CN117940340A - 飞行器起落架减震器支柱 - Google Patents

Abstract

一种飞行器起落架减震器支柱(24)，包括：外筒(26)，外筒具有限定开口的膛；内筒(28)，内筒具有可移动地联接在膛内的第一端部区域和伸出开口的第二端部区域，内筒布置成沿着膛的纵向轴线在第一状况与第二状况之间移动，在第一状况中减震器支柱压缩，而在第二状况中减震器支柱伸展，内筒被弹簧力偏置成呈现第二状况；机械伸出止动部(OS)，机械伸出止动部布置成接合内筒的抵接表面，以限制减震器支柱的伸展；以及可旋转构件，该可旋转构件限定螺纹表面(TS)，螺纹表面构造成轴向驱动伸出止动部，以使内筒从第二状况朝向第一状况移动以压缩减震器支柱，可旋转构件布置成使得弹簧力不能使可旋转构件转动以允许减震器支柱伸展。

Description

飞行器起落架减震器支柱

背景技术

常见的飞行器起落架组件包括主液压减震器支柱，该主液压减震器支柱支柱具有布置成与飞行器的下侧枢转地联接的上端，以及与轮和制动组件联接的下端。

这种减震器支柱可以包括外筒和布置成相对于外筒伸缩的内筒。随着内筒相对于外筒移动，减震器支柱可以压缩和伸展。两个部分联接在一起以限定腔室，该腔室容纳油和在一些情况下容纳气体。随着减震器被压缩，腔室内的油被迫穿过阻尼孔口，并且在提供气体的情况下气体被压缩，从而阻尼着陆载荷。被压缩的气体用作弹簧，在所施加外部载荷减少时使减震器伸长。可以设置反冲阻尼孔口，以在减震器伸展时限制油流动至环状部。

飞行器起落架舱是飞行器内构造成收纳收起的起落架的空间。起落架可以是为飞行器专门设计的。

对于具体飞行器，可能希望起落架的主支柱比标准起落架主支柱更长，从而将飞行器抬得更高，以改进离地间隙。然而，除非重新设计起落架舱以收纳增加的长度，否则起落架仍然必须能够缩回到舱内现有空间中。因此，起落架需要在缩回时缩短。

已知各种在缩回时缩短起落架的手段。这可能涉及到必须附接至起落架舱的结构部分的专用缩短机构。

本发明人已设计了一种新型缩短机构，其可以改进安全性。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供一种飞行器起落架减震器支柱，包括：

外筒，外筒具有限定开口的膛；

内筒，内筒具有可移动地联接在膛内的第一端部区域和伸出开口的第二端部区域，内筒布置成沿着膛的纵向轴线在第一状况与第二状况之间移动，在第一状况中减震器支柱压缩，而在第二状况中减震器支柱伸展，内筒被弹簧力偏置成呈现第二状况；

机械伸出止动部(outstop)，机械伸出止动部布置成接合或接触内筒的抵接表面，以限制减震器支柱的伸展；以及

可旋转构件，可旋转构件不同于内筒并且限定包括多条螺纹的螺纹表面，螺纹表面构造成随着可旋转构件转动至少360度而轴向驱动伸出止动部，以使内筒从第二状况朝向第一状况移动以压缩减震器支柱，可旋转构件布置成使得弹簧力不能使可旋转构件转动以允许减震器支柱伸展。

因此，根据第一方面的减震器支柱包括不反向驱动的螺旋螺纹，该螺旋螺纹布置成沿着膛双向驱动伸出止动部，使得伸出止动部可以移动内筒以抵抗弹簧力压缩减震器支柱，为了收起而缩短减震器支柱，并且随后伸出止动部可以在相对轴向方向上移动至某个位置，在该位置中其允许减震器支柱伸展。本发明人已经认识到，由于减震器支柱弹簧力不能反向驱动螺旋螺纹以引起可旋转构件的转动，这样的布置可以减少压缩的减震器支柱在被收起在起落架舱中时意外伸展的可能性，该意外伸展可能损坏起落架舱和/或抑制起落架的展开。如此，外部部件的损坏或断开连接将不会引起减震器的伸展，因此起落架仍可以降下并且避免损坏。

螺纹表面的螺纹可以具有小于45度的螺旋角。优选的是，螺纹角在0.1度和五度之间，以便提供在对反向驱动的高阻力和伸出止动部由于可旋转构件的转动而导致的轴向移动之间的平衡。

螺纹表面可以具有至少三条螺纹，优选地在六条至一百条螺纹之间。可以理解的是，螺纹的数量可以取决于详细构造、起落架的尺寸和所需缩短的量。

伸出止动部可以包括螺纹反表面，螺纹反表面布置成与螺纹表面配对接合，这可以增加用于驱动伸出止动部和对来自弹簧力的反向驱动反作用的接触表面积的量。

伸出止动部可以能移动地联接到外筒，以便允许相对于外筒的轴向移动，但抑制与可旋转构件一起转动。这可以将可旋转构件的转动有效地转换为伸出止动部的轴向移动。

内筒可以在第一端部区域处包括径向扩大头部，该径向扩大头部具有限定抵接表面的轴向面。

可旋转构件可以安装在膛内，在内筒与外筒之间的环状部内。

可旋转构件可以包括中空圆筒形轴环，中空圆筒形轴环的内表面限定螺纹表面。

伸出止动部可以由环状密封盖构件的轴向面限定，环状密封盖构件布置成密封减震器支柱，可旋转轴环的内径大于密封盖的外径，密封盖的外圆柱表面限定螺纹反表面。这样的布置可以使可旋转构件被并入，相对于传统飞行器起落架减震器支柱无需添加另外的静态或动态密封件。

替代地，可旋转构件可以包括第一中空圆筒形构件，第一中空圆筒形构件具有限定螺纹表面的内圆柱表面，并且伸出止动部可以由第二中空圆筒形构件的轴向面限定，第二中空圆筒形构件具有限定螺纹反表面的外圆柱表面，第一圆筒形构件的内径大于第二圆筒形构件的外径，使得第二圆筒形构件可以轴向驱动进出第一圆筒形构件。第一和第二圆筒形构件都与密封盖构件分开，密封盖构件布置成密封减震器支柱。

外筒可以包括穿过侧壁的驱动通道，用于可旋转驱动构件与可旋转构件的外表面接合，以引起可旋转构件的转动。

替代地，减震支柱可以包括布置成密封减震器支柱的环状密封盖构件，密封盖构件包括驱动膛，可旋转驱动销穿过驱动膛延伸，密封盖还包括螺纹膛，螺纹膛与驱动膛连通并限定螺纹反表面，可旋转构件包括指状构件，指状构件具有第一端部区域和限定伸出止动部的第二端，第一端部区域限定螺纹部分并与螺纹膛配对接合，驱动销经由键槽联接到指状构件联接，布置成允许驱动销与指状构件之间的相对轴向移动，并抑制驱动销与指状构件之间的相对转动。

替代地，指状构件可以在密封盖构件中花键联接或键合成不转动，并通过旋转内螺纹驱动。可以通过花键、键或外部连杆提供防转动装置。

动态密封件可以设在限定驱动膛与驱动销之间，与位于密封盖构件中的传统动态密封件相比，其尺寸相对较小。

替代地，止动构件可以由诸如孔口支承管之类的管限定，管具有第一端，第一端在外筒内并限定了布设在内筒的单通膛内的径向扩大头部，单通膛的开口的直径小于孔口支承管的径向扩大头部的直径，孔口支承管具有伸出第二开口的第二端部区域，第二开口在外筒相对于开口的相对轴向面中，第二端部区域限定螺纹反表面。在其它实施例中，可以设置任何合适的管或杆，而不是孔口支承管。

根据本发明的第二方面，提供一种飞行器起落架组件，包括：

根据第一方面的飞行器起落架减振器支柱；以及

与减震器支柱联接的轮或其它地面接触组件。

起落架组件可以包括侧撑杆、拖拉撑杆和柱塞锁定布置，其与减震器支柱联接，并布置成使减震器支柱能够维持在相对于飞行器的展开状况中，起落架组件与该飞行器可移动地联接。

附图说明

现在将参照附图、仅借助示例来描述本发明的实施例，在附图中：

图1是飞行器的示意图；

图2a至2e是飞行器起落架组件的示意图；

图3是飞行器起落架减震器支柱的示意图；

图4是根据本发明一实施例的飞行器起落架减震器支柱的示意图；

图5是根据本发明一实施例的飞行器起落架减震器支柱的示意图；

图6是根据本发明一实施例的飞行器起落架减震器支柱的示意图；

图7是聚焦于图6的减震器支柱的密封盖组件的示意图；

图8是根据本发明一实施例的飞行器起落架减震器支柱的示意图；

图9是示出了本发明各实施例中可用的螺纹表面与反表面的螺旋角；

图10是根据本发明一实施例的飞行器起落架减震器支柱的示意图，类似于图5的飞行器起落架减震器支柱；

图11是根据本发明一实施例的飞行器起落架减震器支柱的示意图，类似于图5的飞行器起落架减震器支柱；以及

图12是根据本发明一实施例的飞行器起落架减震器支柱的示意图，类似于图8的飞行器起落架减震器支柱。

具体实施方式

图1是飞行器10的示意图。飞行器10包括诸如前起落架12、主起落架14以及发动机16之类的组件。起落架12、14各自包括减震器支柱，该减震器支柱用于阻尼着陆载荷，并在飞行器10处于地面上时支承飞行器10的重量。本文中使用的术语飞行器可以包括质量超过450Kg的飞机、直升机等。

现在参照图2a至2e，飞行器组件、即飞行器起落架组件总体上以14示出。图2a至2e是飞行器起落架组件的示例，该飞行器起落架组件可包括根据本发明实施例的减震器支柱。然而，应当理解，根据本发明实施例的减震器支柱可以用于多种类型的飞行器起落架中。

起落架组件14包括可折叠撑杆18、锁定连杆20和安装至撑杆18并且布置成促使锁定连杆20呈现锁定状态的下锁定弹簧组件22。起落架组件还包括主减震器支柱24，主减震器支柱24包括外筒26和内筒28、以及轮和制动组件30。

飞行器起落架组件在用于起飞和着陆的展开状况与用于飞行的收起状况之间是可移动的。设置致动器(未示出)以用于在展开状况与收起状况之间移动起落架。该致动器在本领域中称为缩回致动器，并且能设置多于一个。缩回致动器可以具有与机身联接的一端和与外筒联接的另一端，使得致动器的伸展和缩回导致外筒在展开状况与收起状况之间移动。

撑杆18用作在起落架处于展开状况时支承外筒26的定向。撑杆18总体上包括两个杆状联结件，这些杆状联结件可以张开以呈现大体上笔直或对齐的过中心状况，在该过中心状况下，撑杆18被锁定以抑制外筒的移动，如图2c和图2e所示。当撑杆断开时，它不再阻止外筒26的枢转移动，并且外筒26可以通过缩回致动器朝向收起状况移动，如图2a所示。在飞行期间，撑杆18布置成处于折叠状况，而在起飞和降落期间，撑杆18布置成处于大体上笔直或对齐的状况。一些主起落架组件包括联接到共同的减震器支柱的成对撑杆。

撑杆18具有细长的上撑杆臂18a，上撑杆臂18a具有限定成对凸耳的下端，该对凸耳经由枢轴销32与限定在细长的下撑杆臂18b的上端处的成对凸耳枢转地联接。撑杆臂18a和18b可以因此绕枢轴销32相对于彼此枢转地移动。上撑杆臂18a的上端限定成对凸耳，该对凸耳与连接器34的凸耳枢转地联接，连接器34又与机身11枢转地联接。下撑杆臂18b的下端限定成对凸耳，该对凸耳与连接器36的凸耳枢转地联接，连接器36又与外筒26枢转地联接。

锁定连杆20具有细长的上连杆臂20a，该上连杆臂20a具有下端，该下端经由枢轴销38与细长的下连杆臂20b的上端枢转地联接。连杆臂20a、20b能因此绕枢轴销38相对于彼此枢转地运动。上连杆臂20a的上端限定成对凸耳，该对凸耳与连接器40的凸耳枢转地联接，连接器40又与外筒26枢转地联接。下连杆臂20b的下端限定凸耳，该凸耳经由枢轴销32与撑杆臂18a、18b的凸耳枢转地联接。在该示例中，上撑杆臂18a的凸耳布设在下撑杆臂18b的凸耳与下连杆臂20b的凸耳之间。

当锁定连杆20处于如图2d和2e所示的锁定状况时，上连杆臂20a和下连杆臂20b大体上纵向对齐或同轴，并且可以是“过中心”的，使得锁定连杆20布置成抵抗试图折叠撑杆18以使起落架组件从展开状况朝向收起状况移动的力。必须断开锁定连杆20以使撑杆18能够折叠，从而允许外筒26通过缩回致动器朝向收起状况移动。

通常设置一个或多个下锁定弹簧22以协助将起落架组件移动至展开状况，并通过形成锁定连杆来将其锁定在该状态中。下锁定弹簧22也防止锁定连杆意外解锁。下锁定弹簧22通常是金属螺旋弹簧，其可以联接在锁定连杆与起落架组件的诸如撑杆组件的臂之类的另一部分之间，如图2b和图2e所示。

弹簧组件22布置成借助弹簧张力将锁定连杆20朝向锁定状况偏置。弹簧22a的远端经由下接合结构22b与下撑杆臂18b联接，下接合结构22b又与由下连接器22c限定的锚固点联接。

弹簧组件26的螺旋弹簧在起落架组件处于展开状况时最短，如图2e所示，并且在起落架组件接近收起状况时最长，如图2b所示。随着起落架组件朝向收起状况缩回，每个弹簧组件的弹簧延伸，导致弹簧载荷和扭转应力增加。

参照图2e，锁定撑杆致动器42联接在上撑杆臂18a与下连杆臂20b之间，并布置成枢转地移动连杆臂20a、20b，以便“锁定”和“解锁”锁定连杆20，如图2c中所示。致动器42可以克服下锁定弹簧偏置而断开锁定连杆20，从而允许起落架组件如前所述地折叠和收起。

参照图3，总体上以24示出了飞行器起落架减震器支柱。

减震器支柱24具有的外筒26具有膛B，膛B限定开口O。在该实施例中，外筒26是细长的。外筒26的上端可以设有初级安装支座54，减震器支柱24布置成经由该初级安装支座可移动地安装至飞行器10，以在用于起飞和着陆的展开状况与用于飞行的收起状况之间移动。在处于收起状况时，减震器支柱24可以被接纳在飞行器10内的起落架舱BA内。

减震器24具有的内筒24具有第一端部区域与从开口O伸出的第二端部区域，第一端部区域可以限定径向扩大的活塞头28a，其可移动地联接在膛B内。内筒28布置成沿着膛B的纵向轴线LA在第一状况与第二状况之间移动，在第一状况中减震器支柱24压缩，在第二状况中减震器支柱24伸展。

内筒28被弹簧力偏置成呈现第二状况。在该实施例中，产生弹簧力的弹簧装置是气体弹簧。内筒28包括单通膛，分离器活塞58可滑动地容纳在其中，以沿着纵向轴线LA移动。分离器活塞58将单通膛划分成气体腔室GC和油腔室OC。气体腔室GC可以容纳诸如氮气之类的气体，该气体随着减震器支柱24压缩而压缩，并提供偏置减震器支柱24以伸展的弹簧力。

环状密封盖构件60设在开口O处以闭合减震器支柱24，并且可以包括轴承和动态密封件，其随着内筒移动作用在内筒28的其它表面上以支承它，并且将油限制在减震器支柱24内。

内筒28的自由端设有用于联接到轮和制动组件30、轮轴架梁或类似物的支座62。

在其它示例中，减震器支柱24可以包括孔口支承管但没有分离器活塞，在该情况下，气体腔室由外筒的上部区域形成，同时在其它示例中，减震器支柱24可以包括如图所示的分离器活塞但省略孔口支承管。根据示例类型和方便性，可以设置孔口板以限制朝向气体腔室的油流。

现在参照图4，减震器支柱24设有缩短机构，该缩短机构布置成通过对抗用于收起的弹簧力压缩减震器支柱24来缩短它。根据本发明的实施例的缩短机构采用螺旋螺纹部来移动内筒28，且因此不可被弹簧力反向驱动，这意味着在缩短机构失效的事件中，减震器支柱24将不在起落架舱BA内伸展。更具体地，机械伸出止动部OS布置成与内筒28的抵接表面AS接触以限制减震器支柱24的伸展，以及限定螺纹表面的可旋转构件构造成轴向驱动伸出止动部OS，以将内筒28从第二状况朝向第一状况移动，以压缩减震器支柱24，该可旋转构件布置成使得弹簧力不能使可旋转构件转动，以允许减震器支柱伸展。

在该实施例中，伸出止动部OS由膛B内的密封盖构件60的轴向面限定。抵接表面AS由内筒28的径向扩大的活塞头28a的面向密封盖构件60的轴向面限定。

可旋转构件62安装在膛内，在内筒28与外筒26之间的环状部内。可旋转构件62是中空圆筒形轴环，其内表面限定螺纹表面TS。密封盖构件60的外圆柱表面限定螺纹反表面CS，螺纹反表面CS与螺纹表面TS配对接合。可旋转轴环62的内径ID大于密封盖构件60的外径OD。然而，可以理解的是，由于轴环62和密封盖构件60以螺纹方式接合，因此实践中在直径上会有一些重叠。

外筒26的下端部区域可以呈喇叭状以收纳可旋转轴环62，并包括穿过侧壁的驱动通道DP，用于可旋转驱动构件64与可旋转轴环62的外表面接合，以引起可旋转轴环62的转动。

随着可旋转轴环62绕轴线LA在第一方向上转动，配对螺旋螺纹布置致使密封盖构件60在方向D1上被轴向驱动至与内筒28的活塞头28a接触，并在此后对抗弹簧力压缩减震器支柱24。密封盖构件60借助于纵向花键或类似物(未示出)与外筒26键合，以抑制密封盖构件60与外筒26之间绕轴线LA的相对旋转。

随着可旋转轴环62绕轴线LA在与第一方向相反的第二方向上转动，配对螺旋螺纹布置致使密封盖构件60在相反方向D2上被轴向驱动远离内筒28的活塞头28a，允许弹簧力伸展减震器支柱24。

这样的布置可以使可旋转构件被并入，相对于传统飞行器起落架减震器支柱无需添加另外的静态或动态密封件。一个或多个内部动态密封件63可以安装在密封盖构件60的内部面上，以在内筒28的外表面上作用，而一个或多个外部动态密封件可以安装在密封盖构件60的外部面上，以在外筒26的内表面上作用。

作为许多替代方案中的一个，内动态密封件可以代替地位于内筒28与外筒26的底部之间，和/或驱动通道DP可以被封装并设置旋转密封件作用在可旋转驱动构件64的驱动轴上。

图5示出了减震器支柱74的替代实施例，其与减震器支柱24类似，为了简洁起见，以下描述将以不同之处为重点。

在该实施例中，可旋转构件是第一中空圆筒形构件76，该第一中空圆筒形构件具有限定螺纹表面TS的上部内圆柱表面部分。伸出止动部OS由第二中空圆筒形构件78的轴向面限定，该第二中空圆筒形构件具有限定螺纹反表面CS的下部外圆柱表面部分。第一圆筒形构件76的内径ID大于第二圆筒形构件78的外径OD，使得第二圆筒形构件78可以被轴向驱动进出第一圆筒形构件76。类似于先前的实施例，第二圆筒形构件78设有键、螺栓或花键，以阻止其相对于内筒83或外筒82转动。第一和第二圆筒形构件76、78都与密封盖构件80分开，密封盖构件布置成密封减震器支柱。

可以设置各种密封布置，比如在第一圆筒形构件76上的一个或多个旋转密封件(未示出)以抵靠外筒82作用，外筒在密封盖构件80与内筒83之间带有传统的动态密封件(未示出)。在另一示例中，滑动密封件(未示出)可以设置在第二圆筒形构件78的内部面和外部面上，以分别抵靠内筒83和外筒82作用。

如先前实施例，外筒82包括穿过侧壁的驱动通道DP，用于可旋转驱动构件85与第一圆筒形构件76的外表面接合，以引起第一圆筒形构件76的转动。

动态密封件(未示出)可以设置在第一和第二圆筒形构件76、78中的一个或两个与外筒82的内壁之间，以抑制油经由驱动通道DP泄露出去。

在这一类型的如图10所示的替代实施例中，驱动通道DP'和可旋转驱动构件85'可以位于外筒82'上的更高位置处，并且布置成驱动相对短的旋转构件，该相对短的旋转构件呈旋转螺母76'的形式，其布设在相对长的中空筒78'的外侧上并且在相对于相对长的中空筒78'的大体上中间区域中，该相对长的中空筒78'限定伸出止动部OS'。动态密封件DS可以设置在该相对长的中空筒78'的顶部和底部处，作用在外筒82'的内壁上。中空筒78'与外筒82'之间的键合布置以SP示出。旋转螺母76'的外径可以小于外筒82'的内径，并从底部组装，或通过信箱槽(letterbox slot)装入。

在这一类型的如图11所示的另一替代实施例中，减震支柱的布置类似于图5，除了第一和第二圆筒形构件76”、78”对换，可旋转驱动的第一可旋转构件76”安装在轴向驱动的第二圆筒形构件78”内部，该第二圆筒形构件78”限定伸出止动部OS”。

图6和7示出了减震器支柱84的替代实施例，其与减震器支柱24类似，为了简洁起见，以下描述将以不同之处为重点。

在该实施例中，减震支柱84具有环状密封盖构件86，其布置成密封减震器支柱84，并且包括驱动膛DB，可旋转的细长驱动销88延伸穿过驱动膛DB。密封盖构件还具有以同轴方式与驱动膛连通的螺纹膛TB。螺纹膛限定螺纹反表面CS。可旋转构件是指状构件92，其具有的下端部区域限定螺纹表面TS，并与限定螺纹膛TB的螺纹反表面CS配对接合。指状构件92的上端限定伸出止动部OS。驱动销88经由轴向延伸到指状构件92的底面中的键槽KS与指状构件联接，并且布置成允许驱动销88与指状构件92之间的相对轴向移动而抑制它们之间的相对转动。驱动销可以通过驱动布置90转动，致使指状构件92转动并沿着螺纹膛TB轴向驱动。动态密封件94可以设在限定驱动膛DB的内表面与驱动销88之间，相比位于密封盖构件中的传统动态密封件，其尺寸相对较小。

可以围绕密封盖构件86设置多个指状构件布置。应当注意的是，指状构件92可以螺纹联接在密封盖中并且通过花键或其它键槽驱动，或替代地花键联接在密封盖中并且螺纹件在其内部转动。

虽然在上述实施例中，可旋转构件布设在外筒的膛内，在图8所示的替代实施例中，减震器支柱94具有布设在减震器外侧的可旋转构件96。可旋转构件96的内圆筒表面限定螺纹表面TS。

伸出止动部OS由孔口支承管98限定，孔口支承管98的第一端在外筒100内，且限定了布设在内筒102的单通膛BB内的径向扩大头部98a。单通膛BB的开口OO的直径小于孔口支承管98的径向扩大头部98a的直径。孔口支承管98具有从第二开口SO伸出的第二端部区域，该第二开口SO在外筒相对于主开口O的相对轴向面100a中，该第二端部区域限定螺纹反表面CS。

在这一类型的图12所示的替代实施例中，可旋转构件96'布设在减震器外侧但呈螺纹杆的形式，其延伸穿过外筒100'的顶部处的第二开口SO'，以螺纹接合孔口支承管98'的内表面，孔口支承管98'具有的径向扩大头部98a'限定伸出止动部。孔口支承管98'滑动布设在支承筒101内，键合成相对于支承筒101抵抗旋转，支承筒101从外筒100'的上壁延伸。

现在参照图9，在任何实施例中，螺纹表面TS的螺纹104可以具有小于45度的螺旋角α。优选的是，螺纹角在0.1度和五度之间，以便提供在对反向驱动的高阻力和伸出止动部由于可旋转构件的转动而导致的轴向移动之间的平衡。

螺纹表面可以具有至少三条螺纹104，优选地在六条至100条螺纹104之间。螺纹表面和/或限定伸出止动部的构件的尺寸设计为可以至少缩短减震器的15％，优选地在15％至40％之间，且在一个示例中为30％。这样的布置可以使飞行器从起落架上的缩短装置中获益，同时在缩短装置的部件失效的事件中仍能提供足够的冲程以安全着陆。起落架仍将在一侧缩短，但留有相当大的行程，而且诸如制动之类的其它功能仍是可用的。

可以使用指示物开关或传感器(未示出)警告飞行员不正确的缩短位置。如果使用的是动力驱动单元，而不是与缩回角相关的机械连接，那么在缩回之前未正确缩短时，这也可以抑制起落架的缩回。此外，在起落架展开时，还可以通过这种指示装置警告飞行员起落架仍被部分压缩。

虽然在所述实施例中，伸出止动部包括与螺纹表面TS配对接合的螺纹反表面CS，这可以增加用于驱动伸出止动部的接触表面积，并对来自弹簧力的反向驱动反作用，但不难理解的是，也可以使用不那么优选的布置，诸如可以沿着螺纹表面TS的路径移动的点接触。

在任何实施例中，伸出止动部可以与外筒可移动地联接，以便允许相对于外筒的轴向移动，但抑制与可旋转构件一起转动。这可以有效地将可旋转构件的转动转换为伸出止动部的轴向移动。

在任何实施例中，可旋转构件都可以通过任何合适的手段驱动，比如电动马达、液压马达、气动马达，或通过机械驱动件(例如来自枢轴(pintle)轴线或其它机身附件的锥齿轮和齿轮箱，或来自起落架的其它部分，例如在缩回期间通过相对运动驱动。在设置外部电机通过外筒的侧壁作用时，防转动装置替代地可以是密封盖上的棱柱，而不是图示的键或镙栓。

根据本发明的实施例的飞行器起落架和/或减震器支柱的部件可以由传统的航空航天材料实现，如用于结构构件的钛、铝和/或钢、以及聚合物或金属轴承等。

应注意的是，上述实施例说明而非限制本发明，并且本领域技术人员将能够设计许多替代实施例，而不会偏离由所附权利要求所限定的本发明范围。在权利要求书中，不应将放置在括号中的任何附图标记理解为限制这些权利要求。词语“包括”并不排除除了作为整体在任何权利要求或说明书中列举的那些构件或步骤以外的构件或步骤的存在。构件的单数引用并不排除对这些构件的复数引用，且反之亦然。本发明的各部件可借助包括若干不同元件的硬件来实施。在列举若干部件的装置权利要求中，这些部件中的几个可以由一项或同一项硬件来实施。在相互不同的从属权利要求书中描述了特定措施的事实并不意味着这些措施的组合不能用于产生良好效果。

Claims (15)

1.一种飞行器起落架减震器支柱，包括：

外筒，所述外筒具有限定开口的膛；

内筒，所述内筒具有能移动地联接在所述膛内的第一端部区域和伸出所述开口的第二端部区域，所述内筒布置成沿着所述膛的纵向轴线在第一状况与第二状况之间移动，在所述第一状况中所述减震器支柱压缩，而在所述第二状况中所述减震器支柱伸展，所述内筒被弹簧力偏置成呈现所述第二状况；

机械伸出止动部，所述机械伸出止动部布置成接合所述内筒的抵接表面，以限制所述减震器支柱的伸展；以及

可旋转构件，所述可旋转构件不同于所述内筒并且限定螺纹表面，所述螺纹表面构造成随着所述可旋转构件转动至少360度而轴向驱动所述伸出止动部，以使所述内筒从所述第二状况朝向所述第一状况移动以压缩所述减震器支柱，所述可旋转构件布置成使得所述弹簧力不能使所述可旋转构件转动以允许所述减震器支柱伸展。

2.根据权利要求1所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述螺纹表面的螺纹具有小于45度的螺旋角。

3.根据任一前述权利要求所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述螺纹表面包括至少三条螺纹。

4.根据任一前述权利要求所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述伸出止动部包括螺纹反表面，所述螺纹反表面布置成与所述螺纹表面配对接合。

5.根据任一前述权利要求所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述伸出止动部能移动地联接到所述外筒，以便允许相对于所述外筒的轴向移动，但抑制与所述可旋转构件一起转动。

6.根据任一前述权利要求所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述内筒在所述第一端部区域处包括径向扩大头部，所述径向扩大头部具有限定所述抵接表面的轴向面。

7.根据任一前述权利要求所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述可旋转构件至少部分地安装在所述膛内，在所述内筒与所述外筒之间的环状部内。

8.根据任一前述权利要求所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述可旋转构件包括中空圆筒形轴环，所述中空圆筒形轴环的内表面限定所述螺纹表面。

9.根据权利要求8所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述伸出止动部由环状密封盖构件的轴向面限定，所述环状密封盖构件布置成密封所述减震器支柱，所述可旋转构件的内径大于所述密封盖的外径，所述密封盖的外圆柱表面限定所述螺纹反表面。

10.根据权利要求1至7中任一项所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述可旋转构件包括第一中空圆筒形构件，所述第一中空圆筒形构件具有限定所述螺纹表面的内圆柱表面，并且所述伸出止动部由第二中空圆筒形构件的轴向面限定，所述第二中空圆筒形构件具有限定所述螺纹反表面的外圆柱表面，所述第一圆筒形构件的内径大于所述第二圆筒形构件的外径，使得所述第二圆筒形构件能轴向驱动进出所述第一圆筒形构件。

11.根据任一前述权利要求所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述外筒包括穿过侧壁的驱动通道，所述驱动通道用于可旋转驱动构件与所述可旋转构件的外表面接合，以引起所述可旋转构件的转动。

12.根据权利要求1至7中任一项所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述减震支柱包括布置成密封所述减震器支柱的环状密封盖构件，所述密封盖构件包括驱动膛，可旋转驱动销穿过所述驱动膛延伸，所述密封盖还包括螺纹膛，所述螺纹膛与所述驱动膛连通并限定螺纹反表面，所述可旋转构件包括指状构件，所述指状构件具有第一端部区域和限定所述伸出止动部的第二端，所述第一端部区域限定螺纹部分并与所述螺纹膛配对接合，所述驱动销经由键槽联接到所述指状构件，所述键槽布置成允许所述驱动销与所述指状构件之间的相对轴向移动，并抑制所述驱动销与所述指状构件之间的相对转动。

13.根据权利要求12所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，还包括动态密封件，所述动态密封件设在所述驱动膛与所述驱动销之间，与位于所述密封盖构件中的传统动态密封件相比，所述动态密封件的尺寸相对较小。

14.根据权利要求1至6中任一项所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，止动构件由诸如孔口支承管之类的管限定，所述管具有第一端，所述第一端在所述外筒内并限定了布设在所述内筒的单通膛内的径向扩大头部，所述单通膛的开口的直径小于所述管的径向扩大头部的直径，所述管具有伸出第二开口的第二端部区域，所述第二开口在所述外筒相对于所述开口的相对轴向面中，所述第二端部区域限定所述螺纹反表面。

15.一种飞行器起落架组件，包括：

根据任一前述权利要求所述的飞行器起落架减振器支柱；以及

与所述减震器支柱联接的轮或其它地面接触组件。