Sistema de aterrizaje de una aeronave que tiene una pata (2; 102) provista de unos medios para pivotar sobre una estructura de una aeronave según un eje de pivotado (X1) entre una posición desplegada y una posición retractada, incluyendo el sistema de aterrizaje un puntal de apoyo de dos elementos (3a, 3b; 103a, 103b) de refuerzo articulados uno con otro de los cuales uno está articulado sobre la pata y el otro está provisto de unos medios de articulación sobre la estructura de la aeronave, de tal manera que cuando la pata está en posición desplegada, los dos elementos de refuerzo del puntal de apoyo están enclavados en una posición sensiblemente alineada, estando equipado el sistema de aterrizaje, además, con un accionador de maniobra rotativo (10; 110) que tiene un eje de salida que actúa sobre uno de los elementos de refuerzo del puntal de apoyo para provocar el pivotado de la pata entre las dos posiciones, estando provisto el accionador de maniobra con unos medios para pivotar sobre la estructura de la aeronave alrededor de un eje de rotación (X3) del eje de salida, caracterizado por que el accionador de maniobra incluye un cárter (12; 112) unido por una biela de reacción (13; 113) a la pata para absorber el par desarrollado por el accionador de maniobra durante una maniobra del sistema de aterrizaje.
The invention relates to an aircraft undercarriage having a leg (2) pivotally mounted on a structure of the aircraft to pivot about a pivot axis (X1) between a deployed position and a retracted position, the undercarriage including a foldable brace (3a, 3b) comprising two hinged-together elements, one of which is hinged to the leg and the other of which is hinged to the structure of the aircraft, in such a manner that when the leg is in the deployed position, the two brace elements are locked together in a substantially aligned position, the undercarriage also being provided with a rotary drive actuator (10) having an outlet shaft acting on one of the elements of the foldable brace in order to cause the leg to pivot between its two positions. The drive actuator is pivotally mounted on the structure of the aircraft to pivot about an axis of rotation (X3) of the outlet shaft, the drive actuator having a casing (12) connected by a reaction rod (13) to the leg in order to take up the torque developed by the drive actuator when driving the undercarriage.
Sistema de aterrizaje de una aeronave con un accionador de maniobra rotativo
24.04.2020
Patent
Elektronische Ressource
Spanisch
IPC: | B64C AEROPLANES , Flugzeuge |
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