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一种飞机拖式刹阻器制造技术

技术编号:24317223 阅读:13 留言:0更新日期:2020-05-29 15:27
本实用新型专利技术公开了一种飞机拖式刹阻器,其特征在于:所述飞机拖式刹阻器安装于飞机起落架支撑杆上,包括液压系统,液压系统包括至少一部分循环油管位于所述起落架支撑杆内,还包括了连接套筒、液压伸缩机构;以及拖式刹阻部件,所述拖式刹阻部件被设置为连接至液压伸缩机构末端。本实用新型专利技术专利克服了现有技术的缺陷,利用结构比较简单的部件增强了飞机的致动性能,且形成方便更换和拆卸的结构,降低了生产成本和劳动强度,通过设置拖式刹阻部件,使得飞机在着陆后再较短距离实现停止,大大缩短了飞机的滑行长度,使得飞机更为灵活,突破了现有飞机必须有较长跑到才能实现着陆的限制,有较强的实用意义。

An aircraft drag brake

【技术实现步骤摘要】
一种飞机拖式刹阻器
本技术涉及一种飞机、无人驾驶飞机或模型飞机的刹车组件,特别是飞机或无人机的主起落架液压飞机拖式刹阻器。
技术介绍
现有技术中飞机的刹车组件通常设置于起落架的车轮处,例如技术专利CN2908354Y(专利文献1)中所公开的内容,飞机滑行时,飞机刹车机轮在地面滚动,3个动盘组件58随机轮组件1一起转动,装在刹车壳体51上的2个压紧盘组件56、2个双面静盘组件57相对静止不转;刹车时,正常活塞组件53在刹车压力的作用下向前移动,压紧动、静盘,使其之间产生摩擦力,使机轮制动;当松开刹车时,刹车压力释放,活塞退回,动、静盘松开,使机轮解除刹车(具体构成参见附图1)。同时现有技术中还包括了考虑飞机自重影响飞机刹车性能的方案,例如技术专利CN201086821Y(专利文献2)中所公开的内容:考虑到飞机降落时产生的压力使主起落架1变形,才能将作用力传递给刹车碟5和刹车片6,所以采用韧性好而强度高的碳纤维材料的主起落架1,机轮主轴2穿过起落架1的固定孔将主起落架1与机轮3连接,机轮主轴2在主起落架1另一侧通过螺帽4固定锁死主起落架1,机轮主轴2穿过机轮3,机轮3一侧设有刹车碟5,刹车碟5的接触平面有一定的粗糙度,机轮主轴2上与刹车碟5对应位置设有硅胶刹车片6,硅胶刹车片6平面与刹车碟5平面相对安装,刹车碟5与硅胶刹车片6之间的间距为0.1~0.5毫米,依靠飞机降落时的冲击力使得起落架发生最大幅度的变形,主起落架的变形角度越来越大,刹车碟与硅胶刹车片的摩擦阻力随之越来越大(具体构成参见附图2)。然而上述方案中分别存在以下问题,1.例如当刹车可用距离短的情况下,无论使用文献1或2记载的形式的刹车,均不足以将飞机按照预设距离停下,将导致严重事故;2.飞机起落架在轮处设置的组件结构较为复杂,成本高,飞机轮中设置刹车碟与硅胶刹车片不易更换,操作较为复杂;鉴于此,本技术专利提出一种飞机拖式刹阻器。
技术实现思路
本技术提供一种飞机拖式刹阻器,其特征在于:所述飞机拖式刹阻器安装于飞机起落架支撑杆上,包括液压系统,液压系统包括至少一部分循环油管位于所述起落架支撑杆内,还包括了连接套筒、液压伸缩机构;以及拖式刹阻部件,所述拖式刹阻部件被设置为连接至液压伸缩机构末端。进一步的,所述液压伸缩机构包括了第一液压伸缩机构和第二液压伸缩机构,其中所述第一液压伸缩机构一端与所述连接套筒固定连接,另一端与固定块连接;所述液压系统包括第一油路管道,其位于所述起落架支撑杆内,以及第二油路管道,其位于所述起落架支撑杆外,并连接至所述第二液压伸缩机构,所述第二油路管道可以设置为被固定环固定在起落架支撑杆外壁上,所述液压系统包括了两个游循环管路,其中油循环管路A用于为第一液压伸缩机构供油和排油,油循环管路B用于为第二液压伸缩机构供油和排油;所述油循环管路A和油循环管路B中供油压力可以相同也可以不同,为可单独控制的供油系统。进一步的,所述第二液压伸缩机构的一端与所述固定块连接,第二伸缩机构的第二端与所述拖式刹阻部件连接。进一步的,所述第二伸缩机构为分叉结构,其中分叉结构的汇合端连接在所述固定块上,所述分叉结构的另一端连接至所述拖式刹阻部件。进一步的,所述拖式刹阻部件包括固定层,其设置有装配部,其形成于所述固定层的上表面的凹槽中,所述拖式刹阻部还包括位于所述固定层下部的刹阻材料层。进一步的,所述刹阻材料层粘接至所述固定层下表面;所述刹阻材料层使用与飞机轮胎相同的材料。进一步的,所述拖式刹阻部件设置于飞机行进方向位于飞机轮胎的前侧。进一步的,所述拖式刹阻部件设置于飞机行进方向位于飞机轮胎的后侧。由以上技术方案,本技术专利克服了现有技术的缺陷,利用结构比较简单的部件增强了飞机的致动性能,且形成方便更换和拆卸的结构,降低了生产成本和劳动强度,通过设置拖式刹阻部件,使得飞机在着陆后再较短距离实现停止,大大缩短了飞机的滑行长度,使得飞机更为灵活,突破了现有飞机必须有较长跑到才能实现着陆的限制,有较强的实用意义。附图说明:图1是现有技术中安装在飞机轮胎处的刹车结构示意图。图2是现有技术中依靠飞机着陆重力产生刹车阻力的结构示意图。图3为本申请实施例1的结构示意图。其中:1-飞机拖式刹阻器,2-起落架支撑杆,3-连接套筒,4-固定环,5-拖式刹阻部件,6-第一液压伸缩机构,7-第二液压伸缩机构,8-液压系统,9-固定块,10-固定层,11-装配部,12-刹阻材料层,13-飞机轮胎。具体实施方式实施例1:一种飞机拖式刹阻器,其特征在于:所述飞机拖式刹阻器安装于飞机起落架支撑杆上,包括液压系统8,所述液压系统油路管道位于所述起落架支撑杆内,还包括了连接套3筒、液压伸缩机构;以及拖式刹阻部件,所述拖式刹阻部件被设置为连接至液压伸缩机构4末端。所述液压伸缩机构包括了第一液压伸缩机构6和第二液压伸缩机构7,其中所述第一液压伸缩机构6一端与所述连接套筒3固定连接,另一端与固定块9连接;所述液压系统包括第一油路管道A,其位于所述起落架支撑杆2内,以及第二油路管道B,其位于所述起落架支撑杆2外,并连接至所述第二液压伸缩机构7,所述第二油路管道B可以设置为被固定环4固定在起落架支撑杆外壁上,所述液压系统包括了两个油循环管路,其中油循环管路A用于为第一液压伸缩机构6供油和排油,油循环管路B用于为第二液压伸缩机构7供油和排油;所述油循环管路A和油循环管路B中供油压力可以相同也可以不同,为可单独控制的供油系统。所述第二液压伸缩机构7的一端与所述固定块9连接,第二伸缩机构的第二端与所述拖式刹阻部件5连接。所述拖式刹阻部件5包括固定层10,其设置有装配部11,其形成于所述固定层10的上表面的凹槽中,所述拖式刹阻部还包括位于所述固定层下部的刹阻材料层12。所述刹阻材料层12粘接至所述固定层10下表面;所述刹阻材料层12使用与飞机轮胎13相同的材料。所述拖式刹阻部件1设置于飞机行进方向位于飞机轮胎13的前侧。本实施例工作原理如下:实施例2:实施例2中考虑了飞机在刹车过程中稳定性的因素,将所述拖式刹阻器室外设置方向变更为在飞机行进方向飞机轮胎的后侧,其余结构与实施例1相同,通过设置在飞机前进方向的后侧,形成了较为稳定的刹阻结构,使得飞机在刹车过程中避免了冲击力等不稳定因素。经过以上两个是实施例的设置方式,在飞机着陆时拖式刹阻部件1跟随起落架打开,同时液压系统8开始工作,第一液压伸缩机构6和第二液压伸缩机构7伸长至预定长度,保持拖式刹阻部件1的刹阻材料层12下表面略低于轮胎最下部,使得刹阻材料层12充分与地面接触,产生极大的致动力,同时配合飞机轮胎自身的刹车,使得飞机在极短滑行距离停下,同时在刹阻材料层12使用一段时间后,可以从装配部11将所述拖式刹阻部件5整体拆下,以便于更换已磨损的拖式刹阻部件5。该技术使得飞机能够在山地、航空母舰等难以修筑长距离跑到的本文档来自技高网
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【技术保护点】
1.一种飞机拖式刹阻器,其特征在于:所述飞机拖式刹阻器安装于飞机起落架支撑杆上,包括液压系统,液压系统包括至少一部分循环油管位于所述起落架支撑杆内,还包括了连接套筒、液压伸缩机构;以及拖式刹阻部件,所述拖式刹阻部件被设置为连接至液压伸缩机构末端。/n

【技术特征摘要】
1.一种飞机拖式刹阻器,其特征在于:所述飞机拖式刹阻器安装于飞机起落架支撑杆上,包括液压系统,液压系统包括至少一部分循环油管位于所述起落架支撑杆内,还包括了连接套筒、液压伸缩机构;以及拖式刹阻部件,所述拖式刹阻部件被设置为连接至液压伸缩机构末端。


2.如权利要求1所述的飞机拖式刹阻器,其特征在于,所述液压伸缩机构包括了第一液压伸缩机构和第二液压伸缩机构,其中所述第一液压伸缩机构一端与所述连接套筒固定连接,另一端与固定块连接;所述液压系统包括第一油路管道,其位于所述起落架支撑杆内,以及第二油路管道,其位于所述起落架支撑杆外,并连接至所述第二液压伸缩机构,所述第二油路管道设置为被固定环固定在起落架支撑杆外壁上,所述液压系统包括了两个游循环管路,其中油循环管路A用于为第一液压伸缩机构供油和排油,油循环管路B用于为第二液压伸缩机构供油和排油;所述油循环管路A和油循环管路B中供油压力设置为相同或者不同,单独控制各油循环管路的供油压力。


3.如权利要求2所述的飞机拖式刹阻器,其...

【专利技术属性】
技术研发人员:贺大永
申请(专利权)人:贺大永
类型:新型
国别省市:四川;51

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