(57)【要約】航空機用緩衝支柱（１２）は、シリンダ（３２）、および上記シリンダ（３２）内を伸縮自在に変位し得るピストン（３０）を含む。第１ベアリングは（４０；４６）は、シリンダ（３２）およびピストン（３０）のうちの一方に取り付けられる。第１ベアリング（４０；４６）は、支持構造体（５２；６４）、および、無鉛ＰＴＦＥ材料層によって形成されており、上記材料層は、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの他の一方との滑り嵌合を行う。
2009523641.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
シリンダ（３２）、
上記シリンダ（３２）内に伸縮自在に移動可能なピストン（３０）、ならびに、
上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの一方の上にある第１ベアリング（４０；４６）であって、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの他の一方と滑り嵌合を行う第１ベアリング面（５６；６２）を有する第１ベアリング（４０；４６）、を備える航空機用緩衝支柱（１２）であって、
第１ベアリング（４０；４６）は、支持構造体（５２；６４）、および上記支持構造体（５２；６４）上の多孔質層（５４）を含んでおり、第１ベアリング面（５２；６４）は、上記多孔質層（５４）の中に含浸された押し出しベアリング材料層によって形成されており、上記ベアリング材料層は、持続的なポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）マトリクス、および添加材料の離散粒子を含む持続的な固結構造であって、上記ベアリング材料層の一部が上記多孔質層の上方にある、航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項２】
上記ベアリング材料層は、実質的に気泡を有さない、請求項１に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項３】
上記添加材料は、無機充填材を含む、請求項１または２に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項４】
上記ベアリング材料層は、１０％から３０％の容量の無機充填材を含む、請求項１から３のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項５】
上記無機充填材は、フッ化カルシウムを含む、請求項１から３のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項６】
上記添加材料が、ポリフェニレンサルファイドを含むことを特徴とする、請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項７】
上記ベアリング材料層は、３０％から７０％の容量のポリフェニレンサルファイドを含む、請求項１から６のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項８】
上記支持構造体（５２）は、アルミ青銅より構成される、請求項１から７のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項９】
上記多孔質層（５４）は、上記支持構造体（５２）に対して焼結した青銅粒子を含む、請求項１から８のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１０】
上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの他の一方に取り付けられた第２ベアリング（４６；４０）をさらに備えており、第２ベアリング（４６；４０）は、第２支持構造体（６４；５２）と、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの一方との滑り嵌合を行う第２ベアリング面（６２；５６）とを含む、請求項１から９のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１１】
第２ベアリング面（６２；５６）が、無鉛ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）材料より構成される、請求項１０に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１２】
第１ベアリングは、上部ベアリングキャリア（４２）を介して上記ピストン（３０）に取り付けられた上部ベアリング（４０）であって、第２ベアリングは、下部ベアリングキャリア（４８）を介して上記シリンダ（３２）に取り付けられた下部ベアリング（４６）である、請求項１０または１１に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１３】
上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの一方に取り付けられた第２ベアリング（４６；４０）をさらに備えており、第２ベアリング（４６；４０）は、第２支持構造体（６４；５２）と、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの他の一方との滑り嵌合を行う第２ベアリング面（６２；５６）とを含む、請求項１から１２のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１４】
第２ベアリング面（６２；５６）は、無鉛ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）材料より構成される、請求項１３に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１５】
第１ベアリングは、上部ベアリングキャリア（４２）を介して上記ピストン（３０）に取り付けられた上部ベアリング（４０）であって、第１ベアリング面（６２）は、上記シリンダ（３２）との滑り嵌合を行う、請求項１３または１４に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１６】
第２ベアリングは、下部ベアリングキャリア（４８）を介して上記シリンダ（３２）に取り付けられた下部ベアリング（４６）であって、第２ベアリング面（５６）は、上記ピストン（３０）との滑り嵌合を行う、請求項１３に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１７】
請求項１から１６のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）を含む、航空機用着陸装置アセンブリ（１０）。
【請求項１８】
上記着陸装置アセンブリ（１０）は、前脚アセンブリである、請求項１７に記載の航空機用着陸装置アセンブリ（１０）。
【請求項１９】
上記着陸装置アセンブリ（１０）は、主着陸装置アセンブリである、請求項１７に記載の航空機用着陸装置アセンブリ（１０）。
【請求項２０】
シリンダ（３２）、
上記シリンダ（３２）内に伸縮自在に移動可能なピストン（３０）、ならびに、
上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの一方の上にある第１ベアリング（４６；４０）であって、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの他の一方との滑り嵌合を行う第１ベアリング面（５６；６２）を有する第１ベアリング（４６；４０）、を備える航空機用緩衝支柱（１２）であって、
第１ベアリング面（５６；６２）は、無鉛ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）材料層によって形成されており、上記無鉛ＰＴＦＥ材料層は、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの他の一方との滑り嵌合を行うと同時に、０．０４５未満だけ異なる静摩擦係数および動摩擦係数を有する、航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項２１】
上記シリンダ（３２）および／または上記ピストン（３０）は、クロムまたはタングステンカーバイドによってメッキされている、請求項２０に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項２２】
上記動摩擦係数は、０．１００未満である、請求項２０または２１に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項２３】
少なくとも１つの緩衝支柱（１２）であって、シリンダ（３２）、および上記シリンダ（３２）内に伸縮自在に移動可能なピストン（３０）を含む少なくとも１つの緩衝支柱（１２）、を備える航空機用着陸装置（１０）におけるスティックスリップを防止するための方法であって、
上記方法は、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの一方を第１ベアリング（４０；４６）に取り付ける工程を含んでおり、第１ベアリング（４０；４６）は、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３２）のうちの他の一方との滑り嵌合を行う無鉛ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）層（５６）によって形成された第１ベアリング面（５６；６２）を有する方法。
【請求項２４】
上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの一方を第２ベアリング（４６；４０）に取り付ける工程をさらに含んでおり、第２ベアリング（４６；４０）は、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３２）のうちの他の一方との滑り嵌合を行う無鉛ＰＴＦＥ層（５６）を有する第２ベアリング面（６２；５６）を含む、請求項２３に記載の方法。
【請求項２５】
第１ベアリング（４０；４６）および第２ベアリング（４６；４０）の各々が、支持構造体（５２；６４）、上記支持構造体（５２；６４）上の多孔質層（５４）、および上記多孔質層（５４）の中に含浸された上記無鉛ＰＴＦＥ層（５６）を含む、請求項２３または２４に記載の方法。
【請求項２６】
第１および第２ベアリング面（５６；６２）における上記無鉛ＰＴＦＥ層（５６）が、無機充填材を包含する無鉛ＰＴＦＥ材料層（５６）を含む、請求項２３または２４に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【発明の詳細な説明】
【０００１】
〔技術分野〕
本発明は、着陸、地上走行、および離陸などの際の衝撃力を吸収および制動するための航空機用緩衝支柱に関するものであり、具体的には、航空機用緩衝支柱のための改良型ベアリングに関する。
【０００２】
〔発明の背景〕
緩衝装置は、車両の動作および地面に対するそのタイヤの動作を制御するための様々な車両サスペンションシステムにおいて使用されており、地面から車両に一時的な力が伝わるのを低減させるために使用される。緩衝支柱は、ほとんどの航空機の着陸装置アセンブリにおいて、一般的かつ必要な構成材である。航空機における着陸装置に使用される緩衝支柱は、一般的に、すべての地上車における緩衝支柱とは言わないまでも、ほとんどの地上車のそれよりも多くの性能要件が求められる傾向がある。具体的には、緩衝支柱は、着陸装置の動作を制御し、着陸、地上走行、および離陸の際に、当該装置にかかる荷重を吸収および制動すべきものである。
【０００３】
緩衝支柱は、一般的に、中空のテレスコープ型シリンダによって形成された密閉チェンバ内において流体を圧縮することによって、これらの機能を実現する。典型的には、少なくとも２つのベアリングアセンブリが、滑り嵌合したテレスコープ型シリンダを備えている。流体は、一般的に、作動液や油圧油のように、気体および液体の両方を含む。緩衝支柱の１つのタイプとして、一般的に、エアオーバーオイル（air-over-oil）構造が利用されている。当該構造において、緩衝支柱が軸方向に圧迫されるにつれて封入された気体の容積は圧縮され、オイルの量はオリフィスを通して測定される。気体がバネのようにエネルギー蓄積装置の役割を果たすので、圧縮力が収まると緩衝支柱は元の長さに戻るようになっている。また、緩衝支柱は、オイルがオリフィスを通過することによってエネルギーを消散させるので、緩衝吸収材が圧迫または延伸されているとき、緩衝吸収材の運動率は、オリフィスおよびオイルの相互作用から生じた制動作用によって制限される。
【０００４】
長年において、航空機が地上走行をする際、特に航空機がジャッキを離す際に、緩衝支柱が突き出して、空転し、また突き出す等といった事象が複数の航空機において見られた。この問題は、緩衝支柱が静的平衡に達してストロークを停止し、再びストロークを始める前に顕著な力の変化が生じた場合に生じる。この望ましくない事象は、スティックスリップまたは静摩擦（スティクション）と呼ばれることが多い。特に静摩擦の影響を受けやすい着陸装置は、その配置が、静止状態において、高い軸受荷重を引き起こすものである。
【０００５】
静摩擦問題の解決策には、鉛を含浸する低摩擦のベアリング面を備えるベアリングアセンブリの使用を必要としていた。加鉛ベアリング面の使用は静摩擦問題を減少させる助けとなる一方で、加鉛ベアリングアセンブリは、ベアリングが磨耗するにつれ作動液の中に鉛の粒子を放出し、それによって流体が黒ずんでしまうという点において問題を抱えている。設備保全者による点検の際に、作動液の黒ずみは緩衝支柱の状態について混乱を生じさせるのため、この黒ずみは問題である。
【０００６】
〔本発明の要約〕
本発明は、航空機用緩衝支柱を提供するものであり、当該緩衝支柱において、１つ以上の無鉛ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）ベアリング面の使用を介して、シリンダとピストンとの間に滑り嵌合を実現することを特徴とする。無鉛ＰＴＦＥベアリング面を有するベアリングを使用することによって、緩衝支柱の中にある作業液を変色させることなくスティックスリップを最小限に抑えることができる。
【０００７】
より具体的には、本発明に係る緩衝支柱は、シリンダ、上記シリンダ内において伸縮自在に変位し得るピストン、上記シリンダか上記ピストンかのいずれか一方の上にある第１ベアリングを備えることを特徴とする。第１ベアリングは、上記シリンダか上記ピストンかの残りの一方と嵌合される滑り嵌合を有する第１ベアリング面を備えている。第１ベアリングは、支持体、および、上記支持体上における多孔質層を備えている。第１ベアリング面は、多孔質層の中に含浸された押出ベアリング材料層によって形成されており、上記ベアリング材料層は、持続的なポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）マトリクスおよび添加材料の離散粒子を有する持続的な固結構造である。さらに、多孔質層の上方にベアリング材料層の一部が存在する。
【０００８】
本発明の他の形態によると、航空機用緩衝支柱は、シリンダ、上記シリンダ内を伸縮自在に変位し得るピストン、上記シリンダおよび上記ピストンのいずれか一方の上にある第１ベアリングを含む。第１ベアリングは、上記シリンダか上記ピストンかの残りの一方と嵌合される滑り嵌合を有する第１ベアリング面を備えている。第１ベアリング面は、無鉛ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）材料層によって形成されており、上記材料層は、０．０４５未満異なっている静摩擦係数および動摩擦係数を備えており、上記シリンダか上記ピストンかの残りの一方と滑り嵌合を行う。
【０００９】
本発明に係る他の形態によると、航空機の着陸装置においてスティックスリップを防止する方法があり、上記着陸装置は、少なくとも１つの緩衝支柱、すなわち、シリンダおよび上記シリンダ内において伸縮自在に変位し得るピストンを含む緩衝支柱を備えている。方法は、第１ベアリングをシリンダかピストンかのいずれか一方の上に取り付けることを含み、上記方法において、第１ベアリングは、シリンダかピストンかの残りの一方と嵌合される滑り嵌合を行うために無鉛ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）層によって形成されている。
【００１０】
方法は、シリンダかピストンかのいずれか一方に第２ベアリングを取り付けることをさらに含んでおり、上記方法において、第２ベアリングは、上記シリンダか上記ピストンかの残りの一方と嵌合される滑り嵌合を行う無鉛ＰＴＦＥ層によって形成される、第２ベアリング面を含んでいる。
【００１１】
本発明に係る他の形態によると、航空機用緩衝支柱は、シリンダ、上記シリンダ内で伸縮自在に変位し得るピストン、上記シリンダおよび上記ピストンのいずれか一方の上にある第１ベアリングを含む。第１ベアリングは、上記シリンダか上記ピストンの残りの一方と嵌合される滑り嵌合を有する第１ベアリング面を備える。第１ベアリング面は、上記シリンダか上記ピストンの残りの一方と嵌合される滑り嵌合を行う場合、０．０８未満の動摩擦係数を有する。
【００１２】
本発明に係る他の形態によると、航空機用緩衝支柱は、シリンダ、上記シリンダ内で伸縮自在に変位し得るピストン、上記シリンダおよび上記ピストンのいずれか一方の上にある第１ベアリングを含む。第１ベアリングは、上記シリンダか上記ピストンかの残りの一方と嵌合される滑り嵌合を有する第１ベアリング面を備えている。第１ベアリング面は、上記シリンダか上記ピストンの残りの一方と滑り嵌合される場合、０．０９未満の静摩擦係数を有する。
【００１３】
本発明の他の形態によると、航空機用緩衝支柱は、シリンダ、上記シリンダ内で伸縮自在に変位し得るピストン、上記シリンダおよび上記ピストンのいずれか一方の上にある第１ベアリングを含む。第１ベアリングは、上記シリンダか上記ピストンかの残りの一方と嵌合される滑り嵌合を有する第１ベアリング面を備えている。第１ベアリング面は、無鉛ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）材料層によって形成されており、上記材料層は、上記シリンダか上記ピストンかの残りの一方と滑り嵌合される場合、０．１６０未満の静摩擦係数を有する。
【００１４】
本発明に係る上記および他の特徴は、請求項、下記の説明、および、本発明に係る特定の例示された実施形態を詳述する添付の図面の中で説明され、具体的に示唆されている。しかしながら、本実施形態は、本発明の本質を利用した様々な形態のうちの１つを表示するものである。
【００１５】
〔図面の簡単な説明〕
図１は、本発明に係る緩衝支柱を内蔵している、簡略化された着陸装置アセンブリの概略正面図である。
【００１６】
図２は、図１における緩衝支柱の横断面図の一部であり、図１のライン２−２に沿って抜き出した部分を示す。
【００１７】
図３は、本発明に係るベアリングの斜視図である。
【００１８】
図４は、図３の端面図である。
【００１９】
図５は、図４のベアリングの一部を拡大した断面図である。
【００２０】
図６は、典型的な上部ベアリングの斜視図であり、当該ベアリングは、図１の緩衝支柱に用いられる上部ベアリングキャリア上にあることを示す。
【００２１】
図７は、図６のライン７−７に沿って抜き出した部分の横断面図である。
【００２２】
図８は、典型的な下部ベアリングの斜視図であり、当該ベアリングは、図１の緩衝支柱に用いられる下部ベアリングキャリア上にあることを示す。
【００２３】
図９は、図８のライン９−９に沿って抜き出した部分の横断面図である。
【００２４】
〔詳細な説明〕
図１は、簡略化された航空機の着陸装置アセンブリ１０を示すものであり、典型的な航空機用緩衝支柱１２が、上端において接着部材２０によって航空機の構造体１６に取り付けられていることを示す。ここで言う緩衝支柱または航空機用緩衝支柱とは、航空機の着陸装置内に設置された緩衝支柱のことを指す。緩衝支柱１２における下端は、車輪アセンブリ２４に接続されている。緩衝支柱を明示するために、航空機の構造体１６、接着部材２０および車輪アセンブリ２４は簡略化、または、概略化された形状で示されており、ロック装置や引込装置などの他の装置は図１には図示されていない。そのような装置における様々な配置は当該技術分野において知られており、本発明の説明や理解にとって重要なものではない。
【００２５】
緩衝支柱１２はピストン３０およびシリンダ３２を備えており、シリンダ３２は、従来のように円筒型であってもよいし、必要であれば他の形状であってもよい。ピストンが車輪アセンブリ２４に力を伝達し、かつ、車輪アセンブリ２４から力を伝達されるように、緩衝支柱は、航空機の構造体１６および車輪アセンブリ２４と連結して構成されている。シリンダ３２とピストン３０との間の相対的に伸縮自在な変位によって、航空機の構造体１６に伝達される衝撃力を吸収および制振できるように、シリンダ３２はピストン３０を収容する。以下に、より詳細に示されるように、本発明に係る１つ以上のベアリングは、シリンダ３２とピストン３０との間に配置されており、シリンダ３２とピストン３０との間に滑り嵌合を提供する。
【００２６】
航空機用緩衝支柱が少なくとも１つのベアリングを備えている場合、本発明は、様々なタイプおよび配置の航空機用緩衝支柱に応用できる。当業者であれば、航空機の典型的な緩衝支柱の詳細な動作原理について理解できるため、緩衝支柱の動作は簡潔に示す。ピストン３０およびシリンダ３２は、一般的に、密封された細長いチェンバを規定しており、当該チェンバは、作業液または油圧油といった液体で少なくとも部分的に満たされている。チェンバの一部、例えばチェンバの上部は、気体、例えばエアーオーバーオイルタイプの緩衝支柱において一般的である窒素で満たされていてもよい。
【００２７】
運転中、緩衝支柱１２が圧迫されることにより、ピストン３０がシリンダ３２の中に変位する。それによって密封されたチェンバの容積が減少し、気体で満たされた部分が圧縮される。圧縮された気体は、ばねと同様の原理でエネルギーを蓄積する。シリンダの中への、ピストンの相対的に伸縮自在な変位は、緩衝支柱１２が圧縮されるときに、概してより低い位置にある動的な液体室ら、典型的にはオリフィス板を介して、空気圧室の中に液体を送り込む。それによって圧縮に対する抵抗力を高め、さらに同時に、圧縮エネルギーを消散させる。ピストン３０がシリンダ３２の中に変位するにつれて、測定ピンがオリフィス板におけるオリフィス開口の中に変位し、オリフィス開口を介した流量範囲を実質的に低減させ、さらなる圧縮に対する抵抗力を高める。
【００２８】
緩衝支柱１２を圧縮するのに費やされた動作の一部は、気体によって満たされた部分に、回復可能なバネエネルギーのように蓄積される。蓄積された動作は、航空機が地上走行する際に、航空機の構造体１６を弾性的に浮遊させ、また、例えば離陸後など、圧縮力が取り除かれた後には、ピストンおよびシリンダが、伸長した位置に戻ることを可能にさせる。
【００２９】
ここで図２を参照すると、航空機用緩衝支柱１２の一部、例えば下部が示されている。図示されたように、緩衝支柱１２はピストン３０およびシリンダ３２を含む。シリンダ３２は、シリンダ３２とピストン３０との間における伸縮自在な相対的変位が可能となるように、また、液体および気体によって満たされた細長いチェンバ３４の間を規定するように、ピストン３０を収容する。ある実施形態において、シリンダはスチールから構成される。あるいは、シリンダはチタンから構成される。さらなる他の実施形態において、シリンダおよび／またはピストンは、クロムまたはタングステンカーバイドなどの適した材料によって、メッキあるいはコーティングされている。シリンダおよびピストンは、本発明の範囲内において、任意の適した金属（または他の材料）からでも構成され得る。
【００３０】
例えば上部ベアリングである、第１ベアリング４０は、ピストン３０とシリンダ３２との間に設置されている。図示された実施形態において、第１ベアリング４０は、第１ベアリングキャリア４２を介してピストン３０に取り付け、または連結されており、さらに、シリンダ３２と接触し、かつシリンダ３２との滑り嵌合を行うベアリング表面を備えている。図示されたように、例えば下部ベアリングである、第２ベアリング４６は、第２ベアリングキャリア４８を介してシリンダ３２に取り付け、または連結されており、さらに、ピストン３０と接触し、かつピストン３０との滑り嵌合を行うベアリング面を備えている。下記により詳細に記載されているように、第１ベアリング４０におけるベアリング面および第２ベアリング４６におけるベアリング面は、無鉛ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）材料をから構成される。無鉛ＰＴＦＥ材料は望ましい摩擦性能を提供し、スティックスリップまたは「静摩擦」に関する問題を低減または解消する。さらに、緩衝支柱内の作業液の変色および／または汚染の問題を回避する。
【００３１】
本発明において使用される用語「上部」および「下部」、例えば「上部ベアリング」および「下部ベアリング」は、相対的な位置を示すものであり、本発明の説明を容易にするためのものである。指示されない限りは、本発明における航空機用緩衝支柱を特定の配置に限定するものではない。
【００３２】
本発明において、第１ベアリングおよび第２ベアリングの両方が無鉛ＰＴＦＥ材料層から構成されるベアリング面を備えていることが記載されているが、例えば下部ベアリングのみ、または上部ベアリングのみなど、ベアリングの１つだけが、無鉛ＰＴＦＥ材料層から構成されるベアリング面を備えていていてもよい（もう１つのベアリングは異なる種類の材料または層から構成されるベアリング面を備えていてもよい）ことを考慮されたい。さらに、図示された実施形態において、第１ベアリング４０および第２ベアリング４６は、一般的に円筒形状をしており、一般的な円筒型のシリンダ３２およびピストン３０に対応している。しかしながら、本発明の範囲内において、シリンダおよびピストンが他の形状または配置である場合、第１および／または第２ベアリングは他の形状または配置であり得ることは理解されたい。
【００３３】
加えて、図２に図示された実施形態は、第１ベアリング４０がピストン３０に取り付けられており、第２ベアリング４６がシリンダ３２に取り付けられていることを示すが、本発明はこの形態に限定されるものではない。むしろ、本発明の範囲内において、第１ベアリング４０および第２ベアリング４６のうちの１つ、または両方が、ピストン３０またはシリンダ３２に取り付けられ得る。
【００３４】
ここで、図３〜５を参照すると、本発明に係る模範的なベアリング５０が図示されている。ベアリング５０は、支持構造体５２、支持構造体５２上にある例えば多孔質層などの中間層５４、ならびに、中間層５４の上の、および／または中間層５４の中に含浸された、ベアリング表面層５６（単にベアリング面とも呼ばれる）を備えている。好ましい実施形態において、中間層５４は多孔質層であり、また、ベアリング表面層５６は、多孔質層の上の、および／または多孔質層の中に含浸された、無鉛ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）材料から形成されている。図示された実施形態において、多孔質層５４は、例えば支持構造体５２に対して半径方向内向きになるように、ベアリング面５６と共に支持構造体５２の内面上に示されており、ベアリング面５６は、多孔質層５４の内面上にあるか、または、内面の中に含浸されている。しかしながら、ベアリング面は、支持構造体５２に対して半径方向外向きに設置されていてもよいことを理解されたい。すなわち、中間層または多孔質層５４は、ベアリング表面層５６と共に支持構造体５２の外側の面上にあってもよく、ベアリング表面層５６は、中間層または多孔質層５４の外側の面上にあるか、および／または当該層の外側の面中に含浸されていてもよい（図６に図示された典型的なベアリングを参照）。
【００３５】
好ましい実施形態において、支持構造体５２はアルミ青銅から構成される。支持構造体がアルミ青銅から構成される場合の１つの利点は、ベアリング面が欠損した場合に、シリンダおよび／またはピストンに対する損傷が少ないことにある。しかしながら、支持構造体は、多孔質層５４を支持し、かつ、ベアリング材料の層５６を含浸および焼結する過程に耐えることができる任意の材料によって構成されていてもよいことに留意されたい。例えば、支持構造体は低炭素鋼、金属メッキ材料、非金属材料または同様のものなどの他の金属から構成されていてもよい。
【００３６】
多孔質層５４は、ベアリング面材料層５６を、支持構造体５２の中に入れるか、または、支持構造体５２に結合させることのできる、任意の材料から成ってもよい。当該材料には、限定されないが、支持構造体に焼結された青銅粒子、および支持構造体に焼結された銅粒子等が挙げられる。
【００３７】
ベアリング表面層５６は無鉛ＰＴＦＥ材料から構成され、当該材料は、多孔質層５４の上にあるか、および／または当該層の中に含浸されている。ここに記載されている無鉛ＰＴＦＥベアリング表面層によって、摩擦係数を十分に低くでき、スティックスリップすなわち静摩擦を最小限に抑えることができ、緩衝支柱内にある作業液または油圧油の腐食または汚染を抑えることができることに留意されたい。好ましい実施形態において、ベアリング５０は、ＧＧＢ（前Ｇｌａｃｉｅｒ  Ｇａｒｌｏｃｋ  Ｂｅａｒｉｎｇｓ）社製のＤＰ４（登録商標）として販売された無鉛ＰＴＦＥ材料を含むベアリング面５６を有する。
【００３８】
ある実施形態において、無鉛ＰＴＦＥ材料は、持続的なＰＴＦＥのマトリクス、および無鉛の添加材料の離散粒子を含む、持続的な固結構造を有する。粒子は、ＰＴＦＥポリマーマトリクスに、微視的および巨視的に均質的に分布されていてもよい。
【００３９】
ある実施形態において、添加材料は、押出非焼結テープの中に取り込まれるのに適した材料を含んでもよい。当該テープは、支持構造体上に設置された多孔質層の中に含浸できるものであり、かつ、ベアリング面の材料層を固結するのに用いられる工程温度に耐えることのできるものである。
【００４０】
テープは、支持構造体上に設置された多孔質層の中に含浸することができ、多孔質層における孔を圧縮するか、または、閉じることなしに、含浸し得るものである。ベアリング材料層の中には、任意の量の添加材料が含まれ得る。ある実施形態において、ベアリング材料層に含まれる添加材料の量は、持続的な固結層を形成するのに十分なＰＴＦＥが存在するような量である。
【００４１】
ある実施形態において、添加材料は、限定されないが、フッ化カルシウム、フッ化マグネシウム、およびフッ化スズを含むフッ化イオン；酸化鉄、酸化アルミニウム、酸化チタン、および酸化亜鉛を含む金属酸化物；ならびに、水酸化アルミニウムを含む金属水酸化物；などの無機微粒子充填材を含む。他の実施形態において、添加材料は、フッ化カルシウムを有する無機微粒子充填材を含む。無機微粒子充填材の粒子の大きさは、望ましい低摩擦性を維持したままで耐キャビテーション浸食性および耐摩擦性を向上させることのできる大きさによって決定されてもよい。添加材料がフッ化カルシウムを含む場合の実施形態によると、フッ化カルシウムは平均粒子径が１０ミクロン以下であってもよい。他の実施形態において、フッ化カルシウムは、平均粒子径が２ミクロン以下であってもよい。他の実施形態において、ベアリング材料層における無機微粒子充填材の量は、容量で１０〜３０％の間である。もちろん、本発明の範囲内で、他の粒子径および濃度が検討されてもよい。
【００４２】
ある実施形態において、添加材料はポリフェニレンサルファイドの粒子を含んでいてもよい。ある実施形態において、ベアリング材料層におけるポリフェニレンサルファイドの量は、容量で３０〜７０％の間である。他の実施形態において、ポリフェニレンサルファイドの量は、容量で５０％である。他の実施形態において、ポリフェニレンサルファイドは、平均粒子径が６０ミクロン以下である。他の実施形態において、ポリフェニレンサルファイドは、平均粒子径が２０ミクロン以下である。
【００４３】
他の実施形態において、ベアリング材料層は、限定されないが、テトラフルオロエチレン−ペルフルオロアルキルビニルエーテル共重合体、テトラフルオロエチレン−ヘキサフルオロポリピレン共重合体、テトラフルオロエチレンプロピレンエーテル重合物、テトラフルオロエチレン−エチレン共重合体、ポリクロロトリフルオロエチレン重合物、ポリクロロトリフルオロエチレン−エチレン共重合体、ヘキサフルオロイソブチレン重合物、ヘキサフルオロイソブチレン−ビニリデンフルオロイド重合体、または、ヘキサフルオロポリピレン重合物を有する、有機充填材料をさらに含んでもよい。上記に挙げたような溶融加工可能な有機充填材料は、押し出し非焼結テープおよび／またはベアリング材料層におけるＰＴＦＥの結晶化度を改善するために含まれていてもよい。
【００４４】
ベアリング表面層を構成している押し出し非焼結テープは、ＵＳ５，６９７，３９０に記載された方法を含む、任意の適した方法によって製造されればよく、当該文献を参照することにより本明細書に援用される。当該文献において、ＰＴＦＥ粒子および付加粒子は、空気衝突式粉砕機を用いて混合され、その後、押出されてテープを形成する。
【００４５】
押し出し非焼結テープは、例えば圧延装置によって多孔質層の中に含浸されてもよい。含浸の工程は、テープを焼結せず、かつ、テープにおけるどんなポリマー材料でも溶融しないような状況および温度下で実施される。
【００４６】
押し出し非焼結テープを多孔質層の中に含浸させてベアリング面材料層を形成した後で、ベアリング面材料層は、焼結されて、持続的な固結ベアリング材料層を含む３層組成材料を生成する。ある実施形態では、ベアリング材料層におけるＰＴＦＥのすべてが焼結される。
【００４７】
本発明において用いられているように、テープまたはベアリング面材料層を焼結または固結するということは、ＰＴＦＥをその融点まで、またはそれ以上まで熱するということを指す。ＰＴＦＥを融点より上、すなわち３５０℃から４２５℃の間で熱する場合、ＰＴＦＥは固結されるか、または、圧縮される。ＰＴＦＥを融点より上まで熱する前に、ＰＴＦＥは相対的に柔らかくなっており、熱を使用せずとも、最低限の力を加えることによって、多孔質層などの構造体の中へ操作され得る。
【００４８】
ここに記載されたベアリングおよびその製造方法の利点は、ベアリング面に気泡がないことであり得る。押し出し非焼結テープは、テープを焼結する際の状況下で気泡を発生させ得る量の液体潤滑剤を必要としないからである。
【００４９】
無鉛ＰＴＦＥベアリング面材料層を生成するための構成および過程に関する詳細は、ＷＯ２００４／０７９２１７に記載されており、当該文献を参照することにより本明細書に援用される。
【００５０】
本発明に係るベアリングは、望ましい摩擦性能、例えば、ピストンまたはシリンダとの滑り嵌合に対して、低い動摩擦係数および／または低い静摩擦係数を備えていることに留意されたい。ある実施例において、ベアリングは、機能性のある、流体含有の緩衝支柱において使用される場合、シリンダまたはピストンとの滑り嵌合を行う、０．０８未満の動摩擦係数を有する。他の実施例において、ベアリングは、機能性のある流体含有の緩衝支柱において使用される場合、シリンダまたはピストンと滑り嵌合する、０．０９未満の静摩擦係数を有する。
【００５１】
さらに、ここに記載されたベアリングは、静摩擦を最小限に抑えるか、または、除去する。ここに記載されたベアリングが、シリンダまたはピストンとの滑り嵌合を行うとき、静摩擦係数と動摩擦係数との間には相対的にわずかな差しかないため、上記ベアリングは、静摩擦の発生を最小限に抑えるか、または、除去すると考えられる。ある実施例では、ベアリングは、機能性のある流体含有の緩衝支柱において使用される場合、静摩擦係数と動摩擦係数との差が０．０４５未満である。ベアリング面材料が無鉛ＰＴＦＥを含むため、この望ましい性能は、緩衝支柱内において作業液が汚染されることなしに提供される。
【００５２】
摩擦係数の例が挙げられた上述の実施例において、シリンダおよび／またはピストンは、例えばクロムに覆われた、または、タングステンカーバイドに覆われた金属、あるいは、覆われずに研磨された金属から構成されていてもよい。上述に特定した摩擦係数は、とりわけ、ベアリングが滑る対象であるシリンダおよび／またはピストンの素材および仕上げによって異なることに留意されたい。
【００５３】
本発明に係るベアリングが概して図３〜５に記載されており、図６〜９には、模範となる上部ベアリングおよび下部ベアリングが記載されている。
【００５４】
図６および図７は、模範となる第１アリングアセンブリ、すなわち上部ベアリングアセンブリ６０を示しており、当該アセンブリは、上部ベアリングキャリア６４に対して半径方向外向きに配置された、すなわち、上部ベアリングキャリア６４の外径上に配置されたベアリング６２を含む。図示された実施例において、第１ベアリング、すなわち、上部ベアリング６２は、上部ベアリングキャリア６４を介して緩衝支柱におけるピストンに取り付けられるように構成されており、上部ベアリング６２におけるベアリング面は、シリンダとの滑り嵌合を行う。本発明の範囲内で、第１ベアリングキャリア、すなわち、上部ベアリングキャリア６４は、任意の適した配置または構成をとり得ることを理解されたい。例えば、図示された実施形態において、第１ベアリングキャリア、すなわち上部ベアリングキャリア６４は、凹部６６を含んでおり、凹部６６は固定器具として機能するか、または、固定器具を収容する。ベアリングキャリアは、アルミニウム、非金属複合材または同様のものなどの適した材料から形成され得る。図示された実施形態において、第１ベアリング、すなわち上部ベアリングは、ベアリングキャリアに取り付け可能な円筒形スリーブとして構成される。
【００５５】
図８および図９は、模範となる第２ベアリングアセンブリ、すなわち下部ベアリングアセンブリ８０を示しており、当該アセンブリにおいてベアリング８２が、ベアリングキャリア８４に対して半径方向内向きに、すなわちベアリングキャリア８４の内径上に設置されている。図示された実施形態において、第２ベアリング、すなわち下部ベアリング８２は、ベアリングキャリア８４を介して緩衝支柱におけるシリンダに取り付けられるように構成されており、ベアリング面は、ピストンとの滑り嵌合を行う。図６および７に参照される上記のように、本発明の範囲内において、第２ベアリングキャリア、すなわち下部ベアリングキャリア８４は、任意の適した配置または構成をとり得ることを理解されたい。例えば、図示された実施形態において、第２ベアリングキャリア、すなわち下部ベアリングキャリア８４は、第１凹部８６および第２凹部８８を含んでいる。第１凹部８６は、例えば、シールリングを支持するなど、固定シールを収容するように機能してもよく、第２凹部８８は、運動用シールアセンブリを収容するよう機能してもよい。図示された実施形態において、第２ベアリング、すなわち下部ベアリングは、ベアリングキャリアに取り付け可能な円筒形スリーブとして構成される。
【００５６】
本発明は、図示された特定の実施形態に関して示され記載されているが、本明細書および添付の図面を読んで理解した当業者が、同等の変更および修正を行うだろう。例えば、本実施形態においては航空機用緩衝支柱が記載されているが、本発明によって提供された緩衝装置は、航空応用以外に応用されてもよい。特に、上述された完成体（構成材、アセンブリ、装置、複合材等）によって実施される様々な機能に関して、そのような完成体を指すのに用いられた用語（「手段」への言及を含む）は、完成体に対応することを意図している。当該完成体のすべては、特定されない限り、本発明における実施形態で示された機能を実施する開示された構造と構造的に同等でなかったとしても、特定の機能（機能的に同等である）を実施するものである。
【図面の簡単な説明】
【００５７】
【図１】本発明に係る緩衝支柱を収容する、簡略化された着陸装置アセンブリの概略正面図である。
【図２】図１における緩衝支柱の横断面図の一部であり、図１のライン２−２に沿って抜き出した部分を示す図である。
【図３】本発明に係るベアリングの斜視図である。
【図４】図３の端面図である。
【図５】図４のベアリングの一部を拡大した断面図である。
【図６】模範となる上部ベアリングの斜視図であり、当該ベアリングは、図１の緩衝支柱に用いられる上部ベアリングキャリア上にあることを示す図である。
【図７】図６のライン７−７に沿って抜き出した部分の横断面図である。
【図８】模範となる下部ベアリングの斜視図であり、当該ベアリングは、図１の緩衝支柱に用いられる下部ベアリングキャリア上にあることを示す図である。
【図９】図８のライン９−９に沿って抜き出した部分の横断面図である。
【図１】
2009523641.tif 000003
【図２】
2009523641.tif 000004
【図３】
2009523641.tif 000005
【図４】
2009523641.tif 000006
【図５】
2009523641.tif 000007
【図６】
2009523641.tif 000008
【図７】
2009523641.tif 000009
【図８】
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【図９】
2009523641.tif 000011
【手続補正書】
【提出日】平成19年12月17日(2007.12.17)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
シリンダ（３２）、
上記シリンダ（３２）内に伸縮自在に移動可能なピストン（３０）、ならびに、
上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの一方の上にある第１ベアリング（４０；４６）であって、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの他の一方と滑り嵌合を行う第１ベアリング面（５６；６２）を有する第１ベアリング（４０；４６）、を備える航空機用緩衝支柱（１２）であって、
第１ベアリング（４０；４６）は、支持構造体（５２；６４）、および上記支持構造体（５２；６４）上の多孔質層（５４）を含んでおり、第１ベアリング面（５２；６４）は、上記多孔質層（５４）の中に含浸された押し出しベアリング材料層によって形成されており、上記ベアリング材料層は、持続的なポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）マトリクス、および添加材料の離散粒子を含む、無鉛の持続的な固結構造であって、上記ベアリング材料層の一部が上記多孔質層の上方にある、航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項２】
上記ベアリング材料層は、実質的に気泡を有さない、請求項１に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項３】
上記添加材料は、無機充填材を含む、請求項１または２に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項４】
上記ベアリング材料層は、１０％から３０％の容量の無機充填材を含む、請求項１から３のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項５】
上記無機充填材は、フッ化カルシウムを含む、請求項１から３のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項６】
上記添加材料が、ポリフェニレンサルファイドを含むことを特徴とする、請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項７】
上記ベアリング材料層は、３０％から７０％の容量のポリフェニレンサルファイドを含む、請求項１から６のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項８】
上記支持構造体（５２）は、アルミ青銅より構成される、請求項１から７のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項９】
上記多孔質層（５４）は、上記支持構造体（５２）に対して焼結した青銅粒子を含む、請求項１から８のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１０】
上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの他の一方に取り付けられた第２ベアリング（４６；４０）をさらに備えており、第２ベアリング（４６；４０）は、第２支持構造体（６４；５２）と、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの一方との滑り嵌合を行う第２ベアリング面（６２；５６）とを含む、請求項１から９のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１１】
第２ベアリング面（６２；５６）が、無鉛ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）材料より構成される、請求項１０に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１２】
第１ベアリングは、上部ベアリングキャリア（４２）を介して上記ピストン（３０）に取り付けられた上部ベアリング（４０）であって、第２ベアリングは、下部ベアリングキャリア（４８）を介して上記シリンダ（３２）に取り付けられた下部ベアリング（４６）である、請求項１０または１１に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１３】
上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの一方に取り付けられた第２ベアリング（４６；４０）をさらに備えており、第２ベアリング（４６；４０）は、第２支持構造体（６４；５２）と、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの他の一方との滑り嵌合を行う第２ベアリング面（６２；５６）とを含む、請求項１から１２のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１４】
第２ベアリング面（６２；５６）は、無鉛ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）材料より構成される、請求項１３に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１５】
第１ベアリングは、上部ベアリングキャリア（４２）を介して上記ピストン（３０）に取り付けられた上部ベアリング（４０）であって、第１ベアリング面（６２）は、上記シリンダ（３２）との滑り嵌合を行う、請求項１３または１４に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１６】
第２ベアリングは、下部ベアリングキャリア（４８）を介して上記シリンダ（３２）に取り付けられた下部ベアリング（４６）であって、第２ベアリング面（５６）は、上記ピストン（３０）との滑り嵌合を行う、請求項１３に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項１７】
請求項１から１６のいずれか１項に記載の航空機用緩衝支柱（１２）を含む、航空機用着陸装置アセンブリ（１０）。
【請求項１８】
上記着陸装置アセンブリ（１０）は、前脚アセンブリである、請求項１７に記載の航空機用着陸装置アセンブリ（１０）。
【請求項１９】
上記着陸装置アセンブリ（１０）は、主着陸装置アセンブリである、請求項１７に記載の航空機用着陸装置アセンブリ（１０）。
【請求項２０】
シリンダ（３２）、
上記シリンダ（３２）内に伸縮自在に移動可能なピストン（３０）、ならびに、
上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの一方の上にある第１ベアリング（４６；４０）であって、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの他の一方との滑り嵌合を行う第１ベアリング面（５６；６２）を有する第１ベアリング（４６；４０）、を備える航空機用緩衝支柱（１２）であって、
第１ベアリング面（５６；６２）は、無鉛ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）材料層によって形成されており、上記無鉛ＰＴＦＥ材料層は、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの他の一方との滑り嵌合を行うと同時に、０．０４５未満だけ異なる静摩擦係数および動摩擦係数を有する、航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項２１】
上記シリンダ（３２）および／または上記ピストン（３０）は、クロムまたはタングステンカーバイドによってメッキされている、請求項２０に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項２２】
上記動摩擦係数は、０．１００未満である、請求項２０または２１に記載の航空機用緩衝支柱（１２）。
【請求項２３】
少なくとも１つの緩衝支柱（１２）であって、シリンダ（３２）、および上記シリンダ（３２）内に伸縮自在に移動可能なピストン（３０）を含む少なくとも１つの緩衝支柱（１２）、を備える航空機用着陸装置（１０）におけるスティックスリップを防止するための方法であって、
上記方法は、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの一方を第１ベアリング（４０；４６）に取り付ける工程を含んでおり、第１ベアリング（４０；４６）は、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３２）のうちの他の一方との滑り嵌合を行う無鉛ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）層（５６）によって形成された第１ベアリング面（５６；６２）を有する方法。
【請求項２４】
上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３０）のうちの一方を第２ベアリング（４６；４０）に取り付ける工程をさらに含んでおり、第２ベアリング（４６；４０）は、上記シリンダ（３２）および上記ピストン（３２）のうちの他の一方との滑り嵌合を行う無鉛ＰＴＦＥ層（５６）を有する第２ベアリング面（６２；５６）を含む、請求項２３に記載の方法。
【請求項２５】
第１ベアリング（４０；４６）および第２ベアリング（４６；４０）の各々が、支持構造体（５２；６４）、上記支持構造体（５２；６４）上の多孔質層（５４）、および上記多孔質層（５４）の中に含浸された上記無鉛ＰＴＦＥ層（５６）を含む、請求項２３または２４に記載の方法。
【請求項２６】
第１および第２ベアリング面（５６；６２）における上記無鉛ＰＴＦＥ層（５６）が、無機充填材を包含する無鉛ＰＴＦＥ材料層（５６）を含む、請求項２３または２４に記載の方法。
【国際調査報告】
2009523641.tif 000012
2009523641.tif 000013
2009523641.tif 000014