新型高强度和高可靠性飞机起落架的制作方法
【专利摘要】本发明的新型高强度和高可靠性飞机起落架包括具有直线导引功能的4-RRR过约束并联机构、凸轮锁止机构和空间四连杆驱动机构，分别实现承载与导引、姿态保持及驱动功能。起落架可垂直收放，收放过程中由4-RRR过约束机构实现导引；完全放下时4-RRR过约束机构连杆处于共线位置，通过凸轮锁止机构在驱动机构的作用下锁止，形成高次超静定桁架结构，该桁架结构具有更好的垂向、侧向和纵向承载能力，当一条甚至两条支链失效时，该结构仍具有一定承载能力，可实现起落架收放；承载与导引机构、姿态保持机构和驱动机构分离，对称布置两组驱动，起落架放下时，即使一组驱动失效，另一组驱动仍可使起落架放下，提高了起落架的安全性和可靠性。
【专利说明】新型高强度和高可靠性飞机起落架
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞机起落架，特别涉及飞机起落架的结构创新设计，属于飞机设计领域。
【背景技术】[0002]起落架是飞机的重要承载部件，在飞机安全起降的过程中担负着极其重要的使命。除用来支撑地面的飞机外，其主要承受飞机在起降过程中的各种冲击载荷。由于飞机起落架承受的冲击载荷大、工作环境恶劣，导致其故障率较高，统计表明涉及起落架结构的事故占飞机总事故的比例竟达65%。因此，安全可靠性以及承载能力是飞机起落架设计的两个重要指标。
[0003]传统的飞机起落架是一个四连杆机构，驱动装置驱动其中与机身铰接的连杆，实现起落架的收放功能，在起落架完全放下时，四连杆中两根连杆共线，以此实现起落架姿态保持功能，起落架受到的载荷则主要由主支撑结构承担。因此驱动装置或者四连杆机构一旦失效或者过载，起落架便无法正常工作甚至折断。近年随着机电控制技术、新材料和新工艺的不断提高，尽管降低了起落架发生故障的概率，但是难以从根本上予以消除。
[0004]为了降低起落架的故障率，许多研究人员提出了起落架机构的创新设计方案，参见【1.S.P.Grossman 等,Landing Gear,美国专利，专利号:US6481668B2] [2.D.Ducos 等，Aircraft Landing Gear of the Rocker-Arm and DeformabIe-Para11e1gram Type,美国专利，专利号:US2Ol3OO2O436Al 】【3.P.Lieven 等，Front Structure of an AircraftFuselage Comprising Landing Gear,美国专利，专利号:US20130134259A1 X4.波音公司，飞机的前起落架，中国专利，专利号:CN1209406】【5.梅西耶一道提有限公司，起落架，中国专利，专利号:CN102791576A】。不过这些专利所涉及的起落架均属于传统四连杆机构的演化，并不能彻底解决传统飞机起落架存在的不足。而且与起落架相关的核心专利均被国外企业所掌握，我国起落架的自主创新设计十分匮乏。
【发明内容】
[0005]本发明创新性地将并联机构引入到飞机起落架设计当中，发明的目的是提供一种具有高强度和高可靠性的飞机起落架。当飞机起落架放下时，承载与导引机构被锁止后变成超静定桁架结构，使得起落架具有较好的承载能力，即使其中一根甚至两根由于过载或其他原因失效，起落架仍然具有一定的承载能力，确保了起落架的安全可靠性。同时承载与导引机构、姿态保持机构和驱动机构分离，且对称布置两组驱动，在起落架放下过程中，即使其中一组驱动失效，另外一组驱动仍然可以实现起落架放下，进一步提高了起落架的安全性和可靠性。本发明较传统飞机起落架，具有高强度和高可靠性的显著优点。
[0006]本发明的目的是通过如下技术方案实现的:
[0007]一种飞机起落架，其特征在于，包括驱动机构、承载与导引机构、锁止机构和减震机构；其中，所述驱动机构布置在飞机机身和承载与导引机构之间，包括液压驱动装置，为所述起落架的收起和放下提供动力；所述承载与导引机构布置在所述驱动机构和所述减震机构之间，包括至少两条相同的非共面布置的运动链，用于实现所述起落架的直线导引，实现垂直收放；所述运动链由转动副R组成；所述减震机构包括减震器和充气轮胎，为飞机着陆和滑行提供缓冲。
[0008]还包括锁止机构，所述锁止机构位于所述承载与导引机构内部，用于在所述起落架放下时锁止所述承载与导引机构的转动副运动链的相对转动。
[0009]优选的，其中所述由转动副R组成的运动链具体是RRR运动链(1、I1、II1、IV)，每条RRR运动链中的三个转动副R的轴线相互平行。
[0010]更优选的，其中RRR运动链的每一条支链包括上端连杆(5a)、端盖(9a)、下端连杆(10a)、第一销轴(11a)、凹槽和螺栓(12a);其中上端连杆(5a)为阶梯空心杆，靠近下端连杆(IOa)部分孔径小，靠近另一端的部分孔径大；下端连杆(IOa)相对于上端连杆(5a)可以发生相对转动，端盖(9a)通过螺栓(12a)与上端连杆(5a)固定，起到固定下端连杆(IOa)的作用；在下端连杆(IOa)靠近上端连杆(5a) —侧的顶部设置有凹槽；下端连杆(IOa)通过第一销轴(Ila)与所述减震机构(4)铰接；所述锁止机构布置在所述上端连杆(5a)阶梯孔中，包括第二销轴(7a)、凸轮(6a)、顶杆(8a)、弹簧(13a);第二销轴(7a)与飞机机身固定，凸轮(6a)与第二销轴(7a)通过平键或螺钉定位固定,上端连杆(5a)相对于第二销轴(7a)可以发生相对转动；顶杆(8a) —侧通过滚柱与凸轮接触，同时顶杆(8a)与上端连杆(5a)的较小孔端行程间隙配合；弹簧(13a)放置在上端连杆(5a)中的较大孔中，其一端与顶杆(8a)固定，用于保持顶杆(8a)始终与凸轮(6a)接触。
[0011]在起落架放下过程中上端连杆(5a)转动，带动顶杆(8a)绕凸轮(6a)转动，凸轮(6a)进而推动顶杆(8a)沿上端连杆(5a)轴向移动，当起落架完全放下时，顶杆(8a)刚好位于凸轮(7a)的行程最大处，此时顶杆(8a)的末端与下端连杆(IOa)的凹槽相接触，以此防止上端连杆(5a)与下端连杆(IOa)发生相对转动，实现起落架工作姿态的保持。
[0012]优选的，所述液压驱动装置包括液压缸(la，lb)、驱动杆以及连杆，所述液压缸与飞机机身固定，驱动杆通过球头副链接连杆，连杆(3a、3b、3c、3d)的另一侧与RRR运动链(I > IKIIKIV )中的上端连杆(5a)通过球头副链接。
[0013]其中，所述RRR运动链的数量具体是3条。优选的，所述RRR运动链的数量具体是4条。所述4条RRR运动链分别编号为1、II JILIV ；以飞机前进的方向为x方向，重力方向为z方向，与Xz平面垂直的方向是y方向；所述减震机构的中心点为ο点，则每条RRR运动链中的三个转动副R的轴线均与平面xoy平行，且支链1、II与支链IV、III分别关于平面XOZ对称布置，而支链1、IV与支链I1、III分别关于平面yoz对称布置。
[0014]其中，所述液压缸数量是两个，所述驱动杆的数量是两个，所述连杆的数量是四根；所述两个液压缸关于飞机前进方向前后对称布置，每根驱动杆(2a，2b)的两侧分别与两根连杆(3a、3d,或3b、3c)通过球头副链接,每根连杆(3a、3b、3c、3d)的另一侧均分别与RRR运动链(1、I1、II1、IV)中的上端连杆通过球头副链接。
[0015]优选的，其中所述液压驱动机构为空间四连杆机构，且同一组驱动中驱动杆(2a，2b)的两侧的两根连杆关于飞机前进方向左右对称，且驱动杆(2a、2b)只能够沿飞机前进方向往返移动。
[0016]本发明在锁止后，4条RRR运动链组成的所述承载与导引机构变成了超静定的桁架结构。
[0017]相对于现有的飞机起落架，本发明具有如下突出优点:首先，本发明提出了一种全新的起落架收放装置，包括全新的承载与导引机构以及锁止机构，这是对现有技术的一大贡献。其次，本发明的起落架的承载与导引机构、锁止机构和驱动机构相互分离，且对称布置两组驱动，在起落架放下过程中实现冗余设计，即使其中一组驱动失效，另外一组驱动仍然可以实现起落架放下，提高了起落架的可靠性；承载与导引机构被锁止机构锁止后，变为超静定的桁架结构，该桁架结构具有更好的垂向、侧向和纵向承载能力，而且即使其中一根甚至两根运动链由于冲击载荷或其他原因失效，该桁架结构仍然可以实现承载，确保起落架完全失效甚至折断。因此该起落架相对于传统的起落架具有高强度和高可靠性的显著优点。
【专利附图】
【附图说明】
[0018]图1起落架完全放下示意图
[0019]图2运动链I结构示意图
[0020]图3起落架完全收起示意图
[0021]图4运动链I失效时，起落架收起与放下姿态示意图
[0022]图5运动链I和II失效时，起落架收起与放下姿态示意图
[0023]图6驱动器Ib失效时，起落架放下示意图
[0024]图72-RRR机构运动原理图
[0025]图8凸轮锁止机构原理图
[0026]图9本发明整体示意图
【具体实施方式】
[0027]下面结合附图对本发明的结构、原理及【具体实施方式】作进一步的说明。
[0028]如图1所示，承载与导引机构包括四条相同的RRR (R表示转动副)运动链，分别编号为1、I1、II1、IV，每条RRR运动链中的三个转动副轴线相互平行，并且与平面xoy平行，且支链1、II与支链IVJII分别关于平面XOZ对称；支链1、IV与支链IIJII分别关于平面yoz对称，四条RRR运动链均与减震系统(4)采用转动副铰接。
[0029]以支链I为例，如图2所示，其主要包括上端连杆(5a)、凸轮(6a)、销轴(7a)、顶杆(8a)、端盖(9a)、下端连杆(10a)、销轴(11a)、螺栓(12a)和弹簧(13a)。其中销轴(7a)与飞机机身固定(图中未画出)，凸轮(6a)与销轴(7a)通过平键或螺钉定位固定；上端连杆(5a)为阶梯空心杆，靠近下端连杆(IOa)部分孔径小，靠近销轴(7a)部分孔径大，上端连杆(5a)相对于销轴(7a)可以发生相对转动；下端连杆(IOa)相对于上端连杆(5a)可以发生相对转动，端盖(9a)通过螺栓(12a)与上端连杆(5a)固定，起到固定下端连杆(IOa)的作用；在下端连杆(IOa)靠近上端连杆(5a) —侧的顶部设置有凹槽(图中未示出)；下端连杆(IOa)通过销轴(Ila)与减震系统(4)铰接。锁止机构布置在上端连杆(5a)阶梯孔中，由凸轮(6a)、顶杆(8a)、弹簧(13a)组成，弹簧(13a)的作用是保持顶杆始终与凸轮(6a)接触。两组驱动机构关于平面yoz对称布置，液压缸(Ia)或(Ib)与飞机机身固定(图中未画出)，驱动杆(2a)或(2b)两侧与连杆(3a、3d)或连杆(3b、3c)通过球头副链接，连杆(3a、3b、3c、3d)的另一侧与运动链(1、I1、II1、IV)中上端连杆分别通过球头副链接。驱动机构为空间四连杆机构，且同一组驱动中的两根连杆，连杆(3a、3d)与连杆(3b、3c)，关于平面XOZ对称,且驱动杆(2a、2b)只能够沿x轴方向往返移动。
[0030]承载与导引机构能够实现起落架的收放和承载功能，在收放过程中其在驱动系统作用下能够导引起落架减震系统(4)垂直运动收入机舱，在起落架放下时每条运动链的两根连杆共线并通过锁止机构锁止，避免两根连杆发生相对转动，形成超静定的桁架结构。首先介绍承载与导引机构的运动学原理。
[0031]如图7所示,两条RRR运动链A1B1C1和A2B2C2分别位于π ι平面、π 2平面内，运动链中三个转动副轴线相互平行且始终垂直于相应的平面。H1平面与H2平面的交线为直线PQ。以运动副A1为原点建立坐标系A1Xj1Z1, Z1轴垂直于π ι平面。设运动副B1与C1的坐标分别为B1 (xB1, yB1, O)、C1 (xcl, ycl, 0)，则三个运动副的运动螺旋分别为:
[0032]$A1= [001000]τ，
[0033]$B1=[001-yB1xB10]T,
[0034]$cl=[001-yclxcl0]To
[0035]那么运动链末端的瞬时运动螺旋可以表达为:
[0036]S^k^Ai+k^Bi+kgSd= [OOki+k^kg-k^B1-kgydk^Bi+kgXdO]τ
[0037]所以，当1^+1?+!?古O时S1表示绕Z1轴的转动；当I^kJk3=O且k2yB1+k3ycl、k2xB1+k3xa不同时等于零时，S1表示位于X1A1Y1平面内的平移运动。所以,运动链A1B1C1的末端约束为沿Z1轴的移动和绕Xl、Y1轴的转动。也就是说，运功连A1B1C1的末端始终只能够在H1平面内运动。
[0038]同理，运功连A2B2C2的末端始终只能够在π 2平面内运动。那么，当运动链A1B1C1与A2B2C2末端为同一个构件，即构成2-RRR机构，则机构末端需要同时在Ji1平面与Ji2平面内运动。所以当两平面不平行时，机构末端只能够沿两平面的交线PQ运动。也就是说2-RRR机构具有直线导引功能。如果再增加两条RRR运动链，使得四条RRR运动链所在的平面的交线均平行或重合，则构成的4-RRR机构的末端只能够沿这些平面的交线做直线运动。因此，4-RRR机构同样具有直线导引功能。每条RRR运动链可以提供3个末端约束，那么四条RRR运动链可以提供12个末端约束，而同时机构末端具有一个平移自由度，即有5个自由度被约束住。由于支链末端提供的约束数量大于被约束的数目，因而4-RRR机构为过约束并联机构。
[0039]当起落架放下时，一方面驱动系统锁死，保证上端连杆不发生转动；另一方面与上端连杆布置在一起的锁止机构能够将上端连杆与下端连杆锁止，避免发生相对转动。因此起落架放下时，每条RRR运动链可以等效为一根受力杆，两端通过转动副分别于飞机机身和减震系统链接。起落架放下时每条支链可以承受三个方向的力和力矩，分别为沿轴向的拉/压力、侧向作用力以及垂直于轴线的弯矩。则减震系统(4)总共受到四条支链的未知约束力和力矩为12个，而根据减震系统受力和力矩平衡可以建立6个等式方程。所以，起落架放下时承载桁架结构的静定次数为12-6=6，因而该桁架结构具有较高强度。
[0040]假设起落架的承载与导引机构中某一条支链失效，另外三条支链(包括驱动和锁止机构)均完好，如图4所示。则该机构可以看作一个3-RRR机构，根据前面介绍的运动学原理可以知道，其仍然具有直线导引功能，因而起落架仍然具有收放功能；当起落架放下时，3-RRR机构锁止后成为桁架结构，相应的该结构的静定次数为3 X 3-6=3，因此其仍然具有较好的承载能力。假设起落架的承载与导引机构中某两条支链失效，另外两条支链(包括驱动和锁止机构)均完好，如图5所示。则该机构可以看作一个2-RRR机构，该机构具有直线导引功能，因而起落架仍然具有收放功能；当起落架放下时，2-RRR机构锁止后成为桁架结构，该结构的静定次数为2X3-6=0，因此其仍然具有一定的承载能力。综上所述，该起落架具有高强度和高可靠性，能够保证在极端条件下飞机起落架仍然能够实现承载和收放的功能。
[0041]由于起落架在放下状态四条支链中连杆共线，为了实现起落架收起需要四根支链中上端连杆同时运动，因而对称布置了两组驱动机构，每一组驱动机构驱动其中两条支链，如图1和图2所示。在起落架放下过程中，连杆不处于共线状态，假设在不考虑转动副摩擦或者摩擦产生的垂直阻力小于起落架自重的情况下，起落架在自重的作用下就可以实现放下。两组驱动对称布置，实现了冗余设计，提高了起落架工作的可靠性，即使其中一组驱动失效时起落架可以实现放下，如图6所示；通过设计甚至可以实现起落架通过自重实现放下，进而确保在极端情况下一两组驱动同时失效，起落架仍然能够工作。这样通过冗余布置驱动进一步提高了起落架的工作可靠性。不过值得说明的是，如果其中一组驱动失效，起落架放下后需要通过检修确保两组驱动正常工作，否则起落架可能无法正常收起。
[0042] 凸轮锁止机构的原理图如图8所示，凸轮(6a)相对于机身固定，顶杆(8a) —端通过滚柱与凸轮^a)接触，另一端与上端连杆(5a)行程间隙配合，同时顶杆(8a)与凸轮(6a)之间装有弹簧(13a)，其作用是使得滚柱始终与凸轮^a)接触。当起落架位于收起状态时，滚柱与凸轮基圆接触，此时弹簧压缩量小，且顶杆(8a)顶端与下端连杆(IOa)之间存在较大间隙；当起落架完全放下时，滚柱与凸轮最高点接触，此时弹簧压缩量大，且顶杆(Sa)顶端与下端连杆(IOa)之间刚好贴合，位于下端连杆的凹槽内。在起落架放下过程中，顶杆(8a)顶端与下端连杆(IOa)之间的间隙越来越小，直至贴合；在起落架收起过程中，顶杆(8a)顶端与下端连杆(IOa)之间的间隙越来越大。假设凸轮基圆半径为r，最高点距基圆圆心距离为R，则起落架收起状态时，顶杆(8a)顶端与下端连杆(IOa)之间的间隙为
R-ro
[0043]相对于现有的飞机起落架，本发明所提供的起落架通过引入过约束并联机构和冗余驱动设计，使得其具有高强度和高可靠性的显著优点，能够极大地提高飞机起落架的安全可靠性，降低起落架故障率，具有广泛的应用前景和巨大的应用价值。
[0044]以上内容仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本【技术领域】的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和替换，或者对权利要求的任意从属权利要求进行重新组合，这些改进和替换也应视为本发明的保护范围。
【权利要求】
1.一种飞机起落架，其特征在于，包括驱动机构、承载与导引机构、锁止机构和减震机构;其中， 所述驱动机构布置在飞机机身和承载与导引机构之间，包括液压驱动装置，为所述起落架的收起和放下提供动力； 所述承载与导引机构布置在所述驱动机构和所述减震机构之间，包括至少两条相同的非共面布置的运动链，用于实现所述起落架的直线导引，实现垂直收放；所述运动链由转动副R组成； 所述减震机构包括减震器和充气轮胎，为飞机着陆和滑行提供缓冲。
2.根据权利要求1所述的飞机起落架，其中还包括锁止机构，所述锁止机构位于所述承载与导引机构内部，用于在所述起落架放下时锁止所述承载与导引机构的转动副运动链的相对转动。
3.根据权利要求1或2所述的飞机起落架，其中所述由转动副R组成的运动链具体是RRR运动链(1、II >IIKIV )，每条RRR运动链中的三个转动副R的轴线相互平行。
4.根据权利要求3所述的飞机起落架，其中RRR运动链的每一条支链包括上端连杆(5a)、端盖(9a)、下端连杆(10a)、凹槽、第一销轴(11a)、和螺栓(12a);其中上端连杆(5a)为阶梯空心杆，靠近下端连杆(IOa)部分孔径小，靠近另一端的部分孔径大；下端连杆(IOa)相对于上端连杆(5a)可以发生相对转动，端盖(9a)通过螺栓(12a)与上端连杆(5a)固定，起到固定下端连杆(IOa)的作用；在下端连杆(IOa)靠近上端连杆(5a)—侧的顶部设置有凹槽；下端连杆(IOa)通过第一销轴(Ila)与所述减震机构(4)铰接； 所述锁止机构布置在所述上端连杆(5a)阶梯孔中，包括第二销轴(7a)、凸轮(6a)、顶杆(8a)、弹簧(13a);第二销轴(7a)与飞机机身固定，凸轮(6a)与第二销轴(7a)通过平键或螺钉定位固定，上端连杆(5a)相对于第二销轴(7a)可以发生相对转动；顶杆(8a) —侧通过滚柱与凸轮接触，同时顶杆(8a)与上端连杆(5a)的较小孔端行程间隙配合；弹簧(13a)放置在上端连杆(5a)中的较大孔中，其一端与顶杆(8a)固定，用于保持顶杆(8a)始终与凸轮(6a)接触。
5.根据权利要求4所述的飞机起落架，其中在起落架放下过程中上端连杆(5a)转动，带动顶杆(8a)绕凸轮^a)转动，凸轮^a)进而推动顶杆(8a)沿上端连杆(5a)轴向移动，当起落架完全放下时，顶杆(8a)刚好位于凸轮(7a)的行程最大处，此时顶杆(8a)的末端与下端连杆(IOa)的凹槽相接触，以此防止上端连杆(5a)与下端连杆(IOa)发生相对转动，实现起落架工作姿态的保持。
6.根据权利要求4所述的飞机起落架，其中所述液压驱动装置包括液压缸(la，lb)、驱动杆以及连杆，所述液压缸与飞机机身固定，驱动杆通过球头副链接连杆，连杆(3a、3b、3c、3d)的另一侧与RRR运动链(I、II、III、IV)中的上端连杆(5a)通过球头副链接。
7.根据权利要求4-6之一所述的飞机起落架，其中所述RRR运动链的数量具体是3条。
8.根据权利要求4-6之一所述的飞机起落架，其中所述RRR运动链的数量具体是4条。
9.根据权利要求8所述的飞机起落架，其中所述4条RRR运动链分别编号为I、II、III、IV ;以飞机前进的方向为X方向，重力方向为z方向，与Xz平面垂直的方向是y方向；所述减震机构的中心点为ο点，则每条RRR运动链中的三个转动副R的轴线均与平面xoy平行，且支链I、II与支链IV、III分别关于平面XOZ对称布置，而支链I、IV与支链II、III分别关于平面yoz对称布置。
10.根据权利要求8所述的飞机起落架，其中所述液压缸数量是两个，所述驱动杆的数量是两个，所述连杆的数量是四根；所述两个液压缸关于飞机前进方向前后对称布置，每根驱动杆(2a，2b)的两侧分别与两根连杆(3a、3d，或3b、3c)通过球头副链接，每根连杆(3a、3b、3c、3d)的另一侧均分别与RRR运动链(1、I1、II1、IV)中的上端连杆通过球头副链接。
11.根据权利要求10所述的飞机起落架，其中所述液压驱动机构为空间四连杆机构，且同一组驱动中驱动杆(2a，2b)的两侧的两根连杆关于飞机前进方向左右对称，且驱动杆(2a、2b)只能够沿飞机前进方向往返移动。
12.根据权利要求8所述的飞机起落架，其中，4条RRR运动链组成的所述承载与导引机构是过约束并联机构，其在锁止后是超静定的桁架结构。
【文档编号】B64C25/10GK103895858SQ201410110736
【公开日】2014年7月2日 申请日期:2014年3月24日 优先权日:2014年3月24日
【发明者】赵景山, 刘向 申请人:清华大学