飞行器起落架组件的制作方法

本发明涉及一种飞行器起落架组件。

背景技术：

飞行器起落架组件可包括一个或多个单剪螺栓连接的组件。在单剪螺栓连接的组件中，第一构件通过螺栓以平行关系联接到第二构件，所述螺栓延伸穿过形成在第一构件和第二构件中的同轴孔。一对机械固定件可设置在螺栓的端部处以将螺栓保持就位，并且在一些情况下将夹紧力施加到构件的外面；例如，第一固定件可为螺纹螺栓的头部，并且第二固定件可为螺母，该螺母沿螺栓的自由端缠绕成与构件之一的外面配合。

在飞行器起落架的情况下，通常单剪螺栓连接的组件的一个构件在使用中被加载，并且第二构件对载荷起反作用。该加载可致使螺栓的力矩不平衡，从而致使螺栓的偏转，这导致在螺栓和固定件的内轴向面会合的区域处的局部应力。因此，螺栓和机械固定件被尺寸成对力矩不平衡起反作用。

本发明人已认识到，可以减少单剪螺栓连接的飞行器起落架组件的重量。

技术实现要素：

根据本发明的第一方面，提供了一种飞行器起落架组件，包括：

第一构件，具有内面、平坦外面以及在内面和外面之间提供连通的第一孔；

第二构件，具有内面的、平坦外面以及在内面和外面之间提供连通的第二孔，第二构件设置成平行于第一构件，且每个构件的内面面向彼此；

螺栓，设置成穿过第一孔和第二孔，以将第一构件联接到第二构件，螺栓比第一构件和第二构件的组合厚度更长，从而具有突起的第一端部部分和第二端部部分；

第一机械固定件，安装在螺栓的第一端部部分上，并且具有布置成将夹紧力施加到第一构件的平坦外面的内轴向面；

第二机械固定件，安装在螺栓的第二端部部分上，并且具有布置成将夹紧力施加到第二构件的平坦外面的内轴向面；

其中第一构件布置成在使用中被加载，并且第二构件被锚固成对载荷起反作用，从而导致螺栓在偏转平面中偏转，使得每个固定件的径向外部区域被偏置以朝向相应构件的平坦外面移动，

并且其中该组件包括一个或多个隔片，每个隔片限定一个或多个台肩区域和一个或多个空隙，并且设置在固定件之一的内轴向面和相应构件的平坦外面之间，使得台肩区域将固定件与构件分开，并且空隙被定位成使得由于螺栓的偏转造成的固定件的角向移动而导致固定件侧壁上的径向最外点移动到空隙之一中。

因此，构件连同螺栓和结合它们的固定件限定单剪螺栓连接的组件。每个隔片限定一个或多个台肩区域，该台肩区域布置成限制固定件可相对于相应构件的外面被定位在多么靠近的地方，使得在被紧固时，固定件的轴向面与构件的外面轴向间隔开。每个隔片进一步限定一个或多个空隙，该空隙布置成适应由于螺栓偏转造成的固定件的径向外部部分的角向移动。空隙被定位成与在使用中施加到第一构件的载荷成一直线。因此，施加到第一构件的载荷主要受到螺栓和构件的反作用，而不是受到固定件的反作用。虽然台肩区域可导致一些载荷被传递到固定件，但载荷的大小小于在常规布置中的情况，在常规布置中，基本上所有固定件的内轴向面接合构件之一的外面。因此，空隙能够减小固定件和/或螺栓的尺寸和/或重量，而不影响在使用中螺栓出现故障的可能性，这在飞行器组件的情况下是特别有利的。

施加到第一构件的载荷将导致每个固定件具有大致的枢轴线，由于螺栓的挠曲，固定件围绕枢轴线枢转。一个或多个台肩区域可位于或相对靠近枢轴线，并且可沿该枢轴线延伸，而一个或多个空隙可位于相对远离枢轴线处，并且可优选地被定尺寸以当组件在使用中被加载时防止固定件接触相应构件。每个空隙可被定尺寸并且配置为延伸跨过相应固定件的轴线内面，从而限定不与台肩区域接触的轴向内面的一个或多个自由段，该自由段的弦大体与固定件的枢轴线平行。

隔片中的一个或多个可各自通过位于固定件和相应构件之间的板限定，板限定一个或多个台肩区域。台肩区域可为板上的突出部，使得台肩区域和板之间的厚度差限定空隙。可替代地，台肩区域可通过板的厚度限定，其中空隙通过穿过板形成的孔限定，板包括支撑台肩区域的周边结合部分。此类实施例有利地使空隙的取向能够独立于固定件的取向。

隔片中的一个或多个可各自通过位于孔之一内的轴衬的外轴向面上的突出部限定，轴衬的轴向面的剩余部分限定空隙。同样地，相对于轴向面的(多个)突出部分，轴向面的剩余部分可被认为是限定空隙的一个或多个凹槽。此类实施例有利地使空隙的取向能够独立于固定件的取向。在没有设置轴衬的实施例中，隔片中的一个或多个可各自通过邻近孔的构件的外轴向面上的突出部限定。

隔片中的一个或多个可各自通过固定件的内轴向面上的突出部限定，轴向面的剩余部分限定空隙。同样地，相对于轴向面的(多个)突出部分，轴向面的剩余部分可被认为是限定空隙的一个或多个凹槽。

构件可各自限定两个或更多个孔，并且组件可包括如上针对每对孔限定的螺栓、固定件和隔片。因此，起落架组件可包括多个单剪螺栓连接的组件，多个单剪螺栓连接的组件中的每一个设置有限定空隙的隔片，以抑制在使用中施加到第一构件的载荷受到每个单剪螺栓连接的组件的固定件的反作用。

该组件可进一步包括第三构件和第四构件，其中的每一个可限定一个、两个或更多个孔，并且该组件可包括如上针对每对孔限定的螺栓、固定件和隔片。因此，起落架组件可包括由第三构件和第四构件限定的一个或多个进一步的单剪螺栓连接的组件，其中的每一个设置有限定空隙的隔片，以抑制在使用中施加到第一构件的载荷受到每个单剪螺栓连接的组件的固定件的反作用。

飞行器起落架组件可进一步包括：

主支柱，包括布置成可移动地联接到飞行器的机身的接头，使得支柱在用于飞行的收起状态和用于起飞与着陆的展开状态之间可移动；以及

锁定组件，包括：

伸长销，限定或联接到第一构件和任选地第三构件，并且第二构件和任选地第四构件安装在主支柱上；以及

钩，可移动地联接到机身，并且被布置成当支柱处于收起状态时移动到接合状态以与销接合，以便将偏置力施加到销以将支柱保持在收起状态。

因此，该组件可形成起落架上位锁

所述或每个螺栓可以是带螺纹的，并且头部限定第一固定件，螺栓布置成联接到限定第二固定件的螺母。螺栓可包括位于螺栓的螺纹部分的端部处的周向沟槽。

穿过构件对的孔可为同轴的。

构件的内面可为平坦的。

附图说明

现在将参考附图描述本发明的实施例，其中：

图1a和图1b是分别处于展开状态和收起状态的根据本发明的实施例的起落架组件的示意图；

图2是聚焦于图1a和图1b的起落架组件的上位锁销的示图；

图3是聚焦于限定单剪螺栓连接的组件的凸耳对的图2的上位锁销的侧视图；

图4是图3的单剪螺栓连接的组件的隔片的示图；

图5是根据本发明的又一实施例的起落架组件的隔片的示图；以及

图6是根据本发明的又一实施例的起落架组件的隔片的示图。

具体实施方式

图1a和图1b示出包括上位锁组件26、30的起落架组件10。

起落架组件包括可伸缩地承载滑动器14以形成减震器的主配件12。滑动器14的下部经由枢轴销18枢转地联接到转向架梁16。转向架梁16承载多个轮和制动器组件20。然而，应当理解，起落架可包括代替减震支柱12、14的刚性主支柱，并且可具有任何形式的地面接触组件。

主配件12经由枢轴销24枢转地联接到机身22，以便通过回缩致动器(未示出)在图1a所示的展开状态和图1b所示的收起状态之间可移动。

上位锁销30安装到主配件12并且被配置为由钩26捕捉，所述钩26经由销接头28可移动地安装到机身22，以便将起落架组件保持在收起状态。

另外参考图2，上位锁销30具有横向销构件32，该销构件32被承载在一对平行的销安装凸耳构件34、36之间。销安装凸耳34、36是板状的，以便具有大体平面的外面。主配件12也设置有一对平行的支柱凸耳构件38、40，其被布置成使得销安装凸耳34、36可联接到支柱凸耳38、40，以将上位锁销30安装在主配件12上。平面ep被图示以使图2关联到图1b。

另外参考图3和图4，凸耳34、36、38和40中的每一个均包括穿过所述凸耳形成的一个或多个孔。每个孔布置成接收螺栓44，以便将一对凸耳34、36、38、40固定在一起。包括径向扩大的头部46的螺栓44插入穿过凸耳对34、38的各孔，以便将凸耳对彼此联接并且抑制在纵剖面sp中的相对移动。头部46限定第一机械固定件。螺母48缠绕在螺栓44的螺纹端部部分上，以限定将凸耳对34、38固定在一起的第二机械固定件，其中头部46的内轴向面46a将直接或间接的夹紧力施加到凸耳34的平坦外面，并且螺母48的内轴向面48a将直接或间接的夹紧力施加到凸耳38的平坦外面。

在该实施例中，一对面向外的凸缘轴衬50安装在每个凸耳孔中。轴衬50可以以常规的方式诸如通过过盈配合、粘合等保持在孔中。然而，不需要提供轴衬。

起落架组件也包括隔片，其在所例示的实施例中由隔板52限定。每个隔板52包括板状主体，该板状主体包括对应于穿过凸耳形成的孔并且布置成接收螺栓44的孔，使得板52可位于凸耳的外面和对应的固定件之间。例如，如图3所示，第一隔板52设置在螺母48和支柱凸耳38的外面38a之间。板52图示为与轴衬50接触，但在未提供轴衬的情况下，板52可直接接触支柱凸耳38的外面38a。

在本发明的实施例中，每个隔片限定一个或多个台肩区域54，该台肩区域54布置成限制固定件可沿螺栓朝向相应的凸耳构件移动多近，使得当被紧固时,固定件的轴向面与凸耳构件的外面轴向地间隔开。在所例示的实施例中，隔板52包括一对突出台肩区域54，该对突出台肩区域54布置成由螺母48配合，以便在紧固螺母48时被压缩在螺母48和安装凸耳38之间。

在本发明的实施例中，每个隔片52还限定一个或多个空隙s,该空隙s布置成适应由于螺栓偏转造成的固定件的径向外部部分的角向移动。在所例示的实施例中，台肩区域54产生空隙s,在该空隙s中螺母48的轴向内面48与凸耳构件的外面间隔开。

在使用中，当上位锁26配合销32以将起落架组件10保持在收起状态时，力f在图3所示的方向上施加到销安装凸耳34、36。该力受到支柱凸耳38、40在图3所示的力r的方向上的反作用。因此，构件、螺栓和结合它们的固定件限定单剪螺栓连接的组件。第一构件34的这种加载可导致螺栓44的力矩不平衡，从而导致引起机械固定件46、48在箭头mi的方向上枢转以便限定枢轴线(未示出)的螺栓44的偏转。由隔板52限定的空隙s适应此类偏转，使得固定件46、48的径向外部部分ro移动到空隙s中。因此，施加到第一构件34的载荷主要受到螺栓44和构件34、38的反作用，而不是受到固定件44、46的反作用。虽然台肩区域54可导致一些载荷被传递到固定件，但载荷的大小小于在常规布置中的情况，在常规布置中，基本上所有固定件的内轴向面配合构件之一的外面。因此，空隙s能够减小固定件和/或螺栓的尺寸和/或重量，而不影响固定件在使用中出现故障的可能性，这在飞行器组件的情况下特别有利。优选的是，空隙s被定尺寸成使得在施加载荷时，固定件46、48不接触构件34、38，或者设置在它们之间的任何载荷传递部件诸如轴衬50或板52。

如将被理解的，起落架组件包括其它单剪螺栓连接的组件。其它单剪螺栓连接的组件可各自均具有与图3所示的配置相同或相似的配置。

如图2所示，通常飞行器起落架组件螺栓在螺纹区段的端部处包括周向凹槽56。通常此类凹槽56位于螺母配合轴衬或隔板的区域中。因此，本发明在飞行器起落架的情况下特别有利，因为在这些弱点处的加载通过隔片减小。

隔板52在图4中单独示出。每个隔板52可具有相同或相似的配置。在该实施例中，空隙s由具有直径d的单个圆形孔限定，该直径d大于布置成与圆形孔一起使用的机械固定件的直径。台肩区域54延伸到孔中并且其厚度大于隔板52的厚度。因此，台肩区域54和板52之间的厚度差产生固定件和构件之间的空间的第一部分，并且孔的剩余部分产生等于板52的厚度的空间的附加部分。

现在参考图5，在另一个实施例中，隔板52'可包括孔，该孔定尺寸成接收螺栓，但该孔的直径d'小于布置成与所述孔一起使用的机械固定件的直径。此外，台肩区域54'的厚度比板52'的厚度大。在此类实施例中，空隙s仅由台肩区域54'和板52'的厚度之间的厚度差限定。其它隔板可具有相同或相似的配置。

在图6所示的又一实施例中，空隙s可由轴衬50'限定。如图所示，轴衬50'包括突出的台肩区域54”，该台肩区域54”以参考图3描述的相同的方式限定。其它轴衬可具有相同或相似的配置。

在又一实施例(未示出)中，轴衬可被省略，并且凸耳构件的外面可设置有限定空隙的台肩区域。

在又一实施例(未示出)中，机械固定件可设置有限定空隙的台肩区域。然而，这是不太优选的布置，由于固定件的取向改变的可能性，使得台肩区域与螺栓枢轴线不一致，从而将空隙限定在适当的位置以适应固定件的角向移动。

虽然已相对于起落架组件上位锁描绘实施例，但应当理解，在其它实施例中，起落架组件可包括其它单剪螺栓连接的组件；例如，锁定保持致动器安装凸耳。

虽然上文已经参考一个或多个优选实施例描述本发明，但应当理解，在不脱离如在所附权利要求中限定的本发明的范围的情况下，可以做出各种变化或修改。词语“包括”可表示“包含”或“由……组成”，并且因此不排除除了在任一权利要求或说明书中作为整体列出的元件或步骤之外的元件或步骤的存在。在互相不同的从属权利要求中陈述某些措施的纯事实不表明这些措施的组合不能被有利地利用。