JP5085560B2 - 航空機翼と航空機 - Google Patents

Description

本発明は、航空機翼と航空機に関する。

航空機の翼は、一般に主翼ボックスと複数のフラップを備える。着陸フラップのようなこれらフラップは、主翼ボックス上に配置される。フラップは、航空機の揚力を増加させるために、航空機の離着陸中に展開される。なぜならば、展開したフラップは、翼の有効曲率と面積を増加させるからである。

これらフラップは、好ましくは２つの支持部に取付けられ、動作機構によって所望位置まで動作する。たとえば複数の支持部は、主翼ボックスに取付けられた各々の保持器に取付けされる。その結果、これら支持部は、主翼ボックスに対するフラップ回転軸線回りに回転できる。動作機構は、フラップ展開中に、支持部を回転軸線回りに回転させる。つまり動作機構はフラップを回転させる。航空機は、主翼ボックスに対するフラップの位置を判定するための適切な計測装置を有する。

フラップが複数の支持部に取付けられる場合、一般的に、支持部のすべては、各々の動作機構に対して同期して移動する。たとえば動作機構の１つに欠陥があるかまたは全体的に故障している場合、動作中のフラップが傾くかまたは捩じれる虞がある。つまりフラップもしくは主翼ボックスの損傷、またはフラップの損失を引き起こすことがある。

一方、特許文献１に開示の航空機のフラップを支持する支持部は、フラップキャリッジを有する。フラップキャリッジの動作機構は、フラップ格納とフラップ展開中にフラップ経路上を動作する。主翼ボックスに対するフラップの位置を判定するために、特許文献１（航空機）は、回転センサを有する測定装置を備える。測定装置は、フラップキャリッジの並進動作を、回転センサの回転動作に変換する。
欧州特許第０９２２６３３号明細書

本発明の１つの目的は、フラップ回転軸線回りに回転できるフラップを有する翼において、主翼ボックスに対するフラップの位置を、比較的単純な手段によって検出できる翼を設計することにある。更に、主翼ボックスに取付けられたフラップを設計することにある。

本発明の更なる目的は、着陸フラップの動作機構の任意の異常を確実に特定できる航空機の構成を提供することにある。

本発明の目的は、以下の構成の航空機の翼によって達成される。翼は、主翼ボックスと、フラップ回転軸線回りに回転できるように主翼ボックスに取付けられる支持部とを備える。支持部にはフラップが取付けられる。フラップは、主翼ボックスに対する支持部の回転中に、フラップ回転軸線回りに回転する。支持部には、動作機構が結合される。動作機構は、主翼ボックスに対するフラップの角度位置を設定する。計測装置は、フラップの角度位置を検出する。計測装置は、支持部上に配置される回転センサと、回転センサを動作機構に結合する４要素結合伝達機構とを有する。

動作機構は支持部に結合される。動作機構は、必要に応じて、支持部をフラップ回転軸線回りに回転させる。その結果、支持部に取付けられたたとえば着陸フラップのようなフラップを回転させる。このように動作機構は、主翼ボックスに対して変位した位置までフラップを動作させることを可能とする。フラップの位置は、主翼ボックスに対するフラップの変位した角度位置によって特徴付けられる。計測装置の回転センサは、フラップの個々の角度位置を検出する。回転センサは支持部に取付けられる。計測装置は更に、回転センサを動作機構に結合する４要素結合伝達機構を有する。すなわち４要素結合伝達機構は、回転センサに接続される第１端と、動作機構に接続される第２端とを有する。回転センサは、４要素結合伝達機構を介して動作機構に接続される。その結果、動作機構は、支持部を動作させつつ、回転センサも動作させる。回転センサの出力信号は、主翼ボックスに対するフラップの角度位置の測定値を示す。

本発明に係る翼の１つの実施形態によれば、動作機構はスピンドル（支軸）、スピンドルナット、および駆動部を備える。スピンドルナットは支持部に結合される。駆動部は、フラップの角度位置を設定するために、スピンドルをスピンドルの長手方向軸線回りに回転させる。その結果、スピンドルナットは、スピンドルの長手方向軸線に沿って動作する。従って支持部は、フラップ回転軸線回りに回転する。４要素結合伝達機構は、スピンドルナットにも結合される。たとえば駆動部は、油圧式または電動式である。つまりスピンドルナットは４要素結合伝達機構に結合される。よってフラップを回転させるためのスピ
ンドルの動作は、４要素結合伝達機構を通じて、回転センサに入力される。このように回転センサは、フラップの角度位置に関連する出力信号を出力する。

本発明に係る翼の１つの好ましい実施形態によれば、４要素結合伝達機構は第１レバーアームと第２レバーアームを有する。第２レバーアームは、第１レバーアームに関節式に接続される。第１レバーアームは、センサ回転位置において回転センサに接続される。第２レバーアームは、接続位置において動作機構に関節式に接続される。特に第２レバーアームは、スピンドルナットのユニバーサルジョイントに関節式に接続される。必要に応じて、支持部は、スピンドルナットのユニバーサルジョイントに取付けられる。その結果、支持部は回転軸線回りに回転できる。支持部を回転できるようにスピンドルナットに取付けるために、スピンドルナットは特にユニバーサルジョイント緩衝装置を有する。

本発明に係る翼の１つの変形物による４要素結合伝達機構は、好ましくは四辺形を形成する。四辺形の辺は、第１レバーアームと第２レバーアームに加えて、センサ回転位置と回転軸線の間の第１接続経路と、接続位置と回転軸線の間の第２接続経路とによって形成される。四辺形は、回転センサに対するフラップ回転の１：１変速を達成するために、好ましくは平行四辺形である。

本発明に係る翼の更なる実施形態によれば、翼は追加支持部を有する。追加支持部には、フラップが同様に取付けられる。追加支持部は、フラップ回転軸線回りに回転できるように、主翼ボックスに取付けられる。翼は、追加支持部に結合される追加動作機構を有する。追加動作機構は、フラップの角度位置を調整する。翼は、フラップの角度位置を検出するための追加計測装置を有する。追加計測装置は、追加支持部上に配置される追加回転センサと、追加４要素結合伝達機構とを有する。追加４要素結合伝達機構は、追加回転センサを追加動作機構に結合する。動作機構と追加動作機構は、特に物理的に同一である。

本発明の更なる目的は、本発明に係る少なくとも１つの翼を有する航空機によって達成される。航空機は、特に２つの回転センサに接続される評価装置を有する。評価装置は、回転センサから生じる信号を評価する。本発明に係る翼が、２つの支持部に接続されるフラップを有する場合、２つの動作機構は、フラップの動作中に同期して駆動される。２つの動作機構のうちの１つに不具合がある場合、動作中のフラップに捩じれまたは傾きを生
じることがある。捩じれたまたは傾いたフラップが早目に特定されずにフラップの動作が継続されるような場合、フラップは損傷するかまたは喪失することさえある。本発明に係る航空機の評価装置は、特に２つの回転センサからの信号を評価し、評価結果に基づき、フラップと２つの動作機構のうちの少なくとも１つの不正確な動作状態を特定するように設計される。フラップの不正確な動作状態は、捩じれまたは傾いたフラップ、非同期に動作したフラップ、または損傷した動作機構を示す。

複数の計測装置が物理的に同一であり、２つの支持部が同期して動作する場合、２つの回転センサからの出力信号は一般的に同一である。２つの出力信号が互いに著しく異なる場合、フラップの傾きや、更には複数の動作機構のうちの１つの不具合のような異常を示す虞がある。

つまり２つの支持部の動作が同期する場合、２つの出力信号の間の差分信号は比較的小さい。従って、差分信号が所定の限界値を超える場合、フラップの動作異常が推定される。

２つの動作機構が２つの独立した駆動部によって駆動される場合、２つの回転センサからの出力信号の比較は、２つの駆動部の同期した開ループ制御または閉ループ制御のために使用できる。

本発明に係る翼と、本発明に係る航空機とは、複数の動作機構のうちの１つの異常を確実に特定することを可能にする。特に、フラップを支持する支持部が取付けられる、壊れたユニバーサルジョイントを確実に特定する。そして必要ならば航空機のパイロットに報知可能である。

本発明の典型的な実施形態は、添付の模式図において典型的な形態で示す。

図１は、翼２を有する航空機１を示す。翼２は、主翼ボックス３と、複数の着陸フラップ４とを有する。主翼ボックス３とこれら着陸フラップ４は、図２〜図４に詳細に示す。本実施形態においては、着陸フラップ４のそれぞれは、第１着陸フラップ要素４ａと第２着陸フラップ要素４ｂを有する。第１着陸フラップ要素４ａと第２着陸フラップ要素４ｂは、２つの実質的に物理的同一の支持部５に共に取付けられる。２つの支持部５のうちの１つのみを、図２〜図４に示す。

２つの支持部５のそれぞれは、主翼ボックス３に取付けられた保持器６上に取付けられる。その結果、２つの支持部５は、フラップ回転軸線７回りに回転できる。フラップ回転軸線７は、図２〜図４の紙面に対して垂直に延びる。従って、２つの支持部５に取付けられる着陸フラップ４も、主翼ボックス３に対してフラップ回転軸線７回りに回転できる。

着陸フラップ４は、航空機１の動作中に、主翼ボックス３に対して様々な位置に動作するように意図される。通常の飛行中では、図２と図３に示すように、着陸フラップ４は、主翼ボックス３に対して格納位置にある。航空機１の揚力を増加させるために、特に離着陸中に、着陸フラップ４は、主翼ボックス３に対して図４に示す展開位置まで展開できる。図３に示す格納位置と図４に示す展開位置との間の動作中に、着陸フラップ４はフラップ回転軸線７回りに回転する。

格納位置と展開位置の間で着陸フラップ４を動作させるために、翼２は、複数の動作機構８を有する。各々の動作機構８は、それぞれ支持部５に結合される。動作中の動作機構８は、着陸フラップ４をフラップ回転軸線７回りに回転させる。図２は、１つの動作機構
８を示し、動作機構８の部品も示す。図５は、動作機構８の部品を詳細に示す。

動作機構８は、スピンドルヘッド９、スピンドル１０、およびスピンドルナット１１を有する。スピンドルヘッド９は、対応する保持器６に取付けられる。スピンドル１０は、スピンドルヘッド９上のユニバーサルジョイント１２に懸架される。スピンドル１０は長手方向軸線Ｌを有する。スピンドル１０は、図５に部分的にのみ示す。スピンドルナット１１は、ユニバーサルジョイント１２を有する。本実施形態において、ユニバーサルジョイント１２は、ユニバーサルジョイントリングの形態である。ユニバーサルジョイント１２に、それぞれの支持部５が取付けられる。支持部５は、ユニバーサルジョイント１２上の２つの保持装置１３によって保持され、軸線Ａ回りに回転できる。

着陸フラップ４を動作させるために、動作機構８のスピンドル１０は、適切な駆動部によって長手方向軸線Ｌ回りに回転される。その結果、スピンドルナット１１は、スピンドル１０の長手方向軸線Ｌに沿ってユニバーサルジョイント１２と共に動作する。その結果、支持部５と着陸フラップ４は、主翼ボックス３に対してフラップ回転軸線７回りに回転する。主翼ボックス３に対する着陸フラップ４と支持部５の角度位置は、スピンドル１０に対するユニバーサルジョイント１２の位置に依存して決定される。

動作機構８のスピンドル１０は、たとえば集中油圧式または電動式の駆動部（図面にはこれ以上詳細には示さない）によって、たとえば特許文献１から一般的に公知のシャフトを介して駆動可能である。動作機構８の個々のスピンドル１０は、集中駆動部によって同期して駆動される。

しかし、本実施形態の各々の動作機構８は、自身の駆動部１４を有する。駆動部１４は、対応するスピンドル１０を駆動する。図１に模式的に示すように、複数の駆動部１４は、主翼ボックス３に配置され、それぞれたとえば電動式または油圧式である。各々の駆動部１４は、動作機構８のための変速ユニット１５（その一部を図２に示す）を介して、各々のスピンドル１０に結合される。

上述したように、着陸フラップ４のそれぞれは、いずれの場合においても、２つの実質的に物理的同一の支持部５に結合される。各々の支持部５は、自身の動作機構８によって駆動される。各々の動作機構８は、自身の駆動部１４を有する。着陸フラップ４の傾きを防止するために、２つの支持部５は同期して動作する。この目的のため、各々の駆動部１４は、電線２１を介してコンピュータ１７に接続される。コンピュータ１７は、航空機１の胴体１６に配置される。コンピュータ１７は、適切な方法で駆動部１４を作動させる。コンピュータ１７は、これに代えて、図示されていない方法で航空機１の操縦室に接続でき、その場合、パイロットが着陸フラップ４を動作できる。

図３、図４および図６は、それぞれの支持部５に取付けられる計測装置１８を示す。各々の計測装置１８は、主翼ボックス３に対する、対応する着陸フラップ４と支持部５の角度位置を判定する。

計測装置１８は、センサハウジング２０に収容される一般的に公知の回転センサ１９を有する。センサハウジング２０は、センサ接続基部２９（図５に示す）を介して、支持部５に一体にネジ止めされる。回転センサ１９のシャフト（図においてセンサレバーアーム２２によって隠される）は、センサハウジング２０の外部に突出し、センサレバーアーム２２の基端に一体に接続される。回転センサ１９のシャフトの長手方向軸線は、図６の紙面に対して垂直に延びるように設定される。センサレバーアーム２２と、回転センサ１９のシャフトとの間の接続位置は、センサ回転位置２３を構成する。その結果、回転センサ１９のシャフトは、センサレバーアーム２２によって、センサハウジング２０に対して回
転できる。回転センサ１９は、センサハウジング２０に対する回転センサ１９のシャフトの位置に基づき、適切な出力信号を出力する。回転センサ１９の出力信号は、電線（明確さのために示さない）を介して、コンピュータ１７に供給される。コンピュータプログラムは、次にコンピュータ１７上で実行され、回転センサ１９の出力信号に基づき、主翼ボックス３に対する対応する支持部５の位置を演算する。

計測装置１８は、接続ロッド２４を有する。接続ロッド２４の先端は、回転センサ１９に接続されていないセンサレバーアーム２２の先端に、第１接続位置２５において関節式に接続される。接続ロッド２４の基端は、第２接続位置２６において、ユニバーサルジョイント１２に関節式に接続される。

センサレバーアーム２２と接続ロッド２４は、図６の紙面上に本質的に位置する。軸線Ａは、支持部５に関して取付けられる。軸線Ａは、支持部５がユニバーサルジョイント１２上において回転できるように、位置Ｐにおいて図６の紙面と交叉する。位置Ｐとセンサ回転位置２３の間の接続経路（第２接続経路）は、参照符号「２８」によって注釈付けられる。

センサレバーアーム２２、接続ロッド２４、第１接続経路２７、および第２接続経路２８は、四辺形を形成する。四辺形は４要素結合伝達機構を表わす。４要素結合伝達機構は、ユニバーサルジョイント１２を、回転センサ１９すなわち回転センサ１９のシャフトに結合する。その結果、４要素結合伝達機構は、フラップ回転軸線７回りの対応する支持部
５の回転中に、回転センサ１９を動作させる。これは図３と図４において見られる。なぜならば、着陸フラップ４と支持部５が主翼ボックス３に対して変位した場合、センサレバーアーム２２は、接続ロッド２４の作用によっていずれの場合においても、支持部５に対して変位した位置が決定される。よってセンサレバーアーム２２は、回転センサ１９のシャフトを、センサハウジング２０に対して動作させる。

更に本実施形態において、センサレバーアーム２２、接続ロッド２４、第１接続経路２７、および第２接続経路２８の長さは、これらが平行四辺形を構成するように設計される。その結果、フラップ回転軸線７に対する支持部５の回転動作と、回転センサ１９の動作との間に、１：１の変速比がもたらされる。

本実施形態において、計測装置１８は、翼２の各々の支持部５に取付けられる。計測装置１８は、支持部５の角度位置を計測する。回転センサ１９の出力信号は、支持部５の角度位置に関連する。回転センサ１９の出力信号は、電線（図示略）によってコンピュータ１７に供給される。上述したように、複数の着陸フラップ４は、同期して動作するように意図される。特に、或る１つの特定の着陸フラップ４を支持する２つの支持部５は、着陸フラップ４の傾きまたは捩じれを防止するために、同期して動作するように意図される。

本実施形態において、コンピュータプログラムは、コンピュータ１７上で実行される。コンピュータ１７は、回転センサ１９の出力信号を評価する。コンピュータ１７は、或る１つの着陸フラップ４を支持する２つの支持部５が同期して動作するように、評価結果に基づき複数の駆動部１４を制御する。特にコンピュータ１７は、或る１つの着陸フラップ４に関連する２つの回転センサ１９からの２つの出力信号から、差分信号を形成する。２つの支持部５が同期して動作する限り、差分信号の大きさは比較的小さい。一方、差分信号の大きさが上限値を超える場合、２つの支持部５が非同期に動作すると推測できる。たとえば、或る１つのユニバーサルジョイント１２が故障しているとも推測できる。本実施形態において、差分信号の大きさが限界値を超える場合、コンピュータ１７は、２つの支持部５の更なる動作を中断し、航空機１の操縦室に適切な警告メッセージを送る。

或る翼を有する航空機の平面図。 図１の航空機の翼の断面図。 翼の着陸フラップの格納位置を示す断面図。 翼の着陸フラップの展開位置を示す断面図。 翼の着陸フラップの動作機構の一例を示す斜視図。 着陸フラップの位置を判定する計測装置の拡大図。

符号の説明

１ 航空機
２ 翼
３ 主翼ボックス
４ 着陸フラップ
４ａ，４ｂ 着陸フラップ要素
５ 支持部
６ 保持器
７ フラップ回転軸線
８ 動作機構
９ スピンドルヘッド
１０ スピンドル
１１ スピンドルナット
１２ ユニバーサルジョイント（ユニバーサルジョイントリング）
１３ 保持装置
１４ 駆動部
１５ 変速ユニット
１６ 航空機胴体
１７ コンピュータ
１８ 計測装置
１９ 回転センサ
２０ センサハウジング
２１ 電線
２２ センサレバーアーム
２３ センサ回転位置
２４ 接続ロッド
２５ 第１接続位置
２６ 第２接続位置
２７ 第１接続経路
２８ 第２接続経路
２９ センサ接続基部
Ａ 軸線
Ｌ 長手方向軸線
Ｐ 位置

Claims (12)

1. 航空機の翼であって、前記翼は、
   主翼ボックス（３）と、
   フラップ回転軸線（７）回りに回転可能なように前記主翼ボックス（３）に取付けられた支持部（５）と、
   前記支持部（５）に取付けられるフラップ（４）であって、前記フラップ（４）は、前記主翼ボックス（３）に対する前記支持部（５）の回転中に前記フラップ回転軸線（７）回りに回転することと、
   前記支持部（５）に結合される動作機構（８）であって、前記動作機構（８）は前記主翼ボックス（３）に対する前記フラップ（４）の角度位置を設定することと、
   前記フラップ（４）の角度位置を検出する計測装置（１８）であって、前記計測装置（１８）は、前記支持部（５）上に配置される回転センサ（１９）と、前記回転センサ（１９）を前記動作機構（８）に結合する４要素結合伝達機構（２２，２４，２７，２８）とを有することと
   を備える、航空機の翼。
2. 前記動作機構（８）はスピンドル（１０）、スピンドルナット（１１）、および駆動部（１４）を備え、前記スピンドルナット（１１）は前記支持部（５）に結合され、
   前記４要素結合伝達機構（２２，２４，２７，２８）は前記スピンドルナット（１１）に結合され、
   前記駆動部（１４）は、前記フラップ（４）の角度位置を設定するために、前記スピンドル（１０）を前記スピンドル（１０）の長手方向軸線（Ｌ）回りに回転させ、その結果、前記スピンドルナット（１１）は前記スピンドル（１０）の長手方向軸線（Ｌ）に沿って動作し、従って前記フラップ回転軸線（７）回りに前記支持部（５）を回転させる、
   請求項１記載の翼。
3. 前記４要素結合伝達機構（２２，２４，２７，２８）は第１レバーアーム（２２）と第２レバーアーム（２４）を備え、前記第２レバーアーム（２４）は前記第１レバーアーム（２２）に関節式に接続され、
   前記第１レバーアーム（２２）は、センサ回転位置（２３）において前記回転センサ（１９）に接続され、
   前記第２レバーアーム（２４）は、接続位置（２６）において前記動作機構（８）に関節式に接続される、
   請求項１または２記載の翼。
4. 前記第２レバーアーム（２４）は、前記接続位置（２６）において前記スピンドルナット（１１）に関節式に接続される、
   請求項３記載の翼。
5. 前記スピンドルナット（１１）はユニバーサルジョイント（１２）を備え、よって前記第２レバーアーム（２４）は、前記接続位置（２６）において関節式に接続され、
   前記支持部（５）は、回転軸線（Ａ）回りに回転できるように前記ユニバーサルジョイント（１２）に取付けられる、
   請求項４記載の翼。
6. 前記４要素結合伝達機構（２２，２４，２７，２８）は四辺形を形成し、前記四辺形の辺は、前記第１レバーアーム（２２）、前記第２レバーアーム（２４）、第１接続経路（２７）、および第２接続経路（２８）によって形成され、
   前記第１接続経路（２７）は、前記センサ回転位置（２３）と前記回転軸線（Ａ）の間に位置し、
   前記第２接続経路（２８）は、前記接続位置（２６）と前記回転軸線（Ａ）の間に位置する、
   請求項５記載の翼。
7. 前記四辺形（２２，２４，２７，２８）は平行四辺形である、
   請求項６記載の翼。
8. 前記フラップは着陸フラップ（４）である、
   請求項１乃至７のいずれか一項に記載の翼。
9. 前記翼は更に、
   前記フラップ（４）が取付けられる追加支持部であって、前記追加支持部は前記フラップ回転軸線（７）回りに回転できるように前記主翼ボックス（３）に取付けられることと、
   前記追加支持部に結合される追加動作機構であって、前記追加動作機構は前記フラップ（４）の角度位置を調整することと、
   前記フラップ（４）の角度位置を検出する追加計測装置と
   を備え、
   前記追加計測装置は、前記追加支持部に配置される追加回転センサと、前記追加動作機構に結合する追加４要素結合伝達機構とを有する、
   請求項１乃至８のいずれか一項に記載の翼。
10. 請求項１乃至９のいずれか一項に記載の翼（２）を少なくとも１つ有する、
    航空機。
11. 請求項９記載の翼（２）を少なくとも１つ有する航空機であって、
    前記航空機は評価装置（１７）を備え、前記評価装置（１７）は前記回転センサ（１９）と前記追加回転センサに接続され、前記評価装置（１７）は前記回転センサ（１９）と前記追加回転センサからそれぞれ生じる信号を評価する、
    航空機。
12. 前記評価装置（１７）は、前記回転センサ（１９）の信号と、前記追加回転センサの信号との間の差分信号を形成し、前記差分信号が限界値を上回るかまたは下回る場合、前記評価装置（１７）は前記フラップ（４）、前記動作機構（８）、および前記追加動作機構のうちの少なくとも１つが不正確な動作状態であると推測する、
    請求項１１記載の航空機。

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