NO162334B

NO162334B - COUNTRY SURFACE FOR USE ON UNABLE ROLLS.

Info

Publication number: NO162334B
Application number: NO874035A
Authority: NO
Inventors: Louis C Hrusch
Original assignee: Pneumo Abex Corp
Priority date: 1985-08-13
Filing date: 1987-09-25
Publication date: 1989-09-04
Also published as: NO874034D0; NO853193L; NO874035D0; NO162333C; NO874034L; NO874035L; NO162374B; NO162333B; NO162334C

Description

Oppfinnelsen angår landingsunderstell for bruk på ujevne rullebaner som angitt i innledningen i krav 1. The invention relates to landing gear for use on uneven runways as stated in the introduction in claim 1.

i in

Typiske landingsunderstell for luftfartøy'med store ytelser såsom drives av det militære er ikke konstruert for å operere på ujevne rullebaner som er blitt ujevne, f.eks. som et resultat av midlertidige reperasjoner av bombeskadete områder og liknende. Dersom et slikt luftfartøy måtte lande på en ujevn rullebane, kan det oppstå betydelig skade og mulig sammenbrudd av landingsunderstellet enten under landingen eller som et resultat av luftfartøyets rulling over den ujevne rullebaneoverflaten. Typical landing gear for high performance aircraft such as those operated by the military are not designed to operate on uneven runways that have become uneven, e.g. as a result of temporary repairs to bomb-damaged areas and the like. If such an aircraft had to land on an uneven runway, significant damage and possible collapse of the landing gear could occur either during landing or as a result of the aircraft rolling over the uneven runway surface.

En grunn hvorfor ujevne rullebaner er så potensielt skadelig for landingsunderstellet for militære luftfartøy med høy ytelse er at for at understellet skal være virksomt ved store avgangsvekter, er ikke understellets støtavstiver-slag under landingen egnet for å absorbere energimengden ved landing som kreves for å forhindre skade på understellet under landing på ujevne rullebaner. Også etter at landingsenergislaget er fullført, vil det finne sted høye dempningslaster mens landingsunderstellsavstivere møter humper. One reason why rough runways are so potentially damaging to the landing gear of high-performance military aircraft is that for the landing gear to be effective at high takeoff weights, the landing gear's shock strut impact during landing is not adequate to absorb the amount of landing energy required to prevent damage on the undercarriage during landing on uneven runways. Also after the landing energy stroke is complete, high damping loads will occur as the landing gear struts encounter bumps.

Høye belastninger på landingsunderstellet vil også fremkomme når hjulene faller ned i hull eller fordypninger i rullebanen. Hvis dessuten understellet skulle strekke seg eller trekke seg sammen for raskt, vil uønsket kavitasjon oppstå under slik bevegelse. High loads on the landing gear will also occur when the wheels fall into holes or depressions in the runway. If, moreover, the undercarriage were to extend or contract too quickly, unwanted cavitation would occur during such movement.

Hovedformålet med oppfinnelsen er å redusere vesentlig eller eliminere høye dempningslaster mens landingsunderstellet møter humper. The main purpose of the invention is to significantly reduce or eliminate high damping loads while the landing gear encounters bumps.

Dette oppnås ifølge oppfinnelsen ved de karakteristiske trekk angitt i den kjennetegnende del av krav 1. This is achieved according to the invention by the characteristic features stated in the characterizing part of claim 1.

Oppfinnelsen skal beskrives nærmere i det følgende The invention shall be described in more detail below

i forbindelse med et utførelseseksempel og under henvisning til tegningene der fig. 1 er et isometrisk riss av en type av landingsunderstell som er modifisert ifølge den foreliggende oppfinnelse for å tillate operasjon på ujevne rullebaner, in connection with an exemplary embodiment and with reference to the drawings in which fig. 1 is an isometric view of a type of landing gear modified in accordance with the present invention to permit operation on uneven runways;

fig. 2 viser et ufullstendig lengdesnitt gjennom et slikt landingsunderstell vist i den statisk lastede stilling, fig. 2 shows an incomplete longitudinal section through such a landing gear shown in the statically loaded position,

fig. 3 viser et ufullstendig lengdesnitt gjennom landingsunderstellet liknende fig. 2, men vist helt utstrakt, fig. 4 viser et forstørret tverrsnitt gjennom ventilene på landings-understellets innovervendte ende anvendt for å tjene landingsunderstellet, vist etter linjen 4-4 på fig. 2, fig. 5 viser et forstørret ufullstendig lengdesnitt gjennom begrensermunningssammenstillingen og rulle- innslagsomløpsventil-sammenstillingen og tilbakestøt- klaffventilsammenstillingen for et slikt landingsunderstell, idet slik rulle- tilbakegang-omløpsventilsammenstilling er vist i sin uvirksomme stilling når understellet er helt utstrakt før landing, fig. 6 er et riss av den nedre ende av sammenstillingen på fig. 5 etter linjen 6-6, fig. 7 viser et forstørret lengdesnitt gjennom en av omløpspassasjene og tilbakeslagsventilene i rulle- tilbake-slagsomløpsventilsammenstillingen etter linjen 7-7 på fig. 6, fig. 8 er et riss av den øvre ende av sammenstillingen på fig. 3 shows an incomplete longitudinal section through the landing gear similar to fig. 2, but shown completely extended, fig. 4 shows an enlarged cross-section through the valves on the inward-facing end of the landing gear used to serve the landing gear, shown along the line 4-4 of FIG. 2, fig. 5 shows an enlarged, incomplete longitudinal section through the restrictor mouth assembly and the roll-return bypass valve assembly and the return flap valve assembly for such a landing gear, such roll-return bypass valve assembly being shown in its inactive position when the gear is fully extended before landing, fig. 6 is a view of the lower end of the assembly of FIG. 5 following the line 6-6, fig. 7 shows an enlarged longitudinal section through one of the bypass passages and check valves in the roll-back check bypass valve assembly along line 7-7 of FIG. 6, fig. 8 is a view of the upper end of the assembly on

fig. 5 vist etter linjen 8-8, fig. 9 viser et ufullstendig lengdesnitt liknende fig. 5, men viser rulle- tilbakegangs-omløpsventilsammenstillingen i dens virksomme stilling etter landing, når understellet er i den statiske eller 50,8 mm fra den helt utstrakte stilling, fig. 10 er et enderiss sett nedenfra av sammenstillingen på fig. 9 etter linjen 10-10, fig. 11 viser et ufullstendig lengdesnitt gjennom en tilbake-slagsventilsammenstilling og avlastningsventilsammenstillingen opptatt i begrensermunningssammenstillingen, vist etter linjen 11-11 på fig. 10, fig. 12 viser et forstørret ufullstendig lengdesnitt gjennom reguleringsnålsammenstillingen og antikavitasjonsmekanismen dermed inneholdende i denne, idet slik antikavitasjonsmekanisme er vist i sin uvirksomme stilling, fig. 13 og 14 viser tverrsnitt gjennom reguleringsnålsammen- fig. 5 shown along the line 8-8, fig. 9 shows an incomplete longitudinal section similar to fig. 5, but shows the roll-return bypass valve assembly in its operative position after landing, when the undercarriage is in the static or 50.8 mm from the fully extended position, FIG. 10 is an end view seen from below of the assembly of fig. 9 after the line 10-10, fig. 11 shows an incomplete longitudinal section through a check valve assembly and the relief valve assembly engaged in the restrictor orifice assembly, shown along the line 11-11 of FIG. 10, fig. 12 shows an enlarged incomplete longitudinal section through the regulation needle assembly and the anti-cavitation mechanism thus contained therein, such anti-cavitation mechanism being shown in its inactive position, fig. 13 and 14 show cross-sections through the regulating needle

stillingen og antikavitasjonsmekanismen på fig. 2, vist etter henholdsvis linjen 13-13 og 14-14, fig. 15 viser et forstør-ret ufullstendig lengdesnitt liknende fig. 12, men viser antikavitasjonsmekanismen i dens virksomme stilling, fig. 16 viser et forstørret ufullstendig lengdesnitt gjennom tilbake-støtdempermekanismen i slikt landingsunderstell, idet tilbake-støtdempermekanismen er vist på sin ikke dempende måte, fig. the position and the anti-cavitation mechanism in fig. 2, shown respectively along lines 13-13 and 14-14, fig. 15 shows an enlarged incomplete longitudinal section similar to fig. 12, but shows the anti-cavitation mechanism in its active position, fig. 16 shows an enlarged incomplete longitudinal section through the return shock absorber mechanism in such a landing gear, the return shock absorber mechanism being shown in its non-damping mode, fig.

17 er et riss sett ovenfra av tilbakestøtdempermekanismen på fig. 16 etter linjen 17-17, fig. 18 viser et forstørret tverrsnitt gjennom tilbakestøtdempermekanismen på fig. 17 etter linjen 18-18, fig. 19 viser et forstørret ufullstendig lengdesnitt gjennom tilbakestøtdempermekanismen liknende fig. 16, men viser tilbakestøtdempermekanismen i sin demper-måte nær enden av understellets uttrekksslag før fullt uttrekk av dette, fig. 20 er et ufullstendig riss sett ovenfra av tilbakestøtdempermekanismen vist på fig. 19 etter linjen 20-20, og fig. 21 er en grafisk illustrasjon som viser hvor-dan den originale luftkurve for et konvensjonelt landings- 17 is a top view of the recoil damper mechanism of FIG. 16 after the line 17-17, fig. 18 shows an enlarged cross-section through the recoil damper mechanism of fig. 17 after the line 18-18, fig. 19 shows an enlarged incomplete longitudinal section through the recoil damper mechanism similar to fig. 16, but shows the recoil damper mechanism in its damper mode near the end of the undercarriage's extension stroke before full extension thereof, fig. 20 is an incomplete top view of the recoil damper mechanism shown in FIG. 19 along the line 20-20, and fig. 21 is a graphic illustration showing how the original airfoil for a conventional landing-

I IN

understell forandres når det er moditisert til a omfatte et styreorgan ifølge den foreliggende oppfinnelse. undercarriage is changed when it is modified to include a control device according to the present invention.

Idet det henvises nærmere til tegningene, og først til fig. 1, er en type landingsunderstell som er modifisert i henhold til den foreliggende oppfinnelse for å tillate operasjon på ujevne rullebaner vist med henvisningstall 1. Det spesielle landingsunderstell som er vist er hovedlandings-understell brukt på en type av militære luftfartøy med høy ytelse. Det vil imidlertid være klart at liknende modifika-sjoner kan gjøres på landingsunderstell for andre luftfartøy med høy ytelse såvel som transport eller andre anvendbare typer av luftfartøy. Referring more closely to the drawings, and first to fig. 1, is a type of landing gear modified according to the present invention to permit operation on uneven runways shown by reference number 1. The special landing gear shown is the main landing gear used on a type of high performance military aircraft. However, it will be clear that similar modifications can be made to the landing gear for other aircraft with high performance as well as transport or other applicable types of aircraft.

Det viste landingsunderstell 1 består av en hoved-støtavstiver 2 omfattende en ytre hovedsylinder 3 med en lagertapp 4 på sin øvre ende for forbindelse med luftfartøy-ets skrog på konvensjonell måte. Passende støtteavstivere og strekkstagdeler er tilveiebrakt for å støtte landingsunderstellet i dets nedre stilling for å støtte luftfartøyet mens det er på bakken og under avgang og landing og for å trekke tilbake understellet under flukt. Innenfor sylinderen 3 er det et aksialt bevegelig hovedavstiverstempel 6 som strekker seg nedover og utover derfra og har en akselspindel 7 på den ytre ende derav for montering av et hjul og en hjulring 8 derpå. The landing gear 1 shown consists of a main shock strut 2 comprising an outer main cylinder 3 with a bearing pin 4 at its upper end for connection with the aircraft's fuselage in a conventional manner. Suitable support struts and tie rod members are provided to support the landing gear in its lower position to support the aircraft while on the ground and during take-off and landing and to retract the landing gear in flight. Within the cylinder 3 is an axially movable main strut piston 6 which extends downwards and outwards therefrom and has a shaft spindle 7 at the outer end thereof for mounting a wheel and a wheel ring 8 thereon.

Som det tydelig kan ses på fig. 2 og 3, er hovedstempelet 6 overveiende rørformet over dets tilbaketrukne lengde, og rommer en reguleringsnålsammenstilling 9 for å styre tilbaketrekkingsgraden av hovedstempelet under luft-fartøyets landing. As can clearly be seen in fig. 2 and 3, the main piston 6 is predominantly tubular over its retracted length, and accommodates a control needle assembly 9 to control the degree of retraction of the main piston during aircraft landing.

Reguleringsnålsammenstiliingen 9 er forbundet med hovedavstiverstempelet for bevegelse med dette, og omfatter en reguleringsnål 10 som strekker seg gjennom en begrensnings-munningssammenstilling 11 montert innenfor den utvendige ende av et munningsstøtterør 12. Munningsstøtterøret er igjen på sin innovervendte ende forbundet med hovedsylinderen 3 og strekker seg inn i hovedavstiverstempelet 6 over en vesentlig del av hovedsylinderens lengde. Ved regulering av regulerings-nåiens 10 konus i forhold til størrelsen av en munning 15 i begrensermunningssammenstillingen 11 gjennom hvilken reguleringsnålsammenstiliingen strekker seg, kan den dynamiske last-slagkurve for landingsunderstellet styres innenfor visse grenser på forskjellige avstiverslagstillinger, som er .vel kjent i teknikken. The control needle assembly 9 is connected to the main strut piston for movement therewith, and comprises a control needle 10 which extends through a restriction muzzle assembly 11 mounted within the outer end of a muzzle support tube 12. The muzzle support tube is again connected at its inward end to the master cylinder 3 and extends into in the main strut piston 6 over a significant part of the main cylinder's length. By adjusting the cone of the control needle 10 in relation to the size of an opening 15 in the limiter mouth assembly 11 through which the control needle assembly extends, the dynamic load-stroke curve for the landing gear can be controlled within certain limits at different strut stroke positions, which is well known in the art.

Det er også kjent å tilveiebringe et sekundært stempel 16 mellomliggende endene av munningsstøtterøret 12 for å dele munningsstøtterøret inn i et primærkammer 20 og et sekundærkammer 21 for å tillate ytterligere forfinelser av lastslagluftkurven for landingsunderstellet. It is also known to provide a secondary piston 16 between the ends of the muzzle support tube 12 to divide the muzzle support tube into a primary chamber 20 and a secondary chamber 21 to allow further refinements of the landing gear thrust air curve.

Typisk for å betjene understellet fylles først hovedsylinderen 3 med olje til det ønskede nivå gjennom en primær betjeningsventil 22 på den innovervendte ende av hovedsylinderen (se fig. 2 til 4). Primærkammeret 20 fylles så med luft gjennom den samme ventil 22 inntil lufttrykket innenfor primærkammeret når et. forutbestemt nivå, f.eks. 48 bar. Passende åpninger 23, 24 kan tilveiebringes i munningsstøtte-røret 12 og hovedavstiverstempelet 6 for passasje av olje og luft inn i primærkammeret 20 og fluidumkammeret 25 mellom hovedsylinderen 3 og hovedavstiverstempelet 6. Nærmesjt fylles sekundærkammeret 21 med luft gjennom en sekundær betjeningsventil 26 og tilknyttede passasje 27 inntil understellet er utstrakt til den ønskede lengde. En måler 28 kan forbindes med passasjen-27 som vist på fig. 4 for å måle lufttrykket i sekundærkammeret . Typically, to operate the undercarriage, the main cylinder 3 is first filled with oil to the desired level through a primary operating valve 22 on the inward-facing end of the main cylinder (see fig. 2 to 4). The primary chamber 20 is then filled with air through the same valve 22 until the air pressure within the primary chamber reaches a. predetermined level, e.g. 48 bars. Suitable openings 23, 24 can be provided in the muzzle support tube 12 and the main strut piston 6 for the passage of oil and air into the primary chamber 20 and the fluid chamber 25 between the main cylinder 3 and the main strut piston 6. Proximally, the secondary chamber 21 is filled with air through a secondary operating valve 26 and associated passage 27 until the chassis is extended to the desired length. A meter 28 can be connected to the passage-27 as shown in fig. 4 to measure the air pressure in the secondary chamber.

Mengden av sekundærluft som kreves for å oppnå det ønskede uttrekk av understellet vil variere avhengig av vekten av luftfartøyet før avgang. I et vanlig tilfelle er avgangsvekten for et militært luftfartøy vesentlig større enn dets landingsvekt. I virkeligheten er ikke landingsunderstellet for de fleste militære luftfartøy med høy ytelse konstruert for å støtte landingsvekten for luftfar-tøyet når det er fullt lastet. Følgelig er det vanlig paraksis for militære luftfartøy med høy ytelse å dumpe ubrukte lagre og eller ethvert overskuddsbrensel før landing . i The amount of secondary air required to achieve the desired undercarriage pullout will vary depending on the weight of the aircraft prior to takeoff. In a normal case, the take-off weight of a military aircraft is significantly greater than its landing weight. In reality, the landing gear of most high performance military aircraft is not designed to support the landing weight of the aircraft when fully loaded. Accordingly, it is common practice for high performance military aircraft to dump unused stores and or any excess fuel prior to landing. in

Tidligere var det bare mulig å regulere last-innstillingen av landingsunderstellet under tjeneste mens luftfartøyet var på bakken ved å styre mengden av olje og luft som føres inn i hovedsylinderen og primær og sekundær-kamrene under tjeneste. Da den optimale lastinnstilling for understellet for en tung avgangsvekt er forskjellig fra den optimale lastinnstilling for en lettere landingsvekt, har det vært vanlig praksis å bestemme ved kompromiss lastinnstil-lingen et sted mellom det optimale for avgang og landing. Previously, it was only possible to regulate the load setting of the landing gear in service while the aircraft was on the ground by controlling the amount of oil and air fed into the main cylinder and primary and secondary chambers during service. As the optimum undercarriage load setting for a heavy take-off weight is different from the optimum load setting for a lighter landing weight, it has been common practice to compromise the load setting somewhere between the optimum for take-off and landing.

Imidlertid har man funnet at dersom understellet forsynes med hydraulisk aktuator 30 i henhold til oppfinnelsen kan understellet lages for å bli tilpasset to eller flere forskjellige luftfartøyvekter slik at understellet er virksomt ved både en tung avgangsvekt og en lettere landingsvekt. Slik det fremgår av fig. 2 og 3 er slikt hydraulisk styreorgan ønskelig bygget inn i landingsunderstellet og omfatter et hydraulisk stempel 31 aksialt bevegelig innenfor munningsstøtterøret 12 mellomliggende den innovervendte ende derav og det sekundære stempel 16. Det hydrauliske stempel 31 er ønskelig støttet for aksiell bevegelse innenfor munnings-støtterøret 12 av en stempelstamme 32 som strekker seg aksialt inn i munningsstøtterøret 12 fra den utenforliggende ende derav. Den utenforliggende side av det hydrauliske stempel 31 utsettes for den sekundære luft i det sekundære kammer 21, mens den innovervendte side av det hydrauliske stempel og innovervendte ende av munningsstøtterøret 12 avgrenser derimellom et hydraulisk kammer 33 for hydraulisk olje. Det vil være klart fra diskusjonen som følger at et slikt innebygget hydraulisk styreorgan 30 effektivt kan utnyttes til å tilveiebringe to eller flere statiske systemslagområder for understellet, et slagområde basert på avgangsvekten, og et eller flere forskjellige slagområder basert på landingsvekten. Fig. 21 viser den resulterende virkning på lastslagkurven for landingsunderstellet når det er modifisert for å omfatte styreorgan-mekanismen i den foreliggende oppfinnelse, i hvilken tung-vekts og lettvekts statiske stillinger for det modifiserte landingsunderstell er tydelig angitt. However, it has been found that if the undercarriage is provided with hydraulic actuator 30 according to the invention, the undercarriage can be made to be adapted to two or more different aircraft weights so that the undercarriage is effective at both a heavy take-off weight and a lighter landing weight. As can be seen from fig. 2 and 3, such a hydraulic control device is desirably built into the landing gear and comprises a hydraulic piston 31 axially movable within the muzzle support tube 12 between the inward-facing end thereof and the secondary piston 16. The hydraulic piston 31 is desirably supported for axial movement within the muzzle support tube 12 by a piston rod 32 extending axially into the muzzle support tube 12 from the outer end thereof. The external side of the hydraulic piston 31 is exposed to the secondary air in the secondary chamber 21, while the inward-facing side of the hydraulic piston and the inward-facing end of the mouth support tube 12 define in between a hydraulic chamber 33 for hydraulic oil. It will be clear from the discussion that follows that such a built-in hydraulic control member 30 can be effectively utilized to provide two or more static system impact areas for the undercarriage, an impact area based on the take-off weight, and one or more different impact areas based on the landing weight. Fig. 21 shows the resulting effect on the load stroke curve of the landing gear when modified to include the control member mechanism of the present invention, in which the heavy-weight and light-weight static positions of the modified landing gear are clearly indicated.

Betjeningen av et understell som omfatter en slik innebygget hydraulisk aktuator 30 er konvensjonell bortsett fra at det hydrauliske kammer 33 også fylles med hydraulisk olje gjennom en hydraulisk kammerforbindelse 35 og til-knyttet passasjen 36 i den innovervendte ende av hovedsylinderen 3 under tjeneste. Denne begynnelsestjeneste opp-retter innstillingen for tung last (statisk lastet stilling) for understellet vist på fig. 2 før avgang. Etter avgang, The operation of a chassis comprising such a built-in hydraulic actuator 30 is conventional except that the hydraulic chamber 33 is also filled with hydraulic oil through a hydraulic chamber connection 35 and associated passage 36 in the inward-facing end of the master cylinder 3 during service. This initial service establishes the heavy load setting (statically loaded position) for the chassis shown in FIG. 2 before departure. After departure,

med understellet helt utstrakt, kan all eller en del av den hydrauliske olje utstøtes fra det hydrauliske kammer 33 som vist på fig. 3 for å opprette en lettere lastinnstilling for understellet som ved skytling av en ventil 40 forbundet med den hydrauliske kammerforbindelse 35 (se fig. -4) som påvirker det hydrauliske stempel 31 til å bevege seg mot venstre som vist på fig. 3. Denne lettere lastinnstilling av understellet kan styres manuelt eller automatisk på den måten at etter en passende tidsforsinkelse eller når piloten skyv-er understellsspaken til nedstillingen (etter avgang og like før landing) kan ventilen 40 automatisk beveges til en stilling som har forbindelse med det hydrauliske kammer 33 med with the undercarriage fully extended, all or part of the hydraulic oil can be ejected from the hydraulic chamber 33 as shown in fig. 3 to create a lighter load setting for the undercarriage which by shuttling a valve 40 connected to the hydraulic chamber connection 35 (see fig. -4) which influences the hydraulic piston 31 to move to the left as shown in fig. 3. This lighter load setting of the undercarriage can be controlled manually or automatically in such a way that after a suitable time delay or when the pilot pushes the undercarriage lever to the down position (after take-off and just before landing) the valve 40 can be automatically moved to a position which is connected to the hydraulic chamber 33 with

et reservoar for å tillate det hydrauliske stempel 31 å bevege seg mot venstre til den lettere laststilling som nevnt i det foregående under forberedelse for landing, mulig-ens med en pilotomstøtelse hvis nødvendig. Også en passende tilbakemeldingsmekanisme (ikke vist) kan anvendes for å an-bringe det hydrauliske stempel 31 i tilleggsmellomliggende stillinger, som tillater piloten å sette i enhver mellomliggende innstilling, for å oppnå ethvert antall av forskjellige statiske vektforhold, istedenfor bare slike stillinger som vist på fig.21. Foranding av det hydrauliske stempels 31 beliggenhet innenfor understellet tillater opti-malisering av luftkurven eller fjæringsgraden for understellet for både tunge adgangsvekter og lettere landings-vekter. a reservoir to allow the hydraulic piston 31 to move to the left to the lighter load position as mentioned above in preparation for landing, possibly with a pilot overturn if necessary. Also, a suitable feedback mechanism (not shown) may be used to place the hydraulic piston 31 in additional intermediate positions, allowing the pilot to set in any intermediate setting, to achieve any number of different static weight ratios, instead of only such positions as shown in FIG. fig. 21. Changing the location of the hydraulic piston 31 within the undercarriage allows optimization of the air curve or the degree of suspension for the undercarriage for both heavy access weights and lighter landing weights.

En annen innvending mot konvensjonelle landingsunderstell for militæra luftfartøy med høy ytelse er at dersom luftfartøyet skulle bli krevet å operere på ujevne rullebaner, kan dempningslasten som oppstår mens understellet møter humper være mye høyere enn ønsket, og kunne forårsake konstruksjonsskade og mulig sammenbrudd av understellet. Et understell som er modifisert ifølge den foreliggende oppfinnelse vil imidlertid sterkt redusere eller i det vesentlige eliminere slike høye dempningslaster, som derfor gjør drift av understellet mulig på ujevne rullebaner. Kortfattet er dette oppnådd ved å forsyne understellet med en rulle- tilbeakegangomløpsventilsammenstilling 45 (taxi instroke bypass valve assembly), vist på fig. 2 og 5-11, som åpner en eller flere omløpspassasjer 46 rundt munningen 15 mellom reguleringsnålen 10 og begrensermunningssammenstilling 11 såsnart trykklikevekt er oppnådd innenfor understellet etter landing for å tillate plutselig sammentrykking av understellet for hurtigere, mindre dempet, tilbakegang som var nødvendig ved understellets kjøring over slike humper. Another objection to conventional landing gear for high-performance military aircraft is that, should the aircraft be required to operate on uneven runways, the damping load that occurs as the landing gear encounters bumps may be much higher than desired, and could cause structural damage and possible collapse of the landing gear. A chassis modified according to the present invention will, however, greatly reduce or essentially eliminate such high damping loads, which therefore make operation of the chassis possible on uneven runways. Briefly, this is achieved by providing the undercarriage with a taxi instroke bypass valve assembly 45 (taxi instroke bypass valve assembly), shown in fig. 2 and 5-11, which open one or more bypass passages 46 around orifice 15 between control needle 10 and restrictor orifice assembly 11 as soon as pressure equilibrium is achieved within the undercarriage after landing to allow sudden compression of the undercarriage for faster, less damped, rollback required by undercarriage travel over such bumps.

Slik det fremgår nærmere av fig. 5 - 11, er rulle-tilbakegangomløpsventilsammenstillingen 45 ønskelig opptatt innenfor begrensermunningsammenstillingen 11 og består av en eller flere tostillingstrykkpåvirkede ventiler 48 og dreieventilplater 49. I en foretrukket utførelsesform av oppfinnelsen vist her, er det to slike ventiler 48 og til-knyttet dreieventilplater 49 beliggende på den nedre ende av munningsstøtterøret 12, hver med avstand 180 Q fra hverandre. As can be seen in more detail from fig. 5 - 11, the roll-return bypass valve assembly 45 is desirably contained within the restrictor orifice assembly 11 and consists of one or more two-position pressure-actuated valves 48 and rotary valve plates 49. In a preferred embodiment of the invention shown here, there are two such valves 48 and associated rotary valve plates 49 located on the lower end of the muzzle support tube 12, each spaced 180 Q apart.

Når understellet er helt utstrakt før landing som vist på fig. 3, påvirkes dreieventilplatene 49 mekanisk ved inngrep av respektive ruller 50 med en rampe 51 på den øvre eller innovervendte ende av reguleringsnålen 10 for å lukke omløpspassasjene 46 cg åpne portene 52 til ventilene 48 som utsetter ventilene for den hydrauliske olje i det nedre kammer 54 av hovedstempelet 6. Dette forårsaker at ventilene 48 beveges innover mot forspenningen av ventilfjærene 53 til stillingen vist med heltrukne linjer på fig. 5 og 7 og blokkerer også fluidumstrømning gjennom omløpspassasjen 46. Følgelig må under landing alt det hydrauliske fluidum passere det nedre stempelkammer 54 opp til primærkammeret 20 gjennom landingsenergimunningen 15, som gir full munningslandings-dynamikk til understellet under landing. When the undercarriage is fully extended before landing as shown in fig. 3, the rotary valve plates 49 are mechanically actuated by the engagement of respective rollers 50 with a ramp 51 on the upper or inwardly facing end of the regulating needle 10 to close the bypass passages 46 and open the ports 52 of the valves 48 exposing the valves to the hydraulic oil in the lower chamber 54 of the main piston 6. This causes the valves 48 to be moved inwards against the bias of the valve springs 53 to the position shown by solid lines in fig. 5 and 7 and also blocks fluid flow through the bypass passage 46. Accordingly, during landing all the hydraulic fluid must pass the lower piston chamber 54 up to the primary chamber 20 through the landing energy nozzle 15, which provides full muzzle landing dynamics to the undercarriage during landing.

Rullene 50 er forbundet med respektive aksler 55 The rollers 50 are connected to respective shafts 55

i radialt forskjøvet forbindelse fra deres respektive akse-sentre, slik at når rullene 50 innkoples med rampen 51, påvirkes akslene til å rotere, roterer derfor dreieventilplatene 49 som er festet til de utenforliggende ender derav til stillingen vist på fig. 5-7 lukker omløpspassasjen 46 in radially offset connection from their respective axis centers, so that when the rollers 50 are engaged with the ramp 51, the shafts are actuated to rotate, therefore rotating the rotary valve plates 49 attached to the outer ends thereof to the position shown in fig. 5-7 closes the bypass passage 46

og åpner ventilportene 52 som nevnt i det foregående. and opens the valve ports 52 as mentioned above.

En begrenserplate 56 kan tilveiebringes i hver ventilport 52 for å bevirke en kortere tidsforsinkelse ved bevegelse av ventilene 48 til stillingene på figurer 5 og 7 for å stenge fluidumstrømning gjennom omløpspassasjen 46 etter at ventilportene er åpnet. Som vist med bruddlinjer på fig. 5, er, når ventilen 48 og begrenserplatene 56 er helt tilpasset mot de indre ender av ventilportene 52, arealet av begrenserplaten 56 utsatt for fluidumtrykket i ventilportene ikke tilstrekkelj.g til å overvinne forspenningen i ventil-fjæren 53 og fluidumtrykk som virker på ventilene 48 motstår slik bevegelse. Ikke før tilstrekkelig hydraulisk fluidum passerer gjennom en sentralmunning 57 i hver av begrenserplatene 56 for å virke på den større overflate av den tilknyttede trykkpåvirkede ventil 48 vil ventilene 48 begynne å bevege seg til stillingen med heltrukken linje vist på fig. 5 og 7. Så snart ventilen 48 begynner slik bevegelse, vil begrenserplaten 56 også bevege seg bort fra ventilportene 52 for å tillate fluidumtrykk å virke på hele det utsatte areal av begrenserplatene og ventilene 48 krever derfor mindre fluidumtrykk for å opprettholde ventilene i slik fast-linjestilling. A restrictor plate 56 may be provided in each valve port 52 to effect a shorter time delay in movement of the valves 48 to the positions of Figures 5 and 7 to shut off fluid flow through the bypass passage 46 after the valve ports are opened. As shown by broken lines in fig. 5, when the valve 48 and restrictor plates 56 are fully fitted against the inner ends of the valve ports 52, the area of the restrictor plate 56 exposed to the fluid pressure in the valve ports is insufficient to overcome the bias in the valve spring 53 and fluid pressure acting on the valves 48 resists such movement. Not until sufficient hydraulic fluid passes through a central orifice 57 in each of the restrictor plates 56 to act on the larger surface of the associated pressure-actuated valve 48 will the valves 48 begin to move to the solid line position shown in FIG. 5 and 7. As soon as the valve 48 begins such movement, the restrictor plate 56 will also move away from the valve ports 52 to allow fluid pressure to act on the entire exposed area of the restrictor plates and the valves 48 therefore require less fluid pressure to maintain the valves in such fixed position. line position.

Etter landing, når understellet er i statisk stilling eller 50,8 mm fra den fullt utstrakte stilling vist på fig. 3, beveges rampen 51 aksialt ut av inngrep med utløser-rullene 50, slik at rullene påvirkes til bevegelse inn i inngrep med den utvendige diameter av reguleringsnålen 10 After landing, when the landing gear is in the static position or 50.8 mm from the fully extended position shown in fig. 3, the ramp 51 is moved axially out of engagement with the release rollers 50, so that the rollers are influenced to move into engagement with the outer diameter of the regulating needle 10

på grunn av kraften fra de aksialt sammentrykkede fjærer 46' som virker på rullene, hvilket bevirker at akslene 55 forbundet dertil•dreier dreieventilplatene 49 for å bli beveget til stillingen vist på fig. 9 og 10 for å åpne om-løpspassas jene 46 og lukke ventilportene 52. Ventilfjærene 53 påvirker så ventilene 48 til å bevege seg mot ventilportene 52 for å åpne omløpspassasjene 46 så snart trykklikevekt er oppnådd på motsatte sider av ventilene etter landing. En eller flere radielle slisser 58 strekker seg radialt utover fra ventilportene 52 forbi dreieventilplatene 49 når de er i stillingen vist på fig. 9 og 10 due to the force of the axially compressed springs 46' acting on the rollers, causing the shafts 55 connected thereto to turn the rotary valve plates 49 to be moved to the position shown in fig. 9 and 10 to open the bypass passages 46 and close the valve ports 52. The valve springs 53 then actuate the valves 48 to move toward the valve ports 52 to open the bypass passages 46 as soon as pressure equilibrium is achieved on opposite sides of the valves after landing. One or more radial slots 58 extend radially outward from the valve ports 52 past the rotary valve plates 49 when in the position shown in fig. 9 and 10

og lukker ventilportene 52 for å tillate begrenset strømning av overskuddshydraulikkolje fra ventilportene under slik and closes the valve ports 52 to allow limited flow of excess hydraulic oil from the valve ports during such

bevegelse utover av ventilene. outward movement of the valves.

Når omløpspassasjene 46 er åpne, tillater omløps-passasjene mer olje å strømme rundt reguleringsmunningen 15 for plutselig sammentrykking av understellet for å redusere den begrensede tilbakegang under rulling på ujevne.områder, for hurtigere tilbakegang av understellet hvis nødvendig. When the bypass passages 46 are open, the bypass passages allow more oil to flow around the control orifice 15 for sudden compression of the undercarriage to reduce the limited rollback during rolling on rough terrain, for faster undercarriage rollback if necessary.

Under avgang, mens understellet nærmer seg sin fullt utstrakte stilling (dvs. innenfor omtrent 50,8 mm fra dets fullt utstrakte stilling) innkobler rampen 51 beliggende ved den øvre ende av reguleringsnålen 10 utløserrullene 50 som påvirker akslene 55 forbundet dertil å dreie dreieventilplatene 49 til å lukke omløpspassasjene 46 og åpne ventilportene 52 slik at ventilene 48 også vil beveges til å lukke omløpspassasjene. På den måten lukkes omløps-passasjene enda en gang når understellet er fullt utstrakt for å gi full landingsdynamikk til understellet som nevnt i det foregående. During takeoff, as the undercarriage approaches its fully extended position (ie within approximately 50.8 mm of its fully extended position) the ramp 51 located at the upper end of the control pin 10 engages the release rollers 50 which actuate the shafts 55 connected thereto to rotate the rotary valve plates 49 to to close the bypass passages 46 and open the valve ports 52 so that the valves 48 will also be moved to close the bypass passages. In this way, the bypass passages are closed once more when the undercarriage is fully extended to give full landing dynamics to the undercarriage as mentioned above.

En tilbakestøt- klaffventil 65 kan A check valve 65 can

også valgfritt tilveiebringes på den indre ende av hver om-løpspassasje 46 på den øvre ende av begrensermunningssammenstillingen 11 motsatt dreieventilplatene 49. Hver tilbakestøt- klaffventil består ønskelig av en flat klaffventilplate 66 festet til den øvre ende av begrensermunningssammenstillinghuset 67 som ved hjelp av also optionally provided on the inner end of each bypass passage 46 on the upper end of the restrictor mouth assembly 11 opposite the rotary valve plates 49. Each check valve desirably consists of a flat flap valve plate 66 attached to the upper end of the restrictor mouth assembly housing 67 which by means of

to skulderbolter 68 som tillater begrenset bevegelse av ventilplatene mellom den lukkede stilling vist på fig. 5 og den åpne stilling vist på fig. 9. En slik begrenset bevegelse av klaffventilplatene 66 tillater ventilplatene å bli skøvet til den åpne stilling vist på fig. 9 under tilbake-gangsbevegelser av understellet ved rulling, hvorved ventilplatene effektivt fjernes under tilbakegangen slik at det ikke er noen dempning; forårsaket av tilbakestøtklaffventil-ene under slik tilbakegang. Imidlertid vil tilbakestøtklaff-ventilene dempe fremgangen av et vektbelastet understell for normale støt under rulling, ved at returstrømningsmengden gjennom omløpspassas jene 46 bevirker et sug som lukker klaffventilplatene mot passasjene som vist med bruddlinjer på fig. 9, som på den måten trenger lufttrykket i primærkammeret 20 til å drive oljen gjennom en begrenset strømningspassasje two shoulder bolts 68 which allow limited movement of the valve plates between the closed position shown in fig. 5 and the open position shown in fig. 9. Such limited movement of the flap valve plates 66 allows the valve plates to be pushed to the open position shown in FIG. 9 during return movements of the undercarriage when rolling, whereby the valve plates are effectively removed during the return so that there is no damping; caused by the check valve valves during such decline. However, the check flap valves will dampen the progress of a weighted undercarriage for normal shocks during rolling, in that the amount of return flow through the bypass passages 46 causes a suction which closes the flap valve plates against the passages as shown by broken lines in fig. 9, which thus needs the air pressure in the primary chamber 20 to propel the oil through a restricted flow passage

bestående av et lite hull 69 i senteret av klaffventilene for å løfte støttevekten av luftfartøyet som del av returslaget. consisting of a small hole 69 in the center of the flap valves to lift the support weight of the aircraft as part of the return stroke.

Dersom hjulet og hjulringen 8 samtidig skulle kjøre over et hull, kan trykkluften i primærkammeret 20 fremdeles virke fritt på det netto utsatte areal av hovedstempelet 6 mellom hovedsylinderen 3 og munningsstøtterør 12 (utvendig diameter minus innvendig diameter) for å akselerere understellets uavfjærete masse hurtig inn i hullet. Arealet av stempelet 6 utsatt for slik luft i primærkammeret er for lite til å løfte støttevekten av luftfartøyet, men er lett stort nok til å akselerere den uavfjærete masse hurtig inn i hullet som nevnt i det foregående. If the wheel and wheel ring 8 were to drive over a hole at the same time, the compressed air in the primary chamber 20 can still act freely on the net exposed area of the main piston 6 between the main cylinder 3 and muzzle support tube 12 (outer diameter minus inner diameter) to accelerate the undercarriage's unsprung mass quickly into the hole. The area of the piston 6 exposed to such air in the primary chamber is too small to lift the support weight of the aircraft, but is easily large enough to accelerate the unsprung mass quickly into the hole as mentioned above.

En eller flere tilbakeslags ventiler 62 kan valgfritt tilveiebringes i begrensermunningssammenstillingen 11 for å supplere oljestrømmen fra primærkammeret 20 til det nedre stempelkammer 54 gjennom fremgangen av understellet hvis nødvendig. Også en eller flere overlast- avlastnings-ventiler 63 kan valgfritt tilveiebringes i begrensermunningssammenstillingen for å avlaste overskuddsoljetrykk fra det nedre stempelkammer til primærkammeret i det tilfelle at en overtrykkstilstand skulle utvikle seg under rullebevegelsen når understellet er sammentrykket. Under landingen, er passasjene 64 som leder til overlast- avlastningsventilene 63 lukket av dreieventilplatene 49 som vist på fig. 6 for å sikre at overlast- avlastningsventilene ikke vil virke under landingen. Passende plugger 65^ 66', vist med bruddlinjer på fig. 11, kan innsettes i passasjene for hver eller begge tilbakeslagsventilene 62 og avlastningsventilene 63 for å gjøre dem fullstendig uvirksomme hvis ønskelig. One or more check valves 62 may optionally be provided in the restrictor orifice assembly 11 to supplement the flow of oil from the primary chamber 20 to the lower piston chamber 54 through the progress of the chassis if necessary. Also, one or more overpressure relief valves 63 may optionally be provided in the restrictor orifice assembly to relieve excess oil pressure from the lower piston chamber to the primary chamber in the event that an overpressure condition should develop during the rolling motion when the undercarriage is compressed. During the landing, the passages 64 leading to the overload relief valves 63 are closed by the rotary valve plates 49 as shown in fig. 6 to ensure that the overload relief valves will not operate during landing. Matching plugs 65^ 66', shown with broken lines in fig. 11, can be inserted into the passages of each or both of the check valves 62 and relief valves 63 to render them completely inoperative if desired.

Idet det i det følgende vises til fig. 12 til 14, er en antikavitasjonsmekanisme 70 også ønskelig opptatt i reguleringsnålsammenstillingen 9 for å sikre oljepåfylling i det nedre stempelkammer 54 under plutselig forlengelse av understellet forårsaket av lufttrykket i primærkammeret 20 som virker på det utsatte hovedstempelareal 6 mellom hovedsylinderen 3 og munningsstøtterøret 12 (se fig. 2 og 3) mens hjulet og hjulringen 8 møter en forsenkning eller undertrykk. Den viste antikavitasjonsmekanisme omfatter en omløps- glideventil 71 aksialt bevegelig innenfor reguleringsnålen 10. Omløps- glideventilen har en rekke hull 72 på langs med mellomrom deri som når de er bragt på linje med like hull med mellomrom i reguleringsnålen 10 tillater strømning av olje gjennom den indre glideventil 71 rundt reguleringsmunningen 15 for å supplere oljestrømmen derigjennom. Så-lenge det indre stempeltrykk innenfor det nedre stempelkammer 54 er over et forutbestemt nivå, f.eks. 15,5 bar, vil imidlertid trykket som virker på differensialarealet av den indre glideventil 71 gjennom en trykkfølende munning 75 i reguleringsnålen overvinne forspenningen av en fjær 76 som virker på den nedre ende av glideventilen for å bevege glideventilen til stillingen vist på fig. 12 og 13 i hvilken hullene 72 deri ikke står på linje med hullene 73 i reguleringsnålen, som følgelig blokkerer slike hull. Whereas in the following reference is made to fig. 12 to 14, an anti-cavitation mechanism 70 is also desirably incorporated in the regulating needle assembly 9 to ensure oil filling in the lower piston chamber 54 during sudden extension of the chassis caused by the air pressure in the primary chamber 20 acting on the exposed main piston area 6 between the master cylinder 3 and the muzzle support tube 12 (see Fig .2 and 3) while the wheel and the wheel ring 8 encounter a depression or negative pressure. The anti-cavitation mechanism shown comprises a bypass slide valve 71 axially movable within the control needle 10. The bypass slide valve has a series of longitudinally spaced holes 72 therein which when aligned with equally spaced holes in the control needle 10 allow the flow of oil through the inner slide valve 71 around the regulating orifice 15 to supplement the oil flow through it. As long as the internal piston pressure within the lower piston chamber 54 is above a predetermined level, e.g. 15.5 bar, however, the pressure acting on the differential area of the internal slide valve 71 through a pressure-sensing orifice 75 in the regulating needle will overcome the bias of a spring 76 acting on the lower end of the slide valve to move the slide valve to the position shown in fig. 12 and 13 in which the holes 72 therein do not line up with the holes 73 in the regulating needle, which consequently blocks such holes.

Den trykkfølende munning 75 er forbundet med et kammer 74 nærliggende den øvre (venstre) ende av den indre glideventil 71 via et hult rør 97 deri som strekker seg i det vesentlige i hele lengden av slik omløps- glideventil. Når det indre stempeltrykk i kammeret 54 under reguleringsmunningen 15 faller under et slikt forutbestemt tolketrykk, faller trykket i kammeret 74 tilsvarende, slik at trykket som virker på hele glidesammenstillingen ikke lenger kan holde fjæren 76 sammentrykket. Følgelig beveges hele glidesammenstillingen oppover av fjæren 76 for å bringe omløps-hullene 72 i den indre glideventil 71 inn på linje med omløpshuliene 73 i reguleringsnålen 10 som vist på fig.15 for å supplere oljestrømmen gjennom munningen 15 for å forhindre kavitasjon i kammeret 54 under forlengelsen av understellet. Mens trykket i kammeret 54 bygger seg opp (over 15,5 bar), vil enda en gang trykket i kammeret 74 som virker på hele glidesammenstillingen overvinne kraften fra fjæren 76 for å lukke igjen for omløpshuliene 73 i reguleringsnålen The pressure-sensing mouth 75 is connected to a chamber 74 near the upper (left) end of the internal slide valve 71 via a hollow tube 97 therein which extends substantially the entire length of such bypass slide valve. When the internal piston pressure in the chamber 54 below the regulating mouth 15 falls below such a predetermined pressure, the pressure in the chamber 74 drops accordingly, so that the pressure acting on the entire sliding assembly can no longer keep the spring 76 compressed. Accordingly, the entire sliding assembly is moved upward by the spring 76 to bring the bypass holes 72 in the inner slide valve 71 into line with the bypass holes 73 in the control needle 10 as shown in Fig. 15 to supplement the oil flow through the orifice 15 to prevent cavitation in the chamber 54 below the extension of the chassis. As the pressure in the chamber 54 builds up (above 15.5 bar), once again the pressure in the chamber 74 acting on the entire slide assembly will overcome the force of the spring 76 to close again the bypass holes 73 in the regulating needle

10. Den nedre ende a-v glideventilen er utsatt for atmosfæren gjennom en sliss 77 i en fjærholder 78 og en omliggende manifoldsammenstilling 79 i hovedstempelet som har en eller flere ventilasjonspassasjer 80 deri. Aksiell bevegelse oppover for omløps- glideventilen 71 er begrenset av inngrep av en bøssing 81 på den øvre ende av glideventilen med en stopp 82 innenfor reguleringsnålen 10. Når bøssingen 81 10. The lower end a-v slide valve is exposed to the atmosphere through a slot 77 in a spring retainer 78 and a surrounding manifold assembly 79 in the main piston which has one or more ventilation passages 80 therein. Axial upward movement of the bypass slide valve 71 is limited by the engagement of a bushing 81 on the upper end of the slide valve with a stop 82 within the control needle 10. When the bushing 81

drives inn i inngrep med stopperen 82 av fjæren 76 (en bevegelse på omrtrent 6,4 mm), vil hullene 72, 73 være på driven into engagement with the stopper 82 by the spring 76 (a movement of approximately 6.4 mm), the holes 72, 73 will be on

aksiell linje med hverandre som vist på fig. 15. Periferi-innretting av hullene 72, 73 opprettholdes da ved å tilveiebringe en nålforbindelse 83 mellom omløpsglideventilen 71 og bøssingen 81 og en annen nålforbindelse 84 mellom reguleringsnålen 10 og en akseldel 85. Akseldelen 85 har en forlengelse 86 derpå med flater 87 på motsatte sider derav i glidende inngrep med de motsatte sider 88 av en sliss 90 i bøssingen 81 (se fig. 14). axial line with each other as shown in fig. 15. Peripheral alignment of the holes 72, 73 is then maintained by providing a needle connection 83 between the bypass slide valve 71 and the bushing 81 and another needle connection 84 between the regulating needle 10 and a shaft part 85. The shaft part 85 has an extension 86 thereon with surfaces 87 on opposite sides hence in sliding engagement with the opposite sides 88 of a slot 90 in the bushing 81 (see fig. 14).

En trykkpåvirket fjærretur-tilbakeslagsventil 95 A pressure-actuated spring return check valve 95

er også ønskelig anbragt på den øvre ende av regulerings- is also preferably placed on the upper end of the regulation

nålen 10. Under sammentrykking av understellet, er tilbake-slagsventilen 95 åpen som vist på fig. 12 og tillater følgelig fri strøm av olje innover gjennom senteret av reguleringsnålen via langsgående passasjer 96 i stopperen 82 the needle 10. During compression of the chassis, the non-return valve 95 is open as shown in fig. 12 and consequently allows free flow of oil inwards through the center of the regulating needle via longitudinal passages 96 in stopper 82

og slissen 90 i bøssingen 81 rundt sidene av forlerjgelsen 86, idet slik olje har kommet innover gjennom det hule rør 97 and the slot 90 in the bushing 81 around the sides of the bearing 86, as such oil has entered through the hollow tube 97

som strekker seg gjennom omløpsglideventilen 71 og står i forbindelse med den trykkfølende munning 75 på den nedre ende derav. Hvis imidlertid understellet (hjul og hjulring-sammenstilling) starter å strekke seg inn i en fordypning eller liknende, er trykket over munningen 15 høyere enn trykket i det nedre kammer 54. Følgelig lukker tilbakeslags-ventilen 95 umiddelbart som vist på fig. 15 for å holde olje på innsiden av reguleringsnålen og forhindre fanget gassdamp fra å forlate hulrommet umiddelbart over reguleringsnålen under plutselig fremgang av stempelet. På den måten forhindrer en slik tilbakeslagsventil den uønskede inntakelse av støtavstiverluft under antikavitasjonspåfylling av det nedre stempelkammer. which extends through the bypass slide valve 71 and communicates with the pressure-sensing orifice 75 at the lower end thereof. If, however, the chassis (wheel and rim assembly) starts to extend into a depression or the like, the pressure above the mouth 15 is higher than the pressure in the lower chamber 54. Consequently, the non-return valve 95 immediately closes as shown in fig. 15 to keep oil inside the regulating needle and prevent trapped gas vapor from leaving the cavity immediately above the regulating needle during sudden advancement of the piston. In this way, such a check valve prevents the unwanted intake of shock absorber air during anti-cavitation filling of the lower piston chamber.

En tilbakestøtdempermekanisme 110 (vist på fig. A recoil damper mechanism 110 (shown in FIG.

2 og 3 og i nærmere detalj på fig. 16-20) kan tilveiebringes i det ringformede kammer 25 mellom den utvendige diameter av hovedavstiverstempelet 6 og den innvendige diameter avi hovedsylinderen 3 som virker ved plutselig fri forlengelse av understel- 2 and 3 and in more detail in fig. 16-20) can be provided in the annular chamber 25 between the outer diameter of the main strut piston 6 and the inner diameter of the main cylinder 3 which acts by sudden free extension of the chassis

let under avgang for å dempe forlengelsen av understellet light during takeoff to dampen the extension of the undercarriage

når sin fullt utstrakte stilling. En slik tilbakestøtdemper-mekanisme består ønskelig av en holderring 111 passende festet til hovedstempelets 3 utvendige diameter for bevegelse dermed som ved hjelp av en låsering 112 og tilbakeslags-ventilring 113. reaches its fully extended position. Such a recoil damper mechanism preferably consists of a retaining ring 111 suitably attached to the outer diameter of the main piston 3 for movement thus as by means of a locking ring 112 and recoil valve ring 113.

Holderringen 111 har et stort antall spor The holder ring 111 has a large number of grooves

115 i lengderetningen med periferiavstand i den ytre overflate derav. Fortrinnsvis er fire slike fordypninger anbragt med likt mellomrom rundt periferien av holderringen som vist på fig. 17. Innenfor hver fordypning er det festet en støt-demperplate 116 på dens motsatte ender som ved øvre og nedre støtdemperringer 117, 118 som tillater begrenset glide-bevegelse av støtdemperplatene 116 i forhold til hoved-stemplet 6 og holderringen 111 festet dertil. Hver av støt-demperplatene har to stopperskuldre 118 ovenpå holderringen 111 som er normalt forspent i inngrep med holderringen av 115 in the longitudinal direction with a circumferential distance in the outer surface thereof. Preferably, four such recesses are placed at equal intervals around the periphery of the retaining ring as shown in fig. 17. Within each recess a shock absorber plate 116 is fixed at its opposite ends as at upper and lower shock absorber rings 117, 118 which allows limited sliding movement of the shock absorber plates 116 in relation to the main piston 6 and the retainer ring 111 attached thereto. Each of the shock absorber plates has two stop shoulders 118 on top of the retainer ring 111 which are normally biased into engagement with the retainer ring by

en fjær 119 innskutt mellom stempelhodet 120 og den øvre støtdemperring 117 som vist på fig. 16 og 17. I en slik stilling tillater støtdemperplatene 116 fri strømning av olje fra en side av holderringen 111 til den andre gjennom langsgående utragende slisser i støtdemperplaten som har en lengde større enn sporet 115 i holderringen som er tydelig vist på fig. 17. a spring 119 inserted between the piston head 120 and the upper shock absorber ring 117 as shown in fig. 16 and 17. In such a position, the shock absorber plates 116 allow free flow of oil from one side of the retainer ring 111 to the other through longitudinally projecting slots in the shock absorber plate having a length greater than the groove 115 in the retainer ring which is clearly shown in fig. 17.

Under de siste desimetere av forlengelsesslaget for understellet før full forlengelse derav bringes-imidlertid den nedre støtdemperring 118 i kontakt med en stopperinnretning 126 nær den utenforliggende ende av hovedsylinderen 3 som vist på fig.19 og 20 som derfor forhindrer fortsatt forlengelse av støtdemperplatene 116 med hovedavstiverstempelet 6 og holderring 111. Fortsatt bevegelse av holderringen i forhold til støtdemperplatene resulterer i den sterke lukking av oljestrømningsslissene 125 i støtdemperplatene de nedre ender derav av holderringen for på den måten å begrense strømningen derigjennom som sakker forlegelsen av understellet for å redusere støtet på understellet mens understellet når den fullt utstrakte stilling. Slissene 125 i støtdemperplatene kan ha smale forlengelser 128 på de nedre ender derav som fremdeles forblir åpne når hovedvidden av slissene 125 er lukket av holderringen som best kan ses på fig. 20 for å sørge for fortsatt begrenset strømning forbi holderringen. Alternativt kan holderringen selv romme en separat begrenset During the last decimetres of the extension stroke for the chassis before full extension thereof, however, the lower shock absorber ring 118 is brought into contact with a stop device 126 near the outer end of the master cylinder 3 as shown in Figs. 19 and 20 which therefore prevents further extension of the shock absorber plates 116 with the main strut piston 6 and retainer ring 111. Continued movement of the retainer ring relative to the shock absorber plates results in the strong closing of the oil flow slots 125 in the shock absorber plates the lower ends thereof of the retainer ring to thereby restrict the flow therethrough which slows the displacement of the undercarriage to reduce the impact on the undercarriage while the undercarriage reaches the fully extended position. The slots 125 in the shock absorber plates may have narrow extensions 128 at the lower ends thereof which still remain open when the main width of the slots 125 is closed by the retainer ring which can best be seen in fig. 20 to ensure continued limited flow past the retaining ring. Alternatively, the retainer ring itself may accommodate a separate limited

i munning 130 gjennom hvxlken olje fremdeles kan passere etter at strømningsslissene 125 i støtdemperplatene er i det vesentlige lukket. in mouth 130 through which oil can still pass after the flow slots 125 in the shock absorber plates are substantially closed.

i i in i

Claims

1. Landing gear comprising a main cylinder (3), a main strut piston (6) axially movable within the main cylinder (3), devices (11) for controlling the degree of retraction of the main strut piston (6) within the main cylinder (3) comprising limiting devices (11) bounded by the outer end of the main strut piston (6), a lower piston chamber (54) therebetween, where the restriction devices (11) have a restricted flow passage (15) therethrough for controlling the flow amount of hydraulic fluid between the lower piston chamber (54) and the opposite side of the restriction devices (11), and means (46) for providing a bypass flow path for hydraulic fluid from the lower piston chamber (54) to the opposite side of the restrictor means (11) whenever the landing gear encounters a bump during roll to reduce the damping loads that would otherwise occur come if all such hydraulic fluid should have to pass through the restrict the flow passage (15), the devices for providing a bypass flow path comprising a bypass passage (46) around the restricted flow passage (15), and devices (49) for opening the bypass passage (46) as soon as a pressure equilibrium is formed within the landing gear on opposite sides of the restricted flow passage (15) after landing to permit sudden compression of the landing gear for faster descent as necessitated by the landing gear going over bumps and the like, CHARACTERIZED IN THAT the means for opening the bypass passage (46) comprises a rotary valve plate (49) rotatably mounted for movement between a first position that closes the bypass passage (46) and a second position that opens the bypass passage (46), and a mechanism (10, 50, 51) for rotating the rotary valve plate (49) from the first position to the second position after the landing gear has been partially compressed after landing.

2. Landing gear according to claim 1, CHARACTERIZED IN THAT the rotary valve plate (49) is mounted on a shaft (55) in order to be able to turn.

3. Landing gear according to claim 2, CHARACTERIZED IN THAT the mechanism (10, 50, 51) comprises a ramp (51) on a needle (10) attached to the main strut piston (6) for movement with this, and a roller (50) on the shaft ( 55) can be engaged with the ramp (51) when the landing gear is fully extended to move the rotary valve plate (49) to the first position that closes the bypass passage (46), and can be disengaged from the ramp (51) after the landing has taken place for to move the rotary valve plate (49) to the second position which opens the bypass passage (46).

4. Landing gear according to claim 3, CHARACTERIZED BY a spring (46<1>) which acts on the roller (50) and drives the roller into engagement with the ramp (51) and the needle (10).

5. Landing gear according to claim 3, CHARACTERIZED IN THAT the needle (10) extends through an opening in the limiting devices (11) to delimit the limited flow passage (15).