活动的半摇臂起落装置制造方法

文档序号:4137252阅读:179来源:国知局
活动的半摇臂起落装置制造方法
【专利摘要】本发明涉及活动的半摇臂起落装置,并且公开了一种用于此处公开的飞机半摇臂起落装置系统的活动的油压系统,其包含主支柱、辅助支柱、轮轴架梁和增压机构。在起飞滑跑阶段中,增压机构可增加主支柱中的压力,将主支柱活塞迫使到完全延长的长度。通过主支柱、辅助支柱和轮轴架梁的动作,可增加在地面之上的飞机高度,提供飞机的更大的可实现的旋转角。
【专利说明】活动的半摇臂起落装置

【背景技术】
[0001]在具有三轮式起落装置的典型的大型飞机的起飞阶段期间,飞行员将操纵飞机的飞行控制,以使得飞机旋转。在旋转期间,飞机围绕它的主起落装置轮架的轴线枢转,使得飞机的头部上仰,同时飞机的尾部向地面移动。飞机将绕轴线旋转,直至优选地飞机处于针对给定的飞机设计和起飞条件的正确的旋转角。针对任何给定的飞机设计的最大旋转角受到飞机旋转期间飞机在机身尾部区段下面的部分和地面之间的距离的限制。
[0002]飞机制造商已经设计了多种类型的起落装置,以便增加飞机在机身尾部区段下面的部分和地面之间的距离,从而提供更大的旋转角。一个示例是半摇臂起落装置(SLG)。传统的SLGs包含轮轴架梁和枢轴地连接至轮轴架梁以便形成机轮轮架的主支柱。通常,轮轴架梁通常包含前组机轮和后组机轮,并且可包含在前组和后组之间的另外的机轮组。前组机轮和后组机轮被附连到轮轴架梁的相对的远端。主支柱的下部(起落装置减震支柱)被附连到轮轴架梁的中心位置。辅助支柱也被附连到主支柱的上游部分,并且在接近前组机轮的位置附连到轮轴架梁。辅助支柱结合主支柱使用,以便绕在中心位置的轴线旋转轮轴
MM
O
[0003]在典型的SLG中,主支柱包含活塞和油压-气动(机油-空气)腔,当装满压缩气体时,油压-气动腔将使得主支柱活塞延长,并且增加主支柱的长度。这个主(减震)支柱用于抑制或减少轮轴架梁和飞机之间的加速度,以便减少进入飞机内的负载以及提高飞机甲板上的人员的舒适度。
[0004]传统的SLG的优势是,在起飞期间,利用SLG的飞机可通过轮轴架梁和支柱的相互作用而具有增加的旋转角。随着飞机前进速度增加,机翼将开始提升飞机,并且起落装置减震支柱将延长。由于SLG系统,辅助支柱不随着主支柱延长而延长。这种动作具有绕中心枢轴点旋转轮轴架梁的效果,以便前组机轮高于后组机轮,从而增加飞机的高度和允许更大的飞机旋转。进一步地,在起飞的旋转阶段期间,飞机将绕后组机轮的轴线旋转,而不是绕主支柱所处的轮轴架梁的中心点旋转。向后移动旋转中心也允许飞机增加旋转角。
[0005]虽然比其他类型的起落装置提供了增加的起飞性能水平,但如果没有适当地设计,SLG仍可以减少着陆性能。着陆性能的减少可归因于作用于主支柱的附加力,其引起主支柱压缩,并且因此降低了飞机的高度。通过传统的SLG系统,油预装载压力的水平可以被增大,以便最小化减震支柱压缩。增大的油预装载压力可导致起飞和着陆性能之间的折衷。
[0006]提出了本文的公开所关于的这些和其他注意事项。


【发明内容】

[0007]应该明白,提供本
【发明内容】
从而以简化形式介绍选择的概念,所述概念在下面的【具体实施方式】中进一步描述。本
【发明内容】
不意图用于限制要求保护的主题的范围。
[0008]根据本文公开的一个方面,提供了用于飞机的活动的半摇臂起落装置。活动的半摇臂起落装置可包含附连到轮轴架梁的主支柱。主支柱可包含具有腔压力的主支柱油压-气动腔和主支柱活塞。活动的半摇臂起落装置也可包含增压机构。油压-气动腔可包含流体,该流体包括气体和流体。增压机构可包含具有第一流体部分压力的第一流体部分,以及具有第二流体部分压力的第二流体部分。第一流体部分可以与主支柱油压-气动腔的流体选择性地耦接。第二流体部分压力的增加可增加第一流体部分压力。第一流体部分压力的增加可增加主支柱的腔压力,以便将活塞移动到延长的长度,从而在操作的起飞阶段期间,提供更长的主支柱和地面之上的增加的飞机高度。
[0009]根据本文公开的另一个方面,提供了用于提供飞机中的活动的半摇臂起落装置的方法。该方法可包含接收飞机处于起飞滑跑阶段的输入,通过增加增压机构的第二流体部分中的压力而增加增压机构的第一流体部分中的压力,并且通过将第一流体部分中的压力的增加流体转移给主支柱油压-气动腔而将主支柱活塞延伸到延长的位置。
[0010]根据本文公开的另一个方面,提供了用于半摇臂起落装置的压力设备。该压力设备可包含主支柱设备,该主支柱设备可包含主支柱油压-气动腔和主支柱活塞。压力设备也可包含选择性地耦接至主支柱油压-气动腔的增压机构。增压机构可包含第一流体部分和第二流体部分。压力设备可进一步包含用于选择性地将主支柱设备耦接至增压机构的控制器。当增压机构被耦接至主支柱油压-气动腔时,第二流体部分中的压力增加可引起第一流体部分和主支柱油压-气动腔中的压力的增加,迫使主支柱活塞延伸到延长的长度。当从主支柱解耦增压机构和打开排放阀时,第二流体中的压力的减少可引起第一流体和主支柱油压-气动腔中的压力的减少。
[0011]进一步地,本公开包括根据下列条目所述的实施例。
[0012]条目1.一种用于飞机的活动的半摇臂起落装置,其包括:
[0013]附连到轮轴架梁的主支柱,该主支柱包括具有腔压力的主支柱油压-气动腔以及主支柱活塞;和
[0014]增压机构,其包括具有第一流体部分压力的第一流体部分,以及具有第二流体部分压力的第二流体部分,其中第一流体部分与主支柱油压-气动腔选择性地耦接,
[0015]其中第二流体部分压力的增加增大了第一流体部分压力,和
[0016]其中第一流体部分压力的增加增大了腔压力,以便将主支柱活塞的长度延伸到延长的长度,从而在操作的起飞阶段期间,提供更长的主支柱和地面之上的增加的飞机高度。
[0017]条目2.根据条目I的活动的半摇臂起落装置,进一步包括止回阀,该止回阀配置为当第一流体部分压力大于腔压力时处于打开位置,而当第一流体部分压力小于腔压力时处于关闭位置。
[0018]条目3.根据条目I的活动的半摇臂起落装置,进一步包括排放阀,该排放阀配置为选择性地打开并且将腔压力释放到增压机构内,以便减少腔压力。
[0019]条目4.根据条目3的活动的半摇臂起落装置,其中排放阀配置为在接收到来自控制器的命令后打开和关闭。
[0020]条目5.根据条目I的活动的半摇臂起落装置,其中增压机构进一步包括在第一流体部分和第二流体部分之间设置的活塞,该活塞将第一流体部分与第二流体部分流体地分开。
[0021]条目6.根据条目5的活动的半摇臂起落装置,其中活塞包括排放口,该排放口配置为减少穿过活塞的第一流体和第二流体的交叉污染。
[0022]条目7.根据条目I的活动的半摇臂起落装置,进一步包括高压源,用以增加第二流体部分压力。
[0023]条目8.根据条目I的活动的半摇臂起落装置,进一步包括配置为选择性地控制第二流体部分压力的增加或减少的液压旁通阀。
[0024]条目9.根据条目8的活动的半摇臂起落装置,其中液压旁通阀配置为在接收到来自控制器的命令后打开和关闭。
[0025]条目10.根据条目I的活动的半摇臂起落装置,进一步包括共同的液压存储器,用以接收流体和将流体提供给第二流体部分。
[0026]条目11.根据条目I的活动的半摇臂起落装置,其中第一流体部分包括气体,而第二流体部分包括液体。
[0027]条目12.—种用于提供飞机中的活动的半摇臂起落装置的方法,该方法包括:
[0028]接收飞机处于起飞滑跑阶段中的输入;
[0029]通过增加增压机构的第二流体部分中的压力而增加增压机构的第一流体部分中的压力;和
[0030]通过将第一流体部分中的压力增加流体地转移给主支柱油压-气动腔而将主支柱活塞延伸到延长的位置。
[0031]条目13.根据条目12的方法,其中增加第二流体部分中的压力包括允许高压液体进入第二流体部分。
[0032]条目14.根据条目13的方法,其中允许高压液体进入第二流体部分包括打开液压旁通阀,以便允许高压液体进入第二流体部分。
[0033]条目15.根据条目12的方法,进一步包括在起飞滑跑阶段期间维持辅助支柱的长度。
[0034]条目16.根据条目12的方法,其中通过将活塞迫使到第一流体部分中以压缩第一流体部分中的流体的第二流体部分中的压力而提供第一流体部分中的压力的增加。
[0035]条目17.根据条目12的方法,进一步包括:
[0036]接收完成起飞滑跑阶段的输入;
[0037]通过减少第二流体压力和允许增压汽缸活塞的收回,减少主支柱油压-气动腔中的压力;和
[0038]收回辅助支柱。
[0039]条目18.根据条目17的方法,其中通过减少第二流体腔中的压力收回增压汽缸活塞包括:
[0040]打开阀门,以便排放第二流体部分中的压力,从而减少第一流体部分中的压力;和
[0041]打开排放阀,以便通过排放阀将主支柱油压-气动腔中的压力流体地转移到第一流体部分中。
[0042]条目19.一种用在半摇臂起落装置中的压力设备,包括:
[0043]包括主支柱油压-气动腔和主支柱活塞的主支柱设备;
[0044]选择性地耦接至主支柱油压-气动腔的增压机构,该增压机构包括第一流体部分和第二流体部分;和
[0045]用于选择性地将主支柱设备耦接至增压机构的控制器,
[0046]其中当将增压机构耦接至主支柱油压-气动腔时,第二流体部分中的压力的增加使得第一流体部分和主支柱油压-气动腔中的压力增加,迫使主支柱活塞延伸到延长的长度,
[0047]其中当从主支柱油压-气动腔解耦增压机构并且打开排放阀时,第二流体部分中的压力的减少引起第一流体部分和主支柱油压-气动腔中的压力的减少。
[0048]条目20.根据条目19的压力设备,进一步包括:
[0049]液压泵,用以提供液体的高压源,以便增加第二流体部分中的压力;
[0050]液压存储器,其在排放第二流体部分时接收液体;
[0051]液压旁通阀,其被控制器控制并且具有第一位置和第二位置,该第一位置允许液体的高压源进入第二流体部分,该第二位置在排放第二流体部分时将液体引导到液压存储器;和
[0052]排放阀,其由控制器控制并且具有允许主支柱压力释放到增压机构的位置。
[0053]条目21.—种包括根据条目1、2、19或20的活动的半摇臂起落装置(100)的飞机
(102)。
[0054]本文公开的特征、功能和优势可在目前公开的主题的多个实施例中独立地实现或可在其他实施例中结合,其进一步的细节可参考以下说明和附图。

【专利附图】

【附图说明】
[0055]图1A是图示操作的滑行阶段期间的传统的半摇臂起落装置机轮轮架的现有技术的图示。
[0056]图1B是图示操作的起飞旋转阶段期间的传统的半摇臂起落装置机轮轮架的现有技术的图示。
[0057]图2是根据此处介绍的实施例图示在操作的起飞旋转阶段期间,利用活动的减震支柱增压系统的半摇臂起落装置机轮轮架的图示。
[0058]图3是根据此处介绍的实施例用于为起落装置系统的减震支柱提供活动增压系统的压力装置的系统图。
[0059]图4A是根据此处介绍的实施例显示操作的滑行阶段期间的活动的减震支柱增压系统的系统图。
[0060]图4B是根据此处介绍的实施例显示操作的起飞阶段期间的活动的减震支柱增压系统的系统图。
[0061]图4C是根据此处介绍的实施例显示操作的飞行阶段期间的活动的减震支柱增压系统的系统图。
[0062]图4D是根据此处介绍的实施例显示操作的着陆阶段期间的活动的减震支柱增压系统的系统图。
[0063]图5是根据此处介绍的实施例使用活动SLG的示例性方法。

【具体实施方式】
[0064]以下【具体实施方式】针对在飞机中使用的活动的半摇臂起落装置机轮轮架,以便在起飞阶段中提供增加的旋转角。应该明白,油压起落装置系统的应用仅用于说明性的目的并且不反映将本公开的范围限于仅油压系统的意图。如上述简短地讨论的,飞机关于地面的高度影响起飞期间可实现的旋转角。限制旋转角可影响飞机的性能。在传统的起落装置系统中,包含传统的半摇臂起落装置(SLG)系统,起落装置的配置可限制飞机在起飞期间实现期望的旋转角的能力。图1A和IB图示了滑行和起飞阶段期间的传统的SLG的示例性实施方式。
[0065]图1A显示的是由飞机102使用的SLG100。显示了操作的滑行阶段期间的SLG100。SLG100包含主支柱104,其是在主枢轴点106枢轴地附连到轮轴架梁108的装置。轮轴架梁108是机轮轮架110的部分,机轮轮架110包含前组机轮112、中间组机轮114和后组机轮116。在图1的配置中,SLG100具有零度的旋转角,因为轮轴架梁108与地面118平行。SLG100也包含辅助支柱120,该辅助支柱120在辅助支柱120的一端枢轴地附连到主支柱104并且在另一端附连到轮轴架梁108。
[0066]主支柱104包含主支柱活塞122。可通过改变主支柱104中的压力延长或收回主支柱活塞122。显示了具有长度X的主支柱104。辅助支柱120包含辅助支柱活塞124。可通过改变辅助支柱120中的压力延长或收回辅助支柱活塞124或将其保持在固定的长度。显示了具有长度Y的辅助支柱120。在滑行阶段期间,主支柱104和辅助支柱120可配置为在前组机轮112和后组机轮116之间提供相等的或接近相等的压力。在这个配置中,存在围绕主枢轴点106的最小扭矩。如以下通过图1B的示例性方式所述,在飞机102的起飞阶段期间改变主支柱104和辅助支柱120中的压力,以提供半摇臂起落装置。
[0067]图1B显示了飞机102的起飞阶段期间的SLG100。如图1B中显示的,已经获得了地面118对轮轴架梁108的角度α。如图1B图示的,随着飞机102从通过图1A中的示例性方式显示的零旋转角旋转到图1B显示的角度β,前组机轮112和中间组机轮114已经离开地面118。如此处应用的,角度β是飞机102相对于地面118的角度。在典型的半摇臂起落装置设计中,增加主支柱104的长度和保持辅助支柱120不变。以示例性说明,显示了具有长度Χ+Α的主支柱104,所述长度Χ+Α代表基于图1A图示的配置的长度的增加。
[0068]在某些配置中,增加主支柱104的长度,同时保持辅助支柱120不变。这引起轮轴架梁108围绕前枢轴点107枢转,该前枢轴点107是辅助支柱120结合轮轴架梁108的位置,相对于前组机轮112在向下的方向中推动后组机轮116。在飞机旋转期间,飞机102将以辅助枢轴点126枢转而不是以主枢轴点106枢转。主支柱104的长度和轮轴架梁108的长度以及轮轴架梁108围绕前枢轴点107的枢转提供了离地净高Ζ,该离地净高Z从飞机在机身尾部区段128下面的部分和地面118测量。离地净高Z可以大于在没有辅助枢轴点126的情况下利用起落装置装配获得的高度。
[0069]在某些状况下,可能期望的是将离地净高从离地净高Z增加到更大的量,即离地净高Ζ’。例如,飞机102可能能够和设计成实现最大角度β ’,但是由于实际情况,飞机102只能实现角度β。针对这种情况可能存在若干原因。例如,当仍然通过主支柱104支撑飞机重量的一部分并且主支柱104的长度不在最大值时,可在起飞旋转期间出现最小离地净闻Z0
[0070]图2图示了活动的SLG200,其中提升压力源用于实现飞机102的起飞阶段期间的离地净高Ζ’。离地净高Ζ’可提供实现角度β '的能力。应该明白,可根据某些阀门组合、流体导管和压力转移机构描述此处提供的公开。然而,本公开不限于任何具体的配置,因为其他配置可用于执行此处描述的多种功能。任何具体的配置仅是说明性的并且不将本公开限于那一个特定配置。
[0071]根据此处描述的多种实施例,为了提供离地净高Z’,将主支柱104从如图1B图示的长度X+A延长到如图2图示的延长的长度X+A’,以便提供更长的主支柱。主支柱104的额外的长度可将离地净高从图1B的离地净高Z增加到图2的离地距离V,以及在操作的起飞阶段期间地面之上的增加的飞机高度。
[0072]为了将主支柱104的长度增加到更大的距离,使用增压机构230。增压机构230是通过压力管路232与主支柱104选择性地耦接的设备。多种阀门和其他机构可用于将增压机构230与主支柱104流体连接和断开。增压机构230被用作压力的来源,以便增加主支柱104中的压力,使得主支柱104在飞机102的操作的多种阶段期间活动。来自增压机构230的主支柱104中的压力的增加引起主支柱活塞122从长度X+A延长到长度X+A’,如下面图3中更详细地解释的。
[0073]图3是显不根据本公开的多种实施例的气动和液压系统300的系统图不。系统300包含主支柱104和增压机构230。如上述关于图2讨论的,增压机构230用于增加主支柱104中的压力,引起主支柱活塞122从长度X+A移动到延长的长度X+A’。
[0074]增压机构230包含第一流体部分334和第二流体部分336。在图3描述的配置中,第一流体部分334中的流体可以是气体,而第二流体部分336中的流体可以是液体。然而,应该明白,目前公开的主题不限于任何具体的液体/气体配置。在某些实施方式中,第一流体部分334包含氮、空气、其组合,等等。在进一步的实施方式中,第二流体部分336可包含油、水、其组合,等等。应该明白,可在第二流体部分336中使用除了液体以外的流体,并且可在第一流体部分334中使用除了气体以外的流体。进一步地,应该明白,此处描述的概念不限于任何特定类型的流体,如某些流体可以是可压缩的,如在气体的情况下,或某些流体可以是不可压缩的,如在液体的情况下。例如,第一流体部分334可包含油,而第二流体部分336可包含高压空气。这些和其他组合被认为是在本公开的范围内。
[0075]增压机构230进一步包含将第一流体部分334与第二流体部分336流体分开的活塞338,该活塞338的结构定义了第一流体部分334和第二流体部分336。由于第一流体部分334和第二流体部分336之间的流体的分离,两者之间的压力差可将推动力施加在活塞338上,其可以引起活塞338从具有更高的推动力的部分移动离开并进入具有更低的推动力的部分。例如,如果由第二流体部分336中的压力形成的推动力大于由第一流体部分334中的压力形成的推动力,力的差将使得活塞338移动并压缩第一流体部分334。以相似的方式,如果由第二流体部分336中的压力形成的推动力小于由第一流体部分334中的压力形成的推动力,力的差将引起活塞338移动并压缩第二流体部分336。
[0076]增压机构230用于增加主支柱104中的压力。增压机构230中的压力通过压力管路232转移到主支柱油压-气动腔340。如上文简略地提到的,油压腔的使用仅用于说明性的目的并且不反映将此处公开的主题的范围仅限于油压腔的意图。在某些实施方式中,主支柱油压-气动腔340包含气体和液体。液面341说明了气体和液体之间的相位分离。然而,应该明白,主支柱油压-气动腔340中的流体可以完全是气体。压力管路232将第一流体部分334流体连接至主支柱油压-气动腔340。在操作中,当第一流体部分334中的压力增加到超过主支柱油压-气动腔340中的压力时,在止回阀342两端感知到压力差,其引起止回阀342移动到打开位置,将压力从第一流体部分334释放到主支柱油压-气动腔340内。止回阀342通常将保持打开,同时第一流体部分334中的压力大于主支柱油压-气动腔340中的压力。
[0077]一旦第一流体部分334和主支柱油压-气动腔340之间的压力相等,或大体上相同,止回阀342可移动到关闭位置,将增压机构230与主支柱104断开。应该明白,止回阀342可包含偏压机构(没有显示),其可以在压力的均衡之前引起止回阀342关闭。应该明白,此处提供的本公开不限于关闭止回阀342必须的任何压力差。主支柱油压-气动腔340的压力的增加引起在主支柱活塞122的头部343处感知到压力的增加。因而,主支柱活塞122从长度X+A (其是在主支柱油压-气动腔340中的压力增加之前的长度)移动到长度X+A’ (其是在主支柱油压-气动腔340中的压力增加之后的长度)。
[0078]为了增加第二流体部分336中的压力,提供液压泵344。液压泵344从液压存储器346提取流体,通过抽吸动作增加压力,并且将高压流体泵送到第二流体部分336中。液压存储器346可以是由多种液压负载使用的常见的存储器,或者可以是用于系统300的专用存储器。液压旁通阀348可用于允许或停止离开液压泵344的流体流入第二流体部分336。在某些配置中,这可选择性地控制第二流体部分336中的压力的增加或减少。液压旁通阀348可以是适于阻止或限制流体的流动的任何类型的阀门。在图3图示的实施方式中,液压旁通阀348是由液压命令模块350控制的三端口电磁阀。
[0079]液压命令模块350可以从控制器358接收命令,以便定位液压旁通阀348。例如,在飞机起飞期间,液压命令模块350可接收输入,以便配置液压旁通阀348,从而允许流体从液压泵344进入第二流体部分336。在起飞之后,液压命令模块350可接收输入,以便配置液压旁通阀348,以便允许流体从第二流体部分336进入液压存储器346。应该明白,尽管控制器358被说明为单个组件,但此处公开的概念不限于这种方式。控制器358可包含来自飞机102中的多个组件的一个或更多个控制器。控制器358可以是硬件、软件、人、或其组合。
[0080]一旦完成了飞机102的起飞阶段,SLG200可能需要重新配置以用于着陆模式。如果主支柱油压-气动腔340中的压力仍然处于由增压机构230提供的增加的压力,主支柱104可能不能吸收着陆的物理冲击,提供硬着陆并且可以引起对飞机的SLG200或其他组件的损害。
[0081 ] 因而,为了减少主支柱油压-气动腔340中的压力,在一个实施方式中,增压机构230配置为提供排放路径,以便释放主支柱油压-气动腔340中的压力。如上面讨论的,一旦增压机构230中的压力处于主支柱油压-气动腔340中的压力或之下,则关闭止回阀342。为了释放压力,液压命令模块350引起液压旁通阀348移动到将流体从第二流体部分336引导到液压存储器346中的位置,液压存储器346处于比第二流体部分336更低的压力。
[0082]流体从第二流体部分336到液压存储器346的排放可减少第二流体部分336中的压力。这可引起活塞338远离第一流体部分334向着第二流体部分336移动,增加第一流体部分334的体积,从而减少了第一流体部分334中的压力。
[0083]辅助排放口 352可被提供以帮助流体336和334的分离,因而最小化流体336进入腔334和340的风险,并且最小化流体334进入腔336的风险。这可抑制流体的交叉污染。
[0084]当主支柱油压-气动腔340中的压力大于增压机构230中的压力时,止回阀342被设计用于停止或限制流体从主支柱油压-气动腔340流到增压机构230中。这将主支柱104与增压机构230流体断开,允许主支柱104的传统的操作。然而,可能期望或必须的是,通过增压机构230释放主支柱104中的压力。因而,在图3图示的配置中,提供排放阀354。
[0085]排放阀354可以是由排放命令模块356控制的两端口电磁阀。可选择性地打开排放阀354,以便释放主支柱油压-气动腔340中的压力。排放命令模块356可接收来自控制器358的命令,以便允许释放来自主支柱104的压力。因而,排放命令模块356可将电信号提供给排放阀354,在接收到电信号后,该电信号使得排放阀354打开。在这种配置中,主支柱油压-气动腔340中的压力可通过排放阀354释放,并释放到第一流体部分334中。压力然后通过活塞338的移动转移到第二流体部分336,并且最终排放在液压存储器346中。一旦完成排放过程,排放命令模块356可提供电信号,以便关闭排放阀354。进一步地,液压命令模块350可向液压旁通阀348提供电信号,使其到达空档位置。
[0086]图4A-4D提供了此处的公开在飞机操作的多种阶段期间的进一步操作描述。如上述讨论的,可能期望的是,在飞机操作的特定阶段期间增加主支柱油压-气动腔340中的压力,同时允许主支柱104在其他操作期间以常规的配置操作。在上文提供关于着陆阶段的一个示例。在着陆阶段期间,可以校准主支柱104中的压力,以便吸收从降落的飞机102施加在SLG200上的力。如果主支柱104中的压力高于该校准的量,则主支柱104可以不吸收预期程度的力,因而可引起对飞机102的损害,以及为飞机102中的乘客提供不舒服的着陆。
[0087]参考图4A,SLG200处于地面配置。飞机102可以处于滑行,位于机场的登机口,沿着地面移动,或另外的非起飞阶段。在这个阶段,主支柱油压-气动腔340处于传统配置和压力。飞机102的重量由主支柱104部分地负担,使得主支柱活塞122具有长度X。第二流体部分336中的压力处于最小或低水平,如当排放第二流体部分336时可提供的。由于第一流体部分334中的压力的力,活塞338位于增压机构230的底部。因为增压机构230可被排放,止回阀342可被关闭,以便阻止被转移到增压机构230的主支柱油压-气动腔340中的压力的增加。应该明白,图4A-4D中的多种组件的位置可随不同的说明而变化,并且此处提供的公开不限于任何具体的位置。
[0088]图4B图示了装料阶段期间的SLG200,其在飞机102的起飞期间出现。如图示的,主支柱活塞122已经从图4A图示的长度X移动到图4B图示的长度X+A’。长度X+A’与比图1B和图3图示的长度X+A更长的长度相关。为了提供更长的长度,主支柱油压-气动腔340已经接收到来自增压机构230的压力增加。第二流体部分336中的压力已经增加,引起第二流体部分336和第一流体部分334之间的压力差,其引起活塞338移动并压缩第一流体部分334。压缩增加了第一流体部分334中的压力。这种压力增加通过232转移到主支柱油压-气动腔340,迫使主支柱活塞122移动到长度X+A’。
[0089]一旦飞机102起飞,SLG200通常被装载到飞机102的起落架中的隔区内。通常在与飞机102同轴的临近水平位置中装载SLG200,因而引起液面341从图4B图示的位置移动到图4C图示的位置。在飞机102处于飞行中时,可能有益的是,释放主支柱油压-气动腔340中的压力。为了释放压力,减少了第二流体部分336中的压力。第二流体部分336中的压力的减少引起由活塞338感知的差分压力。这种差分压力将活塞338向下迫使到第二流体部分336中,从而减少第一流体部分334中的压力。主支柱油压-气动腔340中的压力通过管路232释放并释放到增压机构230中。主支柱活塞122仍然具有长度X+A’,因为没有通过主支柱104支撑飞机,并且流体340中剩余的压力迫使主支柱活塞122完全地延长。
[0090]图4D图示了着陆阶段期间的SLG200。在着陆期间,因为主支柱活塞122支撑飞机并且增加了腔340中的流体的压力,所以主支柱活塞122被压缩到长度L。止回阀342可阻止主支柱油压-气动腔340中的压力传递到增压机构230中。增压机构230被显示处于非活动状态中。
[0091]现在参考图5,详细地描述了用于提供活动的半摇臂起落装置系统的说明性程序。除非另外指出,否则应该明白,可执行比图中显示的和此处描述的操作更多或更少的操作。另外,除非另外指出,否则也可以与此处描述的顺序不同的顺序执行这些操作。
[0092]从操作502开始程序500,其中在SLG200处接收飞机102开始起飞滑跑阶段的输入。应该明白,可在飞机102的操作的多种阶段中使用此处描述的技术。另外,在起飞阶段内,可在起飞阶段期间的多个时间使用此处描述的技术。描绘任何具体的时间的任何描述仅仅是说明性的,并且不使本公开限于该具体的时间。
[0093]在一个实施方式中,当接收到飞机102处于起飞滑跑阶段中的输入时,液压命令模块350将信号发送给液压旁通阀348,以便允许高压液体进入增压机构230的第二流体部分336。高压液体可来自多种来源,包含作为示例但不作为限制的,液压泵344。在某些实施方式中,在起飞滑跑阶段期间维持辅助支柱活塞124的长度。
[0094]从操作502,程序500进行到操作504,其中增压机构230的第二流体部分336中的压力的增加增大了增压机构230的第一流体部分334中的压力。通过图3和图4B中的示例而不作为限制的说明,第二流体部分336中的压力的增加逆着第一流体部分334中的气体推动活塞338,增加第一流体部分334中的压力。如先前提到的,本公开不限于任何具体的流体配置,如第一流体部分334或第二流体部分336可包含气体或液体。进一步地,应该明白,就其他操作来说,可在操作502之前发生操作504。
[0095]从操作504,程序500进行到操作506,其中主支柱活塞122被延长以便通过将增压机构230的第一流体部分334中的压力增加转移给主支柱油压-气动腔340而配置起飞的飞机102。通过图3和图4B中的作为示例但不作为限制的进一步的图示,一旦第一流体部分334中的压力大于主支柱油压-气动腔340中的压力,则打开止回阀342,允许第一流体部分334中的压力流体转移给主支柱油压-气动腔340。主支柱油压-气动腔340中的压力增加增大了主支柱活塞122上的压力,将主支柱活塞122迫使到长度X+A’的位置。
[0096]从操作506,程序500进行到操作508,其中接收到飞机已经完成起飞操作的输入。该输入可来自多种来源,它的公开不限于任何具体的来源。起飞完成通知可用于重新配置主支柱508,以用于飞行和最后的着陆。
[0097]从操作508,程序500进行到操作510,其中排放增压机构压力。在一个实施方式中,操作508和510是排放主支柱340的开始阶段。通过图3和图4C中作为示例但不作为限制的图示,液压命令模块350将命令传送给液压旁通阀348,以便使阀门复位,从而去除高压的来源并且将第二流体部分336排放到液压存储器346中。这释放了第二流体部分336中的压力,允许第一流体部分334中的压力向下迫使活塞338,从而减少第一流体部分334中的压力。
[0098]从操作510,程序进行到操作512,其中释放主支柱中的压力,以便配置着陆的飞机102。辅助支柱120中的压力也被减小,以便允许着陆期间辅助支柱的压缩或延长。通过图3、4C和4D中的作为示例但不作为限制的说明,排放命令模块356将电子命令传送给排放阀354,以便允许主支柱油压-气动腔340中的压力被流体转移给增压机构230的第一流体部分334。第一流体部分334中的压力增加将活塞338向下迫使到第二流体部分336内,释放主支柱油压-气动腔340中的压力。主支柱油压-气动腔340中的压力减少允许主支柱104配置用于传统的着陆。进一步地,应该明白,就其他操作来说,可在操作510之前发生操作508。此后,程序500结束。
[0099]以上描述的主题仅通过说明性方式提供并且不应该被视为限制。可在不遵从图示和描述的示例性实施例和应用以及不脱离本主题的真实精神和范围的情况下,对此处描述的主题做出多种修改和改变,在所附权利要求中阐明所述主题的实施例。
【权利要求】
1.一种用在飞机(102)中的活动的半摇臂起落装置(100),其包括: 附连到轮轴架梁(108)的主支柱(104),所述主支柱(104)包括具有腔压力的主支柱油压-气动腔(340)和主支柱活塞(122);和 增压机构(230),其包括具有第一流体部分压力的第一流体部分(334)以及具有第二流体部分压力的第二流体部分(336),其中所述第一流体部分(334)与所述主支柱油压-气动腔(340)选择性地耦接, 其中所述第二流体部分压力中的增加增大了所述第一流体部分压力,和 其中所述第一流体部分压力中的增加增大了所述腔压力,以便将所述主支柱活塞(122)的长度延伸到延长的长度,以便在操作的起飞阶段期间,提供更长的主支柱(104)和地面之上的增加的飞机(102)高度。
2.根据权利要求1所述的活动的半摇臂起落装置(100),其进一步包括止回阀(342),其配置为当所述第一流体部分压力大于所述腔压力时处于打开位置,并且当所述第一流体部分压力小于所述腔压力时处于关闭位置。
3.根据权利要求1或2所述的活动的半摇臂起落装置(100),其进一步包括排放阀(354),其配置为选择性地打开,并且将所述腔压力释放到所述增压机构(230)内,从而减少所述腔压力。
4.根据权利要求1或2所述的活动的半摇臂起落装置(100),其中所述增压机构(230)进一步包括在所述第一流体部分(334)和所述第二流体部分(336)之间设置的活塞(338),该活塞将所述第一流体部分(334)与所述第二流体部分(336)流体地分开。
5.根据权利要求4所述的活动的半摇臂起落装置(100),其中所述活塞(338)包括排放口(352),其配置为减少穿过所述活塞(338)的所述第一流体和所述第二流体的交叉污染。
6.根据权利要求1或2所述的活动的半摇臂起落装置(100),其进一步包括高压源,以便增加所述第二流体部分压力。
7.根据权利要求1或2所述的活动的半摇臂起落装置(100),其进一步包括配置为选择性地控制第二流体部分压力的增加或减少的液压旁通阀(348)。
8.根据权利要求1或2所述的活动的半摇臂起落装置(100),其进一步包括共同的液压存储器(346),其用于接收流体并向所述第二流体部分(336)提供流体。
9.一种用于提供飞机(102)中的活动的半摇臂起落装置(100)的方法,所述方法包括: 接收所述飞机(102)处于起飞滑跑阶段的输入; 通过增加所述增压机构(230)的第二流体部分(336)中的压力而增加增压机构(230)的第一流体部分(334)中的压力;和 通过将所述第一流体部分(334)中的压力的增加流体地转移给主支柱油压-气动腔(340)而将主支柱活塞(122)延伸到延长的位置。
10.根据权利要求9所述的方法,其中允许高压液体进入所述第二流体部分包括打开液压旁通阀,以便允许高压液体进入所述第二流体部分(336)。
11.根据权利要求9所述的方法,其进一步包括在所述起飞滑跑阶段期间维持辅助支柱(120)的长度。
12.根据权利要求9所述的方法,其进一步包括: 接收完成所述起飞滑跑阶段的输入; 通过减少第二流体压力和允许活塞(122)收回而减少所述主支柱油压-气动腔(340)中的压力;和 收回辅助支柱(120)。
13.根据权利要求12所述的方法,其中通过减少第二流体压力而允许收回所述活塞(122)包括: 打开液压旁通阀(348),以便排放所述第二流体部分(336)中的压力,从而减少所述第一流体部分(334)中的压力;和 打开所述排放阀(354),以便通过所述排放阀(354)将所述主支柱油压-气动腔(340)中的压力流体地转移到所述第一流体部分(334)中。
14.根据权利要求1或2所述的活动的半摇臂起落装置(100),其进一步包括: 用于将所述主支柱设备选择性地耦接至所述增压机构(230)的控制器(358), 其中当将所述增压机构(230)耦接至所述主支柱油压-气动腔(340)时,所述第二流体部分(336)中的压力的增加使得所述第一流体部分(334)和所述主支柱油压-气动腔(340)中的压力增加,迫使所述主支柱活塞(122)延伸到延长的长度,和 其中当所述增压机构(230)从所述主支柱油压-气动腔(340)解耦并且打开排放阀(354)时,所述第二流体部分(336)中的压力的减少使得所述第一流体部分(334)和所述主支柱油压-气动腔(340)中的压力减少。
15.一种包括根据权利要求1、2或14所述的活动的半摇臂起落装置(100)的飞机(102)。
【文档编号】B64C25/22GK104176245SQ201410220682
【公开日】2014年12月3日 申请日期:2014年5月23日 优先权日:2013年5月23日
【发明者】E·H·纳尔逊 申请人:波音公司
网友询问留言 已有0条留言
  • 还没有人留言评论。精彩留言会获得点赞!
1