专利名称：用于飞行器的防撞起落架的制作方法
技术领域：
本发明涉及的是飞行器的起落架，更具体的讲来，涉及的是一种飞行器的防撞起落架，这种起落架包括一个机械保险和一个易断裂式管状部件，用来在紧急着陆时通过起落架来对能量消散过程进行可预计的控制。
背景技术：
直升机的大部分飞行时间是低速低空飞行模式和/或停悬运行。在直升机的这些飞行模式中发生的事故都与接近正常飞行姿态直升机的竖直下降速度快有关。尽管在高空和/或高速事故中直升机与地面撞击时的飞行姿态有着某种程度的不确定性，但是就直升机飞行员能运用自旋技术这方面来说，这些直升机都会以接近正常的飞行姿态撞击地面的。在这些类型的事故中，起落架系统，无论是撬式的还是轮式的，都是直升机与地面相撞的第一部件。就这一点而论，起落架系统的设计通常会受到制约，也就是说这种系统必须能够消减紧急着陆情况中产生的大部分撞击能量。例如，联邦航空署(FAA)对民用航空器的要求是，这种航空器在从大约20.3cm(8.0inches)的高度自由下落撞击地面后(相当于下降速度大约为2m/sec(6.55ft/sec))整体结构不受损坏。军用飞行器的要求通常是更严格的，要求从大约68cm(26.8inches)的高度自由下落撞击地面后(相当于下降速度大约为3.7m/sec(12ft/sec))仍能保持结构完好。此外，起落架系统必须设计得万一超过起落架系统的能量吸收能力时，起落架系统对紧急着陆的反应不能增加直升机上任何乘客的危险性，例如，直升机上驾驶舱和/或乘务舱区域的突破应受到控制，和/或直升机油葙的破裂应得以避免。
生存能力要求一般是通过直升机起落架系统和/或脚架的设计来满足的，使得紧急着陆产生的大部分撞击能量被脚架和/或起落架系统所消减或耗散。例如某些直升机设计带有可断裂的桶式结构，也就是，乘客舱下部的机体部分，这种机体部分设计得在紧急着陆时会破碎，以消减撞击能量。这种类型的设计与汽车工业中用来消减顶头撞击产生的撞击能量的设计相似。
如果使用撬式起落架系统，则撬就设计得通过撬的弹性形变来衰减正常着陆产生的能量。而对紧急着陆的撞击能量，撬则以断裂来响应。金属撬的断裂会吸收大部分紧急着陆能量。尽管撬式起落架系统通常是有效的，但是这种系统的一个缺点是，因正常着陆而导致的撬随时间的质量降低程度凭眼是不易观察到的。此外，由正常着陆而引起质量降低的撬的替换是既费力又费钱的。
轮式起落架系统通常包含一个可压缩的油压支杆组件，这个组件用于衰减正常着陆产生的能量。能量的衰减是通过对此组件进行冲击以使油压支杆组件中的可压缩气体压缩而实现的。这种类型的能量衰减机构一般能有效地把着陆负荷与直升机脱开，而且不会因为多次正常着陆而引起起落架的质量随时间有任何明显的降低。为了对紧急着陆的撞击能量作出反应，轮式起落架系统可以应用一种剪切销，这种剪切销能把紧急着陆的撞击能量从油压支杆组件传递到起落架的管套上。
这种剪切销插在油压支杆组件和起落架管套的对准的开孔中，剪切销设计成在预定的负荷水平(作为紧急着陆的结果)会损坏以实现把紧急着陆的冲击能量从油压支杆组件传递到起落架管套。使用剪切销有几个缺点。首先，剪切销没有高的耐用度。在油压支杆组件和起落架管套之间负荷的传递受剪切销和相应开孔几何形状所引起的高应力梯度的支配。这可导致因多次正常着陆而产生的随时间的局部形变和质量降低。再者，凭看不容易发现剪切销和/或对准孔的机械性能降低。此外，更换磨损的和/或损坏的剪切销和/或油压支杆组件和/或管套(因开孔磨损或损坏)是一件既费力，又费时，又费钱的事情。最后，剪切销会对所有负荷，也即对正常着陆产生的竖直的，拖曳的，侧向的和扭转的负荷作出反应。用分析的方法从所有负荷状态来预先指出剪切销和相应开孔的损坏程度是困难的，而且从这一点上来看，以高的确定性预言在什么样的轴向断裂负荷下，也即极限的剪切负荷，剪切销会剪断也是困难的。此外，剪切销和/或相应的开孔的正常磨损和/或质量降低直接影响到剪切销的公差及相互配合，这又对剪切销会断裂的极限剪切负荷有很大的影响。
因此需要发展一种耐用的，可预计的，可靠的而且能维护的机械装置，来控制轮式起落架系统响应紧急着陆的功能。
本发明的公开部分本发明的一个目的是为防撞起落架的撞击支杆装置提供一种机械保险组件，这种组件能把作用在机械保险组件上的着陆力分解成竖直的，拖曳的，侧向的和扭转的负荷，以将机械保险组件中局部的形变和质量降低减至最小。
本发明的另一个目的是为防撞起落架的撞击支杆装置提供一个机械保险组件，它能把加在机械保险组件上的着陆力分解成这样的竖直的，拖曳的，侧向的和扭转的负荷，以使得机械保险组件在预定的轴向负荷水平上断裂是可靠的和可预见的。
本发明的再一个目的是为防撞起落架的撞击支杆装置提供一个机械保险组件，这个组件是容易检查和容易替换的。
本发明的另外一个目的是为防撞起落架的撞击支杆装置提供一个能量消散组件，这个组件通过机械断裂机构使紧急着陆能量得以消散。
本发明的这些和其他的目的可以通过飞行器防撞起落架的撞击支杆装置来实现，此撞击支杆装置包含一个与飞行器安装在一起的管套接头，一个转轮组件，一个对正常着陆时由转轮组件藕合进飞行器中的能量进行衰减的可压缩油压支杆组件。此可压缩油压支杆组件包括一个有下端和与管套接头安装在一起的上端的圆筒部件，一个其下端固定在转轮组件上而上端滑动地插在圆筒部件的下端中的活塞部件，以及一个为了能在活塞部件中滑动而安装的浮动活塞，一个锁定在圆筒部件的上端和管套接头上的机械保险组件，在正常着陆时，此机械保险组件的作用是限制圆筒部件和管套接头之间的相对运动，而在紧急着陆时，根据预先确定的轴向负荷而允许圆筒部件相对于管套接头做向上移动，一个能量消散组件安装得与此圆筒部件连在一起，以响应紧急着陆而起作用，来机械地使紧急着陆能量得以消散，此能量是在圆筒部件向上移动时由转轮组件引入飞行器的。
所描述的机械保险组件的实施例包括一个剪切环，此剪切环具有一个圆筒体和相对着的剪切凸缘，这两个凸缘从该圆筒体向外伸出。每个剪切凸缘都有一个扭矩键，一个防松螺母。此圆筒部件的上端面有互补的凸缘切口，管套接头有一个上部内台肩，在此台肩上有互补的扭矩键槽。通过防松螺母与管套接头的螺纹结合，剪切环与圆筒部件的上端和管套接头连接在一起，其中防松螺母与剪切环的剪切凸缘相啮合，而在锁定连接中，柱状体紧贴着圆筒部件，剪切凸缘与圆筒部件的互补凸缘切口相连，而扭矩键安置在互补的扭矩键槽中。每一个剪切凸缘都包含由剪切线确定的内止动扇段和一个外可剪切扇段，因而在锁定连接中，防松螺母与相对着的剪切凸缘的外可剪切扇段相连，而相对着的剪切凸缘的内止动扇段与管套接头的互补凸缘切口相连。相对着的剪切凸缘有预先确定的厚度，使得能根据预先确定的由紧急着陆而产生的轴向负荷，此相对着的凸缘会沿着其剪切线被剪断，这其中圆柱部分相对于管套接头会发生向上的移动。
所描述的能量消散组件的实施例包含一个与柱状部件和管套接头固定在一起的筒状切刀部件(52)部件，和一个与圆筒部件同心安装在一起的易断裂式管状部件。此易断裂式管状部件的下端与圆筒部件的下端固定在一起，而其上端安装得与筒状切刀部件(52)部件紧贴相连，在紧急着陆时，圆筒部件的向上移动使得易断裂式管状部件与筒状切刀部件(52)部件发生作用，因而在圆筒部件相对于管套部件向上移动时使易断裂式管状部件剪断。筒状切刀部件(52)部件包含有一个弓形的断裂面，而该易断裂式部件的上端与此弓形断裂面紧贴相连。
附图简述参考文中附图，阅读下面的发明详述，可以更全面地理解本发明，发明的特点以及发明的优点。
图1A是本发明用于直升机防撞起落架系统的撞击支杆装置的分解透视图。
图1B是本发明的撞击支杆装置的横截面图。
图1C是图1B中撞击支杆装置的平面图。
图2是本发明的能量消散组件中圆筒切刀部件(52)部件的部分横截面图。
图3是本发明中机械保险组件的分解透视图。
图4是图3中按照本发明的机械保险组件安装在撞击支杆装置中时的横截面图。
实现本发明的最佳模式现在请参考附图，图中同样的参考字符在几个视图中都代表相应的或相似的部件，图1A，1B，1C表示了一个直升机用轮式防撞起落架系统的撞击支杆装置10。按照本发明的防撞支杆装置10包括有用机械的方法消除紧急着陆时产生的能量的设备和在紧急着陆时能可预计地对能量消除设备的工作进行控制的机械设备。此机械控制设备容易与撞击支杆装置10做成一体，而且耐用，易于替换，同时在预定的紧急着陆的负荷水平的断裂是高度可预见的。
所描述的撞击支杆装置10的实施例包括有一个管套接头12，一个可压缩的油压支杆组件14，一个转轮组件16，此转轮组件又包括轮轴18和转轮20，一个能量消散组件50，以及一个机械保险组件60。此管套接头12包括有把撞击支杆装置10与直升机的机身可转动地连接起来(通过图1B所示的管套耳轴轴承TB)的安装销钉22，以便使撞击支杆装置10可在远航飞行时缩回，或可在近地飞行，例如航空滑行(taxing)，低高度悬停，和/或着陆时伸出。
油压支杆组件14包括一个圆筒部件24，其上端通过下面还要详细介绍的机械保险组件60与管套接头12连在一起，还包括一个活塞部件26，其尺寸做得可在圆柱件24中滑动。活塞部件26的下端与轮轴18固定在一起(对于被描述的实施例来说，活塞部件26是与轮轴18做成一体的；或者活塞部件26和轮轴18先做成分离件，然后再用常规技术，例如，焊接或栓钉的方法固定在一起)，而活塞部件26的上端却插在圆筒部件24中并能在其中滑动，如图1B所示。
活塞部件26的插入端包括一个带开孔28O的对中凸轮28，一个开口的环状“karon(卡仑)型”支承套(split ring“karon-type”bearing)30(这里使用karon型的意思是来表示与聚四氟乙烯相似的低摩擦系数，而且karon型具有额外的适于后加工成最后形状的特性)，还包括有一个回弹阀(rebound valve)32。在圆筒部件24下端的内表面上安装了一个支承-对中凸轮34。活塞部件26中滑动地安装了一个浮动活塞36，它的作用相当于一个分离器，把油压支杆组件14的油和可压缩气体分隔开来。在活塞部件26中处于浮动活塞36和轮轴18之间的空间充以可压缩气体。对于所描述的实施例来说，可压缩气体是氮。包括有第一和第二扭转臂40，42的扭转组件38可转动地连接在轮轴18和圆柱24之间，如图1C所示(同时看图1A)。在正常的和紧急的着陆过程中，对中凸轮28，开口的环形支承面30，回弹阀门32，支承-对中凸轮34，和扭转组件38共同来对活塞部件26相对于圆筒部件24滑动的相互作用进行控制。
利用一个圆筒盖46，和图1B中(同时参看图4)所表示的那样，把填充口44与圆筒部件24的上端装在一起。利用填充口44，在圆筒部件24中并且在活塞部件26中的浮动活塞36和对中凸轮28之间的空间充以油，例如标号为Mil-H-5606的油。对于所描述的油压支杆组件14来说，充满这样的空间需要大约3,867cm3/(236in3)(3.27kg(7.2lbs))的油。
在正常着陆时，通过绕着管套轴承TB转动管套接头12而使起落架打开。如果撞击支杆装置10处于打开状态，则浮动活塞36就会由于油压支杆组件14中的油和可压缩气体作用在浮动活塞上的压力相反，浮动活塞36就处于平衡状态。着陆负荷通过两个转轮20和轮轴18耦合，使活塞部件26向上移动而进入圆筒部件24中，也就是说，油压支柱组件14被压缩了。由于油压支杆组件14中的油是一种基本上不能压缩的液体，因而活塞部件26向上的移动使圆筒部件24的整个内部空间减少，从而迫使圆筒部件24中的油通过开孔28O流进活塞部件26的上部。流过来的油对浮动活塞施加以偏压，使得它向着轮轴18移动离开平衡位置。浮动活塞36的这种移动使得活塞部件26下部中的可压缩气体受到压缩。油压支杆装置14中可压缩气体的压缩衰减了起落架中产生的着陆负荷，因而有效地消除着陆负荷对直升机的影响。
伴随着的是，活塞部件26的移动使得圆筒部件24的内表面与活塞部件26的外表面之间的空间改变了。回弹阀32对流入和流出这个区域的油进行控制，以便对油的移动产生一种阻尼作用，而此移动作用是由于在油压支杆组件14中着陆负荷而产生的。在正常的着陆过程中，机械保险组件60工作，以使圆筒部件24对管套接头12保持静止的关系，也就是说，在正常着陆时，圆筒部件24相对于管套接头12没有移动。
能量消散组件50就是一种用来机械式地消散在紧急时产生的能量的设备，它包括一个带弓形断裂用表面54的圆筒状切刀部件(52)部件52，一个限制台肩56，一个图2(也见图1B)所示那样的相互作用表面57，和一个易断裂式的管状部件58。圆筒状的切刀部件52安装在管套接头12(见图1B，2)的底部上，而限制台肩56与此底部却紧贴着，因而由筒状切刀部件(52)部件52构成了一个间隙59，也就是说，是在圆筒部件24的表面和易断裂式管状部件58之间构成了一个间隙59。相互作用表面57最好是用“karon型”材料涂层的或是做衬的，这种材料能使此间隙形成一个紧密的间隙。在紧急着陆过程中，撞击支杆装置10工作时，相互作用表面57起着一个支承表面和一个对中部件的作用。
易断裂式管状部件58与圆筒部件24同心地安装在一起，如图1C所示。易断裂式管状部件58的下端与圆筒部件24的下端固定在一起，而易断裂式管状部件58的上部前缘放置得与筒状切刀部件(52)部件52的弓形断裂表面54贴紧相连。易断裂式管状部件58的上端可加工成，例如倾斜的或倒角的，以使在紧急着陆时由于与筒状切刀部件(52)部件52的相互作用而使开始断裂变得容易，下面还要详细介绍。易断裂式管状部件58是由中等延性和高断裂韧度的材料制成，这是因为这种材料在紧急着陆时产生的机械断裂会使大部能量得以消散(参看下面的例子)。对于这里所描述的撞击支杆装置10的实施例而言，易断裂式管状部件58是由2024号铝制成的，其厚度约为0.32cm(0.125英寸)。
图3-4中图示出了所述实施例的机械保险组件60，此组件包括一个剪切环62，一个防松螺母80，在圆筒部件24的底面上加工的互补的凸缘切口82，和在管套接头12的内台肩12IS中加工的互补扭矩键槽84(图3中只画出了一个键槽)。剪切环62包括一个圆筒体64，其相对着的剪切凸缘66在其上端向外伸出。每一个剪切凸缘66都包括一个内止动扇段68和一个由剪切线72界定的外部可剪切扇段70。每一个外部可剪切扇段70都包括一个由其上端向下伸出的扭矩键74。
利用把油压支杆组件14的圆筒部件24插在管套接头12中的办法，把剪切环62与圆筒部件24和管套接头12象图4所画出的那样装在一起，同时通过防松螺母80的螺纹与管套接头12连接剪切环62被紧固在其中。安装好的剪切环62的柱状主体64的外表面紧贴着圆筒部件24上端的内表面与之连接，剪切凸缘66的内止动扇段68与柱状部件24的互补凸缘切口紧贴相连，而扭矩键74则连接在管套接头12的互补扭矩键槽84中。安装好的防松螺母80的下端面与所安装的剪切环62的剪切凸缘66的外部可剪切扇段70紧贴相连。为了对管套接头12提供环境保护，在管套接头12的上端安装了一个保护盖48，在本实施例中保护盖是由7075-T73号铝制作的。
本发明的机械保险组件60以其固有的简单特性使撞击支杆装置10的可维修性能得到提高。通过把管套保护盖48除去，把防松螺母80卸下来，取出剪切环62并对其进行检查，就可容易地检查剪切环62的磨损和/或断裂等机械状况。利用上述步骤，可容易地替换一个损坏的剪切环62。
和上面提到的一样，在正常着陆时剪切环62的作用是避免圆筒部件24相对于管套接头12向上移动。剪切环62的这个功能是通过使剪切凸缘66的内止动扇段68与圆筒部件24的互补凸缘切口82紧贴连接来实现的。
在正常着陆时，机械保险组件60的，尤其是剪切环62的构形，是用来把起落架中产生的着陆负荷分离开来。在正常着陆时，起落架受到轴向的，扭矩的，拖曳的以及侧向的负荷(共同地称为着陆负荷)。这种负荷借助于机械保险组件60从转轮组件16，经过油压支杆组件14，传送到管套接头12。更具体地说，轴向的着陆负荷是做为作用在剪切凸缘66和防松螺母80上的剪切负荷被传送的，拖曳的和侧向的着陆负荷是做为作用在圆筒体64，圆筒部件24以及管套接头12的紧贴接触面上的支承(bearing)负荷被传送的，而扭矩负荷是做为作用在扭矩键74和互补扭矩键槽84上的负荷被传送的。
着陆负荷的分离使得容易对剪切环62进行加工，以便对拖曳，扭转和侧向着陆负荷有安全余地地作出反应，这就可排除由于这些着陆负荷而使剪切环62过早地断裂。尽管某些扭转应力是通过剪切凸缘66传送的，但这种扭转应力的水平大大低于剪切凸缘66的承受极限。因而，实际上只有轴向着陆负荷是对剪切凸缘66有影响(做为剪切应力)。机械保险组件60的，尤其是剪切环62的这些特性意味着因正常着陆负荷而产生的剪切环的局部塑性变形和变坏被减到最小，因而提高了耐用性。
因为剪切环62主要受到的是轴向着陆负荷，同时按照剪切环62相对于柱状部件24和防松螺母80所安装的构形来看，当受到紧急着陆负荷时，剪切环62就会沿着剪切凸缘66的剪切线72被剪切损坏。机械保险组件60的这些特性使得这种设计的剪切凸缘在轴向负荷预定的极限处断裂，此极限代表极端典型的紧急着陆条件。专业人士利用已知技术可以对特定材料制成的平板结构的极端剪切负荷能力进行计算。对于这里所叙述的剪切环62而言，剪切环62是通过常规技术用6061-T6号铝制成的，根据下面将叙述的轴向负荷预定的断裂极限，剪切凸缘66的厚度大约为0.48cm(0.19英寸)。这种剪切凸缘66的比较简单的结构特性允许其厚度尺寸保持在±0.0025cm(±0.001英寸)(大约1.3％)的公差之内。
在紧急着陆时，活塞部件26向上移动而进入圆筒部件24中。作用在油压支杆组件14上的轴向紧急着陆负荷通过其中的油传递给了柱状盖46，从柱状盖46传递给圆筒部件24，然后从圆筒部件24传递给剪切环62的剪切凸缘66的内止动扇段68(做为剪切应力)。当轴向的紧急着陆负荷达到剪切凸缘66的预定轴向负荷断裂极限时，剪切凸缘66就会沿着剪切线72剪切损坏，因而圆筒部件24与管套接头12不再局限于静态连接。活塞部件26向上的连续移动迫使圆筒部件24相对于管套接头12向上移动。圆筒部件24的向上移动使得易断裂式管状部件58与筒状切刀部件(52)部件52发生作用，导致易断裂式管状部件58断裂，这其中圆筒部件24向上的移动受到部分控制而且因为筒状切刀部件(52)部件52的相互作用表面的存在而变得容易。由于圆筒部件24继续的向上移动而发生易断裂式管状部件58的断裂会导致紧急着陆引起的冲击能量大量消散(参见下面的例子)。由于圆筒部件24在紧急着陆阶段的冲击，易断裂式管状部件58的逐步断裂所消散的能量，使得作用在起落架上的轴向负荷比较稳定地保持在预定的轴向负荷断裂极限上。因而，本发明中撞击支杆装置10的能量消散效率较高。筒状切刀部件(52)部件52的弧形断裂表面54的构形，使得取出易断裂式管状部件58的断裂件变得容易，以便排除对断裂机构继续工作的干扰。
上面所介绍的撞击支杆装置10的实施例是为S-92TMHELIBUSTM型直升机的使用而设计的，此直升机由Sikorsky Aircraft Division ofUnited Technologies Corporation(S-92和HELIBUS是UnitedTechnologies Corporation的商标)发展起来的。以上所述剪切环62的尺寸加工及材料组成按照设计指标为(1)机械保险组件60的承受能力大约120,000次着陆(大约30,000个飞行时)而不断裂；(2)剪切凸缘66在大约为14,480kg(32,000lbs)预定的轴向负荷极限剪切时可重复地损坏。这个预定的轴向破坏极限允许S-92TMHELIBUSTM直升机的起落架系统，尤其是这里所介绍的油压支杆组件10可适应相当大的一部分紧急着陆能量，这能量是由8m/sec(26ft/sec)的下降速度所造成的(这相当于从大约3.2m(10.5ft)高度的自由下落的紧急着陆)。适应8m/sec下降速度的能力是S-92TMHELIBUSTM直升机安全设计指标之一。
8m/sec(26ft/sec)的下降速度大约相当于从3.2m(10.5ft)的高度使S-92TMHELIBUSTM直升机落下的速度。按照S-92TMHELIBUSTM直升机的毛重大约为10,800kg(24,000lbs)来算，这就会产生大约26.8×106J(3,023,106in-lbs)的能量。92TMHELIBUSTM直升机的三轮起落架是由两个主起落架和一个前起落架组成。在这种情况下，主起落架和前起落架中的每一个的油压支杆装置的易断裂式部件58都完全断裂，大约消散13.4×106J(1,511,553in-lbs)的能量，这是在一次突然着陆产生的能量(大约4.46×106J(503,851in-lbs)消散在前起落架中，大约4.46×106J(503,851in-lbs)消散在每个主起落架中)。把由易断裂式管状部件58所消散的能量与由相应油压支杆组件14的压缩所消散的能量和由转轮20的破坏所消散的能量结合起来，就得到由三轮起落架系统消散的总能量大约为20.1×106J(2,267,330in-lbs)。由三轮起落架系统所消散的总能量，代表了92TMHELIBUSTM直升机以8m/sec(26ft/sec)的下降速度紧急着陆时产生能量的大约75％(由易断裂式管状部件58的断裂所消散的能量占大约所消散能量的50％)。
按照上述技术，本发明的各种改进和变化是可能的。因而应该理解为除了象上面具体介绍的方法外，本发明还可在所附权利要求的范围内。
权利要求
1. 用于飞行器起落架的撞击支杆装置(10)，它包括一个与飞行器装在一起的管套接头(12)；一个转轮组件(16)；一个可压缩的油压支杆组件(14)，用来减弱正常着陆时由该转轮组件(16)藕合到飞行器中的能量，该可压缩的油压支杆组件(14)包括一个圆筒部件(24)，此部件有一个下端和一个与该管套接头(12)安装在一起的上端，以及一个活塞部件(26)，此部件有一个与该转轮组件(16)安装在一起的下端，和一个滑动地插在该圆筒部件(24)的该下端中的上端；其特征在于一个机械保险组件(60)与该圆筒部件(24)的该上端和该管套接头(12)锁定在一起，该机械保险组件(60)在正常着陆时用于制止该圆筒部件(24)和该管套接头(12)之间的相对运动，在紧急着陆时用于对预定的轴向负荷做出反应，以便让该圆筒部件(24)相对于该管套接头(12)做向上的移动；以及一个与该圆筒部件(24)相连的能量消散组件(50)，用于对紧急着陆做出反应，以便机械地消散由该转轮组件(16)在该圆筒部件(24)向上移动时在飞行器中产生的紧急着陆能量。
2.按照权利要求1所述的撞击支杆组件(10)，其特征在于该机械保险组件(60)包括一个剪切环(62)，它有一个柱状体(64)和相对着的剪切凸缘(66)，该凸缘从该柱状体(64)向外伸出，每个该剪切凸缘(66)都有一个扭矩键(74)；一个防松螺母(80)；该圆筒部件(24)的该上端面具有互补的凸缘切口(82)；以及该管套接头(12)具有一个带互补扭矩键槽(84)的上部内台肩(12IS)；通过该防松螺母(80)与该管套接头(12)的螺纹连接，该剪切环(62)与该圆筒部件(24)的该上端和该管套接头(12)锁定在一起，其中该防松螺母(80)与该剪切环(62)的该剪切凸缘(66)相连接，而且其中在这种锁定连接中，该柱状体(64)紧靠着该圆筒部件(24)，该剪切凸缘(66)与该圆筒部件(24)的该互补的凸缘切口(82)相触接，而该扭矩键(74)安置在该互补的扭矩键槽(84)中。
3.按照权利要求2所述的撞击支杆装置(10)，其特征在于每一个该剪切凸缘(66)都是由一个内止动扇段(68)和一个外部可剪切扇段(70)组成，此外部可剪切扇段是由剪切线(72)所限定的，因而在该这样的锁定连接中，该防松螺母(80)与该相对着的剪切凸缘(66)的该外部可剪切扇段(70)相触接，而该相对着的剪切凸缘(66)的该内止动扇段(68)与该圆筒部件(24)的该互补凸缘切口(82)紧贴触接。
4.按照权利要求3所述的撞击支杆装置(10)，其特征在于该相对着的剪切凸缘(66)具有一预定的厚度，以便对预定的紧急着陆产生的轴向负荷作出反应，使该相对着的凸缘(66)沿着该剪切线(72)被剪切，这其中会发生该圆筒部件(24)相对于该管套接头(12)的向上的移动。
5.按照权利要求1所述的撞击支杆装置(10)，其特征在于该能量消散组件(50)包括一个筒状切刀部件(52)部件(52)，它与该圆筒部件(24)和该管套接头(12)固定在一起；以及一个易断裂式管状部件(58)，它与该圆筒部件(24)同心地安装在一起，该易断裂式管状部件(58)的下端与该圆筒部件(24)的下端固定在一起，而其上端与该筒状切刀部件(52)部件(52)安装得紧贴相连；该圆筒部件(24)在紧急着陆时向上的移动使得该易断裂式管状部件(58)与该筒状切刀部件(52)部件(52)相作用，其中该易断裂式部件(58)在该圆筒部件(24)相对于该管套接头(12)做向上移动时会断裂。
6.按照权利要求5所述的撞击支杆装置(10)，其特征在于该筒状切刀部件(52)部件(52)包括一个弓形的断裂表面(54)，其中该易断裂式管状部件(58)的上端安装得与该弓形断裂表面(54)紧贴相连。
7.用于飞行器起落架的撞击支杆装置(10)，它包括一个与飞行器装在一起的管套接头(12)；一个转轮组件(16)；一个可压缩的油压支杆组件(14)，用来减弱正常着陆时由该转轮组件(16)藕合到飞行器中的能量，该可压缩的油压支杆组件(14)包括一个圆筒部件(24)，此部件有一个下端和一个与该管套接头(12)安装在一起的上端；一个活塞部件(26)，此部件有一个与该转轮组件(16)安装在一起的下端，和一个滑动地插在该圆筒部件(24)的该下端中的上端；以及一个浮动活塞(36)滑动地装在该活塞部件(26)中；其特征在于一个机械保险组件(60)，它包括一个剪切环(62)，它有一个柱状体(64)和两个相对着的剪切凸缘(66)，此两凸缘从该柱状体(64)向外伸出，每一个该剪切凸缘(66)都有一个扭矩键(74)，一个防松螺母(80)，该圆筒部件(24)的该上端面具有互补的凸缘切口(82)，以及该管套接头(12)带有一个上部内台肩(12IS)，此台肩带有互补的扭矩键槽(84)，通过该防松螺母(80)与该管套接头(12)的螺纹连接，把该剪切环(62)与该圆筒部件(24)的该上端和该管套接头(12)锁定在一起，其中该防松螺母(80)与该剪切环(62)的该剪切凸缘(66)相触接，而在此锁定连接中，该柱状体(64)与该圆筒部件(24)紧贴相连，该剪切凸缘(66)与该圆筒部件(24)的该互补凸缘切口(82)紧贴触接，而且该扭矩键(74)安装在该互补的扭矩键槽(84)中；该机械保险组件(60)在正常着陆时用来限制该圆筒部件(24)和该管套接头(12)之间的相对运动，而在紧急着陆时用来对预定的轴向负荷做出反应，以允许该圆筒部件(24)相对于该管套接头(12)做向上移动；以及一个能量消散组件(50)，它包括一个筒状切刀部件(52)部件(52)，它与该圆筒部件(24)和该管套接头(12)固定在一起，以及一个易断裂式管状部件(58)，它与该圆筒部件(24)同心地安装在一起，该易断裂式管状部件(58)的下端与该圆筒部件(24)的该下端固定在一起，而其上端与该圆筒部件(24)安装得紧贴相连；在紧急着陆时，该圆筒部件(24)的向上移动会导致该易断裂式管状部件(58)与该筒状切刀部件(52)部件(52)相互作用，其中该易断裂式管状部件(58)在该圆筒部件(24)向上移动时会断裂，以便机械地消散由该转轮组件(16)在飞行器中引起的紧急着陆能量。
8.按照权利要求7所述的撞击支杆装置(10)，其特征在于每一个该剪切凸缘(66)都包括有一个内止动扇段(68)和一个由剪切线(72)所限定的外部可剪切扇段(70)，使得在这种锁定连接中，该防松螺母(80)与该相对着的该剪切凸缘(66)的该外部可剪切扇段(70)相连，而该相对着的剪切凸缘(66)的该内止动扇段(68)与该圆筒部件(24)的该互补凸缘切口(82)紧贴相连。
9按照权利要求8所述的撞击支杆装置(10)，其特征在于该相对着的剪切凸缘(66)具有预定的厚度，使得在对紧急着陆产生的预定轴向负荷作出反应时，该相对着的剪切凸缘(66)沿着该剪切线(72)被切断，其中该圆筒部件(24)会发生相对于该管套接头(12)的向上移动。
10.按照权利要求7所述的撞击支杆装置(10)，其特征在于该筒状切刀部件(52)部件(52)包括一个弓形断裂表面(54)，而该易断裂式管状部件(58)的该上端与该弓形断裂表面(54)紧贴相连。
全文摘要
一个用于飞行器起落架的撞击支杆装置(10)，它包括一个管套接头(12)，一个可压缩油压支杆组件(14)，一个转轮组件(16)，一个能量消散组件(50)和一个机械保险组件(60)。此油压支杆组件(14)包括一个圆筒部件(24)，此圆筒部件的上端通过机械保险组件(60)与管套接头(12)安装在一起。这个能量消散组件(50)包括一个与圆筒部件(24)和管套接头(12)安装在一起的筒状切刀部件(52)部件(52)，以及一个与圆筒部件(24)同心地安装在一起的可断裂式管状部件(58)。机械保险组件(60)包括一个剪切环(62)。在正常着陆时，此剪切环(62)能防止圆筒部件(24)相对于管套接头(12)运动，在紧急着陆时，剪切凸缘(66)在预定的轴向负荷断裂极限剪断，这就使得圆筒部件(24)相对于管套接头(12)发生移动。圆筒部件(24)的移动使得可断裂管状部件(58)与切刀部件(58)相互作用，与切刀部件(52)相互作用，使得用于紧急着陆时消散能量的可断裂式管状部件(58)断裂。
文档编号B64C25/60GK1164213SQ95196301
公开日1997年11月5日 申请日期1995年11月8日 优先权日1994年11月18日
发明者B·达尔蒙特, R·P·贝罗尼 申请人:联合工艺公司