JPH01273793A - カタパルトバー制御機構 - Google Patents
カタパルトバー制御機構Info
- Publication number
- JPH01273793A JPH01273793A JP63315197A JP31519788A JPH01273793A JP H01273793 A JPH01273793 A JP H01273793A JP 63315197 A JP63315197 A JP 63315197A JP 31519788 A JP31519788 A JP 31519788A JP H01273793 A JPH01273793 A JP H01273793A
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- JP
- Japan
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- catapult
- control mechanism
- link
- landing gear
- bar
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- Pending
Links
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- 230000035939 shock Effects 0.000 description 10
- RTZKZFJDLAIYFH-UHFFFAOYSA-N Diethyl ether Chemical compound CCOCC RTZKZFJDLAIYFH-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
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- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
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- 210000005056 cell body Anatomy 0.000 description 1
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F1/00—Ground or aircraft-carrier-deck installations
- B64F1/04—Ground or aircraft-carrier-deck installations for launching aircraft
- B64F1/06—Ground or aircraft-carrier-deck installations for launching aircraft using catapults
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
- B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Vibration Dampers (AREA)
- Harvester Elements (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業−1−4の利用分野〕
本発明は航空母艦積載の航空a(艦載機)のためのカタ
パルトバ・−を制御する機構に関する。
パルトバ・−を制御する機構に関する。
[従来の技術]
航空Iシ艦から航空機が飛び立・つことができるよ・う
に1−るためには、非常に短い離陸滑走距離を補1拝す
るため航空機をカタパルトで発進させることが必要とな
る。このカタパルトは一般に、離陸甲板の1・方にわず
かに突出しかつカタパルトによる発進中高速度で駆動、
トれるスラグ(鋳鉄弾)を具(1招U2ている。Sのス
)グの運動は、一般に着陸装置によって担持されたピン
の周りに回動するよう取イ1けられたカタパルトバ〜に
よって航空機に伝達されるが、このカタバルトバ・−の
回動ピンは、甲板上の物体にひっかかる危険を避けるた
め力クパルトバーが実質的に水平の位置にありt、かも
航空機が操縦されるようになっている待機位置と、航空
機がカタパルト発進されるよう準備されてカフパル]・
スラグに係合できるようになった時に甲板に向かってカ
フパルI・バーが下降される位置との間にある。このカ
タパルトバーは通常さらに、引、っ込められた時に着陸
装置の貯蔵容積を減少させるため完全に折りたたまれた
姿勢が与えられる、。
に1−るためには、非常に短い離陸滑走距離を補1拝す
るため航空機をカタパルトで発進させることが必要とな
る。このカタパルトは一般に、離陸甲板の1・方にわず
かに突出しかつカタパルトによる発進中高速度で駆動、
トれるスラグ(鋳鉄弾)を具(1招U2ている。Sのス
)グの運動は、一般に着陸装置によって担持されたピン
の周りに回動するよう取イ1けられたカタパルトバ〜に
よって航空機に伝達されるが、このカタバルトバ・−の
回動ピンは、甲板上の物体にひっかかる危険を避けるた
め力クパルトバーが実質的に水平の位置にありt、かも
航空機が操縦されるようになっている待機位置と、航空
機がカタパルト発進されるよう準備されてカフパル]・
スラグに係合できるようになった時に甲板に向かってカ
フパルI・バーが下降される位置との間にある。このカ
タパルトバーは通常さらに、引、っ込められた時に着陸
装置の貯蔵容積を減少させるため完全に折りたたまれた
姿勢が与えられる、。
現在のシステムVこおいて、このカタパルトバーの位置
を制御するn構は、カタパルトバーに結合された制御部
材の位置によって決まる大きい長さ又は小さな長さに対
して相互に補償を行・)多数のスプリングを具備してい
る。この上・うな装置は構造が複雑で(のため市いとい
・うだけでなく、またこの平衡スプリングが受ける多く
の往復動の力から生じる疲労のためにこの平衡スプリン
グが破壊するとい・う危険がある。
を制御するn構は、カタパルトバーに結合された制御部
材の位置によって決まる大きい長さ又は小さな長さに対
して相互に補償を行・)多数のスプリングを具備してい
る。この上・うな装置は構造が複雑で(のため市いとい
・うだけでなく、またこの平衡スプリングが受ける多く
の往復動の力から生じる疲労のためにこの平衡スプリン
グが破壊するとい・う危険がある。
本発明の目的は、簡単であると共にまた作動が非常に安
全である、カタパルトバーを制御するだめの機構を従供
するごとである。
全である、カタパルトバーを制御するだめの機構を従供
するごとである。
〔課題を解決4′″るための手段〕
」E、記の目的を達成するため、本発明は、着陸装置に
よってfP6持されんピンの周りに回動するよう取HL
’iられたカタパルトバー・を制御する制御機構であ、
て7.カタパルトバーと共に回転するよう作動されるク
ランフサ。、相互に枢着されたリンクとレバーター備え
またカフパル(・バ・−の回動ピンから離イ・また−点
ご、−のクランクに枢着された第1の端部と着陸装:■
によって担持されたピンの周りに枢着されか”つカタバ
ルトバ・−の回動ピンから離れている第2の端部とを有
するカタパルトリンク機構と、このリンク−7、1,/
バ・−の相対的配置を制御する制御手段と4!−具備す
る、カタパルトバーの制御機構を従供」゛る。
よってfP6持されんピンの周りに回動するよう取HL
’iられたカタパルトバー・を制御する制御機構であ、
て7.カタパルトバーと共に回転するよう作動されるク
ランフサ。、相互に枢着されたリンクとレバーター備え
またカフパル(・バ・−の回動ピンから離イ・また−点
ご、−のクランクに枢着された第1の端部と着陸装:■
によって担持されたピンの周りに枢着されか”つカタバ
ルトバ・−の回動ピンから離れている第2の端部とを有
するカタパルトリンク機構と、このリンク−7、1,/
バ・−の相対的配置を制御する制御手段と4!−具備す
る、カタパルトバーの制御機構を従供」゛る。
このよう?、:、 して、カタパルトバーはこの制御手
段を作動することr、、:よっと、的確なh′?去ご容
易(1,′・1位置が定められる。
段を作動することr、、:よっと、的確なh′?去ご容
易(1,′・1位置が定められる。
本発明の有利な変形例11、ニオjいCは1、本発明の
制御機構はリンクと17バーとを〜・線上に並んだ4−
7置に向けて復帰させる復帰丁2段4;含んでいる。好
ましくは、リンクとレバーをこの整列位:6に向か、。
制御機構はリンクと17バーとを〜・線上に並んだ4−
7置に向けて復帰させる復帰丁2段4;含んでいる。好
ましくは、リンクとレバーをこの整列位:6に向か、。
で復帰させる復帰手段は、リンクに又はj、・ハ・に作
用する復帰スプリングと、カタパルトバーリンク機構が
整列位置を越えて動かないよ’3 L−、、、it−6
接合台とを具41W4L、でいる。1.たが、8.て、
祐機位置乙ごおいて、カタバルi・バーばリンク(、J
対応する ・;(i:位置に保持され、レバーは着陸し
離陸甲板(1,−沿う走行中又は任意の他の甲板J−の
成縮中に受り4衝撃にかかわらず、整列位i4;lある
。
用する復帰スプリングと、カタパルトバーリンク機構が
整列位置を越えて動かないよ’3 L−、、、it−6
接合台とを具41W4L、でいる。1.たが、8.て、
祐機位置乙ごおいて、カタバルi・バーばリンク(、J
対応する ・;(i:位置に保持され、レバーは着陸し
離陸甲板(1,−沿う走行中又は任意の他の甲板J−の
成縮中に受り4衝撃にかかわらず、整列位i4;lある
。
本発明の1・つの態様によれば4、支社と11、゛、の
支社に対し回動するよう取付けられた回転テトr151
、二の回転管と支社とに対し摺動自在に取付けられノ6
一口・1.ドと、回転管に枢着された頂部アームと、―
のロッドに枢着された底部アームとを有16[・ルクリ
ンク機構とを含む緩衝装置を有しマ、いイ1着陸装置j
、s′−関連)2“C,復帰スゲリングはI・ルクリン
ク機構のアームのうちの1つとカタパルトバーリンク機
構の対面部分との間!、:配設される5、好ましくは、
1に帰スプリングは、トルクリンク機構の2つのアーム
の間で枢着点を越え71延びる部う卸1ごA′3いてト
ルクリンク機構の底部アームに連結される。したが、て
、緩衝装置が甲板、J−の航空機の重さによって圧縮さ
れた時、リンクとレバ・・・は堅くその整列イ装置6.
゛二保持される。さらC7ご、好適t【実施態様では、
[・ルクリンク機構のアームの間の枢着点の連動、l!
ごスプリングカ用・ルクリンク機構の底部”)−ムに連
結4人わノs・点の連動とい、反対方向7ゴあり1、そ
れによりスプリングはその平襖i点の周りの緩衝装置の
揺動中実質的に一定の圧縮′力4.受げるよ:)に保持
される。、“、の結犀、7復帰スゲリングの加・j1′
は最小となりそl、2て整列固定の安全性が確実(7,
゛−保証される。
支社に対し回動するよう取付けられた回転テトr151
、二の回転管と支社とに対し摺動自在に取付けられノ6
一口・1.ドと、回転管に枢着された頂部アームと、―
のロッドに枢着された底部アームとを有16[・ルクリ
ンク機構とを含む緩衝装置を有しマ、いイ1着陸装置j
、s′−関連)2“C,復帰スゲリングはI・ルクリン
ク機構のアームのうちの1つとカタパルトバーリンク機
構の対面部分との間!、:配設される5、好ましくは、
1に帰スプリングは、トルクリンク機構の2つのアーム
の間で枢着点を越え71延びる部う卸1ごA′3いてト
ルクリンク機構の底部アームに連結される。したが、て
、緩衝装置が甲板、J−の航空機の重さによって圧縮さ
れた時、リンクとレバ・・・は堅くその整列イ装置6.
゛二保持される。さらC7ご、好適t【実施態様では、
[・ルクリンク機構のアームの間の枢着点の連動、l!
ごスプリングカ用・ルクリンク機構の底部”)−ムに連
結4人わノs・点の連動とい、反対方向7ゴあり1、そ
れによりスプリングはその平襖i点の周りの緩衝装置の
揺動中実質的に一定の圧縮′力4.受げるよ:)に保持
される。、“、の結犀、7復帰スゲリングの加・j1′
は最小となりそl、2て整列固定の安全性が確実(7,
゛−保証される。
、本発明の他の態様6□:おいて、伸縮自在の着陸装R
?7−関連し7て、カタバルI・バ・−制ill 機構
ば、カタベル[・バー・・を折りたたみ位1? !、1
″向か、“Z作動し着陸装置が1−冒されるよ・)Vこ
するアク−(・)、エータ手段を含んでいる。好ましく
は、このアク3゛・j、1−・−夕手段は、1着陸装置
の可動要素に固定されカタパルトバーリンク機構が着陸
装置の他の要素によって担持されるよ・うにする作動部
材を見備L2ている。
?7−関連し7て、カタバルI・バ・−制ill 機構
ば、カタベル[・バー・・を折りたたみ位1? !、1
″向か、“Z作動し着陸装置が1−冒されるよ・)Vこ
するアク−(・)、エータ手段を含んでいる。好ましく
は、このアク3゛・j、1−・−夕手段は、1着陸装置
の可動要素に固定されカタパルトバーリンク機構が着陸
装置の他の要素によって担持されるよ・うにする作動部
材を見備L2ている。
したがって、着陸装置が」二Wされた時、着陸装置の2
つの要素の間の相対運動は、この作動部材をカタパルト
リンク機構の対応部分ど係合さ(むシたがってまたカタ
パルトバー・を完全に折りたたむようにする。
つの要素の間の相対運動は、この作動部材をカタパルト
リンク機構の対応部分ど係合さ(むシたがってまたカタ
パルトバー・を完全に折りたたむようにする。
本発明の他の*徴と利点とは、添4N1図而4−参照す
る本発明の詳細か一′)限定されない実施態様t2.一
ついての以下の記載に照らし、さらに明らかとなる7、
〔実施例〕 図面を参照すると、本発明の機構が組み込まわ、ている
着陸装置は、公知のようU、0・7ド2が慴動自在に取
付けられまた回転管126ご結合された支柱lからなる
緩衝装置を見倫1.゛Cいる。ごの緩衝装置の支柱は筋
違4、L昇アクチJ、・・・・夕5及びロッカー (揺
れ睨)6番、′よ、1.Y航空機の措造体3f連結され
る。緩衝装:〃のロッド2は回転管12に枢着された頂
部アー・ム7とロッド2に枢着された底部7−・ム8と
を有するトルクリンク機構によって、回転管12に連結
されている。
る本発明の詳細か一′)限定されない実施態様t2.一
ついての以下の記載に照らし、さらに明らかとなる7、
〔実施例〕 図面を参照すると、本発明の機構が組み込まわ、ている
着陸装置は、公知のようU、0・7ド2が慴動自在に取
付けられまた回転管126ご結合された支柱lからなる
緩衝装置を見倫1.゛Cいる。ごの緩衝装置の支柱は筋
違4、L昇アクチJ、・・・・夕5及びロッカー (揺
れ睨)6番、′よ、1.Y航空機の措造体3f連結され
る。緩衝装:〃のロッド2は回転管12に枢着された頂
部アー・ム7とロッド2に枢着された底部7−・ム8と
を有するトルクリンク機構によって、回転管12に連結
されている。
甲扱、トで、」−二昇アク千y、−・・夕5はその伸長
位置にあり、。着陸装置は第1図の実線で示4″ように
伸びている。着陸装置が上屏されている間、上昇アクチ
エータ5の1コツトは収縮され、それにより着陸装置を
構成する種々の構成部品が第1図の鎖線で示す実質的G
、パ水平な位W&:、向か6.て回動される。
位置にあり、。着陸装置は第1図の実線で示4″ように
伸びている。着陸装置が上屏されている間、上昇アクチ
エータ5の1コツトは収縮され、それにより着陸装置を
構成する種々の構成部品が第1図の鎖線で示す実質的G
、パ水平な位W&:、向か6.て回動される。
航空母艦に積載された航空機e、:1 &’J1、緩衝
装置の支柱目4′結合されノ:″回転管12によ・、て
担持されたピン11の周りに回動するよ・)取付けられ
たカタパルト・バー・・10が設し」られる。
装置の支柱目4′結合されノ:″回転管12によ・、て
担持されたピン11の周りに回動するよ・)取付けられ
たカタパルト・バー・・10が設し」られる。
本発明によれば11、二のカタバル)・バー10の位置
を制御するU横は、カタバルI・バー lOと共に回転
するよ・)作動されるり”ンンク13と、相互に枢着さ
れたリンク14と1.・バ〜16とからなりリンク14
がカタパルトバ・−・の回動じン11から一定の距離に
ある枢着点15でりンンク13に枢着された一端を有し
、!7・バー16がカタパルトバー・の回動ピン11か
ら一定の距離にあるピン1 ”/ Q)周りに回転管1
2に枢着された一端を有し7′7、いるカタパルトバー
リンク機構と、リンク14と1.・バー16の相対位置
を制御し、その本体が回転管の側面に枢着されそのD7
ドがレバー16と共C,′、回転するよう作動される制
御バー19に枢着され゛こ゛いるアクチエータ18から
なる制御手段、とを具備している。
を制御するU横は、カタバルI・バー lOと共に回転
するよ・)作動されるり”ンンク13と、相互に枢着さ
れたリンク14と1.・バ〜16とからなりリンク14
がカタパルトバ・−・の回動じン11から一定の距離に
ある枢着点15でりンンク13に枢着された一端を有し
、!7・バー16がカタパルトバー・の回動ピン11か
ら一定の距離にあるピン1 ”/ Q)周りに回転管1
2に枢着された一端を有し7′7、いるカタパルトバー
リンク機構と、リンク14と1.・バー16の相対位置
を制御し、その本体が回転管の側面に枢着されそのD7
ドがレバー16と共C,′、回転するよう作動される制
御バー19に枢着され゛こ゛いるアクチエータ18から
なる制御手段、とを具備している。
この機横闘、さらにリンクとレバーを整列位置6.二向
か、っで1iSy帰させる手段を具備(,2、この手段
は5、トルクリンク機構の2つのアー・ムの間の相馬点
2]を趙えて延出する部分でトルクリンク機構の底部ア
ーA 8 !ニア枢着されている底端部21、リンク1
4がレバ〜 1Gに枢着される点22&こ関しカタパル
トバーリンク機構の前記部分の枢着ピン17を越えて延
出する点でレバー・16に枢着されたTft端部とを有
する1、スプリング20を具備1.ている3、接合台2
3が回転管)、 24:′よって担持されカタパルトバ
ー・リンク機構14と16の部分が整列位置をi1i’
iiえ°ζ動くのlij旧トするつさらに、本発明の機
構は、カクバル+=バーを折りたたみ位置に向かつで動
かずアクチエータ手段を具備t7、このアクチエ−・−
夕手段は筋違4と共に回転するよう作動されかつ頂部枝
25と底部柱26、!:を含むフォーク24を具備L2
ている。着陸装置がその下降位置67′ある時、フォー
ク24の端部はレバー16と共に回転するJ、う作動さ
れるアクチエータバー28によって担持された突起27
と対面する。
か、っで1iSy帰させる手段を具備(,2、この手段
は5、トルクリンク機構の2つのアー・ムの間の相馬点
2]を趙えて延出する部分でトルクリンク機構の底部ア
ーA 8 !ニア枢着されている底端部21、リンク1
4がレバ〜 1Gに枢着される点22&こ関しカタパル
トバーリンク機構の前記部分の枢着ピン17を越えて延
出する点でレバー・16に枢着されたTft端部とを有
する1、スプリング20を具備1.ている3、接合台2
3が回転管)、 24:′よって担持されカタパルトバ
ー・リンク機構14と16の部分が整列位置をi1i’
iiえ°ζ動くのlij旧トするつさらに、本発明の機
構は、カクバル+=バーを折りたたみ位置に向かつで動
かずアクチエータ手段を具備t7、このアクチエ−・−
夕手段は筋違4と共に回転するよう作動されかつ頂部枝
25と底部柱26、!:を含むフォーク24を具備L2
ている。着陸装置がその下降位置67′ある時、フォー
ク24の端部はレバー16と共に回転するJ、う作動さ
れるアクチエータバー28によって担持された突起27
と対面する。
本発明の機構&;I・、次のよう6.三作動J゛る。航
空機が甲板上ζ、ご待機し7.いる間1、着陸装置は下
降されそjl、て緩衝装置が前、空機の重さのために部
分的に圧縮される。この機構は次に第2図U示ず位置を
とり、この位置で制御アクチエ−・り18は非作動化さ
れリンク14は接合台23に対し7リンク14を押し゛
つりる圧縮スプリング20の作用のもとにレバー1(逼
と整列する。カタパル)・バーリンク機構がこの位置に
ある時、カタパルトバー10は実質的に水平の位置にあ
る。甲板Cζ沿、っ゛C走行している間、緩衝装置の!
’)ラド2は航空機の静荷重に−=・致する平衡位置の
周りに揺動される。ロッド2の揺動中、トルクリンク機
構のアームの間の枢着点21は同じよう6ご揺動するが
、圧縮スプリング2゜の底端部が連結されたトルクリン
ク機構の底1部”7−ム8は枢着点21とは反対方向に
揺動L−tの結果圧縮スプリング20は少しL7か揺動
(゛ずぞのため非常に小さな疲労しか受けないことにな
る。さらに、カタパルトバーリンク機構14と16の部
分が整列し7ているため、カタパルトバー・に作用スる
慣性力が回動ピンによって吸収され、スプリング20は
そのためその影響を受けない。
空機が甲板上ζ、ご待機し7.いる間1、着陸装置は下
降されそjl、て緩衝装置が前、空機の重さのために部
分的に圧縮される。この機構は次に第2図U示ず位置を
とり、この位置で制御アクチエ−・り18は非作動化さ
れリンク14は接合台23に対し7リンク14を押し゛
つりる圧縮スプリング20の作用のもとにレバー1(逼
と整列する。カタパル)・バーリンク機構がこの位置に
ある時、カタパルトバー10は実質的に水平の位置にあ
る。甲板Cζ沿、っ゛C走行している間、緩衝装置の!
’)ラド2は航空機の静荷重に−=・致する平衡位置の
周りに揺動される。ロッド2の揺動中、トルクリンク機
構のアームの間の枢着点21は同じよう6ご揺動するが
、圧縮スプリング2゜の底端部が連結されたトルクリン
ク機構の底1部”7−ム8は枢着点21とは反対方向に
揺動L−tの結果圧縮スプリング20は少しL7か揺動
(゛ずぞのため非常に小さな疲労しか受けないことにな
る。さらに、カタパルトバーリンク機構14と16の部
分が整列し7ているため、カタパルトバー・に作用スる
慣性力が回動ピンによって吸収され、スプリング20は
そのためその影響を受けない。
航空機がカタパルト発進位置に持って来られカタパルト
バーをスラグに向けて下降させることが必要となった時
、アクチエータ18が制御されそのロッドが第3図に示
1ようにアクチエータから伸長される。この運動の間、
制御バー・−19はピン17の周りに回動1.1.、バ
ー・1Gをそれに応じて回転させ7、それにより復帰ス
プリング204さら番こ圧縮する。カタバルI・リンク
機構のこの2つの部分は次(5,′相互釘ある角度をな
しイしでリンク14はクランク13を駆動しクランク1
3はそのためカタパルトバー10を下方に回動する。
バーをスラグに向けて下降させることが必要となった時
、アクチエータ18が制御されそのロッドが第3図に示
1ようにアクチエータから伸長される。この運動の間、
制御バー・−19はピン17の周りに回動1.1.、バ
ー・1Gをそれに応じて回転させ7、それにより復帰ス
プリング204さら番こ圧縮する。カタバルI・リンク
機構のこの2つの部分は次(5,′相互釘ある角度をな
しイしでリンク14はクランク13を駆動しクランク1
3はそのためカタパルトバー10を下方に回動する。
カタパルトバーがスラグに係合されると、アクチエータ
18への動力供給が断たれる。カタパルト発進さセた後
、緩衝装置は第4図に示すように十分に伸長される。復
帰スプリング20の作用のもとに、リンク機構の部分1
4と16はその整列位置に戻され、カタパルトバー・−
10は実質的に水平の位置に復帰する。この位置で、バ
ー28により担持されたズ起27は筋違4と共に回転す
るよう作動されるフォーク24の頂部枝25と対面し、
−・・方、フォ・〜・り24の底部柱26は突起27か
られずかに後方に配置される。着陸装置が上昇されてい
る間、フォーク24ばそれが固定されている筋違4と共
に支柱1に対(9,て回動し、フォーク24の頂部枝2
5はそのため突起27C1当接しこれを駆動する。作動
バー・28はついごピン17の周りに回動1.2レバー
・16を駆動しそれによりレバー16は第5図a+−5
<”!−位置を占める。リンク@横の部分14と16と
の間の角J1”のため、カタパルトバハ・・10は緩衝
・装;Wのロッド2に沿って完全に仇りノ、・たまれる
。ごの最後の位置で、突起27がツメ ・り24の枝2
5と26Jの間に押し込められ1、それにより着陸装置
が伸にされた時、フォーク24の枝26がカタパルトバ
〜・lOを上昇さ(える方向に突起27を押し、この作
用が復帰スプリング20の作用に加えられるようになる
。
18への動力供給が断たれる。カタパルト発進さセた後
、緩衝装置は第4図に示すように十分に伸長される。復
帰スプリング20の作用のもとに、リンク機構の部分1
4と16はその整列位置に戻され、カタパルトバー・−
10は実質的に水平の位置に復帰する。この位置で、バ
ー28により担持されたズ起27は筋違4と共に回転す
るよう作動されるフォーク24の頂部枝25と対面し、
−・・方、フォ・〜・り24の底部柱26は突起27か
られずかに後方に配置される。着陸装置が上昇されてい
る間、フォーク24ばそれが固定されている筋違4と共
に支柱1に対(9,て回動し、フォーク24の頂部枝2
5はそのため突起27C1当接しこれを駆動する。作動
バー・28はついごピン17の周りに回動1.2レバー
・16を駆動しそれによりレバー16は第5図a+−5
<”!−位置を占める。リンク@横の部分14と16と
の間の角J1”のため、カタパルトバハ・・10は緩衝
・装;Wのロッド2に沿って完全に仇りノ、・たまれる
。ごの最後の位置で、突起27がツメ ・り24の枝2
5と26Jの間に押し込められ1、それにより着陸装置
が伸にされた時、フォーク24の枝26がカタパルトバ
〜・lOを上昇さ(える方向に突起27を押し、この作
用が復帰スプリング20の作用に加えられるようになる
。
当然に、本発明は」二記の実施例に限定されず、4種々
の実施態様が本発明の範囲を越えるご、/:なく得られ
るものである。特に、中動“7クチエー・夕18と復帰
スプリング20は複動アクチエータによ、。
の実施態様が本発明の範囲を越えるご、/:なく得られ
るものである。特に、中動“7クチエー・夕18と復帰
スプリング20は複動アクチエータによ、。
て置き換え、られ、この場合は、二のアクチ:x−・夕
は3、航空機が待機位置にある時引っ込み位置をとるよ
う作動され、そしてカタパルト・発進時ぼけ伸’A:
I。
は3、航空機が待機位置にある時引っ込み位置をとるよ
う作動され、そしてカタパルト・発進時ぼけ伸’A:
I。
た位置をとるよう作動される。
同様に、着陸装置の構造又はその構成部品の相対配置が
フォークの使用に適さなかったならば1、追加の′アク
チエータが設けられ着陸装置が」弊1.また時カタパル
トバーが完全に折りたたまれるのを保a止することがで
きる。
フォークの使用に適さなかったならば1、追加の′アク
チエータが設けられ着陸装置が」弊1.また時カタパル
トバーが完全に折りたたまれるのを保a止することがで
きる。
さらに、この機構が復帰スプリング20を含んでいる時
、カタパルトバーリンク機構部分14と16の整列位置
は、これらリンク機構部分14 、16の各々によ、−
2て担持されかつこのリンクとレバーとが整列位置にあ
る時相互に接触するよ・うな接合部で、回転管12によ
り担持された接合台23を置き換える、:とにより得る
ようにする;”とができる。
、カタパルトバーリンク機構部分14と16の整列位置
は、これらリンク機構部分14 、16の各々によ、−
2て担持されかつこのリンクとレバーとが整列位置にあ
る時相互に接触するよ・うな接合部で、回転管12によ
り担持された接合台23を置き換える、:とにより得る
ようにする;”とができる。
第1図は、本発明の制御機構を含む着陸装置の概略側面
図、 第2図は前:空機が甲板士、で待機し又は作動している
時の本発明の機、構の部分概略側面図、。 第3図はバ・・・・がカタパルト発進位置64′ある第
2図と同様の図、 第4図は舶:空機がカタパルトで発進された直後の第2
図と同様の図、 第5図は着陸装置が」−昇された時の第2図と類似の図
である。 1・・・緩衝装置支柱、 2・・・ロッド、3・
・・航空機構造体、 4・・・筋違、5・−1−昇
アクチエータ、 6・・・ロッカー、7・・・頂部ア
ーム、 8・・・底部アー・ム、10・・・カ
タパルトバー、11.17・・・ピン、12・・・回転
管、 13・・・クランク、14・・・リン
ク、 16・・・レバー、18・・・アクチ
エータ、 19・・・制御レバー・、20・・・ス
プリング、 21・・・柩着点、724・・・フ
ォーク、 27・・・突起。
図、 第2図は前:空機が甲板士、で待機し又は作動している
時の本発明の機、構の部分概略側面図、。 第3図はバ・・・・がカタパルト発進位置64′ある第
2図と同様の図、 第4図は舶:空機がカタパルトで発進された直後の第2
図と同様の図、 第5図は着陸装置が」−昇された時の第2図と類似の図
である。 1・・・緩衝装置支柱、 2・・・ロッド、3・
・・航空機構造体、 4・・・筋違、5・−1−昇
アクチエータ、 6・・・ロッカー、7・・・頂部ア
ーム、 8・・・底部アー・ム、10・・・カ
タパルトバー、11.17・・・ピン、12・・・回転
管、 13・・・クランク、14・・・リン
ク、 16・・・レバー、18・・・アクチ
エータ、 19・・・制御レバー・、20・・・ス
プリング、 21・・・柩着点、724・・・フ
ォーク、 27・・・突起。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 1、着陸装置によって担持されたピン(11)の周りに
回動するよう取付けられたカタパルトバー(10)を制
御するための制御機構であって、この制御機構が、カタ
パルトバー(10)と共に回転するよう作動されるクラ
ンク(13)と、相互に枢着されたリンク(14)とレ
バー(16)とからなりカタパルトバーの回動ピンから
離れた点でクランク(13)に枢着された第1の端部と
着陸装置により担持されかつカタパルトバー(10)の
回動ピン(11)から離れているピン(17)の周りに
枢着された第2の端部とを有するカタパルトバーリンク
機構と、前記リンクとレバーの相対配置を制御する制御
手段、とを具備していることを特徴とするカタパルトバ
ー制御機構。 2、リンク(14)とレバー(16)とを整列位置に向
けて復帰させる復帰手段(20)を含むことを特徴とす
る請求項1に記載の制御機構。 3、リンク(14)とレバー(16)とを整列位置に向
けて復帰させる復帰手段が、このリンク又はレバーに作
用する復帰スプリングと、カタパルトバーリンク機構が
その整列位置を越えて動かないようにする接合台(23
)とを具備していることを特徴とする請求項2に記載の
制御機構。 4、支柱(1)と、この支柱に対し回動するよう取付け
られた回転管(12)と、この回転管と支柱に対し摺動
自在に取付けられたロッド(2)と、回転管(12)に
枢着された頂部アーム(7)とロッド(2)に枢着され
た底部アーム(8)とを有するトルクリンク機構とを含
む緩衝装置を備えた着陸装置において、制御機構が、ト
ルクリンク機構のアームの1つとカタパルトバーリンク
機構の対面部分(16)との間に復帰スプリング(20
)が配設されていることを特徴とする請求項3に記載の
制御機構。 5、復帰スプリング(20)が、トルクリンク機構の2
つのアームの間の枢着点(21)を越えて延出する部分
でトルクリンク機構の底部アーム(8)に連結されてい
ることを特徴とする請求項4に記載の制御機構。 6、制御機構が、カタパルトバー(10)を着陸装置が
上昇されている間に折りたたみ位置に向けて作動する作
動手段(24)を含んでいることを特徴とする、伸縮自
在の着陸装置における請求項1から5のうちの1に記載
の制御機構。 7、アクチュエータ手段が、カタパルトバーリンク機構
の一部に作用しこれを折りたたむようにする作動部材(
24)を含んでいることを特徴とする請求項6に記載の
制御機構。 8、相互に対し移動自在の複数の着陸装置構成要素を具
備する着陸装置において、制御機構は、カタパルトバー
リンク機構が着陸装置の第1の構成要素(12)によっ
て担持され、また作動部材(24)が着陸装置の第1の
構成要素に近接した着陸装置の第2の構成要素(4)と
共に回転するよう作動され着陸装置が上昇されている間
カタパルトバーリンク機構の一部(16)に作用するよ
う配設されていることを特徴とする請求項7に記載の制
御機構。 9、作動部材が、カタパルトバーリンク機構の一部に固
定された突起(27)と共働するフォーク(24)を具
備していることを特徴とする請求項8に記載の制御機構
。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR8717746 | 1987-12-18 | ||
FR8717746A FR2624829B1 (fr) | 1987-12-18 | 1987-12-18 | Dispositif de commande d'une barre de catapultage |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH01273793A true JPH01273793A (ja) | 1989-11-01 |
Family
ID=9358054
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP63315197A Pending JPH01273793A (ja) | 1987-12-18 | 1988-12-15 | カタパルトバー制御機構 |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4907761A (ja) |
JP (1) | JPH01273793A (ja) |
FR (1) | FR2624829B1 (ja) |
GB (1) | GB2213784B (ja) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5100083A (en) * | 1990-02-13 | 1992-03-31 | The Boeing Company | Retractable landing gear with self-braced folding strut |
US5732906A (en) * | 1996-05-14 | 1998-03-31 | The Boeing Company | Nose landing gear assembly for a catapult launched airplane |
ATE384661T1 (de) * | 2004-08-30 | 2008-02-15 | Messier Dowty Usa Inc | Statisch bestimmtes doppelstreben-fahrwerk |
US20110082731A1 (en) * | 2009-10-07 | 2011-04-07 | Concept Shopping, Inc. | Targeted, Deferred Redemption Coupon System |
GB201218815D0 (en) | 2012-10-19 | 2012-12-05 | Airbus Operations Ltd | Aircraft fuel system with fuel return from engine |
US9169003B2 (en) * | 2013-07-19 | 2015-10-27 | Icon Aircraft, Inc. | Self-orienting aircraft landing gear |
US9321524B2 (en) * | 2014-04-22 | 2016-04-26 | Goodrich Corporation | Bogie beam articulation mechanism |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2997121A (en) * | 1958-08-14 | 1961-08-22 | Air Logistics Corp | Motor vehicle for moving aircraft on the ground |
US3155345A (en) * | 1962-09-26 | 1964-11-03 | Boeing Co | Aircraft nose gear tow means for catapult launching |
US3231294A (en) * | 1963-01-04 | 1966-01-25 | Deere & Co | Convertible coupler |
FR1376323A (fr) * | 1963-12-05 | 1964-10-23 | Dowty Rotol Ltd | Système de lancement d'un avion et support de roues avant utilisé dans ce système |
US3295866A (en) * | 1964-05-21 | 1967-01-03 | Burch Corp | Articulated resilient hitch construction |
US3370811A (en) * | 1965-12-23 | 1968-02-27 | Navy Usa | Aircraft launching mechanism |
US3647164A (en) * | 1970-08-19 | 1972-03-07 | Us Navy | Launch bar installation |
US3762670A (en) * | 1971-12-16 | 1973-10-02 | Curtiss Wright Corp | Landing gear wheel drive system for aircraft |
US4401285A (en) * | 1980-04-30 | 1983-08-30 | British Aerospace Public Limited Company | Aircraft undercarriage unit |
US4552375A (en) * | 1983-09-22 | 1985-11-12 | Kinze Manufacturing, Inc. | Convertible implement frame pulled lengthwise in the transport position |
-
1987
- 1987-12-18 FR FR8717746A patent/FR2624829B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
1988
- 1988-12-08 GB GB8828720A patent/GB2213784B/en not_active Expired - Lifetime
- 1988-12-15 JP JP63315197A patent/JPH01273793A/ja active Pending
- 1988-12-16 US US07/285,600 patent/US4907761A/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB8828720D0 (en) | 1989-01-11 |
GB2213784B (en) | 1991-09-25 |
FR2624829A1 (fr) | 1989-06-23 |
US4907761A (en) | 1990-03-13 |
FR2624829B1 (fr) | 1990-05-18 |
GB2213784A (en) | 1989-08-23 |
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