(57)【要約】タイヤにより飛ばされる破片が航空機のエンジン(3)に衝突するのを防止するための対破片エンジン保護装置(14)であって、該対破片エンジン保護装置は、少なくとも1つの車輪とタイヤの組立体(12)を有する航空機主着陸装置(10)に旋回可能に接続された保護バー(20)を備え、この保護バーは、第1の位置と第2の位置との間を移動可能に構成され、この保護バーは、前記第1の位置において、車輪とタイヤの組立体全体に渡って横方向に延びて、タイヤにより飛ばされるあらゆる破片の、車輪とタイヤの組立体と航空機のエンジンとの間に生じ得る軌跡と交差する。
2012507432.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タイヤにより飛ばされる破片が航空機のエンジンに衝突するのを防止するための対破片エンジン保護装置であって、
少なくとも1つの車輪とタイヤの組立体を有する航空機主着陸装置に旋回可能に接続された保護バーを備え、
前記保護バーは、第1の位置と第2の位置との間を移動可能に構成され、
前記保護バーは、前記第1の位置において、前記車輪とタイヤの組立体全体に渡って横方向に延びて、タイヤにより飛ばされるあらゆる破片の、前記車輪とタイヤの組立体と前記航空機のエンジンとの間に生じ得る軌跡と交差することを特徴とする対破片エンジン保護装置。
【請求項２】
前記対破片エンジン保護装置は、前記主着陸装置に対して部分的に回転するように構成されていることを特徴とする請求項1に記載の対破片エンジン保護装置。
【請求項３】
前記保護バーは、前記主着陸装置に旋回可能に接続された連結アームを含むことを特徴とする請求項1に記載の対破片エンジン保護装置。
【請求項４】
前記連結アームと前記主着陸装置との間に接続されたアクチュエータをさらに備え、
前記アクチュエータの動作により、前記保護バーが前記第1の位置と前記第2の位置との間を移動することを特徴とする請求項3に記載の対破片エンジン保護装置。
【請求項５】
前記保護バーを前記第1の位置から離れた所に偏倚させるように構成された弾性部材をさらに備えていることを特徴とする請求項1〜4のいずれかに記載の対破片エンジン保護装置。
【請求項６】
前記対破片エンジン保護装置に破片が衝突したときに、前記対破片エンジン保護装置が前記車輪とタイヤの組立体から離れるように移動することを可能にするように構成された衝撃吸収手段をさらに備えていることを特徴とする請求項1〜5のいずれかに記載の対破片エンジン保護装置。
【請求項７】
前記衝撃吸収手段は、前記対破片エンジン保護装置と前記主着陸装置との間に接続される弾性部材を備えていることを特徴とする請求項6に記載の対破片エンジン保護装置。
【請求項８】
前記衝撃吸収手段は、前記保護バーを前記主着陸装置に接続する連結アームを備え、
前記連結アームは、ヒンジ運動に抵抗するように弾性的に偏倚したヒンジ部を含むことを特徴とする請求項6に記載の対破片エンジン保護装置。
【請求項９】
機体の後部に配置された少なくとも1つのエンジンを有し、請求項1〜8のいずれかに記載の対破片エンジン保護装置を含む航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
航空機の設計者及び製造者は、新型航空機の設計中に、航空機の構成要素の故障に起因する多数の潜在的リスクを考慮に入れなければならない。このようなリスクの1つは、航空機の主着陸装置（主脚）の1つ以上の車輪及びタイヤの故障である。タイヤの故障は、単純にタイヤの磨耗又は疲労の結果として、又は特に航空機が地上で高速で走行しているとき、すなわち離陸中又は着陸中に、タイヤが滑走路上の物体に衝突することの結果として、生じ得る。航空機車輪自体の故障は、該車輪に関連するタイヤの故障をもたらすことが多い。タイヤが故障すると、タイヤは、一定量のタイヤの破片を、1つ以上のタイヤ分解部分として、発生させる。航空機が高速で移動しているとき、あらゆるタイヤの破片が、航空機の下側、すなわち機体の下側又は翼の下側に衝突する高い確率をもって、タイヤから比較的高速で飛ばされる。このような破片の衝撃は、航空機の構造に重大な損傷を引き起こす可能性がある。結果として、航空機の機体及び翼の下側は、このような衝撃により生じる損傷を軽減させるために、タイヤの破片の衝撃の可能性があり、厚さ及び強度を増加させた領域を含む。上述したことは、滑走路上に既に存在する破片であって、航空機の車輪がその破片上を走行するか、さもなければ接触すると、滑走路から航空機の下側へ投げ飛ばされるあらゆる破片にも当てはまる。しかし、このシナリオでは、破片の量は、実際のタイヤの故障により発生する破片の量と比べて、著しく少ない。
【背景技術】
【０００２】
一般的に、離陸中に航空機にエンジンの故障が発生すると、パイロットは2つの選択肢を有する、即ち、加速し続けて離陸するか、又はブレーキをかけ、減速して停止する。この判断がされる速度は、V1と称される。航空機がV1より高い速度で走行しているときにエンジンが故障する場合、パイロットは離陸を継続することを選択する。航空機がV1より低い速度で走行している場合、パイロットは車輪ブレーキ及び空気ブレーキを用いて停止しなければならない。この後者の選択肢は、高エネルギー離陸中止（HERTO: High Energy Rejected Take Off）と呼ばれる。しかしながら、エンジンが主着陸装置の後方に配置される航空機の構成、例えば尾部搭載エンジンの構成では、タイヤの故障の場合、タイヤから飛ばされた破片が、エンジンに衝突してその後にエンジンの故障を引き起こし得る確率が増加する。このことはカスケード故障と呼ばれる。これらの状況では、航空機のブレーキの有効性は、車輪ブレーキの有効性の低減に起因して、低減される。これにより、後部エンジンを有する航空機における高エネルギー離陸中止の実行に関連したリスクが増加する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
したがって、タイヤにより飛ばされる破片によるエンジンへの衝撃に起因する、エンジンの損傷の確率を低減することは、有益である。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の第1の態様によれば、タイヤにより飛ばされる破片が航空機のエンジンに衝突するのを防止するための対破片エンジン保護装置が提供され、該対破片保護装置は、少なくとも1つの車輪とタイヤの組立体を有する航空機主着陸装置に旋回可能に接続され、第1の位置と第2の位置との間を移動可能に構成された、保護バーを備え、上記保護バーは、上記第1の位置において、上記車輪とタイヤの組立体全体に渡って横方向に延びて、タイヤにより飛ばされるあらゆる破片の、該車輪とタイヤの組立体と航空機のエンジンとの間に生じ得る軌跡と交差する。
【０００５】
追加的に、上記保護バーは、上記主着陸装置に旋回可能に接続された連結アームを含むことができる。さらに、上記対破片エンジン保護装置は、上記連結アームと上記主着陸装置との間に接続された伸縮アクチュエータをさらに含むことができ、引込み位置と伸長位置との間での該伸縮アクチュエータの動作により、上記保護バーが上記第1の位置と上記第2の位置との間を移動する。
【０００６】
追加的に又は代わりに、上記対破片エンジン保護装置は、上記保護バーを第1の位置から離れた所に偏倚させるように構成された弾性部材をさらに含むことができる。
【０００７】
追加的に又は代わりに、上記対破片エンジン保護装置は、該対破片エンジン保護装置に破片が衝突したときに、該対破片エンジン保護装置が上記車輪とタイヤの組立体から離れるよう移動することを可能にするように構成された衝撃吸収手段をさらに含むことができる。この衝撃吸収手段は、上記対破片エンジン保護装置と上記主着陸装置との間に接続される弾性部材を含むことができる。代わりに、上記衝撃吸収手段は、上記保護バーを上記主着陸装置に接続する連結アームを含むことができ、該連結アームは、ヒンジ運動に抵抗するように弾性的に偏倚したヒンジ部を含む。
【０００８】
本発明の他の態様によれば、機体の後部に搭載された少なくとも1つのエンジンを有し、以上に記載した対破片エンジン保護装置を含む、航空機が提供される。
【０００９】
以下、図面を参照しながら、一具体例として、本発明の実施形態を詳細に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】後部エンジン航空機の正面及び側面の概略図であり、エンジンに衝突することになる破片軌跡の範囲を示す図である。
【図２】本発明の実施形態による対破片エンジン保護装置を備える航空機主着陸装置の斜視図である。
【図３】図２に示す主着陸装置及び対破片エンジン保護装置の概略側面図である。
【図４】本発明の実施形態による主着陸装置及び対破片エンジン保護装置の一部のさらなる概略図であり、対破片エンジン保護装置は展開位置にある。
【図５】図４に示す主着陸装置及び対破片エンジン保護装置に相当する概略図であり、対破片エンジン保護装置は引込み位置で示す。
【図６】本発明による対破片エンジン保護装置の他の実施形態の概略図である。
【図７】本発明の実施形態により保護される、航空機タイヤについての軌跡円錐の概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
図１は、後部に搭載されたエンジン３を有する航空機１の側面及び正面の部分概略図を示す。また、図１は、エンジン3に破片が衝突することにより生じる、航空機1の主着陸装置の車輪から発生する破片の可能な軌跡の範囲も、実線4による境界で示している。本発明の実施形態の対破片エンジン保護装置は、この範囲内に軌跡を有する破片がエンジンに衝突するのを防止することを意図するものである。
【００１２】
図2は、二連の車輪とタイヤの組立体12を、本発明の実施形態による対破片エンジン保護装置14とともに有する、航空機主着陸装置10の概略図を示す。対破片エンジン保護装置14は、相当細長く、かつ一端が主着陸装置の脚柱18の下部に旋回可能に接続された、連結アーム16を含む。連結アーム16は、2つのタイヤ／車輪組立体12の間にある主着陸装置の脚柱から延びて、タイヤの外周、すなわちタイヤの接地面を越えて延びるように、寸法決めされている。対破片エンジン保護装置14は、保護バー20も含む。保護バー20は、タイヤ12の外周を越えて延びる連結アーム16の一端に接続され、二連のタイヤと車輪の組立体12の両方の幅全体に渡って横方向に延びる相当細長い要素である。保護バー20及び連結アーム16は、T字形の要素を形成することが好ましい。 
【００１３】
タイヤにより飛ばされるあらゆる破片からの、航空機エンジンの完全なる保護を提供するために、保護バー20は、タイヤ12に対して横方向及び縦方向共に、「軌跡円錐」全体に渡って延びることが好ましい。該軌跡円錐内では、タイヤと車輪の組立体12から発生する破片が、妨げられることなく航空機エンジンに衝突する。図7において、破線4、4'は、タイヤと車輪の組立体12からの「軌跡円錐」の縦方向の範囲を示す。保護バー20の可能な構成として、円錐全体に渡って延びるものが示されている。よって、保護バー20の寸法が、保護バー20がタイヤと車輪の組立体から延び得る範囲と、軌跡円錐の境界により決定される角度、すなわち破線4及び4'の間の角度とに応じて変化することは、図7から明らかである。該範囲は、一般的に、連結アーム16の長さにより決定される。該角度は、航空機エンジンの大きさと、タイヤと車輪の組立体12に対する航空機エンジンの位置及び距離とにより決定される。
【００１４】
対破片エンジン保護装置14、特に保護バー20は、着陸装置タイヤの「激しく揺れるトレッド」、「タイヤの破裂」、及び「トレッドの剥がれ落ち」の故障に特有の、様々な大きさのタイヤ破片からの衝撃に耐え得るように設計されることが好ましい。対破片エンジン保護装置は、航空機からの脱離または大きな変形を伴わずに、多数の破片の衝撃に耐え得なければならない。なぜなら、タイヤの故障により多数の破片が発生しやすいだけでなく、さらに、1回目のタイヤの故障から生じる破片からの衝撃の直接的な結果として、又は最初のタイヤの故障の結果として増加する残りのタイヤに働く力により生じる破片からの衝撃の直接的な結果として、航空機着陸装置の1つのタイヤの故障が、続いて着陸装置構成内の近隣のタイヤをも故障させることが、かなり一般的だからである。したがって、対破片保護装置20の正確な形状及び構成は、固定ではなく、選択される特定の工学的解決方法、並びに対破片保護装置の製造者向けに選択される材料に応じて、変動しやすい。
【００１５】
なお、再度図2及び図7において、保護バー20は、一般的にタイヤと車輪の組立体12の車軸の線より十分に下に配置される。このことは、保護バーを「軌跡ゾーン」の可能な限り小さい部分内に配置し、保護バー及び対破片エンジン保護装置全体の大きさ及び重量を最小化するために、好ましい。結果として、この配置では、対破片エンジン保護装置、特に保護バー20は、離陸中又は着陸中に航空機が回転するときに、滑走路に非常に衝突しやすい。さらに、航空機が滑走路上にある間に航空機を物理的に操縦するために用いられる特定のグランドハンドリング（地上取扱い）機構、例えばハンドリングトラクターは、エンジン保護装置20が占めることになる領域内で主着陸装置及び車輪組立体全体に連結する。結果として、本発明の実施形態では、対破片エンジン保護装置14は、図2及び図7に示す第1の動作位置と、図3に示す第2の収納位置との間で、可逆的に移動可能である。図3を参照すれば明らかなように、収納位置にある対破片エンジン保護装置は、展開位置から主着陸装置の脚柱に向けて角度的に変位している。このことにより、グランドハンドリング動作の実行を可能にしつつ、離陸操縦中又は着陸操縦中に対破片エンジン保護装置が滑走路に衝突するのを防止することができる。
【００１６】
対破片エンジン保護装置を展開位置と収納位置との間で移動させるために、対破片エンジン保護装置が主着陸装置の脚柱18に接続されている点の周りに対破片エンジン保護装置を旋回させるためのアクチュエータを設ける。図4は、本発明の実施形態による可能なアクチュエータの構成の概略図を示し、対破片エンジン保護装置は展開位置にある。図4において、対破片エンジン保護装置の連結アーム16は、図2を参照して前述したように、旋回可能な接続部22により主着陸装置の脚柱18の底部に装着されている。図2及び3に示す車輪とタイヤの組立体12は、明確化のために、図4には示されていない。旋回可能な接続部22は、下部システムスレーブリンク24が連結されている旋回軸点と同じ旋回軸点とすることができる。システムスレーブリンクの機能及び設計は、当業者に既知であり、本願の範囲内には属しない。第2の旋回軸点26は、連結アーム16上に、第1の旋回軸点22から縦方向に変位して設ける。伸縮アクチュエータ28の一端は、第2の旋回軸点26に旋回可能に接続される。一方、アクチュエータ28の他端は、主着陸装置の脚柱上の他の旋回軸点に旋回可能に接続される。適切な伸縮アクチュエータ、例えば油圧動作式ピストンは、当業者にとって明らかである。図4では、伸縮アクチュエータ28は、その最小伸長状態にあり、これにより対破片エンジン保護装置の連結アーム16が、主着陸装置の脚柱18及びシステムスレーブリンク24の上部に対して下向きに展開位置へと引かれる。図5は、図4に類似する様式で、対破片エンジン保護装置及び主着陸装置の概略図を示しているが、対破片エンジン保護装置は収納位置にある。このことは、伸縮アクチュエータ28が伸長位置になるように、伸縮アクチュエータ28を動作させることにより達成される。これにより、伸縮アクチュエータ28は、連結アーム16の下側の旋回軸点26を、主着陸装置の脚柱の底部から離れるように押圧し、連結アーム16が、ゆえに対破片エンジン保護装置の全体が、第1の旋回軸点22の周りに上向きに収納位置へと回転される。代案実施形態において、他のアクチュエータ機構も同等に使用可能であることは、当業者にとって明らかである。例えば、対破片エンジン保護装置を着陸装置の脚柱又は車軸上の旋回軸点の周りに回転させるように構成された、回転式アクチュエータを設けることができる。
【００１７】
図4及び5に示す特定の実施形態では、対破片保護装置の連結アーム16上の第3旋回軸点32の間に接続された（１つ又は複数の）戻しバネ／第2のアクチュエータ30が設けられる。第3連結点32も、連結アームの主旋回接続部22から縦方向に変位しているとともに、主着陸装置の脚柱18上の他の上部連結点に接続される。図4に示すように、対破片エンジン保護装置が展開位置にあるとき、戻しバネ30は伸長状態にある。バネ30は、伸縮アクチュエータ28の故障時に、バネ30が連結アーム16及び対破片エンジン保護装置を図5に示す収納位置へと引き込むのに十分な圧縮力を有するように、寸法決めされている。バネ30は、通常の使用時に伸縮アクチュエータ28を助けるようにも機能する。これにより、バネが存在しない場合と比べて、アクチュエータを小型化し、ゆえに軽量化することが可能になる。アクチュエータ28の補助に加えて、バネの機能は、対破片エンジン保護装置のアクチュエータ機構内のあらゆる故障により、対破片エンジン保護装置が収納位置に復帰されることを保証するために、フェールセーフ安全機構を提供することである。
【００１８】
代案実施形態では、戻しバネ機能は、複数のバネを用いて、又は主アクチュエータ28の故障の場合に活性化される第2アクチュエータを用いて、実現することができる。このような安全機能は、関連する規制及び安全機関によって要求されることが多い。一方、本発明の実施形態は、このような安全バネ30又はこれと等価なものを用いずに実現することが、所望し許可されれば可能であることは明らかである。
【００１９】
図6は、本発明の他の実施形態の概略図を示す。対破片エンジン保護装置は、また同様に、航空機の車輪とタイヤの組立体112から生じ得る破片の軌跡と交差するように構成された保護バー120を含み、保護バー120は、一端が連結アーム116に接続され、連結バーのいずれかの一端が主着陸装置の脚柱118に旋回可能に接続される。しかしながら、図6に示す実施形態では、連結バー116は、連結バー116が図2〜5に示す第1実施形態の連結バーよりも長い長さを有するように、主着陸装置の脚柱118に、該脚柱の上部にて連結される。伸縮アクチュエータ128は、一端が主着陸装置の脚柱118の下部に旋回可能に接続され、他端が連結アーム116上の1点に、即ち該連結アームの両端間の点に旋回可能に接続される。
【００２０】
本発明の実施形態では、対破片エンジン保護装置を展開位置と収納位置との間で移動させるための伸縮アクチュエータの動作は、特定の対破片エンジン保護装置の動作システムの制御下にある。該動作システムの設計及び実現は、本願の範囲外に属する。しかしながら、対破片エンジン保護装置の動作は、自動動作モードと手動動作モードとの組み合わせを含むことができると考えられる。例えば、離陸中での航空機の回転の直前又は開始時に、対破片エンジン保護装置を展開位置から収納位置へ自動的に移動させ、航空機が回転するときに対破片エンジン保護装置の保護バーが滑走路に衝突するのを回避するために、自動展開システムを適切なセンサーと組み合わせて用いることが考えられる。同様に、このようなシステムは、着陸中における航空機の着地の直後に、対破片エンジン保護装置の収納位置から展開位置への展開を制御する。自動システムは、さらに、航空機のグランドハンドリングを助けるために、航空機が地上走行又は静止しているときに、対破片エンジン保護装置を収納位置に自動的に引き込むことができる。代わりに又は追加的に、グランドハンドリングスタッフによる手動の介入の結果として、対破片エンジン保護装置が収納位置へ移動し得るための機構を、設けることができる。このことは、例えば、主着陸装置上又はその直近に、かつ滑走路上に航空機の隣に立っている人が届き得るところに、優先スイッチを含めることにより、達成することができる。
【００２１】
本発明のいくつかの実施形態に含め得る追加的な特徴は、例えば離陸中又は着陸中における航空機の回転中に、対破片エンジン保護装置が不用意に地面と接触したことに応じて、対破片エンジン保護装置をその装着点の周りに移動可能にする、又は対破片エンジン保護装置がタイヤにより飛ばされた破片に衝突するときに発生する衝撃力の吸収を助ける、衝撃吸収機構である。この衝撃吸収設備は、例えば、衝撃吸収バネをアクチュエータ本体上に装着し、アクチュエータをその駆動エネルギー源から分離するように構成し、少なくとも最小限の伸縮運動を可能にすることにより、例えば、図2〜5及び図6に示す実施形態における伸縮アクチュエータ28、128の機能に統合することができる。例えば、このことは、アクチュエータが油圧動作式である場合に、油圧回路を減圧させ、油圧油を減衰流体として作用させることにより、達成することができる。代案として、例えば、衝撃吸収機能は、対破片エンジン保護装置の連結アーム16、116及び弾性偏倚部材に関節リンクを含めることにより、設けることができる。該弾性偏倚部材は、例えば、該連結アームに特定の大きさを越える力が働くときのみ、該連結アームが中心旋回軸点の周りに屈曲し得るように設計された、ねじりバネ又は歪みバネなどである。この力は、対破片保護装置が地面に衝突するとき、又は飛来する破片により衝突されたときに、対破片保護装置に働くと予期される力に相当する。他の代案実施形態では、対破片エンジン保護装置の連結アーム全体を、半柔軟性材料で製造し、又は必要な屈曲度を与える様式に構成することができる。
【００２２】
本発明の全ての実施形態では、対破片エンジン保護装置が提供され、この装置は、展開されるときに、航空機の車輪及びタイヤから発生するあらゆる飛来破片の軌跡をほぼ遮断しつつ、対破片エンジン保護装置を展開位置と収納位置との間で移動可能にすることで、着陸及び離陸における航空機の回転中に対破片エンジン保護装置が地面と接触することを回避し、グランドハンドリング動作の妨害を回避し、航空機が飛行中のときに主着陸装置が航空機の脚格納部内に引き込まれるときの対破片エンジン保護装置の収納も助ける。
【図１】
2012507432.tif 000003
【図２】
2012507432.tif 000004
【図３】
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【図４】
2012507432.tif 000006
【図５】
2012507432.tif 000007
【図６】
2012507432.tif 000008
【図７】
2012507432.tif 000009
【国際調査報告】
2012507432.tif 000010
2012507432.tif 000011
2012507432.tif 000012