JPS6214440B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はヘリコプタの着陸装置、特に３個の部
材からなる牽引ブレース装置を具える関節的に後
退できる航空機の主着陸装置に関するものであ
る。

ヘリコプタの着陸装置は飛行中でも固定位置即
ち着陸位置に留まるように設計されることだ多
い。例えば、米国特許第3822048号に着陸時でも
飛行中でも胴体から側方に所定距離にタイヤを維
持するよう作動する固定式着陸装置が開示されて
いる。このような着陸装置には単一部材の牽引ブ
レースを具えている。着陸装置が後退できるよう
にするためには、複数個の部材から成る牽引ブレ
ース組立体を構成することが設計上の要求に合致
するために必要である。このような複数個の部材
から成る牽引ブレース組立体は米国特許第
3086733号，第3393883号，第2939655号，第
2487548号，第2241213号，第2935277号，第
3121547号に記載されている。

本発明の主要な目的は航空機が着陸している間
及び静的に荷重を支持している間、タイヤがオレ
オ緩衝主柱と共に航空機の前後方向に動かないよ
うにした主着陸装置を得るにある。

この目的を達成するため後退ブレースと、上部
牽引ブレースと、下部牽引ブレースとから成る牽
引ブレース組立体を設け、着陸装置を突出した
時、上部牽引ブレースと下部牽引ブレースと、オ
レオ緩衝主柱と、着陸装置が関節運動をする時の
回動軸線である関節軸線とによつて三角形のトラ
スを形成し、しかも上部牽引ブレースと下部牽引
ブレースとの枢着軸線を関節軸線に垂直に配置す
る。ロツクアクチユエータがあることによつて後
退ブレースは胴体との枢着軸線の周りに回動する
ことができず、また上部牽引ブレースと下部牽引
ブレースとの枢着軸線の周りに上部牽引ブレース
は下部牽引ブレースに対し回動することはできな
いため、着陸時及び静止支持時にタイヤがヘリコ
プターの前後方向に動くのを防止する。

本発明の他の目的は垂直方向に狭い胴体の凹所
内に着陸装置を後退させることができる主着陸装
置を得るにある。

この目的を達成するため、後退ブレースの内端
の枢着軸線を上記後退軸線より一層垂直に近く配
置する。

本発明の他の目的は特殊なロツク機構を用いる
ことなく、着陸装置を突出した時、３個のブレー
スから成る３部材牽引ブレース組立体を剛固に一
直線に配列保持し得る主着陸装置を得るにある。

図面につき本発明を説明する。

図面特に１〜３図にヘリコプタの胴体１１に組
合せた着陸装置１０を示す。しかし本発明着陸装
置は航空機の形式には関せず適用し得ることは勿
論である。この着陸装置１０は胴体の反対側の対
称な着陸装置と相待つてヘリコプタの主要な支持
体として作用する。この胴体の前部は２個の前輪
によつて支持される。主着陸装置は左右同一構造
なのでその一方について説明する。

この関節のように運動できる主着陸装置１０は
オレオ緩衝主柱１２を具え、着陸のためこの着陸
装置を突出させる時このオレオ緩衝主柱１２を外
方下方に突出させる。このオレオ緩衝主柱のシリ
ンダ１４の内部孔内にピストン（図示せず）を摺
動往復動させる。このピストンにピストンロツド
１５を連結して下方外方に突出し、オレオ緩衝主
柱１２の外端を形成させる。ピストンロツド１５
の下端に車輪支持体１７を連結し、車軸スピンド
ル１８を設ける。タイヤ２０を車輪（図示せず）
に取付け、この車輪を車軸スピンドル１８に回転
自在に取付ける。

オレオ緩衝主柱１２の上端即ち内端にクレビス
２１を設け、ユニバーサルブロツク２２の１組の
耳片を収容する。クレビス２１とユニバーサルブ
ロツク２２の耳片との一線の孔に枢着ボルト２３
を貫通してユニバーサルブロツク２２とオレオ緩
衝主柱との間を枢着する。ボルト２５によつてユ
ニバーサルブロツク２２をヘリコプタの胴体に枢
着し、ボルト２３，２５の軸線をほぼ互に直角に
する。

図面に示すように、リンク装置を設け、この着
陸装置が作動中常にタイヤ２０を胴体からほぼ一
定の距離に維持する。これ等のリンク装置につい
ては本願人の米国特許第3822048号に記載されて
いる。

このリンク装置に一定長さの支柱２８を設け、
その内端をユニバーサル継手２９によつて胴体に
連結する。このユニバーサル継手２９は枢着ボル
ト２５と共に着陸装置の後退軸線３０を構成す
る。一定長さの支柱２８はオレオ緩衝支柱１２に
対し垂直に一線に配列される。支柱２８の下端即
ち外端をリンク３１に枢着し、このリンク３１を
枢着点３２でオレオ緩衝支柱のシリンダ１４に枢
着する。リンク３１の外端を制御リンク３３に枢
着し、この制御リンク３３を枢着点３４で車輪支
持体１７に枢着する。リンク３１と制御リンク３
３とによつてシリンダ１４をピストンロツド１５
に連結するトグルジヨイントを形成する。このト
グルジヨイントはピストンロツド１５を突出させ
るのを制御する際主柱２８に共働するだけでな
く、ピストンロツドをシリンダに対し回転させず
に軸線方向に抜差しさせる際のトルクアームつが
いとして作用する。

このようなリンク装置はオレオ緩衝主柱の伸長
を制御する２種類の相互に関係する４つ棒リンク
装置を形成する。第１の４つ棒リンク装置はシリ
ンダ１４、ピストンロツド１５及びリンク３１，
３３から成るオレオ支柱装置であり、第２の４つ
棒リンク装置は一定長さの支柱２８、リンク３
１、シリンダ１４及び航空機胴体からなる制御装
置である。

着陸及び支持作用を行なう際、流体圧力をシリ
ンダ１４のピストンのヘツド端に加え、ピストン
ロツド１５を外方下方に押圧する。ヘリコプタが
飛翔していて着陸装置１０が突出している時はピ
ストンロツドは第２図に仮想線に示す位置を占め
る。この着陸装置に加わる最大の力は最初の接地
の間に生じオレオ緩衝主柱に最大の圧縮力が生ず
る。この最初の接地によつて胴体に対しオレオ緩
衝支柱１２が上方及び外方に回動し、一定長さの
支柱２８とオレオ緩衝支柱１２のシリンダ１４と
がそれぞれ異なる固定支点３０，２３の周りにそ
れぞれ異なる半径の弧を描く。シリンダ１４と支
柱１８とが長さと、描く弧とが異なる結果、この
接触が生じた時、第２図で見て枢着点３２の周り
にリンク３１が反時計方向に回動し、リンク３３
の位置、従つてピストンロツド１５の伸長を制御
する。このような制御によつて胴体に対するオレ
オ緩衝支柱１２の回動運動の外方へのベクトルが
ピストンロツド１５の内方に向く水平ベクトルに
よつて直接補正を受ける。この水平方向に向くベ
クトルの平衡作用によつて、胴体から一定側方距
離にある垂直線２６に沿つてタイヤが移動する。
第２図のタイヤ２０′は主着陸装置が胴体から突
出していて飛行中のようにタイヤが垂直な負荷を
受けないときであり、タイヤ２０″は着陸した瞬
間の負荷を受けたときのタイヤの位置である。

航空機が静的に支持されている間は車輪に加わ
る力は減少しているから、ピストンのヘツド側の
加圧流体によつてピストンロツド１５が外方に強
制的に押され、更にオレオ緩衝主柱１２が胴体１
１に対し僅かに下方内方に回動する。オレオ緩衝
主柱の下方への回動に応じて、上述の２種類の４
つ棒リンク装置によつてピストンロツド１５の外
方への運動を制御し、タイヤとヘリコプタの胴体
との間に一定の側方間隙を維持する。言い換えれ
ば、オレオ緩衝支柱１２の内方及び下方に向く回
動に起因するオレオ緩衝主柱１２の内方に向く水
平ベクトルはピストンロツド１５の制御された突
出に起因する大きさ等しく外方に向く水平ベクト
ルによつて補正される。

ここに説明する主着陸装置は３部材から成る牽
引ブレース組立体３５を備え、主着陸装置が突出
位置にある際、このブレース組立体３５はオレオ
緩衝主柱１２のシリンダ１４の方に向け、胴体１
１から縦方向に下方前方に突出している。この牽
引ブレース組立体３５の後退ブレース３６は航空
機の胴体に３７で枢着され、この枢着は枢着軸線
３８に直角な２個の軸線の周りには回動しないよ
う構成される。この枢着軸線３８は主着陸装置１
０の後退軸線３０に平行でない。

後退ブレース３６の外端のクレビス３９を上部
牽引ブレース４１の内端のクレビス４０に相互に
連結する。クレビス３９，４０の配列した孔に枢
着ボルト４３を貫通し、後退ブレース３６と上部
牽引ブレース４１との間を枢着する。オレオ緩衝
主柱１２とユニバーサルブロツク２２とを相互に
連結する枢着ボルト２３に枢着ボルト４３を一線
にすることによつて突出即ち下方位置にある主着
陸装置のための関節軸線４５を構成する。言い換
えれば、クレビス３９，４０と枢着ボルト４３と
によつて牽引ブレース組立体３５の関節継手を形
成する。

上部牽引ブレース４１の外端を下部牽引ブレー
ス４７の内端に４６で枢着し、この枢着点によつ
て牽引ブレース組立体３５の頂点継手を形成す
る。伸長している牽引ブレース組立体３５の縦軸
線に直角な軸線４８上にこの頂点継手が存在して
おり、このようにして左右の主着陸装置の共通の
部分として上部牽引ブレース４１と下部牽引ブレ
ース４７とを使用することができる。上部牽引ブ
レース４１と下部牽引ブレース４７間の相互連結
のための軸線４８はこの主着陸装置の関節軸線４
５に直角であり、主着陸装置が突出した時には軸
線４８は関節軸線４５に交差する。下部牽引ブレ
ース４７の外端をユニバーサル継手５０によつて
オレオ緩衝主柱１２のシリンダ１４に連結する。

この主着陸装置の突出位置に於ては、オレオ緩
衝主柱１２、関節軸線４５及び上部牽引ブレース
４１及び下部牽引ブレース４７によつて三角形の
トラスを形成する。更にロツクアクチユエータ５
７（第２参照）があることによつて後退ブレース
３６はその枢着軸線３８の周りに回動することが
できず、また上部牽引ブレース４１と下部牽引ブ
レース４７との枢着軸線４８の周りに上部牽引ブ
レース４１は下部牽引ブレース４７に対し回動す
ることができないため、上部牽引ブレース４１と
下部牽引ブレース４７とは真直ぐのままに留ま
り、枢着軸線４８の周りに互に回動することがな
い。

また特に、ロツクアクチユエータ５７によつて
後退ブレース３６は胴体に固着されているから、
後退ブレース３６上の関節軸線４５は移動しな
い。即ち関節軸線４５は後退ブレース３６の端部
に固着される。また枢着軸線４８と関節軸線４５
とは異なる平面上にあるとは言え、互に直角であ
るため、上部牽引ブレース４１は枢着軸線４８の
周りに下部牽引ブレース４７に対し回動すること
はできない。従つて着陸時及び静止支持時に、突
出している牽引ブレース組立体３５の縦方向の一
線の配列を維持するためいかなる特殊なロツクも
必要でない。なおオレオ緩衝主柱が関節軸線４５
の周りに回動しないよう防止しているのは、支柱
２８、リンク３１及び制御リンク３３である。ま
たオレオ緩衝主柱を第１図に実線で示す位置と仮
想線で示す位置との間に突出、後退させるのはロ
ツクアクチユエータ５７の作用による。またオレ
オ緩衝主柱のピストンロツド１５を突出、後退さ
せるのはヘリコプタ内の液圧装置から可撓性導管
（図示せず）によつてオレオ緩衝主柱に供給され
る液圧である。

飛行している時は、作動機構によつて胴体の車
輪収容凹所内に着陸装置は後退する。このような
作動機構は後退ブレース３６上に側方に突出する
耳片５４を具え、この耳片５４にボルト５８によ
つてロツクアクチエータ５７のピストンロツド５
６を枢着する（第３図参照）。このアクチエータ
５７をヘリコプタの胴体１１に５９で枢着する。
第３図に示すように、ピストンロツド５６を主着
陸装置の下降位置に完全に突出すると、よく知ら
れているようにロツクアクチエータ５７によつて
ピストンとピストンロツドとはこの位置に確実に
ロツクされる。

主着陸装置を後退させることを希望する場合に
はロツクアクチエータ５７のピストンを後退させ
る。即ちピストンのヘツド側の圧力を開放し、ピ
ストンのロツド側に圧力を加えてピストンを動か
し、ピストンロツド５６を後退させる。後退して
いるピストンロツド５６によつて後退ブレース３
６に作用するモーメントは関節継手を横切つて伝
えられ頂点継手に剪断負荷を生ぜしめる。このよ
うな剪断負荷により下部牽引ブレース４７に軸線
方向の負荷を生じ、オレオ緩衝支柱１２と一定長
さの支柱２８とを矢印６０の方向に後退軸線３０
の周りに回動させる。この後退が完了すると、ロ
ツクアクチエータ５７によつてシリンダ内にピス
トンを自動的に再びロツクし、主着陸装置をその
後退位置に確実に保持する。ロツクアクチエータ
５７の最後退ロツク位置では、タイヤ２０、オレ
オ緩衝支柱１２及び牽引ブレース組立体３５は第
３図に仮想線にて示す位置を占める。このように
後退した位置での各部を符号にＡを付して示し
た。

突出位置から後退位置に動く場合には２つの理
由により着陸装置は比較的平担なアークを描く。
その第１の理由はブルースの枢着軸線３８は後退
軸線３０に平行でなくその方向は殆ど垂直に近い
ことである。第２の理由はこの主着陸装置は関節
的な軸線によつて非常に自由度が大きいからであ
る。このように平担なアークを描くことによつて
主着陸装置を胴体凹所内に収容した時に垂直方向
に間隙が少ない。

比較的高価なロツクアクチエータ５７の代り
に、ピストンシリンダ組立体と共にオーバセンタ
リンクを使用して牽引ブレースを突出位置又は後
退位置に選択的にロツクすることができる。第４
図に示すように、ピストンシリンダ組立体７１の
シリンダ７０を航空機の胴体１１に７２で枢着す
る。ピストン（図示せず）をシリンダ７０のシリ
ンダ孔内に摺動するよう収容し、このピストンの
往復行程を空気圧装置又は液圧装置（示せず）に
よつて制御する。ピストンロツド７３の一端をこ
のピストンに連結し、そこから下方外方に突出し
末端を後退ブレース３６とオーバセンタリンクの
Ｌ字状リンク７５に連結する。

また特に、ピストンロツド７３を後退ブレース
３６上の外方に突出するボス７６に枢着し、７７
でＬ字状リンク７５の短脚又は、モーメントアー
ムに枢着する。Ｌ字状リンク７５の短脚の頂点を
８０に示すように後退ブレース３６上の外方に突
出するフランジ７９に枢着する。リンク７５の長
い脚の端部を第２リンク８２の一端に連結し、こ
の連結によつて仮想線８３で示すように一方向に
相対的に折曲るようにし、しかし反対方向には直
線を越えて移動しないようにする。第２リンク８
２の他端を８４に示すように胴体に枢着し、第２
リンク８２に有効に取付けた短軸８６に作用する
ばね８５によつて第４図で見て反時計方向にこの
第２リンク８２を平素押圧する。

ピストン７３の突出位置では、リンク７５のモ
ーメントアームへのロツド７３の枢着点７７はリ
ンク７５の後退ブレース３６への枢着点８０の下
方であり、このようにしてリンク７５に時計方向
の運動を与え、リンク７５，８２を確実に一直線
に指向させ、これ等リンクをロツクさせる。ピス
トンに加わる圧力をヘツド側からロツド側に変え
ることによつてピストンロツド７３を後退させる
時、反時計方向の運動が最初リンク７５に加わ
り、リンク７５，８２が互に角度をなすように
し、このようにして上述したように主着陸装置を
後退させる。

仮想線に示すようにロツド７３が殆ど完全に後
退した時、枢着連結部７７′は第４図に示すよう
に枢着連結部８０′の上方に位置し、リンク７５
に再び時計方向の運動を与え、リンク７５，８２
を直線状態にロツクする。このようにリンク７
５，８２が直線状態に位置することによつて、ピ
ストンシリンダ組立体の再作動まで着陸装置を後
退位置に確実に保持する。

上述したところは本発明の一例を示すに過ぎず
本発明は特許請求の範囲内に於て種々の変更を加
えることができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は後退位置を仮想線で示し実線にて突出
位置に示した本発明主着陸装置の斜視図、第２図
は航空機の胴体の前部の方に見た第１図の着陸装
置の正面図、第３図は第２図の３―３線の方向に
見た第２図の着陸装置の平面図、第４図は第３図
の着陸装置の後退ブレースのための異なる作動機
構を示す部分平面図である。 １０…着陸装置、１１…胴体、１２…オレオ緩
衝主柱、１４…シリンダ、１５…ピストンロツ
ド、１７…車輪支持体、１８…車軸スピンドル、
２０…タイヤ、２１…クレビス、２２…ユニバー
サルブロツク、２３…枢着ボルト、２５…ボル
ト、２６…垂直線、２８…支柱、２９…ユニバー
サル継手、３０…後退軸線、３１…リンク、３２
…枢着点、３３…制御リンク、３４…枢着点、３
５…牽引ブレース組立体、３６…後退ブレース、
３８…枢着軸線、３９…クレビス、４０…クレビ
ス、４１…上部牽引ブレース、４３…枢着ボル
ト、４５…関節軸線、４７…下部牽引ブレース、
４８…軸線、５４…耳片、５６…ピストンロツ
ド、５７…ロツクアクチエータ、５８…ボルト、
６０…矢、７０…シリンダ、７１…ピストンシリ
ンダ組立体、７５…Ｌ字状リンク、８２…第２リ
ンク。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 使用しない時後退でき関節運動ができるよう
   にヘリコプタ等の胴体１１に取付ける主着陸装置
   １０において、 外端にタイヤ２０を有し衝撃を吸収するオレオ
   緩衝主柱１２と、 前記着陸装置１０が後退する時の回動軸線であ
   る後退軸線３０と、関節運動をする時の回動軸線
   である関節軸線４５との周りに回動するよう前記
   オレオ緩衝主柱１２の内端を前記胴体１１に連結
   するためのクレビス２１とユニバーサルブロツク
   ２２とからなる装置と、 前記オレオ緩衝主柱１２の外端付近に連結した
   １対のトグルリンク３１，３３と、 前記胴体１１に一端を枢着し他端を前記トグル
   リンク３１，３３に枢着した一定長さの支柱２８
   と、 後退ブレース３６、上部牽引ブレース４１及び
   下部牽引ブレース４７から成る牽引ブレース組立
   体３５とを設け、 前記後退ブレース３６の内端を前記胴体１１に
   枢着すると共に外端を前記関節軸線４５に沿つて
   前記上部牽引ブレース４１の内端に枢着し、 前記上部牽引ブレース４１の外端を前記下部牽
   引ブレース４７の内端に枢着し、 前記下部牽引ブレース４７の外端をユニバーサ
   ル継手５０を介して前記オレオ緩衝主柱１２に枢
   着し、 前記着陸装置を突出した時、前記上部牽引ブレ
   ース４１と前記下部牽引ブレース４７との枢着軸
   線４６と前記関節軸線４５とが異なる平面内にあ
   るが互いに垂直になるように配置し、 前記着陸装置を突出した時、前記牽引ブレース
   組立体３５が一線に配列されるよう前記オレオ緩
   衝主柱１２と、前記牽引ブレース組立体３５と、
   前記後退軸線３０と、前記関節軸線４５との関節
   位置を定め、 前記オレオ緩衝主柱１２を前記胴体に対する突
   出位置と後退位置とに動かすため前記胴体１１と
   前記後退ブレース３６との間に延在するロツクア
   クチユエータ５６，５７と、 を具えたことを特徴とする航空機の主着陸装
   置。 ２ 前記後退ブレース３６の内端の枢着軸線を前
   記後退軸線３０より一層垂直に近く配置した特許
   請求の範囲第１項に記載の主着陸装置。