JP2009531223A - 航空機の操向角警報システム - Google Patents

Abstract

操向角警報システム(4)は、航空機(6)に配置された回転測定ユニットと、警報ユニット(19)とを含む。回転測定ユニットは、航空機の前脚(1)と航空機の胴体の長手軸との間の操向角に応じた第１信号を出力するように構成されている。警報ユニット(19)は、操向角が既定値（例えば、６０度）よりも大きいとき、第１信号に応じて警報を発生するように構成されている。回転測定ユニットは、例えば地上走行の間にパイロットに対して操向角を表示するような、航空機操向システムに関連する機能も実行するように構成されていてもよい。

Description

本発明は、操向角警報システム、操向角警報システムを含む航空機及び／又は牽引車両、航空機の過大な操向角に対して警報を発する方法に関する。

航空機の地上での移動は、多くの場合、航空機の前脚（機首部着陸装置）に連結された牽引車両によって実施される。牽引車両は、前脚を過大な操向角にまで回転させ、前脚アセンブリーに損傷を与える可能性がある。

従来、過大な操向角に対して警報を発するためのいくつかのシステムが知られている。例えば、前脚の回転脚上に色付きのマーキングを施し、かつ、航空機の本体及び／又は前脚の固定部分上に色付きのマーキングを施す場合がある。これらのマーキングは、互いの整列が、前脚の回転角度が過大であることを示す視覚的警報として機能するように配置されている。しかし、このシステムは、視界不良及び運転者の注意散漫等の要因から影響を受けるため、有効に機能しない場合がある。

警報システムの別の例が、米国特許出願第１０／７９５，５３９号（米国特許出願公開第２００５／０１９６２５６号）に記載されている。この警報システムは、牽引車両に取り付けられた２つの超音波センサを含んでおり、少なくとも１つのセンサは、操向角が比較的小さいときに、センサ上方の航空機構造物の存在を検出し、操向角が比較的大きいときに、航空機構造物を検出しないように構成されている。そして、１つのセンサが航空機構造物の存在を検出しない場合、システムは、運転者に対して、操向角が過度に大きい可能性があることを警告する。このようなシステムは、専用に設計された牽引車両を要し、著しく複雑であると考えられる。また、このシステムは、航空機構造物から反射される信号の検出に依存しており、検出器の汚れ又は異物によって悪影響を受ける可能性がある。さらに、このシステムは、牽引される航空機の種類に応じて較正する必要がある。

米国特許出願公開第２００５／０１９６２５６号明細書

本発明は、上述した欠点の少なくとも１つを軽減することを目的とする。本発明の他の目的または追加の目的は、航空機の地上走行の間の過大な操向角に対して警報を発するための、単純性、高信頼性、及び／又は有効性を備えた手段を提供することである。

本発明は、航空機の前脚と航空機の胴体の長手軸との間の操向角に応じた第１信号を出力するように構成されて航空機に配置された回転測定ユニットと、前記操向角が既定値よりも大きいとき、前記第１信号に応じて警報を発生するように構成された警報ユニットとを含むことを特徴とする操向角警報システムを提供する。

本発明に係る操向角警報システムは、回転測定ユニットが航空機に配置されているため、航空機が牽引されている時及び場所の如何にかかわらず使用することが可能であり、また、使用される特定の種類の牽引車両に依存する必要がない。加えて、牽引車両を改装する必要もない。

回転測定ユニットは、好ましくは、その全体が航空機に配置される。

ここで、「操向角（steering angle）」という用語は、当業者には容易に理解されるものである。但し、この用語に何らかの曖昧さがある場合には、「操向角」という用語は、前脚の車輪の横滑りのない前方回転による移動方向と、航空機の長手軸との間の（上方から見た）角度を意味するものとする。したがって、０度の操向角は、前脚が航空機の長手軸に対して平行な方向を向いていることに相当し、６０度の操向角は、前脚が、航空機の長手軸に対して６０度の角度で傾いていることに相当する。この角度は、航空機の機首から時計回り又は反時計回りのいずれかの方向に測定される。

本発明に係る操向角警報システムの特定の要素は、本発明に係る操向角警報システムが航空機に取り付けられていない場合でも、その航空機上に存在するものであってもよい。このような要素は、例えば、本発明に係る操向角警報システムにおけるその要素の機能とは異なる任意の機能を実行するために備えられるものであってもよい。本発明に係る操向角警報システムの特定の要素は、航空機のシステムと統合されていてもよい。操向角警報システムの組み込みに関連する本発明の実施形態では、このような要素は、航空機に既に配備されているものである。本発明に係る操向角警報システムの特定の要素は、操向角警報システムに関連する機能を実行し、さらに、操向角警報システム以外のシステムに関連する機能を実行するように構成されるものであってもよい。

回転測定ユニットは、航空機操向システムの一部であってもよい。回転測定ユニットは、操向角に応じた第２信号を出力するように構成され、航空機操向システムは、パイロットに対して、第２信号に応じて操向角の標示を提供するように構成されているものであってもよい。本発明の特定の実施形態では、第１及び第２信号は共通の１つの信号である。例えば、回転測定ユニットは、操向角に応じた第１信号を出力するように構成され、この信号が、航空機操向システムと操向角警報システムの両方で使用されるものであってもよい。

操向角警報システムの要素が、航空機の別のシステムの一部であるか、又は、別のシステムと統合されている構成は、これによって、操向角警報システムを比較的単純なものにすることが可能となり、例えば操向角警報システムを組み込むとときに、既存の航空機に比較的僅かな改装を要するのみであり、及び／又は、将来の航空機の設計に比較的僅かな変更を要するのみである点で、特に有利なものである。加えて、既存の航空機システムは、通常、厳しい試験に合格した非常に信頼性の高いものである。

典型的な航空機は、前脚に装着された少なくとも１つのロータリー可変差動変換器（Rotary Variable Differential Transducer:ＲＶＤＴ）を有している。このＲＶＤＴは、前脚の操向角に応じて、典型的には操向角に比例する出力信号（通常は電圧）を供給し、典型的には、航空機操向システムの油圧系統に結合されている。本発明の一実施形態における回転測定ユニットは、ロータリー可変差動変換器（ＲＶＤＴ）を含むものであってもよく、複数のＲＶＤＴを含むものであってもよい。回転測定ユニットは、前脚に配置されるものであってもよい。

警報は、可聴警報であってもよい。それに替えて、あるいは、それに加えて、警報を可視警報としてもよい。警報は、例えば、光であってもよい。この光を、色光とすることもできる。警報は、ストロボ光（strobe light）であってもよい。ストロボ光は、大抵の条件下で非常に見え易いため、警報として特に有効であると考えられる。

警報ユニットは、好ましくは、通常の牽引作業中の地上牽引作業員に近接する位置に配置される。警報ユニットは、航空機に配置されるものであってもよい。例えば、警報ユニットは、航空機の前脚に配置されるものであってもよい。警報ユニットは、操向角に応じて変化しない位置に配置されるものであってもよい。例えば、警報ユニットは、全牽引角度に亘って牽引車両の運転者に見えるように、前脚のメインフィッティングに配置されるものであってもよい。

警報ユニットは、航空機を牽引するように構成された牽引車両に配置されるものであってもよい。このような構成は、例えば、牽引車両の運転席から前脚が見えない場合に、特に有効なものである。

本発明に係る操向角警報システムは、操向角が既定値よりも大きいときに警報を発生するように構成された複数の警報ユニット（例えば、航空機に配置された一次警報ユニットと、牽引車両に配置された二次警報ユニット）を含むものであってもよい。本明細書で言及される「警報ユニット」は、勿論、複数の警報ユニットのうちの１つ又は複数の警報ユニットに同等に適用されるものである。複数の警報ユニットを備える場合、これらの警報ユニットの構成は、それぞれ異なるものであってもよい。例えば、１つの警報ユニットは、可聴警報を発生するように構成され、一方、他の警報ユニットは、可視警報を発生するように構成されるものであってもよい。

警報ユニットは、好ましくは、操向角が最大許容操向角に近づいたとき、及び／又は、最大許容操向角を超えたときに、警報を発生するように構成される。したがって、既定値は、最大許容操向角に近いか又は等しい値であることが好ましい。最大許容操向角は、典型的には、その角度を超えると前脚に損傷が発生する重大な危険性がある角度である。既定値は、航空機の最大許容操向角の６０％と１００％の間の値であってもよい。既定値は、航空機の最大許容操向角の７０％と９５％の間の値であってもよい。既定値は、航空機の最大許容操向角の８０％と９０％の間の値であってもよい。

既定値は、４０度と７０度の間の値であってもよい。既定値は、５５度と６５度の間の値であってもよい。

ここで、警報ユニットにおける警報の発生とは、単に、警報ユニットの状態が警報状態から非警報状態に変化することを意味するものである。例えば、本発明には、操向角が特定の値よりも小さいときに音／光等を放射し、操向角がその特定の値よりも大きくなったときに音／光等の放射を停止する警報ユニットの概念が含まれる。この場合、警報という用語は、バックグラウンド状態の変化（例えば、有音状態から無音状態への変化）を含むものである。

警報ユニットは、特定の他のパラメータ（操向角が既定値よりも大きいというパラメータ以外のパラメータ）が適合したとき、好ましくはそのときのみに、警報を発生するように構成されていてもよい。他のパラメータにはユーザ入力が含まれる。例えば、警報ユニットは、牽引キーが掛けられているときにのみ警報を発生するように構成されていてもよい。これによって、航空機が牽引されていないときの警報の誤発生を防止することができる。警報ユニットは、牽引キーが掛けられた後に短期間だけ警報を発生させるように構成されていてもよい。この構成によって、ユーザは、システムが機能していることを確かめることができる。

本発明に係る操向角警報システムは、操向角が既定値よりも大きいか否かを判別するための比較ユニットを含むものであってもよい。操向角警報システムは、第１信号を受信し、第１信号に基づいて操向角が既定値よりも大きいか否かを判別し、この判別に応じて警報ユニットに制御信号を出力するように構成された比較ユニットをさらに含み、警報ユニットは、制御信号を受信して制御信号に応じて警報を発生するものであってもよい。比較ユニットは、電子回路を含むものであってもよく、例えば単純な分圧器またはホイートストンブリッジを含むものであってもよい。この電子回路は、航空機の他の電子回路と統合されてもよい。比較ユニットは、ダイオードを含むものであってもよい。比較ユニットは、ロジック回路構成を含むものであってもよい。

比較ユニットは、ソフトウェアモジュールを含むものであってもよい。このソフトウェアモジュールは、航空機の他のソフトウェアシステムと統合されているものであってもよい。ソフトウェアモジュールを含む比較ユニットは、ソフトウェアが比較的廉価に組み込むことができ、保守が容易であるため、特に有用である。

比較ユニットは、操向角が特定の閾値（典型的には、最大許容操向角の直下の値）を超えたか否かを判別するように構成されていてもよい。例えば、比較ユニットは、第１信号と閾値とを比較し、この比較に基づいて制御信号を出力するように構成されていてもよい。比較ユニットは、操向角が最大許容操向角に近づいているか否かを判別するように構成されていてもよい。例えば、比較ユニットは、操向角の変動率を判定し、（比較的短い）既定時間内に最大許容操向角を超過するか否かを判別するものであってもよい。比較ユニットは、操向角が超過する可能性が高い場合に制御信号を出力するものであってもよい。この場合、制御信号は、操向角が既定値を超えない段階で出力される。このような構成は、警報を早期に発生させることを可能とし、それによって、操向角が最大許容操向角に近づくときの操向角の変動率が大きい場合に、重大な損傷の発生を防止できるため、有利なものである。

本発明の実施形態で使用される信号、例えば第１信号、第２信号、及び／又は制御信号は、典型的には（及び、好ましくは）、例えば電圧のような電気信号であるが、本発明において、これらの信号は、ギア又はレバーの動作のような機械的信号であってもよい。加えて、「信号」の状態には、物理的信号が存在しないゼロ状態が含まれるものである。例えば、電気信号の状態は、０ボルトを含むものであってもよい。

勿論、制御信号は、第１信号と実質的に同一のものであってもよい。例えば、比較ユニットは、操向角が既定値を超えた場合に単に第１信号を警報ユニットに中継するものであってもよい。

本発明の別の態様では、前脚と、回転測定ユニットを有する航空機操向システムとを含む航空機であって、前記回転測定ユニットは、使用時にインターフェースに対して操向角に応じた第１信号を出力するように構成され、前記インターフェースは、該インターフェースからの警報ユニットを使用可能にする信号を前記警報ユニットが受信できるように構成され、前記警報ユニットは、使用時に、前記操向角が既定値よりも大きいときに警報を発生することを特徴とする航空機が提供される。インターフェースは、好ましくは、パイロットに対して操向角の標示を提供するように構成される手段とは別個に構成される。好ましくは、回転測定ユニットは、パイロットに対して操向角の標示を提供するため、使用時に操向角に応じた第２信号をさらに出力するように構成される。

警報ユニットは、好ましくは、航空機（例えば、前脚）に配置されるが、必ずしもそうである必要はない。したがって、本発明に係る航空機は、警報ユニットを含む場合もあり、含まない場合もある。航空機は、例えば、前脚に連結される牽引車両に関連し、警報ユニットは、牽引車両に配置されるものであってもよい。したがって、本発明は、さらに、このような牽引車両を備えた航空機を提供するものである。この構成は、操向角警報システムが複数の警報ユニットを含むような本発明の実施形態において、特に有用であると考えられる。それは、この場合、少なくとも１つの警報ユニットを航空機に配置し、少なくとも１つの警報ユニットを牽引車両に配置することができるためである。

同様に、インターフェースも、好ましくは、航空機に配置されるが、必ずしもそうである必要はない。インターフェースの少なくとも一部は、航空機に配置されるものであってもよい。インターフェースの少なくとも一部は、牽引車両に配置されるものであってもよい。インターフェースの少なくとも一部は、警報ユニットとともに配置されるものであってもよい。例えば、警報ユニットが牽引車両に配置されているような本発明の一実施形態において、インターフェースも牽引車両に配置されるものであってもよい。

インターフェースは、例えばソケットのような、使用時に第１信号又は第１信号に応じた信号が送信される接続部を含み、接続部には、その信号を警報ユニットに伝達するためのケーブルが接続可能であってもよい。インターフェースは、ケーブルを含むものであってもよい。ケーブルは、例えば、第１信号を伝送するために回転測定ユニットと警報ユニットとを直接接続するものである。インターフェースは、航空機と牽引車両を接続するものであってもよい。インターフェースは、例えば第１信号の警報ユニットへの無線通信のような、無線通信を可能とするように構成されていてもよい。

回転測定ユニットは、比較ユニットを介して第１信号を出力するように構成され、比較ユニットは、第１信号に基づいて操向角が既定値よりも大きいか否かを判別し、この判別に応じて警報ユニットに制御信号を出力するように構成されており、警報ユニットは、制御信号を受信して、制御信号に応じて警報を発生するように構成されているものであってもよい。

比較ユニットは、航空機に配置されていてもよい。比較ユニットは、牽引車両に配置されていてもよい。インターフェースは、警報ユニットが制御信号を受信できるように構成されていてもよい。

本発明のさらに別の態様では、前脚と該前脚の操向角を測定するための回転測定ユニットとを含む航空機であって、前記回転測定ユニットは、使用時に、警報ユニットに対して前記操向角に応じた第１信号を出力するように構成され、前記警報ユニットは、前記操向角が既定値よりも大きいとき、前記第１信号に応じて警報を発生するように構成されている航空機が提供される。この航空機は、航空機操向システムをさらに含み、回転測定ユニットは、操向角に応じて第２信号を出力するように構成され、航空機操向システムは、パイロットに対して、第２信号に応じて操向角の標示を提供するように構成されているものであってもよい。警報ユニットは、航空機に配置されるものであってもよい。

本発明のさらに別の態様では、航空機の過大な操向角に対して警報を発する方法であって、（i）航空機に配置された回転測定ユニットから、航空機の前脚と航空機の胴体の長手軸との間の操向角に応じた第１信号を出力する段階と、（ii）前記第１信号に基づいて前記操向角が既定値よりも大きいか否かを判別する段階と、（iii）前記操向角が前記既定値よりも大きい場合、警報を発生する段階と、を含む方法が提供される。操向角が既定値よりも大きいか否かを判別する段階は、比較ユニットにより実行され、前記判別に応じて比較ユニットから制御信号を出力し、この制御信号を警報ユニットで受信し、制御信号に応じて警報を発生する段階をさらに含むものであってもよい。

本発明のさらに別の態様では、警報ユニットと該警報ユニットが回転測定デバイスからの第１信号を受信できるようにするインターフェースとを含み、航空機を本発明に係る航空機に改装するために適している部品キットが提供される。このように、本発明によって、操向角警報システムを航空機に組み込むために適した部品キットが提供される。

部品キットは、操向角が既定値よりも大きいか否かを判別するための比較ユニットをさらに含むものであってもよい。

本発明のさらに別の態様では、航空機の回転測定デバイスからの第１信号を受信するように構成され、かつ、航空機の操向角が既定値よりも大きいとき、前記第１信号に応じて警報を発生するように構成された警報ユニットを含んでいる航空機を牽引するための牽引車両が提供される。

本発明の１つの態様に関連して記載された特徴は、本発明の他の態様に同等に適用可能なものである。例えば、牽引車両は、さらに、上述した比較ユニットを含むものであってもよい。

以下、添付図面を例示のための参考として使用して、本発明の様々な実施形態について説明する。

図１ａ及び図１ｂは、本発明の第１実施形態における航空機６（図１ｃ参照）の前脚１を示す図である。前脚は、中央軸５の両側に配置された車輪３を含む。中央軸５は、脚７の端部に取り付けられている。前脚１は、その操向角が０度の状態で図示されており、中央軸５は、航空機の長手軸９に対して垂直である。この前脚の最大許容操向角は６０度であり、この角度を超えると前脚に損傷が発生するおそれがある。

図１ｃに示すように、地上走行の間、前脚１には牽引車両２が連結される。従来と同様に、操向切断パネル（図示は省略する）に牽引キーを挿入することにより、前脚の油圧系統の特定の部分を切り離すことができる。これらの油圧部分が切り離されると、前脚は、牽引車両の作用によって、ある程度自由に回転する。したがって、牽引車両２が前脚１を過大に回転させ、その機械的限界を超えて、前脚１及び場合によってはその周囲の構造物に大きな損傷が生じる可能性がある。

このような状況を防止するため、前脚１は、従来技術と同様の構成により、メインフィッティング２１と前脚１の下側部分のそれぞれにマーカー８ａ、８ｂを有している。マーカーの整列は、最大許容操向角に到達したことを示す。このような警報システムは、視界不良により制限される、及び、運転者の注意散漫の影響を受け易いという問題があることが知られている。本発明の第１実施形態における航空機６は、図２を参照して後述する操向角警報システム２をさらに含むものである。

図２は、本発明の第１実施形態における操向角警報システム４を示す模式図である。操向角警報システム４は、その全体が航空機に組み込まれて配置されている。操向角警報システム４は、回転測定ユニット１１、２つの比較ユニット１３ａ、１３ｂ、及び警報ユニット１９を含む。回転測定ユニット１１及び警報ユニット１９は、航空機の前脚に配置され、比較ユニット１３ａ、１３ｂは、航空機の本体に配置される。その際、接続装置１２によって、比較ユニットと回転可能に取り付けられた前脚１上の回転測定ユニット及び警報ユニットとの電気的接続が達成される。

操向角警報システム４の要素を詳細に説明すると、次の通りである。

回転測定ユニットは、ロータリー可変差動変換器（ＲＶＤＴ）１１である。ＲＶＤＴ１１は、前脚中の様々な油圧ラムの伸張に応じた、したがって、航空機の操向角に応じた第１信号を（電圧信号として）出力する。

ＲＶＤＴからの第１信号は、使用時に、インターフェースに出力される。本発明の第１実施形態において、インターフェースは、単にケーブル１４及び接続装置１２の適切な部分であり、これらによって、操向角システムの各要素が直接接続される。

ＲＶＤＴ１１は、航空機操向システム（図示は省略する）の一部でもある。操向システムは、航空機がエンジン出力によって地上走行するときに使用され、また、パイロットに対して操向角の標示を提供する。ＲＶＤＴは、操向システムの一部として、操向システムで使用するための第２信号（図示は省略する）を出力するように構成されている。第２信号は、操向角に対応し、本発明の第１実施形態において、第１信号と実質的に同一のものである。したがって、第２信号も、接続装置１２に送信され、そこから操向システムの一部に送信される。これによって、コックピット内に操向角が表示される。

比較ユニット１３ａ、１３ｂは、ＲＶＤＴ１１からインターフェース１４を介して第１信号を受信するように構成されている。

本実施形態では、２つの比較ユニットを備えており、第２ユニット１３ｂは、第１ユニットが故障するまで／故障しない限り、予備として備えるものである。比較ユニットは、航空機のコア処理入出力モジュール（Core Processing Input/Output Module（ＣＰＩＯＭ））に統合されている。ＣＰＩＯＭは、多くの処理ユニット及びソフトウェアモジュールを含み、航空機の多くのセンサからのデータを処理するために使用される。

操向角警報システムの一次比較ユニット１３ａは、ＲＶＤＴから受信した第１信号に応じて、操向角が既定値よりも大きいか否かを判別するように構成されている。本発明の第１実施形態では、一次比較ユニット１３ａは、ツェナーダイオード（図示は省略する）を含む。ツェナーダイオードは、使用時に、操向角が６０度よりも小さいとき（対応するＲＶＤＴの出力電圧が閾値電圧よりも小さいとき）に比較ユニットが出力を生成しないように構成されている。しかし、ツェナーダイオードは、操向角が６０度よりも大きくなると（対応するＲＶＤＴの出力電圧が閾値電圧よりも大きくなると）、直ちに比較ユニットが二次分電センター（Secondary Electrical Power Distribution Centre（ＳＥＰＤＣ））１５に制御信号を出力するように構成されている。

ＳＥＰＤＣ１５は、警報ユニット１９に接続されている。制御信号がＳＥＰＤＣ１５により受信されると、ＳＥＰＤＣは、（電源１７を介して）さらなる信号を警報ユニット１９に送信する。

警報ユニット１９は、赤色ストロボ灯であり、ストロボ１９に適切な電力を供給するように構成された電源１７に接続されている。インターフェース１４を介してＳＥＰＤＣからの信号を受信すると、ストロボのスイッチが入り、直ちに、高速かつ強力なストロボ光の警報が発生する。

操向角が６０度を下回る角度に戻ると、比較ユニット１３ａは、ＳＥＰＤＣ１５への制御信号の送信を停止し、ストロボは非警報状態に復帰する。

図１ａ、図１ｂ、図１ｃを参照すると、ストロボ１９は、脚７のメインフィッティング２１に取り付けられている。ストロボは、広角の光分布を有しており、警報の発生時には、航空機の長手軸に対して垂直方向の前脚の高さの位置から視認可能である。したがって、ストロボ光は、牽引車両２と前脚付近にいる地上勤務員（図示は省略する）との両方により、容易に視認することができる。

本発明の第１実施形態における操向角警報システムは、操向角が６０度を超えたときに、牽引車両の地上勤務員及び航空機の近辺にいる他の地上勤務員に対して有効な警報を提供する。加えて、ＲＶＤＴ１１は、航空機操向システムで既に使用されている標準部品であり、比較ユニット１３ａ、１３ｂは、航空機のＣＰＩＯＭに統合された単純なダイオードデバイスであるため、この警報システムは、特に単純かつ信頼性の高いものである。

図３ａ及び図３ｂは、航空機の前脚を示す透視図であり、この前脚は、本発明の第２実施形態における操向角警報システムを含んでいる。図３ｂは、図３ａの破線で囲まれた領域の拡大図である。

この操向角警報システムの主要な部分は、以下に記載された相違点を除いて、第１実施形態を参照して説明したものと同様である。

回転測定ユニットからの第１信号は、（Ａ／Ｄコンバータを介して）ソフトウェアモジュール（図示は省略する）によって受信される。ソフトウェアモジュールは、航空機の主ソフトウェアシステムの一部分をなし、第１信号に応じて、操向角が５５度よりも大きいか否かを判別するように構成されている。ソフトウェアモジュールは、操向角が５５度よりも大きいと判別した場合、警報ユニット１１９に制御信号を出力するように構成されている。

制御信号を受信すると、前脚上のストロボ灯１１９により警報が発生する。このように、操向角が６０度に近づくと（警報は、角度が５５度を超えると発生する）、警報が発せられる。

本発明の第２実施形態における操向角警報システムは、２つの警報ユニットを含む。第１警報ユニットは、（上述したように）前脚に配置されたストロボ灯１１９であり、第２警報ユニットは、牽引車両に配置されたブザー（図示は省略する）である。

ソフトウェアモジュールは、操向角が６０度に近づくと、ブザーへの制御信号も出力する。

ソフトウェアモジュールから牽引車両のブザーへの制御信号の伝達を容易にするために、航空機及び牽引車両には、インターフェースが含まれている。インターフェースは、航空機の操向切断パネルに配置された第１接続部と、牽引車両のダッシュボードに配置された対応する第２接続部からなる。これらの接続部は、使用時に、地上勤務員によって差し込まれたケーブルによって接続される。

ソフトウェアモジュールは、使用時に、第１接続部に制御信号を出力し、この制御信号は、ケーブルによって第２接続部を介してブザーに伝達される。このように、航空機のインターフェースは、使用時に、牽引車両上のブザーを、制御信号を受信できるようにするものであり、制御信号が、牽引車両上のブザーを、操向角が５５度よりも大きいときに警報を発生することができるようにする。

牽引車両の運転者にストロボ灯１１９が見えない可能性は低いものではあるが、この警報システムは、そのような状況に備えて二重の警報を備えるものである。

本発明の第２実施形態におけるソフトウェアモジュールは、多くの他の機能も実行するように構成されている。特に、ソフトウェアモジュールは、牽引キーが操向切断パネルに挿入されていないときに警報が発生することを防止する。これによって、警報の誤発生が防止される。加えて、ソフトウェアモジュールは、牽引キーが操向切断パネルに挿入された後に５秒間だけ警報を発生させる。これは、航空機を牽引する度に、システムが機能していることを確かめるために使用できる。

本発明の第２実施形態における航空機の前脚は、操向角を示すためのマーカー８ａ、８ｂを有していない。

以上、本発明を特定の実施形態に関連させて説明及び図示したが、本発明が、本明細書に記載されていない多様な変形に適することは、当業者には明らかである。例えば、比較ユニットは、単に分圧器のような電気回路であってもよい。回転測定ユニットは、ＲＶＤＴである必要はない。ソフトウェアモジュールは、牽引車両に組み込むこともできる。警報システムは、１組の送信機及び受信機であるインターフェースを含み、それによって、第１信号の警報ユニットへの無線通信を可能にするものであってもよい。システムは、唯１つの警報ユニットを含み、この警報ユニットは牽引車両に配置されるものであってもよい。

上述した説明には、既知の、明白な、または予測可能な均等物を有する要素が記載されており、このような均等物は、それらが個別に記載されたものとして本明細書に含まれる。本発明の真の範囲は、任意の均等物を包含するものとして解釈するべきであり、本発明の真の範囲を判別するためには、請求項を参照しなければならない。また、好適な、有利な、または便利な、等々として記載された本発明の要素または特徴は、任意に選択可能なものであり、独立請求項の範囲を限定するものではないことも明らかである。

図１ａは、本発明の第１実施形態における操向角警報システムを含む航空機の前脚を示す図である。 図１ｂは、本発明の第１実施形態における操向角警報システムを含む航空機の前脚を示す図である。 図１ｃは、本発明の第１実施形態において、牽引車両によって牽引される航空機を示した図である。 図２は、本発明の第１実施液体における操向角警報システムを模式的に示す図である。 図３ａは、本発明の第２実施形態における操向角警報システムを含む航空機の前脚を示す透視図である。 図３ｂは、本発明の第２実施形態における操向角警報システムを含む航空機の前脚を示す透視図である。

Claims (26)

1. 航空機の前脚と航空機の胴体の長手軸との間の操向角に応じた第１信号を出力するように構成されて航空機に配置された回転測定ユニットと、前記操向角が既定値よりも大きいとき、前記第１信号に応じて警報を発生するように構成された警報ユニットと、を含む操向角警報システム。
2. 前記回転測定ユニットは、航空機操向システムの一部であり、前記回転測定ユニットは、操向角に応じた第２信号を出力するように構成され、前記航空機操向システムは、パイロットに対して、前記第２信号に応じて操向角の標示を提供するように構成されていることを特徴とする請求項１に記載の操向角警報システム。
3. 前記回転測定ユニットは、航空機の前脚に配置されたロータリー可変差動変換器（Rotary Variable Differential Transducer:ＲＶＤＴ）を含むことを特徴とする請求項１に記載の操向角警報システム。
4. 前記警報ユニットは、ストロボ灯を含むことを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の操向角警報システム。
5. 前記警報ユニットは、航空機に配置されていることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の操向角警報システム。
6. 前記警報ユニットは、航空機を牽引するように構成された牽引車両に配置されていることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の操向角警報システム。
7. 前記既定値は、航空機の最大許容操向角の８０％と９０％の間であることを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の操向角警報システム。
8. 前記既定値は、５５度と６５度の間であることを特徴とする請求項１から７のいずれか１項に記載の操向角警報システム。
9. 前記第１信号を受信し、前記第１信号に基づいて前記操向角が前記既定値よりも大きいか否かを判別し、この判別に応じて前記警報ユニットに制御信号を出力するように構成された比較ユニットをさらに含み、前記警報ユニットは、前記制御信号を受信して前記制御信号に応じて警報を発生することを特徴とする請求項１から８のいずれか１項に記載の操向角警報システム。
10. 前記比較ユニットは、電子回路を含むことを特徴とする請求項９に記載の操向角警報システム。
11. 前記比較ユニットは、ソフトウェアモジュールを含むことを特徴とする請求項９に記載の操向角警報システム。
12. 前脚と、回転測定ユニットを有する航空機操向システムとを含む航空機であって、前記回転測定ユニットは、使用時にインターフェースに対して操向角に応じた第１信号を出力するように構成され、前記インターフェースは、該インターフェースからの警報ユニットを使用可能にする信号を前記警報ユニットが受信できるように構成されており、前記警報ユニットは、使用時に、前記操向角が既定値よりも大きいときに警報を発生するように構成されていることを特徴とする航空機。
13. 前記回転測定ユニットは、パイロットに対して前記操向角の標示を提供するため、使用時に前記操向角に応じた第２信号をさらに出力するように構成されていることを特徴とする請求項１２に記載の航空機。
14. 前記前脚に配置された前記警報ユニットをさらに含むことを特徴とする請求項１２に記載の航空機。
15. 前記前脚に連結された牽引車両をさらに含み、前記警報ユニットは前記牽引車両に配置されていることを特徴とする請求項１２に記載の航空機。
16. 前記インターフェースは、使用時に前記第１信号が送信される接続部を含み、該接続部には、前記第１信号を前記警報ユニットに伝達するためのケーブルが接続可能であることを特徴とする請求項１２から１５のいずれか１項に記載の航空機。
17. 前記インターフェースは、前記第１信号の前記警報ユニットへの無線通信を可能とするものであることを特徴とする請求項１２から１５のいずれか１項に記載の航空機。
18. 前記回転測定ユニットは、比較ユニットを介して前記第１信号を出力するように構成され、前記比較ユニットは、前記第１信号に基づいて前記操向角が前記既定値よりも大きいか否かを判別し、この判別に応じて前記警報ユニットに制御信号を出力するように構成されており、前記警報ユニットは、前記制御信号を受信して、前記制御信号に応じて警報を発生するように構成されていることを特徴とする請求項１２から１７のいずれか１項に記載の航空機。
19. 航空機の過大な操向角に対して警報を発する方法であって、
    （i）航空機に配置された回転測定ユニットから、航空機の前脚と航空機の胴体の長手軸との間の操向角に応じた第１信号を出力する段階と、
    （ii）前記第１信号に基づいて前記操向角が既定値よりも大きいか否かを判別する段階と、
    （iii）前記操向角が前記既定値よりも大きい場合、警報を発生する段階と、
    を含む方法。
20. 前記操向角が既定値よりも大きいか否かを判別する段階は、比較ユニットにより実行され、前記判別に応じて前記比較ユニットから制御信号を出力し、該制御信号を警報ユニットで受信し、前記制御信号に応じて前記警報を発生する段階をさらに含むことを特徴とする請求項１９に記載の方法。
21. 前記警報は、航空機に配置された警報ユニットにより発生することを特徴とする請求項１９または２０に記載の方法。
22. 警報ユニットと、該警報ユニットが回転測定デバイスからの第１信号を受信できるようにするインターフェースとを含み、航空機を請求項１２から１８のいずれか１項に記載の航空機に改装するために適していることを特徴とする部品キット。
23. 前記操向角が既定値よりも大きいか否かを判別するための比較ユニットをさらに含むことを特徴とする請求項２２に記載の部品キット。
24. 航空機の回転測定デバイスからの第１信号を受信するように構成され、かつ、航空機の操向角が既定値よりも大きいとき、前記第１信号に応じて警報を発生するように構成された警報ユニットを含むことを特徴とする航空機を牽引するための牽引車両。
25. 前脚と該前脚の操向角を測定するための回転測定ユニットとを含む航空機であって、前記回転測定ユニットは、使用時に、警報ユニットに対して前記操向角に応じた第１信号を出力するように構成され、前記警報ユニットは、前記操向角が既定値よりも大きいとき、前記第１信号に応じて警報を発生するように構成されていることを特徴とする航空機。
26. 航空機操向システムをさらに含み、前記回転測定ユニットは、前記操向角に応じた第２信号を出力するように構成され、前記航空機操向システムは、パイロットに対して、前記第２信号に応じて前記操向角の標示を提供するように構成されていることを特徴とする請求項２５に記載の航空機。

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