DE1239949B

DE1239949B - Main landing gear part for an airplane

Info

Publication number: DE1239949B
Application number: DED48230A
Authority: DE
Inventors: Dennis Gilbert Bridges; Arthur Adrian John Willitt; Sidney William Henry Wood
Original assignee: Dowty Rotol Ltd
Current assignee: Dowty Rotol Ltd
Priority date: 1965-09-17
Filing date: 1965-09-17
Publication date: 1967-05-03

Description

Hauptfahrwerkteil für ein Flugzeug Die Erfinduna betrifft ein im wesentlichen unter der mittleren Längsachse eines Flugzeuges angeordnetes Hauptfahrwerkteil, wobei auf gegenüberliegenden Seiten dieser Achse zusätzlich Fahrgestellausleger zur Schaffung der Querstabilität angeordnet sind.Main landing gear part for an aircraft The invention relates essentially to a main undercarriage part arranged under the central longitudinal axis of an aircraft, while on opposite sides of this axis additional undercarriage arms are arranged to create transverse stability.

Wenn das Flugzeug in der Luft ist und zur Landung ansetzt, ist es zweckmäßig, daß die Auslegerteile nicht so weit wie die Hauptteile des Fahrwerks nach unten vorstehen. Die Ausleger spielen daher während der Landung für die Stoßdämpfung keine oder nur eine geringe Rolle, geben aber dem Flugzeug beim Stehen oder langsamen Rollen über den Boden Querstabilität. Auch wenn das Flugzeug beim Start vor dem Augenblick des Abhebens Geschwindigkeit gewinnt und die aerodynamische Steuerung des Flugzeuges unzureichend ist, sorgen die Auslegerteile bis zu dem Augenblick für Querstabilitä4 wo sie den Boden verlassen.When the plane is in the air and about to land, it is expedient that the boom parts not as far as the main parts of the landing gear protrude downwards. The booms therefore play for shock absorption during landing no or only a minor role, but give the aircraft when standing or slowing down Roll across the floor lateral stability. Even if the aircraft takes off before the Moment of take-off speed wins and the aerodynamic control of the aircraft is inadequate, the boom parts take care of the moment for lateral stability where they leave the ground.

Die Erfindung bringt Vorteile für ein Flugzeug mit durch aerodynamische Flächen erzeugtem Auftrieb, insbesondere für ein Flugzeug der obenerwähnten Art, das durch abwärts wirkende Schubvorrichtungen für senkrechtes und kurzes Starten und Landen geeignet ist.The invention brings advantages for an aircraft through aerodynamic Surface generated lift, in particular for an aircraft of the type mentioned above, the downward-acting thrust devices for vertical and short take-offs and landing is suitable.

Die Erfindung geht aus von einem bekannten Hauptfahrwerkteil für ein Flugzeug, bestehend aus einer öl-Luft-Stoßdämpferstütze mit einem Bodenteil und einer ersten Stoßdämpferkammer, aus der beim Zusammendrücken des Stoßdämpfers Flüssigkeit durch ein Rückschlagventil in eine zweite Kammer strömt und in die bei der Ausdehnung des Stoßdämpfers Flüssigkeit aus der zweiten Kammer durch einen Kanal mit einer Drosseleinrichtung einströmt.The invention is based on a known main undercarriage part for a Airplane, consisting of an oil-air shock absorber support with a bottom part and a first shock absorber chamber, from which liquid when the shock absorber is compressed flows through a check valve into a second chamber and into which upon expansion of the shock absorber fluid from the second chamber through a channel with a Throttle device flows in.

Bei einer bekannten Anordnung für ein Flugzeug, das auf dem Deck eines Flugzeugträgers steht, weist der Stoßdämpfer eine Ventileinrichtung auf, mit der eine zeitweilige hydraulische Verriegelung vorgenornmen werden kann, um ein unzulässiges Rollen des abgestellten Flugzeuges zu verhindern, wenn sich die natürliche Frequenz der Bewegung des Flugzeugrägers nähert, wobei die Verriegelung beim normalen Start und Landen gelöst wird. Dabei kann das Rückschlagventil als ein durch Trägheit gesteuertes Ventil ausgebildet sein, das unter normaler statischer Last in die geschlossene Stellung gedrückt wird, um eine hydraulische Verriegelung zwischen dem Inneren des hohlen Kolbens des Stoßdämpfers und der Zylinderkammer aufrechtzuerhalten, wobei die Trägheitsvorrichtung automatisch die hydraulische Verriegelung löst, wenn die Aufwärtsbeschleunigung des Flugzeugträgerdecks gegenüber der Trägheitsvorrichtung einen vorbestimmten Wert überschreitet, so daß eine gedämpfte Stoßdämpferbewegung auftritt.In a known arrangement for an aircraft on the deck of a Is the aircraft carrier, the shock absorber has a valve device with which a temporary hydraulic lock can be made to prevent an inadmissible Prevent rolling the parked aircraft when the natural frequency approaching the movement of the aircraft carrier, with the latch during normal take-off and landing is resolved. The check valve can be used as an inertia-controlled one Valve be designed that under normal static load in the closed Position is pressed to create a hydraulic lock between the interior of the hollow piston to maintain the shock absorber and the cylinder chamber, being the inertia device automatically releases the hydraulic lock when the Upward acceleration of the aircraft carrier deck relative to the inertial device exceeds a predetermined value, so that a damped shock absorber movement occurs.

Es ist Aufgabe der Erfindung, die öl-Luft-Stoßdämpferstütze, von der die Erfindung ausgeht, derart auszubilden, daß die Ausdehnung der Stütze beim Start bis zu einer festgelegten Belastungsgröße durch hydraulische Verriegelung verhindert wird, wobei je- doch die Landefläche nicht beweglich, sondern feststehend ist. Der Zweck der Erfindung ist dabei in der Verbesserung der seitlichen Stabilität des Flugzeuges während des Starts zu sehen, wenn die Stabilisierungswirkung der Ausleger reduziert ist.It is an object of the invention, the oil-air shock absorber support, from which the invention starts to form so that the extent of the support at the start up to a specified load size prevents hydraulic lock, whereby but the landing area does not JE movable, but is fixed. The purpose of the invention is to be seen in the improvement of the lateral stability of the aircraft during take-off when the stabilizing effect of the boom is reduced.

Zur Lösung dieses Problems ist die Erfindung darin zu sehen, daß an dem Fahrwerk eine von Hand vor dem Start in Betriebsbereitschaft zu setzende Steuervorrichtung zum Schließen eines in dem Kanal an-eordneten Steuerventils angeordnet ist und eine auf Belastungsänderungen der Stütze ansprechende Vorrichtung vorgesehen ist, die auf die Steuervorrichtung, so einwirkt, daß bei einer Verringerung der auf das Bodenteil wirkenden Kraft die Steuervorrichtung das Steuerventil öffnet und bei einer Steigerung schließt.To solve this problem, the invention is to be seen in that an the undercarriage a control device to be put into operational readiness by hand before the start for closing a control valve arranged in the channel is arranged and a responsive to changes in the load on the support device is provided which on the control device, acts so that with a reduction in on the bottom part acting force the control device opens the control valve and when there is an increase closes.

Eine bevorzugte Ausführungsform sieht vor, daß die auf Belastungsänderungen ansprechende Vorrichtung ein Druckschalter ist, der auf den Flüssigkeitsdruck in einer Kammer anspricht, in die bei der Ausdehnung des Stoßdämpfers Flüssigkeit einfließt.A preferred embodiment provides that the load changes appealing device is a pressure switch that reacts to the fluid pressure in responds to a chamber into which liquid flows as the shock absorber expands.

Wahlweise kann die auf Belastungsänderungen ansprechende Vorrichtung auch aus einem an dem C Unterteil der Stoßdämpferstütze beweglich angebrachten Bodenfühler und einem durch die Bewegung des Bodenfühlers betätigten Schalter bestehen.Optionally, the device responsive to changes in load can also consist of a floor sensor movably attached to the C lower part of the shock absorber support and a switch actuated by the movement of the floor sensor.

Zweckmäßig ist die Steuervorrichtung ein elektromagnetisch betätigtes Schaltventil, daß das Steuerventil betäti-t und für diese Betätigung, von der auf Belastungsänderungen ansprechende Vorrichtung schaltbar ist.The control device is expediently an electromagnetically actuated one Switching valve that actuates the control valve and for this actuation, from the on Load changes responsive device is switchable.

Die Wirkun- der Steuervorrichtung besteht darin, beim Anstieg der Motorleistung vor dem Start den unmittelbaren Auftrieb des Flugzeuges unter der gemeinsamen Wirkung der Motorleistung und des Federungsvermögens des Hauptfahrwerkteils bis zu dem Zeitpunkt zu verhindern, wo die Auslegerteile vom Boden abheben. So wird zusätzliche Zeit gewonnen, während welcher der Pilot die Querstabilität durch aerodynamische Flächen oder außen angebrachte Düsen oder Gebläse erreichen kann.The effect of the control device is to increase the Engine power prior to takeoff the immediate lift of the aircraft under the joint effect of the engine power and the suspension capacity of the main undercarriage part to prevent until the point where the boom parts lift off the ground. So will additional time is gained during which the pilot can increase the lateral stability through aerodynamic Can reach surfaces or externally mounted nozzles or fans.

Zwei Ausführungsformen der Erfindung in einem Hauptfahrwerkteil mit einer öl-Luft-Stoßdämpferstütze sind in den F i g. 1 bzw. 2 der Zeichnung bildlich dargestellt.Two embodiments of the invention in a main undercarriage part with an oil-air shock absorber support are shown in FIGS. 1 and 2 of the drawing are illustrated.

F i g. 1 zeigt einen öl-Luft-Stoßdämpfer. Er besteht aus einem Zylinder 10, der mit dem oberen Teil der Landestätze verbunden ist oder einen Teil von ihm bildet, und einem in dem Zylinder 10 gleitbaren unteren Zylinder 11. Der Zylinder 11 ist an dem unteren Teil der Landestütze, die als Bodenteil ein Rad 12 trägt, angebracht. Der innere Zylinder 11 enthält einen Trennkolben 13, der in der Zylinderbohrung durch einen Dichtungsring 14 abgedichtet ist und ein unterhalb des Kolbens befindliches Druckluftvolumen 15 von einem oberhalb des Kolbens befindlichen Flüssigkeitsvolumen 16 trennt. Das innere Ende des Zylinders 11 trägt einen Ring-kolben 17, der mit den Dichtun-sringen 19 und 20 nach außen gegen die Bohrun,EF , des äußeren Zylinders 10 bzw. nach innen gegen die Fläche einer Hohlstange 18 dichtet. Der Zylinder 10, die an ihm befestigte Hohlstange 18 und der Ringkolben 17 begrenzen eine erste ringförmige mit Flüssigkeit gefüllte Kammer 21. Auf der Unterseite des Kolbens 17 ist in einem Spalt zwischen dem inneren Zylinder 11 und der Bohrung des Zylinders 10 eine, zweite untere, mit Flüssigkeit gefüllte rinförmige Kammer 22 ausgebildet, deren Querschnittsfläche kleiner als die der oberen Ringkammer 21 ist. Eine öffnung 23 in dem oberen Teil der Stan,-e 18 verbindet die Ringkammer 21 mit einer mit Flüssigkeit gefüllten mittleren Kammer 24 in der Stange 18. Diese mittlere Kammer 24 hat auf der Unterseite zu der Kammer 16 in einem Stirnteil 26 der Stange Steueröffnungen 25, die durch einen von einer Feder 28 belasteten Rückschlagventilkörper 27 verschließbar sind. Eine öffnung 29 in dem oberen Teil des inneren Zylinders 11 verbindet die flüssigkeitsgefüllte Kammer 16 mit der Ringkammer 22.F i g. 1 shows an oil-air shock absorber. It consists of a cylinder 10 which is connected to the upper part of the Landestätze or forms part of it, and a slidable in the cylinder 10 lower cylinder 11. The cylinder 11 at the lower part of the landing support that as the bottom part of a wheel 12 carries, attached. The inner cylinder 11 contains a separating piston 13 which is sealed in the cylinder bore by a sealing ring 14 and separates a compressed air volume 15 located below the piston from a liquid volume 16 located above the piston. The inner end of the cylinder 11 carries an annular piston 17 which, with the sealing rings 19 and 20, seals outwards against the bore, EF , of the outer cylinder 10 and inwards against the surface of a hollow rod 18 . The cylinder 10, the hollow rod 18 attached to it and the annular piston 17 delimit a first annular chamber 21 filled with liquid. On the underside of the piston 17 in a gap between the inner cylinder 11 and the bore of the cylinder 10 is a second lower, Formed with liquid-filled ring-shaped chamber 22, the cross-sectional area of which is smaller than that of the upper annular chamber 21. An opening 23 in the upper part of the rod 18 connects the annular chamber 21 with a liquid-filled central chamber 24 in the rod 18. This central chamber 24 has control openings 25 on the underside of the chamber 16 in a front part 26 of the rod which can be closed by a spring 28 loaded by a non-return valve body 27th An opening 29 in the upper part of the inner cylinder 11 connects the liquid-filled chamber 16 with the annular chamber 22.

Wenn der Stoßdämpfer zusammengedrückt wird, strömt Flüssigkeit von der oberen Ringkammer 21 durch die öffnung 23 in die mittlere Kammer 24 und durch die Steueröffnungoren 25. Ein Teil der Flüssigkeit tritt dann teilweise durch die öffnungen 29 in die untere Ringkammer 22, und ein anderer Teil verschiebt den Trennkolben 13 gegen die Federungskraft des Druckluftvolumens 15. Bei Ausdehnung des Stoßdämpfers schiebt die Feder 28 das Rückschlagventil 27 gegen die Steueröffnungen 25. Bei der normalen Aufnahme von Stößen wird die Flüssigkeit während der Ausdehnungsbewegung des Stoßdämpfers aus den C Kammern 16 und 22 durch einen äußeren Umführungskanal 31 mit einer Rückstoßsteueröffnung 32 in die obere Ringkammer 21 befördert.When the shock absorber is compressed, liquid flows from the upper annular chamber 21 through the opening 23 into the middle chamber 24 and through the control openings 25. Some of the liquid then partially passes through the openings 29 into the lower annular chamber 22, and another part moves the separating piston 13 against the spring force of the compressed air volume 15. When the shock absorber expands, the spring 28 pushes the non-return valve 27 against the control openings 25. During normal shock absorption, the liquid is released from the C chambers 16 and 22 through an external one during the expansion movement of the shock absorber Bypass channel 31 with a recoil control opening 32 is conveyed into the upper annular chamber 21.

Zur Veränderung der Wirkung des Stoßdämpfers beim Starten des Flugzeuges ist in der Leitung 31 ein Steuerventil 33 mit einem beweglichen Ventilkörper 34 angeordnet, der den Kanal 31 bei Strömungsmitteldruck auf seiner Rückseite 35 schließt, wodurch ein hydraulischer Verschluß geschaffen wird, der die Ausdehnung des Stoßdämpfers verhindert. Der Druck wird durch ein Schaltventil 36, an das eine Druckleitun ' - 38 und eine Rückleitung 37 angeschlossen sind, zu der Rückseite 35 geleitet. Ein Ventilkörper 39 ist mit dem Anker einer Magnetspule 41 verbunden und öffnet bei Erregun ' g der Magnetspule die Druckleitung 38 zu der Hinterseite 35, während bei Nichterregung die Rückleitung 37 über das Schaltventil mit der Rückseite 35 verbunden ist. Die Magnetspule 41 ist durch einen Steuerschalter 43 und einen damit in Serie geschalteten Druckschalter 44, die von dem Piloten zu bedienen sind, m. it einer Stromquelle 42 verbunden. Der in den Einzelheiten nicht gezeigte Druckschalter ist unter der Wirkung des Flüssigkeitsdruckes in der Kammer 21 normalerweise geschlossen. Wenn jedoch dieser Druck durch Verringerung der von dem Rad 12 ausgeübten Kraft unter einen bestimmten Wert fällt, der im Vergleich zu der normalen statischen Kraft durch das Flugzeug recht klein ist, öffnet sich Schalter 44. Der Schalter 43 des Piloten ist normalerweise bei der stoßdämpfenden Bewegung des Fahrwerks beim Landen und bei Rollmanövern offen. In diesem Fall ist die Rückseite 35 des Ventilkörpers 34 mit der Rückleitung 37 verbunden, so daß der Umführungskanal 31 offen ist. Vor dem Start schließt der Pilot den Schalter 43, so daß die Magnetspule 41 erregt wird und sich das Steuerventil 33 schließt.To change the effect of the shock absorber when the aircraft starts, a control valve 33 with a movable valve body 34 is arranged in the line 31, which closes the channel 31 at fluid pressure on its rear side 35 , whereby a hydraulic closure is created which prevents the expansion of the shock absorber . The pressure is passed through a switching valve 36 to which a pressure line 38 and a return line 37 are connected to the rear side 35 . A valve body 39 is connected to the armature of a solenoid 41 and opens at Erregun 'of the solenoid g the pressure line 38 to the rear side 35, while when not energized, the return line 37 is connected via the switching valve with the back 35th The solenoid 41 is connected to a power source 42 through a control switch 43 and a pressure switch 44 connected in series therewith, which are to be operated by the pilot. The pressure switch, not shown in detail, is normally closed under the action of the liquid pressure in the chamber 21. However, when this pressure drops below a certain value by reducing the force exerted by the wheel 12, which is quite small compared to the normal static force exerted by the aircraft, switch 44 opens. The pilot's switch 43 is normally on the shock absorbing movement the landing gear open when landing and during rolling maneuvers. In this case, the rear side 35 of the valve body 34 is connected to the return line 37 so that the bypass channel 31 is open. Before take-off, the pilot closes switch 43 so that solenoid 41 is excited and control valve 33 closes.

Wenn die Leistung der Flugmotoren beim Starten ansteigt, beispielsweise bei einem senkrecht startenden FluGzeug, wird der dem Flugzeug mitgeteilte C C ZD Auftrieb die von dem Fahrwerk aufgenommene Belastung verringern. Da jedoch das Steuerventil 33 geschlossen ist, kann das Druckluftvolumen 15 die Stütze 10, 11 nicht ausdehnen, wie es an sich der Fall wäre. Während dieser vorübergehenden Zeitdauer zunehmender Leistun- wird das Flugzeug unter der gemeinsamen Wirkung von Motorleistung und Federun-svermö-en des Hauptfahrwerkteils so lange C bl nicht sogleich in die Höhe steigen, bis sich die Ausle-erteile von dem Boden abheben. Nur wenn der Auftrieb das statische Gewicht des Flugzeuges erreicht, fällt der Flüssigkeitsdruck in der Kammer 21 unter einen kritischen, der vorbestimmten Belastung entsprechenden Wert, so daß der Druckschalter 44 geöffnet und die Magnetspule 41 entregt wird. Das Steuerventil 33 kann sich dadurch öffnen, und Flüssigkeit gelangt aus den Kammern, 16 und 22 in die Kammer 21, wodurch eine geringe Ausdehnung des Stoßdämpfers möglich ist. Durch die öffnung des Ventils 33 steigt der Druck in der oberen Kammer 21, und wenn er über den kritischen Wert steigt, schließt sich der Druckschalter, wodurch die Magnetspule erregt und das Ventil 33 geschlossen wird. Die Ausdehnung der Stütze 10, 11 erfolgt daher über Steuerstufen, wenn die Motorleistung so weit steigt, daß sie zur Aufnahme des statischen Gewichtes des Flugzeuges ausreicht. Das Flugzeug wird notwendigerweise so ausgelegt, daß bei minimaler Startleistung eine ausreichende Steuerung der Querstabilität durch steuerbare Außendüsen oder -gebläse geschaffen wird. Die durch das Steuerventil 33 bewirkte verzögerte Ausdehnun- der Stütze gibt dem Piloten Zeit, festzustellen, ob die Außendüsen oder -gebläse einen ausgeglichenen Auftrieb geben. Er kann dann Korrekturrnaßnahmen ergreifen, um einen ausgeglichenen Auftrieb für die Zeit sicherzustellen, wenn die volle Startleistung erreicht ist.If the power of the aircraft engines increases when starting, for example in the case of an aircraft taking off vertically, the C C ZD lift communicated to the aircraft will reduce the load absorbed by the landing gear. However, since the control valve 33 is closed, the compressed air volume 15 cannot expand the support 10, 11 , as would be the case per se. During this transient period Leistun- increasing the aircraft will rise under the joint effect of engine power and not Federun-svermö-en of the main gear part so long C bl immediately in the height to the interpretation-impart to stand out from the floor. Only when the lift reaches the static weight of the aircraft does the liquid pressure in the chamber 21 fall below a critical value corresponding to the predetermined load, so that the pressure switch 44 is opened and the magnetic coil 41 is de-energized. The control valve 33 can thereby open, and liquid passes from the chambers 16 and 22 into the chamber 21, whereby a small expansion of the shock absorber is possible. As a result of the opening of the valve 33 , the pressure in the upper chamber 21 rises, and when it rises above the critical value, the pressure switch closes, as a result of which the solenoid coil is excited and the valve 33 is closed. The expansion of the support 10, 11 therefore takes place via control stages when the engine output increases so far that it is sufficient to absorb the static weight of the aircraft. The aircraft is necessarily designed in such a way that, with minimal take-off power, sufficient control of the lateral stability is created by controllable external nozzles or fans. The delayed expansion of the brace caused by the control valve 33 gives the pilot time to determine whether the external nozzles or fans are giving a balanced lift. He can then take corrective measures to ensure a balanced lift for the time when the full take-off power is reached.

In der Konstruktion der F i g. 2 sind die gleichen Teile wie in F i g. 1 ebenso numeriert. Das Schaltventil 36 enthält in diesem Fall einen Ventilkörper 39, der durch die Magnetspule 41 in Abhängigkeit der Bewegung eines Bodenfühlers 47 gesteuert wird, C im welcher an dem unteren Teil 11 der Stütze drehbar angebracht ist. Dieser Fühler 47 schließt einen Schalter 48, wenn das Rad 12 mit dem Boden in Eingriff kommt. Der Fühler ist jedoch so angeordnet, daß er bei Zunahme des Abstandes zwischen Rad und Boden über einen gegebenen Wert sich um seine Achse C im 49 dreht und den Schalter 48 öffnet. Dadurch wird der Stromkreis durch die Magnetspule geöffnet, so daß der Ventilkörper 39 die Rückleitung 37 durch das Schaltventil 36 zu der hinteren Fläche 35 des Ventilkörpers 34 freigibt und dadurch den Umführungskanal 31 öffnet. Die Stütze 10, 11 kann sich dann um eine Stufe ausdehnen, bis sich der Fühler 47 bei Bodenberührung dreht und den Schalter 48 schließt, die Magnetspule 41 erregt, so daß das Steuerventil 33 durch den Strömungsmitteldruck aus Leitung 38 geschlossen wird. Die Arbeitsweise wiederholt sich, bis die volle Ausdehnung erreicht ist.In the construction of FIG. 2 are the same parts as in FIG. 1 numbered in the same way. The switching valve 36 in this case contains a valve body 39, which is controlled by the solenoid 41 in response to movement of a floor sensor 47, C in which on the lower part 11 of the support is rotatably mounted. This sensor 47 closes a switch 48 when the wheel 12 engages the ground. However, the sensor is arranged so that when the distance between the wheel and the ground increases above a given value, it rotates about its axis C im 49 and opens the switch 48. This opens the circuit through the solenoid, so that the valve body 39 releases the return line 37 through the switching valve 36 to the rear surface 35 of the valve body 34 and thereby opens the bypass channel 31. The support 10, 11 can then expand by one step until the sensor 47 rotates on contact with the ground and closes the switch 48, energizing the solenoid 41 so that the control valve 33 is closed by the fluid pressure from line 38 . The procedure is repeated until the full expansion is achieved.

Eine Veränderung der Ausführungsform der F i ca. 2 ist dadurch möglich, daß der Fühler 47 den Schalter 48 in Abhängigkeit einer teilweisen Verrinaeruno, der von dem Rad 12 ausgeübten Kraft öffnet. C ID Das ist auf einer harten Landebahn möglich und hängt davon ab, daß dem Luftreifen des Rades eine wesentliche Federungsbewegung zwischen dem unbelasteten und dem vollbelasteten Zustand möglich ist. Der Bodenfühler 47 betätigt dann den Schalter 48 bei einem vorbestimmten Abstand des unteren Stätzenteils 11 von der Landefläche.A change in the embodiment of Fig. 2 is possible in that the sensor 47 opens the switch 48 as a function of a partial Verrinaeruno of the force exerted by the wheel 12. C ID This is possible on a hard runway and depends on the pneumatic tire of the wheel being able to move substantially between the unloaded and the fully loaded condition. The ground sensor 47 then actuates the switch 48 at a predetermined distance of the lower prop part 11 from the landing area.

Die Steuerung der Ausdehnung des Hauptfahrwerkteils ist auch bei einem kurz startenden Flugzeug oder einem üblichen Flugzeug verwendbar, wo der Auftrieb weni-stens teilweise durch Flügelflächen erfolgt, die jedoch vor Erreichen einer bestimmten Luft-C a S ..e chwindigkeit keine ausreichende Steuerung der Querstabilität ermöglichen.The control of the extent of the main chassis part is also applicable to a short starting plane or a conventional airplane, where the buoyancy Weni-least in part through wing surfaces, but before reaching a certain air-C a S ..e chwindigkeit no sufficient control of transverse stability enable.

Claims

Claims: 1. Main landing gear part for an aircraft, consisting of an oil-air shock absorber support with a bottom part and a first shock absorber chamber, from which fluid flows through a check valve into a second chamber when the shock absorber is compressed and into which fluid flows out when the shock absorber expands the second chamber flows through a channel having a throttle device, d a d u rch in that on the chassis a manually before the start of readiness to be set control device (36, 43) for closing a disposed in the channel (31) control valve (33 ) and a device (44, 47) responding to changes in the load on the support (10, 11, 12) is provided which acts on the control device (36, 43) in such a way that when the force acting on the bottom part (12) is reduced the control device opens the control valve (33) and closes it when it increases.

2. Running gear according to claim 1, characterized in that the device (44) responsive to changes in load is a pressure switch which is responsive to the fluid pressure in a chamber (21) into which fluid flows as the shock absorber expands. 3. Chassis part according to claim 1, characterized in that the device (47) responsive to changes in load consists of a floor sensor movably attached to the lower part (11) of the shock absorber support and a switch (48) actuated by the movement of the floor sensor. 4. Chassis part according to claim 1 to 3, characterized in that the control device (36) is an electromagnetically actuated switching valve which actuates the control valve (33) and can be switched for this actuation by the device (44, 47) responsive to load changes. Documents considered: German Auslegeschrift No. 1 024 365.