專利名稱：用于航空器的起落架機(jī)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及使用在航空器內(nèi)的起落架機(jī)構(gòu)，優(yōu)選地涉及用于貨物運(yùn)輸航空器中所要求使用的允許被收回到航空器的機(jī)身上的可收回起落架的起落架機(jī)構(gòu)。
背景技術(shù)：
使用在貨運(yùn)航空器內(nèi)的現(xiàn)有起落架具有堅(jiān)固的結(jié)構(gòu)，以在降落時(shí)支承地面上的高沖擊載荷，特別是那些在地面不規(guī)則的未準(zhǔn)備好的跑道上的降落。這樣的結(jié)構(gòu)基于獨(dú)立的臂組以支承機(jī)輪，所述臂被附接到航空器的機(jī)身上，且因?yàn)樗霰鄣囊苿?dòng)的獨(dú)立性而提供了復(fù)雜且不很有效的實(shí)施例。在此意義上，特別是貨運(yùn)航空器的航空器在具有不規(guī)則地面的跑道上降落時(shí)面臨困難，因?yàn)楝F(xiàn)有起落架的結(jié)構(gòu)，特別是支承機(jī)輪的臂，因它們的移動(dòng)的獨(dú)立性而不與機(jī)輪的運(yùn)動(dòng)同步。這些結(jié)構(gòu)可在如下給出的現(xiàn)有技術(shù)文獻(xiàn)中更好地被理解?，F(xiàn)有技術(shù)描述現(xiàn)有技術(shù)包括一些涉及起落架的專利文獻(xiàn)，且因此用于此類結(jié)構(gòu)的技術(shù)已熟知。2002 年 6 月 26 日由 Messier-Dowty S. A.公司提交的歐洲文獻(xiàn) EP 1279591 Al 描述了一種著陸裝置，所述著陸裝置包括多個(gè)在平行于航空器中間縱向軸線的直線上的支腿，且在每個(gè)臂的下端上帶有一對(duì)機(jī)輪。每個(gè)支腿包括固定到航空器結(jié)構(gòu)上的管狀體，且?guī)в邪卜旁谖挥诠軤铙w的下端處軸線上的平衡臂，和放置在平衡臂上的一部分和管狀體內(nèi)側(cè)的滑動(dòng)件之間的軸線上的減震器。所述滑動(dòng)件通過位于管狀體的頂部處的連桿而被連接到促動(dòng)動(dòng)力缸，使得滑動(dòng)件在所述著陸裝置的對(duì)應(yīng)于所述著陸裝置收回和伸展的兩個(gè)位置之間軸向地移動(dòng)。2004年7月1日也由Messier-Dowty S. Α.公司提交的美國文獻(xiàn)US 7007891 B2涉及用于航空器的可收回起落架。所述起落架包括多個(gè)獨(dú)立的支腿，每個(gè)支腿包括剛性地固定到航空器結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)部分，在支承一對(duì)機(jī)輪的平衡梁的軸線上旋轉(zhuǎn)的梁，和減震器。根據(jù)這個(gè)美國文獻(xiàn)，每個(gè)支腿的減震器通過定位部分伸展，所述定位部分實(shí)現(xiàn)了將已伸展的減震器的總長(zhǎng)度縮短，以便于折疊所述支腿。每個(gè)支腿進(jìn)一步包括以鉸接方式連接到已延伸的減震器且布置為相對(duì)于正常使用位置而伸長(zhǎng)的定位促動(dòng)器，以便于將相應(yīng)的支腿伸長(zhǎng)。 這使得可能在航空器靜止或緩慢滑行時(shí)縮短和/或伸長(zhǎng)起落架的支腿中的一個(gè)或另一個(gè)。2006 年 8 月 4 日由 Messier-Dowty Limited 公司提交的文獻(xiàn) WO 2007/015104 Al 涉及用于航空器的半升高起落架，所述起落架包括連接到機(jī)身的減震器的主支承；沿機(jī)身的前后延伸的底盤的梁，所述梁帶有前機(jī)輪和后機(jī)輪；負(fù)責(zé)將底盤、主支承和輔助促動(dòng)器的鉸接的連接樞軸，所述輔助促動(dòng)器被連接在支承和底盤梁的前部分之間的輔助樞軸處。輔助促動(dòng)器包括兩級(jí)伸縮液壓?jiǎn)卧?，所述輔助促動(dòng)器包括第一級(jí)缸的活塞和促動(dòng)器，以及第二級(jí)缸的活塞和促動(dòng)器，其在外殼內(nèi)共軸運(yùn)行。各個(gè)活塞桿從結(jié)構(gòu)的每端延伸，且被連接到底盤梁的所述支承的相應(yīng)的一個(gè)。第一級(jí)促動(dòng)器可在伸展位置下操作，且第二級(jí)促動(dòng)器可在收回位置下操作。由各端部限定的伸展位置在外殼內(nèi)終止，用于控制底盤相對(duì)于支承件的傾斜位置。當(dāng)?shù)诙?jí)促動(dòng)器處于收回位置而第一級(jí)促動(dòng)器處于伸展位置時(shí)，第二級(jí)促動(dòng)器限制了輔助促動(dòng)器在其與支承件和與底盤的連接之間的長(zhǎng)度，以呈現(xiàn)出預(yù)先確定的中間長(zhǎng)度，在所述中間長(zhǎng)度中底盤梁被限制為在輔助樞軸上傾斜，且因此在起飛期間延長(zhǎng)起落架。當(dāng)?shù)诙?jí)促動(dòng)器處于伸展位置而且第一級(jí)促動(dòng)器處于伸展位置時(shí)，第二級(jí)促動(dòng)器允許輔助促動(dòng)器的長(zhǎng)度呈現(xiàn)出預(yù)先確定的最大長(zhǎng)度，使得底盤梁在主樞軸上傾斜，以實(shí)現(xiàn)用于將起落架收起到航空器內(nèi)的收起位置。2003 年 12 月四日也由 Messier-Dowty S. A.公司提交的文獻(xiàn) WO 2004/069652 Al涉及可豎直收回的航空器起落架，所述起落架包括多個(gè)獨(dú)立的支承件，每個(gè)支承件包括剛性固定到航空器結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)部件、在軸線上旋轉(zhuǎn)的平衡梁的臂和阻尼器。這一發(fā)明的特征在于每個(gè)支承件進(jìn)一步包括被鉸接地聯(lián)接到阻尼器的定位促動(dòng)器，整個(gè)組件插入在平衡梁臂的附件和形成起落架操作鏈接件的部分的可移動(dòng)元件之間。連桿插入在平衡梁臂和鉸接點(diǎn)之間，所述鉸接點(diǎn)在定位促動(dòng)器和阻尼器之間。所述定位促動(dòng)器設(shè)計(jì)為被縮短和/或伸長(zhǎng)，以當(dāng)航空器停止或沿地面緩慢移動(dòng)時(shí)用于折疊或伸展所關(guān)注的支承件。在分析已提及的現(xiàn)有技術(shù)時(shí)，可推斷文獻(xiàn)US 7007891 B2的起落架相對(duì)于本發(fā)明的目標(biāo)具有如下缺點(diǎn)a)起落架具有用于固定到航空器結(jié)構(gòu)的每個(gè)支腿的獨(dú)立的組；b)每個(gè)支腿包括定位促動(dòng)器；c)起落架不具有為在具有不規(guī)則地面和未準(zhǔn)備好地面的跑道上降落而提供前機(jī)輪和后機(jī)輪之間的平衡效果的同步移動(dòng)的結(jié)構(gòu)；d)在組的某些部件中過載；和e)阻尼器和定位促動(dòng)器內(nèi)的復(fù)雜的控制電路。相對(duì)于文獻(xiàn)EP 1279591 Al和文獻(xiàn)WO 2004/069652 Al，因?yàn)楦髌鹇浼艿募夹g(shù)特征非常類似于文獻(xiàn)US 7007891 B2的起落架的技術(shù)特征，所以這些起落架所具有的缺點(diǎn)實(shí)際上與以上參考的美國文獻(xiàn)所表現(xiàn)出的缺點(diǎn)相同。最后，對(duì)于在文獻(xiàn)WO 2007/015104 Al中公開的起落架的實(shí)施例，該起落架通常使用在大型航空器中，且進(jìn)一步具有其如下主要特點(diǎn)， 即對(duì)于每對(duì)機(jī)輪僅使用一個(gè)減震器裝置，從而使得所述裝置在著陸的情況中過載。而且，現(xiàn)有技術(shù)文獻(xiàn)都不具有結(jié)構(gòu)設(shè)有允許機(jī)輪適合于未準(zhǔn)備好的地面上的跑道的不規(guī)則地面的機(jī)構(gòu)的起落架。

發(fā)明內(nèi)容
為解決現(xiàn)有技術(shù)文獻(xiàn)所面對(duì)的問題，本發(fā)明提供了一種用于航空器，優(yōu)選地用于貨運(yùn)航空器的起落架機(jī)構(gòu)。該機(jī)構(gòu)包括鉸接的結(jié)構(gòu)，所述鉸接的結(jié)構(gòu)具有稱為平衡梁的平衡梁元件，和至少一對(duì)機(jī)輪。為使得起落架可收回到航空器結(jié)構(gòu)內(nèi)，所述平衡梁被連接到鎖定臂，所述鎖定臂又與操縱促動(dòng)器裝置相互連接，所述操縱促動(dòng)器裝置連接到航空器結(jié)構(gòu)。 每個(gè)機(jī)輪連接到連接臂，所述連接臂連接到減震器元件，所述減震器元件又連接到平衡梁。 還預(yù)見了鉸接地在端部連接到平衡梁部分且連接到航空器結(jié)構(gòu)的定位阻尼器元件。作為對(duì)于本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例的替代，提供了至少一個(gè)減震器元件和固定的桿的布置結(jié)構(gòu)，作為第二減震器元件的替代。
包括起落架的此鉸接結(jié)構(gòu)允許使用單個(gè)操縱促動(dòng)器和僅一個(gè)定位阻尼器元件的多個(gè)機(jī)輪的使用，從而提供了機(jī)輪在地面上的正確定位和載荷在各機(jī)輪上的適當(dāng)分布。此外，相對(duì)于現(xiàn)有的用于貨運(yùn)航空器的起落架，應(yīng)注意到本發(fā)明的機(jī)構(gòu)具有如下優(yōu)點(diǎn)-機(jī)輪的側(cè)向振動(dòng)(擺振不穩(wěn)定性)的明顯降低，這是鑒于如下事實(shí)連接臂組、 減震器裝置和機(jī)輪與起飛方向?qū)R操作，使得在著陸、起飛和滑行時(shí)，連接臂在牽引作用下操作；-降落中過載的降低。當(dāng)起落架準(zhǔn)備好航空器的降落時(shí)，平衡梁元件以傾斜形式定位，因此將后機(jī)輪定位為低于前機(jī)輪。因此，后機(jī)輪總是在前機(jī)輪之前觸地。這降低了在起落架自身內(nèi)和在航空器結(jié)構(gòu)中發(fā)生的作用力；-由于所述機(jī)輪之間通過平衡梁、減震器元件和連接臂的間接連接而導(dǎo)致的起落架機(jī)輪相對(duì)于航空器的重心更好的定位。在此情況中，這樣的定位不取決于特定的機(jī)輪，而是根據(jù)平衡梁的中心。機(jī)輪相對(duì)于航空器的重心的此最佳定位也增加了航空器陀螺點(diǎn)直至水平尾翼的距離，因此允許使用帶有較小面積的水平尾翼；-載荷在起落架機(jī)輪之間的更好的分布，以及避免了起落架內(nèi)的過載；-在具有不規(guī)則地面的未準(zhǔn)備好和半準(zhǔn)備好的跑道上的運(yùn)行條件；和-在航空器已準(zhǔn)備好的地面中的運(yùn)行中，即在平地面的運(yùn)行中，平衡梁提供了兩個(gè)機(jī)輪相同水平高度上的定位。在本發(fā)明的起落架機(jī)構(gòu)中，前機(jī)輪和后機(jī)輪的每個(gè)機(jī)輪連接到相應(yīng)連接臂的一部分。減震器元件也被關(guān)聯(lián)到連接臂的此部分，減震器元件還連接到平衡梁。在航空器結(jié)構(gòu)中，所述連接臂的另一個(gè)部分被連接。還預(yù)見到鉸接地在端部處連接到平衡梁的一部分且連接到航空器結(jié)構(gòu)的定位阻尼器元件。包括至少一個(gè)機(jī)輪、連接臂和減震器元件的每個(gè)子組又被間接地通過平衡梁而連接到另一個(gè)子組，所述另一個(gè)子組進(jìn)一步包括至少一個(gè)機(jī)輪、連接臂和減震器元件。收回和伸展起落架組的結(jié)構(gòu)的鉸接運(yùn)動(dòng)可通過操縱促動(dòng)器裝置執(zhí)行，且使操縱促動(dòng)器裝置端部中的一個(gè)被連接到鉸接的鎖定臂，且其另一個(gè)端部連接到航空器結(jié)構(gòu)。所述鎖定臂被連接到平衡梁的中間部分。所述平衡梁又在其上中心部分中通過聚集臂(或聚集條)而被間接地連接到航空器結(jié)構(gòu)，所述聚集臂(或聚集條)起作用，用以引導(dǎo)所述平衡梁的移動(dòng)。布置在平衡梁和航空器結(jié)構(gòu)之間的定位阻尼器元件在緩沖上述組件且保證機(jī)輪在著陸時(shí)的正確定位方面協(xié)作。機(jī)輪、減震器元件和連接臂的這一組與平衡梁在操作上配合，這使得所述元件同步工作。即當(dāng)一個(gè)機(jī)輪下降時(shí)另一個(gè)上升，并且反之亦然。由于減震器通過平衡梁被間接連接的事實(shí)，前減震器和后減震器的行程被加起來，因此保證了阻尼組的高效率。這造成了前機(jī)輪和后機(jī)輪之間的相互依賴。此相互依賴保證了兩個(gè)機(jī)輪之間的得到平衡的載荷分配，而與地面的任何不規(guī)則性無關(guān)。


將基于附圖描述本發(fā)明，其中圖1示出了本發(fā)明的伸展的起落架的側(cè)視圖；圖2示出了本發(fā)明的收回的起落架的側(cè)視圖3示出了本發(fā)明的伸展的起落架的透視圖；圖4示出了本發(fā)明的伸展的起落架的反向側(cè)視圖；圖5示出了根據(jù)本發(fā)明的第二實(shí)施例的伸展的起落架的透視圖；圖6示出了根據(jù)本發(fā)明的第二實(shí)施例的伸展的起落架的反向透視圖；圖7示出了基于圖6的本發(fā)明的第二實(shí)施例的起落架結(jié)構(gòu)的上部區(qū)域的細(xì)節(jié)視圖；圖8示出了本發(fā)明的第三實(shí)施例的包括四個(gè)機(jī)輪的伸展的起落架的反向側(cè)視圖；圖9示出了根據(jù)本發(fā)明的第三實(shí)施例的包括四個(gè)機(jī)輪的伸展的起落架的反向側(cè)視圖，且示出了航空器結(jié)構(gòu)；圖10示出了根據(jù)本發(fā)明的第三實(shí)施例的包括四個(gè)機(jī)輪的伸展的起落架的后視圖，且示出了航空器結(jié)構(gòu)；圖11示出了本發(fā)明的第三實(shí)施例的包括四個(gè)機(jī)輪的收回的起落架的反向側(cè)視圖；圖12示出了本發(fā)明的第三實(shí)施例的包括四個(gè)機(jī)輪的收回的起落架的反向側(cè)視圖，且示出了航空器結(jié)構(gòu)；圖13示出了本發(fā)明的第四實(shí)施例的包括四個(gè)機(jī)輪的伸展的起落架的反向側(cè)視圖；圖14示出了本發(fā)明的第四實(shí)施例的包括四個(gè)機(jī)輪的伸展的起落架的反向側(cè)視圖，且示出了航空器結(jié)構(gòu)；圖15示出了本發(fā)明的第四實(shí)施例的起落架的鎖定的細(xì)節(jié)；圖16示出了本發(fā)明的第四實(shí)施例的包括四個(gè)機(jī)輪的收回的起落架的反向側(cè)視圖；圖17示出了本發(fā)明的第四實(shí)施例的包括四個(gè)機(jī)輪的收回的起落架的反向側(cè)視圖，且示出了航空器結(jié)構(gòu)；圖18示出了本發(fā)明的第五實(shí)施例的包括四個(gè)機(jī)輪的伸展的起落架的反向側(cè)視圖，且示出了航空器結(jié)構(gòu)；圖19示出了本發(fā)明的第五實(shí)施例的包括四個(gè)機(jī)輪的收回的起落架的反向側(cè)視圖，且示出了航空器結(jié)構(gòu)；圖20示出了本發(fā)明的第六實(shí)施例的包括四個(gè)機(jī)輪的伸展的起落架的反向側(cè)視圖，且示出了航空器結(jié)構(gòu)；和圖21示出了本發(fā)明的第六實(shí)施例的包括四個(gè)機(jī)輪的收回的起落架的反向側(cè)視圖，且示出了航空器結(jié)構(gòu)。
具體實(shí)施例方式為更好地理解本發(fā)明的主要實(shí)施例及其各自的替代形式，相同的附圖標(biāo)記將用于指示這些實(shí)施例中共同的元件。應(yīng)注意的是帶有相應(yīng)附圖標(biāo)記10的術(shù)語“航空器結(jié)構(gòu)”將用于以一般形式指代結(jié)構(gòu)元件，例如支承件和機(jī)身，起落架機(jī)構(gòu)連接到所述結(jié)構(gòu)元件上，且其不是本發(fā)明的部分。本發(fā)明涉及主要用于貨運(yùn)運(yùn)輸?shù)氖褂迷诤娇掌鲀?nèi)的起落架機(jī)構(gòu)，所述起落架機(jī)構(gòu)帶有可收回到機(jī)身內(nèi)的舷側(cè)突出類型(sponsom type)或任何其它起落架艙類型的起落架系統(tǒng)。圖1至圖4示出了為本發(fā)明的起落架機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的實(shí)施例。此機(jī)構(gòu)可設(shè)有至少兩個(gè)機(jī)輪，即在飛行方向上的前機(jī)輪和后機(jī)輪。如下描述更好地描述了用于航空器，優(yōu)選地用于貨運(yùn)航空器的起落架機(jī)構(gòu)，所述起落架機(jī)構(gòu)包括可收回和鉸接的結(jié)構(gòu)，所述可收回和鉸接的結(jié)構(gòu)裝配有間接連接到至少一對(duì)后機(jī)輪3和前機(jī)輪3’且連接到鉸接的鎖定臂7的稱為平衡梁的平衡梁元件4，所述鎖定臂7又與操縱促動(dòng)器裝置5相互連接，所述操縱促動(dòng)器裝置5的上端k連接到航空器結(jié)構(gòu)。 每個(gè)機(jī)輪3和3’分別通過每個(gè)連接臂2和2’和每個(gè)減震器元件1和1’而間接地鏈接到平衡梁元件4。根據(jù)圖1、圖3和圖4，位于后連接臂2的區(qū)域a內(nèi)的部分連接到后機(jī)輪3。后連接臂2的端部b鉸接地連接到航空器結(jié)構(gòu)10。類似地，位于前連接臂2’的區(qū)域a’內(nèi)的部分連接到前機(jī)輪3’。前連接臂2’的端部b’鉸接地連接到航空器結(jié)構(gòu)10。關(guān)于圖1，后減震器元件1的端部c鉸接地連接到位于后連接臂2的區(qū)域a內(nèi)的部分。后減震器元件1的端部d鉸接地連接到平衡梁元件4的后端A。按照相同的論證，前減震器元件1’的端部C’鉸接地連接到位于前連接臂2’的區(qū)域a’內(nèi)的部分。前減震器1，的端部d’鉸接地連接到所述平衡梁4’的前部分，特別地是在靠近其前端的聯(lián)接件C的延伸內(nèi)。所述聯(lián)接件C的延伸聯(lián)接在優(yōu)選地為鎖定盒類型的鎖定裝置8內(nèi)，因此所述鎖定裝置8包括當(dāng)所述起落架處于航空器機(jī)身內(nèi)的收回位置處時(shí)的鎖定系統(tǒng)。平衡梁4的所述前端C具有允許此鎖定的幾何形狀。當(dāng)起落架處于如圖1中所示的伸展位置時(shí)，通過鎖定臂7執(zhí)行鎖定，所述鎖定臂7在其上部分內(nèi)設(shè)有鎖定彈簧，所述鎖定彈簧負(fù)責(zé)維持鎖定以及維持所述臂7的兩個(gè)半臂的正確定位。平衡梁4通過其端部A和 C而間接地且鉸接地分別鏈接了兩個(gè)減震器1、1’。替代地，操縱促動(dòng)器5可具有內(nèi)部鎖定裝置，所述內(nèi)部鎖定裝置當(dāng)起落架伸展時(shí)被激活，且因此包括除通過鎖定臂7提供的一個(gè)鎖定之外的另外的鎖定。如在圖1、圖2、圖3和圖4中所示，收回臂6使其端部h鉸接地連接到航空器結(jié)構(gòu) 10，且使其端部g鉸接地連接到平衡梁4的中心部分B，其目的是在機(jī)輪3、3’、減震器1、1’ 和連接臂2、2’的子組的收回和伸展移動(dòng)期間引導(dǎo)平衡梁4。如在圖1和圖2中示出，且也在圖3和圖4中示出，平衡梁4的幾何形狀設(shè)計(jì)為允許鉸接地鏈接到平衡梁4的部件的連接，因此允許平衡梁4的前端C與鎖定裝置8 一起的鎖定，以及避免當(dāng)起落架處于收回位置時(shí)與前減震器1’的干涉。因此，在平衡梁4的端部 C處獲得的幾何形狀除允許上部件的鉸接連接外(對(duì)于本發(fā)明的實(shí)施例而言不是關(guān)鍵的)， 還防止與鎖定臂7和與操縱促動(dòng)器5的干涉。如在圖3中示出，所述鎖定臂7內(nèi)部地鉸接到平衡梁4，且收回臂6外部地鉸接到平衡梁4。然而，這些是可不同地實(shí)施的結(jié)構(gòu)方面，只要獲得起落架的相同的技術(shù)效果即可。如在圖1中示出，且也在圖2、圖3和圖4中示出，基于平衡梁4的幾何形狀，連接到所述減震器1、1’的上端d、d’和鎖定臂7的所述下端g和收回臂6的所述平衡梁4的所述鉸接點(diǎn)A、B和C等距定位且相互對(duì)齊。
在起落架的收回或伸展期間，平衡梁4圍繞著其與收回臂6的鉸接點(diǎn)進(jìn)行半旋轉(zhuǎn)移動(dòng)，且同時(shí)進(jìn)行相對(duì)于水平面的移位移動(dòng)，即在收回移動(dòng)中向前或在伸展移動(dòng)中向后。 即平衡梁4引起了相對(duì)于鉸接軸線B的平移移動(dòng)。仍以替代形式，平衡梁4通過端部A和C間接且鉸接地分別將至少減震器1和固定桿(bar)鏈接起來。關(guān)于圖1和圖4，定位阻尼器元件9包括鉸接地連接到航空器結(jié)構(gòu)10的端部f，且阻尼器元件9的移動(dòng)桿的端部e鉸接地連接到平衡梁的主體4的一部分，所述桿布置在所述平衡梁的主體4的中心和后端之間。所述平衡梁4的傾斜通過所述定位阻尼器促動(dòng)器9 限定，其基本目的是在起落架的阻尼作用方面協(xié)作，以及保證平衡梁4的傾斜的正確定位。圖1、圖2、圖3和圖4，更特定地是圖2示出了鎖定臂7是鉸接的元件，包括兩個(gè)由鉸接接頭而結(jié)合的半臂，所述鉸接接頭提供了在操縱促動(dòng)器裝置(5)要求時(shí)所述臂7的鉸接。如在圖1和圖4中可見，所述臂7使其下半臂的端部g鉸接地連接到平衡梁4的中心區(qū)域B，且使所述臂7的上半臂的端部i鉸接地連接到航空器結(jié)構(gòu)10。此外，如在圖2中更明顯的，所述臂7的上半臂的中心部分鉸接到操縱促動(dòng)器裝置5的移動(dòng)桿的端部j。如在圖1的側(cè)視圖和圖4的反向視圖中示出的，所述的伸展位置中的起落架示出了平衡梁4處于相對(duì)于水平面的傾斜位置，使得平衡梁4的后端處于相對(duì)于前端的更低的位置，因此導(dǎo)致后機(jī)輪3處于相對(duì)于前機(jī)輪3’的更低的水平高度。當(dāng)航空器完成起飛操作后，根據(jù)圖2，當(dāng)操縱促動(dòng)器5進(jìn)行收回其桿的移動(dòng)時(shí)發(fā)生起落架機(jī)構(gòu)的收回，所述操縱促動(dòng)器5的桿的運(yùn)動(dòng)傳遞到鎖定臂7的上半臂，這又引起了下半臂的運(yùn)動(dòng)，因此導(dǎo)致平衡梁4的平移移動(dòng)，所述平衡梁4懸掛著減震器1、1’，使得所述減震器1、1’可促進(jìn)將連接臂2、2’和機(jī)輪3、3’收回到機(jī)身內(nèi)。進(jìn)一步地，關(guān)于圖2，所述平衡梁4將移動(dòng)傳遞到定位阻尼器元件9和收回臂6，使得它們圍繞其在平衡梁4內(nèi)的鉸接點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)。此移動(dòng)逐漸地且同時(shí)地發(fā)生，因此促進(jìn)由臂2、 2’、機(jī)輪3、3’和減震器1、1’形成的兩個(gè)子組的收回。類似地，起落架機(jī)構(gòu)的伸展操作因操縱促動(dòng)器桿5的伸展移動(dòng)而發(fā)生，如在圖1、 圖3和圖4中示出。如已提及地，本發(fā)明的機(jī)構(gòu)的部件布置為使得當(dāng)所述起落架處于降落位置時(shí)，后機(jī)輪3定位在相對(duì)于前機(jī)輪3’更低的水平高度上，使得所述后機(jī)輪3總是在前機(jī)輪3’之前觸地，因此允許降落載荷的進(jìn)一步優(yōu)化，這使得后機(jī)輪組和前機(jī)輪組、輪胎和制動(dòng)器總是在有一定時(shí)間延遲的情況下旋轉(zhuǎn)，且因此降低了起落架上和航空器結(jié)構(gòu)10內(nèi)的作用力。圖5至圖7示出了為本發(fā)明設(shè)計(jì)的第二實(shí)施例。在此實(shí)施例中，操縱促動(dòng)器5包括一個(gè)鉸接端部P，所述鉸接端部P連接到平衡梁4的上部分。操縱促動(dòng)器5的另一個(gè)端部鉸接地連接到后雙臂曲柄(bellcrank) 11的上部分。后雙臂曲柄11通過連接桿12而間接且鉸接地連接到前雙臂曲柄11’，所述連接桿12布置在平衡梁4下方且與之平行。后雙臂曲柄11和前雙臂曲柄11’間接且鉸接地分別與平衡梁4以及后減震器1和前減震器1’鏈接。另外，在此構(gòu)造中，平衡梁4的中心部分鉸接地連接到航空器結(jié)構(gòu)10。因此，平衡梁4不引起相對(duì)于水平面的前后移動(dòng)，而是僅引起半旋轉(zhuǎn)移動(dòng)。定位阻尼器元件9將前雙臂曲柄11，與航空器結(jié)構(gòu)10相互連接。
雙臂曲柄11和11’的主要功能是將收回和伸展起落架所需的移動(dòng)傳遞到減震器 1 和 1，。如在圖7中示出，在此實(shí)施例中，鎖定臂7定位在平衡梁4下方。此實(shí)施例進(jìn)一步具有解鎖促動(dòng)器13和鎖定彈簧14元件，它們被認(rèn)為是鎖定系統(tǒng)的附屬元件。圖8至圖12示出了為本發(fā)明設(shè)計(jì)的第三實(shí)施例。所述實(shí)施例也包括由連接臂2’、 至少一個(gè)機(jī)輪3’和減震器1’形成的第一前子組，和由連接臂2、至少一個(gè)機(jī)輪3和減震器1 形成的后子組。這兩個(gè)子組通過平衡梁4連接起來。這些子組的元件和平衡梁4以與本發(fā)明的第一實(shí)施例相同的方式布置。其主要特征是其用于鎖定和驅(qū)動(dòng)起落架的部件的布置。 根據(jù)圖8，在伸展位置中，起落架在其中心區(qū)域內(nèi)示出由相互鉸接的半臂7a、7b、7c、7d和7e 形成的鎖定臂7。在起落架處于伸展位置時(shí)，所述臂布置為使得半臂7a的第一端成角度地連接到半臂7b的第一端；半臂7b的第二端成角度地連接到半臂7c的第一端；半臂7c的第二端成直線地且以鎖定的方式連接到半臂7d的第一端；且半臂7d的第二端成角度地連接到半臂7a的第二端。半臂7c和7d之間的鎖定借助于彈簧和/或任何其它鎖定裝置進(jìn)行。此外，在連接點(diǎn)Pl處，同時(shí)存在半臂7d的第二端、半臂7a的第二端和半臂7e的第一端之間的鉸接接頭。即使當(dāng)起落架處于伸展位置時(shí)，如在圖8和圖9中所示，起始于由半臂 7a和7b形成的頂點(diǎn)處的等分線是平行于減震器1和1’的直線，且如在圖8和圖9中示出， 半臂7e相對(duì)于通過點(diǎn)Pl且平行于平衡梁4的縱向軸線的假想線的傾斜的角度在270°至 360°之間。根據(jù)圖9，半臂7e的第二端在點(diǎn)P2處鉸接地連接到航空器結(jié)構(gòu)10。類似地，在連接點(diǎn)P3處，同時(shí)存在半臂7b的第二端、半臂7c的第一端和航空器結(jié)構(gòu)10之間的鉸接接頭。在連接點(diǎn)P4處，同時(shí)存在半臂7a的第一端、半臂7b的第一端和平衡梁4的中心之間的鉸接接頭。如在圖8和圖9中可見，操縱促動(dòng)器5使其第一端鉸接地連接到半臂7e，且使其第二端鉸接地連接到航空器結(jié)構(gòu)10。如在圖10中示出，定位阻尼器元件9使其第二端鉸接地連接到航空器結(jié)構(gòu)10，且使其第一端鉸接地連接到半臂Bi，所述半臂Bl又連接到平衡梁 4。圖8示出了解鎖促動(dòng)器13和解鎖臂15。為啟動(dòng)起落架的收回，解鎖促動(dòng)器13被激活，這激活了解鎖臂15，所述解鎖臂15又將由于半臂7c和7d之間的對(duì)齊而導(dǎo)致的現(xiàn)有的鎖定解鎖。然后，操縱促動(dòng)器5被激活，從而導(dǎo)致其桿的伸展，這導(dǎo)致整個(gè)組件實(shí)現(xiàn)同步的移動(dòng)，直至到達(dá)在圖11和圖12中示出的收回位置。在收回位置中，借助于彈簧或其它鎖定裝置，通過半臂7e和7a之間的對(duì)齊來進(jìn)行整個(gè)組件的鎖定。從收回位置開始到伸展位置，移動(dòng)也通過操縱促動(dòng)器5進(jìn)行，這通過其桿的收回實(shí)現(xiàn)，所述桿的收回導(dǎo)致其它部件的同步移動(dòng)。如在圖8中示出，自由下落彈簧Ml包括在緊急情況中用于伸展起落架的被封裝起來的彈簧。圖13至圖17示出了為本發(fā)明設(shè)計(jì)的第四實(shí)施例。所述實(shí)施例進(jìn)一步包括由連接臂2’、至少一個(gè)機(jī)輪3’和減震器1’形成的第一前子組，和由連接臂2、至少一個(gè)機(jī)輪3和減震器1形成的后子組。這兩個(gè)子組通過平衡梁4連接。這些子組和平衡梁4的元件的布置方式與本發(fā)明的第一實(shí)施例相同。其主要特征是其用于鎖定和驅(qū)動(dòng)起落架的部件的布置。如在圖13和圖14中示出，起落架在其中心區(qū)域包括操縱促動(dòng)器5，所述操縱促動(dòng)器5的第二端在點(diǎn)P6處鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)10，且所述操縱促動(dòng)器5的第一端在點(diǎn)P7 處鉸接連接到收回臂6的一部分，所述收回臂6的第二端在點(diǎn)P5處鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu) 10。收回臂6的另一個(gè)部分在點(diǎn)P4處鉸接連接到平衡梁4。當(dāng)起落架在其伸展位置時(shí)，其鎖定通過在垂直于平衡梁4的方向上被液壓激活的銷17進(jìn)行。根據(jù)圖15a，所述銷17在點(diǎn)P4處執(zhí)行平衡梁4和航空器結(jié)構(gòu)10之間的鎖定。 在此位置中，所述銷17通過平衡梁4和航空器結(jié)構(gòu)10之間執(zhí)行的鎖定提供了在伸展位置中的起落架的鎖定。在收回位置中的起落架示出了收回的銷17，如在圖15b中示出。因此，當(dāng)起落架將被收回時(shí)，銷17首先被液壓收回，因此釋放了起落架的元件組的移動(dòng)。根據(jù)圖16和圖17， 這樣的移動(dòng)由操縱促動(dòng)器5通過伸展其桿來執(zhí)行，這導(dǎo)致起落架的元件的整個(gè)組件實(shí)現(xiàn)同步移動(dòng)，直至到達(dá)在圖16和圖17中示出的收回位置。根據(jù)圖16，在收回位置中，整個(gè)組件的鎖定通過收回臂6的第一端和上鎖定盒裝置8之間的聯(lián)接完成。從收回位置開始到伸展位置，由操縱促動(dòng)器5通過收回其桿執(zhí)行了移動(dòng)，因此導(dǎo)致了其它部件的同步移動(dòng)。在第四實(shí)施例中，以及在第三實(shí)施例中，根據(jù)圖10，定位阻尼器元件9使其第二端鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)10，且使其第一端鉸接連接到臂Bi，所述臂Bl又連接到平衡梁4。 根據(jù)圖16，當(dāng)起落架處于收回位置中時(shí)，阻擋件(shield) 16通過自動(dòng)移位而定位在銷17的通道的前方，該自動(dòng)移位由聯(lián)接到阻擋件上的扭轉(zhuǎn)彈簧引起。阻擋件16在銷17的通道的前方的定位旨在當(dāng)起落架收回時(shí)防止銷17如在圖15a中所示的被伸展。圖18和圖19示出了為本發(fā)明設(shè)計(jì)的第五實(shí)施例。所述實(shí)施例也包括由連接臂2’、 至少一個(gè)機(jī)輪3’和減震器1’形成的第一前子組，和由連接臂2、至少一個(gè)機(jī)輪3和減震器 1形成的后子組。這兩個(gè)子組通過平衡梁4連接。這些子組的元件和平衡梁4的布置方式與本發(fā)明的第一實(shí)施例相同。其主要特征是其用于鎖定和驅(qū)動(dòng)起落架的部件的布置。如在圖18和圖19中所示，起落架在其中心區(qū)域包括操縱促動(dòng)器5，所述操縱促動(dòng)器5包括內(nèi)部鎖定螺紋或自封鎖 (self-blocking)螺紋，所述操縱促動(dòng)器5的第二端在點(diǎn)P9處鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)10， 且其第一端在點(diǎn)P4處鉸接連接到平衡梁4，收回臂6的第一端在點(diǎn)P4處鉸接連接到平衡梁 4，且其第二端在點(diǎn)P8處鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)10。起落架在伸展位置的鎖定通過其內(nèi)部裝配有鎖定裝置的操縱促動(dòng)器5’進(jìn)行，所述鎖定裝置可以是自封鎖螺紋或內(nèi)部鎖定件。根據(jù)圖19，當(dāng)收回起落架時(shí)，操縱促動(dòng)器5’執(zhí)行伸展移動(dòng)以伸展其桿，因此導(dǎo)致起落架的整個(gè)組的移動(dòng)。操縱促動(dòng)器5’的此桿的移動(dòng)允許起落架的元件的整個(gè)組件執(zhí)行同步移動(dòng)，以到達(dá)收回位置。根據(jù)圖19，在收回位置中，整個(gè)組件的鎖定也通過操縱促動(dòng)器5’自身完成。從收回位置開始到伸展位置，移動(dòng)也通過操縱促動(dòng)器5’執(zhí)行，這通過收回操縱促動(dòng)器5’的桿從而導(dǎo)致其它部件的同步移動(dòng)來實(shí)現(xiàn)。在第五實(shí)施例以及第三實(shí)施例中，根據(jù)圖10，定位阻尼器元件9使其第二端鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)10，且使其第一端鉸接連接到臂Bi，所述臂Bl又連接到平衡梁4。圖20和圖21示出了為本發(fā)明設(shè)計(jì)的第六實(shí)施例。所述實(shí)施例也包括由連接臂2’、 至少一個(gè)機(jī)輪3’和減震器1’形成的第一前子組，和由連接臂2、至少一個(gè)機(jī)輪3和減震器 1形成的后子組。這兩個(gè)子組通過平衡梁4連接。這些子組的元件和平衡梁4的布置方式與本發(fā)明的第一實(shí)施例相同。其主要特征是其用于鎖定和驅(qū)動(dòng)起落架的部件的布置。此布置由于鎖定臂7包括的半臂的布置而與前述實(shí)施例不同，主要地是與第三實(shí)施例不同，所述半臂的布置將提供半臂之間的力的分配，此實(shí)施例中的力的分配方式與第三施例中的力的分配方式不同。根據(jù)圖20，在伸展位置中，起落架在其中心區(qū)域內(nèi)示出由相互鉸接的半臂7a、7b、 7c、7d和7e形成的鎖定臂7。在起落架處于伸展位置時(shí)，所述臂布置為使得半臂7a的第一端成角度地連接到半臂7b的第一端；半臂7b的第二端成角度地連接到半臂7c的第一端7c 的第二端成直線地且以鎖定的方式連接到半臂7d的第一端；半臂7d的第二端成角度地連接到半臂7a的第二端。此外，在連接點(diǎn)PlO處，同時(shí)存在半臂7d的第二端、半臂7a的第二端和半臂7e的第二端之間的鉸接接頭。即使當(dāng)起落架處于伸展位置時(shí)，如在圖20中所示， 半臂7a也平行于減震器1和1’，且如在圖20中所示，半臂7e相對(duì)于通過點(diǎn)PlO且平行于平衡梁4的縱向軸線的假想線的傾斜的角度在90°至180°之間。根據(jù)圖20，半臂7e的第一端在點(diǎn)Pll處鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)10。類似地，在連接點(diǎn)P3處，同時(shí)存在半臂7b的第二端、半臂7c的第一端和航空器結(jié)構(gòu)10之間的鉸接接頭。在連接點(diǎn)P4處，同時(shí)存在半臂7a的第一端、半臂7b的第一端和平衡梁4的中心之間的鉸接接頭。如在圖20和圖21中可見，操縱促動(dòng)器5使其第一端鉸接連接到半臂7e，且使其第二端鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)10。在第六實(shí)施例以及第三實(shí)施例中，如在圖10中示出的，定位阻尼器元件9使其第二端鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)10，且使其第一端鉸接連接到臂Bi，所述臂Bl又連接到平衡梁 4。此實(shí)施例進(jìn)一步包括解鎖促動(dòng)器13和解鎖臂15。為啟動(dòng)起落架的收回，解鎖促動(dòng)器被激活，這激活了解鎖臂，而解鎖臂又將由于半臂7c和7d之間的對(duì)齊而導(dǎo)致的現(xiàn)有鎖定解鎖。然后，操縱促動(dòng)器5被激活，從而導(dǎo)致其桿的伸展，這導(dǎo)致整個(gè)組件實(shí)現(xiàn)同步的移動(dòng)， 直至到達(dá)在圖21中示出的收回位置。在收回位置中，借助于彈簧或其它鎖定裝置，通過半臂7e和7a之間的對(duì)齊來進(jìn)行整個(gè)組件的鎖定。從收回位置開始到伸展位置，也通過操縱促動(dòng)器5通過收回其桿來執(zhí)行移動(dòng)，這導(dǎo)致其它部件的同步移動(dòng)。對(duì)于本領(lǐng)域一般技術(shù)人員，將顯見的是在不偏離如所附權(quán)利要求所限定的本發(fā)明的精神和范圍的情況下，可以對(duì)所述的本發(fā)明做出許多修改和替換。
權(quán)利要求
1.一種用于航空器，優(yōu)選地用于貨運(yùn)航空器的起落架機(jī)構(gòu)，所述起落架機(jī)構(gòu)包括至少第一連接臂O’)和第二連接臂O)，至少前機(jī)輪(3’)和后機(jī)輪(3)，每個(gè)機(jī)輪與所述連接臂O’、2)中的一個(gè)相結(jié)合，其特征在于，所述起落架機(jī)構(gòu)包括平衡梁元件G)，所述平衡梁元件(4)通過所述連接臂O’、幻中的每一個(gè)連接閉和減震器元件(1’、1)中的每個(gè)減震器元件而分別間接鏈接到所述前機(jī)輪(3’)和后機(jī)輪(3)，使得所述平衡梁元件(4)的前部分與第一減震器元件(1’)的第一部分結(jié)合，所述第一減震器元件(1’)又具有與第一連接臂(2’ )的第一部分結(jié)合的第二部分，所述第一連接臂(2’ )又具有與航空器結(jié)構(gòu)(10)結(jié)合的第二部分，且所述平衡梁元件的所述后部分與第二減震器元件(1)的第一部分結(jié)合，所述第二減震器元件(1)又具有與第二連接臂( 的第一部分結(jié)合的第二部分，所述第二連接臂(2)又具有與航空器結(jié)構(gòu)(10)結(jié)合的第二部分，且所述起落架機(jī)構(gòu)進(jìn)一步包括定位阻尼器元件(9)，所述定位阻尼器元件(9)被鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)(10)且也被直接或間接地鉸接連接到所述平衡梁元件的主體的一部分。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述平衡梁元件(4)的前部分和后部分被分別鉸接鏈接到至少一個(gè)減震器(1)和扁平桿(1’)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或權(quán)利要求2所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述連接臂(2、2’)、減震器裝置(1、1’)和機(jī)輪(3、3’)構(gòu)成的組與起飛方向成一直線操作，使得當(dāng)航空器在地面上工作時(shí)，這些連接臂(2、2’ )在牽引作用下操作。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述平衡梁元件(4)被連接到鎖定元件 (7)，所述鎖定元件(7)又與操縱促動(dòng)器裝置( 相互連接。
5.根據(jù)權(quán)利要求1或權(quán)利要求4所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述操縱促動(dòng)器裝置(5)的端部(k)、收回臂(6)的端部(h)和所述定位阻尼器元件(9)的端部(f)被鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)(10)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述平衡梁元件(4)的前部分，更具體地是在所述平衡梁元件(4)的前端(C)附近的聯(lián)接延伸中，聯(lián)接了鎖定裝置(8)，所述鎖定裝置(8)優(yōu)選地為上鎖定盒型。
7.根據(jù)權(quán)利要求1或權(quán)利要求5所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述收回臂(6)使其端部 (h)能夠鉸接在航空器結(jié)構(gòu)(10)內(nèi)，且使其端部(g)能夠鉸接在所述平衡梁元件的中心部分(B)內(nèi)。
8.根據(jù)權(quán)利要求1、權(quán)利要求4或權(quán)利要求5所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述臂(7)被內(nèi)部鉸接到所述平衡梁元件G)，且所述收回臂(6)被外部鉸接到所述搖臂元件G)。
9.根據(jù)權(quán)利要求1、權(quán)利要求4、權(quán)利要求5或權(quán)利要求8所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述鎖定元件(7)是鉸接元件，其包括至少兩個(gè)通過至少一個(gè)鉸接接頭而結(jié)合起來的半臂， 所述鉸接接頭提供了當(dāng)所述操縱促動(dòng)器裝置( 要求時(shí)所述鎖定元件(7)的鉸接，且使得所述鎖定元件(7)的下半臂的下端被鉸接連接在所述平衡梁元件的中心區(qū)域(B)內(nèi)， 而所述鎖定元件(7)的上半臂的上端(i)被鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)(10)。
10.根據(jù)權(quán)利要求1、權(quán)利要求4、權(quán)利要求5、權(quán)利要求8或權(quán)利要求9所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述鎖定元件(7)的上半臂的中心部分能夠與所述操縱促動(dòng)器裝置(5)的移動(dòng)桿(j)的下端鉸接。
11.根據(jù)權(quán)利要求1、權(quán)利要求4、權(quán)利要求5、權(quán)利要求8、權(quán)利要求9或權(quán)利要求10所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述鎖定元件(7)在其上部分內(nèi)包括鎖定彈簧，所述鎖定彈簧負(fù)責(zé)維持鎖定以及所述鎖定元件(7)的兩個(gè)半臂的正確定位。
12.根據(jù)權(quán)利要求1、權(quán)利要求4或權(quán)利要求5所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述操縱促動(dòng)器( 具有一個(gè)鉸接端部(P)，所述鉸接端部(P)被連接到所述平衡梁元件(4)的上部分， 且所述操縱促動(dòng)器(5)的另一端被鉸接到后雙臂曲柄(11)的頂部，所述后雙臂曲柄(11) 通過布置在所述平衡梁元件(4)下方且與所述平衡梁元件平行的連接桿(1 而與前雙臂曲柄(11’ )鉸接地相互連接。
13.根據(jù)權(quán)利要求1或權(quán)利要求12所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述后雙臂曲柄(11)和前雙臂曲柄(11’)分別鉸接地與所述平衡梁元件⑷和所述后減震器⑴和前減震器(1’) 相互連接。
14.根據(jù)權(quán)利要求1所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述平衡梁元件的中心部分能夠鉸接在航空器結(jié)構(gòu)(10)內(nèi)。
15.根據(jù)權(quán)利要求1或權(quán)利要求14所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述平衡梁元件(4)的鉸接點(diǎn)(A)、⑶和(C)等距定位且相互之間對(duì)齊。
16.根據(jù)權(quán)利要求1、權(quán)利要求4或權(quán)利要求5所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述機(jī)構(gòu)在其中心區(qū)域包括由相互鉸接的半臂(7a)、(7b)、(7c)、(7d)和(7e)形成的鎖定元件(7)，且在于當(dāng)起落架處于伸展位置時(shí)，所述半臂被布置為使得半臂(7a)的第一端成角度地連接到半臂(7b)的第一端，半臂(7b)的第二端成角度地連接到半臂(7c)的第一端，半臂(7c) 的第二端成直線地且以鎖定的方式連接到半臂(7d)的第一端，且半臂(7d)的第二端成角度地連接到半臂(7a)的第二端。
17.根據(jù)權(quán)利要求16所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，半臂(7c)和半臂(7d)的端部之間的鎖定通過彈簧實(shí)現(xiàn)。
18.根據(jù)權(quán)利要求16所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述機(jī)構(gòu)同時(shí)包括在連接點(diǎn)Pl處的、 半臂(7d)的第二端、半臂(7a)的第二端和半臂(7e)的第一端之間的鉸接接頭，且所述機(jī)構(gòu)進(jìn)一步包括在點(diǎn)P2處，半臂(7e)的第二端被鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)(10)。
19.根據(jù)權(quán)利要求16所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述機(jī)構(gòu)同時(shí)包括在連接點(diǎn)P3處的、 半臂(7b)的第二端、半臂(7c)的第一端和航空界結(jié)構(gòu)(10)之間的鉸接接頭。
20.根據(jù)權(quán)利要求16所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述機(jī)構(gòu)同時(shí)包括在連接點(diǎn)P4處的、 半臂(7a)的第一端、半臂(7b)的第一端和所述平衡梁元件的中心之間的鉸接接頭。
21.根據(jù)權(quán)利要求16所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述操縱促動(dòng)器(5)包括鉸接連接到半臂(7e)的第一端和鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)(10)的第二端，以及所述定位阻尼器元件(9) 包括鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)(10)第二端和鉸接連接到半臂(Bi)的第一端，所述半臂(Bi) 又連接到所述平衡梁元件(4)。
22.根據(jù)權(quán)利要求1、權(quán)利要求4或權(quán)利要求5所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，在所述機(jī)構(gòu)的中心區(qū)域中，所述機(jī)構(gòu)包括操縱促動(dòng)器(5)，所述操縱促動(dòng)器( 的第二端在點(diǎn)P6處鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)(10)，且所述操縱促動(dòng)器(5)的第一端在點(diǎn)P7處鉸接連接到所述收回臂 (6)的一部分，且所述收回臂(6)的第二端在點(diǎn)P5處鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)(10)，且所述收回臂(6)的其它部分在點(diǎn)P4處鉸接連接到所述平衡梁元件(4)。
23.根據(jù)權(quán)利要求22所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述機(jī)構(gòu)包括銷(17)，所述銷(17)在垂直于所述平衡梁元件的方向上被液壓驅(qū)動(dòng)。
24.根據(jù)權(quán)利要求1、權(quán)利要求4或權(quán)利要求5所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述操縱促動(dòng)器(5’ )包括內(nèi)部鎖定裝置或自封鎖螺紋裝置，所述操縱促動(dòng)器(5’ )的第二端在點(diǎn)P9處鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)(10)且其第一端在點(diǎn)P4處鉸接連接到所述平衡梁元件0)，所述收回臂(6)的第一端在點(diǎn)P4處鉸接連接到所述平衡梁元件G)，且其第二端在點(diǎn)P8處鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)(10)。
25.根據(jù)權(quán)利要求M所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述定位阻尼器元件(9)使其第二端鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)(10)，且使其第一端鉸接連接到臂(Bi)，所述臂(Bi)又連接到所述平衡梁元件⑷。
26.根據(jù)權(quán)利要求16所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，在連接點(diǎn)PlO處同時(shí)存在半臂(7d)的第二端、半臂(7a)的第二端和半臂(7e)的第二端之間的鉸接接頭，且當(dāng)起落架處于伸展位置時(shí)，半臂(7a)平行于所述減震器(1)和(1’)。
27.根據(jù)權(quán)利要求16所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，半臂(7e)的第一端在連接點(diǎn)Pll處鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)(10)，且在連接點(diǎn)P3處同時(shí)存在半臂(7d)的第二端、半臂(7c)的第一端和航空器結(jié)構(gòu)(10)之間的鉸接接頭。
28.根據(jù)權(quán)利要求16所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述操縱促動(dòng)器( 使其第一端鉸接連接到半臂(7e)，且使其第二端鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)(10)。
29.根據(jù)權(quán)利要求16所述的機(jī)構(gòu)，其特征在于，當(dāng)所述機(jī)構(gòu)處于伸展位置時(shí)，起始于由半臂(7a)和(7b)形成的頂點(diǎn)處的等分線是平行于所述減震器元件(1、1’)的直線，且半臂 (7e)相對(duì)于通過點(diǎn)Pl且平行于所述平衡梁元件(4)的縱向軸線的假想線的傾斜的角度在 270°和360°之間。
全文摘要
一種用于航空器的起落架機(jī)構(gòu)，所述起落架機(jī)構(gòu)包括至少第一連接臂(2’)和第二連接臂(2)，每個(gè)與連接臂(2’、2)中的一個(gè)結(jié)合的至少兩個(gè)機(jī)輪，即前機(jī)輪(3’)和后機(jī)輪(3)，所述起落架機(jī)構(gòu)還包括搖臂(4)，所述搖臂(4)通過相應(yīng)的連接臂(2’、2)和減震器(1’、1)而間接地鏈接到所述前機(jī)輪(3’)和后機(jī)輪(3)，使得搖臂(4)的前部分與第一減震器(1’)的一部分結(jié)合，所述第一減震器(1’)又具有與第一連接臂(2’)的第一部分結(jié)合的第二部分，所述第一連接臂(2’)又具有與航空器結(jié)構(gòu)(10)結(jié)合的第二部分，且所述搖臂(4)的所述后部分與第二減震器(1)的第一部分結(jié)合，所述第二減震器(1)又具有與第二連接臂(2)的第一部分結(jié)合的第二部分，所述第二連接臂(2)又具有與航空器結(jié)構(gòu)(10)結(jié)合的第二部分。所述起落架機(jī)構(gòu)進(jìn)一步包括減震和定位元件(9)，所述減震和定位元件(9)被鉸接連接到航空器結(jié)構(gòu)(10)并且鉸接連接到搖臂(4)的主體的一部分。
文檔編號(hào)B64C25/36GK102202968SQ200980125334
公開日2011年9月28日 申請(qǐng)日期2009年6月30日 優(yōu)先權(quán)日2008年6月30日
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