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CN107771151B - 航空器起落装置 - Google Patents

航空器起落装置 Download PDF

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CN107771151B
CN107771151B CN201680035468.1A CN201680035468A CN107771151B CN 107771151 B CN107771151 B CN 107771151B CN 201680035468 A CN201680035468 A CN 201680035468A CN 107771151 B CN107771151 B CN 107771151B
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CN
China
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leg
brake
landing gear
wheel
respect
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瑟奇·罗克斯
F·古洛特
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Safran Electronics and Defense SAS
Safran Electrical and Power SAS
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Safran Electronics and Defense SAS
Safran Electrical and Power SAS
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Abstract

本发明涉及一种航空器起落装置(2)，该起落装置包括：‑支腿(6)，该支腿能可枢转地连接到航空器(1)的负载支承结构，用于起落装置(2)的展开和缩回；‑相对于支腿(6)可旋转的轮子(13，14)和可使轮子(13，14)相对于支腿(6)旋转的电动马达(15，16)；‑传动机构(17)，其被设计为将由电动马达(15，16)产生的扭矩选择性地传递到轮子(13，14)以使轮子相对于支腿(6)旋转，或者传递到支腿(6)以使支腿(6)相对于航空器(1)的负载支承结构旋转，从而展开或缩回起落装置(2)。

Description

航空器起落装置
技术领域
本发明涉及一种用于航空器的起落装置。
背景技术
大部分航空器装备有起落架或起落装置，使得航空器能够在起飞、着陆和滑行阶段期间在地面上行进。这些起落装置包括多个轮子，所述多个轮子可根据从一个航空器到另一个航空器变化的构造来布置。
一些起落装置可缩回到航空器的机翼或机身内，以减小飞行阶段期间航空器的空气阻力。
为此目的，起落装置装备有经由液压致动器被致动的机械杆和轨道系统，以使得起落装置枢转从而展开和缩回起落装置。液压致动器的一个优点在于它们通常是轻质的。然而这些致动器的一个缺点在于它们需要液压流体供应。
为了避免使用液压流体，可以由电致动器代替液压致动器。然而，以相同功率而言，电致动器通常重于液压致动器。
另外，当前，航空器在滑行阶段期间通常借助它们的涡轮喷气发动机在地面上移动。
目前正在开发在不使用涡轮喷气发动机的功率的情况下移动航空器的解决方案。
一种已开发的解决方案包括通过使用辅助动力单元(APU)产生的电功率来使得航空器的主起落装置的一些轮子机动化。电动马达使这些轮子以不同的速度转动，这样通过改进飞机的驾驶而更大地增加了航空器的地面操控性。
使轮子机动化进一步使得飞行员能在无需等待牵引车接管航空器的情况下移出停放区域。
最后，由APU提供的电功率的使用显著地改善了操作成本，并且通过降低燃料消耗和限制航站楼周围噪音而产生环境效益。
发明内容
本发明的一个目的是提出一种解决方案，避免使用液压致动器来进行起落装置的展开和缩回。
该目的通过用于航空器的起落装置而在本发明范围内实现，所述航空器的起落装置包括：
-适于铰接在航空器的支撑结构上的支腿，用于起落装置的展开和缩回，
-相对于所述支腿可旋转地安装的轮子和适于驱动所述轮子相对于所述支腿旋转的电动马达，
-包括传动轴的传动机构，该传动轴具有适于联接到所述马达的第一端部和适于联接到航空器的支撑结构的第二端部，
所述传动机构被构造成将由电动马达产生的扭矩选择性地传递到所述轮子以驱动所述轮子相对于所述支腿旋转，或经由所述传动轴传递到所述支腿以驱动所述支腿相对于所述航空器的支撑结构旋转，从而展开或缩回所述起落装置。
在这种起落装置中，电动马达用于驱动或制动滚动阶段期间的轮子，并用于在航空器的着陆和起飞阶段期间展开或缩回起落装置。换言之，本发明利用电动马达的存在来操控起落装置。
所述起落装置可进一步具有下述特征：
-所述传动轴在所述支腿内延伸，
-所述传动轴围绕所述支腿的纵向轴线相对于所述支腿可旋转地安装，
-所述起落装置包括布置在所述支腿与所述传动轴之间的制动器，所述制动器能在接合构造与分离构造之间移动，在所述接合构造中，所述制动器防止所述传动轴相对于所述支腿旋转，在所述分离构造中，所述致动器使所述传动轴能相对于所述支腿旋转，
-所述起落装置包括固定地安装在所述传动轴的第二端部上的齿轮，所述齿轮适于与固定地安装在所述航空器的支撑结构上的圆形齿条啮合，使得所述传动轴相对于第一支腿部分的旋转导致所述起落装置相对于所述航空器的支撑结构的旋转，
-所述传动机构包括减速齿轮，所述减速齿轮具有输入部、第一输出部和第二输出部，所述输入部连接到所述电动马达，所述第一输出部连接到所述轮子以便使所述马达可借助所述减速齿轮驱动所述轮子，所述第二输出部连接到所述传动轴以便使所述电动马达可借助所述减速齿轮驱动所述传动轴相对于所述支腿旋转，
-所述起落装置包括布置在所述支腿与所述轮子之间的制动器，所述制动器能在接合构造与分离构造之间移动，在所述接合构造中，所述制动器防止所述轮子相对于所述支腿旋转，在所述分离构造中，所述致动器使所述轮子能相对于所述支腿旋转，
-所述支腿具有纵向轴线，并包括适于连接到所述航空器的支撑结构的第一支腿部分和连接到所述轮子的第二支腿部分，所述第二支腿部分沿着所述支腿的纵向轴线相对于所述第一支腿部分可旋转地安装，
-所述起落装置进一步包括布置在第一支腿部分与第二支腿部分之间的制动器，所述制动器能在接合构造与分离构造之间移动，在所述接合构造中，所述制动器防止所述第二支腿部分相对于所述第一支腿部分旋转，在所述分离构造中，所述制动器使所述第二支腿部分能相对于所述第一支腿部分旋转，
-所述第二支腿部分包括翼形的流线形部分，所述第二支腿部分相对于所述第一支腿部分的旋转使得能够调节所述流线形部分的定向以产生作用在所述流线形部分上的升力，以容易促进所述起落装置，
-所述起落装置包括一对轮子和一对电动马达，所述一对轮子包括第一轮子和第二轮子，所述一对电动马达包括第一电动马达和第二电动马达，所述第一电动马达和第二电动马达适于分别驱动所述第一轮子和第二轮子相对于所述支腿旋转，以使得所述航空器能够滚动(roulage)，
-所述传动轴围绕所述支腿的纵向轴线相对于所述支腿可旋转地安装，所述传动机构包括：
第一减速齿轮，该第一减速齿轮包括连接到所述第一电动马达的输入部和连接到所述传动轴的输出部，和
第二减速齿轮，该第二减速齿轮包括连接到所述第二电动马达的输入部和连接到所述传动轴的输出部，
当所述第一电动马达和所述第二电动马达以不同的速度转动时，所述第一减速齿轮和所述第二减速齿轮形成适于驱动所述传动轴旋转的差动器。
-所述起落装置包括布置在所述支腿与所述第一轮子之间的第一制动器和布置在所述支腿与所述第二轮子之间的第二制动器，每个制动器能在接合构造与分离位置之间移动，在所述接合构造中，所述制动器防止所述轮子相对于所述支腿旋转，在所述分离位置中，所述制动器防止所述轮子相对于所述支腿旋转。
附图说明
其他特征和优点将通过下文纯粹例示性且非限制性的，并且必须结合所附附图考虑的描述中显现，其中：
-图1A和图1B分别示意性地示出包括处于展开位置和处于缩回位置的起落装置的航空器，
-图2示意性地示出根据本发明的实施例的起落装置的原理，
-图3示意性地示出根据本发明的实施例的起落装置的结构。
具体实施方式
在图1A和图1B中，示出的航空器1包括两个主起落装置2和3以及前起落装置4。两个主起落装置2和3位于航空器1的机翼下面。每个主起落装置2、3围绕基本平行于航空器1的纵向轴线的旋转轴线X相对于航空器1的支撑结构枢转地安装。每个起落装置2、3在展开位置(位置I)与缩回位置(位置II)之间枢转地安装。
在展开位置中(图1A)，每个起落装置2、3在机翼之外延伸，使得起落装置的轮子可与地面5接触，以用于航空器1在起飞、着陆和滑行阶段期间进行演进。
在缩回位置中(图1B)，每个起落装置2、3返回到机翼内以降低航空器1的空气阻力。起落装置2、3容纳在位于每个机翼中的起落装置箱内。
在图2和图3中，示出的起落装置2包括支腿6和轮系7，轮系7借助于支腿6连接到航空器1的支撑结构。
支腿6具有纵向轴线Y。支腿6包括第一支腿部分8(或上支腿部分)和第二支腿部分9(或下支腿部分)。第一支腿部分8借助于铰链10围绕轴线X可旋转地安装在航空器的支撑结构上，以便进行起落装置2的展开和缩回。第二支腿部分9沿着支腿6的纵向轴线Y相对于第一支腿部分8可旋转地安装。另外，第二支腿部分9包括翼形的流线形部分11。
轮系7包括外壳12、第一轮子13(或右侧轮子)和第二轮子14(或左侧轮子)，第一轮子和第二轮子都围绕共用的旋转轴线Z可旋转地安装在外壳12上。
轮系7的外壳12固定地安装到第二支腿部分9上。
起落装置2进一步包括用于驱动第一轮子13旋转的第一电动马达15和用于驱动第二轮子14旋转的第二电动马达16。第一电动马达15和第二电动马达16可以是具有永久磁体的同步马达。电动马达15、16优选地具有大直径和小厚度以支持在旋转速度下产生的扭矩。
第一电动马达15包括固定地安装到外壳12上的定子21，和适于在第一马达15被供应电流时被驱动以相对于定子21旋转的转子23。
类似地，第二电动马达16包括固定地安装到外壳12上的定子22，和适于在第二马达16被供应电流时被驱动以相对于定子22旋转的转子24。
起落装置2进一步包括传动机构17，传动机构17构造成将电动马达15和16产生的扭矩选择性地传递到轮子13和14以驱动轮子旋转，或者传递到第二支腿部分9以驱动第二支腿部分9相对于第一支腿部分8旋转。
传动机构17包括传动轴30、第一减速齿轮25和第二减速齿轮26。
第一减速齿轮25设置在第一马达15与第一轮子13之间。第一减速齿轮25包括附接到第一马达15的转子23的输入轴31、附接到第一轮子13的第一输出轴33和适于与传动轴30啮合的第二输出轴35。
在图3中示出的实例中，第一减速齿轮25是周转轮系，该周转轮系包括内部太阳轮41、行星齿轮架43、外圈齿轮45(或冠状部)和多个行星轮47。内部太阳轮41借助于输入轴31旋转地固定到第一马达15的转子23。行星齿轮架43借助于第一输出轴33旋转地固定到第一轮子13，外圈齿轮45借助于第二输出轴35与传动轴30啮合。
类似地，第二减速齿轮26设置在第二马达16与第二轮子14之间。第二减速齿轮26包括连接到第二马达16的转子24的输入轴32、连接到第二轮子14的第一输出轴34和适于与传动轴30啮合的第二输出轴36。
在图3中示出的实例中，第二减速齿轮26是周转轮系，该周转轮系包括内部太阳轮42、行星齿轮架44、外圈齿轮46(或冠状部)和多个行星轮48。内部太阳轮42借助于输入轴32旋转地固定到第二马达16的转子24。行星齿轮架44借助于第一输出轴34旋转地固定到第二轮子14，外圈齿轮46借助于第二输出轴36与传动轴30啮合。
传动轴30在支腿6内延伸。更具体而言，传动轴30在第一支腿部分8内和第二支腿部分9内延伸。
传动轴30包括适于与减速齿轮25的输出轴35和减速齿轮26的输出轴36啮合的第一端部38和适于与航空器的支撑结构啮合的第二端部39。
传动轴30的第一端部38包括锥齿轮，该锥齿轮的齿与输出轴35和36的相应锥齿轮啮合。
第二端部39包括适于与固定在航空器的支撑结构上的圆形齿条40啮合的齿轮。
同样，起落装置2包括布置在外壳12与第一轮子13之间的第一制动器51。第一制动器51能在接合构造与分离构造之间移动，在接合构造中，制动器51防止第一轮子13相对于外壳12(并因此相对于第二支腿部分9)旋转，在分离构造中，制动器51使第一轮子13能相对于外壳12(并因此相对于第二支腿部分9)旋转。
类似地，起落装置包括布置在外壳12与第二轮子14之间的第二制动器52。第二制动器52能在接合构造与分离构造之间移动，在接合构造中，制动器52防止第二轮子14相对于外壳12(并因此相对于第二支腿部分9)旋转，在分离构造中，制动器52使第二轮子14能相对于外壳12(并因此相对于第二支腿部分9)旋转。
第一制动器51和第二制动器52是例如电致动的多盘式制动器。
起落装置2进一步包括布置在第一支腿部分8与第二支腿部分9之间的第三制动器53。第三制动器53能在接合构造与分离构造之间移动，在接合构造中，第三制动器53防止第二支腿部分9相对于第一支腿部分8旋转，在分离构造中，第三制动器53使第二支腿部分9能相对于第一支腿部分8旋转。
最后，起落装置2包括布置在第一支腿部分8与驱动轴的第二端部39之间的第四制动器54。第四制动器54能在接合构造与分离构造之间移动，在接合构造中，第四制动器54防止传动轴30相对于第一支腿部分9旋转，在分离构造中，第四制动器54使传动轴30能相对于第一支腿部分8旋转。
第三制动器53和第四制动器54是例如离合制动器，用于传递相当大的扭矩但具有减小的体积。
最后，起落装置2包括布置在马达15的转子23和马达16的转子24之间的第五制动器55。第五制动器55能在接合构造与分离构造之间移动，在接合构造中，转子23和24相对于彼此固定，在分离构造中，第五制动器55使马达15的转子23和马达16的转子24能进行独立的旋转。
在正常操作中，第五制动器55处于分离构造，使马达15的转子23和马达16的转子24能进行独立的旋转。
在马达15或16中的一个出故障的情况下，制动器55可被接合以连接马达15的转子23和马达16的转子24，确保轮子13和14以相同的速度旋转。
在正常操作中，起落装置2可按照三个主要模式来控制：
第一模式：在地面上滚动和制动
根据第一操作模式，起落装置2处于展开位置(位置I)，第三制动器53和第四制动器54处于接合构造。
在该操作模式中，传动轴30相对于第一支腿部分8被第四制动器54阻挡。
此外，第二支腿部分9也相对于第一支腿部分8被第三制动器53阻挡。
第一电动马达15和第二电动马达16被致动以借助于第一减速齿轮25和第二减速齿轮26驱动第一轮子13和第二轮子14旋转。
在地面上滚动和制动阶段期间，该第一操作模式被使用。电动马达15和16可以不同的速度被控制以使航空器1转动。
如果需要，通过接合第一制动器51和第二制动器52来确保航空器1减慢。在电动马达15和16可反转的情况下，还能够通过经由电动马达15和16回收能量来确保使航空器减慢。
第二模式：起落装置的展开和缩回
根据第二操作模式，第一制动器51、第二制动器52和第三制动器53处于接合构造。第四制动器54处于分离构造。
在该操作模式中，轮子13和14相对于第二支腿部分9被阻挡。同样，第二支腿部分9相对于第一支腿部分8被阻挡。
第一电动马达15和第二电动马达16沿相反的方向被致动。也就是说，第一马达15的转子23被驱动沿第一旋转方向相对于定子21旋转，第二马达16的转子24被驱动沿与第一方向相反的第二旋转方向相对于定子22旋转。
第一电动马达15和第二电动马达16借助于减速齿轮25和26驱动两个轴35和36沿相反方向旋转。
由于两个轴35和36被驱动沿相反的方向旋转，因此其效果是传动轴30被驱动相对于第一支腿部分8旋转。
实际上，当第一电动马达和第二电动马达以不同速度转动时，输出轴35、36和传动轴30实际上形成适于驱动传动轴30相对于支腿6旋转的差动器。
传动轴30的旋转的效果是使传动轴30的端部39在圆形齿条40上滚动。由于传动轴30与圆形齿条的啮合，起落装置1借助于铰链10被驱动围绕轴线X相对于航空器的支撑结构旋转。
起落装置2被驱动相对于航空器的支撑结构在展开位置(位置I)与缩回位置(II)之间旋转。起落装置2的旋转方向取决于电动马达15和16的旋转方向。
起落装置2可通过反转电动马达15和16的旋转方向而选择性地展开或缩回。
第三模式：起落装置的定向
根据第三操作模式，第一制动器51、第二制动器52和第四制动器54处于接合构造。第三制动器53处于分离构造。
在该操作模式中，轮子13和14相对于第二支腿部分9被阻挡。同样，传动轴30相对于第一支腿部分8被第四制动器54阻挡。
第一电动马达15和第二电动马达16沿相反的方向被致动。也就是说，第一马达15的转子23被驱动沿第一旋转方向相对于定子21旋转，第二马达16的转子24被驱动沿与第一方向相反的第二旋转方向相对于定子22旋转。
第一电动马达15和第二电动马达16借助于减速齿轮25和26驱动两个轴35和36沿相反的方向旋转。
由于传动轴30被阻挡相对于第一支腿部分8旋转，因此其效果是第二支腿部分9和轮系7被驱动围绕轴线Y相对于第一支腿部分8旋转。
第二支腿部分9相对于第一支腿部分8的旋转使得能够调节流线形部分11的定向，以产生作用在流线形部分11上的升力。
流线形部分11可定向成便于起落装置2的容易缩回。
流线形部分的角位置被调节以产生有助于使起落装置2上升的升力。一旦达到了该角位置，则第三制动器53接合且第四制动器54分离，以使得能够进行起落装置2的缩回(第二操作模式)。
该操作模式还可以用于在滑行和停靠阶段期间在地面上驾驶航空器1。

Claims (12)

1.一种用于航空器的起落装置(2)，包括：
-适于铰接在所述航空器(1)的支撑结构上的支腿(6)，用于所述起落装置(2)的展开和缩回，
-相对于所述支腿(6)旋转的可旋转地安装的第一轮子(13)和适于驱动所述第一轮子(13)相对于所述支腿(6)旋转的电动马达(15)，
-包括传动轴(30)的传动机构(17)，所述传动轴(30)在所述支腿(6)内延伸，该传动轴(30)具有适于联接到所述马达(15)的第一端部(38)和适于联接到所述航空器(1)的支撑结构的第二端部(39)，
所述传动机构被构造成将由所述电动马达(15)产生的扭矩选择性地传递到所述第一轮子(13)以驱动所述第一轮子相对于所述支腿(6)旋转，或经由所述传动轴(30)传递到所述支腿(6)以驱动所述支腿(6)相对于所述航空器(1)的支撑结构旋转，从而展开或缩回所述起落装置(2)。
2.根据权利要求1所述的起落装置，其中，所述传动轴(30)围绕所述支腿(6)的纵向轴线(Y)相对于所述支腿(6)可旋转地安装。
3.根据权利要求1或2所述的起落装置，包括固定地安装在所述传动轴(30)的第二端部(39)上的齿轮，所述齿轮适于与固定地安装在所述航空器(1)的支撑结构上的圆形齿条(40)啮合，使得所述传动轴(30)相对于所述支腿(6)的第一支腿部分(8)的旋转导致所述起落装置(2)相对于所述航空器(1)的支撑结构的旋转。
4.根据权利要求1或2所述的起落装置，其中，所述传动机构(17)包括减速齿轮(25，26)，所述减速齿轮具有输入部(31，32)、第一输出部(33，34)和第二输出部(35，36)，所述输入部(31，32)连接到所述电动马达(15)，所述第一输出部(33，34)连接到所述第一轮子(13)以便使所述马达可借助所述减速齿轮(25，26)驱动所述轮子，所述第二输出部(35，36)连接到所述传动轴(30)以便使所述电动马达(15)可借助所述减速齿轮(25)驱动所述传动轴(30)相对于所述支腿(6)旋转。
5.根据权利要求1或2所述的起落装置，包括布置在所述支腿(6)与所述轮子(13)之间的第一制动器(51)，所述第一制动器(51)能在接合构造与分离构造之间移动，在所述接合构造中，所述第一制动器(51)防止所述第一轮子(13)相对于所述支腿(6)旋转，在所述分离构造中，所述第一制动器(51)使所述第一轮子(13)能相对于所述支腿(6)旋转。
6.根据权利要求1或2所述的起落装置，其中，所述支腿(6)具有纵向轴线(Y)，并包括适于连接到所述航空器(1)的支撑结构的第一支腿部分(8)和连接到所述第一轮子(13)的第二支腿部分(9)，所述第二支腿部分(9)沿着所述支腿(6)的纵向轴线(Y)相对于所述第一支腿部分(8)可旋转地安装。
7.根据权利要求6所述的起落装置，进一步包括布置在所述第一支腿部分(8)与所述第二支腿部分(9)之间的第三制动器(53)，所述第三制动器(53)能在接合构造与分离构造之间移动，在所述接合构造中，所述第三制动器(53)防止所述第二支腿部分(9)相对于所述第一支腿部分(8)旋转，在所述分离构造中，所述第三制动器(53)使所述第二支腿部分(9)能相对于所述第一支腿部分(8)旋转。
8.根据权利要求6所述的起落装置，其中，所述第二支腿部分(9)包括翼形的流线形部分(11)，所述第二支腿部分(9)相对于所述第一支腿部分(8)的旋转使得能够调节所述流线形部分(11)的定向以产生作用在所述流线形部分(11)上的升力，以容易地缩回所述起落装置(2)。
9.根据权利要求1或2所述的起落装置，包括一对轮子(13，14)和一对电动马达(15，16)，所述一对轮子包括所述第一轮子(13)和第二轮子(14)，所述一对电动马达包括第一电动马达(15)和第二电动马达(16)，所述第一电动马达和第二电动马达适于分别驱动所述第一轮子(13)和所述第二轮子(14)相对于所述支腿(6)旋转，以使得所述航空器(1)能够滚动。
10.根据权利要求9所述的起落装置，包括布置在所述支腿(6)与所述第二轮子(14)之间的第二制动器(52)，所述第二制动器(52)能在接合构造与分离构造之间移动，在所述接合构造中，所述第二制动器(52)防止所述第二轮子(14)相对于所述支腿(6)旋转，在所述分离构造中，所述第二制动器(52)使所述第二轮子(14)能相对于所述支腿(6)旋转。
11.根据权利要求9所述的起落装置，其中，所述传动轴(30)围绕所述支腿(6)的纵向轴线(Y)相对于所述支腿(6)可旋转地安装，所述传动机构(17)包括：
-第一减速齿轮(25)，该第一减速齿轮包括连接到所述第一电动马达(15)的输入部(31)和连接到所述传动轴(30)的输出部(35)，和
-第二减速齿轮(26)，该第二减速齿轮包括连接到所述第二电动马达(16)的输入部(32)和连接到所述传动轴(30)的输出部(36)，
当所述第一电动马达(15)和所述第二电动马达(16)以不同的速度转动时，所述第一减速齿轮(25)和所述第二减速齿轮(26)形成适于驱动所述传动轴(30)旋转的差动器。
12.根据权利要求2所述的起落装置，包括布置在所述支腿(6)与所述传动轴(30)之间的第四制动器(54)，所述第四制动器(54)能在接合构造与分离构造之间移动，在所述接合构造中，所述第四制动器(54)防止所述传动轴(30)相对于所述支腿(6)旋转，在所述分离构造中，所述第四制动器(54)使所述传动轴(30)能相对于所述支腿(6)旋转。
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