RU2824229C1 - Main undercarriage of aircraft landing gear - Google Patents
Main undercarriage of aircraft landing gear Download PDFInfo
- Publication number
- RU2824229C1 RU2824229C1 RU2024103604A RU2024103604A RU2824229C1 RU 2824229 C1 RU2824229 C1 RU 2824229C1 RU 2024103604 A RU2024103604 A RU 2024103604A RU 2024103604 A RU2024103604 A RU 2024103604A RU 2824229 C1 RU2824229 C1 RU 2824229C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shock absorber
- strut
- aircraft
- rotary
- brace
- Prior art date
Links
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 claims abstract description 61
- 230000035939 shock Effects 0.000 claims abstract description 61
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 claims description 24
- 230000006378 damage Effects 0.000 abstract description 14
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 5
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 4
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 4
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 4
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 3
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 230000021615 conjugation Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеField of technology to which the invention relates
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к посадочным устройствам летательных аппаратов и, в частности, к основной опоре самолета взлетно-посадочного устройства летательного аппарата, и может быть использовано как устройство, предотвращающее катастрофические ситуации, связанные с превышением расчетных нагрузок на шасси при посадке самолета с перегрузками, превышающими расчетные значения.The invention relates to aviation technology, namely to landing devices of aircraft and, in particular, to the main support of an aircraft takeoff and landing device of an aircraft, and can be used as a device that prevents catastrophic situations associated with exceeding the calculated loads on the chassis during landing of an aircraft with overloads exceeding the calculated values.
Уровень техникиState of the art
Практически все современные пассажирские самолеты строятся по одной и той же схеме, с двигателями под крылом, что приводит к необходимости установки на них высоких стоек основных опор шасси. В условиях увеличения степени двухконтурности применяемых двигателей и стремлении максимально приблизить их к борту самолета, рост высоты основных опор шасси особенно заметен. Из-за роста высоты стойки, при малом (обычно) расстоянии между узлами крепления ее к крылу, растут и реакции в этих узлах, поскольку определяющей нагрузкой оказывается горизонтальная составляющая от силы посадочного удара, действующая на большом плече. Поскольку эти нагрузки становятся расчетными для узлов навески стойки и не должны разрушаться, становится возможным разрушение конструкции крыла. Согласно же требованиям АП для исключения возникновения пожара опоры шасси должны быть спроектированы таким образом, чтобы в случае их разрушения не происходило нарушения герметичности топливных емкостей самолета, расположенных, как правило, в зонах установки опор.Almost all modern passenger aircraft are built according to the same scheme, with engines under the wing, which leads to the need to install high main landing gear struts on them. In conditions of increasing the bypass ratio of the engines used and the desire to bring them as close as possible to the side of the aircraft, the increase in the height of the main landing gear is especially noticeable. Due to the increase in the height of the strut, with a small (usually) distance between the attachment points to the wing, the reactions in these units also increase, since the determining load is the horizontal component of the landing impact force acting on a large shoulder. Since these loads become calculated for the strut attachment points and should not be destroyed, destruction of the wing structure becomes possible. According to the AP requirements, in order to exclude the occurrence of a fire, the landing gear supports must be designed in such a way that in the event of their destruction, there is no violation of the tightness of the aircraft's fuel tanks, located, as a rule, in the areas of installation of the supports.
Известны также технические решения с использованием одноподкосных схем фиксации опор шасси, в которых передний и задний узлы навески содержат шаровые опоры. Обычно, передний узел на лонжероне крыла, а, задний - на продольной балке. В этом случае предполагается, что, при «безопасном» разрушении переднего узла (от горизонтальной составляющей посадочного удара) развивающийся перекос в заднем узле приведет к его «долому» с отрывом стойки от конструкции крыла. К недостаткам решения следует отнести значительные величины усилий в разрушаемых узлах, близких по величине к усилиям, при которых возможно повреждение конструкции.There are also technical solutions using single-strut landing gear support fixation schemes, in which the front and rear suspension units contain ball bearings. Usually, the front unit is on the wing spar, and the rear unit is on the longitudinal beam. In this case, it is assumed that, with a "safe" destruction of the front unit (from the horizontal component of the landing impact), the developing distortion in the rear unit will lead to its "breakdown" with the separation of the strut from the wing structure. The disadvantages of the solution include significant values of forces in the destroyed units, close in magnitude to the forces at which damage to the structure is possible.
Из уровня техники известны узлы крепления воздушного судна (US 6679452 B1, опубл. 20.01.2004). Узлы опоры шасси и связанные с ними способы установки. В одном варианте осуществления узел опоры шасси, пригодный для использования с крылом летательного аппарата, включает в себя заднюю опорную балку цапфы, имеющую базовую часть, заднюю опору цапфы, отстоящую от базовой части, и центральную ось среза, проходящую от базовой части к задней опоре цапфы. Задняя опора цапфы может быть, по меньшей мере, приблизительно выровнена по вертикали с центральной осью среза. Базовая часть может быть выполнена с возможностью прикрепления, по меньшей мере, вплотную к заднему лонжерону крыла с помощью множества предохранительных штифтов, выполненных с возможностью выхода из строя и отсоединения задней опорной балки цапфы от заднего лонжерона крыла, когда шасси прикладывает предварительно выбранное усилие к задней опоре цапфы.The prior art discloses aircraft attachment assemblies (US 6679452 B1, published 20.01.2004). Chassis support assemblies and associated installation methods. In one embodiment, a chassis support assembly suitable for use with an aircraft wing includes a rear trunnion support beam having a base portion, a rear trunnion support spaced from the base portion, and a central shear axis extending from the base portion to the rear trunnion support. The rear trunnion support may be at least approximately vertically aligned with the central shear axis. The base portion may be configured to be attached at least closely to the rear wing spar by means of a plurality of safety pins configured to fail and detach the rear trunnion support beam from the rear wing spar when the chassis applies a preselected force to the rear trunnion support.
Из уровня техники известно шасси летательного аппарата (см. EP 1784330 B1, опубл. 16.05.2007). Известное шасси летательного аппарата содержит основную опору, складную стойку и фиксирующее звено, выполненное с возможностью удержания складной стойки в положении, когда шасси выдвинуто. Складная стойка содержит первый упор и второй упор, а шасси выполнено таким образом, что второй упор поворачивается в первом направлении из первого положения во второе положение по мере перемещения шасси из убранной конфигурации в расширенную конфигурацию. Концевой упор выполнен таким образом, что в случае выхода из строя фиксирующего звена второй фиксирующий элемент поворачивается в первом направлении из второго положения в третье положение, в котором фиксатор контактирует с концевым упором, тем самым предотвращая дальнейшее перемещение фиксатора. второй фиксирующий элемент в первом направлении и при этом складывающийся фиксатор перемещается по центру, когда второй фиксирующий элемент перемещается из первого положения в третье положение.A chassis for an aircraft is known from the prior art (see EP 1784330 B1, published 16.05.2007). The known chassis for an aircraft comprises a main support, a folding leg and a locking link configured to hold the folding leg in a position when the chassis is extended. The folding leg comprises a first stop and a second stop, and the chassis is designed such that the second stop rotates in a first direction from a first position to a second position as the chassis moves from a retracted configuration to an extended configuration. The end stop is designed such that in the event of failure of the locking link, the second locking element rotates in the first direction from the second position to a third position, in which the lock contacts the end stop, thereby preventing further movement of the locking element. the second locking element in the first direction, and wherein the folding locking element moves along the center when the second locking element moves from the first position to the third position.
Из уровня техники известна основная опора шасси самолета телескопического типа, содержащая корпус стойки шасси с амортизатором, поворотные узлы крепления и траверсу стойки шасси (см. RU 2371353, B64C 25/14, опубл. 27.10.2009).The prior art discloses a main landing gear support for a telescopic aircraft, comprising a landing gear strut body with a shock absorber, rotating attachment units, and a landing gear strut crossmember (see RU 2371353, B64C 25/14, published 10/27/2009).
Из уровня техники также известна основная опора шасси самолета телескопического типа, содержащая корпус стойки шасси с амортизатором и поворотные узлы крепления стойки шасси, поперечную траверсу стойки шасси и подкос стойки шасси (см. Конструкция основных опор шасси самолета А-320, слайд 14. Интернет: https://mypreza.com/uncategorized/konstruktsiya-osnovnyh-opor-shassi-samoletov-a?ysclid=lmhdedbl6x561166747). Данное техническое решение является наиболее близким аналогом.The prior art also includes a telescopic aircraft main landing gear support comprising a chassis strut body with a shock absorber and rotary landing gear strut mounting units, a landing gear strut crossmember and a landing gear strut brace (see Design of the A-320 aircraft main landing gear supports, slide 14. Internet: https://mypreza.com/uncategorized/konstruktsiya-osnovnyh-opor-shassi-samoletov-a?ysclid=lmhdedbl6x561166747). This technical solution is the closest analogue.
Недостатком описанных известных устройств опор шасси является значительная длина опоры шасси. Значительная длина шасси приводит к росту реакции в узлах крепления шасси к крылу, вследствие того, что определяющей посадочной нагрузкой является горизонтальная составляющая от силы посадочного удара, действующая на большом плече. Данные посадочные нагрузки, возникающие от посадочного удара самолета, являются расчетными для узлов навески стойки шасси, и при указанных штатных нагрузках узлы навески стойки шасси не должны разрушаться от данных нагрузок при посадке самолета (см. Авиационные правила. Часть 25 Нормы летной годности самолета транспортной авиации. Общие положения 25.493 (b)(2). При нештатной посадке самолета становится возможным разрушение конструкции крыла из-за повышенных нештатных нагрузок вследствие воздействия на крыло сил от опоры стойки шасси, работающей в нештатном режиме. Разрушение крыла приводит к разрушению кессона крыла, и, следовательно, к вытеканию топлива, что может вызвать пожар. Согласно требованиям Авиационных правил, части 25 Нормы летной годности самолетов транспортной авиации. Общие положения 25.721, для исключения возникновения пожара, опоры шасси должны быть спроектированы таким образом, чтобы в случае их разрушения не происходило нарушения герметичности топливных емкостей самолета -кессонов, расположенных, как правило, в крыле в зонах установки опор.The disadvantage of the described known landing gear support devices is the considerable length of the landing gear support. The considerable length of the landing gear leads to an increase in the reaction in the landing gear attachment points to the wing, due to the fact that the determining landing load is the horizontal component of the landing impact force, acting on a large shoulder. These landing loads arising from the landing impact of the aircraft are calculated for the landing gear strut hinge assemblies, and under the specified standard loads, the landing gear strut hinge assemblies must not fail under these loads during aircraft landing (see Aviation Regulations, Part 25 Airworthiness Standards for Transport Aircraft. General Provisions 25.493 (b)(2). During an abnormal landing of the aircraft, it becomes possible for the wing structure to fail due to increased abnormal loads as a result of the impact on the wing of forces from the landing gear strut support operating in an abnormal mode. The failure of the wing leads to the failure of the wing box and, consequently, to a fuel leak, which may cause a fire. According to the requirements of Aviation Regulations, Part 25 Airworthiness Standards for Transport Aircraft. General Provisions 25.721, in order to exclude the occurrence of a fire, the landing gear supports must be designed in such a way that in the event of their failure, there is no loss of tightness of the aircraft fuel tanks - the box, located, as a rule, in wing in the areas where the supports are installed.
Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the essence of the invention
Предлагаемым изобретением решается задача, направленная на создание конструкции основной опоры шасси самолета, обеспечивающей предупреждение разрушения и нарушения герметичности кессонов крыла самолета с топливом стойкой шасси самолета от нерасчетных нагрузок, возникших при нештатной посадке, и как следствие, обеспечивающей предупреждение возникновения пожара при нештатной посадке самолета с выпущенными шасси.The proposed invention solves the problem of creating a design for the main landing gear support of an aircraft that prevents the destruction and loss of tightness of the aircraft wing boxes with fuel and the landing gear strut from non-design loads that occur during an abnormal landing, and as a consequence, prevents the occurrence of a fire during an abnormal landing of an aircraft with the landing gear extended.
Технический результат заявленного изобретения заключается в предотвращении разрушении кессона крыла самолета при нештатной посадке и, следовательно, в снижении вероятности возникновения пожара вследствие вытекания топлива.The technical result of the claimed invention consists in preventing the destruction of the aircraft wing box during an abnormal landing and, consequently, in reducing the likelihood of a fire due to fuel leakage.
Технический результат достигается за счет того, что основная опора шасси самолета содержит поворотную траверсу, закрепленную на конструкции самолета посредством поворотных узлов крепления, амортизационную стойку, состоящую из корпуса с амортизатором, подкос стойки шасси, подкос опоры шасси, состоящий из двух шарнирно соединенных звеньев и опорные элементы, причем корпус амортизационной стойки соединен в верхней части с упомянутой поворотной траверсой посредством шарнирного узла, подкос амортизационной стойки жестко соединен с упомянутой поворотной траверсой и шарнирно соединен с нижней частью корпуса амортизационной стойки посредством поворотной серьги, причем подкос амортизационной стойки содержит силовой элемент, выполненный с возможностью контакта с серьгой при возникновении нештатной ситуации; подкос опоры шасси шарнирно соединен с конструкцией самолета с одной стороны, и с нижней частью корпуса амортизационной стойки с другой стороны, упомянутый шарнирный узел выполнен в виде соединенных осью проушины, выполненной в верхней части корпуса амортизационной стойки и проушины, выполненной на поворотной траверсе в месте примыкания подкоса амортизационной стойки, при этом проушина, выполненная на поворотной траверсе, выполнена с криволинейной поверхностью, плавно соединяющей поверхность подкоса амортизационной стойки и поверхность траверсы.The technical result is achieved due to the fact that the main support of the aircraft chassis comprises a rotary crossmember secured to the aircraft structure by means of rotary fastening units, a shock-absorbing strut consisting of a housing with a shock absorber, a landing gear strut brace, a landing gear support strut consisting of two pivotally connected links and support elements, wherein the housing of the shock-absorbing strut is connected in the upper part to the said rotary crossmember by means of a hinged unit, the shock-absorbing strut brace is rigidly connected to the said rotary crossmember and pivotally connected to the lower part of the housing of the shock-absorbing strut by means of a rotary clevis, wherein the shock-absorbing strut brace comprises a power element designed with the possibility of contact with the clevis in the event of an abnormal situation; the landing gear support brace is pivotally connected to the aircraft structure on one side, and to the lower part of the shock absorber strut housing on the other side, the said hinged unit is made in the form of an eye connected by an axis, made in the upper part of the shock absorber strut housing and an eye made on a rotary crossmember at the junction of the shock absorber strut brace, wherein the eye made on the rotary crossmember is made with a curved surface, smoothly connecting the surface of the shock absorber strut brace and the surface of the crossmember.
В частном случае реализации заявленного технического решения подкос амортизационной стойки выполнен треугольным, основание которого соединено с упомянутой поворотной траверсой по всей своей длине.In a particular case of the implementation of the stated technical solution, the shock absorber strut brace is made triangular, the base of which is connected to the mentioned rotary crossbar along its entire length.
В частном случае реализации заявленного технического решения упомянутый силовой элемент выполнен в виде треугольника.In the particular case of the implementation of the declared technical solution, the mentioned power element is made in the form of a triangle.
В частном случае реализации заявленного технического решения поворотная траверса и подкос амортизационной стойки выполнены в виде единой детали.In the particular case of the implementation of the declared technical solution, the rotary crossmember and the shock absorber strut brace are made as a single part.
В частном случае реализации заявленного технического решения проушина, выполненная на поворотной траверсе, подкос амортизационной стойки и поворотная траверса выполнена в виде единой детали.In the particular case of the implementation of the declared technical solution, the eye made on the rotary crossmember, the shock absorber strut brace and the rotary crossmember are made as a single part.
В частном случае реализации заявленного технического решения подкос опоры шасси дополнительно шарнирно соединен контрподкосом с подкосом амортизационной стойки.In the particular case of implementing the stated technical solution, the chassis support brace is additionally pivotally connected by a counter-brace to the shock absorber strut brace.
Краткое описание чертежейBrief description of the drawings
Предлагаемая основная стойка шасси самолета иллюстрируется чертежами, представленными на фиг. 1 - 12.The proposed main landing gear of the aircraft is illustrated by the drawings presented in Figs. 1 - 12.
На фиг. 1 - общий вид в сборе;Fig. 1 - general view of the assembly;
На фиг. 2 - общий вид в сборе;Fig. 2 - general view of the assembly;
На фиг. 3 - вид в сборе сбоку. Подкос опоры и контрподкос не показаны. Штатная посадка самолета;Fig. 3 - side view of the assembly. The support brace and counter brace are not shown. Normal aircraft landing;
На фиг. 4 - вид А на шарнирный узел (7) и проушину с криволинейной поверхностью (10). Вид в сборе, штатная посадка самолета;Fig. 4 - view A of the hinge joint (7) and the eye with a curved surface (10). Assembled view, standard aircraft landing;
На фиг. 5 - вид Б на поворотную серьгу (3) и поворотные шарниры (8) и (9) серьги подкоса стойки шасси и серьги корпуса стойки шасси соответственно. Штатная посадка самолета;Fig. 5 - view B of the rotary shackle (3) and rotary hinges (8) and (9) of the landing gear strut brace shackle and the landing gear strut body shackle, respectively. Normal aircraft landing;
На фиг. 6 - сечение В-В, указанное на Фиг. 4. Штатная посадка самолета;Fig. 6 - section B-B, indicated in Fig. 4. Normal landing of the aircraft;
На фиг. 7 - вид в сборе. Подкос опоры и контрподкос не показаны. Нештатная посадка самолета;Fig. 7 - assembled view. The support brace and counter brace are not shown. Abnormal landing of the aircraft;
На фиг. 8 - вид Г, указанный на Фиг. 7. Нештатная посадка самолета;Fig. 8 - view G, shown in Fig. 7. Abnormal landing of the aircraft;
На фиг. 9 - вид Д, указанный на Фиг. 7. Нештатная посадка самолета;Fig. 9 - view D, shown in Fig. 7. Abnormal landing of the aircraft;
На фиг. 10 - сечение Ж-Ж, указанное на Фиг. 8. Нештатная посадка самолета;Fig. 10 - section Ж-Ж, indicated in Fig. 8. Abnormal landing of the aircraft;
На фиг. 11 - показано отделение корпуса стойки шасси (1) от подкоса (2). Нештатная посадка самолета;In fig. 11 - shows the separation of the landing gear housing (1) from the strut (2). Abnormal aircraft landing;
На фиг. 12 - общий вид. Нештатная посадка самолета.Fig. 12 - general view. Abnormal landing of the aircraft.
На представленных графических материалах условно не показан цилиндр уборки-выпуска стойки основной опоры шасси и крыльевая створка шасси самолета.The presented graphic materials do not show the retraction/extension cylinder of the main landing gear strut and the wing landing gear door of the aircraft.
На фигурах позициями обозначены следующие элементы конструкции:The following design elements are indicated by positions on the figures:
1 - корпус амортизационной стойки; 2 - подкос амортизационной стойки; 3 - поворотная серьга; 4 - подкос опоры; 5 - поворотная траверса стойки шасси; 6 - поворотные узлы крепления поворотной траверсы; 7 - шарнирный узел; 8 - поворотный шарнир; 9 - поворотный шарнир; 10 - криволинейная поверхность; 11 - силовой элемент вершины подкоса; 12 - лонжерон; 13 - ось колеса; 14 - колесо; 15 - проушина шарнирного узла, выполненная на корпусе амортизационной стойки; 16 - проушина шарнирного узла, выполненная на траверсе; 17 - боковые стенки подкоса амортизационной стойки; 18 - основание подкоса амортизационной стойки; 19 - контрподкос; 20 - кронштейн крепления подкоса опоры на лонжероне; 21 - балка траверсы; 22 -кронштейн подкоса опоры.1 - shock absorber strut housing; 2 - shock absorber strut brace; 3 - pivot eye; 4 - support brace; 5 - landing gear strut pivot crossmember; 6 - pivoting fastening units of the pivot crossmember; 7 - hinge unit; 8 - pivot hinge; 9 - pivot hinge; 10 - curvilinear surface; 11 - power element of the strut top; 12 - side member; 13 - wheel axle; 14 - wheel; 15 - eye of the hinge unit made on the shock absorber strut housing; 16 - eye of the hinge unit made on the crossmember; 17 - side walls of the shock absorber strut brace; 18 - base of the shock absorber strut brace; 19 - counter brace; 20 - bracket for fastening the support strut brace on the side member; 21 - crossmember beam; 22 - support brace bracket.
Осуществление изобретенияImplementation of the invention
Основная опора шасси самолета состоит из следующих основных силовых элементов: амортизационной стойки шасси, включающей корпус (1), внутри которого установлен амортизатор, поворотной траверсы (5), подкоса (2) амортизационной стойки и подкоса (4) опоры шасси, и опорных элементов шасси. Основные силовые элементы воспринимают и передают на каркас самолета возникающие нагрузки.The main support of the aircraft chassis consists of the following main power elements: the shock-absorbing landing gear strut, including the body (1) inside which the shock absorber is installed, the rotating crossmember (5), the strut brace (2) and the strut brace (4) of the landing gear support, and the support elements of the landing gear. The main power elements receive and transmit the loads that arise to the aircraft frame.
В варианте реализации заявленного технического решения в качестве опорных элементов шасси могут быть применены авиационные колеса (14), установленные на оси (13). Данный вариант изображен на представленных графических материалах, и приведен в качестве примера, который не ограничивает применение в заявленной конструкции в качестве опорных элементов лыж или поплавков, или гусениц.In the embodiment of the claimed technical solution, aircraft wheels (14) mounted on an axle (13) may be used as chassis support elements. This embodiment is depicted in the presented graphic materials and is given as an example that does not limit the use of skis or floats or tracks as support elements in the claimed design.
Корпус (1) является несущим элементом амортизационной стойки. Корпус (1) стойки шасси соединен в верхней части с поворотной траверсой (5) посредством шарнирного узла (7). Поворотная траверса (5) установлена посредством поворотных узлов (6) крепления на балке траверсы (21), закрепленной на лонжероне (12) крыла.The housing (1) is a supporting element of the shock absorber strut. The housing (1) of the chassis strut is connected at the top to the rotary crossmember (5) by means of a hinge joint (7). The rotary crossmember (5) is mounted by means of rotary fastening units (6) on the crossmember beam (21), secured to the wing spar (12).
Подкос (2) амортизационной стойки жестко соединен с поворотной траверсой (5) с одной стороны, и шарнирно соединен с нижней частью корпуса (1) амортизационной стойки посредством поворотной серьги (3).The brace (2) of the shock absorber strut is rigidly connected to the rotary crossmember (5) on one side, and is pivotally connected to the lower part of the housing (1) of the shock absorber strut by means of a rotary earring (3).
В частности, подкос (2) амортизационной стойки выполнен в виде треугольника, с боковыми стенками (17) и основанием (18), при этом основание (18) упомянутого треугольника является основанием подкоса (2) амортизационной стоки, которое соединено с поворотной траверсой (5) по всей своей длине.In particular, the brace (2) of the shock absorber strut is made in the form of a triangle, with side walls (17) and a base (18), wherein the base (18) of the said triangle is the base of the brace (2) of the shock absorber strut, which is connected to the rotary crossmember (5) along its entire length.
Подкос (2) амортизационной стойки выполнен с возможностью поворота вокруг оси поворотной траверсы (5) при уборке или выпуске шасси.The shock absorber strut brace (2) is designed to rotate around the axis of the pivot crossmember (5) when retracting or extending the chassis.
В варианте реализации заявленного технического решения основание (18) подкоса (2) и поворотная траверса (5) выполнены в виде единой неразборной детали.In the embodiment of the claimed technical solution, the base (18) of the brace (2) and the rotary crossbar (5) are made in the form of a single non-separable part.
При этом вершина упомянутого треугольного подкоса (2) амортизационной стойки шарнирно соединена с нижней частью корпуса (1) амортизационной стойки посредством поворотной серьги (3), в частности один конец поворотной серьги (3) соединен с вершиной треугольного подкоса (2) амортизационной стойки посредством шарнира (8), а второй конец поворотной серьги (3) соединен с нижней частью корпуса (1) посредством шарнира (9).In this case, the top of the mentioned triangular brace (2) of the shock absorber strut is pivotally connected to the lower part of the housing (1) of the shock absorber strut by means of a rotary shackle (3), in particular, one end of the rotary shackle (3) is connected to the top of the triangular brace (2) of the shock absorber strut by means of a hinge (8), and the second end of the rotary shackle (3) is connected to the lower part of the housing (1) by means of a hinge (9).
Оси вращения упомянутых шарниров (8) и (9), а также шарнирного узла (7) выполнены в параллельных плоскостях, и в перпендикулярных к направлению полета плоскостях.The rotation axes of the mentioned hinges (8) and (9), as well as the hinge unit (7), are made in parallel planes and in planes perpendicular to the direction of flight.
При этом ось шарнирного узла (8) и/или шарнирного узла (9) выполнена «нормировано разрушаемой», т.е., слабым звеном, прогнозируемо разрушаемым при достижении предельных нагрузок.In this case, the axis of the hinge joint (8) and/or hinge joint (9) is made “standardized to be destroyed”, i.e., a weak link that is predictably destroyed when the maximum loads are reached.
Подкос (4) опоры шасси состоит из двух шарнирно соединенных звеньев, при этом одно звено шарнирно закреплено в кронштейне (20) подкоса, установленном на лонжероне (12), а второе звено шарнирно соединено с нижней частью корпуса (1) амортизационной стойки посредством кронштейна (22), выполненного на корпусе (1) ниже шарнира (9). При этом подкос (4) опоры шасси шарнирно соединен контрподкосом (19) с подкосом (2) амортизационной стойки.The strut (4) of the chassis support consists of two pivotally connected links, wherein one link is pivotally fixed in the bracket (20) of the strut, installed on the side member (12), and the second link is pivotally connected to the lower part of the housing (1) of the shock absorber strut by means of the bracket (22), made on the housing (1) below the hinge (9). In this case, the strut (4) of the chassis support is pivotally connected by the counter strut (19) to the strut (2) of the shock absorber strut.
Шарнирный узел (7) представляет из себя соединенные осью проушину (15), выполненную в верхней части корпуса (1) амортизационной стойки, и проушину (16), выполненную на поворотной траверсе (5) в месте примыкания подкоса (2), в частности в месте примыкания боковой стенки (17) к траверсе (5).The hinge assembly (7) is an eye (15) connected by an axis, made in the upper part of the housing (1) of the shock absorber strut, and an eye (16) made on the rotary crossmember (5) at the junction of the brace (2), in particular at the junction of the side wall (17) to the crossmember (5).
Проушина (16) может быть также соединена с упомянутым подкосом (2), в частности с упомянутой боковой стенкой (17) подкоса (2) амортизационной стойки.The eye (16) can also be connected to the said brace (2), in particular to the said side wall (17) of the brace (2) of the shock absorber strut.
В общем виде проушина (16) шарнирного узла (7) выполнена на траверсе (5) и размещена между подкосом (2) амортизационной стойки и поворотным узлом крепления (6). При этом в варианте реализации заявленного технического решения проушина (16) и поворотная траверса (5) выполнены в виде единой неразборной детали или в виде единой неразборной детали, образованной поворотной траверсой (5), проушиной (16) и подкосом (2) амортизационной стойки.In general, the eye (16) of the hinge unit (7) is made on the crossmember (5) and is located between the brace (2) of the shock absorber strut and the rotary fastening unit (6). In this case, in the embodiment of the claimed technical solution, the eye (16) and the rotary crossmember (5) are made in the form of a single non-separable part or in the form of a single non-separable part formed by the rotary crossmember (5), the eye (16) and the brace (2) of the shock absorber strut.
Причем ось шарнирного узла (7) выполнена «нормировано разрушаемой», т.е., слабым звеном, прогнозируемо разрушаемое при достижении предельных нагрузок.Moreover, the axis of the hinge joint (7) is made “standardized to be destroyed”, i.e., a weak link that is predictably destroyed when the maximum load is reached.
Особенность выполнения шарнирного узла (7) заключается в том, что проушина (16) выполнена в виде основания и непосредственно проушины, при этом основание проушины выполнено с криволинейной поверхностью (10) основания. Проушина (16) шарнирного узла (7) выполнена таким образом, что выступает над упомянутой криволинейной поверхностью (10) основания проушины. Проушина (16) обеспечивает контакт и скольжение проушины (15) корпуса (1) по своей криволинейной поверхности (10) при возникновении нештатной ситуации при посадке самолета с выпущенными шасси с возникновением нештатных нагрузок на конструкцию самолета и разрушении оси шарнирного узла (7).The peculiarity of the execution of the hinge unit (7) is that the eye (16) is made in the form of a base and the eye itself, wherein the eye base is made with a curved surface (10) of the base. The eye (16) of the hinge unit (7) is made in such a way that it protrudes above the mentioned curved surface (10) of the eye base. The eye (16) ensures contact and sliding of the eye (15) of the body (1) along its curved surface (10) in the event of an abnormal situation during landing of the aircraft with the landing gear extended with the occurrence of abnormal loads on the aircraft structure and destruction of the axis of the hinge unit (7).
В варианте реализации заявленного технического решения криволинейная поверхность (10) выполнена в виде подобия дуги окружности большого радиуса, и обеспечивает соскальзывание проушины (15), выполненной на корпусе (1) амортизационной стойки по ней с меньшим сопротивлением при возникновении нештатной ситуации.In the embodiment of the claimed technical solution, the curved surface (10) made in the form similar to an arc of a circle of large radius, and ensures that the eye (15) made on the body (1) of the shock absorber strut slides along it with less resistance in the event of an emergency.
При большом радиусе окружности дуги криволинейная поверхность (10) постепенно распрямляется и постепенно переходит в поверхность боковой стенки (17) подкоса (2) амортизационной стойки и в поверхность траверсы (5), образуя при этом единую криволинейную поверхность, обеспечивающую сопряжение поверхности поворотной траверсы (5) с поверхностью подкоса (2) амортизационной стойки. Упомянутая единая криволинейная поверхность может быть описана функцией вида y=k/x, при k>0 и при x<0, y<0, при этом направление полета совпадает с условной осью абсцисс условной прямоугольной системы координат. Таким образом криволинейная поверхность плавно соединяет поверхность подкоса (2) амортизационной стойки и поверхность поворотной траверсы (5). Постепенное распрямление упомянутой криволинейной поверхности (10) необходимо для обеспечения снижения сопротивления скольжению проушины (15) корпуса (1) по поверхности (10) при отделении корпуса (1) амортизационной стойки от траверсы (5) в момент возникновения нештатной ситуации.With a large radius of the arc circle, the curved surface (10) gradually straightens out and gradually passes into the surface of the side wall (17) of the strut (2) of the shock absorber strut and into the surface of the crossmember (5), thereby forming a single curved surface that ensures the conjugation of the surface of the rotary crossmember (5) with the surface of the strut (2) of the shock absorber strut. The said single curved surface can be described by a function of the form y=k/x, with k>0 and with x<0, y<0, while the flight direction coincides with the conditional abscissa axis of the conditional rectangular coordinate system. Thus, the curved surface smoothly connects the surface of the strut (2) of the shock absorber strut and the surface of the rotary crossmember (5). The gradual straightening of the said curved surface (10) is necessary to ensure a reduction in the sliding resistance of the eye (15) of the housing (1) along the surface (10) when the housing (1) of the shock absorber strut is separated from the crossmember (5) at the moment an emergency situation occurs.
При этом на боковой стенке (17) подкоса (2) со стороны корпуса (1) амортизационной стойки выполнен силовой элемент (11). Силовой элемент выполнен с возможностью контакта и взаимодействия с серьгой (3) при возникновении нештатной ситуации. Упомянутый силовой элемент (11) подкоса выполнен в виде треугольника.In this case, on the side wall (17) of the brace (2) from the side of the housing (1) of the shock absorber strut, a power element (11) is made. The power element is designed with the possibility of contact and interaction with the shackle (3) in the event of an abnormal situation. The said power element (11) of the brace is made in the form of a triangle.
При штатной работе (Фиг. 1-6) амортизационная стойка основной опоры шасси поглощает энергию ударов при посадке, воспринимает нагрузки при разбеге, пробеге, рулении и буксировке самолета по аэродрому.During normal operation (Fig. 1-6), the shock absorber strut of the main landing gear absorbs the impact energy during landing, and bears loads during takeoff, landing run, taxiing, and towing of the aircraft along the airfield.
При нештатной посадке самолета возможны разрушения конструкции крыла из-за повышенных нештатных нагрузок, вследствие воздействия на крыло сил от опоры стойки шасси самолета, работающей в нештатном режиме.During an abnormal landing of an aircraft, the wing structure may be damaged due to increased abnormal loads, as a result of the impact on the wing of forces from the aircraft landing gear support operating in an abnormal mode.
Разрушение крыла приводит к разрушению кессона крыла, и, следовательно, к вытеканию топлива, что может вызвать пожар. Согласно требованиям Авиационных правил, части 25 Нормы летной годности самолетов транспортной авиации. Общие положения 25.721, для исключения возникновения пожара, опоры шасси должны быть спроектированы таким образом, чтобы в случае их разрушения не происходило нарушения герметичности топливных емкостей самолета, расположенных, как правило, в крыле в зонах установки опор.The destruction of the wing leads to the destruction of the wing box, and, consequently, to a fuel leak, which can cause a fire. According to the requirements of the Aviation Rules, Part 25 of the Airworthiness Standards of Aircraft Transport Aviation. General Provisions 25.721, in order to exclude the occurrence of a fire, the landing gear supports must be designed in such a way that in the event of their destruction, there is no violation of the tightness of the fuel tanks of the aircraft, located, as a rule, in the wing in the areas of installation of the supports.
Заявленное техническое решение обеспечивает разрушение и/или отделение корпуса (1) амортизационной стойки до начала повреждения элементов конструкции крыла, в случае превышения расчетных нагрузок при нештатной посадке самолета (см. Фиг. 7-11).The claimed technical solution ensures the destruction and/or separation of the body (1) of the shock absorber strut before damage to the wing structure elements occurs, in the event of exceeding the design loads during an abnormal landing of the aircraft (see Fig. 7-11).
При возникновении нештатной ситуации при посадке самолета с выпущенными шасси, выполненными по настоящему техническому решению, с возникновением нештатных нагрузок на конструкцию самолета, в том числе на стойки шасси и конструкции крыла самолета корпус (1) амортизационной стойки движется вверх и вперед. Вследствие этого происходит разрушение шарнирного узла (7) и перемещение корпуса (1) амортизационной стойки вверх и вперед до контакта с криволинейной поверхностью (10) от возникших сил трения и удара при нештатной посадке самолета. При этом возникает перекос поворотной серьги (3) со смещением ее вверх до контакта с силовым элементом (11) подкоса (2) амортизационной стойки в плоскости перпендикулярной к корпусу (1) амортизационной стойки и шарнирному узлу (7).In the event of an abnormal situation during the landing of an aircraft with the landing gear extended, manufactured according to this technical solution, with the occurrence of abnormal loads on the aircraft structure, including the landing gear struts and the aircraft wing structure, the body (1) of the shock absorber strut moves upward and forward. As a result, the hinge unit (7) is destroyed and the body (1) of the shock absorber strut moves upward and forward until it contacts the curved surface (10) due to the friction and impact forces that arise during the abnormal landing of the aircraft. In this case, a skewing of the rotary clevis (3) occurs with its displacement upward until it contacts the power element (11) of the strut (2) of the shock absorber strut in a plane perpendicular to the body (1) of the shock absorber strut and the hinge unit (7).
Вследствие контакта силового элемента (11) подкоса (2) с поворотной серьгой (3) с силами реакции, превосходящими прочностные характеристики шарнира (9) серьги (3) и/или шарнира (8) серьги (3), происходит разрушение упомянутых шарниров (8) и/или (9) и отделение корпуса (1) стойки шасси с амортизатором от подкоса (2) стойки шасси (Фиг. 7-11).As a result of the contact of the power element (11) of the strut (2) with the rotary clevis (3) with reaction forces exceeding the strength characteristics of the hinge (9) of the clevis (3) and/or the hinge (8) of the clevis (3), the destruction of the said hinges (8) and/or (9) occurs and the separation of the body (1) of the chassis strut with the shock absorber from the strut (2) of the chassis strut (Fig. 7-11).
При возникновении сил трения, направленных по полету конструкция работает аналогичным образом.When friction forces directed along the flight path arise, the structure operates in a similar manner.
Claims (11)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2824229C1 true RU2824229C1 (en) | 2024-08-06 |
Family
ID=
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0564772A1 (en) * | 1992-04-07 | 1993-10-13 | Deutsche Aerospace Airbus Gesellschaft mit beschränkter Haftung | Main landing gear for an aircraft with aft center of gravity |
| RU1827993C (en) * | 1990-10-22 | 1995-07-09 | Авиационный научно-технический комплекс им.А.Н.Туполева | Main undercarriage unit of flying vehicle |
| FR2805799A1 (en) * | 2000-03-02 | 2001-09-07 | Messier Dowty Sa | Aircraft landing gear has main leg connected to highly offset transverse axle by two plates lying at right angles when landing gear is down |
| RU2360835C1 (en) * | 2007-12-27 | 2009-07-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Stand of aviation chassis |
| RU2544025C2 (en) * | 2009-07-15 | 2015-03-10 | Мессье-Бугатти-Даути | Aircraft under carriage front leg with integrated lift and directing control device |
| JP2020175883A (en) * | 2019-04-16 | 2020-10-29 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | Aircraft main landing gear drag brace backup fitting assemblies and related methods |
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU1827993C (en) * | 1990-10-22 | 1995-07-09 | Авиационный научно-технический комплекс им.А.Н.Туполева | Main undercarriage unit of flying vehicle |
| EP0564772A1 (en) * | 1992-04-07 | 1993-10-13 | Deutsche Aerospace Airbus Gesellschaft mit beschränkter Haftung | Main landing gear for an aircraft with aft center of gravity |
| FR2805799A1 (en) * | 2000-03-02 | 2001-09-07 | Messier Dowty Sa | Aircraft landing gear has main leg connected to highly offset transverse axle by two plates lying at right angles when landing gear is down |
| RU2360835C1 (en) * | 2007-12-27 | 2009-07-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Stand of aviation chassis |
| RU2544025C2 (en) * | 2009-07-15 | 2015-03-10 | Мессье-Бугатти-Даути | Aircraft under carriage front leg with integrated lift and directing control device |
| JP2020175883A (en) * | 2019-04-16 | 2020-10-29 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | Aircraft main landing gear drag brace backup fitting assemblies and related methods |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6679452B1 (en) | Aircraft landing gear support assemblies and associated methods of installation | |
| US11235864B2 (en) | Landing gear | |
| EP0067207B1 (en) | Mechanical fuses in particular for aircraft landing gear | |
| US4328939A (en) | Airplane main landing gear assembly | |
| US4720063A (en) | Main landing gear with variable length drag brace | |
| EP0067208B1 (en) | Combined beam support for landing gear | |
| US7066429B2 (en) | Apparatus and method for predictable movement of structural components during failure | |
| RU2824229C1 (en) | Main undercarriage of aircraft landing gear | |
| US6349901B1 (en) | Landing gear | |
| US12097950B2 (en) | Retractable aircraft landing gear | |
| US4940197A (en) | Aircraft undercarriage unit | |
| CA2384131C (en) | Aircraft landing gear | |
| US3485465A (en) | Single unit main landing gear system | |
| CA1049475A (en) | Retractable fuselage mounted landing gear for an aerodyne | |
| GB2619015A (en) | Aircraft landing gear assembly | |
| DE3741857C2 (en) | Retractable engines for twin-engine aircraft of the weight classes G, I, K and corresponding military aircraft | |
| EP0115435A2 (en) | An aircraft undercarriage | |
| EP4279397A1 (en) | Tow-bar fitting | |
| US20230373613A1 (en) | Aircraft landing gear | |
| GB2621885A (en) | Articulated landing gear shield | |
| BR102021023553A2 (en) | SHOCK DAMPER ASSEMBLY, LANDING GEAR, AND SHOCK DAMPER ASSEMBLY FOR A LANDING GEAR |