起落架组件的制作方法

背景技术：

本发明涉及飞行器起落架。更具体地但非排他地，本发明涉及：飞行器，该飞行器包括经由拖曳撑杆和起落架主配件安装至机身的起落架；适于在这种飞行器中使用的起落架；以及将这种起落架收回的方法。

飞行器的主起落架的定位在很大程度上取决于对确保滑行、起飞和着陆期间的稳定性的需求。

当起落架载荷从起落架传递至飞行器的其余部分时，在起落架与机架的附接点处承受很大的载荷。通常在这些区域中需要附加的结构增强，以便允许机架支承起落架载荷。提供这种增强可能增加飞行器的重量。因此，有利的是提供下述起落架：该起落架使飞行器上所需的附加的结构增强量减小。

对于使用复合材料的机翼、例如碳纤维增强聚合物(cfrp)机翼，由于这些材料通常是各向异性的，处理起落架与机架的附接点处的起落架载荷的需要是一个特殊的问题。例如，cfrp材料可以承受沿纤维长度的更高的载荷，但可能需要极大的增强以适应离轴载荷。因此，当使用复合材料制作相同结构时，可以由金属结构适应的载荷可能需要附加的增强。当试图铺设非常厚的或具有复杂形状的复合材料区域时，这可能进一步增加结构的重量和/或导致制造困难。在将起落架安装在机翼上的情况下，对容置对机翼内的起落架载荷作出反应所必需的结构的需求也会对能够使用的机翼的形状造成约束。因此，有利的是提供下述起落架：其使传送至机翼的起落架载荷减小，而不会在滑行、起飞和着陆期间对飞行器上的稳定性产生不利影响。

使任意一个附接点处承受的载荷减小的一种现有技术方法是提供下述起落架：该起落架通过多个附接点、包括位于机翼和机身二者上的点、将载荷从起落架传递至飞行器。ep0031602描述了这样的起落架，该起落架在四个点处附接至飞行器，即经由主支柱顶部处的将起落架附接至机翼的两个耳轴轴承、将起落架附接至机翼/主体的拖曳支柱和侧支柱。尽管这种四点结构可以使载荷部分减小，但仍然会有相当大的离轴载荷传递至机翼。特别地，当拖曳载荷经由两个耳轴轴承(也称为前舵销和后舵销)传送至机翼时，这会在机翼中的两个耳轴连结部之间产生相当大的弯矩。

通常，一旦飞行器处于飞行状态，现代起落架则立即收回。在飞行器的外壳内、特别地在机翼中，空间是稀缺的，并且因此希望起落架能够被收回成紧凑的构型。然而，许多多个附接点式起落架在收回时并非特别紧凑和/或在机械方面较为复杂，从而增加了制造成本和/或维修成本。将会有利的是提供在机械方面较为简单的起落架，该起落架可以使附接到飞行器的点处所经受的最大载荷减小，同时使这种起落架在收回时在机翼中占据的空间量减小。

本发明试图缓解上述问题中的一个或更多个问题。替代性地或附加地，本发明试图提供改进的起落架。

技术实现要素：

根据第一方面，本发明提供一种飞行器，其包括机身和安装在机身上的起落架组件(在本文中也可以称为起落架)。起落架组件可以包括主支柱。起落架组件可以包括拖曳撑杆，该拖曳撑杆的第一端部附接至主支柱。拖曳撑杆的第二端部可以连接至机身，使得起落架载荷可以从拖曳撑杆传递到飞行器的机身中。起落架组件可以包括起落架主配件。起落主配件的第一端部可以附接至主支柱。主配件的第二端部可以连接至机身，使得起落架载荷可以从起落架主配件传递到飞行器的机身中。在使用时，当起落架处于展开构型时，大体全部起落架载荷可以经由拖曳撑杆和主配件中的一者或更多者从起落架传递至机身。

根据本发明的起落架可以允许起落架载荷绕过机翼，从而允许机翼形状具有更多的设计自由度。进一步提供经由拖曳撑杆和起落架主配件连接至机身的起落架可以允许主支柱在起落架展开时定位于机翼的后方和/或机身的机架的外侧，从而在滑行、起飞和/或着陆期间提供稳定性。

起落架载荷可以被限定为在起落架展开时该起落架所经受的拖曳载荷、侧向载荷和竖向载荷。起落架可以布置成使得起落架所经受的大体全部这些载荷均经由拖曳撑杆和主配件传递至飞行器。

拖曳撑杆和主配件中的每一者均可以连接至飞行器，以使起落架载荷从起落架传递至飞行器。拖曳撑杆和主配件中的每一者均可以在主支柱与附接到飞行器的相关点之间提供起落架载荷路径。因此，起落架可以构造成具有：两个基本起落架载荷路径，起落架载荷经由所述两个基本起落架载荷路径被传递至飞行器；拖曳撑杆载荷路径；以及主配件载荷路径。拖曳撑杆和起落架主配件可以不经由机翼而连接至飞行器。因此，起落架载荷可以由拖曳撑杆和起落架主配件传递至机身，从而绕过机翼。

起落架可以是可收回的起落架。起落架可以安装成相对于飞行器的机身在展开构型(例如，用于滑行、起飞和/或着陆)与收回构型(例如，用于巡航)之间运动。当起落架分别处于展开构型或收回构型时，主支柱可以说成为相对于飞行器的机身处于展开位置或收回位置。

飞行器可以包括机翼。机翼可以包括一个或更多个翼梁—例如后翼梁—和/或一个或更多个肋状件。当支柱处于展开位置时，主支柱的位置可以位于后翼梁的后方，并且可选地，位于机翼的后方、例如主支柱的位置位于机翼的尾缘。主支柱的翼展方向的位置可以位于后翼梁/机翼的后方。例如，在后翼梁和/或机翼不与飞行器的侧向轴线平行的情况下，主支柱不必位于翼梁/机翼的最后部的后方，主支柱的区域位于翼梁/机翼的后方足以。

机身可以包括机架(例如机身的机械结构)，在机架上例如可以安装有任意整流罩。当支柱处于展开位置时，主支柱可以位于机架的外侧。使起落架的主支柱位于机翼的后方和/或机身的外侧可以允许在滑行、起飞和/或着陆期间实现良好稳定性。飞行器可以包括一个或更多个整流罩，该整流罩布置成使起落架在展开构型和/或收回构型下流线型化。例如，飞行器可以包括腹部整流罩，该腹部整流罩布置成在起落架展开时使起落架主配件的至少一部分流线型化。

拖曳撑杆的第二端部可以连接至定位于机身上或机身内的点、例如定位于机身的机架上或机架内的点。拖曳撑杆的第二端部可以在机翼与机身相连结的区域中连接至机身。例如，拖曳撑杆的第二端部可以连接至下述点：该点邻近机翼、例如邻近机翼的后翼梁和/或位于机翼的后翼梁的后方。拖曳撑杆的第二端部可以连接至将机翼和机身连接起来的机架结构。机翼与机身相连结的区域已被高度增强，并且因此，当起落架载荷在该区域中被传递到飞行器中时，可能需要更少的附加结构增强。因此，将起落架连接至机身的与机翼邻近的区域可以减少对结构增强的需求，并且由此减小飞行器的重量。拖曳撑杆的第二端部可以连接至下述点，该点与机翼、例如与机翼的后翼梁(沿着飞行器的竖向轴线和/或纵向轴线)间隔开不多于机翼的根弦长度的10％的距离、例如不多于机翼的根弦长度的5％的距离。拖曳撑杆的第二端部可以连接至机翼的结构的一部分，该部分定位于由机身的机架限定的外壳上或该外壳内。肋状件(有时称为‘rib1’)可以在机翼与机身相连结的点处与机身相交。拖曳撑杆的第二端部可以连接至rib1。rib1是飞行器的特别增强的区域，并且因此，在此处连接拖曳撑杆可以进一步减小对任何结构增强的需求。

拖曳撑杆可以构造成将起落架所经受的大部分拖曳载荷传递到飞行器中。拖曳撑杆可以构造成使得该拖曳撑杆的长度可以随着主支柱在展开位置与收回位置之间移动而变化，例如，拖曳撑杆可以是折叠式拖曳撑杆或伸缩式拖曳撑杆。折叠式拖曳撑杆可以包括彼此枢转地连接的两个或更多个构件。第一构件的一个端部可以连接至机身。第二构件的一个端部可以安装至主支柱。第一构件和第二构件可以在第一构件的第二端部和第二构件的第二端部处枢转地连接。起落架组件可以包括锁定构件，该锁定构件构造成当该锁定构件接合时防止构件相对于彼此的枢转。拖曳撑杆可以枢转地连接至机身和/或主支柱，使得拖曳撑杆可以在起落架收回期间绕其纵向轴线(当起落架处于展开构型时是拖曳撑杆的纵向轴线)旋转。使拖曳支柱具有可变长度和/或滚转可以有利于起落架收回至紧凑构型。

拖曳撑杆可以向主支柱的前方延伸和/或从主支柱向内侧延伸。因此，拖曳撑杆的第二端部可以定位于该拖曳撑杆的第一端部的前方和/或内侧。当主支柱处于展开位置时，拖曳撑杆连接至机身处所在的点可以定位于主支柱的前方和/或主支柱的内侧。拖曳撑杆可以连接至支架，该支架附接至飞行器的机身，例如附接至机架，例如附接在rib1上。

起落架主配件可以经由附接至机身的机身主配件连接至机身。该机身主配件可以包括主梁，该主梁连接至起落架主配件并且附接至机身。机身主配件可以包括多个支承构件、例如杆，该杆在一个端部处连接至主梁并且在另一端部处附接至机身、例如附接在机身的机架上。因此，从起落架主配件传送至主梁的起落架载荷的至少一部分可以经由支承构件传送至机身。设置主梁和多个支承构件可以通过下述方式而允许实现主配件的材料量(并且因此主配件的重量)减小：即允许将每个构件和/或梁中的材料量减小到对抗每个给定方向上的载荷所需的最小量。附加地或替代性地，具有这种主配件允许与机身多点连接和/或允许下述点移动至结构强度的区域—主配件经由这些点连接至机身，从而减小对附加增强的需求。

飞行器可以包括隔板、例如压力隔板、例如后方压力隔板或后压力隔板。起落架主配件可以经由隔板连接至机身。例如，机身主配件、例如主梁可以在隔板处附接至机身，例如在隔板上附接至机身。除了在尚未安装起落架的机身中将会需要的构件之外，机身还可以包括一个或更多个增强构件，例如杆、支柱和/或肋状件。增强构件可以构造成对抗由起落架、例如机身主配件和/或拖曳撑杆施加在机身上的载荷。

起落架主配件可以枢转地连接至机身，例如枢转地连接至机身主配件，以用于绕起落架轴线旋转，使得主支柱可以在展开位置与收回位置之间旋转。起落架主配件和机身主配件可以铰接地连接以允许绕单个轴线——起落架轴线——旋转。起落架主配件和机身主配件中的一者(例如，主梁的远端端部、即主梁的定位成距机身更远的端部)可以包括舵销，而起落架主配件和机身主配件中的另一者包括舵枢，使得舵销和舵枢一起形成铰链。替代性地，可以使用其它形式的铰链。

起落架轴线可以相对于飞行器的纵向轴线和/或侧向轴线倾斜。设置倾斜的起落架轴线可以通过提供改进的收回运动学性能而有利于起落架收回到机身中。例如，通过在设计过程期间改变相对于纵向轴线和侧向轴线二者的倾斜度，可以改变在起落架处于收回构型时主支柱的远端端部(以及安装在该远端端部上的任意轮)的位置以考虑飞行器中的可利用空间。起落架轴线可以相对于飞行器的侧向轴线和纵向轴线倾斜，使得主支柱的远端端部随着该主支柱在展开位置与收回位置之间旋转而向内以及向前移动。起落架轴线可以相对于飞行器的竖向轴线倾斜，例如大致垂直于飞行器的竖向轴线，使得主支柱的远端端部随着该主支柱在展开位置与收回位置之间旋转而向上移动。主支柱的远端端部可以被限定为在主支柱处于展开位置(和/或起落架处于展开构型)时主支柱的定位成距机身最远的端部。

起落架轴线可以相对于侧向轴线和纵向轴线中的一者或两者倾斜至少10度、例如至少15度、例如至少20度。此处给出的角度是指在起落架轴线与侧向轴线或纵向轴线之间形成的锐角的大小。起落架轴线可以相对于飞行器的纵向轴线和侧向轴线倾斜大约45度。与主支柱的远端端部相比，起落架轴线可以定位成更接近主支柱的近端端部。主支柱的近端端部可以被限定为在主支柱处于展开位置和/或起落架处于展开构型时主支柱的最靠近机身的端部。起落架轴线可以定位于主支柱的近端端部的区域中。拖曳撑杆可以附接至主支柱，并且与起落架轴线相比更靠近主支柱的远端端部。

起落架可以包括安装在主支柱的远端端部处的轮组件。轮组件可以包括例如呈空竹(diablo)布置的一对轮。轮组件可以包括另外的多对轮，例如，轮组件可以包括具有两对或更多对轮的转向架。

当起落架处于收回构型时，轮组件的至少一部分、例如大部分、例如大致全部可以被接纳在机身/机身机架内，例如被接纳在凹部内，例如被接纳在限定在机身/机身机架内的起落架舱内。起落架轴线可以相对于飞行器的侧向轴线和/或纵向轴线倾斜，使得主支柱的远端端部随着主支柱从展开位置向收回位置移动而向内、向前以及向上移动，从而允许轮移动到起落架舱中。飞行器可以包括一个或更多个起落架舱门，该起落架舱门布置成当飞行器处于飞行状态时覆盖起落架舱。起落架舱可以定位于机翼后方的区域中，例如定位于机翼的后翼梁后方的区域中。

飞行器可以是商用客机(出于本申请的目的，术语商用客机也被认为包括构造成用于货物运输的相同类型的飞行器)，例如，能够运输多于50名、例如多于100名乘客的飞行器。飞行器可以是低翼飞行器(即，在该飞行器中，机翼根部定位于机身最宽处的点处或定位于该点下方)。

主支柱可以是起落架的主腿部。主支柱可以构造成将来自轮(如果存在的话)的载荷运送至起落架主配件和/或拖曳撑杆。主支柱可以包括减震器，例如包括减震器的壳体。起落架主配件可以与主支柱一体地形成，例如与减震器的壳体一体地形成。

飞行器还可以包括前起落架。飞行器可以包括如上所述的第一起落架组件和第二起落架组件，在机身的每一侧上分别定位有一个起落架组件。两个起落架组件可以形成飞行器的主起落架组件的一部分。飞行器可以不包括机翼安装式起落架组件。

飞行器可以具有竖向延伸的竖向(偏航或法向)轴线。飞行器可以具有横穿飞行器的宽度延伸的侧向(横向或俯仰)轴线。飞行器可以具有沿着飞行器的长度延伸的纵向(或滚转)轴线。如本文中所使用的，位于前方是指元件沿着飞行器的纵向轴线定位成更靠近飞行器的前部(即机头)，而位于后方是指元件沿着飞行器的纵向轴线定位成距飞行器的前部(即机头)更远。位于外侧是指元件沿着侧向轴线(或沿翼展方向)更靠近机翼梢部/距飞行器的中心线更远，而位于内侧是指元件更靠近飞行器的中心线/距机翼梢部更远。

根据本发明的第二方面，还提供了一种起落架组件，该起落架组件包括主支柱，该主支柱具有安装在第一端部处的至少一对轮，每对轮均布置成绕轮轴线旋转。起落架组件还可以包括拖曳撑杆，该拖曳撑杆的第一端部附接至主支柱并且该拖曳撑杆的第二端部构造成用于连接至飞行器的机身。起落架组件还可以包括用于将起落架连接至飞行器机身的主配件，该主配件附接至主支柱并且限定枢转轴线，主支柱例如当在展开构型与收回构型之间移动时可以绕该枢转轴线旋转。枢转轴线可以与每个轮轴线既不平行也不垂直。

根据本发明的第三方面，还提供了一种飞行器，该飞行器具有机身和根据第二方面的起落架组件，拖曳撑杆的第二端部和主配件连接至飞行器的机身。如上所述，枢转(或起落架)轴线可以相对于飞行器的纵向轴线和侧向轴线二者均倾斜。枢转(或起落架)轴线可以相对于飞行器的竖向轴线倾斜。

根据本发明的第四方面，提供了一种将安装在飞行器上的起落架组件收回的方法，该飞行器包括具有机架的机身，起落架组件包括通过拖曳撑杆和主配件连接至机身的主支柱，该方法包括下述步骤：使主支柱绕起落架轴线旋转以将起落架从展开构型移动至收回构型。

在展开构型中，主支柱(以及安装在该主支柱上的任意轮组件)可以定位于机身的机架的外侧和/或机翼的后翼梁的后方。

机身可以包括限定在该机身中的凹部、例如起落架舱。在收回构型中，起落架的轮组件的至少一部分可以被接纳在该凹部中。

主支柱绕起落架轴线的旋转可以致使主支柱的远端端部(以及安装在该主支柱上的任意轮组件)向前、向上以及向内移动，例如使得轮组件(或轮组件的一部分)可以被接纳在凹部中。

当起落架从展开构型向收回构型移动时，拖曳撑杆的长度可以变化、例如减小(并且当起落架从收回构型向展开构型移动时，拖曳撑杆的长度可以变化、例如增大)。当起落架从展开构型向收回构型移动时，拖曳撑杆可以折叠。当起落架从收回构型向展开构型移动时，拖曳撑杆可以展开。当起落架在展开构型与收回构型之间移动时，拖曳撑杆可以绕该拖曳撑杆的纵向轴线旋转(或滚转)。

当起落架从展开构型向收回构型移动(和/或从展开构型向收回构型移动)时，起落架主配件(因此主支柱)可以绕机身主配件枢转，例如绕机身主配件的外端部枢转，例如绕主梁的外端部枢转。

根据本发明的第五方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括下述中的一者或更多者：具有机架的机身；两个主起落架组件，该两个主起落架组件各自安装在机身上，在机身的每一侧上分别安装有一个主起落架组件，每个主起落架组件均包括通过拖曳撑杆和主配件连接至机身的主支柱；以及两个机翼，每个机翼均有后翼梁。在使用时，当主起落架组件相对于机身处于展开构型时，主支柱可以定位于机架的外侧以及机翼的后翼梁的后方。飞行器还可以包括前起落架组件。

当然，应当理解的是，参照本发明的一个方面所描述的特征可以结合到本发明的其它方面中。例如，本发明的方法可以结合有参照本发明的设备所描述的任意特征，并且本发明的设备可以结合有参照本发明的方法所描述的任意特征。

附图说明

现在将参照所附的示意图仅通过示例的方式对本发明的实施方式进行描述，在附图中：

图1示出了包括根据本发明的第一示例实施方式的起落架的飞行器的立体图；

图2示出了图1的飞行器的一部分的特写视图；

图3示出了图1和图2的起落架的特写视图；

图4示出了图1的飞行器的一部分的后视图；

图5示出了当起落架分别处于(a)展开构型和(b)收回构型时图1的飞行器的一部分的底侧平面图；以及

图6示出了当起落架分别处于(a)展开构型和(b)收回构型时图1的飞行器的一部分的侧视图。

图7示出了图1、图2和图3的起落架的连接部分的特写视图。

具体实施方式

图1示出了飞行器1，其具有机身2、安装在机身2上的两个机翼4、尾部组件6以及前起落架8。飞行器1还包括根据本发明的第一示例实施方式的两个主起落架10(以下称为‘起落架’)。在机身2的每一侧上分别安装有一个起落架10。腹部整流罩12绕机身2的下侧部延伸，从而使起落架10的位于起落架10与机身2相连结的点处的元件流线型化。

图2示出了图1的飞行器1的一部分和起落架10的特写。起落架10在图2中处于展开构型(即，用于着陆和/或滑行的构型)。应当理解的是，在图2中以高度示意的形式示出了机身2和机翼4。箭头a和b分别指示向前和向外的方向。起落架舱14形成在机翼4后方的机身2中。起落架10包括主支柱16，主支柱16具有安装在该主支柱16远端端部处的两个轮18。在图2中，轮呈所谓的‘空竹(diablo)’布置。在其它实施方式中，可以使用包括多于两个轮的转向架。拖曳撑杆组件20在一个端部处连接至主支柱16并且向前且向内延伸，该拖曳撑杆组件20的另一端部附接至支架22，支架22在定位于机翼4的根部24的后方和起落架舱14的前方的点处附接至机身2。起落架主配件26(以下称为‘lg主配件’)附接至主支柱16并且附接至机身主配件组件28(以下称为‘f主配件’)，该机身主配件组件28在定位于起落架舱14后方的点处附接至机身2。在一些实施方式中，拖曳撑杆20可以(例如，经由附接至其的支架)连接至机翼的肋状件，该肋状件形成机身与机翼之间的接合部，有时也称为‘rib1’。由于该肋状件位于由机身限定的外壳上，出于本发明的目的，该肋状件可以被视为形成机身的一部分。同样，在一些实施方式中，拖曳撑杆可以附接至位于机身的外壳内的结构、例如机翼盒，但是有时可以认为是形成机翼结构的一部分。

图3示出了图1和图2的起落架10的特写，同样，起落架10处于展开构型。支架22包括舵枢23。拖曳撑杆组件20包括具有两个拖曳撑杆构件32的折叠式拖曳撑杆30，所述两个拖曳撑杆构件32在第一端部处彼此枢转地连接。其中一个拖曳撑杆构件32a在另一端部处经由舵销25枢转地连接至支架22，该舵销25附接至拖曳撑杆构件32a的端部并且接纳在舵枢23中以绕轴线(由图3中的标记为c的虚线表示)旋转。另一拖曳撑杆构件32b枢转地安装至主支柱16。拖曳撑杆组件20还包括：锁定构件34以及锁定致动器36，锁定构件34在主支柱与拖曳撑杆构件32b之间延伸，锁定致动器36安装在拖曳撑杆构件32a上并且连接至锁定构件34。

仍然参照图3，lg主配件26限定舵销26a，该舵销26a连接至形成在f主配件28上的对应的舵枢28a从而形成铰链，该铰链具有由图3中标记为50的虚线表示的旋转轴线(以下称为‘起落架轴线’)。起落架轴线50与飞行器1的纵向轴线和侧向轴线二者均不平行。f主配件28包括主梁38以及多个杆40，主梁38具有形成在其上的舵枢28a，所述多个杆40在主梁38与机身2之间延伸。主配件28在后压力隔板42处安装至机身2，该后压力隔板42在图3中由虚线表示。在其它实施方式中，主配件28可以在不同的位置处安装至机身2。

还参照图7，lg主配件26通常位于主支柱16内侧并且包括梁70，该梁70与起落架轴线50大体平行并且在该梁的其中一个端部处连接至主支柱的顶部。lg主配件26还包括支承件72，该支承件72连接至梁70的远端端部并且连接至主支柱16的更靠下的一点处，以向梁70提供适当的结构支承。在梁70的顶部上，通过一系列突出部74a、74b来提供舵销26a。主配件28具有由互补的一系列突出部76a、76b、76c形成的舵枢28a。

第一lg突出部74a坐置在第一f突出部76a与第二f突出部76b之间，并且在第一f突出部76a与第二f突出部76b之间通过销联接。第二lg突出部74b与支承件72一体地形成并且具有突出销，该突出销被接纳在第三f突出部76c中并且稍微延伸超过第三f突出部76c。lg主配件26与f主配件28之间的连接可以是用以提供绕起落架轴线50的旋转的任何适当类型。凸耳、销、舵销和舵枢的任意组合均适合。lg主配件26或f主配件28中的任一者都可以在适当的情况下承载舵销和/或舵枢。连接特征的组合可以以任意数目使用以向该连接提供适当的特性。

在使用时，起落架载荷经由拖曳撑杆组件20和lg主配件26传递至飞行器，并且因此，对于根据本实施方式的起落架，全部起落架载荷均在机身2处、而绕过机翼4传递至飞行器。与对相同起落架载荷作出反应所需的机翼的附加增强相比，机身所需的附加增强更少，从而减小飞行器重量。此外，与机翼相比，机身内用于附加增强的空间可以受到更少的约束，从而有利于将起落架结合到飞行器中。特别地，在本实施方式中，拖曳撑杆组件20在机翼4与机身2相连结的区域中与飞行器连接。机翼4与机身2相连结的区域已被高度增强，并且因此，可以需要更少的附加增强来对经由拖曳撑杆组件20传送的起落架载荷进行处理。

拖曳撑杆组件20和lg主配件26的组合可以提供一种主体式安装(body-mounting)起落架的在机械方面较为简单的方式。这种布置结构还可以有利于运动学性能，从而允许将起落架10储存在形成于机身2内的起落架舱14内，这一点在下文参照图3至图6更详细地进行论述。

使用包括主梁38和多个杆40的f主配件28可以有利于减小f主配件的材料量(并且因此减小f主配件的重量)，这通过允许将每个杆和/或梁中的材料量减小到对相关载荷矢量作出反应所需的最小量来实现。附加地或替代性地，具有包括主梁38和多个杆40的f主配件28可以允许存在连接至机身的多个点和/或允许下述点定位于结构强度的区域中——f主配件28经由这些点连接至机身，从而减小对附加增强的需求。

如图7中所示，主梁38可以形成为腹板或被骨架化以便通过进一步减小所需的材料量来进一步减小f主配件的重量。多个杆40在靠近f主配件28的位置处连接至主梁38，从而减小主梁38将必须承受的载荷。因此，主梁38的大部分可以是腹板或被“骨架化”以进一步减小组件的重量。如附图中所示，杆可以绕主梁38非均匀地分布，例如在起落架的远离拖曳撑杆组件20的一侧上具有更多个杆以改进对沿其它方向的力的抵抗力。

图4示出了图1至图3的飞行器1和起落架10的后视图，同样，起落架处于展开构型。

图5(a)和(b)分别示出了处于展开构型和收回构型的图1至图4的起落架10的平面图。

图6(a)和(b)分别示出了处于展开构型和收回构型的图1至图5的起落架10的侧视图。机翼4的内部结构的各种元件、包括肋状件44、前翼梁46以及后翼梁48在图6a中由虚线表示。

在展开构型中，主支柱16是大致竖向的并且位于机身2的外侧且位于机翼4的后方(参见图5(a)和6(a))。

在收回构型中，轮18几乎整体定位于起落架舱14内，并且主支柱16倾斜而略高于水平(参见图5(b)和6(b))。当在平面图(参见图5)中观察时，显然，当起落架10已经收回时，主支柱16的下端部已经向前且向内旋转。

如上所述，起落架轴线50与飞行器1的纵向轴线和侧向轴线二者均不平行，因此在根据本实施方式的起落架中，主支柱16(以及安装在该主支柱16上的轮18)可以向前以及向内移动，从而允许起落架的元件(在这种情况下为轮18)在飞行器处于飞行状态时被储存在起落架舱14内，该起落架舱14形成在机翼4后方的机身2中。因此，根据本实施方式的起落架可以有利于将起落架结合到飞行器中。在一些实施方式中，起落架轴线可以与飞行器的纵向轴线或侧向轴线大致平行。例如，在一些构型中，与飞行器的纵向轴线大致平行的起落架轴线可以允许主支柱向内旋转，使得起落架的轮和/或其它元件被接纳在形成于机身中的起落架舱中。

应当理解的是，尽管起落架10和主配件28在以上附图中示出为暴露的，但在使用时，一个或更多个减阻整流罩将会覆盖这些元件中的一些元件或所有元件。

尽管已经参照特定实施方式对本发明进行了描述和说明，但是本领域中的普通技术人员应当理解的是，本发明将其本身引向未在本文中具体说明的许多不同变型。

在前面的描述中提及了整体或元件具有已知的、明显的或可预见的等同物的情况下，则这些等同物如同单独阐述的一样并入本文中。应当参照权利要求来确定本发明的真实范围，本发明的真实范围应当被解释为包含任何这些等同物。读者还应当理解的是，本发明的被描述为优选、有利、方便等的整体或特征是可选的，并非限制独立权利要求的范围。此外，应当理解的是，在本发明的一些实施方式中，这种可选的整体或特征虽然可能有益，但可能不是期望的，并且因此在其它实施方式中可能不存在。