CN107554756B - 具有转动式驱动致动器的飞机起落架 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种具有枢转地安装在飞机的结构上的腿部(2)以绕枢转轴线(X1)在展开位置和缩回位置之间枢转的飞机起落架，该起落架包括可折叠撑杆(3a、3b)，该可折叠撑杆包括铰接在一起的两个元件，所述元件之一铰接至腿部而另一个铰接至飞机的结构，使得当腿部处于展开位置时，两个撑杆元件一起锁定在基本上对准位置，该起落架还设有转动式驱动致动器(10)，该转动式驱动致动器具有作用在可折叠撑杆的元件之一上的输出轴，以引起腿部在其两个位置之间枢转。驱动致动器枢转地安装在飞机的结构上以绕输出轴的转动轴线(X3)枢转，该驱动致动器具有由反作用杆(13)连接至腿部的壳体(12)，用来承受当驱动致动器驱动起落架时由其产生的扭矩。

Description

具有转动式驱动致动器的飞机起落架

技术领域

本发明涉及一种具有转动式驱动致动器的飞机起落架。

背景技术

已知铰接安装到飞机的结构以在展开位置和缩回位置之间运动的飞机起落架。在展开位置，起落架通常由可折叠撑杆稳定，该可折叠撑杆联接到起落架和飞机的结构，并且包括互相铰接且保持在对准位置的两个元件。为了能升高起落架，可折叠撑杆的各元件脱离对准从而使起落架能在驱动致动器的作用下朝向其缩回位置枢转。

已知起落架，其中驱动致动器是作用在可折叠撑杆的各元件之一上的转动式致动器。驱动致动器通常紧固到飞机的结构，并且直接地或经由连杆驱动可折叠撑杆的各元件之一。飞机的结构则需要设计为用来承受当驱动致动器驱动起落架时由其产生的力和扭矩。

发明内容

本发明的目的是提出一种起落架设备，该起落架设备在驱动起落架的同时缓解（relief）飞机的结构。

为了实现该目的，本发明提供一种具有枢转地安装在飞机的结构上的腿部以绕枢转轴线在展开位置和缩回位置之间枢转的飞机起落架，该起落架包括可折叠撑杆，可折叠撑杆包括铰接在一起的两个元件，其中之一铰接至腿部而另一个铰接至飞机的结构，使得当腿部处于展开位置时，两个撑杆元件一起锁定在基本上对准位置，该起落架还设有转动式驱动致动器，该转动式驱动致动器具有作用在可折叠撑杆的元件之一上的输出轴，以引起腿部在其两个位置之间枢转。根据本发明，该驱动致动器枢转地安装在飞机的结构上以绕输出轴的转动轴线枢转，该驱动致动器具有由反作用杆连接至腿部的壳体，用来承受当驱动致动器驱动起落架时由其产生的力。

借助本发明的设置，由驱动致动器产生的扭矩不传递到飞机的结构而由起落架自身承受。

在本发明的具体实施例中，当起落架处于展开位置时，反作用杆对准腿部的枢转轴线。因此，在起落架运动或变形的情况下，例如，在降落期间，该杆不能在驱动致动器的壳体上施加可导致可折叠撑杆解锁的力矩。

在本发明另一具体实施例中，驱动致动器的输出轴经由拨动锁作用在可折叠撑杆的元件上，该拨动锁在起落架处于展开位置时将可折叠撑杆的元件一起锁定在对准位置。

附图说明

根据参照附图给出的以下本发明的具体实施例的说明可更好地理解本发明，附图中：

- 图1是本发明的第一具体实施例的起落架的立体图，以展开位置示出；

- 图2是图1起落架的局部侧视图，以展开位置示出；

- 图3是图1起落架的局部侧视图，以缩回位置示出；

- 图4是本发明的第二具体实施例的起落架的立体图，以展开位置示出；

- 图5是图4起落架的侧视图，以展开位置示出；

- 图6是图4起落架的侧视图，以缩回位置示出；

- 图7是装配到图4起落架的可折叠撑杆的锁定件的局部立体图；以及

- 图8是装配到图4起落架的可折叠撑杆的锁定件的另一局部立体图。

具体实施方式

参照图1至3并且根据本发明的第一具体实施例，起落架1包括腿部2，腿部2经由枢轴201绕本示例中基本上水平的枢转轴线X1铰接至飞机的结构（未示出），从而在图1和2中示出的展开位置和图3中示出的缩回位置之间可运动。下文中，所有提到的铰接具有垂直于附图平面的枢转轴线，使得各枢转轴线都互相平行。

起落架1包括可折叠撑杆3，可折叠撑杆3由在具有枢转轴线X2的弯头处铰接在一起的两个撑杆元件3a和3b构成。第一撑杆元件3a经由枢轴202绕枢转轴线X3铰接至飞机的结构，而第二撑杆元件3b绕枢转轴线X4铰接至腿部2。在展开位置，两个撑杆元件3a与3b以及由此枢转轴线X2、X3与X4基本上对准。该位置由撑杆元件3a和3b各自的邻抵部4a和4b限定，且借助联接至两个撑杆元件3a和3b的确认弹簧5确认，从而确认邻抵部4a和4b之间的接触。

转动式驱动致动器10布置在枢转轴线X3上，使得其输出轴绕该枢转轴线X3转动。输出轴（未示出）直接地连接至第一撑杆元件3a。驱动致动器10具有固定成自由地绕轴线X3转动的壳体12。反作用杆13绕两根枢转轴线X5和X6首先铰接至腿部2，且其次铰接至固定到壳体12的曲柄14。

由此，在对转动式驱动致动器10供电时，其输出轴引起第一撑杆元件3a绕轴线X3转动。反作用扭矩由反作用杆13承受，但没有扭矩传递到飞机的结构。

应观察到，在如图1和2中所示的展开位置，反作用杆13与腿部2的铰接的枢转轴线X1成一直线，即，枢转轴线X1、X5和X6对准。在腿部2变形或受到干扰运动的情形下，例如在降落的冲击期间，该构造避免反作用杆13能够引起壳体12转动从而以不当时机的方式解锁可折叠撑杆。

为了缩回腿部，沿趋于将邻抵部4a和4b相互分开的、抵抗弹簧5的方向转动致动器的输出轴就足够了，由此破坏可折叠撑杆3的对准并且允许腿部在第一撑杆元件3a施加的牵引的作用下枢转，第一撑杆元件3a自身由转动式驱动致动器10的输出轴转动。该运动持续直至到达到图3中所示的位置。在此图中，可以看到反作用杆13与枢转轴线X3成一直线，即，枢转轴线X3、X5和X6对准，由此确保腿部2稳定在缩回位置。在此位置，曲柄14和反作用杆13对准。对准的位置较佳地由邻抵部限定，所述邻抵部分别地固定到反作用杆13和曲柄14并且在对准位置相互接触。此位置由联接在反作用杆13和曲柄14之间的确认弹簧15确认。

在从展开位置到缩回位置的运动中，只有枢转轴线X1和X3（相应于飞机的结构上的枢轴201和202）保持静止就位。所有其它的轴线平行于它们自身地运动。壳体12和致动器10及腿部2转过一圈的大约四分之一。

在图4至8中示出的第二实施例中，与上述实施例相同的元件具有相同的标号加上100，驱动致动器110的输出轴不再直接地连接至第一撑杆元件103a，而是连接至用于在对准位置锁定可折叠撑杆103的拨动锁120。

拨动锁120具有绕枢转轴线X7铰接至第一撑杆元件103a，且绕枢转轴线X8铰接至第二锁定元件120b的第一锁定元件120a，第二锁定元件120b自身绕枢转轴线X9铰接至第二撑杆元件103b的曲柄121。在相应于起落架的展开位置的锁定位置，枢转轴线X7、X8和X9基本上对准。此位置由与邻抵部4a和4b起相同作用的内部邻抵部（未示出）限定。保持锁定元件120a和120b在对准位置确保撑杆元件103a和103b保持在对准位置。

如上所述，转动式驱动致动器110的壳体112包括由反作用杆113连接至腿部102的曲柄114。

输出轴具有由连杆123联接至第一锁定元件120a的控制曲柄122。从图4中示出的展开位置开始，对转动式驱动致动器110供电引起输出轴经由曲柄122拉动连杆123。该牵引致使锁定元件120a和120b脱离对准，由此撑杆元件103a和103b脱离对准。朝向缩回位置运动的剩余部分随后与上述实施例中的一致，除了升高致动器110的输出轴不直接地连接至撑杆元件之一，而是经由锁定元件120a、120b连接于其，由此与转动式驱动致动器110一同用于解锁并使可折叠撑杆脱离对准，而且也升高腿部。

以与上述相同的方式，由驱动致动器110产生的升高扭矩由反作用杆113传递至腿部102，由此从飞机的结构上卸载。

Claims (4)

1.一种具有枢转地安装在飞机的结构上的腿部（2；102）以绕枢转轴线X1在展开位置和缩回位置之间枢转的飞机起落架，所述起落架包括可折叠撑杆（3a、3b；103a、103b），所述可折叠撑杆包括铰接在一起的两个撑杆元件，其中一个铰接至所述腿部而另一个铰接至所述飞机的结构，使得当所述腿部处于展开位置时，两个撑杆元件一起锁定在基本上对准位置，所述起落架还设有转动式驱动致动器（10；110），所述转动式驱动致动器具有作用在可折叠撑杆的元件之一上的输出轴，以引起所述腿部在其两个位置之间枢转，所述起落架的特征在于，驱动致动器枢转地安装在所述飞机的结构上以绕输出轴的转动轴线枢转，所述驱动致动器具有由反作用杆（13；113）连接至所述腿部的壳体（12；112），以承受当所述驱动致动器驱动起落架时由其产生的力。

2.如权利要求1所述的起落架，其特征在于，所述驱动致动器（10）的输出轴直接地连接至所述两个撑杆元件（3a、3b）之一。

3.如权利要求1所述的起落架，其特征在于，所述驱动致动器（110）的输出轴经由锁定元件（120a、120b）连接至所述两个撑杆元件，用于当所述起落架处于展开位置时在对准位置锁定所述两个撑杆元件。

4.如权利要求1所述的起落架，其特征在于，致动器的输出轴的转动轴线相对于所述飞机的结构与所述可折叠撑杆（3）的枢转轴线X3重合。

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