JP2013503074A - 剛性後方ステーを有する主着陸装置 - Google Patents

Abstract

航空機用の主着陸装置アセンブリであって、長手方向軸線周りで枢動可能に航空機に結合された細長ビームであって、それによって、その回転軸線が航空機の胴体の長手方向軸線にほぼ平行になる細長ビームと、第１の端部で細長ビームに結合され、第２の端部で車輪アセンブリに結合された緩衝支柱と、第１の端部で細長ビームに枢動可能に結合され、第２の端部で緩衝支柱に枢動可能に結合された折畳み式前方ステーと、第１の端部で航空機に枢動可能に結合され、第２の端部で緩衝支柱に枢動可能に結合された剛性後方ステーであって、展開位置と引込み位置との間で移動するとき、車輪アセンブリを、引込み位置では展開位置での配置に比較して前方及び機体中央寄りに配置するように、緩衝支柱の経路を拘束するよう配置された剛性後方ステーとを備える主着陸装置アセンブリを提供する。
【選択図】 図１

Description

商用航空機及び軍用航空機、特に大型広胴航空機が、使用に際し延出する展開位置と、翼の下側内部若しくは航空機の胴体内部のいずれか、又は場合によっては両方を組み合わせた特定の区画内に格納される引き込み位置との間で、移動可能なように配置されている少なくとも１対の主着陸装置アセンブリを有することはよく知られている。着陸装置アセンブリは、通常、翼の下側へ又は直接航空機胴体へのいずれかで装着されている。

翼に装着された着陸装置が、前方支柱と後方支柱の１対の折畳み式ステーによって支持され、２本のステーの間にはかなりの角度があり、即ち、各支柱は、着陸装置の伸縮式主緩衝支柱から大きく前方及び後方へ延出していることが知られている。２本のステーの機能は、離陸及び着陸中に緩衝支柱に加わる前方、後方、及び側方荷重を胴体に伝達することである。これによって、着陸装置アセンブリの翼への装着の強度を抑え従って重量を低減することができる。同様な構成が、胴体に装着された着陸装置アセンブリについても知られており、折畳み式ステーが、緩衝支柱に掛かる荷重を胴体の他の装着点に再分布させるという同じ理由のために設けられている。しかし、胴体に装着された２本の折畳み式ステーを使用するこの機構が、着陸装置を延出位置と格納位置との間で移動させることに関し問題をもたらす可能性がある。例えば、着陸装置の長さが、着陸装置が航空機の中央部分（キール・ビームなど）に当たり、又はもう一方の着陸装置に反対側から当たるようであれば、着陸装置を完全に機体内に引き込むことができない。従って、着陸装置は、１つ又は複数の車輪を前方（又は後方）並びに機体中央寄りへ移動させその後に引き込まなければならず、これを行うために付加的な自由度を必要とする。２本の折畳み式ステーについて、展開又は引込み中の着陸装置の望ましくない拘着を回避するために、着陸装置が２つの位置間を動く間、個々のステーを折り畳む作動シーケンスの適切な制御又はタイミングの調節が確実に行われるように、慎重に注意し配慮しなければならない。これには、通常、それぞれのステーに対する着陸装置の運動を個々に制御するために、最低限少なくとも２つの別々の引込みアクチュエータを必要とする。従って、１つ又は複数のこれらの欠点を減らした航空機用主着陸装置を実現できれば有益である。

本発明の第１の態様によれば、航空機用の主着陸装置アセンブリであって、長手方向軸線を中心として枢動可能に航空機に結合された細長ビームであって、それによって、その回転軸線が航空機の胴体の長手方向軸線にほぼ平行になる細長ビームと、第１の端部で細長ビームに結合され、第２の端部で車輪アセンブリに結合された緩衝支柱と、第１の端部で細長ビームに枢動可能に結合され、第２の端部で緩衝支柱に枢動可能に結合された折畳み式前方ステーと、第１の端部で航空機に枢動可能に結合され、第２の端部で緩衝支柱に枢動可能に結合された剛性後方ステーであって、展開位置と引込み位置との間で移動するとき、車輪アセンブリを、引込み位置では展開位置での配置に比較して前方及び機体中央寄りに配置するように、緩衝支柱の経路を拘束するよう配置された剛性後方ステーとを備える主着陸装置アセンブリが提供される。

更に、緩衝支柱の経路は、機体中央寄りに移動するよりも大きく前方へ移動し得る。

それに加えて又はその代わりに、剛性後方ステーの第１の端部と緩衝支柱の第１の端部との長手方向の離隔距離が、緩衝支柱の長さ以下であり得る。或いは、剛性後方ステーの第１の端部と緩衝支柱の第１の端部との長手方向の離隔距離が、後方ステーの長さの半分以下であり得る。

それに加えて又はその代わりに、後方ステーと航空機との枢動結合軸線が、緩衝支柱と細長ビームとの枢動結合機構に交差し得る。更に、後方ステーと航空機との枢動結合機構が単一軸線枢動機構から成る。

主着陸装置アセンブリは、第１の端部で緩衝支柱に、第２の端部で航空機胴体に枢動可能に結合された伸縮式アクチュエータを更に備え得、それによって、伸長状態と収縮状態との間のアクチュエータの作動が、展開位置と引込み位置との間で着陸装置アセンブリを移動させる。

それに加えて又はその代わりに、折畳み式前方ステーが、細長ビームに実質的に直交する単一枢動軸線を中心として細長ビームの第１の端部に枢動可能に結合され得る。

それに加えて又はその代わりに、剛性後方ステーは緩衝支柱より長くない。これによって、着陸装置アセンブリを航空機胴体に特にコンパクトに収納することに寄与し、後方ステーが着陸装置アセンブリの残りの部分より後方に著しく遠くまで延在することを特に回避し、それによって、着陸装置アセンブリのためのスペース要件を最低限に抑える。

本発明の実施形態が、添付図面を参照して、単なる例示として以下に記載される。

本発明の実施形態による主着陸装置アセンブリの完全な展開位置での概略図である。 本発明の実施形態による主着陸装置アセンブリの完全な展開位 同じ主着陸装置アセンブリの部分的な引込み位置での概略図である。 同じ主着陸装置アセンブリの部分的な引込み位置での概略図である。 主着陸装置アセンブリの完全な引込み位置での概略図である。

図１ａ及び図１ｂは、本発明の実施形態による主着陸装置アセンブリを図式的に示す。主着陸装置アセンブリ２は、当業者には周知の従来の種類の伸縮式緩衝支柱４を備える。緩衝支柱の下端に連結されているのは、例えば、トルクリンク及びブレーキロッドアセンブリなどの従来通りの関連アイテムと共に、ボギービーム、並びに複数対の車輪及びタイヤを備え得る従来通りに配置された車輪アセンブリ６である。緩衝支柱の上端は、細長ピントルビーム８の一方の端部に枢動可能に連結されている。細長ビーム８は、緩衝支柱４の上端から前方へ（即ち、機首の方向に）延在する。細長ピントルビーム８は、それ自体、航空機胴体の適切な要素１０に枢動可能に連結されている。胴体要素１０は、例えば、個々の胴体リブでもよい。細長ビーム８を胴体要素１０に枢動可能に連結する枢動機構は、細長ビーム８自体の長手方向軸線に一致するように配置された単一の枢動軸線を有する。これによって、その共通の枢動軸線のみを中心として回転することができるように、細長ビーム８を拘束することができる。既述の通り、図示の実施形態は、ビームの両端の枢動機構によって胴体要素１０に連結されている細長ピントルビーム８を示すが、細長ビームが、好ましくは細長ビームの長手方向軸線に実質的に一致する単一の回転軸線に拘束されたままである限り、他の枢動機構の配置も用いることができることは理解されよう。例えば、それは、容易に利用可能か、又は適切かは別として、別の胴体装着点を用いる必要はあるが、細長ビームの長さに沿って、１つ又は複数の枢動機構を設けることもできる。

緩衝支柱４と細長ビーム８の前方端との中間位置に連結されているのは、折畳み式前方ステー１２であり、その前方ステー１２は、主着陸装置が図１ａ及び図１ｂに示される展開位置にあるとき、緩衝支柱４と細長ピントルビーム８との間に従来の方式で斜めブレースを形成する。前方ステー１２は、第１の上側部材１４と、第２の下側部材１６とを有する。上側部材１４は、一方の端部で単一軸線枢動機構によってピントルビーム８の前方端に枢動可能に連結され、下側部材１６は、同様に、更に別の単一軸線及び枢動機構を介して緩衝支柱に連結されている。上側及び下側のステー部材は、更に別の単一軸線枢動機構によって互いに枢動可能に連結されている。折畳み式オーバーセンターロックステーが、上側前方ステー部材と下側前方ステー部材との共通ヒンジ点と細長ピントルビーム８との間に従来の方式で配置されている。緩衝支柱４、細長ビーム８、及び折畳み式前方ステー１２は、全て実質的に同一平面内に存在するように配置されている。

剛性後方ステー１８が、一方の端部で緩衝支柱４に枢動可能に連結され、その反対側の端部で航空機の胴体にやはり枢動可能に連結されて、更に設けられている。剛性後方ステーは、好ましくは、緩衝支柱４の中間点で緩衝支柱の側面に結合され、その中間点は、例えば、折畳み式前方ステー１２の下側部材１６への緩衝支柱の結合点と一致し得る。剛性後方ステー１８の上端は、緩衝支柱の上端から航空機胴体中央寄りに結合されている。

幾何学的関係では、着陸装置が引込まれ、又は展開されるとき、航空機構造体１８への後方ステーの枢支点が球の中心を形成し、後方ステーが緩衝支柱に取り付いている後方ステーの下端が、球面を辿るようになされる。航空機構造体への後方ステーの枢支点の軸線が、細長部材への緩衝支柱の枢支点と交差するとき、特別な状態が生じ、緩衝支柱への後方ステーの結合点が、球上で一定の緯線を辿る。これは、緩衝支柱への後方ステーの結合点が円筒面を辿ることと同等であり、従って、この特定の配置では、単一軸線枢動機構を緩衝支柱と航空機構造体との間に用いることができる。但し、望むならこの特定の配置に、例えば球面軸受けやカルダン接手などの多軸線枢動機構を同様に使用することができることは理解されよう。緩衝支柱の底端が非円筒経路を辿る他の配置では、多軸線枢動機構を使用しなければならない。

緩衝支柱の底端（車輪アセンブリに結合されている）は、細長（ピントル）ビーム８への緩衝支柱の連結点、及び緩衝支柱への後方ステーの結合点の運動によって設定される経路に従うことになる。

単一の伸縮式引込みアクチュエータが、一方の端部で緩衝支柱４に、反対側の端部で航空機の胴体の適切な装着点に結合されて設けられている。引込みアクチュエータ２０の上側装着点は緩衝支柱より前方に在る。

完全な展開（下げ）位置から開始して主着陸装置を引込むために、ロック解除アクチュエータ（図示せず）が、前方ステーロックリンクを「アンダーセンタ」状態に引いて、前方ステー１４のロックを解除する。引込みアクチュエータ２０が作動し、その完全な伸長状態から収縮し始める。引込みアクチュエータ２０の全長が短くなるにつれて、緩衝支柱４を前方へ引っ張る。先に指摘したように、緩衝支柱の底端は、剛性後方ステー１８によって形成される経路を移動するように拘束されている。図示の実施形態では、最初、緩衝支柱の下端の移動は主として前向きである。図２ａ及び図２ｂは、移動が主として前向きに行われてきた緩衝支柱の経路上の点に対応する部分的引込み位置での主着陸装置アセンブリの異なる図を示す。細長ピントルビーム８の上方からの主着陸装置の図である図２ｂを参照すると、図示の実施形態では、剛性後方ステー１８の上端の枢支点が、細長ビーム８への緩衝支柱４の枢支点から僅かな距離だけ後方に設置されていることが分かる。後方ステーの上側枢支点を緩衝支柱の上側枢支点に対して前方又は後方へ移動させることによって、緩衝支柱の底端（従って、車輪アセンブリ）の前方移動の、機体中央寄りへの移動に対する割合が変化する。或る実施形態では、上述の両枢支点が、緩衝支柱の底端が、機体内側寄りに移動するより大きい距離を前方に移動することになるように、長手方向に離隔されている。機体中央寄りの移動量を制限することによって、航空機構造体内のスペースを最小限にすることができる。或る実施形態では、両枢支点の長手方向離隔距離は、後方ステーの長さの半分以下であり、それによって、前方移動に対する機体中央寄り移動の所望の割合を達成している。後方ステーの上側枢支点を緩衝支柱の上側枢支点より前方に移動させるほど、緩衝支柱の底部は先ず前方及び機体外方へ移動し、その後、前方及び機体中央寄りへ移動することになる。或る実施形態では、例えば軍用航空機で兵器を避けるために、これが好ましいことがある。

引込みアクチュエータ２０が収縮し続けるにつれて、緩衝支柱４の下端の移動は、主として前方から、主として機体中央寄りへ移行し、即ち、図３に示される最終の完全引込み位置へ内向き及び上向きに回転し、その位置では、車輪アセンブリは、航空機胴体内に完全に引込まれる。

緩衝支柱の上側枢支点と剛性後方ステーの上側枢支点との長手方向離隔距離が比較的小さいと、例えば、少なくとも、車輪アセンブリ６の最後尾の車輪が少なくとも緩衝支柱の上側枢動機構の高さに来るように、主着陸装置２を十分に前方まで移動させることが確実にでき、その結果、主着陸装置が引込まれる着陸装置ベイを航空機胴体に最も有利に配置し収めることができる。更に、剛性後方ステー１８の長さが比較的短いと、剛性後方ステーが緩衝支柱よりかなり長く、緩衝支柱の枢支点のかなり後方位置で航空機胴体に装着されている場合に必要とされるように剛性後方ステー１８を別途収容することができるようにする必要がないので、着陸装置アセンブリの収納性が向上する。好ましい実施形態では、緩衝支柱の枢支点と剛性後方ステーの上端との長手方向離隔距離は、緩衝支柱の長さより小さく、より好ましくは、緩衝支柱の長さの半分より小さい。

本発明の実施形態による主着陸装置の構成は、当技術分野で知られている従来の代替構成より優れた様々な長所を有する。これらの長所には、比較的単純で、従って低コストで低重量の枢動機構のみが、折畳み式ステーと細長ビームと緩衝支柱との間に必要になるように、前方折畳み式ステー１２を緩衝支柱４と細長ピントルビーム８との間に装着することが含まれる。更に、胴体の既存の構造体はより強度があり、従って使用時の着陸装置アセンブリから伝達される加重を担持するのにより適していることは一般的に真実であるので、細長ビーム８が航空機の胴体に直接装着されることは有利である。着陸装置アセンブリを翼に装着すると、一般に、付加的補強構造を翼に追加する必要があり、従って、航空機のコスト及び重量を増加させる。更に、剛性後方ステー１８を使用することによって、引込みアクチュエータの影響下での緩衝支柱の運動が所定の経路を辿るように拘束され、それによって、折畳み式後方ステーが使用されない他の場合に生じるあらゆるシーケンスアクチュエータ及び制御機構の必要性を排除する。剛性後方ステーの長さ及びその枢支点の配置によって、又、主着陸装置アセンブリの航空機胴体内への全体収納状態に利点がもたらされる。

Claims (10)

1. 航空機用の主着陸装置アセンブリであって、
   長手方向軸線を中心として枢動可能に航空機に結合された細長ビームであり、それによって該細長ビームの回転軸線が前記航空機の胴体の長手方向軸線にほぼ平行になるようになっている、細長ビームと、
   第１の端部で前記細長ビームに結合され、第２の端部で車輪アセンブリに結合された緩衝支柱と、
   第１の端部で前記細長ビームに枢動可能に結合され、第２の端部で前記緩衝支柱に枢動可能に結合された折畳み式前方ステーと、
   第１の端部で前記航空機に枢動可能に結合され、第２の端部で前記緩衝支柱に枢動可能に結合された剛性後方ステーであり、展開位置と引込み位置との間で移動するとき、前記車輪アセンブリを、前記引込み位置では前記展開位置での配置に比較して前方及び機体中央寄りに配置するように、前記緩衝支柱の経路を拘束するよう配置された剛性後方ステーと
   を備える主着陸装置アセンブリ。
2. 前記緩衝支柱の経路が、機体中央寄りに移動するよりも大きく前方へ移動する、請求項１に記載の主着陸装置アセンブリ。
3. 前記剛性後方ステーの前記第１の端部と前記緩衝支柱の前記第１の端部との長手方向の離隔距離が、前記緩衝支柱の長さ以下である、請求項１又は２に記載の主着陸装置アセンブリ。
4. 前記剛性後方ステーの前記第１の端部と前記緩衝支柱の前記第１の端部との長手方向の離隔距離が、前記後方ステーの長さの半分以下である、請求項１又は２に記載の主着陸装置アセンブリ。
5. 前記後方ステーと前記航空機との前記枢動結合軸線が、前記緩衝支柱と細長ビームとの前記枢動結合機構に交差する、請求項１〜４のいずれか一項に記載の主着陸装置アセンブリ。
6. 前記後方ステーと航空機との前記枢動結合機構が単一軸線枢動機構から成る、請求項５に記載の主着陸装置アセンブリ。
7. 第１の端部で前記緩衝支柱に、第２の端部で前記航空機胴体に枢動可能に結合された伸縮式アクチュエータを更に備え、それによって、伸長状態と収縮状態との間の前記アクチュエータの作動が、前記展開位置と引込み位置との間で前記着陸装置アセンブリを移動させるようになっている、請求項１〜６のいずれか一項に記載の主着陸装置アセンブリ。
8. 前記折畳み式前方ステーが、前記細長ビームに実質的に直交する単一枢動軸線を知雄心として前記細長ビームの前記第１の端部に枢動可能に結合されている、請求項１〜７のいずれか一項に記載の主着陸装置アセンブリ。
9. 前記剛性後方ステーが前記緩衝支柱より長くない、請求項１〜８のいずれか一項に記載の主着陸装置アセンブリ。
10. 実質的に添付図面を参照して添付明細書に記載された通りの、主着陸装置アセンブリ。

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