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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。