DE60300352T2

DE60300352T2 - Vorrichtung zur Befestigung eines Landefahrwerks auf eine Flugzeugstruktur

Info

Publication number: DE60300352T2
Application number: DE60300352T
Authority: DE
Inventors: Gregory Reniau
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2002-06-10
Filing date: 2003-06-06
Publication date: 2005-12-29
Anticipated expiration: 2023-06-07
Also published as: ES2238663T3; ATE289941T1; EP1371553B1; CA2431093C; EP1371553A1; US20050116097A1; CA2431093A1; FR2840585B1; FR2840585A1; US6945496B2; DE60300352D1

Description

Gebiet der Technik
Die Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung, die die Anbringung eines Fahrwerks an einer Luftfahrzeugstruktur entlang einer Drehachse ermöglicht, was ein Drehen/Schwenken des Fahrwerks zwischen einer Flugposition, bei der das Fahrwerk in den Rumpf eingezogen ist, und einer Landeposition, bei der das Fahrwerk aus dem Rumpf ausgefahren ist, ermöglicht.
Genauer gesagt ist die Montagevorrichtung gemäß der Erfindung zur Übertragung aller auf das Fahrwerk einwirkenden Kräfte auf die Luftfahrzeugstruktur gestaltet, und zwar so, dass die entlang der geometrischen Achse der Drehachse des Fahrwerks ausgeübten Kräfte, die nachstehend als "Axialkräfte" bezeichnet werden, alle an einem einzigen Ende der Drehachse auf die Luftfahrzeugstruktur übertragen werden, und dass nur Druckkräfte auf das Fahrwerk einwirken.
Die Erfindung kann auf alle Luftfahrzeuge angewandt werden.
Stand der Technik
Ein Fahrwerk eines Luftfahrzeugs, wie z.B. ein unter dem Rumpf angeordnetes Fahrwerk, ist allgemein unter der Luftfahrzeugstruktur mittels einer bestimmten Anzahl von Drehachsen angebracht, deren Enden in Lagern aufgenommen sind. Diese Lager übertragen auf die Luftfahrzeugstruktur axiale Kräfte sowie Kräfte, die senkrecht zu den geometrischen Achsen der Drehachsen ausgeübt werden, und die anschließend als "radiale Kräfte" bezeichnet werden.
Wie die 1 des Dokuments FR-A-3 793 210 darstellt, ist es bekannt, eine Drehachse eines Fahrwerks unter dem Rumpf anzubringen, mit dem Großraumtransportflugzeuge wie z.B. die "Boeing 747" ausgerüstet sind, und zwar in einem Außenlager, das direkt mit dem Rumpf verbunden ist, und in einem Innenlager, das an einem ventralen Träger angebracht ist, der einen integralen Teil des Rumpfes bildet. Genauer gesagt wird dabei die Drehachse in der Translation im Außenlager festgestellt. Auf diese Weise werden alle axialen Kräfte auf das Außenlager übertragen, während die radialen Kräfte symmetrisch zwischen den beiden Lagern verteilt werden.
Die Anordnung weist den Nachteil auf, eine Verstärkung desjenigen Teils des Rumpfes zu erfordern, an dem das Außenlager angebracht ist.
Außerdem ist die Anwendung einer umgekehrten Anordnung, bei der die axialen Kräfte auf das Innenlager übertragen würden, ebenfalls ausgeschlossen. Dies würde nämlich eine Verstärkung der Befestigung implizieren, durch die das Lager am ventralen Träger befestigt ist. Darüberhinaus würde dies dazu führen, alternativ auf die Armierung bzw. die Beschlagteile des Fahrwerks Zug- und Druckkräfte auszuüben, während es nur erwünscht ist, auf diese Armierung Druckkräfte auszuüben.
Darüberhinaus weist eine auf diese Weise angebrachte Drehachse den Nachteil auf, asymmetrisch zu sein, was es erforderlich macht, zwei unterschiedliche Matrizen zu verwenden, um die den rechten und linken Fahrwerken des Luftfahrzeugs entsprechenden Achsen herzustellen.
Schließlich ist wegen der Tatsache, dass die beiden Lager feststehend sind, der Einbau schwer vorzunehmen, wenn die beiden Lager nicht perfekt ausgerichtet sind.
Eine weitere bekannte Anbringungsweise ist in der 2 des Dokuments FR-A-2 793 210 dargestellt. In diesem Fall ist die Drehachse an ihren Enden von zwei Kugellagern auf vollkommen symmetrische Weise gelagert. Das äußere Kugellager nimmt die axialen Kräfte auf, die nach außen gerichtet sind, und das innere Kugellager nimmt die axialen Kräfte auf, die nach innen gerichtet sind. Wie bei dem vorangehenden Montageaufbau werden die radialen Kräfte zwischen den beiden Lagern verteilt.
Im Vergleich zu dem vorangehenden Aufbau hat dieser Montageaufbau die Vorteile, symmetrisch und leicht montierbar zu sein.
Die Einwirkung aller axialen Kräfte auf das eine oder das andere der Kugellager, je nachdem, ob sie nach innen oder nach außen gerichtet sind, erfordert gleichzeitig eine Verstärkung der Befestigung, an der das Innenlager befestigt ist, und eine Verstärkung desjenigen Teils des Rumpfes, in bzw. an dem das Außenlager angebracht ist. Diese Montagetechnik kann also nicht angewandt werden, wenn das Fahrwerk weit von der Mittelachse des Flugzeugs installiert wird, wenn der Raum zwischen dem Sitz, in dem das Fahrwerk aufgenommen ist, und der Außenseite des Rumpfes derart reduziert ist, dass die auf der Außenseite des Rumpfes befindliche Flugzeugstruktur nicht ausreichend starr bzw. steif ist, um die axialen Kräfte auszuhalten.
Das Dokument FR-A-2 793 210 beschreibt eine Montagevorrichtung eines Fahrwerks, das die Übertragung der axialen Kräfte auf die Flugzeugstruktur mittels eines einzigen der beiden die Drehachse lagernden Lager gestattet. Zwei Halb-Drehachsen sind in den inneren und äußeren Abschnitten der Flugzeugstruktur mittels Kugellagern angebracht. Eine Zugstange, eine sogenannte "Kraftaufnahmestange", ist im Innern der Halbachsen untergebracht, und ihre Enden sind an den Innen- und Außenteilen der Flugzeugstruktur mittels Bügeln und Muttern befestigt.
Bei dieser Anordnung werden Axialkräfte, die nach außen gerichtet sind, auf die äußere Struktur des Flugzeugs durch Druck auf die Armierung des Fahrwerks übertragen, welches sich an dem Kugelelement des Außenlagers abstützt. Wegen der Tatsache jedoch, dass die äußere Struktur mit der Zugstange über den Bügel und die Mutter fest verbunden ist, werden die axialen Kräfte von der Zugstange aufgenommen und wirken auf die innere Struktur des Flugzeugs über das innere Lager ein.
Diese Anordnung gestattet es also, die gesamten auf das Fahrwerk einwirkenden axialen Kräfte am Innenlager aufzunehmen, wobei nur Druckkräfte auf die Armierung des Fahrwerks einwirken.
Wenn die axialen Kräfte groß sind, und die Struktur, welche das Außenlager hält, nicht ausreichend starr ist, können jedoch bestimmte Nachteile entstehen.
So können die axialen Kräfte eine Verlängerung der Zugstange um eine nicht-vernachlässigbare Länge ΔL₁ hervorrufen. Diese Streckung bzw. Verlängerung hat zur Folge, dass sich der äußere Aufbau des Flugzeugs ebenfalls um eine Strecke ΔL₁ vom Rumpf nach außen verschiebt.
Parallel hierzu verformt sich der innere Aufbau des Flugzeugs unter der Wirkung der auf das Innenlager einwirkenden Kräfte, was eine Verschiebung bzw. einen Versatz dieses Lagers um eine Strecke ΔL₂ vom Rumpf nach außen hervorruft.
Diese Verschiebung kommt zu der vorhergehenden hinzu und vergrößert also die Verformung des äußeren Aufbaus des Flugzeugs. Die in der Anmeldung FR-A 2 793 210 beschriebene Montagevorrichtung erweist sich also als ungenügend, wenn die axialen Kräfte groß sind.
Wenn übrigens diese Vorrichtung nach dem Stand der Technik hohen axialen Kräften ausgesetzt ist, die nach innen gerichtet sind, werden diese Kräfte auf die innere Struktur des Flugzeugs über das Innenlager aufgebracht. Die innere Struktur verformt sich hierbei unter der Wirkung dieser Kräfte, was eine Verschiebung des inneren Lagers um eine Distanz ΔL₃ ins Innere des Rumpfs bewirkt. Die äußere Struktur wird um eine gleiche Distanz ΔL₃ ins Flugzeuginnere über die Zugstange mitgeführt. Die Vorrichtung schadet also der äußeren Armierung, indem sie unnötigerweise dessen Verformung hervorruft.
Bei der Verwendung einer Montagevorrichtung des Fahrwerks wie der im Dokument FR-A-2 793 210 beschriebenen wird also im Fall hoher axialer Kräfte die äußere Struktur des Flugzeugs Verschiebungen ΔL₁ + ΔL₂ vom Flugzeug nach außen ausgesetzt, oder Verschiebungen ΔL₃ ins Innere des Flugzeugs, je nach der geometrischen Achse der Drehachse des Fahrwerks.
Dies führt zu Biegebeanspruchungen in alternierender Richtung auf die externe Struktur und folglich zu Risiken einer Ermüdung derselben.
Übrigens ist aufgrund der Tatsache, dass die Zugstange an ihren beiden Enden an der Flugzeugstruktur durch Einspannung mittels Bügeln und Muttern befestigt ist, diese Enden schädlichen Einspannmomenten auf Höhe der Bügel im Fall einer Verformung dieser Struktur ausgesetzt, was zu einer Fehlausrichtung der Lager führt.
Außerdem kann die Zugstange deswegen, weil sie lediglich an ihren beiden Enden ohne irgendeine Führung über ihre Länge hinweg, die fast zwei Meter erreicht, befestigt ist, Vibrationen ausgesetzt sein, welche zu einer Beeinträchtigung führen können. Es ist anzumerken, dass die Reduktion dieser Vibrationen, die man erreicht, indem Führungsringe zwischen die Zugstange und die beiden Halbachsen eingefügt werden, den Nachteil aufweisen würde, das freie Drehen der Halbachsen auf Höhe der Lager zu behindern.
Abriss der Erfindung
Aufgabe der Erfindung ist eine Vorrichtung zur Anbringung eines Fahrwerks an einer Luftfahrzeugstruktur, welche eine Perfektionierung der im Dokument FR-A-2 793 210 beschriebenen Vorrichtung ist, und deren originelle Konzeption es gestattet, die verschiedenen, von den existierenden Vorrichtungen gestellten Probleme zu lösen, und insbesondere die axialen Kräfte nur auf einen der beiden Teile der Flugzeugstruktur zu übertragen, auch wenn diese Kräfte genügend groß sind, um Verformungen hervorzurufen.
Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe mittels einer Vorrichtung zur Anbringung eines Fahrwerks an einer Luftfahrzeugstruktur erreicht, wobei die Vorrichtung zwei Achsteile umfasst, die auf einer gleichen geometrischen Achse angeordnet sind und mit einer Armierung des Fahrwerks fest verbunden sind, zwei Halterungselemente, die mit der Luftfahrzeugstruktur einstückig bzw. fest verbunden sind, zwei Kugelelementkäfige, die jeweils in einem der Halterungselemente befestigt sind, zwei Kugelelementgelenkköpfe, die in den Kugelelementgelenkkäfigen angebracht und jeweils an jedem der Achsteile befestigt sind, sowie eine Zugstange, welche die Halterungselemente entlang der geometrischen Achse verbindet, wobei eines der beiden Halterungselemente sich entlang der geometrischen Achse verformen kann, und dadurch gekennzeichnet, dass die Zugstange die Halterungselemente über ihre Enden verbindet, welche sich an den Kugelelementgelenkköpfen abstützen, indem sie untereinander eine Zugkraft ausüben.
Da eines der beiden Lagerelemente sich entlang der den Achstücken gemeinsamen geometrischen Achse verformen kann, kann dieses Lagerelement den Verschiebungen des entsprechenden Lagers, hervorgerufen von der Zugstange, folgen, ohne dass dies ein nicht-kontrolliertes Biegephänomen und damit die Ermüdung der Struktur hervorrufen würde.
Da außerdem die Zugstange an ihren Enden auf den Kugelköpfen der Lager aufliegt, so dass zwischen diesen eine Zugkraft ausgeübt wird, unterliegt die Zugstange keinem Einspannmoment an ihren Enden während einer Fehlausrichtung der Lager, hervorgerufen von den Verformungen der Flugzeugstruktur infolge der kombinierten Wirkung der axialen und radialen Kräfte.
Wenn eine solche Vorrichtung an einem seitlich in Bezug auf die Longitudinalachse des Luftfahrzeugs versetzten Fahrwerk eingesetzt wird, ist das verformungsfähige Lagerelement vorzugsweise dasjenige, das vom Luftfahrzeug in Bezug auf das andere Lagerelement nach außen versetzt ist.
In den bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung ist das Lagerelement, das sich entlang der gemeinsamen geometrischen Achse der Achsstücke verformen kann, eine flexible oder gelenkig verbundene Trennwand.
Des weiteren sind vorteilhafterweise Führungsringe an den Enden gegenüber den beiden Achsstücken befestigt, und die Zugstange ist in einer gleitfähigen Einstellung im Innern der Ringe angebracht. Diese Ringe gewährleisten eine Führung der Zugstange, was eine Einschränkung der Vibrationen bewirkt.
Kurzbeschreibung der Zeichnungen
Im folgenden wird anhand eines veranschaulichenden und nicht-einschränkenden Beispiels eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung unter Bezugnahme auf die beigefügte Zeichnung beschrieben, bei der die einzige Figur eine Schnittansicht ist, welche eine Montagevorrichtung gemäß der Erfindung entlang ihrer geometrischen Achse darstellt.
Detaillierte Beschreibung einer bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung
Wie in der einzigen Figur dargestellt ist, ermöglicht die Vorrichtung gemäß der Erfindung die Montage eines Fahrwerks an der Struktur eines Luftfahrzeugs. Genauer gesagt betrifft die beschriebene Ausführungsform den Fall eines Fahrwerks, das lateral unter dem Rumpf des Luftfahrzeugs angebracht ist. Die Montagevorrichtung gemäß der Erfindung umfasst zwei Lagerelemente 10a, 10b, die mit der Struktur des Luftfahrzeugs fest verbunden bzw. einstückig sind.
In dem beschriebenen Beispiel ist das Lagerelement 10a vom Luftfahrzeug nach außen versetzt, das heißt, von der Longitudinalachse desselben entfernt in Bezug auf das Lagerelement 10b. Aus diesem Grund werden die Lagerelemente 10a und 10b im folgenden Text jeweils als "äußeres Lagerelement" und "inneres Lagerelement" bezeichnet.
Die Lagerelemente 10a und 10b ermöglichen die Montage des Fahrwerks über zwei Kugellager 12a und 12b. Genauer gesagt lagert jedes dieser Kugellager 12a, 12b ein Achsstück bzw. eine Halbachse 14a, 14b, die mit einer Armierung des Fahrwerks einstückig bzw. fest verbunden ist. Die beiden Achsstücke 14a, 14b bilden einen Teil der erfindungsgemäßen Montagevorrichtung. Sie weisen eine gemeinsame geometrische Achse auf, die in der Figur durch die Bezugsziffer 16 gekennzeichnet ist, und die in einer Transversalrichtung in Bezug auf das Luftfahrzeug ausgerichtet ist.
Wie die Figur zeigt, sind die beiden Achsstücke 14a und 14b hohl, und jedes derselben ist in einer Lagerbüchse 18a, 18b eingesetzt. Die einander am nächsten befindlichen Enden der Lagerbüchsen 18a, 18b umfassen Krägen, welche an den Endflächen gegenüber den Achsstücken 14a und 14b anliegen. Die entgegengesetzten Enden der Lagerbüchsen 18a und 18b stehen von den Achsstücken 14a, 14b nach außen vor, um die Kugelagerköpfe 20a, 20b zu lagern, die integraler Teil der Kugellager 12a, 12b sind. Die Kugelagerköpfe 20a, 20b sind selbst in den Lagerlaufringen 22a, 22b angebracht, die jeweils in in den Lagerelementen 10a, 10b ausgebildeten, ausgerichteten Löchern befestigt sind.
Gemäß der Erfindung wird die Montagevorrichtung von einer Zugstange 24 ergänzt, welche die Lagerelemente 10a und 10b entlang der geometrischen Achse 16 der Achstücke 14a und 14b verbindet. Genauer gesagt durchsetzt die Zugstange 24 die Lagerbüchsen 18a und 18b auf ihrer gesamten Länge derart, dass sie an den Endflächen der LagerKöpfe 20a und 20b gegenüber den Achsstücken 14a und 14b anliegt. In der Praxis wird diese Anlage durch Schrauben 26a und 26b erreicht, die an Gewindeteile angeschraubt sind, welche an Enden der Zugstange 24 vorgesehen sind.
Bei der soeben beschriebenen Anordnung stützt sich die Zugstange 24 an jedem ihrer Enden an den Köpfen 20a, 20b der Kugelelementteile der Lager 12a, 12b ab, die mit der Flugzeugstruktur fest verbunden bzw. einstückig sind.
Außerdem ist gemäß der Erfindung das Lagerelement 10a, welches das Kugellager 12a trägt, verformbar. Es kann sich insbesondere um eine flexible oder gelenkige Wand handeln. Dies hat den Vorteil, dass das äußere Lagerelement 10a den Verschiebungen des Kugellagers 12a, die von der Zugstange 24 hervorgerufen werden, folgen kann, ohne eine nicht-kontrollierte Biegeerscheinung und damit eine Ermüdungserscheinung der Struktur hervorzurufen.
So drückt in dem Fall, in dem die Vorrichtung axiale, nach links in der Figur gerichtete Kräfte übertragen muss, das heißt, vom Flugzeug nach außen, wenn das Kugellager 12a das äußere Lager ist, die Armierung des Fahrwerks auf die Kugelelement dieses Außenlagers 12a, auf das sie die Kräfte überträgt. Da sich die Zugstange 24 an dem Kopf 20a dieses Kugelelements abstützt, nimmt sie diese Kräfte auf und überträgt sie auf das Kugelelement des anderen Lagers 12b, an der sie sich ebenfalls abstützt. Über dieses letztere Lager 12b überträgt das entsprechende Kugelelement die Kräfte auf das interne Lagerelement 10b des Flugzeugs. Die Axialverschiebung des Lagers 12b infolge der Streckung bzw. Verlängerung der Zugstange 24 und der Verformung des internen Lagerelements 10b des Flugzeugs ist ohne Konsequenz auf dieses Element, da das Lagerelement 10a selbst verformbar ist.
Wenn die Vorrichtung axiale Kräfte übertragen muss, die nach rechts in der Figur gerichtet sind, das heißt ins Flugzeuginnere, wenn das Kugellager 12a das äußere Lager ist, werden diese Kräfte an das innere Lagerelement 10b des Flugzeugs durch die Lagers 12b übertragen, gegen das sich in diesem Fall die Armierung des Fahrwerks abstützt. Die Montagevorrichtung gemäß der Erfindung ermöglicht es also, alle axialen Kräfte nur auf das innere Lagerelement 10b zu übertragen, das mit der Flugzeugstruktur fest verbunden bzw. einstückig ist, ob nun diese Kräfte ins Flugzeuginnere oder vom Flugzeug nach außen gerichtet sind oder nicht. Das äußere Lagerelement 10b ist also nicht oder nur sehr wenig diesen Kräften ausgesetzt, je nachdem, ob das Lagerelement 10a angelenkt oder flexibel ist.
Übrigens stützt sich je nach der Richtung der zu übertragenden axialen Kräften nur das eine oder das andere der Achsstücke 14a, 14b, welche mit der Armierung des Fahrwerks verbunden sind, an dem Kopf 20a, 20b des entsprechenden Kugellagers ab. Diese Armierung ist also lediglich Druckkräften ausgesetzt und niemals Zugkräften, die es beschädigen könnten.
Da die Zugstange 24 an ihren Enden an den Köpfen 20a und 20b der Kugelelemente der Lager 12a und 12b und nicht direkt an den Lagerelementen 10a und 10b abgestützt ist, unterliegt die Zugstange außerdem keinem Einspannmoment an ihren Enden, wenn die Flugzeugstruktur sich unter der kombinierten Wirkung der axialen und radialen Kräfte verformt, was zu einer Fehlausrichtung der Lager 12a und 12b führen kann. Die Fehlausrichtung wird also von der Schwenk-/Drehbewegung der Kugelelemente ausgeglichen, und die im Innern der Achsstücke 14a und 14b aufgenommene Zugstange 24 folgt den Bewegungen der letzteren, die selbst den Bewegungen der Köpfe 20a, 20b der Kugelelemente folgen.
Vorteilhafterweise, und wie dies auch in der einzigen Figur dargestellt ist, sind Führungsringe 28a und 28b an jedem der Enden der Lagerbüchsen 18a und 18b angebracht, das heißt an ihren am nächsten gelegenen Enden sowie an ihren am weitesten entfernten Enden. Die Zugstange 24 ist hierbei im Gleitsitz im Innern dieser Führungsringe 28a,28b angebracht. Diese Montage gestattet ein freies Drehen der Zugstange um die Achse 16.
Bei der soeben beschriebenen Anordnung stellen die Führungsringe 28a und 28b eine Führung der Zugstange 24 sicher, welche das Auftreten von Vibrationen begrenzen kann.
Außerdem sind die Funktionen der Aufnahme der radialen und axialen Kräfte voneinander getrennt, da die beiden Achsstücke die radialen Kräfte aufnehmen, während die Zugstange nur die axialen Kräfte aufnimmt. Dies ermöglicht es, Reibungskräfte während der axialen Verschiebungen unter geringer Last zu begrenzen.

Claims

Vorrichtung zur Anbringung eines Fahrwerks an einer Luftfahrzeugstruktur, wobei die Vorrichtung zwei Achsteile (14a, 14b) umfasst, die auf einer gleichen geometrischen Achse (16) angeordnet sind und mit einer Armierung des Fahrwerks fest verbunden sind, zwei Halterungselemente (10a, 10b), die mit der Luftfahrzeugstruktur einstückig bzw. fest verbunden sind, zwei Kugelkäfige (22a, 22b), die jeweils in einem der Halterungselemente (10a, 10b) befestigt sind, zwei Kugelgelenkköpfe (20a, 20b), die in den Kugelgelenkkäfigen (22a, 22b) angebracht und jeweils an jedem der Achsteile (14a, 14b) befestigt sind sowie eine Zugstange (24), welche die zwei Halterungselemente (10a, 10b) entlang der geometrischen Achse (16) verbindet, wobei eines (10a) der beiden Halterungselemente sich entlang der geometrischen Achse (16) verformen kann, dadurch gekennzeichnet, dass die Zugstange (24) die Halterungselemente (10a, 10b) über ihre Enden verbindet, welche sich an den Kugelgelenkköpfen (20a, 20b) abstützen, indem sie untereinander eine Zugkraft ausüben.
Vorrichtung nach Anspruch 1, wobei das verformbare Halterungselement (10a) in Bezug auf das andere Halterungselement (10b) vom Luftfahrzeug nach außen versetzt ist.
Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 oder 2, wobei das verformbare Halterungselement (10a) eine flexible Wand ist.
Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 oder 2, wobei das verformbare Halterungselement (10a) eine mit Gelenk versehene Wand ist.
Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei Führungsringe (28a, 28b) an den Enden gegenüber den Achsteilen (14a, 14b) befestigt sind und die Zugstange (24) im Gleitsitz innerhalb der Führungsringe (28a, 28b) angebracht ist.