JPS6047157B2 - 航空機の支持及び着陸ギヤシステム - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は航空機特にヘリコプタのための支持及び着陸ギ
ヤシステムに係り、特に着陸の際の衝撃荷重を低減する
ために垂直方向には充分に高に剛性と減衰性を有し、し
かも地面の共振による不安定を避けるために横揺れモー
ドに対しては充分低い剛性と柔らかな減衰特性を有する
如き支持及び着陸ギヤシステムに係る。

航空機の支持及び着陸ギヤシステムの技術に於いては、
これまで荷重衝撃を低減するために必要とされるシステ
ムの剛性及び減衰性を地面の共振による不安定を低減す
るために必要とされるシス゛テムの剛性及び減衰性の間
に重大な妥協を強いられてきており、そのために両者の
目的が充分に達成されないという問題があつた。

これは、従来の技術に於ては、地面の共振による不安定
を避けるために必要とされるシステムの横揺れモードに
対する剛性が着陸時の衝撃を低減するために必要とされ
るシステムの剛性とは独立に設定される如き支持及び着
陸ギヤシステムが開発されていないことによつている。
米国特許第３０４２３４５号及び同第２９３３２７吟に
は本発明の構造に一見類似した構造が示されている。

しかしこれらいずれの技術に於ても、地面の共振を低減
する構造は含まれていないことに留意すべきである。米
国特許第３０４２３４５号は横風の場合及び傾斜地面上
に於てより良い航空機の制御性を得ることを追求するも
のであり、又米国特許第２９３３２旬号はかなり高い横
揺れ剛性を有する積極作動型のサーボ式システムを提供
するものである。その他にも本発明の航空機支持及ひ着
陸ギヤシステムに一見類似する如く見える先行技術は存
在するが、それらはヘリコプタを非常滑地面上にに着陸
ギヤによる適合作用によつて水平に維持することができ
ることを意図するものてある。

本発明の主たる目的は、着陸衝撃を低減するためのシス
テムの動的特性が横揺れ運動に対抗する−システムの動
的特性とは独立に選択され、両者が互いに妥協すること
なく好ましい態様に達成される如き航空機の支持及び着
陸ギヤシステムを提供することである。

本発明の他の一つの目的は、航空機の垂直運動．を受け
るばね率及び減衰力とは独立に航空機の横揺れ運動に対
する支持ばね率及び減衰率を有する如き航空機の支持及
び着陸ギヤシステムを提供することてある。

本発明の更に他の一つの目的は、着陸ギヤによ．゜つて
支持された状態にある航空機の垂直運動が主として車輪
、油圧支柱及びタイヤの特性によつて制御され、着陸ギ
ヤによつて支持されている航空機の横揺れ運動が主とし
て該システムのうちの対称の垂直荷重が作用していると
きには作動せず非≦対称の垂直荷重が作用用するとき作
動する部分のばね常数及び減衰率を含む動的特性によつ
て制御される如き航空機の支持及び着陸ギヤシステムを
提供することである。

本発明の更に他の一つの目的は、システムの横揺れに対
する動的特性が、最適の着陸衝撃低減を達成するために
独立に選択される油圧支柱システムの動的特性に影響を
及ぼすことなく、地面の共振を避ける値に横揺れ周波数
及び減衰特性を設定すべく任意に選択されることが許さ
れる如き航空機の支持及び着陸ギヤシステムを提供する
ことである。

本発明の更に他の一つの目的は、着陸衝撃を最ノ適に支
持すべく選択されたばね常数と減衰率を有する従来の車
輪と油圧支柱よりなるシステムを含み且つこれと関連し
しかもそのばね常数と減衰力が地面の共振するに最適で
ある如き独立のシステムを有する如きヘリコプタのため
の支持システムを提供することである。

本発明の更に他の一つの目的は、受動的であり、着陸ギ
ヤ同志の間に異なる垂直運動が起こる如き、即ちもし航
空機が支持され且つ着陸ギヤの一つが上方へ上げられる
ときはこれによつて他の着陸ギヤが下げられる如きシス
テムを提供することである。

本発明の一つの重要な目的は、機体が地上にあるとき地
面の共振を低減し且つロータの回転数に相当する周波数
による振動を避けるべく機体の横揺れ周波数を通常のロ
ータ回転数より充分低く設定する如き航空機の支持及び
着陸ギヤシステムをを提供することである。

以下に添付の図を参照して本発明を実施例について詳細
に説明する。

第１図に於て１０にて全体的に示された航空機即ちこの
場合ヘリコプタは機体１２を有し、該機体は１４にて全
体的に示された支持及び着陸ギヤシステムによつて地面
より支持されている。

主浮揚ロータ１６が機体１２より突出して設けられてお
り、その回転軸線１８の周りに回転し、ヘリコプタ１０
を浮揚させ且つ推進するようになつている。支持及び着
陸ギヤシステム１４は油圧支柱２０及び２２を含んでい
る。これらの油圧支柱システムは従来の設計のものであ
り、例えば液圧或は空気圧シリンダピストン部材を有す
る型のものであつて良い。油圧支柱システム２０及び２
２はシリンダ部２８及び３０内にて往復動するピストン
部材２４及び２６を含んでいる。ピストン部材２４及び
２６は車輪支持部材３２及び３４を担持しており、これ
ら車輪支持部材は左舷及び右舷側のタイヤ付き車輪即ち
着陸ギヤ３６及び３８を担持している。着陸ギヤ３６に
対してはリンク部材４０及び４２か車輪支持部材３２及
び油圧支柱２０にそれぞれ枢着された態様にて設けられ
ており、又これらは互いに枢着されている。更に横方向
支柱４４がリンク部材４０に枢着されている。同様に車
輪３８に対してはリンク部材４６及び４８がそれぞれ車
輪支持部材３４及び油圧支柱２２に枢着された態様に設
けられており、これらは又互い，に枢着されている。更
に横方向支柱５０がリンク部材４８に枢着されている。
バー型部材として示された横部材５２が設けられている
が、これは必ずしもバー型部材である必要はなく、ヘリ
コプタ１０に対し横方向に延びその両端部にて枢動式の
リンク部材５４及び５６に枢着されたものである。リン
ク部材５４及び５６は横方向支柱４４及び５０にそれぞ
れ６０Ａ及び５８Ａにて枢着されている。横部材５２は
機体１２よりリンク部材５４及び５６によつて支持され
ており、又これらは一リンク部材は枢着点７６及び７７
にて機体より枢動的に支持されている。又おれらのリン
ク部材５４及び５６は枢着点５８，５８Ａ及び６０，６
０Ａにてそれぞれ横部材５２及び横方向支柱４４及び５
０に枢着されている。ばね部材及び６２Ａ及び減衰部材
６４及ひ６４Ａが機体１２とリンク部材５４及び５６の
間に作動的に連結されており、特にこの場合その連結は
リンク部材５４及び５６にそれぞれ枢着されたリンク部
材６６及び６６Ａを経て行われている。この場合、リン
ク部材５４及び５６と横部材５２とは機体１２と共働し
て四つの部材よりなる四辺形リンク７９を形成しており
、又積極的な止め部材６８及び７０がリンク部材５４及
び５６の枢動運動を制限し、従つて機体４２に対する四
辺形リンク７９の枢動運動を制限する作用をしているこ
とが注目されよう。

地上に於る運転中、離陸中或は着陸中に車輪３６，３８
及びそれぞれの油圧支柱２０及び２２に対称の垂直荷重
がかけられているときには、両車輪は機体に対し垂直に
上方或は下方へ移動し、油圧支柱２０，２２及ひ横方向
支柱４４，５０は機体１２及びリンク部材５４，５６の
周りに回動してこの運動を受入れる。

かかる対称荷重時即ち着陸ギヤの垂直運動時には、横方
向リンク５２は動かず、従つて油圧支柱及び車輪に組込
まれている動的特性即ちばね常数及び減衰力のみがギヤ
システム１４の垂直剛性を決定する。かかる対称荷重モ
ードの作動状態に於ては、航空機の着陸衝撃荷重はギヤ
システム１４によつて低減されなければならないので、
かかる着陸衝撃荷重を心地良く且つ最適に低減すべく油
圧支柱及び車輪のばね常数及び減衰力なシステム１４に
充分な垂直剛性を与えるように設定されなければならな
い。

着陸衝撃荷重を低減するためには一般に垂直方向に硬い
システムを設けるのが好ましい。着陸時、離陸時、地上
滑走時、ウオーミングアツプ時その他の運転モードに於
てヘリコプタが地上にあるとき、ロータ１６が回転され
ており又ヘリコプタに横揺れ運動が生じているときには
、非対称の垂直車輪荷重が生じ、一方の車輪は他方の車
輪よりも強い荷重を受ける。かかる運転モードに於ては
、横方向支柱４４，５０及びリンク部材５４，５６は横
部材５２をより高に荷重を受けている車輪の方へ向けて
横方向に移動させる横部材５２のかかる横方向運動はば
ね６２，６２Ａ及びダンパ６４，６４Ａによつて対抗さ
れる。この場合、これらのばね及びダンパのばね常数及
び減衰力がヘリコプタの横揺れモードの運動に関するギ
ヤシステム１４の動的特性を決定する。上述の如く対称
の垂直荷重が車輪に作用している作動モードに於ては、
横部材５２は移動しないので、ばね６２，６２Ａ及び６
４，６４Ａは所要のヘリコプノタ横揺れモード特性を満
足すべく独立に選択されて良い。ヘリコプタが地上に於
てその横揺れ軸線の周りに振動する一つの原因は、地面
の共振てあることが知られている。かかる振動はロータ
１６の回転７周波数（Ｒｐｍ）とブレードのラグモード
周波数の間の差即ちロータの場合には機体に於るロータ
ブレードのリードラグモードの周波数が機体の横揺れモ
ードの自然周波数に等しいとき起こりがちな一つの不安
定現象である。かかる特殊な周波数分つ布を以下に於て
は横揺れモードとラグモードの連成と称する。横揺れモ
ードに於る非対称垂直車輪荷重に対するギヤシステム１
４の動的特性を適当に設定することにより、機体の横揺
れモード自然周波数が定まり、減衰が達成される。これ
はばね６２及び６２Ａのばね常数とダンパ６４及び６４
Ａの減衰力を適当に選定することにより達成される。本
発明に於る重要な事項は、横揺れモードに於るギヤシス
テム１４のばね定数が低く、これによつて横揺れモード
に於るギヤシステムが柔らかであり、これによつて低い
機体の横揺れモード周波数を達成することである。機体
の横揺れモード周波数は普通のロータ回転数に比して充
分低くされ、これによつて低いロータ回転数に於て横揺
れモードとラグモードの連成が生ずる如くされるべきで
ある。これは、低いロータ回転数に於てはかかる周波数
の連成により生ずる地面の共振による横揺れ不安定は非
常に弱いものであり、僅かな減衰力によつて有効に減衰
され得るからである。不均衡な着陸或は離陸時に生ずる
恐れのある短時間の強い非対称垂直荷重或は横荷重が車
輪に作用する際に横部材５２の横方向運動を制限するた
めに積極的な止め装置６８及び７０が設けられている。
これらの止め装置は車輪荷重がほぼ対称に復帰したとき
には係合しない。従つて第１図に最も良く示されている
如く、本発明による航空機の支持及び着陸ギヤシステム
１４は、横部材５２が荷重を受けていても、航空機の着
陸作動時に通常遭遇する如き対称の垂直荷重が車輪に作
用する如き作動モードにある限り、前記横部材に関連す
る四辺形リンク７９は実質的に非作動状態にある。

従つて油圧支柱及び車輪の動的特性は着陸衝撃荷重を最
適に低減するような垂直方向硬さを有するギヤシステム
を与えるべく設計されて良い。又航空機の縦軸線の周り
に横揺れ．運動を行つているときには、横部材５２及ひ
四片形リンク７９が横方向へ動き、ギヤシステム１４の
その他の部分は主としてかかる横方向運動を行わせるよ
う作用するので、ばね６２，６２Ａ及びダンパ６４，６
４Ａによつて横部材５２及び四辺！形リンク７９に付与
される動的特性即ちばね常数及び減衰量特性は縦軸線の
周りの横揺れ運動に関して柔らかいギヤシステムを与え
、従つて通常のロータ回転数より充分低い横揺れ自然周
波数を有し、これによつて地面の共振による横揺れ不安
定く性を最大限に低減するようなギヤシステムを与える
よう適当に選択されて良い。かくして対称な垂直車輪荷
重を生する機体の垂直運動に抵抗する場合には硬く、非
対称の車輪荷重が作用することによる機体の横揺れ運動
に抵抗する場合には柔らかいギヤシステムが得られる。
これはかかる二つの作動に関与するギヤシステム内の各
部が互いに独立に作動するようになつているからである
。我々の経験によれば、Ｓ−７６ヘリコプタに対しては
、ギヤシステム１４の垂直ばね常数は約１９６ｋｐ／ｃ
！ｒｌであるのが好ましく、又ギヤシステム１４の横揺
れモードに対するばね常数は約２８８００００ｃｍ／Ｋ
ｐであるのが好まきく、ギヤシステノム１４の横揺れモ
ード周波数は約１．曲であるのが好ましい。

第１図は二車輪式の支持システムを示している。

しかしかかるギヤシステム１４が回転式のノーズホイー
ル或はテールホィールと組合せて用い：られて良いこと
は当業者にとつて明らかであろう。ギヤシステム１４の
一部についての好ましい実施例が第２図に示されている
。

第２図に於ては第１図に於る部分に対応する部分は第１
図に於ると”同じ符号により示されている。第２図によ
れば、横部材５２は枢着点５８にてリンク部材５４へ枢
動的に連結され、横方向支柱５０は通常の球面継手７４
を経てリンク部材５４へ枢動的に連結されていることが
理解されよう。一方、リンク部材５４は枢着点７６にて
機体１２に接続されている。リンク部材５４からはゴム
の止め装置７８が突出しており、リンク５４が機体１２
へ向けて或る定められた量だけ回動したときゴムの止め
装置７８は機体１２の止め装置係合面６８に当接する。
リンク部材５４には枢着点８２にてばねーダンパ組立体
８０が枢着されている。このばねーダンパ組立ダンパは
第１図に於るばね６２とダンパ６４の作用をなすもので
ある。又このばねーダンパ組立体はその取換を考慮して
枢着ピン８４にて機体１２に枢着されているのが好まし
い。はねーダンパ組立体８０は、第３図に最も良く示さ
れている如く、サイドレール部材８８及び９０の間に配
置され、エラストマ層９２及び９４とカバープレート９
６及び９８を経て前記サイドレール部材に接続されたバ
ドル部材８６を含んでいる。これらのエラストマ層はカ
バープレート９６と９８及びバドル部材８６の両者に接
合されている。従つてリンク５４が枢着点７６の周りに
枢動するにつれ、バドル部材８６はサイドレール部材８
８及び９０に対し平行に一方向或は他方へ偏倚し、エラ
ストマ層９２及び９４に剪断作用を与える。エラストマ
層９２及び９４のの性質は機体の横揺れモードの運動に
対しギヤシステム１４に好ましい動的特性即ちばね常数
及び減衰力を与えるように選択される。以上に於ては本
発明を実施例について詳細に説明したが、これらの実施
例について本発明の範囲内にて種々の修正が可能である
ことは当業者にとつて明らかであろう。

図面の簡単な説明第１図は本発明による支持及び着陸ギ
ヤシステムの構造を示すヘリコプタの如き航空機の正面
図、第２図は前記システムの一つの好ましい実施例を示
す部分図、第３図は第２図の線３−３による断面図てあ
る。

１０・・・・・・航空機、１２・・・・・機体、１４・
・・・・・支持及び着陸ギヤシステム、１６・・・・・
ロータ、１８・・・・・・ロータ回転軸線、・２０，２
２・・・・・油圧支柱、２４，２６・・・・・ゼストン
部材、２８，３０・・・・・シリンダ部材、３２，３４
・・・・・車輪支持部材、３６，３８・・・・・・車輪
、４０，４２・・・・リンク部材、４４，・・・・横方
向支柱、４６，４８・・・・リンク部材、５０・・・・
・・横方向支柱、・５２・・・・・・横部材、５４，５
６・・・リンク部材、５８，５８Ａ，６０，６０Ａ・・
・・・・枢着点、６２，６２Ａ・・・・・・ばね、６４
，６４Ａ・・・・ダンパ、６６，６６Ａ・・・・・・リ
ンク部材、６８，７０・・・・・止め装置、７９・・・
・・・四方形リンク、８０・・・・・はねーダンパ組立
体、８２・・・・・枢着点、８４・・・・・枢着ピン、
８６・・・・・バドル部材、８８，９０・・・・・・サ
イドレール部材、９２，９４・・・・・・エラストマ層
、９６，９８・・・・・・カバープレート。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 機体と該機体より突出し揚力を発生すべく一つの回
   転軸線の周りに回転するロータとを有するヘリコプタの
   前記機体に接続された支持及び着陸ギヤシステムいして
   、該ギヤシステムの垂直方向の硬さと減衰特性を設定す
   る第一の装置と、前記第一の装置とは独立に前記ギヤシ
   ステムの横揺れ運動に於ける硬さと減衰特性を設定する
   第二の装置とを有し、前記第一の装置は前記機体の両側
   に配置された二つの車輪と、前記車輪の各々を前記機体
   に接続する油圧支柱と、前記油圧支柱の各々を前記機体
   に枢動的に接続する枢着手段と、前記油圧支柱の各々に
   枢動的に接続された横方向支柱とを有し、前記第二の装
   置は前記横方向支柱の各々の一端部の間に延在し且該一
   端部に枢動的に連結された横部材と、前記横部材の両端
   を前記機体に枢動的に接続し前記横部材及び前記機体と
   共に四辺形リンクを構成するリンク部材と、前記四辺形
   リンクと前記機体との間に作用し前記ギヤシステムの横
   揺れ運動に於ける硬さと減衰特性を設定するばねとダン
   パを有することを特徴とする航空機の支持及び着陸ギヤ
   システム。 ２ 特許請求の範囲第１項の航空機の支持及び着陸ギヤ
   システムにして、前記横部材まその前記機体に対する横
   方向の運動を所定の範囲に制御されていることを特徴と
   する航空機の支持及び着陸ギヤシステム。