RU2123961C1 - Aircraft nose undercarriage leg - Google Patents
Aircraft nose undercarriage leg Download PDFInfo
- Publication number
- RU2123961C1 RU2123961C1 RU97101423A RU97101423A RU2123961C1 RU 2123961 C1 RU2123961 C1 RU 2123961C1 RU 97101423 A RU97101423 A RU 97101423A RU 97101423 A RU97101423 A RU 97101423A RU 2123961 C1 RU2123961 C1 RU 2123961C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wheel fork
- vibration damper
- aircraft
- shock
- fuselage structure
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Fluid-Damping Devices (AREA)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации, а более конкретно - к взлетно-посадочным устройствам и предназначено для обеспечения взлета, посадки, передвижения и стоянки легких самолетов на земле
Известна передняя опора шасси самолета (см. патент США N 2275372, 1942 г., кл. 244-104), содержащая амортизационную стойку, связанную с конструкцией фюзеляжа при помощи шарнира и подкоса. На стойке установлен поворотный хомут, кинематически связанный с вилкой колеса. На цилиндре амортизатора установлен гидравлический гаситель колебаний колеса, выходное звено которого кинематически соединено с поворотным хомутом.The invention relates to the field of aviation, and more specifically to take-off and landing devices and is intended to provide takeoff, landing, movement and parking of light aircraft on the ground
Known front landing gear of the aircraft (see US patent N 2275372, 1942, CL 244-104), containing a suspension strut associated with the design of the fuselage using a hinge and strut. A rotary clamp is installed on the rack, kinematically connected with the wheel fork. A hydraulic damper of wheel oscillations is installed on the shock absorber cylinder, the output link of which is kinematically connected to the rotary clamp.
Недостатком этой конструкции передней опоры самолета является сложность и большая масса. Этот недостаток обусловлен наличием жидкостного амортизатора, гидравлического гасителя колебаний и сложной кинематической связью их с конструкцией фюзеляжа и колеса. The disadvantage of this design of the front support of the aircraft is the complexity and large mass. This drawback is due to the presence of a liquid shock absorber, a hydraulic vibration damper and their complex kinematic connection with the design of the fuselage and the wheel.
Известна также передняя опора легкого маневренного самолета (см. Г.И. Житомирский. Конструкция самолетов. М.: Машиностроение, 1991, с. 244-245, рис. 7.12), содержащая амортизационную стойку, соединенную с конструкцией фюзеляжа шарнирно и с помощью замка выпущенного положения соединенный с амортизационной стойкой поворотный хомут, кинематически связанный через шарнирно соединенные с ним звено и вилку с колесом. С поворотным хомутом через тяги и качалки связан привод гасителя колебаний стойки, закрепленный на ее корпусе. При этом ось вилки колеса жестко соединена со штоком амортизационной стойки. The front support of a light maneuverable aircraft is also known (see G.I. Zhitomirsky. Aircraft Design. M: Mashinostroenie, 1991, pp. 244-245, Fig. 7.12), containing a suspension strut connected to the fuselage structure by hinge and using a lock of the released position, a rotary clamp connected to the suspension strut kinematically connected through a link and a fork with a wheel pivotally connected to it. A rotary damper drive connected to the rotary clamp through rods and rockers is attached to its housing. In this case, the axis of the wheel forks is rigidly connected to the rod of the suspension strut.
Для легких самолетов данная конструкция опоры шасси является сложной и недостаточно удобной в эксплуатации. Это обусловлено наличием гидравлического амортизатора, требующего зарядки и обслуживания, а также наличием гидравлического гасителя колебаний, связанного с колесом через сложную кинематическую цепь. Кроме того, наличие этих элементов увеличивает массу самолета. For light aircraft, this landing gear design is complex and not convenient enough to operate. This is due to the presence of a hydraulic shock absorber requiring charging and maintenance, as well as the presence of a hydraulic vibration damper connected to the wheel through a complex kinematic chain. In addition, the presence of these elements increases the mass of the aircraft.
Задачей данного изобретения является устранение указанных недостатков, а именно - упрощение конструкции опоры шасси самолета и снижение ее массы. The objective of the invention is to remedy these disadvantages, namely, simplifying the design of the landing gear of the aircraft and reducing its mass.
Поставленная задача обеспечивается тем, что передняя опора шасси самолета, содержащая амортизационную стойку, шарнирно соединенную с конструкцией фюзеляжа и с вилкой колеса, и гаситель колебаний, согласно изобретению снабжена жестко связанной с конструкцией фюзеляжа плавающей опорой, имеющей вкладыши с цилиндрической поверхностью, при этом амортизационная стойка представляет собой рессору, выполненную в виде изогнутой пластины, прижатой к указанным цилиндрическим поверхностям вкладышей и соединенной с вилкой колеса посредством шкворня, выполненного с буртиком и жестко закрепленного на конце изогнутой пластины, а упомянутой гаситель колебаний выполнен в виде установленного на указанном шкворне набора тарельчатых пружин, опирающихся с одной стороны в буртик, а с другой - на шайбу, зафиксированную на шкворне от проворота, и на фрикционную втулку, имеющую возможность перемещения вдоль шкворня и опирающуюся на вторую шайбу, жестко соединенную с вилкой колеса. The task is ensured by the fact that the front landing gear support of the aircraft, comprising a shock absorber pivotally connected to the fuselage structure and the wheel forks, and an vibration damper, according to the invention, is provided with a floating support rigidly connected to the fuselage structure having liners with a cylindrical surface, while the suspension strut represents a spring made in the form of a curved plate pressed against the indicated cylindrical surfaces of the liners and connected to the wheel fork by means of pulleys An arm made with a shoulder and rigidly fixed at the end of a curved plate, and the vibration damper is made in the form of a set of disk springs mounted on the said king pin, resting on the shoulder on one side and on the washer fixed on the king pin against rotation, and on a friction sleeve that can be moved along the pivot and resting on a second washer rigidly connected to the wheel fork.
Таким образом, выполнение амортизационной стойки в виде изогнутой пластины, конец которой соединен с фюзеляжем шарнирно в одной точке и посредством плавающей опоры в другой точке, а также соединение этой пластины с вилкой колеса через шкворень, на котором установлен гаситель колебаний, выполненный в виде набора тарельчатых пружин, опирающихся с одной стороны в буртик шкворня, а с другой на шайбу, зафиксированную на шкворне от проворота и на фрикционную втулку, имеющую возможность перемещения вдоль шкворня и опирающуюся на вторую шайбу, жестко соединенную с вилкой колеса, позволило упростить конструкцию амортизационной стойки, уменьшив количество конструктивных элементов, обеспечив при этом необходимые характеристики поглощения и рассеивания кинетической энергии самолета при посадке и движении на земле, а также гашение самовозбуждающихся колебаний как всей опоры в целом, так и ее отдельных элементов. В результате этого снижается масса опоры шасси самолета. Кроме того, упрощается эксплуатационное обслуживание опоры шасси. Thus, the implementation of the suspension strut in the form of a curved plate, the end of which is pivotally connected to the fuselage at one point and through a floating support at another point, as well as the connection of this plate to the wheel fork through a pin on which the vibration damper is made, made in the form of a plate springs resting on one side of the pivot collar and, on the other hand, on a washer fixed to the pivot from rotation and on a friction sleeve that can be moved along the pivot and resting on the second washer, w tightly connected to the wheel fork, it was possible to simplify the design of the suspension strut, reducing the number of structural elements, while ensuring the necessary characteristics of the absorption and dissipation of the kinetic energy of the aircraft during landing and movement on the ground, as well as the damping of self-excited vibrations of the entire support as a whole and its individual elements. As a result, the weight of the landing gear of the aircraft is reduced. In addition, the maintenance of the landing gear is simplified.
Сущность изобретения поясняется чертежами:
на фиг. 1 - общий вид предлагаемой передней опоры шасси самолета;
на фиг. 2 - разрез "А-А" фиг. 1, шарнирное соединение опоры с конструкцией фюзеляжа;
на фиг. 3 - разрез "Б-Б" фиг. 1 - конструкция плавающей опоры;
на фиг. 4 - место 1 фиг. 1 - конструкция плавающей опоры;
на фиг. 5 - соединение амортизационной стойки с вилкой колеса и гаситель колебаний.The invention is illustrated by drawings:
in FIG. 1 is a General view of the proposed front landing gear aircraft;
in FIG. 2 is a section "AA" of FIG. 1, articulation of the support with the fuselage structure;
in FIG. 3 - section "BB" of FIG. 1 - design of a floating support;
in FIG. 4 -
in FIG. 5 - connection of the suspension strut to the wheel fork and vibration damper.
Передняя опора шасси самолета содержит рессору 1 (фиг. 1), выполненную в виде изогнутой пластины и соединенную с конструкцией фюзеляжа 2 в двух точках - с кронштейном 3 фюзеляжа 2 посредством болта 4 (фиг. 2) и с кронштейном 5 (фиг. 1) фюзеляжа 2 посредством плавающей опоры, имеющей вкладыши 6 и 7 (фиг. 3), установленные в пазу кронштейна 5 и закрепленные втулкой 8 и болтом 9. При этом вкладыши 6 (фиг. 4) плоской поверхностью контактируют с внутренней поверхностью паза кронштейна 5, а вкладыш 7 плоской поверхностью контактируют с поверхностью паза, выполненного во втулке 8, а цилиндрической поверхностью оба вкладыша прижаты к плоскостям рессоры 1, выполненной в виде изогнутой пластины. Другой конец рессоры 1 (фиг. 1) болтами 9 (фиг. 5) соединен со шкворнем 10, на котором установлена вилка 11 колеса 12 (фиг. 1). На шкворне 10 (фиг. 5) установлены тарельчатые пружины 13, упирающиеся с одной стороны в буртик 14 шкворня 10, а с другой стороны - на шайбу 15, зафиксированную от проворота, и на фрикционную втулку 16, имеющую возможность перемещения вдоль шкворня 10, и опирающуюся на шайбу 17, жестко соединенную с вилкой 11 колеса 12 (фиг. 1). The front landing gear support of the aircraft contains a spring 1 (Fig. 1), made in the form of a curved plate and connected to the
На взлетно-посадочных режимах полета изогнутая пластина рессоры 1 (фиг. 1) изгибается, конец ее в точке крепления болтом 4 (фиг. 2) поворачивается в кронштейне 3, а в другой точке крепления при помощи кронштейна 5 (фиг. 1) пластина 1 перемещается, контактируя с цилиндрической поверхностью вкладышей 6 и 7 (фиг. 3 и 4), которые при этом остаются неподвижными, удерживаясь в пазах кронштейна 5 и втулки 8. Тарельчатые пружины 13 (фиг.5) предварительно поджаты и через шайбу 15, фрикционную втулку 16 и шайбу 17 на вилке 11 создают усилие, препятствующее ее провороту относительно шкворня 10, тем самым гася колебания колеса 12 и стойки при пробеге и рулении. On take-off and landing flight modes, the curved spring plate 1 (Fig. 1) is bent, its end at the point of attachment with a bolt 4 (Fig. 2) is rotated in the
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97101423A RU2123961C1 (en) | 1997-01-29 | 1997-01-29 | Aircraft nose undercarriage leg |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97101423A RU2123961C1 (en) | 1997-01-29 | 1997-01-29 | Aircraft nose undercarriage leg |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2123961C1 true RU2123961C1 (en) | 1998-12-27 |
RU97101423A RU97101423A (en) | 1999-02-20 |
Family
ID=20189491
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU97101423A RU2123961C1 (en) | 1997-01-29 | 1997-01-29 | Aircraft nose undercarriage leg |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2123961C1 (en) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2582591C1 (en) * | 2014-12-23 | 2016-04-27 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) | Spring for main landing gear light |
US9555877B2 (en) | 2012-02-24 | 2017-01-31 | Safran Landing Systems Uk Ltd | Landing gear |
CN107244412A (en) * | 2017-06-12 | 2017-10-13 | 西北工业大学 | A kind of undercarriage plate spring structure for being used to lift UAV Landing shock-absorbing capacity |
CN114148509A (en) * | 2021-12-03 | 2022-03-08 | 中国特种飞行器研究所 | Steering structure of front landing gear of light sport aircraft and assembling method thereof |
-
1997
- 1997-01-29 RU RU97101423A patent/RU2123961C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. М.: Машиностроение, 1991, с.244 - 245, рис.7, 12. * |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9555877B2 (en) | 2012-02-24 | 2017-01-31 | Safran Landing Systems Uk Ltd | Landing gear |
RU2582591C1 (en) * | 2014-12-23 | 2016-04-27 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) | Spring for main landing gear light |
CN107244412A (en) * | 2017-06-12 | 2017-10-13 | 西北工业大学 | A kind of undercarriage plate spring structure for being used to lift UAV Landing shock-absorbing capacity |
CN107244412B (en) * | 2017-06-12 | 2019-06-04 | 西北工业大学 | It is a kind of for promoting the undercarriage plate spring structure of UAV Landing cushion performance |
CN114148509A (en) * | 2021-12-03 | 2022-03-08 | 中国特种飞行器研究所 | Steering structure of front landing gear of light sport aircraft and assembling method thereof |
CN114148509B (en) * | 2021-12-03 | 2023-12-22 | 中国特种飞行器研究所 | Light-duty sport aircraft nose landing gear steering structure and assembly method thereof |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4473238A (en) | Wheel suspension for vehicles | |
US3977485A (en) | Snow vehicle suspension system | |
US4407633A (en) | Helicopter rotor | |
RU2555375C2 (en) | Helicopter retractable landing gear | |
US5060886A (en) | Quick change wheel landing gear | |
US4429760A (en) | Rear-wheel suspension device for a tricycle vehicle | |
US7686115B2 (en) | Front suspension and steering system for a motorcycle | |
GB1584316A (en) | Suspensions for wheels | |
US4488736A (en) | Vehicle suspension incorporating oscillating arms | |
US3395769A (en) | Vehicle suspension devices | |
US2395143A (en) | Resilient mount for aircraft | |
CN110962923B (en) | All-terrain suspension steering device | |
RU2123961C1 (en) | Aircraft nose undercarriage leg | |
Young | Aircraft landing gears—the past, present and future | |
US3151877A (en) | Suspension system having controlled wheel recession | |
US2045027A (en) | Vehicle | |
US10850834B2 (en) | Landing gear systems for aircraft employing a cross tube | |
US4172570A (en) | Landing gear in-flight vibration dampener | |
JPH02144298A (en) | Landing gear assembly | |
US2501796A (en) | Independent wheel suspension | |
CN1083785C (en) | Energy absorbing landing gear/tail skid including means for indicating the magnitude of impact loads | |
GB2193287A (en) | Attachment lug for cylindrical body | |
RU97101423A (en) | FRONT PLANE CHASSIS BRACKET | |
KR0163950B1 (en) | Quick change wheel landing gear | |
US4807522A (en) | Piston and attaching apparatus for piston-and-cylinder arrangements |