本公开的领域大体上涉及飞行器起落架组件，并且更具体地涉及包括壳体和定位在壳体内的收缩(shrink)连杆组件的飞行器起落架组件。
背景技术
至少一些已知的飞行器包括起落架组件，该起落架组件包括定位在其中的外气缸和内气缸。内气缸经由收缩连杆组件在外气缸内滑动以展开或缩回轮组件。然而，内气缸的行进长度会受到外气缸的形状和收缩连杆组件的构造的限制。此外，至少一些已知的外气缸的形状限制接近(accessto)内气缸，这样会增加复杂性，并且因此增加维护内气缸所需的成本和持续时间。另外，至少一些已知的收缩连杆组件使用中间部件被连接到内气缸，所述中间部件诸如通过收缩连杆组件形成偏置扭转负载路径的曲柄和齿轮。这样的偏移负载路径可以在高的力作用下负载(load)收缩连杆组件的部件或起落架组件的其他部件。这些高的力会导致部件的使用寿命缩短，或者会导致使飞行器的重量增加的更大部件。
技术实现要素：
在一个方面，提供一种与飞行器一起使用的起落架组件。所述起落架组件包括壳体，所述壳体包括一起限定通过所述壳体的开口的耳轴支架、阻力支架和后支架。所述起落架组件还包括收缩连杆组件，所述收缩连杆组件被耦接到所述壳体，使得所述收缩连杆组件可通过所述开口进入(accessible)。
另一方面，提供一种飞行器。所述飞行器包括机翼结构和被枢转地耦接到所述机翼结构的起落架组件。所述起落架组件可在展开位置和缩回位置之间移动并且包括壳体，所述壳体包括一起限定通过所述壳体的开口的耳轴支架、阻力支架和后支架。所述起落架组件还包括收缩连杆组件，所述收缩连杆组件被耦接到所述壳体，使得所述收缩连杆组件可通过所述开口进入。
在另一方面，提供一种组装在飞行器中使用的起落架组件的方法。所述方法包括：将起落架组件壳体的耳轴支架、阻力支架和后支架耦接在一起，以限定通过所述壳体的开口。所述方法还包括：将收缩连杆组件耦接到所述壳体，使得所述收缩连杆组件可通过所述开口进入。
已经讨论的特征、功能和优点能够在各种实施例中独立地实现，或者可以在其他实施例中组合，其进一步的细节参考以下描述和附图能够看到。
附图说明
图1是示例性飞行器的后视图，其图示说明处于展开位置和缩回位置的示例性起落架组件；
图2是起落架组件的透视图；
图3是起落架组件的透视图，其图示说明示例性收缩连杆组件；
图4是起落架组件的侧视图；
图5是起落架组件和收缩连杆组件的横截面侧视图；
图6是图1至图5中所示的起落架组件的示例性壳体的透视横截面图；
图7a是处于展开位置的起落架组件的主视图；
图7b是处于展开位置的起落架组件的侧视图；
图8a是处于中间位置的起落架组件的主视图；
图8b是处于中间位置的起落架组件的侧视图；
图9a是处于缩回位置的起落架组件的主视图；以及
图9b是处于缩回位置的起落架组件的侧视图。
具体实施方式
本文描述的示例包括飞行器起落架组件，所述飞行器起落架组件具有能够接近部件进行维护并且还能够直接连接到飞行器的固定部件的开放区域。本文描述的起落架组件包括壳体，所述壳体具有一起限定通过壳体的开口的耳轴支架、阻力支架和后支架。起落架组件还包括收缩连杆组件，所述收缩连杆组件被耦接到壳体，使得收缩连杆组件可通过开口进入。收缩连杆组件的连接连杆延伸通过壳体中的开口，以将壳体中的收缩连杆直接耦接到固定机翼结构。形成在壳体中的开口使得技术人员能够接近壳体内的收缩连杆并且还接近在壳体内滑动以改变起落架组件的长度的内气缸或油缓冲支柱(oleostrut)。这样的接近允许简化维护，这样降低维护成本和持续时间。此外，壳体中的开口能够实现在收缩连杆与机翼结构之间的连接连杆的直接连接。这种直接连接简化收缩连杆组件的负载路径，并且这种直接连接增加起落架部件的使用寿命和允许较轻重量部件的使用中的至少一者，这样降低制造成本和操作成本。
图1是示例性飞行器100的后视图，其图示说明处于以实线示出的展开位置104和处于以折线示出的缩回位置106的示例性起落架组件102。在示例性实施方式中，飞行器100是低翼飞行器并且起落架组件102是安装在机翼上的组件。在另一个实施方式中，飞行器100包括任何机翼配置并且起落架组件102可以被安装在机翼上或安装在机身上。在示例性实施方式中，飞行器100包括机身108和被耦接到机身108的机翼110。飞行器100还包括被枢转地耦接到机翼110的起落架组件102，使得起落架组件102可在当将起落架组件102定位在机翼110下方时的展开位置104与当将起落架组件102定位在机身108的起落架舱114内时的缩回位置106之间围绕轴线112旋转。
在示例性实施方式中，起落架组件102包括被耦接到内轴或内气缸118的轮组件116，该内轴或内气缸118被可滑动地耦接在外气缸或壳体120内，如下面进一步详细描述的。内气缸118也被称为油缓冲支柱。壳体120在轴112处被耦接到机翼110。更具体地，壳体被耦接在第一机翼结构122(例如但不限于机翼翼梁)和第二机翼结构(图1中未示出)之间。另外，起落架组件102包括被耦接在机翼110或机身108中的一个与壳体120之间的侧支架124。起落架组件102的连接连杆126从壳体120延伸并且被耦接到第三机翼结构128，例如但不限于翼肋。
图2至图6图示说明包括壳体120和收缩连杆组件130的起落架组件102，收缩连杆组件130可以用在飞行器100上，以使得起落架组件102和轮组件116能够在充分位于机身108外侧的展开位置104之间移动以满足所有稳定性要求，并且同时能够当起落架组件102和轮组件116处于缩回位置106时将起落架组件102和轮组件116存储在机翼110和机身108的部分内。具体而言，图2是起落架组件102的透视图，其图示说明壳体120；图3是起落架组件102的放大透视图，其图示说明收缩连杆组件130；图4是朝机身108向内观看的起落架组件102的侧视图；图5是远离机身108向外观看的起落架组件102和收缩连杆组件130的横截面侧视图；以及图6是沿着图4中所示的线6-6截取的壳体120的透视横截面图。
在示例性实施方式中，起落架组件102包括壳体120和收缩连杆组件130。如图2至图6中所示，壳体120包括被耦接到机翼110的上部部分132和被耦接在内气缸118附近的下部部分134。更具体地，上部部分132包括一起限定延伸通过壳体120的上部部分132的开口142的耳轴136、阻力支架138和后支架140。在示例性实施方式中，壳体120是单件式部件，使得上部部分132和下部部分134被一体地形成。更具体地，耳轴136、阻力支架138和后支架140被一体地一起形成以限定开口142。如本文进一步详细描述的，收缩连杆组件130被耦接到壳体120并且可通过开口142进入。
如图4最佳地示出，阻力支架138包括第一远端144，后支架140包括第二远端146，并且耳轴136被耦接到远端144和146并在远端144和146之间延伸。也如图4所示，阻力支架138和后支架140彼此远离倾斜地延伸，使得阻力支架138和后支架140形成至少部分地在其间限定开口142的v形。另外，如本文所述，耳轴136沿着轴线112延伸并且在耳轴134的前端148处经由轴承150枢转地耦接到第一机翼结构122，并且还在耳轴134的后端152处经由轴承156枢转地耦接到第二机翼结构154，例如但不限于翼肋或起落架梁。起落架组件102围绕轴线112和耳轴136枢转，以便于在展开位置104和缩回位置106之间移动。
如图5最佳地示出，壳体120的下部部分134包括气缸部分158，气缸部分158限定与开口142流动连通地耦接的空腔160。更具体地，收缩连杆组件130的一部分(例如内气缸118)被可滑动地耦接在空腔160内，使得内气缸118可通过开口142进入，如本文进一步详细描述的。
在示例性实施方式中并且如图5最佳地示出，收缩连杆组件130包括被耦接到壳体120的后支架140的第一连杆162、被耦接到第一连杆162的第二连杆164，以及内气缸118，所述内气缸118被耦接到第二连杆164并且可滑动地耦接在壳体120的气缸部分158的空腔160内，使得内气缸118可通过开口142进入。更具体地，如图6最佳地示出，其中为了清楚而未示出收缩连杆组件130，后支架140包括第一侧壁166、相对的第二侧壁168以及限定在第一侧壁和第二侧壁之间的通道170。在示例性实施方式中，收缩连杆组件130的至少一部分，并且更具体地至少第一连杆162被定位在通道170内。通道170是开向开口142并且与开口142和空腔160流动连通地耦接，使得通道170、开口142和空腔160结合以在壳体120内形成腔室172。如图3最佳地示出，收缩连杆组件130还包括被耦接到后支架140的侧壁166和168并且在侧壁166和168之间延伸的轴172。如本文所述，第一连杆162被枢转地耦接到轴172以使得收缩连杆组件130在展开位置104和缩回位置106之间移动。
收缩连杆组件130还包括连接连杆174，连接连杆174包括被耦接到第二机翼结构128(图1中示出)的第一端部176和被直接耦接到收缩连杆组件130的第一连杆162的相对的第二端部178。在这样的构造中，连接连杆174至少部分地延伸通过开口142。在示例性实施方式中，连接连杆174包括被枢转地耦接到第二机翼结构128的固定部分180和被枢转地耦接到固定部分180和第一连杆162两者的杆部分182。具体地，杆部分182包括第二端部178，第二端部178从壳体120外延伸到开口142中并且被直接耦接到第一连杆162。更具体地，第一连杆162包括被一体地形成在第一连杆162上的耦接机构184，其能够直接枢转连接连接连杆174的杆部分182。
图7a至图9b图示说明在飞行器100起飞后的缩回过程期间的起落架组件102。图7a是处于展开位置104的起落架组件102的主视图。图7b是处于展开位置104的起落架组件102的侧视图。图8a是处于中间位置105的起落架组件102的主视图。图8b是处于中间位置105的起落架组件102的侧视图。图9a是处于缩回位置106的起落架组件102的主视图。图9b是处于缩回位置106的起落架组件102的侧视图。
如图7a和图7b所示，并且如上所述，当起落架组件102处于展开位置104时，第一连杆162和第二连杆164被定位在腔室172内，并且更具体地，被定位在后支架140的通道170内。连接连杆174从第一连杆162延伸出开口142并且被耦接到第二机翼结构128(如图1所示)。更具体地，杆部分182从开口142内延伸并且被耦接到固定部分180，固定部分180被耦接到第二机翼结构128。
随着起落架组件102移动到中间位置105，如图8a和图8b所示，壳体120和收缩连杆组件130围绕轴线112旋转，同时连接连杆174围绕第二轴线113旋转。更具体地，固定连杆180被枢转地耦接到第二机翼结构128，使得固定部分180仅类似于耳轴136旋转地移动，并且不相对于机翼110平移地移动。随着壳体120和收缩连杆组件130围绕轴线112旋转，收缩连杆组件130开始远离轴线113移动。然而，因为固定部分180在轴线113处被固定到第二机翼结构128，并且因为杆部分182通过开口142被直接耦接到第一连杆162，所以连接连杆174将第一连杆162拉起。
随着壳体120继续围绕轴线112朝向图9a和图9b所示缩回位置旋转，第一连杆162和第二连杆164在开口142内独立地旋转。更具体地，第一连杆162将第二连杆164拉起，第二连杆164因此将内气缸118拉起以使内气缸118缩回到壳体120的气缸部分158的空腔160内。当内气缸118被缩回时，轮组件116(图1所示)已经朝向耳轴136移动，并且起落架组件102的总长度减小以使起落架组件102能够装配在机身108(图1所示)的起落架舱114(图1所示)内。如此，连接连杆174延伸通过开口142以将收缩连杆162和164直接耦接到第二机翼结构128，以控制壳体120内的内气缸118的位置。
本文描述的示例包括飞行器起落架组件，所述飞行器起落架组件具有开放区域，该开放区域能够接近部件进行维护并且还能够直接连接到飞行器的固定部件。本文描述的起落架组件包括壳体，所述壳体具有一起限定通过壳体的开口的耳轴支架、阻力支架和后支架。起落架组件还包括收缩连杆组件，所述收缩连杆组件被耦接到壳体，使得收缩连杆组件可通过开口进入。收缩连杆组件的连接连杆延伸通过壳体中的开口，以将壳体中的收缩连杆直接耦接到固定机翼结构。形成在壳体中的开口使得技术人员能够接近壳体内的收缩连杆并且还接近在壳体内滑动以改变起落架组件的长度的内气缸或油缓冲支柱。这样的进入允许简化维护，这样降低维护成本和维护持续时间。此外，壳体中的开口能够实现在收缩连杆与机翼结构之间的连接连杆的直接连接。这种直接连接简化收缩连杆组件的负载路径，并且这种直接连接增加起落架部件的使用寿命和允许较轻重量部件的使用中的至少一者，这样降低制造成本和操作成本。
尽管本发明的各种实施例的具体特征可以在一些附图中示出，而不是在其他附图中示出，但是这仅仅是为了方便。根据本发明的原理，附图的任何特征可以与任何其他附图的任何特征组合被参考和/或要求保护。
本书面描述使用示例来公开包括最佳模式的各种实施例，以使得本领域技术人员能够实践那些实施例，包括制作和使用任何装置或系统以及执行任何包含的方法。专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这样的其他示例具有不与权利要求的字面语言不同的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质区别的等同结构要素，则这些其他示例意图在权利要求的范围内。