JP5701574B2 - 航空機降着装置 - Google Patents

Description

本発明は、航空機降着装置に関し、一例として特にヘリコプター降着装置に関する。

ヘリコプターは、通常、前部降着装置と、胴体のどちらかの側に固定された２つの主降着装置とを装備しているものが知られている。降着装置は、ヘリコプターが降着するときの衝撃を吸収し、その下向きのエネルギーを緩和するという極めて重要な機能を果たすので、その設計がどのような用途向けかに応じて、タイプが大幅に異なることになる。

例えば、胴体に固着され、１つまたは複数のホイールがそれに吊設された支持レバー機構と、一端はホイールに固着され、他端は胴体のそれぞれの側に固着されて、ヘリコプターの下向きのエネルギーを吸収する緩衝装置とを備える、固定式降着装置が知られている。より具体的には、ヘリコプターの支持構造にヒンジ結合された１つのアームを備える場合が多い支持レバー機構は、ホイールを胴体の下面から所与の距離で保持し、降着時、緩衝装置の制御下でホイールが縦方向に移動できるようにする。

この種の降着装置は、深刻な緊急着陸時の仕様向けに設計されることがあり、したがって、特に軍事利用に適している。

緊急着陸時仕様は、民間用の方が軍用ヘリコプターよりも厳密ではなく、つまり、民間用ヘリコプターは、固定式または格納式（すなわち、飛行中は、ホイールがヘリコプター内にほぼ収容されて抗力と燃料消費が低減されるように、収納または引き込み配置に設定することができる）のどちらかの降着装置を装備することができる。

より具体的には、ホイールを支持するレバー機構は、通常、ホイールを回転させて胴体内のホイール・コンパートメントから縦に、また場合によっては水平位置へと垂直に出し入れするように設計される。

より具体的には、格納式降着装置は、通常、胴体に固定され、そこから突出するハウジングであって、ホイールがそこに吊設される支持レバー機構と嵌合され、収納配置のホイールを収容するコンパートメントを画定するハウジングを備える。

各降着装置の収納配置と下ろされた降着配置との間での動きは、通常、専用回路によって動力供給される油圧ジャッキを備える系統によって制御される。

制御系統をヘリコプターに構築するためには、構造的支持と、油圧ジャッキを固定し、ジャッキの供給系統を収容する空間とを必要とする。

したがって、現在、固定式降着装置から格納式降着装置への変換は、構造上必要な変更および規定試験を実施するため、ヘリコプターを数ヶ月間着陸させておくことを必要とする大がかりな仕事である。

本発明の１つの目的は、設計が単純であると同時に安全で信頼性の高い航空機降着装置を提供することである。

本発明の別の目的は、固定式から格納式に、またその逆に容易に変換することができる航空機降着装置を提供することである。

本発明の一態様によれば、請求項１にて請求されるような航空機用の降着装置が提供される。

本発明の別の態様によれば、請求項１４にて請求されるような航空機用の降着装置が提供される。

本発明の多数の好ましい非限定的実施形態を、一例として図面を参照して説明する。

本発明に係る格納式主降着装置のヘリコプター胴体に嵌合された降着配置を示す第１の斜視図である。 図１に示した降着装置が収納された飛行中配置を示す第２の斜視図である。 図１に示した降着装置の降着配置および収納された飛行中配置を示す側面図である。 図１の降着装置の一部分を示す拡大側面図である。 図３の線Ｖ−Ｖに沿った拡大断面図である。 図３の線ＶＩ−ＶＩに沿った拡大断面図である。 本発明に係る固定式の主ヘリコプター降着装置を示す斜視図である。 本発明に係る降着配置の格納式前部ヘリコプター降着装置を示す斜視図である。 図８に示した降着装置の降着配置および収納された飛行中配置を示す側面図である。 本発明に係る固定式の前部ヘリコプター降着装置を示す斜視図である。

図１から３の符号１は、ヘリコプター２の格納式主降着装置全体を示す。

本発明に関係するヘリコプター２の構成部品のみ、すなわち、個々の降着装置１を受け入れるための底部台座４をそれぞれの側に沿って規定する胴体３を添付図面に示す。

ヘリコプター２は、通常の場合のように、２つの同一の主降着装置を胴体３のそれぞれの側に装備しており、単純にするため、一方の主降着装置とそれを支持する胴体３の部分のみについて記載する。

図１から３に示すように、降着装置１は、実質的に、胴体３の個々の台座４内部に剛に嵌合されたマウント５（概略的に図示）と、ヘリコプター２の長手方向の飛行方向Ｆに交差する軸線Ａを有するホイール６と、マウント５に固着された端部８およびホイール６が吊設された反対側の端部９を有する支持アーム７とを備える。

図示した例では、マウント５は、ヘリコプター２の飛行方向Ｆに交差する細長い箱形構造を有し、突出する支持アーム７が外側に結合される。

より具体的には、支持アーム７の端部８は、軸線Ａに平行かつアーム７に交差する軸線Ｂを有する、マウント５を通って延在しそれに固定されたピン１０（図１、２、５）を中心にしてヒンジ結合される。

より具体的には、ピン１０は、マウント５内部に剛に嵌合された切頭円錐形状部分１１と、マウント５の外に突出し、支持アーム７の端部８に接続された円筒状部分１２（図１、２、５）とを有する。

より具体的には、支持アーム７はほぼ円筒状であり、その軸体１５に沿って軸線ＡおよびＢに直交する軸線Ｃを有し、円筒状であるとともに、端部８が軸体１５から横方向に突出する部分１６において軸線Ｂと同軸である。

換言すれば、ピン１０と軸体１５の軸線Ｃとは離れて位置する。

図示した例では、軸体１５は、ピストン１７によって軸線方向に滑動する形で係合されて、緩衝装置１８を規定する。より具体的には、マウント５に隣接した軸体１５の軸線方向端部は、支持アーム７の端部８の一部を形成し、ピストン１７は、軸体１５の反対側の端部から外向きに突出して、ホイール６を支持する端部９の全体を規定する。

支持アーム７の部分１６は、ピン１０の円筒状部分１２上で回転するように取り付けられるとともに、降着装置１の収納配置または上げられた飛行中配置（図２、および図３の細線部分）と、下ろされた降着配置（図１、および図３の太線部分）とをそれぞれ規定する第１および第２の動作位置の間で、ピン１０を中心にして支持アーム７を回転させるように選択的に作動する電気制御式アクチュエータ２０と嵌合される。

図示した例では、アクチュエータ２０はピン１０と同軸で支持アーム７の部分１６から突出する。

アクチュエータ２０は、好ましくは、キー２３を用いてピン１０の円筒状部分１２に対して角度を有して接続されるとともにそこから突出する固定子２２と、支持アーム７の部分１６に剛に固定されるとともにそこから突出する半径方向外側にある回転子２４とを、マウント５が面するのとは反対側に有する電気モータ２１を備える。

より具体的には、回転子２４は、モータ２１のケーシングを規定し、固定子２２を収容する内側台座２５を有し（図５）、また図示される例では、開いた側がねじ２６によって支持アーム７の部分１６の前部に固定されたほぼカップ状のものである。

図２、および図３の細線部分に示されるように、降着装置１が収納された飛行中配置のとき、支持アーム７は胴体３の台座４内部に収容され、ヘリコプター２の飛行方向Ｆにほぼ平行に延在し、ヘリコプター２の着陸位置を基準にして実質的に水平であるが、一方、降着装置１が下ろされた降着配置のとき（図１、３）、支持アーム７は胴体３の台座４から引き出され、軸線ＡおよびＢならびにヘリコプター２の飛行方向Ｆに交差して延在し、ヘリコプター２の着陸位置を基準にして実質的に垂直である。

収納配置および下ろされた配置は、それぞれ、ピン１０に対して支持アーム７の反対側でマウント５に嵌合された解除可能な係止手段３０、３１によって係止される。

より具体的には、係止手段３０は、電気的コマンドによって支持アーム７を第１の動作位置で保持するように作動し、電気的コマンドがないときは解除される。

より具体的には、係止手段３０は、胴体３の台座４内部に固定された逆Ｕ字形の、すなわちヘリコプター２が着陸しているときそのくぼみが下向きに面する保持部材３３と、端部９に隣接して支持アーム７の軸体１５から突出し、降着装置１が収納配置のとき、保持部材３３のくぼみと係合するペグ３４とを備える。

ペグ３４を保持部材３３内部で係止するための電気的コマンドは、好ましくはモータ２１の動作によって規定され、したがって、支持アーム７を第１の動作位置へと継続的に押し込み、それによってペグ３４を保持部材３３の頂部に押し付けるように働き続ける。

電気的故障が起きた場合、この解決策によって、降着装置１がモータ２１によって動作していないときに、降着装置１を重力によって落とし、下ろした降着配置にすることが可能になる。

あるいは、ペグ３４は、停止部材（図示なし）によって適所で係止されてもよく、それは、保持部材３３のくぼみの底部を閉じるように電気的に作動するとともに、ペグ３４が解除されるのを防ぎ、電気的故障が起きた場合に弾性手段によって解除されてペグ３４を自由にする。

係止手段３１は、主係止デバイス３５および補助安全係止デバイス３６を備え、それらは両方とも、部分１６に対して支持アーム７の軸体１５の正反対側から突出する輪郭が付けられたフランジ３７に作用する。

より具体的には、係止デバイス３５は、マウント５に固定された外側ケーシング３９を有する電気制御式アクチュエータ３８と、係止位置（図１、３、４、６）と解除位置との間でケーシング３９に対して軸線ＡおよびＢに平行な方向で移動可能な可動部材４０とを備える。係止位置では、可動部材４０の円筒状の端部４１は、ケーシング３９から軸線方向に突出して、フランジ３７の貫通穴４２と、マウント５と一体かつフランジ３７に平行なフランジ２９の貫通穴とを係合する。つまり、係止位置では、フランジ３７はアクチュエータ３８のケーシング３９と固定のフランジ２９との間に挟み込まれる。

反対に、解除位置では、可動部材４０の端部４１はフランジ３７から分離される。

一方、係止デバイス３６は、支持アーム７が第２の動作位置へと移動することによって適所に収まり、支持アーム７が第２の動作位置から解除されるのを防ぐ。

より具体的には、係止デバイス３６は、係止デバイス３５のケーシング３９の上方でマウント５に固定された外側ケーシング４４を有する電気制御式アクチュエータ４３と、ケーシング４４から軸線方向に突出する係止位置（図１、３、４、６）へと弾性的に装着され、降着装置１の下ろした降着配置では頂部に位置するフランジ３７の縁部４６と協働するラッチ４５とを備えて、支持アーム７が第１の動作位置へと回転するのを防ぎ、それによって降着装置１が収納配置へと回転するのを防ぐ。ラッチ４５は、ラッチ４５に加わる弾性力を上回ることができる電気的コマンドによって、係止位置からフランジ３７を係脱する解除位置へと解除することができる。

ヘリコプター２の降着位置を基準とすると、ラッチ４５は、底部では水平な保持面４７によって、また頂部では下向きに傾いた傾斜面４８によって境界が定められるので、電気的故障が起きた場合、傾斜面４８によって、支持アーム７を第１の動作位置から第２の動作位置へと落ち込ませることができ、水平面４７はフランジ３７の頂部縁部４６に作用して、支持アーム７が上方へと戻るのを防ぐ。

このように、降着装置１は、胴体３の台座４内部に固定することができる予め組み立てられたアセンブリを構成する。

実際の使用では、降着装置１は、アクチュエータ３８の可動部材４０およびアクチュエータ４３のラッチ４５がそれら個々の解除位置へと移動することによって、かつモータ２１を動作させて、図１から３ではピン１０を中心にして時計方向に支持アーム７を回転させることによって、下ろされた配置（図１、４、および図３の太線部分）から、後述するような収納配置（図２、および図３の太線部分）へと移動される。

より具体的には、アクチュエータ３８および４３を作動させると、可動部材４０の円筒状部分４１はケーシング３９内部に引き込まれてフランジ３７の穴４２を係脱し、それと全く同じように、ラッチ４５はケーシング４４内部に引き込まれてフランジ３７の縁部４６を解除する。

この時点で、モータ２１の動作によって外側の回転子２４が固定子２２に対して回転し、したがって、支持アーム７の軸体１５上にあるペグ３４が保持部材３３のくぼみと係合するまで、支持アーム７がピン１０を中心にして回転する。モータ２１が稼働している限り、降着装置１は収納配置で係止されたままである。

下ろされた降着配置に戻すためには、支持アーム７をピン１０を中心にして反対方向に回転させ、アクチュエータ３８の可動部材４０およびアクチュエータ４３のラッチ４５をそれら個々の係止位置へと移動させる。

電気的故障が起きた場合、降着装置１は重力の力によって下ろされた降着配置へと自動的に戻ることに留意することが重要である。つまり、モータ２１を停止させると、ペグ３４は自由に保持部材３３を係脱することができ、したがって、支持アーム７が第２の動作位置へと戻ることができる。そうすることにより、ケーシング４４の外側に弾性的に押し出されたラッチ４５の下向きに傾いた傾斜面４８によって、支持アーム７が回転できるようになる。より具体的には、フランジ３７は、ラッチ４５の傾いた面４８に接触して、ラッチ４５を外向きに押し出そうとする弾性力に対抗してそれをケーシング４４内に押し戻し、フランジ３７がラッチ４５を過ぎると、水平面４７がフランジ３７の頂部縁部４６に対する停止面を規定する係止位置へと弾性的に収まり、それによって支持アーム７が第２の動作位置で係止される。

図７の符号１’は、本発明の教示によるヘリコプター２の固定式主降着装置全体を示し、その構成部品については、可能であれば、降着装置１の対応するまたは同等の部品と同じ参照番号を使用して示す。

より具体的には、降着装置１’は、単にモータ２１を、ねじ２６によって支持アーム７の部分１６に固定されるカバー５０と置き換えることによって、また穴４２内部のねじ５１によってフランジ３７をマウント５に固着することによって、降着装置１から形成することができる。

この時点では、アクチュエータ３８および４３ならびに保持部材３３は除去されてもよい。

固定式降着装置１’と格納式降着装置１という２つの解決策間の切替えは、同じ接続点を使用して、すなわち、部分１６にあるねじ２６用の穴と、ねじ５１を受け入れるためのフランジ３７の穴４２、または係止位置にある可動部材４０の円筒状部分４１とを使用して行われることが明白である。

この場合も、降着装置１’は、胴体３の台座４内部に固定することができる予め組み立てられたアセンブリを構成する。

図８および９の符号１’’は、本発明によるヘリコプター２の格納式前部降着装置全体を示し、その構成部品については、可能であれば、降着装置１の対応するまたは同等の部品と同じ参照番号を使用して示す。

降着装置１’’は、胴体３の前部にある２つの別個の部品に嵌合する、また２つの並んだホイール６がそこから吊設される支持アーム７’’を備えることにより、実質的に降着装置１とは異なる。

より具体的には、ヘリコプター２の着陸位置（図８）を基準とすると、支持アーム７’’は、降着装置１の軸体１５と同一であって軸線Ｃに平行な軸線Ｄを有する円筒状軸体１５’’と、軸体１５’’の頂部部分の正反対側から突出し、軸線ＡおよびＢに平行な同じ軸線Ｅに沿って胴体３にヒンジ結合された頂部端部５３をそれぞれ有する２つの側部フランジ５２とを備える。

より具体的には、各フランジ５２は、一方の隣辺が頂部にあり、他方の隣辺が垂直に位置付けられるとともに軸体１５’’に固定されたほぼ直角三角形の形態の主要部分５４と、
直角三角形の斜辺と頂部の隣辺との間の頂点から上向きに突出し、胴体３にヒンジ結合された端部５３を規定するラグとを備える。

図８に示されるように、フランジ５２の頂部端部５３はともに、支持アーム７’’の第１の端部８’’を規定し、軸線Ｅの個々のピン５６を中心にしてヒンジ結合され、個々の垂直な取付けプレート５７によって胴体３に剛に固定される。

各ピン５６は、関連するフランジ５２の頂部端部５３にある貫通穴（図示なし）を係合する円筒状部分（図８および９には図示せず）と、頂部端部５３の反対側からそれに面する他方のフランジ５２の頂部端部５３まで突出し、関連する取付けプレート５７に剛に固着され、その結果胴体３に固定される切頭円錐形状部分５８とを有する。

フランジ５２の頂部端部５３は、個々のピン５６を中心にして回転するように取り付けられ、それらの一方は、降着装置１のアクチュエータ２０と同一の電気制御式アクチュエータ２０’’に接続される。

上述したように、アクチュエータ２０’’は、降着装置１’’の収納配置または上げられた飛行中配置（図９の細線）を規定する第１の動作位置と、下ろした降着配置（図８、および図９の太線）を規定する第２の動作位置との間で、ピン５６および軸線Ｅを中心にして支持アーム７’’を回転させるように選択的に作動する。

アクチュエータ２０’’は、好ましくは、関連するピン５６および取付けプレート５７に固定された固定子（図８および９には図示なし）と、取付けプレート５７の反対側で端部５３のプレート状の台座部分６０から突出し、そこにねじ（図示なし）によって剛に固定された半径方向外側の回転子２４’’とを有する電気モータ２１’’によって規定される。

この場合も、回転子２４’’は電気モータ２１’’のケーシングを規定する。

図９の細線で示されるように、降着装置１’’が収納された飛行中配置のとき、支持アーム７’’はヘリコプター２の飛行方向Ｆにほぼ平行に延在し、ヘリコプター２の着陸位置を基準にして実質的に水平であるが、一方、降着装置１’’が下ろした降着配置のとき（図８、および図９の太線）、支持アーム７’’は、軸線ＡおよびＢならびにヘリコプター２の飛行方向Ｆに交差して延在し、ヘリコプター２の着陸位置を基準にして実質的に垂直である。

この場合も、収納配置および下ろした配置は、それぞれ、取付けプレート５７の一方もしくは両方に、または胴体３に直接嵌合された、軸体１５’’の一方の側から突出するフランジ３７’’に作用する解除可能な係止手段３０’’および３１’’によって係止される。

係止手段３０’’、３１’’は係止手段３０、３１と同一であり、したがってそれについては記載しないが、ただし、この場合、係止手段３１’’の補助係止デバイス３６のラッチ４５は、フランジ３７’’の頂部縁部と協働するのではなくその貫通開口部６１を係合するという点について述べておく。

降着装置１に関しては、軸体１５’’は、ピストン１７’’によって軸線方向に滑動する形で係合されて緩衝装置１８’’を規定し、ピストン１７’’の自由端は、端部８’’の反対側にあって２つのホイール６が吊設される支持アーム７’’の端部９’’を規定する。

降着装置１’’の動作は降着装置１と同一であるため、説明しない。

図１０の符号１’’’は、本発明に係るヘリコプター２の固定式前部降着装置全体を示し、その構成部品については、可能であれば、降着装置１’’の対応するまたは同等の部品と同じ参照番号を使用して示す。

より具体的には、降着装置１’’’は、降着装置１’’から、単にモータ２１’’を、ねじ２６によって支持アーム７’’の台座部分６０に固定されるカバー５０’’’と置き換えることによって、また係止デバイス３５の可動部材４０用の穴内部にあるねじによってフランジ３７’’を関連する取付けプレート５７に、または胴体３に直接固着することによって、形成することができる。

この時点では、アクチュエータ３８および４３ならびに保持部材３３は除去されてもよい。

この場合も、固定式降着装置１’’’と格納式降着装置１’’という２つの解決策間の切替えは、同じ接続点を使用して、すなわち、アクチュエータ２０’’を締結する台座部分６０のねじ穴と、係止デバイス３５の可動部材４０の円筒状部分４１を受け入れるためのフランジ３７’’の穴とを使用して行われることが明白である。

したがって、降着装置１’’および１’’’も、胴体３に固定することができる予め組み立てられたアセンブリを構成する。

本発明による降着装置１、１’、１’’、および１’’’の利点は、上述の説明から明らかになるであろう。

特に、記載した格納式降着装置１および１’’は、設計が非常に単純であり、ホイール６（１つまたは複数）を支持する１つの支持アーム７、７’’によって実質的に規定され、支持アーム７、７’’の外部に嵌合されそこから突出する電気制御式アクチュエータ２０、２０’’によって作動する。

この解決策は、一方では格納式降着装置１、１’’の構成部品数を最小限に抑え、他方では、アクチュエータ２０、２０’’の電力系統を、ヘリコプター２の非常に少ない空間に収容することができる量の電気ケーブルおよびコネクタにまで低らし、構造的支持を必要としない。

提案した設計により、また、カバー５０、５０’’’をアクチュエータ２０、２０’’および配線と単に置き換えることによって、固定式降着装置１’、１’’’は個々の格納式降着装置１、１’’に容易に変換することができる。

さらに、固定式降着装置１’、１’’’を格納式降着装置１、１’’に変換する際、ヘリコプター２の油圧回路に影響することがなく、したがって規定試験が不要なので、数日間で実施することができ、結果としてヘリコプター２を着陸させておく時間が最小限に抑えられる。

本明細書に記載し例示した降着装置１、１’、１’’、および１’’’は、請求項にて定義される保護範囲から逸脱することなく、変更することができる。

Claims (12)

1. 航空機（２）の胴体（３）に取付けられた取付け手段（５、５７）と、
   少なくとも１つのホイール（６）と、
   前記取付け手段（５、５７）に接続された第１の端部（８、８’’）、および前記第１の端部（８、８’’）の反対側にあり、前記ホイール（６）が取付けられた第２の端部（９、９’’）を有する少なくとも１つの支持アーム（７、７’’）と、を備え、
   前記支持アーム（７、７’’）の前記第１の端部（８、８’’）が、前記取付け手段（５、５７）に接続され、前記支持アーム（７、７’’）に交差して延在するピン（１０、５６）に対して、回転自由に取付けられた台座部分（１６、６０）を備え、
   電気制御式アクチュエータ（２０、２０’’）が、前記台座部分（１６、６０）に取付けられ、降着装置（１、１’’）の収納された飛行中配置を規定する第１の動作位置と下ろした降着配置を規定する第２の動作位置との間で、前記支持アーム（７、７’’）を前記ピン（１０、５６）を中心にして回転させるように選択的に作動する、航空機（２）用の降着装置（１、１’’）であって、
   前記アクチュエータ（２０、２０’’）が、前記ピン（１０、５６）と同軸であって前記支持アーム（７、７’’）の前記台座部分（１６、６０）から突出し、
   前記アクチュエータ（２０、２０’’）が、前記ピン（１０、５６）に固定された固定子（２２）と、前記固定子（２２）よりも半径方向外側にあり、前記支持アーム（７、７’’）の前記台座部分（１６、６０）に固定され、そこから突出する回転子（２４、２４’’）とを備える、降着装置。
2. 前記回転子（２４、２４’’）が前記固定子（２２）を収容する台座（２５）を規定する、請求項１に記載の降着装置。
3. 前記支持アーム（７、７’’）が、円筒状の軸体（１５、１５’’）と、軸線方向に滑動する形で前記軸体（１５、１５’’）に接続されたピストン（１７、１７’’）とを備える緩衝装置（１８、１８’’）を規定する、請求項１または２に記載の降着装置。
4. 前記軸体（１５、１５’’）が前記支持アーム（７、７’’）の前記第１の端部（８、８’’）を支え、前記軸体（１５、１５’’）から突出する前記ピストン（１７、１７’’）の部分が前記第２の端部（９、９’’）を規定する、請求項３に記載の降着装置。
5. 前記ピン（１０、５６）が前記軸体（１５、１５’’）の軸線（Ｃ）から間隔を空けている、請求項３または４に記載の降着装置。
6. 電気的コマンドによって作動して、前記支持アーム（７、７’’）を前記第１の動作位置で保持し、前記電気的コマンドがない場合は解除可能である第１の係止手段（３０、３０’’）を備える、請求項１から５のいずれか一項に記載の降着装置。
7. 前記第１の係止手段（３０、３０’’）が、前記航空機（２）の前記胴体（３）に取付けられた第１の保持部材（３３）と、前記支持アーム（７、７’’）に取付けられ、前記支持アーム（７、７’’）が前記第１の動作位置にあるときは前記第１の保持部材（３３）を係合する第２の保持部材（３４）とを備え、前記第１および第２の保持部材（３３、３４）が、前記電気的コマンドがない場合は重力の力によって係脱する、請求項６に記載の降着装置。
8. 前記第１の保持部材（３３）が、前記航空機（２）の着陸位置を基準にしてその凹面が下向きに面するＵ字形であり、前記第２の保持部材が、前記支持アーム（７、７’’）上にあって前記第１の保持部材（３３）内部に結合する突起（３４）を備える、請求項７に記載の降着装置。
9. 前記電気的コマンドが前記アクチュエータ（２０、２０’’）の作動命令である、請求項６から８のいずれか一項に記載の降着装置。
10. 前記支持アーム（７、７’’）が前記第２の動作位置へと移動することに伴って係止位置へと移動し、前記支持アーム（７、７’’）が前記第２の動作位置から解除されるのを防ぐ第２の係止手段（３６）を備える、請求項１から９のいずれか一項に記載の降着装置。
11. 前記第２の係止手段（３６）が、前記航空機（２）の前記胴体（３）に取付けられ、前記支持アーム（７、７’’）の個々の協働部分（３７、３７’’）に係合する係止位置と、前記協働部分（３７、３７’’）から分離される解除位置との間で移動可能なラッチ（４５）を備え、前記ラッチ（４５）が、前記係止位置へと弾性的に装着され、前記支持アーム（７、７’’）が前記第１の動作位置から前記第２の動作位置へと移動するのを可能にする傾斜面（４８）と、前記協働部分（３７、３７’）の停止面を規定する保持面（４７）とによって境界が定められて、前記支持アーム（７、７’’）が前記第２の動作位置から解除されるのを防ぐ、請求項１０に記載の降着装置。
12. 前記支持アーム（７、７’’）を前記第２の動作位置で保持するための電気制御式の第３の係止手段（３５）を備える、請求項１０または１１に記載の降着装置。
    

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