特許 6197013 負荷・位置インジケータを有する航空機アセンブリ

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6197013

(24)【登録日】2017年8月25日

(45)【発行日】2017年9月13日

(54)【発明の名称】負荷・位置インジケータを有する航空機アセンブリ

(51)【国際特許分類】

   B64D 45/00 20060101AFI20170904BHJP

【ＦＩ】

   B64D45/00 A

【請求項の数】17

【外国語出願】

【全頁数】11

(21)【出願番号】特願2015-220831(P2015-220831)

(22)【出願日】2015年11月11日

(65)【公開番号】特開2016-107975(P2016-107975A)

(43)【公開日】2016年6月20日

【審査請求日】2015年12月24日

(31)【優先権主張番号】1420283.2

(32)【優先日】2014年11月14日

(33)【優先権主張国】GB

(73)【特許権者】

【識別番号】509133300

【氏名又は名称】ジーイー・アビエイション・システムズ・リミテッド

【氏名又は名称原語表記】ＧＥ ＡＶＩＡＴＩＯＮ ＳＹＳＴＥＭＳ ＬＩＭＩＴＥＤ

(74)【代理人】

【識別番号】100137545

【弁理士】

【氏名又は名称】荒川 聡志

(74)【代理人】

【識別番号】100105588

【弁理士】

【氏名又は名称】小倉 博

(74)【代理人】

【識別番号】100129779

【弁理士】

【氏名又は名称】黒川 俊久

(74)【代理人】

【識別番号】100113974

【弁理士】

【氏名又は名称】田中 拓人

(72)【発明者】

【氏名】スチュアート・ジョン・レイシー

(72)【発明者】

【氏名】インドラカジ・グルン

【審査官】 志水 裕司

(56)【参考文献】

【文献】 特表２０１１−５０４８２９（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開昭６１−１６８８３３（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開平０８−０６４１９７（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許第０３２２３０６９（ＵＳ，Ａ）

【文献】 特開２００１−２９２５１３（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｂ６４Ｃ ２５／００ − ２５／６８

Ｂ６４Ｄ ４５／００

Ｇ０１Ｌ ５／００

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

航空機アセンブリ（１０）であって、
印加される負荷（５０）に応じて可動域にわたって移動可能な可動要素（１２）、および
非定位置（２４）と定位置（２２）との間で機械的に動くことが可能な復元可能なインジケータ（２０）
を備え、
前記復元可能なインジケータ（２０）が、前記復元可能なインジケータ（２０）が、前記可動域内の所定の位置への前記可動要素（１２）の移動に応じて前記定位置（２２）から前記非定位置（２４）に動くように前記可動要素（１２）に動作可能に結合されており、
前記復元可能なインジケータ（２０）が、双安定板ばね（４０）を備え、
前記双安定板ばね（４０）が、前記可動要素（１２）の移動の経路内に配置された一部分（４６）と、自由端（４２）と、凹面（２６）および該凹面（２６）の反対側の凸面（２８）とを有し、
前記自由端（４２）は、前記負荷が所定の範囲を超えた後、カール状になる位置をとる航空機アセンブリ（１０）。

【請求項2】

前記所定の位置が、動作範囲限界に対応する、請求項１に記載の航空機アセンブリ（１０）。

【請求項3】

前記所定の位置が、所定の負荷に応じた前記可動要素（１２）の位置に対応する、請求項１に記載の航空機アセンブリ（１０）。

【請求項4】

前記所定の負荷が、動作負荷限界を含む、請求項３に記載の航空機アセンブリ（１０）。

【請求項5】

前記双安定板ばね（４０）が、前記非定位置（２４）に対応する第１の安定状態（３４）および前記定位置（２２）に対応する第２の安定状態（３２）を有する、請求項１乃至４のいずれかに記載の航空機アセンブリ（１０）。

【請求項6】

前記双安定板ばね（４０）が、前記可動要素（１２）が前記一部分（４６）に接触したときに前記第２の状態（３２）と前記第１の状態（３４）との間で動くようになっている、請求項５に記載の航空機アセンブリ（１０）。

【請求項7】

前記自由端（４２）に配置された質量体（１３０）を含む、請求項１乃至６のいずれかに記載の航空機アセンブリ（１０）。

【請求項8】

前記双安定板ばね（４０）の前記一部分（４６）が、前記可動要素（１２）に動作可能に結合された第２の端部（４４）を有する、請求項１乃至７のいずれかに記載の航空機アセンブリ（１０）。

【請求項9】

前記双安定板ばね（４０）が、両側の前記自由端（４２）である第１の端部（４２）および第２の端部（４４）を備え、前記一部分（４６）が、前記第１の端部（４２）と前記第２の端部（４４）との間に位置する、請求項５に記載の航空機アセンブリ（１０）。

【請求項10】

前記双安定板ばね（４０）が、所定の力（５０）の印加に応じて前記第１の状態（３４）と前記第２の状態（３２）との間で変化するように構成されている、請求項５に記載の航空機アセンブリ（１０）。

【請求項11】

前記所定の力（５０）が、前記可動要素（１２）に作用する所定の負荷に対応する、請求項１０に記載の航空機アセンブリ（１０）。

【請求項12】

前記所定の負荷（５０）が、動作負荷限界に対応する、請求項１１に記載の航空機アセンブリ（１０）。

【請求項13】

前記動作負荷限界が、航空機の着陸からの慣性負荷に対応する、請求項１２に記載の航空機アセンブリ（１０）。

【請求項14】

前記可動要素（１２）が、航空機用の着陸装置の一部を含む、請求項１乃至１３のいずれかに記載の航空機アセンブリ（１０）。

【請求項15】

前記復元可能なインジケータ（２０）が、前記定位置（２２）と前記非定位置（２４）との間で動くときに壊れないものである、請求項１乃至１４のいずれかに記載の航空機アセンブリ（１０）。

【請求項16】

前記復元可能なインジケータ（２０）が、前記非定位置（２４）から前記定位置（２２）に手動で動かすことが可能である、請求項１乃至１５のいずれかに記載の航空機アセンブリ（１０）。

【請求項17】

前記復元可能なインジケータ（２０）が、前記非定位置（２４）と前記定位置（２２）との間で難なく繰り返しリセット可能である、請求項１乃至１６のいずれかに記載の航空機アセンブリ（１０）。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

航空機アセンブリは、負荷または位置が越えられたか否かを判定するために視覚インジケータを必要とする場合がある。例えば、壊れる負荷・位置インジケータが、着陸装置アセンブリに使用されており、これは、負荷または位置が所定の値を越えたときに複数の破片に破壊される。壊れるインジケータが破壊されると、破片が、異物となり、航空機への異物損傷（ＦＯＤ：Ｆｏｒｅｉｇｎ Ｏｂｊｅｃｔ Ｄａｍａｇｅ）の原因となる場合がある。また、一旦破壊されると、壊れるインジケータは、リセットすることができないどころか、部品を交換しなければならず、このため、保守費用の増加の原因となっている。別の代替的な例は、慣性負荷または物理的負荷を測定するための電子システムである。

【発明の概要】

【0002】

本発明の実施形態は、印加される負荷に応じて移動する可動要素を有する航空機アセンブリに関する。可動要素は、可動域内の所定の位置への可動要素の移動に応じて非定位置（ｎｏｎ−ｈｏｍｅ ｐｏｓｉｔｉｏｎ）と定位置（ｈｏｍｅ ｐｏｓｉｔｉｏｎ）との間で機械的に動く復元可能な（ｒｅｈｏｍｅａｂｌｅ）インジケータにさらに結合される。

【図面の簡単な説明】

【0003】

【図1】復元可能なインジケータを有する、航空機の着陸装置アセンブリの概略正面図である。

【図2】着陸装置アセンブリにおいて定位置にあるインジケータの図１の部分拡大斜視図である。

【図3】着陸装置アセンブリにおいて非定位置にあるインジケータの部分拡大図である。

【図4】定位置にある第２の実施形態のインジケータである。

【図5】非定位置にある第２の実施形態のインジケータである。

【図6】定位置にある第３の実施形態のインジケータである。

【図7】非定位置にある第３の実施形態のインジケータである。

【図8】定位置にある第４の実施形態のインジケータである。

【図9】非定位置にある第４の実施形態のインジケータである。

【発明を実施するための形態】

【0004】

図１は、航空機アセンブリ１０の第１の実施形態を示しており、その一例は、着陸装置アセンブリである。航空機アセンブリ１０は、可動要素１２と、固定要素１４と、復元可能な負荷・位置インジケータ２０とを備える。可動要素１２は、航空機用の着陸装置の一部を含み、その一例は、アクチュエータである。可動要素１２は、印加される負荷に応じて可動域にわたって移動可能である（例えば、アクチュエータは、内部空気装置に起因してまたは着陸の力に反応して伸縮する）。

【0005】

復元可能なインジケータ２０は、可動要素１２に動作可能に結合されており、復元可能なインジケータ２０は、可動域内の所定の位置への可動要素１２の移動に応じて定位置２２から非定位置２４に動くようになっている。例えば、インジケータ２０は、アクチュエータが収縮されているときに定位置２２から始まる。アクチュエータが、所定の通常の伸長範囲内にあるとき、インジケータ２０は、定位置２２にとどまる。アクチュエータが、所定の伸長範囲を超えて伸長されたとき、インジケータ２０は、瞬時に非定位置２４に動く。アクチュエータがもう一度収縮されても、インジケータ２０は、非定位置２４にとどまる。

【0006】

所定の位置は、動作負荷限界内の所定の負荷に応じた動作範囲限界に対応してもよい。動作負荷限界は、前記負荷が越えられた場合に検査が必要な所定の限界であってもよい。負荷限界は、必ずしも部品の最大限界負荷でなくてもよい。

【0007】

航空機アセンブリ１０は、着陸装置アセンブリとして示されているが、復元可能なインジケータ２０のための環境は、特定の航空機アセンブリに限定されない。他の航空機アセンブリ（トランスミッションビーム（ｔｒａｎｓｍｉｓｓｉｏｎ ｂｅａｍ）、エンジンマウント、ストラット、翼、尾部（ｅｍｐｅｎｎａｇｅ）、主取付具（ｐｒｉｍａｒｙ ｆｉｔｔｉｎｇ）、または他の原理的な構造要素など）が考えられる。航空機アセンブリ１０は、前述の例に限定されない。

【0008】

図２および図３に示されているように、負荷・位置インジケータ２０は、定位置２２と非定位置２４との間で機械的に動くことができる。図１および図２では、負荷・位置インジケータ２０が定位置２２にあるところが示されており、この場合、負荷・位置インジケータ２０は、可動要素１２および固定要素１４の両方に対して垂直に突出している。インジケータ２０の第１の端部４２は、自由端であり、一方、第２の端部４４は、適切な位置に片持ち梁のように可動要素１２に結合されている。定位置２２は、インジケータ２０が結合されている航空機アセンブリ１０が過剰な力または変位を受けていないことを視覚的に表す位置に対応する。非定位置２４（図３に示されている）は、航空機アセンブリ１０が過剰な力または変位を受けたことを視覚的に表す。非定位置２４は、カール状になるものまたはコイル状になるものとして示されているが、非定位置２４が定位置２２とは視覚的に明白に異なる限り他の位置であってもよい。復元可能なインジケータ２０は、定位置２２から非定位置２４におよびこれとは逆に動くときに壊れない。

【0009】

用語「壊れない」は、本明細書で説明されるように破壊されないこと、裂けないこと、または砕けないこととして規定される。部品は、位置の変更の回数に関係なく位置の変更を通して無傷のままである。

【0010】

用語「復元可能な」は、本明細書で説明されるように、別の半永久的な位置に再配置される能力を有することとして規定される。力が、物品に印加されなければ、物品は、現在の位置にとどまる。

【0011】

インジケータ２０は、凹面２６および凸面２８を備える。インジケータ２０は、双安定板ばね（ｂｉｓｔａｂｌｅ ｓｐｒｉｎｇ ｂａｎｄ）４０を備え、双安定板ばね４０は、非定位置２４に対応する第１の安定状態３４および定位置２２に対応する第２の安定状態３２を有する。双安定板ばね４０は、所定の力５０（図示せず）の印加に応じて第１の状態３４と第２の状態３２との間で変化するように構成されている。所定の力５０は、可動要素１２に作用する所定の負荷に対応する。双安定板ばね４０は、可動要素１２の移動の経路内に配置された一部分４６を有し、双安定板ばね４０は、可動要素１２が一部分４６に接触したときに第２の状態３２と第１の状態３４との間で動くようになっている。第２の端部４４は、可動要素１２に動作可能に結合されている。双安定板ばね４０は、両側の第１の端部４２および第２の端部４４を備え、一部分４６は、第２の端部４４と第１の端部４２との間に位置している。

【0012】

インジケータ２０は、凹面２６および反対側の凸面２８を形成する、わずかに湾曲した薄い矩形材料から作製されている。力または変位が、凸面２８に加えられても、インジケータ２０は、非定位置２４に動かない。力または変位が、凹面２６に加えられると、インジケータは、非定位置２４に動く。

【0013】

第１の実施形態のインジケータ２０は、金属から作製され、織物またはプラスチックの被覆を有してもよいが、それは、ある安定位置から別の（視覚的に異なる）安定位置に繰り返し可能に動くことができる任意の材料のものであってもよい。インジケータ２０は、異なる材料の層を含んでもよいし、あるいは均一な材料のものであってもよい。

【0014】

図３は、非定位置２４にあるインジケータ２０の拡大図を示している。第１の端部４２は、カール状になっており、負荷または位置が越えられたことを視覚的に示している。インジケータ２０は、復元可能であり、したがって、使用者によって定位置にリセットすることができる。インジケータ２０は、非定位置２４から定位置２２に手動で動かすことが可能であり、非定位置２４と定位置２２との間で難なく繰り返しリセット可能である。インジケータ２０は、直接的に、またはインジケータ２０が結合されている航空機アセンブリ１０を介して間接的にインジケータ２０に作用する力または変位によって定位置２２から非定位置２４に動かされ得る。インジケータ２０が、非定位置２４をとったら、使用者のみが、インジケータ２０を定位置２２に手動で戻すことができる。

【0015】

図４は、定位置１２２にある第２の実施形態のインジケータ１２０を示している。第２の実施形態は、第１の実施形態と同様であるが、主な違いは、第２の実施形態が、第１の端部１４２に質量体１３０を含むことである。質量体は、重量を調節し、端部１４２により重い先端を有することによる加速度または減速度によって所望の慣性負荷範囲に調整されてもよい。代替的な実施形態では、質量体１３０を別に付加する代わりに第１の端部１４２の厚さを増加させてもよい。大抵の場合、２つの実施形態間で同じ部分は、同じ符号によって識別される。ただし、第２の実施形態の符号には、１００が足されている。

【0016】

図５は、図３に関して前述したのと同じ方法で機能する、非定位置１２４にある第２の実施形態のインジケータ１２０を示している。第１の端部１４２は、慣性負荷が所定の範囲を超えた後、カール状になる位置をとる。厚さまたは質量体１３０の付加は、インジケータ１２０が、非定位置１２４に動いて、カールすることを妨げないどころか、印加される物理的な力の代わりに慣性負荷によって位置が変更されることを容易にする。

【0017】

図６は、定位置２２２にある第３の実施形態のインジケータ２２０を示している。インジケータ２２０は、上方に撓んだ形状で端部２４２および２４４のそれぞれにおいて保持されている長い材料片（任意の適用可能な断面（例えば、平坦な、丸い、四角い）を有する）である。インジケータ２２０は、三面が支持要素２１６によって囲まれているものとして示されており、インジケータ２２０は、支持要素２１６の２つの側部の間の間隔にまたがっている。力２５０は、直接接触によって、慣性力によって、またはインジケータ２２０が結合されている航空機アセンブリ２１０を介して間接的に、インジケータ２２０に印加されてもよい。材料および形状は、インジケータ２２０が定位置２２２から非定位置２２４に動き、使用者が位置を定位置２２２に手動で変更するまで非定位置２２４にとどまることを可能にする任意のものであってもよい。図７は、力２５０が印加された後の下方に撓む位置の非定位置２２４にある第３の実施形態のインジケータ２２０を示している。

【0018】

図８は、定位置にある第４の実施形態のインジケータ３２０を示している。第４の実施形態は、第３の実施形態と同様であるが、主な違いは、第４の実施形態が、中央に質量体３３０を含むことである。質量体は、より重い部分を有することによる加速度によって所望の慣性負荷範囲に調整されてもよい。代替的な実施形態では、質量体３３０を付加する代わりに中央の厚さを増加させてもよい。大抵の場合、２つの実施形態間で同じ部分は、同じ符号によって識別される。ただし、第４の実施形態の符号には、１００が足されている。

【0019】

図９は、慣性力が印加された後の非定位置（図７に関して前述したのと同様に下方に撓む位置）にあるインジケータ３２０を示している。

【0020】

図１〜図５に関して、第１の実施形態および第２の実施形態のインジケータ２０、１２０は、それぞれ可動要素１２、１１２から水平に突出している。代替的な実施形態において、インジケータ２０、１２０は、可動要素１２、１１２の内部において垂直に向けられるか、まはた配置されてもよい。物理的負荷、慣性負荷、または位置が越えられたとき、インジケータ２０、１２０は、瞬時に非定位置２４、１２４に動く。凹面２６、１２６に印加される力によって、インジケータ２０、１２０は、凸面２８、１２８を内側にしてカールされ、これにより、凹面２６、１２６は、形状および設計された厚さに起因して外面となる。材料の厚さは、軽すぎる力が印加されたときに瞬時に非定位置２４に動かないように動作負荷範囲に対応して作製されてもよい。インジケータ２０を瞬時に非定位置に動かす力は、本発明の実施態様に応じて異なる。

【0021】

インジケータ２０、１２０が、非定位置２４、１２４にあるとき、このことは、越えられた負荷または変位（例えば、硬着陸）によって発生する損傷に関してその部位を検査するように使用者に警告している。硬着陸は、着陸装置アセンブリに有害となり得る高い減速度の原因となる。インジケータ２０、１２０が、各着陸装置アセンブリにある場合、インジケータ２０、１２０は、独立して機能し、これにより、使用者が非対称的な硬着陸があったか否かを迅速に確かめることを可能にする。部位の検査が完了したら、使用者は、定位置２２、１２２にリセットするためにインジケータ２０、１２０のカールを元に戻すことができる。このように、インジケータ２０、１２０は、必要に応じて何度でも作動およびリセットされ得る。

【0022】

インジケータ２０、１２０を作動させて定位置２２、１２２から非定位置２４、１２４に瞬時に動かすには、少なくとも３つの方法がある。一つ目は、物理的な力５０、１５０が、インジケータ２０、１２０の凹面２６、１２６の任意の部分に対して直接的または間接的に印加される場合である。二つ目は、慣性負荷が、インジケータ２０、１２０の凹面２６、１２６に直接的または間接的に印加される場合である。質量体１３０または厚くされた部分は、慣性負荷に反応し、これにより、インジケータ１２０が非定位置に瞬時に動くことがもたらされる。慣性力は、航空機アセンブリ１００の全体または航空機アセンブリ１００の個別の部品（可動要素１１２のような）が、高い力（例えば、硬着陸の衝撃力）の印加を受けるときに一般的には間接的にインジケータ１２０に印加される。三つ目は、部品の位置が越えられた場合である。例えば、アクチュエータが過度に伸長した場合である。これにより、インジケータ２０、１２０は、定位置２２、１２２から非定位置２４、１２４に押される。

【0023】

図６〜図９に関して、第３の実施形態および第４の実施形態のインジケータ２２０、３２０はそれぞれ、前述の少なくとも３つの方法のいずれかに同様に反応する。端部２４２、３４２および２４４、３４４の両方は固定されており、中央部は、第１の実施形態および第２の実施形態に示されているようにカールされる代わりに定位置２２２、３２２と非定位置２２４、３２４との間で動かされる。

【0024】

この記載された説明では、最良の態様を含めて本発明を開示するために、さらには、任意の当業者が任意の装置またはシステムの作製および使用ならびに任意の組み込み方法の実行を含めて本発明を実施することを可能にするために、例が使用されている。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって規定されており、また、当業者によって想到される他の例を含み得る。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と異ならない構造的要素を有する場合または特許請求の範囲の文言と実質的に異ならない均等な構造的要素を含む場合に、特許請求の範囲内にあることが意図されている。

【符号の説明】

【0025】

１０ 航空機アセンブリ
１２ 可動要素
１４ 固定要素
２０ インジケータ
２２ インジケータ定位置
２４ インジケータ非定位置
２６ 凹面
２８ 凸面
３２ 第２の状態
３４ 第１の状態
４０ 双安定板ばね
４２ 第１の端部
４４ 第２の端部
４６ 一部分
５０ 力
１１０ 航空機アセンブリ
１１２ 可動要素
１１４ 固定要素
１２０ インジケータ
１２２ インジケータ定位置
１２４ インジケータ非定位置
１２６ 凹面
１２８ 凸面
１３０ 質量体
１３２ 第２の状態
１３４ 第１の状態
１４０ 双安定板ばね
１４２ 第１の端部
１４４ 第２の端部
１５０ 力
２１０ 航空機アセンブリ
２１２ 可動要素
２１６ 支持要素
２２０ インジケータ
２２２ インジケータ定位置
２２４ インジケータ非定位置
２２６ 凹面
２２８ 凸面
２３２ 第２の状態
２３４ 第１の状態
２４０ 双安定板ばね
２４２ 第１の端部
２４４ 第２の端部
２４６ 一部分
２５０ 力
３１０ 航空機アセンブリ
３１２ 可動要素
３１６ 支持要素
３２０ インジケータ
３２２ インジケータ定位置
３２４ インジケータ非定位置
３２６ 凹面
３２８ 凸面
３３０ 質量体
３３２ 第２の状態
３３４ 第１の状態
３４０ 双安定板ばね
３４２ 第１の端部
３４４ 第２の端部
３４６ 一部分
３５０ 力

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】