(57)【要約】【課題】　飛行機の前部着陸装置及び主着陸装置の両方に使用するのに適している着陸装置の提供。【解決手段】　飛行機の着陸装置の存在により、飛行の間、特に飛行機の着陸段階の間に生じる騒音レベルを低減させるための騒音低減装置を設けた飛行機であって、前記騒音低減装置が前記着陸装置又は少なくとも該着陸装置の構成要素から気流を離して偏向させる偏向装置を備える飛行機において、前記偏向装置が、少なくとも１つの前記吹込みノズルから、前記着陸装置、あるいは少なくとも該着陸装置の構成要素の前側にエアスクリーンを作り出す少なくとも１つの吹込みノズルを具備する吹込み要素を備えることを特徴とする飛行機が提供される。【選択図】　図１
2004034986.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
　飛行機の着陸装置の存在により、飛行の間、特に飛行機の着陸段階の間に生じる騒音レベルを低減させるための騒音低減装置を設けた飛行機であって、前記騒音低減装置が前記着陸装置又は少なくとも該着陸装置の構成要素から気流を離して偏向させる偏向装置を備える飛行機において、
　前記偏向装置が、少なくとも１つの前記吹込みノズルから、前記着陸装置、あるいは少なくとも該着陸装置の構成要素の前側にエアスクリーンを作り出す少なくとも１つの吹込みノズルを具備する吹込み要素を備えることを特徴とする飛行機。
【請求項２】
　少なくとも１つの前記吹込みノズルが、細長い形状をしていることを特徴とする、請求項１に記載の飛行機。
【請求項３】
　少なくとも１つの前記吹込みノズルが、下向きに面して水平に配向されることを特徴とする、請求項２に記載の飛行機。
【請求項４】
　少なくとも１つの前記吹込みノズルが、横向きに面して鉛直に配向されることを特徴とする、請求項１または請求項２に記載の飛行機。
【請求項５】
　前記吹込み要素が、鉛直に鏡面対称に配向される２つの吹込みノズルを備えることを特徴とする、請求項４に記載の飛行機。
【請求項６】
　前記吹込み要素が前記着陸装置と共に前記飛行機の車輪格納庫内に移動し得ることを特徴とする、請求項１から請求項５までのいずれか１項に記載の飛行機。
【請求項７】
　前記吹込みノズルが前記飛行機の胴体の下側に取り付けられることを特徴とする、請求項３に記載の飛行機。
【請求項８】
　前記吹込みノズルが前記飛行機の底部の前記胴体の壁に取り付けられることを特徴とする、請求項３に記載の飛行機。
【請求項９】
　前記吹込み装置が前記着陸装置の全体を遮るために配置されることを特徴とする、請求項１から請求項８までのいずれか１項に記載の飛行機。
【請求項１０】
　前記吹込み装置が、前記吹込み要素に連結される圧縮機を備えることを特徴とする、請求項１から請求項９までのいずれか１項に記載の飛行機。
【請求項１１】
　前記吹込み装置が、前記着陸装置の進路の空気を偏向させる偏向装置を備えることを特徴とする、請求項１から請求項１０までのいずれか１項に記載の飛行機。
【請求項１２】
　少なくとも１つの前記吹込みノズルから前記着陸装置の前側にエアスクリーンを作り出すために少なくとも１つの吹込みノズルを具備する吹込み要素を備える吹込み装置によって特徴づけられる、請求項１から請求項１１までのいずれか１項に記載の飛行機で使用する着陸装置。
【請求項１３】
　少なくとも１つの前記吹込みノズルから前記着陸装置の前側にエアスクリーンを作り出すための少なくとも１つの吹込みノズルを具備する吹込み要素を備える、請求項１から請求項１１までのいずれか１項に記載の飛行機で使用する吹込み装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
　本発明は、飛行機の着陸装置の存在により、飛行機の飛行の間、特に飛行機の着陸の間に発生する騒音レベルを低減する騒音減衰装置を設けた飛行機に関する。前記騒音減衰装置は、着陸装置又は該着陸装置の少なくとも構成要素から気流を離して偏向させるための偏向装置を備える。
【背景技術】
【０００２】
　現代のジェットエンジンがより静かになるにつれて、着陸装置が飛行機の全体的な騒音レベルに寄与する範囲が相対的に増加してきたことを観察できる。このため、及びますます厳格な環境基準のために、相対的な意味合い又は少なくとも絶対的な意味合いにおける全体的な騒音発生への着陸ギアの寄与を低減させる必要が増大している。
【０００３】
　導入としての飛行機は、従来技術文献から分かる。前記文献は、平均的な騒音の発生より高いレベルに通じるかもしれない着陸装置の種々の構成要素の前側にスクリーン要素が取り付けられ、その結果、飛行機の離陸及び着陸段階の間に着陸装置を通過する気流（着陸装置は前記離陸及び着陸の間は格納されている）は発生した騒音を阻止するように着陸装置のそれぞれの構成要素から離されて局所的に偏向される（例えば、特許文献１参照）。
【特許文献１】国際出願第０１／０４００３号パンフレット
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
　そのようなスクリーン要素の使用の１つの欠点は、使用されるスクリーン要素が影響する空間の範囲が該スクリーン要素の真後ろの領域に主に制限されるという事実である。それ故、望ましくは、前側図で見たスクリーン要素の背後の領域のより大きな領域を覆うためにより大きなスクリーン要素を使用することが必要である。まず第１に、スクリーン要素の流れ抵抗はその寸法が増すにつれて増大し、より多くのエネルギーが要求されるという事実によって、エネルギー使用量及び騒音発生をさらに増大させる。第２に、スクリーン要素がより大きくなるにつれて、先の従来技術文献に開示されているスクリーン要素は着陸装置に取り付けられるから、特に着陸装置の格納位置において該スクリーン要素を収容することがより問題をはらむようになることが留意される。該文献に開示されているスクリーン要素の別の欠点は、スクリーン要素の着陸装置への必要な取付のためのみならず、スクリーン要素が正に存在するため、着陸装置の完全性に有害な影響を与えるという事実である。これはすべて、着陸装置のための認可及び保証に対して悪影響を与えるかもしれない。着陸装置の完全性への前記悪影響は、例えば、スクリーン要素が鳥との衝突によって損傷するという結果として、スクリーン要素が着陸装置を格納時及び展開時の両方で動けなくさせ得るという点で特にそれ自体明示し得る。さらに、従来技術もスクリーン要素は、視覚的に着陸装置を検査し難くする。その結果、とりわけ、毎日の定期点検はより困難になる。スクリーン要素は、更に飛行機の牽引のために使用されたいわゆる牽引棒及びジャッキで持上げる点のような種々の着陸装置構成要素の物理的なアクセス性に更に負の効果を与える。更に、望ましくない場所でスクリーン要素が望ましくなく且つ予期しない気流加速を引き起こし得ることが留意される。これは、次には、特に騒音レベルが、空気の速度の６乗に比例するという事実を考慮してより高い騒音レベルに通じ得る。
【０００５】
　本発明の目的は、本発明の好ましい実施形態であるか否かである、従来技術の制限及び更なる欠点のための解決策を提供することである。より詳細には、本発明の目的は、比較的小さな技術手段を用いることにより着陸装置の進路に存在する空気から着陸装置の比較的大きな領域を遮ることである。
【０００６】
　この目的を達成するために、本発明による飛行機は、偏向装置が、少なくとも１つの前記吹込みノズルからの、着陸装置、あるいは該着陸装置の少なくとも構成要素の前側に風よけすなわちエアスクリーンを作り出す少なくとも１つの吹込みノズルを具備する吹込み要素を備える吹込み装置を有することを特徴とする。少なくとも１つの前記吹込みノズルを具備する前記吹込み要素を設けた前記吹込み装置の使用は、十分高速且つ十分な容積で空気を吹き出すことによって少なくとも１つの前記吹込みノズルからエアスクリーンを作り出すことを可能にする。このエアスクリーンは、着陸装置、あるいは該着陸装置の少なくとも構成要素のためのスクリーンを形成する。
【０００７】
　吹込み要素及び吹込みノズルの寸法は比較的小さくし得るが、気流の背後の遮られた領域は比較的大きい。吹込みノズルを備える吹込み要素の比較的小さな容積のために、飛行機の抗力従ってエネルギー消費に関する吹込み要素の影響は、零でないにしろ制限される一方で、また限定された空間量のみが吹込みノズルによって占められる。これは、次にはそこから生じる非常に多くの利点に帰着する。これらの利点のうちで、特に本発明により、着陸装置の完全性が傷つけられないという事実、あるいは少なくとも必ずしもそうではないが、それは本発明の使用が飛行機の安全性に負の効果を与える必要がないことを暗示する。着陸装置の種々の構成要素の視覚的及び物理的なアクセス可能性の両方を維持し得る。固体材料から成る、スクリーン本体の代わりにエアスクリーンを使用することにより、偏向された空気とエアスクリーンとの間の滑らかな推移部が作成され、その結果、前述の条件はかなり高い騒音レベルに通じない。設計者は、スクリーン本体が占める相当な量の空間と関連するあらゆる種類の非常に限定的な必須条件に束縛されないから、設計者は、例えば、吹込ノズルの数、空気が吹出す方向及び吹込みノズルによって遮られる領域に関する、吹込みノズルが設けられた吹込み要素を取り付けた着陸装置を設計する際に非常に大きな自由度を有する。これは、過度の量の騒音を発生する着陸装置の構成要素を遮るための吹込ノズルの複雑ではあるが効率的な組立体を作り出すことを可能にする。そのような構成要素は、操舵機構、関節リンクという技術用語で示される、連結機構、牽引棒、長手方向及び／又は横方向の支柱、水力構成要素のような小規模な構成要素、配線、ボルト端部、ばね等の構成要素と、気流が加速され易い狭い通路と、を含む。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
　本発明は、飛行機の前部着陸装置及び主着陸装置の両方に使用するのに適している。この着陸装置は、例えば、１つ、２つ、４つ又は６つの車輪を備え得る。
　それ自体が、発生する騒音レベルにかなり寄与し得るものである、着陸装置に関連するブレーキ装置の風よけに関して、空気をこの位置で自由に通過可能にするか、あるいはブレーキ装置をエアスクリーンで覆う一方で、それにも拘わらず騒音低減の観点から最も有利な位置からブレーキ装置上に空気を吹き込むことによって要求される空冷を実現することが、ブレーキ装置の必要な空冷に関して考えられることが留意される。
【０００９】
　少なくとも１つの前記吹込ノズルが細長い形状をしている場合、本発明の非常に有利な実施形態が得られる。細長い吹込ノズルの使用は、非常に適切な態様でエアスクリーンを作り出すことを可能にする。このエアスクリーンによって、通過する気流を偏向させることができ、かくして、エアスクリーンの背後に位置する構成要素を通過する気流から遮ることができる。その結果、前記構成要素は、騒音発生に寄与しないか、または減じられた範囲にのみ寄与する。本発明は原則として、通過する気流から着陸装置の構成要素のみならず該着陸装置の全体さえも遮るために、特にエアスクリーンを使用する場合、本発明は原則としてはそれを可能にする。
【００１０】
　本発明の非常に有利な実施形態は、少なくとも１つの前記吹込ノズルが下向きに面して、水平に配向されることによって特徴づけられる。したがって、エアスクリーンが吹込ノズルから更に取り除かれるようになる時、通過する気流と共に後部へ偏向される最初に実質的に鉛直なエアスクリーンを作り出すことができる。エアスクリーンは、したがって、例えば着陸装置の車輪、車輪用の軸、あるいは飛行方向に直角に延在する、水平に配向された中央軸を有する湾曲を呈する着陸装置の他の構成要素を遮るために非常に有利な態様で使用し得る。
【００１１】
　実質的に鉛直な配向を有する着陸装置の場合には、少なくとも１つの前記吹込みノズルが横向きに面して鉛直に配向されると有利になり得る。かくして、初めは横向きに延在し、遮られるべき着陸装置の構成要素の周りで通過する気流を後部に偏向させるエアスクリーンを初めに作り出すことができる。
【００１２】
　特に、鉛直に配向される中央軸の周りに湾曲する着陸装置の構成要素の場合には、吹込み要素が鉛直に鏡面対称に配向される２つの吹込みノズルを備えると非常に有利となり得る。かくして、例えば、Ｃ字形状、Ｕ字形状又はＶ字形状の水平断面を具備するエアスクリーンを作り出すことができる。このエアスクリーンは、実際の前部着陸装置のような全体として着陸装置のそれぞれの構成要素又は着陸装置を取り囲む。
【００１３】
　吹込み要素の制限された容積のために、格納可能な着陸装置の場合には、吹込み要素が着陸装置と共に飛行機の車輪格納庫内に移動し得ると非常に有利である。かくして、少なくとも１つの前記吹込みノズルは不必要な抗力を発生しないように阻止される一方で、さらに飛行機の胴体の外部にある固定吹込みノズルの存在の可能性は着陸装置の展開及び格納と干渉しない。あるいは、吹込み要素が非作動位置と作動位置との間で移動可能であることも、本発明の範囲内でも考え得る。例えば、入れ子式機構、この場合、吹込み要素は非作動位置では飛行機内、及び、例えば作動位置では部分的に飛行機の外部にある車輪格納庫のような空間内に位置づけられる。
【００１４】
　水平に配向され下向きに面するエアノズルが使用される時、吹込みノズルは好ましくは飛行機の胴体の下側に取り付けられる。かくして、前記吹込みノズルによって作り出されるエアスクリーンは着陸装置全体を遮ることができる。さらに、吹込みノズルは、この位置に比較的小さな抗力を生じさせる。
【００１５】
　吹込みノズルが飛行機の底側にある胴体の壁に取り付けられると、前記抗力は更に減じることができるか又は完全に削除することができる。吹込みノズルは、この場合もはや突出部分を形成しないが、全体として飛行機の胴体の輪郭内に収容される。
【００１６】
　下向きに面する吹込みノズルに対する他の適切な位置は、翼の前側、翼の底側又はエンジンの底側とし得る。あるいは、下向きに面する吹込みノズルを実際の翼又はエンジンのそれぞれの壁に一体にすることも勿論可能である。そのような装置は、主着陸装置によって発生した騒音レベルの低減に関して特に利点を有する。
【００１７】
　本発明の非常に有利な好ましい実施形態によれば、吹込み装置は、吹込み要素に連結される圧縮機を備える。吹込みノズルを出る空気の量及び該空気の速度はそのような圧縮機によって正確に制御し得る。この目的のために、飛行機のジェットエンジンの圧縮機部分、あるいは所謂ジェットエンジンからのバイパス空気を使用することができる。
【００１８】
　別様に、あるいはこれと組合せて、吹込み装置は着陸装置の進路にある空気を偏向させる偏向装置も備え得る。かくして、飛行機の実際の速度が使用されて着陸装置の存在によって生じる騒音レベルを低減させるように該着陸装置のためのエアスクリーンを作り出す。
【００１９】
　本発明は、上述したような本発明による飛行機で使用するための着陸装置にも関する。そのような着陸装置は、少なくとも１つの前記吹込みノズルから、着陸装置、あるいは該着陸装置の少なくとも構成要素の前側にエアスクリーンを作り出すための少なくとも１つの吹込みノズルを具備する吹込み要素を備える吹込み装置によって特徴づけられる。
【００２０】
　本発明は更に、上述したような本発明による飛行機で使用するための吹込み装置に関する。この吹込み装置は、少なくとも１つの前記ノズルから、着陸装置又は該着陸装置の少なくとも構成要素の前側にエアスクリーンを作り出すための少なくとも１つの吹込みノズルを具備する吹込み要素を備える。
【００２１】
　そのような着陸装置又はそのような吹込み装置の使用の利点は既に上述したように詳細に説明してきた。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２２】
　本発明を、添付図面を参照して本発明の多数の好ましい実施形態を記載することによって以下により詳細に説明する。図面は図１２ａ以外は斜視図であり、図１〜図３は概略図である。
【００２３】
　図１、図２及び図３は同じ前部着陸装置１を示す。着陸装置１は、フレーム要素２に対して水平軸線周りに回転自在に軸支されるフレーム要素２及び１対の車輪３から実質的に構成される。フレーム要素２は、実質的に逆Ｔ字形状をしており、該Ｔ字形状の水平要素は１対の車輪３の２つの車輪間に延在する。着陸装置１は、飛行機（図示せず）の一部を構成する。また、この着陸装置は、支持面上に亘って一対の車輪３の車輪によって支持される飛行機を移動させるための当業者には周知の態様で展開し得ることができるとともに、飛行機の飛行の間に着陸装置効力を阻止するために車輪格納庫内に格納し得る。
【００２４】
　図１に示す本発明の実施形態では、着陸装置１は、自身の底側に吹込みスロット５が設けられた、細長い圧力チャンバ４と組み合わされる。吹込みスロット５が設けられた圧力チャンバ４は、飛行機（図示せず）の胴体の底側に直に取り付けられる。圧力チャンバ４、及び従って吹込みスロット８は、その方向が矢印６によって示される、飛行機の進行方向に直角な方角に延在する。圧力チャンバ４は、圧力チャンバ４内の気圧を増加させるための圧縮機のような装置３（図示せず）に圧力を加えるために連結される。したがって、吹込みスロットから始まり、着陸装置１の前側に沿って延在し、かつ大気中の飛行機の動きの影響下で一対の車輪３の底側を過ぎて偏向するエアスクリーン７が作り出される。したがって、エアスクリーン７の存在の結果として前記通過気流は着陸装置１の底側から離されて偏向されるから、全着陸装置１はエアスクリーン７によって通過気流から遮られる。
【００２５】
　図２では、着陸装置１は、鉛直に配向されかつ、Ｔ字形状フレーム要素２の鉛直要素の前側で中央に位置づけられる別の圧力チャンバ８と組み合わされる。２つ同軸な関係にある吹込みスロット９、１０は、圧力チャンバ８のそれぞれの側に形成される。エアスクリーン１１、１２は、圧力チャンバ８内の圧力を適切に増加させることによって、圧力チャンバ８の何れかの側に作り出される。圧力チャンバ８及び吹込みスロット９、１０の形状構成および配向は、２つの上側エアスクリーン１１が水平断面で見て実質的にＶ字形状になされるというものである。同じことが２つの下側エアスクリーン１２の水平断面に関して行われる。しかしながら、吹込みスロット９、１０の吹込み方向は、上側エアスクリーン１１のためのＶ字形状の頂角がエアスクリーン１２のＶ字形状の頂角より小さいということである。したがって、エアスクリーン１１はフレーム要素２の柱を幅狭に包囲し得る一方で、エアスクリーン１２は一対の車輪３を具備するフレーム要素２のＴ字形状の水平部分を包囲し得る。図２は、エアスクリーン１２が一対の車輪３の上側部分を包囲するのみの状態を示す。圧力チャンバ８及び吹込みスロット１０を下向きに延在させることによってエアスクリーン１２に全車輪対３を包囲させることも可能であることが理解される。特に、着陸装置１が格納可能な着陸装置である場合には、さらに何とかして圧力チャンバ８を格納することができれば有利である。これに関して、圧力チャンバ８を入れ子式に上向きに移動させるか、あるいは、例えば圧力チャンバ８を、圧力チャンバ８の上側で飛行方向６に直角に延在する水平軸線の周りで前向き又は後向きに揺動させて遠ざけることも考慮し得る。
【００２６】
　図３は、スクリーンがない状態で、平均範囲よりも多大に騒音発生に加わるであろうフレーム要素２の部分（参照符号が付されていない）の前側に局所的に設けられる圧力チャンバ１３、１４と組み合わせた着陸装置１を示す。圧力チャンバ１３、１４は、チューブ１５及び１６によってフレーム要素２の鉛直要素及び水平要素にそれぞれ連結される。チューブ１５、１６内の中空空間は、内部の圧力を増加させる目的でチャンバ１３、１４に圧力を加えるために連結される、圧力管路を収容するために利用される。図３が明白に示すように、圧力チャンバ１３が鉛直な双対出口圧力チャンバである一方で、圧力チャンバ１４は水平な単一の出口圧力チャンバである。
【００２７】
　図４は、前部着陸装置２１を具備する飛行機２０の前側を示す。着陸装置２１は、図４に展開位置で示されている。格納位置では、着陸装置２１は、完全に飛行機の胴体の車輪格納庫内に収容される。前記空間の底側は、前部車輪格納ドア２２ａ、２２ｂ、及びび後部車輪格納ドア２３ａ及び２３ｂによって閉じることができる。着陸装置２１が格納位置から展開位置に移動される時、全ての車輪格納ドア２２ａ、２２ｂ、２３ａ、２３ｂは開く一方で、一旦、着陸装置２１が展開位置に位置すると前部車輪格納ドア２２ａ、２２ｂは再び閉じる。
【００２８】
　図５にも明白に示されるように、隣接するスロット２４ａ、２４ｂは、前部車輪格納ドア２２ａ、２２ｂにそれぞれ形成される。これらのスロットは結合して僅かに湾曲した吹込みスロット２５を形成する。前記吹込みスロット２５は、飛行の方向に見て、着陸装置２１の前側側に位置づけられる。吹込みスロット２５は、飛行機２０の胴体の内部の圧縮機に連結され、かくして着陸装置２１の前側に沿った吹込みスロット２５からエアスクリーン２６を作り出すことを可能にする。
【００２９】
　前輪格納ドア２２ａ、２２ｂに吹込みスロット２５を作り出すことは、単に従来の前輪格納ドアを車輪格納ドア２２ａ及び２２ｂと置き換えることによって現存する飛行機を本発明の使用に適合させることを可能にする。従って、胴体に別々の穴を作ることは必ずしも必要ではない。この穴は認可及び保証と関連する理由のために極めて望ましくないであろう。
【００３０】
　図６に特に示すように、着陸装置２１は、いわゆる抗力ブレース７７、特に自身の２つの脚間の気流を勘案した騒音レベルに加わり得るいわゆる主取付具２７、操舵装置２８、トルクリンク２９、内側シリンダ３０、いわゆる牽引棒３１及び２つの車輪３２ａ、３２ｂを備える。着陸装置２１のこれら全ての構成要素は当業者に知られている。従って、それらは、本発明の範囲内での更なる説明を要しない。しかしながら、前述した構成要素が、飛行機２０の離着及び着陸段階の間の着陸装置２１の展開位置における着陸装置２１による騒音発生の原因であることに留意することは重要である。
【００３１】
　図７はエアスクリーン２６が、矢印３３ａ、３３ｂによって示すように両側部方向に、そして矢印３４によって示すように着陸装置２１の底側を過ぎる、着陸装置２１の進路に空気を偏向させる態様を示す。このように空気は着陸装置２１、すなわちより詳細には、騒音発生の増加に通じる、着陸装置の種々の構成要素への高速での衝突が阻止される。
【００３２】
　図４〜図７による実施形態は図１による実施形態に類似しているが、図８及び図９による実施形態は、図２による実施形態に類似している。本発明の範囲内では、この第５実施形態は、類似する部品が同じ参照符号によって示されていることに留意すべきである図４〜図７による第４実施形態に対する代換実施形態を構成する。
【００３３】
　飛行機４０には、その格納位置において、前輪格納ドア４１ａ、４１ｂと、後輪格納ドア２３ａ、２３ｂより上の、飛行機の胴体に積み込まれる前部着陸装置２１が設けられる。前輪格納ドア４１ａ、４１ｂが再び閉じられる着陸装置２１の展開位置では、吹込みロッド４３は、前輪格納ドア４１ａ、４１ｂの共通開口４２を貫通して延在する（図９参照）。水平の横断面図で見ると、吹込みロッド４３は、着陸装置２１の方向に面する、丸みのある隅部を有する流線形にされた実質的に三角の形状をしている。
【００３４】
　４つの吹込みノズルが、着陸装置２１に向かって僅かに指向されている側面４４ａ、４４ｂの各々に存在する。これらの吹込みノズルは吹込みロッド４３の長さに亘って規則的に分配されかつ吹込み棒４３の中空内部を介して飛行機４０の胴体に存在する（図示しない）圧縮機に連結される。種々の吹込みスロットの形状、寸法及び方向は、種々のＣ字形状、Ｕ字形状又はＶ字形状のエアスクリーン４５、４６、４７、４８が、吹込み棒４３が当該形状の中心に位置づけられた状態で、４つの鉛直水準で作り出すことができるようなものである。
【００３５】
　エアスクリーン４５、４６、４７、４８の形状は、着陸装置２１の種々の構成要素が組み合わされたエアスクリーンによって完全に包囲されるように選択され、その結果として、着陸装置２１の進路にある空気は高速で着陸装置２１に衝突することが阻止される。この衝突はより高い騒音レベルに通じ得るものである。これを説明するために、吹込みロッド４３の底部にあるエアスクリーン４８の形状に関して言及する。この形状は前記エアスクリーン４８が外側にある車輪３２ａ、３２ｂを過ぎて偏向されるように選択される。
【００３６】
　図１０及び図１１に関して説明するように、本発明は、着陸装置６０のような、主着陸装置で使用するにも全く適したものであり、図１０に示すように、その展開位置において、飛行機６３のジェットエンジン６２を担持する翼６１の下に位置づけられる。着陸装置６０は４つの車輪６４ａ、６４ｂ、６４ｃ、６４ｄを備え、これらの車輪のうちの車輪６４aは前記図１１を明瞭化するために図１１には示していない。図１１は、３つの細長い吹込み要素が、鉛直に配向される吹込み要素６５、６６と、水平に配向される吹込み要素６７とによって主着陸装置６０に連結されるかを明瞭に示す。吹込み要素は、主着陸装置６０全体であるがその一部のみを包囲するエアスクリーンを組み合わせて作り出すように構成されていない。より詳細には、例えば、車輪６４ａ、６４ｂ、６４ｃ、６４ｄが吹込み要素６５、６６、６７から出現するエアスクリーンによって遮られない。吹込み要素６５は、それ自身からエアスクリーン６８が出現する吹込みスロットを一側に備える。このエアスクリーンは、一方では、筋交い６９が外部シリンダ７０に係合する領域を包囲する。この領域では、騒音レベルに加え得る比較的狭い空気の通過が生じる。他方では、エアスクリーン６８は、鉛直に延在するパイプライン７１、例えばケーブル及び油圧管路の一部も包囲する。吹込み要素６６から出現する（鏡面対称な）Ｕ字形状のエアスクリーン７２は同様にして鉛直に延在するパイプライン、すなわちその一部７３、並びに、関節リンクなる技術用語によっても示される連結機構７８を遮る。更に、エアスクリーン７２は、内側シリンダ７４から外側シリンダ７０までの遷移部を包囲する領域のためのスクリーンを形成する。
【００３７】
　最後に、エアスクリーン７５は、着陸装置６０の下側部分を遮る目的で吹込み要素６７によって、より詳細には円形に配置される、捩り棒７６及びブレーキシリンダによって作り出される。
【００３８】
　例えば、図４〜図９を参照して説明した第４及び第５実施形態との別の重要な違いは、吹込み要素６５、６６、６７が着陸装置６０に直に連結され、かつ、例えば、前記着陸装置と共に格納されるという事である。これは、前記吹込み要素６５、６６、６７によって占有される空間に関して厳しい要求をする。勿論、この点では、前記吹込み要素６５、６６、６７の寸法はこれらの要素が動作状態で機能する領域に比べて小さいことが留意される。
【００３９】
　これまで記述してきた好ましい実施形態では、飛行機の内部に配置された圧縮機（図示せず）が使用される。この圧縮機によって圧力を当該吹込み要素内で強めることができる。この圧力は、着陸装置（の部分）から該着陸装置を離して偏向させるために十分な抵抗を与える吹込み要素の吹込み開口からエアスクリーンを作り出すには十分に高い。しかしながら、圧縮機を使用する代わりに、着陸装置の進路の空気がエアスクリーンとして働くように偏向し得る偏向要素を使用するか、あるいはそのような偏向要素をこのような圧縮機と組み合わせて使用することも本発明の範囲内で可能である。
【００４０】
　図１２ａおよび１２ｂは、これを多かれ少なかれ概略的に図示する。２つの湾曲した偏向断面９０、９１は区別し得る。この偏向断面は、当該着陸装置の前側に存在する。２つの偏向断面９０、９１間には、実質的に水平に配向された流入開口９３から鉛直な流出開口９４まで延在する収束空間９２が存在する。流入開口９３を通じて収束空間９２内に流入する空気９５の速度は、空間９２の収束形状の結果として更に増加される。その後、前記空気はエアスクリーン９６の背後に存在する（図示しない）着陸装置の構成要素を遮るためのエアスクリーン９６として流出開口から流出する。
【００４１】
　また、９７で示されるように、偏向断面９１の真下を通過する空気は偏向される。結果的に、２つの偏向断面９０、９１のうちの１つの動きの進路の中に存在しない空気は、それにも拘わらず、偏向された空気９７と組み合わされるエアスクリーン９６の存在のために９８で示すようなに偏向される。
【００４２】
　入って来る気流を偏向させることによってもっぱら作り出されるエアスクリーンを図１２ａ及び図１２ｂを参照して説明してきたが、圧力要素内で上昇圧力を生成するような圧縮機の使用と、この様なエアスクリーンの創出とを組み合わせることも本発明の範囲内でも可能である。この組合せの結果として、空気は当該吹込み要素の吹込み壁から高速で流出し得る。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】本発明による第１実施形態を示す図である。
【図２】本発明による第２実施形態を示す図である。
【図３】本発明による第３実施形態を示す図である。
【図４】本発明による第４実施形態を示す図である。
【図５】図４の丸く囲んだ部分を示す図である。
【図６】図４の一部をより詳細に示す図である。
【図７】図６に示す部分の効果的な偏向を示す図である。
【図８】本発明による第５実施形態を示す図である。
【図９】図８の一部をより詳細に示す図である。
【図１０】本発明による第６実施形態を示す図である
【図１１】別の視野から見た図１０の一部をより詳細に示す図である。
【図１２ａ】本発明による第７実施形態の鉛直断面図である。
【図１２ｂ】本発明による第７実施形態の斜視図である。
【符号の説明】
【００４４】
　１　着陸装置
　２　Ｔ字形状フレーム要素
　３　車輪
　４　圧力チャンバ
　５　吹込みスロット
　７　エアスクリーン
　８　圧力チャンバ
　９、１０　吹込みスロット
　１１　上側エアスクリーン
　１２　下側エアスクリーン
　１３、１４　圧力チャンバ
　１５、１６　チューブ
　２１　前部着陸装置
　２２ａ、２２ｂ　前部車輪格納ドア
　２３ａ、２３ｂ　後部車輪格納ドア
　２４ａ、２４ｂ　スロット
　２５　吹込みスロット
　２６　エアスクリーン
　２７　主取付具
　２８　操舵装置
　２９　トルクリンク
　３０　内側シリンダ
　３１　牽引棒
　３２ａ、３２ｂ　車輪
　４１ａ、４１ｂ　前輪格納ドア
　４２　共通開口
　４３　吹込み棒
　４４ａ、４４ｂ　側面
　４５、４６、４７、４８　エアスクリーン
　６０　着陸装置
　６１　翼
　６２　ジェットエンジン
　６３　飛行機
　６４ａ、６４ｂ、６４ｃ、６４ｄ　車輪
　６５、６６　吹込み要素
　６７　吹込み要素
　６８　エアスクリーン
　６９　筋交い
　７０　外側シリンダ
　７２、７５　エアスクリーン
　７４　内側シリンダ
　７６　捩り棒
　７７　抗力ブレース
　７８　連結機構
　９０、９１　偏向断面
　９２　収束空間
　９３　流入開口
　９４　流出開口
　９５　空気
　９６　エアスクリーン
　
　
　
【図１】
2004034986.tif 000003
【図２】
2004034986.tif 000004
【図３】
2004034986.tif 000005
【図４】
2004034986.tif 000006
【図５】
2004034986.tif 000007
【図６】
2004034986.tif 000008
【図７】
2004034986.tif 000009
【図８】
2004034986.tif 000010
【図９】
2004034986.tif 000011
【図１０】
2004034986.tif 000012
【図１１】
2004034986.tif 000013
【図１２ａ】
2004034986.tif 000014
【図１２ｂ】
2004034986.tif 000015
【外国語明細書】
2004034986.tif 000016
2004034986.tif 000017
2004034986.tif 000018
2004034986.tif 000019
2004034986.tif 000020
2004034986.tif 000021
2004034986.tif 000022
2004034986.tif 000023
2004034986.tif 000024
2004034986.tif 000025
2004034986.tif 000026
2004034986.tif 000027
2004034986.tif 000028
2004034986.tif 000029
2004034986.tif 000030
2004034986.tif 000031
2004034986.tif 000032
2004034986.tif 000033
2004034986.tif 000034
2004034986.tif 000035
2004034986.tif 000036
2004034986.tif 000037
2004034986.tif 000038
2004034986.tif 000039
2004034986.tif 000040
2004034986.tif 000041
2004034986.tif 000042
2004034986.tif 000043
2004034986.tif 000044
2004034986.tif 000045