特别是用于飞机的机轮驱动系统的制作方法

本发明涉及飞机领域，特别涉及当飞机在地面上移动时用于驱动机轮的系统。

背景技术：

在起飞阶段之前或者在着陆阶段之后，飞机在地面上移动的阶段通常分为如下多个阶段：以极低速度(例如小于5km/h)移动的阶段，所述阶段通常被称为“部署阶段”并且旨在使飞机从停机位置/存储位置移动至装载区域，和以低速(例如约20km/h)以前进挡移动的阶段，所述阶段更通常被统称为“滑行”。部署阶段可以包括以倒挡移动从而例如离开建筑物(例如存储机库)和/或以前进挡移动从而到达装载区域。部署阶段过程中的移动通常通过飞机外部的地面上的人员的协助而以极低的速度进行。

通常使用能够使飞机转向的机动车辆进行极低速度下的倒挡和/或前进挡的部署阶段，所述机动车辆例如为专用牵引机(更通常被称为“拖曳机”)。

一个解决方案是使电动马达与飞机机轮关联。然而，机轮和马达之间的永久性连接意味着电动马达在高速着陆的过程中必须迅速达到较高的旋转速度(例如220km/h)，这需要使用能够承受所述速度的电动马达。此外，由于机轮和马达之间的永久性连接，如果电动马达或传动装置被卡住，机轮可能被锁定。

此外，特别是在部署和/或在地面上滑行的各个阶段的过程中，例如飞机进行转弯和/或制动时，所述系统不能提供承受悬挂支柱和机轮的变形的能力。

可以参考文献FR 2 975 340，所述文献描述了用于将减速齿轮组的输出齿轮传动轴与飞机机轮旋转地联接的装置，所述装置包括多个连杆，所述连杆分别与机轮的轮辋和输出齿轮传动轴形成球头结合。

然而，所述联接装置不允许驱动系统采取马达单元与机轮脱开联接的脱开接合位置，这意味着在高速行驶阶段的过程中(例如当飞机着陆时)，电动马达需要能够承受所述速度。

可以参考文献EP 2 527 249，所述文献描述了用于飞机起落架的机轮驱动系统和机轮之间的结合位置的可脱离结合位置机构，所述机轮包括齿轮马达单元和齿轮马达单元内的离合系统。所述结合位置机构包括旋转部件和固定部件，所述旋转部件被齿轮马达单元可旋转地驱动，所述固定部件固定至轮辋并且与旋转部件永久性接合。借助于阻止中间小齿轮(所述中间小齿轮由围绕驱动小齿轮的旋转轴线铰接的摆动元件支承)的旋转的系统以及调节摆动元件的角行程的可调节端部挡块，通过使齿轮马达单元的中间小齿轮中的一个和齿轮传动轴相互啮合从而实现齿轮马达单元和机轮之间的联接。

然而，所述枢转系统特别复杂并且通常不能承受悬挂支柱和机轮之间的变形。此外，所述系统需要结合位置机构的旋转部件和机轮的轮辋之间的永久性配合。

可以参考文献WO 2011/073590，所述文献提出用于飞机机轮的自驱动系统，所述自驱动系统包括：马达单元，所述马达单元以枢转方式连接至悬挂支柱的非悬挂部件；驱动构件(例如齿圈)，所述驱动构件固定至机轮的轮辋；以及离合装置，所述离合装置由悬挂支柱支承并且允许马达单元的输出轴连接至驱动构件。离合系统允许马达单元和机轮接合或脱离接合。在地面上以低速移动的过程中，马达单元能够经由驱动构件相对于机轮移动至接合位置，并且在着陆或起飞的过程中脱离接合。为了补偿起落架的变形，恒速结合部设置在马达单元的输出小齿轮和马达单元的支撑输出小齿轮的输出轴之间。

然而，所述系统的生产复杂并且需要使用多个可旋转地安装在悬挂支柱的非悬挂部件和马达单元上的连杆。

技术实现要素：

因此本发明的目的是克服这些缺点。

更具体地，本发明致力于提供机轮驱动系统，所述机轮驱动系统并入起落架中并且允许飞机在部署阶段和滑行阶段的过程中移动，同时例如在着陆、起飞和飞机高速移动的过程中为驱动系统提供保护。

本发明的另一个目的是允许驱动系统承受悬挂支柱和机轮的变形，特别是在地面部署和滑行的各个阶段的过程中，例如当飞机进行转弯和/或制动时。

本发明的一个主题是机轮驱动系统，所述机轮驱动系统用于飞机的地面移动并且包括马达单元，所述马达单元被飞机的起落架支柱的非悬挂部件支承并且包括电动马达和减速装置。机轮驱动系统进一步包括离合装置，所述离合装置经由减速装置将电动马达的输出轴连接至机轮。

离合装置包括：齿式离合机构，所述齿式离合机构包括固定至马达单元的驱动部件和固定至轮辋的接收部件；和使驱动部件沿着起落架支柱的轮轴横梁的轴线平移移动至接合位置和脱离接合位置的系统，在所述接合位置下驱动部件与接收部件配合协作，在所述脱离接合位置下驱动部件与接收部件分离。

所述驱动系统固定至起落架并且更特别地固定至支承机轮的轮轴横梁。因此所述驱动系统直接被承载在飞机上。

在一个实施方案中，接收部件包括环形冠状件和多个减振装置，所述环形冠状件固定在一个机轮的轮辋的一侧上，所述减振装置固定在环形冠状件中并且形成间隔从而在两个相邻的减振装置之间留出空间或方棱槽。

每个减振装置例如沿径向设置在冠状件的两个轴向部分之间并且沿周向设置在径向止动部分之间，所述径向止动部分从每个轴向部分沿径向从一个朝向另一个延伸。

在一个实施方案中，每个减振装置包括至少一个主弹性元件和外部支撑板，所述主弹性元件沿周向容纳在与径向止动部分邻接的两个板之间，所述外部支撑板固定至位于主弹性元件的每一侧上的各个邻接板。

在另一个实施方案中，每个减振装置包括两个侧面弹性元件，每个侧面弹性元件容纳在一个邻接板与一个支撑板之间。

弹性元件可以由合成材料(例如聚氨酯)制成，并且邻接板和外部支撑板可以由金属材料(例如钢)制成。

在一个实施方案中，驱动部件包括固定至马达单元的环形件和围绕环形件的圆周均匀固定的多个联接指状件或爪，当机轮驱动系统处于接合位置时，所述联接指状件或爪用于接合在位于接收部件的两个相邻的减振装置之间的各个方棱槽中。

在一个实施方案中，平移移动系统包括连接件，所述连接件固定至马达单元的减速齿轮箱并且安装在起落架支柱的轮轴横梁上。

连接件可以安装在固定至起落架支柱(特别是轮轴横梁)的两个引导销上。

非限制性举例而言，两个引导销中的一者可以为圆柱形，并且平行于第一引导销的第二引导销可以具有包括两个平面表面的形状，所述两个平面表面明确定向从而避免静态不确定构造并且更好地承受可能的尺寸变形，特别是热变形。

在一个实施方案中，用于使离合装置移动的系统包括电动致动器，所述电动致动器固定至起落架支柱(特别是固定至轮轴横梁)并且包括致动器杆，所述致动器杆经由滑动连接件安装在致动器中并且所述致动器杆的一端固定至连接件。

离合装置可以包括用于容许和阻止平移移动的装置，允许机轮驱动系统保持于脱离接合位置。平移容许和阻止装置可以是电操作的。可以通过断开电流并且使用弹簧来阻止平移。

用于容许和阻止平移移动的装置例如包括致动缸，所述致动缸固定至连接件并且包括通过电磁体致动的活塞，所述活塞的第一端通过压缩弹簧连接至致动缸体，并且当机轮驱动系统处于非接合的静止位置时，所述活塞的第二端用于接合在引导销中的一个上的相应壳体中。

在一个实施方案中，减速装置包括驱动小齿轮和行星减速齿轮组，所述驱动小齿轮连接至电动马达的输出轴，所述行星减速齿轮组例如具有至少两个减速级，被驱动小齿轮可旋转地驱动并且经由减速齿轮组输出小斜齿轮驱动具有较大直径的减速齿轮组输出斜齿圈。减速齿轮组输出小斜齿轮因此与减速齿轮组输出斜齿圈啮合，允许例如100°的角传动。

离合装置的驱动部件可以永久性地固定至减速装置的最终减速级，例如减速齿轮组输出斜齿圈。因此，离合装置位于马达单元的外部。

在非接合的静止位置下，驱动系统的电动马达、用于移动的系统以及容许和阻止驱动部件的平移移动的装置的动力供应可以来自在飞机上存在的电源(例如机载电池)或者来自飞机的机载辅助发电机。

根据第二方面，本发明涉及包括至少一个机轮的飞机，所述机轮设置有如上所述的机轮驱动系统。

在一个实施方案中，飞机包括至少一个起落架，所述起落架设置有两个机轮，至少一个机轮设置有如上所述的机轮驱动系统。

附图说明

通过阅读下文中的仅以非限制性实施例的方式做出的描述并参考附图，本发明的其它目的、特征和优点将变得清楚，在附图中：

-图1显示了装配有两个机轮和根据本发明的机轮驱动系统的飞机的起落架部分的立体图；

-图2和图3显示了根据图1的起落架部分的后视图，分别显示了处于与机轮脱离接合位置下和处于与机轮接合位置下的机轮驱动系统；

-图4显示了从动机轮的立体图；

-图5显示了根据本发明的离合装置的驱动部件与接收部件的联接细节；

-图6显示了根据图2的VI-VI截面图；

-图7显示了根据本发明的机轮驱动系统的离合装置的细节；

-图8和图9显示了根据图6的离合装置在脱离接合位置和接合位置下的VIII-VIII截面图和IX-IX截面图；

-图10显示了根据图6的X-X截面图；并且

-图11显示了截面图，所述截面图具体显示了驱动部件如何被固定至马达单元。

具体实施方式

在下文描述中，术语“纵向”、“横向”、“竖直”、“前”、“后”、“左”和“右”应结合飞机常用的参照正交坐标系来进行理解，所述参照正交坐标系在图1中显示并且包括：

-纵向轴线X，所述纵向轴线X水平并且从飞机前方朝向后方定向；

-横向轴线Y，所述横向轴线Y水平并且垂直于轴线X并且从向前移动的飞机右方朝向左方定向；

-轴线Z，所述轴线Z与轴线X和Y正交并且从底部向上竖直定向。

如图1所示，用附图标记10表示飞机(例如可以是航空公司编队客机)的起落架部分的整体，所述起落架部分包括：两个机轮12，图中仅显示了一个机轮；起落架支柱14，所述起落架支柱14支撑机轮12；驱动系统16，所述驱动系统16用于驱动两个机轮12中的一个使得飞机可以在地面上移动；以及制动系统18，所述制动系统18与机轮中的一者关联，在图10中详细可见。通过非限制性的示例，起落架可以是包括两个主起落架的飞机的主起落架中的一个。

起落架支柱14包括：悬挂部件14a，所述悬挂部件14a连接至飞机的结构并且能够吸收着陆的冲击能量以及在地面上的移动同时为机上的乘客提供最大水平的舒适度；和非悬挂部件14b，所述非悬挂部件14b连接至悬挂部件并且包括沿着飞机的水平轴线Y延伸的轮轴横梁20。

两个机轮12各自包括轮胎12a和轮辋12b，所述轮辋12b装入轮胎中并且被安装成经由滚动轴承(未显示)而在轮轴横梁20(其充当转向节)上旋转。

机轮驱动系统16由起落架支柱14的非悬挂部件14b支承并且包括马达单元22和离合装置24，所述离合装置24用于使马达的输出轴相对于机轮12中的一个联接和分开。

马达单元22包括电动马达26(例如三相永磁同步马达)和将参考图10进行详细描述的减速装置。减速装置容纳在减速齿轮箱28中，所述减速齿轮箱28固定至用于连接至着起落架支柱14的轮轴横梁20的连接件30。

离合装置24包括齿式离合机构，所述齿式离合机构包括固定至马达单元22的驱动部件32和固定至轮辋12b的接收部件34。

离合装置24进一步包括这样的系统，所述系统使驱动部件32沿着起落架支柱14的轮轴横梁20的轴线平移移动至脱离接合位置或离合装置分开位置(图2中可见，其中驱动部件32与接收部件34分离)和接合位置或离合装置接合位置(图3中可见，其中驱动部件32与接收部件34配合)。

如图4和图5详细所示，接收部件34包括环形冠状件36，所述环形冠状件36固定在一个机轮12的轮辋12b的一侧上。环形冠状件36包括多个下方轴向部分36a，下方轴向部分36a沿着水平轴线Y从用于固定至轮辋12b的固定部分朝向机轮12的外部延伸。轴向部分36a被设置成在两个相邻的轴向部分36a之间留出空间或方棱槽38。每个轴向部分36a在其每一侧部上包括止动部分36b，所述止动部分36b沿径向朝向环形上方轴向部分36d的相应的止动部分36c延伸。

接收部件34还包括多个减振装置40，所述减振装置40在冠状件中设置在径向止动部分36b、36c之间并且沿轴向被止动板36e保持在所述冠状件中。

如图5详细所示，每个减振装置40包括中央第一弹性元件40a和两个侧面弹性元件40c，所述中央第一弹性元件40a抵靠径向止动部分36b、36c并沿周向容纳在两个邻接板40b之间，所述侧面弹性元件40c各自容纳在一个邻接板40b和一个外部支撑板40d之间。每个减振装置40形成弹性元件40a和夹在邻接板40b与外部支撑板40d之间的40c的构造。

替代性地，可以使每个减振装置40包括唯一一个或多个沿周向抵靠径向止动部分36b、36c的弹性元件。

还可以使每个减振装置40包括唯一一个弹性元件40a和两个邻接板40b，所述邻接板40b由金属材料制成并且固定在弹性元件40a的每一侧并且与驱动部件32接触。

弹性元件40a、40c例如为由合成材料(例如聚氨酯)制成的垫。

邻接板40b和外部支撑板40d由比弹性元件所使用材料更硬的材料制成。非限制性举例而言，邻接板和外部支撑板可以由金属材料制成。

如图11详细所示，驱动部件32包括固定至马达单元22的环形件42和通过固定装置46(例如螺钉紧固件)均匀地固定至环形件42的圆周的多个联接指状件44或爪。每个联接指状件44包括用于固定至环形件42的固定部分(未作附图标记)和沿轴向沿着水平轴线Y朝向接收部件34突出并且沿径向朝向驱动部件32的外部突出的部分(未作附图标记)。当驱动机轮12的系统处于接合位置时，联接指状件44旨在接合在位于接收部件34的两个相邻的减振装置40之间的各个方棱槽38中，如图5所示。联接指状件由金属材料(例如钢)制成。

通过联接指状件44和减振装置40之间的接触来传递电动马达26的旋转。特别地，当电动马达12转动时，每个联接指状件44挤压外部支撑板40d，所述外部支撑板40d挤压弹性元件40a、40c并且经由邻接板40b驱动所述机轮12使其旋转。

弹性元件40a、40c的压缩和指状件44的滑动能够吸收轮辋12b与起落架支柱14之间的变形。特别地，弹性元件40a、40c的变形容忍起落架10和机轮的变形。由于起落架10相对于轮辋12b变形，因而联接指状件44相对于外部支撑板40d滑动。

需要在周向方向上设置足够大的方棱槽38使得即使当起落架10的变形巨大时也可以接收联接指状件44。

固定至起落架支柱14的轮轴横梁20的连接件30(图6中详细可见)以非限制性方式具有局部圆形的特定形状从而特别使其重量达到最小化。

如图7详细所示，用于离合装置24的移动的系统进一步包括远程致动的电动致动器48，所述电动致动器48包括致动器杆48a，所述致动器杆48a安装在致动器48的滑动连接件中并且一端固定至连接件30。致动器48的基部固定至轮轴横梁20的两个固定凸耳20a。电动致动器48属于已知类型并且不再描述。

用于离合装置24的移动的系统包括两个彼此平行的平移引导的引导销50，所述引导销50的每个端部50a、50b固定至轮轴横梁20的各个固定凸耳20a，轮轴横梁20包括四个固定凸耳20a。

如图8和9详细所示，连接件30包括两个壳体30a，每个壳体30a旨在在两个轴承(未作附图标记)之间接收引导销50。因此，当致动器杆48a在箭头F的方向上移动时，连接件30(通过两个引导销50避免所述连接件30的旋转)被设定成沿着两个引导销50平移移动，因此与轮轴横梁20形成滑动连接。

由于驱动部件32通过马达单元22固定至连接件30，因而移动系统允许驱动部件32沿着起落架支柱14的轮轴横梁20的轴线相对于接收部件34平移移动。

离合装置24包括平移容许和阻止装置52，所述平移容许和阻止装置52允许用于驱动机轮12的系统保持于脱离接合位置。平移容许和阻止装置52包括致动缸52a，所述致动缸52a固定至连接件30并且通过电磁体(未作附图标记)致动。致动缸的活塞52b的一端通过压缩弹簧52c连接至致动缸体。当飞机不处于滑行阶段时，或者当没有任何电磁体供应的电流时，活塞52b的端部挤压上方引导销50的外表面。如果用于驱动机轮12的系统处于脱离接合位置上，则活塞52b的端部插入在上方引导销50中形成的相应的孔50c中。因此，连接件30并因而驱动部件32不能朝向接收部件34移动。下文将不再描述致动缸52a内部的机构。

如图所示，固定至致动缸52a的第一位置检测器54a能够保证活塞52b的端部与上方引导销50脱离接合，并且固定至起落架14(例如固定至固定凸耳20a)的第二位置检测器54b能够确定活塞52b的端部处于脱离接合位置。

可以通过飞机内部的电源向致动器48及平移容许和阻止装置52供应电力，例如通过飞机辅助发电系统或机载电池或飞机的任何其它电源产生的电力。

在滑行阶段的过程中，驱动部件32通过移动系统的致动器48朝向接收部件34移动从而允许齿式离合机构驱动所述机轮12并使其旋转。因此在起飞、着陆和飞行阶段的过程中，机轮12的驱动完全解除联接。

如图10详细所示，减速装置包括驱动小齿轮56，所述驱动小齿轮56连接至马达的输出轴26a并且与两级行星减速齿轮组60啮合，所述两级行星减速齿轮组60通过减速齿轮组输出小斜齿轮可旋转地驱动斜齿圈。

替代性地，可以在驱动小齿轮与减速齿轮组的输出内齿圈之间设置更少或更多数目的减速级。

如图所示，具有两个减速级的行星减速齿轮组60包括多个第一行星小齿轮61，所述第一行星小齿轮61被安装成在心轴(未显示)上自由旋转，所述心轴的端部固定至第一行星架62的相对的凹槽。第一行星小齿轮61(例如存在三个第一行星小齿轮61)与驱动小齿轮56和在减速齿轮箱28中形成的第一设有内齿的部件28a啮合，所述第一设有内齿的部件28a不能旋转。替代性地，可以设置内齿圈使其固定至减速齿轮箱的内部并且禁止旋转。因此，驱动小齿轮56的旋转驱动所述第一行星架62使其旋转。

行星减速齿轮组60进一步包括多个能够在心轴(未显示)上自由旋转的第二行星小齿轮63，所述心轴的端部固定至第二行星架64的相对的凹槽，所述第二行星架64能够经由滚动轴承(未作附图标记)相对于第一行星架62旋转。第二行星小齿轮63(例如存在三个第二行星小齿轮63)与第一行星架62的齿组62a和在减速齿轮箱28中形成的第二设有内齿的部件28b啮合，所述第二设有内齿的部件28b不能旋转。替代性地，可以设置内齿圈使其固定至减速齿轮箱的内部。因此，第一行星架62的旋转驱动第二行星架64的旋转。行星小齿轮61、63在其外周包括有齿部(未作附图标记)，所述有齿部可以是纵切的或螺旋的。

第二行星架64包括外部花键64a，所述外部花键64a与减速齿轮组的输出轴66的内部花键66a啮合，所述输出轴66被安装成在减速齿轮箱28中旋转并且支承减速齿轮组输出小斜齿轮67。减速齿轮组输出小斜齿轮67与减速齿轮组输出斜齿圈68啮合，提供角传动。斜齿圈68具有较大直径并且经由大直径滚动轴承(未作附图标记)安装在内齿圈壳70中。如图所示，连接件30固定至内齿圈壳体70。

如图所示，减速齿轮组输出小齿轮和内齿圈67、68使用斜面齿轮组。替代性地，可以使用任何相似类型的齿轮组。

如图所示，减速系统与马达对齐使得马达的输出轴26a、两个行星架62、64和减速齿轮组66的输出轴同轴。替代性地，可以使减速系统与马达不对齐。

离合装置24的驱动部件32的环形件42永久性地固定至减速齿轮组输出斜齿圈68使得驱动部件32经由减速装置而被电动马达26可旋转地驱动。因此，由于离合装置24连接至马达单元的减速装置的最终减速级，离合装置24位于马达单元22的外部。

图11中显示了离合装置24的驱动部件32的环形件42固定至斜齿圈68的一个实施例。然而，应注意可以设置允许驱动部件附接至马达单元的斜齿圈的任何其它固定系统。

如图所示并且完全非限制性地，环形件42包括多个固定凸耳42a，所述固定凸耳42a被设置成在两个相邻凸耳之间留出用于容纳固定至斜齿圈68的垫68b的空间。通过固定至斜齿圈68的轴向保持装置42b将垫68b轴向保持在接收凸耳42a中。

如图10所示，与每个机轮12关联的制动系统18固定至轮轴横梁20并且被安装成能够经由滚动轴承(未显示)相对于相关机轮12的轮辋12b旋转。应注意图中仅显示了分配给制动系统18的空间区域，这意味着并未详细显示制动系统本身并且不再进一步进行描述。

在滑行阶段的过程中使机轮12与驱动系统齿式联接或接合的方法为如下步骤：

首先，离合系统24的驱动部件32处于静止位置，亦即脱离接合位置。通过所述平移容许和阻止装置52来保持该位置。

驱动部件32的联接指状件44被设定为以与机轮12的旋转速度略微不同的速度旋转，所述速度可以例如通过速度传感器(未显示)提供。出于该目的，可以设置与离合装置关联的电子控制的速度匹配系统(未显示)，允许根据测得的机轮旋转速度来控制电动马达的旋转速度。

然后，电动马达26的扭矩被设定成最小，之后所述平移容许和阻止装置52被致动从而使驱动部件32从静止位置解锁，亦即使活塞52b的端部缩回从而在上方引导销50中形成的孔50c中出来。

驱动部件32使用致动器48经由连接件30在箭头F的方向上朝向固定至轮辋12b的接收部件36移动。

一旦驱动部件32的联接指状件44和接收部件34的减振装置40接触，则致动器48的力增加，可以通过对致动马达进行控制从而控制所述力。

由于机轮的旋转速度和驱动部件的旋转速度之间的差异，因而联接指状件逐渐地接合在接收部件的方棱槽中。可以例如通过致动器的马达的编码器检测来接合位置/联接位置。

由于齿式离合机构，因而机轮驱动系统通过弹性可压缩元件适应轮辋与起落架支柱之间的变形。驱动部件相对于接收部件的接合/脱离接合以及变形的吸收在轮辋水平上的单个点处出现。

在除了地面上的滑行阶段和部署阶段之外的飞行阶段的过程中，离合装置的驱动部件和接收部件彼此完全分离。

本发明有利地应用于包括两个机轮的飞机，仅一个机轮通过上文描述的驱动系统机动化。可以为起落架的每个机轮设置上文描述的机轮驱动系统。除了一对机动化机轮之外，还可以为飞机起落架设置两组成对的机轮。所描述的机轮驱动系统还可以应用于一个机轮装配有机轮驱动系统的飞机。特别地，能够仅机动化包括单个机轮或一对机轮的前方起落架(通常被称为“前起落架”)。可以使所述机动化机轮转向，即与定向系统(例如电动致动缸)关联。

在包括至少一个不可定向的主起落架和一个可定向的起落架的飞机的情况下，优选在主起落架的至少一个机轮上进行机轮机动化。可定向的起落架可以例如为尾轮，例如在滑行阶段的过程中所述尾轮的定向可以锁定。