BR102013000147A2

BR102013000147A2 - OPERATED ACTUATOR, ACTUATOR SYSTEM AND AIRCRAFT LANDING TRAIN

Info

Publication number: BR102013000147A2
Application number: BR102013000147A
Authority: BR
Inventors: Royston Alan Evans; Malcolm Oliver Tierney
Original assignee: Ge Aviat Systems Ltd
Priority date: 2012-01-06
Filing date: 2013-01-03
Publication date: 2013-12-17
Also published as: GB201200171D0

Abstract

ATUADOR OPERÁVEL, SISTEMA DE ATUADOR E TREM DE POUSO DE AERONAVES. Trata-se de um atuador é operável em resposta a um dentre um sinal de entrada eletromecânico e um sinal de entrada elétrico. O atuador inclui um invólucro externo definido ao redor de um eixo geométrico central e uma haste de saída disposta no interior do invólucro, sendo que a haste de saída é móvel de maneira axial durante o comprimento de percurso. Além disso, o atuador inclui, ainda, um mecanismo de condução cooperável com a haste de saída para conduzir a haste de saída ao longo de uma parte do comprimento do percurso, em que o atuador é operável de tal forma que a haste de saída seja conduzível ao longo de todo ou parte do restante do comprimento do percurso através de carregamento externo enquanto não é restrita pelo mecanismo de condução. O atuador permite a operação em conjunto com um ou mais outros atuador com os um ou mais outros atuadores e redução/eliminação de tensõew desnecessárias no atuador devido à oposição de forças entre o atuador e os um ou mais atuadores.OPERATOR ACTUATOR, ACTUATOR SYSTEM AND AIRCRAFT LANDING TRAIN. It is an actuator that is operable in response to one of an electromechanical input signal and an electrical input signal. The actuator includes an outer housing defined around a central geometry axis and an output rod disposed within the housing, the output rod being axially movable during travel length. In addition, the actuator further includes a driving mechanism cooperable with the output rod to drive the output rod along a portion of the stroke length, wherein the actuator is operable such that the output rod is drivable over all or part of the remainder of the course length by external loading while not restricted by the driving mechanism. The actuator permits operation in conjunction with one or more other actuators with one or more other actuators and unnecessary reduction / elimination of actuator voltages due to opposing forces between the actuator and one or more actuators.

Description

“ATUADOR OPERÁVEL, SISTEMA DE ATUADOR E TREM DE POUSO DE“OPERATOR ACTUATOR, ACTUATOR SYSTEM AND

AERONAVES”AIRCRAFT ”

Descrição Campo da TécnicaDescription Field of the Technique

A presente invenção refere-se a um atuador que é operável paraThe present invention relates to an actuator that is operable for

reduzir a probabilidade de “oposição de forças" quando usado junto a um ou mais outros atuadores como parte de um sistema de atuador. A invenção é adequada particularmente para uso em aplicações aeronáuticas, tal como na retração e extensão do trem de pouso da aeronave.reduce the likelihood of “force bias” when used in conjunction with one or more other actuators as part of an actuator system. The invention is particularly suited for use in aeronautical applications, such as retracting and extending the aircraft landing gear.

Técnica AntecedenteBackground Technique

Atuadores são utilizados em vários campos de tecnologia para transformar um sinal de entrada em movimento. No campo da aviação, atuadores são utilizados para deslocar vários componentes em orientações/posições desejadas, tais como a retração e a extensão do trem de 15 pouso, e deslocar superfícies de controle aerodinâmico em orientações desejadas. Foi bem estabelecido o uso de sistemas de atuador energizados hidraulicamente para essas funções, com um fluido hidráulico que fornece um meio através do qual o sinal de entrada é transformado em movimento. Entretanto, sistemas de atuador hidráulicos requerem uma infraestrutura 20 complexa de tubulação para conter e transferir fluido hidráulico. Uma infraestrutura tão complexa é suscetível a vazamento e derramamento, reduzindo, desse modo, a eficácia de operação do sistema de atuador e representando um perigo para o ambiente. Um vazamento ou derramamento de fluido hidráulico da infraestrutura de tubulação pode levar, finalmente, à 25 perda de atuação. As conseqüências de tal perda de atuação são graves para uma aeronave, com o potencial de levar à perda de controle da aeronave devido a uma incapacidade de adaptação das superfícies de controle aerodinâmico e uma incapacidade de ativação do trem de pouso ou travamento do trem de pouso na posição. Na pior das hipóteses, a falência dos sistemas de atuação hidráulica em uma aeronave pode resultar na perda da aeronave e conseqüente perda de vida. Naturalmente, o regime de manutenção que é empregado para proteção contra vazamento e falência catastrófica da 5 infraestrutura dos sistemas de atuador hidráulicos de uma aeronave é necessariamente rigoroso e dispendioso, incluindo custos incorridos no recarregamento do fluido hidráulico e descarte do fluido hidráulico utilizado.Actuators are used in various fields of technology to turn an input signal into motion. In the aviation field, actuators are used to displace various components in desired orientations / positions, such as retraction and extension of the landing gear, and to displace aerodynamic control surfaces in desired orientations. The use of hydraulically powered actuator systems for these functions has been well established, with a hydraulic fluid providing a means by which the input signal is transformed into motion. However, hydraulic actuator systems require a complex piping infrastructure to contain and transfer hydraulic fluid. Such a complex infrastructure is susceptible to leakage and spillage, thereby reducing the operating efficiency of the actuator system and posing a danger to the environment. A leak or spill of hydraulic fluid from the piping infrastructure can ultimately lead to loss of performance. The consequences of such a loss of performance are severe for an aircraft, with the potential to lead to loss of control of the aircraft due to an inability to adapt aerodynamic control surfaces and an inability to engage the landing gear or lock the landing gear. in position. At worst, the failure of hydraulic actuation systems in an aircraft can result in the loss of the aircraft and consequent loss of life. Of course, the maintenance regime that is employed to protect against catastrophic leakage and failure of an aircraft's hydraulic actuator systems infrastructure is necessarily rigorous and costly, including costs incurred in recharging the hydraulic fluid and disposing of the hydraulic fluid used.

Para lidar com esses problemas, têm sido apresentados atuadores energizados eletricamente nos quais um motor elétrico fornece a 10 fonte de potência para o sinal de entrada de um atuador, sendo que o sinal de entrada é então transformado em movimento. Atuadores energizados eletricamente evitam a necessidade de uma infraestrutura complexa associada a sistemas de atuação hidráulica e vantajosamente apresentam eficácia aperfeiçoada e requisitos de manutenção reduzidos quando comparados aos 15 sistemas hidráulicos.To address these problems, electrically energized actuators have been presented in which an electric motor provides the power source for the input signal of an actuator, and the input signal is then transformed into motion. Electrically powered actuators avoid the need for complex infrastructure associated with hydraulic actuation systems and advantageously have improved efficiency and reduced maintenance requirements when compared to 15 hydraulic systems.

É lugar comum em vários campos, especialmente na aviação, ter sistemas que requerem o uso de dois ou mais atuadores que devem cooperar juntos para alcançar um resultado desejado. Um exemplo relevante é para um trem de pouso de aeronave para uso no controle de extensão e retração de um 20 trem de pouso. Por exemplo, o documento n- U.S. 5.022.609 revela um trem de pouso que tem um mecanismo em forma de uma ligação em centro para travar o trem de pouso em uma posição estendida (“trava descendente”) ou retraída (“trava ascendente”), o que impede, desse modo, o colapso do trem de pouso na aterrissagem da aeronave ou a ativação não desejada do trem de pouso 25 enquanto em voo de cruzeiro. O documento n2 U.S. 5.022.609 revela o uso de um primeiro atuador 130 para destravar esse mecanismo, e o uso de um segundo atuador maior 116 para retrair, posteriormente, o trem de pouso. Falta de sincronização entre atuadores em cooperação, tais como os dois atuadores do documento n- U.S. 5.022.609, pode fazer com que os atuadores atuem em oposição entre si. Esse fenômeno não desejado é conhecido como “oposição de forças”. Sistemas de atuador hidráulicos conhecidos, conforme utilizados convencionalmente em sistemas de trem de pouso, atenuam alguns dos efeitos 5 de oposição de forças através da operação, a partir de uma válvula comum, dos atuadores em cooperação. O uso de uma válvula comum e um pouco de compressibilidade no fluido hidráulico usado nos atuadores em cooperação ajudam a minimizar os efeitos de qualquer oposição de forças entre os atuadores em cooperação. Entretanto, constatou-se que sistemas de atuador 10 elétricos são vulneráveis a tensões desnecessárias impostos nos atuadores em cooperação como resultado de oposição de forças. Essa vulnerabilidade é causada por vários fatores, incluindo o aumento da rigidez do atuador devido ao uso de atuadores elétricos, sem que haja alívio de tensões de oposição de forças pela compressibilidade de fluido hidráulico. Quando não verificados, 15 essas tensões podem resultar na falência de um ou mais dos atuadores em cooperação. Uma solução seria empregar um conjunto de circuito de controle complexo para assegurar uma operação sincronizada precisa entre os atuadores em operação e, desse modo, evitar a ocorrência de oposição de forças. Entretanto, tal conjunto de circuito de controle contribuiria para o 20 tamanho e peso dos sistemas de atuador, bem como acrescentaria complexidade ao modelo do sistema. Alternativamente, projetar atuadores para um sistema de atuador elétrico que têm a capacidade de resistir às tensões adicionais impostas como resultado de “oposição de forças” resultaria, ainda, no aumento do tamanho e peso do atuador, o que compensaria, desse modo, 25 os benefícios de usar atuadores energizados eletricamente ao invés de sistemas de atuador hidráulicos conhecidos. Portanto, necessita-se de um atuador aperfeiçoado que reduza ou elimine a tensão não desejada causada pela “oposição de forças” enquanto minimiza o tamanho e peso do atuador. Descrição Resumida da InvençãoIt is commonplace in many fields, especially in aviation, to have systems that require the use of two or more actuators that must cooperate together to achieve a desired result. A relevant example is for an aircraft landing gear for use in the extension and retraction control of a landing gear. For example, US 5,022,609 discloses a landing gear having a center linkage mechanism for locking the landing gear in an extended ("downward lock") or retracted ("upward lock") position. ), thereby preventing the landing gear from collapsing on landing or unwanted activation of the landing gear 25 while cruising. U.S. Patent No. 5,022,609 discloses the use of a first actuator 130 to unlock this mechanism, and the use of a second larger actuator 116 to subsequently retract the landing gear. Lack of synchronization between cooperating actuators, such as the two actuators in U.S. 5,022,609, may cause the actuators to act in opposition to each other. This unwanted phenomenon is known as "opposition of forces." Known hydraulic actuator systems, as conventionally used in landing gear systems, mitigate some of the force-shifting effects by operating cooperating actuators from a common valve. The use of a common valve and some compressibility in the hydraulic fluid used on cooperating actuators helps to minimize the effects of any force opposition between cooperating actuators. However, it has been found that electric actuator systems 10 are vulnerable to unnecessary stresses imposed on cooperating actuators as a result of opposing forces. This vulnerability is caused by a number of factors, including increased actuator stiffness due to the use of electric actuators, without stress relieving stresses due to hydraulic fluid compressibility. When not verified, 15 these tensions can result in the failure of one or more of the cooperating actuators. One solution would be to employ a complex control circuitry to ensure accurate synchronized operation between the actuators in operation and thus to avoid force opposition. However, such a control circuitry would contribute to the size and weight of actuator systems as well as add complexity to the system model. Alternatively, designing actuators for an electric actuator system that have the ability to withstand the additional stresses imposed as a result of “force shifting” would further increase the size and weight of the actuator, thereby compensating for 25 benefits of using electrically energized actuators rather than known hydraulic actuator systems. Therefore, an improved actuator is required that reduces or eliminates unwanted stress caused by “force shifting” while minimizing actuator size and weight. Brief Description of the Invention

Em conformidade, é fornecido um atuador operável em resposta a um dentre um sinal de entrada eletromecânico e um sinal de entrada elétrico, sendo que o atuador compreende:Accordingly, an actuator operable in response to one of an electromechanical input signal and an electrical input signal is provided, the actuator comprising:

um invólucro externo definido ao redor de um eixo geométricoan outer casing defined around a geometry axis

central;central;

uma haste de saída disposta no interior do invólucro, sendo que a haste de saída é móvel de maneira axial durante o comprimento de percurso;an outlet rod disposed within the housing, wherein the outlet rod is axially movable during the travel length;

um mecanismo de condução cooperável com a haste de saída 10 para conduzir a haste de saída ao longo de uma parte do comprimento do percurso, em que o atuador é operável de tal modo que a haste de saída conduzível ao longo de todo ou parte do restante do comprimento do percurso através de carregamento externo enquanto não é restrita pelo mecanismo de condução.a driving mechanism cooperable with the exit rod 10 for driving the exit rod along a portion of the path length, wherein the actuator is operable such that the exit rod is steerable throughout all or part of the remainder. the length of the path through external loading while not restricted by the driving mechanism.

Ter o atuador adaptado de modo que, para todo ou parte doHave the actuator adapted so that for all or part of the

restante do comprimento do percurso, a haste de saída não seja restrita pelo fato de que o mecanismo de condução introduzir um mecanismo do tipo “execução livre”, o que ajuda a eliminar ou reduzir tensões indesejáveis no atuador devido à oposição de forças causada pelo conflito entre a operação do 20 mecanismo de condução do atuador e o carregamento externo. Os benefícios são particularmente evidentes quando aplicados a um trem de pouso de aeronave, em que o atuador da invenção pode ser usado para destravar um mecanismo presente para travar o trem de pouso em cada ou ambas dentre uma posição estendida (“trava descendente”) e uma posição retraída (“trava 25 ascendente”), possibilitando, desse modo, que um atuador adicional então retraia ou estenda o trem de pouso destravado.the rest of the stroke length, the output rod is not restricted by the fact that the drive mechanism introduces a “free run” type mechanism, which helps eliminate or reduce undesirable actuator stresses due to conflicting forces caused by conflict between operation of the actuator driving mechanism and external loading. The benefits are particularly apparent when applied to an aircraft landing gear, where the actuator of the invention may be used to unlock a mechanism present for locking the landing gear in each or both of an extended ("downward lock") position and a retracted position (upward lock 25), thereby enabling an additional actuator to then retract or extend the unlocked landing gear.

Preferencialmente, o atuador é cooperável com um mecanismo de travamento e pelo menos um outro atuador, de tal modo que a condução da haste de saída ao longo da pelo menos parte do comprimento do percurso transforma o mecanismo de travamento de um estado travado para um estado destravado, possibilitando, desse modo, que a haste de saída seja conduzida ao longo de todo ou parte do restante do comprimento do percurso sob a ação do pelo menos um outro atuador enquanto não é restrita pelo mecanismo de condução. Neste caso, o pelo menos um outro atuador estaria fornecendo todo ou parte do carregamento externo definido na reivindicação 1. A disposição do atuador conforme indicada neste parágrafo é particularmente adequada para aplicação a um trem de pouso de aeronave e ligações de “trava descendente” e “trava ascendente” relacionadas associadas para travar o trem de pouso em posições retraídas ou estendidas. Um exemplo não Iimitante de tal mecanismo de travamento é uma ligação em centro. No campo da aviação, ligações em centro são comumente usadas para “travar de maneira descendente” e “travar de maneira ascendente” o trem de pouso de aeronave em posições estendidas e retraídas.Preferably, the actuator is cooperable with a locking mechanism and at least one other actuator such that driving the exit rod along at least part of the path length transforms the locking mechanism from a locked state to a locked state. unlocked, thereby enabling the output rod to be driven along all or part of the remainder of the travel length under the action of at least one other actuator while not restricted by the driving mechanism. In this case, the at least one other actuator would be providing all or part of the external loading defined in claim 1. The actuator arrangement as indicated in this paragraph is particularly suitable for application to an aircraft landing gear and “down-lock” connections and Related “upward lock” associated to lock the landing gear in retracted or extended positions. A nonlimiting example of such a locking mechanism is a center linkage. In the aviation field, center links are commonly used to “lock down” and “lock up” the aircraft landing gear in extended and retracted positions.

Convenientemente, portanto, o atuador da invenção pode formar parte de um sistema de atuador. O sistema de atuador preferencialmente compreende pelo menos um outro atuador e um mecanismo de travamento sendo que o mecanismo de travamento tem um estado travado para manter um 20 componente em uma posição travada, em que a condução da haste de saída ao longo de pelo menos parte do comprimento do percurso transforma o mecanismo de travamento do estado travado para um estado destravado, possibilitando, desse modo, que o pelo menos um outro atuador desloque o componente e conduza a haste de saída ao longo de todo ou parte do restante 25 do comprimento do percurso não restrita pelo mecanismo de condução. Conforme indicado acima, um exemplo não Iimitante de tal mecanismo de travamento é uma ligação em centro. Além disso, o componente pode, convenientemente, ser um trem de pouso de aeronave ou parte do mesmo. Conforme pode ser entendido a partir dos parágrafos acima, o atuador da presente invenção é de benefício particular quando aplicado a um trem de pouso de aeronave. Portanto, um trem de pouso de aeronave preferencialmente compreende um conjunto de rodas, um atuador de acordo 5 com a presente invenção, pelo menos um outro atuador e um mecanismo de travamento para travar o conjunto de rodas em pelo menos uma dentre uma posição estendida e uma posição retraída, sendo que o atuador é um atuador de destravamento operável para destravar o mecanismo de travamento e o pelo menos um outro atuador operável para deslocar o conjunto de rodas de 10 sua posição estendida ou retraída, o atuador de destravamento operável para conduzir a haste de saída ao longo de pelo menos parte do comprimento do percurso para transformar, desse modo, o mecanismo de travamento de um estado travado para um estado destravado, possibilitando, desse modo, que o pelo menos um outro atuador conduza a haste de saída ao longo do restante 15 do comprimento do percurso não restrita pelo mecanismo de condução para deslocar, desse modo, o conjunto de rodas da sua posição estendida ou retraída.Conveniently, therefore, the actuator of the invention may form part of an actuator system. The actuator system preferably comprises at least one other actuator and a locking mechanism wherein the locking mechanism has a locking state to hold a component in a locked position, wherein driving the output rod along at least part The length of the stroke transforms the locking mechanism from the locked state to an unlocked state, thereby enabling the at least one other actuator to move the component and drive the output rod along all or part of the remaining 25 of the length of the lock. route not restricted by the driving mechanism. As indicated above, a non-limiting example of such a locking mechanism is a center connection. In addition, the component may conveniently be an aircraft landing gear or part thereof. As may be understood from the above paragraphs, the actuator of the present invention is of particular benefit when applied to an aircraft landing gear. Therefore, an aircraft landing gear preferably comprises a wheel assembly, an actuator according to the present invention, at least one other actuator and a locking mechanism for locking the wheel assembly in at least one of an extended position and a retracted position, wherein the actuator is an operable unlocking actuator for unlocking the locking mechanism and at least one other operable actuator for displacing the wheel set from its extended or retracted position, the unlocking actuator operable for driving the output shaft along at least part of the path length to thereby transform the locking mechanism from a locked state to an unlocked state, thereby enabling the at least one other actuator to drive the output shaft to along the remaining 15 of the length of the course not restricted by the driving mechanism to thereby move the wheel assembly from its extended or retracted position.

Conforme indicado acima, um exemplo não Iimitante de tal mecanismo de travamento é uma ligação em centro. Quando aplicado a um 20 trem de pouso para uma aeronave, o mecanismo de condução do atuador da presente invenção fornece um pontapé inicial ou impulso para destravar o mecanismo de travamento que mantém o conjunto de rodas em posições estendidas ou retraídas, permitindo, desse modo, que o pelo menos um outro atuador desloque o conjunto de rodas de suas posições estendida ou retraída. 25 O pelo menos um outro atuador serve para recuar o mecanismo de travamento e, desse modo, o atuador da presente invenção, sobre todo ou parte do restante de seu comprimento de percurso. A execução livre ou ausência de restrição fornecida pelo atuador da presente invenção possibilita que o atuador da presente invenção e o pelo menos um outro atuador opere fora de sincronização um com o outro, mas sem impor tensões significativas no atuador da presente invenção. Essa execução livre ou ausência de restrição permite que o peso e tamanho do atuador da presente invenção sejam 5 mantidos ao mínimo. A execução livre ou ausência de restrição permite, ainda, o uso de um mecanismo de alça de controle muito mais simples para o pelo menos um atuador e permite a eliminação da necessidade de controle posicionai preciso do atuador da presente invenção. Além disso, o atuador da presente invenção fornece, ainda, benefícios de facilidade aperfeiçoada de 10 manutenção, sem a necessidade de montagem demorada dos atuadores do trem de pouso durante a substituição dos mesmos.As indicated above, a non-limiting example of such a locking mechanism is a center connection. When applied to a landing gear for an aircraft, the actuator driving mechanism of the present invention provides a kick-start or thrust to unlock the locking mechanism that holds the wheel assembly in extended or retracted positions, thereby allowing at least one other actuator displaces the wheel assembly from its extended or retracted positions. The at least one other actuator serves to retract the locking mechanism and thereby the actuator of the present invention over all or part of the remainder of its travel length. The free execution or absence of restriction provided by the actuator of the present invention enables the actuator of the present invention and the at least one other actuator to operate out of sync with each other, but without imposing significant voltages on the actuator of the present invention. Such free execution or absence of restriction allows the weight and size of the actuator of the present invention to be kept to a minimum. Free execution or absence of restriction further permits the use of a much simpler control handle mechanism for the at least one actuator and enables the elimination of the need for precise positional control of the actuator of the present invention. In addition, the actuator of the present invention further provides benefits of improved serviceability without the need for time-consuming mounting of the landing gear actuators during replacement.

Preferencialmente, o mecanismo de condução compreende um ou mais membros de came. Esses membros de came podem ter um perfil excêntrico. Convenientemente, a haste de saída é conectada a um membro de 15 pistão, com rotação em uso do um ou mais membros de came que atuam contra o membro de pistão para forçar o membro de pistão e a haste de saída ao longo de parte do comprimento do percurso.Preferably, the driving mechanism comprises one or more cam members. These cam members may have an eccentric profile. Conveniently, the outlet rod is connected to a piston member, with rotation in use of one or more cam members acting against the piston member to force the piston member and outlet rod along part of the length. of the route.

Potência é convenientemente suprida ao mecanismo de condução através de um ou mais motores elétricos dispostos em volta do exterior do invólucro externo do atuador.Power is conveniently supplied to the driving mechanism by one or more electric motors arranged around the outside of the actuator outer housing.

Preferencialmente, o atuador compreende, adicionalmente, um membro de inclinação disposto para opor o deslocamento da haste de saída ao longo do comprimento do percurso na direção induzida pelo mecanismo de condução. A função de tal membro de inclinação é impedir o deslocamento não 25 controlado de ida e volta da haste de saída no interior do invólucro externo do atuador, com a rigidez do membro de inclinação selecionada de modo a não impedir o movimento da haste de saída ao longo do comprimento do percurso devido à ação do mecanismo de condução ou do carregamento externo. O membro de inclinação pode ser de qualquer forma convencional, incluindo, mas se limitar uma mola.Preferably, the actuator further comprises a tilt member arranged to oppose displacement of the output rod along the length of travel in the direction induced by the driving mechanism. The function of such a tilt member is to prevent uncontrolled back and forth displacement of the output rod within the actuator outer housing, with the stiffness of the tilt member selected so as not to prevent movement of the output rod while length of travel due to the action of the driving mechanism or external loading. The tilt member may be in any conventional manner including, but limited to, a spring.

Breve Descrição das DesenhosBrief Description of the Drawings

As realizações da invenção são descritas em referência aos seguintes desenhos anexos:Embodiments of the invention are described with reference to the following accompanying drawings:

A Figura 1 mostra uma vista de um trem de pouso de aeronave que inclui um atuador de acordo com a presente invenção.Figure 1 shows a view of an aircraft landing gear including an actuator according to the present invention.

A Figura 2 mostra uma vista detalhada de parte da Figura 1 que enfoca em uma ligação em centro do trem de pouso.Figure 2 shows a detailed view of part of Figure 1 that focuses on a center link of the landing gear.

A Figura 3 mostra uma vista em corte através de um atuador daFigure 3 shows a cross-sectional view through an actuator of the

invenção com o atuador no comprimento total do mesmo.invention with the actuator at its full length.

Descrição das Realizações A Figura 1 mostra um trem de pouso de aeronave 1 em uma posição estendida. O trem de pouso 1 inclui um esteio longitudinal 2, com um conjunto de rodas 3 montado a uma extremidade inferior do esteio. O trem de pouso 1 é montado a uma estrutura 4 de uma aeronave por meio de uma junta pivotante 5 entre a extremidade superior do esteio 2 e a estrutura 4. A junta pivotante 5 permite a rotação do esteio 2 em volto de um eixo geométrico conforme indicado pela seta ω5. O tirante lateral de duas partes 6 é conectado de maneira pivotante a uma extremidade inferior do esteio 2, e se estende diagonalmente para cima, em direção à estrutura 4 e inclinado em um ângulo α em relação ao esteio 2. O tirante lateral de duas partes 6 inclui uma primeira parte 7 e uma segunda parte 8, as duas partes conectadas de maneira pivotante 9 parcialmente ao longo do comprimento do tirante. A conexão pivotante 9 permite rotação ao redor de um eixo geométrico conforme indicado pela seta oog. Conforme pode ser visto a partir da Figura 1, com o trem de pouso 1 na posição estendida, a primeira e segunda parte 7, 8 do tirante 6 são colineares. Uma ligação em centro que tem a designação geral 20 se estende entre uma conexão pivotante 23 na extremidade superior do esteio 2 e a conexão pivotante 9 do tirante. As Figuras 1 e 2 mostram a ligação em centro 20 em um estado travado no qual a ligação trava o conjunto de rodas 3 do trem 5 de pouso 1 na posição estendida. Esse estado travado inibe o colapso do trem de pouso 1 no impacto do conjunto de rodas 3 com o solo. Quando no seu estado travado, a ligação em centro 20 garante que ambas as partes 7, 8 do tirante de duas partes 6 permaneçam travadas em um estado colinear e tenham, desse modo, a capacidade de resistir a quaisquer forças que atuam no 10 colapso do trem de pouso 1. Conforme pode ser visto de maneira mais clara a partir da Figura 2, a ligação em centro 20 tem uma primeira parte 21 que se estende diagonalmente para baixo a partir da conexão pivotante 23 e uma segunda parte 22 que se estende diagonalmente para cima a partir da conexão pivotante 9. Ambas as partes 21, 22 são conectadas de maneira pivotante 15 conforme mostrado pelo algarismo de referência 200 na Figura 2. A conexão pivotante 200 permite rotação ao redor de um eixo geométrico conforme indicado por <»200. A habilidade da ligação em centro 20 para travar 0 trem de pouso 1 na posição estendida mostrada na Figura 1, pode ser entendida de maneira mais clara, a partir da Figura 2.Description of Embodiments Figure 1 shows an aircraft landing gear 1 in an extended position. The landing gear 1 includes a longitudinal stay 2, with a wheel assembly 3 mounted to a lower end of the stay. The landing gear 1 is mounted to an aircraft frame 4 by means of a pivot joint 5 between the upper end of stay 2 and frame 4. Pivot joint 5 allows rotation of stay 2 around a geometrical axis as per indicated by the arrow ω5. The two-part side rod 6 is pivotally connected to a lower end of the stay 2 and extends diagonally upwardly towards the frame 4 and inclined at an angle α to the stay 2. The two-piece side stay 6 includes a first part 7 and a second part 8, the two pivotally connected parts 9 partially along the length of the tie rod. Pivoting connection 9 allows rotation around a geometry axis as indicated by the oog arrow. As can be seen from Figure 1, with the landing gear 1 in the extended position, the first and second parts 7, 8 of tie rod 6 are collinear. A center connection having the general designation 20 extends between a pivoting connection 23 at the upper end of the rod 2 and the pivoting connection 9 of the tie rod. Figures 1 and 2 show the center linkage 20 in a locked state in which the linkage locks the landing gear 5 wheel assembly 3 in the extended position. This locked state inhibits the collapse of landing gear 1 on impact of wheel set 3 with the ground. When in its locked state, the center linkage 20 ensures that both parts 7, 8 of the two-part tie rod 6 remain locked in a collinear state and thus have the ability to withstand any forces acting on the collapse of the two. landing gear 1. As can be seen most clearly from Figure 2, the center link 20 has a first portion 21 extending diagonally downwardly from the pivoting connection 23 and a second portion 22 extending diagonally extending. upward from pivot connection 9. Both parts 21, 22 are pivotally connected 15 as shown by reference numeral 200 in Figure 2. Pivot connection 200 allows rotation about a geometry axis as indicated by <»200 . The ability of center link 20 to lock landing gear 1 in the extended position shown in Figure 1 can be more clearly understood from Figure 2.

Conforme mostrado na Figura 2, a primeira parte 21 da ligaçãoAs shown in Figure 2, the first part 21 of the connection

em centro 20 inclui um ressalto limitador 24 que se estende lateralmente para fora a partir de uma borda longitudinal da primeira parte 21 da ligação 20 na região da conexão pivotante 200. O membro de ressalto 24 serve para limitar o deslocamento da conexão pivotante 200 na direção da seta A. A Figura 2 25 mostra uma linha 25 que se estende entre a conexão pivotante 23 e a conexão pivotante 9. Uma distância em centro X é representada pela distância perpendicular a partir da linha 25 à conexão pivotante 200 entre as duas partesin center 20 includes a limiting shoulder 24 extending laterally outwardly from a longitudinal edge of the first part 21 of the connector 20 in the region of the pivoting connection 200. The cam member 24 serves to limit the displacement of the pivoting connection 200 in the direction Figure 2 25 shows a line 25 extending between pivot connection 23 and pivot connection 9. A center X distance is represented by the perpendicular distance from line 25 to pivot connection 200 between the two parts.

21, 22 e da ligação em centro 20. Conforme pode ser entendido a partir dos desenhos e do texto acima, a ligação em centro 20 serve para travar o tirante lateral 6 e desse modo, o conjunto de rodas 3 do trem de pouso 1 na posição estendida. Dobrar o tirante de duas partes 6 em volta da conexão pivotante 9 e rotação do esteio 2 em volta da junta pivotante 5 para possibilitar que o 5 conjunto de rodas 3 seja retraído requer que a distância em centro X seja anulada.21, 22 and center link 20. As can be understood from the drawings and text above, center link 20 serves to lock the side link 6 and thereby the landing gear wheel assembly 3 on the Extended position. Folding the two-part rod 6 around the pivoting connection 9 and rotating the rod 2 around the pivoting joint 5 to enable the wheel assembly 3 to be retracted requires that the center distance X be overridden.

O trem de pouso 1 inclui dois atuadores lineares 30, 40. O atuador linear 30 é o menor dos dois atuadores e realiza a função de anular a distância em centro X. O atuador 30 é conforme uma realização da invenção. O atuador 10 40, sendo o maior dos dois atuadores, realiza a função de dobrar o tirante lateral de duas partes 6 e, desse modo, girar o esteio 2 em volta da junta pivotante 5 para retrair, desse modo, o conjunto de rodas 3. Os atuadores 30, 40 são referidos no presente documento como o atuador de destravamento e o atuador principal, respectivamente.The landing gear 1 includes two linear actuators 30, 40. The linear actuator 30 is the smaller of the two actuators and performs the function of offsetting in center X. The actuator 30 is according to an embodiment of the invention. Actuator 10 40, the largest of the two actuators, performs the function of bending the two-part side rod 6 and thereby rotating the rod 2 around the pivoting joint 5 to thereby retract the wheel assembly 3 Actuators 30, 40 are referred to herein as the unlocking actuator and main actuator, respectively.

O atuador de destravamento 30 é conectado entre uma conexãoThe unlocking actuator 30 is connected between a

pivotante 31 na primeira parte 21 da ligação em centro 20 e uma conexão pivotante 32 no esteio 2. O atuador principal 40 é conectado entre uma conexão pivotante 41 no esteio 2 e uma conexão pivotante na extremidade superior do tirante lateral 6. As conexões pivotante 31, 32, 41, 42 permitem rotação em volta dos eixos geométricos respectivos conforme indicados porpivoting 31 in the first part 21 of the center link 20 and a pivoting connection 32 on stage 2. Main actuator 40 is connected between a pivoting connection 41 on stage 2 and a pivoting connection on the upper end of side rod 6. Pivoting connections 31 , 32, 41, 42 allow rotation about the respective geometry axes as indicated by

£031, ©32, £041 β £042.£ 031, £ 32, £ 041 and £ 042.

A Figura 3 mostra uma vista em corte aplicável a uma realização da invenção adequada para uso como o atuador de destravamento 30. O atuador de destravamento 30 tem um invólucro externo 301 concêntrico ao 25 redor de um eixo geométrico longitudinal 302. Um pistão 303 é disposto no interior do invólucro externo 301 e é conectado a uma haste de saída 304. Um membro de inclinação 305 na forma de uma mola é fornecido no interior do invólucro e é disposto entre uma face de extremidade do pistão 303 e uma extremidade do atuador de destravamento 30. Um mecanismo de condução 306 que incorpora um membro de came excêntrico giratório está presente na outra extremidade do atuador de destravamento 30. O membro de came 306 é montado a e giratório ao redor de uma haste 307 no sentido indicado por α>306· Com o atuador de destravamento 30 no seu comprimento total, o membro de came atua contra a outra face de extremidade do pistão 303. Extremidades de olhai 308, 309 estão presentes para fixar o atuador de destravamento 30 em posição; no caso da realização mostrada nas figuras 1 e 2, as extremidades de olhai 308, 309 fixam o atuador 30 às conexões pivotantes 31, 32 do trem de pouso da aeronave 1. O atuador de destravamento 30 tem um comprimento de percurso L, que representa o grau máximo de curso do pistão 303 e da haste de saída 304 ao longo do eixo geométrico 302. O comprimento de percurso L representa, ainda, 0 encurtamento máximo da distância entre as duas extremidades de olhai 308, 309 e, desse modo, o grau máximo de curso da haste de saída 304 do atuador de destravamento 30.Figure 3 shows a sectional view applicable to an embodiment of the invention suitable for use as the unlocking actuator 30. The unlocking actuator 30 has a concentric outer casing 301 about a longitudinal geometry 302. A piston 303 is disposed inside the outer housing 301 and is connected to an outlet rod 304. A spring-shaped tilt member 305 is provided inside the housing and is disposed between a piston end face 303 and an unlocking actuator end 30. A drive mechanism 306 incorporating a rotary eccentric cam member is present at the other end of the unlocking actuator 30. Cam member 306 is rotatably mounted around a rod 307 in the direction indicated by α> 306 · With the unlocking actuator 30 at full length, the cam member acts against the other piston end face 303. Ex eye tremors 308, 309 are present for securing unlocking actuator 30 in position; In the case of the embodiment shown in FIGS. 1 and 2, the eye ends 308, 309 secure the actuator 30 to the pivoting connections 31, 32 of the aircraft landing gear 1. The unlocking actuator 30 has a travel length L, which represents the maximum degree of travel of the piston 303 and the output rod 304 along the geometry axis 302. The travel length L further represents the maximum shortening of the distance between the two eye ends 308, 309 and thus the maximum stroke of release rod 304 of unlocking actuator 30.

Conforme indicado na Figura 3, um ou mais motores elétricos 50 estão fixados ao lado externo do invólucro 301 para fornecer potência para girar o membro de came excêntrico do mecanismo de condução 306. Eletricidade é fornecida para energizar os um ou mais motores elétricos por meio de conexões elétricas 51.As indicated in Figure 3, one or more electric motors 50 are attached to the outside of housing 301 to provide power to rotate the eccentric cam member of driving mechanism 306. Electricity is provided to energize one or more electric motors by means of electrical connections 51.

Com o conjunto de rodas 3 do trem de pouso da aeronave 1 travado na posição estendida conforme mostrado na Figura 1, o trem de pouso é retraído conforme indicado nos seguintes parágrafos:With the aircraft landing gear wheel set 3 locked in the extended position as shown in Figure 1, the landing gear is retracted as indicated in the following paragraphs:

Potência é suprida a partir dos um ou mais motores elétricos 50 para girar <»306 membro de came excêntrico do mecanismo de condução 306. O membro de came atua contra 0 pistão 303 para conduzir o pistão e a haste de saída 304 ao longo do eixo geométrico 302 para uma distância P, fazendo, desse modo, com que o atuador de destravamento 30 seja encurtado em comprimento. A posição do pistão 303, da haste de saída 304 e da extremidade de olhai associada 308 após percorrer a distância P é mostrada na Figura 3 através de linhas tracejadas. A força de condução fornecida pelo membro de came do mecanismo de condução 306 é suficiente para superar a força de inclinação imposta pelo membro de inclinação 305. Conforme pode ser visto a partir das figuras 3 e 4, a distância P é apenas uma parte do comprimento de percurso total L do atuador de destravamento 30. A distância P representa a distância máxima através da qual o mecanismo de condução é operável para conduzir o pistão 303 e a haste de saída 304 ao longo do comprimento de percurso L. Na condução da haste de saída 304 através da distância P, o atuador de destravamento 30 desloca, de maneira ascendente, a primeira parte 21 da ligação em centro 20, deslocando de maneira correspondente, desse modo, a conexão pivotante 200 para cima da linha 25, para eliminar, desse modo, a distância em centro X e anular a trava descendente fornecida pela ligação em centro 20. Nesse momento, o atuador principal 40 atua para retrair o conjunto de rodas 3 do trem de pouso 1. Ao fazer isso, o atuador principal 40 recua o pistão 303 e, desse modo, a haste de saída 304 ao longo da distância restante R do comprimento de percurso L. Conforme pode ser entendido a partir das figuras 3 e 4, dispor o mecanismo de condução 306 para apenas conduzir a haste de saída 304 ao longo da parte P do comprimento de percurso L fornece um grau de execução livre no atuador de destravamento 30 durante operação do atuador principal 40. Essa execução livre (de outra maneira referida como uma ausência de restrição) permite que os dois atuadores 30, 40 tenham a capacidade de operar fora de sincronização sem impor tensões desnecessárias no atuador de destravamento 30.Power is supplied from one or more electric motors 50 to rotate <306 eccentric cam member of driving mechanism 306. Cam member acts against piston 303 to drive piston and output rod 304 along axis 302 to a distance P, thereby causing the unlocking actuator 30 to be shortened in length. The position of piston 303, output rod 304 and associated eye end 308 after traveling the distance P is shown in Figure 3 by dashed lines. The driving force provided by the cam member of the driving mechanism 306 is sufficient to overcome the tilt force imposed by the tilt member 305. As can be seen from figures 3 and 4, the distance P is only part of the length. L of the unlocking actuator 30. The distance P represents the maximum distance through which the drive mechanism is operable to drive the piston 303 and the output shaft 304 along the travel length L. output 304 through distance P, the unlocking actuator 30 upwardly moves the first part 21 of the center connection 20, thereby shifting the pivoting connection 200 upward of line 25 to thereby eliminate mode, the center distance X and cancel the downward lock provided by the center link 20. At this time, the main actuator 40 acts to retract the train wheel assembly 3 In doing so, the main actuator 40 retracts the piston 303 and thereby the output shaft 304 along the remaining distance R of the travel length L. As can be understood from Figures 3 and 4, arranging the driving mechanism 306 to only drive the output rod 304 along part P of the travel length L provides a degree of free execution on the unlocking actuator 30 during operation of the main actuator 40. This free execution (otherwise referred to as (as an absence of restriction) allows both actuators 30, 40 to be able to operate out of sync without imposing unnecessary voltages on the unlocking actuator 30.

Embora o atuador de destravamento 30 seja descrito em uso no destravamento do conjunto de rodas 3 do trem de pouso da aeronave 1 a partir da posição estendida, é igualmente aplicável usar tal atuador de destravamento 30 no destravamento do conjunto de rodas 3 do trem de pouso da aeronave 1 a partir de uma posição retraída.Although the unlocking actuator 30 is described for use in unlocking aircraft landing gear wheel set 3 from the extended position, it is equally applicable to use such unlocking actuator 30 in unlocking landing gear wheel set 3 from aircraft 1 from a retracted position.

A descrição usa exemplos para revelar a invenção e para possibilitar, ainda, que um indivíduo versado na técnica crie e use a invenção.The description uses examples to disclose the invention and further enable a person skilled in the art to create and use the invention.

Para evitar dúvidas, a invenção conforme definida nas reivindicações pode incluir, em seu escopo, outros exemplos que ocorram àqueles versados na técnica que podem divergir daqueles exemplos indicados nas figuras deste documento.For the avoidance of doubt, the invention as defined in the claims may include within its scope other examples which occur to those skilled in the art which may differ from those given in the figures herein.

Claims

1. OPERABLE ACTUATOR, in response to one of an electromechanical input signal and an electrical input signal, wherein the actuator comprises: an outer casing defined around a central geometry axis; an outlet rod disposed within the housing, wherein the outlet rod is axially movable during the travel length; a driving mechanism cooperable with the output rod to drive the output rod along a portion of the path length, wherein the actuator is operable such that the output rod is steerable throughout all or part of the remainder. the length of the path through external loading while not restricted by the driving mechanism.

Actuator according to claim 1, wherein the driving mechanism comprises one or more cam members.

Actuator according to any preceding claim, further comprising one or more electric motors arranged on the outer side of the outer casing and operable to provide power to the driving mechanism.

Actuator according to any preceding claim, further comprising a tilt member arranged to oppose displacement of the output rod along the path length in the direction induced by the driving mechanism.

ACTUATOR according to any preceding claim, wherein the actuator is cooperable with a locking mechanism and at least one other actuator such that driving the output rod along at least part of the length of the travel transforms. the locking mechanism from a locked state to an unlocked state, thereby allowing the output rod to be driven along all or part of the rest of the travel length under the action of at least one other actuator while not restricted by the driving mechanism.

ACTUATOR SYSTEM, comprising an actuator as defined in any preceding claim, wherein the actuator system further comprises at least one other actuator and a locking mechanism, the locking mechanism having a locked state. to contain a component in a locked position, wherein driving the exit rod along at least part of the path length transforms the locking mechanism from the locked state to an unlocked state, thereby allowing at least one another actuator displaces the locked position component and drives the output rod all or part of the rest of the travel length not restricted by the drive mechanism.

Actuator system according to claim 6, wherein the locking mechanism comprises a center connection.

AIRCRAFT LANDING TRAIN comprising a wheel assembly, an actuator as defined in any one of claims 1 to 5, at least one other actuator and a locking mechanism for locking the wheel assembly in at least one of a retracted position and an extended position, with the actuator being an unlocking actuator operable to unlock the locking mechanism, at least one other actuator operable to move the wheel assembly from its retracted or extended position and the unlocking actuator It is operable to drive the output rod along at least part of the path length, thereby transforming the locking mechanism from a locked state to an unlocked state, thereby allowing the at least one other actuator to drive. the exit rod along the rest of the path length not restricted by the driving mechanism to if so, move the landing gear from its retracted or extended position.

AIRCRAFT LANDING TRAIN according to claim 8, wherein the locking mechanism comprises a center connection.

10. ACTUATOR as substantially described herein with reference to the accompanying drawings.

11. ACTUATOR SYSTEM, substantially as described herein with reference to the accompanying drawings.

12. AIRCRAFT LANDING TRAIN, substantially as described herein with reference to the accompanying drawings.