JP7027262B2 - 着陸装置機構及び航空機用着陸装置を伸張する方法 - Google Patents

Description

本開示は、航空機着陸装置、特に、着陸装置を伸張するシステム及び方法に関する。

本願は、２０１７年６月２３日出願の「ＳＥＭＩ ＣＡＮＴＩＬＥＶＥＲＥＤ ＬＡＮＤＩＮＧ ＧＥＡＲ ＡＣＴＵＡＴＥＤ ＢＹ ＡＮ ＥＸＴＥＲＮＡＬ ＯＩＬ／ＮＩＴＲＯＧＥＮ ＳＨＯＣＫ ＣＡＲＴＲＩＤＧＥ ＦＯＲ ＩＭＰＲＯＶＥＤ ＴＡＫＥ－ＯＦＦ」と題する米国仮特許出願第６２／５２４，０７３号の優先権を主張し、その利益を受けるものである。上記出願は、その全体が全ての目的のために、参照することによりここに包含される。

航空機のピッチ回転は、緩衝支柱の長さで制限される。緩衝支柱は、離陸の際、航空機の初期回転中に航空機の迎え角をより大きくするために延ばす場合がある。

開示される着陸装置機構は、車軸と緩衝支柱の支柱ピストンとの間に連結されるように構成されるレバーと、緩衝支柱とレバーとの間で外部から連結されるように構成される負荷ダンパとを備え、負荷ダンパは、着陸装置機構を通して反作用される接地力の上方における負荷ダンパの伸展力の増加に応答して着陸装置機構の長さを増大させるように構成される。

種々の実施形態では、レバーは、支柱ピストンに対して回転するように構成される。

種々の実施形態では、着陸装置機構は更に、第２リンクに回転可能に連結されるように構成される第１リンクを備え、第１リンクは、負荷ダンパに連結されるように構成され、第２リンクは、レバーに連結されるように構成される。

種々の実施形態では、第１リンクは、第１リンクを緩衝支柱の支柱シリンダに回転可能に連結するように構成される第１取付けポイントと、第１リンクを負荷ダンパに回転可能に連結するように構成される第２取付けポイントと、第１リンクを第２リンクに回転可能に連結するように構成される第３取付けポイントとを備える。

種々の実施形態では、負荷ダンパは、負荷ダンパシリンダと、負荷ダンパシリンダに作動可能に連結される負荷ダンパピストンとを備える。

種々の実施形態では、負荷ダンパは、受動的に伸展力をレバーに伝達する。

航空機用の着陸装置機構が開示され、支柱シリンダと支柱ピストンとを有する緩衝支柱を備え、支柱ピストンは、支柱シリンダ内に配置される第１端部と、支柱シリンダから延びる第２端部と、支柱ピストンの第２端部に連結されるレバーと、緩衝支柱とレバーとの間に連結される負荷ダンパとを備え、負荷ダンパは、支柱ピストンの外側に配置され、負荷ダンパは、着陸装置機構を通して反作用される接地力の上方における負荷ダンパの伸展力の増加に応答して着陸装置機構の長さを増大させるように構成される。

種々の実施形態では、レバーは、支柱ピストンに対して回転する。

種々の実施形態では、負荷ダンパは、負荷ダンパシリンダと、負荷ダンパシリンダに作動可能に連結される負荷ダンパピストンとを備える。

種々の実施形態では、負荷ダンパは、受動的に伸展力をレバーに伝達する。

種々の実施形態では、負荷ダンパは、支柱ピストンに機械的に連結される。

種々の実施形態では、負荷ダンパは、支柱シリンダに機械的に連結される。

種々の実施形態では、着陸装置機構は更に、第１リンクと、第１リンクに回転可能に連結される第２リンクとを備え、第１リンクは負荷ダンパに連結され、第２リンクはレバーに連結される。

種々の実施形態では、第１リンクは、第１リンクを支柱シリンダに回転可能に連結する第１取付けポイントと、
第１リンクを負荷ダンパに回転可能に連結する第２取付けポイントと、第１リンクを第２リンクに回転可能に連結する第３取付けポイントとを備える。

種々の実施形態では、着陸装置機構は更に、レバーに装着される車軸を備える。

種々の実施形態では、レバーは、負荷ダンパの伸張に応答して第２端部から離隔するように回転する。

種々の実施形態では、レバーは、負荷ダンパの圧縮に応答して第２端部に係合する。

航空機の着陸装置を伸張する方法が開示され、揚力を発生し、揚力に応答して接地力を減少し、接地力の減少に応答して負荷ダンパを伸張し、伸張される負荷ダンパに応答して着陸装置を伸張することを含み、この負荷ダンパは着陸装置の外側に配置される。

種々の実施形態では、方法は更に、伸張される負荷ダンパに応答してレバーを回転することを含む。

種々の実施形態では、負荷ダンパは、負荷ダンパの伸展力の下方における接地力の減少に応答して伸張する。

上述の特徴及び要素は、他に明示的にここに指示してない限り、非排他的に種々の組み合わせに、組み合わせてもよい。これ等の特徴及び要素並びに開示した実施形態の作用は、以下の説明及び添付図面に照らしてより明らかとなる。

種々の実施形態にしたがう、航空機を示す。 種々の実施形態にしたがう、着陸装置機構の概略図を示す。 種々の実施形態にしたがう、静止位置の着陸装置機構の概略図を示す。 種々の実施形態にしたがう、離陸位置の着陸装置機構の概略図を示す。 種々の実施形態にしたがう、静止位置におけるリンク機構を有する着陸装置機構の概略図を示す。 種々の実施形態にしたがう、離陸位置におけるリンク機構を有する着陸装置機構の概略図を示す。 種々の実施形態にしたがう、静止位置の着陸装置機構を有する航空機の概略図を示す。 種々の実施形態にしたがう、離陸位置の着陸装置機構を有する航空機の概略図を示す。 種々の実施形態にしたがう、着陸装置の伸張方法を示す。

本開示の主題は、明細書の結び部分に特に指摘されかつ明確に請求してある。しかし、本開示のより完全な理解は、作成した図面の関係を考察して詳細な説明及び特許請求の範囲を参照することにより得られてもよく、ここで、同様な数字は同様な要素を示す。

ここでは、例示的な実施形態が添付図面を参照して詳細に説明され、これらの図面は例示的な実施形態を図で示す。これらの例示的な実施形態は当業者がこの開示を実施できるようにするため十分詳細に説明するが、他の実施形態も実現可能であってよく、この開示の精神及び範囲から逸脱することなく、本明細書の開示及び教示にしたがってデザイン及び構成を論理的に変更及び適用してもよいことが理解されるべきである。したがって、本明細書の詳細な説明は、説明目的で提供するものであり、制限するものではない。

航空機のピッチ回転は、緩衝支柱の長さで制限され得る。緩衝支柱は、離陸の際、航空機の初期回転中に航空機の迎え角をより大きくするために延ばしてもよい。本明細書で開示したように、外側関節負荷ダンパは、受動的に、離陸の際、支柱ピストンに対してレバーを回転させ、着陸装置を伸張させてもよい。負荷ダンパは、シリンダと、シリンダに対して後退及び伸張するように構成されるピストンとで画定される圧力容器を備えてもよい。ピストンは、着陸装置の接地力よりも大きな負荷ダンパの伸展力に応答してシリンダから伸張し、着陸装置の全体の長さを増大させ、離陸の際の航空機のより大きなピッチ回転を可能とし、これにより、テイルストライクを防止する。負荷ダンパは更に、離陸及び／または着陸の際に接地力を緩衝し得る。外側関節負荷ダンパは、本明細書に記載のように、受動的システムを備えてもよく、これにより、部品数を最少とし、着陸装置機構の全重量を減少し、及び／または、着陸装置の頑健性を増大する。

図１を参照すると、種々の実施形態にしたがう航空機１０は、着陸装置１２、着陸装置１４及び着陸装置１６等の着陸装置を含んでもよい。着陸装置１２、着陸装置１４及び着陸装置１６は、航空機が飛行していないときに、航空機１０全体を支持してもよく、航空機１０が損傷することなく地上走行し、離陸し、着陸するのを可能とする。着陸装置１２は、緩衝支柱３０と車輪組立体２０とを含んでもよい。着陸装置１４は、緩衝支柱３２と車輪組立体２２とを含んでもよい。着陸装置１６は、緩衝支柱３４と前車輪組立体２４とを含んでもよい。

図２を参照すると、種々の実施形態にしたがう着陸装置機構２００を示してある。図１の着陸装置１２と着陸装置１４とは、着陸装置機構２００と同様であってもよい。着陸装置機構２００は、緩衝支柱２０１を備えてもよい。緩衝支柱２０１は、支柱シリンダ２１０と支柱ピストン２２０とを含んでもよい。支柱ピストン２２０は、作動可能に支柱シリンダ２１０に連結してもよい。支柱ピストン２２０は、支柱シリンダ２１０内に配置される第１端部２２１と、支柱シリンダ２１０から延びる第２端部２２２とを備えてもよい。支柱シリンダ２１０は、支柱ピストン２２０を受入れ、これらの２つの部材が一緒に伸縮し、これに伝達される力を吸収及び緩衝するように構成してもよい。種々の実施形態では、液圧流体及び／またはオイル等の液体を支柱シリンダ２１０内に配置してもよい。更に、窒素または空気等のガスを支柱シリンダ２１０内に配置してもよい。支柱シリンダ２１０及び支柱ピストン２２０は、例えば、支柱シリンダ２１０内に収容される流体が、支柱シリンダ２１０に対して支柱ピストン２２０が平行移動するときに漏洩するのを防止するように、密閉するよう構成してもよい。種々の実施形態では、負荷ダンパ２５０は一段式のショックアブソーバを備えてもよい。本明細書では、計量ピン、逆止弁、または、ダンパに関連する他の部材等の構成部材を負荷ダンパ２５０内に使用してもよいことが考慮される。負荷ダンパ２５０は、空圧式ショックアブソーバを備えてもよい。

種々の実施形態では、着陸装置機構２００は、レバー２３０と外側関節負荷ダンパ（負荷ダンパ）２５０とを備えてもよい。レバー２３０は、支柱ピストン２２０に回転可能に連結してもよい。この点で、レバー２３０は、支柱ピストン２２０に対して回転するように構成してもよい。支柱ピストン２２０は、一時的に図３Ａを参照して、第１突起２２４を備えてもよく、これにより、レバー２３０は支柱ピストン２２０に回転可能に連結される。負荷ダンパ２５０は、支柱ピストン２２０の外側に配置してもよい。この点で、負荷ダンパ２５０は、緩衝支柱２０１とレバー２３０との間で外側に連結してもよい。種々の実施形態では、負荷ダンパ２５０は、支柱ピストン２２０とレバー２３０との間に連結してもよい。支柱ピストン２２０は、一時的に図３Ａを参照して、第２突起２２６を備えてもよく、これにより、負荷ダンパ２５０は支柱ピストン２２０に回転可能に連結される。

図２、図３Ａ及び図３Ｂを合わせて参照すると、負荷ダンパ２５０は、ダンパシリンダ２５２とダンパピストン２５４とを備えてもよい。ダンパピストン２５４は、ダンパシリンダ２５２に作動可能に連結してもよい。ダンパシリンダ２５２は、ダンパピストン２５４を受入れ、これらの２つの部材が一緒に伸縮し、これに伝達される力を吸収及び緩衝するように構成してもよい。種々の実施形態では、例えば、オイル等の液体をダンパシリンダ２５２内に配置してもよい。更に、窒素または空気等のガスをダンパシリンダ２５２内に配置してもよい。ダンパシリンダ２５２及びダンパピストン２５４は、例えば、ダンパシリンダ２５２内に収容される流体が、ダンパシリンダ２５２に対してダンパピストン２５４が平行移動するときに漏洩するのを防止するように密閉するよう構成してもよい。負荷ダンパ２５０は、本明細書に記載のように、受動的システムを備えてもよい。種々の実施形態では、負荷ダンパ２５０及び／またはレバー２３０は、例えばステンレス鋼等の金属材料で形成してもよい。

図３Ａは、例えば、航空機が地上にあるとき等、静止位置における着陸装置機構２００を示す。図５Ａは、地面に対して移動していない静止位置における航空機５００を示す。図３Ａ及び図５Ａを共に参照すると、緩衝支柱２０１は、航空機５００が静止位置にあるときに、圧縮位置にあってもよい。車軸２６０をレバー２３０に装着してもよい。１つまたは複数のタイヤ５５５を車軸２６０に装着してもよい。静止位置では、接地力５９０が地面からタイヤ５５５を介して、車軸２６０を介してレバー２３０、更に緩衝支柱２０１及び負荷ダンパ２５０の双方に伝達され得る。換言すると、接地力５９０は、着陸装置機構２００を通して反作用され得る。負荷ダンパ２５０は、力（本明細書では、伸展力とも称する）２９０をレバー２３０に伝達し得る。種々の実施形態では、伸展力２９０は、負荷ダンパ２５０内の流体の圧力とダンパピストン２５４の前記加圧流体が作用する表面領域との積としてもよい。静止位置では、接地力５９０は伸展力２９０よりも大きく、負荷ダンパ２５０を圧縮し得る。静止位置では、レバー２３０は、支柱ピストン２２０に向けて回転し得る。換言すると、レバー２３０は、接触面２３２で支柱ピストン２２０と係合してもよい。着陸装置機構２００の長さＬ１は、支柱ピストン２２０に向けて回転するレバー２３０に応答して減少し得る。

図３Ｂは、例えば、航空機が飛行のために離陸するとき等の離陸位置における着陸装置機構２００を示す。図５Ｂは、地面に対して回転した離陸位置の航空機５００を示す。図３Ｂ及び図５Ｂを共に参照すると、緩衝支柱２０１は、航空機５００が離陸位置にあるとき、伸張位置にあってもよい。離陸位置では、接地力５９１が地面からタイヤ５５５、車軸２６０を介してレバー２３０更に緩衝支柱２０１及び負荷ダンパ２５０の双方に伝達され得る。換言すると、接地力５９１は、着陸装置機構２００を通して反作用され得る。負荷ダンパ２５０は、力（本明細書では、伸展力とも称する）２９１をレバー２３０に伝達し得る。離陸位置では、航空機５００は、揚力５９５を発生し得る。したがって、接地力５９１が低下し得ると、接地力５９１は伸展力２９１よりも小さくなる場合があり、負荷ダンパ２５０が伸張するのを可能とする。離陸位置では、レバー２３０は、支柱ピストン２２０から離隔するように回転し得る。着陸装置機構２００の長さＬ２は、支柱ピストン２２０から離隔するように回転するレバー２３０に応答して増大し得る。換言すると、長さＬ２は、長さＬ１よりも大きくてもよい。車軸２６０は、支柱ピストン２２０から離隔するように回転するレバー２３０に応答して、緩衝支柱２０１から離隔するように移動し得る。

図４Ａ及び図４Ｂを参照すると、種々の実施形態にしたがう着陸装置機構４００を示してある。着陸装置機構４００は、図３Ａ及び図３Ｂを一時的に参照すると、着陸装置機構４００が更に負荷ダンパ４５０とレバー４３０との間にリンク機構を含むことを除いて、着陸装置機構２００と同様としてもよい。負荷ダンパ４５０を車軸４６０から離隔するように移動し、負荷ダンパ４５０を、リンク機構を介してレバー４３０に連結することにより、リンク機構は、車軸４６０の両側に配置された車輪組立体間に取付けることができ得る。この点で、着陸装置機構４００は、緩衝支柱４０１と、レバー４３０と、外側関節負荷ダンパ（負荷ダンパ）４５０と、第１リンク４６１と、第２リンク４６２とを備えてもよい。第１リンク４６１は、第１取付けポイント４６４を備えてもよく、これにより第１リンク４６１が支柱シリンダ４１０に回転可能に連結される。第１リンク４６１は、第２取付けポイント４６５を備えてもよく、これにより第１リンク４６１が負荷ダンパ４５０に回転可能に連結される。第１リンク４６１は、第３取付けポイント４６６を備えてもよく、これにより第１リンク４６１が第２リンク４６２に回転可能に連結される。第２リンク４６２は、レバー４３０に対して回転可能に連結し得る。この点で、負荷ダンパは、伸展力を第１リンク４６１に伝達し、これは、支柱シリンダ４１０に対して第１取付けポイント４６４の周りに第１リンク４６１を回転させ、レバー４３０を支柱ピストン４２０から離隔するように回転させ得る。

図６を参照すると、種々の実施形態による、着陸装置を伸張する方法６００が提供される。方法６００は、揚力を発生することを含む（ステップ６１０）。方法６００は、揚力に応答して接地力を減少することを含む（ステップ６２０）。方法６００は、接地力の減少に応答して負荷ダンパを伸張することを含む（ステップ６３０）。方法６００は、負荷ダンパの伸張に応答してレバーを回転することを含む（ステップ６４０）。方法６００は、着陸装置を伸張することを含む（ステップ６５０）。

図２、図５Ａ、図５Ｂ及び図６を合わせて参照すると、ステップ６１０は、揚力５９５を発生することを含んでもよい。揚力５９５は、例えば、航空機５００の翼の空気力学を介する等、航空機５００により発生させてもよい。ステップ６２０は、例えば、接地力５９０から接地力５９１に減少するなど、揚力５９５に応答して接地力５９０を減少することを含んでもよい。ステップ６３０は、負荷ダンパ２５０を接地力５９１の減少に応答して伸張することを含んでもよい。ステップ６４０は、レバー２３０を負荷ダンパ２５０の伸張に応答して回転することを含んでもよい。ステップ６５０は、着陸装置機構２００を負荷ダンパ２５０の伸張に応答して伸張すること（例えば、長さＬ１から長さＬ２）を含んでもよい。ステップ６５０は、着陸装置機構２００をレバー２３０の回転に応答して伸張すること（例えば、長さＬ１から長さＬ２）を含んでもよい。

便宜、他の利点、及び、問題に対する解決策を、特定の実施形態について本明細書で説明してきた。更に、本明細書に含まれる種々の図に示す接続ラインは、種々の要素間の例示的な機能関係及び／または物理的連結を示すことを意図する。なお、実際のシステムでは、多くの代替若しくは追加的機能関係または物理的な関連性が存在してもよいことに注意すべきである。しかし、便宜、他の利点、問題に対する解決策、及び、何等かの便宜、利点、発生若しくはより明らかとなる解決策を生じ得る任意の要素は、重要、必要、若しくは本質的な特徴若しくは開示の要素として解釈されるものではない。

したがって、開示の範囲を制限するものは、添付の特許請求の範囲以外のものはなく、ここでは、単数形の要素の参照は、明確にそのように表明しない限り、「１つのみ」を意味することを意図するものではなく、「１つまたは複数」を意図する。なお、特に表明しない限り、「ａ」、「ａｎ」及び／または「ｔｈｅ」を参照することは、１つまたは１つ以上を含んでもよく、単数系の項目の参照は、複数の項目を含んでもよいことを理解すべきである。本明細書に記載された全ての範囲及び比率限度は、組み合わせてもよい。

更に、特許請求の範囲で使用する「Ａ、Ｂ及びＣの少なくとも１つ」と同様な表現の場合、この表現は、実施形態にＡのみが存在してもよいこと、実施形態にＢのみが存在してもよいこと、実施形態にＣのみが存在してもよいこと、または、要素Ａ，Ｂ及びＣの任意の組み合わせ、例えば、Ａ及びＢ、Ａ及びＣ、Ｂ及びＣ、並びに、Ａ及びＢ及びＣが単一の実施形態に存在してもよいことを意味する。

方法または工程の記載のいずれかで記載するステップは、任意の順序で実行してもよく、必ずしも提示の順序に制限されない。更に、単一形のいずれかの参照は、複数の実施形態を含み、１つより多くの構成要素またはステップに対するいずれかの参照は、単一の実施形態またはステップを含んでもよい。図の要素及びステップは、簡単にするため及び明確性のために示してあり、必ずしも、いずれかの特定の順番にしたがって行う必要はない。例えば、平行してまたは異なる順序で実行してもよいステップが、本開示の実施形態の理解をより良くする支援とするために、図に示してある。

本明細書では、システム、方法及び装置を提供する。本明細書の詳細な説明において、「ｏｎｅ ｅｍｂｏｄｉｍｅｎｔ」、「ａｎ ｅｍｂｏｄｉｍｅｎｔ」、「ｖａｒｉｏｕｓ ｅｍｂｏｄｉｍｅｎｔｓ」等の参照は、記載された実施形態が、特定の特徴、構造または特性を含んでもよいことを示すが、しかし、全ての実施形態が必ずしも特別の特徴、構造または特性を含まなくてもよい。更に、このような表現は、必ずしも同じ実施形態を参照するのではない。更に、実施形態との関係で特定の特徴、構造または特性が記載されている場合、明確に記載されていなくても、このような特徴、構造または特性は他の実施形態との関係において影響することは当業者の知識の範囲内であることが提示される。明細書を理解した後、関連技術（複数可）における当業者にとって、他の実施形態の開示をどのように実行するかは明らかである。

更に、本開示の要素、構成部材、または、方法ステップは、この要素、構成部材または方法ステップが特許請求の範囲に明示的に列挙されているかどうかに関わらず、公衆に提供することを意図するものではない。「ｍｅａｎｓ ｆｏｒ」の表現を使用して明確に列挙された要素を除き、いずれの請求項の要素も、米国特許法第１１２条（ｆ）の援用を意図しない。本明細書で使用される用語「ｃｏｍｐｒｉｓｅｓ」、「ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ」若しくはこれ等の任意の他の変形は、非排他的に包含することに及ぶことを意図しており、したがって、要素を挙げた工程、方法、製品若しくは装置がこれらの要素のみを含むのではなく、明確に挙げられてない、または、これ等の工程、方法、製品若しくは装置に本来備わっている他の要素を含んでもよい。

Claims (15)

1. 車軸と緩衝支柱の支柱ピストンとの間に連結されるように構成されるレバーと、
   前記緩衝支柱と前記レバーとの間で外側に連結されるように構成される負荷ダンパとを備え、
   前記負荷ダンパは、着陸装置機構を介して反作用される接地力の上方における負荷ダンパの伸展力の増加に応答して、着陸装置機構の長さを増大させるように構成され、
   更に、第２リンクに回転可能に連結されるように構成される第１リンクを備え、前記第１リンクは、前記負荷ダンパに連結されるように構成され、前記第２リンクは、前記レバーに連結されるように構成される、着陸装置機構。
2. 前記レバーは、前記支柱ピストンに対して回転するように構成される、請求項１に記載の着陸装置機構。
3. 前記第１リンクは、
   前記第１リンクを前記緩衝支柱の支柱シリンダに回転可能に連結するように構成される第１取付けポイントと、
   前記第１リンクを前記負荷ダンパに回転可能に連結するように構成される第２取付けポイントと、
   前記第１リンクを前記第２リンクに回転可能に連結するように構成される第３取付けポイントとを備える、請求項１または２に記載の着陸装置機構。
4. 前記負荷ダンパは、
   負荷ダンパシリンダと、
   前記負荷ダンパシリンダに作動可能に連結される負荷ダンパピストンとを備える、請求項２または３に記載の着陸装置機構。
5. 前記負荷ダンパは、受動的に前記伸展力を前記レバーに伝達する、請求項１～４のいずれかに記載の着陸装置機構。
6. 支柱シリンダと前記支柱ピストンとを備える前記緩衝支柱を備え、前記支柱ピストンは前記支柱シリンダ内に配置される第１端部と、前記支柱シリンダから延びる第２端部とを有し、
   前記レバーは前記支柱ピストンの前記第２端部に連結され、
   前記負荷ダンパは前記緩衝支柱と前記レバーとの間に連結され、前記負荷ダンパは前記支柱ピストンの外側に配置される、航空機用の、請求項１に記載の着陸装置機構。
7. 前記レバーは、前記支柱ピストンに対して回転する、請求項６に記載の着陸装置機構。
8. 前記負荷ダンパは、
   負荷ダンパシリンダと、
   前記負荷ダンパシリンダに作動可能に連結される負荷ダンパピストンとを備える、請求項６に記載の着陸装置機構。
9. 前記負荷ダンパは、受動的に前記伸展力を前記レバーに伝達する、請求項６に記載の着陸装置機構。
10. 前記負荷ダンパは、前記支柱ピストンに機械的に連結される、請求項６に記載の着陸装置機構。
11. 前記負荷ダンパは、前記支柱シリンダに機械的に連結され、
    前記第１リンクは、
    前記第１リンクを前記支柱シリンダに回転可能に連結する第１取付けポイントと、
    前記第１リンクを前記負荷ダンパに回転可能に連結する第２取付けポイントと、
    前記第１リンクを前記第２リンクに回転可能に連結する第３取付けポイントと、を備える、請求項６に記載の着陸装置機構。
12. 前記レバーに装着される車軸をさらに備える、請求項６に記載の着陸装置機構。
13. 前記レバーは、前記負荷ダンパの伸張に応答して前記第２端部から離れるように回転するか、または、前記負荷ダンパの圧縮に応答して前記第２端部に係合する、請求項８に記載の着陸装置機構。
14. 航空機用着陸装置機構を伸張する方法であって、
    車軸と緩衝支柱の支柱ピストンとの間にレバーを連結することと、
    前記緩衝支柱と前記レバーとの間に負荷ダンパを外側に連結することと、
    前記着陸装置機構を介して反作用される接地力の上方における前記負荷ダンパの伸展力の増加に応答して、前記負荷ダンパを有した前記着陸装置機構の長さを増大させることと、
    第２リンクに第１リンクを回転可能に連結することと、
    前記負荷ダンパに前記第１リンクを連結することと、
    前記レバーに前記第２リンクを連結することと、
    を含む、方法。
15. 更に、伸張される前記負荷ダンパに応答して、前記レバーを回転することをさらに含む、請求項１４に記載の方法。

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