CN100577514C - 辅助前起落架、力传递结构以及旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

一种用于旋翼飞行器(1)的可转向前起落架(2)；该起落架可以大致向后收回。在起落架(2)中，一摆动系统(13)绕其铰接前端(52)具有一个高度行程(58)，其大于减震行程(59)，和一减震致动器(9)，具有使摆动系统(13)收回到超过减震行程(59)端点邻接位置的装置，从而摆动系统(13)和减震致动器(9)可以执行减震功能和收回起落架(2)的功能。

Description

辅助前起落架、力传递结构以及旋翼飞行器

技术领域

本发明涉及一种用于旋翼飞行器(例如旋翼飞机)的前起落架。本发明还涉及一种设置有这种起落架的力传递结构，还涉及一种飞行器。

背景技术

在许多这类飞行器中，特别是为了确保飞行器可以不考虑下述限制而应用在多种用途中，需要保证以下条件：

·要尽可能的减小离地距离；

·在紧急情况或者坠落着陆的情况下具有可接受的安全性能；

·气动阻力要低；以及

·该飞行器在地面上应当具有良好的稳定性。

这些限制条件特别要求起落架要在飞机上安装成可以缩回的，同时起落架在紧急情况，特别是坠落时要能以特定方式进行工作。

另外，在某些飞行器中，起落架必须要与海军需求相适应，即其可以在船上着陆。在这种情况下，起落架必须在两个方向上都是可以180°转动的(±180°)，其必须能够相对其转向轴线锁定，且必须要避免产生一种附带的颤震现象，即通常所说的“摆振”。

在旋翼飞行器领域，术语“摆振”指的是轮子绕着转动轴线的快速振动，从而导致强干扰力的产生，这种力会使起落架损坏。

另外，前起落架的布局还必须不能妨碍飞行器监测设备(例如雷达)的安装和使用。

这种飞行器的机身，或者至少其某些结构部件，必须满足上述限制条件。

首先，这通常会和飞行器乘员要在客舱和驾驶舱之间具有良好的可视性相矛盾。

其次，客舱内部布局能使乘员可以方便地在客舱与驾驶舱之间走动也是很有用的。

还要求舱室的布局能够使其内部留有空间，或者用来容纳飞行器的单元形成部件，或者用来容纳机组人员或者乘客所需的物品。

然而，在过去，机身和起落架的结构都不能达到所需的效果。

至少，目前来看，符合特定规范与实现其它功能是相互矛盾的，从而使得必须要找到在实际中并不是一直都能被接受的折衷点。

关于起落架，需要提到下述几篇相关文献。

法国专利No.2608242描述了一种用在旋翼飞行器的起落架上的减震器。

这种减震器是用在带有摇臂的主起落架上的。然后该减震器布置在一个大致垂直的位置上，因此可以在受到载荷压缩的状态下实现其减震的功能，即对飞行器着陆接触地面时向下的运动所产生的能量的弹性阻尼吸收。

法国专利No.2635498描述了一种用来使飞行器前起落架轮转向的装置。一根杆在一管中沿其轴线滑动，杆自由端上带有轮子。

剪形装置以转动连接的方式连接该管和该杆。缩回致动器包括在碰撞时限制力大小的装置。减震器具有和轮轴线一致的纵向轴线。

法国专利No.2647170描述了一种用来减小直升机起落架减震器的柔性的装置。减震器汽缸包括减震器活塞和减震器杆，其安装成可以以气密的方式相对该汽缸滑动，并且在减震器内限定出一个含有基本不可压缩液压流体的压缩室。

膨胀室含有一种在压力下接近可压缩流体的液压流体，并且通过能调节压缩室流体排放的装置来与该压缩室相连通。

法国专利No.2677951描述了一种用于飞行器起落架上的电子转向装置。电动机固定到减震器箱上，并连接一平行于箱体轴线设置的驱动轴。转向杆固定到该驱动轴和一转动管上。

法国专利No.2689088描述了一种用在直升机上的减震致动器。所述减震致动器能实现在碰撞时限制力大小的功能。所述减震致动器包括撑杆，并能执行操纵、减震或者限制峰值力的功能。

法国专利No.2684957描述了一种用在直升机起落架减震器上的峰值限制装置。这种减震器通过球窝接头进行铰接。该起落架既不可以转向也不可以缩回，且该峰值限制装置总是与减震器整体成形。

英国专利No.527994描述了一种使飞行器起落架转向的装置。轮的转向轴线与其自身旋转轴线相交。

一个铰链使得摇臂可以相对于飞行器结构摇动。该装置包括两个在容纳轮转向轴线的套筒两侧垂直延伸的臂部，以定位所述转向轴线的高度，即高度方向上的位置。

美国专利No.2493649描述了一种用于带有减震器的飞行器可转向前轮的驱动系统，该减震器具有和轮轴线相交的纵向轴线。

美国专利No.5944283描述了一种用于防撞起落架的减震器。其摇臂轴线偏置。

美国专利No.6257521描述了一种飞行器尾轮，其中摇臂轴线是偏置的，以避免干扰其运动。

关于旋翼飞行器的结构，需要提及该技术领域的下述几篇相关文献。

欧洲专利No.1052169描述了在直升机中，一组桁架刚性固定到机身底部的地板和蒙皮上。

欧洲专利No.1426289描述了一种可以承受冲击的直升机结构，和一种能量吸收装置。

这种结构形成了一个由多根增强纤维复合材料管所构成的支架，用来替代工字形截面梁。这些管中填满泡沫材料。这些管位于侧壁下方坠落时载荷所作用的点上。

该文献公开的箱体在距机身侧壁附近、辅助前起落架上方没有实心壁面(solid walls)，其中辅助前起落架在横向上位于飞行器中心附近。

法国专利No.2629045描述了用在轻型飞机上的结构组件。客舱由在舱室后部的中心部分或者主要部分、舱室前端的前部分、以及沿飞机纵向延伸的空心中间梁构成。

该组件由机身壁面进行加强。在后部上，固定有机身的后部和主起落架。

中间梁的前部然后用于在起落架收回时容纳起落架的一部分。

法国专利No.2693976描述了一种具有中心结构的直升机机身，并且其上连接有：一前结构；一后结构；和一起落架。

这种结构支撑变速箱单元、主旋翼和发动机。

该中心结构包括一框架结构，其具有限定出机身外形的罩板元件。该框架大致为由框架板相互组装到一起而形成的六面体形式。

英国专利No.724999描述了一种用于飞行器例如直升机的框架结构。这种框架结构形成了留有大侧面开口的管桁架。为了构成机身，蒙皮罩住管桁架，地板位于桁架底部之上。

美国专利No.4593870描述了一种用于飞行器的机身结构，特别是用于直升机的。在客舱的地板下、驾驶舱的后面，该结构具有由复合材料制成的桁架。该桁架使得坠落着陆时可以获得提高的以及渐进的阻力。

带有中心孔的横向壁面使位于前面的驾驶舱与位于其后面的客舱隔开。

美国专利No.5451015描述了一种飞行器油箱，特别是应用在直升机上的。该油箱被加强以承受紧急着陆，并且位于一实心横向隔板之后。

该隔板位于座椅的后面，具有肋板来在飞行器的正常操作期间承受载荷。

国际专利WO00/05130描述了一种直升机机身。该机身具有分别与前部和后部相连的中心部分。

中心部分具有向主旋翼、起落架和尾梁传递主变速箱单元产生的力的装置。

该文献没有描述一种具有用于容纳着陆设备的腔室的机身结构，也没有描述一种适于为乘客和机组人员在机身任一侧提供纵向自由通道的机身结构。

特别是这些文献的教导都不能获得一种能同时保证下述特征的前起落架和/或一种用于旋翼飞行器机身的结构：

·低的离地距离；

·在坠落时具有良好的安全性；

·最小的气动阻力和不稳定性；

·起落架不会受到被称为“摆振”的不稳定现象的影响；

·起落架符合海军要求；

·结构布局不会妨碍雷达或者其它监测设备；

·乘员具有良好的前视视野；

·乘员易于在飞行器内走动；以及

·内部空间可用。

发明内容

为此，本发明提供了一种用于旋翼飞行器的可转向辅助前起落架，该起落架大致可以向后缩回，并且包括至少：

·带有轮轴的轮副，至少一个轮子围绕该轮轴旋转；

·大致纵向延伸的摆动系统，其具有一自由端和一铰接前端，轮轴安装成靠近自由端且在其之后，铰接前端与自由端纵向相对，摆动系统通过至少一个横向铰链转动安装到力传递结构上，力传递结构刚性固定到飞行器上；

·轮轴被布置成通过转向枢轴安装到摆动系统上，转向枢轴具有一大致与轮轴相交的转向轴线；

·转向枢轴使得轮子可以向对应于飞行器直线行进的位置的任一侧转动；

·转向致动器连接到转向枢轴上随轮轴一同转动的部分上，从而使轮可以向直线前进位置的两侧之任一侧转动；和

·减震致动器，具有铰接在自由端和铰接前端之间的摆动系统上的连接端，减震致动器具有与连接端轴向相对的联接端，该联接端铰接到结构上。

根据本发明，在该起落架中，摆动系统绕其铰接前端具有一个高度行程，其大于减震行程，减震致动器具有使摆动系统收回到超过减震行程端点邻接位置的装置，从而摆动系统和减震致动器可以执行减震功能和收回起落架的功能。

在一个实施例中，转向致动器大致结合在转向轴线周围，例如转向致动器包括电动机，其输出可通过例如齿轮来进行大幅度的减速，具有可被驱动转向的套筒，该套筒连接在转向枢轴中固定到轮轴的部分上，和一个不可转向的固定到摆动系统上的套筒。

在一个实施例中，摆动系统是一被牵引的可在高度方向上摇动的单臂摇杆；轮副的轮轴被安装成在纵向方向和高度方向上相对于纵向自由端都是基本固定的。

在一个实施例中，减震致动器的连接端和联接端通过球窝接头分别铰接到摆动系统和结构上，从而减震致动器主要在其滑动轴线上受力。

在一个实施例中，减震致动器大致沿高度方向延伸，其中联接端处于顶点以铰接到同样大致垂直延伸的结构的一部分上。

在一个实施例中，减震致动器大致沿高度方向延伸，可能略微向上向后倾斜，即减震致动器的连接端靠近摆动系统的自由端。

在一个实施例中，减震致动器大致沿纵向方向延伸，其中联接端处于铰接到结构的加强结构底板上，同时其连接端连到一个曲柄装配件或者摆动系统的类似装置上。

在一个实施例中，大致纵向的减震致动器被设计成基本可容纳在结构的容纳缩回起落架的轮舱内，减震致动器的连接端靠近摆动系统的铰接前端。

在一个实施例中，减震致动器大致纵向延伸，其联接端位于连接端的前面，且被设计成使其连接端位于结构的轮舱中，而其联接端沿纵向从轮舱中向前伸出。

在一个实施例中，减震致动器大致纵向延伸且缩回及减震时略微倾斜，反之亦然，或者：

·向上向后倾斜；或者

·向下向后倾斜。

在一个实施例中，摆动系统是可变形平行四边形，从而转向枢轴的转向轴线在减震期间以及收回期间都被保持大致沿高度方向上在摆动系统的高低位置之间延伸，例如摆动系统包括一对牵引臂，其中在高度方向上一个牵引臂在另一个牵引臂的上方。

在一个实施例中，轮副具有带有轮缘的至少一个轮子，其胎面高度上大致到达摆动系统的自由端的高度水平；例如所述轮副具有两个轮子，其平行设置在摆动系统自由端的两侧之任一侧上。

在一个实施例中，起落架具有：

·特别在碰撞情况下工作的装置，其适于在碰撞时抑制缩回功能，以及可选地也抑制减震致动器的减震功能；

·用于在碰撞时限制力的力限制装置，被布置成一旦抑制了缩回功能以及可能的减震功能时，碰撞能量使得摆动系统可以在附加幅度并且可能也在减震行程内升高，同时力被所述力限制装置吸收。

在一个实施例中，力限制装置可以至少部分地整体形成在减震致动器上，例如完全整体形成在其中。

在一个实施例中，力限制装置可以至少部分地整体形成在摆动系统上，例如力限制装置整体形成在转向枢轴上，从而在碰撞时为摆动系统提供了一段附加行程。

在一个实施例中，特别在碰撞的情况下起作用的装置被设置成只抑制摆动系统的缩回，从而在附加幅度行程以及可能的在附加行程上可以进行能量吸收，其中附加行程是由位于减震器外侧的力限制装置提供的。

在一个实施例中，特别在碰撞的情况下起作用的装置被设置成同时抑制减震致动器的缩回及能量吸收功能，从而在最大行程上都可以进行能量吸收。

本发明还提供了一用于旋翼飞行器例如直升机的力传递结构，至少一个上述起落架安装在所述结构上，该结构包括至少：

·大致沿高度方向延伸的刚性装置；

·刚性连接到该装置上的结构底板结构底板，该底板限定出了用于收回起落架的轮舱的至少一部分；和

·刚性固定到该装置上的机械顶板，其靠近所述装置侧臂的顶端。

根据本发明，在纵向视图上其呈现一L形形状，其中该装置构成了一位于横向中心位置的箱体，并且起落架的摆动系统被设置成大致与箱体对齐，其中该箱体在结构内用来承担来自起落架的力。

在一个实施例中：

·箱体和至少两个侧臂大致沿高度方向延伸，而结构底板从箱体和侧臂大致向前纵向延伸；

·箱体的构形是至少部分地在纵向和横向平面上为开口截面，具有至少一个向后打开的开口，以提供至少一个壳体；和

·刚性装置的侧臂横向布置成距箱体一定距离，从而在箱体的横向两侧留下一个通道来用于走动和提供可视性。

在一个实施例中，该结构包括至少：

·在结构底板内具有至少：

·用于承受起落架摆动系统的铰链的定位点；

·两个从装置底部基座纵向向前延伸的纵向梁；和

·两个大致与箱体成直角横向设置的横向梁，该梁之一纵向位于箱体的前方而另一个梁大致与该箱体的后表面对齐；

·在装置内，两侧臂在装置的两侧之任一测上从结构底板后面大致垂直向上延伸。

在一个实施例中，收回轮舱被布置成纵向从结构底板的前横梁延伸，结构底板和箱体的后表面近似对齐和/或具有大致和箱体相同的横向尺寸。

在一个实施例中，连接减震致动器的横向铰链设置成大致与箱体对齐，例如，在箱体上，或者在箱体之下位于结构底板上。

在一个实施例中，减震致动器上将其连接到摆动系统的连接端被设置成大致与箱体对正，例如在箱体前表面的纵向略前一点儿。

在一个实施例中，箱体和/或结构底板及机械顶板至少部分地是用复合材料制成的，例如，是用碳或由铆钉和粘合剂连接到一起的碳夹层制成的。

本发明还提供了一种旋翼飞行器，例如直升机，其包括通过力传递结构安装在机身上的起落架。

根据本发明，该起落架和该结构被布置成可将着陆力分布在结构底板和机械顶板之间的中心箱体中。

在一个实施例中，该结构由机身的整流罩覆盖。

例如，这种机身整流罩至少包括：

·构成了机身的一集成部分的受力罩；和/或

·透明表面，改善飞行器向外的可视性；和/或

·用于起落架或者类似部件的舱口。

在直升机中，机身上有透明整流表面对于向着地面的可视性是非常有用的，特别是在着陆时。

在一个实施例中，例如雷达或者监测装置的设备以一种不会妨碍其在飞行器上的安装和操作的方式安装在结构上。

例如，一个雷达可以缩回的安装到一个设置在力传递结构中的空间内，例如结构地板上的空间中。

附图说明

下面参考实施例来介绍本发明，这些实施例都是以非限制性示例的方式给出的，并在附图中进行图示，附图中：

图1是一局部纵向示意图，示出了根据本发明的前起落架和力传递结构的实施例，用虚线画出的前起落架处于其收回位置，实线表示处于伸展位置。

图2是前部的局部示意透视图，示出了根据本发明的力传递结构和前起落架。

图3是在纵截面上的一局部示意图，示出了根据本发明的力传递结构的实例，以及所述结构内的应力分布。

图4是根据本发明的旋翼飞行器在纵向高度上的局部示意图，示出了安置在前起落架前方的战术雷达和红外线检测器的实例。

图5是纵向高度上的局部剖面示意图，示出了减震器的一个实例，该减震器大致纵向延伸，铰接在该结构的加强底板上，并通过一个曲柄装配件铰接到系统上，其连接端从轮舱上向前方纵向伸出。

图6是纵向高度上的局部剖面示意图，示出了一容纳在轮舱中的纵向减震器的实例，该减震器的铰链靠近该系统的铰接前端。

图7是纵向高度上的局部剖面示意图，示出了一摆动系统的实例，该系统包括一可变形平行四边形机构，带有在垂直方向上位于另一个牵引臂(trailedarms)上方的牵引臂，该摆动系统上结合有冲击力限制装置。

在各附图中，类似的部件用相同的附图标记指代。

附图示出了三个相互垂直的方向X、Y和Z。

X表示对应于所述结构主长度或主要尺寸的纵向方向。

Y对应于一横向方向，相当于所述结构的横向尺寸或宽度；这些纵向方向X和横向方向Y有时为了简洁起见而被称为水平方向。

Z表示第三方向或“高度(elevation)”方向，对应于所述结构的高度尺寸；术语高/低是相对其而言的；为了简洁，Z方向有时被称为垂直方向。

方向X和Y限定出了被称为“主平面”的X、Y平面(垂直于图1所在的纸面)，在该平面内含有所述支撑多边形和着陆平面。

具体实施方式

在附图中，附图标记1总体表示一旋翼飞行器，例如旋翼机。

在图1至4中，X方向箭头指向飞行器1的前方。当飞行器1的组件例如起落架2或着陆架被置于靠近飞行器1前端的纵向端附近时，该组件被称为“前”组件。

通过图例，在所示实施例中，飞行器1是一“中型”直升机，即，重5到8吨(公制)的直升机。

在直升机中，如图2具体所示，可以看到一力传递结构5。这种结构5为飞行器1的机身3提供了较高的刚度，并在坠机时提供安全保障。

该结构5构成了一个包括箱体6的刚性布局，箱体6在横向上位于中心位置，并大致在高度方向Z上延伸。

在图1和2中，该箱体6具有至少一个定位点7，用于接收起落架2的减震致动器9的铰链8。

虽然图示实施例只有一个减震致动器，但是本发明实施例提供了两个减震致动器9(例如，平行设置，或者水平或者垂直)。

结构5还具有构成客舱地板的结构底板10。

实际上，应当可以看到，画出了真正的舱室地板一即用来支撑乘员和机载舱室设备的地板与承受主要机械力的“地板以下结构”之间的区别。

真正的舱室地板被设计成可以承受穿刺力，并且目前通常由气密的复合蜂窝组件构成。

该结构底板10的纵向梁14-15和横向梁16-17是所述的“地板以下结构”的组件。

如下文将要解释的，图5和图6实施例中的结构底板10支撑减震致动器9的铰链8的定位点7。

客舱结构底板10具有至少另一个定位点11。

该定位点11接收摆动系统13的铰链12，摆动系统13用来悬挂和缩回起落架2。

在图2中，结构底板10具有两个纵向梁14和15。这些梁大致在纵方向X上从刚性结构或箱体6的底部基座上向前延伸，横向设置在该箱体6的任一侧上。

该结构底板10还具有两个横向梁16和17。

所述横向梁16和17大致垂直于该刚性结构并且在纵向上：

·其中之一梁16在箱体6的前方；

·其中另一个梁17大致与该刚性结构的后表面18对齐。

在图1中能看到的横向梁17与箱体6的后表面18对齐。

在图2中，可以看到，为了形成一种开口的横向框架，设有两个侧臂19、20，其构成了该刚性结构的一部分。

结构5的侧臂19和20大致在高度方向上延伸，即，大致在高度方向Z上从后横梁17向上延伸。

在图1和2中，刚性结构构成了一单件。

为此，侧臂19和20与结构底板10的后横梁17一体形成，以及与横向顶梁21一体形成。

顶梁21大致平行于横梁17，但在高度方向上与其相对，在侧臂19和20的顶端上延伸并与之形成整体件。

另外，结构5包括一个机械顶板22。

应当可以看到，术语“板”采用的是旋翼机所特有的含义，机械顶板22表示的是支撑主要机械单元的板，主要机械单元包括例如：

·涡轮机；

·变速箱单元；和

·主旋翼(图4中的40)。

在图2中，机械顶板22刚性固定到中心箱体6上，靠近箱体的顶端、侧臂19和20和顶梁21。

从图1中可以看到，当从纵向视图(即，在和图1、3、4所在纸面相一致的平面中)中看结构5时，其呈现一种大致L形的形状。

在这种L形中，中心箱体6构成了该L形的垂直部分，而结构底板10构成了该字母的底部。

换句话说，箱体6和侧臂19、20大致在高度方向Z上延伸，而结构底板10大致从所述箱体6和侧臂19、20向前纵向(X方向)延伸。

在此需要强调的是，结构底板10刚性连接箱体6，使得本发明的L形结构5能够将来自起落架2的载荷传递给飞行器1的机体骨架。

在本发明的结构5中，箱体6和/或结构底板10和机械顶板22至少一部分是用复合材料制成的。在某些实施例中，其是由碳或由铆钉和粘合剂连接到一起的碳夹层制成的。

在图2中，箱体6的构形是至少在部分纵向截面和横截面上开口，具有至少一个向后的开口23，以提供至少一个壳体24(在图1中也能看到)。

该壳体24构成了中心结构的一个“橱柜”(cupboard)(例如参见图4)，在该例中其位于机组人员的后面一点并且将结构底板10连接到机械顶板22上。

如上文所述，该壳体24通过其后表面18相对于客舱纵向打开，从而可以容纳例如电子线束和/或航空设备。

可以看出后表面18的面板不会受到较高水平的应力，即其不是一“受力”件，因此，设置开口23不会削弱箱体6的机械性能，从而也不会影响力传递结构5。

这里，可以看到结构5的刚性空架的侧臂19、20沿Y方向在箱体6的两侧之任一侧上横向延伸，并相互间隔开。

这使内部通道25、26分别在飞行器1的两侧上都打开，用于在舱室的前后部之间移动和锁定，舱室前后部由结构5的框架(17、19、20、21)分隔开。

因而这种设计可以协调满足机身的刚性要求，即在坠机时提供足够的安全性，以及之前被认为是矛盾的关于良好视野以及在舱室各部分之间易于走动的要求。

在图1或图2的实施例中，力传递结构5包括大致与结构底板10齐平的舱27，该舱27用于将起落架收在其内，有时也被称作轮舱。

在该实施例中，轮舱27从结构底板10的前横梁16纵向延伸到与中心箱体6的后端对齐。

在该实施例中，轮舱27的横向尺寸(在Y方向)与箱体6大致相同。

在图1和图2中，可以看到，轮舱27的大部分部件都结合在结构底板10内。

在特定实施例中，轮舱27完全结合在底板10内。

因而，着陆力被分布在结构底板10和机械顶板22之间，可以从图3中更清楚地看出(下文将更详细的介绍)。

在图4中，可以看到导航和/或战术设备28，其安装在飞行器1的结构5上。

例如，设备28包括一雷达29，其可缩进结构底板10上所形成的空间30中，该空间的形成方式与容纳起落架2空间的形成方式类似，只是在纵向上空间30更靠近飞行器1的前部。

参考图3，可以看到，施加在力传递机构5上的力和应力，既是在该结构5所安装的飞行器1处于正常工作状态下，也是在紧急着陆的情况下。

特别地，由于箱体6在结构5中是作为一中心结构支柱而整体形成在结构5上的(在图1至3中一个从后到前的L形结构)，所以可以通过找到合适的支撑机械顶板22的支撑点而将轮舱27的梁嵌入。

因此，结构5朝向箱体6的前方具有加大了的纵向(X)刚度。

在图4的实施例中，这种加大刚度是在驾驶员座椅或驾驶舱下方获得的。

因此，由于增加了刚性，可以很好地结合由结构5支撑的、从机体3悬臂伸出的重量。

这也使得能够降低作用在两根承重纵向梁14和15上的载荷。

通过图示，可以在图3中看到：

·由起落架2产生的力32所形成的力矩；

·底部和顶部的剪切力33和34；以及

·蒙皮或机身3罩板的顶部35和底部36。

在该例中，起落架2所产生的力32的方向大致为沿高度方向Z向上。

底部剪切力33的方向大致沿纵向方向X向后。

顶部剪切力34的方向大致沿纵向方向X向前。

可以从图3中清楚地看出，通过连接到机械顶板22上的L形结构5，力32所传递的力矩被上下罩板部分35和36内的剪切力33和34部分平衡甚至全部平衡。

下面介绍力传递结构5的其它特征。

在图2中，可以清楚地看出，箱体6不挨着机身3的侧壁，而通过两个通道或者开口25、26来留出空间。

因此，力的作用点不靠近机身3壁面，而是在起落架2上方的、Y方向的横向中心位置，在该例中起落架位于中间位置。

在图2中，在箱体6外侧以及在前表面37上安装有一铰接板38，用于起落架2的减震致动器9。

同样，用来控制主旋翼40(图4)的一根或多根杆39(在图2中仅示出了一根杆)安装在箱体6的外侧，在其前方并靠近前表面37。

在图1中，板38和杆39由一整流罩41罩住(由点划线概略示出)。

在图2的实施例中，箱体6或中心支柱的宽度，即在横方向Y上的尺寸，大致等于轮舱27的宽度(例如，大约为500毫米(mm))，也等于位于驾驶员和副驾驶员之间的仪表板的宽度。

同样，箱体6的横向尺寸大致等于机械顶板22的中心板42的宽度，该机械顶部也要承载设备和辅助控制装置(例如：燃油切断阀、旋翼制动器或者发动机控制装置)。

想象的出，可以说结构5纵向上是L形状，而横向上大致为一个颠倒的T字形状(例如，当从前方看去时)。

在一个实施例中，结构5的主要部分可以被认为是由两个矩形形状的侧面所组成的梁结构。

底部矩形限定出了轮舱，垂直矩形限定出了到驾驶舱的通道。

这种结构使得可以传递来自起落架2的力，并使得那些结构5不能承担的力可以由机身3的罩板来分担。

在某些实施例中，这种中间箱体6可以用于：

·保持机械顶板22的前部，特别是当防坠机空降人员座椅(anti-crash troopseats)固定到所述机械顶板上时；和

·加固结构5，从而加固飞行器1，同时在两侧上承担来自承重纵向梁14和15的载荷。

结构5的某些实用特征是考虑了客舱如何使用的：

·由于中心箱体6与机身3在客舱位置处的宽度(例如2m宽)相比相对较窄(例如大约0.5米(m)宽)，因此箱体在前向方向上只对乘客构成一小部分遮挡，而传统结构中中央通道和两侧的设备舱完全挡住了前向视野，通常是一种不可接受的设置方式；并且

·中心箱体6通过其侧面借助于门(从飞行器1的内部通过通道25和26)提供了到第一排乘客座椅(例如，图4中虚线所示乘客座椅43)的方便快捷(即，实用的)的通道，门的位置纵向(X方向)朝向飞行器1前方，例如图4所示的前门44。

在本发明的实施例中，结构5的实用特征使得其可以提供一个在高度(Z)方向上具有四排普通高度的座椅(例如1.4m)的舱室，因为所有的这些排座椅都不用在客舱里纵向(X)移动就能够到达。

传统地，为了可以用这种方式移动，必须设置至少0.2m的附加高度(Z)，从而会在地板10上损失一部分可用空间，而这部分可用空间其实是可以用来安装座椅的。

在本发明的飞行器1中，并且是欲用在军事任务中的飞行器1中，L形和T形的布局使得突击队队长可以和机组人员沟通(通过通道25和26)并指定任务区域最佳的降落地点。

同样，结构5设置的方式还通过观察孔(porthole)的方式为机关枪留有空间，而在许多传统布局中都无法进行这种设置。

除了上述方面外，图2示出了下述部件是如何具有相同宽度的：

·中心箱体6；

·轮舱27或轮箱；和

·设备和顶部板。

这使得易于安装垂直延伸的电子束线、液压管路或者类似装置。

在许多实施方式中，构成结构5的面板尺寸被设计成可以确保在面板的边缘区域可以定位连接板。

此外，结构5的部件内部尺寸使其可以容纳航空设备，并且使这些设备易于通风(例如，可以从下方吸入空气并从上方排气)。

同样也易于确保相对客舱的密封。

在根据本发明的、欲用在海上任务中的飞行器1实施例中，如图4所示，导航和/或战术设备28包括一位于雷达29纵向前方的红外线监测装置45。

与战术雷达29类似，该红外线监测装置45安装在起落架2的前方。

因而，该红外线监测装置45具有良好的视野，甚至可以是前下方向上的全视野，雷达29在大多数飞行外形配置中都可以观测到水平面上360°的范围。

为此，需要注意的是在本发明带有雷达29的飞行器1中要保证该雷达具有良好的可视野，特别是当转向时的两旁视野，并且尽可能让雷达朝前时向上一点儿，从而使其易于执行气象雷达的功能。

在图4中，雷达29可以收回到空间30中，这改善了飞行器1的离地距离，并且当不用雷达29时可以降低气动阻力。

特别是本发明的起落架2在纵向方向(X)上设置得非常紧凑，使得易于提供一个大小足以在雷达不用时或在地面时收回雷达29天线的主要部分以及天线罩的空间30。

在图4中，空间30纵向设置在红外线监测装置45和起落架2之间。

这种布置在转弯时特别有利，因为装置45处于较低的位置，且装置45安装在机身3上横向宽度较小的区域中。

另外，在地面上时，雷达29和红外线监测装置45都不会妨碍用连接在前起落架2上的牵引装置操作飞行器1。

下面将更详细地介绍本发明的起落架或着陆架2。

起落架2用在飞行器1上并且可以通过大致向后移动而收回。

通常，起落架2包括至少一个轮副，其具有一个轮轴47，至少一个轮子4可围绕轮轴47旋转，轮子4具有轮缘和胎面49，在图1和图2中其由充气轮胎构成。

该起落架2还具有一个摆动系统13，轮轴47安装成靠近该摆动系统13的纵向后自由端51。

在纵向X上与自由端51相对的位置上，摆动系统13具有一个铰接的前端52，其转动安装在飞行器1的结构5上。

在此，可以回想起结构5是刚性连接在飞行器1上的。

在图1和2中，铰链12将摆动系统13安装到结构5上，使其可绕着一横向轴线转动，更准确地说是相对于前文所述的结构底板10转动。

为了减小或者消除任何使起落架2难于转向的偏差，将轮副46的轮轴47设置成通过一个转向枢轴54(在图1中用阴影概略示出)来安装在摆动系统13上，使转向轴线53与轮轴47的轴线交叉。

转向枢轴54使得轮4可以转向，或者使其可以在对应于飞行器1直线前进的位置上向两侧转动。

转向致动器55(也在图1中用阴影概略示出)也构成起落架2的一部分。

转向致动器55连接转向枢轴54上随轮轴47一同转动的部分上，从而使轮4可以在直线前进位置上向两侧转动。

在图1中，转向枢轴54和转向致动器55都大致结合在转向轴线53的周围。

在该实施例中，转向致动器55包括一个电动机，其输出可通过例如齿轮来进行大幅度的减速。

转向致动器55中被驱动以执行转向的移动销连接到转向枢轴54中固定到轮轴47的部分上。

另一个不是用于转向的销固定到摆动系统13上。

在本发明的一个实施方式中，为了可以在地面上通过牵引机车来进行移动，该转向致动器55可被断开。

应当可以看出，虽然成本相对较高，但采用致动器55还是有优势的，特别是与轮子4偏置的起落架2相比。因而，采用本发明带有致动器55的起落架2容易保证：

·当轮子4被收回到轮舱27或轮箱中并转向成平放在飞行器1轴线上时，轮子4可以很容易地锁定在飞行器轴线上(在飞行过程中)，例如通过切断致动器的动力源(电源或者其它)；相反，对于偏置轮的普通起落架来说，为了获得相同的效果必须要设置一个特定的锁定机构；

·当轮子收回到轮舱27或轮箱中时，很容易利用致动器55将轮子4返回到飞行器轴线上；相反，对于具有牵引轮的普通起落架来说，必须增加一个特定机构(例如，弹簧)来达到同样效果；

·可以防止摆振现象，因为致动器55具有特定的角刚度；然而，带有偏置轮的普通起落架对此现象非常敏感；以及

·对于给定的飞行器1，本发明的整个起落架2的纵向尺寸很容易做得比带偏置轮的普通起落架小。

在图6中，为了避免与减震致动器9的汽缸之间发生干涉，可以看到，致动器55安装在转向枢轴54上比图1实施例更靠下的位置上(即，更靠近轮轴47)。

在该实施例中，为了同样的目的，致动器55横向偏移到转向枢轴54的一侧上。

回到图1和2的实施例中，可以看到减震致动器9是一油液空气减震器。

减震致动器9的连接端56铰接到摆动系统13靠近纵向后自由端51的位置上，且在自由端51和摆动系统13的铰接前端52之间。

通常，与连接端56相对的，减震致动器具有一个铰接到图1实施例中的板38上的联接端57，其中该板38刚性安装在力传递机构5的箱体6上。

这构成了一个带有可缩回及可转向的牵引轮的“摇臂”起落架2。

在此部分，可以简要提及一下各种已知的起落架及其在某些条件下的缺点。

起落架可以是直的，一般不可动的起落架具有一个杆，或者可缩回起落架具有一缩回致动器。通常这种起落架不具有防坠机保护。

然而，为了获得一种防坠机起落架，一些飞行器有时设置一种具有复合管(例如，用碳制成)的装置，当受到基本恒定的力压缩时这种管会断裂。这种装置类似于图7所示的装置，下面将要介绍。

对于这种装置，减震器在坠机的典型垂直速度(大约8米/秒(m/s)到11m/s，而相比之下正常着陆时速度通常小于1m/s)下会被卡住。

为此，起落架或者一般来说飞行器都装有传感器以及专用的处理器单元，例如用在下面将要介绍的专用装置61上。

对于可转动到平放位置的起落架腿，如果起落架剧烈碰撞底板，轮胎的瞬间破裂现象会导致人员和/或设备的大量损伤。

可以看出，带有直减震器的可缩回起落架适于相对较重的直升机(例如，超过8000公斤(kg))，因为这种飞行器1的离地距离通常大于500mm，且驾驶舱的地板高于客舱的地板。

然而，这种方案由于体积的问题而难于应用在低吨位的飞行器上。

因此，轮舱所需的最小尺寸可以是大约1450mm长和500mm高。

其它类型的前起落架也是公知的。这种起落架通常用在低吨位的直升机上。

那么将采用能缩短减震器相对于轮子4中心的垂直行程的杆。

这种起落架可以是不可缩回的或者是可缩回的。

采用这类起落架，仍然无法减小轮舱的尺寸或者起落架展开时的高度，因为要配合给定的地板。

地板位于驾驶舱之下并延伸到客舱的地板上，离地距离与飞行器的尺寸成比例。

当不用这种起落架时轮舱的最小尺寸可以明显减小，例如大约为1100mm长和400mm高。

由于轮的轴线与其转向枢轴之间的偏移距离通常很大，所以这类起落架使其在地面上行进时在尾桨作用下或者差动制动主轮时能很容易地转动。这种起落架结构也很紧凑。

然而，这导致了重量上以及制造成本上的损失。

另外，其位置设置得相对飞行器1靠后通常需要主起落架来承担全部的稳定性。

实际中，只在不需要防坠机功能时才使用这种起落架，因为它和直起落架一样都要面对相同的困难。

另外，这种起落架还具有一种危险性就是在侧向力作用下轮子会在侧旁位置上收起并撞到轮舱的梁，从而使其无法收回起落架腿。

考虑到上述内容能更好地理解本发明起落架的特征及优点。

在图1中，可以看出本发明的起落架2布置成摆动系统13可围绕其铰接前端52移动一个最大高度行程58，其大于减震行程59(具体参见图1)。

换句话说，当在地面上操作时，减震致动器9使得摆动系统13可以在低位置与减震端点或顶部邻接位置之间的减震行程59上移动。

设置这种减震行程59是为了稳定飞行器1同时也是为了舒适。

当缩回时，减震致动器9允许移动全高度行程58，也就是“最大”行程。

全高度行程58使得起落架2可以收回到轮舱27中。

因而，在地面上操作时高度行程58的幅度大于减震行程59，多出一个图1中60表示的量，被称为附加幅度。

起落架2的该附加幅度是从减震端部位置到收回位置。

用于减震和缩回的行程高低端点没有在图中示出。在某些实施方式中，减震行程59可以被设置成(在高度Z方向上)约200mm。

为了进行缩回，减震致动器9具有一个专用的装置61，其使减震致动器可以行进一个超过摆动系统13的高端点位置的行程。起动该缩回装置61可以将起落架2收回到轮舱27中。

在坠机时，飞行器1的传感器和处理器单元可以作用于该专用装置61，以限制减震致动器9的缩回并且限制传递到结构5上的力。

因而可以理解，在本发明的起落架2中，摆动系统13和减震致动器9执行减震和缩回起落架2的功能。

这些功能可以与一特定的防坠机功能相联系，如下文所述。

在图1和2中，与带有可变形平行四边形的起落架2相比，摆动系统13是一被牵引的单臂垂直摇臂。

在该实施例中，轮副46的轮轴47在纵向方向和高度方向上相对于纵向自由端51大致固定。

另外，当该单臂摇动工作时，轮轴47按照一个曲线减震路线运动。

在这些实施例中，可以看到，减震致动器9的连接端56和联接端57都通过球窝接头分别铰接到摆动系统13和结构5上。

减震致动器9在该实施例中主要受到沿其滑动轴线62(图1)的应力。

在图1中，滑动轴线62和减震致动器9的撑杆大致在高度方向Z上延伸，其联接端57也就是其顶端铰接到壳体5的中心箱体6上。

更准确地说，如从图1中可以看到的，减震致动器9在这种情况下大致在高度方向Z上延伸，相对于所述方向Z略微向后向上倾斜。

相反，在图5和6所示的实施例中，减震致动器9大致在纵向方向X上延伸。

概括地说，图5和6中具有大致纵向减震致动器9的起落架2将其联接端57铰接到结构5的加强结构底板10上，而其连接端56与摆动系统13的曲柄装配件64或者类似机构相关联。

在图6中，减震致动器9容纳在轮舱27中，并且连接端56靠近摆动系统13的铰接前端52。

相反，在图5中，减震致动器9的联接端57在连接端56的前面，该连接端56设置在轮舱27中。

联接端57从轮舱27中朝着X方向(即，图5中的左侧)纵向伸出。

这类似于图1和2所示的位置，其中减震致动器9大致沿高度方向(Z)延伸并且向上伸出轮舱27。

可以看到这种减震致动器9在缩回或者减震时略微倾斜，反之亦然，或者：

·向上并向后，或者

·向下并向后。

当结构5(即图1中的地板10，和相对图5中横梁16相比的前隔板)具有可穿过减震致动器9的开口时，该开口的尺寸必须足以使减震器能以这种方式倾斜。

以同样的方针，可以看出图2中摆动系统13的铰链12位于轮舱27外侧。横梁16具有一个可穿过系统13前部的开口。

当它们位于顶部时(例如，在类似于地板10的“水平”部分时)，该系统的穿过开口可以用于减小飞行器1的离地距离。

对于系统前部的穿过开口(例如，在和横梁16一样的“垂直”部分上)，其能够按照飞行器1所受应力、例如那些与实现地面平衡有关的应力的函数来调整起落架2的纵向(X)位置。

与例如一种公知的起落架相比，本发明使起落架能更好地定位。

同样，前部系统穿过开口通过不与轮舱27接合可以有利于减小飞行器1的离地距离。

在图5和图6中，联接端57铰接在力传递结构5的加强件65上。

该加强件65与箱体6不同，其构成了轮舱27横向前表面的一部分。在这种情况下其结合在结构底板10上。

在图5和6中还可以看出连接端56与一曲柄装配件64或类似装置相连，曲柄装配件64自身通过一横向铰链12转动安装在部件65上。

在图6的实施例中，大致纵向的减震致动器9被布置成可以基本容纳在轮舱27中，其中起落架2缩回在轮舱27中。

在图5的实施例中，减震致动器9大致纵向延伸，其联接端57位于连接端56的前方。

在图6的实施例中，减震致动器9大致纵向延伸，其联接端57位于连接端56的后面。

在减震致动器9收回期间其略微转动，从而在操作的特定阶段中，其可以：

·在图6的实施例中，小斜度是向上并向后倾斜的；

·在图5的实施例中，小斜度是向下并向后倾斜的。

在图7所示的变型中，摆动系统13是一可变形平行四边形，从而转向枢轴54的转向轴线53被保持为大致沿高度Z方向在摆动系统13的最高位置和最低位置之间延伸。

在图7中，可变形平行四边形包括一对牵引臂66，在高度方向(Z)上一个牵引臂位于另一个牵引臂的上方。

各牵引臂66通过一固定铰链12连接到结构5上，该固定铰链12与其它牵引臂的铰链分开。

类似于图5和6的实施例，在图7中，铰链12布置在起落架轮舱27的横向前表面上。

还可以看出，在这三个实施例中，减震致动器9的横向固定铰链8被设置在大致与箱体6对正的位置上，更准确地说：

·在图7中在箱体6上；

·在图5中在箱体6之下并连在结构底板10上；

·在图5中在箱体6的前表面37之前一点儿(在纵向方向X上)。

回到图1，可以看出，轮副46具有至少一个轮4。

其轮缘和胎面49高度上大致到达摆动系统13的自由端51。

在图2的实施例中，可以看到轮副46具有两个轮子4，其并联在一个公共的轮轴47上，这些轮子4沿着Y方向横向设置在后纵向自由端51的两侧上。

这种布局有利于使轮子4的直径相对于轮舱27垂直尺寸最小。

根据上述优点，附图中的起落架2也具有一个在碰撞情况下的特定工作模式。

概括地说，可以理解，起落架2具有：

·特别在碰撞情况下工作的装置50，其适于在碰撞时抑制缩回功能，以及可能地也抑制减震致动器9的减震功能；以及

·用于在碰撞时限制力的力限制装置67，被布置成一旦抑制了缩回功能以及可能的减震功能时，碰撞能量使得摆动系统13可以在附加幅度60或者减震行程59内升高，同时力被所述力限制装置67吸收。

在实施例中，抑制装置50和力限制装置67整体形成在减震致动器9上。

然而，力限制装置67可以一部分整体形成在减震致动器9上一部分整体形成在摆动系统13上。

在未示出的实施例中，可以将装置50和/或67不设置在减震致动器9上，例如设置成与致动器9平行或者设在位于结构5和摆动系统13之间的铰链12上。

例如，在图7中，力限制装置67和抑制装置50整体形成在转向枢轴54上。在该例中，装置50和67为摆动系统13提供了一段附加行程68，以在碰撞时吸收能量。

在该例中，其它力限制装置67和其它抑制装置50构成了减震致动器9的一部分。

在其它实施方式中，抑制装置50被设置成在碰撞的情况下起作用并且只抑制摆动系统13的缩回。

然后，在附加幅度的行程60之外以及可能的附加行程68之外能进行能量吸收，其中附加行程68是由位于减震器9外侧的力限制装置67提供的。

然而，将特定操作的抑制装置50设置成在碰撞时同时抑制减震致动器9的缩回及能量吸收功能也是可行的。

在这种情况下，如图1所示，在最大行程58外可以进行能量吸收。

换句话说，在各实施例中，装置67具有和缩回装置61共同的部件和/或功能。

在这种情况下，减震致动器9处于一种锁定状态，其机械性能类似于杆或撑杆。在减震致动器9的其它正常情况中，其可以是液压的、节流阀或者其它的流体流动阻碍装置以实现上述功能。

在其它实施例中，力限制装置67与减震致动器9区分开来。

因而，在图7中，其上安装有轮子4的轮轴47的内筒由可控断裂销形式的装置67支撑，其使该内筒在碰撞时可以升高。

碰撞行程的幅度可以是例如40mm。

其它装置67，例如提供可控塑性变形的装置，可以设置在未示出的本发明实施例中。

在本发明中，可以获得一种旋翼飞行器1，例如直升机，其包括通过力传递结构5来安装在机身3上的起落架2。

然后，起落架2和结构5被设置成通过在结构底板10和机械顶板22之间的箱体6来将着陆力分布在结构5内。

在实施例中，结构5由机身3的整流成型部分遮盖。

例如，机身3的这种整流罩包括至少：

·受力罩，构成了机身3的一集成部分；和/或

·透明部分，为机身1提供良好的向外可视性；和/或

·舱口，用于起落架或者类似部件。

在直升机中，机身3上有透明整流表面，这对于向着地面提供良好的可视性是非常有用的，特别是在着陆时。

如上文解释过的，设备(例如雷达29或者红外线监测装置45)安装在结构5上，从而不会干涉其在飞行器1上的安装和操作。

这种飞行器1是多用途的，因为其可以执行下述任务以及其它：

·运送公务乘客，包括去或者离开海上平台；

·搜寻和营救；

·医疗应急；

·运输军队；

·识别和监控水面舰船或者潜艇。

如上文所述，有利于上述所有任务的规范具体包括：

·通过实现机身3底部附近与不规则地面(X，Y)之间的折中，使飞行器1具有适当的离地距离；

·为突击队提供了到客舱的直接通道，或者通过简单的台阶为乘客提供通道；

·横向稳定性(侧风，甲板(on deck))；

·起落架2和机身3的防坠机能力；和

·起落架2是可缩回的，从而减少燃油消耗和/或在长途任务(例如超过3小时)时增加飞行器1的速度，同时为雷达留下360°的清晰视野。

对于本发明，很容易提供多边形支撑(对于具有三个起落架、包括前起落架2的飞行器1来说是三角形)，其相对于飞行器1的重心进行很好的布置。

这是通过将飞行器1的主轮4设置得尽可能靠近重心(从后面)来实现的，从而当客舱是空的时候飞行器不会有向尾部倾斜的危险。

本发明还能保证前轮4朝前足够远，然而同时又不会太远，从而避免客舱在地面上或者在着陆时变形(例如导致座舱罩破裂)。

图2示出了结构5、起落架2、飞行控制设备以及航空设备集成到一起的一个清楚的例子。

在该例中结构5包括槽形断面梁形式的箱体6，其纵向轴线大致垂直延伸。

减震致动器9固定在管形箱6的腹板外侧，相对于飞行器1来说在箱体6的前方。

这为减震致动器9需要能够穿过客舱以及需要一个结构上足够强的连接点提供了解决方案；在这种情况下，根据本发明的结构5是合适的。

当面对地面稳定性问题时，本文的技术方案是不用大幅度偏置轮子4就能通过电致动器使其转向(其可以断开，从而可以在地面上进行牵引)。

这还具有一个优点就是，特别适于应用在船甲板上，因为在甲板上其在关闭发动机(和旋翼)之前必须要能够围绕对接叉(docking harpoon)转动以和飞机库对正。

对于一定吨位的飞行器1(例如，大于7吨)，装配有直式的前起落架，就必须改进现有技术的起落架，即，必须改进起落架使其适应海军需要，同时不使轮子和转向致动器所连的转向枢轴之间有任何的偏差，从而使直升机可以在护卫舰甲板上移动。

另外，采用本发明可以提供一种在底端上非常紧凑的前起落架2：容纳起落架2的轮舱27只需要约950mm长，同时还能保证400mm的离地距离。

在坠机期间其性能是完全合适且可以预估的：

·轮子4被致动器保持在直立位置上，从而不会有在横交位置上时进入起落架2轮舱27的危险；

·轮舱27的垂直长度被确定为使结构5的底部在坠机期间可以平整的而不会被轮子4妨碍；其可以自由地上升到轮舱27中。

减震器9不用太困难就可以将正常的减震功能、吸收碰撞冲击功能以及起陆架缩回功能结合在一起，特别是由于轮子4的升高位置对应于轮子在碰撞最后的收起位置。

在本发明的飞行器1中，前起落架和主起落架(假设其也是摇臂式的)甚至可以使用相同类型(不考虑调整)的减震器9。

最后，这类起落架没有传统类型的起落架2昂贵，并且试验已发现在活塞磨损和泄漏方面其更可靠。

在某些实施例中，转向致动器是一个带有齿轮箱单元的电动机，齿轮箱单元直接位于铰链的轴线上。

采用本发明，很容易使起落架2可以在至少±180°范围内转向并可进行缩回，并且可以将起落架2锁定在其轴线上(用于直线牵引前进)，同时可避免摆振现象。

在本发明的各种变型实施例中，致动器9安装在一个大致水平的位置上，必须要在摇臂前连接点附近设置一个曲柄装配件64。

这种技术方案避免了致动器9进入客舱。

然而，由于曲柄装配件提供了杠杆力臂，因此所产生的力可以被放大，并且必须加强结构5上连接减震器和摇臂的连接点。

Claims (28)

1、一种用于旋翼飞行器(1)的可转向的前起落架(2)，该起落架(2)可以向后收回，且至少包括：

·带有轮轴(47)的轮副(46)，至少一个轮子(4)围绕该轮轴旋转；

·纵向延伸的摆动系统(13)，其具有自由端(51)和铰接前端(52)，轮轴(47)安装成靠近自由端且在其之后，铰接前端(52)与自由端(51)纵向相对，摆动系统(13)通过对应固定安装点(11)的至少一个横向铰链(12)转动安装到力传递结构(5)上，其中力传递结构(5)刚性固定到飞行器(1)上，轮轴(47)被布置成通过转向枢轴(54)安装到摆动系统(13)上；以及

·减震致动器(9)，具有铰接到自由端(51)和铰接前端(52)之间的摆动系统(13)上的连接端(56)，减震致动器(9)具有与连接端(56)轴向相对的联接端(57)，该联接端铰接到结构(5)上，该摆动系统(13)绕其铰接前端(52)具有一个高度行程(58)，其大于减震行程(59)；该起落架特征在于：

·所述转向枢轴(54)具有与轮轴(47)相交的转向轴线(53)，所述转向枢轴(54)通过转向致动器(55)使轮子(4)可以转向对应于飞行器(1)直线行进的位置的两侧之任一侧转动，其中转向致动器(55)连接到转向枢轴(54)上被限制随轮轴(47)一同枢转的部分上；和

·减震致动器(9)具有使摆动系统(13)收回到超过标记减震行程(59)端点的邻接位置的装置，从而摆动系统(13)和减震致动器(9)可以执行减震功能和收回起落架(2)的功能，

其中，所述转向致动器(55)包括具有大减速比的电动机。

2、根据权利要求1的起落架(2)，其特征在于，所述转向致动器(55)结合在转向轴线(53)周围，所述转向致动器(55)的电动机具有：

通过齿轮实现的大幅度减速驱动的输出口；

可被驱动转向的套筒，该套筒连接在转向枢轴中固定到轮轴的部分上；以及

不可转向的固定到摆动系统(13)上的套筒。

3、根据权利要求1或2的起落架(2)，其特征在于，所述减震致动器(9)的连接端(56)和联接端(57)以减震致动器(9)主要在其滑动轴线上受力的方式，通过球窝接头分别铰接到摆动系统(13)和结构(5)上。

4、根据权利要求3的起落架(2)，其特征在于，所述减震致动器(9)沿高度方向(Z)延伸，其联接端是顶部以铰接到同样沿高度方向(Z)延伸的结构(5)的一部分上。

5、根据权利要求4的起落架(2)，其特征在于，减震致动器(9)沿高度方向(Z)延伸，向上向后倾斜，减震致动器(9)的连接端(56)靠近摆动系统(13)的自由端(51)。

6、根据权利要求3的起落架(2)，其特征在于，减震致动器(9)沿纵向方向(X)延伸，其联接端(57)铰接到结构(5)的加强结构底板(10)上，同时其连接端(56)与曲柄装配件(64)或者摆动系统(13)相关。

7、根据权利要求6的起落架(2)，其特征在于，纵向(X)的减震致动器(9)被设计成基本可容纳在结构(5)轮舱(27)内，其中所述轮舱用于容纳缩回起来时的落架(2)，减震致动器(9)的连接端(56)靠近摆动系统(13)的铰接前端(52)。

8、根据权利要求6的起落架(2)，其特征在于，减震致动器(9)沿纵向(X)延伸，其联接端(57)位于连接端(56)的前面，且所述减震致动器(9)被设计成使其连接端(56)位于结构(5)的轮舱(27)中，而其联接端(57)沿纵向(X)从轮舱(27)中向前伸出。

9、根据权利要求8的起落架(2)，其特征在于，减震致动器(9)沿纵向(X)延伸且缩回、同时减震时倾斜，反之亦然，或者：

·向上向后倾斜；否则

·向下向后倾斜。

10、根据权利要求9的起落架(2)，其特征在于，摆动系统(13)是被牵引的可在高度方向上摇动的单臂摇杆，轮副(46)的轮轴(47)被安装成在纵向方向(X)和高度方向(Z)上相对于纵向自由端(51)都是基本固定的。

11、根据权利要求9的起落架(2)，其特征在于，摆动系统(13)是可变形平行四边形，从而转向枢轴(54)的转向轴线(53)在减震期间以及收回期间都被保持沿高度方向(Z)在摆动系统(13)的高、低位置之间延伸，摆动系统(13)包括一对牵引臂，其中在高度方向(Z)上一个牵引臂在另一个牵引臂的上方。

12、根据权利要求11的起落架(2)，其特征在于，轮副(46)具有带有轮缘的至少一个轮子(4)，轮子的胎面(49)的高度到达摆动系统(13)的自由端(51)的高度水平；所述轮副(46)具有两个轮子(4)，其平行设置在摆动系统自由端(51)的两侧之任一侧上。

13、根据权利要求12的起落架(2)，其特征在于，起落架(2)具有：

·在碰撞情况下工作的装置(50)，其适于在碰撞时抑制缩回功能，以及可选地也抑制减震致动器(9)的减震功能；以及

·用于在碰撞时限制力的力限制装置(67)，被布置成一旦抑制了缩回功能以及减震功能时，碰撞能量使得摆动系统(13)可以升高通过附加幅度(60)，并且升高通过减震行程(59)，同时力被所述力限制装置(67)吸收。

14、根据权利要求13的起落架(2)，其特征在于，力限制装置(67)可以至少部分地整体形成在减震致动器(9)中，完全整体形成在其中(9)。

15、根据权利要求14的起落架(2)，其特征在于，力限制装置(67)可以至少部分地整体形成在摆动系统(13)中，力限制装置(67)整体形成在转向枢轴(54)上，从而在碰撞时为摆动系统(13)提供了一段能量吸收附加行程(68)。

16、根据权利要求15的起落架(2)，其特征在于，在碰撞的情况下起作用的装置(50)被设置成只抑制摆动系统(13)的缩回，从而在附加幅度行程(60)以及在附加行程(68)上可以进行能量吸收，其中附加行程(68)是由位于减震器外侧的力限制装置(67)提供的。

17、根据权利要求16的起落架(2)，其特征在于，在碰撞的情况下起作用的装置(50)被设置成同时抑制减震致动器(9)的缩回及能量吸收功能，从而在最大行程(58)上都可以进行能量吸收。

18、一种用于旋翼飞行器(1)的力传递结构(5)，其中根据权利要求1至17任意一项的至少一个起落架(2)安装在所述结构(5)上，所述结构(5)至少包括：

·沿高度方向(Z)延伸的刚性装置(6，19-21)；

·刚性连接到该装置(6，19-21)上的结构底板(10)，该底板限定出了用于收回起落架(2)的轮舱(27)的至少一部分；和

·刚性固定到该装置(6，19-21)上的机械顶板(22)，其靠近所述装置侧臂(19，20)的顶端；

该结构(5)的特征在于，在纵向视图上其呈现L形形状，其中该装置(6，19-21)构成了位于横向中心位置的箱体(6)，并且起落架(2)的摆动系统(13)被设置成与箱体(6)对齐，其中该箱体(6)在结构(5)内用来承担来自起落架(2)的力。

19、根据权利要求18的结构(5)，其特征在于：

·箱体(6)和装置(6，19-21)的至少两个侧臂(19、20)沿高度方向(Z)延伸，而结构底板(10)从箱体(6)和侧臂(19、20)向前纵向延伸；

·箱体(6)的构形是至少部分地在纵向和横向平面(X，Y)上为开口截面，具有至少一个向后打开的开口(23)，以提供至少一个壳体(24)；和

·刚性装置(6，19-21)的侧臂(19、20)横向布置成距箱体(6)一定距离，从而在箱体(6)的横向任一侧留下通道(25、26)来用于走动和提供可视性。

20、根据权利要求18或19的结构(5)，其特征在于，该结构(5)至少包括：

·在结构底板(10)内具有至少：

·用于承受起落架(2)的摆动系统(13)的铰链(12)的定位点(11)；

·从装置(6、19-21)底部基座纵向向前延伸的两个纵向梁(14、15)；和

·两个与箱体(6)成直角横向设置的横向梁(16、17)，该梁之一(16)纵向位于箱体(6)的前方，而另一个梁(17)与该箱体(6)的后表面(18)对齐；

·在装置(6、19-21)内，两侧臂(19、20)在装置(6、19-21)的两侧之任一侧上从结构底板(10)后面沿高度方向向上延伸。

21、根据权利要求20的结构(5)，其特征在于，所述收回轮舱(27)被布置成纵向从结构底板(10)的前横梁(16)延伸到和箱体(6)的后表面(18)对齐和/或具有和箱体(6)相同的横向尺寸。

22、根据权利要求21的结构(5)，其特征在于，固定减震致动器(9)的横向铰链(8)设置成与箱体(6)对准，在箱体(6)上，或者在箱体(6)之下位于结构底板(10)上。

23、根据权利要求22的结构(5)，其特征在于，减震致动器(9)上将其连接到摆动系统(13)的连接端(56)被设置成与箱体(6)对准，在箱体(6)前表面(37)的纵向略前一点儿。

24、根据权利要求23的结构(5)，其特征在于，箱体(6)和/或结构底板(10)及机械顶板(22)至少部分地是用复合材料制成的。

25、根据权利要求24的结构(5)，其特征在于，箱体(6)和/或结构底板(10)及机械顶板(22)至少部分地是用碳或由铆钉和/或粘合剂连接到一起的碳夹层制成的。

26、一种旋翼飞行器(1)，该飞行器(1)具有根据权利要求1至17任意一项的起落架(2)，和根据权利要求18至25任意一项的力传递结构(5)，该飞行器特征在于，该起落架(2)和该结构(5)被布置成可将着陆力分布在结构底板(10)和机械顶板(22)之间的中心箱体(6)中。

27、根据权利要求26的飞行器(1)，其特征在于，该结构(5)由机身(3)的整流罩覆盖，这种机身(3)整流罩至少包括：

·构成了机身(3)的一个集成部分的受力罩；和/或

·透明表面，其改善飞行器(1)对外的可视性；和/或

·用于起落架(2)或者类似部件的舱口。

28、根据权利要求26或27的飞行器(1)，其特征在于，雷达(29)或者监测装置(45)以一种不会妨碍其在飞行器(1)上的安装和操作的方式安装在结构(5)上。

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