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" Perfectionnements apportés aux trains d'atterrissage des aéroplanes.
La présente invention est relative aux trains d'atterris- sage des aéroplanes. Dans les dernières années , à cause de l'augmentation des dimensions des aéroplanes et de l'accroissement de leurs vitesses au départ et à l'atterrissage, on a trouvé nécessaire d'augmenter les pistes et une surface considérable de l'aérodrome est, par conséquent, nécessaire pour permettre aux aéroplanes de s'envoler et d'atterrir en sécurité pour toutes les- conditions de vent. En outra, pour obtenir un départ ou envol convenable, il est préférable d'utiliser une surface d'aérodrome qui soit à niveau, mais comme des terrains plats et de grande étendue sont souvent difficiles à trouver, on peut être amené à faire des dépenses considérables pour niveller, drainer et prépa- rer le terrain de toute autre manière.
La présente invention a pour but, surtout, de réaliser
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des moyens à l'aide desquels des aéroplanes peuvent tout aussi bien s'envoler qu'atterrir sur des aérodromes suivant des directions autres que celles orientées contre ou suivant le vent ce qui permet de se servir d'aérodromes dont l'étendue est plus petite que celle qui, sans cela, serait nécessaire.
Elle consiste à faire comporter à l'aéroplane un train d'atterrissage comprenant des moyens à l'aide desquels l'ensemble du train puisse être orienté suivant une position pour laquelle il fasse un angle avec la direction suivant laquelle est orientée la pointe ou le nez de l'engin et puisse être maintenu dans cette position, l'ensemble du train d'atterrissage étant agencé de manière que l'aéroplane puisse s'envoler et atterrir suivant des directions autres que celle opposée au vent. Par l'expression "train d'atterris- sage" on désigne cette partie de l'aéroplane qui vient en contact avec le terrain sur lequel l'engin se pose ou à partir duquel il s'envole.
Par conséquent, si un aviateur désire poser son appareil suivant une direction désirée autre que celle orientée contre ou avec le vent, il dirige son aéroplane de manière telle, lorsqu'il vient en contact avec le sol de l'aérodrome, que l'engin se déplace suivant cette direction et il oriente également les roues dans cette direction afin que l'aéroplane, en touchant le sol, continue son mouvement dans cette direction sans qu'il,en résulte des sollicitations latérales importantes du train d'atterrissage.
De même, pour s'envoler suivant une direction autre que celle orientée contre ou suivant le vent, les roues sont orientées de manière que la composante de la poussée produite par l'hélice et qui est perpendiculaire à la direction du mouvement de l'engin, compense approximativement les sollicitations latérales exercées sur l'appareil par le vent latéral.
Suivant une autre disposition faisant l'objet de l'un- vention, on fait comporter à un'aéroplane un train d'atterrissage comprenant des moyens par lesquels une partie dudit train peut être déplacée angulairement jusqu'à une position pour laquelle il
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fait un angle avec la direction suivant laquelle la pointe ou le nez de l'appareil est orienté et peut être maintenue dans cette position, la partie restante dudit train d'atterrissage, qui n'a pas été déplacée angulairement et qui n'est pas maintenue de cette manière, étant susceptible d'osciller et l'ensemble du train d'atterrissage étant agencé de manière que l'aéroplane puisse s'envoler et atterrir suivant des directions autres que celle contre ou avec le vent.
En outre, une partie du train d'atterrissage peut comporter des moyens séparés propres à le faire tourner et à le maintenir afin que cette partie puisse être déplacée angulairement et maintenue suivant des directions différentes de sorte que l'engin peut ainsi être guidé ouddirigé quand ladite partie est en contact avec le terrain pour l'envolée ou l'atter- rissage. Dans ce cas il est, évidemment,nécessaire que la partie choisie convienne à cet effet c'est-à-dire qu'elle permette un tel guidage de l'engin. L'invention est plus particulièrement applicable à des avions dont le train d'atterrissage vient en contact avec le terrain en au moins trois points pendant l'atterris- sage et l'envol car dans ce cas on peut aisément commander, pendant ces opérations, la direction du mouvement de l'engin.
Les dessins ci-annexés montrent à titre d'exemple, quelques modes de réalisation préférés de l'invention.
La fig. 1 montre, schématiquement, les conditions qui se présentent pendant l'atterrissage et l'envol d'un aéroplane en travers du vent.
La fig. 2 montre, schématiquement, un dispositif mécanique pour faire tourner les roues principales et la roue avant d'un aéroplane.
La fig. 3 montre, à plus grande échelle, la commande supplémentaire pour diriger l'aéroplane.
La fig. 4 montre, en coupe partielle, une jambe avec amortisseur de choc d'un train d'atterrissage et qui convient à une roue avant ou arrière qui est susceptible d'osciller en @ -
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comportant des moyens auto-redresseurs, ladite jambe comprenant un mécanisme de commande supplémentaire pour modifier l'orienta- tion de la roue.
La fig. 5 montre, schématiquement, un dispositif hydrau- lique pour la commande à distance et appliqué à une seule roue pour obtenir la modification de son orientation étant entendu qu'un mécanisme analogue est prévu également pour chaque roue à commander.
La fig. 6 montre, en coupe, un mécanisme de verrouillage pour immobiliser une roue suivant une direction déterminée.
La fig. 7 montre un indicateur de dérive avec des moyens pour indiquer les positions angulaires des roues et elle montre également, d'une manière schématique, les liaisons par câbles aboutissant à ces dernières.
La fig. 8 montre, en élévation, le même indicateur et les moyens indiquant les orientations des roues quand ces organes occupent une position pour un atterrissage avec dérive.
La fig. 9 enfin, montre à plus grande échelle et en coupe un des bras indicateurs pour le train d'atterrissage.
Sur la fige 1 l'aéroplane est désigné par 10 et une piste d'aérodrome est montrée schématiquement comme étant limitée par des lignes 11 parallèles à la direction d'atterrissage ou d'envol et qui est désignée par la flèche 12. La direction du vent qui, à titre d'exemple, est considérée comsne étant perpendi- culaire à la piste de l'aérodrome, est désignée par les flèches 13 et un simple calcul permet d'obtenir l'angle de dérive c'est-à dire l'angle qui doit être formé entre le train d'atterrissage, c'est-à-dire les roues de celui-ci, avec la direction suivant laquelle la pointe ou le nez de l'appareil, c'est-à-dire l'axe longitudinal de celui-ci,
est orientée afin que l'atterrissage puisse être effectué sans qu'il en résulte des sollicitations latérales importantes du train d'atterrissage. Pour l'envol les calculs peuvent être faits en tenant compte de l'effort résultant de la poussée.de l'hélice dans ces conditions. On
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voit sur la fig. 1 que la direction du déplacement de l'aéroplane est décalée par rapport à la direction de son axe longitudinal
A - B et que les trois roues de son train d'atterrissage, csest-à- dire les deux roues principales 14 et la roue avant 15 sont sensible- ment parallèles. Cette marche "en crabe" de l'aéroplane a lieu suivant l'orientation de la flèche 12.
Sur les figs 2 et 3 on a montré également le train d'atterrissage à trois roues, les roues principales 14 pouvant tourner autour d'axes sensiblement verticaux 16. Les roues 14 sont, avantageusement, portées par des .jambes télescopiques appro- priées, du type cantilever avec amortissement des chocs, lesdites jambes comportant des moyens pour la transmission de l'effort entre les éléments télescopiques, par exemple sous forme de liaisons à genouillère bien connues, alors que les extrémités supérieures des amortisseurs-de chocs sont tourillonnées dans des supports appropriés écartés les uns des autres et prévus sur l'aéroplane, ces supports comportant des paliers,de butée convenables pour pouvoir supporter les efforts se produisant pendant l'atterrissage.
Sur l'extrémité supérieure de chaque jambe est fixé un bras de commande 17 afin que le déplacement angulaire de celui-ci provoque un changement dans l'orientation de la roue 14 correspondante.
La roue avant 15 est montée, d'une manière analogue, sur un axe 16 de manière qu'elle puisse être déplacée angulairement par un bras
17 qui est relié par une biellette 18 à un levier 19. Le levier 19 est fendu en 20 et des fentes analogues sont dans les bras 17 des roues 14. En un point intermédiaire 21 le levier 19 est articulé à une bielle 22, l'axe d'articulation étant guidé dans une coulisse 23 de manière à pouvoir être déplacé vers l'avant et l'arrière. La bielle 22 est articulée en 24 à une gouverne 25 propre à être commandée au pied par le pilote et qui actionne également le gouvernail de direction.
Il est à noter que le mouve- ment angulaire de la barre de gouvernail ou de direction 25 autour de son pivot 26 provoque un mouvement angulaire, qui n'est
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pas nécessairement égal au premier, de l'amortisseur de chocs et qui sert de support à la roue 15 autour de son axe 16 de manière qu'on puisse obtenir ainsi un effet de gouverne supplé- mentaire en plus des déplacements angulaires et parallèles des roues ou en plus de l'effet obtenu par les roues 14 comme décrit ci-dessous. Les fentes 20, ménagées dans les leviers 17, servent de logement à des ergots 27 montés sur un mécanisme à écrou 28 empêché de tourner par des moyens appropriés en étant engagé dans une coulisse 29 (comme indiqué pour les roues 14),la coulisse étant montée sur l'avion et supportant des consoles 30.
Une conso- le analogue 30 est prévue pour la roue avant 15 et des paliers d'appui et de retenue 31 supportent des tiges 32 et 33. La consti- tution des paliers est montrée nettement sur la fig. 3 et la tige 33 qui est logée dans la console 30 porte un volant 34 à l'aide duquel on peut faire tourner cette tige 33 pour provoquer une rotation relative entre l'écrou 28 et la partie filetée 35 de la tige 33. Des parties filetées analogues 35 sont prévues sur les extrémités de la tige 32 qui se trouve entre les roues 14 de l'avion 10. La rotation du volant 34 est transmise par les engre- nages coniques 36 et 37.
Les filetages prétus sur les extrémités opposées de la tige 33 sont de même sens alors que pour tenir compte du fait que les rotations des tiges 32 et 33 ont des directions inverses à cause de l'intervention des roues coniques 36 et 37, le filetage de la tige 33 est de sens opposé. Ainsi, par exemple, on peut donner à la tige 32 des filetages à gauche et à la tige 33 un filetage à droite. Les longueurs des bras 17 établis entre les axes 16 et les ergots 27 sont égales entre elles et égales aussi au levier établi entre le pivot et l'ergot 27 engagé dans la fente 20 ménagée dans le levier 19 de manière que, le rapport de transmission entre les roues dentées 36 et 37 étant égal à I - I, on obtienne en substance un parallélisme entre les roues 15 et 14 quand on fait tourner le volant 34.
Il est à noter qu'un mécanisme à bras parallèles provoque la rotation du levier
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19 autour du pivot 21 et celle de l'absorbeur de choc de la roue avant 15 autour de son axe 16. Si un servo-moteur est nécessaire pour faire tourner les roues, on peut avantageusement faire intervenir un moteur électrique tel que celui montré en 38.
Dans certaine cas on peut juger désirable de permettre à la roue avant d'osciller de manière qu'elle soit rendue "balladeuse" de préférence avec intervention d'un effet de rete- nue produit par des moyens élastiques, par exemple un ressort, tout en permettant à ladite,roue de tourner avec les roues principales. Sur la fig. 4 on a montré, schématiquement, un montage avec amortisseur de chocs et comprenant des moyens pour permettre une oscillation limitée de la roue avec un mécanisme auto-redresseur. Ce¯dispositif comprend des moyens télescopiques avec une pièce tubulaire extérieure 39 qui est montée, sans pouvoir tourner, sur une partie 40 de l'avion.
Une jambe de retenue 41 est reliée à l'extrémité inférieure de ladite pièce tubulaire 39 par l'intermédiaire d'un collier 42 alors que l'extrémité supérieure de ladite jambe 41 est fixée à l'avion de toute manière appropriée. La roue 15 est logée dans une four- che 43 portée par l'extrémité inférieure d'un tube interne 44 qui est empêché de se dégager axialement du tube extérieur 39 par des butées montrées schématiquement en 45. Le tube 44 se termine à une certaine distance .en dessous de l'extrémité supérieure du tube 39 de manière à permettre leur mouvement télescopique pour l'absorption des chocs.
Dans son extrémité supérieure le tube présente une paire de rainures longitudina- les et diamétralement opposées 46 dans lesquelles est logée une tige transversale 47 engagée dans une pièce 48 en forme de came et dont le corps cylindrique 49, dirigé vers le bas, peut coulisser télescopiquement dans le tube intérieur 44. Un ressort hélicotdal de compression 50 est logé dans lestubes 49 et 44 et sollicite l'amortisseur de choc de manière qu'il ait une tendance à s'allonger télescopiquement. La came 48 coopère
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avec une came 51 constituée d'une minière complémentaire et qui est mont se sur un support 52 en forme de cuvette, par l'intermé- diaire d'une butée à billes 53.
Pour la position montrée sur la fig. 4, l'absorbeur de chocs est complètement allongé et les cames 48 et 51 sont appliquées élastiquement l'une sur l'autre par le ressort 50. Lorsque l'absorbeur est comprimé, la tige transversale 47 coulisse dans les fentes 46 en permettant un mouvement relatif entre les tubes 39 et 44 et en comprimant le ressort 50 pendant qu'un effort est exercé sur les cames 48 et 51 pour les maintenir en contact afin que celles-ci puissent exercer un effort de redressement au cas où la roue 15 oscillerait par suite de la rotation du tube 44. Cette rotation est évidemment transmise à la came 48 par la tige 47 et la came 52 est normale- ment fixe mais peut être déplacée angulairement, comme indiqué ci-dessus, par un bras 17 pour obtenir la modification de l'orientation de la roue 15 comme expliqué au sujet de la fig. 2.
La déplacement angulaire du levier 17 provoque la rotation de la came 51 qui est transmise à la came 48 et de là à la fourche 43 portant la roue 15. Une variante pour obtenir une oscillation restreinte ou limitée de la roue 15 peut être réalisée aisément, dans le cas de la disposition selon la fig. 3, en constituant la bielle 18 de manière que sa longueur puisse être modifiée télescopiquement contre l'action de moyens de retenue élastiques.
La disposition serait alors telle qu'on puisse obtenir un allon- gement et un raccourcissement de la bielle 18.
Quand on utilise un dispositif hydraulique de commande à distance pour obtenir une modification dans l'orien- tation des roues il est avantageux de prévoir trois séries de dispositifs transmetteurs et récepteurs avec piston et cylindre à simple effet. Sur la fig. 5 on a montré un dispositif de ce genre. Dans ce cas la roue 14 peut également être déplacée angulairement en tournant autour d'un axe 16 de l'absorbeur de chocs mais à la place du bras 17 on a monté un secteur 54
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sur l'extrémité supérieure de l'absorbeur des chocs, ce sec- teur comportant des dents 55 pour immobiliser la roue 14 en cer- taines positions déterminées comme désigné ci-après. Le secteur 54 est relié par une biellette 56 à la tige 57 d'un piston 58 d'une unité réceptrice ou asservie et dont le cylindre est désigné par 59.
Le transmetteur comprend un cylindre 60, un piston 61 et une tige de piston 62 reliée par une biellette 63 à un bras 64 calé sur un secteur 65 avec denture hélicoïdale engrenant sur une vis sans fin 66 calée sur l'axe d'un volant 67 commandé à la main. Le secteur 65 peut porter des gradua- tions appropriées mobiles devant un repère fixe 68 et à l'aide desquelles on peut se rendre compte de l'orientation donnée à la roue. Pour faciliter le retour du piston 58 on peut prévoir dans le cylindre 59 une chambre 69 communiquant avec une bouteille d'air comprimé 70 qui peut être remplie par une soupape ou valve 71 de manière que le piston 58 soit sollicité élastiquement vers la gauche de la fig. 5 jusqu'à une position pour laquelle il vient buter contre l'extrémité du cylindre quand on sait que la roue occupe une position angulaire détermi- née.
Le piston 61 du transmetteur comprend une soupape à ressort 72 montée sur une tige 73 qui est susceptible de buter contre le fond du cylindre 60 quand le piston 61 occupe sa position supérieure. Les deux cylindres 61, 59 sont reliés entre eux par un seul conduit rempli avec du liquide et l'espace au-dessus du piston 61 forme un réservoir pour y recueillir ou accumuler l'excès de liquide afin qu'un synchronisme soit conservé entre le piston 61 et 58. Pour synchroniser le système et pour être ainsi certain que la roue 14 suit exactement le mouvement du secteur 65 le piston 61 et, de temps en temps, soulevé jusqu'à sa position extrême supérieure ce qui provoque l'ouverture de la soupape 72 quand la tige 73 bute contre le fond du cylindre.
L'effort exercé par l'air comprimé dans la chambre 69 refoule le piston 58 vers sa position extrême de sorte que la roue 14
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occupe également sa position extrême.Il est à noter que les transmet- teurs correspondant respectivement aux roues sont destinée à être commandés par un volant commun 67 et par un secteur 65 à l'aide de bras de commande 64 qui sont tous calés sur l'axe 74. Si l'on désire remettre les roues en parallélisme au cas où une raison quelconque, telle qu'une fuite de liquide ou un changement de température, aurait provoqué de légères modifications dans leur orientation, on applique l'opération indiquée ci-dessus pour un dispositif, simulta- nément pour tous les dispositifs.
Des moyens de verrouillage appropriés, qui peuvent être utilisés avec une disposition de ce genre, sont montrés sur la fig. 6 et ils comprennent un transmetteur séparé, fonctionnant par une pression hydraulique, avec un piston 75 et un cylindre 76 commun avec trois cylindres asservis dont un est montra sur la fig. 6. Il comprend un cylindre 77 et un piston 78 portant un verrou plongeur 79. Les pistons 75 et 78 sont ramenés par des ressorts 80 et 81 et un tube unique 82 relie le transmetteur à l'unité asservie. Un réservoir en charge 83 avec soupape de retenue 84 intervient pour compenser toute fuite du dispositif. Le cylindre 76 porte un prolon- gement cylindrique 85 qui sert de logement à un poussoir coulissant 86, servant à la commande du verrou 79 et qui constitue la tige du piston 75.
Le prolongement cylindrique supporte un volant 67 et une vis sans fin 66 engrenant avec le secteur 65 à denture hélicoïdale.
Le fonctionnement du verrou est le suivant. Quand le poussoir 86 est refoulé vers l'intérieur, une pression est créée dans le cylindre 86 et cette pression est transmise dans le cylindre asservi 77 pour écarter le verrou 79 de la denture 55 du secteur 54 ce qui libère ce dernier pour qu'il puisse tourner avec l'axe 16. Afin que le verrou reste dégagé, pendant le réglage de l'orientation des roues par le volant 67, une détente à ressort 87 pénètre dans une encoche 88 de la tige du piston 78. Il est à noter qu'une légère traction, exercée sur le poussoir 86, dégage la détente 87 hora de l'encoche et permet au verrou de revenir en contact avec le secteur.
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Sur les figs 7, 8 et 9 on a montré, schématiquement, un mécanisme indicateur pour l'orientation des roues. Les bras 17 calés sur les organes absorbeurs de chocs portent des secteurs 89 fixés sur les axes 16 en ayant un rayon approprié. Le dispositif indica- teur est combiné, de préférence, avec un indicateur de dérive d'un genre connu et comprenant une glace circulaire 90 avec des fils alidades 91, ladite glace étant montée dans une lunette 92 qui peut tourner aisément dans un support 93 fixé sur le fond du fuselage afin que le pilote puisse observer le sol au travers de la glace 90.
En dessous de la glace 90 on a monté sur un axe pivotant central 94, trois bras indicateurs 95 portant des repères 96 simulant les roues dont ils doivent indiquer la position angulaire. Les bras 95 portent, à leurs extrémités externes, quatre secteurs 97, chacun de ces secteurs étant relié au secteur correspondant 89 de la roue envisagée par un fil ou câble 98. Les fils 98 ont leurs extrémités reliées respectivement aux secteurs 89 et 97 et des ressorts tendeurs 99 maintiennent lesdits fils à l'état tendu. Pour permettre un réglage initial des indicateurs et des roues on établit des organes de réglage rotatifs 100 dans lesdits fils pour faire varier leur lon- gueur. Lesfils sont guidés par des poulies 161 établies en des points appropriés. La fig. 9 montre à plus grande échelle untras indicateur 95 et les organes coopérant avec celui-ci.
Sur cette figure la lunette 92 et la glace 90 du dérivomètre n'ont pas été fit. montrées pour indiquer la rainure circulaire 102 dans laquelle les secteurs coulissants 97 sont guidés.
En utilisant un dispositif indicateur de ce genre, le pilote, après avoir réglé sa vitesse approximativement à celle de l'atterrissage, oriente les alidades 91 suivant la direction du déplacement sur le terrain en faisant tourner la lunette 92 et ce réglage lui permet de lire l'angle de dérive sur la graduation portée par ladite lunette et par rapport à un repère 103 monté sur le support. Il peut alors orienter les roues du train d'atterris- sage suivant l'angle désiré en manoeuvrant convenablement la
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commande de cea roues jusqu'à ce que les indicateurs 96, correspond dant à celles-ci,se trouvent dans l'alignement des alidades 91.
Sur la fig. 2 les tiges 32 et 33 ont été montrées comme étant rigides mais il est toutefois à remarquer qu'on peut être amené, dans le cas où une opération mécanique est désirable, à transmettre l'effort depuis une commande manuelle ou servo-motrice aux roues par l'intermédiaire de transmissions flexibles ou souples ou des organes de transmission à coulissement rectiligne ou agis- sant pur torsion. Par exemple pour un dispositif dans lequel un effet de torsion est transmis par un câble Bowden ou autre liaison flexible analogue, ce câble peut agir sur un organe fileté coopérant avec un écrou comme montré sur la fig. 2 ou également avec une vis sans fin coopérant avec un secteur denté.
De même, quand le train d'atterrissage établi selon la présente invention est utilisé pour des avions à grande vitesse, il peut être jugé désirable de prévoir des moyens propres à l'escamotage des roues en vue de réduire la résistance à l'avancement. Le mécanisme de commande pour obtenir l'orientation voulue des roues est alors, dans la plupart des cas, agencé de manière à pouvoir^être combiné avec la commande prévue pour l'escamotage.des roues afin de simplifier la constitution de l'ensemble. Par axemple, pour une disposition analogue à celle montrée sur la fig. 3,les roues principales 14 pourraient être aisé- ment escamotées, à l'aide d'une commande appropriée, en tournant autour de l'axe longitudinal de la tige 32 pendant que les écrous 28 tournent autour des parties filetées correspondantes de cette tige.
Il est évidemment nécessaire de prévoir des moyens appropriés qui sont propres à supporter les sollicitations qui se produisent, pendant l'atterrissage et l'envol, à l'extrémité supérieure du support de la voilure.
**ATTENTION** fin du champ DESC peut contenir debut de CLMS **.
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"Improvements made to the landing gear of airplanes.
The present invention relates to landing gear for airplanes. In recent years, due to the increase in the size of airplanes and the increase in their departure and landing speeds, it has been found necessary to increase the runways and a considerable area of the airfield is, therefore, necessary to allow airplanes to take off and land safely in all wind conditions. In addition, to obtain a suitable start or take-off, it is preferable to use an aerodrome surface which is level, but since flat and large areas are often difficult to find, it may be necessary to incur expense. considerable for leveling, draining and preparing the ground in any other way.
The object of the present invention is, above all, to achieve
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means by which airplanes can take off as well as land at aerodromes in directions other than those directed against or with the wind which allows the use of aerodromes of a smaller extent than that which would otherwise be necessary.
It consists in making the airplane include a landing gear comprising means by means of which the whole of the gear can be oriented in a position for which it makes an angle with the direction in which the tip or the tip is oriented. nose of the machine and can be kept in this position, the entire landing gear being arranged so that the airplane can fly off and land in directions other than that opposite to the wind. By the expression “landing gear” is meant that part of the airplane which comes into contact with the terrain on which the craft lands or from which it takes off.
Consequently, if an aviator wishes to land his aircraft in a desired direction other than that oriented against or with the wind, he directs his airplane in such a way, when it comes into contact with the ground of the aerodrome, that the machine moves in this direction and it also orients the wheels in this direction so that the airplane, touching the ground, continues its movement in this direction without resulting in significant lateral stresses on the landing gear.
Likewise, to fly off in a direction other than that oriented against or along the wind, the wheels are oriented so that the component of the thrust produced by the propeller and which is perpendicular to the direction of movement of the machine , approximately compensates for the lateral stresses exerted on the device by the side wind.
According to another arrangement which is the subject of the invention, an aeroplane is made to comprise a landing gear comprising means by which a part of said gear can be displaced angularly to a position for which it is
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makes an angle with the direction in which the tip or nose of the device is oriented and can be held in this position, the remaining part of said landing gear, which has not been angularly displaced and which is not maintained in this manner, being capable of oscillating and the whole of the landing gear being arranged so that the airplane can fly and land in directions other than that against or with the wind.
In addition, part of the landing gear may include separate means suitable for rotating it and for maintaining it so that this part can be moved angularly and maintained in different directions so that the machine can thus be guided or steered when said part is in contact with the ground for the take-off or landing. In this case it is, of course, necessary that the chosen part is suitable for this purpose, that is to say that it allows such guidance of the machine. The invention is more particularly applicable to airplanes whose landing gear comes into contact with the ground at at least three points during landing and take-off because in this case it is easily possible to control, during these operations, the direction of movement of the craft.
The accompanying drawings show, by way of example, some preferred embodiments of the invention.
Fig. 1 shows, schematically, the conditions which arise during the landing and take-off of an airplane across the wind.
Fig. 2 shows, schematically, a mechanical device for rotating the main wheels and the front wheel of an airplane.
Fig. 3 shows, on a larger scale, the additional control for steering the airplane.
Fig. 4 shows, in partial section, a strut with shock absorber of a landing gear and which is suitable for a front or rear wheel which is liable to oscillate at -
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comprising self-rectifying means, said leg comprising an additional control mechanism for modifying the orientation of the wheel.
Fig. 5 shows, schematically, a hydraulic device for remote control and applied to a single wheel to obtain the modification of its orientation, it being understood that a similar mechanism is also provided for each wheel to be controlled.
Fig. 6 shows, in section, a locking mechanism for immobilizing a wheel in a determined direction.
Fig. 7 shows a drift indicator with means for indicating the angular positions of the wheels and it also shows, in a schematic manner, the cable connections leading to the latter.
Fig. 8 shows, in elevation, the same indicator and the means indicating the orientations of the wheels when these members occupy a position for a landing with fin.
Fig. 9 finally, shows on a larger scale and in section one of the indicator arms for the landing gear.
On fig 1 the airplane is designated by 10 and an aerodrome runway is shown schematically as being limited by lines 11 parallel to the direction of landing or take-off and which is designated by arrow 12. The direction of flight. wind which, by way of example, is considered to be perpendicular to the runway of the aerodrome, is designated by arrows 13 and a simple calculation makes it possible to obtain the drift angle, that is to say l 'angle which must be formed between the landing gear, that is to say the wheels thereof, with the direction in which the tip or nose of the device, that is to say the 'longitudinal axis thereof,
is oriented so that the landing can be performed without resulting in significant lateral stresses on the landing gear. For take-off, calculations can be made taking into account the force resulting from the thrust of the propeller under these conditions. We
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see in fig. 1 that the direction of movement of the airplane is offset from the direction of its longitudinal axis
A - B and that the three wheels of its landing gear, that is to say the two main wheels 14 and the front wheel 15 are substantially parallel. This "crab" walk of the airplane takes place according to the orientation of arrow 12.
In FIGS. 2 and 3, the three-wheeled landing gear has also been shown, the main wheels 14 being able to turn about substantially vertical axes 16. The wheels 14 are advantageously carried by suitable telescopic legs, of the cantilever type with shock absorption, said legs comprising means for transmitting the force between the telescopic elements, for example in the form of well-known toggle connections, while the upper ends of the shock absorbers are journaled in Appropriate supports spaced apart from each other and provided on the airplane, these supports comprising bearings, suitable abutment to be able to withstand the forces occurring during landing.
On the upper end of each leg is fixed a control arm 17 so that the angular displacement of the latter causes a change in the orientation of the corresponding wheel 14.
The front wheel 15 is mounted, in a similar manner, on an axle 16 so that it can be displaced angularly by an arm.
17 which is connected by a link 18 to a lever 19. The lever 19 is split at 20 and similar slots are in the arms 17 of the wheels 14. At an intermediate point 21 the lever 19 is articulated to a link 22, the articulation axis being guided in a slide 23 so as to be able to be moved forwards and backwards. The connecting rod 22 is articulated at 24 to a rudder 25 suitable for being controlled at the foot by the pilot and which also actuates the rudder.
It should be noted that the angular movement of the rudder or rudder bar 25 around its pivot 26 causes an angular movement, which is not
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not necessarily equal to the first of the shock absorber and which serves as a support for the wheel 15 around its axis 16 so that an additional steering effect can thus be obtained in addition to the angular and parallel displacements of the wheels or in addition to the effect obtained by the wheels 14 as described below. The slots 20, formed in the levers 17, serve to accommodate lugs 27 mounted on a nut mechanism 28 prevented from rotating by suitable means by being engaged in a slide 29 (as indicated for the wheels 14), the slide being mounted on the plane and supporting 30 consoles.
A similar bracket 30 is provided for the front wheel 15 and support and retaining bearings 31 support rods 32 and 33. The construction of the bearings is clearly shown in FIG. 3 and the rod 33 which is housed in the console 30 carries a handwheel 34 by means of which this rod 33 can be rotated to cause relative rotation between the nut 28 and the threaded portion 35 of the rod 33. Parts Similar threaded threads 35 are provided on the ends of the rod 32 which lies between the wheels 14 of the aircraft 10. The rotation of the flywheel 34 is transmitted by the conical gears 36 and 37.
The pretensioned threads on the opposite ends of the rod 33 are in the same direction whereas to take into account the fact that the rotations of the rods 32 and 33 have opposite directions due to the intervention of the bevel wheels 36 and 37, the thread of the rod 33 is in the opposite direction. Thus, for example, it is possible to give the rod 32 left-hand threads and the rod 33 a right-hand thread. The lengths of the arms 17 established between the pins 16 and the lugs 27 are equal to each other and also equal to the lever established between the pivot and the lug 27 engaged in the slot 20 formed in the lever 19 so that the transmission ratio between the toothed wheels 36 and 37 being equal to I - I, one obtains in substance a parallelism between the wheels 15 and 14 when one turns the flywheel 34.
It should be noted that a mechanism with parallel arms causes the rotation of the lever
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19 around the pivot 21 and that of the shock absorber of the front wheel 15 around its axis 16. If a servomotor is necessary to turn the wheels, it is advantageously possible to use an electric motor such as that shown in 38.
In certain cases it may be deemed desirable to allow the front wheel to oscillate so that it is made "balladeuse" preferably with the intervention of a retaining effect produced by resilient means, for example a spring, everything. allowing said wheel to rotate with the main wheels. In fig. 4 has shown, schematically, an assembly with shock absorber and comprising means for allowing limited oscillation of the wheel with a self-rectifying mechanism. Cēdispositif comprises telescopic means with an outer tubular part 39 which is mounted, without being able to turn, on a part 40 of the aircraft.
A retaining leg 41 is connected to the lower end of said tubular part 39 by means of a collar 42 while the upper end of said leg 41 is fixed to the aircraft in any suitable manner. The wheel 15 is housed in a fork 43 carried by the lower end of an inner tube 44 which is prevented from disengaging axially from the outer tube 39 by stops shown schematically at 45. The tube 44 ends at a certain point. distance below the upper end of the tube 39 so as to allow their telescopic movement for shock absorption.
In its upper end, the tube has a pair of longitudinal and diametrically opposed grooves 46 in which is housed a transverse rod 47 engaged in a part 48 in the form of a cam and whose cylindrical body 49, directed downwards, can telescopically slide. in the inner tube 44. A compression coil spring 50 is housed in the tubes 49 and 44 and biases the shock absorber so that it has a tendency to telescopically elongate. Cam 48 cooperates
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with a cam 51 consisting of a complementary mine and which is mounted on a support 52 in the form of a bowl, by means of a ball stop 53.
For the position shown in fig. 4, the shock absorber is fully extended and the cams 48 and 51 are resiliently applied to each other by the spring 50. When the absorber is compressed, the transverse rod 47 slides in the slots 46 allowing a relative movement between the tubes 39 and 44 and compressing the spring 50 while a force is exerted on the cams 48 and 51 to keep them in contact so that the latter can exert a righting force in the event that the wheel 15 oscillates as a result of the rotation of the tube 44. This rotation is obviously transmitted to the cam 48 by the rod 47 and the cam 52 is normally fixed but can be angularly displaced, as indicated above, by an arm 17 to obtain the modification of the orientation of the wheel 15 as explained with regard to FIG. 2.
The angular displacement of the lever 17 causes the rotation of the cam 51 which is transmitted to the cam 48 and from there to the fork 43 carrying the wheel 15. A variant to obtain a restricted or limited oscillation of the wheel 15 can be easily achieved, in the case of the arrangement according to fig. 3, by constituting the connecting rod 18 so that its length can be telescoped against the action of elastic retaining means.
The arrangement would then be such that one can obtain an elongation and a shortening of the connecting rod 18.
When using a hydraulic remote control device to obtain a modification in the orientation of the wheels, it is advantageous to provide three series of transmitting and receiving devices with piston and single-acting cylinder. In fig. 5 such device has been shown. In this case the wheel 14 can also be displaced angularly by rotating about an axis 16 of the shock absorber but instead of the arm 17 a sector 54 has been mounted.
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on the upper end of the shock absorber, this sector comprising teeth 55 for immobilizing the wheel 14 in certain positions determined as designated below. The sector 54 is connected by a connecting rod 56 to the rod 57 of a piston 58 of a receiving or servo unit, the cylinder of which is designated by 59.
The transmitter comprises a cylinder 60, a piston 61 and a piston rod 62 connected by a rod 63 to an arm 64 wedged on a sector 65 with helical teeth meshing with a worm 66 wedged on the axis of a flywheel 67 ordered by hand. The sector 65 may have suitable graduations movable in front of a fixed mark 68 and with the aid of which the orientation given to the wheel can be seen. To facilitate the return of the piston 58, a chamber 69 may be provided in the cylinder 59 communicating with a compressed air bottle 70 which can be filled by a valve or valve 71 so that the piston 58 is resiliently biased towards the left of the cylinder. fig. 5 to a position in which it abuts against the end of the cylinder when it is known that the wheel occupies a determined angular position.
The piston 61 of the transmitter comprises a spring valve 72 mounted on a rod 73 which is capable of abutting against the bottom of the cylinder 60 when the piston 61 occupies its upper position. The two cylinders 61, 59 are connected to each other by a single duct filled with liquid and the space above the piston 61 forms a reservoir to collect or accumulate therein excess liquid so that synchronism is maintained between the piston 61 and 58. To synchronize the system and to be thus certain that the wheel 14 follows exactly the movement of the sector 65 the piston 61 and, from time to time, raised to its extreme upper position which causes the opening of the piston. the valve 72 when the rod 73 abuts against the bottom of the cylinder.
The force exerted by the compressed air in the chamber 69 pushes the piston 58 towards its extreme position so that the wheel 14
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also occupies its extreme position. It should be noted that the transmitters corresponding respectively to the wheels are intended to be controlled by a common flywheel 67 and by a sector 65 with the aid of control arms 64 which are all wedged on the axis 74. If it is desired to put the wheels back in parallel in the event that some reason, such as a liquid leak or a change in temperature, would have caused slight modifications in their orientation, the operation indicated below is applied. above for one device, simultaneously for all devices.
Suitable locking means, which can be used with such an arrangement, are shown in fig. 6 and they include a separate sender, operating by hydraulic pressure, with a piston 75 and a cylinder 76 common with three servo cylinders, one of which is shown in FIG. 6. It comprises a cylinder 77 and a piston 78 carrying a plunger lock 79. The pistons 75 and 78 are returned by springs 80 and 81 and a single tube 82 connects the transmitter to the slave unit. A charge tank 83 with check valve 84 intervenes to compensate for any leakage of the device. The cylinder 76 carries a cylindrical extension 85 which serves as a housing for a sliding pusher 86, serving to control the latch 79 and which constitutes the rod of the piston 75.
The cylindrical extension supports a flywheel 67 and a worm 66 meshing with the sector 65 with helical teeth.
The operation of the lock is as follows. When the pusher 86 is forced inwards, a pressure is created in the cylinder 86 and this pressure is transmitted to the slave cylinder 77 to move the latch 79 away from the teeth 55 of the sector 54 which frees the latter so that it can rotate with the axis 16. So that the lock remains released, during the adjustment of the orientation of the wheels by the steering wheel 67, a spring trigger 87 enters a notch 88 of the piston rod 78. It should be noted that a slight traction, exerted on the pusher 86, releases the trigger 87 hora from the notch and allows the lock to come into contact with the sector.
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In Figs 7, 8 and 9 we have shown, schematically, an indicator mechanism for the orientation of the wheels. The arms 17 wedged on the shock-absorbing members carry sectors 89 fixed to the pins 16 having an appropriate radius. The indicating device is preferably combined with a drift indicator of a known type and comprising a circular crystal 90 with alidade wires 91, said crystal being mounted in a telescope 92 which can easily turn in a fixed support 93. on the bottom of the fuselage so that the pilot can observe the ground through the ice 90.
Below the glass 90, three indicator arms 95 have been mounted on a central pivoting axis 94, bearing marks 96 simulating the wheels whose angular position they are to indicate. The arms 95 carry, at their outer ends, four sectors 97, each of these sectors being connected to the corresponding sector 89 of the wheel envisaged by a wire or cable 98. The wires 98 have their ends connected respectively to the sectors 89 and 97 and tension springs 99 keep said wires in a taut state. In order to allow an initial adjustment of the indicators and of the wheels, rotary adjustment members 100 are established in said wires to vary their length. The threads are guided by pulleys 161 established at appropriate points. Fig. 9 shows on a larger scale untras indicator 95 and the members cooperating with it.
In this figure the telescope 92 and the glass 90 of the derivometer have not been fitted. shown to indicate the circular groove 102 in which the sliding sectors 97 are guided.
Using an indicating device of this kind, the pilot, after having adjusted his speed approximately to that of the landing, orients the alidades 91 according to the direction of movement on the ground by rotating the telescope 92 and this adjustment allows him to read the drift angle on the graduation carried by said bezel and relative to a mark 103 mounted on the support. He can then orient the wheels of the landing gear according to the desired angle by maneuvering the
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control these wheels until the indicators 96, corresponding to them, are in alignment with the alidades 91.
In fig. 2 the rods 32 and 33 have been shown to be rigid, but it should however be noted that it may be necessary, in the case where a mechanical operation is desirable, to transmit the force from a manual or servo-drive control to the wheels by means of flexible or flexible transmissions or transmission members with rectilinear sliding or acting pure torsion. For example for a device in which a twisting effect is transmitted by a Bowden cable or other similar flexible connection, this cable can act on a threaded member cooperating with a nut as shown in FIG. 2 or also with an endless screw cooperating with a toothed sector.
Likewise, when the landing gear established according to the present invention is used for high speed airplanes, it may be considered desirable to provide means suitable for the retraction of the wheels in order to reduce the resistance to forward movement. The control mechanism for obtaining the desired orientation of the wheels is then, in most cases, arranged so as to be able to be combined with the control provided for the retraction of the wheels in order to simplify the constitution of the assembly. For example, for an arrangement similar to that shown in FIG. 3, the main wheels 14 could be easily retracted, with the aid of a suitable control, by rotating about the longitudinal axis of the rod 32 while the nuts 28 rotate around the corresponding threaded parts of this rod.
It is obviously necessary to provide appropriate means which are suitable for withstanding the stresses which occur, during landing and take-off, at the upper end of the support of the canopy.
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