CN112141325B - 具有复合弯曲梁的起落架系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种具有复合弯曲梁的起落架系统。一种用于飞行器的起落架系统包括：复合弯曲梁，该复合弯曲梁具有贯穿厚度的缝合和半径大于5英寸(12.7厘米)的曲面；以及耳轴，该耳轴连接到该复合弯曲梁并从该复合弯曲梁的中性表面偏移。

Description

具有复合弯曲梁的起落架系统

技术领域

本公开总体上涉及用于飞机的起落架，并且更具体地涉及用于小型飞行器的起落架。

背景技术

用于飞行器的起落架吸收着陆能量，还有许多其它功能。用于大型飞行器的当前设计可以包括油压支柱(Oleo strut)、一种气动的气-油液压减震器。然而，油压支柱对于较小的飞行器可能是不期望地昂贵的。油压支柱还可能给一些飞行器增加相对不期望的重量。

一些飞行器可能利用金属弯曲梁来吸收着陆的能量。然而，金属弯曲梁可能给小型飞行器增加不期望的重量。

因此，期望具有考虑以上讨论的问题中的至少一些问题以及其它可能的问题的方法和设备。

发明内容

本公开的例示性实施方式提供了用于飞行器的起落架系统。该起落架系统包括：复合弯曲梁，该复合弯曲梁具有贯穿厚度(through-thickness)的缝合(stitch)和半径大于5英寸(12.7厘米(cm))的曲面；以及耳轴，该耳轴连接到该复合弯曲梁并从该复合弯曲梁的中性表面偏移。

本公开的另一例示性实施方式提供了用于飞行器的起落架系统。该起落架系统包括：复合弯曲梁，该复合弯曲梁具有贯穿厚度的缝合和沿着该复合弯曲梁的整个长度的曲面，该缝合的密度在复合弯曲梁的前缘和后缘附近较大。

本公开的又一例示性实施方式提供了形成用于飞行器的起落架系统的方法。将纤维层铺设成曲面，各个纤维层具有相应的纤维取向。通过沿着曲面的长度对纤维层进行缝合以形成增强的多个层，该缝合的密度在曲面的前缘和后缘附近较大。将树脂注入到增强的多个层中以形成注入树脂的弯曲结构。对注入树脂的弯曲结构进行固化以形成起落架系统的复合弯曲梁。

本公开的另一例示性实施方式提供了操作具有带有复合弯曲梁的起落架系统的飞行器的方法。使飞行器飞行。通过使复合弯曲梁变平来在复合弯曲梁中吸收来自飞行器着陆的动态载荷，该复合弯曲梁具有贯穿厚度的缝合和在松弛状态中半径大于5英寸(12.7cm)的曲面。

这些特征和功能可以在本公开的多个实施方式中独立地实现，或者可以在其它实施方式中进行组合，在其它实施方式中，可以参照以下描述和附图来看到进一步细节。

附图说明

在所附权利要求中阐述了被认为是例示性实施方式的特征的新颖特征。然而，当结合附图阅读时，通过参照本公开的例示性实施方式的以下具体实施方式，将最好地理解例示性实施方式及其优选的使用模式、其进一步的目的和特征，其中：

图1是根据例示性实施方式的制造复合弯曲梁的制造环境的框图的图示；

图2是根据例示性实施方式的具有处于松弛状态的复合弯曲梁的飞行器的主视图的图示；

图3是根据例示性实施方式的具有处于偏转状态的复合弯曲梁的飞行器的主视图的图示；

图4是根据例示性实施方式的具有复合弯曲梁的飞行器的横截面图的图示；

图5是根据例示性实施方式的飞行器的具有复合弯曲梁的起落架系统的轴侧图的图示；

图6是根据例示性实施方式的飞行器的具有复合弯曲梁的起落架系统的主视图的图示；

图7是根据例示性实施方式的飞行器的起落架系统的处于偏转状态和松弛状态的弯曲梁的主视图的图示；

图8是根据例示性实施方式的飞行器的起落架系统的处于偏转状态和松弛状态的弯曲梁的一部分的主视图的图示；

图9是根据例示性实施方式的飞行器的复合弯曲梁的前缘的缝合的横截面图的图示；

图10是根据例示性实施方式的在飞行器的复合弯曲梁中的缝合的分布的轴侧图的图示；

图11是根据例示性实施方式的形成用于飞行器的起落架系统的方法的流程图的图示；

图12是根据例示性实施方式的操作具有带有复合弯曲梁的起落架系统的飞行器的方法的流程图的图示；

图13是框图形式的根据例示性实施方式的飞行器制造和服务方法；以及

图14是框图形式的可以实现例示性实施方式的飞行器的图示。

具体实施方式

例示性实施方式认识并考虑了一个或更多个不同的考虑因素。例示性实施方式认识并考虑到，期望减少飞行器的成本和重量。

例示性实施方式认识并考虑到，复合材料是通过组合两个或更多个功能成分而产生的坚硬、轻质的材料。例如，复合材料可包括结合在聚合物树脂基质中的增强纤维。纤维可以是单向的，或者可以采取无纺布或织物的形式。纤维和树脂被布置并固化以形成复合材料。

例示性实施方式认识并考虑到，在制造复合结构时，通常将纤维层铺设在工具上。这些层可以由片状纤维组成。这些层可以采取织物、带、束或其它合适形式的形式。在某些情况下，可以将树脂注入或预浸入这些层中。

这些层以任何期望的顺序堆叠和形成。然后使用炉或高压釜固化片材中的树脂。

例示性实施方式认识并考虑到，复合结构在面内(in-plane)非常坚固，并且尤其是处于张力中时非常坚固。诸如碳纤维的纤维在平面内承受大部分载荷。复合结构由于其分层的性质，在面外(out-of-plane)是较弱的。树脂在层之间承载大部分载荷。

例示性实施方式认识并考虑到，复合材料比金属更轻，但是具有比金属更高的离面张力(out-of-plane tension)。例示性实施方式认识并考虑到，复合结构易于出现层间张力(ILT)。复合结构中的层间张力受复合结构的设计的影响。层间张力(ILT)应力随以下任一因素而增加：较大的打开力矩、较窄的半径或较薄的层压板。

例示性实施方式认识并考虑到，如果迫使弯曲的凸缘打开，则具有弯曲的凸缘的任何复合结构将经历层间张力。例示性实施方式认识并考虑到，在由于外力导致弯曲凸缘的角度增加时，出现径向力(F-r)。径向力的不期望的量可能致使复合材料不一致，诸如，分层。

例示性实施方式认识并考虑到，径向力在金属或复合材料中均等地出现。例示性实施方式认识并考虑到，复合材料的面外(Z方向)的薄弱使得这在设计复合结构时成为重要的考虑因素。

例示性实施方式认识并考虑到，复合层压板中的抗弯曲性至少部分地是由于层间剪切力引起的。在复合层压板中，层之间的树脂将层保持在所期望的半径内，而层不会相对于彼此滑动。由于使复合层压板的曲面变平的加载，复合层压板的层倾向于分层。

例示性实施方式认识并考虑到，可以使用经典弯曲梁理论或复合FEA法来估计其上的径向力。例示性实施方式认识并考虑到，径向力可以通过下式来估计：

其中，fILT是层间张应力，M是力矩(在这种情况下是力矩臂长)，R是半径，并且t是横截面厚度。

例示性实施方式认识并考虑到，通过改变复合结构的设计，改变了层间张应力。例示性实施方式认识并考虑到，通过增加复合结构的半径，减小了层间张应力。更具体地，随着R(半径)的大小相对于M(力矩臂长度)的增大，层间张应力减小。

例示性实施方式认识并考虑到，复合结构中的缝合改进了复合材料的离面强度(out-of-plane strength)。相对于粘合层压板中的层的树脂的强度，复合结构中的缝合改进了复合材料在平面外(正交/垂直)方向上的强度。复合结构中的缝合可以在垂直于层压板的平面的方向中提供纤维，从而将至少相邻的层压层与纤维/缝合链接起来。复合结构中的缝合增加了层压板的三维性质。复合结构中的缝合提供了树脂基质以外的层之间的载荷路径。

例示性示例示出了具有复合弯曲梁的起落架系统。复合弯曲梁由缝合并注入树脂的纤维层形成。缝合增加了层间强度。在一些例示性示例中，缝合抑制了由于层间张应力而引起的复合弯曲梁中的不一致。在一些例示性示例中，缝合减小了尺寸或减少了发生超公差不一致中的至少一者。

例示性示例提供了用于飞行器的起落架系统。该起落架系统包括：复合弯曲梁，该复合弯曲梁具有贯穿厚度的缝合和半径大于5英寸(12.7厘米(cm))的曲面；以及耳轴，该耳轴相对于该复合弯曲梁的中性表面偏移。

现在转到图1，根据例示性实施方式描绘了制造复合弯曲梁的制造环境的框图的图示。制造环境100是制造用于飞行器104的起落架系统102的环境。用于飞行器104的起落架系统102包括：复合弯曲梁106，该复合弯曲梁106具有贯穿厚度的缝合108、半径112大于5英寸(12.7cm)的曲面110；以及耳轴114，该耳轴114相对于复合弯曲梁106的中性表面118偏移116。

包括耳轴114的配件115将起落架系统102的复合弯曲梁106连接到飞行器104的机身(未示出)。配件115的基座117将耳轴114连接到复合弯曲梁106。基座117采用任何期望的大小或形状以将耳轴114连接到复合弯曲梁106。

飞行器104是轻型飞行器。在一些例示性示例中，飞行器104是起飞重量在5kip(2267.96千克(kg))至19kip(8618.25kg)之间的飞机。飞行器104具有固定的起落架，并且可能最多具有两个发动机。

在设计复合弯曲梁106之前，设计飞行器104的主体。飞行器104被设计成包括大小和重量的考虑。在设计飞行器104之后，为起落架系统102选择期望的偏转。复合弯曲梁106被设计成适应期望的偏转。

在为起落架系统102设置期望的偏转之后，执行倾翻点分析。倾翻点分析确定飞行器104的重心。确定起落架系统102中的轮组件150和轮组件152的间隔。轮组件150和轮组件152的间隔受倾翻点分析的影响。轮组件150和轮组件152的间隔影响复合弯曲梁106的长度148。复合弯曲梁106的宽度166、长度148和横截面厚度被设计成满足设计特征120，该设计特征120满足飞行器104的起落架系统102的期望标准。当飞行器104的设计改变时，起落架系统102的设计也可能改变。

当设计起落架系统102时，执行裕度检查计算。一个裕量检查包括起落架组件102的位置。起落架组件102的裕度检查计算包括倾翻点以及轮组件150和轮组件152的间隔。通过在前轮(未示出)与主起落架系统、起落架系统102(包括轮组件150和轮组件152)的轮中的各个轮之间绘制齿轮三角形来进行该裕度检查。

另一裕度检查包括飞行器104的重心(CG)的高度。飞行器104的重心(CG)应该在齿轮三角形内。

在垂直于齿轮三角形长边、通过飞行器104的重心(CG)的竖直平面上测量“倾斜”角。另一裕度检查包括飞行器104在地面上方的腹部高度。另一裕度检查包括检查飞行器104的底槛(sill)高度(载货底板与地面/跑道之间的距离)。在执行飞行器104的裕度检查中，使用轮组件150和轮组件152中的各个轮组件的轮轴线高度以及包括配件115的耳轴114的配件和耳轴的位置来检查飞行器104的底槛高度。在裕度检查中–转向架(truck)底槛高度必须与载货飞机底槛高度在+/-2英寸(5.08cm)内匹配。

其它裕度检查包括轮组件150和轮组件152的轮直径和轮轴线高度，以及包括配件115和耳轴114的配件/耳轴的位置。配件和耳轴的位置包括右耳轴与左耳轴之间的横向距离(DY，耳轴)。配件和耳轴的位置还包括耳轴114的中心轴线159与复合弯曲梁106的中性表面118之间的竖直距离(DZ，轴线)。

在执行设计裕度检查之后，对起落架系统102执行变形裕度检查。变形裕度检查包括在着陆时在偏转124之后飞行器104的腹部的位置，G水平是否在可接受的范围内以及复合弯曲梁106上的应力和应变是否在可接受的范围内。

复合弯曲梁106被设计成满足从先前的计算确定的期望的偏转和长度。复合弯曲梁106被设计成适应飞行器104的着陆。

复合弯曲梁106具有设计特征120。设计特征120被选择成使得起落架系统102在飞行器104的运行期间期望地起作用。设计特征120被选择成使得起落架系统102为飞行器104提供期望的性能。设计特征120包括强度122和偏转124。设计复合弯曲梁106以满足设计特征120考虑到了复合弯曲梁106的横截面厚度(未示出)、半径112和复合弯曲梁106的力矩臂长度(未示出)。

复合弯曲梁106的强度122足以承载在飞行器104着陆期间在复合弯曲梁106上产生的载荷。强度122考虑到了复合弯曲梁106的厚度(未示出)、宽度166、复合弯曲梁106的力矩臂长度(未示出)、半径112和复合弯曲梁106的扭转力矩臂(未示出)。缝合108增加了复合弯曲梁106的强度122。

复合弯曲梁106具有偏转124。偏转124是复合弯曲梁106的弯曲的量度。复合弯曲梁106偏转以吸收飞行器104的着陆能量。偏转124可以在Z方向126上测量或作为角偏转128进行测量。偏转124是复合弯曲梁106的最大可接受偏转值。最大可接受偏转值将根据飞行器104的设计而变化。

复合弯曲梁106被配置成偏转规定量。在一些例示性示例中，复合弯曲梁106被配置成在复合弯曲梁106的Z方向126中具有在12英寸(30.48cm)至16英寸(40.64cm)之间的偏转124(最大可接受偏转值)。在一些例示性示例中，复合弯曲梁106被配置成在复合弯曲梁106的Z方向126中具有在12英寸(30.48cm)至14英寸(35.56cm)之间的偏转124(最大可接受偏转值)。在一些例示性示例中，复合弯曲梁106被配置成适应由于达到15度的弯曲而引起的角偏转128。

当将载荷施加到复合弯曲梁106时，发生偏转124和角偏转128。当飞行器104着陆时发生偏转124和角偏转128。由于纤维层134的纤维取向、树脂136的材料、纤维层134中的纤维的材料、曲面110、耳轴114相对于复合弯曲梁106的位置以及缝合108的特征(包括密度142、缝合108的材料和缝合108的厚度)，复合弯曲梁106所适应的偏转124得以适应。

偏转124也可以表示成复合弯曲梁106的松弛半径130与复合弯曲梁106的完全偏转半径132之间的差。松弛半径130是当复合弯曲梁106具有最小载荷或没有载荷时(例如当飞行器104在飞行中时)的复合弯曲梁106的半径112。松弛半径130是飞行器104在飞行中时的复合弯曲梁106的半径112。复合弯曲梁106的完全偏转的半径132是当复合弯曲梁具有最大设计载荷时的复合弯曲梁106的半径112。复合弯曲梁106的完全偏转的半径132是在诸如使飞行器104着陆的动态情况期间的复合弯曲梁106的半径112。

为了形成复合弯曲梁106，将纤维层134铺设在工具(未示出)上。当铺设在工具上时，纤维层134是单向纤维的干燥层。单向纤维相对于中性表面以任何期望的方向取向。传统的纤维取向包括相对于中性表面成0度、(+/-)30度、(+/-)45度、(+/-)60度和90度。在一些例示性示例中，纤维层134包括纤维层134的具有非传统纤维取向的至少一个纤维层。

(+/-)30度和(+/-)60度范围内的纤维层134的纤维层处理复合弯曲梁106上的扭转载荷(阻力)。弯曲由纤维层134的具有大约0度的纤维取向的纤维层处理。纤维取向大约为0度的纤维层与复合弯曲梁106的长度148对齐。在一些例示性示例中，达到10度(诸如，5度)的非传统纤维取向适应复合弯曲梁106的弯曲。

(+/-)45度的层(也称为BETA层)在叠层中提供几种功能。(+/-)45度层绕钻孔改变载荷的路线，提供剪切强度(Fs)，提供剪切刚度(G)，防止0度的层中的分裂，并提高螺栓(bolted)接头中的承载强度。通过提高螺栓接头中的承载强度，BETA层防止螺栓接头中的分裂和剪切。剪切刚度(G)驱动扭转刚度，这使得轮组件150和轮组件152的轮能够适当地跟踪。复合弯曲梁106的不期望地扭转地弯曲腿(limber leg)将使轮不期望地失去跟踪。

尽管BETA层可以是(+/-)45度的层，但是BETA层的范围可以是从(+/-)15度至(+/-)75度。在一些例示性示例中，提供(+/-)15度至(+/-)75度之间的非传统纤维取向以绕钻孔改变载荷的路线，提供剪切强度(Fs)，提供剪切刚度(G)，防止0度层中的分裂，并提高螺栓接头中的承载强度。

基于飞行器104的设计，选择一定数量的纤维层134以及纤维层134的堆叠次序(层次序、角度、厚度和层材料)。改变飞行器104的大小、重量或期望性能中的至少一者会改变复合弯曲梁106的设计。例如，改变飞行器104的大小、重量或期望性能中的至少一者还可以改变纤维层134的期望的数量或期望的堆叠次序。

复合弯曲梁106弯曲以吸收能量。弯曲量与复合弯曲梁106的长度方向(Ex)中的杨氏弹性模量相关。长度方向(Ex)中的杨氏弹性模量受纤维层134的堆叠次序(层次序、角度、厚度和层材料)影响。确定纤维层134中0度纤维层的百分比以在长度方向(Ex)中产生期望的杨氏弹性模量。在一个例示性实例中，0度的纤维层占纤维层134的大约50％。在一个例示性实例中，纤维层134的大约10％是90度的层。纤维层134包括任何期望类型的纤维。在一些例示性示例中，纤维层134包括碳纤维。在一些例示性示例中，纤维层134包括玻璃纤维。在铺设纤维层134之后，穿过纤维层134施加缝合108。

通过将带线的(threaded)针(未示出)穿过纤维层134插入来产生缝合108。当施加缝合108时，纤维层134是干燥的。预浸渍的复合材料或“预浸料”会不期望地将树脂转移到针上，影响针的插入和拔出。另外，预浸材料中的树脂可以防止纤维在插入针时暂时移位，以及在拔出针后弹回。在没有局部纤维移动的情况下，则纤维将可能被损坏和/或具有不期望的或移位的位置。树脂不期望地转移到针或纤维不希望地移位将不期望地影响最终产品的质量。

缝合108也称为贯穿厚度的增强或贯穿厚度的缝合。贯穿厚度的缝合(缝合108)在整个复合弯曲梁106上延伸。在一些例示性示例中，缝合108正交/垂直地穿过纤维层134的各个层。结果，缝合108正交/垂直地穿过复合弯曲梁106的层中的各个层。通过使缝合108正交/垂直地穿过复合弯曲梁106的层中的各个层，缝合108提供了正交/垂直于层压板、复合弯曲梁106的平面的纤维。缝合108有助于抵抗层间剪切应力。

尽管上面将缝合108描述成正交/垂直地穿过复合弯曲梁106的层中的各个层，但是在一些例示性示例中，缝合108以一定角度延伸穿过层中的各个层。在这些例示性示例中，缝合108通过提供树脂基质以外的层之间的载荷路径来帮助抵抗层间剪切应力。通过使缝合108以一定角度延伸穿过层中的各个层，缝合108增加了复合弯曲梁106的层压板的三维性质。

缝合108由任何期望的材料形成。用于缝合108的材料被选择成实现期望的强度122。用于缝合108的材料被选择成与纤维层134的材料兼容。用于缝合108的材料被选择成与树脂136兼容。用于缝合108的材料被选择成在经历固化温度之后保持期望的质量。在一些例示性示例中，缝合108是碳缝合。在一些例示性示例中，缝合108是聚合物缝合。在一些例示性示例中，缝合108是聚酰胺纤维、聚酯纤维、聚芳酰胺纤维中的一种或其它类型的聚合物。在一些例示性示例中，缝合108是聚酯缝合。在一些例示性示例中，缝合108由尼龙形成。在一些例示性示例中，缝合108包括多于一种材料。

在穿过纤维层134施加缝合108之后，将树脂136注入到纤维层134中。沿着曲面110的长度148穿过纤维层134施加缝合108形成增强的多个层137。树脂136被注入增强的多个层137中。将树脂136注入增强的多个层137中形成注入树脂的弯曲结构(未示出)。注入树脂的弯曲结构(未示出)包括复合材料140。对注入树脂的弯曲结构(未显示)进行固化以产生复合弯曲梁106。

使用树脂注入装置138将树脂136注入增强的多层137中，以形成复合材料140。树脂注入装置138采取任何期望的形式。由树脂注入装置138执行的树脂注入类型的一些非限制性示例包括树脂传递模塑(RTM)、树脂注入(RI)、受控大气压树脂注入(CAPRI)、真空辅助树脂传递模塑(VARTM)或将树脂136注入纤维层134的任何其它期望的方法。在树脂传递模塑中，工具包围工件。将纤维层放入工具中后，关闭工具盖，并且然后将树脂射入工具中。在树脂注入中，将干燥的纤维层放置在工具/模具上，并且然后通过真空袋覆盖。然后，树脂在袋子与工件或工具与工件之间流动。在受控大气压树脂注入中，使用压力的微调以避免树脂脱气(outgassing)。

对复合材料140进行固化以形成复合弯曲梁106。使用压力和温度中的至少一者来固化复合材料140。

缝合108通过在Z方向126上提供支撑来增加复合弯曲梁106的强度122。缝合108有助于抵抗层间剪切应力。缝合108减少或消除了在飞行器104的运行期间复合弯曲梁106中的公差外不一致。缝合108防止或阻止复合弯曲梁106中由于施加到复合弯曲梁106上的载荷而引起的任何分层。缝合108防止在复合弯曲梁106弯曲时复合弯曲梁106的层被拉开。当将载荷施加到复合弯曲梁106的复合材料140上时，缝合108防止层压层相对于彼此剪切/滑动。缝合108有助于抵抗层间剪切应力。

缝合108在复合弯曲梁106中具有密度142。密度142是缝合108在区域中延伸穿过纤维层134的厚度多少次的量度。当密度142更大时，缝合108在同一区域中延伸穿过纤维层134更多次。

在一些例示性示例中，缝合108的密度142在复合弯曲梁106的前缘143和后缘144附近较大。前缘143和后缘144是复合弯曲梁106的宽度166的相对边缘。

在一些例示性示例中，缝合108呈网格图案154。网格图案154具有单元大小156。单元大小156是平面中各个缝合的长度。在一些例示性示例中，单元大小156可以达到2英寸(5.08cm)。在一些例示性示例中，网格图案154具有在0.2英寸(0.508cm)至0.5英寸(1.27cm)之间的单元大小156。在一些例示性示例中，网格图案154具有在0.125英寸(0.3175cm)至0.5英寸(1.27cm)之间的单元大小156。

当缝合108的密度142较大时，单元大小156较小。当缝合108的密度142在复合弯曲梁106的前缘143和后缘144附近较大时，单元大小156在复合弯曲梁106的前缘143和后缘144附近较小。

耳轴114将复合弯曲梁106连接到飞行器104的机身。耳轴114被定位在复合弯曲梁106的顶表面158上方至少0.1英寸(0.254cm)。耳轴114的偏移116是基于复合弯曲梁106的尺寸和设计特征120确定的。

在一些例示性示例中，通过考虑要施加到复合弯曲梁106的载荷来确定偏移116。耳轴114的偏移116被设计成减少引入到飞行器104的部件的应变。耳轴114从复合弯曲梁106的顶表面158偏移了0.1英寸(0.254cm)至10英寸(25.4cm)之间。

通过使耳轴114偏移，减少了耳轴114在复合弯曲梁106的加载期间的移动。减少耳轴114的移动会减小复合弯曲梁106变平时引入到飞行器104的部件的应变。在一些例示性示例中，耳轴114被偏移116，使得减小了耳轴114的由于复合弯曲梁106的弯曲而引起的移动。

选择偏移116是设计飞行器104和起落架系统102的一部分。偏移116的可接受值将在起落架系统102的几何特征和起落架系统102的变形特征的期望的公差内。如果飞行器104或起落架系统102的其它设计方面被改变，则偏移116也可能改变。

在设计飞行器104、确定偏转124、执行倾翻点计算、确定轮组件150和轮组件152的间隔之后，确定偏移116。考虑到配件115的旋转、复合弯曲梁106的变平以及复合弯曲梁106的角偏转128而确定偏移116。对于偏转124，半径112在松弛半径130至完全偏转半径132之间变动。由于偏转124，耳轴114的中心轴线159具有横向移动。

在复合弯曲梁106经历偏转时，配件115旋转。在复合弯曲梁106经历偏转124并从松弛半径130转变到完整偏转半径132时，配件115旋转。横向移位由复合弯曲梁106变平导致。横向移位由配件115旋转导致。横向移位由复合弯曲梁106的压缩应变导致。中心轴线159的移位是旋转角和竖直偏移的函数。

对由起落架系统102的配件115的移位在连接到起落架系统102的飞行器104的机身(机身框架)上引起的应变的量执行裕度检查。应变的量考虑了由于复合弯曲梁106的变平、复合弯曲梁106的压缩以及将复合弯曲梁106连接到飞行器104的配件(包括配件115)的旋转所引起的应变。当连接到起落架系统102的飞行器104的机身上的所引起的应变为可接受值时，偏移116为可接受值。在一些例示性示例中，偏移116被选择成使得减小连接到起落架系统102的飞行器104的机身上的所引起的应变。

偏移116被选择成使得耳轴114的移动具有可接受的值，其中，耳轴移动的最大可接受值基于具有耳轴114的飞行器104的设计。偏移116的最大可接受值使得基于飞行器104的设计，当将载荷施加到复合弯曲梁106时，由于耳轴114的移动而在周围的飞行器结构上引起的应变是可接受的。在一些例示性示例中，周围的飞行器结构包括飞行器104的机身。确定由于耳轴114的移动而在周围的飞行器结构上引起的应变是否具有可接受的值是对飞行器104的裕度检查的一部分。当由于耳轴114的移动而在周围的飞行器结构上引起的应变通过裕度检查时，偏移116具有可接受的值。

所引起的应变的最大可接受值将取决于飞行器104的设计。如果飞行器104的设计改变，则所引起的应变的可接受值也可能改变。如果飞行器104的设计改变，则起落架系统102的设计(包括复合弯曲梁106的设计)可能改变。起落架系统102的设计(包括复合弯曲梁106、偏移116和附接点168的设计)会影响周围的飞行器结构上的所引起的应变的量。即使所引起的应变的可接受值不变，也对飞行器104的新设计再次进行裕度检查，以确认所引起的应变具有可接受值。在飞行器104的设计被修改时，重复裕度检查。如果裕度检查导致超出公差条件，则根据哪个裕度检查超出公差条件来改变偏移116、附接点168、复合弯曲梁106的设计或飞行器104的另一部件的设计中的至少一者。

顶表面158是凸面160。复合弯曲梁106的底表面162是凹面164。当将载荷施加到复合弯曲梁106时，复合弯曲梁106的半径112从松弛半径130增大。当将载荷施加到复合弯曲梁106时，顶表面158变平。在复合弯曲梁106变平时，应变被引入到复合弯曲梁106。复合弯曲梁106的顶表面158的部分经历压缩。如图8所示，在复合弯曲梁106变平时，复合弯曲梁106的部分旋转。在复合弯曲梁106变平时，复合弯曲梁106的附接点168与第二附接点(未示出)之间的距离增大。在复合弯曲梁106变平时，附接点168向外移动。在复合弯曲梁106变平时，复合弯曲梁106的第二配件(未示出)的第二附接点(未示出)也向外移动。附接点168与第二附接点之间的距离增加了附接点168和第二附接点两者的移动之和。

耳轴114从顶表面158的偏移116被配置成减小当复合弯曲梁106被加载时由耳轴114的移动引入的飞行器104中的应变。偏移116是顶表面158与耳轴114的中心轴线159之间的距离。

配件119的基座117将耳轴114附接到复合弯曲梁106。基座117在附接点168处连接到复合弯曲梁106。配件119包括基座117和耳轴114。基座117在附接点168处连接到复合弯曲梁106。复合弯曲梁106的顶表面158上的附接点168被选择成减小在复合弯曲梁106被加载时由耳轴114的移动引入的飞行器104中的应变。耳轴114相对于复合弯曲梁106的布置会影响耳轴114的由于复合弯曲梁106的弯曲而引起的移动的量。复合弯曲梁106的顶表面158上的附接点168被选择成在复合弯曲梁106被加载时减少耳轴114的移动。

复合弯曲梁106的第一端145和第二端146是复合弯曲梁106的长度148的相对端。第一端145与飞行器104的起落架系统102的轮组件150相关联。第二端146与飞行器104的起落架系统102的轮组件152相关联。

在一些例示性示例中，复合弯曲梁106具有曲面110，其跨越复合弯曲梁106的整个长度148延伸。通过沿着整个长度148延伸的曲面110，半径112较大。

在一些例示性示例中，曲面110是恒定的(constant)170。当曲面110为恒定的170时，复合弯曲梁106具有跨复合弯曲梁106基本相同的半径。当曲面110为恒定的170时，复合弯曲梁106为圆的一部分。在一些例示性示例中，当曲面110为恒定的170时，复合弯曲梁106为半圆。在一些例示性示例中，曲面110是变化的(varying)172。当曲面110是变化的172时，曲面110具有跨整个复合弯曲梁106不相同的半径。在一个例示性示例中，当曲面110是变化的172时，复合弯曲梁106的前缘143与后缘144之间通过曲面110的横截面是椭圆的一部分。

基于飞行器104的设计(包括大小、重量和设计载荷)来选择复合弯曲梁106的缝合108、复合材料140和曲面110，以满足针对性能的设计特征120。复合弯曲梁106的缝合108、复合材料140和曲面110被选择成在飞行器104的运行中提供复合弯曲梁106的重复弯曲。复合弯曲梁106的缝合108、复合材料140和曲面110被选择成适应飞行器104着陆期间对复合弯曲梁106的重复动态加载，而不会在复合弯曲梁106中引入公差外不一致。

图1中的制造环境100的图示并不意味着暗示对可以实现例示性实施方式的方式的物理或架构限制。可以使用除了所示部件之外的其它部件或代替所示部件的其它部件。一些组件可能是不必须的。同样，提供了框以例示一些功能部件。当在例示性实施方式中实现时，这些框中的一个或更多个框可以被组合、划分或组合且划分成不同的框。例如，尽管未示出，但是在一些例示性示例中，复合弯曲梁106的宽度166朝着复合弯曲梁106的第一端145和第二端146移动变窄。在一些例示性示例中，宽度166在附接点168处大于在第一端145处。在这些例示性示例中，在复合弯曲梁106的中间点(未示出)附近，在复合弯曲梁106连接到飞行器104的机身(未示出)的附近，宽度166较大。

缝合108以任何期望的方式和任何期望的图案被施加到纤维层134。另外，在图1中未描绘缝合108的直径，而是基于设计特征120来选择。在一些例示性示例中，缝合108的直径(未示出)在复合弯曲梁106内变化。在一些例示性示例中，贯穿厚度的缝合108在复合弯曲梁106中具有多于一个的线(thread)直径。

耳轴114以任何期望的方式连接到复合弯曲梁106。耳轴114的布置适应复合弯曲梁106弯曲期间的弧长改变。在一些例示性示例中，耳轴114的附接类型是滑动连接，以进一步适应耳轴114的移动。

现在转到图2，根据例示性实施方式描绘了具有处于松弛状态的复合弯曲梁的飞行器的主视图的图示。飞行器200是图1的飞行器104的物理实现。

飞行器200具有起落架系统202。起落架系统202包括复合弯曲梁204，其曲面206的半径大于5英寸(12.7cm)。如图所示，半径208大于100英寸(254cm)。复合弯曲梁204沿着复合弯曲梁204的整个长度具有曲面206。

如图所示，曲面206是恒定曲面。如图所示，复合弯曲梁204跨越复合弯曲梁204的长度具有半径208。然而，在其它未示出的例示性示例中，曲面206是具有变化的半径的变化曲面。

复合弯曲梁204被配置成在复合弯曲梁204的Z方向210中具有在12英寸(30.48cm)至16英寸(40.64cm)之间的最大可接受偏转值。在一些例示性示例中，复合弯曲梁204被配置成在复合弯曲梁204的Z方向210中具有在12英寸(30.48cm)至14英寸(35.56cm)之间最大可接受偏转值。在一些例示性示例中，复合弯曲梁204被配置成在复合弯曲梁204的Z方向210中具有在14英寸(35.56cm)至16英寸(40.64cm)之间的最大可接受偏转值。在图3中描绘了复合弯曲梁204的偏转。复合弯曲梁204被配置成适应达到15度的角偏转。

如图所示，复合弯曲梁204处于松弛状态212。半径208可以被称为松弛半径。

尽管在图2中不可见，但是复合弯曲梁204具有呈贯穿厚度的缝合形式的贯穿厚度的增强。复合弯曲梁204沿着复合弯曲梁204的整个长度具有贯穿厚度的缝合(未示出)和曲面206。

现在转到图3，根据例示性实施方式描绘了具有处于偏转状态的复合弯曲梁的飞行器的主视图的图示。图3的视图300是处于偏转状态302的复合弯曲梁204的视图。由于飞行器200着陆期间置于复合弯曲梁204上的载荷303，复合弯曲梁204处于偏转状态302。复合弯曲梁204在松弛状态212与偏转状态302之间变平。复合弯曲梁204在松弛状态212与偏转状态302之间增大了其半径。在偏转状态302中，复合弯曲梁204的半径304大于图2的半径208。半径304被称为偏转半径。如图所示，半径304大于200英寸(508cm)。

在复合弯曲梁204被弯曲时，曲面206随着图2的半径208增大到半径304而“打开”。在曲面206被“打开”时，径向力出现在复合弯曲梁204中。复合弯曲梁204的贯穿厚度的缝合(未示出)提供离面强度。贯穿厚度的增强(贯穿厚度的缝合)(未示出)抑制了复合弯曲梁204中由于径向力而引起的不一致。

现在转到图4，根据例示性实施方式描绘了具有复合弯曲梁的飞行器的横截面图的图示。视图400是图2至图3的飞行器200的横截面图。在视图400中，耳轴402和耳轴404是可见的。在视图400中，耳轴402和耳轴404具有圆形横截面。耳轴402是配件403的一部分。耳轴404是配件405的一部分。

配件403和配件405将复合弯曲梁204连接到飞行器200的机身406。如图所示，耳轴402的中心轴线和耳轴404的中心轴线二者相对于复合弯曲梁204的中性表面407偏移。如图所示，耳轴402的中心轴线和耳轴404的中心轴线各自从复合弯曲梁204的顶表面408偏移至少0.1英寸(0.254cm)。如图所示，耳轴404的中心轴线从顶表面408的偏移410大于0.1英寸(0.254cm)。还描绘了耳轴402的中心轴线从中性表面407的偏移412。

通过使耳轴402和耳轴404偏移，控制耳轴402和耳轴404的由于复合弯曲梁204的偏转而引起的移动。耳轴402通过配件403的基座417连接到复合弯曲梁204。耳轴404通过配件405的基座415连接到复合弯曲梁204。耳轴402的偏移412是通过基座417的设计而设置的。耳轴404的偏移410是通过基座415的设计而设置的。耳轴402和耳轴404的布置(包括偏移410和偏移412，以及配件405的基座415的附接点414和配件403的基座417的附接点416)被选择成减小当将载荷施加到复合弯曲梁204时由于耳轴402和耳轴404的移动引起的周围的飞行器结构上的应变。配件403的附接点414和配件405的附接点416的沿着复合弯曲梁204的长度的布置被选择成减小当将载荷施加到复合弯曲梁204时由于耳轴402和耳轴404的移动引起的周围的飞行器结构上的应变。耳轴402的附接点414和偏移412的布置基于复合弯曲梁204的设计(包括图2的半径208、复合弯曲梁204的最大偏转以及飞行器200的预期载荷)。耳轴404的附接点416和偏移410的布置基于复合弯曲梁204的设计(包括图2的半径208、复合弯曲梁204的最大偏转以及飞行器200的预期载荷)。

现在转到图5，根据例示性实施方式描绘了飞行器的具有复合弯曲梁的起落架系统的轴侧图的图示。复合弯曲梁500是图1的复合弯曲梁106的物理实现。

如图所示，复合弯曲梁500通过配件503和配件504接合到机身502。配件503包括基座505和耳轴506。配件504包括基座507和耳轴508。如图所示，耳轴506和耳轴508被定位在复合弯曲梁500的中性表面上方。如图所示，耳轴506和耳轴508在复合弯曲梁500的顶表面上方至少0.1英寸(0.254cm)。

视图509是复合弯曲梁500与飞行器的部件之间的连接的简化视图。机身502包括框架510、框架511和框架512。框架510连接到飞行器的机翼(未示出)和支柱(未示出)。框架511连接至飞行器的机翼(未示出)和复合弯曲梁500。框架512连接到复合弯曲梁500。

现在转到图6，根据例示性实施方式描绘了飞行器的具有复合弯曲梁的起落架系统的主视图的图示。视图600是机身502和复合弯曲梁500的主视图。在视图600中，以虚线描绘了飞行器的另外的部件。例如，以虚线描绘了机翼602。机翼602连接到框架510。机翼602也连接到以虚线示出的支柱604。支柱604也连接到框架510。

现在转到图7，根据例示性实施方式描绘了飞行器的起落架系统的处于偏转状态和松弛状态的弯曲梁的主视图的图示。视图700描绘了在将载荷施加到复合弯曲梁702时复合弯曲梁702的移动。在视图700中，复合弯曲梁702被示出处于松弛状态704和完全偏转状态706。

在松弛状态704中，复合弯曲梁702具有松弛半径708。在完全偏转状态706中，复合弯曲梁702具有完全偏转半径710。在松弛状态704中，复合弯曲梁702上的载荷由附接的轮组件组成。在完全偏转状态706中，由于完全加载的飞机进行动态着陆，所以该载荷大于反作用的载荷。

当复合弯曲梁702吸收着陆载荷时，复合弯曲梁702从松弛半径708变成偏转半径，诸如，完全偏转半径710。如在视图700中可以看到的，在复合弯曲梁702吸收着陆的载荷时，复合弯曲梁702变平。在复合弯曲梁702变平时，复合弯曲梁702的附接点之间的距离增加。

在视图700中，复合弯曲梁702具有附接点712和附接点714。在松弛半径708与完全偏转半径710之间，附接点712和附接点714各自向外移动。复合弯曲梁702之间的距离增加了附接点712和附接点714中的各个附接点向外移动的距离之和。

在复合弯曲梁702变平时，顶部压缩表面716缩短。在复合弯曲梁702被加载时，复合弯曲梁702中的材料发生应变。顶部压缩表面716随着施加的载荷而变短。底表面718随着施加的载荷而变长。

在附接点712处，复合弯曲梁702旋转，如图8中更详细地示出的。由于附接点712的旋转，附接的耳轴(未示出)也将移动。期望使耳轴(未示出)在复合弯曲梁702上方偏移，使得朝向附接点714的移动具有可接受的值。根据具有耳轴的飞行器的设计确定可接受的值。可接受的值考虑了引入飞行器设计中的应变。

如果耳轴(未示出)在复合弯曲梁702的上压缩表面716下方，则耳轴在加载期间的移动是在不期望的方向上。如果耳轴(未示出)在复合弯曲梁702的上压缩表面716下方，则耳轴在加载期间的移动将向整个飞行器机身和起落架组件增加应力。

复合弯曲梁702到机身(未示出)的附接由旋转支撑件(包括耳轴(未示出))组成，该旋转支撑件位于复合弯曲梁702上方，以便消除复合梁变平与压缩应变之间的不匹配。通过将附接点712和附接点714布置在期望的位置处并且使耳轴(未示出)相对于复合弯曲梁702的中性表面偏移，将消除复合梁变平与压缩应变之间的不匹配。通过将附接点712和附接点714布置在期望的位置并且使耳轴(未示出)相对于复合弯曲梁702的中性表面偏移，减小了附接、框架和飞行器结构中的应变。

现在转到图8，根据例示性实施方式描绘了飞行器的起落架系统的处于偏转状态和松弛状态的弯曲梁的一部分的主视图的图示。视图800描绘了在将载荷施加到复合弯曲梁802时复合弯曲梁802的移动。在视图800中，复合弯曲梁802一部分被示出处于松弛状态804和完全偏转状态806。

耳轴808连接到复合弯曲梁802。为了清楚和看到耳轴808的移动，未示出耳轴808与复合弯曲梁802之间的连接。耳轴808以任何期望的方式并使用任何期望的机械连接连接到复合弯曲梁802。耳轴808通过机械连接(未示出)连接到复合弯曲梁802上的附接点816。该机械连接产生偏移810。耳轴808具有从复合弯曲梁802的上表面811的偏移810。如图所示，偏移810为大约2英寸(5.08cm)。

复合弯曲梁802在其在松弛状态804与完全偏转状态806之间弯曲时会变平。复合弯曲梁802在变平时会经受角偏转。复合弯曲梁802在松弛状态804与完全偏转状态806之间经受了角偏转812。如图所示，角偏转812为大约9.3度。角偏转812仅是由于动态加载引起的复合弯曲梁802的角偏转的值的一个非限制性示例。复合弯曲梁802被配置成适应达到15度的角偏转。复合弯曲梁802经历的角偏转量受被置于复合弯曲梁802上的载荷的量的影响。引入较大的载荷会增加复合弯曲梁802弯曲的量，并且还增加复合弯曲梁802的角偏转的量。在一些例示性示例中，复合弯曲梁802的角偏转也可以称为复合弯曲梁802的旋转。

当复合弯曲梁802经历角偏转812时，耳轴808的中心向内移动距离814。如图所示，距离814小于附接点816的移动。如图所示，距离814小于半英寸(1.27cm)。如图所示，附接点816的移动大于半英寸(1.27cm)。由于耳轴808的位置(包括偏移810和附接点816的位置)，耳轴808的中心的移位是可接受的值和期望的方向。

偏移810减少了耳轴808的移动。如果耳轴808被定位在附接点816处，则耳轴808的由于复合弯曲梁802的角偏转812引起的移动将更大。通过减小耳轴808的移动，减小了引入到所附接的机身(未示出)中的应变。

现在转到图9，根据例示性实施方式描绘了飞行器的复合弯曲梁的第一端的缝合的横截面图的图示。视图900是通过复合弯曲梁902的一部分的横截面图。复合弯曲梁902是图1的复合弯曲梁106的物理实现。如图所示，复合弯曲梁902具有纤维层904，该纤维层904具有贯穿厚度的缝合906。视图900是通过复合弯曲梁902的横截面的简化视图，仅用于例示目的。纤维层904中存在任何期望的数量的层。视图900是通过复合材料908的截面图，该复合材料908由注入树脂并固化的纤维层904形成。在复合材料908中描绘了交叉影线。

贯穿厚度的缝合906改进了复合弯曲梁902的离面强度。缝合906抑制了复合弯曲梁902中由于层间张应力而引起的不一致。缝合906在复合弯曲梁902的层之间提供机械连接，以减小或消除公差外不一致。缝合906防止在复合弯曲梁902弯曲时复合弯曲梁902的层被拉开。缝合906可以比仅单独使用树脂更好地抵抗层间应力。当复合弯曲梁902弯曲时，缝合906阻止层相对于彼此的移动。此外，缝合906可以阻止在复合弯曲梁902的层之间形成的任何分层。

现在转到图10，根据例示性实施方式描绘了在飞行器的复合弯曲梁中的缝合的分布的轴侧图的图示。视图1000是增强的多个层1001的视图。通过在纤维层1004中施加缝合1002来形成增强的多个层1001。在视图1000中，树脂尚未被注入增强的多个层1001中。纤维层1004中的各个纤维层是干燥的。在添加缝合1002以形成增强的多个层1001之前，纤维层1004已经形成曲面1006。

缝合1002在整个纤维层1004上延伸。如图所示，缝合1002具有网格图案1008。缝合1002的密度1010在前缘1012附近增加。缝合1002的密度1010在后缘1014附近也增加。在经历最大分层可能性的区域中，缝合1002的密度1010较大。

网格图案1008可以具有达到2英寸(5.08cm)的单元大小。在一些例示性示例中，网格图案1008具有在0.125英寸(0.3175cm)至0.5英寸(1.27cm)的范围中的单元大小。在前缘1012和后缘1014附近，单元大小1016小于在前缘1012与后缘1014之间的单元大小1018。更小的单元大小可提供更大的抗层间剪切应力的强度。更小的单元大小还提供更大的分层阻止性能。

现在转到图11，根据例示性实施方式描绘了形成用于飞行器的起落架系统的方法的流程图的图示。可以使用方法1100来于形成图1的起落架系统102。可以使用方法1100来于形成图2至图4的复合弯曲梁204。可以使用方法1100来于形成图5至图6的复合弯曲梁500。可以使用方法1100来于形成图7的复合弯曲梁702。可以使用方法1100来于形成图8的复合弯曲梁802。可以使用方法1100来于形成图9的复合弯曲梁902。方法1100的操作可以在图10中在应用缝合1002中实现。

方法1100将纤维层134铺设成曲面110，各个纤维层具有相应的纤维取向(操作1102)。方法1100沿着曲面110的长度148穿过纤维层134进行缝合以形成增强的多个层137，缝合108的密度142在曲面110的前缘143和后缘144附近较大(操作1104)。方法1100将树脂136注入到增强的多个层137中以形成注入树脂的弯曲结构(操作1106)。方法1100对注入树脂的弯曲结构进行固化以形成起落架系统102的复合弯曲梁106(操作1108)。之后，方法1100终止。

在一些例示性示例中，缝合108包括以网格图案154穿过纤维层134进行缝合108，网格图案154具有在0.2英寸(0.508cm)至0.5英寸(1.27cm)之间的单元大小156(操作1110)。在一些例示性示例中，铺设纤维层134包括铺设具有非传统纤维取向的至少一个层(操作1112)。

在一些例示性示例中，方法1100使用耳轴114将复合弯曲梁106附接到飞行器104，耳轴114位于复合弯曲梁106上方至少0.1英寸(0.254cm)(操作1114)。耳轴114的偏移116被设计成减少引入飞行器104的部件的应力。

现在转到图12，根据例示性实施方式描绘了操作具有带有复合弯曲梁的起落架系统的飞行器的方法的流程图的图示。方法1200可以使用图1的起落架系统102。方法1200可以使用图2至图4的复合弯曲梁204。方法1200可以使用图5至图6的复合弯曲梁500。方法1200可以使用图7的复合弯曲梁702。方法1200可以使用图8的复合弯曲梁802。方法1200可以使用图9的复合弯曲梁902。

方法1200使飞行器104飞行(操作1202)。方法1200通过使复合弯曲梁106变平来在复合弯曲梁106中吸收来自飞行器104着陆的动态载荷，该复合弯曲梁106具有贯穿厚度的缝合108和在松弛状态中半径(112、130)大于5英寸(12.7cm)的曲面110(操作1204)。当复合弯曲梁106吸收动态载荷时，复合弯曲梁106没有完全变平。复合弯曲梁106变平的量使得复合弯曲梁106在复合弯曲梁106的Z方向中偏转达到12英寸(30.48cm)。复合弯曲梁106变平的量使得复合弯曲梁106经受达到15度的角偏转。之后，方法1200终止。

在一些例示性示例中，耳轴114连接到复合弯曲梁106并且从复合弯曲梁106的中性表面118偏移116，并且吸收动态载荷包括使耳轴114的中心向内移动(操作1206)。贯穿厚度的缝合108防止复合弯曲梁106中由于层间张应力而引起的公差外不一致。方法1200使用贯穿厚度的缝合108来阻止复合弯曲梁106中由于层间张应力而引起的分层(操作1208)。

如本文中所使用的，短语“至少一个”当与项目列表一起使用时，意味着可以使用所列项目中的一个或更多个项目的不同组合，并且可能仅需要列表中的各个项目中的一个项目。换句话说，“至少一个”意味着可以从列表中使用项目和项目数量的任何组合，但是并非列表中的所有项目都是必需的。该项目可以是特定的对象、事物或类别。

例如，“项目A、项目B或项目C中的至少一个”可以包括但不限于项目A、项目A和项目B、或者项目B。该示例还可以包括项目A、项目B、以及项目C、或者项目B和项目C。当然，可以存在这些项目的任何组合。在其它示例中，“至少一个”可以是例如，但不限于，项目A中的两个、项目B中的一个和项目C中的十个；项目B中的四个和项目C中的七个；或者其它合适的组合。

不同的所描绘的实施方式中的流程图和框图例示了例示性实施方式中的设备和方法的一些可能的实现方式的架构、功能和操作。就这一点而言，流程图或框图中的各个框可以表示模块、段、功能和/或操作或步骤的一部分。

在例示性实施方式的一些另选的实现方式中，框中标注的功能可以不按图中标注的顺序发生。例如，在一些情况下，取决于所涉及的功能，可以基本上同时执行连续示出的两个框，或者有时可以以相反的顺序执行这些框。而且，在流程图或框图中，除了例示的框之外，还可以添加其它框。一些框可能是可选的。例如，图11的操作1110至1114可以是可选的。作为另一示例，图12的操作1206至1208可以是可选的。

可以在如图13所示的飞行器制造和服务方法1300以及如图14所示的飞行器1400的背景下描述本公开的例示性实施方式。首先转到图13，根据例示性实施方式描绘了飞行器制造和服务方法的图示。在预生产期间，飞行器制造和服务方法1300可以包括图14中的飞行器1400的规格和设计1302以及材料采购1304。

在生产期间，进行飞行器1400的部件和子组件制造1306以及系统集成1308。此后，飞行器1400可以经历认证和交付1310以便被投入服务1312。当由客户在进行服务1312时，飞行器1400被安排进行例行维护和检修1314，这可以包括修改、重新配置、翻新或其它维护和检修。

飞行器制造和服务方法1300的处理中的各个处理可以由系统集成商、第三方和/或运营商执行或进行。在这些示例中，运营商可以是客户。为了该说明的目的，系统集成商可以包括但不限于任何数量的飞行器制造商和主系统分包商；第三方可以包括但不限于任何数量的承包商、分包商和供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。

现在参照图14，描绘了可以实现例示性实施方式飞行器的图示。在该示例中，飞行器1400通过图13的飞行器制造和服务方法1300生产，并且可以包括具有多个系统1404和内饰1406的机身1402。系统1404的示例包括推进系统1408、电气系统1410、液压系统1412和环境系统1414中的一个或更多个。可以包括任何数量的其它系统。尽管示出了航空示例，但是不同的例示性实施方式可以应用于其它行业，诸如汽车行业。

可以在飞行器制造和服务方法1300的阶段的至少一个阶段中采用本文所实施的设备和方法。可以在图13的部件和子组件制造1306、系统集成1308或维护和检修1314中的至少一个期间使用一个或更多个例示性实施方式。例如，在部件和子组件制造1306期间使用例示性示例以形成起落架系统102的复合弯曲梁106。作为示例，可以在部件和子组件制造1306期间使用方法1100以形成复合弯曲梁106。起落架系统102是飞行器1400的机身1402的一部分。可以使用方法1100来制造飞行器1400的部分，诸如，机身1402。

例示性示例示出了具有复合弯曲梁的起落架系统。复合弯曲梁由缝合并注入树脂的纤维层形成。

缝合改进了离面强度并减小了层间张力。缝合减少或阻止了复合弯曲梁中的分层。树脂注入是用于制造具有离面缝合(out-of-plane stitching)的复合弯曲梁的制造方法。

例示性示例提供了起落架系统，该起落架系统被配置成以比金属起落架系统更低的重量提供期望的强度和偏转。例示性示例提供了起落架系统，该起落架系统被配置成以比油压支柱更低的成本提供期望的强度和偏转。例示性示例提供了复合弯曲梁，该复合弯曲梁被配置成具有期望的强度以承载飞行器着陆的载荷。该复合弯曲梁被配置成弯曲规定量而不会引起不一致。在起落架系统中，利用复合弯曲梁，偏转吸收飞行器着陆的载荷。复合弯曲梁中的贯穿厚度的缝合提供了离面强度。起落架系统中耳轴的偏移减小了所附接飞行器结构中的应力。

此外，本公开包括根据以下条款的示例：

条款1.一种用于飞行器的起落架系统，所述起落架系统包括：复合弯曲梁，所述复合弯曲梁具有贯穿厚度的缝合和半径大于5英寸(12.7厘米(cm))的曲面；以及耳轴，所述耳轴连接到所述复合弯曲梁并从所述复合弯曲梁的中性表面偏移。

条款2.根据条款1所述的起落架系统，其中，所述复合弯曲梁被配置成在所述复合弯曲梁的Z方向中具有在12英寸(30.48cm)至14英寸(35.56cm)之间的最大可接受偏转值。

条款3.根据条款1或2所述的起落架系统，其中，所述复合弯曲梁被配置成适应达到15度的角偏转。

条款4.根据条款1至3中的任一项所述的起落架系统，其中，所述缝合的密度在所述复合弯曲梁的前缘和后缘附近较大。

条款5.根据条款1至4中的任一项所述的起落架系统，其中，所述缝合呈网格图案，所述网格图案具有在0.2英寸(0.508cm)至0.5英寸(1.27cm)之间的单元大小。

条款6.根据条款1至5中的任一项所述的起落架系统，其中，所述耳轴从所述复合弯曲梁的顶表面偏移了0.1英寸(0.254cm)至10英寸(25.4cm)之间，使得所述耳轴的移动具有可接受值，其中，耳轴移动的最大可接受值基于具有所述耳轴的所述飞行器的设计。

条款7.根据条款6所述的起落架系统，其中，耳轴移动的所述最大可接受值使得基于所述飞行器的所述设计，当将载荷施加到所述复合弯曲梁时，由于所述耳轴的移动而在周围的飞行器结构上引起的应变是可接受的。

条款8.根据条款1至7中的任一项所述的起落架系统，其中，所述曲面跨越整个所述复合弯曲梁延伸。

条款9.根据条款1至8中的任一项所述的起落架系统，其中，所述贯穿厚度的缝合跨越整个所述复合弯曲梁延伸。

条款10.根据条款1至9中的任一项所述的起落架系统，其中，所述贯穿厚度的缝合具有多于一个的线直径。

条款11.一种用于飞行器的起落架系统，所述起落架系统包括：复合弯曲梁，所述复合弯曲梁具有贯穿厚度的缝合和沿着所述复合弯曲梁的整个长度的曲面，所述缝合的密度在所述复合弯曲梁的前缘和后缘附近较大。

条款12.根据条款11所述的起落架系统，其中，所述复合弯曲梁被配置成在所述复合弯曲梁的Z方向中具有在12英寸(30.48cm)至14英寸(35.56cm)之间的最大可接受偏转值。

条款13.根据条款11所述的起落架系统，其中，所述复合弯曲梁被配置成适应达到15度的角偏转。

条款14.根据条款1至13中的任一项所述的起落架系统，其中，所述缝合呈网格图案。

条款15.根据条款14所述的起落架系统，其中，所述网格图案具有在0.2英寸(0.508cm)至0.5英寸(1.27cm)之间的单元大小。

条款16.根据条款1至15中的任一项所述的起落架系统，其中，所述曲面是变化的曲面。

条款17.根据条款1至16中的任一项所述的起落架系统，其中，所述复合弯曲梁的宽度朝着所述复合弯曲梁的第一端和第二端移动变窄。

条款18.根据条款1至17中的任一项所述的起落架系统，其中，所述复合弯曲梁的宽度在所述飞行器的机身附近较大。

条款19.根据条款1至18中的任一项所述的起落架系统，所述起落架系统还包括：耳轴，所述耳轴被定位在所述复合弯曲梁的顶表面上方至少0.1英寸(0.254cm)处。

条款20.一种形成用于飞行器的起落架系统的方法，所述方法包括以下步骤：将纤维层铺设成曲面，各个纤维层具有相应的纤维取向；沿着所述曲面的长度穿过所述纤维层进行缝合以形成增强的多个层，所述缝合的密度在所述曲面的前缘和后缘附近较大；将树脂注入到所述增强的多个层中以形成注入树脂的弯曲结构；以及对所述注入树脂的弯曲结构进行固化以形成所述起落架系统的复合弯曲梁。

条款21.根据条款20所述的方法，所述方法还包括以下步骤：使用耳轴将所述复合弯曲梁附接到所述飞行器，所述耳轴位于所述复合弯曲梁上方至少0.1英寸(0.254cm)处，使得减小所述耳轴的由于所述复合弯曲梁的弯曲而引起的移动。

条款22.根据条款20或21所述的方法，其中，所述缝合包括：以网格图案穿过所述纤维层的缝合，所述网格图案具有在0.2英寸(0.508cm)至0.5英寸(1.27cm)之间的单元大小。

条款23.根据条款20至22中的任一项所述的方法，其中，铺设所述纤维层包括铺设具有非传统纤维取向的至少一个层。

条款24.一种操作具有带有复合弯曲梁的起落架系统的飞行器的方法，所述方法包括以下步骤：使所述飞行器飞行；以及通过使所述复合弯曲梁变平来在所述复合弯曲梁中吸收来自所述飞行器着陆的动态载荷，所述复合弯曲梁具有贯穿厚度的缝合和在松弛状态中半径大于5英寸(12.7cm)的曲面。

条款25.一种操作具有带有复合弯曲梁的根据条款1至19中的任一项所述的起落架系统的飞行器的方法，所述方法包括以下步骤：使所述飞行器飞行；以及通过使所述复合弯曲梁变平来在所述复合弯曲梁中吸收来自所述飞行器着陆的动态载荷，其中，在松弛状态中所述半径大于5英寸(12.7cm)。

条款26.根据条款24或25所述的方法，其中，耳轴连接到所述复合弯曲梁并且相对于所述复合弯曲梁的中性表面偏移，其中，吸收所述动态载荷包括使所述耳轴的中心向内移动。

条款27.根据条款24至26中的任一项所述的方法，使用所述贯穿厚度的缝合来防止所述复合弯曲梁中由于层间张应力而引起的分层。

已经出于例示和描述的目的呈现了不同的例示性实施方式的描述，并且其不旨在是穷举的或限于所公开的形式的实施方式。对于本领域普通技术人员而言，许多修改和变型将是显而易见的。此外，与其它例示性实施方式相比，不同的例示性实施方式可以提供不同的特征。选择和描述所选择的实施方式是为了最好地解释实施方式的原理、实际应用、并使得本领域的其它普通技术人员能够理解具有适合于所设想的特定用途的各种修改的各种实施方式的公开内容。

Claims (12)

1.一种用于飞行器（104、200）的起落架系统（102、202），所述起落架系统（102）包括：

复合弯曲梁（106、204、500、702、802、902），所述复合弯曲梁（106、204、500、702、802、902）具有贯穿厚度的缝合（108、906、1002）和半径（112、208）大于5英寸即12.7厘米的曲面（110、206）；以及

耳轴（114、402、404、506、508、808），所述耳轴（114、402、404、506、508、808）连接到所述复合弯曲梁（106、204、500、702、802、902）并从所述复合弯曲梁（106、204、500、702、802、902）的中性表面（118）偏移（116、410、412、810），

其中，所述缝合（108、906、1002）的密度（142、1010）在所述复合弯曲梁（106、204、500、702、802、902）的前缘（143、1012）和后缘（144、1014）附近较大。

2.根据权利要求1所述的起落架系统（102、202），其中，所述复合弯曲梁（106、204、500、702、802、902）被配置成在所述复合弯曲梁（106、204、500、702、802、902）的Z方向（126、210）上具有在12英寸即30.48厘米至14英寸即35.56厘米之间的最大可接受偏转值。

3.根据权利要求1所述的起落架系统（102、202），其中，所述复合弯曲梁（106、204、500、702、802、902）被配置成适应达到15度的角偏转（128、812）。

4.根据权利要求1所述的起落架系统（102、202），其中，所述缝合（108、906、1002）呈网格图案（154、1008），所述网格图案（154、1008）具有在0.2英寸即0.508厘米至0.5英寸即1.27厘米之间的单元大小（156、1016、1018）。

5.根据权利要求1所述的起落架系统（102、202），其中，所述耳轴（114、402、404、506、508、808）从所述复合弯曲梁（106、204、500、702、802、902）的顶表面（158、716、811）偏移了0.1英寸即0.254厘米至10英寸即25.4厘米之间，使得所述耳轴（114、402、404、506、508、808）的移动具有可接受值，其中，耳轴移动的最大可接受值基于具有所述耳轴（114、402、404、506、508、808）的所述飞行器（104、200）的设计。

6.根据权利要求5所述的起落架系统（102、202），其中，耳轴移动的所述最大可接受值使得，基于所述飞行器（104、200）的所述设计，当将载荷施加到所述复合弯曲梁（106、204、500、702、802、902）时，由于所述耳轴（114、402、404、506、508、808）的移动而在周围的飞行器结构上引起的应变是可接受的。

7.根据权利要求1至6中的任一项所述的起落架系统（102、202），其中，所述贯穿厚度的缝合（108、906、1002）跨越整个所述复合弯曲梁（106、204、500、702、802、902）延伸。

8.根据权利要求1至6中的任一项所述的起落架系统（102、202），其中，所述贯穿厚度的缝合（108、906、1002）具有多于一个的线直径。

9.一种形成用于飞行器（104、200）的起落架系统（102、202）的方法（1100），所述方法（1100）包括以下步骤：

将纤维层（134、904、1004）铺设（1102）成曲面（110、206），各个纤维层（134、904、1004）具有相应的纤维取向；

沿着所述曲面（110、206）的长度（148）穿过所述纤维层（134、904、1004）进行缝合（1104）以形成增强的多个层（137、1001），缝合（108、906、1002）的密度（142、1010）在所述曲面（110、206）的前缘（143、1012）和后缘（144、1014）附近较大；

将树脂（136）注入（1106）到所述增强的多个层（137、1001）中以形成注入树脂的弯曲结构；以及

对所述注入树脂的弯曲结构进行固化（1108）以形成所述起落架系统（102、202）的复合弯曲梁（106、204、500、702、802、902）。

10.根据权利要求9所述的方法（1100），该方法还包括以下步骤：

使用耳轴（114、402、404、506、508、808）将所述复合弯曲梁（106、204、500、702、802、902）附接（1114）到所述飞行器（104、200），所述耳轴（114、402、404、506、508、808）位于所述复合弯曲梁（106、204、500、702、802、902）上方至少0.1英寸即0.254厘米处，使得所述耳轴（114、402、404、506、508、808）的由于所述复合弯曲梁（106、204、500、702、802、902）的弯曲而引起的移动被最小化。

11.根据权利要求9所述的方法（1100），其中，所述缝合（1104）包括以网格图案（154、1008）穿过所述纤维层（134、904、1004）进行缝合，所述网格图案（154、1008）具有在0.2英寸即0.508厘米至0.5英寸即1.27厘米之间的单元大小（156、1016、1018）。

12.根据权利要求9至11中的任一项所述的方法（1100），其中，铺设（1102）所述纤维层（134、904、1004）包括铺设具有非传统纤维取向的至少一个层，传统的纤维取向包括相对于中性表面成0度、+/-30度、+/-45度、+/-60度和90度。