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

本发明专利技术涉及起落架、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。差叠加导致的负面影响。差叠加导致的负面影响。

【技术实现步骤摘要】
起落架、包括起落架的飞行器和分配起落架载荷的方法


[0001]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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。
[0004]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)。
[0005]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。
[0006]本专利技术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。

技术实现思路

[0007]根据本专利技术的第一方面，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。
[0008]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。
[0009]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。
[0010]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。
[0011]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。
[0012]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。
[0013]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。
[0014]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。
[0015]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％)。
[0016]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。
[0017]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。
[0018]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。
[0019]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本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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。1...

【专利技术属性】
技术研发人员：本杰明，
申请(专利权)人：空中客车营运有限公司，
类型：发明
国别省市：