CN104875878B - 带有容置于引擎机舱内的主起落架的飞机 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种用于飞机的主起落架，所述飞机包括机身(11)、机翼(13)和位于机翼的每一侧的至少一个喷气式引擎(21)，所述至少一个喷气式引擎(21)容置在附接于机翼的引擎机舱(23)中。主起落架包括位于机翼(13)的每一侧的起落架(25)，所述起落架(25)具有联接于驱动装置(29)的一个或多个机轮(27)，所述驱动装置(29)布置成使所述一个或多个机轮(27)从收起位置移动至展开位置以及反之亦然。引擎机舱(23)包括相对于于喷气式引擎(21)横向定位的腔，所述腔构造成每个起落架的所述一个或多个机轮(27)在收起位置的容置空间。

Description

带有容置于引擎机舱内的主起落架的飞机
技术领域
本发明涉及商用飞机，更特别地涉及具有安装在机翼上的主起落架(MLG)的飞机。
背景技术
大多数涡轮风扇动力商用飞机青睐安装在机体上的主起落架配置或者安装在机翼上的主起落架配置。在这两种情况下，该选择暗示要提供足够大的机轮腔以适合机轮和驱动装置，所述驱动装置包括支柱和辅助元件，该支柱连结于机轮，该辅助元件用于使机轮从展开位置移动至收起位置以及反之亦然。
在前一种情况下，为了最小化曳力，可能需要安装空气动力整流罩，所述空气动力整流罩覆盖处于收起位置的MLG。
在后一种情况下，机轮腔危害机翼抗扭翼盒的尺寸和制造。在商用喷气式飞机开发的早期阶段，这种情形通过引入“Yehudi”——机翼平台后边沿中的扭结而减轻，“Yehudi”的引入增大了翼根弦，由此增大了用于收起MLG的可用容积。
不管MLG安装在哪里，机轮腔在巡航时通常都是由起落架门覆盖并封闭。这些门可以或可以不完全覆盖MLG而阻挡气流，例如B737，但是在导进机场构造和着陆构造期间，对机翼/机身蒙皮以及飞机机架噪音都有影响。
对于两种情况来说共同的是实现轮转向托架/转向架的高效运动所需的运动学都很复杂。更不必说，这些元件在着陆、滑行和静止状态期间承受高载荷，其使得所述元件大且重。
因此，航空业高度追求减轻MLG附件的重量和降低其复杂性。
本发明针对的是对该需求的关注。
发明内容
本发明涉及用于飞机的MLG配置，所述飞机包括机身、机翼和位于机翼的每一侧的至少一个喷气式引擎，所述至少一个喷气式引擎容置在附接于机翼的引擎机舱中。
MLG包括位于机翼的每一侧的起落架，所述起落架具有联接于驱动装置的一个或多个机轮，所述驱动装置布置成使所述机轮从收起位置移动至展开位置以及反之亦然。引擎机舱包括相对于喷气式引擎横向定位的腔，所述腔构造成每个起落架的所述一个或多个机轮在收起位置的容置空间。每个驱动装置包括支柱，所述支柱一端以回转方式附接于机翼的承力结构，另一端附接于所述一个或多个机轮。
每个起落架可以构造成带有单个机轮或带有包括两个或更多个机轮的轮转向架，MLG可以构造成带有位于机翼的每一侧的一个或两个起落架。
有利地，喷气式引擎为涡轮风扇引擎。其引擎机舱的直径大(尤其是在函道比(bypass ratio)大于10的涡轮风扇引擎中)有利于在其引擎机舱内部容置起落架的机轮。
有利地，每个起落架的驱动装置布置成在平行于飞机的X-Z平面的方向上移动所述一个或多个机轮。
在飞机的第一个实施例中(其中机翼的每一侧的承力结构为抗扭翼盒)，每个起落架的驱动装置包括构造成具有固定长度的支柱和具有固定长度的第一引导元件，所述第一引导元件一端附接于抗扭翼盒的后梁，另一端以滑动方式附接于支柱。
在第二个实施例中，每个起落架的驱动装置包括构造成具有可变长度的支柱和具有可变长度的第二引导元件，所述第二引导元件一端附接于引擎机舱，另一端固定地附接于支柱。
参照附图，根据示出了本发明的目标的实施例的下文详细描述，本发明的其他特征和优点将变得清楚。
附图说明
图1a和1b是示出了本发明的两个实施例的带有容置于引擎机舱中的MLG的飞机的正视图。
图2是飞机的用于对比目的的平面图，在左侧(假定基准轴线是飞行方向)具有传统MLG而在右侧具有依照本发明的MLG。
图3a和3b是飞机中的容置于引擎机舱中的MLG的配置的示意性侧视图，示出了MLG运动学的第一个实施例。
图4a和4b是飞机中的容置于引擎机舱中的MLG的配置的示意性侧视图，示出了MLG运动学的第二个实施例。
具体实施方式
参照具有典型构造的商用飞机，如图1a和1b所示，所述具有典型构造的商用飞机包括机身11、机翼13、水平尾翼17、垂直尾翼19和容置于引擎机舱23中的两个安装在机翼上的喷气式引擎21，本发明的基本特征在于，MLG设置有机轮27，所述机轮在处于其收起位置时容置在位于引擎机舱23的后部分两侧的腔中。
为了更好地说明，图1a和1b中，在左侧显示了处于展开位置的MLG的机轮27，在右侧显示了处于收起位置的MLG的机轮27。
在图1a所示的实施例中，机轮腔在相对于喷气式引擎21的竖直中间位置中位于喷气式引擎21的两侧，引擎机舱23具有包围机轮腔的椭圆形空气动力学形状。
在图1b所示的实施例中，机轮腔在相对于喷气式引擎21的较低位置中位于喷气式引擎21的两侧，引擎机舱23具有包围机轮腔的***椭圆形空气动力学形状。
在两种情况下，引擎机舱23包括门(未显示)，在机轮27展开时，所述门打开，当机轮27收起时，所述门关闭。
在图1a和1b所示的实施例中，MLG包括四个单轮起落架(single landing gear)25，每个单轮起落架25均包括机轮27和驱动装置29。
在其他实施例(未显示)中，MLG包括布置在引擎机舱23的更靠近机身11的横向侧部中的两个单轮起落架25。
在与上述类似的实施例中，单轮27可以由转向架轮替换。
图2示出了本发明MLG的配置与传统MLG的配置不同。在前者中，机轮(用数字27'标记)被收起在引擎机舱23中，而在后者中，机轮被收起在机腹整流罩32中。在前者中，机轮(用数字27"标记)被展开在一位置处，该位置不像后者的机轮31的展开位置那样靠近机身11。
图3a和3b显示了单轮起落架25的一个实施例的配置，所述单轮起落架25包括机轮(在收起位置用数字27'标记，在展开位置用数字27"标记)和驱动装置，所述驱动装置包括由支柱41和第一引导元件43形成的运动机构。图3a显示了支柱41附接于在引擎机舱23内部的处于收起位置的机轮27'。图3b显示了支柱41附接于在地面上的处于展开位置的机轮27"。支柱41具有固定长度，其一端以回转方式附接于抗扭翼盒50(机翼的承力结构13)的前梁51，另一端附接于机轮。第一引导元件43也具有固定长度，所述第一引导元件43一端附接于抗扭翼盒50的后梁53，另一端以滑动方式附接于支柱41，以使得在机轮展开操作期间第一引导元件43可以从支柱41的点61位移到点63或者在收起操作期间则相反。
图4a和4b显示了单轮起落架25的另一个实施例的配置，所述单轮起落架25包括机轮(在收起位置用数字27'标记，在展开位置用数字27"标记)和驱动装置，所述驱动装置包括由支柱42和第二引导元件44形成的运动机构。图4a显示了支柱42附接于在引擎机舱23内部的处于收起位置的机轮27'。图4b显示了支柱42附接于在地面上的处于展开位置的机轮27"。支柱42具有可变长度(借助于例如，可伸缩配置)，其一端以回转方式附接于抗扭翼盒50(机翼的承力结构13)的前梁51，另一端附接于机轮。第二引导元件44也具有可变长度，所述第二引导元件44一端附接于引擎机舱23的一固定点46，另一端附接于支柱42，以控制其在机轮展开/收起操作时的运动。
如图3a-3b、4a-4b所示的运动机构采取的方式如下：驱动装置沿着平行于飞机的X-Z平面(X和Z分别是纵向轴线和竖直轴线)的方向位移，以尽可能地避免与高温引擎排气的相互影响，并简化MLG结构。但是，引入偏斜和外部(out-of-pane)回转/收回机构的更复杂的方案也是可以的。
本发明对设置有高函道比(BPR)的涡轮风扇的飞机尤其有利，为改善燃料消耗和降低噪音，这类涡轮风扇越来越多地用于航空业。这种趋势导致涡轮风扇直径的显著增大。例如，虽然A320Neo的涡轮风扇的风扇直径为81"，但是在不久的将来，设想风扇直径高达174"的极高函道比(VHBPR)的涡轮风扇。
本发明利用了高函道比涡轮风扇(尤其是BPR大于10的涡轮风扇)的大风扇直径来在涡轮风扇引擎机舱内部容置MLG机轮。与引擎容积相比，机轮腔需要的容积小，使得将典型涡轮风扇引擎机舱修改成容置机轮腔所需的改变不会牵扯明显的空气动力学代价。
设置有本发明MLG的具有常规构造的飞机允许高函道涡轮风扇集成，因为高函道涡轮风扇可以保持传统的机翼上反角和适当的角度A(参见图1a-1b)。
另外，本发明还具有下列优点。
-减轻MLG重量。
-通过移除机腹整流罩减小了曳力。
-缩短了MLG行程。
-由于将起落架布置成远离高升力***，改善了机翼和机身的接合，包括高升力***。
-由于MLG对机翼抗扭翼盒的干涉小，增大了燃料箱容积。
-由于MLG的位置，当在地面上时(着陆和滑行)，释放了机翼上的引擎载荷。
-由于因主地面反力将会通过这些引擎机舱而使得着陆操纵不会使引擎机舱充当悬臂质量***，避免了震动和不稳定的大载荷，所以降低了机翼机构的疲劳性。
-将载荷接入点集成到机翼上的加固点(hard points)中(组合引擎和MLG)。
-由于轮转向架较大，排除了倾翻准则(改善了X-风性能)。
-实现了无嵌接引擎。
-实现了机翼外引擎定位。
-受UERF(“非包容引擎转子失效”)事件限制，在引擎放置在更内侧的情况下，改善了OEI(“单引擎失效”)事件。
虽然已经结合各种实施例描述了本发明，但是从说明书中应当明白，可以对这里的元件进行各种不同组合、改变或改进，这些都在本发明的范围内。

Claims (12)

1.一种飞机，该飞机包括：机身(11)；机翼(13)；位于机身的一侧的至少一个喷气式引擎(21)，所述至少一个喷气式引擎(21)容置在附接于机翼的引擎机舱(23)中；和主起落架；其中，所述机翼(13)包括在翼展方向上延伸的承力结构；主起落架包括位于机翼(13)的一侧的至少一起落架(25)，所述起落架(25)具有联接于驱动装置(29)的一个或多个机轮(27)，所述驱动装置(29)布置成使所述起落架从收起位置移动至展开位置以及从展开位置移动至收起位置，其特征在于∶
-所述引擎机舱(23)包括相对于喷气式引擎沿所述机翼的翼展方向布置的腔，所述腔构造成所述起落架(25)的所述一个或多个机轮(27)在收起位置的容置空间；并且
-所述驱动装置(29)包括支柱(41，42)，所述支柱(41，42)一端以回转方式附接于机翼(13)的承力结构，另一端附接于所述一个或多个机轮(27)。
2.如权利要求1所述的飞机，其中，所述起落架(25)包括一个机轮(27)。
3.如权利要求1所述的飞机，其中，所述起落架(25)包括布置在轮转向架上的两个或更多个机轮(27)。
4.如权利要求1所述的飞机，其中，在所述机翼(13)的所述一侧处的起落架(25)是位于引擎机舱(23)的更靠近机身(11)的那一侧的机轮腔。
5.如权利要求1所述的飞机，其中，主起落架在机翼(13)的所述一侧处包括两个起落架(25)，所述两个起落架是位于引擎机舱(23)的两侧的机轮腔。
6.如权利要求1所述的飞机，其中，所述喷气式引擎(21)安装在机翼(13)的前方。
7.如权利要求1所述的飞机，其中，喷气式引擎(21)为涡轮风扇引擎。
8.如权利要求7所述的飞机，其中，涡轮风扇引擎具有大于10的函道比。
9.如权利要求1所述的飞机，其中，所述驱动装置(29)布置成在平行于飞机的X-Z平面的方向上移动所述一个或多个机轮(27)，其中，X是飞机的纵向轴线，Z是垂直于所述纵向轴线的另一轴线。
10.如权利要求1所述的飞机，其中：
-所述承力结构是抗扭翼盒(50)，所述抗扭翼盒(50)包括前梁(51)和后梁(53)；
-支柱(41，42)附接于所述前梁(51)。
11.如权利要求10所述的飞机，其中，所述支柱(41)构造成具有固定长度，所述驱动装置(29)还包括具有固定长度的第一引导元件(43)，所述第一引导元件(43)一端附接于所述后梁(53)，另一端以滑动方式附接于支柱(41)。
12.如权利要求10所述的飞机，其中，所述支柱(42)构造成具有可变长度，所述驱动装置(29)还包括具有可变长度的第二引导元件(44)，所述第二引导元件(44)一端附接于引擎机舱(23)，另一端固定地附接于支柱(42)。
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