航空器的移動式主起落架的制作方法

專利名稱：航空器的移動式主起落架的制作方法
技術領域：
本發明涉及航空器的起落架。
背景技術：
已知飛機上裝備有一個前起落架和多個主起落架，例如兩個主起落架。每個主起 落架包括例如四個機輪(roue)，它們排列成所謂的“起落架雙機輪”形或對輪形。因此區分 為承載有兩個同軸機輪的前軸和也承載有兩個同軸機輪的后軸。起落架是可移動的，可位 于縮回位置(position rentree)或休息位置(position de repos)。飛機機身包括機架 (cadre)，機架在起落架附近被中斷，以便為將起落架連接到機身上以及容納縮回位置的起 落架提供所需的空間。但是，用于容納起落架的起落架箱為此侵占了機身的底部。因此，機身中的可用 容 積，例如用于機艙的容積減小。此外，起落架具有復雜的結構和運動學性能。它們一般具有較小的輪軸游間行程 (debattement)0

發明內容
本發明的目的是提供一種可應對這些問題的航空器。為此，本發明提供了一種航空器，它包括一個包含機架的機身以及至少兩個起落 架，每個起落架各包括一個支撐件和至少一個機輪，該支撐件直接承載于機身并圍繞一個 在機架外延伸的軸線與機身鉸接，每個起落架均可在其中每個機輪均豎直的工作位置以及 休息位置之間移動，該支撐件和該機輪所具有的構型可使得起落架在休息位置時沿著機身 的周界并在機架的外面延伸。因此，該起落架在休息位置時不伸入機身中。因而機身的內部容積，特別是用于機 艙的容積沒有損失。在這個意義上，可以說該起落架對機身是非侵入性的。同時還避免了 對機身的切割和其結構的弱化，不然的話則需要額外的結構加強件。此外，由于該起落架貼 合了機身輪廓的形狀，機身下由起落架占據的體積變小。有利地，所述軸線在與機身縱向垂直的水平方向上位于機身之外。有利地，該支撐件具有的形狀使得在工作位置時，每個機輪在與機身縱向垂直的 水平方向上伸到所述軸線以外，優選在該方向上伸到機身以外。因此，增加了由機輪限定的輪距的寬度(largeur de la voie)，并提高了航空器 滑行的穩定性。有利地，該支撐件在沿著與機身縱向平行的方向觀察時具有肘形的外形。這樣的形狀特別適合于使起落架貼合機身的形狀。有利地，每個機輪通過與支撐件鉸接的臂桿連接到支撐件上。從而可使機輪具有一個豎直的輪軸游間行程，特別是在為機輪確定臂桿尺寸的情 況下具有一個大的輪軸游間行程。
另外，在本發明的范圍內還可進一步規定，每個起落架的機輪數目至少為兩個，所 述起落架的所有機輪形成前后排列的一排機輪。因此，這樣排布的機輪可減小起落架在豎向和橫向的體積。因而起落架可占據體積減小的箱。由于起落架的體積減小，同樣其質量也減小，它在航空器上產生的結構應力也 減小。該起落架還能夠具有更簡單的配置，從而簡化了該起落架的維護。最后，通常由于空 氣流過成對輪之間時引起的嘯聲問題，也由于機輪的排列方式而消失。有利地，每個起落架僅包括一個機輪。這樣，起落架的構成及其機械結構特別簡單。有利地，該支撐件為一體成形，并裝配成可相對于機身轉動，每個起落架均包括至 少一個直接與各個機輪和該支撐件連接的臂桿。有利地，每個起落架均包括至少一個減震器，每個減震器與支撐件均是分離的，該 支撐件和每個減震器優選相互獨立地連接到各個機輪，減震器的數目例如為至少兩個、并 連接到起落架的相應機輪。由于該支撐件不構成減震器，所以對起落架的維護變得更加容易。有利地，每個起落架的配置使其具有垂直于機身縱向的對稱平面。這樣可簡化起落架的制造和維護。如果起落架具有多個機輪，它就會具有一致的 機輪排布和特性，例如前輪具有所謂的“起落架推動輪”構型，后輪具有所謂的“起落架牽引 輪”構型。有利地，起落架的配置使得它們相對于機身的豎直縱向中平面是相互對稱的。這樣，起落架的制造和維護就會更加簡單。優選地，每個起落架均包括至少兩個與至少兩個機架連接的連接部分，這些連接 部分是相互獨立的。這樣，由起落架傳遞的應力直接被機身的機架承載，而無需設計可增加航空器質 量的中間部件。有利地，航空器包括一個相對于機身可移動地裝配的起落架活板門(trappe)，該 活板門被可動地裝配以使其在打開狀態時更靠近機身的豎直縱向中平面。這樣的活板門可在釋放出供起落架展開的通道后重新關閉。有利地，航空器包括一個直接固定于起落架支撐件上的起落架活板門。這樣，該活板門具有特別簡單的配置。有利地，航空器包括一個在工作位置時鎖閉、在休息位置時解鎖的閉鎖雙節鉸。有利地，航空器包括一個可確保起落架展開和收起的收放作動筒。


本發明的其他特征和優點可進一步顯示在下文敘述的優選實施方式和變化形式 中，這些實施方式和變化形式是以非限制性實例的方式給出的，并且參考以下附圖-圖1至3分別是根據本發明第一實施方案的航空器起落架的側視圖、正面圖以及 從下方看的立體圖；-圖4和5是分別與圖2和1類似的視圖，顯示圖1的起落架的機輪的豎直輪軸游 間行程；
-圖6是航空器的立體圖，顯示處于縮回位置的起落架；-圖7是與圖2類似的視圖，顯示起落架的伸出和縮回兩個位置；-圖8是航空器的一部分的正面圖，顯示起落架在其伸出過程中的游間行程，帶有起落架箱活板門；-圖9是沿著垂直于航空器縱軸線的平面的部分截面圖，顯示處于縮回位置的起 落架；-圖10是起落架處于伸出位置的航空器的部分立體圖；-圖11是與上圖類似的視圖，顯示實施方案的一種變化形式；-圖12是航空器的正面的部分視圖，其上疊加了具有成對輪起落架的航空器的視 圖；以及-圖13和14是與圖1類似的視圖，顯示根據本發明另一個實施方案的航空器的兩 個起落架。
具體實施例方式下面參考圖1至11，描述根據本發明的航空器的第一實施例。在本實施例中，根據本發明的航空器是一種飛行器，特別是一種如圖12所示的飛 機2。飛機2包括一個機身4、兩個機翼6和一個尾翼8。它包括多個未示出的發動機。按慣例，我們在下文中使用特別是如圖2和10所示的正交標線X、Y、Z，其中X方 向表示機身的水平縱向，Y方向表示垂直于X方向的水平方向。Z方向表示垂直于X和Y方 向的豎直方向。機身4在其長度的最大部分呈圓柱形，并在該具體實例中包括骨架10，該骨架在 這里被制成圓周面形狀的機架形式。機架10限定了機身的大致形狀。它們互相平行地延 伸，同時相互之間規則地間隔，并且它們同軸地排布以使機身呈圓柱形。每個機架10均是飛機結構的構成元件。它在垂直于飛機縱軸線X的平面內延伸。 在該具體實例中它具有成型的、連續的、封閉的、凸形的、彎曲的形狀，例如大致呈圓形或大 致呈橢圓形。在呈橢圓形的情況下，它具有豎直的對稱軸線。它還可具有在豎直方向上略 扁的形狀，以使其在Z軸方向比在Y軸方向更短。飛機4包括多個起落架。它首先包括沒有詳細示出的前起落架。它還包括主起落 架，在該具體實例中包括兩個主起落架。下面描述右側的主起落架12。未示出的左側起落 架與該右側起落架是相對于飛機及其機身的豎直縱向中平面P對稱的。因此，該平面(在 圖8、9和12中示出)是與X和Z方向平行的。起落架12包括一個支撐件14，在該具體實例中，該支撐件由一個一體成型的剛性 主支柱(ffit )形成。支柱14的上端借由相應的兩個支座(chape) 16鉸接在兩個機架10上， 其中所述支座剛性地固定在相應的機架上。在所示例的形狀中，每個支座均大致呈三角形， 并在相連機架的平面內延伸。支座可具有其他任何形狀。每個支座都被固定在機架的外表 面。所述支柱鉸接在支座的端部，以例舉的情況來說，鉸接在由該支座形成的三角形中離相 關機架最遠的頂點上。兩個支座互相平行且互相對齊地延伸。支柱14的上端被布置在兩 個支座之間。該鉸接是圍繞穿過該支柱上端和兩個支座的幾何軸線18進行的。該軸線平 行于X方向。由此可見，起落架12包括與兩個機架連接的兩個連接部分，這兩個連接部分是相互獨立的。起落架的排布方式可使其在從伸出位置(或工作位置)移向縮回位置(或休息位置)時，靠近平面P。特別是如圖2、7、9和12所示，特別是在Y方向上，軸線18伸出機身并在機身外面 延伸，更具體地說伸出機架10并在機架外面延伸。因此，軸線18沿Z方向的投影不出現在 機身上。起落架12包括機輪20，在本實例中其數目為兩個。然而，本發明也適用于機輪數 目少于兩個或者是2的倍數的起落架。在這里，起落架2的所有機輪形成前后排列的一排機輪。因此兩個機輪以互相延 長的形式延伸。因此從圖2所示的正面來看，前輪遮蓋了后輪。如果考慮每個機輪的垂直 于其旋轉軸線21的對稱平面Q，那么該平面是兩個機輪共用的。機輪排布的方式使得起落 架在工作位置時，該平面Q在Y方向上伸出機身之外，甚至伸出旋轉軸線18之外。因此，機 輪沿Z方向的投影不出現在機身上。所以，機輪同樣離開中平面P較大的距離，甚至比軸線 18離中平面P的距離還要大。起落架12包括兩個與相應機輪相連的擺動臂桿22。每個機輪都轉動地安裝在臂 桿的遠端，而臂桿的近端轉動地安裝在支柱14的下端。在圖1中顯示出了可動地安裝在臂 桿上的機輪的轉動軸線21以及可動地安裝在支柱上的臂桿的轉動軸線24。軸線21和24 在起落架位于伸出位置或工作位置時平行于Y方向。如圖2所示，支柱具有肘形的外形，這使它沿平行于X方向的方向看來呈“V”形。 該肘形部形成一個折點，將支柱劃分成上部和下部，每個部分均為平板形。在起落架位于伸 出位置或工作位置時，支柱的下部平行于X和Z方向，而上部平行于X方向但相對于Z方向 是傾斜的，并且整體地向機身中心縱軸線的方向延伸。從側面看，這里的支柱大致呈上邊水平的、倒置的三角形。它具有兩個三角形的鏤 空部分15。起落架12還包括兩個與各個機輪相連的減震器26。對于每個機輪，減震器的近側 上端固定于支柱14的上部，而其遠側下端固定于相關的臂桿22，靠近機輪的轉動軸線21。 減震器的端部與支柱及臂桿的連接是通過球窩連接(liaison rotule)實現的，在本實例中 是通過球窩式支座(chaperotuMe)實現的。在本實例中減震器26是套管式的，趨向于將 機輪推向下方和背離機身的方向。這些減震器確保了起落架的吊掛。因此，減震器與支撐 件是分離的，支撐件和每個減震器相互獨立地與相關機輪連接。為此，在圖4和5中顯示了每個機輪的輪軸游間行程。中間的線30顯示了當起落 架處于靜止狀態時的機輪下端的位置和減震器的位置。它顯示了例如當飛機休息時起落架 在地面上支撐飛機的情況。此時臂桿是水平的。上面的線32顯示了在行程末端的壓縮狀 態下機輪和減震器的位置，而下面的線34顯示了在減震器放松狀態下的機輪的位置。它是 例如飛機不再通過主起落架在地面上休息的情況。在這種機輪狀態下，起落架處于其縮回 位置，如下文所進一步描述。擺動臂桿22的游間行程和減震器26的行程可使機輪在由線32和34限定的兩個 極限位置(即壓縮的起落架和放松的起落架)之間具有一個運動振幅，在該具體實例中該 運動振幅是600毫米(甚至更多，例如700mm)。起落架12還包括一個雙節鉸36，該雙節鉸包括互相鉸接的兩個臂桿38、40。上臂 桿38也通過一個支座鉸接在其中一個機架10上。下臂桿40通過一個支座鉸接在支柱14的上部的中間區域。最后，起落架12包括一個收放作動筒42，它的近端通過一個支座鉸接于其中一個機架10，它的遠端通過一個支座鉸接于支柱14的上部。雙節鉸和作動筒的鉸接 軸線均平行于X方向。起落架12具有平行于Y和Z方向的對稱平面S,該平面穿過固定有雙節鉸和作動 筒的機架。雙節鉸36和作動筒42均在該對稱平面內延伸。具體地說，機輪、擺動臂桿和減 震器的排列具有這種對稱性。此外，兩個主起落架相對于已經給出的平面P也是互相對稱的。這在縮回位置時 也像伸出位置時一樣適用。特別是如圖7所示，由于這種配置，起落架12被鉸接在機身上，并因而可以在其中 機輪的平面Q豎直的伸出位置50或工作位置以及其中該平面Q接近水平方向的縮回位置 52或休息位置之間轉動。在起落架的伸出位置，機輪遠離機身，而在縮回位置，機輪緊鄰機 架。由此可見，在縮回位置，起落架沿著機身的周界在機身下方延伸。該周界在此沿垂直于 X方向的平面的截面上觀察。它貼合于機身的形狀并沿著機身的外廓。在該位置，該起落架 整個位于機身的外面。此外，該起落架未達平面P以使左起落架和右起落架可對稱地放置 于機身下而不彼此妨礙。在圖8中顯示了起落架在從伸出構型移動到縮回構型時它所占據 的一些中間位置。在起落架中產生并通過承載支柱的支座16延伸的應力，被機架10、如特別是圖9 中所示的結構強加件90以及層板橫梁(traverse d印lancher) 92獲取。該橫梁為沿Y方 向延伸的剛性型材，其末端連接于機架和加強件90。加強件也在橫梁的下方連接于機架。在本實例中，飛機包括一個腹部外殼60，它在機身下方限定了一個用于容納各個 主起落架的封閉空間。該外殼是封閉的，并將其設計成體積盡量小從而使濕潤面的面積 (aire de ses surface mouill6e)盡量小。在封閉位置，它包住整個起落架，因而起落架相 對于外部元件來說在外殼的內部得到保護。因而該外殼形成了在機架10的下方延伸的起 落架箱。從特別是圖10中可見，在本實例中該起落架箱被限定在五個機架范圍。因此，該 系列中從前側數的第一機架IO1承載起落架箱的前壁62，而第五機架IO5承載后壁64。機 架IO2和IO4上固定了支柱14。編號在中間的機架IO3承載了雙節鉸和收放作動筒。該起 落架箱60還包括一個縱向隔板66，該隔板將起落架箱分成兩個隔室，分別用于容納左起落 架和右起落架。外殼的壁由一個薄的結構體68形成。該壁的大部分是固定的。但是在本實例中， 在該壁中配置有兩個移動活板門。活板門中的第一個是上活板門70，稱為起落架罩板(trapp印antalon)。在本實例 中，該活板門剛性地固定至支柱14，并且在起落架伸出時隔一段時間后重新覆蓋支柱14。 與支柱一樣，活板門也是相對于機身、圍繞平行于X方向的軸線可轉動地安裝。在圖8中顯 示了關閉位置和開啟位置的活板門。它的配置方式是使其在開啟時遠離平面P。在動作過 程中，它經過其轉動軸線所在的豎直平面。不管處于什么位置，該活板門的最大部分均位于 其轉動軸線的下方。在該具體實例中，起落架箱還包括一個相對于機身和起落架12可動地安裝的下 活板門。起落架罩板在開啟時朝向側面轉動，而下活板門72在開啟時朝向下方轉動。在動 作過程中，它接近平面P。在本實例中，對于右起落架來說，不管該活板門處于什么位置，它總是位于其轉動軸線的右側。類似地對于左起落架來說，該活板門總是位于其轉動軸線的左側。活板門的轉動軸線平行于X方向。在起落架伸出時，上活板門70處于開啟狀態。 相反，當起落架伸出時下活板門72可被關閉。兩個活板門的這種配置可使活板門具有強的 剛性。圖11中示出了活板門的一個變化形式。在圖8的實施方案中，起落架罩板70的 長度基本上與支柱14的上部的長度相等，而在圖11的變化形式中，其長度明顯變短。起落 架罩板70'的長度小于支柱上部長度的一半，甚至小于上部長度的四分之一。作為補償，下 活板門72'具有更長的長度。上活板門的面積減小的效果是減小了聲學危害。然而，也可以不設置活板門72或72’，而使起落架箱60敞開著。例如，這種情況 出現于下列情形起落架通過設在起落架箱壁上的孔洞來收回到起落架箱中。還可以在 起落架縮回后，使用除活板門之外的其他裝置來填充每個機輪(其輪胎附近)和該開口之 間的空間，所述其他裝置例如為充氣式氣球(如墊席)、唇封(joint alevres)或梳狀板 (peigne)。由于轉動軸線18的位置和支柱的形狀之故，飛機2的主起落架的輪距的寬度與對 照圖12所示的常規方案相比增大。在該圖12中，在本發明的飛機2中疊置了包括兩個雙 機輪型主起落架80的常規飛機。將主起落架的對稱平面Q的間距定義為沿Y方向的輪距 或軸距(empattement)、甚至軸距(entraxe)。本發明的飛機的該距離e大于雙機輪型起落 架的該距離d。如圖所示，在其他方面相同的飛機中，本發明的起落架的機輪的位置甚至比 雙機輪型起落架的外側機輪的位置更遠離平面P。由于起落架具有上述的對稱平面，所以可在每個起落架的兩個機輪之間以及主起 落架之間獲得對稱的性能。起落架的制造和維護也得以簡化。在本實例中，也可以去掉套管部件，但是減震器除外。事實上，所有的運動均由轉 動連接來確保，即圍繞軸線的連接或者球窩連接。起落架的活板門也具有簡單的構型。在起落架相對于機身為非侵入式的這一方案中，飛機本身的制造成本降低。有助 于機身應力的獲取，而無需進行過多的設置。隨之而來的是飛機的空載質量相對于常規的 解決方案減輕。起落架在縮回位置時，在機身下方占據的體積在Y和Z方向上減小。不管處于什 么位置，整個起落架及其機構均位于機架的下方。因而機身中機艙的容積在任何情況下都 沒有減小。此外，在伸出位置，由起落架產生的聲學損害也減小。肘形的支柱可優化起落架的運動學性能和機輪沿豎直方向的游間行程，并增大軸距。航空器的第二實施方案示于圖13。它也是右側起落架112。這次該起落架包括單獨一個機輪20。假定飛機的總質量允許這種情況。像前述實施方案一樣，支柱114直接承 載在機身上。它承載單個的臂桿22，臂桿本身又承載機輪20。在只存在一個機輪的情況下， 這里的支柱的形狀和尺寸是這樣的支柱114對應于圖1中的第一實施方案的支柱14的前 半部分，就好像將它沿平面S切開。該平面在圖13中示出，但它不再是起落架的對稱平面。 這里的支柱從側面看大致呈直角三角形，斜邊面向機輪20。如上述一樣，軸線18穿過支柱的上端，并相對于機身處于相同的位置。前支座16沒有變化。考慮到支柱的形狀，后支座 16在這里被置于支柱的后上角附近。因此，該支柱被系列中連續的兩個機架10承載。當飛 機沿著箭頭17所示的行進方向前進時，臂桿22位于機輪的后方，該起落架具有所說的驅動 臂桿的構型。還有雙節鉸和作動筒，但沒有在圖中示出。在如圖14所示的第三實施方案中，起落架212的構型與圖13中的起落架112的 構型類似，除了此處支柱214的形狀對應于圖1中的支柱14的后半部分之外。因此，起落 架214相對于前述平面S與前述實施方案中的起落架是對稱的。當飛機沿行進方向前進時， 這里的臂桿22位于機輪的前方，該起落架具有所說的被牽引臂桿(bras tire)的構型。當然，在不背離本發明范圍的情況可以對 本發明進行多種修改。機身周界的形狀可以不是圓形。可以包括例如葉形或直扇形。
權利要求
一種航空器，其特征在于，它包括一個包含機架(10)的機身(4)以及至少兩個起落架(12、112、212)，每個起落架各包括一個支撐件(14、114、214)和至少一個機輪(20)，該支撐件直接承載于機身并圍繞一個在機架外延伸的軸線(18)與機身鉸接，每個起落架均可在其中每個機輪均豎直的工作位置以及休息位置之間移動，該支撐件和該機輪所具有的構型可使得起落架在休息位置時沿著機身(4)的周界并在機架(10)的外面延伸。
2.根據前述權利要求所述的航空器，其中，該支撐件(14、114、214)具有的形狀使得在 工作位置時，每個機輪(20)都在與機身(4)縱向(X)垂直的水平方向(Y)上伸到所述軸線 以外，優選在該方向上伸到機身以外。
3.根據前述權利要求中至少一項所述的航空器，其中，該支撐件(14、114、214)在沿著 與機身縱向(X)平行的方向觀察時具有肘形的外形。
4.根據前述權利要求中至少一項所述的航空器，其中，每個機輪(20)均通過與支撐件 鉸接的臂桿(22)連接到支撐件上。
5.根據前述權利要求中至少一項所述的航空器，其中，每個起落架的機輪(20)數目至 少為兩個，所述起落架的所有機輪形成前后排列的一排機輪。
6.根據權利要求1至4中至少一項所述的航空器，其中，每個起落架(112、212)僅包括 一個機輪(20)。
7.根據前述權利要求中至少一項所述的航空器，其中，該支撐件(14、114、214)為一體 成形，并裝配成可相對于機身(4)轉動，每個起落架包括至少一個直接與各個機輪(20)和 該支撐件連接的臂桿(22)。
8.根據前述權利要求中至少一項所述的航空器，其中，每個起落架包括至少一個減震 器(26)，每個減震器與支撐件(14、114、214)是分離的，該支撐件和每個減震器優選相互獨 立地連接到各個機輪，減震器的數目例如為至少兩個并連接到起落架的相應機輪。
9.根據前述權利要求中至少一項所述的航空器，其中，每個起落架(12)的配置使其具 有一個垂直于機身(4)縱向(X)的對稱平面(S)。
10.根據前述權利要求中至少一項所述的航空器，其中，起落架(12、112、212)的配置 使得它們相對于機身(4)的豎直縱向中平面(P)是相互對稱的。
全文摘要
提供了一種航空器，它包括一個包含機架(10)的機身(4)以及至少兩個起落架(12)，每個起落架各包括一個支撐件(14)和至少一個機輪(20)，該支撐件直接承載于機身并圍繞在機架外延伸的軸線(18)與機身鉸接。每個起落架均可在其中每個機輪均豎直的工作位置以及休息位置之間移動。該支撐件和該機輪所具有的構型可使得起落架在休息位置時沿著機身的周界并在機架的外面延伸。
文檔編號B64C25/10GK101837830SQ20101013972
公開日2010年9月22日 申請日期2010年3月17日 優先權日2009年3月17日
發明者J·珍提德拉薩涅, O·卡扎爾斯 申請人:空中客車運營公司