(57)【要約】      （修正有）【課題】着陸装置を展開する又は引込むために長さが移送可能である引込みアクチュエータを有する航空機の着陸装置用の緩衝支柱の収縮システムを提供する。【解決手段】収縮支柱１１及び移送装置１９を有する。収縮支柱は胴体に格納するために長さを圧縮することができる。移送装置は、油圧液を支柱収縮に移動させ、支柱収縮から受け取るために支柱収縮と密閉状態で流体連通することができる。引込みアクチュエータの任意の動きから独立した航空機の油圧系統によって作動させられると、移送装置は油圧液を支柱収縮に駆動させて、それにより収縮支柱を圧縮又は収縮させて部分的に圧縮した長さにすることができる。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
着陸装置を展開する又は引込むために長さが可動である引込みアクチュエータを有する航空機の着陸装置用の緩衝支柱の収縮システムであって、
伸長した長さと収縮した長さの間を可動であり、支柱シリンダ及び同軸上に取り付けられた支柱ピストンを有し、前記支柱シリンダと前記支柱ピストンの間で可変長の支柱収縮室が形成され、前記支柱収縮室の長さが増すと前記収縮支柱の長さが減少する収縮支柱と、
前記引込みアクチュエータの動きから独立して油圧液を前記支柱収縮室に移送するように構成された移送装置と、
前記移送装置が油圧液を前記支柱収縮室に移送させるように構成された制御装置と、を有することを特徴とする緩衝支柱の収縮システム。
【請求項２】
着陸装置を展開する又は引込むために動く引込みアクチュエータを有する航空機の着陸装置用の緩衝支柱の収縮システムであって、
伸長した長さと収縮した長さの間を移動可能であり、支柱シリンダ及び同軸上に取り付けられた支柱ピストンを有し、それにより前記支柱シリンダと前記支柱ピストンの間に支柱収縮室を画定する収縮支柱と、
前記引込みアクチュエータの動きから独立して油圧液を前記支柱収縮室に移送させ、前記支柱収縮室から受け取るように構成された移送装置と、
前記移送装置が油圧液を前記支柱収縮室に移送させ、前記支柱収縮室から受け取るように構成された制御装置と、を有し、
前記制御装置によって前記支柱ピストンの位置が前記支柱シリンダ内で変わることを特徴とする緩衝支柱の収縮システム。
【請求項３】
前記移送装置は、
内部が円筒状のチャンバーを画定する主シリンダと、
前記円筒状のチャンバー内で進退可能に動くことができるように取り付けられて前記円筒状のチャンバーを移送室と供給室に分割し、前記移送室と連通している移送圧力エリア及び前記供給室と連通している供給圧力エリアからなり、前記移送圧力エリアは前記供給圧力エリアよりも大きい移送ピストンと、を有することを特徴とする請求項１または２に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項４】
前記移送室と前記支柱収縮室の間で流体密閉連通が確立されるように構成された第１の導管と、
前記供給室と航空機の液圧系統の間で液体連通が確立されるように構成された第２の導管と、をさらに有することを特徴とする請求項３に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項５】
前記移送装置はロッキング機構をさらに有することを特徴とする請求項１から４のいずれかに記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項６】
前記ロッキング機構は前記第１の導管の前記油圧液を液圧でロックするように構成されることを特徴とする請求項５に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項７】
前記ロッキング機構と航空機の液圧系統の液体連通が確立されるように構成された第３の導管をさらに有することを特徴とする請求項５または６に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項８】
前記第２の導管を通って前記航空機の供給から受け取る流体の流量よりも前記第１の導管を通って前記支柱収縮室により大きい流量を供給するように構成されることを特徴とする請求項４から７のいずれかに記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項９】
圧力補償器をさらに有し、前記支柱収縮室、前記移送装置、及び前記圧力補償器は密閉液圧系統で連通しており、前記圧力補償器は前記密閉液圧系統に最低圧力を維持するように構成されることを特徴とする請求項１から８のいずれかに記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項１０】
前記圧力補償器はさらに液体の体積のばらつきを考慮に入れるために前記密閉液圧系統に追加の油圧液を提供するように構成されることを特徴とする請求項９に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項１１】
前記圧力補償器は、
加圧下で油圧液を保存するように構成されたチャンバーと、
前記チャンバーに保存された油圧液に圧力を加えるように構成されたピストンと、
前記ピストンにバイアス力を作用させるように構成されたスプリングと、
前記密閉液圧系統からの油圧液を提供及び受け取るように構成された前記チャンバーと前記密閉液圧系統の間に連通を設ける開口部と、
を有することを特徴とする請求項９または１０に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項１２】
前記圧力補償器は低流体指示計を有することを特徴とする請求項９から１１のいずれかに記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項１３】
前記制御装置は航空機の液圧供給液体を前記移送装置に導くための弁を有することを特徴とする請求項１から１２のいずれかに記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項１４】
前記移送装置は供給側及び移送側を有するピストンを有し、前記ピストンの前記供給側の有効圧力エリアは前記移送側の有効圧力エリアより小さいことを特徴とする請求項１から１３のいずれかに記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項１５】
航空機の着陸装置用に収縮支柱の長さを変更する方法であって、
前記着陸装置は前記着陸装置を展開し、引込むために伸長した長さと引込まれた長さの間で可動な引込みアクチュエータを有し、前記着陸装置において前記収縮支柱は伸長した長さと収縮した長さの間を可動であり、前記収縮支柱は支柱シリンダ及び同軸上に取り付けられた支柱ピストンを有することによって、前記支柱シリンダと前記支柱ピストンの間に支柱収縮室が画定される前記着陸装置において、
供給室と移送室が移送ピストンで分離された前記供給室及び前記移送室を有する移送シリンダで油圧液を航空機の油圧系から供給室まで移送し、
前記引込みアクチュエータの任意の動きから独立して、油圧液を前記移送室シリンダから前記支柱収縮室に移送することによって前記支柱ピストンを伸長した位置から前記支柱シリンダ内の部分的に圧縮した又は収縮した位置に動かすことを特徴とする収縮支柱の長さを変更する方法。
【請求項１６】
前記移送室シリンダから前記支柱収縮室までの油圧液の移送は前記着陸装置が前記航空機の胴体内に引込まれる前に行われることを特徴とする請求項１５に記載の収縮支柱の長さを変更する方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般に航空機の着陸装置に関し、より詳細には、航空機の胴体内に着陸装置を引込む着陸装置のアクチュエータの動きと独立して支柱の長さを収縮させる緩衝支柱の収縮システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の設計及び製造において、航空機の装備品に必要なスペースを最小限にすることは一般に望ましい。スペースを節約する１つのアプローチは、着陸装置を航空機の格納位置に引込む前、又は引込み中にその長さを短くすることである。着陸装置の短縮された長さは、航空機の初期設計で必要とされてもよく、又は既存の航空機の将来の世代の設計変更を最小限にするために要求されてもよい。
【０００３】
引込み中に支柱の全長を短くする先行技術の設計は、Churchillらの米国特許第5,908,174号に記載される。当該特許は、着陸装置が航空機内に格納中に、航空機の着陸装置の支柱の長さを自動的に収縮する緩衝支柱の収縮システムを開示する。当該緩衝支柱の収縮システムは、支柱のガススプリング室からの加圧ガスを油圧移送シリンダに駆動させると同時に、油圧液を支柱収縮室に移送させる油圧移送シリンダを有している。引込みアクチュエータの線運動が、油圧移送シリンダに等しい線運動を生じさせるように、油圧移送シリンダは着陸装置の引込みアクチュエータと物理的に一体化されている。言いかえれば、油圧移送シリンダは引込みアクチュエータから独立して作動できないように、着陸装置の引込みアクチュエータに機械的に連結されており、したがって着陸装置の支柱の伸長及び収縮は、支柱が引込み及び展開中に自動的に行われる。展開時に、支柱収縮室内の移送流体の油圧ロックが解除され、移送シリンダに移動した加圧ガスが、移送流体を支柱収縮室から移送シリンダに押し戻す。移送流体が支柱収縮室を出ると、加圧ガスが移送シリンダから支柱に戻り、それによって支柱が伸長した長さに戻る。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
他の先行技術の設計は引込みアクチュエータから独立した収縮アクチュエータを提供するが、支柱の内部の加圧ガスのバイアスに十分打ち勝つ軸方向の収縮力を支柱に作用させて支柱を縮ませるために重く大きい機械的リンク機構を必要とする。そのような設計は一般に大流量の油圧液を必要とし、航空機の高圧／低流量の油圧系統から利用可能ではないかもしれない。そのような設計はさらに、機械的リンク機構及び収縮アクチュエータを収容するために、航空機の胴体内に大きい着陸装置の封体部を必要とする可能性がある。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明の１つの態様は、引込みアクチュエータを有する航空機の着陸装置で使用する緩衝支柱の収縮システムを提供し、緩衝支柱の収縮システムは、引込みアクチュエータの動きから独立して作動する。緩衝支柱の収縮システムは、航空機の油圧供給から動力を受け取るが、システムの油圧閉回路と航空機の油圧供給の間の分離を維持する。移送装置を使用して油圧を「降圧」することで、緩衝支柱の収縮システムは航空機の油圧供給から利用可能な流量よりも大流量の油圧液を収縮支柱に提供することができる。緩衝支柱の収縮システムは十分に小型化することができ、着陸装置を収縮するためのみに使用される重い機械的リンク機構の装備品を使用しなくて済む。
【０００６】
本発明の別の態様は、収縮支柱及び移送装置を有する緩衝支柱の収縮機構を、着陸装置を展開する又は引込むために長さ方向に移動可能である引込みアクチュエータを有する航空機の着陸装置に設けることができる。収縮支柱は伸長した長さと収縮した長さの間を移動可能であり、支柱シリンダ及び同軸上に取り付けられた支柱ピストンを有することができ、支柱収縮室は、支柱シリンダと支柱ピストンの間で形成され、支柱収縮室の長さが増すと収縮支柱の長さが減少する。システムは、引込みアクチュエータの動きから独立して油圧液を支柱収縮室に移送するように構成された移送装置を有することができ、航空機の油圧液を移送装置に導いて、油圧液を支柱収縮室に移送させるように構成された制御装置も有することができる。
【０００７】
本発明の別の態様によると、移送装置は円筒状のチャンバーを画定する主シリンダ、及び円筒状のチャンバー内で往復可能に動くことができるように取り付けられ移送室と供給室に円筒状のチャンバーを分割する移送ピストンを有することができる。移送ピストンは、移送室と連通している移送圧力エリアら及び供給室と連通している供給圧力エリアを有することができ、移送圧力エリアは供給圧力エリアよりも大きい。
【０００８】
本発明の別の態様によると、緩衝支柱の収縮システムは、第１の導管で航空機の油圧供給流量を使用して第２の密閉系導管で油圧液のより大きい流量を駆動することができる。
【０００９】
本発明の別の態様によると、移送装置は、移送装置と支柱の間で油圧液の流れを油圧でロックすることができ、それによって所望するまで支柱が伸長した長さに戻らないようにすることができる。命令が出されると、移送装置の油圧ロックがリリースされ、収縮支柱のガススプリング圧を使用して流体を支柱の収縮室から移送装置に戻すように駆動させることができる。
【００１０】
本発明の別の態様によると、油圧補償器は、緩衝支柱の収縮システムで油圧液の最低圧力を維持するために設けることができ、漏れ及び作動温度のばらつきが原因である油圧液中の体積変動を補うことができる。補償器はさらに、システム内の油圧液の体積が少なくなった際の表示を設けることができる。
【００１１】
本発明の別の態様によると、支柱を収縮するために油圧液を支柱内に移送するための方法が提供される。
【００１２】
本発明の別の態様によると、移送装置は、移送ピストンの油圧供給側で小さい有効圧力エリアで構成され移送ピストンの移送側で大きい有効圧力エリアで構成された移送ピストンを有する移送シリンダを有することができる。そのような構成により、移送ピストンの供給側の高圧小流量で、低圧大流量を、移送ピストンの移送側から導管を通って収縮支柱内に、駆動させることができる。移送ピストンは、移送流体の緩衝支柱の収縮システムの体積から、航空機の油圧供給流体を分離して隔離させるために、移送シリンダの内壁に対してシールされることができる。油圧供給流体を供給及び導いて移送シリンダを作動させるために、航空機に油圧供給及び弁機構を設けることができる。
【００１３】
本発明の前述及び他の特長は以下に完全に説明され、特に請求項、以下の説明、及び本発明の１つまたは複数の実施の形態を詳細に示す付属図面で指摘されるが、それらは本発明の原理を使用することができる種々の方法のうちの１つ又は少数の方法を示すにすぎない。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】図１は、本発明による例示的な航空機の着陸装置の１組の立面図で、図１（ａ）は完全に伸長した着陸装置を示し、図１（ｂ）は収縮した状態の着陸装置を示す。
【図２】図２は、本発明による例示的な支柱及び移送シリンダの等角図である。
【図３】図３は、本発明による例示的な移送シリンダの１組の横断立面図で、図３（ａ）は着陸装置が伸長又は収縮していない状態の移送シリンダを示し、図３（ｂ）は着陸装置が収縮した状態の移送シリンダを示す。
【図４】図４は、本発明による例示的な支柱の横断立面図で、伸長又は収縮していない状態の着陸装置を示す。
【図５】図５は、図４の支柱の収縮室領域の１組の横断立面図で、図５（ａ）は伸長又は収縮していない状態の支柱を示し、図５（ｂ）は収縮した状態の支柱を示す。
【図６】図６は、単一着陸装置を収縮するための、本発明による例示的な着陸装置の緩衝支柱の収縮システムの油圧概略図である。
【図７】図７は、本発明による例示的な補償器の１組の横断立面図で、図７（ａ）は緩衝支柱の収縮システムの流体が充満している時の補償器を示し、図７（ｂ）は緩衝支柱の収縮システムの流体が少ない時の補償器を示す。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
ここで図面を参照すると、本発明に従って構成した支柱１１を含む航空機の着陸装置１０が図１（ａ）及び１（ｂ）に示され、図１（ａ）は展開し伸長した位置で図示される。着陸装置１０は、航空機の構造体に取り付けられ、展開した位置と引込んだ位置の間で移動可能なタイプである。引込んだ位置では、着陸装置１０は航空機の胴体内に収容される。ここに開示された発明は、主脚又は前脚と関連した使用に適応できることは当業者には明白である。緩衝支柱の収縮システムはさらに、横方向に引込む着陸装置の配置と同様に前方及び後部に引込む着陸装置の配置にも有することができる。
【００１６】
展開した位置であるが、短い又は「収縮した」位置の着陸装置１０を図１（ｂ）に示す。この位置において、支柱１１は距離「ｄ」だけ長さが短くなっている。
【００１７】
ここで図１（ａ）及び１（ｂ）を詳細に参照すると、着陸装置１０は、支柱ピストン１２を有する油圧空気圧式の支柱１１を有し、支柱ピストン１２は支柱シリンダ１３の開放端の内部に入れ子式にはめ込まれる上方部を有する。車輪１４は支柱ピストン１２の下方部に回転自在に取り付けられる。トラニオンシャフト１５は、支柱１１の上部先端に常時取り付けられる。トラニオンシャフト１５の両端部は、航空機の構造体に取り付けられたブッシングに回転自在に取り付けられる軸ジャーナルを有する。着陸装置１１は、離陸に続いて引込まれるためにトラニオンシャフト１５の軸のまわりで回転し、航空機の着陸前に展開されるために逆の方向に回転する。
【００１８】
トラニオンＵリンク１６は、支柱シリンダ１３の外径から延長し、着陸装置のアクチュエータ１７の取り付け箇所を提供する。着陸装置のアクチュエータ１７は、トラニオンＵリンク１６の第１の端部から延長するアクチュエータピストンロッド１８でピン止めされる。着陸装置のアクチュエータ１７の第２の端部は航空機の構造体にピン止めされる。着陸装置１０を引込んだ位置及び展開した位置まで駆動させるために、油圧液が航空機より着陸装置のアクチュエータ１７に提供される。
【００１９】
着陸装置１０を展開した位置から引込んだ位置まで移動させるために、着陸装置のアクチュエータ１７が短縮し、着陸装置１０を、引込んだ位置までトラニオンシャフト１５の軸の回りで駆動させる。着陸装置が引込まれる前に、又は引込み中に、支柱ピストン１２は、着陸装置１０が完全に航空機の胴体内に引込まれる前に、（緩衝支柱の収縮システムによって）距離「ｄ」だけ支柱シリンダ１３の中に駆動されることができる。支柱ピストン１２を支柱シリンダ１３の中に駆動させる機構に関する詳細は以下に説明する。着陸装置のアクチュエータ１７は、着陸装置１０が完全に引込まれた位置になるまで駆動し続ける。
【００２０】
着陸装置１０を引込んだ位置から展開した位置まで移動させるために、着陸装置のアクチュエータ１７が伸長し、着陸装置１０を展開した位置までトラニオンシャフト１５の軸の回りで駆動させる。着陸装置１０の展開時に、初めは、支柱ピストン１２が支柱シリンダ１３の中に退いたままでもよい。着陸装置１０が航空機の周辺構造をクリアすると、支柱ピストン１２は、支柱１１を完全に伸長した長さまで延長するために、緩衝支柱の収縮システムによって駆動されることができる。
【００２１】
ここで図２を参照すると、図１（ａ）及び１（ｂ）の支柱１１は、支柱シリンダ１３に固定された移送シリンダ１９と共に等角投影図で示される。移送シリンダ１９と支柱１１とは、移送シリンダの移送口２０から、第１の導管２１を通って、支柱１１の移送導入口２２へと、流体連通している。本発明による緩衝支柱の収縮システムの１つの利点は、移送シリンダ１９は支柱１１との流体連通が維持できる限り、着陸装置又は航空機上のどこにでも配置することができることである。第２の導管（図示せず）は、移送シリンダ１９と航空機の油圧供給（図示せず）の間の流体連通を提供する。補償器２３がまた、図２に示される。
【００２２】
ここで図３（ａ）及び３（ｂ）を参照すると、移送シリンダ１９が２つの作動状態で断面図に示される。「収縮していない」状態の支柱１１に相当する伸長した位置での移送シリンダ１９が図３（ａ）に示される。「収縮しロックした」状態の支柱１１に相当する圧縮した位置での移送シリンダ１９が図３（ｂ）に示される。図３（ａ）を参照すると、移送シリンダ１９は、内部が円筒状のチャンバーを形成する主シリンダ３０を有している。移送ピストン３１は円筒状のチャンバーの中で進退可能に配置され、ピストンの両端に１つずつ、２つの有効圧力エリアを有している。移送ピストン３１は円筒状のチャンバーを２つのチャンバー、すなわち、移送室３２及び供給室３３に分割する。移送室３２は空気抜き開口３４を通って大気に開放されてもよいが、作動中は油圧閉回路の一部であり、油圧液が充填されている。供給室３３は第２の油圧回路の一部で、航空機からの油圧供給によって提供された油圧液が充填されている。油圧供給液が加圧下で供給室３３に航空機によって供給されると、加えられた圧力は、移送ピストン３１の有効圧力エリアに反して作用し、供給室３３を膨張させるように移送ピストン３１を付勢して移送室３２を収縮させる。この動作は、油圧液を移送室３２から油圧閉回路の中に移動させる。移送室３２及び供給室３３で油圧液の分離が維持されるように、移送ピストン３１の回りに適切なシール３５が設けられることは当業者には容易に理解されよう。
【００２３】
移送室３２は、移送口２０及び導管２１を経由して油圧閉回路を通って支柱１１と流体連通している（図２を参照）。上記のように、供給室３３が航空機の油圧供給から油圧液を受け取ると、移送ピストン３１が移送室３２を収縮しようと動き、それによって移送流体の一定の体積が、移送室３２から移送口２０を通って導管２１を経由して支柱１１の中に移送させられる。移送ピストン３１が移送流体の全体積を移送室３２から移送させた後の移送シリンダ１９を図３（ｂ）に示す。
【００２４】
移送ピストン３１が移送流体の体積を完全に移動させて主シリンダ３０内に位置する時、ロッキング機構３６が係合して、移送ピストン３１を閉じてロックし、移送流体の体積が移送室３２に再流入しできないように移送口２０に油圧ブロックを設ける。移送ピストン３１は、係合が行われるようにロッキング機構３６と協働するように構成される。ロッキング機構の操作技術の分野で熟練した者なら、そのようなロックを取り入れることが可能であろう。なお、例示的な装置はいかなる特定の種類にも依存しない。
【００２５】
さらにロック解除口３７が、主シリンダ３０の上方部で移送口２０に隣接して位置するのが図３（ａ）及び３（ｂ）に示される。ロック解除口３７は導管を経由して、航空機の油圧力供給と流体連通している（図示せず）。移送口２０のロックを解除して開くには、弁（図示せず）が圧力（Punlock）を航空機の油圧供給からロック解除口３７に向けて加え、ロック解除ピン３８をずらしてロッキング機構３６をリリースする。
【００２６】
供給室３３は、収縮口３９を経由して航空機の油圧供給と導管（図示せず）と流体連通している。収縮口３９は、主シリンダ３０の一部分に位置し、移送口２０から移送ピストン３１の反対側に、供給室３３と流体連通して、移送室３２と流体連通しないように位置している。移送ピストン３１及びシール３５は、供給室３３と移送室３２が流体連通しないように分離させる。この分離が、移送流体の体積が航空機の油圧力供給に入り込んで影響を及ぼすのを防ぎ、油圧力供給が緩衝支柱の収縮システムの油圧閉回路に影響するのを防ぐ。
【００２７】
作動中、移送シリンダ１９は、航空機の油圧系統からの比較的高圧で低流量の油圧液のインプットに対応し、支柱１１の長さを縮めるために低めの圧力で高めの流量の油圧液のアウトプットを支柱１１に移送又は提供する。航空機の油圧供給は収縮口３９で圧力（Psupply）を加え、油圧液が供給室３３に入る。供給室３３からピストン３１に加えられた有効力（Psupply）が、移送室３２からピストン３１に加えられた有効力（Pshrink）より大きい時に、移送ピストン３１は、供給室３３のサイズを増大させて移送室３２のサイズを収縮させようと動き、それによって移送流体の体積が、支柱１１を胴体内に格納するために収縮させるために、移送口２０を通って支柱１１に移動させられる。
【００２８】
着陸装置が再び展開する時に、航空機の油圧供給は収縮口３９に加えられた圧力（Preturnとなる）を下げることができ、ロック解除口３７でロック解除の圧力（Punlock）を加えてロッキング機構３６をリリースさせてそれにより移送口２０を通して流体の油圧ブロックを解除する。収縮口３９に加えられた低下した圧力（Preturn）が、油圧閉回路内の圧力（Pgas）によって加えられた有効力以下である有効力をピストン３１にもたらすと、次に移送流体の体積が移送口２０を経由して移送室３２に戻り、移送ピストン３１を元の位置に戻す。図６を参照して、圧力（Preturn）及び（Pgas）を以下に説明する。
【００２９】
ここで図４を参照すると、支柱１１の断面が、離陸後であるが格納前である場合の完全に伸長した位置で示される。見ての通り、移送シリンダ１９（支柱１１に固着されて図示）は、伸長した状態であり、これは移送流体の体積が移送室３２に存在することを示している。支柱ピストン１２は、支柱シリンダ１３及び開口支持管４０の間で同心状の関係である支柱シリンダ１３内に進退可能に入れ込まれる。下方支柱軸受４１は、支柱シリンダ１３の開放端内に入れ込まれ、支柱ピストン１２が当接して摺動する。上方支柱軸受４２は、支柱ピストン１２の端部に支柱シリンダ１３内で取り付けられ、該内部に対して摺動する。ガススプリング室４３は、シリンダ１３、ピストン１２の内側の部分内に形成され、下方支柱軸受４１に冠着される。ガススプリング室４３は、圧力（Pgas）でガス加圧され、その圧力は温度と支柱ピストン１２の支柱シリンダ１３内への挿入度合に応じて変わる。収縮ピストン４４と１式のスペーサー４５は、支柱シリンダ１３の内側の穴、支柱ピストン１２、上方支柱軸受４２及び下方支柱軸受４１の間に配置されて、支柱ピストン１２が所定距離ほど伸長するのを可能にする。支柱が完全に伸長した時、上方支柱軸受４２、収縮ピストン４４、１式のスペーサー４５及び下方支柱軸受４１は、ガス圧力（Pgas）によって生じたバイアスにより、ガススプリング室４３内で強制的に接触させられる。
【００３０】
支柱収縮室４６が、収縮ピストン４４、支柱シリンダ１３、支柱ピストン１２、及び下方軸受４１の間で形成される。支柱収縮室４６は、移送導入口２２と流体連通しており、油圧液で充填している。図４は収縮していない支柱１１を示している。この状態で、収縮室４６は最小の体積を有する。収縮室４６は、導管２１（略図的に図示）を経由して移送シリンダ１９の移送室３２と流体連通しており、収縮ピストン４４上の移送室力が収縮ピストン４４の反対側に加えられた力（Pgas及び他の外部からの加圧力より生じる）を超える場合に、移送流体の体積を移送室３２から収縮室４６に移送することができる。
【００３１】
支柱１１のガススプリング圧は、航空機が着陸又は飛行場を地上走行している場合のように、ピストン１２がシリンダ１３内に圧縮されることで変わる。そのような場合に、ガススプリング室４３内で圧縮されたガスは、支柱１１が加えられた荷重のエネルギーを吸収するので、さらに圧縮される。収縮ピストン４４は下方支柱軸受４１と接触したままであってもよく、リバウンド室４７が上方支柱軸受４２及び収縮ピストン４４の間に設けられる。支柱ピストン１２が再び伸長すると、リバウンド室４７の流体は、下方軸受４１と接触したままの収縮ピストン４４に対して加えられる圧力の増加でピストン１２の伸長速度を遅くさせる。
【００３２】
図５（ａ）及び５（ｂ）を参照して、支柱１１の詳細な横断面図が、収縮していない（図５（ａ））及び収縮（図５（ｂ））の２つの状態で示される。収縮ピストン４４が、下方軸受４１及びリバウンド室４７の間に配置されているのが図５（ａ）に示される。移送ピストン３１の動きに対応して、移送室３２内の油圧液の体積が移送導入口２２を通って支柱収縮室４６内に流れる。支柱収縮室４６内の油圧は、収縮ピストン４４、スペーサー４５、上方支柱軸受４２及び支柱ピストン１２を距離「ｄ」だけ支柱シリンダ１３内に強制的に退かせるのに十分である。
【００３３】
移送室３２から移送された移送流体の体積を収容するために、収縮室４６が膨張している完全収縮した状態が、図５（ｂ）に示される。前述のように、いったん移送ピストン３１が移送室３２から流体の体積を移動させると、ロッキング機構３６が係合して、移送口２０を通る流れをブロックする移送ピストン３１がロックされるので、収縮室４６内の移送流体の体積は油圧で「ロックされる」。
【００３４】
ここで図６を参照して、例示的な航空機シーケンス弁６０などの制御装置は、航空機の油圧供給に（１）支柱１１を収縮し、独立して（２）着陸装置１０を引込むように命令する。油圧供給圧力及び戻り圧力を移送シリンダ１９に向けるシーケンス弁６０は、導管６１及び供給口３９を通って、移送シリンダ１９の供給室３３と流体連通している。シーケンス弁６０はまた。導管６２及びロック解除口３７を通ってロッキング機構３６と流体連通している。上記のように、導管２１は、支柱収縮室４６及び移送室３２の間で流体連通を提供する。例えば油圧ポンプ及び流体のリザーバーを含む、適切な油圧供給系統（図示せず）が、シーケンス弁６０を供給するのに必要である。シーケンス弁６０の例を示して説明したが、制御装置は当業者に公知であり、本発明は特定の制御装置の使用に依存するものではない。
【００３５】
本発明による緩衝支柱の収縮システムは、着陸装置のアクチュエータ１７から独立して制御される。しかしながら、シーケンス弁６０は、ここに説明した緩衝支柱の収縮システムを着陸装置の格納前に又は格納中に作動してもよく、着陸装置の展開中に又は展開後に支柱を元の長さに戻すことができることを述べておく。
【００３６】
図６中の略図に数値的な例を適用すると、航空機の油圧供給は、比較的高圧（例えば4000psi）で提供してもよいが、比較的低流量（例えば3.0GPM）でも利用可能である。そのような低流量は、パイロットの入力と着陸装置が航空機の胴体内に格納される間の所定の時間内に、支柱１１の収縮室４６を充填するのに必要とする流体の体積を提供しないかもしれない。しかしながら、高い供給圧力が移送シリンダ１９に提供されると、移送ピストン３１の小さい有効圧力エリアに作用する。移送ピストン３１の反対側ははるかに大きな有効エリアを有しており、ピストン３１が動作中は、低い圧力（例えば、2000psi未満）で移送室３２から、はるかに大きい移送流体の流量（例えば、着陸装置当たり6.5GPM−左右の着陸装置に対して13GPM）を、駆動させる。支柱１１を非収縮、又は伸長した長さに戻すために、航空機シーケンス弁６０は、供給収縮圧力（Psupply）が解除又は低減される（Preturn）ことを確実にし、さらに導管６２を経由してロック解除口３７にロック解除の圧力（Punlock）を加える。この入力の組み合わせが、ロッキング機構３６をリリースして移送口２０を通る流れのブロックを解除して、支柱のガススプリング圧（Pgas）が収縮ピストン４４を駆動させて、収縮室４６を収縮して移送流体の体積を移送室３２に戻すことを操作する。
【００３７】
本発明による緩衝支柱の収縮システムは、移送流体の一定の体積を移送室３２から収縮室４６に移送させることに依拠する。圧縮性及び稼動中の温度のばらつきが、システムの流体の有効体積に影響することがある。そのような変動を補うために、図６に示す補償器２３がシステムの油圧系統に加えられる。補償器２３は、システムに流体の追加的体積を提供し、上述した要因を補い、さらにシステムの導管内の流体の呼び圧力を維持し、システムの流体量が少なくなり整備が必要である場合は表示を提供する。
【００３８】
図７（ａ）及び７（ｂ）を参照して、例示的な補償器２３が２つの作動状態で断面図に示される。図７（ａ）は、油圧液が満された補償器２３を示す。図７（ｂ）は、緩衝支柱の収縮システムの油圧液が少ない補償器２３を示す。補償器２３は、両端を有する円筒空洞を形成する主シリンダ７０を有する。空洞の第１の端部は流体室７１で、ポート７２経由で緩衝支柱の収縮システムの油圧回路と流体連通している。流体室７１と円筒空洞の第２の端部の間はピストン７３であり、円筒空洞の内壁に対する密閉を維持する。流体室７１の反対側のピストン７３の一側方には、流体室７１内の流体に呼び圧力を維持するためにピストン７３に対して予圧されたバイアス力を加えるスプリング７４がある。示される例では、スプリングは機械的なコイルばねである。しかしながら、ピストン７３に対する偏倚力を提供して、したがって流体室７１内の流体に圧力を提供する任意のスプリングが使用されてもよい。圧縮ガススプリング、又は異なる機械的スプリングの配置が例に含まれる。
【００３９】
図７（ａ）及び７（ｂ）に示す例において、補償器２３はさらに、スプリング７４が流体室７１を通ってピストン７３を押すと、円筒空洞の第１の端部で開口７７を通って伸長するピストン７３に伸長７６を加えることで、視覚的な低流体指示計７５を有している。開口７７を通って指示計７５が有ることは、流体室７１がわずかに充填されている、又は空であることを示す。このように視覚的に表示することで、航空機の整備班は緩衝支柱の収縮システムに流体が無い、又は整備が必要であるかの簡単な点検を行うことができる。電子的な表示を提供するために、視覚的な表示と共に（又はその代わりに）センサーをさらにメンテナンスコンピュータに付け加えることができる。
【００４０】
さらに例示的な補償器２３は、航空機内、移送シリンダ１９又は支柱１１の任意の場所に実装されてもよいことを述べておく。
【００４１】
本発明は、１つまたは複数のある好ましい実施形態に関して示し説明したが、本明細書及び付属図面を読み理解することで、均等の変更及び改造が起こることは当業者には明白である。上述した要素（装備品、構体、装置、構成など）によって動作する様々な機能に特に注目して、これらの要素を説明するために使用した用語（「手段」への言及を含む）は、ここに示された本発明の１つまたは複数の例示的な実施形態において、説明する要素の指定の機能を行なう開示した構造と構造上均等でなくても、別段の指定がない限り、その機能を行う任意の要素（すなわち、機能的に均等である）に、相当することを意図するものである。さらに、本発明の１つの特定の特徴を、いくつかの図示した実施形態のうちの１つのみ、またはそれ以上に関して上記で説明したが、この特徴は、任意の所与の適用または特定の適用のために、望ましく有利なように他の実施形態のうちの１つ、またはそれ以上の他の特長と組み合わせてもよい。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【手続補正書】
【提出日】平成21年12月1日(2009.12.1)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
着陸装置を展開する又は引込むために長さが可動である引込みアクチュエータを有する航空機の着陸装置用の緩衝支柱の収縮システムであって、
伸長した長さと収縮した長さの間で可動であり、支柱シリンダ及び同軸上に取り付けられた支柱ピストンを有し、前記支柱シリンダと前記支柱ピストンの間に可変長の支柱収縮室が形成され、前記支柱収縮室の長さが増加すると長さが減少する収縮支柱と、
前記引込みアクチュエータの動作から独立して油圧液を前記支柱収縮室に移送する移送装置と、
前記移送装置が前記油圧液を前記支柱収縮室に移送させる制御を行う制御装置と、
を有することを特徴とする緩衝支柱の収縮システム。
【請求項２】
前記移送装置は、
内部が円筒状のチャンバーを画定する主シリンダと、
前記円筒状のチャンバー内で進退可能に動くことができるように取り付けられて前記円筒状のチャンバーを移送室と供給室に分割し、前記移送室と連通している移送圧力エリア及び前記供給室と連通している供給圧力エリアを有し、前記移送圧力エリアは前記供給圧力エリアよりも大きい移送ピストンと、
を有することを特徴とする請求項１に記載の緩衝支柱の収縮システム。 
【請求項３】
前記移送室と前記支柱収縮室の間で密閉した流体連通を確立する第１の導管と、
前記供給室と航空機の油圧系統の間で流体連通を確立する第２の導管と、
をさらに有することを特徴とする請求項１に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項４】
前記移送装置は、ロッキング機構をさらに有することを特徴とする請求項３に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項５】
前記ロッキング機構は、前記第１の導管の前記油圧液を液圧でロックすることを特徴とする請求項４に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項６】
前記ロッキング機構と航空機の油圧系統との間の流体連通を確立する第３の導管をさらに有することを特徴とする請求項５に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項７】
前記第２の導管を介して前記航空機の供給から受け取る流体の流量よりも大きい流量を、前記第１の導管を介して前記支柱収縮室に供給することを特徴とする請求項３に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項８】
圧力補償器をさらに有し、前記支柱収縮室、前記移送装置、及び前記圧力補償器は、密閉油圧系統で連通しており、前記圧力補償器は前記密閉油圧系統で最低圧力を維持することを特徴とする請求項１に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項９】
前記圧力補償器は、さらに、流体体積の変動を考慮して前記密閉油圧系統に付加的な油圧液を供給することを特徴とする請求項８に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項１０】
前記圧力補償器は
加圧下で油圧液を格納するチャンバーと、
前記チャンバーに格納された油圧液に圧力を加えるピストンと、
前記ピストンにバイアス力を作用させるスプリングと、
前記密閉油圧系統から油圧液を提供及び受け取るために前記チャンバーと前記密閉油圧系統の間に連通を提供する開口部と、
を有することを特徴とする請求項８に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項１１】
前記圧力補償器は、低流体指示計を含むことを特徴とする請求項８に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項１２】
前記制御装置は、航空機の油圧供給流体を前記移送装置に導く弁を有することを特徴とする請求項１に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項１３】
前記移送装置は、供給側及び移送側を有するピストンを有し、前記ピストンの前記供給側の有効圧力エリアは前記移送側の有効圧力エリアより小さいことを特徴とする請求項１に記載の緩衝支柱の収縮システム。
【請求項１４】
着陸装置を展開する又は引込むために動く引込みアクチュエータを有する航空機の着陸装置用の緩衝支柱の収縮システムであって、
伸長した長さと収縮した長さの間を可動であり、支柱シリンダ及び同軸上に取り付けられた支柱ピストンを有し、それにより、前記支柱シリンダと前記支柱ピストンの間に支柱収縮室が画定される収縮支柱と、
前記引込みアクチュエータの動きから独立して油圧液を前記支柱収縮室に移送させ、前記支柱収縮室から受け取る移送装置と、
前記移送装置が油圧液を前記支柱収縮室に移送させる又は前記支柱収縮室から受け取る指示を行い、これによって前記支柱ピストンの位置を前記支柱シリンダ内で変化させる制御装置と、
を有することを特徴とする緩衝支柱の収縮システム。
【請求項１５】
着陸装置は、前記着陸装置を展開する及び引込むために伸長した長さと引込まれた長さの間で可動の引込みアクチュエータを有し、
収縮支柱は、伸長した長さと収縮した長さの間を可動であり、前記収縮支柱は、支柱シリンダ及び同軸上に取り付けられた支柱ピストンを有することにより前記支柱シリンダと前記支柱ピストンの間に支柱収縮室が画定される、航空機の着陸装置用の収縮支柱の長さを変化させる方法であって、
供給室と移送室が移送ピストンで分離された前記供給室及び前記移送室を有する移送シリンダ内で航空機の油圧系から供給室まで油圧液を移送し、
前記引込みアクチュエータの動きから独立して、油圧液を前記移送室から前記支柱収縮室に移送し、前記支柱ピストンを伸長した位置から前記支柱シリンダ内の部分的に圧縮した又は収縮した位置に動かす、
ことを特徴とする収縮支柱の長さを変化させる方法。
【請求項１６】
前記移送室から前記支柱収縮室までの油圧液の移送は、前記着陸装置が前記航空機の胴体内に引込まれる前に行われることを特徴とする請求項１５に記載の収縮支柱の長さを変化させる方法。
【外国語明細書】
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