带有转向轮的多轮起落架和具有多轮起落架的飞机的制作方法

1.本发明涉及一种用于大型飞机的多轮起落架，具体地，涉及一种带有可转向轮的多轮起落架。另外，本发明还涉及一种具有带有转向轮的多轮起落架的飞机。


背景技术：

2.大型飞机的主起落架通常采用带车架的多轮起落架，甚至具有多于两个主起落架。当飞机在地面滑行时，经常有急转弯的需求，例如在跑道上转向180度。为了防止轮胎与地面摩擦并且减少轮胎磨损和对机场跑道的损伤，主起落架的车架的轮轴之一通常设置有某种形式的转向结构。
3.对于现有技术中多于4个轮子(通常为6个)的主起落架，一些现有机型上的多轮起落架集成了转弯功能，主起落架的车架的轮轴之一可以转动，采用作动器可实现前轮、主起轮配合同步转弯，以此降低飞机在地面滑行时的转弯半径，并且也减小对轮胎以及对机场跑道的损伤。
4.例如，us5242131a《a steering landing gear》介绍了一种大型飞机主起轮的转向装置，在六轮车架上设置针对前侧对轮或后侧对轮的轮轴的主动致动的转动装置，实现前轮、主起轮同步转向。
5.例如，ep1958873b1《landing gear with steerable axle》在us5242131a 的基础上提出了一种带锁定装置的主起轮的转向装置，其中的锁定装置可以保持主轮可旋转的轮轴在起飞与着陆阶段保持在中立位置。
6.例如，cn103038131b《具有转向架的起落架及其操作方法》介绍了一种大型飞机主起后轮的转向装置，通过铰接机构的形状设计，提出了一种无需锁定装置的可锁定转向机构。
7.然而，现有技术中的前转向轮与主起落架转向轮协同转弯需要实时感测飞机的地速、转向角度等信息并且需要对主起落架转向轮进行实时控制，因此需要多个感测装置和致动装置，复杂且众多装置和线路布置在安装空间、飞机重量、后期维护等方面带来了挑战。
8.因此，仍然存在对现有主起落架转向轮的转向结构作进一步改进的需求。


技术实现要素：

9.针对现有技术的上述问题，本发明的目的在于提供一种带有转向轮的多轮起落架，减少对感测装置和致动装置的需求，使得转向轮的转向结构简明、易维护。
10.为解决上述问题，本发明提供了一种带有转向轮的多轮起落架，其包括：支柱，以及车架，车架联接在支柱下方，车架包括：车架梁；以及第一轮轴，第一轮轴枢转地安装到车架梁的枢转轴，使得第一轮轴以及安装于第一轮轴两端的第一转向轮和第二转向轮能够围绕枢转轴进行转向运动，其中，多轮起落架还包括：第一减震器，第一减震器的第一端联接到支柱，并且第一减震器的第二端联接到第一轮轴并且联接在第一转向轮与枢转轴之间；
以及第二减震器，第二减震器的第一端联接到支柱，并且第二减震器的第二端联接到第一轮轴并且联接在第二转向轮与枢转轴之间。
11.根据本发明的一个方面，第一减震器和第二减震器包括油气弹簧。
12.根据本发明的一个方面，第一减震器和第二减震器包括：第一状态，在第一状态中，第一减震器的气腔与第二减震器的气腔相连，并且，第一减震器的油腔与第二减震器的油腔相连；以及第二状态，在第二状态中，第一减震器的气腔与第二减震器的油腔相连，并且，第一减震器的油腔与第二减震器的气腔相连。
13.根据本发明的一个方面，第一减震器的气腔和油腔与第二减震器的气腔和油腔通过阀组件相连。
14.根据本发明的一个方面，阀组件是两位四通阀，并且安装在支柱外周上并且靠近第一轮轴。
15.根据本发明的一个方面，第一减震器和第二减震器相对于车架梁对称布置。
16.根据本发明的一个方面，第一减震器和第二减震器在安装时与包括车架梁的水平平面具有第一倾斜角，第一倾斜角在30度到60度的范围内。
17.根据本发明的一个方面，第一减震器和第二减震器在安装时与包括车架梁的竖直平面具有第二倾斜角，第二倾斜角在15度到45度的范围内。
18.根据本发明的一个方面，第一减震器和第二减震器两者的第一端和第二端都是万向节接头。
19.本发明还提供一种飞机，其中，该飞机包括根据本发明的一个方面的多轮起落架。
20.本发明的多轮起落架将主起落架的车架减震与地面转向功能集成在一个单元中，结构简明、重量较轻。通过控制阀组件切换状态以实现多轮起落架的保持对中和随动转向，可有效减小大型起落架对道面的剪切力，避免破坏跑道。
附图说明
21.为了更完全理解本发明，可参考结合附图来考虑示例性实施例的下述描述。附图比例是示意性，不必按比例绘制，而是旨在更清楚说明。在附图中：
22.图1是根据本发明的优选实施例的多轮起落架的侧视图；
23.图2是图1的多轮起落架的俯视图；
24.图3是图1的多轮起落架的减震器和阀组件的示意图。
25.附图标记列表：
26.10
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支柱
27.20
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车架
28.21
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车架梁
29.22
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第二轮轴
30.22a
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第一直行轮
31.22b
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第二直行轮
32.23
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第一轮轴
33.23a
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第一转向轮
34.23b
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第二转向轮
35.24
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枢转轴
36.30a
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第一减震器
37.30b
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第二减震器
38.31a
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第一减震器的气腔
39.31b
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第二减震器的气腔
40.32a
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第一减震器的油腔
41.32b
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第二减震器的油腔
42.40
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阀组件
43.α
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第一倾斜角
44.β
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第二倾斜角
具体实施方式
45.下面将结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。
46.在本发明的各实施例中，定义“纵向方向”为x轴方向，并且“向前”为x轴负方向；定义“横向方向”为y轴方向，并且向左为y轴负方向；定义“竖直方向”为z轴方向，并且向上为z轴正方向。
47.图1和图2示意性地示出了根据本发明的优选实施例的多轮起落架，其包括支承飞机主体的支柱10和联接在支柱10下方的车架20，车架20 装有多对轮子，较佳地，轮子的数量可以是三对，即六轮起落架。
48.图1示意性地示出了优选实施例的六轮起落架的侧视图，其中车架20 包括与支柱10联接并且在纵向方向上延伸的车架梁21。较佳地，车架梁21上安装有两对直行轮(以附图标记22a、22b示出)和一对转向轮(以附图标记23a、23b示出)，在图1中，可以见到位于左侧的两个第一直行轮22a 和一个第一转向轮23a。
49.现在转到图2，示意性地示出了图1的多轮起落架的俯视图。这样，先前介绍的部件在后续的图中都被类似地编号，为简洁起见不再重新介绍。
50.在图2中，车架梁21在后端处设有枢转轴24，并且第一轮轴23可枢转地安装到车架梁21的枢转轴24，使得第一轮轴23以及安装于第一轮轴 23两端的转向轮23a、23b(包括左侧的第一转向轮23a和右侧的第二转向轮23b)能够围绕枢转轴24进行转向运动。此外，车架梁21在前端和中间都安装有第二轮轴22，并且第二轮轴22的两端分别设有直行轮22a、22b(包括左侧的第一直行轮22a和右侧的第二直行轮22b)。
51.在优选实施例中，多轮起落架额外包括相对于车架20的纵向轴线对称布置的两个减震器30a、30b(包括左侧的第一减震器30a和右侧的第二减震器30b)，减震器为对称布置，可以设定为构造成操作地控制两个减震器 30a、30b的收缩和延伸，以允许该多轮起落架的可转的第一轮轴23在着陆前和地面滑行时保持对中。并且由于减震器本身具有一定阻尼，在飞机大角度转弯并且可转的第一轮轴23被动地随飞机转向运动而进行转向运动时，两个减震器30a、30b可以收缩和延伸，可以在不增加额外设备的情况下实现多轮起落架的随动
转弯，从而减小多轮起落架的对道面的剪切力。
52.在优选实施例中，如图2所示，左侧的第一减震器30a的第一端联接到支柱10而第二端联接到第一轮轴23，并且联接在第一转向轮23a与枢转轴24之间，第二减震器30b的第一端联接到支柱10而第二端联接到第一轮轴23，并且联接在第二转向轮23b与枢转轴24之间。
53.较佳地，第一减震器30a和第二减震器30b两者的第一端和第二端通过旋转接头，诸如万向节接头连接到支柱10和第一轮轴23。
54.现在转到图1，在优选实施例中，第一减震器30a和第二减震器30b在安装时与包括车架梁21的水平平面呈现一定的倾角。具体地，第一减震器 30a和第二减震器30b与水平平面具有第一倾斜角α，并且较佳地，第一倾斜角α在30度到60度的范围内，更优选地，第一倾斜角α在40度到50 度的范围内。
55.在图2中，第一减震器30a和第二减震器30b在安装时与包括车架梁 21的竖直平面呈现一定的倾角。具体地，第一减震器30a和第二减震器30b 与竖直平面具有第二倾斜角β，并且较佳地，第二倾斜角β在15度到45 度的范围内，更优选地，第二倾斜角β在25度到35度的范围内。
56.下文将根据图3描述根据本发明的多轮起落架的优选实施例，其中减震器30a、30b通过阀组件40连通并且实现受控的收缩和延伸。应当理解，在此仅示例地而非限制性地示出减震器30a、30b的一种实现方式，也可以通过单独的液压控制系统单独地且同步地控制两个减震器30a、30b已满足实际需求。
57.在图3的优选实施例中，第一减震器30a和第二减震器30b较佳地包括油气弹簧，因此可以在提供阻尼实现地面减震的同时，操作地控制两个减震器30a、30b的收缩和延伸。
58.在优选实施例中，第一减震器30a和第二减震器30b包括的用于对中的第一状态和用于随动的第二状态。
59.在第一状态中，第一减震器30a的气腔31a与第二减震器30b的气腔 31b相连，并且，第一减震器30a的油腔32a与第二减震器30b的油腔32b 相连。由于两个气腔相连并且两个油腔相连，因此两个减震器30a、30b的油腔压力相同并且气腔压力相同，两个可伸缩的作动筒的压力情况始终保持相等，故伸长与收缩的长度也完全一样。
60.在飞机的地面滑行时，由于跑道的路况问题(两侧轮子处的跑道情况不对称或者跑道上有砂石等)可能导致飞机的起落架的左右两侧轮子承受的不对称载荷。处于第一状态中的减震器30a、30b在抵消震动的同时可以抵消上述的不对称载荷，允许后侧的第一轮轴23更加不易发生偏转，或者至少在不对称载荷消失后自纠正，即自动偏转回正，从而避免在地面滑行阶段可转的第一轮轴23持续偏转而产生冲出跑道的风险。此外，在第一状态中不锁死减震器30a、30b，因此可以防止过于磨损减震器。
61.在第二状态中，第一减震器30a的气腔31a与第二减震器30b的油腔32b相连，并且，第一减震器30a的油腔32a与第二减震器30b的气腔相连。由于一侧的油腔与另一侧的气腔相连，因此当一侧的作动筒伸长时，另一侧的作动筒将缩短。
62.所以当飞机的前轮转弯时，处于第二状态中的减震器30a、30b使得车架20后侧的第一轮轴23并且因此转向轮23a、23b可以被动地随飞机转弯而转动，既随动。从而可以有效减轻多轮起落架对跑道地面的剪切力。此外无需增加额外的装置提供随动功能，因此不会
增加过多重量。
63.在优选实施例中，如图3所示，第一减震器30a的气腔和油腔与第二减震器30b的气腔和油腔通过阀组件40和对应的管路相连。减震器的油气弹簧中的液压油无需与外部油罐连通，有利于维护。较佳地阀组件40是两位四通阀，其具有可机械切换的直接连通构件和交叉连通构件以实现连接方式的切换。
64.在优选实施例中，阀组件40可以安装在支柱10后侧的外周上，以更为靠近第一轮轴23，并且支柱10可以阻挡从前方，即航向方向而来的可能的飞鸟或砂石撞击，以免损坏阀组件40。
65.根据本发明的多轮起落架将主起落架的车架减震与地面随动功能集成在一个单元中，结构简明、并且无需额外装置提供随动功能，因此重量较轻。
66.通过控制阀组件切换多轮起落架转向轮的状态，在第一状态下可以使主起落架的可转向轮保持对中，而在第二状态下可以使主起落架在飞机大角度转弯时被动地随飞机转动，从而减小多轮起落架对道面的剪切力，避免破坏跑道。
67.尽管以上已经描述了各种实施例，但应当理解，它们以示例而非限制的方式提出。对相关领域技术人员而言显而易见的是，所公开的主题可以其它特定的形式实施而不脱离其精神和必要特征。因此，以上所描述的实施例在所有方面被认为是示例性而非限制性的，并不作为对本发明做任何限制的依据。