飞机起落架轴承的润滑机构设计的制作方法

本发明涉及飞机起落架领域，具体地，涉及一种具有带润滑的轴承的减震器的飞机起落架。

背景技术

在具有粗糙的跑道的机场运营的航空公司经受了在商用飞机起落架的运行中严重的过热问题。由于起落架轴承上的高滑动速度和高阻力载荷的共同作用，在粗糙的跑道上着陆、起飞和滑行期间，常规飞机起落架受到了严重的挑战。然而，维护跑道以消除粗糙跑道条件并不总是实际可行的或具有成本效益的。低客流量、有限的预算以及意外天气或其他挑战都能够干扰计划内的维护和重新铺设项目。跑道和滑行道会随着时间的推移而退化，建造方法、制造程序以及维护设备的可用性因地区而异。

最近已经开发了协调的且充分的数值模型，用于预测、理解和研究起落架减振器的热性能。分析方法依赖于在计算机辅助仿真框架中实施的新型解析数学开发。在过去的40年里，计算流体动力学和有限元方法已被用于许多不同的用途，而不仅仅是应用于运行中的问题。开发起落架减振器的热-摩擦力学模型的努力一直专注于下轴承-活塞界面，其中研究结果通常认为过热是失效的主要原因。

为了防止运行中的过热问题，在世界某些地区重新铺设或修理跑道似乎是显而易见的。然而，由于各种因素(例如低客运量和/或有限的预算等)，许多地区机场可能没有准备好执行在世界其他地区的大客流量机场的维护标准。

因此，需要在起落架设计方面取得进步以提高可靠性，特别是起落架减振器系统的改进。

过热轴承在其他机械中很常见，例如在转子中。已经探索了改进的轴承几何形状，例如柠檬孔(lemon-bore)轴承。这样的研究考虑了轴承的热弹性流体动力学(tehd)性能。在tehd润滑体系中，发热主要受接触表面之间的间隙影响。也已考虑可压缩的润滑剂，例如气体润滑轴承。但是，旋转机械的效果不适用于起落架减震器中滑动轴承的结构。

为解决起落架滑动轴承中过度发热的问题而采取的措施可以分为三种策略：(i)允许发热，但着重于改善散热；(ii)通过改进材料特性来承受发热；(iii)通过降低轴承摩擦系数、载荷或滑动速度来减少发热。

允许发热的策略可能不会导致明显的改善，因为下轴承界面处产生的热量局部集中，并且仅缓慢离开下轴承周围的区域。尽管具有较高导热率的材料和可能的外部冷却可能会导致散热的改善，但系统的结构特性可能会发生变化，并且起落架的总重量可能会增加。

对于起落架下轴承而言，承受热量产生的策略是不切实际的，但有时适用于不发生高振幅冲击载荷(快速变化的接触压力)的应用。通常，材料的耐热性越高，其延展性就越差。所报告的过热问题必须在不危害起落架结构完整性的情况下解决。

然而，减少发热的策略对于起落架下轴承而言具有很好的应用前景。减少摩擦发热需要降低轴承摩擦系数。简单地说，轴承摩擦系数可以通过改进的表面特性而不是通过流体膜润滑来降低，或通过改进的“润滑机构”来降低。在起落架系统中，当对于给定的粗糙跑道，输入速度和负载不能改变时，由材料和几何形状确定的轴承结构(称为结构c)在设计中占主导地位。

最有前途的策略是改变下部轴承和活塞之间的结构c的几何形状，这可以为最佳的轴承性能而设计。优化轴承表面的做法通常称为润滑机构的设计。润滑机构对于高效流体膜轴承的设计至关重要，并且具有很高的应用依赖性。实际上，由于工程时间增加，润滑机构的设计常常被忽视，这增加了单元开发和制造成本。因此，最有前途的技术方案策略是使用专门开发的计算机辅助框架优化润滑机构。

为了防止发热，重要的是理解飞机起落架减振器的热量-摩擦力学性能以及相变脂润滑的下(滑动)轴承中的发热的瞬态过程。

在图1中单独展示了常规的主起落架100(例如，多轮单轴主起落架)。起落架100包括主减震支柱或减震器110，该主减震支柱或减震器110具有下端101，该下端101附接到安装两个轮93的轴102的，并且被配置为枢转地连接到机身(未图示)。例如，减震器110可具有混合气动和液压功能，有时被称为油压支柱(或油压气动支柱)。油压支柱包括活塞104，该活塞104可操作地联接到轴102和缸体106，该缸体106可滑动地容纳活塞104并可操作地联接到机身。活塞104和缸体106可以与常规的剪式连杆组件或扭矩连杆组件94连接。

典型地，减震器110填充有可压缩气体和不可压缩流体。例如，气体可以是相对惰性的氮气，流体可以是液压类型的。在着陆期间，当轮93接合地面时，飞机动量和重量迫使活塞104在缸体106中向上滑动，从而压缩气体并排出润滑剂。气体作用为弹簧，弹性地吸收着陆的一些能量。活塞104迫使液压流体通过减震器110中的流动限制，从而耗散作为功和热量的能量，并降低飞机在着陆期间的反弹或弹跳的趋势。

图1所示的起落架装置100包括支撑杆90，支撑杆90具有上连杆91，该上连杆91枢转地附接到下连杆92。支撑杆90在起落架100的展开期间延伸，并且将减震器110的主要配件固定在展开位置。支撑杆90的上端可操作地附接到机身，并且支撑杆90的下端附接在减震器110的缸体106的下端附近的万向接头99中。

还示出了锁定支撑杆95，该锁定支撑杆95包括第一连杆96，该第一连杆96枢转地连接到第二连杆97。第一连杆96的相对端在缸体106的上端附近枢转地连接，并且第二连杆97的相对端枢转地连接到支撑杆90的上连杆91，靠近支撑杆的下连杆92的连接位置。下行驱动器98枢转地连接在支撑杆的上连杆91的上端附近，并且枢转地连接到锁定支撑杆的第二连杆97。

技术实现要素：

提供本发明内容是为了以简化的形式介绍下面将在具体实施方式中进一步描述的概念的选择。该发明内容并不试图确定所要求保护的主题的关键特征，也并不试图用作帮助确定所要求保护的主题的范围。

一种用于飞机起落架的减震器，包括：活塞，其具有外表面；缸体，其配置为容纳活塞；上轴承，其固定到活塞，该上轴承可滑动地接合缸体的内表面；以及下轴承，其从缸体的下部向内地延伸，该下轴承限定了环形轴承表面，该环形轴承表面滑动地接合活塞外表面。环形轴承表面具有：第一部分，其包括超过一半的轴承表面，该第一部分该限定了扇环段；和第二部分，其封闭扇环段，该第二部分在环形轴承表面中限定了浅槽或浅腔。

在一个实施例中，浅槽或浅腔定向为平行于扇环段的轴线。

在一个实施例中，浅槽或浅腔的宽度在45度和180度之间周向延伸，在另一个实施例中，浅槽或浅腔的宽度在60度和120度之间周向延伸，在另一个实施例中，浅槽或浅腔沿圆周在80度和100度之间周向延伸。

在一个实施例中，浅槽或浅腔具有小于环形轴承表面的第一部分的半径的百分之五的最大深度，在另一个实施例中，浅沟或袋具有小于环形轴承表面的第一部分的半径的百分之一的深度。

在一个实施例中，环形轴承表面还包括相对设置的截头圆锥形端(推力)部分。

在一个实施例中，活塞配置为连接到地面接合构件，例如轮组件，并且缸体配置为可操作地连接到机身。

一种飞机起落架，包括：地面接合托架；支柱，其包括减震器，该减震器具有活塞和缸体，该缸体配置为容纳该活塞。活塞可操作地连接到托架，并且可展开的支撑杆将缸体附接到机身。减震器还包括：上轴承，其固定到活塞，该活塞可滑动地接合缸体的内表面；以及下轴承，其从缸体的下部向内地延伸，该下轴承限定了环形轴承表面，该环形轴承表面滑动地接合活塞外表面。环形轴承表面具有：第一部分，其围绕中心轴线以恒定的半径周向地延伸超过一百八十度，由此该第一部分限定了扇环段；和第二部分，其封闭扇环段，该第二部分在环形轴承表面中限定了浅槽或浅腔。

在一个实施例中，浅槽被定向为平行于中心轴线。

在一个实施例中，浅槽的宽度在45度和180度之间周向延伸，在另一个实施例中，浅槽沿圆周在60度和120度之间周向延伸，在另一个实施例中，浅槽沿圆周在80度和100度之间周向延伸。

在一个实施例中，浅槽具有小于环形轴承表面的第一部分的半径的百分之五的最大深度，在另一个实施例中，浅槽具有小于环形轴承表面的第一部分的半径的百分之一的最大深度，

在一个实施例中，环形轴承表面还包括相对设置的截头圆锥形端(推力)部分。

在一个实施例中，活塞配置为连接到地面接合构件，例如轮组件，并且缸体配置为可操作地连接到机身。

附图说明

结合附图参考以下的具体实施方式，本发明的上述方面和许多附带优点将变得更容易理解，其中：

图1示出了现有技术的用于飞机的起落架；

图2是根据本发明的起落架减震器的一部分的示意性剖视图；

图3a是根据本发明的减震器的详细的纵向剖视图，该纵向剖视图通过图3b所指示的截面3a-3a截取，为了强调减震器的新颖方面而未按照比例展示，并且图3a展示了包括下滑动轴承的减震器的一部分；

图3b是图3a所示的减震器通过图3a(未按比例)所示的截面3b-3b截取的详细横向剖视图；

图4a是根据本发明的滑动器轴承的前视图；

图4b是图4a所示的滑动轴承的纵向剖视图；和

图4c是图4a(未按比例)所示的滑动轴承的横向剖视图。

具体实施方式

图2示意性地展示了根据本发明的起落架减振器110的中间部分的剖视图。

起落架减振器110的两个主要部件是：缸体106，其可操作地附接到机身结构；活塞104，其可操作地附接到地面接合组件(例如轮轴102)。活塞104延伸到缸体106中并且可滑动地接合缸体106。典型地，缸体106和活塞104包含流体(通常为液压油)和可压缩气体(例如氮气)以提供弹性响应，其中，流体受迫流过通道或孔口以耗散机械能(阻尼响应)。

活塞104可滑动地接合缸体106，并由环形的上轴承121和环形的下轴承122支撑。上轴承121和下轴承122是润滑的滑动轴承。上轴承121固定到活塞104，并且滑动地接合缸体106的内表面，下轴承122固定到缸体106或由缸体106保持，并且滑动地接合活塞104的外表面。在该实施例中，活塞104包括常规的向内延伸的环形皮科洛(piccolo)管基部108和向上延伸的皮科洛管109，该皮科洛管109穿过支撑管111上的固定孔板112。活塞104在缸体106内的部分浸没在液压流体103中。典型地，部分的活塞104和缸体106填充有气体105，通常为氮气(没有图示最终的机械分界)。

在地面运动、起飞和着陆期间，机械能的耗散的最大部分通过迫使液压油103通过减震器110中的孔(由图2中的箭头表示)来实现。机械能的另一个显著部分通过上轴承121和下轴承122处的减震器110内的机械摩擦而耗散。在上轴承121和下轴承122的界面处(分别与缸104和活塞106接合)产生的热量流入缸体106和活塞104。过度发热可能导致减震器110损坏。穿过孔的液压油103产生湍流射流，其中机械能被耗散。

常规的起落架系统被设计和制定成允许在着陆期间快速压缩和伸展，并且减震器110具有相对较大的行程幅度。但是，这种大行程运动通常在每次飞机着陆时发生一次。在粗糙跑道上，减震器110经历大量的循环压缩和伸展。减震器110的机械、摩擦和热响应紧密耦合。对于粗糙跑道上的运动，减震器110的热-摩擦力学响应不可忽略。文献[heirendt,laurentetal.,"aircraftlandinggearthermo-tribomechanicalmodelandsensitivitystudy",journalofaircraft,vol.51,no.2,(march-april2014)]描述了一种整体计算框架，该整体计算框架耦合了减震器110的热响应、摩擦响应和力学响应，其全部内容通过引用整体并入本文。

开发了一种综合计算模型来理解润滑机理，该综合计算模型整合了结构形变、流体内的温度场和结构以及其他流体和摩擦学性质。其重要发现是，要考虑完整流体-结构相互作用，并且建立脂流动的模型，以正确量化轴承滑动界面处的热量产生。润滑间隙的结构形变对于下轴承的接触压力分布和温度场有显著的影响。例如，相比较于油润滑轴承，脂润滑轴承的结构形变较大。尽管由于脂塞流的存在使得间隙减小，但是结构形变使得脂润滑轴承的流体动压比油润滑轴承更低。油润滑轴承和脂润滑轴承的整体摩擦系数也不同。但是，尽管最大压力不同油润滑轴承和脂润滑轴承的流体动压分布(压力分布)是相似的。

重要的是，发现了现有技术活塞的表面的温度场明显大于相应轴承表面的温度场。热量滞留在活塞侧，而热量在轴承侧径向地且迅速地耗散。这种不对称分布的温度场被认为是导致下轴承区域内活塞不均匀热损伤的原因。

现在参考图3a和图3b，其展示了根据本发明的下轴承122结构(未按比例)。图3a展示了下轴承122的垂直横截面(通过图3b中指示的截面3a-3a截取的)，该下轴承122围绕活塞104设置，具有外涂层107。在活塞104和下轴承122之间展示了润滑区域123。图3b中展示了通过图3a中指示的截面3b-3b截取的下轴承122的横截面。本领域技术人员将理解，为了便于理解下轴承122的特定方面，图示并未按比例绘制。特别地，下轴承122和活塞104之间的环形润滑区域(间隙)的宽度被夸张地放大。而且，下轴承122的内(轴承)表面的右圆柱形的偏离被夸张地放大。

由于制造公差和(例如，在飞机着陆和/或滑行期间可能遇到的)施加于活塞104的外部施加的力fx，活塞104和下轴承122通常不是同心的。如图3b所示，响应于一般以相同方向引导的外力fx，活塞104的轴线cp布置在下轴承122的轴线cb的左下方。cp和cb的相对位置将根据fx的大小和方向而变化。

下轴承122的内表面或轴承表面124通过润滑剂123可滑动地接合活塞104。轴承表面124的第一圆周部分125(即，图3b中的360-θ度的圆弧)限定了轴承表面124的圆形部分，该圆形部分具有以轴承轴线cb为圆心的恒定半径r。轴承表面124的第二圆周部分(具有在角度范围θ中的宽度)以大于r的距离远离轴承轴线cb地径向地布置，从而在轴承表面124中限定了浅槽或凹部126。例如，角度范围θ可以在45度和180度之间，在另一个示例中，角度范围θ在60度和120度之间，在另一个示例中，角度范围θ在80度和100度之间。如上所述，图3a和3b未按比例绘制。具体地，为了更好地理解本发明，浅槽或凹部126的深度被放大。在一些实施例中，浅槽或凹部126的最大深度小于轴承表面124的圆形第一圆周部分125的半径r的百分之五。在一些实施例中，浅槽或凹部126的最大深度小于半径r的百分之一。

在不具有浅槽或凹槽126的情况下，发现润滑剂123中的压力响应在与施加的力fx直接相对的位置具有单个峰值。在该高压区域中的润滑剂123倾向于逸散，这导致低间隙(润滑剂膜的厚度)，该低间隙仅能勉强承受所施加的载荷，并因此导致过度的热量产生。已经发现位于大致与施加的力fx相对的位置的浅槽或凹部126会导致位于浅槽或凹部126的任一侧附近的两个压力峰值。分离的压力峰值的幅度低于常规下轴承产生的单个压力峰值，但总体承载能力得以保持。重要的是，润滑层123在峰值压力之间的较宽区域上的压力变化相对较小。通过将压力峰值分成两个不同的峰值，所得到的压力分布阻碍了润滑剂从高压区逸散。已经发现，为了减少热量产生，减小高压区域中的压力梯度是有利的，因为压力的梯度直接与热量产生成比例。简而言之，较低的压力梯度(低流体剪切应力)产生较少的热量。

对于脂润滑的下轴承122，分离压力峰值保留了压力峰值之间的“凹腔”(浅槽或凹部126)中的润滑剂，从而允许在压力峰值之间形成脂缓冲。凹腔126中的润滑脂未被充分剪切流动，因此更可能在凹腔126中保持静止，在粗糙跑道上运动时保持润滑的接触。

如在图3a中最清楚地看到的那样，轴承122可选地包括：第一成角度区域z0，其中轴承122和活塞104之间的间隙在轴承122底部附近扩张；第二成角度区域z'0，其靠近轴承122的顶部。第一成角度区域z0被称为推力区域，并且在本领域中是已知的。推力部分负责减震器110压缩过程中的流体动压的产生。在仿真中，推力部分的润滑剂速度相对较低，甚至可能下降到零，并且可以找到再循环区域。在本发明人的研究中，推力部分z0中的脂润滑剂内的剪切应力场沿着轴承122的外周实际上是恒定的。在推力部分z0处存在脂塞流，其中流体流动速度为零。

然而，在粗糙跑道的条件下，减震器110频繁被压缩和伸展，结果是，单独的推力部分z0在减震器的压缩期间负责润滑剂内的流体动压的产生，因而在减震器的伸展期间不会产生流体动压。因此，如在图3a中最清楚地看到的那样，相对布置的第二推力部分z'0可以设置在轴承122的顶端。如图3a所示，可以理解，角度α示和α示，以及推力部分z0和z'0的长度都可以独立设计。第一(下)推力部分z0容纳减震器110的压缩循环或运动，该压缩循环或运动比伸展循环快得多，该延伸循环将由第二(上)推力部分z'0容纳。

图4a展示了下轴承122的正视图，其中减震器活塞104以虚线表示。在图4b中展示了通过中心部分截取的下轴承122的垂直剖视图。轴承122包括沿轴承表面125的长度延伸的纵向浅槽或浅腔126。设置有上推力区域z'0和下推力区域z0。图4c展示了通过图4a中所示的截面4c-4c截取的轴承122的横截面，其中浅槽或凹部126具有深度(未按比例)。

虽然已经说明并描述了说明性的实施例，但应该理解，可以在在不脱离本发明的精神和范围的情况下进行各种改变。