RU2183179C2 - Flying vehicle retractable undercarriage leg - Google Patents
Flying vehicle retractable undercarriage leg Download PDFInfo
- 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
Links
Images
Abstract
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-
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
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
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
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
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)
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)
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 |
-
1996
- 1996-08-30 RU RU96117874A patent/RU2183179C2/en active
Non-Patent Citations (1)
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)
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 |