CN108725763B - 飞行器起落架减振支柱 - Google Patents

Abstract

一种飞行器起落架减振支柱(10)，包括：限定孔的外缸(12)；滑管(16)，其可滑动地联接在孔内，以在第一位置和第二位置之间移动，第一位置对应于减振支柱处于压缩状态，而第二位置对应于减振支柱处于延伸状态，外缸和滑管共同限定内室，内室的容积根据减振支柱的延伸状态变化，其中减振支柱被设置成将内室划分成第一弹簧室(S1)和第二弹簧室(S2)，第一弹簧室为包含第一气体的气室，第一弹簧室设置成当减振支柱从延伸状态移动到压缩状态时迫使第一气流通过限流器，从而向减振支柱提供压缩阻尼，第二弹簧室包含第二气体和液压流体，第二弹簧室被设置成当减振支柱从延伸状态向压缩状态移动时压缩第二气体，第二弹簧室包含一个或多个阻尼孔，油随着减振支柱的延伸而通过阻尼孔，以在减振支柱的延伸过程中提供反冲阻尼。

Description

飞行器起落架减振支柱

背景技术

油压气动减震支柱是用于飞行器起落架中的已知类型的减振支柱。这种减振支柱通常包括限定内孔的外缸，滑管可滑动地安装在该内孔中，从而外缸和滑管一起限定可变尺寸的内室。该室包括油和气体，如氮气。当减振器被压缩时，该室容积减小，压缩气体并迫使油通过第一阻尼孔以提供压缩阻尼。压缩气体用作弹簧，随着压缩力的移除而偏置减振器以延伸。通过油通过第二阻尼孔提供反冲阻尼，第二阻尼孔可位于减振器环腔中。

油气减振器中的油还用于润滑滑管和外缸之间的内部滑动表面(轴承)。

本发明人已确认，传统的油气减振支柱重量可以被减轻。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供了一种根据权利要求1的飞行器起落架减振支柱。

因此，根据第一方面的飞行器起落架减振器支柱可以包括两个独立的弹簧室，它们并行工作以提供减振器弹簧功能。第一室是气室，其为起落架支柱提供压缩阻尼。第二弹簧室提供反冲阻尼并且还润滑减振支柱。由于压缩和延伸阻尼的分离，该布置允许显著减少油的重量。

在从属权利要求中提出了第一方面的可选特征。

根据本发明的第二方面，提供一种飞行器，该飞行器包括一个或多个飞行器起落架，每个起落架包括根据第一方面的减振支架。

附图说明

图1为根据本发明实施例的处于延伸状态的飞行器起落架减振支柱的截面示图；

图2为处于压缩状态下的图1的减振支柱的截面示图；

图3为处于延伸状态时图1的减振支柱内的第一弹簧室的示意图；

图4为处于延伸状态时图1的减振支柱内的第一弹簧室的示意图；

图5为处于延伸状态时图1的减振支柱内的第二弹簧室的示意图；

图6为处于压缩状态时图1的减振支柱内的第二弹簧室的示意图；

图7为根据本发明实施例的处于延伸状态的飞行器起落架减振支柱的截面示图；以及

图8为处于压缩状态下的图7的减振支柱的截面示图。

具体实施方式

图1和2是飞行器的一部分、更具体是根据本发明的实施例的飞行器起落架组件的截面示图。图1和2关注了起落架组件的减振支柱10。

减振支柱10包括外缸12，其可包括轴承构造(未示出)，外缸通过轴承构造被设置成枢转联接到飞行器，从而限定起落架主适配件。或者，减振器能够形成胶囊型减振支柱的一部分。

在对应于处于展开的起落架状态时其上端的一端部处，外缸12由端部适配件14闭合，端部适配件14包括径向帽部14a，其从外缸向内延伸并且连接到圆筒形部14b，而圆筒形部14b在终止于径向扩大活塞14c之前延伸进入外缸12的孔内。端部适配件14在其自身和外缸之间提供基本不透流体的密封，从而闭合外缸12的端部。

滑管14可滑动地联接在外缸12内，从而在第一位置和第二位置之间沿外缸12的纵轴线可逆地移动，其中第一位置如图2所示对应于减振器的缩回位置，第二位置如图1所示对应于减振支柱的延伸状态。

滑管14具有圆筒形侧壁16a，其延伸通过安装在外缸12的第二敞开端部处的下轴承动态密封组件20。位于外缸12的孔内的圆筒形滑管内壁16a的端部包括径向向内延伸的端部止动构造16e，其设置成与端部适配件14的活塞14c接合，从而限制滑管16向外移动。替代地或附加地，传统的端部止动件(未示出)可以设置在滑管16和下轴承组件20之间。与端部止动件16e相邻的是传统的减振器上轴承组件22，其用于与外缸12的内表面滑动接触。

活塞14c以与滑管圆筒形主体部16a的内壁密封滑动接合地移动。这样，活塞14c将油气减振支柱10的内腔划分成如图3至6所示的两个独立的弹簧室S1、S2。

滑管16的内侧壁包括径向向内延伸的颈部区域16b，其与活塞14c一起限定了可变容积气体分室G1。径向向内延伸的颈部区域16b连接到内圆筒形管16c的敞开端部，管的远端则由阀或帽关闭，以限定固定容积气体分室G2。限流器18设置在内管16c的开口处，以限制可变容积气体分室G1和固定容积气体分室G2之间的气体流动。限流器18包括一个或多个气孔，并且可包括一个或多个止回阀，它们允许气体从可变容积气体分室G1通向固定容积气体分室G2，但禁止逆向流动。

从外缸12突出的滑管16的端部可包括轮组件安装构造，如转向架梁附连轭架。

图3示意性地示出了当减振器处于图1所示的延伸状态时的第一弹簧室，其专用为气室。可变尺寸气体分室G1在其最大容积。随着减振器移至缩回状态，如图2所示，可变尺寸气体分室G1的容积减小，由此迫使其内的气体通过限流器18进入高压的固定容积气体分室G2。如将理解地，在减振器缩回的过程中从可变容积气体分室G1到固定容积气体分室G2的气体流动形成跨越限流器18的压差，该压差提供了用于减振支柱10的压缩阻尼。此后，容积减小的第一弹簧室S1内的压缩气体用于偏置减振支柱10，从而呈现延伸状态。

图5和6示出了第二弹簧室S2，其由外缸12和滑管16a的圆筒形内壁之间的环形空间和端部适配件14b限定。第二弹簧室S2包括滑动液压流体(诸如油)O和气体(诸如氮气)G的混合物。油O和气体G在该实施例中未被分开。随着减振支柱10被压缩，气体如图6所示被压缩。当减振器延伸时，随着油O通过相邻上部轴承22设置的“挡板式”阀门24而以传统的方式提供阻尼。“挡板式”阀门24打开以便在减振器压缩过程中提供自由流动，但在减振器伸长的过程中关闭以提供正控制的阻尼。

滑管16的内管16c可以是充气管，其设置用于随着组装对减振器10充气。

图7示出了根据本发明的另一实施例的减振支柱，其总体以30表示。减振支柱30类似于图1的减振支柱10，简要起见，以下描述将集中于区别之处。

在示出的实施例中，限定了固定容积的第二气体分室G2'的内管34a从端部适配件34的活塞34b延伸出。内管34a的远侧自由端可经由稳定交叉构件36可定位地固定。如同先前的实施例，可变容积第一气体分室G’限定在滑管32和活塞34b之间。

示出实施例的减振支柱以与参照图1描述的减振支柱10类似的方式工作，其中迫使可变容积分室G’内的气体经由位于气室G1'、G2'之间的端口处的限流器36进入固定容积第二分室G’。

因此，根据本发明的实施例的飞行起落架减振器支柱包括两个独立的弹簧室S1和S2，它们并行工作以提供减振器弹簧功能。第一室S1是气室，其为起落架支柱提供压缩阻尼。位于外缸12和滑管16之间的环腔中的第二弹簧室提供反冲阻尼，并且还润滑减振支柱。由于压缩和延伸阻尼的分离，该布置允许显著减少油的重量。第一和第二室可设有作用在不同区域上的不同压力。

虽然以上已参考一个或多个优选实施例描述了本发明，但将理解到，可进行各种变化或修改而不脱离如所附权利要求限定的本发明的范围。词语包括(“comprising)”可意指“具有(including)”或“由……构成(consisting of)，且因此并不排除除了总地在任何权利要求或说明书中列举那些构件或步骤以外的构件或步骤的存在。仅特定措施被记载在彼此不同的从属权利要求中的事实并不表明这些措施的组合无法被有利地使用。

Claims (11)

1.一种飞行器起落架减振支柱，所述飞行器起落架减振支柱包括：

外缸，所述外缸限定孔；

滑管，所述滑管可滑动地联接在所述孔内，以在第一位置和第二位置之间移动，所述第一位置对应于所述减振支柱处于压缩状态，而所述第二位置对应于所述减振支柱处于延伸状态，所述外缸和所述滑管共同限定内室，所述内室的容积根据所述减振支柱的延伸状态变化，

其中所述减振支柱被设置成将所述内室划分成第一弹簧室和第二弹簧室，

所述第一弹簧室为包含第一气体的气室，所述第一弹簧室设置成当所述减振支柱从延伸状态移动到所述压缩状态时迫使所述第一气体通过限流器，从而向所述减振支柱提供压缩阻尼，

所述第二弹簧室包含第二气体和液压流体，所述第二弹簧室被设置成当所述减振支柱从所述延伸状态向所述压缩状态移动时压缩所述第二气体，所述第二弹簧室包含一个或多个阻尼孔，油随着所述减振支柱的延伸而通过所述阻尼孔，以在所述减振支柱的延伸过程中提供反冲阻尼，

其中所述内室通过联接到所述外缸的活塞被分成所述第一弹簧室和所述第二弹簧室。

2.如权利要求1所述的飞行器起落架减振支柱，其特征在于，所述第一弹簧室和所述第二弹簧室彼此隔绝流体联通。

3.如权利要求1所述的飞行器起落架减振支柱，其特征在于，所述第一弹簧室和所述第二弹簧室是并行运行的。

4.如权利要求1所述的飞行器起落架减振支柱，其特征在于，所述第二弹簧室至少部分由所述外缸和所述滑管之间的环腔限定，所述环腔包含一个或多个轴承，每个轴承安装到所述外缸和所述滑管之一上，以便彼此滑动接合，这样，随着所述减振支柱在所述压缩状态和所述延伸状态之间的移动，所述第二弹簧室内的液压流体润滑所述一个或多个轴承。

5.如权利要求1所述的飞行器起落架减振支柱，其特征在于，所述第一弹簧室包括可变容积分室，所述可变容积分室经由限流器与固定容积分室流体联通，在所述减振支柱压缩的过程中随着迫使气体从所述可变容积分室进入所述固定容积分室而向所述减振支柱提供压缩阻尼。

6.如权利要求5所述的飞行器起落架减振支柱，其特征在于，还包括端部适配件，所述端部适配件被设置成闭合所述外缸的相对于所述滑管突伸出的端部而言的远端部，所述端部适配件延伸进入所述孔以限定活塞，所述活塞与所述滑管的内侧壁密封接合地移动，从而限定所述第一弹簧室的所述可变容积分室。

7.如权利要求6所述的飞行器起落架减振支柱，其特征在于，所述滑管包括径向向内延伸的颈部，所述颈部连接到内管的敞开端，所述内管的远端部被闭合或被设置成能被闭合，所述第一弹簧室的所述固定容积分室由所述内管限定。

8.如权利要求6所述的飞行器起落架减振支柱，其特征在于，所述活塞包括端口，所述端口与内管的敞开端流体联通，所述内管的远端部被闭合或被设置成能被闭合，所述第一弹簧室的所述固定容积分室由所述内管限定。

9.如权利要求7所述的飞行器起落架减振支柱，其特征在于，所述内管包括充气管。

10.一种包括前述任一项权利要求所述的飞行器起落架减振支柱的飞行器起落架组件，所述减振支柱联接到安装轴承，所述减振支柱经由所述安装轴承设置成枢转地联接到飞行器，并且还被联接到用于在地面上支承所述飞行器的轮组件。

11.一种飞行器，所述飞行器包括一个或多个根据权利要求10所述的飞行器起落架组件。