本发明涉及民用飞机起落架舱门连杆机构， 用于实现舱门与起落 架的联动， 属于起落架结构设计领域。 背景技术

民用飞机起落架般门机构通常分为独立机构和 联动机构两种。 独 立机构意味着起落架舱门开闭单独控制， 与起落架收放独立， 舱门在 起落架放下或收起前打开， 并在起落架放下或收起后关闭。 联动式机 构的实现形式为在起落架支柱或者阻力撑杆等 起落架收放运动部件上 选择一个驱动点 , 通过起落架收放部件的运动经由连杆机构带动 舱门 的开闭， 从而实现舱门在起落架收放之前打开、 收放完成后关闭的功 能。 然而， 无论是哪种类型的舱门机构， 它们均布置在起落架船内， 通常采用对称结构。 由于避免在起落架的收放运动过程中发生干涉 ， 起落架舱内必须预留出足够的空间来布置用于 驱动舱门的连杆机构。

专利公开号 WO 2010/0631 1 OA 1 的文献中给出了一种起落架和舱 门联动的起落架舱门控制装置， 其位于起落架舱内， 采用对称结构。 然而， 在谜专利中， 起落架舱的两扇舱门通过两侧对称的机构单独 驱 动， 也就是说， 两扇舱门各配备一套驱动机构， 它们需要分别安装和 调试， 由此可能带来这两套驱动机构的运动不同步。

专利申请公布号 CN 102470920 A的文献给出了另外一种起落架 和舱门联动的起落架舱门控制装置， 其也位于起落架舱内， 采用对称 结构。 在该控制装置中， 被驱动的起落架支柱带动断路支撑杆的板枢 转， 由此致使与板关联的发动机杆 20'枢转， 接着发动机杵 20，的运动 经由传递杵 24，传递到摇杆 23，， 最后摇杆推抵分别与左右两扇舱门相 关联的对称设置的左右两个连杆 25a，、 25b，枢转， 从而将般门打开。 然而， 由于力的传递需要经由断路支撑杆这样的中间 环节从起落架支 柱再经由传递杆传递到摇杆上， 因此一方面这套机构占用较大的起落 架舱内空间， 另一方面传力不直接从而影响了传力性能。 发明内容

因此， 本发明提供一种能够节省起落架舱内空间且传 力性能优良 的飞机起落架舱门连杆机构将是有利的。

为此， 根据本发明的一个方面， 提出了一种用于控制飞机起落架 舱门的连杆机构， 其适于连接到舱门和起落架并将起落架在收起 位置 和展开位置之间的来回运动转换为舱门在打开 位置和关闭位置之间的 来回运动， 该连杆机构包括：

一级扭力管， 其包括位于起落架舱内的第一部分和位于起落 架舱 外的第二部分；

第一传动装置， 其连接于第一部分和起落架的支柱之间从而将 支 柱的驱动力传递至一级扭力管；

二级扭力管， 其包括位于起落架舱内的内端部分和位于起落 架舱 外的外端部分；

第二传动装置， 其连接于外端部分和第二部分之间从而将一级 扭 力管的扭力传递至二级扭力管；

两个第三传动装置， 其分别连接于二級扭力管的内端部分和舱门 中的一扇舱门之间从而使舱门受二级扭力管的 驱动而完成打开和关闭 运动。

在本发明的谅方面， 由于一级扭力管到二级扭力管的传力结构都 位于起落架舱外， 从而可最大限度地节省起落架舱内布置空间； 减小 运动机构间的干涉风险； 起落架支柱的驱动力无需经由现有技术中的 断路支撑杆而直接经由第一拉杆和一级内侧摇 臂传递至一级扭力管， 传力性能好； 机构扭力仅单侧传递， 即通过一个二级扭力管传递扭矩 同时控制两扇舱门， 减少机构零件数量， 节省空间， 舱门运动同步性 高。

上述第一传动装置包括一级内侧摇臂和第一拉 杆， 一级内侧摇臂 一端固连至一級扭力管的第一部分， 第一拉杆两端可枢转地连接在一 级内侧摇臂的另一端和支柱之间。

优选地， 上述第一拉杆为 L型拉杆。 L型拉杆设计可更好地避免 连杆机构在运动过程中与起落架支柱发生干涉 。

优选地， 上述 L型拉杆包括可拆卸地连接的本体部和活动部� � L 型拉杆采用分段式设计， 可根据整套机构的位置对拉杆进行不同长度 的调节。

优选地， 上述本体部具有滑孔和第一齿条结构， 上述活动部具有 螺钉孔和第二齿条结构， 上述滑孔设置为穿过上述螺钉孔的螺钉沿该 滑孔可滑动以调节上述本体部和上述活动部的 连接位置， 在该连接位 置上， 第一齿条结构和第二齿条结构啮合并且上述本 体部和上述活动 部经由穿过螺钉孔和滑孔的螺钉紧固在一起。 读结构可通过齿条啮合 位置的不同来改变连接位置进而改变拉杆的长 度， 从而进一步对整套 机构的位置进行调整。

优选地， 上述一级内侧摇臂和上述一级扭力管的第一部 分借助于 各自上形成的凸耳结构通过螺栓连接。 该种法兰盘式连接结构可使螺 栓单存受到剪切力， 各个螺栓受力均衡， 强度高， 传力性能好。

优选地， 上述第二传动装置包括： 一级外侧摇臂， 其一端固连至 上述一级扭力管的第二部分； 二级外侧摇臂， 其一端固连至上述二级 扭力管的外端部分； 中间拉杆， 其两端可枢转地连接在一级外侧摇臂 的另一端和二级外侧摇臂的另一端之间。

优选地， 每个上述第三传动装置包括： 二级内侧摇臂， 其一端固 连至上述二级扭力管的内端部分； 舱门拉杆， 其两端可枢转地连接在 二级内侧摇臂的另一端和上述一扇舱门之间。

进一步优选地， 上述二级内侧摇臂和上述二级扭力管的内端部 分 借助于各自上形成的凸耳结构通过螺栓连接。

优选地， 上述二级扭力管的内端部分通过球轴承装置支 撑在起落 架舱的两侧壁上； 上述一级扭力管的第一部分和第二部分通过球 轴承 装置分别支撑在起落架舱的一侧壁和该侧壁外 的飞机支撑结构上。 由 于每一级扭力管的两端都被固定， 这种两端简支的固定形式能够很好 对扭力管起到支撑作用， 保证扭力管的稳定转动。 附图说明

本发明的其它特征以及优点将通过以下结合附 图详细描述的优选 实施方式更好地理解， 附图中， 相同的附图标记标识相同或相似的部 件， 其中：

图 1是某种飞机起落架门驱动装置的机械连杆机� �的立体图； 图 2是根据本发明优选实施方式的飞机起落架舱� �连杆机构的示 意性立体图；

图 3是图 2所示飞机起落架舱门连杆机构的安装示意图� �

图 4A是图 2中飞机起落架舱门连杆机构的 L型拉杆的放大视图； 图 4B是图 4A中 L型拉杆的分解视图；

图 4C是图 4A中 L型拉杆的 A部分的放大视图；

图 5是图 2中飞机起落架舱门连杆机构的一级内侧摇臂� �一级扭 力管的连接结构示意图；

图 6是装配有图 2所示飞机起落架舱门连杆机构的起落架的立� � 图， 其中起落架以展开位置示出；

图 7是图 6所示起落架处于中间位置的示意图；

图 8是图 6所示起落架处于收起位置的示意图。

附图标记说明

100 连杆机构

10 一级扭力管

103 扭力管凸耳结构

1 1 一级内侧摇臂 1 13 摇臂凸耳结构

12 第一拉杆

120 本体部 121 活动部

123 滑孔 124 第一齿条结构

125 螺钉孔 126 螺釘

13 一级外侧摇臂 20 二级扭力管

21 二级外侧摇臂

22 左内侧摇臂 23 右内侧摇臂

24 左舱门拉杆 25 右舱门拉杆

30 中间拉杆

200 起落架

201 支柱

300 飞机支持结构

401 左舱门 402 右舱门

403 侧壁 具体实施方式

下面参考附图详细描述本发明的具体实施方式 的实施和使用。 然 而， 应当理解， 所描述的具体实施例仅示范性地说明实施和使 用本发 明的特定方式， 而非限制本发明的范围。

应当注意到， 在本文中， 用于解释所揭露实施方式的各个部分的 结构和动作的方向表示， 诸如上、 下、 左、 右、 内、 夕卜， 等等， 并不 是绝对的， 而是相对的。 当所揭露实施方式的各个部分位于图中所示 位置时， 这些表示是合适的。 如果所揭露实施方式的位置或参照系改 变， 这些表示也要根据所揭露实施方式的位置或参 照系的改变而发生 改变。

如图 2和图 3所示， 根据本发明的优选实施方式的用于控制飞机 起落架舱门的连杆机构 100， i玄适于连接到舱门和起落架并将起落架在 收起位置和展开位置之间的来回运动转换为舱 门在打开位置和关闭位 置之间的来回运动。 上述连杆机构 100包括： 一级扭力管 10, 其包括 位于起落架舱内的第一部分和位于起落架舱外 的第二部分； 第一传动 装置，其连接于第一部分和起落架 200的支柱 201之间从而将支柱 201 的驱动力传递至一级扭力管 10; 二级扭力管 20, 其包括位于起落架舱 内的内端部分和位于起落架舱外的外端部分； 第二传动装置， 其连接 于二级扭力管 20的外端部分和第一扭力管 10的第二部分之间从而将 一級扭力管 10的扭力传递至二级扭力管 20; 两个第三传动装置，其分 别连接于二级扭力管的内端部分和舱门中的一 扇舱门之间从而使舱门 受二级扭力管的驱动而完成打开和关闭运动。

继续参见图 2和图 3所示， 在本实施方式中， 第一传动装置优选 包括一级内侧摇臂 11和第一拉杆 12, 其中， 一级内侧摇臂 11的一端 固连至一级扭力管 10的第一部分； 第一拉杆 12的两端可枢转地连接 在一级内侧摇臂 11的另一端和支柱 201之间。

如图 2清晰可见， 第二传动装置优选包括一级外侧摇臂 13、 二级 外侧摇臂 21和中间拉杆 30， 其中， 一级外侧摇臂 13—端固连至一级 扭力管 10的第二部分； 二级外侧摇臂 21—端固连至二级扭力管 20的 外端部分； 中间拉杆的两端可枢转地连接在一级外侧摇臂 13的另一端 和二级外侧摇臂 21的另一端之间。

再次参见图 2和图 3，上述两个第三传动装置分别为左传动机构� � 右传动机构， 其中， 左传动机构包括左内侧摇臂 22和左跄门拉杆 24, 谅左内侧摇臂 22—端固连至二级扭力管 20的内端部分； 左舱门拉杆 24两端可枢转地连接在左内侧摇臂 22的另一端和左舱门 401之间；右 传动机构包括右内侧摇臂 23和右舱门拉杆 25 , 该右内侧摇臂 23—端 固连至二级扭力管 20的内端部分； 右抢门拉杆 25两端可枢转地连接 在右内侧摇臂 23的另一端和右舱门 402之间。

如图 4A至图 4C所述， 在本实施方式中， 第一拉杆 12优选为 L 型拉杆，其包括可拆卸地连接的本体部 120和活动部 121， 即采用分段 式设计。 本体部 120上设置有滑孔 123及第一齿条结构 124, 活动部 121 上设置有螺钉孔 125 和第二齿条结构 （图未示） ， 其中滑孔 123 设置成穿过螺钉孔 125的螺钉 126沿该滑孔 123可滑动以调节本体部 120和活动部 121 的连接位置， 在谅连接位置上， 第一齿条结构 124 和第二齿条结构啮合并且本体部 120和活动部 121经由穿过螺钉孔 125 和滑孔 123的螺钉 126紧固在一起。 该结构可通过调节上述两个齿奈 结构的啮合位置来改变上述连接位置进而改变 第一拉杆 12的长度，从 而进一步对整套机构的位置进行调整。 当然， 应当理解是， 在起落架 舱内空间充足的情况下， 第一拉杆 12也可设计成直拉杆或者其他形式 的拉杆。

如图 5所示， 在本实施方式中， 一级内侧摇臂 11优选具有摇臂凸 耳结构 113 , —级扭力管 10优选具有扭力管凸耳结构 103， 一级内侧 摇臂 1 1和一级扭力管 10借助于各自的上述凸耳结构通过螺栓 15连接。 该种法兰盘式连接结构可使螺栓 15单纯受到剪切力， 各个螺栓 15受 力均衡， 强度高， 传力性能好。 尽管图 5所示的是一级内侧摇臂和一 級扭力管的连接结构，但应当理解的是，本实 施方式中左内侧摇臂 22、 右内侧摇臂 23和二级扭力管 20的连接也优选借助于各自的凸耳结构 通过螺栓连接来完成。

在本实施方式中， 二级扭力管 20优选分别在左内侧摇臂 22内侧 以及在右内侧摇臂 23和二级外侧摇臂 21之间通过球轴承装置 （图未 示）支撑在起落架舱的两侧壁上； 一级扭力管 10还在一级内侧摇臂 1 1 和一级外侧摇臂 13之间通过球轴承装置支撑在其对应的起落架� ��的一 侧壁 403上， 同时一级扭力管 10的位于起落架舱的第二部分也优选通 过球轴承装置支撑在该侧壁外 403的飞机支撑结构 300上。 由于每一 级扭力管的两端都被固定， 这种两端简支的固定形式能够很好对扭力 管起到支撑作用， 保证扭力管的稳定转动。

回来再如图 3所示， 尽管示出了一级扭力管 10的外端部固定于一 个三角架式的飞机支持结构 300上， 但应当理解的是， 用于固定一級 扭力管 10的飞机支持结构 300不限于这种结构， 只要能起到支撑和固 定一级扭力管的作用、 避免穿过起落架舱的侧壁 403 的一级扭力管作 摆动运动即可。

下面参见图 6至图 8并结合图 2至图 3来描述一下本实施方式中 的传动机构工作原理：

在起落架 200从展开位置（见图 6 )到收起位置（见图 8 )或从收 起位置到展开位置的运动过程（图 7为中间位置） 中， 起落架 200的 支柱 201通过第一拉杆 12带动一级内侧摇臂 11转动， 一级扭力管 10 将一级内侧摇臂 11的转矩传递到一级外侧摇臂 13 ,接着，一级外侧摇 臂 13通过中间拉杆 30带动二级外侧摇臂 21转动， 二级扭力管 20将 转矩同时传递到左内侧摇臂 22、 右内侧摇臂 23 , 然后这两个二级内侧 摇臂分别通过左舱门拉杆 24、右舱门拉杆 25带动左舱门 401和右舱门 402同时运动。

本实施方式的传动机构还具有这样的特点： 传动机构 100通过两 级摇臂连接， 将舱门气动载荷 （即气动阻力）通过摇臂的杠杆原理将 载荷传递到起落架支柱上， 有效减少了舱门气动载荷对起落架正常收 放及应急放产生的阻碍作用， 具有良好的力学传递性能。

应当理解的是， 本发明的传动机构可广泛应用在飞机上， 例如应 用在客机的前起落架前舱门上，或者宽体客机 的中央主起落架般门上， 等等。

以上已揭示本发明的具体实施方式及其实例的 技术内容及技术特 点， 然而可以理解， 在本发明的创作思想下， 本领域的技术人员可以 对上述公开的各种特征和未在此明确示出的特 征的组合作各种变化和 改进， 但都属于本发明的保护范围。 上述实施方式和实例的描述是示 例性的而不是限制性的。