三位置飞行器尾橇机构和致动方法与流程

本公开总体涉及飞行器尾橇，并且具体地涉及三位置飞行器尾橇机构和用于致动该三位置飞行器尾橇机构的方法。

背景技术：

在起飞或着陆期间，当前三点式起落架飞行器的尾翼撞击地面时，“尾翼撞击”发生。尽管许多尾翼撞击发生在起飞的“抬头/旋转(rotation)”阶段期间，即其中飞行员提升飞行器的机头且降低其尾翼以实现飞行器从跑道离地的机动，但是一些尾翼撞击发生在着陆的“拉平(flare)”阶段期间，即其中飞行员提升飞行器的机头且降低其尾翼以使飞行器减速和/或减小其朝向跑道的下降速度的机动。尾翼撞击经常是由于飞行员差错以及存在阵风或风切变。

尾橇经常被提供在前三点式起落架飞行器上，以在尾翼撞击事件中阻止或减少对飞行器的损坏。这些可以涵盖从被固定到飞行器的机身的尾翼部的下表面的结构到采用机构以在用于起飞或着陆操作的展开位置与用于巡航操作的更流线型的收缩配置之间移动的结构。

利用起飞和着陆的相同位置的尾橇机构可以导致处罚，因为在起飞期间其限制尾翼向下旋转到可允许安全着陆的位置，该位置可以不到可允许安全起飞的位置。这导致在起飞期间使用不必要较高的抬头(V_R)速度和离地(V_LO)速度，并且因此使用不要较长的起飞路程和需要较长的跑道。

因此，需要飞行器尾橇，当飞行器尾橇有效地阻止或减少尾翼撞击对主飞行器的损坏，飞行器尾橇可以被可选择地展开到和锁定在相对于飞行器的三个不同位置中的一个，即收起位置(stowed position)、起飞位置以及着陆位置，并且飞行器尾橇也最小化实施和致动机构所需的部件的数量、尺寸以及类型。

技术实现要素：

本公开提供飞行器尾橇机构的示例实施例，连同用于致动该飞行器尾橇机构的方法，该飞行器尾橇机构有效地阻止或减少尾翼撞击对主飞行器的损坏，该飞行器尾橇机构可以被可选择展开到和锁定在相对于飞行器的三个不同位置中的一个位置，即收起位置、着陆位置以及在收起位置与着陆位置之间的起飞位置，并且该飞行器尾橇机构最小化实施和展开机构所需的部件的数量、尺寸以及类型。

在一个示例实施例中，一种系统包含飞行器，其具有机身，所述机身具有尾翼部；以及尾橇，其布置在所述尾翼部的开口中。所述尾橇包含地面接触块以及机构，该机构被配置为在布置在所述开口内的收起位置、布置在所述开口下方的着陆位置以及布置在所述开口下方且在所述着陆位置上方的起飞位置的相应位置之间可选择地移动所述地面接触块。

在另一示例实施例中，一种用于保护飞行器免受尾翼撞击损坏的方法包含：提供布置在所述飞行器的尾翼部的开口中的尾橇。所述尾橇包含细长缓冲器，所述细长缓冲器具有布置在其下端的地面接触块。所述地面接触块在布置在所述开口内的收起位置、布置在所述开口下方的着陆位置以及布置在在所述开口下方且在所述着陆位置上方的起飞位置的相应位置之间是可移动的。在起飞或着陆之前，所述地面接触块被移动到所述起飞位置或所述着陆位置中的相应一个位置，使得在起飞期间发生所述飞行器的偏旋转时或在着陆期间发生所述飞行器的偏拉平时，所述地面接触块接触地面且所述缓冲器吸收所述接触的震动或与所述接触相关联的一部分动能，并且从而阻止尾翼撞击对所述飞行器的损坏。

在又一示例实施例中，一种尾橇机构包含上竖直连杆和下竖直连杆，每个具有相对上端和下端，以及包括前水平连杆和后水平连杆，每个具有相对前端和后端。所述上竖直连杆的所述上端被耦接到第一附接销以用于与其共同旋转。所述下竖直连杆的所述上端被耦接到所述上竖直连杆的所述下端以用于相对于其旋转。偏心锁定机构在所述上竖直连杆与所述下竖直连杆之间延伸且被配置为阻止所述铰链经过锁定位置的横向移动且允许所述铰链相对于所述锁定位置的解锁移动，在所述锁定位置，所述上竖直连杆和所述下竖直连杆通常被布置为彼此共线。所述前水平连杆的所述前端被耦接到第二附接销以用于与其共同旋转。所述后水平连杆的所述前端被耦接到所述前水平连杆的所述后端以用于相对于其旋转移动，且使得铰链被限定在所述前水平连杆与所述后水平连杆之间。所述后水平连杆的所述后端被耦接到所述下竖直连杆的所述下端以用于相对于其旋转。偏心锁定机构在所述前水平连杆与所述后水平连杆之间延伸且被配置为阻止所述铰链的向下移动经过锁定位置且允许所述铰链相对于所述锁定位置的解锁向上移动，在所述锁定位置，所述前水平连杆和所述后水平连杆通常被布置为彼此共线。所述缓冲器的所述上端被耦接到所述下竖直连杆的所述下端和所述后水平连杆的所述后端以用于相对于其旋转。杠杆臂具有前端和相对的后端，所述前端被耦接到第三附接销以用于相对于其旋转且所述后端被耦接到所述缓冲器的所述下端以用于相对于其旋转。地面接触块被设置在所述杠杆臂的所述后端。第一曲柄臂和第二曲柄臂分别固定到所述第一附接销的相对的第一端和第二端以用于与其共同旋转，且第三曲柄臂固定到所述第二附接销的第一端以用于与其共同旋转。收起致动器具有第一端和相对的第二端，所述第一端被耦接到所述第一曲柄臂的外端以用于相对于其旋转，所述第二端被耦接到所述第三曲柄臂的外端以用于相对于其旋转。起飞/着陆致动器具有第一端和相对的第二端，所述第一端被耦接到所述第二曲柄臂的外端以用于相对于其旋转，且所述第二端被耦接到与其所述第一端相对的所述第二附接销的端以用于相对于其旋转。

本发明的范围由权利要求来限定，该权利要求通过引用并入本部分。对尾橇机构和致动本公开的尾橇机构的方法的更好理解以及对本公开的以上和附加优点的认识通过考虑本公开的一个或多个实例实施例的以下详细描述将会提供给本领域技术人员。在本描述中，对附加纸张的附图的各种视图做出参考，各种视图在下面被简略地描述，且在各种视图中，相同的附图标记用于确认本文所图示说明的元件中的相同元件。

附图说明

图1A和图1B为两个现有技术的两位置尾橇机构(二者被示出布置在着陆位置)的左前侧透视图；

图2A和图2B分别为被示出布置在着陆位置的根据本公开的三位置尾橇机构的示例实施例的右前侧透视图和左前侧透视图；

图3A和图3B分别为尾橇机构的上部的局部左侧正视图和局部右侧正视图，其示出一对致动器和其三个致动器曲柄臂的配置和布置；

图4为尾橇机构的上部的放大局部左侧正视图，其示出一对致动器和其一对曲柄臂的配置和布置；

图5A、图5B和图5C为图2A和图2B的示例三位置尾橇机构的局部左前侧透视图，该示例三位置尾橇机构被示出安装在飞行器机身结构的尾翼部的开口内且分别被布置在收起位置、着陆位置和起飞位置；

图6A、图6B和图6C为示例尾橇机构的右前侧透视图，其中为了清楚省略邻近的飞行器结构，且该示例尾橇机构被示出分别布置在收起位置、着陆位置和起飞位置；

图7A-图7D为尾橇机构的上部的连续局部左前侧正视图，该尾橇机构被示出从着陆位置移动到起飞位置；

图8A-图8D为尾橇机构的上部的连续局部右前侧正视图，该尾橇机构被示出从起飞位置移动到收起位置；以及

图9A和图9B为分别总结尾橇在收起位置、着陆位置和起飞位置之间的移动期间尾橇机构的收起(S)致动器和起飞/着陆(TOL)致动器的状态和状态变化的表格和图形。

具体实施方式

本公开呈现飞行器尾橇机构和用于致动该飞行器尾橇机构的方法的实施例，该飞行器尾橇机构有效地阻止或减少尾翼撞击对主飞行器的损坏，且可以被可选择为展开到和锁定在相对于飞行器的三个不同位置中的一个，且最小化实施和展开机构所需的部件的数量、尺寸以及类型。

图1A和图1B为两个现有技术的两位置尾橇机构(二者被示出布置在着陆位置)的左前侧透视图。如在图1A和图1B中可见，两个现有技术的机构10A和10B中的每一个包含基本彼此类似的若干元件，包括三个“附接销”12、14和16，该三个“附接销”12、14和16均被固定在周围的飞行器结构18(在图1B中未示出)内且机构的连杆中的多个被分别耦接到三个“附接销”12、14和16以用于相对于结构18移动，即在“收起”位置(未图示说明)和延伸位置或“着陆/起飞”位置之间的移动，如附图所图示说明的。

两个现有技术的尾橇机构10A和10B包含单个竖直连杆40和偏心锁定机构，该偏心锁定机构包括在铰链25处彼此耦接的前水平连杆22和后水平连杆24。如附图所图示说明的，缓冲器42具有上半部20和下半部26，并且具有耦接到附接销41的上端以用于与其共同旋转。前水平连杆22的前端被耦接到附接销14以用于与其共同旋转。一对曲柄臂28和30被分别耦接到附接销12和14的相应外端以用于分别与其共同旋转。常规尾橇机构10A和10B中的每一个包括单个致动器32(例如，液压致动器或机电致动器)，该致动器32具有分别耦接到曲柄臂28或30中的一个的外端的相对端，使得致动器32的延伸或收缩引起曲柄臂28和30的对应旋转或反向旋转，并且因此引起对应连杆40和42的对应旋转或反向旋转。

杠杆臂34具有耦接到附接销16的前端以用于相对于其旋转，并且具有耦接到缓冲器42的下端的相对的后端以用于相对于其旋转。地面接触块36(例如，坚硬的耐磨材料的衬垫)被布置在其与缓冲器42的下端连接处的杠杆臂34的后端上，使得在起飞或着陆期间由跑道传递到地面接触块36的力沿着穿过缓冲器42和竖直连杆40的中心的管线起作用。

如图1A和图1B所图示说明的，偏心锁定机构包含刚性指38，该刚性指38从前水平连杆22向后延伸且进入后水平连杆24的上表面中的对应凹槽中。刚性指38阻止位于前水平连杆22与后水平连杆24之间铰链25的向下移动经过锁定位置，在锁定位置，铰链25被布置在销14与销41之间的作用管线下方短距离处，且前水平连杆22与后水平连杆24通常被布置为彼此共线，但是允许铰链25相对于锁定位置的解锁向上移动。

因此，当致动器32被延伸时，竖直连杆40被向下延伸到完全延伸的着陆/起飞位置，使得竖直连杆40以及两个水平连杆22和24，连同飞机结构18形成固定销41的方位的刚性三角形结构。缓冲器42、杠杆臂34、销41以及飞机结构18形成固定在附图中所图示说明的着陆/起飞位置的地面接触块36的方位的第二刚性三角形结构。致动器32的收缩引起前水平连杆22相对于飞机结构18逆时针旋转，这引起铰链25向上上升，从而将偏心锁定机构解锁且允许前水平连杆22和后水平连杆24围绕铰链25一起折叠。这种移动提升竖直连杆40，并且因此提升地面接触块36向上到完全收缩或收起的位置(未图示说明)。

虽然上述现有技术的两位置尾橇机构10A和10B提供令人满意的性能，但是它们不能起三位置偏心锁定配置的效果，即其中地面接触块36在完全收缩的位置或收起位置、完全延伸的位置或着陆位置以及中间位置或起飞位置之间移动的一个，并且因此对上述相关联的飞行器的起飞性能做出处罚。然而，如下面详细所述的，已经发现锁定在收起位置、着陆位置和起飞位置中的每一个的三位置尾橇机构100可以通过使用两个竖直连杆替换单个竖直连杆20和通过添加第二致动器(就长度、行程和功率而言，第二致动器可以等同于第一致动器32)等来配置。两个竖直连杆可以锁定在两个位置并且从而有效地获得两个不同的长度。第二致动器可以附接到曲柄臂，该曲柄臂附接到与第一致动器32相同的附接销，但是这样做，实现现有技术的机构10A或10B中不可实现的第二锁定部分延伸的位置或起飞位置。

图2A和图2B分别为被示出布置在着陆位置的根据本公开的三位置尾橇机构100的示例实施例的右前侧透视图和左前侧透视图。如图2A和图2B所图示说明的，示例尾橇机构100包括类似于上述现有技术的尾橇机构10A和10B的那些的若干元件，包括：具有相对的上端和下端的上竖直连杆102，该上端耦接到第一附接销104以用于与其共同旋转；以及具有相对的上端和下端的下竖直连杆106，该上端耦接到上竖直连杆102的下端以用于相对于其旋转。

前水平连杆108具有相对的前端和后端，前端耦接到第二附接销110以用于与其共同旋转。后水平连杆112具有相对的前端和后端，前端耦接到前水平连杆108的后端以用于相对于其旋转移动，并且如在上述的现有技术的机构10A和10B中，限定前水平连杆与后水平连杆之间的铰链114。后水平连杆112的后端耦接到下竖直连杆106的下端以用于相对于其旋转。

如在图1A和图2B的现有技术的机构10A和10B中，偏心锁定机构被布置在前水平连杆108与后水平连杆112之间且被配置为阻止铰链114的向下移动经过锁定位置，在锁定位置，铰链114位于销110与销或节点130之间的作用管线下方短距离处，如例如图2A和图2B所图示说明的，并且允许铰链114相对于锁定位置的解锁向上移动，如例如图8C和图8D所图示说明的。如稍后的附图所图示说明的，偏心锁定机构可以包含刚性指116，该刚性指116从第一水平连杆108延伸且进入第二水平连杆112的上表面中的对应凹槽118中。

如例如图2A和图2B所图示说明的，示例机构100进一步包括缓冲器140，该缓冲器140具有相对的上端部120和下端部122。缓冲器140的上端耦接到下竖直连杆106的下端和后水平连杆112的后端两者中的相应端以用于相对于其旋转，并且限定在此处的以下更详细描述的节点130。如在上述的现有技术的机构10A和10B中，缓冲器140的下部122可以包括“压碎储存匣”，即可压碎材料的汽缸，例如，铝蜂窝或其它缓冲材料，其被配置为吸收碰撞的震动，并且然后在一次或多次使用之后被丢弃和替换。缓冲器140也可以包含液压汽缸，该液压汽缸被配置为吸收碰撞的震动且然后被再用。

以类似于上述的现有技术的机构10A和10B的方式，示例机构100包括具有相对的前端和后端的杠杆臂124。前端耦接到第三附接销126以用于相对于其旋转，且后端耦接到缓冲器140的下端以用于相对于其旋转。地面接触块128被布置在杠杆臂124的后端上。

如技术人员将认识到的，杠杆臂124、缓冲器140以及地面块128可以一起被视为“从动机构”，因为这些元件的相应位置基本上由销或节点130的位置确定，该销或节点130的位置由下竖直连杆106的下端与后水平连杆112的后端的连接所限定。因此，对前述元件的运动的理解，且特别是对地面接触块128的运动的理解可以从对位于获得那个运动所必需的节点130之上的元件的可选择控制移动的理解来获得，如下面更详细描述的。

图3A和图3B分别为尾橇机构100的上部的局部左侧正视图和局部右侧正视图，其被示出在着陆位置且图示说明一对致动器132和134及其三个致动器曲柄臂136、138和140的配置和布置，且图4为尾橇机构100的上部的放大局部左侧正视图，其也被示出在着陆位置中且图示说明致动器132和134及其两个曲柄臂136和138的配置和布置。如这些附图所图示说明的，示例尾橇机构100包括分别固定到第一附接销104的相对的第一端和第二端的第一曲柄臂136和第二曲柄臂138以用于与其共同旋转，以及固定到第二附接销110的第一端的第三曲柄销140。

第一致动器132(在本文被称为“收起(S)”致动器)具有耦接到第一曲柄臂136的外端的第一端以用于相对于其旋转，以及耦接到第三曲柄销140的外端的相对的第二端以用于相对于其旋转。第二致动器134(在本文被称为起飞/着陆(TOL)致动器)具有耦接到第二曲柄臂138的外端的第一端以用于相对于其旋转，以及耦接到与其第一端相对的第二附接销110的端的相对的第二端。

如图3A和图4所图示说明的，TOL致动器134围绕第二附接销110的中心线可旋转地附接，并且因此不能将任何转动力矩应用到第一水平连杆108，该第一水平连杆108耦接到第二附接销110以用于与其共同旋转。然而，TOL致动器134的相对端被可旋转地附接到第二曲柄臂138的外端并且因此附接到上竖直连杆102，并且因此可以将转动力矩应用到第一附接销104，该上竖直连杆102耦接到第一附接销104以用于与其共同旋转。如图3B和图4所图示说明的，S致动器132的相对端通过第一曲柄臂136和第三曲柄臂140耦接到第一附接销104和第二附接销110，并且因此可以将转动力矩施加到附接销104和110两者上，并且因此将转动力矩施加到上竖直连杆102和前水平连杆108两者上。

如图4所图示说明的，S致动器132和TOL致动器134的相应中心线142和144穿过两个虚构力矩臂146和148的相应力矩臂，该两个虚构力矩臂146和148垂直于中心线142和144延伸且通过第一附接销104的长轴线。这两个力矩臂146和148的相应长度为第一曲柄臂136和第二曲柄臂138的相应长度和相对角位置的函数。这些致动器可以被配置为使得，例如当S致动器132和TOL致动器134中的每一个被布置在延伸状态中(诸如图3A、图3B和图4所图示说明的)时，节点130并且因此地面接触块128被布置在着陆位置，即延伸位置。在该位置，TOL致动器134具有大于S致动器132的机械优点。因而，应用到TOL致动器134的“收缩”命令将引起上竖直连杆102相对于附接销104顺时针旋转，如由图4中的箭头150所图示说明的，从而从图4所图示说明的着陆位置向例如图6C所图示说明的起飞位置移动节点130，并且因此移动地面接触块128。

“延伸”命令被同时应用于S致动器132。因为在该位置处TOL致动器134具有优于S致动器132的机械优点，所以S致动器132由TOL致动器134压缩。收起致动器延伸力作用在曲柄140上，从而引起向前连杆108的向下移动，因此阻止前水平连杆108和后水平连杆112之间的偏心锁定机构被解锁。

通常，根据机构100的位置，两个致动器132和134与三个曲柄臂136、138和140的配置和布置被预配置，使得两个致动器132或134中的一个总是具有优于另一个致动器的机械优点，从而使基本上相同的长度、行程和输出力的两个致动器132和134能够被有效地用在相同的尾橇机构100内。附加地，停止特征件156和158可以生成上竖直连杆102与下竖直连杆106之间的偏心锁定机构且可以被配置为阻止铰链114的横向运动经过锁定位置，在锁定位置，上竖直连杆102和下竖直连杆106通常被布置为彼此共线，并且允许铰链114相对于锁定位置的解锁运动，使得在锁定位置，上竖直连杆102和下竖直连杆106可以对由缓冲器140所应用的压缩负载做出反应，而在上竖直连杆102与下竖直负载106之间没有相对旋转。另外，如例如图4所图示说明的，第一对邻接表面或“转向节”152和154可以被分别布置在上竖直连杆104的后表面和下竖直连杆106的后表面上，并且被配置以便阻止上竖直连杆102的向后旋转相对于下竖直连杆106经过第一选择角(当它们彼此接合时)，使得上竖直连杆102和下竖直连杆106可以对由缓冲器140所应用的压缩负载做出反应，而在上竖直连杆102与下竖直负载106之间没有相对旋转，如例如图6C所图示说明的。另外，如例如图6A所图示说明的，示出机构在收起位置、或完全收缩的位置，第二对转向节156和158可以类似被分别布置在上竖直连杆102的下表面和下竖直连杆106的上表面且被配置为阻止上竖直连杆102的向前旋转相对于下竖直连杆106经过第二选择角，如例如图8A和图8B所图示说明的。

图5A、图5B和图5C为示例三位置尾橇机构100的局部左前侧透视图，该示例三位置尾橇机构100被示出安装在飞行器机身结构162的尾翼部的开口160内且分别被设置在收起位置、着陆位置以及起飞位置，并且图6A、图6B和图6C为示例尾橇机构100的右前侧透视图，其中为了清楚省略邻近的飞行器结构162，且同样地该示例尾橇机构100被示出分别布置在收起位置、着陆位置以及起飞位置。

对其中示例尾橇机构100由S致动器132和TOL致动器134致动到三个位置中的相应位置的方式的理解可以从图9A和图9B的考虑获得，其中图9A和图9B为分别总结在地面接触块128在收起位置、着陆位置以及起飞位置中的相应位置之间移动期间S致动器132和TOL致动器134的状态与状态变化的表格和图形。

因此，如图9A所指示的，当S致动器132和TOL致动器134中的每一个被布置在收缩状态中时，地面接触块128被布置在收起位置中，如图5A和图6A所图示说明的。在附图中所图示说明的特定示例实施例中，上竖直连杆102相对于竖直线以大约162度的最大向后角被布置，且S致动器132和TOL致动器134被收缩到其最小长度。如图5A所图示说明的，在该状态中，尾橇机构100被完全收缩在飞行器的机身中的开口160内，并且在一些实施例中，机构100的杠杆臂124可以被配置为用作开口160的封盖以用于流线型目的，即降低飞行期间机构100的空气动力阻力。

如图9A所进一步指示的，当S致动器132和TOL致动器134中的每一个被布置在延伸状态中时，上竖直连杆102相对于竖直线以大约0度的角被布置，且地面接触块128被布置在其最下位置或最延伸位置，即如在图5B和图6B中所图示说明的着陆位置。当地面接触块128被布置在起飞位置时，上竖直连杆102相对于竖直以大约47度的角(位于着陆位置与收起位置之间时(如图5C和图6C所图示说明的))被布置。

如图9B所图示说明的，机构100的地面接触块128通过输入命令(即“延伸”和/或“收缩”命令)在收起位置、着陆位置和起飞位置之间被移动到S致动器132和TOL致动器134中相应致动器。因此，当地面接触块128被布置在着陆位置时，TOL致动器134的收缩使地面接触块128从着陆位置移动到起飞位置。当地面接触块128被布置在起飞位置时，S致动器132和TOL致动器134的同时延伸使地面接触块128从起飞位置移动到着陆位置。当地面接触块128被布置在起飞位置时，S致动器132和TOL致动器134的同时收缩使地面接触块128从起飞位置移动到收起位置，以及当地面接触块128被布置在收起位置时，S致动器132和TOL致动器134的同时收缩使地面接触块128从收起位置移动到着陆位置。

如技术人员将从图9B和图10的审查认识到的，示例尾橇机构100的操作不是完全“可逆的”，即在用于位置之间的一些转变的操作中是“单向的”。因此，如图9B所图示说明的，起飞位置与收起位置之间的转变是单向的。也就是说，虽然机构100通过命令S致动器132和TOL致动器134两者收缩可以从起飞位置直接移动到收起位置，但是机构不能够110通过简单地颠倒上述程序从收起位置直接移动到起飞位置。

上述的结果是1)机构100不能够从收起位置直接转变到起飞位置，但是必须首先穿过着陆位置，以及2)机构100可以在着陆位置与起飞位置之间可逆地转变。

总而言之，S致动器132和TOL致动器134，连同第一曲柄臂136、第二曲柄臂138和第三曲柄臂140被配置和布置，使得当地面接触块128被布置在着陆位置时，同时的S致动器132的延伸和TOL致动器134的收缩使S致动器132由TOL致动器134后驱动，且上竖直连杆102和下竖直连杆106从偏心锁定位置解锁且移动到其中停止件152和154彼此接触的压缩位置或折叠位置，使地面接触块128移动到起飞位置。当地面接触块128被布置在起飞位置时，S致动器132和TOL致动器134的同时收缩使偏心锁定机构在水平连杆108与水平连杆112之间解锁且然后在收起位置再锁定。当地面接触块128被布置在收起位置时，S致动器132和TOL致动器134的同时延伸使S致动器132将水平连杆108和水平连杆112解锁，TOL致动器134使竖直连杆102和竖直连杆106围绕附接销104顺时针旋转且然后展开到偏心锁定位置。S致动器132的继续延伸使水平连杆108和水平连杆112再锁定。如上所述，在从着陆位置到起飞位置的直接转变中，或反之亦然，水平连杆108与水平连杆112之间的水平偏心锁定机构的解锁或再锁定没有发生。

对前述操作的更好理解可以从图7A-图7D的考虑以及从图8A-图8D获得，图7A-7D为尾橇机构100的上部的连续局部左前侧正视图，该尾橇机构100从着陆位置移动到起飞位置，图8A-图8D为尾橇机构100的上部的连续局部右前侧正视图，该尾橇机构100从起飞位置移动到收起位置。

因此，在图7A中，示出布置在最延伸位置(即着陆位置)中的机构100的上部，上竖直连杆102相对于竖直线以大约0度被布置在下竖直连杆106之上，其中两个竖直连杆102和106的下表面和上表面中的相应表面上的前对相对的转向节156和158被布置为彼此邻接，且其中后表面中的相应表面上的转向节152和154彼此以间隔开。前水平连杆108和后水平连杆112被布置为彼此共线，即在偏心锁定状态中，从而限定与现有技术的尾橇机构10A和1B连接的上述类型的通常三角形结构的一个支柱以及由飞行器机身机构162和锁定在偏心锁定状态中的两个竖直构件102和106构成的其它两个支柱。

如上所述，当S致动器132被命令以延伸且TOL致动器134被同时命令以收缩时，S致动器132的延伸阻止偏心锁定机构在水平连杆108与水平连杆112之间解锁，从而允许上竖直连杆102在箭头150的方向上相对于销104顺时针旋转。这进而使一对上转向节156和下转向节158彼此分离且彼此离开，且一对后转向节152和后转向节154朝向彼此移动，如在图7B和图7C中所见。

如图7B和图7C所进一步图示说明的，上竖直连杆102相对于销104的持续旋转最终导致一对转向节156和转向节158继续进一步伸展分开，同时一对转向节152和转向节154旋转以彼此邻接(如图7D所图示说明的)，其中上竖直连杆102相对于竖直线以大约47度的角位置被布置。这导致新三角形锁定结构的形成，该三角形锁定结构包含偏心水平连杆108、112、飞行器机身结构162以及折叠位置的上竖直连杆102和下竖直连杆106，其中两个转向节152和154被布置为彼此接触。该位置基本上短于两个竖直连杆102和竖直连杆106(当被布置在图7A的起飞位置时)的偏心锁定位置。如上所述，竖直连杆102和竖直连杆106的这种折叠引起节点130的向上移动，并且因此引起地面接触块128的向上移动，即到着陆位置。应当注意的是，在前述转变中，不必要在两个水平连杆108与水平连杆112之间解锁偏心锁定机构。

情况不同于从收起位置到着陆位置的转变，或者如图8A-图8D所图示说明的从起飞位置到收起位置的转变。因此，在图8A中，机构的上端部被示出布置在起飞位置，其中后转向节152和154被布置为彼此邻接，如以上与图7D的连接所述。如以上与图9A和图9B的连接所述，如果S致动器132和TOL致动器134两者然后被命令移收缩，则前水平连杆108相对于销110被顺时针旋转，使偏心锁定指116旋转以与后水平构件112中的对应凹槽118脱离，从而解锁偏心锁定机构且使两个水平构件108和112围绕其之间的铰链114一起旋转或折叠。

如图8B和图8C所图示说明的，这种解锁能够使上竖直连杆102和下竖直连杆106如固定单元围绕销或节点130向后那样旋转。转向节152和156可以或不可以被布置为彼此邻接。

如图8C和图8D所图示说明的，曲柄臂136和140被取向，使得在当从起飞位置移动到收起位置，S致动器132的收缩初始使向前水平连杆108关于销110顺时针旋转。然而，随着连杆104和108旋转，优于曲柄臂140的曲柄臂136的有利角计时和长度改变S致动器132的行动管线。如图8D所图示说明的，处于或靠近收起位置的曲柄140的角计时使连杆108反向和逆时针旋转，从而使水平连杆108和112之间的偏心锁定机构再锁定在通常共线偏心的位置，其中上竖直连杆以相对于竖直线大约162度的角向后旋转。因此，新三角形锁定结构被限定，包含偏心锁定水平连杆108和112、飞行器机身结构162以及邻接的水平连杆102和106的通常共线的转向节152和154。如图8A(即起飞位置)和图8D(即收起位置)的比较可见，减震支柱储存匣120的上端处的节点130从布置在致动器132和134下方的位置移动到布置在正好在其上方的位置。偏心锁定机构的类似解锁和再锁定以及产生的三角偏心锁定结构的再限定发生在从收起位置(在图5A和图6A中所示)转变到起飞位置(在图5B和图6B中所示)期间。

如本领域技术人员将理解的，因为大型现代飞行器装备有多个传感器，该传感器自动地感测飞行器的各种组件的状态，将示例尾橇机构100的许多致动自动化是相对容易的，从而使必须记得这样做的飞行员自由。特别地，许多大型商用飞行器具有传感器，该传感器检测(除了其它之外)当飞行器的着陆起落架被展开时，并且如果这样，着陆起落架是否承受飞行器的重量，诸如当飞行器被布置在地面上，即在跑道或柏油路上。因此，自动控制系统可以容易地被调制以用于示例尾橇机构100，该示例尾橇机构100感测飞行器的着陆起落架是否被展开，且如果这样，着陆起落架是否承受飞行器的重量。如果自动控制系统感测到着陆起落架没有被展开，则系统可以自动地将地面接触块128移动到收起位置。如果控制系统感测到着陆起落架被展开但是没有承受飞行器的重量，则系统可以自动地将地面接触块128移动到着陆位置，并且如果系统感测到着陆起落架被展开且承受飞行器的重量，则控制系统可以自动地将地面接触块128移动到起飞位置。

如本领域技术人员到目前为止将领会到的，且根据在手边的特定应用，可以作出许多修改、替换和变化且对本公开的材料、装置、配置以及方法的许多修改、替换和变化，而没有脱离其精神和范围。鉴于此，本发明的范围不应当被理解为对本文所图示说明和描述的那些特定实施例的限制，因为它们仅是本公开的一些示例，而应当与随附的权利要求及其功能等同物充分相称。