JP2009527416A - 制御翼面のフェイルセーフドロップリンク - Google Patents

Abstract

航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造を開示する。この構造には、制御翼面を航空機構体に取り付けるよう構成したドロップリンク構造を有し、このドロップリンクには、付加的に、フェイルセーフヒンジ手段を組み込み、このフェイルセーフヒンジ手段により、制御翼面と、この制御翼面を取り付ける航空機構体との間におけるバックアップヒンジ連結を行う。改良したフェイルセーフヒンジ構造は、任意の制御翼面、例えば補助翼、昇降舵および垂直尾翼制御等に適用することができる。

Description

本発明は、制御翼面と航空機構体を連結する方法および装置に関する。これに限定するものではないが、より特別には、本発明はスポイラと翼構体を連結する方法および装置に関する。さらに、本発明は、例えばスポイラと翼構体との間における制御翼面連結部の構成に対するフェイルセーフ（二重安全）システムに関する。

従来、大規模輸送航空機において、空力的制御翼面、例えばスポイラを、対応する航空機構体に対して、主ヒンジ、フェイルセーフヒンジおよびドロップリンクによって、取り付けている。このような制御翼面の設置は、とくに航空機コンポーネントの所要の動作特性およびフェイルセーフ（二重安全）特性を付与するために、特別な構造技術が開発されてきた。

以下の説明は、とくに、スポイラの設置に際しフェイルセーフ機能を付与することを述べる。しかし、ここで示す本発明のこの実施例は、説明を簡略化するために選択したに過ぎないことを理解されたい。本発明は、適切に変更することで、一般的な制御翼面、例えば補助翼、昇降舵および垂直尾翼面に対して、同様に適用することができる。

図1は、スポイラ構造の例として、エアバス（Airbus）社のＡ３８０民間旅客機用のスポイラ設置構造を示す。他の翼構体は説明を分かり易くするため省略している。図示の例において、主ヒンジＣおよびＤは、対応するスポイラリブ１３ａおよび１３ｂの尾端縁に配置している。これらスポイラリブは、主翼ボックス（図中には示していない）の尾端縁に取り付ける。

スポイラ１０は、一般に参照符号１９および１００でそれぞれ示されたヒンジ構造により、ヒンジＣおよびＤに取り付ける。これら主ヒンジは、スポイラ１０を支持し、スポイラを展開した際に生じる空力的力に反作用する、主荷重支持コンポーネントである。一般に参照符号３２で示されるドロップリンクは、スポイラ１０が翼の尾端縁構体に係合するスポイラ１０の一方の端部に配置する。図２は、スポイラをスポイラリブ１５に取り付けている中間位置における、従来技術のドロップリンクの詳細を示す。図２につき説明すると、ドロップリンク１８は、端部２０および２１において、翼構体１５およびスポイラ１０の前端縁１４にそれぞれ回動可能に連結した細長部材である。

ドロップリンクは、翼構体とスポイラとの間で負荷を伝達する一方で、同時にスポイラが翼形状に対して、飛行負荷の範囲内で屈曲して適合できるように機能する。ドロップリンクのスパン方向への回転能力は、主ヒンジに使用するヒンジが単純な軸受およびピン構成であるとき、スポイラが展開される際にその最大剛性平面内で屈曲を強いられる場合、スポイラ、ヒンジおよび翼構体にかかる負荷を大きく減少させる。

図２に詳細に示す従来技術のドロップリンクについて説明すると、ドロップリンク１８の下側端部２１は、スポイラクレビス１７に対して玉軸受２５により連結する。その上側端部２０では、ドロップリンク１８を玉軸受（図示せず）により、主翼ボックスの尾端縁リブ構体１５に連結する。玉軸受によって、スポイラ１０が伸展および収縮する際に、スポイラは差し込みピン２２のヒンジ軸線の周りに回動することができると同時に、この回転により決まる平面内におけるスポイラの移動を規制する。このようにして、図１を参照して説明すると、翼構体１５が翼の屈曲作用の下で動くとき、ドロップリンクは、ドロップリンクのアーム長によってスポイラ１０にこの動きを伝達する。上述のようにスポイラヒンジ回転軸線は、ドロップリンクの差し込みピン２２の縦方向軸線と一致し、これによりスポイラが伸展している程度によって、スポイラの伸展／収縮および屈曲を同時に可能とする。例えば、スポイラが完全に伸展している場合、翼スパン方向内で規定されるドロップリンクのアーム長の垂直方向成分は小さいため、曲げ力はほぼゼロである。これにより、翼の屈曲による伸展した状態のスポイラへの荷重を回避できる。

航空機の制御翼面における構造的欠陥の原因の１つに、主ヒンジ組立体の欠陥が挙げられる。図示の例を参照して説明すると、図１における主ヒンジサブ組立体ＣおよびＤの欠陥にあたる。これは、主ヒンジピン１０６ａおよび／または１０６ｂの欠陥、もしくはヒンジサブ組立体全体の欠陥のいずれかにより生じる可能性がある。

図６を参照して説明すると、主翼７１におけるインボードスポイラの位置を参照符号７２で示し、アウトボードスポイラの位置を参照符号７３で示す。この例においてスポイラ設置には、主ヒンジおよびドロップリンクにより装着されている個別のインボードスポイラ７２を３個有する。

インボードスポイラ７２の主ヒンジが飛行負荷により破損した場合、スポイラが脱落し、文字「Ａ」で示された方向に移動することで、水平尾翼７４に直撃する危険性が生じる。水平尾翼７４の特に脆弱な部分は翼前縁７５である。飛行速度で移動するスポイラ７２による衝撃は、水平尾翼７４の空力性能を低下させるか、もしくは水平尾翼に壊滅的な破損を生じさせるかして、水平尾翼７４の破損を引き起こす可能性がある。いずれの場合も、この衝撃により航空機の制御が不能になる可能性がある。スポイラにおけるこのような構造的破損が起こる可能性は極めて小さいが、それでもなお皆無ではなく、航空機に期待される就航寿命を考慮した時、民間航空機の製造において、フェイルセーフ（二重安全）システム無しでは容認できるレベルではない。

この破損可能性を減らすため、スポイラのフェイルセーフヒンジを使用する。図１に示す従来技術の例において、フェイルセーフヒンジＢおよびＥを、主ヒンジＣおよびＤの中間位置に設置する。

フェイルセーフヒンジ１０２ａおよび１０２ｂは、それぞれに対応して設置されるスポイラリブ１１ａおよび１１ｂの翼尾部に取り付ける。スポイラリブは、油圧アクチュエータ、取り付け具および関係するハードウェア（図１には示さない）を含むスポイラサブ組立体１０を取り付ける主翼ボックスの尾端縁から延在する翼リブ（図３では「３５」）である。

フェイルセーフヒンジの開孔がフェイルセーフクレビスピンよりも大きな直径を有することを除いて、フェイルセーフヒンジ１０２ａおよび１０２ｂは、主ヒンジ１０６ａおよび１０６ｂと同一であることが必要である。これは、フェイルセーフヒンジを通る断面図を含む図８に示されている。従来のスポイラフェイルセーフヒンジ部分は、クレビスピン８０によりスポイラクレビス１０１ａおよび１０１ｂに係合する開孔付きタブ８１を含む。しかし、スポイラタブ８１における開孔寸法は、フェイルセーフスポイラクレビスピン８０の外径よりもはるかに大きい。このことは、図１内の環状空隙８２（陰影のない）の存在により示されている。このように、通常飛行時には、フェイルセーフクレビスピン組立体には負荷はかからない。逆に、図７に主スポイラヒンジの詳細を示す。ここではスポイラヒンジは、スポイラクレビス１９、スポイラクレビスピン１０６ｂおよびヒンジブッシュ９０を含む。

例えば主ヒンジピン１０６ｂまたはクレビス１９が飛行負荷により破損するなど、主ヒンジが破損した場合、スポイラ１０はその動作位置から変位する。フェイルセーフクレビスピン８０（図８参照）がフェイルセーフクレビス１０１ａの内部に接触するまで、この変位は続く。図８において、ヒンジフェイルセーフピン８０がフェイルセーフスポイラクレビス開孔８２の内面に圧着するまで右方に移動することで、このことは示される。したがって、スポイラ１０は翼構体から完全に分離されないようになっている。スポイラフェイルセーフヒンジにより、その通常の伸展および収縮の範囲において他の航空機構体または他の制御翼面に干渉することなく、スポイラの動きが可能となるため、スポイラの全体的な機能は維持される。

そのような状況下では航空機の制御に影響はあるが、完全な構造的欠陥およびスポイラの脱落の可能性、および水平尾翼損傷の潜在的な危険性は容認できるレベルにまで抑制することができる。

図１に示すような現在採用されているスポイラのフェイルセーフヒンジ構造、および他の制御翼面設置構造が有する１つの欠点は、フェイルセーフヒンジリブおよびヒンジが、航空機の機体に設け、また適切に補強する必要があることである。これにより、より一層の重荷となる翼構体全体の重量増加を招いてしまい、一般的な航空機の運航寿命の間にフェイルセーフヒンジシステムを使用しにくくする。しかし、このようなバックアップサブ組立体を翼に設けることが認可要件となっている。

本発明は、この重量増加問題を解決し、制御翼面に連結した代替のフェイルセーフ構造を提供しようと試みるものである。

本発明の態様は、航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジの配置であって、制御翼面を航空機構体に取り付けるよう構成したドロップリンク構造を有する、航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造を提供し、このドロップリンク構造には、付加的に、フェイルセーフヒンジ手段を組み込み、このフェイルセーフヒンジ手段が、制御翼面と、この制御翼面を取り付ける航空機構体との間におけるバックアップヒンジ連結を行うようにする。

このように、本発明による様々な実施形態による構造は、制御翼面と、これに対応する航空機構体の一部との間に取り付けた別のフェイルセーフヒンジを初めから必要とせず、またフェイルセーフアタッチメントのハードウェアを除去することが可能となり、結果として大幅な重量軽減を可能にする。

ドロップリンクは、フェイルセーフヒンジ開孔を有し、このフェイルセーフヒンジ開孔は、主ヒンジの破損後に、フェイルセーフヒンジピンを介して、航空機制御翼面に配置した対応するフェイルセーフヒンジ取り付け部に係合する位置に設ける。このような破損は通常、航空機構体からの制御翼面の脱落につながる可能性がある。しかし、この係合によって、制御翼面の動作を継続することが可能となる。

ドロップリンクは、ドロップリンクの互いに対向する末端における２個の取り付けポイントを有し、これら取り付けポイントの中間にフェイルセーフヒンジ開孔を配置すると、好適である。

制御翼面としては、スポイラ、補助翼、水平制御翼面、昇降舵および垂直尾翼面がある。

制御翼面としてスポイラを考える場合、翼面の屈曲がスポイラに伝わるような方法で、スポイラのドロップリンク取り付けポイントをスポイラおよび対応する翼構体に取り付けると、好適である。

他の態様として、本発明は、上述のような航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジを組み込んだ、航空機翼面または他の航空機構体を提供する。

さらに他の態様として、本発明は、上述のようなフェイルセーフヒンジを有する、航空機制御翼面の取り付け設置構造を提供する。

他の態様として、本発明は、互いに対向する末端部に位置する２個の取り付けポイントを有するドロップリンクを提供し、互いに対向する末端間に位置するフェイルセーフヒンジ開孔を設ける。

本発明を以下に図面につき、単に例示としてのみ説明する。
本明細書の以下の説明は、翼に対するスポイラ設置に関するものである。しかし上述のように、本発明は、他の制御翼面に対する設置にも、適切な変更を加えることにより適用することができる。

図３は、本発明の実施形態による、スポイラフェイルセーフヒンジのドロップリンク構造および設置を示す。図３につき説明すると、スポイラ１０は、主翼ボックスの尾端縁、すなわち参照符号３５で示した後方の桁に取り付けた、スポイラリブ３１ａおよび３１ｂに取り付ける。従来技術によるスポイラの伸展／収縮は、主ヒンジ３５ａおよび３５ｂにより行う。しかし、図１に示すレイアウトと比較すると、スポイラフェイルセーフヒンジリブ３０ａおよび３０ｂ（これらリブは、従来技術によるフェイルセーフヒンジの配置を示すために図示する）に近接するスポイラには、スポイラのフェイルセーフヒンジは取り付けない。

スポイラフェイルセーフヒンジのドロップリンク構造３２は、スポイラの端部、すなわちスポイラクレビス３３およびスポイラクレビスピン３９（図４参照）により、翼構体３０１にスポイラが連結している端部に位置している。

ドロップリンク構造３２のフェイルセーフ機能を、以下に図４につき詳しく説明する。タブ３０２および３０３を有するクレビス３３、ドロップリンク３４およびドロップリンク取付板３９により、スポイラ１０は翼構体３０１に、この例では内側固定シュラウドエンドリブに連結する。差し込みピン３８および取付板３９により、ドロップリンク３４の上部３６を翼構体３０１に連結し、スポイラクレビス３３およびスポイラクレビスピン３９により、ドロップリンク３４の下側端部３７をスポイラ１０に連結する。

通常の動作では、ドロップリンク３４は従来通りに機能し、屈曲力がスポイラの伸展の程度に応じてスポイラに伝達される。

本発明の１つの実施形態によれば、ドロップリンク３４はフェイルセーフヒンジの機能を以下のようにして組み込む。図４につき説明すると、ドロップリンク３４は、対応するスポイラクレビス３３および翼構体３０１に対して、それぞれ玉軸受により連結する上側部分３６および下側部分３７を有する。これらは、従来通りに機能し、スポイラ１０に対して屈曲力を伝達する。スポイラ１０は、差し込みピン３８の軸線の周りに回転する。この回転軸線は、主スポイラヒンジ３５ａおよび３５ｂのヒンジ軸線と一致する。このように、スポイラが伸展および収縮するとき、図４に示すスポイラ／クレビス組立体１０／３３は、差し込みピン３８の周りに回転する。

ドロップリンク構造３２は、フェイルセーフヒンジを付加的に設けることができる。このフェイルセーフヒンジは、フェイルセーフドロップリンクピン３００、スポイラクレビス３３、およびフェイルセーフドロップリンクピン３００が通過するドロップリンク３４の開孔６１（図５参照）により構成する。ドロップリンクの開孔６１の直径は、スポイラフェイルセーフドロップリンクピン３００の外径よりも大きい。したがって、通常の動作において、従来技術のフェイルセーフヒンジと同様に、スポイラ１０が伸展および収縮するとき、フェイルセーフピン３００はヒンジ開孔６１の内面に係合することはない。

図５に、フェイルセーフドロップリンク３４の実施形態の詳細を示す。この実施形態では、ドロップリンクシャフト６０を新たな手法で使用し、すなわち開孔６１を組込み、この開孔６１が、フェイルセーフドロップリンクピン３００およびスポイラクレビス３３と共に、スポイラフェイルセーフヒンジを形成する。断面においては、この新規なドロップリンクフェイルセーフヒンジのサブ組立体は、図８の断面図に示すヒンジ部分と類似する。スポイラの通常動作時には、フェイルセーフドロップリンクピン３００は開孔６１の内面にかみ合うことはない。このような構造では、フェイルセーフドロップリンクピン３００は環状空隙（図４には示していない）で包囲される。

しかし、スポイラが脱落寸前であるような主スポイラヒンジの重篤な破損が起こったとしても、ドロップリンクの開孔６１の内面に圧着するドロップリンクピン３００により、スポイラは翼構体に対して安全に保持される。これにより、完全にスポイラが脱落することを防ぐことができ、結果として必要な安全余裕（マージン）をもたらすことができる。スポイラ機能は、継続して、ドロップリンクフェイルセーフヒンジ構造により影響を受ける。

他の実施形態において、フェイルセーフスポイラドロップリンクの特別な構成配置（ジオメトリ）は、特別な設置要件に適合させるため変更することができる。例えば、ドロップリンクの開孔相互間の配列関係を直線的にする、または互いに変位させる（図５の特別な実施形態に示すように）こともできる。

このように本発明によれば、従来技術の冗長フェイルセーフヒンジ組立体を、翼から完全に排除することができ、したがって、重量を大幅に軽減することができる。同様に、また上述したように、本発明の実施形態に従って他の空力制御翼面も変更することができる。

本発明を例示としてまた特別な実施形態につき説明したが、特許請求の範囲から逸脱することなく、変更および／または改変することができることを理解されたい。

上述の説明において、符号または要素に参照しているが、個別に述べたとしても、そのような等価物も本発明の範囲内である。

従来技術によるスポイラ／翼面ヒンジの配置を示す。 図１に示されたドロップリンクの詳細を示す。 本発明によるところのフェイルセーフヒンジによるドロップリンクを組み込んだ、スポイラ／翼面ヒンジの配置を示す。 図３に示されたフェイルセーフヒンジのドロップリンク配置の詳細を示す。 本発明の実施形態によるドロップリンクを示す。 本発明の実施形態によるスポイラ制御翼面の一般的なレイアウトを示した、航空機の平面図を示す。 従来技術によるスポイラの主ヒンジの詳細を示す。 従来技術によるスポイラのフェイルセーフヒンジの詳細を示す。

Claims (12)

1. 制御翼面１０を航空機構体３０１に取り付けるよう構成したドロップリンク構造３４を有する、航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造（３２）において、このドロップリンク構造（３２）には、付加的に、フェイルセーフヒンジ手段（３００，６０，６１）を組み込み、このフェイルセーフヒンジ手段（３００，６０，６１）が、制御翼面（１０）と、この制御翼面（１０）を取り付ける航空機構体（３０１）との間におけるバックアップヒンジ連結を行う構成としたことを特徴とする、航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造。
2. 請求項１に記載の航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造において、前記ドロップリンク（３４）は、フェイルセーフヒンジ開孔（６１）を有し、このフェイルセーフヒンジ開孔（６１）は、主ヒンジの破損後に、フェイルセーフヒンジピン３００を介して、航空機制御翼面に配置した対応するフェイルセーフヒンジ取り付け部（３３）に係合する位置に設けた、航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造。
3. 請求項１または２に記載の航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造において、ドロップリンク（３４）は、このドロップリンク（３４）の互いに対向する末端部における２個の取り付けポイント（３７，３６）を有し、これら取り付けポイント（３７，３６）の中間に前記フェイルセーフヒンジ開孔（６１）を配置した、航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造。
4. 請求項３に記載の航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造において、フェイルセーフヒンジ開孔（６１）の直径を、前記フェイルセーフヒンジピン（３００）の外径よりも大きいものとした、航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造。
5. 請求項１〜４のうちいずれか一項に記載の航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造において、前記制御翼面（１０）は、スポイラ、補助翼、水平制御翼面、昇降舵または垂直尾翼面とした、航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造。
6. 請求項１〜５のうちいずれか一項に記載の航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造において、前記制御翼面（１０）は、スポイラとした、航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造。
7. 請求項５に記載の航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造において、翼面の屈曲がスポイラ１０に伝わるような方法で、ドロップリンク取り付けポイント（３６，３７）をスポイラ（１０）および対応する翼構体（３０１）に取り付け、この取り付けは、翼の屈曲がスポイラ（１０）に伝達されるように行うものとした、航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造。
8. 請求項７に記載の航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造において、玉軸受により、スポイラのドロップリンク取り付けポイント（３６，３７）を、スポイラ１０に取り付けた、航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造。
9. 航空機構体（７１）において、請求項１〜８に記載の航空機制御翼面のフェイルセーフヒンジ構造を組み込んだ、航空機構体。
10. 航空機制御翼面の取り付け設置構造において、請求項１〜８に記載のフェイルセーフヒンジ構造（３２）を有する、航空機制御翼面の取り付け設置構造。
11. 互いに対向する末端部に２個の取り付けポイント（３６，３７）を有するドロップリンク（３４）において、前記互いに対向する末端部間に位置するフェイルセーフヒンジ開孔（６１）を設けたことを特徴とする、ドロップリンク。
12. 請求項１０に記載のドロップリンクにおいて、フェイルセーフヒンジ開孔を、２個の取り付けポイント（３６，３７）を結ぶ直線に対してオフセットした、ドロップリンク。

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