KR101895081B1

KR101895081B1 - 세미 레버식 랜딩기어 및 관련된 방법

Info

Publication number: KR101895081B1
Application number: KR1020127021625A
Authority: KR
Inventors: 미첼 엘. 멜러; 마이클 에이. 롱; 리차드 비. 오델
Original assignee: 더 보잉 컴파니
Priority date: 2010-03-24
Filing date: 2011-02-23
Publication date: 2018-09-04
Also published as: US20110233327A1; WO2011119283A1; JP5596218B2; US8985511B2; RU2564277C2; US20130256455A1; AU2011229883B2; CA2793734A1; RU2012144766A; CA2793734C; KR20130006599A; ES2692373T3; EP2550198B1; US8991753B2; AU2011229883A1; EP2550198A1; US8448900B2; US20140151499A1; JP2013522120A; CN102822053A

Abstract

본 발명은 세미 레버식 랜딩기어(10)에 대한 것으로, 충격 지지부(12)와, 상기 충격 지지부에 선회가능하게 연결된 대차 빔(18)을 구비하고, 상기 대차 빔을 각도적으로 정위시키도록 되어 있는 적어도 3 개의 링크(24, 30a, 30b)와, 상기 3개의 링크 중 적어도 하나에 작동가능하게 연결된 대차 피치 작동 시스템(40)을 구비하는 세미 레버식 랜딩기어 구조를 포함한다. 상기 랜딩기어 구조는 상기 대차 피치 작동시스템을 수축된 위치에 위치시킴으로써 상기 충격 지지부의 연장과 협력하도록 할 수 있으며, 대차 빔의 전방단부를 대차 빔의 후방단부에 대하여 상승된 위치에 위치시킬 수 있다. 상기 랜딩기어 구조는 또한 상기 대차 빔의 전방단부(18a)를 상기 대차 빔의 후방단부(18b)에 대하여 하강된 위치에 위치시키기 위하여 상기 대차 피치 작동시스템을 연장시킴으로써 바퀴집 안으로 상기 충격 지지부의 수축과 상호작용할 수 있다.

Description

세미 레버식 랜딩기어 및 관련된 방법{Semi-levered landing gear and associated method}

본 발명은 일반적으로 랜딩기어, 특히 세미 레버식 랜딩기어(semi-levered landing gear) 및 상기 랜딩기어의 대차 빔(truck beam)의 위치조정 방법에 대한 것이다.

비행기는 이륙(take-off), 착륙(landing) 및 육상 주행(taxi)을 위한 랜딩기어를 구비한다. 일부 항공기는 원단부 또는 하단부에서 대차 빔에 선회 가능하게 부착된 충격 지지부(shock strut)를 구비한다. 상기 대차 빔은 타이어가 장착되는 2 이상의 액슬을 구비한다. 이와 관련하여, 상기 대차 빔은 상기 충격 지지부의 앞쪽에 위치하는 전방 액슬과 상기 충격 지지부 뒤에 위치하는 후방 액슬을 구비한다. 이륙 시에, 전방 액슬과 후방 액슬을 가진 통상의 랜딩기어를 구비하는 항공기는 상기 대차 빔을 상기 충격 지지부에 연결하는 핀 주위로 선회하게 되어 모든 랜딩기어의 타이어가 동일한 하중분포를 가지도록 되어 있다.

이륙 동안 항공기의 회전을 위한 추가의 최저지상고(ground clearance)를 제공하기 위하여, 세미 레버식 랜딩기어 구조가 개발되었다. 세미 레버식 랜딩기어는 이륙 동안에 상기 충격 지지부와 대차 빔의 전방 단부를 견고하게 위치시켜 항공기가 지면을 떠날 대 전방 액슬이 후방 액슬에 대하여 상승된 위치에 있도록 한다. 이와 같이, 상기 충격 지지부의 확장압력이 충분히 증가하면, 항공기는, 상기 대차 빔을 상기 충격 지지부에 연결하는 상기 핀 보다는 후방 액슬 주위로 선회하게 된다. 후방 액슬 주위로 회전함으로써, 랜딩기어 높이는 효과적으로 증가되어 이륙 동안에 항공기의 회전을 위해 추가의 최저지상고를 제공할 수 있게 된다. 그 결과, 항공기의 이륙활주 길이(takeoff field length, TOFL)가 감소될 수 있고, 동일한 이륙활주 길이를 유지하면서도 엔진의 필요 추력이 감소되거나 항공기의 이송 중량이 증가될 수 있다.

이륙 동안에 후방 액슬 주위로 항공기의 회전을 제공하기 위하여, 세미 레버식 랜딩기어는 대차 빔을 "발가락 들린" 상태로 고정하여, 전방 액슬에 장착된 타이어가 활주로 지면 위로 들어올려진 상태에서 후방 액슬에 장착된 타이어가 항공기를 지지하도록 한다. 이륙 이후에, 랜딩 기어는 일반적으로 바퀴집(wheel well)에 수납된다. 일반적인 바퀴집 안에 꼭 맞도록 랜딩기어는 고정이 해제되고, 랜딩기어를 바퀴집에 수납하기 전에 대차 빔은 접혀진 상태로 재위치된다. 그 이후에, 착륙 동안에, 랜딩기어는 내려지고 대차 빔이 재위치되어 전후방 액슬에 장착된 모든 바퀴가 항공기의 하중을 균일하게 분담한다. 통상, 세미 레버식 기어 시스템의 잠금과 해제 및 충격 지지부에 대한 대차 빔의 궁극적인 재위치는 조종사나 비행조종 시스템으로부터의 입력없이 일어난다.

세미 레버식 랜딩기어의 한 가지 형태는 이륙을 위한 바람직한 자세로 대차 빔을 잠그기 위한 잠금 유압 지지부(locking hydraulic strut)를 구비한다. 잠금 유압 지지부는 잠금 작동장치(locking actuator)이나, 복수의 추가의 체임버와 내부 부유 피스톤을 구비한다. 잠금 유압 지지부를 구비하는 세미 레버식 랜딩기어는 일부 항공기에 적절하나, 다른 항공기의 랜딩기어는 충격 지지부와 대차 빔의 사이에 충분하게 위치할 수 있도록 상기 유압 지지부를 위한 충분한 간격이나 여유를 확보하지 못하고 있다. 게다가, 상기 유압 지지부는 비용면이나 랜딩기어의 복잡성으로 인해 불리하다.

다른 세미 레버식 랜딩기어는 이륙 동안에 대차 빔을 고정하기 위한 기계적인 링크를 사용하나, 바퀴집에 수축시키기 위하여 충격 지지부를 재위치시키기 위하여 수축 링크라고 불리는 별도의 링크구조를 필요로 한다. 수축 링크에 대한 필요성은 복잡성이나 비용 및 최종적인 세미 레버식 랜딩기어의 중량을 증가시켜 불리하다.

따라서, 이륙 중에는 대차 빔을 발가락 들린 상태로 안정되게 위치시키고 이륙 이후에는 대차 빔을 바퀴집에 수납하기 위하여 접혀진 상태로 재위치시키는 향상된 세미 레버식 랜딩기어를 제공할 필요가 있다.

본 발명의 실시예에 따르면, 이륙 중에는 대차 빔을 발가락 들린 상태로 안정되게 위치시키고 이륙 이후에는 대차 빔을 바퀴집에 수납하기 위하여 접혀진 상태로 재위치시키는 세미 레버식 랜딩기어가 제공된다. 본 발명의 실시예의 세미 레버식 랜딩기어는 비용 및 중량 관점에서 효과적으로 구성된다.

하나의 실시예에서, 세미 레버식 랜딩기어는 내부 및 외부 실린더를 구비하는 충격 지지부와, 상기 충격 지지부의 상기 내부 실린더에 선회가능하게 연결된 대차 빔 및 상기 내부 및 외부 실린더를 연결하는 한 쌍의 비틀림 링크(torsion links)를 구비하여 이루어진다. 이 실시예의 상기 세미 레버식 랜딩기어는 또한 제1 선회점에서 상기 대차 빔에 연결되는 제1 링크와, 제2 선회점에서 상기 상기 제1 링크에 연결되는 제2 링크 및, 제3 선회점에서 상기 제2 링크에 연결되고 제4 선회점에서 상기 외부 실린더에 연결되는 제3 링크를 구비한다. 추가로, 이 실시예의 상기 세미 레버식 랜딩기어는 상기 제3 선회점에 작동가능하게 연결되고 상기 제3 선회점을 제1 위치와 제2 위치 중의 어느 하나에 위치시키도록 된 대차 피치 작동시스템을 구비한다. 상기 대차 피치 작동시스템의 하나의 실시예는, 상기 제3 선회점이 상기 외부 실린더에 대하여 고정된 제1 관계를 가지고, 상기 충격 지지부의 확장 중에, 상기 대차 빔의 후방 단부에 대하여 상기 대차 빔의 전방 단부의 상승을 촉진하는 제1 위치에 제3 선회점을 유지시키도록 되어 있다. 상기 대차 피치 작동시스템은 또한 상기 제3 선회점이 상기 외부 실린더에 대하여 고정된 제2 관계를 가지고, 상기 대차 빔을 접힘 방향(stow orientation)으로 촉진하는 제2 위치에 제3 선회점을 유지시키도록 되어 있다.

추가의 실시예에서는, 랜딩기어의 대차 빔을 위치시키는 방법이 제공되어 있다. 상기 방법은 세미 레버식 랜딩기어 구조를 제공한다. 상기 세미 레버식 랜딩기어 구조는 충격 지지부와 대차 빔 및 대차 피치 작동시스템 사이에 작동가능하게 연결된 다수의 링크를 구비한다. 이 실시예의 방법은 비행기가 공중에 있을 때 상기 대차 피치 작동시스템이 이륙 위치에 있도록 함으로써 대차 빔의 후방 단부에 대하여 대차 빔의 전방 단부를 상승된 위치로 위치시킨다. 이 실시예의 방법은 또한 비행기가 공중에 있을 때 랜딩기어의 접힘 또는 수축을 촉진하기 위하여 상기 대차 피치 작동시스템이 접힘 위치에 있도록 함으로써 대차 빔의 후방 단부에 대하여 대차 빔의 전방 단부를 하강된 위치로 위치시킨다.

다른 실시예에서는, 비행기의 랜딩기어를 위치시키는 방법이 제공되어 있는데, 상기 랜딩기어는 충격 지지부와, 이 충격 지지부에 작동가능하게 선회할 수 있게 연결된 대차 빔, 상기 대차 빔에 작동가능하게 연결되고 서로 연결된 제1, 제2 링크 및, 상기 충격 지지부와 상기 제1, 제2 링크 사이에 연장되는 제3 링크를 구비하고, 상기 제3 링크는 제3 선회점에서 상기 제2 링크에 선회가능하게 연결된다. 이 실시예의 방법에서는, 상기 랜딩기어는 상승된 또는 하강된 위치로 지령된다. 랜딩기어가 하강 위치로 지령되고 랜딩기어가 작동하는 단계에, 상기 제3 선회점은 항공기의 육상 주행모드, 이륙모드 및 착륙모드를 지지하기 위하여 제1 위치에 위치하게 된다. 상기 랜딩기어가 하강위치로 지령되고 랜딩기어가 충분히 작동하지 않는 때에는, 상기 제3 선회점은 교대된 착륙모드를 지지하기 위하여 제2 위치에 위치하게 된다. 추가로 상기 랜딩기어가 상승 위치로 지령되는 때에는, 상기 제3 선회점은 접힘 모드를 지지하기 위하여 제2 위치에 위치하게 된다.

세미 레버식 랜딩기어는: 내부 및 외부 실린더를 구비하는 충격 지지부;와

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상기 충격 지지부의 상기 내부 실린더에 선회가능하게 연결된 대차 빔; 제1 선회점에서 상기 대차 빔에 연결되는 제1 링크; 제2 선회점에서 상기 제1 링크에 연결되는 제2 링크; 제3 선회점에서 상기 제2 링크에 연결되고 제4 선회점에서 상기 외부 실린더에 연결되는 제3 링크; 및 상기 제3 선회점에 작동가능하게 연결되고 상기 제3 선회점을 제1 위치와 제2 위치 중의 어느 하나에 위치시키도록 된 대차 피치 작동시스템;을 구비하여 이루어진다.

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상기 세미 레버식 랜딩기어는, 상기 제3 선회점이 상기 외부 실린더에 대하여 고정된 제1 관계를 가지고, 상기 충격 지지부의 확장 중에, 상기 대차 빔의 후방 단부에 대하여 상기 대차 빔의 전방 단부의 상승을 촉진하는 제1 위치에 제3 선회점을 유지시키도록 되어 있는 대차 피치 작동시스템을 구비한다. 상기 세미 레버식 랜딩기어는, 상기 제3 선회점이 상기 외부 실린더에 대하여 고정된 제2 관계를 가지고, 상기 대차 빔을 접힘 방향(stow orientation)으로 허용하는 제2 위치에 제3 선회점을 유지시키도록 되어 있는 대차 피치 작동시스템을 구비한다. 상기 세미 레버식 랜딩기어는, 중심정렬에서 벗어난 방향(off-center orientation)으로 제한된, 서로에 대하여 각회전의 범위를 가지는 제1, 제2 링크를 구비한다. 상기 세미 레버식 랜딩기어에서는, 이륙시에, 상기 제1, 제2 링크와 상기 충격 지지부의 확장부 사이에서 중심정렬에서 벗어난 방향으로 제한된 피치를 가진 대차 빔을 구비한다.

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상기 세미 레버식 랜딩기어는, 이 제1, 제2 링크의 상대 운동을 제한하기 위해 각각의 정지부를 구비하는 제1, 제2 링크를 포함한다. 상기 세미 레버식 랜딩기어는, 상기 제1, 제2 링크 사이에서 연장되는 적어도 하나의 편향력 장치를 추가로 구비한다. 상기 세미 레버식 랜딩기어는, 상기 제1 링크와 상기 대차 빔 사이에서 연장하는 하나 이상의 편향력 장치를 추가로 구비한다. 상기 세미 레버식 랜딩기어는, 또한 한 쌍의 잠금링크를 구비하되, 상기 제1 잠금링크가 상기 제3 선회점에서 상기 제3 링크에, 제5 선회점에서 제2 잠금링크에 연결되고, 제2 잠금링크는 제5 선회점에서 상기 제1 잠금링크에 그리고 제6 선회점에서 상기 충격 지지부에 연결되어 있다.

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상기 세미 레버식 랜딩기어는, 제3 및 제5 선회점의 중간에서 상기 제1 잠금링크에 작동가능하게 연결되어 있는 대차 피치 작동시스템을 포함한다. 상기 세미 레버식 랜딩기어는, 제1, 제2 잠금링크의 상대 운동을 제한하기 위해 각각의 정지부를 구비하는 제1, 제2 잠금링크를 보유할 수 있다.

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항공기의 랜딩기어의 대차 빔을 위치시키는 방법은, 충격 지지부와 대차 빔 및 대차 피치 작동시스템 사이에 작동 가능하게 연결된 다수의 링크를 구비하는 세미 레버식 랜딩기어 구조를 제공하는 단계와; 비행기가 공중에 있을 때 상기 대차 피치 작동시스템이 이륙 위치에 있도록 함으로써 대차 빔의 후방 단부에 대하여 대차 빔의 전방 단부를 상승된 위치로 위치시키는 단계; 그리고 비행기가 공중에 있을 때 랜딩기어의 접힘 또는 수축을 촉진하기 위하여 상기 대차 피치 작동시스템이 접힘 위치에 있도록 함으로써 대차 빔의 후방 단부에 대하여 대차 빔의 전방 단부를 하강된 위치로 위치시키는 단계;를 포함하여 이루어진다.

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상기 랜딩기어의 대차 빔을 위치시키는 방법은 세미 레버식 랜딩기어 구조와 한 쌍의 잠금링크를 구비한 상기 다수의 링크를 포함할 수 있으며, 상기 대차 빔의 후방 단부에 대하여 대차 빔의 전방 단부를 상승된 위치에 위치시키는 단계는, 상기 세미 레버식 랜딩기어 구조와 상기 한 쌍의 잠금링크를 그 사이가 예각을 형성하도록 하여 상기 대차 빔을 향하여 열려지도록 위치시키는 단계를 포함하고, 상기 대차 빔의 후방 단부에 대하여 대차 빔의 전방 단부를 하강된 위치에 위치시키는 단계는, 상기 세미 레버식 랜딩기어 구조와 상기 한 쌍의 잠금링크를 그 사이가 둔각을 형성하도록 하여 상기 대차 빔을 향하여 열려지도록 위치시키는 단계를 포함한다. 상기 랜딩기어의 대차 빔을 위치시키는 방법은, 상기 대차 빔이 대차 빔의 후방 단부에 대하여 대차 빔의 전방 단부가 상승된 위치에 있는 착륙 위치로부터, 대차 빔의 후방 단부에 대하여 대차 빔의 전방 단부가 하강된 위치에 있는 접힘 위치로 재위치될 때 상기 세미 레버식 랜딩기어 구조를 확장된 위치에 유지하는 단계를 포함할 수 있다. 상기 랜딩기어의 대차 빔을 위치시키는 방법은, 상기 대차 빔의 후방 단부에 대하여 대차 빔의 전방 단부가 상승된 위치에 있는 착륙 위치와, 대차 빔의 후방 단부에 대하여 대차 빔의 전방 단부가 하강된 위치에 있는 접힘 위치 모두에서 연장되어 있는 한 쌍의 잠금링크를 포함할 수 있고, 상기 방법은 상기 대차 빔이 상기 착륙 위치로부터 상기 접힘 위치로 재위치될 때 상기 한 쌍의 잠금링크를 접히게 하는 단계를 추가로 포함한다. 상기 방법은, 상기 대차 빔의 후방 단부에 대하여 대차 빔의 전방 단부가 하강된 위치에 있는 동안, 상기 대차 빔의 전방 단부에 작용하는 힘에 반응하여 상기 대차 빔의 후방 단부에 대하여 대차 빔의 전방 단부가 상승하도록, 상기 다수의 링크들이 접히도록 하는 단계를 추가로 포함할 수 있다.
비행기의 랜딩기어를 위치시키는 방법은, 또한, 충격 지지부와, 이 충격 지지부에 작동 가능하게 선회할 수 있게 연결된 대차 빔, 상기 대차 빔에 작동가능하게 연결되고 서로 연결된 제1, 제2 링크 및, 상기 충격 지지부와 상기 제1, 제2 링크 사이에 연장되는 제3 링크를 구비하고, 상기 제3 링크는 제3 선회점에서 상기 제2 링크에 선회가능하게 연결되어 있는 상기 랜딩기어를 제공하는 단계와; 상기 랜딩기어를 상승된 또는 하강된 위치로 지령하는 단계; 랜딩기어가 하강 위치로 지령되고 랜딩기어가 작동하는 때에, 항공기의 주행모드, 이륙모드 및 착륙모드를 지지하기 위하여 상기 제3 선회점을 제1 위치에 위치시키는 단계; 상기 랜딩기어가 하강위치로 지령되고 랜딩기어가 충분히 작동하지 않는 때에는, 교대된 착륙모드를 지지하기 위하여 상기 제3 선회점을 제2 위치에 위치시키는 단계; 그리고 상기 랜딩기어가 상승 위치로 지령되는 때에, 상기 제3 선회점은 접힘 모드를 지지하기 위하여 제2 위치에 위치시키는 단계를 포함할 수 있다. 상기 방법은 비행기가 육상 이동이나 주행 모드에 있을 때 상기 충격 지지부에 대하여 상기 대차 빔을 선회할 수 있도록 하는 단계를 추가로 포함할 수 있다. 상기 방법은 이륙 모드에서 상기 대차 빔의 전방 단부가 대차 빔의 후방 단부에 대하여 상승된 위치로 위치시키는 단계를 포함할 수 있다. 상기 방법은 착륙 모드에서 상기 대차 빔의 전방 단부가 대차 빔의 후방 단부에 대하여 상승된 위치로 위치시키는 단계를 포함할 수 있다. 상기 방법은 또한, 주행 모드에서 상기 대차 빔의 전방 단부가 대차 빔의 후방 단부에 대하여 하강된 위치로 위치시키는 단계를 포함할 수 있다. 상기 방법은 교대된 착륙 모드에서 상기 대차 빔의 전방 단부가 대차 빔의 후방 단부에 대하여 하강된 위치로 위치시키는 포함할 수 있다.
상기 설명한 특징과, 작용 및 장점은 본 발명의 다양한 실시예로 독립적으로 획득될 수 있고, 다른 실시예와 결합될 수 있으며, 이어지는 상세한 설명과 첨부도면을 참조하여 자세히 알 수 있다.

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본 발명의 실시예의 세미 레버식 랜딩기어는 비용 및 중량 관점에서 효과적으로 구성된다.

도 1은 본 발명의 하나의 실시예에 따른 세미 레버식 랜딩기어를 개략적으로 나타낸다.
도 2는 발명의 하나의 실시예에 따른 세미 레버식 랜딩기어의 기능적인 블록 다이아그램을 나타낸다.
도 3은 본 발명의 하나의 실시예에 따른 세미 레버식 랜딩기어의 측면도를 나타낸다.
도 4는 본 발명의 하나의 실시예에 따른 세미 레버식 랜딩기어의 다른 기능적인 블록 다이아그램을 나타낸다.
도 5는 육상주행 작동 동안에 대차 피치의 하강 상태에서 도 3의 상기 세미 레버식 랜딩기어의 측면도를 나타낸다.
도 6은 육상주행 작동 동안에 대차 피치의 상승 상태에서 도 3의 상기 세미 레버식 랜딩기어의 측면도를 나타낸다.
도 7은 도 3의 상기 세미 레버식 랜딩기어의 부분을 자세히 나타내는 측면도로서, 본 발명의 하나의 실시예에 따른 한 쌍의 잠금링크의 중심 위로 잠금 위치를 나타낸다.
도 8은 본 발명의 하나의 실시예에 따른, 이륙 위치에서의 세미 레버식 랜딩기어의 측면도로서, 대차 빔의 전방 단부가 대차 빔의 후방 단부에 대하여 상승된 위치에 있는 것을 나타낸다.
도 9는 본 발명의 하나의 실시예에 따른, 도 7의 이륙 위치로부터 접힘 위치로 세미 레버식 랜딩기어의 이동 동안의, 도 8의 세미 레버식 랜딩기어의 측면도이다.
도 10은 본 발명의 하나의 실시예에 따른, 도 8의 이륙 위치로부터 접힘 위치로 세미 레버식 랜딩기어의 이동 동안에, 대차 피치 작동장치의 신장 결과로 한 쌍의 잠금링크의 추가 이동을 나타내는, 세미 레버식 랜딩기어 부분을 자세히 나타내는 측면도이다.
도 11은 본 발명의 하나의 실시예에 따른, 접힘 위치에 있는 세미 레버식 랜딩기어의 측면도로서, 대차 빔의 전방 단부가 대차 빔의 후방 단부에 대하여 하강된 위치에 있는 것을 나타낸다.
도 12는 본 발명의 하나의 실시예에 따른, 한 쌍의 잠금링크의 중심 위(over-center) 위치를 나타내는 도 11의 세미 레버식 랜딩기어 부분을 자세히 나타내는 측면도이다.
도 13은 본 발명의 하나의 실시예에 따른, 교대의 확장 착륙 동안에, 세미 레버식 랜딩기어 링크부가 지면과 접촉하면서 접히기 시작할 때, 도 11의 세미 레버식 랜딩기어의 측면도이다.
도 14는 본 발명의 하나의 실시예에 따른, 정지부의 상호작용을 나타내는, 도 13의 세미 레버식 랜딩기어 부분을 자세히 나타내는 사시도이다.
도 15는 본 발명의 하나의 실시예에 따른, 교대의 확장 착륙 동안에, 세미 레버식 랜딩기어 링크부가 접힘을 계속할 때, 도 11과 도 13의 세미 레버식 랜딩기어의 측면도이다.
도 16은 본 발명의 하나의 실시예에 따른, 대차 피치 작동장치가 후방구동되는 상태를 나타내는, 도 11, 도 13 도 15의 세미 레버식 랜딩기어의 측면도이다.
도 17은 본 발명의 하나의 실시예에 따른, 교대의 확장 착륙 후에 항공기가 지면에 있을 때 세미 레버식 랜딩기어의 정상위치를 나타내는, 도 11과 도 13의 세미 레버식 랜딩기어의 측면도이다.
도 18은 본 발명의 다른 실시예에 따른, 세미 레버식 랜딩기어의 측면도이다.

이하에서는, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명을 더욱 자세히 설명하는데, 이 도면과 설명은 예시적인 것이지 모든 실시예를 나타내는 것은 아니다. 사실, 이러한 실시예는 많은 다른 형태를 가지며, 여기에 나타낸 것에 한정되는 것으로 해석되어서는 아니되고, 이러한 실시예는 법적인 필요성을 만족시키기 위해 제공된 것이다. 동일한 도면부호는 동일한 부재를 나타낸다.

도 1과 도 2를 참조하면, 본 발명의 하나의 실시예에 따른, 세미 레버식 랜딩기어(10)의 개략적인 도시 및 기능적 블록 다이아그램을 나타낸다. 도시된 바와 같이, 상기 세미 레버식 랜딩기어(10)는 항공기 또는 다른 비행체의 동체로부터 아래로 연장되는 충격 지지부(12)를 구비한다. 이하에서 설명되듯이, 상기 충격 지지부는 일반적으로 외부 실린더(14)와 내부 실린더(16)를 구비한다. 상기 세미 레버식 랜딩기어(10)는 상기 외부 실린더(14)와 내부 실린더(16) 사이에 연장하는 비틀림 링크(20)를 구비하여 이들 사이의 상대적인 회전을 방지하고자 한다. 상기 세미 레버식 랜딩기어는 또한 상기 충격 지지부에 선회가능하게 연결된 대차 빔(18)을 구비한다. 예시된 실시예에서, 상기 대차 빔은 상기 충격 지지부의 원단부 즉, 하단부에 선회가능하게 연결되어 상기 내부 실린더와 협력하여 수직으로 이동할 수 있게 되어 있다. 상기 대차 빔은 전방 단부(18a)에서 반대쪽의 후방 단부(18b)로 연장되어, 상기 전방 단부는 항공기의 전방 단부쪽으로 연장되고 상기 후방 단부는 항공기의 후방 단부쪽으로 연장된다. 예시된 실시예의 대차 빔은 한 쌍의 액슬을 구비하며, 하나의 액슬은 대차 빔의 전방 단부 가까이에 선회가능하게 연결되고 다른 액슬은 대차 빔의 후방 단부 근처에 선회가능하게 연결된다. 도 1에 보인 바와 같이, 하나 이상의 타이어(22a, 22b)가 각각의 액슬에 장착되어 지상 작동 중에 항공기를 지지할 수 있도록 한다.

도 1과 도 2의 상기 세미 레버식 랜딩기어(10)는 상기 대차 빔(18)을 각도적으로 정위시키기 위한 다수의 링크를 구비할 수도 있다. 이와 관련하여, 상기 세미 레버식 랜딩기어는, 예를 들어, 제1 선회핀과 같은 제1 선회점(32)에서 상기 대차 빔에 연결된 제1 링크(30b)와, 제2 선회핀과 같은 제2 선회점(31)에서 상기 제1 링크에 연결된 제2 링크(30a)를 구비할 수 있다. 추가로, 상기 세미 레버식 랜딩기어는, 제3 선회핀과 같은 제3 선회점(28)에서 상기 제2 링크에 연결되고, 제4 선회핀과 같은 제4 선회점(26)에서 상기 충격 지지부(12)의 외부 실린더(14)에 연결된 제3 링크(24)를 구비할 수 있다. 상기 비틀림 링크(20)도 상기 제4 선회점에서 상기 외부 실린더에 연결되는 것으로 도시되어 있으나, 이러한 일치는 반드시 필요한 것은 아니고, 대신에 제3 링크와 비틀림 링크가 서로 다른 위치에서 상기 외부 실린더에 연결될 수도 있다. 추가로, 도 1과 도 2의 상기 세미 레버식 랜딩기어는 상기 대차 빔을 각도적으로 정위시키기 위하여, 상기 다수의 링크 중의 적어도 하나에 위치하도록 된 대차 피치 작동시스템(40)을 구비할 수 있다. 상기 대차 피치 작동시스템의 하나의 실시예가 아래에서 자세히 설명될 것이지만, 상기 대차 피치 작동시스템은 많은 다른 형태의 실시예로 구현될 수 있고, 유압이나 전기 또는 공압 등으로 작동될 수 있는 많은 링크나, 레버, 선형 또는 회전식 작동장치를 구비할 수 있다. 이륙 동안에서와 같은, 하나의 작동 모드에서, 상기 대차 피치 작동시스템의 하나의 실시예는 상기 외부 실린더에 대하여 고정된 제1 관계에 있는 제3 선회점을 유지하도록 되어 있어서, 상기 대차 빔(18)의 전방 단부(18a)가, 이 작동 모드에서 상기 충격 지지부의 확장 동안에, 상기 대차 빔의 후방 단부(18b)에 대하여 상승되도록 한다. 상기 랜딩거어를 접은 상태로 비행하는 동안과 같은 다른 작동 모드에서는, 상기 대차 피치 작동시스템은 상기 외부 실린더에 대하여 고정된 제2 관계에서 상기 제3 선회점을 유지하도록 되어, 상기 대차 빔이 접힘 방향으로 항공기에 의해 위치될 수 있게 된다.

하나의 실시예에서, 제1, 제2 링크(30b, 30a)는 서로에 대하여 중심정렬에서 벗어난 방향(off-center orientation)으로 제한된 일정 범위의 각회전을 가진다. 이에 관하여, 상기 대차 빔(18)은 이륙 시에, 상기 제1, 제2 링크, 상기 충격 지지부(12) 및 상기 외부 실린더(14)에 대한 제3 선회점의 위치관계 사이에서 상기 중심정렬에서 벗어난 방향으로 제한된 피치를 가진다. 아래에서 설명되는 바와 같이, 제1, 제2 링크는 이 제1, 제2 링크의 상대적인 운동을 제한하기 위하여 각각의 정지부를 구비할 수 있다.

더욱 자세한 실시예에 따라, 세미 레버식 랜딩기어(10)가 도 3에 도시되었다. 이 세미 레버식 랜딩기어는 항공기의 동체로부터 아래로 연장되는 충격 지지부(12)를 구비한다. 앞에서 언급된 바와 같이, 상기 충격 지지부는 일반적으로 외부 실린더(14)와 내부 실린더(16)를 구비한다. 하나의 실시예에서, 상기 충격 지지부는 상대적으로 높은 압력으로 유지되는데, 예컨대 내부 실린더를 확장할 때는 약 2500 파운드 PSI(per square inch)의 질소압력을 가진다. 그러나 항공기가 지상에 있는 동안에, 랜딩기어에 작용하는 중량이 상기 충격 지지부가 놓이는 압력을 능가하여 충격 지지부는 도 3에 보인 바와 같이 압축된 위치로 유지된다. 도 3에 보인 바와 같이, 상기 세미 레버식 랜딩기어는 비틀림 링크(20)를 구비한다. 상기 비틀림 링크는 양단에서 상기 외부 실린더와 내부 실린더의 각각의 돌출부에 연결된 한 쌍의 링크를 구비한다. 이 실시예의 세미 레버식 랜딩기어는 또한 상기 충격 지지부의 원단부 즉 하단부에 선회가능하게 연결된 대차 빔(18)을 구비하여 상기 내부 실린더와 협력하여 수직으로 이동할 수 있도록 되어 있다. 상기 대차 빔은, 충격 지지부의 원단부 즉 하단부와 상기 대차 빔의 중간부를 통하여 연장하는 선회 핀에 의하여 상기 충격 지지부에 선회가능하게 연결된다.

상기 세미 레버식 랜딩기어(10)는 상기 대차 빔(18)을 각도적으로 정위시키도록 되어 있는 3 개 이상의 링크를 구비하는 세미 레버식 랜딩기어 구조를 구비한다. 상기 3 개 이상의 링크는 앞에서 설명한 제1, 제2 링크(30b, 30a)와 같은 1렬로 정렬되지 않는 한 쌍의 비정렬 링크(off-center links)와, 선회 링크와 같은 제3 링크(24)를 구비한다. 상기 비정렬 링크는 제1 선회핀인 제1 선회점(32)에서 상기 대차 빔에 연결되고, 제2 선회핀인 제2 선회점(31)에서 서로 연결되고, 제3 선회핀인 제3 선회점(28)에서 제3 링크(24)에 연결된다. 이와 관련하여, 상기 대차 빔은 전방 단부(18a)에 인접한 돌출부를 구비하고, 상기 비정렬 링크들은 상기 제1 선회점에 의해 상기 대차 빔의 돌출부에 연결된다. 상기 제3 링크는, 상기 제3 링크가 상기 한 쌍의 비정렬 링크에 선회가능하게 연결되는 제3 선회점과, 상기 제3 링크가 상기 충격 지지부의 외부 실린더(14)와 같은, 충격 지지부에 선회가능하게 연결되는 제4 선회핀인 제4 선회점(26) 사이에서 연장된다. 도 3에 보인 바와 같이, 예를 들어, 상기 제4 선회점은 또한 상기 비틀림 링크(20)의 하나를 상기 충격 지지부의 외부 실린더에 형성된 돌출부에 선회가능하게 연결하도록 한다. 그러나, 앞에서 설명한 바와 같이, 상기 제3 링크와 상기 비틀림 링크들은 상기 제4 선회점에 의해 상기 외부 실린더에 모두 선회가능하게 연결될 필요는 없고, 대신에, 상기 비틀림 링크들은 상기 제3 링크에 떨어진 어느 위치에서 외부 실린더에 선회가능하게 연결될 수도 있다.

도시된 실시예에서, 상기 한 쌍의 비정렬 링크는 세미 레버식 랜딩기어부(30)를 형성하는 제1, 제2 링크(30b, 30a)를 구비하고, 상기 랜딩기어부(30)는 제3 선회점(28)에서 상기 제3 링크(24)에 그리고 제1 선회점(32)에서 상기 대차 빔(18)에 연결될 수 있다. 이 실시예의 제2 링크는 제3 선회점에서 제3 링크에 그리고 제2 선회점(31)에서 제1 링크에 연결될 수 있다. 상기 제1 링크는 제2 선회점에서 제2 링크에 연결되고, 대차 빔의 전방 단부(18a)에 형성된 돌출부와 같은 제1 선회점에서 상기 대차 빔에 연결된다. 앞에서 설명한 바와 같이, 세미 레버식 랜딩기어 링크부는 스프링(34)과 같은 편향력 장치를 구비한다. 상기 스프링은 다른 실시예에서는 다르게 위치될 수 있지만 도 3에 도시된 실시예의 스프링은 제1 링크와 제2 링크 사이에 이어지고 연결된다. 상기 제1, 제2 링크가 온-센터(on-center) 또는 다르게 배열된 때에, 상기 스프링은 상기 제1, 제2 링크가 온-센터 또는 정렬된 관계에 있게 유지하도록 인장 스프링일 수 있으며, 제1, 제2 링크를 연장되게 한다. 다른 형태의 편향력 장치가 다른 실시예에서 사용될 수 있다.

상기 세미 레버식 랜딩기어 구조는 또한 한 쌍의 잠금링크를 구비할 수 있다. 한 쌍의 잠금링크는 제3 선회점(28)에서 제3 링크(24)와 세미 레버식 랜딩기어 링크부(30)에 연결되고, 제6 선회점(38)에서 상기 충격 지지부(12)에 연결된다. 이와 관련하여, 상기 충격 지지부는, 이 충격 지지부의 외부 실린더(14)에 형성된 돌출부와 같은 돌출부를 구비할 수 있으며, 상기 제6 선회점은 상기 돌출부와 각각의 잠금 링크를 통하여 연장된다. 도시된 실시예에서, 상기 한 쌍의 잠금링크는 제1 잠금링크(36a)와 제2 잠금링크(36b)를 구비한다. 제1 잠금링크는 제3 선회점에서 제3 링크와 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부에 연결되고, 제5 선회점(37)에서 제2 잠금링크에 연결된다. 제2 잠금링크는 제5 선회점에서 제1 잠금링크에 연결되고 제6 선회점에서 상기 충격 지지부에 연결될 수 있다.

상기 세미 레버식 랜딩기어 구조는, 또한 상기 충격 지지부(12)와 각각의 링크 사이로 연장되는 대차 피치 작동장치(40)와 같은, 대차 피치 작동 시스템을 구비할 수 있다. 예를 들어, 도시된 실시예에서, 상기 대차 피치 작동장치는 상기 충격 지지부와 각각의 잠금링크 사이에 연장된다. 이와 관련하여, 상기 대차 피치 작동장치는, 한쪽 단부에서, 핀과 같은 것을 통하여, 상기 충격 지지부의 외부 실린더와 같은, 충격 지지부에 형성된 돌출부에 연결되고, 다른 쪽 단부에서, 제1 잠금링크(36a)와 같은, 어느 잠금링크에 의해 형성된 돌출부에 연결될 수 있다. 이와 관련하여, 상기 대차 피치 작동장치는 상기 제3 선회점(28)과 제5 선회점(37) 사이의 제1 잠금링크의 중간 부분에 연결될 수 있다. 앞에 설명한 바와 같이, 상기 대차 피치 작동장치는 유압이나, 공압 또는 다른 동력원으로 작동될 수 있어서, 항공기가 공중에 있을 때, 상기 충격 지지부에 대하여 상기 대차 빔(18)을 적어도 부분적으로 위치시키기 위하여 내부 실린더(44)가 외부 실린더(42)에 대하여 제어가능하게 연장되거나 수축되거나 다르게 위치될 수 있도록 되어 있다. 전술한 바와 같이, 상기 대차 피치 작동 시스템은 본 발명의 다른 실시예에서 다르게 실시될 수 있다.

도 4에 보인 바와 같이, 세미 레버식 랜딩기어 구조는, 랜딩기어의 지령된 위치가 상승이냐 하강이냐에 따라, 랜딩기어가 적절히 기능하고 충분히 작동하느냐에 따라, 그리고 제3 선회점이 블럭 100-108에 도시된 것과 같이 제1 위치나 제2 위치에 있느냐에 따라 여러 작동 모드를 허용한다. 예를 들어, 도 4의 블럭 110에 보인 바와 같이, 정상적인 주행모드 동안에 충격 지지부(12)와 대차 피치 작동장치(40)는 주행위치(taxi position)에 있고 상기 충격 지지부는 블럭 112에 보인 바와 같이 압축된 상태에 있다. 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부(30)는 정상적인 주행작동 중에 대차 빔(18)이 블럭 114에 표시된 바와 같이 자유로이 선회할 수 있도록 허용되는 구조로 되어 있고, 도 4에 보인 바와 같이 수평 방향을 가질 수 있고, 도 5에 보인 바와 같이 대차 피치가 하강된 방향을 갖거나, 도 6에 보인 바와 같이 대차 피치 상승된 방향으로 가지도록 되어 있는 바와 같이, 항공기가 주행하는 지면과 충격 지지부 사이에 어느 정도 각도 변형을 수용할 수 있도록 되어 있다. 도 4 내지 도 6에 보인 바와 같이, 제3 선회점은 각각의 방향에서 동일한 제1 위치에 남아 있는데, 예를들어, 수평, 대차 피치 하강, 대차 피치 상승 방향으로 될 수 있고, 제1, 제2 링크(30a, 30b)의 열림과 닫힘의 결과로 대차 빔에 대해 허용된 선회운동의 범위를 제어할 수 있도록 되어 있다. 이와 관련하여, 상기 제1 제2 링크는 일반적으로 도 5에 보인 바와 같이 일반적으로 열리거나 연장되어 대차 빔의 전방 단부(18a)가 대차 빔의 후방 단부(18a)에 대하여, 대차 피치 하강상태로, 하강될 수 있도록 된다. 역으로, 제1, 제2 링크는, 대차 빔의 전방 단부(18a)가 대차 빔의 후방 단부(18a)에 대하여, 대차 피치 상승상태로, 상승시킬 수 있도록 도 6에 보인 바와 같이 예각을 형성하도록 접힐 수 있다. 제1, 제2 링크는 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크의 상대운동을 제한하기 위하여 각각의 잠금 정지부(50, 52)를 구비할 수 있다. 도 7에 보인 바와 같이, 예를들어, 제2 선회점(31)에 인접한 제1 링크의 단부는 잠금 정지부를 구비할 수 있고, 제2 링크의 중간부는 상응하는 잠금 정지부를 구비할 수 있다. 이와 같이, 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부는 도 5에 보인 바와 같이 열려 있고, 잠금 정지부가 결합될 것이고, 제2 링크의 잠금 정지부를 제1 링크의 상응하는 잠금 정지부와 접촉하도록 되어, 세미 레버식 랜딩기어 링크부의 열림을 제한하거나 방지할 수 있게 되고, 대차 빔의 후방 단부에 대하여 대차 빔의 전방 단부의 하강 운동을 상응하게 막을 수 있게 된다.

비슷하게, 제1, 제2 잠금링크(36a, 36b)는 이 제1, 제2 잠금링크의 상대운동을 제한하기 위하여 각각 잠금 정지부(54, 56)를 구비할 수 있다. 도 7에 보인 바와 같이, 상기 제2 잠금링크는 제5 선회점(37)에 인접한 제2 잠금링크의 단부에 잠금 정지부를 구비하고, 제1 잠금링크의 중간 부분에는 상응하는 잠금링크가 구비되어 있다. 한 쌍의 잠금링크가 개방될 때, 이 한 쌍의 잠금링크의 상응하는 잠금 정지부는 결합하여 물리적으로 서로 접촉하게 될 것이고, 상기 한 쌍의 잠금링크가 풀리거나 개방되는 것을 방지한다. 상기 한 쌍의 잠금링크와 상응하는 잠금 정지부는 다양한 형태로 구성될 수 있고, 한 쌍의 잠금링크는 잠금 정지부가 결합되는 때에 일직선으로 되거나 도 7에 보인 바와 같이 한 쌍의 잠금링크가 미리 정해진 만큼 일직선에서 벗어나 열린 때의 중심이 중첩된 구조로 될 수 있다. 도시된 실시예에서 실선으로 표시된 바와 같이, 예를들어, 상기 한 쌍의 잠금링크는 각각의 잠금 정지부가 결합되었을 때 내각이 약 175도를 형성한다. 비교를 위하여, 직선위치는 도 7에서 점선으로 표시되어 있다. 그러나, 상기 한 쌍의 잠금링크와 각각의 잠금 정지부는 다른 실시예에서 중심이 중첩되는 다른 각도를 형성할 수도 있다. 상기 한 쌍의 잠금링크를 중첩 중심위치로 구성함으로써, 상응하는 잠금 정지부가 결합되면 상기 한 쌍의 잠금링크는 압축하중이 작용하여도 풀림이 효과적으로 방지될 수 있다.

전술한 바와 같이, 상기 충격 정지부(12)는 비교적 높은 압력하에 유지된다. 도 4의 블럭 116에 보인 이륙모드에서, 항공기가 이륙 중에 활주로를 따라 가속할 때 날개와 다른 항공역학적 표면에 의하여 양력이 발생한다. 상기 양력은 랜딩기어(10)로부터 적어도 일부의 하중을 제거하여 감소된 하중은 상기 충격 지지부가 상대적으로 높은 압력에 의하여 연장하도록 한다. 도 4의 블럭 118를 본다. 이륙 중 항공기의 회전을 위해 추가의 최저 지상고를 확보하기 위하여 상기 세미 레버식 랜딩기어 구조의 한 실시예는 도 8의 발가락 들림 구조로 보인 바와 같이, 대차 빔의 후방단부(18b)에 대하여 상승된 위치로 대차 빔(18)의 전방단부(18a)를 위치시키는 구조로 되어 있다. 도 4의 블럭 120을 본다. 이와 관련하여 상기 세미 레버식 랜딩기어 구조는, 발생된 양력과 랜딩기어에 작용하는 상응하는 하중 감소에 반응하여 충격 지지부의 외부 실린더(14)에 대한 내부 실린더의 연장과 같이, 상기 충격 지지부(12)의 연장과 협력하도록 되어 있다. 상기 대차 피치 작동장치(40)가 수축된 위치에 있고 상기 제3 선회점이 이륙모드에서 제1 위치에 있기 때문에, 상기 제3 링크(24)와 상기 한 쌍의 잠금링크(36a, 36b)는, 상기 충격 지지부의 내부 실린더가 연장될 때 상기 충격 지지부의 외부 실린더에 대하여 동일한 고정위치에 유지된다. 그러나, 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부(30)는 상기 제1, 제2 링크(30b, 30a)의 각 잠금 정지부(50, 52)에 의해 허용된 정도만큼 개방된다. 상기 충격 지지부의 내부 실린더가 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부의 개방에 의해 수용되는 것보다 더 큰 거리로 연장될 때, 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부는, 상기 충격 지지부의 내부 실린더의 연장에 반응하여 대차 빔의 전방단부의 하부 이동을 제한하게 되어, 대차 빔의 후방단부는 대차 빔의 전방단부에 대하여 하강된다.

이륙 이후에, 상기 대차 빔(18)은 도 4의 블럭 124에 보인 바와 같이 충격 지지부가 연장된 상태로 발가락 들림 형태로 유지된다. 그러나, 랜딩기어(10)는 일반적으로 발가락 들림 상태로 바퀴집에 접혀 수납되지 않는다. 대신에, 대차 빔은 바퀴집에 수납되기 위하여 다른 형태로 재위치될 필요가 있다. 본 발명의 실시예에 따르면, 랜딩기어가 조종사에 의하여 지령될 때, 비행제어 시스템 등이 도 4의 블럭 122에 보인 바와 같이 수납 또는 접힘모드로 수축되고, 지령은 상응하게 대차 피치 작동장치(40)에 발령되어, 예컨대, 대차 피치 작동장치가 상기 외부 실린더(42)에 대하여 내부 실린더(44)를 연장시킴으로써 연장되도록 할 수 있다. 랜딩기어가 발가락 들림 상태와 발가락 내림 상태 사이의 중간 위치에 있는 도 9에 보 인 바와 같이, 대차 피치 작동장치의 연장은 상기 한 쌍의 잠금링크(36a, 36b)가 해제되어 서로 접히도록 한다.그러나, 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부의 스프링(34)과 같은 편향력 장치가 상기 제1, 제2 링크(30b, 30a)를 완전히 개방된 위치에 유지시킨다. 상기 대차 피치 작동장치의 연장은 제3 선회점이 제2 위치로 이동하게 하여 제3 링크(24)는 제4 선회점(26) 주위로 반시계방향으로 회전하게 하고, 상응하게 상기 대차 빔(18)은 대차 빔(18)을 상기 충격 지지부(12)에 연결하는 선회점 주위로 주위로 반시계방향으로 회전하게 하여 대차 빔의 전방단부(18a)가 대차 빔의 후방단부(18b)에 대하여 하강되도록 한다. 상기 대차 피치 작동장치의 추가의 연장은 상기 한 쌍의 잠금링크가 추가로 접히게 하여 더 작은 예각을 형성하도록 한다. 선회링크의 계속된 이동은 제1 잠금링크가 제3 선회점(28) 주위로 반시계 방향으로 회전하게 하고, 도 10에 보인 바와 같이, 제2 잠금링크는 제6 선회점(38) 주위로 시계방향으로 회전하게 한다.

대차 피치 작동장치(40)의 연장은 상기 한 쌍의 잠금링크(36a, 36b)가 완전히 개방 또는 연장된 위치에 잠겨질 때까지 계속된다. 전술한 바와 같이, 한 쌍의 잠금링크는 상기 제1, 제2 잠금링크의 상대 이동을 제한하기 위하여 각각 잠금 정지부(54, 56)을 구비할 수 있고, 도 11에 보인 바와 같이 완전히 개방된 또는 연장된 위치를 형성하게 된다. 이와 관련하여, 도 12는 상기 한 쌍의 잠금링크가 완전히 연장된 위치에 있는 것을 도시하고, 각각의 잠금 정지부는 완전히 연장된 위치를 형성하여 중심이 중첩되게 한다. 상기 대차 피치 작동 시스템을 상기 충격 지지부(12)와 한 쌍의 잠금링크에 대하여 적절히 부착함으로써, 단일의 대차 피치 작동장치와 같은 하나의 대차 피치 작동 시스템이, 상승 및 잠금 위치와 하강 및 잠금위치 사이에서 상기 세미 레버식 랜딩기어 구조의 잔여부를 효율적으로 이동시킬 수 있다. 추가로, 상기 제3 선회점(28)에 대한 하중은 제3 링크(24)와 한 쌍의 잠금링크에 의해 생성된 트러스(truss)를 통해 상기 충격 지지부의 외부 실린더(14)로 분포되어 상기 대차 피치 작동 시스템이 하중 경로에 놓이지 않게 된다. 일단 완전히 연장되면, 상기 랜딩기어(10)는 접힘 위치로 되어 대차 빔의 전방단부(18a)는 대차 빔의 후방단부(18b)에 대하여 하강된 위치에 놓이게 된다. 도 14의 블럭 126에 보인 접힘 위치에 놓이면, 랜딩기어는 비행 동안에 수축되어 바퀴집에 수납된다.

비행기의 착륙 전과 같은 랜딩기어의 연장은, 제3 선회점의 제1 위치로의 복귀를 포함하여 랜딩기어(10)의 수축과 관련하여 설명한 작동과정의 역순으로 수행된다. 이와 관련하여, 랜딩기어가 바퀴집에서 나오고 상기 충격 지지부(12)가 연장되면, 상기 대차 피치 작동장치(40)와 같은 대차 피치 작동시스템은 도 8에 보인 바와 같이, 랜딩기어를 발가락 들림 위치로 복귀시키기 위하여 수축된다. 도 4의 블럭 128, 130 및 132를 참조한다. 다르게는, 상기 대차 피치 작동 시스템은 단지 부분적으로만 수축되어, 예컨대 상기 대차 피치 작동장치의 내부 실린더(44)가 대차 피치 작동장치의 외부 실린더에 대하여, 완전히 연장된 위치와 완전히 수축된 위치 사이의 중간위치를 갖도록 한다. 이 실시예에서는, 대차 빔의 전방단부(18a)는 대차 빔의 후방단부(18b)에 대하여 상승될 수 있으나, 도 8의 발가락 들림 구조와 같은 각도까지는 아니다. 상기 대차 피치 작동 시스템을 부분적으로만 수축시킴으로써, 상기 대차 피치 작동 시스템은 착륙 때 대차 피치 완충기로 작용할 수 있다.

다른 실시예에서, 상기 세미 레버식 랜딩기어(10)는, 도 4의 블럭 134에 보인 것처럼, 이 랜딩기어가 정상적으로 작동하지 않는, 충분히 작동하지 않는 순간에 별도의 연장 착륙(extension landing)을 지지할 수 있다. 이와 관련하여, 상기 랜딩기어는 어떤 상황에서는 동력없이 연장될 수 있다. 예를 들어, 별도의 연장 착륙 시스템은 랜딩기어를 해제하기 위한 정밀한 배터리와, 랜딩기어가 수납된 바퀴집의 도어에 관련된 잠금부를 구비할 수 있다. 랜딩기어는 중력에 의하여 연장되고 충격 지지부(12)는 도 4의 블럭 136에 보인 바와 같이 연장되며, 그러나 이 별도의 연장 착륙 시스템은 발가락 내림 접힘 위치에서 발가락 올림 착륙 위치로 랜딩기어를 재위치시키기에 충분한 동력은 가지지 않는다. 이 실시예에서, 상기 세미 레버식 랜딩기어는 상기 세미 레버식 랜딩기어 구조를 후방 구동하도록 되어 있고 상기 한 쌍의 잠금링크(36a, 36b)를 해제하도록 되어 있어서, 별도의 연장 착륙 발생시 세미 레버식 랜딩기어에 손상이 가지 않도록 한다. 별도의 연장 착륙에 있어서, 랜딩기어는 바퀴집에서 펼쳐지나 접힘 구조 또는 발가락 내림 구조인 채로 남아 있고, 도 11에 보인 바와 같이, 대차 피치 작동 시스템은 연장되고 상기 제3 선회점은 제2 위치에 있다. 도 4의 블럭 138을 보라. 지면에 접촉하고, 대차 빔(18)의 전방단부(18a)에 이송되는 타이어(22a)에 수직 방향력이 작용하면, 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부는 도 13에 보인 바와 같이 접혀진다. 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부의 접힘은 도 14에 보인 바와 같이, 제2 링크(30a)의 정지부(60)가 상응하는 제1 잠금링크(36a)의 정지부(62)에 접촉할 때까지 계속된다. 도 15에 보인 바와 같이, 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부는 상기 한 쌍의 잠금링크가 해제되어 접히게 한다. 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부는, 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부가, 상기 제1, 제2 링크에 형성된 상응하는 정지부에 의해 정해지는 최소 접힘 각도에 도달할 때까지 계속 접히게 된다. 이와 관련하여, 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부는 상기 제2 링크와 상기 대차 피치 작동장치와 같은 대차 피치 작동 시스템 사이의 충돌을 방지하기 위하여 최소 접힘 각도를 정하도록 되어 있다. 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부가 상기 최소 접힘 각도에 도달하면, 상기 제2 링크와 상기 제1 잠금링크의 정지부는, 도 16에 보인 바와 같이, 상기 제3 링크를 시계방향으로 회전하게 하는 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부에 의해 제3 링크에 작용된 힘의 결과로, 결합이 풀리거나 해제된다. 이어서 상기 한 쌍의 잠금링크는, 예컨대 대차 피치 작동장치의 내부 실린더(44)가 외부 실린더(42) 내에서 수축되게 하기 위하여 상기 대차 피치 작동 시스템을 후방구동하게 하는 상기 선회링크의 시계방향 운동에 의하여 구동된다. 이 과정은 도 17에 보인 위치가 도달되어 항공기가 지면에 착륙할 때까지 계속된다. 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부는, 도 8에 보인 바와 같이 다음의 이륙 준비를 위해, 상기 대차 피치 작동 시스템이 추가로 수축되어, 상기 한 쌍의 잠금링크를 개방시켜 완전히 열림위치 또는 연장된 위치에 잠겨지게 하는, 유압이 이 시스템에 회복될 때까지 그 위치에 유지될 것이다.

전술한 바와 같이, 본 발명에 따른 실시예의 상기 세미 레버식 랜딩기어(10)는 이륙 시에는 자동으로 잠기도록 되고 착륙시에는 자동으로 해제되도록 효율적이다. 하나의 실시예의 상기 세미 레버식 랜딩기어는 또한 하나의 대차 피치 작동장치(40)로 이륙 위치로부터 접힘 위치로 대차 빔(18)을 효율적으로 재위치시킬 수 있어서 안 그렇다면 랜딩기어의 복작성이나 무게 및 비용을 증가시키게 되는 추가의 시스템에 대한 필요성을 제거시킨다. 더욱이, 하나의 실시예의 상기 세미 레버식 랜딩기어는 상기 대차 피치 작동 시스템의 크기나 복잡성을 줄이기 위하여, 상기 세미 레버식 랜딩기어 하중 경로로부터 상기 대차 피치 작동 시스템을 제외시킨다. 본 발명에 따른 실시예의 상기 세미 레버식 랜딩기어는 상기 작동 시스템을 활용하여 상기 랜딩기어를 이륙 위치에 위치시킬 수 있고, 마찬가지로 바퀴집에 수납하기 위하여 발가락 내림 상태로 접힘 위치에 위치시킬 수 있다.

당업계에서 숙련된 자라면, 여기 설명된 본 발명의 많은 변형례와 다른 실시예를 착상할 수 있고 이는 앞에서 자세히 설명한 것과 첨부하는 도면으로 제시된 본 발명의 개시사항에 속하는 것이다. 따라서, 본 발명은 여기에 예시되고 설명된 특정한 실시예에 한정되는 것이 아님을 이해하여야 할 것이며, 변형례나 다른 실시예는 첨부된 특허청구범위에 속하는 것임을 이해하여야 할 것이다. 예를들어, 도 18은 3개의 액슬을 구비하는 세미 레버식 랜딩기어의 다른 실시예를 나타낸다. 비록 세미 레버식 랜딩기어의 많은 요소가 앞에서 설명한 바와 같이 구조나, 결합 및 기능에서 동일하나, 도 18의 세미 레버 랜딩기어의 몇 가지 부분은 변형되어 있다. 이와 관련하여, 상기 제3 링크(24)는 상기 충격 지지부(12)에 선회가능하게 연결되어 있지만, 이 실시예의 제3 링크는, 상기 충격 지지부의 외부 실린더(14)와 같은 충격 지지부에 연결된 돌출부(60)에 선회가능하게 연결되어 있다. 상기 돌출부(60)는 제6 선회점(38) 위에 위치되고 제4 선회점(26)으로부터 이격되어 있으며, 제4 선회점(26)에 의해 비틀림 링크(20)가 상기 충격 지지부에 선회가능하게 연결된다. 또한, 도 18의 실시예의 상기 대차 피치 작동 시스템(40)은 제5 선회점(37)에서 상기 한 쌍의 잠금링크에 선회가능하게 연결되어 있는데, 이는 앞에서 설명된 실시예에서 제3 선회점(28)과 제5 선회점(37)의 제1 잠금링크의 중간에 선회가능하게 연결되는 것과 반대이다. 게다가, 상기 세미 레버식 랜딩기어 링크부의 스프링(34)과 같은 편향력 장치는 앞에서 설명된 것과 다르게 위치되는데, 즉, 스프링은 제1 링크(30b)의 중간부와 대차 빔(18)의 전방단부(18a)에 형성된 돌출부 사이에 연장된다. 따라서, 여기에 특정한 용어가 채용되어도, 정성적인 그리고 설명적인 의미로 사용된 것이지 한정할 목적으로 사용된 것이 아님을 밝혀둔다.

10: 랜딩 기어 12: 충격 지지부
14: 외부 실린더 16: 내부 실린더
18: 대차 빔 18a: 전방단부
18b: 후방단부 20: 비틀림 링크

Claims

내부 실린더(16) 및 외부 실린더(14)를 구비하는 충격 지지부(12);와
상기 충격 지지부(12)의 상기 내부 실린더(16)에 선회가능하게 연결된 대차 빔(18);
상기 대차 빔(18)에 제1 선회점(32)에서 연결되는 제1 링크(30b);
상기 제1 링크(30b)에 제2 선회점(31)에서 연결되는 제2 링크(30a);
상기 제2 링크(30a)에 제3 선회점(28)에서 연결되고 제4 선회점(26)에서 상기 외부 실린더(14)에 연결되는 제3 링크(24); 및
상기 제3 선회점(28)에 작동가능하게 연결되고 상기 제3 선회점(28)을 제1 위치와 제2 위치 중의 어느 하나에 위치시키도록 된 대차 피치 작동시스템(40);을 구비하여 이루어지는 세미 레버식 랜딩기어.
제1항에 있어서, 상기 대차 피치 작동시스템(40)은, 상기 제3 선회점(28)이 상기 외부 실린더(14)에 대하여 고정된 제1 관계를 가지고, 상기 충격 지지부(12)의 확장 중에, 상기 대차 빔(18)의 후방 단부(18b)에 대하여 상기 대차 빔(18)의 전방 단부(18a)의 상승을 허용하는 제1 위치에 제3 선회점(28)을 유지시키도록 되어 있는 세미 레버식 랜딩기어.
제1항에 있어서, 상기 대차 피치 작동시스템(40)은, 상기 제3 선회점(28)이 상기 외부 실린더(14)에 대하여 고정된 제2 관계를 가지고, 상기 대차 빔(18)을 접힘 방향(stow orientation)으로 허용하는 제2 위치에 제3 선회점(28)을 유지시키도록 되어 있는 세미 레버식 랜딩기어.
제1항에 있어서, 상기 제1, 제2 링크(30b, 30a)는 중심정렬에서 벗어난 방향(off-center orientation)으로 제한된, 서로에 대하여 각회전의 범위를 가지도록 되어 있는 세미 레버식 랜딩기어.
제1항에 있어서, 상기 제1, 제2 링크(30b, 30a)는 이 제1, 제2 링크의 상대 운동을 제한하기 위해 각각의 정지부(50, 52)를 구비하는 세미 레버식 랜딩기어.
제1항에 있어서, 상기 제1, 제2 링크(30b, 30a) 사이에서 연장하는 하나 이상의 편향력 장치를 추가로 구비하는 세미 레버식 랜딩기어.
충격 지지부(12)와 대차 빔(18) 및 대차 피치 작동시스템(40) 사이에 작동가능하게 연결된 다수의 링크를 구비하는 세미 레버식 랜딩기어 구조를 제공하는 단계;
비행기가 이륙 중에 있을 때 상기 대차 피치 작동시스템(40)을 이륙 위치에 있도록 함으로써 대차 빔(18)의 후방 단부(18b)에 대하여 대차 빔(18)의 전방 단부(18a)를 상승된 위치로 위치시키는 단계;
비행기가 이륙 후 공중에 있을 때 랜딩기어의 접힘 또는 수축을 촉진하기 위하여 상기 대차 피치 작동시스템(40)을 접힘 위치에 있도록 함으로써 대차 빔(18)의 후방 단부(18b)에 대하여 대차 빔의 전방 단부(18a)를 하강된 위치로 위치시키는 단계;를 포함하여 이루어지는 비행기의 랜딩기어의 대차 빔을 위치시키는 방법.
제7항에 있어서, 상기 다수의 링크가 세미 레버식 랜딩기어 구조와 한 쌍의 잠금링크를 구비하고, 상기 대차 빔(18)의 후방 단부(18b)에 대하여 대차 빔(18)의 전방 단부(18a)를 상승된 위치에 위치시키는 단계는, 상기 세미 레버식 랜딩기어 구조와 상기 한 쌍의 잠금링크를 그 사이가 예각을 형성하도록 하여 상기 대차 빔(18)을 향하여 열려지도록 위치시키는 단계를 포함하고, 상기 대차 빔(18)의 후방 단부(18b)에 대하여 대차 빔(18)의 전방 단부(18a)를 하강된 위치에 위치시키는 단계는, 상기 세미 레버식 랜딩기어 구조와 상기 한 쌍의 잠금링크를 그 사이가 둔각을 형성하도록 하여 상기 대차 빔(18)을 향하여 열려지도록 위치시키는 단계를 포함하는 비행기의 랜딩기어의 대차 빔을 위치시키는 방법.
제7항에 있어서, 상기 대차 빔(18)의 후방 단부(18b)에 대하여 대차 빔(18)의 전방 단부(18a)가 하강된 위치에 있는 동안, 상기 대차 빔의 전방 단부(18a)에 작용하는 힘에 반응하여 상기 대차 빔(18)의 후방 단부(18b)에 대하여 대차 빔(18)의 전방 단부(18a)가 상승하도록, 상기 다수의 링크들이 접히도록 하는 단계를 추가로 포함하는 비행기의 랜딩기어의 대차 빔을 위치시키는 방법.
제8항에 있어서, 상기 대차 빔(18)이 대차 빔(18)의 후방 단부(18b)에 대하여 대차 빔(18)의 전방 단부(18a)가 상승된 위치에 있는 착륙 위치로부터, 대차 빔(18)의 후방 단부(18b)에 대하여 대차 빔(18)의 전방 단부(18a)가 하강된 위치에 있는 접힘 위치로 재위치될 때 상기 세미 레버식 랜딩기어 구조를 확장된 위치에 유지하는 단계를 추가로 포함하는 비행기의 랜딩기어의 대차 빔을 위치시키는 방법.