂；和
(iii)拉伸弹簧组件，所述拉伸弹簧组件的近端在第六枢转轴线上以可枢转方式连接到所述飞行器结构，并且所述拉伸弹簧组件的远端在第七枢转轴线上以可枢转方式连接到所述第一连杆臂，所述第七枢转轴线位于所述第五枢转轴线的内侧，
其中
(iv)在起落架舱门支撑架和由所述起落架舱门支撑架支撑的所述起落架舱门处于它们的关闭状态时，所述拉伸弹簧组件被加载张力；并且其中
(v)所述致动器组件的致动绕所述第一枢转轴线以可枢转方式驱动所述第一连杆臂，以使所述第二连杆臂驱动所述舱门支撑架和由所述舱门支撑架支撑的所述起落架舱门以相对于所述飞行器起落架侧向地且向外地枢转，并枢转到它们的打开状态；并且其中
(vi)所述舱门支撑架和由所述舱门支撑架支撑的所述起落架舱门的移动响应性地使所述第七枢转轴线移动过所述第五枢转轴线的中心，由此导致所述拉伸弹簧组件的力卸载，并且辅助所述舱门支撑架和由所述舱门支撑架支撑的所述起落架舱门移动到它们的打开状态。
2.根据权利要求1所述的伸缩式飞行器起落架舱门致动机构，其中，所述起落架舱门是大体L形状的。
3.根据权利要求1所述的伸缩式飞行器起落架舱门致动机构，其中，所述起落架舱门支撑架是大体U形形状。
4.根据权利要求1所述的伸缩式飞行器起落架舱门致动机构，其中，所述致动器组件包括：具有在所述第四枢转轴线上以可枢转方式与所述飞行器结构连接的近端的致动器组件；和具有以可枢转方式与所述第五枢转轴线连接的远端的致动器臂。
5.一种飞行器，所述飞行器包括：
机身；
位于所述机身的底部处的左舷起落架舱和右舷起落架舱，
左舷伸缩式起落架组件及右舷伸缩式起落架组件，所述左舷伸缩式起落架组件及右舷伸缩式起落架组件操作地设置在所述左舷伸缩式起落架舱及右舷伸缩式起落架舱内；
与所述左舷起落架舱和右舷起落架舱操作地关联的左舷起落架舱门组件和右舷起落架舱门组件，所述左舷起落架舱门组件和右舷起落架舱门组件能够响应于所述左舷起落架组件和右舷起落架组件分别地退回到所述左舷起落架舱和右舷起落架舱中以及从所述左舷起落架舱和右舷起落架舱伸展而在关闭状态和打开状态之间移动；和
与所述左舷起落架舱门组件和右舷起落架舱门组件操作地关联的伸缩式飞行器起落架舱门致动机构，其中每个起落架舱门致动机构包括：
(a)起落架舱门；
(b)舱门支撑架，所述舱门支撑架附接到所述起落架舱门，该支撑架附接到飞行器结构用于绕枢转轴线在关闭状态和打开状态之间枢转移动，在所述关闭状态下，所述起落架舱门在相对于所述飞行器结构退回时覆盖飞行器起落架，并且在所述打开状态下，所述起落架舱门在相对于所述飞行器结构伸展时相对于所述飞行器起落架侧向地且向上地移动；和
(c)起落架舱门致动组件，所述起落架舱门致动组件操作地连接到所述舱门支撑架，用于使所述舱门支撑架和由所述舱门支撑架支撑的所述起落架舱门在它们的关闭状态和打开状态之间移动，其中
(d)所述起落架舱门致动组件包括过中心的弹簧组件，所述过中心的弹簧组件辅助所述舱门支撑架和由所述舱门支撑架支撑的所述起落架舱门从它们的关闭状态枢转移动到打开状态，
其中，所述起落架舱门致动机构的所述起落架舱门致动组件包括：
(i)第一和第二连杆臂，其中所述第一连杆臂的近端在第一枢转轴线上以可枢转方式连接到所述飞行器结构，并且所述第一连杆臂的远端在第二枢转轴线上以可枢转方式连接到所述第二连杆臂的近端，并且其中所述第二连杆臂的远端在第三枢转轴线上以可枢转方式连接到起落架舱门支撑结构；
(ii)致动器组件，所述致动器组件的近端在第四枢转轴线上以可枢转方式连接到所述飞行器结构，并且所述致动器组件的远端在位于所述第一和第二枢转轴线之间的第五枢转轴线上以可枢转方式连接到所述第一连杆臂；和
(iii)拉伸弹簧组件，所述拉伸弹簧组件的近端在第六枢转轴线上以可枢转方式连接到所述飞行器结构，并且所述拉伸弹簧组件的远端在第七枢转轴线上以可枢转方式连接到所述第一连杆臂，所述第七枢转轴线位于所述第五枢转轴线的内侧，其中
(iv)在起落架舱门支撑架和由所述起落架舱门支撑架支撑的所述起落架舱门处于它们的关闭状态时，所述拉伸弹簧组件被加载张力，并且其中
(v)所述致动器组件的致动绕所述第一枢转轴线以可枢转方式驱动所述第一连杆臂，以使所述第二连杆臂驱动所述舱门支撑架和由所述舱门支撑架支撑的所述起落架舱门以相对于所述飞行器起落架侧向地且向外地枢转，并枢转到它们的打开状态；并且其中
(vi)所述舱门支撑架和由所述舱门支撑架支撑的所述起落架舱门的移动响应性地使所述第七枢转轴线移动过所述第五枢转轴线的中心，由此导致所述拉伸弹簧组件的力卸载，并且辅助所述舱门支撑架和由所述舱门支撑架支撑的所述起落架舱门移动到它们的打开状态。
6.根据权利要求5所述的飞行器，其中，所述起落架舱门是大体L形状的。
7.根据权利要求6所述的飞行器，其中，所述起落架舱门支撑架是大体U形形状。
8.根据权利要求5所述的飞行器，其中，所述致动器组件包括：具有在所述第四枢转轴线上以可枢转方式与所述飞行器结构连接的近端的致动器组件；和致动器臂。
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