RU2412865C1

RU2412865C1 - Aircraft landing gear leg fulcrum attachment to wing carcass

Info

Publication number: RU2412865C1
Application number: RU2009133129/11A
Authority: RU
Inventors: Юрий Викторович Собакин (RU); Юрий Викторович Собакин; Виктор Михайлович Баринов (RU); Виктор Михайлович Баринов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Туполев" (ОАО "Туполев")
Priority date: 2009-09-04
Filing date: 2009-09-04
Publication date: 2011-02-27

Abstract

FIELD: transport. ^ SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, namely, to landing gear fulcrum attachment to wing carcass. Proposed attachment assembly comprises ball support, support ring, intermediate flanged ring with outer spherical surface fitted on journal of landing gear fulcrum and attachment assembly mounting elements. Besides, attachment assembly comprises a rod-like retainer. Retainer element has blunt axial channel to force grease therein. Bottom section of the channel have radial bores to communicate with the system of channels and bores in ball support, intermediate and support rings. Note here that intermediate ting flange overlaps the space between wing carcass and landing gear fulcrum. ^ EFFECT: reliable attachment assembly. ^ 4 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к взлетно-посадочным устройствам летательных аппаратов.The invention relates to aircraft, and in particular to takeoff and landing devices of aircraft.

Известен узел крепления траверсы стойки шасси самолета к каркасу крыла, содержащий шаровой опорный элемент, опорное кольцо, промежуточное кольцо с отбортовкой и внешней сферической поверхностью, установленные на цапфе траверсы шасси, и монтажные элементы для сборки узла крепления (см. патент РФ №1545456, МПК B64C 25/04, 1987 г.).There is a knot for attaching the yoke of the landing gear of the aircraft to the wing frame, containing a spherical support element, a support ring, an intermediate ring with a flange and an external spherical surface mounted on the trunnion trunnion trunnion, and mounting elements for assembling the mount (see RF patent No. 1545456, IPC B64C 25/04, 1987).

Недостатком известного узла крепления траверсы стойки шасси самолета является то, что подача смазки осуществляется не на шаровой опорный элемент непосредственно, а через полость между цапфой траверсы и каркасом крыла, откуда смазка практически не попадает в узел трения. При достаточно длительном сроке эксплуатации и сухом трении без необходимой смазки происходит заклинивание поверхностей шарового опорного элемента и опорного кольца. При этом не исключена возможность проворачивания опорного кольца относительно промежуточного кольца и, в свою очередь, промежуточного кольца относительно каркаса крыла. Все это понижает надежность узла крепления траверсы стойки шасси самолета и взлетно-посадочного устройства в целом.A disadvantage of the known attachment point of the landing gear of the aircraft landing gear strut is that the lubricant is not supplied directly to the ball support element, but through the cavity between the trunnion trunnion and the wing frame, from where the lubricant practically does not get into the friction unit. With a sufficiently long service life and dry friction without the necessary lubrication, the surfaces of the ball support element and the support ring are jammed. Moreover, the possibility of turning the support ring relative to the intermediate ring and, in turn, the intermediate ring relative to the wing frame is not excluded. All this reduces the reliability of the attachment point of the beam of the aircraft landing gear and the takeoff and landing device as a whole.

Техническим результатом изобретения является повышение надежности узла крепления траверсы шасси самолета.The technical result of the invention is to increase the reliability of the attachment point of the chassis of the aircraft landing gear.

Указанный технический результат достигается тем, что известный узел крепления траверсы стойки шасси самолета к каркасу крыла, содержащий шаровой опорный элемент, опорное кольцо, промежуточное кольцо с отбортовкой и внешней сферической поверхностью, установленные на цапфе траверсы шасси, и монтажные элементы для сборки узла крепления, снабжен стопорным элементом, выполненным в виде стержня, установленным в соосных отверстиях, выполненных в каркасе крыла самолета, промежуточном кольце и опорном кольце, при этом в стопорном элементе выполнен глухой осевой канал для нагнетания в него смазки под давлением, в нижней части которого образованы радиальные отверстия для соединения с системой каналов и отверстий в шаровом опорном элементе, промежуточном и опорном кольцах, при этом отбортовка промежуточного кольца перекрывает полость между каркасом крыла и траверсой стойки шасси.The specified technical result is achieved by the fact that the known attachment point of the yoke of the landing gear of the aircraft to the wing frame, comprising a ball bearing element, a support ring, an intermediate ring with flanging and an external spherical surface mounted on the trunnion trunnion trunnion, and mounting elements for assembling the attachment node, is provided a locking element made in the form of a rod installed in coaxial holes made in the wing frame of the aircraft, the intermediate ring and the support ring, while in the locking element a blind axial channel for injecting lubricant under pressure into it, in the lower part of which radial holes are formed for connection with a system of channels and holes in a spherical support element, an intermediate and a support ring, the flanging of the intermediate ring overlaps the cavity between the wing frame and the landing gear beam .

Изобретение поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.

На фиг.1 показан вид на траверсу стойки шасси самолета;Figure 1 shows a view of the yoke of the landing gear of the aircraft;

на фиг.2 - узел I на фиг.1;figure 2 - node I in figure 1;

на фиг.3 - узел II на фиг.2;figure 3 - node II in figure 2;

на фиг.4 - сечение А-А на фиг.3.figure 4 is a section aa in figure 3.

Узел крепления траверсы 1 стойки 2 шасси самолета к каркасу 3 крыла самолета содержит:The mount of the traverse 1 rack 2 chassis of the aircraft to the frame 3 of the wing of the aircraft contains:

шаровой опорный элемент 4 с выполненными на его внешней поверхности кольцевой канавкой 5 и отходящими от нее, например, восемью поперечными канавками 6, расположенными равномерно по его диаметру;a ball support element 4 with an annular groove 5 made on its outer surface and extending from it, for example, eight transverse grooves 6 located uniformly along its diameter;

опорное кольцо 7 с двумя поперечными канавками 8 и двумя радиальными отверстиями 9, совмещенными с кольцевой канавкой 5 шарового опорного элемента 4;a support ring 7 with two transverse grooves 8 and two radial holes 9, combined with the annular groove 5 of the ball support element 4;

промежуточное кольцо 10 с поперечной канавкой 11 и двумя радиальными отверстиями 12, совмещенными с двумя поперечными канавками 8 в опорном кольце 7;an intermediate ring 10 with a transverse groove 11 and two radial holes 12, combined with two transverse grooves 8 in the support ring 7;

стопорный элемент 13, выполненный в виде стержня, запрессованного в соосные отверстия в каркасе 3 крыла самолета, промежуточном кольце 10 и опорном кольце 7;a locking element 13, made in the form of a rod, pressed into coaxial holes in the frame 3 of the wing of the aircraft, the intermediate ring 10 and the support ring 7;

в стопорном элементе 13 выполнен глухой осевой канал 14 для нагнетания в него смазки под давлением. В нижней части стопорного элемента 13 в зоне окончания осевого канала 14 выполнены сквозные радиальные отверстия 15 и кольцевая канавка 16 по внешнему диаметру стопорного элемента 13, совмещенные с поперечной канавкой 11 промежуточного кольца 10.in the locking element 13 there is a blind axial channel 14 for injecting lubricant under pressure into it. In the lower part of the locking element 13 in the end zone of the axial channel 14, through radial holes 15 and an annular groove 16 are made along the outer diameter of the locking element 13, combined with the transverse groove 11 of the intermediate ring 10.

Монтажные элементы для сборки узла крепления траверсы и принятия осевых сил выполнены в виде кольца 18 с внутренней сферической поверхностью, разъемной втулки 19, имеющей внешнюю сферическую поверхность, и съемной крышки 20, соединенной с каркасом крыла.Mounting elements for assembling the traverse attachment unit and receiving axial forces are made in the form of a ring 18 with an internal spherical surface, a detachable sleeve 19 having an external spherical surface, and a removable cover 20 connected to the wing frame.

Промежуточное кольцо 10 выполнено с отбортовкой 17, перекрывающей возможность попадания смазки в полость 21 между каркасом 3 крыла и траверсой 1 стойки шасси 2.The intermediate ring 10 is made with a flange 17, overlapping the possibility of lubricant entering the cavity 21 between the wing frame 3 and the crossarm 1 of the landing gear 2.

Узел крепления траверсы стойки шасси самолета работает следующим образом.The attachment bracket of the traverse of the landing gear of the aircraft operates as follows.

В стопорный элемент 13 под давлением нагнетается смазка, по вертикальному осевому каналу 14 через радиальные отверстия 15 и кольцевую канавку 16 стопорного элемента 13 смазка поступает в поперечную канавку 11 промежуточного кольца 10 и далее по радиальным отверстиям 12 поступает в две поперечные канавки 8 с двумя радиальными отверстиями 9 опорного кольца 7, через которые смазка подается в узел трения через кольцевую канавку 5 и поперечные канавки 6, выполненные на шаровом опорном элементе 4. Одновременно стопорный элемент 13 препятствует провороту опорного кольца 7 относительно промежуточного кольца 10.Grease is injected into the locking element 13 under pressure, along the vertical axial channel 14 through the radial holes 15 and the annular groove 16 of the locking element 13, the lubricant enters the transverse groove 11 of the intermediate ring 10 and then passes through the radial holes 12 into two transverse grooves 8 with two radial holes 9 of the support ring 7, through which lubricant is supplied to the friction assembly through the annular groove 5 and the transverse grooves 6, made on the ball support element 4. At the same time, the locking element 13 prevents rotation the support ring 7 relative to the intermediate ring 10.

Claims

The attachment point of the traverse of the aircraft landing gear to the wing frame, comprising a ball bearing element, a support ring, an intermediate ring with a flange and an external spherical surface mounted on the trunnion trunnion trunnion and mounting elements for assembling the attachment assembly, characterized in that it is equipped with a locking element made in the form of a rod installed in coaxial holes in the wing frame of the aircraft, the intermediate ring and the support ring, a blind axial channel is made in the retaining element for injection into it under pressure with strokes, in the lower part of which radial holes are formed for connecting to the system of channels and holes in the spherical support element, the intermediate and supporting rings, while the flanging of the intermediate ring overlaps the cavity between the wing frame and the landing gear of the landing gear.