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Landeaestell für senkrecht landende und C
startende Luftfahrzeuge
Die Erfindung betrifft ein Landegestell für senkrecht landende und startende Luftfahrzeuge,
wobei an jeder Seite des Rumpfes in Längsrichtung eine Torsionsstabanordnung zum
Abfangen des Landestoßes angebracht ist, von der Stützen nach unten verlaufen, an
deren unteren Enden Stützorgane zur Auflage auf der Landefläche vorgesehen sind.
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Bei senkrecht sartenden und landenden Luftfahrzeugen wird in der Regel
ein Landegestell am Rumpf angeordnet, welches eine Abstützung über eine bestimmte
Länge in Längsrichtung des Luftfahrzeuges ergibt. Die bei normalen Flugzeugen übliche
Dreipunktabstützung ist bei Senkrechtstartern, z. B. Hubschraubern unter anderem
aus dem Grunde nachteilig, da sie z. B. bei Punktlandung zum Aussteuern von Gegenwind
eine schräge Lage in Flugrichtung einnehmen und zwischen den drei Auflagepunkten
relativ große Höhenunterschiede gegen die Horizontale auftreten. Das Aufsetzen an
allen drei Punkten würde dann eine sehr große Sorgfalt erfordern, um ein zu heftiges
Aufprallen zu vermeiden.
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Durch die häufig erforderliche Schrägstellung des Luftfahrzeuges beim
Landen wird jedoch andererseits bei den bekannten Landegestellen, die über eine
größere Länge beidseits des Rumpfes abstützen, eine Abfederung erforderlich, die
eine federnd elastische Winkelbewegung gegen die Flugzeuglängsachse ermöglicht,
so daß ein Längswippen möglich wird, ohne daß die Stützelemente vom Boden abgehoben
werden.
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Es sind bei normalen Flugzeugen Einzelradfederungen bekannt, bei welchen
das Rad entweder über ein Lenkerwerk oder durch die Radstützen direkt mit Federelementen
so verbunden ist, daß es nach außen federnd nachgibt. Als Federelemente werden bei
diesen bekannten Einzelradfederungen unter anderem Torsionsfederstäbe benutzt, die
über ein Lenkerwerk auf die Radstützen wirken, oder es werden auf Torsion belastbare
Gummifederbüchsen verwendet, in denen die Radstütze selbst gelagert ist. Alle diese
bekannten Anordnungen federn jedoch nur eine einzige Radstütze ab. Bei einer sinnngemäßen
Anwendung auf Landegestelle für senkrecht startende oder landende Luftfahrzeuge,
bei denen das auf dem Boden anfliegende Stützelement, z. B. eine Kufe, über wenigstens
zwei unabhängig federnde Stützen mit dem Rumpf verbunden ist, müßte bei sinngemäßer
Anwendung dieser bekannten Anordnung für jede dieser Stützen eine getrennte Federanordnung
am Rumpf vorgesehen werden. Eine derartige Anordnung ist relativ kompliziert und
aufwendig im Aufbau und in der Wartung. Es ist die der Erfindung zugrunde liegende
Aufgabe, ein derartiges Landegestell zu schaffen, bei dem mit einfachsten Mitteln
eine absolut betriebssichere und praktisch wartungsfreie federnde Lagerung für die
Stützen geschaffen wird.
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Gemäß der Erfindung wird dies dadurch erreicht, daß jede der
Torsionsstabanordnungen zwei in der gleichen Achse verlaufende, getrennt wirksame
Torsionsstababschnitte aufweist, die, beide am Rumpf an ihrer Verbindungsstelle
mittels Bügelanordnung drehfest befestigt und im Bereich ihrer freien Enden um ihre
Achse drehbar gelagert sind und daß im Bereich jeder dieser Lagerstellen
je eine Stütze am Torsionsstab drehfest befestigt ist.
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Durch die erfindungsgemäße Anordnung wird also eine einzige Torsionsfederstabanordnung
für die Lagerung beider Stützen an einer Seite des Flugzeugs verwendet, wobei die
Torsionsfederstababschnitte nicht nur eine unabhängige Federung jeder der Stützen
bewirken, sondern gleichzeitig auch als Schwenklagerzapfen dienen. Durch die erfindungsgemäße
Anordnung wird außerdem die Last vom Landegestell auf den Rumpf auf drei Stellen
übertragen, wobei an den beiden Stützen nur eine linear wirkende Schubbelastung
auftritt, d. h., die Befestigungsstelle am Rumpf ist nicht in Drehrichtung
der Beine belastet, während diese Drehbelastung ohne lineare Schubbelastung an einer
im Abstand von den beiden anderen Lagerstellen liegenden Stelle auf den Rumpf übertragen
wird. Dadurch können besondere Verstärkungen an den Befestigungsstellen des Rumpfes
schwach gehalten werden oder ganz entfallen und weiteres Gewicht eingespart werden.
Um
die Lagerstellen in gewissen Grenzen unabhängig von den Schwerpunktsverhältnissen
an den statisch günstigsten Stellen am Rumpf anbringen zu können, können die Torsionsabschnitte
jedes Stabes unterschiedliche Federcharakteristika aufweisen.
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Die jeweils aus einer Torsionsstabanordnung, Stützen und Stützorganen
bestehenden Landegestellteile können in den Rumpf einziehbar sein, was bei der erfindungsgemäßen
Ausführungsform vorzugsweise dadurch erfolgt, daß die Torsionsstababschnitte in
der Bügelanordnung mittels eines lösbaren Sperrorgans drehfest befestigt sind, so
daß nach Lösen des Sperrorgans das ganze Landegestellteil in den Rumpf einklappbar
ist.
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Die Erfindung wird im folgenden an Hand der Zeichnungen an einem Ausführungsbeispiel
näher ererläutert. In den Zeichnungen zeigt F i g. 1 eine Seitenansicht eines
Hubschraubers mit erfindungsgemäßem Landegestell, F i g. 2 das in F i
g. 1 verwendete Landegestell in Vorderansicht, F i g. 3 einen Schnitt
entlang der Linie 3-3 in Fig. 1,
F i g. 4 einen Schnitt entlang
der Linie 4-4 in F i g. 1,
Fig. 5 einen Schnitt entlang der Linie
5-5 in Fig. 1, und Fig. 6 eine Abwandlungsform des erfindungsgemäßen
Landegestells.
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Das Landegestell ist an einem Hubschrauber 1 befestigt, der,
wie aus der Fig. 1 hervorgeht, einen Pilotenraum 2, einen Motor
3, eine Rotorsäule 4, an deren oberem Ende ein Rotor 6 liegt, und
einen Schwanz 7 mit einem Schwanzrotor 8 aufweist.
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Das erfindungsgemäße Landegestell gemäß Fig. 1
bis
5 besteht aus zwei identischen, den Stoß absorbierenden Teilen
9, 11. Wie in F i g. 2 gezeigt, ist jeder Teil des Landegestells an
einem Konstruktionselement 12, 13 der Zelle befestigt. Jeder Teil des Landegestells
besteht aus der Torsionsstabkonstruktion 16, die sich entlang der Flugzeugunterseite
14 erstreckt. Sie besteht aus zwei Stabsabschnitten 17,
18, die sich
an ihrer Verbindungsstelle 37 a von einer drehfesten Bügelanordnung
19 über Längen L bzw. L, erstrecken. Die Außenenden 21, 22 der Torsionsstababschnitte
17, 18 sind in Drehlagern 23, 24 an der Zelle gelagert. Der Bügel
19 und die Drehlager 23,
24 sind am oberen Ende 26, 27 bzw.
28 gabelförmig ausgebildet und umfassen das Konstruktionselement 12. Sie
sind mittels Nieten 29 festgelegt. Bügel bzw. Lager weisen in Abstand stehende
Arme (31, 31';
32, 32' bzw. 33, 33') auf, in welchen fluchtende,
den Torsionsstab aufnehmende Bohrungen H vorgesehen sind. Zwischen den Armen der
Bügelanordnung ist eine Büchse 34 eingeschweißt.
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Bei der in der F i g. 4 gezeigten Ausführungsform der Erfindung
besteht der Torsionsstab aus zwei getrennten Rohren mit den Durchmessern
D bzw. d,
deren Innenenden 35, 36 ineinandergesteckt sind. Ein
Steckstift 37 ist in entsprechende Bohrungen in der Büchse 34 und den Torsionssrohren
eingesteckt und mittels Rasten 38 gesichert. Die Rastnasen sind durch einen
gefederten Zapfen 39 vom Knebelgrif 40 des Steckstiftes auslösbar.
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Wie am besten aus der F i g. 4 hervorgeht, sind dic gegenüberliegenden
Außenenden 21, 22 des Torsionsstabes in ihren Drehlagern 23, 24 drehbar gelagert.
An diesen Enden sind Lagerhülsen 41, 42 angeschweißt. In den Lagerhülsen 41, 42
sind dic Stützen 43, 44 mittels Schrauben 46 befestigt.
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An den unteren Enden der beiden Stützen 43, 44 ist eine Kufe 47 befestigt.
Die Kufe besteht aus eineim Rohrstück 48, welches über Verbindungsstücke 49 mit
Konsolen 50 an den unteren Strebenenden, z. B. mittels Schrauben
51, befestigt ist.
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In Abhängigkeit vom Landestoß können sich die Stützen über einen vorher
festgelegten Winkel (F i g. 3) bewegen. Die Stützen 43, 44 und die daran
befestigte Kufe 48 kann gegen andere Stützen 56,
57 ausgetauscht werden,
an deren unteren Enden Räder 58, 59 angeordnet sind (F i g. 6). Schwimmei
oder andere Landeorgane können in gleicher Weise angebracht werden.
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Wenn die Stifte 37 herausgezogen werden, ist das ganze Landegestell
an den Rumpf anklappbar.