(57)【要約】【課題】本発明は、航空機の機体（８）上に設置された機体のストラップ（３）へ固定されることが出来るプレート上のスパー（２）を備えた横力ジョイントに関する。【解決手段】この目的のために、プレート上のスパー（２）は、貫通孔（１４）を備え、貫通孔は両方の部材（２）及び部材（３）に接続するために挿入された機体上に設置される締め付けシリンダー（１）を内部に備えている。機体のストラップ（３）に関して調整するスパー（２）の位置を合わせるために、スパーのベアリングブッシュ（５）は貫通孔（１４）内に偏心に嵌合する。それと同様に、締め付けストラップ（３）の締め付けシリンダー（１３）がベアリングブッシュ（４）上に設置され、その結果ベアリングブッシュ（４）及びベアリングブッシュ（５）は横力ジョイントを調整することが出来る。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
横力ジョイントにおいて、
第一の直径を備えた貫通孔（１４）を有する第一のプレート（２）と、
第二のプレートを備え、前記第二のプレートは第一の直径に適合する直径を備えたシリンダー（１３）にある第一の表面（２２）を有し、その結果、前記第二のプレート（３）の前記シリンダー（１３）が、前記第一のプレート（２）から前記第二のプレートへ、及びその逆で、前記シリンダー（１３）の中心線に垂直に方向付ける伝達力によって、前記第一のプレート（２）内の前記貫通孔に確実に勘合する、ジョイント。
【請求項２】
請求項１に記載の前記横力ジョイントにおいて、
前記第一のプレート（２）に挿入され、その結果、第一のベアリングブッシュ（５）が前記第一のプレート（２）の面上の中心線の周りを回転可能に存在する前記第一のベアリングブッシュ（５）を更に含む前記第一のプレート（２）と、
前記第一のプレート（２）の前記貫通孔（１４）が前記第一のベアリングブッシュ（５）に偏心に形成される、ジョイント。
【請求項３】
請求項２に記載の前記横力ジョイントにおいて、
前記第一のプレート（２）は第一の表面（９）を備え、前記第一のベアリングブッシュ（５）は前記第一の表面（９）に隣接して形成される環状のフランジ（１５）を備える、ジョイント。
【請求項４】
請求項３に記載の前記横力ジョイントにおいて、
前記第一のプレート（２）は、前記第一の表面（９）の反対側に前記第一のベアリングブッシュ（５）が確実に重なる第二の表面（１０）を有する、ジョイント。
【請求項５】
先行する請求項のうちいずれかに記載の前記横力ジョイントにおいて、
前記第二のプレート（３）は更に円板（４）を備え、前記円板は前記第二のプレート（３）に挿入され、その結果前記円板（４）は前記第二のプレート（３）の平面の中心線の周りに回転可能に存在し、
前記第二のプレート（３）の前記シリンダー（１３）は前記円板（４）に偏心に形成される、ジョイント。
【請求項６】
請求項５に記載の前記横力ジョイントにおいて、
前記円板（４）が第二のベアリングブッシュとして形成される、ジョイント。
【請求項７】
請求項５または請求項６に記載の前記横力ジョイントにおいて、
前記シリンダーが貫通口を供えた中空のシリンダー（１）である、ジョイント。
【請求項８】
請求項７に記載の前記横力ジョイントにおいて、
前記円板（４）が孔を備えた輪状の孔の開いた盤を備え、前記中空のシリンダー（１）の前記貫通口は、輪状の孔の開いた盤（４）に一致する、ジョイント。
【請求項９】
請求項５から請求項８のいずれかに記載の前記横力ジョイントにおいて、
前記第二のプレート（３）は、第一の表面（１１）の反対側に第二の表面（１２）を備え、前記第二のベアリングブッシュ（４）は環状のフランジ（１６）を備え、前記フランジは前記第二のプレート（３）の前記第二の表面（１２）に隣接して形成される、ジョイント。
【請求項１０】
請求項５から請求項９のいずれかに記載の前記横力ジョイントにおいて、
前記第二のベアリングブッシュ（４）が、前記第二のプレート（３）の前記第一の表面（１１）と十分に重なっている、ジョイント。
【請求項１１】
ラダー装置（７）のスパーにおいて、航空機の機体（８）上に設置された締め付けストラップと接続するために、前記航空機の機体（８）上に設置されるジョイントエリアに、請求項１から請求項４のいずれかによる前記第一のプレート（２）として少なくとも形成され、請求項５から請求項１０のいずれかに関するプレート（３）として形成される、装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、２００５年７月２６日出願の独国特許出願第１０  ２００５  ０３４  ８９１．２号、及び２００５年７月２６日出願の米国仮特許出願第６０  ７０２，４４８号から優先権を主張して、ここではそれらを参照として援用する。
【０００２】
本発明はジョイント部品の技術分野に一般的に関する。特に、本発明は横力ジョイントに関係し、例えばラダーユニットを、重量を保ったまま航空機の機体を固定するためのラダー装置を可能にする。更に、本発明はラダー装置に追随する形成されたスパーに関する。それによってスパーは重量を保つために航空機の機体に設置されうる。
【背景技術】
【０００３】
飛行中に、航空機のラダー装置は、ラダー装置の外殻に影響を与える空力荷重をしばしば考慮に入れる。このような風力荷重は、ラダー装置のスパーを通って（図１及び図２を参照）、航空機の機体に横力として移動する。ラダー装置のスパーの連結部は、その後二重のせん断接続ジョイントとして通常機能する。この接続ジョイントは、しばしばブラケットクリップ（ｂｒａｃｋｅｔ  ｃｌｉｐ）で出来ており、ブラケットクリップは航空機の機体にリベットで固定され、二対のブットストラップだけでなく２つ穴で構成され、それらは対応する穴を通ってラダー装置のスパーと共にブラケットクリップのどちらかの側の２つの区分にボルト留めされる。
【０００４】
スパー内の大きな負担を航空機の機体へ安全に移動させるために、スパーはとても大きなオーバーサイズ備えてジョイントエリアを形成するが、それはボルトから穴の障壁へ伝わる力によって生じる穴の表面上の負担を減らすためである。力がその後、ブットストラップ（ｂｕｔｔ  ｓｔｒａｐｓ）からブラケットクリップまで移れば、ブラケットクリップは対応するのに十分な厚みを有し、その結果、穴の表面上の負担は、出来る限り少なく出来る。
【０００５】
スパーに均一に分配される負荷は、第一に接続ボルトに局所的に集中し、スパーそのものの上にかかるのと同じように、ブラケットクリップの孔の表面上の非常に高い負担を生み出すという、航空機の機体への力の伝達という点での問題を、この解決法は明確にする。一方、スパーのジョイントエリアのこの負荷の集中の結果要求される寸法は、大量の余分な重さの原因となり、それは宇宙航空技術の面からは好ましくない方向である。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
そこで、とりわけ、本発明の目的は、横力を伝える部材のジョイントであり、ジョイントエリアの追加のオーバーサイズを要求せず、それにより追加及び不必要な重量が節約される。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の第一の点において、本発明を基礎とした目的は、接続された２枚のプレートへの横力によって解決される。もしここでプレートについて述べるなら、金属素材である必要はない。それは、本発明で理解されるプレートもむしろプラスティック素材、またはカーボンファイバーのようなファイバー素材からなるからである。
【０００８】
２枚のプレートは第一のプレート及び第二のプレートからなり、第一のプレートに第一の直径の貫通孔が設けられる。第二のプレートの第一の表面においてシリンダーが形成され、その直径は第一のプレートの貫通孔の第一の直径に合う。第二のプレートのシリンダーが第一のプレートの貫通孔と確実に嵌合することを保証されるが、それは、第一のプレートから第二のプレートへ、またはその逆も同様であるが、シリンダーの中心線に垂直に導く力を伝えるようにするためである。シリンダーの直径が、第一のプレートの貫通孔の第一の直径に適合することがここで言及されるならば、シリンダーの直径は貫通孔の直径よりわずかに小さくなることを意味するが、その結果小さなクリアランスでも適合できる。
【０００９】
孔の表面の好ましくない大きな重圧を減らすために、本発明による横力ジョイントが、継ぎジョイントのすでに既知の形状とは違った解決法を使用している。後者においては孔の表面の重圧は追加のオーバーサイズを使用してのスパーの部品の厚みによって減少されるが、本発明によれば、孔の表面の重圧は、貫通孔とシリンダーを可能な限りの直径にし、有効なベアリング区域の増加と、結果として孔の表面の重圧の減少をもたらす。
【００１０】
第一のプレートの貫通孔に対して第二のプレートのシリンダーを調整するために、シリンダーと貫通孔の双方を第一のプレートまたは第二のプレートの個々の部品の上または中に偏心して配置されている。そして個々の部品は第一のプレートまたは第二のプレートに回転可能に取り付けられている。そこで、第一のプレートは、第一のプレートの平面の中心線の周りを回転可能にするために、第一のプレートにはめ込まれている第一のベアリングブッシュを備える。ここで、第一のプレートの貫通孔は、第一のベアリングブッシュに偏心して形成され、その結果、第二のプレートのシリンダーの位置に関して後部に並ぶので、ベアリングブッシュの回転によって、貫通孔の位置を修正できる。
【００１１】
ベアリングブッシュはシリンダー状の中空の形を成せるが、このシリンダー状の中空の形は第一のプレートの第一の表面に近接する環上のフランジを一端に形成される。この環上のフランジは、第一のプレートに関してベアリングブッシュの位置の安全を保証するために使われる。
【００１２】
第一のプレートを、第二のプレートを備えた第一の表面準位とは反対の第二の表面に接続されることにより、環状のフランジの反対側の端に位置する第一のベアリングブッシュは、第一のプレートの第二の表面にしっかりと重なる。
【００１３】
上述の説明から当業者の間で明白であるように、偏心して配置された貫通孔を備えた第一のベアリングブッシュを使用すると、円形路上でのほんの少しの位置調整が可能となる。しかし、どの位置の横力ジョイントも正確に調整できるようにするために、第二のプレートは更に円板を含み、第二のプレートのシリンダーは偏心に形成される。シリンダーの位置調整を可能にするために、円板は第一のプレートのベアリングブッシュを回転可能に組み合わせ、おおよそどの点においても位置調整を可能にする。
【００１４】
特定の実施態様において、第二のプレートの円板はまた、ベアリングブッシュとして形成される。このことは、ベアリングブッシュの形をした円板もまた、軽量化のための貫通する開口部を有しており、互いに第一のプレート及び第二のプレートの位置的保障のために、例えば安全ボルトが挿入されうる。第二のプレートの円板がベアリングブッシュだった場合、第二のプレートのシリンダーは貫通する開口部を備えた中空のシリンダーとして形成される。この場合、円板は孔を有した円形穿孔盤であり、中空のシリンダーの貫通する開口部は円形穿孔盤の孔にあうようにされる。
【００１５】
第二のプレートから脱落しないように第二のプレートのベアリングブッシュに対し位置を保障するために、ベアリングブッシュは環状のフランジを備え、フランジは第二のプレートの第一の表面の反対の第二の表面に隣接して形成されている。
【００１６】
第一のプレート及び第二のプレートを同じ高さで共に接続するために、第二のプレートのベアリングブッシュは第二のプレートの第一の表面に重なり、その表面はどちらのプレートも接続されたときに、第一のプレートと接触する。
【００１７】
本発明の他の点において、ラダー装置のスパーは、前述の記載で理解できる第一のプレートをした航空機の機体上に設置されるジョイントエリアに少なくとも形成されるよう提案される。スパーのこの形状によって、航空機の機体上に設置された締め付けストラップに後者を締結できるが、それはストラップが前述の記載で理解される第二のプレートに形成されるストラップである場合のみである。
【００１８】
この先、本発明は添付された実例の図面に言及する、更なる詳細について説明する。
【００１９】
図面を通じて、同様かまたは類似の項目は、同様かまたは類似の参照番号で識別する。図面は正確な縮尺ではないが、性質上の割合を表す。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
図１と図２を参照すると、最初に航空機の機体８のラダー装置のセンターボックス７の既知のジョイントについて述べている。センターボックス７は、側面に沿って大まかには２つの側面が横から補修されていて、横からウェブ（ｗｅｂ）及び縦通材によって形成され、その側面はラダー装置のスパー２の前部及び後部で締結されている。スパー２は順に更に詳細を述べる既知のジョイントを使用して航空機の機体８に締結される。飛行中に、高い空力荷重がラダー装置の大きな側面の力に影響するので、航空機の気体中のスパー２を通じて安全に空力荷重を取り去らなければならない。飛行中に、ラダー装置全体が側面の風力によって負担をかけられるなら、それらの力はラダー装置全体に堆積し、この後更に詳細を述べることとするが、既知のジョイントを通じて航空機の機体８へ遅れずに排除される。
【００２１】
図２で示すように、スパー２は機体８を備えたジョイントエリア内にオーバーサイズ１７を有し、２つの口径が与えられる。他方で、航空機の機体８においては、ブラケットクリップ１８が設置され、それらは２つの口径を有している。ストラップ１８は、ジョイントエリアでスパー２のオーバーサイズ１７と同様の厚さ比を有する。オーバーサイズ１７内のスパー２は、一対で配置される２つのブットストラップ１９という形で、二面せん断の１対の接合ジョイントを通じてストラップ１８と接続されるが、それらブットストラップは、一致する孔を通じてオーバーサイズ１７またはストラップ１８にボルト留めされる。
【００２２】
スパー２のオーバーサイズ１７は、伝達される横力がとても高いときに備えられる必要があり、他方では、孔の表面には許容できない高い伸張力が発生するが、そこにはブットストラップ１９がボルト止めされる。追加のブットストラップ１９と同様に、スパー２のジョイントが、オーバーサイズ１７及び対応する厚みを持って構成されたストラップ１８のためにひどく複雑化し、追加の重量という意味を含むのであれば、この後図３から図６でより詳細に説明するが、本発明は航空機の機体のラダー装置を繋ぐ違う方法を選択する。
【００２３】
第一に、図３及び図４は、航空機の機体８上のラダー装置７の発明に従って、横力ジョイントの概要について示す。ラダー装置の大体の構造は、図１及び図２に関連して前もって述べたラダー装置に関連するが、航空機の機体８のスパー２のジョイントエリアは、前述のジョイントとは異なっている。図４に見られるように、プレート状のスパー２が長さ全体を通してその厚さを保っており、特にベースエリアにおいてオーバーサイズは存在しないかほんの小さなもので、その結果、図１及び図２で前に述べた形状と対比して軽量化は達成されうる。図４で見られるものが最適であるが、航空機の機体８において、第二のプレートまたは機体のストラップ３は、更に詳細を今後述べるが、横力ジョイントの使用によって締結される水平に近接したスパーに設置される。
【００２４】
図５は、分解された状態でのスパー２、または機体のストラップ３の形状をした本発明における２つのプレート３及びプレート３に従った横力ジョイントを示すが、プレート２は反対側のプレート３と距離をとって位置する。図に示す通り、第一のプレート２は穴１４を備え、第二のプレートはシリンダー１３（ここでは中空のシリンダー）を備える。貫通孔１４及びシリンダー１３は、相互に接続する内径及び外径を備え、その結果、中空のシリンダー１３は貫通孔１４を通って導入することができ、それにより、プレート２及びプレート３はシリンダー１３の中心線へ横方向に互いに確実に接続され、それによりプレート２及びプレート３上に横に働く力が、他のプレート２及びプレート３に各々伝達される。貫通孔１４とシリンダー１３の直径を極力大きめに選択することによって、１つのプレート２から他のプレート３へ力が伝達する間に起こる穴の表面での負荷は最小限にされ、その結果許容範囲を超えた材料に対する大きな負荷は生じない。
【００２５】
更に図５から分かるように、ベアリングブッシュ５は、それの一部として第一のプレート２に適合し、ブッシュは中心線の周りの第一のプレート面に回転可能に存在している。ベアリングブッシュ１５内で、離心率ｅを備えたプレート２の貫通孔１４が配置され、それによってベアリングブッシュ１５が回転したとき、貫通孔１４の重心が円を描く。
【００２６】
上端において、ベアリングブッシュ５が環状のフランジ１５を備えており、環状のフランジが、プレート２の上面部９に隣接して図５の説明図に位置し、それによってプレート２に対してベアリングブッシュ５の位置が固定される。そのため底部側１０上では、プレート２はベアリングブッシュ５の下端と重なり、その結果は同様の水平面でプレート３付近にあるプレート２には突起がなくなる。
【００２７】
プレート３で、一部として、円板４が適合するなら、その中心線の周りの第二のプレート３の面を回転可能になる。円板４において、第二のプレート３のシリンダー１３が偏心に（離心率  ｅ）配置され、その結果、円板４が中心線の周りを回転するならば、シリンダーは円運動をする。
【００２８】
円板４の回転によって、シリンダー１３の位置は、ベアリングブッシュ５の貫通孔１４の各々の位置に嵌合する。逆に言えば、ベアリングブッシュ５の回転が、貫通孔１４の位置を、円板４のシリンダー１３の各々の位置に勘合させる。
【００２９】
本発明による横力ジョイントの図５で説明された実施態様において、円板４もまたベアリングブッシュとして形成され、ベアリングブッシュは、貫通孔がシリンダー１３を含む円板４の全体へ広がることを意味している。横力ジョイントの意図的でない弛緩を避けるために、この貫通口に例えば安全ボルトを挿入可能な限り、本発明によって、この貫通口が横力ジョイントの図６に描写された組み立てられた状態で使用されうる。
【００３０】
図５で描写された下端において、円板４は第二のプレート３の底部側１２に隣接してベアリングブッシュの形状の環状のフランジを備えているが、図５が透視図のため不可視である。上部側１１において、円板４は第二のプレート３の上部側１１と重なっていて、その結果、シリンダー１３だけが上部に飛び出す。
【００３１】
本発明の横力ジョイントが組み立てられた状態において、図６で示す通り、第一のプレートのベアリングブッシュ５が、第二のプレート３のベアリングブッシュ４を回転させることを避けるため、各々のベアリングブッシュは、それらの各々の位置に位置づけするために適した締め付け装置を有する。例えば、両ベアリングブッシュ４及びベアリングブッシュ５は、互いについてベアリングブッシュ４及びベアリングブッシュ５を固定するために挿入される止めピン６が貫通する環状のフランジの複数の穴を有する。
【図面の簡単な説明】
【００３２】
【図１】航空機にラダー装置を設置した周知の型を示す。
【図２】航空機上のラダー装置のジョイント部分の、図１の詳細図を示す。
【図３】航空機の機体の発明に関連した横力ジョイントを伴ったラダー装置を示す。
【図４】航空機上のジョイント部分の、図３の詳細図を示す。
【図５】本発明による分解した横力ジョイントの斜視図を示す。
【図６】組み立てられた状態での図５の発明の横力ジョイントの斜視図を示す。
【符号の説明】
【００３３】
１  中空シリンダー
２  第一のプレートまたはスパー
３  第二のプレートまたは機体のストラップ
４  環状の穴の開いた円板（第二のベアリングブッシュ）
５  第一のベアリングブッシュ
６  ロッキングデバイス
７  センターボックス（ラダー装置）
８  飛行機の機体
９  第一のプレートの第一の表面
１０  第一のプレートの第二の表面
１１  第二のプレートの第一の表面
１２  第一のプレートの第一の表面
１３  シリンダー
１４  貫通孔
１５  第一のベアリングブッシュの環状のフランジ
１６  第二のベアリングブッシュの環状のフランジ
１７  オーバーサイズ
１８  ブラケットクリップ
１９  ブットストラップ
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【国際調査報告】
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2009502607.tif 000010
2009502607.tif 000011