一种高速飞机主起落架及设计方法与流程

本发明涉及起落架，更具体地讲，涉及一种高速飞机主起落架及设计方法。

背景技术：

1、高速飞机外形普遍机身扁平修长展弦比小，机翼厚度薄，并且机身内还有发动机进气流道占用大量空间，留给起落架的空间十分紧凑。

2、现有技术中的沿展向和沿弦向收放的方式无法使起落架收到飞机外形包络内；

3、其中，沿展向收放的起落架需要机翼根部厚度足够容纳起落架及其作动机构，仅依靠机身宽度无法容纳下全伸长的主起落架；

4、沿弦向收放的起落架需要机身两侧为起落架提供足够的净空间深度，并且还要考虑主起落架的轮距能否满足飞机防侧倾要求。

技术实现思路

1、本发明所要解决的技术问题是，提供一种高速飞机主起落架及设计方法；

2、本发明解决技术问题所采用的解决方案是：

3、一方面：

4、一种高速飞机主起落架，包括支柱、与支柱一端连接的防扭臂组件、一端与机身转动配合的折叠撑杆组件、套装在支柱外侧且绕支柱轴向转动的转筒组件、以及与折叠撑杆组件和机身分别铰接的作动筒；所述折叠撑杆组件的另外一端、防扭臂组件分别与转筒组件连接。

5、工作原理：

6、作动筒收缩带动折叠撑杆组件折叠，由于折叠撑杆组件与转筒组件连接，通过转筒组件带动支柱和防扭臂组件中的活塞杆收起，支柱和活塞杆在向上收起时还会向内收；由于转筒与支柱、折叠撑杆组件与机身均转动配合，折叠撑杆组件将会绕支柱转动，折叠撑杆组件在折叠的过程中也会绕支柱转动，同时随支柱和活塞杆一起倾斜，倾斜的同时还会带动转筒转动，与之相关联的防扭臂组件也发生转动；直到起落架收到位后停止。

7、在一些可能的实施方式中，为了有效的实现折叠杠杆组件与机身、转筒的铰接、以及其自身在起落架收上时能够实现折叠；

8、所述折叠撑杆组件包括与机身转动配合的连接头、一端与连接头铰接的上撑杆、与上撑杆另外一端铰接的下撑杆；所述下撑杆的另外一端与转筒组件铰接；所述作动筒与上撑杆铰接。

9、在一些可能的实施方式中，为了实现转筒与下撑杆组件的铰接，使得上撑杆、下撑杆能够绕支柱进行转动；

10、所述转筒组件包括套装在支柱外侧且与支柱转动配合的转筒、设置在转筒外侧且与折叠撑杆组件、防扭臂组件分别铰接配合的耳片。

11、在一些可能的实施方式中，为了有效的实现与下撑杆组件和防扭臂组件中的上扭力臂的连接；

12、所述耳片与下撑杆铰接配合且设置在转筒外侧的上耳片、与防扭臂组件铰接配合且设置在转筒外侧的下耳片。

13、在一些可能的实施方式中，为了有效的实现支柱相对于机身的转动；

14、在所述支柱上还设置有与支柱远离防扭臂组件一端连接且安装在机身上的转轴；所述转轴的轴线与飞机航向形成的夹角为角a，在收上状态时，角a＜90°。

15、在一些可能的实施方式中，所述转轴与支柱的交点为点a，所述上撑杆的轴线与连接头和上撑杆铰接处的铰接轴的交点为点b，点a、点b连接形成线段l1；所述连接头的轴线与线段l1重合且绕线段l1转动。

16、在一些可能的实施方式中，所述作动筒与机身的铰接点与线段l1、上撑杆、下撑杆所在的平面不共面。

17、在一些可能的实施方式中，为了使得防扭臂组件能够实现在收上时，实现倾斜；

18、所述防扭臂组件包括与支柱一端连接的活塞杆、与活塞杆连接的轮胎、一端与下耳片铰接的上扭力臂、与上扭力臂另外一端铰接的下扭力臂；所述下扭力臂的另外一端与活塞杆铰接。

19、另一方面：

20、一种如以上所述的高速飞机主起落架的设计方法，具体包括以下步骤：

21、步骤s1:确定起落架处于放下状态下时，两组防扭臂组件中轮胎的轮心位置、轮间距、直径以及支柱顶点的位置；

22、步骤s2:根据飞机的廓形，确定转轴与飞机航向所形成夹角a的角度；

23、步骤s3:通过多次迭代调整耳片位置，进行撑杆组件设计；确定上耳片的位置、下耳片的位置、以及确定防扭臂组件中上扭力臂与下耳片的连线；

24、步骤s4:通过多次迭代调整连接头与上撑杆铰接处的铰接轴和上撑杆的交点的位置，检查调整后起落架处于收上状态时是否能收进飞机外形包络，确定最终调整后的转筒、上耳片、上撑杆、下撑杆、连接头的位置；

25、步骤s5:检查转筒、上耳片、下耳片、上撑杆、下撑杆、连接头的干涉问题，优化结构；完成设计。

26、在一些可能的实施方式中，

27、所述步骤s3中的撑杆组件设计具体包括以下步骤：

28、步骤s31:初定转轴与支柱的交点为点a、连接头与上撑杆铰接处的铰接轴和上撑杆的交点为点b、支柱与下撑杆的交点为点d；其中，点a、点b、点d形成平面s1；

29、步骤s32:在平面s1上作出起落架处于放下状态时，上耳片与下撑杆交点c；

30、步骤s33:在平面s1上作点e，点e在线段bc远离作动筒的一侧且位于线段bc中点的周围；在放下状态时，点b、点c、点e形成的夹角为∠ceb，∠ceb角度为角b,且170°＜角b＜180°。

31、与现有技术相比，本发明的有益效果：

32、本发明通过对于起落架的设计使得两组起落架在放下时呈八字形来提高轮胎的轮距，以保证滑跑时的航向稳定性；在收起时，折叠撑杆组件在向前收起的同时并向内收，将整个起落架收进机身中并与进气流道互不干涉；能够有效的以满足高速飞机的使用需求。

技术特征：

1.一种高速飞机主起落架，其特征在于，包括支柱、与支柱一端连接的防扭臂组件、一端与机身转动配合的折叠撑杆组件、套装在支柱外侧且绕支柱轴向转动的转筒组件、以及与折叠撑杆组件和机身分别铰接的作动筒；所述折叠撑杆组件的另外一端、防扭臂组件分别与转筒组件连接。

2.根据权利要求1所述的一种高速飞机主起落架，其特征在于，所述折叠撑杆组件包括与机身转动配合的连接头、一端与连接头铰接的上撑杆、与上撑杆另外一端铰接的下撑杆；所述下撑杆的另外一端与转筒组件铰接；所述作动筒与上撑杆铰接。

3.根据权利要求2所述的一种高速飞机主起落架，其特征在于，所述转筒组件包括套装在支柱外侧且与支柱转动配合的转筒、设置在转筒外侧且与折叠撑杆组件、防扭臂组件分别铰接配合的耳片。

4.根据权利要求3所述的一种高速飞机主起落架，其特征在于，所述耳片与下撑杆铰接配合且设置在转筒外侧的上耳片、与防扭臂组件铰接配合且设置在转筒外侧的下耳片。

5.根据权利要求2所述的一种高速飞机主起落架，其特征在于，在所述支柱上还设置有与支柱远离防扭臂组件一端连接且安装在机身上的转轴；所述转轴的轴线与飞机航向形成的夹角为角a，在收上状态时，角a＜90°。

6.根据权利要求5所述的一种高速飞机主起落架，其特征在于，所述转轴与支柱的交点为点a，所述上撑杆的轴线与连接头和上撑杆铰接处的铰接轴的交点为点b，点a、点b连接形成线段l1；所述连接头的轴线与线段l1重合且绕线段l1转动。

7.根据权利要求6所述的一种高速飞机主起落架，其特征在于，所述作动筒与机身的铰接点与线段l1、上撑杆、下撑杆所在的平面不共面。

8.根据权利要求7所述的一种高速飞机主起落架，其特征在于，所述防扭臂组件包括与支柱一端连接的活塞杆、与活塞杆连接的轮胎、一端与下耳片铰接的上扭力臂、与上扭力臂另外一端铰接的下扭力臂；所述下扭力臂的另外一端与活塞杆铰接。

9.一种如权利要求1-8任一项所述的高速飞机主起落架的设计方法，其特征在于，具体包括以下步骤：

10.根据权利要求9所述的一种高速飞机主起落架的设计方法，其特征在于，所述步骤s3中的撑杆组件设计具体包括以下步骤：

技术总结本发明涉及起落架技术领域，具体公开了一种高速飞机主起落架及设计方法，其中起落架包括支柱、与支柱一端连接的防扭臂组件、一端与机身转动配合的折叠撑杆组件、套装在支柱外侧且绕支柱轴向转动的转筒组件、以及与折叠撑杆组件和机身分别铰接的作动筒；所述折叠撑杆组件的另外一端、防扭臂组件分别与转筒组件连接。以及公开了其设计方法；本发明通过对于起落架的设计使得左右两组起落架在放下时呈八字形来提高轮胎的轮距，以保证滑跑时的航向稳定性；在收起时，折叠撑杆组件在向前收起的同时并向内收，将整个起落架收进机身中并与进气流道互不干涉；能够有效的以满足高速飞机的使用需求。技术研发人员：曾东,田四朋,金曦,林剑,唐昊越受保护的技术使用者：四川腾盾科技有限公司技术研发日：技术公布日：2024/7/4