JP6373632B2 - 能動型セミレバーランディングギア - Google Patents

Description

三輪式ランディングギアを有する代表的な大型航空機の離陸段階の間に、パイロットは航空機の回転を引き起こすために航空機の操縦装置の操作を行う。航空機は回転の間中、その主ランディングギアトラックの軸回りに枢動して、機体の先端を上に向け、一方機体の後端は地上に向かって動く。航空機は、好ましくは航空機の与えられた設計と離陸条件にとって機体が正しい回転角になるまで軸回りを回転する。あらゆる航空機の与えられた設計に対しての最大回転角は、航空機の回転中の航空機の胴体尾部の下方の部分と地上との距離によって制限を受ける。

航空機の製造者は、航空機の胴体尾部の下方の部分と地上との距離を増やしてより大きな回転角を提供するために、多様なタイプのランディングギアを設計してきた。１つの例はセミレバーランディングギア（ＳＬＧ）である。従来のＳＬＧは、車輪トラックを形成するために、ボギービームと、ボギービームに枢動可能に連結された主支柱とを含む。ボギービームは、典型的には前方車輪セットと後方車輪セットを含み、前方セットと後方セットの間に追加の車輪セットを含むことができる。前方車輪セットと後方車輪セットは、ボギービームの対向する末端部に取り付けられる。主支柱（ランディングギア衝撃支柱）の下部がボギービームの中央位置に取り付けられる。また補助支柱も主支柱の上部と、ボギービームの前方車輪セット近くの位置とに取り付けられる。補助支柱は、主支柱と合わせて、ボギービームを中央位置の軸回りに回転させるために使われる。

典型的なＳＬＧでは、主支柱は、高圧気体が充填されると、主支柱ピストンを延ばし主支柱の長さを増やす、ピストンとオレオ式空圧（油−空）チャンバとを含む。この主（衝撃）支柱はボギービームと航空機の間の加速度を減衰または低減させ、航空機に作用する負荷を減少させ、同時に航空機内の人間にとっての快適性を改善する役目を果たす。

従来のＳＬＧの利点は、ＳＬＧを使う航空機が、離陸の間にボギービームと支柱の交互作用によって、増加した回転角を有することができることにある。航空機の前進速度が大きくなると、翼が航空機を引き上げ始め、ランディングギア衝撃支柱が延びる。ＳＬＧシステムでは、主支柱が延びても補助支柱は延びない。この動作は、前方車輪セットが後方車輪セットより高くなって、これによって航空機の高さを上げ、航空機のより大きな回転を可能とするように、ボギービームを中央枢動点回りに回転させる効果がある。更に、航空機は離陸の回転段階の間中、主支柱が位置するボギービームの中央点ではなく、後方車輪セットの軸回りに回転する。回転中心の後方への移動も航空機に回転角を大きくすることを可能とする。

ＳＬＧは他のタイプのランディングギアに比べて高いレベルの離陸性能を提供するが、正しく設計されていないと、ＳＬＧが着陸性能を低下させることがある。着陸性能の低下は主支柱に働く余分な力に帰することができ、この力が主支柱を圧縮し、そのために機体の高さが下がってしまう。従来のＳＬＧシステムでは、衝撃支柱の圧縮を最小とするためにあらかじめ充填されるオレオ圧のレベルを上げることがある。あらかじめ充填されるオレオ圧の増加は、離陸性能と着陸性能の間の妥協策となる場合がある。

本明細書でなされる本開示の提示は、以上の、およびその他の検討に関連する。

「発明の概要」は、以下の「発明を実施するための形態」にて更に詳しく説明する概念の選択物を、単純化された形で紹介するために提供されるものであることが理解されよう。「発明の概要」は、特許請求される主題の範囲を限定するために使われることを意図するものではない。

本明細書における本開示の１つの態様によれば、航空機に使われる能動型セミレバーランディングギアが提供される。能動型セミレバーランディングギアは、ボギービームに取り付けられた主支柱を含んでもよい。主支柱は、チャンバ圧を有する主支柱オレオ式空圧チャンバと主支柱ピストンとを含んでもよい。能動型セミレバーランディングギアは、圧力ブースト機構も含んでもよい。オレオ式空圧チャンバは、気体と液体を含む流体を含んでもよい。圧力ブースト機構は、第１の流体部分の圧力を有する第１の流体部分と、第２の流体部分の圧力を有する第２の流体部分とを含んでもよい。第１の流体部分は、主支柱オレオ式空圧チャンバの流体と選択的に連結されてもよい。第２の流体部分の圧力の増加は、第１の流体部分の圧力を増加させることができる。第１の流体部分の圧力の増加は、主支柱のチャンバ圧を増加させ、ピストンを延長長さに動かして、操縦の離陸段階の間中より長い主支柱と航空機の地上からのより高い高さを提供することができる。

本明細書における本開示の別の態様によれば、航空機に能動型セミレバーランディングギアを提供する方法を提案する。方法は、航空機が離陸滑走段階にあるとの入力を受領することと、圧力ブースト機構の第２の流体部分の圧力を増加させることによって、圧力ブースト機構の第１の流体部分の圧力を増加させることと、第１の流体部分の圧力の増加を主支柱オレオ式空圧チャンバへ流体的に伝達することによって、主支柱ピストンを延長位置に延長することと、を含んでよい。

本明細書における本開示の更に別の態様によれば、セミレバーランディングギアに使われる圧力装置が提供される。圧力装置は主支柱装置を含んでもよく、主支柱装置は主支柱オレオ式空圧チャンバと主支柱ピストンとを含んでもよい。圧力装置は、主支柱オレオ式空圧チャンバに選択的に連結された、圧力ブースト機構をも含んでよい。圧力ブースト機構は、第１の流体部分と第２の流体部分を含んでもよい。圧力装置は、主支柱を圧力ブースト機構に選択的に連結する制御装置を更に含んでもよい。圧力ブースト機構が主支柱オレオ式空圧チャンバに連結されると、第２の流体部分の圧力の増加が、第１の流体部分と主支柱オレオ式空圧チャンバ内の圧力の増加を引き起こすことができ、主支柱ピストンを延長長さまで延ばす。圧力ブースト機構が主支柱から切り離され、ベントバルブが開放されると、第２流体の圧力の減少が、第１の流体と主支柱オレオ式空圧チャンバ内の圧力の減少を引き起こすことができる。

更に本開示は、以下の箇条による実施形態を含む。

箇条１． 航空機に使用される能動型セミレバーランディングギアであって、
ボギービームに取り付けられ、チャンバ圧を有する主支柱オレオ式空圧チャンバと主支柱ピストンとを備える主支柱と、
第１の流体部分の圧力を有する第１の流体部分と、第２の流体部分の圧力を有する第２の流体部分とを備え、第１の流体部分は主支柱オレオ式空圧チャンバに選択的に連結された、圧力ブースト機構と、を備え、
第２の流体部分の圧力の増加が第１の流体部分の圧力を増加させ、かつ
第１の流体部分の圧力の増加がチャンバ圧を増加させ、主支柱ピストンの長さを延長長さまで延長し、操縦の離陸段階の間に、より長い主支柱と航空機の地上からのより高い高さを提供する、能動型セミレバーランディングギア。

箇条２． 第１の流体部分の圧力がチャンバ圧より大きければ開放位置になるように、また第１の流体部分の圧力がチャンバ圧より小さければ閉鎖位置になるように構成されたチェックバルブを更に備える、箇条１に記載の能動型セミレバーランディングギア。

箇条３． 選択的に開放となってチャンバ圧を圧力ブースト機構内に解放し、チャンバ圧を減少させるように構成されたベントバルブを更に備える、箇条１に記載の能動型セミレバーランディングギア。

箇条４． ベントバルブは制御装置からの指令を受領して開閉するように構成された、箇条３に記載の能動型セミレバーランディングギア。

箇条５． 圧力ブースト機構が、第１の流体部分と第２の流体部分の間に配置され、第１の流体部分を第２の流体部分から流体的に分離するピストンを更に備える、箇条１に記載の能動型セミレバーランディングギア。

箇条６． ピストンが第１の流体と第２の流体の、ピストンをまたいだ相互汚染を減少させるように構成されたベントを備える、箇条５に記載の能動型セミレバーランディングギア。

箇条７． 第２の流体部分の圧力を増加させる高圧源を更に備える、箇条１に記載の能動型セミレバーランディングギア。

箇条８． 第２の流体部分の圧力の増加または減少を選択的に制御するように構成された液圧バイパスバルブを更に備える、箇条１に記載の能動型セミレバーランディングギア。

箇条９． 液圧バイパスバルブは制御装置からの指令を受領して開閉するように構成された、箇条８に記載の能動型セミレバーランディングギア。

箇条１０． 流体の受け入れおよび第２の流体部分への供給を行う一般的な液圧リザーバを更に備える、箇条１に記載の能動型セミレバーランディングギア。

箇条１１． 第１の流体部分は気体を含み、第２の流体部分は液体を含む、箇条１に記載の能動型セミレバーランディングギア。

箇条１２． 航空機に能動型セミレバーランディングギアを提供する方法であって
航空機が離陸滑走段階にあるとの入力を受領することと、
圧力ブースト機構の第２の流体部分の圧力を増加させることによって、圧力ブースト機構の第１の流体部分の圧力を増加させることと、
第１の流体部分の圧力の増加を、主支柱オレオ式空圧チャンバに流体的に伝達することによって、主支柱ピストンを延長位置に延長することと、
を含む、方法。

箇条１３． 第２の流体部分の圧力を増加させることは、高圧液体の第２の流体部分への流入を許容することを含む、箇条１２に記載の方法。

箇条１４． 高圧液体の第２の流体部分への流入を許容することは、液圧バイパスバルブを開放し、高圧液体の第２の流体部分への流入を許容することを含む、箇条１３に記載の方法。

箇条１５． 離陸滑走段階の間中、補助支柱の長さを維持することを更に含む、箇条１２に記載の方法。

箇条１６． 第１の流体部分の圧力の増加は、第２の流体部分の圧力がピストンを第１の流体部分内に押し入れて、第１の流体部分の流体を圧縮することによって提供される、箇条１２に記載の方法。

箇条１７． 離陸滑走段階が完了したとの入力を受領することと、
第２の流体の圧力を減少させ、ブーストシリンダピストンの戻りを許容することによって主支柱オレオ式空圧チャンバ内の圧力を減少させることと、
補助支柱を引き込むことと、
を更に含む、箇条１２に記載の方法。

箇条１８． 第２の流体チャンバ内の圧力を減少させ、ブーストシリンダピストンを戻すことは、
バルブを開放して第２の流体部分の圧力をベントし、第１の流体部分の圧力を減少させることと、
ベントバルブを開放して主支柱オレオ式空圧チャンバ内の圧力を、ベントバルブを通して第１の流体部分内へ流体的に伝達することと、
を含む、箇条１７に記載の方法。

箇条１９． セミレバーランディングギアに使用される圧力装置であって、
主支柱オレオ式空圧チャンバと主支柱ピストンを備える主支柱装置と、
主支柱オレオ式空圧チャンバに選択的に連結され、第１の流体部分と第２の流体部分を備える圧力ブースト機構と、
主支柱装置を圧力ブースト機構に選択的に連結する制御装置と、
を備え、
圧力ブースト機構が主支柱オレオ式空圧チャンバに連結されると、第２の流体部分の圧力の増加が、第１の流体部分と主支柱オレオ式空圧チャンバの圧力を増加させて、主支柱ピストンを延長長さまで延長させ、
圧力ブースト機構が主支柱オレオ式空圧チャンバから切り離されベントバルブが開放されると、第２の流体部分の圧力の減少が第１の流体部分と主支柱オレオ式空圧チャンバの圧力を減少させる、圧力装置。

箇条２０． 第２の流体部分の圧力を増加させる液体の高圧源を提供する液圧ポンプと、
第２の流体部分がベントされた時に液体を受け入れる液圧リザーバと、
制御装置によって制御され、液体の高圧源の第２の流体部分への流入を許容する第１の位置と、第２の流体部分がベントされる時に液体を液圧リザーバに向ける第２の位置とを有する液圧バイパスバルブと、
制御装置によって制御され、主支柱圧の圧力ブースト機構への解放を許容する位置を有するベントバルブと、
を更に備える箇条１９に記載の圧力装置。

箇条２１． 箇条１、２、１９または２０に記載の能動型セミレバーランディングギア（１００）を備える航空機（１０２）。

本明細書で議論した特徴、機能、および利点は、本開示の主題の多様な実施形態において独立に達成することができ、または更に別の実施形態では組み合わせることもでき、その更なる詳細は以下の記述と図面を参照することによって理解され得る。

操縦のタクシング段階における従来のセミレバーランディングギアの車輪トラックを説明する先行技術の線図である。 操縦の離陸回転段階における従来のセミレバーランディングギアの車輪トラックを説明する先行技術の線図である。 操縦の離陸回転段階において、本明細書に提示する実施形態に基づく能動型衝撃支柱圧力ブーストシステムを使ったセミレバーランディングギアの車輪トラックを説明する線図である。 本明細書に提示する実施形態に基づく、ランディングギアシステムの衝撃支柱の能動型圧力ブーストシステムの提供に使われる圧力装置の系統図である。 ここで提示する実施形態に基づく、操縦のタクシング段階の間における能動型衝撃支柱圧力ブーストシステムを示す系統図である。 本明細書に提示する実施形態に基づく、操縦の離陸段階の間における能動型衝撃支柱圧力ブーストシステムを示す系統図である。 本明細書に提示する実施形態に基づく、操縦の飛行段階の間における能動型衝撃支柱圧力ブーストシステムを示す系統図である。 本明細書に提示する実施形態に基づく、操縦の着陸段階の間における能動型衝撃支柱圧力ブーストシステムを示す系統図である。 本明細書に提示する実施形態に基づく、能動型ＳＬＧを使用するための例示的な方法である。

以下の詳細な説明は、航空機に使用され、離陸中に増大した回転角を与える能動型セミレバーランディングギアの車輪トラックに関する。オレオ式ランディングギアシステムの使用は単に説明のためであって、本開示の範囲をオレオ式システムのみに限定する意図を反映するものではないことが理解されよう。既に簡単に議論したように、地上との関係における航空機の高さは、離陸中に達成できる回転角に影響を及ぼす。回転角が制限されれば、航空機の性能に影響が及ぶことがある。従来のセミレバーランディングギア（ＳＬＧ）システムを含む従来のランディングギアシステムにおいて、ランディングギアの構成が、離昇中に望ましい回転角を達成するための航空機の能力を制限することがある。図１Ａおよび図１Ｂは、タクシングおよび離陸段階における従来のＳＬＧの例示的な実装形態を示している。

図１Ａは、航空機１０２に使用されるＳＬＧ１００を示す。操縦のタクシング段階の間のＳＬＧ１００が示されている。ＳＬＧ１００は主支柱１０４を含み、主支柱は主枢動点１０６においてボギービーム１０８に枢動可能に取り付けられた装置である。ボギービーム１０８は、前方車輪セット１１２、中間車輪セット１１４、および後方車輪セット１１６を含む車輪トラック１１０の一部である。図１の構成において、ボギービーム１０８は地上１１８と平行であるから、ＳＬＧ１００は０度の回転角を有する。ＳＬＧ１００は、補助支柱１２０も含み、補助支柱１２０の１つの端部は主支柱１０４に、もう一方の端部はボギービーム１０８に、枢動可能に取り付けられている。

主支柱１０４は、主支柱ピストン１２２を含む。主支柱ピストン１２２は、主支柱１０４内の圧力を変えることによって、延長されることも引き込まれることもできる。主支柱１０４は、長さＸを有するとして示されている。補助支柱１２０は、補助支柱ピストン１２４を含む。補助支柱ピストン１２４は、補助支柱１２０内の圧力を変えることにより、延長されることも、引き込まれることも、固定した長さに維持されることもできる。補助支柱１２０は、長さＹを有するように示されている。タクシング段階の間中、主支柱１０４と補助支柱１２０は、前方車輪セット１１２と後方車輪セット１１６の間に等分の、またはほぼ等分の圧力を及ぼすように構成されてもよい。このような構成においては、主枢動点１０６回りのトルクは最小である。以下に図１Ｂの例で示すように、主支柱１０４と補助支柱１２０内の圧力は、セミレバーランディングギアを提供するように、航空機１０２の離陸段階の間に変化する。

図１Ｂは、航空機１０２の離陸段階の間のＳＬＧ１００を示している。図１Ｂに示すように、地上１１８からボギービーム１０８への角度αが実現されている。図１Ｂに図示されているように、航空機１０２が、図１Ａに例示されている回転角ゼロから、図１Ｂに示される角βに回転すると、前方車輪セット１１２と中間車輪セット１１４は地上１１８から離れている。本明細書で使われるように、角βは地上１１８に対する航空機１０２の角度である。典型的なセミレバーランディングギアの設計では、主支柱１０４の長さは延長され、補助支柱１２０は一定に保たれる。説明のために、主支柱１０４は長さＸ＋Ａを有するものと示され、図１Ａに図示された構成より長さが増加していることを表している。

いくつかの構成では、主支柱１０４の長さは延長され、一方補助支柱１２０は一定に保たれる。このようにすると、ボギービーム１０８は、補助支柱１２０がボギービーム１０８と接続される位置である前方枢動点１０７の回りに枢動し、この、後方車輪セット１１６を前方車輪セット１１２に対して下方に向けて押し付ける。航空機回転の間中、航空機１０２は、主枢動点１０６ではなく補助枢動点１２６において枢動することになる。主支柱１０４の長さと、ボギービーム１０８の長さと、前方枢動点１０７回りのボギービーム１０８の枢動とが、航空機の胴体尾部１２８の下方の部分から地上１１８まで計測される地上高Ｚを与える。地上高Ｚは、補助枢動点１２６を持たないランディングギアアッセンブリを使って達成し得る高さより高くなることができる。

場合によっては、地上高を地上高Ｚより高い地上高Ｚ’に大きくしたいことがある。たとえば、航空機１０２は最大角β’の達成が可能で、そのように設計されているが、航空機１０２は現実の条件によって角βしか達成できないことがある。これにはいくつかの理由があり得る。たとえば、航空機の重量の一部がまだ主支柱１０４に支持されていて、主支柱１０４の長さが最大でない場合、離陸回転の間に最小地上高Ｚとなってしまうことがある。

図２は能動型ＳＬＧ２００を図示していて、ここでは航空機１０２の離陸段階の間に昇圧源が使用されて地上高Ｚ’を達成する。地上高Ｚ’は角β’を達成する能力を与えることができる。本明細書で提供される本開示は、あるバルブの組合せ、ある流体管路、およびある圧力伝達機構によって説明できることが理解されるべきである。しかしながら、別の構成も本明細書に説明した多様な機能を実施するために使うことができるので、本開示はいかなる具体的な構成にも限定されるものではない。いかなる具体的な構成も単に説明のためのものであり、本開示はその１つの具体的な構成に限定されるものではない。

本明細書に説明する多様な実施形態によれば、地上高Ｚ’を与えるために、主支柱１０４は、図１Ｂに図示するような長さＸ＋Ａから、図２に図示するような延長長さＸ＋Ａ’に延長され、より長い主支柱が提供される。主支柱１０４の追加の長さは、操縦の離陸段階の間において地上高の図１Ｂの地上高Ｚから図２の地上距離Ｚ’への増加と、航空機のより高い地上からの高さを提供することができる。

主支柱１０４の長さの増加をより大きな距離とするために、圧力ブースト機構２３０が使われる。圧力ブースト機構２３０は、圧力導管２３２を経由して主支柱１０４と選択的に連結された装置である。多様なバルブとその他の機構を使って、圧力ブースト機構２３０と主支柱１０４の流体的な接続と切断を行ってもよい。圧力ブースト機構２３０は、主支柱１０４内の圧力の増加のための圧力源として使われ、航空機１０２の操縦の多様な段階の間中、主支柱１０４を稼働状態にする。圧力ブースト機構２３０からの主支柱１０４内の圧力の増加は、以下に図３にて更に詳細に説明するように、主支柱ピストン１２２を長さＸ＋Ａから長さＸ＋Ａ’に延長する。

図３は、本開示の多様な実施形態に従った空圧および液圧システム３００の系統図である。システム３００は、主支柱１０４および圧力ブースト機構２３０を含む。既に図２について議論したように、圧力ブースト機構２３０は、主支柱１０４内の圧力の増加のために使用され、主支柱ピストン１２２を長さＸ＋Ａから延長長さＸ＋Ａ’へと移動させる。

圧力ブースト機構２３０は、第１の流体部分３３４および第２の流体部分３３６を含む。図３にて説明される構成において、第１の流体部分３３４の流体は気体でもよく、第２の流体部分３３６の流体は液体でもよい。しかしながら、本明細書で開示される主題はいかなる具体的な液体／気体構成にも限定されないことが理解されるべきである。いくつかの実装形態では、第１の流体部分は窒素、空気、それらの混合物、および類似のものを含む。更なる実装形態では、第２の流体部分３３６は、油、水、それらの混合物、および類似のものを含んでもよい。第２の流体部分３３６には液体とは異なる流体が使われてもよいし、第１の流体部分３３４には気体とは異なる流体が使われてもよいことが理解されよう。更に、本明細書で説明した概念はいかなる具体的なタイプの流体に限定されるものではなく、いくつかの流体は、気体の場合のように圧縮性であり得るし、液体の場合のように非圧縮性であり得ることが理解されるべきである。たとえば、第１の流体部分３３４は油を含んでもよく、第２の流体部分３３６は高圧空気を含んでもよい。これらの、および別の組合せも本開示の範囲内とみなされる。

圧力ブースト機構２３０は、第２の流体部分３３６から第１の流体部分３３４を流体的に分離するピストン３３８を更に含み、その構造が第１の流体部分３３４と第２の流体部分３３６を画定している。第１の流体部分３３４と第２の流体部分３３６の間の流体的な分離によって、その２つの間の圧力差がピストン３３８へ推進力を及ぼし、これによってピストン３３８は、より高い推進力を有する部分からから離れて、より低い推進力を有する部分へと移動する。たとえば、第２の流体部分３３６の圧力によって生成された推進力が、第１の流体部分３３４の圧力で生成された推進力より大きければ、その力の差によってピストン３３８が移動し、第１の流体部分３３４を圧縮することになる。同じように、第２の流体部分３３６の圧力によって生成された推進力が、第１の流体部分３３４の圧力によって生成された推進力より小さければ、その力の差によってピストン３３８が移動し、第２の流体部分３３６を圧縮する。

圧力ブースト機構２３０は、主支柱１０４内の圧力を増加させるために使われる。圧力ブースト機構２３０内の圧力は、圧力導管２３２を経由して主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０に伝達される。簡単に上述したように、オレオ式チャンバの使用は単に説明のためであり、本明細書で開示される主題の範囲をオレオ式チャンバのみに限定する意図を反映するものではない。いくつかの実装形態では、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０は、気体と液体の両方を含む。液面３４１は、気体と液体の間の相分離を示している。しかしながら、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の流体は、全面的に気体でもよいことが理解されるべきである。圧力導管２３２が、第１の流体部分３３４を主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０に流体的に接続している。稼働中にあっては、第１の流体部分３３４の圧力が増大して、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力を超えると、チェックバルブ３４２をまたいで圧力差が感知され、これによってチェックバルブ３４２は開放位置に移り、圧力を第１の流体部分３３４から主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内に解放する。第１の流体部分３３４内の圧力が主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力を超える間は、チャックバルブ３４２は通常は開放のままとなる。

ひとたび第１の流体部分３３４と主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０の圧力が等しくなると、または実質的に同じになると、チェックバルブ３４２は閉鎖位置に移ることができ、主支柱１０４から圧力ブースト機構２３０を切り離す。チェックバルブ３４２は、圧力が等しくなる前にチェックバルブ３４２を閉じることができるバイアス機構（図示しない）を含むことができることが理解されよう。本明細書で提供される本開示は、チェックバルブ３４２を閉じるのに必要ないかなる圧力差にも限定されるものではないことが理解されるべきである。主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力の増加は、主支柱ピストン１２２の頭部３４３に感知されることになる圧力を増加させる。その結果、主支柱ピストン１２２は、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力の増加前の長さである長さＸ＋Ａから、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力の増加後の長さである長さＸ＋Ａ’に移る。

第２の流体部分３３６の圧力を増加させるために、液圧ポンプ３４４が設けられている。液圧ポンプ３４４は、液圧リザーバ３４６から流体を取り出して、ポンプ動作によって圧力を増加させ、第２の流体部分３３６内に高圧流体を送り込む。液圧リザーバ３４６は、多様な液圧負荷に使用される一般的なリザーバでもよく、システム３００向けの特別の目的を有するリザーバでもよい。液圧バイパスバルブ３４８は、液圧ポンプ３４４から出て第２の流体部分３３６内に入る流体の流れを許容したり、止めたりするために使うことができる。いくつかの構成では、これによって第２の流体部分３３６の圧力の増加と減少を選択的に制御することができる。液圧バイパスバルブ３４８は、流体の流れを妨げたり、制限したりするのに適切ないかなるタイプのバルブでもよい。図３に示す実装形態では、液圧バイパスバルブ３４８は、液圧指令モジュール３５０によって制御される３方向電磁弁である。

液圧指令モジュール３５０は、制御装置３５８から指令を受領して液圧バイパスバルブ３４８の位置を決めることができる。たとえば、航空機の離陸の間に、液圧指令モジュール３５０は、液圧ポンプ３４４からの流体の、第２の流体部分３３６への流入を許容するように液圧バイパスバルブ３４８を構成するための入力を受領することができる。離陸後に、液圧指令モジュール３５０は、第２の流体部分３３６からの流体の、液圧リザーバ３４６への流入を許容するように液圧バイパスバルブ３４８を構成するための入力を受領することができる。制御装置３５８は単一の構成要素として図示されているが、本明細書で開示される概念はそのように限定されるものではないことが理解されるべきである。制御装置３５８は、航空機１０２内において多様な構成要素からなる１つまたは複数の制御装置を含んでもよい。制御装置３５８は、ハードウェア、ソフトウェア、人間、またはそれらの組合せであってもよい。

ひとたび航空機１０２の離陸段階が完了すると、ＳＬＧ２００は、着陸モードのための再構成を必要とする場合がある。主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力が、まだ圧力ブースト機構２３０によって提供された増加した圧力であれば、主支柱１０４は着陸の物理的衝撃を吸収できない場合があり、荒い着陸、および場合によってはＳＬＧ２００またはその他の航空機構成部品の損傷を引き起こす可能性がある。

したがって、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力を減少させるために、１つの実装形態では、圧力ブースト機構２３０は、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力を解放するためのベント流路を設けるように構成されている。既に議論したように、ひとたび圧力ブースト機構２３０内の圧力が主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力以下になると、チェックバルブ３４２が閉じる。圧力を解放するために、液圧指令モジュール３５０が、流体を第２の流体部分３３６から、第２の流体部分３３６より低い圧力の液圧リザーバ３４６内に向かう位置に液圧バイパスバルブ３４８を移動させる。

第２の流体部分３３６から液圧リザーバ３４６内への流体のベントは、第２の流体部分３３６の圧力を減少させることができる。これによってピストン３３８が第１の流体部分３３４から離れて第２の流体部分３３６に向かって移動し、第１の流体部分３３４の容積を増加させるので、第１の流体部分３３４の圧力を減少させることができる。

補助ベント３５２を設けて、流体３３６と３３４を分離しておくことを支援してもよく、これによって流体３３６が３３４と３４０のチャンバに入る危険が最少となり、流体３３４が３３６のチャンバに入る危険が最少となる。これによって流体の相互汚染を防ぐことができる。

チェックバルブ３４２は、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力が、圧力ブースト機構２３０内の圧力より大きい時、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０から圧力ブースト機構２３０内への流体の流れを止めるかまたは制限するように設計されている。これは主支柱１０４を圧力ブースト機構２３０から流体的に切断し、主支柱１０４の従来の稼動を許容する。しかしながら、主支柱１０４内の圧力を、圧力ブースト機構２３０を経て解放することが望ましいことや、必要なことがある。このため、図３に図示した構成では、ベントバルブ３５４が設けられている。

ベントバルブ３５４は、ベント指令モジュール３５６によって制御される２方向電磁バルブであってもよい。ベントバルブ３５４は、選択的に開放されて主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力を解放することができる。ベント指令モジュール３５６は制御装置３５８から、主支柱１０４からの圧力の解放を許容する指令を受領することができる。その結果、ベント指令モジュール３５６はベントバルブ３５４に、電気信号を受領したらベントバルブ３５４を開くとの電気信号を提供することができる。この構成では、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力を、ベントバルブ３５４を経て、第１の流体部分３３４内へと解放することができる。そして圧力はピストン３３８の動きによって第２の流体部分３３６に伝達され、最後には液圧リザーバ３４６内にベントされる。ひとたびベント工程が完了すると、ベント指令モジュール３５６は、ベントバルブ３５４を閉じる電気信号を提供できる。更に、液圧指令モジュール３５０は、液圧バイパスバルブ３４８に中立位置への電気信号を提供することができる。

図４Ａから４Ｄは、航空機操縦の多様な段階の間の、本明細書の開示の更なる作動状態の説明を提供する。既に議論したように、航空機操縦の特定の段階の間には主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力を上げ、一方他の操縦の間には主支柱１０４を通常の構成で稼働させることを許容することが望ましい場合がある。着陸段階に関する一例を上に提供した。着陸段階の間に、主支柱１０４内の圧力を調整して、航空機１０２の着地によってＳＬＧ２００に働く力を吸収することができる。主支柱１０４内の圧力がその調整量を超えれば、主支柱１０４は意図した程度には力を吸収できず、結果として、航空機１０２の損傷を引き起こす可能性があり、航空機１０２の乗客に不快な着陸を提供することにもなる。

図４Ａを見ると、ＳＬＧ２００は地上にある場合の構成になっている。航空機１０２は、タクシング中であっても、空港のゲートに駐機中であっても、地上を移動中であっても、または他の非離陸段階にあってもよい。この段階では、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０は従来の構成と圧力状態にある。航空機１０２の重量は主支柱１０４によってその一部が支持され、そのため主支柱ピストン１２２の長さはＸとなっている。第２の流体部分３３６の圧力は、第２の流体部分がベントされた時にもたらされ得るような最小または低いレベルにある。ピストン３３８は、第１の流体部分３３４の圧力の力のために、圧力ブースト機構２３０の底部に位置している。圧力ブースト機構２３０はベントされている場合があるので、チェックバルブ３４２は閉じることができ、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力の増加の、圧力ブースト機構２３０への伝達が妨げられ得る。図４Ａから４Ｄの多様な構成要素の位置は、図示したものから変更されることもあり、本明細書で提供する本開示はいかなる特定の位置にも限定されるものではないことが理解されるべきである。

図４Ｂは、航空機１０２の離陸の間に起こるチャージ段階におけるＳＬＧ２００を図示している。示されているように、主支柱ピストン１２２は、図４Ａに示す長さＸから、図４Ｂに示すＸ＋Ａ’に移動している。長さＸ＋Ａ’は、図１Ｂおよび図３に示す長さＸ＋Ａより長い長さに対応する。より長い長さを与えるために、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０は、圧力ブースト機構２３０から圧力増加を受け入れている。第２の流体部分３３６の圧力は増加しており、第２の流体部分３３６と第１の流体部分３３４の間の圧力差を生じさせ、これによってピストン３３８が移動し、第１の流体部分３３４を圧縮している。この圧縮が第１の流体部分３３４の圧力を増加させる。この圧力の増加が２３２を通して主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０に伝達され、主支柱ピストン１２２を長さＸ＋Ａ’へと移動させる。

ひとたび航空機１０２が離陸してしまうと、ＳＬＧ２００は典型的には航空機１０２の下部構造の仕切室に格納される。ＳＬＧ２００は、通常航空機１０２と一線に水平に近い位置に格納されることになるので、液面３４１は図４Ｂに示す位置から図４Ｃに示す位置へ移動することになる。航空機１０２の飛行中は、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０の圧力を解放することが有益となり得る。圧力を解放するには、第２の流体部分３３６の圧力を減少させる。第２の流体部分３３６の圧力の減少は、ピストン３３８に感知されることになる圧力差を生み出す。この圧力差がピストン３３８を下方の第２の流体部分３３６内に押しやり、これによって第１の流体部分３３４の圧力が減少する。主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力は、導管２３２を通して圧力ブースト機構２３０内に解放される。航空機は主支柱１０４によって支持されていないので、また流体３４０の残留圧力が主支柱ピストン１２２を全延長状態にするので、主支柱ピストン１２２は長さＸ＋Ａ’のままである。

図４Ｄは着陸段階の間のＳＬＧ２００を示す。着陸の間には、主支柱ピストン１２２は航空機を支持するので、主支柱ピストン１２２は長さＬに圧縮され、チャンバ３４０の流体圧力は増加する。チェックバルブ３４２が、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の加圧の、圧力ブースト機構２３０内への伝達を阻止することができる。圧力ブースト機構２３０は、作動していない状態で示されている。

次に図５を見ると、能動型セミレバーランディングギアシステムを提供するための例示的なルーチンが詳細に示されている。そうではないと指摘しない限り、本明細書に図示されているものと説明されているものより多くの、またはより少ない操作が実施されてもよいことが理解されよう。更に、そうではないと指摘しない限り、これらの操作は本明細書で説明したものと異なる順序で実施されてもよい。

ルーチン５００は操作５０２から開始され、ここでは航空機１０２が離陸滑走段階を始めているという入力がＳＬＧ２００において受領される。本明細書で説明される技術は航空機１０２の操縦の多様な段階において使うことができることが理解されよう。更に、離陸段階の範囲内で、本明細書で説明する技術は、離陸段階の間の多様な時点において使うことができる。任意の特定の時間を叙述するいかなる記述も単に説明のためであり、本開示をその特定の時間に限定するものではない。

１つの実装形態では、航空機１０２が離陸滑走段階にあるという入力が受領されたら、液圧指令モジュール３５０が液圧バイパスバルブ３４８に対して、圧力ブースト機構２３０の第２の流体部分３３６に高圧液体が流入するのを許容する信号を送る。高圧液体は多様な供給源からもたらされてもよく、限定のためではなく例として液圧ポンプ３４４が含まれる。いくつかの実装形態では、離陸滑走段階の間中、補助支柱ピストン１２４の長さは維持されている。

ルーチン５００は、操作５０２から操作５０４に進み、ここで圧力ブースト機構２３０の第２の流体部分３３６の圧力の増加が、圧力ブースト機構２３０の第１の流体部分３３４の圧力を増加させる。図３および４Ｂに限定のためではなく例として示されているように、第２の流体部分３３６の圧力の増加は、ピストン３３８を第１の流体部分３３４の気体に対して押し進め、第１の流体部分３３４の圧力を増加させる。既に述べたように、本開示はいかなる具体的な流体構成に限定されるものではなく、第１の流体部分３３４または第２の流体部分３３６は気体または液体を含んでもよい。更に、他の操作と同様に、操作５０４は操作５０２より前に行われてもよいことが理解されるべきである。

ルーチン５００は、操作５０４から操作５０６に進み、ここでは圧力ブースト機構２３０の第１の流体部分３３４の圧力増加を、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０に伝達することにより、主支柱ピストン１２２は延長されて航空機１０２を離昇のための構成にする。図３および４Ｂに限定のためではなく例として更に示されているように、ひとたび第１の流体部分３３４の圧力が主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０の圧力を超えると、チェックバルブ３４２が開き、第１の流体部分３３４の圧力の、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０への流体的伝達を許容する。主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力増加は、主支柱ピストン１２２への圧力を増加させ、主支柱ピストン１２２をＸ＋Ａ’の位置へ押しやる。

ルーチン５００は、操作５０６から操作５０８へ進み、ここでは航空機が離陸操作を完了したという入力が受領される。入力は多様な供給源からもたらされてもよく、その本開示はいかなる具体的な特定の供給源にも限定されない。離陸完了通知は、飛行と最終的な着陸のための主支柱１０４の再構成に使うことができる。

ルーチン５００は、操作５０８から操作５１０へ進み、ここではブースト機構の圧力がベントされる。１つの実装形態では、操作５０８および５１０が主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０のベント開始の段階となる。図３および４Ｃに限定のためではなく例として示すように、液圧指令モジュール３５０が液圧バイパスバルブ３４８へ指令を送信し、バルブを再位置決めして高圧源を取り除き、第２の流体部分３３６を液圧リザーバ３４６内にベントさせる。これによって第２の流体部分３３６の圧力が解放され、第１の流体部分３３４の圧力がピストン３３８を下方に押しやって第１の流体部分３３４の圧力の減少を許容する。

ルーチンは、操作５１０から操作５１２に進み、ここでは主支柱の圧力が解放され、航空機１０２を着陸に備えて構成する。補助支柱１２０の圧力も減少させ、着陸の間の補助支柱の圧縮または延長を許容する。図３、４Ｃおよび４Ｄに限定のためではなく例として示すように、ベント指令モジュール３５６がベントバルブ３５４に、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力を圧力ブースト機構２３０の第１の流体部分３３４へ流体的に伝達することを許容させるための電気的指令を送信する。第１の流体部分３３４の圧力の増加は、ピストン３３８を下方の第２の流体部分３３６内に押しやり、主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力を解放する。主支柱オレオ式空圧チャンバ３４０内の圧力の減少は、主支柱１０４を従来の着陸のための構成とすることを許容する。更に、他の操作と同様に、操作５０８は操作５１０の前に実施されてもよいことが理解されるべきである。その後、ルーチン５００は終了する。

上述した主題は単に説明のために提供されたものであり、限定するものと解釈されるべきではない。本明細書で説明した主題に対して、説明され、記述された実施形態例と応用例に従うことなく、また本主題の真の精神と範囲を逸脱することなく、多様な改良と変更が可能であり、その実施形態は以下の請求項において明らかにされる。

１００ セミレバーランディングギア
１０２ 航空機
１０４ 主支柱
１０６ 主枢動点
１０８ ボギービーム
１１０ 車輪トラック
１１２ 前方車輪セット
１１４ 中間車輪セット
１１６ 後方車輪セット
１１８ 地上
１２０ 補助支柱
１２２ 主支柱ピストン
１２４ 補助支柱ピストン
１２６ 補助枢動点
２００ ＳＬＧ、セミレバーランディングギア
２３０ 圧力ブースト機構
２３２ 圧力導管
３００ 空圧および液圧システム
３３４ 第１の流体部分
３３６ 第２の流体部分
３３８ ピストン
３４０ 主支柱オレオ式空圧チャンバ
３４４ 液圧ポンプ
３４６ 液圧リザーバ
３４８ 液圧バイパスバルブ
３５０ 液圧指令モジュール
３５４ ベントバルブ
３５６ ベント指令モジュール
３５８ 制御装置

Claims (13)

1. 航空機（１０２）に使用される能動型セミレバーランディングギア（１００）であって、
   ボギービーム（１０８）に取り付けられ、チャンバ圧を有する主支柱オレオ式空圧チャンバ（３４０）と主支柱ピストン（１２２）とを備える主支柱（１０４）と、
   第１の流体部分の圧力を有する第１の流体部分（３３４）と、第２の流体部分の圧力を有する第２の流体部分（３３６）とを備え、前記第１の流体部分（３３４）は前記主支柱オレオ式空圧チャンバ（３４０）と選択的に連結された、圧力ブースト機構（２３０）とを備え、
   前記圧力ブースト機構（２３０）が、前記第１の流体部分（３３４）と前記第２の流体部分（３３６）の間に配置され、前記第１の流体部分（３３４）を前記第２の流体部分（３３６）から流体的に分離するピストン（３３８）と、
   前記ピストン（３３８）が前記第１の流体部分（３３４）における第１の流体と前記第２の流体部分（３３６）における第２の流体の、前記ピストン（３３８）をまたいだ相互汚染を減少させるように構成されたベント（３５２）と
   、を備え、
   前記第２の流体部分の圧力の増加が前記第１の流体部分の圧力を増加させ、かつ
   前記第１の流体部分の圧力の前記増加が前記チャンバ圧を増加させ、前記主支柱ピストン（１２２）の長さを延長長さに延長し、操縦の離陸段階の間に、より長い主支柱（１０４）と航空機（１０２）の地上からのより高い高さを提供する、能動型セミレバーランディングギア（１００）。
2. 前記第１の流体部分の圧力が前記チャンバ圧より大きければ開放位置になるように、また前記第１の流体部分の圧力が前記チャンバ圧より小さければ閉鎖位置になるように構成されたチェックバルブ（３４２）を更に備える、請求項１に記載の能動型セミレバーランディングギア（１００）。
3. 選択的に開放となって前記チャンバ圧を前記圧力ブースト機構（２３０）内に解放し、前記チャンバ圧を減少させるように構成されたベントバルブ（３５４）を更に備える、請求項１または２に記載の能動型セミレバーランディングギア（１００）。
4. 前記第２の流体部分の圧力を増加させる高圧源を更に備える、請求項１から３のいずれか一項に記載の能動型セミレバーランディングギア（１００）。
5. 前記第２の流体部分の圧力の前記増加または減少を選択的に制御するように構成された液圧バイパスバルブ（３４８）を更に備える、請求項１から４のいずれか一項に記載の能動型セミレバーランディングギア（１００）。
6. 流体の受け入れおよび前記第２の流体部分（３３６）への供給を行う一般的な液圧リザーバ（３４６）を更に備える、請求項１から５のいずれか一項に記載の能動型セミレバーランディングギア（１００）。
7. 航空機（１０２）に能動型セミレバーランディングギア（１００）を提供する方法であって、
   前記航空機（１０２）が離陸滑走段階にあるとの入力を受領することと、
   圧力ブースト機構（２３０）の第２の流体部分（３３６）の圧力を増加させることによって、前記圧力ブースト機構（２３０）の第１の流体部分（３３４）の圧力を増加させることと、
   前記第１の流体部分（３３４）の圧力の前記増加を主支柱オレオ式空圧チャンバ（３４０）に流体的に伝達することによって、主支柱ピストン（１２２）を延長位置に延長することと、
   を含み、
   前記圧力ブースト機構（２３０）は、前記第１の流体部分（３３４）と前記第２の流体部分（３３６）の間に配置され、前記第１の流体部分（３３４）を前記第２の流体部分（３３６）から流体的に分離するピストン（３３８）及び、
   前記ピストン（３３８）が前記第１の流体部分（３３４）における第１の流体と前記第２の流体部分（３３６）における第２の流体の、前記ピストン（３３８）をまたいだ相互汚染を減少させるように構成されたベント（３５２）、を備えている、方法。
8. 高圧液体の前記第２の流体部分（３３６）への流入を許容することは、液圧バイパスバルブ（３４８）を開放し、前記高圧液体の前記第２の流体部分（３３６）への流入を許容することを含む、請求項７に記載の方法。
9. 離陸滑走段階の間中、補助支柱（１２０）の長さを維持することを更に含む、請求項７または８に記載の方法。
10. 離陸滑走段階が完了したとの入力を受領することと、
    第２の流体の圧力を減少させ、ピストン（１２２）の戻りを許容することによって前記主支柱オレオ式空圧チャンバ（３４０）内の圧力を減少させることと、
    補助支柱（１２０）を引き込むことと、
    を更に含む、請求項７から９のいずれか一項に記載の方法。
11. 第２の流体の圧力を減少させ、前記ピストン（１２２）の戻りを許容することは、
    液圧バイパスバルブ（３４８）を開放して前記第２の流体部分（３３６）の前記圧力をベントし、前記第１の流体部分（３３４）の前記圧力を減少させることと、
    ベントバルブ（３５４）を開放して前記主支柱オレオ式空圧チャンバ（３４０）内の前記圧力を、前記ベントバルブ（３５４）を通して前記第１の流体部分（３３４）に流体的に伝達することと、
    を含む、請求項１０に記載の方法。
12. 主支柱装置を前記圧力ブースト機構（２３０）に選択的に連結する制御装置（３５８）を更に備え、
    前記圧力ブースト機構（２３０）が前記主支柱オレオ式空圧チャンバ（３４０）に連結されている時には、前記第２の流体部分（３３６）の圧力の増加が、前記第１の流体部分（３３４）と前記主支柱オレオ式空圧チャンバ（３４０）内の圧力を増加させ、前記主支柱ピストン（１２２）を延長長さまで延長させ、かつ
    前記圧力ブースト機構（２３０）が前記主支柱オレオ式空圧チャンバ（３４０）から切り離され、かつベントバルブ（３５４）が開放されている時には、前記第２の流体部分（３３６）の圧力の減少が、前記第１の流体部分（３３４）と前記主支柱オレオ式空圧チャンバ（３４０）内の圧力の減少を引き起こす、
    請求項１から６のいずれか一項に記載の能動型セミレバーランディングギア（１００）。
13. 請求項１から６のいずれか一項に記載の能動型セミレバーランディングギア（１００）を備える航空機（１０２）。

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