ES2209779T3 - Avion que comprende un tren de aterrizaje con desprendimiento controlado en caso de accidente. - Google Patents
Avion que comprende un tren de aterrizaje con desprendimiento controlado en caso de accidente.Info
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Abstract
Avión, que comprende una estructura (10) y al menos un tren de aterrizaje (16) situado bajo la estructura (10), comprendiendo el tren de aterrizaje (16) un bastidor (20), una carretilla (28), un amortiguador (24) provisto de un tope (25) de final de carrera distendido y un sistema de bielas (32) situado detrás del amortiguador (24), el amortiguador (24) y el sistema de bielas (32) conectando por separado la carretilla (28) al bastidor (20), caracterizado porque la estructura (10) comprende una corredera (52) con la cual puede hacer contacto el sistema de bielas (32), en caso de que se produzca una inclinación accidental del tren de aterrizaje (16) hacia detrás, para provocar sucesivamente una distensión completa del amortiguador (24), una ruptura del tope (25) de final de carrera distendido y una ruptura del sistema de bielas (32).
Description
Avión que comprende un tren de aterrizaje con
desprendimiento controlado en caso de accidente.
La invención trata de un avión provisto de un
tren de aterrizaje diseñado para poder desprenderse de manera
controlada en caso de accidente. La invención permite,
principalmente, evitar que el tren de aterrizaje arrancado choque
con un depósito de combustible situado detrás de él.
La invención se aplica principalmente a un avión
de tipo comercial como un avión destinado al transporte de pasajeros
y/o de mercancías.
En los aviones comerciales, los depósitos de
combustible van situados generalmente en el grupo sustentador, así
como en la parte inferior del tramo de fuselaje que sostiene el
equipo sustentador, delante del tren de aterrizaje principal. Esta
posición central y simétrica de los depósitos en relación al plano
longitudinal mediano del avión permite manejar fácilmente el
centrado del mismo. En otras palabras, la posición del centro de
gravedad del avión varía poco por la disminución de la masa del
combustible que se produce a medida que éste se quema en los
motores.
Cuando se desea aumentar la capacidad y el radio
de acción de un avión se puede inducir a modificar éste y a concebir
una nueva versión sin modificar en absoluto sus características
esenciales. En efecto, esto permite usar un número de piezas tan
elevado como sea posible en las diferentes versiones de un mismo
avión.
Por consiguiente, puede definirse una nueva
versión existente, caracterizada por una capacidad y un radio de
acción aumentados respecto a la versión de base, sin modificar el
grupo sustentador y el tramo que la sujeta. En estas condiciones,
tampoco se modifican los depósitos de combustible contenidos en el
grupo sustentador y en este tramo, de manera que su capacidad sigue
siendo la misma. A fin de que el avión lleve a cabo su nueva misión
satisfactoriamente, que implica disponer de una cantidad
suplementaria de combustible a fin de aumentar su radio de acción,
debe añadirse un depósito de combustible suplementario. Una
ubicación privilegiada para la implantación de este depósito
suplementario es la parte inferior del fuselaje, detrás del tren de
aterrizaje principal. En efecto, esta ubicación situada en una parte
central del avión permite una buena gestión de la posición
longitudinal de su centro de gravedad.
Esta posición del depósito de combustible
suplementario puede, sin embargo, resultar decisiva en condiciones
anormales de aterrizaje o de despegue.
Los reglamentos aplicables prescriben considerar
el fallo de los trenes de aterrizaje y sus consecuencias en estas
condiciones anormales. Obligan asimismo a limitar las fugas de
combustible. En estas condiciones, se trata de evitar el choque
entre el tren de aterrizaje roto y las paredes del depósito de
combustible, que podría llevar a la perforación de este último; esto
lleva a controlar la ruptura del tren de aterrizaje y la
trayectoria de las partes de éste que se desprenden.
En los aviones, existe un riesgo comparable cerca
de los reactores. En efecto, detrás de la cámara de combustión de
cada uno de los reactores se encuentra una turbina cuyos álabes
alcanzan temperaturas muy altas. En caso de rotura de un álabe es
importantísimo que éste no choque con elementos vitales para la
conducción del avión como, por ejemplo, los mandos de vuelo, los
circuitos hidráulicos etc., ni con el combustible. En lo que
respecta al combustible, la solución usada actualmente consiste en
limitar a un valor lo más bajo posible la cantidad de combustible
presente en el cono de eyección probable de un álabe.
Sin embargo, esta solución no puede trasladarse
al caso de un depósito de combustible situado detrás del tren de
aterrizaje principal del avión. En efecto, por las razones antes
enunciadas, esta posición presenta ventajas esenciales que imponen
conservarla cuando haya que colocar un depósito suplementario en el
avión.
Gracias al documento
US-A-4,155,522 se conoce un avión
con un tren de aterrizaje con todas las características del
preámbulo de la reivindicación independiente.
La invención tiene por objeto un avión equipado
con un tren de aterrizaje cuya concepción original le permite
controlar su desprendimiento con el fin principal de suprimir
cualquier riesgo de choque entre una parte desprendida del tren de
aterrizaje y la estructura del avión, en condiciones anormales de
aterrizaje o de despegue.
Según la invención, este resultado se obtiene por
medio de un avión que comprende una estructura y al menos un tren de
aterrizaje colocado sobre la estructura, comprendiendo el tren de
aterrizaje un bastidor, una carretilla, un amortiguador dotado de un
tope de final de carrera distendido y un sistema de bielas situado
detrás del amortiguador, el amortiguador y el sistema de bielas
conectando separadamente la carretilla con el bastidor,
caracterizado porque la estructura comprende una corredera con la
cual puede entrar en contacto el sistema de bielas durante una
inclinación accidental del tren de aterrizaje hacia atrás, para
provocar sucesivamente una distensión completa del amortiguador, una
ruptura del tope de final de carrera distendido y una ruptura del
sistema de bielas.
Así, en el caso de un incidente consistente en
una inclinación del tren de aterrizaje hacia atrás, el tope de final
de carrera distendido del amortiguador y el sistema de bielas que
conectan la carretilla y el bastidor se rompen automáticamente. Las
dos partes del amortiguador conectadas respectivamente a la
carretilla y al bastidor se separan a continuación la una de la otra
por el efecto combinado del desplazamiento del avión y de la presión
residual que hay en el amortiguador, aplicando al fuselaje un nivel
de esfuerzo razonable. En consecuencia, la carretilla es arrancada
automáticamente sin que haya riesgo de choque. Cuando se coloca un
depósito de carburante en la estructura del avión, encima de la
corredera, se evita una destrucción completa del avión causada por
una explosión de carburante que sale del depósito.
Preferentemente, el sistema de bielas comprende
dos brazos conectados cabeza a cabeza por una articulación que puede
entrar en contacto con la corredera al inclinarse accidentalmente
hacia atrás el tren de aterrizaje.
En un modo de realización preferido de la
invención la articulación comprende un tope de control de ruptura
que puede ordenar la ruptura de una pieza del sistema de bielas
cuando un ángulo formado entre los dos brazos alcanza un valor
máximo predeterminado.
Según el caso, la pieza que puede romperse puede
ser, ya sea uno de los brazos del sistema de bielas una de cuyas
zonas está dimensionada de tal forma que pueda romperse por flexión,
ya sea el eje de articulación dimensionado de tal forma que pueda
romperse por cizallamiento.
Ventajosamente, uno de los brazos del sistema de
bielas, articulado sobre la carretilla, comprende un tope que puede
entrar en contacto con el amortiguador después de la ruptura del
sistema de bielas.
Además, la corredera se forma, preferentemente,
sobre un elemento de estructura reforzada.
En un modo de realización preferido de la
invención, la corredera comprende una primera parte, capaz de
ordenar sucesivamente la ruptura del tope de final de carrera
distendido del amortiguador y la ruptura del sistema de bielas, y
una segunda parte, capaz de guiar una parte desprendida del tren de
aterrizaje lejos de dicho elemento de estructura del avión.
A continuación se describirán, a título de
ejemplos no limitativos, dos modos de realización preferidos de la
invención, haciendo referencia a los dibujos adjuntos, en los
cuales;
- la figura 1 es una vista lateral que representa
esquemáticamente un avión según la invención;
- la figura 2 es una vista en perspectiva que
representa un tren de aterrizaje principal del avión de la figura 1,
visto desde atrás, realizado según un primer modo de realización de
la invención;
- la figura 3 es una vista en sección
transversal, a una escala más grande, de la articulación del sistema
de bielas del tren de aterrizaje ilustrado en la figura 2;
- las figuras 4A a 4C son vistas laterales que
representan esquemáticamente el tren de aterrizaje de la figura 2 y
las partes adyacentes del avión en tres estados sucesivos del tren,
cuando se inclina accidentalmente hacia atrás; y
- las figuras 5A a 5C son vistas comparables a
las figuras 4A a 4C, que ilustran otro modo de realización de la
invención.
La figura 1 representa esquemáticamente un avión
según la invención. Este avión es un avión comercial, de diseño
general clásico, destinado al transporte de pasajeros y/o de
mercancías. A continuación, se describirán solamente las
características necesarias para una buena comprensión de la
invención.
La estructura del avión comprende, principalmente
y entre otros elementos, un fuselaje 10 y un grupo sustentador 12.
Cuando el avión no está volando esta estructura descansa sobre el
suelo por medio de un tren de aterrizaje delantero 14 y de un tren
de aterrizaje principal. Este último comprende un elemento de tren
auxiliar 16 colocado bajo el fuselaje 10, que se añade a los
elementos del tren colocados bajo el grupo sustentador 12. Para
simplificar se utilizará en el texto la expresión "tren de
aterrizaje" para designar cada elemento del tren.
De manera igualmente habitual, el avión está
equipado con depósitos de carburante (no representados) colocados en
el grupo sustentador 12, así como en la parte inferior del tramo de
fuselaje 10 que sujeta a ésta. Este tramo está situado delante del
tren de aterrizaje 16 colocado bajo el fuselaje.
En el modo de realización representado, un
depósito suplementario 18 está igualmente colocado en la parte
inferior del fuselaje 10, en un tramo de éste situado inmediatamente
detrás del tren de aterrizaje 16. La disposición según la invención
es particularmente ventajosa cuando hay un depósito suplementario de
estas características. Sin embargo, puede usarse también aun en el
caso de que no haya un depósito así en el avión.
Por razones accidentales, tales como la presencia
de un obstáculo sobre la pista durante la rodadura del avión, no
puede excluirse totalmente la posibilidad de que haya una
inclinación del tren de aterrizaje 16 hacia atrás. Según la
invención, el tren de aterrizaje 16 está diseñado y hecho para que,
si se produce un accidente de este tipo, no haya riesgos de choque y
de perforar el depósito 18, en caso de que existiera dicho
depósito.
A continuación se describirá, haciendo referencia
a las figuras 2, 3 y 4A a 4C, un primer modo de realización
preferido de la invención que permite obtener este resultado. La
descripción está hecha en el estado de salida del avión.
Como se ilustra en la figura 2, el tren de
aterrizaje 16 consta de un bastidor 20 realizado en una sola pieza
con un fuste vertical 22 que forma el cilindro superior fijo de un
amortiguador principal 24. Un tubo 26, que forma la parte inferior
móvil del amortiguador 24, lleva en su extremo inferior una
carretilla 28. Cada uno de los extremos delanteros y traseros de la
carretilla 28 soportan a su vez la mangueta de un par de ruedas 30
montadas en diábolo, y en las cuales se encuentran los frenos (no
representados).
Un sistema de bielas 32, generalmente llamado
"compás" se interpone entre el fuste 22 y el tubo 26 del
amortiguador 24. Este sistema de bielas 32 está situado detrás del
amortiguador 24 en el sentido del desplazamiento del avión.
Comprende un primer brazo 34 y un segundo brazo 36, conectados
cabeza a cabeza por una articulación 38 cuyo eje 40 está orientado
transversalmente respecto del avión, es decir, paralelo a los ejes
de las ruedas 30.
El extremo superior del primer brazo 34, opuesto
a la articulación 38, va montado, de manera que puede girar, sobre
el fuste 22 por medio de un eje 42. De forma comparable, el extremo
inferior del segundo brazo 36, opuesto a la articulación 38, va
montado, de manera que puede girar, sobre el tubo 26 por medio de un
eje 44. Los ejes 42 y 44 están orientados transversalmente y
paralelos al eje 40.
El mecanismo que asegura el control de salida y
de entrada del tren de aterrizaje 16 ha sido omitido voluntariamente
en la figura 2, a fin de facilitar la lectura.
El bastidor 20 del tren de aterrizaje 16 está
conectado a la estructura del avión, y más precisamente en este
caso, al fuselaje 10, por dos ejes 46 alineados que sobresalen de
una y otra parte del bastidor 20, de manera que son recibidos en
alojamientos cilíndricos complementarios (no representados)
previstos con este fin en la estructura del fuselaje 10. Los ejes 46
están orientados transversalmente, es decir, paralelamente a los
ejes 40, 42 y 44.
Como se muestra más precisamente en las figuras
4A a 4C, el fuselaje 10 del avión comprende, bajo la parte delantera
del depósito de carburante 18, un elemento de estructura reforzada
48. Este elemento 48 está situado en el interior de la cubierta
exterior 50 del fuselaje 10, en una posición tal que la articulación
38 del sistema de bielas 32 choca con él automáticamente cuando el
tren de aterrizaje 16 se inclina accidentalmente hacia atrás. Más
precisamente, la articulación 38 choca con una corredera 52, girada
hacia la parte inferior prevista en el elemento de la estructura 48.
La articulación 38 se desliza contra la corredera 52, inclinada en
este caso hacia atrás y hacia la parte inferior, al producirse una
inclinación accidental del tren hacia atrás, como ilustran
esquemáticamente las figuras 4A a 4C. Como variante, la corredera 52
puede asimismo estar inclinada hacia la parte superior o puede estar
horizontal.
Según la invención, el sistema de bielas 32 está
diseñado de manera que se rompe automáticamente cuando el ángulo
formado entre los dos brazos 34, 36 alcanza un valor máximo
predeterminado. Este valor sólo puede alcanzarse cuando el
amortiguador 24 está completamente distendido y cuando un tope de
final de carrera distendido 25 del amortiguador está ya roto. Estas
rupturas sucesivas se suceden a la entrada en contacto de la
articulación 38 del sistema de bielas 32 con la corredera 52, cuando
el tren de aterrizaje 16 se inclina accidentalmente hacia atrás.
Como se ilustra más precisamente en la figura 3,
la ruptura de una pieza del sistema de bielas 32 por encima del
valor máximo predeterminado del ángulo formado entre los brazos 34 y
36 está ordenada por un tope 54 de orden de ruptura, formado sobre
un espolón 56 solidario con el extremo del primer brazo 34 ligado al
segundo brazo 36 por la articulación 38. El tope 54 está situado en
la prolongación del primer brazo 34 y girado hacia una superficie 58
enfrente del segundo brazo 36.
En las condiciones de alargamiento normales del
amortiguador 24, los brazos 34 y 36 forman entre sí un ángulo tal
que el tope 54 queda alejado de la superficie 58 formada sobre el
segundo brazo 36. En consecuencia, el tope 54 no cumple ninguna
función en un aterrizaje normal, o incluso brutal, del avión.
Cuando el tren de aterrizaje 16 gira hacia atrás,
bajo el efecto de circunstancias accidentales, hasta la entrada en
contacto de la articulación 38 del sistema de bielas 32 contra la
corredera 52, el ángulo formado entre los brazos 34 y 36 aumenta
progresivamente. El amortiguador 34 se distiende pues completamente
y su tope 25 de final de carrera distendido se rompe.
Si el giro del tren de aterrizaje 16 se efectúa
hasta que el tope 54 entra en contacto con la superficie 58 formada
sobre el segundo brazo 36, cualquier giro suplementario del tren de
aterrizaje 16 (correspondiente a un alargamiento suplementario del
amortiguador 24) provoca en el sistema de bielas 32 esfuerzos que
aseguran su ruptura.
Más precisamente, el lugar del sistema de bielas
32 al nivel del cual se produce la ruptura está, preferentemente,
determinado con antelación, dimensionando una de las piezas de este
sistema de bielas de manera que se rompa automáticamente cuando se
le aplica un esfuerzo excesivo.
En el primer modo de realización de la invención
la pieza destinada a romperse es el brazo 36. Ésta comprende
entonces una zona dimensionada de manera que puede romperse por
flexión cerca de la articulación 38. Como variante, la ruptura puede
producirse asimismo en el brazo 34.
A continuación se describirán, haciendo
referencia en particular a las figuras 4A a 4C, las consecuencias de
una rodadura accidental de un avión así realizado, cuando esta
rodadura provoca una inclinación hacia atrás del tren de aterrizaje
16 en condiciones susceptibles de poner en peligro la integridad del
depósito de carburante 18, en el caso de que exista dicho
depósito.
Debido a, por ejemplo, un obstáculo 60 situado
sobre el camino de las ruedas 30 del tren de aterrizaje 16, éste se
inclina hacia atrás alrededor del eje de giro materializado por los
ejes 46 (figura 2). Cuando esta inclinación hace que la articulación
38 del sistema de bielas 32 entre en contacto contra la corredera
52, como se ilustra en la figura 4A, la articulación 38 se desliza
contra ésta. Esto tiene como consecuencia la distensión completa del
amortiguador 24, seguida de una ruptura del tope 25 de final de
carrera distendido del amortiguador 24. La inclinación del tren
tiene asimismo como consecuencia una abertura progresiva del ángulo
formado entre los brazos 34 y 36.
A continuación, el tope 54 entra en contacto con
la superficie 58 del brazo 36, de manera que la inclinación del tren
16 se traduce en la ruptura por flexión del brazo 36, cerca de la
articulación 38. Cuando los dos brazos están en la prolongación el
uno del otro, como ilustra la figura 4B, no están conectados entre
sí y el tubo 26 se separa del fuste 22.
En estas condiciones, el desplazamiento del
avión, combinado con la acción de la presión que hay en el interior
del amortiguador 24, tiende a eyectar la parte inferior del tren de
aterrizaje 16, es decir, el conjunto constituido por el tubo 26, los
brazos 36, la carretilla 28, las ruedas 30 y los frenos asociados a
las mismas. Como ilustra la figura 4C, esta eyección se efectúa sin
que el depósito de combustible 18, si es que existe, sufra daños y,
por consiguiente, sin ningún riesgo de dañar el avión.
Las figuras 5A a 5C ilustran un segundo modo de
realización de la invención, cuando el tren de aterrizaje 16 se
inclina accidentalmente hacia atrás. Este modo de realización se
distingue principalmente del anterior por la naturaleza de la pieza
del sistema de bielas 32 destinada a romperse en caso de accidente,
así como por la forma de la corredera 52.
Así, en el caso de las figuras 5A a 5C, la
ruptura del sistema de bielas 32 se produce al nivel del eje 40,
bajo el efecto de los esfuerzos de cizallamiento que le son
aplicados cuando se alcanza el valor máximo predeterminado del
ángulo que separa los brazos 34 y 36. Estos esfuerzos se aplican,
como antes, gracias a una disposición como la ilustrada en la figura
3. En este caso, el eje 40 está dimensionado de manera que se rompe
por cizallamiento en dichas condiciones accidentales, pudiendo
soportar los esfuerzos que le son normalmente aplicados en las
condiciones de aterrizaje más severas.
El segundo modo de realización de la invención
ilustrado en las figuras 5A a 5C se distingue igualmente del
anterior por la forma de la corredera 52 prevista en el elemento de
estructura reforzada 48.
Así, la corredera 52 comprende una primera parte
52a, inclinada (o no) hacia atrás (o hacia delante) y hacia la parte
inferior (o superior), con la cual entra automáticamente en contacto
la articulación 38 del sistema de bielas 32 cuando se produce una
inclinación accidental hacia atrás del tren de aterrizaje 16, como
se ilustra en la figura 5A. El amortiguador 24 se distiende y el
tope de final de carrera 25 distendido se rompe.
La articulación 38 se desliza a continuación
contra esta primera parte 52a de la corredera, hasta que se produce
la ruptura del eje 40 del sistema de bielas 32, en una posición que
aparece en la figura 5B.
Los efectos acumulados de la persecución del
desplazamiento del avión y de la presión residual que hay en el
amortiguador 24 tienen como consecuencia la eyección hacia atrás de
la parte inferior del tren de aterrizaje 16, es decir, el tubo 26,
el brazo 36, la carretilla 28, las ruedas 30 y los frenos asociados
a las mismas. Durante esta eyección, el extremo superior del brazo
36, inicialmente integrado en la articulación 38, está guiado por
una segunda parte 52b, prácticamente horizontal, de la corredera,
que prolonga la parte 52a hacia detrás, como se muestra en la figura
5C.
Como muestran las figuras 5A, 5B y 5C, el brazo
36 está equipado con un tope 62, girado hacia el tubo 26 del
amortiguador. Este tope 62 mantiene una separación mínima entre el
tubo 26 y la corredera 52 (figuras 5B y 5C), tras la ruptura del eje
40. Esto permite mantener la parte desprendida del tren lo
suficientemente alejada del fuselaje para evitar cualquier
choque.
En las figuras 5A, 5B y 5C, una línea L de puntos
y rayas ilustra el trayecto seguido por la articulación que conecta
el tubo 26 con la carretilla del tren, debido al guiado del brazo 36
por la corredera 52. Esta línea muestra claramente que se evita bien
todo riesgo de que la parte eyectada del tren 16 perfore el depósito
18.
Se entiende que los modos de realización que
acaban de describirse pueden experimentar diferentes variantes, sin
salirse del marco de la invención. Así, puede asegurarse la orden de
ruptura de una de las piezas del sistema de bielas 32 gracias a un
tope integrado en una o en otra de las articulaciones que conectan
respectivamente el brazo 34 con el fuste 22 y el brazo 36 con el
tubo 26. Además, los dos modos de ruptura del sistema de bielas 32
pueden combinarse con diferentes realizaciones posibles de la
corredera 52.
Claims (9)
1. Avión, que comprende una estructura (10) y al
menos un tren de aterrizaje (16) situado bajo la estructura (10),
comprendiendo el tren de aterrizaje (16) un bastidor (20), una
carretilla (28), un amortiguador (24) provisto de un tope (25) de
final de carrera distendido y un sistema de bielas (32) situado
detrás del amortiguador (24), el amortiguador (24) y el sistema de
bielas (32) conectando por separado la carretilla (28) al bastidor
(20), caracterizado porque la estructura (10) comprende una
corredera (52) con la cual puede hacer contacto el sistema de
bielas (32), en caso de que se produzca una inclinación accidental
del tren de aterrizaje (16) hacia detrás, para provocar
sucesivamente una distensión completa del amortiguador (24), una
ruptura del tope (25) de final de carrera distendido y una ruptura
del sistema de bielas (32).
2. Avión según la reivindicación 1, en el que el
sistema de bielas (32) comprende dos brazos (34, 36) conectados
cabeza a cabeza por una articulación (38) que puede entrar en
contacto con la corredera (52) si se produce dicha inclinación
accidental del tren de aterrizaje (16) hacia detrás.
3. Avión según la reivindicación 2, en el que la
articulación (38) comprende un tope (54) de orden de ruptura que
puede ordenar la ruptura de una parte (34, 36) del sistema de
bielas (32) cuando un ángulo formado entre los dos brazos (34, 36)
alcanza un valor máximo predeterminado.
4. Avión según la reivindicación 3, en el que
dicha parte es uno (36) de los brazos (34, 36) del sistema de
bielas (32), comprendiendo dicho brazo (36) una zona dimensionada
de manera que puede romperse por flexión.
5. Avión según la reivindicación 3, en el que
dicha parte es un eje (40) de la articulación (38) dimensionado de
manera que puede romperse por cizallamiento.
6. Avión según una cualquiera de las
reivindicaciones 2 a 5, en el que uno (36) de los brazos (34, 36)
articulado en la carretilla (28) comprende un tope (62) que puede
entrar en contacto con el amortiguador (24) tras la ruptura del
sistema de bielas (32).
7. Avión según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes en el que la corredera (52) está
formada sobre un elemento de estructura reforzado (32).
8. Avión según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, en el que la corredera (52) comprende
una primera parte (52a) que puede controlar sucesivamente la
ruptura del tope (25) de final de carrera distendido del
amortiguador (24) y la ruptura del sistema de bielas (32), y una
segunda parte (52b) que puede guiar una parte suelta del tren de
aterrizaje lejos de dicho elemento de estructura (10) del
avión.
9. Avión según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, en el que un depósito de combustible
(18) se coloca en la estructura (10) del avión, por encima de la
corredera (52).
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR9907544 | 1999-06-15 | ||
FR9907544A FR2795042B1 (fr) | 1999-06-15 | 1999-06-15 | Avion comportant un train d'atterrissage a detachement controle en cas d'accident |
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ES2209779T3 true ES2209779T3 (es) | 2004-07-01 |
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Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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ES00401655T Expired - Lifetime ES2209779T3 (es) | 1999-06-15 | 2000-06-13 | Avion que comprende un tren de aterrizaje con desprendimiento controlado en caso de accidente. |
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US (1) | US6318669B1 (es) |
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Cited By (1)
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---|---|---|---|---|
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Families Citing this family (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2805799B1 (fr) * | 2000-03-02 | 2002-06-14 | Messier Dowty Sa | Atterisseur d'aeronef a axe de pivotement de jambe fortement deporte |
US6651928B1 (en) | 2002-09-05 | 2003-11-25 | The Boeing Company | Aircraft engine nacelles and methods for their manufacture |
US6679452B1 (en) * | 2002-10-10 | 2004-01-20 | The Boeing Company | Aircraft landing gear support assemblies and associated methods of installation |
FR2885596B1 (fr) * | 2005-05-12 | 2007-07-06 | Eurocopter France | Procede et systeme anti-crash, atterrisseur et aeronef |
DE102010004571B3 (de) * | 2010-01-04 | 2011-04-28 | Astrium Gmbh | Ladevorrichtung für Raumfahrzeuge |
KR101229602B1 (ko) | 2010-10-28 | 2013-02-04 | 현대위아 주식회사 | 헬기의 압력파괴형 내추락장치 |
FR3000723B1 (fr) * | 2013-01-10 | 2015-01-16 | Messier Bugatti Dowty | Organe fusible destine a reunir deux chapes pour former une articulation |
US9499257B2 (en) * | 2013-06-17 | 2016-11-22 | Goodrich Corporation | Weight reducing landing gear features |
CN205440853U (zh) * | 2015-12-24 | 2016-08-10 | 广州亿航智能技术有限公司 | 无人机 |
CN206456547U (zh) * | 2017-01-18 | 2017-09-01 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 脚架组件及无人飞行器 |
US10577128B2 (en) | 2018-03-30 | 2020-03-03 | The Boeing Company | Health monitoring of aircraft landing gear mechanical structures |
US11136112B2 (en) | 2020-01-02 | 2021-10-05 | The Boeing Company | Aircraft landing gear forward trunnion support assemblies, trunnion housings and related methods |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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US4155522A (en) * | 1977-07-14 | 1979-05-22 | The Boeing Company | Overload release apparatus for aircraft landing gear or the like |
US4392622A (en) * | 1980-12-22 | 1983-07-12 | The Boeing Company | Combined beam support for landing gear |
US4408736A (en) * | 1981-03-23 | 1983-10-11 | Grumman Aerospace Corporation | Landing gear door mud guard |
US5333816A (en) * | 1992-09-30 | 1994-08-02 | United Technologies Corporation | Aircraft landing gear swivel locking pin having automatic release and reengage |
-
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113716017A (zh) * | 2021-09-28 | 2021-11-30 | 桐庐中通云航科技有限公司 | 一种机翼角度可调整的无人机 |
Also Published As
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