用于中型到大型飞行器的飞行器起落架包括成对地安装在公共轮轴上的轮组件。对于大型飞行器，起落架包括细长转向架梁，其支承两个或多个轮轴，每个轮轴承载成对的轮组件。
起落架被设计成当一根轮轴上的轮胎中的一个泄气时承受操作负荷。在多轮轴起落架的情形中，起落架必须设计成承受由若干个泄气轮胎组合的最坏情况产生的操作负荷。
本发明人已确定已知起落架的重量可被减小。
技术实现要素：
根据本发明的第一方法，提出一种飞行器起落架组件，包括：
细长转向架梁，细长转向架梁包括安装成形部、第一端部区域和第二端部区域、第一纵向轴线和第二纵向轴线，转向架梁设置成经由轴承可动地安装到飞行器起落架主支柱，第一纵向轴线在安装成形部和第一端部区域之间延伸，第二纵向轴线在安装成形部和第二端部区域之间延伸；
第一轮轴，第一轮轴安装在转向架梁的第一端部区域，第一轮轴在转向架梁的第一侧上限定用于支承第一轮组件的第一轮安装部，并且在转向架梁的第二侧上限定用于支承第二轮组件的第二轮安装部；
第二轮轴，第二轮轴安装在转向架梁的第二端部区域处，在第一端部区域和第二端部区域之间具有安装成形部，第二轮轴在转向架梁的第一侧上限定用于支承第三轮组件的第三轮安装部，并且在转向架梁的第二侧上限定用于支承第四轮组件的第四轮安装部；
其中转向架梁被设置成能使第一轮轴和第二轮轴相对安装成形部围绕转向架梁的相应的纵向轴线各自枢转，枢转的量足以在轮组件的轮胎泄气的事件中使轮组件的轮辋与地面接触。
因此，转向架梁提供足够的自由度，以确保对于各种轮胎充气和/或跑道弧形，轮负荷都是相等的。
转向架梁可以设置成能使第一轮轴和第二轮轴相对于安装成形部围绕转向架梁的纵向轴线各自枢转至少8°。
转向架梁的安装成形部可以为圆形截面轮廓的轴承，该轴承设置在可经由枢转销将转向架梁枢转地联接到主支柱。
第一纵向轴线可以相对于第二纵向轴线共轴。
转向架梁可布置成能使第一轮轴和第二轮轴借助转向架梁的第一挠曲区域和第二挠曲区域相对于轴承围绕转向架梁的纵向轴线枢转，第一挠曲区域位于安装成形部和第一轮轴之间，而第二挠曲区域位于安装成形部和第二轮轴之间。挠曲区域有利地无需维护，且不会经受操作接触磨损。
挠曲区域可各自包括具有箱型截面、c型截面或i型截面轮廓的一部分转向架梁。
挠曲区域各自在安装成形部和相应的轮轴之间占据转向架梁的大部分长度。
转向架梁包括中心本体部，该中心本体部包括安装成形部和支承轮轴的成对的可旋转安装的端部凸起，转向架梁设置成能使第一轮轴和第二轮轴借助端部凸起相对于安装成形部围绕转向架轮轴的纵向轴线各自枢转。这种布置可被更简单地设计，且能够基于所使用的接头和轴承的构造定制以符合特定的负荷要求。
根据本发明的第二方面，提出一种飞行器起落架组件，包括：
第一细长转向架梁，第一细长转架梁包括第一安装成形部，该第一细长转向架梁经由第一安装成形部设置成枢转安装到飞行器起落架主支柱并且限定第一转向架枢转轴线。
细长的第二转向架梁，该第二转向架梁包括第二安装成形部，第二安装成形部限定第二转向架枢转轴线，第二转向架梁经由第二安装成形部以并排且相邻的关系设置成枢转安装至飞行器起落架的主支柱，其中，第一转向架枢转轴线相对于第二转向架枢转轴线共轴；
第一轮轴，该第一轮轴安装在第一转向架梁的第一端部区域处，第一轮轴在第一转向架梁的第一侧上限定第一轮安装部分，用于支承第一轮组件；
第二轮轴，该第二轮轴安装在第一转向架梁的第二端部区域处，第二轮轴在所述第一转向架梁的第一侧上限定第二轮安装部分，用于支承第二轮组件；
第三轮轴，该第三轮轴安装在第二转向架梁的第一端部区域处，第三轮轴在第二转向架梁的第二侧上限定第三轮安装部分，用于支承第一轮组件，第二侧背向所述第一转向架梁；以及
第四轮轴，该第四轮轴安装在第二转向架梁的第二端部区域处，第四轮轴在第二转向架梁的第二侧上限定第四轮安装部分，用于支承第四轮组件，
这样，第一转向架梁和第二转向架梁能够独立地围绕相应的转向架枢转轴线枢转，从而在轮组件的轮胎泄气的事件中将轮组件的轮辋置于与地面接触。
这样，两个平行的转向架梁设置成“双自行车”布置，其中，各转向架梁可独立地围绕其安装轴线枢转，以说明前后轮胎之间滚动半径的任何差异。这种布置能够限制需要维护的接头的数量。转向架梁的分开还可允许支持制动的和制动扭矩补偿(若必要)的系统的隔离，这从安全角度看可以是有利的。
飞行器起落架组件还可以包括飞行器起落架主支柱，该主支柱包括：
本体部，本体部包括主飞行器连接器，该主支柱设置经由主飞行器联接器可动联接到飞行器；
转向架安装部，该转向架安装部包括第一轮轴部和第二轮轴部，第一轮轴部布置成经由第一安装成形部枢转安装第一转向架梁，第二轮轴部布置成经由第二安装成形部枢转安装第二转向架梁；以及
挠曲或动态轴承区域，该区域将本体部连接到转向架安装部分，用于在其间作枢转运动。
挠曲或动态轴承区域可包括球形轴承。这使得该起落架组件在一侧上的轮辋的轮胎泄气而当另一侧上的轮子充气的事件中，使起落架该侧上的这些轮辋与地面接触。
根据本发明的另一个方面，提出包括根据第一方面或第二方面的一个或多个飞行器起落架组件的飞行器。
附图说明
现将参考附图描述本发明的实施例，附图中：
图1a是包括转向架梁的已知的飞行器起落架组件的示意性侧视图；
图1b示出了带有泄气轮胎的图1a的起落架组件；
图2a是已知的起落架组件的示意性正视图，其中两个轮子安装在公共轴上；
图2b示出了带有泄气轮胎的图2a的起落架组件；
图3是根据本发明的一实施例的飞行器起落架组件的纵向剖视图；
图4是根据本发明的一实施例的飞行器起落架组件的纵向剖视图；
图5是根据本发明的一实施例的飞行器起落架组件的纵向剖视图；以及
图6为示出了能够承载图5的起落架组件的支柱底端的示意图。
具体实施方式
图1总体上以100示出了已知的飞行器起落架组件。
起落架组件100包括主支柱102，主支柱102可运动地联接至飞行器(未示出)。转向架梁104经由枢转销106枢转地安装在主支柱102的下端处。在转向架梁104的一端或前面，在轮轴108上安装有轮组件112。在转向架梁104的另一端或后面，经由第二轮轴110安装有第二轮组件114。每个轮组件均可结合制动组件。
图1b示出了带有泄气轮胎114的图1a的起落架组件。如所能看到的，转向架梁104相对支柱102旋转以说明由于泄气轮胎114造成的滚动半径的差异。
然而，如图2a和图2b所示，在其中一对轮组件112a，112b安装在公共轮轴108上且一个轮112b泄气的起落架组件的情况下，因为转向架梁104的邻近轮轴108的端部区域由充气的轮胎112a支承，转向架梁104不能枢转以说明泄气的轮胎112b。这将导致包括轮轴108、转向架梁104和支柱102的起落架部件挠曲。因此，这些部件需要有足够的尺寸和/或强度抵抗这样的装载。起落架的其它部件也需要定尺寸以处理其上增加的负荷，即三个轮胎上承担全负荷，或者两个轮胎上承担全负荷。
本发明人确认通过设计这样一种起落架组件可减少已知起落架的重量，在起落架组件中，转向架梁被设置成在轮组件的轮胎泄气的事件中使轮组件的轮辋置于与地面接触。这样，起落架能够被设计成用于全部负荷均匀地分布到四个负载点(轮胎或轮辋)。
图3是飞行器的一部分、更具体是根据本发明的实施例的飞行器起落架组件10的示意图。以穿过转向架梁12的纵向轴线的横截面示出起落架组件10。
转向架梁12通常具有传统结构，其包括中心枢转轴承14，通过该中心枢转轴承14枢转地连接至诸如刚性支柱或减震支柱的飞行器起落架主支柱(未示出)，以便绕转向架枢转轴线m枢转。
在第一端处，转向架12包括轮轴安装衬套16，第一轮轴18安装在轮轴安装衬套16中。转向架12的第二端也包括轮轴安装衬套16，第二轮轴20经由轮轴安装衬套16安装。第一轮轴18的纵向轴线b相对于第二轮轴20的纵向轴线b平行。
所示实施例的飞行器起落架组件10与常规飞行器起落架组件的不同之处在于其包括挠曲区域fz1、fz2。
第一挠曲区域fz1位于转向架枢转轴承14和第一轮轴18之间。它涵盖了这两个物件之间的转向架梁12的大部分长度。然而，在其它实施例中，挠曲区域可以由转向架枢转轴承14和第一轮轴18之间的整个距离限定，或者挠曲区域fz1可以限定为小于这两个物件之间的距离的一半。
类似地，第二挠曲区域fz2在转向架梁12的另一侧上位于转向架枢转轴承14和第二轮轴20之间。除此之外，第二挠曲区域fz2可以与第一挠曲区域fz1相同。
挠曲区域fz1、fz2布置成允许轮轴18、20相对于转向架枢转轴承14围绕转向架梁的纵向轴线l旋转。因此，在轮胎泄气的情况下，转向架梁12可挠曲以允许轮轴的旋转足以使泄气的轮组件与地面接触，这意味着尽管一个或多个轮胎泄气但每个轮子还是能均匀负载。对于带有泄气轮胎的轮组件，负荷可以由轮辋支承。
本发明人发现具有诸如c或i截面的箱形截面的挠曲区域fz1、fz2或开放截面的转向架梁12可以在轮胎泄气的事件中提供所需的挠曲度。可以使用常规测试来确定合适的几何形状。
图4总体上以30示出了根据本发明的另一实施例的飞行器起落架组件。飞行器起落架组件30类似于根据先前实施例的飞行器起落架10，且相同的部件给予相应的附图标记。简要起见，以下描述将集中于区别之处。
本实施例的飞行器起落架组件30构造成使得轮轴18、20能够通过可旋转的端部区段34、36相对转向架枢转轴线m围绕转向架梁的纵向轴线l旋转或枢转。
更具体地说，转向架梁32包括主体部分32，该主体部分32在其端部具有圆筒形端部轴承32a、32b。端部轴承32a、32b布置成可旋转地支承第一端部凸起34和第二端部凸起36，使得端部凸起34、36能够相对于转向架本体32围绕纵向轴线l旋转。凸起32、36各自包括布置成以常规方式安装第一轮轴18和第二轮轴20的轮轴安装衬套16。
在轮轴上的轮胎泄气的事件中，凸台和轮轴可以相对于转向架梁一起旋转，以便使泄气的轮组件的轮辋与地面接触，由此平衡轮上的负载。
可以提供装置以在“轮空载”操作期间保持轮轴18、20相对于转向架枢转轴线m的取向，“轮空载”操作例如预降落着陆下降和紧接起飞之后。例如，可以提供诸如弹簧之类的偏置装置以将轮轴相对于纵向轴线和转向架枢转轴线m偏置到平行平面，该弹簧力使得在轮胎泄气的事件中该力可被克服。
因此，本发明的上述两个实施例均包括转向架梁，该转向架梁布置成在轮胎泄气的事件中允许轮轴相对于围绕转向架枢转轴线的中心部分旋转。
图5示出了根据本发明的另一实施例的飞行器起落架组件40。起落架组件40包括以平行并排关系安装的第一转向架梁42a和第二转向架梁42b。转向架梁42a、42b各自包括布置成接纳共同的转向架枢转销、或共轴的转向架枢转销(未示出)的相同的枢转轴承44a、44b，使得转向架梁42a、42b围绕共同的转向架枢转轴线m枢转。
在第一端处，第一转向架梁42a包括常规的安装衬套46a，第一半轮轴50a通过安装衬套46a安装。第二转向架梁42b包括承载第二半轮轴轴50b的对应的安装衬套46b。当转向架梁42a、42b彼此对齐、即在相同平面中时，第一半轮轴50a和第二半轮轴50b与共同轴线b对齐。
类似地，第一转向架梁42a的第二端包括安装第三半轮轴48a的常规安装衬套46a，并且第二转向架梁42b包括安装第四半轮轴48b的常规安装衬套26b。
每个半轮轴50a、50b、48a、48b布置成安装单个轮组件。
因此，在安装在第一半轮轴50a上的轮组件的轮胎泄气的事件中，第一转向架42a可以独立于第二转向架42b绕着转向架枢转轴线m旋转，以使泄气的轮组件的轮辋与地面接触。对于任何其它轮组件也是如此。
尽管起落架组件40的布置减小了飞行器起落架的部件所需的挠曲量以说明泄气的轮胎，但是它基本上不消除这种挠曲。
因此，另外参考图6，支柱52可以包括布置成可移动地联接到飞行器(未示出)的上支柱部54和经由多轴接头56(例如球形接头)连接到上部54的转向架安装成形部58。转向架安装成形部58可以包括布置成安装第一转向架梁42a的第一轮轴部60a和布置成安装第二转向架梁42b的第二共轴的轮轴60b。因此，转向架安装成形部58可以相对于上支柱部54沿横向方向移动，以基本上将起落架组件的其余部件与负荷隔离，否则这些部件会由于轮胎泄气而受到影响。
在任何实施例中，优选的是，转向架梁布置成使得第一和第二轮轴能够相对于安装成形部围绕转向架梁的纵向轴线各自枢转至少8°并且在一些实施例中至少10°或者12°。所需的枢转程度取决于轮胎滚动半径与轮辋半径的比率和轮轴上两个轮组件之间的间距。在一个示例中，轮组件可以具有大约0.65m的滚动半径，大约0.36m的轮辋半径，而轮轴上的轮组件之间的大约1.4m的中心到中心的间距，这意味着在轮胎完全泄气的事件中一个扁平的轮胎将需要大约12°的角度以使轮辋与地面接触。在另一个示例中，轮组件可以具有大约0.65m的滚动半径，大约0.36m的轮辋半径，而轮轴上的轮组件之间的大约1.74m的中心到中心的间距，这意味着在轮胎完全泄气的事件中一个扁平的轮胎将需要大约9.6°的角度以使轮辋与地面接触。
根据本发明的实施例的起落架组件可由常规的航空材料形成，比如不锈钢、铝或钛。某些部件如转向架梁可以由纤维增强复合材料形成。
根据本发明的实施例的起落架组件可为用于中型至大型飞行器的主起落架组件。
虽然以上已参考一个或多个优选实施例描述了本发明，但将理解到，可进行各种变化或修改而不脱离如所附权利要求限定的本发明的范围。词语包括(“comprising)”可意指“具有(including)”或“由……构成(consistingof)，且因此并不排除除了总地在任何权利要求或说明书中列举那些构件或步骤以外的构件或步骤的存在。”仅特定措施被记载在彼此不同的从属权利要求中的事实并不表明这些措施的组合无法被有利地使用。