CN104837727B - 用于附着到航空器行走构件的轮驱动单元 - Google Patents

Abstract

用于附着到航空器行走构件的轮驱动单元，所述轮驱动单元包括驱动动力机(22)或具有后续传动系(24)的驱动动力机(22)，并包括下述特征：安装组件(10)，适于被安装到航空器行走构件的支撑组件；结合组件(14)，以不可旋转的方式可释放地锚固到安装组件(10)；驱动动力机由结合组件(14)支撑，从而结合组件(14)向驱动动力机的提供扭矩支撑；可插式连接(60)，用于连接至少一对电线部分和/或至少一对流体线部分；驱动动力机(22)的或后续传动系(24)的扭矩输出适于在所述轮驱动单元附着到航空器行走构件时建立至航空器行走构件的轮(8)的扭矩传递连接；所述轮驱动单元，不包括安装组件，其在锚固到安装组件(10)被释放时，其可从航空器行走构件拆卸，这也使可插式连接(60)的两个部件彼此分开。

Description

用于附着到航空器行走构件的轮驱动单元

技术领域

本发明的一个主题在于一种用于附着到航空器行走构件的轮驱动单元，该轮驱动单元包括驱动动力机或具有后续传动系的驱动动力机，并包括下述特征：

(a)安装组件，适于被安装到航空器行走构件的支撑组件，其中，航空器行走构件的至少一个轮支撑在支撑组件上从而可绕支撑组件的中轴旋转；

(b)结合组件，通过与安装组件或航空器行走构件的支撑组件接合而被可释放地锚固到安装组件并被不可旋转地固定；

(c)驱动动力机或具有后续传动系的驱动动力机，由结合组件支撑，从而结合组件向驱动动力机的或具有后续传动系的驱动动力机提供扭矩支撑；

(d)以及可插式连接，用于连接至少一对电线部分和/或至少一对流体线部分，可插式连接的第一部件与安装组件相关联，可插式连接的第二部件与结合组件相关联；

(e)驱动动力机的或后续传动系的扭矩输出适于在所述轮驱动单元附着到航空器行走构件时建立至航空器行走构件的轮的扭矩传递连接；

(f)并且所述轮驱动单元，不包括安装组件，其在锚固到安装组件被释放时，其能够从航空器行走构件拆卸，这也使可插式连接的两个部件彼此分开。

背景技术

当今，正致力于研发用于附着到航空器起落架或行走构件的轮驱动单元。这样的轮驱动单元允许航空器或航天器在地面上进行不依赖于航空器发动机的推进功率的滚动式移动。典型的示例是航空器在其从乘员航站至跑道的起点的路径上的“滑行”，以及航空器在着陆后从跑道至乘员航站的“滑行”。通过一个或多个轮驱动单元，航天器可以在地面上滚动式移动，其与通过一个或多个航空器发动机的辅助的方式相比，是非常地节能的方式。

用于附着到航空器行走构件的轮驱动单元应尽可能地轻(为了尽可能小地增加航空器的自重)，并应占用尽可能小的空间(为了尽可能小地增加或根本不增加航空器行走构件的空间需求)。就此而言，包括具有后续传动系的驱动动力机的轮驱动单元是有利的。

在本申请/专利中使用的术语“(后续)传动系”指不改变转速，或者增大或减小转速的任何类型的扭矩传动系，具有减小转速的传动系在许多情况下是有利的。具有齿轮的传动系在许多情况下是良好的方案。

发明内容

本发明的发明人致力于满足实现用于附着到航空器起落架或行走构件的轮驱动单元，其需要尽可能小地改变航空器行走构件或不改变航空器行走构件的目的。满足该目的的驱动轮驱动单元可以以简单的形式通过改装的方式附着到航空器行走构件。为了附于将被制造的新航天器，必须最大成度地使对现有的行走构件结构的改变最小化，从而降低研发成本并可能方便可能必要的装卸程序。

根据本发明的轮驱动单元可以通过首先将安装组件附着到航空器行走构件的支撑组件来容易地附着到航空器行走构件。结合组件可以方便地锚固在这样的“锚固点”处，从而通过与安装组件接合或通过与航空器行走构件的支撑组件接合来实现结合组件的不可旋转式固定。结合组件支撑驱动动力机或具有后续传动系的驱动动力机，从而结合组件向驱动动力机或具有后续传动系的驱动动力机提供扭矩支撑。就所述的可插式连接来说，其第一部件与安装组件相关联，其第二部件与结合组件相关联，从而在结合组件锚固到安装组件时闭合或建立可插式连接，并在结合组件从安装组件拆卸时释放可插式连接。当轮驱动单元附着到航空器行走构件时，在驱动动力机的或后续传动系的扭矩输至航空器行走构件的轮之间存在永久的或可中断的扭矩传递连接。

根据本发明的轮驱动单元的显著优点之一在于结合组件与驱动动力机或与具有后续传动系的驱动动力机分别可容易地从安装组件拆卸，并因此也可容易地从航空器行走构件拆卸。如已陈述的，可插式连接的两个部件也因此分开。拆卸操作在其整体上可以非常快速地执行，其尤其得到了这样的优点，即由驱动动力机或具有后续传动系的驱动动力机驱动的航空器行走构件可以与在不具有轮驱动单元的航空器行走构件的情况下几乎相同的时间内进行改变。就高的轮磨损而言，航天器行走构件的轮需要相对经常地更换。通常尽可能短地保持航天器的留地时间，因为飞行的航天器产生效益，而不是地面上的航天器。

本发明的进一步的主题在于一种用于附着到航空器行走构件的轮驱动单元，所述轮驱动单元包括驱动动力机或具有后续传动系的驱动动力机，并包括下述特征：

(a)结合组件，适于以不可旋转的方式被安装到航空器行走构件的支撑组件，其中，航空器行走构件的至少一个轮支撑在支撑组件上从而可绕支撑组件的中轴旋转；

(b)驱动动力机或具有后续传动系的驱动动力机，由结合组件可释放地支撑，从而结合组件向驱动动力机的或具有后续传动系的驱动动力机提供扭矩支撑；

(c)以及可插式连接，用于连接至少一对电线部分和/或至少一对流体线部分，可插式连接的第一部件与航空器行走构件的支撑组件相关联，可插式连接的第二部件与结合组件相关联；

(d)驱动动力机的或后续传动系的扭矩输出适于在所述轮驱动单元附着到航空器行走构件时建立至航空器行走构件的轮的扭矩传递连接；

(e)并且通过释放航空器行走构件的支撑组件上的结合组件的安装状态，所述轮驱动单元从航空器行走构件拆卸，这也使可插式连接的两个部件彼此分开。

在前述段落中指出的轮驱动单元与在说明书的第一段中指出的轮驱动单元的区别在于，其不具有安装组件。从而直接地讲，其适于这样的附着情况，航空器行走构件的支撑组件被设计为具有安装到其上的结合组件。现在，可插式连接位于结合组件和航空器行走构件的支撑组件之间。就其他方面，关于根据本发明的方案的下述目的和优点，此前进行的关于在说明书的第一段中指出的关于轮驱动单元的描述再次适用。

驱动动力机可以是电动机，具体地讲，由永磁体构成的电子整流电动机，或者可以是液压动力机或压缩空气动力机。可以将行星齿轮***设置为后续传动系。

在根据本发明的轮驱动单元中(根据本发明的第一主题或根据本发明的进一步的主题)，可包括前述的一个特定设计特征或同时包括前述的多个特定设计特征，航空器行走构件的支撑组件可具有中空轴的构造。这样的中空轴可以使安装组件以简单和方便的方式安装到其上或使结合组件直接以简单和方便的方式安装到其上。此外，一些现有的航空器行走构件具有用于一个或几个轮的具有中空轴的构造的一个或几个支撑组件，从而目前为止仅需要对支撑组件进行小的改变，以使其同样的适于轮驱动单元的附着。

在根据本发明的轮驱动单元中(根据本发明的第一主题或根据本发明的进一步的主题)，可包括前述的一个特定设计特征或同时包括前述的多个特定设计特征，结合组件和安装组件之间的或结合组件和航空器行走构件的支撑组件之间的不可旋转连接可以是栓槽轴连接。本申请中的术语“栓槽轴连接(spline shaft connection)”意在包括实现组装状态下两个连接部件彼此间的不可旋转固定但通过两个连接部件的轴向相对运动(其并不是仅为纯粹的轴向相对运动或仅包括轴向相对运动的运动)而可彼此释放的所有类型的连接。在剖视图中可视的栓槽轴连接的边界没有特定的相关性。通常，仅作为两个示例，它可以为与齿轮齿相似的边界或具有多个周向分布的槽的边界。

在根据本发明的轮驱动单元中(根据本发明的第一主题或根据本发明的进一步的主题)，可包括前述的一个特定设计特征或同时包括前述的多个特定设计特征，可以设置有从所述轮驱动单元的外部面朝远离安装组件延伸至对面的安装组件的外部的至少一个安装螺栓，其中，通过所述至少一个安装螺栓，驱动动力机或具有后续传动系的驱动动力机与安装组件一起在结合组件在它们之间的情况下被夹持。具体地讲，其可以仅采用一个单独的中心的安装螺栓，然而，也可以设置(具体地讲，在周向分布的位置中的)多个安装螺栓。如在当前段落中描述的使用至少一个安装螺栓可选择地可使结合组件直接锚固到航空器行走构件的支撑组件(根据本发明的进一步的主题的轮驱动单元)。

在根据本发明的轮驱动单元中(根据本发明的第一主题或根据本发明的进一步的主题)，可包括前述的一个特定设计特征或同时包括前述的多个特定设计特征，可插式连接可包括下面的(a)至(f)所列的下述特征中的一个或同时包括多个：

(a)可插式连接被设计为连接用于电动机的几对电力线部分；

(b)可插式连接被设计为连接用于液压动力机的至少两对液压线部分或用于压缩空气动力机的至少一对压缩空气线部分；

(c)可插式连接被设计为连接至少一对电信号线部分；

(d)可插式连接被设计为连接用于液态或气态冷却流体的至少一对流体线部分。

(e)可插式连接的两个部件的至少一个设置有用于减少电磁辐射的屏蔽；

(f)可插式连接被设计为包括为所述轮驱动单元设置的所有端子的集成式整体可插式连接。

可以看出，在(f)情况下，尤其是当需要改变或替换航空器行走构件的一个轮或几个轮时，可以以特定的简单且快速的方式完成结合组件与驱动动力机一起或与驱动动力机及后续传动系一起的拆卸。

当可插式连接包括用于液体或气体的端子时，这些端子的至少一部分可为自关闭设计，即，在分开分别的可插式连接时，在端子后方在对应的线中存在的液体或气体量可以相对于环境被关断，从而在分开可插式连接时(可能除了微量的初始量之外)不存在液体或气体泄漏。

当可插式连接包括用于液体或气体的端子时，端子的至少一部分可以为自排放设计，即，在分开可插式连接时已进入这些端子的很小的量的空气在后续的连接可插式连接时自动地排放到环境且不分别余留在端子和相邻的线***中。

可插式连接的自关闭端子和可插式连接的自排放端子或线部分是本领域技术人员已知的且在市场中可得到的，从而这里不需要对其进行更详细地描述。

这里的进行的公开的效果在于(根据本发明的第一主题或根据本发明的进一步的主题)创造性的轮驱动单元也可以被设计为附着到其它的车辆而非航天器。这样的其它的车辆的典型示例是无轨陆行车辆，诸如卡车、公交车和乘员车辆。在这样的情况下，将安装组件或者直接将结合组件设计为附着到无轨陆行车辆的底盘组件(替代航空器行走构件的支撑组件)；驱动动力机的或后续传动系的扭矩输出适于建立至无轨陆行车辆的轮的扭矩传递连接。

应强调的是，本发明可以设计已在轮驱动单元中存在的组件，具体地讲，设计驱动动力机的或传动系的壳体或同时设计驱动动力机和传动系的壳体作为结合组件。示例是在所述壳体上的构件允许与分别在安装组件上或直接在支撑组件上辅助构件不可旋转、主动或形状配合地接合。

附图说明

将通过在附图中以一定程度地示意性的方式示出的示例性实施例来更详细地描述本发明。在附图中：

图1以包含轮驱动单元的中轴且轮驱动单元的部分被切除的剖视图示出附着状态下的轮驱动单元；

图2以包含其中轴的剖视图示出附着状态下的轮驱动单元；

图3以包含轮驱动单元的中轴且轮驱动单元的部分被切除的剖视图示出附着状态下的轮驱动单元的另一个实施例；

图4示出放大状态的可插式连接的第一部件；

图5示出放大状态的可插式连接的第二部件；

图6以包含轮驱动单元的中轴且轮驱动单元的部分被切除的剖视图部分地示出附着状态下的轮驱动单元的再一个实施例；

图7以根据图6中的箭头VII的剖视端部示图示出图6的轮驱动单元的驱动动力机；

图8以包含轮驱动单元的中轴且轮驱动单元的部分被切除的剖视图部分地示出附着状态下的轮驱动单元的又一个实施例。

具体实施方式

图1是示意性示图。更具体地，在图的左部中，可以看到航空器行走构件4的支撑组件2。支撑组件2具有例如15至40cm的相当的直径的中空管的构造。在图中仅示出了航空器行走构件4的一部分。示出的悬挂支架6安装到在图1视图的上方的航天器上。在悬挂支架6的左方，以镜向对称的方式存在第二支撑组件2。这样的航空器行走构件4可以例如作为航空器前起落架或并不太大的航天器的翼部下方的中部起落架。

示出的支撑组件2旋转地支撑航空器行走构件4的轮4，其也适用于以镜像对称的方式的左侧(未示出)。

安装组件10从支撑组件2的图1中的右手开口面端部***到支撑组件2中。安装组件10的形状为具有在图1中的右手端部处的径向向外突出的轴环12的罐形形状的柱形轴套。轴套10的底部由附图标记13指示。安装组件10以不可旋转并沿轴向固定的方式(例如，通过螺母(未示出)，螺纹连接到支撑组件2的端部上并经肩部相对于支撑组件2的面端部推抵轴环12的方式)固定到支撑组件2。

结合组件14与安装组件10接合。结合组件14具有较小直径的第一柱形部分16和较大直径的第二柱形部分18。第一部分16滑动地***到安装组件10的内部中且不可旋转地保持在安装组件10中。具体地讲，可以通过在第一部分16的外周和安装组件10的内周之间的栓槽轴连接来实现该不可旋转式固定。另一种可能的方式为在第一部分16和第二部分18之间的过渡处在轴环12的右手端部面和结合组件14的肩部20之间设置几个径向延伸的舌和槽接合。

在结合组件14的外周处，具体地讲，在第二部分18的外周和从其朝向左方延伸的柱壁处，附着有驱动动力机22和传动系24。在本实施例中，驱动动力机22是永磁电动机。电动机22包括壳体26、在定子齿上具有绕组(未示出)的径向外部定子28和具有在其外周上设置有永磁体的径向内部转子30。转子30被支撑在结合组件14的外部上。通过电子组件来实现定子绕组的适时启用和停用以及向定子绕组供电。

本实施例中的传动系24是行星齿轮***。中空轴从转子30的径向内端部延伸通过由动力机壳体26形成的部分32至传动系24中，且其内端部形成为传动系24的恒星齿轮34。恒星齿轮34与周向分布的多个行星齿轮36啮合。在径向外部，行星齿轮36与形成在传动系24的壳体40的内周上的环齿轮齿38啮合。传动系24的壳体40部分地由电动机22的壳体26的壳体部分(即，由前述的部分32和周向部分42)构成。在左手侧上，传动系壳体40由另一个壁44构成。

行星齿轮36全部被支撑在共行星齿轮架46上，从而可以绕它们各自的轴旋转。行星齿轮架46以比恒星齿轮34低的速度或转数进行旋转运动。行星齿轮架46被支撑在结合组件14的外部上。自行星齿轮架46的径向内端部，存在向左延伸通过传动系24的壁44以向外至轮8的组件附近的位置的中空轴48。轮8的组件是安装在轮8上的外部栓槽环50。中空轴48的左手端部设置有栓槽轴部分52。内部栓槽滑动套管54适用于在右方位置和左方位置(在图1中示出)之间移位，其中，在右方位置中，在滑动套管54和环50之间没有接合，且在左方位置中，滑动套管54与传动系24的输出中空轴48的栓槽轴部分52并与环50的栓槽轴部分接合，并因此使轮8与中空轴48的旋转运动结合。本实施例中的滑动套管54连接到管状的致动构件56，从而安装到传动系24的左手壁44。致动构件56在其左端处突出到滑动套管54的外周槽中。可以通过轴向缩短或延长致动构件56来得到滑动套管54的描述的两个位置。

在安装组件10和结合组件14之间，设立了可插式连接60，其中，可插式连接60的第一部件62安装在安装组件10上，可插式连接60的第二部件64安装在结合组件14上。第一部件62定位为在安装组件10内靠近底部13。第二部件64定位为在结合组件14的左手端部处。在图1中示出的组装状态下，可插式连接60闭合，即，从左方开始且在第一部件62中终止的线部分连接到从右方开始且在第二部件64中终止的线部分。然而，如将进一步在下面进行更详细地描述的，当结合部件14与驱动动力机22和传动系24作为整体从安装组件10拆卸并因此从支撑组件2拆卸时，可插式连接60断开且前述的线部分彼此分开。将进一步在下面描述可插式连接60和线部分的进一步细节。引导至第一部分62的线部分通过安装组件10的底部14中的一个或多个开口向外延伸至左方。来自第二部分64的线部分延伸至驱动动力机22或传动系24中的对应位置，具体地讲，延伸至定子28的绕组。

图1是示出了延伸通过所有的结合组件14、可插式连接60的第二部件64、可插式连接60的第一部件62和安装组件10的底部13的中心安装螺栓66。在安装螺栓66的两端处设置有螺母68；作为选择，还可以在一端处设置增大的安装螺栓头。当释放在图1中的右手螺母时，结合组件14与驱动动力机22、传动系24和可插式连接60的第二部分64一起可朝向右方从安装组件10退出/拆卸并因此从支撑组件2退出/拆卸。在组装这些部件时，紧固螺母68，从而结合组件14与驱动动力机22和传动系24一起总体上固定到安装组件10，并因此固定到安装组件2，包括所述的在结合组件14和安装组件10之间的不可旋转式固定和闭合可插式连接60。

图2示出了轮驱动单元1、航空器行走构件的支撑组件2和航空器行走构件的轮8，其全部被设计为与图1非常的相似。然而，图2中示出的组件被绘制的更准确并以结构示图的方式来绘制。为了便于示出，附图仅示出了驱动动力机22和传动系24的一些部件。图2中示出的这些部件采用与图1中引入的附图标记相同的附图标记。

如图3中所示，根据本发明的轮驱动单元1的进一步的实施例，与图1的轮驱动单元1的基本区别在于下述方面：

不存在根据图1的实施例意义上的安装组件。作为代替，设计了航空器行走构件4的在其图3的右手端部中的支撑组件2，从而可以将结合组件14安装于其上。可插式连接60的第一部件62安装在图3中的支撑组件2的右手端部中。为了将结合组件14安装到支撑组件2，设置了周向分布、轴向延伸的螺栓70(在图3中仅示出了其中心轴)。螺栓70螺纹连接到支撑组件的径向向内延伸的肩部72，并可以通过驱动动力机22的转子30的右手端壁中的对应的开口从右方进入。作为这样的设计的代替，可以设置如图1和图2中的中心螺栓66。支撑组件2的右手端部和结合组件14(等同于定子28的中部)经栓槽轴连接15不可旋转式接合。驱动动力机22在该实施例中也是电动机，对图1的实施例的关于永磁体、绕组、向绕组供电、绕组电流的时间控制等的描述也可应用于图3的实施例。

与图1的实施例相比的另两个基本区别在于，驱动动力机22现在具有外部转子30和内部定子28，以及不存在传动系24。转子30的左手端壁径向向内延伸，从而栓槽轴部分52设置于此，其中，栓槽轴部分52借助于滑动套管54可与轮8的环50接合和或脱离接合，从而建立或中断转子30与轮8之间的扭矩传递连接。

图4以放大示图示出了可插式连接60的第一部件62的实施例。可插式连接60的第一部件62包括：四组三插头，每个用于向电动机22的定子28的绕组供电；两个插头82，用于传输电信号；两个可插式连接分插84，用于冷却剂供给和冷却剂排放。如已描述的，可插式连接60的这样的第一部件62安装在安装组件10(图1)上或在支撑组件2(图3)上。所有必须的线86沿共包壳88延伸通过悬挂支架6或在悬挂支架6的外部进入航空器。

图5以端部示图示出了可插式连接60的第二部件64的设计。示图示出了用于电力的可插式连接分插80、用于电信号的可插式连接分插82以及用于冷却剂的可插式连接分插84。

图6和图7示出了这样的实施例，其中，示出的驱动动力机是压缩空气动力机100而非电动机。示出的示例是叶片动力机(vane motor)，其具有以压缩空气动力机(由压缩空气进行操作)的形式和液压动力机(由相当压强下的液压液体操作)的形式存在的示出的构造类型的叶片动力机。与相同输出扭矩的动力机相比，液压动力机通常小于压缩空气动力机，这是因为其通常可使用压强高于压缩空气动力机的压强的液压液体。示出的类型是叶片动力机；然而，也可以选择例如齿环动力机、内啮合类型动力机、径向活塞动力机、齿轮动力机的其他构造类型。

图7的剖视图示出了叶片动力机100的操作的模式。具有柱形主体的转子102承载分布遍及其外周的例如五个叶片104，其中，更少或更多的叶片数量也是可以的。叶片104均为板形且一方面沿转子102的轴向延伸另一方面沿径向延伸。叶片104均安置在转子102的相匹配的纳槽106中，并均被弹簧108径向向外地偏置。可选择地，可以通过叶片104上的肩部(未示出)和槽106中的相对肩部(未示出)来防止对应的叶片104从对应的槽106完全径向向外移动。

叶片动力机100的壳体110具有由在内部上椭圆地延伸的壁114限定的内部空间112。用于压缩空气的供给通道16、用于空气的主排放通道118和用于空气的次排放通道120延伸通过壁114。当转子102沿图7中的顺时针方向旋转时，从供给通道116至主排放通道118，两个相邻的叶片104之间的对应的空间122增加。膨胀的压缩空气在沿转子102的旋转的方向上位置在前的引导叶片104上施加压力。次排放通道120用于在新的压缩空气通过供给通道116进入之前使对应的空间122尽可能完全地排放。

前面的描述提及到了压缩空气动力机。可选择地，也可以设置液压动力机。在将液压动力机设计为叶片动力机的情况下，在供给和排放通道可能不同地定位的情况下，操作顺序是相同的。这里讨论的压缩空气动力机和液压动力机的构造类型是已知的且在市场上可得到的。

图6以与图1相比更为示意性的方式示出了如图1的情况一样地设置有安装组件10和结合组件14。安装组件10释放地安装在支撑组件2上，从而安装组件10相对于支撑组件2沿轴向方向和沿周向方向固定。结合组件14可释放地安装到安装组件10，从而结合组件14相对于安装组件10沿轴向方向和沿周向方向固定。在结合组件14的安装状态下，可插式连接60处于连接状态。

压缩空气动力机100的壳体或液压动力机的壳体连接到结合组件14，从而结合组件14经安装组件10向压缩空气动力机100或液压动力机的提供扭矩支撑。

应强调的是，如在根据图1的实施例改变为根据图3的实施例一样，也可以修改图6和图7的实施例，从而不存在安装组件10，且结合组件14以轴向固定且不可旋转但可释放的方式直接锚固到支撑组件2。

根据图6和图7的实施例与图1和图3的实施例类似地具有滑动套管54，从而压缩空气动力机100的或液压动力机的输出中空轴48的栓槽轴部分52可以可选择地以扭矩传递的方式结合到轮8的环50或从其分开。

图8示出了具有压缩空气动力机100或液压动力机的轮驱动单元1的实施例，其中，在动力机100和对轮8的输出之间设置了传动系24。这样的传动系是单级正齿轮单元。在不存在安装组件10的情况下，结合组件14可释放地安装在支撑组件2上。关于结合齿轮14被轴向固定且不可旋转地锚固到航空器行走构件的支撑组件2上以及滑动轴承54，可以应用前文中与前面的实施例相关地进行的描述。

当根据本发明的轮驱动单元被提供以用于附着到无轨陆行车辆的行走构件或底盘组件时，所有对前述的关于实施例的描述可类似地适用。代替了航空器行走构件6的支撑组件2，可存在无轨车辆的底盘的支撑组件。如在不是航天器的无轨车辆的情况下，轮负载通常显著小于航天器的情况下的轮负载，支撑组件2通常将具有更小的尺寸。

Claims (23)

1.一种用于附着到航空器行走构件(4)的轮驱动单元(1)，所述轮驱动单元(1)包括驱动动力机(22)，并包括下述特征：

(a)安装组件(10)，适于被安装到航空器行走构件(4)的支撑组件(2)，其中，航空器行走构件(4)的至少一个轮(8)支撑在支撑组件(2)上从而可绕支撑组件(2)的中轴旋转；

(b)结合组件(14)，通过与安装组件(10)或航空器行走构件(4)的支撑组件(2)接合而被可释放地锚固到安装组件(10)并被不可旋转地固定；

(c)驱动动力机(22)，由结合组件(14)支撑，从而结合组件(14)向驱动动力机(22)提供扭矩支撑；

(d)驱动动力机(22)的扭矩输出适于在所述轮驱动单元(1)附着到航空器行走构件(4)时建立至航空器行走构件(4)的轮(8)的扭矩传递连接；

(e)并且所述轮驱动单元(1)，不包括安装组件(10)，其在锚固到安装组件(10)被释放时，其从航空器行走构件(4)拆卸；

(f)并且包括可插式连接(60)，用于连接至少一对电线部分和/或至少一对流体线部分，可插式连接(60)的第一部件(62)安装到安装组件(10)，可插式连接(60)的第二部件(64)安装到结合组件(14)，从而轮驱动单元(1)从航空器行走构件(4)的所述拆卸也使可插式连接(60)的所述第二部件从可插式连接(60)的所述第一部件(62)分开。

2.一种用于附着到航空器行走构件(4)的轮驱动单元(1)，所述轮驱动单元(1)包括驱动动力机(22)，并包括下述特征：

(a)结合组件(14)，适于以不可旋转的方式被安装到航空器行走构件(4)的支撑组件(2)，其中，航空器行走构件(4)的至少一个轮(8)支撑在支撑组件(2)上从而可绕支撑组件(2)的中轴旋转；

(b)驱动动力机(22)，由结合组件(14)可释放地支撑，从而结合组件(14)向驱动动力机(22)提供扭矩支撑；

(c)驱动动力机(22)的扭矩输出适于在所述轮驱动单元(1)附着到航空器行走构件(4)时建立至航空器行走构件(4)的轮(8)的扭矩传递连接；

(d)并且通过释放航空器行走构件(4)的支撑组件(2)上的结合组件(14)的安装状态，所述轮驱动单元(1)从航空器行走构件(4)拆卸；

(e)并且包括可插式连接(60)，用于连接至少一对电线部分和/或至少一对流体线部分，可插式连接(60)的第一部件(62)安装到航空器行走构件(4)的支撑组件(2)，可插式连接(60)的第二部件(64)安装到结合组件(14)，从而轮驱动单元(1)从航空器行走构件(4)的所述拆卸也使可插式连接(60)的所述第二部件(64)从可插式连接(60)的所述第一部件(62)分开。

3.如权利要求1或2所述的轮驱动单元，其特征在于，驱动动力机是电动机。

4.如权利要求3所述的轮驱动单元，其特征在于，电动机是用永磁体构成的电子整流电动机。

5.如权利要求1或2所述的轮驱动单元，其特征在于，驱动动力机是液压动力机或压缩空气动力机。

6.如权利要求1或2所述的轮驱动单元，其特征在于，所述驱动动力机(22)具有后续传动系(24)。

7.如权利要求6所述的轮驱动单元，其特征在于，后续传动系是行星齿轮***。

8.如权利要求1或2所述的轮驱动单元，其特征在于，航空器行走构件的支撑组件具有中空轴的构造。

9.如权利要求1或2所述的轮驱动单元，其特征在于，结合组件和安装组件之间或结合组件和航空器行走构件的支撑组件之间的不可旋转固定是栓槽轴连接。

10.如权利要求1所述的轮驱动单元，其特征是从所述轮驱动单元的外部面朝远离安装组件延伸至对面的安装组件的外部的至少一个安装螺栓，通过所述至少一个安装螺栓，驱动动力机与安装组件一起在结合组件在它们之间的情况下被夹持。

11.如权利要求3所述的轮驱动单元，其特征在于，可插式连接被设计为连接用于电动机的几对电力线部分。

12.如权利要求5所述的轮驱动单元，其特征在于，可插式连接被设计为连接用于液压动力机的至少两对液压线部分或用于压缩空气动力机的至少一对压缩空气线部分。

13.如权利要求1或2所述的轮驱动单元，其特征在于，可插式连接被设计为连接至少一对电信号线部分。

14.如权利要求1或2所述的轮驱动单元，其特征在于，可插式连接被设计为连接用于液态或气态冷却流体的至少一对流体线部分。

15.如权利要求1或2所述的轮驱动单元，其特征在于，可插式连接包括为所述轮驱动单元设置的所有端子。

16.如权利要求1或2所述的轮驱动单元，其特征在于，设置在可插式连接中用于液体或气体的端子的至少一部分被设计为在分开可插式连接时自关闭。

17.如权利要求1或2所述的轮驱动单元，其特征在于，为可插式连接设置的用于液体或气体的端子或线部分的至少一部分被设计成自排放。

18.如权利要求1或2所述的轮驱动单元，其特征在于，可插式连接的两个部件的至少一个装配有用于减少电磁辐射的屏蔽。

19.如权利要求1或2所述的轮驱动单元，其特征在于，所述驱动动力机(22)为电动机且所述电动机具有后续传动系，并且航空器行走构件的支撑组件具有中空轴的构造。

20.如权利要求1或2所述的轮驱动单元，其特征在于，所述驱动动力机(22)为电动机且所述电动机具有后续传动系，并且结合组件和安装组件之间或结合组件和航空器行走构件的支撑组件之间的不可旋转固定是栓槽轴连接。

21.如权利要求1或2所述的轮驱动单元，其特征在于，所述驱动动力机(22)为电动机且所述电动机具有后续传动系，并且可插式连接包括为所述轮驱动单元设置的所有端子。

22.如权利要求1或2所述的轮驱动单元，其特征在于，所述驱动动力机(22)为电动机且所述电动机具有后续传动系，并且可插式连接的两个部件的至少一个装配有用于减少电磁辐射的屏蔽。

23.如权利要求1所述的轮驱动单元，其特征在于，所述驱动动力机(22)为电动机且所述电动机具有后续传动系，并且从所述轮驱动单元的外部面朝远离安装组件延伸至对面的安装组件的外部的至少一个安装螺栓，通过所述至少一个安装螺栓，具有后续传动系的电动机与安装组件一起在结合组件在它们之间的情况下被夹持。