位置的机轮27’。图4b显示了支柱42附接于在地面上的处于展开位置的机轮27"。支柱42具有可变长度(借助于例如，可伸缩配置)，其一端以回转方式附接于抗扭翼盒50 (机翼的承力结构13)的前梁51，另一端附接于机轮。第二引导元件44也具有可变长度，所述第二引导元件44 一端附接于引擎机舱23的一固定点46，另一端附接于支柱42，以控制其在机轮展开/收起操作时的运动。
[0032]如图3a-3b、4a_4b所示的运动机构采取的方式如下:驱动装置沿着平行于飞机的X-Z平面(X和Z分别是纵向轴线和竖直轴线)的方向位移，以尽可能地避免与高温引擎排气的相互影响，并简化MLG结构。但是，引入偏斜和外部(out-of-pane)回转/收回机构的更复杂的方案也是可以的。
[0033]本发明对设置有高函道比(BPR)的涡轮风扇的飞机尤其有利，为改善燃料消耗和降低噪音，这类涡轮风扇越来越多地用于航空业。这种趋势导致涡轮风扇直径的显著增大。例如，虽然A320Neo的涡轮风扇的风扇直径为81"，但是在不久的将来，设想风扇直径高达174〃的极高函道比(VHBPR)的涡轮风扇。
[0034]本发明利用了高函道比涡轮风扇(尤其是BPR大于10的涡轮风扇)的大风扇直径来在涡轮风扇引擎机舱内部容置MLG机轮。与引擎容积相比，机轮腔需要的容积小，使得将典型涡轮风扇引擎机舱修改成容置机轮腔所需的改变不会牵扯明显的空气动力学代价。
[0035]设置有本发明MLG的具有常规构造的飞机允许高函道涡轮风扇集成，因为高函道涡轮风扇可以保持传统的机翼上反角和适当的角度A(参见图1a-1b)。
[0036]另外，本发明还具有下列优点。
[0037]-减轻MLG重量。
[0038]-通过移除机腹整流罩减小了曳力。
[0039]-缩短了MLG行程。
[0040]-由于将起落架布置成远离高升力系统，改善了机翼和机身的接合，包括高升力系统。
[0041]-由于MLG对机翼抗扭翼盒的干涉小，增大了燃料箱容积。
[0042]-由于MLG的位置，当在地面上时(着陆和滑行)，释放了机翼上的引擎载荷。
[0043]-由于因主地面反力将会通过这些弓I擎机舱而使得着陆操纵不会使弓I擎机舱充当悬臂质量系统，避免了震动和不稳定的大载荷，所以降低了机翼机构的疲劳性。
[0044]-将载荷接入点集成到机翼上的加固点(hardpoints)中(组合引擎和MLG)。
[0045]-由于轮转向架较大，排除了倾翻准则(改善了X-风性能)。
[0046]-实现了无嵌接引擎。
[0047]-实现了机翼外引擎定位。
[0048]-受UERF(“非包容引擎转子失效”)事件限制，在引擎放置在更内侧的情况下，改善了 0EI( “单引擎失效”)事件。
[0049]虽然已经结合各种实施例描述了本发明，但是从说明书中应当明白，可以对这里的元件进行各种不同组合、改变或改进，这些都在本发明的范围内。
【主权项】
1.一种飞机，该飞机包括:机身(11);机翼(13);位于机翼的每一侧的至少一个喷气式引擎(21)，所述至少一个喷气式引擎(21)容置在附接于机翼的引擎机舱(23)中；和主起落架；机翼(13)包括在翼展方向上延伸的承力结构；主起落架包括位于机翼(13)的每一侧的至少一起落架(25)，所述起落架(25)具有联接于驱动装置(29)的一个或多个机轮(27)，所述驱动装置(29)布置成使所述一个或多个机轮(27)从收起位置移动至展开位置以及反之亦然，其特征在于: -所述引擎机舱(23)包括相对于喷气式引擎(21)横向定位的腔，所述腔构造成所述起落架(25)的所述一个或多个机轮(27)在收起位置的容置空间； -所述驱动装置(29)包括支柱(41，42)，所述支柱(41，42) —端以回转方式附接于机翼(13)的承力结构，另一端附接于所述一个或多个机轮(27)。
2.如权利要求1所述的飞机，其中，每个起落架(25)包括一个机轮(27)。
3.如权利要求1所述的飞机，其中，每个起落架(25)包括布置在轮转向架上的两个或更多个机轮(27)。
4.如权利要求2-3中任一项所述的飞机，其中，主起落架在机翼(13)的每一侧处包括一个起落架(25)，机轮腔位于引擎机舱(23)的更靠近机身(11)的那一侧。
5.如权利要求2-3中任一项所述的飞机，其中，主起落架在机翼(13)的每一侧处包括两个起落架(25)，机轮腔位于引擎机舱(23)的两侧。
6.如前述任一项权利要求所述的飞机，其中，所述喷气式引擎(21)安装在机翼(13)的前方。
7.如前述任一项权利要求所述的飞机，其中，喷气式引擎(21)为涡轮风扇引擎。
8.如权利要求7所述的飞机，其中，涡轮风扇引擎具有大于10的函道比。
9.如前述任一项权利要求所述的飞机，其中，每个驱动装置(29)布置成在平行于飞机的X-Z平面的方向上移动所述一个或多个机轮(27)。
10.如前述任一项权利要求所述的飞机，其中: -所述承力结构是抗扭翼盒(50)，所述抗扭翼盒(50)包括位于机翼(13)的每一侧的前梁(51)和后梁(53); -支柱(41，42)附接于所述前梁(51)。
11.如权利要求10所述的飞机，其中，所述支柱(41)构造成具有固定长度，所述驱动装置(29)还包括具有固定长度的第一引导元件(43)，所述第一引导元件(43) —端附接于所述后梁(53)，另一端以滑动方式附接于支柱(41)。
12.如权利要求10所述的飞机，其中，所述支柱(42)构造成具有可变长度，所述驱动装置(29)还包括具有可变长度的第二引导元件(44)，所述第二引导元件(44) 一端附接于引擎机舱(23)，另一端固定地附接于支柱(42)。
【专利摘要】本发明提供了一种用于飞机的主起落架，所述飞机包括机身(11)、机翼(13)和位于机翼的每一侧的至少一个喷气式引擎(21)，所述至少一个喷气式引擎(21)容置在附接于机翼的引擎机舱(23)中。主起落架包括位于机翼(13)的每一侧的起落架(25)，所述起落架(25)具有联接于驱动装置(29)的一个或多个机轮(27)，所述驱动装置(29)布置成使所述一个或多个机轮(27)从收起位置移动至展开位置以及反之亦然。引擎机舱(23)包括相对于喷气式引擎(21)横向定位的腔，所述腔构造成每个起落架的所述一个或多个机轮(27)在收起位置的容置空间。
【IPC分类】B64C25-34, B64C25-04, B64C25-10, B64D27-18
【公开号】CN104875878
【申请号】CN201510087733
【发明人】A·冈萨雷斯贡萨尔沃, J·M·迪亚斯帕里拉
【申请人】空中客车西班牙运营有限责任公司
【公开日】2015年9月2日
【申请日】2015年2月26日
【公告号】EP2913267A1