FR2963319A1

FR2963319A1 - SHOCK ABSORBER FOR AIRCRAFT

Info

Publication number: FR2963319A1
Application number: FR1156856A
Authority: FR
Inventors: Blosse Torsten
Original assignee: Liebherr Aerospace Lindenberg GmbH
Current assignee: Liebherr Aerospace Lindenberg GmbH
Priority date: 2010-07-29
Filing date: 2011-07-27
Publication date: 2012-02-03
Anticipated expiration: 2031-07-27
Also published as: CN102384210A; GB2482414A; CN102384210B; FR2963319B1; GB201112914D0; DE102010032546A1; GB2482414B

Abstract

La présente invention concerne un amortisseur pour avion. Cet amortisseur comprend au moins deux composants tubulaires (10, 20), où le premier composant (10) présente dans son intérieur une chambre (4) remplie de liquide, et où le deuxième composant (20) est disposé d'une manière déplaçable, le long d'un axe longitudinal commun, dans le premier composant (10). L'amortisseur présente entre la surface extérieure du deuxième composant (20) et la surface intérieure du premier composant (10) au moins deux joints d'étanchéité (31, 32) disposés en série dans la direction de l'axe longitudinal commun, et au moins une conduite de dérivation (5) apte à être fermée par une vanne d'inversion (60) qui relie la chambre remplie de liquide (4) et l'espace intermédiaire (6) entre les joints d'étanchéité (31, 32). L'invention est applicable dans le domaine des amortisseursThe present invention relates to a shock absorber for aircraft. This damper comprises at least two tubular components (10, 20), wherein the first component (10) has in its interior a chamber (4) filled with liquid, and wherein the second component (20) is displaceably arranged, along a common longitudinal axis, in the first component (10). The damper has between the outer surface of the second component (20) and the inner surface of the first component (10) at least two seals (31, 32) arranged in series in the direction of the common longitudinal axis, and at least one bypass line (5) which can be closed by an inverting valve (60) which connects the liquid-filled chamber (4) and the intermediate space (6) between the seals (31, 32) ). The invention is applicable in the field of dampers

Description

La présente invention se rapporte à un amortisseur pour avion avec au moins deux composants tubulaires, où le premier composant présente dans son intérieur une chambre remplie de liquide, et où le deuxième composant est disposé d'une manière déplaçable le long d'un axe longitudinal commun dans le premier composant. De tels amortisseurs sont installés par exemple dans les trains d'atterrissage avant et principaux des avions. Un nombre d'amortisseurs pour avion est connu dans l'art antérieur. Le document DE 10 2004 031 995 Al représente un amortisseur du type générique avec un amortissement hydraulique sous la forme d'une chambre remplie de liquide, dans laquelle est reçu d'une manière déplaçable un élément d'étranglement qui est déplacé lors d'un déplacement de l'amortisseur, ainsi qu'un amortisseur pneumatique. La figure 1 est une section transversale d'un autre amortisseur pour avion de l'art antérieur. L'amortisseur présente une extrémité supérieure 2 qui constitue le point de connection ou de raccordement pour le fuselage, et une extrémité inférieure 3 qui est reliée directement ou indirectement à l'essieu. L'amortisseur 1 comporte un tube extérieur 10 qui entoure une chambre d'huile 4. Un tube intérieur 20 est disposé d'une manière concentrique dans ce tube extérieur 10 et est déplaçable le long de l'axe longitudinal de l'amortisseur. Lors d'une modification de déplacement ou de mouvement du tube intérieur 20 ou des autres composants se trouvant au tube intérieur à l'intérieur de la chambre d'huile, un amortissement se produit. Entre le tube extérieur 10 et le tube intérieur 20 se trouve un élément d'étanchéité 30 qui rend étanche la chambre d'huile de l'environnement. Cet élément d'étanchéité et également d'autres éléments d'étanchéité comparables de l'art antérieur présentent un système d'étanchéité de rechange selon les recommandations de conception de la SAE (Society of Automotive Engineers), à savoir les standards pour aéronefs; SAE ARP 4912. La présente invention a pour objectif la mise à disposition d'un amortisseur pour avion avec un élément d'étanchéité perfectionné et un élément d'étanchéité de rechange. Cet objectif est atteint conformément à la présente invention par un amortisseur pour avion du type indiqué au début qui présente entre la surface extérieure du deuxième composant et la surface intérieure du premier composant au moins deux joints d'étanchéité disposés le long de l'axe longitudinal commun en série et au moins une conduite de dérivation pouvant être fermée par une vanne d'inversion pour le liquide hydraulique se trouvant dans la chambre remplie de liquide, qui relie la chambre remplie de liquide et un espace intermédiaire se trouvant entre les joints d'étanchéité. Dans un mode de réalisation, les composants sont réalisés sous forme de tube disposés concentriquement et le cas échéant ronds ou sensiblement ronds, où le premier tube présente un diamètre intérieur ou contour intérieur qui est légèrement plus grand que le diamètre extérieur ou le contour extérieur du deuxième tube. L'axe longitudinal commun des deux composants est défini dans ce mode de réalisation par l'axe longitudinal des tubes. Dans un mode de réalisation, la conduite de dérivation peut être fermée de manière réversible par la vanne d'inversion. Dans le cas du liquide, il s'agit de préférence 30 d'un liquide hydraulique, par exemple, d'huile hydraulique. Dans un mode de réalisation, il s'agit dans le cas de l'amortisseur pour avion selon l'invention d'un amortisseur pour un train d'atterrissage avant. Dans un 35 autre mode de réalisation, il s'agit d'un amortisseur pour le train d'atterrissage principal. The present invention relates to an aircraft damper with at least two tubular components, wherein the first component has in its interior a chamber filled with liquid, and wherein the second component is displaceably disposed along a longitudinal axis. common in the first component. Such dampers are installed for example in the landing gear front and main aircraft. A number of shock absorbers for aircraft is known in the prior art. DE 10 2004 031 995 A1 represents a generic type damper with hydraulic damping in the form of a chamber filled with liquid, in which a throttling element is displaced in a displaceable manner. displacement of the shock absorber, as well as a pneumatic damper. Figure 1 is a cross section of another aircraft damper of the prior art. The damper has an upper end 2 which constitutes the point of connection or connection for the fuselage, and a lower end 3 which is connected directly or indirectly to the axle. The damper 1 comprises an outer tube 10 which surrounds an oil chamber 4. An inner tube 20 is concentrically disposed in this outer tube 10 and is movable along the longitudinal axis of the damper. When changing the displacement or movement of the inner tube or other components on the inner tube within the oil chamber, damping occurs. Between the outer tube 10 and the inner tube 20 is a sealing member 30 which seals the oil chamber of the environment. This sealing element and also other comparable sealing elements of the prior art have a replacement sealing system according to the SAE (Society of Automotive Engineers) design recommendations, namely aircraft standards; The present invention aims at providing an aircraft damper with an improved sealing element and a replacement sealing element. This object is achieved according to the present invention by an aircraft damper of the type indicated at the beginning which has between the outer surface of the second component and the inner surface of the first component at least two seals arranged along the longitudinal axis. common in series and at least one bypass line closable by an inverting valve for the hydraulic liquid in the liquid-filled chamber, which connects the liquid filled chamber and an intermediate space between the seals seal. In one embodiment, the components are in the form of concentrically arranged tubes and, where appropriate, round or substantially round, where the first tube has an inner diameter or inner contour which is slightly larger than the outer diameter or the outer contour of the tube. second tube. The common longitudinal axis of the two components is defined in this embodiment by the longitudinal axis of the tubes. In one embodiment, the bypass line can be reversibly closed by the inversion valve. In the case of the liquid, it is preferably a hydraulic fluid, for example, hydraulic oil. In one embodiment, it is in the case of the aircraft damper according to the invention of a damper for a front landing gear. In another embodiment, it is a shock absorber for the main landing gear.

Dans un mode de réalisation, le premier ou le deuxième composant de l'amortisseur pour avion est apte et destiné à être relié directement ou indirectement à l'essieu de l'avion, et l'autre composant est destiné à être relié directement ou indirectement à la carrosserie de l'avion. Dans un mode de réalisation, l'amortisseur présente entre la surface extérieure du deuxième composant et la surface intérieure du premier composant précisément deux joints d'étanchéité disposés en série dans la direction de l'axe longitudinal commun et/ou précisément une conduite de dérivation apte à être fermée par une vanne d'inversion. Dans un mode de réalisation préféré, le premier et/ou le deuxième joint d'étanchéité est disposé dans l'espace intermédiaire entre la surface extérieure du deuxième composant et la surface intérieure du premier composant et entoure le deuxième composant sur tout le pourtour. De préférence, ce faisant, le premier et/ou le deuxième joint d'étanchéité rend complètement étanche l'espace intermédiaire entre la surface extérieure du deuxième composant et la surface intérieure du premier composant. Dans un autre mode de réalisation préféré, le premier et/ou le deuxième joint d'étanchéité est réalisé comme bague d'étanchéité entourant la surface extérieure du deuxième composant ou comme bague d'étanchéité enveloppant complètement la surface intérieure du premier composant. In one embodiment, the first or second component of the aircraft damper is suitable and intended to be connected directly or indirectly to the axle of the aircraft, and the other component is intended to be connected directly or indirectly to the body of the plane. In one embodiment, the damper has between the outer surface of the second component and the inner surface of the first component precisely two seals arranged in series in the direction of the common longitudinal axis and / or precisely a bypass line. able to be closed by an inversion valve. In a preferred embodiment, the first and / or second seal is disposed in the gap between the outer surface of the second component and the inner surface of the first component and surrounds the second component around the entire periphery. Preferably, in doing so, the first and / or second seal completely seals the gap between the outer surface of the second component and the inner surface of the first component. In another preferred embodiment, the first and / or second seal is formed as a seal ring surrounding the outer surface of the second component or as a seal ring completely surrounding the inner surface of the first component.

Dans un mode de réalisation, le premier et/ou le deuxième joint d'étanchéité est disposé ou fixé à la surface extérieure du deuxième composant. Dans un autre mode de réalisation, le premier et/ou le deuxième joint d'étanchéité est disposé ou fixé à la surface intérieure du premier composant. Dans un mode de réalisation, il s'agit dans le cas des deux joints d'étanchéité de joints d'étanchéité équivalents. De préférence, les deux joints d'étanchéité sont d'une réalisation identique. Dans un mode de réalisation, le joint d'étanchéité extérieur, lorsque la conduite de dérivation est ouverte, est mis en pression. Une conduite de dérivation ouverte signifie une position ouverte de la vanne d'inversion de sorte que le liquide peut s'écouler par la conduite de dérivation de la chambre remplie de liquide dans l'espace intermédiaire entre les joints d'étanchéité et s'écouler en retour. La mise en pression a lieu dans ce mode de réalisation par le liquide de la chambre remplie de liquide et de l'espace intermédiaire entre les joints d'étanchéité. Dans un mode de réalisation, lorsque la conduite de dérivation est ouverte, le joint d'étanchéité intérieur est équilibré ou compensé en pression. L'équilibrage des pressions signifie dans ce contexte que celui-ci n'est pas chargé sur une seule face par une pression exercée par le liquide. Cela peut être réalisé en ce que la pression agissant de la chambre remplie de liquide directement sur le joint d'étanchéité intérieur correspond à la pression qui agit depuis l'espace intermédiaire entre les joints d'étanchéité. La pression du liquide s'étend dans ce mode de réalisation, la conduite de dérivation étant ouverte, de la chambre remplie de liquide dans cet espace intermédiaire. Par joint d'étanchéité extérieur, il faut comprendre le joint d'étanchéité qui, dans la direction de l'axe longitudinal commun, en comparaison avec l'autre joint d'étanchéité intérieur, est détourné de la chambre remplie de liquide ou est plus éloigné de la tête du deuxième composant. Par joint d'étanchéité intérieur, il faut comprendre le joint d'étanchéité qui, dans la direction de l'axe longitudinal commun, en comparaison avec le joint d'étanchéité extérieur, est orienté vers la chambre remplie de liquide ou est disposé plus près de la tête du deuxième composant. Une autre définition résulte de la position des deux joints d'étanchéité à l'état de fonctionnement, c'est-à-dire à l'état monté sur l'avion. Dans le cas où le premier composant est relié directement ou indirectement à la carrosserie de l'avion et où le deuxième composant est relié directement ou indirectement à l'essieu, le joint d'étanchéité intérieur constitue le joint d'étanchéité supérieur, et le joint d'étanchéité extérieur constitue le joint d'étanchéité inférieur. Dans un mode de réalisation, la conduite de dérivation étant fermée, le joint d'étanchéité intérieur est mis en pression. Lorsque la conduite de dérivation est fermée, dans ce mode de réalisation, la pression du liquide s'étend dans la chambre remplie de liquide non pas dans l'espace intermédiaire entre les joints d'étanchéité. De ce fait, le joint d'étanchéité intérieur est mis en pression sur une face par la chambre remplie de liquide. Dans un mode de réalisation, lorsque la conduite de dérivation est fermée, le joint d'étanchéité extérieur n'est pas mis en pression. Le joint d'étanchéité extérieur est en liaison dans ce mode de réalisation exclusivement par l'espace intermédiaire entre les joints d'étanchéité et donc par la conduite de dérivation avec le liquide hydraulique. Par une fermeture de la conduite de dérivation, la pression peut ainsi être détendue ou retirée du joint d'étanchéité extérieur. Dans un mode de réalisation, le joint d'étanchéité intérieur est un joint d'étanchéité secondaire ou un joint d'étanchéité de rechange, tandis que le joint d'étanchéité extérieur prend en charge la fonction d'étanchéité primaire. Dans un mode de réalisation, en fonctionnement normal de l'amortisseur pour avion, dans lequel les deux amortissements sont intacts, la conduite de dérivation est ouverte. Le joint d'étanchéité intérieur est équilibré en pression et n'a pas de fonction d'étanchéité. Le joint d'étanchéité extérieur assure cette fonction complètement. Dans le cas où le joint d'étanchéité extérieur deviendrait non étanche, par la fermeture de la vanne d'inversion dans la conduite de dérivation, la pression peut être reprise par le joint d'étanchéité extérieur. Le joint d'étanchéité intérieur intact, jusqu'à présent non sollicité, prend maintenant en charge la fonction d'étanchéité jusqu'à ce que le joint d'étanchéité extérieur soit entretenu ou échangé. Dans le cadre de l'invention il est également envisageable que le joint d'étanchéité intérieur serve de joint d'étanchéité primaire et le joint d'étanchéité extérieur de joint d'étanchéité de rechange. Dans ce cas, lors du fonctionnement normal, la conduite de dérivation respectivement la vanne d'inversion est fermée, et toute la pression hydraulique agit sur le joint d'étanchéité intérieur. Si celui-ci devenait non étanche, la conduite hydraulique peut être ouverte ce qui entraîne un équilibrage de la pression du joint d'étanchéité intérieur. Dans ce cas, le joint d'étanchéité de rechange extérieur prend en charge la fonction d'étanchéité. Dans un mode de réalisation, la conduite de dérivation et la vanne d'inversion sont disposées dans le ou au composant extérieur. La vanne d'inversion peut être visible ou accessible depuis la surface extérieure de l'amortisseur pour avion. De préférence, la position de la vanne d'inversion est visible de l'extérieur. A cette fin peut être prévu un marquage de position en couleur ou topographique, par exemple une entaille ou encoche. Dans un mode de réalisation, la vanne d'inversion se trouve à une boîte de vannes qui est disposée à la surface extérieure du premier composant. De préférence, dans ce mode de réalisation aussi au moins une partie de la conduite de dérivation s'étend dans cette boîte de vannes. In one embodiment, the first and / or second seal is disposed or attached to the outer surface of the second component. In another embodiment, the first and / or second seal is disposed or attached to the inner surface of the first component. In one embodiment, it is in the case of two seals equivalent seals. Preferably, the two seals are of identical embodiment. In one embodiment, the outer seal, when the bypass line is open, is pressurized. An open bypass line means an open position of the inverting valve so that liquid can flow through the bypass line of the liquid filled chamber into the interspace between the seals and flow. in return. Pressurization takes place in this embodiment by the liquid of the chamber filled with liquid and the space between the seals. In one embodiment, when the bypass line is open, the inner seal is balanced or pressure compensated. Balancing the pressures means in this context that it is not loaded on one side by a pressure exerted by the liquid. This can be achieved in that the pressure acting from the liquid-filled chamber directly on the inner seal corresponds to the pressure acting from the gap between the seals. The pressure of the liquid extends in this embodiment, the bypass line being open, the chamber filled with liquid in this intermediate space. By external seal, it is necessary to understand the seal which, in the direction of the common longitudinal axis, in comparison with the other inner seal, is diverted from the chamber filled with liquid or is more away from the head of the second component. By internal seal, it is necessary to understand the seal which, in the direction of the common longitudinal axis, in comparison with the outer seal, is directed towards the chamber filled with liquid or is disposed closer of the head of the second component. Another definition results from the position of the two seals in the operating state, that is to say in the state mounted on the aircraft. In the case where the first component is connected directly or indirectly to the body of the aircraft and the second component is connected directly or indirectly to the axle, the inner seal constitutes the upper seal, and the Outer seal constitutes the lower seal. In one embodiment, with the bypass line closed, the inner seal is pressurized. When the bypass line is closed, in this embodiment, the liquid pressure extends into the liquid filled chamber not into the gap between the seals. As a result, the inner seal is pressurized on one side by the chamber filled with liquid. In one embodiment, when the bypass line is closed, the outer seal is not pressurized. The outer seal is connected in this embodiment exclusively by the space between the seals and therefore by the bypass line with the hydraulic fluid. By closing the bypass line, the pressure can be relaxed or removed from the outer seal. In one embodiment, the inner seal is a secondary seal or replacement seal, while the outer seal supports the primary seal function. In one embodiment, in normal operation of the aircraft damper, in which both dampings are intact, the bypass line is open. The inner seal is pressure balanced and has no sealing function. The outer seal ensures this function completely. In the event that the outer seal becomes unsealed, by closing the reversing valve in the bypass line, the pressure can be taken up by the outer seal. The intact inner seal, previously unsolicited, now supports the sealing function until the outer seal is serviced or exchanged. In the context of the invention it is also conceivable that the inner seal serves as a primary seal and the outer seal gasket replacement. In this case, during normal operation, the bypass line or the reversing valve is closed, and all the hydraulic pressure acts on the inner seal. If it becomes unsealed, the hydraulic line can be opened, resulting in pressure balancing of the inner seal. In this case, the outer replacement seal supports the sealing function. In one embodiment, the bypass line and the inversion valve are disposed in the outer component. The reversing valve may be visible or accessible from the outer surface of the aircraft damper. Preferably, the position of the inversion valve is visible from the outside. For this purpose, a color or topographic position marking may be provided, for example a notch or notch. In one embodiment, the inversion valve is located at a valve box that is disposed at the outer surface of the first component. Preferably, in this embodiment also at least a portion of the bypass line extends into this valve box.

La vanne d'inversion comprend de préférence une douille de vanne, une tige d'actionnement et un tiroir de vanne. Dans un mode de réalisation, la vanne d'inversion peut être ouverte et fermée avec un outil usuel dans le commerce. De préférence, la vanne d'inversion, de préférence à la tige d'actionnement, présente une connection ou raccord pour une clé à six pans, clé Allen et analogue usuel dans le commerce. Dans un autre mode de réalisation, un amortisseur pour avion selon l'invention présente en outre une conduite de remplissage et/ou une vanne de remplissage qui est de préférence indépendante de la vanne d'inversion. La vanne de remplissage et/ou la conduite de remplissage servent dans ce cas à vider et à remplir la chambre remplie de liquide, par exemple pour l'entretien de la jambe de train élastique par un échange du milieu hydraulique ou une modification de la pression du liquide dans la chambre. Dans un mode de réalisation, la vanne de remplissage est disposée à la même boîte de vanne que la vanne d'inversion. Dans un mode de réalisation, la vanne de remplissage et/ou la conduite de remplissage et la vanne d'inversion et/ou la conduite de dérivation forment une unité de construction. Dans un mode de réalisation, la conduite de remplissage peut être utilisée indépendamment de la position de la vanne d'inversion et/ou la vanne de remplissage peuvent être actionnée indépendamment de la position de la vanne d'inversion. En d'autres termes dans ce mode de réalisation, la conduite de remplissage et/ou la vanne de remplissage peut fonctionner à la fois à l'état activé et aussi à l'état non activé de la vanne d'inversion, donc à l'état ouvert et fermé de la conduite de dérivation. Dans un autre mode de réalisation, au moins une section de la conduite de dérivation correspond à au moins une section de la conduite de remplissage. Une autre section de la conduite de dérivation et/ou une autre section de la conduite de remplissage, de préférence respectivement une autre section des deux conduites, s'étendent séparément l'une de l'autre. L'embouchure de la conduite de dérivation et de la conduite de remplissage dans la section commune est de préférence réalisée en forme de T. La section commune comprend de préférence la section partant de la vanne d'inversion, orientée vers la chambre remplie de liquide, de la conduite de dérivation, ou bien en d'autres termes, la section entre la vanne d'inversion et la chambre remplie de liquide. The reversing valve preferably comprises a valve bushing, an actuating rod and a valve spool. In one embodiment, the inverting valve can be opened and closed with a commercially available tool. Preferably, the inverting valve, preferably to the actuating rod, has a connection or connection for a hexagonal wrench, Allen key and the like commonly used in the trade. In another embodiment, an aircraft damper according to the invention further has a filling line and / or a filling valve which is preferably independent of the reversing valve. In this case, the filling valve and / or the filling line serve to empty and fill the chamber filled with liquid, for example for the maintenance of the elastic strut by an exchange of the hydraulic medium or a modification of the pressure. liquid in the chamber. In one embodiment, the fill valve is disposed at the same valve box as the inverting valve. In one embodiment, the fill valve and / or the fill line and the inverting valve and / or the bypass line form a building unit. In one embodiment, the fill line can be used regardless of the position of the reversing valve and / or the fill valve can be operated independently of the position of the reversing valve. In other words, in this embodiment, the filling line and / or the filling valve can operate both in the activated state and also in the non-activated state of the reversing valve, so that open and closed state of the bypass line. In another embodiment, at least one section of the bypass line corresponds to at least one section of the fill line. Another section of the branch line and / or another section of the filling line, preferably respectively another section of the two lines, extend separately from one another. The mouth of the bypass line and the filling line in the common section is preferably T-shaped. The common section preferably comprises the section from the inverting valve facing the chamber filled with liquid. , the bypass line, or in other words, the section between the inversion valve and the chamber filled with liquid.

Dans un mode de réalisation, au moins une zone partielle de la conduite de remplissage s'étend à l'intérieur de la vanne d'inversion, le cas échéant à l'intérieur de la tige d'actionnement de la vanne d'inversion. Dans un autre mode de réalisation, la conduite de dérivation et la conduite de remplissage débouchent au siège de la vanne d'inversion l'une dans l'autre. Par siège de vanne, il faut comprendre dans ce contexte l'emplacement auquel la conduite de dérivation peut être fermée par la vanne d'inversion. In one embodiment, at least a partial area of the fill line extends within the inverting valve, where appropriate within the actuator rod of the inverting valve. In another embodiment, the bypass line and the fill line open at the seat of the reversing valve one into the other. By valve seat, it is necessary to understand in this context the location at which the bypass line can be closed by the reversing valve.

L'invention sera mieux comprise, et d'autres buts, caractéristiques, détails et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement dans la description explicative qui va suivre faite en référence aux dessins schématiques annexés donnés uniquement à titre d'exemple illustrant un mode de réalisation de l'invention et dans lesquels: - la figure 1 est une coupe longitudinale d'un amortisseur pour avion de l'art antérieur, - la figure 2 est une coupe longitudinale d'une zone pertinente pour l'invention d'un amortisseur pour avion selon l'invention, la vanne d'inversion étant en position ouverte, - la figure 3 est une coupe longitudinale d'une zone pertinente pour l'invention d'un amortisseur pour avion selon l'invention, la vanne d'inversion étant en position fermée, et - la figure 4 est une vue extérieure d'une zone pertinente pour l'invention d'un amortisseur pour avion selon l'invention. La figure 2 représente schématiquement une coupe longitudinale d'une zone pertinente pour l'invention d'un amortisseur pour avion selon l'invention, la vanne d'inversion étant ouverte. La zone représentée comprend entre autres une section du premier composant 10, une section du deuxième composant 20, deux joints d'étanchéité 31 et 32, une conduite de dérivation 5, un espace intermédiaire entre les joints d'étanchéité 6 et une vanne d'inversion 60. Le deuxième composant 20 est réalisé comme un tube rond en section transversale et est disposé concentriquement à l'intérieur du premier composant 10 qui est également réalisé comme un tube rond en section transversale. Les composants 10 et 20 présentent un axe longitudinal commun s'étendant dans la direction verticale (non représenté dans le dessin). Le premier composant 10 définit ou entoure une chambre remplie de liquide 4. La conduite de dérivation 5 débouche à un emplacement non représenté dans le dessin dans cette chambre 4 remplie de liquide. Pour rendre étanche la zone de contact entre le tube intérieur 20 et le tube extérieur 10, l'amortisseur pour avion présente deux bagues d'étanchéité 31 et 32. La bague d'étanchéité intérieure 32 constitue une étanchéité de rechange secondaire, tandis que la bague d'étanchéité extérieure 31 constitue l'étanchéité primaire. Entre les bagues d'étanchéité 31 et 32 se trouve un espace intermédiaire 6 s'étendant sur le contour intérieur du tube 10. Cet espace intérieur est en contact direct avec la chambre 4 remplie de liquide par la conduite de dérivation 5. The invention will be better understood, and other objects, features, details and advantages thereof will appear more clearly in the explanatory description which follows, with reference to the appended schematic drawings given solely by way of example, illustrating a mode of embodiment of the invention and in which: - Figure 1 is a longitudinal section of an aircraft damper of the prior art, - Figure 2 is a longitudinal section of a relevant area for the invention of a damper for aircraft according to the invention, the inversion valve being in the open position, - Figure 3 is a longitudinal section of a relevant area for the invention of an aircraft damper according to the invention, the inversion valve being in the closed position, and - Figure 4 is an external view of a relevant area for the invention of an aircraft damper according to the invention. Figure 2 schematically shows a longitudinal section of an area relevant to the invention of an aircraft damper according to the invention, the inversion valve being open. The zone shown comprises, inter alia, a section of the first component 10, a section of the second component 20, two seals 31 and 32, a bypass line 5, an intermediate space between the seals 6 and a valve of FIG. Inverting 60. The second component 20 is made as a round tube in cross section and is concentrically disposed within the first component 10 which is also made as a round tube in cross section. The components 10 and 20 have a common longitudinal axis extending in the vertical direction (not shown in the drawing). The first component 10 defines or surrounds a chamber filled with liquid 4. The bypass line 5 opens at a location not shown in the drawing in this chamber 4 filled with liquid. To seal the contact area between the inner tube 20 and the outer tube 10, the aircraft damper has two sealing rings 31 and 32. The inner sealing ring 32 constitutes a secondary spare seal, while the outer sealing ring 31 constitutes the primary seal. Between the sealing rings 31 and 32 is an intermediate space 6 extending on the inner contour of the tube 10. This inner space is in direct contact with the chamber 4 filled with liquid by the bypass line 5.

L'agencement présente en outre une boîte de vannes 50 avec une vanne d'inversion 60. La vanne comprend une douille de vanne 55, un tiroir de vanne 63, une sécurité à l'encontre d'une rotation 64 et une tige d'actionnemment 61. Le tiroir de vanne 63 est reçu d'une manière déplaçable à l'intérieur de la douille 55. Une partie de la conduite de dérivation 5 s'étend à l'intérieur de la boîte de vanne 50. Sur la figure 2, la vanne est représentée en position ouverte. Lorsque la vanne d'inversion se trouve en position ouverte, le liquide peut passer, sans être gêné, d'une première section 5b de la conduite de dérivation 5 dans une deuxième section 5a de la conduite de dérivation et ainsi d'une manière non gênée de la chambre remplie de liquide 4 dans l'espace intermédiaire 6 entre les joints d'étanchéité 31 et 32. Cette position correspond au fonctionnement normal de l'amortisseur pour avion représenté. En fonctionnement normal, il y a dans l'espace intermédiaire 6 la même pression que dans la chambre 4 remplie de liquide. De ce fait, sur les deux côtés du joint d'étanchéité intérieur 32, la même pression de liquide est exercée. Ce joint d'étanchéité est équilibré en pression et n'assure pas de fonction d'étanchéité entre la chambre remplie de liquide 4 et le côté extérieur de l'amortisseur pour avion. Cette fonction d'étanchéité est entièrement prise en charge par le joint d'étanchéité extérieur 31 qui, en partant de l'espace intermédiaire 6, est mis en pression sur une face. L'agencement représenté sur la figure 2 présente en outre une vanne de remplissage 70 qui est disposée également à la boîte de vanne 50. Une conduite de remplissage 75 pouvant être fermée d'une manière réversible par cette vanne de remplissage 70 s'étend à travers la boîte de vanne 50, la douille de vanne 55 et le tiroir de vanne 63 et débouche au siège de vanne 65 dans la conduite de dérivation 5. En partant du siège de vanne 65, la première partie 5b de la conduite de dérivation constitue en même temps une section de la conduite de remplissage 75. The arrangement further has a valve box 50 with an inverting valve 60. The valve comprises a valve bushing 55, a valve spool 63, a rotation guard 64 and a spindle. 61. The valve spool 63 is movably received within the socket 55. A portion of the bypass line 5 extends into the valve housing 50. In FIG. the valve is shown in the open position. When the inversion valve is in the open position, the liquid can pass unhindered from a first section 5b of the bypass line 5 into a second section 5a of the bypass line and thus in a non-invasive manner. constrained the chamber filled with liquid 4 in the intermediate space 6 between the seals 31 and 32. This position corresponds to the normal operation of the aircraft damper shown. In normal operation, there is in the intermediate space 6 the same pressure as in the chamber 4 filled with liquid. As a result, on both sides of the inner seal 32, the same liquid pressure is exerted. This seal is pressure balanced and does not provide a sealing function between the liquid filled chamber 4 and the outer side of the aircraft damper. This sealing function is fully supported by the outer seal 31 which, starting from the intermediate space 6, is pressurized on one side. The arrangement shown in FIG. 2 furthermore has a filling valve 70 which is also arranged at the valve box 50. A filling line 75 which can be closed reversibly by this filling valve 70 extends to through the valve housing 50, the valve bushing 55 and the valve spool 63 and opens at the valve seat 65 in the branch line 5. Starting from the valve seat 65, the first part 5b of the branch line constitutes at the same time a section of the filling line 75.

Dans le dessin, la vanne de remplissage 70 est représentée dans sa position fermée. Lors de l'ouverture de la vanne de remplissage 70, par la conduite 75, le liquide peut être retiré de la chambre 4, ou le liquide peut être introduit dans la chambre 4. La figure 3 est une coupe longitudinale schématique de la même zone d'un amortisseur pour avion selon l'invention que sur la figure 2, cependant la vanne d'inversion 60 se trouve en position fermée. In the drawing, the fill valve 70 is shown in its closed position. When opening the filling valve 70, through the pipe 75, the liquid can be removed from the chamber 4, or the liquid can be introduced into the chamber 4. Figure 3 is a schematic longitudinal section of the same zone of an aircraft damper according to the invention as in Figure 2, however the reversing valve 60 is in the closed position.

Par la fermeture de la conduite de dérivation 5 au voisinage du siège de vanne 65, la liaison entre la chambre 4 remplie de liquide et l'espace intermédiaire 6 entre les joints d'étanchéité 31 et 32 est interrompue. La chambre 6 et la bague d'étanchéité extérieure 31 ne sont donc plus sollicitées par la pression. La bague d'étanchéité intérieure 32 est ainsi chargée directement par la chambre 4 sur une face avec la pression du liquide et n'est donc plus équilibrée en pression étant donné que dans l'espace intermédiaire 6 il n'y a plus de pression. By closing the bypass line 5 in the vicinity of the valve seat 65, the connection between the chamber 4 filled with liquid and the intermediate space 6 between the seals 31 and 32 is interrupted. The chamber 6 and the outer sealing ring 31 are therefore no longer stressed by the pressure. The inner sealing ring 32 is thus directly loaded by the chamber 4 on one side with the pressure of the liquid and is therefore no longer balanced in pressure since in the intermediate space 6 there is no pressure.

La fonction d'étanchéité est entièrement prise en charge par le joint d'étanchéité intérieur 31. Cette position correspond au fonctionnement de rechange ou remplacement de l'amortisseur pour avion représenté. En fonctionnement normal (figure 2), toute la pression agit sur la bague d'étanchéité extérieure 31 tandis que la bague d'étanchéité intérieure 32 est équilibrée en pression et n'est pas soumise à une usure. Si maintenant la bague d'étanchéité extérieure 31 devenait non étanche, la vanne 60 pourrait être fermée (figure 3), et de ce fait le joint d'étanchéité de rechange intérieur 32 reprend complètement la fonction d'étanchéité jusqu'à ce que le joint d'étanchéité primaire 31 puisse être échangé. La fonction de remplissage ou de vidage de la chambre 4, décrite en rapport avec la figure 2, à l'aide de la vanne de remplissage 70 et de la conduite de remplissage 75, reste conservée aussi pendant le fonctionnement de rechange. Le canal de liquide 75, en position fermée de la vanne 60 et aussi en position ouverte de la vanne 60, débouche au siège de vanne 65 dans la première partie de la conduite de dérivation 5b et ouvre, lorsque la vanne de remplissage est ouverte, un passage vers la chambre 4 remplie de liquide. La figure 4 est une vue extérieure de la section représentée sur les figures 2 et 3 en coupe longitudinale d'un amortisseur pour avion selon l'invention. La boîte de vanne 50 est assemblée par vissage avec le premier composant 10. Dans la boîte de vanne 50 se trouve la douille de vanne 55 ainsi que la vanne 60 avec la tige d'actionnement 61. En outre, la vanne de remplissage 70 est disposée à la boîte de vanne 50. The sealing function is fully supported by the inner seal 31. This position corresponds to the replacement or replacement operation of the illustrated aircraft damper. In normal operation (FIG. 2), all the pressure acts on the outer sealing ring 31 while the inner sealing ring 32 is pressure-balanced and is not subject to wear. If now the outer sealing ring 31 becomes unsealed, the valve 60 could be closed (FIG. 3), and thus the inner replacement seal 32 completely resumes the sealing function until the primary seal 31 can be exchanged. The filling or emptying function of the chamber 4, described with reference to FIG. 2, using the filling valve 70 and the filling pipe 75, also remains preserved during the spare operation. The liquid channel 75, in the closed position of the valve 60 and also in the open position of the valve 60, opens at the valve seat 65 in the first part of the bypass pipe 5b and opens, when the filling valve is open, a passage to the chamber 4 filled with liquid. Figure 4 is an external view of the section shown in Figures 2 and 3 in longitudinal section of an aircraft damper according to the invention. The valve box 50 is screwed together with the first component 10. In the valve box 50 is the valve sleeve 55 and the valve 60 with the actuating rod 61. In addition, the filling valve 70 is disposed at the valve box 50.

La vanne d'inversion 60 présente à la tige d'actionnement 61 une tête avec une vis à six pans extérieurs qui, par une rotation dans le sens des aiguilles d'une montre, peut être vissée dans la douille de vanne. Par cette rotation, le tiroir de vanne peut être amené dans une position fermée (figure 3). La tige d'actionnement 61 présente dans la zone d'entrée dans la douille de vanne 55 un marquage 62 par lequel la position de la vanne est visible de l'extérieur. The reversing valve 60 has at the actuating rod 61 a head with an external hexagon screw which, by a clockwise rotation, can be screwed into the valve bush. By this rotation, the valve spool can be brought into a closed position (Figure 3). The actuating rod 61 has in the entry zone in the valve sleeve 55 a marking 62 through which the position of the valve is visible from the outside.

La vanne d'inversion 60 présente également une tête avec une vis à six pans extérieurs. The inversion valve 60 also has a head with an external hex screw.

Claims

REVENDICATIONS1. An aircraft damper with at least two tubular components (10, 20), wherein the first component (10) has a liquid-filled chamber (4) therein and wherein the second component (20) is moveably disposed along a common longitudinal axis in the first component (10), characterized in that the damper has between the outer surface of the second component (20) and the inner surface of the first component (10) at least two joints sealing means (31, 32) arranged in series in the direction of the common longitudinal axis and at least one branch line (5) which can be closed by an inverting valve (60), which connects the chamber filled with liquid ( 4) and the intermediate space (6) between the seals (31, 32).

Aircraft damper according to Claim 1, characterized in that the two seals (31, 32) are arranged in the space between the outer surface of the second component (20) and the inner surface of the first component ( 10) and surround the second component (20) all around, the seals (31, 32) being preferably made as sealing rings.

3. Damper for aircraft according to one of claims 1 or 2, characterized in that in the case of seals (31, 32), it is equivalent seals and preferably the same construction.

Aircraft damper according to one of the preceding claims, characterized in that one of the seals constitutes an inner seal (32), and one of the seals constitutes an outer seal ( 31), and where, when the bypass line (5) is open, the outer seal (31) is pressurized and / or the inner seal (32) is pressure balanced.

Aircraft damper according to one of the preceding claims, characterized in that one of the seals constitutes an inner seal (32) and one of the seals constitutes an outer seal (31). ), and where, when the bypass line (5) is closed, the inner seal (32) is pressurized and / or the outer seal (31) is not pressurized.

Aircraft damper according to one of the preceding claims, characterized in that one of the seals constitutes an inner seal (32) and one of the seals constitutes an outer seal (31). ), and wherein the outer seal (31), in normal operation of the aircraft damper, serves as a primary seal, and the inner seal (32) as a replacement seal.

Aircraft damper according to one of the preceding claims, characterized in that the bypass line (5) and the reversing valve (60) are arranged in the first component (10).

8. Damper for aircraft according to one of the preceding claims, characterized in that the aircraft damper further has a filling line (75) and / or a filling valve (70) independent of the reversing valve ( 60).

Aircraft damper according to Claim 8, characterized in that the filling line (75) can be used independently of the position of the reversing valve (60) and / or the filling valve (70) can be operated. regardless of the position of the reversing valve (60) and / or in that the filling valve (70) and / or the filling line (75) and the reversing valve (60) are made as a unit of construction.

10. Damper for aircraft according to one of claims 8 or 9, characterized in that at least a first section (5b) of the branch line (5) and at least a first section of the filling line (75) corresponding to each other, and that a second section (5a) of the bypass line (5) and / or a second section of the filling line (75) extend separately from each other. the other.