(57)【要約】      （修正有）【課題】前縁スラット上で電気的氷結防止システムが使用できるリンク機構を提供する。【解決手段】航空機の翼１２は、固定翼１４、固定翼１４に対して格納位置と伸長位置との間で移動させることができるスラット１６、固定翼１４とスラット１６上の電気システム３４との間に伸びる電線３６、３８、およびリンク機構４０を有している。リンク機構４０は、電線３６、３８を内蔵している。また、リンク機構４０は、スラット１６が格納位置にある格納状態と、スラット１６が伸長位置にある伸長状態との間で転換可能である。【選択図】図２Ａ
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
固定翼（１４）と、
上記固定翼（１４）に対して格納位置と伸長位置との間で移動可能であるスラット（１６）と、
上記固定翼（１４）と、上記スラット（１６）上の電気システム（３４）との間に延びる電線（３６、３８）と、
上記電線（３６、３８）を内蔵するリンク機構（４０）とを備え、
上記リンク機構（４０）は、上記スラット（１６）が上記格納位置にある格納状態と、上記スラット（１６）が上記伸長位置にある伸長状態との間で転換可能であることを特徴とする航空機の翼（１２）。
【請求項２】
上記リンク機構（４０）は、ジョイント（８２）を有しており、
上記ジョイント（８２）は、万一飛行中に上記スラット（１６）が上記固定翼（１４）から分離した場合、上記リンク機構（４０）が上記固定翼（１４）または上記スラット（１６）から分離されるよう、十分な力で破壊されるように設計されていることを特徴とする請求項１に記載の航空機の翼（１２）。
【請求項３】
上記リンク機構（４０）は、複数のチャネル（９４、９６）をそれぞれ有する複数のチャンバ（９２）を有しており、
一組の電線（３６）が一組のチャネル（９４）の中を通って伸長し、もう一組の電線（３８）がもう一組のチャネル（９６）の中を通って伸長していることを特徴とする請求項１または２に記載の航空機の翼（１２）。
【請求項４】
上記リンク機構（４０）は、複数のリンク（７０、７２、７４）を有しており、
上記複数のリンク（７０、７２、７４）は、上記固定翼（１４）および上記スラット（１６）に接続されているとともに、ジョイント（７６、７８、８０、８２）によって互いに接続されており、
上記ジョイント（７６、７８、８０、８２）は、上記電線（３６、３８）を通す通路を有していることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載の航空機の翼（１２）。
【請求項５】
互いに対して移動可能な第一の構造（１４）と第二の構造（１６）との間に伸長する線（３６、３８）を内蔵するリンク機構（４０）であって、
当該リンク機構（４０）は、複数のリンク（７０、７２、７４）を有しており、
上記複数のリンク（７０、７２、７４）は、上記構造（１４、１６）に接続されているとともに、ジョイント（７６、７８、８０、８２）によって互いに接続されており、
上記リンク機構（４０）は、上記第一の構造（１４）および上記第二の構造（１６）が相対的に動くとき、三次元的に回転できることを特徴とするリンク機構（４０）。
【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、概して航空機の翼に関するものであり、より具体的には、固定翼と、固定翼に対して格納位置と伸長位置との間で選択的に移動させることができる前縁スラットとを有する航空機の翼に関するものである。
【０００２】
〔背景技術〕
航空機の翼は、固定翼および、格納位置と伸長位置との間で固定翼に対して選択的に移動させることができる前縁スラットを有している。格納位置では、スラットは固定翼の前縁に対して入れ子状に重なっている。伸長位置では、スラットは適切な駆動装置によって展開され、固定翼を超えて伸長し、翼の空力揚力および／または許容迎え角（例えば非失速角）を増加させる。一般的に前縁スラットは、高空飛行中に格納され、離着陸時に伸長する。スラットが氷の積層による影響を受けやすければ、飛行中に使用するために氷結防止システムが備え付けられることになる。過去には、固定翼と前縁スラットとの間に伸びる、伸長／格納可能なガス運搬用のチューブを使用して、高温ガスが防除および除氷用に使用されたことがある。
【０００３】
〔発明の概要〕
本発明は、前縁スラット上で電気的氷結防止システムが使用できるリンク機構を提供するものである。
【０００４】
より具体的には、本発明は、固定翼、格納位置と伸長位置との間で固定翼に対して移動させることができるスラット、上記固定翼とスラット上の電気システム（例えば電気的氷結防止システム）との間に伸長する電線、およびリンク機構を有する航空機の翼を提供するものである。上記リンク機構は、上記電線を内蔵しており、またスラットが格納位置にある格納状態と、スラットが伸長位置にある伸長状態との間で転換可能である。上記リンク機構は、複数のチャネルを有する複数のチャンバを有しており、一組の電線（例えば電力線）が一組のチャネル内部を通って伸長し、もう一組の電線（例えば電気センサー線）がもう一組のチャネル内部を通って伸長している。
【０００５】
ジョイントによって固定翼およびスラットに接続されているとともに、互いに接続されている複数のリンクを上記リンク機構は有している。例えば、この複数のリンクは、固定翼に接続された第一のリンク、スラットに接続された第二のリンク、およびこれらの中間にある第三のリンクを有している。第一のリンクは、回転ジョイントによって固定翼に接続させることができ、これによりリンクはその軸を中心に回転する。および／または、第二のリンクは、ジンバルジョイントによってスラットに接続させることができ、これによりリンク機構が、２つの垂直な軸に対して回転する。
【０００６】
本発明に係る上記および他の特徴は、請求項において完全に説明され、また具体的に指摘されている。下記の説明および添付図は、本発明に係るある実施形態を詳細に説明したものであるが、この実施形態は例証のためであって、本発明の原理を取り入れた様々な形態の一部を示すにすぎない。
【０００７】
〔図面〕
図１Ａおよび１Ｂは、本発明に係る翼を有する航空機の斜視図である。この翼は、固定翼、前縁スラット、およびリンク機構を有している。このリンク機構は、固定翼とスラット上の電気的氷結防止システムとの間に伸びる電線を内蔵している。
図２Ａおよび２Ｂは、ある航空機の翼の断面図を部分的に拡大したものである。
図３は、固定翼の一部の上面拡大図であり、リンク機構との接続を示している。
図４は、固定翼の図３と同じ部分の正面拡大図である。
図５は、前縁スラットの一部の側面図であり、リンク機構との接続を示している。
図６Ａおよび６Ｂは、リンク機構の拡大正面図である。
図７は、リンク機構の斜視図である。
【０００８】
〔詳細な説明〕
まず、図１Ａおよび１Ｂを参照すると、本発明に係る翼１２を有する航空機１０が示されている。翼１２は、固定翼１４、および格納位置（図１Ａ）と伸長位置（図１Ｂ）との間で固定翼に対して選択的に移動させることができる前縁スラットをそれぞれ有している。格納位置では、スラット１６は固定翼１４の前縁に対して入れ子状に重なっている。伸長位置では、スラット１６は適切な駆動装置（不図示）によって展開され、固定翼１４を超えて伸長し、翼１２の空力揚力および／あるいは許容迎え角（例えば非失速角）を増加させる。一般的に、前縁スラット１６は、高空飛行中には格納され、離着陸時に伸長する。
【０００９】
図２Ａおよび２Ｂを参照すると、航空機の翼１２のひとつがより詳細に示されており、スラット１６は、図２Ａでは格納位置にあり、図２Ｂでは伸長位置にある。固定翼１４は、構造壁２０（例えば翼桁）と、そこから伸長して固定翼１４の前縁を形成する壁２２とを有している。固定翼１４内に位置するトルクチューブ２４は、格納位置と伸長位置との間でスラット１６を移動させる駆動装置の一部を形成している。スラット１６は、構造壁３０（例えば、その凹状外板（coveskin））と、そこから伸長してスラット１６の前縁を形成する壁３２とを有している。
【００１０】
スラット１６はまた、電気的に作動する氷結防止システム３４（例えば電気熱システム）を有している。電力線３６および電気センサー３８は、上記のシステム３４を作動および／または制御するために使用される。これらの電線３６／３８は、機内に搭載された電源および／またはコントローラと接続されており、このため固定翼１４とスラット１６との間で伸長している。
【００１１】
電線３６／３８は、ケーブル（すなわち、シールドおよびジャケットに囲まれた配線および充填剤のアッセンブリ）、配線束（すなわち、コネクタと追加のコネクタ・アッセンブリとを有するケーブル）、および／または束アッセンブリ（すなわち、配線束、配線束を誘導および支持するために必要な機械的支持部材およびエンクロージャ）の一部を有しているか、または形成している。
【００１２】
図示されている実施形態においては、電線３６および電線３８はそれぞれ、連続して接続されている複数のケーブルを持つ配線束を有している。具体的には、図４〜６を参照すると最もよく示されている通り、電線３６および３８は、固定翼１４から機内に搭載された電源およびコントローラに向かって伸びる電線３６固定および３８固定、リンク機構４０を通って伸びる電線３６リンクおよび３８リンク、スラット１６から氷結防止システム３４に向かって伸びる電線３６スラットおよび３８スラットを含んでいる。
【００１３】
本発明によると、リンク機構４０は電線３６／３８内蔵用として備え付けられている。リンク機構４０は、スラット１６が格納位置にある（図２Ａ）格納状態と、スラット１６が伸長位置にある（図２Ｂ）伸長状態との間で転換可能である。リンク機構４０は、スラット１６の伸長および格納を繰返し調節することにより、電線３６／３８を不都合なスラットの環境から保護する。この環境としては、例えば高温／低温、高空、極度の湿度、過度の振動、および上昇する風速、さらには流動体への暴露、塩風、および粉塵が含まれる。
【００１４】
もし航空機１０が、各固定翼１４に対して多数の前縁スラット１６を有しているならば、別個のリンク機構４０（および別個の電線３６および３８）を各スラット１６に対して使用することができる。別個のリンク機構を使用することで、もしスラット１６が互いに動かなかった場合にハーネスが故障する可能性を最小限にし、および／または、各スラットの取り外しおよび交換を容易にすることができる。
【００１５】
次に図４および図５を参照すると、固定翼１４はリンク機構・インターフェース・ブラケット５０および電気的インターフェース・ブラケット５２を有している。下記に詳述する通り、リンク機構４０は、機械的インターフェース・ブラケット５０、およびそこを通ってリンク機構４０へと伸びる電線３６リンクおよび３８リンクに接続されている。電気的インターフェース・ブラケット５２は、電気コネクタ５４および電気コネクタ５６を有しており、これらは電線３６リンクおよび３６固定と、電線３８リンクおよび３８固定と接続されている。上述の通り、電線３６固定および３８固定は、機内に搭載されている電源および／またはコントローラと接続されている。ブラケット５０と５２との間に伸びているプレート５８は、リンク機構４０からコネクタ５４および５６まで伸びている電線３６および３８を隔てるように配置させることができる。
【００１６】
図５に最もよく示されている通り、スラット１６は、その構造壁３０の開口部におけるポケットを形成しているボックス６０、および該ボックスの開口している背面のためのカバー６２を有している。電線３６リンクおよび３８リンクは、カバー６２の開口部を通り、またボックス６０を通ってコネクタ６４および６６まで伸びている。コネクタ６４および６６は、ボックス６０の正面に取り付けられており、線３６リンクと３６スラットとを、線３８リンクと３８スラットとをそれぞれ電気的に接続している。プレート６８は、ボックス６０の中に、そこを通ってコネクタ６４および６６まで伸びている電線３６リンクおよび３８リンクを隔てるように配置させることができる。さらに詳細については後述するが、リンク機構４０はカバー６２に回転可能なように接続されている。
【００１７】
次に図６Ａおよび６Ｂを参照すると、リンク機構４０は格納状態および伸長状態でそれぞれ示されている。リンク機構４０は、複数のリンク７０、７２、および７４を有しており、図示された実施形態においては、概してまっすぐに描かれている。しかし必要および／または適切であれば、湾曲したあるいは角度のついたリンクも使用可能である。上記リンクは、軸ジョイント７６および７８によって互いに接続されており、ジョイント７６によって、中間リンク７２の一端とリンク７０とが接続させ、ジョイント７８によって、中間リンク７２の他方の一端とリンク７４とが接続されている。
【００１８】
図示された実施形態においては、リンク７０は翼長方向（span-wise）に向かっており、固定翼１４の構造壁３０に対して平行に、またその前方に位置している。リンク７０は、固定翼１４に回転式に接続されており、さらに具体的には、回転ジョイント８０を介してブラケット５２に接続されている。例えば、リンク７０は玉軸受けの溝に取り付けられている。これによってリンク７０は、その軸を中心に回転できる。図４を再度参照すると最もよく示されているように、リンク７０は、トルクチューブ２４およびその周辺のクリアランス領域にほぼ平行、且ついかなる場合においても離れて位置している。上記のクリアランスがあることによって、リンク機構４０が、格納位置と伸長位置との間でスラット１６を移動させる主要駆動装置の妨げとなることがない。
【００１９】
リンク７４は、ジンバル・ジョイント８２（例えば２軸ヒンジ）を介してスラット１６と接続されている。図示されているジョイント８２は、カバー６２とロッド８６との間の第一のピボットピン８４、およびロッド８６とリンク７４末端上のフランジ形イヤー９０との間の第二のピボットピン８８を有している。このピン８４および／または８８は、スラットが故障した場合にリンク機構４０がそれ自身をスラット１６から切り離すための十分な切断力（例えば、２００ｌｂｆ〜５００ｌｂｆ、または９０ｋｇｆ〜２５０ｋｇｆ）を有するシャーピンとなることができる。コネクタ６４および６６（図５を参照）もまた同様に、スラットが故障した場合に迅速に切り離しできるように設計することができる。上記のように、飛行中に万一スラット１６が固定翼１４から完全に切り離された場合は、最少量の物質（例えば、約５パウンド以下）のみが固定翼１４に付着していることになる。
【００２０】
リンク機構４０は、固定翼１４に対してスラット１６が移動している間に伸長および格納されるため、三次元的に回転する。リンク機構４０の実際の移動経路は、スラットの結合構造およびスラットの軌道に基づいており、さらに航空機によっても変化する。図示された実施形態においては、移動距離は約２９度の弧を描いて約１５インチ（３８ｃｍ）であり、リンク機構４０全体はリンク７０の翼長方向の軸（span-wise axis）を中心に約１７インチ（４３ｃｍ）回転する。リンク機構４０はまた、図示されているリンク機構のように、固定翼１４との接続および分離中に、スラット１６の垂直なステップを調節するように設計することができる。
【００２１】
リンク機構４０は、その必要な可動域を通じて完全に独立しているため、固定翼１４および／あるいはスラット１６に大幅な負担を与えることがない。さらには、スラット駆動メカニズムへの摩擦抵抗が非常に低くなるようにジョイント７６、７８、８０、および８２を選択することができ、そのためスラット１６をその格納位置から伸長位置まで移動するための付加的な力は不要となる。例えば、ジョイント７６、７８、８０、および８２は、ジョイントおよびリンク機構４０の耐久性を高め、また磨耗を最小限にするための密封軸受を有していてもよい。
【００２２】
次に図７を参照すると、リンク機構４０がさらに詳細に示されており、特に電線３６および３８のハウジングに関する詳細が示されている。図示されている通り、リンク７０、７２、および７４はそれぞれチャンバ９２を形成しており、図示された実施形態においては、各チャンバ９２は２つのチャネル９４および９６を有している。このように、電線３６をチャネル９４内部に配置することができ、またセンサー線３８をチャネル９６内部に配置することができる。しかしまた、電線３６／３８を、電線３６とセンサー線３８とを物理的に離す束アッセンブリの一部とすることも可能であり、これによってチャネル９４および９６（さらには上述した分離プレート５８および６８）が不要となることもある。さらに、電線を物理的に離すことが重要でない場合、および／または必要でない場合もありうる。
【００２３】
ジョイント７６、７８、８０、および８２は、チャンバ９２にチャネルが設けられているか否かに関わらず、電線３６／３８用の通路を備えるように設計されている。例えば、軸ピン７６、７８、８４、および８８は、２つのセクションによって形成されており、電線３６／３８はそれらを通り、遮断されることなく移動することができる。回転ジョイント８０は、リンク７０のチャンバ９２へと電力線３６／３８が通っていく中央開口部を有している。
【００２４】
リンク機構４０がその格納位置と伸長位置との間で移動する間、リンク７０、７２、および７４が互いに対して回転するため、電線３６／３８は屈曲する。従って、これらの電線は、限られた屈曲度（例えば、延長可能な電話線のコイル配置に必要な屈曲度よりもはるかに低い屈曲度）に耐えうる十分な柔軟性を有していなければならない。しかし電線３６／３８は、例えば望遠鏡における配置構造のように、リンク機構４０内部で軸方向に移動しない。電線３６／３８の屈曲度が限られていること、および／または、これら電線がリンク機構４０内部で軸方向に移動しないことによって、航空機１０の寿命の間、電線が摩耗する可能性（およびそれに伴う結果）を最小限にすることができる。
【００２５】
取り外し可能なカバー９８を、各リンク７０／７２／７４に取り付けて、その内部に配置されている電線３６／３８を保護することが可能である。カバー９８は取り外しが容易なように（例えば、クイック・コネクタ機構を備えるように）設計され、リンク機構４０を分解して電線３６／３８の定期検査ができるようになっていると好適である。排水孔（不図示、および／または番号がふられていない）を各リンク７０／７２／７４内部に取り付けて、チャンバ９２に溜まった水分を除去することも可能である。図には具体的に示されていないが、ほろ、あるいは他の柔軟なカバーをジョイント７６、７８、および８２に取り付けて、電線３６／３８近傍のセクションを保護することや、リンク機構チャンバ９２を密閉することも可能である。
【００２６】
本発明はリンク機構４０を提供するものであり、これによって電子的氷結防止システム（あるいは他の電子システム）を前縁スラット上で使用することができる、ということが理解できるであろう。リンク機構４０は、固定翼とスラットとの間で伸長させる必要のある空気ラインまたは油圧ラインを内蔵させるために使用することもできる。さらにリンク機構４０は、２つの相対的に移動する構造の間に伸ばすための電気配線、空気ライン、油圧ライン、および他のラインを要する他の航空機および航空機以外にも使用することができる。本発明について、特定の好適な実施形態に照らして図示および説明したが、当業者は本明細書を読解することにより同等かつ明白な変更および修飾を加えることができることは明らかである。本発明はそれらの変更および修飾を含むものであり、後述する請求項の範囲によってのみ限定される。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１Ａ】本発明に係る翼を有する航空機の斜視図である。
【図１Ｂ】本発明に係る翼を有する航空機の斜視図である。
【図２Ａ】ある航空機の翼の断面を部分的に拡大した断面図である。
【図２Ｂ】ある航空機の翼の断面を部分的に拡大した断面図である。
【図３】固定翼の一部の上面拡大図であり、リンク機構との接続を示す図である。
【図４】固定翼の図３と同じ部分の正面拡大図である。
【図５】前縁スラットの一部の側面図であり、リンク機構との接続を示す図である。
【図６Ａ】リンク機構の拡大正面図である。
【図６Ｂ】リンク機構の拡大正面図である。
【図７】リンク機構の斜視図である。
【図１Ａ】
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【図１Ｂ】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６Ａ】
2006089024.tif 000010
【図６Ｂ】
2006089024.tif 000011
【図７】
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【外国語明細書】
2006089024000001.pdf