飞行器起落架组件制造技术

飞行器起落架组件(10、50)，包括：主支柱，主支柱经由安装凸耳布置成枢转地联接至飞行器，从而能在用于飞行的收起状态与用于起飞和着陆的展开状态之间运动；转向架梁(14)，在中心主体部分处经由转向架枢转销(16)枢转地联接至主支柱；第一轮轴(22a)，布置成承载第一轮组件和第一制动组件，每个第一制动组件附连至进而附连至转向架梁的制动杆；第二轮轴(22b)，第二轮轴布置成承载第二轮组件和第二制动组件；以及双作用致动器(24)，联接在主支柱与转向架梁之间，以将压缩或拉伸力施加至转向架梁，转向架梁的各端部区域布置成，当主支柱处于展开状态中时，转向架枢转轴线(BP)定位在与第一和第二轮组件的旋转轴线相交的平面(P2)下方。

Landing gear assembly of aircraft

The landing gear assemblies (10, 50) of an aircraft include: the main support, which is pivotally connected to the aircraft through the installation of lugs, so that it can move between the starting state for flight and the unfolding state for take-off and landing; the bogie beam (14), which is pivotally connected through the bogie pivot pin (16) at the central main body part. The first wheel axle (22a) is arranged to bear the first wheel assembly and the first brake assembly, each of which is attached to the brake rod which is then attached to the bogie beam; the second wheel axle (22b), the second wheel axle is arranged to bear the second wheel assembly and the second brake assembly; and the dual-acting actuator (24) is connected to the main support. Between the column and the bogie beam, the compression or tension force is applied to the bogie beam. Each end area of the bogie beam is arranged. When the main support is deployed, the pivotal axis (BP) of the bogie is positioned below the plane (P2) intersecting the rotational axis of the first and second wheel components.

【技术实现步骤摘要】
飞行器起落架组件
本专利技术涉及一种飞行器起落架组件。
技术介绍
已知类型的飞行器起落架包括枢转地联接至细长转向架梁的主支柱。转向架梁支承两个或更多个轮轴，每个轮轴承载一对轮组件。对每个轮组件设置制动组件。每个制动组件通过制动杆联接至突出在转向架梁下方的主支柱的下区域。制动杆相对于转向架平行且偏置布置，以在制动期间提供力消除，从而避免制动转矩传递至转向架梁。不同类型的已知起落架包括将制动组件联接至转向架梁的制动杆。该布置将被称作“转向架锚固”的起落架。转向架锚固的起落架在制动期间不提供力消除，由此，在主支柱与转向架梁之间设置补偿致动器，以在制动期间将补偿力施加至转向架梁。本专利技术的专利技术人已确定转向架锚固的起落架的重量可被减小。
技术实现思路
根据本专利技术的第一方面，提供了一种根据权利要求1所述的飞行器起落架组件。因而，根据第一方面的飞行器起落架组件使得能够通过将转向架枢转轴线定位在轮轴的纵向轴线下方以减小补偿致动器的尺寸和/或重量，从而减小由于制动而作用在转向架上的俯仰力矩。根据本专利技术的第二方面，提供了一种根据权利要求3所述的飞行器起落架组件。因而，根据第二方面的飞行器起落架组件使得能够通过将转向架枢转件定位成相比前轮轴更接近后轮轴以减小补偿致动器的尺寸和/或重量。将转向架枢转件定位成相比前轮轴更接近后轮轴使得组件在静止时相对不平衡而在制动时相对平衡。只要静态载荷在量级上低于制动时的载荷，补偿致动器就可比常规布置中更小和/或更轻。补偿致动器是双作用致动器，其可被驱动成伸展和缩回，并因此可在制动时在转向架梁与支柱之间从平衡位置施加正向力或反向力。在从属权利要求中提出了第一方面和第二方面的可选特征。根据本专利技术的第三方面，提供了一种飞行器起落架组件，其包括与第二方面的某些或全部特征相结合的第一方面中的某些或全部特征。根据本专利技术的第四方面，提供了一种包括根据第一、第二和/或第三方面所述的飞行器起落架组件的飞行器。附图说明现将参考附图描述本专利技术的实施例，附图中：图1是已知的转向架锚固的飞行器起落架组件的示意性侧视图；图2是根据本专利技术的实施例的转向架锚固的飞行器起落架组件的示意性侧视图；图3是根据本专利技术的另一实施例的转向架锚固的飞行器起落架组件的示意性侧视图；图4是根据本专利技术的另一实施例的转向架锚固的飞行器起落架组件的示意性侧视图；以及图5是根据本专利技术的另一实施例的转向架锚固的飞行器起落架组件的立体图。具体实施方式图1总体上以100示出了已知的飞行器起落架组件。起落架组件100包括主支柱102，主支柱102可运动地联接至飞行器(未示出)。主支柱102是冲击吸收支柱，但可为刚性的。转向架梁104经由枢转销106枢转地安装在主支柱102的下端处。转向架枢转轴线BP位于与轮轴枢转轴线AP相同的平面P中或可在轮轴枢转轴线AP稍上方。转向架梁104承载用于安装轮组件(未示出)的前轮轴和后轮轴108。为了清楚起见，省略了后轮轴。每个轮组件设置有制动组件110，制动组件110布置成将制动转矩施加至轮组件以使飞行器减速。每个制动组件110包括附连至相应制动杆114的一端的凸耳112。每个制动杆114的另一端附连至转向架梁104的顶表面上的相应安装凸耳116。由此，起落架组件是转向架锚固的起落架组件。在主支柱102与转向架梁104之间设置补偿致动器118，以在制动期间将补偿力施加至转向架梁104。补偿致动器118联接在支柱安装凸耳120与转向架梁安装凸耳122之间。本专利技术的专利技术人已确定已知起落架的重量可被减小。图2是飞行器的一部分、更具体是根据本专利技术的实施例的飞行器起落架组件10的示意图。飞行器起落架组件10包括主支柱12，主支柱12可运动地联接至机体(未示出)。主支柱12是常规的冲击吸收支柱，主支柱12具有上圆柱体12a，滑动管12b可滑动地安装在上圆柱体12a内。然而，在其它实施例中，主支柱可为刚性的。转向架梁14经由位于转向架梁14中间的枢转销16枢转地安装在滑动管12b的下端处。转向架梁14具有大致平直的细长中心主体部分14a。转向架梁14具有提高的端部分14b，这些端部分14b向上远离中心主体部分14a以约45°的角度突出。然而，在其它实施例中，端部分可采用任何合适的构造；例如，端部分14b可在转向架梁14的同一侧上、但在相反方向上以20°至70°之间的角度伸展远离主体部分14a。每个端部分14b布置成支承轮轴22。轮组件18安装在轮轴22上。每个轮组件18的制动组件19经由制动杆20连接至转向架梁14，使得起落架组件是转向架锚固的起落架组件。因而，根据所示实施例的起落架组件10包括具有上翘端部区域14b的转向架梁，上翘端部区域14b将轮轴18安装在转向架枢转销16上方。更具体地，与每个轮轴22的轮轴枢转轴线AP相交的平面P2在与转向架枢转轴线BP相交的平行平面P上方且与其隔开。本专利技术的专利技术人已确认该布置减小了转向架梁14上的俯仰力矩，该俯仰力矩由于制动而升高。由此，该布置可减小补偿致动器24所需的载荷，这表示可提供更小且更轻的补偿致动器24。只要转向架梁的形状布置成将轮轴定位在枢转销上方，以便减小轮胎/地面接触点与枢转销之间的竖直距离，转向架梁的特定形状是不重要的。优选的是，转向架梁具有波浪状或曲折状，以避免尖锐角部。图3总体上以30示出了根据本专利技术的另一实施例的飞行器起落架组件。飞行器起落架组件30类似于飞行器起落架组件10，为了简明起见，以下描述将仅关注不同之处。所示实施例的转向架梁34是平直的而不是具有向上伸展的端部区域，从而将轮轴38与转向架枢转销36置于同一条线上。然而，转向架枢转销36相比前轮轴38b而言更接近的是后轮轴38a而不是居中地定位在转向架梁34上。由此，竖直静态载荷在前轮对与后轮对之间不平均地分配；更确切地，后轮胎比前轮胎承载更多重量。转向架枢转销36定位使得，对于特定的制动转矩和飞行器重量，前制动对和后制动对上的竖直载荷在制动时基本上被均衡。在飞行器运行期间，竖直载荷和制动转矩是可变的。由此，单个的转向架枢转销位置无法确保在制动时恒定的力平衡。然而，所示实施例的偏置构造可最小化所需的补偿致动器尺寸，以便校正这些变化。所示实施例的补偿致动器40是可被驱动以伸展或收缩的双作用致动器。由此，补偿致动器40可在主支柱32与转向架梁34之间施加推力或拉力。当不发生制动时，致动器40被控制成推压转向架梁40，以获得前轮组件42与后轮组件(未示出)之间名义上均匀的载荷分配。在制动施加期间，所需来自补偿致动器40的力减小至零。在极端制动条件下，补偿致动器40可被控制成牵拉转向架梁34，以便补偿前轮组件42上的附加载荷。可通过位于飞行器内或安装在起落架组件上的控制器执行合适的控制程序。该控制系统可基于所测量或所估计的制动转矩并考虑瞬时的飞行阶段来动态地控制补偿致动器40的操作。由于补偿致动器40可提供显著的力，故而补偿致动器40可用于通过减小所涉及的载荷而进一步减小起落架的重量。由于在以上构造中，致动器处于零载荷，飞行器的竖直载荷会主要由后轮对接收，故而致动器可(通过将前轮转向角与所要求的拉力相关联)被安排成在转向动作期间牵拉。在极端转向情形中，这将具有减小前轮上明显的竖直载荷的效果，因而减小与地面交界处的摩本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器起落架组件，包括：主支柱，所述主支柱在一个端部区域处具有安装凸耳，所述主支柱经由所述安装凸耳布置成枢转地联接至飞行器，从而能在用于飞行的收起状态与用于起飞和着陆的展开状态之间运动；细长的转向架梁，所述转向架梁包括通过中心主体部分连接的第一端部区域和第二端部区域，所述转向架梁在所述中心主体部分处经由转向架枢转销枢转地联接至所述主支柱；第一轮轴，所述第一轮轴安装在所述转向架梁的所述第一端部区域处，所述第一轮轴布置成承载一个或多个第一轮组件和第一制动组件，每个第一制动组件联接至所述第一轮轴或所述转向架梁，使得所述第一轮轴或所述转向架梁在制动时抑制所述第一制动组件相对于所述第一轮轴的转动；第二轮轴，所述第二轮轴安装在所述转向架梁的所述第二端部区域处，且所述转向架枢转销在所述第一端部区域与所述第二端部区域之间，所述第二轮轴布置成承载一个或多个第二轮组件和第二制动组件；以及致动器，所述致动器联接在所述主支柱与所述转向架梁之间，且能操作成伸展，以在制动期间将补偿力施加至所述转向架梁；其中，所述转向架梁的各端部区域布置成，当所述主支柱处于所述展开状态中时，转向架枢转轴线定位在与所述第一轮组件和所述第二轮组件的旋转轴线相交的平面下方。...

【技术特征摘要】
2017.04.20 EP 17167352.81.一种飞行器起落架组件，包括：主支柱，所述主支柱在一个端部区域处具有安装凸耳，所述主支柱经由所述安装凸耳布置成枢转地联接至飞行器，从而能在用于飞行的收起状态与用于起飞和着陆的展开状态之间运动；细长的转向架梁，所述转向架梁包括通过中心主体部分连接的第一端部区域和第二端部区域，所述转向架梁在所述中心主体部分处经由转向架枢转销枢转地联接至所述主支柱；第一轮轴，所述第一轮轴安装在所述转向架梁的所述第一端部区域处，所述第一轮轴布置成承载一个或多个第一轮组件和第一制动组件，每个第一制动组件联接至所述第一轮轴或所述转向架梁，使得所述第一轮轴或所述转向架梁在制动时抑制所述第一制动组件相对于所述第一轮轴的转动；第二轮轴，所述第二轮轴安装在所述转向架梁的所述第二端部区域处，且所述转向架枢转销在所述第一端部区域与所述第二端部区域之间，所述第二轮轴布置成承载一个或多个第二轮组件和第二制动组件；以及致动器，所述致动器联接在所述主支柱与所述转向架梁之间，且能操作成伸展，以在制动期间将补偿力施加至所述转向架梁；其中，所述转向架梁的各端部区域布置成，当所述主支柱处于所述展开状态中时，转向架枢转轴线定位在与所述第一轮组件和所述第二轮组件的旋转轴线相交的平面下方。2.根据权利要求1所述的飞行器起落架组件，其特征在于，所述端部区域从所述中心主体部分以20°至70°之间的角度延伸。3.一种飞行器起落架组件，包括：主支柱，所述主支柱在一个端部区域处具有安装凸耳，所述主支柱经由所述安装凸耳布置成枢转地联接至飞行器；细长的转向架梁，所述转向架梁经由转向架枢转销枢转地联接至所述主支柱；第一轮轴，所述第一轮轴安装在所述转向架梁的第一端部区域处，所述第一轮轴布置成承载一个或多个第一轮组件和第一制动组件，每个第一制动组件联接至所述第一轮轴或所述转向架梁，使得所述第一轮轴或所述转向架梁在制动时抑制所述第一制动组件相对于所述第一轮轴的转动；第二轮轴，所述第二轮轴安装在所述转向架梁的第二端部区域处，且所述转向架枢转销在所述第一端部区域与所述第二端部区域之间，所述第二轮轴布置成承载一个或多个第二轮组件和第二制动组件；以及双作用致动器，所述双作用致动器联接在所述主支柱与所述转向架梁之间，以将压缩或拉伸力施加至所述转向架梁；其中，所述转向架枢转销定位成相比所述第一轮轴更接近所述第二轮轴。4.根据权利要求3所述的飞行器起落架组件，其特征在于，还包括或结合有用于控制所述致动器的控制操作的控制器。5.根据权利要求4所述的飞行器起落架组件，其特征在于，所述控制器配置成，当检测到轮上的飞行器重量且制动件不进行制动时，引起所述致动器将推力施加至所述转向架梁，以便获得所述第一轮组件与所述第二轮组件之间的基本上均匀的重量分布。6.根据权利要求5所述的飞行器起落架组件，其特征在于，所述控制器配置成，根据检测到的施加至所述第一轮...

【专利技术属性】
技术研发人员：R·K·施密特，N·普莱斯，
申请(专利权)人：赛峰起落架系统英国有限公司，
类型：发明
国别省市：英国,GB