Индикатор нагрузки - RU2478921C2

Чертежи

Описание

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к индикатору нагрузки. Область применения включает в себя, но без ограничения, индикацию жесткой посадки самолета и индикацию воздействующих на самолет буксировочных усилий, превышающих допустимые. Изобретение также имеет отношение к способам проведения осмотра самолета и осмотра устройства для буксировки самолета.

Уровень техники

Стоимость обслуживания летательного аппарата на аэродроме (AOG), по какой-либо причине, является весьма значительной, и операторы авиакомпаний обращают внимание на изготовителей, где можно уменьшить воздействие этого посредством проведения планового технического обслуживания и/или отмены дальнейшего полета, пока не может быть выполнен очередной пункт регламентного технического обслуживания и ремонта. Однако есть случаи, когда планирование не может помочь. Один такой случай - «жесткая посадка».

«Жесткая посадка» происходит, когда по какой-либо причине стандартные параметры посадки нарушены. Обычно об этом должно быть доложено летчиком, а впоследствии подтверждено осмотром корпуса летательного аппарата и информацией, извлеченной из цифрового регистратора полетной информации (DFDR). Проблема заключается во времени, затраченном для анализа данных, подтверждающих, произошел ли в действительности случай «жесткой посадки» или нет. Этот анализ может иногда занимать до 3 недель, чтобы сделать вывод, а для авиакомпании это не всегда приемлемо.

В патенте США 4392623 описан плавкий соединитель, приспособленный для выхода из строя при различных перегрузках, действующих в различных направлениях. Цель состоит в том, чтобы защитить топливный бак (основной корпус крыла) от разрыва, происходящего в результате перегрузки опоры шасси в вертикальном или в горизонтальном направлениях.

В патенте США 5927646 описана амортизационная стойка опоры шасси/костыль (хвостовая опора), содержащая устройство для индикации величины ударной нагрузки. Ударные нагрузки производят пластическую деформацию устройства, а удлиненный стержень выступает за пределы базовой поверхности для обеспечения визуальной индикации о том, что величина нагрузки достигла порогового значения.

Сущность изобретения

Изобретение заключается в индикаторе нагрузки, содержащем несущее устройство в составе первого и второго несущих элементов, соединенных вместе для принятия боковой нагрузки, приложенной к первому элементу, отличающемуся тем, что первый несущий элемент образует полость со вторым несущим элементом таким образом, что он является легко ломающимся при превышении индикаторной нагрузки, и при этом полость содержит индикаторную жидкость, которая вытекает из полости, как только первый несущий элемент подвергается разрушению посредством упомянутой нагрузки.

Эти два компонента могут содержать составные части опоры шасси самолета, содержащей компоненты бокового раскоса или заднего подкоса или шарнирного сочленения или соединения для буксировки.

Описание чертежей

Изобретение описано ниже посредством примера со ссылкой на приложенные чертежи, на которых:

фиг.1 представляет собой вид шарнирно-сочлененной опоры (стойки) шасси;

фиг.2 представляет собой вид звена сочленения согласно фиг.1;

фиг.3 представляет собой поперечное сечение через узел звена сочленения по фиг.2;

фиг.4 представляет собой вид другой опоры (стойки) шасси, показывающей другие варианты потенциального применения изобретения; и

фиг.5 представляет собой вид устройства для буксировки самолета.

Варианты осуществления изобретения

Фигура 1 (фиг.1) демонстрирует опору шасси самолета, содержащую амортстойку 1 с верхней и нижней телескопическими частями 2,3, причем верхняя часть 2 является соединяемой с корпусом летательного аппарата, нижняя часть 3 несет одну или более осей 4 посредством прикрепления к поворотной балке 5 тележки шасси. Шарнирный подкос 6 в сборе является подсоединенным между верхней частью амортизатора и корпусом летательного аппарата и служит для стабилизации опоры шасси с тем, чтобы он мог противодействовать нагрузке при "выпущенном" положении шасси, однако является способным складываться, чтобы дать возможность убрать шасси.

Звенья 7, 8 шарнирного сочленения подсоединены между передней частью балки 5 тележки шасси и верхней частью 2 амортизатора для противодействия растяжению и, таким образом, для образования траверсы для балки тележки шасси во время начального этапа приземления. Нижнее звено 8 прикреплено между передней частью балки 5 тележки шасси и верхним звеном 7, и причем верхнее звено 7 прикреплено между нижним звеном 8 и верхней частью 2 амортизатора. Триммер 9 балансировки по тангажу установлен между верхней частью 1 амортизатора и точкой 10 на верхнем звене 7 шарнирного сочленения близко к его креплению к нижнему звену 8 шарнирного сочленения и служит для действия в качестве гидравлической пружины/демпфера для удерживания звеньев шарнирного сочленения в заданном положении. Результирующим является рычажный механизм, который оказывает противодействие растяжению нижнего звена 8, но дает возможность его возрастанию, когда приложено усилие сжатия.

Верхнее и нижнее звенья 7, 8 соединены посредством шарнирного сочленения 13, как показано более подробно на фиг.3. Верхнее звено 7 содержит вилкообразный конец с парой лапок 11, между которыми помещена одинарная лапка 12 на конце нижнего звена 8. Все три лапки содержат сцентрированные отверстия с подшипниками для вмещения шкворня 13. Подшипник между лапкой нижнего звена и шкворнем является сферическим подшипником, который выполнен разъемным для обеспечения возможности его установки в сферической полости 15 в пределах лапки. Внутренняя поверхность 16 сферического подшипника является цилиндрической для вмещения шкворня. Подшипники в пределах внешнего звена содержат пару цилиндрических втулок 17. Шкворень содержит головную часть 18 на одном конце и резьбовую часть 19 на другом и при этом вставлен сквозь сцентрированные подшипники до упора головной части 18 к внешней лапке 11 на одном конце. Стопорную гайку 20 затем навинчивают на резьбовую часть шкворня, проходящую от второго внешнего звена 11. Головная часть 18 шкворня содержит радиально проходящий фланец 19, посредством которого она соединена с расположенной рядом лапкой посредством шипа 21 для ограничения возможности вращения шкворня.

Шкворень 13 состоит из внутреннего цилиндрического элемента 22, который несет головную часть 18 на одном конце и резьбовую часть 19 на другом конце, и легко ломаемую втулку 23, которая плотно установлена на внутреннем элементе 22 между головной частью и резьбовой частью. Части втулки 23 на каждом конце плотно прилегают к внутреннему элементу и образуют участки 31, а часть втулки 24 между ними имеет уменьшенную толщину, так что ее внутренняя поверхность расположена на удалении от внутреннего элемента 22 для создания камеры 25. Эта центральная часть с уменьшенной толщиной сцентрирована с центральной лапкой 12 и сферическим подшипником 14 так, что она открыта для нагрузки, приложенной между верхним и нижним звеньями. Внешние концы центральной части 24 выполнены с дополнительными внутренними каналами 26 для уменьшения толщины втулки еще больше с тем, чтобы разрушение легко ломаемой втулки 23 под нагрузкой с наибольшей вероятностью происходило в этих местах.

Внутренний элемент 22 выполнен с глухим отверстием 27, которое соединено через радиальные каналы 28 с камерой 25 между внутренним элементом и внешней легко ломаемой втулкой. Весь объем отверстия 27 и камеры 25 и соединяющих каналов 28 заполнен красным красящим веществом, а открытый конец отверстия герметизирован пробкой 29. Кольцевые уплотнения 30 расположены между внутренним элементом 22 и внешней втулкой 23 на любом из концов для предотвращения вытекания красного красящего вещества между ними в продольном направлении.

При приземлении самолета шкворень 13 подвергается воздействию сил при приземлении. В частности, звено шарнирного сочленения подвергается нагрузке растяжения, обозначенной стрелками 100 (указывающими на направленные вверх усилия, приложенные к звену 11), и направленной вниз силе 101, приложенной к звену 12. Это приводит в результате к направленной вниз силе 102, приложенной к центральной части 24 шкворня посредством звена 12 и подшипника 14, и направленным вверх усилиям 103, приложенным к внешним концам шкворня посредством двух звеньев 11.

Когда сила 102 превышает определенный уровень, шкворень 13 разрушается на участке в области канавок 26. Это приводит к выпуску красного красящего вещества из полости 25 и вытеканию из шарнирного сочленения между концами двух звеньев.

Таким образом, шкворень действует в качестве срезного штифта и обеспечивает простое, быстрое и точное средство контроля доложенных случаев «жестких посадок». К тому же индикация о жесткой посадке не ставит под угрозу безопасность самолета или полета, так как шкворень 13 может продолжать обеспечивать посадочные нагрузки, даже когда шкворень разрушен. Контроль также не требует специализированного инструмента. Контроль следует осуществлять в периоды проведения нормального межполетного обслуживания - обычно с 4-часовым циклом.

Определение превышения предельной допустимой нагрузки должно быть быстро установлено после доклада экипажа о случившемся посредством простого осмотра сочленения. Этот осмотр может быть выполнен тогда, когда самолет находится обычно на стоянке на земле, и причем без дополнительного или специального оборудования. Любое отсутствие степени свободы в сочленении должно указывать о деформации шкворня и, следовательно, необходимости изоляции основной опоры шасси (MLG) для углубленного осмотра или снятия.

Срезной штифт показан в приведенном выше примере в качестве шкворня в шарнире сочленения, но подобный срезной штифт может быть установлен в других частях опоры шасси, например, как показано на фиг.4 и 5, срезной штифт может быть использован в качестве шкворня 40 бокового раскоса или шкворня заднего подкоса (не показано), чтобы показать - был ли превышен нижний предел нагрузки до выхода из строя основного шкворня при расчетном верхнем пределе нагрузки. Кроме того, штифт не должен быть ограничен в использовании в качестве элемента вращения. Например, он также может использоваться в качестве оси 60 диафрагмы, удерживающей внутреннюю деталь амортизатора внутри наружного кожуха для противодействия нагрузке пропорционально внутренним давлениям и для среза при заданном пределе нагрузки.

Кроме установки в опоре шасси, срезной штифт может быть установлен в какой-либо другой части самолета, которая подвергается действию сил при посадке, такой как костыль (хвостовая опора).

Кроме того, устройство срезного штифта может использоваться в буксирном устройстве самолета, как показано позицией 70 на фиг.5. В этом случае срезной штифт подвергается действию буксировочных усилий самолета, и может быть осмотрен для определения, не превысили ли буксировочные усилия заданный уровень, который может быть нижним уровнем индикации ниже более высокого уровня выхода из строя, на который рассчитаны другие срезные штифты для выхода из строя и сброса нагрузки.

Хотя срезной штифт был проиллюстрирован для использования на самолете с крыльями, он может также быть использован на другом летательном аппарате, таком как вертолет.

В показанных примерах полость 25 заполнена красным красящим веществом. В альтернативных вариантах осуществления красное красящее вещество может быть заменено другим жидкостным индикатором, другим текучим индикатором, таким как порошок, или расширяющаяся пена.

Реферат

Изобретение относится к индикаторам нагрузки и касается индикации жесткой посадки самолета и воздействующих на самолет буксировочных усилий, превышающих допустимые. Индикатор нагрузки содержит несущее устройство в составе первого и второго несущих элементов (23, 22), соединенных вместе для приема боковой нагрузки, приложенной к первому элементу. Первый несущий элемент (23) образует полость (25) со вторым несущим элементом (22) таким образом, что он является легко ломаемым при нагрузке выше индикаторной. Полость (25) содержит текучий индикатор, который вытекает из полости, как только первый несущий элемент (23) разрушен. Первый несущий элемент (23) является трубчатым и вмещает внутри второй несущий элемент (22) так, что эти два элемента взаимодействуют с помощью участков (31) на противоположных концах и при этом расположены на расстоянии друг от друга для образования полости. Второй несущий элемент (22) выполнен с возможностью продолжать нести нагрузку после того, как первый элемент (23) будет разрушен. Достигается быстрое обнаружение жесткой посадки самолета, воздействующих на самолет буксировочных усилий, превышающих допустимые, а также сокращение времени, затрачиваемого на анализ данных. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Формула