起落架装置（１）包括一面积可变的节流孔（１８）以得到着陆时起落架装置所希望的回弹缓冲和与面积可变的节流孔（１８）共同工作的一个或多个单向阀部件（２０）以在着陆时提供起落架装置所希望的受控收缩。而且起落架装置（１）具有一个仅在起落架装置（１）收缩行程的中间部分时，在一预调定的压力降下允许旁流的溢流阀部件（４０）以在着陆时减少剧烈冲击等，且不会对起落架装置的受控收缩和回弹缓冲有不良影响。（*该技术在2008年保护过期，可自由使用*）
【技术实现步骤摘要】
本专利技术一般涉及一种如下文所示的有降落到粗糙跑道上时用的受控收缩行程和回弹缓冲的起落架装置。这种起落架装置是专门设计用于调节象军用飞机等高性能短距离起飞着陆(简称S.T.O.L)型飞机的回弹缓冲力。但这种装置同样可用于其他类型的高性能飞机。当然这种起落架装置最好还包括冲击超荷保护装置用来调节着陆时猛烈冲击的大冲击力要求。人们已经从与本专利技术为同一转让人的美国专利4，552，334中悉知，有一种带有滑行收缩行程旁通阀的起落架装置，当着陆冲击完成阀门就立即打开以大大减小或根本消除高缓冲负荷，否则在粗糙的跑道上滑行时可能发生这种负载。然而还需要继续提供一种更简单的方法来实现这种受控收缩行程的缓冲。此外，还需要增加用于S.T.O.L型飞机上所用的起落架装置的回弹缓冲。由于较高的下降着陆速度(如着陆时向地面的速度)和着陆过程中S.T.O.L型飞机的不同升力性能，S.T.O.L型飞机在着陆过程中回弹的趋势较大，(如从地面反跳回来)。如果飞机是在粗糙的跑道上起落，这种情况将更为严重，跑道粗糙例如是由于暂时修理被炸坏的区域之类引起的。进一步需要提供一种简单有效的方法来调节起落架的大冲击力，在粗糙跑道上着陆的过程中减小猛烈冲击而对上述的在着陆过程中受控收缩行程与回弹缓冲产生不利影响。考虑到前述的问题，本专利技术的主要目的在于提供一种起落架装置，这种装置用第一个受测定的小孔面积来控制起落架在着落过程中的受控收缩行程，用比第一个小孔面积小的第二个受测定小孔面积来实现着陆过程中所需的回弹缓冲。另一目的在于提供一种起落架装置，此装置能调节大冲击力以减小着陆时的猛烈冲击而不对起落架的受控收缩行程和回弹缓冲产生不利影响。根据本专利技术的一个方面，起落架包括一个或多个单向阀组件与一个面积可变的小孔调节杆配合操作以提供在着陆时所需的起落架受控收缩行程。调节杆的形状制成可提供一个受测定的小孔面积，用以在起落架收缩和延伸时限制其流量，流量根据杆的位置而定。单向阀组件可在起落架收缩时提供补充的有限制的流量，但在起落架伸长时只允许有少量或无回流。相应地，在起落架伸长时，受测小孔面积(实质上只是由调节杆来提供的)比无起落架收缩时更小，这样可有效地用来产生S.T.O.L型与其他型号飞机所需的回弹缓冲。根据本专利技术的另一个方面，起落架装置还可有一个溢流阀来调节大冲击力以减小着陆时猛烈冲击而对起落架的受控收缩行程和回弹缓冲产生不利影响。为达到所述的和有关的结果，本专利技术包括下文充分叙述并在权利要求中特别指出的特点，下文的叙述和附图详细提出本专利技术某些例证性的实现方案，这些方案只表示几种用本专利技术的原理的不同方法。在附图中，附图说明图1是根据本专利技术显示的完全伸展的起落架装置最佳形式的局部纵向剖面图;图2是与图1同样的起落架装置的局部纵向剖面图，但显示在着陆时起落架装置收缩行程时部分收回的起落架装置;图3是图2起落架装置放大的局部纵向剖视图;图4是图3中起落架装置沿“4-4”平面的进一步放大的局部横向剖面图;图5是与图3同样的起落架装置的放大的局部纵向剖视图，但示示在收缩行程时处于中间位置的起落架装置，这时溢流阀提供从下活塞腔室到上活塞腔室的液流旁路，以减小猛烈冲击而不影响起落架装置的受控收缩行程和回弹缓冲;图6也是与图3同样的放大的局部纵向剖视图，但显示着陆时收缩行程移动到终端的起落架装置;图7是根据本专利技术的起落架装置的变换形式一部分的放大的局部纵向剖视图。现根据附图进行描述，首先参见图1，显示根据本专利技术的起落架装置1最佳形式，它一般由主冲击撑杆2组成，其中包括用通常的方法将其上端或内侧端与机身相连的外套的主缸体3。在外套的主缸体内轴向运动的是向外伸展超出主缸体下端或外端的主撑杆活塞4，在其外侧端安装置一轮子和轮胎部件(未画出)。主活塞4一般在其收缩长度上是管状的，其内节流支承管5可相对滑动。节流支承管与外套的主缸体3的内侧端相连且同轴地伸入主活塞内，围绕节流支承管5的外端是与主活塞的内径(I.D.)动密封装配的O形密封圈6，以防止流体在它们之间流动。与节流支承管5的外侧端相连的是一包含一活动节流孔环9的节流部件8，通过节流孔环9伸展的是与主活塞4相连并与之一起运动的调节杆10，调节杆10包括许多在其外表面的纵向延伸、周向间隔的槽15，以便在起落架冲击时使流体在节流孔环9的相反面上下活塞腔室16、17之间流动时提供液压缓冲的初级控制。例如，如图3所示，槽15的深度最好沿杆的长度而变化，以便当杆通过节流孔环9时具有不同的节流区，象已有技术那样在不同的撑杆冲击位置时，将起落架的动载荷冲击曲线控制在一定的限度内。为了适应与S.T.O.L型飞行器的较高下降速度着陆有关的起落架装置的结构外壳，可以选择调节杆10冲击与流动面积的关系，以便在预计的轮胎回跳时减少主冲击撑杆的垂直载荷，这样保证得到的合成载荷使起落架装置没有损伤。而且，调节杆10可以被制成这样的，使例如由槽15和节流孔环9之间产生的最大可调节的节流区18，发生在撑杆中相应于通常滑行位置的一点，以消除否则在粗糙的滑道上滑行时可能产生的高缓冲载荷，而并不需要为之有特殊的旁路阀门装置。在伸展(拉出行程)和回缩(吸缩行程)时，由调节杆10提供的调节节流区18当然允许在下腔室和上腔室16、17之间有受节制的流量。然而如果根据本专利技术选择调节杆节流区18来控制回弹缓冲，这样的调节杆节流区对提供着落时起落架装置的收缩行程所需速度是不够的。由此，为了在起落架收缩时增加这样的受控流，在从节流环9径向向外隔开的节流部件8中，最好提供一个或多个单向阀部件20。在图1至6显示的本专利技术的最佳实施方案中，有二个这样的单向阀部件20，每个包括与节流部件8的内端相连的舌形阀板21，连接是利用一对带肩螺栓22，后者允许阀板21在分别阻止和允许流体通过节流部件中相连的流道23的开启和闭合位置之间的有限运动。正如将明显看到的那样，这种单向阀板21允许另外的受控流在起落架收缩时从下活塞腔室16流到上活塞腔室17以补充通过调节杆节流区18的受控流。然而，在起落架伸出时，从上活塞腔室到下活塞腔室的回流产生一负压使单向阀部件20关闭，允许很少的或不允许回流通过单向阀部件。或者也可以，在一块或二块阀板21上开出象图4中用虚线表示的一个或多个小孔25，允许有限的回流在起落架伸出时通过单向阀部件20，回流比起落架压缩时通过其中的流量小得多。如果需要，象图7中显示的可移动的节流孔环9'本身也可用作单向阀，以补充或代替起落架收缩时通过单向阀部件20外加的受控流。为此可以提供图7所示类型的节流部件8'的变型，它包括靠近节流孔环面对着下活塞腔室一面的封闭凸缘30和靠近节流孔环面对上活塞腔室一面的不封闭凸缘31。在起落架收缩时，从下活塞腔室流到上活塞腔室的流体使节流孔环9'向上运动与不封闭的凸缘31接合，如图7所示，这样允许绕节流孔环9'的外径(O.D.)的额外受控流在不封闭的凸缘31中通过轴向槽32。相反地，在起落架伸出时，从上活塞腔室流到下活塞腔室的流体产生一负压，将节流孔环9'推靠在封闭凸缘30上，允许很少的或不允许回流通过节流孔环的外表面。两种情况中，起落架伸出时比超落架收缩时可能有更小的总的受控节流区。这样大大增加回弹缓冲，因为在伸出起落架的节流支承管本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种起落架装置，它包括一主缸体、一个可在所述主缸体内轴向运动的主撑杆活塞、容纳在所述缸体内且与所述缸体和活塞限定上下腔室的节流装置，所述节流装置包括提供在所述活塞和缸体之间相对运动时在所述上下腔室之间流体通道的节流孔装置，所述节流孔装置包括一通过所述节流装置的开口和一个与所述活塞相连并随之运动的调节杆，所述调节杆延伸通过在所述节流装置内的所述开口和包含在所述调节杆内并随之运动的溢流阀装置，所述溢流阀装置包括仅在所述起落架装置收缩行程中间部分时，对从所述下腔室到所述上腔室的预调定压降响应提供从所述下腔室通过所述溢流阀装置到所述上腔室的流体旁流的装置，和在所述起落架装置完全伸出时阻止从所述上腔室通过所述溢流阀装置到所述下腔室的流体旁流的装置。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：路易斯C赫鲁希，理查J温，
申请(专利权)人：纽摩埃贝克斯公司，
类型：发明
国别省市：US[美国]
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。