本发明涉及飞行器起落装置转向系统,具体而言,本发明一般地涉及包括转动部件(118,218,318)的飞行器起落装置转向系统(110,210,310),该转动部件通过谐波传动机构(260,360)而可操作地联接到起落装置支柱(116,216,316)上。起落装置转向系统(110,210,310)可以是电传动的。此外,起落装置系统(110,210,310)具有各种优点,包括当谐波传动机构(260,360)失效时,提供安全的失效模式。
1.一种飞行器起落装置转向系统,包括通过谐波传动机构而可操作地联接到同心安装的起落装置支柱上的转动部件,其中所述起落装置支柱或所述转动部件至少部分地突出穿过所述谐波传动机构,或位于所述谐波传动机构之内,使得如果所述谐波传动机构破裂,起落装置转向系统失效并处于自由脚轮模式,在该模式中,所述转动部件相对于起落装置支柱自由地旋转。
2.如权利要求1所述的飞行器起落装置转向系统,其特征在于,所述飞行器起落装置转向系统还包括电动机模块,该电动机模块用于驱动所述谐波传动机构,以在所述起落装置支柱和所述转动部件之间产生相对的旋转运动。
3.如前述权利要求中任一项所述的飞行器起落装置转向系统,其特征在于,所述飞行器起落装置转向系统还包括离合器机构,该离合器机构用于使所述转动部件从所述起落装置支柱脱离。
4.如权利要求1所述的飞行器起落装置转向系统,其特征在于,所述飞行器起落装置转向系统还包括用于驱动所述谐波传动机构的齿轮机构。
5.如权利要求1所述的飞行器起落装置转向系统,其特征在于,所述谐波传动机构可操作以直接驱动所述起落装置支柱。
6.如权利要求1所述的飞行器起落装置转向系统,其特征在于,所述谐波传动机构包括联接到所述起落装置支柱或所述转动部件上的固定花键,所述固定花键可操作地连接到挠性花键上,且其中,所述挠性花键可操作以被联接到致动器上的波发生器驱动。
7.一种提供飞行器转向系统的方法,包括通过谐波传动机构将转动部件联接到起落装置支柱上,其中所述起落装置支柱或所述转动部件设置成穿过所述谐波传动机构,或位于所述谐波传动机构之内。
8.如权利要求7所述的方法,其特征在于,所述方法还包括:提供电动机模块,该电动机模块用于驱动所述谐波传动机构,使得所述电动机模块的起动在所述起落装置支柱和所述转动部件之间引起相对的旋转运动。
9.如权利要求7或8所述的方法,其特征在于,所述方法还包括:提供离合器机构,当该离合器机构被操作时,该离合器机构用于使所述转动部件从所述起落装置支柱脱离。
10.如权利要求7或8所述的方法,其特征在于,所述方法还包括提供用于驱动所述谐波传动机构的齿轮机构。
11.如权利要求7或8所述的方法,其特征在于,所述谐波传动机构的起动直接驱动所述起落装置支柱。
12.如权利要求7或8所述的方法,其特征在于,所述谐波传动机构包括联接到所述起落装置支柱或所述转动部件上的固定花键,所述固定花键可操作地连接到挠性花键上,并且其中当操作致动器时,所述挠性花键被联接到致动器上的波发生器驱动。技术领域
本发明一般地涉及飞行器起落装置。具体而言,本发明涉及改进后的飞行器起落装置转向系统。
背景技术
大部分飞行器,尤其是那些比空气重的飞行器,设有某类型的起落装置。这样的起落装置常常呈设在各个轮系单元上的一套或多套可自由旋转的轮的形式,各轮系单元可以独立地缩回至飞行器的机身内的各个起落装置舱中,从而降低飞行中的诱导阻力(inducedxa0drag)。通常,一个或多个轮系单元也是可以转向的,以便于飞行员能够在地面上指引飞行器。例如,很常见的是三轮型的起落架布置,其前轮的轮系单元可以独立地相对于飞行器机身而旋转,以使飞行器转向。已知多种用于飞行器起落装置的转向布置。一种常见的类型使用液压传动的机械装置来使飞行器转向,如以下专利文件所述:GB791101(Jarryxa0Automobile)、FRxa01334565(Dowty)、GBxa01071474(Roy)、GBxa02161123(Dowty)、GBxa02287681(Britishxa0Aerospace)、EPxa00836990(Boeing)、WOxa02006/071262(Goodrich)。在允许的情况下,上述参考文件的内容通过引用而整体结合到本发明中。然而,这样的转向装置所需要的液压管道和致动器趋向于笨重且庞大,因而占据了起落装置舱中的相对大量的空间。此外,使用了液压流体,因而来自这样的系统的任何泄漏在飞行器中成为了问题。作为液压传动装置的一个备选,还发展了各种电传动的飞行器转向系统,如以下专利文件所述:FRxa02677951(Messier-Bugatti)、WO2005/102839(Sullivan)、WOxa02007/000411(Airbus)、USxa02007/0241230(Bucheton)。在允许的情况下,上述参考文件的内容通过引用而整体结合到本发明中。然而,这些转向系统趋向于主要用在各种轻型飞行器上,这是因为,它们通常具有较差的机械故障特征,如果传动系统发生故障,这会例如导致传动机构的锁定。这样的失效模式可能是危险的,并且,这是电气转向系统为什么通常不被诸如用于商业空运用途的大型飞行器所采用的一个原因。此外,某些传统的飞行器起落装置转向系统可能也具有较差的机械震动特征。例如,当飞行器着陆时,传统的系统的前轮可能具有无法控制地从一侧摆动或振荡至一侧的倾向。该特征是不期望的,并且例如可以通过提供液压蓄能器和阀门来增大着陆期间转向系统中的液压流体压力,从而对液压传动系统降低该特征。然而,这样的液压蓄能器和阀门不仅增加了某些传统的飞行器转向系统的重量和复杂性,而且增大了发生液压流体泄漏的可能性。因此,针对传统的飞行器起落装置转向系统的上述缺点,发展了本发明的各种方面和实施例。
发明内容
根据本发明的第一方面,提供了一种飞行器起落装置转向系统。该飞行器起落装置转向系统包括转动部件,该转动部件通过谐波传动机构而可操作地联接到起落装置支柱上。根据本发明的第二方面,提供了一种提供飞行器转向系统的方法。该方法包括通过谐波传动机构将转动部件联接到起落装置支柱上。该方法还可以有利地被用来将本发明的各种实施例改型安装到传统的飞行器起落装置机构上。通过使用谐波传动机构来将起落装置支柱联接到转动部件上,可以提供轻型紧凑的转向系统。而且,使用谐波传动机构还使得能够在致动器和转动部件之间提供高的传动比率,因而能够使用相对较低的扭矩的致动器。例如,在本发明的各种实施例中,可以使用电动机模块,这进而使得能够提供更紧凑的转向装置,其附加的好处在于,能够降低甚至消除在起落装置舱中提供液压传动系统的必要。
附图说明
现结合相关附图,将描述本发明的各个方面和实施例,其中:图1显示了根据本发明的一个实施例的飞行器起落装置的示意图;图2显示了根据本发明的一个实施例的飞行器起落装置转向系统的剖面图;图3显示了根据本发明的另一个实施例的飞行器起落装置转向系统的剖面图;图4显示了根据本发明的一个实施例的对飞行器起落装置转向系统进行改型的方法。
具体实施方式
图1示意性地显示了根据本发明的一个实施例的飞行器起落装置100的图。该飞行器起落装置100能够缩回至设在飞行器的机身10中的起落装置舱(未显示)内。设有缩回/伸出机构104以将起落装置100移入和移出起落装置舱。起落装置100包括起落装置架102,该起落装置架枢转地安装在起落装置舱内的第一端114上。该起落装置100还包括连接至减震的油液减震器(oleo)112和扭接连杆106上的轮系单元108。油液减震器112和扭接连杆106经由起落装置转向系统110而连接至支柱部116上,该支柱部设在起落装置架102的第二端上,远离其第一端114。起落装置转向系统110包括联接到内部的谐波传动机构(例如,参看以下的图2和3)上的转动部件118,该谐波传动机构另外联接到支柱部116上。在该实施例中,扭接连杆106连接至转动部件118上,并且油液减震器112同心地穿过转动部件118。图2显示了根据本发明的一个实施例的飞行器起落装置转向系统210的一部分的剖面图。转向系统210包括管状的转动部件218,该转动部件具有同心地安装在其中并通过轴承238而与中心轴线250对准的油液减震器212。转动部件218凸出穿过以下更详细地描述的谐波传动机构260的中央。此外,转动部件218包括用于联接至扭接连杆206上的凸起的凸耳219,该扭接连杆可以附在轮系单元(未显示)上。同心地安装的外壳240包围转动部件218,并通过连接机构234而连接到转动部件218上。电动机模块226安装在外壳240上,通过形状和配合而对准,并通过四颗螺丝保持就位。设在电动机模块226内的电动机为无电刷的直流电动机,并且,电动机模块226还具有设在输出处的齿式离合器。外壳240还保持轴承232,该轴承支撑与转动部件218成同心关系的波发生器220。波发生器220因而能够相对于转动部件218旋转。当在垂直于中心轴线250的平面内看时,波发生器220具有椭圆形的轮廓,且由诸如钢的金属材料制成。电动机模块226还通过互相啮合的互补的齿状的布置而联接到波发生器220上,以便于电动机模块226的起动使波发生器220绕着中心轴线250和转动部件218旋转。转向系统210包括起落装置支柱216。该支柱例如可以连接至或形成为起落装置架的整体部分。起落装置支柱216和转动部件218之间的差异旋转运动使得能够控制联接至转动部件上的轮系单元的转向,进而控制飞行器的转向。起落装置支柱216包括挠性花键容器228,并支撑(远端的)轴承236,这些轴承236在此处又支撑转动部件218,从而保持转动部件218和起落装置支柱216成同心关系。挠性花键222设在挠性花键容器228内,并能够在此处相对于挠性花键容器228和起落装置支柱216而旋转。此外,还设有传动花键239,以支撑挠性花键222并保持其相对于起落装置支柱216成同心关系。挠性花键222为杯形并可以由诸如钢材料的相对薄的壁状材料制成。此外,挠性花键222包括绕着其周围而设在外部的一组N个齿223。固定花键224固定至起落装置支柱216的第一端上。固定花键224为环状并包括设在其内圆周表面上的一套N+Δ个内齿。该固定花键224与波发生器220和挠性花键222同心。此外,固定花键224的内齿与挠性花键222的外齿223互相啮合。波发生器220、挠性花键222以及固定花键224共同形成谐波传动机构260。有时被称为应变波装置(strainxa0wavexa0gear)的谐波传动机构260从电动机模块226的输出向起落装置支柱216提供传动比率。该比率能够被设定得很高,例如具体参看Musser的解释(USxa02906143(Musser))。在本发明的一个示范性的实施例中,谐波传动机构260提供160∶1的传动比率。在该实施例中,在电动机226的输出处提供附加的齿轮机构280,并且其输出用于驱动谐波传动机构260。例如,齿轮机构280可以具有13∶1的传动比率,当与160∶1的谐波传动传动比率组合时,可以被用来通过使用具有较低的4Nm的输出扭矩的电动机来在转动部件218处提供75kNm的扭矩,以旋转转动部件218和连接到其上的轮系单元。本发明的这些以及各种相关实施例的另一个优点在于如果谐波传动机构损坏时的失效模式。申请人发现,如果此类谐波传动机构完全失效,则用于谐波传动机构的一种常见的失效模式伴随有相对薄的壁状的杯形挠性花键的裂开,该挠性花键以类似于塑料饮料杯被压碎的方式破裂。然而,如果对于本发明的各种实施例发生这种情况,则起落装置转向系统将失效并进入自由脚轮模式,在该模式中,转动部件相对于起落装置支柱自由地旋转。然而,这是本质上的安全失效模式,在该模式中,飞行器可以安全地降落,并依然通过使用差动制动器及/或不对称的动力应用(针对多引擎飞行器)而在地面上转向。图3显示了根据本发明的另一个实施例的飞行器起落装置转向系统310的剖面图。该飞行器起落装置转向系统310被组装为易于从起落装置支柱316移除的组件310。转向系统310包括管状的转动部件318,该转动部件具有同心地安装在其中的油液减震器312,并通过轴承338和344而与中心轴线350对准。转动部件318凸出穿过以下更详细地描述的谐波传动机构360的中央。转动部件318可以附在轮系单元(未显示)上,且/或如期望地支撑凸起的凸耳(未显示)。同心地安装的支撑件340包围转动部件318并通过轴承344而连接至转动部件318上,该轴承毗邻圆周地绕着转动部件318设置的肩部和挠性花键轴承342。轴承344安装到支撑件340上。支撑件340还连接至形成谐波传动机构360的一部分的固定花键324上。固定花键324为环形,并包括设在其内圆周表面上的一套M+Δ个内齿。转向系统310还包括外壳390,该外壳可释放地在接合处399处联接至起落装置支柱316上。接合处399例如可以包括一个或多个螺栓、铆钉、螺丝等,允许转向系统310从起落装置支柱316快速且容易地释放。电动机模块326联接至外壳390上。外壳390还保持轴承332,该轴承支撑与转动部件318成同心关系布置的波发生器320。波发生器320因而能够相对于转动部件218而旋转。当在垂直于中心轴线350的平面内看时,波发生器320具有椭圆形的轮廓。电动机模块326还通过互相啮合的互补的齿状的布置而联接至波发生器320上,以便于电动机模块326的起动能够使波发生器320绕着中心轴线350和转动部件318旋转。支撑件340还提供用于挠性花键322的容器,该挠性花键通过挠性花键轴承342而保持在容器中。挠性花键轴承342确保挠性花键322与主要的中心轴线350保持同心关系。挠性花键322还能够相对于支撑件340和转动部件318两者而旋转。挠性花键322为杯形并可以由诸如不锈钢材料的较薄的壁状材料制成。此外,挠性花键322包括绕着其周围设在外部的一套M个齿323。固定花键324相对于波发生器320和挠性花键322而同心地安装。此外,固定花键324的内齿与挠性花键322的外齿323互相啮合。波发生器320、挠性花键322以及固定花键324共同形成谐波传动机构360,当电动机模块326随着其所接合的离合器机构而被驱动时,该谐波传动机构360可操作以使起落装置支柱316相对于转动部件318而旋转。同样,该实施例也提供了实质性的优点,即,如果谐波传动机构失效,则本质上安全的自由脚轮模式是可能的结果。图4显示了根据本发明的一个实施例对飞行器起落装置转向系统进行改型的方法400。例如,可以使用该方法400以本文中所描述的各种实施例来替换传统的飞行器转向机构,从而使得能够从这些飞行器的起落装置舱移除某些液压系统,并在可能发生的任何转向系统失效的情况下,提供改进的安全性。方法400包括从传统的飞行器将现有的转向机构例如通过切割、旋开螺栓等从起落装置架移除的步骤402。也可以在此时从起落装置舱移除传统的液压致动器、管道、蓄能器等。接下来执行连接根据本发明的一个实施例的起落装置转向系统的步骤404。将起落装置转向系统连接到传统的转向系统的位置上,并可以联接至起落装置架上。例如,通过将现有的起落装置架的各个部分焊接、螺栓连接、硬钎焊、铆接至诸如起落装置支柱的起落装置转向系统的一部分上,可以连接起落装置转向系统。在各种实施例中,容纳谐波传动机构的容器连接至转动部件或起落装置支柱上。谐波传动机构的固定花键之后可以适当地物理紧固至起落装置支柱、中间的支撑件或转动部件上。此外,在该阶段中,可以例如向起落装置转向系统的电动机模块进行各种电连接,从而可以向其提供动力。可以进行诸如用于提供控制信号的其它连接,这些控制信号用于控制电动机和/或各种离合器机构或类似的在起落装置转向系统内所提供的装置。最后,执行将扭接连杆、油液减震器、以及起落装置转向系统的转动部件连接到轮系单元上的步骤406。可以用传统的方式连接扭接连杆,就像将油液减震器引导穿过转动部件并进入新的起落装置转向系统的起落装置支柱后连接油液减震器一样。尽管已经结合同心地安装的谐波传动机构描述了本发明的各种实施例,该谐波传动机构具有位于径向最内处的波发生器,该波发生器通过插入的挠性花键而联接至位于径向最外处的固定花键,但是,本领域技术人员将意识到用于谐波传动机构的其它构造也是可能的,因此,本发明并不仅限于本文中所具体描述的实施例。例如,一种谐波传动机构可以构造成将波发生器设置为径向最外处的构件。而且,虽然本发明的某些实施例构造成使得转动部件延伸穿过谐波传动机构的中心,但本领域技术人员将意识到各种备选的构造也是可能的。此外,或备选地,可以使用一个或多个电动机模块来驱动谐波传动机构。例如,可以提供两个可独立运行的电动机模块以通过提供设备冗余来进一步改进运行的安全性和可靠性。在某些实施例中,波发生器、挠性花键以及固定花键可形成谐波传动机构,该谐波传动机构可运行以直接驱动起落装置支柱(例如,没有必要提供额外的插入齿轮机构/过渡机构/离合器机构等,尽管在各种备选的实施例中,可以可选地提供这些装置)。本发明的各种实施例也可以设计成使得轮系单元的重心位于起落装置转向系统之后,从而当后者失效时,轮系单元将自然地与飞行器行驶的方向对准,以便例如在着陆之后,轮实质上呈理想的起落构造。此外,通过定制商业上可获得的谐波传动构件,可以实现本发明的各种实施例,例如可以在商业上从Harmonicxa0Drivexa0AGxa0ofxa0Limburg,Germany(http://www.harmonicdrive.de)获得其中某些谐波传动构件。一个或多个谐波传动构件例如可以绕着起落装置转向系统的主旋转轴线同心地安装及/或圆周地构造。某些实施例还可以或备选地设有离合器机构,该离合器机构用于使转动部件从起落装置支柱脱离,从而使谐波传动机构能够断开,以拖引或向后推飞行器。因此,虽然已经根据各种方面和优选的实施例描述了本发明,但是,应当理解,本发明的范围不能被认为是仅限于此。申请人的意图为,所有的变型及其等同物也落入所附的权利要求的范围内。