RU2183179C2 - Flying vehicle retractable undercarriage leg - Google Patents

Flying vehicle retractable undercarriage leg Download PDF

Info

Publication number
RU2183179C2
RU2183179C2 RU96117874A RU96117874A RU2183179C2 RU 2183179 C2 RU2183179 C2 RU 2183179C2 RU 96117874 A RU96117874 A RU 96117874A RU 96117874 A RU96117874 A RU 96117874A RU 2183179 C2 RU2183179 C2 RU 2183179C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shock absorber
rod
hydraulic cylinder
hydraulic
gas
Prior art date
Application number
RU96117874A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU96117874A (en
Inventor
А.К. Подуздов
Original Assignee
Нижегородское открытое акционерное общество "Гидромаш"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Нижегородское открытое акционерное общество "Гидромаш" filed Critical Нижегородское открытое акционерное общество "Гидромаш"
Priority to RU96117874A priority Critical patent/RU2183179C2/en
Publication of RU96117874A publication Critical patent/RU96117874A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2183179C2 publication Critical patent/RU2183179C2/en

Links

Images

Abstract

FIELD: flying vehicle alighting gears. SUBSTANCE: retractable undercarriage leg includes lever carrying the wheel which is secured on fuselage, retraction and extension hydraulic cylinder 4 with up-locks 11 and down-locks 12, cavities C and D are connected with flying vehicle hydraulic system; proposed device is also provided with gas-hydraulic shock absorber 5 whose body 6 is connected with lever. One end of rod 7 is movably fitted in body 6 of shock absorber 5. Other end of rod 7 carrying the piston is fitted in housing 10 of hydraulic cylinder 4. Cavity 9 in rod 7 is filled with gas and is used as gas chamber of shock absorber 5. Hydraulic cylinder is provided with plunger 13 whose one end is rigidly secured in housing 10 and other free end is fitted through seals in cavity 9 for motion and change of volume of shock absorber gas chamber. EFFECT: reduced overall dimension and mass. 4 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к посадочным устройствам летательных аппаратов. The invention relates to aircraft, and in particular to landing devices of aircraft.

Известна убирающаяся опора шасси, содержащая рычаг с колесом (или с пятой), шарнирно закрепленный на фюзеляже, выносной газогидравлический амортизатор и гидроцилиндр уборки-выпуска шасси, полости которого связаны с гидросистемой летательного аппарата с механическим замком выпущенного положения. В убранном положении шасси удерживается с помощью запертого гидравлического давления от гидросистемы (гидрозамка). Корпус амортизатора связан с рычагом, а шток шарнирно соединен со штоком гидроцилиндра уборки-выпуска и звеном, установленным на фюзеляже. (См. "Руководство по технической эксплуатации вертолета МИ-26". Общий вид хвостовой опоры (32.70.00) Рис. 1., разработанное Московским вертолетным заводом им. М.Л.Миля (ОАО МВЗ) в 1985 году). Known retractable landing gear, containing a lever with a wheel (or fifth), pivotally mounted on the fuselage, a remote gas-hydraulic shock absorber and a landing gear-release hydraulic cylinder, the cavities of which are connected to the aircraft hydraulic system with a mechanical lock of the released position. In the retracted position, the chassis is held by a locked hydraulic pressure from the hydraulic system (hydraulic lock). The shock absorber body is connected to the lever, and the rod is pivotally connected to the rod of the harvesting-release hydraulic cylinder and a link mounted on the fuselage. (See “MI-26 helicopter technical operation manual.” General view of the tail support (32.70.00) Fig. 1., developed by the Moscow Mil Helicopter Plant named after M. Mil (OJSC MVZ) in 1985).

Наличие в известной конструкции шарниров и дополнительных звеньев, необходимых для складывания и уборки опоры шасси, увеличивают габариты и вес посадочного устройства. The presence in the known design of hinges and additional links necessary for folding and cleaning the landing gear, increase the dimensions and weight of the landing device.

Для устранения указанных недостатков в известной опоре шасси летательного аппарата, содержащей рычаг с колесом, шарнирно закрепленный на фюзеляже, гидроцилиндр уборки-выпуска с замками выпущенного и убранного положения, полости которого связаны с гидросистемой летательного аппарата и выносной газогидравлический амортизатор, корпус которого соединен с рычагом, а шток со штоком гидроцилиндра, шток амортизатора выполнен как единое целое со штоком гидроцилиндра, образуя полость, в которой расположена газовая камера амортизатора, кроме того, гидроцилиндр снабжен плунжером, установленным внутри полости с возможностью перемещения и изменения объема газовой камеры амортизатора. To eliminate these shortcomings in the known landing gear support of the aircraft, containing a lever with a wheel pivotally mounted on the fuselage, a cleaning-release hydraulic cylinder with locks of the released and retracted positions, the cavities of which are connected to the aircraft hydraulic system and a remote gas-hydraulic shock absorber, the body of which is connected to the lever, and the rod with the rod of the hydraulic cylinder, the rod of the shock absorber is made as a whole with the rod of the hydraulic cylinder, forming a cavity in which the gas chamber of the shock absorber is located, except for Wow, the hydraulic cylinder is equipped with a plunger mounted inside the cavity with the ability to move and change the volume of the gas chamber of the shock absorber.

Выполнение штока амортизатора и штока гидроцилиндра как единое целое обеспечивает расположение агрегатов в опоре соосно и последовательно друг за другом. The implementation of the shock absorber rod and the hydraulic cylinder rod as a whole ensures the location of the units in the support coaxially and sequentially one after another.

Кроме того, по сравнению с известной конструкцией опоры сокращается общий рабочий ход штоков амортизатора S аморт. и гидроцилиндра S цил., так как ход единого штока S штока используется сначала для выпуска (уборки) шасси, а потом этот же ход S штока используется для поглощения нормированных нагрузок при посадке летательного аппарата. In addition, compared with the known support structure, the total stroke of the shock absorber rods S amort is reduced. and the hydraulic cylinder S cyl., since the stroke of a single rod S of the rod is used first to release (harvest) the landing gear, and then the same stroke S of the rod is used to absorb normalized loads during landing of the aircraft.

Выполнение агрегатов с единым штоком дает возможность сократить габариты опоры, исключив дополнительные звенья и шарнирные узлы, снизить ее вес. The implementation of units with a single rod makes it possible to reduce the dimensions of the support, eliminating additional links and hinge assemblies, to reduce its weight.

Образованная полость в едином штоке, внутри которой с возможностью перемещения установлен плунжер гидроцилиндра, заряжается сжатым газом и выполняет функцию газовой камеры амортизатора при посадке и пробеге летательного аппарата. The formed cavity in a single rod, inside which the plunger of the hydraulic cylinder is mounted with the possibility of movement, is charged with compressed gas and acts as a gas chamber of the shock absorber during landing and mileage of the aircraft.

Такая конструкция газовой камеры позволяет при уборке шасси за счет перемещения единого штока относительно плунжера увеличивать зарядное давление в амортизаторе, таким образом аккумулируемая энергия газа используется при выпуске шасси. This design of the gas chamber allows when cleaning the chassis due to the movement of a single rod relative to the plunger to increase the charging pressure in the shock absorber, thus the accumulated energy of the gas is used when releasing the chassis.

Это также сокращает габариты и вес элементов системы выпуска шасси и повышает надежность их работы. It also reduces the size and weight of the elements of the chassis exhaust system and increases the reliability of their work.

На фиг.1 изображена схема опоры шасси. Figure 1 shows a diagram of the landing gear.

На фиг. 2 - необжатый газогидравлический амортизатор с гидроцилиндром в выпущенном положении опоры. In FIG. 2 - uncompressed gas-hydraulic shock absorber with a hydraulic cylinder in the released position of the support.

На фиг.3 - обжатый газогидравлический амортизатор с гидроцилиндром в выпущенном положении опоры. Figure 3 - compressed gas-hydraulic shock absorber with a hydraulic cylinder in the released position of the support.

На фиг. 4 - необжатый газогидравлический амортизатор с гидроцилиндром в убранном положении опоры и сжатой газовой камерой. In FIG. 4 - uncompressed gas-hydraulic shock absorber with a hydraulic cylinder in the retracted position of the support and a compressed gas chamber.

Опора шасси содержит рычаг 1, несущий колесо 2, закрепленный на фюзеляже (на фиг. 1 не показан) с помощью шарнира 3, гидроцилиндр уборки-выпуска 4 и газогидравлический амортизатор 5, расположенный соосно и последовательно гидроцилиндру 4. В корпусе 6 амортизатора 5 подвижно установлен один конец штока 7, в полости которого размещен поршень 8, ограничивающий гидравлическую камеру амортизатора А. Другой конец штока 7 с поршнем установлен в корпусе 10 гидроцилиндра 4, образуя гидравлические камеры С и Д, связанные с гидросистемой летательного аппарата. The landing gear contains a lever 1, a bearing wheel 2, mounted on the fuselage (not shown in FIG. 1) using a hinge 3, a harvesting-release cylinder 4 and a gas-hydraulic shock absorber 5 located coaxially and in series with the hydraulic cylinder 4. In the housing 6 of the shock absorber 5 is movably mounted one end of the rod 7, in the cavity of which a piston 8 is placed, limiting the hydraulic chamber of the shock absorber A. The other end of the rod 7 with the piston is installed in the housing 10 of the hydraulic cylinder 4, forming hydraulic chambers C and D associated with the hydraulic system of the aircraft a.

Полость 9 в штоке 7, расположенная над поршнем 8, заполняется через зарядное устройство газом и выполняет функцию газовой камерой "В" амортизатора 5. Гидроцилиндр 4 снабжен цанговыми замками убранного положения 11 и выпущенного положения 12 и плунжером 13, один конец которого жестко закреплен в корпусе 10 гидроцилиндра 4, а свободный конец посредством уплотнений установлен в полости 9 газовой камеры "В" амортизатора 4, с возможностью перемещения относительно штока 7. The cavity 9 in the rod 7, located above the piston 8, is filled with gas through the charger and acts as a gas chamber "B" of the shock absorber 5. The hydraulic cylinder 4 is equipped with collet locks of the retracted position 11 and the released position 12 and a plunger 13, one end of which is rigidly fixed in the housing 10 of the hydraulic cylinder 4, and the free end by means of seals is installed in the cavity 9 of the gas chamber "B" of the shock absorber 4, with the possibility of movement relative to the rod 7.

На режиме взлета и посадки шток 7 в выпущенном положении заперт механическим замком от перемещения относительно корпуса 10 и плунжера 13 гидроцилиндра 4. Поэтому энергию удара воспринимает амортизатор 5 (см. фиг.2, 3). In the take-off and landing mode, the rod 7 in the released position is locked with a mechanical lock from moving relative to the housing 10 and the plunger 13 of the hydraulic cylinder 4. Therefore, the shock energy is absorbed by the shock absorber 5 (see Fig. 2, 3).

При уборке опоры шасси в нишу фюзеляжа подается гидравлическое давление от системы летательного аппарата в камеру С гидроцилиндра 4. Происходит вскрытие замка 12 выпущенного положения и перемещение штока 7 относительно корпуса 10 гидроцилиндра 4 до постановки на замок убранного положения 11. При этом шток 7 остается неподвижным относительно корпуса 6 амортизатора 5, а плунжер 13 гидроцилиндра 4 перемещается внутри полости 9 газовой камеры "В", сокращая ее объем и аккумулируя энергию сжатого газа, используемую при выпуске шасси (см. фиг.4). When cleaning the landing gear in the fuselage niche, hydraulic pressure is supplied from the aircraft system to the chamber C of the hydraulic cylinder 4. The lock 12 of the released position is opened and the rod 7 moves relative to the housing 10 of the hydraulic cylinder 4 until the locked position 11 is locked. The rod 7 remains stationary relative to the housing 6 of the shock absorber 5, and the plunger 13 of the hydraulic cylinder 4 moves inside the cavity 9 of the gas chamber "B", reducing its volume and accumulating the energy of the compressed gas used when releasing the chassis (see figure 4).

Незначительное при выпуске опоры шасси гидравлическое давление, подаваемое в полость "Д" гидроцилиндра 4, открывает замок 11 и шток 7 под действием энергии сжатого газа, перемещается относительно корпуса 10 до постановки на замок 12 выпущенного положения опоры шасси. The hydraulic pressure, which is insignificant when the landing gear is released, is supplied to the cavity “D” of the hydraulic cylinder 4, opens the lock 11 and the stem 7 under the action of compressed gas energy, moves relative to the housing 10 until the landing position of the landing gear is locked 12.

Предлагаемая конструкция опоры шасси своей компактностью, отсутствием шарнирных соединений и дополнительных гидроагрегатов и звеньев позволяет уменьшить габариты и снизить вес посадочного устройства, а также обеспечивает высокое качество, стабильность и надежность работы всех его агрегатов. The proposed design of the landing gear with its compactness, the absence of articulated joints and additional hydraulic units and links allows to reduce the dimensions and reduce the weight of the landing gear, and also provides high quality, stability and reliability of all its units.

Claims (1)

Убирающаяся опора шасси летательного аппарата, содержащая рычаг с колесом, шарнирно закрепленный на фюзеляже, гидроцилиндр уборки-выпуска с замками выпущенного и убранного положения, полости которого связаны с гидросистемой летательного аппарата, и выносной газогидравлический амортизатор, корпус которого соединен с рычагом, а шток - со штоком гидроцилиндра, отличающаяся тем, что шток амортизатора выполнен как единое целое со штоком гидроцилиндра, образуя полость, в которой расположена газовая камера амортизатора, кроме того, гидроцилиндр снабжен плунжером, установленным внутри полости с возможностью перемещения и изменения объема газовой камеры амортизатора. A retractable landing gear support of the aircraft, comprising a lever with a wheel pivotally mounted on the fuselage, a cleaning-release hydraulic cylinder with locks of the released and retracted positions, the cavities of which are connected to the aircraft hydraulic system, and a remote gas-hydraulic shock absorber, the body of which is connected to the lever, and the rod is connected to the hydraulic cylinder rod, characterized in that the shock absorber rod is integral with the hydraulic cylinder rod, forming the cavity in which the gas chamber of the shock absorber is located, in addition, NDR is equipped with a plunger installed inside the cavity with the ability to move and change the volume of the gas chamber of the shock absorber.
RU96117874A 1996-08-30 1996-08-30 Flying vehicle retractable undercarriage leg RU2183179C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU96117874A RU2183179C2 (en) 1996-08-30 1996-08-30 Flying vehicle retractable undercarriage leg

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU96117874A RU2183179C2 (en) 1996-08-30 1996-08-30 Flying vehicle retractable undercarriage leg

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU96117874A RU96117874A (en) 1998-11-27
RU2183179C2 true RU2183179C2 (en) 2002-06-10

Family

ID=20185212

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU96117874A RU2183179C2 (en) 1996-08-30 1996-08-30 Flying vehicle retractable undercarriage leg

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2183179C2 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2534836C1 (en) * 2013-08-28 2014-12-10 Открытое акционерное общество "Авиаагрегат" Aircraft retractable landing gear (versions)
RU2539433C2 (en) * 2012-10-30 2015-01-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Департамент авиационной промышленности Минпромторга России) Aircraft retractable undercarriage strut
RU2570614C1 (en) * 2011-12-07 2015-12-10 Мессье - Бюгатти - Довти Landing gear stem for aircraft

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Руководство по технической эксплуатации вертолета МИ-26. Общий вид хвостовой опоры. - Московский вертолетный завод , 1985. ЖИТОМИРСКИЙ Г.И. Конструкция самолетов. - М.: Машиностроение, 1994, с. 294. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2570614C1 (en) * 2011-12-07 2015-12-10 Мессье - Бюгатти - Довти Landing gear stem for aircraft
RU2539433C2 (en) * 2012-10-30 2015-01-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Департамент авиационной промышленности Минпромторга России) Aircraft retractable undercarriage strut
RU2534836C1 (en) * 2013-08-28 2014-12-10 Открытое акционерное общество "Авиаагрегат" Aircraft retractable landing gear (versions)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10800516B2 (en) Semi-levered shrink landing gear
US9205917B2 (en) Vertically retracting side articulating landing gear for aircraft
US4907760A (en) Contracting landing gear shock strut
CN102917948B (en) The main landing gear of aircraft, comprises two step rates being attached to aircaft configuration in hinged way
EP3366578B1 (en) Aircraft landing gear, aircraft, and related methods
US3533613A (en) Axially retractable landing gear
GB1563273A (en) Shock absorber
US5908174A (en) Automatic shrink shock strut for an aircraft landing gear
WO2006094145A9 (en) Landing gear with articulated length extension mechanism
US20190308720A1 (en) "umbrella-folding" aircraft undercarriage
US2487548A (en) Main landing gear
US2754072A (en) Aircraft landing gear
US2294918A (en) Retractable undercarriage for airplanes and the like
RU2183179C2 (en) Flying vehicle retractable undercarriage leg
US2222975A (en) Retractable landing gear
RU2521451C2 (en) Space vehicle landing device
US20130140399A1 (en) Main landing gear of an aircraft, comprising two walking beams and a deformable parallelogram structure
US3038687A (en) Retractable landing gear
SU544363A3 (en) Chassis with reserved wheels mainly for aircraft
US2484919A (en) Landing gear
RU2245823C2 (en) Retractable landing gear for flying vehicle
US3121547A (en) Landing gear
CA1049475A (en) Retractable fuselage mounted landing gear for an aerodyne
CN112623281B (en) Redundant-drive large-self-folding-angle support locking unfolding and folding device
US2461595A (en) Retractable landing gear