амортизатор опоры шасси летательного аппарата

Формула изобретения

Амортизатор опоры шасси летательного аппарата, содержащий корпус, шток, снабженный упором и размещенный в корпусе посредством верхней и нижней букс, газовую камеру низкого давления, гидравлическую камеру и поршень, установленный между корпусом и штоком, отличающийся тем, что упор выполнен на части штока, расположенной вне корпуса, а нижняя букса жестко связана с поршнем и установлена в корпусе с возможностью перемещения при взаимодействии с упором штока, причем верхняя букса неподвижно закреплена внутри корпуса, образуя, между корпусом, штоком и нижней буксой заряжаемую газовую камеру высокого давления.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к посадочным устройствам летательных аппаратов, в частности к конструктивным особенностям амортизаторов опор шасси.

Известен амортизатор основного шасси вертолета, содержащий корпус, в нижней части которого неподвижно закреплена нижняя букса. В корпусе установлен шток с верхней буксой, образующий гидравлическую камеру и газовую камеру низкого давления. Внутри корпуса на штоке выполнен упор, который взаимодействует при движении штока с поршнем, размещенным в кольцевой камере между штоком и корпусом (см. Амортизатор шасси вертолета Ми-24Д, разработанный производственным объединением "Гидромаш" г. Н. Новгород в 1968 г. черт. B24-4101-100 или Руководство по технической эксплуатации вертолета Ми-24Д, разработанное АО "Роствертол", г. Ростов-на-Дону в 1975 г., раздел 32.10.01, стр. 3, рис. 1).

Недостатком известной конструкции является то, что повышение энергоемкости происходит за счет увеличения. площади кольцевого поршня, что ведет к увеличению габаритов и веса амортизатора.

Целью настоящего изобретения является устранение указанных недостатков, снижение веса и габаритов амортизатора.

Указанная цель достигается тем, что в известном амортизаторе, содержащем корпус, шток, снабженный упором и размещенный в корпусе посредством нижней и верхней букс, газовую камеру низкого давления, гидравлическую камеру и поршень, установленный между корпусом и штоком, упор выполнен на части штока, расположенной вне корпуса, а нижняя букса жестко связана с поршнем и установлена в корпусе с возможностью перемещения при взаимодействии с упором штока, причем верхняя букса закреплена внутри корпуса, образуя между корпусом, штоком и нижней буксой заряжаемую газовую камеру высокого давления.

Взаимодействие упора штока с поршнем при движении штока вне корпуса амортизатора позволило сократить размеры корпуса амортизатора, а значит, и его вес, а наличие дополнительной газовой камеры высокого давления позволило сохранить его энергоемкость при уменьшении габаритов амортизатора.

На фиг. 1 изображен общий вид амортизатора опоры шасси летательного аппарата.

На фиг.2 - диаграмма статического обжатия.

Амортизатор содержит корпус 1 с иглой 2, полый шток 3 с диафрагмой 4 и упором 5. Шток 3 установлен в корпус 1 посредством верхней неподвижной буксы 6 и нижней подвижной 7. В верхней, надштоковой части корпуса 1 расположена гидравлическая камера А. Внутри штока 3 установлен поршень 8, отделяющий гидравлическую камеру А от газовой камеры Б. Надштоковая часть гидравлической камеры А соединена с частью гидравлической камеры, расположенной в полом штоке 3, посредством расчетных отверстий 9 в диафрагме 4 и пазов 10 в игле 2. В кольцевой полости, между корпусом 1 и штоком 3, установлен поршень 11, образуя газовую камеру высокого давления В. Поршень 11 и нижняя букса 7 жестко связаны и установлены в корпусе 1 с возможностью взаимодействия с упором 5 при движении штока 3.

Амортизатор работает следующим образом:

I. Работа на прямом ходе

При возникновении внешних сил на оси колеса основной опоры (на фиг.1 не показано) и перемещении штока 3 относительно корпуса 1 объем гидравлической камеры А начинает уменьшаться, масло из этой камеры перетекает через расчетные отверстия 9 в диафрагме 4 и расчетные продольные пазы 10 в игле 2 в полость штока 3, перемещая поршень 8 и сжимая газ в камере Б. На определенном ходе упор 5 штока 3 начинает взаимодействовать с подвижной буксой 7 и поршнем 11. Когда внешняя сила по амортизатору достигает величины, равной сопротивляющему усилию газовой камеры В, движение штока 3 продолжится совместно с буксой 7 и поршнем 11. Газ камеры В сжимается. Процесс перетекания масла остается прежним. Энергия внешних сил на прямом ходе штока 3 амортизатора затрачивается на проталкивание масла через расчетные отверстия 9, 10 в диафрагме 4 и игле 2, на сжатие азота в газовых камерах Б и В и на преодоление сил трения букс 6, 7, поршня 11. Таким образом, энергия внешних сил в амортизаторе частично аккумулируется в энергию сжатого газа, а другая часть превращается в тепло и рассеивается в окружающее пространство.

II. Работа на обратном ходе

При прекращении действия внешней нагрузки на колесо (на фиг.1 не показано) шток 3 амортизатора под действием сжатого газа камер В, Б начинает возвращаться в исходное положение. При этом масло из полости штока 3 перетекает в надштоковую полость через отверстия 9 в диафрагме 4 и пазы 10 в игле 2. Происходит рассеивание энергии в окружающее пространство.

Диафрагма работы амортизатора представляет собой ступенчатую кривую, при этом в зоне вертикальной ступени расположены стояночные положения, летательного аппарата для 90% эксплуатируемых весов, обеспечивая постоянство положения летательного аппарата на стоянке.

Предлагаемая конструкция позволила сократить габариты и вес амортизатора шасси, а также, не изменяя его конструкции, менять энергоемкость амортизатора и положение летательного аппарата при различных взлетных весах за счет давления в газовых камерах А и Б.