CN101821162A - 飞机起落架中的负载检测 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种飞机的起落架，其包括：减震器支柱(1)，其具有伸缩的上部分和下部分(2、3)，上部分(2)可连接到飞机机身；臂(4)，其相对于飞机纵向延伸，承载起落架轮(7、7′)，并且由主枢轴(5)枢转地连接到减震器支柱的下部分(3)；负载反应单元(9)，其连接在臂(4)和减震器支柱(1)之间，用于对着陆时在臂和减震器支柱之间施加的负载起反应；以及指示器(60)，其用于监控着陆时施加到负载反应单元(9)的负载。负载反应单元(9)可连接在臂(4)的前端和减震器支柱的上部分(2)之间，使起落架用作半摇臂式起落架。可供选择地，负载反应单元(9)可连接在臂(4)和减震器支柱的下部分(3)之间，用作间距微调器。臂(4)可包括具有前起落架轮和后起落架轮(7、7′)的转向梁，主枢轴(5)位于起落架轮之间。负载反应单元(9)优选地包括流体压力单元，指示器(60)包括在预定压力阈值下操作的机械指示器。

Description

飞机起落架中的负载检测
技术领域
本发明涉及飞机起落架中的负载检测。
背景技术
期望监控在超载着陆期间施加到起落架上的负载，以确定是否已超过所设计的强度水平或者是否面临正超过设计强度水平的危险。
还期望监控在正常着陆期间的着陆负载，以估计施加到起落架上的疲劳负载。
发明内容
根据本发明，飞机的起落架包括：减震器支柱，所述减震器支柱具有伸缩的上部分和下部分，所述上部分可连接到所述飞机的机身；臂，所述臂用于相对于所述飞机沿纵向延伸，承载起落架轮，并且由主枢轴枢转地连接到所述减震器支柱的下部；负载反应单元，所述负载反应单元连接在所述臂和所述减震器支柱之间，用于对着陆时在所述臂和所述减震器支柱之间施加的负载起反应；以及指示器，所述指示器用于监控着陆时施加到所述负载反应单元的负载。
本发明认识到，减震器支柱中的滑动轴承的摩擦使得对于给定减震器内压的负载会显著不同(或可供选择地，对于同样施加的负载，根据轴承摩擦，减震器压力可能不同)。轴承摩擦高度变化，这取决于摩擦系数和垂直施加到轴承的负载。
因此，本发明认识到，可以通过测量负载反应单元中的负载来更精确地测量负载，负载反应单元比减震器支柱受摩擦的影响小。也就是说，与减震器支柱中的压力相比，在流体压力负载反应单元中，压力更紧密地与施加到臂的负载相关。
负载反应单元可以在每一端销接合或者安装在球形轴承上，从而导致产生与其滑动轴承垂直的最小负载。
流体可以是空气(或另外的气体)，但是更优选地是液体。
在下述的实施方式中，所述臂可以是半摇臂式(semi-levered)起落架的臂和/或具有前起落架轮和后起落架轮的转向梁。
附图说明
现在，将参照附图通过实施例的方式描述本发明，其中：
图1是根据本发明的第一实施方式的半摇臂式飞机起落架的示意图；
图2是通过在非操作状态下示出的图1中的指示器的部分；
图3是与图2中的部分类似的部分，其显示部分运行的指示器；
图4是与图2类似的部分，其显示完全运行的指示器；
图5是显示与压力传感器连接的各种电子组件的示意图；
图6是根据本发明的第二实施方式的半摇臂式飞机起落架的示意图；并且
图7是根据本发明的第三实施方式的摇摆转向飞机起落架的示意图。
具体实施方式
图1所示的起落架包括主液压减震器支柱1，该减震器支柱1包括：上部分2，该上部分2可在其上端连接到飞机的下侧；和下部分3，该下部分3在起飞和着陆期间叠缩在上部分2内。转向梁4沿飞机的纵向延伸，并且可枢转地通过转向梁4的中部区域内的主枢轴5连接到下部分3的底部。轮轴6、6′安装到转向梁4的各端和运送轮7、7′处。主支柱1的内部构造没有在图1中示出，但是它可以采用诸如GB 1510554中所示的常规形式并且包含加压的油和气体。
负载反应单元9连接在主支柱的上部分2和转向梁4的前部之间，以控制转向梁在滑行、起飞和着陆期间的角位置。单元9包括外部圆柱形壳体10，其具有承载上连接器11的闭合上端，上连接器11在12处可枢转地连接到主支柱的上端2。活塞杆23从圆柱形壳体10的下端延伸，并且承载下连接器13，下连接器13在14处可枢转地连接到轮轴6和主枢轴5之间的转向梁的前端。侧撑杆(未示出)连接在减震器支柱的上部分2和飞机之间，并且当由装载致动器(未示出)将起落架移动到飞机中的装载位置时，侧支撑与支柱一起移动。
负载反应单元9具有活塞15，该活塞15在圆柱形壳体10内，将内部空间划分成活塞一侧的高压室16和活塞另一侧的低压室17，在两个室16、17之间具有内肩部18，活塞被室16内的高压流体推靠内肩部18。活塞杆23延伸穿过活塞中的轴向开口19，并且在其内端承载保持器20，保持器20用于将活塞15束缚地保持在杆23上。连接器11、13之间施加的张力将造成保持器接合活塞15并且使两者一起移动以对抗高压流体，所述高压流体在包括具有限流器的高压口21的液压控制回路中流动。当释放所施加的张力时，杆23和活塞15返回到图1所示的位置，此时，活塞15抵靠肩部18，并且如果杆23进一步通过转向梁4移动，则杆23将进一步延伸到低压室17内。低压室17通过低压口22连接到控制回路。
在本发明的可选的实施方式中，可以由活塞中的阀门来调节具有张力负载的活塞15和活塞杆23的移动，以使得油能够在活塞两侧的室16、17之间流动，当单元延伸时，与当单元缩回时相比，所述流动更加受到限制。
在操作中，转向梁4倾斜成图1所示的位置，此时，后轮17′在着陆时接触地面。然后，转向梁4逆时针旋转，由此压缩支柱1。负载反应单元9中的高压确保单元9几乎没有延伸或者没有延伸。在前轮7接触地面之前，支柱1一直缩短，由此释放单元9中的张力负载。然后，负载反应单元9收缩以适应主支柱1的缩短。然后，主支柱1用作常规的减震器。
因此在着陆时，负载反应单元9受压，并且该压力可以被当作着陆负载的表示。因此，着陆负载指示器60设置在单元9中，响应内部流体压力。图2所示的指示器60包括线轴62，该线轴62是主体64的孔63中的滑动配合件，该主体64在其内端暴露于流体压力并且开口于单元9的外部，以供服务工程师检查。用O形环密封件65将线轴62密封在孔63中，O形环密封件65位于线轴中的环形凹槽66内。为了限制线轴62在孔63中的运动，在主体64中的侧孔68中安装弹簧加载的制动装置67，使其被推向孔63。制动装置67具有由球67′形成的倒圆端，球67′接合线轴62的轮廓表面。该轮廓由通过桶形肩部70分开的两个环形凹槽69、69′组成，当线轴从图2的正常收缩位置移动到图4中的延伸的过载指示位置时，制动装置67的倒圆端跨过肩部70。肩部70的筒形确保(如图3所示)线轴62随着压力增大的运动受控，并且一旦制动装置通过筒形肩部70的顶部，制动装置67与线轴的接合力就用于协助运行到延伸位置。一旦指示器开始运行，凹槽69′中的制动装置的接合力足以在内部流体压力增大的情况下使线轴保持在合适的位置。
优选地，线轴62被刷成明亮的颜色，以增加其在运行时的可视性。可以通过手动施压来将线轴62复位，或者在需要时可以提供专用工具或键。
本发明利用在着陆时负载反应单元9中的压力和机尾轴4上负载之间的密切关系。辅助致动器9的轴承摩擦较小，这是因为辅助致动器9的各端安装在球状轴承12、14上。转向枢轴5处的摩擦和密封摩擦也将存在，但是可以表现为较小。另外，在着陆时初始受压期间，枢轴5将一直沿着相同的方向旋转。因此，结果可以进行补偿来代表平均摩擦值，只存在由于摩擦的变化导致的剩余误差。
在考虑正常飞机姿态和起落架几何形状、容许的起落架负载限制和所允许的变化或容差之后，可以确定指示器操作所处的合适的压力阈值。
可以在负载反应单元9中设置单个指示器60，以指示在着陆期间出现过载情况。可供选择地，可以设置两个或更多个指示器60，每个指示器60被设置成在不同的内部流体压力下操作，使得可以指示不同的负载阈值。例如，两个指示器可以在它们之间限定指示器范围，一个指示器在低压下操作而另一个指示器在高压下操作。不同的指示器可以用于触发不同的检察和安全程序。可供选择地，多个指示器60可以被设置成在略微不同的压力下操作，以减少由于容差导致的误差余量。
在本发明的可供选择的实施方式中，指示器60可以包括压力传感器而非机械压力阈值指示器。可以提供装置来监控压力变化并指示何时超过阈值。
图5是结合有压力传感器60的负载检测系统的示意性图示，压力传感器60包括负载换能器，其电输出对应于负载反应单元9中的感测压力。
压力传感器的输出由处理器75接收，处理器75将原始压力数据记录在存储器73中。通过使用诸如比较关于减震器与转向枢轴的力矩的方法，用简单的几何曲线确定单元9中的负载和施加到机尾轴的负载之间的关系。这种关系是预定的并且被存储在记录数据的存储器73中，使得处理器75能够由压力数据导出表示施加到机尾轴的负载的值，并且将机尾轴负载值存储在存储器73中。
处理器75可以被设置成确定压力传感器的输出或者从其导出的值(例如，机尾轴负载)是否已经超过了预设的阈值。
可能存在的缺陷是，关于转向枢轴5的力矩取决于机尾轴处的负载的方向及其大小。因此，处理器73基于从传感器(例如，飞机姿态传感器71)接收到的实时数据和存储在预记录数据的存储器72中的预记录数据(例如，跑道的摩擦系数、车辆惯性)来假定负载方向。以此方式，处理器75计算施加到机尾轴的负载的方向，并且处理测量到的方向来计算负载值。
另外，关于转向枢轴5的移动取决于着陆时轮7的轮胎和跑道之间的摩擦系数。为了补偿这种变化，记录数据的存储器72可以包括补偿天气条件的飞机跑道摩擦系数值的数据库。可供选择地，该系统可以利用由刚着陆在同一跑道上的另一个飞机传输的摩擦系数数据。可供选择地，可以(例如)通过将旋转时间与地面速度和已知的车辆惯性相比较来测量轮胎旋转速率，从而确定摩擦系数。可供选择地，可以通过起落架上的动压阻力载荷来确定摩擦系数。
对负载反应单元9中的负载(因此对机尾轴负载)的测量可以用作综合负载测量系统中的一部分。可以由处理器75结合来自其它传感器的结果来处理负载测量，以得到所施加的全部负载的更完全的指示。
显示装置74可以显示多种指示，包括原始压力数据、机尾轴负载数据，或者当压力超过预设阈值时的过载着陆的简单指示。
图6所示的本发明的另一个实施方式与图1中的实施方式类似，相同的附图标记用于类似的组件。图1中的转向梁4被具有承载轮7′的机尾臂50的梁以及承载负载反应单元9的前臂51(没有承载轮)替代。负载反应单元9具有上连接器11、用于将上连接器枢转连接到减震器支柱的上部分的上枢轴12、下连接器13以及用于将下连接器枢转连接到前臂51的下枢轴14。包括圆柱形外壳10、活塞15和活塞杆23的伸缩单元包含对上连接器和下连接器之间施加的负载起反应的流体，并且设置压力指示器或传感器60用于监控流体中的压力。还设置液压回路来反应张力负载并且补偿流体损失或差动位移区域。上室17可以连接到大气压。
在图7中示出本发明的另一个实施方式，该实施方式应用于装配有间距微调器80的摇摆转向起落架，间距微调器80控制着陆时转向架的位置。着陆时转向架围绕枢轴5的旋转受间距微调器80的阻止，这样增加了一个或多个内部室的液压。在间距微调器80中设置着陆负载指示器60以响应于内部液压，并且着陆负载指示器60可以被设计成采用与之前实施方式所描述的指示器60类似的方式操作。间距微调器60不会受到与图1和图6中的负载反应单元9的反应负载一样大的反应负载，但是应用了相同的操作原理。
在本发明的另一个实施方式中，图7中的着陆负载指示器可以适于响应于间距微调器中的反应运动速度。例如，可以监控间距微调器内的差动压力，以表示液压流体的流速并因此表示反应运动。监控指示器产生的传感器信号，以检测与重着陆对应的反应运动。
在本发明的其它实施方式中，图7中的间距微调器80可以连接在转向架4的机尾端和减震器支柱的下部分3之间。

Claims (32)

1.一种飞机起落架，该飞机起落架包括：
减震器支柱，所述减震器支柱具有伸缩的上部分和下部分，所述上部分可连接到所述飞机的机身；
臂，所述臂相对于所述飞机沿纵向延伸，承载起落架轮，并且由主枢轴枢转地连接到所述减震器支柱的所述下部分；
负载反应单元，所述负载反应单元连接在所述臂和所述减震器支柱之间，用于对着陆时所述臂和所述减震器支柱之间施加的负载起反应；以及
指示器，所述指示器用于监控着陆时施加到所述负载反应单元的负载。
2.根据权利要求1所述的起落架，其中所述负载反应单元连接在所述臂的前端和所述减震器支柱的所述上部分之间，并且用于使所述起落架用作半摇臂式起落架。
3.根据权利要求1所述的起落架，其中所述负载反应单元连接在所述臂和所述减震器支柱的所述下部分之间，用作间距微调器。
4.根据权利要求3所述的起落架，其中所述负载反应单元连接在所述臂的所述前端和所述减震器的所述下部分之间。
5.根据前述任一项权利要求所述的起落架，其中所述臂包括转向梁，所述转向梁具有前起落架轮和后起落架轮，并且所述主枢轴位于所述前起落架轮和所述后起落架轮之间。
6.根据前述任一项权利要求所述的起落架，其中所述负载反应单元包括流体压力单元，并且所述指示器响应于所述流体压力单元中的压力。
7.根据权利要求6所述的起落架，其中所述指示器包括机械指示器，所述机械指示器暴露于所述流体压力单元中的压力，以在预定压力阈值下操作。
8.根据权利要求7所述的起落架，其中所述机械指示器与由弹簧加载的制动器协作，所述制动器限定所述指示器的正常位置和操作位置。
9.根据权利要求5或6所述的起落架，该起落架包括设置成在不同的阈值压力下操作的两个或更多个指示器。
10.根据权利要求6所述的起落架，其中所述指示器包括压力传感器，所述压力传感器根据感测到的压力来产生输出信号。
11.根据权利要求10所述的起落架，该起落架还包括用于记录所述压力传感器的输出的装置。
12.根据权利要求11所述的起落架，该起落架还包括用于确定所述压力传感器的输出或者从该输出导出的值是否已经超过预设阈值的装置。
13.根据权利要求6所述的起落架，其中所述指示器包括液压传感器，该液压传感器根据所述负载反应单元中的反应运动速度来产生输出信号。
14.根据前述任一项权利要求所述的起落架，其中将所述负载反应单元连接到所述臂和所述减震器支柱的枢轴中的一个或两个包括球形轴承。
15.根据前述任一项权利要求所述的起落架，其中将所述负载反应单元连接到所述臂和所述减震器支柱的枢轴中的一个或两个包括销接头。
16.根据权利要求9所述的起落架，该起落架还包括负载计算器，所述负载计算器用于处理所述压力传感器的输出，以计算表示施加到所述臂的负载的值。
17.根据权利要求16所述的起落架，该起落架还包括传感器，所述传感器用于感测施加到所述臂的负载的方向，并且产生输出，所述负载计算器处理所述输出，以计算表示施加到所述臂的负载的值。
18.根据权利要求17所述的起落架，其中用于感测施加到所述臂的负载的方向的所述传感器包括飞机姿态传感器。
19.一种用于飞机起落架的负载反应单元，所述起落架包括减震器支柱、臂和主枢轴，所述减震器支柱具有伸缩的上部分和下部分，所述上部分可连接到飞机的机身，所述臂相对于所述飞机沿纵向延伸并且承载起落架轮，所述主枢轴将所述臂枢转地连接到所述减震器支柱的所述下部分，所述负载反应单元包括：
第一连接器；第一枢轴，所述第一枢轴用于将所述第一连接器枢转地连接到所述减震器支柱或者连接到所述机身；第二连接器；第二枢轴，所述第二枢轴用于将所述第二连接器枢转地连接到所述臂；伸缩单元，所述伸缩单元用于对在所述第一连接器和所述第二连接器之间施加的负载起反应；以及指示器，所述指示器用于监控所述伸缩单元中的反应负载。
20.根据权利要求19所述的起落架，其中所述伸缩单元具有流体填充室，所述流体填充室对在所述第一连接器和所述第二连接器之间施加的负载起反应，并且所述指示器是压力指示器。
21.根据权利要求20所述的起落架，其中所述压力指示器包括机械指示器，所述机械指示器暴露于所述室中的压力，以在预定压力阈值下操作。
22.根据权利要求21所述的起落架，其中所述机械指示器与由弹簧加载的制动器协作，所述由弹簧加载的制动器限定所述指示器的正常位置和操作位置。
23.根据权利要求21或22所述的起落架，该起落架包括被设置成在不同阈值压力下操作的两个或更多个压力指示器。
24.根据权利要求20所述的起落架，其中所述压力指示器包括压力传感器，所述压力传感器根据感测到的压力来产生输出信号。
25.根据权利要求21所述的起落架，其中所述指示器根据所述负载反应单元中的反应运动速度来产生输出信号。
26.一种监控飞机起落架上的负载的方法，所述起落架包括：
减震器支柱，所述减震器支柱具有伸缩的上部分和下部分，所述上部分可连接到所述飞机的机身；
臂，所述臂相对于所述飞机沿纵向延伸，并且承载起落架轮，以及
主枢轴，所述主枢轴将所述臂枢转地连接到所述减震器支柱的所述下部分；以及
负载反应单元，所述负载反应单元具有第一连接器、用于将所述第一连接器枢转地连接到所述减震器支柱或连接到所述机身的第一枢轴、第二连接器、用于将所述第二连接器枢转地连接到所述臂的第二枢轴、用于对在所述第一连接器和所述第二连接器之间施加的负载起反应的伸缩单元，
所述方法包括：监控施加在所述伸缩单元中的负载。
27.根据权利要求26所述的方法，该方法还包括：测量所述伸缩单元中的流体压力并且处理所述测量的值，以计算表示施加到所述臂的负载的值。
28.根据权利要求27所述的方法，该方法还包括：测量施加到所述臂的负载的方向并且处理测量到的方向，以计算表示施加到所述臂的负载的值。
29.根据权利要求26至28中的任一项所述的方法，该方法还包括：测量所述压力并且记录测量到的压力或者从该压力导出的值。
30.根据权利要求26至28中的任一项所述的方法，该方法还包括：测量所述压力并且显示测量到的压力或者从测量到的压力导出的值。
31.根据权利要求26至29中的任一项所述的方法，该方法还包括：测量所述压力并且确定所述测量的值或者从该测量值导出的值是否已经超过预设的阈值。
32.根据权利要求26所述的方法，该方法还包括：监控所述伸缩单元中的压力，并且根据所述伸缩单元中的反应运动速度来产生输出信号。
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IL (1) IL204797A0 (zh)
RU (1) RU2478525C2 (zh)
WO (1) WO2009047367A2 (zh)

Cited By (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102730188A (zh) * 2011-04-01 2012-10-17 波音公司 起落架系统
CN103221307A (zh) * 2010-11-24 2013-07-24 梅西耶-道提有限公司 用于飞机起落架的机械位置指示器
CN103258105A (zh) * 2012-02-17 2013-08-21 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机起落架寿命消耗计算方法
CN103523210A (zh) * 2012-07-06 2014-01-22 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 前起落架摩擦减摆装置
CN103917446A (zh) * 2011-08-22 2014-07-09 梅西耶道蒂有限公司 飞机起落架
CN103958926A (zh) * 2011-11-11 2014-07-30 梅西耶道蒂有限公司 测量仪器
CN103983438A (zh) * 2014-04-17 2014-08-13 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机转弯操纵系统寿命试验方法
CN104024107A (zh) * 2011-12-07 2014-09-03 梅西耶-布加蒂-道提公司 飞机起落架支杆
CN105438497A (zh) * 2015-11-26 2016-03-30 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种电驱动起落架加载装置
CN105644797A (zh) * 2014-11-14 2016-06-08 通用电气航空系统有限公司 带有载荷和位置指示器的航空器组件
CN108341048A (zh) * 2017-01-25 2018-07-31 波音公司 具有缩短机构的单轴半摇臂式起落架
CN108382568A (zh) * 2017-02-03 2018-08-10 赛峰起落架系统公司 飞行器起落装置
CN108791828A (zh) * 2017-04-26 2018-11-13 赛峰起落架系统加拿大公司 可展开和可缩回的减震支柱
CN108875137A (zh) * 2017-05-15 2018-11-23 空中客车英国运营有限责任公司 减振器尺寸
CN108974331A (zh) * 2017-06-02 2018-12-11 波音公司 半摇臂式收缩起落架
CN109506819A (zh) * 2018-12-13 2019-03-22 贵州贵航飞机设计研究所 一种飞机着陆时起落架冲击载荷的监控方法
CN109606713A (zh) * 2018-12-03 2019-04-12 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种纯机械式重着陆指示结构
CN110274823A (zh) * 2019-06-28 2019-09-24 郑州航空工业管理学院 机场跑道试飞实验装置
CN110816861A (zh) * 2018-08-08 2020-02-21 极光飞行科学公司 监控飞行器的垂直着陆的飞行器着陆系统和方法
CN111097716A (zh) * 2019-12-25 2020-05-05 昆山孚思格机电科技有限公司 一种链式测力分选机基准端伸出驱动和过载保护方法
CN114510066A (zh) * 2022-01-26 2022-05-17 广东工业大学 一种倾转旋翼重载物流无人机控制方法及系统

Families Citing this family (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2452938B (en) * 2007-09-19 2011-08-10 Messier Dowty Ltd Load indicator
GB2465397C (en) * 2008-11-17 2013-04-10 Messier Dowty Ltd Load indicator
GB2469804B (en) * 2009-04-27 2013-08-21 Messier Dowty Ltd Bearing assembly
US7946165B2 (en) * 2009-05-05 2011-05-24 Goodrich Corporation Over-speed, rough loads and hard landing detection system
US8903572B1 (en) * 2009-08-11 2014-12-02 The Boeing Company Aircraft landing evaluation system
US8616146B2 (en) * 2010-03-05 2013-12-31 Goodrich Corporation System for indicating an airplane hard landing
US8448900B2 (en) * 2010-03-24 2013-05-28 The Boeing Company Semi-levered landing gear and associated method
FR2959207B1 (fr) * 2010-04-26 2012-04-20 Eurocopter France Systeme a absortion d'energie pour un atterisseur, et aeronef muni dudit systeme a absorption d'energie
US8933713B2 (en) * 2010-07-19 2015-01-13 Goodrich Corporation Capacitive sensors for monitoring loads
GB2483472B (en) * 2010-09-08 2012-08-15 Messier Dowty Ltd Aircraft landing gear
US10131419B2 (en) 2010-10-15 2018-11-20 Goodrich Corporation Systems and methods for detecting landing gear ground loads
US9481452B2 (en) * 2010-11-22 2016-11-01 The Boeing Company Hydraulic actuator for semi levered landing gear
US8939400B2 (en) 2011-02-21 2015-01-27 The Boeing Company Air-ground detection system for semi-levered landing gear
US8862377B2 (en) * 2011-03-31 2014-10-14 Sikorsky Aircraft Corporation Method and system for detecting forces on aircraft
CN103818548B (zh) * 2012-11-16 2016-08-10 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 自适应全地形直升机起落架装置
CN103033380B (zh) * 2012-12-11 2015-07-01 中国飞机强度研究所 一种起落架收放试验加载方法
GB2510412C (en) * 2013-02-04 2021-08-25 Messier Dowty Ltd Aircraft landing gear pitch trimmer actuator with variable damping
KR200467824Y1 (ko) 2013-02-21 2013-07-05 (주) 코마코 항공기의 랜딩기어 레버
US9221556B2 (en) * 2013-10-29 2015-12-29 The Boeing Company Airplane off ground advisory system
US9652902B2 (en) 2014-07-24 2017-05-16 Goodrich Corporation Pitch trim actuator servicing monitoring system
CN105607524B (zh) * 2016-03-16 2018-04-13 中国飞机强度研究所 一种主起假轮垂向传感器输出信号切换控制器
EP3248869B1 (en) * 2016-05-25 2018-09-12 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Retraction / extension of a landing gear in an aircraft
US10384769B2 (en) 2017-01-06 2019-08-20 Goodrich Corporation Two stage strut allowing low initial compression load
US10625849B2 (en) * 2017-04-11 2020-04-21 The Boeing Company Levered landing gear with inner shock strut
GB2562781A (en) * 2017-05-25 2018-11-28 Airbus Operations Ltd Landing gear bogie pitch trimmer
GB2563949A (en) * 2017-06-30 2019-01-02 Airbus Operations Ltd Aircraft landing gear assembly
GB2563945A (en) * 2017-06-30 2019-01-02 Airbus Operations Ltd Aircraft landing gear assembly
GB2563948A (en) 2017-06-30 2019-01-02 Airbus Operations Ltd Aircraft landing gear assembly
US11161599B2 (en) 2018-01-26 2021-11-02 The Boeing Company Landing gear strut assembly and method therefor
US10981646B2 (en) 2018-07-30 2021-04-20 The Boeing Company Landing gear shrink link mechanism
CA3060756A1 (en) * 2018-11-07 2020-05-07 Bombardier Inc. Hard landing indicator for an aircraft landing gear
CN109684678B (zh) * 2018-12-04 2023-04-18 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 全机疲劳试验多轮多支柱起落架疲劳载荷优化处理方法
GB2602150A (en) * 2020-12-21 2022-06-22 Airbus Operations Ltd An aircraft landing gear
US11939045B2 (en) * 2022-04-27 2024-03-26 The Boeing Company Landing gear assembly for an aircraft, a landing gear system, and a method
US11892052B2 (en) * 2022-05-06 2024-02-06 Goodrich Corporation Temperature compensated shock strut visual health indicator systems and methods
CN114705470B (zh) * 2022-06-07 2022-08-26 中国飞机强度研究所 飞机耐冲击强度测试试验的冲击加载系统及其加载方法
CA3218700A1 (en) * 2022-12-05 2024-06-05 Goodrich Corporation Aircraft hard landing indicator
US12043408B2 (en) * 2022-12-05 2024-07-23 Goodrich Corporation Aircraft hard landing indicator

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2579180A (en) * 1949-03-15 1951-12-18 Cons Vultee Aircraft Corp Tandem-wheel shock absorbing aircraft landing gear
US2826381A (en) * 1954-03-26 1958-03-11 Lockheed Aircraft Corp Landing gear for aircraft
GB1006522A (en) * 1963-10-08 1965-10-06 Electro Hydraulics Ltd Retractable undercarriages for aircraft
GB1510554A (en) 1976-03-31 1978-05-10 British Aircraft Corp Ltd Aircraft undercarriage unit
CA1127191A (en) * 1978-10-13 1982-07-06 L. Dale Coad Viscous spring damper
US4296897A (en) * 1979-01-22 1981-10-27 The Boeing Company Brake torque limiter
RU1107464C (ru) * 1983-04-18 1995-06-19 Самарское государственное предприятие "Авиаагрегат" Опора шасси летательного аппарата
FR2616410B1 (fr) * 1987-06-09 1992-08-21 Messier Hispano Sa Dispositif d'atterrissage a poutre basculante
CA2129521C (en) * 1992-02-07 2003-04-15 C. Kirk Nance Aircraft weight and center of gravity indicator
FR2699886B1 (fr) * 1992-12-28 1995-03-24 Messier Bugatti Atterrisseur relevable, notamment pour avion gros porteur.
CN2309284Y (zh) * 1997-07-08 1999-03-03 马金山 一种飞机起落架的减震支柱
IL138399A (en) * 1998-03-19 2004-01-04 Goodrich Co B F Dual-mode operator for the main beam of an airplane pedestrian
US6182925B1 (en) * 1999-03-30 2001-02-06 The Boeing Company Semi-levered landing gear and auxiliary strut therefor
US6575405B2 (en) * 1999-03-30 2003-06-10 The Boeing Company Control system and method for a semi-levered landing gear for an aircraft
JP2003054496A (ja) * 2001-08-09 2003-02-26 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 航空機の脚部構造
US6676075B2 (en) * 2001-08-30 2004-01-13 The Boeing Company Airplane hard landing indication system
US7274310B1 (en) * 2005-03-29 2007-09-25 Nance C Kirk Aircraft landing gear kinetic energy monitor
US7193530B2 (en) * 2005-03-29 2007-03-20 Nance C Kirk Aircraft landing gear automated inspection and life limitation escalation system and method
CA2509742A1 (en) * 2005-06-10 2006-12-10 Messier-Dowty Inc. System and method for determining aircraft hard landing events from inertial and aircraft reference frame data
GB0515359D0 (en) * 2005-07-26 2005-08-31 Airbus Uk Ltd Landing gear
GB2428650B (en) * 2005-08-04 2011-01-12 Messier Dowty Ltd Landing gear
GB0517351D0 (en) * 2005-08-24 2005-10-05 Airbus Uk Ltd Landing load monitor for aircraft landing gear
US7815143B2 (en) * 2006-08-11 2010-10-19 The Boeing Company Aircraft landing gear truck orientation for noise reduction

Cited By (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103221307B (zh) * 2010-11-24 2016-04-27 梅西耶-道提有限公司 用于飞机起落架的机械位置指示器
CN103221307A (zh) * 2010-11-24 2013-07-24 梅西耶-道提有限公司 用于飞机起落架的机械位置指示器
US9272792B2 (en) 2010-11-24 2016-03-01 Messier-Dowty Limited Mechanical position indicator
CN102730188B (zh) * 2011-04-01 2016-03-16 波音公司 起落架系统及改变起落架的长度的方法
CN102730188A (zh) * 2011-04-01 2012-10-17 波音公司 起落架系统
CN103917446A (zh) * 2011-08-22 2014-07-09 梅西耶道蒂有限公司 飞机起落架
CN103958926B (zh) * 2011-11-11 2016-08-24 梅西耶道蒂有限公司 测量仪器
CN103958926A (zh) * 2011-11-11 2014-07-30 梅西耶道蒂有限公司 测量仪器
US9562584B2 (en) 2011-11-11 2017-02-07 Safran Landing Systems Uk Ltd Aircraft landing gear fluid gauge
CN104024107A (zh) * 2011-12-07 2014-09-03 梅西耶-布加蒂-道提公司 飞机起落架支杆
CN104024107B (zh) * 2011-12-07 2016-04-13 梅西耶-布加蒂-道提公司 飞机起落架支杆
CN103258105A (zh) * 2012-02-17 2013-08-21 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机起落架寿命消耗计算方法
CN103523210A (zh) * 2012-07-06 2014-01-22 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 前起落架摩擦减摆装置
CN103983438A (zh) * 2014-04-17 2014-08-13 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机转弯操纵系统寿命试验方法
CN105644797B (zh) * 2014-11-14 2018-02-02 通用电气航空系统有限公司 带有载荷和位置指示器的航空器组件
CN105644797A (zh) * 2014-11-14 2016-06-08 通用电气航空系统有限公司 带有载荷和位置指示器的航空器组件
CN105438497A (zh) * 2015-11-26 2016-03-30 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种电驱动起落架加载装置
CN108341048A (zh) * 2017-01-25 2018-07-31 波音公司 具有缩短机构的单轴半摇臂式起落架
CN108382568B (zh) * 2017-02-03 2022-06-03 赛峰起落架系统公司 飞行器起落装置
CN108382568A (zh) * 2017-02-03 2018-08-10 赛峰起落架系统公司 飞行器起落装置
CN108791828A (zh) * 2017-04-26 2018-11-13 赛峰起落架系统加拿大公司 可展开和可缩回的减震支柱
CN108791828B (zh) * 2017-04-26 2023-07-25 赛峰起落架系统加拿大公司 可展开和可缩回的减震支柱
CN108875137A (zh) * 2017-05-15 2018-11-23 空中客车英国运营有限责任公司 减振器尺寸
CN108974331A (zh) * 2017-06-02 2018-12-11 波音公司 半摇臂式收缩起落架
CN110816861A (zh) * 2018-08-08 2020-02-21 极光飞行科学公司 监控飞行器的垂直着陆的飞行器着陆系统和方法
CN110816861B (zh) * 2018-08-08 2023-10-03 极光飞行科学公司 监控飞行器的垂直着陆的飞行器着陆系统和方法
CN109606713A (zh) * 2018-12-03 2019-04-12 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种纯机械式重着陆指示结构
CN109606713B (zh) * 2018-12-03 2022-08-02 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种纯机械式重着陆指示结构
CN109506819A (zh) * 2018-12-13 2019-03-22 贵州贵航飞机设计研究所 一种飞机着陆时起落架冲击载荷的监控方法
CN110274823A (zh) * 2019-06-28 2019-09-24 郑州航空工业管理学院 机场跑道试飞实验装置
CN110274823B (zh) * 2019-06-28 2020-07-24 郑州航空工业管理学院 机场跑道试飞实验装置
CN111097716A (zh) * 2019-12-25 2020-05-05 昆山孚思格机电科技有限公司 一种链式测力分选机基准端伸出驱动和过载保护方法
CN111097716B (zh) * 2019-12-25 2022-05-10 昆山孚思格机电科技有限公司 一种链式测力分选机基准端伸出驱动和过载保护方法
CN114510066A (zh) * 2022-01-26 2022-05-17 广东工业大学 一种倾转旋翼重载物流无人机控制方法及系统
CN114510066B (zh) * 2022-01-26 2022-11-08 广东工业大学 一种倾转旋翼重载物流无人机控制系统

Also Published As

Publication number Publication date
IL204797A0 (en) 2010-11-30
GB2453554B (en) 2012-03-14
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JP5252514B2 (ja) 2013-07-31
JP2011504829A (ja) 2011-02-17
EP2195237B1 (en) 2013-02-27
GB2453554A (en) 2009-04-15
US20100288878A1 (en) 2010-11-18
GB0719732D0 (en) 2007-11-21
EP2195237A2 (en) 2010-06-16
RU2478525C2 (ru) 2013-04-10
WO2009047367A3 (en) 2009-11-12
WO2009047367A2 (en) 2009-04-16

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US20210309389A1 (en) Systems and method for automated servicing of shock struts
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