本文公开的实施例总体涉及用于在基于地面的装载/卸载操作期间例如在机身的尾部或前部稳定飞机机身的伸缩式飞机稳定支柱。
背景技术：
货运飞机通常具有通常在主起落架前方的重心(cg)。因此对于装备有后货物坡道的那些飞机的装载/卸载应用期间，可能存在飞机绕主起落架组件偏移的倾向，这进而使得飞机机头升高。在极端情况下，在装载/卸载期间的飞机偏移可能导致严重的尾部撞击，而损坏机体和/或使人员受到伤害危险。由于这些原因，货运飞机在装载/卸载操作期间包括在主起落架后的额外尾部地面稳定性是可取的。
多种飞机尾部稳定组件是公知的。例如，已知在位置上固定且由固定支撑件构成的尾部稳定组件，该固定支撑件通常与手动放置在飞机下方的基于地面的设备相关联。如可以理解的，这种固定的稳定组件要求对基于地面的设备的预定位以及大量的安装时间，因此延长了装载/卸载操作，如果货运飞机正在活跃战区中装载/卸载，这些均是明显不利的。
另外已知可以以机械方式或手动方式操作的机载稳定系统。例如，已知的套筒式支柱稳定系统通常采用机载液压和/或电致动器。套筒式支柱稳定系统通常包括作为同一部件的主支柱和退回致动器。
美国专利no.4,593,871中还公开了一种机载尾部千斤顶组件，其包括手动激活的液压千斤顶系统和操作地固定到该千斤顶系统的支柱，该专利的全部内容通过引用明确结合入本文。由此，操作者可以根据需要使支柱延伸/退回，以稳定尾部。然而，当不使用时，支柱必须与千斤顶物理分离并远程存储(例如，作为尾部楼梯井的一部分)。
伸缩式支柱稳定系统也是已知的，其采用液压和/或电致动器，以便能够在飞机机身的支柱舱内的收起状态与其中支柱稳定飞机尾部的伸展状态之间展开。这种伸缩式稳定系统将通常配备有支柱门，能够由连接到稳定器的机构或由专门的门致动器手动地操作或致动该支柱门。
但是，伸缩式支柱稳定系统在支柱在退回期间未与支柱舱对准的情况下操作是有问题的。也就是说，当在飞机装载/卸载操作期间展开伸缩式支柱稳定系统时，可能经受侧向负载，这可能导致支柱变得偏离中心或与支柱舱不对准。如果由此试图在偏离中心或不对准的情况下将支柱退回到支柱舱中，则支柱可能被卡住，从而妨碍飞机的操作。
因此，本领域中需要的是具有自对准机构的伸缩式支柱组件，以解决与由于飞机装载/卸载操作而使支柱偏离中心或不对准相关的问题。因此，自对准伸缩式支柱组件将为货机操作提供安全性和可靠性的手段。这里的本发明实施例正是旨在满足这些需求。
技术实现要素：
本文公开的实施例一般地涉及自对准伸缩式支柱稳定组件，其在使用中是地面接合的，用以在装载/卸载操作期间稳定运载工具，例如货运飞机。在一些实施例中，支柱稳定组件将是与飞机关联的机载设备，其可以由飞机操作员致动(例如，经由机载的液压和/或电致动系统)，以便在一些地面操作(例如，货物和/或人员装载/卸载操作)期间稳定飞机。
因此，根据一些实施例，飞机设有机载自对准支柱稳定组件，该支柱稳定组件能在其中支柱稳定组件安放在飞机的支柱舱内的可退回位置和其中支柱稳定组件处于地面接合接触以稳定飞机的后部的伸展位置之间移动，支柱稳定组件将有利地包括：主支柱，所述主支柱枢转地连接到飞机的支撑结构，用于在伸展位置和退回位置之间枢转移动；支柱延伸构件，所述支柱延伸构件与主支柱操作地关联，用于在退回状态和地面接合伸展状态之间移动；致动器，所述致动器操作地连接到主支柱，用于使主支柱和与主支柱操作地关联的支柱延伸构件在伸展位置和退回位置之间移动；和一对横向分开的双作用弹簧偏压定心机构，每个定心机构具有枢转地附接到飞机的支撑结构的一端和附接到主支柱的相反端。
在优选实施例中，定心机构各自限定与主支柱的对准状态相对应的零弹簧偏压负载状态，使得主支柱偏离对准状态的位移响应性地导致至少一个定心机构在位移的相反方向上施加弹簧偏压负载，从而导致该至少一个定心机构返回到零弹簧偏压负载状态，由此使主支柱返回到对准状态。定心机构可以包括可延伸的延伸柱，所述延伸柱具有枢转地附接到飞机的支撑结构的末端。
支柱延伸构件可以以套筒方式被接收在主支柱内，用于在其退回状态和地面接合状态之间往复直线移动。能与地面接合的脚垫可以有利地连接到支柱延伸构件的末端。
主支柱门可以操作地连接到主支柱，以在支柱组件收起在支柱舱中时覆盖支柱组件。主支柱门联动装置可以设置为将主支柱门操作地链接到主支柱，以便使主支柱门响应于主支柱在其伸展位置和退回位置之间枢转移动而从打开状态和关闭状态之间移动。还可以设置辅助支柱门，其中联动轭架操作地机械链接辅助支柱门和主支柱门，以使主支柱门和第二支柱门彼此从动，用于在其打开状态和关闭状态之间移动。
在仔细考虑本发明的优选示例性实施例的以下详细描述之后，本发明的这些和其它方面和优点将变得更加清楚。
附图说明
通过结合附图参考示例性非限制性说明性实施例的以下详细描述，将更好和更完全地理解本发明的所公开的实施例，在附图中：
图1是包括根据本发明一实施例的伸缩式自对准稳定支柱组件的货运飞机的局部侧视立面图；
图2是示出为处于退回位置的、根据本发明一实施例的伸缩式自对准稳定支柱组件的详细透视图；
图3是示出为处于伸展位置的、根据本发明一实施例的伸缩式自对准稳定支柱组件的详细透视图；
图4-7示出了其中自对准稳定支柱组件从其伸展操作位置(图4)退回并进入到其中支柱组件安放在支柱舱内的退回位置(图7)内的操作顺序；
图8-10是在飞机的横向位移期间可能发生的、根据本发明一实施例的自对准支柱组件的动态运动范围的后向立面图；
图11-13是在飞机的纵向(向前和向后)位移期间可能发生的、根据本发明一实施例的自对准支柱组件的动态运动范围的侧向立面图；
图14是支柱稳定组件和关联的定心机构的运动自由度的细节图；和
图15-18是根据本发明一实施例的自对准支柱组件的端视图，示出了在退回时的自对准。
具体实施方式
附图1描绘了货运飞机10，其中可以操作地采用根据本发明的自对准稳定支柱组件20的实施例。示例性货运飞机10包括具有后主货物坡道10-2的机身10-1，后主货物坡道10-2示出处于打开状态，以允许将货物物理地装载到机身10-1内的货物空间10-1a中。
稳定支柱组件20能够通过适当的液压和/或电致动器(参见例如在图2和图3中所示的致动器30)枢转地移动进入和离开飞机10的机身10-1内的支柱舱10-4。例如，如图1中的实线所示，稳定支柱组件20被示出为处于在飞机的主起落架组件10-3后部与地面gs接合的伸展操作位置，从而当经由打开的坡道10-2装载/卸载货物时稳定飞机机身10-1的后部。然而，当货物装载/卸载操作完成时，货物坡道10-2可以关闭，并且支柱组件20枢转地移动(箭头a1)到机身10-1的支柱舱10-4内的退回位置，如图1中虚线所示。相反，在准备装载/卸载操作中，稳定支柱组件20可以从其在支柱舱10-4内的收起位置枢转地移动(箭头a1)，并且进入操作性地面接合位置，如稍后将更详细地描述的。
图2和图3示出了从飞机10分解的自对准支柱稳定组件20分别在其退回位置和伸展位置的情况。支柱稳定组件通常包括主支柱22，主支柱22包括支柱延伸构件24，在所示的实施例中，支柱延伸构件24以套筒方式容纳在主支柱22内，并且由此能够在如图2所示的退回状态和如图3所示的伸展地面接合状态之间往复地直线伸展(例如，经由合适的液压和/电致动(未示出))。支柱延伸构件24的末端包括脚垫26，脚垫26适于在支柱延伸构件24处于其伸展状态(见图3)时接合地面gs，以提供从主支柱22到地面gs的负载传输。
主支柱22的上端通过枢轴销组件28枢转地连接到飞机机身10-1的支撑结构10-5。液压或电激活的致动器30在一端处枢转地连接到支撑结构10-5的支撑凸起10-5a，并且包括可伸展的致动器柱塞30-1，致动器柱塞30-1在其末端处枢转地连接到关联于主支柱22的连接凸耳22-1。
支柱组件22还分别设置有主支柱门32和辅助支柱门34。主支柱门32包括一对横向分开的主门铰链32a，32b。第二支柱门34由支撑架34a支撑，支撑架34a通过枢轴点34a-1连接到飞机10的机身10-1。门联动轭架36将主门铰链32a、32b枢转地互连到辅助门支撑架34a。支柱门连杆臂38在一端枢转地连接到主支柱22，并且在其相反端处能枢转地连接到主门32，以便将主支柱22操作地连接到主门32。主支柱22在其退回位置和伸展位置之间的移动因此将响应性地使得主支柱门通过由连杆臂38提供的在两者之间的互连而在其关闭状态和打开状态之间移动。通过门联动轭架36提供的在主支柱门32和辅助支柱门34之间的机械联动装置将同时使辅助支柱门34在其关闭位置和打开位置之间移动。
支柱组件20还包括横向分开的一对弹簧偏压定心机构40、42，每个定心机构各自具有延伸柱40-1、42-1，延伸柱40-1、42-1在其末端40a、42a处轴颈连接到主门铰链32a、32b的近端。机构40、42在与端部40a，42a相反的端部处分别连接到主支柱22的横向连接凸耳40b、42b。(在图3中仅可见连接凸耳40b，另见例如图8-11)。每个定心机构40、42容纳双作用弹簧筒(未示出)，双作用弹簧筒具有的标称长度对应于相对于飞机机身10的纵向轴线在横向上及在纵向上的中心位置。因此，当支柱组件20处于在纵向上和在竖向上的对准(对中)位置时，每个定心机构将限定标称长度，由此呈现零弹簧偏压负载。主支柱22的横向和/或纵向移动(例如，当支柱延伸部24与地面gs接合时，在飞机10的装载/卸载操作期间可能发生的)将引起延伸柱40-1和/或42-1的延伸和/或退回，这又响应性地改变分别与定心机构40和/或42相关联的双作用弹簧筒中至少一个的标称长度。标称弹簧长度的这种变化将进而导致在相反方向上产生弹簧偏压负载，这促使延伸柱40-1和/或42-1返回到它们的标称或对中的零弹簧偏压负载状态。
附图4-7描绘了将支柱组件20退回到飞机机身10-1的支柱舱10-4中的操作顺序。当处于如图4所示的伸展位置时，支柱延伸构件24将需要通过与主支柱22操作地关联的机载液压电激活致动系统(未示出)的操作而起始地退回。支柱延伸构件24相对于主支柱22的退回状态在图5中描绘。此后，与主支柱22关联的致动器30的致动将因此导致致动器臂30-1退回，由此响应性地导致主支柱22绕枢轴销组件28枢转移动。由于通过主支柱门联动轭架36和主支柱门连杆臂38相应提供的机械从动联动装置，主支柱22绕枢轴销组件28的枢转移动还响应性地分别使主支柱门32和辅助支柱门34跟随。在图6中描绘了支柱退回的中间状态。因此，主支柱22的继续退回将使其完全安放在支柱舱10-4内，由此主支柱门32和辅助支柱门34分别与机身10-1的外部蒙皮齐平。图7中示出了支柱组件20的这种完全退回状态。如能够理解的，当处于如图7所示的退回位置时，致动器30的致动因此将导致致动器臂30-1延伸，从而响应性地使得主支柱22绕枢轴销组件28枢转地移动到如图4所示的伸展位置，即操作顺序与图4-7相继描绘的操作顺序相反。
图8-10是在飞机的横向位移期间可能发生的、自对准支柱组件20的动态运动范围的后向立面图，应当理解，图9示出了组件20处于纵向对准(对中)状态。另一方面，图11-13是在飞机的纵向(向前和向后)位移期间可能发生的、自对准支柱组件20的动态运动范围的侧向立面图，应当理解，图12示出组件20处于竖向对准(对中)状态。应当注意，致动器30和定心机构40、42的轴颈连接具有足够的游隙，以便允许相对于飞机的纵向轴线及竖向轴线的预定程度的不对准。致动器30和定心机构40、42的任何轴颈连接所允许的这种角向失准另外由图14的虚线描绘出，由此其实线描绘组件20处于纵向和竖向对准状态。
附图15-18示出了支柱组件20的端视图，示出了定心机构40、42如何用于将主支柱22物理地返回到其对准(对中)状态，以允许其完全退回到机身10-1的支柱舱10-4中。
虽然已经结合目前被认为是最实用和优选的实施例描述了本发明，但是应当理解，本发明不限于所公开的实施例，而是相反，旨在涵盖包括在其精神和范围内的各种修改和等效布置。