The invention relates to an aircraft landing gear shock absorber assembly (200), the aircraft landing gear shock absorber assembly includes an outer housing (204), the outer shell is extended through the hole of the outer housing (203), and the hole has a first opening and a second opening (203A) (203b) (202 bar;), the rod is slidably connected in the hole, so that the first end of the rod (202a) from the first opening hole is prominent, the first end and the rod set attached to the wheel assembly; closure (220), the seal for the second hole opening, wherein the hole includes relative to the hole second opening width part (210); and the rod comprises a radial expansion part (212), the radial expansion part than the width of the hole part width decreases.
【技术实现步骤摘要】
飞行器起落架减振器组件
本专利技术涉及一种飞行器起落架减振器组件。
技术介绍
已知的飞行器起落架减振器组件包括外部壳体和杆,该外部壳体具有部分地延伸穿过该外部壳体的孔,而杆可滑动地联接在孔内,以使得杆的上部端部保持在孔中并且杆的下部端部从孔中突出。杆的下部端部可包括叉状轭架,该叉状轭架设置成附连于机轮组件的部件、例如转向架梁。通过将杆的上部端部插入到孔中来组装该起落架,该上部端部限定径向扩张活塞。然后,压紧螺母组件通过螺纹或一系列定位销固定在环部内,该环部限定在孔和杆之间。该压紧螺母组件能限定下部轴承并且用作止挡件,该止挡件设置成防止杆从外部壳体中滑出。本专利技术人已认识到的是,如上所述设计的减振器能在它们的强度和/或耐腐蚀性方面得以改进。
技术实现思路
根据本专利技术的第一方面,提供一种飞行器起落架减振器组件,该飞行器起落架减振器组件包括:外部壳体,该外部壳体具有延伸穿过该外部壳体的孔,且该孔具有第一开口和第二开口;杆,该杆可滑动地联接在孔内,以使得杆的第一端部从孔的第一开口突出,且杆的第一端部设置成附连于机轮组件;封闭件,该封闭件用于孔的第二开口;其特征在于,该孔包括相对于孔的第二开口的宽度减小部分;并且杆包括径向扩张部分,该径向扩张部分能包括活塞,该活塞比孔的宽度减小部分宽。因此,专利技术人已建议一种减振器组件,其中,活塞和杆从上方“首先以脚部(footfirst)”插入到壳体孔中。这使得壳体能构造成,使得孔轮廓限定肩部部分或者其它宽度减小轮廓,该肩部部分或其它宽度减小轮廓用作用于活塞的端部止挡件,并且由此代替已知减振器的压紧螺母组件和出止管。与需要装配 ...
【技术保护点】
一种飞行器起落架减振器组件,所述飞行器起落架减振器组件包括:外部壳体,所述外部壳体具有延伸穿过所述外部壳体的孔,且所述孔具有第一开口和第二开口;杆,所述杆可滑动地联接在所述孔内,以使得所述杆的第一端部从所述孔的第一开口突出,且所述杆的第一端部设置成联接于机轮组件;以及封闭件,所述封闭件用于所述孔的第二开口,所述孔包括宽度减小部分,所述宽度减小部分相对于所述孔的第二开口具有减小的宽度;并且所述杆包括径向扩张部分,所述径向扩张部分比所述孔的宽度减小部分宽。
【技术特征摘要】
2016.08.25 EP 16185595.21.一种飞行器起落架减振器组件,所述飞行器起落架减振器组件包括:外部壳体,所述外部壳体具有延伸穿过所述外部壳体的孔,且所述孔具有第一开口和第二开口;杆,所述杆可滑动地联接在所述孔内,以使得所述杆的第一端部从所述孔的第一开口突出,且所述杆的第一端部设置成联接于机轮组件;以及封闭件,所述封闭件用于所述孔的第二开口,所述孔包括宽度减小部分,所述宽度减小部分相对于所述孔的第二开口具有减小的宽度;并且所述杆包括径向扩张部分,所述径向扩张部分比所述孔的宽度减小部分宽。2.如权利要求1所述的飞行器起落架,其特征在于,进一步包括密封组件,所述密封组件在所述第一开口附近设置在所述壳体和所述杆之间。3.如权利要求2所述的飞行器起落架,其特征在于,所述密封组件内的每个密封件安装在沟槽中,所述沟槽形成在所述孔的表面中,且所述密封组件的密封件位于所述沟槽中。4.如权利要求2所述的飞行器起落架,其特征在于,所述减振器是含有流体的减振器,且所述密封组件的至少一个密封件设置成在所述外部壳体和所述杆之间提供流体紧密密封件。5.如权利要求2所述的飞行器起落架,其特征在于,所述密封组件的最外部密封件是刮擦密封件,所述刮擦密封件设置成在所述减振器延伸和缩回时刮檫所述杆。6.如权利要求1所述的飞行器起落架减振器组件,其特征在于,所述封闭件包括耐压舱壁,所述耐压舱壁在所述第二开口处装配于所述外部壳体。7.如权利要求6所述的飞行器起落架减振器组件,其特征在于,所述封闭件进一步包括孔口支承管,所述孔口支承管设置成当所述封闭件装配于所述外部壳体时突出到所述孔中。8.如权利要求1所述的飞行器起落架减振器组件,其特征在于,进一步包括转向架梁,所述转向架梁联接于叉状轭架,所述叉状轭架可拆除地附连于所述杆的第一端部。9.如权利要求1所述的飞行器起落架减振器...
【专利技术属性】
技术研发人员:R·K·施米特,
申请(专利权)人:赛峰起落架系统英国有限公司,
类型:发明
国别省市:英国,GB
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