CN114466792A - 震动吸收支柱 - Google Patents

Abstract

提供了包括第一能量吸收级或第一载荷限制器和第二能量吸收级或第二载荷限制器的减震支柱。第二能量吸收级或第二载荷限制器可以包括一个或多个盘形弹簧(205)。减震支柱可用于固定的和可伸缩起落架两者，同时提供用于获得适应下降或冲击速度范围的载荷‑挠曲曲线的设计可调性。

Description

震动吸收支柱

背景技术

大多数飞行器装备有使飞行器能够安全地降落在地面上的起落架。在一些类型的起落架中，使用震动吸收支柱来缓冲着陆冲击，抑制重复的振荡，并减少飞行器反弹或“回弹”的趋势。

一种适合于在起落架中使用的能够实现这些优点的震动吸收支柱称为油气减震支柱(“油压”支柱)，其通过使用加压气体将动能转换为势能，从而提供弹性弹簧特性。这种能量转换的阻尼和“回弹”的减少是通过油或类似物来实现的，通常是通过阻尼孔来强制实现的。在震动吸收支柱的一些构造中，除了气体的压缩和膨胀之外，通过孔口的油的阻尼力也有助于油压支柱的反作用力。

现有技术中已知的一种油压支柱在美国专利9,914,532中公开，并在图1A中示出。参照图1A，常规的单级油气减震支柱一般用10表示。支柱10包括可滑动地联接在外壳部分14中的内壳部分(inner housing portion)12。内壳部分12和外壳部分(outer housingportion)14一起限定了内腔16，该内腔包含流体18，该流体18由包含在其下部分中的油20和包含在其上部分中的气体22组成。支柱10还包括在轴向端部限定常规阻尼孔30的孔口支撑管28。为了提高支柱10的效率，可以提供用于与阻尼孔30相互作用的可选的计量销32。

图1B示出了现有技术中已知的另一种油压支柱。现在参考图1B，常规的两级油气减震支柱一般用10′表示。两级支柱10′包括可滑动地联接在外壳部分14′中的内壳部分12′。浮动活塞40′可滑动地设置在内壳部分12′内，限定了在浮动活塞40′和内壳部分12′的封闭的下端之间的腔室42′。通常标号为44′的密封件、环或其它合适的密封装置被设置以在高压下形成用于容纳气体46′的密封腔室。为了提高支柱10′的效率，还可以提供用于与阻尼孔30′相互作用的可选的计量销(类似于图1A但未示出)。

与高压气体腔室42′相对(例如，在浮动活塞上方)，内壳部分12′和外壳部分14′共同限定了内腔16′，该内腔包含由包含在其下部分中的油20′和包含在其上部分中的处于低压的气体22′组成的流体18′。在外壳部分14′中设有孔口支撑管28′，该孔口支撑管28′在轴向端限定了常规的阻尼孔30′。两级支柱10′还包括固定地安装在内壳部分12′的下部分内并在浮动活塞40′上方的孔口板48′。

在一些起落架中，例如机头起落架，可以使用一种类型的油气减震支柱，称为“跳动支柱(jump strut)”，以在起飞期间除了降低其冲击能力之外增加机头旋转。跳动支柱通常包括油压支柱以及由电控制系统控制的气动系统。气动系统基于从电控制系统接收的控制信号向油压支柱的气体腔室提供高压气体。将高压气体施加到上部气体腔室使支柱迅速地伸出，并且随后来自地面的反作用力导致飞行器的机头升起。

发明内容

提供该发明内容以引入简化形式的概念的选择，在下面的详细描述中进一步描述这些概念。该发明内容不旨在识别所要求保护的主题的关键特征，也不旨在用作确定所要求保护的主题的范围的辅助。

根据本公开的一个方面，提供了一种用于飞行器的能量吸收设备。该设备在一个实施例中包括第一载荷限制器，第一载荷限制器包括配置成吸收冲击能量的油气减震支柱和整体形成在油气减震支柱内的第二载荷限制器。在一个实施例中，第二载荷限制器包括一个或多个盘形弹簧。

在一个实施例中，第一载荷限制器被配置为吸收与正常操作条件相关联的冲击能量，而第二载荷限制器被配置为吸收超出与飞行器的正常操作条件相关联的冲击能量的额外冲击能量。

在一个实施例中，油气减震支柱包括内腔和活塞，所述内腔包含由气体和液压流体组成的支柱流体，所述活塞能够在所述内腔中移动预定距离并能够压缩气体。一个或多个盘形弹簧位于内腔中以在活塞移动预定距离之后吸收冲击能量。

在一个实施例中，一个或多个弹簧包括位于内腔中的第一组盘形弹簧和位于内腔中与第一组盘形弹簧隔开距离的第二组盘形弹簧。

在一个实施例中，所述油气减震支柱还包括位于所述活塞中的计量销和布置成可滑动地接纳通过阻尼孔的所述计量销的孔口支撑管。

在一个实施例中，油气减震支柱还包括板，所述板位于孔口支撑管或计量销上以保持一个或多个盘形弹簧。

在一个实施例中，当活塞移动预定距离时活塞撞击板，或当活塞移动预定距离时孔口支撑管撞击板。

在一个实施例中，油气减震支柱包括可滑动地联接在外壳部分内的内壳部分、由内壳部分和外壳部分形成的内腔、设置在内腔中并包含加压气体的第一腔室、位于内腔中以在浮动活塞的第一侧限定密封的第二腔室的浮动活塞、以及设置在第一腔室和浮动活塞之间的内腔中的液压流体。在一个实施例中，第二载荷限制器的一个或多个盘形弹簧位于第二腔室中。

根据本公开的另一方面，可伸缩起落架包括上述设备的任何实施例。

根据本公开的又一方面，提供了一种用于车辆的震动吸收支柱。在一个实施例中，支柱包括：可滑动地联接在外壳部分内的内壳部分；由内壳部分和外壳部分形成的内腔，内腔限定用于容纳支柱流体(包括液压流体和气体)的密封流体容积；能够在内腔内移动预定距离以压缩气体并吸收作用于支柱的能量的活塞；与液压流体流体连通的阻尼孔；以及位于支柱中以吸收活塞移动预定距离之后作用在支柱上的额外能量的一个或多个盘形弹簧。

在一个实施例中，活塞与内壳部分整体形成。

在一个实施例中，一个或多个盘形弹簧位于外壳部分的端部，并且当活塞移动预定距离时活塞作用在一个或多个盘形弹簧上。

在一个实施例中，支柱进一步包括位于外壳部分中并限定阻尼孔的孔口支撑管。在一个实施例中，一个或多个盘形弹簧位于孔口支撑管周围。

在一个实施例中，支柱还包括位于外壳部分中的孔口支撑管和位于活塞中的计量销。在一个实施例中，孔口支撑管设置成可滑动地接纳通过阻尼孔的计量销。在另一实施例中，活塞与内壳部分整体形成。

在一个实施例中，支柱进一步包括位于外壳部分中并限定阻尼孔的孔口支撑管。一个或多个盘形弹簧在一个实施例中位于内壳部分的端部，并且当活塞移动预定距离时，孔口支撑管作用在一个或多个盘形弹簧上。

在一个实施例中，一个或多个盘形弹簧包括第一组盘形弹簧，第一组盘形弹簧位于内腔中，并与第二组盘形弹簧隔开距离。在另一实施例中，第一组盘形弹簧或第二组盘形弹簧包括并联布置、串联布置或以其组合布置的多个盘形弹簧。

在一个实施例中，支柱还包括与内腔选择性地以流体连通的方式连接的加压气体源。

在一个实施例中，支柱进一步包括与加压气体源流体连通的控制阀，其中控制阀的控制选择性地将加压气体从加压气体源供应到内腔以使支柱迅速地伸出。

根据本公开的又一方面，可伸缩起落架包括上述支柱的任何实施例。

根据本公开的又一方面，提供了一种两级飞行器震动吸收支柱。两级支柱包括：可滑动地联接在外壳部分内的内壳部分；由内壳部分和外壳部分形成的内腔；设置在内腔中并包含加压气体的第一腔室；位于内腔中以在浮动活塞的第一侧上限定密封的第二腔室的浮动活塞；设置在内腔中在包含加压气体的第一腔室和浮动活塞之间的液压流体；与液压流体流体连通的阻尼孔；以及位于第二腔室中以吸收在浮动活塞移动预定距离之后作用在支柱上的能量的一个或多个盘形弹簧。

附图说明

当结合附图进行时，本公开的前述方面和许多伴随的优点将变得更容易理解，因为通过参考以下详细描述使它们变得更好理解，其中：

图1A是常规油气减震支柱的截面图；

图1B是常规的两级油气减震支柱的截面图；

图2是根据本公开的震动吸收支柱的代表性实施例的透视图；

图3是图2所示的震动吸收支柱的分解图；

图4A至图4B是沿图2中的线4-4截取的震动吸收支柱的截面图；

图5是根据本公开的震动吸收支柱的另一实施例的截面图；

图6是仍根据本公开的震动吸收支柱的又一实施例的截面图；

图7是根据本公开的震动吸收支柱的又一实施例的截面图；

图8是根据本公开的两级震动吸收支柱的实施例的截面图；

图9是根据本公开的跳动支柱的实施例的截面图；以及

图10A至图10E描绘了一个或多个弹簧的多个代表性布置。

具体实施方式

下面结合附图进行详细描述，其中相同的附图标记表示相同的元件，该详细描述旨在作为所公开主题的各种实施例的描述，而不旨在表示仅有的实施例。在本公开中描述的每个实施例仅被提供为示例或图示，并且不应被解释为比其他实施例更优选或有利。本文提供的说明性示例并不旨在穷尽所要求保护的主题或将所要求保护的主题限制为所公开的精确形式。

以下描述提供用于在飞行器(例如飞机、直升机等)中存储或吸收能量的技术和方法的几个示例。一些技术和方法还向车辆提供能量/振动阻尼。如下面将更详细地描述的，这些技术和方法中的一者或两者的示例可以在减震器、支柱、载荷限制器或其他震动/力吸收装置中实现。

这些冲击/力吸收装置的几个例子特别适合于在固定翼飞行器或旋转翼飞行器的起落架中使用，并且通常可以被称为减震支柱。在一些实施例中，减震支柱可以用作起落架的主支柱。在某些实施例中，减震支柱可以与可伸缩类型的起落架结合。

一般而言，减震支柱在滑行和起飞期间支撑飞行器主体，并且当飞行器在飞行后接地时吸收冲击能量和/或衰减震动。在一些实施例中，减震支柱可以特定于特定飞行器的操作需求。例如，商用客机具有较重的机身和有效载荷，其在执行常规的轨迹着陆时需要特定的能量吸收和/或阻尼。执行垂直起飞和着陆的军用飞机具有不同的一组着陆要求，并且航母或其他基于船只的起飞/着陆要求(例如，垂直的、弹射、拦截等)可以不同于基于陆地的要求。例如，使用具有跳动支柱的起落架的基于航母的飞行器可以具有不同的一组操作(例如，起飞或着陆)要求。以及执行紧急迅速着陆的直升机具有不同的一组的能量吸收和/或震动吸收要求。如下面将更详细地描述的，通过改变支柱本身或支柱部件的尺寸、数量或材料，可以将本文公开的减震支柱的实施例缩放到各种设计参数。

在使用中，减震支柱吸收和/或衰减着陆冲击能量并旨在防止来自着陆的任何“过大的”力传递到飞行器的主体。在这方面，本文公开的减震支柱的一些实施例包括第一能量吸收级或第一载荷限制器和第二能量吸收级或第二载荷限制器，以提供例如用于适应下降速度范围、飞行器重量等的设计灵活性。在这些实施例的一些实施例中，第一级和第二级可以在起飞和/或着陆期间串联或并联使用。在一些实施例中，第二级能够例如向支柱提供可变弹簧速率。在一些实施例中，支柱和第二级可以附加地或可替代地被配置成实现各种设计/性能要求(例如，极端温度、飞行器门槛高度、在特定行程下突破载荷的灵活性等)。

在本文公开的支柱的示例中，第一载荷限制器和第二载荷限制器可以在飞行器的正常操作条件期间一起使用。然而，在一些情况下，着陆在飞行器上产生异常或过大的力，并且当着陆力超过预选的着陆阈值时，常规支柱可能不足够或无效。为了解决这些操作挑战，在一些实施例中，第一级或第一载荷限制器可被配置成吸收在正常着陆条件期间发生的所有正常冲击力，而无需第二级或第二载荷限制器的帮助。然而，在着陆力超过正常工作周长的异常着陆条件期间，第一级或第一载荷限制器和第二级或第二载荷限制器共同工作以吸收异常高的冲击力。在这些实施例的一些实施例中，能量耗散或衰减可附加地或可替代地在第一级、第二级或两者中执行。

在一些实施例中，第一级或第一载荷限制器是油气减震支柱的形式，而第二级或第二载荷限制器是与油气减震支柱集成的一个或多个弹簧的形式。在其它实施例中，第一级或第一载荷限制器是两级油压支柱的第一级，例如在图1B中简要描述的支柱。在这些实施例中，第二级或第二载荷限制器是一个或多个弹簧的形式，其可用于代替两级油压支柱的高压气体腔室。如将在下面更详细地描述的，在这些实施例的一些实施例中的一个或多个弹簧是盘形弹簧，其优点允许例如在可伸缩起落架中采用小型减震支柱。

虽然将参照飞行器描述本公开的一些实施例，但是相关领域的技术人员将理解所公开的实施例本质上是说明性的，因此不应被解释为仅限于飞行器的应用。因此，显然，由本公开的一个或多个代表性实施例提出的技术和方法具有广泛的应用，并且可以在期望吸收和/或衰减能量的任何情况下使用。

现在转到图2，示出了震动吸收支柱或减震支柱的代表性实施例，通常用100表示。如图2所示，减震支柱100包括与外壳部分110可伸缩地接合的内壳部分105。内壳部分105和外壳部分110都可以是管状主体。如下面将更详细地描述的，减震支柱100可以构造成“油压”型支柱。在这方面，减震支柱被配置为通过压缩包含在减震支柱100中的气体(例如，氮气或干燥空气)并且通过使用包含在减震支柱100中的不可压缩流体(例如，液压流体)和阻尼孔来耗散压缩能量的一部分来(例如，在着陆期间)吸收和耗散冲击能量。

现在参考图3和图4A至图4B，将更详细地描述图2中所示的减震支柱100的每个部件。图3是图2所示支柱100的分解图。图4A和图4B是沿图2中线4-4截取的支柱100的纵向截面图。减震支柱100具有多个静态条件或状态(一个在图4A中示出)，以及多个压缩条件或状态(一个在图4B中示出)。在这方面，当内壳部分105相对于外壳部分110平移时，减震支柱100的总长度能够改变。例如，当外力F施加到内壳部分105的第一端时，当内壳部分105相对于外壳部分110从未压缩状态(未示出)转换至静态状态之一(例如，图4A)或从静态状态之一(例如，图4A)转换至压缩状态之一(例如，图4B)时，沿纵向轴线A限定的支柱100的总长度可以缩短。

应当理解，支柱100的静态状态由例如簧载质量(例如飞行器主体的重量)和支柱的设计来确定。在一些实施例中，支柱100的静态长度在可伸缩起落架中使用的常规油压支柱的静态长度的5-10％(或更小)内。

如图4A所示，内壳部分105形成为活塞(“活塞105”)，该活塞以可伸缩的方式可滑动地联接到外壳部分110，以下称为外气缸110。活塞105和外气缸110一起限定了包含支柱流体的内腔130。内腔130在活塞105中容纳液压流体135，在外气缸110中容纳气体140。液压流体135和气体140一起构成减震支柱流体。在一些实施方案中，液压流体135包括例如油、水、水-油乳液、盐溶液等或其组合，气体140包括空气、氮气等或其组合。在活塞105和气缸110之间设置有轴承(例如活塞端部凸缘145和下轴承或压盖150)以及密封件(未示出)，这些密封件使得活塞105能够在外缸110内滑动而不会使支柱流体从内腔130泄漏。因此，内腔130限定具有用于容纳支柱流体的密封流体容积的腔室。在一些实施例中，气体和液体都可以是可压缩的。

当向支柱100施加诸如图4B中所示的力F的载荷时，活塞105滑动到外气缸110中，由此将支柱100转换到多个压缩状态中的一个。这导致内腔130内的气体140的压缩，从而吸收能量。当从支柱100上除去诸如力F的载荷时，支柱流体的内部压力使活塞105滑出外气缸110，使得支柱100伸展，从而消耗能量。

在一些实施例中，支柱100被配置成抑制活塞相对于外气缸的运动，从而耗散支柱100存储或消耗的至少一些能量，并限制支柱100的后坐力，以便减少着陆时“回弹”的机会。在这方面，提供了一种阻尼器、一种阻尼装置或其它用于衰减的装置。

在所示的实施例中，阻尼装置包括例如可选的计量销155和孔口支撑管160。在一些实施例中，孔口支撑管160位于外气缸110中并且在其轴向端部限定用于接纳计量销155的阻尼孔165。在一些实施例中，计量销155可位于活塞105内。计量销155可具有细长主体170，细长主体170可在活塞105的附接处或下端处过渡到基部凸缘175。在一些实施例中，计量销155可以被布置成完全包含在活塞105内。在该实施例或其它实施例中，当活塞105相对于外气缸110平移时，计量销155通过阻尼孔165可滑动地接合孔口支撑管160。

在操作中，当活塞105相对于外气缸110平移时，孔口支撑管160被活塞105接纳。因此，计量销155和阻尼孔165之间的协作至少部分地确定支柱100的衰减特性。在一些实施例中，通过阻尼孔165的液压流体135的阻尼有助于支柱100的反作用力。因此，由支柱100对冲击动能的吸收和/或衰减由第一冲击减小级或第一载荷限制器来执行。

应当理解，计量销155的构造可以在不同的实施例中改变，以便改变支柱100的性能特性(例如，弹簧速率、阻尼等)。在一些实施例中，细长主体170可以是锥形的或带有凹槽的(见图3)，以便调节支柱100的性能特性。例如，细长主体170的横截面面积可从基部凸缘175朝计量销155的末端180或分段逐渐减小。在本公开的实施例中也可以采用其他形状。当然，计量销155是可选的，并且在一些实施例中可以省略。在省略计量销155的实施例中，阻尼孔165为支柱100提供阻尼。

在一些实施例中，孔口支撑管160可进一步包括在孔口支撑管160的壁中的多个孔口185以提供额外的阻尼或强行停止。当然，也可以改变孔口185的尺寸、数量和位置以影响支柱100的性能特性(例如，弹簧速率、阻尼等)。

支柱100还包括一体地形成在支柱100内的第二冲击减小级或第二载荷限制器。图3和图4A至图4B示出了可以通过本公开的实施例实施的第二冲击减小级或第二载荷限制器的一个示例。如图3和图4A至图4B所示，第二级包括设置在外气缸110的附接件或上端中的一个或多个弹簧205(示出为三对串联布置的弹簧)和暴露于气体140并设置在该一个或多个弹簧205附近的可滑动板210。

在所示的实施例中，一个或多个弹簧205的每个弹簧205是盘形弹簧或锥形垫圈，其有时被称为碟形垫圈。在一些实施例中，一个或多个弹簧205叠置在孔口支撑管160的基部周围并由孔口支撑管160的基部支撑，并且由板210保持在适当位置。在这点上，板210在与一个或多个弹簧相反的方向上的平移运动可以由孔口支撑管215的肩部220限制。在一些实施例中，板210可提供用于与活塞105接触的基本平坦的表面，并且将力F均匀地分布在一个或多个弹簧205的周边周围。力F的均匀分布可提供稳定且可预测的弹簧常数。

可选地，板210可包括穿过其一侧的泄压孔口225，以调节板210两侧上的气体压力。可以有其他构造以允许形成在板210的任一侧上的空间之间的气体连通。在这些实施例中，包含一个或多个弹簧的空间是内腔130的一部分。在其它实施例中，省略泄压孔口225，并且在板210与外气缸110和孔口支撑管160之间的界面处使用密封件、环或其它密封装置，以形成用于容纳一个或多个弹簧205的密封腔室。

一个或多个弹簧205可包括串联布置的多个弹簧205，如图4A和10C两者中所示，或并联布置的多个弹簧205(参见图10B)，或其一些串联/并联组合布置的多个弹簧205(参见图10D和10E)。当然，也可以使用单个弹簧205(见图10A)。应当理解，一个或多个弹簧205的数量和布置将确定一个或多个弹簧205的弹簧常数和挠曲能力。例如，沿相同方向(例如，并联地，参见图10B)叠置弹簧将导致更大的弹簧常数，但挠曲量更小。在如图4A和10C所示的交替方向(例如串联)上叠置将导致较大的弹簧挠曲量，但弹簧常数较低。在一些实施例中，可以预加载一个或多个弹簧205。改变弹簧205的数量和/或布置(在图10A至图10E中示出了几个示例)可以将第二冲击减小级的能量吸收能力定制为其预期应用。因此，支柱100可被设计用于下降速度或冲击速度和飞行器重量的范围。

附加地或可替代地，一个或多个弹簧的其它设计参数可被操纵以将第二冲击减小级的能量吸收能力定制为其预期应用。例如，一个或多个弹簧的厚度、一个或多个弹簧的材料、弹簧的轮廓(例如，高度、外径、内径等)等对弹簧常数和挠曲能力产生影响。在一些实施例中，一个或多个弹簧由金属制成。在其他实施例中，一个或多个弹簧由比金属轻的复合材料(例如，碳纤维、碳纤维增强聚合物)制成或包括复合材料。

在本公开的实施方式中，上述和/或其它参数中的每一个可以单独地或以任何组合来操纵以实现期望的载荷挠曲曲线，以适应下降速度和飞行器重量的范围。因此，在一些实施例中，一个或多个弹簧205中的每一个是相同的，并且在其他实施例中，一个或多个弹簧因至少一个参数而不同。在包括一组弹簧的一些实施例中，弹簧中的一个或多个或弹簧的子组可以通过两个或更多个参数、通过三个或更多个参数、通过四个或更多个参数等而不同。在包括多个弹簧的一些实施例中，可以选择每个弹簧的参数使得一个或多个弹簧失效，从而释放其中存储的能量。附加地或可替代地，其它储能释放装置可通过本公开的实施例实施，包括例如保险销布置、摩擦增加技术、一个或多个泄压阀等。

在一些实施例中，可以提供靠近外气缸110的上端的帽(未示出)以允许一个或多个盘形弹簧205的可维护性。例如，帽可以拧入外气缸110的上端或以其它方式可拆卸地固定到外气缸110的上端。这可允许在强制着陆时检查一个或多个盘形弹簧205，并在需要时更换。

已经描述了前述实施例，其中第一载荷限制器和第二载荷限制器两者一起工作以在例如正常飞行器操作条件期间吸收和/或衰减冲击能量。例如，在一些应用中，正常飞行器操作条件可以包括高达10英尺/秒(3.408米/秒)的下降速度，在其他应用中高达15英尺/秒(4.572米/秒)的下降速度，在其他应用中高达20英尺/秒(6.096米/秒)，以及仍在其他应用中在24-28英尺/秒(7.315-8.534米/秒)之间、或更高的下降速度。当然，其它下降速度也可被认为是“正常”的，因为起落架的预期应用和着陆要求差别很大。

然而，在一些情况下，支柱100上的力F可能需要进一步的吸收和/或衰减以防止由于机身的冲击造成的损坏。例如，在一些情况下，飞行器可能经历紧急着陆、迅速着陆、与天气相关的状况等，这些状况可能导致飞行器以比正常操作条件期间发生的力更大的力撞击或冲击地面。因此，在一些实施例中，支柱100可被构造成在这些异常条件期间提供额外的冲击动能吸收和/或衰减。在一些实施例中，附加冲击动能的这种吸收和/或衰减可以通过第二冲击减小级或第二载荷限制器来实现。

现在参考图4A至图4B，现在将详细描述根据本公开的实施例的使用支柱100的一种方法。当冲击力在例如正常操作条件期间施加到活塞105时，在一个实施例中，第一冲击减小级或第一载荷限制器被布置成吸收所有冲击力而无需第二冲击减小级的帮助。然而，当向活塞105施加异常冲击力(例如，在正常操作条件期间超过最大冲击力的力)时，第一冲击减小级可能不能吸收由异常冲击力产生的所有能量。

结果，第一冲击减小级根据其设计尽可能多地吸收和衰减冲击能量，并且任何附加的冲击能量随后被第二冲击减小级或第二载荷限制器吸收。在一个示例中，在第一冲击减小级吸收足够的冲击能量以使活塞105“触底”或撞击板210(见图4B)之后，由于力F的大小，活塞105可继续压在板210上，并压缩一个或多个弹簧205以吸收和/或衰减附加冲击能量。在另一示例中，当通过活塞105的平移和气体140的压缩产生足够的压力(例如，平衡压力)时，活塞105由于力F的大小的任何额外的平移将压缩一个或多个弹簧205以吸收和/或衰减额外的冲击能量。在一些实施例中，力的大小可以触发上文简要描述的一个或多个储能释放装置。

因此，当受到异常冲击力时，第一冲击减小级和第二冲击减小级都操作以减小飞行器损坏的可能性。在一些实施例中，支柱100被设计成使得第一冲击减小级的全部能量和/衰减能力在与第二冲击减小级接合之前耗尽。在一些实施例中，这可以在活塞处于上述图4B中所示的位置时发生。在其它实施例中，第二冲击减小级在活塞与板210接触之前接合。

在一些实施例中，一个或多个弹簧205和板210可以布置在减震支柱内的不同位置。例如，一个或多个弹簧205可朝向活塞105的附接件或下端定位，如图5的实施例所示。在该实施例中，例如当孔口支撑管160接触板210时，可以发生用于向支柱300提供附加能量吸收和/或衰减的第二冲击减小级的接合。在该实施例中，板包括一个或多个泄压孔口225，该泄压孔口用作阻尼孔以允许板210平移抵靠和压缩一个或多个弹簧205。在其它实施例中，省略泄压孔口225，并且使用密封件、环或其它密封装置来形成用于容纳一个或多个弹簧205的密封的气体腔室(例如，在低压下、在大气压力下、在真空下等)。

在图6所示的其他实施例中，支柱400可沿支柱在不同位置结合多组弹簧以提供附加的或第二级能量吸收和/或衰减。例如，如图6所示，支柱400可在气缸110的顶端结合第一组405弹簧205(基本上类似于支柱100)和在活塞105的底端结合第二组410弹簧205(基本上类似于支柱300)。第一组405弹簧和第二组410弹簧205共同形成第二冲击减小级。在一些实施例中，省略泄压孔口225，并使用密封件、环或其它密封装置来形成密封的气体腔室(例如，在低压下、在大气压力下、在真空下等)以容纳第一组405弹簧205和第二组410弹簧205。

图7是根据本发明形成的支柱的另一个实施例的截面图，通常标号为500。如图7所示，支柱500包括可滑动地联接在外壳部分510中的内壳部分505。内壳部分505和外壳部分510共同限定了内腔515，该内腔515包含流体，流体由包含在其上部分中的液压流体520和包含在其下部分中的气体525组成。内壳部分505包括限定阻尼孔的通孔530。可以提供可选的计量销535。

在图7的实施例中，浮动活塞540设置在内壳部分505中并将液压流体520与气体525分离。这些部件一起形成第一冲击减小级或第一载荷限制器的实施例。如图7所示，支柱500还包括与其整体形成的第二冲击减小级或第二载荷限制器。本实施例中的第二级或第二载荷限制器包括一个或多个弹簧205和设置在内壳部分505的附接端的板210。在一些实施例中，省略泄压孔口225，并且使用密封件、环或其它密封装置来形成密封的气体腔室(例如，在低压下、在大气压力下、在真空下等)以容纳一个或多个弹簧205。

图8是采用多个弹簧205作为第二级或第二载荷限制器的两级支柱的实施例的横截面图，通常用标号为600。如图8所示，两级支柱600包括可滑动地联接在外壳部分610中的内壳部分605。浮动活塞615可滑动地设置在内壳部分605内，在浮动活塞615和内壳部分605的封闭的下端之间限定腔室620。通常标号为625的密封件、环或其它合适的密封装置被设置以在浮动活塞615下方形成密封腔室。多个弹簧205设置在密封腔室内并设置成抵靠浮动活塞615和内壳部分605的端部，由此形成第二级或第二载荷限制器的实施例。根据支柱的预期应用，可以在低压、大气压力或真空压力下用气体填充密封腔室。

与密封腔室620相对(例如，在浮动活塞上方)，内壳部分605和外壳部分610共同限定了内腔630，该内腔包含流体635，该流体635由包含在其下部分中的液压流体640和包含在其上部分中的低压下的气体645组成。孔口支撑管650设置在外壳部分610中，并在轴向端限定一个或多个阻尼孔655。两级支柱600还包括孔口板660，该孔口板660固定地安装在内壳部分605的下部分内并且在浮动活塞615上方隔开。孔口板660包括一个或多个孔口665。

在非航空用途的着陆或其它负载时，减震支柱600从图8所示的完全伸出位置压缩通过第一压缩级(未示出)，并压缩到第二压缩级(未示出)。当在第一级中施加初始载荷时，液压流体被内壳部分605的活塞表面推动通过一个或多个孔口655并压缩气体645。一旦在压缩气体645和由一个或多个弹簧205产生的抵靠浮动活塞615的弹簧力之间达到平衡，由于外部载荷引起的内壳部分605的进一步平移导致浮动活塞615在第二阶段期间推靠并压缩一个或多个弹簧205，由此吸收额外的能量(例如，冲击能量、滑行期间的颠簸等)。

图9是支柱的另一个实施例的截面图，有时称为跳动支柱，通常标号为700，适于在机头起落架中使用。如图9所示，支柱700包括可滑动地联接在外壳部分710中的内壳部分705。内壳部分705和外壳部分710一起限定了内腔715，内腔715包含流体，流体由包含在其上部分中的液压流体720和包含在其下部分中的气体725组成。内壳部分705包括限定阻尼孔的通孔730。可以提供可选的计量销735。

在图9的实施例中，浮动活塞740设置在内壳部分705中并将液压流体720与气体725分离。这些部件一起形成第一冲击减小级或第一载荷限制器的实施例。如图9所示，支柱700还包括与其整体形成的第二冲击减小级或第二载荷限制器。本实施例中的第二级或第二载荷限制器包括一个或多个弹簧205，该一个或多个弹簧205由气体725经由设置在内壳部分705的附接端处的板210隔开。在一些实施例中，省略泄压孔口225，并且使用密封件、环或其它密封装置来形成密封的气体腔室(例如，在低压下、在大气压力下、在真空下等)以容纳一个或多个弹簧205。

支柱700还包括设置在内腔715的上部分中的可移动的跳动活塞760。在所示的实施例中，计量销735安装在跳动活塞760上。在跳动活塞760上方的上壳体部分710的壁中形成通道765。加压气体源(例如充气储罐770)经由通道765连接到内腔。存储在气动储罐770中的加压气体经由一个或多个控制阀775的控制选择性地供应到通道765。一个或多个控制阀775的控制由电控制系统(ECS)780的一个或多个电路执行。

支柱700在图9中示出在起飞之前处于静态位置。在其静态位置，在压缩气体725和由一个或多个弹簧205产生的抵靠板750的弹簧力之间达到平衡。从电控制系统780向控制阀775发送控制信号，经由通道765迅速地向内腔供应高压气体。向跳动活塞760上方的内腔供应高压气体以及一个或多个弹簧205的接合使支柱迅速伸出，并且来自地面的随后的反作用力导致飞行器的机头升起。可以包括排放阀等，以使跳动支柱返回到其预伸出状态。

应当理解，支柱100、300、400、500、600和/或700可以被配置成使得第一载荷限制器和第二载荷限制器在正常操作载荷下协作地吸收和/或衰减冲击能量。还应当理解，支柱100、300、400、500、600和/或700可以被配置成使得第一载荷限制器和第二载荷限制器在异常操作载荷下协作地吸收和/或衰减冲击能量。在支柱100、300、400、500、600和/或700的一些实施例中，第二载荷限制器可被设计成仅在异常或过载状况期间接合。

与常规支柱设计相比，支柱的上述实施例提供了一个或多个优点。例如，飞行器、直升机等通常具有非常有限的空间来存放可展开的轮系统和/或起落架，并且安置可展开的轮系统以适应飞行器或其他车辆中的可用空间可能是具有挑战性的。因此，用于结合支柱的外壳和震动吸收特征可以限制支柱在部件故障或飞行器损坏之前能够应对的能量存储和/或能量衰减的量。

本文公开的本公开的实施例(包括整体形成的第一载荷限制器和第二载荷限制器)解决了现有技术中的一个或多个问题。在这方面，通过以整体的方式使用例如盘形弹簧，支柱的静态长度可以保持在常规的油压减震支柱的5-10％(或更小)之内。因此，支柱的紧凑构造允许支柱在固定起落架和可伸缩起落架两者上都能使用，同时提供用于获得适应下降速度或冲击速度范围的载荷-挠曲曲线的设计可调性。因此，一些实施例的支柱提供了紧凑、重量有效的载荷限制器，其可以特别适用于可伸缩起落架。还可以实现其它益处，例如与容易泄漏、需要更频繁的维修等的现有技术的气体级相比，通过使用机械弹簧来实现改善的支柱的可维护性。

在以上描述中，阐述了具体细节以提供对本公开的代表性实施例的透彻理解。然而，对于本领域技术人员来说显而易见的是，本文公开的实施例可以在不体现所有具体细节的情况下实施。在一些情况下，没有详细描述众所周知的工艺步骤，以免不必要地混淆本公开的各个方面。此外，将认识到，本公开的实施例可以采用本文描述的特征的任何组合。

应当注意，为了本公开的目的，诸如“上”、“下”、“垂直”、“水平”、“向内”、“向外”、“内”、“外”、“前”、“后”等术语应当被解释为描述性的而不是限制所要求保护的主题的范围。此外，“包括”、“包含”或“具有”及其变型的使用意指包括此后列出的项及其等同物以及附加项。除非另有限制，否则术语“连接的”、“联接的”和“安装的”及其在本文中的变型被广泛使用，并且涵盖直接和间接的连接、联接和安装。

本申请还可提及数量和数目。除非特别说明，否则这种数量和数目不被认为是限制性的，而是与本申请相关联的可能数量或数目的示例。同样在这方面，本申请可使用术语“多个”来引用数量或数目。在这方面，术语“多个”是指大于一个的任何数字，例如二、三、四、五等。术语“大约”、“近似”、“接近”等表示规定值的正5％或负5％。为了本公开的目的，短语“A、B和C中的至少一个”例如是指(A)、(B)、(C)、(A和B)、(A和C)、(B和C)或(A、B和C)，包括当列出大于三个元素时所有其他可能的排列。

在前面的描述中已经描述了本公开的原理、代表性实施例和操作模式。然而，本公开的旨在被保护的方面不应被解释为限于所公开的特定实施例。此外，本文描述的实施例将被认为是说明性的而不是限制性的。应当理解，在不背离本公开的精神的情况下，可以由其他人和所采用的等同物进行变化和改变。因此，明确地希望所有这些变型、改变和等同物落入如所主张的本公开的精神和范围内。

Claims (20)

1.其中要求排他属性或特权的本发明的实施例定义如下：

一种用于飞行器的能量吸收设备，所述设备包括：

第一载荷限制器，其包括被配置成吸收冲击能量的油气减震支柱；以及

第二载荷限制器，其整体形成在所述油气减震支柱内，其中所述第二载荷限制器包括一个或多个盘形弹簧。

2.根据权利要求1所述的设备，其中，所述第一载荷限制器被配置为吸收与正常操作条件相关联的冲击能量，并且其中，所述第二载荷限制器被配置为吸收超出与所述飞行器的正常操作条件相关联的冲击能量的额外冲击能量。

3.根据权利要求1所述的设备，其中，所述油气减震支柱包括内腔和活塞，所述内腔包含由气体和液压流体组成的支柱流体，所述活塞能够在所述内腔中移动预定距离并且能够压缩所述气体，并且其中，所述一个或多个盘形弹簧位于所述内腔中以在所述活塞已经移动所述预定距离之后吸收冲击能量。

4.根据权利要求3所述的设备，其中，所述一个或多个弹簧包括位于所述内腔中的第一组盘形弹簧和位于所述内腔中与所述第一组盘形弹簧隔开距离的第二组盘形弹簧。

5.根据权利要求1所述的设备，其中，所述油气减震支柱还包括：位于所述活塞中的计量销和布置成可滑动地接纳通过阻尼孔的所述计量销的孔口支撑管。

6.根据权利要求5所述的装置，其中，所述油气减震支柱还包括板，所述板位于所述孔口支撑管或所述计量销上以保持所述一个或多个盘形弹簧。

7.根据权利要求6所述的装置，其中，当所述活塞移动预定距离时，所述活塞撞击所述板，或者当所述活塞移动预定距离时，所述孔口支撑管撞击所述板。

8.根据权利要求1所述的设备，其中，所述油气减震支柱包括：

内壳部分，其可滑动地联接在外壳部分内；

由所述内壳部分和所述外壳部分形成的内腔；

第一腔室，其设置在所述内腔中并包含加压气体；

浮动活塞，其位于所述内腔中以在所述浮动活塞的第一侧上限定密封的第二腔室；以及

液压流体，其设置在所述第一腔室和所述浮动活塞之间的所述内腔中。

其中所述第二载荷限制器的所述一个或多个盘形弹簧位于所述第二腔室中。

9.一种可伸缩起落架，包括根据权利要求1所述的设备。

10.一种用于车辆的震动吸收支柱，包括：

内壳部分，其可滑动地联接在外壳部分内；

由所述内壳部分和所述外壳部分形成的内腔，所述内腔限定用于容纳支柱流体的密封流体容积，所述支柱流体包括液压流体和气体；

活塞，其能够在所述内腔内移动预定距离以压缩所述气体并吸收作用于所述支柱的能量；

与所述液压流体流体连通的阻尼孔；以及

一个或多个盘形弹簧，其位于所述支柱中以吸收在所述活塞移动所述预定距离之后作用在所述支柱上的额外能量。

11.根据权利要求10所述的震动吸收支柱，其中所述活塞与所述内壳部分整体形成。

12.根据权利要求10所述的震动吸收支柱，其中，所述一个或多个盘形弹簧位于所述外壳部分的端部，并且当所述活塞移动所述预定距离时，所述活塞作用在所述一个或多个盘形弹簧上。

13.根据权利要求12所述的震动吸收支柱，进一步包括：

孔口支撑管，其位于所述外壳部分中并限定所述阻尼孔，其中所述一个或多个盘形弹簧位于所述孔口支撑管周围。

14.根据权利要求10所述的震动吸收支柱，进一步包括：

位于所述外壳部分中的孔口支撑管，以及

位于所述活塞中的计量销，所述孔口支撑管被布置成可滑动地接纳通过所述阻尼孔的所述计量销；

其中所述活塞与所述内壳部分整体形成。

15.根据权利要求10所述的震动吸收支柱，进一步包括：孔口支撑管，其位于所述外壳部分中并限定所述阻尼孔，其中所述一个或多个盘形弹簧位于所述内壳部分的端部，并且当所述活塞移动预定距离时所述孔口支撑管作用在所述一个或多个盘形弹簧上。

16.根据权利要求10所述的震动吸收支柱，其中，所述一个或多个盘形弹簧包括第一组盘形弹簧，所述第一组盘形弹簧位于所述内腔中与第二组盘形弹簧隔开距离，并且其中，所述第一组盘形弹簧或所述第二组盘形弹簧包括并联布置、串联布置或其组合布置的多个盘形弹簧。

17.根据权利要求10所述的震动吸收支柱，进一步包括：选择性地与所述内腔流体连通地连接的加压气体源。

18.根据权利要求17所述的震动吸收支柱，进一步包括：与所述加压气体源流体连通的控制阀，其中，所述控制阀的控制选择性地将加压气体从所述加压气体源供应到所述内腔以使所述支柱迅速地伸出。

19.一种可伸缩起落架，其包括根据权利要求10所述的震动吸收支柱。

20.一种两级飞行器震动吸收支柱，包括：

内壳部分，其可滑动地联接在外壳部分内；

由所述内壳部分和所述外壳部分形成的内腔；

第一腔室，其设置在所述内腔中并包含加压气体；

浮动活塞，其位于所述内腔中以在所述浮动活塞的第一侧上限定密封的第二腔室；

液压流体，其设置在包含所述加压气体的第一腔室和所述浮动活塞之间的所述内腔中；

与所述液压流体流体连通的阻尼孔；以及

一个或多个盘形弹簧，其位于所述第二腔室中以吸收在所述浮动活塞移动预定距离之后作用在所述支柱上的能量。

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