專利名稱：一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空機械技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器。
背景技術(shù)：
在大型飛機起落的設(shè)計中，均是使用油氣式減震器設(shè)計形式，利用氣體的壓縮變形來吸收能量，油氣分離處設(shè)有簡單阻尼孔，利用液體高速流過阻尼孔的摩擦來消耗能量。 隨著飛機起飛重量的增大，特別是在大型民用客機中，為了保證飛機地面著陸、滑跑平穩(wěn)性的要求，通常需要采用變阻尼孔的設(shè)計形式。總的原則看來，緩沖器在壓縮過程中阻尼孔等效面積相比于伸展過程中的阻尼孔等效面積要大，在緩沖器壓縮行程中，阻尼速度緩慢，阻尼孔等效面積逐漸減??；伸展行程中，阻尼孔面積較小，使得油液反流速度不至于太快，這樣其能耗散更多的能量，且保證伸展過程中，氣體體積較為均勻地增大。目前應(yīng)用于大型客機的油氣式緩沖器多采用變截面油針或者單向節(jié)流活門來改變油孔截面，進而改變油孔流阻。但是近代減震器的壓縮行程阻尼孔面積一般僅為緩沖器壓氣面積的 2%，一般其等效截面直徑僅為Icm 2cm，伸展行程阻尼孔面積為壓縮行程面積的30% 50%，這個比例是很小的，采用油針的設(shè)計形式時，油針和柱塞上阻尼孔的間隙可能僅為毫米級，這對加工工藝和裝配要求較高，且在著陸或者起飛時，起落架受到側(cè)向力作用時，很可能會出現(xiàn)油針與阻尼孔相碰或者劇烈摩擦情況，結(jié)構(gòu)較易受到損壞。如圖1所示為常見的雙腔式緩沖器的工作原理圖，該緩沖器有兩個氣室，常規(guī)的緩沖器中有獨立出來的主氣室(1)和第二氣室(3)，第二氣室(3)內(nèi)壓力較高，當(dāng)壓縮主氣室到一定程度后才開始工作，這樣以保證飛機在粗糙和未修徹的道面上滑跑。此種常規(guī)的雙腔式油氣緩沖器僅在行程柱塞上開一定截面的阻尼孔(7)，且油孔分布集中在緩沖器中央部位，這樣會造成較為嚴(yán)重的油液摩擦應(yīng)力集中。雖然在采用油針(9)結(jié)構(gòu)實現(xiàn)了壓縮行程變阻尼，但是油針(9)的結(jié)構(gòu)設(shè)計受到壓氣壓油截面積制約較大，油針截面太小，強度較差，受油液作用變形較大，容易與油孔內(nèi)壁發(fā)生摩擦、碰撞等；油針截面太大，油針外表面與油孔內(nèi)壁距離太小，同樣在受到側(cè)向撞擊力時，容易發(fā)生摩擦、碰撞等結(jié)構(gòu)損傷，并且，此種雙腔式緩沖器的兩個氣室分別位于油室的上下兩端，不易地面維護，且在外部撞擊力作用下，氣室的承力不連續(xù)，對大型民用客機而言，嚴(yán)重影響乘客乘坐的舒適感。

發(fā)明內(nèi)容
針對現(xiàn)有技術(shù)中存在的問題，本發(fā)明提出一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器， 目的在于解決傳統(tǒng)油氣式緩沖器的弊端，對現(xiàn)有的雙腔式緩沖器整體結(jié)構(gòu)進行一定改進。 本發(fā)明的緩沖器主體結(jié)構(gòu)依然沿用經(jīng)典式的油氣緩沖器形式，不同的是本發(fā)明中主氣室 (又稱為壓縮阻尼腔或者初始氣室)與第二氣室(又稱高壓氣室)串聯(lián)作用，并采用了分布式錐形阻尼孔的阻尼活塞頭，同時配合阻尼制動活門來實現(xiàn)緩沖器壓縮和伸展變阻尼作動。內(nèi)部油液流動控制以實現(xiàn)阻尼制動活門的開合，緩沖器內(nèi)作動筒內(nèi)截面(即是緩沖器壓油截面)與外作動筒內(nèi)截面(即是緩沖器壓氣截面)面積比值一般在0. 6 0. 7之間。
本發(fā)明提出一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，包括外部固連組件、內(nèi)部運動組件和分離部件；所述的外部固連組件包括外作動筒、行程柱塞和密封裝置結(jié)構(gòu)，內(nèi)部運動組件包括內(nèi)作動筒和阻尼活塞頭，分離部件包括阻尼制動活門和氣室隔板活塞；外作動筒內(nèi)部空腔的下部設(shè)置有內(nèi)作動筒，在內(nèi)作動筒的外壁和外作動筒的內(nèi)壁之間設(shè)置有密封裝置結(jié)構(gòu)；在內(nèi)作動筒的頂部連接有阻尼活塞頭，且內(nèi)作動筒的外側(cè)壁上設(shè)置有緩沖器行程限制卡槽，在該緩沖器行程限制卡槽上方的內(nèi)作動筒外側(cè)套連有阻尼制動活門；阻尼活塞頭的內(nèi)徑與內(nèi)作動筒的內(nèi)徑相等，阻尼活塞頭的外徑大于內(nèi)作動筒的外徑，且在大于內(nèi)作動筒的阻尼活塞頭的外邊緣處，沿軸向方向均勻設(shè)置有多個錐形阻尼孔B，該錐形阻尼孔B 朝向內(nèi)作動筒的方向是收縮的，朝向外作動筒頂部方向是擴張的；在阻尼活塞頭與內(nèi)作動筒內(nèi)部套接有行程柱塞，內(nèi)作動筒下部為緩沖器油腔，油液與氣體交界面大致在阻尼活塞頭上方IOcm 15cm處，行程柱塞的頂部與外作動筒的頂部固定連接；行程柱塞頂部的設(shè)置有隔板活塞行程限制卡槽，并在隔板活塞行程限制卡槽的上方的行程柱塞上設(shè)置氣室隔板活塞，將緩沖器外部作動筒的內(nèi)腔分為上下串聯(lián)的主氣室和第二氣室；行程柱塞的底部中心位置設(shè)置有錐形阻尼孔A，且該錐形阻尼孔A的方向布置為朝向主氣室方向為收縮孔，朝向內(nèi)作動筒底部為擴張孔。本發(fā)明具有的優(yōu)點在于(1)本發(fā)明提出一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，創(chuàng)新性地使用錐形管式阻尼孔設(shè)計方法，通過設(shè)計錐形阻尼孔錐形角以及進出油端面的面積比(擴張比或者收縮比)來實現(xiàn)最優(yōu)的緩沖全行程變阻尼工況。壓縮行程中，錐形阻尼孔為擴張狀態(tài)；伸展行程中，錐形阻尼孔為收縮狀態(tài)，故在整個緩沖器行程中，油液經(jīng)過錐形阻尼孔的摩擦程度更為均勻平穩(wěn)，耗散更多能量，緩沖器減震行程曲線更為飽滿。同時相比于傳統(tǒng)的油針式設(shè)計， 結(jié)構(gòu)更為簡潔，且結(jié)構(gòu)不易受到摩擦、撞擊等損壞，制造維護成本更低。(2)本發(fā)明提出一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，行程柱塞上設(shè)置一個較大的錐形阻尼孔A，配合阻尼活塞頭上的分布式的錐形阻尼孔B，通過運動中阻尼制動活門的相對運動對錐形阻尼孔等效面積的影響，進一步優(yōu)化全行程變阻尼工況。(3)本發(fā)明提出一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，將主氣室(又稱為壓縮阻尼腔或者初始氣室)與第二氣室(又稱高壓氣室)結(jié)構(gòu)串聯(lián)布置于緩沖器的上部，這樣整個氣室承力分布連續(xù)均勻，傳力特性更好，同時這樣的結(jié)構(gòu)形式為地面維護充氣等操作提供便利。(4)本發(fā)明提出一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，密封裝置結(jié)構(gòu)設(shè)置于外作動筒下端，外筒內(nèi)壁設(shè)計了行程限制結(jié)構(gòu)，且在第二氣室(高壓氣室)運動中，外筒內(nèi)壁也設(shè)計了同樣形式的行程限制結(jié)構(gòu)，這樣保證了其內(nèi)部高壓的穩(wěn)定。


圖1 傳統(tǒng)的雙腔式油針變阻尼緩沖器的結(jié)構(gòu)示意圖；圖2 本發(fā)明提出的一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器的立體結(jié)構(gòu)示意圖；圖3-A 本發(fā)明中的緩沖器阻尼孔以及阻尼制動活門平面圖；圖3-B 本發(fā)明中的緩沖器阻尼孔以及阻尼制動活門半剖視圖；圖4 本發(fā)明中的錐形阻尼孔的油液流動示意圖5 ；本發(fā)明錐形阻尼孔和阻尼活塞頭的工作示意圖；圖中1-主氣室；2-油腔；3-第二氣室；4-外作動筒；5-內(nèi)作動筒；6-行程柱塞；7-阻尼孔；8-氣室隔板活塞；9-油針；10-錐形阻尼孔A ； 11-錐形阻尼孔B ;12_阻尼活塞頭；13-阻尼制動活門；14-密封裝置結(jié)構(gòu)；15-緩沖器行程限制卡槽；16-隔板活塞行程限制卡槽；17-通孔；18-反彈阻尼腔。
具體實施例方式下面將結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步的詳細說明。本發(fā)明提出一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，如圖2、圖3-A和圖3-B所示，包括外部固連組件、內(nèi)部運動組件和分離部件；其中外部固連組件包括外作動筒4、行程柱塞 6和密封裝置結(jié)構(gòu)14，內(nèi)部運動組件包括內(nèi)作動筒5和阻尼活塞頭12，分離部件包括阻尼制動活門13和氣室隔板活塞8。外作動筒4內(nèi)部空腔的下部設(shè)置有內(nèi)作動筒5，且在內(nèi)作動筒5的外壁和外作動筒4的內(nèi)壁之間設(shè)置有密封裝置結(jié)構(gòu)14，用于密封，且該密封裝置結(jié)構(gòu) 14與外作動筒4固定連接。在內(nèi)作動筒5的頂部通過固定件連接有阻尼活塞頭12，且內(nèi)作動筒5的外側(cè)壁上設(shè)置有緩沖器行程限制卡槽15，在該緩沖器行程限制卡槽15上方的內(nèi)作動筒5外側(cè)套連有阻尼制動活門13，緩沖器行程限制卡槽15距離阻尼活塞頭12底部距離 H為阻尼制動活門的高度為h的2 3倍之間，這樣使得阻尼制動活門13能夠在氣室壓縮或擴張時，在內(nèi)作動筒5的外壁小范圍的運動。阻尼活塞頭12的內(nèi)徑與內(nèi)作動筒5的內(nèi)徑相等，阻尼活塞頭12的外徑大于內(nèi)作動筒5的外徑，且在大于內(nèi)作動筒5的阻尼活塞頭12 的外邊緣處，沿軸向方向均勻設(shè)置有6 12個錐形阻尼孔B11，錐形阻尼孔Bll的錐度為 5° 7°，該錐形阻尼孔Bll朝向內(nèi)作動筒5的方向是收縮的，朝向外作動筒頂部方向是擴張的，通過該錐形阻尼孔Bll的作用，使油液穿過該錐形阻尼孔Bll帶動阻尼制動活門的上下運動。在阻尼活塞頭12與內(nèi)作動筒5內(nèi)部套接有行程柱塞6，外作動筒4與內(nèi)作動筒 5之間的密封腔體之間充滿油液和緩沖氣體，內(nèi)作動筒腔5下部為油腔2，內(nèi)為油液，上部即外作動筒4內(nèi)為緩沖氣體(一般為氮氣)，油液交界面保持在阻尼活塞頭12上端10 15cm 處，行程柱塞6的外壁與外作動筒4的內(nèi)壁之間的反彈阻尼腔18寬度大致為緩沖器外作動筒4內(nèi)壁半徑的0. 15 0. 25倍，行程柱塞6的頂部與外作動筒4的頂部固定連接，阻尼活塞頭12與內(nèi)作動筒5能夠在行程柱塞6的外部上下運動。行程柱塞6頂部設(shè)置有隔板活塞行程限制卡槽16，并在該隔板活塞行程限制卡槽16的上方行程柱塞6上設(shè)置氣室隔板活塞8，將緩沖器的內(nèi)腔分為上下串聯(lián)的主氣室1和第二氣室3，主氣室1與第二氣室3容積比保證在3. 5 4. 5之間。且氣室隔板活塞8能夠在隔板活塞行程限制卡槽16的限制下， 在行程柱塞6的頂部與隔板活塞行程限制卡槽16之間運動。所述的行程柱塞6的側(cè)壁上均勻分布有若干氣室內(nèi)壁通孔，通孔的直徑為2 km，以用于氣室內(nèi)氣體均布流動。行程柱塞6的底部中心位置設(shè)置有錐形阻尼孔A10，該錐形阻尼孔A的錐度大致保證在60° 80°之間，錐形阻尼孔AlO的平均截面尺寸(截面面積)一般為緩沖器壓氣截面外作動筒 1的內(nèi)截面尺寸(截面面積)的 2%，且該錐形阻尼孔AlO的方向布置為朝向主氣室即行程柱塞6內(nèi)腔方向為收縮孔，朝向內(nèi)作動筒5底部方向為擴張孔，且在小截面端口保持銳邊形式。
錐形阻尼孔AlO和錐形阻尼孔Bll的方向設(shè)置原則為壓縮階段保證錐形阻尼孔為擴張形式，伸展階段保證錐形阻尼孔為收縮形式。整個結(jié)構(gòu)布置完善合理，能起到非常好的緩沖吸能制動效果。錐形管路式阻尼孔是以收縮/擴張管為設(shè)計雛形，區(qū)別與傳統(tǒng)油針式變阻尼式設(shè)計形式，錐形孔的阻尼，即是流體流過時的摩擦損失以及局部損失與其面積比(又稱擴張比)和錐形擴張角來決定。在本發(fā)明中中，錐形阻尼孔的總體配置為保證在壓縮過程中，錐形阻尼孔為收縮管形式，行程阻尼較??；伸展過程中，錐形阻尼孔即為反向的擴張管形式，行程阻尼較大，這樣耗散更多能量。如圖4所示壓縮行程中，相比傳統(tǒng)的阻尼孔形式，即是突然縮小管，油液流過時能量轉(zhuǎn)換更為平穩(wěn)；伸展行程中，有一定錐角的阻尼孔形式能量轉(zhuǎn)換速率更為劇烈，動能耗散能力更強。這樣，在設(shè)計中合理地選取錐形角和面積比(擴張比和收縮比)，能使緩沖器具有最佳的緩沖性能。在本發(fā)明提出的一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器結(jié)構(gòu)設(shè)計中，加入了環(huán)形阻尼制動活門13配合阻尼活塞頭，如圖3-A和圖3-B所示在緩沖器運動中，阻尼活塞頭12 與阻尼制動活門13之間相對運動相反，壓縮行程中，阻尼活塞頭12向上擠壓氣體做功，阻尼制動活門13受油液推力相對活塞頭向下運動，伸展行程則相反。對行程柱塞上的錐形阻尼孔AlO其承擔(dān)主要的耗能任務(wù)，因此需要其在伸縮階段，擴張管的角度應(yīng)在流動阻力相對較大的范圍里選取，錐形阻尼孔AlO的錐度一般為60° 80°之間，且小截面端口保持銳邊形式，這個角度范圍內(nèi)，壓縮段的流動阻力相對較小，但是需要保證壓縮段入口亦為銳邊形式以提供足夠的阻力特性。對環(huán)形阻尼活塞頭12上的分布錐形阻尼孔B11，相對錐形阻尼孔AlO為輔助承擔(dān)耗能任務(wù)，其流動損失應(yīng)適當(dāng)在較小范圍內(nèi)選擇，以避免緩沖器的反彈現(xiàn)象，錐形阻尼孔Bll的錐度一般選取為5° 7°之間，且可以在擴張管入口處采取修圓形式適當(dāng)減小流阻，而在收縮管入口處應(yīng)采用銳邊形式以提供壓縮時的流阻消耗。而油液進出口面積比(即是擴張比和收縮比)在一定范圍內(nèi)對錐形阻尼孔的流阻影響不大， 僅保證在大錐形角情況下不應(yīng)過大即可，一般錐形阻尼孔Bll的面積比(入口與出口的截面比)取2 9即可。本發(fā)明的緩沖器內(nèi)作動筒5與外作動筒4均是鍛造成型，運動接觸面間保證光滑度以減小摩擦阻力，內(nèi)作動筒5與外作動筒4之間通過密封裝置結(jié)構(gòu)14如密封圈或其他一定的結(jié)構(gòu)形式保證密封。如圖4和圖5所示，當(dāng)飛機著陸或者受到?jīng)_擊時，緩沖器主氣室1首先被壓縮，主氣室1隨壓縮壓力增大，當(dāng)載荷達到一定數(shù)值，主氣室1壓縮到一定程度時，其內(nèi)部氣壓超過氣室隔板活塞6的臨界開啟壓力，這時第二氣室3開始壓縮工作，壓縮過程中，油液經(jīng)過行程柱塞6中央的錐形阻尼孔AlO流入主氣室1，同時產(chǎn)生一定的摩擦和分離阻尼耗散動能，同時，內(nèi)作動筒5帶動阻尼活塞頭12同向上壓氣，反彈阻尼腔18內(nèi)壓力增大，這時油液沖開阻尼制動活門13，流經(jīng)分布在阻尼活塞頭12上面的錐形阻尼孔Bll而做功耗能，整個壓縮過程中，油液摩擦阻尼相對較小，是通過正向擴張型錐形阻尼孔AlO和阻尼制動活門13的逐漸開啟來實現(xiàn)變阻尼工況，同時，緩沖器的壓縮速度決定了油液流經(jīng)錐形阻尼孔 AlO的流速，流速較大，阻尼較大；流速較小。阻尼減小，這同變阻尼工況的要求完全符合。 伸展行程中，外作動筒4內(nèi)氣體壓縮油液向下流動，油液反向流經(jīng)收縮型錐形阻尼孔A10， 同時反彈阻尼腔18內(nèi)油液沖壓阻尼制動活門13而逐漸蓋住分布的錐形阻尼孔B11，兩者的配合使用使耗散能作用發(fā)揮到最大，分布式的阻尼孔設(shè)計以及收縮型錐形阻尼孔大大提高了制動效果。整個行程中，壓縮行程較為緩和，錐形阻尼孔AlO表現(xiàn)為擴張型流動阻尼， 同時阻尼制動活門13處于相對打開狀態(tài)，整體阻尼作用相對較弱；伸展行程中，錐形阻尼孔AlO表現(xiàn)為收縮型流動阻尼，同時阻尼制動活門13處于相對逐漸閉合狀態(tài)，整體阻尼作用相對較強，耗散能力較強。
權(quán)利要求
1.一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，其特征在于包括外部固連組件、內(nèi)部運動組件和分離部件；所述的外部固連組件包括外作動筒、行程柱塞和密封裝置結(jié)構(gòu)，內(nèi)部運動組件包括內(nèi)作動筒和阻尼活塞頭，分離部件包括阻尼制動活門和氣室隔板活塞；外作動筒內(nèi)部空腔的下部設(shè)置有內(nèi)作動筒，在內(nèi)作動筒的外壁和外作動筒的內(nèi)壁之間設(shè)置有密封裝置結(jié)構(gòu)；在內(nèi)作動筒的頂部連接有阻尼活塞頭，且內(nèi)作動筒的外側(cè)壁上設(shè)置有緩沖器行程限制卡槽，在該緩沖器行程限制卡槽上方的內(nèi)作動筒外側(cè)套連有阻尼制動活門；阻尼活塞頭的內(nèi)徑與內(nèi)作動筒的內(nèi)徑相等，阻尼活塞頭的外徑大于內(nèi)作動筒的外徑，且在大于內(nèi)作動筒的阻尼活塞頭的外邊緣處，沿軸向方向均勻設(shè)置有多個錐形阻尼孔B，該錐形阻尼孔B 朝向內(nèi)作動筒的方向是收縮的，朝向外作動筒頂部方向是擴張的；在阻尼活塞頭與內(nèi)作動筒內(nèi)部套接有行程柱塞，外作動筒與內(nèi)作動筒之間密封容腔內(nèi)充滿油液與緩沖氣體，行程柱塞的頂部與外作動筒的頂部固定連接；行程柱塞頂部設(shè)置氣室隔板活塞，將緩沖器上部內(nèi)腔分為上下串聯(lián)的主氣室和第二氣室，并設(shè)置有隔板活塞行程限制卡槽；行程柱塞的底部中心位置設(shè)置有錐形阻尼孔A，且該錐形阻尼孔A的方向布置為朝向主氣室方向為收縮孔，朝向內(nèi)作動筒底部為擴張孔。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，其特征在于所述的錐形阻尼孔B的錐度為5° 7°，錐形阻尼孔Bll的面積比為2 9。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，其特征在于所述的錐形阻尼孔A的錐度為60° 80°，錐形阻尼孔A的平均截面尺寸為緩沖器壓氣截面外作動筒內(nèi)截面尺寸的 2%。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，其特征在于根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種大型客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，其特征在于所述的緩沖器行程限制卡槽距離阻尼活塞頭底部距離H為阻尼制動活門的高度為h的2 3倍。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，其特征在于所述的行程柱塞的外壁與外作動筒的內(nèi)壁之間的反彈阻尼腔的寬度為外作動筒內(nèi)壁半徑的 0. 15 0. 25 倍。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，其特征在于所述的行程柱塞的側(cè)壁上均勻分布有若干氣室內(nèi)壁通孔，通孔的直徑為2 km。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，其特征在于所述的主氣室與第二氣室容積比為3. 5 4. 5。
全文摘要
本發(fā)明提出一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，包括外部固連組件、內(nèi)部運動組件和分離部件；所述的外部固連組件包括外作動筒、行程柱塞和密封裝置結(jié)構(gòu)，內(nèi)部運動組件包括內(nèi)作動筒和阻尼活塞頭，分離部件包括阻尼制動活門和氣室隔板活塞。行程柱塞的底部中心位置設(shè)置有錐形阻尼孔A，阻尼活塞頭的外邊緣處沿軸向方向均勻設(shè)置有多個錐形阻尼孔B。本發(fā)明提出一種客機起落架錐形阻尼孔式緩沖器，創(chuàng)新性地使用錐形管式阻尼孔設(shè)計方法，通過設(shè)計錐形阻尼孔錐形角以及進出油端面的面積比來實現(xiàn)最優(yōu)的緩沖全行程變阻尼工況。同時相比于傳統(tǒng)的油針式設(shè)計，結(jié)構(gòu)更為簡潔，且結(jié)構(gòu)不易受到摩擦、撞擊等損壞，制造維護成本更低。
文檔編號F16F9/58GK102338186SQ20111025831
公開日2012年2月1日 申請日期2011年9月2日 優(yōu)先權(quán)日2011年9月2日
發(fā)明者孫佳, 孫鐵源, 洪增輝, 袁欣, 賈玉紅 申請人:北京航空航天大學(xué)