专利名称：飞机起落架的制作方法
飞机起落架
背景技术：
典型起落架包括主撑杆，该主撑杆具有适于连接到飞机下侧的上部以及在上部内伸缩并枢转地连接到转向架的下部。该转向架包括转向架梁，该转向架梁具有在主枢轴的前后安装在转向架梁上的轮轴和轮，转向架梁通过主枢轴连接到主撑杆的下部。主撑杆可在展开位置与存放位置之间移动，展开位置用于地面操纵起飞和着陆，存放位置用于飞行。当处于存放位置时，撑杆和转向架都容纳在飞机内的起落架空腔内。转向架梁必须在相对于撑杆的一定范围角度位置内，从而使起落架能够存放在空腔内而不会撞击飞机机身。存放所需的转向架梁相对于撑杆的角度位置或“斜率”在本领域已知为其“修整”位置。“斜率修整”致动器设置成控制转向架梁的斜率。斜率修整致动器通常由以正压供应的液压流体控制，从而使斜率修整致动器采用对应于转向架梁的修整位置的预定长度。转向架梁的斜率可通过诸如当飞机着陆时和在飞机滑行期间对其施加的外力来改变。液压流体源持续地抵抗这些力工作，使得由于液压流体源在没有超过定位力的任何施加的力时，转向架梁采用其修整位置。这样的实例是在飞机起飞时。在滑行时，斜率修整器提供液压阻尼功能，该液压阻尼功能在转向架配合跑道上的凸起或凹坑时阻尼转向架的枢转运动。申请人已经确定，这会致使斜率修整器的各部件和起落架的诸如连杆轴承的其它部分的劣化。
发明内容
根据本发明的第一方面，提供一种飞机起落架，包括:主撑杆，该主撑杆具有上部和下部，上部布置成联接到飞机的下侧，下部相对于上部伸缩安装；转向架，该转向架包括转向架梁，转向架梁枢转地联接到主撑杆的下部，并具有安装于其上的多个轮轴，每个轮轴承载一个或多个轮组件；致动器，该致动器布置成使得致动器有效长度的变化引起转向架相对于主撑杆角度位置的变化，以及控制端口，该控制端口布置成联接到控制流体供给系统，其中飞机起落架包括控制阀或与控制阀组合，控制阀具有第一构造和第二构造，在第一构造中控制阀允许控制流体在第一压力下供给到致动器的控制端口，在第二构造中控制阀允许控制流体在小于第一压力的第二压力下供给到控制端口。因此，在探测到飞机已经着陆时，控制阀降低供给到端口的控制流体的压力，这降低了工作压力并因此降低了致动器的阻尼比率。这之所以有利是因为，如上所述，致动器提供液压阻尼功能，该液压阻尼功能在转向架配合跑道上的凸起或凹坑时阻尼转向架的枢转运动。对于某些现有技术起落架，这致使致动器经受短时期且仍大幅度的多个力。因此，由于大量的压力循环，用于常规操作的斜率修整致动器的大多数麻烦的操作阶段之一是在地面操作期间。在地面操作期间，向转向架提供连续定位力，这致使致动器内的动态填料密封件由于致动器的工作压力在高负载下经受高频、小移位。类似地，控制流体供给系统的卸压阀或类似压力调节装置经受造成相关磨损的相应数量的操作。这通常致使动态填料密封件和/或卸压阀比起落架的大多数其它部分更早失效。但是，由于在探测到飞机已经着陆时，系统的工作压力减小，在根据本发明该方面的起落架中，减轻对动态填料密封件和卸压阀的这些影响，由此降低在地面操作期间致动器运行环境的噪声。本发明也可降低连杆轴承的疲劳和/或磨损，因为在地面操作期间致动器不迫使轮组件朝向地面。在某些实施例中，控制阀布置成响应于确定轮组件中的至少一个与地面接触而从其第一构造变化到其第二构造。某些实施例中，致动器包括第一联接区域和第二联接区域，致动器经由第一联接区域枢转地联接到转向架，致动器经由第二联接区域枢转地联接到主撑杆。在某些实施例中，联接区域可相反，或联接区域之一可联接到多杆连杆，多杆连杆将转向架梁联接到主撑杆。某些实施例中，控制阀布置成响应于确定轮组件中的至少一个不与地面接触而从其第二构造变化到其第一构造。某些实施例中，确定轮组件中的至少一个与地面接触是由飞机监控系统提供的第一信号，控制阀响应于该信号。某些实施例中，确定轮组件中的至少一个不与地面接触是由飞机监控系统提供的第二信号，控制阀响应于该信号。某些实施例中，控制流体源包括供给管线和流体返回管线，流体供给管线压力大于流体返回管线压力，控制阀布置成在其第一构造允许供给管线与控制端口完全流体连通，并布置成在其第二构造允许返回管线与控制端口完全流体连通，同时限制供给管线与控制端口之间的流体连通程度。较佳地，在其第二构造中，控制阀基本上完全限制供给管线与控制端口之间的流体连通。某些实施例中，起落架联接到飞机，使得其可从展开位置移动到存放位置，且致动器布置成使得控制流体在第一压力的供给导致致动器采用对应于转向架处于其用于存放的正确位置的角度位置所需的有效长度。根据本发明的第二方面，提供一种飞机起落架，包括:主撑杆，该主撑杆具有上部和下部，上部布置成联接到飞机的下侧，下部相对于上部伸缩安装；转向架，该转向架包括转向架梁，转向架梁枢转地联接到主撑杆的下部，并具有安装于其上的多个轮轴，每个轮轴承载一个或多个轮组件；致动器，该致动器包括控制端口，该控制端口布置成联接到控制流体供给系统，致动器布置成加压的控制流体使其采用默认有效长度，其中起落架包括锁定装置，该锁定装置在第一联接区域枢转地联接到起落架的第一部分，且致动器包括第二连接区域，致动器通过第二联接区域枢转地联接到起落架的第二部分，致动器可动地联接到锁定装置，该锁定装置具有第一构造和第二构造，在第一构造中锁定装置抑制自身与致动器之间的相对运动，使得致动器的有效长度变化造成转向架相对于撑杆的角度位置变化，在第二构造中锁定装置允许自身与致动器之间的相对运动。因此，在探测到飞机已经着陆时，锁定装置松开致动器，从而允许两者之间的相对运动。这之所以有利是因为，如上所述，斜率修整致动器提供液压阻尼功能，该液压阻尼功能在转向架配合跑道上的凸起或凹坑时阻尼转向架的枢转运动。因此，由于大量的压力循环，用于常规操作的斜率修整致动器的大多数麻烦的操作阶段之一是在地面操作期间。在地面操作期间，向转向架提供连续定位力，这致使致动器内的动态填料密封件由于致动器的工作压力在高负载下经受大量小移位。类似地，控制流体供给系统的卸压阀或类似压力调节装置经受造成相关磨损的相应数量的操作。这通常致使动态填料密封件和/或卸压阀比起落架的大多数其它部分更早失效。但是，由于转向架可相对于撑杆角度移动而不显著加载致动器的情况，在根据本发明该方面的起落架中，减轻对动态填料密封件和卸压阀的这些影响。而是，转向架的这种角度运动致使致动器的第二联接区域相对于锁定装置移动。本发明也可降低连杆轴承的疲劳和/或磨损，因为在地面操作期间致动器不迫使轮组件朝向地面。在某些实施例中，锁定装置布置成响应于确定轮组件中的至少一个与地面接触而从其第一构造变化到其第二构造。在某些实施例中，起落架的与锁定装置枢转联接的第一部分是转向架和主撑杆中的一个，起落架的第二部分是与锁定装置联接的转向架和主撑杆中的不同一个。在某些实施例中，起落架的第一和第二部分中的一个可以是将转向架梁与主撑杆联接的多杆连杆。某些实施例中，锁定装置布置成响应于确定轮组件中的至少一个不与地面接触而从其第二构造变化到其第一构造。某些实施例中，确定轮组件中的至少一个与地面接触是由飞机监控系统提供的第一信号，锁定装置响应于该信号。某些实施例中，确定轮组件中的至少一个不与地面接触是由飞机监控系统提供的第二信号，锁定装置响应于该信号。某些实施例中，起落架联接到飞机，使得其可从展开位置移动到存放位置，且致动器布置成使得锁定装置在预定位置锁定到致动器，在第一压力的控制流体供给使得致动器采用对应于转向架处于其用于存放的正确位置的角度位置所需的有效长度。某些实施例中，锁定装置包括腔室，致动器的气缸缸盖滑动地限制在该腔室内，该腔室具有联接到控制流体的第二供给源的第二控制端口，锁定装置还包括控制阀，该控制阀在锁定装置处于其第一构造时允许控制流体在第一压力下供给到锁定装置的第二控制端口，且在锁定装置处于其第二构造时允许控制流体在小于第一压力的第二压力下供给到第二控制端口。在某些实施例中，锁定装置包括机械夹具，该机械夹具布置成当锁定装置处于其第一构造时夹持致动器并在锁定装置处于其第二构造时将致动器松开至允许致动器与夹具之间相对运动的程度。根据本发明的第三方面，提供一种飞机起落架，包括:撑杆，该撑杆具有上部和下部，上部布置成联接到飞机的下侧，下部相对于上部伸缩安装；转向架，该转向架包括转向架梁，转向架梁枢转地联接到主撑杆的下部，并具有安装于其上的多个轮轴，每个轮轴承载一个或多个轮组件；连杆，该连杆包括第一联接区域和第二联接区域，连杆经由第一联接区域枢转地联接到转向架，连杆经由第二联接区域枢转地联接到主撑杆，该连杆布置成使得其有效长度可以变化，从而使转向架相对于撑杆的角度位置变化，该连杆包括致动器；其中飞机起落架包括控制装置或与控制装置组合，控制装置可操作到这样的构造:其中控制装置布置成减小滑行期间致动器的各部件所经受的负载。因此，在探测到飞机着陆时，控制装置允许连杆的有效长度变化。这之所以有利是因为，如上所述，已知起落架斜率修整致动器提供液压阻尼功能，该液压阻尼功能在转向架配合跑道上的凸起或凹坑时阻尼转向架的枢转运动。因此，由于大量的压力循环，用于常规操作的斜率修整致动器的大多数麻烦的操作阶段之一是在地面操作期间。在地面操作期间，向转向架提供连续定位力，这致使致动器内的动态填料密封件由于致动器的工作压力在高负载下经受大量小移位。类似地，控制流体供给系统的卸压阀或类似压力调节装置经受造成相关磨损的相应数量的操作。这通常致使动态填料密封件和/或卸压阀比起落架的大多数其它部分更早失效。但是，由于在探测到飞机已经着陆时，允许连杆的有效长度自由变化，在根据本发明该方面的起落架中，减轻对动态填料密封件和卸压阀的这些影响，由此降低在地面操作期间致动器运行环境的噪声，连杆包括致动器，且在本发明的某些实施例中，连杆仅由致动器组成。本发明也可降低连杆轴承的疲劳和/或磨损，因为在滑行期间致动器不迫使轮组件之一朝向地面。在某些实施例中，锁定装置布置成响应于确定轮组件中的至少一个与地面接触而从其第一构造变化到其第二构造。某些实施例中，控制装置布置成响应于确定轮组件中的至少一个不与地面接触而从其第二构造变化到其第一构造。某些实施例中，确定轮组件中的至少一个与地面接触是由飞机监控系统提供的第一信号，控制装置响应于该信号。某些实施例中，确定轮组件中的至少一个不与地面接触是由飞机监控系统提供的第二信号，控制装置响应于该信号。某些实施例中，致动器包括第一联接区域和第二联接区域，致动器经由第一联接区域枢转地联接到转向架，致动器经由第二联接区域枢转地联接到主撑杆，使得致动器有效长度的变化造成转向架相对于主撑杆角度位置的变化，以及控制端口，该控制端口布置成联接到控制流体供给系统，且其中控制装置是控制阀，控制阀具有第一构造和第二构造，在第一构造中控制阀允许控制流体在第一压力下供给到致动器的控制端口，在第二构造中控制阀允许控制流体在小于第一压力的第二压力下供给到控制端口，控制阀布置成响应于确定轮组件中的至少一个与地面接触而从其第一构造变化到其第二构造。某些实施例中，控制流体源包括流体供给管线和流体返回管线，流体供给管线压力大于流体返回管线压力，控制阀布置成在其第一构造中允许供给管线和返回管线两者与控制端口完全流体连通，并布置成在其第二构造中允许返回管线与控制端口完全流体连通，同时限制供给管线与控制端口之间的流体连通程度。较佳地，在其第二构造中，控制阀基本上完全隔断供给管线与控制端口之间的流体连通。某些实施例中，起落架联接到飞机，使得其可从展开位置移动到存放位置，且致动器布置成使得在第一压力的控制流体供给导致致动器采用对应于转向架处于其用于存放的正确位置的角度位置所需的有效长度。某些实施例中，连杆包括响应于控制装置的锁定装置，该锁定装置限定第一和第二联接区域之一，且该致动器限定第一和第二联接区域中的另一个，锁定装置可动地联接到致动器并布置成响应于控制装置处于其第一构造而抑制自身与致动器之间的相对运动，并响应于控制装置处于其第二构造而允许自身与致动器之间的相对运动。某些实施例中，锁定装置包括腔室，致动器的气缸缸盖滑动地限制在该腔室内，该腔室具有联接到控制流体的第二供给源的第二控制端口，且其中控制装置是控制阀，控制阀具有第一构造和第二构造，在第一构造中控制阀允许控制流体在第一压力下供给到锁定装置的第二控制端口，在第二构造中控制阀允许控制流体在小于第一压力的第二压力下供给到第二控制端口，控制阀布置成响应于确定轮组件中的至少一个与地面接触而从其第一构造变化到其第二构造。较佳地，第二压力是液压流体返回管线压力。在某些实施例中，锁定装置和控制装置共同限定机械夹具，该机械夹具布置成当控制装置处于其第一构造时夹持致动器并在控制装置处于其第二构造时将致动器松开至允许致动器与夹具之间相对运动。参照本文描述的实施例，本发明的这些和其它方面将明显而清楚。
现将参照附图仅以示例的方式描述本发明的实施例，附图中:图1示出根据本发明第一实施例的飞机起落架的示意局部侧视图；图2示意性地示出已知飞机起落架的斜率修整致动器；图3示意性地示出图1的飞机起落架的斜率修整致动器；图4示出根据本发明第二实施例的飞机起落架的示意局部侧视图；图5a示意性地示出处于修整构造的图4的飞机起落架的斜率修整连杆；以及图5b示意性地示出处于停用构造的图4的飞机起落架的斜率修整连杆。
具体实施例方式图1示出根据本发明第一实施例的起落架10的局部示意侧视图。起落架10包括主撑杆12，该主撑杆12具有上部12a和下部12b，上部12a布置成联接到飞机的下侧(未示出)，下部12b相对于上部12a伸缩地安装。转向架梁14枢转地联接到主撑杆12b的下部，转向架梁14具有安装在其上的第一和第二轮轴16a、16b，每个轮轴16a、16b承载一个或多个轮组件(未示出)。根据本发明各实施例的起落架可具有任何适当数量的轮轴和每个轮轴的轮。连杆20在第一联接区域22a枢转地联接到转向架梁14，并在第二联接区域22b枢转地联接到撑杆下部12b。在所示实施例中，连杆由致动器20形成。如可理解的，转向架梁14相对于撑杆14的枢转运动致使致动器20的有效长度变化。术语“有效长度”用于指第一与第二联接区域22a、22b之间的距离。同样，致动器20的有效长度的变化致使转向架梁14相对于撑杆12的枢转运动，且致动器20因此可用于“修整”转向架梁14的位置用以进行存放。在替代实施例中，联接区域22a、22b可相反且在其它实施例中可联接在一方面转向架的任何部分与另一方面撑杆12的任何部分之间。在某些实施例中，连杆20可包括多杆连杆，该多杆连杆可由致动器移动从而改变转向架相对于撑杆的角度位置。图2示意性地示出联接到已知飞机起落架的已知液压流体回路时的斜率修整致动器20。致动器20包括壳体20a，该壳体20a限定内部容积，该内部容积大致由浮动活塞20c分成气体腔室26a和液压流体腔室24a。气体腔室26a经由气体端口 26通向大气。浮动活塞20c被限制在内部容积内并布置成沿轴线X滑动。壳体20a包括浮动活塞20c的与气体端口 26相对侧上的液压流体端口 24。液压流体端口 24布置成联接到液压流体回路。第一动态填料密封件29设置在浮动活塞20c与壳体20a之间以抑制液压流体通过气体侧。浮动活塞20c限定浮动活塞腔室28a，活塞杆20b的活塞20f限制在浮动活塞腔室28a内并布置成沿轴线X滑动。活塞杆20b从活塞20f延伸穿过浮动活塞20c的轴向面内的孔并穿过壳体20a的轴向面内的孔，以从壳体20a伸出。第二动态密封件29设置在活塞杆20b与壳体20a之间、在壳体20a的轴向面内形成的孔内，以抑制液压流体经由该孔穿出壳体20a。活塞杆20b所穿过的浮动活塞20c的轴向面包括一个或多个控制孔28，一个或多个控制孔28布置成能够使液压流体腔室24a与浮动活塞腔室28a之间流体连通。活塞杆20b限定第一联接区域22a，第一联接区域22a布置成枢转地联接到转向架梁和撑杆之一。壳体20a包括第二联接区域22b，第二联接区域22b布置成枢转地联接到第一联接区域22a布置所联接的转向架梁和撑杆中的另一个。液压流体回路包括加压供给管线30、返回管线32和卸压阀34。加压供给管线30布置成限定液压控制流体的加压源P与液压流体端口 24之间的流体通路。返回管线32布置成限定液压流体端口 24到飞机的液压流体储存器R或类似结构之间的流体通路。如将会理解的，返回管线32的压力低于供给管线30的压力。在致动器20的液压流体腔室24a内的工作压力超过预定阈值时，卸压阀34以常规方式布置成允许流体从供给管线30流到返回管线32。在某些实施例中，卸压阀34设置成处于稍高于供给管线30压力的压力以防止连续喷出。使用时，加压液压流体进入液压流体端口 24并迫使浮动活塞20c到达与气体端口26相邻的端部止挡件，以及穿过控制孔28进入浮动活塞腔室28a且在这种情况下迫使活塞杆20b相对于壳体20a向外延伸。施加在联接区域22a、22b之间的拉伸力致使浮动活塞被抵抗由壳体20a内的加压液压流体提供的弹性力抽吸远离与气体端口 26相邻的端部止挡件。施加在联接区域22a、22b之间的压缩力致使活塞杆20b的活塞20f抵抗由壳体20内的加压液压流体提供的弹性力朝向浮动活塞腔室28a的中心移动。该类型的致动器可描述为“寻找中心”。在飞机地面操作期间，致动器的有效长度由于跑道表面上诸如凸起、凹陷和孔的不平整而经受大量的小移位。加压液压流体持续抵抗这些移位作用。这致使动态填料密封件29经受高负载、高频移位，这可导致密封件比它们经受较低频率移位时所预期更快速的劣化。类似地，卸压阀34还由于所经受的非常高次数的压力循环而劣化。本发明也可降低轮胎磨损，因为在地面操作期间致动器不迫使轮组件朝向地面。图3示意性地示出图1的飞机起落架的斜率修整致动器。该实施例中的致动器20与图2的致动器20相同，且相同的部分具有相同的附图标记。但是，根据本发明该实施例的起落架10包括新液压流体回路或与新液压流体回路组合。该实施例的液压流体回路包括设置在一方面液压流体端口 24与另一方面液压流体的加压源P和液压流体储存器R之间的控制阀40。控制阀40具有第一构造和第二构造，在第一构造其允许液压流体从液压流体的加压源P供给到致动器20的控制端口 24，在第二构造控制阀40允许控制流体以返回管线R压力供给到控制端口 24。在所示实施例中，两个构造由第一引导块42a和第二引导块42b提供。第一引导块42a使供给管线30仅与液压流体的加压源P流体连通，且返回管线32仅与液压流体储存器R流体连通。因此，在第一构造，致动器20如其在已知起落架中那样作用。第二引导块42b隔断供给管线30与液压流体的加压源P的流体连通，并代之使供给管线30与返回管线32流体连通，返回管线32与液压流体储存器R流体连通。因此，控制阀处于其第二构造时，其中第二引导块42a仅与液压流体的加压源P和液压流体储存器R流体连通，致动器20的工作压力降低到返回管线32压力。但是，在替代实施例中，控制阀40可布置成使得在其第二构造中，其允许控制流体以低于第一压力的第二压力供给到控制端口。控制阀40包括弹簧42c以将控制阀朝向其第一构造偏置。致动器42d设置成响应于信号S将控制阀从其第一构造改变至其第二构造，信号S指示已经确定轮组件中的至少一个与地面接触。信号S可由任何适当装置产生，诸如本领域称为通常设置的“轮负重”传感器的常规设置的传感器布置。如由此会理解的，也可使用“轮空载”传感器来将控制阀从第二构造改变到第一构造。此外，控制阀40无需朝向其第一构造偏置并可代之在两位置之间选择性地移动。在替代实施例中，可借助于传感器电子地或机械地基于转向架梁的角度位置确定一个或多个轮组件在地面上。其它适当的布置也是明显的。因此，在探测到飞机已经着陆时，控制阀40降低液压控制流体的压力，这降低了工作压力并因此降低了致动器20的阻尼比率。这之所以有利是因为，如上所述，致动器20提供液压阻尼功能，该液压阻尼功能在转向架与跑道上的凸起或凹坑配合时阻尼转向架14的枢转运动，这致使致动器20的第一与第二联接区域22a、22b之间的距离变化。这致使致动器20经受短时期且大幅度的多个力。但是，由于在探测到飞机已着陆时，致动器20的工作压力减小，在根据本发明各实施例的起落架中，减轻对动态填料密封件29和卸压阀34的这些影响，由此降低在地面操作期间致动器20运行环境的噪声。图4示出根据本发明第二实施例的起落架50的局部示意性示意侧视图。起落架50类似于根据第一实施例的起落架10，且相同的部件给予相应的附图标记。但是，代替致动器20，起落架50包括连杆60、70，连杆60、70包括致动器60和锁定装置70。连杆60、70在第一联接区域70c枢转地联接到转向架梁14，并在第二联接区域22b枢转地联接到撑杆下部12b。在所示实施例中，锁定装置70限定第一联接区域70c，且致动器60限定第二联接区域22b。在替代实施例中，联接区域70c、22b可相反且在其它实施例中可联接在一方面转向架的任何部分与另一方面撑杆12 (在某些情况下是起落架50)的任何部分之间。致动器60可动地联接到锁定装置70，使得在致动器60和锁定装置70保持彼此联接的同时可改变连杆的有效长度。锁定装置70具有第一构造和第二构造，在第一构造中锁定装置抑制锁定装置自身70与致动器60之间的相对运动，在第二构造中锁定装置70允许锁定装置自身70与致动器60之间的相对运动。锁定装置60布置成响应于确定起落架50的轮组件中的至少一个与地面接触而从其第一构造变化到其第二构造。可如上所述参照第一实施例进行该确定。图5a和5b示意性地示出图4的飞机起落架的斜率修整连杆60、70。根据该实施例的致动器60类似于根据第一实施例的致动器20，相同的部件用相同的附图标记标示。液压流体端口 24布置成联接到如图2所示的已知液压流体回路。因此，使用时，致动器60被持续地朝向对应于修整好的转向架位置的预定延伸程度驱动。该实施例的致动器60与第一实施例的致动器20的不同在于活塞杆20b在其端部区域包括第二活塞62。锁定装置70包括限定腔室72a的壳体70a，致动器60的第二活塞62被限制在腔室72a内并布置成沿轴线X滑动。锁定装置70的壳体70a包括第二液压流体控制端口 72，第二液压流体控制端口 72布置成联接到类似于图3所示液压流体回路的第二液压流体回路。第二液压流体回路包括设置在一方面第二控制端口 72与另一方面液压流体的第二加压源P’和第二液压流体储存器R’之间的控制阀40。控制阀40具有第一构造和第二构造，在第一构造中控制阀40允许液压流体从液压流体的第二加压源P’供给到锁定装置70的第二控制端口 72，在第二构造中控制阀40允许控制流体以返回管线R’压力供给到控制端Π 72。在所示实施例中，由第一引导块42a和第二引导块42b提供两个构造，可使第一引导块42a和第二引导块42b仅与流体源P’和储存器R’相互流体连通。第一引导块42a布置成使第二供给管线30’仅与液压流体的第二加压源P’流体连通，且第二返回管线32’仅与第二液压流体储存器R’流体连通。因此，在第一构造中，通过锁定装置的腔室72a内的加压液压流体迫使活塞62抵靠锁定装置壳体70a的端部止挡件70b。第二引导块42b布置成隔断第二供给管线30’与液压流体的第二加压源P’的流体连通，并代之使第二供给管线30’与第二返回管线32’流体连通，第二返回管线32’与第二液压流体储存器R’流体连通。因此，如图5b所示，控制阀40且因此锁定装置70处于其第二构造，第二引导块42a与液压流体的第二加压源P’和第二液压流体储存器R’流体连通，且因此锁定装置70的工作压力降低到返回管线压力，使得活塞62可在腔室72a内滑动，从而允许连杆60、70的有效长度变化。但是，在替代实施例中，控制阀40可布置成使得在其第二构造中，控制阀40允许控制流体以任何低于供给压力P’的第二压力供给到控制端口72。控制阀40包括弹簧42c以将控制阀、且因此将锁定装置70朝向其第一构造偏置。致动器42d设置成响应于信号S将控制阀、且因此将锁定装置从其第一构造改变至其第二构造，信号S指示已经确定轮组件中的至少一个与地面接触。信号S可由任何适当装置产生，诸如本领域称为通常设置的“轮负重”传感器的常规设置的传感器布置。此外，控制阀40无需朝向其第一构造偏置并可代之在两位置之间选择性地移动。因此，在探测到飞机已经着陆时，控制阀40降低液压控制流体的压力，这降低工作压力并因此降低锁定装置70的阻尼比率，这降低连杆60、70的轴向刚度。这之所以有利是因为，锁定装置处于其第一构造，致动器60会提供液压阻尼功能，该液压阻尼功能在转向架与跑道上的凸起或凹坑配合时阻尼转向架14的枢转运动，这致使第一与第二联接区域70c、22b之间的距离变化。这会致使致动器60和锁定装置70经受高频、大幅度的力。但是，由于在探测到飞机着陆时，锁定装置70的工作压力减小，在根据本发明各实施例的起落架中，减轻对动态填料密封件29、64和卸压阀34、34’的这些影响，由此降低在地面操作期间致动器60和锁定装置70两者的运行环境的噪声。在替代实施例中，锁定装置70可采用能够具有第一构造和第二构造的其它合适形式，在第一构造中其抑制连杆60、70的有效长度变化，在第二构造器其允许这种变化，例如锁定装置可采用机械夹具的形式，该机械夹具布置成当处于其第一构造时夹持致动器60的活塞杆20b并在其第二构造松开活塞杆。尽管在说明性实施例中已经描述了具体的液压流体控制回路，但本领域的技术人员会看到可提供相同功能的多个替代液压流体控制回路。
权利要求
1.一种飞机起落架，包括: 主撑杆，所述主撑杆具有上部和下部，所述上部布置成联接到飞机的下侧，所述下部相对于所述上部伸缩安装； 转向架，所述转向架包括转向架梁，所述转向架梁枢转地联接到所述主撑杆的所述下部，并具有安装于其上的多个轮轴，每个轮轴承载一个或多个轮组件； 致动器，所述致动器布置成使得所述致动器的有效长度的变化引起所述转向架相对于所述主撑杆角度位置的变化，以及控制端口，所述控制端口布置成联接到控制流体供给系统， 其中所述飞机起落架包括控制阀或与控制阀组合，所述控制阀具有第一构造和第二构造，在所述第一构造中所述控制阀允许控制流体在第一压力下供给到所述致动器的控制端口，在所述第二构造中所述控制阀允许控制流体在小于所述第一压力的第二压力下供给到所述控制端口，从而减小滑行期间所述致动器的各部件所经受的负载。
2.如权利要求1所述的飞机起落架，其特征在于，所述控制阀布置成响应于确定轮组件中的一个或多个与地面接触而从所述控制阀的第一构造变化到所述控制阀的第二构造。
3.如权利要求1和2中任一项所述的飞机起落架，其特征在于，所述控制阀布置成响应于轮空载信号从所述控制阀的第二构造变化到所述控制阀的第一构造。
4.如任一前述权利要求所述的飞机起落架，其特征在于，所述控制流体源包括流体供给管线和流体返回管线，流体供给管线压力大于流体返回管线压力，所述控制阀布置成在所述控制阀的第一构造允许所述供给管线和所述返回管线两者与所述控制端口完全流体连通，并布置成在所述控制阀的第二构造允许所述返回管线与所述控制端口完全流体连通，同时限制所述供给管线与所述控制端口之间的流体连通程度。
5.如权利要求4所 述的飞机起落架，其特征在于，在所述控制阀的第二构造中，所述控制阀完全限制所述供给管线与所述控制端口之间的流体连通。
6.如任一前述权利要求所述的飞机起落架，其特征在于，所述起落架联接到飞机，使得所述起落架可从展开位置移动到存放位置，且所述致动器布置成使得在所述第一压力的所述控制流体的供给导致所述致动器采用对应于所述转向架处于其用于存放的正确位置的角度位置所需的有效长度。
7.如任一前述权利要求所述的飞机起落架，其特征在于，所述致动器的各部件是动态密封件。
8.一种飞机起落架，包括: 主撑杆，所述主撑杆具有上部和下部，所述上部布置成联接到飞机的下侧，所述下部相对于所述上部伸缩安装； 转向架，所述转向架包括转向架梁，所述转向架梁枢转地联接到所述主撑杆的所述下部，并具有安装于其上的多个轮轴，每个轮轴承载一个或多个轮组件； 连杆，所述连杆包括第一联接区域和第二联接区域，所述连杆经由所述第一联接区域枢转地联接到所述转向架，所述连杆经由所述第二联接区域枢转地联接到所述主撑杆，所述连杆布置成使得所述连杆的有效长度可以变化，从而使所述转向架相对于所述撑杆的角度位置变化，所述连杆包括致动器，所述致动器包括控制端口，所述控制端口布置成联接到控制流体供给系统，其中所述连杆包括锁定装置，所述致动器可动地联接到所述锁定装置，所述锁定装置具有第一构造和第二构造，在所述第一构造中所述锁定装置抑制自身与所述致动器之间的相对运动，使得所述致动器的所述有效长度的变化引起所述转向架相对于所述撑杆的角度位置的变化，且在所述第二构造中所述锁定装置允许自身与所述致动器之间的相对运动，从而减小滑行期间所述致动器的各部件经受的负载。
9.如权利要求8所述的飞机起落架，其特征在于，所述锁定装置布置成响应于确定所述轮组件中的一个或多个与地面接触而从所述锁定装置的第一构造变化到所述锁定装置的第二构造。
10.如权利要求8和9中任一项所述的飞机起落架，其特征在于，所述锁定装置布置成响应于轮空载信号从所述锁定装置的第二构造变化到所述锁定装置的第一构造。
11.如权利要求8至10中任一项所述的飞机起落架，其特征在于，所述起落架联接到飞机，使得所述起落架可从展开位置移动到存放位置，且所述致动器布置成使得在所述第一压力的所述控制流体的供给导致所述致动器采用对应于所述转向架处于其用于存放的正确位置的角度位置所需的有效长度。
12.如权利要求8至11中任一项所述的飞机起落架，其特征在于，所述锁定装置包括腔室，所述致动器的气缸缸盖滑动地限制在所述腔室内，所述腔室具有联接到控制流体的第二供给源的第二控制端口，所述锁定装置还包括控制阀，所述控制阀在所述锁定装置处于所述锁定装置的第一构造时允许控制流体在第一压力下供给到所述锁定装置的所述第二控制端口，且在锁定装置处于所 述锁定装置的第二构造时允许控制流体在小于所述第一压力的第二压力下供给到所述第二控制端口。
13.如权利要求8至12中任一项所述的飞机起落架，其特征在于，所述锁定装置包括机械夹具，所述机械夹具布置成当所述锁定装置处于所述锁定装置的第一构造时夹持所述致动器并在所述锁定装置处于所述锁定装置的第二构造时将所述致动器松开至允许所述致动器与所述夹具之间相对运动的程度。
14.如权利要求8至13中任一项所述的飞机起落架，其特征在于，所述致动器的各部件是动态密封件。
15.一种飞机起落架，基本上本文如参照图1和3至5b中任一幅所述。
全文摘要
一种飞机起落架(10、50)，包括主撑杆(12)，该主撑杆具有上部(12a)和下部(12b)，上部布置成联接到飞机的下侧，下部相对于上部伸缩安装；转向架，该转向架包括转向架梁(14)，转向架梁枢转地联接到主撑杆的下部，并具有安装于其上的多个轮轴(16a、16b)，每个轮轴承载一个或多个轮组件；致动器(20、60)，该致动器布置成使得其有效长度的变化引起转向架相对于主撑杆角度位置的变化，以及控制端口，该控制端口布置成联接到控制流体供给系统，其中飞机起落架包括控制阀(40)或与控制阀组合，控制阀具有第一构造(42b)和第二构造(42a)，在第一构造中控制阀允许控制流体在第一压力(P)下供给到致动器的控制端口，在第二构造中控制阀允许控制流体在小于第一压力的第二压力(R)下供给到控制端口，从而减小滑行期间致动器的各部件所经受的负载。
文档编号B64C25/34GK103209891SQ201180053179
公开日2013年7月17日 申请日期2011年9月8日 优先权日2010年9月8日
发明者S·古德伯恩, G·奇泽姆, S·内尔 申请人:梅西耶-道提有限公司