JP2010168037A - 固定上方軸受を有する航空機の緩衝支柱 - Google Patents

Abstract

【課題】軽量な航空機の緩衝支柱を提供する。
【解決手段】航空機の緩衝支柱１２は、シリンダー３２およびシリンダー内で移動可能なピストン３０を具備する。下方軸受４０および上方軸受４６は、シリンダーとピストンの間で摺動係合をもたらす。上方軸受はシリンダーに固定され、ピストンの外面との摺動係合をもたらす。シリンダーに固定した上方軸受は、耐久性を犠牲にすることなく軽量材をシリンダー用に使用することを容易にする。
【選択図】図２

Description

本発明は、着陸、タキシング、または離陸の間などの衝撃力を吸収し減衰するための航空機の緩衝支柱に関し、より詳細には、固定上方軸受を有する航空機の緩衝支柱に関する。

衝撃力吸収装置は、地面に対する車両およびタイヤの運動を制御するため、並びに地面から車両への過渡力の伝達を低減するために、幅広く様々な車両のサスペンション装置に使用されている。衝撃力を吸収する支柱は、ほとんどの航空機の着陸装置の構体において一般的で必要な構成要素である。航空機の着陸装置に使用される緩衝支柱は、一般に、全てとはいえないにしても殆どの地上車両の緩衝装置より、より厳しい性能要件が求められる。特に、緩衝支柱は、着陸装置の運動を制御し、着陸、タキシング及び離陸中に着陸装置にかけられる荷重を吸収し減衰しなければならない。

緩衝支柱は、一般に、中空の入れ子式シリンダーによって形成された密封室内で液体を圧縮することでこれらの機能を遂行し、入れ子式シリンダーが摺動係合するために少なくとも２つの軸受が設けられる。一般に、下方軸受は外側のシリンダーに固定されて、内側のシリンダーまたはピストンとの摺動係合をもたらし、一方、上方軸受は、ピストンに固定されピストンと一緒に移動して、外側のシリンダーとの摺動係合をもたらす。

密封室内の液体は、一般に、作動油または油などの液体と、ガスとの両方を含む。緩衝支柱の１つのタイプは一般に、「エアオーバーオイル（air-over-oil）」の仕組みを利用する。その仕組みでは、緩衝支柱が軸方向に圧縮されるにつれて閉じ込められたガス容積が圧縮され、油の体積がオリフィスを通って計測される。ガスはスプリングなどのエネルギー貯蔵装置として機能するので、圧縮力が止まると緩衝支柱は、元の完全伸長した長さに戻る。

緩衝支柱はさらに、油がオリフィスを通ることでエネルギーを消散する。これにより、緩衝装置が圧縮または伸長するにつれて、その運動率は、オリフィスと油の相互作用からの緩衝作用によって制限される。

航空機の着陸装置の設計者は、摩耗と腐食に関連する問題に対応する一方で、設計、性能、コストなどを改善する方法を常に模索している。望ましい改善の１つは、着陸装置内で緩衝支柱の全重量を減量することである。緩衝支柱に軽量材を組み込むいくつかの努力がなされたが、軽量材は早期に摩耗しやすく、そのために頻繁に取替えが必要となり、整備費の増加につながるのが実情であった。

かくして、本発明の１つの態様による航空機の緩衝支柱は、シリンダー、シリンダー内で入れ子式に移動可能なピストン、ならびに下方軸受および上方軸受を特徴とするもので、下方軸受および上方軸受は、シリンダーとピストンの間で摺動係合をもたらす。

上方軸受はシリンダーに固定され、ピストンと摺動係合を設ける軸受面を有する。

本発明の別の態様によれば、少なくとも１つの緩衝支柱を具備する航空機の着陸装置を軽量化する方法を提供し、少なくとも１つの緩衝支柱はシリンダー、およびシリンダー内で入れ子式に移動可能なピストンを具備する。その方法は、チタンまたはアルミニウムから作られたシリンダーを提供し、シリンダーにピストンの外面と摺動係合をもたらす軸受面を有する上方軸受を固定させることを具備する。

本発明の前述及び他の特徴は、以下に完全に説明され請求の範囲で特に指摘される。本発明のある特定の例示的な実施形態を詳細に示す以下の説明及び添付図面は、それを表示するものであるが、本発明の原理を使用することができる種々の方法のうちの１つの方法である。

本発明は、航空機の緩衝支柱にシリンダーに固定した上方軸受を使用してシリンダーとピストンの間で摺動係合をもたらす。固定上方軸受を使用することで、シリンダーを過度または早期の摩耗および／または破損させることなく、軽量材で作られたシリンダーを使用することが容易になる。航空機の緩衝支柱は耐久性を犠牲にすることなく軽量化が可能である。

本発明による緩衝支柱を具備する簡潔化した着陸装置構体の概略立面図である。 図１の２−２線に沿って得られた図１の緩衝支柱の部分断面図である。 図１の緩衝支柱で使用される上方軸受キャリアについての例示的な上方軸受の斜視図である。 図３の４−４線に沿って得られた横断面図である。 代替の例示的な実施形態による航空機の緩衝支柱の拡大部分横断面図である。

図１は、取り付け部材２０によって、航空機の構造１６に上部端で取り付けられた例示的な航空機の緩衝支柱１２を具備する、簡潔化された航空機の着陸装置構体１０を示す。ここでの緩衝支柱、または航空機の緩衝支柱は、例えば前脚、主脚等（カンチレバー式またはアーティキュレーテッド式（ピン接合された）を含む）、航空機の着陸装置に使用される緩衝支柱を意味する。緩衝支柱１２の下端部は、車輪２４に取り付けられる。航空機の構造１６、取り付け部材２０および車輪２４は、簡潔化または概形で示されており、また、ロック機構、引込機構などの他の構造物は、緩衝支柱を不明瞭にすることを避けるために、図１に示されていない。これらの構造物の様々な配置は、技術的に公知であり、本発明の説明または理解にとって重要ではない。

緩衝支柱１２は、ピストン３０およびシリンダー３２を具備している。シリンダーは、慣習的な円筒状でもよく、または所望であれば、他の形状でもよい。ピストンが力を車輪構体２４と連通するように、緩衝支柱は、航空機の構造１６および車輪２４に取り付けられるように構成される。シリンダー３２とピストン３０の間で入れ子式の相対運動ができるような態様で、シリンダー３２は、ピストン３０を受け入れ、航空機の構造１６に伝達される衝撃力を吸収し減衰させる。以下により詳細に説明するが、シリンダー３２とピストン３０の間で摺動係合ができるように、シリンダーに上方軸受が固定される。シリンダーに固定された上方軸受を設けることで、シリンダー３２の全部分または一部に軽量材を使用することが容易になる。

本発明は、様々なタイプおよび幾何学形状の航空機の緩衝支柱に適用可能であることが理解されるであろう。典型的な航空機の緩衝支柱の詳細な作用は、当業者によって理解されるので、簡潔にするために、緩衝支柱の動作を概略で説明する。ピストン３０とシリンダー３２は、一般に、作動油または油などの液体が少なくとも部分的に充填された細長い密閉室を画成する。密封室の上方部などの密封室の一部分は、エアオーバーオイル式の緩衝支柱で一般的である窒素などのガスが充填されてもよい。

作動中、緩衝支柱１２の圧縮によりピストン３０がシリンダー３２内に移動し、それによって密封室の体積が縮小され、ガスが充填された部分が圧縮される。圧縮されたガスは、スプリングに類似した方法でエネルギーを蓄積する。
緩衝支柱１２が圧縮されるにつれて、ピストンがシリンダー内に入れ子式の相対運動をし、これにより液体を、通常オリフィスプレートを通って、一般に低動的液体室から空気圧室に注入する。それによって、圧縮エネルギーが消散されると同時に圧縮への抵抗が増加する。ピストン３０がシリンダー３２内に移動するにつれて、測定ピンがオリフィスプレートのオリフィス穴内に移動し、事実上オリフィス開口部を通る流れ面積を縮小させて、さらに圧縮するように抵抗を増加させる。

緩衝支柱１２の圧縮に費やした作業の一部は、ガスが充填された部分で回収可能なスプリングエネルギーとして蓄積され、そのエネルギーは、地上を滑走中、航空機の構造１６を弾力的に吊り下げ、離陸後などに圧縮力が取り除かれた後、ピストンおよびシリンダーが伸長した位置に戻ることを可能にする。

ここで図２を参照すると、航空機の緩衝支柱１２の一部分が示されている。

図示のように、緩衝支柱１２は、ピストン３０およびシリンダー３２を具備しており、シリンダー３２は、シリンダー３２とピストン３０の間で入れ子式の相対運動ができるような態様でピストン３０を受け入れるために内面３４を有し、シリンダーとピストンの間では、液体およびガスが充填された細長い密閉室を画成する。

例えば下方軸受である第１軸受４０は、ピストン３０とシリンダー３２の間に配置される。図示した実施形態において、第１軸受４０は、例えば第１軸受キャリア４２を介して、シリンダー３２に取り付けられ、連結され、あるいは固定され、ピストン３０と接触し摺動係合をもたらす軸受面を有する。図示のように、例えば上方軸受である第２軸受４６は、例えば第２軸受キャリア４８を介して、シリンダー３２に取り付けられ、連結され、あるいは固定される。第２または上方軸受４６は、ピストン３０と接触し摺動係合をもたらす軸受面を有する。

上方軸受がシリンダーと接触し摺動係合をもたらす従来の緩衝支柱において、早期故障を防ぐために、シリンダーは、一般に（例えば鋼製シリンダーに見られる）コーティングまたは硬い磨耗面のような適切な摩耗面を必要とする。鋼は、重量材であるが、コーティングを使用することは高価でドライバのスケジュールが必要かもしれない。従来の緩衝支柱と異なり、そして以下でより詳細に説明するが、シリンダー３２に固定される上方軸受を設けることは、シリンダーの内面などのシリンダーを、過度に、または加速して磨耗させるという欠点なしで、シリンダー用に軽量材を使用しやすくなる。ここで使用する「過度の摩耗」、「過度に摩耗させる」、「加速した摩耗」または「加速して磨耗させる」の用語は、従来の着陸装置の緩衝支柱構体で生ずる摩耗よりも著しく大きいおよび／または速い摩耗を言及していることが同業者に理解されよう。あるいは、「過度の摩耗」または「加速した摩耗」は、所与の軸受とシリンダーの組み合わせを商業的に採算を取りにくくさせる、または採算できなくさせる摩耗であるとも言える。

好ましい実施形態では、シリンダー３２は、チタンからなる。ここで使用する用語「チタン」は、チタン、および同業者であれば航空機の着陸装置の緩衝支柱に使用するのに適していると見なすであろう任意のチタン合金またはチタン複合材料を含むことを意図する。適するチタン合金は、アルファ／ニアアルファ合金、アルファ＋ベータ合金、ベータ合金等を含むことができるが、これに限定されない。例示的な実施形態において、シリンダーは、 Ti 6-22-22またはTi 10-2-3からなる。上述のチタン合金がその一般名で引用されていることが同業者に理解されよう。例えば「Ti 6-22-22」が Ti-6AI- 2Zr-2Sn-2Mo-2Cr-O.25Siの一般名であることが同業者に理解されよう。上述したように、本発明の範囲から外れることなく、シリンダーは、他の適切なチタン合金またはチタンマトリックス複合材料で構成されうる。また、シリンダーは、アルミニウム、アルミニウム合金（他の合金）、他の金属マトリックス複合材料、高分子複合材料その他等の、同業者であれば航空機の着陸装置の緩衝支柱に使用するのに適しているとみなすであろう、他の軽量材（金属材料または複合材料、および非金属材料または複合材料の両方）で構成されうる。

１つの態様では、チタンまたはアルミニウムのシリンダー３２の内面３４は、露出している。ここで使用する「露出した」の用語は、別の金属または他の耐摩耗性の材料でめっきされていない、そうでなければコーティングされていない表面を含む。上方軸受４６を、（従来の設計のように）ピストン３０ではなく、シリンダー３２に取り付ける、そうでなければ固定させることによって、シリンダーの内面上で起こる上方軸受に関連した摩耗を無くす。その結果として、そうでなければ摩耗限度のために非実用的かもしれないより軽量の材料をシリンダー用に使用することを容易にする。

一実施形態において、ピストンは、鋼で構成される。代替的に、ピストンは、クロム、炭化タングステン、無電解ニッケル、ニッケルホウ素等の適切な耐摩耗性のコーティングまたはスリーブでめっきされ、スパッタされ、そうでなければコーティングされた 、例えば、チタン、アルミニウム等の軽量材で構成されてもよい。ピストンの外面上に耐摩耗性のコーティングを施すことは、スパッタリング、ＨＶＯＦ（高速酸素燃料）スプレー工程等の任意の適切なプロセスを使用して実現できることが同業者に理解されよう。

図示した実施形態において、一般に円筒状のシリンダー３２およびピストン３０に対応して、第１軸受４０および第２軸受４６は、形状において一般に円筒状である。しかしながら、本発明の範囲から外れることなく、シリンダーとピストンがその他の形状または幾何学形状である場合には、第１軸受および／または第２軸受は、その他の形状又は幾何学形状でありうることが理解されよう。

ここで、図３および図４を参照すると、本発明による例示的な上方軸受４６が示されている。図示した実施形態において、上方軸受４６は、一般に円筒状（例えばスリーブの構成）で、上方軸受キャリア４８に取り付けられるように構成される。上方軸受キャリア４８は、シリンダー３２に取り付けられ（図２）、それによって上方軸受４６をシリンダー３２に連結し、そうでなければ固定する。かかる軸受４６は、例えば上方軸受キャリアの内径に配置するといった、上方軸受キャリア４８に関して径方向内側に配置され、上方軸受４６の軸受面がピストンの外面と摺動係合をもたらす。

本発明の範囲から外れることなく、上方軸受キャリア４８は、任意の適切な幾何学形状または構成をなしてもよいことが理解されよう。例えば、シリンダーの内面と連結する、そうでなければ嵌合するために、上方軸受キャリアは、１つまたは複数の凹部および／または凸部を具備していてもよい。上方軸受キャリアは、鋼、銅、アルミニウム青銅、アルミニウム、低炭素鋼、金属めっきした材料、非金属の複合材料等を含むがこれに限定されない任意の適切な材料で構成されうる。図示した実施形態において、上方軸受４６は、上方軸受キャリア４８に取り付け可能な円筒状スリーブとして構成される。上方軸受キャリア４８に取り付け可能なスリーブとして上方軸受４６を構成することは、「摩耗部分」のコストを比較的低く抑えながら軸受キャリアの構成の複雑化を可能にするのに有用である。代替的に、軸受は、同じ材料で作られる均質の単一の部片でもよい。即ち、軸受４６およびキャリア４８は、単一材料で作られる単一の部片として形成することができる。

上方軸受４６は、銅、アルミニウム青銅、非金属の複合材料等を含むがこれに限定されない任意の適切な材料で構成されてもよい。ピストンが、（露出した、または耐摩耗性のコーティングで覆われた）チタンまたはアルミニウムで構成される実施形態において、軸受は、チタンまたはアルミニウム製のピストンの外面を過度に磨耗させる、または加速して摩耗を生じることなくピストンの外面の摺動係合を実働可能にする適切な樹脂または工業用プラスチックのような非金属の複合材料で構成されてもよい。

ここで図２を参照すると、緩衝支柱１２は、上方軸受４６およびピストンの上端の間で、シリンダーの内面およびピストンの外面によって作られる、そうでなければ、画成される体積内にリバウンドダンピング室５０を具備する、そうでなければ画成する。さらに、緩衝支柱は、リバウンドダンパー弁５２を具備しており、かかる弁は、平常作動中に緩衝支柱にリバウンドダンピングを提供するために、リバウンドダンピング室５０を入ったり出たりする流体の流れを制御する。
緩衝支柱が圧縮されるにつれてリバウンドダンパー弁５２は、（油、作動油等の）液体がピストンの上方部と上方軸受４６の間に通ることを可能にし、かかる上方軸受４６は、シリンダー３２に固定されており、すなわち液体がリバウンドダンピング室５０に入ることを可能にする。

緩衝支柱が伸長し始めると、リバウンドダンパー弁５２は閉鎖し、それによって液体がリバウンドダンピング室５０を出るように小さい孔が形成される。リバウンドダンピング室５０から出る液体の流れを制限する、そうでなければ制御することによって、リバウンドダンパー弁５２は、ピストンの伸長速度を遅くすることで、緩衝支柱の伸長を制御する。

緩衝支柱の作動中にリバウンドダンピング室を入ったり出たりする流体の流れに所望する制御をもたらすために、リバウンドダンパー弁は、任意の適切な弁を具備してもよい。１つの態様では、リバウンドダンパー弁は、緩衝支柱の圧縮中に液体が自由に流れるようにし、緩衝支柱の伸長中に流れを制限する摩擦弁を具備している。

ここで図５を参照すると、代替の例示的な実施形態による緩衝支柱１２が描かれている。この実施形態は、例えば、全体的な緩衝支柱の設計においてリバウンドダンピングがより重要な要素である場合に使用してもよい。図２に関して前述したように、シリンダー３２とピストンの間で入れ子式の相対運動ができるような態様でピストン３０を受け入れるために、緩衝支柱は、内面を有するピストン３０およびシリンダー３２を具備している。

緩衝支柱１２は、例えば下方軸受のような第１軸受４０を具備しており、シリンダーとピストンの間に配置される。図示した実施形態において、第１軸受４０は、第１軸受キャリア４２を介して、シリンダー３２に取り付けられ、そうでなければ連結され、ピストン３０と接触し摺動係合をもたらす軸受面を有する。例えば上方軸受のような第２軸受４６は、例えば第２軸受キャリア４８を介して、シリンダー３２に取り付けられ、連結され、あるいは固定される。第２または上方軸受４６は、ピストン３０の外面と接触し摺動係合をもたらす軸受面を有する。代替的に、第１軸受および／または第２軸受は、個別の軸受キャリアなしで一体的に形成されてもよい。

図示した実施形態において、ピストン３０は、支持管５４（オリフィス支持管とも呼ばれる）およびピストン側壁５６を具備している。ピストン側壁５６の内部に支えられて動く支持管と支持管５４の外部に支えられて動くリバウンドダンパー弁構体６２の間で、支持管５４の外部とピストン側壁５６の内部の間の体積内に、緩衝支柱１２は、リバウンドダンピング室６０を具備する、そうでなければ画成する。リバウンドダンパー弁構体６２は、平常作動中に緩衝支柱にリバウンドダンピングを提供するために、リバウンドダンピング室６０を入ったり出たりする流体の流れを制御する。緩衝支柱が圧縮されるにつれて、リバウンドダンパー弁６２は、油、作動油等の液体が、支持管５４の外部とピストン側壁５６との間に流れることを可能にし、すなわち、液体がリバウンドダンピング室６０に入ることを可能にする。緩衝支柱が伸長し始めると、リバウンドダンパー弁構体６２は閉鎖し、それによって、液体がリバウンドダンピング室６０を出ることができるだけの小さい孔が設けられる。リバウンドダンピング室６０から出る液体の流れを制限する、そうでなければ制御することによって、リバウンドダンパー弁構体６２は、ピストンの伸長速度を遅くすることで、緩衝支柱の伸長を制御する。

緩衝支柱の作動中にリバウンドダンピング室を入ったり出たりする流体の流れに所望する制御をもたらすために、リバウンドダンパー弁は、任意の適切な弁を具備してもよい。

１つの態様では、リバウンドダンパー弁は、緩衝支柱の圧縮中に液体が自由に流れるようにし、緩衝支柱の伸長中に流れを制限する摩擦弁を具備している。

図５に示したリバウンドダンピング構体設計の１つの利点は、リバウンドダンピング室への入口を、圧縮ダンピングメインオリフィスの真上にすることができ、緩衝支柱の圧縮中に、緩衝支柱内のより少量の液体でリバウンドダンピング室を充填することが可能であることである。図５に示したリバウンドダンピング構体設計の別の利点は、あるストローク位置でほとんど自由な伸長ができるようにし、また他のストローク位置でもっと減衰した伸長ができるようにする特別な必要性がある場合、可変リバウンドダンピングをより容易に導入することができることである。

ここで使用する「上方軸受」および「下方軸受」などの「上方」および「下方」の用語は、相対的位置を意味し、発明の説明を容易にする目的で使用される。別段の指定がない限り、本発明は航空機の緩衝支柱の任意の特定方向に限定するものではない。

本発明は、特定の図示された実施形態に関して示し説明したが、本明細書及び添付図面を読み理解することで、均等の変更及び改造が発生するであろうことは当業者には明白である。例えば航空機の支柱に関する発明の実施形態が説明されたが、本発明によって提供される緩衝装置は、航空学の適用以外の他に適用されてもよい。特に上述の完全体（構成要素、構体、装置、構成等）によって行なわれる様々な機能に関して、そのような完全体を説明するのに使用した用語（「手段」を言及することを含めて）は、別段の指定がない限り、任意の完全体に対応し、その任意の完全体は、本発明の実施形態で説明した機能を行なう開示の構造と構造上等価でなくても、指定された機能を行なう（すなわち、機能的に均等である）。

３０ ピストン
３２ シリンダー
４０ 第１軸受（下方軸受）
４６ 第２軸受（上方軸受）

Claims (18)

1. 航空機の緩衝支柱であって、
   シリンダーと、
   前記シリンダー内で入れ子式に移動可能なピストンと、
   前記シリンダーと前記ピストンの間に摺動係合をもたらす下方軸受および上方軸受と、から構成され、
   前記上方軸受は、前記シリンダーに固定され、前記ピストンと摺動係合をもたらす軸受面を有することを特徴とする前記航空機の緩衝支柱。
2. 前記上方軸受は、軸受キャリアを介して前記シリンダーに固定されることを特徴とする請求項１に記載の航空機の緩衝支柱。
3. 前記シリンダーは、チタンで構成されることを特徴とする請求項１に記載の航空機の緩衝支柱。
4. 前記シリンダーは、アルミニウムで構成されることを特徴とする請求項１に記載の航空機の緩衝支柱。
5. 少なくとも前記シリンダーの内面は、露出したチタンであることを特徴とする請求項１に記載の航空機の緩衝支柱。
6. 少なくとも前記シリンダーの内面は、露出したアルミニウムであることを特徴とする請求項１に記載の航空機の緩衝支柱。
7. 緩衝支柱は、さらに、前記上方軸受と前記ピストンの上端部分の間に配置されたリバウンドダンピング室から構成され、前記リバウンドダンピング室は、前記シリンダーの内面および前記ピストンの外面によって画成されること
   を特徴とする請求項１に記載の航空機の緩衝支柱。
8. 緩衝支柱は、さらに、前記ピストンの内壁上で前記上方軸受上に配置されたリバウンドダンパー弁構体から構成され、
   前記リバウンドダンパー弁構体は、緩衝支柱の圧縮中に、前記リバウンドダンピング室に流体の流れが入ることを可能にし、緩衝支柱の伸長中に、前記リバウンドダンピング室からの流体の流れを制限するように構成されること
   を特徴とする請求項７に記載の航空機の緩衝支柱。
9. 前記ピストンは、支持管および外部壁を具備しており、前記緩衝支柱は、さらに、前記下方軸受上に配置され、前記支持管の外面および前記外部壁の内面によって画成されるリバウンドダンピング室から構成されること
   を特徴とする請求項１に記載の航空機の緩衝支柱。
10. 緩衝支柱は、さらに、前記支持管に取り付けられ前記下方軸受上に配置されたリバウンドダンパー弁から構成され、
    前記リバウンドダンパー弁は、緩衝支柱の圧縮中に前記リバウンドダンピング室に流体の流れが入ることを可能にし、緩衝支柱の伸長中に前記リバウンドダンピング室からの流体の流れを制限すること
    を特徴とする請求項９に記載の航空機緩衝支柱。
11. 前記ピストンは、チタンで構成されることを特徴とする請求項１に記載の航空機の緩衝支柱。
12. 前記ピストンは、耐摩耗性のコーティングを具備するチタンで構成されることを特徴とする請求項１に記載の航空機の緩衝支柱。
13. 前記下方軸受は、前記シリンダーに固定され、前記ピストンの外面と摺動係合をもたらす下方軸受面を有することを特徴とする請求項１に記載の航空機の緩衝支柱。
14. 請求項１の航空機の緩衝支柱を具備する航空機の着陸装置構体。
15. 前記着陸装置構体は、前脚構体であることを特徴とする請求項１４に記載の着陸装置構体。
16. 前記着陸装置構体は、主脚構体であることを特徴とする請求項１４に記載の着陸装置構体。
17. シリンダー、およびシリンダー内で入れ子式に移動可能なピストンを具備する少なくとも１つの緩衝支柱を具備する航空機の着陸装置を軽量化する方法であって、
    チタンまたはアルミニウムから作られたシリンダーを設け、
    前記シリンダーに、前記ピストンの外面と摺動係合をもたらす軸受面を有する上方軸受を固定すること
    から構成されることを特徴とする前記航空機の着陸装置を軽量化する方法。
18. 前記上方軸受の前記軸受面は、前記チタンまたはアルミニウムから作られたシリンダーの前記外面と摺動係合をもたらし、前記チタンまたはアルミニウムから作られたシリンダーの前記外面に過度の磨耗または加速した摩耗を生じさせないことを特徴とする請求項１７に記載の方法。

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