CN113748062A - 具有外伸支架式起落架的飞行器 - Google Patents

Abstract

一种飞行器，包括：机身；一对机翼，该对机翼连接到机身的上部；以及一对机翼支撑支柱，每个机翼支撑支柱连接在机身的下部与相邻的机翼下侧之间，其中至少一个中央起落架组件连接到机身并构造成在机身内可缩回，并且相应的外伸支架式起落架连接到每个机翼支撑支柱，每个外伸支架式起落架构造成在相应的机翼支撑支柱内可缩回。

Description

具有外伸支架式起落架的飞行器

技术领域

本发明涉及一种具有外伸支架式起落架的飞行器。

背景技术

绝大多数商用班机遵循相同的基本设计，即机翼在机身部段的底部处或朝向机身部段的底部与机身连接，每个机翼容纳至少一个可缩回的主起落架，该主起落架设计成完全缩回到机翼中。朝向机身前部安装的中央前起落架完成了通常称为前三点式(tricycle)布置的起落架构造。这类飞行器的示例包括波音737系列和空客A320系列。

然而，人们对提供具有一对上单翼(high mounted wing)的相当尺寸的班机越来越感兴趣，每个机翼基本上安装在机身顶部。目前认为这样的设计将在减少飞行器的阻力上带来改进，并因此提高运行效率。众所周知，一些小型客机具有这样的上单翼，例如英国航宇146(BAe 146)。然而，这类飞行器通常具有安装在机身上的主起落架，比如BAe 146。将主起落架安装在上单翼飞行器的机翼上尤其是个问题，因为每个起落架必须有相当长的长度才能在伸展时从上单翼到达地面，这又会带来在机翼结构内是否有足够空间来容纳缩回时起落架的问题。尽管将主起落架安装在机身中避免了这些问题，但它存在其它问题。安装到机身的起落架的主要问题是起落架的轮距(宽度)相比安装到机翼的起落架更窄，因此，由于其翻转角度接近建议的60-63°的限值，在地面上很难实现令人满意的飞行器稳定性。为了增加稳定性，需要增加主起落架的轮距。尽管这对于安装到机身的起落架来说可以通过将起落架附接点伸展到机身标称包络之外来实现，但这将导致当起落架在飞行过程中缩回时需要相对较大的起落架整流罩来封围起落架。这种整流罩是不期望的，因为它们会增加阻力。

上单翼的其它解决方案包括小型客机采用的解决方案，比如庞巴迪Dash 8，其中主起落架安装在发动机壳体内，每个机翼上都具有安装到其的发动机壳体。然而，对于尺寸与波音737或A320类似的大型客机，需要使用喷气式涡轮发动机(而不是Dash 8的涡轮螺旋桨发动机)，这将阻碍起落架容纳在整个发动机壳体内。

因此，需要一种用于上单翼飞行器的替代解决方案。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括：机身；一对机翼，该对机翼在相应的机翼安装点处连接到机身的上部；以及一对机翼支撑支柱，每个机翼支撑支柱连接在相邻的机翼下侧和机身的低于机翼安装点的部分之间，其中至少一个中央主起落架组件连接到机身并构造成在机身内可缩回，并且相应的外伸支架式起落架连接到每个机翼支撑支柱，每个外伸支架式起落架构造成在相应的机翼支撑支柱内可缩回。

这种飞行器构造的优点包括由外伸支架式起落架的宽轮距提供的增加的稳定性，同时中央起落架单元的设置允许在地面上飞行器重量的大部分由中央起落架承担，从而允许外伸支架式起落架具有足够缩小的尺寸，使得它们可以完全缩回到机翼支撑支柱内。此外，包括机翼支撑支柱减少了期望的轮距宽度所需的外伸支架式起落架的总长度。

在缩回时，每个外伸支架式起落架优选地完全封围在相应的机翼支撑支柱内。或者，在缩回时，每个外伸支架式起落架的一部分可以封围在机身内。将外伸支架式起落架封围是有利的，以避免整流罩引起的阻力。

在缩回时，中央主起落架优选地封围在机身内。同样，避免起落架整流罩并因此最小化阻力是有利的。

每个外伸支架式起落架优选地包括一个或多个轮子和构造成驱动轮子中的至少一个的轮子驱动系统。电机优选为电动电机。

能够为外伸支架式起落架提供动力是有利的，使飞行器能够在不使用主发动机的情况下在地面上进行操控。

每个外伸支架式起落架和/或中央主起落架可包括负荷调节机构，该机构构造成响应于控制输入而将偏置力施加到相应的起落架，以改变由起落架施加到地面的负荷。

能够主动控制由起落架施加的负荷是有利的，从而有选择性地增加或减少相应的起落架上的负荷，从而改善制动性能或由上述电机驱动起落架轮子的能力。

每个外伸支架式起落架或中央起落架优选地包括减震器支柱，且负荷调节机构构造成将偏置力施加到减震器支柱。

每个外伸支架式起落架优选地具有第一阻尼比，该第一阻尼比小于主起落架的阻尼比。这有利于避免在着陆过程中将大负荷传递到外伸支架式起落架中，并允许机翼在着陆过程中横滚(roll)。

此外，每个外伸支架式起落架可具有大于第一阻尼比的第二阻尼比，其中第一阻尼比在外伸支架式起落架的行程的第一部分上有效，第二阻尼比在外伸支架式起落架的行程的第二部分上有效，外伸支架式起落架在行程的第二部分上相比在第一部分上被进一步压缩。这可以减轻着陆过程中机翼的过度横滚。

中央起落架优选地相对于飞行器的纵向对称平面对称地安装到机身。这是有利的，因为当起落架缩回时，它最大化了避免使用起落架整流罩的可能性。

每个外伸支架式起落架都可以是无制动的。在外伸支架式起落架上没有制动器可能是有利于避免起落架不必要的重量，因为制动功能可由中央起落架来执行。每个中央起落架可包括至少两个安装到转向架梁的轮轴。

每个机翼支撑支柱优选地在比机翼支撑支柱连接到相应的机翼的位置更靠后的位置处连接到机身。这有利于轮子接触点在飞行器重心的后方。

附图说明

现在将仅借助说明性示例并参考附图来描述本发明的一些实施例，附图中：

图1和2示意性地示出了根据本发明的实施例的飞行器以及相关联的起落架布置；

图3示意性地示出了缩回到机翼支撑支柱内的外伸支架式起落架；

图4和5示意性地示出了根据本发明的实施例的外伸支架式起落架的可能布置。

具体实施方式

图1和2示意性地示出了根据本发明的实施例的飞行器。飞行器具有本领域中众所周知的大致管状形状的机身2和连接到机身上部的一对机翼4。在本文中，术语“上部”可以指机身的位置(相对于飞行器在水平飞行时或在地面上时的正常姿态)高于机身的水平中间平面的任何部分。相应的机翼支撑支柱6连接在每个机翼4的下侧和机身2的下部之间。在本文中，术语“下部”可以指机身的位置(相对于飞行器在水平飞行时或在地面上时的正常姿态)低于机身的与机翼连接的部分的任何部分。每个机翼支撑支柱6优选地具有翼型横截面。在相对于飞行器的垂直对称平面是基本上中央的位置、即从飞行器的机头正面观察时该主起落架8在基本上中央的位置中，将主起落架8安装到机身。在所示的实施例中，提供了单个中央主起落架，该中央主起落架包括与转向架梁连接的一对轮轴，转向架梁又通过减震器支柱与机身结构连接。在其它方面，中央主起落架采用常规设计。在其它未示出的实施例中，可以提供多于一个的中央主起落架组件，其以串联(自行车式)布置，其中两个起落架组件均基本上居中地安装到机身，或者替代地，每个起落架组件并排且与飞行器的中心线等距(例如，在与空客A380的安装到机身的起落架的类似布置中)。中央起落架的布置在很大程度上由飞行器的重量和尺寸、以及飞行器在地面上时中央主起落架所承载的飞行器重量的比例决定。在一些实施例中，主起落架可包括除多轮轴转向架梁以外的布置。例如，主起落架可简单地包括一个或多个双轮减震器支柱。

在优选实施例中，将中央主起落架和机身构造成使得当缩回时(即收起)，中央主起落架完全封围在机身内。然而，在其它实施例中，尽管中央主起落架的大部分在缩回时被机身封围，即位于标称机身横截面内，但主起落架的小部分保持在标称机身横截面之外，且需要小型腹部整流罩来完全封围主起落架。在这样的实施例中，可以设想腹部整流罩的横截面积不超过机身标称横截面积的5％。

如图1和2所示，飞行器还包括安装到每个机翼支撑支柱6下侧的外伸支架式起落架10。以类似于常规飞行器布置中已知的安装到机翼的起落架的方式，将每个外伸支架式起落架布置成在每个相应的机翼支撑支柱的主体内可完全缩回。机翼支撑支柱6的设置不仅为机翼4提供了结构刚性，而且使得对于任何给定的轮距宽度的外伸支架式起落架都比它们安装在机翼本身上时更短。

由于每个外伸支架式起落架只需要支撑由中央起落架所支撑的重量的相对较小百分比(15-20％)，因此每个外伸支架式起落架只需要有相对较小的尺寸。例如，即使根据需要或期望可以使用其它布置，比如单轮轴/双轮布置，但每个外伸支架式起落架可能只需要单个轮子。这种减少的外伸支架式起落架的物理尺寸有助于它们在缩回时被机翼支撑支柱完全封围。图3示意性地示出了机翼支撑支柱6的连接到机身2下部的一部分，其中外伸支架式起落架处于完全缩回的位置。如图3所示，在缩回时，外伸支架式起落架被机翼支撑支柱6的结构完全封围。机翼支撑支柱可以以类似于机翼的方式构造，即具有带有上下气动蒙皮的前后翼梁。外伸支架式起落架10可安装在前后翼梁之间，外伸支架式起落架的降低负荷的要求允许其尺寸能够完全配合在前后翼梁和上下蒙皮之间提供的空间内。在一些另外的实施例中，当外伸支架式起落架以与常规安装到机翼的起落架类似的方式缩回时，每个外伸支架式起落架的相对较小部分(例如，轮子的一部分)可以位于机身内。在这样的实施例中，提供小型腹部整流罩以确保外伸支架式起落架是完全封围的。

在优选实施例中，外伸支架式起落架10不包括任何制动器，即起落架是无制动的。这进一步减少了外伸支架式起落架的重量和物理尺寸，因此在缩回时进一步有助于将其封围在机翼支撑支柱内。外伸支架式起落架没有制动器也消除了将制动器控制管线布线到外伸支架式起落架的需要，该制动器控制管线比如是液压管线或电缆，这也有助于简化起落架和机翼支撑支柱的构造。在优选的实施例中，每个外伸支架式起落架都具有构造成向外伸支架式起落架轮子提供驱动力的轮子驱动系统。图4示意性地示出了外伸支架式起落架的可能布置，其中单个轮子12由安装到减震器支柱18的滑动管16底部的短轮轴14支撑。减震器支柱18具有上壳体20，该上壳体20中接纳了滑动管16并且在其中滑动管可以移入和移出。安装到滑动管16下部的还有布置成向轮子12提供驱动力的轮子驱动系统22。轮子驱动系统优选地包括电机、变速箱、离合器和控制单元，该电机比如是电动电机或液压电机。然而，在一些实施例中，上述驱动系统构件中的一个或多个可安装在飞行器上，而不是外伸支架式起落架上。例如，控制单元可与轮子驱动系统的其余元件分开安装。通过提供驱动外伸支架式起落架的轮子的能力，飞行器可以在地面上被操纵而不使用主推进发动机。这被认为是有利的，因为在不使用主推进发动机而进行地面操纵(比如滑行)时，可能会节省燃料。

此外，在为外伸支架式起落架轮提供动力的实施例中，外伸支架式起落架上没有任何制动器确保动力轮和制动系统的完全分离，这是一个重要的安全考虑。

在某些情况下，可能期望增加每个外伸支架式起落架对地面施加的负荷，例如，在每个外伸支架式起落架独立供电的情况下，可能需要增加外伸支架式起落架对地面施加的负荷，以增加轮子12与地面的牵引力。为了实现此目的，在一些实施例中，每个外伸支架式起落架10都包括负荷调节机构，如图4中的元件24所示。负荷调节机构24构造成向外伸支架式起落架施加偏置力，以改变外伸支架式起落架轮对地面施加的负荷。例如，负荷调节机构24可由位于支撑支柱18的外壳体20内的一个或多个机械连结件形成，该连结件构造成借助一个或多个适当的致动器对滑动管16机械地施加偏置力，从而使偏置力对滑动管16施加伸展力或缩回力。在大多数情况下，为了增加起落架轮子12在地面上的负荷，将负荷调节机构构造成施加偏置力，该偏置力的作用是对支撑支柱18的滑动管16施加伸展力，由此有效地将起落架12“推”入地面，并由此增加牵引。可以设想对负荷调节机构24的其它可能的布置以实现将可变偏置力施加到起落架的相同预期效果，例如，可提供液压或气动组件，该组件构造成增加或减少外伸支架式起落架10的支撑支柱18内的气体和/或油压。当然，也可以应用对技术人员来说显而易见的其它合适的负荷调节机制。

在另一个实施例中，以相对于外伸支架式起落架与上述的负荷调节机构类似的方式，中央起落架还可附加地或替代地包括负荷调节机构。在这样的实施例中，可将偏置力施加到中央起落架以减少由中央起落架对地面施加的负荷，从而由于由外伸支架式起落架承载的飞行器地面重量比例增加而间接地增加由外伸支架式起落架施加的负荷。在向外伸支架式起落架提供动力的情况下，这还将增加由外伸支架式起落架提供的牵引力。替代地或附加地，中央起落架可借助负荷调节机构将偏置力施加到中央起落架，该偏置力施加具有将中央起落架更牢固地推到地面的效果的伸展偏置力，例如，为了在着陆阶段期间增加中央起落架的制动能力。

优选地，外伸支架式起落架具有比主起落架更低的阻尼比，即对于任何给定的负荷下，外伸支架式起落架比主起落架更容易压缩。这是为了确保在着陆事件中主起落架承担更大的负荷，因为外伸支架式起落架的物理尺寸更小，因此不能承担大的负荷。特别地，这也允许飞行器机翼在着陆过程中经历一些横滚，而不会将大的负荷施加在外伸支架式起落架上。在这种方式下，外伸支架式起落架主要表现为纯弹簧。然而，外伸支架式起落架也优选地具有两级阻尼，在起落架的行程的大部分中具有前面讨论的相对较低的阻尼比，但在行程的最后(压缩)部分具有较高的阻尼比。这使外伸支架式起落架能够防止或至少减轻过大的机翼横滚角度(因为较高的阻尼比会抵抗外伸支架式起落架的进一步压缩)，否则可能会导致机翼尖端接触地面。具有多个阻尼阶段和可选多个弹簧比率的减震器支柱在本领域中是已知的。

图5示意性地示出了根据本发明的实施例的外伸支架式起落架10的替代实施例。在图5示意性地示出的替代布置中，将刚性支撑支柱26布置成一端与机翼支撑支柱连接，而其另一端则与纵臂28的一端枢转地连接。起落架轮12以已知的方式和构造与纵臂28的相对端枢转地连接。伸缩式减震器支柱18以常规方式连接在支撑支柱26和纵臂28之间，外壳体20与支撑支柱26连接，滑动管16支撑到纵臂28上。在图5所示的布置中，负荷调节机构24示出为位于减震器支柱18的外壳体20的外部。图5的布置也可适用于中央起落架。

对于具有常规布置的“前三点式”起落架的飞行器，通常期望主起落架的地面接触点在飞行器重心的后面(但仍然相对靠近)。在本发明的一些实施例中，这是通过构造机翼支撑支柱26实现，使得当从飞行器的侧面观察时，每个支撑支柱26相对于垂直方向成角度，每个支撑支柱的下端(它与机身连接的地方)位于比支撑支柱的上端更靠后的位置。通常，外伸支架式起落架轮子与飞行器重心和垂直线之间的直线所形成的角度在6°至20°的范围内。支撑支柱26的倾斜如图2所示。

对于具有上单翼的飞行器，借助外伸支架式起落架之间相对较宽的轮距，安装到机身的中央起落架和机翼支撑支柱的支架式起落架的组合提供了在地面上时具有所需稳定度的起落架布置，然后，要使每个外伸支架式起落架具有足够小的尺寸以允许它们在缩回位置时完全位于机翼支撑支柱内。外伸支架式起落架的轮距宽度允许飞行器的翻转角度不超过推荐的最大角度65°。

Claims (15)

1.一种飞行器，包括：机身；一对机翼，该对机翼在机翼安装点处连接到机身的上部；以及一对机翼支撑支柱，每个机翼支撑支柱连接在相邻的机翼下侧和所述机身的低于所述机翼安装点的部分之间，其中至少一个中央主起落架组件连接到所述机身并构造成在所述机身内能缩回，并且相应的外伸支架式起落架连接到每个机翼支撑支柱，每个外伸支架式起落架构造成在相应的机翼支撑支柱内能缩回。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，在缩回时，每个外伸支架式起落架完全封围在相应的机翼支撑支柱内。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，在缩回时，每个外伸支架式起落架的一部分封围在所述机身内。

4.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，在缩回时，所述中央主起落架完全封围在所述机身内。

5.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，每个外伸支架式起落架包括一个或多个轮子以及构造成驱动所述轮子中的至少一个的轮子驱动系统。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述轮子驱动系统包括电力驱动的电机。

7.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，每个外伸支架式起落架包括负荷调节机构，所述负荷调节机构构造成响应于控制输入而将偏置力施加到所述外伸支架式起落架，以改变由所述外伸支架式起落架施加到地面的负荷。

8.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述中央起落架包括负荷调节机构，所述负荷调节机构构造成响应于控制输入而将偏置力施加到所述中央起落架，以改变由所述中央起落架施加到地面的负荷。

9.根据权利要求7或8所述的飞行器，其特征在于，每个外伸支架式起落架或中央起落架分别包括减震器支柱，且所述负荷调节机构构造成将偏置力施加到所述减震器支柱。

10.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，每个外伸支架式起落架都具有第一阻尼比，所述第一阻尼比小于所述主起落架的阻尼比。

11.根据权利要求10所述的飞行器，其特征在于，每个外伸支架式起落架具有大于所述第一阻尼比的第二阻尼比，其中所述第一阻尼比在所述外伸支架式起落架的行程的第一部分上是有效的，而第二阻尼比则在所述外伸支架式起落架的行程的第二部分上是有效的，所述外伸支架式起落架在所述行程的第二部分上相比在所述行程的第一部分上被进一步压缩。

12.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，每个中央起落架相对于所述飞行器的纵向对称平面对称地安装到所述机身。

13.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，每个外伸支架式起落架是无制动的。

14.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，每个中央起落架包括至少两个安装到转向架梁的轮轴。

15.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，每个机翼支撑支柱连接到所述机身的位置比所述机翼支撑支柱连接到相应的机翼的位置更靠后。

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