CN108036007A - 一种减震装置 - Google Patents

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卢森
周伟
孙敏
杨飞虎
宋浩
刘序理
刘少珍
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Abstract

本发明提供的一种减震装置，包括前接头、后接头、滑撬杆和减震器，滑撬杆一端与机身结构连接，另一端与减震器连接。前接头与后接头之间安装斜撑杆，使滑撬杆与斜撑杆之间以及斜撑杆、机身结构、减震器之间分别形成三角形结构。减震器上设有上接头、内筒、外筒、堵头、活塞、活塞杆、固定板和下接头，上接头与机身结构连接，下接头通过后接头与滑撬杆连接。内筒和外筒通过堵头对接，内筒内设有内腔Ⅰ，内腔Ⅰ内注有红油。活塞将减震器内部分为内腔Ⅰ和内腔Ⅱ，活塞杆一端连接活塞，另一端连接固定板，活塞杆与固定板之间形成内腔Ⅱ。本发明公开的一种减震装置，结构简单，使用方便，可应用于小载重飞机的垂直降落减震也可用于小载重飞机的滑行降落减震。

Description

一种减震装置
技术领域
本发明属于航空器回收技术领域，具体涉及一种减震装置。
背景技术
随着各类小速度民用飞机的日益普及，其需求也日益旺盛。对于大部分小速度民用飞机，无需设计专门的起落架系统，但其降落回收仍需要减震，接触地面时，与地面的冲击力很大，若无缓冲设备势必要损坏飞机。若只采取简单的减震措施势必会造成飞机的机体结构或成附件受损。
发明内容
本发明为解决上述技术问题，提供一种减震装置，可应用于小载重飞机的垂直降落减震也可用于小载重飞机的滑行降落减震。
为了解决本发明的技术问题，本发明是通过以下技术方案实现的：一种减震装置，包括前接头1、后接头2、滑撬杆3和减震器4，所述滑撬杆3一端通过所述前接头1与机身结构5连接，另一端通过所述后接头2与所述减震器4连接；所述前接头1与后接头2之间安装斜撑杆6，使所述滑撬杆3与斜撑杆6之间以及斜撑杆6、机身结构5、减震器4之间分别形成三角形结构；所述减震器4上设有上接头401、内筒402、外筒403、堵头404、活塞405、活塞杆406、固定板407和下接头408，所述上接头401与机身结构5连接，所述下接头408通过后接头2与所述滑撬杆3连接；所述内筒402和外筒403通过所述堵头404对接，所述内筒402内设有内腔Ⅰ409，所述内腔Ⅰ409内注有红油，作为减震介质；所述活塞405将减震器4内部分为内腔Ⅰ409和内腔Ⅱ410，所述活塞杆406一端连接活塞405，另一端连接固定板407，用于支撑所述活塞405，所述活塞杆406与固定板407之间形成内腔Ⅱ410。
优选地，所述内筒402上设有限位环4021和油孔Ⅰ4022，所述限位环4021为内筒402提供上限位，所述限位环4021卡在所述堵头404处时，所述减震器4处于最大长度状态。
优选地，所述油孔Ⅰ4022为过油小孔，所述内腔Ⅰ409内的红油在所述减震器4受压时穿过油孔Ⅰ4022，起到减震作用。
优选地，所述堵头404处安装密封圈4041进行密封，防止内腔Ⅰ409压力过大时连接处漏油。
优选地，所述活塞405上设有油孔Ⅱ4051，所述内腔Ⅰ409内的红油在减震器受压时穿过所述油孔Ⅱ4051，起到减震作用。
优选地，所述外筒403上设有充气嘴411，所述充气嘴411位于所述固定板407上方，所述充气嘴411用于为内腔Ⅱ411充气。
与现有技术相比，本发明获得的有益效果是：
本发明公开的一种减震装置，在前接头后接头之间安装斜撑杆，使滑撬杆与斜撑杆之间以及斜撑杆、机身结构、减震器之间分别形成三角形结构，有利于整个减震结构的稳定。
本发明公开的一种减震装置，斜撑杆、机身结构、减震器之间形成的三角形结构在减震器的缓冲作用下可有效吸收飞机触地产生的能量，避免冲击载荷直接传递至机身结构，可有效保护飞机免受损伤。
本发明公开的一种减震装置，减震器内设计内外筒及活塞结构件，并在内腔填充红油，设置油孔结构，起到减震作用，有效缓解飞机降落时对i地面的冲击力，保护飞机不受损坏。
本发明公开的一种减震装置，结构简单，使用方便，可应用于小载重飞机的垂直降落减震也可用于小载重飞机的滑行降落减震。
附图说明
图1为本发明结构示意图。
图2为减震器结构示意图。
图3为图2A处局部放大图。
附图标记：1、前接头；2、后接头；3、滑撬杆；4、减震器；401、上接头；402、内筒；4021、限位环；4022、油孔Ⅰ；403、外筒；404、堵头；4041、密封圈；405、活塞；4051、油孔Ⅱ；406、活塞杆；407、固定板；408、下接头；409、内腔Ⅰ；410、内腔Ⅱ；411、充气嘴；5、机身结构；6、斜撑杆。
具体实施方式
下面结合附图，对实施例进行详细说明。
参见附图1，一种减震装置，包括前接头1、后接头2、滑撬杆3和减震器4，所述滑撬杆3一端通过所述前接头1与机身结构5连接，另一端通过所述后接头2与所述减震器4连接；所述前接头1与后接头2之间安装斜撑杆6，使所述滑撬杆3与斜撑杆6之间以及斜撑杆6、机身结构5、减震器4之间分别形成三角形结构，有利于整个减震结构的稳定。斜撑杆6、机身结构5、减震器4之间形成的三角形结构在减震器4的缓冲作用下可有效吸收飞机触地产生的能量，避免冲击载荷直接传递至机身结构5，可有效保护飞机免受损伤。
参见附图2和附图3，所述减震器4上设有上接头401、内筒402、外筒403、堵头404、活塞405、活塞杆406、固定板407和下接头408，所述上接头401与机身结构5连接，所述下接头408通过后接头2与所述滑撬杆3连接；所述内筒402和外筒403通过所述堵头404对接，所述内筒402内设有内腔Ⅰ409，所述内腔Ⅰ409内注有红油，作为减震介质；所述内筒402上设计限位环4021和油孔Ⅰ4022，限位环4021为内筒402提供上限位，限位环4021卡在堵头404处时，减震器4处于最大长度状态；所述油孔Ⅰ4022为过油小孔，内腔Ⅰ409内的红油可在减震器4受压时穿过油孔Ⅰ4022，起到减震作用。所述堵头404处安装密封圈4041进行密封，防止内腔Ⅰ409压力过大时连接处漏油。
所述活塞405将减震器4内部分为内腔Ⅰ409和内腔Ⅱ410，活塞405设计油孔Ⅱ4051，内腔Ⅰ409内的红油可在减震器4受压时穿过油孔Ⅱ4051，起到减震作用。所述活塞杆406一端连接活塞405，另一端连接固定板407，用于支撑所述活塞405，所述活塞杆406与固定板407之间形成内腔Ⅱ410。所述外筒403上设计充气嘴411，位于固定板407上方，用于为内腔Ⅱ410充气。
内腔Ⅰ409和内腔Ⅱ410内注入红油，再由充气嘴311注入压缩气体，当减震器4仅承受飞机自重时，内腔Ⅱ410内注入的压缩气体可为飞机提供支撑。当飞机降落触地时，滑撬杆3和减震器4先接触地面，反作用力推动活塞杆406和活塞405向上压缩，减震器4内腔Ⅱ411体积减小，气压增大，内部红油被迫从活塞405上的油孔Ⅱ4051内穿过，由于红油流过油孔Ⅱ4051内的迟滞作用，活塞405向上的速度先快后慢，消耗了飞机落地时的绝大部分动能。当飞机落地时的动能消耗之后，减震器4内腔Ⅰ409压缩气体膨胀，推动活塞405、活塞杆406向下移动，红油又通过油孔Ⅱ4051回到活塞上方，使减震器4恢复初始状态。同时，飞机上对本实施例所示的减震器4通常成对安装，方可保证飞机可稳定立于地面。
以上列举的仅是本发明的具体实施例之一。显然，本发明不限于以上实施例，还可以有许多类似的改形。本领域的普通技术人员能从本发明公开的内容直接导出或联想到的所有变形，均应认为是本发明所要保护的范围。

Claims (6)

1.一种减震装置，其特征在于：包括前接头（1）、后接头（2）、滑撬杆（3）和减震器（4），所述滑撬杆（3）一端通过所述前接头（1）与机身结构（5）连接，另一端通过所述后接头（2）与所述减震器（4）连接；所述前接头（1）与后接头（2）之间安装斜撑杆（6），使所述滑撬杆（3）与斜撑杆（6）之间以及斜撑杆（6）、机身结构（5）、减震器（4）之间分别形成三角形结构；所述减震器（4）上设有上接头（401）、内筒（402）、外筒（403）、堵头（404）、活塞（405）、活塞杆（406）、固定板（407）和下接头（408），所述上接头（401）与机身结构（5）连接，所述下接头（408）通过后接头（2）与所述滑撬杆（3）连接；所述内筒（402）和外筒（403）通过所述堵头（404）对接，所述内筒（402）内设有内腔Ⅰ（409），所述内腔Ⅰ（409）内注有红油；所述活塞（405）将减震器（4）内部分为内腔Ⅰ（409）和内腔Ⅱ（410），所述活塞杆（406）一端连接活塞（405），另一端连接固定板（407），用于支撑所述活塞（405），所述活塞杆（406）与固定板（407）之间形成内腔Ⅱ（410）。
2.如权利要求1所述的一种减震装置，其特征在于：所述内筒（402）上设有限位环（4021）和油孔Ⅰ（4022），所述限位环（4021）为内筒（402）提供上限位，所述限位环（4021）卡在所述堵头（404）处时，所述减震器（4）处于最大长度状态。
3.如权利要求2所述的一种减震装置，其特征在于：所述油孔Ⅰ（4022）为过油小孔，所述内腔Ⅰ（409）内的红油在所述减震器（4）受压时穿过油孔Ⅰ（4022）。
4.如权利要求1所述的一种减震装置，其特征在于：所述堵头（404）处安装密封圈（4041）进行密封。
5.如权利要求1所述的一种减震装置，其特征在于：所述活塞（405）上设有油孔Ⅱ（4051），所述内腔Ⅰ（409）内的红油在减震器受压时穿过所述油孔Ⅱ（4051）。
6.如权利要求1所述的一种减震装置，其特征在于：所述外筒（403）上设有充气嘴（411），所述充气嘴（411）位于所述固定板（407）上方。
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