CN1083785C - 起落架/尾撬以及与之联用的圆筒组件 - Google Patents

Abstract

一种起落架/尾撬，它具有：至少两个枢轴(22、24)，该枢轴可以响应作用于起落架/尾撬(10)的冲击负载而进行相对运动；接触臂(18)，它连接于枢轴(22、24)。圆筒组件(20)包括具有内腔(38)的外壳部件(30)和安装在该内腔(38)中的伸缩活塞组件(40)，其中各个部件的端部分连接于枢轴(22、24)中的一个枢轴。外壳部件(30)和活塞组件(40)相结合形成相对的支承面(36s、46s)，该支承面作用于配置在内腔(38)中的位于相对支承面(36s、46s)中间的能量吸收装置(50)上。该能量吸收装置(50)可以响应由相对支承面(36s、46s)作用于其上的冲击负载而动作，以抵抗低于阈值的冲击负载而不改变临界尺寸(Lc)，并且还可以通过临界尺寸(Lc)的变化进一步动作来吸收和耗散至少等于阈值的冲击负载能量。圆筒组件(20)还包括指示装置(60)，该装置用于直观指示能量吸收装置(50)的临界尺寸(Lc)的变化，这种变化是作用在起落架/尾撬(10)上的冲击负载强度的指示。

Description

起落架/尾撬以及与之联用的圆筒组件

技术领域

本发明涉及起落架/尾撬，具体涉及用于保护飞机尾部的起落架/尾撬，以及提供直观显示冲击负载强度的起落架/尾撬，该冲击负载是作用于该起落架/尾撬上的，因而也是作用在邻接的飞机尾部上的。

发明背景

众所周知，在本领域中起落架用于避免对邻接的飞机部件即机身部件的结构损坏。普通型的起落架包括能量吸收型的起落架和滑动型起落架，其中能量吸收起落架在接触地面时耗散大部分飞机惯性能，而滑动起落架则将负载直接传送到机身部件即舱壁、大梁和桁梁上，使得能量通过滑动起落架和邻接的机身部件的弹性形变来耗散。能量吸收起落架通常包括由运动部件构成的复杂装置，运动部件包括伸缩的阻尼柱(通常称为油压减震柱)，在使用这种起落架时即在接触地面时，该阻尼柱通过使流体往复流过阻尼节流孔而耗散能量。滑动起落架通常包括由管形部件或导轨构成的简单支架，该支架刚性地安装在机身部件上并且充当一个简单的接触表面，以便在着陆时制止飞机运动和支承飞机。

尾撬属于滑动起落架的系列，该尾撬装在飞机尾部的底架上，以便在万一发生事故接触时保护飞机尾部。尾撬通常包括一个简单的梁部件，该梁部件是装在尾部的吊架并起着常规缓冲组件的作用。

起落架和/或尾撬的通常应用包括用于旋翼飞机的尾部吊架，该尾部吊架由于架空的尾部螺旋桨/齿轮箱装置的所具有的重量以及该尾部吊架对于地面碰撞所固有的脆弱性而可能需要支承和/或保护。就后一方面而言，起落架/尾撬可以在着陆时保护尾部吊架，特别重要的是在张开即机头上仰、进场着陆期间保护尾部吊架，此时该尾部吊架最靠近着陆面。

依赖于旋翼飞机的预定任务，该尾部吊架和/或其相关的起落架的尺寸及其重量将变化很大。例如军用旋翼飞机需要在结构上增强尾部吊架和/或应用高耐久性的起落架，以便经受在粗糙的没想到的地形上着陆的飞行动作，或者在更攻击性的操作环境中经受例如在战场上的飞行动作。在这种情况下一般使用吸收能量的起落架，以便减轻预计的高冲击负载所造成的可能损坏。这种吸收能量的起落架提供全范围的保护并被设计成可反复使用。

另一方面，民用旋翼飞机可以在很良好的环境中操作，不需增强结构来承受预计的(较低的)冲击负载。在这种情况下可以应用滑动起落架/尾撬，因为可以适当设计机身部件本身来承受这种冲击负载。一般而言，滑动起落架/尾撬提供刚好够格的保护，因为所需要的即任务不要求由能量吸收起落架提供的那种保护水平。

虽然希望设计一种尾部吊架和其相关的起落架/尾撬来满足具体的任务要求，例如为了优化重量、燃料效率和操作性能，但是在制造同一种飞机结构的若干变型的实践中必需考虑某些折衷。在生产厚度尺寸稍为变化以增强或减轻部件的变型时，厂家由于采用非重复性工艺、加工损耗以及增加的设备而承担额外的费用，因而增加总的开支。如果改进的飞机性能的利益不能超过这种成本的负担，或者如果用户不愿意付出更高的价钱，则应以具体任务要求为目标做出决断。通常，选择能满足最大多数要求和满足最多用户需求的设计。因此，这种设计对于选择的一组用户是最佳的，但对于所有其它用户则不是最佳的。

因此需要提供一种起落架/尾撬，这种起落架/尾撬可以满足很大范围的任务要求，因而对更多的用户具有吸引力。

发明概述

本发明的一个目的是提供一种起落架/尾撬，这种起落架/尾撬可以保护飞机的尾部并限制作用在该尾部的冲击负载，同时还减小了该尾部的重量。

本发明的另一目的是提供一种起落架/尾撬，该起落架/尾撬有效地抵抗作用在飞机尾部上的冲击负载并吸收和耗散有关能量。

本发明的再一目的是提供一种起落架/尾撬，该起落架/尾撬可以对作用在该起落架/尾撬上的因而也是作用在飞机尾部上的冲击负载强度提供一种直观显示。

采用具有至少两个枢轴和一个圆筒组件的起落架/尾撬可以达到这些和其它目的，该枢轴可以响应作用在该起落架/尾撬上的冲击负载而进行相对运动，该圆筒组件装在该两个枢轴之间并与其连接。圆筒组件包括外壳部件和一个伸缩的活塞组件，该外壳具有内腔和连接其中一个枢轴的端部分，该伸缩的活塞组件装在外壳部件的内腔中，并具有连接于另一个枢轴的端部。该外壳部件和伸缩的活塞组件相结合形成相对的支承表面，这些支承表面与配置在内腔中的位于这两个支承表面中间的能量吸收装置相连接并作用于该能量吸收装置上。能量吸收装置可以响应由相对支承表面加在其上的冲击负载而动作，以抵抗低于阈值的冲击负载而不改变由能量吸收装置限定的临界尺寸。能量吸收装置还可以响应由相对支承表面施加的冲击负载而进一步动作，使得通过临界尺寸的改变而吸收和耗散至少等于阈值的冲击负载能量。还提供了一个可见地显示出能量吸收装置的临界尺寸的变化的显示装置。临界尺寸的变化可指示作用。在能量吸收装置上的因而也是作用在飞机尾部上的冲击负载强度。

附图简述

下面结合附图详细说明本发明，这样可以更完全地理解本发明以及其伴随的特征和优点，这些附图是：

图1示出旋翼机尾部吊架的侧视示意图，本发明的尾撬装在该尾部吊架的底架上；

图2a和2b示出尾撬的侧面图和底面图，该滑撬包括安装固定件、可枢轴转动地连接于安装固定件的接触臂和与安装固定件和接触臂连接的圆筒组件；

图3a示出尾撬的部分截面图，其中圆筒组件被切开以显示其内部部件及配置；

图3b是图3a圆筒组件的零件分解图；

图4a～4c示出在正常工作状态和能量吸收工作状态下的尾撬，该尾撬包括用于指示作用于尾撬和邻接的尾部吊架上的冲击负载强度的装置；

图5示出本发明的另一实施例，其中圆筒杯零件在功能上可以代替圆筒组件的对中部件和驱动套筒。

实施本发明的最佳模式

现在参考附图，在整个附图中相同编号表示相应的或类似的零件，图1示出旋翼机的尾部吊架8，该吊架8具有装在其底架上的本发明的尾撬10。尾撬10在着陆、更具体而言在张开即机头上仰进场着陆期间可动作以便保护尾部吊架8和限制作用在尾部吊架8上的冲击负载，其中尾部吊架8最靠近着陆表面12。另外，尾撬10可动作以提供直观显示作用在该尾撬上因而也是作用在邻接尾部吊架8上的冲击负载强度。

在图2a和2b中，尾撬10包括一个将该尾撬固定在尾部吊架8底架上的安装固定件16，一个接触臂18和一个圆筒组件20。接触臂18可绕支轴19枢轴转动地连接于安装固定件16，从而可以响应于作用在起落架/尾撬10上的冲击负载而作转动式位移。圆筒组件20配置在安装固定件16和接触臂18之间，并可以分别绕枢轴22和24转动式地连接于安装固定件16和接触臂18，这两个枢轴由于接触臂18的转动而可以相对运动。取决于作用在接触臂18上的冲击负载强度，在冲击负载低于阈值时，圆筒组件20是不可伸长的，而当冲击负载至少等于阈值时，圆筒组件20是可以伸长的。下面首先详细说明圆筒组件20，然后再讨论影响尾撬10运动学的操作条件。

在图3a、3b中，圆筒组件20包括分别具有端部30e和40e的外壳部件30和伸缩活塞组件40，该两端部分经适当地构形以便可转动地安装在接触臂18和安装固定件16上。更具体而言，外壳部件30由圆筒形外壳34和端盖36构成，它们相结合形成内腔38。伸缩活塞组件40装在内腔38内；并可以响应枢轴22、24的相对运动而在该腔中往复运动。另外，活塞组件40包括与对中部件44相连接的贯穿轴42、驱动套筒46和螺簧48。下面首先说明圆筒组件20的其它零件，然后再讨论活塞组件40的各个零件，以理解其与活塞组件40的相互作用。

圆筒组件20还包括能量吸收装置50和指示装置60，它们配置在内腔38中，位于分别由外壳端盖36和活塞组件40的驱动套筒46所形成的两个相对支承表面36s和46s的中间。能量吸收装置50最好用这样的材料制作，这种材料能够抵抗作用于接触臂18上的低于阈值的冲击负载，并能够吸收和耗散等于阈值的冲击负载的能量。在本领域中用来表征这种过渡点的更常用术语是材料的抗压强度，当所加的负载等于抗压强度时将导致材料的塑性变形，从而将能量吸收在材料中。在所述的实施例中，能量吸收装置50是蜂窝状的芯材，其抗压强度约为4400英磅/英寸²(30.3×10⁶N/m²)。这种蜂窝状材料可以从加里福尼亚州Dublin市的Hexcell Corporation公司买到。

显示装置60包括细长杆62和与其形成整体的法兰64，中心孔66贯穿其中。杆62滑动地插入分别在能量吸收装置50和外壳端盖36上形成的对准孔52和70，使得法兰64与能量吸收装置50邻接。细长杆62最好具有充分长度，使其端部62e基本上与外壳端盖36的基准面36rs平齐。

活塞组件40的轴42穿过指示装置60的中心孔66，并利用常规装置例如螺母49以机械方式连接于对中部件44。对中部件44包括外周面44p，该外周面与外壳部件30的内导向表面30p形成滑动接合。驱动套筒46配置在轴42的上面并与该轴轴线对中，并且该套筒配置在对中部件44和指示装置60的法兰64之间。因此各种零件即对中部件44、驱动套筒46、指示装置60和能量吸收装置50以邻接方式沿活塞组件的轴42配置。

在图4a和4b中，尾撬10处于正常工作状态和吸收能量的工作状态。根据作用在接触臂18上的冲击负载I_L是低于还是至少等于阈值来定义正常工作状态和能量吸收工作状态。尾部吊架8的结构牢固性决定该阈值的大小，该阈值可以进一步定义为极限负载，超过这一负载尾部吊架8的结构便可能发生损坏。根据以下的讨论可以明显看出该阈值的意义和重要性。

在正常工作状态下(见图4a)，冲击负载I_L低于阈值，尾撬10起着保护尾部吊架8之底架的常规缓冲装置的作用。在该工作状态下，作用于接触臂18的冲击负载I_L通过相对的支承面36s和46s(见图3a)作用在能量吸收装置50上。通过接触臂18加在圆筒组件20上的冲击负载I_L小于能量吸收装置50的抗压强度；因此，能量吸收装置50抵抗冲击负载I_L而不改变其临界尺寸L_C、即长度。因而圆筒组件20起着刚性连接件的作用并制止接触臂18绕其支轴19转动。另外，指示装置60相对外壳部件30的位置保持不变。冲击负载I_L传递到尾部吊架8上并受到其内部支承件例如桁梁、大梁和舱壁等的抵抗。

在能量吸收状态(见图4b)下，冲击负载I_L至少等于阈值。在这种状态下，尾撬10吸收和耗散所有的或部分的冲击负载I_L，由此可避免或减轻尾部吊架8的结构损坏。更具体而言，作用在接触臂18上的冲击负载I_L造成能量吸收装置50的塑性变形、即改变其临界长度L_C，由此圆筒组件20伸长而接触臂18绕其支轴19转动。然而，只要没有超过能量吸收装置的最大可变形长度，则能量吸收装置50吸收和耗散冲击负载I_L的能量。能量吸收装置50最好以均匀方式变形，以使冲击负载I_L保持在恒定量即保持在阈值，由此最大限度地保护尾部吊架8。

与能量吸收装置50相结合设置的指示装置60将移动距离Δ_LC，该距离等于临界尺寸L_C的变化量或能量吸收装置50的塑性变形。因而细长杆62突出基准面36rs，直观地显示出冲击负载I_L的强度已达到阈值。最好在细长杆62上作出标记80以进一步显示能量吸收装置50已充分地变形。

指示装置60可以向飞机维修人员提供关于该圆筒组件20已承受到作用并且已有破坏性的负载作用在尾部吊架8和/或尾撬10上的直观线索。如果线长杆62伸到还不能见到标记80的位置、即超出基准面36rs的位置，则操作者可以得到以下结论：尾部吊架还没有受到破坏性的负载。也就是说，冲击负载I_L的强度已达到阈值但还没有超过阈值，因此传递到尾部吊架8上的负载量不是破坏性的。在这种情况下，操作者只需替换能量吸收装置50便可准备随后再用圆筒组件20。如果细长杆62凸出到可以见到标记80即该标记超过基准面36rs的位置，则可以得到这样结论：尾部吊架8和/或尾撬10已经受到破坏性负载，必须严格检查各个部件。也就是说，由于能量吸收装置50已发生最大的变形，应当认为，较高的负载、即高于阈值的负载曾传递到尾部吊架8，所以必须进行修理和维护。

在图4C中，螺簧48将一个恒定的力作用在指示装置60的法兰64上，从而确保使细长杆62在冲击之后保持在其伸出的位置。即螺簧48防止指示装置60缩回去，或防止其从相对于能量吸收装置50的位置、因而也是相对于外壳端盖36的位置产生移动。

在所述实施例中，阈值约为4000英磅(17793N)，能量吸收装置50的抗压强度约为4400英磅/英寸²(30.3×10⁶N/m²)。然而应当理解，这种设计标准和材料性能将随任务的技术要求、例如可经受的沉降速度以及制造尾部吊架8和尾撬10所用材料而改变。另外，能量吸收装置50必需的抗压强度是尾撬10的具体几何形状的函数，该抗压强度将根据例如接触臂18的长度、支点和安装轴19和24之间的距离以及外壳部件的尺寸而改变。

如“发明背景”一节中所述，现有技术的起落架组件根据任务要求提供了充分的或刚好够格的保护。提供充分保护水平的能量吸收起落架通常设计用于军用旋翼机，这种飞机预计会遇到比较高的冲击负载量，虽然并不会经常碰到。另外，应当增强尾部吊架以承受预计的较高负载。在民用旋翼机上也可以应用其保护水平刚好够格的滑动起落架/尾撬，其中虽然预计不会与地接触，但仍然需要有够格的保护水平。根据同一种旋翼机结构的民用和军用变型机之间的比较，民用机型的尾部吊架比军用机型轻得多，但将不具备执行军事任务所必需的强度。

本发明的尾撬10提供一种中等保护水平，它允许使用在强度和重量上相当于民用旋翼机的尾部吊架8，但这种尾部吊架可用在军用机型上。尾撬10提供双重工作状态，它在功能上相当于能量吸收起落架和尾撬。另外，尾撬10包括指示装置60，从而告知操作/维护人员可能需要进行检查和修理。能量吸收装置50提供了额外的破坏承受能力，即超过了常规尾撬的承受能力。同时指示装置60又提供了额外的关于所加冲击负载I_L的信息。正确地使用这种信息可以保证旋翼机在其结构极限内的操作安全性。

减少尾部吊架8的重量便可改进旋翼机的操作性能和燃料效率。对于操作性能而言，较轻的尾部吊架8减小了关于旋翼机俯仰轴线的质量惯性矩，因而旋翼机的操作更灵活和容易。关于燃料效率，众所周知，即使减小旋翼机的重量减轻很小，小到几个英磅，也可以通过减少油耗显著地节省费用。由于加工设备的通用性也获得成本效益，这种通用性降低固定成本，因而减少固定的额外消耗。

文中通过尾撬10描述本发明，然而可以明显看到，本发明的说明同样适用于其中还额外需要尾部吊架8的支承起落架。当用作起落架时，可以加长接触臂18和/或适当地改变其它部件的尺寸，以便适合于通常对这种应用所要求的大的接地间隙。

在所述实施例中，尾撬10的枢轴22、24在空间上相互分离运动，因此需要圆筒组件20伸长。然而很明显，本发明的教导同样适用于直列式的或其它的起落架结构，其中的轴或枢轴可以在空间上一起运动。在这种实施例中，圆筒组件是可伸缩的，活塞组件将迫使细长杆通过外壳部件的第二个孔，该孔与容纳活塞组件轴的第一个孔相对配置。

虽然能量吸收装置50最好是抗压的蜂窝状芯料，但也可以用其它材料和/或能量吸收装置代替。例如可以采用吸收和耗散冲击负载能的抗压泡沫金属或易断裂的管材，它们可以从加拿大安大略省的阿尔罕国际有限公司(Alcan International LTD)买到。

虽然已根据细长杆62和与其成整体法兰64描述指示装置60，但可以考虑其它实施例，例如指示装置60可以包括与外壳部件相结合的透明窗，由此可以观察到能量吸收装置的变形。另外，细长杆62不一定与活塞组件的轴共轴配置，而是可以穿过在外壳部件和/或能量吸收装置上形成的第二孔配置。

在所示实施例中，细长杆62上的标记80可以用数字型响应提供直观指示，即提供是否超过阈值冲击负载，但也可以提供模拟性的指示。例如能量吸收材料的密度即抗压强度可以沿其长度改变，从而在接触臂18绕其支轴19转动时抵抗越来越大的冲击负载。因此细长杆62上的标记可以用来指示递增的负载量，从而提供所加负载的大致量级。

虽然本发明的活塞组件40包括在外壳部件30内导向所述轴42的对中部件44和支承指示装置60的驱动套筒46，但应当理解也可以采用整体结构来执行两个功能。例如可以应用如图5所示的开口圆筒杯90，其中杯的圆周面92可以在外壳部件中导向所述轴，而端部形成与指示装置法兰接合的支承面94。在此实施例中，螺簧48装在杯92的内部，以防止指示装置在吸收能量装置变形之后发生运动。

虽然已通过示范性实施例示出和描述本发明，但是本领域的技术人员应当理解，对于该实施例可以进行其它的改变、省略和增添而不违背本发明的精神和原理。

Claims (10)

1.一种起落架/尾撬(10)，它至少具有两个枢轴(22、24)，该枢轴响应作用于该起落架/尾撬(10)上的冲击负载而产生相对运动，该起落架/尾撬包括：

将该起落架/层撬(10)固在飞机尾部的安装固定件(16)；

可绕支轴(19)枢轴转动地连接于安装固定件(16)的接触臂(18)，所述接触臂(18)可以响应作用于所述起落架/尾撬(10)上的冲击载荷而作转动式位移；

圆筒组件(20)，该组件包括：

外壳部件(30)，它具有内腔(38)和端部分(30e)，该端部分与枢轴(22或24)中的一个枢轴相结合；

伸缩的活塞组件(40)，它装在外壳部件(30)的内腔(38)中并具有与枢轴(22或24)中的另一个枢轴相结合的端部分(40e)；

外壳部件(30)和伸缩活塞组件(40)相结合形成相对的支承表面(36s、46s)；

起落架/尾撬(10)的特征还在于：

能量吸收装置(50)，它具有临界尺寸(Lc)并配置在内腔(38)内、位于相对的支承表面(36s、46s)之间；

所述能量吸收装置(50)可响应由相对支承表面(36s、46s)施加在其上的冲击负载而动作，以便抵抗低于阈值的冲击负载而不改变上述临界尺寸(Lc)；

所述能量吸收装置可以响应由相对支承表面(36s、46s)施加在其上的冲击负载而进一步动作，以便通过上述临界尺寸(Lc)的改变而吸收和耗散至少等于上述阈值的冲击负载能量；和

指示装置(60)，用于直观地指示上述能量吸收装置(50)的临界尺寸(Lc)的变化；

所述临界尺寸(Lc)的上述变化表示作用在起落架/尾撬(10)上的冲击负载强度。

2.如权利要求1所述的起落架/尾撬(10)，其特征在于，外壳部件(30)包括基准面(36rs)；外壳部件(30)和能量吸收装置(50)包括对准的孔(52、70)；指示装置(60)包括细长杆(62)和整体形成的法兰(64)，细长杆(62)穿过对准的孔(52、70)，法兰(64)与能量吸收装置(50)相结合，细长杆(62)响应能量吸收装置的临界尺寸(Lc)的上述变化而突出外壳部件(30)的基准面(36rs)以外。

3.如权利要求2所述的起落架/尾撬(10)，其特征在于，所述能量吸收装置(50)的临界尺寸(Lc)的变化确定最大变形；细长杆(62)上的标记(80)是该最大变形的指示，因而可提供一种指示：当看到该标记(80)时，冲击负载已超过上述阈值。

4.如权利要求2所述的起落架/尾撬(10)，其特征在于，所述指示装置(60)包括穿过细长杆(62)的中心孔(66)和与其整体形成的法兰(64)；外壳部件(30)包括内部导向表面(30p)；伸缩活塞组件(40)包括：

穿过中心孔(66)的轴(42)；

对中部件(44)，它以机械方式连接于轴(42)并具有与外壳部件(30)的内部导向表面(30p)滑动接合的外周表面(44p)；

驱动套筒(46)，它套在轴(42)上并与该轴共轴线，它还配置在上述对中部件(44)和指示装置(60)之间，该驱动套筒(46)还形成活塞组件(40)的相对支承面(46s)。

5.如权利要求4所述的起落架/尾撬(10)，它包括配置在上述对中部件(44)和法兰(64)之间并与对中部件(44)和法兰(64)邻接的螺簧48，用于保持指示装置(60)相对于外壳部件(30)基准面(36rs)的位置。

6.一种与起落架/尾撬(10)联用的圆筒组件(20)，该起落架/尾撬具有至少两个枢轴(22、24)，该枢轴可以响应作用于起落架/尾撬(10)上的冲击负载而进行相对运动，该圆筒组件(20)包括：

外壳部件(30)，它具有内腔(38)和与枢轴(22或24)中的一个枢轴连接的端部分(30e)；

伸缩活塞组件(40)，它装在外壳部件(30)的内腔(38)中并具有与枢轴(22或24)中的另一个枢轴连接的端部分(40e)；

外壳部件(30)和伸缩活塞组件(40)相结合形成相对的支承面(36s、46s)；

圆筒组件(20)的特征还在于：

能量吸收装置(50)，它具有临界尺寸(Lc)并配置在内腔(38)内、位于相对支承面(36s、46s)的中间；

该能量吸收装置(50)可以响应由相对支承面(36s、46s)作用于其上的冲击负载而动作，以便抵抗低于阈值的冲击负载而不改变上述临界尺寸(Lc)；

能量吸收装置(50)还可以响应由相对支承面(36s、46s)作用于其上的冲击负载而进一步动作，使得可以通过临界尺寸(Lc)的变化来吸收和耗散至少等于上述阈值的冲击负载的能量；和

指示装置(60)，用于直观显示能量吸收装置(50)的临界尺寸(Lc)的变化；

该临界尺寸(Lc)的上述变化是作用于起落架/尾撬(10)上的冲击负载强度的指示。

7.如权利要求6所述的圆筒组件(20)，其特征在于，外壳部件(30)包括基准面(36rs)；外壳部件(30)和能量吸收装置(50)包括对准的孔(52、70)；指示装置(60)包括细长杆(62)和整体成形的法兰(64)，细长杆(62)穿过对准的孔(52、70)，而法兰(64)与上述能量吸收装置(50)相结合地设置，细长杆(62)可以响应能量吸收装置(50)的临界尺寸(Lc)的变化而突出于外壳部件(30)的基准面(36rs)以外。

8.如权利要求7所述的起落架/尾撬(10)，其特征在于，上述能量吸收装置(50)的临界尺寸(Lc)的上述变化确定最大变形；细长杆(62)上的标记(80)是该最大变形的指示，这种指示表明：当看到标记(80)时，冲击负载已超过上述阈值。

9.如权利要求7所述的圆筒组件(20)，其特征在于，指示装置(60)包括穿过上述细长杆(62)和与其整体形成之法兰(64)的中心孔(66)；外壳部件(30)包括内部导向表面(30p)；并且伸缩活塞组件(40)包括：

穿过中心孔(66)的轴(42)；

对中部件(44)，该部件以机械方式连接于上述轴(42)并具有外周面(44p)，该外周面与外壳部件(30)的上述内部导向表面(30p)形成滑动接合；

驱动套筒(46)，它套在上述轴(42)上并与该轴共轴线，并且该套筒配置在对中部件(44)和指示装置(60)之间，另外，驱动套筒(46)还确定活塞组件(40)的相对支承面(46s)。

10.如权利要求9所述的圆筒组件(20)，它还包括螺簧(48)，该螺簧配置在上述对中部件(44)和法兰(64)之间，并且与该对中部件(44)和该法兰(64)邻接，用于保持指示装置(60)相对于外壳部件(30)之基准面(36rs)的位置。

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