KR100790530B1 - 기수측 보조 착륙장치, 힘 전달 구조체, 및 회전익 항공기 - Google Patents

기수측 보조 착륙장치, 힘 전달 구조체, 및 회전익 항공기 Download PDF

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Abstract

본 발명은 회전익 항공기용의 조향가능한 기수측 보조 착륙장치(2)를 제공하고, 이 착륙장치(2)는 후방으로 철회 가능하다. 이 착륙장치(2)에서, 진동 시스템(13)이 충격 흡수 스트로크(59)보다 큰, 그의 힌지식 연결 전방 단부(52)를 중심으로 한 상승 스트로크(58)를 제공하고, 충격 흡수 액추에이터(9)는 진동 시스템(13)의 상부 접촉 위치를 지나는 철회 수단을 가짐으로써, 진동 시스템(13)과 충격 흡수 액추에이터(9)가 충격 흡수 기능과 착륙장치 철회 기능 모두를 제공한다.

Description

기수측 보조 착륙장치, 힘 전달 구조체, 및 회전익 항공기{AN AUXILIARY NOSE UNDERCARRIAGE, A FORCE-TRANSMISSION STRUCTURE, AND A ROTARY WING AIRCRAFT}
도 1은 본 발명의 일 실시형태에 따른 기수측 착륙장치 및 힘 전달 구조체를 나타내는 개략적인 길이방향 측면도로서, 기수측 착륙장치는 그의 철회 위치가 점선으로 나타내어지고, 신장된 위치가 실선으로 나타내어져 있다.
도 2는 본 발명에 따른 기수측 착륙장치와 함께 힘 전달 구조체를 나타내는 기수의 개략 사시도.
도 3은 본 발명에 따른 힘 전달 구조체의 일 실시형태에서의 힘 전달 구조체 내의 응력 분포를 나타내는 개략도.
도 4는 기수측 착륙장치의 앞쪽에 배치된 전술 레이더와 적외선 탐지장치의 일 예를 나타내는, 본 발명에 따른 회전익 항공기의 개략적인 길이방향 측면도.
도 5는 실질적으로 길이방향으로 연장하여 있고, 힘 전달 구조체의 보강된 바닥 플로어에 그리고 크랭크 부품을 통해 진동 시스템에 힌지식으로 연결되어 있으며, 결합 단부가 바퀴 수용실로부터 길이방향으로 전방으로 돌출하여 있는 충격 흡수장치의 예를 나타내는 개략적인 길이방향 측면도.
도 6은 바퀴 수용실 내에 수용되어 있고, 힌지가 진동 시스템의 힌지식 연결 전방 단부에 가까이 있는 길이방향 충격 흡수장치의 예를 나타내는 개략적인 길이방향 측면도.
도 7은 충돌력 제한 수단이 진동 시스템에 통합되어 있고, 상하로 배치된 트레일 아암들을 가지는 변형 가능한 평행사변형체로 이루어진 진동 시스템의 일 예를 나타내는 개략적인 길이바향 측면도.
<도면의 주요 부분에 관한 부호의 설명>
1 : 회전익 항공기 2 : 착륙장치(랜딩 기어)
3 : 동체 4 : 바퀴
5 : 힘 전달 구조체 6 : 박스
9 : 충격 흡수 액추에이터 10 : 구조체 바닥 플로어
13 : 진동 시스템 14, 15, 17, 18 : 스파(spar)
19, 20 : 측면 아암 21 : 측면 상부 빔
29 : 레이더 30 : 공간
45 : 적외선 탐지장치 50 : 제지 수단
52 : 힌지식 연결 전방 단부 54 : 조향 피봇
55 : 조향 액추에이터 56 : 연결 단부
57 : 결합 단부 58 : 상승 스트로크
59 : 충격 흡수 스트로크 65 : 보강 부재
67 : 힘 제한 수단
본 발명은 회전익 항공기용의 기수측 착륙장치에 관한 것이다. 또한, 본 발명은 그러한 착륙장치가 제공된 힘 전달 구조체 및 회전익 항공기에 관한 것이다.
수 많은 회전익 항공기에서, 그 항공기가 하기의 제약에도 불구하고 다목적으로 사용될 수 있게 하기 위해서는, 다음 사항이 보증되어야 한다;
지상 간격(ground clearance)이 가능한 한 많이 감소되어야 한다.
비상 또는 추락 시 안전이 허용 가능해야 한다.
공기역학적 저항이 낮아야 한다.
항공기가 지상에서 우수한 안정성을 가져야 한다.
이들 제약은, 특히 철회 가능하도록 항공기에 장착되고, 또한 비상 상황, 특히 추락 시에 특정 방식으로 작동하는 랜딩 기어를 제공하는 원인이 된다.
또한, 어떤 항공기에서는, 랜딩 기어가 해군 요건, 즉, 산빅에의 착륙에 부합할 필요가 있다. 그러한 상항에서, 랜딩 기어는 어느 방향(±180°)으로도 180°에 걸쳐 조향 가능하여야 하고, 조향 축에 대하여 잠그어질 수 있어야 하고, "이상진동(shimmy)"이라 알려진 와류 흔들림(parasitic wobbling) 현상을 피해야 한다.
회전익 항공기의 분야에서, "이상진동"이라는 용어는, 착륙장치의 파손을 야기할 수 있는 강한 간섭력을 야기하는, 피봇 축을 중심으로 한 바퀴의 급속한 진동을 가리킨다.
또한, 기수측 착륙장치의 배치는 레이더와 같은 탐지장치의 작동과 항공기에의 그의 설치를 방해하지 않아야 한다.
그러한 항공기의 동체 또는 그의 구조 부재들 중 적어도 일부도 상기한 제약에 부합하여야 한다.
첫째, 이것은 항공기 탑승자가 승객실과 조종실 사이에서 양호한 가시성을 가지는 것과 조화되지 않는 경우가 있다.
둘째, 탑승자가 승객실과 조종실 사이에서 어려움 없이 이동할 수 있게 하는 배치를 제공하는 것이 기내에 유용하다.
또한, 항공기의 일부를 형성하는 부재들이나, 승무원 또는 승객에 요구되는 물품들을 위해 이용 가능한 공간을 두는 배치를 기내에 제공하는 것이 바람직하다.
그러나, 종래, 동체 및 착륙장치의 구조는 소망의 결과를 달성할 수 없게 하였다.
현재는, 특정 사양(仕樣)에 부응하는 것이 다른 기능을 달성하는데 모순이 되어, 타협점을 찾는 것을 필요로 하고, 그러한 타협점은 실제로는 항상 허용 가능하지 않다.
착륙장치에 관해서는, 아래의 몇몇 관련 문헌을 들 수 있다.
프랑스 특허 제2 608 242호는 회전익 항공기의 랜딩 기어를 위한 충격 흡수장치를 개시하고 있다.
이 충격 흡수장치는 로커 아암(rocker arm)을 포함하는 메인 랜딩 기어를 위한 것이다. 그래서, 그 장치는 실질적으로 수직인 자세로 배치되고, 그 결과, 그의 충격 흡수 기능, 즉, 착륙 및 착지 중의 항공기의 하방 운동의 에너지의 탄력적 및 완충 흡수가 하중 하의 압축으로 행해진다.
프랑스 특허 제2 635 498호는 항공기 기수측 착륙장치의 바퀴를 조향시키는 장치를 개시하고 있다. 로드가 그의 자유 단부에 바퀴를 지지한 채 튜브 내에서 그의 축을 따라 슬라이드한다.
시저(scissor)가 튜브와 로드를 피봇 가능하게 연결한다. 철회 액추에이터는 추락 시 힘을 제한하는 수단을 포함한다. 충격 흡수장치는 바퀴 축과 일치하는 길이방향 축을 제공한다.
프랑스 특허 제2 647 170호는 헬리콥터 착륙장치용 충격 흡수장치의 가요성을 감소시키는 장치를 개시하고 있다. 충격 흡수 실린더는, 이 실린더에 대하여 기밀(氣密)적으로 슬라이스하도록 장착되고 충격 흡수장치 내에 실질적으로 압축되지 않는 작동유를 수용하는 압축실을 형성하는 충격 흡수 피스톤 및 충격 흡수 로드를 포함한다.
팽창실은 압력 하의 압축 가능한 유체에 인접하여 작동유를 수용하고, 압축실로부터 방출되는 작동유를 스로틀링하는 수단을 통해 압축실과 통하여 있다.
프랑스 특허 제2 677 951호는 항공기 착륙장치용 전기적 조향 장치를 개시하고 있다. 전기 모터가 충격 흡수 박스에 고정되어 있고, 그 박스의 축에 평행하게 배치된 구동축과 연결되어 있다. 조향 로드가 구동축 및 피봇팅 튜브에 고정되어 있다.
프랑스 특허 제2 689 088호는 헬리콥터용 충격 흡수 액추에이터를 개시하고 있다. 이 충격 흡수 액추에이터는 추락 시 힘을 제한하는 기능을 가지고 있고, 스트러트를 포함하며, 조종, 충격 흡수, 및 피크 제한 힘의 기능을 행한다.
프랑스 특허 제2 684 957호는 헬리콥터 랜딩 기어용 충격 흡수장치를 위한 피크 제한 장치를 개시하고 있다. 이 충격 흡수 장치는 볼 조인트를 통해 힌지식으로 연결되어 있다. 랜딩 기어는 조향 가능하지도 않고 철회 가능하지도 않으며, 피크 제한 장치는 항상 충격 흡수장치에 통합되어 있다.
영국 특허 제527 994호는 항공기 착륙장치를 조향시키는 장치를 개시하고 있다. 바퀴의 조향 축은 그의 회전축과 교차한다.
힌지에 의해 로커 아암이 항공기 구조체에 대하여 요동한다. 이 장치는 조향 축의 높이를 위치결정하기 위해 바퀴의 조향 축을 수용하는 슬리브의 어느 한쪽에서 높이방향으로 연장하는 2개의 아암을 포함한다.
미국 특허 제2 493 649호는 바퀴의 축과 교차하는 길이방향 축을 가지는 충격 흡수장치를 구비한 항공기의 조향 가능한 전방 바퀴를 위한 구동 시스템을 개시하고 있다.
미국 특허 제5 944 283호는 내(耐)충돌 착륙장치용 충격 흡수장치를 개시하고 있고, 그의 로커 아암 축이 오프셋되어 있다.
미국 특허 제6 257 521호는 항공기 꼬리측 바퀴를 개시하고 있고, 그의 로커 아암의 축이 이동 방해를 피하기 위해 오프셋되어 있다.
회전익 항공기의 구조체에 관해서는, 아래의 몇몇 관련 문헌을 들 수 있다.
유럽 특허 제1 052 169호는 헬리콥터에서 동체의 바닥에서 플로어 및 외판에 견고하게 고정된 빔 트러스를 개시하고 있다.
유럽 특허 제1 426 289호는 충격에 견디는 헬리콥터 구조체와 에너지 흡수 장치를 개시하고 있다.
이 구조체는 I빔 대신에 섬유 강화 복합재의 튜브로 구성된 프레임을 형성한다. 이 튜브는 발포재로 충전되어 있다. 튜브는 추락 시에 부하가 유발되는 지점에서 측벽 아래에 배치되어 있다.
이 문헌은, 횡방향으로 항공기의 중심에 가까이 배치된 기수측 보조 랜딩 기어의 상방에서 동체의 양 측벽으로부터 떨어져 배치되는 견고한 벽의 박스를 개시하고 있지 않다.
프랑스 특허 제2 629 045호는 경비행기용 구조 조립체를 개시하고 있다. 승객실이 그 승객실의 뒤쪽의 중앙 또는 주 격벽과, 그 승객실의 전방 단부의 전방 격벽, 및 비행기의 길이방향으로 연장하는 중공 중앙 빔에 의해 구성된다.
이 조립체는 동체 벽에 의해 보강되어 있다. 후방 격벽에는, 주 랜딩 기어와 동체의 후방부가 고정되어 있다.
중앙 빔의 전방부는 철회된 위치에서 랜딩 기어의 일부를 수용하도록 사용된다.
프랑스 특허 제2 693 976호는 중앙 구조체를 가지는 헬리콥터 동체를 개시하고 있고, 중앙 구조체에 전방 구조체, 후방 구조체, 및 랜딩 기어가 연결되어 있다.
이들 구조체는 동력전달 유닛, 주 회전익, 및 엔진을 지지한다.
중앙 구조체는 동체의 외측 형상을 규정하는 덮개 부재를 구비한 골조를 가지고 있다. 이 골조는 골조 패널들이 서로 조립된 실질적으로 육면체의 형태이다.
영국 특허 제724 999호는 헬리콥터와 같은 항공기용 프레임을 개시하고 있다. 이 프레임은 대형 측면 개방부를 남기고 튜브 트러스를 형성한다. 동체를 형성하기 위해, 외판이 튜브 트러스를 덮고, 플로어가 트러스의 바닥부에 배치된다.
미국 특허 제4 593 870호는 항공기, 특히 헬리콥터용 동체 구조물을 개시하고 있다. 이 구조물은, 승객실 바닥 아래에서 조종실 후방에, 복합재로 만들어진 빔 트러스를 가진다. 이 트러스는 추락 시 점진적으로 증가하는 저항을 얻는 것을 가능하게 한다.
중앙 개방부를 가지는 횡방향 벽이 전방의 조종실과 그 뒤의 승객실을 분리한다.
미국 특허 제5 451 015호는 특히 헬리콥터용의 항공기 연료 탱크를 개시하고 있다. 이 탱크는 비상 착륙에 견디도록 보강되어 있고, 단단한 횡방향 격벽 뒤에 배치되어 있다.
그 격벽은 시트 뒤에 배치되고, 항공기의 정상 작동 중에 하중에 견디는 것에 기여하는 리브(rib)를 구비하고 있다.
국제 특허출원 WO 00/0530호는 전방부 및 후방부가 연결된 중앙부를 가지는 헬리콥터 동체를 개시하고 있다.
그 중앙부는 주 동력전달 유닛, 주 회전익, 랜딩 기어, 꼬리 붐(boom)에 힘을 전달하는 수단을 구비하고 있다.
이 문헌은 착륙 장치를 수용하는 캐비티를 가지는 동체 구조를 개시하고 있지 않고, 또한, 동체의 양 측부에서 길이방향으로 승객 및 승무원을 위한 자유 통로를 제공하는데 적합한 동체 구조를 개시하고 있지 않다.
특히 이들 문헌의 교시(敎示)는, 아래의 특징들을 동시에 보장하는 기수측 랜딩 기어 및/또는 회전익 항공기의 동체 구조체를 얻는 것을 가능하게 하지 않는다.
- 낮은 지상 간격;
- 추락 시의 양호한 안전;
- 최소의 공기역학적 저항 및 불안정성;
- "이상진동"으로 알려진 불안정 현상에 의해 영향을 받지 않는 랜딩 기어;
- 해군 요건에 부합하는 랜딩 기어;
- 레이더 또는 다른 탐지장치를 방해하지 않는 배치의 구조;
- 탑승자가 전방 쪽으로의 양호한 가시성을 가지는 것;
- 항공기 내에서의 탑승자이 용이한 이동성
- 내측 공간의 이용 가능성
따라서, 본 발명은 회전익 항공기용의 후방으로 철회 가능하고 또한 조향 가능한 기수측 보조 착륙장치로서,
- 적어도 하나의 바퀴가 회전하는 중심이 되는 바퀴 축을 가지는 바퀴 조립체;
- 바퀴 축이 장착되는 자유 단부와, 이 자유 단부의 길이방향으로 반대측의 힌지식 연결 전방 단부를 가지고, 항공기에 견고하게 고정되는 힘 전달 구조체에 적어도 하나의 횡방향 힌지를 통해 피봇 가능하게 장착되는, 길이방향으로 연장한 진동 시스템;
- 바퀴 축을 진동 시스템의 자유 단부 뒷쪽에 가까이에서 진동 시스템에 장착하기 위한 조향 피봇으로서, 바퀴 축과 교차하는 조향 축을 가지고, 직선으로 주행하는 항공기에 대응하는 위치의 어느 쪽으로도 바퀴가 조향될 수 있게 하는 조향 피봇;
- 직선으로 주행하는 위치의 어느 쪽으로도 바퀴를 조향시키도록 바퀴 축과 함께 강제로 피봇하는 조향 피봇의 일부에 연결된 조향 액추에이터; 및
- 상기 힌지식 연결 전방 단부와 상기 자유 단부 사이에서 진동 시스템에 힌지식으로 연결되는 연결 단부와, 이 연결 단부의 축방향으로 반대측에 있고 힘 전달 구조체에 힌지식으로 연결되는 결합 단부를 가지는 충격 흡수 액추에이터를 포함하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치를 제공한다.
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본 발명에 따르면, 이러한 착륙장치에서, 상기 진동 시스템은 충격 흡수 스트로크보다 큰, 그의 힌지식 연결 전방 단부를 중심으로 한 상승 스트로크를 나타내고, 상기 충격 흡수 액추에이터는 충격 흡수 스트로크의 끝을 나타내는 위치를 넘어 진동 시스템을 철회시키는 수단을 가지고, 이것에 의해, 진동 시스템과 충격 흡수 액추에이터는 충격을 흡수하는 기능과 착륙장치를 철회시키는 기능 모두를 행한다.
일 실시형태에서, 조향 액추에이터는 조향 축에 통합되어 있고, 예를 들어, 조향 액추에이터는 감속장치를 통해 크게 감속되는 구동 출력을 가지는 전기 모터와, 바퀴 축에 고정되는 조향 피봇의 부분에 연결된 조향 구동 부싱(bushing)과, 진동 시스템에 고정되어 있고 조향이 고정되어 있는 부싱을 포함한다.
일 실시형태에서, 진동 시스템은 높이방향으로 요동하는 단일 아암식 로커(rocker)이고, 바퀴 조립체의 축이 길이방향 및 높이방향에서 길이방향 자유 단부에 대하여 고정되어 장착되어 있다.
일 실시형태에서, 충격 흡수 액추에이터의 연결 단부와 결합 단부는, 충격 흡수 액추에이터가 주로 그의 슬라이드 축을 따라 응력을 받도록 진동 시스템과 힘 전달 구조체에 볼 조인트에 의해 각각 힌지식으로 연결되어 있다.
일 실시형태에서, 충격 흡수 액추에이터는, 실질적으로 높이방향으로 연장하는 힘 전달 구조체의 부분에 힌지식으로 연결되기 위해 그의 결합 단부가 상부에 있는 상태로 실질적으로 높이방향을 따라 연장한다.
일 실시형태에서, 충격 흡수 액추에이터는 상후방으로의 작은 기울기를 가지고 실질적으로 높이방향으로 연장하여 있고, 충격 흡수 액추에이터의 연결 단부가 진동 시스템의 자유 단부에 가까이 있다.
일 실시형태에서, 충격 흡수 액추에이터는 그의 결합 단부가 힘 전달 구조체의 보강된 구조체 바닥 플로어에 힌지 연결되고, 그의 연결 단부가 진동 시스템의 크랭크 부품 등에 연결되어 실질적으로 길이방향으로 연장한다.
일 실시형태에서, 길이방향의 충격 흡수 액추에이터는, 철회되는 착륙장치를 수용하기 위한 구조체의 수용실 내에 수용되도록 설계되어 있고, 충격 흡수 액추에이터의 연결 단부는 진동 시스템의 힌지식 연결 전방 단부에 가까이 있다.
일 실시형태에서, 충격 흡수 액추에이터는 그의 결합 단부가 연결 단부의 전방에 위치하는 상태로 실질적으로 길이방향으로 연장하고, 그의 연결 단부가 구조체의 수용실내에 있고 그의 결합 단부가 수용실로부터 전방으로 길이방향으로 돌출하도록 설계되어 있다.
일 실시형태에서, 충격 흡수 액추에이터는 실질적으로 길이방향으로 연장하고, 철회될 때와 충격을 흡수할 때 또는 그 반대의 경우 상후방 또는 하후방으로의 작은 기울기를 취한다.
일 실시형태에서, 진동 시스템은 변형 가능한 평행사변형체이고, 이것에 의해, 조향 피봇의 조향 축이 충격 흡수 및 철회 중에 진동 시스템의 높은 위치와 낮은 위치 사이에서 높이방향으로 연장하여 유지되고, 진동 시스템은 높이방향으로 상하로 배치된 한 쌍의 트레일 아암(trailed arm)을 포함한다.
일 실시형태에서, 바퀴 조립체는, 높이방향으로 진동 시스템의 자유 단부의 레벨까지 이르는 플랜지 및 트레드(tread)를 가지는 적어도 하나의 바퀴를 가지고, 예를 들어, 바퀴 조립체는 진동 시스템의 자유 단부의 양측에 평행하게 배치된 2개의 바퀴를 가진다.
일 실시형태에서, 랜딩 기어는, 추락 시에 충격 흡수 액추에이터의 철회 기능과 충격 흡수 기능을 제지하도록 작동하는 제지 수단과; 철회 기능과 충격 흡수 기능이 제지된 때, 충돌 에너지에 의해 진동 시스템이 추가 크기 및 충격 흡수 스트로크에 걸쳐 상승하도록 배치되고, 추락 시에 힘을 흡수하여 제한하는 힘 제한 수단을 포함한다.
일 실시형태에서, 힘 제한 수단은 적어도 일부, 예를 들어, 전체가 충격 흡수 액추에이터 내에 통합되어 있다.
일 실시형태에서, 힘 제한 수단은 적어도 일부가 진동 시스템에 통합되어 있고, 예를 들어, 힘 제한 수단이 조향 피봇 내에 통합되어, 추락 시 진동 시스템에 에너지 흡수 추가 스트로크를 제공한다.
일 실시형태에서, 특히 추락 시 작동하는 제지 수단은 진동 시스템의 철회만을 제지하도록 배치되어, 에너지 흡수는 추가 크기 스트로크와, 충격 흡수 액추에이터 외측에 배치된 힘 제한 수단에 의해 제공되는 추가 스트로크에 걸쳐 이용 가능하게 된다.
일 실시형태에서, 특히 추락 시 작동하는 제지 수단은 충격 흡수 액추에이터에 의한 철회 및 충격 흡수 모두를 제지하도록 배치되어, 에너지 흡수가 최대 스트로크에 걸쳐 이용 가능하게 된다.
또한, 본 발명은, 적어도 하나의 상기한 착륙장치가 장착되는, 헬리콥터와 같은 회전익 항공기용의 힘 전달 구조체로서,
실질적으로 높이방향으로 연장하는 강성 구조물과;
상기 강성 구조물에 견고하게 연결되고, 착륙장치를 철회시키기 위한 수용실의 적어도 일부를 형성하는 구조체 바닥 플로어; 및
상기 강성 구조물의 측면 아암의 상단부에 가까이에서 상기 강성 구조물에 견고하게 고정된 기계 상부 플로어(machine top floor)를 포함하는 회전익 항공기용의 힘 전달 구조체를 제공한다.
본 발명에 따르면, 길이방향 측면에서 보아, 힘 전달 구조체는 상기 강성 구조물이 횡방향으로 중앙의 박스를 포함하는 L자형을 나타내고, 착륙장치의 진동 시스템은 힘 전달 구조체 내에서 착륙장치로부터 오는 힘을 취하는 것에 기여하는 박스와 실질적으로 정합하여 배치된다.
일 실시형태에서, 상기 강성 구조물의 상기 박스와 적어도 2개의 측면 아암은 실질적으로 높이방향으로 연장하고, 구조체 바닥 플로어는 상기 박스 및 상기 측면 아암으로부터 전방으로 길이방향으로 연장하며,
상기 박스는 적어도 하나의 하우징을 제공하도록 적어도 하나의 후방으로 개방된 개방부를 가지고 길이방향 및 횡방향 면에서의 단면에서 적어도 부분적으로 개방되어 있는 형상을 나타내고,
상기 강성 구조물의 측면 아암은 상기 박스의 횡방향으로 양측에 이동 및 가시(可視)를 위한 통로를 제공하도록 상기 박스로부터 횡방향으로 떨어져 배치된다.
일 실시형태에서, 이 힘 전달 구조체는,
구조체 바닥 플로어 내에서는, 착륙장치의 진동 시스템의 힌지를 수용하기 위한 장착 지점과, 상기 강성 구조물의 바닥 베이스로부터 길이방향 전방으로 연장하는 2개의 길이방향 스파(spar)와, 상기 박스에 대하여 직각으로 횡방향으로 배치된 2개의 횡방향 스파로서, 이들 횡방향 스파 중 하나의 스파는 상기 박스의 길이방향으로 전방에 있고, 다른 하나의 스파는 상기 박스의 후면과 정합하여 있는 횡방향 스파를 포함하고,
상기 강성 구조물 내에서는, 상기 강성 구조물의 양측에서 구조체 바닥 플로어의 후방부로부터 상방으로 연장하는 2개의 측면 아암을 포함한다.
일 실시형태에서, 철회실은 박스의 후면과 정합하는 구조체 바닥 플로어의 전방 횡방향 스파로부터 길이방향으로 배치되고,,박스와 동일한 횡방향 치수를 가진다.
일 실시형태에서, 충격 흡수 액튜에이터를 체결하기 위한 횡방향 힌지는 박스와 실질적으로 실질적으로 정합하여 배치되고, 예를 들어, 박스 상에, 또는 그 박스 아래에서 구조체 바닥 플로어 상에 배치된다.
일 실시형태에서, 진동 시스템에 접속하는 충격 흡수 액추에이터의 연결 단부는 박스와 실질적으로 실질적으로 정합하여 배치되고, 예를 들어, 박스의 정면의 길이방향으로 약간 앞에 배치된다.
일 실시형태에서, 박스, 구조체 바닥 플로어, 및 기계 상부 플로어는 적어도 일부가 복합재, 예를 들어, 리벳 또는 접착제에 의해 함께 접합된 탄소/탄소 적층체로 만들어져 있다.
또한, 본 발명은, 힘 전달 구조체를 통해 동체에 장착된 착륙장치를 포함하는 헬리콥터와 같은 회전익 항공기를 제공한다.
본 발명에 따르면, 착륙장치와 힘 전달 구조체는 착륙력이 구조체 바닥 플로어와 기계 상부 플로어 사이에서 중앙 박스 내에 분포되도록 배치된다.
일 실시형태에서, 힘 전달 구조체는 동체의 유선형 구조물에 의해 덮여 있다. 예를 들어, 그러한 유선형 구조물은 적어도, 동체와 일체의 부분을 형성하는 작동 덮개(working covering)와, 항공기의 외부에 대한 가시성을 향상시키는 투명 표면과, 랜딩 기어 등을 위한 해치(hatch) 중 어느 하나 또는 다수를 포함한다.
헬리콥터에서, 동체의 유선형 구조물의 투명 표면은 특히 착륙 중에 지면 쪽으로의 가시성에 매우 유용한다.
일 실시형태에서, 레이더 또는 다음 탐지장치와 같은 장비는 항공기에의 그의 설치 및 작동이 방해되지 않도록 힘 전달 구조체에 장착된다.
예를 들어, 레이더는 구조체 바닥 플로어 내의 공간과 같은, 힘 전달 구조체 내에 제공된 공간 내로 철회 가능하게 장착될 수 있다.
이하, 첨부 도면에 도시되고 비제한적인 예로서 주어진 실시형태에 의거하여 본 발명을 설명한다.
도면들에서, 동일한 구성요소를 동일한 부호로 나타내었다.
도면에서는 3개의 직교하는 방향 X, Y, Z을 나타내고 있다.
X는 설명되는 구조체의 주 길이 또는 치수에 대응하는 길이방향을 가리킨다.
Y는 설명되는 구조체의 횡 치수, 즉, 폭에 대응하는 횡방향에 해당하고, 이들 길이방향(X)과 횡방향(Y)을 설명의 편의상 수평 방향이라고 칭하는 경우도 있다.
Z는 설명되는 구조체의 높이 치수에 해당하는 제3 방향, 즉, "높이" 방향을 가리키고, 높은/낮은 이라는 용어는 그와 관련된 것이며, 설명의 편의상 이 Z 방향을 수직방향이라고 칭하는 경우도 있다.
X 방향과 Y 방향이 함께, "주" 평면(도 1의 지면(紙面)에 수직인 면)으로 불리는 X, Y 면을 형성하고, 이 평면 내에, 다각형의 지지점 및 착륙 면이 포함된다.
도면에서, 부호 1은 헬리콥터와 같은 회전익 항공기를 나타낸다.
도 1 내지 도 4에서, X 방향 화살표는 회전익 항공기(1)에 대하여 전방을 가리킨다. 회전익 항공기(1)의 착륙장치(랜딩 기어)(2)와 같은 부품이 그 항공기의 전방 단부에 가까운, 그 항공기의 길이방향 단부에 가까이 배치되는 경우, 그 부품은 "기수" 부품이라고 불린다.
예로서 된 실시형태에서, 회전익 항공기(1)는 "중형" 헬리콥터, 즉, 대략 5 내지 8 미터 톤 중량의 헬리콥터이다.
회전익 항공기(헬리콥터)(1) 내에서, 특히 도 2에 도시된 바와 같이, 힘 전달 구조체(5)를 볼 수 있다. 이 힘 전달 구조체(5)는 추락 시 회전익 항공기(1)의 동체(3)에 고도의 강성과 안전 작용을 제공한다.
힘 전달 구조체(5)는, 횡방향으로 중앙에 있고 실질적으로 높이방향(Z)을 따라 연장하는 박스(6)로 이루어진 강직한 구조체를 포함한다.
도 1 및 도 2에서, 이 박스(6)는 랜딩 기어(2)의 충격 흡수 액추에이터(9)의 힌지(8)를 수용하는 적어도 하나의 장착 지점(7)을 가진다.
도시된 실시형태들은 하나의 충격 흡수 장치만을 가지고 있지만, 본 발명의 실시형태들은, 예를 들어, 수평방향 또는 수직방향으로 평행한 2개의 충격 흡수 액추에이터(9)를 포함한다.
또한, 힘 전달 구조체(5)는 기내 바닥을 구성하는 구조체 바닥 플로어(10)도 가진다.
실제로는, 순수 기내 바닥, 즉, 탑승자와 기내 장비를 지지하도록 작용하는 면과, 기계적 힘의 대부분을 지지하는 "플로어 아래(under-floor)" 구조물이 구분된다.
순수 기내 바닥은 천공되는 것에 견디도록 설계되고, 현재는 기밀(氣密) 복합재 벌집 조립체로 구성되는 일이 많다.
구조체 바닥 플로어(10)의 길이방향 스파(spar)(14, 15)와 횡방향 스파(16, 17)는 그러한 "플로어 아래 구조물"의 부품들이다.
아래에서 설명되는 바와 같이, 도 5 및 도 6의 실시형태에서의 구조체 바닥 플로어(10)는 충격 흡수 액추에이터(9)의 힌지(8)의 장착 지점(7)을 지지한다.
기내의 구조체 바닥 플로어(10)는 적어도 하나의 다른 장착 지점(11)을 가지고 있다.
이 장착 지점(11)은 랜딩 기어(2)를 현가하고 철회시키기 위한 진동(oscillating) 시스템(13)의 힌지(12)를 수용한다.
도 2에서, 구조체 바닥 플로어(10)는 2개의 길이방향 스파(14, 15)를 가진다. 이들 스파(14, 15)는 강성 구조물, 즉, 박스(6)의 바닥 베이스로부터 전방으로 실질적으로 길이방향(X)으로 연장하고, 박스(6)의 양 옆에 배치된다.
이 구조체 바닥 플로어(10)는 또한, 2개의 횡방향 스파(16, 17)를 가진다.
횡방향 스파(16, 17)는 강성 구조물(박스(6))에 대하여 실질적으로 수직방향으로 배치되고, 길이방향으로는, 그들 중 하나의 스파(16)가 박스(6)의 전방에 배치되고, 다른 하나의 스파(17)는 박스(6)의 후면(18)과 실질적으로 정합하여 배치된다.
도 1에서 보이는 횡방향 스파(17)는 박스(6)의 후면(18)과 정합하여 있다.
도 2에서, 일종의 개방된 횡방향 프레임을 형성하기 위해, 강성 구조물의 일부를 형성하는 2개의 측면 아암(19, 20)이 제공되어 있음을 볼 수 있다. 이들 측면 아암(19, 20)은 후방의 횡방향 스파(17)로부터 상방으로 높이방향(Z)으로 연장하여 있다.
도 1 및 도 2에서, 강성 구조물은 단일체를 구성한다.
이를 위하여, 측면 아암(19, 20)은 구조체 바닥 플로어(10)의 후방의 횡방향 스파(17) 및 횡방향 상부 빔(21)과 통합되어 있다.
상부 빔(21)은 스파(17)와 평행하고, 높이방향으로 그 스파에 대향하여 있고, 측면 아암(19, 20)의 상단부에 걸쳐 연장하여 있다.
또한, 힘 전달 구조체(5)는 기계 상부 플로어(machine top floor)(22)를 포함한다.
"플로어"라는 용어는 회전익 항공기에 전형적안 의미로 사용되며, 기계 상부 플로어(22)에 대해서는, 예를 들어, 터빈, 전동 유닛 및 주 회전익(도 4의 부호 40)를 포함하는 주요 기계적 유닛들을 지지하는 플레이트를 지칭한다.
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도 2에서, 기계 상부 플로어(22)는 중앙 박스(6)의 상단부 기까이에서 그 박스에 그리고 측면 아암(19, 20) 및 상부 빔(21)에 견고하게 고정되어 있다.
도 1에서 볼 수 있는 바와 같이, 힘 전달 구조체(5)는 길이방향 측면(도 1, 도 3, 및 도 4의 지면(紙面)과 일치하는 면)에서 볼 때, 대체로 L자형의 형상을 가진다.
이 L자 형상에서, 중앙 박스(6)는 L자의 수직 부분을 형성하고, 구조체 바닥 플로어(10)는 L자의 바닥 부분을 형성한다.
즉, 박스(6) 및 측면 아암(19, 20)은 높이방향(Z)으로 연장하고, 구조체 바닥 플로어(10)는 박스(6) 및 측면 아암(19, 20)으로부터 전방으로 길이방향(X 방향)으로 연장한다.
구조체 바닥 플로어(10)는 박스(6)에 견고하게 접속되어, 본 발명의 L자형의 힘 전달 구조체(5)에, 랜딩 기어(2)로부터 오는 하중을 회전익 항공기(1)의 기체(機體)(airframe)에 전달하는 능력을 부여한다.
본 발명의 힘 전달 구조체(5)에서, 박스(6) 및/또는 구조체 바닥 플로어(10) 및 기계 상부 플로어(22)는 적어도 일부가 복합재로 만들어진다. 몇몇 예에서는, 이들이, 리벳 및 접착체에 의해 함께 접합된 탄소/탄소 적층체로 되어 있다.
도 2에서, 박스(6)는 길이방향 단면과 횡단면 모두에서 적어도 일부가 개방된 형상을 나타내고, 적어도 하나의 하우징(24)(도 1에서도 볼 수 있음)을 제공하도록 후방으로 개방되어 있는 적어도 하나의 개방부(23)를 가진다.
이 하우징(24)은, 이 실시형태에서는 승무원 바로 뒤에 위치되고 구조체 바닥 플로어(10)를 기계 상부 플로어(22)에 연결하는, "찬장(cupboard)" 형태의 중앙 구조체(예를 들어, 도 4 참조)를 형성한다.
상기한 바와 같이, 이 하우징(24)은, 예를 들어, 전기장치 및 항공 전자장비를 수용하도록 승객실에 대하여 길이방향으로 박스(6)의 후면(18)을 통해 개방되어 있다.
후면(18)의 패널은 높은 수준의 응력을 받지 않는다. 즉, 그 패널은 "작동 부재"가 아니고, 그 결과, 개방부(23)의 존재가 박스(6) 및 힘 전달 구조체(5)의 기계적 취약을 야기하지 않는다.
여기서, 힘 전달 구조체(5)의 중공의 강성 프레임의 측면 아암(19, 20)은 박스(6)의 양측으로 횡방향으로, 즉, Y 방향으로 서로 떨어져 있다.
이것에 의해, 기내의 전방 부분과 후방 부분 사이에서 이동하고 볼 수 있도록 항공기의 각 측부에서 개방된 내부 통로(25, 26)가 형성되고, 상기 전방 부분 및 후방 부분은 힘 전달 구조체(5)의 프레임(17, 19, 20, 21)에 의해 분리된다.
이것은, 동체가 견고하여야 하는, 즉, 추락 시에 안정성을 제공하여야 하는 요건과, 기내의 전방 부분과 후방 부분 사이에서의 양호한 가시성과 이동성에 대하여 이전에는 모순인 것으로 믿어졌던 요건을 조화시킨다.
도 1 또는 도 2의 실시형태에서, 힘 전달 구조체(5)는 구조체 바닥 플로어(10)와 실질적으로 같은 레벨의 바퀴 수용실(27)을 포함하고, 이 바퀴 수용실(27)은 랜딩 기어(2)가 그 안으로 철회되게 하는데 적합하게 되어 있고, 간혹 휠 베이(wheel bay)로도 불린다. 본 실시형태에서, 이 수용실(27)은 구조체 바닥 플로어(10)의 전방 횡방향 스파(16)로부터 박스(6)의 후방 단부와 같은 례벨까지 길이방향으로 연장하여 있다.
본 실시형태에서, 바퀴 수용실(27)은 박스(6)와 실질적으로 동일한 횡방향 치수(Y 방향)를 가진다.
도 1 및 도 2에서, 바퀴 수용실(27)은 대부분이 구조체 바닥 플로어(10)에 통합되어 있음을 볼 수 있다.
특정 실시형태에서는, 바퀴 수용실(27)은 전체가 구조체 바닥 플로어(10)에 통합되어 있다.
그리하여, 도 3(아래에서 더 상세히 설명됨)에서 더욱 명확하게 알 수 있는 바와 같이, 착륙력(landing force)이 구조체 바닥 플로어(10)와 기계 상부 플로어(22) 사이에 분포된다.
도 4에서, 항공기(1)의 힘 전달 구조체(5)에 내비게이션 및/또는 전술 장비(28)가 장착된 것을 볼 수 있다.
예를 들어, 이 장비(28)는, 착륙장치(2)를 위한 공간과 유사한 방식으로 항공기(1)의 기수에 길이방향으로 더 가까이에서 구조체 바닥 플로어(10)에 형성된 공간(30)내로 철회 가능한 레이더(29)를 포함한다.
도 3을 참조하면, 힘 전달 구조체(5)가 설치된 항공기(1)의 정규 작동과 비상 착륙의 경우에 힘 전달 구조체(5)에 가해지는 힘과 응력을 볼 수 있다.
특히, 박스(6)가 힘 전달 구조체(5)를 위한 중앙 지주(도 1 내지 도 3에서 역 L자형)로서 작용하도록 통합되는 방식 때문에, 기계 상부 플로어(22)에 대한 적절한 지지점들을 찾음으로써 바퀴 수용실(27)의 빔들을 끼워넣는 것이 가능하다.
그 결과, 힘 전달 구조체(5)에는 박스(6)의 길이방향(X) 전방 쪽으로 증가된 강성이 제공된다.
도 4의 실시형태에서, 이러한 증가된 강성은 조종실 아래에서 얻어진다.
따라서, 동체(3)로부터 외팔보 처럼 나와 힘 전달 구조체(5)가 지지하는 대부분이 향상된 강성 때문에 보다 양호하게 통합된다.
이것에 의해, 2개의 하중 지지 길이방향 스파(14, 15)에 대한 하중이 감소될 수 있다.
도 3에서, 랜딩 기어(2)에 의해 발생되는 힘(32)에 의해 생성되는 모멘트와, 바닥 및 상부 전단력(33, 34)과, 동체(3)의 외판의 상부 및 바닥 부분(35, 36)을 볼 수 있다.
본 실시형태에서, 랜딩 기어(2)에 의해 발생되는 힘(32)은 높이방향(Z)으로 상방으로 향한다.
바닥 전단력(33)은 길이방향(X)을 따라 후방으로 향한다.
상부 전단력(34)은 길이방향(X)을 따라 전방으로 향한다.
기계 상부 플로어(22)에 접속된 L자형 구조체(5)에 의해, 힘(32)에 의해 전달되는 모멘트는 상부 및 바닥 외판 부분(35, 36)에서의 전단력(33, 34)에 의해 부분적으로 또는 완전히 평형되는 것을 도 3에서 명료하게 볼 수 있다.
힘 전달 구조체(5)의 다른 특징을 아래에 설명한다.
도 2에서, 박스(6)는 동체(3)의 측벽에 인접하지 않고, 2개의 통로 또는 개방부(25, 26)를 통해 빈 공간을 남기고 있는 것을 명료하게 볼 수 있다.
따라서, 힘이 가해지는 지점이 동체(3)의 벽들에 가까이 있지 않고, 랜딩 기어(2)의 상방에 있으며, 본 실시형태에서는, 이것이 Y 방향우로 중앙에 있는 중앙 위치에 배치된다.
도 2에서, 박스(6)의 외측에서 앞면(37)에, 랜딩 기어(2)의 충격 흡수 액추에이터(9)를 위한 힌지 판(38)이 설치되어 있다.
또한, 주 회전익(40)(도 4)을 제어하기 위한 하나 이상의 로드(39)(도 2에는 하나의 로드(39)만이 도시됨)는 박스(6)의 외측에서 앞면(37)의 전방에 설치된다.
도 1에서, 힌지 판(38) 및 로드(39)는 유선형 구조물(41)(일점 쇄선으로 개략적으로 도시됨)에 의해 덮여 있다.
도 2의 실시형태에서, 박스(6) 또는 중앙 지주의 횡방향(Y)으로의 폭, 즉, 치수는 바퀴 수용실(27)의 것(예를 들어, 약 500 mm)과 실질적으로 동일하고, 또한, 조종사와 부조종사 사이에 놓이는 장비 패널의 폭과 동일하다.
마찬가지로, 박스(6)의 횡방향 치수는, 장비 및 보조 제어장치(예를 들어, 연료 차단 밸브, 회전익 브레이크, 또는 엔진 제어장치)를 지지하는 기계 상부 플로어(22)의 중앙 패널의 것과 실질적으로 동일하다.
외형상으로, 힘 전달 구조체(5)는 길이방향으로는 L자형이고, 횡방향으로는(예를 들어, 정면에서 볼 때) 역T자형이라 할 수 있다.
실시형태에서, 힘 전달 구조체(5)의 주요 부분은 직사각형체들로 된 2개의 플랭크(flank)로 이루어진 빔(beam)인 것으로 고려될 수 있다. 바닥 직사각형체는 바퀴 수용실을 형성하고, 수직 직사각형체는 조종실에의 접근부를 형성한다
이러한 구조는 랜딩 기어(2)로부터 힘이 전달되는 것을 가능하게 하고, 또한, 힘 전달 구조체(5)에 의해 흡수되지 않는 힘이 동체(3)의 외판과 공유되는 것을 가능하게 한다.
특정 실시형태에서, 이러한 중앙 박스(6)는 다음과 같이 작용한다.
특히 충격방지 시트가 기계 상부 플로어(22)에 고정된 경우, 이 기계 상부 플로어(22)의 정면을 보유하고,
하중 지지 길이방향 스파(14, 15)로부터의 하중을 취하면서 힘 전달 구조체(5)를 보강하고, 따라서, 항공기(1)를 보강한다.
힘 전달 구조체(5)의 특정 실시양태는 기내가 어떻게 사용되는지의 점에서 고려되어야 한다.
조종실(예를 들어, 2 m 폭)의 위치에서의 동체(3)와 비교하여 중앙 박스(6)가 비교적 좁기(예를 들어, 약 0.5 m 폭) 때문에, 박스(6)는 승객의 전방에서 작은 마스크를 구성할 뿐이다. 각 측부에 승객 통로와 장비 수용실을 가지는 종래의 구조는 종종 허용할 수 없는 방법으로 전방 시야를 차단한다.
중앙 박스(6)는 그의 측부를 통해, 항공기(1)의 길이방향(X 방향)으로 전방에 위치된 도어(통로(25, 26)를 통해 항공기(1) 내측으로부터), 예를 들어, 도 4에 도시된 전방 도어(44)를 통해 제1 열의 승객 좌석(도 4에서 점선으로 나타낸 승객 좌석(43))에의 용이하고 신속한 접근을 제공한다.
본 발명의 실시형태에서, 힘 전달 구조체(5)의 이러한 실시양태는 높이방향(Z)으로 적절한 크기(예를 들어, 1.4 m)의 4열 시트를 가지는 기내를 제공하는 것을 가능하게 하는데, 이는 기내에서 길이방향(X)으로 이동하지 않고 모든 좌석 열에 접근할 수 있기 때문이다.
종래에는, 이와 같이 이동하는 것을 가능하게 하기 위해, 적어도 0.2 m의 추가 높이(Z)를 가질 필요가 있고, 이것에 의해, 좌석을 설치하기 위해 사용되는 플로어(10)상의 가용 면적을 상실하게 된다.
군사적 임무를 위한 본 발명의 항공기(1)에서는, L자형 및 T자형의 배치는 지휘관이 (통로(25, 26)를 통해) 승무원과 의사 소통하여 작전지의 최적 착륙 위치를 지정하는 것을 가능하게 한다.
또한, 힘 전달 구조체(5)가 설치되는 방식에 의해, 창문을 통해 기관총을 사용할 여지가 남게 되지만, 많은 종래의 구조에서는, 그러한 움직임이 방해된다.
이들 외에, 도 2는 아래의 항목들이 어떻게 동일한 폭을 나타내는지를 나타낸다.
중앙 박스(6),
바퀴 수용실(27),
장비 및 천장 패널.
이것은 당연히, 수직방향으로 연장하는 전기장비, 유압 배관 등을 설치하는 것을 용이하게 한다.
많은 실시형태에서, 힘 전달 구조체(5)를 구성하는 패널의 치수는 그 패널의 가장자리에 웨브가 배치되는 것을 보장하도록 설계된다.
또한, 힘 전달 구조체(5)의 구성요소들의 내부 치수는 항공 전자장비가 그 안에 수용되는 것을 가능하게 하고, (예를 들어, 아래로 부터 공기를 흡입하여 위로 공기를 배출함으로써) 그 장비에 대하여 용이하게 통풍되는 것을 가능하게 한다.
또한, 기내에 대한 밀폐를 보장하는 것이 용이하다.
해군 임무용의 본 발명에 따른 항공기(1)의 실시형태에서는, 도 4에 도시된 바와 같이, 내비게이션 및/또는 전술 장비(28)는 레이더(29)의 길이방향으로 전방에 위치된 적외선 탐지장치(45)를 포함한다.
전술 레이더(29)와 마찬가지로, 적외선 탐지장치(45)는 랜딩 기어(2)의 전방에 설치된다.
그리하여, 적외선 탐지장치(45)는 전방 및 하방에 걸쳐 양호한 시계(視界)를 가지고, 레이더(29)는 대부분의 비행에서 수평면에서 360°에 걸쳐 볼 수 있다.
이를 위하여, 레이더(29)를 구비한 본 발명의 항공기(1)에서는, 그 레이더가 전천후 레이더 기능을 용이하게 가질 수 있도록 전방에서 약간 상방까지도 선회하면서 특히 측면에서 양호한 가시성을 가지는 것을 보장하도록 한다.
도 4에서, 공간(30)내로 철회 기능한 레이더(29)는 그 레이더(29)가 작동하지 않는 경우, 항공기(10)의 지상 간격을 향상시키고 공기역학적 저항을 감소시킨다.
특히, 본 발명의 랜딩 기어(2)가 길이방향(X)으로 콤팩트함으로써, 레이더 오프 상태로 비행하는 동안 또는 착륙 시에 레이더(29) 안테나의 주요 부분과 레이돔(radome)이 철회될 수 있게 하기에 충분한 치수의 공간(30)을 제공하는 것이 용이하게 된다.
도 4에서, 공간(30)은 적외선 탐지장치(45)와 착륙장치(2) 사이에서 길이방향으로 배치되어 있다.
이것은, 적외선 탐지장치(45)가 낮은 위치에 있고, 또한 횡방향으로 보다 작은 폭을 나타내는 동체(3)의 구역에 설치되기 때문에, 특히 선회시에 유리하다.
또한, 지상에서, 레이더(29)나 적외선 탐지장치(45) 어느 것도, 토우 바아(tow bar)를 랜딩 기어(2)에 접속하여 항공기(1)를 조작하는 것을 방해하지 않는다.
다음에, 본 발명의 착륙장치, 즉, 랜딩 기어(2)에 대해 더 상세히 설명한다.
착륙장치(2)는 항공기(1)에 사용되는 것으로, 후방으로 움직여 철회 가능하다.
일반적으로, 착륙장치(2)는 바퀴 축(47)을 가지는 적어도 한 세트의 바퀴를 포함하고, 도 1 및 도 2에서는 공기압 타이어로 형성된 트레드(49)와 플랜지를 가지는 적어도 하나의 바퀴(4)가 바퀴 축(47)을 중심으로 회전한다.
또한, 착륙장치(2)는 진동(oscillating) 시스템(13)도 포함하고, 이 진동 시스템(13)의 길이방향으로 후방의 자유 단부(51)에 가까이 바퀴 축(47)이 장착되어 있다.
진동 시스템(13)은 길이방향(X)으로 자유 단부(51)의 반대측에 힌지식 연결 전방 단부(52)를 가지고 있고, 이 전방 단부(52)는 항공기(10)의 힘 전달 구조체(5)에 피봇 가능하게 장착되어 있다.
이 점에서, 힘 전달 구조체(5)는 항공기(1)에 견고하게 고정된다.
도 1 및 도 2에서, 힌지(12)는 횡축을 중심으로, 보다 정확하게는, 구조체 바닥 플로어(10)에 대하여 피봇시키도록 진동 시스템(13)을 힘 전달 구조체(5)에 장착한다.
착륙장치(2)를 조향시키는 것을 어렵게 하는 어떤 오프셋(offset)을 감소 또는 제거하기 위해, 바퀴 조립체(46)의 바퀴 축(47)이, 바퀴 축(47)의 축선에 교차하는 조향 축(53)을 가지는 조향 피봇(54)(도 1에 빗금으로 개략적으로 표시됨)을 통하여 진동 시스템(13)에 장착되어 있다.
도 1에 빗금으로 개략적으로 도시된 조향 액추에이터(55)도 착륙장치(2)의 일부를 형성한다.
조향 액추에이터(55)는 직선으로 주행하기 위한 위치의 어느 쪽으로도 바퀴(4)를 조향시키기 위해 바퀴 축(47)과 함께 강제로 선회하도록 된 조향 피봇(54)의 일부에 연결되어 있다.
도 1에서, 조향 피봇(54)과 조향 액추에이터(55)는 조향 축(53)의 둘레에 통합되어 있다.
본 실시형태에서, 조향 액추에이터(55)는 전기 모터를 포함하고, 이 전기 모터의 출력은, 예를 들어, 기어장치(gearing)에 의해 큰 범위로 감속된다.
조향 목적으로 구동되는 조향 액추에이터(55)의 이동 핀은 바퀴 축(47)에 고정된 조향 피봇(54)의 부분에 연결되어 있다.
조향 목적으로 이동하지 않는 다른 핀은 진동 시스템(13)에 고정되어 있다.
본 발명의 실시형태에서, 견인 트랙터에 의해 지상에서 이동이 행해지는 것을 가능하게 하기 위해, 조향 액추에이터(55)는 클러치가 풀릴 수 있게 되어 있다.
비교적 높은 가격에도 불구하고, 조향 액추에이터(55)의 사용은, 특히 바퀴(4)가 오프셋되는 랜딩 기어(2)의 구성에 비하여 이점(利點)을 제공한다. 그리하여, 이하의 사항을 보장하도록 조향 액추에이터(55)를 구비한 본 발명의 랜딩 기어(2)를 사용하는 것이 편리하다.
- 바퀴(4)가 바퀴 수용실(27)내로 철회되고 항공기(1)의 축상에 놓이도록 선회되면, 조향 액추에이터에의 (전기 등의) 동력 공급을 차단함으로싸 (비행 중의) 항공기 축상에 용이하게 잠그어질 수 있다. 대조적으로, 오프셋 바퀴를 가지는 통상의 랜딩 기어에서는, 동일한 결과를 달성하기 위해, 특정의 잠금 기구를 항공기에 제공하는 것이 필요하다.
- 바퀴(4)가 바퀴 수용실(27)내로 철회되는 동안 조향 액추에이터(55)를 사용하여 항공기의 축으로 바퀴(4)를 복귀시키는 것이 용이하다. 대조적으로, 트레일식 바퀴를 가지는 통상의 랜딩 기어에서는, 동일한 결과를 달성하기 위해 특정 기구(예를 들어, 스프링)를 추가하는 것이 필요하다.
- 조향 액추에이터(55)에 특유의 각도 강직성 때문에 이상진동(shimmy) 현상이 방지된다. 그러나, 오프셋 바퀴를 가지는 통상의 랜딩 기어는 이러한 현상에 민감하다.
- 소정의 항공기(1)의 경우, 본 발명의 전체 랜딩 기어(2)의 길이방향 치수는 오프셋 바퀴를 가지는 통상의 랜딩 기어의 것보다 더 작게 용이하게 만들어질 수 있다.
도 6에서는, 충격 흡수 액추에이터(9)의 실린더 사이의 간섭을 피하기 위해, 조향 액추에이터(55)가 도 1의 실시형태에서보다 더 아래에 (즉, 바퀴 축(47)에 더 가까이) 조향 피봇(54)에 설치되는 것을 볼 수 있다.
본 실시형태에서, 조향 액추에이터(55)는 동일한 목적을 위해 조향 피봇(54)의 한쪽으로 횡방향으로 치우쳐 있다.
도 1 및 도 2의 실시형태로 돌아가면, 충격 흡수 액추에이터(9)가 올레오스트러트(oleostrut)인 것을 볼 수 있다.
충격 흡수 액추에이터(9)의 연결 단부(56)는 진동 시스템(13)의 길이방향으로 후방의 자유 단부(51)와 힌지식 연결 전방 단부(52) 사이에서 그 자유 단부(51)에 가까이 진동 시스템(13)에 힌지식으로 연결되어 있다.
충격 흡수 액추에이터(9)는 그의 연결 단부(56)의 반대측에 결합 단부(57)를 가지고 있고, 이 결합 단부(57)는 도 1의 실시형태에서는 힘 전달 구조체(5)의 박스(6)상에 견고하게 장착된 판(38)에 힌지식으로 연결되어 있다.
그것은, 철회 가능하고 조향 가능한 트레일식 바퀴를 가지는 "로커"(rocker) 아암 착륙장치(2)를 구성한다.
이 단계로서, 공지의 각종 착륙장치와, 그러한 착륙장치가 어떤 환경 하에서 나타낼 수 있는 결함에 대하여 간략히 언급할 수 있다. 랜딩 기어는, 전형적으로는 고정식일 때는 로드를 가지고, 또는 철회 가능한 경우에는 철회 액추에이터를 가지고 직선적일 수 있다. 일반적으로, 이러한 랜딩 기어는 내(耐)충돌(anti-crash) 보호를 제공하지 않는다.
그럼에도 불구하고, 내충돌 착륙장치를 얻기 위해, 일부 항공기는 일정한 힘에 대항하면서 절첩하는 복합 튜브(예를 들어, 탄소로 된)를 가지는 장치를 구비하는 경우가 있다. 이러한 장치는 후술하는 도 7에 도시된 것과 유사하다.
그러한 장치에서는, 충격 흡수장치가 추락의 전형인 수직 주행 속도(NB: 정상 착륙 중의 통상 1 m/s 이하의 속도와 대조되는, 약 8 내지 11 m/s)에서 봉쇄된다.
이 목적을 위해, 착륙장치 또는 보다 일반적으로는 항공기는 센서 및 적절한 프로세서 유닛을 구비하고, 그 프로세서 유닛은, 예를 들어, 후술하는 전용 수단(61)에 작용한다.
평탄한 위치를 취하기 위해 피봇하는 랜딩 기어 레그(leg)에서, 타이어들이 즉시 접어지는 현상은 랜딩 기어가 바닥에 강하게 충돌하는 경우 사람과 장비에 커다란 손상을 야기할 수 있다.
직접 충격 흡수장치를 가지는 철회 가능한 랜딩 기어는 비교적 고중량(예를 들어, 8000 kg을 초과하는)의 헬리콥터에 적합한데, 그 이유는 이러한 항공기(1)의 지상 간격이 일반적으로 500 mm 보다 크고, 조종실 바닥이 기내 바닥보다 더 높기 때문이다.
그러나, 이 해결책은 부피 상의 이유로 낮은 톤수의 항공기에 적용하는 것이 곤란하다.
그래서, 바퀴 수용실에 요구되는 최소 치수는 길이가 약 1450 mm이고, 높이가 약 500 mm일 수 있다.
다른 형태의 기수측 랜딩 기어도 알려져 있다. 그러한 랜딩 기어는 낮은 톤수의 헬리콥터에 대개 사용된다.
바퀴(4)의 중심의 수직 스트로크에 비하여 충격 흡수장치의 스트로크를 짧게 하기 위해 레버가 사용된다.
그러한 랜딩 기어는 철회 가능한 것이 아니거나 또는 철회 가능한 것일 수 있다.
이러한 타입의 랜딩 기어에서는, 소정의 플로어에 적합하게 하기 위해, 신장된 때의 랜딩 기어의 높이 또는 휠 베이의 치수를 감소시키는 것이 여전히 가능하지 않다.
그 플로어는 조종석 아래에 위치하고 기내의 플로어를 연장시키며, 지상 간격은 항공기의 크기에 비례한다.
바퀴 수용실의 최소 치수는 그러한 랜딩 기어를 사용하지 않을 때는 분명히 작고, 예를 들어, 길이가 1100 mm이고 높이가 400 mm이다.
바퀴의 축과 그의 조향 피봇 사이의 큰 오프셋 때문에, 이러한 타입의 랜딩 기어는, 꼬리 회전익을 작동시키거나 또는 메인 바퀴들을 차동적으로 제동함으로써 지상에서 주행하는 동안 선회하는 것을 용이하게 한다. 또한, 그러한 랜딩 기어는 콤팩트하다.
그러나, 그것은 중량 및 제조비용의 점에서 단점을 야기한다.
더욱이, 항공기(1)에 대하여 후방에 설정되는 그의 위치는 일반적으로 전체 안정성이 메인 랜딩 기어에서 복원되는 것을 요한다.
실제로, 이러한 랜딩 기어는 직립 랜딩 기어와 동일한 단점을 야기하기 때문에, 내(耐)충돌 기능이 요구되지 않는 경우에만 사용된다.
또한, 이러한 종류의 랜딩 기어는, 바퀴들이 횡방향 힘의 영향 하에 횡방향 위치를 취하고, 휠 베이의 빔들 중의 하나에 부딪쳐 랜딩 기어 레그를 철회시키는 것을 불가능하게 할 위험이 있다.
상기에 비추어, 본 발명에 따른 랜딩 기어의 특징 및 이점이 잘 이해될 수 있다.
도 1에서, 본 발명의 착륙장치(2)는 진동 시스템(13)이 힌지식 연결 전방 단부(52)를 중심으로 최대 상승 스트로크(58)에 걸쳐 이동하도록 배치되는 것을 볼 수 있다. 최대 상승 스트로크(58)는 충격 흡수 스트로크(59)보다 더 크다.
즉, 지상에서 작동할 때, 충격 흡수 액추에이터(9)는, 진동 시스템(13)이 낮은 위치와 충격 흡수 끝, 즉, 상부 접촉 위치 사이에서 충격 흡수 스트로크(59)에 걸쳐 이동하는 것을 가능하게 한다.
이러한 충격 흡수 스트로크(59)는, 항공기(1)를 안정화시키고 안락감을 제공하는 목적을 위해 제공된다.
철회될 때, 충격 흡수 액추에이터(9)는 "최대" 스트로크로 불리는 총 상승 스트로크(58)를 가능하게 한다.
총 상승 스트로크(58)는 착륙장치(2)가 바퀴 수용실(27)내로 철회되는 것을 가능하게 한다.
그래서, 상승 스트로크(58)의 크기는 지상에서 작동하기 위한 충격 흡수 스트로크(59)의 크기보다 추가 크기(도 1에서 부호 60으로 나타냄)만큼 더 크다.
착륙장치(2)를 위한 이러한 추가 크기(60)는 충격 흡수 끝 위치로부터 철회 위치까지 연장한다.
충격 흡수 및 철회를 위한 상부 스트로크 끝 위치와 하부 스트로크 끝 위치는 도시되지 않았다. 일부 실시형태에서, (Z 방향의 높이에서) 약 200 mm인 충격 흡수 스트로크(59)가 제공될 수 있다.
철회 목적을 위해, 충격 흡수 액추에이터(9)는 그 목적에 전용의 수단(61)을 가지고 있다. 이 수단은 그 액추에이터가 진동 시스템(13)의 높은 위치를 넘어 스트로크를 통해 주행하는 것을 가능하게 한다. 이 철회 가능한 수단(61)을 작동시킴으로써, 랜딩 기어(2)가 바퀴 수용실(27)내로 철회된다.
추락 시, 항공기(1)의 센서 및 프로세서 유닛들이, 충격 흡수 액추에이터(9)의 철회를 제지하고, 힘 전달 구조체(5)에 전달되는 힘을 제한하기 위해 상기 전용 수단(61)에 작용할 수 있다.
따라서, 본 발명에 따른 착륙장치에서는, 진동 시스템(13)과 충격 흡수 액추에이터(9)가 충격을 흡수하는 기능과 착륙장치(2)를 철회시키는 기능 모두를 실행한다는 것이 이해될 수 있다.
이들 기능은 후술하는 바와 같은 특정의 내(耐)충돌 기능과 연관될 수 있다.
도 1 및 도 2에서, 진동 시스템(13)은 변형가능한 평행사변형체로 이루어지는 랜딩 기어(2)에 비하여, 수직방향 요동하는 단일 아암으로 되어 있다.
본 실시형태에서, 바퀴 조립체(46)의 바퀴 축(47)은 길이방향 자유 단부(51)에 대하여 길이방향 및 높이방향으로 고정적이다.
또한, 단일 아암이 기능적으로 요동하는 경우, 바퀴 축(47)은 곡선의 충격 흡수 경로를 따른다.
이들 실시형태에서, 충격 흡수 액추에이터(9)의 연결 단부(56) 및 결합 단부(57)는 볼 조인트를 통해 진동 시스템(13) 및 힘 전달 구조체(5)에 각각 힌지식으로 연결되어 있다.
본 실시형태의 충격 흡수 액추에이터(9)는 주로 그의 슬라이드 축(62)(도 1)을 따라 응력을 받는다.
도 1에서, 충격 흡수 액추에이터(9)의 슬라이드 축(62)과 스트러트는 실질적으로 높이방향(Z)으로 연장하고, 그의 상단부로 불리는 결합 단부(57)가 힘 전달 구조체(5)의 중앙 박스(6)에 힌지식으로 연결되어 있다.
보다 상세하게는, 도 1에서 볼 수 있는 바와 같이, 이 경우에는 실질적으로 높이방향(Z)으로 연장하여 있는 충격 흡수 액추에이터(9)는 후방에서 전방 쪽으로 기울어져 Z 방향에 대하여 약간 경사져 있다.
대조적으로, 도 5 및 도 6에 도시된 실시형태에서는, 충격 흡수 액추에이터(9)가 실질적으로 길이방향(X)으로 연장하여 있다.
요약하면, 도 5 및 도 6의 길이방향의 충격 흡수 액추에이터(9)를 가지는 착륙장치(2)는 그의 결합 단부(57)가 힘 전달 구조체(5)의 보강된 구조체 바닥 플로어(10)에 힌지식으로 연결되어 있고, 그의 연결 단부(56)가 진동 시스템(13)의 크랭크 부품(64) 등에 연결되어 있다.
도 6에서, 충격 흡수 액추에이터(9)는 바퀴 수용실(27)내에 수용되어 있고, 그의 연결 단부(56)가 진동 시스템(13)의 힌지식 연결 전방 단부(52)에 가까이 있다.
대조적으로, 도 5에서는, 충격 흡수 액추에이터(9)의 결합 단부(57)가 연결 단부(56)의 전방에 있고, 그 연결 단부(56)는 바퀴 수용실(27)내에 배치되어 있다.
결합 단부(57)는 X 방향으로 전방으로(즉, 도 5에서 좌측으로) 바퀴 수용실(27)로부터 길이방향으로 돌출하여 있다.
이것은, 충격 흡수 액추에이터(9)가 실질적으로 높이방향(Z)으로 연장하고 바퀴 수용실(27)를 넘어 상방으로 돌출하는 도 1 및 도 2에 도시된 상황과 유사하다.
이러한 충격 흡수 액추에이터(9)는 철회될 때 또는 충격을 흡수할 때 또는 그 반대의 경우 상후방 또는 하후방으로 작은 경사를 취한다.
힘 전달 구조체(5)(즉, 도 1에서는 구조체 바닥 플로어(10), 도 5에서는 횡방향 스파(16)에 필적하는 전방 격벽)가 충격 흡수 액추에이터(9)를 통과시키기 위한 개방부를 가지는 경우, 그 개방부의 치수는 충격 흡수장치가 상기와 같이 경사지는 것을 허용하기에 충분하여야 한다.
같은 맥락으로, 도 2에서, 진동 시스템(13)의 힌지(12)가 바퀴 수용실(27)의 외측에 위치하는 것을 볼 수 있다. 횡방향 스파(16)는 진동 시스템(13)의 전방 부분을 통과시키기 위한 개방부를 가지고 있다.
개방부가 상부(예를 들어, 바닥 플로어(10)와 같은 "수평" 격벽)에 있는 경우, 그러한 진동 시스템 통과 개방부는 항공기(10)의 지상 간격을 감소시키는데 기여할 수 있다.
전방의 진동 시스템 통과 개방부(예를 들어, 횡방향 스파(16)와 같은 "수직" 격벽에 있는)의 경우, 지상에서 균형을 달성하는데 수반되는 것과 같은, 항공기(1)가 받는 응력의 함수로서 착륙장치(2)의 길이방향(X) 위치를 조절하는 것이 가능하다.
따라서, 예를 들어, 공지의 랜딩 기어와 비교하여, 본 발명은 랜딩 기어가 더 양호하게 위치결정되는 것을 가능하게 한다.
또한, 전방의 진동 시스템 통과 개방부는 바퀴 수용실(27)을 통과함으로써, 항공기(1)의 지상 간격을 감소시키는데 기여할 수 있다.
도 5 및 도 6에서, 결합 단부(57)는 힘 전달 구조체(5)의 보강 부재(65)에 힌지식으로 연결되어 있다.
이 보강 부재(65)는 박스(6)와 별개의 것이고, 바퀴 수용실(27)의 횡방향 정면의 일부를 형성한다. 이 경우, 보강 부재는 구조체 바닥 플로어(10)와 통합되어 있다.
또한, 도 5 및 도 6에서, 연결 단부(56)는 횡방향 힌지(12)를 통하여 보강 부재(65)에 피봇가능하게 장착되는 크랭크 부품(64) 등에 연결되어 있음을 볼 수 있다.
도 6의 실시형태에서는, 실질적으로 길이방향의 충격 흡수 액추에이터(9)는 착륙장치(2)가 철회되는 바퀴 수용실(27)내에 수용되도록 배치되어 있다.
도 5의 실시형태에서는, 충격 흡수 액추에이터(9)는 그의 결합 단부(57)가 연결 단부(56)의 전방에 위치하는 상태로 실질적으로 길이방향으로 연장하여 있다.
충격 흡수 액추에이터(9)의 철회 중에, 그 액추에이터는 약간 피봇하여, 그의 작동의 어떤 단계 중에 이하의 사항들을 제공한다.
도 6의 예에서는, 상후방으로의 작은 경사.
도 5의 예에서는, 하후방으로의 작은 경사.
도 7에 도시된 변형예에서, 진동 시스템(13)은 변형 가능한 평행사변형체이고, 이것에 의해, 조향 피봇(54)은 그의 조향 축(53)이 진동 시스템(13)의 높은 위치와 낮은 위치 사이에서 높이방향(Z)을 따라 연장하도록 유지되어 있다.
도 7에서, 변형가능한 평행사변형체는 높이방향(Z)으로 상하로 떨어져 배치된 한 쌍의 아암(66)을 포함한다.
각각의 아암(66)은 각기 다른 힌지(12)를 통하여 힘 전달 구조체(5)에 연결되어 있다.
도 5 및 도 6의 실시형태와 마찬가지로, 도 7에서도 힌지(12)들이 바퀴 수용실(27)의 횡방향 정면에 배치되어 있다.
이들 3개의 실시형태에서, 충격 흡수 액추에이터(9)의 횡방향 힌지(8)는 박스(6)와 실질적으로 정합하여 배치된다. 더 정확하게는, 도 7에서는 박스(6)상에 배치되고, 도 5에서는 박스(6) 아래에서 구조체 바닥 플로어(10)에 연결되어 배치되고, 도 6에서는 박스(6)의 정면(37)의 약간 앞(길이방향(X)으로)에 배치된다.
도 1로 돌아가면, 바퀴 조립체(46)는 적어도 하나의 바퀴(4)를 가지고 있는 것을 볼 수 있다.
그 바퀴 조립체의 플랜지와 트레드(49)는 높이방향(Z)으로 진동 시스템(13)의 후방 자유 단부(51)까지 도달하여 있다.
도 2의 실시형태에서, 이 바퀴 조립체(46)는 공통의 바퀴 축(47)에 평행하게 설치된 2개의 바퀴(4)를 가지며, 이들 바퀴(4)는 길이방향으로 후방의 자유 단부(51)의 각 측부에 Y 방향을 따라 배치되어 있다.
그러한 구성은 바퀴 수용실(27)의 수직방향 치수에 대하여 바퀴(4)의 직경을 최소로 하는데 유용하다.
이에 따라, 도시된 착륙장치(2)는 추락 시에 특정의 작동 모드를 나타낸다.
요약하면, 이 착륙장치(2)는, 특히 추락 시에 작동하고, 추락 시에 충격 흡수 액추에이터(9)의 철회 기능과 충격 흡수 기능을 제지하기에 적합한 수단(50)과; 추락 시에 힘을 제한하고, 철회 및 충격 흡수가 제지된 때 충돌 에너지로 하여금 진동 시스템(13)이 추가 크기(60) 또는 충격 흡수 스트로크(59)를 통해 위로 올라가도록 배치된 힘 제한 수단(67)을 제공한다는 것이 이해될 수 있다.
실시형태들에서, 제지 수단(50)과 힘 제한 수단(67)은 충격 흡수 액추에이터(9)에 통합되어 있다.
그러나, 힘 제한 수단(67)은 일부가 진동 시스템(13)에 그리고 일부가 충격 흡수 액추에이터(9)에 통합될 수도 있다.
도시되지 않은 실시형태들에서는, 제지 수단(50) 및/또는 힘 제한 수단(67)이 충격 흡수 액추에이터(9)와 별개로 제공될 수 있다. 예를 들어, 힘 전달 구조체(5)와 진동 시스템(13) 사이에서 평행히 또는 힌지(12)들에 배치될 수도 있다.
예를 들어, 도 7에서는, 힘 제한 수단(67)과 제지 수단(50)은 조향 피봇(54)에 통합되어 있다. 본 실시형태에서, 제지 수단(50) 및 힘 제한 수단(67)은 추락 중에 에너지를 흡수하기 위한 추가 스트로크(68)를 진동 시스템(13)에 제공한다.
본 실시형태에서, 다른 힘 제한 수단(67)과 다른 제지 수단(50)이 충격 흡수 액추에이터(9)의 일부를 형성한다.
다른 실시형태들에서, 제지 수단(50)은 추락 시에 진동 시스템(13)의 철회만을 제지하도록 배치되어 있다.
에너지 흡수는 추가 크기의 스트로크(60)에 걸쳐, 또한 가능하게는 충격 흡수 액추에이터(9) 외측에 위치된 힘 제한 수단(67)에 의해 제공되는 추가 스트로크(68)에 걸쳐 이용 가능하다.
그럼에도 불구하고, 실제로는, 특정 작용의 제지 수단(50)이 추락 시 충격 흡수 액추에이터(9)에 의한 철회와 충격 흡수 모두를 제지하도록 배치될 수 있다.
그러한 상항 하에서, 도 1에서와 같이, 에너지 흡수가 최대 스트로크(58)에 걸쳐 행해질 수 있게 된다.
즉, 여러 실시형태에서, 힘 제한 수단(67)은 철회 수단(61)과 공유하는 요소 및/또는 기능을 가진다.
그러한 상항 하에서, 충격 흡수 액추에이터(9)는 잠금 상태에 있고, 그의 기계적 거동은 로드 또는 스트러트의 것에 필적한다. 유압식의 충격 흡수 액추에이터(9)의 경우, 스로틀 또는 다른 유체 흐름 장해물에 의해 그러한 거동이 얻어질 수 있다.
다른 실시형태들에서는, 힘 제한 수단(67)이 충격 흡수 액추에이터(9)와 별개로 되어 있다. 따라서, 도 7에서, 바퀴(4)의 바퀴 축(47)이 장착되는 내부 실린더는 추락 시 그 실린더를 위로 올라가게 하는 파손 통제식 스터브의 형태의 수단(67)에 의해 유지된다.
충돌 스트로크의 크기는, 예를 들어, 40 mm일 수 있다.
도시하지 않은 본 발명의 실시형태에서는, 다른 수단(67), 예를 들어, 통제된 플라스틱 변형을 제공하는 수단이 제공된다.
따라서, 본 발명에서, 힘 전달 구조체(5)를 통하여 동체(3)에 장착된 착륙장치(2)를 포함하는 헬리콥터와 같은 회전익 항공기(1)를 얻는 것이 가능하다.
착륙 장치(2)와 힘 전달 구조체(5)는, 착륙력이 구조체 바닥 플로어(10)와 기계 상부 플로어(22) 사이에서 박스(6)에 의해 힘 전달 구조체(5)내에 분포되도록 배치되어 있다.
일 실시형태에서, 힘 전달 구조체(5)는 동체(3)의 유선형 구조 형성 부품에 의해 덮여 있다.
예를 들어, 동체(3)의 그러한 유선형 구조물은 적어도, 동체(3)와 일체의 부분을 형성하는 작동 덮개, 및/또는 항공기(1)의 외부에 대한 양호한 가시성을 제공하는 투명 표면, 및/또는 랜딩 기어 등을 위한 해치(hatch)를 포함한다.
헬리콥터에서, 동체(3)에 투명한 유선형 표면을 가지는 것은 특히 착륙 시에 지상 쪽으로의 가시성에 특히 유용하다.
상기한 바와 같이, 레이더(29) 및 적외선 탐지장치(45)와 같은 장비는 항공기(1)에의 설치 및 작동의 방해를 피하도록 힘 전달 구조체(5)상에 장착된다.
그러한 항공기(1)는, 무엇보다도 다음의 임무, 즉, 근해 플랫폼으로의 승객 수송, 수색 및 구조, 응급 의료 활동, 군병력 수송, 차량 또는 잠수함의 식별 및 감시를 행할 수 있기 때문에 다목적이다.
상기한 바와 같이, 이들 임무 모두에 바람직한 사양(仕樣)은 특히, 준비되지 않은 착륙 지면(X, Y)에 대한 동체(3)의 바닥의 근접의 절충점을 고려한 항공기(1)를 위한 적절한 지상 간격, 기내에의 군인들의 직접적인 접근성 또는 간단한 계단을 통한 승객의 접근성, 측면 안정성(덱크(deck)에 대한 옆바람), 랜딩 기어(2)와 동체(3)에서의 내(耐)충돌 능력, 및 레이더가 360°에 걸쳐 선명한 시계(視界)를 가지게 하면서, 연료 소비를 감소시키고 장거리 임무(예를 들어, 3시간 이상의)에서 항공기(1)의 속도를 증가시키도록 철회 가능한 착륙장치(2)를 포함한다.
본 발명에 따르면, 항공기(1)의 무게 중심에 대하여 양호하게 배치되는 다각형 지지부(기수측 착륙장치(2)를 포함하여 3개의 착륙장치를 가지는 항공기(1)의 경우 삼각형 지지부)를 제공하는 것도 용이하다.
이것은, 객실이 비어 있을 때 꼬리쪽으로의 항공기 틸팅(tilting)의 위험을 야기함이 없이 항공기(1)의 메인 바퀴(4)가 무게 중심에 가능한 한 가깝게 위치하는 사실에 의해 가능하게 된다.
또한, 본 발명은, 기수측 바퀴(4)가 착륙 중의 기내 변형(예를 들어, 캐너피(canopy)에 균열을 야기하는 것)을 피하도록 너무 전방에 있지 않으면서 충분히 전방에 있게 하는 것을 가능하게 한다.
도 2는 힘 전달 구조체(5), 착륙장치(2), 비행 제어장치, 및 항공 전자장비가 통합되어 있는 예를 나타내고 있다.
본 실시형태에서의 힘 전달 구조체(5)는, 길이방향 축선이 실질적으로 수직으로 연장하는 채널형 단면 빔의 형태인 박스(6)를 포함한다.
충격 흡수 액추에이터(9)는 항공기(1)를 기준으로 채널형 단면의 박스(6)의 정면 측에서 그 박스의 웨브의 외측에 고정되어 있다.
이것은, 충격 흡수 액추에이터(9)가 조종실 내로 침투할 수 있는 것을 필요로 하고 또한 구조적으로 강한 부착점을 가지는 것을 필요로 하는 경우에 해결책을 제공한다. 그러한 상항 하에서는, 본 발명에 따라 설계된 힘 전달 구조체(5)가 적절하다.
지상에서의 안정성의 문제에 직면한 경우, 해결책은 전기적 액추에이터(지상에서의 견인을 가능하게 하도록 클러치 해제될 수 있는)를 사용하여, 큰 범위로 치우침이 없이 바퀴(4)를 조향시키는 것이다.
이것은 또한, 엔진(및 회전익)을 정지시키기 전에 격납고와 정렬되게 하기 위해 도킹(docking) 작살(harpoon)을 회전시킬 수 있는 것이 필요한 선박의 갑판에서 사용하기에 특히 적합한 이점을 제공한다.
직선형의 기수측 랜딩 기어를 구비한 어떤 톤수(예를 들어, 7톤 이상)의 항공기(1)에서는, 종래의 랜딩 기어를 개발할 필요가 있다. 즉, 헬리콥터가 프리킷함의 갑판에서 이동될 수 있게 하기 위해, 조향 액추에이터와 연관된 조향 피봇과 바퀴 사이에 어떠한 오프셋도 없이 해군 사용에 특유의 개발을 행할 필요가 있다.
더욱이, 본 발명에 의하면, 바닥 단부에서 매우 콤팩트한 기수측 랜딩 기어(2)를 제공하는 것이 가능하다. 랜딩 기어(2)를 수용하기 위한 바퀴 수용실(27)은 400 mm의 지상 간격을 유지하면서 대략 950 mm의 길이만을 가질 필요가 있다.
추락 중의 거동은 완전히 적절하고 예상 가능하게 되는데, 그 이유는, 바퀴(4)가 액추에이터에 의해 직선 위치에 유지되므로, 랜딩 기어(2)를 위한 바퀴 수용실(27)에 비스듬한 자세로 들어갈 위험이 없고, 또한, 힘 전달 구조체(5)의 바닥이 바퀴(4)에 의해 방해됨이 없이 충돌 중에 평탄화될 수 있도록 바퀴 수용실(27)의 수직방향 범위가 결정되기 때문이다.
큰 어려움 없이, 충격 흡수 액추에이터(9)는, 특히 바퀴(4)의 상승된 위치가 충돌 끝에서의 바퀴 위치에 대응하기 때문에 정규 충격 흡수, 추락 충격 흡수, 및 랜딩 기어 철회를 제공하는 기능들을 조합할 수 있다.
본 발명의 항공기(1)에서는, 기수측 랜딩 기어 및 메인 랜딩 기어(로커 아암 타입인 것을 전제로)를 위한 동일한(조정을 무시하고) 타입의 충격 흡수 액추에이터(9)를 사용하는 것이 가능하게 된다.
마지막으로, 이러한 타입의 랜딩 기어는 종래 타입의 기수측 랜딩 기어보다 저렴하고, 피스톤 마모 및 누출에 직면한 경우 테스트에서 보다 신뢰성 있는 것으로 판명되었다.
일부 실시형태에서, 조향 액추에이터는 힌지의 축에 직접 배치된 기어박스 유닛을 구비한 전기 모터이다.
본 발명에 따르면, 랜딩 기어가 적어도 ±180°에 걸쳐 조향 가능하고, 철회 가능하며, 이상진동 현상을 피하면서 (직선 견인을 위해) 랜딩 기어(2)를 그의 축상에 잠그는 것이 가능하다.
충격 흡수 액추에이터(9)가 실질적으로 수평 위치로 설치되는 본 발명의 변형예에서는, 로커 아암의 전방 부착점에 가까이 크랭크 부품(64)을 제공하는 것이 필요하다.
이 해결책은 충격 흡수 액추에이터(9)를 기내 내로 도입하는 것을 회피한다.
그러나, 크랭크 부품에 의해 제공된 레버 아암 때문에, 발생된 힘이 증폭되고, 로커 아암과 충격 흡수장치를 위한 힘 전달 구조체(5)상의 부착 지점을 보강하는 것이 필요하게 된다.
본 발명에 따르면, 낮은 지상 간격, 비상 착륙 또는 추락 시의 허용 가능한 안전, 낮은 공기역학적 저항, 착륙 시의 뛰어난 안정성을 가지고, 후방으로 철회가능한 회전익 항공기용의 조향가능 기수측 보조 착륙장치가 제공될 수 있다.

Claims (25)

  1. 회전익 항공기(1)용의 후방으로 철회 가능하고 또한 조향 가능한 기수측 보조 착륙장치(2)로서,
    적어도 하나의 바퀴(4)가 회전하는 중심이 되는 바퀴 축(47)을 가지는 바퀴 조립체(46)와;
    상기 바퀴 축(47)이 조향 피봇(54)을 통해 장착되는 자유 단부(51)와, 이 자유 단부(51)의 길이방향으로 반대측의 힌지식 연결 전방 단부(52)를 가지고, 상기 항공기(1)에 견고하게 고정되는 힘 전달 구조체(5)에 적어도 하나의 횡방향 힌지(12)를 통해 피봇 가능하게 장착되며, 충격 흡수 스토로크(59)보다 큰, 상기 힌지식 연결 전방 단부(52)를 중심으로 한 상승 스트로크(58)를 제공하는, 길이방향으로 연장한 진동 시스템(13); 및
    상기 진동 시스템(13)에 힌지식으로 연결되는 연결 단부(56)와, 이 연결 단부(56)의 축방향으로 반대측에 있고 상기 힘 전달 구조체(5)에 힌지식으로 연결되는 결합 단부(57)를 가지는 충격 흡수 액추에이터(9)를 포함하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치에 있어서,
    상기 조향 피봇(54)이 상기 바퀴 축(47)과 교차하는 조향 축(53)을 포함하고, 상기 조향 피봇(54)은, 상기 바퀴 축(47)과 함께 피봇하는 상기 조향 피봇(54)의 일부에 연결된 조향 액추에이터(55)에 의해, 직선으로 주행하는 항공기(1)에 대응하는 위치의 어느 쪽으로도 바퀴(4)가 조향되는 것을 가능하게 하고;
    상기 충격 흡수 액추에이터(9)는 길이방향(X)으로 연장하고, 충격 흡수 스트로크(59)의 끝을 나타내는 위치를 넘어 상기 진동 시스템(13)을 철회시키는 수단을 가지며, 이것에 의해, 상기 진동 시스템(13)과 상기 충격 흡수 액추에이터(9)가 충격을 흡수하는 기능과 착륙장치(2)를 철회시키는 기능 모두를 행하도록 된 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치.
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 조향 액추에이터(55)는 상기 조향 축(53)에 통합되어 있고, 상기 조향 액추에이터(55)는 감속장치를 통해 크게 감속되는 구동 출력을 가지는 전기 모터와, 상기 바퀴 축에 고정되는 상기 조향 피봇의 부분에 연결된 조향 구동 부싱(bushing)과, 상기 진동 시스템(13)에 고정되어 있고 조향이 고정되어 있는 부싱을 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치.
  3. 제 1 항에 있어서, 상기 충격 흡수 액추에이터(9)의 상기 연결 단부(56)와 상기 결합 단부(57)는, 상기 충격 흡수 액추에이터(9)가 그의 슬라이드 축을 따라 응력을 받도록 상기 진동 시스템(13)과 힘 전달 구조체(5)에 볼 조인트에 의해 각각 힌지식으로 연결되어 있는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치.
  4. 제 1 항에 있어서, 상기 충격 흡수 액추에이터의 상기 결합 단부(57)는 힘 전달 구조체(5)의 보강된 구조체 바닥 플로어(10)에 힌지식으로 연결되고, 상기 충격 흡수 액추에이터의 상기 연결 단부(56)는 상기 진동 시스템(13)의 크랭크 부품(64)에 연결되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치.
  5. 제 4 항에 있어서, 길이방향(X)의 상기 충격 흡수 액추에이터(9)는, 철회되는 착륙장치(2)를 수용하기 위해 상기 힘 전달 구조체(5)에 제공된 수용실(27)내에 수용되도록 구성되고, 상기 충격 흡수 액추에이터(9)의 상기 연결 단부(56)는 상기 진동 시스템(13)의 힌지식 연결 전방 단부(52)에 가까이 위치하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치.
  6. 제 4 항에 있어서, 상기 충격 흡수 액추에이터(9)의 상기 결합 단부(57)는 상기 연결 단부(56)의 전방에 위치하고, 상기 충격 흡수 액추에이터(9)는, 그의 연결 단부(56)가 힘 전달 구조체(5)의 수용실(27)내에 위치하는 한편, 그의 결합 단부가 상기 수용실(27)로부터 길이방향(X)으로 전방으로 돌출하도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치.
  7. 제 4 항에 있어서, 상기 충격 흡수 액추에이터(9)는 길이방향(X)으로 연장하고, 철회될 때와 충격을 흡수할 때 또는 그 반대일 때 상후방으로 또는 하후방으로 작은 양의 기울기를 취하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치.
  8. 제 1 항에 있어서, 상기 진동 시스템(13)은 높이방향으로 요동하는 단일 아암 로커(rocker)이고, 상기 바퀴 조립체(46)의 바퀴 축(47)은 길이방향(X)과 높이방향(Z) 모두에서 상기 자유 단부(51)에 대하여 고정적으로 장착되어 있는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치.
  9. 제 1 항에 있어서, 상기 진동 시스템(13)은 변형 가능한 평행사변형체이고, 상기 조향 피봇(54)의 조향 축(53)이 충격 흡수 및 철회 중에 상기 진동 시스템(13)의 높은 위치와 낮은 위치 사이에서 높이방향(Z)으로 연장하여 유지되고, 상기 진동 시스템(13)은 높이방향(Z)으로 상하로 배치된 한 쌍의 트레일 아암을 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치.
  10. 제 1 항에 있어서, 상기 바퀴 조립체(46)는, 높이방향(Z)으로 상기 진동 시스템(13)의 자유 단부(51)의 레벨까지 달하여 있는 트레드(49) 및 플랜지를 가지는 적어도 하나의 바퀴(4)를 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치.
  11. 제 1 항에 있어서, 상기 착륙장치(2)는,
    추락 시에 상기 충격 흡수 액추에이터(9)의 철회 기능과 충격 흡수 기능을 제지하도록 작동하는 제지 수단(50)과,
    철회 기능과 충격 흡수 기능이 제지된 때, 충돌 에너지에 의해 상기 진동 시스템(13)이 추가 크기 스트로크(60) 및 충격 흡수 스트로크(59)에 걸쳐 상승하도록 배치되고, 충돌 시에 힘을 흡수하여 제한하는 힘 제한 수단(67)을 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치.
  12. 제 11 항에 있어서, 상기 힘 제한 수단(67)은 적어도 일부가 상기 충격 흡수 액추에이터(9)에 통합되어 있는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치.
  13. 제 11 항에 있어서, 상기 힘 제한 수단(67)은 적어도 일부가 상기 진동 시스템(13)에 통합되어, 추락 시 상기 진동 시스템(13)에 에너지 흡수 추가 스트로크(68)를 제공하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치.
  14. 제 11 항에 있어서, 상기 제지 수단(50)은 상기 진동 시스템(13)의 철회만을 제지하도록 배치되고, 이것에 의해, 에너지 흡수는 추가 크기 스트로크(60) 및 상기 충격 흡수 액추에이터 외측에 위치된 힘 제한 수단(67)에 의해 제공되는 추가 스트로크(68)에 걸쳐 이용 가능하 되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치.
  15. 제 11 항에 있어서, 상기 제지 수단(50)은 상기 충격 흡수 액추에이터(9)에 의한 철회 및 충격 흡수 모두를 제지하도록 배치되고, 이것에 의해, 에너지 흡수는 최대 스트로크(58)에 걸쳐 이용 가능하게 되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 기수측 보조 착륙장치.
  16. 제 1 항에 따른 착륙장치(2)가 적어도 하나 장착되는, 회전익 항공기(1)용의 힘 전달 구조체(5)로서,
    높이방향(Z)으로 연장하는 강성 구조물(6, 19∼21)과;
    상기 강성 구조물(6, 19∼21)에 견고하게 연결되고, 상기 착륙장치(2)를 철회시키기 위한 수용실(27)의 적어도 일부를 형성하는 구조체 바닥 플로어(10); 및
    상기 강성 구조물의 측면 아암(19, 20)의 상단부에 가까이에서 상기 강성 구조물에 견고하게 고정된 기계 상부 플로어(22)를 포함하는 회전익 항공기용의 힘 전달 구조체에 있어서,
    상기 힘 전달 구조체(5)는 길이방향 측면에서 보아, 상기 강성 구조물(6, 19∼21)이 횡방향으로 중앙의 박스(6)를 포함하는 L자형을 나타내고, 상기 착륙장치(2)의 진동 시스템(13)은 상기 힘 전달 구조체(5)내에서 상기 착륙장치(2)로부터 오는 힘을 취하는 것에 기여하는 상기 박스(6)와 정합하여 배치되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 힘 전달 구조체.
  17. 제 16 항에 있어서, 상기 강성 구조물(6, 19∼21)의 상기 박스(6)와 적어도 2개의 측면 아암(19, 20)이 높이방향(Z)으로 연장하고, 상기 구조체 바닥 플로어(10)는 상기 박스(6) 및 상기 측면 아암(19, 20)으로부터 전방으로 길이방향으로 연장하며,
    상기 박스(6)는 적어도 하나의 하우징(24)을 제공하도록 적어도 하나의 후방으로 개방된 개방부(23)를 가지고 길이방향 및 횡방향 면(X, Y)에서의 단면에서 적어도 부분적으로 개방되어 있는 형상을 나타내고,
    상기 강성 구조물(6, 19∼21)의 상기 측면 아암(19, 20)은 상기 박스(6)의 횡방향으로 양측에 이동 및 가시(可視)를 위한 통로(25, 26)를 제공하도록 상기 박스(6)로부터 횡방향으로 떨어져 배치되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 힘 전달 구조체.
  18. 제 16 항에 있어서, 상기 힘 전달 구조체(5)는,
    상기 구조체 바닥 플로어(10)내에서는, 상기 착륙장치(2)의 진동 시스템(13)의 힌지(12)를 수용하기 위한 장착 지점(11)과, 상기 강성 구조물(6, 19∼21)의 바닥 베이스로부터 길이방향 전방으로 연장하는 2개의 길이방향 스파(spar)(14, 15)와, 상기 박스(6)에 대하여 직각으로 횡방향으로 배치된 2개의 횡방향 스파(16, 17)로서, 이들 횡방향 스파(16, 17) 중 하나의 스파(16)는 상기 박스(6)의 길이방향으로 전방에 있고, 다른 하나의 스파(17)는 상기 박스(6)의 후면18)과 정합하여 있는 횡방향 스파(16, 17)를 포함하고,
    상기 강성 구조물(6, 19∼21)내에서는, 상기 강성 구조물(6, 19∼21)의 양측에서 상기 구조체 바닥 플로어(10)의 후방부로부터 상방으로 연장하는 2개의 측면 아암(19, 20)을 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 힘 전달 구조체.
  19. 제 16 항에 있어서, 착륙장치(2)를 철회시키기 위한 상기 수용실(27)은, 상기 박스(6)의 후면(18)과 정합하도록 상기 구조체 바닥 플로어(10)의 전방 횡방향 스파(16)로부터 길이방향으로 연장하여 배치되고, 상기 박스(6)와 동일한 횡방향 치수를 가지는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 힘 전달 구조체.
  20. 제 16 항에 있어서, 충격 흡수 액튜에이터(9)를 체결하기 위한 횡방향 힌지(8)가 상기 박스(6)와 정합하여 배치되거나 또는 상기 박스(6) 아래에서 상기 구조체 바닥 플로어(10)에 배치되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 힘 전달 구조체.
  21. 제 16 항에 있어서, 진동 시스템(13)에 접속하는 충격 흡수 액추에이터(9)의 연결 단부(56)는 상기 박스(6)의 정면(37)으로부터 길이방향(X)으로 약간 전방에 상기 박스(6)와 정합하여 배치되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 힘 전달 구조체.
  22. 제 16 항에 있어서, 상기 박스(6), 상기 구조체 바닥 플로어(10), 및 상기 기계 상부 플로어(22)는 적어도 일부가, 리벳 또는 접착제에 의해 함께 접합된 탄소/탄소 적층체와 같은 복합재로 만들어져 있는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기용의 힘 전달 구조체.
  23. 제 1 항에 따른 착륙장치(2)와, 제 16 항에 따른 힘 전달 구조체(5)를 가지는 헬리콥터와 같은 회전익 항공기(1)로서,
    상기 착륙장치(2)와 상기 힘 전달 구조체(5)는, 착륙 힘이 상기 구조체 바닥 플로어(10)와 기계 상부 플로어(22) 사이에서 중앙 박스(6) 내에 분포되도록 배치되어 있는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
  24. 제 23 항에 있어서, 상기 힘 전달 구조체(5)는 동체(3)의 유선형 구조물에 의해 덮여 있고, 그 유선형 구조물은 동체(3)와 일체의 부분을 형성하는 작동 덮개와, 회전익 항공기(1)의 외부에 대한 가시성을 향상시키는 투명 표면과, 상기 착륙장치(2)를 위한 해치(hatch)로 중 어느 하나 또는 모두를 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
  25. 제 23 항에 있어서, 레이더(29) 또는 탐지 장치(45)가, 회전익 항공기(1)에의 그의 설치 및 작동이 방해되지 않도록 상기 힘 전달 구조체(5)상에 장착되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
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