CN109311534A - 飞行器起落架 - Google Patents

Abstract

公开了包括主支柱(8)的起落架(2)，主支柱(8)连接至位于飞行器(1)上的第一附接点(10a)。起落架(2)包括内侧侧撑杆(24)和外侧侧撑杆(22)。内侧侧撑杆(24)具有连接至主支柱(8)以用于沿主支柱8移动的第一端部，并且在第二端部处连接至位于飞行器上(1)的第二附接点(10b)。外侧侧撑杆(22)具有连接至主支柱(8)以用于沿主支柱(8)移动的第一端部，并且在第二端部处连接至位于飞行器上的第三附接点(10c)。当起落架(2)处于展开构型时，内侧和外侧侧撑杆(22、24)中的每一者的第一端部与主支柱(8)之间的连接允许每个第一端部沿主支柱(8)的长度的至少一部分移动。

Description

飞行器起落架

背景技术

本公开涉及用于飞行器的改进的起落架。更特别地但非排他地，本发明涉及机翼安装的起落架。

起落架在正常操作期间经受的主要载荷通常被分类为竖向载荷、拖曳载荷和横向载荷。通常，竖向载荷沿与飞行器的竖向轴线平行的轴线作用并且特别是在着陆期间通过重力对飞行器的质量的作用产生。拖曳载荷沿与飞行器的纵向轴线大致平行的轴线作用并且在触地时并且还在制动时通过轮子“旋转”时轮胎与地面之间的摩擦产生。横向载荷沿与飞行器的横向轴线大致平行的轴线作用并且在转向期间产生。起落架还可能承受次级载荷、比如扭矩载荷和气动阻力。

飞行器的具有机翼安装的起落架的机翼结构必须具有足够的强度以在起落架附接至机翼的点处抵抗起落架载荷。这可能限制可以用于构造机翼的材料的选择和/或导致需要加强结构，由此增加了飞行器的重量。这对于使用复合材料的机翼、例如碳纤维增强聚合物(CFRP)机翼是特别的问题，因为这些材料通常是各向异性的。例如，CFRP材料可以承受沿纤维长度的更高的载荷，但可能需要极大的增强以适应偏离轴线的载荷。因此，希望提供一种起落架，该起落架带来改进的载荷分布，例如在起落架附接至机翼的点处所经受的最大载荷减小。

一种减少在任何一个附接点处所经受的载荷的现有技术方法是提供一种通过多个附接点将载荷从起落架传递至飞行器的起落架。然而，这些设计中的许多设计在多个附接点上提供非常不均匀的载荷分布，其中，大部分载荷仍然经由一个或两个附接点承载。除了机翼上的附接点之外或替代作为机翼上的附接点，许多多点起落架布置成将载荷传递至飞行器的机身上的一个或更多个点。通过飞行器的机身抵抗载荷的一部分并不总是理想的，因为这对飞行器带来了附加的设计约束。

本发明旨在减轻上面所提及的问题中的一个或更多个问题。替代性地或附加地，本发明旨在提供一种改进的起落架，并且特别是机翼安装的起落架。

发明内容

根据第一方面，本发明提供了一种包括起落架的飞行器，该起落架包括：主支柱，该主支柱连接至位于飞行器上的第一附接点；内侧侧撑杆，该内侧侧撑杆具有连接至主支柱用于沿主支柱移动的第一端部，内侧侧撑杆在第二端部处连接至位于飞行器上的第二附接点；以及外侧侧撑杆，该外侧侧撑杆具有连接至主支柱用于沿主支柱移动的第一端部，外侧侧撑杆在第二端部处连接至位于飞行器上的第三附接点；并且其中，在使用中，当起落架处于展开构型时，内侧和外侧侧撑杆中的每一者的第一端部与主支柱之间的连接允许每个第一端部沿主支柱的长度的至少一部分的移动。

因此，当起落架处于展开构型时，没有第一端部在沿主支柱的运动自由度方面受到完全约束。根据本发明的起落架是多点起落架，在该多点起落架中，起落架载荷分布在三个附接点上。将三点式起落架设置成内侧侧撑杆和外侧侧撑杆连接至主支柱，使得侧撑杆的端部具有至少一些相对于侧撑杆的竖向运动的自由度可以通过促进对侧撑杆与主支柱之间的竖向起落架载荷的控制来提供三个附接点上的更均匀的起落架载荷分配，同时允许侧撑杆和主支柱两者传递拖曳载荷和横向载荷。

起落架可以构造成具有三个主起落架载荷路径——起落架载荷经由三个主起落架载荷路径传递至飞行器——内侧侧撑杆路径、外侧侧撑杆路径和主支柱路径。内侧侧撑杆、外侧侧撑杆和主支柱中的每一者可以构造成在起落架展开时使起落架载荷经由与飞行器附接的点从起落架传递至飞行器。内侧侧撑杆可以在主支柱和与飞行器附接的点、例如位于机翼的翼梁上的附接点之间延伸。外侧侧撑杆可以在主支柱和与飞行器附接的点、例如位于机翼的翼梁上的附接点之间延伸。内侧和外侧侧撑杆中的每一者的第一端部可以(直接或间接地)连接至主支柱，使得第一端部位于侧撑杆附近。内侧和外侧侧撑杆中的每一者的第二端部可以(直接或间接地)连接至飞行器，使得第二端部位于机翼附近。主支柱的近端部可以(直接或间接地)连接至飞行器，使得主支柱的近端部位于机翼附近。

应当理解的是，当起落架处于展开构型时，起落架的其余部分的构型可以为使得几乎没有或没有侧撑杆的第一端部相对于主支柱的移动。然而，应当理解的是，在主支柱与每个第一端部之间具有不完全约束第一端部的竖向运动的连接可以防止主支柱与第一端部之间的竖向载荷的局部(例如，直接)传递，从而至少部分地将侧撑杆与竖向载荷隔离。

侧撑杆的第一端可以(直接或间接地)连接至主支柱以用于沿主支柱移动。也就是说，第一端部与主支柱之间的连接可以允许第一端部相对于主支柱竖向移动。该连接可以构造成允许第一端部沿主支柱的长度的至少一部分移动。例如，该连接可以构造成允许每个第一端部沿主支柱的长度的一部分滑动。每个侧撑杆的第一端部和主支柱可以连接成使得第一端部相对于主支柱的轴向位置可以变化，同时第一端部相对于主支柱的径向位置保持基本恒定。

每个第一端部可以安装成用于相对于主支柱的每个部分移动。例如，在主支柱是油压支柱的情况下，每个第一端部可以安装成相对于支柱的筒体和活塞两者移动。每个第一端部可以安装成用于沿主支柱的紧邻第一端部的部分移动。

起落架可以包括载荷传递系统，该载荷传递系统布置成将拖曳载荷从主支柱传递至飞行器。载荷传递系统可以包括内侧侧撑杆和外侧侧撑杆。载荷传递系统还可以包括一个或更多个连接器，所述一个或更多个连接器将每个侧撑杆的第一端部连接至主支柱，使得第一端部可以沿主支柱的长度的至少一部分移动。载荷传递系统还可以包括一个或更多个阻尼器，所述一个或更多个阻尼器布置成将起落架经受的竖向起落架载荷的至少一部分(例如，通过主支柱、后连杆(如果存在的话)和/或起落杆的轮)经由内侧和外侧侧撑杆传递至飞行器。替代性地，载荷传递系统可以不包括这种阻尼器，在这种情况下，内侧和外侧侧撑杆可以有效地与竖向起落架载荷隔离。

内侧和外侧侧撑杆中的每一者的第一端部的运动可以不被局部地抑制的，使得侧撑杆有效地与主支柱经受的竖向起落架载荷隔离。因此，起落架、例如载荷传递系统可以布置成使得内侧侧撑杆、外侧侧撑杆和主支柱中的每一者可以将起落架载荷的一个或更多个分量传递至飞行器，但是每个第一端部与主支柱的连接防止竖向起落架载荷从主支柱传递至内侧和外侧侧撑杆，使得基本上所有竖向起落架载荷经由主支柱传递至飞行器。内侧和外侧侧撑杆中的每一者的第一端部可以连接至主支柱，以用于沿主支柱的长度的至少一部分进行无约束的竖向运动，使得侧撑杆有效地与主支柱经受的竖向起落架载荷隔离。因此，可能没有外部阻尼器连接至任一第一端部。

起落架可以包括一个或更多个阻尼器，所述一个或更多个阻尼器构造成使得竖向起落架载荷的至少一部分经由阻尼器传递至每个侧撑杆。起落架可以布置成使得内侧侧撑杆、外侧侧撑杆和主支柱中的每一者可以将起落架载荷的一个或更多个分量传递至飞行器，但是阻尼器(例如减振器)限制竖向起落架载荷传递至内侧和外侧侧撑杆。提供起落架——在该起落架中，载荷传递系统包括阻尼元件——可以使得能够进一步控制着陆载荷在三个起落架载荷路径之间的分配。起落架可以包括两个阻尼器：连接至内侧侧撑杆的第一端部的第一阻尼器和连接至外侧侧撑杆的第一端部的第二阻尼器。起落架可以包括连接至内侧侧撑杆和外侧侧撑杆中的每一者的阻尼器，使得单个阻尼器调节第一端部相对于主支柱的运动。阻尼器可以在第一端部处(直接或间接地)连接至内侧侧撑杆、外侧侧撑杆或两个侧撑杆。阻尼器可以在第二端部处连接至起落架，例如连接至主支柱、轴(如果存在的话)、转向架(如果存在的话)、后连杆(如果存在的话)或起落架的轮子。阻尼器可以包括减振器。阻尼器可以包括油压支柱。起落架可以包括单个阻尼器，该单个阻尼器布置成调节两个第一端部的运动。至少一个阻尼器可以布置成对抗第一端部沿主支柱的运动。

起落架可以包括安装在主支柱上以用于沿主支柱轴向移动的套环。套环可以沿主支柱自由滑动。内侧和外侧侧撑杆中的每一者的第一端部可以安装在套环、例如相同的套环上。因此，内侧和外侧侧撑杆中的每一者的第一端部之间的连接可以包括套环。因此，可以通过将第一端部安装在可滑动套环上来提供侧撑杆的第一端部的运动自由度。将每个侧撑杆的第一端部安装在套环上可以防止竖向起落架载荷的任何主要分量被从主腿传递至侧撑杆，从而有效地将侧撑杆与竖向起落架载荷隔离。

套环可以包括同心地安装在主支柱上的本体(例如管状或环形本体)。套环可以围绕主支柱的外周的至少一部分、例如整个外周延伸。套环可以安装成沿主支柱滑动。内侧和外侧侧撑杆可以附接至套环的外周上的相反点。内侧和外侧侧撑杆附接至套环的点可以围绕套环的外周间隔开约180度。内侧和/或外侧侧撑杆中的每一者的第一端部可以枢转地附接至套环。内侧和/或外侧侧撑杆中的每一者的第一端部可以枢转地附接至套环，以用于绕单个轴线移动，所述轴线大致平行于起落架的纵向轴线。套环的长度可以远小于主支柱的长度。套环的长度可以小于支柱的长度的50％，例如小于支柱的长度的25％或小于支柱的长度的10％。套环的长度可以小于或类似于套环的直径。

在内侧和/或外侧侧撑杆经由套环连接至起落架的情况下，阻尼器可以经由套环连接至每个侧撑杆的第一端部。例如，在内侧和外侧侧撑杆两者连接至同一套环的情况下，单个阻尼器可以经由套环连接至两个侧撑杆。阻尼器可以连接至套环，使得阻尼器的第一端部位于套环附近。阻尼器可以在第一端部处枢转地附接至套环。

起落架可以包括常规的后连杆。后连杆可以在第一端部处连接至主支柱，例如连接至主支柱的远端部。后连杆可以在第二端部处连接至起落架的轮子。后连杆可以经由附接至轴或转向架而连接至起落架的轮子。

在起落架包括后连杆的情况下，阻尼器可以在阻尼器的第一端部处连接至内侧和/或外侧侧撑杆，并且在阻尼器的第二端部处连接至后连杆。阻尼器可以构造成将后连杆经受的竖向起落架载荷的至少一部分经由内侧和/或外侧侧撑杆传递至飞行器。阻尼器可以在第一端部处枢转地连接至套环并且在第二端部处枢转地连接至后连杆。阻尼器、例如减振器可以布置成在展开构型中保持后连杆(即，用于着陆和滑行)。

在本发明的另一方面中，可以提供一种设计根据任何其他方面的起落架的方法，该方法包括在起落架处于展开构型时通过改变阻尼器相对于主支柱倾斜的角度来改变起落架中的载荷分配。改变载荷分配的步骤可以作为设计过程的一部分来执行。阻尼器可以构造成抑制沿主轴线的运动。设计方法可以包括改变阻尼器的主轴线相对于主支柱的纵向轴线的角度。改变阻尼器相对于主支柱的倾斜角度的步骤可以包括改变阻尼器连接至后连杆的位置。

该方法可以包括确定适于由飞行器结构抵抗的起落架载荷分配(设计载荷分配)。该方法可以包括计算用于起落架的起落架载荷分配(第一载荷分配)，该起落架包括以第一倾斜角度连接至主支柱(例如，在第一位置处连接至后连杆)的至少一个阻尼器。该方法可以包括将第一载荷分配与设计载荷分配进行比较。在第一载荷分配超过设计载荷分配的情况下，该方法可以包括计算用于起落架的起落架载荷分配(第二载荷分配)，该起落架包括以不同的第二倾斜角度连接(例如在沿后连杆的长度的第二位置处连接)的至少一个阻尼器。该方法可以包括将第二载荷分配与设计载荷分配进行比较。在第二载荷分配超过设计载荷分配的情况下，该方法可以包括计算用于另一个倾斜角度(例如沿后连杆的长度的另一位置)的起落架载荷分配(另一载荷分配)。该方法可以包括改变后连杆与阻尼器之间的连接点的倾斜角度和/或位置，并重复计算载荷分配，直到确定提供不超过设计分配的载荷分配的角度/位置(设计角度/位置)为止。该方法可以包括制造根据任何其他方面的起落架，该起落架包括在展开构型中具有设计角度/位置的阻尼器。该方法可以包括将起落架附接至飞行器。

应当理解的是，为了使载荷的分量经由给定的附接点从起落架传递至飞行器结构，连接至该附接点的起落架元件的运动在起落架展开时必须在至少一个方向上受到约束。

起落架可以布置成使得在使用中，当起落架处于展开构型时，通过内侧和外侧侧撑杆传递拖曳载荷，以用于分别在第二附接点和第三附接点处进行抵抗。因此，起落架可以布置成使得在使用中，当起落架展开时，防止内侧和外侧侧撑杆相对于相关的附接点(即，所讨论的元件连接至的附接点)绕与飞行器的横向轴线大致平行的轴线旋转。起落架可以布置成使得不在第一附接点处抵抗拖曳载荷。替代性地，起落架可以布置成使得拖曳载荷中的至少一些拖曳载荷可以通过主支柱传递，以用于在第一附接点处进行抵抗。起落架可以布置成使得在所有三个附接点处抵抗拖曳载荷。

起落架可以布置成使得在使用中，当起落架处于展开构型时，通过内侧和外侧侧撑杆传递横向载荷，以用于分别在第二附接点和第三附接点处进行抵抗。因此，起落架可以布置成使得在使用中，当起落架展开时，防止内侧和外侧侧撑杆相对于相关的附接点绕与飞行器的纵向轴线大致平行的轴线旋转。起落架可以布置成使得不在第一附接点处抵抗横向载荷。替代性地，起落架可以布置成使得横向载荷中的至少一些横向载荷可以通过主支柱传递，以用于在第一附接点处进行抵抗。

内侧和外侧侧撑杆可以从它们附接至主支柱的点斜着向上且沿翼展方向向外延伸。内侧和外侧侧撑杆可以在与飞行器的纵向轴线大致垂直的平面内延伸。内侧和外侧侧撑杆可以一起形成V形框架。主支柱可以沿V形框架的中心线延伸。根据三角形框架的原理，可以通过内侧和外侧侧撑杆抵抗横向载荷。取决于主支柱与第一附接点之间的连接，主支柱还可以传递横向载荷的分量，以用于在第一附接点处进行抵抗。

起落架可以布置成使得在使用中，扭矩载荷经由内侧和外侧侧撑杆传递至飞行器。起落架可以布置成使得在使用中，基本上没有扭矩载荷经由主支柱传递至飞行器。提供起落架——在该起落架中，主支柱不将扭矩载荷传递至飞行器——还可以通过迫使在不同的附接点处抵抗不同类型的载荷来进一步改善第一、第二和第三附接点之间的载荷分配。

起落架可以包括扭矩连接件。扭矩连接件在第一端部处连接至主支柱，并且在第二端部处连接至套环，使得在使用中，当起落架处于展开构型时，主支柱经受的扭矩载荷经由套环和内侧和外侧侧撑杆传递至飞行器。因此，扭矩载荷可以通过扭矩连接件和套环传递至内侧和外侧侧撑杆，以用于在第二附接点和第三附接点处进行抵抗。主支柱可以连接至第一附接点，使得扭矩载荷不能被从主支柱传递至第一附接点。例如，主支柱与第一附接点之间的连接可以允许主支柱相对于飞行器的竖向轴线旋转。

起落架可以包括轴。起落架可以包括附接至轴的一个或更多个轮子。起落架可以包括转向架。起落架可以包括以常规方式经由轴附接至转向架的一个或更多个轮子。起落架可以包括第二扭矩连接件，该第二扭矩连接件在第一端部处连接至转向架或轴，并且在第二端部处连接至主支柱，使得来自转向架或轴的扭矩载荷可以传递至主支柱。

第一、第二和第三附接点可以布置在同一竖向平面中。第一、第二和第三附接点以直线布置。以这种方式布置附接点可以有助于设计有效的收回过程。

飞行器可以包括机翼，并且第一、第二和第三附接点位于形成机翼的一部分的结构上。因此，起落架可以是机翼安装的起落架。提供机翼安装的起落架可以有助于将根据本发明的起落架结合到现有的飞行器设计中。基本上所有起落架载荷可以经由机翼传递至飞行器的机身。

机翼可以包括至少一个翼梁。第一、第二和第三附接点可以位于翼梁、例如相同的翼梁上。将起落架安装至已经定尺寸成承受相当大的载荷的翼梁可以减少对额外的增强的需要，并且因此提供与其他现有技术设计相比减轻的重量。翼梁可以是主翼盒的后翼梁。

机翼可以至少部分地由复合材料制成。翼梁可以至少部分地由复合材料制成。复合材料可以包括金属或聚合物复合物，例如金属基复合物、混合复合物或纤维增强聚合物、比如碳纤维增强聚合物(CFRP)。

主支柱可以是油压支柱。油压支柱可以包括筒体和安装成用于在筒体内移动的活塞。内侧和外侧侧撑杆中的每一者的第一端部可以相对于活塞和筒体两者自由地竖向移动。内侧和外侧侧撑杆中的每一者的第一端部可以连接成用于相对于筒体和/或活塞的轴向移动。套环可以安装成用于沿着筒体的轴向移动。

每个附接点可以包括安装特征。主支柱、内侧侧撑杆和/或外侧侧撑杆中的每一者可以包括与相关附接点上的安装特征相对应的安装特征。附接点的安装特征可以对应于起落架的元件(例如，主支柱、内侧侧撑杆和/或外侧侧撑杆)的安装特征，使得所述元件可以经由附接点连接至飞行器。主支柱、内侧侧撑杆和/或外侧侧撑杆可以使用平面轴承连接至相关的附接点。主支柱可以使用球面轴承连接至第一附接点。

起落架可以是伸缩起落架。起落架可以经由第一、第二和第三附接点附接至飞行器，以用于在展开构型与收回构型之间旋转。内侧侧撑杆可以枢转地连接至第二附接点，以用于在起落架的收回和/或展开期间绕与飞行器的纵向轴线大致平行的轴线旋转。内侧侧撑杆可以枢转地连接至第二附接点，以用于在收回和/或展开期间绕单个轴线旋转。外侧侧撑杆可以枢转地连接至第三附接点，以用于在起落架的收回和/或展开期间绕与飞行器的纵向轴线大致平行的轴线旋转。外侧侧撑杆可以枢转地连接至第三附接点，以用于在起落架的收回和/或展开期间绕单个轴线旋转。主支柱可以枢转地连接至第一附接点，以用于在起落架的收回和/或展开期间绕与飞行器的纵向轴线大致平行的轴线旋转。主支柱可以连接至第一附接点，以用于在起落架的收回和/或展开期间绕两个正交轴线中的中心点旋转。第一轴线可以大致平行于飞行器的纵向轴线。第二轴线可以大致平行于飞行器的竖向轴线。

内侧侧撑杆可以具有可变长度。提供可变长度的内侧侧撑杆可以有助于起落架的紧凑储存和/或有效的收回运动。起落架可以构造成使得当起落架展开时，内侧侧撑杆被锁定在伸展构型中。起落架可以构造成使得当起落架收回时，内侧侧撑杆处于收回构型。

内侧侧撑杆可以构造成折叠。内侧侧撑杆可以包括上侧撑杆构件和下侧撑杆构件，上侧撑杆构件和下侧撑杆构件在位于内侧侧撑杆的第一端部与第二端部之间的接头处彼此枢转地连接。上侧撑杆构件可以在第一端部处连接至第三附接点并且在第二端部处枢转地连接至下侧撑杆构件。下侧撑杆构件可以在第一端部处枢转地连接至上侧撑杆构件的第二端部并且在第二端部处连接至主支柱。当起落架处于展开构型时，内侧侧撑杆可以被锁定在伸直构型中。当起落架收回时，内侧侧撑杆可以处于折叠构型中。

内侧侧撑杆可以是伸缩侧撑杆。因此，内侧侧撑杆可以包括两个或更多个部段，所述两个或更多个部段构造成随着起落架收回而滑入彼此中。

外侧侧撑杆可以是固定长度的。外侧侧撑杆可以包括单个构件，该单个构件在第一端部处连接至主支柱并且在第二端部处连接至第三附接点。

起落架可以是主起落架。飞行器可以包括前起落架和多于一个的主起落架，例如两个或更多个主起落架。因此，飞行器可以包括多于一个的根据本发明的起落架。

飞行器可以是商用飞行器，例如商用客机，例如单走道或双走道飞行器。该飞行器可以适于承载超过50名乘客，例如超过100名乘客。

根据本发明的第二方面，提供了一种分配包括起落架的飞行器中的起落架载荷的方法，该起落架包括：主支柱，该主支柱连接至位于飞行器上的第一附接点；内侧侧撑杆，该内侧侧撑杆具有连接至主支柱的第一端部，内侧侧撑杆在第二端部处连接至位于飞行器上的第二附接点；以及外侧侧撑杆，该外侧侧撑杆具有连接至主支柱的第一端部，外侧侧撑杆在第二端部处连接至位于飞行器上的第三附接点；并且其中，在使用中，当起落架处于展开构型时，内侧和外侧侧撑杆中的每一者的第一端部的连接允许第一端部沿主支柱移动。提供起落架——在该起落架中，第一端部未相对于主支柱在竖向自由度上固定——可以通过允许竖向起落架载荷从主支柱传递至侧撑杆的程度变化来促进具有特定载荷分配的起落架的设计。

根据本发明的第三方面，提供了一种分配包括起落架的飞行器中的起落架载荷的方法，该起落架包括主支柱、内侧侧撑杆和外侧侧撑杆，并且其中，在使用中，主支柱、内侧侧撑杆和外侧侧撑杆中的每一者提供单独的起落架载荷路径——起落架载荷经由单独的起落架载荷路径传递至飞行器——并且其中，竖向起落架载荷经由内侧和外侧侧撑杆至飞行器的传递通过允许内侧和外侧侧撑杆中的每一者的一个端部相对于主支柱自由地竖向移动而限制。

根据本发明的第四方面，提供了一种飞行器起落架，该起落架包括主支柱、内侧侧撑杆以及外侧侧撑杆，其中，起落架构造成使得在使用中，当起落架展开时，主支柱、内侧侧撑杆和外侧侧撑杆中的每一者提供单独的起落架载荷路径——起落架载荷经由单独的起落架载荷路径传递至飞行器——并且其中，内侧和外侧侧撑杆中的每一者的一个端部连接至主支柱，以用于在起落架展开时沿主支柱移动，以便限制竖向起落架载荷经由内侧和外侧侧撑杆传递至飞行器。

每个起落架载荷路径可以导致起落架载荷传递至飞行器。每个起落架载荷路径可以导致起落架载荷经由不同的附接点传递至飞行器。每个起落架载荷路径可以表示两点之间的最短路线。主支柱载荷路径可以被限定为主支柱与第一附接点之间的最短路线。内侧侧撑杆载荷路径可以被限定为内侧侧撑杆的第一端部与第二附接点之间的最短路线。外侧侧撑杆载荷路径可以被限定为外侧侧撑杆的第一端部与第三附接点之间的最短路线。

起落架还可以包括至少一个阻尼器。至少一个阻尼器可以提供至少一个载荷路径，竖向起落架载荷经由该载荷路径从起落架传递至内侧侧撑杆和外侧侧撑杆。由至少一个阻尼器提供的载荷路径可以是侧撑杆的第一端部与起落架、例如主支柱或后连杆之间的最短路线。应当理解的是，第一端部的阻尼水平可以响应给定的载荷情况来确定第一端部所经受的载荷的大小。起落架可以不包括设置成调节第一端部的运动的阻尼器。在这种情况下，内侧和外侧侧撑杆的第一端部可以相对于主支柱自由移动，使得内侧和外侧侧撑杆有效地与主支柱所经受的竖向起落架载荷隔离。

根据本发明的第五方面，提供了一种起落架，该起落架构造成用作任何其他方面的起落架。

根据本发明的第六方面，提供了一种收回飞行器起落架的方法，该飞行器起落架包括：主支柱，该主支柱连接至位于飞行器上的第一附接点；内侧侧撑杆，该内侧侧撑杆在第一端部处连接至主支柱，并且在第二端部处连接至位于飞行器上的第二附接点；以及外侧侧撑杆，该外侧侧撑杆在第一端部处连接至主支柱，并且在第二端部处连接至位于飞行器上的第三附接点，该方法包括使主支柱绕与飞行器的纵向轴线大致平行的轴线旋转的步骤；并且其中，内侧和外侧侧撑杆中的每一者的第一端部随着支柱旋转而沿主支柱向上滑动。

每个侧撑杆可以经由套环连接至主支柱。套环可以随着侧撑杆旋转沿主支柱向上滑动。当起落架在展开构型与收回构型之间移动时，侧撑杆的第一端部(例如，内侧和/或外侧侧撑杆)可以沿主支柱的长度移动。当起落架从展开构型朝向收回构型移动时，内侧和/或外侧侧撑杆的第一端部可以从沿主支柱的长度的第一位置移动至沿主支柱的长度的不同的第二位置。第一轴向位置可以比第二轴向位置更靠近起落架的远端部(例如，起落架的附接有轮子的端部)。也就是说，每个第一端部可以随着起落架的收回而沿主支柱向上移动。类似地，每个第一端部可以随着起落架的展开而沿主支柱向下移动。在起落架包括套环的情况下，在收回过程期间，套环可以沿主支柱从第一轴向位置向上移动至第二轴向位置。在展开过程期间，套环可以沿主支柱从第二轴向位置向下移动至第一轴向位置。

气动阻力和扭矩载荷可以在起落架收回时经由内侧侧撑杆和外侧侧撑杆传递至飞行器。

当起落架从展开构型朝向收回构型移动时，侧撑杆的长度可以减小。例如，内侧侧撑杆可以从伸直构型移动至折叠构型。因此，在收回过程期间，内侧侧撑杆可以折叠。

当起落架从展开构型朝向收回构型移动时，外侧侧撑杆可以绕与飞行器的纵向轴线大致平行地定位的轴线旋转。在收回过程期间，外侧侧撑杆的长度可以保持恒定。

当起落架从展开构型朝向收回构型移动时，后连杆(如果存在的话)可以绕起落架的远端部旋转，使得轮向上移动，从而使得起落架的长度减小。

起落架可以布置成用于侧向收回。也就是说，起落架可以布置成用于通过绕与飞行器的纵向轴线大致平行的轴线旋转而收回。

起落架可以包括致动器，例如线性致动器。线性致动器可以连接至主支柱，使得致动器的运动导致起落架的内侧旋转。致动器可以布置成导致起落架绕与飞行器的纵向轴线大致平行的轴线向的内侧旋转。

致动器可以布置成使起落架在展开构型与收回构型之间移动。在收回构型中，起落架可以位于飞行器的外壳内，例如完全容纳于形成在飞行器中、例如在飞行器的机翼和/或机身中的凹部中。因此，当起落架收回时，起落架可能位于由飞机的向前运动所引起的主气流之外。在展开(或延伸)构型中，起落架可以布置成例如在起飞、着陆和/或滑行期间支承飞行器。在展开构型中，起落架可以布置成将横向、拖曳和/或竖向起落架载荷传递至飞行器。

当然，应当理解的是，参照本发明的一个方面所描述的特征可以结合到本发明的其他方面中。例如，本发明的方法可以结合参照本发明的设备所描述的任何特征，并且反之亦然。

附图说明

现在将参照所附的示意图仅通过示例的方式对本发明的实施方式进行描述，在附图中：

图1示出了包括根据本发明的第一实施方式的起落架的飞行器的示意图；

图2示出了包括根据第一示例性实施方式的起落架的机翼；

图3示出了第一实施方式的起落架的立体图；

图4示出了处于(a)展开位置、(b)中间位置和(c)收回位置的第一实施方式的起落架的立体图；

图5示出了处于收回位置的根据第一实施方式的起落架的平面图；以及

图6示出了根据本发明的第二示例性实施方式的起落架的立体图。

具体实施方式

图1示出了包括根据本发明的第一示例性实施方式的主起落架2的飞行器1。飞行器1包括位于飞行器中心线处的前起落架4和两个主起落架2，每个机翼6上安装有一个主起落架。图2示出了包括根据第一示例性实施方式的起落架2的机翼6的一部分的立体图。在图2中，起落架2处于展开构型。

图3示出了图2的起落架和图2的机翼6的后翼梁12的一部分的特写图。起落架2包括油压支柱8，该油压支柱8包括壳体8a和活塞8b。壳体8a在其上端部处连接至中央附接点10a，中央附接点10a固定至机翼6的后翼梁12。两轮轴14连接至活塞8b的下端部。筒形套环16安装在支柱8的壳体8a上。下扭矩连接件18在其下端部处枢转地连接至轴14，并且在其上端部处且在壳体8a处枢转地连接至支柱8。上扭矩连接件20在其下端部处连接至支柱8，在壳体8a处并且在其上端部处连接至套环16。外侧侧撑杆22在其下端部处枢转地连接至套环16。外侧侧撑杆22的上端部枢转地连接至外侧附接点10b。外侧附接点10b在中央附接点10a的外侧位置处安装在翼梁12上。外侧侧撑杆22包括在套环16与附接点10b之间斜着延伸的单个构件。内侧侧撑杆24在其下端部处枢转地连接至套环16。内侧侧撑杆24的上端部枢转地连接至内侧附接点10c。内侧附接点10c安装在中央附接点10a和外侧附接点10b内侧的翼梁12上。内侧侧撑杆24是铰接的并且包括上构件24a和下构件24b。上构件24a在其上端部处枢转地连接至内侧附接点10c，并且在其下端部处枢转地连接至下构件24b的上端部。下构件24b在其上端部处枢转地连接至上构件24a的下端部，并且在其下端部处枢转地连接至套环16。在如图1至图3所示的展开位置中，内侧侧撑杆24是直的并且斜着向上且远离支柱8地延伸至内侧附接点10c。线性致动器26连接至支柱8的上端部上的径向延伸的凸耳28。

附接点10a、10b、10c中的每个附接点包括轴承(图1中未示出)，该轴承使得相关的侧撑杆22、24或主支柱8的上端部在起落架的收回和/或展开期间能够相对于附接点10绕与飞行器的纵向轴线大致平行的轴线旋转，但防止绕任何其他轴线的旋转。在使用中，当起落架处于展开位置时，起落架被锁定，使得侧撑杆22、24或主支柱8中的每一者不能绕上述轴线旋转。实现这种锁定的方法是本领域技术人员公知的，并且在此不再进一步讨论。

在使用中，当起落架被锁定在如图1至图3所示的展开位置中时，起落架2所经受的竖向载荷沿主支柱8传递但不能从主支柱8传递至内侧24或外侧22侧撑杆，这是因为侧撑杆22、24所连接的套环16相对于主支柱8自由地竖向移动，从而将内侧24和外侧22侧撑杆与竖向载荷有效地隔离。主支柱8、内侧24和外侧22侧撑杆被约束而无法绕与飞行器的横向轴线大致平行的轴线旋转，使得起落架所经受的拖曳载荷将经由主支柱8、内侧侧撑杆24和外侧侧撑杆22中的所有的三者传递至附接点10a、10b、10c。由于内侧侧撑杆24和外侧侧撑杆22的三角形/V形构型，横向载荷的主要组成部分将由内侧侧撑杆24和外侧侧撑杆22进行抵抗，其中，横向载荷的组成部分也经由主支柱8传递。上扭矩连接件20将作用成经由套环16将扭矩载荷从主支柱8传递至侧撑杆22、24，以用于在外侧附接点10b和内侧附接点10c处进行抵抗。因此，根据本实施方式的起落架可以将起落架载荷的不同分量(例如，拖曳载荷、扭矩载荷和竖向载荷)分配至飞行器上的不同附接点，从而减少在附接点处经受的最大载荷并且减少和/或消除在附接点处进行结构增强的需要。

在其他实施方式中，中央附接点10a可以包括球面轴承，该球面轴承允许主支柱8绕两个正交方向上的中心点且绕与飞行器1的纵向轴线和竖向轴线平行地定位的轴线旋转，而在其他情况下防止支柱8的运动。在那些实施方式中，由于缺乏在相关方向上的约束，扭矩载荷不能经由第一附接点10a传递至飞行器1。相反，扭矩载荷和拖曳载荷仅经由内侧24和外侧22侧撑杆传递至飞行器1。

图4(a)、图4(b)和图4(c)示出了在收回过程的各个阶段的第一实施方式的起落架的正视图。在图4(a)的完全展开位置中，内侧24和外侧22侧撑杆各自斜着向上且远离套环延伸，从而形成“V”形，其中，支柱8位于内侧侧撑杆24和外侧侧撑杆22之间。内侧侧撑杆24的上构件24(a)和下构件24(b)成直线，使得当从图4(a)中的前方观察时，内侧侧撑杆24看起来是直的。在图4(b)中，起落架2处于中间构型，部分地位于展开与收回构型之间。与图4(a)相比，起落架2的远端部位于更内侧，并且套环16——侧撑杆22、24保持附接至套环16——位于支柱8的较高处、进一步朝向机翼6的下侧。外侧侧撑杆22已经相对于外侧附接点10b向内旋转；外侧侧撑杆22的下端部位于中央附接点10a的内侧，并且与展开位置相比，外侧侧撑杆22与主支柱8之间的角度减小。在图4(b)中，内侧侧撑杆24部分折叠；上构件24a和下构件24b相遇的点现在位于附接点10c的内侧，并且下构件24a垂直于支柱8。机翼和机身的下侧的轮廓由图4(c)中的虚线表示。在图4(c)中，起落架处于完全收回位置，其中，起落架位于飞行器1的机翼4和机身5的外壳内。在图4(c)的完全收回位置中，套环16已经沿支柱8更进一步向上移动，并且外侧侧撑杆22位于支柱8的一部分旁边并且几乎平行于支柱8。内侧侧撑杆24以下构件24a与上构件24b成锐角的方式折叠。

在使用中，为了使起落架2收回，线性致动器26在径向凸耳28(参见图3)上施加力，以使支柱8在中央附接点10a上绕大致平行于飞行器的纵向轴线延伸的轴线旋转。因此，起落架2的轮子向内并朝向飞行器1的中心线移动，直到起落架2到达图4(b)中示出的中间位置为止。支柱8的向内旋转导致单件式外侧支柱22也向内旋转，并且套环16沿支柱8向上滑动。侧撑杆22、24的端部绕它们附接至套环16的点枢转。当套环16向上滑动时，内侧支柱开始折叠，并且继续折叠，直到起落架达到图4(b)中示出的构型为止。起落架的继续旋转导致套环沿支柱8进一步向上滑动，其中，支柱8与外侧侧撑杆22之间的角度在内侧的支柱继续折叠的同时减小。随着套环16沿支柱8向上移动，上扭矩连接件20延伸以适应该运动(参见图5，其示出了处于收回位置的起落架的俯视图)。因此，根据本发明的实施方式可以允许以节省空间的方式收回起落架。此外，在收回过程期间，经由内侧24和外侧22侧撑杆抵抗附带的拖曳和扭矩载荷，从而有助于控制收回的轨迹。

图6示出了根据第二示例性实施方式的起落架。在此仅讨论第二实施方式相对于第一实施方式不同的那些方面。相同的附图标记表示相同的元件。代替第一实施方式的油压支柱8，第三实施方式的起落架102包括单件式支柱108，该单件式支柱108在其远端部处连接至后连杆130。轴104连接至后连杆130的远端部。与第一实施方式中一样，套环116安装在支柱108上。减振器132在一个端部处连接至后连杆130并且在另一端部处连接至套环116。在使用中，减振器132抑制后连杆130相对于支柱108的运动。竖向载荷在主支柱与内侧侧撑杆以及外侧侧撑杆之间(经由减振器132和套环116传递)的分布可以在设计过程期间通过改变减振器132连接至后连杆130的位置和/或起落架展开时套环116沿支柱108长度的定位而改变。

尽管已经参照特定实施方式对本发明进行了描述和说明，但是本领域的普通技术人员应当理解的是，本发明本身提供了未在本文具体说明的许多不同变型。现在将仅通过示例的方式对某些可能的变型进行描述。

上面示出的起落架具有两轮轴，可以理解的是，根据本发明的起落架可以包括不同数量的轮子，例如单个轮子，或者更多数量的轮子，例如安装在转向架上的四个轮子、六个轮子或八个轮子。

在前面的描述中，提及了具有已知的、明显的或可预见的等同物的整体或元件的情况下，则这些等同物如同被单独阐述地一样并入本文。应当参照权利要求来确定本发明的真实范围，本发明的真实范围应当被解释为包含任何这些等同物。读者还应当理解的是，本发明的被描述为优选、有利、方便等的整体或特征是可选的，并且不限制独立权利要求的范围。此外，应当理解的是，这种可选的整体或特征虽然在本发明的一些实施方式中可能有益，但在其他实施方式中可能不是期望的，并且因此在其他实施方式中可能不存在。

Claims (25)

1.一种包括起落架的飞行器，所述起落架包括：

主支柱，所述主支柱连接至位于所述飞行器上的第一附接点；

内侧侧撑杆，所述内侧侧撑杆具有连接至所述主支柱以用于沿所述主支柱移动的第一端部，所述内侧侧撑杆在第二端部处连接至位于所述飞行器上的第二附接点；

以及外侧侧撑杆，所述外侧侧撑杆具有连接至所述主支柱以用于沿所述主支柱移动的第一端部，所述外侧侧撑杆在第二端部处连接至位于所述飞行器上的第三附接点；并且

其中，在使用中，当所述起落架处于展开构型时，所述内侧侧撑杆和所述外侧侧撑杆中的每一者的第一端部与所述主支柱之间的连接允许每个第一端部沿所述主支柱的长度的至少一部分移动。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述起落架包括套环，所述套环安装在所述主支柱上以用于沿所述主支柱移动，并且其中，所述内侧侧撑杆和所述外侧侧撑杆中的每一者的第一端部附接至所述套环。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的飞行器，其中，所述内侧侧撑杆和所述外侧侧撑杆中的每一者的第一端部的运动没有被局部地抑制，使得所述侧撑杆有效地与所述主支柱所经受的竖向起落架载荷隔离。

4.根据权利要求1或权利要求2所述的飞行器，其中，所述起落架包括一个或更多个阻尼器，所述一个或更多个阻尼器构造成使得所述起落架所经受的竖向起落架载荷的至少一部分经由阻尼器传递至每个侧撑杆。

5.根据权利要求4所述的飞行器，其中，所述阻尼器的第一端部连接至所述套环。

6.根据权利要求4至6中的任一项所述的飞行器，其中，所述起落架包括后连杆，并且所述阻尼器的第二端部连接至所述后连杆，使得竖向起落架载荷经由所述阻尼器和所述套环从所述后连杆传递至所述内侧侧撑杆和所述外侧侧撑杆中的每一者。

7.根据权利要求2至6中的任一项所述的飞行器，其中，所述起落架包括扭矩连接件，所述扭矩连接件在第一端部处连接至所述主支柱，并且在第二端部处连接至所述套环，使得在使用中，当所述起落架处于所述展开构型时，所述主支柱所经受的扭矩载荷经由所述套环以及所述内侧侧撑杆和所述外侧侧撑杆传递至所述飞行器。

8.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述起落架布置成使得在使用中，当所述起落架处于所述展开构型时，通过所述内侧侧撑杆和所述外侧侧撑杆传递拖曳载荷，以用于分别在所述第二附接点和所述第三附接点处进行抵抗。

9.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述起落架布置成使得在使用中，当所述起落架处于所述展开构型时，通过所述内侧侧撑杆和所述外侧侧撑杆传递横向载荷，以用于分别在所述第二附接点和所述第三附接点处进行抵抗。

10.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述第一附接点、所述第二附接点和所述第三附接点以直线布置。

11.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述飞行器包括机翼，并且所述第一附接点、所述第二附接点和所述第三附接点位于形成所述机翼的一部分的结构上。

12.根据权利要求11所述的飞行器，其中，所述结构包括翼梁。

13.根据权利要求12所述的飞行器，其中，所述翼梁为复合翼梁。

14.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述内侧侧撑杆、所述外侧侧撑杆和所述主支柱中的每一者枢转地连接至相关的附接点，以用于在所述起落架的收回和/或展开期间绕与所述飞行器的纵向轴线的大致平行的轴线旋转。

15.根据权利要求14所述的飞行器，其中，所述主支柱连接至所述第一附接点，以用于在所述起落架的收回和/或展开期间绕两个正交轴线中的中心点旋转；第一轴线大致平行于所述飞行器的纵向轴线。

16.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述内侧侧撑杆是可变长度的。

17.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述外侧侧撑杆是固定长度的。

18.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述起落架是主起落架。

19.一种分配包括起落架的飞行器中的起落架载荷的方法，所述起落架包括：

主支柱，所述主支柱连接至位于所述飞行器上的第一附接点；

内侧侧撑杆，所述内侧侧撑杆具有连接至所述主支柱的第一端部，所述内侧侧撑杆在第二端部处连接至位于所述飞行器上的第二附接点；

以及外侧侧撑杆，所述外侧侧撑杆具有连接至所述主支柱的第一端部，所述外侧侧撑杆在第二端部处连接至位于所述飞行器上的第三附接点；

其中，在使用中，当所述起落架处于展开构型时，所述内侧侧撑杆和所述外侧侧撑杆中的每一者的第一端部的连接允许第一端部相对于所述主支柱竖向移动。

20.根据权利要求19所述的方法，其中，所述内侧侧撑杆和所述外侧侧撑杆中的每一者的第一端部随着所述起落架收回而沿所述主支柱向上滑动。

21.一种分配包括起落架的飞行器中的起落架载荷的方法，所述起落架包括主支柱、内侧侧撑杆和外侧侧撑杆，并且其中，当所述起落架处于展开构型时，所述主支柱、所述内侧侧撑杆和所述外侧侧撑杆中的每一者提供单独的起落架载荷路径，起落架载荷经由所述单独的起落架载荷路径传递至所述飞行器，并且其中，竖向起落架载荷经由所述内侧侧撑杆和所述外侧侧撑杆至所述飞行器的传递通过允许所述内侧侧撑杆和所述外侧侧撑杆中的每一者的一个端部相对于所述主支柱自由移动而被限制。

22.根据权利要求21所述的方法，其中，所述起落架还包括至少一个阻尼器，并且所述至少一个阻尼器提供至少一个载荷路径，竖向起落架载荷经由所述至少一个载荷路径从所述主支柱传递至所述内侧侧撑杆和所述外侧侧撑杆。

23.一种起落架，所述起落架构造成用作任一前述权利要求所述的起落架。

24.一种收回飞行器起落架的方法，所述飞行器起落架包括：主支柱，所述主支柱连接至位于飞行器上的第一附接点；内侧侧撑杆，所述内侧侧撑杆在第一端部处连接至所述主支柱，并且在第二端部处连接至位于所述飞行器上的第二附接点；以及外侧侧撑杆，所述外侧侧撑杆在第一端部处连接至所述主支柱，并且在第二端部处连接至位于所述飞行器上的第三附接点，所述方法包括使所述主支柱绕与所述飞行器的纵向轴线大致平行的轴线旋转的步骤；并且其中，所述内侧侧撑杆和所述外侧侧撑杆中的每一者的第一端部随着所述支柱旋转而沿所述主支柱向上滑动。

25.根据权利要求24所述的方法，其中，所述内侧侧撑杆的长度随着所述起落架收回而减小。