CA3036788C

CA3036788C - Method for maneuvering an aircraft landing gear between a deployed position and a retracted position

Info

Publication number: CA3036788C
Application number: CA3036788A
Authority: CA
Inventors: Bertrand Euzet; Marc Quenerch'du; Bertrand DUBACHER; Philippe Henrion; Sebastien Dubois
Original assignee: Safran Landing Systems SAS
Current assignee: Safran Landing Systems SAS
Priority date: 2018-03-16
Filing date: 2019-03-13
Publication date: 2020-11-24
Anticipated expiration: 2039-03-13
Also published as: CN110271662B; FR3078942A1; CA3036788A1; FR3078943A1; FR3078943B1; CN110271662A; FR3078942B1

Abstract

The invention relates to a method for operating an aircraft undercarriage between a deployed position and a retracted position, the undercarriage including a leg (2) mounted and hinged on an aircraft structure so that it can move between the two positions by being stabilized in the deployed position using a brace component (10) with two members (11, 12) hinged together, one coupled to the leg and the other to the structure of the aircraft, and shifted to the aligned position when the leg is in the deployed position. According to the invention, a rotary actuator (20) is arranged on the aircraft, comprising first and second cranks (22, 24) that are mounted to rotate freely about an axis but whose relative angular position is controllable and that are arranged to stabilize the members of the brace component in a substantially aligned position.

Description

PROCEDE DE MANUVRE D'UN ATTERRISSEUR D'AERONEF ENTRE UNE
POSITION DEPLOYEE ET UNE POSITION RETRACTEE
ARRIERE PLAN DE L'INVENTION
On connaît des atterrisseurs d'aéronef comprenant une jambe montée articulée sur une structure de l'aéronef pour être mobile entre une position déployée et une position rétractée. La jambe est stabilisée en position déployée au moyen d'un organe de contreventement comportant souvent deux membres articulés entre eux, l'un des membres étant attelé à la jambe et l'autre attelé à
la structure de l'aéronef, les deux membres étant maintenus en position sensiblement alignée par un organe de stabilisation formant verrou qui peut être déverrouillé pour permettre le relevage de la jambe de la position déployée à la position rétractée. Pour ce faire, de tels atterrisseurs comportent en général un actionneur de déverrouillage pour déverrouiller l'organe de stabilisation et briser l'alignement de l'organe de contreventement, et un actionneur de manoeuvre pour relever la jambe vers la position rétractée.
Cependant, il est possible de n'utiliser qu'un seul actionneur assurant les deux fonctions. On a par exemple proposé dans le document FR2946319 d'utiliser un actionneur de man uvre de type électromécanique rotatif attelé à l'un des bras de l'organe de stabilisation de la contrefiche en position alignée pour à la fois assurer la man uvre de l'atterrisseur et le déverrouillage de l'organe de stabilisation.
Le maintien de la jambe dans la position rétractée requiert généralement l'usage d'un boîtier d'accrochage solidaire de la structure de l'aéronef et comportant un crochet dans lequel une olive solidaire de la jambe s'engage lors de son arrivée en position rétractée. On connaît cependant des solutions de réalignement dans Date Reçue/Date Received 2020-09-10 PROCEDURE FOR OPERATING AN AIRCRAFT LANDING BETWEEN A
DEPLOYED POSITION AND A RETRACTED POSITION
BACKGROUND OF THE INVENTION
Aircraft landing gear are known comprising a mounted leg articulated on a structure of the aircraft to be mobile between a deployed position and a retracted position. The leg is stabilized in position deployed by means of a bracing member often comprising two members articulated between them, one one limb hitched to the leg and the other hitched to the structure of the aircraft, the two members being held in a substantially aligned position by an organ stabilizer forming a lock which can be unlocked to allow lifting of the leg of the extended position to retracted position. To do this, such undercarriages generally include an actuator unlocking device to unlock the stabilization and breaking the alignment of the organ bracing, and an operating actuator for raise the leg to the retracted position.
However, it is possible to use only one actuator providing both functions. We have for example proposed in document FR2946319 to use a rotary electromechanical type operating actuator hitched to one of the arms of the body stabilizer strut in aligned position to both ensure the operating the landing gear and unlocking the stabilization organ.
Maintaining the leg in the retracted position generally requires the use of a hanging box integral with the structure of the aircraft and comprising a hook in which an olive attached to the leg engages when it arrives in the retracted position. We however, is experiencing realignment solutions in Date Received / Date Received 2020-09-10

2 lequel les deux membres de l'organe de contreventement ou les deux membres de l'organe de stabilisation sont en position alignée quand l'atterrisseur est en position rétractée, ce qui permet la suppression du boîtier d'accrochage.
OBJET DE L'INVENTION
L'invention vise à proposer un procédé de manoeuvre d'un atterrisseur d'aéronef entre une position déployée et une position rétractée ne faisant usage que d'un seul actionneur.
PRESENTATION DE L'INVENTION
En vue de la réalisation de ce but, on propose un procédé de man uvre d'un atterrisseur d'aéronef entre une position déployée et une position rétractée, l'atterrisseur comportant une jambe montée articulée sur une structure de l'aéronef pour être mobile entre la position déployée et la position rétractée, en étant stabilisée en position déployée au moyen d'un organe de contreventement comportant deux membres articulés entre eux, l'un des membres étant attelé à la jambe et l'autre attelé à la structure de l'aéronef. Selon l'invention, on agence sur l'aéronef un actionneur rotatif comportant des première et seconde manivelles montées librement tournantes autour d'un même axe de rotation mais dont la position angulaire relative est commandable, la première manivelle étant reliée à l'organe de contreventement par une première bielle tandis que la deuxième manivelle est reliée à la jambe par une deuxième bielle, de sorte que les manivelles présentent :
une première position angulaire relative dans laquelle la première manivelle et la première bielle sont amenées dans un premier alignement lorsque la jambe est en position déployée et stabilisent ainsi les membres de l'organe de contreventement en position sensiblement alignée ; 2 which the two members of the bracing member or the two members of the stabilization body are in aligned position when the landing gear is in position retracted, allowing removal of the housing hanging.
OBJECT OF THE INVENTION
The invention aims to provide a method of maneuvering an aircraft undercarriage between a position deployed and a retracted position using only of a single actuator.
PRESENTATION OF THE INVENTION
In order to achieve this goal, we propose a method of maneuvering an aircraft landing gear between a deployed position and a retracted position, the landing gear comprising a mounted leg articulated on a structure of the aircraft to be mobile between the deployed position and the retracted position, being stabilized in the deployed position by means of a bracing comprising two members articulated between them, one of the limbs being harnessed to the leg and the other coupled to the structure of the aircraft. According to the invention, we fits on the aircraft a rotary actuator comprising first and second cranks mounted freely rotating around the same axis of rotation but whose relative angular position can be controlled, the first crank being connected to the bracing member by a first connecting rod while the second crank is connected to the leg by a second connecting rod, so that the cranks present:
a first relative angular position in which the first crank and the first connecting rod are brought into a first alignment when the leg is in the deployed position and thus stabilize the limbs of the bracing member in position substantially aligned;

3 une deuxième position angulaire relative dans laquelle la deuxième manivelle et la deuxième bielle sont amenées dans un deuxième alignement lorsque la jambe est en position rétractée et stabilisent ainsi la jambe dans la position rétractée.
Une telle disposition lie de façon univoque la position angulaire relative de la jambe par rapport à la structure de l'aéronef et la position angulaire relative des deux manivelles. Selon l'invention, on fait en sorte que la position déployée de la jambe correspond à un premier alignement de la première manivelle et de la première bielle, tandis que la position rétractée correspond à un deuxième alignement de la deuxième manivelle et de la deuxième bielle. Le premier alignement permet de stabiliser l'organe de contreventement en position alignée, et donc la jambe en position déployée, tandis que le deuxième alignement stabilise la jambe en position rétractée, ce qui supprime tout recours à un boîtier d'accrochage.
Par alignement d'une manivelle et de sa bielle associée, on entend ici que les deux éléments sont dans une position telle que leur axe d'articulation, l'axe d'attelage de la bielle sur l'atterrisseur et l'axe de rotation de la manivelle soient contenus sensiblement dans un même plan. Cependant, et comme cela est bien connu, la stabilisation d'un alignement peut être obtenue en dépassant légèrement la position parfaitement alignée pour faire venir les deux éléments dans une position très légèrement désalignée (overcentered en anglais) définie par des butées entre lesdits éléments. Ces positions en butée sont maintenues par le couple résiduel de l'actionneur lorsqu'il n'est pas alimenté (couple électromagnétique dû aux aimants permanents pour un actionneur électromagnétique, ou couple dû à
l'emprisonnement de fluide dans les chambres de 3 a second relative angular position in which the second crank and the second connecting rod are brought into a second alignment when the leg is in the retracted position and thus stabilize the leg in the retracted position.
Such a provision uniquely links the relative angular position of the leg with respect to the aircraft structure and relative angular position of the two cranks. According to the invention, it is ensured that the extended position of the leg corresponds to a first alignment of the first crank and the first connecting rod, while the retracted position corresponds to a second alignment of the second crank and the second connecting rod. The first alignment stabilizes the bracing member by aligned position, and therefore the leg in extended position, while the second alignment stabilizes the leg in retracted position, which eliminates any need for a hanging box.
By aligning a crank and its connecting rod associated, we mean here that the two elements are in a position such that their axis of articulation, the axis coupling of the connecting rod on the undercarriage and the crank rotation are substantially contained in the same plane. However, and how well known, stabilization of an alignment can be achieved by slightly exceeding the perfectly aligned position to bring the two elements into a very slightly misaligned (overcentered in English) defined by stops between said elements. These positions in stopper are held by the residual torque of the actuator when it is not supplied (torque electromagnetic due to permanent magnets for a electromagnetic actuator, or torque due to the imprisonment of fluid in the chambers of

4 l'actionneur, pour un actionneur hydraulique). Cette disposition permet donc d'éviter tout recours à un organe de verrouillage auxiliaire, l'alignement de chaque couple bielle/manivelle en tenant lieu.
DESCRIPTION DES FIGURES
L'invention sera mieux comprise à la lumière de la description qui suit d'un mode particulier de réalisation de l'invention, en référence aux figures des dessins annexés, parmi lesquelles :
les figures 1 et 2 sont des vue en perspective d'un atterrisseur équipé selon l'invention d'un actionneur à deux manivelles, représenté en position déployée et en position rétractée respectivement ;
les figures 3 à 6 sont des vues de côté de l'atterrisseur de la figure 1, respectivement en position déployée, au début du relevage, en cours de relevage, et en position rétractée ;
la figure 7 est une vue en perspective de détail montrant l'alignement entre une manivelle et la bielle associée ;
la figure 8 est une vue en coupe d'une butée élastique montée sur le plafond de la soute pour coopérer avec la contrefiche quand l'atterrisseur est en position rétractée ;
la figure 9 est une vue de côté de l'atterrisseur en position rétractée, la contrefiche venant en appui contre la butée élastique.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
En référence aux figures 1 et 2, l'invention s'applique ici à un atterrisseur 1 comportant une jambe 2 portant des roues 3 en partie basse et articulée sur une 4 actuator, for a hydraulic actuator). This provision therefore avoids any recourse to an organ auxiliary locking, the alignment of each torque connecting rod / crank in lieu.
DESCRIPTION OF FIGURES
The invention will be better understood in the light of following description of a particular embodiment of the invention, with reference to the figures of the drawings annexed, among which:
Figures 1 and 2 are perspective views a landing gear equipped according to the invention with a two-crank actuator, shown in position extended and in the retracted position respectively;
Figures 3 to 6 are side views of the landing gear of Figure 1, respectively in position deployed, at the start of lifting, during lifting, and in the retracted position;
Figure 7 is a view in prospect of detail showing the alignment between a crank and the associated connecting rod;
Figure 8 is a sectional view of a stop elastic mounted on the cargo bay ceiling to cooperate with the strut when the landing gear is in position retracted;
Figure 9 is a side view of the landing gear in the retracted position, the strut resting against the elastic stop.
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Referring to Figures 1 and 2, the invention applies here to a landing gear 1 comprising a leg 2 bearing wheels 3 at the bottom and articulated on a

5 structure d'un aéronef selon un axe d'articulation X1 sensiblement horizontal en service. La jambe est mobile entre une position déployée illustrée ici et une position rétractée visible à la figure 2. La jambe 2 est stabilisée en position déployée au moyen d'un organe de contreventement 10 comportant deux membres articulées entre eux, en l'occurrence un panneau 11 articulé sur la structure de l'aéronef selon un axe d'articulation X2 et un bras 12 articulé sur la jambe 2 et sur le panneau 11 selon des axes d'articulation respectifs X3 et X4. Dans la position déployée, le bras 12 et le panneau 11 sont en position sensiblement alignée.
Selon l'invention, on prévoit un actionneur rotatif monté à libre rotation sur la structure de l'aéronef 15 selon un axe de rotation X5 parallèle aux axes d'articulation X1 à X4. L'actionneur rotatif comporte un carter 21 muni d'un appendice formant une première manivelle 22, et comporte un arbre 23 monté tournant selon l'axe de rotation X5 et portant une deuxième 20 manivelle 24. La position angulaire relative entre les deux manivelles 22,24 peut être modifiée en alimentant l'actionneur pour faire tourner l'arbre 23 relativement au carter 21, et peut être fixée et maintenue grâce au couple résiduel de l'actionneur 20 quand il n'est pas alimenté. La première manivelle 22 est ici attelée au panneau 11 de l'organe de contreventement 10 au moyen d'une première bielle 25 (ici une double bielle s'étendant de part et d'autre de l'extrémité du panneau 11) articulée sur la première manivelle 22 selon un axe d'articulation X6 et articulée sur le panneau 11 selon un axe d'articulation X7, tandis que la deuxième manivelle 5 structure of an aircraft along an axis of articulation X1 substantially horizontal in service. The leg is movable between a deployed position shown here and a retracted visible in figure 2. Leg 2 is stabilized in the deployed position by means of a bracing 10 comprising two articulated members between them, in this case a panel 11 articulated on the structure of the aircraft along an axis of articulation X2 and an arm 12 articulated on the leg 2 and on the panel 11 along respective articulation axes X3 and X4. In the deployed position, the arm 12 and the panel 11 are in substantially aligned position.
According to the invention, a rotary actuator is provided freely rotatable on the aircraft structure 15 along an axis of rotation X5 parallel to the axes articulation X1 to X4. The rotary actuator has a casing 21 provided with an appendage forming a first crank 22, and comprises a shaft 23 mounted rotating along the axis of rotation X5 and bearing a second 20 crank 24. The relative angular position between the two cranks 22.24 can be changed by powering the actuator to rotate the shaft 23 relatively to the housing 21, and can be fixed and held by means of the residual torque of the actuator 20 when it is not powered. The first crank 22 is here coupled to the panel 11 of the bracing member 10 by means of a first connecting rod 25 (here a double connecting rod extending on either side of the end of the panel 11) articulated on the first crank 22 along an axis articulation X6 and articulated on the panel 11 according to a articulation axis X7, while the second crank

6 24 est attelée à la jambe 2, plus précisément sur une corne 26 de celle-ci, au moyen d'une deuxième bielle 27 articulée sur la deuxième manivelle 24 selon un axe d'articulation X8 et articulée sur la corne 26 selon un axe d'articulation X9. Ici, tous les axes X1 à X9 sont parallèles entre eux.
Une telle disposition lie de façon univoque la position angulaire relative des manivelles 22,24 et la position angulaire de la jambe 2 relativement à la structure de l'aéronef. Dans la position illustrée à la figure 3, dans lequel la jambe 2 est en position déployée, la position angulaire relative des manivelles est telle que la première manivelle 22 et la première bielle 25 sont dans une position sensiblement alignée, dite premier alignement. Plus précisément, le premier alignement est une position obtenue en faisant passer la première manivelle 22 et la première bielle 25 légèrement au-delà de leur l'alignement géométrique (qui est défini par l'alignement parfait des axes X5,X6,X7 dans un même plan) pour les faire venir sur des butées respectives.
Comme visible sur la figure 7, la butée se présente sous la forme de doigts 28 s'étendant à l'extrémité de la première manivelle et venant en appui contre des obstacles 29 solidaires de la premier bielle 25 qui s'étendent en regard des doigts 28 et qui forment un arrêt définissant le premier alignement. De même, la deuxième bielle 27 comporte un doigt 36 qui vient en appui contre un obstacle 37 solidaire de la deuxième manivelle 24 (ici une broche 36). Sur la figure 7, la deuxième manivelle 25 et la deuxième bielle 27 sont dans la position de deuxième alignement, dans laquelle le 6 24 is attached to leg 2, more precisely on a horn 26 thereof, by means of a second connecting rod 27 articulated on the second crank 24 along an axis articulation X8 and articulated on the horn 26 according to a articulation axis X9. Here, all axes X1 to X9 are parallels between them.
Such a provision uniquely links the relative angular position of the cranks 22,24 and the angular position of leg 2 relative to the aircraft structure. In the position shown in figure 3, in which leg 2 is in position deployed, the relative angular position of the cranks is such that the first crank 22 and the first connecting rod 25 are in a substantially aligned position, said first alignment. More precisely, the first alignment is a position obtained by passing the first crank 22 and the first 25 slightly beyond their geometric alignment (which is defined by the perfect alignment of axes X5, X6, X7 in the same plane) to make them come to the respective stops.
As visible in figure 7, the stop is presented under the shape of fingers 28 extending at the end of the first crank and resting against obstacles 29 integral with the first connecting rod 25 which extend opposite the fingers 28 and which form a stop defining the first alignment. Likewise, the second connecting rod 27 comprises a finger 36 which comes in support against an obstacle 37 integral with the second crank 24 (here a pin 36). In figure 7, the second crank 25 and second connecting rod 27 are in the second alignment position, in which the

7 doigt 36 est en appui contre l'obstacle 37.
Revenant à la figure 3, on notera que la première manivelle 22 ne peut tourner, puisque, l'actionneur 20 n'étant pas alimenté, son couple résiduel empêche le carter 21 et l'arbre 23 de tourner relativement l'un à
l'autre, et les solidarise donc en rotation. Or l'arbre 23 est bloqué par la deuxième manivelle 24, elle-même bloquée en rotation par son attelage à la jambe 2 via la deuxième bielle 27, qui n'est pas alignée avec la deuxième manivelle 24.
Pour relever la jambe 2 vers la position rétractée, on alimente l'actionneur 20 pour faire tourner l'arbre 23, et donc modifier la position angulaire relative des manivelles 22,24. Comme illustré à la figure 4, cette rotation a pour premier effet de briser l'alignement de la première manivelle 22 et la première bielle 24, et donc de briser l'alignement du panneau 11 et du bras 12 de l'organe de contreventement 10. L'atterrisseur 2 n'est donc plus stabilisé en position déployée et la jambe peut est relevée vers la position rétractée. L'actionneur 20 continuant à être alimenté, la jambe 2 continue à
remonter et arrive dans une position intermédiaire illustrée à la figure 5 dans laquelle la première bielle tire sur le panneau 11 tandis que la deuxième bielle 25 27 pousse sur la jambe 2, ce qui a pour effet de faire remonter celle-ci vers la position rétractée illustrée à
la figure 6, dans laquelle les manivelles sont dans une position angulaire relative telle que la deuxième manivelle 24 et la deuxième bielle 27 arrivent dans une position sensiblement alignée, dite deuxième alignement.
De la même façon que pour le premier alignement, le 7 finger 36 rests against the obstacle 37.
Returning to figure 3, it will be noted that the first crank 22 cannot turn, since the actuator 20 not being supplied, its residual torque prevents housing 21 and shaft 23 to rotate relatively to the other, and thus secures them in rotation. Gold tree 23 is blocked by the second crank 24, itself locked in rotation by its coupling to the leg 2 via the second connecting rod 27, which is not aligned with the second crank 24.
To raise leg 2 to the retracted position, the actuator 20 is powered to rotate the shaft 23, and therefore modify the relative angular position of the cranks 22.24. As shown in Figure 4, this rotation has the first effect of breaking the alignment of the first crank 22 and the first connecting rod 24, and therefore to break the alignment of panel 11 and arm 12 of the bracing member 10. The undercarriage 2 is not therefore more stabilized in the deployed position and the leg can is raised to the retracted position. Actuator 20 continuing to be fed, leg 2 continues to go up and arrive in an intermediate position illustrated in Figure 5 in which the first connecting rod pulls on panel 11 while the second connecting rod 25 27 pushes on leg 2, which causes raise it to the retracted position shown in Figure 6, in which the cranks are in a relative angular position such as the second crank 24 and the second connecting rod 27 arrive in a substantially aligned position, called second alignment.
In the same way as for the first alignment, the

8 deuxième alignement est en fait une position obtenue en faisant passer la deuxième manivelle 24 et la deuxième bielle 27 légèrement au-delà de l'alignement géométrique (définie par l'alignement parfait des axes X5,X8,X9 dans un même plan) pour les faire venir sur des butées respectives. Cet alignement bloque la jambe 2 en position rétractée, de sorte que cette position est stable et ne nécessite pas l'utilisation d'un boîtier d'accrochage.
Selon un aspect particulier de l'invention, on attelle à l'atterrisseur les portes 30 articulées sur la structure de l'aéronef selon des axes X10 et qui ferment la soute dans laquelle l'atterrisseur se loge en position rétractée par des biellettes 31 directement attelées à
des cornes 32 saillant du panneau 11 de l'organe de contreventement 10. Pour faciliter la compréhension de l'invention, on n'a pas représenté la trappe pantalon qui est attelée à la jambe et qui ferme la soute en complément des deux portes 30 quand l'atterrisseur est en position rétractée, et qui reste ouverte quand l'atterrisseur est en position déployée. Dans les deux positions de l'atterrisseur illustrées aux figures 1, 2, 3, 6, on remarque que les portes 30 sont en position fermée alors qu'elles s'ouvrent lors de la man uvre de l'atterrisseur, comme cela est visible sur les figures 4,5. Le maintien des portes en position fermée nécessite d'installer une précontrainte dans les portes 30 pour être certain qu'elles ne bailleront pas en vol sous l'effet des efforts aérodynamiques. A cet effet, la longueur des biellettes 31 est ajustée de sorte que dans chacune des positions rétractée ou déployée de l'atterrisseur, les portes 30 viennent en appui sur une 8 second alignment is in fact a position obtained by passing the second crank 24 and the second connecting rod 27 slightly beyond geometric alignment (defined by the perfect alignment of axes X5, X8, X9 in the same plane) to bring them to the stops respective. This alignment locks leg 2 in position retracted, so that this position is stable and does not does not require the use of a hanging box.
According to a particular aspect of the invention, it is splint to the landing gear the doors 30 articulated on the structure of the aircraft along axes X10 and which close the hold in which the landing gear is housed in position retracted by rods 31 directly coupled to horns 32 projecting from the panel 11 of the bracing 10. To facilitate understanding of invention, the trouser hatch which is harnessed to the leg and which closes the hold complement of the two doors 30 when the landing gear is in retracted position, and which remains open when the landing gear is in the deployed position. In both positions of the landing gear shown in Figures 1, 2, 3, 6, we notice that the doors 30 are in position closed while they open during the maneuver of the landing gear, as can be seen in the figures 4.5. Keeping the doors closed requires install a prestressing in the doors 30 to be sure that they will not yawn in flight under the effect of aerodynamic forces. For this purpose, the length of the connecting rods 31 is adjusted so that in each of the retracted or extended positions of landing gear, the doors 30 come to rest on a

9 butée 35 (visible à la figure 1) solidaire de la structure de l'aéronef un peu avant que l'ensemble bielle/manivelle en alignement, et en particulier, un peu avant le passage par la position d'alignement géométrique qui précède. La venue des portes 30 contre la butée 35 impose alors de tirer sur les biellettes pour précontraindre les portes 30, qui agissent alors comme des ressorts de rappel confirmant l'ensemble bielle/manivelle sur sa butée interne, et donc confirmant l'alignement de celui-ci.
Pour compléter la précontrainte induite par la fermeture des portes, ou pour remplacer celle-ci si les portes ne sont pas attelées à l'atterrisseur, il est possible d'utiliser une autre source externe de précontrainte, comme par exemple une butée élastique 50 illustrée à la figure 8. La butée élastique comporte un socle 51 destiné à être fixé sur le plafond de la soute.
Le socle 51 porte un corps creux 52 muni d'une ouverture terminale portant un guide 53. Un piston 54 est monté
coulissant dans le guide 53 pour saillir du corps 52. Le piston 54 est poussé vers une position en saillie visible à la figure 8 par des rondelles élastiques Belleville 55 positionnées à l'intérieur du corps creux 52 qui exercent une précontrainte sur le piston 54. Pour faire rentrer le piston 54, il convient d'exercer sur celui-ci un effort au moins égal à la précontrainte installée par les rondelles Belleville 55.
Comme cela est visible à la figue 9, la butée élastique 50 est positionnée sur le plafond de la soute de l'atterrisseur de façon qu'une portion de l'organe de contreventement, en l'occurrence ici le panneau de 9 stop 35 (visible in Figure 1) integral with the aircraft structure a little before the assembly connecting rod / crank in alignment, and in particular, a little before passing through the geometric alignment position who is before. The coming of the doors 30 against the stop 35 then requires pulling on the rods to prestress gates 30, which then act as return springs confirming the assembly connecting rod / crank on its internal stop, and therefore confirming the alignment of it.
To complete the prestressing induced by the closing the doors, or to replace them if the doors are not hitched to the undercarriage, it is possible to use another external source of prestressing, such as for example an elastic stop 50 illustrated in figure 8. The elastic stopper has a base 51 intended to be fixed to the ceiling of the hold.
The base 51 carries a hollow body 52 provided with an opening terminal carrying a guide 53. A piston 54 is mounted sliding in the guide 53 to project from the body 52. The piston 54 is pushed to a visible protruding position in figure 8 by spring washers Belleville 55 positioned inside the hollow body 52 which exert a preload on the piston 54. To retract the piston 54, a force should be exerted on it at least equal to the preload installed by the Belleville washers 55.
As can be seen in fig 9, the stop elastic 50 is positioned on the ceiling of the hold of the landing gear so that a portion of the bracing, in this case the panel of

10 contrefiche 11, vienne en butée contre le piston 54 quand l'atterrisseur arrive en position rétractée, avant que la deuxième manivelle 24 et la deuxième bielle 27 n'arrivent dans l'alignement géométrique précédant la position dite de deuxième alignement. Ainsi, pour passer l'alignement géométrique et aller au-delà pour atteindre le deuxième alignement, le panneau de contrefiche 11 doit repousser le piston 54 à l'encontre de la précontrainte installée par les rondelles Belleville 55. De cette façon, la précontrainte des rondelles Belleville est transmise au panneau de contrefiche 11, de la même façon que la précontrainte des portes était transmise au panneau de contrefiche via les cornes 32.
Bien entendu, la précontrainte des portes et/ou de la butée élastique pourra être transmise à un autre endroit de l'atterrisseur que le panneau de contrefiche, par exemple directement au caisson de l'atterrisseur. La précontrainte peut également être exercée par un ou des ressorts internes qui confirment la deuxième manivelle 24 et la deuxième bielle 27 dans leur deuxième alignement.
L'invention n'est pas limitée à ce qui vient d'être décrit, mais englobe au contraire toute variante entrant dans le cadre défini par les revendications.
En particulier, bien qu'ici tous les axes d'articulation soient parallèles entre eux, l'invention s'applique naturellement à des cinématiques à axes non parallèles, du moment que chaque ensemble bielle/manivelle de l'actionneur vienne en alignement lorsque la jambe est dans l'une des positions déployée ou rétractée. 10 strut 11, comes into abutment against piston 54 when the undercarriage arrives in the retracted position, before the second crank 24 and second connecting rod 27 do not arrive in the geometric alignment preceding the so-called position second alignment. So, to pass the alignment geometric and go beyond to reach the second alignment, the strut panel 11 must push back piston 54 against the installed preload by Belleville 55 washers. In this way, the prestressing of the Belleville washers is transmitted to the strut panel 11, in the same way as prestressing of the doors was transmitted to the strut via the horns 32.
Of course, the prestressing of the doors and / or the elastic stopper can be transferred to another location of the lander than the strut panel, for example directly to the housing of the undercarriage. The prestressing can also be exerted by one or more internal springs that confirm the second crank 24 and the second connecting rod 27 in their second alignment.
The invention is not limited to what has just been described, but on the contrary encompasses any variant entering within the framework defined by the claims.
In particular, although here all the axes joint are parallel to each other, the invention naturally applies to non-axis kinematics parallels, as long as each together actuator connecting rod / crank comes into alignment when the leg is in one of the extended positions or retracted.

Claims

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1. Method of operating a landing gear aircraft between a deployed position and a position retracted, the undercarriage comprising a raised leg (2) articulated on a structure of the aircraft to be mobile between the deployed position and the retracted position, being stabilized in the deployed position by means of a bracing member (10) comprising two members (11,12) articulated between them, one of which is attached to the leg and the other coupled to the structure of the aircraft, and brought into aligned position when the leg is in deployed position, characterized in that one arranges on the aircraft a rotary actuator (20) comprising first and second cranks (22,24) mounted freely rotating around the same axis of rotation but whose relative angular position can be controlled, the first crank (22) being connected to the bracing member by a first connecting rod (25) while the second crank (24) is connected to the leg by a second connecting rod (27), so that the cranks have:
- a first relative angular position in which the first crank (22) and the first connecting rod (25) are brought into a first alignment when the leg is in the extended position and thus stabilize the members of the bracing member in position substantially aligned;
- a second relative angular position in which the second crank (24) and the second connecting rod (27) are brought into a second alignment when the leg is in the retracted position and thus stabilize the leg in the retracted position.

2. The method of claim 1, wherein the first alignment and second alignment are defined by stops between the crank and the associated connecting rod.

3. Method according to claim 1, in which splint to the door bracing member (30) closing the hold in which the lander is housed in retracted position with the doors in the closed position when the undercarriage is in the deployed position and in retracted position.

4. The method of claim 3, wherein installs a preload in the doors (30) when they are in the closed position, so that this preload confirms the alignment of the assembly connecting rod / crank concerned.

5. The method of claim 1, wherein places an elastic stopper on the structure of the aircraft (50) so that part of the landing gear (11) come into contact with the stopper and exert on the landing gear a preload confirming the alignment of the second connecting rod and the second crank when the landing gear is in the retracted position.

6. The method of claim 5, wherein the stopper comprises a piston (54) kept projecting from a body (52) by the action of Belleville washers (55) installing a preload on the piston (54), and on which a portion (11) of the bracing member comes to rest when the undercarriage is in position retracted.