JP2784574B2 - Aircraft shock absorber - Google Patents
Aircraft shock absorberInfo
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- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
- F16F9/00—Springs, vibration-dampers, shock-absorbers, or similarly-constructed movement-dampers using a fluid or the equivalent as damping medium
- F16F9/06—Springs, vibration-dampers, shock-absorbers, or similarly-constructed movement-dampers using a fluid or the equivalent as damping medium using both gas and liquid
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Description
【発明の詳細な説明】 利用産業分野 この発明は、降着装置に用いるオレオ緩衝装置に係
り、３筒構成のショックストラットが２段階に作動し、
２段目の作動に際し機械式位置検出型ロック部の解除を
前提とし、ハードランディングにも対応できる航空機用
緩衝装置に関する 背景技術 航空機の降着装置は、脚柱、緩衝装置、引上装置、あ
るいはさらに操向装置とからなる脚組とタイヤ等から構
成されている。Description: BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an oleo shock absorber used for a landing gear, in which a shock strut having a three-cylinder structure operates in two stages,
Background Art Related to Aircraft Shock Absorbers that Can Support Hard Landing on the Premise that the Mechanical Position Detection Type Lock Unit is Released for the Second Stage Operation The landing gear of an aircraft is a pedestal, shock absorber, pull-up device, or more. It is composed of a leg set consisting of a steering device, tires and the like.
この降着装置において、最も重要な構成要件として緩
衝装置があるが、高いエネルギー吸収効率とすぐれたリ
バウンド特性を得るため、所謂オレオ緩衝装置が多用さ
れている。In this landing gear, a shock absorber is the most important component, but a so-called oleo shock absorber is frequently used in order to obtain high energy absorption efficiency and excellent rebound characteristics.
オレオ緩衝装置は、外筒シリンダ内に高圧空気が封入
され下方には作動油が入っており、内筒ピストン内にオ
リフィスを介して油室が設けられ、接地衝撃の際には内
筒ピストンの侵入とともに、空気が断熱圧縮されて空気
ばねとして機能し、このとき作動油がオリフィスを通し
て流れ、流体摩擦により熱エネルギーに変換され、また
前記の入力との平衡後、空気の断熱膨張によりリバウン
ドする際、オリフィスやリコイルバルブ等のリバウンド
調整バルブにて所望の特性を得る構成からなる。In the oleo shock absorber, high-pressure air is sealed in the outer cylinder and hydraulic oil is filled in the lower part.An oil chamber is provided in the inner cylinder piston through an orifice. Upon entry, the air is adiabatically compressed and functions as an air spring, at which time the hydraulic oil flows through the orifice and is converted to thermal energy by fluid friction and, after equilibrium with the input, rebounds due to the adiabatic expansion of the air. , A desired characteristic is obtained by a rebound adjusting valve such as an orifice or a recoil valve.
従って、オレオ緩衝装置の空気室圧力は、機体静止時
荷重並びに通常ランディング荷重を考慮し、所定の高圧
に設定保持されている。Therefore, the air chamber pressure of the oleo shock absorber is set and maintained at a predetermined high pressure in consideration of the stationary load and the normal landing load.
また、航空機において、緊急時等におけるハードラン
ディングの考慮が不可避であり、降着装置にはかかる対
応が施される。In an aircraft, it is inevitable to consider a hard landing in an emergency or the like, and the landing gear is provided with such a measure.
従来、ハードランディングの衝撃を吸収する緩衝装置
には、構造物を破壊してエネルギーを吸収する構成が組
込まれている。2. Description of the Related Art Conventionally, a shock absorber that absorbs the impact of a hard landing has a built-in structure that breaks a structure and absorbs energy.
しかし、従来構成では、緩衝装置の一部が破壊される
ため、当該部を補修あるいは交換しなければ再使用でき
ない問題があった。However, in the conventional configuration, since a part of the shock absorber is destroyed, there is a problem that the part cannot be reused unless it is repaired or replaced.
発明の目的 この発明は、前記現状に鑑み、航空機用降着装置に用
いられる緩衝装置において、ハードランディングに対処
した衝撃吸収部が非破壊構成からなる緩衝系を組込んだ
オレオ緩衝装置の提供を目的としている。SUMMARY OF THE INVENTION In view of the above circumstances, an object of the present invention is to provide an oleo shock absorber in a shock absorber used for an aircraft landing gear, which incorporates a shock absorbing system having a non-destructive structure in which a shock absorbing portion for dealing with hard landing is provided. And
発明の構成 この発明は、 機体側に軸支され、オリフィスを介して上部空気室と下
部油室とに区分された外側シリンダ内に、内側シリンダ
が嵌入出可能となり、該内側シリンダ内に下端部に車輪
あるいは脚部が連結されるピストン筒が嵌入出可能とな
った同軸３筒構成の ショックストラットからなり、 ピストン筒内に空気室と油室とを区分するフリーピスト
ンを内挿し、ピストン筒ヘッドにオリフィスを設けて油
室からなる内側シリンダ内に嵌入出可能となし、 内側シリンダ頭部内に内挿するピストン状のロックラム
が、内側シリンダの内壁のポケット部に封入された粘弾
性樹脂の押圧力を受け、 かつ、ロックラムにより径方向に突出させるセグメント
にて内側シリンダを外側シリンダ内下端部に係止可能と
なし、 ピストン筒ヘッドの当接に伴ないロックラムによる前記
係止の解放後、内側シリンダが外側シリンダに嵌入する
ことを特徴とする航空機用緩衝装置である。According to the present invention, an inner cylinder can be inserted into and retracted from an outer cylinder which is rotatably supported on a fuselage side and is divided into an upper air chamber and a lower oil chamber via an orifice. The piston cylinder head is made up of a shock strut having a coaxial three-cylinder configuration in which a piston cylinder to which wheels or legs are connected can be inserted and removed. A free piston that separates an air chamber and an oil chamber is inserted into the piston cylinder. An orifice is provided on the inside of the cylinder to make it fit into and out of the inner cylinder consisting of the oil chamber.The piston-shaped lock ram inserted into the head of the inner cylinder pushes the viscoelastic resin sealed in the pocket on the inner wall of the inner cylinder. The inner cylinder can be locked to the lower end of the outer cylinder by the segments that receive pressure and protrude radially by the lock ram. And the inner cylinder is fitted into the outer cylinder after the lock ram is released by the lock ram.
この発明によるショックストラットは、後述の実施例
の降着装置のほか、公知のいずれの構成の降着装置にも
適用できる。The shock strut according to the present invention can be applied to a landing gear of any known configuration, in addition to a landing gear of an embodiment described later.
また、ショックストラット内には、リバウンド調整バ
ルブとしてオリフィスやリコイルバルブ等を適宜選定配
置できる。In the shock strut, an orifice, a recoil valve or the like can be appropriately selected and arranged as a rebound adjustment valve.
発明の図面に基づく開示 第１図はこの発明による緩衝装置を組込んだ降着装置
の説明図である。BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is an explanatory view of a landing gear incorporating a shock absorber according to the present invention.
ここでは、この発明によるショックストラット（１）
を脚柱として、脚下げ時に上端（図で左端）が機体側、
下端部（図で右端）に車輪（２）を装着した降着装置の
例を説明する。Here, the shock strut (1) according to the present invention is used.
When the leg is lowered, the upper end (left end in the figure) is on the fuselage side,
An example of the landing gear having the wheel (2) attached to the lower end (right end in the figure) will be described.
ショックストラット（１）は、図示しない機体に上端
部が係止される外側シリンダ（10）の下端開口部に内側
シリンダ（20）が嵌挿入可能であり、さらに内側シリン
ダ（20）内にピストン筒（40）が嵌挿入する同軸３筒構
成からなる。The shock strut (1) has an inner cylinder (20) that can be inserted into a lower end opening of an outer cylinder (10) whose upper end is locked to a body not shown, and a piston cylinder is further inserted into the inner cylinder (20). (40) consists of a coaxial three-cylinder configuration in which the fitting is inserted.
さらに、外側シリンダ（10）に図示しないリンク類が
軸支され、ピストン筒（40）下端部に車輪軸が挿通され
て車輪（２）が軸支され、外側シリンダ（10）下端外周
とピストン筒（40）下端間にトルクリンク（３）（４）
が連結軸支されて、降着装置が構成されている。Further, links (not shown) are pivotally supported by the outer cylinder (10), the wheel shaft is inserted through the lower end of the piston cylinder (40), and the wheel (2) is pivotally supported. (40) Torque link between lower ends (3) (4)
Are connected to each other to form a landing gear.
外側シリンダ（10）は、シリンダ内がオリフィス（1
1）を介して上部空気室（12）と下部油室（13）に区分
されている。The outer cylinder (10) has an orifice (1
It is divided into an upper air chamber (12) and a lower oil chamber (13) via 1).
この外側シリンダ（10）の油室（13）内に、嵌入可能
となした内側シリンダ（20）は、通常、図示の如く、内
側シリンダ（20）頭部内に設けたロック機構部（30）に
て、外側シリンダ（10）下端に係止されている。The inner cylinder (20), which can be fitted into the oil chamber (13) of the outer cylinder (10), usually has a lock mechanism (30) provided in the head of the inner cylinder (20) as shown in the figure. At the lower end of the outer cylinder (10).
ピストン筒（40）は、筒内に空気室（41）と油室（4
2）とを区分するフリーピストン（43）を内挿し、ピス
トン筒（40）ヘッドにオリフィス（44）を設けて、油室
（21）からなる内側シリンダ（20）内に嵌入自在に構成
してある。The piston cylinder (40) has an air chamber (41) and an oil chamber (4
2) Inserting a free piston (43), which separates it into an inner cylinder (20) consisting of an oil chamber (21), with an orifice (44) provided in the piston cylinder (40) head. is there.
前記ロック機構部（30）は、ピストンヘッドが油室
（21）に対向配置し、同室へ侵入しないよう、油室（2
1）内径より大系とし、内側シリンダ（20）頭部内に内
挿され、シリンダ（20）ヘッドから所要位置間をストロ
ークできるようピストン構成のロックラム（31）にて構
成してある。The lock mechanism (30) is arranged so that the piston head is opposed to the oil chamber (21) and prevents the oil chamber (2) from entering the chamber.
1) The inner diameter is larger than the inner diameter, and it is inserted into the head of the inner cylinder (20), and is constituted by a lock ram (31) having a piston structure so that a stroke can be made from the cylinder (20) head to a required position.
また、ロックラム（31）は、内側シリンダ（20）頭部
周壁に設けたポケット部（33）とロックラム（31）周面
及びフランジ部（32）とで形成される密閉室に、例えば
シリコン樹脂等の粘弾性樹脂（34）が充填され、粘弾性
樹脂（34）の押圧力により、所要下降位置にある。Further, the lock ram (31) is provided in a closed chamber formed by a pocket (33) provided on the peripheral wall of the head of the inner cylinder (20) and the peripheral surface of the lock ram (31) and the flange (32), for example, a silicone resin or the like. Of the viscoelastic resin (34), and is at a required lowering position by the pressing force of the viscoelastic resin (34).
ロックラム（31）のフランジ部（32）にて、内側シリ
ンダ（20）頭部径方向の貫通孔に内蔵させたセグメント
（35）を、外側シリンダ（10）の下端内周面に設けた孔
部に嵌入させ、内側シリンダ（20）を外側シリンダ（1
0）下端部に係止可能となしている。In the flange (32) of the lock ram (31), a segment (35) built into the through hole in the head cylinder radial direction is provided on the inner peripheral surface at the lower end of the outer cylinder (10). And insert the inner cylinder (20) into the outer cylinder (1
0) It can be locked at the lower end.
また、ロックラム（31）の上端面にはメタリングピン
（37）が立設され、前記ロック機構部（30）のロック
時、外側シリンダ（10）の油室（13）を通って先端部が
オリフィス（11）に達している。A metaling pin (37) is provided upright on the upper end surface of the lock ram (31). When the lock mechanism (30) is locked, the distal end passes through the oil chamber (13) of the outer cylinder (10). The orifice (11) has been reached.
作用 着陸により、ピストン筒（40）は内側シリンダ（20）
の油室（21）内を上昇（図で左行）侵入し、この時フリ
ーピストン（43）が空気室（41）を圧縮してゆき、さら
にピストン筒（40）ヘッドがロックラム（31）ヘッドに
当接する。Action By landing, the piston cylinder (40) becomes the inner cylinder (20)
Rises in the oil chamber (21) (to the left in the figure), the free piston (43) compresses the air chamber (41), and the piston cylinder (40) head locks the lock ram (31). Abut.
ロックラム（31）が粘弾性樹脂（34）を圧縮し、所要
位置に達すると、セグメント（35）が外れてロックが解
除され、内側シリンダ（20）とピストン筒（40）が一体
となって油室（13）内を上昇する。この際、外側シリン
ダ（10）の空気室（12）内の圧縮空気がさらに圧縮され
る。When the lock ram (31) compresses the viscoelastic resin (34) and reaches the required position, the segment (35) comes off and the lock is released, and the inner cylinder (20) and the piston cylinder (40) become Ascend in the room (13). At this time, the compressed air in the air chamber (12) of the outer cylinder (10) is further compressed.
このように衝撃は２段階に吸収され、また、リバウン
ド側は上述の行程とは逆に作用し、内側シリンダ（20）
は空気室（12）の圧力により下降してゆき、ロックラム
（31）の下降に伴ないセグメント（35）が内周孔に貫入
してロックされ、外側シリンダ（10）と内側シリンダ
（20）とが一体化する。In this way, the impact is absorbed in two stages, and the rebound side acts in the opposite direction to the above-mentioned stroke, and the inner cylinder (20)
Is lowered by the pressure of the air chamber (12), and as the lock ram (31) is lowered, the segment (35) penetrates the inner peripheral hole and is locked, and the outer cylinder (10) and the inner cylinder (20) Are integrated.
発明の効果 ２段階で衝撃を吸収するこの発明による緩衝装置は、
作動時にはストロークを長くしてショックストラックに
発生する荷重を小さくでき、機体構造への負荷を低減す
る。Effect of the Invention The shock absorber according to the present invention, which absorbs shock in two stages,
During operation, the load generated on the shock struck can be reduced by increasing the stroke, thereby reducing the load on the body structure.
この発明による緩衝装置は、ソフトランディングギア
として使用可能であり、この場合、１段目ショックアブ
ソーバーの作用荷重を低く設定することにより、着陸時
のスピンアップ、スプリングバックに伴う脚柱に掛かる
前後荷重が減少する。The shock absorber according to the present invention can be used as a soft landing gear. In this case, by setting the applied load of the first-stage shock absorber low, the front-rear load applied to the pillars due to spin-up during landing and springback Decrease.
上記利点により、ショックストラット全体を薄肉構造
化でき、重量を軽減できる。また、機構の部品点数が少
なく、構造が簡単でコンパクトにできかつ安価に製造で
きる。Due to the above advantages, the entire shock strut can be made thinner and the weight can be reduced. In addition, the number of parts of the mechanism is small, the structure is simple, compact, and inexpensive.
また、従来の１段式ショックストラットでは、封入空
気圧力が高圧なため、着陸時に反力が大きく乗客に不快
感を与えるが、この発明の緩衝装置は２段式であり、先
ず１段目でソフトランディングし、その後、２段目を作
用させることができ、反力が小さく精密計器に与えるシ
ョックが小さく、不快感も少ない利点がある。Further, in the conventional single-stage shock strut, since the enclosed air pressure is high, the reaction force is large at the time of landing and discomfort is given to passengers. However, the shock absorber of the present invention is a two-stage type, and the shock absorber of the first stage is first. After soft landing, the second stage can be actuated, and there is an advantage that the reaction force is small, the shock applied to the precision instrument is small, and the discomfort is small.
また、この発明では、２段ショックストラットの空気
室への封入空気圧力は、従来の２段式圧力検出型では21
0at程度の高圧にする必要があり、その整備に多大の工
数を要するが、30atと低圧の空気であり、シール交換等
整備が容易である。Further, according to the present invention, the air pressure sealed in the air chamber of the two-stage shock strut is 21% in the conventional two-stage pressure detection type.
High pressure of about 0 at is required, and the maintenance requires a lot of man-hours. However, the air is as low as 30 at, and maintenance such as replacement of seals is easy.
さらに、急激な着陸等のハードランディングにも対応
可能な脚として使用できる。従来は、再使用が不可能で
あるが、この発明では構成部品は破壊しないので繰り返
し使用可能である。Furthermore, it can be used as a leg that can cope with hard landing such as sudden landing. Conventionally, it cannot be reused, but according to the present invention, the component parts are not destroyed and can be used repeatedly.
この発明による緩衝装置は、ロック機構部がピストン
筒の上昇当接にて解除される位置検出型ショックストラ
ットとなっているため、２段目のショックアブソーバー
の作動位置を目的、設計条件に応じて自由に設定できる
利点がある。In the shock absorber according to the present invention, since the lock mechanism is a position detecting type shock strut which is released by the upward contact of the piston cylinder, the operating position of the second-stage shock absorber is determined according to the purpose and design conditions. There is an advantage that it can be set freely.
また、従来の圧力検出型とした場合、２段目の内圧の
変化、例えば上記空気室の空気漏れ等により、ロック機
構が外れて１段目のショックアブソーバーが十分ストロ
ークしない内に、２段目のショックアブソーバーが作動
し、急激なショックを機体に与えることが懸念される
が、この発明の場合、内圧が変化し低圧になっても１段
目のショックアブソーバーが一定値ストロークしない
と、ロック機構が外れないため、ロック機構の誤動作を
防止でき、信頼性が高い利点がある。また粘弾性樹脂の
封入条件を変化させることにより、圧力検出型とするこ
ともできる。Further, in the case of the conventional pressure detection type, the second-stage shock absorber does not fully stroke due to a change in the internal pressure of the second stage, for example, air leakage of the air chamber, and the first-stage shock absorber does not fully stroke. It is feared that the shock absorber of the present invention will operate and give an abrupt shock to the body, but in the case of the present invention, even if the internal pressure changes and the pressure becomes low, if the first-stage shock absorber does not stroke at a fixed value, the lock mechanism will not work. Since the lock mechanism does not come off, malfunction of the lock mechanism can be prevented, and there is an advantage of high reliability. By changing the viscoelastic resin sealing conditions, a pressure detection type can be used.
第１図はこの発明による緩衝装置を組込んだ降着装置の
説明図である。 １……ショックストラット、２……車輪、 3,4……トルクアーム、10……外側シリンダ、 11,44……オリフィス、12,41……空気室、 13,21,42……油室、20……内側シリンダ、 30……ロック機構部、31……ロックラム、 32……フランジ部、33……ポケット部、 34……粘弾性樹脂、35……セグメント、 36……メタリングピン、40……ピストン筒、 43……フリーピストン。FIG. 1 is an explanatory view of a landing gear incorporating a shock absorber according to the present invention. 1 ... shock strut, 2 ... wheels, 3,4 ... torque arm, 10 ... outer cylinder, 11,44 ... orifice, 12,41 ... air chamber, 13,21,42 ... oil chamber, 20 ... Inner cylinder, 30 ... Lock mechanism, 31 ... Lock ram, 32 ... Flange, 33 ... Pocket, 34 ... Viscoelastic resin, 35 ... Segment, 36 ... Metalling pin, 40 …… Piston cylinder, 43 …… Free piston.
フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭57−126797（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−28797（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F16F 9/00 - 9/32 B64C 25/60Continuation of front page (56) References JP-A-57-126797 (JP, A) JP-A-63-28797 (JP, A) (58) Fields investigated (Int. Cl. 6 , DB name) F16F 9 / 00-9/32 B64C 25/60
Claims (1)
部空気室と下部油室とに区分された外側シリンダ内に、
内側シリンダが嵌入出可能となり、該内側シリンダ内に
下端部に車輪あるいは脚部が連結されるピストン筒が嵌
入出可能となった同軸３筒構成のショックストラットか
らなり、 ピストン筒内に空気室と油室とを区分するフリーピスト
ンを内挿し、ピストン筒ヘッドにオリフィスを設けて油
室からなる内側シリンダ内に嵌入出可能となし、 内側シリンダ頭部内に内挿するピストン状のロックラム
が、内側シリンダの内壁のポケット部に封入された粘弾
性樹脂にてピストン筒側に押圧されて係止し、 かつ、ロックラムにより径方向に突出させるセグメント
にて内側シリンダを外側シリンダ内下端部に係止可能と
なし、 ピストン筒ヘッドの当接に伴ないロックラムによる前記
係止の解放後、内側シリンダが外側シリンダに嵌入する
ことを特徴とする航空機用緩衝装置。1. An outer cylinder, which is pivotally supported on the machine body side and is divided into an upper air chamber and a lower oil chamber via an orifice,
The inner cylinder is made of a shock strut having a coaxial three-cylinder structure in which the inner cylinder can be inserted and retracted, and a piston cylinder to which a wheel or a leg is connected at the lower end portion can be inserted into and removed from the inner cylinder. A free piston that separates from the oil chamber is inserted, and an orifice is provided in the piston cylinder head so that it can be inserted and removed into the inner cylinder consisting of the oil chamber.The piston-shaped lock ram inserted into the inner cylinder head is The inner cylinder can be locked to the inner lower end of the outer cylinder by a segment that is pressed to the piston cylinder side by the viscoelastic resin sealed in the pocket on the inner wall of the cylinder and is projected radially by the lock ram. The inner cylinder fits into the outer cylinder after the lock ram is released by the lock ram accompanying the abutment of the piston cylinder head. Aircraft shock absorber.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7844788A JP2784574B2 (en) | 1988-03-30 | 1988-03-30 | Aircraft shock absorber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7844788A JP2784574B2 (en) | 1988-03-30 | 1988-03-30 | Aircraft shock absorber |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01250633A JPH01250633A (en) | 1989-10-05 |
| JP2784574B2 true JP2784574B2 (en) | 1998-08-06 |
Family
ID=13662294
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7844788A Expired - Lifetime JP2784574B2 (en) | 1988-03-30 | 1988-03-30 | Aircraft shock absorber |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2784574B2 (en) |
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1988
- 1988-03-30 JP JP7844788A patent/JP2784574B2/en not_active Expired - Lifetime
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