CN116255413B - 一种飞机用组合式减震器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机减震技术领域，尤其涉及一种飞机用组合式减震器。包括有支撑板，支撑板固接有安装壳，安装壳的内部注有液压油，安装壳的外部滑动连接有活动壳，活动壳的内部通过连接杆固接有第一活塞板，安装壳的内部滑动连接有缓冲板，缓冲板与第一活塞板之间固接有弹簧，第一活塞板与安装壳滑动连接，安装壳的固接有对称分布的流通管，流通管滑动连接有导流管，导流管设置有导流通道，安装壳固接有储油箱，储油箱与导流管滑动连接。本发明利用液压油穿过对称分布的流通管后对冲，将液压油的冲量转化为热量，减小液压油对第一活塞板的冲击力，避免飞机机体颠簸。

Description

一种飞机用组合式减震器

技术领域

本发明涉及飞机减震技术领域，尤其涉及一种飞机用组合式减震器。

背景技术

飞机减震器是用于减少飞机起飞和降落时舱内成员和设备受到震动和冲击的装置，飞机减震器可以分散和吸收这些振动和冲击，从而保护乘客和机身不受损伤，飞机减震器是十分重要的飞机部件，能够提高飞机的性能和安全性，并能保障乘客的舒适性。

现有的飞机减震器通常为油气式减震器，在飞机着陆的过程中，飞机减震器内部的液压油受到机身的压力，从而使液压油快速流动，使液压油产生冲量，液压油对减震器内部的气体进行压缩，导致液压油内部分子的热运动加剧，产生熵增和热量的增加，这些热量储存在液压油中，会导致飞机减震器的零件损坏，从而降低飞机减震器的性能，造成安全隐患。

发明内容

为了克服上述背景技术中提到的问题，本发明提供了一种飞机用组合式减震器。

技术方案如下：一种飞机用组合式减震器，包括有支撑板，支撑板固接有安装壳，安装壳的内部设置有注油腔，安装壳的内部储存有液压油，安装壳的外部滑动连接有活动壳，活动壳的内部通过连接杆固接有第一活塞板，安装壳的内部滑动连接有缓冲板，缓冲板与第一活塞板之间固接有弹簧，第一活塞板与安装壳滑动连接，安装壳的固接有对称分布的流通管，流通管与安装壳连通，流通管滑动连接有导流管，导流管设置有导流通道，安装壳固接有储油箱，储油箱的内部储存有气体，储油箱与导流管滑动连接，液压油从注油腔压到储油箱的内部，储油箱对液压油进行降温。

进一步地，流通管的内部设置有螺旋通道，用于进一步降低液压油的流速。

进一步地，储油箱为菱形，用于降低风阻。

进一步地，导流管与流通管之间固接有弹簧，导流管设置有回流口，储油箱的内部固接有第一挡板，第一挡板设置有通孔，通孔与回流口连通。

进一步地，导流管转动连接有转动块，转动块设置有周向等距分布的导流孔。

进一步地，转动块位于储油箱内的上部，用于使液压油沿储油箱的内壁流动。

进一步地，周向等距分布的导流孔倾斜设置，用于驱动转动块。

进一步地，第一挡板固接有第二挡板，第二挡板与转动块贴合。

进一步地，第一挡板固接有第二挡板，第二挡板与转动块贴合。

进一步地，安装壳固接有储油罐，储油罐的内部滑动连接有第二活塞板，第二活塞板将储油罐分为储油腔与压缩腔，压缩腔储存有气体，第二活塞板固接有与储油罐滑动连接的活动杆，安装壳固接有引流管，引流管的两端分别与储油罐和安装壳连通，引流管安装有电磁阀，安装壳安装有与电磁阀电连接的启动开关，启动开关位于安装壳的上部，第一散热片滑动连接有第二散热片，第二散热片设置有导向槽，活动杆固接有活动板，活动板固接有周向等距分布的导向杆，导向杆与相邻的导向槽限位滑动配合。

本发明的有益效果：本发明利用飞机通过第一活塞板挤压液压油，液压油与安装壳摩擦产生热量，液压油被压入储油箱并与其内壁接触，储油箱对液压油进行降温，防止液压油内部热量过高，从而降低安装壳的使用寿命；通过第一挡板阻挡回流口，避免液压油从回流口进入到储油箱的内部，增加液压油进入储油箱的路线，使液压油对第一活塞板与缓冲板的阻力减小；通过第二挡板阻挡导流孔，防止储油箱中的气体通过导流孔进入到注油腔中，从而使缓冲板挤压液压油时，需要首先对注油腔中的气体进行压缩，导致液压油的运动滞后；周向等距分布的导流孔向一侧倾斜，使转动块转动，导流孔使液压油均匀喷到储油箱，储油箱对其内壁附着的液压油进行自然降温；通过第二散热片与第一散热片配合，使液压油的散热面积增加，提高液压油的散热速度，避免液压油温度过高而损坏零件。

附图说明

图1为本发明的立体结构示意图。

图2为本发明流通管与导流管等零件的立体结构示意图。

图3为本发明活动壳与储油箱等零件的立体结构示意图。

图4为本发明导流管与第一挡板等零件的立体结构示意图。

图5为本发明第二挡板与转动块等零件的立体结构示意图。

图6为本发明转动块与导流管的位置关系示意图。

图7为本发明转动块的立体结构剖面图。

图8为本发明引流管与活动板等零件的立体结构示意图。

图9为本发明第二散热片与第一散热片等零件的位置关系示意图。

附图标记说明：101-支撑板，102-安装壳，1021-注油腔，103-活动壳，104-第一活塞板，1041-缓冲板，105-流通管，106-导流管，1061-回流口，107-导流通道，108-储油箱，109-转动块，110-导流孔，111-第一挡板，112-通孔，113-第二挡板，201-第一散热片，202-储油罐，2021-储油腔，2022-压缩腔，203-第二活塞板，204-活动杆，205-引流管，206-电磁阀，207-启动开关，208-第二散热片，209-导向槽，210-活动板，211-导向杆。

具体实施方式

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、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例1：一种飞机用组合式减震器，如图1-图6所示，包括有支撑板101，支撑板101的上侧面固接有安装壳102，安装壳102的内部设置有注油腔1021，安装壳102的内部注有液压油，安装壳102的外部滑动连接有活动壳103，活动壳103的内部通过连接杆固接有第一活塞板104，安装壳102的内部滑动连接有缓冲板1041，缓冲板1041与第一活塞板104之间固接有弹簧，用于避免活动壳103向下移动的速度过快，导致飞机机体剧烈颠簸，第一活塞板104与安装壳102滑动连接，安装壳102的固接有对称分布的两个流通管105，流通管105的内部设置有螺旋通道，液压油经过流通管105的螺旋通道后形成旋流，左右两股液压油互相冲击，加快液压油在安装壳102内的流动速度，提高液压油与外界的热交换效率，液压油的部分冲量转换为热量，避免第一活塞板104向上移动的速度过快，导致飞机颠簸，流通管105与安装壳102连通，流通管105滑动连接有导流管106，导流管106设置有导流通道107，安装壳102固接有储油箱108，储油箱108为菱形，用于降低储油箱108受到的风阻，储油箱108与导流管106滑动连接。

如图3-图7所示，导流管106与流通管105之间固接有用于复位导流管106的弹簧，导流管106设置有回流口1061，回流口1061与储油箱108内部的底面贴合，液压油通过回流口1061流回注油腔1021，储油箱108的内部固接有第一挡板111，第一挡板111设置有通孔112，通孔112与回流口1061连通，第一挡板111用于阻挡通孔112，防止液压油从通孔112流到储油箱108的内部，导致液压油受到的压力减小，降低其缓冲效果，导流管106转动连接有转动块109，转动块109位于储油箱108内的上部，转动块109设置有周向等距分布的导流孔110，周向等距分布的导流孔110沿周向倾斜，周向倾斜导流孔110喷出液压油，液压油的推力带动导流孔110转动，使液压油均匀地喷到储油箱108的内壁，储油箱108对液压油进行降温，第一挡板111固接有第二挡板113，第二挡板113与转动块109贴合，第二挡板113阻挡导流孔110，防止气体通过导流孔110进入到注油腔1021中。

当飞机进行着陆时，飞机轮胎与地面靠近并接触，飞机机体带动活动壳103向下移动，从而带动第一活塞板104向下移动，第一活塞板104通过缓冲板1041挤压安装壳102中的液压油，液压油穿过流通管105，并挤压导流管106使其向上移动，导流管106与流通管105之间的弹簧被压缩，导流管106在初始位置时，回流口1061与通孔112连通，第二挡板113阻挡导流孔110，储油箱108储存有液压油，且液压油的液面高于通孔112，用于防止气体进入到注油腔1021中，从而导致第一活塞板104向下移动时，液压油的运动滞后，致使液压油无法立刻被第一活塞板104挤压，导流管106向上移动后，回流口1061与通孔112错位，使得第一挡板111阻挡回流口1061，导流管106带动转动块109向上移动，导流孔110与第二挡板113错位，第二挡板113不再阻挡导流孔110。

当导流管106与流通管105之间的弹簧被压缩时，液压油沿着回流口1061向上移动，并穿过逆时针倾斜的导流孔110（以图7俯视图方向为例），液压油从导流孔110快速流出，在液压油推力的作用下，转动块109转动，使液压油均匀喷到储油箱108的内壁，并沿其内壁流动，随着储油箱108中的液压油增多，其内部的压强增大，储油箱108中的气体储存能量，由于液压油被第一活塞板104挤压过程中受到的压力和摩擦力，从而产生热量，这些热量集中在液压油中，液压油沿储油箱108的内壁流动的过程中，液压油通过储油箱108与外界进行热交换，使液压油的温度降低。

在飞机进行着陆时，轮胎与地面接触，使活动壳103上下往复移动，在飞机着陆过程中向上移动时，第一活塞板104对液压油的压力消失，在导流管106与流通管105之间的弹簧弹力作用下，导流管106带动转动块109向下移动，回流口1061与通孔112重合，导流孔110被第二挡板113阻挡，防止储油箱108中的气体通过导流孔110进入到注油腔1021中，在储油箱108内部气体的压力作用下，储油箱108中的液压油被气体压入回流口1061，液压油穿过导流管106并进入到流通管105中，流通管105的内部设置有螺旋通道，液压油经过流通管105的螺旋通道后产生旋流，当液压油从对称分布的两个流通管105进入注油腔1021时，左右两股旋转的液压油相互对冲，使液压油的冲量转换为热量，并使液压油的流速降低，液压油对第一活塞板104的挤压力减小，从而使活动壳103向上移动的速度降低，避免活动壳103向上移动速度过快。

实施例2：在实施例1的基础之上，如图1、图8和图9所示，安装壳102安装有周向等距分布的第一散热片201，第一散热片201对液压油进行散热，安装壳102固接有对称分布的两个储油罐202，储油罐202的内部滑动连接有第二活塞板203，第二活塞板203将储油罐202分为储油腔2021与压缩腔2022，压缩腔2022位于储油腔2021的上方，压缩腔2022注有气体，第二活塞板203固接有与储油罐202滑动连接的活动杆204，安装壳102固接有对称分布的引流管205，引流管205的两端分别与安装壳102和相邻的储油罐202连通，引流管205安装有电磁阀206，安装壳102安装有与电磁阀206电连接的启动开关207，第一散热片201滑动连接有第二散热片208，第二散热片208设置有斜向的导向槽209，活动杆204固接有活动板210，活动板210固接有周向等距分布的导向杆211，导向杆211为L形，导向杆211与相邻的导向槽209限位滑动配合，L形的导向杆211挤压周向等间距分布的第二散热片208使其向外移动，第二散热片208与第一散热片201配合对液压油进行散热，启动开关207位于安装壳102的上部，用于快速关闭电磁阀206，从而使第二散热片208保持伸出状态。

在飞机着陆过程中，由于活动壳103上下往复移动，左右两股液压油不断通过流通管105互相冲击，使得注油腔1021底部的温度不断升高，通过第一散热片201将注油腔1021中的热量散发到外界，由于飞机在着陆过程中，其着陆行程较长，而且起落架需要提前打开，液压油中的热量只会在受到压力时产生，在起落架的轮胎与地面接触之前，液压油的内部不会产生热量，此时仅通过第一散热片201对液压油进行散热，当活动壳103向下移动时，液压油受到缓冲板1041的压力，液压油与活动壳103摩擦产生大量热，通过第二散热片208辅助第一散热片201对液压油进行散热，第二散热片208与第一散热片201形成一个整体，对液压油进行散热，第二散热片208在轮胎与地面接触后启用，第二散热片208的工作方式为：

在飞机着陆过程中，活动壳103带动第一活塞板104向下移动，注油腔1021中的液压油受到第一活塞板104的压力，部分液压油通过引流管205进入到储油腔2021，储油腔2021中的液压油增多，使第二活塞板203带动活动杆204向上移动，压缩腔2022中的气体被压缩，对称分布的活动杆204带动活动板210向上移动，活动板210带动周向等距分布的导向杆211向上移动，L形的导向杆211挤压相邻的导向槽209，使周向等间距分布的第二散热片208向外移动，第二散热片208与第一散热片201对液压油进行散热。

在活动壳103向下移动的过程中，活动壳103接触并触发启动开关207，启动开关207控制电磁阀206关闭，使储油罐202封闭，第二活塞板203的位置被固定，从而使第二散热片208保持伸出状态，保证液压油内部产生热量时，第二散热片208持续对液压油进行散热，当飞机着陆后，第一活塞板104位于注油腔1021的底部，第二散热片208保持伸出状态。

在飞机起飞时，需要先经过助跑，在助跑的过程中，飞机不可避免地产生轻微晃动，使活动壳103上下移动，注油腔1021内部液压油受到的飞机的压力使液压油产生热量，在飞机脱离地面之前，活动壳103持续挤压启动开关207，使第二散热片208保持伸出状态，并对液压油进行散热，当活动壳103与启动开关207停止接触时，启动开关207控制电磁阀206开启，在压缩腔2022中的气体压力作用下，第二活塞板203带动活动杆204与活动板210向下移动，部分液压油被第二活塞板203从储油腔2021挤到注油腔1021中，导向杆211挤压相邻的第二散热片208使其向内移动，第一散热片201与外界的接触面积减小，从而使第一散热片201受到的阻力降低，避免第一散热片201与第二散热片208长时间受到风阻而产生形变，降低第二散热片208与第一散热片201的使用寿命。

上述实施例只为说明本发明的技术构思及特点，其目的在于让熟悉此项技术的人士能够了解本发明的内容并据以实施，并不能以此限制本发明的保护范围。凡根据本发明精神实质所作的等效变化或修饰，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种飞机用组合式减震器，其特征在于，包括有支撑板（101），支撑板（101）固接有安装壳（102），安装壳（102）的内部设置有注油腔（1021），安装壳（102）的内部储存有液压油，安装壳（102）的外部滑动连接有活动壳（103），活动壳（103）的内部通过连接杆固接有第一活塞板（104），安装壳（102）的内部滑动连接有缓冲板（1041），缓冲板（1041）与第一活塞板（104）之间固接有弹簧，第一活塞板（104）与安装壳（102）滑动连接，安装壳（102）固接有对称分布的流通管（105），流通管（105）与安装壳（102）连通，流通管（105）滑动连接有导流管（106），导流管（106）设置有导流通道（107），安装壳（102）固接有储油箱（108），储油箱（108）的内部储存有气体，储油箱（108）与导流管（106）滑动连接，液压油从注油腔（1021）压到储油箱（108）的内部，储油箱（108）对液压油进行降温；安装壳（102）安装有周向等距分布的第一散热片（201）；安装壳（102）固接有储油罐（202），储油罐（202）的内部滑动连接有第二活塞板（203），第二活塞板（203）将储油罐（202）分为储油腔（2021）与压缩腔（2022），压缩腔（2022）储存有气体，第二活塞板（203）固接有与储油罐（202）滑动连接的活动杆（204），安装壳（102）固接有引流管（205），引流管（205）的两端分别与储油罐（202）和安装壳（102）连通，引流管（205）安装有电磁阀（206），安装壳（102）安装有与电磁阀（206）电连接的启动开关（207），启动开关（207）位于安装壳（102）的上部，第一散热片（201）滑动连接有第二散热片（208），第二散热片（208）设置有斜向的导向槽（209），活动杆（204）固接有活动板（210），活动板（210）固接有周向等距分布的导向杆（211），导向杆（211）与相邻的导向槽（209）限位滑动配合。

2.根据权利要求1所述的一种飞机用组合式减震器，其特征在于，流通管（105）的内部设置有螺旋通道，用于进一步降低液压油的流速。

3.根据权利要求1所述的一种飞机用组合式减震器，其特征在于，储油箱（108）为菱形，用于降低风阻。

4.根据权利要求3所述的一种飞机用组合式减震器，其特征在于，导流管（106）与流通管（105）之间固接有弹簧，导流管（106）设置有回流口（1061），储油箱（108）的内部固接有第一挡板（111），第一挡板（111）设置有通孔（112），通孔（112）与回流口（1061）连通。

5.根据权利要求4所述的一种飞机用组合式减震器，其特征在于，导流管（106）转动连接有转动块（109），转动块（109）设置有周向等距分布的导流孔（110）。

6.根据权利要求5所述的一种飞机用组合式减震器，其特征在于，转动块（109）位于储油箱（108）内的上部，用于使液压油沿储油箱（108）的内壁流动。

7.根据权利要求6所述的一种飞机用组合式减震器，其特征在于，周向等距分布的导流孔（110）倾斜设置，用于驱动转动块（109）。

8.根据权利要求7所述的一种飞机用组合式减震器，其特征在于，第一挡板（111）固接有第二挡板（113），第二挡板（113）与转动块（109）贴合。