"航空機の着陸装置1における荷重を測定するためのピンベアリング配置構造10であって、前記航空機の車輪3の少なくとも1つに接続されたトレーリングアーム2と、前記航空機に接続されたショックアブソーバ4とを備え、荷重11が、前記トレーリングアーム2から前記ショックアブソーバ4に伝達されるようになっており、前記トレーリングアーム2が前記ショックアブソーバ4に対して回転可能である、ピンベアリング配置構造10において、所定の位置において前記ピンベアリング配置構造10に取り付けられた少なくとも1つのひずみ測定素子12を備え、前記トレーリングアーム2がとる前記ショックアブソーバ4に対する角度5がどのような値であっても、伝達される前記荷重11が第1閾値を超えると前記ひずみ測定素子12が少なくとも最小検出可能信号を与えるように、前記位置が選択されることを特徴とするピンベアリング配置構造10。前記所定の位置は、前記ひずみ測定素子12が、前記トレーリングアーム2がとる前記ショックアブソーバ4に対する前記角度5がどのような値であっても、常に前記ひずみ測定素子12の動作範囲内の作用応力の最大値未満となるように選択される、請求項1に記載のピンベアリング配置構造10。前記最大値は、前記ひずみ測定素子12の疲労寿命が航空機の運用寿命よりも長くなるような値である、請求項2に記載のピンベアリング配置構造10。前記ひずみ測定素子12が、少なくとも2つである、請求項1~3のいずれか一項に記載のピンベアリング配置構造10。前記所定の位置は、互いに対して少なくとも90°周方向に離間している、請求項4に記載のピンベアリング配置構造10。前記所定の位置は、前記ピンベアリング配置構造10の軸線14を挟んで略直径方向に対向している、請求項5に記載のピンベアリング配置構造10。前記ひずみ測定素子12は、ひずみゲージ又はひずみゲージブリッジである、請求項1~6のいずれか一項に記載のピンベアリング配置構造10。請求項1~7のいずれか一項に記載のピンベアリング配置構造10を備える航空機の着陸装置1。前記トレーリングアーム2は、前記トレーリングアーム2に対する前記荷重11が第2閾値を超えると、前記ショックアブソーバ4に対して回転し始める、請求項8に記載の航空機の着陸装置1。前記ひずみ測定素子12によって与えられる信号が、単独で又は他の信号と組み合わせて使用されて、前記航空機の着地状態、又は、前記航空機の飛行状態を示す、請求項8又は9に記載の航空機の着陸装置1。請求項8~10のいずれか一項に記載の着陸装置1を備える航空機。航空機の車輪3の少なくとも1つに接続されたトレーリングアーム2と、前記航空機に接続されたショックアブソーバ4とを回転可能に接続して、荷重11が前記トレーリングアーム2から前記ショックアブソーバ4に伝達されるようにしたピンベアリング配置構造10を使用する航空機の着地状態を示すための方法であって、a所定の位置において前記ピンベアリング配置構造10に取り付けられた少なくとも1つのひずみ測定素子12からの信号を取得する工程と、b該信号を、単独で又は他の信号と組み合わせて使用して、前記航空機の着地状態又は前記航空機の飛行状態を示す工程とを含む方法。前記ひずみ測定素子が、ひずみゲージ、ひずみゲージブリッジ、又は単一のゲージをブリッジと組み合わせたものであり、前記工程aが、a1所定の位置において前記ピンベアリング配置構造10に取り付けられた前記少なくとも1つのひずみ測定素子12からの抵抗型の信号を取得する工程と、a2前記抵抗型信号を、既存の航空機システムで解釈且つ使用可能な誘導型信号に調整処理する工程とを含む、請求項12に記載の方法。請求項1~7のいずれか一項に記載のピンベアリング配置構造10において、少なくとも1つのひずみ測定素子12の位置を決めるための方法であって、a信頼できる前記ひずみ測定素子12によって与えられる信号の最小検出可能値であって、前記ピンベアリング配置構造10における前記荷重11の前記第1閾値に対応している値を決定する工程と、b前記ひずみ測定素子12の疲労寿命が前記航空機の運用寿命よりも長くなるように、前記ひずみ測定素子12の最大作用応力を決定する工程と、caを超えるがb未満の値を与える前記ひずみ測定素子12の位置の最適範囲を決定するように、前記ピンベアリング配置構造10によって伝達される前記荷重11のモジュール及び方向におけるベクトルの全範囲に亘って、前記ひずみ測定素子12の異なる位置を計算及び/又は試験する工程とを含む方法。前記工程cにおける前記最適範囲は、計算モデル、実験的測定、又はそれらの組み合わせによって得られる、請求項14に記載の方法。しかしながら、ゲージをピンベアリング配置構造内のより高い荷重を検出できる位置に位置付けると、一定時間連続的にゲージに高い応力がかかることによってそれらゲージに強い疲労問題が生じるため、ゲージの寿命が短くなってしまう。また別の問題として、トレーリングアームのショックアブソーバに対する回転によって、ピン内のゲージの測定条件が非常に変化し易くなるということがある。従って、上記問題に対する適切な解決手段を提供するために、ピンベアリング配置構造における測定素子の位置決めを決定するための方法、及び、ピンベアリング配置構造を使用した航空機の着地状態を示すための方法を提供することが望ましい。本発明の一目的は、航空機の着陸装置において荷重を測定するためのピンベアリング配置構造である。着陸装置は、航空機の車輪の少なくとも1つに接続されたトレーリングアームと、航空機に接続されたショックアブソーバとを備え、トレーリングアームはショックアブソーバに対して回転可能である。航空機が接地すると、航空機が受ける地上荷重が、トレーリングアームからショックアブソーバに伝達される。ピンベアリング配置構造は、所定の位置において少なくとも1つのひずみ測定素子を備え、トレーリングアームがとるショックアブソーバに対する角度の全範囲において、トレーリングアームにかかる荷重が第1閾値を超えると測定素子が少なくとも最小検出可能信号を与えるように、上記位置が選択される。この第1閾値は、航空機は接地したがトレーリングアームはまだショックアブソーバに対して回転し始めていないことを示す。本発明のピンベアリング配置構造における上記所定の位置は、ひずみ測定素子が、トレーリングアームがとるショックアブソーバに対する角度がどのような値であっても、常に該ひずみ測定素子の動作範囲内の作用応力の最大値未満となるように選択される。また、該最大値は、ひずみ測定素子の疲労寿命が、航空機の運用寿命よりも長くなるような値である。本発明の他の目的は、上述のようなピンベアリング配置構造を備える航空機の着陸装置である。航空機の着地状態を示すための方法が本発明の他の目的であり、この方法は、少なくとも1つのひずみ測定素子が取り付けられたピンベアリング配置構造であって、トレーリングアームとショックアブソーバとを回転可能に接続するピンベアリング配置構造を使用する。本発明のさらに他の目的は、ピンベアリング配置構造においてひずみ測定素子の位置を決めるための方法を提供することである。本発明のさらに他の目的は、上述のようなピンベアリング配置構造を備える着陸装置を備える航空機である。本発明の他の目的は、上述のようなピンベアリング配置構造を備える航空機である。本発明の他の特徴及び利点は、添付の図面と関連する以下の詳細な説明から理解されよう。本発明の好適な実施例を、航空機の着陸装置1との関連で説明する。航空機の着陸装置1は、航空機の車輪3の少なくとも1つに接続されたトレーリングアーム2と、航空機が接地した時に地上荷重からの運動エネルギーの大部分を分散するショックアブソーバ4とを備える。着陸装置1のトレーリングアーム2は、トレーリングアーム2に固定されるとともにトレーリングアーム2とショックアブソーバ4との間に位置するピンベアリング配置構造10を備える。トレーリングアーム2は、ショックアブソーバ4に対して回転可能である。このピンベアリング配置構造10は、航空機の車輪3からショックアブソーバ4に伝達された地上荷重の結果として生じる荷重11を受け、ピンベアリング配置構造10において荷重11の大きさを測定して、航空機がすでに地上にあるか否かを判断することができる。地上荷重から生じてショックアブソーバ4に伝達される荷重を測定するための最良の位置は、トレーリングアーム2とショックアブソーバ4との間に位置するピンベアリング配置構造10の位置である。この位置において、地上荷重は、車輪3からショックアブソーバ4に伝達され、非定値で増幅される。この値は、着陸装置1の回転角度5に応じて決まり、この角度5は、トレーリングアーム2がとるショックアブソーバ4に対する角度である。地上荷重20が航空機の車輪3の1つ以上にかかると、この荷重20の一部が、荷重11としてピンベアリング配置構造10を通じて伝達される。航空機の着陸装置1におけるピンベアリング配置構造10の好適な実施例において、地上荷重20が所定値に達するまで、トレーリングアーム2はショックアブソーバ4に対して回転しないため、トレーリングアーム2がとるショックアブソーバ4に対する角度5は一定の値を有する。これが起こると、トレーリングアーム2は、ショックアブソーバ4に対して回転し始め、そして、ピンベアリング配置構造10にかかる荷重11が、第2閾値を超える図2bにおける荷重11の値。しかしながら、地上荷重20が上記所定値未満で、ピンベアリング配置構造における荷重11が上記所定の第2閾値未満図2aにおける荷重11の値の時でも、航空機はすでに接地している。従って、航空機がすでに接地していることを示す、ピンベアリング配置構造10によって検出すべき荷重11は、図2bのその第2閾値未満であり、設定される第1閾値よりも高い。本発明に係るピンベアリング配置構造10は、少なくとも1つのひずみ測定素子12を備える。ひずみ測定素子12によって、ピンベアリング配置構造10にかかる荷重11を、該ひずみ測定素子12が受ける伸びに応じて測定することができる。従って、すでに述べたように、ひずみ測定素子12は、第2閾値未満且つ第1閾値を超えるピンベアリング配置構造にかかる荷重11を検出可能な感度を有して、航空機がすでに接地しているということを正確に示すことができるように、較正する必要がある。ひずみ測定素子12は、好ましくは、ホイートストンブリッジ配置構造を形成する4つ以上のゲージを有するひずみゲージブリッジであるが、単一のひずみゲージでも、あるいは複数の単一のゲージをブリッジと組み合わせたものでもよい。本発明に係るピンベアリング配置構造10において、ひずみ測定素子12は、所定の位置に取り付けられる。これらの位置は、トレーリングアーム2がとるショックアブソーバ4に対する角度5がどのような値であってもひずみ測定素子12が常に、該ひずみ測定素子12の動作範囲内の作用応力の最大値未満となるように選択される。本発明の好適な実施例において、該最大値は、ひずみ測定素子12の疲労寿命が、航空機の運用寿命よりも長くなるような値である。他の好適な実施例において、この最大値は、ひずみ測定素子12の疲労寿命が、航空機の運用寿命の5倍よりも長くなるような値である。5倍の定義は、米国FARの規定に従ってなされる。航空機の運用寿命は、少なくとも10,000フライト軍用機の現在の基準であり、これにより、ひずみ測定素子12の測定サイクルは少なくとも1000万107回となり、場合によってはその測定サイクルは8000万8×107回となりうる。トレーリングアーム2がショックアブソーバ4に対して回転し始めると、一定に維持されていた角度5が減少し始めるにつれて、ピンベアリング配置構造10における荷重11の大きさは増加し始める。図2a,2b,及び2cにこの傾向を示す。この場合、ピンベアリング配置構造10におけるひずみ測定素子12にはより高い値の荷重11がかかり、この値は回転角度5が減少するにつれて増加する。ひずみ測定素子12における疲労の制約から、寿命のより長いひずみ測定素子12を提供するためには、ピンベアリング10にかかる荷重11の最大値を制限する必要がある。ひずみ測定素子12は、典型的に30年間と計算される航空機の寿命全体に亘って信頼できるとともに動作可能である必要がある。ひずみ測定素子12は、非常に苛烈な動作条件下で動作する必要があり、制限荷重下で確実に故障せず、静的荷重11がピンベアリング配置構造10にかかった時に最小の感度、典型的には0.3mv/V/90KNの感度が得られなければならない。ひずみ測定素子12に対する疲労荷重に関しては、航空機の総寿命において素子12が疲労荷重によって故障しないことを確実にすべきである。さらに、素子12は、-54°Cから80°Cまで変化する苛烈な温度条件下で動作可能である必要がある。本発明の好適な実施例によれば、ひずみ測定素子12の数は、少なくとも2つであり、これらの素子12を、ピンベアリング配置構造10において、互いに対して少なくとも90°周方向に離間させる。別の好適な実施例では、ひずみ測定素子12を、ピンベアリング配置構造10の軸線14を挟んで略直径方向に対向するように位置付ける。ひずみ測定素子12によって与えられる信号は、単独で又は他の信号と組み合わせて使用されて、本発明において説明しているもののようにピンベアリング配置構造10を備える航空機の着地状態、又は、そのような航空機の飛行状態を示す。本発明はまた、航空機の車輪3の少なくとも1つに接続されたトレーリングアーム2と、航空機に接続されたショックアブソーバ4とを回転可能に接続することによって、荷重11がトレーリングアーム2からショックアブソーバ4に伝達されるようにしたピンベアリング配置構造10を使用する航空機の着地状態を示すための方法を説明する。この方法は、a所定の位置においてピンベアリング配置構造10に取り付けられた少なくとも1つのひずみ測定素子12からの信号を取得する工程と、b該信号を、単独で又は他の信号と組み合わせて使用して、当該航空機の着地状態又は飛行状態を示す工程とを含む。また、本発明に係る上記方法の工程aは、a1所定の位置においてピンベアリング配置構造10に取り付けられた少なくとも2つのひずみ測定素子12からの抵抗型の信号を取得する工程と、a2上記抵抗型信号を、既存の航空機システムで解釈且つ使用可能な誘導型信号に調整処理する工程とを含む。さらに、本発明は、航空機の着陸装置1のピンベアリング配置構造10において少なくとも1つのひずみ測定素子12の位置を決定するための方法を説明する。この方法は、a信頼できるひずみ測定素子12によって与えられる信号の最小検出可能値であって、ピンベアリング配置構造10における荷重11の第1閾値に対応している値を決定する工程と、bひずみ測定素子12の疲労寿命が航空機の運用寿命よりも長くなるように、ひずみ測定素子12の最大作用応力を決定する工程と、caを超えるがb未満の値を与えるひずみ測定素子12の位置の最適範囲を決定するように、ピンベアリング配置構造10によって伝達される荷重11のモジュール及び方向におけるベクトルの全範囲に亘って、ひずみ測定素子12の異なる位置を計算及び/又は試験する工程とを含む。好ましくは、工程cにおける最適範囲は、計算モデル、実験的測定、又はそれらの組み合わせによって得られる。上記説明の結果、少なくとも2つのひずみ測定素子12を備える本発明の好適な実施例において、ピンベアリング配置構造10におけるひずみ測定素子12の最適な位置決めが実現される。ひずみ測定素子12は、ピンベアリング配置構造10の領域15に最適に位置付けられる。領域15は、好ましくは、ひずみ測定素子12がピンベアリング10の軸線14を挟んで略直径方向に対向するように位置するように図3、該軸線14に対して角度13を形成する。角度13は、ショックアブソーバ4に進入する荷重方向に対して測定される。ひずみ測定素子12の位置決めは、それらが、ピンベアリング配置構造10において、互いに対して少なくとも90°周方向に離間するようになされる。ピンベアリング配置構造10におけるひずみ測定素子12の最適な位置を提供する角度13は、ひずみ測定素子12について述べた検討事項及び要件を実現するように、有限要素解析及び試験結果の両方によって決められる。本発明の好適な実施例において、ひずみ測定素子12を位置決めするための角度13は、10°~25°の値を有する。より好ましくは、角度13の値は20°である。すでに述べたように、ピンベアリング配置構造10におけるひずみ測定素子12の位置を計算するために考慮すべき主な検討事項は以下のとおりである。ピンベアリング10に作用する荷重11によって、応力の非常に高い領域が形成される。この領域ではより信頼性の高い測定を行なうことができるため、素子12は通常この領域に配置される。その理由は、ピンベアリング10の材料が高い降伏応力限界を有し、ピンベアリング10の設計が、このピンベアリング10が高い応力レベルで動作するようになされるからである。その高応力作用値では、ひずみ測定素子の位置は明らかではない。何故なら、ひずみ測定素子12は、少なくとも10-7回の信頼性を得るためのその動作疲労範囲一般的に350~400MPa外で動作していると、航空機の着陸回数がまだ非常に少ないうちに故障しうるからである。ひずみ測定素子の位置は、所望の荷重検出レベル及び角度で検出可能信号を提供する必要があるが、ピンベアリング配置構造10にかかる荷重11が軸線14周りを回転すると、この信号を弱めることができない。ひずみ測定素子12の高応力作用値を考慮すると、それらは、正確に一体化させるために、ピンベアリング配置構造10の既存の軸方向長さに対して適切な寸法を有している必要がある。本発明を、好適な実施例との関連で十分に説明してきたが、その範囲は、これらの実施例によってではなく以下の特許請求の範囲の内容によって限定されるものとみなされ、その範囲内において変更を導入してもよいことは明らかである。"