主動型起落架阻尼器的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本公開內(nèi)容涉及一種用于交通工具懸架系統(tǒng)的阻尼器以及一種用于對交通工具 的撞擊進行阻尼的方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 在航空器發(fā)生撞擊的情況（例如，著陸或墜毀）下，航空器的起落架可以吸收一些 撞擊能。在發(fā)生墜毀的情況下，起落架可以首先撞擊地面并使機體減速，之后機體撞擊地 面。具體地，每個起落架可以包括阻止起落架快速壓縮的阻尼器。這種阻力可以在撞擊期 間使機體減速。
[0003] 當(dāng)前的起落架阻尼系統(tǒng)是被動的并被設(shè)計為針對特定航空器總重和特定墜毀速 度在墜毀撞擊中提供最佳減速作用。但是，沒有兩次墜毀是相同的。經(jīng)過一段飛行之后，航 空器重量會隨著其燃燒燃料和/或釋放武器/貨物而降低。此外，在不同情形下，航空器會 以不同速度和/或姿態(tài)撞擊地面106。結(jié)果，航空器起落架不可能提供最佳的能量吸收能力 以在墜毀中吸收航空器的動能。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 用于交通工具懸架系統(tǒng)的阻尼器的實施方式可以包括可連續(xù)調(diào)節(jié)的阻尼器閥。所 述阻尼器閥的調(diào)節(jié)可以改變所述阻尼器的阻尼系數(shù)。所述阻尼器可以還包括調(diào)節(jié)所述阻尼 器閥的馬達。所述阻尼器可以還包括控制器。所述控制器可以接收用于所述交通工具與地 面撞擊的目標(biāo)阻尼力和初始阻尼器速度。根據(jù)接收到的所述目標(biāo)阻尼力和所述初始阻尼器 速度，所述控制器可以運行所述馬達以將所述阻尼器閥調(diào)節(jié)至與如下的阻尼系數(shù)對應(yīng)的位 置，所述阻尼系數(shù)使得在所述初始阻尼器速度下得到所述目標(biāo)阻尼力。在撞擊開始之后，所 述控制器可以運行所述馬達以減小所述阻尼器的所述目標(biāo)阻尼力和實際阻尼力之間的差 值。
[0005] 航空器的實施方式可以包括航空電子設(shè)備和/或確定航空器狀態(tài)數(shù)據(jù)的計算機。 所述航空器可以還包括地形數(shù)據(jù)庫（例如數(shù)字地圖），所述地形數(shù)據(jù)庫包括地形信息。所述 航空器可以包括多個起落架。每個起落架可以包括可調(diào)節(jié)阻尼器，所述可調(diào)節(jié)阻尼器提供 阻止所述起落架的一部分相對于所述航空器的機體運動的阻尼力。每個可調(diào)節(jié)阻尼器可以 包括可連續(xù)調(diào)節(jié)的阻尼器閥。所述阻尼器閥的調(diào)節(jié)可以改變所述阻尼器的阻尼系數(shù)。每個 阻尼器可以還包括馬達，所述馬達運行以調(diào)節(jié)所述阻尼器閥。所述航空器還可以包括控制 器。所述控制器可以基于所述航空器狀態(tài)數(shù)據(jù)以及所述地形信息為每個阻尼器計算用于所 述航空器與地面撞擊的目標(biāo)阻尼力和初始阻尼器速度。所述控制器可以然后運行所述阻尼 器的所述馬達以將各個阻尼器閥調(diào)節(jié)至對應(yīng)于如下阻尼系數(shù)的位置，所述阻尼系數(shù)使得在 所述初始阻尼器速度下得到所述目標(biāo)阻尼力。在撞擊開始之后，所述控制器可以運行每個 馬達以減小各個阻尼器的所述目標(biāo)阻尼力和實際阻尼力之間的差值。
[0006] 用于對交通工具與地面的碰撞進行阻尼的方法的實施方式包括預(yù)測所述交通工 具的撞擊參數(shù)。所述交通工具可以包括地面支撐件（例如起落架、滑撬、浮筒、滑板以及車 輪），其中每個地面支撐件通過懸架部件連接至所述交通工具并且每個懸架部件包括可調(diào) 節(jié)阻尼器。每個可調(diào)節(jié)阻尼器可以被調(diào)節(jié)為改變所述阻尼器的阻尼系數(shù)?；陬A(yù)測的撞擊 參數(shù)，所述方法可以包括為每個阻尼器確定目標(biāo)阻尼力和預(yù)測的初始撞擊阻尼器速度。所 述方法可以包括基于各個初始撞擊速度調(diào)節(jié)每個可調(diào)節(jié)阻尼器以獲得各個目標(biāo)阻尼力。在 撞擊已開始之后，所述方法可以包括調(diào)節(jié)所述可調(diào)節(jié)阻尼器以減小相應(yīng)的實際阻尼力和相 應(yīng)的目標(biāo)阻尼力之間的差值。
【附圖說明】
[0007] 圖IA示出示例性情景，其中直升機墜毀在地面中；
[0008] 圖IB示出示例性情景，其中固定翼航空器墜毀在地面中；
[0009] 圖2示出示例性拖曳連桿（trailing - link)式起落架；
[0010] 圖3A示出示例性阻尼器處于延伸位置的橫截面圖；
[0011] 圖3B示出圖3A的阻尼器朝收縮位置移動的橫截面圖；
[0012] 圖4A為主動型起落架阻尼器的一實施方式處于延伸位置的橫截面圖；
[0013] 圖4B為圖4A的主動型起落架阻尼器處于收縮位置的橫截面圖；
[0014] 圖4C為圖4A的主動型起落架阻尼器的通道殼體的橫截面圖，其中布置在通道中 的閥處于完全打開位置；
[0015] 圖4D為圖4C的通道殼體的橫截面圖，其中布置在通道中的閥處于部分打開位 置；
[0016] 圖4E為圖4C的通道殼體的橫截面圖，其中布置在通道中的閥處于完全封閉位 置；
[0017] 圖5A為曲線圖，示出不同航空器重量下以及不同撞擊速度下的示例性起落架負 載系數(shù)；
[0018] 圖5B為曲線圖，示出不同航空器重量下以及不同撞擊速度下的示例性起落架阻 尼器目標(biāo)力；
[0019] 圖6A為框圖，示出用于控制主動型起落架阻尼器的系統(tǒng)的部件以及由所述系統(tǒng) 使用的數(shù)據(jù)；
[0020] 圖6B示出在示例性環(huán)境中的示例性直升機，其中示出了由圖6A的系統(tǒng)使用的多 個航空器數(shù)據(jù)；
[0021] 圖6C示出示例性直升機，其中示出了由圖6A的系統(tǒng)使用的其他航空器數(shù)據(jù)；
[0022] 圖6D示出圖6C的示例性直升機，其中示出了由圖6A的系統(tǒng)使用的航空器俯仰信 息；
[0023] 圖6E示出圖6C的示例性直升機，其中示出了由圖6A的系統(tǒng)使用的航空器翻滾信 息；
[0024] 圖6F示出圖6C的示例性直升機，其中示出了由圖6A的系統(tǒng)使用的航空器偏航信 息；
[0025] 圖6G示出圖6C的示例性直升機以機頭向上姿態(tài)撞擊地面；
[0026] 圖6H不出圖6C的不例性直升機以翻滾姿態(tài)撞擊地面；
[0027] 圖61不出圖6C的不例性直升機撞擊傾斜地面；
[0028] 圖6J不出圖6C的不例性直升機撞擊傾斜地面；以及
[0029] 圖7示出一種用于針對撞擊調(diào)節(jié)可調(diào)節(jié)阻尼器的方法。
【具體實施方式】
[0030] 如上所述，在航空器撞擊事件（諸如著陸和墜毀事件）中，航空器起落架可以吸收 一部分或所有撞擊能。具體地，參見圖1A，在墜毀事件110中，當(dāng)航空器102撞擊地面106 時，航空器102的起落架104可以吸收航空器102的一部分動能108。圖IA示出在撞擊地面 106之前和之后的直升機（即航空器102)。一旦撞擊，起落架104就可以受壓收縮和/或折 疊起來，由此吸收一部分墜毀能以最小化由航空器系統(tǒng)的其余部分所吸收的能量大小。圖 IB示出在撞擊地面106之前和之后的固定翼航空器112。固定翼航空器112的起落架114 可以在航空器112的其余部分撞擊地面106之前吸收航空器112的一部分動能118。
[0031] 被動型起落架系統(tǒng)被設(shè)計為針對特定航空器總重和特定墜毀速度在墜毀期間提 供最佳減速作用。但是，沒有兩次墜毀是相同的。經(jīng)過一段飛行之后，航空器重量會隨著其 燃燒燃料和/或釋放武器/貨物而降低。此外，在不同情形下，航空器會以不同速度和/或 姿態(tài)撞擊地面106。結(jié)果，航空器起落架不可能提供最佳的能量吸收能力以吸收航空器的動 能108。文中描述的起落架的實施方式包含可調(diào)節(jié)阻尼器，所述可調(diào)節(jié)阻尼器可以改變起落 架的阻尼率以主要補償航空器重量、姿態(tài)以及撞擊速度，從而最大化起落架的能量吸收。
[0032] 現(xiàn)參見圖2,示出示例性航空器起落架結(jié)構(gòu)200。圖示的起落架結(jié)構(gòu)200為一種拖 曳連桿式起落架布置。拖曳連桿式起落架包括第一連桿204,該第一連桿可以連接和/或聯(lián) 接至航空器的航空器機體202。第二連桿206可以通過樞軸208連接和/或聯(lián)接至第一連 桿204。第二連桿206可以拖拽在第一連桿204之后（如箭頭203所示，該箭頭示出航空器 的前向）。航空器輪胎210 (以虛線示出）可以通過輪軸212連接至第二連桿206的遠端。 當(dāng)航空器輪胎210撞擊地面106時，隨著第二連桿206圍繞樞軸208旋轉(zhuǎn)，輪胎210和輪軸 212可以朝著航空器機體202移動。阻尼器214可以布置在第二連桿206和航空器機體202 之間，并且連接至第二連桿206和航空器機體202。阻尼器214可以提供阻止第二連桿206 和航空器機體202之間的相對移動的阻尼力。阻尼器214可以通過第一樞軸接頭220連接 至航空器機體202,并且通過第二樞軸接頭222連接至第二連桿206。第一樞軸接頭220和 第二樞軸接頭222使得阻尼器214能夠相對于航空器機體202和第二連桿206樞轉(zhuǎn)。
[0033] 與拖曳連桿式起落架不同的起落架構(gòu)造也可以包含下面描述的阻尼器的實施方 式。此外，包含下面描述的阻尼器的起落架不一定需要輪子。例如，包含下面描述的阻尼器 的起落架可以使用滑橇、滑板和/或浮子來代替輪子。
[0034] 現(xiàn)在參見圖3A和3B，阻尼器300通過限制流體從第一容積314流出來阻止運動。 圖3A示出阻尼器300處于完全延伸位置，其中上底座310和下底座312分開一段距離Dl。 圖3B示出阻尼器300處于完全壓縮位置，其中上底座310和下底座312分開一段較小的距 離D2。阻尼器300可以包括筒體302,活塞306布置在該筒體中。軸304可以附接至活塞 306。一個底座310可以連接至軸304,另一個底座312可以連接至筒體302。筒體302和 活塞306可以限定第一容積314和第二容積316?；钊?06可以包括至少一個開口 308,第 一容積314中的流體可以穿過所述至少一個開口到達第二容積316。圖3A和3B示出開口 308為筒體302的壁和活塞306的外直徑之間的間隙。然而，開口 308也可以為活塞306中 的一個孔或多個孔，或者為通向第一容積314外部（例如通至外部儲存器）的通道。隨著 活塞306從圖3A中示出的位置向下朝圖3B中示出的位置移動，流體可以從第一容積314 穿過開口 308(如箭頭318所示）流到第二容積316。開口 308對流體流動提供阻力。開 口 308越小，對流體流出第一容積314的阻力越大。向下移動活塞306所需的力F的大小 與活塞306移動的速度的平方成比例。換句話說，以快速度V移動活塞306與以慢速度移 動活塞306相比需要更大的力F。移動理想活塞所需要的力由公式給出：
[0035] (l)F = c· V2;
[0036] 其中F為所需要的力；v為活塞相對于筒體移動的速度，以及c為阻尼系數(shù)。阻尼 系數(shù)c為流體粘度還有開口 308的大小的函數(shù)。阻尼系數(shù)c隨著流體變得越粘而增大。此 外，阻尼系數(shù)c隨著開口 308的尺寸減小（即變得對流過所述開口的流體具有更大限制性） 而增大。
[0037] 在圖3A和3B中，下底座312被示出為是固定的，僅上底座310是移動的。然而，在 起落架系統(tǒng)中，上底座310和下底座312都可以是移動的。再參見圖2,當(dāng)起落架結(jié)構(gòu)200 接觸地面106時，隨著第二連桿206繞樞軸208旋轉(zhuǎn)，阻尼器214的下樞軸接頭222可以朝 地面106向下移動。如果航空器輪胎210在與地面撞擊時受到壓縮和/或如果輪胎210陷 入地面106中（例如，如果地面106為沙灘或沼澤），阻尼器214的下樞軸接頭222也可以 向下移動。在上底座310和下底座312都可以移動的這種情況下，是上底座310