KR20190023400A - Steerimg device of landing gear of airplane and torsional coil spring setting method thereof - Google Patents
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Abstract
Description
본 발명은 항공기 착륙장치의 조향장치에 대한 것으로서, 보다 구체적으로 항공기 이륙후에 센터링 작용이 용이하게 이루어지는 착륙장치의 조향장치에 대한 것이다.BACKGROUND OF THE
항공기 착륙장치의 조향장치는 지상에서 운행 시에 항공기의 조향을 담당하는 조향작용과 항공기 이륙 후 착륙장치가 동체 내부에 인입될 때 휠이 전방 정렬이 되게 하는 센터링 작용을 모두 할 수 있도록 설계된다.The steering device of the aircraft landing gear is designed so that it can perform both the steering action for steering the aircraft when it is running on the ground and the centering action for the wheel to be forward aligned when the landing gear after the takeoff is taken into the fuselage.
이와 같이 조향 및 센터링 작용을 하는 항공기 착륙장치의 조향장치에 대해 한국공개특허 제10-2006-0119328호에 개시되어 있다.A steering apparatus for an aircraft landing gear having steering and centering functions is disclosed in Korean Patent Laid-Open No. 10-2006-0119328.
항공기 착륙장치의 조향장치는 도 5 에 도시된 바와 같이, 항공기 동체(미도시)에 설치되는 실린더 조립체(10)와, 상기 실린더 조립체(10)의 하방에 설치되는 피스톤 조립체(20)로 이루어진다.As shown in FIG. 5, the steering apparatus of the aircraft landing gear includes a
실린더 조립체(10)는 항공기에 고정되는 실린더 하우징(11)과 상기 실린더 하우징(11)의 중앙에서 하방으로 연장되어 형성되는 실린더(12)로 이루어진다.The
한편, 피스톤 조립체(20)는 상기 실린더(12)의 내부로 삽입되는 피스톤(21)과 상기 피스톤(21)의 하부에서 설치되며 타이어(30)가 설치되는 휠 고정부(22)로 이루어진다.The
도 6 에 도시된 바와 같이 항공기 착륙장치의 조향장치에서 실린더(12)로는 계속적으로 가스가 공급되며 이러한 가스에 의해 피스톤(21)은 계속 하방으로 압력을 받는 작용을 하게 된다.As shown in FIG. 6, the gas is continuously supplied to the
항공기가 지상에서 운행중에는 가압된 피스톤(21)에 의해 타어어(30)가 지면에 의해 반력을 받는 상태를 유지하게 된다.During operation of the aircraft on the ground, the
항공기가 이륙하게 되면 지면의 반력이 소멸되므로 피스톤(21)은 하방으로 연장하게 된다.When the aircraft takes off, the reaction force of the ground disappears, so that the
이때, 피스톤(21)의 상단에 설치된 상부 캠(21a)과, 실린더(12)의 하단에 설치된 하부 캠(12a)의 작용에 의해 회전되었던 피스톤 조립체(20)가 자동으로 회전하면서 타이어(30)가 정면으로 정렬되는 센터링 작용을 하게 된다.At this time, the
이와 같은 센터링 작용이 원활하게 이루어지기 위해서는 피스톤 조립체(20)가 아무런 방해를 받지 않고 상부 캠(21a) 및 하부 캠(12a)의 작용에 자연적으로 회전하여 정렬위치로 회전하여야 한다.In order to smoothly perform such a centering action, the
그런데, 피스톤 조립체(20)는 토크 링크(30)를 통해 커프(40)에 연결되며, 커프(40)에는 전자기식 조향작동기(50)가 설치되어 있는데, 항공기가 이륙하게 되면 전자기식 조향작동기(50)에는 더 이상 전력이 공급되지 않는다.The
따라서, 조향작동기(50)에 연결된 액추에이터(51)의 작동이 원활하지 않게 되므로 피스톤 조립체(20)의 회전운동에 방해가 되어 센터링 작용이 원활하게 이루어지지 않는 문제점이 존재하게 된다.Therefore, the operation of the
이러한 문제점을 해결하기 위한 가장 용이한 해결 방법은 실린더(12) 내부의 가스 압력(가스 충진 압력)을 증가시키는 것이다. The easiest solution to solve this problem is to increase the gas pressure (gas filling pressure) inside the
하지만 가스 충진 압력을 증가시키게 되면 전반적인 완충기 완충 성능/특성에 변화가 발생한다. However, increasing the gas filling pressure causes a change in the overall buffer buffer performance / characteristics.
가스 충진 압력에 대한 완충 성능 변화민감도가 작은 착륙장치의 경우 문제가 되지 않으나, 경량 항공기용 착륙장치와 같이 민감도가 큰 착륙장치 경우에는 가스 충진 압력 증가가 완충 요구 성능 불만족으로 이어져 전반적인 착륙장치 개발 일정을 지연시키는 원인이 될 수 있다.In the case of a landing gear with a high sensitivity, such as a lightweight aircraft landing gear, the increase in the gas filling pressure leads to unsatisfactory performance of the buffering demand, and the overall landing gear development schedule Lt; / RTI >
물론 가스 충진 압력 증가 외에 별도의 센터링 기구를 추가 장착하는 방법들이 적용되고 있으나 기존 센터링 기구들은 과도한 중량, 추가 장착 공간 필요 등의 문제로 상세 설계가 완료된 시점 이후에는 현실적으로 적용 불가능하다. In addition to increasing the gas filling pressure, additional centering mechanisms have been applied, but conventional centering mechanisms are not practically applicable after the detailed design has been completed due to excessive weight and the need for additional mounting space.
특히 전자기식 조향작동기가 장착된 착륙장치의 센터링 가능 여부는 상세 설계이후 시험 단계에서 판정되는 경우가 많다. Especially, the possibility of centering the landing gear equipped with the electromagnetic steering actuator is often judged in the test stage after the detailed design.
따라서 착륙장치 상세 설계 이후 단계에서 가스 충진 압력 증가가 불가능한 상황에서 착륙장치 센터링에 문제 발생 시, 중량 증가 및 필요 공간 최소화할 수 있는 방법이 절실히 요구되고 있는 실정이다.Therefore, there is a desperate need for a method of increasing the weight and minimizing the space required when centering of the landing gear occurs when the gas filling pressure can not be increased after the detailed design of the landing gear.
본 발명은 간단한 장치의 개선만으로도 착륙장치의 조향장치에서 센터링 작업을 확보할 수 있는 항공기 착륙장치의 조향장치를 제공하는 것을 기술적 과제로 한다.The present invention provides a steering apparatus for an aircraft landing gear capable of securing a centering operation in a steering apparatus of a landing apparatus by only improving a simple apparatus.
본 발명은 전술한 기술적 과제를 달성하기 위해, 항공기 착륙장치의 조향장치로서, 항공기 동체에 설치되며 실린더를 포함하는 실린더 조립체와, 상기 실린더 조립체의 하방에서 회전가능하게 설치되는 커프와, 상기 커프에 설치되는 조향작동기와, 상기 실린더 조립체의 하방에 설치되며 일측에는 상기 실린더의 내부에 삽입되는 피스톤을 구비하며 타측에는 착륙장치용 타이어가 설치되는 피스톤 조립체와, 상기 커프에 일단이 회전가능하게 연결되는 상부 토크 링크와, 상기 상부 토크 링크의 타단에 일단이 회전가능하게 연결되고 타단이 상기 피스톤 조립체에 회전가능하게 연결되는 하부 토크 링크로 이루어지며, 상기 상부 토크 링크 및 하부 토크 링크에는 벌어진 상태에서 상기 상부 토크 링크는 하방으로 회전하고 상기 하부 토크 링크는 상방으로 회전하도록 탄성부재가 설치되어 있는 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above object, the present invention provides a steering apparatus for an aircraft landing gear, comprising: a cylinder assembly installed in an aircraft body and including a cylinder; a cuff rotatably installed below the cylinder assembly; A piston assembly which is installed below the cylinder assembly and has a piston inserted into the cylinder at one side thereof and a tire for a landing gear at the other side thereof; a piston assembly rotatably connected at one end to the cuff; And a lower torque link having one end rotatably connected to the other end of the upper torque link and the other end rotatably connected to the piston assembly, wherein the upper torque link is rotatably connected to the upper torque link, The torque link rotates downward and the lower torque link rotates upward And an elastic member is provided so as to rotate by a predetermined angle.
본 발명의 항공기 착륙장치의 조향장치에서, 상기 상부 토크 링크의 일단에서 내부에 종방향으로 토크 링크 관통홀을 구비하도록 형성된 하부 보스부와, 상기 커프에 내부에 커프 보스부 종 관통홀을 구비하도록 형성된 커프 보스부를 관통하여 토크 링크 핀이 삽입되어 체결되고, 상기 하부 토크 링크의 일단에서 내부에 종방향으로 토크 링크 관통홀을 구비하도록 형성된 하부 보스부와, 상기 피스톤 조립체의 내부에 피스토 보스부 관통홀을 구비하도록 형성된 피스톤 보스부를 관통하여 토크 링크 핀이 삽입되어 체결되며, 상기 상부 토크 링크의 상부 보스부 및 상기 하부 토크 링크의 상부 보스부가 서로 체결핀에 의해 힌지결합되는 것을 특징으로 한다.In the steering apparatus for an aircraft landing gear according to the present invention, a lower boss portion formed at one end of the upper torque link so as to have a torque link through hole in the longitudinal direction thereof, and a cuff boss portion through hole in the cuff A lower boss portion penetrating through the formed cuff boss portion to be inserted into and engaged with the torque link pin, the lower boss portion being formed at one end of the lower torque link so as to have a torque link through hole in the longitudinal direction thereof, The upper boss portion of the upper torque link and the upper boss portion of the lower torque link are hinged to each other by the fastening pin.
본 발명의 항공기 착륙장치의 조향장치에서, 상기 탄성부재는 비틀림 코일 스프링으로 이루어지는 것을 특징으로 한다.In the steering apparatus for an aircraft landing gear according to the present invention, the elastic member is formed by a torsion coil spring.
본 발명의 항공기 착륙장치의 조향장치에서, 상기 비틀림 코일 스프링은, 스프링 강선이 감겨진 권취부와, 상기 권취부의 일단에서 상기 권취부와 수평방향 직선으로 형성되는 수평 단부와, 상기 권취부의 타단에서 상기 권취부와 수직방향 직선으로 형성되는 수직단부로 이루어지는 것을 특징으로 한다.In the steering apparatus for an aircraft landing gear according to the present invention, the torsion coil spring includes a winding wire portion wound with a spring steel wire, a horizontal end portion formed in a horizontal straight line with the winding portion at one end of the winding portion, And a vertical end portion formed at the other end in a straight line perpendicular to the winding portion.
본 발명의 항공기 착륙장치의 조향장치에서, 상기 토크 링크 핀의 양 단부에는 단부가 개방되는 형상을 가지는 스프링 고정홀이 형성되며, 상기 수평단부가 상기 스프링 고정홀에 고정되는 것을 특징으로 한다.In the steering apparatus for an aircraft landing gear according to the present invention, both end portions of the torque link pin are formed with spring fixing holes having open ends, and the horizontal end portions are fixed to the spring fixing holes.
본 발명의 항공기 착륙장치의 조향장치에서, 상기 상부 토크 링크 및 하부 토크 링크의 하부 보스부의 관통홀 둘레에는 스프링 고정홈이 형성되고, 상기 수직단부가 상기 스프링 고정홈에 고정되는 것을 특징으로 한다.In the steering apparatus for an aircraft landing gear according to the present invention, a spring fixing groove is formed around the through hole of the lower boss portion of the upper torque link and the lower torque link, and the vertical end is fixed to the spring fixing groove.
본 발명의 항공기 착륙장치의 조향장치에서, 상기 스프링 고정홈은 상기 관통홀의 둘레로 간격을 두고 복수 개로 형성되는 것을 특징으로 한다.In the steering apparatus for an aircraft landing gear according to the present invention, the spring fixing grooves are formed at a plurality of intervals around the through holes.
본 발명의 항공기 착륙장치의 조향장치에서, 상기 커프 보스부에 횡방향으로 형성된 커프 보스부 횡 체결홈 및 상기 상부 토크 링크의 하부 보스부에 삽입되는 토크 링크 핀에 횡방향으로 형성된 체결부재 관통홈으로 체결부재가 삽입되어 체결되며, 상기 피스톤 보스부에 횡방향으로 형성된 피스톤 보스부 횡 체결홈 및 상기 하부 토크 링크에 하부 보스부에 삽입되는 토트 링크 핀에 횡바향으로 형성된 체결부재 관통홈으로 체결부재가 삽입되어 체결되는 것을 특징으로 한다.In the steering apparatus for an aircraft landing gear according to the present invention, a cuff boss portion transverse engagement groove formed transversely to the cuff boss portion and a fastening member through-groove formed in a transverse direction on a torque link pin inserted into a lower boss portion of the upper torque link A piston boss portion transverse engagement groove formed transversely to the piston boss portion, and a fastening member engagement groove formed in the transverse boss in the toot link pin inserted into the lower boss portion in the lower torque link, And a member is inserted and fastened.
본 발명의 항공기 착륙장치의 조향장치에서, 상기 상부 토크 링크 및 하부 토크 링크의 하부 보스부에 횡방향으로 형성된 안내홀 및 상기 토크 링크 핀의 단부에 횡방향으로 형성된 안내홈을 안내핀이 관통하여 삽입되어 체결되는 것을 특징으로 한다.In the steering apparatus for an aircraft landing gear according to the present invention, guide pins formed in the lateral direction at the end portions of the torque link pins and the guide holes formed in the lower boss portions of the upper torque link and the lower torque link in a transverse direction, And is inserted and fastened.
본 발명의 항공기 착륙장치의 조향장치에서, 상기 조향작동기는 전자기식 조향작동기로 이루어지는 것을 특징으로 한다.In the steering apparatus for an aircraft landing gear according to the present invention, the steering actuator is characterized by comprising an electromagnetic steering actuator.
본 발명의 항공기 착륙장치의 조향장치에서 비틀림 코일스프링을 장력을 셋팅하는 방법으로서, 상기 상부 토크 링크 및 하부 토크 링크가 펼쳐진 상태에서 상기 토크 링크 핀에 고정된 상기 비틀림 코일스프링에 장력이 발생하지 않게 셋팅함으로써, 상기 상부 토크 링크 및 하부 토크 링크가 접혀진 상태에서는 상기 상부 토크 링크는 하방으로 회전하고 상기 하부 토크 링크는 상방으로 회전하도록 탄성력이 인가된 상태가 되게 하는 것을 특징으로 한다.A method of setting a tension of a torsion coil spring in a steering apparatus of an aircraft landing gear according to the present invention is characterized in that tension is applied to the torsion coil spring fixed to the torque link pin in a state in which the upper torque link and the lower torque link are unfolded So that the upper torque link rotates downward and the lower torque link rotates upward when the upper torque link and the lower torque link are folded.
본 발명의 비틀림 코일스프링 장력 셋팅방법에서, 상기 상부 토크 링크 및 하부 토크 링크가 접혀진 상태에서 비틀림 코일 스프링의 반발력은 상기 전자기식 조향작동기에 전원이 공급되지 않은 상태에서의 작동부의 저항력보다 크게 셋팅되는 것을 특징으로 한다.In the torsion coil spring tension setting method of the present invention, the repulsive force of the torsion coil spring in the state in which the upper torque link and the lower torque link are folded is set to be larger than the resistance force of the operating portion in the state that power is not supplied to the electromagnetic steering actuator .
본 발명은 항공기 착륙장치의 조향장치의 상세 설계 이후 단계에서 가스 충진 압력 증가가 불가능한 상황에서 착륙장치 센터링에 문제 발생 시, 별도의 설계변경없이 중량 증가를 방지하면서 최소 공간만으로 센터링 작용을 확보할 수 있는 효과를 가진다.In the present invention, when there is a problem in the centering of the landing gear in the situation where the gas filling pressure can not be increased after the detailed designing of the steering apparatus of the aircraft landing gear, the centering action can be secured only by the minimum space It has an effect.
도 1 은 항공기 착륙장치의 조향장치의 일 실시예에서 전체 장치를 도시하는 도면이다.
도 2 는 항공기 착륙장치의 조향장치의 일 실시예에서 전체 장치의 분해 사시도이다.
도 3 은 항공기 착륙장치의 조향장치의 일 실시예에서 토크 링크가 체결된 상태를 도시하는 도면이다.
도 4 은 항공기 착륙장치의 조향장치의 일 실시예의 작동상태를 도시하는 도면이다.
도 5 은 종래 기술의 항공기 착륙장치의 조향장치를 도시하는 도면이다.
도 6 은 종래 기술의 항공기 착륙장치의 조향장치의 작동상태를 도시하는 면이다.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a diagram showing an entire apparatus in an embodiment of a steering apparatus of an aircraft landing gear; FIG.
2 is an exploded perspective view of the entire apparatus in one embodiment of a steering apparatus for an aircraft landing gear.
3 is a view showing a state in which a torque link is engaged in an embodiment of a steering apparatus of an aircraft landing gear.
4 is a diagram showing an operating state of an embodiment of a steering apparatus of an aircraft landing gear;
5 is a diagram showing a steering apparatus of an aircraft landing gear of the prior art.
6 is a view showing an operating state of the steering apparatus of the aircraft landing gear of the prior art.
이하, 도면을 참조하여 본 발명의 일 실시예에 대해 설명한다.Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
도 1 은 항공기 착륙장치의 조향장치의 일 실시예에서 전체 장치를 도시하는 도면이다. 도 2 는 항공기 착륙장치의 조향장치의 일 실시예에서 전체 장치의 분해 사시도이다.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a diagram showing an entire apparatus in an embodiment of a steering apparatus of an aircraft landing gear; FIG. 2 is an exploded perspective view of the entire apparatus in one embodiment of a steering apparatus for an aircraft landing gear.
본 발명의 항공기 착륙장치의 조향장치(10)는, 항공기 동체(미도시)에 설치되는 실린더 조립체(100)와, 상기 실린더 조립체(100)의 하방에 설치되는 커프(200)와, 상기 커프(200)에 연결되는 조향작동기(300)와, 상기 조향작동기(300)의 하방에 설치되며 하부에 착륙장치용 타이어(600)가 설치되는 피스톤 조립체(400)와, 상기 실린더 조립체(100)에 일방이 설치되고 타방이 상기 피스톤 조립체(400)에 설치되는 토크 링크부(500)로 이루어진다.A
실린더 조립체(100)는 종래기술의 실린더 조립체(10)와 동일하게 항공기 동체에 고정되는 실린더 하우징(110)과 상기 실린더 하우징(110)의 중앙에서 하방으로 연장되어 형성되는 실린더(120)로 이루어진다.The
실린더 하우징(110)의 상부에는 실린더(120)로 공급되는 가스 유입구(111)가 형성되며, 하부에는 커프(200)와의 조립을 위한 허브(112)가 형성되어 있다.A
한편, 실린더(120)의 하부 단부에는 하부 캠(130)이 설치된다.On the other hand, a
커프(200)는 대략 중공형상으로 형성되며 상기 허브(112)와 회전가능하게 체결되는 중공부(210)와, 외측에 외팔로 형태로 형성되는 레버부(220)와, 외측에서 상기 레버부(220)가 존재하지 않는 부분에 설치되는 커프 보스부(230)로 이루어진다.The
커프 보스부(230)에는 종방향으로 형성되는 커프 보스부 종관통홀(231)이 형성되고, 커프 보스부(310)의 중간에는 직경방향으로 관통하는 커프 보스부 횡체결홀(232)이 형성되어 있다.The
한편, 커프(200)의 상단에는 조향작동기(300)의 설치를 위한 플랜지 형상의 조향작동기 장착부(240)가 형성된다.On the other hand, at the upper end of the
조향작동기(300)는 공지된 구성으로서 모터나 펌프 등으로 이루어지는 구동부(310)와, 상기 구동부(310)에 의해 작동되는 액추에이터와 같은 작동부(320)로 이루어진다.The
본 실시예에서 조향작동기(300)의 구동부(310)는 커프(200)의 조향작동기 장착부(240)에 고정되고 작동부(420)는 그의 자유 단부가 커프(200)의 레버부(220)에 설치된다.The
따라서, 조향작동기(300)가 작동하면 구동부(310)의 작동에 의해 작동부(320)가 작동하여 길이가 신장되면 레버부(220)가 회전하게 된다.Therefore, when the
레버부(220)의 회전에 따라 토크 링크부(500)가 회전하여 피스톤 조립체(400)가 회전하여 궁극적으로 피스톤 조립체(400)의 하부에 설치된 타이어(t)가 회전하여 조향하는 작용을 하게 된다.The
피스톤 조립체(400)는 상기 실린더(120)의 내부로 삽입되는 피스톤(410)과 상기 피스톤(410)의 하부에서 설치되며 타이어(t)가 설치되는 휠 고정부(420)로 이루어진다.The
피스톤(410)의 상부 단부에는 상기 하부 캠(130)에 대응하는 형상을 가지는 상부 캠(430)이 설치된다.An
휠 고정부(420)의 외측에는 중공 원통형상의 피스톤 보스부(440)가 형성되고 내부에는 종방향으로 관통되는 형상을 가지는 피스톤 보스부 종 관통홀(441)이 형성되고, 피스톤 보스부(410)의 중간에는 직경방향으로 관통하는 피스톤 보스부 횡체결홀(442)이 형성되어 있다.A
토크 링크부(500)는 상부 토크 링크(510) 및 하부 토크 링크(520)로 이루어진다.The
상부 토크 링크(510)는 대략 삼각형 형상으로 형성되며 삼각형의 밑변에 해당하는 부분에서 양 단부에 각각 형성되어 한 쌍으로 이루어지는 하부 보스부(511)가 형성되어 있다.The
하부 보스부(511)의 내부에는 종방향으로 관통하도로 형성되는 링크 보스부종 관통홀(511a)이 형성되며, 링크 보스부 종 관통홀(511a)의 원형 둘레는 스프링 고정홈(511b)이 복수 개 형성되어 있다.A link boss swaging through
한편, 하부 보스부(511)의 각각에는 횡방향으로 관통하는 안내홀(511c)이 형성되어 있다.On the other hand, each of the lower boss portions 511 has a
상부 토크 링크(510)에서 삼각형의 정점부에 대응하는 부분에는 내부에 관통홀(512b)를 구비하는 상부 보스부(512)가 형성된다.An
하부 토크 링크(520)도 상부 토크 링크(510)와 동일 내지는 유사하게 대략 삼각형 형상으로 형성되고 삼각형의 밑변에 해당하는 부분에서 양 단부에 각각 형성되어 한 쌍으로 이루어지는 하부 보스부(521)가 형성되어 있다.The
하부 보스부(521)의 내부에는 관통홀(521a)이 형성되며, 하부 보스부(521)에서 관통홀(521a)의 둘레에는 스프링 고정홈(521b)이 복수 개 형성되어 있다.A through
한편, 하부 보스부(521)의 각각에는 횡방향으로 관통하는 안내홀(521c)이 형성되어 있다.On the other hand, each of the lower boss portions 521 is provided with a
하부 토크 링크(520)에서 삼각형의 정점부에 대응하는 부분에는 내부에 관통홀(522b)를 구비하는 상부 보스부(522)가 형성된다.An
토크 링크핀(600)은 원형 형상을 가지며 외경은 커프 보스부(230)의 종 관통홀(231)의 직경 및 피스톤 보스부(440)의 종 관통홀(441)과 동일하게 형성된다.The
토크 링크핀(600)의 중간에는 토크 링크핀 체결부재(700)가 관통하기 위해 횡방향으로 형성되는 체결부재 관통홀(601)이 구비되며 양측 단부에는 안내핀 고정홀(602)이 형성되어 있다.In the middle of the
토크 링크핀(600)의 양측 단부에는 안내핀 고정홀(602) 외에도 스프링 고정홀(603)이 단부가 개방되는 형태로 형성되고 한 쌍으로 이루어지며 각각이 하나의 선상에 위치하도록 배치된다.At both ends of the
토크 링크핀 체결부재(700)는 볼트(710) 및 너트(720)로 이루어진다.The torque link
본 발명의 탄성부는 비틀림 코일 스프링(800)의 형태로 형성되며, 이 비틀림 코일 스프링(800)은 스프링 강선이 감겨진 권취부(810)와, 상기 권취부(810)의 일단에서 권취부(810)와 수평방향 직선으로 형성되는 수평 단부(820)와, 상기 권취부(910)의 타단에서 권취부(810)와 수직방향 직선으로 형성되는 수직단부(830)로 이루어진다.The elastic portion of the present invention is formed in the form of a
권취부(810)의 내경은 토크 링크핀(600)이 그의 내부로 삽입될 수 있도록 대응하는 크기를 가지도록 형성된다.The inner diameter of the winding
도 3 은 항공기 착륙장치의 조향장치의 일 실시예에서 토크 링크가 장착된 상태를 도시하는 도면이다.3 is a view showing a state in which the torque link is mounted in an embodiment of the steering apparatus of the aircraft landing gear.
다음으로 도 3 을 참조하여 토크 링크를 체결하는 구조에 대해 설명한다.Next, a structure for fastening the torque link will be described with reference to Fig.
먼저, 상부 토크 링크(510)의 링크 보스부 종 관통홀(511b) 및 커프 보스부(230)의 종 관통홀(231)의 내부로 삽입한다.First, the link boss part female through
그런 다음, 토크 링크핀 체결부재(700)의 볼트(710)가 커프 보스부(230)의 횡 체결방향 관통홀(232)및 토크 링크핀(600)의 체결부재 관통홀(601)을 관통한 다음 너트(720)에 의해 고정된다.The
토크 링크핀(600)의 중앙부분은 상기와 같이 토크 링크 핀 체결부재(700)에 의해 고정되며, 양 단부는 안내핀(p)이 하부 보스부(511)의 안내홀을 관통하여 상부 링크핀(600)의 안내홈(602)으로 체결된다.The center portion of the
다음으로, 비틀림 코일 스프링(800)의 권취부(810)가 토크 링크핀(600)의 단부로 삽입되고, 수평 단부(820)가 스프링 고정홀(603)에 삽입되고, 수직 단부(830)는 하부 보스부(511)의 스프링 고정홈(511b)에 고정된다.Next, the winding
본 실시예에서 비틀림 코일 스프링(800)의 토크 링크핀(600)의 양측 단부에서 동일한 방법으로 고정된다.Are fixed in the same manner at both side ends of the
상부 토크 링크(510)의 상부 보스부(512)에 형성된 관통홀(512a)과 하부 토크 링크(520)의 상부 보스부(522)에 형성된 관통홀(522a)을 관통하는 체결핀(900)에 의해 상부 토크 링크(510) 및 하부 토크 링크(520)가 서로 회전가능하게 결합된다.A through
한편, 하부 토크 링크(520)에 대해서도 동일한 방법으로 피스톤 조립체(500)에 설치한다.On the other hand, the
즉, 하부 토크 링크(520)도 토크 링크핀(600)이 하부 보스부(521) 및 피스톤 보스부(440)의 내부로 삽입한 다음, 중간에는 토크 링크핀 체결부재(700)을 통해 고정되고 양 단부는 안내핀(p)에 의해 고정된다.That is, the
그런 다음, 비틀림 코일 스프링(800)의 권취부(810)가 토크 링크핀(600)의 단부로 삽입되고, 수평 단부(820)가 스프링 고정홀(603)에 삽입되고, 수직 단부(830)는 하부 보스부(521)의 스프링 고정홀(521b)에 고정된다.Then the winding
비틀림 코일 스프링(800)의 토크 링크핀(600)의 양측 단부에서 동일한 방법으로 고정된다.Are fixed in the same manner at both side ends of the
비틀림 코일 스프링(800)를 체결할 때에는 기본적으로 상부 및 하부 토크 링크(510,520)가 벌어진 상태일 때 상부 토크 링크(510)는 하방으로 하부 토크 링크(520)는 하방으로 회전하도록 회전압축하여 체결한다.When the
상부 토크 링크(510) 및 하부 토크 링크(520)가 펼쳐진 상태에서 비틀림 코일 스프링(800)을 체결하면 상부 토크 링크(510) 및 하부 토크 링크(520)가 접혀진 상태에서는 비틀림 코일 스프링(800)이 전술한 바와 같은 반발력을 가지게 된다. When the
비틀림 코일 스프링(800)의 반발력은 상기 상부 토크 링크(510) 및 하부 토크 링크(520)가 상기 전자기식 조향작동기(300)에 전원이 공급되지 않은 상태에서 의 작동부(310)의 저항력보다 크게 셋팅된다.The repulsive force of the
다음으로 이와 같이 구성된 본 발명의 착륙장치의 조향장치의 센터링작동에 대해 설명한다. 도 4 은 항공기 착륙장치의 조향장치의 일 실시예의 작동상태를 도시하는 도면이다.Next, the centering operation of the steering apparatus of the landing gear constructed as above will be described. 4 is a diagram showing an operating state of an embodiment of a steering apparatus of an aircraft landing gear;
항공기가 이륙하기 전에 활주로에서 운행하고 있는 경우에는 도 4a 에 도시된 바와 같이, 가스 주입으로 피스톤(410)에 압력이 가해지면 지면에서의 반력에 의해 지지되면서 착륙장치의 완충작용을 수행하게 된다.4A, when a pressure is applied to the
조향작용이 필요한 경우에는 도 1 에 도시된 바와 같이 조향작동기(300)가 작동하면 작동부(310)가 신장되고 이에 따라 커프(200)가 회전하고 토크 링크부(500)가 회전하면서 피스톤 조립체(400)의 휠고정부(420)가 회전하여 타이어(t)가 회전하게 되어 조향작용이 이루어지게 된다.1, when the
한편, 항공기가 이륙하는 경우 피스톤(410)으로의 가스주입을 계속되는데 지면의 반력이 없어지게 되므로 피스톤(410)은 하방으로 신장되는 작용을 하게 된다.On the other hand, when the aircraft takes off, the injection of gas into the
이때, 상부 토크 링크(510)에 체결된 비틀림 코일 스프링(800)은 상부 토크 링크(510)의 하부 보스부(511)를 중심으로 상부 토크 링크(510)가 시계방향으로 회전하게 하는 반발력을 발휘하게 된다.At this time, the
또한, 하부 토크 링크(520)에 체결된 비틀림 코일 스프링(800)은 상부 토크 링크(520)의 하부 보스부(521)를 중심으로 하부 토크 링크(520)가 시계방향으로 회전하게 하는 반발력을 발휘하게 되는 바, 궁극적으로 피스톤(410)이 더 하방으로 연장되게 하는 작용을 하게 된다.The
따라서, 전자기식 조향작동기(300)가 더 이상 작동하지 않아 작동부(310)에 의해 커프(200)의 회전이 방해되어 피스톤(410)의 하방 이동이 방해되는 것을 방지하는 작용을 하게 된다.Accordingly, the
이로 인해 피스톤(410)의 충분한 하방이동이 확보됨으로써 피스톤(410)의 상부 캠(430)과 실린더(120)의 하부 캠(130)사이의 캠작용이 확보되어 타이어의 전방정렬인 센터링 작용이 확보되는 효과를 가지게 된다.The sufficient downward movement of the
따라서, 항공기 착륙장치의 조향장치의 상세 설계 이후 단계에서 가스 충진 압력 증가가 불가능한 상황에서 착륙장치 센터링에 문제 발생 시, 별도의 설계변경없이 중량 증가를 방지하면서 최소 공간만으로 센터링 작용을 확보할 수 있는 효과를 가지게 된다.Therefore, when the problem of centering of the landing gear can not be raised in the situation where the gas filling pressure can not be increased after the detailed design of the steering apparatus of the aircraft landing gear, it is possible to secure the centering action with minimum space Effect.
100:실린더 조립체
200:커프
300:조향작동기
400:피스톤 조립체
500:토크 링크부100: cylinder assembly 200: cuff
300: Steering actuator 400: Piston assembly
500: Torque link portion
Claims (12)
항공기 동체에 설치되며 실린더를 포함하는 실린더 조립체와,
상기 실린더 조립체의 하방에서 회전가능하게 설치되는 커프와,
상기 커프에 설치되는 조향작동기와,
상기 실린더 조립체의 하방에 설치되며 일측에는 상기 실린더의 내부에 삽입되는 피스톤을 구비하며 타측에는 착륙장치용 타이어가 설치되는 피스톤 조립체와,
상기 커프에 일단이 회전가능하게 연결되는 상부 토크 링크와,
상기 상부 토크 링크의 타단에 일단이 회전가능하게 연결되고 타단이 상기 피스톤 조립체에 회전가능하게 연결되는 하부 토크 링크로 이루어지며,
상기 상부 토크 링크 및 하부 토크 링크에는 벌어진 상태에서 상기 상부 토크 링크는 하방으로 회전하고 상기 하부 토크 링크는 상방으로 회전하도록 탄성부재가 설치되어 있는 것을 특징으로 하는 항공기 착륙장치의 조향장치.A steering apparatus for an aircraft landing gear,
A cylinder assembly mounted on an aircraft body and including a cylinder,
A cuff rotatably installed below the cylinder assembly,
A steering actuator mounted on the cuff,
A piston assembly installed below the cylinder assembly and having a piston inserted into the cylinder at one side thereof and a tire for a landing gear at the other side;
An upper torque link having one end rotatably connected to the cuff,
And a lower torque link having one end rotatably connected to the other end of the upper torque link and the other end rotatably connected to the piston assembly,
Wherein the upper torque link is rotated downward and the lower torque link is rotated upward when the upper torque link and the lower torque link are open.
상기 상부 토크 링크의 일단에서 내부에 종방향으로 토크 링크 관통홀을 구비하도록 형성된 하부 보스부와,
상기 커프에 내부에 커프 보스부 종 관통홀을 구비하도록 형성된 커프 보스부를 관통하여 토크 링크 핀이 삽입되어 체결되고,
상기 하부 토크 링크의 일단에서 내부에 종방향으로 토크 링크 관통홀을 구비하도록 형성된 하부 보스부와,
상기 피스톤 조립체의 내부에 피스토 보스부 관통홀을 구비하도록 형성된 피스톤 보스부를 관통하여 토크 링크 핀이 삽입되어 체결되며,
상기 상부 토크 링크의 상부 보스부 및 상기 하부 토크 링크의 상부 보스부가 서로 체결핀에 의해 힌지결합되는 것을 특징으로 하는 항공기 착륙장치의 조향장치.The method according to claim 1,
A lower boss portion formed at one end of the upper torque link and configured to have a torque link through hole in a longitudinal direction therein,
A cuff boss portion formed so as to have a cuff boss female through hole in the cuff, and a torque link pin is inserted and fastened,
A lower boss portion formed at one end of the lower torque link and formed to have a torque link through hole in a longitudinal direction therein,
A piston boss portion formed to have a piston boss through hole in the piston assembly, and a torque link pin is inserted and fastened to the piston boss portion,
Wherein the upper boss portion of the upper torque link and the upper boss portion of the lower torque link are hinged to each other by a coupling pin.
상기 탄성부재는 비틀림 코일 스프링으로 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 착륙장치의 조향장치.The method of claim 2,
Wherein the elastic member comprises a torsion coil spring.
상기 비틀림 코일 스프링은,
스프링 강선이 감겨진 권취부와,
상기 권취부의 일단에서 상기 권취부와 수평방향 직선으로 형성되는 수평 단부와,
상기 권취부의 타단에서 상기 권취부와 수직방향 직선으로 형성되는 수직단부로 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 착륙장치의 조향장치.The method of claim 3,
Wherein the torsion coil spring comprises:
A winding part wound with a spring steel wire,
A horizontal end portion formed at one end of the winding portion in a horizontal direction with the winding portion,
And a vertical end portion formed in a straight line perpendicular to the winding portion at the other end of the winding portion.
상기 토크 링크 핀의 양 단부에는 단부가 개방되는 형상을 가지는 스프링 고정홀이 형성되며,
상기 수평단부가 상기 스프링 고정홀에 고정되는 것을 특징으로 하는 항공기 착륙장치의 조향장치.The method of claim 4,
The torque lock pin has a spring fixing hole formed at both ends of the torque link pin,
And the horizontal end portion is fixed to the spring fixing hole.
상기 상부 토크 링크 및 하부 토크 링크의 하부 보스부의 관통홀 둘레에는 스프링 고정홈이 형성되고,
상기 수직단부가 상기 스프링 고정홈에 고정되는 것을 특징으로 하는 항공기 착륙장치의 조향장치.The method of claim 5,
Spring fixing grooves are formed around the through holes of the lower boss portion of the upper torque link and the lower torque link,
And the vertical end portion is fixed to the spring fixing groove.
상기 스프링 고정홈은 상기 관통홀의 둘레로 간격을 두고 복수 개로 형성되는 것을 특징으로 하는 항공기 착륙장치의 조향장치.The method of claim 6,
Wherein the spring fixing grooves are formed at a plurality of intervals around the through holes.
상기 커프 보스부에 횡방향으로 형성된 커프 보스부 횡 체결홈 및 상기 상부 토크 링크의 하부 보스부에 삽입되는 토크 링크 핀에 횡방향으로 형성된 체결부재 관통홈으로 체결부재가 삽입되어 체결되며,
상기 피스톤 보스부에 횡방향으로 형성된 피스톤 보스부 횡 체결홈 및 상기 하부 토크 링크에 하부 보스부에 삽입되는 토트 링크 핀에 횡바향으로 형성된 체결부재 관통홈으로 체결부재가 삽입되어 체결되는 것을 특징으로 하는 항공기 착륙장치의 조향장치. The method of claim 7,
A fastening member penetrating groove formed in the transverse direction of the torque link pin inserted into the lower boss portion of the upper torque link, and a fastening member inserted and fastened to the fastening member through-
Wherein the fastening member is inserted and fastened to the piston boss portion transverse fastening groove formed transversely to the piston boss portion and the fastening member through groove formed in the toot link pin inserted in the lower boss portion into the lower torque link. Of the aircraft landing gear.
상기 상부 토크 링크 및 하부 토크 링크의 하부 보스부에 횡방향으로 형성된 안내홀 및 상기 토크 링크 핀의 단부에 횡방향으로 형성된 안내홈을 안내핀이 관통하여 삽입되어 체결되는 것을 특징으로 하는 항공기 착륙장치의 조향장치. The method of claim 8,
Wherein the guide pin is inserted through a guide hole formed in a lateral direction in a lower boss portion of the upper torque link and the lower torque link and a guide groove formed in a lateral direction at an end portion of the torque link pin, .
상기 조향작동기는 전자기식 조향작동기로 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 착륙장치의 조향장치.The method according to any one of claims 1 to 9,
Wherein the steering actuator comprises an electromagnetic steering actuator.
상기 상부 토크 링크 및 하부 토크 링크가 펼쳐진 상태에서 상기 토크 링크 핀에 고정된 상기 비틀림 코일스프링에 장력이 발생하지 않게 셋팅함으로써, 상기 상부 토크 링크 및 하부 토크 링크가 접혀진 상태에서는 상기 상부 토크 링크는 하방으로 회전하고 상기 하부 토크 링크는 상방으로 회전하도록 탄성력이 인가된 상태가 되게 하는 것을 특징으로 하는 비틀림 코일스프링 장력 셋팅방법.A method of setting a tension of a torsion coil spring in a steering apparatus for an aircraft landing gear according to any one of claims 3 to 10,
By setting the upper torque link and the lower torque link so as not to generate tension in the torsion coil spring fixed to the torque link pin in a state in which the upper torque link and the lower torque link are unfolded, And the lower torque link is in a state of being applied with an elastic force so as to rotate upward.
상기 상부 토크 링크 및 하부 토크 링크가 접혀진 상태에서 비틀림 코일 스프링의 반발력은 상기 전자기식 조향작동기에 전원이 공급되지 않은 상태에서의 작동부의 저항력보다 크게 셋팅되는 것을 특징으로 하는 비틀림 코일스프링 장력 셋팅방법.The method of claim 11,
Wherein the repulsive force of the torsion coil spring is set to be greater than the resisting force of the operating portion when no power is supplied to the electromagnetic steering actuator in a state in which the upper torque link and the lower torque link are folded.
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CN110576967A (en) * | 2019-09-29 | 2019-12-17 | 中国直升机设计研究所 | Undercarriage centering device |
FR3112526A1 (en) * | 2020-07-16 | 2022-01-21 | Safran Landing Systems | Aircraft lander with steerable wheels, equipped with an integrated alignment cam. |
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US20160355255A1 (en) * | 2014-12-11 | 2016-12-08 | The Boeing Company | Spring assembly for aircraft components |
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CN110576967A (en) * | 2019-09-29 | 2019-12-17 | 中国直升机设计研究所 | Undercarriage centering device |
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