CN111152915A - 整体式外部起落架梁支撑配件 - Google Patents

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CN111152915A
CN111152915A CN201911072015.8A CN201911072015A CN111152915A CN 111152915 A CN111152915 A CN 111152915A CN 201911072015 A CN201911072015 A CN 201911072015A CN 111152915 A CN111152915 A CN 111152915A
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史蒂文·斯科特·赫尔
埃里克·塞安·卡米拉
本杰明·约瑟夫·帕尔默
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Abstract

本申请涉及一种整体式外部起落架梁支撑配件。提供了一种构造成将致动器从配件选择性地释放的分离支撑件以及一种提供分离支撑件的方法。分离支撑件包括定位在致动器和配件之间的滚道。致动器的第二端部经由定位在滚道中的球形接头连接至配件。球形接头允许致动器围绕球形接头在竖直平面中在第一位置和第二位置之间枢转。分离支撑件包括第一转向节，其导致当致动器在第一方向上移动超过第一位置时将致动器从配件释放。配件的一部分或第二转向节可导致当致动器在第二方向上移动超过第二位置时将致动器从配件释放。致动器的一部分可破裂以将致动器从配件释放。

Description

整体式外部起落架梁支撑配件
技术领域
本文描述的示例涉及一种整体式外部起落架梁支撑配件、以及提供整体式外部起落架梁支撑配件的方法。
背景技术
飞机包括可在着陆和起飞时延伸并在飞行期间收回到飞机中的起落架。致动器连接至飞机的主起落架耳轴并用于延伸和收回起落架。致动器经由可被称为桥式配件(bridge fitting)的第一配件连接至机翼后梁。可被称为微型斜面配件的第二配件将起落架梁连接至机翼后梁。装配两个分开的配件(微型斜面配件及桥式配件)的工艺可由于机翼蒙皮轮廓必须在两个配件装配在一起的情况下机加工而复杂。两个配件的公差差异可能结合而增加与后机翼梁及机翼蒙皮表面轮廓的装配的难度。
当前的将致动器连接至机翼后梁的设计使用了水平取向的保险销。该保险销设计为在由于碰撞事件而施加高载荷时将致动器从机翼后梁剪切并释放。然而，这可对减小将致动器从机翼后梁释放所需的载荷是有益的。如上所述，起落架通常由配件连接至飞机的机翼后梁。飞机可包括位于机翼后梁中的燃料箱。由于对起落架的碰撞载荷，致动器和/或主起落架耳轴可能穿透位于机翼后梁中的燃料箱，这不是期望的。期望的是，在施加正在施加到起落架系统的碰撞载荷时，燃料箱保持完整无损。当前的襟翼展开系统的其它缺点可能存在。
发明内容
本公开涉及一种分离支撑件(breakaway support)，其构造成当致动器枢转经过第一位置或枢转经过第二位置时将起落架致动器从配件释放。致动器可由于碰撞事件枢转经过第一位置或第二位置。选择性地释放起落架致动器可降低穿透飞机的翼盒中的燃料箱的可能性。
本公开的一个示例是一种分离支撑件，其包括具有第一端部和第二端部的致动器以及配件。分离支撑件包括定位在致动器和配件之间的滚道(race)。分离支撑件包括位于滚道内的球形接头，致动器的第二端部经由球形接头连接至配件。球形接头构造成允许致动器围绕球形接头在竖直平面中在第一位置和第二位置之间枢转。分离支撑件包括第一转向节。第一转向节使得当致动器在第一方向上移动超过第一位置时将致动器从配件释放。
分离支撑件可包括第二转向节，该第二转向节使得当致动器在第二方向上移动超过第二位置时将致动器从配件释放。致动器的一部分可构造成，当致动器在第一方向上移动超过第一位置时或者当致动器在第二方向上移动超过第二位置时破裂以将致动器从配件释放。致动器的构造成破裂的部分可具有相比于致动器的邻近部分的外径减小的外径。
分离支撑件可包括将致动器的第二端部连接至球形接头的杆。杆的一部分可构造成，当致动器在第一方向上移动超过第一位置时或者当致动器在第二方向上移动超过第二位置时破裂以将致动器从配件释放。杆的构造成破裂的部分可具有相比于杆的邻近部分的外径减小的外径。杆可以是球形接头的单一部件。第一转向节可定位在配件上，并且第二转向节可定位在配件上。第一转向节可定位在致动器上，并且第二转向节可定位在致动器上。
分离支撑件可包括将致动器的第二端部经由球形接头耦接至配件的紧固件和螺母，紧固件穿过球形接头中的开口定位。紧固件可在竖直方向上沿着球形接头的中心轴线取向。配件可包括开口，并且球形接头定位在该开口中。致动器的第二端部可包括U形接头，并且配件的开口、滚道以及球形接头定位在该U形接头内。U形接头可包括第一开口和第二开口。紧固件可穿过U形接头中的第一开口、滚道、球形接头中的开口以及U形接头中的第二开口，以将致动器的第二端部经由球形接头耦接至配件。致动器的第一端部可连接至飞机的主起落架耳轴。致动器可构造成使飞机的起落架收回和延伸。
本公开的一个示例是一种分离支撑件系统。分离支撑件系统包括配件，该配件具有第一竖直壁、从第一竖直壁延伸的第二竖直壁以及连接在第一竖直壁与第二竖直壁之间的横向构件。第二竖直壁垂直于第一竖直壁。配件包括位于横向构件中的第一开口。分离支撑件系统包括具有第一端部和第二端部的致动器，并且致动器构造成收回和延伸飞机的起落架。分离支撑件系统包括定位在横向构件中的第一开口中的滚道。分离支撑件系统包括定位在滚道中的球形接头。滚道定位在致动器的第二端部与横向构件之间。球形接头构造成允许致动器围绕球形接头在竖直平面内在第一位置和第二位置之间枢转。分离支撑件系统包括第一转向节，该第一转向节使得当致动器在第一方向上移动超过第一位置时将致动器从配件释放。
横向构件可相对于第一竖直壁和第二竖直壁是水平的。分离支撑件系统可包括第二转向节，该第二转向节使得当致动器在第二方向上移动超过第二位置时将致动器从配件释放。第一转向节可从横向构件的顶部表面延伸，并且第二转向节可从横向构件的底部表面延伸。致动器可包括分离部，该分离部构造成，当致动器在第一方向上移动超过第一位置时或者当致动器在第二方向上移动超过第二位置时破裂以将致动器从配件释放。
横向构件可使得当致动器在第二方向上移动超过第二位置时将致动器从配件释放。致动器的第二端部可包括U形接头，并且横向构件的第一开口、滚道以及球形接头定位在该U形接头中。分离支撑件系统可包括将致动器的第二端部选择性地连接至配件的紧固件和螺母。紧固件可延伸穿过U形接头、滚道以及球形接头，并且紧固件可平行于第一竖直壁和第二竖直壁取向。分离支撑件系统可包括位于配件的第一竖直壁中的第二开口和第三开口，并且起落架梁经由第二开口和第三开口连接至配件。分离支撑件系统可包括位于配件的第二竖直壁中的第四开口和第五开口，该第四开口和第五开口可构造成将配件连接至飞机的机翼。
本公开的一个示例是一种提供飞机的分离支撑件的方法。方法包括提供具有第一端部和第二端部的致动器，并且提供配件。方法包括提供滚道并将球形接头定位在滚道中。方法包括提供第一转向节并将致动器的第二端部连接至球形接头，该球形接头构造成允许致动器围绕球形接头枢转。第一转向节构造成当致动器在第一方向上移动经过第一位置时将致动器从配件释放。
配件的一部分可构造成当致动器在第二方向上移动经过第二位置时将致动器从配件释放。方法包括提供第二转向节，该第二转向节构造成当致动器在第二方向上移动经过第二位置时将致动器从配件释放。可通过使致动器的一部分破裂而将致动器从配件释放。致动器的第二端部可经由杆连接至球形接头。可通过使杆的一部分破裂而将致动器从配件释放。方法可包括通过穿过致动器的第二端部、滚道以及球形接头定位紧固件而将致动器的第二端部选择性地连接至球形接头。
附图说明
图1是分离支撑件系统的一个示例的示意图。
图2是用于分离支撑件的配件的一个示例的示意图。
图3是用于分离支撑件的配件的一个示例的示意图。
图4是用于分离支撑件的配件的一个示例的示意图。
图5是用于在分离支撑件系统中使用的致动器的一个示例的示意图。
图6是分离支撑件系统的一个示例的示意图。
图7是连接至飞机的后梁的分离支撑件系统的一个示例的示意图。
图8是用于分离支撑件的配件的一个示例的示意图。
图9是用于在分离支撑件系统中使用的杆的一个示例的示意图。
图10是用于在分离支撑件系统中使用的杆的一个示例的示意图。
图11是用于在分离支撑件系统中使用的致动器的一个示例的示意图。
图12是提供飞机包括的分离支撑件的方法的一个示例的流程图。
虽然本公开容许各种修改和替代形式，特定的实施例已经在附图中通过示例的方式示出并将在本文中详细描述。然而，应理解的是，本公开并非旨在被限于公开的特定形式。相反，旨在覆盖落入如所附权利要求所限定的本公开的范围内的所有修改、等同物及替代。
具体实施方式
图1示出了分离支撑件系统100的一个示例的示意图。分离支撑件系统100包括连接至配件110的致动器150。图2示出了配件110的一个示例的示意性前透视图，并且图3示出了配件110的一个示例的示意性后透视图。配件110包括第一壁120和第二壁130。第一壁120可以是竖直取向的壁，本文中称为第一竖直壁，并且第二壁130可以是竖直地取向的壁，本文中称为第二竖直壁。第二壁130连接至第一壁120并从第一壁120垂直延伸。横向构件140连接至第一壁120和第二壁130。横向构件140可相对于第一竖直壁120和第二竖直壁130水平定位。横向构件140可基本上垂直于第一壁120和第二壁130取向。配件110包括顶板111和底板112。第一壁120、第二壁130、横向构件140、顶板111及底板112可一起成型以形成单一配件110。
横向构件140包括在图2中最佳地示出的第一(或顶部)表面141和第二(或底部)表面142。横向构件140包括在图2中最佳地示出的第一开口143。第一(或顶部)转向节144从横向构件140的顶部表面141延伸。第一转向节144构造成将致动器150从配件110选择性地释放，如本文所描述的。第二(或底部)转向节145从横向构件140的底部表面142延伸。第二转向节145构造成将致动器150从配件110选择性地释放，如本文所描述的。
配件110的第一壁120包括在图2中最佳地示出的第二开口121和第三开口122。第二开口121和第三开口122构造成能够将配件110连接至起落架梁410(图7中示出)。紧固件(未示出)将穿过第二开口121和第三开口122插入以将配件110选择性地连接至起落架梁410，如已受益于本公开的本领域的普通技术人员所理解的。第一壁120的背面可包括具有开口124、125的第一凸缘123以及具有开口127、128的第二凸缘126。凸缘123、126及开口124、125、127、128构造成飞机襟翼支撑物。
配件110的第二壁130包括第四开口131和第五开口132。第四开口131和第五开口132构造成能够将配件110连接至飞机的机翼。特别地，紧固件(未示出)可穿过第四开口131和第五开口132插入以将配件110选择性地连接至后机翼梁420(图7中示出)，如已受益于本公开的本领域的普通技术人员所理解的。配件110是整体式支撑配件，其提供了起落架梁410(图7中示出)与后机翼梁420(图7中示出)的连接并将致动器150连接至后机翼梁420。机翼蒙皮轮廓内的单个配件110的组件相比于利用两个分开的配件的现有技术起落架组件减少，如已受益于本公开的本领域的普通技术人员所理解的。
图4是具有定位在滚道160内的球形接头170的配件110的透视图的示意图。滚道160构造成允许球形接头170在滚道160内的运动。球形接头170定位在横向构件140的第一开口143内。致动器150经由球形接头170连接至配件110。如图1和图5所示，致动器150包括第一端部151和第二端部152。致动器150的第二端部152成型为U形接头或叉状件。U形接头包括经由连接构件157连接的上部构件153和下部构件155，如图5所示。上部构件153包括开口154，并且下部构件155包括开口156。球形接头170包括开口171，如图4所示。
紧固件180和相应的螺母181可用于将致动器150的第二端部152经由球形接头170选择性地连接至配件110。紧固件180穿过U形接头的上部构件153中的开口154、穿过滚道160和定位在横向构件140的开口143中的球形接头170中的开口171、并穿过U形接头的下部构件155中的开口156定位。开口143、154、156、171构造成使得紧固件180相对于致动器150的端部竖直对齐，如图1所示。螺母181可固定在紧固件180的端部上以将致动器150的第二端部152固定至配件110，如已受益于本公开的本领域的普通技术人员所理解的。
与现有设计的水平取向的剪切销相反，紧固件180相对于致动器150的第二端部152竖直取向。紧固件180穿过球形接头170和滚道160定位允许致动器150围绕球形接头170枢转，如本文所描述的。紧固件180未设计成将致动器150从后机翼梁420(图7所示)选择性地释放。相反，转向节(诸如第一转向节144)将载荷施加至致动器150或本文描述的系统的其它部件，导致致动器150破裂将其从后机翼梁420释放。与水平取向的保险销的现有使用相比，这种构造使得能够施加较低的载荷以释放致动器150。在较低的载荷下释放的能力可导致降低各个部件的成本和/或重量。
球形接头170和滚道160能够使致动器150围绕球形接头170在如图1所示的竖直平面内在第一位置和第二位置之间枢转，如本文所描述的。作为示例，第一位置和第二位置可分开大约15度。致动器150在延伸飞机的起落架时围绕球形接头170在第一方向D1(图6中示出)枢转至第一位置，并且在收回飞机的起落架时围绕球形接头170在第二方向D2(图6中示出)枢转至第二位置，如本文所描述的。致动器150在其中枢转的平面由致动器150的中心线(由箭头190标示)和横向构件140的开口143的中心线(由箭头192标示)形成。致动器150围绕横切于位于横向构件140的开口143的中心线处的.致动器150的中心线的轴线(由箭头191标示)枢转。致动器150的枢转运动由箭头193标示。
图5示出了致动器150的一个示例的部分的示意图。致动器150的第二端部152成型为U形接头或叉状件。U形接头包括经由连接构件157连接的上部构件153和下部构件155。上部构件153包括开口154，并且下部构件155包括开口156。如本文所描述的，开口154、156能够使致动器150的第二端部152经由连接至配件110的球形接头170选择性地连接至配件110。紧固件180可穿过U形接头的上部构件153中的开口154、穿过滚道160和定位在横向构件140的开口143中的球形接头170中的开口171、并穿过U形接头的下部构件155中的开口156定位。开口143、154、156、171构造成使得紧固件180相对于致动器150的端部竖直对齐。致动器150的部分158可构造成破裂以将致动器150从配件110选择性地释放，如本文所描述的。换句话说，致动器150的构造成选择性地破裂的部分158可具有比致动器150的邻近部分减小的外径，如图5所示。
图6是分离支撑件系统300的一个示例的示意图。分离支撑件系统300包括连接至飞机的主起落架耳轴400的分离支撑件系统100。分离支撑件系统100包括连接至具有第一壁120和第二壁130的配件110的致动器150。配件110构造成连接至起落架梁410(图7中示出)和后机翼梁420(图7中示出)，如本文所描述的。致动器150的第一端部151连接至飞机的主起落架耳轴400，并且致动器150的第二端部152经由球形接头170(在图4中最佳地示出)连接至配件110，如本文所描述的。
致动器150构造成使连接至主起落架耳轴400的端部的起落架405(图7中示出)收回和延伸。图6示出了致动器150处于如由致动器150的中心线159A标示的第一(或延伸)位置。当致动器150使起落架405收回时，致动器150在第二方向(D2)上围绕球形接头170枢转，直到其到达以虚线示出并由致动器的中心线159B标示的第二位置。当致动器150使起落架405从收回位置延伸时，致动器150在第一方向(D1)上围绕球形接头170枢转，直到其到达由致动器150的中心线159A标示的第一位置。致动器150的第二端部152、配件110、滚道160和球形接头170各自构造成允许致动器150在对于起落架405的常规操作的第一位置和第二位置之间的枢转运动。
图7是连接至飞机的机翼后梁420的分离支撑件系统300的一个示例的示意图。配件110(在图1-图4最佳地示出)连接至飞机的机翼后梁420。如本文所描述的，穿过配件的第二壁130中的第四开口131和第五开口132插入的紧固件将配件110连接至飞机的机翼后梁420。构造成使起落架405收回和延伸的致动器150连接到主起落架耳轴400一个端部，其中起落架405连接到主起落架耳轴400的另一端部。如本文所描述的，致动器150的第二端部152经由滚道160和球形接头170连接至配件110。起落架梁410的一个端部也连接至分离支撑件系统300的配件110的部分。如本文所描述的，穿过配件110的第一壁120中的第二开口121和第三开口122的紧固件将配件连接至起落架梁410。
致动器150和配件110构造成，当致动器在第一方向D1上枢转超过第一位置(其由致动器150的中心线159A标示)时将致动器150从配件110选择性地释放。同样地，致动器150和配件110构造成，当致动器在第二方向D2上枢转超过第二位置(其由致动器150的中心线159B标示)时将致动器150从配件110释放。致动器150可从配件110释放以可能地防止由于致动器150在第一位置和第二位置之外的运动导致的机翼燃料箱的穿透。例如，碰撞事件可引起致动器150(其连接至主起落架耳轴400)在第二方向D2上枢转经过第二(或收回)位置。
致动器150在第二方向D2上经过第二(或收回)位置的运动导致致动器150的部分与从配件110的横向构件140的底部表面142延伸的第二转向节145接合。致动器150的一部分抵靠第二转向节145的接合在致动器150上施加力，这导致将致动器150从配件110释放。可使用各种机构以选择性地释放致动器150，如已受益于本公开的本领域的普通技术人员所理解的。例如，致动器150可包括构造成选择性地破裂的部分158，并且第二转向节145在致动器150上的载荷可导致部分158破裂以将致动器150从配件110释放。
致动器150在第一方向D1上经过第一(或延伸)位置的运动导致致动器150的部分与从配件110的横向构件140的顶部表面141延伸的第一转向节144接合。致动器150的一部分抵靠第一转向节144的接合在致动器150上施加力，这导致将致动器150从配件110释放。可使用各种机构以选择性地释放致动器150，如已受益于本公开的本领域的普通技术人员所理解的。例如，致动器150可包括构造成选择性地破裂的部分158，并且第一转向节144在致动器150上的载荷可导致部分158破裂以将致动器150从配件110释放。
图8是用于分离支撑件系统的配件210的一个示例的示意图。配件210包括第一壁220和第二壁230。第一壁220可为第一竖直壁，并且第二壁230可为第二竖直壁。第二壁230连接至第一壁220并从第一壁120垂直延伸。横向构件240连接至第一壁220和第二壁230。配件210包括顶板211和底板212。第一壁220、第二壁230、横向构件240、顶板211及底板212可一起成型以形成单一配件210。
横向构件240包括第一(或顶部)表面241和第二(或底部)表面242。横向构件240包括第一开口243，其构造成如本文所描述的滚道160和球形接头170。配件210的横向构件240构造成，当致动器150在第一方向D1上枢转经过第一位置或在第二方向D2上枢转经过第二位置时释放致动器150，如本文所描述的。第一转向节245从横向构件240的底部表面242延伸。第一转向节245构造成将致动器150从配件210选择性地释放，如本文所描述的。第一转向节245构造成，当致动器在第一方向D1上枢转经过第一位置时将致动器150从配件210释放。横向构件240的一部分构造成将致动器150从配件210选择性地释放。横向构件可以是倾斜的，或以一角度取向，使得横向构件240的顶部表面241的边缘244构造成在第二方向D2上经过第二位置时释放致动器150。
配件210的第一壁220包括第二开口221和第三开口222。第二开口221和第三开口222构造成能够将配件210连接至起落架梁410(图7中示出)。紧固件(未示出)将穿过第二开口221和第三开口222插入以将配件210选择性地连接至起落架梁410，如已受益于本公开的本领域的普通技术人员所理解的。
配件210的第二壁230包括构造成能够将配件210连接至飞机的机翼的第四开口231和第五开口232。特别地，紧固件(未示出)可穿过第四开口231和第五开口232插入以将配件210选择性地连接至后机翼梁420(图7所示)，如已受益于本公开的本领域的普通技术人员所理解的。
定位在滚道160(在图4中最佳地示出)内的球形接头170(在图4中最佳地示出)可定位在横向构件240的开口243内。滚道160构造成允许球形接头170在滚道160内的运动，如本文所描述的。球形接头170定位在横向构件240的第一开口243内。致动器150可经由球形接头170连接至配件110。横向构件240中的开口243可构造成使紧固件180取向为竖直取向，即使横向构件240是倾斜的。紧固件180和相应的螺母181可用于将致动器150的第二端部152经由球形接头170选择性地连接至配件110，如本文所描述的。
分离支撑件系统300的各个部件可构造成，在致动器150移动经过第一位置或移动经过第二位置的事件中将致动器150从配件110选择性地释放，如已受益于本公开的本领域的普通技术人员所理解的。例如，如图9所示的杆280可构造成将致动器150的第二端部152连接至球形接头170。杆可具有构造成连接至致动器的第二端部152的第一端部281以及构造成连接至球形接头170的第二端部282。杆280的第二端部282可成型为具有上部构件283、下部构件285以及连接元件287的U形接头。上部构件283可包括开口284，并且下部构件285可包括开口286，以允许紧固件的插入而将杆280选择性地连接至球形接头170。
杆280的部分288可构造成在由于致动器150和杆280经过第一位置或经过第二位置的运动导致施加载荷时选择性地破裂。例如，杆280的部分288可具有比杆280的邻近部分的外径减小的外径。当致动器150和杆280在第一方向D1上枢转经过第一位置时，横向构件140的顶部表面141上的第一转向节144可在杆280上施加载荷，导致杆280的部分288破裂而将致动器150从配件110释放。同样地，当致动器150和杆280在第二方向D2上枢转经过第二位置时，横向构件140的底部表面142上的第二转向节145可在杆280上施加载荷，导致杆280的部分288破裂而将致动器150从配件110释放。配件110或配件110的部件(诸如球形接头170)可构造成选择性地破裂以将致动器150从配件释放。例如，杆280可与球形接头170是整体式部件，并且可构造成如果致动器移动经过第一位置或致动器移动经过第二位置则选择性地破裂以将致动器150从配件110释放。
分离支撑件系统300的各个部件可构造成，在致动器150移动经过第一位置或移动经过第二位置的事件中施加载荷以将致动器150从配件110选择性地释放，如已受益于本公开的本领域的普通技术人员所理解的。例如，如图10所示的杆280可构造成将致动器150的第二端部152连接至球形接头170。杆可具有构造成连接至致动器的第二端部152的第一端部281以及构造成连接至球形接头170的第二端部282。
杆280的第二端部282可成型为具有上部构件283、下部构件285以及连接元件287的U形接头。上部构件283可包括开口284，并且下部构件285可包括开口286，以允许紧固件的插入而将杆280选择性地连接至球形接头170。杆280可包括从上部构件283延伸到U形接头中的第一转向节291以及从下部构件285延伸到U形接头中的第二转向节292。如果致动器150和杆280在第一方向D1上枢转经过第一位置或致动器150和杆280在第二方向D2上枢转经过第二位置，则第一转向节291和第二转向节292可对杆280、致动器150、和/或配件110施加载荷，导致致动器150的一部分、配件110或杆280破裂并将致动器150从配件110选择性地释放。
图11是用于在分离支撑件系统中使用的致动器250的一个示例的部分的示意图。致动器250构造成，如果致动器250在第一方向D1上枢转经过第一位置或致动器250在第二方向D2上枢转经过第二位置则施加载荷，导致支撑系统的一部分破裂并将致动器250从配件110选择性地释放。致动器250的第二端部252成型为U形接头或叉状件。U形接头包括经由连接构件257连接的上部构件253和下部构件255。第一转向节259A从上部构件253延伸到U形接头中，并且第二转向节259B从下部构件255延伸到U形接头中。第一转向节259A和第二转向节259B构造成，由于致动器250经过第一位置或经过第二位置的运动(如本文所描述的)而对配件110、致动器250、和/或杆280施加载荷。
如本文所描述的，上部构件253可包括开口254，并且下部构件255可包括开口256，其能够使致动器250的第二端部252经由球形接头170选择性地连接至配件110。紧固件180可穿过U形接头的上部构件253中的开口254、穿过滚道160和定位在横向构件140的开口143中的球形接头170中的开口171、并穿过U形接头的下部构件255中的开口256定位。开口143、254、256、171构造成使得紧固件180相对于致动器250的端部竖直对齐。如本文所描述的，致动器250的一部分、杆280或配件110可构造成在从转向节259A、259B中的任一者施加载荷时破裂以将致动器250从配件110选择性地释放。例如，致动器250的部分258可以缩颈。
图12是提供用于飞机的分离支撑件的方法500的一个示例的流程图。方法500包括，在510处，提供具有第一端部和第二端部的致动器。例如，如本文所描述的，提供构造成使飞机的起落架收回和延伸的致动器150。方法500包括，在520处，提供配件。例如，如本文所描述的，提供构造成连接至致动器150、起落架梁410及机翼后梁420的配件110或210。
方法500包括，在530处，提供滚道，并且在540处，将球形接头定位在滚道内。例如，如本文所描述的，球形接头170可定位在滚道160内。方法500包括，在550处，提供第一转向节，并且在560处，将致动器的第二端部连接在球形接头处，该球形接头构造成允许致动器围绕球形接头枢转，其中第一转向节构造成当致动器在第一方向移动经过第一位置时将致动器从配件释放。例如，如本文描述的，转向节可以是从配件110的横向构件140的顶部表面141延伸的第一转向节144。当致动器在第一方向上移动经过第一位置时，转向节144可施加载荷，以将致动器150从配件110释放，如本文所描述的。第一转向节可位于配件110、210的一部分、致动器150、250的一部分上，或者位于构造成将致动器150、250连接至配件110、210的杆280的一部分上，如本文所描述的。
方法500可包括，在555处，提供第二转向节，其中第二转向节构造成当致动器在第二方向上移动经过第二位置时将致动器从配件释放。例如，如本文所描述的，第二转向节可以是从配件110的横向构件140的底部表面142延伸的第二转向节145。当致动器在第二方向上移动经过第二位置时，第二转向节145可施加载荷，以将致动器150从配件110释放，如本文所描述的。第二转向节可定位在配件110、210的一部分、致动器150、250的一部分、或者位于构造成将致动器150、250连接至配件110、210的杆280的一部分上，如本文所描述的。
方法500可包括，在570处，将致动器的第二端部经由杆连接至球形接头。例如，杆280可构造成将致动器150、250连接至定位在滚道160内的球形接头170，如本文所描述的。方法500可包括，在580处，通过穿过致动器的第二端部、滚道以及球形接头定位紧固件而将致动器的第二端部选择性地连接至球形接头。例如，紧固件180可穿过致动器150、250的第二端部152、252中的开口、滚道160以及球形接头170取向，以将致动器150、250经由球形接头170连接至配件110、210，如本文所描述的。
此外，本公开包括根据以下条款的实施例：
条款1.一种分离支撑件，包括：
致动器，所述致动器具有第一端部和第二端部；
配件；
滚道，所述滚道定位在所述致动器与所述配件之间；
球形接头，所述球形接头定位在所述滚道中，所述致动器的所述第二端部经由所述球形接头连接至所述配件，其中，所述球形接头允许所述致动器围绕所述球形接头在竖直平面内在第一位置和第二位置之间枢转；以及
第一转向节，其中，所述第一转向节导致当所述致动器在第一方向上移动超过第一位置时将所述致动器从所述配件释放。
条款2.根据条款1所述的分离支撑件，包括第二转向节，其中，所述第二转向节导致当所述致动器在第二方向上移动超过第二位置时将所述致动器从所述配件释放。
条款3.根据条款2所述的分离支撑件，其中，所述致动器的一部分构造成当所述致动器在第一方向上移动超过第一位置时或当所述致动器在第二方向上移动超过第二位置时破裂以将所述致动器从所述配件释放。
条款4.根据条款3所述的分离支撑件，其中，所述致动器的构造成破裂的所述部分具有比所述致动器的邻近部分的外径减小的外径。
条款5.根据条款2所述的分离支撑件，包括杆，所述杆将所述致动器的所述第二端部连接至所述球形接头，其中，所述杆的一部分构造成当所述致动器在第一方向上移动超过第一位置时或当所述致动器在第二方向上移动超过第二位置时破裂以将所述致动器从所述配件释放。
条款6.根据条款5所述的分离支撑件，其中，所述杆的构造成破裂的所述部分具有比所述杆的邻近部分的外径减小的外径。
条款7.根据条款6所述的分离支撑件，其中，所述杆是所述球形接头的单一部件。
条款8.根据条款5所述的分离支撑件，其中，所述第一转向节位于所述杆上，并且其中，所述第二转向节位于所述杆上。
条款9.根据条款2所述的分离支撑件，其中，所述第一转向节位于所述配件上，并且其中，所述第二转向节位于所述配件上。
条款10.根据条款2所述的分离支撑件，其中，所述第一转向节位于所述致动器上，并且其中，所述第二转向节位于所述致动器上。
条款11.根据条款1所述的分离支撑件，包括将所述致动器的所述第二端部经由所述球形接头耦接至所述配件的紧固件和螺母，所述紧固件穿过所述球形接头中的开口定位。
条款12.根据条款11所述的分离支撑件，其中，所述紧固件在竖直方向上沿着所述球形接头的中心轴线取向。
条款13.根据条款12所述的分离支撑件，其中，所述配件包括开口，所述球形接头定位在所述开口中，并且其中，所述致动器的所述第二端部包括U形接头，所述配件的所述开口、所述滚道以及所述球形接头定位在所述U形接头中。
条款14.根据条款13所述的分离支撑件，所述U形接头包括第一开口和第二开口，其中，所述紧固件穿过所述U形接头中的所述第一开口、所述滚道、所述球形接头中的开口以及所述U形接头中的所述第二开口，以将所述致动器的所述第二端部经由所述球形接头耦接至所述配件。
条款15.根据条款1所述的分离支撑件，所述致动器的所述第一端部连接至飞机的主起落架耳轴。
条款16.根据条款15所述的分离支撑件，其中，所述致动器构造成使所述飞机的起落架收回和延伸。
条款17.一种分离支撑件系统，包括：
配件，所述配件具有第一竖直壁；从所述第一竖直壁延伸的第二竖直壁；连接在所述第一竖直壁与第二竖直壁之间的横向构件，所述第二竖直壁垂直于所述第一竖直壁；以及所述横向构件中的第一开口；
致动器，所述致动器具有第一端部和第二端部，所述致动器构造成使飞机的起落架收回和延伸；
滚道，所述滚道定位在所述横向构件的所述第一开口中；
球形接头，所述球形接头位于所述滚道内，所述滚道定位在所述致动器的所述第二端部与所述横向构件之间，所述球形接头允许所述致动器围绕所述球形接头在竖直平面中在第一位置和第二位置之间枢转；以及
第一转向节，其中，所述第一转向节导致当所述致动器在第一方向上移动超过所述第一位置时将所述致动器从所述配件释放。
条款18.根据条款17所述的分离支撑件系统，其中，所述横向构件相对于所述第一竖直壁和所述第二竖直壁水平。
条款19.根据条款18所述的分离支撑件系统，包括第二转向节，其中，所述第二转向节导致当所述致动器在第二方向上移动超过第二位置时将所述致动器从所述配件释放。
条款20.根据条款19所述的分离支撑件系统，其中，所述第一转向节从所述横向构件的顶部表面延伸，并且其中，所述第二转向节从所述横向构件的底部表面延伸。
条款21.根据条款19所述的分离支撑件系统，其中，所述致动器包括分离部，所述分离部构造成当所述致动器在第一方向上移动超过所述第一位置时或当所述致动器在第二方向上移动超过所述第二位置时破裂以将所述致动器从所述配件释放。
条款22.根据条款17所述的分离支撑件系统，其中，所述横向构件导致当所述致动器在第二方向上移动超过所述第二位置时将所述致动器从所述配件释放。
条款23.根据条款17所述的分离支撑件系统，其中，所述致动器的所述第二端部包括U形接头，所述横向构件的所述第一开口、所述滚道以及所述球形接头定位在所述U形接头中。
条款24.根据条款23所述的分离支撑件系统，包括将所述致动器的所述第二端部选择性地连接至所述配件的紧固件和螺母，所述紧固件延伸穿过所述U形接头、所述滚道以及所述球形接头，并且其中，所述紧固件平行于所述第一竖直壁和所述第二竖直壁取向。
条款25.根据条款17所述的分离支撑件系统，包括：
第二开口和第三开口，所述第二开口和所述第三开口在所述配件的所述第一竖直壁中；以及
起落架梁，所述起落架梁经由所述第二开口和所述第三开口连接至所述配件。
条款26.根据条款25所述的分离支撑件系统，包括第四开口和第五开口，所述第四开口和所述第五开口在所述配件的所述第二竖直壁中，其中，所述第四开口和所述第五开口构造成将所述配件连接至飞机的机翼。
条款27.一种提供用于飞机的分离支撑件的方法，包括：
提供致动器，所述致动器具有第一端部和第二端部；
提供配件；
提供滚道；
将球形接头定位在所述滚道内；
提供第一转向节；
将所述致动器的所述第二端部连接至所述球形接头，所述球形接头构造成允许所述致动器围绕所述球形接头枢转；并且
其中，所述第一转向节构造成当所述致动器在第一方向上移动经过第一位置时将所述致动器从所述配件释放。
条款28.根据条款27所述的方法，其中，所述配件的一部分构造成当所述致动器在第二方向上移动经过第二位置时将所述致动器从所述配件释放。
条款29.根据条款27所述的方法，包括提供第二转向节，其中，所述第二转向节构造成当所述致动器在第二方向上移动经过第二位置时将所述致动器从所述配件释放。
条款30.根据条款27所述的方法，其中，所述致动器通过使所述致动器的一部分破裂而从所述配件释放。
条款31.根据条款27所述的方法，包括将所述致动器的所述第二端部经由杆连接至所述球形接头。
条款32.根据条款31所述的方法，其中，所述致动器通过使所述杆的一部分破裂而从所述配件释放。
条款33.根据条款27所述的方法，包括通过穿过所述致动器的所述第二端部、所述滚道以及所述球形接头定位紧固件而将所述致动器的所述第二端部选择性地连接至所述球形接头。
尽管已经根据某些实施例描述了本公开，对于本领域的普通技术人员而言显而易见的其它实施例，包括未在本文阐述其所有特征及优点的实施例，也落在本公开的范围内。因此，本公开的范围仅通过参考所附权利要求及其等效物限定。

Claims (16)

1.一种分离支撑件，包括：
致动器，所述致动器具有第一端部和第二端部；
配件；
滚道，所述滚道定位在所述致动器与所述配件之间；
球形接头，所述球形接头定位在所述滚道中，所述致动器的所述第二端部经由所述球形接头连接至所述配件，其中，所述球形接头允许所述致动器围绕所述球形接头在竖直平面内在第一位置和第二位置之间枢转；以及
第一转向节，其中，所述第一转向节导致当所述致动器在第一方向上移动超过所述第一位置时将所述致动器从所述配件释放。
2.根据权利要求1所述的分离支撑件，其中，所述分离支撑件包括第二转向节，其中，所述第二转向节导致当所述致动器在第二方向上移动超过所述第二位置时将所述致动器从所述配件释放。
3.根据权利要求2所述的分离支撑件，其中，所述致动器的一部分构造成当所述致动器在所述第一方向上移动超过所述第一位置时或当所述致动器在所述第二方向上移动超过所述第二位置时破裂以将所述致动器从所述配件释放。
4.根据权利要求3所述的分离支撑件，其中，所述致动器的构造成破裂的所述部分具有比所述致动器的邻近部分的外径减小的外径。
5.根据权利要求2所述的分离支撑件，其中，所述分离支撑件包括杆，所述杆将所述致动器的所述第二端部连接至所述球形接头，其中，所述杆的一部分构造成当所述致动器在所述第一方向上移动超过所述第一位置时或当所述致动器在所述第二方向上移动超过所述第二位置时破裂以将所述致动器从所述配件释放。
6.根据权利要求5所述的分离支撑件，其中，所述杆的构造成破裂的所述部分具有比所述杆的邻近部分的外径减小的外径。
7.根据权利要求6所述的分离支撑件，其中，所述杆是所述球形接头的单一部件。
8.根据权利要求5所述的分离支撑件，其中，所述第一转向节位于所述杆上，并且其中，所述第二转向节位于所述杆上。
9.根据权利要求2所述的分离支撑件，其中，所述第一转向节位于所述配件上，并且其中，所述第二转向节位于所述配件上。
10.根据权利要求2所述的分离支撑件，其中，所述第一转向节位于所述致动器上，并且其中，所述第二转向节位于所述致动器上。
11.根据权利要求1或2所述的分离支撑件，其中，所述分离支撑件包括将所述致动器的所述第二端部经由所述球形接头耦接至所述配件的紧固件和螺母，所述紧固件穿过所述球形接头中的开口定位。
12.根据权利要求11所述的分离支撑件，其中，所述紧固件在竖直方向上沿着所述球形接头的中心轴线取向。
13.根据权利要求要求12所述的分离支撑件，其中，所述配件包括开口，所述球形接头定位在所述开口中，并且其中，所述致动器的所述第二端部包括U形接头，所述配件的所述开口、所述滚道以及所述球形接头定位在所述U形接头中。
14.根据权利要求13所述的分离支撑件，其中，所述U形接头包括第一开口和第二开口，其中，所述紧固件穿过所述U形接头中的所述第一开口、所述滚道、所述球形接头中的所述开口以及所述U形接头中的所述第二开口，以将所述致动器的所述第二端部经由所述球形接头耦接至所述配件。
15.根据权利要求1或2所述的分离支撑件，其中，所述致动器的所述第一端部连接至飞机的主起落架耳轴。
16.根据权利要求15所述的分离支撑件，其中，所述致动器构造成使所述飞机的起落架收回和延伸。
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