CN108502143B - 用于飞机的飞机起落架结构、飞机和相关方法 - Google Patents

用于飞机的飞机起落架结构、飞机和相关方法 Download PDF

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Abstract

根据本公开的飞机起落架结构包括支柱组件和操作地耦接到支柱组件的机轮组件。支柱组件包括上管状外壳和下管状外壳，该下管状外壳被配置成相对于上管状外壳纵向平移，使得支柱组件的总长度在扩展配置和缩回配置之间转变以在飞行期间进行存放。机轮组件包括枢转地耦接到上管状外壳的前向连杆和枢转地耦接到下管状外壳的转向架梁，使得下管状外壳相对于上管状外壳的平移引起前向连杆和转向架梁相对于彼此的枢转，从而使机轮组件的机轮相对于上管状外壳倾斜和/或升高。

Description

用于飞机的飞机起落架结构、飞机和相关方法
技术领域
本公开涉及飞机起落架。
背景技术
例如，具有大的发动机风扇直径、长机身、长机翼和专门的飞机下方有效载荷中的一个或多个的飞机在起飞期间可需要高起落架结构来为发动机提供离地间隙，并为尾部提供足够的间隙。当飞机在飞行中时，起落架结构通常储存在飞机的机身中对应的轮舱内。将较大的起落架结构集成到飞机中可对飞机施加昂贵的设计约束，并且还可增加重量，这进而要求飞机更多的燃料消耗。
飞机上的起落架结构通常采用油压支柱减震器，其中活塞压缩一体积，该体积包括可压缩气体和基本不可压缩液体。该体积包括由液体流过的小孔分隔开的两个室，使得整个结构提供了油压支柱减震器的振动的衰减和弹性减震两者。通常，这种起落架结构包括主配件(例如外管)、活塞(例如内管)和滑动管筒，因此包括三个管/筒。包括油压支柱减震器的起落架结构可在飞行期间被压缩到缩回配置中以存放在轮舱中。然而，实现缩回配置可能需要将可压缩气体压缩到不希望的高压。另外，此类起落架结构趋于沉重且复杂的，因此从飞机经济性、维护和制造角度来看产生潜在的缺点。
发明内容
根据本公开的飞机起落架结构包括支柱组件和操作地耦接到该支柱组件的杆组件。支柱组件包括操作地耦接到上管状外壳的下管状外壳，使得当支柱组件在扩展配置、压缩配置和缩回配置之间转变时，下管状外壳可相对于上管状外壳纵向平移。支柱组件还包括收缩机构，该收缩机构被配置成选择性地将支柱组件转变成缩回配置。杆组件包括枢转地耦接到上管状外壳的前向连杆和枢转地耦接到前向连杆和下管状外壳的转向架梁。当支柱组件在扩展配置和缩回配置之间转变时，下管状外壳相对于上管状外壳的纵向平移还引起前向连杆和转向架梁相对于彼此枢转。在一些示例中，前向连杆和转向架梁的枢转使飞机起落架结构的机轮组件相对于上管状外壳升高和/或倾斜。
相关方法包括提供根据本公开的飞机起落架结构和/或包括该飞机起落架结构的飞机，使支柱组件收缩到缩回配置，以及在飞行期间使飞机起落架缩回到飞机中以进行存放。在目前公开的方法中，将支柱组件收缩到缩回配置还引起杆组件的前向连杆和转向架梁相对于彼此枢转，由此相对于支柱组件的上管状外壳使机轮组件升高和/或倾斜。
附图说明
图1是示例性飞机的透视图。
图2是表示根据本公开的飞机起落架结构的示例的示意性黑色框图。
图3是表示根据本公开的飞机起落架结构的示例的示意性正视图。
图4是处于压缩配置的根据本公开的飞机起落架结构的示例的正视局部剖视图。
图5是处于扩展配置的图4的飞机起落架结构的正视局部剖视图。
图6是处于缩回配置的图4的飞机起落架结构的正视局部剖视图。
图7是处于扩展配置的根据本公开的飞机起落架结构的示例的一部分的特写、透视、局部剖视图。
图8是处于压缩配置的根据本公开的飞机起落架结构的示例的一部分的特写、透视、局部剖视图。
图9是根据本公开的飞机起落架结构的示例的正视图。
图10是处于地面配置的根据本公开的用于飞机起落架结构的缩回致动器的示例的透视图。
图11是处于存放配置的图10的缩回致动器的透视图。
图12是示意性地表示根据本公开的缩回支柱组件以用于存放飞机起落架的方法的流程图。
图13是示意性表示飞机生产和保养方法的流程图。
图14是示意性表示飞机的框图。
具体实施方式
总体上，在附图中，可能包括在给定示例中的元件以实线示出，而对于给定示例可选的元件以虚线示出。然而，以实线示出的元件对于本公开的所有示例不是必需的，并且在不偏离本公开的范围的情况下，可从具体示例中省略以实线示出的元件。
图1是根据本公开包括支柱组件100的示例性飞机10的图示。飞机10通常可用于运送人员和/或货物。如图1所示，飞机10通常包括机身12和可操作地耦接到机身12的机翼组件14。机身12和/或机翼组件14限定一个或多个轮舱16(和/或起落架储存舱和/或机轮储存舱)，该轮舱可操作地耦接到对应的起落架结构18并且/或者被配置成接收对应的起落架结构。起落架结构18可包括通过支柱组件100和/或杆组件21可操作地耦接到机身12和/或机翼组件14的机轮组件20。在飞机10的一些示例中，轮舱16的体积可被最小化，以便最大化机身中可用于容纳乘客、货物和结构部件的体积，并且优化飞机10的空气动力特性。
图2-3是根据本公开的支柱组件100和飞机起落架结构18的说明性、非排它性示例的示意图。支柱组件100可形成起落架结构18(在本文中也被称为飞机起落架结构18)的一部分，该起落架结构通常还包括机轮组件20、杆组件21和收缩机构22。支柱组件100被配置成在长度上变化(例如，沿着图3中指示的纵向轴线24)，使得支柱组件100被配置成在压缩配置、扩展配置和缩回配置之间转变。在压缩配置中，支柱组件100具有响应于施加在支柱组件100上的压缩力的压缩长度(例如，当支柱组件100被诸如飞机10的飞机完全负重时)。在扩展配置中，支柱组件100具有扩展长度(例如，当支柱组件100未被飞机负重时)。并且在缩回配置中(例如，用于飞机起落架结构18存放在飞机轮舱(例如轮舱16)内)，支柱组件100具有小于扩展长度的缩回长度，以便于在飞行期间存放飞机起落架结构18。
尽管当飞机在地面上时来自飞机重量的压缩力导致支柱组件100转变到压缩配置，并且移除压缩力引起支柱组件100转变到扩展配置，但是收缩机构22被配置成将支柱组件100从扩展配置转变到缩回配置(其也可被称为收缩配置)。压缩长度和缩回长度小于扩展长度，并且全部沿着支柱组件100的纵向轴线24进行限定。因为在起飞之后(例如，当不存在来自飞机的重量的压缩力时)，支柱组件100的长度被配置成缩短(或“收缩”)，所以支柱组件100和/或起落架结构18可被配置成使得飞机10可在不增大轮舱16的尺寸的情况下容纳较长的起落架结构18。
如图3所示，支柱组件100包括上管状外壳26和下管状外壳28，下管状外壳可操作地耦接到上管状外壳26，使得下管状外壳28被配置成相对于上管状外壳26纵向平移(例如由箭头30指示的沿着纵向轴线24移动)。下管状外壳28被配置成在当支柱组件100处于压缩配置时的压缩位置和当支柱组件100处于扩展配置时的扩展位置之间平移。下管状外壳28进一步被配置成当支杆组件100处于缩回配置时选择性地且纵向地平移到缩回位置。上管状外壳26可耦接到飞机的机身。
收缩机构22至少部分地容纳在上管状外壳26和/或下管状外壳28内，并且被配置成相对于上管状外壳26选择性地且纵向地平移下管状外壳28，由此使支柱组件100选择性地在扩展配置和缩回配置之间转变。在一些示例中，收缩机构22完全定位在上管状外壳26和/或下管状外壳28内，这与处于支柱组件外部的现有技术机构相反。在一些示例中，与液压或气动收缩机构不同，收缩机构22是支柱组件100的部件之间的机械(例如物理)连杆。除此之外或可替换地，在一些示例中，支柱组件100被配置成使得通过缩回致动器32对收缩机构22的激活(也称为“致动”)还通过杆组件21的前向连杆36和转向架梁(truck beam)34引起机轮组件20相对于上管状外壳26的升高或倾斜。除此之外或可替换地，在一些示例中，支柱组件100被配置成使得缩回致动器32的致动被配置成收缩支柱组件100(例如，缩短支柱组件100的长度，从而将支柱组件100转变为缩回配置)并且还将支柱组件100缩回到飞机的轮舱中。根据本公开的飞机起落架结构18可仅包括这些特征中的一个，可包括这些特征中的两个的任意组合，或者可包括这些特征中的全部三个。下面将进一步详细解释这些概念中的每一个。
首先转到具有机械收缩机构22的支柱组件100的示例，支柱组件100可包括上隔板38，上隔板由上管状外壳26支撑，并且被配置成在下部位置和上部位置之间相对于上管状外壳26选择性地且纵向地平移。当支柱组件100处于压缩配置和扩展配置时，上隔板38处于下部位置，并且当支柱组件100处于缩回配置时，上隔板38处于上部位置。支柱组件100还可包括相对于下管状外壳28固定并由下管状外壳支撑的下隔板40，其中在上管状外壳26和下管状外壳28内在上隔板38和下隔板40之间可形成压力室42。收缩机构22可包括上隔板38。例如，通过上隔板38和下管状外壳28之间的机械(例如物理)连杆，上隔板38到上部位置的平移可机械地引起下管状外壳28到缩回位置的平移。在一些示例中，上隔板38到上部位置的平移机械地引起第三管状构件44和第三管状构件止动件46的纵向平移，同时第三管状构件止动件46与固定在下管状外壳28内的内管止动件48接触，由此引起内管止动件48和下管状外壳28相对于上管状外壳26的平移，直到下管状外壳28处于缩回位置。
在其中收缩机构22的激活也引起机轮组件20相对于上管状外壳26升高和/或倾斜的支柱组件100的示例中，机轮组件20通过杆组件21(例如，转向架梁34和前向连杆36)可操作地耦接到支柱组件100。例如，在一些示例中，前向连杆36通过第一连杆枢转接头50枢转地耦接到上管状外壳26。前向连杆36还包括第二连杆枢转接头52，以将前向连杆36枢转地耦接到转向架梁34。在这些示例中，诸如通过中间枢转接头54，转向架梁34进一步枢转地耦接到下管状外壳28，并且转向架梁34相对于机轮组件20的轮毂56枢转地耦接。例如，转向架梁34可枢转地耦接到轮毂56、机轮组件20的轮轴55和/或机轮组件20的任何其它部件。机轮组件20因此可通过前向连杆36(例如，通过将前向连杆36耦接到上管状外壳26的第一连杆枢转接头50)和转向架梁34(例如，通过将转向架梁34耦接到下管状外壳28的中间枢转接头54)而可操作地耦接到支柱组件100的上管状外壳26和/或下管状外壳28。如本文所使用的，当这些部件相对于彼此可移动地耦接，使得部件可相对于彼此枢转并且也耦接在一起时，两个部件被认为是“枢转地耦接”到彼此。
以这种方式，转向架梁34可相对于支柱组件100耦接，使得下管状外壳28相对于上管状外壳26的纵向平移引起前向连杆36和转向架梁34相对于彼此枢转。换句话说，在根据本公开的一些飞机起落架结构18中，当支柱组件100转变到缩回配置(例如收缩)并且下管状外壳28相对于上管状外壳26纵向平移时，转向架梁34的至少一部分也通过耦接到下管状外壳28而相对于上管状外壳26纵向平移。因此，转向架梁34和下管状外壳28相对于上管状外壳26的这种平移引起转向架梁34相对于前向连杆36枢转，使得当支柱组件100在各个配置之间转变时枢转角60在两个部件之间变化。在一些示例中，转向架梁34相对于前向连杆36的这种枢转引起机轮组件20的升高和/或倾斜，由此减小飞机起落架结构18的总长度以在飞行(例如，缩回)期间进行存放。
在支柱组件100的示例中，其中缩回致动器32收缩支柱组件100(例如，将支柱组件100从扩展配置转变到缩回配置，从而缩短支柱组件100的总长度)，并且在飞行期间将支柱组件100缩回到飞机中以进行存放(例如，将支柱组件100旋转到飞机的轮舱中用于飞行)，缩回致动器32可机械地联接(其也可称为物理地联接或“从动(slaved)”)到收缩机构22，使得缩回支柱组件100的缩回致动器32的致动还引起收缩机构22的激活，以将支柱组件100转变到缩回配置。在其它示例中，支柱组件100可包括将飞机起落架结构18缩回到飞机中的缩回致动器32，以及被配置成激活收缩机构22并且收缩支柱组件100的单独的收缩致动器33。一些示例包括缩回机构166，缩回机构与缩回致动器32一起作用以缩回飞机起落架结构18。
在一些示例中，收缩机构22至少部分地定位在上管状外壳26和/或下管状外壳28内，使得其至少部分地与支柱组件100外部的环境隔离开。与具有用于收缩支柱组件和/或升高机轮的外部机构的现有技术起落架结构相比，目前公开的飞机起落架结构18可更简单和/或更耐疲劳、损坏和/或磨损。收缩机构22在一些示例中包括锁定连杆组件106。
在一些示例中，支柱组件100在支柱组件100处于扩展配置和缩回配置中时在压力室42内具有扩展压力，并且在支柱组件100处于压缩配置时在压力室42内具有压缩压力。诸如由于压力室42内的支柱气体的压缩，压缩压力大于扩展压力。在一些示例中，当支柱组件100处于缩回配置时的压力室42内的缩回压力基本上等于扩展压力(例如，当支柱组件100转变到缩回配置时，在压力室42内基本上没有支柱流体或气体的压缩)。此外，在这些示例中，压力室42在支柱组件100处于扩展配置和缩回配置时具有第一内部体积，并且在支柱组件100处于压缩配置时具有第二内部体积，其中，第一内部体积大于第二内部体积。
在一些示例中，支柱组件100还包括计量销62，计量销耦接到下隔板40或与下隔板一体形成，使得其从下隔板40朝向上隔板38纵向延伸，并且使得其被配置成通过形成在孔口支撑管45(其是第三管状构件44的示例)的孔口板66中的孔口64被接收。当支柱组件100在扩展配置与压缩配置之间转变时，计量销62被配置成通过孔口64并且相对于孔口纵向平移。在其中支柱组件100是油压支柱组件(其也可被称为气-油支柱组件)的示例中，压力室42包含上隔板38和下隔板40之间的支柱流体(例如支柱油)和/或支柱气体，使得当支柱组件100在配置之间转变时，计量销62计量或控制通过孔口64的支柱流体的流量。在这些示例中，孔口板66和计量销62定位在压力室42内。
尽管图3和本文描述的示例将上管状外壳26图示为外管状外壳，并且将下管状外壳28图示为内管状外壳(例如，下管状外壳28在上管状外壳26内或邻近上管状外壳的内表面86纵向平移)，同样在本公开的范围内的是，外壳相反布置，使得下管状外壳28是外管状外壳，并且上管状外壳26是内管状外壳，使得下管状外壳28将在上管状外壳26外部或邻近上管状外壳的外壁87纵向平移。
在一些示例中，支柱组件100包括反冲室58和定位在压力室42和反冲室58之间的反冲阀59。例如，一个或多个反冲室58可限定在上管状外壳26和下管状外壳28之间。当支柱组件100在压缩配置与扩展配置之间转变时，反冲阀59可被配置成调节压力室42与反冲室58之间的支柱液体的流动。除此之外或可替换地，当支柱组件100在缩回配置与扩展配置之间转变时，反冲阀59可被配置成选择性地防止支柱液体在压力室42与反冲室58之间的流动。
现在转向图4-11，示出了飞机起落架结构18的说明性的非排它性示例。在适当的情况下，来自图2-3的示意图的附图标记用于表示图4-11中的对应部分；然而，图4-11的示例是非排它性的，并且不将飞机起落架结构18限制为所示实施例。也就是说，飞机起落架结构18不限于所示图4-11的具体实施例，并且可包含在图2-3的示意图和/或图4-11的实施例中说明或参考其说明的飞机起落架结构18的任何数量的各种方面、配置、特征、特性等，以及其变型，而不需要包括所有这些方面、配置、特征、特性等。为了简洁起见，每个先前讨论的部件、零件、部分，方面、区域等或其变体可不相对于每个实施例或示意图再次被讨论、图示和/或标记，然而，其在本公开的范围内，先前讨论的特征、变体等可与其它实施例一起使用。
图4-6示出了处于压缩配置(图4)、扩展配置(图5)和缩回配置(图6)的飞机起落架结构70(其是飞机起落架结构18的示例)。飞机起落架结构70包括被配置成将支柱组件71(其是支柱组件100的示例)从扩展配置转变(例如，收缩)到缩回配置的机械(而不是气动或液压)收缩机构23(其是收缩机构22的示例)。同样，飞机起落架结构70在被飞机负重时(例如，当飞机在地面上时)处于图4的压缩配置，并且在重量被移除时(例如，当飞机在空中时)处于图5的扩展配置。在可以是静态压缩配置的压缩配置中，大部分下管状外壳28定位在上管状外壳26内，其中大部分计量销62定位在孔口支撑管45内，并且大部分孔口支撑管45定位在下管状外壳28内。在扩展配置中，下管状外壳28纵向平移，使得其部分地在上管状外壳26的外部(例如，在上管状外壳下方并且不包含在上管状外壳内)，大部分计量销62在孔口支撑管45的外部(例如，在孔口支撑管下方并且不包含在孔口支撑管内)，并且大部分孔口支撑管45不包含在下管状外壳28内。
支柱组件71或飞机起落架结构70包括上隔板38，上隔板由上管状外壳26支撑，并且被配置成在下部位置(图4和图5)和上部位置(图6)之间相对于上管状外壳26选择性地且纵向地平移。当支柱组件71处于压缩配置和扩展配置时，上隔板38处于下部位置，并且当支柱组件71处于缩回配置时，上隔板38处于上部位置。通过上隔板38和下管状外壳28之间的机械(例如物理)联接，上隔板38平移到上部位置机械地引起下管状外壳28平移到缩回位置。以这种方式，收缩机构23包括上隔板38。
更具体地，上隔板38向上部位置平移机械地引起孔口支撑管45(或其它的第三管状构件44)和孔口板凸缘47(其是第三管状构件止动件46的示例)的纵向平移，而孔口板凸缘47接触固定在下管状外壳28内的内管止动件48，并且引起内管止动件的纵向平移。由此，通过孔口板凸缘47(或其它第三管状构件止动件46)在内管止动件48上拉起引起下管状外壳28相对于上管状外壳26的平移，直到下管状外壳28处于图6所示的缩回位置。图7示出了处于图5的扩展位置的飞机起落架结构70的一部分的特写视图，该特写视图更清楚地示出了处于下部位置的上隔板38，其中孔口板凸缘47与下管状外壳28的内管止动件48接触。当上隔板38移动到图6的上部位置时，上隔板38相对于上管状外壳26的这样的平移引起孔口支撑管45和孔口板凸缘47相对于上管状外壳26的对应平移(因为两者都固定到上隔板38)。由于孔口板凸缘47位于内管止动件48下方，并且由于内管止动件48相对于下管状外壳28固定，所以当孔口板凸缘47向上平移(例如在上隔板38的方向上)时，其在内管止动件48的下侧68上拉起，由此在下管状外壳28上拉起并且引起下管状外壳28相对于上管状外壳26纵向平移。下管状外壳28的这种纵向平移使其在上管状外壳26内部移动地更远(尽管在其它示例中，该布置可颠倒，使得上管状外壳26部分地在下管状外壳28内，而不是如所示反之亦然)，由此减小支柱组件71的整体高度(例如，收缩支柱组件71)，并且将支柱组件71转变到图6所示的缩回配置。内管止动件48也可被配置成限制下管状外壳28相对于上管状外壳26的纵向平移，诸如在支柱组件71延伸到扩展配置时通过防止上管状外壳26与下管状外壳28完全分离而限制下管状外壳相对于上管状外壳的纵向平移。
在图4的压缩配置中，支柱组件71具有压缩长度72，在图5的扩展配置中，支柱组件71具有扩展长度74，并且在图6的缩回配置中，支柱组件71具有缩回长度76。压缩长度72和缩回长度76小于扩展长度74。在一些示例中，压缩长度72小于缩回长度76，但是在其它示例中，压缩长度72和缩回长度76可大致彼此相等，或者缩回长度76甚至可小于压缩长度72。在一些示例中，扩展长度74比缩回长度76大1.1-1.5倍。除此之外或可替换地，扩展长度74和缩回长度76之间的差值可在0-5英寸、5-10英寸、5-15英寸、10-25英寸、10-20英寸、10-15英寸、15-25英寸、15-20英寸和/或20-25英寸的范围内。
在该示例中，支柱组件71还包括相对于下管状外壳28固定并且由下管状外壳支撑的下隔板40，使得压力室42形成在上隔板38和下隔板40之间，并且在上管状外壳26和下管状外壳28内。压力室42通常包含支柱流体和/或支柱气体，诸如在支柱组件71是油压支柱组件的示例中。例如，上隔板38在上管状外壳26内形成气体密封部82，从而基本上防止支柱流体和/或支柱气体在上隔板38处离开压力室42。气体密封部82可以是形成在上隔板38的外表面84与上管状外壳26的内表面86之间的动态气体密封部(例如，是可移动的，因为上隔板38在上部位置与下部位置之间移动)。
孔口板66(在图7中最佳可见)和计量销62定位在压力室42内，使得当支柱组件71在压缩配置和扩展配置之间转变时，支柱流体可通过孔口板66的孔口64，其中计量销62限制流体流过孔口64的速度。在一些示例中，压力室42内的一定质量的支柱气体在支柱组件71处于压缩配置时具有压缩压力，在支柱组件71处于扩展配置时具有扩展压力，并且在支柱组件71处于缩回配置时具有缩回压力。通常，压缩压力大于扩展压力和缩回压力。在一些示例中，支柱组件71被配置成在不使用传感器或反馈数据的情况下在压缩配置、扩展配置和缩回配置之间转变。
第三管状构件44(例如孔口支撑管45)从第一端部区域78纵向地延伸到第二端部区域80，其中第三管状构件44在第一端部区域78内耦接到上隔板38，使得第三管状构件44相对于上隔板38固定。在一些示例中，第三管状构件44大致为柱形，但是其它形状也在本公开的范围内。如图7中最佳地看到，第三管状构件44可包括从外支撑管壁90到内支撑管壁92穿过其形成的多个镗孔88。内支撑管壁92限定第三管状构件44的内部体积94，当随着支柱组件71在配置之间转变支柱流体和/或支柱气体穿过镗孔88和孔口64时，支柱流体和/或支柱气体可通过该内部体积流动。在一些示例中，镗孔88可形成为穿过第三管状构件44的壁，使得每个相应的镗孔具有与纵向轴线24正交的相应的镗孔轴线96。在一些示例中，孔口64的平面与纵向轴线24相交。第三管状构件44通常是基本上刚性的，使得孔口板66和第三管状构件止动件46(例如，孔口板凸缘47)相对于该管状构件44的第一端部区域78并且因此相对于上隔板38固定(但是第三管状构件止动件46可定位和/或固定在第三管状构件44的第二端部区域80内)。孔口板66和第三管状构件止动件46通常相对于彼此固定，使得当上隔板38在上部位置和下部位置之间移动时，第三管状构件44、孔口板66和第三管状构件止动件46作为一个整体一起移动，由此引起第三管状构件44相对于上管状外壳26平移。
在一些示例中，第三管状构件44、孔口板66和第三管状构件止动件46可彼此一体地形成，或者可以是耦接在一起的单独部件。例如，如图7中最佳地看到，孔口板凸缘47的内表面98可耦接到外支撑管壁90。孔口板凸缘47的外表面101可与下管状外壳28(例如，下管状外壳28的内壁102)接合。在该示例中，内管止动件48在下管状外壳28的上端部区域104中耦接到下管状外壳28的内壁102，使得当下管状外壳28相对于上管状外壳26最大程度地延伸(例如，处于图5的扩展配置)时，孔口板凸缘47和内管止动件48彼此接合。
在图4-7的示例中，第三管状构件44的第二端部区域80定位在下管状外壳28内，其中当支柱组件71在压缩配置(图4)和扩展配置(图5)之间转变时，下管状外壳28相对于第三管状构件44纵向地平移。在图4的压缩配置中，大部分第三管状构件44定位在下管状外壳28内，而在图5的扩展配置中，大部分第三管状构件44定位在下管状外壳28的外部(例如上方)并且在上管状外壳26内，但是第二端部区域80保持在下管状外壳28内，即使在扩展配置中也是如此。
在一些示例中，并且如图4-6所示，收缩机构23可包括锁定连杆组件106。在一些示例中，锁定连杆组件106包括枢转地耦接到彼此的上连杆108和下连杆110。在图4-6所示的示例中，下连杆110枢转地耦接到上隔板38。锁定连杆组件106被配置成在加长配置和缩短配置之间转变。当支柱组件71处于压缩配置(图4)和扩展配置(图5)时，锁定连杆组件106处于加长配置，并且当支柱组件71处于缩回配置时(图6)，锁定连杆组件106处于缩短配置。
锁定连杆组件106可以是双稳态机构，使得其具有上连杆108和下连杆110相对于彼此的两个稳定位置。例如，如图所示，在加长配置(图4-5)中，上连杆108和下连杆110可被偏心地保持。在缩短配置中(图6)，上连杆108和下连杆110不被偏心地保持，而是相对于彼此枢转，使得相比于加长配置，锁定连杆组件106的总长度在缩短配置中减小。另外，将锁定连杆组件106转变成缩短配置将下连杆110相对于上管状外壳26纵向地平移(例如升高)。在加长配置中，锁定连杆组件106被配置成承受来自飞机重量的力，该力通过下管状构件28、下隔板40和上隔板38被传递到锁定连杆组件106，使得当支柱组件71处于压缩配置时(图4)，锁定连杆组件106保持在加长配置中。换句话说，当支柱组件71处于压缩配置并且锁定连杆组件106处于加长配置时，锁定连杆组件106可被配置成防止上隔板38远离下隔板40纵向平移，使得当支柱组件71处于图4的压缩配置时，上隔板38相对于上管状外壳26和下隔板40基本上固定在适当位置。
因为在该示例中锁定连杆组件106通过下连杆110耦接到上隔板38，所以将锁定连杆组件106转变到缩短配置(图6)引起上隔板38相对于上管状外壳26的纵向平移，使得当下连杆110相对于上管状外壳26纵向平移(例如，升高)时，上隔板38移动到其上部位置。在一个示例中，将锁定连杆组件106转变到缩短配置引起下连杆110纵向平移第一距离，并且引起下管状外壳28对应地纵向平移第二距离。在一些示例中，第一距离和第二距离可基本上彼此相等。
收缩机构23可由缩回致动器(例如，缩回致动器32)(其示例在图9-11中示出)或由单独的收缩致动器33(图2)致动或接合。例如，如图10-11中最佳地看到，锁定连杆组件106的上连杆108可耦接到缩回致动器32(或收缩致动器33)，使得选择性致动缩回致动器32(或收缩致动器33)使锁定连杆组件106在加长配置和缩短配置之间转变(由此通过收缩机构23选择性地收缩支柱组件71)。在其它示例中，锁定连杆组件106的下连杆110可耦接到缩回致动器32(或收缩致动器33)，使得选择性致动缩回致动器32(或收缩致动器33)使锁定连杆组件106在加长配置和缩短配置之间转变。
在一些示例中，上连杆108诸如通过上销116枢转地耦接到飞机的固定结构。在一些示例中，顶销118将上连杆108枢转地耦接到下连杆110，并且下销120将下连杆110枢转地耦接到支柱组件71(例如，耦接到上隔板38)。在其它示例中，上连杆108和下连杆110可通过其它机构耦接，并且/或者锁定连杆组件106可通过其它机构耦接到上隔板38。除此之外或可替换地，锁定连杆组件106可包括附加的连杆、连接件和/或部件。
一些支柱组件100(例如，支柱组件71)可包括在上管状外壳26和下管状外壳28之间的轴承，诸如上轴承122(在图7中最佳地看到)和下轴承124(在图5中最佳地看到)。上轴承122和下轴承124可径向地将上管状外壳26与下管状外壳28分开，并且便于下管状外壳28相对于上管状外壳26纵向平移(例如，当支柱组件100在扩展配置和压缩配置之间，或者在扩展配置和缩回配置之间转变时)。在一些示例中，上轴承122和下轴承124纵向地间隔开，使得反冲室58被限定在其间。
如图8中最佳地看到(其是如图4所示的处于压缩配置的支柱组件71的局部特写)，支柱组件71可包括搁架126，用于定位和限制下隔板40相对于下管状外壳28的纵向移动。例如，搁架126可被配置成接合下隔板40的下侧部分128，其中下侧部分128与下隔板40的面向上隔板38的上部部分130相对。以这种方式，无论支柱组件71处于扩展配置、压缩配置还是缩回配置，下隔板40都可相对于下管状外壳28基本上固定。
返回到图4-6，目前公开的飞机起落架结构18可包括相应的杆组件21，该杆组件可操作地耦接到支柱组件100，并且还可诸如通过轮轴55可操作地耦接到机轮组件20。在一些示例中，下管状外壳28直接耦接到机轮组件20和/或杆组件21。其它示例中，下管状外壳28通过一个或多个中间构件(例如转向架梁34)可操作地耦接到机轮组件20和/或杆组件21。
在飞机起落架结构70的示例中，前向连杆36通过第一连杆枢转接头50枢转地耦接到上管状外壳26，并且通过第二连杆枢转接头52枢转地耦接到转向架梁34。转向架梁34进一步耦接到下管状外壳28并且相对于轮毂56耦接(例如，转向架梁34可耦接到轮毂56、机轮组件20的轮轴55和/或机轮组件20的另一个部件)。以这种方式，转向架梁34相对于支柱组件71耦接，使得下管状外壳28相对于上管状外壳26的纵向平移引起前向连杆36和转向架梁34相对于彼此枢转。例如，相比于在支柱组件71处于扩展配置(图5)或缩回配置(图6)时，当支柱组件71处于压缩配置(图4)时，前向连杆36和转向架梁34相对于彼此不同地布置。例如，如图所示，枢转角60在支柱组件71处于压缩配置时是锐角，并且在支柱组件71处于扩展配置时是钝角。这并不意在限制转向架梁34和前向连杆36之间的布置(例如，支柱组件100或飞机起落架结构18的所有示例都不需要具有该布置)，而是意在描述前向连杆36和转向架梁34在支柱组件71在配置之间转变时相对于彼此枢转。
收缩机构23(如上所述，其可包括锁定连杆组件106和机械地耦接到下管状外壳28的上隔板38，或者可以是不同的机构)被配置成相对于上管状外壳26选择性地并且纵向地平移下管状外壳28，在该示例中，这引起前向连杆36相对于转向架梁34枢转。换句话说，在该示例中，收缩支柱组件71(例如，将下管状外壳28相对于上管状外壳26纵向移动到图6的缩回配置)也引起杆组件21升高和/或倾斜轮毂56。
在该示例中，当下管状外壳28相对于上管状外壳26纵向平移时，中间枢转接头54(其将转向架梁34枢转地耦接到下管状外壳28)相对于上管状外壳26纵向平移。转向架梁34诸如通过转向架枢转点132枢转地耦接到前向连杆36的第二连杆枢转接头52，转向架枢转点可定位在转向架梁34的前端区域134内。在一些示例中，转向架梁34在后端区域136内相对于轮毂56枢转地耦接，其中后端区域136与前端区域134相对。在该示例中，中间枢转接头54定位在转向架梁34的后端区域136和前端区域134之间。类似地，第一连杆枢转接头50可定位在前向连杆36的第一端部区域138内，并且第二连杆枢转接头52可定位在前向连杆36的第二端部区域140内，但是其它布置也也在本公开的范围内。
为了描述前向连杆36和转向架梁34的相对运动，枢转角60可限定在第一线142和第二线144的交点处(图4所示)，其中枢转角60的顶点朝向下管状外壳28打开，如附图中所指示的。第一线142与第一连杆枢转接头50和第二连杆枢转接头52的中心点相交，并且第二线144与转向架枢转点132和轮轴55的中心点相交。杆组件21被配置成使得下管状外壳28相对于上管状外壳26的纵向平移引起枢转角60改变(例如，根据支柱组件71被缩短还是加长而增大或减小)。当枢转角60减小时(例如，当支柱组件71诸如通过收缩机构23或其它收缩机构22缩短时)，前向连杆36和转向架梁34由于其分别与上管状外壳26和下管状外壳28连接而倾斜。在一些示例中，下管状外壳28相对于上管状外壳26的纵向平移引起转向架梁34的后端区域136相对于上管状外壳26的更大的相应的纵向平移(例如，由于杆组件21的倾斜)。例如，在一些示例中，后端区域136相对于上管状外壳26的纵向平移比下管状外壳28相对于上管状外壳26的对应的相应纵向平移大至少1.25倍、至少1.5倍、至少1.75倍、至少2倍、至少2.5倍、至少3倍和/或至少5倍。换句话说，处于扩展配置(图5)的飞机起落架结构70的总长度146与处于缩回配置(图6)的飞机起落架结构70的总长度147之间的差值限定的缩短长度可大于处于扩展配置中的支柱组件71的扩展长度74与处于缩回配置的支柱组件71的缩回长度76之间的差值。
下管状外壳28可包括从下管状外壳28延伸的一个或多个下管状外壳叉状件148。下管状外壳叉状件148可朝向飞机的前端成角度，使得在支柱组件71的任何配置中，转向架梁34不接触上管状外壳26。转向架梁34可诸如通过中间枢转接头54枢转地耦接到下管状外壳叉状件148，但是在其它示例中，转向架梁34可枢转地耦接到下管状外壳28的另一个部分。在一些示例中，下管状外壳叉状件148可枢转地耦接到相对于轮毂56和/或制动器外壳枢转地耦接的制动杆150。杆组件21在一些示例中可被称为“半杆的(semi-levered)”。机轮组件20被示为单轮轴机轮组件，但是其它示例可包括附加的轮轴55和/或一个或多个轮毂56。
尽管在图4-6中示出了根据本公开的具有杆组件21的支柱组件71，但是在飞机起落架结构的其它示例中，包含更多或更少连杆的不同类型的杆组件可与根据本公开的支柱组件结合(例如，具有收缩机构22和/或收缩机构23的支柱组件100)。
现在转向图9-11，飞机起落架结构152(其是飞机起落架结构18的示例)包括支柱组件154、杆组件21和还用作收缩致动器33的缩回致动器32。支柱组件154可以是任何支柱组件，诸如支柱组件100、支柱组件71或不同的支柱组件。除此之外或可替换地，飞机起落架结构152可包括将支柱组件154耦接到机轮组件20的任何组件(例如，杆组件21或不同的组件)。
缩回致动器32被配置成使支柱组件154在扩展配置和缩回配置之间转变。另外，缩回致动器32被配置成在飞行期间将飞机起落架结构152缩回到飞机中以进行存放。以这种方式，与现有技术的起落架结构相比，单个致动器(例如，缩回致动器32)被配置成收缩支柱组件154并且还缩回飞机起落架结构152，所述现有技术的起落架结构对于这两个不同的功能利用分离的致动器。
在飞机起落架结构152的示例中，缩回致动器32从动于(be slaved to)收缩机构(例如收缩机构22)，该收缩机构被配置成将支柱组件154从扩展配置收缩到缩回配置，使得收缩机构22和缩回致动器32机械地联接。换句话说，缩回致动器32的致动通过二者之间的物理联接直接引起收缩机构22的致动。另外，缩回致动器32的致动引起杆组件21的转向架梁34相对于支柱组件154倾斜，由此相对于支柱组件154的上管状外壳26升高飞机起落架结构152的轮毂56。
图10-11示出了耦接到包括锁定连杆组件106的收缩机构22的缩回致动器32的特写局部剖视图，但是在其它示例中，缩回致动器32可机械地联接到不同的收缩机构22。缩回致动器32被配置成在存放配置(图11)和地面配置(图10)之间转变，在该存放配置中，飞机起落架结构152缩回到飞机中以用于存放，在该地面配置中，飞机起落架结构152定位在飞机的轮舱的外部。在图10-11的示例中，驱动连杆156通过缩回机构166将锁定连杆组件106耦接至缩回致动器32。在一些示例中，锁定连杆组件106的上连杆108耦接到缩回机构166。除此之外或可替换地，在一些示例中，锁定连杆组件106的下连杆110耦接到缩回机构166。在图10-11的示例中，驱动连杆156将缩回机构166耦接到上连杆108(但是在其它示例中，除此之外或可替换地，驱动连杆156可耦接到下连杆110或收缩机构22的另一个部件)。以这种方式，缩回致动器32的致动使其在存放配置和地面配置之间转变，并且相对于飞机和/或相对于上管状外壳(例如，上管状外壳26，但是为了清楚起见，在图10-11中未示出上管状外壳)移动驱动连杆156，由此引起锁定连杆组件106从加长配置(图10)转变到缩短配置(图11)。锁定连杆组件106的这种缩短升高上隔板38并且收缩支柱组件(例如，支柱组件154)。
如图10-11所示，上连杆108诸如通过上销116可枢转地耦接到飞机的固定结构158(但是为了清楚起见未示出飞机的其余部分)。顶销118在飞机起落架结构152中将上连杆108和下连杆110枢转地耦接在一起，并且下销120将下连杆110枢转地耦接到支柱组件154的上隔板38。在一些示例中，如图所示，驱动连杆156在顶销118附近耦接到锁定连杆组件106，但是其它布置和位置也在本公开的范围内。驱动连杆156可包括第一驱动连杆端部区域160和与第一驱动连杆端部区域160相对的第二驱动连杆端部区域162。在一些示例中，驱动连杆156在第一驱动连杆端部区域160内枢转地耦接到缩回机构166，并且在第二驱动连杆端部区域162内枢转地耦接到锁定连杆组件106(例如下连杆110)。
在一些示例中，当其在存放配置和地面配置之间转变时，缩回机构166围绕缩回轴线164枢转。在一些示例中，围绕缩回轴线164的这种枢转引起驱动连杆156相对于缩回轴线164平移。在一些示例中，驱动连杆156的这种平移致动收缩机构22，由此将支杆组件154转变到缩回配置。以这种方式，缩回致动器32通过缩回机构166使飞机起落架结构152缩回到飞机中。在一些示例中，缩回致动器32的延伸导致缩回机构166围绕缩回轴线164枢转(例如，将缩回致动器32转变到存放配置)。缩回机构166可直接或通过一个或多个联接构件耦接到支柱组件154和/或飞机本身。例如，缩回机构166的一个端部区域168可耦接到上管状外壳26，而缩回机构166的相对的端部区域170可耦接到缩回致动器32。在一些示例中，缩回轴线164可横向于支柱组件154的纵向轴线24(如图10所示)。在一些示例中，缩回机构166包括步进梁(walking beam)。缩回致动器32和/或缩回机构166可包括任何合适类型的致动器或机构，诸如液压致动器、钟形物/曲柄，或任何其它合适类型的致动器或机构。
图12示意性地提供了表示根据本公开的用于在飞行期间将支柱组件(例如，支柱组件100)和/或飞机起落架结构(例如，飞机起落架结构18)缩回到飞机(例如，飞机10)中以进行存放的方法200的说明性非排他性示例的流程图。在图12中，以虚线框示出一些步骤，该虚线框指示这些步骤可以是可选的或者可对应于根据本公开的方法的可选的型式。也就是说，并不是根据本公开的所有方法都需要包括以实心框示出的步骤。图12中所示的方法和步骤不是限制性的，并且其它方法和步骤在本公开的范围内，从而包括具有比所示步骤的数目更多或更少的方法，如从本文的讨论所理解的。
方法200通常包括在202处提供飞机和/或飞机起落架结构，在204处收缩飞机起落架结构的支柱组件，并且在206处缩回飞机起落架结构。在202处提供飞机和/或飞机起落架结构可包括提供具有本文公开的任何支柱组件的任何飞机起落架结构。这样的支柱组件和/或飞机起落架结构可安装在现有的飞机中(例如，可改装飞机)，或者可在制造时被提供用于在飞机内使用。目前公开的支柱组件和包括该支柱组件的飞机起落架结构可与它们将被使用在其中的飞机分开地提供，或者可与飞机一起提供。在202处提供飞机可包括为飞机提供多个支柱组件和/或飞机起落架结构，并且/或者可包括提供用于在飞机内使用的多个支柱组件和/或飞机起落架结构。
在204处收缩支柱组件通常包括减小支柱组件的总体长度，诸如通过将支柱组件从扩展配置转变到缩回配置。在一些示例中，在204处收缩支柱组件包括在208处使上隔板(例如，上隔板38)从下部位置纵向平移到上部位置，使得上隔板在纵向上平移机械地引起支柱组件的下管状外壳(例如，下管状外壳28)相对于支柱组件的上管状外壳(例如，上管状外壳26)平移，因此将支柱组件放置在缩回配置中。在一些具体示例中，在208处平移上隔板机械地引起第三管状构件(例如，第三管状构件44，其在一些示例中可以是孔口支撑管45)和对应的第三管状构件止动件(例如，第三管状构件止动件46，其在一些示例中可以是孔口板凸缘47)的纵向平移，同时第三管状构件止动件接触下管状外壳的内管止动件(例如，内管止动件48)并且引起内管止动件的纵向平移，从而引起下管状外壳平移到缩回位置。一般来讲，在218处飞机起飞(例如，一旦飞机在飞行中)之后执行在204处收缩支柱组件(例如，在208处平移上隔板)。
在206处缩回飞机起落架结构通常包括在飞行期间将飞机起落架缩回并且存放在飞机内，诸如存放在飞机的轮舱内、飞机内的起落架储存舱内和/或飞机内的机轮储存舱内。通过缩回致动器(例如，缩回致动器32)可执行在206处缩回飞机起落架结构。在一些方法200中，缩回致动器还致动在204处执行收缩支柱组件的收缩机构(例如，收缩机构22)。在一些示例中，在204处收缩支柱组件包括在210处致动收缩致动器(例如，收缩致动器33，其在一些示例中可以是与缩回致动器32相同的致动器)，从而在212处致动收缩机构以收缩支柱组件。
在一些示例中，在206处缩回飞机起落架结构可在204处收缩支柱组件之后执行，或者可与在204处收缩支柱组件大致同时(例如，并发地)执行。在一些示例中，在204处收缩支柱组件并且在206处缩回飞机起落架结构可同时或通过相同的过程、机构或致动器开始，但是在一些示例中，在完成飞机起落架结构的缩回之前可完成支柱组件的收缩。在206处缩回飞机起落架结构可包括以一些方法使缩回致动器围绕缩回轴线(例如，缩回轴线164)旋转。
在一些示例中，在204处收缩支柱组件包括相对于上管状外壳纵向平移支柱组件的下管状外壳，并且相对于杆组件的转向架梁(例如，转向架梁34)枢转杆组件的前向连杆(例如，杆组件21的前向连杆36)。以这种方式，在204处收缩支柱组件可包括在214处使转向架梁倾斜，并且/或者在216处相对于上管状外壳升高转向架梁。在214处使转向架梁倾斜并在216处升高转向架梁通常还导致机轮组件的机轮(例如，机轮组件20的轮毂56)与转向架梁一起升高。
一些方法200包括在220处将锁定连杆组件(例如，锁定连杆组件106)锁定在加长配置中，这在支柱组件处于扩展配置和压缩配置中时可将支柱组件的上隔板保持在其下部位置。在204处收缩支柱组件之前(或与其基本上同时)，锁定连杆组件可在222处解锁并转变到其缩短配置，由此将上隔板平移到其上部位置以将支柱组件移动到缩回配置。在一些方法200中，在222处解锁锁定连杆组件可以是在204处收缩支柱组件的一部分。
方法200可包括在224处将收缩机构机械地联接到缩回致动器，使得收缩机构机械地从动于缩回致动器，并且使得缩回致动器的致动引起收缩机构的致动。
现在转向图13-14，本公开的实施例可在如图13中所示的飞机制造和保养方法500以及在如图14中所示的飞机10的背景下进行描述。在预生产期间，示例性方法500可包括飞机10的规格和设计504以及材料采购506。在生产期间，发生飞机10的部件和子组件制造508和系统集成510。然后，飞机10可经过认证和交付512以便投入使用514。在使用中，飞机10被安排用于例行维护和保养516(其也可包括修改、重新配置、翻新等等)。
方法500的过程中的每一个可由系统集成商、第三方和/或运营商(例如，客户)执行或进行。为了描述的目的，系统集成商可包括但不限于任何数量的飞机制造商和主系统分包商；第三方可包括但不限于任何数量的供应者、分包商和供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务机构等等。
如图14所示，由示例性方法500生产的飞机10可包括具有多个系统520和内部522的机身518。高级系统520的示例包括推进系统524、电气系统526、液压系统528和环境系统530中的一个或多个。还可包括任何数量的其它系统。尽管示出了航空航天示例，但是本文公开的本发明的原理可应用于其他行业，诸如汽车行业。
在生产和保养方法500的阶段中的任何一个或多个期间可采用本文公开的设备和方法。例如，对应于生产过程508的部件或子组件可以类似于飞机10在使用中时生产的部件或子组件的方式制作或制造。另外，例如通过大大地加速飞机10的组装或降低飞机的成本，在生产阶段508和510期间可利用一个或多个设备实施例、方法实施例或其组合。类似地，当飞机10在使用中时(例如但不限于维护和保养516)，可利用设备实施例、方法实施例或其组合中的一个或多个。
在以下列举的段落中描述了根据本公开的发明主题的说明性的、非排它性的示例：
A1.一种用于飞机起落架结构的支柱组件，其中，支柱组件被配置成在当支柱组件被飞机负重时的压缩配置、当支柱组件未被飞机负重时的扩展配置和缩回配置之间转变，在所述压缩配置中，支柱组件具有压缩长度，在所述扩展配置中，支柱组件具有扩展长度，所述缩回配置用于将飞机起落架结构存放在飞机内，并且在所述缩回配置中，支柱组件具有缩回长度，其中，压缩长度和缩回长度小于扩展长度，其中，压缩长度、缩回长度和扩展长度沿着支柱组件的纵向轴线进行限定，并且其中，支柱组件包括：
上管状外壳；
上隔板，由上管状外壳支撑，并且被配置成在下部位置和上部位置之间相对于上管状外壳选择性地且纵向地平移，其中，当支柱组件处于压缩配置时并且当支柱组件处于扩展配置时，上隔板处于下部位置，并且其中，当支柱组件处于缩回配置时，上隔板处于上部位置；
下管状外壳，可操作地耦接到上管状外壳，并且被配置成相对于上管状外壳纵向平移；以及
下隔板，相对于下管状外壳固定并且由下管状外壳支撑，其中，下管状外壳被配置成在支柱组件处于压缩配置时的压缩位置与在支柱组件处于扩展配置时的扩展位置之间纵向平移，其中，下管状外壳进一步被配置成当支柱组件处于缩回配置时选择性地且纵向地平移到缩回位置，并且其中，支柱组件被配置成使得上隔板平移到上部位置机械地引起下管状外壳平移到缩回位置。
A1.1.根据段落A1所述的支柱组件，其中，支柱组件限定压力室，其中，当支柱组件处于扩展配置和缩回配置时，支柱组件在压力室内具有扩展压力，其中，当支柱组件处于压缩配置时，支柱组件在压力室内具有压缩压力，其中，压缩压力大于扩展压力，其中，当支柱组件处于扩展配置和处于缩回配置时，压力室具有第一内部体积，其中，当支柱组件处于压缩配置时，压力室具有第二内部体积，并且其中，第一内部体积大于第二内部体积。
A2.根据段落A1或A1.1所述的支柱组件，还包括从第一端部区域纵向地延伸到第二端部区域的第三管状构件，其中，第一端部区域耦接到上隔板，使得第三管状构件相对于上隔板基本上固定。
A2.1.根据段落A2所述的支柱组件，其中，第三管状构件包括孔口支撑管。
A3.根据段落A2或A2.1所述的支柱组件，其中，第三管状构件是基本上柱形的。
A4.根据段落A2-A3中任一段落所述的支柱组件，其中，第三管状构件包括形成在其中的多个镗孔，每个相应的镗孔从外支撑管壁延伸到内支撑管壁，其中，内支撑管壁限定第三管状构件的内部体积。
A4.1.根据段落A4所述的支柱组件，其中，多个镗孔中的每个相应的镗孔具有与支柱组件的纵向轴线大致正交的相应的镗孔轴线。
A4.2.根据段落A4或A4.1所述的支柱组件，其中，多个镗孔被配置成允许第三管状构件的内部体积内的流体离开第三管状构件。
A5.根据段落A2-A4.2中任一段落所述的支柱组件，其中，当支柱组件处于压缩配置时，至少大部分第三管状构件定位在下管状外壳内。
A6.根据段落A2-A5中任一段落所述的支柱组件，其中，当支柱组件处于扩展配置时，大部分第三管状构件定位在下管状外壳的外部并且在上管状外壳内。
A7.根据段落A2-A6中任一段落所述的支柱组件，其中，第三管状构件的第二端部区域定位在下管状外壳内。
A8.根据段落A2-A7中任一段落所述的支柱组件，其中，下管状外壳被配置成相对于第三管状构件纵向平移。
A9.根据段落A2-A8中任一段落所述的支柱组件，其中，第三管状构件定位在上管状外壳内。
A10.根据段落A2-A9中任一段落的支柱组件，其中，第三管状构件的第二端部区域包括具有形成在其中的孔口的孔口板。
A10.1.根据段落A10所述的支柱组件，其中，当支柱组件在压缩配置和扩展配置之间转变时，支柱液体穿过孔口板的孔口。
A10.2.根据段落A10或A10.1所述的支柱组件，其中，孔口板相对于上隔板固定。
A11.根据段落A10-A10.2中任一段落所述的支柱组件，其中，孔口与支柱组件的纵向轴线相交。
A12.根据段落A10-A11中任一段落所述的支柱组件，其中，孔口被配置成接收耦接到下隔板的计量销，使得计量销被配置成通过孔口并且相对于孔口纵向平移。
A13.根据段落A2-A12中任一段落所述的支柱组件，其中，支柱组件还包括固定在第三管状构件的第二端部区域内的第三管状构件止动件。
A13.1.根据段落A13所述的支柱组件，其中，第三管状构件止动件包括相对于第三管状构件的孔口板固定的孔口板凸缘。
A14.根据段落A13或A13.1所述的支柱组件，其中，第三管状构件止动件的内表面耦接到第三管状构件的外支撑管壁。
A15.根据段落A13-A14中任一段落所述的支柱组件，其中，第三管状构件止动件的外表面接合下管状外壳。
A15.1.根据段落A15所述的支柱组件，其中，第三管状构件止动件的外表面接合下管状外壳的内壁。
A16.根据段落A1-A15.1中任一段落所述的支柱组件，其中，下管状外壳包括内管止动件，该内管止动件被配置成限制下管状外壳相对于上管状外壳的纵向平移。
A17.根据段落A16所述的支柱组件，其中，内管止动件形成在下管状外壳的内壁上或耦接到下管状外壳的内壁。
A18.根据段落A16-A17中任一段落所述的支柱组件，其中，内管止动件被配置成当支柱组件处于扩展配置时防止下管状外壳从上管状外壳移除。
A19.根据段落A16-A18中任一段落所述的支柱组件，其中，内管止动件在下管状外壳的上端部区域内。
A20.根据段落A16-A19中任一段落所述的支柱组件，其中，当支柱组件处于扩展配置时，第三管状构件止动件接合内管止动件。
A21.根据段落A16-A20中任一段落所述的支柱组件，其中，内管止动件相对于下管状外壳固定，使得内管止动件相对于上管状外壳的纵向移动引起下管状外壳相对于上管状外壳的纵向移动。
A22.根据段落A1-A21中任一段落所述的支柱组件，其中，支柱组件被配置成使得当第三管状构件止动件与下管状外壳的内管止动件接触时，上隔板平移到上部位置机械地引起第三管状构件和第三管状构件止动件的纵向平移，从而使内管止动件和下管状外壳平移到缩回位置。
A23.根据段落A1-A22中任一段落所述的支柱组件，其中，在扩展配置中，上隔板和下管状外壳机械地联接到彼此。
A24.根据段落A1-A23中任一段落所述的支柱组件，其中，所述支柱组件还包括耦接到下隔板的计量销，该计量销从下隔板朝向上隔板纵向地延伸。
A24.1.根据段落A24所述的支柱组件，其中，计量销与下隔板一体形成。
A25.根据段落A24或A24.1所述的支柱组件，其中，计量销被配置成延伸穿过孔口板的孔口，使得计量销被配置成当支柱组件在压缩配置和扩展配置之间转变时计量和/或控制通过孔口的支柱液体的流量。
A26.根据段落A24-A25中任一段落所述的支柱组件，其中，当支柱组件处于压缩配置时，计量销至少部分地位于第三管状构件内。
A27.根据段落A1-A26中任一段落所述的支柱组件，其中，下管状外壳包括用于相对于下管状外壳定位和限制下隔板的纵向移动的搁架。
A27.1.根据段落A27所述的支柱组件，其中，所述搁架被配置成接合下隔板的下侧部分，该下侧部分与下隔板的面向上隔板的上部部分相对。
A28.根据段落A1-A27.1中任一段落所述的支柱组件，还包括锁定连杆组件，该锁定连杆组件包括枢转地耦接到彼此的上连杆和下连杆，其中，下连杆枢转地耦接到上隔板。
A29.根据段落A28所述的支柱组件，其中，锁定连杆组件被配置成在加长配置和缩短配置之间转变，其中，支柱组件被配置成使得当支柱组件处于压缩配置时并且当支柱组件处于扩展配置时，锁定连杆组件处于加长配置，并且其中，支柱组件被配置成使得当支柱组件处于缩回配置时，锁定连杆组件处于缩短配置。
A30.根据段落A29所述的支柱组件，其中，在加长配置中，上连杆和下连杆被偏心地(over-center)保持。
A31.根据段落A29或A30所述的支柱组件，其中，在缩短配置中，上连杆和下连杆未被偏心地保持。
A31.1.根据段落A29-A31中任一段落所述的支柱组件，其中，锁定连杆组件被配置成承受通过下管状构件、下隔板和上隔板传递到锁定连杆组件的飞机的重量的力，使得当支柱组件处于压缩配置时，其保持在加长配置中。
A32.根据段落A29-A31.1中任一段落所述的支柱组件，其中，支柱组件被配置成使得将锁定连杆组件从加长配置转变到缩短配置引起上隔板纵向平移到上部位置。
A32.1.根据段落A29-A32中任一段落所述的支柱组件，其中，将锁定连杆组件从加长配置转变到缩短配置引起下连杆纵向平移第一距离，并且引起下管状外壳相对于上管状外壳纵向平移基本上等于第一距离的距离。
A33.根据段落A28-A32.1中任一段落所述的支柱组件，其中，上连杆耦接到收缩致动器，该收缩致动器被配置成选择性地使锁定连杆组件在加长配置和缩短配置之间转变。
A33.1.根据段落A28-A33中任一段落所述的支柱组件，其中下连杆耦接到收缩致动器，该收缩致动器被配置成选择性地使锁定连杆组件在加长配置和缩短配置之间转变。
A33.2.根据段落A28-A33.1中任一段落所述的支柱组件，其中，上连杆枢转地耦接到飞机的固定结构，飞机起落架结构是该固定结构的部件。
A33.3.根据段落A28-A33.2中任一段落所述的支柱组件，其中，锁定连杆组件包括将上连杆枢转地耦接到飞机的上销。
A33.4.根据段落A28-A33.3中任一段落所述的支柱组件，其中，锁定连杆组件包括将上连杆枢转地耦接到下连杆的顶销。
A33.5.根据段落A28-A33.4中任一段落所述的支柱组件，其中，锁定连杆组件包括将下连杆枢转地耦接到支柱组件的上隔板的下销。
A33.6.根据段落A28-A33.5中任一段落所述的支柱组件，其中，锁定连杆组件包括将下连杆耦接到收缩致动器的驱动连杆。
A34.根据段落A28-A33.6中任一段落所述的支柱组件，其中，当支柱组件处于压缩配置时，锁定连杆组件防止上隔板远离下隔板纵向平移。
A35.根据段落A1-A34中任一段落所述的支柱组件，其中，压力室限定在下隔板和上隔板之间并且在上管状外壳和下管状外壳内。
A35.1.根据段落A35所述的支柱组件，其中，孔口板定位在压力室内。
A35.2.根据段落A35或A35.1所述的支柱组件，其中，计量销定位在压力室内。
A36.根据段落A35-A35.2中任一段落所述的支柱组件，其中，上隔板在上管状外壳内形成气体密封部，从而基本上防止支柱液体或支柱气体在上隔板处离开压力室。
A36.1.根据段落A36所述的支柱组件，其中，气体密封部是动态气体密封部。
A36.2.根据段落A36或A36.1所述的支柱组件，其中，气体密封部形成在上隔板的外表面和上管状外壳的内表面之间。
A37.根据段落A35-A36.2中任一段落所述的支柱组件，还包括定位在压力室内的一定体积的支柱液体和一定质量的支柱气体，其中，一定质量的支柱气体在支柱组件处于压缩配置时具有压缩压力，并且在支柱组件处于扩展配置时具有扩展压力，并且在支柱组件处于缩回配置时具有缩回压力，并且其中，压缩压力大于扩展压力和缩回压力。
A38.根据段落A1-A37中任一段落所述的支柱组件，其中，支柱组件被配置成在不使用传感器或反馈数据的情况下在压缩配置、扩展配置和缩回配置之间转变。
A39.根据段落A1-A38中任一段落所述的支柱组件，其中，上管状外壳被配置成围绕飞机轮舱内的缩回轴线可操作地并且枢转地耦接，并且其中，缩回轴线横向于支柱组件的纵向轴线。
A40.根据段落A1-A39中任一段落所述的支柱组件，其中，上管状外壳和下管状外壳中的一个包括外管状外壳，其中，上管状外壳和下管状外壳中的另一个包括内管状外壳，并且其中，内管状外壳在外管状外壳内延伸。
A41.根据段落A1-A40中任一段落所述的支柱组件，其中，上管状外壳和所述下管状外壳中的至少一个限定反冲室，并且其中，支柱组件还包括：
反冲阀，定位在压力室和反冲室之间，其中，反冲阀被配置成当支柱组件在扩展配置和压缩配置之间转变时调节在压力室和反冲室之间的支柱液体的流量。
A42.根据段落A41所述的支柱组件，其中，反冲室限定在上管状外壳和下管状外壳之间。
A43.根据段落A41或A42所述的支柱组件，其中，反冲阀被进一步被配置成当支柱组件在扩展配置和缩回配置之间转变时，选择性地防止支柱液体在压力室和反冲室之间流动。
A44.根据段落A1-A42中任一段落所述的支柱组件，其中，支柱组件还包括上轴承和下轴承，所述上轴承和所述下轴承被配置成将上管状外壳与下管状外壳径向分离，并且其中，上轴承和所述下轴承进一步被配置成在支柱组件在扩展配置与压缩配置之间，和/或在扩展配置与缩回配置之间转变时便于下管状外壳相对于上管状外壳纵向平移。
A45.根据段落A44所述的支柱组件，其中，上轴承与下轴承纵向间隔开，使得反冲室限定在上轴承和下轴承之间。
A46.根据段落A1-A45中任一段落所述的支柱组件，其中，扩展长度比缩回长度大1.1-1.5倍。
A47.根据段落A1-A46中任一段落所述的支柱组件，其中，扩展长度和缩回长度之间的差值在10-25英寸、10-20英寸、10-15英寸、15-25英寸、15-20英寸或20-25英寸的范围内。
A48.根据段落A1-A47中任一段落所述的支柱组件，其中，在支柱组件转变到缩回配置期间，在支柱组件内基本上不存在支柱流体或支柱气体的压缩。
A49.根据段落A1-A48中任一段落所述的支柱组件，还包括收缩致动器，该收缩致动器被配置成选择性地在上部位置和下部位置之间平移上隔板。
A50.一种飞机起落架结构，包括根据段落A1-A49中任一段落所述的支柱组件，该飞机起落架结构还包括：
至少一个机轮组件，可操作地耦接到支柱组件的下管状外壳。
A50.1.根据段落A50所述的飞机起落架结构，其中飞机起落架结构被配置成储存在飞机的轮舱内、在飞机内的起落架储存舱内、和/或在飞机的机轮储存舱内。
A50.2.根据段落A50或A50.1所述的飞机起落架结构，还包括杆组件，该杆组件可操作地耦接到支柱组件，并且还通过轮轴可操作地耦接到机轮组件。
A51.根据段落A50.2所述的飞机起落架结构，其中，杆组件是半杆的。
A52.根据段落A50-A51中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，下管状外壳直接耦接到至少一个机轮组件和/或杆组件。
A53.根据段落A50-A51中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，下管状外壳通过一个或多个中间构件可操作地耦接到至少一个机轮组件和/或杆组件。
B1.一种飞机，包括：
机身；
机翼组件，可操作地耦接到机身，其中，机身和机翼组件中的一个或多个限定一个或多个轮舱、起落架储存舱和/或机轮储存舱；以及
根据段落A1-A53中任一段落所述的支柱组件和/或飞机起落架结构中的一个或多个，可操作地耦接到机身和/或机翼组件，其中，一个或多个支柱组件和/或飞机起落架结构被配置成在飞行期间储存在一个或多个轮舱、起落架储存舱和/或机轮储存舱中。
B2.根据段落B1所述的飞机，其中，支柱组件的上管状外壳耦接到飞机的机身。
C1.一种缩回支柱组件以用于将飞机起落架存放在飞机内的方法，该方法包括：
通过将上管状外壳内的上隔板从下部位置纵向平移到上部位置来缩回支柱组件，其中，将上隔板纵向平移机械地引起下管状外壳相对于上管状外壳平移。
C2.根据段落C1所述的方法，还包括提供具有根据段落A1-A53中的任一段落所述的一个或多个支柱组件和/或飞机起落架结构的飞机。
C2.1.根据段落C1所述的方法，还包括提供根据段落A1-A53中的任一段落所述的一个或多个支柱组件和/或飞机起落架结构。
C3.根据段落C1-C2.1中任一段落所述的方法，还包括将锁定连杆组件锁定在加长配置中，由此将上隔板保持在下部位置中。
C4.根据段落C1-C3中任一段落所述的方法，还包括解锁锁定连杆组件并且将锁定连杆组件转变到缩短配置，由此将上隔板纵向平移到上部位置。
C5.根据段落C1-C4中任一段落所述的方法，其中，将上隔板纵向平移到上部位置使支柱组件转变到缩回配置。
C6.根据段落C1-C5中任一段落所述的方法，其中，在飞机起飞之后执行将上隔板纵向平移到上部位置。
C7.根据段落C1-C6中任一段落所述的方法，还包括将飞机起落架结构存放在飞机内。
C8.根据段落C1-C7中任一段落所述的方法，其中，上隔板部分地限定支柱组件内的压力室。
C9.根据段落C1-C8中任一段落所述的方法，其中，支柱组件是段落A1-A49中任一段落所述的支柱组件。
C10.根据段落C1-C9中任一段落所述的方法，还包括将支柱组件缩回到飞机的轮舱、飞机起落架储存舱或机轮储存舱中。
C11.根据段落C10所述的方法，其中，通过缩回致动器执行缩回支柱组件，并且其中，缩回致动器致动执行收缩支柱组件的收缩机构。
C12.根据段落C10-C11中任一段落所述的方法，其中，缩回支柱组件包括缩回支柱组件和/或可操作地耦接到支柱组件的机轮组件，并且其中，机轮组件包括半杆的机轮组件。
C13.根据段落C1-C12中任一段落所述的方法，其中，收缩支柱组件包括将上隔板平移到上部位置，由此机械地引起第三管状构件和第三管状构件止动件的纵向平移，同时第三管状构件止动件接触下管状外壳的内管止动件并且引起其纵向平移时，由此引起下管状外壳平移到缩回位置。
D1.根据段落A1-A53中任一段落所述的支柱组件或飞机起落架结构在飞机上的用途。
D2.根据段落A1-A53中任一段落所述的支柱组件或飞机起落架结构的用途，以在飞行期间将飞机起落架结构以缩回配置储存在飞机内。
D3.根据段落B1-B2中任一段落所述的飞机的用途，以运输人员和/或货物。
E1.一种飞机起落架结构，包括：
支柱组件，具有纵向轴线，其中，支柱组件被配置成在当支柱组件被飞机负重时的压缩配置、当支柱组件未被飞机负重时的扩展配置和缩回位置之间转变，在所述压缩配置中，支柱组件具有压缩长度，在所述扩展配置中，支柱组件具有扩展长度，所述缩回配置用于将飞机起落架结构存放在飞机轮舱、起落架储存舱或机轮储存舱内，并且在所述缩回配置中，支柱组件具有缩回长度，其中，压缩长度和缩回长度小于扩展长度，并且其中，支柱组件包括：上管状外壳；下管状外壳，可操作地耦接到上管状外壳并且被配置成相对于上管状外壳纵向平移，其中，下管状外壳被配置成在当支柱组件处于压缩配置时的压缩位置与当支柱组件处于扩展配置时的扩展位置之间纵向平移，其中，下管状外壳被进一步配置成当支柱组件处于缩回配置时选择性地且纵向地平移到缩回位置；及收缩机构，至少部分地容纳在上管状外壳和/或下管状外壳内；以及
杆组件，可操作地耦接到支柱组件的下管状外壳，该杆组件包括：前向连杆，通过第一连杆枢转接头枢转地耦接到上管状外壳；及转向架梁，可枢转地耦接到前向连杆的第二连杆枢转接头，其中，转向架梁进一步枢转地耦接到下管状外壳，其中，转向架梁还相对于机轮组件的机轮枢转地耦接，其中，转向架梁相对于支柱组件耦接，使得下管状外壳相对于上管状外壳的纵向平移引起前向连杆和转向架梁相对于彼此枢转，并且其中，收缩机构被配置成相对于上管状外壳选择性地且纵向地平移下管状外壳，由此引起前向连杆和转向架梁相对于彼此枢转。
E2.根据段落E1所述的飞机起落架结构，其中，转向架梁被配置成使得下管状外壳相对于上管状外壳的纵向平移引起转向架梁的中间枢转接头相对于上管状外壳的纵向平移，其中，中间枢转接头将转向架梁枢转地耦接到下管状外壳。
E3.根据段落E1-E2中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，转向架梁包括枢转地耦接到前向连杆的第二连杆枢转接头的转向架枢转点。
E3.1.根据段落E3所述的飞机起落架结构，其中，转向架枢转点定位在转向架梁的前端区域内。
E4.根据段落E1-E3.1中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，转向架梁在转向架梁的后端区域内相对于机轮枢转地耦接。
E4.1.根据段落E4所述的飞机起落架结构，其中，转向架梁的后端区域与转向架梁的前端区域相对。
E4.2.根据段落E4-E4.1中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，转向架梁通过轮轴在转向架纵梁的后端区域内相对于机轮枢转地耦接。
E5.根据段落E1-E4.3中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，转向架梁的中间枢转接头定位在转向架梁的转向架枢转点和转向架梁的后端区域之间。
E6.根据段落E1-E5中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，第一连杆枢转接头定位在前向连杆的第一端部区域内。
E7.根据段落E1-E6中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，第二连杆枢转接头定位在前向连杆的第二端部区域内。
E8.根据段落E1-E7中任一段落所述的飞机起落架结构，其中前向连杆的第二端部区域与前向连杆的第一端部区域相对。
E9.根据段落E1-E8中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，转向架梁和前向连杆限定枢转角，其中，枢转角的顶点朝向下管状外壳打开，其中，枢转角由第一线和第二线之间的相交形成，其中，第一线与第一连杆枢转接头和第二连杆枢转接头的中心点相交，并且其中，第二线与转向架枢转点和轮轴的中心点相交。
E10.根据段落E9所述的飞机起落架结构，其中，当支柱组件处于压缩配置时，枢转角是锐角。
E11.根据段落E9或E10所述的飞机起落架结构，其中，当支柱组件处于扩展配置时，枢转角是钝角。
E12.根据段落E9-E11中任一项所述的飞机起落架结构，其中，当支柱组件处于缩回配置时，枢转角是钝角。
E13.根据段落E9-E12中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，当支柱组件处于缩回配置时，枢转角近似为直角。
E13.1.根据段落E9-E13中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，与当支柱组件处于扩展配置时相比，当支柱组件处于缩回配置时，枢转角较小。
E14.根据段落E9-E13.1中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，当支柱组件处于缩回配置时，枢转角是锐角。
E14.1.根据段落E9-E14中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，杆组件被配置成使得下管状外壳相对于上管状外壳的纵向平移引起枢转角改变。
E14.2.根据段落E9-E14.1中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，杆组件被配置成使得下管状外壳相对于上管状外壳从扩展配置到缩回配置的纵向平移使枢转角减小，由此使转向架梁和/或前向连杆倾斜。
E15.根据段落E1-E14.2中任一段落所述的飞机起落架结构，还包括机轮组件，其中，机轮组件是单轮轴机轮组件。
E16.根据段落E1-E15中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，杆组件是半杆的。
E17.根据段落E1-E16中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，杆组件被配置成使得下管状外壳相对于上管状外壳的纵向平移引起转向架梁的后端区域相对于上管状外壳的纵向平移。
E18.根据段落E17所述的飞机起落架结构，其中，飞机起落架结构被配置成使得下管状外壳相对于上管状外壳的纵向平移引起转向架梁的后端区域相对于上管状外壳的更大的纵向平移。
E19.根据段落E18所述的飞机起落架结构，其中，飞机起落架结构被配置成使得下管状外壳相对于上管状外壳的纵向平移引起转向架梁的后端区域相对于上管状外壳的纵向平移，转向架梁的后端区域的该纵向平移比下管状外壳的纵向平移大至少1.25倍、至少1.5倍、至少1.75倍、至少2倍、至少2.5倍、至少3倍和/或至少5倍。
E20.根据段落E1-E19中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，飞机起落架结构被配置成使得当支柱组件从扩展配置转变到缩回配置时，飞机起落架结构的总长度减小一缩短量，该缩短量大于处于扩展配置的支柱组件的扩展长度与处于缩回配置的支柱组件的缩回长度之间的差值。
E21.根据段落E1-E20中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，支柱组件是段落A1-A49中任一段落所述的支柱组件。
E21.1.根据段落E21所述的飞机起落架结构，其中，收缩机构包括支柱组件的上隔板。
E21.2.根据段落E21-E21.1中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，收缩机构包括下管状外壳内的内管止动件。
E21.3.根据段落E21-E21.2中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，收缩机构包括支柱组件的锁定连杆组件。
E21.4.根据段落E21-E21.3中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，收缩机构包括支柱组件的第三管状构件。
E21.5.根据段落E21-E21.4中的任一段落所述的飞机起落架结构，其中，收缩机构耦接到支柱组件的上隔板。
E21.6.根据段落E21-E21.5中的任一段落所述的飞机起落架结构，其中，收缩机构包括支柱组件的收缩致动器，该收缩致动器被配置成致动收缩机构以使支柱组件在扩展配置和缩回配置之间转变。
E21.7.根据段落E21-E21.6中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，收缩机构机械地联接到缩回致动器，该缩回致动器被配置成将飞机起落架结构缩回到飞机中。
E21.8.根据段落E21.6和E21.7所述的飞机起落架结构，其中，缩回致动器是收缩致动器。
E22.根据段落E1-E21.8中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，支柱组件还包括从下管状外壳延伸的一个或多个下管状外壳叉状件。
E23.根据段落E22所述的飞机起落架结构，其中，下管状外壳叉状件朝向飞机的前端成角度，使得飞机起落架结构被配置成使得转向架梁在压缩配置、扩展配置或缩回配置中的任一个配置中都不接触上管状外壳。
E24.根据段落E22或E23所述的飞机起落架结构，其中，转向架梁枢转地耦接到下管状外壳的一个或多个下管状外壳叉状件。
E25.根据段落E22-E24中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，中间枢转接头将转向架梁枢转地耦接到一个或多个下管状外壳叉状件。
E26.根据段落E22-E25中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，一个或多个下管状外壳叉状件枢转地耦接到制动杆，并且其中，制动杆进一步枢转地耦接到机轮组件的机轮。
E27.根据段落E1-E26中任一段落的所述飞机起落架结构，其中，收缩机构完全定位在上管状外壳和/或下管状外壳内。
E28.根据段落E1-E27中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，收缩机构不在上管状外壳和下管状外壳的外部。
E29.根据段落E1-E28中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，收缩机构包括油压收缩机构。
F1.一种飞机，包括：
机身；
机翼组件，可操作地耦接到机身，其中，机身和机翼组件中的一个或多个限定一个或多个轮舱、起落架储存舱和/或机轮储存舱；以及
根据段落E1-E29中任一段落所述的飞机起落架结构中的一个或多个，可操作地耦接到机身和/或机翼组件，其中一个或多个飞机起落架结构被配置成在飞行期间储存在一个或多个轮舱、起落架储存舱和/或机轮储存舱内。
G1.一种缩回飞机起落架结构用于存放在飞机内的方法，该方法包括：
提供飞机起落架结构，其中，飞机起落架结构包括支柱组件和半杆的杆组件；
收缩飞机起落架结构的支柱组件，使得支柱组件的下管状外壳相对于支柱组件的上管状外壳纵向平移，并且使得杆组件的前向连杆相对于杆组件的转向架梁枢转，其中，通过至少部分地定位在上管状外壳和/或下管状外壳内的收缩机构选择性地执行收缩支柱组件；以及
将飞机起落架结构缩回到飞机中，并且将飞机起落架结构存放在飞机内。
G1.1.根据段落G1所述的方法，其中，在收缩支柱组件之后执行缩回飞机起落架结构。
G1.2.根据段落G1所述的方法，其中，基本上同时执行收缩支柱组件和缩回飞机起落架结构。
G2.根据段落G1-G1.2中任一段落所述的方法，其中，提供飞机起落架结构包括提供具有根据段落A1-A53中任一段落所述的一个或多个支柱组件和/或飞机起落架结构的飞机。
G3.根据段落G1-G2中任一段落所述的方法，其中，提供飞机起落架结构包括提供根据段落E1-E29中任一段落所述的飞机起落架结构，以及/或者提供包括该飞机起落架结构的飞机。
G4.根据段落G1-G3中任一段落的方法，其中，收缩支柱组件包括将上管状外壳内的上隔板从下部位置纵向平移到上部位置，其中，纵向平移上隔板机械地引起下管状外壳相对于上管状外壳平移。
G5.根据段落G1-G4中任一段落所述的方法，还包括将锁定连杆组件锁定在加长配置中，从而将上隔板保持在上管状外壳内的下部位置中。
G6.根据段落G1-G5中任一段落所述的方法，其中，收缩支柱组件包括解锁锁定连杆组件并且将锁定连杆组件转变到缩短配置，由此将上隔板纵向平移到上管状外壳内的上部位置。
G7.根据段落G1-G6中任一段落所述的方法，其中，收缩支柱组件使得支柱组件转变到缩回位置。
G8.根据段落G1-G7中任一段落所述的方法，其中，在飞机起飞之后执行收缩支柱组件。
G9.根据段落G1-G8中任一段落所述的方法，其中，上管状外壳内的上隔板部分地限定支柱组件内的压力室。
G10.根据段落G1-G9中任一段落所述的方法，其中，支柱组件是段落A1-A49中任一段落所述的支柱组件。
G11.根据段落G1-G10中任一段落所述的方法，其中，收缩支柱组件相对于支柱组件的上管状外壳升高机轮组件的机轮。
H1.根据段落E1-E29中任一段落所述的飞机起落架结构在飞机上的用途。
H2.根据段落E1-E29中任一段落所述的飞机起落架结构的用途，以在飞行期间将飞机起落架结构以缩回配置储存在飞机内。
H3.根据段落F1所述的飞机的用途，以运输人员和/或货物。
I1.一种用于飞机的飞机起落架结构的收缩致动器，其中，收缩致动器被配置成将飞机起落架结构的支柱组件在扩展配置和缩回配置之间转变，并且其中，收缩致动器是缩回致动器，该缩回致动器被进一步配置成在飞行期间将飞机起落架结构缩回到飞机中以进行存放。
I2.根据段落I1所述的收缩致动器，其中，收缩致动器包括步进梁致动器。
I3.根据段落I1-I2中任一段落所述的收缩致动器，其中，支柱组件是段落A1-A49中任一段落所述的支柱组件。
I4.根据段落I1-I3中任一段落所述的收缩致动器，其中，收缩机构从动于收缩致动器，使得收缩机构和收缩致动器机械地联接，并且使得收缩致动器的致动引起收缩机构的致动，从而使支柱组件在扩展配置和缩回配置之间转变。
I5.根据段落I1-I4中任一项所述的收缩致动器，其中飞机起落架结构被配置成使得收缩致动器的致动引起飞机起落架结构的转向架梁相对于支柱组件倾斜，从而相对于支柱组件的上管状外壳升高或降低飞机起落架结构的机轮。
I6.根据段落I1-I5中任一段落所述的收缩致动器，还包括飞机起落架结构。
I7.根据段落I1-I6中任一段落所述的收缩致动器，其中，飞机起落架结构是段落E1-E29或A50-A53中任一段落所述的飞机起落架结构。
I8.根据段落I1-I7中任一段落所述的收缩致动器，其中，收缩致动器被配置成使得收缩致动器围绕缩回轴线枢转引起收缩机构的致动，从而使支柱组件在扩展配置与缩回配置之间转变。
I9.一种飞机起落架结构，包括：
根据段落I1-I8中任一段落所述的收缩致动器；以及
收缩机构，包括锁定连杆组件，其中，锁定连杆组件包括枢转地耦接到彼此的上连杆和下连杆，其中，下连杆枢转地耦接到支柱组件的上隔板。
I10.根据段落I9所述的飞机起落架结构，还包括支柱组件。
I11.根据段落I9-I10中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，锁定连杆组件被配置成在加长配置与缩短配置之间转变，其中，支柱组件被配置成使得当支柱组件处于压缩配置时并且当支柱组件处于扩展配置时，锁定连杆组件处于加长配置，并且其中，支柱组件被配置成使得当支柱组件处于缩回配置时，锁定连杆组件处于缩短配置，其中，处于缩回配置的支柱组件的缩回长度和处于压缩配置的支柱组件的压缩长度小于处于扩展配置的支柱组件的扩展长度。
I12.根据段落I11所述的飞机起落架结构，其中，在加长配置中，上连杆和下连杆被偏心地保持。
I13.根据段落I11或I12所述的飞机起落架结构，其中，在缩短配置中，上连杆和下连杆未被偏心地保持。
I14.根据段落I11-I13中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，支柱组件被配置成使得将锁定连杆组件从加长配置转变到缩短配置引起上隔板纵向平移到支柱组件内的上部位置。
I15.根据段落I11-I14中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，将锁定连杆组件从加长配置转变到缩短配置引起下连杆纵向平移第一距离，并且引起下管状外壳相对于上管状外壳纵向平移基本上等于第一距离的距离。
I16.根据段落I11-I15中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，上连杆耦接到收缩致动器，并且其中，收缩致动器被配置成选择性地使锁定连杆组件在加长配置和缩短配置之间转变。
I17.根据段落I11-I16中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，下连杆耦接到收缩致动器，并且其中，收缩致动器被配置成选择性地使锁定连杆组件在加长配置与缩短配置之间转变。
I18.根据段落I9-I17中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，上连杆枢转地耦接到飞机的固定结构，飞机起落架结构是该固定结构的部件。
I19.根据段落I9-I18中任一段落所述的飞机起落架结构，其中锁定连杆组件包括将上连杆枢转地耦接到飞机的上销。
I20.根据段落I9-I19中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，锁定连杆组件包括将上连杆枢转地耦接到下连杆的顶销。
I21.根据段落I9-I20中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，锁定连杆组件包括将下连杆枢转地耦接到支柱组件的上隔板的下销。
I22.根据段落I9-I21中任一段落所述的飞机起落架结构，其中,收缩致动器被配置成在存放配置和地面配置之间转变，在所述存放配置中，飞机起落架结构被缩回到飞机中以在飞行期间进行存放，在所述地面配置中，飞机起落架结构定位在飞机的轮舱外部，其中，收缩致动器的致动引起收缩致动器在存放配置和地面配置之间转变。
I22.1.根据段落I9-122中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，锁定连杆组件包括将下连杆耦接到收缩致动器的驱动连杆。
I22.2.根据段落I22.1所述的飞机起落架结构，其中，收缩致动器的致动使驱动连杆相对于飞机移动。
I22.3.根据段落I22.1-I22.2中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，驱动连杆在第一驱动连杆端部区域内枢转地耦接到收缩致动器，并且其中，驱动连杆在第二驱动连杆端部区域内枢转地耦接到锁定连杆组件的下连杆，第二驱动连杆端部区域与第一驱动连杆端部区域相对。
I22.4.根据段落I22.1-I22.3中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，将收缩致动器朝向存放配置致动引起锁定连杆组件朝向缩短配置转变，并且其中，将收缩致动器朝向地面配置致动引起锁定连杆组件通过驱动连杆朝向加长配置转变。
I22.5.根据段落I22.1-I22.4中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，驱动连杆在锁定连杆组件的顶销附近耦接到锁定连杆组件。
I22.6.根据段落I22.1-I22.5中的任一段落所述的飞机起落架结构，其中，收缩致动器被配置成使得使收缩致动器围绕缩回轴线枢转引起驱动连杆相对于缩回轴线平移，并且其中，驱动连杆的平移致动收缩机构，从而使支柱组件在扩展配置和缩回配置之间转变。
I23.根据段落I9-I22.6中任一段落所述的飞机起落架结构，其中当支柱组件处于压缩配置时，锁定连杆组件防止上隔板纵向平移远离支柱组件的下隔板。
I24.根据段落I9-I23中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，收缩机构包括支柱组件的上隔板。
I25.根据段落I9-124中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，收缩机构包括下管状外壳内的内管止动件。
I26.根据段落I9-I25中的任一段落所述的飞机起落架结构，其中收缩机构包括支柱组件的第三管状构件。
I27.根据段落I9-I26中任一段落所述的飞机起落架结构，其中收缩机构耦接到支柱组件的上隔板。
I28.根据段落I9-I27中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，收缩机构包括收缩致动器。
I29.根据段落I9-I28中的任一段落所述的飞机起落架结构，其中，收缩机构机械地联接到缩回致动器，该缩回致动器被配置成将飞机起落架结构缩回到飞机中。
I30.根据段落I29所述的飞机起落架结构，其中，缩回致动器被配置成通过缩回机构将飞机起落架结构缩回到飞机中。
I31.根据段落I30所述的飞机起落架结构，还包括缩回机构。
I32.根据段落I30-I31中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，缩回机构耦接到支柱组件和飞机。
I33.根据段落I30-I32中任一段落所述的飞机起落架结构，其中，当缩回致动器从地面配置转变到存放配置时，缩回致动器被延伸。
J1.一种飞机，包括：
机身；
机翼组件，可操作地耦接到机身，其中，机身和机翼组件中的一个或多个限定一个或多个轮舱、起落架储存舱或机轮储存舱；
段落E1-E29中任一段落所述的飞机起落架结构中的一个或多个，可操作地耦接到机身和/或机翼组件，其中一个或多个飞机起落架结构被配置成在飞行期间储存在一个或多个轮舱、起落架储存舱和/或机轮储存舱内；以及
段落I1-I8中任一段落所述的收缩致动器中的一个或多个。
J2.一种飞机，包括：
机身；
机翼组件，可操作地耦接到机身，其中，机身和机翼组件中的一个或多个限定一个或多个轮舱、起落架储存舱或机轮储存舱；
段落A1-A49中任一段落所述的支柱组件中的一个或多个，可操作地耦接到机身和/或机翼组件的，其中，一个或多个支柱组件被配置成在飞行期间储存在一个或多个轮舱、起落架储存舱和/或机轮储存舱内；
段落I1-I8中任一段落所述的收缩致动器中的一个或多个。
J3.一种飞机，包括：
机身；
机翼组件，可操作地耦接到机身，其中，机身和机翼组件中的一个或多个限定一个或多个轮舱、起落架储存舱或机轮储存舱；
段落I9-I33中任一段落所述的飞机起落架结构中的一个或多个，可操作地耦接到机身和/或机翼组件，其中,缩回致动器被配置成在飞行期间通过缩回机构将一个或多个飞机起落架结构缩回以储存在一个或多个轮舱、飞机起落架储存舱和/或机轮储存仓内。
K1.一种缩回飞机起落架结构以用于存放在飞机内的方法，该方法包括：
提供飞机起落架结构，其中，飞机起落架结构包括支柱组件、缩回致动器和缩回机构；
收缩飞机起落架结构的支柱组件，使得支柱组件的下管状外壳相对于支柱组件的上管状外壳纵向平移，其中，通过由缩回致动器致动的收缩机构选择性地执行收缩支柱组件，其中，收缩机构至少部分地定位在上管状外壳和/或下管状外壳内；以及
使飞机起落架结构缩回到飞机中并且将飞机起落架结构存放在飞机内，其中通过经由缩回致动器致动缩回机构选择性地执行缩回飞机起落架结构。
K2.根据段落K1所述的方法，其中提供飞机起落架结构包括提供具有根据段落A1-A53中任一段落所述的一个或多个支柱组件和/或飞机起落架结构的飞机。
K3.根据段落K1所述的方法，其中，提供飞机起落架结构包括提供根据段落E1-E29中任一段落所述的飞机起落架结构，以及/或者提供包括该飞机起落架结构的飞机。
K4.根据段落K1-K3中任一段落所述的方法，其中，收缩支柱组件包括将上管状外壳内的上隔板从下部位置纵向平移到上部位置，其中，纵向平移上隔板机械地引起下管状外壳相对于上管状外壳平移。
K5.根据段落K1-K4中任一段落所述的方法，还包括将锁定连杆组件锁定在加长配置中，从而将上隔板保持在上管状外壳内的下部位置中。
K6.根据段落K1-K5中任一段落所述的方法，其中，收缩支柱组件包括解锁锁定连杆组件并且将锁定连杆组件转变到缩短配置，由此将上隔板纵向平移到上管状外壳内的上部位置。
K7.根据段落K1-K6中任一段落所述的方法，其中，收缩支柱组件使得支柱组件转变到缩回位置。
K8.根据段落K1-K7中任一段落所述的方法，其中，在飞机起飞之后执行收缩支柱组件。
K9.根据段落K1-K8中任一段落所述的方法，其中，上管状外壳内的上隔板部分地限定支柱组件内的压力室。
K10.根据段落K1-K9中任一段落所述的方法，其中，支柱组件是段落A1-A49中任一段落所述的支柱组件。
K11.根据段落K1-K10中任一段落所述的方法，其中，收缩支柱组件相对于支柱组件的上管状外壳升高机轮组件的机轮。
K12.根据段落K1-K11中任一段落所述的方法，其中，缩回致动器包括段落I1-I8中任一段落所述的收缩致动器。
K13.根据段落K1-K12中任一段落所述的方法，其中，飞机起落架结构是段落I9-I33中任一段落所述的飞机起落架结构。
K14.根据段落K1-K13中任一段落所述的方法，其中，基本上同时执行收缩支柱组件和缩回飞机起落架结构。
K15.根据段落K1-K14中任一段落所述的方法，其中，在飞机处于空中时执行收缩支柱组件。
K16.根据段落K1-K15中任一段落所述的方法，其中，提供飞机起落架结构包括为飞机提供飞机起落架结构。
K17.根据段落K1-K16中任一段落所述的方法，其中，提供飞机起落架结构包括将飞机起落架结构安装在飞机中。
K18.根据段落K1-K17中任一段落所述的方法，其中收缩支柱组件和缩回飞机起落架结构包括使缩回致动器围绕缩回轴线旋转。
K19.根据段落K1-K18中任一段落所述的方法，还包括将收缩机构机械地联接到缩回致动器，使得收缩机构机械地从属于缩回致动器，并且使得缩回致动器的致动引起收缩机构的致动，从而收缩支柱组件并且使支柱组件在扩展配置和缩回配置之间转变。
L1.根据段落I1-I33中任何段落所述的收缩致动器或飞机起落架结构在飞机上的用途。
L2.根据段落I1-I33中任一段落所述的收缩致动器或飞机起落架结构的用途，以在飞行期间将飞机起落架结构储存在飞机内的缩回配置中。
L3.根据段落J1-J3中任一段落所述的飞机的用途，以运输人员和/或货物。
如本文所使用的，术语“适于”和“配置成”意指元件、部件或其它主题被设计和/或旨在执行给定的功能。因此，术语“适于”和“配置成”的使用不应被解释为意指给定元件、部件或其它主题简单地“能够”执行给定功能，而是元件、部件和/或其它主题被具体地选择、创建、实现、利用、编程和/或设计用于执行功能的目的。除此之外或可替换地，同样在本公开的范围内的是，被描述为适于执行特定功能的元件、部件和/或其它所述主题可被描述为被配置成执行该功能，并且反之亦然。类似地，除此之外或可替换地，被描述为被配置成执行特定功能的主题可被描述为可操作以执行该功能。
如本文所使用的，当修改设备的一个或多个部件或特性的动作、移动、配置或其它活动时，术语“选择性的”和“选择性地”意指特定动作、移动、配置或其它活动是用户操纵设备的一个方面或一个或多个部件的直接或间接结果。
本文公开的设备的各种公开的元件和本文公开的方法的步骤不是根据本公开的所有装置和方法所要求的，并且本公开包括本文公开的各种元件和步骤的所有新颖和非显而易见的组合和子组合。此外，本文公开的各种元件和步骤中的一个或多个可定义与所公开的设备或方法的整体分开并独立的独立发明性主题。因此，这种发明性主题不需要与本文明确公开的具体设备和方法相关联，并且这种发明性主题可在本文未明确公开的设备和/或方法中找到实用性。

Claims (20)

1.一种用于飞机（10）的飞机起落架结构（18、70、152），包括：
支柱组件（71、100、154），具有纵向轴线（24），其中，所述支柱组件（71、100、154）被配置成在当所述支柱组件（71、100、154）被飞机（10）负重时的压缩配置、当所述支柱组件（71、100、154）未被所述飞机（10）负重时的扩展配置以及缩回配置之间转变，在所述压缩配置中，所述支柱组件（71、100、154）具有压缩长度（72），在所述扩展配置中，所述支柱组件（71、100、154）具有扩展长度（74），所述缩回配置用于将所述飞机起落架结构（18、70、152）存放在所述飞机（10）内，并且在所述缩回配置中，所述支柱组件（71、100、154）具有缩回长度（76），其中，所述压缩长度（72）和所述缩回长度（76）小于所述扩展长度（74），并且其中，所述支柱组件（71、100、154）包括：
上管状外壳（26）；
下管状外壳（28），操作地耦接到所述上管状外壳（26）并且被配置成相对于所述上管状外壳（26）纵向平移，其中，所述下管状外壳（28）被配置成在当所述支柱组件（71、100、154）处于所述压缩配置时的压缩位置与当所述支柱组件（71、100、154）处于所述扩展配置时的扩展位置之间纵向平移，其中，所述下管状外壳（28）被进一步配置成当所述支柱组件（71、100、154）处于所述缩回配置时选择性地且纵向地平移到缩回位置；以及
收缩机构（22），至少部分地容纳在所述上管状外壳（26）和所述下管状外壳（28）中的至少一个内，
所述飞机起落架结构还包括杆组件（21），所述杆组件操作地耦接到所述支柱组件（71、100、154）的所述下管状外壳（28），所述杆组件（21）包括：
前向连杆（36），通过第一连杆枢转接头（50）枢转地耦接到所述上管状外壳（26）；以及
转向架梁（34），枢转地耦接到所述前向连杆（36）的第二连杆枢转接头（52），其中，所述转向架梁（34）进一步枢转地耦接到所述下管状外壳（28），使得所述下管状外壳（28）相对于所述上管状外壳（26）的纵向平移引起所述前向连杆（36）和所述转向架梁（34）相对于彼此枢转，并且其中，所述收缩机构（22）被配置成在所述支柱组件（71、100、154）在所述缩回配置和所述扩展配置之间转变时，相对于所述上管状外壳（26）选择性地且纵向地平移所述下管状外壳（28），由此引起所述前向连杆（36）和所述转向架梁（34）相对于彼此枢转。
2.根据权利要求1所述的飞机起落架结构（18、70、152），其中，所述转向架梁（34）被配置成使得所述下管状外壳（28）相对于所述上管状外壳（26）的纵向平移引起所述转向架梁（34）的中间枢转接头相对于所述上管状外壳（26）的纵向平移，其中，所述中间枢转接头将所述转向架梁（34）枢转地耦接到所述下管状外壳（28）。
3.根据权利要求2所述的飞机起落架结构（18、70、152），其中，所述支柱组件（71、100、154）还包括从所述下管状外壳（28）延伸的一个或多个下管状外壳叉状件（148），其中，所述一个或多个下管状外壳叉状件（148）朝向所述飞机（10）的前端成角度，使得所述飞机起落架结构（18、70、152）被配置成使得所述转向架梁（34）在所述压缩配置、所述扩展配置或所述缩回配置中的任一个配置中不接触所述上管状外壳（26），并且其中，所述中间枢转接头将所述转向架梁（34）枢转地耦接到所述一个或多个下管状外壳叉状件（148）。
4.根据权利要求2或3所述的飞机起落架结构（18、70、152），其中，所述转向架梁（34）包括枢转地耦接到所述前向连杆（36）的所述第二连杆枢转接头（52）的转向架枢转点，其中，所述转向架枢转点定位在所述转向架梁（34）的前端区域内，其中，所述转向架梁（34）在所述转向架梁（34）的后端区域内通过轮轴枢转地耦接到机轮，并且其中，所述转向架梁（34）的所述后端区域与所述转向架梁（34）的所述前端区域相对，其中，所述转向架梁（34）的所述中间枢转接头定位在所述转向架梁（34）的所述转向架枢转点与所述转向架梁（34）的所述后端区域之间。
5.根据权利要求4所述的飞机起落架结构（18、70、152），其中，所述转向架梁（34）和所述前向连杆（36）限定枢转角，其中，所述枢转角的顶点朝向所述下管状外壳（28）打开，其中，所述枢转角通过第一线和第二线之间的相交形成，其中，所述第一线与所述第一连杆枢转接头（50）的中心点以及所述第二连杆枢转接头（52）的中心点相交，并且其中，所述第二线与所述转向架枢转点的中心点以及所述轮轴的中心点相交，并且其中，与所述支柱组件（71、100、154）处于所述扩展配置时相比，当所述支柱组件（71、100、154）处于所述缩回配置时，所述枢转角较小。
6.根据权利要求5所述的飞机起落架结构（18、70、152），其中，所述杆组件（21）被配置成使得所述下管状外壳（28）相对于所述上管状外壳（26）的纵向平移引起所述枢转角改变。
7.根据权利要求6所述的飞机起落架结构（18、70、152），其中，所述杆组件（21）被配置成使得所述下管状外壳（28）相对于所述上管状外壳（26）从所述扩展配置朝向所述缩回配置的纵向平移减小所述枢转角，由此使所述转向架梁（34）和所述前向连杆（36）倾斜。
8.根据权利要求4所述的飞机起落架结构（18、70、152），其中，所述飞机起落架结构（18、70、152）被配置成使得所述下管状外壳（28）相对于所述上管状外壳（26）的纵向平移引起所述转向架梁（34）的所述后端区域相对于所述上管状外壳（26）的更大的纵向平移。
9.根据权利要求1所述的飞机起落架结构（18、70、152），其中，所述支柱组件（71、100、154）被配置成使得将所述上管状外壳（26）内的上隔板从下部位置纵向平移到上部位置机械地引起所述下管状外壳（28）相对于所述上管状外壳（26）的平移。
10.根据权利要求1所述的飞机起落架结构（18、70、152），其中，所述杆组件（21）是单轮轴杆组件（21）。
11.根据权利要求1所述的飞机起落架结构（18、70、152），其中，所述收缩机构（22）机械地联接到缩回致动器，所述缩回致动器被配置成将所述飞机起落架结构（18、70、152）缩回到所述飞机（10）中，并且其中，所述缩回致动器被进一步配置成致动所述收缩机构（22），以使所述支柱组件（71、100、154）在所述扩展配置和所述缩回配置之间转变。
12.一种飞机（10），包括：
机身；
机翼组件，操作地耦接到所述机身，其中，所述机身和所述机翼组件中的一个或多个限定一个或多个轮舱、起落架储存舱或机轮储存舱；以及
一个或多个根据权利要求1所述的飞机起落架结构（18、70、152），操作地耦接到所述机身和所述机翼组件中的一个或多个，并且被配置成在飞行期间储存在所述一个或多个轮舱、所述起落架储存舱或所述机轮储存舱内。
13.一种缩回飞机起落架结构（18、70、152）以用于存放在飞机（10）内的方法，所述方法包括：
提供所述飞机起落架结构（18、70、152），其中，所述飞机起落架结构（18、70、152）包括支柱组件（71、100、154）和杆组件（21），所述杆组件（21）包括前向连杆（36），通过第一连杆枢转接头（50）枢转地耦接到上管状外壳（26），以及转向架梁（34），枢转地耦接到所述前向连杆（36）的第二连杆枢转接头（52），其中，所述转向架梁（34）进一步枢转地耦接到下管状外壳（28）；
收缩所述飞机起落架结构（18、70、152）的所述支柱组件（71、100、154），使得所述支柱组件（71、100、154）的下管状外壳（28）相对于所述支柱组件（71、100、154）的上管状外壳（26）纵向平移，并且使得所述前向连杆（36）相对于所述转向架梁（34）枢转，其中，通过至少部分地定位在所述上管状外壳（26）和所述下管状外壳（28）中的至少一个内的收缩机构（22）选择性地执行收缩所述支柱组件（71、100、154）；以及
将所述飞机起落架结构（18、70、152）缩回到所述飞机（10）中，并且将飞机起落架存放在所述飞机（10）内。
14.根据权利要求13所述的方法，其中，收缩所述支柱组件（71、100、154）使机轮组件的机轮相对于所述支柱组件（71、100、154）的所述上管状外壳（26）升高。
15.根据权利要求14所述的方法，其中，收缩所述支柱组件（71、100、154）使所述支柱组件（71、100、154）从当所述支柱组件（71、100、154）未被所述飞机（10）负重时的扩展配置转变到缩回配置，在所述扩展配置中，所述支柱组件（71、100、154）具有扩展长度（74），所述缩回配置用于将所述飞机起落架结构（18、70、152）存放在所述飞机（10）内，在所述缩回配置中，所述支柱组件（71、100、154）具有缩回长度（76），其中，所述缩回长度（76）小于所述扩展长度（74）。
16.根据权利要求13、14或15所述的方法，其中，所述杆组件（21）是单轮轴杆组件（21）。
17.根据权利要求13、14或15所述的方法，其中，通过由收缩致动器致动所述收缩机构（22）来选择性地执行收缩所述支柱组件（71、100、154），并且其中，通过所述收缩致动器选择性地执行缩回所述飞机起落架结构（18、70、152）。
18.根据权利要求13、14或15所述的方法，其中，收缩所述支柱组件（71、100、154）包括将所述上管状外壳（26）内的上隔板从下部位置纵向平移到上部位置，并且其中，纵向平移所述上隔板机械地引起所述下管状外壳（28）相对于所述上管状外壳（26）平移。
19.根据权利要求13、14或15所述的方法，其中，提供所述飞机起落架结构（18、70、152）包括提供根据权利要求1所述的飞机起落架结构（18、70、152）。
20.根据权利要求13、14或15所述的方法，其中，提供所述飞机起落架结构（18、70、152）包括将所述飞机起落架结构（18、70、152）安装在所述飞机（10）中。
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