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Train d'atterrissage d'avion pour atterrissage et décollage avec vent de côté.
Cette invention se rapporte à des perfectionnements aux trains d'atterrissage d'avions pour l'atterrissage et le décollage avec vent de côté, dont les roues ne pivotent que d'un angle limité et, en particulier, à un dispositif de blocage pour em- pêcher le pivotement de ces roues lorsqu'on déplace l'avion en arrière.
Il est connu de munir les roues de queue des avions, qui pivotent habituellement de 360 , de,'dispositifs d'arrêt ou de blocage. Toutefois, ceux-ci sont d'une construction très com- pliquée et ne bloquent pas les roues automatiquement.
Le but général de l'invention est de supprimer ces difficultés et d'autres encore en établissant des roues d'atter- rissage principales pivotantes, mais susceptibles de ne pivoter que d'un angle limité, et en les munissant de dispositifs auto-
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matiques permettant le pivotement des roues aux vitesses éle- vées de l'avion et effectuant leur blocage aux faibles vitesses, par exemple, lorsqu'on fait reculer l'avion pour le parquer.
Un autre but de l'invention est d'assurer un blocage automatique des roues d'atterrissage principales pivotantes de l'avion de la manière la plus simple et la moins coûteuse.
On atteint les buts ci-dessus mentionnés de la présente invention et d'autres encore, qui ressortiront mieux de la des- cription ci-après, en munissant la came de stabilisation ou de centrage de la roue d'une échancrure à la partie la plus basse de la surface de came sur laquelle circule le doigt de came.
Cette échancrure est établie sous une forme et en des dimensions telles que le doigt ne peut en être délogé lorsque l'avion se déplace sur le sol à une faible vitesse, particulièrement en arrière, par exemple lorsqu'on le fait reculer, en vue de le par- quer dans un espace limité, tel qu'un hangar, mais qui permet aux roues de pivoter à de plus grandes vitesses de l'avion sur le sol, notamment lorsqu'il "fait le taxi" ou qu'il atterrit.
Pour mieux faire comprendre l'invention, on en donnera ci-dessous la description, en se référant aux dessins annexés, dans lesquels:
Fig.l est une vue en coupe transversale, suivant la ligne 1-1 de la fig.2, d'une roue d'atterrissage principale pi- votante, conforme à l'invention.
Fig.2 est une vue fragmentaire en élévation de côté de la roue suivant la fig.l, les roulements à billes et la bague de roulement externe étant enlevés.
Fig. 3 est une vue fragmentaire en coupe horizontale de l'essieu de roue, suivant la ligne III-III de la fig.l.
Fig. 4 est une vue en plan d'un détail de la came intro- duite à la partie inférieure du support du pivot de roue. ,
Fig.5 est une vue en coupe transversale suivant la li- gne V-V de la fig.4.
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Fig.6 est une vue en bout de la came.
Fig. 7 est une vue schématique de la roue pivotante, expliquant le fonctionnement du dispositif suivant l'invention.
Figs.8 et 9 montrent les positions que peuvent prendre les roues pendant le mouvement en arrière lorsqu'elles ne sont pas munies du dispositif de blocage.
Bien que les principes de l'invention aient été trou- vés particulièrement applicables aux avions légers, il n'existe apparemment pas de limite à leur application aux avions terres- tres en général.
Sur les dessins, 1 désigne dans son ensemble une roue principale pivotante pour avion, comportant un bandage en caout- chouc 2 monté entre les rebords de jante 3 et 4 pourvus d'un certain nombre de pièces d'écartement 5 et 6, respectivement, ré- parties sur la circonférence, contre lesquelles les supports ex- ternes 7 et 8 des roulements à rouleaux sont serrés par des bou- lons 9. Au centre des roulements 10 dont les chemins de roule- ment extérieurs sont calés dans les supports 7, 8 est monté un moyeu fixe 11 portant un pivot 12 qui y est fixé par une rondelle 13 et une clavette 14.
Le bout d'essieu 16 de la roue, fixé au châssis d'atterrissage 17 de l'avion et dans l'extrémité externe duquel le pivot 12 pivote de manière à permettre à la roue de pivoter d'environ 25 degrés de part et d'autre de sa position médiane, passe à travers une ouverture transversale 15 du support 11 du pivot, à distance des parois internes de l'ouverture.
Dans la partie inférieure de l'ouverture 15 est montée une came 18 (représentée à plus grande échelle sur les figs.4 à 6), présentant une échancrure diamétrale 31 au fond de sa surface active 32 et maintenue en place par le pivot 12. Cette came 18, soumise à la pression d'un ressort 19 placé dans un logement 20, coopère avec une série de doigts de came diamétralement opposés 21 qui partent de la face inférieure du bout d'essieu 16 pour @
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ramener la roue d'une position oblique dans la position zéro ou position normale. L'échancrure 31 dans laquelle s'applique le doigt de came 21, empêche la roue de pivoter pendant la mar- che en arrière à faible vitesse, mais permet ce pivotement pen- dant la marche en avant à plus grande vitesse pour le "taxi" et l'atterrissage.
Par conséquent, lorsqu'on fait reculer l'avion, par exemple pour le parquer dans un lieu de surface réduite, comme un hangar, les roues sont toujours maintenues droites ou dans la position zéro, parce qu'à ces faibles vitesses il ne se produit pas de force latérale pour déloger le doigt de came 21 de l'é- chancrure 31. En outre, comme l'indique la fig.7, la charge ver- ticale L sur la roue, a pour effet de déplacer quelque peu d'en dessous du centre 0 de la roue en arrière vers A pendant la mar- che en avant et en avant vers B pendant la marche en arrière, en augmentant et diminuant ainsi, respectivement, le bras de levier d'une force latérale F de a à al et a2, respectivement, par rap- port au pivot.
Ainsi le couple plus grand T pour faire pivoter la roue pendant la marche en avant à une vitesse habituellement élevée sera toujours capable de faire pivoter la roue, tandis que pendant la marche en arrière à la faible vitesse usuelle il ne peut par suite de cette faible vitesse et de la diminution du bras de levier a2, déloger le doigt de came 21 de l'échancrure 31, de telle sorte que ce dispositif fonctionne automatiquement pour empêcher les roues de pivoter dans ce cas. Ceci a été établi par de nombreux essais.
Figs.8 et 9 montrent les roues d'atterrissage tournées en dedans et tournées en dehors, respectivement, qui sont les positions qu'elles peuvent occuper lorsqu'on emploie un angle de chasse négatif et qui pourraient contrarier une manoeuvre con- venable de l'avion sur le sol.
Ainsi qu'on le voit sur la fig.2, le pivot 12 est in- cliné sur la verticale, de telle sorte que même lorsque la queue d'un avion est levée, l'intersection de l'axe du pivot avec le
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sol se trouve toujours en avant de la surface de contact de la roue avec le sol pour assurer une action de pivotement positive de la roue pendant la marche en avant à une vitesse suffisante.
Lorsque la roue pivote, les doigts de came qui se déplacent sur la came tendent à soulever l'avion à peu près de la quantité dont la hauteur de la roue est tombée par suite du passage de la roue de sa position verticale à une position inclinée (par suite de l'angle que fait le pivot avec la verticale), maintenant ainsi l'avion toujours pratiquement à la même hauteur.
Sur la fig. 3 on a représenté en traits pointillés les positions angulaires extrêmes de la roue dans lesquelles ou celle- ci peut osciller dans les deux sens, c'est-à-dire jusqu'à ce que les pans coupés internes du support 11 de la broche touchent le bout d'essieu 16. La came 18 montrée séparément sur les figs.4, 5 et 6 est relativement basse pour permettre à la roue, à une vi- tesse suffisante, de surmonter l'effet de blocage de l'échancrure de came 31 et de pivoter dans l'un ou l'autre sens en développant un faible effort, de telle sorte que le pivotement se fait moelleusement en évitant les secousses et en réduisant le "shimmy". De même, par suite de sa forme symétrique, la came, lorsque la roue aura quitté le sol, ramènera celle-ci facilement dans la position zéro, c'est-à-dire parallèlement à l'axe longi- tudinal de l'avion.
En vue d'amortir de plus faibles mouvements latéraux de la roue ou des vibrations secondaires dues aux irrégularités du sol, on prévoit un élément de friction 22 dont la face interne a une surface cylindrique 23 équidistante de l'axe du pivot, contre laquelle un bloc de friction de préférence cylindrique 25 est repoussé par un ressort 24.
Un frein à disque de type standard, indiqué dans son ensemble en 26, est fixé par des boulons 27 à la face interne du support 11 du pivot pour coopérer avec le disque de frein 28 maintenu par des clavettes 29 fixées à la bride de frein 30 soli-
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daire de la jante 4 de la roue. Un frein de ce type est spéciale- ment recommandable, car dans le présent cas l'espace disponible est très limité.
Lors des essais de ce type de train d'atterrissage, on a remarqué qu'un angle de pivotement de 25 degrés dans chaque sens à partir de la position zéro de la roue, est amplement suffi- sant pour que l'atterrissage et le décollage d'un avion avec un vent de côté à 90 degrés, d'environ 30 milles à l'heure, n'en- trainent aucun danger. Toutefois, cet angle peut varier quelque peu suivant les différents types d'avion et de même, l'angle d'environ 21 degrés entre l'axe du pivot et la verticale, qui a été trouvé convenable, peut être augmenté ou diminué suivant les installations particulières.
Ainsi qu'on le voit les buts de la présente invention dont atteints par une modification constructive, extrêmement simple apportée à la construction originale en bloquant automatiquement le pivotement des roues aux faibles vitesses de marche, comme par exemple pour le parcage, mais en les laissant pivoter librement à une vitesse plus élevée pour les manoeuvres de "taxi" et d'at- terrissage.
REVENDICATIONS
1) Train d'atterrissage d'avion, caractérisé en ce qu'il comporte une roue d'atterrissage pivotante à angles de pivotement limités, une came présentant une surface concave con- centrique à l'axe de pivotement de la roue et pourvue d'une échan- crure à la partie la plus basse de cette surface concave, et un doigt de came soumis à l'action d'une force pour coopérer par friction avec la surface de came en vue d'empêcher la roue de pivoter aux faibles vitesses de marche lorsqu'il se trouve dans cette échancrure mais lui permettre de pivoter aux vitesses plus élevées.
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Airplane landing gear for landing and take-off with side wind.
This invention relates to improvements to the landing gear of aircraft for landing and take-off with side wind, the wheels of which only pivot at a limited angle and, in particular, to a locking device for em - angle the pivoting of these wheels when moving the airplane backwards.
It is known to provide the tail wheels of airplanes, which usually rotate 360 °, with stopping or blocking devices. However, these are of a very complicated construction and do not lock the wheels automatically.
The general object of the invention is to eliminate these difficulties and others still by establishing pivoting main landing wheels, but capable of pivoting only by a limited angle, and by providing them with self-locking devices.
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matics allowing the wheels to pivot at high speeds of the airplane and locking them at low speeds, for example, when the airplane is backed up to park it.
Another object of the invention is to ensure automatic locking of the pivoting main landing wheels of the airplane in the simplest and least expensive manner.
The above-mentioned objects of the present invention and others, which will emerge better from the description below, are achieved by providing the stabilization or centering cam of the wheel with a notch in the laziest part. lower than the cam surface on which the cam finger travels.
This notch is established in a shape and dimensions such that the finger cannot be dislodged from it when the airplane is moving on the ground at a low speed, particularly backwards, for example when it is pushed back, with a view to Park it in a limited space, such as a hangar, but which allows the wheels to pivot at higher speeds of the aircraft on the ground, especially when it is "taxiing" or landing.
In order to better understand the invention, the description will be given below, with reference to the appended drawings, in which:
Fig.l is a cross-sectional view, taken along line 1-1 of Fig.2, of a pivoting main landing wheel according to the invention.
Fig. 2 is a fragmentary side elevational view of the wheel as shown in Fig. 1 with the ball bearings and the outer race being removed.
Fig. 3 is a fragmentary horizontal sectional view of the wheel axle, taken on line III-III of fig.l.
Fig. 4 is a plan view of a detail of the cam inserted into the lower part of the wheel pivot support. ,
Fig.5 is a cross sectional view taken along the line V-V of Fig.4.
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Fig.6 is an end view of the cam.
Fig. 7 is a schematic view of the swivel wheel, explaining the operation of the device according to the invention.
Figs.8 and 9 show the positions that the wheels can take during the backward movement when they are not fitted with the locking device.
Although the principles of the invention have been found particularly applicable to light airplanes, there apparently is no limit to their application to land airplanes in general.
In the drawings, 1 denotes as a whole a swivel main wheel for an aircraft having a rubber tire 2 mounted between the rim flanges 3 and 4 provided with a number of spacers 5 and 6, respectively, parts on the circumference, against which the outer supports 7 and 8 of the roller bearings are clamped by bolts 9. In the center of the bearings 10 whose outer raceways are wedged in the supports 7, 8 is mounted a fixed hub 11 carrying a pivot 12 which is fixed thereto by a washer 13 and a key 14.
The axle end 16 of the wheel, fixed to the landing frame 17 of the aircraft and in the outer end of which the pivot 12 pivots so as to allow the wheel to pivot approximately 25 degrees from side to side. The other from its middle position, passes through a transverse opening 15 of the support 11 of the pivot, away from the internal walls of the opening.
In the lower part of the opening 15 is mounted a cam 18 (shown on a larger scale in Figs. 4 to 6), having a diametrical notch 31 at the bottom of its active surface 32 and held in place by the pivot 12. This cam 18, subjected to the pressure of a spring 19 placed in a housing 20, cooperates with a series of diametrically opposed cam fingers 21 which start from the underside of the axle end 16 for @
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return the wheel from an oblique position to the zero position or normal position. The notch 31 in which the cam finger 21 is applied prevents the wheel from pivoting during the reverse drive at low speed, but allows this pivoting during the forward drive at higher speed for the taxi. "and landing.
Therefore, when backing up the aircraft, for example to park it in a small area, such as a hangar, the wheels are always kept straight or in the zero position, because at these low speeds it does not shift. produces no lateral force to dislodge the cam finger 21 from the notch 31. In addition, as shown in fig. 7, the vertical load L on the wheel has the effect of displacing somewhat 'below the center 0 of the wheel backwards towards A while walking forward and forwards towards B during reversing, thereby increasing and decreasing, respectively, the lever arm by a lateral force F of a to a1 and a2, respectively, with respect to the pivot.
Thus the larger torque T to rotate the wheel during forward travel at a usually high speed will always be able to rotate the wheel, while during reverse at the usual low speed it cannot, as a result of this low speed. speed and decrease of the lever arm a2, dislodge the cam finger 21 from the notch 31, so that this device operates automatically to prevent the wheels from rotating in this case. This has been established by numerous tests.
Figs. 8 and 9 show the landing wheels turned in and turned out, respectively, which are the positions which they may occupy when employing a negative caster angle and which might interfere with a proper maneuver of the plane on the ground.
As can be seen in fig. 2, the pivot 12 is tilted vertically, so that even when the tail of an aircraft is raised, the intersection of the axis of the pivot with the
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The ground is always in front of the wheel's ground contact surface to ensure positive pivoting action of the wheel during forward travel at sufficient speed.
As the wheel rotates, the cam fingers which move on the cam tend to lift the aircraft approximately the amount by which the height of the wheel has fallen as a result of the wheel moving from its vertical position to an inclined position. (due to the angle that the pivot makes with the vertical), thus maintaining the airplane always practically at the same height.
In fig. 3 shows in dotted lines the extreme angular positions of the wheel in which it can oscillate in both directions, that is to say until the internal cut sides of the support 11 of the spindle touch the axle end 16. The cam 18 shown separately in figs. 4, 5 and 6 is relatively low to allow the wheel, at sufficient speed, to overcome the blocking effect of the cam notch. 31 and to pivot in one or the other direction by developing a low force, so that the pivoting is done smoothly avoiding jerks and reducing the "shimmy". Likewise, due to its symmetrical shape, the cam, when the wheel has left the ground, will easily return it to the zero position, that is to say parallel to the longitudinal axis of the airplane. .
In order to damp smaller lateral movements of the wheel or secondary vibrations due to irregularities in the ground, a friction element 22 is provided, the internal face of which has a cylindrical surface 23 equidistant from the axis of the pivot, against which a preferably cylindrical friction block 25 is pushed back by a spring 24.
A standard type disc brake, indicated as a whole at 26, is fixed by bolts 27 to the internal face of the support 11 of the pivot to cooperate with the brake disc 28 held by keys 29 fixed to the brake flange 30 soli-
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rim 4 of the wheel. A brake of this type is especially advisable, as in this case the space available is very limited.
During the tests of this type of landing gear, it was noticed that a pivot angle of 25 degrees in each direction from the zero position of the wheel, is more than sufficient for the landing and take-off. of an airplane with a side wind of 90 degrees, of about 30 miles per hour, is not dangerous. However, this angle may vary somewhat with different types of aircraft and likewise, the angle of about 21 degrees between the pivot axis and the vertical, which has been found to be suitable, may be increased or decreased depending on the requirements. special installations.
As can be seen, the aims of the present invention are achieved by an extremely simple constructive modification made to the original construction by automatically blocking the pivoting of the wheels at low walking speeds, as for example for parking, but leaving them rotate freely at a higher speed for "taxi" and landing maneuvers.
CLAIMS
1) Aircraft landing gear, characterized in that it comprises a pivoting landing wheel with limited pivoting angles, a cam having a concave surface concentric to the pivot axis of the wheel and provided with 'a notch at the lowest part of this concave surface, and a cam finger subjected to the action of a force to co-operate by friction with the cam surface to prevent the wheel from rotating at weak walking speeds when it is in this notch but allow it to pivot at higher speeds.
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