JP5689459B2 - フロアを支持するクロスメンバを有する航空機 - Google Patents

Description

本発明は、航空機の構造に関するものである。

本願において、Ｘ方向及びＹ方向が水平で、Ｚ方向が垂直である、従来の直交性座標系Ｘ、Ｙ、Ｚを使用する。Ｘ方向は、航空機の胴体の長手方向であり、Ｙ方向はその横断方向である。

航空機において、Ｙ方向に伸びるクロスメンバによって、胴体のフロアを支持することは公知である。胴体は、平板状でＸ方向に沿って互いに間隔を置いた、概ね環状の複数のフレームを有する。各クロスメンバは、複数のフレームのうちの１つの終端に固定される。各クロスメンバは、それ自身がフレームの低い部分に締結される垂直柱に載せられる。これにより、堅くて強い組立体が設けられる。

にもかかわらず、この種の装置は、欠点を有する。フロアにより伝達される負荷はクロスメンバとフレームとの間の接続点において曲げモーメントを生成し、この曲げモーメントがＸ軸周りにフレームに作用する。飛行中に航空機の構造物に現れる応力は、Ｙ方向に作用する同じ位置で剪断力も生成する。これらの応力は、それぞれ、クロスメンバとフレームとの間の接続部分で剪断を引き起こし、一方の該部分でへこみ（flattening）や破壊を引き起こす。これらのさまざまな応力は、問題の部分を補強することを必要にし、それによって、重量及び航空機の製造コストにおいて不利益を生じる。

本発明の目的は、この点に鑑み、航空機のフロアの支持部を改善することにある。

この目的を達成するために、本発明では、航空機は、
胴体内に設けられた少なくとも１つのフロアのクロスメンバと、
上記胴体内において上記クロスメンバを支持する少なくとも１つの支持部と、
少なくとも１つの可撓材を含み上記支持部にクロスメンバを接続する少なくとも１つのベアリングとを含み、上記クロスメンバは、上記支持部に対して移動可能に構成されている。

この構成により、ベアリングの材料がクロスメンバ及び支持部を形成している材料よりも柔軟であることを理解すべきである。

このように、材料の柔軟性はベアリングを変形可能にし、それによって、クロスメンバが支持部に対して移動することを可能にする。移動可能な能力は、Ｘ軸周りのモーメントの伝達、さらにはＹ方向に沿う剪断力の伝達を削減する。さらに、ベアリングの可撓材が、曲げ及び剪断応力を受け、また圧縮力（flattening forces ）を受ける。

さらにまた、可動で固い部品だけで構成されるベアリングは、部品が摩耗を受け、埃が付着するという危険にさらされる。長い目で見れば、この種のシージング（seizing ）は、クロスメンバと支持部との間の接合部からのノイズを引き起こし、それは航空機の乗客にとって不快である。加えて、この種のシージングは、動く部分が強く押され、早期に壊れるの危険性を高める。

加えて、可撓材のため、そして、ベアリングの形状に関係なく、パーツ間の接続は玉継ぎ手によって設けられたものと類似している。これは、ベアリングが他の部品に対して可動であるように取り付けられない場合であっても適用される。ベアリングは、このようにＸ、Ｙ及びＺのいずれかの方向の剪断応力、さらにはそれらの３つの方向の圧縮力に適応できる。これは、他の部品からこれらの応力の負荷を取り除くのに役立つ。

クロスメンバ及び／又は支持部が、他で応力を加えられている結果として変形される場合であっても、これらの効果を持続することができる。

クロスメンバと支持部と間の相対的可動性及び応力に適応する支持能力の特性は、ベアリングを構成している可撓材のタイプに応じてより大きくなったり、より小さくなったりする。

さらにまた、この種のベアリングを配置することは、部品間での振動の伝達を制限し、それによって、振動を取り除く頻度を増やす。これは、振動及びノイズに関して航空機に乗ったときの快適さを改善するのに役立つ。

材料は、好ましくは弾性体である。

このように、部品が移動し、及び／又は相対的な方法で変形された後、特にもはや応力を加えられなくなると、部品は最初の位置に戻る。

例えば、材料は、エラストマーである。

可撓材は第１の材料であり、ベアリングは、第１の材料の２つの層の間に挿入される第２の材料でできている少なくとも１つの挿入物を含み、第２の材料が第１の材料よりも堅いのが望ましい。

この種の挿入物は、ベアリングを補強し、初めに選択された可撓材の機能としての機械的性質を調整するのに役立つ。

挿入物は、ベアリングの主軸を中心とする円周方向においてのみ伸びているのが望ましい。

ベアリングをより強く予想される応力に適合させるために、特定のゾーンにおいて、又は、特定の半径方向において、異なる特性を与えることができる。

さらに一般的にいえば、ベアリングが、ベアリングの主軸に対して放線状である少なくとも２つの方向において異なる弾性を有するように構成してもよい。

ベアリングは、環形状（特に円筒形状）であるのが望ましい。

この種の形状は、特にベアリングが環形状により定義される軸の周りに作用する曲げモーメントに適応することを可能にするために望ましい。

ベアリングは環形状により定義される軸を有し、その軸はクロスメンバの長手方向に対して垂直な水平方向に延びるのが望ましい。

このように、ベアリングは、特にＸ軸周りの曲げモーメントを吸収するのに適している。

航空機は、２つの同心リングを有し、ベアリングがその２つのリングの間に配置され、２つのリングのうちの１つによってベアリングを収容するためのハウジングを形成した状態で、２つのリングの一方がクロスメンバに接続され、他方が支持部に接続されているのが望ましい。

支持部及びクロスメンバのうちの少なくとも１つは、クロスメンバの長手方向に平行な垂直壁を含み、それにより、支持部及びクロスメンバのうちの１つに接続されているのが望ましい。

この配置は、特に各支持部のＸ軸周りのモーメントの吸収を強化することが望まれるときに、組立体が単純な方法で取り付けられることを可能にする。

支持部及びクロスメンバのそれぞれが、この種の壁を含み、２つの壁がベアリングへの接続面を有し、両者が同じ方向に伸びるのが望ましい。

この配置は、組立体を製造するのを容易にする。

１つの実施形態において、支持部は、クロスメンバの少なくとも１つの端で、そして、好ましくは両端でクロスメンバに接続するフレームを有する。

前の実施形態と互換性を持つ他の実施形態において、支持部は、クロスメンバの端から少し離れてクロスメンバに接続している少なくとも１つの柱を含む。

クロスメンバを支える応力が、航空機の通常使用状態での最大値として予定される「静的」閾値よりも大きい、所定の「動的な」閾値を上回るときに、ベアリングが破壊するように配置されるのが望ましい。

衝突の場合には、この破壊はベアリング内でのエネルギーの事前の吸収につながり、それによって、胴体断面の変形を遅延させ、この種の状況の下で構造の挙動を改善する。

本発明の他の特性及び効果は、非限定的な実施形態として添付図面を参照して与えられる各種実施形態の以下の記載に現れる。

本発明の航空機を示す側面図である。 図１の航空機の胴体の構造の一部を示す斜視図である。 図２の構造におけるＤ部詳細を示す正面図である。 図３に示される要素を示す斜視図である。 図３に示される要素のＶ−Ｖ平面上の断面図である。 他の実施形態を示す図３に類似した図である。 他の実施形態を示す図３に類似した図である。 他の実施形態を示す図３に類似した図である。

以下、本発明の実施形態を図面に基づいて説明する。

図１に関し、本発明の航空機２は特に重航空機であり、本発明では航空機を対象とする。それは、胴体４と、２つの翼６と、尾部８と、エンジン１０（本実施形態では２つ）とを有する。

胴体４は、その長さの主な部分において環状の垂直横断面を有する形状の円筒状である。胴体の軸線は、円筒の軸と一致し、Ｘ方向と平行である。

胴体構造は、特に図２に示す複数のフレーム１２を含む。複数のフレームは、互いに同一である。各フレームは、概ね環状、例えば三裂（tri-lobed ）の形状を示し、板状で、胴体の中心軸線周りに左右対称の環形状を示す。複数のフレームは、Ｘ方向に対して垂直に連続して並ぶ平面にそれぞれ配置される。それらは共通軸を共有し、互いに対向し、互いに間隔をあけるように離れて配置されている。

剛体構造は、Ｙ方向に沿って伸びる断面直線状の梁部材により形成される水平方向に延びるクロスメンバ１４も含む。クロスメンバは、共通の水平面に設けられ、互いに間隔をあけ、互いに対向するように配置されている。

剛体構造は、Ｘ方向と平行であるまっすぐなレール１６も含む。レールは互いに間隔をあけて配置され、クロスメンバにより支持され、各レールが複数のクロスメンバ１４により支持されている。航空機は、レール１６により支持されるフロア１７を有する。例えば、乗客席（図示せず）は、フロア１７を通ってレール１６に締結される。

剛体構造は、まっすぐな縦断面を有する柱１８も含む。各クロスメンバ１４はそれ自身の２つの柱１８に結合され、これら２つの柱は、クロスメンバに締結された上端と、すでにクロスメンバの端を支持するフレーム１２に締結された底端とを有する。各柱は、クロスメンバの端から少し離れてクロスメンバに接続されている。

本実施形態において、各クロスメンバのために剛体構造は、各端部１５にベアリング２０を有し、そのベアリングは可撓材でできていて、フレーム１２にクロスメンバ１４を接続する。ベアリングの材料は柔らかくて変形可能であり、本実施形態では、それは弾性体である。この材料は、クロスメンバ１４及びフレーム１２を形成している各々の材料より可撓性で、より弾性で、より変形可能で、より柔らかい。クロスメンバ１４及びフレーム１２は、金属でできている。ベアリングの材料は、本実施形態でエラストマーであり、例えば、１０ｋＮ/mm以上１５０ｋＮ/mm以下の範囲の剛性を示す。この剛性は、ベアリング形状に合わせて選択されるのが望ましい。

本実施形態では、ベアリング２０は、通常Ｘ方向に平行な主軸２２を有する円筒状環の形である。具体的には、それは、軸２２を中心とする回転体の形である。放射状に軸２２まで伸びている平面のベアリングの主断面は、軸２２から離れるように延びるＵ形状に分岐する自由端を有する概ねＵ型である。

剛体構造は、各ベアリング２０ごとに内環２４及び外環２６を有し、外輪は、ホルダ部２８により定義されている。

内環２４は、軸２２を中心とする回転体の形で、概ね円筒形状を示す。その主断面は、同様に軸２２から離れるように延びるＵ形状に分岐する自由端を有する概ねＵ型である。この断面は、このようにベアリング２０を受ける内環の周縁溝を定める。内環は、環表面のうちの１つを閉じる平面形状の壁又はチークプレート３０も含む。このチークプレート３０によって、内環は、フレーム１２の壁３２にしっかりと締結される。この壁３２自体は、平坦でＸ方向に対して垂直である。

各フレーム１２も、２つの筒状壁である、内壁３４及び外壁３６を有し、壁３２の端から一方が後部の方へ伸び、他方が航空機の正面の方へ伸びる。

チークプレート３０は、表面同士で接触する壁３２にしっかりと締結される。例えば、この締結は、フレーム及び環の孔に係合したリベット（図示せず）によって行われている。

外環２６も軸２２を中心とする回転体を形成する円筒環形状である。外環２６は、その径方向主断面にベアリング２０により形成されるＵ字状の分岐間に貫入する、膨出部を有する。ベアリング２０は、このように、外環２６上の膨出部によって、その方向に作用する圧力の効果によって、内環２４により形成される溝の底部に対して保持される。円筒形状の各々の接触界面において、ベアリングは、このように第１に内環に、そして第２に外環に表面同士で接触する。

外環２６を形成しているホルダ部２８は、胴体の、そしてクロスメンバの中央の方へ延長されている。ホルダ部２８は、Ｘ方向に対して垂直な平面形状のチークプレート４０を備え、それにより、Ｘ方向に対して同様に垂直な、クロスメンバの壁４２と表面対表面で接触する。例えばこれらの２枚の壁を通過しているリベットによって、チークプレート４０が壁４２にしっかりと締結される。

隙間ｅは、クロスメンバ１４とフレーム１２との間にＹ方向に設けられる。同様に、隙間ｆは、特に壁３２に対向する、ホルダ部２８とフレーム１２との間のＸ方向に配置される。

内環２４とホルダ部２８とは、相互に平行で胴体の正面の方へ同じ方向に伸びるフレームの、そしてクロスメンバのそれぞれの正面に締結される。

本実施形態では、内環２４とフレーム１２とがベアリングにしっかりと締結されることが分かる。同様に、ホルダ部２８とクロスメンバ１４とは、ベアリングにしっかりと締結される。変形するベアリング材料だけによって、クロスメンバ１４がフレーム１２に対して移動できる。

この変形可能性のため、玉継ぎ手型接続が、クロスメンバ１４の各々の端でクロスメンバ１４とフレーム１２との間に行われる。ベアリング２０は、これらの２つの部品がＹ方向で互いに作用させる圧縮応力４８の全部又は一部を吸収する。同様に、ベアリング２０はＸ軸周りに曲げモーメント５０によって発生すると共に、これらの２つのパーツの間に発生し得る剪断応力の全部又は一部を吸収する。玉継ぎ手であるので、軸Ｙ及びＺ周りのモーメントによる剪断応力も全部又は部分的に吸収される。ベアリングを構成する材料のため、この接続において時間とともに相当な摩耗は発生しない。ベアリング２０を形成している材料の存在は、航空機２のキャビン内で認められる振動及びノイズの頻度軽減及び縮小を実現するのにも役立つ。内環と外環との間に定められるハウジングに収容されることによって、ベアリング２０は、外の要素から、特に汚されることから大部分が保護されていることが分かる。

本実施形態では、レール１６のうちの１つがホルダ部２８とクロスメンバ１４との両方と接触して両者の間に接合を通じて伸びるように設けられている。このために、ホルダ部がＹ方向に対して垂直な平面において伸びる平面リブ４４により補強されている。

後述するように他の実施形態において、再び記載されていない特性は、同じであるとみなされなければならない。

図６は、環状ベアリング２２０の内面だけが円形断面形状を示す第２実施形態を示す。
その外面は、矩形断面形状を示す。これと同様に、外環２６の内面は、矩形断面形状を示す。その一方で、内環２４は円形断面の円筒形状を示す。この形状の組合せは、２つの環の間のベアリングの体積を増加させ、Ｙ方向の、さらに、他方向の圧縮力を吸収する効果を増大させる。それは、各々の３つのＸ，Ｙ，Ｚ軸周りの曲げモーメントによって発生する剪断応力をより効果的に吸収することもできる。

図７は、第３実施態様を示す。ここで、内環２４と外環２６との間に設けられるベアリング３２０は、可撓性エラストマー材料に加えて挿入物３５０を有する。この例では、挿入物は金属でできているが、それは複合材料（例えばガラス繊維により補強されるプラスチック材）でできていてもよい。挿入物は、本実施形態では、エラストマー材料に埋め込まれる。

挿入物３５０は円筒状形状であり、ＹＺ平面と平行な平面で円形断面を有する。このように２つの環の間に軸２２から放射状に伸びる方向に沿った、
エラストマー材料の内層３５２、
インサートメタルによって成形された中間層３５０、
エラストマー材料の外層３５４、
の順で３つの積層が見られる。

これらの３層のそれぞれは、軸２２の全周に伸び、軸２２を中心に半径方向に一定の厚み幅を有する。

本実施形態において、ベアリングの特性は、このように軸の周りの全ての半径方向で同じである。特に、垂直方向のベアリングの剛性Ｋｚは、Ｙ方向に沿ったその剛性Ｋｙと同じ値を有する。

図８に第４実施態様を示す。ここで、ベアリング４２０は、エラストマー材料に埋め込まれる２つの部分的な挿入物４５０ａ及び４５０ｂ（挿入物は、金属で又は複合材料でできていてもよい）を有する。各部分的な挿入物は、扇形円筒形状であり、それはこの例で軸２２周りの、この軸周りの約１００度だけを占める断片よりなる。２つの挿入物が、同じ円筒上に幾何学的に位置する。挿入物のうちの１つは、上部分を占め、もう一方が下部分を占める。各挿入物は、ＸＺ平面と平行な平面に対してそれ自身対称で、ＸＹ平面と平行な平面に対して他の挿入物と対称である。

同様にＸＺ平面と平行な平面の断面で、２つの環間に径方向に沿って軸２２から
エラストマー材料の内層４５２、
各々の挿入物によって形成された中間層４５０ａ，４５０ｂ、
エラストマー材料の外層４５４、
の順でベアリングの３つの積層を見ることができる。

しかしながら、水平面上の断面でベアリングは、半径方向に２層だけ、すなわちエラストマー材料の内層４５２及び外層４５４を有し、これらの層が単一の層を形成する。

本実施形態において、ベアリングの特性が、軸周りの全ての半径方向で同じというわけではない。特に、垂直方向のベアリングの剛性Ｋｚは、Ｙ方向の剛性Ｋｙよりも大きい値を有する。

航空機のさまざまな構成の衝突挙動に対して徹底的な研究が行われ、それらのうちの１つが本発明の第１実施形態に対応する。

衝突の場合には破壊力学において、胴体に対して水平方向の移動において放射状に移動する自由度をヒンジ連結部に加えることは、付加的なエネルギー量を吸収することを可能にすることが分かっている。フレームとクロスメンバとの間の接合のまさしくその性質のため、このヒンジ設計は、このように、エネルギーを吸収する研究において有利な技術を提供する。加えて、これらの効果を、さらに一般的にいえば本発明に、そして、上記の他の実施形態に広げることができる。

より正確にいうと、本発明は、同時に以下の２つの課題を解決することを可能にすることが分かる。静的状態の下で、かつ、航空機使用の通常環境の下で、本発明は、フレームの力を削減するのに役立ち、その一方で構造が永続しない方法で変形できる。そういうわけで、Ｘ軸周りの回転及びＹ方向に沿う移動において弾性を与えることは役立つ。

動的状態において、特に衝突の場合に、本発明は、エネルギーを吸収する付加的な潜在能力を設ける方向の運動を始めることによって、床の構造を形成するさまざまな要素の破壊力を改善する。これは、Ｙ方向（すなわちクロスメンバ１４の方向）において特に発生する。衝突シミュレーションの間、本発明の航空機のクロスメンバが、本発明によらない航空機よりも、より曲がる（それらの中心は、それらの上がる端部に対して下がる）ことが分かる。加えて、ＹＺ平面の胴体の垂直横断面は、楕円形状になる。それにより、Ｙ方向の横断水平方向の寸法を、比較する航空機よりもより大きく増加させる。同じ断面で比較する航空機に比べ、先細りしている柱１８を有する胴体壁レベルのストロークによって、垂直方向により少なく圧縮される。Ｙ方向に沿ってベアリングにより提供される自由度は、胴体断面が楕円形になり、このようにその一般挙動を修正することを可能にする。この楕円化の主意義は、胴体の低い部分のエネルギー吸収を遅延させることであり、それによって、胴体の残りの高い部分を付加的なエネルギー吸収ゾーンに変える。

衝突の場合のこの挙動のために、ベアリングが既定値を上回る負荷を受けるときに、破壊することによるエネルギー吸収を提供するゾーンを含むことは、有利である。この値は、静的範囲での構造を必要な大きさにするために使用する限界負荷よりも非常に大きい。負荷がＹ軸に沿って導かれるので、破壊がその方向において起こる。換言すれば、クロスメンバの長手方向に、ベアリングに加わる応力の最大値が、航空機の通常使用の状況下での最大値を構成する静的閾値と呼ばれる所定の閾値よりも大きい、動的閾値と呼ばれる所定の閾値を上回るときに、ベアリングが破壊するように配置される。

例えば、最適にベアリングの材料及び／又はその寸法を選択することによって、上記実施形態の各々の、そして特に図６の実施形態でのベアリングを、この特性を示すように構成することができる。例えば、その材料は、エラストマーであってもよい。この文脈において、またそれに関わらず、ベアリングが柔軟性（例えば少なくとも２つのＹ及びＺ方向において異なる弾性）を示すようにすることができる。

しかしながら、付加的なエネルギー吸収ゾーンを形成する、少なくとも１つの部分を加えるために、上述のベアリングのいずれかを変形してもよい。この部分を、例えば、ベアリングの他の材料と異なる材料から作ることができる。それは、同様にエラストマーであってもよい。例えば、この部分は、上述の負荷を受け容れるために配置されるＹ方向のベアリングの延長部分を形成できる。そうでなければ、それは、適合するベアリングの他の部分の形状に類似した円筒形状でもよい。

当然、衝突の場合に破壊することになっているベアリング部分が弾性材料でできていることは、必須でない。材料がＹ方向に柔軟性を示せばよい。この種の状況で期待されるのは、エネルギー吸収であり、部品が、衝突後に無意味となるそれらの本来の構成にその後戻ることができるという事実ではない。そして、このために、相変わらずエラストマーを
使用することを想像できる。

当然、本発明の範囲を越えることのないように多数の修正を行うことができる。

ベアリングは、いかなる挿入物も設けることなく少なくとも２つの相互に異なる可撓材を含むことができる。

半円以上、又は、４分の１の円で延びる挿入物を設けてもよい。

挿入物を、ベアリングの軸方向の弾性が半径方向の弾性と異なるように構成できる。

他の実施形態では、本発明のベアリングは、互いにクロスメンバとフレームとを接続するのではなく、各々の柱１８にクロスメンバを接続するようにしてもよい。クロスメンバが、本発明のベアリングを介して各々の端のフレームに、そして、本発明のベアリングを介して各々の柱に接続されるようにしてもよい。

ベアリングの形状を変更することができ、それは円筒状であるか環状である形状以外の形状であってもよい。

Claims (11)

1. 胴体（４）内に設けられた少なくとも１つのフロアのクロスメンバ(１４)と、
   上記胴体（４）内において上記クロスメンバ(１４)を支持する少なくとも１つの支持部（１２，１８）と、
   少なくとも１つの可撓材を含み、上記支持部（１２，１８）に対して上記クロスメンバ(１４)を接続する少なくとも１つのベアリング（２０，２２０，３２０，４２０）とを備え、
   上記クロスメンバ(１４)は、上記支持部（１２，１８）に対して上記可撓材の変形だけによって移動可能に構成されている
   ことを特徴とする航空機。
2. 請求項１に記載の航空機において、
   上記可撓材は、弾性を有する
   ことを特徴とする航空機。
3. 請求項１又は２に記載の航空機において、
   上記可撓材は、第１の材料であり、
   上記ベアリング（３２０，４２０）は、上記第１の材料よりなる２つの層間に介在する第２の材料でできている、少なくとも１つの挿入物（３５０，４５０ａ，４５０ｂ）を含み、
   上記第２の材料は、上記第１の材料よりも堅い
   ことを特徴とする航空機。
4. 請求項３に記載の航空機において、
   上記挿入物（４５０ａ，４５０ｂ）は、上記ベアリング（４２０）の主軸（２２）を中心とする円周方向においてのみ伸びている
   ことを特徴とする航空機。
5. 請求項１乃至４のいずれか１つに記載の航空機において、
   上記ベアリング（４２０）は、該ベアリングの主軸（２２）に対して放線状である少なくとも２つの方向（Ｙ，Ｚ)において異なる弾性を示すように構成されている
   ことを特徴とする航空機。
6. 請求項１乃至５のいずれか１つに記載の航空機において、
   上記ベアリング（２０，２２０，３２０，４２０）は、円筒形状である
   ことを特徴とする航空機。
7. 請求項１乃至６のいずれか１つに記載の航空機において、
   上記ベアリング（２０，２２０，３２０，４２０）は、環形状により定義される軸（２２）を有し、該軸は、上記クロスメンバ(１４)の長手方向に対して垂直な水平方向(Ｘ)に延びる
   ことを特徴とする航空機。
8. 請求項１乃至７のいずれか１つに記載の航空機において、
   ２つの同心の環（２４，２６）を有し、該２つの同心の環（２４，２６）の間に上記ベアリング（２０，２２０，３２０，４２０）が配置され、
   上記環は、それぞれ上記クロスメンバ(１４)と上記支持部(１２)に接続され、
   ２つの上記環（２４）のうちの１つで上記ベアリングを支持するためのハウジングが形成される
   ことを特徴とする航空機。
9. 請求項１乃至８のいずれか１つに記載の航空機において、
   上記支持部は、上記クロスメンバ(１４)の少なくとも１つの端部（１５）で、上記クロスメンバに接続されるフレーム(１２)を備えている
   ことを特徴とする航空機。
10. 請求項９に記載の航空機において、
    上記支持部は、上記端部（１５）から若干離れた位置で上記クロスメンバ(１４)に接続された少なくとも１つの柱(１８)を備えている
    ことを特徴とする航空機。
11. 請求項１乃至１０のいずれか１つに記載の航空機において、
    上記ベアリング（２０，２２０，３２０，４２０）は、上記クロスメンバの長手方向において、上記ベアリングにかかる応力が、上記航空機の通常使用での最大値として予定される静的閾値よりも大きい所定の動的閾値を上回るときに破壊されるように配置されている
    ことを特徴とする航空機。

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