以釋放銷28和因此起落架22時，這被稱作向下操作或狀態(tài)。
[0061 ] 在起落架被展開的情況下，致動器14在起落架22上施加向下壓力，迫使起落架22在箭頭30的方向上旋轉。由致動器14施加的力在圖1中被標注為“L”。同時，致動器16在上位鎖26上施加力U以導致上位鎖釋放起落架上的銷28。由于通過起落架致動器14施加的力L和起落架本身的重量W，起落架22上的總向下力是W+L。如從圖1 了解，在傳統系統10中，上位鎖26經歷總向下力(W+L)，直至上位鎖26旋轉足夠程度以釋放銷28。
[0062]重量W和起落架負載L在上位鎖26上的同時施加被稱作與系統10的操作關聯的“力紛爭”。當銷28最終從上位鎖26釋放時，總向下力(W+L)產生聲音，其通常被稱作巨“響”。雖然力紛爭對系統10無害，但是巨“響”可能使乘客分心。至少出于這個原因，出現減小力紛爭的期望。
[0063]圖2圖示預期解決力紛爭的一個解決方案。在這個第一解決方案中，圖示系統36，其包括節(jié)流器38。如本領域技術人員應了解，至上位鎖致動器16的液壓管路的尺寸小于至起落架致動器14的液壓管路的尺寸。雖然這自然產生兩個致動器14、16的操作的差異，但是這個差異可通過添加節(jié)流器38而擴大。節(jié)流器38使至起落架致動器14的液壓流體的流動減慢達小的時間量。較慢流動導致起落架致動器14在與圖1中圖示的系統10稍微延遲的時間點致動。因此，由起落架致動器14施加的力L稍小于在系統10中施加的力。
[0064]有關這個第一解決方案，已提議在節(jié)流器38的位置中添加罐至液壓管線12。罐被理解為接收液壓流體流的一些，由此也延遲起落架致動器14的操作。
[0065]圖3是針對力紛爭的第二解決方案的圖示。在這個第二解決方案中，系統40包括優(yōu)先閥42和優(yōu)先管線44。在系統40中，優(yōu)先閥42使液壓力的施加優(yōu)先化。具體地，優(yōu)先閥42首先允許上位鎖致動器16致動，由此在允許起落架致動器14致動之前釋放起落架22。在本實施方案中，由起落架致動器14施加的力L被延遲，使得在上位鎖26釋放起落架22時作用在上位鎖26上的唯一力是起落架22的重量W。
[0066]圖4是可應用本發(fā)明的設備和方法的一個非限制性飛機46的俯視圖。在所示的實施方案中，飛機46是小型噴氣式飛機，通常為由個人或法人私人擁有和運營的類型。但是，飛機46也可為由航空公司運營的商務飛機。
[0067]飛機46包括前端48和后端50。機身52包括右翼54和左翼56。右發(fā)動機58和左發(fā)動機60在機翼54、56后方附接至機身52。尾段62 (或尾翼)附接在飛機46的后端50。如本領域技術人員應了解，由于飛機46與較大型飛機相比在尺寸上相對適中，所以起落架22的重量W類似地適中。
[0068]假定起落架22的相對適中重量W，本發(fā)明的一個實施方案包括如圖5中圖示的起落架液壓系統64。
[0069]在系統64中，當起落架22將從收納狀態(tài)放低至展開狀態(tài)時，起落架致動器14首先被命令向上抬高起落架22。上位鎖致動器16類似地被命令向上挪動。由于起落架致動器14的向上挪動，起落架22在箭頭66的方向上旋轉。預期起落架致動器14的向上作用施加力-L，其可大于起落架22的重量W。因此，預期起落架的總向下力將為W-L。當L >ff時，預期總的力將向上，對抗重力方向(或負值)。
[0070]緊接在致動器14、16的向上運動之后，系統64將使致動器14、16的方向顛倒。由于在施加向上力-L后，起落架的重量W在這個配置中瞬間從上位鎖26減小或消除，所以當力被顛倒時，上位鎖26可在其上無任何力(W或L)的情況下被釋放。因此，不存在巨響，如上文詳細討論。
[0071]繼續(xù)參考圖5，注意系統64包括控制器C?？刂破鰿被示為連接至選擇閥20。雖然圖示這個連接，但是注意控制器C可能可操作地連接至系統64的任何其它組件，而不脫離本實施方案的范圍。
[0072]控制器C預期為提供展開或收納起落架22的信號的裝置?？刂菩盘柨捎蓹C組成員例如發(fā)布給控制器C。控制器C可為機載的一個或更多個計算機系統的部分或與其關聯，包括但不限于飛行管理系統(“FMS”)?？刂破鰿可被構造為計算單元，其包括由通信總線連接的處理單元和存儲器。存儲器包括數據和程序指令，使得處理單元可處理數據和程序指令來實施本文中描述的控制器的功能。計算單元也可包括用于接收或發(fā)送數據元素至外部裝置的若干接口。例如，控制器C可包括用于接收起落架展開信號的接口和用于發(fā)布命令信號給選擇閥20用于導致液壓管線的加壓的接口。
[0073]圖6是圖5中圖示的系統64的圖示。在本視圖中，示出液壓栗68。此外，起落架元件被分為三個部分，如飛機46上所見。具體地，系統64包括左手側起落架致動器70、右手側起落架致動器72和前起落架致動器74。此外，系統包括左手側上位鎖致動器76、右手側上位鎖致動器78和前上位鎖致動器80。每個致動器預期以上文討論的方式操作。
[0074]圖7是圖示操作圖5和圖6中圖示的系統64的方法82的流程圖。
[0075]方法82在84處開始。方法82繼續(xù)至步驟86，其中系統64在控制器C處接收起落架展開信號。起落架展開信號可從機組發(fā)布，通常由機長或副機長發(fā)布。或替代地，起落架展開信號可從控制單元發(fā)布，所述控制單元基于一個或更多個傳感器讀數，例如，諸如高度讀數產生展開信號。當在步驟86處接收到起落架展開信號時，方法82繼續(xù)至步驟88，其中使與起落架液壓系統64關聯的液壓系統加壓。如上所述，這通過選擇閥20實現。但是，注意選擇閥20未必是協助這個步驟88的執(zhí)行的唯一組件。
[0076]在液壓系統64加壓后，方法82繼續(xù)至步驟90，其中起落架液壓致動器14和上位鎖液壓致動器16被引導至向上位置中，至少在短時間內。如結合圖5討論，提供給起落架液壓致動器14的向上命令預期提供至少部分減小施加至上位鎖26的起落架22的重量W的力。根據非限制性實例，液壓致動器14提供力-L，其超過起落架22的重量W，由此將所有重量從上位鎖26消除。
[0077]方法82接著繼續(xù)至步驟92，其中起落架液壓致動器14和上位鎖液壓致動器16被賦予向下命令，且相應地致動。如上所述，上位鎖液壓致動器16小于起落架液壓致動器14。因此，上位鎖液壓致動器16比起落架液壓致動器14更快地響應向下命令。因此，上位鎖液壓致動器16能夠在起落架液壓致動器14導致由銷28施加的向下力與上位鎖26嚙合之前，將上位鎖26移動至脫離位置。由于上位鎖26能夠在銷28與上位鎖26撞擊之前移出銷28的路徑，所以起落架22無阻礙地移動，且因此無至少一些上述力紛爭或巨響。
[0078]方法82在94處結束。
[0079]圖8是圖示操作圖5和圖6中圖示的系統64的第二方法96的流程圖，其中起落架液壓致動器14獨立于上位鎖液壓致動器被提供向上命令。
[0080]這個第二方法96在98處開始。
[0081]在步驟100處，液壓系統64在控制器C處接收起落架展開信號。
[0082]在步驟102處，與系統64關聯的液壓系統加壓。如上所述，選擇閥20預期實現這個功能。如所述，選擇閥20可獨立于其它組件或與其它組件一起操作以使液壓系統64加壓。
[0083]在步驟104處，起落架液壓致動器14被命令至向上操作模式中。如使用方法82，這個步驟104的執(zhí)行將起落架22的重量W提離上位鎖26。如前文，預期起落架液壓致動器14的操作將施加負載-L至起落架22上。由此減小上位鎖26上的負載。在非限制性實施方案中，L > W，使得起落架22預期在上位鎖26內向上移動。
[0084]方法96接著繼續(xù)至步驟106，其中上位鎖液壓致動器16被命令向下，由此釋放起落架22上的銷28。由于起落架22已通過起落架液壓致動器向上命令抬高，所以在這個步驟106處在上位鎖上存在減小的重量W。因此，存在減小的力紛爭或巨響。
[0085]方法96在步驟110處結束。
[0086]圖9圖示不同類型的噴氣式飛機112。這個飛機112比圖4中圖示的飛機46大。具體地，這個飛機112預期為適于商務服務的尺寸。但是，將了解，它也可由個人或法人用于私人目的。
[0087]飛機112具有