RU2478921C2 - Индикатор нагрузки - Google Patents
Индикатор нагрузки Download PDFInfo
- Publication number
- RU2478921C2 RU2478921C2 RU2010115338/11A RU2010115338A RU2478921C2 RU 2478921 C2 RU2478921 C2 RU 2478921C2 RU 2010115338/11 A RU2010115338/11 A RU 2010115338/11A RU 2010115338 A RU2010115338 A RU 2010115338A RU 2478921 C2 RU2478921 C2 RU 2478921C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- load
- indicator
- cavity
- components
- aircraft
- Prior art date
Links
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 3
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims 1
- 238000007405 data analysis Methods 0.000 abstract 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 abstract 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 6
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 description 5
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 4
- 239000001044 red dye Substances 0.000 description 4
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 3
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 2
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 239000006260 foam Substances 0.000 description 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 1
- 239000001062 red colorant Substances 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
- F16C23/00—Bearings for exclusively rotary movement adjustable for aligning or positioning
- F16C23/02—Sliding-contact bearings
- F16C23/04—Sliding-contact bearings self-adjusting
- F16C23/043—Sliding-contact bearings self-adjusting with spherical surfaces, e.g. spherical plain bearings
- F16C23/045—Sliding-contact bearings self-adjusting with spherical surfaces, e.g. spherical plain bearings for radial load mainly, e.g. radial spherical plain bearings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
- B64C25/02—Undercarriages
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
- F16C11/00—Pivots; Pivotal connections
- F16C11/04—Pivotal connections
- F16C11/045—Pivotal connections with at least a pair of arms pivoting relatively to at least one other arm, all arms being mounted on one pin
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
- F16C17/00—Sliding-contact bearings for exclusively rotary movement
- F16C17/12—Sliding-contact bearings for exclusively rotary movement characterised by features not related to the direction of the load
- F16C17/24—Sliding-contact bearings for exclusively rotary movement characterised by features not related to the direction of the load with devices affected by abnormal or undesired positions, e.g. for preventing overheating, for safety
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
- F16C23/00—Bearings for exclusively rotary movement adjustable for aligning or positioning
- F16C23/02—Sliding-contact bearings
- F16C23/04—Sliding-contact bearings self-adjusting
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
- G01L5/00—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes
- G01L5/0061—Force sensors associated with industrial machines or actuators
- G01L5/0071—Specific indicating arrangements, e.g. of overload
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N19/00—Investigating materials by mechanical methods
- G01N19/08—Detecting presence of flaws or irregularities
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N21/00—Investigating or analysing materials by the use of optical means, i.e. using sub-millimetre waves, infrared, visible or ultraviolet light
- G01N21/84—Systems specially adapted for particular applications
- G01N21/88—Investigating the presence of flaws or contamination
- G01N21/8803—Visual inspection
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P15/00—Measuring acceleration; Measuring deceleration; Measuring shock, i.e. sudden change of acceleration
- G01P15/02—Measuring acceleration; Measuring deceleration; Measuring shock, i.e. sudden change of acceleration by making use of inertia forces using solid seismic masses
- G01P15/04—Measuring acceleration; Measuring deceleration; Measuring shock, i.e. sudden change of acceleration by making use of inertia forces using solid seismic masses for indicating maximum value
- G01P15/06—Measuring acceleration; Measuring deceleration; Measuring shock, i.e. sudden change of acceleration by making use of inertia forces using solid seismic masses for indicating maximum value using members subjected to a permanent deformation
-
- G—PHYSICS
- G08—SIGNALLING
- G08B—SIGNALLING OR CALLING SYSTEMS; ORDER TELEGRAPHS; ALARM SYSTEMS
- G08B23/00—Alarms responsive to unspecified undesired or abnormal conditions
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D2045/008—Devices for detecting or indicating hard landing
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
- F16C2326/00—Articles relating to transporting
- F16C2326/43—Aeroplanes; Helicopters
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Analytical Chemistry (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Biochemistry (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Immunology (AREA)
- Pathology (AREA)
- Emergency Management (AREA)
- Business, Economics & Management (AREA)
- Force Measurement Appropriate To Specific Purposes (AREA)
- Thermally Insulated Containers For Foods (AREA)
- Glass Compositions (AREA)
- Water Treatment By Sorption (AREA)
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
- Vibration Dampers (AREA)
- Measurement Of Force In General (AREA)
Abstract
Изобретение относится к индикаторам нагрузки и касается индикации жесткой посадки самолета и воздействующих на самолет буксировочных усилий, превышающих допустимые. Индикатор нагрузки содержит несущее устройство в составе первого и второго несущих элементов (23, 22), соединенных вместе для приема боковой нагрузки, приложенной к первому элементу. Первый несущий элемент (23) образует полость (25) со вторым несущим элементом (22) таким образом, что он является легко ломаемым при нагрузке выше индикаторной. Полость (25) содержит текучий индикатор, который вытекает из полости, как только первый несущий элемент (23) разрушен. Первый несущий элемент (23) является трубчатым и вмещает внутри второй несущий элемент (22) так, что эти два элемента взаимодействуют с помощью участков (31) на противоположных концах и при этом расположены на расстоянии друг от друга для образования полости. Второй несущий элемент (22) выполнен с возможностью продолжать нести нагрузку после того, как первый элемент (23) будет разрушен. Достигается быстрое обнаружение жесткой посадки самолета, воздействующих на самолет буксировочных усилий, превышающих допустимые, а также сокращение времени, затрачиваемого на анализ данных. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к индикатору нагрузки. Область применения включает в себя, но без ограничения, индикацию жесткой посадки самолета и индикацию воздействующих на самолет буксировочных усилий, превышающих допустимые. Изобретение также имеет отношение к способам проведения осмотра самолета и осмотра устройства для буксировки самолета.
Уровень техники
Стоимость обслуживания летательного аппарата на аэродроме (AOG), по какой-либо причине, является весьма значительной, и операторы авиакомпаний обращают внимание на изготовителей, где можно уменьшить воздействие этого посредством проведения планового технического обслуживания и/или отмены дальнейшего полета, пока не может быть выполнен очередной пункт регламентного технического обслуживания и ремонта. Однако есть случаи, когда планирование не может помочь. Один такой случай - «жесткая посадка».
«Жесткая посадка» происходит, когда по какой-либо причине стандартные параметры посадки нарушены. Обычно об этом должно быть доложено летчиком, а впоследствии подтверждено осмотром корпуса летательного аппарата и информацией, извлеченной из цифрового регистратора полетной информации (DFDR). Проблема заключается во времени, затраченном для анализа данных, подтверждающих, произошел ли в действительности случай «жесткой посадки» или нет. Этот анализ может иногда занимать до 3 недель, чтобы сделать вывод, а для авиакомпании это не всегда приемлемо.
В патенте США 4392623 описан плавкий соединитель, приспособленный для выхода из строя при различных перегрузках, действующих в различных направлениях. Цель состоит в том, чтобы защитить топливный бак (основной корпус крыла) от разрыва, происходящего в результате перегрузки опоры шасси в вертикальном или в горизонтальном направлениях.
В патенте США 5927646 описана амортизационная стойка опоры шасси/костыль (хвостовая опора), содержащая устройство для индикации величины ударной нагрузки. Ударные нагрузки производят пластическую деформацию устройства, а удлиненный стержень выступает за пределы базовой поверхности для обеспечения визуальной индикации о том, что величина нагрузки достигла порогового значения.
Сущность изобретения
Изобретение заключается в индикаторе нагрузки, содержащем несущее устройство в составе первого и второго несущих элементов, соединенных вместе для принятия боковой нагрузки, приложенной к первому элементу, отличающемуся тем, что первый несущий элемент образует полость со вторым несущим элементом таким образом, что он является легко ломающимся при превышении индикаторной нагрузки, и при этом полость содержит индикаторную жидкость, которая вытекает из полости, как только первый несущий элемент подвергается разрушению посредством упомянутой нагрузки.
Эти два компонента могут содержать составные части опоры шасси самолета, содержащей компоненты бокового раскоса или заднего подкоса или шарнирного сочленения или соединения для буксировки.
Описание чертежей
Изобретение описано ниже посредством примера со ссылкой на приложенные чертежи, на которых:
фиг.1 представляет собой вид шарнирно-сочлененной опоры (стойки) шасси;
фиг.2 представляет собой вид звена сочленения согласно фиг.1;
фиг.3 представляет собой поперечное сечение через узел звена сочленения по фиг.2;
фиг.4 представляет собой вид другой опоры (стойки) шасси, показывающей другие варианты потенциального применения изобретения; и
фиг.5 представляет собой вид устройства для буксировки самолета.
Варианты осуществления изобретения
Фигура 1 (фиг.1) демонстрирует опору шасси самолета, содержащую амортстойку 1 с верхней и нижней телескопическими частями 2,3, причем верхняя часть 2 является соединяемой с корпусом летательного аппарата, нижняя часть 3 несет одну или более осей 4 посредством прикрепления к поворотной балке 5 тележки шасси. Шарнирный подкос 6 в сборе является подсоединенным между верхней частью амортизатора и корпусом летательного аппарата и служит для стабилизации опоры шасси с тем, чтобы он мог противодействовать нагрузке при "выпущенном" положении шасси, однако является способным складываться, чтобы дать возможность убрать шасси.
Звенья 7, 8 шарнирного сочленения подсоединены между передней частью балки 5 тележки шасси и верхней частью 2 амортизатора для противодействия растяжению и, таким образом, для образования траверсы для балки тележки шасси во время начального этапа приземления. Нижнее звено 8 прикреплено между передней частью балки 5 тележки шасси и верхним звеном 7, и причем верхнее звено 7 прикреплено между нижним звеном 8 и верхней частью 2 амортизатора. Триммер 9 балансировки по тангажу установлен между верхней частью 1 амортизатора и точкой 10 на верхнем звене 7 шарнирного сочленения близко к его креплению к нижнему звену 8 шарнирного сочленения и служит для действия в качестве гидравлической пружины/демпфера для удерживания звеньев шарнирного сочленения в заданном положении. Результирующим является рычажный механизм, который оказывает противодействие растяжению нижнего звена 8, но дает возможность его возрастанию, когда приложено усилие сжатия.
Верхнее и нижнее звенья 7, 8 соединены посредством шарнирного сочленения 13, как показано более подробно на фиг.3. Верхнее звено 7 содержит вилкообразный конец с парой лапок 11, между которыми помещена одинарная лапка 12 на конце нижнего звена 8. Все три лапки содержат сцентрированные отверстия с подшипниками для вмещения шкворня 13. Подшипник между лапкой нижнего звена и шкворнем является сферическим подшипником, который выполнен разъемным для обеспечения возможности его установки в сферической полости 15 в пределах лапки. Внутренняя поверхность 16 сферического подшипника является цилиндрической для вмещения шкворня. Подшипники в пределах внешнего звена содержат пару цилиндрических втулок 17. Шкворень содержит головную часть 18 на одном конце и резьбовую часть 19 на другом и при этом вставлен сквозь сцентрированные подшипники до упора головной части 18 к внешней лапке 11 на одном конце. Стопорную гайку 20 затем навинчивают на резьбовую часть шкворня, проходящую от второго внешнего звена 11. Головная часть 18 шкворня содержит радиально проходящий фланец 19, посредством которого она соединена с расположенной рядом лапкой посредством шипа 21 для ограничения возможности вращения шкворня.
Шкворень 13 состоит из внутреннего цилиндрического элемента 22, который несет головную часть 18 на одном конце и резьбовую часть 19 на другом конце, и легко ломаемую втулку 23, которая плотно установлена на внутреннем элементе 22 между головной частью и резьбовой частью. Части втулки 23 на каждом конце плотно прилегают к внутреннему элементу и образуют участки 31, а часть втулки 24 между ними имеет уменьшенную толщину, так что ее внутренняя поверхность расположена на удалении от внутреннего элемента 22 для создания камеры 25. Эта центральная часть с уменьшенной толщиной сцентрирована с центральной лапкой 12 и сферическим подшипником 14 так, что она открыта для нагрузки, приложенной между верхним и нижним звеньями. Внешние концы центральной части 24 выполнены с дополнительными внутренними каналами 26 для уменьшения толщины втулки еще больше с тем, чтобы разрушение легко ломаемой втулки 23 под нагрузкой с наибольшей вероятностью происходило в этих местах.
Внутренний элемент 22 выполнен с глухим отверстием 27, которое соединено через радиальные каналы 28 с камерой 25 между внутренним элементом и внешней легко ломаемой втулкой. Весь объем отверстия 27 и камеры 25 и соединяющих каналов 28 заполнен красным красящим веществом, а открытый конец отверстия герметизирован пробкой 29. Кольцевые уплотнения 30 расположены между внутренним элементом 22 и внешней втулкой 23 на любом из концов для предотвращения вытекания красного красящего вещества между ними в продольном направлении.
При приземлении самолета шкворень 13 подвергается воздействию сил при приземлении. В частности, звено шарнирного сочленения подвергается нагрузке растяжения, обозначенной стрелками 100 (указывающими на направленные вверх усилия, приложенные к звену 11), и направленной вниз силе 101, приложенной к звену 12. Это приводит в результате к направленной вниз силе 102, приложенной к центральной части 24 шкворня посредством звена 12 и подшипника 14, и направленным вверх усилиям 103, приложенным к внешним концам шкворня посредством двух звеньев 11.
Когда сила 102 превышает определенный уровень, шкворень 13 разрушается на участке в области канавок 26. Это приводит к выпуску красного красящего вещества из полости 25 и вытеканию из шарнирного сочленения между концами двух звеньев.
Таким образом, шкворень действует в качестве срезного штифта и обеспечивает простое, быстрое и точное средство контроля доложенных случаев «жестких посадок». К тому же индикация о жесткой посадке не ставит под угрозу безопасность самолета или полета, так как шкворень 13 может продолжать обеспечивать посадочные нагрузки, даже когда шкворень разрушен. Контроль также не требует специализированного инструмента. Контроль следует осуществлять в периоды проведения нормального межполетного обслуживания - обычно с 4-часовым циклом.
Определение превышения предельной допустимой нагрузки должно быть быстро установлено после доклада экипажа о случившемся посредством простого осмотра сочленения. Этот осмотр может быть выполнен тогда, когда самолет находится обычно на стоянке на земле, и причем без дополнительного или специального оборудования. Любое отсутствие степени свободы в сочленении должно указывать о деформации шкворня и, следовательно, необходимости изоляции основной опоры шасси (MLG) для углубленного осмотра или снятия.
Срезной штифт показан в приведенном выше примере в качестве шкворня в шарнире сочленения, но подобный срезной штифт может быть установлен в других частях опоры шасси, например, как показано на фиг.4 и 5, срезной штифт может быть использован в качестве шкворня 40 бокового раскоса или шкворня заднего подкоса (не показано), чтобы показать - был ли превышен нижний предел нагрузки до выхода из строя основного шкворня при расчетном верхнем пределе нагрузки. Кроме того, штифт не должен быть ограничен в использовании в качестве элемента вращения. Например, он также может использоваться в качестве оси 60 диафрагмы, удерживающей внутреннюю деталь амортизатора внутри наружного кожуха для противодействия нагрузке пропорционально внутренним давлениям и для среза при заданном пределе нагрузки.
Кроме установки в опоре шасси, срезной штифт может быть установлен в какой-либо другой части самолета, которая подвергается действию сил при посадке, такой как костыль (хвостовая опора).
Кроме того, устройство срезного штифта может использоваться в буксирном устройстве самолета, как показано позицией 70 на фиг.5. В этом случае срезной штифт подвергается действию буксировочных усилий самолета, и может быть осмотрен для определения, не превысили ли буксировочные усилия заданный уровень, который может быть нижним уровнем индикации ниже более высокого уровня выхода из строя, на который рассчитаны другие срезные штифты для выхода из строя и сброса нагрузки.
Хотя срезной штифт был проиллюстрирован для использования на самолете с крыльями, он может также быть использован на другом летательном аппарате, таком как вертолет.
В показанных примерах полость 25 заполнена красным красящим веществом. В альтернативных вариантах осуществления красное красящее вещество может быть заменено другим жидкостным индикатором, другим текучим индикатором, таким как порошок, или расширяющаяся пена.
Claims (11)
1. Индикатор нагрузки, содержащий несущее устройство в составе первого и второго несущих элементов, соединенных вместе для приема боковой нагрузки, приложенной к первому элементу, причем первый несущий элемент образует полость со вторым несущим элементом таким образом, что он является легко ломаемым при нагрузке выше индикаторной, а полость содержит текучий индикатор, который вытекает из полости, как только первый несущий элемент разрушен упомянутой нагрузкой, при этом первый несущий элемент является трубчатым и вмещает внутри второй несущий элемент так, что эти два элемента взаимодействуют с помощью участков на противоположных концах и при этом расположены на расстоянии друг от друга в центральной части для образования полости, причем второй несущий элемент выполнен с возможностью продолжать нести нагрузку после того, как первый элемент ломается указанной нагрузкой.
2. Индикатор нагрузки по п.1, в котором часть первого несущего элемента выполнена с уменьшенной толщиной, чтобы сделать ее легко ломаемой, и при этом образует полость.
3. Индикатор нагрузки по п.2, в котором оба несущих элемента содержат цилиндрические элементы, причем расположенные концентрически.
4. Индикатор нагрузки по п.1, в котором полость содержит внутренний объем в пределах второго несущего элемента.
5. Индикатор нагрузки по п.1, в котором текучий индикатор представляет собой индикаторную жидкость.
6. Индикатор нагрузки по любому из пп.1-5, сконфигурированный в качестве несущего шкворня для соединения двух компонентов и для приема нагрузки, приложенной между двумя компонентами.
7. Устройство из двух компонентов и индикатора нагрузки, сконфигурированного в качестве несущего шкворня по любому из пп.1-5, причем шкворень находится во взаимодействии с парой лапок на одном компоненте соосно с участками и лапкой на другом компоненте, который находится между двух лапок пары, так чтобы нести боковую нагрузку, когда эти два компонента принимают нагрузку при сжатии или растяжении.
8. Устройство по п.7, в котором два компонента содержат компоненты опоры шасси самолета.
9. Устройство по п.8, в котором два компонента содержат элементы бокового подкоса или шарнирного сочленения или соединения для буксировки.
10. Способ для детектирования жесткой посадки самолета с использованием индикатора нагрузки по любому из пп.1-6.
11. Способ для детектирования силы выше допустимой при буксировании самолета с использованием индикатора нагрузки по любому из пп.1-6.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GB0718296.7 | 2007-09-19 | ||
GB0718296A GB2452938B (en) | 2007-09-19 | 2007-09-19 | Load indicator |
PCT/GB2008/003187 WO2009037475A1 (en) | 2007-09-19 | 2008-09-19 | Load indicator |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010115338A RU2010115338A (ru) | 2011-10-27 |
RU2478921C2 true RU2478921C2 (ru) | 2013-04-10 |
Family
ID=38670176
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010115338/11A RU2478921C2 (ru) | 2007-09-19 | 2008-09-19 | Индикатор нагрузки |
Country Status (11)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8539843B2 (ru) |
EP (1) | EP2190744B1 (ru) |
JP (1) | JP4873391B2 (ru) |
CN (1) | CN101808902B (ru) |
AT (1) | ATE554003T1 (ru) |
BR (1) | BRPI0816415A2 (ru) |
CA (1) | CA2699705C (ru) |
ES (1) | ES2386570T3 (ru) |
GB (1) | GB2452938B (ru) |
RU (1) | RU2478921C2 (ru) |
WO (1) | WO2009037475A1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2777136C1 (ru) * | 2022-02-18 | 2022-08-01 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Взлётно-посадочное устройство винтокрылого летательного аппарата |
Families Citing this family (29)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB0723506D0 (en) * | 2007-12-03 | 2008-01-09 | Airbus Uk Ltd | Apparatus for indicating loading in a structure having exceeded a predetermined threshold |
EP2368797B1 (en) * | 2010-03-05 | 2015-10-28 | Goodrich Corporation | System for indicating an airplane hard landing |
GB2478579A (en) * | 2010-03-11 | 2011-09-14 | Messier Dowty Ltd | Aircraft landing gear stop pad |
GB2485803B (en) | 2010-11-24 | 2013-02-06 | Messier Dowty Ltd | Mechanical position indicator |
WO2012170252A2 (en) * | 2011-06-10 | 2012-12-13 | Shockwatch, Inc. | Impact indicator |
FR3000723B1 (fr) * | 2013-01-10 | 2015-01-16 | Messier Bugatti Dowty | Organe fusible destine a reunir deux chapes pour former une articulation |
US9499257B2 (en) * | 2013-06-17 | 2016-11-22 | Goodrich Corporation | Weight reducing landing gear features |
CN103983463B (zh) * | 2014-04-17 | 2016-08-24 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机机体与起落架联合加载的验证试验方法 |
CN107108039B (zh) * | 2015-01-07 | 2019-08-30 | 洛德公司 | 飞行器发动机安装架 |
ES2773653T3 (es) * | 2015-10-23 | 2020-07-14 | Safran Landing Systems Uk Ltd | Conjunto de tren de aterrizaje de aeronave que incluye un método y un sistema de monitorización del estado y del uso (HUMS) |
US10272991B2 (en) * | 2016-06-23 | 2019-04-30 | Goodrich Corporation | Metallic composite joint |
EP3336485B1 (en) | 2016-12-15 | 2020-09-23 | Safran Landing Systems UK Limited | Aircraft assembly including deflection sensor |
JP6728089B2 (ja) * | 2017-02-27 | 2020-07-22 | 三菱重工業株式会社 | 位置決定装置、それを備えた位置決定システム、及び位置決定方法並びに位置決定プログラム |
EP3379222B1 (en) | 2017-03-22 | 2020-12-30 | Methode Electronics Malta Ltd. | Magnetoelastic based sensor assembly |
US11221262B2 (en) | 2018-02-27 | 2022-01-11 | Methode Electronics, Inc. | Towing systems and methods using magnetic field sensing |
US11135882B2 (en) | 2018-02-27 | 2021-10-05 | Methode Electronics, Inc. | Towing systems and methods using magnetic field sensing |
WO2019168565A1 (en) | 2018-02-27 | 2019-09-06 | Methode Electronics,Inc. | Towing systems and methods using magnetic field sensing |
US11014417B2 (en) | 2018-02-27 | 2021-05-25 | Methode Electronics, Inc. | Towing systems and methods using magnetic field sensing |
US11491832B2 (en) | 2018-02-27 | 2022-11-08 | Methode Electronics, Inc. | Towing systems and methods using magnetic field sensing |
US11084342B2 (en) | 2018-02-27 | 2021-08-10 | Methode Electronics, Inc. | Towing systems and methods using magnetic field sensing |
US11130563B2 (en) * | 2018-11-07 | 2021-09-28 | The Boeing Company | Monolithic outboard gear beam support fitting |
CA3060756A1 (en) * | 2018-11-07 | 2020-05-07 | Bombardier Inc. | Hard landing indicator for an aircraft landing gear |
CN109979037A (zh) * | 2019-03-19 | 2019-07-05 | 四川函钛科技有限公司 | Qar参数综合可视化分析方法及系统 |
US11124293B2 (en) | 2019-04-23 | 2021-09-21 | Goodrich Corporation | Integral bracket manifold for landing gear assemblies |
KR102325331B1 (ko) | 2019-12-20 | 2021-11-10 | 한화토탈 주식회사 | 터트-부탄올로부터 이소부틸렌의 제조방법 |
CN112429253B (zh) * | 2020-12-14 | 2022-10-11 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种加速度重着陆指示器 |
CN113062934B (zh) * | 2021-04-23 | 2022-05-27 | 中铁工程装备集团有限公司 | 一种盾构机主驱动减速机过载保护器及盾构机 |
CN114674550B (zh) * | 2022-03-29 | 2024-05-07 | 中航飞机起落架有限责任公司 | 一种飞机主支柱磨合试验装置及试验方法 |
FR3136264A1 (fr) * | 2022-06-03 | 2023-12-08 | Safran Landing Systems | Dispositif de blocage d’une broche d’arrêt |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2960289A (en) * | 1958-07-07 | 1960-11-15 | Cleveland Pneumatic Ind Inc | Aircraft landing gear |
SU467246A1 (ru) * | 1973-02-14 | 1975-04-15 | Краснодарский Филиал Вниимонтаж Спецстрой Всесоюзного Научно-Исследовательского Института По Монтажным И Специальным Строительным Работам | Устройство дл контрол усилий зат жки резьбовых соединений |
DE3343495A1 (de) * | 1983-12-01 | 1985-07-18 | Paul 7936 Allmendingen Friese | Dehnbruch-anzeiger |
RU2271526C2 (ru) * | 2000-09-08 | 2006-03-10 | Стракчерал Мониторинг Системз Лтд | Способ контроля целостности элементов и конструкций и устройство для его осуществления |
US7193530B2 (en) * | 2005-03-29 | 2007-03-20 | Nance C Kirk | Aircraft landing gear automated inspection and life limitation escalation system and method |
Family Cites Families (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1027395A (en) * | 1962-02-16 | 1966-04-27 | Nat Res Dev | Controlled fluid lubricated bearings |
US3237590A (en) * | 1963-09-13 | 1966-03-01 | Bendix Corp | Strain gauge means |
US3845919A (en) * | 1974-01-07 | 1974-11-05 | Boeing Co | Landing gear truck pitch damping |
US3948141A (en) * | 1974-08-20 | 1976-04-06 | Katsumi Shinjo | Load indicating washer |
JPS5746842A (en) * | 1980-08-15 | 1982-03-17 | Teijin Ltd | High frequency welding method |
US4392623A (en) * | 1980-12-22 | 1983-07-12 | The Boeing Company | Fused connection adapted to fail under different overloads acting in different directions |
FR2511103A1 (fr) * | 1981-08-10 | 1983-02-11 | Aerospatiale | Composants munis d'un dispositif d'absorption d'energie par deformation plastique et/ou de limitation d'effort, et trains d'atterrissage d'aerodynes equipes de tels composants |
US4373862A (en) * | 1981-10-26 | 1983-02-15 | United Technologies Corporation | Rotor blade shaft integrity monitoring system |
US4447388A (en) * | 1981-11-30 | 1984-05-08 | The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy | Bolt failure detection |
JPS60209137A (ja) * | 1984-04-03 | 1985-10-21 | Topy Ind Ltd | 疲労損傷予知法 |
US4698623A (en) * | 1984-11-07 | 1987-10-06 | Smith Richard G | Overload detection apparatus |
JPS6261898A (ja) * | 1985-09-10 | 1987-03-18 | ニユ−モ・コ−ポレ−シヨン | 着陸装置 |
US4869444A (en) * | 1986-09-30 | 1989-09-26 | The Boeing Company | Adjustable two-stage aircraft landing gear system |
GB8815826D0 (en) * | 1988-07-04 | 1988-08-10 | Westland Helicopters | Method & apparatus for detecting cracks |
SU1658186A1 (ru) * | 1989-03-20 | 1991-06-23 | Киевский Политехнический Институт Им.50-Летия Великой Октябрьской Социалистической Революции | Индикатор виброперегрузок |
JP3037370B2 (ja) * | 1990-07-11 | 2000-04-24 | 東芝エンジニアリング株式会社 | ピン形ロードセル |
BR9510630A (pt) * | 1995-09-14 | 1999-01-05 | Sikorsky Aircraft Corp | Trem de aterrissagem/bequilha absorvedores de energia que incluem dispositivo para indicar a magnitude de cargas de impacto |
GB9828475D0 (en) * | 1998-12-24 | 1999-02-17 | British Aerospace | Load measurement |
GB0428378D0 (en) * | 2004-12-24 | 2005-02-02 | Airbus Uk Ltd | Apparatus and method for measuring loads sustained by a bearing pin |
GB2452939B (en) * | 2007-09-19 | 2011-09-07 | Messier Dowty Ltd | Overload detection |
GB2453554B (en) * | 2007-10-09 | 2012-03-14 | Messier Dowty Ltd | Load detection in an aircraft landing gear |
GB0723506D0 (en) * | 2007-12-03 | 2008-01-09 | Airbus Uk Ltd | Apparatus for indicating loading in a structure having exceeded a predetermined threshold |
-
2007
- 2007-09-19 GB GB0718296A patent/GB2452938B/en not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-09-19 JP JP2010525431A patent/JP4873391B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2008-09-19 RU RU2010115338/11A patent/RU2478921C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2008-09-19 WO PCT/GB2008/003187 patent/WO2009037475A1/en active Application Filing
- 2008-09-19 EP EP08806342A patent/EP2190744B1/en active Active
- 2008-09-19 BR BRPI0816415-0A2A patent/BRPI0816415A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2008-09-19 US US12/678,970 patent/US8539843B2/en active Active
- 2008-09-19 CA CA2699705A patent/CA2699705C/en not_active Expired - Fee Related
- 2008-09-19 AT AT08806342T patent/ATE554003T1/de active
- 2008-09-19 CN CN2008801077906A patent/CN101808902B/zh active Active
- 2008-09-19 ES ES08806342T patent/ES2386570T3/es active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2960289A (en) * | 1958-07-07 | 1960-11-15 | Cleveland Pneumatic Ind Inc | Aircraft landing gear |
SU467246A1 (ru) * | 1973-02-14 | 1975-04-15 | Краснодарский Филиал Вниимонтаж Спецстрой Всесоюзного Научно-Исследовательского Института По Монтажным И Специальным Строительным Работам | Устройство дл контрол усилий зат жки резьбовых соединений |
DE3343495A1 (de) * | 1983-12-01 | 1985-07-18 | Paul 7936 Allmendingen Friese | Dehnbruch-anzeiger |
RU2271526C2 (ru) * | 2000-09-08 | 2006-03-10 | Стракчерал Мониторинг Системз Лтд | Способ контроля целостности элементов и конструкций и устройство для его осуществления |
US7193530B2 (en) * | 2005-03-29 | 2007-03-20 | Nance C Kirk | Aircraft landing gear automated inspection and life limitation escalation system and method |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2777136C1 (ru) * | 2022-02-18 | 2022-08-01 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Взлётно-посадочное устройство винтокрылого летательного аппарата |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2010115338A (ru) | 2011-10-27 |
CA2699705A1 (en) | 2009-03-26 |
US8539843B2 (en) | 2013-09-24 |
CN101808902B (zh) | 2013-04-24 |
GB2452938B (en) | 2011-08-10 |
CA2699705C (en) | 2014-11-18 |
GB2452938A (en) | 2009-03-25 |
ATE554003T1 (de) | 2012-05-15 |
JP2010539509A (ja) | 2010-12-16 |
EP2190744B1 (en) | 2012-04-18 |
GB0718296D0 (en) | 2007-10-31 |
CN101808902A (zh) | 2010-08-18 |
ES2386570T3 (es) | 2012-08-23 |
EP2190744A1 (en) | 2010-06-02 |
US20100257946A1 (en) | 2010-10-14 |
BRPI0816415A2 (pt) | 2015-03-03 |
WO2009037475A1 (en) | 2009-03-26 |
JP4873391B2 (ja) | 2012-02-08 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2478921C2 (ru) | Индикатор нагрузки | |
RU2478524C2 (ru) | Способ определения перегрузки | |
CN100593495C (zh) | 用于飞机着陆装置的着陆负载监控器 | |
EP2350590B1 (en) | Load indicator | |
US4087062A (en) | Aircraft undercarriage including a safety device having a predetermined breaking load | |
CN104776970B (zh) | 一种直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法 | |
US8359930B2 (en) | Pin bearing arrangement for aircraft landing gear | |
CN113800005A (zh) | 一种飞机主起落架应急断离试验台及试验方法 | |
CN109506908B (zh) | 尾段试验件疲劳试验平尾载荷加载装置 | |
CN101346275B (zh) | 加强的结构元件的尺寸设计和制造方法、结构状况传感器的应用和飞行器 | |
JP6491235B2 (ja) | 予備のロードパスを有するプッシュプルロッド | |
US20150345545A1 (en) | Fusible member intended to join two yokes to form a hinge | |
Phillips | Technology Innovations for Aircraft'Hard Landing'Events. | |
DE102017127631A1 (de) | Fahrwerk für ein Luftfahrzeug | |
GB2495239A (en) | Load indicator | |
GB2490282A (en) | Load indicator | |
GB2490283A (en) | Load indicator |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130920 |