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EP-4126664-B1 - AIRCRAFT LANDING GEAR COMPRISING A SPRING OPPOSING ROTATION BETWEEN UPPER AND LOWER MEMBERS OF THE LANDING GEAR

EP4126664B1EP 4126664 B1EP4126664 B1EP 4126664B1EP-4126664-B1

Inventors

  • ANTONI, Nicolas

Dates

Publication Date
20260506
Application Date
20210402

Claims (12)

  1. An aircraft undercarriage (0) comprising an upper element (11) arranged to be connected to an aircraft structure (2), a lower element (15) carrying an axle (16), said lower element being mounted to be movable in translation relative to the upper element along a longitudinal axis (Z-Z) of the upper element (11), and a shock absorber (20) arranged to damp movements in translation of the lower element (15) relative to the upper element (11), the undercarriage includes a spring (17) having first and second portions (17a, 17b) that are spaced apart from said longitudinal axis (Z-Z), the spring is a helical spring that is compressible along a longitudinal axis of the spring by moving the first portion (17a) closer to the second portion (17b), the first portion (17a) of the spring being secured to the upper element (11), characterized in that the second portion (17b) of the spring (17) being secured to the lower element (15) in such a manner that during movement in translation of the lower element (15) relative to the upper element (11) the spring (17) opposes any turning of the lower element (15) relative to the upper element (11) about the longitudinal axis (Z-Z), the helical spring extending partially about the upper element (11) and partially about the lower element (15), the first portion of the spring being secured to the upper element via a first ball-joint connection and the second portion of the spring being secured to the lower element via a second ball-joint connection.
  2. An aircraft undercarriage according to claim 1, wherein said spring (17) presents elastic stiffness in compression along said longitudinal axis (Z-Z).
  3. An aircraft undercarriage according to claim 2, wherein said spring also presents elastic stiffness in traction along said longitudinal axis (Z-Z), said elastic stiffness in compression of the spring being identical to said elastic stiffness in traction of the spring.
  4. An aircraft undercarriage according to claim 2 or claim 3, wherein the shock absorber (20) presents elastic stiffness opposing deformation of the shock absorber along said longitudinal axis (Z-Z) that is several times greater than said elastic stiffness in compression of the spring along said longitudinal axis (Z-Z).
  5. An aircraft undercarriage according to any one of claims 1 to 4, wherein said helical spring presents a plurality of turns extending between said first and second portions of the spring, and wherein, when the undercarriage is observed in an observation direction that is parallel to the longitudinal axis (Z-Z) of the upper element, said first and second portions of the spring appear on opposite sides of the longitudinal axis (Z-Z) of the upper element (11).
  6. An aircraft undercarriage according to any one of claims 1 to 5, wherein the first and second portions of the spring are terminal ends of the spring.
  7. An aircraft undercarriage according to any one of claims 1 to 6, wherein the first portion of the spring is secured to the upper element via a portion of the upper element that projects outwards from the upper element, radially relative to the longitudinal axis (Z-Z) of the upper element, and wherein the second portion of the spring is secured to the lower element via a portion of the lower element that projects outwards from the lower element, radially relative to the longitudinal axis (Z-Z) of the upper element.
  8. An aircraft undercarriage according to any one of claims 1 to 7, wherein: · the first ball joint connection comprises first and second parts forming a first ball joint, the first part of the first ball joint connection being fixedly connected to the first portion (17a) of the spring, and the second part of the first ball joint connection being fixedly connected to the upper element (11); and · the second ball joint connection comprises third and fourth parts forming a second ball joint, the third part of the second ball joint connection being fixedly connected to the second portion (17b) of the spring, and the fourth part of the second ball joint connection being fixedly connected to the lower element (15).
  9. An aircraft undercarriage according to any one of claims 1 to 8, wherein said spring presents a minimum value Jmin of elastic stiffness in twisting opposing pivoting of the lower element (15) relative to the upper element (11) about said longitudinal axis (Z-Z), the minimum elastic stiffness in twisting being given by the following equation: Jmin = Cmax / θ 1 - θ 2 max , · in which Cmax is the magnitude of a maximum authorized pivoting torque for the lower element (15) relative to the upper element (11) about said longitudinal axis (Z-Z), Cmax being a predetermined value; and · in which |θ1-θ2|max is a maximum authorized angle of rotation for the lower element (15) relative to the upper element (11) about said longitudinal axis (Z-Z) expressed as its absolute value.
  10. An aircraft undercarriage according to any one of claims 1 to 9, wherein the undercarriage is an aircraft main undercarriage, the upper element being a main strut leg of the undercarriage and the lower element being an undercarriage rod slidably mounted to slide inside the strut leg.
  11. An aircraft undercarriage according to any one of claims 1 to 9, wherein the undercarriage is an aircraft nose undercarriage, the upper element being a tube that is pivotally mounted relative to a shaft of the undercarriage, the shaft of the undercarriage extending at least in part inside the turnable tube.
  12. An aircraft including at least one undercarriage according to any one of claims 1 to 11.

Description

La présente invention se rapporte au domaine des atterrisseurs qui comprennent un élément supérieur destiné à être relié avec une structure d'aéronef et un élément inférieur portant un essieu, cet élément inférieur étant monté en translation par rapport à l'élément supérieur le long d'un axe longitudinal, un amortisseur étant agencé pour amortir des déplacements en translation de l'élément inférieur par rapport à l'élément supérieur. ARRIERE PLAN DE L'INVENTION Il est connu, par exemple du document EP1786669_A1, un atterrisseur comprenant un élément supérieur (ici l'élément supérieur est un caisson principal d'atterrisseur) destiné à être relié avec une structure d'aéronef et un élément inférieur portant un essieu de l'aéronef (ici l'élément inférieur est une tige coulissante de l'atterrisseur qui coulisse à l'intérieur du caisson). Cet élément inférieur est monté en translation par rapport à l'élément supérieur le long d'un axe longitudinal de l'élément supérieur et un amortisseur est agencé pour amortir des déplacements en translation de l'élément inférieur par rapport à l'élément supérieur. Afin de s'opposer à la rotation de l'élément inférieur par rapport à l'élément supérieur tout en permettant la translation entre ces éléments selon l'axe longitudinal, l'atterrisseur comprend un compas. Ce compas comporte un bras supérieur et un bras inférieur, ces bras étant articulés l'un par rapport à l'autre autour d'un axe principal du compas s'étendant dans un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'élément supérieur. Le bras supérieur du compas est monté pivotant par rapport à l'élément supérieur autour d'un premier axe de liaison qui est parallèle vis-à-vis de l'axe principal du compas. Le bras inférieur du compas est monté pivotant par rapport à l'élément inférieur autour d'un deuxième axe de liaison qui est parallèle vis-à-vis de l'axe principal du compas. Lorsqu'un important couple de mise en rotation de l'élément inférieur par rapport à l'élément supérieur est appliqué autour dudit axe longitudinal, on constate que l'axe principal du compas peut se déformer ce qui peut présenter un risque d'endommagement du compas sous sollicitations de chargement répétées et conduire à une limitation de sa durée de vie. Les documents brevet CN108820191A et US4172570A décrivent également des atterrisseurs de l'art antérieur, ces documents divulguant un ressort hélicoïdal. OBJET DE L'INVENTION Un objet de la présente invention est de fournir un atterrisseur minimisant tout ou partie des inconvénients précités. RESUME DE L'INVENTION A cet effet, l'invention porte sur un atterrisseur d'aéronef comprenant un élément supérieur destiné à être relié avec une structure d'aéronef, un élément inférieur portant un essieu, ledit élément inférieur étant monté en translation par rapport à l'élément supérieur le long d'un axe longitudinal de symétrie de l'élément supérieur, un amortisseur étant agencé pour amortir des déplacements en translation de l'élément inférieur par rapport à l'élément supérieur. Cet atterrisseur est essentiellement caractérisé en ce qu'il comprend un ressort comportant des première et seconde parties qui sont éloignées dudit axe longitudinal, la première partie du ressort étant assujettie à l'élément supérieur et la seconde partie du ressort étant assujettie à l'élément inférieur de manière à ce que lors du déplacement en translation de l'élément inférieur par rapport à l'élément supérieur, ce ressort s'oppose à toute rotation de l'élément inférieur vis-à-vis de l'élément supérieur autour dudit axe longitudinal. Ainsi le ressort autorise la translation de l'élément inférieur de l'atterrisseur par rapport à l'élément supérieur le long de l'axe longitudinal de symétrie de l'élément supérieur tout en réalisant un couplage mécanique à rotation entre l'élément inférieur et l'élément supérieur autour de ce même axe longitudinal. L'atterrisseur selon l'invention peut être : dans un premier cas, un atterrisseur à essieu non orientable (pendant le roulage de l'aéronef sur le sol) selon l'axe longitudinal par rapport à la structure de l'aéronef; oudans un second cas, un atterrisseur dont l'essieu est orientable (pendant le roulage) selon l'axe longitudinal par rapport à la structure de l'aéronef (dans ce second cas, pendant le roulage, les roues portées par l'essieu sont orientables autour de l'axe longitudinal pour définir une direction de roulage). Dans chacun de ces premier et second cas, le ressort réalise un couplage mécanique entre l'élément supérieur et l'élément inférieur tel que : d'une part il exerce selon l'axe longitudinal de l'élément supérieur, un couple élastique de retour de l'élément inférieur vers une position d'orientation donnée par rapport à l'élément supérieur ; et qued'autre part il exerce un effort élastique tendant à s'opposer au rapprochement de l'élément inférieur par rapport à l'élément supérieur selon l'axe longitudinal de l'élément. Dans le premier cas, pendant le roulage, le ressort mai