CN115924067A - 撑杆、飞行器起落架、飞行器以及操作飞行器的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及撑杆、飞行器起落架、飞行器以及操作飞行器的方法。用于飞行器起落架(12)的可变长度撑杆(22)包括位于不同纵向轴线(24a，26a)上的第一组支柱(24)和第二组支柱(26)，第一组支柱和第二组支柱通过支柱(24，26)平行于所述支柱的轴线的运动而使得撑杆能够伸展和收缩。撑杆(22)可以被锁定在撑杆的伸展构型和缩回构型中，从而为起落架提供下位锁(机构40)和上位锁(机构60)功能。撑杆的支柱(24，26)可以具有开放且易于检查的结构、具有低摩擦动力学特性、并且不需要在彼此内伸缩也不位于单个共同轴线上。

Description

撑杆、飞行器起落架、飞行器以及操作飞行器的方法

技术领域

本发明涉及飞行器起落架、特别地涉及可缩回的起落架。更具体地但并非排他地，本发明涉及用于起落架组件的起落架撑杆。本发明还涉及包括这种撑杆的起落架、包括这种撑杆的飞行器、以及包括执行与这种撑杆相关的步骤的操作飞行器的方法。

背景技术

起落架通常包括主腿部和一个或更多个撑杆(例如，拖曳撑杆或侧撑杆)，腿部经由所述撑杆连接至飞行器结构的其余部分。撑杆有助于经由起落架在地面与机架之间传递载荷。起落架撑杆可以呈折叠式撑杆的形式，该撑杆在起落架在展开位置(例如，伸展位置)与收起位置(例如，缩回位置)之间移动时折叠。一些较老的商用飞机、比如A300和协和式飞机已经包括具有伸缩式撑杆的起落架，其中，当起落架在其展开位置与收起位置之间移动时，撑杆通过同心布置的、在彼此内伸缩的管状元件而伸展或收缩。

伸缩式撑杆具有许多理想的特征，这些特征可能解释了某些飞行器最初选择伸缩式撑杆的原因。在撑杆的参照系中，当管状元件在其完全伸展构型与完全收缩构型之间移动时，管状元件沿着公同轴线的移动导致几乎没有扫略体积的小体积需求。这种小体积需求在对于飞行器中的撑杆所需的存储空间方面和/或在飞行中暴露于飞行器周围气流(空气动力学、噪音等)的部件方面可能是有益的。简单的滑动轴承和旋转接头可以用在撑杆的至少一个端部上、可能地用在两个端部上。某些伸缩式撑杆还执行液压致动器的功能，以用于辅助展开或收起起落架。

在设计和制造任何重要尺寸的现代商用飞机时，伸缩式撑杆已经在很大程度上被折叠式撑杆所取代。虽然由相同装置执行的撑杆和致动器的双重功能在轻型飞行器上具有某些优点，但是在较大的飞行器上的应用将导致装置的尺寸是不切实际的，特别是考虑到将需要大量的液压流体。采用伸缩式结构而无需为了致动而填充液压流体可以产生使质量减小的解决方案，但是需要考虑如何避免管状元件内的空隙被不必要的材料/流体、比如灰尘和/或湿气污染。折叠式撑杆鉴于不存在隐藏区域、如可能设置在伸缩式撑杆的管中的隐藏区域而避免了这些缺点并且还具有允许容易地检查零件的优点。但是折叠式撑杆不具有低体积要求的优点，特别是就在使用时的扫略体积而言。

本发明寻求减轻上述提及的问题或缺点中的一个或更多个问题或缺点。替代性地或附加地，本发明试图提供一种改进的起落架撑杆。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供了一种用于飞行器起落架的撑杆。该撑杆包括第一端部和第二端部，其中，第一端部和第二端部中的一者构造成附接至起落架的主腿部，并且第一端部和第二端部中的另一者构造成附接至飞行器结构、例如机架的一部分。撑杆包括第一组一个或更多个支柱，所述第一组一个或更多个支柱包括至少一个支柱，所述至少一个支柱具有在从第一端部朝向第二端部的方向上延伸的第一轴线(例如，纵向轴线)。撑杆包括第二组两个或更多个支柱，所述第二组两个或更多个支柱中的每个支柱具有平行于第一轴线延伸并与第一轴线间隔开的相应的轴线(例如，纵向轴线)。撑杆能够在收缩构型与伸展构型之间移动。当撑杆在收缩构型与伸展构型之间移动时，第一组的支柱和第二组的支柱平行于第一轴线移动。撑杆的收缩构型与伸展构型之间的长度差可以与第一组一个或更多个支柱与第二组两个或更多个支柱之间重叠的长度差相对应。在实施方式中，第一组一个或更多个支柱可以包括撑杆的第一端部和第二端部中的一者，并且第二组两个或更多个支柱可以包括撑杆的第一端部和第二端部中的另一者。

在本发明的实施方式中，支柱为位于不同但平行的轴线上的管状支柱。在撑杆的使用期间，由撑杆占据的体积和扫略过的体积可以相对较小并且与伸缩式撑杆相当。产生的撑杆具有可变的长度以伸展和收缩，并且由管状元件制成，并且因此可以提供由同心管状元件制成的伸缩式撑杆的许多优点，同时减轻可能与这种伸缩式撑杆相关联的缺点。对于采用中空管状元件(未填充液压流体)的伸缩式撑杆，湿气进入可能导致水聚集并且然后冻结。将水从伸缩式撑杆的内部排除并不是容易解决的问题，因为在每次操作期间管内的体积固有地变化，并且在飞行期间，由于瞬时的压力/温度/湿度循环，水往往会聚集。但是在本发明的实施方式中，从管状元件排水将不会成为安全关键。

在本发明的实施方式中，撑杆的结构是开放式的，并且不存在容纳重要机构的活动部件——这些活动部件将因此被隐藏而不可见和/或难以检查——的管状元件。开放式结构便于检查和维修。

在起落架以自由落体方式展开的情况下，在撑杆的运动的最末端处具有低摩擦对能够保证起落架的安全展开和下位锁定是有利的。例如，对于为了能够将撑杆和/或起落架锁定在特定位置(例如，收起位置或展开位置)的锁定机构来说，可能需要下述非常高的置信度：撑杆和/或起落架将到达正确的位置。在本发明的实施方式中，撑杆的支柱可以相对于彼此以及相对于机架和起落架移动，并且产生相对小的摩擦阻力，并且摩擦效应在撑杆的不同位置处变化很小。相比之下，伸缩式撑杆的伸缩部分(即，不是根据本发明的部分)可能在撑杆的行程长度的一端或两端处提供增加的摩擦效应，从而导致额外的不期望的设计约束/要求。

撑杆可以构造成在起落架处于展开位置时处于伸展构型。然而，优选的是，撑杆构造成在起落架处于展开位置时处于收缩构型。与撑杆在起落架展开时完全伸展的情况相比，使撑杆在起落架展开时处于其收缩构型可以为撑杆提供更好的载荷处理能力。撑杆可以构造成在起落架处于收起位置时处于伸展构型。

撑杆可以具有在其行程的一端被锁定、并且优选地在两端被锁定的能力。这可以消除对于为了将撑杆保持在特定位置和/或阻止远离该位置运动的单独锁定装置的需要。撑杆可以包括用于将撑杆锁定在收缩构型(如上所述，收缩构型可以与起落架处于展开位置相对应)中的第一锁定机构。第一锁定机构可以是下位锁机构。撑杆可以包括用于将撑杆锁定在伸展构型(如上所述，伸展构型可以与起落架处于收起位置相对应)中的第二锁定机构。第二锁定机构可以是上位锁机构。可以存在下述实施方式：在该实施方式中，或者不提供用于将撑杆锁定在收缩构型中的锁定机构，或者锁定机构不是撑杆的一部分，但是尽管如此，撑杆包括用于将撑杆锁定在伸展构型中的锁定机构。当锁定机构被解锁时，第一锁定机构和/或第二锁定机构在使用中可以部分安装在撑杆的一部分上或者是撑杆的一部分，并且部分地安装在飞行器的不同部分上。第一锁定机构和/或第二锁定机构可以布置成例如由于撑杆移动至其在收缩构型与伸展构型之间的行程的最末端而自动地将撑杆锁定就位。第一锁定机构和/或第二锁定机构可以是弹簧加载的。第一锁定机构和/或第二锁定机构可以包括致动器，该致动器布置成将撑杆锁定就位和/或将撑杆解锁。第一锁定机构和/或第二锁定机构可以包括转子和定子。转子可以布置成绕转子轴线在锁定位置与解锁位置之间旋转。定子可以设置为呈安装在撑杆的支柱的端部上、或者与撑杆的支柱的端部成一体的元件的形式。锁定位置可以为使得转子与定子接合，从而防止转子与定子在平行于转子轴线的方向上的相对运动。解锁位置可以为使得允许转子与定子在平行于转子轴线的方向上的相对运动。例如，当转子处于其解锁位置时，呈安装在撑杆的支柱的端部上的元件形式的定子可以越过转子的一部分，但是不能再次往回移动，因为转子的该部分阻止定子的这种移动，这是由于当转子旋转至其锁定位置时，转子的该部分移动阻碍支柱上的该元件。锁定机构可以布置成使得在处于锁定位置中时，转子和定子两者的多个交错元件、例如呈螺纹形式的多个交错元件接合，以便防止转子与定子在平行于转子轴线的方向上运动而分开。

可以提供用于将起落架锁定在起落架的收起构型中的单独的和/或另外的锁定机构(例如，起落架上位锁装置)，该锁定机构不形成撑杆的任何部分也不与撑杆的任何部分连接。这种单独的/另外的(上位锁)锁定机构可以消除对撑杆具有其自己的上位锁机构的需要。

第一锁定机构和/或第二锁定机构可以包括钩和销(例如滚子、捕获件等)。当锁定机构将撑杆锁定就位时，钩可以布置成保持在销上。当锁定机构没有将撑杆锁定就位时，钩可以布置成与销断开接合。

对于撑杆在其收缩构型与其伸展构型之间的行程的整个长度，可以保持第二组支柱中的每个支柱与第一组支柱中的至少一个支柱之间接触。例如，第二组支柱的运动可以由第一组支柱导引并支撑。可以至少部分地借助于一个或更多个滚子来保持接触。可以存在下述一个或更多个滚子：这些滚子在支柱相对于彼此移动时随着第一组支柱移动并因此相对于第二组支柱移动。可以存在下述一个或更多个滚子：这些滚子在支柱相对于彼此移动时随着第二组支柱中的一个或更多个支柱移动并因此相对于第一组支柱移动。滚子可以沿着在使用中供所述滚子在其上滚动的支柱的长度的至少25％、优选地至少50％移动。

第一组的至少一个支柱可能比第二组的至少一个支柱更重和/或更宽。支柱可以是圆柱形支柱。支柱可以各自呈管状构件的形式。在实施方式中，第一组一个或更多个支柱呈单个支柱的形式(例如，主支柱)，并且第二组两个或更多个支柱呈两个、三个或四个单独支柱的形式(例如，副支柱)。当撑杆处于撑杆的收缩构型时，第二组的两个或更多个(并且可选地全部)支柱可以围绕第一组的单个支柱的周向均匀地分布。优选的是，仅存在撑杆的两组支柱。例如，撑杆在处于撑杆的伸展构型时的长度实际上由第一组支柱和第二组支柱(以及形成支柱的固定部分的任何结构)的长度决定，而不是存在额外的支柱或活动部件，第一组支柱和第二组支柱的长度对撑杆的总最大长度做出显著贡献。

第一组支柱的长度优选地占撑杆在处于撑杆的伸展构型时的长度的至少四分之一、并且优选地至少三分之一。第二组支柱的长度优选地占撑杆在处于撑杆的伸展构型时的长度的至少四分之一、并且优选地至少三分之一。撑杆在处于撑杆的伸展构型时的长度优选地是撑杆在处于撑杆的收缩构型时的长度的150％以上。

撑杆可以是拖曳撑杆。当起落架展开时，撑杆可以布置成安装在起落架的后部。撑杆可以是侧撑杆。

在本发明的第二方面中，提供了一种包括撑杆的飞行器起落架。撑杆的第一端部和第二端部中的一者例如借助于旋转接头附接至起落架的主腿部。撑杆的第一端部和第二端部中的另一者可以构造成附接至飞行器的机架，或者例如也借助于旋转接头被如此附接。这种简单的旋转接头可以确保在撑杆的整个操作范围内摩擦较低，并且允许使用具有这种接头的简单、成本有效的滑动轴承。撑杆可以包括具有沿第一方向延伸的第一轴线的主支柱、以及两个或更多个副支柱，每个副支柱具有平行于第一轴线延伸并与第一轴线间隔开的相应的轴线。起落架的撑杆能够在收缩构型与伸展构型之间移动，当撑杆在收缩构型与伸展构型之间移动时，主支柱和副支柱平行于第一轴线移动。主支柱可以具有在撑杆在收缩构型与伸展构型之间移动时对副支柱中的每个副支柱的运动进行支撑和导引的外表面。起落架可以至少部分地由撑杆、例如当撑杆处于其收缩构型时保持在展开位置(例如，下位位置)中。起落架的撑杆可以包括锁定机构，该锁定机构在撑杆从伸展构型移动到撑杆的收缩构型时优选地自动将撑杆锁定就位。起落架可以呈前起落架的形式。在实施方式中，能够用于前起落架的较浅的存储体积可以使得本发明应用于前起落架特别有利。当起落架展开时，撑杆可以位于起落架的后部。撑杆可以是根据本发明的如本文所述或所要求保护的撑杆。

在本发明的第三方面中，提供了一种飞行器，该飞行器包括包含撑杆的起落架。起落架可以是本文中关于本发明的第二方面所描述或所要求保护的起落架，并且/或者撑杆可以是本文中关于本发明的第一方面所描述或所要求保护的撑杆。撑杆的一个端部可以附接至飞行器的结构(例如，附接至机架或者不是起落架腿部的其他结构)，并且另一端部附接至起落架(例如，附接至起落架腿部)。撑杆附接至飞行器结构和/或起落架的方式可以是经由旋转接头。飞行器可以是固定翼飞行器、例如商用客机(或者能够以该容量使用的飞行器)，例如构造成运送多于五十名乘客、例如多于一百名乘客的飞行器。替代性地，飞行器可以是直升机、无人机或航天器。

在本发明的第四方面中，提供了一种操作飞行器的方法，该飞行器包括具有撑杆的飞行器起落架腿部。该方法可以包括使飞行器起落架腿部移动至展开位置或者从展开位置移动的步骤。起落架撑杆可以辅助将起落架腿部支撑在展开位置中。起落架撑杆可以在起落架腿部与飞行器的不同部件之间延伸、并在起落架腿部与飞行器的不同部件之间提供负载路径。起落架撑杆的第一支柱可以平行于第一支柱的纵向轴线移动，并且平行于并沿着起落架撑杆的两个或更多个另外的支柱移动，以便在飞行器起落架腿部移动至展开位置或者从展开位置移动时改变起落架撑杆的长度。撑杆的两个或更多个另外的支柱的轴线与第一支柱的纵向轴线间隔开。撑杆的锁定机构可以在起落架处于起落架的展开位置中时将第一支柱相对于另外的支柱锁定，以便限制撑杆的长度改变并且因此限制起落架腿部从其展开位置运动。可以存在将撑杆的锁定机构解锁的步骤，以便允许改变撑杆的长度改变并且因此允许起落架腿部远离其展开位置运动。撑杆的锁定机构将第一支柱相对于另外的支柱锁定的步骤可以由于起落架腿部移动至其展开位置而自动地发生。可以存在致动器将锁定机构解锁的步骤。这种致动器可以包括电动马达。替代地性或附加地，这种致动器可以是液压动力致动器。

当然，将理解的是，关于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考本发明的设备描述的任何特征，并且反之亦然。第一组支柱和第二组支柱及其布置/操作可以具有与除了起落架撑杆之外的飞行器部件相关的应用。锁定机构(例如，以转子和定子为特征的锁定机构)可以例如应用在其他飞行器部件上。

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实施方式的起落架的飞行器的侧视图；

图2示出了根据本发明的实施方式的处于伸展构型并且位于地面上的起落架的侧视图；

图3示出了在空中时的图2的起落架的侧视图；

图4示出了处于缩回构型的图2的起落架的侧视图；

图5示出了处于伸展构型的图2的起落架的拖曳撑杆；

图6示出了处于收缩构型的图5的拖曳撑杆；

图7是用于本发明的实施方式的下位锁机构的分解图；

图8是下位锁机构的定子部分的截面图；

图9是包括下位锁机构的转子部分的截面图；

图10和图11分别示出了处于打开位置和关闭位置的转子部分；

图12和图13是示出了处于不同操作阶段的下位锁机构的截面图；

图14是图2的起落架的一部分以及侧撑杆的立体图，其示出了解锁时的上位锁机构的一部分，上位锁机构用于与本发明的实施方式一起使用；

图15是在解锁时的上位锁机构的横截面图；以及

图16是在锁定时的上位锁机构的横截面图；以及

图17示出了根据本发明的实施方式的示例方法的流程图。

具体实施方式

图1示出了包括前起落架12和主起落架14的飞行器10。图2示出了适于在图1的飞行器10中使用的前起落架12的侧视图。图2中示出的起落架在飞行器10位于地面G上时支撑飞行器10的部分重量。起落架12包括主腿部16，主腿部16具有安装在远端部(在图2中的下端部)处的轮18。主腿部16包括减震器和相关联的扭矩连杆20。减震器在图2中示出为处于压缩构型。拖曳撑杆22在一个端部处经由旋转接头23枢转地连接至主腿部，并且在另一端部处经由旋转接头25连接至前起落架舱中或附近的飞行器结构。在这种情况下，撑杆22所连接至的飞行器结构是飞行器机身龙骨构件，并且非常接近蒙皮线，从而使得能够以结构有效的方式吸收较大的拖曳负载。

在图3中，当起落架展开并且飞行器10在空中时，起落架12的主腿部16的减震器示出为完全展开。图4示出了收起在飞行器的起落架舱中的前起落架12。将看到的是，拖曳撑杆22从起落架12展开时(图2和图3)的完全收缩位置移动至起落架12收起时(图4)的完全伸展位置。

拖曳撑杆在图5(处于伸展构型)和图6(处于收缩构型)中更详细地示出。拖曳撑杆22包括单个主支柱24和两个副支柱26。每个支柱具有大致圆柱形(具有圆形横截面)的管状形状，主支柱24的直径(和质量)比副支柱26中的每个副支柱的直径(和质量)大(在这种情况下，是其两倍以上)。主支柱24的纵向轴线24a和两个副支柱26的轴线26a在伸展构型、收缩构型以及在伸展构型与收缩构型之间移动时均彼此平行且平行于撑杆的长度延伸。在收缩构型中(图6，其中，撑杆被示出在支柱的相对于彼此的行程/行程的长度的一个最末端处)，两个副支柱26中的每个副支柱的长度的大部分(在这种情况下为大于副支柱的长度的75％)与主撑杆24的长度重叠。在伸展构型中(图5，其中，撑杆处于其行程/行程的长度的另一最末端处)，重叠的长度小于存在于收缩构型中的重叠的长度的25％。副支柱26围绕主支柱24的周向对称地设置——在这种情况下，存在两个副支柱，因此所述两个副支柱彼此相对地设置(即，一个副支柱位于主支柱的一侧，另一个副支柱位于主支柱的相反侧)。将会看到的是，主支柱24的纵向轴线24a与两个副支柱26的轴线26a均彼此间隔开一段距离，该距离至少与最窄的支柱的直径一样大(即，该距离不小于副支柱26中的一个副支柱的直径)。支柱本身的管状部分彼此间隔开(除了经由滚子之外，没有接触，如下所述)。

当撑杆22在收缩构型与伸展构型之间移动时，副支柱和主支柱由两组滚子导引而平行于它们的轴线24a、26a移动。第一组滚子28安装在主支柱24的端部上，每个滚子在支柱24、26相对于彼此移动时与相应的副支柱26的外表面接合。在一个端部处连接副支柱26的框架保持第二组滚子30，每个滚子在支柱24、26相对于彼此移动时与主支柱24的外表面接合。因此，对于撑杆22在其收缩构型与伸展构型之间移动的整个行程长度，借助于第一组滚子28和第二组滚子30中的滚子保持主支柱24与副支柱26中的每个副支柱之间的接触。

在撑杆在撑杆的收缩构型与伸展构型之间移动期间，当撑杆的支柱24、26平行于支柱的轴线移动时，整个撑杆以及因此支柱的轴线绕旋转接头23、25旋转，其中，旋转接头23、25将撑杆在两个端部处分别连接至主腿部和飞行器结构。这些旋转接头23、25的部分在图5和图6中示出。

当撑杆移动至撑杆的完全收缩构型时，起落架完全展开(图2和图6)，其借助于下位锁自锁机构40锁定就位(在图5和图6中能够看到下位锁自锁机构40的部件)。类似地，当撑杆移动至撑杆的完全伸展构型时，起落架被收起(图4和图5)，其借助于上位锁自锁机构60锁定就位，该上位锁自锁机构60的部件62在图5和图6中可见。

下位锁机构40及其操作在图7至图13中更详细地示出。图7示出了下位锁机构40的主要部件的分解图。这些部件包括定子板42、转子44、壳体46、锁定弹簧48、锁定套管50及相关的锁定套管弹簧52、以及撑杆锁定元件54。如在图8的截面图中更清楚地示出的，撑杆锁定元件54固定地安装至撑杆的主支柱24的端部，并且可以被认为是与转子44相互作用的定子。当撑杆朝向完全收缩位置移动时，在行程的最末端处，撑杆锁定元件54穿过转子元件的孔44a，孔44a定形状为当转子处于打开构型时允许撑杆锁定元件54通过、而当转子处于关闭构型时防止撑杆锁定元件54通过(参见如图10中所示出的孔44a的形状)。转子旋转30度使转子44从打开构型(图10)移动至关闭构型(图11)。锁定套管50具有接合位置，在该接合位置中，锁定套管50用于在撑杆锁定元件54进入孔中时将转子44保持在打开构型中并适当对准。锁定套管50的旋转位置由定子板42适当地保持。当撑杆锁定元件54进入孔中时，撑杆锁定元件54将锁定套管50从其伸展和接合位置(在该位置中，锁定套管50防止转子旋转)推动至收缩和断开接合位置(见图9中所示的位置)。在没有其他力的情况下，锁定套管50借助于弹簧52被偏置到其伸展和接合位置中。撑杆锁定元件54沿相同方向的进一步运动最终导致撑杆锁定元件54离开(退出)孔(见图13中所示的位置)，从而允许转子44绕其轴线旋转。锁定弹簧48被加载成以便将转子44偏置到转子的关闭构型，并且同样地在该阶段，转子44旋转到转子的关闭构型，从而防止(不旋转的、类似定子的)撑杆锁定元件54穿过孔返回。因此，撑杆22自动锁定在撑杆的完全收缩位置，并且在这一点上，实现了起落架的下位锁定。

下位锁机构40的解锁是通过上述锁定过程的反转、利用下述附加步骤来实现的：利用呈集成电动马达的形式的致动器(液压致动、气动致动或任何其他方式的致动也是合适的)使转子44克服弹簧48的偏置而移动。因此，在起落架缩回顺序期间，转子通过致动器(附图中未示出)移动至转子的打开位置，这然后允许撑杆锁定元件54通过孔44a收回。由于锁定套管弹簧52的偏置，锁定套管在转子的孔44a内移动回到其伸展位置，从而接合转子并防止转子从打开位置旋转。锁定套管50将转子44保持在转子的位置，其中，锁定弹簧48处于张紧状态。这确保了撑杆在致动动力丧失的情况下能够实现下位锁定。

下位锁机构40包括流体排放路径56，以降低结冰的风险。

上位锁机构60及其操作在图14至图16中详细地示出。图14示出了在断开接合时的上位锁机构60；图15示出了在上位锁机构60解锁时的放大图；以及图16示出了在上位锁机构60被锁定时的放大图。上位锁机构60操作成在起落架缩回并收起在机架中的前起落架舱时实现自锁定结构。安装在起落架腿部16上的钩64布置成在撑杆22完全伸展时锁定到安装在副支柱26上的可旋转销62(或滚子)上(经由保持副支柱的滚子30的框架)。这种固有的开放式(即、不封闭或不隐藏的)上位锁机构60确保了可检查性和维护性。包括有旋转致动器66(仅部分示出)以允许上位锁机构60被解锁。

参照图14，通过使用地面锁定销装置70，使得起落架腿部的地面锁定成为可能。为了将起落架锁定在起落架的伸展/展开位置，销70穿过主支柱24中的孔和保持副支柱26的滚子30的框架两者。然后，这将撑杆22锁定在撑杆的最短位置，以实现安全的地面服务。类似地，该销可以(经由不同的孔)穿过主撑杆和保持副支柱26的滚子30的框架两者，以将撑杆22锁定在撑杆的最长位置，在该最长位置中，起落架处于起落架的缩回及收起位置。

总的来说，本实施方式涉及一种用于飞行器起落架的可变长度的撑杆22，该撑杆22包括位于不同纵向轴线上的第一组支柱和第二组支柱，第一组支柱和第二组支柱通过支柱平行于其轴线的运动而使得撑杆能够伸展和收缩。撑杆可以锁定在撑杆的伸展构型和缩回构型中，从而为起落架提供下位锁功能和上位锁功能。

上述实施方式提供了一种撑杆，该撑杆在被加载而处于其收缩构型时在结构上是有效的。因此，该撑杆更适合于如所示出的后拖曳撑杆构型。本实施方式提供了优于铰接式撑杆和伸缩式撑杆的若干优点。具体地，本实施方式提供了若干优点，所述优点对于伸缩式撑杆来说是可能的，但是避免了与具有管状部件(例如，管状支柱)相关联的缺点，所述管状部件需要在彼此内伸缩并且因此位于单个共同轴线上。例如，本实施方式的撑杆提供了一种固有开放式的并且因此自由排水的结构以及一种易于检查的结构。所有主要的活动接头均呈旋转接头的形式，从而确保了在其整个操作范围内的低摩擦并且还使得低成本的滑动轴承能够得以使用。撑杆的运动学特性和形状使得以减小的/最小的扫略体积实现需要小体积需求的布置结构。空间效率允许将撑杆收起在窄且浅的舱体积中，并且/或者空出起落架舱中的在收起的起落架上方的体积，并且因此为其他设备开放更多的空间。起落架的缩回和伸展运动学特性较少受到限制(使降低的摩擦机理成为可能)，从而可能使飞行器附接件、起落架和撑杆的结构效率更高。撑杆在其行程的两个端部处的锁定消除了对单独的起落架上位锁机构的需要。该撑杆具有较少的安全关键易碎部件，所述部件在使用时向外暴露于磨损/损坏的风险。与典型常规的折叠式撑杆或伸缩式撑杆相比，该撑杆的主要结构元件的管状构造以及所需的较低数目的主要元件(较低的部件数量)允许简单且成本有效的制造。

图17示出了例如通过使用如上述附图中的任一附图的起落架撑杆对根据本发明的实施方式的起落架进行操作的示例方法的流程图100。空中飞行器包括起落架(“LG”)和用于LG的可变长度的拖曳撑杆。LG通过上位锁被接合而处于其上位且被锁定的构型(由框102表示)。上位锁作用在LG与撑杆之间，从而防止LG与撑杆之间进行相对运动，并且因此将LG保持在其上位且被收起的位置中。LG上位锁由专用致动器释放(步骤104)，从而允许LG延伸到其伸展和展开位置(步骤106)。在该步骤期间，撑杆随着LG移动。LG撑杆的第一支柱平行于支柱的纵向轴线移动，并且平行于且沿着撑杆的另外两个支柱移动。因此，当LG朝向其展开位置移动时，撑杆的长度减少。一旦LG完全放下，撑杆就被锁定在其完全收缩状态下并且在LG腿部与机架的一部分之间提供载荷路径。撑杆的锁定通过使用下位锁锁定机构而将撑杆的长度固定来实现，其中，该下位锁锁定机构自动地(例如，在不需要使用单独的动力致动器的情况下)将第一支柱相对于另外两个支柱锁定。处于该锁定状态下的撑杆限制了起落架腿部从其展开位置的运动(该过程中的该阶段由框108表示)。飞行器然后可以着陆并滑行。在飞行器随后起飞之后，LG然后缩回并收起。存在致动器释放下位锁的初始步骤(框110)。然后，不同的致动器使LG缩回，在此期间，撑杆的长度随着撑杆的第一支柱远离该对另外的支柱而增加，支柱在LG缩回时都平行于它们的纵向轴线移动(步骤112)。一旦LG已经移动到LG的收起位置，则LG向收起位置的运动和/或撑杆向撑杆的完全展开构型的运动自动地使上位锁机构将撑杆和LG锁定就位。LG然后再次处于LG的上位且被锁定的构型(114)。当飞行器需要再次着陆时，可以重复该过程。

尽管已经参考特定实施方式描述并图示了本发明，但是本领域的普通技术人员将理解的是本发明本身适于许多未在本文中具体图示的不同变型。现在将仅通过示例的方式描述某些可能的变型。

撑杆可以适用于起落架的前侧，来代替适用于起落架的后侧。可以提供多于两个副支柱。本发明可以应用于其他类型的撑杆或飞行器部件、例如侧撑杆。

锁定机构可以替换为不同的锁定机构，并且/或者上位锁和/或下位锁机构可以用于其他应用中。例如，钩形锁可以用于上位锁锁定机构和下位锁锁定机构两者。

上述示例描述了前起落架，但是应当理解的是，撑杆可以用作其他起落架、例如主起落架和/或翼装式起落架上的撑杆。

支柱可以具有非管状形式。

可以使用其他支撑轴承表面/轴承装置来代替滚子28、30。

图示的下位锁机构具有单层转子44，其与撑杆的主支柱24的单层锁定元件54(元件54用作定子)接合。因此，锁定设计示出为具有两个层：一层定子和一层转子。这可以修改成使用多层定子和转子，并且可以是传统的断续螺丝锁(螺纹，但是其中，螺纹的部分被去除/不存在——并且因此为“断续”)的形式。

在前面的描述中提及的具有已知的、明显的或可预见的等同物的整体或元素时，这些等同物如单独阐述的那样被并入本文。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。读者也将理解的是，被描述为优选的、有利的、方便的等的本发明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，在本发明的一些实施方式中，这种可选的整体或特征虽然可能有益，但可能不是期望的，并且因此在其他实施方式中可能不存在。

Claims (18)

1.一种用于飞行器起落架的撑杆，其中，所述撑杆包括：

第一端部和第二端部，其中，所述第一端部和第二端部中的一者构造成附接至所述起落架的主腿部，并且所述第一端部和第二端部中的另一者构造成附接至飞行器结构，

第一组一个或更多个支柱，所述第一组一个或更多个支柱包括至少一个支柱，所述至少一个支柱具有沿从所述第一端部朝向所述第二端部的方向延伸的第一轴线，

第二组两个或更多个支柱，所述第二组两个或更多个支柱中的每个支柱具有平行于所述第一轴线延伸并与所述第一轴线间隔开的相应的轴线，

并且其中，

所述撑杆能够在收缩构型与伸展构型之间移动，第一组的支柱和第二组的支柱在所述撑杆在所述收缩构型与所述伸展构型之间移动时平行于所述第一轴线移动。

2.根据权利要求1所述的撑杆，其中，

所述撑杆构造成在所述起落架处于展开位置时处于所述收缩构型。

3.根据权利要求1所述的撑杆，其中，

所述撑杆包括用于将所述撑杆锁定在所述收缩构型的第一锁定机构。

4.根据权利要求1或权利要求3所述的撑杆，其中，

所述撑杆包括用于将所述撑杆锁定在所述伸展构型的第二锁定机构。

5.根据权利要求1所述的撑杆，其中，所述撑杆包括用于将所述撑杆锁定在所述收缩构型和/或所述伸展构型的至少一个锁定机构，并且所述至少一个锁定机构包括弹簧加载的锁定件，所述弹簧加载的锁定件布置成由于所述撑杆移动至所述撑杆在所述收缩构型与所述伸展构型之间的行程的最末端而自动将所述撑杆锁定就位。

6.根据权利要求1所述的撑杆，其中，所述撑杆包括用于将所述撑杆锁定在所述收缩构型和/或所述伸展构型的至少一个锁定机构，并且所述至少一个锁定机构包括转子和定子，所述转子布置成绕转子轴线在(a)锁定位置与(b)解锁位置之间旋转，在所述锁定位置中，所述转子与所述定子接合以便防止所述转子与所述定子在平行于所述转子轴线的方向上进行相对运动，在所述解锁位置中，允许所述转子与所述定子在平行于所述转子轴线的方向上进行相对运动。

7.根据权利要求1所述的撑杆，其中，所述撑杆包括用于将所述撑杆锁定在所述收缩构型和/或伸展构型的至少一个锁定机构，并且所述至少一个锁定机构包括钩和销，所述钩在所述锁定机构将所述撑杆锁定就位时保持在所述销上，并且所述钩在所述锁定机构没有将所述撑杆锁定就位时与所述销断开接合。

8.根据权利要求1所述的撑杆，其中，对于所述撑杆在所述撑杆的收缩构型与所述撑杆的伸展构型之间的行程的整个长度，保持第二组的支柱中的每个支柱与第一组的至少一个支柱之间接触。

9.根据权利要求8所述的撑杆，其中，至少部分地借助于一个或更多个滚子来保持接触。

10.根据权利要求1所述的撑杆，其中，第一组的至少一个支柱比第二组的至少一个支柱更重和/或更宽。

11.根据权利要求1或权利要求10所述的撑杆，其中，所述第一组一个或更多个支柱呈单个支柱的形式，并且所述第二组两个或更多个支柱呈两个、三个或四个单独支柱的形式，在所述收缩构型中，所述第二组两个或更多个支柱围绕第一组的单个支柱的周向均匀地分布。

12.一种飞行器起落架，所述飞行器起落架包括根据权利要求1所述的撑杆，其中，所述撑杆的第一端部和第二端部中的一者借助于旋转接头附接至所述起落架的主腿部。

13.一种飞行器起落架，所述飞行器起落架包括主起落架腿部和撑杆，所述撑杆在一个端部处附接至所述腿部并且构造成在相反端部处附接至飞行器结构，其中，所述撑杆包括：

主支柱，所述主支柱具有在第一方向上延伸的第一轴线，

两个或更多个副支柱，每个副支柱具有平行于所述第一轴线延伸并与所述第一轴线间隔开的相应的轴线，

并且其中，

所述撑杆能够在收缩构型与伸展构型之间移动，当所述撑杆在所述收缩构型与所述伸展构型之间移动时，所述主支柱和所述副支柱平行于所述第一轴线移动，并且

所述主支柱具有外表面，当所述撑杆在所述收缩构型与所述伸展构型之间移动时，所述外表面支撑并导引所述副支柱中的每个副支柱的运动。

14.根据权利要求12或13所述的飞行器起落架，其中，所述起落架在所述撑杆处于所述撑杆的收缩构型时至少部分地由所述撑杆保持在展开位置中，并且所述撑杆包括锁定机构，所述锁定机构在所述撑杆从所述伸展构型移动至所述撑杆的收缩构型时自动地将所述撑杆锁定就位。

15.根据权利要求12或13所述的飞行器起落架，其中，所述起落架为前起落架，并且所述撑杆在所述起落架展开时位于所述前起落架的后部。

16.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求12或13所述的起落架，其中，除了附接至所述起落架的所述主腿部之外，所述撑杆的第一端部和第二端部中的一者借助于旋转接头还附接至飞行器的结构。

17.一种操作飞行器的方法，所述飞行器包括飞行器起落架腿部，所述方法包括下述步骤：

使所述飞行器起落架腿部移动至展开位置或者从展开位置移动，

起落架撑杆辅助将所述起落架腿部支撑在所述展开位置中，所述起落架撑杆在所述腿部与所述飞行器的不同部分之间延伸，并且在所述起落架腿部与所述飞行器的不同部分之间提供负载路径，

所述起落架撑杆的第一支柱平行于所述第一支柱的纵向轴线移动，并且平行于并沿着所述起落架撑杆的两个或更多个另外的支柱移动，以便在所述飞行器起落架腿部移动到所述展开位置或从所述展开位置移动时改变所述起落架撑杆的长度，

所述撑杆的锁定机构在所述起落架处于所述起落架的展开位置时将所述第一支柱相对于所述另外的支柱锁定，以便限制所述撑杆的长度改变并且因此限制所述起落架腿部从所述起落架腿部的展开位置移动，以及

将所述撑杆的所述锁定机构解锁，以便允许所述撑杆的长度改变并且因此允许所述起落架腿部远离所述起落架腿部的展开位置移动。

18.根据权利要求17所述的方法，其中，所述撑杆的所述锁定机构将所述第一支柱相对于所述另外的支柱锁定的步骤由于所述起落架腿部移动到所述起落架腿部的展开位置而自动地发生，并且

致动器使得所述锁定机构解锁。

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