JPH0255277B2 - - Google Patents

Info

Publication number
JPH0255277B2
JPH0255277B2 JP57034140A JP3414082A JPH0255277B2 JP H0255277 B2 JPH0255277 B2 JP H0255277B2 JP 57034140 A JP57034140 A JP 57034140A JP 3414082 A JP3414082 A JP 3414082A JP H0255277 B2 JPH0255277 B2 JP H0255277B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
landing gear
jack
lever
gear according
pivoted
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired
Application number
JP57034140A
Other languages
English (en)
Other versions
JPS57209496A (en
Inventor
Churio Andore
Derien Mitsusheru
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Landing Systems SAS
Original Assignee
Messier Hispano Bugatti SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Messier Hispano Bugatti SA filed Critical Messier Hispano Bugatti SA
Publication of JPS57209496A publication Critical patent/JPS57209496A/ja
Publication of JPH0255277B2 publication Critical patent/JPH0255277B2/ja
Granted legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/34—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface  wheeled type, e.g. multi-wheeled bogies
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/02—Undercarriages
    • B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
    • B64C25/10—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like
    • B64C25/12—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like sideways
    • B64C2025/125—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like sideways into the fuselage, e.g. main landing gear pivotally retracting into or extending out of the fuselage

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Vehicle Body Suspensions (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は収容可能な離着陸装置（以下“着陸装
置”という）、特にタンデムに装着した車輪群を
備えた、いわゆる胴体着陸装置（train de
fuselage）型の着陸装置に関する。
この型式の着陸装置は公知であり、一般に航続
距離の短かく、通常“コミユータ（commuter）”
と呼ばれる飛行機又は飛行体（aer on ef）に用
いられることが多い。この型式の公知の着陸装置
には、構造が強固で、信頼性があり且つ簡素で製
作が容易である条件を同時に満す装置はない。
本発明はこの問題を解決することを目的とし、
簡単な構造でありながらも、信頼性が高く剛強で
且つ所望の安全性を有し、胴体に車輪群をタンデ
ムに備えた型式の着陸装置を提供するものであ
る。
より詳細には、本発明は、タンデムに車輪群を
備えた、いわゆる胴体型式の飛行体用の着陸装置
であつて、各々の一端部が飛行機の胴体に取り付
けられた第１及び第２の枢軸にそれぞれ枢支さ
れ、各々の他端部が車輪の軸受支持体を担持する
少なくとも２本のアームと、上記アームのそれぞ
れの途中の第１及び第２の点と飛行機の胴体に取
り付けられた第３及び第４の枢軸とをそれぞれ連
結する第１及び第２の連結手段とからなり、車輪
がタンデムに取付けられている飛行機の胴体式着
陸装置であつて、上記第１及び第２の連結手段が
それぞれ互いに端部で枢支されるレバーとダンパ
とを含み、該レバーの他端部はそれぞれ上記第３
及び第４の枢軸に支持され、該ダンパの他端部は
それぞれ上記第１及び第２の点で枢支され、更に
該着陸装置は、上記２本のレバーを連結する所定
長のロツドと、上記２本のレバーのうちの少なく
とも１本を駆動するジヤツキとを含むことを特徴
とする着陸装置を提供するものである。
本発明を添付の図面を参照して実施例により説
明する。
まず最初に、第１乃至第３図を参照して本発明
を説明するが、これらの図面は本発明の着陸装置
の同一の実施例を示すものであり、同一の部材に
は同一の参照番号を付している。更に、第１図で
は着陸装置が機外に出た状態を実線で示し、収容
位置即ち、後退位置にあるときを破線で示してい
る。
第１及び第２図に示す実施例は、着陸装置の主
要部２を載架するシヤシを形成する剛構造１を含
む飛行体用のものである。この主要部２は端部
５，６が飛行体の剛構造１とそれぞれ枢軸７，８
で連結している２本のアーム３，４を含む。アー
ム３，４の他端部９，１０は、例えば車輪１５，
１６を取付けるリム１３，１４の如き軸受支持体
１１，１２を備えている。
第２図に示すように、支持体１１，１２はアー
ム３，４からずらし且つ各々のアームの移動面か
ら離間した平面１７内にタイヤ１５，１６を保持
可能たらしめる。着陸装置は更に、飛行体１の胴
体に取り付けられた枢軸２１，２２とアーム３，
４に取り付けられた枢軸２３，２４とを連結する
手段１９，２０を含む。これらの連結手段１９，
２０はほぼ同一であつて、各々ダンパ２７，２８
と枢着するレバー２５，２６を含む。このため、
レバー２５，２６の各端部２９，３０は、好まし
くはダンパ２７，２８のシリンダ３３，３４の端
部３１，３２に枢着し、他端部３５，３６はシヤ
シ１に取り付けられた枢軸２１，２２に連結して
いる。ダンパ１９，２０の他端部（図示例ではシ
リンダロツド３８，３９）はそれぞれアーム３，
４に取り付けられた枢軸２３，２４と連結してい
る。
更に、着陸装置は、枢軸４２，４３で２本のレ
バー２５，２６を連結している所定長さのロツド
４１を含み、かくして枢軸２１，２２，４３，４
２は平行四辺形を構成しているのが好ましい。こ
こで、レバーをダンパに枢支する枢軸はそれぞれ
ロツド４１上の枢軸４２，４３と同一であつても
よい。各レバーを枢軸２１，２２に取付ける手段
及びロツド４１を枢軸４２，４３に取付ける手段
は自由回転を保証するものであつて、上記した平
行四辺形は変形可能である。この平行四辺形はこ
れを構成する３つの部材、即ち２本のレバー２
５，２６とロツド４１のいずれか１個に力を加え
たときに変形する。
下記に詳述するように、レバー２５，２６を枢
軸２１，２２の周りに回転せしめるため直接又は
間接の駆動装置は１端部を枢支したジヤツキ４４
から構成する。好ましくは、ジヤツキ４４の枢軸
は飛行体のシヤシ１上の固定点、例えば枢軸２２
であり、ジヤツキ４４の他端４６はレバー２５又
はロツド４１上の上記の枢軸４２に隣接する軸４
７に枢支する。このようにして、ジヤツキ４４は
上述の平行四辺形のほぼ対角線上に位置する。
上記した枢軸点２１，２２，４２，４３，４
７，７及び８は同一平面１８内にあることが好ま
しく、このように構成することによつて、着陸装
置の各部材を互いにほぼ平行な回転軸上に装着し
て製作を簡便にすることができる。
第１図及び第２図に示す着陸装置は、離着陸時
の機外位置から後退位置へと、更にこの反対の方
向へと反復動作を次のようにして行う。
最初に、第１図に示すように着陸装置が機外位
置にあると仮定する。この位置より着陸装置を機
内に収容するためにはジヤツキ４４のロツドがシ
リンダ内を摺動して伸長するようにジヤツキ４４
を作動せしめる。このとき、レバー２５は枢軸２
１上を時計方向に回転し、同時にロツド４１を介
してレバー２６を同方向に回転せしめる。この２
つのレバー２５，２６の回転によつて２つのダン
パ２７，２８のシリンダの端部３１，３２に引張
力が及び、この引張力によつてレバー２５，２６
と逆方向、即ち反時計方向にアーム３，４を回転
せしめる。
着陸装置の車輪が飛行体１の胴体内に収容さ
れ、第１図に破線で示す位置まで、ジヤツキ４４
によつてレバー２５，２６を回転せしめる。この
後退位置では、車輪は枢軸７，８を通る平面より
可成り上方に位置する。
飛行機が滑走路を走るときは、着陸装置が事故
によつて後退してはならないことは勿論である。
このため、ジヤツキ４４は図中に４８で示す、例
えばツメ具のような自動閉止手段を備えている。
実際上、ジヤツキ４４は、機外位置及び後退位置
にそれぞれ対応する２つの位置で閉止されるよう
に構成されている。
第３図では本発明の着陸装置の構成部材を線分
によつて省略して表わしているが、この概略図に
よつて本発明の他の特徴及び技術的効果が明確に
なるだろう。
事実、飛行機が滑走路を走るとき、凹凸或いは
突起に出会うことがあるが、飛行機の構造に障害
が生ぜず、乗客が不意の衝撃にさらされないこと
が必要である。このため、飛行機が滑走路上で障
害物に出会つたとき、衝撃をタイヤ１５，１６と
ダンパ１９，２０で吸収する。公知の如く、アー
ム３，４の一方の車輪が衝撃を受けたとき、ダン
パ１９，２０のロツド３９，４０がシリンダ３
３，３４内に侵入しうるために、アームがその枢
軸上を回転するようになつている。従つて、アー
ム３，４はそれぞれ第３図に示す２つの位置、即
ちアーム３についてはP1，P2、アーム４につい
てP1′，P2′の間で軸７，８の周りを回動すること
ができる。これらの２位置は、ダンパが緩和又は
緊張位置にあるときのアームの限界位置に対応し
ている。
前述の如く、着陸装置が機外位置にあるとき、
ジヤツキは閉止され、このためレバー２５，２６
及びロツド４１は飛行機の胴体の一部として見做
され、如何なる変形もうけない。従つて、ダンパ
によつて吸収されない応力の一部はレバー２５，
２６に伝わる。更に好ましくは、着陸装置が機外
にあり、レバーが剛強な位置のときは、レバーと
ダンパの全体的な方向がダンパ１９，２０の移動
する角度α、即ちA1，A1′−A2，A2′の両限界位
置（アーム２５，２６の限界位置に対応する）の
二等分線をなすように、レバー２５，２６が各々
ダンパ１９，２０と連結している。かくして、平
均的には、ダンパはそれに連結しているレバーの
延長上にあると見做され、応力はレバーの軸を伝
播する。かくして、レバーには比較的小さなねじ
りモーメントが及ぶにすぎない。事実、このとき
のねじりモーメントは存在するとしても最小であ
り、レバーの方向４９，５０とダンパの方向との
間の角度がもしちがつていたならば、ねじりモー
メントはずつと大きいことは疑いない。そのとき
は、特に軸２１，２２、ジヤツキ４４及びロツド
４１を強固にする必要がある。
上述の実施例を本発明の範囲内で変更できるこ
とは勿論である。特に、支点を選択するのに、飛
行機の基礎構造上であれ、或いは着陸装置の別の
部材上であり、直列車輪を備えた胴体型式の着陸
装置の信頼性と軽量性と寸法を最適化するよう
に、特に装着すべき飛行機の形状を考慮の上で決
定することは勿論である。
第１乃至第３図に図示した着陸装置が良好に機
能するのは勿論であるが、特に乗客を運ぶ場合に
はより一層の安全性が必要となる。従つて、例え
ば油圧ジヤツキ４４が油圧流体を供給されない場
合であつても、着陸装置が機外に出て行くことが
でき、飛行機が地面を走つても着陸装置が機内に
後退しないようにすることが必要である。この問
題を解決するために、着陸装置は少なくとも機外
位置で、好ましくは２つの位置、即ち機外及び後
退位置で作動できるクランプ装置を備えている。
この１態様を第４図を参照して説明する。
第１乃至第３図に示す実施例と第４図に示す実
施例では、共通の部材には同一の参照番号が付さ
れている。更に、第４図でも着陸装置が機外位置
のときは実線で、後退位置のときは破線で示して
いる。
クランプ装置は、飛行体の胴体１に取り付けら
れた軸と上記した変形可能な平行四辺形を構成す
る少なくとも１つのレバーとを連結する屈曲可能
な支持部材（contre−fiche briseuse）６０を含
む。飛行体の胴体１に取り付けられた上記軸はア
ーム３の如きアーム枢支軸７であるのが好まし
い。このとき、支持部材６０と連結するレバーは
アーム３と協働するレバーとなる。こうした構成
は特に装置を小寸法のものにするのに好ましい。
更に、支持部材６０は、軸６３で相互に枢支さ
れた少なくとも２本のリンク６１及び６２と、こ
れらのリンクに偶力を及ぼして相対的に回転せし
める手段６４とを含む。部材６４は、ロツド６６
がリンク６１に取り付けられた脚部６７上で軸６
３と離間した点６８に枢支されている補助ジヤツ
キ６５を含む。ジヤツキ６５の他端部、即ちシリ
ンダ６９の端部はリンク６２上例えばリンク６２
の脚部７０上に枢支されている。
更に、支持部材６０の長さは、３軸７，２１及
び４２が着陸装置を機外位置に所望の状態で位置
せしめ、且つダンパがアーム３の回転を吸収する
際に角度αで回動するとき、ダンパ２７の方向７
１がレバー２５の方向４９の同一側に常に存在す
るように決定する。このような構成によつて、ダ
ンパからレバー２５に力が加わるとき、支持部材
６０に引張力が作用するように作動する。従つ
て、着陸装置が機外位置のときは、装置は完全に
クランプされて、不意に後退する危険性はない。
逆に、着陸装置を後退させるときには、ジヤツ
キ６５が伸長するように作動せしめ、これによつ
て、リンク６１をリンク６２に対して回転せし
め、軸７及び４２の間の距離を減少せしめるよう
に力が及ぶ。この応力とこれと同時に発揮される
ジヤツキ４４による力の作用のもとで、レバー２
５が軸２１の周りを回動し、且つ上記の如く、レ
バー２６が軸２２の周りを回動する。リンク６１
及び６２がジヤツキ６５によつて曲げられると、
ジヤツキ４４は着陸装置が第４図の破線で示す後
退位置をとるまで作動し続ける。この位置でレバ
ー２５の端部２９が、軸７及び２１によつて画定
される直線７２を通過するとき、再度リンク６１
及び６２に力を及ぼしこれらを再整列するように
働く。このようにして着陸装置は再脱出不可能に
閉止され、この後退位置は脚部６７，７０に働く
引張りバネによつて確保される。
更に、着陸装置を後退位置から機外位置に移動
させるには、まず、ジヤツキ６５及び４４を同時
に作動せしめて、リンク６１及び６２を曲げ、レ
バー２５を回動せしめ、次いでジヤツキ４４のみ
を作動せしめてレバー２５を機外位置に移行させ
るが、この場合、直線７２を越えると引張りバネ
７３によつて移行がスムーズになる。
第４図に示す着陸装置では、例えば油圧流体回
路が故障であつても、操縦者は付属ジヤツキによ
つてリンク６１及び６２の直線位置を変更せし
め、レバー２５を機外位置まで回動せしめること
ができる。更に着陸装置自体の重量により装置が
機外に移行し、且つバネ７３がリンク６１及び６
２を整列位置に移行するように作用して第４図に
実線で示す機外位置にレバー２５が移行するのを
助ける。
他方のレバー２６もロツド４１によつてレバー
２６と連結しているで同様の動作をすることは勿
論である。
従つて、第４図に示す本発明の着陸装置では、
所望の安全性が確保され、特にジヤツキの作動用
の油圧系が故障であつても着陸装置を機外位置に
移行せしめ、この位置で固定せしめることができ
る。
【図面の簡単な説明】
第１図及び第２図は、それぞれ本発明の着陸装
置の１実施例の正面図及び側面図である。第３図
は、第１図に示す着陸装置の動作及び機能を説明
するための概略図である。第４図は本発明の着陸
装置の他の実施例の部分図である。 （主な参照番号）、１……飛行機の胴体、２…
…着陸装置、３，４……アーム、７，８，２１，
２２……枢軸（固定）、２５，２６……レバー、
２７，２８……ダンパ、４１……ロツド、４４…
…ジヤツキ、６１……屈曲可能な支持部材、６５
……ジヤツキ、６４……バネ。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 各々の一端部が飛行機の胴体に取り付けられ
    た第１及び第２の枢軸７，８にそれぞれ枢支さ
    れ、各々の他端部９，１０が車輪１５，１６の軸
    受支持体１１，１２を担持する少なくとも２本の
    アーム３，４と、上記アームのそれぞれの途中の
    第１及び第２の点２３，２４と飛行機の胴体に取
    り付けられた第３及び第４の枢軸２１，２２とを
    それぞれ連結する第１及び第２の連結手段１９，
    ２０とからなり、車輪がタンデムに取付けられて
    いる飛行機の胴体式着陸装置であつて、上記第１
    及び第２の連結手段１９，２０がそれぞれ互いに
    端部で枢支されるレバー２５，２６とダンパ２
    ７，２８とを含み、該レバーの他端部はそれぞれ
    上記第３及び第４の枢軸に支持され、該ダンパの
    他端部はそれぞれ上記第１及び第２の点で枢支さ
    れ、更に該着陸装置は、上記２本のレバーを連結
    する所定長のロツド４１と、上記２本のレバーの
    うちの少なくとも１本を駆動するジヤツキ４４と
    を含むことを特徴とする着陸装置。 ２ 上記２本のレバーのうちの少なくとも１本を
    駆動する上記ジヤツキは、飛行機の胴体に取り付
    けられた上記第４の枢軸２２上に一端部が枢支さ
    れており、該ジヤツキの他端部は、該レバーに力
    を伝えるように該レバーに結合されており、該ジ
    ヤツキは、該着陸装置の後退位置及び機外位置に
    対応する２つの長さを与える２つの位置を少なく
    とも取りうることを特徴とする特許請求の範囲第
    １項に記載の着陸装置。 ３ 上記２本のレバーのうちの少なくとも１本を
    駆動する上記ジヤツキは、飛行機の胴体に取り付
    けられた上記第３の枢軸２１上に一端部が枢支さ
    れており、該ジヤツキの他端部は、該レバーに力
    を伝えるように該レバーに結合されており、該ジ
    ヤツキは、該着陸装置の後退位置及び機外位置に
    対応する２つの長さを与える２つの位置を少なく
    とも取りうることを特徴とする特許請求の範囲第
    １項に記載の着陸装置。 ４ 該ジヤツキの上記した他端部は該レバーと該
    ダンパとの枢軸点近傍の枢軸上に枢支されている
    ことを特徴とする特許請求の範囲第２項または第
    ３項に記載の着陸装置。 ５ 上記ジヤツキの一端部は、飛行機の胴体に取
    り付けられた枢軸２２上に枢支されており、該ジ
    ヤツキの他端部は該ロツド上に枢支されているこ
    とを特徴とする特許請求の範囲第１項に記載の着
    陸装置。 ６ 該ジヤツキを該着陸装置が機外位置となるよ
    うに駆動したとき、滑走路上の障害物により該ア
    ームを介して該ダンパが回動するときの角度の範
    囲のほぼ２等分線上に該レバーの方向がくるよう
    構成されていることを特徴とする特許請求の範囲
    第２項乃至第５項のいずれか１項に記載の着陸装
    置。 ７ 該ロツドが上記２本のレバーの各々に枢支さ
    れて、該ロツドと上記２本のレバーの各々との枢
    支点が上記した第３及び第４の枢軸とともに変形
    可能な平行四辺形を構成することを特徴とする特
    許請求の範囲第１項乃至第６項のいずれか１項に
    記載の着陸装置。 ８ 該ジヤツキが１つの位置で作動可能な係止手
    段を少なくとも含んでいることを特徴とする特許
    請求の範囲第２項乃至第７項のいずれかに１項に
    記載の着陸装置。 ９ 該係止手段はつめ具からなることを特徴とす
    る特許請求の範囲第８項に記載の着陸装置。 １０ 装置の機外位置及び後退位置の少なくとも
    いずれか一方の位置にクランプするクランプ装置
    を含むことを特徴とする特許請求の範囲第２項乃
    至第５項のいずれか１項に記載の着陸装置。 １１ 該クランプ装置は、飛行機の胴体中の第５
    の軸７と上記した２本のレバーの一方の第６の軸
    ４２と連結する所定長さの屈曲可能な支持部材６
    ０からなることを特徴とする特許請求の範囲第１
    ０項に記載の着陸装置。 １２ 該屈曲可能な支持部材は、互いに枢支され
    た少なくとも２本のリンク６１，６２を含み、該
    リンクは第５及び第６の軸７，４２にそれぞれ枢
    支されていることを特徴とする特許請求の範囲第
    １１項に記載の着陸装置。 １３ 該第５軸は上記した第１又は第２軸のいず
    れかと同一であり、該第６軸は、該第５軸上で回
    動するアームに連結されたダンパと協働するレバ
    ー上に位置することを特徴とする特許請求の範囲
    第１１項又は第１２項のいずれか１項に記載の着
    陸装置。 １４ 上記の２本のリンクに第一の力を与えてこ
    れらを互いに回動せしめるジヤツキ６５を含むこ
    とを特徴とする特許請求の範囲第１２項又は第１
    ３項のいずれか１項に記載の着陸装置。 １５ 該屈曲可能な支持部材は、少なくとも１つ
    のジヤツキ６５を含み、該ジヤツキ６５の両端
    は、該リンクを互いに枢支する軸６３とは相違す
    る軸６８上でそれぞれのリンクに連結しているこ
    とを特徴とする特許請求の範囲第１４項に記載の
    着陸装置。 １６ 該屈曲可能な支持部材は、該リンクを常に
    同一方向に回動せしめるよう作用する応力を該リ
    ンクに及ぼす少なくとも１つの引張りバネ７３を
    含むことを特徴とする特許請求の範囲第１４項ま
    たは第１５項のいずれか１項に記載の着陸装置。
JP57034140A 1981-03-05 1982-03-05 Landing device Granted JPS57209496A (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR8104420A FR2501153B1 (fr) 1981-03-05 1981-03-05 Train d'atterrissage de fuselage a roues en tandem

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS57209496A JPS57209496A (en) 1982-12-22
JPH0255277B2 true JPH0255277B2 (ja) 1990-11-26

Family

ID=9255894

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP57034140A Granted JPS57209496A (en) 1981-03-05 1982-03-05 Landing device

Country Status (8)

Country Link
US (1) US4422604A (ja)
JP (1) JPS57209496A (ja)
BR (1) BR8201036A (ja)
CA (1) CA1179309A (ja)
DE (1) DE3204577A1 (ja)
FR (1) FR2501153B1 (ja)
GB (1) GB2094242B (ja)
IT (1) IT1157647B (ja)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2564418B1 (fr) * 1984-05-15 1988-04-22 Messier Hispano Bugatti Sa Train d'atterrissage a roues a tandem et a amortisseurs independants
FR2718412B1 (fr) * 1994-04-08 1996-07-05 Messier Eram Train d'atterrissage relevable pour avion gros porteur, du type à relevage vertical.
GB9921379D0 (en) 1999-09-10 1999-11-10 British Aerospace Aircraft landing gear
FR2827834B1 (fr) 2001-07-24 2003-11-21 Messier Dowty Sa Train d'atterrissage relevable pour avion gros porteur, du type a relevage vertical
GB0308003D0 (en) 2003-04-07 2003-05-14 Airbus Uk Ltd Landing gear
FR2856976B1 (fr) * 2003-07-02 2005-10-21 Messier Dowty Sa Train d'atterrissage a jambes independantes du type a relevage vertical
CN102202968B (zh) * 2008-06-30 2013-08-07 埃姆普里萨有限公司 用于航空器的起落架机构
CN101879943B (zh) * 2009-02-27 2013-06-05 北京航空航天大学 一种小型可收放多轮多支柱式起落架
US8899516B2 (en) 2012-04-05 2014-12-02 JHamilton Sundstrand Corporation Coaxial contra-rotating motors for differential landing gear steering
US8973866B2 (en) 2012-04-10 2015-03-10 Hamilton Sundstrand Corporation Transverse flux machine utilized as part of a combined landing gear system
GB2507823B (en) * 2012-11-27 2014-10-08 Messier Dowty Ltd Landing gear assembly with lost motion mechanism
GB2563214A (en) * 2017-06-05 2018-12-12 Airbus Operations Ltd Landing gear
US11167840B2 (en) * 2019-04-16 2021-11-09 The Boeing Company Aircraft main landing gear drag brace backup fitting assemblies and related methods
CN112046736A (zh) * 2020-09-17 2020-12-08 江苏云博智能科技有限公司 一种无人机减震器
GB2619015A (en) * 2022-05-20 2023-11-29 Airbus Operations Ltd Aircraft landing gear assembly
EP4428031A1 (en) * 2023-03-06 2024-09-11 Lilium GmbH Landing gear for a vertical take-off and landing aircraft

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR878385A (fr) * 1940-10-24 1943-01-19 Reineveld Machf Nv Procédé pour la préparation d'un produit sec à base de pomme de terre
US2562778A (en) * 1946-11-27 1951-07-31 Curtiss Wright Corp Retractable landing gear
GB877505A (en) * 1958-05-27 1961-09-13 Dowty Rotol Ltd Improvements relating to aircraft undercarriages
GB878385A (en) 1958-09-03 1961-09-27 Rech Etudes Prod Multi purpose aircraft landing gear with wheels in tandem
GB1042190A (en) 1963-12-24 1966-09-14 Electro Hydraulics Ltd Retractable undercarriages
FR1465428A (fr) * 1965-08-16 1967-01-13 Dowty Rotol Ltd Train d'atterrissage escamotable pour avion
US3904153A (en) * 1974-02-25 1975-09-09 Boeing Co Steerable and retractable aircraft nose landing gear assembly
US4355773A (en) * 1979-09-13 1982-10-26 Messier-Hispano-Bugatti (Sa) Retractable running gear for vehicle

Also Published As

Publication number Publication date
JPS57209496A (en) 1982-12-22
IT1157647B (it) 1987-02-18
FR2501153A1 (fr) 1982-09-10
GB2094242A (en) 1982-09-15
BR8201036A (pt) 1983-01-04
CA1179309A (fr) 1984-12-11
IT8212459A0 (it) 1982-03-04
FR2501153B1 (fr) 1986-02-14
GB2094242B (en) 1984-06-13
DE3204577A1 (de) 1982-10-14
US4422604A (en) 1983-12-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH0255277B2 (ja)
RU2564277C2 (ru) Полурычажное шасси и способ размещения балки тележки такого шасси
US4228975A (en) Kneeling nose landing gear assembly
US3951361A (en) Articulated main landing gear
CA2988558C (en) Single axle, semi-levered landing gear with shortening mechanism
US5086995A (en) Aft cantilevered wing landing gear for heavy airplane with aft center of gravity
US6811454B2 (en) Suspension system
US9205917B2 (en) Vertically retracting side articulating landing gear for aircraft
US4730685A (en) Apparatus for moving a multi-wheeled vehicle
EP0219724A1 (en) Main Landing gear with variable length drag brace
US4412665A (en) 3-Wheeled levered trailing beam landing gear
CA2414106C (en) Spring assisted apparatus for ramp actuating mechanism and movable draft arm arrangement
EP1773656A2 (en) Retractable articulated landing gear
US2487548A (en) Main landing gear
GB2161202A (en) Locking means for retractable devices
US3439890A (en) Folding wing airplane
JP2665483B2 (ja) ロック装置
US3038687A (en) Retractable landing gear
US4984755A (en) Aircraft landing gear having wheels that swivel while the landing gear is being retracted
US4170332A (en) Retractable undercarriage especially for the fuselage of an aircraft
US2974909A (en) Retractable landing gear for aircraft
US3870254A (en) Landing gear and locking apparatus therefor
US4433820A (en) Aircraft undercarriage
US2374146A (en) Retractable undercarriage for aircraft
US4402477A (en) Tandem type landing gear