CN108725760B - 飞行器起落架组件 - Google Patents

Abstract

飞行器起落架组件(10、50)，包括：主支柱，主支柱经由安装凸耳布置成枢转地联接至飞行器，从而能在用于飞行的收起状态与用于起飞和着陆的展开状态之间运动；转向架梁(14)，在中心主体部分处经由转向架枢转销(16)枢转地联接至主支柱；第一轮轴(22a)，布置成承载第一轮组件和第一制动组件，每个第一制动组件附连至进而附连至转向架梁的制动杆；第二轮轴(22b)，第二轮轴布置成承载第二轮组件和第二制动组件；以及双作用致动器(24)，联接在主支柱与转向架梁之间，以将压缩或拉伸力施加至转向架梁，转向架梁的各端部区域布置成，当主支柱处于展开状态中时，转向架枢转轴线(BP)定位在与第一和第二轮组件的旋转轴线相交的平面(P2)下方。

Description

飞行器起落架组件

技术领域

本发明涉及一种飞行器起落架组件。

背景技术

已知类型的飞行器起落架包括枢转地联接至细长转向架梁的主支柱。转向架梁支承两个或更多个轮轴，每个轮轴承载一对轮组件。对每个轮组件设置制动组件。每个制动组件通过制动杆联接至突出在转向架梁下方的主支柱的下区域。制动杆相对于转向架平行且偏置布置，以在制动期间提供力消除，从而避免制动转矩传递至转向架梁。

不同类型的已知起落架包括将制动组件联接至转向架梁的制动杆。该布置将被称作“转向架锚固”的起落架。转向架锚固的起落架在制动期间不提供力消除，由此，在主支柱与转向架梁之间设置补偿致动器，以在制动期间将补偿力施加至转向架梁。

本发明的发明人已确定转向架锚固的起落架的重量可被减小。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供了一种根据权利要求1所述的飞行器起落架组件。

因而，根据第一方面的飞行器起落架组件使得能够通过将转向架枢转轴线定位在轮轴的纵向轴线下方以减小补偿致动器的尺寸和/或重量，从而减小由于制动而作用在转向架上的俯仰力矩。

根据本发明的第二方面，提供了一种根据权利要求3所述的飞行器起落架组件。

因而，根据第二方面的飞行器起落架组件使得能够通过将转向架枢转件定位成相比前轮轴更接近后轮轴以减小补偿致动器的尺寸和/或重量。将转向架枢转件定位成相比前轮轴更接近后轮轴使得组件在静止时相对不平衡而在制动时相对平衡。只要静态载荷在量级上低于制动时的载荷，补偿致动器就可比常规布置中更小和/或更轻。补偿致动器是双作用致动器，其可被驱动成伸展和缩回，并因此可在制动时在转向架梁与支柱之间从平衡位置施加正向力或反向力。

在从属权利要求中提出了第一方面和第二方面的可选特征。

根据本发明的第三方面，提供了一种飞行器起落架组件，其包括与第二方面的某些或全部特征相结合的第一方面中的某些或全部特征。

根据本发明的第四方面，提供了一种包括根据第一、第二和/或第三方面所述的飞行器起落架组件的飞行器。

附图说明

现将参考附图描述本发明的实施例，附图中：

图1是已知的转向架锚固的飞行器起落架组件的示意性侧视图；

图2是根据本发明的实施例的转向架锚固的飞行器起落架组件的示意性侧视图；

图3是根据本发明的另一实施例的转向架锚固的飞行器起落架组件的示意性侧视图；

图4是根据本发明的另一实施例的转向架锚固的飞行器起落架组件的示意性侧视图；以及

图5是根据本发明的另一实施例的转向架锚固的飞行器起落架组件的立体图。

具体实施方式

图1总体上以100示出了已知的飞行器起落架组件。

起落架组件100包括主支柱102，主支柱102可运动地联接至飞行器(未示出)。主支柱102是冲击吸收支柱，但可为刚性的。转向架梁104经由枢转销106枢转地安装在主支柱102的下端处。

转向架枢转轴线BP位于与轮轴枢转轴线AP相同的平面P中或可在轮轴枢转轴线AP稍上方。

转向架梁104承载用于安装轮组件(未示出)的前轮轴和后轮轴108。为了清楚起见，省略了后轮轴。每个轮组件设置有制动组件110，制动组件110布置成将制动转矩施加至轮组件以使飞行器减速。每个制动组件110包括附连至相应制动杆114的一端的凸耳112。每个制动杆114的另一端附连至转向架梁104的顶表面上的相应安装凸耳116。由此，起落架组件是转向架锚固的起落架组件。

在主支柱102与转向架梁104之间设置补偿致动器118，以在制动期间将补偿力施加至转向架梁104。补偿致动器118联接在支柱安装凸耳120与转向架梁安装凸耳122之间。

本发明的发明人已确定已知起落架的重量可被减小。

图2是飞行器的一部分、更具体是根据本发明的实施例的飞行器起落架组件10的示意图。

飞行器起落架组件10包括主支柱12，主支柱12可运动地联接至机体(未示出)。主支柱12是常规的冲击吸收支柱，主支柱12具有上圆柱体12a，滑动管12b可滑动地安装在上圆柱体12a内。然而，在其它实施例中，主支柱可为刚性的。

转向架梁14经由位于转向架梁14中间的枢转销16枢转地安装在滑动管12b的下端处。转向架梁14具有大致平直的细长中心主体部分14a。转向架梁14具有提高的端部分14b，这些端部分14b向上远离中心主体部分14a以约45°的角度突出。然而，在其它实施例中，端部分可采用任何合适的构造；例如，端部分14b可在转向架梁14的同一侧上、但在相反方向上以20°至70°之间的角度伸展远离主体部分14a。每个端部分14b布置成支承轮轴22。轮组件18安装在轮轴22上。每个轮组件18的制动组件19经由制动杆20连接至转向架梁14，使得起落架组件是转向架锚固的起落架组件。

因而，根据所示实施例的起落架组件10包括具有上翘端部区域14b的转向架梁，上翘端部区域14b将轮轴18安装在转向架枢转销16上方。更具体地，与每个轮轴22的轮轴枢转轴线AP相交的平面P2在与转向架枢转轴线BP相交的平行平面P上方且与其隔开。本发明的发明人已确认该布置减小了转向架梁14上的俯仰力矩，该俯仰力矩由于制动而升高。由此，该布置可减小补偿致动器24所需的载荷，这表示可提供更小且更轻的补偿致动器24。

只要转向架梁的形状布置成将轮轴定位在枢转销上方，以便减小轮胎/地面接触点与枢转销之间的竖直距离，转向架梁的特定形状是不重要的。优选的是，转向架梁具有波浪状或曲折状，以避免尖锐角部。

图3总体上以30示出了根据本发明的另一实施例的飞行器起落架组件。飞行器起落架组件30类似于飞行器起落架组件10，为了简明起见，以下描述将仅关注不同之处。

所示实施例的转向架梁34是平直的而不是具有向上伸展的端部区域，从而将轮轴38与转向架枢转销36置于同一条线上。然而，转向架枢转销36相比前轮轴38a而言更接近的是后轮轴38b而不是居中地定位在转向架梁34上。由此，竖直静态载荷在前轮对与后轮对之间不平均地分配；更确切地，后轮胎比前轮胎承载更多重量。

转向架枢转销36定位使得，对于特定的制动转矩和飞行器重量，前制动对和后制动对上的竖直载荷在制动时基本上被均衡。

在飞行器运行期间，竖直载荷和制动转矩是可变的。由此，单个的转向架枢转销位置无法确保在制动时恒定的力平衡。然而，所示实施例的偏置构造可最小化所需的补偿致动器尺寸，以便校正这些变化。

所示实施例的补偿致动器40是可被驱动以伸展或收缩的双作用致动器。由此，补偿致动器40可在主支柱32与转向架梁34之间施加推力或拉力。

当不发生制动时，致动器40被控制成推压转向架梁40，以获得前轮组件42与后轮组件(未示出)之间名义上均匀的载荷分配。

在制动施加期间，所需来自补偿致动器40的力减小至零。

在极端制动条件下，补偿致动器40可被控制成牵拉转向架梁34，以便补偿前轮组件42上的附加载荷。

可通过位于飞行器内或安装在起落架组件上的控制器执行合适的控制程序。该控制系统可基于所测量或所估计的制动转矩并考虑瞬时的飞行阶段来动态地控制补偿致动器40的操作。

由于补偿致动器40可提供显著的力，故而补偿致动器40可用于通过减小所涉及的载荷而进一步减小起落架的重量。由于在以上构造中，致动器处于零载荷，飞行器的竖直载荷会主要由后轮对接收，故而致动器可(通过将前轮转向角与所要求的拉力相关联)被安排成在转向动作期间牵拉。在极端转向情形中，这将具有减小前轮上明显的竖直载荷的效果，因而减小与地面交界处的摩擦力，并减小施加至起落架的总转向转矩载荷。由于该转矩是转向架起落架的显著设计驱动，故而该结构的重量可减小。

致动器可用于执行本领域中熟知的任务：在飞行中将转向架定位成收起或着陆，以及在起飞期间沿一方向偏置转向架(受控关节连接)。

然而，通过测量转向架的位置或致动器的长度，致动器可使用来自机载飞行器系统的飞行器角度作为至转向架俯仰平衡控制系统的输入而被安排成在飞行中将转向架与气流对齐。已表明，将转向架与气流方向对齐可显著减小起落架发出的气动噪声。

图4总体上以50示出了根据另一实施例的飞行器起落架组件。飞行器起落架组件50将参考图2描述的实施例的转向架梁14与参考图3描述的实施例的偏置枢转销36组合，从而将两种布置的重量节省能力组合。

可通过本领域中已知和飞行控制致动器上通常采用的各种手段在补偿系统中建立冗余：可采用两个平行的补偿致动器，每个补偿致动器由分离的电气和/或液压回路和控制系统供能，或单个致动器可与由独立的液压回路驱动的两个独立的活塞一起使用。该选择将取决于飞行器架构和可用容积；两个平行的致动器通常可并排放置，但也可能前后定位两个不同的致动器，而带有作用于同一杆上的两个分离的活塞/腔室的架构将比单个致动器更长，且有可能无法装配在可用空间中。致动器定尺寸为在一个致动器/系统失效的情形下确保50％至完整之间的补偿。

图5示出了根据本发明的另一实施例的飞行器起落架组件60。飞行器起落架组件60类似于图4中的起落架组件，为了简明起见，以下描述将仅关注不同之处。

起落架组件60包括以平行并排关系安装的第一转向架梁64a和第二转向架梁64b。转向架梁64a和64b各自包括布置成接纳共同的转向架枢转销66、或同轴的转向架枢转销的相同的枢转轴承，使得转向架梁64a、64b围绕共同的转向架枢转轴线M枢转。

在第一端处，第一转向架梁64a包括常规的安装衬套，第一轮轴68a通过安装衬套安装。第二转向架梁64b包括承载第三轮轴68c的对应的安装衬套。当转向架梁64a、64b彼此对齐、即在相同平面中时，第一轮轴68a和第三轮轴68c与共同轴线对齐。

类似地，第一转向架梁64a的第二端包括安装第二轮轴68b的常规安装衬套，而第二转向架梁64b的第二端包括安装第四轮轴68d的常规安装衬套。

每个轮轴68a－d布置成安装单个轮组件。

在主支柱62与第一转向架梁64a之间设置第一补偿致动器70a，以在制动期间将补偿力施加至第一转向架梁64a。在主支柱62与第二转向架梁64b之间设置第二补偿致动器70b，以在制动期间将补偿力施加至第二转向架梁64b。在该情形中，每个转向架具有补偿致动器，补偿致动器的尺寸定为管理由两个制动件产生的转矩。

因而，两个平行的转向架梁设置成“双自行车”布置，其中，各转向架梁可独立地围绕其安装轴线枢转。该布置通过使得一对可独立操作的补偿致动器作用在不同的转向架梁上而提供了制动补偿冗余。内侧转向架上的制动件和补偿致动器可由一个系统控制和供能，外侧上的制动件和补偿致动器可由第二独立的系统控制。在一个系统失效的情形中，另一系统因而被隔离而不受影响。该布置还比由作用在同一转向架梁上的一对致动器提供冗余的布置更有利，这是由于每个致动器仅需要将尺寸定成补偿由起落架组件的一侧上的制动组件所产生的俯仰力矩，从而可提供重量优势。

在其它实施例中，起落架组件60可仅具有参考图2描述的实施例的相对较低的转向架枢转轴线和参考图3描述的实施例的偏置枢转销36中的一个。

尽管所示实施例的起落架组件具有通过制动杆联接至转向架梁的制动组件，但在其它实施例中，制动组件可通过任何合适的手段相对于转向架梁转动地固定，这些手段比如是轮轴上的凸缘或花键，或制动件被刚性地固定至轮轴和/或转向架梁的任何其它机构，从而在制动期间在转向架上产生的俯仰力矩大于制动杆相对于转向架平行且偏置布置以在制动期间提供力消除的常规布置中所产生俯仰力矩。

根据本发明的实施例的起落架组件可由常规的航空材料形成，比如不锈钢、铝或钛。

根据本发明的实施例的起落架组件可为用于中型至大型飞行器的主起落架组件。

虽然以上已参考一个或多个优选实施例描述了本发明，但将理解到，可进行各种变化或修改而不脱离如所附权利要求限定的本发明的范围。词语“包括”可表示“包含”或“由……组成”，因而不排除在任何权利要求或整份申请文件中所列的元件或步骤之外的元件或步骤的存在。仅特定措施被记载在彼此不同的从属权利要求中的事实并不表明这些措施的组合无法被有利地使用。

Claims (12)

1.一种飞行器起落架组件（10、50、60），包括：

主支柱，所述主支柱在主支柱端部区域处具有安装凸耳，所述主支柱经由所述安装凸耳布置成枢转地联接至飞行器，从而能在用于飞行的收起状态与用于起飞和着陆的展开状态之间运动；

细长的转向架梁（14、64a），所述转向架梁包括通过中心主体部分（14a）连接的第一端部区域和第二端部区域（14b），所述转向架梁在所述中心主体部分处经由转向架枢转销（16）枢转地联接至所述主支柱；

第一轮轴（22a、68a），所述第一轮轴安装在所述转向架梁的所述第一端部区域处，所述第一轮轴布置成承载一个或多个第一轮组件和第一制动组件，每个第一制动组件联接至所述第一轮轴或所述转向架梁，使得所述第一轮轴或所述转向架梁在制动时抑制所述第一制动组件相对于所述第一轮轴的转动；

第二轮轴（22b、68b），所述第二轮轴安装在所述转向架梁的所述第二端部区域处，且所述转向架枢转销在所述第一端部区域与所述第二端部区域之间，所述第二轮轴布置成承载一个或多个第二轮组件和第二制动组件；以及

致动器（24、70a），所述致动器联接在所述主支柱与所述转向架梁之间，且能操作成伸展，以在制动期间将补偿力施加至所述转向架梁；

其中，所述转向架梁的所述第一端部区域和所述第二端部区域布置成，当所述主支柱处于所述展开状态中时，转向架枢转轴线（BP）定位在与所述第一轮组件和所述第二轮组件的旋转轴线相交的平面（P2）下方，并且

其中，所述第一端部区域和所述第二端部区域（14b）从所述中心主体部分（14a）以20°至70°之间的角度延伸。

2.一种飞行器起落架组件（30、50、60），包括：

主支柱（32、62），所述主支柱在主支柱端部区域处具有安装凸耳，所述主支柱经由所述安装凸耳布置成枢转地联接至飞行器；

细长的转向架梁（34、64a），所述转向架梁经由转向架枢转销（36）枢转地联接至所述主支柱；

第一轮轴（38a、68a），所述第一轮轴安装在所述转向架梁的第一端部区域处，所述第一轮轴布置成承载一个或多个第一轮组件和第一制动组件，每个第一制动组件联接至所述第一轮轴或所述转向架梁，使得所述第一轮轴或所述转向架梁在制动时抑制所述第一制动组件相对于所述第一轮轴的转动；

第二轮轴（38b、68b），所述第二轮轴安装在所述转向架梁的第二端部区域处，且所述转向架枢转销在所述第一端部区域与所述第二端部区域之间，所述第二轮轴布置成承载一个或多个第二轮组件和第二制动组件；以及

双作用致动器（40、70a），所述双作用致动器联接在所述主支柱与所述转向架梁之间，以将压缩或拉伸力施加至所述转向架梁；

其中，所述转向架枢转销（36、66）定位成相比所述第一轮轴更接近所述第二轮轴，还包括或结合有用于控制所述致动器（40）的控制操作的控制器，

其中，所述控制器配置成，当检测到轮上的飞行器重量且制动件不进行制动时，引起所述致动器（40）将推力施加至所述转向架梁，以便获得所述第一轮组件与所述第二轮组件之间的基本上均匀的重量分布。

3.根据权利要求2所述的飞行器起落架组件（30、50、60），其特征在于，所述控制器配置成，根据检测到的施加至所述第一轮组件和所述第二轮组件的制动转矩等级引起所述致动器（40）减小施加至所述转向架梁的推力。

4.根据权利要求3所述的飞行器起落架组件（30、50、60），其特征在于，所述控制器配置成，当检测相对较高等级的制动转矩被施加至所述第一轮组件和所述第二轮组件时，引起所述致动器（40）将拉力施加至所述转向架。

5.根据权利要求2至4中任一项所述的飞行器起落架组件（30、50、60），其特征在于，所述控制器配置成，在滑行转向运动期间引起所述致动器（40）将拉力施加至所述转向架，以在滑行转向运动期间将所述第一轮组件抬离地面。

6.根据权利要求2至4中任一项所述的飞行器起落架组件（30、50、60），其特征在于，所述控制器配置成，引起所述致动器（40）将所述转向架梁定位成相对于飞行器的纵向轴线平行。

7.根据权利要求1所述的飞行器起落架组件（30、50、60），

其特征在于：所述第一轮轴在所述转向架梁的第一侧上限定第一轮安装部分，用于支承所述第一轮组件；

所述第二轮轴在所述转向架梁的第一侧上限定第二轮安装部分，用于支承所述第二轮组件；

所述起落架组件还包括：

细长的第二转向架梁，所述第二转向架梁包括第二安装成形部，所述第二安装成形部限定第二转向架枢转轴线，所述第二转向架梁经由所述第二转向架枢转轴线以并排且相邻的关系布置成枢转地安装至飞行器起落架的主支柱，其中，所述转向架梁的转向架枢转轴线相对于所述第二转向架枢转轴线同轴；

第三轮轴，所述第三轮轴安装在所述第二转向架梁的第一端部区域处，所述第三轮轴在所述第二转向架梁的第二侧上限定第三轮安装部分，用于支承第一轮组件，所述第二侧背向所述转向架梁；

第四轮轴，所述第四轮轴安装在所述第二转向架梁的第二端部区域处，所述第四轮轴在所述第二转向架梁的所述第二侧上限定第四轮安装部分，用于支承第四轮组件。

8.根据权利要求7所述的飞行器起落架组件（60），其特征在于，还包括

第二双作用致动器（70b），所述第二双作用致动器联接在所述主支柱与所述第二转向架梁（64b）之间，以将压缩或拉伸力施加至所述第二转向架梁；

其中，所述转向架枢转销（66）定位成相比所述第三轮轴（68c）更接近所述第四轮轴（68d）。

9.根据权利要求7或8所述的飞行器起落架组件（60），其特征在于，所述转向架梁的所述第一端部区域和所述第二端部区域以及所述第二转向架梁的所述第一端部区域和所述第二端部区域都布置成，当所述主支柱处于所述展开状态中时，所述转向架枢转轴线定位在与所述第一轮组件至所述第四轮组件的旋转轴线相交的平面下方。

10.根据权利要求1或2所述的飞行器起落架组件（30、50、60），其特征在于，每个制动组件连接至安装所述制动组件的所述轮轴或所述转向架梁，使得在制动时，安装所述制动组件的所述轮轴或所述转向架梁抑制相应制动组件相对于相应轮轴的转动。

11.根据权利要求1或2所述的飞行器起落架组件（30、50、60），其特征在于，每个制动组件附连至制动杆，所述制动杆进而附连至所述转向架梁。

12.一种飞行器，所述飞行器包括一个或多个根据权利要求1至11中任一项所述的飞行器起落架组件。

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