專利名稱:旋翼飛機的滑橇起落架和包括如此起落架的旋翼飛機的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及對旋翼飛機的滑橇起落架的改進，并涉及包括如此一起落架的旋翼飛機。
本發(fā)明的技術(shù)領(lǐng)域：
是制造直升飛機的領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
除了允許旋翼飛機保持在一穩(wěn)定的位置中或在地面上滑動之外，起落架或著陸裝置作為其主要功能具有耗散旋翼飛機著陸所造成的至少部分沖擊能的功能。
該能量由作用在地面上的摩擦力吸收，其通過起落架的變形以及其與旋翼飛機的機身連接部分的變形，合適的話通過沖擊吸收器來吸收能量。通過使起落架的諸部分呈彈性就有可能形成這樣的變形。
立于其起落架上的旋翼飛機可認為是一懸置重量。生成的機械系統(tǒng)具有各階變形的共振模態(tài)，它們對應(yīng)于變形的共振頻率。
旋翼飛機的發(fā)動機、其旋翼以及從發(fā)動機將驅(qū)動力傳輸?shù)叫淼臋C械構(gòu)件，所有這些構(gòu)成了產(chǎn)生振動的機械激振源。
在產(chǎn)生振動的頻率接近或等于該系統(tǒng)共振頻率之一的情況下，這樣的振動會激勵所述機械系統(tǒng)如此一情形被稱之為“耦聯(lián)”。
術(shù)語“地面共振”通常用來表示一旋翼飛機通過其起落架擱置在地面上的不穩(wěn)定性，這可發(fā)生在主旋翼加速或減速過程中，或發(fā)生在旋翼接近其公稱速度時，以及發(fā)生在直升飛機停在地面上時。只要主旋翼(用于提供向前驅(qū)動力和升力)的重心圍繞旋翼軸線轉(zhuǎn)動的頻率接近于這些共振頻率時，則這種不穩(wěn)定性就可出現(xiàn)在旋翼飛機在其起落架上滾動(或俯仰)時接近第一(即，最低)共振頻率的一個或多個頻率處。
該特定頻率記作F_excit，其與以下頻率相關(guān)旋翼的轉(zhuǎn)動頻率(Ω)，以及旋翼葉片的的振蕩阻力的頻率(ωδ)，它們有以下的關(guān)系式F_excit＝±Ω+ωδ旋翼飛機在其起落架上的第一懸置共振頻率(滾動或俯仰)取決于幾個參數(shù)，具體來說，起落架結(jié)構(gòu)的剛度和阻尼，以及與旋翼飛機的機架(機身)相連的連接部分的剛度和阻尼，還取決于旋翼飛機的重心和在地面上支承點的相對位置，取決于旋翼飛機的重量，以及其圍繞所考慮軸線的慣量。
對于一給定的旋翼飛機，這些參數(shù)和對應(yīng)的共振頻率可有很大變化，其隨旋翼飛機裝備的設(shè)備和其機上的荷載而變，在其壽期循環(huán)中還隨對一給定型號的飛機(旋翼飛機)所作的各種修改而變。當(dāng)起落架處于亞臨界時，沒有發(fā)生頻率交連達到公稱速度，但重量、滾動慣量或重心位置的變化可導(dǎo)致靠近公稱速度處發(fā)生一頻率的交互，由此，形成爆發(fā)性的耦聯(lián)。一超臨界的起落架(較低的共振頻率)在加速和減速過程中暴露于頻率的交互，但任何重量或慣量的增加將遠離公稱速度向下移動這些頻率。這由此構(gòu)成一種方案，其面對各種變化，比由一亞臨界起落架提供的方案更加有效。
采用一超臨界滑橇起落架，要求滾動中的第一模態(tài)頻率ωx保持小于公稱Ω和ωδ之間差值的絕對值，其可寫作如下不等式ωx＜|Ω-ωδ|重要地是要掌握這些現(xiàn)象以便在旋翼飛機降落或起飛時避免事故發(fā)生。
已經(jīng)有人提出了各種滑橇起落架以圖滿足這些限制，尤其如以下專利中所描述的FR 1 578 594和GB 1 205 263，F(xiàn)R 2 372 081和US 4 196 878、US 2 641 423、US 3 716 208、US 4 270 711、US 4 519 559和EP 113 616。
上述文獻中所描述的起落架相當(dāng)復(fù)雜和繁重。為了改進一旋翼飛機的特性，具有球接頭、彈簧，或阻尼器等的起落架隨著時間推移也難于作修改。
另一未解決的問題是，與剛性的起落架相比，提供一相對不復(fù)雜的滑橇起落架，然而，同時在降落過程中減少強加于乘客身上的荷載因素。

發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的一個目的是提出一具有滑橇的旋翼飛機，諸滑橇由至少一個橫向構(gòu)件互連，所述橫向構(gòu)件至少部分地補救已知滑橇起落架的不足或缺點。
本發(fā)明的一個目的還在于提供一配裝有如此一個起落架的旋翼飛機，尤其是，提供一旋翼飛機，其中，起落架可以限定為如上所述的超臨界。
在本發(fā)明的一個方面，旋翼飛機具有介于起落架的橫向構(gòu)件和旋翼飛機機身之間的連接裝置，其在變化的滾動中呈現(xiàn)角剛度，尤其是，其隨著起落架的“下沉”，隨著旋翼飛機和地面之間接觸時的垂直速度，和/或隨著由機身傳輸?shù)綑M向構(gòu)件(和起落架)的力而增加。
在一優(yōu)選的實施例中，該連接裝置包括第一連接裝置，只要橫向構(gòu)件的變形保持低于一確定水平的變形，則該第一連接裝置單獨地起作用(用來將力從橫向構(gòu)件傳輸?shù)綑C身)，還連同第二連接裝置，僅當(dāng)橫向構(gòu)件的變形水平達到或超過滾動或垂直下沉中的所述預(yù)定水平的變形時，該第二連接裝置才起作用。
具體來說，所述第一連接裝置包括一個或兩個第一部分，它們呈叉部或鞍部的形式，并設(shè)計成放置為騎跨橫向構(gòu)件且承載抵靠橫向構(gòu)件，所述第二連接裝置包括一個或兩個第二部分(呈叉或鞍的形式)，它們設(shè)計成放置為騎跨橫向構(gòu)件且當(dāng)達到或超過橫向構(gòu)件的所述預(yù)定水平的變形時承載抵靠橫向構(gòu)件，第二連接裝置在兩側(cè)上延伸到第一連接裝置的外面。有利地是，旋翼飛機可包括一裝置，其能使內(nèi)和/或外連接裝置的精確位置(沿橫向構(gòu)件的軸線)進行修改。
尤其在這樣的情形中，第一連接裝置較佳地還包括一彈性帶構(gòu)件，其與各個第一鞍相連以便與其一起操作而包圍橫向構(gòu)件，同時允許橫向構(gòu)件相對于鞍和在鞍內(nèi)垂直地移動，因為帶構(gòu)件的彈性變形能夠做到這一點，當(dāng)旋翼飛機在飛行中時，所述帶構(gòu)件用來保持起落架就位。
在一變體的實施例中，一單一零件置于跨越橫向構(gòu)件并呈現(xiàn)一沿橫向構(gòu)件軸線變化的外形，由此，執(zhí)行所述第一鞍和所述第二鞍的功能。在此情形中，兩個如此的零件(基本上相同)設(shè)置在起落架的垂直的前后的對稱中間平面的兩側(cè)上。
換句話說，在本發(fā)明的另一方面，旋翼飛機具有兩個第一連接裝置或內(nèi)支承點，它們靠近在一起并布置成將力從橫向構(gòu)件傳輸?shù)叫盹w機的機身上，或反之亦然，以及兩個第二連接裝置或外支承點，它們布置成不將力從橫向構(gòu)件傳輸?shù)叫盹w機的機身上，除非所述力大于一預(yù)定值(其大于機身重量)，和由此當(dāng)作用于地面的沖擊速度大于一預(yù)定值時，例如，每秒一米量級的速度。
該第二連接裝置延伸在第一連接裝置的“外面”，即，各個第二連接裝置和旋翼飛機的一前后的中間平面之間的距離大于各個第一連接裝置和所述平面之間的距離。
在本發(fā)明的一實施例中，與當(dāng)機身通過外支承點擱置在起落架上時連接裝置的滾動中的角剛度相比，當(dāng)機身通過內(nèi)支承點擱置在起落架的前橫向構(gòu)件上時連接裝置的滾動中的角剛度至少約小10％，尤其是至少約小20％或30％。
在本發(fā)明的另一方面，提出一旋翼飛機，其組合可變角剛度的所述連接裝置與具有變化的第二面積矩的起落架橫向構(gòu)件。
尤其是，提出一起落架，其中，通常呈管形的橫向構(gòu)件(封閉的外形)在中心部分具有比在中心部分兩側(cè)上延伸的兩側(cè)(端)部分小的第二面積矩。這有助于橫向構(gòu)件的“受控制”的變形，尤其是有利于其中心部分的變形；橫向構(gòu)件該增加的變形(彈性和塑性)能力用來減小擱置在其起落架上的旋翼飛機滾動中的(角)剛度和其沿垂直軸線的剛度。
在本發(fā)明的一實施例中，與當(dāng)機身通過外支承點擱置在起落架上時連接裝置的垂直剛度相比，當(dāng)機身通過內(nèi)支承點擱置在起落架的前橫向構(gòu)件上時連接裝置的垂直剛度至少約小10％，尤其是至少約小20％或30％。
在一優(yōu)選的實施例中，所述第二連接裝置或外支承點對應(yīng)地基本上與兩個縱向加強結(jié)構(gòu)或縱梁相一致地延伸，加強結(jié)構(gòu)或縱梁在旋翼飛機艙(或機身)的地板下面延伸，和/或構(gòu)成旋翼飛機機身的下部載荷承載結(jié)構(gòu)(或“底部結(jié)構(gòu)”)。
本發(fā)明尤其適用于旋翼飛機，其中，起落架具有一帶有一(單一)第三連接裝置的第二橫向構(gòu)件(后橫向構(gòu)件)，所述第三連接裝置中心地布置以將力從第二橫向構(gòu)件傳遞到旋翼飛機的機身(和反之亦然)，無需干預(yù)起落架滾動中的剛度。
附圖的簡要說明本發(fā)明其它的方面、特征和優(yōu)點出現(xiàn)在以下參照附圖所作的描述中，諸附圖不帶任何限制性質(zhì)地示出了本發(fā)明的優(yōu)選實施例。
圖1是一直升飛機及其滑橇起落架的局部剖切的示意立體圖。
圖2是一示意的和局部的前視圖，其示出本發(fā)明一直升飛機中的機身外形和起落架的橫梁或橫向構(gòu)件的外形。
圖3至5類似于圖2，示出本發(fā)明的一起落架的前橫向構(gòu)件的變形外形，本發(fā)明的起落架有三種獨特的配置在直升飛機滾動運動過程中立在地面上(圖3)；以低的垂直速度著陸(圖4)時；以及以高的垂直速度著陸(圖5)時。
圖6至8是介于本發(fā)明一起落架的機身底部結(jié)構(gòu)和前橫向構(gòu)件之間的連接裝置的一優(yōu)選實施例的詳圖，圖6是從后面觀看的視圖(沿圖1中的箭頭VI)，示出位于起落架前橫向構(gòu)件上的機身的兩個左推力凸臺。圖7是沿圖6中箭頭VII觀看的處于不工作結(jié)構(gòu)的左外支承點的側(cè)視圖。圖8是沿圖6中箭頭VIII-VIII觀看的處于工作結(jié)構(gòu)的左內(nèi)支承點的側(cè)視圖。
圖9是一曲線圖，示出沿橫坐標(biāo)繪出的本發(fā)明起落架的下沉量E的變化，其為機身和起落架之間傳遞的力F值的函數(shù)，力為對稱的垂直載荷，在縱坐標(biāo)上繪出。
圖10是本發(fā)明旋翼飛機的機身和起落架之間的(可變剛度)連接裝置的一變體實施例的示意面。
具體實施方式現(xiàn)特別地參照圖1，具體地來說，本發(fā)明適用于一配裝到直升飛機21的滑橇起落架20，直升飛機的機身22通過起落架可擱置在地面23上。
在本應(yīng)用的含義中，術(shù)語“滑橇起落架”表示一起落架，其包括兩個滑橇、滑板，或漂浮物，它們總的給以標(biāo)號24和25，并基本上沿旋翼飛機的縱向軸線51延伸?；?4和25通過一前橫向構(gòu)件26和一后橫向構(gòu)件27連接在一起，各個這些橫向構(gòu)件具有兩個呈向下弧形的端部。橫向構(gòu)件的各個外或側(cè)端連接到其中一個滑橇。
參照圖1和2，后橫向構(gòu)件27接受用于在位于橫向構(gòu)件27的中間的一支承區(qū)域或支承點內(nèi)與直升飛機機身(機架)連接的單一連接裝置28。
前橫向構(gòu)件26接受四個用來與機身連接并在四個支承區(qū)域或點內(nèi)延伸的連接裝置(29至32)，所述四個支承區(qū)域或點沿著梁26的中間部分35所延伸的橫向軸線34對稱地設(shè)置在飛機21的(垂直)前-后中間平面33的兩側(cè)上。
在圖2至5中，四個支承點29至32分別將前橫向構(gòu)件26連接到四個支承機身22的地板36的縱梁37、37a上，該四個支承點29至32用黑三角形表示，各個縱梁用一垂直線表示，前橫向構(gòu)件用一代表其中和層纖維的連續(xù)曲線表示。
術(shù)語起落架20的“下沉”用來表示靜止時地面間隙GSO(圖2)和減小時(尤其是著陸時)地面間隙GS(圖3至5)之間的差。
參照圖1、2和10，尤其是，當(dāng)飛機站立在地面上且其旋翼靜止時，其部分的重量通過兩個靠近在一起的支承點30和31傳輸?shù)綑M向構(gòu)件26的中心部分35，而部分的重量傳遞到后橫向構(gòu)件27。在此結(jié)構(gòu)中，兩個外側(cè)向支承點29和32與橫向構(gòu)件26的對應(yīng)支承區(qū)域分開一距離36，該距離例如在幾個毫米的量級上。
選擇好該距離以避免支承點29、32和橫向構(gòu)件26的面對部分之間接觸，即使由于以低于確定值的非零垂直速度著陸而使橫向構(gòu)件26經(jīng)受變形時也應(yīng)如此，其對應(yīng)于圖4所示。在該具有小下沉的結(jié)構(gòu)中，橫向構(gòu)件26的中心部分35下垂，但間隙37保持在外側(cè)向凸臺29、32和橫向構(gòu)件之間。在圖9中，該結(jié)構(gòu)對應(yīng)于曲線圖中的點P1，在該點下沉度E小于一值E0，對此，機身和起落架之間傳遞的力小于值F0。
在圖3所示的(小)滾動結(jié)構(gòu)中，其中，起落架(相對于平面33)非對稱地加載，間隙38同樣地保持在外支承點和橫向構(gòu)件26之間。
對于一高的著陸速度，橫向構(gòu)件26的變形足以導(dǎo)致其頂面和外側(cè)向凸臺29和32之間接觸，如圖5所示這對應(yīng)于(參見圖9)一大于值F0的傳遞力和一大于E0的下沉度E1。
外支承點29和32之間的距離大于“靠近的”或內(nèi)支承點30和31之間的距離，這樣，當(dāng)下沉E達到(和超過)支承點29和32與橫向構(gòu)件接觸時的值E0時，起落架和機身之間連接的垂直剛度和滾動剛度增加沿一垂直軸線的剛度增加對應(yīng)于(參見圖9)曲線圖中從點PC0起的斜率增加。該點對應(yīng)于力F0和下沉E0，它們足以導(dǎo)致側(cè)向凸臺29、32與橫向構(gòu)件的中心部分接觸。
舉例來說，通過靠近的支承點的連接的角剛度可以約為每弧度2×105牛頓米(Nm/rad)，而通過外支承點的角剛度可以是4×105Nm/rad量級。沿垂直軸線的平移剛度對于靠近的支承點可以約為每米7×104牛頓(N/m)，而對于外支承點可以約為1×105N/m。
使用橫向構(gòu)件的中心部分35可便于操作，該橫向構(gòu)件具有的一第二面積矩小于該橫向構(gòu)件端部的面積矩。在圖6所示的實施例中，中心的管形部分35的直徑40由此小于延伸中心部分超過外支承點32的橫向構(gòu)件端部42的直徑41。
參照圖6和8，形成第一連接裝置31的部分的內(nèi)支承點實施為一跨越管子35的叉43。該叉用兩個螺栓44、45固定到一支架46，該支架46將機身地板的主縱梁37連接到叉43在其下面延伸的一第二縱梁37a。
這些螺栓44、45還將機身固定到一彈性的葉片47，即使在導(dǎo)致這兩個部分之間的支承接觸中斷的情形中，該葉片保持橫向構(gòu)件35也接合在叉43內(nèi)，如圖8中的虛線結(jié)構(gòu)所示。
參照圖6和7，形成第二連接裝置的部分的外支承部分32也實施為一在橫向構(gòu)件35上形成一內(nèi)腔49的叉48的形式，同時，只要橫向構(gòu)件的變形不足以致使橫向構(gòu)件抵靠內(nèi)腔49底部處的叉48，則就允許保持所述間隙或距離36至38(如圖2至4所示)。
以類似于對于內(nèi)支承點31所提供的方式，同樣地，外支承部分32的結(jié)構(gòu)包括一葉片50，其通過兩個螺栓51、52連接到叉并與叉合作，以包圍具有較小第二面積矩的橫向構(gòu)件部分35的橫端。
如圖6至8所示，間隔件或柔性的阻尼涂層53至55(例如，由彈性體制成)設(shè)置在橫向構(gòu)件和叉以及抵靠它們的葉片之間接觸的區(qū)域內(nèi)。
尤其是，如圖6所示，用來接受由內(nèi)支承點31傳遞的力的第二縱梁37a具有的厚度和/或機械強度小于用來接受由外支承點32傳遞的力的主縱梁37的厚度和/或機械強度。
參照圖10，用來在起落架和機身之間傳遞力的裝置包括兩個關(guān)于平面33對稱放置的相同的鞍60和61。各個鞍具有一承載表面62、63，其承載抵靠橫向構(gòu)件26的中心部分35并沿相對于橫向構(gòu)件對應(yīng)部分的橫向外形62a、63a傾斜的一橫向外形延伸。因此，各個鞍60、61的內(nèi)部形成“內(nèi)”支承點30、31，而各個鞍60、61的外部形成外支承點29、32。
本發(fā)明能控制旋翼飛機與地面接觸的滾動行為并改進其在地面共振中的穩(wěn)定性；本發(fā)明可以簡單的方式適用于現(xiàn)有的飛機而不顯著地增加重量。
本發(fā)明能達到直升飛機理想的滾動模態(tài)，對此，對于地面共振中呈超臨界的行為，第一旋翼拖曳模態(tài)小于或等于Ω/2，由此，在設(shè)計之后飛機的滾動慣量增加的情形中，消除了任何共振的危險。因此，對于地面共振的控制可集成在起落架內(nèi)，無需添加具有易于隨時間推移或隨溫度變化而變化的剛度和阻尼特征的機械構(gòu)件，例如，無需添加任何需要特殊維護的構(gòu)件。
本發(fā)明能在小載荷和/或速度下減小滑橇起落架著陸時的有效剛度。
尤其是連接裝置的部署能獨立地調(diào)整飛機停在地面上時的滾動角剛度，以便避免地面共振，以及飛機著陸時的垂直和滾動剛度，由此給予它更佳的著陸特性。
權(quán)利要求
1.一旋翼飛機(21)，包括一機身(22)和一滑橇起落架(20)，起落架具有通過一第一橫向構(gòu)件(26)和一第二橫向構(gòu)件(27)互連的滑橇(24、25)，第一和第二連接裝置用來將第一橫向構(gòu)件連接到機身，以及一單一的中心第三連接裝置(28)布置成將力從第二橫向構(gòu)件傳遞到機身和反之亦然，旋翼飛機的特征在于—所述第一連接裝置(30、31)包括兩個第一部分，所述兩個第一部分設(shè)計成放置為騎跨第一橫向構(gòu)件(26)且承載抵靠橫向構(gòu)件，只要在滾動或垂直下沉中第一橫向構(gòu)件(26)的變形保持低于一確定水平的變形，則所述第一連接裝置單獨地起作用，用來將力從第一橫向構(gòu)件(26)傳輸?shù)綑C身；以及—所述第二連接裝置(29、32)包括兩個第二部分，所述兩個第二部分設(shè)計成放置為騎跨第一橫向構(gòu)件(26)且當(dāng)達到或超過橫向構(gòu)件的所述確定水平的變形時承載抵靠橫向構(gòu)件，所述第二連接裝置延伸在第一部分外面的兩側(cè)上，僅當(dāng)?shù)谝粰M向構(gòu)件(26)的變形達到或超過所述預(yù)定水平的變形時，所述第二連接裝置才起作用。
2.如權(quán)利要求
1所述的旋翼飛機，其特征在于，第一橫向構(gòu)件(26)是一在作為后橫向構(gòu)件的第二橫向構(gòu)件(27)前面延伸的前橫向構(gòu)件。
3.如權(quán)利要求
1或2所述的旋翼飛機，其特征在于，連接裝置具有滾動中的角剛度，由于與地面(23)的接觸，所述角剛度隨著起落架下沉(E)的增加而增加。
4.如權(quán)利要求
1至3中任何一項所述的旋翼飛機，其特征在于，設(shè)計成放置騎跨第一橫向構(gòu)件(26)并抵靠在其上的該第一部分呈叉(43)的形式或呈鞍(60、61)的形式。
5.如權(quán)利要求
1至4中任何一項所述的旋翼飛機，其特征在于，設(shè)計成放置騎跨第一橫向構(gòu)件(26)并抵靠在其上的該第二部分呈鞍(60、61)或叉(48)的形式。
6.如權(quán)利要求
1至5中任何一項所述的旋翼飛機，其特征在于，第一連接裝置包括一彈性帶構(gòu)件(47)，所述彈性帶構(gòu)件(47)與各個第一鞍相連以便與其一起操作而包圍第一橫向構(gòu)件，同時由于帶構(gòu)件的彈性變形而允許第一橫向構(gòu)件相對于鞍和在鞍內(nèi)垂直地移動，所以當(dāng)旋翼飛機在飛行中時，用來保持起落架就位。
7.如權(quán)利要求
1至6中任何一項所述的旋翼飛機，其特征在于，連接裝置包括兩個部分(60、61)，所述兩個部分(60、61)放置為騎跨第一橫向構(gòu)件，各個部分相對于第一橫向構(gòu)件(26)的承載表面(62a、63a)具有一坡度的承載外形。
8.如權(quán)利要求
1至7中任何一項所述的旋翼飛機，其特征在于，承載部分對稱地設(shè)置在旋翼飛機的垂直的前-后中間平面(33)的兩側(cè)上。
9.如權(quán)利要求
1至8中任何一項所述的旋翼飛機，其特征在于，包括兩個靠近的內(nèi)支承點(30、31)，所述兩個內(nèi)支承點(30、31)布置成將力從第一橫向構(gòu)件傳輸?shù)綑C身上，反之亦然，以及兩個外支承點(29、32)，所述兩個外支承點(29、32)布置成僅在所述力大于一確定值(E0)、或在作用于地面的沖擊速度大于一確定值時才將力從第一橫向構(gòu)件傳輸?shù)綑C身上，各個外支承點和起落架的前-后中間平面(33)之間的距離大于靠近的內(nèi)支承點和所述平面之間的距離。
10.如權(quán)利要求
1至9中任何一項所述的旋翼飛機，其特征在于，與當(dāng)機身通過外支承點(29、32)擱置在起落架的第一橫向構(gòu)件上時連接裝置滾動的角剛度相比，當(dāng)機身通過內(nèi)支承點(30、31)擱置在起落架的第一橫向構(gòu)件(26)上時連接裝置滾動的角剛度至少約小10％。
11.如權(quán)利要求
1至10中任何一項所述的旋翼飛機，其特征在于，第一橫向構(gòu)件(26)具有一沿其長度變化的第二面積矩。
12.如權(quán)利要求
1至11中任何一項所述的旋翼飛機，其特征在于，第一橫向構(gòu)件(26)的第二面積矩在中心部分處比在中心部分兩側(cè)上延伸的兩個側(cè)向部分處小。
13.如權(quán)利要求
1至12中任何一項所述的旋翼飛機，其特征在于，第一橫向構(gòu)件是管形的。
14.如權(quán)利要求
1至13中任何一項所述的旋翼飛機，其特征在于，與當(dāng)機身通過外支承點(29、32)擱置在起落架上時連接裝置的垂直剛度相比，當(dāng)機身通過內(nèi)支承點(30、31)擱置在起落架上時連接裝置的垂直剛度至少約小10％。
15.如權(quán)利要求
1至14中任何一項所述的旋翼飛機，其特征在于，所述第二連接裝置或外支承點分別基本上與兩個形成機身底部結(jié)構(gòu)的部分的縱向加強結(jié)構(gòu)(37)對齊地延伸。
16.如權(quán)利要求
1至15中任何一項所述的旋翼飛機，其特征在于，起落架是超臨界的。
17.如權(quán)利要求
1至16中任何一項所述的旋翼飛機，其特征在于，具有用來沿第一橫向構(gòu)件(26)的軸線(34)調(diào)整機身支承點(29至32)對于橫向構(gòu)件(26)的位置的裝置。
專利摘要
本發(fā)明涉及一旋翼飛機(21)，其包括一機身(22)和一起落架(20)，起落架具有通過至少一個橫向構(gòu)件(26、27)互連的滑橇(24、25)，連同連接裝置用來將橫向構(gòu)件連接到機身，并具有角剛度，由于與地面(23)的接觸，角剛度隨起落架變化的下沉度(E)而變化。
文檔編號B64C25/52GK1990347SQ200610172007
公開日2007年7月4日 申請日期2006年12月26日
發(fā)明者C·別頓哈德 申請人:尤洛考普特公司導(dǎo)出引文BiBTeX, EndNote, RefMan