(57)【要約】  本発明の航空機用のランディングギアは、伸縮上部２及び伸縮下部３を有し、上部２が航空機の機体に接続可能なショックアブソーバストラット１と、航空機に対して前後に延び、着陸車輪７、７’を支持し、ショックアブソーバストラットの下部３に対して主枢軸５により回動可能に接続されるアーム４と、着陸時にアームとショックアブソーバストラットとの間に加えられる負荷に反応するためにアームとショックアブソーバストラットとの間に接続される負荷反応ユニット９と、着陸時に負荷反応ユニット９に加えられる負荷を監視するためのインジケータ６０とを備える。負荷反応ユニットは、ギアをセミレバーランディングギアとして作用させるようにするためにアームの前端とショックアブソーバストラットの上部２との間に接続されてもよい。負荷反応ユニットは流体圧ユニットを備えることが好ましい。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
互いに伸縮関係にある上部と下部とを有し、前記上部が航空機の機体に接続可能であるショックアブソーバストラットと、
航空機に対して前後に延びるとともに、着陸車輪を支持し、前記ショックアブソーバストラットの前記下部に対して主枢軸により回動可能に接続されるアームと、
着陸時に前記アームと前記ショックアブソーバストラットとの間に加えられる負荷に反応するために前記アームと前記ショックアブソーバストラットとの間に接続される負荷反応ユニットと、
着陸時に前記負荷反応ユニットに加えられる負荷を監視するためのインジケータと、
を備える、航空機用のランディングギア。
【請求項２】
前記負荷反応ユニットが、前記アームの前端と前記ショックアブソーバストラットの前記上部との間に接続され、当該ランディングギアをセミレバーランディングギアとして作用させるように機能する、請求項１に記載のランディングギア。
【請求項３】
前記負荷反応ユニットが、前記アームと前記ショックアブソーバストラットの前記下部との間に接続され、ピッチトリマーとして作用する、請求項１に記載のランディングギア。
【請求項４】
前記負荷反応ユニットが、前記アームの前端と前記ショックアブソーバの前記下部との間に接続される、請求項３に記載のランディングギア。
【請求項５】
前記アームが、前後着陸車輪を有するとともに、これらの前後着陸車輪間に主枢軸を伴うボギーアームを備える、請求項１〜４のいずれか一項に記載のランディングギア。
【請求項６】
前記負荷反応ユニットが流体圧ユニットを備え、前記インジケータが前記流体圧ユニット内の圧力に応答する、請求項１〜５のいずれか一項に記載のランディングギア。
【請求項７】
前記インジケータが、所定の圧力閾値で動作されるように前記流体圧ユニット内の圧力に晒される機械的インジケータを備える、請求項６に記載のランディングギア。
【請求項８】
前記機械的インジケータが、前記インジケータの通常位置及び動作位置を規定するバネ荷重戻り止めと協働する、請求項７に記載のランディングギア。
【請求項９】
異なる閾値圧力で動作するように設定される２つ以上のインジケータを備える、請求項５または６に記載のランディングギア。
【請求項１０】
前記インジケータが、感知圧力にしたがって出力信号を発生させる圧力センサを備える、請求項６に記載のランディングギア。
【請求項１１】
前記圧力センサの出力を記録するための手段を更に備える、請求項１０に記載のランディングギア。
【請求項１２】
前記圧力センサの出力または前記圧力センサから得られる値が予め設定された閾値を超えたかどうかを決定するための手段を更に備える、請求項１１に記載のランディングギア。
【請求項１３】
前記インジケータが、前記負荷反応ユニットにおける反応動作の速度にしたがって出力信号を発生させる液圧センサを備える、請求項６に記載のランディングギア。
【請求項１４】
前記負荷反応ユニットを前記アーム及び前記ショックアブソーバストラットに接続する枢軸の一方又は両方が球面軸受を備える、請求項１〜１３のいずれか一項に記載のランディングギア。
【請求項１５】
前記負荷反応ユニットを前記アーム及び前記ショックアブソーバストラットに接続する枢軸の一方又は両方がピン継手を備える、請求項１〜１４のいずれか一項に記載のランディングギア。
【請求項１６】
前記圧力センサの出力を処理して前記アームに加えられる負荷を示す値を計算するための負荷計算機を更に備える、請求項９に記載のランディングギア。
【請求項１７】
前記アームに加えられる負荷の方向を感知して、前記アームに加えられる負荷を示す値を計算するための前記負荷計算機によって処理される出力を発生させるためのセンサを更に備える、請求項１６に記載のランディングギア。
【請求項１８】
前記アームに加えられる負荷の方向を感知するための前記センサが航空機姿勢センサを備える、請求項１７に記載のランディングギア。
【請求項１９】
互いに伸縮関係にある上部と下部とを有し、前記上部が航空機の機体に接続可能なショックアブソーバストラットと、
航空機に対して前後に延び、着陸車輪を支持するアームと、
前記ショックアブソーバストラットの前記下部に対して前記アームを回動可能に接続する主枢軸と
を備える航空機用のランディングギアのための負荷反応ユニットであって、
第１のコネクタと、
前記第１のコネクタを前記ショックアブソーバストラット又は機体に対して回動可能に接続するための第１の枢軸と、
第２のコネクタと、
前記第２のコネクタを前記アームに対して回動可能に接続するための第２の枢軸と、
前記第１のコネクタと前記第２のコネクタとの間に加えられる負荷に反応するための伸縮ユニットと、
前記伸縮ユニットにおける反応負荷を監視するためのインジケータと
を備える、負荷反応ユニット。
【請求項２０】
前記伸縮ユニットが、前記第１のコネクタと前記第２のコネクタとの間に加えられる負荷に反応するための、流体が充填されたチャンバを有し、前記インジケータが圧力インジケータである、請求項１９に記載のランディングギア。
【請求項２１】
前記圧力インジケータが、所定の圧力閾値で動作されるように前記チャンバ内の圧力に晒される機械的インジケータを備える、請求項２０に記載のランディングギア。
【請求項２２】
前記機械的インジケータが、前記インジケータの通常位置及び動作位置を規定するバネ荷重戻り止めと協働する、請求項２１に記載のランディングギア。
【請求項２３】
異なる閾値圧力で動作するように設定される２つ以上のインジケータを備える、請求項２１または２２に記載のランディングギア。
【請求項２４】
前記圧力インジケータが、感知圧力にしたがって出力信号を発生させる圧力センサを備える、請求項２０に記載のランディングギア。
【請求項２５】
前記インジケータが、前記負荷反応ユニットにおける反応動作の速度にしたがって出力信号を発生させる液圧センサを備える、請求項２１に記載のランディングギア。
【請求項２６】
互いに伸縮関係にある上部と下部とを有し、前記上部が航空機の機体に接続可能なショックアブソーバストラット、
航空機に対して前後に延び、着陸車輪を支持するアーム、
前記ショックアブソーバストラットの前記下部に対して前記アームを回動可能に接続する主枢軸、及び、
第１のコネクタと、前記第１のコネクタを前記ショックアブソーバストラットまたは機体に対して回動可能に接続するための第１の枢軸と、第２のコネクタと、前記第２のコネクタを前記アームに対して回動可能に接続するための第２の枢軸と、前記第１のコネクタと前記第２のコネクタとの間に加えられる負荷に反応するための伸縮ユニットとを有する負荷反応ユニット
を備える航空機用のランディングギアに作用する負荷を監視する方法であって、
前記伸縮ユニットにおける反応負荷を監視するステップを備える、方法。
【請求項２７】
前記伸縮ユニット内の流体圧を測定するステップと、測定値を処理して前記アームに加えられる負荷を示す値を計算するステップとを更に備える、請求項２６に記載の方法。
【請求項２８】
前記アームに加えられる負荷の方向を測定するステップと、測定された方向を処理して前記アームに加えられる負荷を示す値を計算するステップとを更に備える、請求項２７に記載の方法。
【請求項２９】
圧力を測定するステップと、測定された圧力または前記圧力から得られる値を記録するステップとを更に備える、請求項２６〜２８のいずれか一項に記載の方法。
【請求項３０】
圧力を測定するステップと、測定された圧力または測定された圧力から得られる値を表示するステップとを更に備える、請求項２６〜２８のいずれか一項に記載の方法。
【請求項３１】
圧力を測定するステップと、測定値または前記測定値から得られる値が予め設定された閾値を超えたかどうかを決定するステップとを更に備える、請求項２６〜２９のいずれか一項に記載の方法。
【請求項３２】
前記伸縮ユニットにおける圧力を監視するステップと、前記伸縮ユニットにおける反応動作の速度にしたがって出力信号を発生させるステップとを更に備える、請求項２６に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機のためのランディングギアにおける負荷検出に関する。
【背景技術】
【０００２】
設計強度レベルを超えたかどうか、又は超える危険があるかどうかを決定するために、過負荷着陸中にランディングギアに加えられる負荷を監視することが望ましい。
【０００３】
また、ギアに加えられる疲労荷重を評価するために、通常の着陸中に着陸荷重を監視することが望ましい。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明によれば、航空機用のランディングギアは、伸縮上部と伸縮下部とを有し、前記上部が航空機の機体に接続可能なショックアブソーバストラットと、航空機に対して前後に延びるとともに、着陸車輪を支持し、前記ショックアブソーバストラットの前記下部に対して主枢軸により回動可能に接続されるアームと、着陸時に前記アームと前記ショックアブソーバストラットとの間に加えられる負荷に反応するために前記アームと前記ショックアブソーバストラットとの間に接続される負荷反応ユニットと、着陸時に前記負荷反応ユニットに加えられる負荷を監視するためのインジケータとを備える。
【０００５】
本発明は、ショックアブソーバストラットの摺動軸受による摩擦が所定のショックアブソーバ内圧に関して負荷の著しい差をもたらす（あるいは、ショックアブソーバ圧力が、軸受摩擦に応じて、同じ印加負荷に関して異なる場合がある）ことを認識している。軸受摩擦は、摩擦係数と軸受に対して垂直に加えられる負荷とに応じて大きく変化し得る。
【０００６】
したがって、本発明は、ショックアブソーバストラットよりも摩擦に影響されない負荷反応ユニットにおける負荷を測定することにより負荷の更に正確な測定を行なうことができることを認識している。すなわち、流体圧負荷反応ユニットにおいて、圧力は、ショックアブソーバストラットにおける圧力よりも、アームに加えられる負荷の方と密接に関連する。
【０００７】
負荷反応ユニットは、両端がピン結合され、又は球面軸受に対して装着されてもよく、それにより、その摺動軸受に対して垂直な負荷が最小になる。
【０００８】
流体は、空気（又は他のガス）であってもよいが、液体であることが更に好ましい。
【０００９】
以下に説明される実施形態において、アームは、セミレバーランディングギアのアーム、及び／又は前後着陸車輪を有するボギービームであってもよい。
【００１０】
以下、添付図面を参照して本発明を一例として説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本発明の第１の実施形態に係る航空機のためのセミレバーランディングギアの概略図である。
【図２】非動作状態で示される図１のインジケータの断面図である。
【図３】部分的に動作されるインジケータを示す図２の断面に類似する断面図である。
【図４】完全に動作されるインジケータを示す図２に類似する断面図である。
【図５】圧力センサに接続される様々な電子部品を示す概略図である。
【図６】本発明の第２の実施形態に係る航空機のためのセミレバーランディングギアの概略図である。
【図７】本発明の第３の実施形態に係る航空機のためのロッキングボギーランディングギアの概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
図１に示されるランディングギアは、その上端が航空機の下面に接続可能な上部２と、離陸中及び着陸中に上部２内で伸縮する下部３とを備えるメイン液圧ショックアブソーバストラット１を備える。ボギービーム４が航空機の前後に延びており、ボギービーム４は、該ボギービーム４の中間領域で主枢軸５によって下部３の底部に回動可能に接続されている。車軸６、６’がボギービーム４の両端及びキャリーホイール７、７’に装着されている。メインストラット１の内部構造は、図１に示されていないが、英国特許第１５１０５５４号に示されるような従来の形態を成してもよく、また、加圧された油及びガスを収容してもよい。
【００１３】
地上走行中、離陸中、及び着陸中におけるボギービームの角度位置を制御するため、メインストラットの上部２とボギービーム４の前方部分との間に負荷反応ユニット９が接続されている。ユニット９は、メインストラットの上端２に符号１２の位置で回動可能に接続される上側コネクタ１１を支持する閉じられた上端を有する外側シリンダケーシング１０を備える。シリンダケーシング１０の下端からピストンロッド２３が延びており、ピストンロッド２３は、車軸６と主枢軸５との間のボギービームの前端に１４で回動可能に接続される下側コネクタ１３を支持している。ショックアブソーバストラットの上部２と航空機との間にはサイドステイ（図示せず）が接続され、該サイドステイは、ランディングギアが格納アクチュエータ（図示せず）によって航空機の格納位置へ移動されるときにストラットと共に移動する。
【００１４】
負荷反応ユニット９はシリンダケーシング１０内にピストン１５を有しており、該ピストンは、内部空間を、ピストンの一方側の高圧チャンバ１６とピストンの他方側の低圧チャンバ１７とに分割する。この場合、２つのチャンバ１６、１７間には内部肩部１８があり、該内部肩部に対してはピストンがチャンバ１６内の高圧流体によって押し付けられる。ピストンロッド２３は、ピストンの軸方向開口１９を貫通して延びており、その内端にリテーナ２０を支持することによりピストン１５をロッド２３上に係留して保持する。コネクタ１１、１３間に加えられる引張力により、リテーナがピストン１５と係合して、これらの２つが高圧流体に抗して作用しつつ一緒に移動し、それにより、高圧流体が、流量抑制部を有する高圧ポート２１を含む液圧制御回路内を流れる。印加される引張力が解放されると、ロッド２３及びピストン１５が図１に示される位置に戻って、ピストン１５が肩部１８に当接し、また、ロッド２３は、ボギービーム４によって更に移動される場合には、低圧チャンバ１７内へと更に延出する。低圧チャンバ１７は低圧ポート２２を介して制御回路内に接続される。
【００１５】
本発明の別の実施形態において、引張負荷によるピストン１５及びピストンロッド２３の動きは、ピストンの弁調節によってチャンバ１６、１７間での油の流れをピストンの両側で許容することより調整されてもよく、その場合、流れは、ユニットが収縮しているときよりもユニットが伸長しているときの方が制限される。
【００１６】
動作時には、ボギービーム４が図１に示される位置へと傾けられて、後輪１７’が着陸時に地面と接触する。その結果、ボギービーム４が反時計周りに回転し、それにより、ストラット１が圧縮される。負荷反応ユニット９内の高圧により、ユニット９の伸長は殆ど、又は全くない。ストラット１の短縮は、前輪７が地面と接触し、それにより、ユニット９の引張負荷が取り除かれるまで続く。その後、負荷反応ユニット９は、メインストラット１の短縮に適応するべく収縮する。その結果、メインストラット１は、従来のショックアブソーバとして機能する。
【００１７】
このように、着陸時、負荷反応ユニット９が加圧され、その圧力を着陸荷重を示すものと見なすことができる。したがって、ユニット９には、着陸荷重インジケータ６０が内部流体圧に応答するように設けられる。図２に示されるインジケータ６０は、本体６４の孔６３内への遊嵌式であるボビン６２を備えており、本体６４の孔６３は、内端が流体圧に晒されるとともに、サービスエンジニアによる検査のためにユニット９の外部に向けて開放している。ボビン６２は、該ボビンの環状溝６６内に載置されるＯリングシール６５によって孔６３内でシールされる。孔６３内でのボビン６２の動きを制限するため、バネ荷重戻り止め６７が孔６３へ向けて付勢されるように本体６４の横穴６８内に装着される。戻り止め６７は、ボビン６２のプロファイル面と係合するボール６７’によって形成される丸い端部を有する。プロファイルは、バレル形状肩部７０によって離間される２つの環状溝６９、６９’から成り、ボビンが図２の通常の引き込み位置から図４の伸長された過負荷表示位置へと移動する際に戻り止め６７の丸い端部がバレル形状肩部７０を乗り越える。肩部７０のバレル形状は、図３に示されるように圧力増大に伴うボビン６２の制御された移動を確保し、また、戻り止めがバレル形状肩部７０の頂部を通過した時点の戻り止め６７とボビンとの係合力は、伸長位置へ向けた動作を助ける役目を果たす。インジケータが動作されると、溝６９’内での戻り止めの係合力は、内部流体圧の増大下でボビンを所定位置に保持するのに十分である。
【００１８】
ボビン６２は、動作される時点のその視認性を向上させるために、光輝色で塗装されるのが好ましい。ボビン６２は手動押圧によってリセットされてもよく、あるいは、必要に応じて、特別な工具またはキーが設けられてもよい。
【００１９】
本発明は、着陸時における負荷反応ユニット９の圧力と後車軸４に作用する負荷との間の密接な相互関係を使用する。補助アクチュエータ９におけるベアリング摩擦は小さい。これは、補助アクチュエータの両端が球面軸受１２、１４に装着されているからである。ボギー枢軸５での摩擦及びシール摩擦も存在するが、これらの摩擦は小さいと見なし得る。また、ボギーは、着陸時の初期圧縮中に常に同じ方向に回転している。したがって、その結果は、平均摩擦値をもたらすように補償され得る。この場合、残存するエラーだけが摩擦の変動に起因する。
【００２０】
インジケータが動作する適切な圧力閾値は、通常の航空機の姿勢及びランディングギア形状、許容ランディングギア負荷限度、及び変動における許容量すなわち公差を考慮に入れて決定されてもよい。
【００２１】
着陸中の過負荷状態の発生の表示を与えるために、単一のインジケータ６０が負荷反応ユニット９に設けられてもよい。あるいは、２つ以上のインジケータ６０が設けられ、それぞれのインジケータが異なる負荷閾値を表示できるように異なる内部流体圧で動作するように設定されてもよい。例えば、２つのインジケータがそれらの間で表示範囲を規定することができ、その場合、一方のインジケータが低圧で動作し、他方のインジケータが高圧で動作する。異なるインジケータは、異なる検査手続き及び安全手続きをもたらす役目を果たしてもよい。あるいは、公差に起因する許容誤差を減らすために、複数のインジケータ６０が僅かに異なる圧力で動作するように設定されてもよい。
【００２２】
本発明の別の実施形態において、インジケータ６０は、機械的な圧力閾値インジケータではなく、圧力センサを備えてもよい。該手段は、圧力変動を監視して閾値を超えた時期を表示するために設けられてもよい。
【００２３】
図５は、負荷反応ユニット９での感知圧力に対応する電気出力を伴う負荷変換器を備える圧力センサ６０を組み込む負荷検出システムの概略図である。
【００２４】
圧力センサの出力は、未加工圧力データを記憶装置７３内に記録するプロセッサ７５によって受けられる。簡単な幾何学は、ショックアブソーバ周りのモーメントとボギー枢軸周りのモーメントとを比較するなどの方法を使用することにより、ユニット９の負荷と後車軸に加えられる負荷との間の関係を決定する。この関係が予め決定されて記録データ記憶装置７２内に記憶されることにより、プロセッサ７５は、後車軸に加えられる負荷を示す値を圧力データから得ることができるとともに、後車軸負荷値を記憶装置７３内に記憶させることができる。
【００２５】
プロセッサ７５は、圧力センサの出力または圧力センサから得られる値（例えば、後車軸負荷）が所定の閾値を越えたかどうかを決定するように設定されてもよい。
【００２６】
想定し得る欠点は、ボギー枢軸５周りのモーメントが後車軸での負荷の方向及び該負荷の大きさに依存するという点である。したがって、プロセッサ７３は、航空機姿勢センサ７１などのセンサから受けられるリアルタイムデータと事前記録データ記憶装置７２に記憶された滑走路摩擦係数、車両慣性などの予め記録されたデータとに基づいて負荷方向について推測を行なう。このようにして、プロセッサ７５は、後車軸に加えられる負荷の方向を計算するとともに、測定された方向を処理して負荷値を計算する。
【００２７】
また、ボギー車軸５周りの動きは、着陸時における滑走路と車輪７のタイヤとの間の摩擦係数にも依存する。この変化を補償するため、記録データ記憶装置７２は、天候状態に関して補償される空港滑走路摩擦係数値のデータベースを含んでもよい。あるいは、システムは、同じ滑走路上にちょうど着陸した他の航空機によって伝えられる摩擦係数データを使用してもよい。あるいは、摩擦係数を決定するために、例えばスピンアップ時間と対地速度及び既知の車両慣性とを比較することによりタイヤスピンアップ速度が測定されてもよい。あるいは、ランディングギアに作用する抗力負荷によって摩擦係数が決定されてもよい。
【００２８】
負荷反応ユニット９における負荷（したがって、後車軸負荷）の測定値は、包括的な負荷測定システムの一環として使用されてもよい。負荷測定値は、加えられる負荷の全てのより完全な表示を得るために、他のセンサからの結果と組み合わせてプロセッサ７５により処理されてもよい。
【００２９】
ディスプレイ装置７４は、未加工圧力データ、後車軸負荷データ、又は圧力が予め設定された閾値を超えたときの過負荷着陸の単なる表示を含む様々な表示を表示することができる。
【００３０】
図６に示される本発明の他の実施形態は図１の実施形態に類似しており、そのため、類似の部品に関して同じ参照符号が使用されている。図１のボギービーム４が、車輪７’を支持する後アーム５０と負荷反応ユニット９を支持する前アーム５１（車輪を支持しない）とを有するビームと置き換えられる。負荷反応ユニット９は、上側コネクタ１１と、上側コネクタをショックアブソーバストラットの上部２に回動可能に接続するための上側枢軸１２と、下側コネクタ１３と、下側コネクタを前アーム５１に回動可能に接続するための下側枢軸１４とを有する。シリンダケーシング１０、ピストン１５、及びピストンロッド２３を備える伸縮ユニットは、上側コネクタと下側コネクタとの間に加えられる負荷に反応するための流体を収容し、また、流体の圧力を監視するために圧力インジケータまたはセンサ６０が設けられる。引張負荷に反応して流体損失または差分変位面積を補償するために液圧回路も設けられる。上側チャンバ１７が大気圧に接続されてもよい。
【００３１】
着陸時のボギーの位置を制御するためにピッチトリマー８０が取り付けられるロッキングボギーランディングギアに適用される本発明の他の実施形態が図７に示されている。着陸時の枢軸５周りのボギーの回転は、１つ以上の内部チャンバの液圧を増大するピッチトリマー８０によって抵抗される。着陸荷重インジケータ６０は、内部液圧に応答するようにピッチトリマー８０に設けられ、先の実施形態で説明したインジケータ６０と類似する方法で動作するように形成されてもよい。ピッチトリマー６０は、図１及び図６の負荷反応ユニット９ほど大きな反作用負荷を受けないが、同じ動作原理が適用される。
【００３２】
本発明の他の実施形態において、図７の着陸荷重インジケータは、ピッチトリマーにおける反応動作速度に応答するようになっている。例えば、液圧流体の流量、したがって反応動作を表わすピッチトリマー内の差圧が監視されてもよい。インジケータによって発生されるセンサ信号は、激しい着陸に対応する反応動作を検出するために監視される。
【００３３】
本発明の他の実施形態において、図７のピッチトリマー８０は、ボギー４の後端とショックアブソ−バストラットの下部３との間に接続されてもよい。
【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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【図７】
2011504829.tif 000009
【国際調査報告】
2011504829.tif 000010
2011504829.tif 000011
2011504829.tif 000012
2011504829.tif 000013
2011504829.tif 000014