RU2395428C1 - Aircraft landing gear front leg control device - Google Patents
Aircraft landing gear front leg control device Download PDFInfo
- Publication number
- RU2395428C1 RU2395428C1 RU2009108839/11A RU2009108839A RU2395428C1 RU 2395428 C1 RU2395428 C1 RU 2395428C1 RU 2009108839/11 A RU2009108839/11 A RU 2009108839/11A RU 2009108839 A RU2009108839 A RU 2009108839A RU 2395428 C1 RU2395428 C1 RU 2395428C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- handle
- handles
- shaft
- command
- gear
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Mechanical Control Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления рулежным устройством передней опоры шасси самолета, и предназначено для управления движением самолета на взлете, посадке и рулении по аэродрому.The invention relates to the field of aviation, in particular to control systems for taxiing device of the front landing gear of the aircraft, and is intended to control the movement of the aircraft on take-off, landing and taxiing on the airfield.
Известна система управления передней опорой шасси самолета (см. Руководство по летной эксплуатации самолета Ил-86. - М.: Издательство ОКБ им. С.В.Ильюшина, 1976, раздел 10, с.5 и 6, рис.10 и 10-2), содержащая штурвалы управления самолетом с трехпозиционными переключателями режимов работ системы управления рулежным устройством, установленные по левому и правому бортам кабины рукоятки системы управления рулежным устройством, соединенные через редукторы между собой жесткой механической проводкой, командные датчики для режима «взлет-посадка» под педалями и для режима «руление», связанные с рукоятками управления, датчики обратной связи на передней опоре, связанные с поворотной частью опоры, упомянутые выше редукторы для изменения передаточного отношения от рукояток к валам командных датчиков для режима «руление», центрирующий пружинный цилиндр, механически связанный с рукоятками, для возврата их и валов датчиков для режима «руление» в нейтральное положение, электронные блоки управления, электрическими связями соединенные с датчиками и электрогидравлическими агрегатами, подающими гидрожидкость в полости цилиндров рулежного устройства передней опоры, упоры на редукторе и колонке, жестко связанной с рукояткой левого летчика для ограничения угла поворота ручки.A control system for the front landing gear of the aircraft is known (see the IL-86 airplane flight manual. - M .: Publishing House of the Design Bureau named after S.V. Ilyushin, 1976,
При использовании этой системы летчику требуется помнить, в каком положении находится трехпозиционный переключатель, чтобы при необходимости переключить систему в режим «руление», «взлет-посадка» или выключить. При выполнении скоротечных процессов взлета, посадки, руления велика вероятность ошибки, что может привести к аварийным ситуациям, тем самым снижается безопасность полетов. Кроме того, наличие двух редукторов, по одному под каждой ручкой, а также изменение передаточного отношения от рукояток к валам командных датчиков для режима «руление» в двух местах, в редукторах и соединении валов датчиков с проводкой между рукоятками, приводят к усложнению системы, увеличению ее веса и габаритов.When using this system, the pilot needs to remember what position the three-position switch is in, in order to switch the system to taxiing, takeoff-landing or off if necessary. When transient processes of take-off, landing, taxiing are likely to be error-prone, which can lead to emergency situations, thereby reducing flight safety. In addition, the presence of two gearboxes, one under each handle, as well as a change in the gear ratio from the handles to the command sensor shafts for the steering mode in two places, in the gearboxes and the connection of the sensor shafts to the wiring between the handles, complicate the system, increase its weight and dimensions.
Известна также система управления передней опорой шасси самолета (см. патент РФ №2070140, кл. B64C 25/50), содержащая штурвалы управления самолетом с установленными на них двухпозиционными переключателями для выключения системы и включения в режим «взлет-посадка», установленные по правому и левому бортам кабины рукоятки, через редукторы жесткой механической проводкой соединенные между собой и с центрирующим пружинным цилиндром, возвращающим рукоятки в нейтральное положение, педали управления, также кинематически связанные между собой и с входными валами командных датчиков для режима «взлет-посадка», командные датчики для режима «руление», редукторы для изменения передаточного отношения от рукояток к валам командных датчиков для режима «руление». Система также содержит кулачковый механизм переключения режимов «взлет-посадка»-«руление» и наоборот, кинематически связанный с колонкой одной из рукояток управления и имеющий концевые выключатели, соединенные через две параллельные цепи включения с переключателями, установленными на штурвалах левого и правого летчиков, и механизм подключения командных датчиков для режима «руление», кинематически связанный с колонкой другой рукоятки управления, которая соединена также с механизмом центрирования валов командных датчиков для режима «руление», содержащим дополнительный центрирующий пружинный цилиндр, установленную шарнирно на колонке и соединенную с дополнительным центрирующим пружинным цилиндром качалку с зубчатым сектором, тяги, соединенные с зубчатым сектором и с рычагами на валах датчиков, электронные блоки управления, электрическими связями соединенные с датчиками и электрогидравлическими агрегатами, подающими гидрожидкость в полости цилиндров рулежного устройства передней опоры.A control system for the front landing gear support of the aircraft is also known (see RF patent No. 2070140, class B64C 25/50), containing control wheels for the aircraft with on-off switches installed to turn off the system and turn on the take-off and landing mode, installed on the right and to the left sides of the handle cabin, through gearboxes with rigid mechanical wiring connected to each other and with a centering spring cylinder that returns the handle to the neutral position, control pedals also kinematically connected to each other and to the input GOVERNMENTAL shafts command sensors to "takeoff and landing" mode, command mode sensors for "steering" gearboxes for changing the transmission ratio from the handles to the shafts command sensors for the mode "taxiing". The system also includes a cam mechanism for switching between takeoff and landing - taxiing and vice versa kinematically connected to the column of one of the control levers and having limit switches connected via two parallel switching circuits with switches mounted on the helms of the left and right pilots, and the mechanism for connecting command sensors for the steering mode, kinematically connected with the column of the other control handle, which is also connected to the centering mechanism of the shaft of the command sensors for the mode "Steering", containing an additional centering spring cylinder mounted pivotally on the column and connected to the additional centering spring cylinder, a rocking chair with a gear sector, rods connected to the gear sector and levers on the sensor shafts, electronic control units, electrically connected to the sensors and electro-hydraulic units that supply hydraulic fluid in the cavity of the cylinders of the taxiing device of the front support.
К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата, относится то, что на штурвалах управления самолетом установлены двухпозиционные переключатели для включения системы управления рулежным устройством в режим «взлет-посадка», после приземления самолета и выключения системы управления рулежным устройством после взлета самолета, чтобы колеса не поворачивались в отсеках шасси при перемещении педалей. Летчику необходимо помнить, в каком состоянии находиться система и осуществлять выключение и включение системы при взлете и посадке, что снижает безопасность полетов.The reasons that impede the achievement of the technical result indicated below include the fact that the on-board controls have two-position switches for turning the control system of the taxiing device into takeoff and landing mode, after the plane lands and turning off the control system of the steering device after takeoff, so that the wheels did not turn in the compartments of the chassis when moving the pedals. The pilot must remember what state the system is in and turn off and turn on the system during takeoff and landing, which reduces flight safety.
Размещение блока концевых выключателей, кулачкового механизма для управления их срабатыванием, редуктора для изменения передаточного отношения от рукояток к валам командных датчиков режима «руление», центрирующего пружинного цилиндра для возврата рукояток в нейтральное положение, дополнительного пружинного цилиндра для центрирования валов датчиков, отдельно расположенных агрегатов, кинематически соединенных между собой, требует много места на самолете для их размещения, увеличивает вес системы, усложняет их установку, регулировку и обслуживание в эксплуатации, снижает надежность работы системы.Placement of a block of limit switches, a cam mechanism to control their operation, a gearbox for changing the gear ratio from the handles to the shafts of the command sensors of the steering mode, a centering spring cylinder to return the handles to the neutral position, an additional spring cylinder to center the shafts of the sensors, separately located units, kinematically interconnected, requires a lot of space on the plane to place them, increases the weight of the system, complicates their installation, adjustment and maintenance in operation, reduces the reliability of the system.
Установка упоров, ограничивающих поворот рукояток, только на одной стороне на редукторе приводит к нагружению всей проводки от правого летчика до левого летчика, усилием правого летчика при повороте рукоятки правым летчиком до крайнего положения, что ведет к увеличению веса проводки.The installation of stops restricting the rotation of the handles on only one side of the gear leads to the loading of all wiring from the right pilot to the left pilot, by the effort of the right pilot when the handle is rotated by the right pilot to the extreme position, which leads to an increase in the weight of the wiring.
Задачей данного изобретения является устранение указанных недостатков, а именно уменьшение габаритов и веса устройства, упрощение конструкции, повышение удобства и снижение времени обслуживания устройства, повышение надежности его работы.The objective of the invention is to remedy these disadvantages, namely reducing the size and weight of the device, simplifying the design, improving convenience and reducing the time of service of the device, increasing the reliability of its operation.
Поставленная задача достигается тем, что в устройстве управления передней опорой шасси самолета, содержащем установленные по правому и левому бортам кабины рукоятки, механически связанные между собой, командные датчики под педалями и рукояткой, механически связанные с педалями и рукоятками, концевые выключатели, центрирующий пружинный цилиндр, механически связанный с рукоятками, а также механизм центрирования вала командного датчика под рукояткой, согласно изобретению редуктор, концевые выключатели, центрирующий пружинный цилиндр рукояток, механизм центрирования вала командного датчика под рукояткой размещены в одном блоке с одним входным и двумя выходными элементами, при этом входной элемент, выполненный в виде колонки, жестко соединяется с шестерней редуктора и с рукояткой, один выходной элемент, являющийся продолжением колонки входного элемента, кинематически связан с рукояткой по другому борту, второй выходной элемент соединен с валом командного датчика, а механизм центрирования вала командного датчика в нейтральном положении выполнен в виде двух подпружиненных качалок и дополнительного упора между ними, установленного на корпусе редуктора, кроме того, кинематическое соединение между рукоятками по левому и правому бортам выполнено в виде тросовой проводки.This object is achieved by the fact that in the control device for the front landing gear of the aircraft, containing handles mounted on the right and left sides, mechanically connected to each other, command sensors under the pedals and the handle, mechanically connected to the pedals and handles, limit switches, centering spring cylinder, mechanically connected with the handles, as well as the centering mechanism of the command sensor shaft under the handle, according to the invention, a gearbox, limit switches, a centering spring cylinder p the cabin, the centering shaft of the command sensor shaft under the handle are placed in one block with one input and two output elements, while the input element, made in the form of a column, is rigidly connected to the gear gear and the handle, one output element, which is a continuation of the input element column, kinematically connected with the handle on the other side, the second output element is connected to the shaft of the command sensor, and the centering mechanism of the shaft of the command sensor in the neutral position is made in the form of two springs GOVERNMENTAL rocking and additional abutment therebetween, mounted on the gear case, moreover, the kinematic connection between the levers on the left and right sides is made as a wire rope.
Установка агрегатов в едином блоке требует меньше места для их размещения, уменьшает общий вес устройства управления передней опорой шасси, позволяет вести монтаж агрегатов в блоке вне самолета в производственном помещении, тем самым повышается удобство монтажа, качество сборки, надежность работы. Готовый блок устанавливается на самолет.Installation of units in a single unit requires less space for their placement, reduces the total weight of the control device for the front landing gear, allows the installation of units in the unit outside the aircraft in the production room, thereby increasing the ease of installation, build quality, and reliability. The finished unit is installed on the plane.
Сущность изобретения поясняется чертежами:The invention is illustrated by drawings:
на фиг.1 показан вид против полета на установку рукоятки управления по левому борту;figure 1 shows a view against flight on the installation of the control handle on the port side;
на фиг.2 - вид А фиг.1;figure 2 is a view a of figure 1;
на фиг.3 - разрез Б-Б фиг.2;figure 3 is a section bB of figure 2;
на фиг.4 - разрез В-В фиг.3;figure 4 is a section bb In figure 3;
на фиг.5 - разрез Е-Е фиг.3;figure 5 is a section EE of figure 3;
на фиг.6 - установка рукоятки управления по правому борту (вид сбоку);figure 6 - installation of the control handle on the starboard side (side view);
на фиг.7 - вид Д фиг.6;Fig.7 is a view D of Fig.6;
на фиг.8 - блок-схема управления передней опорой шасси самолета.on Fig is a control block diagram of the front landing gear of the aircraft.
Устройство управления передней опорой шасси самолета (см. фиг.1-8) содержит цилиндрический редуктор 1 (фиг.1), расположенный по левому борту 2 (фиг.1) кабины, входной вал редуктора 1 (фиг.1) выполнен в виде колонки 3 (фиг.1, 3), установленной в корпусе 4 (фиг.3) редуктора, в верхней части ее закреплены рукоятка управления 5 (фиг.1) и механизм переключения режимов 6 (фиг.3), состоящий из шторки 7 (фиг.3) и концевых выключателей 8 (фиг.2), установленных на крышке редуктора 9 (фиг.3). На колонке 3 (фиг.3) в средней части установлена шестерня 10 (фиг.3), которая находится в зубчатом зацеплении с колесом 11 (фиг.3), выполненным заодно с выходным валом редуктора 12 (фиг.3), установленным в корпусе редуктора 4 (фиг.3) и соединенным с поводком 13 (фиг.5), имеющим центральный вырез, служащий для управления валом 14 (фиг.3) командного датчика 15 (фиг.3), через двухплечий рычаг 16 (фиг.3), закрепленный на валу 14 (фиг.3). Ось 17 (фиг.3), установленная на плече 18 (фиг.3) рычага 16 (фиг.3), входит в центральный вырез поводка 13 (фиг.5) с одинаковым зазором Г (фиг.5) со сторонами выреза, а на плече 19 (фиг.5) рычага 16 (фиг.3) закреплен валик 20 (фиг.5, 1), с которым взаимодействуют элементы механизма центрирования вала командного датчика, качалки 21 (фиг.5) и 22 (фиг.5), установленные шарнирно на кронштейне 23 (фиг.5), закрепленном на корпусе редуктора 4 (фиг.3), и имеющие упор 24 (фиг.5), закрепленный на кронштейне 23 (фиг.5), а вторые концы 25 (фиг.5) и 26 (фиг.5) качалок 21 (фиг.5) и 22 (фиг.5, 1) связаны пружинами 27 (фиг.5) и 28 (фиг.5) между собой. В нижней части колонки 3 (фиг.1) установлен ролик 29 (фиг.1), который тросовой проводкой 30 (фиг.1, 6) связан с роликом 31 (фиг.6) на колонке 32 (фиг.6) по правому борту 35 (фиг.6). В верхней части колонки 32 (фиг.6) закреплена рукоятка управления 33 (фиг.6), а сама колонка 32 (фиг.6) шарнирно установлена в кронштейне 34 (фиг.6), установленном на полу по правому борту 35 (фиг.6) кабины, также и нижний конец колонки 3 (фиг.1) шарнирно установлен в другом кронштейне 34 (фиг.1), закрепленном на полу по левому борту кабины. С другой стороны колонка 32 (фиг.6) шарнирно установлена в кронштейне 36 (фиг.6), закрепленном на конструкции правого борта 35 (фиг.6) кабины, и имеет упор 37 (фиг.7), ограничивающий поворот рукоятки управления 33 (фиг.6) между упорами 38 (фиг.7) на кронштейне 36 (фиг.7). Кроме того, на валу 12 (фиг.3) при помощи болта 39 (фиг.3) закреплен рычаг 40 (фиг.3, 4), шарнирно соединенный с наконечником 41 (фиг.4) центрирующего пружинного цилиндра 42 (фиг.4), а крышка цилиндра 42 (фиг.4) закреплена на корпусе редуктора 4 (фиг.4).The control device for the front landing gear support of the aircraft (see Figs. 1-8) contains a cylindrical gear 1 (Fig. 1) located on the port side 2 (Fig. 1) of the cockpit; the input shaft of the gearbox 1 (Fig. 1) is made in the form of a column 3 (FIGS. 1, 3) installed in the gear housing 4 (FIG. 3), a control handle 5 (FIG. 1) and a mode switching mechanism 6 (FIG. 3), consisting of a shutter 7 (FIG. .3) and limit switches 8 (figure 2) mounted on the cover of the gearbox 9 (figure 3). On the column 3 (Fig. 3), a gear 10 (Fig. 3) is installed in the middle part, which is in gearing with a wheel 11 (Fig. 3), made integral with the output shaft of the gearbox 12 (Fig. 3) installed in the housing gear 4 (figure 3) and connected to a leash 13 (figure 5) having a central cutout used to control the shaft 14 (figure 3) of the command sensor 15 (figure 3), through the two-arm lever 16 (figure 3) mounted on the shaft 14 (figure 3). The axis 17 (figure 3), mounted on the shoulder 18 (figure 3) of the lever 16 (figure 3), enters the Central cutout of the leash 13 (Figure 5) with the same clearance G (Figure 5) with the sides of the cutout, and on the shoulder 19 (Fig. 5) of the lever 16 (Fig. 3), a roller 20 (Fig. 5, 1) is fixed, with which the elements of the centering mechanism of the shaft of the command sensor, the rocker 21 (Fig. 5) and 22 (Fig. 5) interact mounted pivotally on an arm 23 (FIG. 5), mounted on a gear housing 4 (FIG. 3), and having a stop 24 (FIG. 5), mounted on an arm 23 (FIG. 5), and the second ends 25 (FIG. 5) and 26 (Fig. 5) of the rockers 21 (Fig. 5) and 22 (Fig. 5, 1) are connected to the springs 27 (5) and 28 (Figure 5) between them. In the lower part of column 3 (Fig. 1), a roller 29 (Fig. 1) is installed, which is connected by a cable wiring 30 (Figs. 1, 6) to the roller 31 (Fig. 6) on the starboard column 32 (Fig. 6) 35 (Fig.6). In the upper part of the column 32 (FIG. 6), the
Блок-схема управления передней опорой шасси самолета содержит устройство управления поворотом 43 (фиг.8), включающее в себя рукоятки управления 5, 33 (фиг.8), концевые выключатели 8 (фиг.8), командный датчик для режима «Руление» 15 (фиг.8), далее педали 44 (фиг.8) с командными датчиками для режима «Взлет-посадка» 45 (фиг.8), датчики обратной связи 46 (фиг.8), кинематически связанные с поворотной частью передней опоры 47 (фиг.8), рулежные цилиндры 48 (фиг.8), блок управления 49 (фиг.8), электрогидравлический агрегат управления 50 (фиг.8) по командам блока управления, подающий гидрожидкость в рулежные цилиндры, двухпозиционный выключатель 51 (фиг.8) для включения системы в режим «взлет-посадка» и выключения системы, размещенный на одной из приборных панелей в кабине.The control block diagram of the front landing gear support of the aircraft contains a rotation control device 43 (Fig. 8), including
Работа устройства. Система управления передней опорой шасси двухпозиционным выключателем 51 включается в режим «взлет-посадка». Для управления самолетом при рулении на земле (ВПП) поворачивают одну из рукояток управления 5 или 33, при этом колонки 3 и 32 поворачиваются. Вместе с колонкой 3 поворачиваются шторка 7 и включает контакты концевых выключателей 8, которые переключают систему в режим «Руление», также поворачивается шестерня 10, которая через зубчатое зацепление поворачивает колесо 11 с выходным валом 12 и установленный на нем поводок 13. При повороте поводка 13 выбирается зазор Г, необходимый для включения концевых выключателей 8 и переключения системы в режим «руление», поводок 13 начинает перемещать ось 17, которая через плечо 18 поворачивает рычаг 16 и связанный с рычагом 16 вал 14 датчика 15, электрический сигнал с него подается в блок управления 49, который формирует команду для электрогидравлического агрегата управления 50, подающего гидрожидкость в гидроцилиндры 48 рулежного устройства передней опоры. Валиком 20, установленным на плече 19 рычага 16, поворачиваются качалки 21 или 22 (в зависимости от направления поворота рукоятки) и растягивают соединенные с ними пружины 27 и 28. Одновременно с поворотом выходного вала 12 через рычаг 40 включается в работу соединенный с ним центрирующий пружинный цилиндр 42, служащий для возвращения рукояток 5, 33 в нейтральное положение при снятии с них нагрузки. При этом возвращение вала 14 датчика 15 в нейтральное положение происходит за счет поворота валиком 20 и пружинами 27, 28 качалок 21 или 22 до касания качалками 21 или 22 упора 24. Одновременно с поворотом рукоятки управления 3 происходит поворот ролика 29 и через тросовую проводку 30 поворот ролика 31 вместе с соединенными с ним колонкой 32 и рукояткой управления 33. Ограничителями при повороте рукоятки управления 3 служат упоры внутри центрирующего пружинного цилиндра 42.The operation of the device. The control system of the front landing gear on-off
При управлении поворотом колес стойки передней опоры от рукоятки 33 через колонку 32 и закрепленный на ней ролик 31 тросовой проводкой 30 вращение передается на ролик 29 и колонку 3 и далее управление поворотом осуществляется так же, как от рукоятки 5. При повороте рукоятки 33 в крайние положения упор 37 доходит до упора 38 в кронштейне 36, тем самым предохраняется тросовая проводка от избыточного усилия при работе правого летчика.When controlling the rotation of the wheels of the strut of the front support from the
При повороте рукоятки управления 5 вправо-влево на полный угол, ограниченный упорами в центрирующем пружинном цилиндре 42, между упором 37 и упорами 38 на кронштейне 36 остаются зазоры, благодаря чему тросовая проводка не нагружается от избыточного усилия левого летчика.When the
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009108839/11A RU2395428C1 (en) | 2009-03-10 | 2009-03-10 | Aircraft landing gear front leg control device |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009108839/11A RU2395428C1 (en) | 2009-03-10 | 2009-03-10 | Aircraft landing gear front leg control device |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2395428C1 true RU2395428C1 (en) | 2010-07-27 |
Family
ID=42698007
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009108839/11A RU2395428C1 (en) | 2009-03-10 | 2009-03-10 | Aircraft landing gear front leg control device |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2395428C1 (en) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2643114C2 (en) * | 2012-08-08 | 2018-01-30 | Эрбас Оперэйшнс Лимитед | Chassis drive system (versions) |
RU2643857C2 (en) * | 2012-08-08 | 2018-02-06 | Эрбас Оперэйшнс Лимитед | Chassis drive system |
RU2675769C2 (en) * | 2014-04-01 | 2018-12-24 | Эрбас Оперейшнс Лимитед | Drive system for aircraft landing gear |
RU2695942C1 (en) * | 2018-11-02 | 2019-07-29 | Публичное акционерное общество "Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина" | Aircraft landing gear front control modes switch (versions), switch assembly and switch power frame |
RU2695967C1 (en) * | 2018-11-02 | 2019-07-29 | Публичное акционерное общество "Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина" | Aircraft landing gear front support control unit (versions) |
-
2009
- 2009-03-10 RU RU2009108839/11A patent/RU2395428C1/en active
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2643114C2 (en) * | 2012-08-08 | 2018-01-30 | Эрбас Оперэйшнс Лимитед | Chassis drive system (versions) |
RU2643857C2 (en) * | 2012-08-08 | 2018-02-06 | Эрбас Оперэйшнс Лимитед | Chassis drive system |
US9908621B2 (en) | 2012-08-08 | 2018-03-06 | Airbus Operations Limited | Landing gear drive systems |
RU2675769C2 (en) * | 2014-04-01 | 2018-12-24 | Эрбас Оперейшнс Лимитед | Drive system for aircraft landing gear |
RU2695942C1 (en) * | 2018-11-02 | 2019-07-29 | Публичное акционерное общество "Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина" | Aircraft landing gear front control modes switch (versions), switch assembly and switch power frame |
RU2695967C1 (en) * | 2018-11-02 | 2019-07-29 | Публичное акционерное общество "Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина" | Aircraft landing gear front support control unit (versions) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2395428C1 (en) | Aircraft landing gear front leg control device | |
US8070091B2 (en) | Electromechanical actuation system and method | |
US8172174B2 (en) | Hybrid electromechanical/hydromechanical actuator and actuation control system | |
CN105523171B (en) | A kind of hybrid lateral control system of big aircraft | |
US8684314B2 (en) | Emergency piloting by means of a series actuator for a manual flight control system in an aircraft | |
CA2727592C (en) | Flight control system for an aircraft | |
US7726611B2 (en) | Active rudder pedal mechanism with foreign object strike tolerance and articulating brake | |
CA2831371C (en) | Landing gear assembly of aircraft | |
CN109850126B (en) | Modularized comprehensive control device for airplane control | |
US2621002A (en) | Steerable landing gear for airplanes | |
US20160340025A1 (en) | Aircraft hybrid flight control system | |
US6206329B1 (en) | Process and device for the control of the rudder of an aircraft | |
US2224357A (en) | Remote control steering apparatus for flying machines | |
CN211281453U (en) | Hydraulic swing-reducing oil circuit system for turning front wheels of airplane | |
US3949958A (en) | Pitch control system | |
WO2017182955A1 (en) | Aircraft landing gear assembly with electromechanical actuation and aircraft provided with such assembly | |
US4386914A (en) | Transmitter extension apparatus for manipulating model vehicles | |
CN111071436A (en) | Mechanical-hydraulic type airplane front wheel turning anti-swing system | |
US3256780A (en) | Dual input servo control mechanism | |
RU2630030C1 (en) | Multifunctional single-seat aircraft with integrated control system | |
US3823899A (en) | Actuation system for angularly positioning aircraft landing gear wheels | |
RU2070140C1 (en) | Aircraft nose undercarriage control system | |
RU2695967C1 (en) | Aircraft landing gear front support control unit (versions) | |
US9541942B2 (en) | Aircraft electric taxi control interface and system | |
US2639875A (en) | Aircraft control element force producer |