专利名称：半杠杆式起落架的液压作动器的制作方法
半杠杆式起落架的液压作动器技术领域
本公开的实施例通常涉及起落架，并更特别涉及半杠杆式起落架和使用伸缩式液压作动器(actuator)安置起落架的转向架梁(bogie beam)的相关方法。
背景技术：
许多飞机包括起落架从而促进起飞、着陆和滑行。一些飞行器的起落架包括减震器，该减震器在其远或下端被枢转地附加到转向架梁。转向架梁包括轮胎安装在其上的两个或更多轮轴。在这点上，转向架梁可包括安置在减震器前面的前轮轴和安置在减震器后面的后轮轴。在起飞时，具有常规起落架(该起落架具有前后轮轴)的飞机绕插脚旋转，该插脚使转向架梁附加到减震器以使全部起落架轮胎具有相等的载荷分布。
为提供额外的离地净高以便飞行器在起飞期间的转动，已经研究出了半杠杆式起落架机构。在起飞期间半杠杆式起落架固定地安置减震器和转向架梁的前末端，以使当飞机离开地面时，前轮轴相对于后轮轴处于升高的位置。同样，如果减震器的伸展压力充分增加，那么飞行器绕后轮轴而不是插脚旋转，其中该插脚将转向架梁枢转地连接到减震器。 通过绕后轮轴转动，起落架高度有效增加以便在起飞期间为飞行器转动提供另外的离地净高。结果，可减少飞行器的起飞场长度(TOFL)，可减少发动机使用的推力，或可增加飞行器承载的重量，同时维持相同的起飞场长度。
为在起飞期间提供飞行器绕后轮轴的转动，半杠杆式起落架将转向架梁锁定在 “脚趾向上(toes up)”姿态中，以使安装在后轮轴上的轮胎支撑飞行器，同时安装在前轮轴上的轮胎升高到高于跑道表面。在起飞后，起落架通常收纳在轮舱或类似件中。为匹配在常规轮舱内，起落架通常解锁，并且在起落架收入轮舱之前转向架梁以“收纳”姿态被重安置。此后，在着陆期间，起落架降低并且转向架梁被重安置以使前轮轴高于后轮轴。在着陆时，全部机轮(包括在前轮轴和后轮轴上的机轮)同等地承受飞行器的重量。通常，半杠杆式起落架系统的锁定和解锁，以及转向架梁相对于减震器的最终重安置会在没有源自飞行员或飞行控制系统的输入的情况下发生。
一类半杠杆式起落架利用机械联动在起飞期间锁定转向架梁，但使用称为系紧夹 (shrink link)的分离机械联动来重安置减震器以便收入轮舱。使用系紧夹不利地增加最终半杠杆式起落架的复杂性、费用和重量。机械联动也不能在着陆期间提供充分所需的阻尼，或在地面上时提供转向架梁纵摇阻尼。
另一类半杠杆式起落架包括锁定液压支柱从而在期望取向锁定转向架梁以便起飞。锁定液压支柱基本是锁定作动器，但具有许多额外的腔室和内部浮动活塞。见于例如美国专利No. 6，345，564。尽管具有锁定液压支柱的半杠杆式起落架适合一些飞行器，但另一些飞行器的起落架可能没有以有效方式在减震器和转向架梁之间安置液压支柱的充足净高或空间。
因此，期望提供改善的半杠杆式起落架液压作动器，其可用于没有用于设置常规锁定液压支柱配置的充足空间的起落架上。特别地，期望提供半杠杆式起落架，其重量和成本有效并且不过度复杂，同时仍满足半杠杆式起落架的各种操作需求。发明内容
有利实施例提供导管和布置在导管内的浮动活塞。浮动活塞被设置在导管内，以使连接到浮动活塞的起落架可以相对于收回起落架的机械装置迅速伸展到收纳位置。
有利实施例也提供作动器，其包括第一液压活塞、布置在第一液压活塞内的第二液压活塞以及布置在第一液压活塞和第二液压活塞二者内的第三液压活塞。第一、第二和第三液压活塞被容纳在公共外壁内。歧管连接到第一、第二和第三液压活塞。歧管相对于第一、第二和第三液压活塞被布置成使得在歧管中运动的流体能够控制第一、第二和第三液压活塞的位置。
实施例也提供交通工具，其包括机身、连接到机身的机翼和连接到机身和机翼中至少一者的起落架组件。交通工具进一步包括连接到起落架组件的液压作动器。液压作动器包括第一液压活塞、布置在第一液压活塞内的第二液压活塞以及布置在第一液压活塞和第二液压活塞二者内的第三液压活塞。第一、第二和第三液压活塞被容纳在公共外壁内。 液压作动器进一步包括连接到第一、第二和第三液压活塞的歧管。歧管相对于第一、第二和第三液压活塞被布置成使得在歧管中运动的流体能够控制第一、第二和第三液压活塞的位置。
实施例也提供操作交通工具的方法。该交通工具包括机身、连接到机身的机翼和连接到机身或机翼中至少一者的起落架组件。作动器连接到起落架组件。作动器包括第一液压活塞、布置在第一液压活塞内的第二液压活塞以及布置在第一液压活塞和第二液压活塞二者内的第三液压活塞。第一、第二和第三液压活塞被容纳在公共外壁内。歧管连接到第一、第二和第三液压活塞。歧管相对于第一、第二和第三液压活塞被布置成使得在歧管中运动的流体能够控制第一、第二和第三液压活塞的位置。
特征、功能和优点可在本公开的各种有利实施例中独立实现，或可在其它有利实施例中结合实现，其中进一步详情参考下面描述和附图可见。
据信是新颖特征的有利实施例特性在权利要求中被阐述。然而，有利实施例及其使用的优选模式、进一步的目的和优点在连同附图阅读时参考下面本公开有利实施例的详细描述能被最优理解，其中
图I是根据有利实施例的飞行器的框图的图解；
图2是根据有利实施例的液压作动器的图解；
图3是根据有利实施例的针对在地面情况在静止位置(飞行器在地面上)的液压作动器的图解；
图4是根据有利实施例的在锁住位置的液压作动器的图解；
图5是根据有利实施例的在完全伸展位置以便收纳的液压作动器的图解；
图6是根据有利实施例的在静止位置(飞行器在地面上)的起落架组件的图解；
图7是根据有利实施例的在收纳位置的起落架组件的图解；
图8是根据有利实施例的在着陆位置的起落架组件的图解；
图9是根据有利实施例的飞行器的框图的图解；
图10是根据有利实施例的操作飞行器中的液压作动器的方法的流程图的图解。
具体实施方式
现在参考附图在下文中更完全描述本发明，其中示出本发明的优选有利实施例。 然而，本发明可用许多不同形式实施，并且不应解释为限于在此阐述的实施例；实际上，提供这些有利实施例以便本公开全面且完整，并向本领域技术人员完全传达本发明的范畴。 相似数字全部指代相似元素。
有利实施例认识到了这些问题并提出灵活、耐用、与其它支柱比较相对便宜并且重量轻的解决方案。另外，由于有利实施例帮助飞行器着陆和升空，因此有利实施例向飞行器操作添加进一步的价值。有利实施例通过增加飞行器的攻角帮助飞行器升空。攻角是飞行器试图离地进入天空时所处的角度。有利实施例通过提供额外的转向架梁纵摇阻尼来帮助飞行器着陆。其它有利实施例根据下面的额外描述而显而易见。
具体地，本公开的有利实施例通常涉及起落架组件，并更特别涉及半杠杆式起落架组件和使用伸缩式作动器安置起落架组件的转向架梁的相关方法。然而，有利实施例也可应用于其它交通工具，并可在除交通工具以外的其它应用中使用。因此，有利实施例不限于在起落架或起落架组件中使用。
图I是其中可以实施有利实施例的飞行器的框图的图解。尽管图I可用来描述包括有利实施例的飞行器，但飞行器100也可潜在是其中可使用液压支柱或液压活塞的任何其它交通工具。
飞行器100包括连接了机翼104的机身102。在非限制有利实施例中，飞行器100 可包括发动机106。在另一有利实施例中，起落架组件108可连接到机翼104或机身102 中的一个，或者甚至可能连接到发动机106，或者可能连接到其结合。飞行器100可包括许多其它部件。在有利实施例中，起落架组件108可包括作动器110和其它起落架组件部件 112。
作动器110可包括共用公共外壁114的嵌套的一系列液压活塞。因此，例如，作动器110可包括第一液压活塞116、第二液压活塞118和第三液压活塞120。在有利实施例中，三个液压活塞同心。在有利实施例中，三个液压活塞可以以伸缩方式作动，以便在完全伸展时第二液压活塞118伸展越过第三液压活塞120的顶部，并且第二液压活塞118伸展越过第一液压活塞116的顶部。作动器110也包括歧管122。歧管122可被容纳在公共外壁114内；然而，歧管122可以以一些其它方式连接到第一、第二和第三液压活塞。在任何情况下，歧管122都相对于第一、第二和第三液压活塞(116、118和120)被布置成使得在歧管122中运动的流体能够控制第一、第二和第三液压活塞(116、118和120)的位置。这样的流体流动的例子关于图2到5在下面详述。
其它设置也是可能的。在其它有利实施例中，液压活塞中的一个或更多个可由一些其它种类的活塞替代，例如机电活塞。
在有利实施例中，第一、第二和第三液压活塞中的至少两个可共用公共流体源。在其它有利实施例中，全部三个液压活塞共用公共流体源。在有利实施例中，可存在更多或更少的液压活塞。因此，例如，可提供四个或更多个嵌套的液压活塞，尽管在另一有利实施例4/12 页中可以仅提供两个嵌套的液压活塞。
在有利实施例中，不同的液压活塞可具有不同的操作压力。因此，例如第三液压活塞120可维持具有第一值的恒定压力，而第二液压活塞118可维持具有第二值的恒定返回压力，其中第二值不同于或相同于第一值。然而压力可以改变；例如，第一液压活塞116可被配置成操作于不同于第一和第二值的第三和第四值之间的可变压力。操作压力的其它结合也是可能的。
在图I中飞行器100的图解不意味着暗示对其中可实施不同有利实施例的方式的物理或体系结构的限制。其它部件可被额外使用和/或代替图解部件。在一些有利实施例中一些部件可以是不必需的。同样，方框被用于图解一些功能部件。在不同的有利实施例中实施时，这些方框中的一个或更多个可结合和/或分割为不同方框。
图2是根据有利实施例的液压作动器的图解。在图2中示出的液压作动器组件 200可以是在图I中示出的作动器110。同样，在图I和图2之间其它部件可对应。例如， 第一活塞206可对应第一液压活塞116，第二活塞202可对应第二液压活塞118，第三活塞 204可对应第三液压活塞120，并且公共外壁214可对应公共外壁114。
在图2中示出的有利实施例中，第一活塞206、第二活塞202和第三活塞204彼此同心。每个液压活塞都具有相应压力腔室。因此，例如第二活塞202和第三活塞204共用腔室208，并且第一活塞206具有腔室210。在公共外壁214和第一活塞206之间的空间限定腔室212。这些腔室可在相同或不同压力、可变压力或者恒定和可变压力的结合下操作， 全部这些压力可以是相同的或不同的。
在非限制有利实施例中，液压作动器组件200的目的是在起飞期间充当固定长度受拉构件，如在图8中示出。在该配置中，液压作动器组件200可称为液压支柱。在起飞滑跑期间，起落架组件上的载荷随着机翼产生升力而减小。起落架减震器604上载荷的减小可导致减震器604的下部802伸展，以便迫使转向架梁602绕上凸耳枢轴612而不是绕主枢轴616旋转，从而向起落架组件600提供半杠杆功能。结果，飞行器可经历更大的离地净高，其又允许飞机转动到更大的起飞攻角。
在非限制有利实施例中，为实现液压作动器的半杠杆功能，使用流体将腔室212 填充到大于腔室210中流体压力的有利压力。该结果在图3和图4中示出。在腔室212中流体压力更大导致第一活塞206完全收回到汽缸筒215里面。图3示出在地面配置，其中第一活塞206完全收回,但第二活塞202和第三活塞204可运动，从而允许流体经过进入和离开腔室210和208。流体进入和离开腔室210和208的这种运动提供阻尼，其具有抵抗绕图6到图8的主枢轴616的转向架梁纵摇的有利功能。
在起飞滑跑期间，起落架组件上的载荷随着机翼产生升力而减小。起落架减震器上载荷的减小可导致减震器的下部802伸展。减震器的伸展运动导致液压作动器组件200 伸展到在图4示出的位置。在该位置，抵抗第一活塞206末端上的挡块拉动第二活塞202。 该位置实现了液压作动器和起落架组件的半杠杆功能性。
参考图3，连同上面图2的描述，在该有利实施例中，液压作动器组件200响应施加到飞行器和起落架组件的载荷，从位置300被动转移到位置400。该转移可以不需要源自飞行员、空勤人员或任何其它机械、电子装置的任何输入来实现该所需功能性。该被动操作降低了机械和液压复杂性并提高了可靠性。7
液压作动器组件200可具有其它功能。例如，液压作动器组件200可帮助将图6 到图8的转向架梁602安置成各种长度的不同位置，例如收纳或着陆位置。在典型的大型飞行器配置中，使图7的转向架梁602安置在前轮轴低于后轮轴以便贮藏在轮舱中的姿态是有利的。在此情况下，液压作动器组件200可被延长到位置500，如在图5中示出。该位置通过减少腔室212中的流体压力而被实现，这允许腔室208中的压力使得液压作动器组件200伸展。这样，在歧管中的通道允许腔室212中的流体离开腔室。在一些情况下，有利的是，整合采取位置500的命令与起落架组件收回命令，以便在飞行员命令起落架组件收回时液压作动器自动命令位置500。
液压作动器组件200可允许着陆触地期间的伸展，从而允许转向架梁纵摇的改变以促进空-地感测。液压作动器组件200可在着陆期间提供阻尼，从而限制进入飞行器其它部分的载荷。液压作动器组件200可提供转向架梁纵摇阻尼，如在图6中进一步示出。
回到图2，通过因此加压在腔室208中的流体，第二活塞202可用恒定压力操作， 例如在一个非限制有利实施例中大约2000磅/每平方英寸(psi)(可能更多或更少psi)。 恒定压力可被选择成提供充足的力来安置转向架梁以便收纳，且在地面上时不产生可以不良地加载于轮胎的过度力。
在有利实施例中，由于腔室208中的压力大于腔室210中的压力，因此第三活塞 204可维持恒定的向下力。该力可减少伸展力，并减少经受系统压力的面积。
在有利实施例中，通过使腔室212中流体的压力变化,第一活塞206可在可变压力下操作。在腔室212中的压力可取决于液压作动器组件200的操作模式而变化。例如，大约500psi的相对低压力可以为针对着陆而用于腔室212中，从而允许转向架梁运动以便空-地感测，不过根据飞行器和设计考虑，更高或更低压力可用于该目的。另一方面，腔室 212可在大约3000到大约5000psi或更大的压力下操作，以便锁定液压作动器组件200。在此情况下，液压作动器组件200可在支柱的起飞转动期间充当受拉构件。稍后，系统的返回腔室212中的压力的降低可导致支柱使嵌套的液压活塞206、204和202伸缩地伸展且同时将支柱带到收纳位置。
在有利实施例中，第二活塞202可称为主活塞，并且第一活塞206可称为伸缩活塞，以及第三活塞204可称为浮动活塞。在有利实施例中，浮动活塞204和导管238可限定与腔室208公共的腔室239，其可以大大减少用于重安置液压作动器组件200的液压流动。 结果，由于从系统供应250进入腔室208的流动大大小于必须使用系统供应250填充腔室 210时的情况，因此用来伸展液压作动器组件200以便收纳在轮舱中的时间可以被有利地减少。
现在注意力转到关于液压作动器组件200的压力范围。在示出的有利实施例中， 用于系统操作的压力范围在大约500psi和5000psi之间，不过其它范围也可以是合适的， 并可变化多达大约Opsi到大约10，OOOpsi或更多。这些压力近似并可随各特定操作或实施而变化。密封未被示出，但常规密封可以用在液压作动器组件200中示出的每个凹槽中。
在有利实施例中，多模式减压器215可提供使用单阀门的三个输出压力，如示出。 这些压力可以是0psi、500psi和5000psi,如虚感测线218表示。单阀门可通过如示出使用标准减压器并添加电磁阀输入220和电磁阀输入222到任一末端来提供三个输出压力。电磁阀输入220和电磁阀输入222可被启动从而驱动阀门完全开启或完全关闭。在电磁阀输A 220开启时,那么压力可以是大约Opsi。在电磁阀输入222开启时,那么压力可以是大约 5000psi。在电磁阀输入220和电磁阀输入222都关闭时，多模式减压器216可作为正常减压器执行，在该例子中输出大约500psi。大约500psi可以是足够低从而保持转向架梁处于着陆姿态，但仍允许转向架梁在触地时运动，从而允许飞行器使用初始转向架梁运动来触发着陆扰流板。
多模式安全阀224可以是具有电磁阀输入的普通安全阀的调整，该电磁阀输入可以是在多模式减压器216中使用的相同阀门输入。因此，例如电磁阀输入226可导致安全阀打开，以便用于收纳位置，并且电磁阀输入228可用来将安全阀置于其高压设定。通过增加弹簧预紧，电磁阀输入228可使断开压力从大约IOOOpsi增加到大约5500psi。使用多模式安全阀224可提供触地阻尼以便减少机身和机体其它部分中的负载，这会节省重量。在触地期间，第一活塞206和第二活塞202可被迅速拉出。源自腔室212杆端的流体可通过可被调整以提供合适阻尼率的多模式安全阀224离开。
压力传感器240可用来验证液压作动器组件200锁定。如果压力传感器感测到压力接近最大系统压力，那么在锁住期间液压作动器组件200可反作用于全张力载荷。注意如果密封损坏，那么不会实现全压力，由此提供测试液压作动器组件200完整性的有利方法。
单向阀230可以是可将流体捕获在液压作动器组件200中以便保持液压作动器组件200处于收纳位置(可以是完全伸展位置)的单向阀。在有利实施例中，在起落架收回之后液压力可从起落架系统去除，并且单向阀230也保持转向架梁在适当位置，同时起落架系统收拢进入轮舱。
减压器232可向腔室208提供降低的压力。该降低的压力可被选择成避免当飞行器在地面上时使前胎过载，但仍足以在选择加速时激励支柱到收纳位置。可能的可替换有利实施例可向减压器232提供电磁阀输入，以便当飞行器在地面上时关闭减压器232。在该有利实施例中，轮胎可被等同地加载。
单向阀234可在可替换伸展情况，例如在液压系统损失之后起落架组件通过可替换工具伸展的情况下使用。这种用法可使得液压作动器组件200完全伸展以便飞行器可用前胎向下着陆。该着陆过程可导致液压作动器组件200的迅速压缩。第二活塞202可首先移动，其可强制流体离开腔室210并向减压器232返回。在此情况下，腔室208中的流体也可流动到系统返回242。在有利实施例中，可为浪涌抑制提供蓄能器248。
在任何情况下，安全阀236可允许腔体208中的流体流动到第一活塞206的杆端 (这是腔室212)，强制第一活塞206下降。在第二活塞202到达第一活塞206之前该行为使第一活塞206开始运动，这减少冲击载荷。如果源自腔室210的流体流动超过回流管容量，那么该流动可流过单向阀234达到杆端空腔，进一步帮助第一活塞206的运动。在第二活塞202到达第一活塞206时，第二活塞202可接触挡块244。
在有利实施例中，第三活塞204可被容纳在第二活塞202内，在该情况下导管238 可从液压作动器组件200的头端伸展。在此情况下，第三活塞204可具有挡块246，如果第三活塞204试图过度伸展则该挡块246防止第三活塞204脱离该管。
因此，图2更详细示出图6到图8的液压支柱606的一个有利实施例。液压作动器组件200包括汽缸筒215、通过汽缸筒215的开口端可滑动接收的第一活塞206以及通过第一活塞206的开口端可滑动接收的第二活塞202。第二活塞202可在其上端包括至少一个凸耳或其它连接构件，以便附加到起落架组件上半部，如在图6到图8中示出。图6到图 8的汽缸筒215可在其下端包括至少一个凸耳或其它连接构件，以便在上凸耳枢轴612附加到转向架梁602。汽缸筒215也容纳固定到汽缸筒215的导管238。浮动活塞，即第三活塞 204被容纳在第二活塞202和导管238内。汽缸筒215的上端与第一活塞206的外表面密封接合。第一活塞206的下端与汽缸筒215的内表面密封接合。
汽缸筒215包括如在图2中示出的流体通道，从而用加压流体供应腔室212和 210。这些通道和腔室构成被容纳在公共外壁内的歧管,该歧管相对于第一、第二和第三液压活塞被设置成使得在歧管中运动的流体能够控制第一、第二和第三液压活塞的位置。在图2中示出的液压歧管的特征允许腔室212和210中的压力改变，以便可以驱使第一活塞 206以期望方式进入或离开汽缸筒215。注意歧管可采用其它形式。例如，歧管可以是以一些其它方式连接到第一、第二和第三液压活塞的一系列可能不同(更多或更少地不同于所示腔室)的腔室。在任何情况下，歧管都相对于第一、第二和第三液压活塞被布置成使得在歧管中运动的流体能够控制第一、第二和第三液压活塞的位置。
第一活塞206的上端内表面与第二活塞202的外表面密封接合。第二活塞202的内表面与第三活塞204的上外表面密封接合。导管238的上端内表面与第三活塞204的外表面密封接合。汽缸筒215包括如在图2中示出的流体通道，从而用加压流体供应腔室208 和210以及212。在图2中示出的液压作动器组件200的特征允许腔室208和210和212 中的压力改变，以便可以驱使第二活塞以期望方式离开第一活塞206，并且第二活塞202和第三活塞204 二者能够一起伸展。
如上面暗示，在液压作动器组件200中示出的嵌套活塞可具有不同设置从而实现不同功能。此外，不同阀门、减压器和其它液压部件都可被设置成改变液压流体在液压作动器组件200的各流体腔室内怎样流动，从而再次实现不同功能。因此，有利实施例不受参考图2描述的具体设置所限制。
图3到图5是根据有利实施例的使用中的液压作动器的图解。在图3到图5中示出的有利实施例对应在图2中示出的液压作动器组件200。因此，共用与图2中的附图标记相同值的图3到图5中的附图标记可对应相同部件，并可具有相似结构和功能。不是参考图2描述的全部部件都必需关于图3到图5示出；然而，全部这样的部件都可存在于一些有利实施例中。
在图3到图5中示出的有利实施例示出使用中的液压作动器组件200。在图3中， 液压作动器组件200具有当飞行器在地面上时使用的位置300。在图4中，液压作动器组件 200具有位置400。在图5中，液压作动器组件200具有位置500。
在位置300中示出的有利实施例中，腔室208可具有大约2000psi的压力，但该值可更多或更少。腔室210处在可以是恒定压力的回流压力。腔室212可具有大约500psi 的压力。在该设置中，第三活塞204和第一活塞206通过腔室208和212中的压力被抑制。 随着转向架梁运动，第二活塞202自由运动。
当飞机在地面上时，液压作动器组件200的该位置可以是有利的。因为液压作动器组件200允许在液压作动器中没有过多载荷的情况下正常转向架梁纵摇运动，所以该位置可以是有利的。此外，液压作动器可被设置成避免冲击锁住位置，从而避免前胎过载。另外，液压作动器可足够短，从而如果意外情况时，例如后起落架轮轴上的一个或更多个轮胎经受降低的气压时，防止液压作动器过载。
在位置400中示出的有利实施例中，维持腔室208和腔室210中的压力，但腔室 212中的压力可以增加以便将第一活塞206约束在完全压缩位置。在起飞期间位置400是有利的。因为液压作动器组件200具有固定长度，该固定长度具有随着起落架减震器下推时在转向架梁正面上拉起的效果，这导致后胎被压低，所以位置400对于起飞是有利的。因此，起落架组件的有效长度在转动点处更长，其允许飞机转动到更大攻角。
在着陆期间，位置400导致液压作动器组件200经历初始张力载荷。这样，在初始触地期间位置400可充当阻尼器。
在位置500中，腔室212中的压力被去除，因此腔室208中的压力完全伸展第二活塞202。第二活塞202的伸展将拉动第三活塞204到其完全伸展位置。因此，液压作动器组件200到达三个液压活塞中的每个活塞的最大伸缩伸展，以使第二活塞202的顶部延伸经过第三活塞204的顶部。因为位置500使转向架梁在期望的姿态取向从而装入轮舱内，所以位置500是有利的。不存在供应压力，并且在液压作动器组件配置中不存在可导致巨大缩回力的问题或变化。
图6到图8图解在若干有利实施例中在三个不同位置的起落架组件。图6图解在地面位置的起落架组件600 ;图7图解在收纳位置的起落架组件600 ;以及图8图解在着陆位置的起落架组件600。共用与附图标记相同值的图6到图8中附图标记可对应相似部件, 并可具有相似结构和功能。在一个可能的非限制有利实施例中，在图6到图8中的相同部件可相同并具有相同功能。在图6到图8中示出的有利实施例是在图2到图5中示出的液压作动器组件200的一种可能使用的非限制例子。起落架组件600连同液压支柱606的可能操作关于图2到图5被描述。
首先转到图7，示出根据有利实施例的在收纳位置的起落架组件的图解。起落架组件600包括液压支柱606。液压支柱606可相同或相似于在图2到图5中不出的液压作动器组件200。在图7中示出的有利实施例是在图2到图5中示出的液压作动器组件200的一种可能使用的非限制例子。起落架组件600连同液压支柱606的可能操作关于图2到图 5被描述。
现在转到图6，示出在可对应在图3中示出的位置300的地面配置中的液压支柱 606。起落架组件600也示出其它特征，其中一些关于图2到图5已在上面被描述。这些特征包括附加到减震器604下部的转向架梁602。凸耳608附加到减震器604的汽缸部分。 多个轮610附加到转向架梁602。多个轮610可包括前轮610B和后轮610A。液压支柱606 在凸耳608处枢转地附加到减震器604的上部。液压支柱606在下凸耳枢轴612处枢转地附加到转向架梁602。减震器604通过主枢轴616被附加到转向架梁602。使用中，凸耳 608和下凸耳枢轴612允许液压支柱606相对于减震器604和转向架梁602在两个不同取向运动。使用中，主枢轴616允许转向架梁602的末端相对于减震器604向上和向下枢转。
图7也示出液压支柱606，其具有经凸耳608被枢转地附加到减震器604上部的第二活塞700 (对应图2的第二活塞202)。液压支柱606的汽缸筒607 (对应图2的汽缸筒 215)在下凸耳枢轴612处被枢转地附加到转向架梁。在其它有利实施例中，液压支柱606 可重新取向，以使第二活塞(700/202)可附加到上凸耳枢轴612从而附加到转向架梁602，并且汽缸筒(215/607)可附加到减震器604的汽缸部分。
如在图7中示出，液压支柱606被致动以使第二活塞(700/202)和伸缩的第一活塞(702/206)伸展。在实施例中，两个活塞都完全伸展。在该取向中，绕主枢轴616向下驱使转向架梁602的一个末端。该取向和操作关于图2到图5被进一步描述。
在起飞离地后，液压支柱606将起落架组件600安置成一定角度，以使前轮轴低于后轮轴，如在图7中示出。在有利实施例中，该角度可以是十二度，不过该值可在小于一度到八十度或更多之间变化。可使用填充图2的腔室208所需的小流动来快速地将液压支柱 606重新安置到在图8中示出的着陆位置。
稍后，液压支柱606可被液压去能。当在轮舱中时，液压支柱606可以不用供应压力维持完全伸展的位置。腔室210中的回流压力可帮助该功能。当在该位置时，不存在可导致巨大缩回力的单一失效。
现在转到图8，示出液压支柱606，其具有经凸耳608被枢转地附加到减震器604 上部的第二活塞700 (对应图2的第二活塞202)。液压作动器606的汽缸筒607 (对应图2 的汽缸筒215)被枢转地附加到下凸耳枢轴612，下凸耳枢轴612附加到转向架梁。在其它有利实施例中，液压支柱606可以重新取向，以使第二活塞(700/202)可附加到下凸耳枢轴 612从而附加到转向架梁602，并且汽缸筒(215/607)可在凸耳608处附加到减震器604的汽缸部分。
如在图8中示出，拉动液压支柱606以使第二活塞(700/202)伸展。在该取向中， 沿与图7中示出相反的方向绕主枢轴616向下驱使转向架梁602的一个末端。在有利实施例中，角度可以是23度，不过该值可变化从而适合交通工具的需要。该取向和操作在下面进一步并关于图2到图5被描述。
在着陆前，通过收回第一活塞206，液压支柱606将起落架组件从位置500 (图5) 安置到位置400 (图4)，以使前轮轴高于后轮轴。该位置为着陆位置使转向架梁602倾斜。 在该位置中，通过图2的腔室212中的压力，用规定量的力约束液压支柱606。
在着陆期间，后胎首先接触地面，导致转向架梁绕主枢轴616转动。该运动可导致液压支柱606经历初始的大张力载荷。液压支柱606可在初始小阻力的情况下运动，从而允许空-地感测系统检测转向架梁纵摇中的改变。随着减震器604压缩，转向架梁将继续绕主枢轴616转动直到前胎接触地面。一旦前胎触及地面，则液压支柱606会经历快速压缩。在初始触地期间液压支柱606可充当阻尼器。在有利实施例中，如果没有液压力可用， 那么液压支柱606可允许飞行器在液压支柱606处于完全伸展位置时着陆，以便提供可替换着陆位置。
当在地面上时，液压支柱606允许转向架梁602绕主枢轴616的正常纵摇运动，且在液压支柱606中没有过多载荷并且没有使前胎过载。在有利实施例中，液压支柱606可以折叠足够短，从而防止任何意外情况损伤起落架组件600或飞行器。
一起考虑图7到图9，示出根据本发明的有利实施例的半杠杆式起落架组件600。 起落架组件600包括合适构造的减震器604，从而在飞行器的地面操作期间吸收和阻尼在起落架和地面之间施加的瞬时载荷，并且从而在地面上静止时支撑飞行器。减震器604通常包括上部800和被伸缩接收在上部中的下部802，以使减震器604的长度可取决于沿减震器轴线的方向被施加到起落架组件的载荷量而变化。关于初始触地，如在图8中示出，施加到起落架组件600的载荷量相对小，并因此减震器604的长度大约在最大值。
起落架组件600进一步包括轮车(wheel truck) 804,其通过在主枢轴616处被枢转地附加到减震器604的下部802的至少一个转向架梁602形成。多个轮610由转向架梁 602可转动支撑，包括分别在转向架梁602前端和后端处被支撑的至少一个前轮和至少一个后轮。通常，对于多数大型飞行器而言，主起落架组件的轮车可包括多个轮610，轮610可包括在转向架梁602前端处的轮轴上的一对前轮以及在转向架梁602后端处的轮轴上的一对后轮。一些有利实施例可以包括在前和后轮轴之间的一个或更多额外轮轴上的多个轮。 然而，在此描述的有利实施例可应用于任何轮车配置，其中该配置具有在主枢轴纵向前方或纵向后方的位置处通过转向架梁被支撑的至少一个轮，且减震器在该主枢轴处附加到转向架梁。
起落架组件600也包括液压支柱606，其可以是图2的液压作动器组件200。液压支柱606在其上端被枢转地连接到在减震器604处的凸耳608，并具有在主枢轴616前方位置处的转向架梁602上的下凸耳枢轴612处被枢转地连接的下端。液压支柱606是使转向架梁602能够相对于减震器604枢转的长度可变装置。另外，液压支柱606在如上面进一步描述被适当地控制时能够锁定到固定长度，以便驱使转向架梁602绕下凸耳枢轴612而不是绕主枢轴616枢转，以便向起落架组件600提供半杠杆功能。
图9是根据有利实施例的飞行器的框图的图解。在图9中示出的飞行器900可以是例如在图I中示出的飞行器100。关于图9描述的各种部件也可在图2到图8中被看到， 如在下面进一步描述。
飞行器900包括起落架902，其可包括多个轮轴904，多个轮胎905被布置在轮轴 904上。在其它实施例中，起落架902可具有包括一个或更多轮胎的一个或更多轮轴。在一些实施例中，起落架902可以是图I的起落架组件108或图6到图8的起落架组件600。 多个轮轴904可以是例如图6到图8的转向架梁602的一部分。多个轮胎905可以是例如图6到图8的多个轮610。
起落架902也可包括歧管906。作动器910被布置在歧管906内。作动器910在歧管906内被配置成使得连接到作动器910的起落架902可迅速收回。术语“迅速”是相对于能够收回相同或相似起落架902的机械装置或其它装置的速度而定义的。在有利实施例中，流体908的压力可变化，且之后被施加到作动器910，以便使得在飞行器900触地期间， 当施加到作动器910的压力被构造成允许空-地感测时，起落架902被作动器910约束在着陆位置。
流体908可以是例如流过相对于歧管906布置的歧管的流体。在具体例子中，流体908可在腔室内流动，例如在图2到图5的腔室208、210和212内流动。作动器910还可采用其它形式，例如在嵌套活塞设置中的额外活塞。
在实施例中，歧管906可包括多模式减压阀912。多模式减压阀912可以是例如图 2的多模式减压器216。多模式减压阀912可被配置成允许流体的可变压力设定。
在实施例中，歧管906可包括多模式安全阀914。多模式安全阀914可以是例如图2的多模式安全阀224。多模式安全阀914可被配置成允许流体908离开歧管906。在另一实施例中，多模式安全阀914可被配置成当飞行器在地面上时减少流体908的压力，以便多个轮轴904间平衡载荷。
在实施例中，蓄能器916可相对于歧管906被布置成使得在飞行器900触地期间蓄能器916吸收压力尖峰。蓄能器916可以是例如图2的蓄能器248。
在实施例中，压力传感器918可连接到歧管906和作动器910中的至少一者。压力传感器918可被配置成监控起落架902的完好情况。压力传感器918可以是例如图2的压力传感器240。
图9中飞行器900的图解不意味着暗示对其中可实施不同有利实施例的方式的物理或体系结构进行限制。可使用除图解部件之外的其它部件和/或使用其它部件代替图解部件。在一些有利实施例中一些部件可以是不必需的。同样，呈现方框从而图解一些功能部件。在不同的有利实施例中实施时，这些方框中的一个或更多个可结合和/或分割为不同方框。
图10是根据有利实施例操作飞行器中的液压作动器的方法的流程图的图解。在图10中示出的过程可使用液压活塞组件200被实施，例如在图2到图5中示出的液压活塞组件200，或可使用液压支柱606被实施，例如在图6到图8中示出的液压支柱606。
过程1000通过操作交通工具开始，该交通工具包含机身；连接到机身的机翼；连接到机身和机翼中的一个的起落架组件；连接到起落架组件的作动器，其中该作动器包含 第一液压活塞；布置在第一液压活塞内的第二液压活塞；以及布置在第一液压活塞和第二液压活塞二者内的第三液压活塞，其中该第一、第二和第三液压活塞被容纳在公共外壁内； 以及被容纳在公共外壁内的歧管，该歧管相对于第一、第二和第三液压活塞被布置成使得在歧管中运动的流体能够控制第一、第二和第三液压活塞的位置(操作1002)。在有利实施例中该方法可包括在起飞离地期间被动拉动第二液压活塞(操作1004)。在有利实施例中， 该方法可进一步包括在收纳起落架组件时，伸展第一、第二和第三液压活塞(操作1006)。
在有利实施例中，该方法可进一步包括在为针对着陆安置时收回第一液压活塞， 以便连接到起落架组件的转向架梁被安置成使得转向架梁的前轮轴相对于转向架梁的后轮轴被向上布置(操作1008)。在有利实施例中，该方法可进一步包括通过压缩第一、第二和第三液压活塞而反作用于超载情况(操作1010)。在有利实施例中，该方法可进一步包括相对于第二液压活塞驱使流体，以使作动器充当阻尼器(操作1012)。该过程此后终止。
因此，有利实施例提供作动器。该作动器包括第一液压活塞、布置在第一液压活塞内的第二液压活塞以及布置在第一液压活塞和第二液压活塞二者内的第三液压活塞。第一、第二和第三液压活塞被容纳在公共外壁内。
呈现的有利实施例提供嵌套的活塞作动器，其灵活、耐久、重量轻并且与其它作动器比较相对便宜。另外，由于有利实施例帮助飞行器着陆和起飞，因此有利实施例向飞行器操作添加了进一步的价值。有利实施例通过在初始起飞转动时增加起落架组件的高度而允许更高攻角，从而帮助飞行器起飞。其它有利实施例根据下面另外描述明显。
在不同的示出有利实施例中的流程图和框解不同有利实施例中设备和方法的一些可能实施方式的体系结构、功能性和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框都可代表操作或步骤的模块、分段、功能和/或一部分。有利实施例可被制造或配置成执行流程图或框图中的一个或更多操作。
在一些可替换实施例中，在方框中提到的一个功能或多个功能可以以图中提到顺序之外的顺序发生。例如，在一些情况下，连续示出的两个方框可基本同时执行，或这两个方框可有时以颠倒的顺序执行，这取决于所涉及的功能性。同样，除在流程图或框图中的图解方框之外还可添加其它方框。
如在此使用，术语“至少一个”在与条目列表一起使用时，意思是可使用列出条目中的一个或更多个的不同结合，并且可仅需要列表中每个条目中的一个。例如，“条目A、条目B和条目C中的至少一个”可以例如但不限于包括条目A或者条目A和条目B。该例子也可包括条目A、条目B和条目C，或条目B和条目C。在其它例子中，“至少一个”可以例如但不限于两个条目A、一个条目B和十个条目C ；四个条目B和七个条目C ；以及其它合适结合。
不同有利实施例的描述为说明和描述目的呈现，并且不意图以公开的形式详尽或限制有利实施例。许多修改和变化对于本领域技术人员明显。进一步地，不同的有利实施例可提供与其它有利实施例比较的不同优点。选择的有利实施例或多个实施例被挑选并描述，以便最优解释有利实施例的原理、实际应用，并使本领域技术人员能够理解具有各种修改的各种有利实施例的公开适合企图的特别使用。
权利要求
1.一种装置，包含第一液压活塞(116)；布置在所述第一液压活塞(116)内的第二液压活塞(118)以及布置在所述第一液压活塞(116)和所述第二液压活塞(118) 二者内的第三液压活塞(120)，其中所述第一、第二和第三液压活塞被容纳在公共外壁(114)内；以及连接到所述第一、第二和第三液压活塞的歧管(122)，所述歧管(122)相对于所述第一、第二和第三液压活塞被布置成使得运动通过所述歧管(122)的流体能够控制所述第一、第二和第三液压活塞的位置。
2.根据权利要求I所述的装置，其中所述公共外壁(114)包括被配置成分隔在所述装置的腔室内的流体容积的导管(238)。
3.根据权利要求I和2所述的装置，其中所述第三液压活塞(120)包含浮动活塞。
4.根据权利要求1-3中任何一条所述的装置，其中所述公用外壁(114)包括被配置成分隔在所述装置的腔室内的流体容积的导管(238)，并且其中所述浮动活塞被配置在所述导管(238)内以使得连接到所述浮动活塞的起落架组件(600)可以相对于机械装置迅速伸展以便重新安置起落架组件(600)从而收入不容纳所述浮动活塞和所述导管(238)的轮舱。
5.根据权利要求1-4中任何一条所述的装置，进一步包含连接到所述起落架组件￠00)的飞行器。
6.根据权利要求1-5中任何一条所述的装置，进一步包含连接到所述歧管(122)的多模式安全阀(914)，其中所述多模式安全阀(914)被配置成当所述飞行器在地面上时减少所述第一液压活塞(116)、第二液压活塞(118)和第三液压活塞(120)中的一个或更多个中的流体压力。
7.根据权利要求1-6中任何一条所述的装置，进一步包含蓄能器(248)，其相对于所述歧管(122)被布置成使得所述蓄能器(248)在所述飞行器触地期间吸收压力尖峰。
8.根据权利要求1-7中任何一条所述的装置，进一步包含连接到所述歧管(122)的压力传感器(918)，其中所述压力传感器(918)被配置成监控所述装置的完好情况。
9.根据权利要求1-8中任何一条所述的装置，其中所述第一液压活塞(116)和第二液压活塞(118)被配置成伸缩作动，以使得在完全伸展位置时，所述第二液压活塞(118)伸展经过所述第一液压活塞(116)的顶部，并且所述第一液压活塞(116)伸展经过所述作动器的所述公共外壁(114)。
10.根据权利要求1-9中任何一条所述的装置，其中所述第三液压活塞(120)连同所述导管(238)产生与所述第二活塞公共的较小腔室。
11.根据权利要求1-10中任何一条所述的装置，其中所述第三液压活塞(120)独立于所述第一液压活塞(116)和第二液压活塞(118)运动。
12.根据权利要求1-11中任何一条所述的装置，其中所述第一液压活塞(116)能够通过施加到所述第一液压活塞(116)任一末端的不同流体压力的力而在所述公共外壁(114) 内延伸或收回。
13.根据权利要求1-12中任何一条所述的装置，其中流体压力能够变化从而在所述飞行器触地期间提供空-地感测。
14.根据权利要求1-13中任何一条所述的装置，其中所述装置可进一步被配置成使得所述第二液压活塞(118)中的流体能够在命令时运动到所述第一液压活塞(116)，并且使得所述第一液压活塞(116)中的流体能够在命令时运动到所述第二液压活塞(118)。
全文摘要
本发明涉及一种装置，其包括第一液压活塞、布置在第一液压活塞内的第二液压活塞以及布置在第一液压活塞和第二液压活塞二者内的第三液压活塞。第一、第二和第三液压活塞被容纳在公共外壁内。歧管连接到第一、第二和第三液压活塞。歧管相对于第一、第二和第三液压活塞被布置成使得在歧管中运动的流体能够控制第一、第二和第三液压活塞的位置。
文档编号B64C25/22GK102530243SQ20111038609
公开日2012年7月4日 申请日期2011年11月22日 优先权日2010年11月22日
发明者G·M·林达尔, M·L·R·梅勒 申请人:波音公司