专利名称:旋翼飞机的滑橇起落架和包括如此起落架的旋翼飞机的制作方法
技术领域：
本发明涉及对旋翼飞机的滑橇起落架的改进，并涉及包括如此一起落架的旋翼飞机。
本发明的技术领域：
是制造直升飞机的领域。
背景技术：
除了允许旋翼飞机保持在一稳定的位置中或在地面上滑动之外，起落架或着陆装置作为其主要功能具有耗散旋翼飞机着陆所造成的至少部分冲击能的功能。
该能量由作用在地面上的摩擦力吸收，其通过起落架的变形以及其与旋翼飞机的机身连接部分的变形，合适的话通过冲击吸收器来吸收能量。通过使起落架的诸部分呈弹性就有可能形成这样的变形。
立于其起落架上的旋翼飞机可认为是一悬置重量。生成的机械系统具有各阶变形的共振模态，它们对应于变形的共振频率。
旋翼飞机的发动机、其旋翼以及从发动机将驱动力传输到旋翼的机械构件，所有这些构成了产生振动的机械激振源。
在产生振动的频率接近或等于该系统共振频率之一的情况下，这样的振动会激励所述机械系统如此一情形被称之为“耦联”。
术语“地面共振”通常用来表示一旋翼飞机通过其起落架搁置在地面上的不稳定性，这可发生在主旋翼加速或减速过程中，或发生在旋翼接近其公称速度时，以及发生在直升飞机停在地面上时。只要主旋翼(用于提供向前驱动力和升力)的重心围绕旋翼轴线转动的频率接近于这些共振频率时，则这种不稳定性就可出现在旋翼飞机在其起落架上滚动(或俯仰)时接近第一(即，最低)共振频率的一个或多个频率处。
该特定频率记作F_excit，其与以下频率相关旋翼的转动频率(Ω)，以及旋翼叶片的的振荡阻力的频率(ωδ)，它们有以下的关系式F_excit＝±Ω+ωδ旋翼飞机在其起落架上的第一悬置共振频率(滚动或俯仰)取决于几个参数，具体来说，起落架结构的刚度和阻尼，以及与旋翼飞机的机架(机身)相连的连接部分的刚度和阻尼，还取决于旋翼飞机的重心和在地面上支承点的相对位置，取决于旋翼飞机的重量，以及其围绕所考虑轴线的惯量。
对于一给定的旋翼飞机，这些参数和对应的共振频率可有很大变化，其随旋翼飞机装备的设备和其机上的荷载而变，在其寿期循环中还随对一给定型号的飞机(旋翼飞机)所作的各种修改而变。当起落架处于亚临界时，没有发生频率交连达到公称速度，但重量、滚动惯量或重心位置的变化可导致靠近公称速度处发生一频率的交互，由此，形成爆发性的耦联。一超临界的起落架(较低的共振频率)在加速和减速过程中暴露于频率的交互，但任何重量或惯量的增加将远离公称速度向下移动这些频率。这由此构成一种方案，其面对各种变化，比由一亚临界起落架提供的方案更加有效。
采用一超临界滑橇起落架，要求滚动中的第一模态频率ωx保持小于公称Ω和ωδ之间差值的绝对值，其可写作如下不等式ωx＜|Ω-ωδ|重要地是要掌握这些现象以便在旋翼飞机降落或起飞时避免事故发生。
已经有人提出了各种滑橇起落架以图满足这些限制，尤其如以下专利中所描述的FR 1 578 594和GB 1 205 263，FR 2 372 081和US 4 196 878、US 2 641 423、US 3 716 208、US 4 270 711、US 4 519 559和EP 113 616。
上述文献中所描述的起落架相当复杂和繁重。为了改进一旋翼飞机的特性，具有球接头、弹簧，或阻尼器等的起落架随着时间推移也难于作修改。
另一未解决的问题是，与刚性的起落架相比，提供一相对不复杂的滑橇起落架，然而，同时在降落过程中减少强加于乘客身上的荷载因素。
发明内容本发明的一个目的是提出一具有滑橇的旋翼飞机，诸滑橇由至少一个横向构件互连，所述横向构件至少部分地补救已知滑橇起落架的不足或缺点。
本发明的一个目的还在于提供一配装有如此一个起落架的旋翼飞机，尤其是，提供一旋翼飞机，其中，起落架可以限定为如上所述的超临界。
在本发明的一个方面，旋翼飞机具有介于起落架的横向构件和旋翼飞机机身之间的连接装置，其在变化的滚动中呈现角刚度，尤其是，其随着起落架的“下沉”，随着旋翼飞机和地面之间接触时的垂直速度，和/或随着由机身传输到横向构件(和起落架)的力而增加。
在一优选的实施例中，该连接装置包括第一连接装置，只要横向构件的变形保持低于一确定水平的变形，则该第一连接装置单独地起作用(用来将力从横向构件传输到机身)，还连同第二连接装置，仅当横向构件的变形水平达到或超过滚动或垂直下沉中的所述预定水平的变形时，该第二连接装置才起作用。
具体来说，所述第一连接装置包括一个或两个第一部分，它们呈叉部或鞍部的形式，并设计成放置为骑跨横向构件且承载抵靠横向构件，所述第二连接装置包括一个或两个第二部分(呈叉或鞍的形式)，它们设计成放置为骑跨横向构件且当达到或超过横向构件的所述预定水平的变形时承载抵靠横向构件，第二连接装置在两侧上延伸到第一连接装置的外面。有利地是，旋翼飞机可包括一装置，其能使内和/或外连接装置的精确位置(沿横向构件的轴线)进行修改。
尤其在这样的情形中，第一连接装置较佳地还包括一弹性带构件，其与各个第一鞍相连以便与其一起操作而包围横向构件，同时允许横向构件相对于鞍和在鞍内垂直地移动，因为带构件的弹性变形能够做到这一点，当旋翼飞机在飞行中时，所述带构件用来保持起落架就位。
在一变体的实施例中，一单一零件置于跨越横向构件并呈现一沿横向构件轴线变化的外形，由此，执行所述第一鞍和所述第二鞍的功能。在此情形中，两个如此的零件(基本上相同)设置在起落架的垂直的前后的对称中间平面的两侧上。
换句话说，在本发明的另一方面，旋翼飞机具有两个第一连接装置或内支承点，它们靠近在一起并布置成将力从横向构件传输到旋翼飞机的机身上，或反之亦然，以及两个第二连接装置或外支承点，它们布置成不将力从横向构件传输到旋翼飞机的机身上，除非所述力大于一预定值(其大于机身重量)，和由此当作用于地面的冲击速度大于一预定值时，例如，每秒一米量级的速度。
该第二连接装置延伸在第一连接装置的“外面”，即，各个第二连接装置和旋翼飞机的一前后的中间平面之间的距离大于各个第一连接装置和所述平面之间的距离。
在本发明的一实施例中，与当机身通过外支承点搁置在起落架上时连接装置的滚动中的角刚度相比，当机身通过内支承点搁置在起落架的前横向构件上时连接装置的滚动中的角刚度至少约小10％，尤其是至少约小20％或30％。
在本发明的另一方面，提出一旋翼飞机，其组合可变角刚度的所述连接装置与具有变化的第二面积矩的起落架横向构件。
尤其是，提出一起落架，其中，通常呈管形的横向构件(封闭的外形)在中心部分具有比在中心部分两侧上延伸的两侧(端)部分小的第二面积矩。这有助于横向构件的“受控制”的变形，尤其是有利于其中心部分的变形；横向构件该增加的变形(弹性和塑性)能力用来减小搁置在其起落架上的旋翼飞机滚动中的(角)刚度和其沿垂直轴线的刚度。
在本发明的一实施例中，与当机身通过外支承点搁置在起落架上时连接装置的垂直刚度相比，当机身通过内支承点搁置在起落架的前横向构件上时连接装置的垂直刚度至少约小10％，尤其是至少约小20％或30％。
在一优选的实施例中，所述第二连接装置或外支承点对应地基本上与两个纵向加强结构或纵梁相一致地延伸，加强结构或纵梁在旋翼飞机舱(或机身)的地板下面延伸，和/或构成旋翼飞机机身的下部载荷承载结构(或“底部结构”)。
本发明尤其适用于旋翼飞机，其中，起落架具有一带有一(单一)第三连接装置的第二横向构件(后横向构件)，所述第三连接装置中心地布置以将力从第二横向构件传递到旋翼飞机的机身(和反之亦然)，无需干预起落架滚动中的刚度。
附图的简要说明本发明其它的方面、特征和优点出现在以下参照附图所作的描述中，诸附图不带任何限制性质地示出了本发明的优选实施例。
图1是一直升飞机及其滑橇起落架的局部剖切的示意立体图。
图2是一示意的和局部的前视图，其示出本发明一直升飞机中的机身外形和起落架的横梁或横向构件的外形。
图3至5类似于图2，示出本发明的一起落架的前横向构件的变形外形，本发明的起落架有三种独特的配置在直升飞机滚动运动过程中立在地面上(图3)；以低的垂直速度着陆(图4)时；以及以高的垂直速度着陆(图5)时。
图6至8是介于本发明一起落架的机身底部结构和前横向构件之间的连接装置的一优选实施例的详图，图6是从后面观看的视图(沿图1中的箭头VI)，示出位于起落架前横向构件上的机身的两个左推力凸台。图7是沿图6中箭头VII观看的处于不工作结构的左外支承点的侧视图。图8是沿图6中箭头VIII-VIII观看的处于工作结构的左内支承点的侧视图。
图9是一曲线图，示出沿横坐标绘出的本发明起落架的下沉量E的变化，其为机身和起落架之间传递的力F值的函数，力为对称的垂直载荷，在纵坐标上绘出。
图10是本发明旋翼飞机的机身和起落架之间的(可变刚度)连接装置的一变体实施例的示意面。
具体实施方式现特别地参照图1，具体地来说，本发明适用于一配装到直升飞机21的滑橇起落架20，直升飞机的机身22通过起落架可搁置在地面23上。
在本应用的含义中，术语“滑橇起落架”表示一起落架，其包括两个滑橇、滑板，或漂浮物，它们总的给以标号24和25，并基本上沿旋翼飞机的纵向轴线51延伸。滑橇24和25通过一前横向构件26和一后横向构件27连接在一起，各个这些横向构件具有两个呈向下弧形的端部。横向构件的各个外或侧端连接到其中一个滑橇。
参照图1和2，后横向构件27接受用于在位于横向构件27的中间的一支承区域或支承点内与直升飞机机身(机架)连接的单一连接装置28。
前横向构件26接受四个用来与机身连接并在四个支承区域或点内延伸的连接装置(29至32)，所述四个支承区域或点沿着梁26的中间部分35所延伸的横向轴线34对称地设置在飞机21的(垂直)前-后中间平面33的两侧上。
在图2至5中，四个支承点29至32分别将前横向构件26连接到四个支承机身22的地板36的纵梁37、37a上，该四个支承点29至32用黑三角形表示，各个纵梁用一垂直线表示，前横向构件用一代表其中和层纤维的连续曲线表示。
术语起落架20的“下沉”用来表示静止时地面间隙GSO(图2)和减小时(尤其是着陆时)地面间隙GS(图3至5)之间的差。
参照图1、2和10，尤其是，当飞机站立在地面上且其旋翼静止时，其部分的重量通过两个靠近在一起的支承点30和31传输到横向构件26的中心部分35，而部分的重量传递到后横向构件27。在此结构中，两个外侧向支承点29和32与横向构件26的对应支承区域分开一距离36，该距离例如在几个毫米的量级上。
选择好该距离以避免支承点29、32和横向构件26的面对部分之间接触，即使由于以低于确定值的非零垂直速度着陆而使横向构件26经受变形时也应如此，其对应于图4所示。在该具有小下沉的结构中，横向构件26的中心部分35下垂，但间隙37保持在外侧向凸台29、32和横向构件之间。在图9中，该结构对应于曲线图中的点P1，在该点下沉度E小于一值E0，对此，机身和起落架之间传递的力小于值F0。
在图3所示的(小)滚动结构中，其中，起落架(相对于平面33)非对称地加载，间隙38同样地保持在外支承点和横向构件26之间。
对于一高的着陆速度，横向构件26的变形足以导致其顶面和外侧向凸台29和32之间接触，如图5所示这对应于(参见图9)一大于值F0的传递力和一大于E0的下沉度E1。
外支承点29和32之间的距离大于“靠近的”或内支承点30和31之间的距离，这样，当下沉E达到(和超过)支承点29和32与横向构件接触时的值E0时，起落架和机身之间连接的垂直刚度和滚动刚度增加沿一垂直轴线的刚度增加对应于(参见图9)曲线图中从点PC0起的斜率增加。该点对应于力F0和下沉E0，它们足以导致侧向凸台29、32与横向构件的中心部分接触。
举例来说，通过靠近的支承点的连接的角刚度可以约为每弧度2×105牛顿米(Nm/rad)，而通过外支承点的角刚度可以是4×105Nm/rad量级。沿垂直轴线的平移刚度对于靠近的支承点可以约为每米7×104牛顿(N/m)，而对于外支承点可以约为1×105N/m。
使用横向构件的中心部分35可便于操作，该横向构件具有的一第二面积矩小于该横向构件端部的面积矩。在图6所示的实施例中，中心的管形部分35的直径40由此小于延伸中心部分超过外支承点32的横向构件端部42的直径41。
参照图6和8，形成第一连接装置31的部分的内支承点实施为一跨越管子35的叉43。该叉用两个螺栓44、45固定到一支架46，该支架46将机身地板的主纵梁37连接到叉43在其下面延伸的一第二纵梁37a。
这些螺栓44、45还将机身固定到一弹性的叶片47，即使在导致这两个部分之间的支承接触中断的情形中，该叶片保持横向构件35也接合在叉43内，如图8中的虚线结构所示。
参照图6和7，形成第二连接装置的部分的外支承部分32也实施为一在横向构件35上形成一内腔49的叉48的形式，同时，只要横向构件的变形不足以致使横向构件抵靠内腔49底部处的叉48，则就允许保持所述间隙或距离36至38(如图2至4所示)。
以类似于对于内支承点31所提供的方式，同样地，外支承部分32的结构包括一叶片50，其通过两个螺栓51、52连接到叉并与叉合作，以包围具有较小第二面积矩的横向构件部分35的横端。
如图6至8所示，间隔件或柔性的阻尼涂层53至55(例如，由弹性体制成)设置在横向构件和叉以及抵靠它们的叶片之间接触的区域内。
尤其是，如图6所示，用来接受由内支承点31传递的力的第二纵梁37a具有的厚度和/或机械强度小于用来接受由外支承点32传递的力的主纵梁37的厚度和/或机械强度。
参照图10，用来在起落架和机身之间传递力的装置包括两个关于平面33对称放置的相同的鞍60和61。各个鞍具有一承载表面62、63，其承载抵靠横向构件26的中心部分35并沿相对于横向构件对应部分的横向外形62a、63a倾斜的一横向外形延伸。因此，各个鞍60、61的内部形成“内”支承点30、31，而各个鞍60、61的外部形成外支承点29、32。
本发明能控制旋翼飞机与地面接触的滚动行为并改进其在地面共振中的稳定性；本发明可以简单的方式适用于现有的飞机而不显著地增加重量。
本发明能达到直升飞机理想的滚动模态，对此，对于地面共振中呈超临界的行为，第一旋翼拖曳模态小于或等于Ω/2，由此，在设计之后飞机的滚动惯量增加的情形中，消除了任何共振的危险。因此，对于地面共振的控制可集成在起落架内，无需添加具有易于随时间推移或随温度变化而变化的刚度和阻尼特征的机械构件，例如，无需添加任何需要特殊维护的构件。
本发明能在小载荷和/或速度下减小滑橇起落架着陆时的有效刚度。
尤其是连接装置的部署能独立地调整飞机停在地面上时的滚动角刚度，以便避免地面共振，以及飞机着陆时的垂直和滚动刚度，由此给予它更佳的着陆特性。
权利要求
1.一旋翼飞机(21)，包括一机身(22)和一滑橇起落架(20)，起落架具有通过一第一横向构件(26)和一第二横向构件(27)互连的滑橇(24、25)，第一和第二连接装置用来将第一横向构件连接到机身，以及一单一的中心第三连接装置(28)布置成将力从第二横向构件传递到机身和反之亦然，旋翼飞机的特征在于—所述第一连接装置(30、31)包括两个第一部分，所述两个第一部分设计成放置为骑跨第一横向构件(26)且承载抵靠横向构件，只要在滚动或垂直下沉中第一横向构件(26)的变形保持低于一确定水平的变形，则所述第一连接装置单独地起作用，用来将力从第一横向构件(26)传输到机身；以及—所述第二连接装置(29、32)包括两个第二部分，所述两个第二部分设计成放置为骑跨第一横向构件(26)且当达到或超过横向构件的所述确定水平的变形时承载抵靠横向构件，所述第二连接装置延伸在第一部分外面的两侧上，仅当第一横向构件(26)的变形达到或超过所述预定水平的变形时，所述第二连接装置才起作用。
2.如权利要求
1所述的旋翼飞机，其特征在于，第一横向构件(26)是一在作为后横向构件的第二横向构件(27)前面延伸的前横向构件。
3.如权利要求
1或2所述的旋翼飞机，其特征在于，连接装置具有滚动中的角刚度，由于与地面(23)的接触，所述角刚度随着起落架下沉(E)的增加而增加。
4.如权利要求
1至3中任何一项所述的旋翼飞机，其特征在于，设计成放置骑跨第一横向构件(26)并抵靠在其上的该第一部分呈叉(43)的形式或呈鞍(60、61)的形式。
5.如权利要求
1至4中任何一项所述的旋翼飞机，其特征在于，设计成放置骑跨第一横向构件(26)并抵靠在其上的该第二部分呈鞍(60、61)或叉(48)的形式。
6.如权利要求
1至5中任何一项所述的旋翼飞机，其特征在于，第一连接装置包括一弹性带构件(47)，所述弹性带构件(47)与各个第一鞍相连以便与其一起操作而包围第一横向构件，同时由于带构件的弹性变形而允许第一横向构件相对于鞍和在鞍内垂直地移动，所以当旋翼飞机在飞行中时，用来保持起落架就位。
7.如权利要求
1至6中任何一项所述的旋翼飞机，其特征在于，连接装置包括两个部分(60、61)，所述两个部分(60、61)放置为骑跨第一横向构件，各个部分相对于第一横向构件(26)的承载表面(62a、63a)具有一坡度的承载外形。
8.如权利要求
1至7中任何一项所述的旋翼飞机，其特征在于，承载部分对称地设置在旋翼飞机的垂直的前-后中间平面(33)的两侧上。
9.如权利要求
1至8中任何一项所述的旋翼飞机，其特征在于，包括两个靠近的内支承点(30、31)，所述两个内支承点(30、31)布置成将力从第一横向构件传输到机身上，反之亦然，以及两个外支承点(29、32)，所述两个外支承点(29、32)布置成仅在所述力大于一确定值(E0)、或在作用于地面的冲击速度大于一确定值时才将力从第一横向构件传输到机身上，各个外支承点和起落架的前-后中间平面(33)之间的距离大于靠近的内支承点和所述平面之间的距离。
10.如权利要求
1至9中任何一项所述的旋翼飞机，其特征在于，与当机身通过外支承点(29、32)搁置在起落架的第一横向构件上时连接装置滚动的角刚度相比，当机身通过内支承点(30、31)搁置在起落架的第一横向构件(26)上时连接装置滚动的角刚度至少约小10％。
11.如权利要求
1至10中任何一项所述的旋翼飞机，其特征在于，第一横向构件(26)具有一沿其长度变化的第二面积矩。
12.如权利要求
1至11中任何一项所述的旋翼飞机，其特征在于，第一横向构件(26)的第二面积矩在中心部分处比在中心部分两侧上延伸的两个侧向部分处小。
13.如权利要求
1至12中任何一项所述的旋翼飞机，其特征在于，第一横向构件是管形的。
14.如权利要求
1至13中任何一项所述的旋翼飞机，其特征在于，与当机身通过外支承点(29、32)搁置在起落架上时连接装置的垂直刚度相比，当机身通过内支承点(30、31)搁置在起落架上时连接装置的垂直刚度至少约小10％。
15.如权利要求
1至14中任何一项所述的旋翼飞机，其特征在于，所述第二连接装置或外支承点分别基本上与两个形成机身底部结构的部分的纵向加强结构(37)对齐地延伸。
16.如权利要求
1至15中任何一项所述的旋翼飞机，其特征在于，起落架是超临界的。
17.如权利要求
1至16中任何一项所述的旋翼飞机，其特征在于，具有用来沿第一横向构件(26)的轴线(34)调整机身支承点(29至32)对于横向构件(26)的位置的装置。
专利摘要
本发明涉及一旋翼飞机(21)，其包括一机身(22)和一起落架(20)，起落架具有通过至少一个横向构件(26、27)互连的滑橇(24、25)，连同连接装置用来将横向构件连接到机身，并具有角刚度，由于与地面(23)的接触，角刚度随起落架变化的下沉度(E)而变化。
文档编号B64C25/52GK1990347SQ200610172007
公开日2007年7月4日 申请日期2006年12月26日
发明者C·别顿哈德 申请人:尤洛考普特公司导出引文BiBTeX, EndNote, RefMan