WO2019026350A1

WO2019026350A1 - 回転翼航空機の降着装置

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Publication number: WO2019026350A1
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Inventors: 公三郎秋葉; 巌村田
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Abstract

実施形態に係る回転翼航空機の降着装置は、回転翼航空機が着陸する際における十分なエネルギ吸収と、機体の地面への接触の回避をより良好な条件下において両立できるように、２本のスキッドチューブと、前記２本のスキッドチューブを連結して回転翼航空機の胴体に取付けるためのクロスチューブとを有し、前記クロスチューブの少なくとも一部を複合材で構成したものである。また、実施形態に係る回転翼航空機は、着陸する際における十分なエネルギ吸収と、機体の地面への接触の回避をより良好な条件下において両立できるように、上述した降着装置を備えたものである。

Description

回転翼航空機の降着装置

　本発明の実施形態は、回転翼航空機の降着装置、回転翼航空機及び回転翼航空機の降着方法に関する。

　従来、回転翼航空機の降着装置として、スキッドが知られている（例えば特許文献１、特許文献２及び特許文献３参照）。スキッドは、そり状の滑り材を使用した降着装置である。回転翼航空機が着陸する際には、スキッドの変形によってエネルギが吸収される。

特開２００５－３４３３０９号公報特開２００４－０９８８３２号公報特開２００９－０７３２０９号公報

　回転翼航空機が着陸する際におけるエネルギの吸収量を十分に確保するためには、スキッドに大きな変形を生じさせることが必要となる。その反面、スキッドが過剰に変形すると、機体が地面に接触する恐れがある。このため、スキッドの設計においては、十分なエネルギ吸収と、機体の地面への接触の回避を両立させることが重要である。

　そこで、本発明は、回転翼航空機が着陸する際における十分なエネルギ吸収と、機体の地面への接触の回避をより良好な条件下において両立できるようにすることを目的とする。

　本発明の実施形態に係る回転翼航空機の降着装置は、２本のスキッドチューブと、前記２本のスキッドチューブを連結して回転翼航空機の胴体に取付けるためのクロスチューブとを有し、前記クロスチューブの少なくとも一部を複合材で構成したものである。

　また、本発明の実施形態に係る回転翼航空機は、上述した降着装置を備えたものである。

　また、本発明の実施形態に係る回転翼航空機の降着方法は、回転翼航空機の降着装置を構成する２本のスキッドチューブを連結して前記回転翼航空機の胴体に取付けるためのクロスチューブの少なくとも一部を複合材で構成することによって、前記回転翼航空機の着陸時におけるエネルギの吸収量を確保しつつ前記回転翼航空機の胴体が地面に接触することを回避するようにしたものである。

本発明の第１の実施形態に係る降着装置としてのスキッドを備えた回転翼航空機の側面図。図１に示す回転翼航空機に取付けられるスキッドの構造を示す斜視図。図１及び図２に示すクロスチューブの構造例を示す横断面図。図１乃至図３に示すクロスチューブが変形する様子を示す図。図１乃至図３に示すクロスチューブに付与される機械的特性の一例を示すグラフ。図１及び図２に示すクロスチューブの別の構造例を示す横断面図。繊維の配向角が異なる２枚の板状の複合材の一部を共通の繊維強化層で構成する場合の例を示す部分拡大横断面図。本発明の第２の実施形態に係る降着装置としてのスキッドの構成を示す正面図。本発明の第３の実施形態に係る降着装置としてのスキッドの構成を示す正面図。

実施形態

　本発明の実施形態に係る回転翼航空機の降着装置、回転翼航空機及び回転翼航空機の降着方法について添付図面を参照して説明する。

（第１の実施形態）
（構成及び機能）
　図１は本発明の第１の実施形態に係る降着装置としてのスキッドを備えた回転翼航空機の側面図であり、図２は図１に示す回転翼航空機に取付けられるスキッドの構造を示す斜視図である。

　図１に示すように回転翼航空機１は、回転翼２を備えた胴体３に降着装置としてスキッド４を取付けて構成される。典型的なスキッド４は、図１及び図２に示すようにそり状の２本のスキッドチューブ１０と、各スキッドチューブ１０を胴体３に取付けるための湾曲した２本のクロスチューブ１１で構成される。

　各スキッドチューブ１０は、回転翼航空機１の基準軸の１つである縦軸Ｘに平行に配置される滑り材である。一方、各クロスチューブ１１は、２本のスキッドチューブ１０を連結した状態で胴体３の下部に取付けるための支持部材である。従って、各クロスチューブ１１の長さ方向は、回転翼航空機１の縦軸Ｘに概ね垂直な平面上において曲線となる。そして、一方のクロスチューブ１１が前方側に配置され、他方のクロスチューブ１１が後方側に配置される。更に、各クロスチューブ１１は、変形することによって回転翼航空機１が着陸する際にエネルギを吸収する役割も担う。

　各クロスチューブ１１は、樹脂を繊維で強化した複合材で構成される。複合材の例としては、ガラス繊維で樹脂を強化したガラス繊維強化プラスチック（ＧＦＲＰ：　Ｇｌａｓｓ　ｆｉｂｅｒ　ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ　ｐｌａｓｔｉｃｓ）、炭素繊維で樹脂を強化した炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ：　Ｃａｒｂｏｎ　Ｆｉｂｅｒ　Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ　Ｐｌａｓｔｉｃｓ）及び紙で樹脂を強化したノーメックス（登録商標）が挙げられる。

　従来のスキッドチューブ及びクロスチューブは金属で構成されていた。複合材は金属に比べて比剛性が高い。従って、少なくとも回転翼航空機１が着陸する際においてエネルギ吸収を担うクロスチューブ１１を複合材で構成することによって、軽量化を図ることができる。もちろん、スキッドチューブ１０を複合材で構成してもよい。

　クロスチューブ１１を複合材で構成すると、クロスチューブ１１の機械的特性に異方性を付与することが可能となる。すなわち、複合材は、繊維の積層方向に依存して機械的特性が変化し、かつ異方性を有する。そこで、複合材の異方性を利用して鉛直方向におけるクロスチューブ１１の曲げに対する剛性を小さくする一方、クロスチューブ１１の長さ方向における引張に対する剛性を大きくすることができる。つまり、曲げには弱く、引張には強いクロスチューブ１１を設計及び製作することができる。

　図３は図１及び図２に示すクロスチューブ１１の構造例を示す横断面図である。

　図３に例示されるようにクロスチューブ１１を、２枚の湾曲した板状の複合材片２０Ａ、２０Ｂを組合わせることによって製作することができる、複合材片２０Ａ、２０Ｂ同士は、例えば、接着剤やファスナで結合することができる。或いは、複合材片２０Ａ、２０Ｂを一体成形（Ｃｏ－ｃｕｒｉｎｇ）しても良い。複合材片２０Ａ、２０Ｂを一体成形する場合には、後述するように複合材片２０Ａ、２０Ｂの一部を共通の繊維強化層で構成することもできる。

　各複合材片２０Ａ、２０Ｂの横断面の形状は、円弧状となっている。このため、２枚の複合材片２０Ａ、２０Ｂを組合わせると円筒状のクロスチューブ１１となる。クロスチューブ１１は長さ方向に湾曲しているため、各複合材片２０Ａ、２０Ｂも長さ方向に湾曲した形状となる。

　第１の複合材片２０Ａは、クロスチューブ１１の上面側における３／４程度の範囲をカバーする板状の複合材で構成することができる。他方、第２の複合材片２０Ｂは、クロスチューブ１１の下面側における１／４程度の範囲をカバーする板状の複合材で構成することができる。そして、第１の複合材片２０Ａを構成する繊維の配向角と、第２の複合材片２０Ｂを構成する繊維の配向角とを、互いに異なる配向角に決定することができる。

　そうすると、クロスチューブ１１の剛性に異方性を付与することができる。クロスチューブ１１の長さ方向が繊維の長さ方向である複合材は、クロスチューブ１１の長さ方向における曲げ剛性及び引張剛性が高い。一方、クロスチューブ１１の長さ方向に垂直な円周方向が繊維の長さ方向である複合材は、クロスチューブ１１の長さ方向における曲げ剛性及び引張剛性が低い。

　そこで、クロスチューブ１１の下側における第２の複合材片２０Ｂを強化する繊維のうち、クロスチューブ１１の長さ方向に垂直な方向に強化する繊維の割合を最大に設定することができる。他方、クロスチューブ１１の前方側、上側及び後方側から成る残りの部分をカバーする第１の複合材片２０Ａを強化する繊維のうち、クロスチューブ１１の長さ方向に強化する繊維の割合を最大に設定することができる。

　そうすると、クロスチューブ１１の下側のみ剛性が相対的に小さく、前方側、上側及び後方側を含むその他の部分では剛性が相対的に大きいスキッド４を製作することができる。

　典型的な航空機の構造部材は、繊維の配向角が０度、４５度及び９０度である複合材を組合わせて製作される。このため、クロスチューブ１１を構成する第１の複合材片２０Ａ及び第２の複合材片２０Ｂについても、繊維の配向角が０度、４５度及び９０度である複合材を組合わせて製作することができる。

　尚、クロスチューブ１１の横断面が円形であれば、クロスチューブ１１の長さ方向に垂直な円周方向を長さ方向とする配向角が９０度の繊維は、クロスチューブ１１の横断面上において円弧状となる。一方、クロスチューブ１１の長さ方向を、長さ方向とする配向角が０度の繊維は、クロスチューブ１１の横断面上において点状となる。

　クロスチューブ１１には、最低限の剛性を各方向に付与することが重要である。そこで、例えば、第１の複合材片２０Ａ及び第２の複合材片２０Ｂの双方に、繊維の配向角が０度である複合材及び繊維の配向角が９０度である複合材がいずれも最低１０％以上含まれるように繊維の配向を決定することができる。

　実用的な例として、クロスチューブ１１の前方側、上側及び後方側をカバーする第１の複合材片２０Ａについては、繊維の配向角が０度である複合材の割合を５０％、４５度である複合材の割合を４０％、９０度である複合材の割合を１０％とする０度リッチな複合材とすることができる。他方、クロスチューブ１１の下側をカバーする第２の複合材片２０Ｂについては、繊維の配向角が０度である複合材の割合を１０％、４５度である複合材の割合を４０％、９０度である複合材の割合を５０％とする９０度リッチな複合材とすることができる。

　クロスチューブ１１の下側をカバーする第２の複合材片２０Ｂのみを９０度リッチな複合材とし、クロスチューブ１１の前方側、上側及び後方側をカバーする第１の複合材片２０Ａを０度リッチな複合材とすると、クロスチューブ１１の下側のみが曲げ変形し易く、クロスチューブ１１の前方側、上側及び後方側は曲げ変形し難いクロスチューブ１１となる。

　クロスチューブ１１の曲げ剛性に効くのは、主に上側と下側の剛性である。一方、クロスチューブ１１の軸方向における剛性に効くのは、全周の剛性である。従って、上述したような複合材の積層構成にすると、クロスチューブ１１全体としては、全周に亘って均一な積層構成とする場合と比べて、曲げ剛性と軸方向における剛性に差異を生じさせることが可能になる。つまり、クロスチューブ１１の曲げ剛性が相対的に低く、軸方向における剛性が相対的に高いスキッド４を製作することができる。

　図４は図１乃至図３に示すクロスチューブ１１が変形する様子を示す図である。

　回転翼航空機１が着陸すると、図４において実線で示すような湾曲形状を有する変形前におけるクロスチューブ１１に上下方向の荷重が作用することになる。このため、図４において点線で示すようにクロスチューブ１１には概ね鉛直下方の曲げ変形が生じる。

　クロスチューブ１１の曲げ変形が大きくなると、クロスチューブ１１には概ね水平方向の荷重が作用することになる。その結果、スキッドチューブ１０と地面３０との間には、摩擦力が生じる。スキッドチューブ１０と地面３０との間における摩擦力が最大静止摩擦力を超えると、図４において一点鎖線で示すようにクロスチューブ１１は、水平方向に広がるように変形する。

　このため、スキッドチューブ１０には、曲げ荷重に加えて引張荷重が作用することになる。すなわち、クロスチューブ１１の変形の初期段階には曲げ荷重が作用し、その後、引張荷重が作用する。

　そこで、図３に例示されるように、クロスチューブ１１の下側の剛性を小さくする一方、その他の部分における剛性を大きく設定することができる。これにより、回転翼航空機１が着陸してクロスチューブ１１に上下方向の曲げ荷重が作用した段階では、クロスチューブ１１の下側を容易に変形させることによってエネルギを十分に吸収することができる。そして、クロスチューブ１１の変形が大きくなり、クロスチューブ１１に引張荷重が作用する段階では、クロスチューブ１１の前方側、上側及び後方側に付与された剛性によって変形の増加を抑制することができる。その結果、回転翼航空機１の胴体３が地面３０に接触することを確実に回避することができる。

　図５は図１乃至図３に示すクロスチューブ１１に付与される機械的特性の一例を示すグラフである。

　図５において横軸はクロスチューブ１１の変位を示し、縦軸はクロスチューブ１１の剛性を示す。図３に例示されるように、クロスチューブ１１の下側の剛性を小さくする一方、その他の部分における剛性を大きく設定すると、図５に示すように、変位の変化に対して剛性が非線形に変化する特性を有するクロスチューブ１１を製作することができる。より具体的には、図５に示す横軸を変位とし、縦軸を剛性とする座標系において下に凸となる曲線で表される機械的特性をクロスチューブ１１に付与することができる。

　このように変形が大きくなる程、剛性が高くなる非線形な特性をクロスチューブ１１に付与すれば、回転翼航空機１の着陸時におけるエネルギの吸収量を確保しつつ回転翼航空機１の胴体３が地面３０に接触することを回避することができる。そして、回転翼航空機１の着陸時におけるエネルギの吸収量と、回転翼航空機１の胴体３が地面３０に接触することを回避する効果のバランスは、複合材を構成する繊維の配向を調節することによって好適化することができる。

　尚、９０度リッチな複合材で構成される１／４の範囲をカバーする第２の複合材片２０Ｂと、０度リッチな複合材で構成される３／４の範囲をカバーする第１の複合材片２０Ａを上下反転させても同様な効果が得られる。すなわち、クロスチューブ１１の上側のみ剛性が相対的に小さく、前方側、下側及び後方側を含むその他の部分では剛性が相対的に大きいスキッド４を製作しても、同様な効果を得ることができる。

　つまり、クロスチューブ１１を構成する複合材の上側及び下側のいずれか一方を強化する繊維のうちクロスチューブ１１の長さ方向に垂直な方向に強化する繊維の割合を最大とし、複合材の残りの部分を強化する繊維のうちクロスチューブ１１の長さ方向に強化する繊維の割合を最大とすれば、クロスチューブ１１に変位の増加に伴って非線形に増加する剛性を付与することができる。その結果、回転翼航空機１の着陸時におけるエネルギの吸収量を確保しつつ回転翼航空機１の胴体３が地面３０に接触することを回避することができるという効果を得ることができる。

　図６は図１及び図２に示すクロスチューブ１１の別の構造例を示す横断面図である。

　図６に例示されるようにクロスチューブ１１を前方側、後方側、上側及び下側の４つの複合材片２０Ｃ、２０Ｄ、２０Ｅ、２０Ｆで構成することもできる。すなわち、クロスチューブ１１を４分割することもできる。

　この場合、クロスチューブ１１の前方側及び後方側に配置される複合材片２０Ｃ、２０Ｄについては、図３に示す第１の複合材片２０Ａと同様に、０度リッチな複合材で構成することができる。他方、クロスチューブ１１の上側及び下側に配置される複合材片２０Ｅ、２０Ｆについては、９０度リッチな複合材で構成することができる。

　但し、図３に示す２分割の構造例と比較して、図６に示す４分割の例では、９０度リッチな複合材で構成される範囲が広くなるため、繊維の配向角が９０度である複合材の割合を減らしてもよい。具体例として、クロスチューブ１１の上側及び下側に配置される複合材片２０Ｅ、２０Ｆについては、繊維の配向角が０度である複合材の割合と、繊維の配向角が９０度である複合材の割合を同じにする一方、クロスチューブ１１の前方側及び後方側に配置される複合材片２０Ｃ、２０Ｄについては、０度リッチな複合材で構成することができる。

　つまり、クロスチューブ１１の前方側及び後方側に配置される複合材片２０Ｃ、２０Ｄに含まれる、繊維の配向角が９０度である複合材の割合よりも、クロスチューブ１１の上側及び下側に配置される複合材片２０Ｅ、２０Ｆに含まれる、繊維の配向角が９０度である複合材の割合を大きくすれば、目的とする異方性をクロスチューブ１１に付与することができる。換言すれば、クロスチューブ１１を構成する複合材の上側及び下側を強化する繊維のうちクロスチューブ１１の長さ方向に垂直な方向に強化する繊維の割合を、複合材の前方側及び後方側を強化する繊維のうちクロスチューブ１１の長さ方向に垂直な方向に強化する繊維の割合よりも大きくすれば、クロスチューブ１１に変位の増加に伴って非線形に増加する剛性を付与することができる。

　上述した例の他、繊維の配向角が９０度である複合材の割合を２段階ではなく、３段階以上で段階的に変えるようにしてもよい。すなわち、クロスチューブ１１を前方側、後方側、上側及び下側の４つの領域よりも更に細かい領域に分割して繊維の配向を調整することもできる。また、必ずしも繊維の配向角が０度である複合材や繊維の配向角が９０度である複合材を使用せずにクロスチューブ１１に異方性を付与することもできる。具体例として、繊維の配向角が４５度である複合材の割合や繊維の配向角が６０度である複合材の割合を調節することによっても、変位に依存して非線形に剛性が変化するクロスチューブ１１を設計及び製作することができる。

　そして、具体的な繊維の配向については、目的とする剛性の非線形な変化が得られるようにシミュレーションや試験によって決定することができる。

　複合材で構成される中空のクロスチューブ１１は、任意の方法で製作することができる。複合材の代表的な成形法としては、未硬化の熱硬化性樹脂を繊維に含浸させたシートのプリプレグを積層し、プリプレグの積層体を複合材の形状に合わせて賦形した後、オートクレーブ装置で加熱硬化する方法と、ＲＴＭ（Ｒｅｓｉｎ　Ｔｒａｎｓｆｅｒ　Ｍｏｌｄｉｎｇ）法が挙げられる。

　ＲＴＭ法は、シート状の繊維を積層して賦形した後に熱硬化性樹脂を含浸させて加熱硬化を行う複合材の成形方法である。ＲＴＭ法のうち真空圧で繊維に樹脂を含浸させる手法は、ＶａＲＴＭ（Ｖａｃｕｕｍ　ａｓｓｉｓｔｅｄ　Ｒｅｓｉｎ　Ｔｒａｎｓｆｅｒ　Ｍｏｌｄｉｎｇ）法と呼ばれる。また、プリプレグの積層と、ＲＴＭ法を併用するハイブリッド成形法でクロスチューブ１１を製作するようにしてもよい。

　クロスチューブ１１は中空である。このため、例えば水溶性の中子にプリプレグ又は繊維を積層し、繊維に含浸させた樹脂の加熱硬化によって複合材を成形した後に中子を除去する製法によってクロスチューブ１１を一体成形することができる。この場合、図３に例示されるように、クロスチューブ１１を２分割とすれば、強化方向が異なる少なくとも２種類のプリプレグ又は繊維の積層によってクロスチューブ１１を製作することができる。このため、製造労力を低減することができる。

　別の製造方法として、クロスチューブ１１を構成する湾曲した複合材片を別々に加熱成形した後、組立てる方法が挙げられる。この場合、図６に例示されるようにクロスチューブ１１を前方側、後方側、上側及び下側の４つの複合材片２０Ｃ、２０Ｄ、２０Ｅ、２０Ｆで構成すれば、凸状に湾曲した表面を有する成形型を使用して、各複合材片２０Ｃ、２０Ｄ、２０Ｅ、２０Ｆをそれぞれ加熱成形することができる。そして、加熱成形後における各複合材片２０Ｃ、２０Ｄ、２０Ｅ、２０Ｆを組立てることによってクロスチューブ１１を製作することができる。このため、図６に例示されるようにクロスチューブ１１を４分割とすれば、成形型を用いた製作が容易となる。

　一方、図３に例示されるように、クロスチューブ１１を２つの複合材片２０Ａ、２０Ｂで構成する場合においても、前方側、上側及び後方側をカバーする第１の複合材片２０Ａについては水溶性の中子や可撓性を有するブラダバッグ等を使用して加熱成形し、クロスチューブ１１の下側を構成する第２の複合材片２０Ｂについては、凸状に湾曲した表面を有する成形型を使用して加熱成形することができる。そして、成形後における第１の複合材片２０Ａ及び第２の複合材片２０Ｂを組立ててクロスチューブ１１を製作することができる。この場合、組立ての対象となるのは、２つの複合材片２０Ａ、２０Ｂであるため、クロスチューブ１１を４分割とする場合に比べて組立作業が容易となる。

　もちろん、前方側、上側及び後方側をカバーする第１の複合材片２０Ａを更に２つの複合材片に分割し、成形型を複合材片から取り外せるようにしてもよい。この場合、成形型を用いた３つの複合材片の加熱硬化と、加熱硬化後における複合材片の組立てによって、図３に示すクロスチューブ１１を製作することができる。

　尚、一体成形を行わずに組立てによってクロスチューブ１１を製作する場合における複合材片同士の接合は、接着剤や金具を用いて行うことができる。

　組立てによってクロスチューブ１１を製作する場合には、クロスチューブ１１を長さ方向に分割することもできる。その場合、中子を引き抜くことができる程度の長さにクロスチューブ１１を分割すれば、横断面が円形の複合材片を一体成形することが可能となる。

　クロスチューブ１１を長さ方向に分割する場合や、水溶性の中子を使用してクロスチューブ１１を成形する場合など、クロスチューブ１１を円周方向に一体成形する場合には、繊維の配向角が異なる複数の円弧状の複合材であっても、上述したように、一部の繊維強化層を共通にすることができる。

　図７は繊維の配向角が異なる２枚の板状の複合材の一部を共通の繊維強化層で構成する場合の例を示す部分拡大横断面図である。

　図７に示すように繊維の配向角が互いに異なる２枚の板状の複合材片４１Ａ、４１Ｂの端部を連結して１枚の板状の複合材４２を製作する場合、一部の繊維強化層を共通にすることができる。すなわち、特定の層のみ、繊維の長さ方向が異なる繊維強化層で２枚の複合材片４１Ａ、４１Ｂを構成することができる。

　図７に示す例では、１層のみが一方の複合材片４１Ａでは繊維の長さ方向が０度であるのに対して他方の複合材片４１Ｂでは繊維の長さ方向が９０度となっている。そして、他の層では、繊維の長さ方向が０度、４５度及び９０度である共通の繊維強化層によって双方の複合材片４１Ａ、４１Ｂが構成されている。

　以上のような回転翼航空機１は、降着装置であるスキッド４を構成するクロスチューブ１１を複合材で製作したものである。また、上述したスキッド４は、複合材の異方性を利用して、変位に応じて非線形に変化する剛性をクロスチューブ１１に付与したものである。

（効果）
　このため、スキッド４を取付けた回転翼航空機１によれば、従来の金属製のスキッドを取付けた回転翼航空機に比べて軽量化を図ることができる。また、変位に応じて非線形に変化する剛性をクロスチューブ１１に付与することによって、回転翼航空機１の着陸時における十分なエネルギ吸収と、胴体３と地面３０との間における接触の回避を一層確実に両立させることができる。

（第２の実施形態）
　図８は本発明の第２の実施形態に係る降着装置としてのスキッドの構成を示す正面図である。

　図８に示された第２の実施形態におけるスキッド４Ａでは、クロスチューブ１１全体を複合材で構成せずに、クロスチューブ１１の一部を複合材で構成した点が第１の実施形態におけるスキッド４と相違する。第２の実施形態におけるスキッド４Ａの他の構成及び作用については第１の実施形態におけるスキッド４と実質的に異ならないためスキッド４Ａのみ図示し、同一の構成又は対応する構成については同符号を付して説明を省略する。

　図８に例示されるように、クロスチューブ１１の湾曲量が小さい中央部分１１Ａを複合材で構成する一方、クロスチューブ１１の両端部分１１Ｂを金属で構成するようにしてもよい。そうすると、チューブ状の複合材の湾曲量が小さくなるため、チューブ状の複合材の製作時においてブラダバッグや中子を引き抜くことが容易となる。その結果、クロスチューブ１１の製作が容易となる。すなわち、クロスチューブ１１を円周方向に一体成形することが容易となる。尚、複合材で構成される中央部分１１Ａと、金属で構成される両端部分１１Ｂは、接着剤やファスナで連結することができる。

　このように、クロスチューブ１１の少なくとも一部を複合材で構成すれば、クロスチューブ１１の軽量化と、非線形に変化する剛性の付与を行うことができる。そして、非線形に変化する剛性をクロスチューブ１１に付与すれば、回転翼航空機１の着陸時における十分なエネルギ吸収と、胴体３と地面との間における接触の回避を一層確実に両立させることができる。
（第３の実施形態）
　図９は本発明の第３の実施形態に係る降着装置としてのスキッドの構成を示す正面図である。

　図９に示された第３の実施形態におけるスキッド４Ｂでは、クロスチューブ１１を湾曲の無い非湾曲部分１１Ｃと、湾曲部分１１Ｄで構成し、非湾曲部分１１Ｃについては複合材で構成する一方、湾曲部分１１Ｄについては金属で構成した点が第２の実施形態におけるスキッド４Ａと相違する。第３の実施形態におけるスキッド４Ｂの他の構成及び作用については第２の実施形態におけるスキッド４Ａと実質的に異ならないためスキッド４Ｂのみ図示し、同一の構成又は対応する構成については同符号を付して説明を省略する。

　図９に示すようにクロスチューブ１１を非湾曲部分１１Ｃと、湾曲部分１１Ｄで構成することができる。すなわち、クロスチューブ１１の中央部分及び両端部分を非湾曲部分１１Ｃで構成し、中央と両側の非湾曲部分１１Ｃの間を湾曲部分１１Ｄで連結することができる。

　この場合、非湾曲部分１１Ｃについては中子を容易に引き抜くことが可能となる。このため、繊維の配向角が一定でない複合材の一体成形によって非湾曲部分１１Ｃを容易に製作することが可能となる。その結果、複合材のメリットを有効活用することができる。すなわち、複合材で製作することが困難な湾曲部分１１Ｄについては金属で製作することによって製作を容易としつつ、複合材で製作することが容易な非湾曲部分１１Ｃについては、複合材で製作することによって軽量化及び非線形に変化する剛性の付与という複合材の特質を活かすことができる。

　尚、複合材で構成される非湾曲部分１１Ｃと、金属で構成される湾曲部分１１Ｄは、接着剤やファスナで連結することができる。

（他の実施形態）
　以上、特定の実施形態について記載したが、記載された実施形態は一例に過ぎず、発明の範囲を限定するものではない。ここに記載された新規な方法及び装置は、様々な他の様式で具現化することができる。また、ここに記載された方法及び装置の様式において、発明の要旨から逸脱しない範囲で、種々の省略、置換及び変更を行うことができる。添付された請求の範囲及びその均等物は、発明の範囲及び要旨に包含されているものとして、そのような種々の様式及び変形例を含んでいる。

Claims

　２本のスキッドチューブと、
　前記２本のスキッドチューブを連結して回転翼航空機の胴体に取付けるためのクロスチューブと、
を有し、
　前記クロスチューブの少なくとも一部を複合材で構成した回転翼航空機の降着装置。
　前記クロスチューブ全体を前記複合材で構成した請求項１記載の回転翼航空機の降着装置。
　前記クロスチューブの中央部分を前記複合材で構成する一方、前記クロスチューブの両端部分を金属で構成した請求項１記載の回転翼航空機の降着装置。
　前記クロスチューブを湾曲の無い部分と、湾曲部分で構成し、前記湾曲の無い部分については前記複合材で構成する一方、前記湾曲部分については金属で構成した請求項１又は３記載の回転翼航空機の降着装置。
　前記クロスチューブは、変位の変化に対して剛性が非線形に変化する特性を有する請求項１乃至４のいずれか１項に記載の回転翼航空機の降着装置。
　前記特性は、横軸を前記変位とし、縦軸を前記剛性とする座標系において下に凸となる曲線で表される特性である請求項５記載の回転翼航空機の降着装置。
　前記クロスチューブを構成する前記複合材の上側及び下側を強化する繊維のうち前記クロスチューブの長さ方向に垂直な方向に強化する繊維の割合を、前記複合材の前方側及び後方側を強化する繊維のうち前記クロスチューブの長さ方向に垂直な方向に強化する繊維の割合よりも大きくした請求項１乃至６のいずれか１項に記載の回転翼航空機の降着装置。
　前記クロスチューブを構成する前記複合材の上側及び下側のいずれか一方を強化する繊維のうち前記クロスチューブの長さ方向に垂直な方向に強化する繊維の割合を最大とし、前記複合材の残りの部分を強化する繊維のうち前記クロスチューブの長さ方向に強化する繊維の割合を最大とした請求項１乃至７のいずれか１項に記載の回転翼航空機の降着装置。
　請求項１乃至８のいずれか１項に記載の降着装置を備えた回転翼航空機。
　回転翼航空機の降着装置を構成する２本のスキッドチューブを連結して前記回転翼航空機の胴体に取付けるためのクロスチューブの少なくとも一部を複合材で構成することによって、前記回転翼航空機の着陸時におけるエネルギの吸収量を確保しつつ前記回転翼航空機の胴体が地面に接触することを回避する回転翼航空機の降着方法。
　前記複合材を構成する繊維の配向を調節することによって前記エネルギの吸収量を確保しつつ前記胴体が地面に接触することを回避する請求項１０記載の回転翼航空機の降着方法。