(57)【要約】【課題】  着陸装置システム用電気駆動式移送シリンダを提供する。【解決手段】  着陸装置を展開または退縮させるように長さにおいて移動可能な退縮アクチュエータを有する航空機着陸装置用の緩衝支柱は、収縮支柱および移送装置を含む。収縮支柱は、胴体に格納するため、長さにおいて圧縮することができる。移送装置は、油圧流体を支柱収縮に移送する、および支柱収縮から受けるため、支柱収縮と密に流体連通させることができる。退縮アクチュエータのいずれの運動とも独立して航空機の油圧または電気システムにより作動させると、移送装置は、油圧流体を支柱収縮に送り込むことにより、収縮支柱を部分的に圧縮された長さに圧縮または収縮させることができる。【選択図】図１Ａ
2011235888.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機着陸装置システムの緩衝支柱用の移送シリンダであって、
前記緩衝支柱と流体連通する移送流体チャンバを有するシリンダ本体と、
前記シリンダ本体内で封止可能に移動可能なピストンと、
前記ピストンに連結された非油圧作動式装置であって、前記装置は、前記シリンダ本体内で前記ピストンを第１の位置と第２の位置との間で移動させるように動作可能である、装置と、
前記装置に動作可能に連結されたモータであって、前記モータは前記航空機の電気システムにより通電可能である、モータと、
を備える、移送シリンダ。
【請求項２】
前記ピストンが、前記装置と一体的に形成されている、請求項１に記載の移送シリンダ。
【請求項３】
前記装置が、ボールねじと係合されたボール・ナットを含む、請求項１に記載の移送シリンダ。
【請求項４】
前記モータが、電動モータである、請求項１に記載の移送シリンダ。
【請求項５】
前記モータおよび前記装置と係合されたギア・ボックスをさらに備える、請求項１に記載の移送シリンダ。
【請求項６】
前記ピストンを所望の位置にロックするように前記ピストンにより作動可能なロック機構をさらに備える、請求項１に記載の移送シリンダ。
【請求項７】
前記ロック機構が、遮断弁と、前記移送シリンダの上部に位置決めされたセンサとを含む、請求項６に記載の移送シリンダ。
【請求項８】
前記装置を所望の位置にロックするように動作可能な電気作動式ロック機構をさらに備える、請求項１に記載の移送シリンダ。
【請求項９】
前記電気作動式ロック機構が、前記装置と係合可能であり、かつソレノイドにより選択的に作動させられるリンクを含む、請求項８に記載の移送シリンダ。
【請求項１０】
航空機用の着陸装置システムであって、
同軸的に編成された支柱シリンダおよび支柱ピストンを有する緩衝支柱であって、前記ピストンが、前記緩衝支柱を延長状態の長さと収縮状態の長さとの間で移動させるように前記シリンダ内で移動可能であり、前記支柱シリンダと前記支柱ピストンとの間に可変長の支柱チャンバが配置され、前記支柱チャンバの長さは前記緩衝支柱の長さに比例する、緩衝支柱と、
前記緩衝支柱に連結された第１の部分と前記航空機に連結された別の部分とを有する引き込みアクチュエータであって、前記引き込みアクチュエータの作動により、前記着陸装置が飛行構成または着陸構成の一方に選択的に位置決めされる、引き込みアクチュエータと、
前記引き込みアクチュエータとは独立して油圧流体を前記支柱収縮チャンバに移送させるように構成された移送装置であって、前記移送装置が、移送シリンダに配置された移送ピストンを有し、前記ピストンは、前記ピストンに連結された非油圧作動式装置に連結され、前記装置は、前記移送シリンダ内で前記ピストンを第１の位置と第２の位置との間で移動させるように動作可能である、移送装置と、
前記移送ピストンを移動させ、かつ油圧流体を前記支柱収縮チャンバに押すように前記装置に動作可能に連結されたモータであって、前記モータが前記航空機の電気システムにより通電可能である、モータと、
を備える、着陸装置システム。
【請求項１１】
前記油圧流体が、前記装置に対して前記移送ピストンの反対側に配置されている、請求項１０に記載の着陸装置システム。
【請求項１２】
前記移送ピストンが、前記装置と一体的に形成されている、請求項１０に記載の着陸装置システム。
【請求項１３】
前記移送装置が、ボール・ナットと係合されたボールねじを含む、請求項１０に記載の着陸装置システム。
【請求項１４】
前記モータにより係合され、かつ前記ボール・ナットに連結されたギア・ボックスをさらに備える、請求項１３に記載の着陸装置システム。
【請求項１５】
前記ピストンを所望の位置にロックするように前記ピストンにより作動可能なロック機構をさらに備える、請求項１０に記載の着陸装置システム。
【請求項１６】
前記ロック機構が、遮断弁と、前記移送シリンダの上部に位置決めされたセンサとを含む、請求項１５に記載の着陸装置システム。
【請求項１７】
前記移送装置を所望の位置にロックするように動作可能な電気作動式ロック機構をさらに備える、請求項１０に記載の着陸装置システム。
【請求項１８】
前記電気作動式ロック機構が、前記移送装置と係合可能であり、かつソレノイドにより選択的に作動させられるリンクを含む、請求項１７に記載の着陸装置システム。
【請求項１９】
前記モータが、電動モータである、請求項１０に記載の着陸装置システム。
【請求項２０】
前記緩衝支柱および前記航空機に連結された抗力ブレスをさらに備える、請求項１０に記載の着陸装置システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
［関連出願の相互参照］
本願は、２００８年１０月２２日に出願された共通の出願人による米国特許出願第１２／２５６，２０４号明細書の優先権を主張するものであるとともに、その一部継続出願であり、かかる出願は、その全内容が参照により本明細書に組み込まれる。
【０００２】
本発明は、一般に、航空機着陸装置の緩衝支柱を収縮させるために用いられる作動装置に関し、より具体的には、緩衝支柱と流体連通する電気駆動式移送シリンダに関する。
【背景技術】
【０００３】
航空機の設計および製造では、航空機コンポーネントにより要求される空間を最小化することが一般に望ましい。空間を節約する１つのアプローチには、着陸装置の長さを、航空機内の格納位置へ引き込む前または引き込み中に短縮することがある。着陸装置の長さの短縮は、航空機の初期設計において要求されてもよく、または既存の航空機の次世代における設計変更を最小化するために所望されるかもしれない。
【０００４】
引き込み中に支柱の全長を短縮するための従来技術による設計は、Churchillらによる（特許文献１）に記載されている。当該特許は、着陸装置の航空機内への引き込み中に航空機着陸装置の支柱の長さを自動的に収縮させる緩衝支柱を開示している。緩衝支柱は、加圧ガスを支柱のガス・スプリング・チャンバから油圧移送シリンダに送り込むのと同時に、油圧流体を支柱収縮チャンバに移送させる油圧移送シリンダを含む。油圧移送シリンダは、着陸装置の引き込みアクチュエータに対して、引き込みアクチュエータの線形運動が油圧移送シリンダの等しい線形運動をもたらすように、物理的に一体化されている。換言すれば、油圧移送シリンダは、着陸装置の引き込みアクチュエータに対して、油圧移送シリンダが引き込みアクチュエータから独立して動作することが不可能であり、従って、着陸装置の支柱の延長および収縮が着陸装置の引き込みおよび展開中に自動的にもたらされるように、機械的にリンクされている。展開時は、支柱収縮チャンバにおける移送流体に対する油圧ロックが解除され、移送シリンダに移送されていた加圧ガスにより移送流体が支柱収縮チャンバから移送シリンダに送り戻される。移送流体が支柱収縮チャンバを出ると、加圧ガスは、移送シリンダから支柱に戻り、支柱をその延長状態の長さに戻す。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第５，９０８，１７４号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
他の従来技術による設計は、引き込みアクチュエータとは独立しているが、支柱の内部加圧ガスのバイアスに打ち勝って支柱を収縮させるために十分な軸方向収縮力を支柱にもたらすために重く扱いにくい機械的リンクを要求する収縮アクチュエータを提供している。かかる設計は、一般に、航空機の高圧／低流量の油圧システムからは利用できないかもしれない高流量の油圧流体を要求する。かかる設計は、さらに、機械的リンクおよび収縮アクチュエータを収容するために航空機の胴体においてより大きい着陸装置収容部を要求するかもしれない。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の一態様は、引き込みアクチュエータを有する航空機着陸装置とともに用いるための緩衝支柱であって、引き込みアクチュエータの動きから独立して動作する、緩衝支柱を提供する。緩衝支柱は、その動力を航空機の油圧供給から受けるが、システムの閉じた油圧回路と航空機の油圧供給との間の分離を維持するものである。移送装置を用いて油圧を「降下」させることで、緩衝支柱は、航空機の油圧供給から得られるよりも高い流量の油圧流体流を収縮支柱に提供することができる。緩衝支柱を十分にコンパクトなものにできるとともに、着陸装置を収縮させるためにのみ用いられる重い機械的リンク・コンポーネントの使用を避けることができる。
【０００８】
本発明の別の態様によれば、収縮支柱および移送装置を含む、着陸装置を展開または引き込ませるように長さにおいて移動可能な引き込みアクチュエータを有する航空機着陸装置用の緩衝支柱を提供することができる。収縮支柱は、延長状態の長さと収縮状態の長さとの間で移動可能であってもよく、同軸的に装着された支柱シリンダと支柱ピストンとを含んでもよく、支柱シリンダと支柱ピストンとの間に支柱収縮チャンバが形成され、支柱収縮チャンバの長さが増加すると収縮支柱の長さが減少する。システムは、引き込みアクチュエータの動きとは独立して油圧流体を支柱収縮チャンバに移送させるように構成された移送装置を含んでもよく、さらに、航空機の油圧流体を移送装置に方向付けることにより移送装置に油圧流体を支柱収縮チャンバに移送させるように構成された制御装置を含んでもよい。
【０００９】
本発明の別の態様によれば、移送装置は、円筒チャンバを画成する主シリンダと、円筒チャンバ内で往復運動するように装着されるとともに円筒チャンバを移送チャンバおよび供給チャンバに分割する移送ピストンとを含んでもよい。移送ピストンは、移送チャンバと連通する移送圧エリアと供給チャンバと連通する供給圧エリアとを含んでもよく、移送圧エリアは供給圧エリアよりも大きい。
【００１０】
本発明の別の態様によれば、緩衝支柱は、１つの導管における航空機の油圧供給流量を用いて、第２の閉じたシステムの導管におけるより高い流量の油圧流体を駆動してもよい。
【００１１】
本発明の別の態様によれば、移送装置は、油圧流体流を移送装置と支柱との間で油圧的にロックすることにより、支柱がその延長状態の長さに戻ることを、所望されるまで防止することが可能である。命令により、移送装置の油圧ロックを解放することが可能であり、収縮支柱のガス・スプリング圧を用いて、流体を支柱の収縮チャンバから移送装置に送り戻すことが可能である。
【００１２】
本発明の別の態様によれば、緩衝支柱における油圧流体に対する最小の圧力を維持するとともに、漏れおよび動作温度の変動による油圧流体の体積の揺れを補償する油圧補償器を設けてもよい。また、補償器は、システムにおける油圧流体の体積が小さくなった場合に表示を提供してもよい。
【００１３】
本発明の別の態様によれば、油圧流体を支柱に輸送して支柱を収縮させるための方法が提供される。
【００１４】
本発明の別の態様によれば、移送装置は、移送ピストンの油圧供給側の小さい有効圧エリアと移送ピストンの移送側の大きい有効圧エリアとを有するように構成された移送ピストンを含む移送シリンダを備えてもよい。そのように構成されると、移送ピストンの供給側におけるわずかな高圧流により、移送ピストンの移送側から導管を通じて収縮支柱に大きい低圧流を駆動することが可能である。移送ピストンを移送シリンダの内壁に対して封止することで、航空機の油圧供給流体を緩衝支柱の移送流体の体積から分離および隔離してもよい。油圧供給流体を供給し方向付けることにより、移送シリンダを操作するための油圧供給および弁機構を航空機に設けてもよい。
【００１５】
本発明の上述および他の特長を、請求項、後続の説明、および本発明の１つ以上の例示的な実施形態を詳細に説明する添付図面において、以下で十分に説明するとともに特に指摘するが、かかる実施形態は、本発明の原理を用い得る様々な方法の１つまたはいくつかを示すものにすぎない。
【００１６】
本発明の好適なおよび代替の実施形態は、次の図面を参照して以下で詳細に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１Ａ】本発明の実施形態による例示的な航空機着陸装置の一対の立面図であり、図１Ａは完全延長状態の着陸装置を示し、図１Ｂは収縮状態の着陸装置を示す。
【図１Ｂ】本発明の実施形態による例示的な航空機着陸装置の一対の立面図であり、図１Ａは完全延長状態の着陸装置を示し、図１Ｂは収縮状態の着陸装置を示す。
【図２】本発明の実施形態による例示的な支柱および移送シリンダの等角図である。
【図３Ａ】本発明の実施形態による例示的な移送シリンダの断面を示す一対の立面図であり、図３Ａは着陸装置が延長すなわち非収縮状態にあるときの移送シリンダを示し、図３Ｂは着陸装置が収縮状態にあるときの移送シリンダを示す。
【図３Ｂ】本発明の実施形態による例示的な移送シリンダの断面を示す一対の立面図であり、図３Ａは着陸装置が延長すなわち非収縮状態にあるときの移送シリンダを示し、図３Ｂは着陸装置が収縮状態にあるときの移送シリンダを示す。
【図４】着陸装置が延長すなわち非収縮状態にあるときの本発明の実施形態による例示的な支柱の断面を示す立面図である。
【図５Ａ】図４の支柱の収縮チャンバ領域の断面を示す一対の立面図であり、図５Ａは延長すなわち非収縮状態の支柱を示し、図５Ｂは収縮状態の支柱を示す。
【図５Ｂ】図４の支柱の収縮チャンバ領域の断面を示す一対の立面図であり、図５Ａは延長すなわち非収縮状態の支柱を示し、図５Ｂは収縮状態の支柱を示す。
【図６】単一の着陸装置を収縮させるための本発明の実施形態による例示的な着陸装置緩衝支柱の概略油圧図である。
【図７Ａ】本発明の実施形態による例示的な補償器の断面を示す一対の立面図であり、図７Ａは緩衝支柱が流体で満たされているときの補償器を示し、図７Ｂは緩衝支柱の流体が少ないときの補償器を示す。
【図７Ｂ】本発明の実施形態による例示的な補償器の断面を示す一対の立面図であり、図７Ａは緩衝支柱が流体で満たされているときの補償器を示し、図７Ｂは緩衝支柱の流体が少ないときの補償器を示す。
【図８Ａ】本発明の実施形態による移送シリンダの断面を示す一対の立面図であり、図８Ａは着陸装置が非収縮状態にあるときの移送シリンダを示し、図８Ｂは着陸装置が収縮状態にあるときの移送シリンダを示す。
【図８Ｂ】本発明の実施形態による移送シリンダの断面を示す一対の立面図であり、図８Ａは着陸装置が非収縮状態にあるときの移送シリンダを示し、図８Ｂは着陸装置が収縮状態にあるときの移送シリンダを示す。
【図９】図８Ｂの移送シリンダの断面を示す立面図であり、移送シリンダはロック機構を含んでいる。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
図面を参照して、図１Ａおよび図１Ｂは、図１Ａにおいて展開および延長位置において描かれ、本発明によって構築された支柱１１を含む航空機着陸装置１０を示す。着陸装置１０は、航空機の構造体に取り付けられるタイプのもので、展開位置と引き込み位置との間で移動可能である。引き込み位置では、着陸装置１０は、航空機の胴体内に収納されている。当業者は、本明細書に開示の発明を、機体または機首に搭載された着陸装置と連携して用いるために適合させることが可能であることを、容易に理解するであろう。加えて、緩衝支柱は、前後引き込み式に加え側方引き込み式の着陸装置構成に含めることも可能である。
【００１９】
図１Ｂでは、展開されているが短縮すなわち「収縮」された位置における着陸装置１０を示している。この位置では、支柱１１が距離「ｄ」だけ短縮されている。
【００２０】
図１Ａおよび図１Ｂをより詳細に参照して、着陸装置１０は、支柱シリンダ１３の開放端の内側に入れ子になった上部を有する支柱ピストン１２を含む流体圧式支柱１１を含む。支柱ピストン１２の下部には、車輪１４が回転可能に装着されている。支柱１１の上端部には、通常、トラニオン軸１５が取り付けられている。トラニオン軸１５の各端は、航空機の構造体に取り付けられたブッシングに回転可能に装着された軸ジャーナルを含む。着陸装置１０は、離陸後にトラニオン軸１５の軸心を中心に旋回して引き込まれ、航空機の着陸前に反対に旋回して展開する。
【００２１】
支柱シリンダ１３の外径部からは、着陸装置アクチュエータ１７のための取付点を提供するトラニオンＵリンク１６が延在している。着陸装置アクチュエータ１７は、第１端からトラニオンＵリンク１６まで延在するアクチュエータ・ピストン・ロッド１８にピン留めされている。着陸装置アクチュエータ１７の第２端は、航空機の構造体にピン留めされている。航空機により着陸装置アクチュエータ１７に油圧流体が提供され、着陸装置１０を引き込みおよび展開位置に駆動する。
【００２２】
着陸装置１０を展開位置から引き込み位置まで移動させるには、着陸装置アクチュエータ１７を圧縮させ、トラニオン軸１５を中心に、着陸装置１０を引き込み位置に駆動する。着陸装置の引き込み前または引き込み中、着陸装置１０が航空機の胴体内に完全に引き込まれる前に、支柱ピストン１２を距離「ｄ」だけ支柱シリンダ１３内に（緩衝支柱により）駆動してもよい。支柱ピストン１２を支柱シリンダ１３内に駆動するためのシステムに関する詳細は、以下で提供する。着陸装置アクチュエータ１７は、着陸装置１０が完全に引き込み位置に位置決めされるまで、これを駆動し続ける。
【００２３】
着陸装置１０を引き込み位置から展開位置に移動させるには、着陸装置アクチュエータ１７を延長させ、トラニオン軸１５を中心に、着陸装置１０を展開位置に駆動する。当初、着陸装置１０が展開する際、支柱ピストン１２は支柱シリンダ１３内に引き込まれたままであってもよい。一旦着陸装置１０が周囲の航空機構造体を通過したら、支柱ピストン１２を緩衝支柱により駆動して支柱１１をその完全延長状態の長さに延長させてもよい。
【００２４】
図２を参照して、移送シリンダ１９が支柱シリンダ１３に固定された図１Ａおよび図１Ｂの支柱１１を等角的に示している。移送シリンダ１９は、移送シリンダの移送ポート２０を介して、第１の導管２１を通じて、支柱１１の移送入口ポート２２に至って支柱１１と流体連通している。本発明による緩衝支柱の１つの利点は、支柱１１との流体連通を維持することが可能である限り、移送シリンダ１９を着陸装置におけるいずれの場所に配置してもよいことである。移送シリンダ１９と航空機の油圧供給（図示せず）との間の流体連通は、第２の導管（図示せず）により提供される。図２は補償器２３も示している。
【００２５】
図３Ａおよび図３Ｂを参照して、２つの動作状態における移送シリンダ１９の断面を示している。図３Ａは、「非収縮」状態にある支柱１１に対応する延長位置にある移送シリンダ１９を示す。図３Ｂは、「収縮およびロック」状態にある支柱１１に対応する圧縮位置にある移送シリンダ１９を示す。図３Ａを参照して、移送シリンダ１９は、内部に円筒チャンバを形成する主シリンダ３０を含む。移送ピストン３１は、円筒チャンバ内に往復運動可能に配設され、ピストンの各側に２つの有効圧エリアを１つずつ有する。移送ピストン３１は、円筒チャンバを２つのチャンバ、すなわち、移送チャンバ３２および供給チャンバ３３に分割している。移送チャンバ３２は、抽気オリフィス３４を通じて大気に開放されていてもよいが、動作時、移送チャンバ３２は、閉じた油圧回路の一部であり、油圧流体が充填される。供給チャンバ３３は、第２の油圧回路の一部であり、航空機の油圧供給により提供される油圧流体が充填される。航空機により加圧下の油圧供給流体が供給チャンバ３３に提供されると、印加された圧力が移送ピストン３１の有効圧エリアに対して作用し、供給チャンバ３３を拡張させるとともに移送チャンバ３２を縮約させるように移送ピストン３１を付勢する。この運動により、油圧流体が移送チャンバ３２から閉じた油圧回路に送り込まれる。当業者により容易に理解されることが可能であるように、移送ピストン３１の周囲には、移送チャンバ３２および供給チャンバ３３における流体の分離を維持する適切なシール３５が設けられている。
【００２６】
移送チャンバ３２は、閉じた油圧回路を通じて移送ポート２０および導管２１（図２参照）を介して支柱１１と流体連通している。上述のように、供給チャンバ３３が航空機の油圧供給から油圧流体を受けると、移送ピストン３１が移送チャンバ３２を縮約させるように移動することにより、所定の体積の移送流体が移送チャンバ３２から排出され、移送ポート２０を通じて導管２１を経由して支柱１１に至る。図３Ｂは、移送ピストン３１が移送流体の全体積を移送チャンバ３２から排出させた後の移送シリンダ１９を示す。
【００２７】
移送ピストン３１が移送流体を完全に排出させるように主シリンダ３０内で位置決めされているときは、ロック機構３６が移送ピストン３１を閉鎖およびロックするように係合し、移送流体が移送チャンバ３２に再進入することが不可能であるように移送ポート２０に油圧ブロックを提供する。移送ピストン３１は、ロック機構３６と協働して係合をもたらすように構成されている。作動ロック機構分野の当業者は、かかるロックを導入することが可能であり、例示的なシステムは、いずれの特定の種類にも依存しない。
【００２８】
図３Ａおよび図３Ｂは、主シリンダ３０の上部において移送ポート２０に隣接して配置されたロック解除ポート３７も示している。ロック解除ポート３７は、導管（図示せず）を介して航空機の油圧動力供給と流体連通している。移送ポート２０をロック解除および開放するには、弁（図示せず）により圧力（Punlock）を航空機の油圧供給からロック解除ポート３７に方向付け、ロック解除ピン３８を変位させるとともにロック機構３６を解放する。
【００２９】
供給チャンバ３３は、収縮ポート３９および導管（図示せず）を介して航空機の油圧供給と流体連通している。収縮ポート３９は、供給チャンバ３３とは流体連通するが移送チャンバ３２とは流体連通しないように、移送ポート２０から移送ピストン３１に対して反対側の主シリンダ３０の部分に配置されている。移送ピストン３１およびシール３５は、移送チャンバ３２と供給チャンバ３３とが流体連通しないように、移送チャンバ３２を供給チャンバ３３から分離させている。この分離により、移送流体が航空機の油圧動力供給に対して進入して影響を与えることが防止され、油圧動力供給が緩衝支柱の閉じた油圧回路に影響を与えることが防止される。
【００３０】
動作時、移送シリンダ１９は、航空機の油圧システムからの比較的高圧かつ低流量の油圧流体入力に応答し、より低圧かつより高流量の油圧流体出力を支柱１１に移送または提供して、支柱１１の長さを減少させる。航空機の油圧供給により収縮ポート３９に圧力（Psupply）が印加され、油圧流体が供給チャンバ３３に進入する。供給チャンバ３３からピストン３１に印加された有効力（Psupply）が移送チャンバ３２からピストン３１に印加された有効力（Pshrink）よりも大きいときは、移送ピストン３１は、供給チャンバ３３のサイズを増加させるとともに移送チャンバ３２のサイズを縮約させるように移動することにより、移送ポート２０を通じてある体積の移送流体を支柱１１内に排出させ、支柱１１を収縮させて胴体内に引き込ませる。
【００３１】
着陸装置を再び展開させるときは、航空機の油圧供給は、収縮ポート３９において印加される圧力（今回はPreturn）を低下させることができ、ロック解除ポート３７においてロック解除圧力を印加し、ロック機構３６を解放することにより、移送ポート２０を通じる流れに対する油圧ブロックを除去する。収縮ポート３９において印加される圧力（Preturn）が低下した結果、ピストン３１に対する有効力が閉じた油圧回路における圧力（Pgas）により印加される有効力を下回れば、移送流体が移送ポート２０を介して移送チャンバ３２に戻り、移送ピストン３１をその原位置に戻らせる。圧力（Preturn）および（Pgas）は、図６を参照して以下で検討する。
【００３２】
図４を参照して、離陸後だが引き込み前の場合などの完全延長位置における支柱１１の断面を示す。図示のように、移送シリンダ１９（支柱１１に固定された状態で示す）は延長状態にあり、移送流体が移送チャンバ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およびオリフィス支持チューブ４０と同心の関係でかつそれらの間において、支柱シリンダ１３内に往復運動可能に受容されている。支柱ピストン１２が摺動する支柱シリンダ１３の開放端内には、下側支柱軸受４１が受容されている。支柱シリンダ１３内でその内部に対して摺動する支柱ピストン１２の端部には、上側支柱軸受４２が取り付けられている。シリンダ１３、ピストン１２の内部にはガス・スプリング・チャンバ４３が形成され、下側支柱軸受４１により蓋をされている。ガス・スプリング・チャンバ４３は、温度と支柱ピストン１２の支柱シリンダ１３への挿入度合いとともに変化する圧力（Pgas）のガスで加圧されている。支柱シリンダ１３の内孔、支柱ピストン１２、上側支柱軸受４２、および下側支柱軸受４１との間には、収縮ピストン４４および一組のスペーサ４５が配設され、支柱ピストン１２が所定の距離だけ延長することを可能にしている。支柱が完全に延長した状態では、上側支柱軸受４２、収縮ピストン４４、一組のスペーサ４５、および下側支柱軸受４１は、ガス・スプリング・チャンバ４３内のガス圧（Pgas）により生じるバイアスのために接触させられている。
【００３３】
収縮ピストン４４、支柱シリンダ１３、支柱ピストン１２、および下側軸受４１の間には、支柱収縮チャンバ４６が形成されている。支柱収縮チャンバ４６は、移送入口ポート２２と流体連通し、油圧流体が充填されている。図４では、非収縮状態の支柱１１を示している。この状態で、収縮チャンバ４６は最小の容積を有する。収縮チャンバ４６は、導管２１（概略的に示す）を介して移送シリンダ１９の移送チャンバ３２と流体連通し、収縮ピストン４４に対する移送チャンバの力が収縮ピストン４４の反対側に印加される力（Pgasおよび他の外部から印加される力から生じる）を超えるときに流体を移送チャンバ３２から収縮チャンバ４６に移送することができる。
【００３４】
支柱１１のガス・スプリング圧は、航空機が着陸するかまたは飛行場で地上走行している場合などのように、ピストン１２のシリンダ１３内への圧縮に伴って変化する。かかる場合、ガス・スプリング・チャンバ４３における加圧ガスは、支柱１１が支柱１１に作用する負荷のエネルギーを吸収する際にさらに圧縮される。収縮ピストン４４は、下側支柱軸受４１と接触したままであってもよく、上側支柱軸受４２と収縮ピストン４４との間には、リバウンド・チャンバ４７が形成される。支柱ピストン１２が再び延長する際は、収縮ピストン４４に対して作用する増加した圧力が収縮ピストン４４を下側軸受４１と接触した状態に保ち、リバウンド・チャンバ４７における流体がピストン１２の延長速度を低下させる。
【００３５】
図５Ａおよび図５Ｂを参照して、２つの状態、すなわち非収縮状態（図５Ａ）および収縮状態（図５Ｂ）における支柱１１の詳細断面図を示す。図５Ａでは、下側軸受４１とリバウンド・チャンバ４７との間に配設された収縮ピストン４４を示している。移送ピストン３１の移動に応答して、移送チャンバ３２における流体が移送入口ポート２２を通じて支柱収縮チャンバ４６に流れる。支柱収縮チャンバ４６における流体圧は、収縮ピストン４４、スペーサ４５、上側支柱軸受４２、および支柱ピストン１２を支柱シリンダ１３内に距離「ｄ」だけ引き込ませるのに十分である。
【００３６】
図５Ｂは、移送チャンバ３２から移送された移送流体を収容するように収縮チャンバ４６が拡張された完全収縮状態を示す。前述のように、一旦移送ピストン３１が移送チャンバ３２から流体を排出させると、ロック機構３６が係合して移送ピストン３１をロックすることにより、移送流体が収縮チャンバ４６において油圧的に「ロック」されるように移送ポート２０を通じた流れが遮断される。
【００３７】
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対して、（１）支柱１１を収縮させるとともに、独立して（２）着陸装置１０を引きこませるように命令する。油圧供給圧および戻り圧を移送シリンダ１９に方向付けるシーケンス弁６０は、導管６１および供給ポート３９を通じて移送シリンダ１９の供給チャンバ３３と流体連通している。また、シーケンス弁６０は、導管６２およびロック解除ポート３７を通じてロック機構３６と流体連通している。上述のように、導管２１により、支柱収縮チャンバ４６と移送チャンバ３２との間の流体連通が提供される。シーケンス弁６０に供給を与えるには、例えば油圧ポンプおよび流体リザーバを含む適切な油圧供給システム（図示せず）が必要である。シーケンス弁６０の例を図示および説明したが、制御装置は当該分野において周知であり、本発明はいずれの特定の制御装置の使用にも依存しない。
【００３８】
本発明によれば、緩衝支柱は、着陸装置アクチュエータ１７とは独立して制御される。しかし、シーケンス弁６０は、着陸装置の引き込み前または引き込み中に本明細書に記載の緩衝支柱を操作してもよいし、着陸装置の展開中または展開後に支柱をその元の長さに戻してもよいことに留意されたい。
【００３９】
図６における概略図に数値例を適用すると、航空機の油圧供給は、比較的高圧（例えば、４０００ｐｓｉ）で提供されるが比較的低流量（例えば、３．０ＧＰＭ）で利用可能であり得る。かかる低流量では、パイロットの入力と着陸装置の航空機の胴体への引き込みとの間の所与の期間において支柱１１の収縮チャンバ４６に充填するために要求される体積の流れが提供されないかもしれない。しかし、高い供給圧が移送シリンダ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、はるかに大きい有効エリアを有し、ピストン３１の動作時、より低圧（例えば、２０００ｐｓｉ未満）の移送チャンバ３２からはるかに高流量の移送流体（例えば、着陸装置につき６．５ＧＰＭ、左右の着陸装置について１３ＧＰＭ）を駆動する。支柱１１をその非収縮すなわち延長状態の長さに戻すには、航空機のシーケンス弁６０は、供給収縮圧（Psupply）を確実に除去するかまたは低下（Preturn）させ、さらに、導管６２を介して、ロック解除圧（Punlock）をロック解除ポート３７に印加する。この入力の組み合わせは、ロック機構３６を解放するとともに移送ポート２０を通る流れの遮断を解除するように動作し、支柱のガス・スプリング圧（Pgas）が収縮ピストン４４を駆動することを可能にすることで、収縮チャンバ４６を縮約させ、かつ移送流体を移送チャンバ３２に戻らせる。
【００４０】
本発明による緩衝支柱は、特定の体積の移送流体を移送チャンバ３２から収縮チャンバ４６に移送させることに依拠している。圧縮状態および供用中の温度変化により、システムにおける有効流体の体積が影響を受けるかもしれない。かかる変動を補償するため、図６に示すシステムの油圧概略図には補償器２３が追加されている。補償器２３は、システムに追加の体積の流体を提供することにより上記の要因を補償し、さらに、システムの導管における流体に対する公称圧力を維持し、システムにおける流体レベルが低くなりメンテナンスが要求されるときに指示を提供する。
【００４１】
図７Ａおよび図７Ｂを参照して、２つの動作状態における例示的な補償器２３の断面を示している。図７Ａは、油圧流体で満たされたときの補償器２３を示す。図７Ｂは、緩衝支柱の油圧流体が少ないときの補償器２３を示す。補償器２３は、二端を有する円筒キャビティを形成する主シリンダ７０を含む。キャビティの第１端には、ポート７２を介して緩衝支柱の油圧回路と流体連通する流体チャンバ７１がある。流体チャンバ７１と円筒キャビティの第２端との間には、円筒キャビティの内壁に対して封止を維持するピストン７３がある。流体チャンバ７１に対してピストン７３の反対側には、流体チャンバ７１における流体に対する公称圧力を維持する予荷重バイアス力ピストン７３に対して作用させるスプリング７４がある。図示の例では、スプリングは機械的コイル・スプリングである。しかし、ピストン７３に対するバイアス力、従って流体チャンバ７１における流体の圧力を提供するいずれのスプリングを用いてもよい。例には、圧縮ガス・スプリングまたは異なる機械的スプリング構成が含まれる。
【００４２】
図７Ａおよび図７Ｂに示す例では、補償器２３が、スプリング７４が流体チャンバ７１を通じてピストン７３を押すときに円筒キャビティの第１端におけるオリフィス７７を通じて延在する延長部７６をピストン７３に追加することにより、低流体視覚的指示器７５も含む。指示器７５がオリフィス７７を通過していることにより、流体チャンバ７１の充填がわずかであるか、または流体チャンバ７１が空であることが示される。この視覚的指示により、航空機のメンテナンス員は、緩衝支柱が流体を失ってしまったか、またはその他メンテナンスを要求しているかを簡単にチェックすることができる。また、センサを追加することにより、視覚的指示とともに（または視覚的指示の代わりに）電子的指示をメンテナンス・コンピュータに提供することが可能である。
【００４３】
図８Ａ、図８Ｂ、および図９を参照して、着陸装置１０の特長は、支柱１１に連結された油圧駆動式移送シリンダ１９を除いて上で説明したものと同じである。このため、以下で説明する電気駆動式移送シリンダについては新たな参照符号を付す一方、着陸装置コンポーネントについての参照符号は同じままとする。
【００４４】
図８Ａおよび図８Ｂは、前に説明した油圧駆動式移送シリンダ１９を置換し得る電気駆動式移送シリンダ１００の実施形態を示す。図８Ａは、非収縮状態にある支柱１１に対応する延長位置にある移送シリンダ１００を示す。図８Ｂは、収縮またはロック状態にある支柱１１に対応する圧縮位置にある移送シリンダ１００を示す。
【００４５】
主として図８Ｂを参照して、電気駆動式移送シリンダ１００は、ある量の移送流体１０４を移送チャンバ１０６から支柱１１に移動させるように構成された機械的作動システム１０２を含む。図示の実施形態では、機械的作動システム１０２は、モータ１０８、モータ・ギア・ボックス１１０、ボール・ナット１１２、およびピストン１１６に連結されたボールねじ１１４を含む。しかし、図示の機械的作動システム１０２は例示であり、移送流体を移動させるための他の種類の機械的（すなわち、非油圧駆動式）作動システムは、異なるコンポーネントまたは異なる構成に編成された同様のコンポーネントを含んでもよいことが理解されよう。
【００４６】
モータ１０８は、数秒以内などの所望の時間内に所望の長さだけ支柱１１を収縮させるために十分なパワーを有する電気モータの形態を取ってもよい。一実施形態では、モータは、移送流体１０４の圧力が約６５０ｐｓｉｇから約８６５ｐｓｉｇまで概ね線形に上昇する間に、航空機から電力を与えられているときにボールねじ１１４が約１．２〜約１．５秒でその全動程をストロークするようにサイズ決定される。
【００４７】
モータ１０８は、ボール・ナット１１２に機械的に係合されたモータ・ギア・ボックス１１０を経由してボールねじ１１４に連結されている。このため、モータ１０８は、ボールねじ１１４と係合されたボール・ナット１１２を回転させるように動作する。一般に、ボールねじは回転運動を水平運動に変換する。ボールねじ１１４は、螺旋溝が形成された回転軸の形態を取ってもよい。ボール・ナット１１２は、ボールねじの螺旋溝と係合するように構成されたボール・ベアリングを有する内側溝を含んでもよい。ボールねじの運動は、所望の製造公差を選択することにより厳密に制御することができる。図示の実施形態では、ピストン１１６は、ボールねじ１１４の一端上に位置し、移送シリンダ１００のシリンダ本体１１７内で封止可能に移動可能である。ピストン１１６は、ボールねじ１１４の製造に伴って一体的に加工し、ボールねじ１１４とともに回転させてもよい。代替として、ピストン１１６がボールねじ１１４とともに回転しないように、ピストン１１６は、ボールねじ１１４から回転について連結解除されてもよい。
【００４８】
動作中、移送シリンダ１００は、所望の体積の移送流体１０４を支柱１１に押し込むように動作し、次いで、流体１０４を支柱１１に保持するようにロックする。移送シリンダ１００のロックは、本明細書中で説明し図８Ｂに示すように油圧的に達成してもよいし、以下で説明し図９に示すように機械的に達成してもよい。一実施形態では、移送シリンダ１００は、ともに図８Ｂにおいて概略的に図示され、ともに移送シリンダ１００の上部に配置される油圧遮断弁１２０および油圧遮断センサ１２２を有する油圧ロック機構１１８を含む。弁１２０は、支柱１１における移送流体１０４を油圧的に遮断するか、またはボールねじ１１４をストロークさせないようにロックするように、ピストン１１６により作動させてもよい。センサ１２２は、遮断状態および／またはロック状態の指示を提供してもよく、また、ロック状態の形成に用いた機構の指示を提供してもよい。例として、センサ１２２は、SIMPLEX（登録商標）ホール効果センサの形態を取ってもよい。制限器（図示せず）を用いて、流体１０４が支柱１１に押し込まれる時間を制御してもよい。
【００４９】
図９は、移送シリンダ１００をロックするための非油圧式機構、具体的には機械的ロック機構１２４を示す。一実施形態では、機械的ロック機構１２４は、ピン、リンク、カム、または他の装置１２８を移動させてボール・ナット１１２とロック係合させるように選択的に動作可能なソレノイド１２６を含む。例として、ソレノイド１２６に通電することにより、リンク１２８を旋回させてボール・ナット１１２とロック係合させてもよい。
【００５０】
スプリング荷重式補償器（図示せず）を設けて、所望の体積の移送流体を格納するとともに流体圧を所望の範囲内に維持してもよい。例として、補償器は、流体圧を低流体レベルにおける約５０ｐｓｉｇと、最大流体レベルにおける約１００ｐｓｉｇとの間に維持するように構成してもよい。移送シリンダ１００を周期的に抽気することが必要であるかもしれず、かかる手順中、補償器は十分に圧縮させるのが好ましい。一実施形態では、移送シリンダ１００の抽気は、工具を用いて、好ましくは圧力を利用して行うことができる。さらに、例示の補償器をパッケージ化し、航空機、移送シリンダ１９もしくは１００、または支柱１１における任意の場所に配置してもよいことに留意されたい。
【００５１】
本発明をある好適な実施形態に関して図示および説明してきたが、本明細書および添付図面を読んで理解すれば、均等な改変および修正が当業者に想起されるであろうことは明白である。特に上記の要素（コンポーネント、アセンブリ、装置、組成等）により行われる様々な機能に関して、かかる要素を説明するために用いた用語（「手段」への言及を含む）は、そうでないと明記しない限り、本明細書に記載の本発明の例示的な実施形態においてその機能を行う開示された構造と構造的に均等でなくても、説明された要素の特定の機能を行う（すなわち、機能的に均等な）任意の要素にも対応することが意図される。加えて、本発明の特定の特長をいくつかの説明した実施形態のうち１つ以上に関してのみ上で説明したかもしれないが、かかる特長は、あらゆる所与または特定のアプリケーションについて所望され有益であるかもしれず、他の実施形態の１つ以上の他の特長と組み合わせてもよい。
【符号の説明】
【００５２】
１０    着陸装置
１１    支柱
１２    支柱ピストン
１３    支柱シリンダ
１４    車輪
１５    トラニオン軸
１６    トラニオンＵリンク
１７    着陸装置アクチュエータ
１８    ピストン・ロッド
１９    移送シリンダ
２０    移送ポート
２１    第１の導管
２２    移送入口ポート
２３    補償器
３０    シリンダ
３１    移送ピストン
３２    移送チャンバ
３３    供給チャンバ
３４    抽気オリフィス
３５    シール
３６    ロック機構
３７    ロック解除ポート
３８    ロック解除ピン
３９    収縮ポート
４０    オリフィス支持チューブ
４１    下側支柱軸受
４２    上側支柱軸受
４３    ガス・スプリング・チャンバ
４４    収縮ピストン
４５    スペーサ
４６    収縮チャンバ
４７    リバウンド・チャンバ
６０    航空機シーケンス弁
６１    導管
６２    導管
７０    主シリンダ
７１    流体チャンバ
７２    ポート
７３    予荷重バイアス力ピストン
７４    スプリング
７５    低流体視覚的指示器
７６    延長部
７７    オリフィス
１００    移送シリンダ
１０２    機械的作動システム
１０４    流体
１０６    移送チャンバ
１０８    モータ
１１０    モータ・ギア・ボックス
１１２    ボール・ナット
１１４    ボールねじ
１１６    ピストン
１１８    油圧ロック機構
１２０    油圧遮断弁
１２２    油圧遮断センサ
１２４    機械的ロック機構
１２６    ソレノイド
１２８    リンク
【図１Ａ】
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【図１Ｂ】
2011235888.tif 000004
【図２】
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【図３Ａ】
2011235888.tif 000006
【図３Ｂ】
2011235888.tif 000007
【図４】
2011235888.tif 000008
【図５Ａ】
2011235888.tif 000009
【図５Ｂ】
2011235888.tif 000010
【図６】
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【図７Ａ】
2011235888.tif 000012
【図７Ｂ】
2011235888.tif 000013
【図８Ａ】
2011235888.tif 000014
【図８Ｂ】
2011235888.tif 000015
【図９】
2011235888.tif 000016
【外国語明細書】
2011235888000001.pdf