CN114340995A - 飞行器多轮转向架梁定位器 - Google Patents

Abstract

一种飞行器起落架，包括带有可滑动地容纳在气缸内的杆的减震支柱。梁可转动地安装在杆上，轮子安装在梁上。起落架还包括具有上连杆和下连杆的连杆组件。上连杆具有可转动地连接至气缸的第一端，下连杆具有可转动地连接至梁的第一端。上连杆和下连杆的第二端通过限位器接头可转动地彼此联接。限位器接头包括与上连杆相关联的第一止动件和与下连杆相关联的第二止动件。止动件配置为使得第一止动件与第二止动件接合，以限制上连杆相对于下连杆的转动。

Description

飞行器多轮转向架梁定位器

背景技术

为了在起飞时适应头部向上转动，长体飞行器需要高大的主起落架以防止尾部撞击地面。一种常见的配置是使用通过细长减震支柱安装到飞行器机身的转向架梁。多个轮子安装在转向架梁上，转向架梁可相对于减震支柱转动，以使这些轮子在飞行器起飞过程中最初转动时能够保持与地面的接触。

在着陆过程中，转向架梁通常在触地之前保持在预定的“前轮上倾(toe up)”或“前轮下倾(toe down)”位置。由传感器检测触地，该传感器感测在第一个轮子接触地面之后发生的转向架梁的转动。也就是说，在第一个轮子接触后，转向架梁转动到所有轮子都与地面接触的大致水平位置。还需要在飞行器在空中时将转向架梁保持在预定位置，以确保在收起起落架时主起落架将装进起落架舱内。

已知的转向架梁定位器包括主动定位器，其利用各种类型的致动器来控制转向架梁的位置。美国专利号8,382,032公开了一种这样的主动转向架梁定位器，其中辅助致动器连接到起落架支柱和转向架梁。辅助致动器由液压驱动以选择性地改变长度，从而控制转向架梁相对于支柱的角度。

其他转向架梁定位器配置是被动定位器，其依靠诸如弹簧的偏置元件和/或气动载荷来定位转向架梁。美国专利号4,892,270中公开了一种被动定位器。转向架梁的位置由弹簧加载的可伸缩连杆与包含在扭矩连杆中的限位器相结合来保持。可伸缩连杆在减震支柱与转向架梁之间伸展，并推动转向架梁的前端向下转动。同时，限位器包括支座，该支座抵靠于减震支柱以限制转向架梁的向下转动，从而将扭矩连杆和起落架锁定在下限位置。

已知的被动和主动转向架梁定位器增加了飞行器的重量、成本、复杂性和维护要求。

发明内容

所公开的技术涉及利用简化的轻型被动转向架梁定位器的起落架，与已知的定位系统相比，该定位器降低了成本、重量和维护，同时还提高了可靠性。所公开的飞行器起落架的第一代表性实施例包括减震支柱，该减震支柱具有第一端可滑动地设置在气缸内的杆。梁可转动地联接到杆的第二端。梁配置为至少具有可转动地安装到其上的前轮和后轮。起落架还包括具有上连杆和下连杆的连杆组件。上连杆具有可转动地连接至气缸的第一端，下连杆具有可转动地连接至梁的第一端。下连杆的第二端通过限位器接头可转动地联接到上连杆的第二端。限位器接头包括与上连杆相关联的第一止动件和与下连杆相关联的第二止动件。止动件配置为使得第一止动件与第二止动件接合，以限制上连杆相对于下连杆的转动。

在另一个实施例中，限位器可选择性地调整，以在上连杆的第一端与下连杆的第一端之间提供预定最大距离。

在另一个实施例中，第一止动件包括从第一腿部延伸的第一凸片，第二止动件包括从第二腿部延伸的第二凸片。

在另一个实施例中，第一止动件还包括第一接触配件，第一接触配件联接到第一凸片，第一接触配件具有配置为接触第二止动件的第一接触表面，其中，第一接触表面的位置相对于第一凸片可选择性地调整。

在另一个实施例中，第一接触配件是螺纹联接到第一凸片的第一螺纹紧固件。

在另一个实施例中，第二止动件还包括第二接触配件，第二接触配件联接到第二凸片，第二接触配件具有配置为接触第一止动件的第二接触表面，其中第二接触表面的位置相对于第二凸片可选择性地调整。

在另一个实施例中，第二接触配件是螺纹联接到第二凸片的第二螺纹紧固件。

在另一个实施例中，第二止动件还包括第二接触配件，第二接触配件联接到第二凸片，第二接触配件具有配置为接触第一止动件的第二接触表面，其中第二接触表面的位置相对于第二凸片可选择性地调整。

所公开的飞行器起落架的第二代表性实施例具有由杆形成的减震支柱，该杆具有可滑动地设置在气缸内的第一端。扭矩连杆组件定位在减震支柱的引导(前)边缘和尾(后)边缘中的一者上。扭矩连杆组件包括上扭矩连杆和下扭矩连杆，上扭矩连杆的第一端可转动地联接到气缸，下扭矩连杆的第一端可转动地联接到杆。下扭矩连杆的第二端可转动地联接到上扭矩连杆的第二端。起落架还包括可转动地联接到杆的第二端的转向架梁。转向架梁配置为具有可转动地安装到其上的前轮和后轮。连杆组件定位于减震支柱的引导边缘和尾边缘中的另一者上，并包括上连杆、下连杆和限位器。上连杆具有可转动地连接至气缸的第一端，下连杆具有可转动地连接至梁的第一端。上连杆和下连杆的第二端可转动地彼此联接，限位器限制上连杆相对于下连杆的转动。起落架还包括偏置元件，偏置元件配置为将下连杆的第二端朝向减震支柱偏置。

在另一个实施例中，转向架梁定位器位于减震支柱的前方。

在另一个实施例中，扭矩连杆组件定位在减震支柱的后方。

在另一个实施例中，偏置元件包括拉伸弹簧，拉伸弹簧具有联接到气缸的第一端和联接到转向架梁定位器的下连杆的第二端。

在另一个实施例中，限位器可选择性地调整，以在上连杆的第一端与下连杆的第一端之间提供预定最大距离。

提供本发明内容是为了以简化的形式介绍将在后文的具体实施方式中进一步描述的精选概念。该发明内容不旨在确定所要求保护的主题的关键特征，也不旨在用于帮助确定所要求保护的主题的范围。

附图说明

结合附图参考以下的具体实施方式，所公开主题的上述方面和许多附带优点将变得更容易理解，其中：

图1是根据本发明的用于飞行器的起落架的第一代表性实施例的侧视图，其中飞行器在地面上；

图2是图2所示的起落架的侧视图，其中飞行器处于起飞或着陆状态；

图3是图1所示的起落架的限位器接头的一个代表性实施例的详细视图；

图4是图3所示的限位器接头的等距视图；

图5是根据本发明的用于飞行器的起落架的第二代表性实施例的侧视图，其中飞行器位于地面；以及

图6是图5所示的起落架的侧视图，其中飞行器处于起飞或着陆状态。

具体实施方式

图1至图4示出了根据本公开的起落架100的第一代表性实施例。起落架100包括可转动地连接到飞行器结构(未示出)的减震支柱102。

如本文所用，“可转动地”联接、安装、连接等表示所引用的部件以提供一个部件相对于另一个部件的转动移动的方式相关联。通常，这种转动是围绕相对于两个部件具有固定位置的转动轴，然而，转动轴相对于一个或两个部件可移动的实施例是可能的。还应当理解，在一些设想的实施例中，部件的连接可以允许部件之间围绕一个点而不是围绕转动轴的相对转动移动，即，这些部件相对于彼此枢转。

致动系统(未示出)连接到减震支柱102以使减震支柱因此使起落架在飞行期间采用的起落架收起的(即收拢)位置与在起飞(图2)、着陆(图2)和地面操作(图1)期间使用的起落架放下的(即展开)位置之间往复。

如图1和图2较佳地所示，减震支柱102包括气缸104和杆106，杆106的一部分沿中心线300可滑动地设置在气缸内。也就是说，气缸104和杆106共享共同的中心线300，其中该杆从气缸伸出。气缸104的内壁与杆106的外表面接合，以限制杆相对于气缸在除沿中心线300之外的所有方向上的平移移动。因此，杆106能够相对于气缸104沿着中心线300的方向滑动平移移动。气缸104和杆106配合起到减震器的作用。

起落架100还包括转向架梁108，转向架梁108围绕轴302可转动地联接到杆106的下端。多个轮子110可转动地附接到转向架梁108的每一端。

起落架100还包括将气缸104连接到转向架梁108的连杆组件120。如将更详细描述的，当飞行器在空中时，特别是处于起落架放下的状态下，连杆组件120充当转向架梁定位器，其确保转向架梁108和轮子110相对于减震支柱102保持预定位置。

连杆组件120包括细长上连杆122和细长下连杆124，上连杆122在上端绕轴304可转动地联接到气缸104，下连杆124在下端绕轴306可转动地联接到转向架梁108。在所示实施例中，上连杆122的下端通过限位器接头130围绕轴308可转动地联接到下连杆124的上端。轴304、306和308大致是水平的并且彼此平行。因此，随着杆102移出气缸104，连杆组件120以剪式运动方式移动，使得上连杆122与下连杆124之间的角度α增加。类似地，随着杆106进一步移入气缸104中，角度α减小。

现在参照图3和图4，将更详细地描述限位器接头130。如图3和图4所示，限位器接头130包括与上连杆122相关联的第一止动件132和与下连杆124相关联的第二止动件140。在所示实施例中，第一止动件132由第一凸片134和第一接触配件136形成，第一凸片134从上连杆122沿径向向外延伸，第一接触配件136穿过第一凸片朝向第二止动件140延伸。类似地形成第二止动件140，其具有第二凸片142和第二接触配件144，第二凸片142从下连杆124沿径向向外延伸，第二接触配件144穿过第二凸片142朝向第一止动件132延伸。

随着上连杆122和下连杆124围绕轴308相对于彼此转动而使得角度α增加，第一止动件132朝向第二止动件140移动。在这方面，当角度α达到预定最大值时，第一止动件132和第二止动件140彼此接触，此时止动件之间的接触防止连杆122、124相对于彼此进一步转动。

在所示实施例中，当第一接触配件136的第一接触表面138接触第二凸片142并且第二接触配件144的第二接触表面146接触第一凸片134时，第一止动件132与第二止动件140之间发生接触。在一些实施例中，接触配件136和144可以包括螺纹体。接触配件与它们各自的凸片的螺纹接合提供了通过转动接触配件来调整接触表面相对于它们各自的凸片的位置。这种可调整性使得能够选择性调整在第一止动件132和第二止动件140彼此接触时所获得的上连杆122和下连杆144之间的角度α。这种可调整性还能够使操作者确保当上连杆122和下连杆124相对于彼此处于最大预定角度α时两个接触表面138、146都与相对的凸片134、142接触。

在所示实施例中，接触配件是一对螺纹紧固件。应当理解，接触配件的数量和位置的变化是可能的。此外，使用替代结构来限制上连杆122和下连杆124之间的最大角度的替代实施例是可能的，并且这样的替代结构可以是可调整的或固定的。在这方面，可以使用限制上连杆122和下连杆124之间的最大角度的任何合适的配置，并且这些配置应该被认为在本公开的范围内。

返回参照图1，当飞行器在地面上时，轮子110与地面90接触，这确定了转向架梁108的位置。飞行器的重量压缩减震支柱102，使得杆106相对于气缸104处于缩回位置。在该位置，连杆组件120充当典型的扭矩连杆，以限制转向架梁108并因此限制轮子110和杆106相对于气缸104围绕轴线300转动。

图2示出了飞行器在空中并沿箭头T的方向行进，起落架100处于起落架放下的位置。随着飞行器的重量从减震支柱102上移开，转向架梁108和轮子110的重量、以及储存在减震支柱102中的能量导致杆106相对于气缸104向下移动到伸展位置。随着杆106向伸展位置移动，上连杆122和下连杆124之间的角度α由于轴304(相对于气缸104保持固定)和轴306(随着转向架梁108向下移动)之间的距离增加而增加。角度α增加直到其达到预定的最大值，此时限位器接头130防止上连杆122和下连杆124相对于彼此进一步转动。这进而有效地固定了连杆组件120的最大长度，即轴304和轴306之间的距离。由于该长度有效地固定，杆106的进一步向下延伸导致转向架梁108转动到“前轮下倾”位置，其中转向架梁108的前端低于转向架梁108的后端。

在升空的起落架放下的位置，连杆组件120将转向架梁108相对于减震支柱102定位，使得起落架100能够容纳在飞行器的起落架舱内。如图1和图2所示，气动载荷作用在起落架的轮子110上以使转向架梁108的前端逆时针偏置，从而将起落架100朝向前轮下倾位置偏置。当飞行器正在着陆但轮子尚未着地时(1)以及当起落架收在起落架舱内时(2)，这些载荷有助于将转向架梁108保持在升空的展开位置。

如前所述，图1和图2示出了具有前轮下倾配置且飞机从右向左行进的起落架100。因此，连杆组件120位于减震支柱102的后方。在一些飞行器中，起落架舱限制和起落架配置使得起落架必须具有“前轮上倾”配置，在该配置中，转向架梁108相对于减震支柱102倾斜，使得转向架梁的前端高于后端。通过将连杆组件120重新定位为位于减震支柱102前方，即，图1和图2中所示的连杆组件定位的镜像，则这种配置对于本起落架配置是可能的。

现在参照图5和图6，将描述根据本发明的起落架200的第二代表性实施例。为简明起见，除非特别指出，将不再描述也存在于图5和图6中的图1和图2中所示的第一实施例的先前描述过的特征。对于这些特征，图1和图2中由1XX或3XX指示的标号分别对应于图5和图6中的标号2XX或4XX。例如，除非另有说明，图1和图2中所示的减震支柱102和轴线300分别对应于图5和图6中所示的减震支柱202和轴线400。

在所示实施例中，起落架200包括位于减震支柱202后方的连杆组件220。连杆组件220的细长上连杆222在上端绕轴404可转动地联接到气缸204，连杆组件220的细长下连杆224在下端绕轴406可转动地联接到转向架梁208。上连杆222的下端通过限位器接头230围绕轴408可转动地联接到下连杆224的上端。

在所示的实施例中，偏置元件248将连杆组件220向最大有效长度，即，向角度α是其由限位器接头230确定的最大值的位置偏置。也就是说，偏置元件将轴408推向减震支柱202。在所示实施例中，偏置元件是拉伸弹簧248，其一端联接到连杆组件220的下连杆224上的凸耳250。弹簧248的第二端联接到减震支柱202上的凸耳252。

尽管图示的偏置元件248被示为拉伸弹簧，但是应当理解，可以采用任何数量的配置来将轴408推向减震支柱202。在一个设想的实施例中，偏置元件是扭转弹簧，其使上连杆222偏置以相对于减震支柱202绕轴404转动或者使下连杆224偏置以相对于转向架梁208绕轴406转动。另外，还设想了使用多个偏置元件的实施例，例如一个或多个拉伸弹簧和/或扭转弹簧的各种组合。设想了将轴408推向减震支柱202的这些和其他配置，都应该被认为在本公开的范围内。

仍参照图5和图6，可提供扭矩连杆组件500，并将其定位在减震支柱202的前方。扭矩连杆组件500包括细长上扭矩连杆502和细长下扭矩连杆504，上扭矩连杆502在上端绕轴410可转动地联接到气缸204，下扭矩连杆504在下端绕轴412可转动地联接到转向架梁配件212。上扭矩连杆502的下端绕轴414可转动地联接到下扭矩连杆的上端。转向架梁配件212固定联接到杆206并且绕轴402可转动地联接到转向架梁208。

与已知的扭矩连杆组件一样，轴410、412和414大致平行，从而允许扭矩连杆组件500以剪式运动方式移动，以在杆从气缸204伸出和缩回气缸204内时适应杆206的移动。同时，扭矩连杆组件500防止杆206并因此防止转向架梁208绕轴400相对于气缸204转动。

应当理解，在减震支柱202的前侧上包括扭矩连杆组件500允许减震支柱的后侧上的连杆组件220更轻和更紧凑。由于扭矩连杆组件500对趋于使杆206和转向架梁208绕轴400转动的大部分力产生反作用，因此，连杆组件220的尺寸和配置可以设置为主要用于在飞行器在空中时保持转向架梁208的朝向。将进一步理解的是，省略扭矩连杆组件500的替代实施例是可能的，类似于图1至图4的实施例，使得连杆组件220保持转向架梁208的朝向，同时还防止杆206绕轴400转动。

如图5所示，当飞行器在地面上时，地面90确定了转向架梁208的位置，减震支柱202在飞行器的重量下被压缩。扭矩连杆组件500以及在较小程度上的连杆组件220限制了转向架梁208相对于气缸204绕轴400的转动。

如图6所示，当飞行器在空中并沿箭头T的方向行进，并且起落架200处于起落架放下的位置时，减震支柱202处于伸展位置。连杆组件220和相关联的限位器接头230运转以将转向架梁定位在前轮下倾位置，类似于图1至图4的实施例。然而，除了作用在轮子110上的气动载荷之外，图5和图6的实施例还使用偏置元件248使转向架梁208的前端逆时针(如图5和图6所看到的)偏置，从而将起落架100朝向前轮下倾位置偏置。

与图1至图4的实施例类似，图5和图6中所示的起落架200可配置为，通过将连杆组件220定位在减震支柱202的前方和将扭矩连杆组件500定位在减震支柱的后方来提供前轮上倾位置。

在以上描述中，列举了众多具体细节，以提供对本发明的代表性实施例的透彻理解。但是，对本领域技术人员而言显而易见的是，本文公开的实施例可以在不实施全部具体细节的情况下实现。在一些情况下，为了避免使本公开的各个方面变得不必要地含糊不明，没有详细描述众所周知的工艺步骤。此外，应当理解，本发明的实施例可以采用本文描述的特征的任何组合。

应当注意，为了本公开的目的，诸如“上”、“下”、“垂直”、“水平”、“向内”、“向外”、“内”、“外”、“前”、“后”等的术语应被解释为描述性的，而不是限制要求保护的主题的范围。此外，本文中使用“包括”、“包含”或“具有”及其变体意在涵盖其后列出的项目及其等同物以及额外项目。除非另有限制，否则本文中的术语“连接”、“联接”和“安装”及其变体以广义使用并涵盖直接和间接的连接、联接和安装。

本申请还可以引用数量和数字。除非特别说明，否则这些数量和数字不应被认为是限制性的，而是与本申请相关的可能数量或数字的示例。同样在这点上，本申请可以使用术语“多个”来指代数量或数字。在这点上，术语“多个”是指大于一的任何数字，例如二、三、四、五等。术语“大约”、“约”、“接近”等表示设定值的正负5％。为了本公开的目的，短语“A、B和C中的至少一个”例如是指(A)、(B)、(C)、(A和B)、(A和C)、(B和C)或(A、B和C)，当列出超过三个元素时，包括所有进一步可能的排列。

本发明的原理、代表性实施例和运转模式已经在前面的描述中进行了描述。然而，旨在保护的本发明的方面不应被解释为限于所公开的特定实施例。此外，本文描述的实施例被认为是说明性的而不是限制性的。应当理解，在不背离本发明的精神的情况下，其他人可以做出改变和修改，以及采用等同物。因此，这明确表示所有这样的改变、修改和等同物均落入本发明要求保护的精神和范围内。

Claims (14)

1.要求专有所有权或特权的本发明的实施例限定如下：

一种飞行器起落架，包括：

减震支柱，其包括第一端可滑动地设置于气缸内的杆；

梁，其可转动地联接到所述杆的第二端，所述梁配置为具有可转动地安装到其上的前轮和后轮；以及

连杆组件，其包括：

上连杆，其第一端可转动地连接到所述气缸；

下连杆，其第一端可转动地连接到所述梁，所述下连杆的第二端可转动地联接到所述上连杆的第二端；以及

限位器，其包括与所述上连杆相关联的第一止动件和与所述下连杆相关联的第二止动件，所述第一止动件与所述第二止动件接合，以限制所述上连杆相对于所述下连杆的转动。

2.根据权利要求1所述的起落架，其中，所述限位器可选择性地调整，以在所述上连杆的所述第一端与所述下连杆的所述第一端之间提供预定最大距离。

3.根据权利要求1或2所述的起落架，其中，所述第一止动件包括从所述上连杆延伸的第一凸片，所述第二止动件包括从所述下连杆延伸的第二凸片。

4.根据权利要求3所述的起落架，其中，所述第一止动件还包括第一接触配件，所述第一接触配件联接到所述第一凸片，所述第一接触配件具有配置为接触所述第二止动件的第一接触表面，其中所述第一接触表面的位置相对于所述第一凸片可选择性地调整。

5.根据权利要求4所述的起落架，其中，所述第一接触配件是螺纹联接到所述第一凸片的第一螺纹紧固件。

6.根据权利要求3至5中任一项所述的起落架，其中，所述第二止动件还包括第二接触配件，所述第二接触配件联接到所述第二凸片，所述第二接触配件具有配置为接触所述第一止动件的第二接触表面，其中所述第二接触表面的位置相对于第二凸片可选择性地调整。

7.根据权利要求6所述的起落架，其中，所述第二接触配件是螺纹联接到所述第二凸片的第二螺纹紧固件。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的起落架，还包括偏置元件，所述偏置元件联接到所述连杆组件并且配置为将所述下连杆的所述第二端推向所述减震支柱。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的起落架，其中，所述连杆组件定位在所述减震支柱的后方。

10.一种飞行器起落架，包括：

减震支柱，其包括第一端可滑动地设置于气缸内的杆；

扭矩连杆组件，其位于所述减震支柱的前方和后方中的一者，所述扭矩连杆组件包括：

上扭矩连杆，其第一端可转动地联接到所述气缸；以及

下扭矩连杆，其第一端可转动地联接到所述杆，所述下扭矩连杆的第二端可转动地联接到所述上扭矩连杆的第二端；

梁，其可转动地联接到所述杆的第二端，所述梁配置为具有可转动地安装到其上的前轮和后轮；以及

转向架梁定位器，其位于所述减震支柱的前方和后方中的另一者，所述转向架梁定位器包括：

上连杆，其第一端可转动地连接到所述气缸；

下连杆，其第一端可转动地连接到所述梁，所述下连杆的第二端可转动地联接到所述上连杆的第二端；

限位器，其配置为用于限制所述上连杆相对于所述下连杆的转动；以及

偏置元件，其配置为将所述下连杆的第二端朝向所述减震支柱偏置。

11.根据权利要求10所述的起落架，其中，所述转向架梁定位器位于所述减震支柱的前方。

12.根据权利要求10或11的起落架，其中，所述扭矩连杆组件定位在所述减震支柱的后方。

13.根据权利要求10至12中任一项所述的起落架，其中，所述偏置元件包括拉伸弹簧，所述拉伸弹簧的第一端联接到所述气缸，所述拉伸弹簧的第二端联接到所述转向架梁定位器的所述下连杆。

14.根据权利要求10至13中任一项所述的起落架，其中，所述限位器可选择性地调整，以在所述上连杆的所述第一端与所述下连杆的所述第一端之间提供预定最大距离。

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