用於飛行器的防撞起落架的製作方法

2023-07-23 01:16:31 1

專利名稱：用於飛行器的防撞起落架的製作方法
技術領域：
本發明涉及的是飛行器的起落架，更具體的講來，涉及的是一種飛行器的防撞起落架，這種起落架包括一個機械保險和一個易斷裂式管狀部件，用來在緊急著陸時通過起落架來對能量消散過程進行可預計的控制。
背景技術：
直升機的大部分飛行時間是低速低空飛行模式和/或停懸運行。在直升機的這些飛行模式中發生的事故都與接近正常飛行姿態直升機的豎直下降速度快有關。儘管在高空和/或高速事故中直升機與地面撞擊時的飛行姿態有著某種程度的不確定性，但是就直升機飛行員能運用自旋技術這方面來說，這些直升機都會以接近正常的飛行姿態撞擊地面的。在這些類型的事故中，起落架系統，無論是撬式的還是輪式的，都是直升機與地面相撞的第一部件。就這一點而論，起落架系統的設計通常會受到制約，也就是說這種系統必須能夠消減緊急著陸情況中產生的大部分撞擊能量。例如，聯邦航空署(FAA)對民用航空器的要求是，這種航空器在從大約20.3cm(8.0inches)的高度自由下落撞擊地面後(相當於下降速度大約為2m/sec(6.55ft/sec))整體結構不受損壞。軍用飛行器的要求通常是更嚴格的，要求從大約68cm(26.8inches)的高度自由下落撞擊地面後(相當於下降速度大約為3.7m/sec(12ft/sec))仍能保持結構完好。此外，起落架系統必須設計得萬一超過起落架系統的能量吸收能力時，起落架系統對緊急著陸的反應不能增加直升機上任何乘客的危險性，例如，直升機上駕駛艙和/或乘務艙區域的突破應受到控制，和/或直升機油葙的破裂應得以避免。
生存能力要求一般是通過直升機起落架系統和/或腳架的設計來滿足的，使得緊急著陸產生的大部分撞擊能量被腳架和/或起落架系統所消減或耗散。例如某些直升機設計帶有可斷裂的桶式結構，也就是，乘客艙下部的機體部分，這種機體部分設計得在緊急著陸時會破碎，以消減撞擊能量。這種類型的設計與汽車工業中用來消減頂頭撞擊產生的撞擊能量的設計相似。
如果使用撬式起落架系統，則撬就設計得通過撬的彈性形變來衰減正常著陸產生的能量。而對緊急著陸的撞擊能量，撬則以斷裂來響應。金屬撬的斷裂會吸收大部分緊急著陸能量。儘管撬式起落架系統通常是有效的，但是這種系統的一個缺點是，因正常著陸而導致的撬隨時間的質量降低程度憑眼是不易觀察到的。此外，由正常著陸而引起質量降低的撬的替換是既費力又費錢的。
輪式起落架系統通常包含一個可壓縮的油壓支杆組件，這個組件用於衰減正常著陸產生的能量。能量的衰減是通過對此組件進行衝擊以使油壓支杆組件中的可壓縮氣體壓縮而實現的。這種類型的能量衰減機構一般能有效地把著陸負荷與直升機脫開，而且不會因為多次正常著陸而引起起落架的質量隨時間有任何明顯的降低。為了對緊急著陸的撞擊能量作出反應，輪式起落架系統可以應用一種剪切銷，這種剪切銷能把緊急著陸的撞擊能量從油壓支杆組件傳遞到起落架的管套上。
這種剪切銷插在油壓支杆組件和起落架管套的對準的開孔中，剪切銷設計成在預定的負荷水平(作為緊急著陸的結果)會損壞以實現把緊急著陸的衝擊能量從油壓支杆組件傳遞到起落架管套。使用剪切銷有幾個缺點。首先，剪切銷沒有高的耐用度。在油壓支杆組件和起落架管套之間負荷的傳遞受剪切銷和相應開孔幾何形狀所引起的高應力梯度的支配。這可導致因多次正常著陸而產生的隨時間的局部形變和質量降低。再者，憑看不容易發現剪切銷和/或對準孔的機械性能降低。此外，更換磨損的和/或損壞的剪切銷和/或油壓支杆組件和/或管套(因開孔磨損或損壞)是一件既費力，又費時，又費錢的事情。最後，剪切銷會對所有負荷，也即對正常著陸產生的豎直的，拖曳的，側向的和扭轉的負荷作出反應。用分析的方法從所有負荷狀態來預先指出剪切銷和相應開孔的損壞程度是困難的，而且從這一點上來看，以高的確定性預言在什麼樣的軸向斷裂負荷下，也即極限的剪切負荷，剪切銷會剪斷也是困難的。此外，剪切銷和/或相應的開孔的正常磨損和/或質量降低直接影響到剪切銷的公差及相互配合，這又對剪切銷會斷裂的極限剪切負荷有很大的影響。
因此需要發展一種耐用的，可預計的，可靠的而且能維護的機械裝置，來控制輪式起落架系統響應緊急著陸的功能。
本發明的公開部分本發明的一個目的是為防撞起落架的撞擊支杆裝置提供一種機械保險組件，這種組件能把作用在機械保險組件上的著陸力分解成豎直的，拖曳的，側向的和扭轉的負荷，以將機械保險組件中局部的形變和質量降低減至最小。
本發明的另一個目的是為防撞起落架的撞擊支杆裝置提供一個機械保險組件，它能把加在機械保險組件上的著陸力分解成這樣的豎直的，拖曳的，側向的和扭轉的負荷，以使得機械保險組件在預定的軸向負荷水平上斷裂是可靠的和可預見的。
本發明的再一個目的是為防撞起落架的撞擊支杆裝置提供一個機械保險組件，這個組件是容易檢查和容易替換的。
本發明的另外一個目的是為防撞起落架的撞擊支杆裝置提供一個能量消散組件，這個組件通過機械斷裂機構使緊急著陸能量得以消散。
本發明的這些和其他的目的可以通過飛行器防撞起落架的撞擊支杆裝置來實現，此撞擊支杆裝置包含一個與飛行器安裝在一起的管套接頭，一個轉輪組件，一個對正常著陸時由轉輪組件藕合進飛行器中的能量進行衰減的可壓縮油壓支杆組件。此可壓縮油壓支杆組件包括一個有下端和與管套接頭安裝在一起的上端的圓筒部件，一個其下端固定在轉輪組件上而上端滑動地插在圓筒部件的下端中的活塞部件，以及一個為了能在活塞部件中滑動而安裝的浮動活塞，一個鎖定在圓筒部件的上端和管套接頭上的機械保險組件，在正常著陸時，此機械保險組件的作用是限制圓筒部件和管套接頭之間的相對運動，而在緊急著陸時，根據預先確定的軸向負荷而允許圓筒部件相對於管套接頭做向上移動，一個能量消散組件安裝得與此圓筒部件連在一起，以響應緊急著陸而起作用，來機械地使緊急著陸能量得以消散，此能量是在圓筒部件向上移動時由轉輪組件引入飛行器的。
所描述的機械保險組件的實施例包括一個剪切環，此剪切環具有一個圓筒體和相對著的剪切凸緣，這兩個凸緣從該圓筒體向外伸出。每個剪切凸緣都有一個扭矩鍵，一個防松螺母。此圓筒部件的上端面有互補的凸緣切口，管套接頭有一個上部內臺肩，在此臺肩上有互補的扭矩鍵槽。通過防松螺母與管套接頭的螺紋結合，剪切環與圓筒部件的上端和管套接頭連接在一起，其中防松螺母與剪切環的剪切凸緣相嚙合，而在鎖定連接中，柱狀體緊貼著圓筒部件，剪切凸緣與圓筒部件的互補凸緣切口相連，而扭矩鍵安置在互補的扭矩鍵槽中。每一個剪切凸緣都包含由剪切線確定的內止動扇段和一個外可剪切扇段，因而在鎖定連接中，防松螺母與相對著的剪切凸緣的外可剪切扇段相連，而相對著的剪切凸緣的內止動扇段與管套接頭的互補凸緣切口相連。相對著的剪切凸緣有預先確定的厚度，使得能根據預先確定的由緊急著陸而產生的軸向負荷，此相對著的凸緣會沿著其剪切線被剪斷，這其中圓柱部分相對於管套接頭會發生向上的移動。
所描述的能量消散組件的實施例包含一個與柱狀部件和管套接頭固定在一起的筒狀切刀部件(52)部件，和一個與圓筒部件同心安裝在一起的易斷裂式管狀部件。此易斷裂式管狀部件的下端與圓筒部件的下端固定在一起，而其上端安裝得與筒狀切刀部件(52)部件緊貼相連，在緊急著陸時，圓筒部件的向上移動使得易斷裂式管狀部件與筒狀切刀部件(52)部件發生作用，因而在圓筒部件相對於管套部件向上移動時使易斷裂式管狀部件剪斷。筒狀切刀部件(52)部件包含有一個弓形的斷裂面，而該易斷裂式部件的上端與此弓形斷裂面緊貼相連。
附圖簡述參考文中附圖，閱讀下面的發明詳述，可以更全面地理解本發明，發明的特點以及發明的優點。


圖1A是本發明用於直升機防撞起落架系統的撞擊支杆裝置的分解透視圖。
圖1B是本發明的撞擊支杆裝置的橫截面圖。
圖1C是圖1B中撞擊支杆裝置的平面圖。
圖2是本發明的能量消散組件中圓筒切刀部件(52)部件的部分橫截面圖。
圖3是本發明中機械保險組件的分解透視圖。
圖4是圖3中按照本發明的機械保險組件安裝在撞擊支杆裝置中時的橫截面圖。
實現本發明的最佳模式現在請參考附圖，圖中同樣的參考字符在幾個視圖中都代表相應的或相似的部件，圖1A，1B，1C表示了一個直升機用輪式防撞起落架系統的撞擊支杆裝置10。按照本發明的防撞支杆裝置10包括有用機械的方法消除緊急著陸時產生的能量的設備和在緊急著陸時能可預計地對能量消除設備的工作進行控制的機械設備。此機械控制設備容易與撞擊支杆裝置10做成一體，而且耐用，易於替換，同時在預定的緊急著陸的負荷水平的斷裂是高度可預見的。
所描述的撞擊支杆裝置10的實施例包括有一個管套接頭12，一個可壓縮的油壓支杆組件14，一個轉輪組件16，此轉輪組件又包括輪軸18和轉輪20，一個能量消散組件50，以及一個機械保險組件60。此管套接頭12包括有把撞擊支杆裝置10與直升機的機身可轉動地連接起來(通過圖1B所示的管套耳軸軸承TB)的安裝銷釘22，以便使撞擊支杆裝置10可在遠航飛行時縮回，或可在近地飛行，例如航空滑行(taxing)，低高度懸停，和/或著陸時伸出。
油壓支杆組件14包括一個圓筒部件24，其上端通過下面還要詳細介紹的機械保險組件60與管套接頭12連在一起，還包括一個活塞部件26，其尺寸做得可在圓柱件24中滑動。活塞部件26的下端與輪軸18固定在一起(對於被描述的實施例來說，活塞部件26是與輪軸18做成一體的；或者活塞部件26和輪軸18先做成分離件，然後再用常規技術，例如，焊接或栓釘的方法固定在一起)，而活塞部件26的上端卻插在圓筒部件24中並能在其中滑動，如圖1B所示。
活塞部件26的插入端包括一個帶開孔28O的對中凸輪28，一個開口的環狀「karon(卡侖)型」支承套(split ring「karon-type」bearing)30(這裡使用karon型的意思是來表示與聚四氟乙烯相似的低摩擦係數，而且karon型具有額外的適於後加工成最後形狀的特性)，還包括有一個回彈閥(rebound valve)32。在圓筒部件24下端的內表面上安裝了一個支承-對中凸輪34。活塞部件26中滑動地安裝了一個浮動活塞36，它的作用相當於一個分離器，把油壓支杆組件14的油和可壓縮氣體分隔開來。在活塞部件26中處於浮動活塞36和輪軸18之間的空間充以可壓縮氣體。對於所描述的實施例來說，可壓縮氣體是氮。包括有第一和第二扭轉臂40，42的扭轉組件38可轉動地連接在輪軸18和圓柱24之間，如圖1C所示(同時看圖1A)。在正常的和緊急的著陸過程中，對中凸輪28，開口的環形支承面30，回彈閥門32，支承-對中凸輪34，和扭轉組件38共同來對活塞部件26相對於圓筒部件24滑動的相互作用進行控制。
利用一個圓筒蓋46，和圖1B中(同時參看圖4)所表示的那樣，把填充口44與圓筒部件24的上端裝在一起。利用填充口44，在圓筒部件24中並且在活塞部件26中的浮動活塞36和對中凸輪28之間的空間充以油，例如標號為Mil-H-5606的油。對於所描述的油壓支杆組件14來說，充滿這樣的空間需要大約3,867cm3/(236in3)(3.27kg(7.2lbs))的油。
在正常著陸時，通過繞著管套軸承TB轉動管套接頭12而使起落架打開。如果撞擊支杆裝置10處於打開狀態，則浮動活塞36就會由於油壓支杆組件14中的油和可壓縮氣體作用在浮動活塞上的壓力相反，浮動活塞36就處於平衡狀態。著陸負荷通過兩個轉輪20和輪軸18耦合，使活塞部件26向上移動而進入圓筒部件24中，也就是說，油壓支柱組件14被壓縮了。由於油壓支杆組件14中的油是一種基本上不能壓縮的液體，因而活塞部件26向上的移動使圓筒部件24的整個內部空間減少，從而迫使圓筒部件24中的油通過開孔28O流進活塞部件26的上部。流過來的油對浮動活塞施加以偏壓，使得它向著輪軸18移動離開平衡位置。浮動活塞36的這種移動使得活塞部件26下部中的可壓縮氣體受到壓縮。油壓支杆裝置14中可壓縮氣體的壓縮衰減了起落架中產生的著陸負荷，因而有效地消除著陸負荷對直升機的影響。
伴隨著的是，活塞部件26的移動使得圓筒部件24的內表面與活塞部件26的外表面之間的空間改變了。回彈閥32對流入和流出這個區域的油進行控制，以便對油的移動產生一種阻尼作用，而此移動作用是由於在油壓支杆組件14中著陸負荷而產生的。在正常的著陸過程中，機械保險組件60工作，以使圓筒部件24對管套接頭12保持靜止的關係，也就是說，在正常著陸時，圓筒部件24相對於管套接頭12沒有移動。
能量消散組件50就是一種用來機械式地消散在緊急時產生的能量的設備，它包括一個帶弓形斷裂用表面54的圓筒狀切刀部件(52)部件52，一個限制臺肩56，一個圖2(也見圖1B)所示那樣的相互作用表面57，和一個易斷裂式的管狀部件58。圓筒狀的切刀部件52安裝在管套接頭12(見圖1B，2)的底部上，而限制臺肩56與此底部卻緊貼著，因而由筒狀切刀部件(52)部件52構成了一個間隙59，也就是說，是在圓筒部件24的表面和易斷裂式管狀部件58之間構成了一個間隙59。相互作用表面57最好是用「karon型」材料塗層的或是做襯的，這種材料能使此間隙形成一個緊密的間隙。在緊急著陸過程中，撞擊支杆裝置10工作時，相互作用表面57起著一個支承表面和一個對中部件的作用。
易斷裂式管狀部件58與圓筒部件24同心地安裝在一起，如圖1C所示。易斷裂式管狀部件58的下端與圓筒部件24的下端固定在一起，而易斷裂式管狀部件58的上部前緣放置得與筒狀切刀部件(52)部件52的弓形斷裂表面54貼緊相連。易斷裂式管狀部件58的上端可加工成，例如傾斜的或倒角的，以使在緊急著陸時由於與筒狀切刀部件(52)部件52的相互作用而使開始斷裂變得容易，下面還要詳細介紹。易斷裂式管狀部件58是由中等延性和高斷裂韌度的材料製成，這是因為這種材料在緊急著陸時產生的機械斷裂會使大部能量得以消散(參看下面的例子)。對於這裡所描述的撞擊支杆裝置10的實施例而言，易斷裂式管狀部件58是由2024號鋁製成的，其厚度約為0.32cm(0.125英寸)。
圖3-4中圖示出了所述實施例的機械保險組件60，此組件包括一個剪切環62，一個防松螺母80，在圓筒部件24的底面上加工的互補的凸緣切口82，和在管套接頭12的內臺肩12IS中加工的互補扭矩鍵槽84(圖3中只畫出了一個鍵槽)。剪切環62包括一個圓筒體64，其相對著的剪切凸緣66在其上端向外伸出。每一個剪切凸緣66都包括一個內止動扇段68和一個由剪切線72界定的外部可剪切扇段70。每一個外部可剪切扇段70都包括一個由其上端向下伸出的扭矩鍵74。
利用把油壓支杆組件14的圓筒部件24插在管套接頭12中的辦法，把剪切環62與圓筒部件24和管套接頭12象圖4所畫出的那樣裝在一起，同時通過防松螺母80的螺紋與管套接頭12連接剪切環62被緊固在其中。安裝好的剪切環62的柱狀主體64的外表面緊貼著圓筒部件24上端的內表面與之連接，剪切凸緣66的內止動扇段68與柱狀部件24的互補凸緣切口緊貼相連，而扭矩鍵74則連接在管套接頭12的互補扭矩鍵槽84中。安裝好的防松螺母80的下端面與所安裝的剪切環62的剪切凸緣66的外部可剪切扇段70緊貼相連。為了對管套接頭12提供環境保護，在管套接頭12的上端安裝了一個保護蓋48，在本實施例中保護蓋是由7075-T73號鋁製作的。
本發明的機械保險組件60以其固有的簡單特性使撞擊支杆裝置10的可維修性能得到提高。通過把管套保護蓋48除去，把防松螺母80卸下來，取出剪切環62並對其進行檢查，就可容易地檢查剪切環62的磨損和/或斷裂等機械狀況。利用上述步驟，可容易地替換一個損壞的剪切環62。
和上面提到的一樣，在正常著陸時剪切環62的作用是避免圓筒部件24相對於管套接頭12向上移動。剪切環62的這個功能是通過使剪切凸緣66的內止動扇段68與圓筒部件24的互補凸緣切口82緊貼連接來實現的。
在正常著陸時，機械保險組件60的，尤其是剪切環62的構形，是用來把起落架中產生的著陸負荷分離開來。在正常著陸時，起落架受到軸向的，扭矩的，拖曳的以及側向的負荷(共同地稱為著陸負荷)。這種負荷藉助於機械保險組件60從轉輪組件16，經過油壓支杆組件14，傳送到管套接頭12。更具體地說，軸向的著陸負荷是做為作用在剪切凸緣66和防松螺母80上的剪切負荷被傳送的，拖曳的和側向的著陸負荷是做為作用在圓筒體64，圓筒部件24以及管套接頭12的緊貼接觸面上的支承(bearing)負荷被傳送的，而扭矩負荷是做為作用在扭矩鍵74和互補扭矩鍵槽84上的負荷被傳送的。
著陸負荷的分離使得容易對剪切環62進行加工，以便對拖曳，扭轉和側向著陸負荷有安全餘地地作出反應，這就可排除由於這些著陸負荷而使剪切環62過早地斷裂。儘管某些扭轉應力是通過剪切凸緣66傳送的，但這種扭轉應力的水平大大低於剪切凸緣66的承受極限。因而，實際上只有軸向著陸負荷是對剪切凸緣66有影響(做為剪切應力)。機械保險組件60的，尤其是剪切環62的這些特性意味著因正常著陸負荷而產生的剪切環的局部塑性變形和變壞被減到最小，因而提高了耐用性。
因為剪切環62主要受到的是軸向著陸負荷，同時按照剪切環62相對於柱狀部件24和防松螺母80所安裝的構形來看，當受到緊急著陸負荷時，剪切環62就會沿著剪切凸緣66的剪切線72被剪切損壞。機械保險組件60的這些特性使得這種設計的剪切凸緣在軸向負荷預定的極限處斷裂，此極限代表極端典型的緊急著陸條件。專業人士利用已知技術可以對特定材料製成的平板結構的極端剪切負荷能力進行計算。對於這裡所敘述的剪切環62而言，剪切環62是通過常規技術用6061-T6號鋁製成的，根據下面將敘述的軸向負荷預定的斷裂極限，剪切凸緣66的厚度大約為0.48cm(0.19英寸)。這種剪切凸緣66的比較簡單的結構特性允許其厚度尺寸保持在±0.0025cm(±0.001英寸)(大約1.3％)的公差之內。
在緊急著陸時，活塞部件26向上移動而進入圓筒部件24中。作用在油壓支杆組件14上的軸向緊急著陸負荷通過其中的油傳遞給了柱狀蓋46，從柱狀蓋46傳遞給圓筒部件24，然後從圓筒部件24傳遞給剪切環62的剪切凸緣66的內止動扇段68(做為剪切應力)。當軸向的緊急著陸負荷達到剪切凸緣66的預定軸向負荷斷裂極限時，剪切凸緣66就會沿著剪切線72剪切損壞，因而圓筒部件24與管套接頭12不再局限於靜態連接。活塞部件26向上的連續移動迫使圓筒部件24相對於管套接頭12向上移動。圓筒部件24的向上移動使得易斷裂式管狀部件58與筒狀切刀部件(52)部件52發生作用，導致易斷裂式管狀部件58斷裂，這其中圓筒部件24向上的移動受到部分控制而且因為筒狀切刀部件(52)部件52的相互作用表面的存在而變得容易。由於圓筒部件24繼續的向上移動而發生易斷裂式管狀部件58的斷裂會導致緊急著陸引起的衝擊能量大量消散(參見下面的例子)。由於圓筒部件24在緊急著陸階段的衝擊，易斷裂式管狀部件58的逐步斷裂所消散的能量，使得作用在起落架上的軸向負荷比較穩定地保持在預定的軸向負荷斷裂極限上。因而，本發明中撞擊支杆裝置10的能量消散效率較高。筒狀切刀部件(52)部件52的弧形斷裂表面54的構形，使得取出易斷裂式管狀部件58的斷裂件變得容易，以便排除對斷裂機構繼續工作的幹擾。
上面所介紹的撞擊支杆裝置10的實施例是為S-92TMHELIBUSTM型直升機的使用而設計的，此直升機由Sikorsky Aircraft Division ofUnited Technologies Corporation(S-92和HELIBUS是UnitedTechnologies Corporation的商標)發展起來的。以上所述剪切環62的尺寸加工及材料組成按照設計指標為(1)機械保險組件60的承受能力大約120,000次著陸(大約30,000個飛行時)而不斷裂；(2)剪切凸緣66在大約為14,480kg(32,000lbs)預定的軸向負荷極限剪切時可重複地損壞。這個預定的軸向破壞極限允許S-92TMHELIBUSTM直升機的起落架系統，尤其是這裡所介紹的油壓支杆組件10可適應相當大的一部分緊急著陸能量，這能量是由8m/sec(26ft/sec)的下降速度所造成的(這相當於從大約3.2m(10.5ft)高度的自由下落的緊急著陸)。適應8m/sec下降速度的能力是S-92TMHELIBUSTM直升機安全設計指標之一。
8m/sec(26ft/sec)的下降速度大約相當於從3.2m(10.5ft)的高度使S-92TMHELIBUSTM直升機落下的速度。按照S-92TMHELIBUSTM直升機的毛重大約為10,800kg(24,000lbs)來算，這就會產生大約26.8×106J(3,023,106in-lbs)的能量。92TMHELIBUSTM直升機的三輪起落架是由兩個主起落架和一個前起落架組成。在這種情況下，主起落架和前起落架中的每一個的油壓支杆裝置的易斷裂式部件58都完全斷裂，大約消散13.4×106J(1,511,553in-lbs)的能量，這是在一次突然著陸產生的能量(大約4.46×106J(503,851in-lbs)消散在前起落架中，大約4.46×106J(503,851in-lbs)消散在每個主起落架中)。把由易斷裂式管狀部件58所消散的能量與由相應油壓支杆組件14的壓縮所消散的能量和由轉輪20的破壞所消散的能量結合起來，就得到由三輪起落架系統消散的總能量大約為20.1×106J(2,267,330in-lbs)。由三輪起落架系統所消散的總能量，代表了92TMHELIBUSTM直升機以8m/sec(26ft/sec)的下降速度緊急著陸時產生能量的大約75％(由易斷裂式管狀部件58的斷裂所消散的能量佔大約所消散能量的50％)。
按照上述技術，本發明的各種改進和變化是可能的。因而應該理解為除了象上面具體介紹的方法外，本發明還可在所附權利要求的範圍內。
權利要求
1. 用於飛行器起落架的撞擊支杆裝置(10)，它包括一個與飛行器裝在一起的管套接頭(12)；一個轉輪組件(16)；一個可壓縮的油壓支杆組件(14)，用來減弱正常著陸時由該轉輪組件(16)藕合到飛行器中的能量，該可壓縮的油壓支杆組件(14)包括一個圓筒部件(24)，此部件有一個下端和一個與該管套接頭(12)安裝在一起的上端，以及一個活塞部件(26)，此部件有一個與該轉輪組件(16)安裝在一起的下端，和一個滑動地插在該圓筒部件(24)的該下端中的上端；其特徵在於一個機械保險組件(60)與該圓筒部件(24)的該上端和該管套接頭(12)鎖定在一起，該機械保險組件(60)在正常著陸時用於制止該圓筒部件(24)和該管套接頭(12)之間的相對運動，在緊急著陸時用於對預定的軸向負荷做出反應，以便讓該圓筒部件(24)相對於該管套接頭(12)做向上的移動；以及一個與該圓筒部件(24)相連的能量消散組件(50)，用於對緊急著陸做出反應，以便機械地消散由該轉輪組件(16)在該圓筒部件(24)向上移動時在飛行器中產生的緊急著陸能量。
2.按照權利要求1所述的撞擊支杆組件(10)，其特徵在於該機械保險組件(60)包括一個剪切環(62)，它有一個柱狀體(64)和相對著的剪切凸緣(66)，該凸緣從該柱狀體(64)向外伸出，每個該剪切凸緣(66)都有一個扭矩鍵(74)；一個防松螺母(80)；該圓筒部件(24)的該上端面具有互補的凸緣切口(82)；以及該管套接頭(12)具有一個帶互補扭矩鍵槽(84)的上部內臺肩(12IS)；通過該防松螺母(80)與該管套接頭(12)的螺紋連接，該剪切環(62)與該圓筒部件(24)的該上端和該管套接頭(12)鎖定在一起，其中該防松螺母(80)與該剪切環(62)的該剪切凸緣(66)相連接，而且其中在這種鎖定連接中，該柱狀體(64)緊靠著該圓筒部件(24)，該剪切凸緣(66)與該圓筒部件(24)的該互補的凸緣切口(82)相觸接，而該扭矩鍵(74)安置在該互補的扭矩鍵槽(84)中。
3.按照權利要求2所述的撞擊支杆裝置(10)，其特徵在於每一個該剪切凸緣(66)都是由一個內止動扇段(68)和一個外部可剪切扇段(70)組成，此外部可剪切扇段是由剪切線(72)所限定的，因而在該這樣的鎖定連接中，該防松螺母(80)與該相對著的剪切凸緣(66)的該外部可剪切扇段(70)相觸接，而該相對著的剪切凸緣(66)的該內止動扇段(68)與該圓筒部件(24)的該互補凸緣切口(82)緊貼觸接。
4.按照權利要求3所述的撞擊支杆裝置(10)，其特徵在於該相對著的剪切凸緣(66)具有一預定的厚度，以便對預定的緊急著陸產生的軸向負荷作出反應，使該相對著的凸緣(66)沿著該剪切線(72)被剪切，這其中會發生該圓筒部件(24)相對於該管套接頭(12)的向上的移動。
5.按照權利要求1所述的撞擊支杆裝置(10)，其特徵在於該能量消散組件(50)包括一個筒狀切刀部件(52)部件(52)，它與該圓筒部件(24)和該管套接頭(12)固定在一起；以及一個易斷裂式管狀部件(58)，它與該圓筒部件(24)同心地安裝在一起，該易斷裂式管狀部件(58)的下端與該圓筒部件(24)的下端固定在一起，而其上端與該筒狀切刀部件(52)部件(52)安裝得緊貼相連；該圓筒部件(24)在緊急著陸時向上的移動使得該易斷裂式管狀部件(58)與該筒狀切刀部件(52)部件(52)相作用，其中該易斷裂式部件(58)在該圓筒部件(24)相對於該管套接頭(12)做向上移動時會斷裂。
6.按照權利要求5所述的撞擊支杆裝置(10)，其特徵在於該筒狀切刀部件(52)部件(52)包括一個弓形的斷裂表面(54)，其中該易斷裂式管狀部件(58)的上端安裝得與該弓形斷裂表面(54)緊貼相連。
7.用於飛行器起落架的撞擊支杆裝置(10)，它包括一個與飛行器裝在一起的管套接頭(12)；一個轉輪組件(16)；一個可壓縮的油壓支杆組件(14)，用來減弱正常著陸時由該轉輪組件(16)藕合到飛行器中的能量，該可壓縮的油壓支杆組件(14)包括一個圓筒部件(24)，此部件有一個下端和一個與該管套接頭(12)安裝在一起的上端；一個活塞部件(26)，此部件有一個與該轉輪組件(16)安裝在一起的下端，和一個滑動地插在該圓筒部件(24)的該下端中的上端；以及一個浮動活塞(36)滑動地裝在該活塞部件(26)中；其特徵在於一個機械保險組件(60)，它包括一個剪切環(62)，它有一個柱狀體(64)和兩個相對著的剪切凸緣(66)，此兩凸緣從該柱狀體(64)向外伸出，每一個該剪切凸緣(66)都有一個扭矩鍵(74)，一個防松螺母(80)，該圓筒部件(24)的該上端面具有互補的凸緣切口(82)，以及該管套接頭(12)帶有一個上部內臺肩(12IS)，此臺肩帶有互補的扭矩鍵槽(84)，通過該防松螺母(80)與該管套接頭(12)的螺紋連接，把該剪切環(62)與該圓筒部件(24)的該上端和該管套接頭(12)鎖定在一起，其中該防松螺母(80)與該剪切環(62)的該剪切凸緣(66)相觸接，而在此鎖定連接中，該柱狀體(64)與該圓筒部件(24)緊貼相連，該剪切凸緣(66)與該圓筒部件(24)的該互補凸緣切口(82)緊貼觸接，而且該扭矩鍵(74)安裝在該互補的扭矩鍵槽(84)中；該機械保險組件(60)在正常著陸時用來限制該圓筒部件(24)和該管套接頭(12)之間的相對運動，而在緊急著陸時用來對預定的軸向負荷做出反應，以允許該圓筒部件(24)相對於該管套接頭(12)做向上移動；以及一個能量消散組件(50)，它包括一個筒狀切刀部件(52)部件(52)，它與該圓筒部件(24)和該管套接頭(12)固定在一起，以及一個易斷裂式管狀部件(58)，它與該圓筒部件(24)同心地安裝在一起，該易斷裂式管狀部件(58)的下端與該圓筒部件(24)的該下端固定在一起，而其上端與該圓筒部件(24)安裝得緊貼相連；在緊急著陸時，該圓筒部件(24)的向上移動會導致該易斷裂式管狀部件(58)與該筒狀切刀部件(52)部件(52)相互作用，其中該易斷裂式管狀部件(58)在該圓筒部件(24)向上移動時會斷裂，以便機械地消散由該轉輪組件(16)在飛行器中引起的緊急著陸能量。
8.按照權利要求7所述的撞擊支杆裝置(10)，其特徵在於每一個該剪切凸緣(66)都包括有一個內止動扇段(68)和一個由剪切線(72)所限定的外部可剪切扇段(70)，使得在這種鎖定連接中，該防松螺母(80)與該相對著的該剪切凸緣(66)的該外部可剪切扇段(70)相連，而該相對著的剪切凸緣(66)的該內止動扇段(68)與該圓筒部件(24)的該互補凸緣切口(82)緊貼相連。
9按照權利要求8所述的撞擊支杆裝置(10)，其特徵在於該相對著的剪切凸緣(66)具有預定的厚度，使得在對緊急著陸產生的預定軸向負荷作出反應時，該相對著的剪切凸緣(66)沿著該剪切線(72)被切斷，其中該圓筒部件(24)會發生相對於該管套接頭(12)的向上移動。
10.按照權利要求7所述的撞擊支杆裝置(10)，其特徵在於該筒狀切刀部件(52)部件(52)包括一個弓形斷裂表面(54)，而該易斷裂式管狀部件(58)的該上端與該弓形斷裂表面(54)緊貼相連。
全文摘要
一個用於飛行器起落架的撞擊支杆裝置(10)，它包括一個管套接頭(12)，一個可壓縮油壓支杆組件(14)，一個轉輪組件(16)，一個能量消散組件(50)和一個機械保險組件(60)。此油壓支杆組件(14)包括一個圓筒部件(24)，此圓筒部件的上端通過機械保險組件(60)與管套接頭(12)安裝在一起。這個能量消散組件(50)包括一個與圓筒部件(24)和管套接頭(12)安裝在一起的筒狀切刀部件(52)部件(52)，以及一個與圓筒部件(24)同心地安裝在一起的可斷裂式管狀部件(58)。機械保險組件(60)包括一個剪切環(62)。在正常著陸時，此剪切環(62)能防止圓筒部件(24)相對於管套接頭(12)運動，在緊急著陸時，剪切凸緣(66)在預定的軸向負荷斷裂極限剪斷，這就使得圓筒部件(24)相對於管套接頭(12)發生移動。圓筒部件(24)的移動使得可斷裂管狀部件(58)與切刀部件(58)相互作用，與切刀部件(52)相互作用，使得用於緊急著陸時消散能量的可斷裂式管狀部件(58)斷裂。
文檔編號B64C25/60GK1164213SQ95196301
公開日1997年11月5日 申請日期1995年11月8日 優先權日1994年11月18日
發明者B·達爾蒙特, R·P·貝羅尼 申請人:聯合工藝公司