具有集成冷却的用于飞行器起落装置的驱动单元的制作方法

具有集成冷却的用于飞行器起落装置的驱动单元的制作方法
【专利摘要】公开了一种用于飞行器地轮(12)的驱动单元(40)，地轮(12)与用于对地轮(12)进行制动的制动单元(30)关联，驱动单元(40)包括：驱动电机(42)，可按照驱动方式连接到地轮(12)；和冷却系统，至少包括驱动冷却单元(52)和制动冷却单元(62，70；72，74)，驱动冷却单元(52)被构造为产生用于冷却驱动单元(40)的驱动冷却气流(54)，制动冷却单元(62，70；72，74)被构造为通过吸入来自制动单元(30)的空气来产生制动冷却气流(64)。还公开了一种控制这种驱动单元(40)的方法，其中冷却系统由驱动单元(40)的驱动电机(42)驱动，该方法包括：当地轮(12)和/或驱动单元(40)的工作条件从推进模式切换到非推进模式时，使驱动电机(42)与地轮(12)分离，并且增加驱动电机(42)的旋转速度以增加产生的驱动冷却空气(54)的量。
【专利说明】具有集成冷却的用于飞行器起落装置的驱动单元

【技术领域】
[0001]本发明一般地涉及一种用于飞行器运行机构的驱动单元和一种包括驱动单元的飞行器运行机构。
[0002]更详细地讲，本发明涉及用于耗散由驱动单元和/或与运行机构关联的其它装置(诸如，运行机构的制动单元)产生的热量的冷却装置的集成。

【背景技术】
[0003]飞行器(这里，也被称为飞机)通常在飞机场或航空站的运转区使用其主引擎(诸如，燃气轮机、涡流鼓风机或蜗轮螺旋桨发动机)在地面上滑行。因为飞机的主引擎未被设计为在低功率状态下高效地工作(诸如，在滑行操作期间所需的那样)，所以飞行器的这种运转消耗许多燃料。此外，主引擎产生噪声，该噪声增加在航空站的总体噪声排放。
[0004]替代地，特殊车辆(诸如，航空拖车或推车器)可被用于拖或推飞机以在地面上移动。然而，由于这种特殊车辆自身昂贵以及采用这种特殊车辆必须支付费用并且在多数航空站这种车辆的数量不多，所以它们通常仅用于短距离，例如，用于从进出口推回的操作。因此，到目前为止，主引擎仍然被用于多数滑行，这导致了上述缺点。
[0005]已经知道用于飞行器的滑行的解决方案。例如，DE 10 2008 006 295 Al公开了一种安装在飞行器的运行机构腿上的电动机。该电动机包括平行于运行机构的地轮的轴的电机轴。电机轴能够轴向地移动以与飞行器运行机构的轮子结构咬合/分离。
[0006]WO 2009/086804A1公开了一种用于驱动飞机起落装置(特别地，前起落装置)的轮子的电机，该电机布置在起落装置支柱的底部或者在轮毂或轮缘中被安装为轮毂电机。为了消除电机和轮子之间的沉重而复杂的传动装置，电机被构造为液压电机或电动机并且经起落装置支柱被提供能量。
[0007]WO 95/29094显示了一种用于驱动飞行器的起落装置的系统，其中前起落装置的两个轮子都可由差动齿轮组件驱动，或者替代地，每个主起落装置组件的至少一个轮子由电动机或液压电机驱动，所述电动机或液压电机由飞行器的辅助电源单元(APU)供电。
[0008]虽然利用前述方案能够实现改进，但已发现:尤其对于大的商业飞行器，就在没有主引擎的帮助的情况下提供驱动飞行器所需的动力而言，这些方案未产生令人满意的结果。特定方面涉及高效地将在飞机的起落架在地轮附近存在的非常有限的空间用于这种驱动器。
[0009]已研究用于将驱动单元安装到飞机的起落架(也称为运行机构或起落装置)的一个或多个地轮的几个位置。基本上，驱动单元可被安装在相对于各地轮的起落架位于内部或外部的安装位置，即由观察者从起落架所见。就将机械力传递到起落架中以及建立所需的电气、机械和任何其它连接而言，内部安装位置是优选的。然而，由于非常有限的空间，将驱动单元集成在内部安装位置比较复杂。在将要提供制动单元的情况下尤其如此。针对空间要求，外部安装位置是优选的。然而，飞机(例如，用于短途的飞机)经常在外部安装位置装备有制动鼓风机，其中作为制动鼓风机，可使用鼓风机单元或排气机单元，制动鼓风机产生用于冷却与各地轮关联的制动单元的气流。制动鼓风机是必需的并且不可被去除。在仅具有一个与起落架的腿关联的轮子的较小的飞行器中，制动鼓风机也可被安装在与制动单元相同的一侧，如例如US 6 615 958 BI中所示。
[0010]最后，但是很重要地，与一个或多个地轮关联的驱动单元自身需要主动冷却，因为这种驱动单元包括通过将转矩提供给关联的地轮来移动飞机所需的高功率密度。优选地，通过空气来执行驱动单元的冷却以避免使用诸如水或任何其它冷冻剂的流体的冷却系统的集成。也就是说，制动单元和驱动单元都要求空气冷却。然而，从制动单元排出的热空气已经具有高温，因此，无法被用于冷却驱动单元。另外，来自制动单元的热空气被制动灰尘污染，当制动灰尘进入驱动单元时可能损害驱动单元。


【发明内容】

[0011]本发明的一个目的可在于提供一种用于飞行器运行机构的至少一个轮子的驱动单元，该驱动单元能够提供使大的商业飞行器(诸如，通常的客机)滑行所需的动力，同时对运行机构的总体设计提出最小的空间要求。
[0012]本发明的另一目的或进一步的目的可在于当制动单元和驱动单元被安装在共同地轮时如上所述为制动单元以及驱动单元提供充分冷却。
[0013]以上问题中的一个或全部由独立权利要求的特征缓解或解决。另外的实施例和变型由各从属权利要求定义。
[0014]根据本发明，用于飞行器地轮的驱动单元与用于对地轮进行制动的制动单元关联，地轮能够被可旋转地安装到飞机的起落架。驱动单元包括驱动电机，驱动电机可按照驱动方式连接到地轮，以使得飞机能够通过地轮而移动。驱动单元还包括冷却系统。
[0015]冷却系统至少包括驱动冷却单元。驱动冷却单元被构造为产生用于冷却驱动单元的驱动冷却气流。冷却系统还包括制动冷却单元，制动冷却单元被构造为冷却制动单元。制动冷却单元可被构造为通过吸入来自制动单元的空气来产生用于冷却制动单元的制动冷却气流。特别地，包括制动冷却单元的冷却系统可被集成在驱动单元中。
[0016]因此，这里提出的解决方案的一个总构思是将冷却单元集成在用于飞机起落架或运行机构的至少一个地轮的驱动单元中，该冷却单元被构造为冷却布置在驱动单元附近的地轮的制动单元。这种制动冷却单元可以是集成在驱动单元中的冷却系统的一部分，该冷却系统也能够耗散由驱动单元在操作中(即，在驱动单元的操作的推进模式下)产生的热量。
[0017]在某些实施例中，驱动单元的驱动电机可按照驱动方式作为共同冷却系统驱动器连接到用于驱动各冷却单元的冷却系统。驱动单元的驱动电机也可按照驱动方式作为各冷却单元驱动器连接到制动冷却单元或驱动冷却单元之一。替代地，制动冷却单元和/或驱动冷却单元可包括可按照驱动方式连接到各冷却单元的各电机。
[0018]制动冷却单元和/或驱动冷却单元可经各齿轮结构以被驱动方式直接地或间接地连接到其各自的驱动器，例如驱动单元的驱动电机。这种齿轮结构能够由具有行星齿轮等的形式的传动齿轮实现。
[0019]如上所述，制动冷却单元可被构造为通过吸入来自制动单元的空气来产生制动冷却气流。例如，集成在驱动单元(驱动单元被安装在地轮的一侧)中的制动冷却单元可被布置为通过地轮吸出在制动单元(制动单元被安装在地轮的另一侧)周围的空气。例如，可在地轮的轮盘中提供一个或多个开口，或者地轮的轮辐之间的空间可用作开口，通过该开口，来自制动单元的空气能够被吸出或排出。
[0020]驱动单元还可包括:空气引导件，用于引导驱动冷却空气；和空气遮板，用于在特定区域中分离驱动冷却气流与制动冷却气流。
[0021]可布置空气引导件，以使得产生的驱动冷却空气被引导通过在驱动单元的操作中(特别地，在推进模式下的驱动单元的操作期间)产生热量的驱动单元的部件和/或在驱动单元的这些部件周围弓I导产生的驱动冷却空气。
[0022]空气遮板可被构造为减少或抑制从制动单元排出的相对较热的制动冷却气流与来自驱动单元的下游的驱动冷却气流的混合。特别地，空气遮板可被构造为减少或抑制相对较热的驱动冷却气流与制动冷却单元的驱动器的上游的区域中的气流的混合。因此，通过空气遮板，制动冷却单元的效率不会受到从驱动冷却单元排出的空气的妨碍。因此，确保制动冷却单元的完整性能被应用于吸入热的制动冷却空气并且不受驱动单元的排出驱动冷却空气的妨碍。
[0023]例如，在某些实施例中，空气遮板能够被构造为以这种方式引导制动单元的下游的驱动冷却气流，即抑制制动冷却空气与驱动冷却气流在制动冷却单元的驱动器的上游的位置混合。
[0024]在一个另一变型中，冷却系统还可包括文氏管部分。文氏管部分可有助于制动冷却单元的功能，甚至提供制动冷却单元的功能，即可以是用于产生制动冷却气流的装置。已发现:文氏管部分能够被用于通过作为吹动气流的驱动冷却气流来产生用于吸入制动冷却气流作为吸入的气流的足够低的压力。换句话说，文氏管部分可被用作用于产生制动冷却气流的装置，并且它本身可由驱动冷却气流驱动。
[0025]替代地，空气遮板的文氏管部分可有助于驱动冷却单元的功能，甚至提供驱动冷却单元的功能，即用作用于产生驱动冷却气流的装置。因此，文氏管部分可被用于通过作为吹动气流的制动冷却气流来产生用于吸入驱动冷却气流作为吸入的气流的足够低的压力。换句话说，文氏管部分可被用作用于产生驱动冷却气流的装置，并且它本身可由制动冷却气流驱动。
[0026]文氏管部分可特别地包括压力入口、吸入口和排出口。因此，压力入口能够连接到吹动气流，从而在吸入口产生吸入的气流。吹动气流和吸入的气流一起在排出口离开文氏管部分。
[0027]特别地，空气遮板可包括文氏管部分。相对于地轮的旋转的轴线，空气遮板能够布置在驱动单元的周围或外围。例如，空气遮板可按照基本上圆筒形方式布置，即具有环形横截面。例如，空气遮板可以是双壁、管形空气引导管道。替代于完整的环形横截面，空气遮板可仅包括这种环形空气引导管道的各圆筒部分。空气遮板还可包括以圆周方式布置(即，布置在驱动单元的预定径向位置上(相对于地轮的旋转的轴线))的一个或多个空气引导管道作为例如具有管子的形式的各空气引导系统，每个管子包括具有各文氏管的形式的各文氏管部分。
[0028]通过文氏管部分，能够实现制动冷却单元或驱动冷却单元，而不需要单独为每个冷却单元提供冷却气流的产生单元。由于仅需要一个用于冷却气流的产生单元的事实，能够降低整个设备的复杂性。
[0029]在某些实施例中，至少一个冷却单元可由径向或轴向鼓风机或排气机实现。
[0030]在某些实施例中，驱动单元的驱动电机可由电动机或液压电机实现。在操作的推进模式下，驱动电机可驱动驱动齿轮结构的输入齿轮。驱动齿轮结构可经可操作的离合器在输出齿轮以驱动方式连接，离合器能够例如经能够布置在轮子的轮缘或轮盘上的各耦合齿轮与地轮咬合和分尚。
[0031]在特定实施例中，驱动单元的驱动电机可相对于地轮被安装到的起落架的轴同轴地布置在驱动单元中。在特定实施例中，驱动电机可具有轮毂电机的结构。
[0032]在冷却系统由驱动单元的驱动电机驱动的某些实施例中，冷却系统的冷却性能(即，由冷却系统产生的用于驱动单元的冷却空气的量)将会固定地与驱动单元的驱动电机的旋转速度关联。作为结果，在推进模式下的驱动单元的操作期间，即当驱动单元必须向地轮提供转矩时，因此在驱动单元里面，产生需要耗散的热量。然而，集成的冷却系统将会以与地轮的旋转速度对应的低速运行。这将会导致低冷却性能和驱动单元的部件以及地轮的轮盘和轮缘的温度的增加。
[0033]因此，本发明的另一方面涉及一种控制这种驱动单元的方法，以便克服在驱动单元的低旋转速度的驱动单元的温度的增加的前述问题。
[0034]为了克服这种温度的增加的问题，本发明提出一种包括下面步骤的控制驱动单元的方法:
[0035]当地轮(即，运行机构)的操作条件从操作的推进模式改变为操作的非推进模式时，驱动单元立即与地轮分离。
[0036]在操作的推进模式下，转矩将会由驱动单元提供给地轮以便通过驱动单元来移动飞机。
[0037]在操作的非推进模式模式下，转矩将不会被驱动单元提供给飞机轮子。操作的非推进模式可包括:所谓的惯性滑行模式，在该模式下，飞机惯性滑行，即不被驱动单元驱动而仅由于它自己的惯性而移动；或减速模式，在该模式下，飞机通过制动单元的激活或应用而减速，或处于飞机静止(例如，当飞机停放或在滑行期间停止时)。
[0038]在将地轮从推进模式切换到非推进模式之后，驱动单元的旋转速度显著增加，因此，固定地连接到驱动单元的驱动冷却单元的旋转速度相应地增加。作为结果，由冷却系统产生的冷却空气的量增加。
[0039]特别地，当地轮的操作条件从非推进模式切换为推进模式时，驱动单元的旋转速度可被立即与地轮的实际速度同步；并且驱动单元可与地轮连接以驱动地轮。
[0040]根据这里建议的方法，驱动单元的总体热容量(可选地，轮子的热容量)被用于积累由驱动单元的驱动电机在操作中产生的热量。本发明人意识到:基本上仅在推进模式期间产生这种热量。因此，建议:操作条件一旦从推进模式改变为非推进模式，驱动单元的冷却系统就以最大冷却性能操作，以便耗散积累在驱动单元和/或轮子的部件中的热量。建议的方法高效地利用驱动单元和/或轮子的部件作为临时热缓冲器(根据它们的热容量)以便使温度保持低于临界水平，该热缓冲器可被反复地填充/耗尽。
[0041]本发明的另一方面涉及一种飞行器起落架，该飞行器起落架包括:至少一个轮轴，支撑至少一个轮子；制动单元，与所述至少一个地轮关联；和至少一个驱动单元，也根据本发明与所述至少一个轮子关联。
[0042]飞机起落架还可包括控制单元或者可按照可操作方式连接到控制单元，该控制单元被构造为执行如以上在这里所述的控制方法。
[0043]在飞机起落架的某些实施例中，地轮可包括用于安装或容纳轮胎的轮缘。轮缘可连接到轮盘，通过轮盘，地轮可连接到轮毂，轮毂被可旋转地安装在飞机起落架的所述至少一个轴上。相对于起落架，轮盘和轮缘分别形成内部杯状空间和外部杯状空间。这两个空间通过轮盘而彼此分离，轮盘形成各杯状空间的底部。驱动单元可被构造为诸如在外部杯状空间中以可移除方式与轴连接。与起落架的地轮关联的制动单元可被安装在内部杯状空间中。
[0044]在某些实施例中，驱动单元(特别地，其外部形状)可被以这种方式构造，即在驱动单元被安装到或安装在地轮的情况下，预定义的空隙在轮缘和驱动单元之间(例如，在轮缘和驱动单元的壳体之间)形成在外部杯状空间中。在如此形成的空隙中，制动冷却气流和驱动冷却气流能够被从外部杯状空间吹出。
[0045]特别地，根据本发明的飞机起落架可被用作飞机的主运行机构或起落装置。

【专利附图】

【附图说明】
[0046]通过下面结合附图考虑的详细描述，本发明的目的和特征将会变得清楚。然而，应该理解，附图仅被设计用于说明的目的而非用作本发明的限制的定义，对于本发明的限制的定义，仅应该参照所附权利要求。还应该理解，附图仅意图在概念上表示这里描述的结构和过程。对于说明，需要注意的是，描述性术语“左”、“右”、“底部”和“顶部”表示具有在通常方位中读到的参考字符的说明。现在在以下参照附图中示出的示例性实施例更详细地描述本发明，其中:
[0047]图1显示根据本发明的一个方面的飞行器起落架的三维示图；
[0048]图2显示穿过图1的飞行器起落架的剖视图；
[0049]图3显示包括根据本发明的第一示例性实施例的驱动单元的一个地轮的剖视图的放大部分；
[0050]图4显示包括根据图3中的示例性实施例的另一变型的驱动单元的一个地轮的剖视图的另一放大部分；和
[0051]图5表示在图4中的所述另一变型中采用的文氏管部分的功能原理。

【具体实施方式】
[0052]图1显示根据本发明的一个方面的飞机(未示出)的起落架10 (也称为起落装置或运行机构)的三维示图。
[0053]起落架10包括第一地轮12a和第二地轮12b，第一地轮12a和第二地轮12b被可旋转地安装在起落架10的轴14上。起落架10还包括由支柱16形成的腿作为用于在飞机的着陆、滑行和起飞期间经起落架和连接到起落架的地轮将重量和其它负载传递到地面G(图2)的主要机械部件。
[0054]另外，地轮12a、12b中的每一个包括用于安装或容纳各轮胎20的轮缘18。轮缘18还以允许起落架10的地轮和轴14之间的可旋转固定连接的任何合适方式连接到与轮毂23连接的轮盘22。
[0055]轮缘18和轮盘22可分别被制成为一体，但通常轮子的这些部件由通过固定螺栓24互连的各个分开的部分制成。然而，在本发明中，轮子的特定构造并不重要。
[0056]对于关于飞机起落架的结构细节的更多细节，参考Bender等人的标题为“起落装置的结构的完整性(Landing Gear Structural Integrity) ” 的论文，Aerospace Engineering, Vol.16，N0.3，pp.13-16, March 1996，ISSN:07362536。
[0057]为了参考的目的，假设在图1的起落架10被安装到飞机(未示出)的情况下，运动的前向方向由具有标号F的箭头表示。另外，假设图1中示出的起落架10是飞机的主运行机构或起落装置的一部分，以使得第一轮子12a布置为更接近飞机的机身，即飞机的“机内”;机内方向由具有标号I的箭头指示。因此，第二轮子12b相对于飞机的机身沿“机外”方向位于轴14上，该方向由具有标号O的箭头指示。
[0058]飞机的轴和内部结构之间的主要机械互连(即，支柱16)也称为起落架10的运行机构腿。
[0059]图2显示穿过图1的飞机起落架的剖视图，并且结合起落架10的地轮12a、12b中的各个地轮以示意性方式表示作为各个轮子的致动器的驱动单元和制动单元的布置的通常结构。
[0060]如已经结合图1所解释，地轮12a、12b中的每一个包括各自的轮缘18，轮缘18用于安装与其关联的轮胎20。轮缘18还与轮盘22连接，通过轮盘22，各地轮12a、12b可连接到各轮毂23，轮毂23被可旋转地安装在起落架10的轴14上。
[0061]在图2的剖视图中能够看出，对于轮子12a和12b中的每一个，各轮缘18和各轮盘22形成通过各固定螺栓24而被固定地安装在一起的两个部分。
[0062]每个轮子12a、12b的各轮盘22和轮缘18在轮子12a、12b的每一侧形成杯状安装空间26、28。相对于由腿或支柱16表示的起落架的中心，存在内部杯状安装空间26 ( S卩，位于轮子朝向起落架的一侧的杯状安装空间)和外部杯状安装空间28(即，位于轮子远离起落架的一侧的杯状安装空间)。两个杯状安装空间26、28分别由各轮子12a和12b的各轮盘22分离。此外，每个轮子12a、12b的轮盘22形成各杯状安装空间26、28的底部。
[0063]结合右轮12b，示出制动单元30和冷却系统32的通常安装位置。制动单元30被以可操作方式安装在轴14和轮缘18之间的内部杯状安装空间26中。在外部杯状安装空间28中，所谓的制动鼓风机通常被安装作为用于制动单元30的冷却系统32。制动单元30可被实现为堆栈(stack)，该堆栈包括将各金属盘夹在中间的一堆盘状制动块。
[0064]结合左轮12a，示出被安装在支柱16和轮子12a之间的较不常用的安装空间中的驱动单元34或致动器。另外，在左轮12a的外部杯状安装空间28中示出根据这里提出的解决方案(即，具有用于制动单元的集成冷却系统)的驱动单元40的可能的安装空间。在驱动单元40位于外部杯状安装空间28中的情况下，以与在另一轮子12b中由30指示的方式相同的方式，对应的制动单元30将会位于内部杯状安装空间26中。
[0065]图3更详细地显示被作为致动器安装到地轮12的驱动单元40的一个实施例。
[0066]驱动单元40包括驱动电机42，驱动电机42可以是电动机或液压电机。驱动电机42使它的转子以可驱动方式连接到传动齿轮44，传动齿轮44可以是行星传动齿轮。由驱动电机42通常以高旋转速度产生的转矩能够由传动齿轮44转换成更低的旋转速度但更高的转矩，并且能够被传递到地轮12，地轮12通过耦合机构而被可旋转地安装到刚性轴14。耦合机构由离合器齿轮46实现，离合器齿轮46能够与在轮子12的轮盘22的对应齿轮元件47咬合和分离。
[0067]驱动单元40具有用于冷却驱动单元40以及在驱动单元附近的制动单元的冷却系统。冷却系统被实现在驱动单元40中并且如下工作:首先，经用作驱动冷却单元的第一鼓风机或风扇52吸入新鲜空气50。第一鼓风机或风扇52位于驱动单元40的前侧41。驱动单元的前侧41是朝向远离形成杯状空间28的底部的轮盘22的方向的一侧。在图2的实施例中，驱动单元40被安装在轮子12的外部杯状安装空间28中，因此，驱动单元40的前侧41位于杯状安装空间28的机外侧。吸入的新鲜空气50由风扇52压缩，并且在驱动单元40周围在驱动单元40的壳体56和驱动单元40的内部部件之间作为驱动冷却空气54被引导至驱动单元40的后侧43，后侧43与轮子12的轮盘22相对。驱动单元40的后侧43面对形成轮子12的杯状安装空间28的底部的轮盘22。
[0068]驱动单元40的形状适应于轮子12的内部形状，即轮缘18和轮盘22的内部维度，从而当驱动单元40被安装在外部杯状空间28中时，在轮缘18和驱动单元40的外壳56之间形成空隙。在这个空隙中，驱动冷却气流54能够被从外部杯状空间28吹出，即由驱动单元40在工作中产生的热量被以与在驱动单元40周围吹动并且从杯状安装空间28吹出的驱动冷却空气54的量对应的速度耗散。
[0069]用于产生图3的实施例中示出的驱动冷却气流54的风扇或鼓风机52由驱动单元40的驱动电机42经齿轮机构直接驱动。因此，风扇或鼓风机52的旋转速度固定地耦合到驱动电机42的旋转速度。作为结果，驱动冷却单元的实际冷却性能直接与驱动电机42的实际速度关联。
[0070]风扇或鼓风机52也可由它自己的驱动器驱动，它自己的驱动器也可由电动机或液压电机实现。在这种情况下，能够独立于驱动电机42的实际工作模式控制冷却性能。
[0071]第二风扇或鼓风机62被集成在驱动单元40的后侧43 (即，面对杯状安装空间28的底部的一侧)的位置。第二风扇62被构造为吸入在安装在地轮12的内部杯状安装空间26 (在图3中，位于轮盘22的左手侧)中的制动单元(未示出)周围的空气。第二风扇62用作排气机并且通过轮子12的轮盘22中的各开口吸入由制动单元在其工作中产生的热空气作为制动冷却气流64，并且通过外部杯状安装空间28中的驱动单元40和轮缘18之间的空隙将制动冷却气流64与驱动冷却气流54 —起从轮子12吹出。
[0072]作为另一变型和改进，在图3中，空气遮板70在驱动单元40的后侧43和形成外部杯状安装空间28的底部的轮盘22之间被安装在外部杯状安装空间28中。这种空气遮板70被构造为防止第二风扇62的上游区域中的制动冷却气流64与驱动冷却单元的下游的驱动冷却气流54在产生热量的部件的上游位置混合。由此，吸入的制动冷却空气64与驱动冷却空气54分开，因此，由制动冷却单元64提供的冷却的效率不会由于驱动冷却气流而降低。换句话说，防止驱动冷却空气54被吸入到制动冷却单元62中。这帮助提高集成在驱动单元40中的制动冷却单元62的效率。
[0073]图4显示地轮12的剖视图的另一放大部分以说明根据图3中的示例性实施例的驱动单元40的另一变型。由于图4中示出的驱动单元40的构造基本上与结合图3描述的构造相同，所以利用相同的标号引用相同的部件或部分。另外，为了清楚和简洁起见，仅在下面更详细地描述所述另一变型的相关区别修改。对于构造的任何其它细节，参照图3的描述。
[0074]再一次，风扇或鼓风机52用作驱动冷却单元，并且通过从驱动单元40的前侧41吸入新鲜空气来产生驱动冷却气流54，驱动单元40被安装在轮子12的外部杯状安装空间28中。驱动单元的前侧41朝向远离杯状安装空间28的底部的方向，即它布置为朝着轮子12的外部。吸入的新鲜空气50被压缩，并且作为驱动冷却气流54在驱动单元40的外壳56和在工作中产生热量的驱动单元40的内部部件之间并且朝着驱动单元40的后侧43被吹动。驱动单元的后侧43面对杯状安装空间28的底部。在吸收驱动单元40中产生的热量之后，驱动冷却气流54进入根据另一变型的修改的空气遮板72，修改的空气遮板72形成空气引导通路75，空气引导通路75在驱动单元40附近以圆周方式布置并且基本上平行于驱动单元40的外壳56将驱动冷却气流54引导至外部杯状安装空间28的外部方向，即远离杯状安装空间28的底部。相对于轮子12的旋转的轴线A，空气遮板72布置在驱动单元40的外围。因此，空气遮板72的空气引导通路75具有基本上圆筒形或环形横截面。例如，空气遮板72可以是双壁管状空气引导管道，其中空气引导通路75形成在内壁和驱动单兀40的外壳56的外表面之间。需要注意的是，替代于完整的环形横截面，空气遮板72可仅包括这种环形空气引导管道系统的各圆筒部分。空气遮板72还可包括以圆周方式布置(即，布置在驱动单元40的预定径向位置上(相对于轮子12的旋转的轴线A))的一个或多个空气引导管道作为例如具有一个或多个管子的形式的各空气引导系统。
[0075]修改的空气遮板72还包括由压力入口 76、吸入口 77和排出口 78形成的文氏管部分74。驱动冷却气流54作为吹动气流连接到文氏管部分74的压力入口 76并且在经过文氏管部分的喉部79之后变得缓和，由此在吸入口 77产生低压。
[0076]文氏管部分74可被实现为文氏管喷嘴或文氏管。几个文氏管喷嘴或文氏管可在外部杯状安装空间28中围绕驱动单元40沿圆周方向布置。例如，这种文氏管喷嘴或文氏管可在驱动单元40的外围以圆筒形方式同轴地形成。替代地，文氏管喷嘴或文氏管可围绕驱动单元40以圆形部分的形式布置，即布置在其圆周。
[0077]根据所述另一变型，文氏管部分74被用作制动冷却单元，因为它通过文氏管部分74的吸入口 77来产生制动冷却气流64。吸入口 77连接到管状空气引导件，该管状空气引导件具有靠近杯状安装空间28的底部的一个开口或几个开口，即在示出的实施例中靠近轮盘22，在轮盘22，提供对应开口，通过对应开口，位于轮盘22的另一侧的制动单元在工作中产生的热空气可被吸入以冷却制动单元。文氏管部分74还包括共同排出口 78，通过共同排出口 78，驱动冷却气流54和制动冷却气流64被共同从外部杯状安装空间28吹出。
[0078]虽然未详细示出，但还能够实现根据图4中示出的本发明的所述另一变型的原理，以使得用作驱动冷却单元的第一风扇或鼓风机52被省略，并且替代地，用作制动冷却单元的如图3中所示的第二风扇或鼓风机62存在。基本上，除了文氏管部分74之外，可使用具有如图4中示出的实施例中的空气遮板72 —样的结构的空气遮板。文氏管部分74需要被改变，以使得制动冷却气流64被用作用于在文氏管部分74的吸入口产生低压的吹动气流。驱动冷却气流54随后连接到文氏管部分74的吸入口。
[0079]因此，在这个替代实施例中，通过使制动冷却气流64经过文氏管部分74，能够通过在驱动单元40的前侧41在不再存在第一风扇或鼓风机52的区域中吸入新鲜空气来产生驱动冷却气流54。因此，文氏管部分74可被视为用作驱动冷却单元。再次在在工作中产生热量的驱动单元40的内部部件周围通过空气引导来引导吸入的新鲜空气50，因此，通过驱动冷却气流54将热量传送走，如图3或4中的实施例中一样。
[0080]已通过图3和4中示出的示例性实施例描述本发明，根据这些示例性实施例，与地轮关联的制动单元被安装在内部杯状安装空间26(即，位于轮子朝向起落架的一侧的杯状安装空间)中，并且驱动单元40被安装在外部杯状安装空间28 (即，位于轮子远离起落架的一侧的杯状安装空间)中。然而，可使驱动单元40被安装在内部杯状安装空间26中并且使制动单元被安装在外部杯状安装空间28中。
[0081]图5表示在图4中示出的本发明的所述另一变型中使用的文氏管部分74的功能原理。
[0082]基本上，文氏管喷嘴是节流装置，在该装置中，吹动气流连接到文氏管部分74的压力入口 76。这种吹动气流可以是产生的冷却空气流(由第一风扇或鼓风机52产生的驱动冷却气流54，或替代地，由第二风扇或鼓风机62产生的制动冷却气流64)之一。通过风扇的动作，吹动气流相对于大气压而言被稍微压缩，例如被压缩大约1.3比I的比例(即，比大气压大大约0.3bar)或更大。当经过文氏管部分74的喉部75时，具有高压HP的吹动气流在文氏管系统74里面变得缓和，由此在文氏管系统的吸入口 72产生低压LP。
[0083]本发明人已发现:通过这种布置，能够在用作用于产生第二需要的冷却气流(即，根据图4中示出的实施例的制动冷却气流64或驱动冷却气流54(未明确示出))的冷却单元的吸入口 72产生足够低的压力LP。计算和仿真已显示:一方面冷却制动单元所需的气流以及另一方面冷却驱动单元40所需的气流之比包括能够在根据本发明的飞机起落架的地轮的情况下实现的维度。最后，文氏管系统或部分74包括共同排出口 78，用于制动单元以及用于驱动单元的冷却气流被从共同排出口 78吹出。
[0084]关于本发明的一个特定方面，将会讨论用于控制驱动单元40的专用方法。如上所述，一个或两个风扇或鼓风机52、62可由驱动单元40的驱动电机42直接地或间接地驱动。因此，产生需要的冷却气流的一个冷却单元或多个冷却单元的旋转速度固定地依赖于驱动电机42的实际旋转速度。在驱动电机42的推进模式下，例如当飞机在滑行期间移动时，由驱动电机42产生的转矩经咬合的离合器46被传递到轮子12。驱动电机42需要高功率密度，以便能够使驱动单元30在输出级产生足够大的转矩。产生需要的转矩引起驱动单元40里面的高水平的热量的产生。在推进模式期间产生多数热量。然而，由于冷却驱动单元40所需的冷却单元52的旋转速度的固定耦合，存在这样的风险:驱动电机42的旋转速度并不足够大以产生足够大的用于耗散产生的热量的冷却空气。当电动机工作于低旋转速度和高转矩时，待耗散的多数热量由这种电机产生。当驱动单元40的驱动电机42在推进模式下工作以便驱动飞机并且飞机的推进速度低时，尤其如此。特别地，当根据本发明的驱动单元40被用作飞机的所谓绿色滑行系统时，驱动单元经常被用在所谓走走停停操作中。因此，在推进模式下，无法由包括由驱动单元的电动机42驱动的驱动冷却单元的冷却系统产生足够的冷却空气。
[0085]为了解决这个问题，根据本发明的另一方面，提出一种用于控制驱动单元的方法。根据本发明的用于控制驱动单元的方法提供改进的控制策略以确保驱动单元的需要的冷却。
[0086]在这种情况下，有益地检测地轮12是否将要在推进模式下工作或者地轮12是否将要在非推进模式下工作。
[0087]在推进模式下，飞机通过由驱动单元40产生并且传送到地轮12的转矩而移动。因此，在推进模式下，特别地，驱动单元40将要在推进模式下工作。
[0088]在非推进模式下，移动飞机不需要由驱动单元40产生的转矩。相反地，在非推进模式下，飞机仍可在未由驱动单元40向地轮12提供任何转矩的情况下移动。通常，在飞机已由驱动单元40推进之后，当飞机没有推进但由于它自己的移动的惯性而移动时，飞机在惯性滑行。当惯性滑行时，飞机还可被以除驱动单元40之外的其它方式推进(例如，由主引擎推进而没有来自驱动单元40的任何支持)。当减速(即，通过应用制动器来制动)时，或者当停止时(即，在静止期间)，飞机也被视为处于非推进模式。也就是说，当位于停放位置时，或者当在滑行期间停止时，飞机也被视为处于非推进模式。换句话说，不需要驱动单元40向地轮12提供任何转矩的操作的任何阶段可被视为非推进模式。
[0089]通常，在具有安装在用作飞机的起落装置的起落架的地轮12中的驱动单元40的飞机中，这种起落装置被用作飞机的主起落装置。对于这种起落装置，存在控制系统，经该控制系统，飞机的飞行员的输入命令可用于检测地轮(相应地，与它关联的驱动单元)将要在推进模式下工作还是在非推进模式下工作。
[0090]根据这里提出的方法，控制系统一旦检测到不需要地轮12和/或驱动单元40的推进模式，驱动单元40就可在非推进模式下工作，在非推进模式下，由驱动电机42产生的转矩不被传送给地轮12。当切换到非推进模式时，驱动单元40的控制系统控制驱动单元40的离合器46，以使得驱动单元40的驱动电机42不再以驱动方式连接到轮子12。在已执行这种分离操作之后，不需要驱动电机42的旋转速度与地轮12的实际旋转速度同步。
[0091]本发明提出:一旦执行分离操作，就立即控制驱动单元40的驱动电机42，以使得它的旋转速度增加到高得多的水平。由此，用作由驱动电机42直接驱动的冷却单元的风扇或鼓风机52和/或62也相应地加速。这导致为驱动单元40以及为制动单元30产生多得多的冷却空气。由于当在驱动单元40的非推进模式下运行于高旋转速度但低转矩负载时驱动电机42并不产生许多转矩，所以产生较少的待耗散热量，但产生许多冷却空气。
[0092]作为结果，在地轮12或驱动单元40的推进模式期间产生的热量主要由驱动单元40的部件和与其相邻的地轮/起落装置的其它部件占据。这种热量通过整个设备的热容量而积累。在非推进模式下的地轮/驱动单元的操作期间，这种热量由以最大性能运行的冷却系统耗散。
[0093]一旦再次需要在推进模式下的地轮/驱动单元的操作以便例如在滑行期间移动飞机，提出的控制策略立即以这种方式控制驱动电机42的旋转速度，即，使驱动电机42的旋转速度与地轮12的实际速度同步。一旦驱动电机42的旋转速度与地轮12同步，控制系统控制离合器46与地轮12咬合，从而驱动单元40再次连接到起落架的地轮12。在这种情况下，地轮12能够在预期转矩驱动，并且驱动单元40/地轮12在推进模式下工作。
[0094]利用使用永久励磁的电动机的驱动单元40，能够实现提出的控制策略和方法，从而能够在几秒内实现从推进模式到非推进模式的切换和从非推进模式到推进模式的切换。因此，涉及从推进模式到非推进模式的切换和从非推进模式到推进模式的切换的控制过程不会被飞机的飞行员或乘客认为是操纵飞机时的不舒适的反馈。
[0095]最后，已公开一种用于飞行器地轮12的驱动单元40，地轮12与用于对地轮12进行制动的制动单元30关联，驱动单元40包括:驱动电机42，可按照驱动方式连接到地轮12 ;和冷却系统,至少包括驱动冷却单元52和制动冷却单元62、70或72、74，驱动冷却单元52被构造为产生用于冷却驱动单元40的驱动冷却气流54，制动冷却单元62、70或72、74被构造为通过吸入来自制动单元30的空气来产生制动冷却气流64。另外，已公开一种控制这种驱动单元40的方法，其中冷却系统由驱动单元40的驱动电机42驱动，该方法包括:当地轮12和/或驱动单元40的工作条件从推进模式切换到非推进模式时，使驱动电机42与地轮12分离，并且增加驱动电机42的旋转速度以增加产生的驱动冷却空气54的量。
[0096]通过本发明，驱动单元40和相邻部件的热容量或热容被用于在推进模式期间储存驱动电机42中产生的热量。当集成的冷却系统能够以最大性能工作时，这种储存的热量在地轮12的非推进模式期间耗散。根据本发明的驱动单元40还提供这样的优点:可实现在飞机静止期间(例如，当飞机停放在它的停放位置时)或者当飞机在滑行期间停止时的驱动单元40的冷却，而没有任何限制。
【权利要求】
1.一种用于飞行器地轮(12)的驱动单元(40)，地轮(12)与用于对地轮(12)进行制动的制动单元(30)关联，驱动单元(40)包括:驱动电机(42)，可按照驱动方式连接到地轮(12);和冷却系统，至少包括驱动冷却单元(52)和制动冷却单元(62，70 ;72，74)，驱动冷却单元(52)被构造为产生用于冷却驱动单元(40)的驱动冷却气流(54)，制动冷却单元(62，70 ；72,74)被构造为通过吸入来自制动单元(30)的空气来产生制动冷却气流(64)。
2.如权利要求1所述的驱动单元(40)，其特征在于，所述驱动单元(40)的驱动电机(42)可特别地经各齿轮结构以驱动方式作为共同冷却系统驱动器连接到冷却系统或者作为各冷却单元驱动器连接到制动冷却单元￠2)或驱动冷却单元(52)之一。
3.如权利要求1或2所述的驱动单元(40)，其特征在于，还包括:空气引导件，用于引导驱动冷却气流(54);和空气遮板(70 ；72);其中布置所述空气引导件，以使得驱动冷却气流(54)被引导通过在驱动单元(40)的工作中产生热量的驱动单元(40)的部件和/或在驱动单元(40)的这些部件周围引导驱动冷却气流(54)，并且其中空气遮板(76 ；72)被构造为减少或抑制产生热量的驱动单元(40)的部件的上游的驱动冷却气流(54)与制动冷却单元的下游的制动冷却气流的混合。
4.如权利要求1至3中任何一项所述的驱动单元(40)，其特征在于，所述驱动冷却单元(52)被构造为产生驱动冷却气流(54)，并且所述冷却系统还包括文氏管部分(74)，文氏管部分(74)被构造为通过作为吹动气流的驱动冷却气流(54)来产生用于吸入制动冷却气流(64)作为吸入的气流的低压(LP)。
5.如权利要求1至3中任何一项所述的驱动单元(40)，其特征在于，所述制动冷却单元(62)被构造为产生制动冷却气流(64)，并且所述冷却系统还包括文氏管部分(74)，文氏管部分(74)被构造为通过作为吹动气流的制动冷却气流(64)来产生用于吸入驱动冷却气流(54)作为吸入的气流的低压(LP)。
6.如权利要求4或5所述的驱动单元，其特征在于，所述空气遮板(72)包括文氏管部分(74)ο
7.如权利要求4至6中任何一项所述的驱动单元(40)，其特征在于，所述文氏管部分(74)包括压力入口 (76)、吸入口 (77)和排出口(78)，压力入口 (76)连接到吹动气流(54)，从而在吸入口(77)产生吸入的气流(64)，并且吹动气流和吸入的气流在排出口(78)离开文氏管部分。
8.如权利要求1至7中任何一项所述的驱动单元(40)，其特征在于，所述冷却单元(52，62)中的至少一个包括径向或轴向鼓风机或排气机。
9.如权利要求1至8中任何一项所述的驱动单元(40)，其特征在于，工作中的驱动电机(42)驱动驱动齿轮结构(44)的输入齿轮，驱动齿轮结构(44)包括输出齿轮，该输出齿轮可经离合器(46)以驱动方式连接到地轮(12)的轮子齿轮(47)。
10.如权利要求1至9中任何一项所述的驱动单元(40)，其特征在于，所述驱动电机(42)是电动机或液压电机。
11.如权利要求1至10中任何一项所述的驱动单元(40)，其特征在于，所述驱动电机(42)特别地以轮毂电机的形式相对于起落架(10)的轴(14)同轴地布置在驱动单元(40)中。
12.—种控制如权利要求1至11中任何一项所述的驱动单元(40)的方法，其中冷却系统由驱动单元(40)的驱动电机(42)驱动，该方法包括:当地轮(12)的工作条件从推进模式切换到非推进模式时，使驱动电机(42)与地轮(12)分离，并且增加驱动电机(42)的旋转速度以增加产生的驱动冷却空气(54)的量。
13.如权利要求12所述的方法，其特征在于，当地轮(12)的工作条件从非推进模式切换到推进模式时，驱动电机(42)的旋转速度与地轮(12)的实际速度同步，并且驱动电机(42)与地轮(42)连接以驱动地轮(42)。
14.一种飞行器起落架(10)，包括:至少一个轮轴(14)，支撑至少一个地轮(12a，12b)；制动单元，与所述至少一个地轮(12a，12b)关联；和如权利要求1至11中任何一项所述的驱动单元(40)，与所述至少一个地轮(12a，12b)关联。
15.如权利要求14所述的飞行器起落架(10)，其特征在于，还包括控制单元或以可操作方式连接到控制单元；其中所述控制单元被构造为执行如权利要求12或13所述的控制方法。
16.如权利要求14或15所述的飞行器起落架(10)，其特征在于，所述地轮(12a，12b)包括用于安装轮胎(20)的轮缘(18)和轮盘(22)，通过轮盘(22)，地轮(12a，12b)可连接到轮毂(23)以便诸如在轴(14)上被支撑，相对于起落架(10)，轮盘(22)和轮缘(18)分别形成内部杯状空间(26)和外部杯状空间(28)，内部杯状空间(26)和外部杯状空间(28)由轮盘(22)分离，驱动单元(40)被构造为被容纳在外部杯状空间(28)中，并且制动单元(30)被安装在内部杯状空间(26)中。
17.如权利要求14至16中任何一项所述的飞行器起落架(10)，其特征在于，所述驱动单元(40)包括壳体(56)，并且构造驱动单元(40)，以使得在驱动单元(40)被安装到地轮(12a，12b)的情况下，在轮缘(18)和驱动单元(40)的壳体(56)之间在外部杯状空间(28)中形成空隙，冷却系统被构造为通过该空隙将驱动冷却气流(54)和/或制动冷却气流(64)从外部杯状空间(28)吹出。
18.一种作为飞机的主运行机构的如权利要求14至17中任何一项所述的飞行器起落架(10)的使用。
【文档编号】B64C25/40GK104159821SQ201280070594
【公开日】2014年11月19日 申请日期:2012年2月23日 优先权日:2012年2月23日
【发明者】安东·米勒, 约翰·奥斯瓦德 申请人:L-3通信磁电机股份有限公司