полозковое шасси винтокрылого летательного аппарата и винтокрылый летательный аппарат, имеющий такое шасси

Формула изобретения

1. Винтокрылый летательный аппарат (21), содержащий фюзеляж (22) и полозковое шасси (20), имеющее полозы (24, 25), соединенные первым поперечным элементом (26) и вторым поперечным элементом (27), первые и вторые соединительные средства, предназначенные для соединения первого поперечного элемента с фюзеляжем, и одно центральное третье соединительное средство (28), расположенное для передачи усилий от второго поперечного элемента к фюзеляжу и наоборот, отличающийся тем, что указанные первые соединительные средства (30, 31) содержат две первые части, предназначенные для размещения на первом поперечном элементе (26) и для опоры на него, причем указанные первые соединительные средства активно передают усилия от первого поперечного элемента (26) к фюзеляжу до тех пор, пока деформация первого поперечного элемента (26) остается меньше определенного уровня деформации при перекатывании или вертикальной осадке; и указанные вторые соединительные средства (29, 32) содержат две вторые части, предназначенные для размещения на первом поперечном элементе (26) и для опоры на него тогда, когда указанный определенный уровень деформации поперечного элемента достигнут или превышен, причем указанные вторые соединительные средства проходят вне указанных первых частей на обеих сторонах и становятся активными только тогда, когда деформация первого поперечного элемента (26) достигает или превышает определенный уровень деформации.

2. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, в котором первый поперечный элемент (26) является передним поперечным элементом, проходящим перед вторым поперечным элементом (27), который является задним поперечным элементом.

3. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, в котором соединительные средства обеспечивают угловую жесткость при крене, которая увеличивается с увеличением осадки (Е) шасси в результате контактного взаимодействия с землей (23).

4. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, в котором указанные первые части, предназначенные для размещения на первом поперечном элементе (26) и для опоры на него, выполнены вилкообразными (43) или в виде опоры (60, 61).

5. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, в котором указанные вторые части, предназначенные для размещения на первом поперечном элементе (26) и для опоры на него, выполнены в виде опоры (60, 61) или вилкообразными (48).

6. Винтокрылый летательный аппарат по п.1 или 4, в котором первые соединительные средства содержат упругий ленточный элемент (47), связанный с каждой первой опорой и взаимодействующий с ней в области первого поперечного элемента, обеспечивая возможность движения этого элемента вертикально относительно опоры и внутри опоры, благодаря упругой деформации ленточного элемента так, чтобы сохранять шасси по месту его расположения, когда винтокрылый летательный аппарат находится в полете.

7. Винтокрылый летательный аппарат по любому из пп.1, 4 и 5, в котором соединительные средства содержат две части (60, 61), размещенные на первом поперечном элементе, причем каждая из этих частей представляет собой наклонный опорный профиль относительно опорной поверхности (62а, 63а) первого поперечного элемента (26).

8. Винтокрылый летательный аппарат по п.7, в котором опорные части расположены симметрично на каждой стороне продольной вертикальной срединной плоскости (33) винтокрылого летательного аппарата.

9. Винтокрылый летательный аппарат по любому из пп.1, 4, 8, содержащий две близкие друг к другу внутренние опорные точки (30, 31), расположенные для передачи усилий от первого поперечного элемента к фюзеляжу и наоборот, и две внешние опорные точки (29, 32), расположенные для передачи усилий от первого поперечного элемента к фюзеляжу только тогда, когда указанные усилия больше определенного значения (FO) или когда скорость удара о землю больше определенного значения, причем расстояние между каждой из внешних опорных точек и продольной вертикальной срединной плоскостью (33) шасси больше расстояния между каждой из близких друг к другу внутренних опорных точек и указанной плоскостью.

10. Винтокрылый летательный аппарат по п.9, в котором угловая жесткость при крене соединительных средств, когда фюзеляж покоится на первом поперечном элементе (26) шасси через посредство внутренних опорных точек (30, 31), по меньшей мере, приблизительно на 10% меньше угловой жесткости при крене соединительных средств, когда фюзеляж покоится на первом поперечном элементе шасси через посредство внешних опорных точек (29, 32).

11. Винтокрылый летательный аппарат по любому из пп.1, 4 и 5, 8, 10, в котором первый поперечный элемент (26) имеет момент инерции сечения, изменяющийся вдоль его длины.

12. Винтокрылый летательный аппарат по п.11, в котором момент инерции сечения первого поперечного элемента (26) меньше в центральной части, чем в двух боковых его частях.

13. Винтокрылый летательный аппарат по п.12, в котором первый поперечный элемент является трубчатым.

14. Винтокрылый летательный аппарат по п.9, в котором вертикальная жесткость соединительных средств, когда фюзеляж покоится на шасси посредством внутренних опорных точек (30, 31), по меньшей мере, на 10% меньше вертикальной жесткости соединительных средств, когда фюзеляж покоится на шасси посредством внешних опорных точек (29, 32).

15. Винтокрылый летательный аппарат по п.1 или 10, в котором указанные вторые соединительные средства или внешние опорные точки лежат, по существу, на одной линии с двумя усиливающими конструкциями (37), образующими часть нижней конструкции фюзеляжа.

16. Винтокрылый летательный аппарат по любому из пп.1, 4 и 5, 8, 10, 14, в котором шасси является сверхкритическим.

17. Винтокрылый летательный аппарат по п.10 или 14, имеющий средства для регулирования вдоль оси (34) первого поперечного элемента (26) положений опорных точек (29-32) фюзеляжа против первого поперечного элемента (26).

Описание изобретения к патенту

Настоящее изобретение относится к усовершенствованиям полозковых шасси для винтокрылых летательных аппаратов и к винтокрылому летательному аппарату, имеющему такое шасси.

Областью техники настоящего изобретения является область производства вертолетов.

Помимо обеспечения возможности винтокрылому летательному аппарату поддерживаться в устойчивом положении или скользить по земле, шасси или опора шасси имеют в качестве своей основной функции функцию рассеяния, по меньшей мере, части энергии ударной динамической нагрузки, которая вызывается приземлением винтокрылого летательного аппарата.

Эта энергия поглощается благодаря трению с землей, деформации шасси и его соединений с корпусом винтокрылого летательного аппарата и его соответствующих амортизаторов. Такая деформация становится возможной благодаря шасси, являющегося упругим.

Винтокрылый летательный аппарат, стоящий на своем шасси, может рассматриваться как подвешенная масса. Результирующая механическая система представляет резонансные режимы деформации, которые соответствуют резонансным частотам деформации.

Двигатель (двигатели) винтокрылого летательного аппарата, его несущий винт (несущие винты) вертолета и механические элементы для передачи возбуждения от двигателя (двигателей) к несущему винту (несущим винтам) все являются механическими источниками возбуждения, которые производят вибрацию.

Такая вибрация может возбуждать указанную механическую систему в случае частоты, которая генерируется близкой или равной одной из резонансных частот системы: такую ситуацию называют "взаимодействием".

Термин "наземный резонанс", обычно, используют для обозначения неустойчивости винтокрылого летательного аппарата, опирающегося на землю посредством своего шасси, что может иметь место в течение ускорения или замедления основного несущего винта или в то время как несущий винт близок к его номинальной скорости, а вертолет находится на земле. Эта неустойчивость может появиться при одной или более частотах, близких к первой (то есть наименьшей) резонансной частоте при крене (или продольном движении) винтокрылого летательного аппарата на его шасси, всякий раз, когда частота вращения центра тяжести основного несущего винта (для обеспечения движения вперед и подъема) вокруг оси несущего винта близка к этим резонансным частотам.

Эта особая частота, записываемая как F_excit, связана с частотой вращения ( ) несущего винта и с частотой вибрации при торможении ( ) лопастей несущего винта следующим соотношением:

F_excit=± + .

Первая резонансная частота подвески (при крене или продольном движении) винтокрылого летательного аппарата на его шасси зависит от нескольких параметров, в частности жесткости и амортизации конструкции шасси и ее соединений с каркасом (или фюзеляжем) винтокрылого летательного аппарата, от относительного положения центра тяжести винтокрылого летательного аппарата и точек приложения нагрузки к земле, от массы винтокрылого летательного аппарата и от его инерции вокруг рассматриваемой оси.

Эти параметры и соответствующая резонансная частота могут значительно изменяться для данного винтокрылого летательного аппарата как функция аппаратуры, которой он оборудован, и его бортового груза, а также как функция различных модификаций, сделанных для данной модели летательного аппарата (или винтокрылого летательного аппарата) в течение его срока службы. Если шасси является субкритичным, то не имеет места частотного пересечения до номинальной скорости, но изменение массы, инерции качения или положения центра тяжести может привести к частотному пересечению, имеющему место вблизи номинальной скорости, вызывающему в соответствии с этим взаимодействие, которое является взрывным. Сверхкритичные шасси (нижние резонансные частоты) подвергаются воздействию частотному пересечению в течение ускорения и замедления, но любое увеличение массы или инерции движет эти частоты вниз от номинальной скорости. Таким образом, это представляет решение, которое является более сильным перед лицом изменений, чем которое обеспечивается субкритичным шасси.

При сверхкритичном полозковом шасси желательно, чтобы частота первого режима при крене х оставалась меньше абсолютного значения разности между номинальным и , что может быть записано как:

х<| - |.

Эти явления существенны для специалиста, чтобы предотвращать аварии при посадке и взлете винтокрылого летательного аппарата.

В попытке удовлетворения этих ограничений были предложены различные конфигурации полозковых шасси, в частности, описанные в следующих патентах: FR 1578594 и GB 1205263, FR 2372081 и US 4196878, US 2641423, US 4196878, US 3716208, US 4270711, US 4519559 и ЕР 113616.

Шасси, описанные в этих патентах, являются относительно сложными и тяжелыми. Шасси, имеющие шаровые шарнирные соединения, пружины или амортизаторы также трудны для модификации со временем для улучшения рабочих характеристик винтокрылого летательного аппарата.

Другой нерешенной проблемой является проблема обеспечения полозкового шасси, которое является относительно несложным, но, тем не менее, уменьшающим коэффициент нагрузки, оказывающей влияние на пассажиров в течение посадки, по сравнению с жесткими шасси.

Объектом настоящего изобретения является предложение шасси винтокрылого летательного аппарата, имеющего полозы, соединенные, по меньшей мере, посредством одного поперечного элемента, которое является усовершенствованным и/или которое, по меньшей мере, частично лишено недостатков известных полозковых шасси.

Объектом настоящего изобретения также является обеспечение винтокрылого летательного аппарата, оснащенного таким шасси, в частности винтокрылого летательного аппарата, в котором шасси может быть квалифицировано как сверхкритичное, как определено выше.

В одном аспекте настоящего изобретения винтокрылый летательный аппарат имеет соединительные средства между поперечным элементом шасси и корпусом винтокрылого летательного аппарата, которые представляют угловую жесткость при крене, которая изменяется и, в частности, увеличивается с "осадкой" шасси, с вертикальной скоростью при контактном взаимодействии между винтокрылым летательным аппаратом и землей, и/или с усилиями, передаваемыми корпусом летательного аппарата поперечному элементу (и шасси).

В предпочтительном варианте осуществления соединительные средства содержат первые соединительные средства, которые единственно являются активными (для передачи сил от поперечного элемента корпусу летательного аппарата) при условии, что деформация поперечного элемента остается ниже определенного уровня деформации; вместе со вторыми соединительными средствами, которые становятся активными только, когда уровень деформации поперечного элемента достигает или превышает указанного заданного уровня деформации, или при крене (бортовой качке), или при вертикальной осадке.

В частности, указанные первые соединительные средства содержат одну или две первые части в форме вилкообразных деталей или опорных частей, предназначенных для размещения на поперечном элементе и для опоры на него, а указанные вторые соединительные средства содержат одну или две вторые части (в форме опор или вилкообразных деталей), предназначенные для размещения на поперечном элементе и для опоры на него, когда достигнут или превышен указанный заданный уровень деформации поперечного элемента, причем вторые соединительные средства проходят вне первых соединительных средств на обеих сторонах. Винтокрылый летательный аппарат может предпочтительно включать в себя средства, обеспечивающие возможность модификаций точных размещений (вдоль оси поперечного элемента) внутренних и/или внешних соединительных средств.

В частности, в таких обстоятельствах первые соединительные средства предпочтительно дополнительно содержат упругий ленточный элемент, связанный с каждой первой опорой для взаимодействия с ним для окружения поперечного элемента, обеспечивая возможность движения поперечного элемента в вертикальном направлении относительно опоры и внутри опоры, которое становится возможным благодаря упругой деформации ленточного элемента, который служит для удерживания шасси по месту, когда винтокрылый летательный аппарат находится в полете.

В варианте осуществления одна часть размещена на поперечном элементе и имеет профиль, который изменяется вдоль оси поперечного элемента, выполняя в соответствии с этим функции указанной первой опоры и указанной второй опоры. В таких обстоятельствах две такие (по существу идентичные) части расположены на каждой стороне вертикальной переднезадней средней плоскости симметрии шасси.

Другими словами и в другом аспекте настоящего изобретения, винтокрылый летательный аппарат имеет два первых соединительных средства или внутренние опорные точки, которые близки друг другу и расположены для передачи усилий от поперечного элемента к корпусу винтокрылого летательного аппарата или наоборот, и два вторых соединительных средства или внешние опорные точки, расположенные не для передачи усилий от поперечного элемента к корпусу винтокрылого летательного аппарата, если указанные усилия не больше заданного значения (которое больше массы корпуса летательного аппарата), и, таким образом, когда скорость удара о землю больше заданного значения, например порядка одного метра в секунду.

Эти вторые соединительные средства проходят "вне" первых соединительных средств, то есть расстояние между каждым вторым соединительным средством и переднезадней средней плоскостью шасси больше расстояния между каждым первым соединительным средством и указанной плоскостью.

В варианте осуществления настоящего изобретения угловая жесткость при крене соединительных средств, когда корпус летательного аппарата покоится на переднем поперечном элементе шасси через посредство внутренних опорных точек, по меньшей мере, приблизительно на 10% меньше и, в частности, по меньшей мере, приблизительно на 20% или 30% меньше угловой жесткости при крене соединительных средств, когда корпус летательного аппарата покоится на шасси через посредство внешних опорных точек.

В другом аспекте настоящего изобретения предложен винтокрылый летательный аппарат, сочетающий указанные соединительные средства переменной угловой жесткости с поперечным элементом шасси, который представляет изменяющийся второй момент площади.

В частности, предложено шасси, в котором, в общем, трубчатый поперечный элемент (замкнутого профиля) представляет меньший второй момент площади в центральной части, чем в двух боковых (концевых) частях, проходящих на каждой стороне центральной части. Это содействует "контролируемой" деформации поперечного элемента и, в частности, его центральной части; эта увеличенная способность деформации (упругой и пластической) поперечного элемента служит для уменьшения (угловой) жесткости при крене летательного аппарата, покоящегося на его шасси, а также его жесткости вдоль вертикальной оси.

В варианте осуществления настоящего изобретения вертикальная жесткость соединительных средств, когда корпус летательного аппарата покоится на переднем поперечном элементе шасси через посредство внутренних опорных точек, по меньшей мере, на 10% меньше и, в частности, по меньшей мере, приблизительно на 20% или 30% меньше, чем вертикальная жесткость соединительных средств, когда корпус летательного аппарата покоится на шасси через посредство внешних опорных точек.

В предпочтительном варианте осуществления указанные вторые соединительные средства или внешние опорные точки проходят соответственно по существу на одной линии с двумя продольными усиливающими конструкциями или лонжеронами, которые проходят под настилом кабины (или корпуса) винтокрылого летательного аппарата и/или которые составляют нижнюю несущую конструкцию фюзеляжа винтокрылого летательного аппарата (или "нижнюю конструкцию").

Настоящее изобретение используется, в частности, в винтокрылом летательном аппарате, в котором шасси имеет второй поперечный элемент (задний поперечный элемент) с (одним) третьим соединительным средством, расположенным центрально для передачи усилий от второго поперечного элемента к корпусу винтокрылого летательного аппарата (и наоборот) без влияния на жесткость при крене шасси.

Другие аспекты, характеристики и преимущества настоящего изобретения очевидны из следующего описания, сделанного со ссылкой на сопроводительные чертежи, на которых без какого-либо ограничения иллюстрируются предпочтительные варианты осуществления настоящего изобретения.

Фиг.1 - изометрическое схематическое изображение вертолета с частичным вырезом и его полозкового шасси.

Фиг.2 - схематический и фрагментарный вид спереди, иллюстрирующий профиль корпуса летательного аппарата и поперечных балок или поперечных элементов шасси в вертолете, соответствующем настоящему изобретению.

Фиг.3-5 - виды подобные виду, приведенному на фиг.2, иллюстрирующие профиль деформации переднего поперечного элемента шасси, соответствующего настоящему изобретению, в трех отдельных конфигурациях: в течение перекатывающего движения вертолета, стоящего на земле (фиг.3); во время приземления при низкой вертикальной скорости (фиг.4); и во время приземления при высокой вертикальной скорости (фиг.5).

Фиг.6-8 - детальные изображения предпочтительного варианта осуществления соединительного средства между нижней конструкцией фюзеляжа и передним поперечным элементом шасси, соответствующим настоящему изобретению. На фиг.6 приведен вид по стрелке VI, показанной на фиг.1, иллюстрирующий два левых упора корпуса летательного аппарата, расположенные на переднем поперечном элементе шасси. На фиг.7 приведен вид по стрелке VII, показанной на фиг.6, левой внешней опорной точки в неактивной конфигурации. На фиг.8 приведен вид сбоку (сечение по линии VIII-VIII, показанной на фиг.6) левой внутренней опорной точки в активной конфигурации.

Фиг.9 - график, иллюстрирующий изменение величины осадки Е, откладываемой по оси абсцисс, для шасси, соответствующего настоящему изобретению, в функции величины усилия F, передаваемого между корпусом летательного аппарата и шасси, откладываемой по оси ординат, для симметричной вертикальной нагрузки.

Фиг.10 - схематическая лобовая сторона варианта осуществления соединительных средств (переменной жесткости) между фюзеляжем и шасси винтокрылого летательного аппарата, соответствующего настоящему изобретению.

Как следует, в частности, из фиг.1, настоящее изобретение применено специально к полозковому шасси 20, приспособленному для вертолета 21, корпус 22 которого может покоиться на земле 23 через посредство шасси.

Используемый в настоящей заявке термин "полозковое шасси" означает шасси, содержащее два полоза, лыжи или поплавка, указанных общими ссылочными номерами 24 и 25, и которые проходят по существу вдоль продольной оси 51 винтокрылого летательного аппарата.

Полозы 24 и 25 соединены вместе посредством переднего поперечного элемента 26 и заднего поперечного элемента 27, причем каждый из этих поперечных элементов имеет две отогнутые вниз концевые части. Каждый внешний или боковой конец поперечных элементов соединен с одним из полозов.

Как следует из фиг.1 и 2, задний поперечный элемент 27 принимает одно соединительное средство 28 для соединения с фюзеляжем (корпусом) вертолета, в опорной зоне или точке, расположенной в середине поперечного элемента 27.

Передний поперечный элемент 26 принимает четыре соединительных средства 29-32 для соединения с фюзеляжем и проходит в четырех опорных зонах или точках, расположенных симметрично на каждой стороне (вертикальной) переднезадней средней плоскости 33 вертолета 21 вдоль поперечной оси 34, вдоль которой проходит средняя часть балки 26.

Как следует из фиг. 2-5, четыре опорные точки 29-32, соединяющие соответственно передний поперечный элемент 26 с четырьмя лонжеронами 37, 37а, поддерживающими настил корпуса 22 летательного аппарата, символически показаны черными треугольниками, причем каждый лонжерон символически показан вертикальной линией, а передний поперечный элемент показан непрерывной криволинейной линией, представляющей его нейтральный слой.

Используемый в этой заявке термин "осадка" шасси 20 используется для обозначения разности между клиренсом в состоянии покоя (GSO) (фиг.2) и клиренсом (GS) (фиг.3-5), уменьшенным, в частности, при посадке.

Как следует из фиг.1, 2 и 10, с частности, когда летательный аппарат стоит на земле и его несущий винт неподвижен, часть его массы передается к центральной части 35 поперечного элемента 26 посредством двух внутренних опорных точек 30 и 31, а часть передается к заднему поперечному элементу 27. В этой конфигурации две внешние поперечные опорные точки 29 и 32 отделены от соответствующей опорной зоны поперечного элемента 26 расстоянием 36, которое, например, имеет порядок нескольких миллиметров.

Это расстояние выбирают для предотвращения контактного взаимодействия между опорными точками 29, 32 и внешними частями поперечного элемента 26, даже когда поперечный элемент 26 подвергается деформации в результате посадки с ненулевой вертикальной скоростью, которая меньше заданного значения, соответствующего иллюстрации, приведенной на фиг.4. В этой конфигурации с небольшой осадкой центральная часть 35 поперечного элемента 26 прогибается, но клиренс 37 остается между внешними боковыми упорами 29, 32 и поперечным элементом. Как следует из фиг.9, эта конфигурация соответствует точке Р1 графика, в которой степень осадки Е меньше величины Е0 и для которой сила, передаваемая между корпусом летательного аппарата и шасси, меньше величины F0.

В конфигурации небольшого крена, иллюстрируемой на фиг.3, где шасси нагружено асимметрично (относительно плоскости 33), аналогичным образом остается клиренс 38 между внешними опорными точками и поперечным элементом 26.

При высокой скорости посадки деформация поперечного элемента 26 является достаточной, чтобы приводить к контактному взаимодействию между его верхней поверхностью и внешними боковыми упорами 29 и 32, как показано на фиг.5: это соответствует (как подтверждается на фиг.9) передаваемому усилию F1, которое больше величины F0, и степени осадки Е1, которая больше Е0.

Расстояние между внешними опорными точками 29 и 32 больше, чем расстояние между "близкими между собой" или внутренними опорными точками 30 и 31, таким образом, когда осадка Е достигает (и превышает) величину Е0, при которой опорные точки 29 и 32 приходят в контактное взаимодействие с поперечным элементом, имеется увеличение в вертикальной жесткости и в жесткости при крене соединения между шасси и фюзеляжем: увеличение в жесткости вдоль вертикальной оси соответствует (как подтверждается на фиг.9) увеличению наклона графика от точки РСО. Эта точка соответствует силе F0 и осадке Е0, которых достаточно для побуждения вхождения боковых упоров 29, 32 в контактное взаимодействие с центральной частью поперечного элемента.

Например, угловая жесткость соединения через посредство внутренних опорных точек может составлять приблизительно 2×10⁵ ньютон метр на радиан (Н·м/рад), тогда как угловая жесткость через посредство внешних опорных точек имеет величину порядка 4×10 ⁵ Н·м/рад. Жесткость при поступательном перемещении вдоль вертикальной оси может составлять приблизительно 7×10 ⁴ ньютон на метр (Н/м) для внутренних опорных точек и приблизительно 1×10⁵ для внешних опорных точек.

Эта работа облегчается благодаря использованию центральной части 35 поперечного элемента, которая представляет второй момент площади, который меньше, чем момент концевых частей подобного поперечного элемента. В варианте осуществления, иллюстрируемом на фиг.6, диаметр 40 центральной трубчатой части 35, таким образом, меньше диаметра 41 концевой части 42, которая проходит центральную часть за внешней опорной точкой 32.

Как следует из фиг.6 и 8, внутренняя опорная точка, образующая часть первого соединительного средства 31, осуществляется посредством вилкообразной детали 43 на трубе 35. Вилкообразная деталь закреплена двумя болтами 44, 45 на кронштейне 46, соединяющем основной лонжерон 37 настила корпуса летательного аппарата с вспомогательным лонжероном 37а, под которым проходит вилкообразная деталь 43.

Эти болты 44, 45 также крепят корпус летательного аппарата к упругой планке (ленточному элементу) 47, удерживающей поперечный элемент 35 сцепленным в вилкообразной детали 43 даже в случае деформации поперечного элемента, вызывающей прерывание контактного взаимодействия между этими двумя частями, как показано на фиг.8 конфигурацией пунктирной линии.

Как следует из фиг.6 и 7, внешняя опорная часть 32, образующая часть второго соединительного средства, также получена в форме вилкообразной детали 48, ограничивающей полость 49 поверх поперечного элемента 35, обеспечивая в то же самое время возможность указанного клиренса или расстояния 36-38 (как показано на фиг. фиг.2-4), чтобы оставаться при условии, что деформации поперечного элемента не достаточно для побуждения поперечного элемента опираться на вилкообразную деталь 48 в нижней части полости 49.

Так, как это предусмотрено для внутренней опорной точки 31, конструкция внешней опорной части 32 аналогичным образом включает в себя планку 50, соединенную с вилкообразной деталью двумя болтами 51 и 52 и взаимодействующую с вилкообразной деталью для окружения поперечного конца части 35 поперечного элемента, который представляет меньший второй момент площади.

Как показано на фиг.6-8, прокладки или гибкие амортизирующие покрытия 53-55, например, полученные из эластомера, предусмотрены в зонах контактного взаимодействия между поперечным элементом и вилкообразными деталями и планками, которые приходят в контактное взаимодействие между собой.

Как, в частности, показано на фиг.6, вспомогательный лонжерон 37а для восприятия усилий, передаваемых внутренней опорной точкой 31, может иметь толщину и/или механическую прочность, меньшую, чем у основного лонжерона 37, который предназначен для восприятия усилий, передаваемых внешней опорной точкой 32.

Как следует из фиг.10, средства для передачи усилия между шасси и фюзеляжем содержат две идентичные опоры 60 и 61, размещенные симметрично относительно плоскости 33. Каждая опора имеет опорную поверхность 62, 63, которая опирается на центральную часть 35 поперечного элемента 26 и которая проходит вдоль поперечного профиля, который является наклонным относительно поперечного профиля 62а, 63а соответствующей части поперечного элемента. Таким образом, внутренняя часть каждой опоры 60, 61 образует "внутреннюю" опорную точку 30, 31, тогда как внешняя часть каждой опоры 60, 61 образует внешнюю опорную точку 29, 32.

Настоящее изобретение делает возможным контроль характеристики перекатывания (бортовой качки) винтокрылого летательного аппарата в контакте с землей и улучшать его устойчивость в наземном резонансе; настоящее изобретение может быть просто применено к существующим летательным аппаратам и без значительного увеличения массы.

Настоящее изобретение делает возможным достижение желательного режима перекатывания (бортовой качки) вертолета, для которого режим лобового сопротивления основного несущего винта вертолета меньше или равен /2, для характеристики, которая является сверхкритической при наземном резонансе, исключая, в соответствии с этим, любой риск резонанса в случае инерции крена летательного аппарата, увеличивающегося вследствие его конструкции. Таким образом, контроль наземного резонанса обеспечивается в шасси без необходимости добавления механических элементов, имеющих жесткость и амортизирующие свойства, которые склонны изменяться, например, со временем или в зависимости от температуры, и без требования введения каких-либо элементов, которые требуют специального технического обслуживания.

Настоящее изобретение делает возможным уменьшение обычной жесткости полозковых шасси для посадки при небольшой нагрузке и/или скорости.

Размещение соединительных средств делает возможным, в частности, регулировать независимо угловую жесткость при крене, когда летательный аппарат находится в состоянии покоя на земле, с целью предотвращения наземного резонанса, и вертикальную и креновую жесткость во время приземления летательного средства для обеспечения более хороших посадочных характеристик.