RU2760071C2 - Узел шасси летательного аппарата и способ сборки такого узла - Google Patents
Узел шасси летательного аппарата и способ сборки такого узла Download PDFInfo
- Publication number
- RU2760071C2 RU2760071C2 RU2018100719A RU2018100719A RU2760071C2 RU 2760071 C2 RU2760071 C2 RU 2760071C2 RU 2018100719 A RU2018100719 A RU 2018100719A RU 2018100719 A RU2018100719 A RU 2018100719A RU 2760071 C2 RU2760071 C2 RU 2760071C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- link
- assembly
- compression
- plunger
- specified
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 11
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims abstract description 69
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims abstract description 69
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 3
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 claims 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 7
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 4
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 4
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 description 3
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 3
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 238000003339 best practice Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
- B64C25/02—Undercarriages
- B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
- B64C25/10—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like
- B64C25/12—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like sideways
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
- B64C25/02—Undercarriages
- B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
- B64C25/10—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
- B64C25/02—Undercarriages
- B64C25/04—Arrangement or disposition on aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
- B64C25/02—Undercarriages
- B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
- B64C25/10—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like
- B64C25/18—Operating mechanisms
- B64C25/22—Operating mechanisms fluid
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
- B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface
- B64C25/34—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface wheeled type, e.g. multi-wheeled bogies
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
- B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface
- B64C25/58—Arrangements or adaptations of shock-absorbers or springs
- B64C25/60—Oleo legs
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
- B64C25/02—Undercarriages
- B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
- B64C25/10—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like
- B64C25/12—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like sideways
- B64C2025/125—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like sideways into the fuselage, e.g. main landing gear pivotally retracting into or extending out of the fuselage
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- General Details Of Gearings (AREA)
- Pivots And Pivotal Connections (AREA)
Abstract
Изобретение относится к узлам шасси летательных аппаратов, в частности к узлам шасси летательных аппаратов, содержащих корпус, внутри которого размещен узел звеньев сжатия. Узел шасси для использования с летательным аппаратом содержит корпус, плунжер и узел звеньев сжатия. Корпус содержит цилиндрическую часть, задающую полость, связующий элемент в виде валика, передний подкос и задний подкос, которые вместе образуют отверстие, проходящее через указанный корпус. Плунжер расположен внутри указанной полости и доступен через указанное отверстие. Узел звеньев сжатия подсоединен между указанным плунжером и указанным корпусом, расположен, по меньшей мере, частично внутри указанной полости и доступен через указанное отверстие. Повышение прочности конструкции при эксплуатации. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 12 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ И УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
[0001] Настоящее изобретение в целом относится к узлам шасси летательных аппаратов, а в частности, к узлам шасси летательных аппаратов, содержащих корпус, внутри которого размещен узел звеньев сжатия.
[0002] По меньшей мере некоторые известные летательные аппараты включают в себя узлы шасси, содержащие внешний цилиндр и плунжер, размещенный в нем. Плунжер скользит внутри внешнего цилиндра посредством узла звеньев сжатия для выпуска или отвода узла колес. Однако длина хода плунжера может быть ограничена формой внешнего цилиндра и конфигурацией узла звеньев сжатия. Кроме того, форма по меньшей мере некоторых известных внешних цилиндров ограничивает доступ к плунжеру, что может увеличить сложность и, следовательно, затраты и продолжительность требуемого технического обслуживания, проводимого на плунжере. В частности, по меньшей мере некоторые известные узлы звеньев сжатия соединены с плунжером с использованием промежуточных компонентов, таких как кривошипы и шестерни, которые образуют путь нагружения при скручивании со смещением, проходящий через узел звеньев сжатия. Такие пути нагружения со смещением могут загружать компоненты узла звеньев сжатия или другие компоненты узла шасси под действием больших сил. Эти большие силы могут привести к сокращению срока службы компонентов или могут привести к укрупнению компонентов, которые увеличивают вес летательного аппарата.
РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0003] В одном аспекте предусмотрен узел шасси для использования с летательным аппаратом. Узел шасси включает в себя корпус, содержащий связующий элемент в виде валика, передний подкос и задний подкос, которые вместе образуют отверстие, проходящее через указанный корпус. Узел шасси также включает в себя узел звеньев сжатия, соединенный с корпусом таким образом, что узел звеньев сжатия доступен через указанное отверстие.
[0004] В другом аспекте предусмотрен летательный аппарат. Летательный аппарат включает в себя конструкцию крыла и узел шасси, шарнирно соединенный с конструкцией крыла. Узел шасси выполнен с возможностью перемещения между выпущенным положением и убранным положением и включает в себя корпус, содержащий связующий элемент в виде валика, передний подкос и задний подкос, которые вместе образуют отверстие, проходящее через указанный корпус. Узел шасси также включает в себя узел звеньев сжатия, соединенный с корпусом таким образом, что узел звеньев сжатия доступен через указанное отверстие.
[0005] Еще в одном аспекте предусмотрен способ сборки узла шасси для использования в летательным аппарате. Способ включает соединение связующего элемента в виде валика, переднего подкоса и заднего подкоса корпуса узла шасси друг с другом с образованием отверстия, проходящего через указанный корпус. Способ также включает соединение узла звеньев сжатия с корпусом таким образом, что узел звеньев сжатия доступен через указанное отверстие.
[0006] Раскрытые признаки и функции могут быть реализованы независимо в различных вариантах реализации или могут быть скомбинированы в других вариантах реализации, дополнительные подробности которых могут быть очевидными при обращении к последующему описанию и чертежам.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0007] На ФИГ. 1 приведен вид сзади приведенного в качестве примера летательного аппарата, показывающий приведенный в качестве примера узел шасси в выпущенном положении и в убранном положении;
[0008] на ФИГ. 2 приведен перспективный вид узла шасси;
[0009] на ФИГ. 3 приведен перспективный вид узла шасси, показывающий приведенный в качестве примера узел звеньев сжатия;
[0010] на ФИГ. 4 приведен вид сбоку узла шасси;
[0011] на ФИГ. 5 приведен вид сбоку с разрезом узла шасси и узла звеньев сжатия;
[0012] на ФИГ. 6 приведен перспективный вид с разрезом приведенного в качестве примера корпуса узла шасси, показанного на ФИГ. 1-5;
[0013] на ФИГ. 7А приведен вид спереди узла шасси в выпущенном положении;
[0014] на ФИГ. 7В приведен вид сбоку узла шасси в выпущенном положении;
[0015] на ФИГ. 8А приведен вид спереди узла шасси в промежуточном положении;
[0016] на ФИГ. 8В приведен вид сбоку узла шасси в промежуточном положении;
[0017] на ФИГ. 9А приведен вид спереди узла шасси в убранном положении; и
[0018] на ФИГ. 9В приведен вид сбоку узла шасси в убранном положении.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0019] Примеры, описанные в настоящем документе, включают в себя узел шасси летательного аппарата, имеющий открытую область, которая обеспечивает возможность доступа для технического обслуживания компонентов и которая также обеспечивает возможность непосредственного соединения с закрепленными компонентами летательного аппарата. Узел шасси, описанный в настоящем документе, включает в себя корпус, имеющий связующий элемент в виде валика, передний подкос и задний подкос, которые вместе образуют отверстие, проходящее через указанный корпус. Узел шасси также включает в себя узел звеньев сжатия, соединенный с корпусом таким образом, что узел звеньев сжатия доступен через указанное отверстие. Соединительное звено узла звеньев сжатия проходит через указанное отверстие в корпусе для непосредственного соединения звена сжатия в корпусе с закрепленной конструкцией крыла. Отверстие, образованное в корпусе, обеспечивает технику возможность доступа к звеньям сжатия внутри корпуса и также доступа к плунжеру, или гидравлическому амортизатору, который скользит внутри корпуса с изменением длины узла шасси. Такой доступ позволяет упростить техническое обслуживание, что сокращает затраты на техническое обслуживание и его продолжительность. Кроме того, указанное отверстие в корпусе обеспечивает возможность прямого соединения соединительного звена между звеньями сжатия и конструкцией крыла. Такое прямое соединение упрощает путь нагружения узла звеньев сжатия и обеспечивает по меньшей мере одно из увеличения срока службы компонентов шасси и использования компонентов меньшей массы, что снижает производственные и эксплуатационные расходы.
[0020] На ФИГ. 1 приведен вид сзади приведенного в качестве примера летательного аппарата 100, в котором показан приведенный в качестве примера узел 102 шасси в выпущенном положении 104, показанном сплошными линиями, и в убранном положении 106, показанном пунктирными линиями. В приведенном в качестве примера варианте осуществления изобретения летательный аппарат 100 представляет собой летательный аппарат с низким расположением крыла, а узел 102 шасси представляет собой узел, установленный на крыле. Еще в одном варианте осуществления изобретения летательный аппарат 100 имеет любую конфигурацию крыла, а узел 102 шасси может быть установлен на крыле или фюзеляже. В приведенном в качестве примера варианте осуществления изобретения летательный аппарат 100 включает в себя фюзеляж 108 и крыло 110, соединенное с фюзеляжем 108. Летательный аппарат 100 также включает в себя узел 102 шасси, шарнирно соединенный с крылом 110 таким образом, что узел 102 шасси выполнен с возможностью поворота вокруг оси 112 между выпущенным положением 104, когда узел 102 шасси размещен ниже крыла 110, и убранным положением 106, когда узел 102 шасси размещен в нише 114 шасси фюзеляжа 108.
[0021] В приведенном в качестве примера варианте осуществления изобретения узел 102 шасси включает в себя узел 116 колес, соединенный с внутренней осью или плунжером 118, которая или который соединен с возможностью скольжения внутри внешнего цилиндра или корпуса 120, как подробно описано ниже в данном документе. Плунжер 118 также известен как гидравлический амортизатор. Корпус 120 соединен с крылом 110 по оси 112. В частности, корпус подсоединен между первой конструкцией 122 крыла, такой как, но без ограничения, лонжерон крыла, и второй конструкцией крыла (не показано на ФИГ. 1). В частности, узел 102 шасси включает в себя боковой подкос 124, соединенный между корпусом 120 и одним из таких элементов, как крыло 110 или фюзеляж 108. Соединительное звено 126 узла 102 шасси проходит от корпуса 120 и соединено с третьей конструкцией 128 крыла, такой как, но без ограничения, крыльевая нервюра.
[0022] На ФИГ. 2-6 показан узел 102 шасси, содержащий корпус 120 и узел 130 звеньев сжатия, который может быть использован на летательном аппарате 100 для обеспечения возможности перемещения узла 102 шасси и узла 116 колес между выпущенным положением 104, которое находится на достаточном удалении от фюзеляжа 108, чтобы соответствовать всем требованиям к стабильности, и в то же время обеспечения возможности хранения узла 102 шасси и узла 116 колес внутри частей крыла 110 и фюзеляжа 108, когда узел 102 шасси и узел 116 колес находятся в убранном положении 106. В частности, на ФИГ. 2 приведен перспективный вид узла 102 шасси, показывающий корпус 120, на ФИГ. 3 показан увеличенный перспективный вид узла 102 шасси, показывающий узел 130 звеньев сжатия, на ФИГ. 4 приведен вид сбоку узла 102 шасси, если смотреть внутрь в направлении фюзеляжа 108, на ФИГ. 5 приведен вид сбоку с разрезом узла 102 шасси и узла 130 звеньев сжатия, если смотреть наружу от фюзеляжа 108, и на ФИГ. 6 приведен перспективный вид с разрезом корпуса 120, выполненный по линии 6-6, показанный на ФИГ. 4.
[0023] В приведенном в качестве примера варианте осуществления изобретения узел 102 шасси включает в себя корпус 120 и узел 130 звеньев сжатия. Как показано на ФИГ. 2-6, корпус 120 включает в себя верхнюю часть 132, соединенную с крылом 110, и нижнюю часть 134, соединенную вокруг плунжера 118. В частности, верхняя часть 132 включает в себя валик 136, передний подкос 138 и задний подкос 140, которые вместе образуют отверстие 142, которое проходит через верхнюю часть 132 корпуса 120. В приведенном в качестве примера варианте осуществления изобретения корпус 120 представляет собой единый компонент, так что верхняя часть 132 и нижняя часть 134 выполнены за одно целое. В частности, валик 136, передний подкос 138 и задний подкос 140 выполнены вместе за одно целое с образованием отверстия 142. Как далее подробно описано в данном документе, узел 130 звеньев сжатия соединен с корпусом 120 и доступен через отверстие 142.
[0024] Как лучше всего видно из ФИГ. 4, передний подкос 138 включает в себя первый дальний конец 144, задний подкос 140 включает в себя второй дальний конец 146, а валик 136 соединен с дальними концами 144 и 146 и проходит между ними. Также, как показано на ФИГ. 4, передний подкос 138 и задний подкос 140 проходят с наклоном друг от друга таким образом, что передний подкос 138 и задний подкос 140 образуют V-образную форму, в которой по меньшей мере частично образовано отверстие 142 между передним и задним подкосами. В частности, как описано в данном документе, валик 136 проходит по оси 112 и шарнир но соединен на переднем конце 148 валика 134 с первой конструкцией 122 крыла посредством подшипника 150, а также шарнирно соединен на заднем конце 152 валика 134 со второй конструкцией 154 крыла, такой как, но без ограничения, крыльевая нервюра или траверса шасси, посредством подшипника 156. Узел 102 шасси выполнен с возможностью поворота вокруг оси 112 и валика 136, с тем чтобы способствовать перемещению между выпущенным положением 104 и убранным положением 106.
[0025] Как лучше всего видно из ФИГ. 5, нижняя часть 134 корпуса 120 включает в себя цилиндрическую часть 158, образующую полость 160, которая соединена с обеспечением сообщения по потоку с отверстием 142. В частности, часть узла 130 звеньев сжатия, такая как плунжер 118, соединена с возможностью скольжения внутри полости 160 таким образом, что плунжер 118 доступен через отверстие 142, как далее подробно описано в данном документе.
[0026] В приведенном в качестве примера варианте осуществления изобретения и как лучше всего видно из ФИГ. 5, узел 130 звеньев сжатия включает в себя первое звено 162, соединенное с задним подкосом 140 корпуса 120, второе звено 164, соединенное с первым звеном 162, и плунжер 118, соединенный с вторым звеном 164 и соединенный с возможностью скольжения внутри с полостью 160 цилиндрической части 158 корпуса 120 таким образом, что плунжер 118 доступен через отверстие 142. В частности, как лучше всего видно из ФИГ. 6, там, где узел 130 звеньев сжатия не показан для ясности, задний подкос 140 включает в себя первую боковую стенку 166, противоположную вторую боковую стенку 168 и канал 170, образованный между ними. В приведенном в качестве примера варианте осуществления изобретения по меньшей мере часть узла 130 звеньев сжатия, а, в частности, по меньшей мере первое звено 162, размещено внутри канала 170. Канал 170 открыт в отверстие 142 и полость 160 и соединен с обеспечением сообщения по потоку с отверстием 142 и с полостью 160 таким образом, что канал 170, отверстие 142 и полость 160 вместе образуют камеру 172 внутри корпуса 120. Как лучше всего видно из ФИГ. 3, узел 130 звеньев сжатия также включает в себя ось 172, соединенную с боковыми стенками 166 и 168 заднего подкоса 140 и проходящую между ними. Первое звено 162 шарнирно соединено с осью 172 для обеспечения возможности перемещения узла 130 звеньев сжатия между выпущенным положением 104 и убранным положением 106, как описано в данном документе.
[0027] Узел 130 звеньев сжатия также включает в себя соединительное звено 174, имеющее первый конец 176, соединенный со второй конструкцией 128 крыла (показано на ФИГ. 1), и противоположный второй конец 178, соединенный непосредственно с первым звеном 162 узла 130 звеньев сжатия. В такой конфигурации соединительное звено 174 проходит по меньшей мере частично через отверстие 142. В приведенном в качестве примера варианте осуществления изобретения соединительное звено 174 включает в себя закрепленную часть 180, шарнирно соединенную со второй конструкцией 128 крыла, и тяговую часть 182, шарнирно соединенную как с закрепленной частью 180, так и первым звеном 162. В частности, тяговая часть 182 включает в себя второй конец 178, который проходит в отверстие 142 снаружи корпуса 120 и непосредственно соединена с первым звеном 162. В частности, первое звено 162 включает в себя соединительный механизм 184, выполненный на первом звене 162 за одно целое с ним, что обеспечивает возможность непосредственного шарнирного соединения тяговой части 182 соединительного звена 174.
[0028] На ФИГ. 7А-9В показан узел 102 шасси во время процесса уборки шасси после взлета летательного аппарата 100. На ФИГ. 7А приведен вид спереди узла 102 шасси в выпущенном положении 104. На ФИГ. 7В приведен вид сбоку узла 102 шасси в выпущенном положении 104. На ФИГ. 8А приведен вид спереди узла 102 шасси в промежуточном положении 105. На ФИГ. 8В приведен вид сбоку узла 102 шасси в промежуточном положении 105. На ФИГ. 9А приведен вид спереди узла 102 шасси в убранном положении 106. На ФИГ. 9В приведен вид сбоку узла 102 шасси в убранном положении 106.
[0029] Как показано на ФИГ. 7А и 7В и как описано выше, когда узел 102 шасси находится в выпущенном положении 104, первое и второе звенья 162 и 164 размещены в камере 172, и в частности, внутри канала 170 заднего подкоса 140. Соединительное звено 174 выходит от первого звена 162 из отверстия 142 и соединено со второй конструкцией 128 крыла (показано на ФИГ. 1). В частности, тяговая часть 182 проходит от отверстия 142 и внутри него и соединена с закрепленной частью 180, которая соединена со второй конструкцией 128 крыла.
[0030] При перемещении узла 102 шасси в промежуточное положение 105, как показано на ФИГ. 8А и 8В, корпус 120 и узел 130 звеньев сжатия поворачиваются вокруг оси 112, а соединительное звено 174 поворачивается вокруг второй оси 113. В частности, закрепленное звено 180 шарнирно соединено со второй конструкцией 128 крыла таким образом, что закрепленная часть 180 перемещается только вращательно, аналогично валику 136 и не перемещается поступательно относительно крыла 110. По мере поворота корпуса 120 и узла 130 звеньев сжатия вокруг оси 112, узел 130 звеньев сжатия начинает перемещение от оси 113. Однако поскольку закрепленная часть 180 прикреплена ко второй конструкции 128 крыла на оси 113 и поскольку тяговая часть 182 непосредственно соединена с первым звеном 162 через отверстие 142, соединительное звено 174 тянет за первое звено 162.
[0031] По мере того как корпус 120 продолжает поворачиваться вокруг оси 112 в направлении убранного положения, показанного на ФИГ. 9А и 9В, первое звено 162 и второе звено 164 поворачиваются независимо внутри отверстия 142. В частности, первое звено 162 тянет за второе звено 164, которое, в результате, тянет за плунжер 118 для отвода плунжера 118 внутрь полости 160 цилиндрической части 158 корпуса 120. Когда плунжер 118 отведен, узел 116 колес (показано на ФИГ. 1) оказывается перемещен к валику 136, и общая длина узла 102 шасси уменьшается, чтоб обеспечивает возможность размещения узла 102 шасси внутри ниши 114 шасси (показано на ФИГ. 1) фюзеляжа 108 (показано на ФИГ. 1). Таким образом, соединительное звено 174 проходит через отверстие 142 для прямого соединения звеньев 162 и 164 сжатия со второй конструкцией 128 крыла для управления положением плунжера 118 внутри корпуса 120.
[0032] Примеры, описанные в настоящем документе, включают в себя узел шасси летательного аппарата, имеющий открытую область, которая обеспечивает возможность доступа для технического обслуживания компонентов и которая также обеспечивает возможность соединения непосредственно с закрепленными компонентами летательного аппарата. Узел шасси, описанный в настоящем документе, включает в себя корпус, имеющий связующий элемент в виде валика, передний подкос и задний подкос, которые вместе образуют отверстие, проходящее через указанный корпус. Узел шасси также включает в себя узел звеньев сжатия, соединенный с корпусом таким образом, что узел звеньев сжатия доступен через указанное отверстие. Соединительное звено узла звеньев сжатия проходит через указанное отверстие в корпусе для прямого соединения звена сжатия в корпусе с закрепленной конструкцией крыла. Отверстие, образованное в корпусе, обеспечивает технику возможность доступа к звеньям сжатия внутри корпуса, а также доступа к плунжеру, или гидравлическому амортизатору, который скользит внутри корпуса с изменением длины узла шасси. Такой доступ позволяет упростить техническое обслуживание, что сокращает затраты на техническое обслуживание и его продолжительность. Кроме того, указанное отверстие в корпусе обеспечивает возможность прямого соединения соединительного звена между звеньями сжатия и конструкцией крыла. Такое прямое соединение упрощает путь нагружения узла звеньев сжатия и обеспечивает по меньшей мере одно из увеличения срока службы компонентов шасси и использования компонентов меньшей массы, что снижает производственные и эксплуатационные расходы.
[0033] Хотя конкретные элементы различных вариантов реализации изобретения могут быть показаны на некоторых чертежах, а на других нет, это используется только для удобства. В соответствии с принципами изобретения любой элемент чертежа может быть указан и/или заявлен в формуле изобретения в сочетании с любым элементом любого другого чертежа.
[0034] В данном письменном описании используются примеры для раскрытия различных вариантов реализации, которые включают в себя наилучший вариант, а также для обеспечения возможности любому специалисту в данной области техники применения на практике этих вариантов реализации, включая создание и использование любых устройств или систем и выполнение любых включенных способов. Патентоспособный объем определяется формулой изобретения и может включать в себя другие примеры, которые могут оказаться очевидными для специалистов в данной области техники. Такие другие примеры предназначены для включения в объем формулы изобретения, если они имеют конструктивные элементы, которые не отличаются от буквального изложения формулы, или если они включают в себя эквивалентные конструктивные элементы с незначительными отличиями от буквального изложения формулы.
Claims (48)
1. Узел шасси для использования с летательным аппаратом, содержащий:
корпус, содержащий связующий элемент в виде валика, передний подкос и задний подкос, которые вместе образуют отверстие, проходящее через указанный корпус, причем корпус содержит цилиндрическую часть, задающую полость;
плунжер, расположенный внутри указанной полости, при этом плунжер доступен через указанное отверстие; и
узел звеньев сжатия, подсоединенный между указанным плунжером и указанным корпусом и расположенный по меньшей мере частично внутри указанной полости, причем указанный узел звеньев сжатия доступен через указанное отверстие.
2. Узел шасси по п. 1, в котором часть указанного узла звеньев сжатия расположена внутри указанной полости и указанная часть доступна через указанное отверстие.
3. Узел шасси по п. 1, в котором указанный задний подкос содержит первую боковую стенку и вторую боковую стенку, между которыми образован канал, причем по меньшей мере часть указанного узла звеньев сжатия размещена внутри указанного канала.
4. Узел шасси по п. 3, в котором указанный канал соединен с обеспечением сообщения по потоку с указанным отверстием.
5. Узел шасси по п. 1, в котором указанный узел звеньев сжатия содержит:
первое звено, соединенное с указанным задним подкосом;
второе звено, соединенное с указанным первым звеном;
причем указанный плунжер соединен с указанным вторым звеном таким образом, что указанный плунжер доступен через указанное отверстие.
6. Узел шасси по п. 5, в котором указанный узел звеньев сжатия содержит соединительное звено, содержащее первый конец, соединенный с конструкцией крыла летательного аппарата, и второй конец, соединенный непосредственно с указанным первым звеном, причем
указанный второй конец проходит по меньшей мере частично через указанное отверстие.
7. Узел шасси по п. 6, в котором соединительное звено содержит:
тяговую часть, шарнирно соединенную с указанным первым звеном; и
закрепленную часть, шарнирно соединенную с указанной тяговой частью и шарнирно соединенную с конструкцией крыла.
8. Летательный аппарат, содержащий:
конструкцию крыла и
узел шасси, шарнирно соединенный с указанной конструкцией крыла, причем
указанный узел шасси выполнен с возможностью перемещения между выпущенным положением и убранным положением и содержит:
корпус, содержащий связующий элемент в виде валика, передний подкос и задний подкос, которые вместе образуют отверстие, проходящее через указанный корпус, причем указанный корпус содержит цилиндрическую часть, задающую полость;
плунжер, расположенный внутри указанной полости, при этом плунжер доступен через указанное отверстие; и;
узел звеньев сжатия, подсоединенный между указанным плунжером и указанным корпусом и расположенный по меньшей мере частично внутри указанной полости, причем указанный узел звеньев сжатия доступен через указанное отверстие.
9. Летательный аппарат по п. 8, в котором часть указанного узла звеньев сжатия расположена внутри указанной полости, и указанная часть доступна через указанное отверстие.
10. Летательный аппарат по п. 8, в котором указанный передний подкос содержит первый дальний конец, а указанный задний подкос содержит второй дальний конец, причем указанный связующий элемент в виде валика подсоединен между указанным первым дальним концом и указанным вторым дальним концом.
11. Летательный аппарат по п. 8, в котором указанный узел звеньев сжатия содержит:
первое звено, соединенное с указанным задним подкосом;
второе звено, соединенное с указанным первым звеном;
причем указанный плунжер соединен с указанным вторым звеном таким образом, что указанный плунжер доступен через указанное отверстие.
12. Летательный аппарат по п. 8, также содержащий соединительное звено, содержащее первый конец, соединенный с указанной конструкцией крыла, и второй конец, соединенный непосредственно с указанным узлом звеньев сжатия, причем
указанный второй конец проходит по меньшей мере частично через указанное отверстие.
13. Летательный аппарат по п. 12, в котором соединительное звено содержит:
тяговую часть, шарнирно соединенную с указанным узлом звеньев сжатия; и
закрепленную часть, шарнирно соединенную с указанной тяговой частью и шарнирно соединенную с конструкцией крыла.
14. Летательный аппарат по п. 8, в котором указанный связующий элемент в виде валика, указанный передний подкос и указанный задний подкос выполнены за одно целое.
15. Летательный аппарат по п. 8, в котором указанный передний подкос и указанный задний подкос образуют V-образную форму.
16. Способ сборки узла шасси для использования в летательном аппарате, включающий:
соединение связующего элемента в виде валика, переднего подкоса и заднего подкоса друг с другом с образованием корпуса узла шасси, причем связующий элемент в виде валика, передний подкос и задний подкос образуют отверстие, проходящее через указанный корпус, а корпус включает себя цилиндрическую часть, задающую полость;
расположение плунжера внутри указанной полости, при этом плунжер доступен через указанное отверстие; и
подсоединение узла звеньев сжатия между плунжером и корпусом и расположение узла звеньев сжатия по меньшей мере частично внутри указанной полости таким образом, что узел звеньев сжатия доступен через указанное отверстие.
17. Способ по п. 16, согласно которому расположение узла звеньев сжатия включает расположение части узла звеньев сжатия в полости таким образом, что указанная часть доступна через указанное отверстие.
18. Способ по п. 16, согласно которому соединение узла звеньев сжатия с корпусом включает:
соединение первого звена узла звеньев сжатия с корпусом;
соединение второго звена узла звеньев сжатия с первым звеном и плунжером.
19. Способ по п. 18, согласно которому соединение узла звеньев сжатия с корпусом включает соединение первого конца соединительного звена с конструкцией крыла летательного аппарата и соединение второго конца конструкции крыла непосредственно с первым звеном таким образом, что второй конец проходит по меньшей мере частично через указанное отверстие.
20. Способ по п. 19, согласно которому соединение соединительного звена включает:
шарнирное соединение тяговой части соединительного звена с первым звеном и
шарнирное соединение закрепленной части соединительного звена с конструкцией крыла и шарнирное соединение закрепленной части с тяговой частью.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US15/490,440 | 2017-04-18 | ||
| US15/490,440 US10486798B2 (en) | 2017-04-18 | 2017-04-18 | Aircraft landing gear assembly and method of assembling the same |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2018100719A RU2018100719A (ru) | 2019-07-11 |
| RU2018100719A3 RU2018100719A3 (ru) | 2021-04-19 |
| RU2760071C2 true RU2760071C2 (ru) | 2021-11-22 |
Family
ID=61002933
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018100719A RU2760071C2 (ru) | 2017-04-18 | 2018-01-11 | Узел шасси летательного аппарата и способ сборки такого узла |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10486798B2 (ru) |
| EP (1) | EP3392137B1 (ru) |
| JP (1) | JP7032934B2 (ru) |
| CN (1) | CN108725757B (ru) |
| AU (1) | AU2018200327B2 (ru) |
| BR (1) | BR102018002111B1 (ru) |
| CA (1) | CA2991385C (ru) |
| ES (1) | ES2852374T3 (ru) |
| RU (1) | RU2760071C2 (ru) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10981646B2 (en) * | 2018-07-30 | 2021-04-20 | The Boeing Company | Landing gear shrink link mechanism |
| CN109895999A (zh) * | 2019-03-21 | 2019-06-18 | 北京航空航天大学 | 一种用于轻型飞行器的起落架收放装置 |
| US11167840B2 (en) * | 2019-04-16 | 2021-11-09 | The Boeing Company | Aircraft main landing gear drag brace backup fitting assemblies and related methods |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4199119A (en) * | 1977-06-10 | 1980-04-22 | Messier-Hispano-Bugatti | Wing mounted retractable aircraft undercarriages |
| RU12101U1 (ru) * | 1999-06-17 | 1999-12-16 | Государственный космический научно-производственный центр им.М.В.Хруничева | Убирающееся шасси самолета |
| US20150069178A1 (en) * | 2013-09-09 | 2015-03-12 | The Boeing Company | Fuselage-mounted landing gear assembly for use with a low wing aircraft |
| FR3018501A1 (fr) * | 2014-03-16 | 2015-09-18 | Socata | Dispositif et procede pour le controle actif du train d’atterrissage d’un aeronef |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB995469A (en) * | 1962-05-15 | 1965-06-16 | Rech Etudes Prod | Retractible undercarriage for aircraft |
| FR2688467B1 (fr) * | 1992-03-11 | 1994-05-13 | Messier Bugatti | Atterrisseur relevable a raccourcissement de jambe. |
| US6360990B1 (en) | 2000-08-30 | 2002-03-26 | Northrop Grumman Corporation | Landing gear |
| CA2579491C (en) | 2004-08-30 | 2014-02-18 | Messier-Dowty (Usa), Inc. | Dual brace-determinate landing gear |
| FR2883967B1 (fr) * | 2005-04-04 | 2007-06-29 | Messier Bugatti Sa | Dispositif et procede de determination du poids et/ou d'une grandeur caracteristique du centrage d'un aeronef |
| JP5004224B2 (ja) * | 2007-07-24 | 2012-08-22 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | 短距離離着陸航空機 |
| US8186620B2 (en) | 2008-06-25 | 2012-05-29 | Goodrich Corporation | Adjustable landing gear system |
| US8070095B2 (en) | 2008-10-22 | 2011-12-06 | Goodrich Corporation | Shrinking shock strut system for retractable landing gear |
| US8448900B2 (en) | 2010-03-24 | 2013-05-28 | The Boeing Company | Semi-levered landing gear and associated method |
| US9302767B2 (en) * | 2012-11-12 | 2016-04-05 | Gulfstream Aerospace Corporation | Nose landing gear arrangement for aircraft and method of assembly |
| US9321525B2 (en) | 2013-10-11 | 2016-04-26 | Goodrich Corporation | Shrink strut landing gear system, method, and apparatus |
| GB2529483A (en) * | 2014-08-22 | 2016-02-24 | Airbus Operations Ltd | A landing gear assembly |
| US10766608B2 (en) * | 2017-02-28 | 2020-09-08 | The Boeing Company | Aircraft landing gear having a retract actuator, aircraft including the same, and related methods |
| US10800516B2 (en) * | 2017-06-02 | 2020-10-13 | The Boeing Company | Semi-levered shrink landing gear |
-
2017
- 2017-04-18 US US15/490,440 patent/US10486798B2/en active Active
-
2018
- 2018-01-08 CA CA2991385A patent/CA2991385C/en active Active
- 2018-01-11 RU RU2018100719A patent/RU2760071C2/ru active
- 2018-01-15 AU AU2018200327A patent/AU2018200327B2/en active Active
- 2018-01-15 JP JP2018004088A patent/JP7032934B2/ja active Active
- 2018-01-18 EP EP18152217.8A patent/EP3392137B1/en active Active
- 2018-01-18 ES ES18152217T patent/ES2852374T3/es active Active
- 2018-01-31 BR BR102018002111-7A patent/BR102018002111B1/pt active IP Right Grant
- 2018-02-27 CN CN201810163344.2A patent/CN108725757B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4199119A (en) * | 1977-06-10 | 1980-04-22 | Messier-Hispano-Bugatti | Wing mounted retractable aircraft undercarriages |
| RU12101U1 (ru) * | 1999-06-17 | 1999-12-16 | Государственный космический научно-производственный центр им.М.В.Хруничева | Убирающееся шасси самолета |
| US20150069178A1 (en) * | 2013-09-09 | 2015-03-12 | The Boeing Company | Fuselage-mounted landing gear assembly for use with a low wing aircraft |
| FR3018501A1 (fr) * | 2014-03-16 | 2015-09-18 | Socata | Dispositif et procede pour le controle actif du train d’atterrissage d’un aeronef |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| AU2018200327B2 (en) | 2022-09-15 |
| CN108725757B (zh) | 2023-03-21 |
| CN108725757A (zh) | 2018-11-02 |
| EP3392137A1 (en) | 2018-10-24 |
| AU2018200327A1 (en) | 2018-11-01 |
| ES2852374T3 (es) | 2021-09-13 |
| JP2018177196A (ja) | 2018-11-15 |
| EP3392137B1 (en) | 2020-11-18 |
| JP7032934B2 (ja) | 2022-03-09 |
| RU2018100719A (ru) | 2019-07-11 |
| US10486798B2 (en) | 2019-11-26 |
| BR102018002111B1 (pt) | 2023-09-26 |
| CA2991385C (en) | 2022-03-29 |
| US20180297694A1 (en) | 2018-10-18 |
| BR102018002111A2 (pt) | 2018-10-30 |
| CA2991385A1 (en) | 2018-10-18 |
| RU2018100719A3 (ru) | 2021-04-19 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2760071C2 (ru) | Узел шасси летательного аппарата и способ сборки такого узла | |
| JP7120808B2 (ja) | セミレバー式収縮着陸装置 | |
| CN102917948B (zh) | 飞机的主起落架，包括以铰接方式联结到飞机结构的两个步进梁 | |
| US8505849B2 (en) | Device for retracting aircraft landing gear | |
| US11407499B2 (en) | Aircraft landing gear having a lever assembly, aircraft including the same, and related methods | |
| US8820680B2 (en) | Landing gear mechanism for aircraft | |
| JP5683590B2 (ja) | 剛性後方ステーを有する主着陸装置 | |
| JPH0580397B2 (ru) | ||
| EP3388337B1 (en) | Levered landing gear with inner shock strut | |
| US20130140399A1 (en) | Main landing gear of an aircraft, comprising two walking beams and a deformable parallelogram structure | |
| CS207327B2 (en) | Landing device with the retractable wheels | |
| CA2998268C (en) | Aircraft landing gear assembly | |
| CN116374155B (zh) | 一种飞行器机翼同步展开机构 | |
| EP4206072B1 (en) | Aircraft control surface with integrated hydraulic actuator | |
| US11273908B2 (en) | Folding main landing gear for cargo aircraft | |
| US11319060B2 (en) | Pivoting main landing gear for cargo aircraft | |
| US2692097A (en) | Retractable aircraft landing gear | |
| US12157557B2 (en) | Retractable aircraft landing gear provided with a strut having an integrated actuator | |
| GB2614877A (en) | Aircraft landing gear shock absorber strut | |
| CN110901899A (zh) | 飞行器起落架部件 | |
| RU2532318C1 (ru) | Устройство перевода в рабочее положение ветродвигателя самолета |