[發明專利]一種雙腔式起落架緩沖器模型

有效

• 申請號: 202011602832.2
• 申請日: 2020-12-29
• 公開（公告）號: CN112623256B
• 公開（公告）日: 2022-09-20
• 發明（設計）人: 付剛;趙英健;朱勐暉;任方方;陸冠;丁濤
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
• 主分類號: B64F5/00
• 分類號: B64F5/00;B64F5/60;B64C25/60
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王世磊

本發明屬于航空結構強度設計領域，尤其涉及一種雙腔式起落架緩沖器模型。該模型包括：四個油腔、高壓和低壓氣腔、間隙裝置，第一油腔的外筒和柱塞與第二油腔的外筒和柱塞連接；第二油腔的外筒與止動閥的包絡體連接，第二油腔的柱塞與間隙裝置的下部連接，間隙裝置的上部與止動閥的芯體連接，止動閥的包絡體和芯體再與第四油腔的外筒和柱塞連接，第四油腔的外筒和柱塞再與高壓氣腔的外筒和柱塞連接，第三油腔的外筒和柱塞與低壓氣腔的外筒和柱塞連接；四個油腔通過油路連通，在第一油路上布置油孔；低壓氣腔中的氣體通過熱交換系統與四個油腔中的油液進行熱交換。本發明的模型能夠降低雙腔式起落架落振載荷。

技術領域

本發明屬于航空結構強度設計領域，特別是涉及一種雙腔式起落架緩沖器模型。

背景技術

飛機整體性能的大幅度提高對起落架及其緩沖系統的要求也越來越高，必須能實現軟著陸，且能兼顧飛機地面動態響應特性，其設計必須滿足耐疲勞、高承載和高可靠性的要求。

隨著飛機的發展，起落架緩沖器的結構設計得到不斷的改進和發展。特別是油氣式緩沖器，從常油孔型式發展為變油孔型式，由單腔式緩沖器發展為雙腔式緩沖器等等，結構參數的優化能夠極大的降低飛機起落架著陸載荷。

傳統方式的雙腔式緩沖器參數設計通過工程方法進行計算，然后在起落架動力學模型上進行驗證，效率低，而雙腔式起落架緩沖器的仿真方法在國內還是空白。

發明內容

發明目的：提供一種雙腔式起落架緩沖器模型，以用于結構參數的優化。

技術方案：

第一方面，提供了一種雙腔式起落架緩沖器模型，包括：第一油腔3、第二油腔4、第三油腔7、第四油腔12、高壓氣腔8、低壓氣腔13、間隙裝置5，其中，第一油腔3的外筒和柱塞與第二油腔4的外筒和柱塞連接；第二油腔4的外筒與止動閥6的包絡體連接，第二油腔4的柱塞與間隙裝置5的下部連接，間隙裝置5的上部與止動閥6的芯體連接，止動閥6的包絡體和芯體再與第四油腔12的外筒和柱塞連接，第四油腔12的外筒和柱塞再與高壓氣腔8的外筒和柱塞連接，第三油腔7的外筒和柱塞與低壓氣腔13的外筒和柱塞連接；第一油腔3、第二油腔4、第三油腔7和第四油腔12通過油路連通，在第一油路上布置油孔10；低壓氣腔13中的氣體通過熱交換系統11與第一油腔3、第二油腔4、第三油腔7和第四油腔12中的油液進行熱交換。

進一步地，間隙裝置5為具有自由行程的彈簧阻尼系統，當第一油腔3的活塞位移小于第一行程時，間隙裝置5使第二油腔4柱塞的位移和速度不傳遞至止動閥6內芯；當第一油腔3的活塞位移大于第一行程時，間隙裝置5使第二油腔4柱塞的位移和速度傳遞至止動閥6內芯，第一行程為活塞桿接觸到高壓腔浮動活塞前的行程。

進一步地，高壓氣腔8外筒和柱塞直徑與第四油腔12外筒和柱塞直徑相同。

進一步地，低壓氣腔13、第三油腔7、第二油腔4腔內壓強相同。

進一步地，第三油腔7和低壓氣腔13的柱塞位移通過第二油腔4的壓力控制。

進一步地，低壓氣腔13內氣體壓縮產生的熱量通過熱交換系統11與油液進行熱量交換。

進一步地，油孔10的直徑隨輸入位移信號的變化而變化從而使油孔10產生的阻尼力隨之變化。

進一步地，低壓氣腔13外筒和柱塞直徑與第三油腔7外筒和柱塞直徑相同。

有益效果：本發明以雙腔式起落架真實結構模型參數為依據，通過建立雙腔式起落架緩沖器模型，對雙腔式緩沖器的參數進行優化，降低雙腔式起落架落振載荷，提高了起落架設計的效率和準確性。

附圖說明

圖1是雙腔式起落架緩沖器結構；

圖2是雙腔式起落架緩沖器結構參數；

圖3是雙腔式起落架緩沖器原理圖；