JP2022145620A - 航空機着陸装置のための支持構造 - Google Patents

Abstract

【課題】着陸装置を航空機の翼桁に取り付けるための支持構造を提供すること。【解決手段】支持構造は、第１のトラニオンと第２のトラニオンとを有し、第１のトラニオンは翼桁の第１の側に配置され、第２のトラニオンは翼桁の対向する第２の側に配置されて一緒に接続されるトラニオンアセンブリを含む。トラニオンアセンブリは、着陸装置の第１の部分を支持するように構成されている。【選択図】図１

Description

本開示は、一般に、航空機用の着陸装置の分野に関し、より具体的には、着陸装置を航空機の翼構造と一体化するための支持構造に関する。

航空機には、離着陸時に伸張し、飛行中に収縮する着陸装置がある。着陸装置は、着陸衝撃エネルギーを吸収し、それらが機体に到達するのを防止／低減するものである。着陸装置はまた、制動機能及び操舵機能を提供し、タッチダウン後の航空機の停止を補助し、離着陸時の適切な回転クリアランスを提供し、航空機が地上にある間には航空機を安定的に支持する。

航空機の中には、機体に複合材料を使用したものもある。これらの材料は、炭素繊維強化プラスチック及び他の複合材料を含むことができる。これらの複合材料には、アルミニウムなどの金属材料に比べて軽量化できるなど、様々な利点がある。着陸装置は、着陸力を吸収する能力があるため、これらの複合材料が使用されやすくなっている。しかしながら、機体に複合材料を使用するには、機体を保護するために複合材の機体に荷重を分散させるように着陸装置を取り付ける必要がある。

航空機設計の問題は、飛行中に着陸装置を収容するのに十分な空間を確保することである。これは、翼機の後方半分の胴体に直接隣接する翼の領域（一般にユーディ（Ｙｅｈｕｄｉ）領域と呼ばれる）に空間的な制約がある小型航空機の特定の問題である。現在の着陸装置は比較的大きく、主シリンダ、ホイールアセンブリ、及び二重ブレース付きギヤビーム構成を含む。この着陸装置は、航空機の翼構造と一体化しており、飛行中に着陸装置を収納するために比較的大きな空間を必要とする。収納領域が拡大すると、航空機の設計上、ユーディ領域が大きくなり、航空機の効率が低下する可能性がある。したがって、航空機の翼桁に着陸装置を取り付けるための支持構造及び方法の改良が望まれている。

明示的にそうであると特定されない限り、本明細書中のいかなる記述も、単に「背景技術」の項に記載されているというだけで、先行技術であると認めることはできない。

本出願の主題は、航空機の翼桁に着陸装置を取り付けるための支持構造及び方法の例を提供するものである。これらの装置は、既存の構造及び方法に関する上述の欠点を克服している。

一態様は、着陸装置を航空機の翼桁に取り付けるための支持構造に関する。支持構造は、第１のトラニオンと第２のトラニオンとを含み、第１のトラニオンは翼桁の第１の側に配置され、第２のトラニオンは翼桁の対向する第２の側に配置されて一緒に接続されるトラニオンアセンブリを備える。トラニオンアセンブリは、着陸装置の第１の部分を支持するように構成されている。

例では、第１及び第２のトラニオンの各々は、翼桁に当接するように成形されたそれぞれの面と、その面を補強し支持するために面の裏側にあるそれぞれの補剛材プレートとを備える。

例では、ヒューズピンブロックは第１のトラニオンの補剛材プレートにヒューズピンで取り付けられ、ヒューズピンブロックは着陸装置の第１の部分を受けて支持するように構成されている。

例では、締め具は、翼桁及び面を貫通して延伸し、翼桁の対向する両側で第１のトラニオン及び第２のトラニオンを互いに接続する。

例では、第１及び第２のトラニオンの各々は、関連する面の周囲に沿って延伸し、第１及び第２のトラニオンを翼桁に接続するための締め具を受けるために、関連する面に対して直角に整列されたそれぞれの外周側面を備える。

例では、第１及び第２のトラニオンの面は、重なり合う配置で整列し、実質的に平行である。

例では、第２のトラニオンは、翼桁から横方向に延伸する隣接するリブに当接して接続するために、第１のトラニオンよりも幅が広い。

例では、フレームはトラニオンアセンブリから延伸し、着陸装置の第２の部分を支持するように構成されている。

例では、フレームは、第１のトラニオンに取り付けられ、着陸装置の第２の部分を支持するために翼桁から離れるように延伸する。

例では、フレームは、第１の端部と第２の端部を含む内側リブであって、第１の端部が第１のトラニオンに取り付けられる、内側リブと、第１のトラニオンから離れて翼桁に取り付けられる外側リブであって、内側リブに更に接続される、外側リブと、内側リブと外側リブに接続された取付けラグであって、着陸装置の第２の部分を支持するマウントを含む、取付けラグとを備える。

例では、内側リブは、第１のトラニオンの面と垂直である。

例では、引張りロッドは、取付けラグに枢動可能に接続され、取付けラグと航空機の中央翼ボックスとの間に延伸する。

一態様は、着陸装置を航空機の翼桁に取り付けるための支持構造に関する。支持構造は、翼桁の後側に取り付けられ、着陸装置の前方部分に接続するように構成されている第１のトラニオンを備える。第２のトラニオンは、翼桁の対向する前側に取り付けられ、第１のトラニオンに接続される。第１のトラニオン及び第２のトラニオンは、翼桁の対向する両側で重なり合う配置にある。

例では、フレームは、第１のトラニオンに取り付けられ、第１のトラニオンから外側に翼桁から離れるように後方に延伸し、着陸装置の後部に接続するように構成されている。

例では、第１のマウントは、第１のトラニオンに接続されて着陸装置の前方部分に接続するように構成され、第２のマウントは、フレームに接続されて着陸装置の後部に接続するように構成されている。

例では、締め具は、翼桁を貫通して延伸し、翼桁の対向する両側で第１のトラニオンと第２のトラニオンとを一緒に接続する。

例では、フレームは、第１の端部と第２の端部を有する外側リブであって、第１の端部が翼桁に取り付けられ、第２の端部が翼桁の背後で外側へ延伸する、外側リブと、第１のトラニオンに接続される第１の端部と、翼桁に取り付けられる対向する第２の端部を有する内側リブと、外側リブに接続され、着陸装置の後部に接続するように構成されている取付けアームとを備える。

一態様は、着陸装置を航空機の翼桁に取り付ける方法に関する。本方法は、翼桁の第１の側に第１のトラニオンを配置するステップと、前記翼桁の対向する第２の側に第２のトラニオンを配置するステップと、第１及び第２のトラニオン並びにこれらの間に配置した翼桁を一緒に接続するステップとを含む。

例では、本方法は、第１のトラニオンに接続されるフレームを翼桁から離れる後方外側に配置するステップと、着陸装置を第１のトラニオン及びフレームに接続するステップとを更に含む。

例では、本方法は、翼桁並びに第１及び第２のトラニオンを貫通して締め具を延伸させ、第１及び第２のトラニオンを一緒に接続するステップとを更に含む。

例では、本方法は、第１及び第２のトラニオンの各々を上部翼パネル及び下部翼パネルに接続するステップを更に含む。

これまで述べてきた形態、機能、及び利点は、種々の態様において別個独立に達成するか、又は更に別の態様において組み合わせることができ、その更なる詳細は、以下の説明及び図面を参照して理解することができる。

例示的な実施形態による、着陸装置が伸張構成にある航空機の斜視図である。 例示的な実施形態による、航空機の翼桁に取り付けられ、着陸装置ビームの一部を支持する第１のトラニオン及び第２のトラニオンを含む支持構造の概略図である。 例示的な実施形態による、航空機の翼桁に取り付けられた第１のトラニオン及び第２のトラニオンと、着陸装置ビームが支持された状態で、第１のトラニオンに取り付けられ、第１のトラニオンから外側に延伸するフレームとを含む支持構造の概略図である。 例示的な実施形態による、着陸装置を航空機の翼構造に支持するための支持構造の概略図である。 例示的な実施形態による、着陸装置を航空機の翼に支持するための支持構造の斜視図である。 例示的な実施形態による、第１のトラニオンの正面斜視図である。 例示的な実施形態による、図６Ａの第１のトラニオンの背面斜視図である。 例示的な実施形態による、第２のトラニオンの正面斜視図である。 例示的な実施形態による、図７Ａの第２のトラニオンの背面斜視図である。 例示的な実施形態による、図４の線ＶＩＩＩ－ＶＩＩＩに沿った概略断面図である。 例示的な実施形態による、図４の線ＩＸ－ＩＸに沿った概略断面図である。 例示的な実施形態による、航空機の翼桁に着陸装置を取り付ける方法のフローチャート図である。 例示的な実施形態による、航空機の翼桁に着陸装置を取り付ける方法のフローチャート図である。

図１は、胴体１０１及び翼１０２を含む航空機１００の一例を示す。エンジン１０３は、航空機１００を推進するために翼１０２に取り付けられている。構造的には、航空機１００は胴体１０１内に配置された中央翼ボックス１０８を含み、胴体１０１は翼１０２の構造骨組を形成する翼ボックス１０９に接続されてこれを支持している。中央翼ボックス１０８は、翼ボックス１０９の間に配置され、翼ボックス１０９に接続される。中央翼ボックス１０８は、飛行中の翼１０２からの空気力に起因する、及び航空機１００が地上にあるときの翼１０２自体の重量及び翼１０２内に収容された燃料に起因する、引張り、圧縮、せん断及びねじれなどの応力を受ける。また、中央翼ボックス１０８は、翼１０２から胴体１０１に力を伝達する。

着陸装置９０は、航空機１００の下側に取り付けられている。着陸装置９０は、航空機１００が滑走路の周りを着陸又は地上走行しているときの（図１に示されるような）展開構成と、航空機１００内の区画９１内に配置された格納構成との間を移行するように構成されている。図１に示されるような一例では、区画９１は、翼１０２及び胴体１０１内に配置される。

着陸装置９０は、着陸装置９０が展開されるときに航空機１００の下側から下方に延伸するシリンダ９２を含む。シリンダ９２は、ホイールアセンブリ９３を支持するショックストラット（主支持部又は主部材と呼ばれることもある）を含む。単一のブレース９４がシリンダ９２に枢動可能に結合される。着陸装置９０はまた、限定はしないが、着陸装置９０を格納構成と展開構成との間で移行させるように構成されたばねアセンブリ及びアクチュエータを含め、様々な他の構成要素を含むことができる。

着陸装置９０は、格納構成と展開構成との間で移動可能であるように、翼１０２の翼ボックス１０９に取り付けられる。図２に、着陸装置９０を翼ボックス１０９に取り付けて一体化するための例示的な支持構造を概略的に示す。図２に示すように、着陸装置９０を翼ボックス１０９に取り付けて一体化するための支持構造１０’は、トラニオンアセンブリ１８を含む。トラニオンアセンブリ１８は、第１及び第２のトラニオン２０、３０を含む。第１のトラニオン２０は、翼ボックス１０９の一部を形成する翼桁１０４の第１の側１１１に取り付けられる。第２のトラニオン３０は、第１のトラニオン２０と対向する翼桁１０４の第２の側１１２に取り付けられる。第１及び第２のトラニオン２０、３０は、翼桁１０４を貫通して延伸する締め具１１０で互いに接続される。ヒューズピンブロック２９は、第１のトラニオン２０に接続され、着陸装置９０のピン９５の前方端部を受け入れるように構成されている。トラニオンアセンブリ１８により、着陸装置９０の第１の部分１１３を翼ボックス１０９に取り付けて一体化することができる。図２及び図３に示されるような一例では、第１の部分１１３は、ピン９５の先端を含む。他の例は、第１のトラニオン２０に接続された着陸装置９０の前方部分の様々な構成要素を含むことができる。着陸ピン９５の後部は、以下に説明するように様々な方法で支持することができる。

図３は、着陸装置９０を翼ボックス１０９に取り付けて一体化するための別の例示的な支持構造を示す。図３に示されるように、支持構造１０は、トラニオンアセンブリ１８に取り付けられたフレーム１９を含む。フレーム１９は、トラニオンアセンブリ１８に取り付けられ、着陸装置９０のピン９５の第２の端部を支持するために外側に延伸する細長い形状を有する。フレーム１９は、フレーム１９に加えられた力をトラニオンアセンブリ１８及び翼桁１０４に伝達するための締め具１１０を用いてトラニオンアセンブリ１８に取り付けられる。

支持構造は、翼桁１０４の後側１１１によって支持され、そこから外側に延伸する片持ち梁設計を含む。この構造により、従来の構造では着陸装置の反対側を支持している主ギヤビームが不要になる。

図２及び図３に示されるように、第１及び第２のトラニオン２０、３０は、翼桁１０４の対向する両側で重なり合う配置にある。重なり合う配置により、１つ又は複数の締め具１１０は、第１及び第２のトラニオン２０、３０の両方だけでなく、中間にある翼桁１０４を貫通して延伸する。一例では、第１及び第２のトラニオン２０、３０の面２１、３１は平行である。別の例では、面２１、３１は非平行である。

図３に示す一例では、フレーム１９は、１つ又は複数の締め具１１０で第１のトラニオン２０に取り付けられたリブ４０を含む。翼桁１０４には、リブ４０の外側に位置する第２のリブ５０（ここでは外側リブともいう）が接続されている。フレーム１９はまた、リブ４０、５０の一方又は両方によって支持され、ピン９５の後部に接続するラグ６０を含む。

図４及び図５は、トラニオンアセンブリ１８と着陸装置９０を支持するフレーム１９の両方を有する支持構造１０を含む例を示す。図４に示されるように、翼ボックス１０９は、翼１０２の長さに沿って延伸する前部及び後部翼桁１０４を含む。リブ１０５は、翼１０２の幅にわたって翼桁１０４に対して直角に延伸する。翼桁１０４及びリブ１０５の数及び位置は、翼ボックス１０９の設計に応じて変えることができる。翼１０２はまた、後により詳細に説明されるように、翼桁１０４及びリブ１０５の上を延伸する上部翼パネル１０６及び下部翼パネル１０７（図８参照）を含む。

一例では、翼桁１０４、リブ１０５、及びパネル１０６、１０７のうちの１つ又は複数は、複合材料と呼ばれる繊維強化樹脂材料で作られる。複合材料は、強度重量比が比較的高く、耐食性に優れ、航空宇宙用途での使用に特によく適した他の有益な特性を有する。従来の複合材料には、一般的には、ガラス、炭素、又はポリアラミド繊維などがあり、織布や不織布の構成になっている。原材料段階では、繊維は、未硬化樹脂で予め含浸されたテープ、フィラメント、及び織物シートに形成することができる。原材料を金型表面に積層し、熱と圧力を加えて樹脂を硬化させ、積層体を固めることにより、部品に製造することができる。複合サンドイッチ構造は、積層プライ、テープ、及び／又はフィラメントからなる２つの表面シートの間にコア材料（例えば、発泡体又はハニカム材料）を積層することによって製造することができる。表面シートはまた、１つ又は複数の金属層を含むことができる。一例では、少なくとも後部の翼桁１０４は複合材料で作られる。別の例では、少なくとも翼桁１０４及びリブ１０５は、複合材料で作られる。別の例では、翼ボックス１０９全体が複合材料で作られる。他の例では、翼桁１０４、リブ１０５、並びに上部及び下部翼パネル１０６、１０７を含む翼構成要素のうちの１つ又は複数は、アルミニウムなどの金属で作られる。

図４及び図５の例は、トラニオンアセンブリ１８とフレーム１９の両方を含む着陸装置９０を支持し一体化するための支持構造１０を含む。トラニオンアセンブリ１８は、後部の翼桁１０４に取り付けられている。フレーム１９は、トラニオンアセンブリ１８に取り付けられ、後部の翼桁１０４から離れるように後方に延伸する。着陸装置９０のピン９５は、トラニオンアセンブリ１８及びフレーム１９に取り付けられている。ピン９５は、着陸装置９０が収縮方向と伸張方向との間を移動するときに枢動するように回転可能に取り付けられている。

トラニオンアセンブリ１８は、第１のトラニオン２０及び第２のトラニオン３０を含む。第１のトラニオン２０は、後部の翼桁１０４の第１の側１１１に取り付けられている。第２のトラニオン３０は、第１のトラニオン２０とは反対側の後部の翼桁１０４の第２の側１１２に取り付けられている。第１及び第２のトラニオン２０、３０は、第１及び第２のトラニオン２０、３０の間に配置され、かつ間隔を空けて配置される後部の翼桁１０４と一緒に接続される。第１及び第２のトラニオン２０、３０の各々は、翼桁１０４の一部分に沿って延伸し、リブ１０５の隣接するものの間に収まるような大きさである。図４に示されるような一例では、第２のトラニオン３０は第１のトラニオン２０よりも幅が広い。第２のトラニオン３０は、隣接するリブ１０５の各々に締め具１１０によって取り付けられている。

図６Ａ及び図６Ｂは、第１のトラニオン２０を示し、図７Ａ及び図７Ｂは、第２のトラニオン３０を示す。第１及び第２のトラニオン２０、３０の各々は、それぞれ、翼桁１０４に当接するように成形された前側２８、３８及び対向する後側２７、３７を有する面２１、３１を含む。一例では、面２１、３１は実質的に平坦である。他の例は、翼桁１０４に適合するための様々な曲率、窪み、延長部などを含む。外周側面２４、３４は、外周に沿って配置され、後側２７、３７から外方に延伸する。外周側面２４、３４は、以下に説明するように、翼ボックス１０９の他の構成要素と接続するための構造を提供する。図６Ｂに示されるような一例では、第１のトラニオン２０は、４つの外側面のうちの３つの周りに延伸する３つの外周側面２４を含む。第４の側面は翼構造から間隔を空けて配置され、翼構造に締め具で接続されるように配置されていないので、外周壁は第４の側面の周囲に延伸していない。図７Ａ及び図７Ｂに示されるような一例では、第２のトラニオン３０の１対の対向する外周側面３４は、幅が中間部分よりも広い翼３５を含む。補剛材プレート２３、３３は、面２１、３１の後側２７、３７及び外周側面２４、３４に沿って配置され、それぞれの第１及び第２のトラニオン２０、３０を強化及び補強する。補剛材プレート２３は、水平方向及び／又は垂直方向に延伸することができる。

一例では、第１及び第２のトラニオン２０、３０は、複合材料で作られる。別の例では、第１及び第２のトラニオン２０、３０は、アルミニウムなどの金属で作られる。第１及び第２のトラニオン２０、３０は、同じ又は異なる材料で作ることができる。

図８は、後部の翼桁１０４に取り付けられた第１のトラニオン２０の更なる詳細を示す。第１のトラニオン２０は、上部及び下部翼パネル１０６、１０７の間に収まるような大きさである。３つの外周側面２４は、上部及び下部翼パネル１０６、１０７並びに第１のトラニオン２０に当接及び／又は近接して配置される。締め具１１０により、外周側面２４が上部及び下部翼パネル１０６、１０７並びに第１のトラニオン２０に接続される。

着陸装置９０のピン９５を受けるヒューズピンブロック２９は、第１のトラニオン２０に固定されている。ヒューズピンブロック２９は、一対の垂直な補剛材プレート２３ａ、２３ｂの間に収まるような大きさである。ヒューズピン２５で、ヒューズピンブロック２９を補剛材プレート２３ａ、２３ｂに取り付ける。ヒューズピン２５は、着陸装置９０によって加えられる力が所定量未満である通常の着陸事象の間、ヒューズピンブロック２９が第１のトラニオン２０に取り付けられた状態を維持するように構成されている。着陸装置９０を介してヒューズピンブロック２９に所定量を超える過大な力Ｆが加わった場合、ヒューズピン２５がせん断されるように構成されている。一例では、これには、ヒューズピン２５の１つ又は複数が複数個にせん断されることが含まれる。せん断により、ヒューズピンブロック２９は、解放されて、第１のトラニオン２０が翼桁１０４に取り付けられたままの状態で、第１のトラニオン２０に対する移動が可能になる。この移動により、着陸装置９０によって翼ボックス１０９に過大な力がかかることを防止することができる。

図９は、翼桁１０４に取り付けられた第１及び第２のトラニオン２０、３０を示している。第１のトラニオン２０は、翼桁１０４の第１の側（即ち、船尾側）に位置している。第１のトラニオン２０は、面２１が翼桁１０４の後側に当接した状態で、上部及び下部翼パネル１０６、１０７の間に収まるような大きさである。外周側面２４は、上部及び下部翼パネル１０６、１０７に接触して配置され、締め具１１０で接続される。

第２のトラニオン３０は、翼桁１０４の第２の側（即ち、船首側）に位置している。第２のトラニオン３０は、面３１が翼桁１０４に当接した状態で、上部及び下部翼パネル１０６、１０７の間に収まるような大きさである。外周側面３４は、上部及び下部翼パネル１０６、１０７に接触して配置され、締め具１１０で接続される。第２のトラニオン３０の外周側面３４は、翼１０２のリブ１０５に締め具１１０で更に接続されている。面２１、３１は、面２１、３１が互いに間隔を空けて、翼桁１０４の対向する両側に配置されている。一例では、面２１、３１は互いに平行である。締め具１１０は、翼桁１０４及び面２１、３１を貫通して延伸し、第１及び第２のトラニオン２０、３０を互いに接続する。

フレーム１９は、着陸装置９０のピン９５の反対側（即ち、ピン９５の後部）を支持する。図４及び図５は、内側リブ４０、外側リブ５０、及び取付けラグ６０を含むフレーム１９の一例を示す。フレーム１９は、着陸装置にかかる荷重を翼１０２に伝達する。

内側リブ４０は、第１のトラニオン２０に取り付けられ、翼桁１０４から離れるように外側に延伸する。内側リブ４０は、第１のトラニオン２０に取り付けられた第１の端部４１と、外側リブ５０及び／又は取付けラグ６０に取り付けられた第２の端部４２とを有する細長い形状を含む。図８に示されるように、内側リブ４０は、上部及び下部翼パネル１０６、１０７の間に収まり、第１のトラニオン２０の外側に当接するような大きさである。内側リブ４０は、第１のトラニオン２０の外周側面２４の外側に当接する。締め具１１０は、内側リブ４０及び外周側面２４を貫通して延伸し、内側リブ４０を第１のトラニオン２０に接続する。内側リブ４０と第１のトラニオン２０との接続により、着陸装置９０によって加えられる荷重が第１のトラニオン２０に伝達される。内側リブ４０は、上部及び下部翼パネル１０６、１０７並びに翼桁１０４のうちの１つ又は複数から間隔を空けて配置することができ、又はそれと接触することができる。

外側リブ５０は、内側リブ４０から間隔を空けた箇所（即ち、胴体１０１から遠い外側寄りの側）で翼桁１０４に取り付けられている。外側リブ５０は、翼桁１０４に取り付けられる第１の端部５１と、内側リブ４０及び取付けラグ６０の一方又は両方に接続された第２の端部５２とを有する細長い形状を含む。第１の端部５１は、翼桁１０４、リブ１０５、及び翼ボックス１０９の上部及び下部翼パネル１０６、１０７のうちの１つ又は複数と締め具１１０で接続されている。図４に示されるような一例では、第１の端部５１は、リブ１０５の１つで翼１０２を接続する。

外側リブ５０は、内側リブ４０（端部４１、４２間で測定）よりも長い（端部５１、５２の間で測定）長さを有する。外側リブ５０は、翼桁１０４に対して角度αで整列している。一例では、角度αは約１０°～４５°の間である。内側リブ４０は、翼桁１０４に対して約８５°～９５°の間の角度で整列している。一例では、内側リブ４０は、９０°の角度で整列している。一例では、内側リブ４０は、第１のトラニオン２０の面２１に対して垂直に整列している。

一例では、内側リブ４０の第２の端部４２は、第２の端部５２で外側リブ５０に接続する。別の例では、第２の端部４２は、第２の端部５２から内側に離れて外側リブ５０に接続する。図５に示されるような別の例では、内側及び外側リブ４０、５０の各々は、取付けラグ６０に接続する。

取付けラグ６０は、着陸装置９０のピン９５の後端部と接続するためのマウント６３を含む。マウント６３は、リブ４０、リブ５０の一方又は両方に接続される取付けラグ６０の第１の端部６１と、反対側の第２の端部６２との間に配置される。マウント６３は、ピン９５を支持し、伸長方向と収縮方向との間で回転するように構成されている。

引張りロッド７０は、取付けラグ６０に取り付けられる。引張りロッド７０は、取付けラグ６０に取り付けられた第１の端部７１と、胴体１０１に取り付けられた第２の端部７２とを含む。引張りロッド７０は、ラグ６０と航空機１００の中央翼ボックス１０８との間を延伸する状態で、ラグ６０に枢動可能に接続される。図５に示されるように、第１の端部７１は、ラグ６０に枢動可能に接続するためのヒンジ６４を形成する。一例では、第１の端部７１は、ヒンジ６４を形成するために取付けラグ６０に接続されるＵ字形かぎを含む。引張りロッド７０は、翼１０２の長さに沿って延伸する平面内で取付けラグ６０に力を加える。引張りロッド７０は、取付けラグ６０及び着陸装置が前後平面内及び垂直平面内で移動できるように構成されている。

締め具１１０は、支持構造１０の様々な構成要素を互いに接続し、及び／又は支持構造を航空機１００に取り付ける。締め具１１０は、限定はしないが、リベット、ねじ、及びボルトを含む様々な異なる機械的構造を含むことができる。

図１０は、着陸装置９０を航空機１００の翼桁１０４に取り付ける一方法を示す。この方法は、翼桁１０４の第１の側に第１のトラニオン２０を配置するステップ（ブロック２００）と、翼桁１０４の対向する第２の側に第２のトラニオン３０を配置するステップ（ブロック２０２）とを含む。この方法は、第１及び第２のトラニオン２０、３０を、これらの間に配置される翼桁１０４と一緒に接続するステップを含む（ブロック２０４）。第１及び第２のトラニオン２０、３０は、着陸装置９０を一体化し、着陸装置９０に加わる力を翼ボックス１０９に分散させる。

図１１は、着陸装置９０を航空機１００の翼桁１０４に取り付ける別の方法を示す。この方法は、翼桁１０４の第１の側に第１のトラニオン２０を配置するステップ（ブロック３００）と、翼桁１０４の対向する第２の側に第２のトラニオン３０を配置するステップ（ブロック３０２）とを含む。第１及び第２のトラニオン２０、３０は、これらの間に配置される翼桁１０４と一緒に接続される（ブロック３０４）。この方法は、第１のトラニオン２０に接続されるフレーム１９を、翼桁１０４から離れる後方外側に配置するステップを更に含む（ブロック３０６）。この方法はまた、着陸装置９０を第１のトラニオン２０及びフレーム１９に接続するステップを含む（ブロック３０８）。

開示された支持構造により、既存の設計と比較して多くの利点が得られる。本支持構造により、単一ブレース付き片持ち梁主着陸装置構成を航空機１００と一体化させることができる。本単一ブレース付き片持ち梁主着陸装置の採用により、ユーディ領域が減少し、航空機性能が向上する。本片持ち梁着陸装置の設計により、他の効率向上をもたらすことができる他の構造上の変更を航空機１００に対して加えることが可能になる。本支持構造により、既存の支持設計から前方抗力ブレース及びギヤビームが更に排除される。本支持構造により、本体接合領域におけるピーク荷重が低減し、翼と本体とのより基本的な接合が実現される。

量又は測定値に関して「実質的に、略」という用語は、記載された特性、パラメータ、又は値が正確に達成される必要がないことを意味する。更に言えば、例えば、許容誤差、測定誤差、測定精度限界及び当業者に知られている他の要因を含む逸脱又は変動は、特性が与えることを意図した効果を妨げない程度の量で発生する可能性がある。

本実施形態は、支持構造コンセプトの本質的な特徴から逸脱することなく、本明細書に具体的に記載されたもの以外の方法で実行されてもよい。本実施形態は、あらゆる点において例示的であって限定的ではないと考えられ、添付の請求項の意味及び均等物の範囲内に入るすべての変更は、その中に包含されることが意図されるものである。

本開示は、以下の条項による例示的な実施形態を含む。

例１．着陸装置（９０）を航空機（１００）の翼桁（１０４）に取り付けるための支持構造（１０）であって、
第１のトラニオン（２０）と第２のトラニオン（３０）とを含み、第１のトラニオン（２０）が翼桁（１０４）の第１の側（１１１）に配置され、第２のトラニオン（３０）が翼桁（１０４）の対向する第２の側（１１２）に配置されて一緒に接続されるトラニオンアセンブリ（１８）であって、着陸装置（９０）の第１の部分（１１３）を支持するトラニオンアセンブリ（１８）を備える、支持構造（１０）。

例２．第１及び第２のトラニオン（２０，３０）の各々は、翼桁（１０４）に当接するように成形された前側（２８，３８）を有するそれぞれの面（２１，３１）と、面（２１，３１）を補強し支持するために面の後側（２７，３７）にある１つ又は複数のそれぞれの補剛材プレート（２３，３３）とを備える、例１に記載の支持構造。

例３．第１のトラニオン（２０）の補剛材プレート（２３）にヒューズピン（２５）で取り付けられるヒューズピンブロック（２９）であって、着陸装置（９０）の第１の部分を受けて支持するヒューズピンブロック（２９）を更に備える、例２に記載の支持構造。

例４．翼桁（１０４）の対向する第１及び第２の側で第１のトラニオン（２０）及び第２のトラニオン（３０）を互いに接続するために、翼桁（１０４）及び面（２１，３１）を貫通して延伸するような大きさの締め具（１１０）を更に備える、例２又は３に記載の支持構造。

例５．第１及び第２のトラニオン（２０，３０）の各々は、関連する面（２１，３１）の周囲に沿って延伸し、関連する面に対して直角に整列されたそれぞれの外周側面（２４，３４）を備える、例２～４のいずれか一例に記載の支持構造。

例６．第２のトラニオン（３０）は、翼桁（１０４）から横方向に延伸する隣接するリブ（１０５）に当接して接続するために、第１のトラニオン（２０）よりも幅が広い、例５に記載の支持構造。

例７．第１及び第２のトラニオン（２０，３０）の面（２１，３１）は、重なり合う配置で整列し、実質的に平行である、例２～６のいずれか一例に記載の支持構造。

例８．トラニオンアセンブリ（１８）から延伸し、着陸装置（９０）の第２の部分を支持するように構成されているフレーム（１９）を更に備える、例１～７のいずれか一例に記載の支持構造。

例９．フレーム（１９）は、第１のトラニオン（２０）に取り付けられ、着陸装置（９０）の第２の部分を支持するために翼桁（１０４）から離れて延伸する、例８に記載の支持構造。

例１０．フレーム（１９）は、
第１の端部（４１）及び第２の端部（４２）を含む内側リブ（４０）であって、第１の端部（４１）が第１のトラニオン（２０）に取り付けられる、内側リブ（４０）と、
第１のトラニオン（２０）から離れて翼桁（１０４）に取り付けられる外側リブ（５０）であって、内側リブ（４０）に更に接続される、外側リブ（５０）と、
内側リブ（４０）及び外側リブ（５０）に接続されたラグ（６０）であって、着陸装置（９０）の第２の部分を支持するためのマウント（６３）を備えるラグ（６０）と
を備える、例９に記載の支持構造。

例１１．内側リブ（４０）は、第１のトラニオン（２０）の面（２１）と垂直である、例１０に記載の支持構造。

例１２．ラグ（６０）に枢動可能に接続され、取付けラグ（６０）と航空機の中央翼ボックスとの間を延伸する引張りロッド（７０）を更に備える、例１０又は１１に記載の支持構造。

例１３．着陸装置（９０）を航空機の翼桁（１０４）に取り付けるための支持構造（１０）であって、
翼桁（１０４）の後側（１１１）に取り付けられる第１のトラニオン（２０）であって、着陸装置（９０）の前方部分（１１３）に接続する、第１のトラニオン（２０）と、
翼桁（１０４）の対向する前側（１１２）に取り付けられ、第１のトラニオン（２０）に接続される第２のトラニオン（３０）とを備え、
第１のトラニオン（２０）及び第２のトラニオン（３０）は、翼桁（１０４）の対向する前側及び後側（１１１，１１２）に重なり合う配置にある、支持構造（１０）。

例１４．第１のトラニオン（２０）に取り付けられ、第１のトラニオン（２０）から翼桁（１０４）から離れる後方外側に延伸するフレーム（１９）であって、着陸装置（９０）の後部に接続する、フレーム（１９）を更に備える、例１３に記載の支持構造。

例１５．第１のトラニオン（２０）に接続され、着陸装置（９０）の前方部分に接続する第１のマウント（２９）と、
フレーム（１９）に接続され、着陸装置（９０）の後部に接続する第２のマウント（６３）と
を更に備える、例１４に記載の支持構造。

例１６．翼桁（１０４）を貫通して延伸し、翼桁（１０４）の対向する前側及び後側で第１のトラニオン（２０）と第２のトラニオン（３０）とを互いに接続する締め具（１１０）を更に備える、例１３～１５のいずれか一例に記載の支持構造。

例１７．フレーム（１９）は、
第１の端部（５１）及び第２の端部（５２）を有する外側リブ（５０）であって、第１の端部（５１）が翼桁（１０４）に取り付けられ、第２の端部（５２）が翼桁（１０４）の背後で外側へ延伸する外側リブ（５０）と、
第１のトラニオン（２０）に接続される第１の端部（４１）を有する内側リブ（４０）と、
外側リブ（５０）及び内側リブのうちの少なくとも一方に接続され、着陸装置（９０）の後部に接続するラグ（６０）と
を備える、例１４又は１５に記載の支持構造。

例１８．着陸装置（９０）を航空機の翼桁（１０４）に取り付ける方法であって、
翼桁（１０４）の第１の側に第１のトラニオン（２０）を配置するステップと、
翼桁（１０４）の対向する第２の側に第２のトラニオン（３０）を配置するステップと、
第１及び第２のトラニオン（２０，３０）並びに、第１及び第２のトラニオン（２０，３０）の間に配置した翼桁（１０４）を一緒に接続するステップと
を含む、方法。

例１９．第１のトラニオン（２０）に接続されるフレーム（１９）を翼桁（１０４）から離れる後方外側に配置するステップと、
着陸装置（９０）を第１のトラニオン（２０）及びフレーム（１９）に接続するステップと
を含む、例１８に記載の方法。

例２０．翼桁（１０４）並びに第１及び第２のトラニオン（２０，３０）を貫通して締め具（１１０）を延伸させるステップと、第１及び第２のトラニオン（２０，３０）を一緒に接続するステップとを更に含む、例１８又は１９に記載の方法。

例２１．第１及び第２のトラニオン（２０，３０）の各々を上部翼パネル（１０６）及び下部翼パネル（１０７）に接続するステップを更に含む、例１８～２０のいずれか一例に記載の方法。

１０ 支持構造
１８ トラニオンアセンブリ
１９ フレーム
２０ 第１のトラニオン
２１ 第１のトラニオンの面
２３ 第１のトラニオンの補剛材プレート
２３ａ 補剛材プレート
２３ｂ 補剛材プレート
２４ 第１のトラニオンの外周側面
２５ ヒューズピン
２７ 第１のトラニオンの後側
２８ 第１のトラニオンの前側
２９ 第１のマウント（ヒューズピンブロック）
３０ 第２のトラニオン
３１ 第２のトラニオンの面
３３ 第２のトラニオンの補剛材プレート
３４ 第２のトラニオン外周側面
３５ ウイング
３７ 第２のトラニオンの後側
３８ 第２のトラニオンの前側
４０ 内側リブ
４１ 内側リブの第１の端部
４２ 内側リブの第２の端部
５０ 外側リブ（第２のリブ）
５１ 外側リブの第１の端部
５２ 外側リブの第２の端部
６０ 取付けラグ
６１ 取付けラグの第１の端部
６２ 取付けラグの第２の端部
６３ 第２のマウント
６４ ヒンジ
７０ 引張りロッド
７１ 引張りロッドの第１の端部
７２ 引張りロッドの第２の端部
９０ 着陸装置
９１ 区画
９２ シリンダ
９３ ホイールアセンブリ
９４ ブレース
９５ ピン
１００ 航空機
１０１ 胴体
１０２ 翼
１０３ エンジン
１０４ 翼桁
１０５ リブ
１０６ 上部翼パネル
１０７ 下部翼パネル
１０８ 中央翼ボックス
１０９ 翼ボックス
１１０ 締め具
１１１ 第１の側（後側）
１１２ 第２の側（前側）
１１３ 第１の部分（前方部分）

Claims (20)

1. 着陸装置（９０）を航空機（１００）の翼桁（１０４）に取り付けるための支持構造（１０）であって、
   第１のトラニオン（２０）と第２のトラニオン（３０）とを含み、前記第１のトラニオン（２０）が前記翼桁（１０４）の第１の側（１１１）に配置され、前記第２のトラニオン（３０）が前記翼桁（１０４）の対向する第２の側（１１２）に配置されて共に接続されるトラニオンアセンブリ（１８）であって、前記着陸装置（９０）の第１の部分（１１３）を支持するように構成されたトラニオンアセンブリ（１８）を備える、支持構造（１０）。
2. 前記第１及び前記第２のトラニオン（２０，３０）の各々は、前記翼桁（１０４）に当接するように成形された前側（２８，３８）を有するそれぞれの面（２１，３１）と、前記面（２１，３１）を補強し支持するために前記面の後側（２７，３７）にある１つ又は複数のそれぞれの補剛材プレート（２３，３３）とを備える、請求項１に記載の支持構造。
3. 前記第１のトラニオン（２０）の前記補剛材プレート（２３）にヒューズピン（２５）で取り付けられるヒューズピンブロック（２９）であって、前記着陸装置（９０）の前記第１の部分を受けて支持するよう構成された、ヒューズピンブロック（２９）を更に備える、請求項２に記載の支持構造。
4. 前記翼桁（１０４）の対向する第１及び第２の側で前記第１のトラニオン（２０）及び前記第２のトラニオン（３０）を互いに接続するために、前記翼桁（１０４）及び前記面（２１，３１）を貫通して延伸するような大きさの締め具（１１０）を更に備える、請求項２又は３に記載の支持構造。
5. 前記第１及び第２のトラニオン（２０，３０）の各々は、関連する面（２１，３１）の周囲に沿って延伸し、前記関連する面に対して直角に整列されたそれぞれの外周側面（２４，３４）を備える、請求項２～４のいずれか一項に記載の支持構造。
6. 前記第２のトラニオン（３０）は、前記翼桁（１０４）から横方向に延伸する隣接するリブ（１０５）に当接して接続するために、前記第１のトラニオン（２０）よりも幅が広い、請求項５に記載の支持構造。
7. 前記第１及び第２のトラニオン（２０，３０）の前記面（２１，３１）は、重なり合う配置で整列し、略平行である、請求項２～６のいずれか一項に記載の支持構造。
8. 前記トラニオンアセンブリ（１８）から延伸し、前記着陸装置（９０）の第２の部分を支持するように構成されているフレーム（１９）を更に備える、請求項１～７のいずれか一項に記載の支持構造。
9. 前記フレーム（１９）は、前記第１のトラニオン（２０）に取り付けられ、前記着陸装置（９０）の前記第２の部分を支持するために前記翼桁（１０４）から離れて延伸する、請求項８に記載の支持構造。
10. 前記フレーム（１９）は、
    第１の端部（４１）及び第２の端部（４２）を含む内側リブ（４０）であって、前記第１の端部（４１）が前記第１のトラニオン（２０）に取り付けられる、内側リブ（４０）と、
    前記第１のトラニオン（２０）から離れて前記翼桁（１０４）に取り付けられる外側リブ（５０）であって、前記内側リブ（４０）に更に接続される、外側リブ（５０）と、
    前記内側リブ（４０）及び前記外側リブ（５０）に接続されたラグ（６０）であって、前記着陸装置（９０）の前記第２の部分を支持するためのマウント（６３）を備えるラグ（６０）と
    を備える、請求項９に記載の支持構造。
11. 前記内側リブ（４０）は、前記第１のトラニオン（２０）の面（２１）と垂直である、請求項１０に記載の支持構造。
12. 着陸装置（９０）を航空機の翼桁（１０４）に取り付けるための支持構造（１０）であって、
    前記翼桁（１０４）の後側（１１１）に取り付けられる第１のトラニオン（２０）であって、前記着陸装置（９０）の前方部分（１１３）に接続するよう構成された、第１のトラニオン（２０）と、
    前記翼桁（１０４）の対向する前側（１１２）に取り付けられ、前記第１のトラニオン（２０）に接続される第２のトラニオン（３０）とを備え、
    前記第１のトラニオン（２０）及び前記第２のトラニオン（３０）は、前記翼桁（１０４）の対向する前側及び後側（１１１，１１２）に重なり合う配置にある、支持構造（１０）。
13. 前記第１のトラニオン（２０）に取り付けられ、前記第１のトラニオン（２０）から前記翼桁（１０４）から離れて後方外側に延伸するフレーム（１９）であって、前記着陸装置（９０）の後部に接続するよう構成された、フレーム（１９）を更に備える、請求項１２に記載の支持構造。
14. 前記第１のトラニオン（２０）に接続され、前記着陸装置（９０）の前記前方部分に接続するよう構成された第１のマウント（２９）と、
    前記フレーム（１９）に接続され、前記着陸装置（９０）の前記後部に接続するよう構成された第２のマウント（６３）と
    を更に備える、請求項１３に記載の支持構造。
15. 前記翼桁（１０４）を貫通して延伸し、前記翼桁（１０４）の対向する前側及び後側で前記第１のトラニオン（２０）と前記第２のトラニオン（３０）とを互いに接続する締め具（１１０）を更に備える、請求項１２～１４のいずれか一項に記載の支持構造。
16. 前記フレーム（１９）は、
    第１の端部（５１）及び第２の端部（５２）を有する外側リブ（５０）であって、前記第１の端部（５１）が前記翼桁（１０４）に取り付けられ、前記第２の端部（５２）が前記翼桁（１０４）の背後で外側へ延伸する、外側リブ（５０）と、
    前記第１のトラニオン（２０）に接続される第１の端部（４１）を有する内側リブ（４０）と、
    前記外側リブ（５０）及び前記内側リブのうちの少なくとも一方に接続され、前記着陸装置（９０）の前記後部に接続するラグ（６０）と
    を備える、請求項１３又は１４に記載の支持構造。
17. 航空機の翼桁（１０４）に着陸装置（９０）を取り付ける方法であって、
    前記翼桁（１０４）の第１の側に第１のトラニオン（２０）を配置するステップと、
    前記翼桁（１０４）の対向する第２の側に第２のトラニオン（３０）を配置するステップと、
    前記第１及び第２のトラニオン（２０，３０）並びに、前記第１及び第２のトラニオン（２０，３０）の間に配置された前記翼桁（１０４）を共に接続するステップと
    を含む、方法。
18. 前記第１のトラニオン（２０）に接続されるフレーム（１９）を前記翼桁（１０４）から離れる後方外側に配置するステップと、
    前記着陸装置（９０）を前記第１のトラニオン（２０）及び前記フレーム（１９）に接続するステップと
    を含む、請求項１７に記載の方法。
19. 前記翼桁（１０４）並びに前記第１及び第２のトラニオン（２０，３０）を貫通して締め具（１１０）を延伸させるステップと、前記第１及び第２のトラニオン（２０，３０）を共に接続するステップとを更に含む、請求項１７又は１８に記載の方法。
20. 前記第１及び第２のトラニオン（２０，３０）の各々を上部翼パネル（１０６）及び下部翼パネル（１０７）に接続するステップを更に含む、請求項１７～１９のいずれか一項に記載の方法。

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