CN117125253A - 用于飞行器的可缩回式起落架组件 - Google Patents

Abstract

一种用于飞行器的可缩回式起落架组件，其具有：主支柱(210)，该主支柱布置成在缩回位置与伸展位置之间枢转；以及侧撑杆(220)，该侧撑杆具有展开位置和折叠位置。伸缩式致动器(250)联接在主支柱(210)与侧撑杆(220)之间，使得：当致动器(250)具有第一长度时，侧撑杆(220)将主支柱(210)锁定处于伸展位置，并且当致动器(250)具有第二长度时，侧撑杆(220)处于折叠位置并且主支柱(210)处于缩回位置。

Description

用于飞行器的可缩回式起落架组件

技术领域

本发明涉及飞行器起落架组件。

更具体地，但非排他性地，本发明涉及可缩回式飞行器起落架组件以及将该可缩回式飞行器起落架组件附接至飞行器的方法。

背景技术

飞行器起落架组件是飞行器中的最复杂的部件，因为它们结合几种不同的功能，包括悬挂/减震、制动、转向和离地间隙。此外，由于它们在空中时的大阻力轮廓，大型商用飞行器的起落架组件是可缩回的。需要合适的致动装置来实现起落架组件在完全缩回位置与完全伸展位置之间的平稳和有效的转换，并且必须提供锁定装置来确保飞行器它们除了在转换中以外保持处于这些位置。

由于上述复杂性、各种附接点和起落架组件的各个部分在其于缩回位置与伸展位置之间移动时的运动学，起落架组件的安装和装配必须仔细地完成，以适应所需的紧密间隙和精确运动路径。这可能经常在新飞行器的组装期间或者在需要起落架组件的移除或更换的维护事件期间导致低效率和技术困难。

此外，鉴于上述复杂性，当前的可缩回式起落架组件设计相对昂贵且笨重。

本发明试图缓解上述问题中的一个或更多个问题。替代性地或附加地，本发明试图提供一种改进的起落架组件。

发明内容

根据第一方面，本发明提供了一种用于飞行器的可缩回式起落架组件，该可缩回式起落架组件包括主支柱，该主支柱布置成联接至飞行器的第一附接点。主支柱布置成绕第一附接点在缩回位置与伸展位置之间枢转。该组件的侧撑杆具有联接至主支柱的一个端部和布置成与飞行器的第二附接点联接的另一端部。在实施方式中，可以仅存在两个至飞行器的主要附接点。因此，可以没有第三附接点。这可以有助于可缩回式起落架组件高效地安装在飞行器上，这是因为仅存在两个至飞行器的主要附接点，并且因为可缩回式起落架组件上的致动器的连接和设置可以在可缩回式起落架组件连接至飞行器之前完成。侧撑杆具有展开位置和折叠位置。可缩回式起落架组件的致动器联接在主支柱与侧撑杆之间。致动器布置成限定第一致动长度，该第一致动长度与侧撑杆处于展开位置并且主支柱被锁定处于伸展位置相对应。致动器布置成限定第二致动长度，该第二致动长度与侧撑杆处于折叠位置并且主支柱处于缩回位置相对应。因此，在致动器具有第一致动长度时，致动器可以致使侧撑杆处于展开位置并且主支柱被锁定处于伸展位置。在致动器具有第二致动长度时，致动器可以致使侧撑杆处于折叠位置并且主支柱处于缩回位置。

在实施方式中，在可缩回式起落架组件的主支柱的伸展或缩回期间，致动器与飞行器的除了可缩回式起落架组件以外的机身之间的力——在存在该力的情况下——都经由可缩回式起落架组件来传递。因此，在使用期间，可能没有力直接在致动器与飞行器的除了可缩回式起落架组件之外的机身之间传递。

将理解的是，本发明的第一方面的实施方式可以构造成使得致动器的驱动运动(致动器的两个附接点均位于可缩回式起落架组件上，而不是飞行器上的其他位置处)控制并导致侧撑杆在其展开位置与折叠位置之间的运动以及主支柱在其缩回位置与伸展位置之间的运动。当然，重力也可以有助于至少一些这种运动在一个方向或其他方向上的运动。由于在这样的实施方式中，需要更少的部件并且仅需要两个至飞行器主要附接点，所以根据本发明的第一方面的实施方式的可缩回式起落架组件的安装明显比现有设计更简单。另外，这样的实施方式可以需要仅一个液压致动器以用于起落架组件的缩回和锁定的目的。

本发明的实施方式的可缩回式起落架组件可以更轻并且制造更便宜，这还可以提供增加的飞行器载荷并且因此提供更高的效率。此外，本发明的实施方式的可缩回式起落架组件可以具有更少的接头并且因此具有更小的摩擦，这结合优化的运动学几何形状，从而优选地产生更短的缩回时间，这又改善了飞行器性能，尤其是在爬升或复飞期间改善了飞行器性能。

优选地，致动器布置成将侧撑杆锁定处于展开位置。因此，具有上述布置的实施方式不需要附加的锁紧装置或相关的锁紧装置致动器，从而进一步有助于上述优点。致动器的第一致动长度优选地比致动器的第二致动长度更长。

致动器可以呈锁定致动器的形式，其构造成在将侧撑杆锁定在其展开位置时锁定就位。致动器可以呈自锁致动器的形式。致动器可以具有自锁功能，例如由阀装置和/或与致动器集成的锁定装置来提供该自锁功能。在致动器是伸缩式致动器并且包括布置成在气缸内移动的支柱或活塞杆的情况下，气缸可以包括使致动器能够被锁定在给定位置的装置。可以存在防止致动器的一部分相对于致动器的另一部分的移动的装置(例如，作为过盈配合或通过使各部分彼此邻接，可能取决于致动器的一部分内的液压)。可以存在例如由阀装置提供的装置，其通过防止液压流体在致动器的一部分内流动来防止致动器的一部分相对于致动器的另一部分的移动。

优选地，致动器布置成保持第一致动长度，除非致动器被不同地致动。

根据本发明的第二方面，提供了一种用于飞行器的可缩回式起落架组件，这有利于不同实施方式，其不需要附加的锁紧装置或相关的锁紧装置致动器。该可缩回式起落架组件包括：侧撑杆，该侧撑杆具有展开位置和折叠位置；以及致动器，该致动器布置成向侧撑杆提供致动力以使可缩回式起落架组件缩回。致动器还布置成将侧撑杆锁定处于展开位置。将理解的是，本发明的这种第二方面的实施方式可以需要更少的部件，并且同样有助于更轻和更便宜的起落架组件以及这些特征可以提供的相关优点。

致动器优选地联接在可缩回式起落架组件的侧撑杆与主支柱之间，并且优选地为安装在伸缩式支柱中的液压致动器。

优选地，侧撑杆包括经由铰接式接头联接的两个臂，并且致动器联接至铰接式接头。

优选地，侧撑杆具有过中心锁定装置，使得当处于展开位置时，作用在侧撑杆的端部之间的压缩力将其保持处于展开位置。

根据本发明的第三方面，提供了一种飞行器，该飞行器具有至少一个如上所述的可缩回式起落架组件。飞行器优选是载客飞行器。载客飞行器优选地包括客舱，该客舱包括用于容纳多位乘客的多行和多列座椅单元。本发明的实施方式可以具有与相对大的飞行器的制造相关的特定应用。飞行器可以具有至少20个乘客、更优选至少50个乘客、并且更优选多于50个乘客的容量。飞行器可以是商用飞行器、例如商用载客飞行器、例如单走道飞行器或双走道飞行器。出于本说明书的目的，术语商用载客飞行器还包括构造成用于货运和/或在非商业基础上使用的同等尺寸的飞行器。飞行器可以具有至少20吨、可选地至少40吨、以及可能50吨或更大的最大起飞重量(MTOW)。飞行器可以具有至少20吨、可选地至少30吨、以及可能约40吨或更大的工作空载重量。

根据本发明的第四方面，提供了一种制造用于附接至飞行器的可缩回式起落架组件的方法。该方法包括将致动器联接在可缩回式起落架组件的第一元件与第二元件之间，致动器布置成在飞行器上使用时使可缩回式起落架组件缩回(以及可选地还使可缩回式起落架组件伸展)。致动器在可缩回式起落架组件的第一元件与第二元件之间的联接可以在夹具上进行，夹具布置成与可缩回式起落架组件所附接至的飞行器的附接点成镜像。这允许对可缩回式起落架组件的所需位置、距离和其他参数进行测量和调节。例如，这些参数可以包括可缩回式起落架组件的元件之间例如在处于某些预限定位置时(例如，在完全伸展和/或完全缩回时)的内部距离。在致动器如此联接的情况下，可缩回式起落架组件可以缩回和伸展几次，以便在可缩回式起落架组件于缩回构型与伸展(部署)构型之间转换时确认以及在必要时调节可缩回式起落架组件的运动学(运动路径)。

以这种方式，可缩回式起落架组件的元件在缩回构型与伸展构型之间的运动学和运动路径可以被验证和调节，使得在可缩回式起落架组件附接至飞行器时避免或最大限度减少这些步骤。因此，本发明的第四方面的实施方式可以借助于在组装前而不是组装后来对起落架的操作的更多方面进行验证来允许更有效地组装飞行器。一旦附接至飞行器，可缩回式起落架组件可能需要待添加至可缩回式起落架组件的其他部件，或者需要在可缩回式起落架组件被认为完全可操作之前进行的调节。

根据本发明的第五方面，提供了一种将可缩回式起落架组件附接至飞行器的方法。该方法包括：将可缩回式起落架组件的第一元件附接至飞行器的第一附接点；以及将可缩回式起落架组件的第二元件附接至飞行器的第二附接点。可缩回式起落架组件包括致动器，该致动器分别联接在第一元件与第二元件之间，使得致动器布置成在飞行器上使用时使可缩回式起落架组件缩回和伸展。

优选地，该方法包括，在将可缩回式起落架组件的第一元件附接至飞行器的第一附接点的步骤之前，将可缩回式飞行器起落架组件在夹具上缩回和伸展，并对可缩回式起落架组件的参数和连接部执行调节。夹具的第一附接点和第二附接点与飞行器的相应的第一附接点和第二附接点大致上类似。以这种方式，可缩回式飞行器起落架组件可以在其将被配装至飞行器所位于的最终组装线或维护设施之前进行装配和调节，并且可缩回式飞行器起落架组件在将可缩回式飞行器起落架组件附接至飞行器的步骤期间不需要进一步的实质性调节。

可缩回式起落架组件的第一元件和第二元件优选地分别包括主支柱和侧撑杆。侧撑杆优选地包括经由铰接式接头联接的两个臂。致动器优选地联接至铰接式接头。

优选地，致动器还布置成将侧撑杆锁定处于展开位置。致动器优选地是安装在伸缩式支柱中的液压致动器。致动器可以经由臂联接至主支柱。致动器可以经由枢转接头联接至主支柱，该枢转接头可以位于起落架主支柱的上端部处。致动器的另一端部可以经由枢转接头联接至侧撑杆。致动器可以经由枢转接头联接至主支柱，该枢转接头与绕第一附接点布置的主支柱的枢转轴线间隔开，例如以提供偏心运动布置。致动器的枢转接头可以与第一附接点间隔开，使得当沿与主支柱的枢转轴线平行的方向观察时，第一附接点位于致动器的枢转接头与飞行器的第二附接点之间。在实施方式中，致动器可以在偏心于第一附接点的枢转轴线的臂处被联接至主支柱。该臂可以相对于主支柱刚性地固定。

这导致实施方式能够实现起落架组件在“最终组装线”处或需要更换起落架组件的维护事件期间的更快且更简单的安装。

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被并入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装置所描述的特征中的任何特征，并且反之亦然。

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示出了飞行器，该飞行器具有根据本发明的实施方式的起落架组件；

图2示出了处于第一位置的根据本发明的第一实施方式的飞行器起落架组件；

图3示出了处于第二位置的图2的飞行器起落架组件；

图4示出了处于第三位置的图2的飞行器起落架组件；以及

图5是图示了根据本发明的另一实施方式的将飞行器起落架组件安装在飞行器上的方法的流程图。

具体实施方式

图1示出了包括一对机翼106和机身105的飞行器101。飞行器由多组起落架组件支承在地面上，这些起落架组件包括主起落架组件(MLG)108和前起落架组件(NLG)110。

现在参照图2，示出了与图1的飞行器101附接的起落架组件200的简化示意图。起落架组件200可以附接至机身105的部分、或飞行器101的一对机翼106中的一个机翼的一部分。除了将在下面进一步描述的飞行器101的附接点之外，出于清楚起见，省略了飞行器101的其他部件、比如起落架轮舱、起落架舱门和相关系统。起落架组件200在图2中示出为处于向下锁定(即伸展)状态。

飞行器起落架组件200的主支柱210具有第一飞行器附接点215，主支柱210在该第一飞行器附接点215处附接至飞行器101。尽管第一飞行器附接点215提供了与飞行器结构的单个局部化联接部，单个局部化联接部构造成承受起落架与飞行器之间的载荷，将理解的是，该点处的附接可以由多个部分、比如前枢轴和后枢轴(未示出)或其他任何合适的配件来提供，使得主支柱210布置成绕第一飞行器附接点215枢转(即，在与图2的附图方面相同的平面中)。

起落架组件200的侧撑杆220具有第一端部，该第一端部在侧撑杆附接点225(该侧撑杆附接点225远离第一飞行器附接点215)处联接至主支柱210。侧撑杆附接点225可以是任何合适的接头或联接部，所述任何合适的接头或联接部将侧撑杆220相对于主支柱210保持就位的同时允许侧撑杆220在展开位置(如图1中所示)与将在下面进一步描述的大致折叠或关闭位置之间的角运动。

侧撑杆220的第二端部联接至飞行器101的第二飞行器附接点230。侧撑杆220布置成在大致打开或展开位置(如图2中所示)与将在下面进一步描述的大致关闭或折叠位置之间移动。第二飞行器附接点230可以是万向接头、或任何合适的接头，其将侧撑杆220在处于展开位置或折叠位置时保持就位并且还允许侧撑杆220在这两个位置之间移动。在起落架组件200处于如图2中所示的部署(伸展)位置时，主支柱210由侧撑杆220保持处于伸展位置。侧撑杆220具有经由铰接式接头240连接的两个臂，铰接式接头240允许两个侧撑杆臂折叠在一起。铰接式接头240可以是具有一个自由度的铰接式接头，或者其可以是布置成提供两个或更多个自由度的球形接头。两个臂可以具有不同的长度或相同的长度。侧撑杆220具有过中心锁定装置(如可以在图2中通过两个臂的非线性构型看到)，使得当处于展开位置时，作用在侧撑杆220的第一端部与第二端部之间的压缩力将侧撑杆220保持处于展开位置，并且侧撑杆220在没有施加对上述压缩力进行抵消的致动力的情况下不能移动至关闭或折叠位置。以这种方式，侧撑杆220保持处于展开位置，直到施加致动力为止，这将在下面进一步描述。

伸缩式锁定致动器250具有与侧撑杆220的铰接式接头240连接的第一端部和经由臂255的端部处的枢转接头而连接至主支柱210的臂255第二端部。臂225的几何形状和臂255的端部处的枢转接头的位置意味着臂225相对于主支柱210的旋转运动是定相的。以这种方式，在主支柱210缩回时，臂255的端部处的枢转接头描绘出弧形，该弧形与第一飞行器附接点215同心但偏离主支柱210的纵向轴线(即，在臂255、由第一飞行器附接点215限定的枢转轴线与主支柱210的纵向轴线之间在几何方面限定了相位角关系)。将在下面进一步描述臂255的角相位。

将理解的是，伸缩式锁定致动器250的第二端部可以在铰接式接头240的任一侧替代性地附接至侧撑杆220的臂中的一个臂或另一个臂。伸缩式锁定致动器250安装在伸缩式支柱中，并且在图2中，伸缩式锁定致动器250被示出处于第一、伸展位置，其中，在铰接式接头240与主支柱210的臂255之间具有第一限定长度260。伸缩式锁定致动器250具有至少一个输入线(未示出)，该输入线联接至飞行器101的控制系统(未示出)，使得控制系统提供用于致动伸缩式锁定致动器250的手段。在一个实施方式中，控制系统、输入线和伸缩式锁定致动器250都是液压的，并且控制系统是飞行器101的更大液压系统的部分。

伸缩式锁定致动器250具有自锁定功能，以确保除非以不同方式被致动，否则伸缩式锁定致动器250维持第一限定长度260，这又确保铰接式接头240保持处于如图2中所描绘的过中心锁定位置。因此，在起落架组件200的伸展之后，飞行器的液压系统的故障将不会使伸缩式锁定致动器250解锁，并且起落架组件200将保持处于向下锁定(即伸展)状态。

主支柱210、侧撑杆220与伸缩式锁定致动器250之间的连接部中的每个连接部(侧撑杆附接点225、铰接式接头240以及侧撑杆220与臂255之间的连接部)能够调节，使得这些元件之间的相对位置及它们的运动路径(运动学)可以进行调节。这将在下面进行进一步描述。

现在也参照图3，图2的起落架组件200被示出处于部分缩回构型，现在被标记为起落架组件300。伸缩式锁定致动器250已经被控制系统(未示出)致动以使起落架组件300缩回，并且在图3中所描绘的部分缩回点处，伸缩式锁定致动器250现在具有在铰接式接头240与主支柱210的臂255之间的第二限定长度360，第二限定长度360比图2的第一限定长度260更短。如以上所述的，侧撑杆220的过中心锁定位置意味着侧撑杆220仅可以朝向主支柱210折叠。通过伸缩式锁定致动器250从第一限定长度260至第二限定长度360的致动，侧撑杆220的铰接式接头240被朝向主支柱210拉动远离过中心锁定位置，并且侧撑杆的两个臂朝向彼此被拉动。因此，主支柱210以绕第一飞行器附接点215的顺时针旋转运动被向上拉动。

伸缩式锁定致动器250能够调节，使得第一限定长度260和第二限定长度360可以相应地被调节，将在下面进行描述。

现在还参照图4，图2的起落架组件200被示出为处于大致缩回的构型，现在被标记为起落架组件400。图2的伸缩式锁定致动器250现在已经进一步收缩至铰接式接头240与主支柱210的臂255之间的第三限定长度460，第三限定长度460比图3的第二限定长度360更短。因此，侧撑杆220的铰接式接头240被进一步朝向第一飞行器附接点215拉动；臂255的几何形状和侧撑杆220的臂的相对长度使得主支柱210被向上拉动超过第二飞行器附接点230的位置，使得侧撑杆220的臂已经交叉。主支柱210现在可以通过合适的器件、比如上位锁(未示出)而锁定处于其缩回位置。

臂255的几何形状和侧撑杆220的两个臂的长度、以及第一飞行器附接点215和第二飞行器附接点230的相对位置分别被仔细确定，以便在起落架组件200的伸展(部署)和缩回期间实现所需的运动路径和力。

臂255相对于主支柱210的纵向轴线的定相使得在接近完全缩回位置时，伸缩式锁定致动器250相对于主支柱210的力矩臂向最大值增大。这是为了在侧撑杆220的两个臂被拉动在一起时补偿作用在主支柱210上的侧撑杆220的力矩臂的减小，并且还为了抵消主支柱210绕第一飞行器附接点215的轴线的增加的力矩臂，该力矩臂也在接近完全缩回位置时达到其最大值。

还将理解的是，通过以上布置，包括主支柱210、侧撑杆220和伸缩式锁定致动器250的子组件可以远离飞行器101、例如在起落架组装线处进行组装。由于用于起落架组件200的相对位置和关键运动学(运动路径)都与上述子组件的元件相关，因此将明显的是，一旦这些元件、即主支柱210、侧撑杆220和伸缩式锁定致动器250已经组装在一起并且它们的相对位置和运动学被适当调节，则将有必要进行进一步的微不足道的调节，以便将子组件200配装在飞行器101上。

现在还参照图5，描述了用于将根据本发明的可缩回式起落架组件安装到飞行器101上的方法。在步骤500处，在起落架组装线或维护设施处提供包括主支柱210、侧撑杆220和伸缩式锁定致动器250的子组件部件，起落架组装线或维护设施可以远离用于组装飞行器101的最终组装线或与该最终组装线在同一设施处。也可以提供起落架组件的其他子组件部件、比如轮、轮轴、减震器和扭矩连杆。

在步骤510处，将子组件部件配装在一起。子组件部件可以首先被组装并且然后安装在夹具上，或者它们可以使用夹具来组装。夹具布置成具有分别与飞行器101的第一飞行器附接点215和第二飞行器附接点230成镜像的附接点，并且这些附接点能够调节。夹具也可以布置成与飞行器101的其他尺寸方面、比如轮舱尺寸和其他飞行器部件成镜像。这确保了当起落架子组件附接至夹具时，起落架子组件所需的间隙、其他关键距离和运动路径可以被调节和验证。

在步骤520处，当在夹具上时，对与起落架子组件的主支柱210、侧撑杆220和伸缩式锁定致动器250相关的所需位置、距离和其他参数进行测量和调节。

可以指定多个这样的参数。例如，可以指定第一飞行器附接点215与第二飞行器附接点230之间的特定距离，以便起落架子组件被正确构造成配装至飞行器101。

特别地，起落架子组件的附接点的位置和取向在夹具处进行调节，以便它们适于将起落架子组件安装至飞行器101。

以相同的方式，在夹具上时，子组件伸展和缩回数次，以便在起落架子组件在缩回构型与伸展(部署)构型之间转换时确认并在必要时调节起落架子组件的运动学(运动路径)。

以这种方式，确立子组件的正确运动路径，并且在子组件联接至夹具的同时确认与运动学相关的任何公差、间隙或其他参数，使得在将子组件附接至飞行器101之前对子组件进行“预装配”。

上述调节在起落架组件200位于夹具上时通过调节主支柱210、侧撑杆220与伸缩式锁定致动器250之间的连接部(侧撑杆附接点225、铰接式接头240及侧撑杆220与臂255之间的连接部)并且通过调节限定长度(比如伸缩式锁定致动器250的相应的第一限定长度260、第二限定长度360和第三限定长度460)来进行。

在该步骤期间，可能考虑子组件所附接至的飞行器的具体参数(例如，考虑制造公差和/或对于所讨论的机身特定的尺寸的变化)。

在步骤530处，子组件从夹具中移除，但主支柱210、侧撑杆220与伸缩式锁定致动器250之间的附接部(侧撑杆附接点225、铰接式接头240及侧撑杆220与臂255之间的连接部)以及对伸缩式锁定致动器250的限定长度作出的任何调节不受干扰。子组件被包装(如果需要的话)并在大致预装配的状态下被运输至最终组装线或维护设施。

在步骤540处，子组件分别经由第一飞行器附接点215和第二飞行器附接点230被安装至飞行器101。如果没有已经存在的话，起落架组件的其他部件、比如轮可以在这该点处添加至子组件。然后液压线和其他控制线(附图中未示出)被连接，并且在步骤550处，当子组件附接至飞行器101时，执行对子组件的缩回和伸展的确认和最终测试。

由于子组件在夹具处进行“预装配”，并且在飞行器101处不需要单独安装缩回致动器、锁紧致动器或其他部件。因此，可以在最终组装线或维护设施处实现大致更快和更简单的安装，这是因为需要更少的装配和调节步骤。

虽然已经参考特定实施方式描述和说明了本发明，但本领域普通技术人员将理解的是，本发明本身适用于本文中未具体说明的许多不同的变型。现在将仅通过示例的方式描述某些可能的变型。

将理解的是，起落架组件200的主支柱210可以通过除了上述枢轴装置以外的固定件而附接至机身。类似地，侧撑杆220的顶部可以通过除了上述万向节以外的固定件而附接至飞行器101。在这两种情况下，这些固定件的意义在于，不需要在最终组装线或维护设施处检查致动器间隙、缩回路径或其他运动学。

此外，以这种方式，缩回式起落架组件变为“即插即用”的安装，使其比现有装置更快且更简单。同样将明显的是，伸缩式锁定致动器250的运动学可以相对于上述方向和力取向被限定在其他有利方向和力取向，以及臂255相对于主支柱210的缩回角度和侧撑杆220的臂的折叠(和相对长度)的不同相位。

与液压致动相关的上述伸缩式致动器250可以用电动马达致动器或其他技术器件来替换，以致动起落架组件200的转换。

此外，伸缩式锁定致动器250可以布置成推动而不是拉动来缩回，在这种情况下，自动锁定位置将是伸缩式锁定致动器250处于收缩位置时。

在前面的描述中提及了具有已知的、明显的或可预见的等同物的整体或元件的情况下，则这些等同物如同单独阐述的一样并入本文中。应当参考权利要求书来确定本发明的真实范围，本发明的真实范围应当解释为包含任何这种等同物。读者也将理解的是，被描述为优选、有利、方便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，这些可选的整体或特征虽然在本发明的一些实施方式中可能是有益的，但可能是不期望的，并且因此在其他实施方式中可能是不存在的。

Claims (13)

1.一种用于飞行器的可缩回式起落架组件，所述可缩回式起落架组件包括：

主支柱，所述主支柱布置成联接至飞行器的第一附接点，并且还布置成绕所述第一附接点在缩回位置与伸展位置之间枢转；

侧撑杆，所述侧撑杆具有与所述主支柱联接的一个端部和布置成与所述飞行器的第二附接点联接的另一端部，所述侧撑杆具有展开位置和折叠位置；以及

致动器，所述致动器联接在所述主支柱与所述侧撑杆之间，所述致动器布置成限定第一致动长度和第二致动长度；其中

当所述致动器具有所述第一致动长度时，所述侧撑杆处于所述展开位置并且所述主支柱被锁定处于所述伸展位置，并且当所述致动器具有所述第二致动长度时，所述侧撑杆处于所述折叠位置并且所述主支柱处于所述缩回位置；并且

其中，所述致动器还布置成将所述侧撑杆锁定处于所述展开位置。

2.根据权利要求1所述的可缩回式起落架组件，其中，所述致动器的所述第一致动长度大于所述致动器的所述第二致动长度。

3.根据权利要求2所述的可缩回式起落架组件，其中，所述致动器布置成保持所述第一致动长度，除非所述致动器被不同地致动。

4.根据权利要求1所述的可缩回式起落架组件，其中，所述致动器是安装在伸缩式支柱中的液压致动器。

5.根据权利要求1所述的可缩回式起落架组件，其中，所述侧撑杆包括经由铰接式接头联接的两个臂，并且其中，所述致动器联接至所述铰接式接头。

6.根据权利要求5所述的可缩回式起落架组件，其中，所述侧撑杆具有过中心锁定装置，使得当处于所述展开位置时，作用在所述侧撑杆的端部之间的压缩力将所述侧撑杆保持处于所述展开位置。

7.一种飞行器，所述飞行器具有至少一个根据权利要求1所述的可缩回式起落架组件。

8.一种制造用于附接至飞行器的可缩回式起落架组件的方法，所述方法包括：

将致动器联接在所述可缩回式起落架组件的第一元件与第二元件之间，所述致动器因此布置成在飞行器上使用时使所述可缩回式起落架组件缩回；

在所述致动器如此联接的情况下，将所述可缩回式起落架组件缩回和伸展；以及

在将所述可缩回式起落架组件附接至所述飞行器之前，调节所述可缩回式起落架组件的参数和/或连接部。

9.一种将可缩回式起落架组件附接至飞行器的方法，所述方法包括下述步骤：

将所述可缩回式起落架组件的第一元件附接至所述飞行器的第一附接点；以及

将所述可缩回式起落架组件的第二元件附接至所述飞行器的第二附接点；

其中，所述可缩回式起落架组件包括致动器，所述致动器分别联接在所述第一元件与所述第二元件之间，所述致动器布置成在飞行器上使用时使所述可缩回式起落架组件缩回和/或伸展；

其中，所述可缩回式起落架组件的所述第一元件和所述第二元件分别包括主支柱和侧撑杆；并且

其中，所述致动器还布置成将所述侧撑杆锁定处于展开位置。

10.根据权利要求9所述的方法，其中，所述方法包括，在将所述可缩回式起落架组件的所述第一元件附接至所述飞行器的第一附接点的步骤之前，

将所述可缩回式起落架组件在夹具上缩回和伸展，并对可缩回式飞行器起落架组件的参数和/或连接部执行调节。

11.根据权利要求9或权利要求10所述的方法，其中，所述侧撑杆包括经由铰接式接头联接的两个臂，并且其中，所述致动器联接至所述铰接式接头。

12.根据权利要求8或权利要求9所述的方法，其中，所述致动器是安装在伸缩式支柱中的液压致动器。

13.根据权利要求9所述的方法，其中，所述侧撑杆具有过中心锁定装置，使得当处于所述展开位置时，作用在所述侧撑杆的端部之间的压缩力将所述侧撑杆保持处于所述展开位置。