本发明专利技术涉及一种飞机起落架，它包括一个可转向的下部（４、５）和一个能够响应转向指令而使可转向的下部转向的转向部件。按照本发明专利技术，这种转向部件包括多个机电式转向执行器（１０），每个机电式转向执行器包括至少一个主电动机（１６），以及各执行器安装在起落架上，能够使所有执行器同时地与可转向的下部协作而可使它转向，每个机电式转向执行器包括用于选择性地安置所述执行器的可控制的联接装置：.在联接状态，在这一状态下它联接于可转向的下部，以及在这一状态下执行器的主电动机能够使可转向的下部转向；或.在非联接状态，在这一状态下，它不联接于可转向的下部，以及在这一状态下执行器的主电动机脱离可转向的下部。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种包括多个机电式转向执行器的飞机起落架。
技术介绍
众所周知，飞机起落架包括一个可转向的下部和一个构造成可响应转向指令而使可转向的下部转向的转向部件。这种转向部件往往包括一个或多个作用于可转向的下部的执行器。还已知有其它型式的转向部件，例如采用齿条的转向部件。在舰载飞机领域，已知采用各种包括液压马达式执行器的转向部件，执行器与一个紧固于起落架的可转向的下部的齿环协同动作。在轻型飞机领域，已知采用一种包括电动机式执行器的转向部件，电动机与一个紧固于起落架的可转向的下部的齿环协同动作。然而，如果执行器部件损坏了，要求转向的命令就完全丧失，因而就不再可能依靠飞机自身的控制掌握飞机的方向，只能采用差动制动或让左和右发动机发出不对称的推力。本专利技术力图改善转向控制并提供新的应用可能性。
技术实现思路
为了达到这一目的，本专利技术提供一种飞机起落架，它包括一个可转向的下部和一个能够响应转向指令而使可转向的下部转向的转向部件，其中，按照本专利技术，这种转向部件包括多个机电式转向执行器，每个机电式转向执行器包括至少一个主电动机，以及各执行器安装在起落架上，能够使所有执行器同时地与可转向的下部协作而可使它转向，每个机电式转向执行器包括用于选择性地安置执行器的可控制的联接装置·在联接状态，在这一状态下它联接于可转向的下部，以及在这一状态下执行器的主电动机能够使可转向的下部转向；或 ·在非联接状态，在这一状态下，它不联接于可转向的下部，以及在这一状态下执行器的主电动机脱离可转向的下部。这样，如果各执行器之一出现了故障而不能使用，可以将它脱离联接，而只用工作正常的执行器仍可进行转向。因此，即使飞机上的一个备用执行器不好用，仍可允许飞机从机场起飞，这有利于飞机更顺利地进行营运。附图说明从下面参照附图进行的本专利技术的详细说明可以更好地理解本专利技术，各附图中图1是本专利技术的一个装有几个机电式转向执行器的起落架的下部的示意图；图2是图1所示的起落架的俯视图；图3是沿着图2中的线III-III剖取的机电式转向执行器的剖视图，其中冲击吸收器被去除，联接部件处于其联接状态；图4是沿着图3中的线IV-IV剖取的局部剖视图；图5是沿着图3中的线V-V的剖面图，其表示出处于联接状态的联接部件的一部分；图6是沿着图7中的线VI-VI的剖面图；图7是类似于图3的剖视图，其表示出联接构件处于非联接状态；以及图8是类似于图3的剖视图，其表示出一个变化的实施例。具体实施例方式参照图1和2，按照本专利技术的一个特定实施例，所示的起落架包括一个主支柱也称为主套筒1，一个可转动的管子2安装在主套筒内并可绕纵向轴线Z1转动。伸缩套管式冲击吸收器3延伸于可转管子2内。冲击吸收器3的下端从可转管子2伸出并装有一个轮轴4，轮子5安装在轮轴4上。一个叉形连接杆6连接在可转管子2和冲击吸收器3之间而使可转管子2随冲击吸收器3转动，同时允许冲击吸收器3沿着轴线Z1自由地在主套筒1里伸缩。可转管子2的下端装有一个齿环7(见图3)，齿环7是安装在主套筒1上的壳体8内，并且该齿环通过齿槽9配合而安装成随可转管子2一起转动。本专利技术中，这种起落架装有两个模件化的机电式转向执行器10，它们构造成与齿环7协作而使可转管子2转动，进而通过叉形连接杆6使轮子5转向。这一例子中的各机电式转向执行器10各自构成独立的模件，并且它们安装于主套筒1上的对应壳体8，这样很容易拆装，在拆装一个执行器时不必拆下起落架的其它机电式转向执行器或其它结构部分。参照图3，齿环7啮合于机电式转向执行器10的输出齿轮11，这个输出齿轮是安装成可绕轴线Z2相对于机电式转向执行器10转动，而轴线Z2平行于起落架的轴线Z1。输出齿轮11通过一个可控制的连接部件100连接于驱动件12，这将在下文详细说明。驱动件12紧固于齿轮箱14的输出元件13，齿轮箱14是美国专利No.2,906,143中所示的那种型式的，也就是有一个可变形的圆筒壁18，圆筒壁18的外表面有齿，这些齿与齿圈17上的数目略多的齿互相协作。输出元件13的齿和齿圈17的齿之间的协作是这样来达到，就是由齿轮箱14的输入元件15的推力使圆筒壁18变形，迫使两者的齿在两个径向相反的部分上互相协作。应能看出，在这一例子中，齿圈17构成这个机电式转向执行器的壳体的一部分。齿轮箱的其余部分是常规的，因此不构成本
技术实现思路
的一部分。主电动机16可使齿轮箱14的输入元件15转动。这样，若是联接部件建立了主电动机16和输出齿轮11之间的机械联接，那么主电动机16的受控转动就可通过齿轮箱14使输出齿轮11转动，进而可使齿环7转动。下面详细描述联接部件100。输出齿轮11安装成可在驱动件12上自由转动。联接部件100包括一个爪形离合器21，它可相对于驱动件12在一个啮合位置(如这里所示)和一个脱开位置(见图7)之间运动，在啮合位置时爪形离合器21延伸于输出齿轮11和驱动轴12之间而使它们一起转动，而在脱开位置时爪形离合器21释放输出齿轮11，使它能相对于驱动轴12自由转动。这样，在爪形离合器21处于啮合位置时，主电动机16机械地联接于输出齿轮11，将机电式转向执行器联接于齿环7因而可使起落架的轮子转向，而在爪形离合器21处于脱开位置时，主电动机16不再机械地联接于输出齿轮11，这使得机电式转向执行器不再联接于齿环7，因而不再能使起落架的轮子转动。在图4中可以看出，爪形离合器21和输出齿轮11有互补的齿槽23，这使得在爪形离合器21处于啮合位置时，爪形离合器21被约束而随输出齿轮11转动。而且，爪形离合器21通过几个紧固于爪形离合器21并延伸穿过成形在驱动件12的壁上的腰形槽25进而插进其中央腔的指状件24而被约束为随驱动件12转动，这从图5可看得更清楚。从图5可以看出，指状件24的端部是被接纳在成形在联接部件100的一个控制杆20的端部的一个环槽26内，而控制杆20是沿着轴线Z2延伸于驱动件12的中央孔内。两个滑动垫圈27分别放在环槽26的两个侧壁上。控制杆20的轴向移动可使爪形离合器21以对应的方式轴向地运动。一个辅助电动机28可使控制杆20轴向运动，辅助电动机28是布置成可向一个方向或另一个方向对控制轮29施加驱动，而控制轮29是安装成可在机电式转向执行器上绕轴线Z2转动并有一个螺纹端30，这个螺纹端可啮合于控制杆20上的与之互补的螺纹。在控制轮29和控制杆20之间以这种方式构成的螺纹连接使得辅助电动机28的转动可使控制杆20向上或向下运动，从而可使爪形离合器21向上或向下运动。与执行器本体上的互补的齿槽协作的齿槽31可阻止控制杆20转动。从图6可以看出，在爪形离合器21处于脱开位置时，各腰形槽不匹配于指状件24的宽度，而是略宽一些，因而指状件24以及爪形离合器21有一个可相对于驱动件12转动的小的自由活动量，这有利于当爪形离合器21向啮合位置返回时齿槽23的啮合。为了确定联接部件100的状态，用一个指示针40固定于控制杆20的端部并构成线性可变差动变压器(LVDT)型式的电感式位置传感器41的铁芯，传感器的输出信号随指示针40进而是爪形离合器21的轴向位置变化，这样就可检测爪形离合器21是处于啮合位置还是处于脱开位置。应能看出，当爪形离合器21处于脱开位置时，主电动机16的本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种飞机起落架，它包括一个可转向的下部（４、５）和一个能够响应转向指令而使所述可转向的下部转向的转向部件，这种起落架的特征在于，所述转向部件包括多个机电式转向执行器（１０），每个所述机电式转向执行器包括至少一个主电动机（１６），以及各所述执行器安装在所述起落架上，能够使所有执行器同时地与所述可转向的下部协作而使它转向，每个所述机电式转向执行器包括用于选择性地安置所述执行器的可控制的联接装置：.在联接状态，在这一状态下它联接于所述可转向的下部，以及在这一状态下所述执行器 的所述主电动机能够使所述可转向的下部转向；或.在非联接状态，在这一状态下，它不联接于所述可转向的下部，以及在这一状态下所述执行器的所述主电动机脱离所述可转向的下部。
【技术特征摘要】
...
【专利技术属性】
技术研发人员：D布切顿，FN雷纳尔特，M奎纳切杜，
申请(专利权)人：梅西耶布加蒂公司，
类型：发明
国别省市：FR[法国]
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