飞行器起落架减震器支柱的制作方法

背景技术：

1、常见的飞行器起落架组件包括主液压减震器支柱，该主液压减震器支柱支柱具有布置成与飞行器的下侧枢转地联接的上端，以及与轮和制动组件联接的下端。

2、这种减震器支柱可以包括外筒和布置成相对于外筒伸缩的内筒。随着内筒相对于外筒移动，减震器支柱可以压缩和伸展。两个部分联接在一起以限定腔室，该腔室容纳油和在一些情况下容纳气体。随着减震器被压缩，腔室内的油被迫穿过阻尼孔口，并且在提供气体的情况下气体被压缩，从而阻尼着陆载荷。被压缩的气体用作弹簧，在所施加外部载荷减少时使减震器伸长。可以设置反冲阻尼孔口，以在减震器伸展时限制油流动至环状部。

3、飞行器起落架舱是飞行器内构造成收纳收起的起落架的空间。起落架可以是为飞行器专门设计的。

4、对于具体飞行器，可能希望起落架的主支柱比标准起落架主支柱更长，从而将飞行器抬得更高，以改进离地间隙。然而，除非重新设计起落架舱以收纳增加的长度，否则起落架仍然必须能够缩回到舱内现有空间中。因此，起落架需要在缩回时缩短。

5、已知各种在缩回时缩短起落架的手段。这可能涉及到必须附接至起落架舱的结构部分的专用缩短机构。

6、本发明人已设计了一种新型缩短机构，其可以改进安全性。

技术实现思路

1、根据本发明的第一方面，提供一种飞行器起落架减震器支柱，包括：

2、外筒，外筒具有限定开口的膛；

3、内筒，内筒具有可移动地联接在膛内的第一端部区域和伸出开口的第二端部区域，内筒布置成沿着膛的纵向轴线在第一状况与第二状况之间移动，在第一状况中减震器支柱压缩，而在第二状况中减震器支柱伸展，内筒被弹簧力偏置成呈现第二状况；

4、机械伸出止动部(outstop)，机械伸出止动部布置成接合或接触内筒的抵接表面，以限制减震器支柱的伸展；以及

5、可旋转构件，可旋转构件不同于内筒并且限定包括多条螺纹的螺纹表面，螺纹表面构造成随着可旋转构件转动至少360度而轴向驱动伸出止动部，以使内筒从第二状况朝向第一状况移动以压缩减震器支柱，可旋转构件布置成使得弹簧力不能使可旋转构件转动以允许减震器支柱伸展。

6、因此，根据第一方面的减震器支柱包括不反向驱动的螺旋螺纹，该螺旋螺纹布置成沿着膛双向驱动伸出止动部，使得伸出止动部可以移动内筒以抵抗弹簧力压缩减震器支柱，为了收起而缩短减震器支柱，并且随后伸出止动部可以在相对轴向方向上移动至某个位置，在该位置中其允许减震器支柱伸展。本发明人已经认识到，由于减震器支柱弹簧力不能反向驱动螺旋螺纹以引起可旋转构件的转动，这样的布置可以减少压缩的减震器支柱在被收起在起落架舱中时意外伸展的可能性，该意外伸展可能损坏起落架舱和/或抑制起落架的展开。如此，外部部件的损坏或断开连接将不会引起减震器的伸展，因此起落架仍可以降下并且避免损坏。

7、螺纹表面的螺纹可以具有小于45度的螺旋角。优选的是，螺纹角在0.1度和五度之间，以便提供在对反向驱动的高阻力和伸出止动部由于可旋转构件的转动而导致的轴向移动之间的平衡。

8、螺纹表面可以具有至少三条螺纹，优选地在六条至一百条螺纹之间。可以理解的是，螺纹的数量可以取决于详细构造、起落架的尺寸和所需缩短的量。

9、伸出止动部可以包括螺纹反表面，螺纹反表面布置成与螺纹表面配对接合，这可以增加用于驱动伸出止动部和对来自弹簧力的反向驱动反作用的接触表面积的量。

10、伸出止动部可以能移动地联接到外筒，以便允许相对于外筒的轴向移动，但抑制与可旋转构件一起转动。这可以将可旋转构件的转动有效地转换为伸出止动部的轴向移动。

11、内筒可以在第一端部区域处包括径向扩大头部，该径向扩大头部具有限定抵接表面的轴向面。

12、可旋转构件可以安装在膛内，在内筒与外筒之间的环状部内。

13、可旋转构件可以包括中空圆筒形轴环，中空圆筒形轴环的内表面限定螺纹表面。

14、伸出止动部可以由环状密封盖构件的轴向面限定，环状密封盖构件布置成密封减震器支柱，可旋转轴环的内径大于密封盖的外径，密封盖的外圆柱表面限定螺纹反表面。这样的布置可以使可旋转构件被并入，相对于传统飞行器起落架减震器支柱无需添加另外的静态或动态密封件。

15、替代地，可旋转构件可以包括第一中空圆筒形构件，第一中空圆筒形构件具有限定螺纹表面的内圆柱表面，并且伸出止动部可以由第二中空圆筒形构件的轴向面限定，第二中空圆筒形构件具有限定螺纹反表面的外圆柱表面，第一圆筒形构件的内径大于第二圆筒形构件的外径，使得第二圆筒形构件可以轴向驱动进出第一圆筒形构件。第一和第二圆筒形构件都与密封盖构件分开，密封盖构件布置成密封减震器支柱。

16、外筒可以包括穿过侧壁的驱动通道，用于可旋转驱动构件与可旋转构件的外表面接合，以引起可旋转构件的转动。

17、替代地，减震支柱可以包括布置成密封减震器支柱的环状密封盖构件，密封盖构件包括驱动膛，可旋转驱动销穿过驱动膛延伸，密封盖还包括螺纹膛，螺纹膛与驱动膛连通并限定螺纹反表面，可旋转构件包括指状构件，指状构件具有第一端部区域和限定伸出止动部的第二端，第一端部区域限定螺纹部分并与螺纹膛配对接合，驱动销经由键槽联接到指状构件联接，布置成允许驱动销与指状构件之间的相对轴向移动，并抑制驱动销与指状构件之间的相对转动。

18、替代地，指状构件可以在密封盖构件中花键联接或键合成不转动，并通过旋转内螺纹驱动。可以通过花键、键或外部连杆提供防转动装置。

19、动态密封件可以设在限定驱动膛与驱动销之间，与位于密封盖构件中的传统动态密封件相比，其尺寸相对较小。

20、替代地，止动构件可以由诸如孔口支承管之类的管限定，管具有第一端，第一端在外筒内并限定了布设在内筒的单通膛内的径向扩大头部，单通膛的开口的直径小于孔口支承管的径向扩大头部的直径，孔口支承管具有伸出第二开口的第二端部区域，第二开口在外筒相对于开口的相对轴向面中，第二端部区域限定螺纹反表面。在其它实施例中，可以设置任何合适的管或杆，而不是孔口支承管。

21、根据本发明的第二方面，提供一种飞行器起落架组件，包括：

22、根据第一方面的飞行器起落架减振器支柱；以及

23、与减震器支柱联接的轮或其它地面接触组件。

24、起落架组件可以包括侧撑杆、拖拉撑杆和柱塞锁定布置，其与减震器支柱联接，并布置成使减震器支柱能够维持在相对于飞行器的展开状况中，起落架组件与该飞行器可移动地联接。

技术特征：

1.一种飞行器起落架减震器支柱，包括：

2.根据权利要求1所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述螺纹表面的螺纹具有小于45度的螺旋角。

3.根据任一前述权利要求所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述螺纹表面包括至少三条螺纹。

4.根据任一前述权利要求所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述伸出止动部包括螺纹反表面，所述螺纹反表面布置成与所述螺纹表面配对接合。

5.根据任一前述权利要求所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述伸出止动部能移动地联接到所述外筒，以便允许相对于所述外筒的轴向移动，但抑制与所述可旋转构件一起转动。

6.根据任一前述权利要求所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述内筒在所述第一端部区域处包括径向扩大头部，所述径向扩大头部具有限定所述抵接表面的轴向面。

7.根据任一前述权利要求所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述可旋转构件至少部分地安装在所述膛内，在所述内筒与所述外筒之间的环状部内。

8.根据任一前述权利要求所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述可旋转构件包括中空圆筒形轴环，所述中空圆筒形轴环的内表面限定所述螺纹表面。

9.根据权利要求8所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述伸出止动部由环状密封盖构件的轴向面限定，所述环状密封盖构件布置成密封所述减震器支柱，所述可旋转构件的内径大于所述密封盖的外径，所述密封盖的外圆柱表面限定所述螺纹反表面。

10.根据权利要求1至7中任一项所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述可旋转构件包括第一中空圆筒形构件，所述第一中空圆筒形构件具有限定所述螺纹表面的内圆柱表面，并且所述伸出止动部由第二中空圆筒形构件的轴向面限定，所述第二中空圆筒形构件具有限定所述螺纹反表面的外圆柱表面，所述第一圆筒形构件的内径大于所述第二圆筒形构件的外径，使得所述第二圆筒形构件能轴向驱动进出所述第一圆筒形构件。

11.根据任一前述权利要求所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述外筒包括穿过侧壁的驱动通道，所述驱动通道用于可旋转驱动构件与所述可旋转构件的外表面接合，以引起所述可旋转构件的转动。

12.根据权利要求1至7中任一项所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，所述减震支柱包括布置成密封所述减震器支柱的环状密封盖构件，所述密封盖构件包括驱动膛，可旋转驱动销穿过所述驱动膛延伸，所述密封盖还包括螺纹膛，所述螺纹膛与所述驱动膛连通并限定螺纹反表面，所述可旋转构件包括指状构件，所述指状构件具有第一端部区域和限定所述伸出止动部的第二端，所述第一端部区域限定螺纹部分并与所述螺纹膛配对接合，所述驱动销经由键槽联接到所述指状构件，所述键槽布置成允许所述驱动销与所述指状构件之间的相对轴向移动，并抑制所述驱动销与所述指状构件之间的相对转动。

13.根据权利要求12所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，还包括动态密封件，所述动态密封件设在所述驱动膛与所述驱动销之间，与位于所述密封盖构件中的传统动态密封件相比，所述动态密封件的尺寸相对较小。

14.根据权利要求1至6中任一项所述的飞行器起落架减震器支柱，其特征在于，止动构件由诸如孔口支承管之类的管限定，所述管具有第一端，所述第一端在所述外筒内并限定了布设在所述内筒的单通膛内的径向扩大头部，所述单通膛的开口的直径小于所述管的径向扩大头部的直径，所述管具有伸出第二开口的第二端部区域，所述第二开口在所述外筒相对于所述开口的相对轴向面中，所述第二端部区域限定所述螺纹反表面。

15.一种飞行器起落架组件，包括：

技术总结
一种飞行器起落架减震器支柱(24)，包括：外筒(26)，外筒具有限定开口的膛；内筒(28)，内筒具有可移动地联接在膛内的第一端部区域和伸出开口的第二端部区域，内筒布置成沿着膛的纵向轴线在第一状况与第二状况之间移动，在第一状况中减震器支柱压缩，而在第二状况中减震器支柱伸展，内筒被弹簧力偏置成呈现第二状况；机械伸出止动部(OS)，机械伸出止动部布置成接合内筒的抵接表面，以限制减震器支柱的伸展；以及可旋转构件，该可旋转构件限定螺纹表面(TS)，螺纹表面构造成轴向驱动伸出止动部，以使内筒从第二状况朝向第一状况移动以压缩减震器支柱，可旋转构件布置成使得弹簧力不能使可旋转构件转动以允许减震器支柱伸展。

技术研发人员：I·R·贝内特
受保护的技术使用者：赛峰起落架系统英国有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/4/29