CN113002763A - 具有主起落架组件和突出部的飞机子组件 - Google Patents

具有主起落架组件和突出部的飞机子组件 Download PDF

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CN113002763A
CN113002763A CN202011147621.4A CN202011147621A CN113002763A CN 113002763 A CN113002763 A CN 113002763A CN 202011147621 A CN202011147621 A CN 202011147621A CN 113002763 A CN113002763 A CN 113002763A
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J·J·布朗
J·K·彭内尔
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Abstract

本公开涉及具有主起落架组件和突出部的飞机子组件。飞机子组件(100)包括机身结构(102)。飞机子组件(100)还包括主起落架系统(104)。主起落架系统(104)另外包括连接到机身结构(102)并从机身结构(102)向外延伸的突出部(130)。突出部(130)包括：中央部(131)；第一主起落架门(140)，其相对于中央部(131)能在闭合位置和打开位置之间——包括闭合位置和打开位置——移动；以及第二主起落架门(142)，其相对于中央部(131)能在闭合位置和打开位置之间——包括闭合位置和打开位置——移动。主起落架系统(104)还包括连接到第一轮(110)第一主起落架组件(106)以及连接到第二轮(116)的第二主起落架组件(112)。

Description

具有主起落架组件和突出部的飞机子组件
技术领域
本公开涉及具有主起落架组件和容纳主起落架组件的突出部的飞机子组件。
背景技术
至少一些已知的飞机被设计成具有位于货舱上方的客舱。许多这样的飞机具有低翼配置，其中，主起落架主要被设置在客舱下方的机身舱中。然而，在货运飞机中，期望使可用货物空间的量最大化。因此，取消了客舱并且货舱地板被定位成尽可能地靠近地面。结果，机身内可用于集成主起落架的空间受到高度限制。
发明内容
因此，旨在解决至少上述问题的设备和方法将具有实用性。
以下是本文中公开的一系列非排他性示例。
本文中公开了一种飞机子组件，其包括机身结构。机身结构具有包括多个第一框架构件的第一侧。机身结构还具有包括多个第二框架构件的第二侧。飞机子组件另外包括附接到机身结构的一副机翼。飞机子组件包括具有一对轮的主起落架系统。该一对轮由第一轮和第二轮组成，该第一轮具有第一轮方位旋转对称轴和与第一轮方位旋转对称轴垂直的第一轮中间平面，该第二轮具有第二轮方位旋转对称轴和与第二轮方位旋转对称轴垂直的第二轮中间平面。主起落架系统另外包括连接到机身结构并从机身结构向外延伸的突出部。突出部包括：中央部；以及第一主起落架门，其相对于中央部能在闭合位置和打开位置之间——包括闭合位置处和打开位置——移动。突出部还包括第二主起落架门，其相对于中央部能在闭合位置和打开位置之间——包括闭合位置处和打开位置——移动。主起落架系统还包括：第一主起落架组件，其被连接到所述第一轮；以及第二主起落架组件，其被连接到第二轮。
在示例性配置中，主起落架系统包括仅两个轮，与其他相近大小的货物飞机相比，这使飞机子组件的重量减轻并且仍然容纳了相当的起飞重量。也就是说，主起落架系统允许飞机子组件运载与包括较大起落架组件的其他较大型飞机相近量的货物重量。如此，本文中描述的飞机子组件因为需要较少的燃料来运输相当量的货物而使运营成本降低。
附图说明
现在，将参照不必按比例绘制的附图，并且在附图中，类似的附图标记指代几个视图中相同或相似的部分。在附图中：
图1A、图1B和图1C共同地是本文中公开的根据主题的一个或更多个示例的飞机子组件的框图；
图2是本文中公开的根据主题的一个或更多个示例的图1A、图1B和图1C的飞机子组件的示意性正视图；
图3是本文中公开的根据主题的一个或更多个示例的图1A、图1B和图1C的飞机子组件的示意性局部剖视图，其例示了机身结构和处于伸展位置的一对主起落架组件；
图4是本文中公开的根据主题的一个或更多个示例的图1A、图1B和图1C的飞机子组件的示意性局部剖视图，其例示了在突出部内处于回缩位置的一对主起落架组件；
图5是本文中公开的根据主题的一个或更多个示例的图4的突出部的示意性仰视图；
图6是本文中公开的根据主题的一个或更多个示例的图4的突出部的示意性立体图；
图7是本文中公开的根据主题的一个或更多个示例的图1A、图1B和图1C的飞机子组件的示意性截面图；
图8A、图8B和图8C是本文中公开的根据主题的一个或更多个示例的处于伸展配置、伸展/压缩配置和回缩配置的图3的一个主起落架组件的示意性立体图；
图9A和图9B是本文中公开的根据主题的一个或更多个示例的图5的突出部的示意性立体图，其例示了处于回缩位置和处于伸展位置的主起落架组件；
图10A和图10B是本文中公开的根据主题的一个或更多个示例的图5的突出部的示意性仰视图，其例示了处于回缩位置和处于伸展位置的主起落架组件；
图11A和图11B是本文中公开的根据主题的一个或更多个示例的图5的突出部的示意性侧视图，其例示了处于回缩位置和处于伸展位置的主起落架组件；
图12A和图12B是本文中公开的根据主题的一个或更多个示例的图5的突出部的示意性前视图，其例示了处于回缩位置和处于伸展位置的主起落架组件；
图13是本文中公开的根据主题的一个或更多个示例的处于回缩位置和处于伸展位置的主起落架组件的示意性立体图；
图14是本文中公开的根据主题的一个或更多个示例的主起落架组件、机身结构和突出部的示意性立体图；
图15是本文中公开的根据主题的一个或更多个示例的主起落架组件和机身结构的示意性立体图；
图16是飞机制造和保养方法的框图；以及
图17是飞机的示意性例示。
具体实施方式
在上面提到的图1A、图1B和图1C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、电磁和其他联接器和/或其组合。如本文中使用的，“联接的”意指直接以及间接地关联。例如，构件A可与构件B直接关联，或者构件A可例如借助其他构件C与构件B间接关联。应该理解，并非必须表现公开的各种元件之间的所有关系。因此，也可能存在除了框图中描绘的联接之外的联接。连接指代各种元件和/或部件的框的虚线(如果有的话)表示功能和目的与实线所表示的功能和目的相近的联接；然而，虚线所表示的联接要么可被选择性提供，要么可与本文中公开的主题的替代示例相关。同样地，用虚线表示的元件和/或部件(如果有的话)指示本文中公开的主题的替代示例。在不脱离本文中公开的主题的范围的情况下，可以在特定示例中省略用实线和/或虚线示出的一个或更多个元件。用虚线表示环境元件(如果有的话)。为了清楚起见，还可示出虚拟(虚构)元件。本领域的技术人员将理解，图1A、图1B和图1C中例示的特征中的一些可按各种方式组合，而不需要包括图1A、图1B和图1C、其他附图和/或所附公开内容中描述的其他特征，即使这个组合或这些组合未在本文中明确例示。类似地，不限于所呈现示例的附加特征可与本文中示出和描述的特征中的一些或全部组合。
在以上提到的图16和图17中，框可表示操作和/或其部分，并且连接各种框的线不暗指操作或其部分的任何特定顺序或依赖性。虚线所表示的框指示替代操作和/或其部分。连接各种框的虚线(如果有的话)表示操作或其部分的替代依赖性。将理解，不一定表示公开的各种操作之间的全部依赖性。图16和图17以及描述本文中阐述的方法的操作的所附公开内容不应被解释为必须确定将要执行操作的序列。确切地，虽然指示了一个例示性的顺序，但是要理解可在适当时修改操作的顺序。因此，某些操作可按不同的顺序或同时地执行。另外，本领域的技术人员应该理解，并非需要执行描述的所有操作。
在以下描述中，阐述了许多具体细节，以提供对所公开构思的透彻理解，这些构思可在没有这些细节中的一些或全部的情况下实践。在其他情形下，已省略了已知装置和/或处理的细节，以避免不必要地使本公开混淆不清。虽然将结合具体示例描述一些构思，但是应该理解，这些示例并不旨在进行限制。
除非另有指示，否则术语“第一”、“第二”等在本文中仅用作标记，而不旨在对这些术语所参照的物品施加顺序、位置或层次要求。此外，对例如“第二”物品的引用不需要或排除存在例如“第一”或编号较低的物品和/或例如“第三”或编号较高的物品。
本文中对“一个或更多个示例”的引用意味着，结合该示例描述的一个或更多个特征、结构或特性被包括在至少一个实现方式中。说明书中各处的短语“一个或更多个示例”可指的是或可不指的是同一示例。
如本文中使用的，“被配置为”执行指定功能的系统、设备、结构、制品、元件、部件或硬件确实能够在没有任何改变的情况下执行指定功能，而不是仅仅有可能在进行进一步修改之后执行指定功能。换句话讲，出于执行指定功能的目的，特定地选择、创建、实现、利用、编程和/或设计“被配置为”执行指定功能的系统、设备、结构、制品、元件、部件或硬件。如本文中使用的，“被配置为”表示系统、设备、结构、制品、元件、组件或硬件的现有特性，这些现有特性使得系统、设备、结构、制品、元件、部件或硬件能够在不进行进一步修改的情况下执行指定功能。出于本公开的目的，另外或另选地，被描述为“被配置为”执行特定功能的系统、设备、结构、制品、元件、部件或硬件可被描述为“适于”和/或“可操作以”执行该功能。
以下提供了本文中公开的主题的可被要求或者可不被要求的例示性非排他性示例。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图3至图15，公开了飞机子组件100。飞机子组件100包括机身结构102，机身结构102包括第一侧108，第一侧108包括第一多个框架构件109。机身结构102还包括第二侧114，第二侧114包括第二多个框架构件115。飞机子组件100还包括附接到机身结构102的一副机翼103。另外，飞机子组件100包括具有一对轮107的主起落架系统104。一对轮107由第一轮110和第二轮116组成，第一轮110具有第一轮方位旋转对称轴111和与第一轮方位旋转对称轴111垂直的第一轮中间平面113，并且第二轮116具有第二轮方位旋转对称轴117和与第二轮方位旋转对称轴117垂直的第二轮中间平面119。另外，主起落架系统104包括连接到机身结构102并从其向外延伸的突出部130。突出部130包括中央部131和第一主起落架门140，第一主起落架门140相对于中央部131能在闭合位置和打开位置之间(包括闭合位置处和打开位置处)移动。突出部130包括第二主起落架门142，第二主起落架门142相对于中央部131能在闭合位置和打开位置之间(包括闭合位置处和打开位置处)移动。主起落架系统104还包括连接到第一轮110的第一主起落架组件106和连接到第二轮116的第二主起落架组件112。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第一示例。
在示例性配置中，主起落架系统104包括仅两个轮，与其他相近大小的货物飞机相比，这使飞机子组件100的重量减轻并且仍然容纳了相当的起飞重量。也就是说，主起落架系统104允许飞机子组件100运载与包括较大的起落架组件的其他较大型飞机相近量的货物重量。如此，本文中描述的飞机子组件100因为需要较少的燃料来运输相当量的货物而使运营成本降低。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5、图8B和图10B，飞机子组件100还包括与机身结构102的第一侧108和机身结构102的第二侧114等距离的虚拟对称平面120。突出部130的中央部131包括第一圆周打开切口149和第二圆周打开切口151。虚拟对称平面120经过第一圆周打开切口149和第二圆周打开切口151之间。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第二示例，其中第二示例还涵盖以上的第一示例。
将第一圆周打开切口149和第二圆周打开切口151设置在相对侧且与虚拟对称平面120等距离使飞机子组件100平衡，并且由于对称配置而使得制造更容易且成本更低。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图8B和图10B，第一圆周打开切口149是非圆形的。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第三示例，其中第三示例还涵盖以上的第二示例。
第一圆周打开切口149是非圆形的，以将第一主起落架门140的形状考虑在内。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5和图6，机身结构102具有机身外表面136，机身外表面136具有机身表面积SA1，并且突出部130具有突出部外表面138，突出部外表面138具有突出部表面积SA2。突出部表面积SA2是机身表面积SA1的10％至15％。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第四示例，其中第四示例还涵盖以上的第三示例。
相对低的突出部表面积SA2与机身表面积SA1的比率与大小相对小的突出部130关联。在这种配置中，在基于飞机子组件100的飞机在空中飞行时，突出部130具有飞机子组件100上的低风阻系数。如本文中使用的，术语“风阻系数”被定义为是无量纲的量，其用于量化诸如空气这样的流体环境中物体的风阻或阻力。基于飞机子组件100，减小突出部130的风阻系数可改善飞机子组件100的性能，因为它与飞机的速度和燃油效率相关。具体地，低风阻系数使得能够与飞机子组件100关联的飞机的最大速度增大且燃料效率增加。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5和图6，突出部表面积SA2是机身表面积SA1的11％至13％。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第五示例，其中第五示例还涵盖以上的第四示例。
如本文中描述的，较小的突出部表面积SA2与机身表面积SA1的比率与突出部130的相对低的风阻系数关联。减小突出部130的风阻系数改善了飞机子组件100的性能，因为它与关联飞机的速度和燃油效率相关。具体地，低风阻系数使得能够基于飞机子组件100的飞机的最大速度增大且燃料效率增加。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5和图6，突出部表面积SA2是机身表面积SA1的12％。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第六示例，其中第六示例还涵盖以上的第五示例。
如本文中描述的，较小的突出部表面积SA2与机身表面积SA1的比率与突出部130的相对低的风阻系数关联。减小突出部130的风阻系数改善了飞机子组件100的性能，因为它与关联飞机的速度和燃油效率相关。具体地，低风阻系数使得能够基于飞机子组件100的飞机的最大速度增大且燃料效率增加。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5和图6，第一主起落架门140具有第一主起落架门表面积SA3，并且第二主起落架门142具有第二主起落架门表面积SA4。第一主起落架门表面积SA3和第二主起落架门表面积SA4形成突出部表面积SA2的一部分。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第七示例，其中第七示例还涵盖以上的第四示例至第六示例中的任一个。
第一主起落架门140和第二主起落架门142的外表面与突出部130的中央部131的外表面齐平，并且当基于飞机子组件100的飞机在飞行中时也被暴露于外部环境。如此，基于飞机子组件100，第一主起落架门140和第二主起落架门142形成突出部130的一部分，以减小突出部130的风阻系数并增加飞机的燃料效率。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图3至图5，突出部130的第一主起落架门140和中央部131在第一主起落架门140处于闭合位置时一起形成第一圆周闭合开口152。第一圆周闭合开口152具有与虚拟平面垂直的第一打开旋转对称轴153，在该虚拟平面中第一圆周闭合开口152的投影具有最大面积。突出部130的第二主起落架门142和中央部131在第二主起落架门142处于闭合位置时一起形成第二圆周闭合开口154。第二圆周闭合开口154被圆周闭合并且具有与虚拟平面垂直的第二打开对称轴155，在该虚拟平面中第二圆周闭合开口154的投影具有最大面积。第一主起落架组件106被连接到多个第一框架构件109中的至少一个。第一主起落架组件106也能相对于多个第一框架构件109中的至少一个枢转，并且能在回缩位置和伸展位置之间(包括回缩位置处和伸展位置处)选择性移动。当第一主起落架组件106处于回缩位置时，第一主起落架门140处于闭合位置，并且第一轮方位旋转对称轴111与第一打开旋转对称轴153共线。当第一主起落架组件106处于伸展位置时，第一主起落架门140处于打开位置，并且第一轮方位旋转对称轴111与第一打开旋转对称轴153非共线。第二主起落架组件112被连接到多个第二框架构件115中的至少一个。第二主起落架组件112也能相对于多个第二框架构件115中的至少一个枢转，并且能在回缩位置和伸展位置之间(包括回缩位置处和伸展位置处)选择性移动。当第二主起落架组件112处于回缩位置时，第二主起落架门142处于闭合位置，并且第二轮方位旋转对称轴117与第二打开旋转对称轴155共线性。当第二主起落架组件112处于伸展位置时，第二主起落架门142处于打开位置，并且第二轮方位旋转对称轴117与第二打开旋转对称轴155非共线。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第八示例，其中第八示例还涵盖以上的第四示例至第七示例中的任一个。
在示例性配置中，主起落架系统104包括仅两个轮，与其他相近大小的货物飞机相比，这使飞机子组件100的重量减轻并且仍然容纳了相当的起飞重量。也就是说，主起落架系统104允许基于飞机子组件100的飞机运载与包括较大的起落架组件的其他较大型飞机相近量的货物重量。如此，本文中描述的基于飞机子组件100的飞机因为需要较少的燃料来运输相当量的货物而使运营成本降低。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5，突出部表面积SA2不包括第一圆周闭合开口152和第二圆周闭合开口154的面积。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第九示例，其中第九示例还涵盖以上的第八示例。
如本文中使用的，术语“圆周闭合”用于描述诸如而不限于圆形、卵形、椭圆形等这样的任何闭合的倒圆形状。通过在突出部130中形成第一圆周闭合开口152和第二圆周闭合开口154，与第一主起落架门140和第二主起落架门142伸展以分别覆盖第一圆周闭合开口152和第二圆周闭合开口154时相比，制造突出部130需要的结构材料更少。材料更少使飞机子组件100的制造简化并且还使其整体重量减轻。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5、图8B和图10B，第一圆周打开切口149还包括曲线边界边缘144。曲线边界边缘144的至少一部分仅形成第一圆周闭合开口152的一部分。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第十示例，其中第十示例还涵盖以上的第九示例。
曲线边界边缘144形成第一圆周打开切口149和第一圆周闭合开口152二者的一部分，使得第一圆周打开切口149的至少一部分与第一圆周闭合开口152的一部分重叠。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5、图8B和图10B，第一圆周打开切口149还包括从曲线边界边缘144延伸的第一边界边缘162。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第十一示例，其中第十一示例还涵盖以上的第十示例。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5、图8B和图10B，第一圆周打开切口149还包括从曲线边界边缘144延伸的第二边界边缘164上。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第十二示例，其中第十二示例还涵盖以上的第十一示例。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5、图8B和图10B，曲线边界边缘144具有曲线边界边缘第一端166和与曲线边界边缘第一端166间隔开的曲线边界边缘第二端168。第一边界边缘162从曲线边界边缘第一端166延伸。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第十三示例，其中第十三示例还涵盖以上的第十二示例。
从曲线边界边缘第一端166延伸的第一边界边缘162形成顶点，第一边界边缘162与曲线边界边缘第一端166相交于该顶点。具体地，第一边界边缘162和曲线边界边缘第一端166形成了避免应力梯级的凸顶点或角，该应力梯级固有形成在内顶点或角或凹顶点或角中。更少的应力梯级或没有应力梯级使突出部130的疲劳减轻并且可延长突出部130的使用寿命。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5、图8B和图10B，第二边界边缘164从曲线边界边缘第二端168延伸。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第十四示例，其中第十四示例还涵盖以上的第十三示例。
类似于上述的第一边界边缘162，从曲线边界边缘第二端168延伸的第二边界边缘164形成顶点，第二边界边缘164与曲线边界边缘第二端168相交于该顶点。具体地，第二边界边缘164和曲线边界边缘第二端168形成了避免应力梯级的凸顶点或角，应力梯级固有形成在内顶点或角或凹顶点或角中。更少的应力梯级或没有应力梯级使突出部130的疲劳减轻并且可延长突出部130的使用寿命。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5、图10A和图10B，第一边界边缘162平行于第二边界边缘164。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第十五示例，其中第十五示例还涵盖以上的第十四示例。
将第一边界边缘162定向为平行于第二边界边缘164使突出部130和相邻的第一主起落架门140的制造简化并且使制造成本降低。此外，彼此平行定向的第一边界边缘162和第二边界边缘164彼此间隔开与第一轮胎160的直径大致相等的距离。以这种方式使第一边界边缘162与第二边界边缘164间隔开使得第一主起落架门140能够具有与第一轮胎160的直径大致相等的宽度。以这种方式被确定大小的第一主起落架门140的重量轻，以使飞机子组件100的重量减轻。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5和图10B，第一边界边缘162、第二边界边缘164和曲线边界边缘144一起形成轮廓。该轮廓包括至少一条曲线或至少一条直线与至少一条曲线的组合。该轮廓也缺少具有顶点的内角。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第十六示例，其中第十六示例还涵盖以上的第十五示例。
如本文中使用的，术语“轮廓”意在描述被设计为使应力效应最小化并且缺少具有顶点的内角的轮廓。如本文中使用的，术语“顶点”描述了两条曲线、两条直线或一条曲线与一条直线相交于此处的极端局部曲率或点。如本文中描述的，由第一边界边缘162、第二边界边缘164和曲线边界边缘144形成的轮廓形成了两个凸顶点或角，由此避免了在内顶点或角或凹顶点或角中固有形成的应力梯级。更少的应力梯级或没有应力梯级使突出部130的疲劳减轻并且可延长突出部130的使用寿命。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5和图10B，第一边界边缘162和第二边界边缘164是线性的。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第十七示例，其中第十七示例还涵盖以上的第十二示例至第十六示例中的任一个。
线性的第一边界边缘162和第二边界边缘164比非线性的边缘更容易制造且成本更低。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5、图10A和图10B，第一边界边缘162、第二边界边缘164和曲线边界边缘144一起形成轮廓。该轮廓包括至少一条曲线或至少一条直线与至少一条曲线的组合。该轮廓也缺少具有顶点的内角。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第十八示例，其中第十八示例还涵盖以上的第十七示例。
如本文中描述的，由第一边界边缘162、第二边界边缘164和曲线边界边缘144形成的轮廓形成了两个凸顶点或角，由此避免了在内顶点或角或凹顶点或角中固有形成的应力梯级。更少的应力梯级或没有应力梯级使突出部130的疲劳减轻并且可延长突出部130的使用寿命。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图3，第一主起落架组件106能绕第一枢转轴118在回缩位置和伸展位置之间(包括回缩位置处和伸展位置处)选择性移动。第一枢转轴118与虚拟对称平面120相距65.0英寸至75.0英寸。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第十九示例，其中第十九示例还涵盖以上的第十八示例。
如本文中使用的，“虚拟”意指具有实体的属性而没有拥有其物理形式。例如，虚拟参考平面是无形或虚拟平面，而非物理平面，可相对于该虚拟参考平面限定例如其他物理和/或无形实体的位置和/或定向。将第一枢转轴118设置成距虚拟对称平面120所描述距离允许有足够的空间让第一主起落架组件106在回缩位置和伸展位置之间(包括回缩位置处和伸展位置处)旋转，但是所描述距离并没有如此大以致于第一主起落架组件106占据突出部130内的比所需量大的空间。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图3，第一枢转轴118与虚拟对称平面120相距70.5英寸。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第二十示例，其中第二十示例还涵盖以上的第十九示例。
如本文中描述的，第一枢转轴118被设置成尽可能接近虚拟对称平面120，以允许有足够的空间让第一主起落架组件106移动成伸展位置，但是也使得第一主起落架组件106占据最小可能的体积，以使得突出部130能够尽可能地小。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图3，当第一主起落架组件106处于伸展位置并且第二主起落架组件112处于伸展位置时，第一主起落架组件106和第二主起落架组件112限定第一轮中间平面113与第二轮中间平面119之间的轴距124。轴距124的长度为170英寸至180英寸。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第二十一示例，其中第二十一示例还涵盖以上的第十八示例至第二十示例中的任一个。
如图中所示，第一轮中间平面113和第二轮中间平面119分别将第一轮110和第二轮116分成两个相等的部分。如本文中使用的，术语“轴距”用于描述第一轮中间平面113与第二轮中间平面119之间的距离，并且也被称为“轮距”。本文中描述的轴距124使得基于飞机子组件100的飞机能够在滑行的同时具有改善的可操纵性。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图3，轴距124的长度为172英寸。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第二十二示例，其中第二十二示例还涵盖以上的第二十一示例。
如本文中描述的，轴距124在滑行的同时基于飞机子组件100改善飞机的可操纵性。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图4，第一主起落架组件106和第二主起落架组件112处于回缩位置，第一轮110与第二轮116之间的最短距离D1为12英寸至20英寸。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第二十三示例，其中第二十三示例还涵盖以上的第十八示例至第二十二示例中的任一个。
将第一轮110设置在第二轮116附近在突出部130内占据的空间较少，并且使得突出部130能够比第一轮110和第二轮116被设置成离开较远时小。在这种配置中，在基于飞机子组件100的飞机在空中飞行时，突出部130具有飞机子组件100上的低风阻系数。减小突出部130的风阻系数使得能够基于飞机子组件100的飞机的最大速度增大且燃料效率增加。此外，突出部130使飞机子组件100的重量减轻，并且进一步使关联飞机的燃料效率提高。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图4，第一主起落架组件106和第二主起落架组件112处于回缩位置，第一轮110与第二轮116之间的最短距离D1为16.1英寸。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第二十四示例，其中第二十四示例还涵盖以上的第二十三示例。
如本文中描述的，第一轮110被设置得越靠近第二轮116，突出部130可以越小。在这种配置中，突出部130具有在飞机子组件100上的低风阻系数。进一步减小突出部130的风阻系数使得能够使基于飞机子组件100的飞机的最大速度增大且燃料效率增加。此外，第二十四示例的突出部130使飞机子组件100的重量进一步减轻，并且进一步使关联飞机的燃料效率提高。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图5和图10A，第一轮110包括具有一定直径的第一轮胎160。当第一主起落架组件106处于回缩位置并且第一主起落架门140处于闭合位置时，第一圆周闭合开口152具有比第一轮胎160的直径大1％至5％的第一直径。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第二十五示例，其中第二十五示例还涵盖以上的第十八示例至第二十四示例中的任一个。
如本文中描述的，当第一主起落架组件106处于回缩位置时，第一圆周闭合开口152是圆形的，以对应于第一轮胎160的形状。因为第一轮胎160在飞行期间被暴露，所以第一圆周闭合开口152的大小和形状越接近第一轮胎160，由第一圆周闭合开口152引起的风阻越小。在这种配置中，第一轮胎160占据了第一圆周闭合开口152的大量区域，并且其本身充当了突出部130的一部分，这使突出部130的风阻系数减小。减小突出部130的风阻系数使得能够基于飞机子组件100的飞机的最大速度增大且燃料效率增加。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图13，第一主起落架组件106包括主耳轴撑杆170，主耳轴撑杆170包括主耳轴撑杆第一端172和主耳轴撑杆第二端174。第一主起落架组件106还包括油缓冲支柱176，油缓冲支柱176包括外缸178，外缸178在主耳轴撑杆第一端172和主耳轴撑杆第二端174之间被联接到主耳轴撑杆170。油缓冲支柱176还包括能相对于外缸178伸缩移动的内缸180。第一主起落架组件106还包括被联接在内缸180和第一轮110之间的轴181以及与主耳轴撑杆170和机身结构102联接的致动器182。致动器182被配置为使第一主起落架组件106绕第一枢转轴118在回缩位置和伸展位置之间(包括回缩位置处和伸展位置处)移动，第一枢转轴118从主耳轴撑杆第一端172和主耳轴撑杆第二端174延伸通过主耳轴撑杆170。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第二十六示例，其中第二十六示例还涵盖以上的第十八示例至第二十五示例中的任一个。
将外缸178设置在主耳轴撑杆第一端172和主耳轴撑杆第二端174之间使得着陆力能够被均匀地分布到主耳轴撑杆第一端172和主耳轴撑杆第二端174。均匀地分布这些力造成减少的零件疲劳，并且延长了至少主耳轴撑杆170和油缓冲支柱176的使用寿命。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图13，外缸178具有外缸第一端184和外缸第二端186，并且主耳轴撑杆170被设置在外缸第一端184和外缸第二端186之间。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第二十七示例，其中第二十七示例还涵盖以上的第二十六示例。
将主耳轴撑杆170设置在外缸第一端184和外缸第二端186之间而非外缸178的顶端处使当第一主起落架组件106处于展开位置时第一主起落架组件106的高度减小。使第一主起落架组件106的高度减小使得突出部130能够具有相对小的大小，从而减小突出部130的整体重量和风阻系数并且增加基于飞机子组件100的飞机的燃料效率。此外，使第一主起落架组件106的高度减小使得起落架舱部158能够具有较小尺寸，以增加货舱部156的大小，从而使得基于飞机子组件100的飞机能够运载更大量的货物以增加运营效率。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图13，油缓冲支柱176相对于第一枢转轴118倾斜。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第二十八示例，其中第二十八示例还涵盖以上的第二十六示例。
油缓冲支柱176相对于第一枢转轴118的成角度定向允许着陆力被均匀地分布到至少油缓冲支柱176、主耳轴撑杆170和多个第一框架构件109之间。均匀地分布这些力造成较少的零件疲劳，并且延长了第一主起落架组件106和机身结构102的使用寿命。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图13，第一主起落架组件106还包括联接在第一主起落架门140和主耳轴撑杆170之间的一对展开连杆188。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第二十九示例，其中第二十九示例还涵盖以上的第二十六示例至第二十八示例中的任一个。
将展开连杆188联接到主耳轴撑杆170使得展开连杆188能够与主耳轴撑杆170同步地移动，并且仅需要诸如致动器182这样的单个致动器来伸展第一主起落架组件106并打开第一主起落架门140。在致动器182伸展时，主耳轴撑杆170绕第一枢转轴118旋转，并且展开连杆188随主耳轴撑杆170的外表面一起旋转，以将第一主起落架门140移动至打开位置。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图13，第一主起落架组件106还包括联接在外缸178和机身机构102之间的侧撑杆190。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第三十示例，其中第三十示例还涵盖以上的第二十六示例至第二十九示例中的任一个。
侧撑杆190还使得着陆力能够从第一主起落架组件106均匀地分布到机身结构102。如本文中描述的，均匀地分布这些力造成较少的零件疲劳，并且延长了第一主起落架组件106和机身结构102的使用寿命。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图2和图5，机身结构102具有机身结构纵轴122、第一机身结构端126、第二机身结构端128以及沿着机身结构纵轴122从第一机身结构端126延伸到第二机身结构端128的机身结构长度L1。一副机翼103位于第一机身结构端126和第二机身结构端128之间。突出部130具有突出部前侧132、突出部后侧134以及沿着机身结构纵轴122从突出部前侧132延伸到突出部后侧134的突出部长度L2。突出部长度L2为机身结构长度L1的10％至15％。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第三十一示例31，其中第三十一示例还涵盖第一示例至第三十示例中的任一个。
相对小的突出部长度L2与机身长度L1的比率与大小相对小的突出部130关联。在这种配置中，在基于飞机子组件100的飞机在空中飞行时，突出部130具有飞机子组件100上的低风阻系数。减小突出部130的风阻系数改善了飞机子组件100的性能，因为它与关联飞机的速度和燃油效率相关。具体地，低风阻系数使得能够基于飞机子组件100的飞机的最大速度增大且燃料效率增加。此外，本文中描述的突出部长度L2与机身长度L1的比率使得突出部130能够尽可能小，以减小突出部130的重量并且进一步增加基于飞机子组件100的飞机的燃料效率。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图2和图5，突出部长度L2是机身结构长度L1的11.5％至13.5％。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第三十二示例，其中第三十二示例还涵盖以上的第三十一示例。
如本文中描述的，小的突出部长度L2与机身长度L1的比率与突出部130的相对低的风阻系数关联。进一步减小突出部130的风阻系数改善了飞机子组件100的性能，因为它与关联飞机的速度和燃油效率相关。具体地，低风阻系数使得能够基于飞机子组件100的飞机的最大速度增大且燃料效率增加。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图2和图5，突出部长度L2是机身结构长度L1的12.0％至13.0％。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第三十三示例，其中第三十三示例还涵盖以上的第三十二示例。
如本文中描述的，小的突出部长度L2与机身长度L1的比率与突出部130的相对低的风阻系数关联。进一步减小突出部130的风阻系数改善了飞机子组件100的性能，因为它与关联飞机的速度和燃油效率相关。具体地，低风阻系数使得能够基于飞机子组件100的飞机的最大速度增大且燃料效率增加。
仅出于例示性目的而不是通过限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图2和图5，突出部长度L2是机身结构长度L1的12.4％。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第三十四示例，其中第三十四示例还涵盖以上的第三十三示例。
如本文中描述的，小的突出部长度L2与机身长度L1的比率与突出部130的相对低的风阻系数关联。进一步减小突出部130的风阻系数改善了飞机子组件100的性能，因为它与关联飞机的速度和燃油效率相关。具体地，低风阻系数使得能够基于飞机子组件100的飞机的最大速度增大且燃料效率增加。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图7，机身结构102还包括具有货舱部横截面面积CSA1的货舱部156和具有起落架舱部横截面面积CSA2的起落架舱部158。货舱部156和起落架舱部158被货舱地板157分开。突出部130具有突出部横截面面积CSA3。突出部横截面面积CSA3、货舱部横截面面积CSA1和起落架舱部横截面面积CSA2一起形成飞机横截面面积CSA4。突出部横截面面积CSA3为飞机横截面面积CSA4的25％至35％。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第三十五示例，其中第三十五示例还涵盖以上的第一示例至第三十四示例中的任一个。
相对小的突出部横截面面积CSA3与飞机横截面面积CSA4的比率与大小相对小的突出部130关联。在这种配置中，在基于飞机子组件100的飞机在空中飞行时，突出部130具有飞机子组件100上的低风阻系数。减小突出部130的风阻系数使得能够基于飞机子组件100的飞机的最大速度增大且燃料效率增加。此外，本文中描述的突出部横截面面积CSA3与飞机横截面面积CSA4的比率使货舱部156的大小增大，以使得飞机子组件100能够运载更大量的货物以增加关联飞机的运营效率。
仅出于例示性目的而不是通过限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图7，突出部横截面面积CSA3是飞机横截面面积CSA4的27.5％至32.5％。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第三十六示例，其中第三十六示例还涵盖以上的第三十五示例。
如本文中描述的，低的突出部横截面面积CSA3与飞机横截面面积CSA4的比率与突出部130的相对低的风阻系数关联。进一步减小突出部130的风阻系数使得能够使基于飞机子组件100的飞机的最大速度增大且燃料效率增加。此外，使突出部横截面面积CSA3与飞机横截面面积CSA4的比率减小使货舱部156的大小增大，以使得飞机子组件100能够运载更大量的货物以增加关联飞机的运营效率。
仅出于例示性目的而不是通过限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图7，突出部横截面面积CSA3是飞机横截面面积CSA4的29.4％。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第三十七示例，其中第三十七示例还涵盖以上的第三十六示例。
如本文中描述的，低的突出部横截面面积CSA3与飞机横截面面积CSA4的比率与突出部130的相对低的风阻系数关联。进一步减小突出部130的风阻系数使得能够使基于飞机子组件100的飞机的最大速度增大且燃料效率增加。此外，使突出部横截面面积CSA3与飞机横截面面积CSA4的比率减小使货舱部156的大小增大，以使得飞机子组件100能够运载更大量的货物以增加关联飞机的运营效率。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图7，货舱部横截面面积CSA1是突出部横截面面积CSA3的两倍。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第三十八示例，其中第三十八示例还涵盖以上的第三十五示例至第三十七示例中的任一个。
货舱部横截面面积CSA1相对于突出部横截面面积CSA3越大，飞机子组件100的货物容积越大。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图7，货舱部横截面面积CSA1是飞机横截面面积CSA4的60％至65％。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第三十九示例，其中第三十九示例还涵盖以上的第三十五示例至第三十八示例中的任一个。
高的货舱部横截面面积CSA1与飞机横截面面积CSA4的比率使得飞机子组件100的货舱容积能够更大，这使得基于飞机子组件100的飞机能够运载更大量的货物以增加关联飞机的运营效率。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图7，货舱部横截面面积CSA1是飞机横截面面积CSA4的62.2％。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第四十示例，其中第四十示例还涵盖以上的第三十九示例。
如本文中描述的，高的货舱部横截面面积CSA1与飞机横截面面积CSA4的比率与基于飞机子组件100的飞机的更大货舱容积关联。进一步减小该比率使得飞机子组件100能够运载更大量的货物以增加关联飞机的运营效率。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图7，起落架舱部横截面面积CSA2是飞机横截面面积CSA4的5.0％至10.0％。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第四十一示例，其中第四十一示例还涵盖以上的第三十五示例至第四十示例中的任一个。
起落架舱部横截面面积CSA2与飞机横截面面积CSA4的比率代表飞机横截面面积CSA4中有多少被起落架舱部158占据。低比率描述了与相对大的货舱部156关联的较小尺寸的起落架舱部158。如本文中描述的，货舱部156越大，基于飞机子组件100的飞机的货物容积越大。此外，将起落架舱部158设置在货舱地板157下方进一步减小了起落架舱部横截面面积CSA2并且增大了货舱部横截面面积CSA1。
仅出于例示性目的而不是限制地，总体上参照图1A、图1B和图1C并且特别地参照例如图7，起落架舱部横截面面积CSA2是飞机横截面面积CSA4的8.4％。该段落的前述内容表征了本文中公开的主题的第四十二示例，其中第四十二示例还涵盖以上的第四十一示例。
如本文中描述的，起落架舱部横截面面积CSA2与飞机横截面面积CSA4的低比率与具有较小尺寸的起落架舱部158关联，该具有较小尺寸的起落架舱部158对应于具有相对大尺寸的货舱部156。此外，将起落架舱部158设置在货舱地板157下方进一步减小了起落架舱部横截面面积CSA2并且增大了货舱部横截面面积CSA1。如本文中描述的，货舱部156越大，飞机子组件100的货物容积越大。
可在如图16所示的飞机制造和保养方法1100和如图17所示的飞机102的背景下描述本文中公开的主题的示例。在前期生产过程中，例示性方法1100可包括飞机1102的规格和设计(框1104)和材料采购(框1106)。在生产过程中，可进行飞机1102的部件和子组件制造(框1108)以及系统整合(框1110)。此后，飞机102可经过检定和交付(框1112)，以便服役(框1114)。在进行保养时，飞机1102可被安排用于例行维护和保养(框1116)。例行维护和保养可包括飞机1102的一个或更多个系统的修改、重新配置、翻新等。
可由系统集成商、第三方及/或运营商(例如，客户)进行或执行例示性方法1100的各个过程。为了本描述之目的，系统集成商可包括但不限于任一数量的飞机制造商与主系统分包商；第三方可包括但不限于任一数量的供应商、转包商以及供货商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。
如图17中所示，用例示性方法1100生产的飞机1102可包括具有多个高级系统1120和内部1122的机身1118。高级系统1120的示例包括推进系统1124、电气系统1126、液压系统1128和环境系统1130中的一个或更多个。可包括任何数量的其他系统。尽管示出了航空航天的示例，但是本文中公开的原理可应用于诸如汽车工业这样的其他工业。因此，除了飞机1102之外，本文中公开的原理可适用于其他交通工具，例如，陆地车辆、海上交通工具、航天器等。
可在制造和保养方法1100的阶段中的任一个或更多个期间采用本文中示出或描述的设备和方法。例如，能以类似飞机1102在服役(框1114)时生产部件或子组件的方式，制成或制造与部件和子组件制造(框1108)对应的部件或子组件。另外，例如，通过大幅加快飞机1102的组装或者降低飞机1102的成本，在生产阶段1108和1110期间可利用设备、方法或其组合的一个或更多个示例。类似地，例如，而非限制性地，在飞机1102处于服役(框1114)和/或维护和保养(框1116)期间，可利用设备或方法实现方式或其组合的一个或更多个示例。
本文中公开的设备和方法的不同示例包括各种部件、特征和功能。应当理解，本文中公开的设备和方法的各种示例可包括任何组合方式的本文中公开的设备和方法的其他示例中的任一个的部件、特征和功能中的任一个，并且所有这些可能性旨在落入本公开的范围内。
本公开所属领域的受益于以上描述和相关附图中提出的教导的技术人员将会想到本文中阐述的示例的许多修改形式。
因此，要理解，本文中公开的主题不限于所例示的具体示例，并且修改形式和其他示例旨在被包括在所附权利要求书的范围内。此外，虽然之前描述和关联附图描述了在元件和/或功能的某些例示性组合的背景下的本文中公开的主题的示例，但是应该理解，在不脱离所附权利要求书的范围的情况下，可通过替代实现方式提供元件和/或功能的不同组合。因此，所附权利要求书中的括号中的附图标记仅是出于例示性目的而提出的，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特定示例。

Claims (10)

1.一种飞机子组件(100)，该飞机子组件(100)包括机身结构(102)，所述机身结构(102)具有包括多个第一框架构件(109)的第一侧(108)和包括多个第二框架构件(115)的第二侧(114)，所述飞机子组件(100)还包括一副机翼(103)和主起落架系统(104)，所述机翼(103)被附接到所述机身结构(102)并且所述主起落架系统(104)具有由第一轮(110)和第二轮(116)组成的一对轮(107)，所述第一轮(110)具有第一轮方位旋转对称轴(111)和与所述第一轮方位旋转对称轴(111)垂直的第一轮中间平面(113)，所述第二轮(116)具有第二轮方位旋转对称轴(117)和与所述第二轮方位旋转对称轴(117)垂直的第二轮中间平面(119)，所述主起落架系统(104)另外包括：
突出部(130)，其被连接到所述机身结构(102)并从所述机身结构(102)向外延伸并且包括：
中央部(131)；
第一主起落架门(140)，其相对于所述中央部(131)能在闭合位置和打开位置之间——包括所述闭合位置和所述打开位置——移动；以及
第二主起落架门(142)，其相对于所述中央部(131)能在闭合位置和打开位置之间——包括所述闭合位置和所述打开位置——移动；
第一主起落架组件(106)，其被连接到所述第一轮(110)；以及
第二主起落架组件(112)，其被连接到所述第二轮(116)。
2.根据权利要求1所述的飞机子组件(100)，所述飞机子组件(100)还包括虚拟对称平面(120)，所述虚拟对称平面(120)与所述机身结构(102)的所述第一侧(108)和所述机身结构(102)的所述第二侧(114)等距离，并且其中：
所述突出部(130)的所述中央部(131)包括：
第一圆周打开切口(149)；以及
第二圆周打开切口(151)；并且
所述虚拟对称平面(120)经过所述第一圆周打开切口(149)和所述第二圆周打开切口(151)之间。
3.根据权利要求2所述的飞机子组件(100)，其中，所述第一圆周打开切口(149)是非圆形的。
4.根据权利要求3所述的飞机子组件(100)，其中：
所述机身结构(102)具有机身外表面(136)，所述机身外表面(136)具有机身表面积(SA1)；
所述突出部(130)具有突出部外表面(138)，所述突出部外表面(138)具有突出部表面积(SA2)；以及
所述突出部表面积(SA2)是所述机身表面积(SA1)的10％至15％。
5.根据权利要求4所述的飞机子组件(100)，其中：
所述第一主起落架门(140)具有第一主起落架门表面积(SA3)；
所述第二主起落架门(142)具有第二主起落架门表面积(SA4)；以及
所述第一主起落架门表面积(SA3)和所述第二主起落架门表面积(SA4)形成所述突出部表面积(SA2)的一部分。
6.根据权利要求4或5所述的飞机子组件(100)，其中：
当所述第一主起落架门(140)处于所述闭合位置时，所述突出部(130)的所述第一主起落架门(140)和所述中央部(131)一起形成第一圆周闭合开口(152)；
所述第一圆周闭合开口(152)具有与虚拟平面垂直的第一打开旋转对称轴(153)，在该虚拟平面中，所述第一圆周闭合开口(152)的投影具有最大面积；
当所述第二主起落架门(142)处于所述闭合位置时，所述突出部(130)的所述第二主起落架门(142)和所述中央部(131)一起形成第二圆周闭合开口(154)；
所述第二圆周闭合开口(154)是圆周闭合的并且具有与虚拟平面垂直的第二打开旋转对称轴(155)，在该虚拟平面中，所述第二圆周闭合开口(152)的投影具有最大面积；
所述第一主起落架组件(106)被连接到所述多个第一框架构件(109)中的至少一个，能相对于所述多个第一框架构件(109)中的所述至少一个枢转，并且能在回缩位置和伸展位置之间——包括所述回缩位置处和所述伸展位置——选择性移动；
其中，当所述第一主起落架组件(106)处于所述回缩位置时，所述第一主起落架门(140)处于所述闭合位置，并且所述第一轮方位旋转对称轴(111)与所述第一打开旋转对称轴(153)共线；
当所述第一主起落架组件(106)处于所述伸展位置时，所述第一主起落架门(140)处于所述打开位置，并且所述第一轮方位旋转对称轴(111)与所述第一打开旋转对称轴(153)非共线；
所述第二主起落架组件(112)被连接到所述多个第二框架构件(115)中的至少一个，能相对于所述多个第二框架构件(115)中的所述至少一个枢转，并且能在回缩位置和伸展位置之间——包括所述回缩位置处和所述伸展位置——选择性移动；
当所述第二主起落架组件(112)处于所述回缩位置时，所述第二主起落架门(142)处于所述闭合位置，并且所述第二轮方位旋转对称轴(117)与所述第二打开旋转对称轴(155)共线；以及
当所述第二主起落架组件(112)处于所述伸展位置时，所述第二主起落架门(142)处于所述打开位置，并且所述第二轮方位旋转对称轴(117)与所述第二打开旋转对称轴(155)非共线。
7.根据权利要求6所述的飞机子组件(100)，其中，所述突出部表面积(SA2)不包括所述第一圆周闭合开口(152)的面积和所述第二圆周闭合开口(154)的面积。
8.根据权利要求7所述的飞机子组件(100)，其中，所述第一圆周打开切口(149)还包括曲线边界边缘(144)，所述曲线边界边缘(144)的至少一部分仅形成所述第一圆周闭合开口(152)的一部分。
9.根据权利要求8所述的飞机子组件(100)，其中，所述第一圆周打开切口(149)还包括从所述曲线边界边缘(144)延伸的第一边界边缘(162)。
10.根据权利要求9所述的飞机子组件(100)，其中，所述第一圆周打开切口(149)还包括从所述曲线边界边缘(144)延伸的第二边界边缘(164)。
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