Двухкамерный амортизатор-подъемник летательного аппарата

 

Изобретение относится к авиационной технике и касается создания посадочных устройств летательных аппаратов. Амортизатор-подъемник имеет корпус, полый шток с диафрагмой, профилированную иглу, плавающий поршень, газовые камеры высокого и низкого давления, основную гидравлическую камеру, а также разделительный поршень. Этот поршень размещен в штоке, отделяет газовую камеру низкого давления от основной гидравлической камеры и соединен с упомянутой иглой. Профилированная игла проходит в основную гидравлическую камеру через уплотняемое отверстие в диафрагме штока, имеющей калиброванные отверстия. Плавающий поршень отделяет газовую камеру высокого давления от основной гидравлической камеры и установлен над диафрагмой. Амортизатор-подъемник имеет цилиндрический полый корпус упомянутой газовой камеры высокого давления, в котором установлены плавающий поршень и диафрагма. Этот корпус закреплен внутри верхней части корпуса амортизатора с образованием кольцевой полости между своей наружной поверхностью и внутренней поверхностью корпуса амортизатора. Амортизатор-подъемник снабжен дополнительным поршнем, размещенным в этой кольцевой полости с образованием надпоршневой гидравлической камеры, связанной с гидравлической системой летательного аппарата. Технический результат реализации изобретения состоит в расширении функциональных возможностей амортизатора-подъемника, который может быть использован не только в качестве амортизатора, но и в качестве механизма подъема летательного аппарата на стоянке. 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к посадочным устройствам летательного аппарата.

Известен двухкамерный амортизатор, содержащий корпус, полый шток с диафрагмой, профилированную иглу, плавающий поршень, газовые камеры высокого и низкого давления, основную гидравлическую камеру (авторское свидетельство СССР N 266575, кл. 16 F 5/00, опубл. 03.07.70).

Известный двухкамерный амортизатор не предназначен для подъема летательного аппарата на стоянке, что сужает область его возможного применения.

Целью настоящего изобретения является расширение функциональных возможностей пневмогидравлического двухкамерного амортизатора для использования его как в качестве амортизатора, так и в качестве механизма подъема летательного аппарата на стоянке.

Указанная цель достигается тем, что известный двухкамерный амортизатор, содержащий корпус, полый шток с диафрагмой, профилированную иглу, плавающий поршень, газовые камеры высокого и низкого давления, основную гидравлическую камеру, имеет разделительный поршень, размещенный в штоке, отделяющий газовую камеру низкого давления от основной гидравлической камеры и соединенный с упомянутой профилированной иглой, проходящей в основную гидравлическую камеру через уплотняемое отверстие в диафрагме штока, имеющей калиброванные отверстия, упомянутый плавающий поршень, отделяющий газовую камеру высокого давления от основной гидравлической камеры, установлен над диафрагмой, при этом амортизатор-подъемник снабжен цилиндрическим полым корпусом упомянутой газовой камеры высокого давления, в котором установлен плавающий поршень и диафрагма и который установлен внутри верхней части корпуса амортизатора с образованием кольцевой полости между своей наружной поверхностью и внутренней поверхностью корпуса амортизатора, а также дополнительным поршнем, размещенным в этой кольцевой полости с образованием надпоршневой гидравлической камеры, связанной с гидравлической системой летательного аппарата.

Предложенная конструкция амортизатора позволяет использовать его в качестве механизма подъема фюзеляжа летательного аппарата на стоянке для обеспечения удобства проведения регламентных работ и подвески под фюзеляж специальных грузов без использования дополнительного наземного оборудования.

На чертеже изображена принципиальная схема двухкамерного пневмогидравлического амортизатора-подъемника.

Двухкамерный амортизатор-подъемник состоит из корпуса 1, на донышке которого установлен цилиндрический полый корпус 2 с диафрагмой 3, закрепленной на торцевой части корпуса 2, и полого штока 4 с диафрагмой 5, закрепленной на его торцевой части. В диафрагмах 3 и 5 имеются калиброванные отверстия 6 и 7 соответственно. Между диафрагмой 3 корпуса и диафрагмой 5 штока расположена основная гидравлическая камера А. В корпусе 2 над диафрагмой 5 установлен упомянутый плавающий поршень 8, отделяющий рабочий газ в камере высокого давления Б от основной гидравлической камеры А.

В кольцевой полости, образованной наружной поверхностью стенки корпуса 2 и внутренней поверхностью стенки корпуса 1, расположен уплотняемый дополнительный поршень 9, над которым размещена гидравлическая камера В, связанная с гидравлической системой летательного аппарата через штуцер 10. Для обеспечения заданного хода дополнительного поршня 9 на внутренней поверхности корпуса 1 выполнен упор 11. В штоке 4 под диафрагмой 5 расположен уплотняемый разделительный поршень 12, отделяющий рабочий газ в камере низкого давления Г от основной гидравлической камеры А. На разделительном поршне 12 закреплена профилированная игла 13, проходящая через уплотняемое отверстие в диафрагме 5 в основную гидравлическую камеру А. Для обеспечения заданного хода разделительного поршня 12 на внутренней поверхности штока 4 выполнен упор 14.

Между внутренней поверхностью корпуса 1 и наружной поверхностью штока 4 расположена гидравлическая камера Д торможения штока на обратном ходе с клапаном 15.

Газовые камеры Б и Г амортизатора заряжаются сжатым рабочим газом через штуцеры 16 и 17. Для заливки основной гидравлической полости А рабочей жидкостью используется штуцер 18.

Работа амортизатора происходит следующим образом. При прямом ходе штока 4 под действием приложенной внешней нагрузки вытесняемая им жидкость перетекает из полости А через профилированные канавки на поверхности иглы 13 и калиброванные отверстия 7 в диафрагме 5 в полость под диафрагмой 5, перемещая разделительный поршень 12 вниз и сжимая рабочий газ в камере Г. Одновременно через клапан 15 рабочей жидкостью заполняется камера Д. При превышении давления рабочей жидкости в полости А зарядного давления газа в камере Б жидкость через калиброванные отверстия 6 в диафрагме 3 перетекает в полость под отходящим плавающим поршнем 8, сжимая рабочий газ в камере Б.

В зависимости от скорости обжатия штока амортизатор на прямом ходе штока имеет два режима работы.

Первый режим - обжатие штока с небольшой скоростью. В этом случае торможение рабочей жидкости (гидравлическое сопротивление) при перетекании рабочей жидкости из полости А практически отсутствует. Это режим работы амортизатора соответствует подтягу колес при уборке шасси и движению летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе с небольшими скоростями. При этом режиме рабочая жидкость, вытесняемая штоком 4, попадает в полость под диафрагмой 5, перемещая поршень 12 и сжимая рабочий газ в камере Г. При возрастании давления газа в камере Г до величины начального зарядного давления газа в камере Б рабочая жидкость начинает перетекать в полость над диафрагмой 3, перемещая поршень 8 и сжимая рабочий газ в камере Б. Усилие по амортизатору на этом режиме определяется давлением газа в камерах Б и Г, сжимаемого по изотермическому закону.

Второй режим соответствует динамическому обжатию амортизатора, что имеет место при посадке летательного аппарата и при наезде на неровность на взлетно-посадочной полосе с большой скоростью.

На этом режиме в рассеивании энергии удара участвует рабочая жидкость. Вытесняемая штоком 4 рабочая жидкость из гидравлической полости А через профилированные канавки на игле 13 и калиброванные отверстия 6 и 7 в диафрагмах 3 и 5 давлением одновременно перемещает разделительные поршни 8 и 12, сжимая газ в камерах Б и Г по политропическому закону. На этом режиме усилие по амортизатору определяется гидравлическим сопротивлением рабочей жидкости, перетекающей из полости А, и величиной сжатия газа в камерах Б и Г. Величина усилия по амортизатору зависит от скорости обжатия штока амортизатора, площадей канавок для перетока рабочей жидкости на игле 13, зависящих от хода разделительного поршня 12, и площадей калиброванных отверстий 6 и 7 в диафрагмах 3 и 5.

На обратном ходе движениe штока 4 происходит под действием сжатого газа в камерах Б и Г, а торможение штока осуществляется гидравлическим сопротивлением рабочей жидкости, вытекающей из камеры Д через закрытый клапан 15.

На стоянке при подаче от гидравлической системы рабочей жидкости под давлением через штуцер 10 в полость В вследствие перепада давлений между полостями В и А плавающий поршень 9 перемещается по внутренней поверхности стенки корпуса 1 и наружной поверхности стенки корпуса 2 вниз, а поскольку к штоку 4 приложена постоянная нагрузка (вес летательного аппарата на стоянке), происходит выдвижение штока. Шток может быть выдвинут либо на полный ход, либо на ход плавающего поршня в зависимости от величины давления рабочей жидкости, подаваемой в полость В, и веса летательного аппарата.

К преимуществам двухкамерного амортизатора-подъемника следует отнести его универсальность и возможность широкого применения в опорах шасси различных типов летательных аппаратов.

Формула изобретения

Двухкамерный амортизатор-подъемник летательного аппарата, содержащий корпус, полый шток с диафрагмой, профилированную иглу, плавающий поршень, газовые камеры высокого и низкого давления, основную гидравлическую камеру, отличающийся тем, что он имеет разделительный поршень, размещенный в штоке, отделяющий газовую камеру низкого давления от основной гидравлической камеры и соединенный с упомянутой профилированной иглой, проходящей в основную гидравлическую камеру через уплотняемое отверстие в диафрагме штока, имеющей калиброванные отверстия, упомянутый плавающий поршень, отделяющий газовую камеру высокого давления от основной гидравлической камеры, установлен над диафрагмой, амортизатор-подъемник снабжен цилиндрическим полым корпусом упомянутой газовой камеры высокого давления, в котором установлены плавающий поршень и диафрагма и который закреплен внутри верхней части корпуса амортизатора с образованием кольцевой полости между своей наружной поверхностью и внутренней поверхностью корпуса амортизатора, а также дополнительным поршнем, размещенным в этой кольцевой полости с образованием надпоршневой гидравлической камеры, связанной с гидравлической системой летательного аппарата.

РИСУНКИ

Рисунок 1