(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
シャシ後部に配された同軸上の左右車輪の間に形成された二股の形状がもたらす受容スペース内に、引き入れ時に航空機の前部着陸輪の前側に当接する当接面を有するフロントホルダと、それぞれ水平平行リンクを介して揺動可能に、かつ受容スペースの後部を開閉可能に取着され、閉時に航空機の前部着陸輪の後側に当接する当接面を有する左右一対のリアホルダと、それぞれのリアホルダを水平に揺動させる２本の油圧シリンダとを備えたことにより、航空機の前部着陸輪を引き入れて把持可能な航空機牽引車両において、
前記２本の油圧シリンダ(11,12)の圧力をそれぞれ検出する２つの圧力検出手段(51,52)と、
前記２つの圧力検出手段(51,52)が検出した２つの圧力値を入力して差を演算し、この差が所定値を超えるときに警報信号を出力する制御手段(54)と、
前記制御手段(54)からの警報信号を入力して警報を発生する警報手段(55,56)とを備えたことを特徴とする航空機牽引車両の警報装置。
【請求項２】
前記制御手段(54)は、警報信号を出力するときに停止信号を出力するとともに、この停止信号を入力して航空機牽引車両の走行を一旦停止させる停止手段(71)を接続したことを特徴とする、請求項１記載の航空機牽引車両の警報装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機牽引車両の警報装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来の航空機牽引車両として、特願平１１−１７９５１８号公報に記載の構造を例示し、図５、図６を参照して説明する。なお、この特願平１１−１７９５１８号公報は未公開技術である。
図５は特願平１１−１７９５１８号公報に記載された従来の航空機牽引車両の着陸輪把持装置の斜視図である。航空機牽引車両においてシャシ２０の後部が同軸上の左右後部車輪の間で二股に分かれて、その二股の間に受容スペース１８を形成している。受容スペース１８内には、航空機の図示しない前部着陸輪の前側下部に当接する当接面を有するフロントホルダ１７が設けられ、また、航空機の前部着陸輪の後側下部に当接する当接面を有する左右一対の左リアホルダ３，右リアホルダ４がそれぞれ左水平平行リンク５，６、右水平平行リンク７，８を介して取着される。左リアホルダ３，右リアホルダ４は、それぞれ左右一対の左引き入れ油圧シリンダ１１，右引き入れ油圧シリンダ１２の伸縮により、水平方向に揺動自在とする。左右の引き入れシリンダ１１，１２が伸長すると、左右のリアホルダ３，４は車両の後方外側にはみだして左右に開き、受容スペース１８の後端を開放する。左右の引き入れシリンダ１１，１２が収縮すると、左右のリアホルダ３，４は車両の前方内側に向かってたたみ込まれ、受容スペース１８の後端を閉鎖する。これにより、航空機の前部着陸輪をフロントホルダ１７と左リアホルダ３、右リアホルダ４とで前後から把持し、図６に示した牽引状態の側面図のような体勢で、航空機の牽引を可能としている。
【０００３】
次に、航空機の地上での操舵機構について図４を参照して説明する。
図４に、航空機の前部着陸装置の操舵機構に係る油圧回路図の一例を示す。
前部着陸装置３０は、左前部着陸輪３０ａと右前部着陸輪３０ｂと車軸３０ｃと懸架軸６０とを有し、左前部着陸輪３０ａと右前部着陸輪３０ｂとを車軸３０ｃが結合し、この車軸３０ｃが、垂直に設けた回転自在な懸架軸６０によって、航空機本体に軸支される構造になっている。懸架軸６０はそれぞれ左右に張り出した左アーム６０ａ及び右アーム６０ｂを有し、左アーム６０ａ，右アーム６０ｂにはそれぞれ、油圧で伸縮する第１操向シリンダ６１，第２操向シリンダ６２が各々のロッドの先端で軸着される。第１操向シリンダ６１が伸長して第２操向シリンダ６２が収縮することにより、懸架軸６０は時計方向へ回転し、左前部着陸輪３０ａと右前部着陸輪３０ｂとは右へ操向する。第１操向シリンダ６１が収縮して第２操向シリンダ６２が伸長することにより、懸架軸６０は反時計方向へ回転し、左前部着陸輪３０ａと右前部着陸輪３０ｂとは左へ操向する。
【０００４】
第１操向シリンダ６１及び第２操向シリンダ６２への圧油の供給は、航空機に設けた操向油圧源６４から、これも航空機に設けた操向切換弁６３を介して行なわれる。
操向切換弁６３を第１切換位置ｐにすると、第１操向シリンダ６１のボトム側及び第２操向シリンダ６２のヘッド側に接続される第１吐出通路６６は操向油圧源６４に接続して圧油を導入し、第１操向シリンダ６１のヘッド側及び第２操向シリンダ６２のボトム側に接続される第２吐出通路６７はタンク５３に接続して圧油を排出する。これによって第１操向シリンダ６１は伸長し、第２操向シリンダ６２は収縮して左前部着陸輪３０ａと右前部着陸輪３０ｂとは右へ操向する。
操向切換弁６３を第２切換位置ｒにすると、逆の作動が生じて左前部着陸輪３０ａと右前部着陸輪３０ｂとは左へ操向する。
操向切換弁６３が中立位置ｑにあると、操向油圧源６４とタンク５３とが接続し、第１吐出通路６６と第２吐出通路６７とがそれぞれブロックされる。
【０００５】
第１吐出通路６６と第２吐出通路６７との間には第１吐出通路６６と第２吐出通路６７との間を断接自在とする開閉弁６５を設ける。開閉弁６５は、第１吐出通路６６と第２吐出通路６７との間を閉塞する第１切換位置ｓと、第１吐出通路６６と第２吐出通路６７との間を接続する第２切換位置ｔとを有する。開閉弁６５は
、操向油圧源６４の圧力とばねの力とによって第１切換位置ｓへと付勢され、第１吐出通路６６と第２吐出通路６７との圧力によって第２切換位置ｔへと付勢される。
操向切換弁６３が第１切換位置ｐまたは第２切換位置ｒにあると操向油圧源６４に圧力が発生するために、開閉弁６５は第１切換位置ｓにあって第１吐出通路６６と第２吐出通路６７との間を閉塞する。操向切換弁６３が中立位置ｑにあると操向油圧源６４には圧力が発生しない。ここで懸架軸６０に外力によるトルクが加わると第１操向シリンダ６１及び第２操向シリンダ６２に力が発生して第１吐出通路６６または第２吐出通路６７の圧力が上昇して開閉弁６５は第２切換位置ｔへと切換わり、第１吐出通路６６と第２吐出通路６７との間は接続され作動油の流れが生じる。このため第１操向シリンダ６１と第２操向シリンダ６２とは対称的に伸縮し、懸架軸６０は回転自在する。したがって操向切換弁６３の中立時は、懸架軸６０は外力によって回転自在となる。
以上述べた作動により、航空機牽引車両に把持された左右の前部着陸輪３０ａ，３０ｂは、操向切換弁６３を中立位置ｑにしておく限り、航空機牽引車両の旋回の動きに追従して自在に操舵回転し、航空機牽引車両と前部着陸装置３０との間に無理なトルクが生じないようにしている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、上記の航空機牽引車両を用いての牽引作業には下記の問題があった。
伸縮自在な状態になっていても、操向シリンダ６１，６２のストローク範囲には限りがあり、したがって前部着陸輪３０ａ，３０ｂの操舵角にも限界がある。限界の操舵角を超えてさらに動かす方向に車両が旋回すると、過大なトルクが加わって前部着陸装置３０が破損する。
このため、オペレータは目視と勘によって操向シリンダ６１，６２がストロークエンドにならぬよう左右の前部着陸輪３０ａ，３０ｂの操舵角すなわち航空機と航空機牽引車両との相対角度に注意を払う必要があり、このことが牽引作業の能率を低下させていた。
【０００７】
本発明は、上記の問題点に着目してなされたものであり、前部着陸輪の操舵角が限界に達したことを検知して、前部着陸装置の破損を未然に防止可能な航空機牽引車両を提供することを目的としている。
【０００８】
【課題を解決するための手段、作用及び効果】
上記の目的を達成するために、本発明は、シャシ後部に配された同軸上の左右車輪の間に形成された二股の形状がもたらす受容スペース内に、引き入れ時に航空機の前部着陸輪の前側に当接する当接面を有するフロントホルダと、それぞれ水平平行リンクを介して揺動可能に、かつ受容スペースの後部を開閉可能に取着され、閉時に航空機の前部着陸輪の後側に当接する当接面を有する左右一対のリアホルダと、それぞれのリアホルダを水平に揺動させる２本の油圧シリンダとを備えたことにより、航空機の前部着陸輪を引き入れて把持可能な構造を有する、航空機牽引車両の警報装置において、
前記２本の油圧シリンダの圧力をそれぞれ検出する２つの圧力検出手段と、
前記２つの圧力検出手段が検出した２つの圧力値を入力して２つの圧力値の差が所定値を超えるときに警報信号を出力する制御手段と、
前記制御手段からの警報信号を入力して警報を発生する警報手段とを備えたことを特徴とする。
また、前記制御手段は、警報信号を出力するときに停止信号を出力するとともに、この停止信号を入力して航空機牽引車両の走行を一旦停止させる停止手段を接続しても良い。
【０００９】
上記構成によると、航空機の前部着陸輪に当接する左右のリアホルダをそれぞれ揺動させる２本の油圧シリンダの圧力を検出することにより、左右のリアホルダにかかる力の大きさを検出でき、この力のバランスから前部着陸輪の懸架軸に加わる操舵方向のトルクを検出できる。そしてこのトルクが所定値を超えるときには、制御手段が警報信号を出力してこの警報信号を入力した警報手段が警報を発することにより、前部着陸輪の脚軸に過大なトルクがかかっていることをオペレータに知らせるので、オペレータは過大なトルクをかけたまま牽引作業を続けることがなくなり、前部着陸装置の破損を未然に防止できる。
また、制御手段が、警報信号とともに停止信号を出力することにより、停止手段を介して航空機牽引車両の走行を一旦停止させることによって、航空機牽引車両が前部着陸輪の脚軸に過大なトルクをかけた状態での牽引作業を、オペレータの意志によらず中断させるので、より確実に前部着陸装置の破損を防止できる。
【発明の実施の形態】
【００１０】
以下、本発明の実施形態について図を参照して詳細に説明する。なお、従来の技術の項で述べたものと共通する部分については同一の符号を付し、説明を省略する。
【００１１】
図１に、本発明の実施形態による航空機牽引車両の警報装置の回路図を示す。
左引き入れシリンダ１１及び右引き入れシリンダ１２を伸縮させるために、引き入れ油圧源４９、タンク５３及びこの２つの要素に接続する引き入れ切換弁５０を設けている。引き入れ切換弁５０は、第１吐出通路４７と第２吐出通路４８とを有し、また第１切換位置ｕと第２切換位置ｗと中立位置ｖとを有する。第１切換位置ｕでは引き入れ油圧源４９からの圧油を第１吐出通路４７に供給すると共に第２吐出通路４８からの圧油をタンク５３へ排出する。第２切換位置ｗでは引き入れ油圧源４９からの圧油を第２吐出通路４８に供給すると共に第１吐出通路４７からの圧油をタンク５３へ排出する。中立位置ｖでは第１吐出通路４７をブロックすると共に引き入れ油圧源４９と第２吐出通路４８とからの圧油をタンク５３へ排出する。
【００１２】
第１吐出通路４７は途中から第１分岐通路４１と第２分岐通路４２とに分岐し、それぞれ左引き入れシリンダ１１及び右引き入れシリンダ１２のボトム側に接続する。第２吐出通路４８は途中から第３分岐通路４３と第４分岐通路４４とに分岐し、それぞれ左引き入れシリンダ１１及び右引き入れシリンダ１２のヘッド側に接続する。第３分岐通路４３上と第４分岐通路４４上とには、それぞれ左パイロットチェック弁４５と右パイロットチェック弁４６とが設けられている。左パイロットチェック弁４５、右パイロットチェック弁４６とは、それぞれ左引き入れシリンダ１１、右引き入れシリンダ１２のヘッド側へ圧油の流入する方向をフリーフロー方向としている。また第１吐出通路４７の圧力をパイロット圧力として導入し、このパイロット圧力が上昇すると、カウンタフロー方向の流れすなわちそれぞれ左引き入れシリンダ１１、右引き入れシリンダ１２のヘッド側からの圧油の流出が可能となるようにしている。
左パイロットチェック弁４５と左引き入れシリンダ１１との間には、左引き入れシリンダ１１のヘッド側の圧力Ｐ１を検出する左圧力センサ５１が設けられ、右パイロットチェック弁４６と右引き入れシリンダ１２との間には、右引き入れシリンダ１２のヘッド側の圧力Ｐ２を検出する右圧力センサ５２が設けられている。
【００１３】
牽引作業を行うには、まず引き入れ切換弁５０を第１切換位置ｕに切換えて左右の引き入れシリンダ１１，１２のそれぞれボトム側に圧油を供給して、左右の引き入れシリンダ１１，１２を伸長させて左右のリアホルダ３，４を開く。しかる後受容スペース１８内に前部着陸装置３０を導入して、引き入れ切換弁５０を第２切換位置ｗに切換えて左右の引き入れシリンダ１１，１２のそれぞれヘッド側に圧油を供給して左右の引き入れシリンダ１１，１２を収縮させて左右のリアホルダ３，４を閉じ、同時に左右のリアホルダ３，４とフロントホルダ１７とで左右の前部着陸輪３０ａ，３０ｂを把持する。左右のリアホルダ３，４を閉じた後、引き入れ切換弁５０を中立位置ｖにすると、左右のパイロットチェック弁４５，４６が閉じて左右の引き入れシリンダ１１，１２のヘッド側にそれぞれ圧力Ｐ１，Ｐ２が封入され、このＰ１，Ｐ２がそれぞれ左右のリアホルダ３，４に押し付け力Ｆ１，Ｆ２を発生させ、このＦ１，Ｆ２がそれぞれ左右の前部着陸輪３０ａ，３０ｂをフロントホルダ１７に押し付けている。
なお、ここで左右の引き入れシリンダ１１，１２の受圧面積は互いに等しく、左右のリンク比もまた互いに等しいものとする。したがって、Ｐ１，Ｐ２，Ｆ１，Ｆ２の間には数式「Ｐ１／Ｐ２＝Ｆ１／Ｆ２」が成立する。
【００１４】
航空機牽引車両は他に、左右の圧力センサ５１，５２に接続されるコントローラ５４と、このコントローラ５４に接続して運転室内に設けた、警報ランプ５５及び警報ブザー５６とを備える。牽引作業を行うときには、左右の圧力センサ５１，５２の検出したＰ１，Ｐ２の値をコントローラ５４が入力し、Ｐ１，Ｐ２の値を演算処理することで、警報信号を出力すべきか否かを判断し、この判断によって警報信号を出力し、警報ランプ５５を点灯させるとともに警報ブザー５６に警報音を発生させる。
【００１５】
コントローラ５４が、警報信号を出力すべきか否かを判断するための演算処理について図２を参照して説明する。
図２は、コントローラ５４が、警報信号を出力すべきか否かを判断するための演算処理を模したフローチャートである。
まず、Ｐ１及びＰ２の値を入力する。次にＰ１とＰ２との差の絶対値ＰＺを求める。そしてＰＺが予め設定した基準値を超えるときにのみ、警報信号を出力すべきと判断する。
【００１６】
ここで再び図１を参照して、牽引（押し出しも含む）作業時の警報作動について説明する。
航空機の機体と航空機牽引車両の車体との相対角度が変化すると、左右の前部着陸輪３０ａ，３０ｂは、航空機牽引車両に把持されているため、トルクがかかって懸架軸６０周りに回転させられる。従来技術の項で述べた通り、左右の操向シリンダ６１，６２のストローク範囲以内であれば、左右の前部着陸輪３０ａ，３０ｂは前記連通弁６５の作用で自在に回転するが、ストローク範囲を超えて動かそうとすれば、左右の前部着陸輪３０ａ，３０ｂは拘束され、懸架軸６０に過大なトルクが生じる。
懸架軸６０に過大なトルクが生じるということは、懸架軸６０の左右に配される左前部着陸輪３０ａと右前部着陸輪３０ｂとにはそれぞれ前後逆向きの大きな力が加わるということである。したがってＦ１とＦ２とには大きな差が生じ、Ｐ１とＰ２との差も大きくなる。Ｐ１とＰ２との差が大きくなってこれらの差の絶対値ＰＺが基準値を超えると、コントローラ５４の前記作動により、警報ランプ５５が点灯し、かつ警報ブザー５６が警報音を発生し、オペレータに異常を伝える。
しかるのちオペレータは航空機牽引車両の操向の切り返しを行い、航空機と航空機牽引車両との相対角度を小さくして、懸架軸６０にかかるトルクを減少させることができる。
【００１７】
なお、前部着陸装置３０に加え得るトルクの許容値は、牽引する航空機の機種によって異なり、これによって前記判定に用いる基準値も変える必要がある。したがってこの基準値は、オペレータがダイヤルやキーボードなどを操作することで、容易に変更可能としておくのが望ましい。
【００１８】
さらに、コントローラ５４は、警報信号を出力するとともに航空機牽引車両の走行を自動停止させても良い。
図３に自動停止制御の一例となる制御図を示す。航空機牽引車両の自動変速機において、クラッチ油圧源７０からの圧油がクラッチ制御弁７２ａ，７２ｂ，７２ｃ，７２ｄを介してそれぞれ自動変速機クラッチ７３ａ，７３ｂ，７３ｃ，７３ｄに供給され、各クラッチが断接することで変速制御が行われる。クラッチ油圧源７０の直下流には、コントローラ５４からの自動停止信号電流を入力することでクラッチ油圧源７０からの圧油の供給を遮断する自動停止切換弁７１と、この自動停止信号電流を運転室内から手動操作で遮断する自動停止解除スイッチ７４とを設けている。
【００１９】
コントローラ５４は、懸架軸６０に過大なトルクが生じてＰＺが基準値を超えると、警報ランプ５５及び警報ブザー５６に対し警報信号を出力すると同時に自動停止切換弁７１に対して自動停止信号電流を出力する。
自動停止信号電流を入力した自動停止切換弁７１は、クラッチ油圧源７０からクラッチ制御弁７２ａ，７２ｂ，７２ｃ，７２ｄを介してそれぞれ自動変速機クラッチ７３ａ，７３ｂ，７３ｃ，７３ｄに供給される圧油を遮断する。そうすると、自動変速機クラッチ７３ａ，７３ｂ，７３ｃ，７３ｄが解放されて動力の伝達が行われず、航空機牽引車両は停止する。ここで自動停止解除スイッチ７４を操作して自動停止信号を遮断すれば、自動停止切換弁７１が復帰してクラッチ油圧源７０からの圧油の供給が再開され、クラッチ係合が可能となり、走行が可能となる。しかるのちオペレータは航空機牽引車両の操向の切り返しを行い、航空機と航空機牽引車両との相対角度を小さくして、トルクを減少させることができる。
【００２０】
本発明によれば、航空機と航空機牽引車両との相対角度増大によって左右の操向シリンダ３０ａ，３０ｂがストローク限界に達して懸架軸６０に過大なトルクが発生した場合、過大なトルクが発生したことをＰ１とＰ２との過大な差として検出し、警報を発することでオペレータにこのことを知らせることができる。したがって、トルク過大を知ったオペレータは直ちに走行を中止して、航空機牽引車両の操向の切り返しを行い、航空機と航空機牽引車両との相対角度を小さくすることで、懸架軸６０にかかるトルクを低下させ、前部着陸装置３０の破損を防止できる。
また、さらにコントローラ５４が、警報を発生させるとともに、航空機牽引車両に対して走行を自動的に停止させることによって、航空機牽引車両が懸架軸６０に過大なトルクをかけた状態での牽引作業を、オペレータの意志によらず中断させる。したがって、万が一オペレータの警報見落とし及び聞き落としがあっても、前部着陸装置３０の破損を防止できる。
【００２１】
なお、本発明は、以上述べた実施形態に限定されるものではない。
例えば、航空機牽引車両において、引き入れシリンダ１１，１２が伸長することでリアホルダ３，４が引き入れられるようなリンク構成を有する構造としても良い。但しこの場合は引き入れシリンダ１１，１２のボトム側油圧によってリアホルダ３，４の押し付け力が発生するので、圧力センサ５１，５２は引き入れシリンダ１１，１２のボトム側油圧を検出するように設ける必要がある。
また、警報手段はランプやブザーに限らず、ＣＲＴや液晶画面上の文字表示であっても良いし、振動を発生させるアクチュエータを座席に設けて、オペレータに振動を与えるものであっても良い。
それと自動停止制御についても、自動停止状態を手動で解除する自動停止解除スイッチ７１を設ける替わりに、コントローラ５４が、自動停止信号電流を所定時間の間だけ出力して車両を一旦停止させ、所定時間経過後は自動停止状態を解除する制御を行っても良い。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施形態による航空機牽引車両の警報装置の回路図である。
【図２】コントローラが警報信号を出力すべきか否かを判断するための演算処理を模したフローチャートである。
【図３】自動停止制御の一例となる制御図である。
【図４】航空機の前部着陸装置の操舵機構に係る油圧回路図の一例である。
【図５】従来の航空機牽引車両の着陸輪把持装置の斜視図である。
【図６】航空機の牽引状態の側面図である。
【符号の説明】
１１…左引き入れシリンダ、１２…右引き入れシリンダ、５１…左圧力センサ、５２…右圧力センサ、５４…コントローラ、５５…警報ランプ、５６…警報ブザー、７１…自動停止切換弁。
【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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