CN117087855A - 起落架、包括起落架的飞行器和分配起落架载荷的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及起落架、包括起落架的飞行器和分配起落架载荷的方法。飞行器(2)具有起落架(10)，该起落架具有支承一个或更多个轮(76)的主支承件(20)。该起落架具有至少两个侧撑杆(30、32)，起落架载荷能够通过侧撑杆从起落架(10)传播至飞行器(2)的本体(3)。侧撑杆(30、32)在一个端部处经由接头附接至可旋转的轭(40)，接头允许侧撑杆(30、32)与轭(40)之间的相对运动，使得轭(40)能够围绕轭轴线(42)旋转。所述接头所允许的轭(40)围绕轭轴线(42)的旋转可以有助于在两个侧撑杆(30、32)之间分配载荷以及/或者消除例如在组装期间由不利的公差叠加导致的负面影响。

Description

起落架、包括起落架的飞行器和分配起落架载荷的方法

技术领域

本公开涉及飞行器起落架领域，特别地涉及能够在用于起飞、着陆、滑行等期间使用的展开位置与用于正常飞行时减小起落架的空气动力学效应的收起位置之间移动的伸缩式起落架。

背景技术

起落架在正常操作期间经受的主要载荷通常分为竖向载荷、阻力载荷和横向载荷。通常，竖向载荷沿着与飞行器的竖向轴线平行的轴线作用，并且特别是在着陆期间通过重力对飞行器质量的作用而产生。阻力载荷沿着与飞行器的纵向轴线基本上平行的轴线作用，并且在触地时以及制动时通过轮“旋转”时轮胎与地面之间的摩擦产生。横向载荷沿着与飞行器的横向轴线基本上平行的轴线作用并且在转向期间产生。起落架也可能承受次级载荷，比如扭矩载荷和空气动力学阻力。

常规起落架通常具有主支承件——比如带有一个或更多个轮的油压支柱——以及呈侧撑杆形式的辅助式支承件。侧撑杆大致从主支承件对角向上延伸至飞行器的本体(例如机翼和/或机身)并提供额外的支承。例如，内侧侧撑杆和外侧侧撑杆可以用来承受横向载荷中的一些横向载荷，或者前侧侧撑杆和后侧侧撑杆可以用于承受阻力载荷中的一些阻力载荷。

具有至少两个侧撑杆的常规设计的一个问题是存在显著的公差叠加。这可能会在组装期间导致问题(例如，部件不符合其预期的位置/取向)。此外，公差叠加可能意味着载荷可能不会以期望的方式通过起落架传播；一些部件可能未得到充分利用，而其他部件可能过载。此外，侧撑杆通常沿着其长度具有接头，使得侧撑杆可以折叠以允许收起起落架，并且当起落架展开时锁定在偏心位置以承受压缩载荷。公差叠加可能妨碍这种偏心机构的正常功能(例如，在起落架的展开期间，一个或两个侧撑杆过早或过晚地到达侧撑杆的中心位置，并导致起落架的弹性变形)。

因此，具有至少两个侧撑杆的常规设计可能需要相对长时间的组装和/或高的零件损耗水平(由于需要对不同零件进行组合试验，以便获得可用的公差叠加)，以及/或者需要使用过度精确且昂贵的制造技术来降低每个零件在所述叠加中的公差。替代地或附加地，载荷传播的不确定性——特别是由于公差叠加而引起的载荷传播的不确定性——可能需要部件被过度设计以提供增强的安全系数(对起落架的重量、尺寸和/或成本具有相关联的影响)，以及/或者由于在使用期间可能产生不期望的不平衡力，可能需要更频繁的检查和维护。

本发明意在减轻上述缺点中的至少一个缺点，以及/或者提供一种改进的或替代性的起落架、一种飞行器或一种在起落架中分配载荷的方法。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供了一种包括起落架的飞行器，该起落架包括：支承一个或更多个轮的主支承件，该主支承件能够相对于飞行器的本体在收起构型与展开构型之间移动；至少第一侧撑杆和第二侧撑杆，每个侧撑杆在飞行器本体处的第一安装点与主支承件处的第二安装点之间延伸；以及轭，该轭被约束成用于围绕轭轴线旋转，其中：在使用中，当起落架处于展开构型时，主支承件和侧撑杆布置成共同地将基本上所有的起落架载荷传递至飞行器的本体；并且每个侧撑杆的所述安装点中的一个安装点设置在轭上并形成接头，该接头布置成允许该侧撑杆与轭之间的相对运动，以允许轭围绕轭轴线旋转。

允许侧撑杆与轭之间的相对运动以允许轭旋转的接头可以允许轭的旋转位置根据起落架对轭的要求而变化。出于示例的目的，轭可以旋转，以调节侧撑杆的第一安装点与第二安装点之间的距离，并且从而适应组装期间的制造变化。作为另一示例，轭可以旋转，以允许一个侧撑杆所经受的应力传播至另一侧撑杆，并且从而分担载荷。作为又一示例，轭的旋转可以有助于一个或更多个侧撑杆的偏心机构的操作。

起落架可以正好包括两个侧撑杆。因此，主支承件、第一侧撑杆和第二侧撑杆可以布置成共同地将基本上所有的起落架载荷传递至飞行器的本体。

轭的形状可以为大致圆筒形，以及/或者轭可以在垂直于轭轴线的平面内为大致平坦的。轭可以包括用于可旋转地接纳诸如销之类的枢转构件的孔，以将轭约束成围绕轭轴线旋转。轭可以是对称的，例如轭可以具有旋转对称性以及/或者可以关于对称线(例如在第一侧撑杆及第二侧撑杆的安装点之间等距延伸的对称线)对称。

飞行器的本体可以包括腔，当主支承件处于收起构型时，起落架接纳在该腔内，例如基本上完全接纳在该腔内。例如，该腔可以设置在飞行器的机翼和/或机身中。

所述接头中的每个接头可以允许侧撑杆与轭之间的相对枢转运动。这可以提供有利地牢固、简单、坚固、易于维修和/或机械稳定的接头。然而，在其他实施方式中，所述接头中的每个接头可以允许不同类型的运动来代替枢转运动或者也允许枢转运动，比如允许滑动运动和/或滚动运动。例如，啮合的齿轮齿可以设置在轭和侧撑杆上，使得每个侧撑杆与轭形成齿条及小齿轮式机构。

轭上的所述安装点中的每个安装点可以占据轭上的固定角度位置，使得所述安装点被约束成与轭同步地围绕轭轴线旋转。这可以确保所述安装点的运动导致轭的旋转(或轭的旋转导致所述安装点的运动)，从而提供诸如上述那些优点中之一的优点，而不是安装点在没有轭的情况下移动的可能性(或者轭在没有安装点的情况下移动的可能性)。尽管如此，在一些情况下，轭上的安装点可以相对于轭围绕轭轴线在有限的范围内移动，例如允许侧撑杆与轭之间的减震。

侧撑杆中的一个或两个侧撑杆可以在扭转方面是基本上刚性的。换句话说，侧撑杆中的一个或两个侧撑杆可以阻止一个端部相对于另一端部围绕与侧撑杆长度对准的轴线旋转。

主支承件可以构造成承受起落架在正常使用期间所承受的任何竖向载荷的至少50％(例如至少70％、至少80％或至少90％)。因此，第一侧撑杆和第二侧撑杆可以构造成使得第一侧撑杆和第二侧撑杆组合起来承受任何这种竖向载荷的不超过50％(例如不超过30％、不超过20％或不超过10％)。

主支承件可以构造成基本上承受所有任何这种竖向载荷。因此，第一侧撑杆和第二侧撑杆可以各自构造成基本上仅承受横向载荷和/或阻力载荷。应当理解的是，即使起落架在载荷下的弹性变形导致侧撑杆承受小比例(例如小于5％、小于2％或小于1％)的竖向载荷，主支承件仍可以被认为承受基本上所有的竖向载荷。

当主支承件处于展开构型时，轭轴线通常是直立的。例如，在主支承件包括主支柱或油压支柱的情况下，轭轴线可以大致平行于所述支柱的纵向轴线或者与所述支柱的纵向轴线共线。例如，如果轴线与竖向方向成小于30度(例如小于20度或小于10度)的角度，则该轴线可以被认为是大致直立的。

在主支承件处于展开构型的情况下，每个侧撑杆可以在该侧撑杆的安装点之间沿着大致直的线延伸。作为替代性方案，在主支承件处于展开构型的情况下，侧撑杆中的一个或两个侧撑杆可以沿着弯曲路径或者其中具有一个或更多个离散弯曲部的路径延伸。

在主支承件处于展开构型的情况下，侧撑杆可以定位成将轭保持在围绕轭轴线的固定的旋转位置中。

因此，轭将被约束成用于围绕轭轴线旋转，但是通过侧撑杆保持在固定位置中。这可以允许起落架在使用中比当主支承件处于展开位置时轭在一定程度上自由旋转的情况更稳定(并且因此可能更坚固和/或更刚性)。替代地或附加地，侧撑杆将轭保持在固定的旋转位置中可以减少轭的支承表面与另一部件的支承表面之间的磨损。

在主支承件处于展开构型的情况下，第一侧撑杆可能经受的应力用于迫使轭围绕轭轴线沿一个方向旋转，并且第二侧撑杆可能经受的应力用于迫使轭围绕轭轴线沿相反方向旋转。

这可以使轭的位置不易因部件磨损或“磨合”而随时间的推移而变得松动(在轭由侧撑杆保持在固定的旋转位置中但侧撑杆不经受任何应力的实施方式中可能会出现这种情况)。替代地或附加地，这可以为轭提供围绕平衡点的自定心作用，其中，轭从该平衡点受到干扰增加了一个侧撑杆中的应力并减少了另一侧撑杆中的应力，由此产生的不平衡然后迫使轭返回至平衡位置。

两个侧撑杆中的应力可能是压缩性的(然后两个侧撑杆在相反方向上推动轭)。作为替代性方案，应力可以在两个侧撑杆中都是拉伸性的(然后，侧撑杆在相反方向上拉动轭)。作为另一替代性方案，一个侧撑杆可以处于拉伸状态，而另一侧撑杆处于压缩状态，其中一个侧撑杆在一个方向上拉动轭，而一个侧撑杆在相反方向上推动轭。

当主支承件处于展开构型时，轭可以被约束成基本上免于平移运动。

防止轭的平移运动可以减少轭的自由度(例如，仅围绕轭轴线旋转)数量，从而使起落架更稳定和/或更刚性。替代地或附加地，自由度数量的减少可以允许更准确地预测起落架的不同部件所经受的力，从而允许对起落架的设计进行更大的优化。

作为替代性方案，轭可以被约束成用于围绕轭轴线旋转，但轭也能够通过在一个或更多个方向上(例如在沿着轭轴线的轴向方向上)的平移而移动。这可以避免轭阻碍利用期望的机构，通过该机构，起落架能够在展开构型与收起构型之间移动以及/或者实现起落架的期望的减震运动。

第一侧撑杆及第二侧撑杆的设置在轭上的安装点可以围绕轭轴线设置在轭上的不同位置处。

这可以允许轭所经受的力分散到较大的区域上，从而降低冲击载荷等对轭造成损坏的风险。

第一侧撑杆及第二侧撑杆的安装点可以设置成围绕轭轴线彼此隔开至少45度，例如彼此隔开至少90度、至少135度或大约180度。

第一侧撑杆及第二侧撑杆的安装点可以沿着轭轴线设置在轭上的基本上相同的轴向位置处。这可以减少轭上的迫使轭在除了围绕轭轴线之外的方向上移动的不平衡负载，从而减少轭和/或轭可以相对于其移动的部件上的磨损。

每个侧撑杆的接头可以包括联接构件，该联接构件以可旋转的方式附接至轭并且以可旋转的方式附接至相应的侧撑杆。

这可以提供有利的移动式接头，以及/或者提供具有有利强度和/或易于制造的接头。替代地或附加地，与轭和侧撑杆之间的所有运动都必须由单个可旋转附接的点承受的布置相比，能够相对于轭和侧撑杆两者旋转的联接构件可以允许接头经受更少的磨损，并且从而提高寿命。

作为替代性方案，每个侧撑杆可以具有一体式联接构件，该一体式联接构件以可旋转的方式接纳在轭中的孔内。作为另一替代性方案，轭可以包括一对一体式联接构件，每个联接构件接纳在相应的侧撑杆中的孔内。作为另一替代性方案，每个侧撑杆可以具有端部部分，该端部部分抵接轭中的互补凹部，例如形成球窝接头。

每个联接构件能够相对于轭围绕第一轴线旋转，并且能够相对于相应的侧撑杆围绕第二轴线旋转，该第二轴线大致垂直于第一轴线。

大致垂直于彼此的轴线可以增加接头处可能发生的运动的范围，从而可能允许在部件不变形的情况下达到侧撑杆与接头之间的更大范围的相对位置。

轭可以在垂直于轭轴线的旋转平面中旋转，并且在主支承件处于展开构型的情况下，侧撑杆可以限定侧撑杆平面，旋转平面和侧撑杆平面定位成彼此成不超过60度的角度。

因此，当轭的旋转导致轭上的安装点在旋转平面(或与轭平行的平面)中移动时，该运动的相对大的矢量分量可以发生在侧撑杆平面中。这可能具有这样的效果，即，轭的旋转导致每个侧撑杆的安装点朝向或远离彼此的显著运动。同样，这可以允许侧撑杆的安装点之间的距离变化，以引起轭的显著旋转。

例如，如果接头允许侧撑杆和轭围绕不垂直于轭轴线的轴线相对运动，则可以认为该接头允许侧撑杆与轭之间的相对运动。例如，在主支承件处于展开构型的情况下，所述接头中的每个接头可以允许相应的侧撑杆与轭之间围绕下述轴线相对旋转：该轴线定位成与轭轴线成不超过80度的角度，例如与轭轴线成不超过70度或不超过60度的角度。实际上，在主支承件处于展开构型的情况下，所述接头中的每个接头可以允许相应的侧撑杆与轭之间围绕下述轴线相对旋转：该轴线定位成与轭轴线成不超过50度、不超过40度或不超过30度的角度。

侧撑杆与轭之间围绕这样的轴线的相对旋转可以提高轭旋转的容易度，例如，降低轭的旋转导致其他部件或接头挠曲以适应轭和/或侧撑杆的新位置的程度。相反地，在侧撑杆和轭能够围绕定位成接近垂直于轭轴线的轴线移动的布置中，轭的旋转可以迫使所论述的侧撑杆以在侧撑杆或另一部件上施加不期望的应力水平的方式移动。

在主支承件处于展开构型的情况下，侧撑杆可以朝向轭会聚。

这可以允许轭成为相对小的部件，这进而又允许轭更轻、更便宜、占用更少的空间以及/或者旋转时具有更小的角动量。然而，在其他实施方式中，侧撑杆可以朝向轭分叉或者可以彼此平行地延伸至轭。

在主支承件处于展开构型的情况下：第一侧撑杆的第一安装点可以设置成比第一侧撑杆的第二安装点更靠前；并且第二侧撑杆的第一安装点可以设置成比第二侧撑杆的第二安装点更靠后。

因此，侧撑杆可以在一定程度上对准以前后延伸，这可以允许这些侧撑杆提供特别有效的支承来抵抗阻力载荷。

在主支承件处于展开构型的情况下，侧撑杆可以沿着飞行器的俯仰轴线定位在主支承件的同一侧。

侧撑杆可以两者都定位在主支承件的内侧，或者可以都定位在主支承件的外侧。

侧撑杆定位在主支承件的同一侧，可以允许起落架使用有利的简单机构在展开构型与收起构型之间移动，并且/或者允许起落架在处于收起构型时有利地是紧凑的。

作为替代性方案，沿着飞行器的俯仰轴线在主支承件的每一侧均可以定位有一个侧撑杆。作为另一替代性方案，一个或两个侧撑杆可以沿着俯仰轴线位于与主支承件相同的位置处(例如从主支承件仅向前及向上延伸，或者仅向后及向上延伸)。

侧撑杆中的至少一个侧撑杆可以包括两个纵向部分，这两个纵向部分以可枢转的方式连接至彼此，以允许所述侧撑杆进行折叠。

第一侧撑杆和第二侧撑杆中的一者或两者可以以这种方式折叠。这可以允许起落架使用有利的简单机构在展开构型与收起构型之间移动，并且/或者可以允许起落架在处于收起构型时有利地是紧凑的。

替代地或附加地，第一侧撑杆和第二侧撑杆中的一者或两者可以永久是直的，例如包括在安装点之间延伸的单个连续长形构件。

替代地或附加地，第一侧撑杆和第二侧撑杆中的一者或两者可以可伸缩地延伸。

主支承件和侧撑杆可以构造成使得主支承件从展开构型向收起构型的运动包括主支承件朝向侧撑杆的运动。

这可以允许起落架在处于收起构型时有利地是紧凑的，并且/或者可以允许起落架使用有利的简单机构在展开构型与收起构型之间移动。

侧撑杆和轭可以布置成使得主支承件在展开构型与收起构型之间的运动导致侧撑杆与轭轴线之间的相对运动，该相对运动通过轭围绕轭轴线的旋转来适应。

这可以允许主支承件在展开构型与收起构型之间有利地平滑地移动，并且/或者有利地在所述运动期间对起落架的部件施加小的应力。替代地或附加地，这可以允许起落架使用有利的简单机构在构型之间移动。

轭可以附接至主支承件并且可以随主支承件一起移动。

主支承件可以包括主支柱，并且轭以套环的方式围绕所述支柱以可旋转的方式安装。

这可以提供一种有利的简单和/或坚固的机构，通过该机构，轭可以被约束成用于旋转。

替代性地，当轭附接至主支承件并且可以随主支承件一起移动时，轭例如可以安装在主支承件的表面上、安装在从主支承件延伸的突出部上或主支承件内，或者安装在主支承件中设置的腔内。

轭以可旋转的方式固定至飞行器的本体，当主支承件在收起构型与展开构型之间移动时，主支承件相对于轭移动。

例如，轭可以以可旋转的方式固定至本体的机翼或本体的机身。轭可以定位在飞行器的本体中(例如，机翼或机身中)的腔内。作为替代性方案，轭可以定位在飞行器的本体的外表面上。

当轭以可旋转的方式固定至飞行器的本体时，飞行器的本体可以包括支柱，并且轭可以以套环的方式围绕所述支柱定位。

根据本发明的第二方面，提供了一种包括起落架的飞行器，该起落架包括：支承一个或更多个轮的主支承件，该主支承件能够相对于飞行器的本体在收起构型与展开构型之间移动；轭，该轭安装在主支承件上并且可以随主支承件一起移动；以及至少第一侧撑杆和第二侧撑杆，每个侧撑杆在飞行器的本体处的第一安装点与轭上的第二安装点之间延伸，其中：轭安装成用于围绕轭轴线相对于主支承件旋转；每个第二安装点在轭与相应的侧撑杆之间形成枢转接头，该枢转接头具有枢转接头轴线；并且每个枢转接头轴线不垂直于轭轴线。

在枢转接头轴线不垂直于轭轴线的情况下，接头处的运动可以允许轭围绕轭轴线旋转，而不会在接头处引起过大的应力或变形，从而允许轭的旋转位置根据起落架对轭的要求而变化(例如，以调节侧撑杆的第一安装点与第二安装点之间的距离，以允许一个侧撑杆所经受的应力传播至另一侧撑杆，并且从而分担载荷，并且/或者有助于侧撑杆中的一个或更多个侧撑杆的偏心机构的操作)。

每个枢转接头轴线可以定位成与轭轴线成不超过80度、不超过70度、不超过60度、不超过50度、不超过40度或不超过30度的角度。

在使用中，当起落架处于展开构型时，主支承件和侧撑杆可以共同地将基本上所有的起落架载荷传递至飞行器的本体。

根据本发明的第三方面，提供了一种包括起落架的飞行器，该起落架包括：支承一个或更多个轮的主支承件，该主支承件能够相对于飞行器的本体在收起构型与展开构型之间移动；安装在飞行器的本体上的轭，当主支承件在收起构型与展开构型之间移动时，主支承件相对于轭移动；以及至少第一侧撑杆和第二侧撑杆，每个侧撑杆在轭上的第一安装点与主支承件处的第二安装点之间延伸，其中：轭安装成用于围绕轭轴线相对于飞行器的本体旋转；每个第一安装点在轭与相应的侧撑杆之间形成枢转接头，该枢转接头具有枢转接头轴线；并且每个枢转接头轴线不垂直于轭轴线。

如上所述，在枢转接头轴线不垂直于轭轴线的情况下，接头处的运动可以允许轭围绕轭轴线旋转，而不会在接头处引起过大的应力或变形，从而允许轭的旋转位置根据起落架对轭的要求而变化。

每个枢转接头轴线可以定位成与轭轴线成不超过80度、不超过70度、不超过60度、不超过50度、不超过40度或不超过30度的角度。

在使用中，当起落架处于展开构型时，主支承件和侧撑杆可以共同地将基本上所有的起落架载荷传递至飞行器的本体。

根据本发明的第四方面，提供了一种在包括起落架的飞行器中分配起落架载荷的方法，该起落架包括：支承一个或更多个轮的主支承件，该主支承件能够相对于飞行器的本体在收起构型与展开构型之间移动；至少第一侧撑杆和第二侧撑杆，每个侧撑杆在飞行器的本体处的第一安装点与主支承件处的第二安装点之间延伸；以及轭，该轭被约束成用于围绕轭轴线旋转，每个侧撑杆的所述安装点中的一个安装点设置在轭上并形成接头，该接头布置成允许该侧撑杆与轭之间的相对运动，其中，当起落架处于展开构型并且处于载荷下时，该轭相对于侧撑杆中的每个侧撑杆移动并且围绕轭轴线旋转，以在侧撑杆之间重新分配力。

轭旋转以重新分配力，可以避免两个侧撑杆之间的不均匀负载，该不均匀负载原本可能导致起落架变形以及/或者由于特定部件的过度负载而过早需要维修。

根据本发明的第五方面，提供了一种起落架，该起落架用作根据本发明的第一方面、第二方面或第三方面所述的飞行器中的起落架以及/或者用作根据本发明的第四方面所述的方法中的起落架。

因此，起落架可以提供上述优点中的一个或更多个优点。

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，根据本发明的方法可以结合参照本发明的飞行器和/或起落架描述的任何特征，反之亦然。此外，要注意的是，本文中所描述的方法并不意在限于这些方法的步骤以这些步骤被叙述的顺序来执行。对于技术人员将明显的是，步骤可以以不同的顺序来执行或者不能以不同的顺序来执行。

附图说明

现在将参照随附的示意图仅通过示例的方式描述本发明的实施方式，在附图中：

图1示出了根据第一示例实施方式的飞行器的前视图；

图2示出了图1的实施方式的主起落架的一部分的立体图；

图3示出了图2中所示的起落架的一部分的侧视图；

图4示出了在平面A-A处截取的图2和图3中所示的起落架的一部分的横截面平面图；

图5示出了根据本发明的第二示例实施方式的飞行器的侧视图；

图6示出了图5的实施方式的主起落架处于展开构型；

图7示出了图6中所示的起落架沿内侧方向观察的侧视图；

图8示出了图6和图7中所示的起落架的后视图；

图9至图11示出了图6至图8的起落架在从展开构型朝向收起构型运动期间的连续阶段中的后视图；以及

图12示出了图6至图11的起落架处于收起构型的后视图。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的第一示例实施方式的飞行器2。该飞行器具有本体3，本体3包括机身4和两个机翼6。每个机翼6具有安装至机翼的发动机8。飞行器2具有前起落架12和两个主起落架10，每个主起落架10悬挂于相应的机翼6。在图1中，所有起落架10、12都被示出为处于展开构型。起落架10、12能够从展开构型移动至收起构型，如稍后更详细地讨论的。在该实施方式中，前起落架12具有常规设计，并且本文中将不再详细地讨论。

图2至图4更详细地示出了主起落架10中的一个主起落架的一部分，该主起落架同样处于展开构型。该主起落架具有主支承件20，主支承件20具有主支柱22、枢轴24和转轴28。枢轴24平行于飞行器2的滚转轴线对准，并连接至主支柱的近端端部，并且用一对肋状件26加固。转轴28连接至主支柱22的远端端部，并支承一对轮(未示出)。起落架10还具有呈前侧侧撑杆形式的第一侧撑杆30和呈后侧侧撑杆形式的第二侧撑杆32。该实施方式的两个侧撑杆30、32沿着飞行器2的俯仰轴线定位在主支承件20的同一侧，即内侧。

在起落架处于展开构型时，主支承件22和侧撑杆30、32布置成基本上将所有的起落架载荷集中地传递至飞行器2的本体3。也就是说，在它们之间，主支承件20和侧撑杆30、32基本上将所有的起落架载荷传递至本体3，而由任何其他部件传递的起落架载荷可以忽略或没有。主支承件20和每个侧撑杆30、32传递特定起落架载荷的程度决定了这些部件中的每个部件传递多少载荷。在许多种情况下，主支承件20和两个侧撑杆30、32将各自传递起落架载荷中的一些起落架载荷，然而特定载荷可能仅通过这些部件中的一个或两个部件来传递。在这种特定情况下，主支承件20构造成基本上承受起落架10在正常使用期间经受的所有竖向载荷。因此，第一侧撑杆30和第二侧撑杆32构造成基本上仅承受阻力载荷和横向载荷。然而，由于主支承件20(以及/或者主支承件20附接至飞行器2的本体3所用的安装件)的轻微弹性压缩，侧撑杆30、32可能仍然经受小百分比的竖向载荷。

每个侧撑杆30、32在飞行器2的本体3处的第一安装点34与主支承件20处的第二安装点36之间延伸。侧撑杆30、32的第二安装点36设置在轭40上，轭40附接至主支承件20，并且能够随主支承件一起在展开构型与收起构型之间移动。轭40被约束成围绕轭轴线42旋转。更具体地，在该实施方式中，轭40以套环的方式围绕主支承件20的主支柱22定位，轭轴线42平行于主支柱22的纵向轴线延伸(并且在这种情况下基本上与主支柱22的纵向轴线共线)。因此，主支柱22形成轭40的枢转构件。轭40还被保持在设置于主支柱22上的相对的止推面44、46之间，止推面44、46定位成使得轭40基本上仅能够围绕轭轴线42旋转运动——上止推面44防止轭40向上平移运动，并且下止推面46防止轭40向下平移运动。

在该实施方式中，侧撑杆30、32朝向轭40会聚(或者同样地，可认为侧撑杆30、32发散远离轭40)。第一侧撑杆30的第一安装点34定位成比第一侧撑杆的第二安装点36更靠前(也更靠内侧)，并且第二侧撑杆32的第一安装点34定位成比第二侧撑杆的第二安装点36更靠后(也更靠内侧)。虽然侧撑杆30、32朝向轭40会聚，但是侧撑杆30、32的相应第二安装点36仍然围绕轭轴线42设置在轭40上的不同位置处。更具体地，这两个第二安装点36设置在轭40上相反的固定位置处，围绕轭轴线42基本上隔开180度。实际上，在该实施方式中，轭40是对称的，既旋转对称，又关于在两个第二安装点36之间等距延伸的对称线对称。

每个侧撑杆30、32的第二安装点36——侧撑杆通过该第二安装点附接至轭40——形成接头，该接头能够允许侧撑杆30、32与轭40之间的相对运动，以允许轭40围绕轭轴线42旋转。在这种情况下，每个第二安装点36具有联接构件50，联接构件50以可旋转的方式附接至轭40。每个联接构件50被接纳在轭40中的孔52中，使得该联接构件能够相对于轭40围绕由该孔限定的轴线54(枢转接头轴线的一个示例)旋转。在该实施方式中，轴线54定位成与轭轴线42成大约20度的角度。如果轭40要围绕轭轴线42旋转，由于能够围绕轴线54旋转的联接构件50所允许的旋转运动，侧撑杆可以相对于轭40围绕轴线54移动，以适应该运动。相反，在没有这种接头的情况下，轭40围绕轭轴线42的任何旋转都将会迫使侧撑杆30、32与轭一起旋转(或变形)。

每个联接构件50不仅能够相对于轭围绕轴线54旋转，而且还以可旋转的方式附接至所讨论的侧撑杆30、32。每个联接构件50通过铰接接头56附接至相应的侧撑杆30、32，铰接接头56允许侧撑杆30、32相对于联接构件50围绕轴线58枢转，轴线58垂直于轴线54。因此，如果轭40围绕轭轴线42旋转，则侧撑杆30、32的第二端部36的水平位置的变化可以通过侧撑杆30、32相对于相应的联接构件50(并因此相对于轭40)的大致向上/向下枢转来适应。

在图1至图4中所示的展开位置，当飞行器2与地面齐平时，主支柱22直立定位、更特别地基本上竖向定位。因此，当主支承件20处于展开构型时，轭轴线42也基本上竖向定位。通过使主支承件20围绕枢轴24朝向侧撑杆30、32枢转并枢转到飞行器的本体3(在这种情况下为相应的机翼6)中的腔(不可见)中，主支承件20(以及因此起落架10整体)能够从展开构型移动至收起构型。每个侧撑杆30、32包括两个纵向部分A、B，纵向部分A、B通过铰接接头60以枢转的方式连接至彼此。铰接接头60允许侧撑杆30、32折叠，从而允许侧撑杆30、32的第一安装点34和第二安装点36彼此靠近并且由此适应主支柱22向收起构型的枢转运动。在起落架10处于收起构型的该实施方式中，起落架10基本上完全容纳在飞行器的本体3中的腔(不可见)中。

侧撑杆30、32各自均采用偏心机构。随着主支承件20从收起构型移动至展开构型，侧撑杆30、32的纵向部分A、B围绕侧撑杆30、32的相应铰接接头60变直。主支承件20到达其最终的直立位置，而侧撑杆30、32仍然稍微弯曲。然后，致动器(未示出)将侧撑杆30、32推直，从而致使主支承件20稍微移动超过直立位置。然后，致动器推动侧撑杆稍微超过直的位置，并且主支承件20返回至直立位置。然后，侧撑杆锁定构件(不可见)将侧撑杆30、32固定在该偏心位置，从而将起落架10固定在展开构型并给予侧撑杆30、32足够的刚度来承受起落架载荷。尽管如上所述，当主支承件20处于展开构型时，侧撑杆30、32稍微弯曲，但是侧撑杆30、32在其相应的安装点34、36之间遵循大致直的路径。实际上，在该实施方式中，侧撑杆30、32所遵循的路径是非常接近直的，以至于肉眼看起来完全是直的(如图2和图3中所示的)。

在许多种情况下，制造公差可能意味着侧撑杆30、32中的一个或两个侧撑杆在主支承件20的与机构被设计有的最佳位置稍微不同的位置处到达侧撑杆30、32的中心(即，直的)位置，这意味着需要起落架的少量弹性变形。例如，在该实施方式中，在起落架的展开期间，在第二侧撑杆32到达该第二侧撑杆的中心位置之前，第一侧撑杆30锁定到该第一侧撑杆的偏心位置中。当第一侧撑杆30被锁定时，第一侧撑杆30阻止主支承件20的运动，这将允许第二侧撑杆32到达该第二侧撑杆的中心(即，直的)位置。因此，第二侧撑杆32仅能够通过起落架的轻微弹性变形到达该第二侧撑杆的偏心位置。这种变形对两个侧撑杆30、32施加压缩应力，一旦后起落架32经过其中心位置并到达其偏心位置，则压缩应力中的一些压缩应力会保留下来。当起落架10处于展开构型时，第一侧撑杆30中的压缩应力用于迫使轭40围绕轭轴线42逆时针旋转，而第二侧撑杆32中的压缩应力迫使轭顺时针旋转。因此，侧撑杆30、32达到平衡，其中轭40保持在固定的旋转位置。

如上所述，每个侧撑杆30、32的第二安装点36形成接头，这可以允许侧撑杆30、32与轭40之间的相对运动，以允许轭40围绕轭轴线42旋转。这在许多不同的方面都是有利的。这些方面的示例将在下面对照假设布置进行讨论，在假设布置中，由于联接构件50以不可移动的方式安装至轭40，所以不允许这种运动(这意味着：侧撑杆30、32仅能够相对于轭40围绕轴线58枢转)。

首先，允许轭40旋转的接头可以实现更容易的组装。在不是这种情况的假设布置中，如果其他部件中的公差叠加意味着第一侧撑杆30的第一安装点34过于靠近第一侧撑杆的第二安装点，则要么将必须获得相应更短的侧撑杆30(延长生产时间并且可能导致零件报废)，要么侧撑杆30必须被强制就位，于是侧撑杆30将经受显著的压缩载荷并且可能过早地翘曲或失效。然而，在侧撑杆30、32的第二安装点36允许轭40旋转的情况下，第一侧撑杆30的安装点34、36之间的减小的空间中的一些空间可以被围绕轭轴线42逆时针旋转的轭40占据。这将具有以下效果：以将第二侧撑杆32的安装点34、36移动得更靠近在一起为代价，将第一侧撑杆30的安装点34、36移动得更远离。这可以通过将压缩应力在两个侧撑杆30、32之间分开来减小施加于第一侧撑杆30的压缩应力，从而减少对使用较短的侧撑杆30的需求以及/或者减少由于过度负载而翘曲或过早失效的机会。

其次，允许轭40旋转的接头可以在使用期间使载荷在侧撑杆30、32之间更均匀地分布。例如，如果起落架10受到组合的阻力载荷与沿内侧方向作用的横向载荷，则合力将大致向内且朝向后方迫压主支柱22。在上面所讨论的假设布置中，该载荷的大部分将由后侧侧撑杆32承担，而前侧侧撑杆30承受相对较小的载荷。相反，在接头允许轭40旋转的情况下，施加于后侧侧撑杆32的压缩载荷将引起轭40围绕轭轴线42顺时针旋转。这又会将前侧侧撑杆30的第二安装点36推向前侧侧撑杆30的第一安装点，从而将载荷中的一些载荷从后侧侧撑杆32转移到前侧侧撑杆30上。因此，载荷将更均匀地传递至飞行器的本体3。

第三，轭40的旋转可以有助于偏心机构，通过该偏心机构，侧撑杆30、32支撑主支承件20。例如，在上面所描述的第二侧撑杆32到达其偏心位置需要起落架弹性变形的情况下，当第二侧撑杆32经过第二侧撑杆的中心点时，侧撑杆30、32经受的压缩应力最大。允许轭40旋转的接头可以允许轭40旋转，以使该峰值应力以与上述类似的方式更均匀地分布。否则，大部分峰值压缩应力将仅由第二侧撑杆32承受。

将理解的是，轭40的旋转具有改变侧撑杆30、32的安装点34、36之间的距离的效果，这是特别的优点。轭40做到这一点的能力在很大程度上取决于轭40旋转所在的平面与包含侧撑杆30、32的平面的对准程度。在这些平面定位成彼此成相对小的角度(或者如果其他设计约束允许的话，甚至彼此平行)的情况下，轭40的旋转可以使第二安装点36沿在第一安装点34的方向上具有相对大的矢量分量的方向移动(即，第二安装点36围绕轭轴线42的运动涉及朝向/远离对应的第一安装点的相对大的运动)。相反，如果轭40在相对于包含侧撑杆30、32的平面成相对陡的角度的平面中旋转，则即便由轭40引起的第二安装点36的相对大的运动可能仅导致它们相应的侧撑杆30、32的第二安装点36与第一安装点34之间的距离的微小变化。在本实施方式中，轭40在垂直于轭轴线的平面(未示出)中围绕轭轴线42旋转(即，从图3的视角看是水平的，并且从图4的视角看是在页面的平面中)，并且侧撑杆30、32定位在以大约45度角与前述平面相交的平面(未示出)中。

现在将参照图5至图12来描述本发明的第二示例实施方式，其中相同的附图标记表示对应的特征。第二实施方式与第一实施方式具有许多相似之处，因此将仅详细地描述不同之处。

与第一实施方式相似，第二实施方式的飞行器2具有本体3，本体3包括机身4和两个机翼6(两个机翼中的一个机翼在图5中可见)以及前起落架12和两个主起落架10。起落架10、12在图5至图8中被示出为处于展开构型，并且与第一实施方式一样，前起落架12对于本发明并不重要，因此将省略对该前起落架的讨论。

每个主起落架10均具有主支承件20，在该实施方式中，主支承件20包括带有一对拖曳臂70的枢轴24。拖曳臂70各自支承轮76，其中两个拖曳臂70彼此定位在它们的相应轮76的相反侧——朝向起落架10的前部的拖曳臂70在该拖曳臂的轮76的外侧，而朝向起落架10的后部的拖曳臂70在该拖曳臂的轮76的内侧。

拖曳臂70经由相应的安装凸缘72枢转地连接至枢轴24，并且还经由相应的减震器74连接至枢轴24，减震器74与枢轴24上的附接凸耳75连接。主支承件20还具有一对第二连杆71，第二连杆71与拖曳臂70一起定位并且可以随拖曳臂70移动。与第一实施方式一样，每个起落架10也具有第一侧撑杆30和第二侧撑杆32，第一侧撑杆30和第二侧撑杆32在设置于飞行器的本体3处的第一安装点34与设置于主支承件20处的第二安装点36之间延伸，并且每个起落架10具有被约束成围绕轭轴线42旋转的轭40。

与第一实施方式一样，侧撑杆30、32两者均定位在主支承件20的内侧，并且朝向轭40会聚。然而，在这种情况下，轭40固定(具体地，可旋转地固定)至飞行器2的本体3。本体3的呈枢转销(未示出)形式的枢转构件被接纳在轭40中的孔80内，从而限定了轭轴线42，轭40上方和下方的止推面(未示出)防止轭40沿着销轴向地进行平移运动。因此，轭40仅能够围绕轭轴线42旋转。在这种情况下，当主支承件20处于展开构型时，轭轴线42定位在与竖向方向成大约5度的位置处。

在轭40设置在飞行器2的本体3上的情况下，每个侧撑杆34的第一安装点34附接至轭40。因此，每个侧撑杆30、32的第一安装点34形成了接头，该接头可以允许侧撑杆30、32与轭40之间的相对运动，以允许轭40围绕轭轴线42旋转。每个侧撑杆30、32的第二安装点36采用铰接接头的形式，该铰接接头允许侧撑杆30、32与主支承件20之间的枢转运动。

与第一实施方式中的侧撑杆30、32的第二端部36与轭40之间的接头类似，在该实施方式中，侧撑杆30、32与轭40之间的接头各自包括联接构件50。同样，联接构件50被接纳在轭40中的孔52中，使得联接构件50能够相对于轭40围绕由孔52限定的轴线54旋转，并且同样地，每个联接构件50通过铰接接头56以可旋转的方式附接至其相应的侧撑杆30、32，铰接接头56允许侧撑杆30、32相对于轭40围绕与轴线54垂直的轴线58枢转。然而，在该实施方式中，正是由铰接接头56提供的运动允许侧撑杆30、32与轭40之间的相对运动，以允许轭40围绕轭轴线42旋转(因此，轴线58形成该实施方式的枢转接头轴线)。如果轭40围绕轭轴线42旋转，由于铰接接头56允许的旋转运动，侧撑杆30、32可以相对于轭40围绕轴线58移动，以适应该运动。相反，在没有这种接头的情况下，轭40围绕轭轴线42的任何旋转均将迫使侧撑杆30、32与轭40一起旋转(或变形)。

与第一实施方式的铰接接头56所允许的运动的功能类似，通过每个联接构件50与轭40之间的可旋转连接所允许的围绕轴线54的运动提供了枢转动作，该枢转动作可以允许通过侧撑杆的上/下枢转来适应侧撑杆30、32的第一端部34的水平位置的变化(由于轭40的旋转)。

将理解的是，由于诸如上面关于第一实施方式所讨论的那些原因，联接构件50围绕轴线54的旋转将改变相关联的轴线58与轭轴线42之间的精确角度。然而，在主支承件20处于展开构型的该实施方式中，每个轴线58定位成与轭轴线42成大约45度的角度。

在第二实施方式的轭40固定在飞行器2的本体3上的情况下，当主支承件20在展开构型与收起构型之间移动时，主支承件20相对于轭40移动。更具体地说，为了将主支承件20从展开构型朝向收起构型移动，主支承件20围绕枢轴24朝向侧撑杆30、32(并且实际上是朝向轭40)枢转。如图9和图10中所图示的，当主支承件20朝向收起构型移动时，侧撑杆30、32以与上面关于第一实施方式所述的类似方式围绕接头60折叠。

在第一实施方式中，侧撑杆30、32关于主支承件20在展开构型与收起构型之间所采取的路径彼此成镜像。然而，在第二实施方式中情况并非如此。实际上，在主支承件20在各构型之间运动期间，侧撑杆30、32的第一端部34被迫相对于轭轴线42移动。这种运动通过轭40围绕轭轴线42的对应旋转来适应。

将明显的是，关于第一实施方式所讨论的第一优点和第二优点同样适用于第二实施方式。此外，第二实施方式的侧撑杆30、32表现出如关于第一实施方式所述的对应的偏心机构。因此，第三示例性优点也适用。

在第二实施方式中，起作用的特定设计约束允许轭40旋转的平面与当主支承件20处于展开构型时侧撑杆30、32所占据的平面更接近彼此平行。更具体地，这两个平面以大约30度的角度彼此相交。

虽然已参照特定实施方式对本发明进行了描述和说明，但本领域普通技术人员将理解，本发明本身适用于本文中未具体说明的许多不同的变型。仅举例来说，上述实施方式使用总共两个侧撑杆，但是其他实施方式可以使用三个或更多个侧撑杆。作为另一示例，在其他实施方式中，轭可以在某种程度上沿着轭轴线移动，例如以便于起落架在展开构型与收起构型之间的运动。

在前面的描述中提及具有已知、明显的或可预见的等同物的整体或元件时，则这些等同物如单独阐述的那样并入本文中。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，本发明的被描述为优选、有利、方便等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，这些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。

除非上下文另有要求，否则术语“或”应解释为“和/或”。

Claims (22)

1.一种包括起落架的飞行器，所述起落架包括：

支承一个或更多个轮的主支承件，所述主支承件能够相对于所述飞行器的本体在收起构型与展开构型之间移动；

至少第一侧撑杆和第二侧撑杆，每个侧撑杆在所述飞行器的所述本体处的第一安装点与所述主支承件处的第二安装点之间延伸；以及

轭，所述轭被约束成用于围绕轭轴线旋转，

其中：

在使用中，当所述起落架处于所述展开构型时，所述主支承件和所述侧撑杆布置成共同地将基本上所有的起落架载荷传递至所述飞行器的所述本体；并且

每个侧撑杆的所述安装点中的一个安装点设置在所述轭上并形成接头，所述接头布置成允许所述侧撑杆与所述轭之间的相对运动，以允许所述轭围绕所述轭轴线旋转。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，当所述主支承件处于所述展开构型时，所述侧撑杆定位成将所述轭保持在围绕所述轭轴线的固定的旋转位置中。

3.根据权利要求2所述的飞行器，其中，当所述主支承件处于所述展开构型时，所述第一侧撑杆经受的应力用于迫使所述轭围绕所述轭轴线沿一个方向旋转，并且所述第二侧撑杆经受的应力用于迫使所述轭围绕所述轭轴线沿相反方向旋转。

4.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，当所述主支承件处于所述展开构型时，所述轭被约束成基本上免于平移运动。

5.根据权利要求1至3中的任一项所述的飞行器，其中，所述第一侧撑杆和所述第二侧撑杆的设置在所述轭上的所述安装点围绕所述轭轴线设置在所述轭上的不同位置处。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其中，每个侧撑杆的所述接头包括联接构件，所述联接构件以可旋转的方式附接至所述轭并且以可旋转的方式附接至相应的侧撑杆。

7.根据权利要求6所述的飞行器，其中，每个联接构件能够相对于所述轭围绕第一轴线旋转，并且能够相对于相应的侧撑杆围绕第二轴线旋转，所述第二轴线大致垂直于所述第一轴线。

8.根据权利要求1至3中的任一项所述的飞行器，其中，所述轭能够在垂直于所述轭轴线的旋转平面中旋转，并且在所述主支承件处于所述展开构型时，所述侧撑杆限定了侧撑杆平面，所述旋转平面和所述侧撑杆平面定位成彼此成不超过60度的角度。

9.根据权利要求1至3中的任一项所述的飞行器，其中，在所述主支承件处于所述展开构型时，所述接头中的每个接头允许相应的侧撑杆与所述轭之间围绕以下轴线相对旋转：该轴线定位成与所述轭轴线成不超过60度的角度。

10.根据权利要求1至3中的任一项所述的飞行器，其中，在所述主支承件处于所述展开构型时，所述侧撑杆朝向所述轭会聚。

11.根据权利要求1至3中的任一项所述的飞行器，其中，在所述主支承件处于所述展开构型时：

所述第一侧撑杆的所述第一安装点设置成比所述第一侧撑杆的所述第二安装点更靠前；并且

所述第二侧撑杆的所述第一安装点设置成比所述第二侧撑杆的所述第二安装点更靠后。

12.根据权利要求1至3中的任一项所述的飞行器，其中，在所述主支承件处于所述展开构型时，所述侧撑杆沿着所述飞行器的俯仰轴线定位在所述主支承件的同一侧。

13.根据权利要求1至3中的任一项所述的飞行器，其中，所述侧撑杆中的至少一个侧撑杆包括两个纵向部分，所述两个纵向部分枢转地连接至彼此，以允许所述侧撑杆进行折叠。

14.根据权利要求1至3中的任一项所述的飞行器，其中，所述主支承件和所述侧撑杆构造成使得所述主支承件从所述展开构型向所述收起构型的运动包括所述主支承件朝向所述侧撑杆的运动。

15.根据权利要求1至3中的任一项所述的飞行器，其中，所述侧撑杆和所述轭布置成使得所述主支承件在所述展开构型与所述收起构型之间的运动导致所述侧撑杆与所述轭轴线之间的相对运动，该相对运动通过所述轭围绕所述轭轴线的旋转来适应。

16.根据权利要求1至3中的任一项所述的飞行器，其中，所述轭附接至所述主支承件并且能够随所述主支承件一起移动。

17.根据权利要求16所述的飞行器，其中，所述主支承件包括主支柱，并且所述轭以套环的方式围绕所述支柱以可旋转的方式安装。

18.根据权利要求1至3中的任一项所述的飞行器，其中，所述轭以可旋转的方式固定至所述飞行器的所述本体，当所述主支承件在所述收起构型与所述展开构型之间移动时，所述主支承件相对于所述轭移动。

19.一种包括起落架的飞行器，所述起落架包括：

支承一个或更多个轮的主支承件，所述主支承件能够相对于所述飞行器的本体在收起构型与展开构型之间移动；

轭，所述轭安装在所述主支承件上并且能够随所述主支承件一起移动；以及

至少第一侧撑杆和第二侧撑杆，每个侧撑杆在所述飞行器的所述本体处的第一安装点与所述轭上的第二安装点之间延伸，

其中：

所述轭安装成用于围绕轭轴线相对于所述主支承件旋转；

每个第二安装点在所述轭与相应的侧撑杆之间形成枢转接头，所述枢转接头具有枢转接头轴线；并且

每个枢转接头轴线不垂直于所述轭轴线。

20.一种包括起落架的飞行器，所述起落架包括：

支承一个或更多个轮的主支承件，所述主支承件能够相对于所述飞行器的本体在收起构型与展开构型之间移动；

安装在所述飞行器的所述本体上的轭，当所述主支承件在所述收起构型与所述展开构型之间移动时，所述主支承件相对于所述轭移动；以及

至少第一侧撑杆和第二侧撑杆，每个侧撑杆在所述轭上的第一安装点与所述主支承件处的第二安装点之间延伸，

其中：

所述轭安装成用于围绕轭轴线相对于所述飞行器的所述本体旋转；

每个第一安装点在所述轭与相应的侧撑杆之间形成枢转接头，所述枢转接头具有枢转接头轴线；并且

每个枢转接头轴线不垂直于所述轭轴线。

21.一种在包括起落架的飞行器中分配起落架载荷的方法，所述起落架包括：

支承一个或更多个轮的主支承件，所述主支承件能够相对于所述飞行器的本体在收起构型与展开构型之间移动；

至少第一侧撑杆和第二侧撑杆，每个侧撑杆在所述飞行器的所述本体处的第一安装点与所述主支承件处的第二安装点之间延伸；以及

轭，所述轭被约束成用于围绕轭轴线旋转，每个侧撑杆的所述安装点中的一个安装点设置在所述轭上并形成接头，所述接头布置成允许所述侧撑杆与所述轭之间的相对运动，

其中，当所述起落架处于所述展开构型并且在载荷作用下时，所述轭相对于所述侧撑杆中的每个侧撑杆移动并且围绕所述轭轴线旋转，以在所述侧撑杆之间重新分配力。

22.一种起落架，所述起落架用作根据权利要求1、2、3、9或20中的任一项所述的飞行器中的起落架以及/或者用作根据权利要求21所述的方法中的起落架。