CN106704472A - 对飞机起降冲击进行缓冲的方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种对飞机起降冲击进行缓冲的方法，具体方法如下：油压空间中充满油液，在受外力挤压时，内筒体相对于外筒体做压缩运动，油液通过阻尼体上的阻尼孔；油液进入缓压空间后，推动浮动活塞压缩弹簧，此时弹性橡胶柱对弹簧进行防护，防止弹簧被过度压缩；在外力消失后，弹簧推动浮动活塞，浮动活塞将缓压空间中的油液通过单向阀和阻尼孔推回油压空间；油压空间中的油液推动内筒体，使内筒体相对于外筒体做伸张运动。本发明设置包裹弹簧的弹性橡胶柱，防止弹簧被过度压缩，进一步提高本发明的可靠性。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器领域，尤其涉及一种用于飞行器起落架的缓冲方法。
背景技术
起落架是供飞机起飞着陆的专门装置。飞机着陆过程中，总是以一定的速度撞击地面，起落架承受并减缓这种撞击，从而减轻飞机的受载。起落架减缓这种撞击载荷的关键部件就是缓冲装置。如果缓冲装置设计的不合理，将使得飞机承受更大的载荷，导致飞机设计重量提高。如果缓冲装置出现故障，将导致飞机硬着陆，机身结构被破坏，甚至出现机毁人亡。
现有的缓冲装置采用油气混合式结构，其缺点在于，气腔容易发生泄漏。一旦气腔发生泄漏，缓冲装置的缓冲效果将大幅度减弱，且缓冲装置无法回位。较弱的缓冲效果将在飞机着陆时，起落架与地面第一次碰撞后消失。
发明内容
本发明的目的即在于克服现有技术的不足，提供一种对飞机起降冲击进行缓冲的方法。
本发明的目的通过以下技术方案实现：
对飞机起降冲击进行缓冲的方法，利用如下所述缓冲装置；
缓冲装置包括内筒体、外筒体、浮动活塞、阻尼体和弹簧；外筒体上端封闭，外筒体下端开放，内筒体上端开放，内筒体下端封闭；浮动活塞和弹簧设置于内筒体内，弹簧的一端与浮动活塞连接，弹簧的另一端与内筒体的底部内表面连接；弹簧外包裹弹性橡胶柱，弹性橡胶柱的直径小于内筒体的内径；阻尼体设置于内筒体的顶部，阻尼体上开设有阻尼孔；内筒体滑动设置于外筒体中，内筒体顶端与外筒体顶端之间的空间构成油压空间；内筒体内浮动活塞与阻尼体之间的空间构成缓压空间；还包括设置于阻尼体上的单向阀，单向阀由内筒体向外导通；
具体方法如下：
油压空间中充满油液，在受外力挤压时，内筒体相对于外筒体做压缩运动，油液通过阻尼体上的阻尼孔，此时会产生阻尼从而吸收飞机着陆时的部分能力。油液进入缓压空间后，推动浮动活塞压缩弹簧，进一步吸收能力。在外力消失后，弹簧推动浮动活塞，浮动活塞将缓压空间中的油液通过单向阀和阻尼孔推回油压空间，油压空间中的油液推动内筒体，使内筒体相对于外筒体做伸张运动，如此即实现缓冲装置的回位。
设置单向阀，使得缓压空间中的油液能够被更快推回油压空间，实现快速回位。
本发明采用弹簧替代内筒体中的空气，避免了空气泄漏导致缓冲装置的缓冲效果将大幅度减弱和缓冲装置无法回位的问题。
弹簧在过度压缩时容易损坏，为此设置包裹弹簧的弹性橡胶柱，防止弹簧被过度压缩，进一步提高本发明的可靠性。
进一步的，在所述弹性橡胶柱的外围开设螺旋型凹槽。
设置螺旋型凹槽，使弹性橡胶柱更易于被压缩，避免弹性橡胶柱对本发明的缓冲性能造成影响。
进一步的，将所述螺旋型凹槽的横截面设置为三角形。
螺旋型凹槽的横截面为三角形，进一步使弹性橡胶柱更易于被压缩。
进一步的，所述外筒体底部内表面与所述内筒体外表面之间采用密封支撑件进行密封。
设置密封支撑件，避免外筒体中的油液泄漏。
进一步的，所述密封支撑件通过销轴与所述外筒体连接。
进一步的，将所述阻尼孔开设于所述阻尼体的中心位置。
进一步的，在所述内筒体的底端和所述外筒体的顶端设置连接体。
连接体用于将本发明固定在飞机起落架上。
综上所述，本发明的优点和有益效果在于：
1．本发明采用弹簧替代内筒体中的空气，避免了空气泄漏导致减震器的缓冲效果将大幅度减弱和减震器无法回位的问题；
2．设置包裹弹簧的弹性橡胶柱，防止弹簧被过度压缩，进一步提高本发明的可靠性；
3．设置螺旋型凹槽，使弹性橡胶柱更易于被压缩，避免弹性橡胶柱对本发明的缓冲性能造成影响；
4．螺旋型凹槽的横截面为三角形，进一步使弹性橡胶柱更易于被压缩；
5．设置密封支撑件，避免外筒体中的油液泄漏；
6. 设置单向阀，使得缓压空间中的油液能够被更快推回油压空间，实现快速回位。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的实施例，下面将对描述本发明实施例中所需要用到的附图作简单的说明。显而易见的，下面描述中的附图仅仅是本发明中记载的一些实施例，对于本领域的技术人员而言，在不付出创造性劳动的情况下，还可以根据下面的附图，得到其它附图。
图1为本发明中缓冲装置的结构示意图；
其中附图标记对应的零部件名称如下：
1-内筒体，2-外筒体，3-浮动活塞，4-阻尼体，5-弹簧，6-阻尼孔，7-油压空间，8-缓压空间，9-密封支撑件，10-销轴，11-连接体，12-弹性橡胶柱，13-螺旋形凹槽，14-单向阀。
具体实施方式
为了使本领域的技术人员更好地理解本发明，下面将结合本发明实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述。显而易见的，下面所述的实施例仅仅是本发明实施例中的一部分，而不是全部。基于本发明记载的实施例，本领域技术人员在不付出创造性劳动的情况下得到的其它所有实施例，均在本发明保护的范围内。
实施例1：
如图1所示，对飞机起降冲击进行缓冲的方法，利用如下所述缓冲装置；缓冲装置包括内筒体1、外筒体2、浮动活塞3、阻尼体4和弹簧5；外筒体2上端封闭，外筒体2下端开放，内筒体1上端开放，内筒体1下端封闭；浮动活塞3和弹簧5设置于内筒体1内，弹簧5的一端与浮动活塞3连接，弹簧5的另一端与内筒体1的底部内表面连接；弹簧5外包裹弹性橡胶柱12，弹性橡胶柱12的直径小于内筒体1的内径；阻尼体4设置于内筒体1的顶部，阻尼体4上开设有阻尼孔6；内筒体1滑动设置于外筒体2中，内筒体1顶端与外筒体2顶端之间的空间构成油压空间7；内筒体1内浮动活塞3与阻尼体4之间的空间构成缓压空间8；还包括设置于阻尼体4上的单向阀14，单向阀14由内筒体1向外导通；
具体方法如下：
油压空间7中充满油液，在受外力挤压时，内筒体1相对于外筒体2做压缩运动，油液通过阻尼体4上的阻尼孔6，此时会产生阻尼从而吸收飞机着陆时的部分能力。油液进入缓压空间8后，推动浮动活塞3压缩弹簧5，进一步吸收能力。在外力消失后，弹簧5推动浮动活塞3，浮动活塞3将缓压空间8中的油液通过单向阀14和阻尼孔6推回油压空间7，油压空间7中的油液推动内筒体1，使内筒体1相对于外筒体2做伸张运动，如此即实现缓冲装置的回位。
本发明采用弹簧5替代内筒体1中的空气，避免了空气泄漏导致缓冲装置的缓冲效果将大幅度减弱和缓冲装置无法回位的问题。
弹簧5在过度压缩时容易损坏，为此设置包裹弹簧5的弹性橡胶柱12，防止弹簧5被过度压缩，进一步提高本发明的可靠性。
实施例2：
如图1所示，本实施例在实施例1的基础上，在所述弹性橡胶柱12的外围开设螺旋型凹槽13。
设置螺旋型凹槽13，使弹性橡胶柱12更易于被压缩，避免弹性橡胶柱12对本发明的缓冲性能造成影响。
实施例3：
如图1所示，本实施例在实施例2的基础上，将所述螺旋型凹槽13的横截面设置为三角形。
螺旋型凹槽13的横截面为三角形，进一步使弹性橡胶柱12更易于被压缩。
实施例4：
如图1所示，本实施例在上述任意一种实施例的基础上，所述外筒体2底部内表面与所述内筒体1外表面之间采用密封支撑件9进行密封。
设置密封支撑件9，避免外筒体2中的油液泄漏。
实施例5：
如图1所示，本实施例在实施例4的基础上，所述密封支撑件9通过销轴10与所述外筒体2连接。
实施例6：
如图1所示，本实施例在上述任意一种实施例的基础上，将所述阻尼孔6开设于所述阻尼体4的中心位置。
实施例7：
如图1所示，本实施例在上述任意一种实施例的基础上，在所述内筒体1的底端和所述外筒体2的顶端设置连接体11。
连接体11用于将本发明固定在飞机起落架上。
Claims (7)
1.对飞机起降冲击进行缓冲的方法，其特征在于：
利用如下所述缓冲装置；
缓冲装置包括内筒体（1）、外筒体（2）、浮动活塞（3）、阻尼体（4）和弹簧（5）；外筒体（2）上端封闭，外筒体（2）下端开放，内筒体（1）上端开放，内筒体（1）下端封闭；浮动活塞（3）和弹簧（5）设置于内筒体（1）内，弹簧（5）的一端与浮动活塞（3）连接，弹簧（5）的另一端与内筒体（1）的底部内表面连接；弹簧（5）外包裹弹性橡胶柱（12），弹性橡胶柱（12）的直径小于内筒体（1）的内径；阻尼体（4）设置于内筒体（1）的顶部，阻尼体（4）上开设有阻尼孔（6）；内筒体（1）滑动设置于外筒体（2）中，内筒体（1）顶端与外筒体（2）顶端之间的空间构成油压空间（7）；内筒体（1）内浮动活塞（3）与阻尼体（4）之间的空间构成缓压空间（8）；还包括设置于阻尼体（4）上的单向阀（14），单向阀（14）由内筒体（1）向外导通；
具体方法如下：
油压空间（7）中充满油液，在受外力挤压时，内筒体（1）相对于外筒体（2）做压缩运动，油液通过阻尼体（4）上的阻尼孔（6）；
油液进入缓压空间（8）后，推动浮动活塞（3）压缩弹簧（5），此时弹性橡胶柱（12）对弹簧（5）进行防护，防止弹簧（5）被过度压缩；
在外力消失后，弹簧（5）推动浮动活塞（3），浮动活塞（3）将缓压空间（8）中的油液通过单向阀（14）和阻尼孔（6）推回油压空间（7）；
油压空间（7）中的油液推动内筒体（1），使内筒体（1）相对于外筒体（2）做伸张运动。
2.根据权利要求1所述的对飞机起降冲击进行缓冲的方法，其特征在于：
在所述弹性橡胶柱（12）的外围开设螺旋型凹槽（13）。
3.根据权利要求2所述的对飞机起降冲击进行缓冲的方法，其特征在于：
将所述螺旋型凹槽（13）的横截面设置为三角形。
4.根据权利要求1所述的对飞机起降冲击进行缓冲的方法，其特征在于：
所述外筒体（2）底部内表面与所述内筒体（1）外表面之间采用密封支撑件（9）进行密封。
5.根据权利要求4所述的对飞机起降冲击进行缓冲的方法，其特征在于：
所述密封支撑件（9）通过销轴（10）与所述外筒体（2）连接。
6.根据权利要求1所述的对飞机起降冲击进行缓冲的方法，其特征在于：
将所述阻尼孔（6）开设于所述阻尼体（4）的中心位置。
7.根据权利要求1~6中任意一项所述的对飞机起降冲击进行缓冲的方法，其特征在于：
在所述内筒体（1）的底端和所述外筒体（2）的顶端设置连接体（11）。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510785271.7A CN106704472A (zh) | 2015-11-16 | 2015-11-16 | 对飞机起降冲击进行缓冲的方法 |
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| CN201510785271.7A CN106704472A (zh) | 2015-11-16 | 2015-11-16 | 对飞机起降冲击进行缓冲的方法 |
Publications (1)
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| CN106704472A true CN106704472A (zh) | 2017-05-24 |
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ID=58932005
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| CN201510785271.7A Pending CN106704472A (zh) | 2015-11-16 | 2015-11-16 | 对飞机起降冲击进行缓冲的方法 |
Country Status (1)
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|---|---|
| CN (1) | CN106704472A (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110901922A (zh) * | 2019-12-06 | 2020-03-24 | 湖南浩天翼航空技术有限公司 | 一种可增加负重的植保无人机 |
| CN111846277A (zh) * | 2019-04-25 | 2020-10-30 | 赛峰起落架系统公司 | 配装有用于检测其减震器触底的装置的飞行器起落架 |
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2015
- 2015-11-16 CN CN201510785271.7A patent/CN106704472A/zh active Pending
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Legal Events
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| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20170524 |