WO2003022680A1 - Mecanisme de soutien d'une roue d'aeronef - Google Patents

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    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/58—Arrangements or adaptations of shock-absorbers or springs
    • B64C25/60—Oleo legs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64C2025/008—Comprising means for modifying their length, e.g. for kneeling, for jumping, or for leveling the aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a support mechanism for supporting wheels on an aircraft.
  • a wheel support mechanism of an aircraft has a shock absorber mechanism 11 that absorbs the kinetic energy of the airframe 1 based on the descent speed at the time of landing, such as a oleo-type shock absorber. Is to be absorbed. According to this, the impact force F g generated on the runway 12 is reduced to F b and transmitted to the aircraft 1. Disclosure of the invention
  • the approach speed to the runway at the time of landing may be about 3 OO km / h, and a large horizontal impact is applied to the tires of the wheels 13 at the time of landing.
  • This shock is mechanically called an acceleration shock.
  • smoke 14 may rise from the tire of the wheel 13 and the tire surface may melt.
  • the melted tire material 15 adheres to the runway 12.
  • Tire material 15 on the runway 12 reduces the safety of aircraft operations. That is,
  • An object of the present invention is to provide an aircraft wheel support mechanism that can reduce the impact applied to a tire at the time of landing and that can reduce the impact applied to the tire when the wheel collides with an obstacle on the runway. I do.
  • the invention according to claim 1 is a support mechanism for supporting wheels in an aircraft, comprising a suspension mechanism for rotatably supporting wheels at a lower end portion of a support member connected to the body,
  • a suspension mechanism including a crankshaft structure, wherein the crankshaft structure is rotatably supported at a lower end portion of the support member, an axle that supports the wheels in a rotating manner, and a horizontal support. And an arm positioned at a right angle to the axle and the axle to connect one end of the horizontal support shaft and one end of the axle.
  • a second aspect of the present invention is the invention according to the first aspect, wherein the suspension mechanism includes control means for controlling the rotation operation of the horizontal support shaft.
  • the invention according to claim 3 is the invention according to claim 2, wherein the control means rotates the horizontal support shaft to move the axle vertically below the horizontal support shaft before landing, and In this attitude, the horizontal support shaft is restrained and the crankshaft structure is stopped, and the restraint is released immediately before landing.
  • the invention according to claim 4 is the invention according to claim 1, further comprising a braking mechanism that brakes the wheel, wherein the braking mechanism presses a braking surface of the wheel with a braking member to perform braking.
  • the braking member is connected to the supporting member via a link mechanism, and the link mechanism is configured to maintain a positional relationship parallel to the crankshaft structure.
  • the crankshaft structure operates and the wheels start rotating around the axle and angularly displace rearward and upward around the horizontal support shaft.
  • the weight of the aircraft does not directly add to the wheels. Therefore, during angular displacement, that is, while the crankshaft structure is operating, it is possible to significantly suppress the emission of smoke from the tires of the wheels.
  • the axle is positioned vertically above the horizontal support shaft and angular displacement ends, the weight of the fuselage is directly added to the wheels, but at that time, the wheels are already in contact with the runway and rotating. Therefore, the amount of wheel slip at that time is small.
  • a load can be applied to the rotation of the horizontal support shaft during the operation of the crankshaft structure by the control means. Excessive vibration of the crankshaft structure can be prevented. Therefore, the skiing can be performed stably.
  • crankshaft structure can be restrained by the control means before landing, it is possible to prevent the crankshaft structure from vibrating due to strong wind. Therefore, a stable flight before landing can be secured.
  • FIG. 1 is a perspective view showing an aircraft wheel support mechanism of the present invention, in a state before landing. Is shown.
  • FIG. 2 is a perspective view showing the aircraft wheel support mechanism of the present invention, showing a state after landing.
  • FIG. 3 is a longitudinal sectional view of the support mechanism in the state of FIG.
  • FIG. 4 is an exploded perspective view of the aircraft wheel support mechanism of the present invention.
  • FIG. 5 is a side view showing the operation of the aircraft wheel support mechanism of the present invention at the time of landing.
  • FIG. 6 is a perspective view showing a normal state of the aircraft wheel support mechanism of the present invention during sliding. .
  • FIG. 7 is a perspective view showing an obstacle collision state during sliding of the aircraft wheel support mechanism of the present invention.
  • FIG. 8 is a schematic view showing a modification of the crankshaft structure.
  • FIG. 9 is a side view continuously showing the operation of the conventional aircraft wheel support mechanism at the time of landing.
  • FIG. 1 and 2 are perspective views showing an aircraft wheel support mechanism of the present invention.
  • FIG. 1 shows a state before landing
  • FIG. 2 shows a state after landing.
  • FIG. 3 is a longitudinal sectional view of the support mechanism in the state of FIG.
  • FIG. 4 is an exploded perspective view of the support mechanism.
  • the support mechanism of the present invention includes a suspension mechanism 3 and a braking mechanism 4 at the lower end of the support member 2.
  • the suspension mechanism 3 includes a crankshaft structure 5, and further includes control means 6.
  • the support member 2 extends downward from the lower part of the fuselage (not shown).
  • the support member 2 has a built-in buffer mechanism for buffering the vertical movement, for example, a oleo-type buffer 21.
  • the oleo-type shock absorber 21 is a known one. As shown in FIG. 3, in the squeeze type shock absorber 21, an elastic force is exerted by the coil spring 2 1 1 when expanding and contracting, and when the enclosed oil 2 1 2 passes through the orifice 2 1 3. A damping force is generated.
  • the crankshaft structure 5 of the suspension mechanism 3 includes a horizontal support shaft 51 rotatably supported at the lower end of the support member 2 via a rolling bearing 31 and a wheel 13 via a rolling bearing 3 2.
  • an arm 53 connecting one end of the horizontal support shaft 51 and one end of the axle 52.
  • the arm 53 is perpendicular to the horizontal support shaft 51 and the axle 52.
  • the horizontal support shaft 51 and the axle 52 are located on the opposite side of the arm 53.
  • a roller bearing is used as the rolling bearing 31
  • a ball bearing is used as the rolling bearing 32.
  • the control means 6 includes a torque generator 61 and a control unit 62 (FIG. 4).
  • a torque generator 61 for example, a motor, a generator, or the like can be used.
  • the torque generator 61 controls the rotation torque and rotation angle of the horizontal support shaft 51.
  • the control section 62 controls the operation of the torque generator 61.
  • a transmission (not shown) is provided between the torque generator 61 and the horizontal support shaft 51.
  • the braking mechanism 4 includes a disc brake 41 that brakes the wheels 13 by sandwiching a brake rotor (braking surface) with a pad (braking member). The pad is held by a caliper built into the bracket 411.
  • the bracket 411 is rotatably supported on the axle 52 via a rolling bearing 33, and is connected to the protrusion 22 of the support member 2 via a link mechanism 42.
  • the link mechanism 4 2 has one end of the link 4 2 1 rotatably connected to the protruding portion 2 2 via a pin 4 2 3, and the other end of the link 4 2 1 has the extension 4 1 2 of the bracket 4 1 1
  • the distal end is rotatably connected via a pin 422 and is configured to maintain a positional relationship parallel to the crankshaft structure 5.
  • the link mechanism 42 is made up of two sets of links 4 21 and pins 4 2 2 and 4 2 3.
  • the support member 2 is configured by connecting an upper tube 23 and a pot tube 24.
  • 25 is a strut rotation stop arm.
  • a signal is sent from the control unit 62 to the torque generator 61, and the rotation of the horizontal support shaft 51 is controlled by the torque generator 61, so that the crankshaft structure 5 1 is positioned vertically below the horizontal support shaft 51, that is, the state shown in FIG. 1.
  • the crankshaft structure 5 is restrained by applying a brake to the horizontal support shaft 51 in this state.
  • the control unit 62 determines the state immediately before landing based on the signal from the altitude sensor.
  • a signal is sent from the control unit 62 to the torque generator 61, the brake by the torque generator 61 is released, and the restraint of the crankshaft structure 5 is released.
  • Aircraft 1 begins to land.
  • the support mechanism of the above configuration operates as follows.
  • FIG. 5 (a) shows the support mechanism immediately before landing.
  • the wheels 13 are stored in the fuselage 1 in the state shown in FIG.
  • an impact force fa is generated in the rearward direction.
  • this impact force causes the wheels 13 to start to rotate around the axle 52 and to rotate around the horizontal support shaft 51 to start angular displacement upward and backward. Angular displacement to 180 degrees.
  • the weight of body 1 does not directly add to wheels 13.
  • the weight M is extremely small because the weight of the fuselage 1 is not directly transferred to the wheels 13. Therefore, the friction work W is very small, and the tire 13 1 of the wheel 13 hardly emits smoke.
  • the support mechanism configured as described above operates as follows.
  • Wheels 13 are supported at the lower end of the support member 2 by a suspension mechanism 3 having a crankshaft structure 5, and at the time of landing, the crankshaft structure 5 is shown in FIG. As a result, the smoke of the tire 13 1 of the wheel 13 can be significantly suppressed.
  • crankshaft structure 5 Even if the wheel 13 collides with an obstacle (projection 1 2 1) on the runway 12 during the run, the crankshaft structure 5 operates as shown in FIG. The impact on the tire 3 can be reduced, and the tire 13 1 can be prevented from exploding.
  • crankshaft structure 5 Before landing, since the crankshaft structure 5 is restrained in the state shown in FIG. 1 by the control means 6, the crankshaft structure 5 can be prevented from vibrating due to strong wind.
  • crankshaft structure 5 is made of carbon fiber, the weight of the crankshaft structure 5 can be reduced, and the shock absorbing action based on the crankshaft structure 5 can be increased.
  • crankshaft structure 5 having the above configuration is schematically shown in FIG. 8 (a), it may be a structure shown in FIG. 8 (b) or (c).
  • the axle 52 is located on both sides of the horizontal support shaft 51 via the arm 53.
  • the horizontal support shaft 51 is located on both sides of the axle 52 via the arm 53.

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Description

明 細 書 航空機用車輪支持機構 技術分野
本発明は、 航空機において車輪を支持する支持機構に関するものである。 背景技術
近年において、 航空機における車輪の支持機構は、 第 9図に示すように、 着陸 時の降下速度に基づく機体 1の運動エネルギーを、 例えばォレオ式緩衝装置のよ うな上下動を緩衝する緩衝機構 1 1によって吸収するようになっている。 これに よれば、 滑走路 1 2で発生した衝撃力 F gが F bに弱められて機体 1に伝えられ る。 発明の開示
(発明が解決しようとする技術的課題）
ところで、 航空機においては、 着陸時の滑走路への進入速度が時速 3 O O k m 程度となる場合があり、 車輪 1 3のタイヤには、 着陸時に水平方向の大きな衝撃 が加わる。 この衝撃は、 力学的には、 加速衝撃と呼ばれる。 このため、 第 9図に 示すように、 着陸の瞬間に、 車輪 1 3のタイヤから煙 1 4が上がってタイヤ表面 が溶ける場合がある。 溶けたタイヤ材料 1 5は滑走路 1 2上に付着する。
滑走路 1 2上に付着したタイヤ材料 1 5は、 航空機運航の安全性を低下させる。 即ち、
( 1 ) タイヤ材料 1 5は、 雨などによって濡れると、 その上を通過する航空機の 車輪をスリップさせる原因となる。
( 2 ) 時々、 滑走路 1 2を閉鎖して、 タイヤ材料 1 5の除去作業を行う必要があ り、 滑走路 1 2を閉鎖するため、 運航スケジュールが過密となる。
また、 タイヤ表面が溶けるため、 パンクが発生し易くなる。 パンクは、 航空機 運航の安全性を直接的に損なわせる。 パンクが発生すると、 滑走路が一時閉鎖さ れることがあり、 この点からも、 運航スケジュールが過密となり、 航空機運航の 安全性が低下する。
更に、 超音速機が離陸の際に炎上して墜落するという悲惨な大事故が最近発生 した。 この事故の原因は、 滑走路上に落ちていた金属片に、 超音速機の車輪が高 速で衝突し、 タイヤが破裂し、 破片が燃料タンク又はエンジンに衝突したことで あると考えられている。 従って、 滑走路上の障害物に車輪が衝突した場合でもタ ィャが破裂するのを防止できる機構の開発が強く望まれている。
本発明は、 着陸時のタイヤに加わる衝撃を緩和でき、 また、 滑走路上の障害物 に車輪が衝突した場合の、 タイヤに加わる衝撃を緩和できる、 航空機用車輪支持 機構を提供することを目的とする。
(その解決方法）
請求の範囲第 1項記載の発明は、 航空機において車輪を支持する支持機構にお いて、 機体に連結された支持部材の下端部にて車輪を回転自在に支持する懸架機 構を備えており、 懸架機構が、 クランク軸構造体を備えており、 クランク軸構造 体が、 支持部材の下端部にて回転自在に支持された水平支持軸と、 車輪を回転自 在に支持する車軸と、 水平支持軸及び車軸に対して直角に位置して水平支持軸の 一端と車軸の一端とを連結するアームと、 からなつていることを特徴としている。 請求の範囲第 2項記載の発明は、 請求の範囲第 1項記載の発明において、 懸架 機構が、 水平支持軸の回転作動を制御する制御手段を備えているものである。 請求の範囲第 3項記載の発明は、 請求の範囲第 2項記載の発明において、 制御 手段が、 着陸前に、 水平支持軸を回転させて車軸を水平支持軸の鉛直下方に移動 させ、 その姿勢で水平支持軸を拘束してクランク軸構造体を静止させ、 着陸直前 にその拘束を解除するようになっているものである。
請求の範囲第 4項記載の発明は、 請求の範囲第 1項記載の発明において、 車輪 を制動する制動機構を備え,ており、 制動機構は、 車輪の制動面を制動部材で押圧 して制動するようになっており、 制動部材は、 リンク機構を介して、 支持部材に 連結されており、 リンク機構は、 クランク軸構造体と平行な位置関係を維持する よう構成されているものである。
(従来技術より有利な効果） 請求の範囲第 1項記載の発明によれば、 着陸の際に、 クランク軸構造体が作動 して、 車輪が、 車軸回りに回転を始めるとともに水平支持軸回りに後上方へ角変 位するので、 角変位している間は、 機体の重量が車輪に直接加わらない。 従って、 角変位している間、 即ち、 クランク軸構造体が作動している間は、 車輪のタイヤ が発煙するのを著しく抑制できる。 また、 車軸が水平支持軸の鉛直上方に位置し て角変位が終わると、 車輪には機体の重量が直接加わることとなるが、 その際、 車輪は既に滑走路に接触して回転しているので、 その時の車輪のスリップ量は小 さい。 従って、 その際に車輪のタイヤが溶けるのを防止できる。 即ち、 請求の範 囲第 1項記載の発明によれば、 着陸の際に車輪のタイヤが溶けるのを防止できる ので、 溶けたタイヤ材料が滑走路上に付着するのを防止でき、 また、 タイヤが擦 り減ることによるパンクの発生を防止できる。 従って、 航空機運航の安全性を向 上できる。
また、 滑走中に滑走路上の障害物に車輪が衝突した場合でも、 クランク軸構造 体が作動して、 車輪が水平支持軸回りに後方へ角変位して逃げるので、 車輪に対 する衝撃を緩和できる。 従って、 滑走中に障害物に車輪が衝突した場合における タイヤの破裂を防止でき、 この点からも、 航空機運航の安全性を向上できる。 請求の範囲第 2項記載の発明によれば、 制御手段により、 クランク軸構造体の 作動中に、 水平支持軸の回転に負荷をかけることができるので、 滑走の際に水平 支持軸を中心としてクランク軸構造体が過度に振動するのを防止できる。 従って、 滑走を安定して行うことができる。
請求の範囲第 3項記載の発明によれば、 制御手段により、 着陸前においてクラ ンク軸構造体を拘束できるので、 クランク軸構造体が強風によつて振動するのを 防止できる。 従って、 着陸前の安定した飛行を確保できる。
請求の範囲第 4項記載の発明によれば、 クランク軸構造体が作動して、 車輪が 水平支持軸回りに角変位しても、 制動機構を常に正常に制動作動させることがで さる。 図面の簡単な説明
第 1図は、 本発明の航空機用車輪支持機構を示す斜視図であり、 着陸前の状態 を示す。
第 2図は、 本発明の航空機用車輪支持機構を示す斜視図であり、 着陸後の状態 を示す。
第 3図は、 第 1図の状態の支持機構の縦断面図である。
第 4図は、 本発明の航空機用車輪支持機構の分解斜視図である。
第 5図は、 本発明の航空機用車輪支持機構の着陸時の作動を連続して示す側面 図である。
第 6図は、 本発明の航空機用車輪支持機構の滑走中の通常状態を示す斜視図で ある。 .
第 7図は、 本発明の航空機用車輪支持機構の滑走中の障害物衝突状態を示す斜 視図である。
第 8図は、 クランク軸構造体の変形例を示す模式図である。
第 9図は、 従来の航空機用車輪支持機構の着陸時の作動を連続して示す側面図 である。 発明を実施するための最良の形態
第 1図及び第 2図は本発明の航空機用車輪支持機構を示す斜視図であり、 第 1 図は着陸前の状態を示し、 第 2図は着陸後の状態を示す。 第 3図は第 1図の状態 の支持機構の縦断面図である。 第 4図は支持機構の分解斜視図である。
本発明の支持機構は、 支持部材 2の下端部に、 懸架機構 3及び制動機構 4を備 えている。 懸架機構 3は、 クランク軸構造体 5を備え、 更に、 制御手段 6を備え ている。
支持部材 2は、 機体 （図示せず） の下部から下方に延びている。 支持部材 2は、 上下動を緩衝する緩衝機構、 例えば、 ォレオ式緩衝装置 2 1、 を内蔵している。 ォレオ式緩衝装置 2 1は、 公知のものである。 ォレオ式緩衝装置 2 1では、 第 3 図に示すように、 伸縮する際にコイルばね 2 1 1によって弾性力が作用し、 また、 封入されたオイル 2 1 2がオリフィス 2 1 3を通過する際に減衰力が発生する。 懸架機構 3のクランク軸構造体 5は、 支持部材 2の下端部に転がり軸受 3 1を 介して回転自在に支持された水平支持軸 5 1と、 車輪 1 3を転がり軸受 3 2を介 して回転自在に支持する車軸 5 2と、 水平支持軸 5 1の一端と車軸 5 2の一端と を連結するアーム 5 3と、 からなつている。 アーム 5 3は、 水平支持軸 5 1及び 車軸 5 2に対して直角となっている。 水平支持軸 5 1と車軸 5 2とは、 アーム 5 3の反対側に位置している。 第 3図では、 転がり軸受 3 1としてローラーベアリ ングを用いており、 転がり軸受 3 2として玉軸受を用いている。
制御手段 6は、 トルク発生器 6 1と制御部 6 2 (第 4図） とからなっている。 トルク発生器 6 1としては、 例えば、 モーター、 発電機等を使用できる。 トルク 発生器 6 1は、 水平支持軸 5 1の回転トルク及び回転角を制御するようになって いる。 制御部 6 2は、 トルク発生器 6 1の作動を制御する。 更に、 トルク発生器 6 1と水平支持軸 5 1との間には、 変速機 （図示せず） が設けられている。
制動機構 4は、 ブレーキローター （制動面） をパッド （制動部材） で挟みつけ ることにより、 車輪 1 3を制動する、 ディスクブレーキ 4 1を備えている。 パッ ドは、 ブラケット 4 1 1に内蔵されたキヤリパに保持されている。 ブラケット 4 1 1は、 車軸 5 2に転がり軸受 3 3を介して回転自在に支持されており、 リンク 機構 4 2を介して、 支持部材 2の突出部 2 2に連結されている。 リンク機構 4 2 は、 リンク 4 2 1の一端が突出部 2 2にピン 4 2 3を介して回転自在に連結され、 リンク 4 2 1の他端がブラケット 4 1 1の延長部 4 1 2の先端にピン 4 2 2を介 して回転自在に連結され、 クランク軸構造体 5と平行な位置関係を維持するよう 構成されている。 なお、 ここでは、 リンク機構 4 2は、 第 4図に示すように、 2 組の、 リンク 4 2 1及ぴピン 4 2 2、 4 2 3からなつている。
第 1図ないし第 4図に示すように、 支持部材 2は、 アッパーチューブ 2 3とポ トムチューブ 2 4を連結して構成されている。 2 5はストラット回転止アームで あ <&。
次に、 上記構成の支持機構の作動について説明する。
着陸前になると、 制御部 6 2からトルク発生器 6 1に信号が送られ、 トルク発 生器 6 1により水平支持軸 5 1の回転が制御されて、 クランク軸構造体 5力 車 軸 5 2が水平支持軸 5 1の鉛直下方に位置した姿勢、 即ち、 第 1図の状態となり、 クランク軸構造体 5は、 その状態で水平支持軸 5 1にブレーキがかけられること により、 拘束される。 次に、 制御部 6 2は、 高度センサーからの信号に基づいて、 着陸直前の状態を 判断する。 着陸直前になると、 制御部 6 2からトルク発生器 6 1に信号が送られ、 トルク発生器 6 1によるブレーキが解除され、 クランク軸構造体 5の拘束が解か れる。
そして、 第 5図に示すように、 機体 1が着陸を始める。 着陸の際には、 上記構 成の支持機構は、 次のように作動する。
第 5図の （a ) は着陸直前状態の支持機構を示す。 なお、 飛行中には、 車輪 1 3は、 第 2図の状態で機体 1内に格納されている。 （b ) に示すように、 点 Aに て車輪 1 3が滑走路 1 2に接すると、 後方向に衝撃力 f aが発生する。 （ b ) 〜 ( f ) に示すように、 この衝撃力によって、 車輪 1 3は、 車軸 5 2回りに回転を 始めるとともに水平支持軸 5 1回りに回動して後上方へ角変位を始め、 1 8 0度 まで角変位する。 この間、 機体 1の重量は、 車輪 1 3に直接加わらない。 ところ で、 車輪 1 3が滑走路 1 2にスリップ接触している際の摩擦仕事量 Wは、 スリツ プ接触する量 Sと車輪 1 3に加わる荷重 Mとの積となる。 即ち、 W= S XM。 しかるに、 上記角変位の間、 機体 1の重量は車輪 1 3に直接カ卩わらないので、 荷 重 Mは極端に小さい。 従って、 摩擦仕事量 Wは非常に小さいので、 車輪 1 3のタ ィャ 1 3 1が発煙することは殆ど無い。
車輪 1 3が水平支持軸 5 1回りに 1 8 0度角変位すると、 ォレオ式緩衝装置 2 1の作動が始まり、 （ f ) 〜 （ i ) に示すように、 機体 1の降下エネルギーが緩 衝装置 2 1により吸収され、 衝撃力 f gが f bに弱められて機体 1に伝わる。 こ のとき、 車輪 1 3には機体 1の荷重が直接加わることになるが、 車輪 1 3は既に 滑走路 1 2に接触して回転しているので、 車輪 1 3に対して後方向への衝撃は殆 ど加わらない。 従って、 この間に、 車輪 1 3のタイヤ 1 3 1が発煙することは殆 ど無い。 なお、 緩衝装置 2 1のストロークはオイルロックで止められる。
そして、 着陸後は、 車輪 1 3は、 （i ) の状態、 即ち、 第 2図の状態で、 滑走 路 1 2上を滑走する。 滑走中において、 滑走路 1 2上に障害物がある場合には、 上記構成の支持機構は、 次のように作動する。
第 6図に示すように、 車輪 1 3が第 2図の状態で滑走中に、 滑走路 1 2上に ώ 部 1 2 1がある場合において、 車輪 1 3は、 第 7図に示すように、 凸部 1 2 1に 乗り上げる際に、 水平支持軸 5 1回りに角変位して、 矢印 Aのように後方向へ逃 げる。 これにより、 車輪 1 3に加わる前方向からの衝撃が、 後方向へ逃がされる ことにより、 緩和される。 また、 車輪 1 3が後方向へ逃げることにより、 車輪 1 3に対する衝撃の持続時間が長くなるので、 瞬間的な衝撃力が弱くなる。 従って、 滑走中に、 車輪 1 3が障害物に衝突しても、 車輪 1 3に加わる衝撃は小さいもの となるので、 タイヤ 1 3 1の破裂が防止される。
また、 車輪 1 3が水平支持軸 5 1回りに角変位する際、 制動機構 4のリンク機 構 4 2は、 次のように作動する。
第 2図において、 リンク機構 4 2は、 クランク軸構造体 5と平行な位置関係を 維持するよう構成されているので、 車輪 1 3が水平支持軸 5 1回りに角変位する と、 その際のクランク軸構造体 5の作動状態と平行な位置関係を維持した作動を 行う。 そして、 クランク軸構造体 5力 第 2図に示すように、 車軸 5 2が水平支 持軸 5 1の鉛直上方に位置した状態となると、 リンク機構 4 2は、 ピン 4 2 3が ピン 4 2 2の鉛直上方に位置した状態となる。 従って、 車輪 1 3が水平支持軸 5 1回りに角変位しても、 制動機構 4のディスクブレーキ 4 1は常に正常に作動す る状態に維持される。
以上のように、 上記構成の支持機構においては、 次のような効果が発揮される。
( 1 ) 車輪 1 3が、 支持部材 2の下端部に、 クランク軸構造体 5を備えた懸架機 構 3により支持されており、 着陸の際に、 クランク軸構造体 5が第 5図に示すよ うに作動するので、 車輪 1 3のタイヤ 1 3 1が発煙するのを著しく抑制できる。
( 2 ) 滑走中、 車輪 1 3が滑走路 1 2上の障害物 （凸部 1 2 1 ) に衝突しても、 クランク軸構造体 5が第 7図に示すように作動するので、 車輪 1 3に対する衝擊 を緩和でき、 タイヤ 1 3 1が破裂するのを防止できる。
( 3 ) 制御手段 6によって、 水平支持軸 5 1の回転作動を制御できるので、 車輪 1 3の角変位中や滑走中において、 水平支持軸 5 1の回転に負荷をかけることに より、 水平支持軸 5 1を中心としたクランク軸構造体 5の振動を抑制できる。
( 4 ) 着陸前において、 クランク軸構造体 5が制御手段 6によって第 1図の状態 に拘束されるので、 クランク軸構造体 5が強風によつて振動するのを防止できる。
( 5 ) リンク機構 4 2がクランク軸構造体 5と平行な位置関係を維持するよう構 成されているので、 車輪 1 3が水平支持軸 5 1回りに角変位しても、 制動機構 4 のディスクブレーキ 4 1を常に正常に作動する状態に維持できる。
( 6 ) トルク発生器 6 1と水平支持軸 5 1との間に変速機を設けているので、 変 速機によって水平支持軸 5 1に加えるトルクを増大することができる。 従って、 トルク発生器 6 1を小型軽量化できる。
( 7 ) クランク軸構造体 5をカーボンファイバーで作製すれば、 クランク軸構造 体 5を軽量ィヒでき、 しかも、 クランク軸構造体 5に基づく衝撃緩和作用を増大で きる。
なお、 上記構成のクランク軸構造体 5は、 模式的に示すと、 第 8図の （a ) に 示す構造であるが、 第 8図の （b ) 又は （c ) に示す構造としてもよい。 第 8図 の （ b ) では、 水平支持軸 5 1の両側にアーム 5 3を介して車軸 5 2が位置して いる。 第 8図の （c ) では、 車軸 5 2の両側にアーム 5 3を介して水平支持軸 5 1が位置している。

Claims

請 求 の 範 囲
1. 航空機において車輪を支持する支持機構において、
機体に連結された支持部材 （2) の下端部にて車輪 （13) を回転自在に支持 する懸架機構 (3) を備えており、
懸架機構が、 クランク軸構造体 (5) を備えており、 クランク軸構造体が、 支 持部材の下端部にて回転自在に支持された水平支持軸 （51) と、 車輪を回転自 在に支持する車軸 （52) と、 水平支持軸及び車軸に対して直角に位置して水平 支持軸の一端と車軸の一端とを連結するアーム （53) と、 からなつていること を特徴とする航空機用車輪支持機構。
2. 懸架機構が、 水平支持軸の回転作動を制御する制御手段 （6) を備えてい る、 請求の範囲第 1項記載の航空機用車輪支持機構。
3. 制御手段が、 着陸前に、 水平支持軸を回転させて車軸を水平支持軸の鉛直 下方に移動させ、 その姿勢で水平支持軸を拘束してクランク軸構造体を静止させ、 着陸直前にその拘束を解除するようになっている、 請求の範囲第 2項記載の航空 機用車輪支持機構。
4. 車輪を制動する制動機構 （4) を備えており、
制動機構は、 車輪の制動面を制動部材で押圧して制動するようになっており、 制動部材は、 リンク機構 （42) を介して、 支持部材に連結されており、 リン ク機構は、 クランク軸構造体と平行な位置関係を維持するよう構成されている、 請求の範囲第 1項記載の航空機用車輪支持機構。
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