(57)【要約】      （修正有）【課題】耐久性があり、省スペースである、航空機のエアステアの力平衡機構を提供する。【解決手段】力平衡機構２０は、少なくとも１つのギアラック３０−２、３２−２と、少なくとも１つのギアラックに動作可能に接続されたばね部材３０−１、３２−１を含む少なくとも１つのばね組立体３０，３２と、少なくとも１つのギアラックと噛み合わされたピニオンギア３４と、可変半径カム３８とを含む。カムの回転は、ピニオンギアを回転させ、これにより次に、少なくとも１つのギアラックを直線的に駆動し、ばね部材のばね力を蓄積させることを引き起こす。ばね部材は圧縮ばね又は引張ばねであってもよい。好ましくは、バネ部材は圧縮ばねである。【選択図】図４Ａ
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つのギアラックと、
前記少なくとも１つのギアラックに動作可能に接続されたばね部材を備える少なくとも１つのばね組立体と、
前記少なくとも１つのギアラックと噛み合わされたピニオンギアと、
可変半径カムと
を備え、前記カムの回転は、前記ピニオンギアを回転させ、これにより次に、前記少なくとも１つのギアラックを直線的に駆動し、前記ばね部材のばね力を蓄積させることを引き起こす、
力平衡機構。
【請求項２】
一対のギアラックであって、それぞれが前記ピニオンギアと噛み合わされた一対のギアラックと、一対のばね組立体とを備える、請求項１に記載の力平衡機構。
【請求項３】
前記一対のばね組立体は互いに平行に配置される、請求項２に記載の力平衡機構。
【請求項４】
前記一対のばね組立体は互いに対向して配置される、請求項２に記載の力平衡機構。
【請求項５】
前記少なくとも１つのばね組立体は、相隔たる固定端部支持体及び可動端部支持体を含み、前記ばね部材は前記固定端部支持体と前記可動端部支持体との間に配置される、請求項１に記載の力平衡機構。
【請求項６】
前記固定端部支持体は前記ピニオンギアに対して近位に配置され、前記可動端部支持体は前記ピニオンギアに対して遠位に配置される、請求項５に記載の力平衡機構。
【請求項７】
前記可動端部支持体を前記少なくとも１つのギアラックの端に接続するための接続ロッドを備える、請求項６に記載の力平衡機構。
【請求項８】
前記固定端部支持体は前記ピニオンギアに対して遠位に配置され、前記可動端部支持体は前記ピニオンギアに対して近位に配置される、請求項５に記載の力平衡機構。
【請求項９】
前記可動端部支持体は前記少なくとも１つのギアラックの端に直接接続される、請求項８に記載の力平衡機構。
【請求項１０】
前記カムの末端ローブに固定された一方の端と、支持構造体への固定接続のための反対側の端とを有する可撓性アクチュエータケーブルを更に備える、請求項１に記載の力平衡機構。
【請求項１１】
前記ばね部材は圧縮ばねである、請求項１に記載の力平衡機構。
【請求項１２】
可動の荷重部材と、請求項１に記載の力平衡機構とを備える結合体。
【請求項１３】
前記荷重部材は航空機エアステアの一部である、請求項１１に記載の結合体。
【請求項１４】
前記カムの末端ローブに固定された一方の端と、支持構造体に固定された反対側の端とを有する可撓性アクチュエータケーブルを更に備える、請求項１２に記載の結合体。
【請求項１５】
（ａ）エアステアと
（ｂ）前記エアステアと動作可能に関連付けられた力平衡機構と
を備える力平衡航空機エアステア組立体であって、前記力平衡機構は、
少なくとも１つのギアラックと、
前記少なくとも１つのギアラックに動作可能に接続されたばね部材を備える少なくとも１つのばね組立体と、
前記少なくとも１つのギアラックと噛み合わされたピニオンギアと、
可変半径カムと
前記カムの末端ローブに固定された一方の端と、前記エアステアの支持構造体に固定された反対側の端とを有する可撓性アクチュエータケーブルと
を備える、力平衡航空機エアステア組立体。
【請求項１６】
前記エアステアは、格納状態と配備状態との間で相対的なヒンジ式関節接合運動を行うように互いに接続された上部エアステアセクション及び下部エアステアセクションを備え、前記力平衡機構は前記上部エアステアセクションと動作可能に関連付けられる、請求項１５に記載の組立体。
【請求項１７】
一対のギアラックであって、それぞれが前記ピニオンギアと噛み合わされた一対のギアラックと、一対のばね組立体とを備える、請求項１５に記載の組立体。
【請求項１８】
前記一対のばね組立体は互いに平行に配置される、請求項１７に記載の組立体。
【請求項１９】
前記一対のばね組立体は互いに対向して配置される、請求項１８に記載の組立体。
【請求項２０】
前記少なくとも１つのばね組立体は、相隔たる固定端部支持体及び可動端部支持体を含み、前記ばね部材は前記固定端部支持体と前記可動端部支持体との間に配置される、請求項１５に記載の組立体。
【請求項２１】
前記固定端部支持体は前記ピニオンギアに対して近位に配置され、前記可動端部支持体は前記ピニオンギアに対して遠位に配置される、請求項２０に記載の組立体。
【請求項２２】
前記可動端部支持体を前記少なくとも１つのギアラックの端に接続するための接続ロッドを備える、請求項２１に記載の組立体。
【請求項２３】
前記固定端部支持体は前記ピニオンギアに対して遠位に配置され、前記可動端部支持体は前記ピニオンギアに対して近位に配置される、請求項２０に記載の組立体。
【請求項２４】
前記可動端部支持体は前記少なくとも１つのギアラックの端に直接接続される、請求項２３に記載の組立体。
【請求項２５】
前記ばね部材は圧縮ばねである、請求項１５に記載の組立体。
【請求項２６】
請求項１５に記載の組立体を備える航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本明細書中で開示される実施形態は一般に、荷重部材及び／又は負荷のための力平衡機構に関する。特に好ましい実施形態においては、航空機ステアの力支援された上昇／下降のために有用に使用される力平衡機構が提供される。
【背景技術】
【０００２】
航空機胴体のドアが開かれた場合に乗客が乗り降りすることを可能にするための一体型の航空機ステアは、口語的には「エアステア」として知られている。エアステアを含む航空機は、利用者の少ない多くの空港環境に対してサービスを提供することが可能であり、なぜなら乗客が乗り降りすることを可能にするための固定式のガントリープラットフォームを必ずしも必要とはしないからである。このため、多くの地域輸送の民間航空機は、乗客及び航空機乗務員が乗り降りすることを可能にするための主要な手段としてエアステアを装備している。
【０００３】
一般に、エアステアのための従来のほとんどの力平衡機構は、上昇支援を提供するのに十分な重量エネルギー及びパワーを蓄積するために、省スペースのトーションバーを使用する。これに関連して、そのような従来のエアステアは通常、トーションバーによって相互に接続されたアクチュエータ／ギアボックスを使用する。トーションバーがねじられた場合、トーションバーの端において大きな負荷が蓄積し、これは時が経つにつれて疲労破壊をもたらすようになる。破壊が発生した場合、エアステアが動作不能となり、修理を行うための航空機の稼働停止時間がもたらされる可能性がある。結果として、エアステアのための従来の力平衡機構は、この継続する潜在的保守の問題によりいくらか問題があるものとなっている。
【０００４】
従って、必要とされているのは、より耐久性のある、負荷のための省スペースの力平衡機構であり、特に、航空機のエアステアに関連する負荷のための力平衡機構である。本明細書中で開示される実施形態は、力平衡機構に対するそのような必要を満たすために提供される。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本明細書中で開示される実施形態は一般に、荷重部材及び／又は負荷のための力平衡機構に関する。一実施形態によれば、力平衡機構は、少なくとも１つのギアラックと、少なくとも１つのギアラックに動作可能に接続されたばね部材を含む少なくとも１つのばね組立体と、少なくとも１つのギアラックと噛み合わされたピニオンギアと、可変半径カムとを含む。カムの回転は、ピニオンギアを回転させ、これにより次に、少なくとも１つのギアラックを直線的に駆動し、ばね部材のばね力を蓄積させることを引き起こす。ばね部材は圧縮ばね又は引張ばねであってもよい。好ましくは、バネ部材は圧縮ばねである。
【０００６】
いくつかの実施形態によれば、力平衡機構は、一対のギアラックであって、それぞれがピニオンギアと噛み合わされた一対のギアラックと、一対のばね組立体とを含んでもよい。一対のばね組立体は互いに平行に配置されてもよく、又は互いに対向して配置されてもよい。
【０００７】
ばね組立体は、相隔たる固定端部支持体及び可動端部支持体を含んでもよく、それらの間にばね部材が配置されてもよい。いくつかの実施形態によれば、固定端部支持体はピニオンギアに対して近位に配置され、可動端部支持体はピニオンギアに対して遠位に配置される。接続ロッドが、可動端部支持体を少なくとも１つのギアラックの端に接続するために備えられてもよい。他の実施形態によれば、固定端部支持体はピニオンギアに対して遠位に配置され、可動端部支持体はピニオンギアに対して近位に配置される。そのような実施形態では、可動端部支持体は少なくとも１つのギアラックの端に直接接続されてもよい。
【０００８】
可撓性アクチュエータケーブルは、カムの末端ローブ（ｔｅｒｍｉｎａｌ  ｌｏｂｅ）に固定された一方の端と、支持構造体（例えば、エアステアを支持する航空機構造体）への固定接続のための反対側の端とを有する。
【０００９】
力平衡機構は、事実上あらゆる可動の荷重部材又は負荷を力平衡させるために有用に使用され得る。好ましい実施形態では、荷重部材は航空機エアステアである。従って、他の実施形態によれば、力平衡機構は航空機エアステアにおいて提供される。
【００１０】
本発明のこれら及びその他の態様及び利点は、本発明の好ましい例示的実施形態の以下の詳細な説明を慎重に考慮した後、より明確になるであろう。
【００１１】
開示される本発明の実施形態は、以下の非限定的な例示的実施形態の詳細な説明を図面と組み合わせて参照することによって、より良くかつより完全に理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１Ａ】格納位置における関連するエアステアを示す、航空機胴体前方の外部斜視図である。
【図１Ｂ】配備位置における関連するエアステアを示す、航空機胴体前方の外部斜視図である。
【図２】格納位置におけるエアステアの拡大詳細図である。
【図３】配備位置におけるエアステアの拡大詳細図である。
【図４Ａ】デュアル平行ばね組立体を有する、かつ力が負荷されていない（格納）状態において描かれた、力平衡機構の実施形態の拡大詳細側面図である。
【図４Ｂ】デュアル平行ばね組立体を有する、かつ力が負荷された（配備）状態において描かれた、力平衡機構の実施形態の拡大詳細側面図である。
【図５】デュアル対向ばね組立体を有する、かつ力が負荷されていない（格納）状態において描かれた、力平衡機構の別の実施形態の拡大詳細側面図である。
【図６】図５に示す力平衡機構の変形の拡大詳細側面図である。
【図７】シングルばね組立体を有する、かつ力が負荷されていない（格納）状態において描かれた、エアステアにおいて使用される力平衡機構の実施形態の拡大詳細側面図である。
【図８】図７に示す力平衡機構の変形の拡大詳細側面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
添付の図１Ａ及び図１Ｂは、胴体開口部１２と開口部１２を閉じるための従来のドア１４とを備える航空機胴体１０の前方セクションの外部斜視図である。本発明の一実施形態による力平衡機構２０を装備する折り畳み式エアステア１８が開口部１２内に備えられる。
【００１４】
添付の図２〜図３はそれぞれ、格納状態及び配備状態におけるエアステア１８をより詳細に示す。これに関連して、エアステアは（エアステア配備を基準にした）上部エアステアセクション１８−１及び下部エアステアセクション１８−２を備え、上部エアステアセクション１８−１及び下部エアステアセクション１８−２はそれらの間の相対的なヒンジ式関節接合が可能なようにヒンジ点２２において接続されるということがわかる。上部セクション１８−１の上端は取り付けブラケット２４を含み、これは概して水平な枢動軸の周りで枢動移動するように固定ベース２６に接続される。ベース２６は、航空機胴体１０に関連付けられた支持構造体１０−１に堅固に接続される。地面係合セクション１８−３は、格納状態（図２を参照）と配備状態（図３を参照）との間で枢動可能であるように、ヒンジ接続部２５において下部エアステアセクション１８−２の下部自由端に枢動可能にヒンジ結合される。エアステア１８が完全に配備された場合に車輪２７が地面Ｇと係合するように、車輪２７がセクション１８−３に備えられる。エアステアセクション１８−１、１８−２、及び１８−３は、エアステア１８が配備状態にある場合に乗客及び乗務員が乗り降りすることを可能にするための段板１８−４を備える。
【００１５】
エアステア１８において使用される力平衡機構２０を、添付の図４Ａ及び図４Ｂに更に詳細に示す。これに関連して、力平衡機構２０は、エアステアの格納状態及び配備状態にそれぞれ対応する、力が負荷されていない状態及び力が負荷された状態における様々な構成要素の構造的位置付けを容易に識別できるように、共通する向きにおいて図４Ａ及び図４Ｂによって示される。従って、図４Ａによって示される、力が負荷されていない状態にある場合、力平衡機構２０は、図２によって示されるエアステア１８に伴う位置にあり、図４Ｂによって示される、力が負荷された状態にある場合、力平衡機構は、図３で示されるエアステア１８に伴う位置にあるということが理解される。
【００１６】
図４Ａ及び図４Ｂに示す力平衡機構２０の実施形態は、ラックギア３０−２、３２−２にそれぞれ動作可能に結合された圧縮コイルばね３０−１、３２−１を含む一対の平行な圧縮コイルばね組立体３０、３２を概して含む。より具体的には、ばね３０−１、３２−１のそれぞれは、固定端部支持体３０−３ａ、３２−３ａ及び可動端部支持体３０−３ｂ、３２−３ｂの間にそれぞれ取り付けられる。従って、固定端部支持体３０−３ａ、３２−３ａは、上部エアステアセクション１８−１（その一部が図４Ａ及び図４Ｂに示されている）に関連付けられた構造体に移動不能に固定され、可動端部支持体３０−３ｂ、３２−３ｂは、ラックギア３０−２、３２−２にそれぞれ固定されてこれと共に移動可能である。これに関連して、可動端部支持体３０−３ｂはラックギア３０−２の端に直接接続され、一方、可動端部支持体３２−３ｂは細長い接続ロッド３３を介してラックギア３２−２に接続されることがわかる。
【００１７】
ラックギア３０−２、３２−２はピニオンギア３４と噛み合わされ、ピニオンギア３４はピニオンアクスル３６に、その軸の周りの回転移動のために取り付けられる。連続可変半径（「ノーチラス型」）カム３８も、ピニオンアクスル３６の軸の周りで（すなわち、図２の矢印Ａ１によって示されるように）ピニオンギア３４と一体的に回転可能なように、ピニオンアクスル３６に接続される。ノーチラス型カム３８の輪郭は、アクスル３６の軸の周りでカム３８が回転するにつれて様々な長さのモーメントアームが提供されるように、カム３８の連続した様々な回転度において異なる半径を提示するようなものである。
【００１８】
おそらくは図２及び図３において最も良く示されるように、可撓性アクチュエータケーブル４０が備えられ、一方の端は固定ベース２６に枢動可能に接続され、反対側の端はカム３８の末端ローブ３８−１に接続される。従って、上部エアステアセクション１８−１がその格納位置から配備状態まで枢動するにつれて、アクチュエータケーブル４０は、カム３８が、従ってピニオンギア３６が矢印Ａ１の方向に回転することを引き起こす。ピニオンギア３６の回転は、次に、ラックギア３０−２、３２−２が図４Ａに示す矢印Ａ２及びＡ３の方向に直線的に移動し、これにより圧縮ばね３０−１及び３２−１をそれぞれ圧縮することを引き起こす。従って、上部エアステアセクション１８−１がその格納位置から配備状態まで枢動するにつれて、力平衡機構２０は、図４Ａに示す、力が負荷されていない状態（すなわち、これによって圧縮ばね３０−１、３２−１は、もしあるとしても最小の蓄積された圧縮力を有する）から、図４Ｂに示す、力が負荷された状態（すなわち、これによって圧縮ばね３０−１、３２−１は、かなりの又は最大の蓄積された圧縮力を有する）まで平行移動する。上部エアステアセクション１８−１がその配備状態にある場合に蓄積される、負荷される圧縮力は、これにより、その配備状態から格納状態に戻る力支援された移動を提供するために使用されてもよい（すなわち、カム４０が矢印Ａ１とは反対の方向に回転される場合）。
【００１９】
添付の図５〜図９は、本発明による力平衡機構の他の実施形態を示す。これに関連して、図５〜図９には描かれていないが、示される実施形態は、ピニオンアクスル３６の軸の周りでピニオンギア３４と一体的に回転可能なようにピニオンアクスル３６に接続された、例えば図４Ａ及び図４Ｂにおける参照番号３８によって示されるタイプの連続可変半径（「ノーチラス型」）カムを含む。従って、そのようなカム３８は、前述のアクチュエータケーブル４０又は同様の機構を介して固定ベース構造体２６に同様に接続される。
【００２０】
図５によって示される力平衡機構５０は、上述のデュアルばね組立体機構２０の変形である。具体的には、機構２０と同様に、機構４８はデュアル圧縮ばね組立体５０、５２を有するということがわかる。しかし機構２０とは異なり、機構４８は圧縮ばね組立体５０、５２が互いに対向するように配置される。従って、ばね組立体５２は、ラックギア５０−２、５２−２にそれぞれ動作可能に結合された圧縮コイルばね５０−１、５２−１を含む。より具体的には、ばね５０−１、５２−１のそれぞれは、固定端部支持体５０−３ａ、５２−３ａと可動端部支持体５０−３ｂ、５２−３ｂとの間にそれぞれ取り付けられる。従って、固定端部支持体５０−３ａ、５２−３ａは、ピニオンギア３６に対して近位の位置において、上部エアステアセクション１８−１（その一部が図５に示されている）に関連付けられた構造体に移動不能に固定され、可動端部支持体５０−３ｂ、５２−３ｂは、ピニオンギア３６に対して遠位の位置において、ラックギア５０−２、５２−２に固定されてこれと共に移動可能である。これに関連して、可動端部支持体５０−３ｂ、５２−３ｂは、細長い接続ロッド５０−４、５２−４を介してラックギア５０−２、５２−２の端にそれぞれ接続されることがわかる。
【００２１】
上部エアステアセクション１８−１がその配備状態に枢動移動する間の、上述の手法によるピニオンギア３８の回転は、従って、ラックギア５０−２及び５２−２のそれぞれを矢印Ａ２及びＡ３の方向に直線的に駆動し、これによりばね５０−１、５２−１が圧縮されることを引き起こす。従って、力平衡機構４８は力が負荷された状態にされ、その結果、蓄積されたばね力が、上部エアステアセクションがその元の格納状態に移動される場合の支援のために利用可能になる。
【００２２】
図６は、図５に示す実施形態の変形を示し、ここで、同様の構造要素はプライム（’）記号によって示される。図示されているように、図６の実施形態は、ピニオンギア３８に対して遠位である固定位置端部支持体５０−３ａ’、５２−３ａ’と、ピニオンギア３８に対して近位である可動端部支持体５０−３ｂ’、５２−３ｂ’とを含む（すなわち、図５によって示される実施形態の概して逆）。可動端部支持体５０−３ｂ’、５２−３ｂ’は更に、ラックギア５０−２’、５２−２’の端に直接固定される（これにより、図５によって示される実施形態の接続ロッド５０−４、５２−４は必要なくなる）。しかし同様の手法で、上部エアステアセクション１８−１がその配備状態に枢動移動する間、ラックギア５０−２’及び５２−２’のそれぞれは矢印Ａ２及びＡ３の方向に直線的に駆動され、これによりばね５０−１’、５２−１’のそれぞれが圧縮される。従って、力平衡機構４８’は力が負荷された状態にされ、その結果、蓄積されたばね力が、上部エアステアセクションがその元の格納状態に移動される場合の支援のために利用可能になる。
【００２３】
力平衡機構のシングル圧縮ばね実施形態が図７及び図８に示されており、これはより軽い負荷要件が必要とされる場合に使用されてもよい（すなわち、これにより第２の圧縮ばね及びその関連する構成要素の重量ペナルティが回避され、しかしそれにもかかわらず十分な力支援が依然として提供される）。より具体的には、図７に示す力平衡機構６０は、ピニオンギア３６に対して近位の位置において上部エアステアセクション１８−１に接続される固定端部支持体６２と、ピニオンギア３６に対して遠位に配置される可動端部支持体６４との間に取り付けられるシングル圧縮ばね６０−１を含む。可動端部支持体６４は接続ロッド６５を介してギアラック６６に接続される。上部エアステアセクション１８−１がその格納状態から配備状態に移動する間のピニオンギア３６の回転は、従って、図５のばね組立体５２に関連して上述したものに類似した手法で力の負荷をもたらす。
【００２４】
図８に示す力平衡機構６０’は、ピニオンギア３６に対して遠位の位置において上部エアステアセクション１８−１に接続される固定端部支持体６２’と、ピニオンギア３６に対して近位に配置される可動端部支持体６４’との間に取り付けられるシングル圧縮ばね６０−１’を含む。可動端部支持体６４’はギアラック６６’の端に直接接続される（これにより、図７に示す接続ロッド６５は必要なくなる）。上部エアステアセクション１８−１がその格納状態から配備状態に移動する間のピニオンギア３６の回転は、従って、図６のばね組立体５２’に関連して上述したものに類似した手法で力の負荷をもたらす。
【００２５】
様々な実施形態による力平衡機構について、特に好ましい最終使用適用例、すなわち航空機エアステアのための力平衡機構に関連して説明したということが理解されるであろう。しかし、本明細書中で説明した力平衡機構は、例えば、ドア、ハッチ、ガントリープラットフォーム、オーバヘッドステア（ｏｖｅｒｈｅａｄ  ｓｔａｉｒｓ）などの事実上あらゆる荷重部材についての、機械的上昇及び／又は配備の力支援が所望される事実上あらゆる目的のためにも好適に使用され得る。従って、本明細書に記載したエアステアの格納／配備における支援のための力平衡機構の使用は、現時点で好ましいが限定的ではないその実施形態であると理解される。
【００２６】
更に、圧縮ばねが好ましいと現在は想定されているが、当業者は引張バネを採用する修正を想定することが可能であり、この場合、そのような修正は本明細書中に記載した実施形態の範囲内に完全に含まれる。
【００２７】
従って、本発明について、最も実用的かつ好ましい実施形態であると現時点で考えられるものに関連して説明したが、本発明は開示された実施形態に限定されるものではなく、反対に、本発明の精神及び範囲内に含まれる様々な修正及び等価な構成を包含することが意図されるものであるということを理解されたい。
【図２】
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【図３】
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【図４Ａ】
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【図４Ｂ】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
2015093670.tif 000009
【図８】
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【図１Ａ】
2015093670.tif 000011
【図１Ｂ】
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【外国語明細書】
2015093670000001.pdf