JP3512312B2

JP3512312B2 - ヘリコプター着陸装置

Info

Publication number: JP3512312B2
Application number: JP15253997A
Authority: JP
Inventors: フェルナンドルイバルクエンリ; ピエールプリュドムラクロワ; フランソワロベールメロウジョウゼフ
Original assignee: ユウロコプテフランス
Priority date: 1996-06-10
Filing date: 1997-06-10
Publication date: 2004-03-29
Anticipated expiration: 2017-06-10
Also published as: CN1169936A; FR2749561A1; US5860621A; GB9711951D0; CA2207787A1; GB2314053A; JPH1053199A; ITMI971354A0; GB2314053B; FR2749561B1; CA2207787C; ITMI971354A1; CN1077060C; IT1292112B1

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明はヘリコプター着陸装
置に関し、特に、地面に立つための長手方向支持ストレ
ッチを各々が有し、連結装置によって航空機の構造に取
り付けられる前部クロスピースおよび後部クロスピース
に連結されている２本のそりを有し、この後部クロスピ
ースはその下降ブランチの両端で長手方向支持ストレッ
チの後部に取り付けられている軽ヘリコプターのための
着陸装置に関する。

【０００２】

【従来の技術】従来、そりを備えた着陸装置には主とし
て次の４つの部材、すなわち頂部において機体に連結さ
れる２本のクロスピースと、このクロスピースの底部に
連結される、地面に接触するための２本のそりとを有し
ている。このような従来の着陸装置は例えば、米国特許
２，６４１，４２３号公報および仏国特許１，５７８，
５９４号公報に記載されている。

【０００３】

【発明が解決しようとする課題】着地時に、衝撃エネル
ギーはクロスピースの弾性変形によって、次に塑性変形
によって、基本的には屈曲モードで動作することにより
吸収される。一般に、クロスピースは鋼鉄管で、そりは
アルミ管で作られている。この構成の主要な欠点はシス
テムの剛性が非常に大きいことであり、その結果、着地
時における加速度が大きくなり、「大地共振」として知
られている現象に対しての振動を適合せることが困難な
り、そして着陸装置の重量がかなり大きくなる。

【０００４】本発明の目的は、従来技術のこうした欠点
を克服し、上記の欠点を著しく減少させた、すなわち、
重量を約２０％減らし、製造方法を簡素化し、コスト
を約１０％減らし、着地時における荷重係数を約１０
％減らし、そして機械的な大地共振防止システムを除去
した、新しい構造のヘリコプター着陸装置を提供するこ
とにある。

【０００５】

【課題を解決するための手段】この目的のために、冒頭
に定義した種類の本発明による着陸装置は、そりの各々
はその前部で、長手方向支持ストレッチの面より上に、
地面に立つための前記長手方向支持ストレッチに対して
それ自体は横方向を向いている２重の屈曲部のある傾斜
した遷移域を有しており、２つの遷移域は一緒になっ
て、そりの長手方向支持ストレッチの地面との接触面の
前部境界に対して、前方または後方のいずれかに向かっ
てオフセットしている一体化された前部クロスピースを
構成していることを特徴とする。

【０００６】この着陸装置の後部は、着地時に、地面と
接触して着陸装置の前部構成部材と後部との間の不等ね
じれを主として伝達して、そりの実際の機能を担うこと
になる。このようにして「そり」部と一体化されている
前部クロスピースは、エネルギー全体の均衡に寄与し、
前記遷移域の屈曲のおかげて、滑走着地の間に生じる力
を吸収するという主な機能を果たして、滑走速度が非常
に大きいときに、後部に向かって着地装置が完全に破壊
するのを防ぐことになる。そりの前に突き出るように、
または後方にオフセットするように配置されているこの
一体化された前部クロスピースの全体形状は主として、
着陸装置の両側（右および左）における２つの異なる面
での管の曲げに基づいていることが理解される。

【０００７】大地共振の挙動は、特に着陸装置のロール
剛性によって特徴づけられる。着陸装置が、例えば後部
の１点と前部の２点によって構造に固定されていると
き、ピッチ軸に対するねじり剛性は主として、前部クロ
スピースの屈曲により得られる。前部クロスピースが地
面に立っている複数の点が、航空機の構造への取り付け
点に対して航空機の前部に向かって長手方向にオフセッ
トしている変形例では、この組立体のロール作用が前部
クロスピースが純粋な屈曲の代わりにねじりと屈曲の双
方を引き起こすという利点がある。ロール剛性がこれに
よって低下し、これは、ロールモードにおけるヘリコプ
ターの大地共振挙動を改善し、事故を引き起こす恐れの
ある発散現象を防止する。

【０００８】本発明の他の重要な特徴によれば、そりと
クロスピースとからなる組立体はアルミニウム管により
構成され、このアルミニウムは破壊強さの約７５％の弾
性限界と少なくとも１２％の相対破断点伸びを有するこ
とを特徴とする。

【０００９】また、上記の前部と後部のクロスピースを
構成する管の肉厚が、クロスピースの中央断面と対応す
るそりとの接続部の間で次第に減少しているのが有利な
点である。

【００１０】こうした種々の構成によって、着陸装置の
寸法の要求条件を満たすことが可能になり、そして以下
の３つの基準、すなわち (a) 通常の垂直衝撃速度に相当するエネルギーの吸収
と、 (b) 残留たわみを生じさせる臨界着陸速度が通常の運転
範囲外にあることと、そして (c) 追加の共振防止システムの使用を避けることができ
る充分な可撓性とを満たすことが可能になる。

【００１１】後部クロスピースは従来の方法で長手方向
支持ストレッチの後部に連結することができる。このよ
うにして、後部クロスピースの下降ブランチの先端をア
ルミニウムの継手を介してそりの長手方向支持ストレッ
チに取り付けることが可能になる。

【００１２】一体化された前部クロスピースも、後部ク
ロスピースと同様に、航空機の構造に接続される装置と
共に、様々な変形例にしたがって具体化することができ
る。したがって、本発明による着陸装置は、屈曲状態に
あるクロスピースの連続性を確立する取外し可能な接続
手段によってクロスピースの中央近くで互いに連結され
ている２つのハーフブランチからなっているという特徴
を有することが可能になる。

【００１３】しかし１つの変形例として、前部クロスピ
ースが、対応するそりの前部に、当該遷移域の２つの屈
曲部の間に位置する取外し可能な接続手段によって両端
がそれぞれ連結されている１本のブランチからなること
も可能であろう。

【００１４】両方の場合において、アルミニウムから作
られているねじ付き継手装置からなるか、または取付け
環からなる接続手段を用いることができ、あるいは、取
外す可能性がないときには、この接続は接着または溶接
によって行うことができる。

【００１５】上記の前部および後部のクロスピースと航
空機の構造との間の連結装置については、これらの連結
装置は、回転時の摩擦を制御できるタイプであり、この
ためにエラストマータイプの弾性材料から作られている
軸受が間に配置された、クロスピース管を締め付ける２
つの半環または同様な装置とすることができる。実際、
本発明の特徴の１つは、この着陸装置の正常動作中、前
部クロスピースと構造との間に相対的な回転運動がある
ということである。この運動は考えられる衝撃を吸収す
るために使用することができる。

【００１６】このように、これらの連結装置は回転の自
由度を許容することによって、大きなたわみによる局部
的な応力とモーメントを減らすことができる可撓性を持
つことになる。

【００１７】特にヘリコプターの寸法および重量に応じ
て、着陸装置とヘリコプターの構造との間にこれらの連
結装置を配置するための幾つかの異なった構成を提供す
ることも可能であろう。

【００１８】例えば、航空機の構造と連結される少なく
とも３つの装置を含み、それらの１つは前記クロスピー
スの１つに中央において取り付けられており、そして他
の２つは一方が着陸装置の長手方向軸の各側にあって互
いに間隔をおいて配置されて他方のクロスピースに取り
付けられている着陸装置か、または航空機の構造と連結
される４つの装置を含み、それらの２つはクロスピース
の一方に、そして残りの２つは、クロスピースの他方に
取り付けられ、そして着陸装置の長手方向軸の各側に互
いに間隔をおいて配置されている着陸装置を提供するこ
とも可能であろう。

【００１９】また、２つのクロスピース部分の間の中央
部分にすき間を有する前部または後部のクロスピースを
使用できることは有利な点であり、この場合、航空機の
構造に連結される上記装置は、弾性復帰付きの関節部と
して上記部分の両端に取り付けられる。

【００２０】本発明のもう１つの特徴によれば、上記後
部クロスピースはその前部が、前縁を形成する空気力学
的断面形を有する曲管からなり、この管は、後縁を形成
する他の整形板により後部に向かって延びている。

【００２１】この構成は、基準の管と同じ剛性を与える
寸法による強さと、ヘリコプターの安定性に関する空気
力学的作用とを与えるという２重の機能を果たすことに
なる。他の整形板に関しては、クロスピースのたわみ強
さに関与しないようにすることも可能であり、そして、
ねじ、リベットまたは接着のような適宜な手段で前方の
構造部に取り付けることが可能であろう。

【００２２】着陸装置はまた、キャビンへのアクセスド
アの下方で、そりの前部の傾斜した遷移域に取り付けら
れ、前記遷移域から後部のみに向かって延びている踏み
板をが含むことができ、これによってどのようなケーブ
ルも滑らせることができるので、ヘリコプターの下部で
ケーブルカッターを使用する必要がなくなる。

【００２３】

【発明の実施の形態】次に、本発明の実施の形態を図面
を参照して説明する。なお、本発明の実施の形態は添付
図に限定されるものではない。

【００２４】図１において、Ｐは、全体がアルミニウム
管から作られている、着陸装置の２本のそりの全体を指
しており、地面に立つためのその長手方向支持ストレッ
チの真直な部分は、参照番号１が付されている。これら
の支持ストレッチ１はその後部において、クロスピース
２の下降ブランチ２ａの両端に固定されているアルミニ
ウムの継手３によって後部クロスピース２に連結され、
これらの下降ブランチ２ａは、垂直面内において曲げら
れたあと後部クロスピース２の中央の傾斜部まで延びて
いる。取付け継手３は、図３（ａ），（ｂ）により明確
に示されている。それらはＴ字をなしており、これらの
立ち上がりステムはブランチ２ａにねじ止めされ、水平
ブランチはそりＰの対応する支持ストレッチ１にリベッ
ト締めされており、これらの固定手段は勿論、単なる一
例としてのみ示されている。

【００２５】後部クロスピース２は、図２において横断
面が示されている連結装置４によって、航空機の強固な
構造Ｓに取り付けることができる。この装置は、フレー
ム４ａからなり、クロスピース２の管の上に跨がってい
るその一部と、ねじ付きカバー４ｂの窪み部分は、エラ
ストマーコーティング５で裏打ちされ、これにより回転
時に弾性復帰する軸受を得ることが可能になり、着地時
にクロスピース２に掛かるモーメントおよびその他の力
に対する着陸装置の挙動に関して上記の利点が得られ
る。

【００２６】そりＰの各々は、その前部で、対応する長
手方向支持ストレッチ１の後に、一体化された前部クロ
スピース８を構成する前に２重の屈曲部を有する遷移域
Ｔを有している。この遷移域Ｔは、支持ストレッチ１を
上方に曲げている半径Ｒの第１の屈曲部Ｃ１（図４
（ａ）参照）と、この屈曲部Ｃ１に続く、後に実際の前
部クロスピース８が横方向に延びている例えば半径Ｒの
第２の屈曲部Ｃ２（図４（ｂ）参照）とによって得られ
る。

【００２７】この一体化された前部クロスピース８は、
例えば、屈曲状態のクロスピースの連続性を確立する取
外し可能な接続手段によって、クロスピースの中央で互
いに連結されている長さが等しい２つのハーフブランチ
８ａ、８ｂからなっている。この接続手段は、ねじによ
ってクロスピース８に固定することができる図５に示さ
れているようなアルミニウム製で、剛性がある、強固な
継手装置９で具体化できる。図９（ａ），（ｂ）に示さ
れている変形例では、この装置は、取り外しできるよう
に、ボルト１１によってクロスピース上に止められてい
る取付け環１０を有する装置に代えることができる。

【００２８】もし取外しの必要性がない場合には、クロ
スピース８のハーフブランチ８ａ、８ｂの間の接続部
に、接着剤を付けた継手、あるいは管用の溶接可能なア
ルミニウムを用いて、溶接された取付け材をも配置する
ことが可能である。

【００２９】１つの変形例として、前部クロスピース８
をそりＰの２つの遷移域Ｔの間の１本のブランチとして
構成することも可能で、この場合、そりの前部は、例え
ば対応する各遷移域Ｔの２つの屈曲域Ｃ１とＣ２の間
に、取外し可能な接続手段９または１０を備えている。
この変形例は、継手手段９について図１０に見ることが
できる。

【００３０】一体化された前部クロスピース８と航空機
の構造Ｓとの連結については、後部クロスピース２のた
めに用いられる手段と同じタイプの手段を備えることに
よって可能となろう。回転時の摩擦が制御される連結装
置６のような連結装置を用いることでき、その１つの装
置が図６に横断図で示されている。前記装置４と同様
に、フレーム６ａとねじ付きカバー６ｂは、所望の弾性
を有するエラストマーコーティング７で内側が裏打ちさ
れている。

【００３１】図１においては、一体化された前部クロス
ピース８とヘリコプターの構造Ｓとの間の２つの連結装
置６が示されており、そして後部クロスピース２とこの
構造との間の１つの連結装置４が示されているが、前部
には１つの連結装置６が用いられ、後部には２つの連結
装置４が用いられる図１１（ａ）に示されるような逆の
配置も勿論考えられる。図１１（ｂ）に示されているよ
うに、後部には２つの装置４、そして前部に２つの装置
６を配置することも考えられる。

【００３２】更にもう１つの変形例では、一体化された
前部クロスピース（図１１（ｃ））または後部クロスピ
ース（図１１（ｄ））は、前部クロスピースには参照符
号ｔ、後部クロスピースには参照符号ｔ′が付されてい
る２本の管状クロスピース部分の間に中央すき間があ
る。この場合、連結装置６および４はそれぞれこれらの
部分の端に取り付けられ、他の実施形態の場合と同様
に、回転時に弾性復帰を行う接合部として働く。

【００３３】図１１（ｅ）は図１１（ａ）の変形例であ
り、前部クロスピース８を後方に向かってオフセットさ
せる可能性を示している。他の実施形態では全てこのク
ロスピースは前方に突出しており、すなわちそりの長手
方向支持ストレッチの地面との接触面の前部境界に対し
て前方にオフセットしているが、図１１（ｅ）に示され
ている実施形態においては、このクロスピース８は後退
し、すなわち前部境界に対して後方にオフセットされて
いて、これは上述したような特殊な利点を生じる。

【００３４】本発明は、また、以下のような構造を付け
加えることもできる。 (a) 後部クロスピース２は、円形断面を有する管から構
成される代わりに、２つの部分、すなわち基準の管と同
じ剛性を有する一方でヘリコプターの安定性を高める空
気力学的断面形を有するアルミニウム製の前部管状部
２′と、前記管状部２′に付け加えられ、かつクロスピ
ースの後縁を構成する、例えばカーボン、アラミド、ガ
ラス、または合成繊維をベースにした素材から作られる
整形板２″とから構成することも可能である。 (b) キャビンへのアクセスドアの下の前部クロスピース
８に、図１および図１０に示されているように、クロス
ピースから前部に向かって延びている踏み板Ｍ 'を取り
付けることもできる。しかし、図８に示されているよう
に、このクロスピース８を前方にずらすことによって、
踏み板Ｍをクロスピース８から後部に向かって延びるよ
うにすることもでき、これによって、ヘリコプターの下
の前部でケーブルカッターを使用する必要がなくなる。 (c) 最後に、磨耗と摩擦を減少させるためにステンレス
鋼のプレートＡをそりＰの下に取り付けることができる
（図１および図１０）。これらのプレートは、連結ねじ
を用いて、取外し可能にそりＰに取り付けることもでき
る。

【００３５】図１２と１３によって、本発明による一体
化された前部クロスピース８を備えている着陸装置の挙
動（図１３）を、後部クロスピースと同様な方法で取り
付けられている前部クロスピースを有する従来の着陸装
置の挙動（図１２）とを比較することができる。

【００３６】管の特殊な構造（有限要素法によって決定
される管壁の厚さと強さの特性）のお陰で、後部クロス
ピース２は、従来の後部クロスピースよりも非常に大き
なたわみを受けることができ、その結果、着地の衝撃を
良好に吸収することが判る。屈曲状態における前部クロ
スピース８のたわみと、遷移域の弾性屈曲によって可能
になる前部クロスピースの回転のために、前部クロスピ
ースにおいても同様な結果が得られる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明によるヘリコプター着陸装置の斜視図で
ある。

【図２】航空機に後部クロスピースを連結する弾性復帰
付き連結装置の横断面図である。

【図３】後部クロスピースの下降ブランチの両端に設け
られている継手を示す図であり、同図（ａ）は対応する
長手方向支持ストレッチの軸を通る断面図であり、同図
（ｂ）は前記軸に垂直な断面図である。

【図４】着陸装置の前部の側面図であり、同図（ａ）は
地面に立つための対応する支持ストレッチと前部クロス
ピースとの間の管状遷移域の一つの屈曲部の示す図であ
り、同図（ｂ）はクロスピースの先行部分と直線部分と
の間の遷移域の他の屈曲部を示す、同図（ａ）のＩＶ−
ＩＶ線にそった矢視図である。

【図５】前部クロスピースの２つのハーフブランチを連
結するための取外し可能な継手の軸方向の断面図であ
る。

【図６】前部クロスピースとヘリコプターの構造との連
結を可能にする、回転における弾性復帰を備えた連結装
置の、クロスピースの軸の垂直な面における断面図であ
る。

【図７】空気力学的な輪郭を有する後部クロスピースの
横断面図である。

【図８】踏み板の配置を示す、本発明による着陸装置を
備えたヘリコプターの前部の部分的側面図である。

【図９】前部クロスピースの２つのハーフブランチを連
結するために用いることができる１つの変形例としての
取付け環を示す図であり、同図（ａ）は軸方向の断面
図、同図（ｂ）はその横断面である。

【図１０】前部クロスピースと、対応するそりの前部と
の取外し可能な接続手段の位置決めのための変形例を示
す着陸装置の前部の部分的な斜視図である。

【図１１】前部および後部のクロスピースと航空機の構
造とを結合するための装置の配置を示す図であり、同図
（ａ）は１つの変形、同図（ｂ）はもう１つの変形、同
図（ｃ）は更にもう１つの変形例、同図（ｄ）はまた別
の変形例を示す図であり、同図（ｅ）は後部に対して一
体化された前部クロスピースをオフセットする可能性を
示す図である。

【図１２】従来の基準の着陸装置の変形を示す斜視図で
ある。

【図１３】本発明による着陸装置の変形を同じスケール
で示す図である。

【符号の説明】

１長手方向支持ストレッチ（支持ストレッチ）２後部クロスピース２′ 前部管状部２″ 整形板２ａ下降ブランチ３継手４、６連結装置４ａ、６ａフレーム４ｂ、６ｂカバー５、７エラストマーコーティング８前部クロスピース８ａ、８ｂハーフブランチ９継手装置（接続手段）１０取付け環（接続手段）１１ボルトＡプレートＣ１第１の屈曲部Ｃ２第２の屈曲部Ｍ、Ｍ′ 踏み板ＰそりＲ半径Ｓ航空機の構造Ｔ遷移域

フロントページの続き (72)発明者ラクロワピエールプリュドムフランス国 13127 ヴィトロールシュマンデュポロ 17 (72)発明者ジョウゼフフランソワロベールメロウフランス国 13127 ヴィトロールアレイドラガラーンス８ (56)参考文献米国特許5065958（ＵＳ，Ａ) 米国特許5358201（ＵＳ，Ａ) 米国特許5462242（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) B64C 25/32 B64C 25/52

Claims

(57)【特許請求の範囲】

【請求項１】地面に立つための長手方向支持ストレッ
チ（１）を各々が有し、連結装置（４、６）によって航
空機の構造（Ｓ）に取り付けられる前部クロスピース
（８）および後部クロスピース（２）に連結されている
２本のそり（Ｐ）を有し、該後部クロスピース（２）は
その下降ブランチ（２ａ）の両端で前記長手方向支持ス
トレッチ（１）の後部に取り付けられているヘリコプタ
ー着陸装置において、前記そり（Ｐ）の各々はその前部
で長手方向支持ストレッチの面より上に、地面に立つた
めの前記長手方向支持ストレッチ（１）に対してそれ自
体は横方向を向いている、２重の屈曲部（Ｃ１、Ｃ２）
を有する傾斜した遷移域（Ｔ）を有しており、２つの前
記遷移域は一緒になって、このようにして、前記そり
（Ｐ）の前記長手方向支持ストレッチ（１）の地面との
接触面の前部境界に対してオフセットしている一体化さ
れた前部クロスピース（８）を構成していることを特徴
とするヘリコプター着陸装置。
【請求項２】前記そり（Ｐ）とクロスピース（２、
８）からなる組立体がアルミニウム管により構成されて
いる、請求項１記載のヘリコプター着陸装置。
【請求項３】前記管の前記アルミニウムは破壊強さの
約７５％の弾性限界と少なくとも１２％の相対破断点伸
びを有する、請求項２記載のヘリコプター着陸装置。
【請求項４】前記前部クロスピース（８）と前記後部
クロスピース（２）とを構成する前記管の肉厚は前記ク
ロスピースの中央断面と対応する前記そり（Ｐ）との接
続部の間で次第に減少している、請求項２または３記載
のヘリコプター着陸装置。
【請求項５】前記後部クロスピース（２）の下降ブラ
ンチ（２ａ）の両端は、アルミニウムの継手（３）を介
して前記そり（Ｐ）の前記長手方向支持ストレッチ
（１）に固定されている、請求項１から４のいずれか１
項に記載のヘリコプター着陸装置。
【請求項６】前記前部クロスピース（８）は、屈曲状
態にあるクロスピース（８）の連続性を確立する取外し
可能な接続手段（９または１０）によって前記クロスピ
ース（８）の中央近くで互いに連結されている２つのハ
ーフブランチ（８ａ、８ｂ）からなっている、請求項１
から５のいずれか１項に記載のヘリコプター着陸装置。
【請求項７】前記前部クロスピース（８）は、対応す
る前記そり（Ｐ）の前部に、取外し可能な接続手段（９
または１０）によって両端がそれぞれ連結されている１
本のブランチからなり、前記接続手段は当該遷移域
（Ｔ）の２つの屈曲部（Ｃ１、Ｃ２）の間に配置されて
いる、請求項１から５のいずれか１項に記載のヘリコプ
ター着陸装置。
【請求項８】前記接続手段はアルミニウムから作られ
ているねじ付き継手装置（９）からなるか、または取付
け環（１０）からなる、請求項６または７記載のヘリコ
プター着陸装置。
【請求項９】前記前部クロスピース（８）および前記
後部クロスピース（２）と前記航空機の前記構造（Ｓ）
との間の前記連結装置（４、６）は、回転時の摩擦を制
御できるタイプであり、このために、エラストマータイ
プの弾性材料（５、７）から作られている軸受が間に配
置されている、前記クロスピース管を締め付ける２つの
ハーフカラーまたは同様な装置（４ａ、４ｂまたは６
ａ、６ｂ）を含む、請求項１から８のいずれか１項に記
載のヘリコプター着陸装置。
【請求項１０】前記航空機の前記構造（Ｓ）と連結さ
れる少なくとも３つの装置を含み、それらの１つ（４ま
たは６）は前記クロスピース（２または８）の１つに中
央において取り付けられており、そして他の２つ（６ま
たは４）は、一方が前記着陸装置の長手方向軸の各側に
あるように互いに間隔をおいて配置されて他方の前記ク
ロスピース（８または２）に取り付けられている、請求
項１から９のいずれか１項に記載のヘリコプター着陸装
置。
【請求項１１】前記航空機の構造（Ｓ）と連結される
４つの装置（４または６）を含み、それらのうちの２つ
は前記クロスピースの一方（２）に、そして残りの２つ
は、前記クロスピースの他方（８）に取り付けられ、そ
して前記着陸装置の長手方向軸の各側にあって互いに間
隔をおいて配置されている、請求項１から９のいずれか
１項に記載のヘリコプター着陸装置。
【請求項１２】前記前部クロスピース（８）または前
記後部クロスピース（２）は２つのクロスピース部分
（ｔ、ｔ′）の間の中央部分にすき間を有し、前記航空
機の構造（Ｓ）に連結される前記連結装置（６または
４）は弾性復帰付き関節部として前記部分（ｔまたは
ｔ′）の両端に取り付けられる、請求項１１記載のヘリ
コプター着陸装置。
【請求項１３】前記後部クロスピース（２）は、その
前部に関しては、前縁を形成する空気力学的断面形を有
する曲管（２′）からなり、該曲管は後縁を形成する他
の整形板（２″）によって前記後部に向かって延びてい
る、請求項１から１２のいずれか１項に記載のヘリコプ
ター着陸装置。
【請求項１４】踏み板（Ｍ）がキャビンへのアクセス
ドアの下方で、前記そり（Ｐ）の前部の傾斜した遷移域
（Ｔ）に取り付けられており、これらの踏み板（Ｍ）は
前記遷移域（Ｔ）から前記後部のみに向かって延びてい
る、請求項１から１３のいずれか１項に記載のヘリコプ
ター着陸装置。
【請求項１５】前記一体化された前部クロスピース
（８）は前記そり（Ｐ）の前記長手方向支持ストレッチ
（１）の地面との接触面の前部境界に対して前方にオフ
セットしている請求項１〜１４のいずれか１項に記載の
ヘリコプター着陸装置。
【請求項１６】前記一体化された前部クロスピース
（８）は前記そり（Ｐ）の前記長手方向支持ストレッチ
（１）の地面との接触面の前部境界に対して後方にオフ
セットしている、請求項１から１４のいずれか１項に記
載のヘリコプター着陸装置。