CN108341048B - 具有缩短机构的单轴半摇臂式起落架 - Google Patents

具有缩短机构的单轴半摇臂式起落架 Download PDF

Info

Publication number
CN108341048B
CN108341048B CN201711456929.5A CN201711456929A CN108341048B CN 108341048 B CN108341048 B CN 108341048B CN 201711456929 A CN201711456929 A CN 201711456929A CN 108341048 B CN108341048 B CN 108341048B
Authority
CN
China
Prior art keywords
bogie
link
shock strut
landing gear
rod
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
CN201711456929.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108341048A (zh
Inventor
J·D·科泰
M·梅勒
M·L·达克
G·松纳伯格
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.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
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 Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN108341048A publication Critical patent/CN108341048A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108341048B publication Critical patent/CN108341048B/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
    • B64C25/02—Undercarriages
    • B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
    • B64C25/10—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like
    • B64C25/12—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like sideways
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/02—Undercarriages
    • B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
    • B64C25/10—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/02—Undercarriages
    • B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
    • B64C25/10—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like
    • B64C25/18—Operating mechanisms
    • B64C25/20—Operating mechanisms mechanical
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/02—Undercarriages
    • B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
    • B64C25/10—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like
    • B64C25/18—Operating mechanisms
    • B64C25/22—Operating mechanisms fluid
    • 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
    • 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
    • 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
    • B64C25/60—Oleo legs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/02—Undercarriages
    • B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
    • B64C25/10—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like
    • B64C25/12—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like sideways
    • B64C2025/125—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like sideways into the fuselage, e.g. main landing gear pivotally retracting into or extending out of the fuselage

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Fluid-Damping Devices (AREA)

Abstract

本申请公开了一种半摇臂式起落架，其包括：减震支柱，其被配置用于耦连到飞行器的机体；转向架杆，其可旋转地耦连到减震支柱；张力连杆组件，其具有张力连杆组件第一端、张力连杆组件第二端和至少一个张力连杆组件旋转轴线。张力连杆组件第一端耦连到减震支柱，并且张力连杆组件第二端耦连到转向架杆。定位机构被配置用于耦连到机体和减震支柱中的一个或多个并且耦连到张力连杆组件，其中张力连杆组件被配置成使转向架杆围绕转向架枢轴旋转轴线在转向架杆延伸位置与转向架杆收起位置之间旋转。

Description

具有缩短机构的单轴半摇臂式起落架
技术领域
示例性实施例总体涉及飞行器起落架系统以及合并那些起落架系统的飞行器，并且具体地涉及具有缩短长度的起落架组件，该起落架组件用于在缩回之后收起落架，同时能够在起飞时向飞行器提供增加的旋转。
背景技术
飞行器通常包括起落架以便于起飞、着陆和滑行。对于飞行器的起飞和着陆，期望较高的起落架以产生飞行器的较大旋转角(例如，迎角)。一些飞行器的起落架包括多轴转向架横梁(multi-axle truck beam)，该多轴转向架横梁在例如减震支柱的远端或下端处可枢转地耦连到减震支柱以实现较高起飞高度；然而，多轴起落架增加了起落架的重量和复杂性。
对于单轴起落架，通过增加起落架的高度来实现飞行器在起飞期间旋转的附加离地间隙。然而，为了通过使用单轴起落架来增加起飞高度，增加的长度导致起落架沿着机翼从飞行器机身进一步向外移动，以便在收起时补偿起落架的增加长度。此外，增加单轴起落架的长度增加了飞行器的静态高度，从而造成对新的地坎吃水线(sill waterline)、更长和更高的出口滑道、起落架致动机构再设计的需要、对关闭机翼出口滑道、起落架收起室再设计的需要等。
发明内容
以下是根据本公开的主题的可能被要求保护或可能未被要求保护的一系列非详尽示例。
根据本公开的主题的一个示例涉及一种半摇臂式起落架，其包括：减震支柱，其具有内筒和外筒，所述减震支柱被配置用于耦连到飞行器的机体；转向架杆(lever)，其具有转向架杆第一端以及与所述转向架杆第一端纵向间隔的转向架杆第二端，所述转向架杆围绕设置在所述转向架杆第一端与所述转向架杆第二端之间的转向架枢轴旋转轴线可旋转地耦连到所述减震支柱；张力连杆(link)组件，其具有张力连杆组件第一端、张力连杆组件第二端、以及设置在所述张力连杆组件第一端与所述张力连杆组件第二端之间的至少一个张力连杆组件旋转轴线，所述张力连杆组件第一端耦连到所述减震支柱外筒，并且所述张力连杆组件第二端耦连到所述转向架杆第二端；以及定位机构，其被配置用于耦连到所述机体和所述减震支柱中的一个或多个，并且在所述张力连杆组件第一端附近耦连到所述张力连杆组件；其中所述张力连杆组件被配置成使所述转向架杆围绕所述转向架枢轴旋转轴线在转向架杆延伸位置与转向架杆收起位置之间旋转。
根据本公开的主题的一个示例涉及一种飞行器，其包括：机体；以及半摇臂式起落架，其包括：减震支柱，其耦连到所述机体；转向架杆，其具有转向架杆第一端以及与所述转向架杆第一端纵向间隔的转向架杆第二端，所述转向架杆围绕设置在所述转向架杆第一端与所述转向架杆第二端之间的转向架枢轴旋转轴线可旋转地耦连到所述减震支柱；张力连杆组件，其具有张力连杆组件第一端、张力连杆组件第二端、以及设置在所述张力连杆组件第一端与所述张力连杆组件第二端之间的至少一个张力连杆组件旋转轴线，所述张力连杆组件第一端耦连到所述减震支柱，并且所述张力连杆组件第二端耦连到所述转向架杆第二端；定位机构，其耦连到所述机体和所述减震支柱中的一个或多个，并且在所述张力连杆组件第一端附近耦连到所述张力连杆组件；其中所述张力连杆组件被配置成使所述转向架杆围绕所述转向架枢轴旋转轴线在转向架杆延伸位置与转向架杆收起位置之间旋转。
根据本公开的主题的又一个示例涉及一种半摇臂式起落架，其包括：减震支柱，其围绕耳轴旋转轴线耦连到飞行器的机体；缩回机构，其耦连到所述机体；转向架杆，其具有转向架杆第一端以及与所述转向架杆第一端纵向间隔的转向架杆第二端，所述转向架杆围绕设置在所述转向架杆第一端与所述转向架杆第二端之间的转向架枢轴旋转轴线可旋转地耦连到所述减震支柱；张力连杆组件，其具有张力连杆组件第一端、张力连杆组件第二端、以及设置在所述张力连杆组件第一端与所述张力连杆组件第二端之间的至少一个张力连杆组件旋转轴线，所述张力连杆组件第一端耦连到所述减震支柱，并且所述张力连杆组件第二端耦连到所述转向架杆第二端；以及定位机构，其被配置用于耦连到所述机体和所述减震支柱中的一个或多个，并且在所述张力连杆组件第一端附近耦连到所述张力连杆组件；其中所述转向架杆围绕所述转向架枢轴旋转轴线在转向架杆延伸位置与转向架杆收起位置之间的旋转机械地从动于所述减震支柱围绕所述耳轴旋转轴线的旋转。
附图说明
因此，已经概括地描述了本公开的示例，现在将参考附图，所述附图不一定按比例绘制，并且其中相似的参考数字在全部的若干视图中指示相同或类似的零件，并且其中：
图1A-1C是根据本公开的一个或多个方面的飞行器和半摇臂式起落架的示意图；
图2是根据本公开的一个或多个方面的半摇臂式起落架的示意图；
图3是根据本公开的一个或多个方面的半摇臂式起落架的一部分的示意图；
图4是根据本公开的一个或多个方面的半摇臂式起落架的一部分的示意图；
图5是根据本公开的一个或多个方面的处于静态高度配置、起飞高度配置和收起配置的半摇臂式起落架的示意图；
图6是根据本公开的一个或多个方面的半摇臂式起落架的一部分的示意图；
图7是根据本公开的一个或多个方面的半摇臂式起落架的一部分的示意图；
图8是根据本公开的一个或多个方面的飞行器和半摇臂式起落架的示意图；
图9是示出根据本公开的一个或多个方面的半摇臂式起落架的地面接触垂直负荷相对半摇臂式起落架的减震支柱冲程的曲线图；以及
图10是用于操作图1至图8所示的半摇臂式起落架的方法的流程图。
具体实施方式
为了实现飞行器在起飞和/或着陆时的更大的迎角/旋转角、维持常规起落架的当前静态离地高度和当前附接位置而不必再设计飞行器，本文描述的半摇臂式起落架可以在起飞期间增加飞行器的高度，并且可以在起飞之后在收起位置中缩短起落架的长度以用于在当前起落架舱(bay)中的收起，这是在没有对飞行器进行多少修改的情况下。具体地，本文描述的半摇臂式起落架是轻重量和低成本以及不过度复杂，同时仍然满足半摇臂式起落架的静态高度要求、起飞和/或着陆高度要求以及收起要求。
本文描述的实施例提供了一种具有枢转转向架连杆和起落架长度缩短机构的单轴半摇臂式起落架，其通常具有简单配置，该简单配置可以提供飞行器的低静态离地高度、飞行器的高起飞高度以及在飞行器内收起起落架的缩短的起落架长度。
以下提供了根据本公开的主题的可能被要求保护或可能未被要求保护的说明性、非详尽的示例。
参考图1A-1C和图2，合并本公开的方面示出了一种示例性飞行器100和具有缩短机构201的半摇臂式起落架200。
在一个方面中，尽管相对于商用客机(在本文中被称为飞行器100)描述了本文所述的半摇臂式起落架200，但在其他方面中，飞行器可以是具有固定机翼或可变后掠翼(variable sweep wing)的任何合适飞行器。半摇臂式起落架200也可以用在飞行器100上具有任何合适位置的起落架中，诸如起落架200A，其可以是朝向飞行器100的纵向中心定位的主起落架，或者在其他方面中，诸如前起落架200B，其朝向飞行器100的纵向前部定位。如本文将描述的，半摇臂式起落架200被配置成耦连到飞行器100的机体101和起落架部件(例如，起落架液压致动器、起落架延伸/缩回机构/连杆装置等)中的一个或多个，以用于提供低静态离地高度、高起飞高度和用于缩回半摇臂式起落架200的缩短长度。
参考图1B和图1C，半摇臂式起落架200被示为处于延伸位置和收起位置。还示出了常规单轴起落架102以用于比较相对于飞行器100的机体101的起落架附接位置。在一个方面中，半摇臂式起落架200提供与常规单轴起落架102相同的静态离地高度A(例如，从地面到飞行器100上的最低点(诸如机身100F的底部)的距离)，同时相对于机身100F的中心线CL以预定距离B进一步向内侧耦连到机体101。如在图1B中最佳可见的，在缩回时，如常规单轴起落架102的缩回路径102A和半摇臂式起落架200的缩回路径200R所示的，(多个)起落架轮204的位置和轮轴线WA位于共同位置处(例如，在飞行器100的轮室内，其中对轮舱没有进行多少修改)。因此，半摇臂式起落架200可以适合飞行器，同时维持飞行器的现有常规起落架舱、地坎吃水线等，(即，不必再设计飞行器100以便适应半摇臂式起落架200，并且接收半摇臂式起落架200的增加起飞和/或着陆高度以及飞行器旋转益处)。
根据本公开的方面的半摇臂式起落架200可以提供：与其他常规起落架缩短设计相比具有更低复杂性的起落架系统(诸如在起落架的缩回和收起时压缩减震支柱的液压装置)、与常规起落架缩短设计相比减小的重量、和/或与执行相同或类似功能(例如，缩短起落架以用于缩回到飞行器中)的常规起落架缩短设计相比包含更少的储存能量。例如，在不压缩半摇臂式起落架200的减震支柱210的情况下，半摇臂式起落架200可以被缩短以用于收起在飞行器内。
参考图2和图3，在一个方面中并且如以上所指出的，半摇臂式起落架200是单轴起落架，其包括减震支柱210、转向架杆220、张力连杆组件230以及定位机构240(耦连到定位机构240的张力连杆组件230在下文中也被称为缩短机构201)。在一个方面中，半摇臂式起落架200包括至少一个轮204。在一个方面中，至少一个轮204设置在半摇臂式起落架的公共(例如，单个)轴上。例如，在一个方面中，至少一个轮204包括设置在公共轴上的两个或更多个轮。在一个方面中，半摇臂式起落架200还包括耦连到减震支柱210的耳轴203，其中耳轴203枢转地耦连到机体101(见图1C)，使得半摇臂式起落架200在起落架收起位置与起落架延伸位置之间围绕耳轴旋转轴线TAR而枢转。在一个方面中，任何合适的液压装置和致动机构/连杆装置可耦连到半摇臂式起落架200以用于致动半摇臂式起落架200。在一个方面中，起落架致动机构包括缩回机构202，缩短机构201被耦连到该缩回机构202，如本文所述。缩回机构202可以是步进横梁(walking beam)或包括步进横梁。
在一个方面中，减震支柱210包括外筒211和可相对于外筒211移动的内筒212。在一个方面中，减震支柱210可以是气-油减震装置(gas over oilshock)，而在其他方面中，减震支柱210可以包括任何合适的缓冲机构/回弹机构。在一个方面中，内筒212相对于外筒211移动以便在例如飞行器100的重量下压缩和解压缩/延伸减震支柱210。在一个方面中，减震支柱210还包括与缩短机构201相互作用的旋转止动件213，如本文所述。在一个方面中，旋转止动件213是外筒211，而在其他方面中，旋转止动件213可能以任何合适的方式耦连到外筒211。在一个方面中，旋转止动件213与减震支柱210的外筒211是单一的一体式结构。在一个方面中，如以上所指出的，耳轴203耦连到减震支柱210的外筒211，使得外筒211耦连到飞行器100的机体101。在一个方面中，减震支柱210的外筒211和耳轴203形成为单一的一体式构件。
仍然参考图2和图3，在一个方面中，转向架杆220具有转向架杆第一端220a以及与转向架杆第一端220a纵向间隔的转向架杆第二端220b。在一个方面中，转向架杆220是刚性构件，即在转向架杆第一端220a与转向架杆第二端220b之间没有铰接接头。在一个方面中，转向架杆220包括整体构件。在一个方面中，转向架杆220围绕设置在转向架杆第一端220a与转向架杆第二端220b之间的转向架枢轴旋转轴线TPA而枢转地耦连到内筒212。在一个方面中，如以上所指出的，转向架杆220包括仅一个轮轴线WA，该轮轴线WA设置在转向架杆第一端220a与转向架枢轴旋转轴线TPA之间在转向架杆第一端220a附近。在一个方面中，在转向架杆220处于转向架杆延伸位置的情况下，减震支柱210基本上是解压缩的(例如，见图5所示的起飞高度配置)。在一个方面中，在转向架杆220处于转向架杆收起位置的情况下，减震支柱210基本上是解压缩的(例如，见图5所示的收起高度配置)。
仍然参照图2和图3，缩短机构201包括张力连杆组件230和定位机构240。在一个方面中，张力连杆组件230包括张力连杆组件第一端230a、张力连杆组件第二端230b、以及设置在张力连杆组件第一端230a与张力连杆组件第二端230b之间的至少一个张力连杆组件旋转轴线TLA。在一个方面中，张力连杆组件230耦连到转向架杆220和减震支柱210两者。例如，在一个方面中，张力连杆组件第一端230a以任何合适的方式(诸如围绕偏心(over-center)枢轴轴线OPA)可旋转地耦连到减震支柱210的外筒211。在一个方面中，张力连杆组件230被配置成使得转向架杆220在减震支柱210的压缩和回弹期间围绕转向架枢轴旋转轴线TPA而旋转，以便提供减震支柱的正常操作(例如，压缩和回弹)以及能够提供飞行器100的增加的起飞高度。张力连杆组件230还被配置成使得在半摇臂式起落架200的缩回和收起时，转向架杆220围绕转向架枢轴旋转轴线TPA旋转到收起配置(见图5)。
参考图2、图3和图4，在一个方面中，张力连杆组件230包括偏心连杆231和转向架连杆232。在一个方面中，张力连杆组件230可以包括任何合适数量的连杆。偏心连杆231包括偏心连杆第一端231a以及与偏心连杆第一端231a纵向间隔的偏心连杆第二端231b。在一个方面中，偏心连杆第一端231a限定张力连杆组件第一端230a，并且以任何合适的方式围绕偏心枢轴轴线OPA可旋转地耦连到减震支柱210。
在一个方面中，转向架连杆232包括转向架连杆第一端232a以及与转向架连杆第一端232a纵向间隔的转向架连杆第二端232b。在一个方面中，转向架连杆第一端232a围绕张力连杆组件旋转轴线TLA可旋转地耦连到偏心连杆第二端231b，使得转向架连杆232和偏心连杆231被配置成围绕张力连杆组件旋转轴线TLA相对于彼此折叠和展开。在一个方面中，转向架连杆第二端232b限定张力连杆组件第二端230b，并且以任何合适的方式围绕轴线AX5可旋转地耦连到转向架杆第二端220b。转向架连杆第二端232b可旋转地耦连到转向架杆第二端220b，使得转向架连杆232和转向架杆220相对于彼此折叠和展开。相对于转向架杆220折叠和展开的转向架连杆232使转向架杆220在转向架杆延伸位置与转向架杆收起位置之间围绕转向架枢轴旋转轴线TPA而旋转，并且以便提供半摇臂式起落架200诸如在减震支柱210的压缩和回弹期间的操作。在转向架连杆232相对于转向架杆220展开的情况下，张力连杆组件230处于最短长度(如以下将进一步描述的)，从而旋转转向架杆使得至少一个轮204进一步远离耳轴旋转轴线TAR(即，在压缩和回弹期间)。在转向架连杆232相对于转向架杆220折叠的情况下，张力连杆组件230处于最长长度(如以下将进一步描述的)，从而旋转转向架杆220使得至少一个轮204更靠近耳轴旋转轴线(即被收起)。转向架连杆232被配置成提供张力负荷以抵抗由地面施加到至少一个轮204的垂直力VF产生的力矩M，所述力矩M使转向架杆220围绕转向架枢轴旋转轴线TPA旋转，其中内筒212向至少一个轮204提供与垂直力VF相反的反作用力VF1。
再次参考图2，在一个方面中，定位机构240包括耦连到减震支柱210、机体101和张力连杆组件230中的一个或多个的多个连杆。如本文将进一步描述的，提供定位机构240以便锁定或解锁张力连杆组件230，其中在被锁定时，张力连杆组件230抵抗围绕转向架枢轴旋转轴线TPA的施加到转向架杆220的力矩M，并且其中在被解锁时，转向架杆220被定位以用于将半摇臂式起落架200收起在飞行器100的起落架舱中。在一个方面中，定位机构240的多个连杆使得张力连杆组件230的定向机械地从动于(slave)半摇臂式起落架200出入其在飞行器100的起落架舱内的收起位置的延伸和缩回。在一个方面中，定位机构240可以不机械地从动于半摇臂式起落架200出入其在飞行器100的起落架舱内的收起位置的延伸和缩回。例如，在这里，定位机构240可以包括耦连到外筒211和偏心连杆231的线性致动器。在一个方面中，线性致动器是液压撞锤(ram)、气压撞锤、滚珠丝杠致动器或螺线管中的一个。在一个方面中，线性致动器是任何合适类型的致动器。在一个方面中，定位机构240可以包括耦连到外筒211和偏心连杆231的圆周旋转致动器。在一个方面中，圆周旋转致动器是步进电机或电动机中的一个。在一个方面中，圆周旋转致动器是任何合适的圆周旋转致动器。
参考图2、图3和图4，在一个方面中，定位机构240的多个连杆包括连接连杆241、第一枢轴连杆242和第二枢轴连杆243。连接连杆241包括连接连杆第一端241a和连接连杆第二端241b。在一个方面中，连接连杆241是刚性连杆(例如，未被铰接使得在连接连杆第一端241a与连接连杆第二端241b之间没有铰接接头)。在一个方面中，诸如通过将连接连杆第一端241a可旋转地耦连到缩回机构202，将连接连杆第一端241a耦连到飞行器100的机体101，使得通过缩短机构201的对转向架杆220的定位机械地从动于半摇臂式起落架200出入飞行器100的起落架舱的延伸和缩回。在一个方面中，其中转向架杆220的定位没有被机械从动，连接连杆第一端241a可以耦连到减震支柱210(诸如耦连到外筒211)并且如上所述的呈线性致动器的形式。在一个方面中，连接连杆第二端241b围绕轴线AX4耦连到第一枢轴连杆242或第二枢轴连杆243。
在一个方面中，第一枢轴连杆242包括第一端242a以及与第一端242a纵向间隔的第二端242b。第一枢轴连杆242的第一端242a以任何合适的方式可旋转地耦连到减震支柱210，诸如可旋转地耦连到外筒211。在一个方面中，连接连杆第二端241b围绕轴线AX4耦连到第一枢轴连杆242的第二端242b。
在一个方面中，第二枢轴连杆243包括第一端243a以及与第一端243a纵向间隔的第二端243b。第二枢轴连杆243的第一端243a围绕轴线AX4可旋转地耦连到第一枢轴连杆242的第二端242b。在一个方面中，连接连杆第二端241b围绕轴线AX4耦连到第二枢轴连杆243的第一端243a。第一枢轴连杆242和第二枢轴连杆243相对于彼此折叠和展开。第二枢轴连杆243的第二端243b在偏心连杆第二端231b附近可旋转地耦连到偏心连杆231，使得由连接连杆241引起的第一枢轴连杆242相对于第二枢轴连杆243的折叠和展开使张力连杆组件旋转轴线TLA围绕偏心枢轴轴线OPA在方向R1、R2上旋转以锁定和解锁张力连杆组件230。在一个方面中，偏心连杆231包括一个或多个突出部231P，其在远离减震支柱210的方向上横向延伸远离偏心连杆231的中心线CLC。第二枢轴连杆243的第二端243b耦连到一个或多个突出部231P，使得相对于偏心枢轴轴线OPA偏心地施加由第二枢轴连杆243向偏心连杆231施加的力，从而使得围绕偏心枢轴轴线OPA产生力矩，以用于使张力连杆组件旋转轴线TLA围绕偏心枢轴轴线OPA在方向R1、R2上旋转以便锁定和解锁张力连杆组件230。
现在参考图2-7，现在将相对于飞行器100描述半摇臂式起落架200的操作。如在图5中最佳可见的，当飞行器100的重量置于半摇臂式起落架200上时，减震支柱210处于静态压缩状态(注意在减震支柱内保持行程以便缓冲飞行器100用于在滑行期间的动态装载)，在下文中被称为静态压缩的减震支柱210A。在静态压缩的减震支柱210A处于静态压缩状态的情况下，使转向架杆220绕转向架枢轴旋转轴线TPA旋转，使得以静态离地高度配置定向转向架杆220(在下文中称为静态离地高度的转向架杆2201)，以便向飞行器提供静态离地高度A(图10，框1200)。如上所述，在静态离地高度的转向架杆2201处于静态离地高度配置的情况下，飞行器100被设置有静态离地高度A，所述静态离地高度A与飞行器100在配备有常规单轴起落架102时的静态离地高度A相同。
这里，如图5所示，在半摇臂式起落架200处于静态高度配置和起飞高度配置的情况下，缩短机构201处于偏心锁定配置201A，例如，通过由于例如作用在半摇臂式起落架200上的垂直力VF而作用在转向架连杆232上的张力，使偏心连杆231的偏心连杆第二端231b在方向R1上保持抵靠外筒211的旋转止动件213(图10，框1205)。在偏心锁定配置201A中，通过旋转止动件213和偏心连杆231耦连到静态压缩减震支柱210A的外筒211的点，张力连杆组件230能够使张力负荷反作用于静态压缩减震支柱210A的外筒211。张力负荷倾向于使偏心连杆231围绕偏心枢轴轴线OPA在旋转方向R1上朝静态压缩减震支柱210A的外筒211上的旋转止动件213旋转，因为在偏心锁定配置201A中，张力负荷的作用线(通过转向架连杆232)位于旋转止动件213与偏心连杆231的偏心枢轴轴线OPA之间。因此，张力连杆组件230上的张力负荷和所得力矩与定位机构240隔离。
当飞行器100沿跑道向下加速时，机翼产生升力。所产生的升力减小了飞行器100的施加到半摇臂式起落架200的重量部分。施加到半摇臂式起落架200的重量的减小致使减震支柱210延伸或解压缩。减震支柱210的内筒212在延伸期间相对于外筒211的移动致使静态离地高度转向架杆2201旋转到如图5中最佳所见的起飞高度位置(被称为延伸的转向架杆2202)，这可以向飞行器100提供相对于飞行器100的静态离地高度A的附加高度X(例如，静态离地高度A可以在起飞高度下增加高度X)(图10，框1210)。大于减震支柱210所提供的延伸量的附加高度X可以在起飞时提供飞行器100相对于地面GR的预定旋转角θ(如图8中所见)，并且在着陆时提供飞行器100相对于地面GR的预定旋转角α(例如，迎角)。这里，与配备有常规单轴起落架102的飞行器100的起飞旋转角θ’和着陆旋转角α’相比，旋转角θ、α可以增加，其中轮行程仅受减震支柱行程量的限制，并且对于飞行器100来说，(多个)轮204的地面接触面与飞行器100的尾部刹车垫800之间的距离Z保持不变。
静态压缩减震支柱210A通常解压缩，直到至少一个轮204离开地面，即垂直力VF不再作用在半摇臂式起落架200上。当静态压缩减震支柱210A解压缩时，缩短机构201保持处于偏心锁定配置201A，并且如上所述，致使转向架杆220围绕转向架枢轴旋转轴线TPA在旋转方向R3上至少枢转到转向架杆延伸位置。转向架杆220围绕转向架枢轴旋转轴线TPA在旋转方向R3上的枢转提供预定的地面接触垂直负荷量，使得飞行器100旋转到旋转角。在一个方面中，具有解压缩的减震支柱210B和处于偏心锁定配置201A的缩短机构201以及延伸的转向架杆2202的半摇臂式起落架200造成了偏心连杆第一端231a(例如，偏心枢轴轴线OPA)与转向架连杆第二端232b(例如，轴线AX5)之间的第一长度L1，其提供了在仅一个轮轴WA与耳轴203(例如，半摇臂式起落架200耦连到机体101的耳轴旋转轴线TAR)之间的预定距离L3，这与常规单轴起落架102相比可以在起飞期间造成更大的轮行程量。由仅一个轮轴WA与耳轴旋转轴线TAR之间的距离L3提供的延伸的轮行程可以向飞行器100提供增加的起飞高度(与其行程仅被减震支柱的延伸限制的常规单轴起落架102的起飞高度相比)和/或增加的旋转角θ(例如，迎角)(再次与图1B所示的常规单轴起落架102相比)。
在起飞之后，使半摇臂式起落架200缩回到飞行器100的起落架舱中(图10，框1215)。当飞行器100的重量不再作用于半摇臂式起落架200时，减震支柱210B进行解压缩(例如，没有任何垂直负荷VF作用在半摇臂式起落架200上)。解压缩的减震支柱210B围绕耳轴203的耳轴旋转轴线TAR朝着图1B和图1C所示的减震支柱收起位置枢转。为了收起半摇臂式起落架200，当解压缩的减震支柱210B围绕耳轴旋转轴线TAR枢转时，使半摇臂式起落架200缩短以配合在基本上未修改的起落架舱中(图10，框1220)。例如，使张力连杆组件230从偏心锁定配置201A移动到解锁配置201B。在一个方面中，通过定位机构240使偏心连杆231从锁定位置旋转到解锁位置，即通过例如连接连杆241使偏心连杆231围绕偏心枢轴轴线OPA在旋转方向R2上远离旋转止动件213旋转，直到张力连杆组件第一端230a和张力连杆组件第二端230b之间的距离为第二长度L2。通常，第一长度L1比第二长度L2更短。第二长度L2致使仅一个轮轴WA与耳轴旋转轴线TAR之间的距离从约距离L3减小到距离L4。仅一个轮轴WA与耳轴旋转轴线TAR之间的距离L4将转向架杆220置于收起配置，以用于例如在对起落架舱没有进行多少修改的情况下将起落架收起到飞行器100内的现有起落架舱中。
如以上所指出的，定位机构240控制偏心连杆231从锁定位置到解锁位置的旋转。为了将偏心连杆231的定向从锁定位置改变为解锁位置，定位机构240例如在旋转方向R2上推动或致动转向架连杆第一端232a。在一个方面中，如上所述，定位机构240机械地从动于半摇臂式起落架200进入飞行器100的起落架舱的缩回，而在其他方面中，与半摇臂式起落架进入飞行器100的起落架舱的缩回无关地致动定位机构240。当转向架连杆第一端232a和偏心连杆第二端231b围绕张力连杆组件旋转轴线TLA耦连时，也围绕偏心枢轴轴线OPA在旋转方向R2上推动或致动偏心连杆第二端231b。当转向架连杆第一端232a和偏心连杆第二端231b在方向R2上旋转时，转向架杆220围绕转向架枢轴旋转轴线TPA在旋转方向R4上旋转到转向架杆收起位置，如图5所示，这使得相对于具有基本上解压缩的减震支柱210B和处于偏心锁定配置201A的缩短机构201以及延伸的转向架杆2202的半摇臂式起落架200，所述半摇臂式起落架200缩短了距离Y。与具有如图1B和图1C所示的常规单轴减震支柱102(其在收起时具有相同的解压缩长度)的飞行器相比，通过使转向架杆220围绕转向架枢轴旋转轴线TPA在旋转方向R4上旋转到转向架杆收起位置来缩短半摇臂式起落架200提供了耳轴旋转轴线TAR更靠近飞行器100的中心线CL的定位。
当飞行器100接近着陆时，使半摇臂式起落架200从飞行器100的起落架舱延伸(图10，框1225)。解压缩的减震支柱210B围绕耳轴203的耳轴旋转轴线TAR朝着减震支柱延伸位置枢转。在解压缩的减震支柱210B围绕耳轴旋转轴线TAR枢转时，半摇臂式起落架200的转向架杆220以一方式延伸了距离Y，该方式与以上相对于半摇臂式起落架200缩回到飞行器100的起落架舱内的收起配置描述的方式基本上相反。例如，定位机构240在旋转方向R1上拉动或致动转向架连杆第一端232a。当转向架连杆第一端232a和偏心连杆第二端231b围绕张力连杆组件旋转轴线TLA耦连时，也围绕偏心枢轴轴线OPA在旋转方向R1上拉动或致动偏心连杆第二端231b。当转向架连杆第一端232a和偏心连杆第二端231b在方向R1上旋转时，转向架杆220围绕转向架枢轴旋转轴线TPA在旋转方向R3上旋转到延伸的转向架杆位置，如图2和图5所示。
现在参考图9，示出了半摇臂式起落架200的曲线图，所述曲线图示出了地面接触垂直负荷(例如，VF)相对减震支柱冲程。注意到，从减震支柱210的延伸配置测量图9中的减震支柱冲程，使得在减震支柱被压缩时，地面接触垂直负荷可以增加。为了使飞行器起飞，必须有足够的力通过(多个)轮204平移到飞行器100中，用于使飞行器100围绕(多个)轮204枢转以进行起飞和着陆。随着半摇臂式起落架200的减震支柱210在起飞期间延伸或解压缩，地面接触垂直负荷减少。然而，如通过图9中曲线P可以看出的，在减震支柱210解压缩并且转向架杆220延伸的情况下(例如，曲线P的延伸负荷区)，有足够的地面接触垂直力平移通过轮204，以便获得地面与半摇臂式起落架200之间的反作用，从而产生使飞行器100枢转的力矩，注意到随着减震支柱冲程增加，减震支柱的压缩增加(如图9所示)。
根据本公开的方面来提供以下：
A1.一种半摇臂式起落架，其包括：减震支柱，其具有内筒和外筒，所述减震支柱被配置用于耦连到飞行器的机体；转向架杆，其具有转向架杆第一端以及与所述转向架杆第一端纵向间隔的转向架杆第二端，所述转向架杆围绕设置在所述转向架杆第一端与所述转向架杆第二端之间的转向架枢轴旋转轴线可旋转地耦连到所述减震支柱；张力连杆组件，其具有张力连杆组件第一端、张力连杆组件第二端、以及设置在所述张力连杆组件第一端与所述张力连杆组件第二端之间的至少一个张力连杆组件旋转轴线，所述张力连杆组件第一端耦连到所述减震支柱外筒，并且所述张力连杆组件第二端耦连到所述转向架杆第二端；以及定位机构，其被配置用于耦连到所述机体和所述减震支柱中的一个或多个，并且在所述张力连杆组件第一端附近耦连到所述张力连杆组件；其中所述张力连杆组件被配置成使所述转向架杆围绕所述转向架枢轴旋转轴线在转向架杆延伸位置与转向架杆收起位置之间旋转。
A2.根据段落A1所述的半摇臂式起落架，其中在所述转向架杆处于所述转向架杆延伸位置以及所述转向架杆处于所述转向架杆收起位置的情况下，所述减震支柱基本上是解压缩的。
A3.根据段落A1或A2所述的半摇臂式起落架，其中所述张力连杆组件被配置成使得所述转向架杆在所述减震支柱的压缩期间围绕所述转向架枢轴旋转轴线旋转。
A4.根据段落A1至A3中任一项所述的半摇臂式起落架，其中所述张力连杆组件包括：偏心连杆，其具有偏心连杆第一端以及与所述偏心连杆第一端纵向间隔的偏心连杆第二端，所述偏心连杆第一端限定所述张力连杆组件第一端并且围绕偏心枢轴轴线可旋转地耦连到所述减震支柱；以及转向架连杆，其具有转向架连杆第一端以及与所述转向架连杆第一端纵向间隔的转向架连杆第二端，所述转向架连杆第一端围绕所述张力连杆组件旋转轴线可旋转地耦连到所述偏心连杆第二端，并且所述转向架连杆第二端限定所述张力连杆组件第二端并可旋转地耦连到所述转向架杆第二端。
A5.根据段落A4所述的半摇臂式起落架，其中所述定位机构包括：连接连杆，其具有连接连杆第一端和连接连杆第二端，所述连接连杆第一端被配置用于耦连到所述机体和所述减震支柱中的一个或多个；第一枢轴连杆，其具有第一端以及与该第一端纵向间隔的第二端，所述第一枢轴连杆的所述第一端可旋转地耦连到所述减震支柱；以及第二枢轴连杆，其具有第一端以及与该第一端纵向间隔的第二端，所述第二枢轴连杆的所述第一端可旋转地耦连到所述第一枢轴连杆的所述第二端；其中所述连接连杆第二端耦连到所述第一枢轴连杆的所述第二端附近以及所述第二枢轴连杆的所述第一端附近中的至少一个。
A6.根据段落A5所述的半摇臂式起落架，其中所述第二枢轴连杆的所述第二端在所述偏心连杆第二端附近可旋转地耦连到所述偏心连杆，使得所述连接连杆的移动致使所述转向架连杆第一端围绕所述偏心枢轴轴线旋转。
A7.根据段落A5或A6所述的半摇臂式起落架，其中所述连接连杆包括线性致动器并且所述连接连杆第一端耦连到所述减震支柱或所述机体。
A8.根据段落A5或A6所述的半摇臂式起落架，其中所述连接连杆包括液压致动器并且所述连接连杆第一端耦连到所述减震支柱或所述机体。
A9.根据段落A5或A6所述的半摇臂式起落架，其中所述连接连杆是刚性的非铰接连杆。
A10.根据段落A1至A9中任一项所述的半摇臂式起落架，其还包括：缩回机构，其耦连到所述机体；其中所述减震支柱包括耳轴，所述耳轴在耳轴旋转轴线处可旋转地耦连到所述机体，使得所述减震支柱相对于所述机体围绕所述耳轴旋转轴线在减震支柱收起位置与减震支柱延伸位置之间旋转；并且其中所述定位机构耦连到所述缩回机构，使得所述转向架杆围绕所述转向架枢轴旋转轴线在所述转向架杆延伸位置与所述转向架杆收起位置之间的旋转机械地从动于所述减震支柱围绕所述耳轴旋转轴线的旋转。
A11.根据段落A1至A10中任一项所述的半摇臂式起落架，其中所述转向架杆包括仅一个轮轴线。
A12.根据段落A11所述的半摇臂式起落架，其中所述仅一个轮轴线位于所述转向架杆第一端附近。
A13.根据段落A1至A12中任一项所述的半摇臂式起落架，其中与具有相同长度和减震支柱上的仅一个轮轴线的飞行器相比，所述转向架杆到所述转向架杆延伸位置的旋转向所述飞行器提供起飞时的更大迎角。
A14.根据段落A1至A13中任一项所述的半摇臂式起落架，其中与具有相同长度和减震支柱上的仅一个轮轴线的飞行器相比，所述转向架杆围绕所述转向架枢轴旋转轴线的旋转向所述飞行器提供相同的静态地面高度。
A15.根据段落A1至A14中任一项所述的半摇臂式起落架，其中与具有在收起时存在相同解压缩长度的减震支柱冲程的飞行器相比，所述转向架杆到所述转向架杆收起位置的旋转提供了所述减震支柱的耳轴旋转轴线的更靠近所述飞行器的纵向中心线的定位。
A16.根据段落A1至A15中任一项所述的半摇臂式起落架，其中在所述转向架杆处于所述转向架杆延伸位置的情况下，所述半摇臂式起落架向所述飞行器提供预定量的地面接触垂直负荷，使得与具有相同长度减震支柱和所述减震支柱上的仅一个轮轴线的飞行器相比，所述飞行器在起飞时旋转到更大的迎角。
A17.根据段落A1至A16中任一项所述的半摇臂式起落架，其中所述内筒可相对于所述外筒移动；并且所述转向架杆可旋转地耦连到所述内筒或所述外筒。
A18.根据段落A1至A17中任一项所述的半摇臂式起落架，其中所述转向架杆包括整体构件。
A19.一种飞行器，其包括根据段落A1至A18中任一项所述的半摇臂式起落架。
B1.一种飞行器，其包括：机体；以及半摇臂式起落架，其包括：减震支柱，其耦连到所述机体；转向架杆，其具有转向架杆第一端以及与所述转向架杆第一端纵向间隔的转向架杆第二端，所述转向架杆围绕设置在所述转向架杆第一端与所述转向架杆第二端之间的转向架枢轴旋转轴线可旋转地耦连到所述减震支柱；张力连杆组件，其包括张力连杆组件第一端、张力连杆组件第二端、以及设置在所述张力连杆组件第一端与所述张力连杆组件第二端之间的至少一个张力连杆组件旋转轴线，所述张力连杆组件第一端耦连到所述减震支柱，并且所述张力连杆组件第二端耦连到所述转向架杆第二端；定位机构，其耦连到所述机体和所述减震支柱中的一个或多个，并且在所述张力连杆组件第一端附近耦连到所述张力连杆组件；其中所述张力连杆组件被配置成使所述转向架杆围绕所述转向架枢轴旋转轴线在转向架杆延伸位置与转向架杆收起位置之间旋转。
B2.根据段落B1所述的飞行器，其中与具有相同长度和减震支柱上的仅一个轮轴线的飞行器相比，所述转向架杆到所述转向架杆延伸位置的旋转向所述飞行器提供起飞时的更大迎角。
B3.根据段落B1或B2所述的飞行器，其中与具有相同长度减震支柱和所述减震支柱上的仅一个轮轴线的飞行器相比，所述转向架杆围绕所述转向架枢轴旋转轴线的旋转向所述飞行器提供相同的静态地面高度。
B4.根据段落B1至B3中任一项所述的飞行器，其中与具有在收起时存在相同解压缩长度的减震支柱冲程的飞行器相比，所述转向架杆到所述转向架杆收起位置的旋转提供了所述减震支柱的耳轴旋转轴线的更靠近所述飞行器的纵向中心线的定位。
B5.根据段落B1至B4中任一项所述的飞行器，其中在所述转向架杆处于所述转向架杆延伸位置的情况下，所述半摇臂式起落架向所述飞行器提供预定量的地面接触垂直负荷，使得与具有相同长度和减震支柱上的仅一个轮轴线的飞行器相比，所述飞行器在起飞时旋转到更大的迎角。
B6.根据段落B1至B5中任一项所述的飞行器，其中在所述转向架杆处于所述转向架杆延伸位置以及所述转向架杆处于所述转向架杆收起位置的情况下，所述减震支柱基本上是解压缩的。
B7.根据段落B1至B6中任一项所述的飞行器，其中所述张力连杆组件被配置成使得所述转向架杆在所述减震支柱的压缩期间围绕所述转向架枢轴旋转轴线旋转。
B8.根据段落B1至B7中任一项所述的飞行器，其中所述张力连杆组件包括：偏心连杆，其具有偏心连杆第一端以及与所述偏心连杆第一端纵向间隔的偏心连杆第二端，所述偏心连杆第一端限定所述张力连杆组件第一端并且围绕偏心枢轴轴线可旋转地耦连到所述减震支柱；以及转向架连杆，其具有转向架连杆第一端以及与所述转向架连杆第一端纵向间隔的转向架连杆第二端，所述转向架连杆第一端围绕所述张力连杆组件旋转轴线可旋转地耦连到所述偏心连杆第二端，并且所述转向架连杆第二端限定所述张力连杆组件第二端并可旋转地耦连到所述转向架杆第二端。
B9.根据段落B8所述的半摇臂式起落架，其中所述定位机构包括：连接连杆，其具有连接连杆第一端和连接连杆第二端，所述连接连杆第一端耦连到所述机体和所述减震支柱中的一个或多个；第一枢轴连杆，其具有第一端以及与该第一端纵向间隔的第二端，所述第一枢轴连杆的所述第一端可旋转地耦连到所述减震支柱；以及第二枢轴连杆，其具有第一端以及与该第一端纵向间隔的第二端，所述第二枢轴连杆的所述第一端可旋转地耦连到所述第一枢轴连杆的所述第二端；其中所述连接连杆第二端耦连到所述第一枢轴连杆的所述第二端附近以及所述第二枢轴连杆的所述第一端附近中的至少一个。
B10.根据段落B9所述的飞行器，其中所述第二枢轴连杆的所述第二端在所述偏心连杆第二端附近可旋转地耦连到所述偏心连杆，使得所述连接连杆的移动致使所述转向架连杆第一端围绕所述偏心枢轴轴线旋转。
B11.根据段落B8或B9所述的飞行器，其中所述连接连杆包括线性致动器并且所述连接连杆第一端耦连到所述减震支柱或所述机体。
B12.根据段落B8或B9所述的飞行器，其中所述连接连杆包括液压致动器并且所述连接连杆第一端耦连到所述减震支柱或所述机体。
B13.根据段落B8或B9所述的飞行器，其中所述连接连杆是刚性的非铰接连杆。
B14.根据段落B1至B13中任一项所述的飞行器，其还包括：缩回机构，其耦连到所述机体；其中所述减震支柱包括耳轴，所述耳轴在耳轴旋转轴线处可旋转地耦连到所述机体，使得所述减震支柱相对于所述机体围绕所述耳轴旋转轴线在减震支柱收起位置与减震支柱延伸位置之间旋转；并且其中所述定位机构耦连到所述缩回机构，使得所述转向架杆围绕所述转向架枢轴旋转轴线在所述转向架杆延伸位置与所述转向架杆收起位置之间的旋转机械地从动于所述减震支柱围绕所述耳轴旋转轴线的旋转。
B15.根据段落B1至B14中任一项所述的飞行器，其中所述转向架杆包括仅一个轮轴线。
B16.根据段落B15所述的飞行器，其中所述仅一个轮轴线位于所述转向架杆第一端附近。
B17.根据段落B1至B16中任一项所述的飞行器，其中：所述减震支柱包括外筒和内筒，其中所述内筒可相对于所述外筒移动；并且所述转向架杆可旋转地耦连到所述内筒或所述外筒。
B18.根据段落B1至B17中任一项所述的飞行器，其中所述转向架杆包括整体构件。
C1.一种半摇臂式起落架，其包括：减震支柱，其围绕耳轴旋转轴线耦连到飞行器的机体；缩回机构，其耦连到所述机体；转向架杆，其具有转向架杆第一端以及与所述转向架杆第一端纵向间隔的转向架杆第二端，所述转向架杆围绕设置在所述转向架杆第一端与所述转向架杆第二端之间的转向架枢轴旋转轴线可旋转地耦连到所述减震支柱；张力连杆组件，其具有张力连杆组件第一端、张力连杆组件第二端、以及设置在所述张力连杆组件第一端与所述张力连杆组件第二端之间的至少一个张力连杆组件旋转轴线，所述张力连杆组件第一端耦连到所述减震支柱，并且所述张力连杆组件第二端耦连到所述转向架杆第二端；以及定位机构，其被配置用于耦连到所述机体和所述减震支柱中的一个或多个，并且在所述张力连杆组件第一端附近耦连到所述张力连杆组件；其中所述转向架杆围绕所述转向架枢轴旋转轴线在转向架杆延伸位置与转向架杆收起位置之间的旋转机械地从动于所述减震支柱围绕所述耳轴旋转轴线的旋转。
C2.根据段落C1所述的半摇臂式起落架，其中所述缩回机构的移动致使所述减震支柱的旋转，使得所述缩回机构的对应移动致动所述张力连杆组件，以便使所述转向架杆围绕所述转向架枢轴旋转轴线在所述转向架杆延伸位置与所述转向架杆收起位置之间旋转。
C3.根据段落C1或C2所述的半摇臂式起落架，其中在所述转向架杆处于所述转向架杆延伸位置以及所述转向架杆处于所述转向架杆收起位置的情况下，所述减震支柱基本上是解压缩的。
C4.根据段落C1至C3中任一项所述的半摇臂式起落架，其中所述张力连杆组件被配置成使得所述转向架杆在所述减震支柱的压缩期间围绕所述转向架枢轴旋转轴线旋转。
C5.根据段落C1至C4中任一项所述的半摇臂式起落架，其中所述张力连杆组件包括：偏心连杆，其具有偏心连杆第一端以及与所述偏心连杆第一端纵向间隔的偏心连杆第二端，所述偏心连杆第一端限定所述张力连杆组件第一端并且围绕偏心枢轴轴线可旋转地耦连到所述减震支柱；以及转向架连杆，其具有转向架连杆第一端以及与所述转向架连杆第一端纵向间隔的转向架连杆第二端，所述转向架连杆第一端围绕所述张力连杆组件旋转轴线可旋转地耦连到所述偏心连杆第二端，并且所述转向架连杆第二端限定所述张力连杆组件第二端并可旋转地耦连到所述转向架杆第二端。
C6.根据段落C5所述的半摇臂式起落架，其中所述定位机构包括：连接连杆，其具有连接连杆第一端和连接连杆第二端，所述连接连杆第一端被配置用于耦连到所述机体和所述减震支柱中的一个或多个；第一枢轴连杆，其具有第一端以及与该第一端纵向间隔的第二端，所述第一枢轴连杆的所述第一端可旋转地耦连到所述减震支柱；以及第二枢轴连杆，其具有第一端以及与该第一端纵向间隔的第二端，所述第二枢轴连杆的所述第一端可旋转地耦连到所述第一枢轴连杆的所述第二端；其中所述连接连杆第二端耦连到所述第一枢轴连杆的所述第二端附近以及所述第二枢轴连杆的所述第一端附近中的至少一个。
C7.根据段落C6所述的半摇臂式起落架，其中所述第二枢轴连杆的所述第二端在所述偏心连杆第二端附近可旋转地耦连到所述偏心连杆，使得所述连接连杆的移动致使所述转向架连杆第一端围绕所述偏心枢轴轴线旋转。
C8.根据段落C5至C7中任一项所述的半摇臂式起落架，其中所述连接连杆是刚性的非铰接连杆。
C9.根据段落C5至C8中任一项所述的半摇臂式起落架，其中所述减震支柱相对于所述机体围绕所述耳轴旋转轴线在减震支柱收起位置与减震支柱延伸位置之间旋转。
C10.根据段落C1至C9中任一项所述的半摇臂式起落架，其中所述转向架杆包括仅一个轮轴线。
C11.根据段落C10所述的半摇臂式起落架，其中所述仅一个轮轴线位于所述转向架杆第一端附近。
C12.根据段落C1至C11中任一项所述的半摇臂式起落架，其中与具有相同长度和减震支柱上的仅一个轮轴线的飞行器相比，所述转向架杆到所述转向架杆延伸位置的旋转向所述飞行器提供起飞时的更大迎角。
C13.根据段落C1至C12中任一项所述的半摇臂式起落架，其中与具有相同长度和减震支柱上的仅一个轮轴线的飞行器相比，所述转向架杆围绕所述转向架枢轴旋转轴线的旋转向所述飞行器提供相同的静态地面高度。
C14.根据段落C1至C13中任一项所述的半摇臂式起落架，其中与具有在收起时存在相同解压缩长度的减震支柱冲程的飞行器相比，所述转向架杆到所述转向架杆收起位置的旋转提供了所述减震支柱的所述耳轴旋转轴线的更靠近所述飞行器的纵向中心线的定位。
C15.根据段落C1至C14中任一项所述的半摇臂式起落架，其中在所述转向架杆处于所述转向架杆延伸位置的情况下，所述半摇臂式起落架向所述飞行器提供预定量的地面接触垂直负荷，使得与具有相同长度减震支柱和所述减震支柱上的仅一个轮轴线的飞行器相比，所述飞行器在起飞时旋转到更大的迎角。
C16.根据段落C1至C15中任一项所述的半摇臂式起落架，其中：所述减震支柱包括外筒和内筒，其中所述内筒可相对于所述外筒移动；并且所述转向架杆可旋转地耦连到所述内筒或所述外筒。
C17.根据段落C1至C16中任一项所述的半摇臂式起落架，其中所述转向架杆包括整体构件。
C18.一种飞行器，其包括根据段落C1至C17中任一项所述的半摇臂式起落架。
在以上提及的附图中，连接各种元件和/或部件的实线(如果有的话)可以表示机械、电气、流体、光学、电磁、无线和其他的耦连和/或其组合。如本文所使用的，“耦连”意指直接以及间接相关联。例如，构件A可以与构件B直接关联，或者可以例如通过另一个构件C与其间接关联。应该理解的是，不必表示各种公开元件之间的所有关系。因此，也可以存在除了附图中描绘的那些耦连之外的耦连。连接指定各种元件和/或部件的框的虚线(如果有的话)表示在功能和目的上与用实线表示的那些耦连类似的耦连；然而，由虚线表示的耦连可以被选择性地提供，或者可以涉及本公开的替代性示例。同样，用虚线表示的元件和/或部件(如果有的话)指示本公开的替代性示例。在不脱离本公开范围的情况下，可以从特定示例中省略以实线和/或虚线示出的一个或多个元件。用点线表示环境元件(如果有的话)。为了清楚起见，也可以示出虚拟(假想)元件。本领域技术人员将理解的是，附图中所示的一些特征件可能以各种方式进行组合，而不需要包括所述附图、其他附图和/或所附公开内容中描述的其他特征件，即使一种或多种这种组合在本文中没有明确示出。类似地，不限于所呈现的示例的附加特征件可以与本文示出和描述的一些或全部特征件组合。
在以上提到的图10中，框可以表示操作和/或其部分，并且连接各个框的线不意味着操作或其部分的任何特定顺序或依赖关系。由虚线表示的框指示替代性操作和/或其部分。连接各个框的虚线(如果有的话)表示操作或其部分的替代性依赖关系。应该理解的是，不必表示各种公开操作之间的所有依赖关系。图10和描述本文所阐述(多个)方法的操作的附属公开内容不应当被解释为必然确定执行操作的顺序。相反，尽管指示了一个说明性顺序，但是应当理解操作的顺序可以在适当的情况下进行修改。相应地，可以以不同的顺序或同时执行某些操作。此外，本领域的技术人员将理解并非所有描述的操作都需要被执行。
在上面的描述中，阐述了许多具体细节以提供对所公开概念的透彻理解，所述概念可以在没有这些细节中的一些或全部细节的情况下被实践。在其他情况下，已知装置和/或过程的细节已经被省略以避免不必要地模糊本公开。虽然将结合具体示例来描述一些概念，但是将理解的是，这些示例并非旨在进行限制。
除非另外指示，否则术语“第一”、“第二”等在本文中仅用作标签，并且不旨在对这些术语所指代的物品施加次序、位置或层级要求。此外，对例如“第二”物品的引用不要求或排除例如“第一”或较低编号物品和/或例如“第三”或较高编号物品的存在。
在本文中对“一个示例”的引用意味着结合该示例描述的一个或多个特征、结构或特性包括在至少一个实施方式中。说明书中各处的短语“一个示例”可能是指相同示例或可能不是指相同示例。
如本文所使用的，“被配置成”执行指定功能的系统、设备、结构、物品、元件、部件或硬件确实能够在没有任何更改的情况下执行所述指定功能，而不是仅具有在进一步修改之后执行指定功能的潜力。换言之，“被配置成”执行指定功能的系统、设备、结构、物品、元件、部件或硬件被具体地选择、创建、实现、利用、编程和/或设计以用于执行所述指定功能的目的。如本文所使用的，“被配置成”表示系统、设备、结构、物品、元件、部件或硬件的现有特性，其使得所述系统、设备、结构、物品、元件、部件或硬件能够执行指定功能而不用进一步的修改。为了本公开的目的，被描述为“被配置成”执行特定功能的系统、设备、结构、物品、元件、部件或硬件可以附加地或可替代地被描述为“适于”和/或“可操作以”执行该功能。
本文公开的(多个)设备和(多个)方法的不同示例包括各种部件、特征和功能。应当理解的是，本文公开的(多个)设备和(多个)方法的各种示例可以包括本文公开的(多个)设备和(多个)方法的任何其他示例的任何部件、特征和功能的任何组合，并且所有这些可能性都旨在本公开的范围内。
受益于以上描述和相关附图中呈现的教导的本公开所属领域的技术人员将会想到本文所阐述的示例的许多修改。
因此，应该理解的是，本公开不限于所示的具体示例，并且修改和其他示例旨在包括在所附权利要求的范围内。此外，尽管以上描述和相关附图在元件和/或功能的某些说明性组合的上下文中描述了本公开的示例，但应该理解的是，在不脱离所附权利要求的范围的情况下，可以通过替代性实施方式来提供元件和/或功能的不同组合。因此，所附权利要求中的括号内的参考数字(如果有的话)仅为了示意性目的而给出，并且不旨在将要求保护的主题的范围限于本公开中提供的具体示例。

Claims (11)

1.一种半摇臂式起落架(200)，其包括：
减震支柱(210)，其具有内筒(212)和外筒(211)，所述减震支柱被配置用于耦连到飞行器(100)的机体(101)；
转向架杆(220)，其具有转向架杆第一端(220a)以及与所述转向架杆第一端纵向间隔的转向架杆第二端(220b)，所述转向架杆围绕设置在所述转向架杆第一端与所述转向架杆第二端之间的转向架枢轴旋转轴线即TPA可旋转地耦连到所述减震支柱；
张力连杆组件(230)，其具有张力连杆组件第一端(230a)、张力连杆组件第二端(230b)、以及设置在所述张力连杆组件第一端与所述张力连杆组件第二端之间的至少一个张力连杆组件旋转轴线即至少一个TLA，所述张力连杆组件第一端耦连到所述减震支柱外筒，并且所述张力连杆组件第二端耦连到所述转向架杆第二端；以及
定位机构(240)，其被配置用于耦连到所述机体和所述减震支柱中的一个或多个，并且在所述张力连杆组件第一端附近耦连到所述张力连杆组件；
其中所述张力连杆组件被配置成使所述转向架杆围绕所述转向架枢轴旋转轴线在转向架杆延伸位置与转向架杆收起位置之间旋转，
其特征在于，
所述张力连杆组件(230)包括：偏心连杆(231)，其具有偏心连杆第一端(231a)以及与所述偏心连杆第一端纵向间隔的偏心连杆第二端(231b)，所述偏心连杆第一端限定所述张力连杆组件第一端(230a)并且围绕偏心枢轴轴线即OPA可旋转地耦连到所述减震支柱(210)；以及转向架连杆(232)，其具有转向架连杆第一端(232a)以及与所述转向架连杆第一端纵向间隔的转向架连杆第二端(232b)，所述转向架连杆第一端围绕所述张力连杆组件旋转轴线即TLA可旋转地耦连到所述偏心连杆第二端，并且所述转向架连杆第二端限定所述张力连杆组件第二端(230b)并可旋转地耦连到所述转向架杆第二端(220b)；
其中所述定位机构(240)包括：连接连杆(241)，其具有连接连杆第一端(241a)和连接连杆第二端(241b)，所述连接连杆第一端被配置用于耦连到所述机体(101)和所述减震支柱(210)中的一个或多个；第一枢轴连杆(242)，其具有第一端(242a)以及与该第一端纵向间隔的第二端(242b)，所述第一枢轴连杆的所述第一端可旋转地耦连到所述减震支柱；以及第二枢轴连杆(243)，其具有第一端(243a)以及与该第一端纵向间隔的第二端(243b)，所述第二枢轴连杆的所述第一端可旋转地耦连到所述第一枢轴连杆的所述第二端；
其中所述连接连杆第二端耦连到所述第一枢轴连杆的所述第二端附近以及所述第二枢轴连杆的所述第一端附近中的至少一个；并且
其中所述第二枢轴连杆(243)的所述第二端(243b)在所述偏心连杆第二端(231b)附近可旋转地耦连到所述偏心连杆(231)，使得所述连接连杆(241)的移动致使所述转向架连杆第一端(232a)围绕所述偏心枢轴轴线即OPA旋转。
2.根据权利要求1所述的半摇臂式起落架(200)，其中在所述转向架杆(220)处于所述转向架杆延伸位置以及所述转向架杆处于所述转向架杆收起位置的情况下，所述减震支柱(210)基本上是解压缩的。
3.根据权利要求1或2所述的半摇臂式起落架(200)，其中所述张力连杆组件(230)被配置成使得所述转向架杆(220)在所述减震支柱(210)的压缩期间围绕所述转向架枢轴旋转轴线即TPA旋转。
4.根据权利要求1所述的半摇臂式起落架(200)，其中所述连接连杆(241)包括以下中的一者：
线性致动器并且所述连接连杆第一端(241a)耦连到所述减震支柱(210)或所述机体(101)；
液压致动器并且所述连接连杆第一端耦连到所述减震支柱或所述机体；以及
刚性的非铰接连杆。
5.根据权利要求1所述的半摇臂式起落架(200)，其中所述转向架杆(220)包括整体构件。
6.根据权利要求1所述的半摇臂式起落架(200)，其中与具有在收起时存在相同解压缩长度的减震支柱冲程的飞行器(100)相比，所述转向架杆(220)到所述转向架杆收起位置的旋转提供了所述减震支柱(210)的耳轴旋转轴线的更靠近所述飞行器的纵向中心线的定位。
7.根据权利要求1所述的半摇臂式起落架(200)，其还包括：
缩回机构(202)，其耦连到所述机体(101)；
其中所述减震支柱(210)包括耳轴(203)，所述耳轴在耳轴旋转轴线即TAR处可旋转地耦连到所述机体，使得所述减震支柱相对于所述机体围绕所述耳轴旋转轴线在减震支柱收起位置与减震支柱延伸位置之间旋转；并且
其中所述定位机构(240)耦连到所述缩回机构，使得所述转向架杆(220)围绕所述转向架枢轴旋转轴线即TPA在所述转向架杆延伸位置与所述转向架杆收起位置之间的旋转机械地从动于所述减震支柱围绕所述耳轴旋转轴线的旋转。
8.根据权利要求7所述的半摇臂式起落架(200)，其中：
所述缩回机构(202)的移动致使所述减震支柱(210)的旋转，使得所述缩回机构的移动致动所述张力连杆组件(230)，以便使所述转向架杆(220)围绕所述转向架枢轴旋转轴线即TPA在所述转向架杆延伸位置与所述转向架杆收起位置之间旋转；并且
其中所述减震支柱(210)相对于所述机体(101)围绕所述耳轴旋转轴线即TAR在减震支柱收起位置与减震支柱延伸位置之间旋转。
9.根据权利要求1所述的半摇臂式起落架(200)，其中所述转向架杆(220)包括仅一个轮轴线即仅一个WA。
10.根据权利要求1所述的半摇臂式起落架(200)，其中：
所述内筒(212)可相对于所述外筒(211)移动；并且
所述转向架杆(220)可旋转地耦连到所述内筒或所述外筒。
11.一种飞行器(100)，其包括：
机体(101)；以及
根据权利要求1至10中任一项所述的半摇臂式起落架(200)。
CN201711456929.5A 2017-01-25 2017-12-28 具有缩短机构的单轴半摇臂式起落架 Active CN108341048B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/415,346 2017-01-25
US15/415,346 US10384767B2 (en) 2017-01-25 2017-01-25 Single axle, semi-levered landing gear with shortening mechanism

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108341048A CN108341048A (zh) 2018-07-31
CN108341048B true CN108341048B (zh) 2023-03-21

Family

ID=60473375

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201711456929.5A Active CN108341048B (zh) 2017-01-25 2017-12-28 具有缩短机构的单轴半摇臂式起落架

Country Status (7)

Country Link
US (2) US10384767B2 (zh)
EP (2) EP3620375A1 (zh)
JP (1) JP7072370B2 (zh)
CN (1) CN108341048B (zh)
AU (1) AU2017268607B2 (zh)
CA (1) CA2988558C (zh)
ES (1) ES2764166T3 (zh)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10384767B2 (en) * 2017-01-25 2019-08-20 The Boeing Company Single axle, semi-levered landing gear with shortening mechanism
US10625849B2 (en) 2017-04-11 2020-04-21 The Boeing Company Levered landing gear with inner shock strut
US10583917B2 (en) 2017-05-18 2020-03-10 Goodrich Corporation Electromechanical actuator disconnect
US10800516B2 (en) 2017-06-02 2020-10-13 The Boeing Company Semi-levered shrink landing gear
US10974819B2 (en) * 2017-12-15 2021-04-13 Goodrich Corporation Latch assembly for shock strut
US11161599B2 (en) 2018-01-26 2021-11-02 The Boeing Company Landing gear strut assembly and method therefor
US10981646B2 (en) * 2018-07-30 2021-04-20 The Boeing Company Landing gear shrink link mechanism
US10583919B1 (en) 2019-07-17 2020-03-10 The Boeing Company Mechanical link with preload verification
US11433994B2 (en) 2019-07-17 2022-09-06 The Boeing Company Mechanical link with preload verification
US10793262B1 (en) 2019-07-17 2020-10-06 The Boeing Company Mechanical link with preload verification
GB2586824A (en) * 2019-09-04 2021-03-10 Airbus Operations Ltd Landing gear assembly
JP7324107B2 (ja) 2019-09-30 2023-08-09 株式会社Subaru 空陸両用移動体
JP7256761B2 (ja) * 2020-01-09 2023-04-12 川崎重工業株式会社 昇降システム
CN111891340B (zh) * 2020-06-17 2022-04-08 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于四杆机构运作的起落架收放作动装置
US11407500B2 (en) 2020-09-15 2022-08-09 Safran Landing Systems Canada, Inc. Landing gear with shortening motion
CN113401335B (zh) * 2021-06-28 2023-09-19 深圳悟空飞行器有限公司 一种机翼式起落架
CN113879538B (zh) * 2021-10-13 2023-07-14 北京机电工程研究所 一种埋入式折叠吊耳机构及飞行器
US12054282B2 (en) * 2022-05-23 2024-08-06 Safran Landing Systems Canada Inc. Landing gear load detection system

Family Cites Families (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB484938A (en) 1937-01-04 1938-05-12 Aircraft Components Ltd Improvements relating to breakable radius rod or like elements for retractable aircraft undercarriages
US2256540A (en) 1940-02-15 1941-09-23 Dowty Corp Ski trimming lock
US2420066A (en) 1941-08-22 1947-05-06 Aeronautical & Mechanical Inve Landing gear control and indicating arrangement
GB610698A (en) 1946-04-15 1948-10-19 Fairey Aviat Co Ltd Improvements in or relating to retractable undercarriages
GB670889A (en) 1949-11-10 1952-04-30 Dowty Equipment Ltd Improvements in aircraft alighting gear
US2754072A (en) 1952-09-23 1956-07-10 Roeing Airplane Company Aircraft landing gear
US2933271A (en) 1954-07-09 1960-04-19 Menasco Mfg Company Landing gear for helicopters
US2967682A (en) 1958-12-08 1961-01-10 Jarry Hydraulics Landing gear shortening mechanism
JPS5422679B1 (zh) * 1967-05-29 1979-08-08
DE3406359A1 (de) 1983-03-25 1984-09-27 Messier-Hispano-Bugatti (S.A.), Montrouge Frontfahrwerk fuer luftfahrzeug
FR2598676B1 (fr) 1986-05-13 1988-07-29 Messier Hispano Sa Atterrisseur d'aeronef a poutre basculante et a encombrement reduit
US5100083A (en) 1990-02-13 1992-03-31 The Boeing Company Retractable landing gear with self-braced folding strut
FR2688467B1 (fr) 1992-03-11 1994-05-13 Messier Bugatti Atterrisseur relevable a raccourcissement de jambe.
JP3147539B2 (ja) 1992-10-05 2001-03-19 本田技研工業株式会社 航空機の降着装置
GB9223714D0 (en) * 1992-11-12 1992-12-23 British Aerospace Auxiliary control of aircraft landing gear movement
FR2699886B1 (fr) 1992-12-28 1995-03-24 Messier Bugatti Atterrisseur relevable, notamment pour avion gros porteur.
FR2702446B1 (fr) * 1993-03-08 1995-06-09 Messier Bugatti Train d'atterrissage relevable pour avion gros porteur.
JPH08338045A (ja) 1995-06-12 1996-12-24 Kobelco Kenki Eng Kk ステー装置
US6182925B1 (en) 1999-03-30 2001-02-06 The Boeing Company Semi-levered landing gear and auxiliary strut therefor
WO2006094145A1 (en) 2005-03-02 2006-09-08 Goodrich Corporation Landing gear with articulated length extension mechanism
GB0515359D0 (en) 2005-07-26 2005-08-31 Airbus Uk Ltd Landing gear
GB2428650B (en) * 2005-08-04 2011-01-12 Messier Dowty Ltd Landing gear
GB2453554B (en) 2007-10-09 2012-03-14 Messier Dowty Ltd Load detection in an aircraft landing gear
US8186620B2 (en) 2008-06-25 2012-05-29 Goodrich Corporation Adjustable landing gear system
US8556209B2 (en) 2008-10-22 2013-10-15 Goodrich Corporation Electric-powered transfer cylinder for landing gear system
FR2939099B1 (fr) 2008-12-02 2012-06-22 Messier Dowty Sa Dispositif electromecanique multifonctions pour atterrisseur
US8087610B2 (en) * 2009-01-22 2012-01-03 Goodrich Corporation Aircraft shock strut having fixed upper bearing
FR2941917B1 (fr) 2009-02-11 2012-08-31 Airbus Dispositif de cloisonnement modulable destine a un aeronef
US8448900B2 (en) * 2010-03-24 2013-05-28 The Boeing Company Semi-levered landing gear and associated method
US9481452B2 (en) 2010-11-22 2016-11-01 The Boeing Company Hydraulic actuator for semi levered landing gear
US8939400B2 (en) * 2011-02-21 2015-01-27 The Boeing Company Air-ground detection system for semi-levered landing gear
US8998133B2 (en) 2011-04-01 2015-04-07 The Boeing Company Landing gear system
US8752785B2 (en) 2012-06-25 2014-06-17 Bell Helicopter Textron Inc. Semi-levered articulated landing gear system
US9221556B2 (en) * 2013-10-29 2015-12-29 The Boeing Company Airplane off ground advisory system
EP3213992B1 (en) 2016-03-04 2018-04-25 Safran Landing Systems UK Limited Aircraft landing gear assembly
EP3263449B1 (en) 2016-07-01 2018-08-29 Safran Landing Systems UK Limited Aircraft landing gear
US10259568B2 (en) 2016-12-14 2019-04-16 Goodrich Corporation Non-jamming shrink latch assembly for retractable aircraft landing gear
US10384767B2 (en) 2017-01-25 2019-08-20 The Boeing Company Single axle, semi-levered landing gear with shortening mechanism
US10766608B2 (en) 2017-02-28 2020-09-08 The Boeing Company Aircraft landing gear having a retract actuator, aircraft including the same, and related methods
US10800516B2 (en) 2017-06-02 2020-10-13 The Boeing Company Semi-levered shrink landing gear
US10933983B2 (en) 2017-08-01 2021-03-02 Safran Landing Systems Canada Inc. Upper torque link central latch mechanism
US10974819B2 (en) 2017-12-15 2021-04-13 Goodrich Corporation Latch assembly for shock strut

Also Published As

Publication number Publication date
US20190270513A1 (en) 2019-09-05
JP7072370B2 (ja) 2022-05-20
ES2764166T3 (es) 2020-06-02
EP3354564B1 (en) 2019-10-30
JP2018118720A (ja) 2018-08-02
EP3354564A1 (en) 2018-08-01
US11136113B2 (en) 2021-10-05
EP3620375A1 (en) 2020-03-11
US20180208298A1 (en) 2018-07-26
CN108341048A (zh) 2018-07-31
AU2017268607B2 (en) 2022-10-20
CA2988558C (en) 2022-05-31
CA2988558A1 (en) 2018-07-25
US10384767B2 (en) 2019-08-20
AU2017268607A1 (en) 2018-08-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108341048B (zh) 具有缩短机构的单轴半摇臂式起落架
JP7120808B2 (ja) セミレバー式収縮着陸装置
US9205917B2 (en) Vertically retracting side articulating landing gear for aircraft
CN102985321B (zh) 带有可回缩翼端件的翼
US11235864B2 (en) Landing gear
US11407499B2 (en) Aircraft landing gear having a lever assembly, aircraft including the same, and related methods
EP0219724A1 (en) Main Landing gear with variable length drag brace
WO2006094145A9 (en) Landing gear with articulated length extension mechanism
US11427309B2 (en) Hinged truck assembly for aircraft landing gear
EP3611093B1 (en) Landing gear shrink link mechanism
CS207327B2 (en) Landing device with the retractable wheels
US12097950B2 (en) Retractable aircraft landing gear
GB2586824A (en) Landing gear assembly
CN117897335A (zh) 飞行器起落架组件

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 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