JP2001071997A - ティルトローターダウンストップ組立体の予荷重を感知する方法及び装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 ティルトローター組立体と翼との間の予荷重
が直接に測定され制御されるようになっているティルト
ローターダウンストップ組立体を提供すること。 【解決手段】 ティルトローター航空機11は、翼15に対
してティルトローター組立体17を枢動し且ダウンストッ
プ組立体111に歪みを生じティルトローター組立体と翼
との間に予荷重を与える力を生成するアクチュエータ14
1と、前記歪みを感知するセンサーモジュール161と、セ
ンサーモジュールからの信号を解読するマイクロプロセ
ッサとを含む。プロセッサによってアクチュエータは、
力が或る選択された予荷重よりも小さい（大きい）場合
にその力を増大（低減）するよう作動する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、概ね、ティルトロ
ーター航空機に於いて、ヘリコプターモードから飛行機
モードへの又はその逆の転換をするために用いられる転
換組立体に係る。より詳細には、本発明は、ティルトロ
ーター航空機が飛行機モードにある場合のティルトロー
ター組立体と翼との間の予荷重を感知するための方法及
び装置に係る。

【０００２】

【従来の技術】ティルトローター航空機は、伝統的なヘ
リコプターと伝統的なプロペラ駆動航空機との複合航空
機である。典型的なティルトローター航空機は、ロータ
ーを駆動するエンジンとトランスミッションを収容する
転換可能なティルトローター組立体を末端に有する固定
された翼を有している。ティルトローター航空機は、ヘ
リコプターモード、即ち、ティルトローター航空機がヘ
リコプターのように離陸、ホバリング及び着陸すること
のできるモードから、飛行機モード、即ち、ティルトロ
ーター航空機が固定翼航空機のように前方に飛行するこ
とのできるモードへ転換可能である。

【０００３】予想されるように、ティルトローター航空
機の設計に於いては、ヘリコプター又はプロペラ駆動航
空機を設計する際に考慮しなければらない通常の問題と
は別に、ヘリコプター又はプロペラ駆動航空機のいずれ
にも関連しない独特の問題が存在する。特に、ティルト
ローター航空機の翼は、ヘリコプターモードと飛行機モ
ードの双方に於いて機能するよう設計されていなければ
ならないので、ヘリコプター又はプロペラ駆動航空機だ
けに用いられる伝統的な設計の規準では不十分である。
例えば、ティルトローター航空機の翼は、しばしば、燃
料タンク、一方のエンジンから他方のエンジンへの相互
接続駆動シャフト、一方の転換アクチュエータから他方
のアクチュエータへ相互接続駆動シャフト、リダンダン
ト（冗長的）駆動シャフト、及び、ティルトローター組
立体と転換アクチュエータが枢動するスピンドルを収容
し支持する。これらの理由により、翼内の空間は、非常
に制限され、これにより、割込装置、測定装置、感知装
置又は追加的な支持構造のための余地は、ほとんど又は
全く残っていない。それにもかかわらず、ティルトロー
ター航空機の翼は、ヘリコプター又は固定翼航空機のい
ずれにも存在しない静的又は動的な或る荷重を担持しな
ければならない。

【０００４】典型的なティルトローター航空機に於い
て、一方のエンジンから他方のエンジンへの相互接続駆
動シャフトは、ティルトローター組立体の枢動の中心と
なる主スピンドルと同様に、翼の後縁の近くに配置され
る。ティルトローター組立体を動作するために液圧式転
換アクチュエータが、翼の先端に枢動するよう担持さ
れ、或る場合には、翼の前縁に沿って延在するシャフト
により相互に接続される。この構成は、ティルトロータ
ー航空機がヘリコプターモードにて作動している場合に
は問題を生じないが、ティルトローター航空機が飛行機
モードに転換された場合には、長手方向のピッチ荷重及
び横方向のヨー荷重の如き或る振動荷重がローターによ
って生成される。これらの独特の飛行機モードの荷重の
ために、最小の構造的剛性がティルトローター組立体と
翼との間に維持されない場合、航空機は、不安定とな
る。その最小の構造的剛性は、飛行機モードの航空機の
速度及び関連する荷重因子に基づいている。転換アクチ
ュエータの内部予荷重は、ティルトローター組立体の有
効ピッチ剛性を増大するが、ティルトローター組立体の
ヨー剛性に於いては、ほとんど又は全く効果を有してい
ない。ヨー剛性を改善するために、連動するヨー抑制構
成を有するダウンストップ組立体が用いられる。しかし
ながら、連動ヨー抑制構成は、ティルトローター組立体
が静的及び動的荷重の要件を満足するのに十分な予荷重
を生成するように翼に対して押し付けられている場合に
安全で有効なだけである。

【０００５】ティルトローター航空機が飛行機モードに
なっている場合にティルトローター組立体及び翼の間の
或る選択された予荷重を測定し維持するためのいつくか
の試みが為されているが、この問題を適切に解決したも
のは存在しない。例えば、あるティルトローター航空機
に於いて、ティルトローター組立体と翼との間の予荷重
が、或る複雑な閉ループアルゴリズムを用いて測定され
ており、そこでは、転換アクチュエータのモーターの圧
力をティルトローター組立体と翼との間の予荷重を決定
するのに用いている。これらの適用に於いては、ティル
トローター組立体と翼との間の予荷重は設定はできる
が、精度が限られている。その他のティルトローター組
立体に於いては、或る開ループシステムが採用されてお
り、そこに於いては、転換アクチュエータが失速するま
で、その転換アクチュエータが単に、ティルトローター
組立体を翼に接触するよう押し付けるだけである。係る
システムは、予荷重を高くできるようにするために追加
の支持構造を必要とし、重量及び費用を増大するので、
或る適用に於いて望ましいものでない。更に、これらの
従来の技術のシステムは、ティルトローター航空機が急
上昇する場合又は急降下する場合に生成される動的荷重
を適切に補償しない。

【０００６】ティルトローター航空機の設計に於いて多
大な発展が成されているが、ティルトローターダウンス
トップ組立体と翼との間の予荷重を感知し測定する問題
は、適切に解決されていない。

【０００７】

【発明の概要】ティルトローターダウンストップ組立体
を有するティルトローター航空機であって、ティルトロ
ーター組立体と翼との間の予荷重が直接に測定され制御
されるようになっている航空機の必要性が存在してい
る。

【０００８】本発明の目的は、ティルトローター組立体
と翼との間の予荷重が直接に測定され制御されるように
なっているティルトローターダウンストップ組立体を提
供することである。

【０００９】本発明のもう一つの目的は、複数の歪みゲ
ージから構成されるセンサモジュールを用いることによ
ってティルトローター組立体と翼との間の予荷重が直接
に測定されるようになっているティルトローターダウン
ストップ組立体を提供することである。

【００１０】本発明の目的は、飛行中に静的及び動的荷
重の双方を測定することによってティルトローター組立
体と翼との間の予荷重が感知され制御されるようになっ
ているティルトローターダウンストップ組立体を提供す
ることである。

【００１１】上記の目的は、ティルトローター組立体へ
連結されたストライカ組立体と翼へ連結されたクレード
ル組立体とを有するティルトローターダウンストップ組
立体を用いることによって達成される。歪みゲージの配
列から成る複数のセンサモジュールがクレードル組立体
へ連結され、クレードル組立体の予荷重により誘起され
る歪みを測定することによってティルトローター組立体
と翼との間の予荷重を直接に感知する。

【００１２】本発明は、従来の技術より有利な点を多く
有している。本発明は、転換アクチュエータの大きさ及
び容量がこの用途により良く適合するものであるので、
費用に於いて効率的である。構造上の重量は、転換アク
チュエータが不必要に高い予荷重を発生できないように
することで抑えられる。更に、センサモジュールは、航
空機上の荷重を直接感知する独特で効率的な方法を提供
する。

【００１３】本発明の上記及びその他の目的、特徴及び
利点は、添付の図面を参照しながら以下の説明により明
らかになるであろう。

【００１４】

【発明の実施の形態】図１Ａ及び図１Ｂを参照すると、
典型的なティルトローター航空機１１が示されている。
ティルトローター航空機１１は、機体１３と、機体１３
へ接続された翼１５ａ及び１５ｂを有している。慣用的
なものと同様に、翼１５ａ及び１５ｂは、各々、ティル
トローター組立体１７ａ及び１７ｂを末端に有する。抗
力を低減するためにフェアリング１８ａ及び１８ｂがテ
ィルトローター組立体１７ａ及び１７ｂと翼１５ａ及び
１５ｂとの間に配置されている。ティルトローター組立
体１７ａ及び１７ｂの各々は、概ね、エンジンと、プロ
ップ−ローター１９ａ及び１９ｂを駆動するためのトラ
ンスミッション及びギアボックス（図５参照）と、図１
Ａに示されている如き飛行機モードと図１Ｂに示されて
いる如きヘリコプターモードとの間にてティルトロータ
ー組立体１７ａ及び１７ｂを動作するための転換アクチ
ュエータ（図８Ａ及び８Ｂ参照）とを含んでいる。飛行
機モードに於いて、ティルトローター航空機１１は、慣
用の固定翼プロペラ駆動航空機の如く飛行することがで
き、操作することができる。ヘリコプターモードに於い
て、ティルトローター航空機１１は、慣用の回転翼航空
機若しくはヘリコプターのように離陸、ホバリング、着
陸をすることができ、操作することができる。

【００１５】図２Ａ及び図２Ｂを参照すると、本発明に
よる高さの低い調整可能なティルトローターダウンスト
ップ組立体の好ましい実施態様が示されている。ストラ
イカ組立体３１は、角度をつけられた調整可能なストラ
イカアーム３５が枢動し且つ摺動するように該ストライ
カアーム３５を受容するよう構成されたベース部材３３
を含む。ベース部材３３は、好ましくは、アルミニウム
で構成されるが、任意のその他の十分に固い材料で構成
されてもよい。ベース部材３３は、複数の装着開口部３
６を含む。ストライカアーム３５は、ポスト部分３７と
脚部分３９とを有する概ねＬ字形状に構成されている。
ストライカアーム３５は、好ましくは、チタニウムで製
造されるが、ストライカアーム３５の幾何学的寸法を変
更することによって機械的性質、特に曲げ剛性が調節さ
れ若しくは「調整」することのできるその他の材料で作
られてもよい。このストライカアーム３５の調整に関す
る特徴は、以下に於いて更に詳しく議論される。

【００１６】ストライカアーム３５のポスト部分３７と
脚部分３９は、概ね円筒状のコーナー部分４１にて交差
する。コーナー部分４１は、軸線４５に沿ってコーナー
部分４１を横切るよう通る円筒状チャンネル４３を含
む。ブッシュ４７がチャンネル４３の各々の端に於いて
チャンネル４３の内部へ接続されている。ブッシュ４７
は、好ましくは、テフロン（登録商標）ライニングを有
するブッシュの如き摩擦防止ブッシュである。ブッシュ
４７は、好ましくはチャンネル４３へプレスばめされる
が、その他のよく知られた手段によりチャンネルへ接続
されてよい。脚部分３９は，脚部分３９の長さ方向にわ
たって概ね一定の横方向幅ｗを有する。ポスト部分３７
は，好ましくは、コーナー部分４１から先端部分４９へ
内方にテーパーが付けられている。先端部分４９は、好
ましくは、僅かに拡大された丸まった輪郭を有する。か
くして、先端部分４９は、軸線５１に沿って概ね円筒状
である。脚部分３９は、コーナー部分４１から延在し、
上側フォーク５３ａと概ね平行な下側フォーク５３ｂと
を有する分岐された端５３を有する。ストライカアーム
３５は、図３に関連して以下に更に詳細に説明される。

【００１７】ベース部材３３は，複数のタブ５５ａ及び
５５ｂを含んでいる。タブ５５ａ及び５５ｂは、概ね平
行であり、ベース部材３３から垂直方向に外方へ延在す
る。タブ５５ａ及び５５ｂは、各々そこを通過する開口
部５７ａ及び５７ｂを含む。開口部５７ａ及び５７ｂ
は，軸線５９に沿って整合されている。開口部５７ａ及
び５７ｂには、各々、ブッシュ６１ａ及び６１ｂが並べ
られている。ブッシュ６１ａ及び６１ｂは、構造に於い
てブッシュ４７と同様である。ブッシュ６１ａ及び６１
ｂは、好ましくは、テフロンライニングを有するブッシ
ュの如き摩擦防止ブッシュである。ブッシュ６１ａ及び
６１ｂは、好ましくは、開口部５７ａ及び５７ｂへプレ
スばめされるが、その他のよく知られた手段によりタブ
５５ａ及び５５ｂへ接続されてよい。

【００１８】ブッシュ６１ａ及び６１ｂは，スリッププ
ッシュ６３を受容する。スリップブッシュ６３は，テフ
ロン被覆を有する摩擦防止ブッシュである。スリップブ
ッシュ６３は、好ましくは保持ワッシャー６５ａ及び６
５ｂによりタブ５５ａ及び５５ｂの間にて適所に保持さ
れる。枢軸ピン６７が軸線５９に沿って保持ワッシャー
６５ｂ、開口部５７ｂ、ブッシュ６１ｂ、チャンネル４
３、ブッシュ４７、ブッシュ６１ａ、開口部５７ａ、及
び保持ワッシャー６５ａを通過し、取り外し可能に固定
ピン７１を有する留具６９により受容される。この態様
に於いて、摩擦防止枢動ジョイントＡ（図２Ｂ参照）が
形成され、その周りにてポスト部分３７及び脚部分３９
が枢動する。

【００１９】図２Ａ及び図２Ｂを続けて参照すると、ベ
ース部材３３は、第二の複数のタブ７３ａ及び７３ｂを
含む。タブ７３ａ及び７３ｂは、概ね平行であり、ベー
ス部材３３から垂直方向に外方へ延在する。タブ７３ａ
及び７３ｂは、各々それを通過する開口部７５ａ及び７
５ｂを含む。開口部７５ａ及び７５ｂは、軸線７７に沿
って整合されている。開口部７５ａ及び７５ｂには、各
々、ブッシュ７９ａ及び７９ｂが並べられている。ブッ
シュ７９ａ及び７９ｂは、構造に於いてブッシュ４７ａ
と同様である。ブッシュ７９ａ及び７９ｂは、テフロン
ライニングを有するブッシュの如き摩擦止めブッシュで
ある。ブッシュ７９ａ及び７９ｂは、好ましくは、開口
部７５ａ及び７５ｂにプレスばめされるが、その他の公
知の手段によりタブ７３ａ及び７３ｂへ接続されてよ
い。

【００２０】リテーナーピン８１は、ブッシュ７９ａ及
び７９ｂを通して受容される。リテーナーピン８１は，
その両側に於いて、軸方向に配置された一対の平坦な窪
んだ部分８３ａ及び８３ｂを有する。好ましくは、リテ
ーナーピン８１は少なくとも窪んだ部分８３ａ及び８３
ｂに於いて、テフロンの如き摩擦防止材料により被覆さ
れる。リテーナーピン８１は，軸線７７周りにタブ７３
ａ及び７３ｂ内にて自由に回転する。平坦な窪んだ部分
８３ａ及び８３ｂは、フォーク５３ａ及び５３ｂを摺動
するように受容するよう構成され、これにより、摺動及
び枢動ジョイントＢ（図２Ｂ参照）を形成する。フォー
ク５３ａ及び５３ｂは、リテーナピン８１に対し摺動で
きるようになっているので、窪んだ部分８３ａ及び８３
ｂによって、ストライカアーム３５の脚部分３９は軸線
５９の周りにて枢動できるようになっている。しかしな
がら、脚部分３９は、フォーク５３ａ及び５３ｂがタブ
７３ａ及び７３ｂに対して平行移動しリテーナーピン８
１からフォーク５３ａ及び５３ｂが外れてしまうという
ことを防ぐよう十分な剛性を有する。言い換えれば、リ
テーナーピン８１に対するフォーク５３ａ及び５３ｂの
摺動接続によって、ストライカアーム３５が軸線５９及
び枢動ピン６７、即ちジョイントＡ周りに枢動できるよ
うになっている。

【００２１】図２Ｂに示されている如く、ストライカア
ーム３５は、ベース部材３３に於けるスロット９０に沿
ってジョイントＡからジョイントＢへ通過する。スロッ
ト９０は、ストライカアーム３５の脚部分３９が概ね水
平方向位置について維持され、制限されることなく鉛直
面内にて撓む若しくは曲がることを可能にする。スロッ
ト９０は、以下に更に詳細に説明されるように，脚部分
３９の鉛直方向の種々の厚みに適合するよう構成され
る。更に、スロット９０は、ストライカ組立体３１が全
体として鉛直方向の高さが低く若しくはそのような輪郭
を維持することを可能にする。ここで、「鉛直」及び
「水平」と言う語が用いられているが、これらの語は、
説明を容易にするためのみに用いられ、本発明の機能す
る方向として限定するものと意図されていないというこ
とは理解されるべきである。

【００２２】このような態様で構成され組立てられたス
トライカ組立体３１により、飛行機モードに於いてティ
ルトローター組立体１７ａ及び１７ｂによって生成され
た図２Ｂに於ける矢印により指示されている横方向の荷
重及び鉛直方向の荷重で表されるヨー荷重及びピッチ荷
重の如き振動荷重は、ポスト部分３７の先端部分４９か
ら脚部分３９及びフォーク５３ａ及び５３ｂへ移され
る。理解されるべきことであるが、図２Ｂに於いて示さ
れている横方向の荷重及び鉛直方向の荷重は，ティルト
ローター航空機１１が急降下若しくは急上昇するなどの
飛行中に於いて生成される動的荷重を含む。ポスト部分
３７は短く、本発明の高さが低いという特徴を提供し、
ポスト部分３７は、鉛直方向及び横方向の荷重を吸収又
は隔離するのに十分なだけ曲がらない。かくして鉛直及
び横方向荷重は、ポスト部分３７により脚部分３９へ移
される。脚部分３９が湾曲すると、ティルトローター組
立体１７ａ及び１７ｂにより生成された鉛直方向及び横
方向荷重が隔離され且つ吸収され、これにより鉛直及び
横方向荷重が翼１５ａ及び１５ｂへ伝わることを防ぐ。
かくして、翼１５ａ及び１５ｂは、振動荷重を吸収若し
くは減衰するための追加的な支持構造を必要としない。
このことは、重量及び費用に於いて非常に大きな節約と
なる。

【００２３】ここで図３を参照して、ストライカアーム
３５の前面が示されている。図示されているように、ポ
スト部材３７及び脚部材３９は、軸線４５周りに角度α
をなしている。角度αは，好ましくは、翼１５ａ及び１
５ｂとティルトローター組立体１７ａ及び１７ｂとの間
に各々存在する作動角度に依り、好ましくは約１１５度
である。ポスト部分３７は，先端部分４９の最下点から
軸線４５まで測って鉛直方向高さｈを有し、フォーク５
３ａ及び５３ｂの端から軸線４５まで測定してある長さ
ｌを有する。本発明の高さが低いという特徴により、高
さｈは、好ましくは、長さｌよりも大きさに於いて小さ
い。気付かれるべきことであるが、コーナー部分４１が
同心となっている軸線４５と先端部分４９が同心となっ
ている軸線５１とは平行ではない。これは、翼１５ａ及
び１５ｂとティルトローター組立体１７ａ及び１７ｂと
の間の作動角度による。理解されるべきことであるが、
或るティルトローター航空機について、軸線４５及び５
１は、ストライカアーム３５の機能に大幅な影響を与え
ることなく平行となっていてよい。

【００２４】脚部分３９は、下方表面９１から上方表面
９３まで測って或る選択された鉛直方向高さ若しくは厚
みｔを有する。好ましくは、脚部分３９の厚さｔは、コ
ーナー部分４１からフォーク５３ａ及び５３ｂへ内方に
向かってテーパーが付けられ、脚部分３９は、或る選択
された鉛直方向断面若しくは厚みプロファイル有する。
厚みｔは、直線的にテーパーを付けられるよう示されて
いるが、厚みｔは、非直線的に変動してもよく、例えば
楕円的に、これにより非直線的な厚みプロファイルを生
成してよいことは、理解されるべきことである。

【００２５】好ましくは、ストライカアーム３５は、固
い材料で構成され、脚部分３９の鉛直面内に於ける曲げ
剛性は、厚みｔ、厚みプロファイル、長さｌに従って選
択的に変更される。好ましくは、脚部分３９の幅ｗは、
脚部分３９の鉛直曲げ剛性に於いて大きな影響を有して
いない。例えば、ストライカアーム３５は、チタニウム
で製造され、約７．０インチ（１８ｃｍ）の長さｌと、
約２．５インチ（６．４ｃｍ）の高さｈと、コーナー部
分４１の近傍にて約０．６６インチ（１．６８ｃｍ）か
らフォーク５３ａ及び５３ｂの近傍にて約０．３８イン
チ（０．９７ｃｍ）まで変化する厚みｔを有している場
合、脚部分３９は、約５００００ｐｓｉ（３．４×１０
⁸Ｎ／ｍ²）から約１５００００ｐｓｉ（１０．２×１０
⁸Ｎ／ｍ²）の鉛直曲げ剛性を有する。

【００２６】脚部分３９の幅ｗは、脚部分３９の鉛直方
向曲げ剛性に大きな影響を有していないので，脚部分３
９の鉛直方向曲げ剛性は、脚部分３９の長さｌ及び厚み
ｔを変更することにより選択的に決定することができ
る。言い換えれば、ストライカアーム３５は、脚部分３
９の厚みのプロファイルを変更することによって或る選
択された鉛直方向曲げ剛性に調整することができる。明
らかになることであるが、脚部分３９の鉛直方向の曲げ
剛性は、厚みｔが増大するとともに増大する。かくし
て、同様の材料について、脚部分３９の鉛直方向曲げ剛
性は、ある可変の厚みｔを有する厚みプロファイルにつ
いてのものよりも、或る可変の厚みｔ₁を有する厚みプ
ロファイルについてのものの方が大きく、又、脚部分３
９の鉛直方向曲げ剛性は、或る可変の厚みｔを有する厚
みのプロファイルについてのものよりも或る可変の厚み
ｔ₂を有する厚みのプロファイルについてのほうが小さ
いこととなる。

【００２７】図４を参照して、図２Ｂの組立てられたス
トライカ組立体３１が、プロップ−ローターギア組立体
１０１へ接続されるよう示されている。プロップ−ロー
ターギア組立体１０１は、ティルトローター組立体１７
ａ及び１７ｂの各々に於いて配置される（図１Ａ及び１
Ｂ参照）。プロップ−ローターギア組立体１０１は、ロ
ーターハブ１９ａ及び１９ｂを駆動する。プロップ−ロ
ーターギア組立体１０１は、好ましくは、ラグ１０３を
接続部分１０４上に配置されるよう含むことによりスト
ライカ組立体３１へ接続されるよう構成されている。ラ
グ１０３は、ベース部材３３の装着手段３６に整合さ
れ、それに取り外し可能に受容される。シア（剪断）ボ
ス１０５がベース部材３３へ接続され、ストライカ組立
体３１とプロップ−ローターギア組立体１０１との間に
作用する剪断力に対して追加的な支持を提供する。スク
リム１０７、好ましくはエポキシスクリムがベース部材
３３へ接合され、摩滅保護を提供する。好ましくは金属
性材料から構成される固いシム１０９がベース部材３３
のスクリム１０７とプロップ−ローターギア組立体１０
１の結合部分１０４との間に配置され、調節可能性を提
供する。

【００２８】図５を参照すると、本発明による高さの低
い調整可能なダウンストップ組立体のグレードル組立体
１１１の展開図が示されている。クレードル組立体１１
１は、取り付け部分１１３及びヨー抑制部分若しくはＶ
ブロック１１５とを含む。取り付け部分１１３は、好ま
しくはアルミニウムの如き固い金属性材料から構成され
る。Ｖブロック１１５は，取り付け部分１１３のトラフ
部分１１７内に担持される。Ｖブロック１１５は、留
具、好ましくはボルト１１９によって取り付け部分１１
３へ調節可能に接続される。トラフ部分１１７は、好ま
しくは、少なくとも一つのシム１２１に並べられる。シ
ム１２１は、好ましくはアルミニウム板状シムであり、
Ｖブロック１１５の位置の鉛直及び横方向の調節を可能
にする。スペーサ板１２３がＶブロック１１５の位置の
調節の前後を考慮してトラフ部分１１７の前方内面１２
５上に配置される。スペーサ板１２３は、ティルトロー
ター組立体１７ａ及び１７ｂが前方向にＶ-ブロック１
１５に対して力を与えるので前方内側面１２５に於いて
のみ必要である。スペーサ板１２３は好ましくは、エポ
キシ被覆を含む。スペーサ板１２３は、ボルト若しくは
リベットの如き慣用の固定手段１２７によってトラフ部
分１１７へ接続される。

【００２９】Ｖ-ブロック１１５は、アルミニウムの如
き固い金属性材料で構成される。Ｖ-ブロック１１５
は、先端部分４９が各々のティルトローター組立体１７
ａ及び１７ｂと共に下方に回転するとポスト部分３７の
先端部分４９を取り外し可能に受容するよう構成された
丸められたＶ字形状のストライカインターフェイス部分
１２９を有する。ストライカインターフェイス部分１２
９は、概ね長手方向のトラフ１３０ｃを形成するよう収
斂する傾斜された表面１３０ａ及び１３０ｂを含む。ト
ラフ１３０ｃは、図２Ｂに於いて示されている横方向荷
重若しくはヨー荷重に対し概ね横切る方向にある。スト
ライカインターフェイス部分１２９が先端部分４９から
振動荷重を受けやすくなっているので、ストライカイン
ターフェイス部分１２９は、疲労損傷に抗するよう非常
に固い表面を有していることが望ましい。かくして，好
ましくは、Ｖ-ブロック１１５は、固い金属性材料で構
成され、少なくともストライカインターフェイス部分１
２９は、炭化タングステンの如き非常に固い材料で被覆
される。Ｖ-ブロック１１５が取り付け部分に対して移
動しないことを確実にするために、好ましくは、Ｖ-ブ
ロック１１５は、エポキシ等の接着材料により、シム１
２１に接触する全ての表面に於いて被覆される。取り付
け部分１１３は，装着開口１３１を含む。

【００３０】好ましくは、先端部分４９は、ティルトロ
ーター航空機１１が飛行機モードにある場合に、動的荷
重の存在している場合に於いても、ある選択された予荷
重にてヨーを制限するＶ-ブロック１１５に押し付けら
れる。この態様に於いて、選択された予荷重は、クレー
ドル組立体１１１から翼１５ａへ移される。選択された
荷重が維持されている限り、ティルトローター航空機１
１は、飛行機モードに於いて安定に維持されている。選
択された予荷重が維持されなくなると、ティルトロータ
ー航空機は、振動荷重により不安定となる。本発明は、
動的な飛行荷重の存在下に於いてもティルトローター組
立体１７ａ及び１７ｂ及び翼１５ａ及び１５ｂとの間に
於ける選択された予荷重を感知し、制御し、維持する手
段を提供する。

【００３１】ここで図６を参照すると、クレードル組立
体１１１が翼１５ｂへ接続されていることが示されてい
る。クレードル組立体１１１の取り付け部分１１３は、
少なくとも一つの翼ケタ及び少なくとも一つの翼リブへ
接続されるよう構成されている。クレードル組立体１１
１は、翼１５ｂの内部へ侵入しない。好ましくは、取り
付け部分１１３は、前方翼ケタ１３５と外側翼リブ１３
７へ、装着開口１３１を介してボルト若しくはリベット
の如き慣用の固定手段１３３により接続される。示され
ているように、トラフ部分１１７が外側翼リブ１３７を
越えて片持ち支持される態様にて外側へ延在し，本発明
の高さの低い構成が維持されることを確実にし、且つ以
下により詳細に説明される如き選択された予荷重により
誘起される歪みについて考慮したものとなっている。取
り付け部分１１３は、クレードル組立体１１の翼１５ａ
及び１５ｂへの取付が、転換アクチュエータスピンドル
１４３（図７参照）の通る開口１３９の如き翼１５ｂの
その他の構成要素の邪魔にならないようになされるよう
構成されている。

【００３２】作動に於いて、ティルトローター組立体１
７ａ及び１７ｂは、ヘリコプターモード（図１Ｂ参照）
から飛行機モード（図１Ａ参照）へ下方に回転される。
ストライカ組立体３１が、接続部分１０４を介してプロ
ップ−ローターギア組立体１０１へ接続されているの
で、ティルトローター組立体１７ａ及び１７ｂが飛行機
モードに達すると、ストライカアーム３５のポスト部分
３７の先端部分４９がＶ-ブロック１１５に接触させら
れる。望ましくは、ティルトローター組立体１７ａ及び
１７ｂが転換アクチュエータ１４１（図７参照）からの
選択された下方への予荷重を受容し、先端部分４９がＶ
-ブロック１１５に接触した状態のままとなる。選択さ
れた予荷重が維持されている限り、先端部分４９はＶ-
ブロック１１５に対して移動することなく、ヨー荷重若
しくは横方向荷重が効果的に制限される。本発明の好ま
しい実施態様に於いて、Ｖ-ブロック１１５は、先端部
分４９に係留又は錠止されない。係留又は錠止機構が、
ある状況若しくは据え付けに於いて望ましい場合がある
ことは、理解されるべきである。示されているように、
クレードル組立体１１１は、前方翼ケタ１３５及び外側
翼リブ１３７の周りを取り巻く。これにより、クレード
ル組立体１１１はその高さを低いままに維持することが
できる。

【００３３】ここで図７を参照して、図２Ａ-図６の構
成要素が組立てられた態様にて示されている。慣用の液
圧式転換アクチュエータ１４１が飛行機モードとヘリコ
プターモードとの間に於けるティルトローター組立体１
７ａ及び１７ｂの転換のために用いられる。転換アクチ
ュエータ１４１は、パイロン１４５上に力をかけること
によりティルトローター組立体１７ａ及び１７ｂを動作
する際にスピンドル１４３の周りにて枢動する。ティル
トローター組立体１７ａ及び１７ｂは、翼１５ａ及び１
５ｂの後方部分１４９を通るスピンドル１４７周りに枢
動する。明らかなことであるが、クレードル組立体１１
１は、プロップ−ローターギア組立体１０１の接続部分
１０４に接続することができ、ストライカ組立体３１
は、本発明の機能性、調節可能性、高さが低いという構
成に影響を与えることなく翼１５ａ及び１５ｂへ接続す
ることができる。

【００３４】ここで図８Ａ及び図８Ｂを参照して、転換
アクチュエータ１４１が飛行機モード（図８Ａ）及びヘ
リコプターモード（図８Ｂ）の状態で示されている。転
換アクチュエータ１４１は、好ましくは、ボールスクリ
ュー形式のアクチュエータであり、引き戻し可能なシリ
ンダー１５１と、パイロン１４５へ接続するための接続
ラグ１５５を担持する伸長可能なシャフト１５３とを有
する。転換アクチュエータ１４１は、翼１５ａに対して
ティルトローター組立体１７ａを押し付け、ティルトロ
ーター組立体１７ａと翼１５ａとの間に選択された予荷
重を与える。用途に応じて力及び予荷重の量は変動す
る。ティルトローター航空機１１については、力及び選
択された予荷重の好ましい値は、好ましい公差と共に、
費用、重量及び複雑さの如き幾つかの因子に依存してい
る。言うまでもなく、転換アクチュエータ１４１により
達成される公差は、予荷重を与える従来の技術の方法に
比べて著しく改善されている。これは、追加的な支持構
造及びそれによる追加的な費用及び重量を必要とするほ
ど、予荷重が不必要に高くなることが禁止されるためで
ある。

【００３５】図９を参照して、ストライカ組立体３１と
クレードル組立体１１１が一緒に押し付けられている、
即ち飛行機モードの状態にて示されている。転換アクチ
ュエータ１４１は、クレードル組立体１１１に下向きの
予荷重を与える。このダウンストップ荷重により、クレ
ードル組立体１１１の片持ち支持されたトラフ部分１１
７が概ね下方に撓まされ、その結果、クレードル組立体
１１１に於いて曲げモーメント及び剪断力を生ずる。そ
の結果、ダウンストップ荷重に比例する曲げ及び剪断に
より誘起される歪みがクレードル組立体１１１に誘起さ
れる。これらの歪み、好ましくは剪断による歪みが、ク
レードル組立体１１１へ結合された複数の、好ましくは
３つのセンサーモジュール１６１により直接感知され
る。センサーモジュール１６１は、概ね平行な態様に並
べられ、冗長的なダウンストップ荷重の読みを提供す
る。センサーモジュール１６１の各々は、指示及び位置
決めブラケット１６３に据え付けられ接続されたままと
なる。指示及び位置決めブラケット１６３は、センサー
モジュール１６１が適切に据え付けられ整合されること
を確実にする。各々のセンサーモジュール１６１は、別
の慣用の飛行制御コンピューター（図示せず）へ電気的
に接続されている。

【００３６】図１０Ａを参照すると、センサーモジュー
ル１６１が模式的に示されている。各々のセンサーモジ
ュール１６１は、複数の、好ましくは４つの歪みゲー
ジ、ＳＧ１、ＳＧ２、ＳＧ３、ＳＧ４と、好ましくは同
一のエンクロージャ内に据え付けられた関連する歪みゲ
ージ信号コンディショニング回路１７０とを含む。示さ
れているように、４つの歪みゲージＳＧ１、ＳＧ２、Ｓ
Ｇ３及びＳＧ４は、ブリッジ回路に接続されている。必
要であれば、慣用の抵抗（図１０Ｂ参照）がブリッジを
完成させオフセット及び感度を調節するために必要とさ
れるであろう。歪みゲージＳＧ１、ＳＧ２、ＳＧ３及び
ＳＧ４は、クレードル組立体１１１内に於けるダウンス
トップ荷重による歪み、好ましくは剪断歪みに応答する
よう物理的に配置構成され電気的に接続される。物理的
及び電気的配置構成は、ダウンストップ荷重による歪み
を除くクレードル組立体１１１内に於ける全ての歪みを
相殺するよう設計されている。

【００３７】図１０Ｂを参照すると、本発明によるサン
プル歪みゲージ信号コンディショニング電気回路２００
が示されている。各々のセンサーモジュール１６１内の
歪みゲージブリッジは、飛行制御コンピューターへ接続
された歪みゲージ信号コンディショニング回路２００へ
電気的に接続される。歪みゲージ信号コンディショニン
グ回路２００は、電気入力信号、好ましくは差動ＤＣ電
圧をセンサーモジュール１６１内の関連する歪みゲージ
ブリッジから受容する。入力信号は歪みゲージ信号コン
ディショニング回路２００により調整され、処理され及
び増幅される。電気出力信号、好ましくはＤＣ電圧が、
関連する飛行制御コンピューターへ送られる。

【００３８】作動に於いて、トラフ部分１１７が撓む
と、ダウンストップ荷重による歪みがセンサーモジュー
ル１６１により直接感知される。予荷重による歪みによ
りセンサーモジュール１６１の各々は、ダウンストップ
予荷重に比例した信号を生成する。センサーモジュール
１６１からの信号は、関連する飛行制御コンピューター
へ送られ、そこに於いて処理され比較される。複数の予
荷重測定から単一の予荷重値、好ましくは平均が得られ
る。この平均の予荷重の測定値がその後、処理され、予
め定められた許容範囲内に対して比較される。予め定め
られた許容範囲は、航空機の構造の如何なる部分の過荷
重をも避けつつ航空機の安定性を維持するためにティル
トローター組立体１７ａと翼１５ａとの間に適切な予荷
重が存在するよう選択される。この態様に於いてセンサ
ーモジュール１６１と歪みゲージは、ティルトローター
航空機１１内にて変動する組み合わされた静的及び動的
荷重を直接測定するために用いられる。

【００３９】センサーモジュール１６１が誤差信号を送
る場合には、飛行制御コンピューターはその信号を無視
するようプログラムされている。例えば、センサーモジ
ュール１６１が、ティルトローター航空機１１がヘリコ
プターモードにある際にクレードル組立体１１１内に於
いて大きな歪みを示す場合には、センサーモジュール１
６１からの信号は無視され考慮されないこととなる。セ
ンサーモジュール１６１からの信号が、ストライカ組立
体３１とクレードル組立体１１１との間の荷重が航空機
の安定性を維持するのに必要な予め定められた値を下回
ることを示す場合には、飛行制御コンピューターはパイ
ロットへ警告信号を送信し、クレードル組立体１１１上
にストライカ組立体３１により与えられる力を増大する
よう転換アクチュエータ１４１へ適切な信号を送る。同
様に、センサーモジュール１６１からの信号が、ストラ
イカ組立体３１及びクレードル組立体１１１との間の予
荷重が航空機の安定性を維持するのに予め定められた値
を上回る場合には、飛行制御コンピューターは、パイロ
ットへ警告信号を送信し、且つクレードル組立体１１１
上にストライカ組立体３１により与えられる力を低減す
るよう転換アクチュエータ１４１へ適切な信号を送る。
かくして本発明は、飛行制御コンピューターへ接続され
た複数のリタンダントセンサーモジュール１６１を用い
ることによりティルトローター組立体１７ａ及び翼１５
ａの間の予荷重を感知し、維持し、制御するための閉ル
ープ制御システムを提供する。

【００４０】以上から本発明が非常に大きな利点を提供
すると言うことが明らかであるべきである。短い概ね鉛
直のポスト部分と、厚みを変更することによって選択的
に調整可能な長い概ね水平の脚部分とを有するＬ字形状
のストライカ組立体を提供することにより、本発明は，
低い高さを維持しながら翼に侵入することなく振動荷重
を吸収若しくは減衰することができる。ダウンストップ
組立体の予荷重による歪みを直接に測定する歪みゲージ
を使用することにより、飛行機モードに於けるティルト
ローター組立体及び翼との間の予荷重を感知し、維持
し、制御する手段が提供され、これにより、航空機の安
定性が維持されることを確実にする。

【００４１】本発明はティルトローター組立体と翼との
間の予荷重を感知することに参照して説明されている
が、本発明が互いに対して移動可能な２つの大きな構成
要素の間の選択された予荷重を感知し、維持し及び制御
する任意の用途に於いて用いられると言うことは理解さ
れるべきである。その他の用途の例には、引き戻し可能
な翼部材を有する航空機、レーダー組立体の如きその他
の引き戻し可能な構成要素を有する航空機、同様の引き
こみ可能な構成要素を有する船舶、巨大望遠鏡等が含ま
れる。本発明は幾つかの限定された形態について示され
ているが、これらの形体は限定を意味するものではなく
本発明の概念から逸脱することなく種々の変更及び修正
が可能である。

【図面の簡単な説明】

【図１Ａ】飛行機モードのティルトローター航空機の斜
視図。

【図１Ｂ】ヘリコプターモードのティルトローター航空
機の斜視図。

【図２Ａ】本発明によるティルトローターダウンストッ
プ組立体のストライカ組立体の展開斜視図。

【図２Ｂ】図２Ａのストライカ組立体の組み立てられた
斜視図。

【図３】図２Ａ及び図２Ｂのストライカ組立体のストラ
イカアームの前面図。

【図４】プロップ−ローターギア組立体へ図２Ａ及び図
２Ｂのストライカ組立体を取り付けることを例示する展
開斜視図。

【図５】本発明によるティルトローターダウンストップ
組立体のクレードル組立体の展開斜視図。

【図６】外側翼リブと前方翼けたとに図５のクレードル
組立体を取り付けることを例示する斜視図。

【図７】図２Ａ及び図２Ｂのストライカ組立体と図５及
び図６のクレードル組立体とを含む本発明による組み立
てられたティルトローターダウンストップ組立体の斜視
図。

【図８Ａ】飛行機モードの転換アクチュエータを含む図
６のティルトローター翼先端の端面図。

【図８Ｂ】ヘリコプターモードの転換アクチュエータを
含む図６のティルトローター翼先端の端面図。

【図９】センサモジュールを含む本発明のティルトロー
ターダウンストップ組立体の斜視図。

【図１０Ａ】図９のセンサモジュールの模式図。

【図１０Ｂ】本発明によるサンプル歪みゲージ信号コン
ディショニング回路を示す模式図。

【符号の説明】

１１…ティルトローター航空機 １３…機体 １５ａ、１５ｂ…翼 １７ａ、１７ｂ…ティルトローター組立体 １８ａ、１８ｂ…フェアリング １９ａ、１９ｂ…プロップ−ローター ３１…ストライカ組立体 ３５…ストライカアーム ３３…ベース部材 ３６…装着手段 ３７…ポスト部分 ３９…脚部分 ４１…コーナー部分 ４９…先端部分 ５３ａ、５３ｂ…フォーク ６７…枢軸ピン ８１…リテーナーピン ８３ａ、８３ｂ…平坦な窪んだ部分 ９０…スロット １０１…プロップ−ローターギア組立体 １０３…ラグ １０４…接続部分 １１１…クレードル組立体 １１３…取り付け部分 １１５…Ｖブロック １１７…トラフ部分 １２３…スペーサ板 １２９…ストライカインターフェイス部分 １３５…前方翼ケタ １３７…外側翼リブ １４１…転換アクチュエータ １４３…転換アクチュエータスピンドル １６１…センサーモジュール １７０…歪みゲージ信号コンディショニング回路 ２００…サンプル歪みゲージ信号コンディショニング回
路

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ポール ユージーン ダルデン アメリカ合衆国 76016 テキサス州 ダ ルワーシントン ガーデンズ オーク ト レイル コート 2807 (72)発明者 ケネス ユージーン ビルタ アメリカ合衆国 76040 テキサス州 ユ ーレス ウッドリッジ サークル 1500

Claims (19)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】互いに移動可能な部材の間に於いて選択さ
   れた予荷重を維持するための装置であって、 前記部材の少なくとも一方が歪みを生じるよう前記部材
   間に前記選択された予荷重を達成する力を生成するため
   の少なくとも一つのアクチュエータと、 前記部材の少なくとも一方に結合されそこに於ける前記
   歪みを感知し対応する信号を発生する少なくとも一つの
   センサーモジュールと、 前記少なくとも一つの歪みゲージへ接続され前記信号を
   解読する少なくとも一つのマイクロプロセッサーとを含
   み、 前記マイクロプロセッサーが前記信号を処理し、制御信
   号を前記少なくとも一つのアクチュエータへ送信し、前
   記少なくとも一つのアクチュエータが、前記力が前記選
   択された予荷重よりも小さい場合に前記力を増大し、前
   記力が前記選択された予荷重よりも大きい場合には前記
   力を低減するようになっている装置。
2. 【請求項２】請求項１による装置であって、前記少なく
   とも一つのセンサーモジュールが平行に配置構成される
   よう並べられた複数のセンサーモジュールであり、その
   センサーモジュールの各々が複数の歪みゲージを含んで
   いる装置。
3. 【請求項３】請求項１による装置であって、前記互いに
   移動可能な部材が、 航空機の機体と、 翼部材とを含んでいる装置。
4. 【請求項４】請求項１による装置であって、前記互いに
   移動可能な部材が航空機の機体と、 レーダー組立体とを含んでいる装置。
5. 【請求項５】請求項１による装置であって、前記互いに
   移動可能な部材が船舶と、 センサ組立体とを含んでいる装置。
6. 【請求項６】請求項１による装置であって、前記互いに
   移動可能な部材がティルトローター航空機の機体と、 ティルトローター組立体とを含んでいる装置。
7. 【請求項７】改良されたティルトローター航空機であっ
   て、 機体と、 前記機体に接続された少なくとも一つの翼部材と、 前記少なくとも一つの翼部材へ枢動するよう接続された
   ティルトローター組立体と、 前記ティルトローター組立体と前記少なくとも一つの翼
   部材との間に配置されたダウンストップ組立体と、 前記少なくとも一つの翼部材に対して前記ティルトロー
   ター組立体を枢動するため及び前記ダウンストップ組立
   体が歪みを生じ前記ティルトローター組立体と前記少な
   くとも一つの翼部材との間に選択された予荷重が誘起さ
   れるよう前記ティルトローター組立体と前記少なくとも
   一つの翼部材との間に力を生成するための少なくとも一
   つのアクチュエータと、 前記ダウンストップ組立体へ接続されそこに於ける歪み
   を感知し対応する信号を発生する少なくとも一つのセン
   サーモジュールと、 前記少なくとも一つのセンサーモジュールへ接続され前
   記信号を解読する少なくとも一つのマイクロプロセッサ
   ーと、 を含み、 前記マイクロプロセッサーが前記信号を処理し、制御信
   号を前記少なくとも一つのアクチュエータへ送信し、前
   記少なくとも一つのアクチュエータが、前記力が前記選
   択された予荷重よりも小さい場合に前記力を増大し、前
   記力が前記選択された予荷重よりも大きい場合には前記
   力を低減するようになっているティルトローター航空
   機。
8. 【請求項８】請求項７による装置であって、前記力が、
   飛行中に於いて生成される動的荷重により増大及び低減
   される装置。
9. 【請求項９】請求項７による装置であって、前記少なく
   とも一つのセンサーモジュールが平行に配置構成される
   よう並べられた複数の冗長的なセンサーモジュールであ
   り、そのセンサーモジュールの各々が複数の歪みゲージ
   を含んでいる装置。
10. 【請求項１０】請求項７による装置であって、前記ダウ
    ンストップ組立体が、 前記ティルトローター組立体に接続された第一の部分
    と、 前記少なくとも一つの翼部材へ接続され前記第一の部分
    を取り外し可能に受容するよう構成された第二の部分と
    を含んでいる装置。
11. 【請求項１１】請求項１０による装置であって、前記少
    なくとも一つのセンサーモジュールが前記第二の部分へ
    接続されている装置。
12. 【請求項１２】請求項１０による装置であって、前記第
    二の部分が、 前記少なくとも一つのセンサーモジュールを受容するよ
    う構成された片持ち支持された部分と、 前記片持支持された部分により担持され、前記第一の部
    分を取り外し可能に受容するよう構成されたＶ字形状の
    ブロックと、 を含み、前記片持ち支持された部分が前記力により歪む
    ようになっている装置。
13. 【請求項１３】請求項７による装置であって、前記ダウ
    ンストップ組立体が前記ティルトローター組立体により
    発生された振動荷重を隔離及び吸収する装置。
14. 【請求項１４】請求項１３による装置であって、前記振
    動荷重がピッチ荷重及びヨー荷重である装置。
15. 【請求項１５】請求項７による装置であって、前記ピッ
    チ荷重が前記第一の部分により隔離され及び吸収され、
    前記ヨー荷重が前記Ｖ字形状ブロックにより隔離され吸
    収される装置。
16. 【請求項１６】機体と、前記機体へ接続された少なくと
    も一つの翼部材と、前記少なくとも一つの翼部材へ枢動
    するよう接続されたティルトローター組立体とを有する
    ティルトローター航空機に於いて、前記ティルトロータ
    ー組立体と前記少なくとも一つの翼部材との間の選択さ
    れた予荷重を維持する方法であって、 前記少なくとも一つの翼部材に対し前記ティルトロータ
    ー組立体を枢動するための少なくとも一つのアクチュエ
    ータを提供する過程と、 前記ティルトローター組立体と前記少なくとも一つの翼
    部材との間にダウンストップ組立体を配置する過程と、 前記ダウンストップ組立体へ少なくとも一つのセンサー
    モジュールを接続する過程と、 前記少なくとも一つのセンサーモジュールへ少なくとも
    一つのマイクロプロセッサーを電気的に接続する過程
    と、 前記ティルトローター組立体を前記少なくとも一つの翼
    部材に対し前記アクチュエータによって枢動する過程
    と、 前記ティルトローター組立体と前記少なくとも一つの翼
    部材との間に力を生成する過程と、 前記ダウンストップ組立体を前記力により歪ませる過程
    と、 前記ダウンストップ組立体に於ける歪みを前記少なくと
    も一つのセンサーモジュールにより感知し、対応する信
    号を発生する過程と、 前記信号を前記マイクロプロセッサーにより解読する過
    程と、 前記信号に応答して前記マイクロプロセッサーから前記
    少なくとも一つのアクチュエータへ制御信号を送信する
    過程と、 前記力が前記選択された予荷重よりも小さい場合には前
    記アクチュエータによる前記力を増大する過程と、 前記力が前記選択された予荷重よりも大きい場合には前
    記アクチュエータによる前記力を低減する過程とを含む
    方法。
17. 【請求項１７】請求項１６による方法であって、前記力
    が、飛行中に於いて生成される動的荷重により増大及び
    低減される方法。
18. 【請求項１８】請求項１６による方法であって、前記ダ
    ウンストップ組立体へ前記少なくとも一つのセンサーモ
    ジュールを接続する過程が、複数の冗長的なセンサーモ
    ジュールを平行に配置構成されるように前記ダウンスト
    ップ組立体へ接続することにより達成され、前記センサ
    ーモジュールの各々が複数の歪みゲージを含んでいる方
    法。
19. 【請求項１９】請求項１６による方法であって、前記ダ
    ウンストップ組立体を前記ティルトローター組立体と前
    記少なくとも一つの翼部材との間に配置する過程が、第
    一の部分を前記ティルトローター組立体に配置し、第二
    の部分を前記少なくとも一つの翼部材へ配置することに
    より達成される方法。