FR3078942A1

FR3078942A1 - METHOD FOR MANEUVERING AN AIRCRAFT ENGINEER BETWEEN A DEPLOYED POSITION AND A RETRACTED POSITION

Info

Publication number: FR3078942A1
Application number: FR1852268A
Authority: FR
Inventors: Bertrand EUZET; Marc Quenerch'Du; Bertrand Dubacher
Original assignee: Safran Landing Systems SAS
Current assignee: Safran Landing Systems SAS
Priority date: 2018-03-16
Filing date: 2018-03-16
Publication date: 2019-09-20
Anticipated expiration: 2038-03-16
Also published as: FR3078942B1; FR3078943A1; CN110271662B; CA3036788C; FR3078943B1; CA3036788A1; CN110271662A

Abstract

L'invention concerne un procédé de manœuvre d'un atterrisseur d'aéronef entre une position déployée et une position rétractée, l'atterrisseur comportant une jambe (2) montée articulée sur une structure de l'aéronef pour être mobile entre les deux positions en étant stabilisée en position déployée au moyen d'un organe de contreventement (10) comportant deux membres (11,12) articulés entre eux dont l'un est attelé à la jambe et l'autre attelé à la structure de l'aéronef, et amenés en position alignée lorsque la jambe est en position déployée. Selon l'invention, on agence sur l'aéronef un actionneur rotatif (20) comportant des première et seconde manivelles (22,24) qui sont montées librement tournantes autour d'un même axe de rotation mais dont la position angulaire relative est commandable et qui sont agencées pour stabiliser les membres de l'organe de contreventement en position sensiblement alignée.The invention relates to a method of maneuvering an aircraft undercarriage between an extended position and a retracted position, the undercarriage having a leg (2) articulated on a structure of the aircraft to be movable between the two positions. being stabilized in the deployed position by means of a bracing member (10) having two members (11,12) hinged together, one of which is coupled to the leg and the other coupled to the structure of the aircraft, and brought into aligned position when the leg is in the deployed position. According to the invention, the aircraft is equipped with a rotary actuator (20) comprising first and second cranks (22, 24) which are freely rotatable about a same axis of rotation but whose relative angular position is controllable and which are arranged to stabilize the members of the bracing member in substantially aligned position.

Description

L'invention concerne un procédé de manœuvre d'un atterrisseur d'aéronef entre une position déployée et une position rétractée.The invention relates to a method for maneuvering an aircraft undercarriage between a deployed position and a retracted position.

ARRIERE PLAN DE L'INVENTIONBACKGROUND OF THE 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.Aircraft undercarriages are known comprising a leg mounted articulated on a structure of the aircraft to be movable between a deployed position and a retracted position. The leg is stabilized in the deployed position by means of a bracing member often comprising two members hinged together, one of the members being harnessed to the leg and the other coupled to the structure of the aircraft, the two members being maintained in a substantially aligned position by a stabilizing member forming a lock which can be unlocked to allow the leg to be raised from the deployed position to the retracted position. To do this, such undercarriages generally comprise an unlocking actuator for unlocking the stabilization member and breaking the alignment of the bracing member, and an operating actuator for raising the leg towards the retracted position.

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 manœuvre 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 manœuvre de 1'atterrisseur et le déverrouillage de l'organe de stabilisation.However, it is possible to use only one actuator ensuring the two functions. For example, it has been proposed in document FR2946319 to use a rotary electromechanical actuator of maneuver coupled to one of the arms of the strut stabilization member in an aligned position in order to both operate the undercarriage and unlocking the stabilization member.

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 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.Maintaining the leg in the retracted position generally requires the use of an attachment box secured to the structure of the aircraft and comprising a hook in which an olive secured to the leg engages when it arrives in position retracted. However, realignment solutions are known in which the two members of the bracing member or the two members of the stabilization member are in the aligned position when the undercarriage is in the retracted position, which allows the housing to be removed. hanging.

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.OBJECT OF THE INVENTION The aim of the invention is to propose a method for operating an aircraft undercarriage between a deployed position and a retracted position using only one actuator.

PRESENTATION DE L'INVENTIONPRESENTATION OF THE INVENTION

En vue de la réalisation de ce but, on propose un procédé de manœuvre d'un atterrisseur d'aéronef entre une position déployée et une position rétractée, 1'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 ; 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.In order to achieve this goal, a method of operating an aircraft undercarriage between a deployed position and a retracted position is proposed, the undercarriage comprising a leg mounted articulated on a structure of the aircraft to be movable between the deployed position and the retracted position, being stabilized in the deployed position by means of a bracing member comprising two members articulated together, one of the members being harnessed to the leg and the other harnessed to the structure of the aircraft. According to the invention, there is arranged on the aircraft a rotary actuator comprising first and second cranks mounted freely rotating about the same axis of rotation but whose relative angular position is controllable, the first crank being connected to the member bracing by a first connecting rod while the second crank is connected to the leg by a second connecting rod, so that the cranks have: 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 members of the bracing member in a substantially aligned position; 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.

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.Such an arrangement unequivocally links the relative angular position of the leg with respect to the structure of the aircraft and the relative angular position of the two cranks. According to the invention, it is made so that the deployed 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 makes it possible to stabilize the bracing member in the aligned position, and therefore the leg in the deployed position, while the second alignment stabilizes the leg in the retracted position, which eliminates any recourse to a hooking box.

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 1'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 1'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.By alignment of a crank and its associated connecting rod, it is understood here that the two elements are in a position such that their axis of articulation, the axis of coupling of the connecting rod on the undercarriage and the axis of rotation of the crank are contained substantially in the same plane. However, and as is well known, the stabilization of an alignment can be obtained by slightly exceeding the perfectly aligned position to bring the two elements into a very slightly misaligned position (overcentered in English) defined by stops between said elements. These stop positions are maintained by the residual torque of the actuator when it is not supplied (electromagnetic torque due to permanent magnets for an electromagnetic actuator, or torque due to trapping of fluid in the actuator chambers , for a hydraulic actuator). This arrangement therefore makes it possible to avoid any recourse to an auxiliary locking member, the alignment of each connecting rod / crank couple taking the place.

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 1'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. 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 structure d'un aéronef selon un axe d'articulation XI 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.DESCRIPTION OF THE FIGURES The invention will be better understood in the light of the following description of a particular embodiment of the invention, with reference to the figures of the appended drawings, in which: Figures 1 and 2 are perspective views a landing gear fitted according to the invention with an actuator with two cranks, shown in the deployed position and in the retracted position respectively; Figures 3 to 6 are side views of the undercarriage of Figure 1, respectively in the deployed position, at the start of the lift, during lift, and in the retracted position; - Figure 7 is a detailed perspective view showing the alignment between a crank and the associated connecting rod. DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION With reference to FIGS. 1 and 2, the invention applies here to a undercarriage 1 comprising a leg 2 carrying wheels 3 in the lower part and articulated on a structure of an aircraft along an axis of substantially horizontal joint XI in service. The leg is movable between a deployed position illustrated here and a retracted position visible in FIG. 2. The leg 2 is stabilized in the deployed position by means of a bracing member 10 comprising two members hinged together, 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 axes of articulation X3 and X4. In the deployed position, the arm 12 and the panel 11 are in a substantially aligned position.

Selon l'invention, on prévoit un actionneur rotatif 20 monté à libre rotation sur la structure de l'aéronef selon un axe de rotation X5 parallèle aux axes d'articulation XI 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 manivelle 24. La position angulaire relative entre les deux manivelles 22,24 peut être modifiée en alimentant 1'actionneur pour faire tourner l'arbre 23 relativement au carter 21, et peut être fixée et maintenue grâce au couple résiduel de 1'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 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 XI à X9 sont parallèles entre eux.According to the invention, there is provided a rotary actuator 20 mounted for free rotation on the structure of the aircraft along an axis of rotation X5 parallel to the hinge axes XI to X4. The rotary actuator comprises a casing 21 provided with an appendage forming a first crank 22, and comprises a shaft 23 mounted rotating according to the axis of rotation X5 and carrying a second crank 24. The relative angular position between the two cranks 22, 24 can be modified by supplying the actuator to rotate the shaft 23 relative to the casing 21, and can be fixed and maintained by virtue of the residual torque of the actuator 20 when it is not supplied. 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 of articulation X6 and articulated on the panel 11 along an axis of articulation X7, while the second crank 24 is coupled to the leg 2, more precisely on a horn 26 thereof, by means a second connecting rod 27 articulated on the second crank 24 along an axis of articulation X8 and articulated on the horn 26 along an axis of articulation X9. Here, all the axes XI to X9 are parallel to each other.

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 2 8 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 doigt 36 est en appui contre l'obstacle 37.Such an arrangement unequivocally links the relative angular position of the cranks 22, 24 and the angular position of the leg 2 relative to the structure of the aircraft. In the position illustrated in FIG. 3, in which the leg 2 is in the deployed position, 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, called the first alignment. More precisely, the first alignment is a position obtained by passing the first crank 22 and the first connecting rod 25 slightly beyond their geometric alignment (which is defined by the perfect alignment of the axes X5, X6, X7 in a same plan) to bring them on respective stops. As visible in FIG. 7, the stop is in the form of fingers 28 extending at the end of the first crank and coming to bear against obstacles 29 integral with the first connecting rod 25 which extend opposite the fingers 2 8 and which form a stop defining the first alignment. Likewise, the second connecting rod 27 has a finger 36 which bears against an obstacle 37 secured to the second crank 24 (here a pin 36). In FIG. 7, the second crank 25 and the second connecting rod 27 are in the position of second alignment, in which the finger 36 is in abutment against the 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.Returning to FIG. 3, it will be noted that the first crank 22 cannot rotate, since, the actuator 20 not being supplied, its residual torque prevents the casing 21 and the shaft 23 from rotating relatively to one another. other, and therefore secures them in rotation. Now the shaft 23 is blocked by the second crank 24, itself blocked in rotation by its coupling to the leg 2 via the second connecting rod 27, which is not aligned with the second crank 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 25 tire sur le panneau 11 tandis que la deuxième bielle 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 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 1'utilisation d'un boîtier d'accrochage.To raise the leg 2 towards the retracted position, the actuator 20 is supplied to rotate the shaft 23, and therefore modify the relative angular position of the cranks 22, 24. As illustrated in FIG. 4, this rotation has the first effect of breaking the alignment of the first crank 22 and the first connecting rod 24, and therefore of breaking the alignment of the panel 11 and of the arm 12 of the bracing member 10 The undercarriage 2 is therefore no longer stabilized in the deployed position and the leg can be raised to the retracted position. The actuator 20 continuing to be supplied, the leg 2 continues to rise and arrives in an intermediate position illustrated in FIG. 5 in which the first connecting rod 25 pulls on the panel 11 while the second connecting rod 27 pushes on the leg 2, this which has the effect of raising it to the retracted position illustrated in FIG. 6, in which the cranks are in a relative angular position such that the second crank 24 and the second connecting rod 27 arrive in a substantially aligned position, called the second alignment. In the same way as for the first alignment, the second alignment is in fact a position obtained by passing the second crank 24 and the second connecting rod 27 slightly beyond the geometric alignment (defined by the perfect alignment of the axes X5 , X8, X9 in the same plane) to bring them to respective stops. This alignment blocks the leg 2 in the retracted position, so that this position is stable and does not require the use of an attachment box.

Selon un aspect particulier de l'invention, on attelle à 1 'atterrisseur les portes 30 articulées sur la structure de l'aéronef selon des axes X10 et qui ferment la soute dans laquelle 1'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 1 ' atterrisseur est en position rétractée, et qui reste ouverte quand 1'atterrisseur est en position déployée. Dans les deux positions de 1'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 manœuvre de 1'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 1'atterrisseur, les portes 30 viennent en appui sur une 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. 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.According to a particular aspect of the invention, the doors 30 hinged to the undercarriage are hinged to the structure of the aircraft along axes X10 and which close the hold in which the undercarriage is housed in the retracted position by links 31 directly harnessed to horns 32 projecting from the panel 11 of the bracing member 10. To facilitate understanding of the invention, the pants flap is not shown which is harnessed to the leg and which closes the hold in addition to the two doors 30 when the undercarriage is in the retracted position, and which remains open when the undercarriage is in the deployed position. In the two positions of the undercarriage illustrated in FIGS. 1, 2, 3, 6, it is noted that the doors 30 are in the closed position while they open during the maneuver of the undercarriage, as can be seen on Figures 4.5. Maintaining the doors in the closed position requires installing a preload in the doors 30 to be certain that they will not yawn in flight under the effect of aerodynamic forces. To this end, the length of the links 31 is adjusted so that in each of the retracted or deployed positions of the undercarriage, the doors 30 come to bear on a stop 35 (visible in FIG. 1) secured to the structure of the aircraft a little before the connecting rod / crank assembly in alignment, and in particular, a little before passing through the preceding geometric alignment position. The arrival of the doors 30 against the stop 35 then requires pulling on the rods to prestress the doors 30, which then act as return springs confirming the rod / crank assembly on its internal stop, and therefore confirming the alignment of that -this. The invention is not limited to what has just been described, but on the contrary covers any variant coming within the scope defined by the claims.

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.In particular, although here all the articulation axes are parallel to each other, the invention naturally applies to kinematics with non-parallel axes, as long as each rod / crank assembly of the actuator comes into alignment when the leg is in one of the extended or retracted positions.

Claims

1. Method for maneuvering an aircraft undercarriage between a deployed position and a retracted position, the undercarriage comprising a leg (2) mounted articulated on a structure of the aircraft to be movable between the deployed position and the retracted position , by being stabilized in the deployed position by means of a bracing member (10) comprising two members (11,12) articulated together, one of which is harnessed to the leg and the other harnessed to the structure of the aircraft , and brought into the aligned position when the leg is in the deployed position, characterized in that a rotary actuator (20) is arranged on the aircraft comprising first and second cranks (22,24) mounted freely rotating around a same axis of rotation but whose relative angular position is controllable, 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 deployed position and thus stabilize the members of the bracing member in a substantially aligned position; - 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. Method according to claim 1, wherein the first alignment and the second alignment are defined by stops between the crank and the associated connecting rod.

3. Method according to reVéndiCStion 1, in which one harnessed. to the door locking device: (3: 0) closing the hold in which the undercarriage is housed in the retracted position ©, the doors being in the closed position: when the undercarriage is in the deployed position and in the retracted position.

4. Method according to claim 3, in which a prestress is installed in the doors (30) when they are in the closed position, so that this prestress confirms the alignment of the respective crank / handle assembly.