JP7130397B2 - トレーリングコーンシステム - Google Patents

Description

本発明は、航空機の飛行試験の計測で使用されるトレーリングコーンシステムに関する。

正確な飛行速度の取得を目的として、航空機の機体後部にトレーリングコーンシステム（以降、ＴＣＳと呼ぶ。）を装備して、飛行試験が行われている。図１０を参照して、このＴＣＳを説明する。なお、図１０は、航空機が停止している状態を示している。また、ＴＣＳのケーブル巻取機側を前側とし、ＴＣＳのコーン側を後側として説明する。

ＴＣＳは、航空機１０の機体後部に装備されており、ケーブル巻取機２１、圧力センサ２２、ケーブル２３ａ、２３ｂ、圧力孔金具と呼ばれる圧力検知部２４、コーン２５、ケーブルガイド２６を有している。

コーン２５は、飛行試験時に垂直尾翼１１からケーブル２３ａ、２３ｂにより曳航されるものである。ケーブル２３ａは、その一端が機内に配置されたケーブル巻取機２１と接続され、垂直尾翼１１の頂部に設けられたケーブルガイド２６の内部を通って機外に出されて、その他端が圧力孔金具２４の前端側に接続されている。このケーブル２３ａは、ケーブル巻取機２１により、その長さ（機外での長さ）を調整することができる。また、ケーブル２３ｂは、その一端が圧力孔金具２４の後端側に接続され、その他端がコーン２５に接続されており、このケーブル２３ｂの長さにより、圧力孔金具２４とコーン２５との間が所定の長さ離れた位置となるようにしている。このように、ケーブル２３ａ、２３ｂの途中に圧力孔金具２４が設けられ、ケーブル２３ａ、２３ｂの先端にコーン２５が設けられている。

ケーブル巻取機２１と圧力孔金具２４との間のケーブル２３ａの内部には、圧力センサ２２と圧力孔金具２４とを接続するチューブ（図示省略）が設けられている。また、圧力孔金具２４には静圧検知用の孔が多数設けられている。そして、圧力孔金具２４の孔、チューブを介して、圧力孔金具２４の周囲の大気を圧力センサ２２に導いて、圧力を検出している。

飛行試験時には、コーン２５が風圧（空気力）を受けることで、ケーブル２３ａ、２３ｂを展張させて、機体後方の一様流に近い大気中に圧力孔金具２４を配置させる。そして、一様流に近い大気中に配置した圧力孔金具２４から導かれた大気の圧力を圧力センサ２２で検出し、検出した圧力から高度、流速、つまり、飛行速度を取得している。このときには、圧力孔金具２４は機体から１００ｍ程度離れた位置まで繰り出されることもある。

特開平９－２０２９６号公報

ケーブル２３ａは、地上及び低速飛行のときは、ケーブル巻取機２１によって巻き取られて、その一部がケーブル巻取機２１の内部に収納されるが、圧力孔金具２４がケーブルガイド２６に干渉するため、全てを収納することはできず、一定の長さは常に機外に残っている。そして、地上又は低速飛行のときには、コーン２５が受ける風圧がない又は不十分であるため、機外のケーブル２３ｂ、圧力孔金具２４及びコーン２５は、垂れ下がった状態となる。この場合、風等によって圧力孔金具２４やコーン２５が垂直尾翼１１に衝突し、圧力孔金具２４やコーン２５だけでなく、垂直尾翼１１も破損する危険性がある。垂直尾翼１１、圧力孔金具２４、コーン２５が破損した場合には、修理が必要となり、時間的、コスト的なデメリットとなる。

このような危険性を防止するため、図１１に示すように、ケーブルガイド２６の後端側に拡径したゴムチューブ２７を設け、ゴムチューブ２７の内部に圧力孔金具２４を収納することにより、圧力孔金具２４の衝突による損傷を防止する構造が知られている。しかしながら、このような構造でも、圧力孔金具２４より後方のケーブル２３ｂやコーン２５は依然として垂れ下がったままであり、垂直尾翼１１に衝突する危険性は残っている。

本発明は上記課題に鑑みなされたもので、垂直尾翼への衝突を回避して、飛行試験における危険性を低減することができるトレーリングコーンシステムを提供することを目的とする。

上記課題を解決する第１の発明に係るトレーリングコーンシステムは、
航空機の垂直尾翼からケーブルにより曳航されるコーンと、前記ケーブルに設けられた圧力検知部とを有するトレーリングコーンシステムにおいて、
長さが変化する伸縮部を前記圧力検知部と前記コーンとの間に設けた
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第２の発明に係るトレーリングコーンシステムは、
上記第１の発明に記載のトレーリングコーンシステムにおいて、
前記伸縮部は、互いが移動可能に接続された複数の継手を有し、
前記複数の継手同士は、互いに弾性部材で接続される
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第３の発明に係るトレーリングコーンシステムは、
上記第２の発明に記載のトレーリングコーンシステムにおいて、
前記複数の継手の少なくとも１つが風圧を受ける風受けを有する
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第４の発明に係るトレーリングコーンシステムは、
上記第２又は第３の発明に記載のトレーリングコーンシステムにおいて、
前記複数の継手の１つが前記圧力検知部の端部に固定されると共に、前記複数の継手同士は、収縮時に互いに嵌合する嵌合部を有する
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第５の発明に係るトレーリングコーンシステムは、
上記第１の発明に記載のトレーリングコーンシステムにおいて、
前記伸縮部は、人工筋肉を有する
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第６の発明に係るトレーリングコーンシステムは、
上記第５の発明に記載のトレーリングコーンシステムにおいて、
前記人工筋肉の外周側にベローズ又は多重管を設けた
ことを特徴とする。

上記課題を解決する第７の発明に係るトレーリングコーンシステムは、
上記第１～第６のいずれか１つの発明に記載のトレーリングコーンシステムにおいて、
前記垂直尾翼に設けられ、前記ケーブルが内部を通るケーブルガイドを有し、
前記ケーブルガイドの後端に、前記圧力検知部の前端を保持する保持部を設けるか、又は、前記圧力検知部を内部に収納する収納部を設ける
ことを特徴とする。

本発明によれば、圧力検知部とコーンとの間に伸縮部を設けたので、垂直尾翼等の機体への衝突を回避して、飛行試験における危険性を低減することができる。

本発明に係るトレーリングコーンシステムの実施形態の一例を説明する図であって、ケーブルガイド後端及びケーブルガイドより後方側の構成を説明する概略図である。 図１に示したトレーリングコーンシステムの伸縮部を拡大して説明する概略図である。 図１に示したトレーリングコーンシステムの飛行時の状態を説明する概略図である。 図１に示したトレーリングコーンシステムの停止時の状態を説明する概略図である。 本発明に係るトレーリングコーンシステムの実施形態の他の一例を説明する図であって、ケーブルガイド後端及びケーブルガイドより後方側の構成を説明する概略図である。 図５に示したトレーリングコーンシステムのＡ－Ａ線矢視断面図である。 図５に示したトレーリングコーンシステムの伸縮部が縮んでいる状態を説明する概略図である。 図５に示したトレーリングコーンシステムの伸縮部が伸びていく状態を説明する概略図である。 図５に示したトレーリングコーンシステムの伸縮部が伸びきった状態を説明する概略図である。 従来のトレーリングコーンシステムを説明する概略図である。 従来のトレーリングコーンシステムの他の一例を説明する概略図である。

以下、図面を参照して、本発明に係るトレーリングコーンシステム（ＴＣＳ）の実施形態を説明する。なお、以下では、一例として、図１０に示したＴＣＳをベースに説明を行うが、例えば、特許文献１の図１～図３に示すように、圧力センサ自体をケーブルに取り付けた構成のＴＣＳにも、本発明は適用可能である。

［実施例１］
本実施例のＴＣＳについて、図１～図４を参照して説明を行う。ここで、図１は、本実施例のＴＣＳを説明する図であって、ケーブルガイド後端及びケーブルガイドより後方側の構成を説明する概略図である。また、図２は、図１に示したＴＣＳの伸縮部を拡大して説明する概略図である。また、図３は、図１に示したＴＣＳの飛行時の状態を説明する概略図であり、図４は、図１に示したＴＣＳの停止時の状態を説明する概略図である。なお、ここでは、ＴＣＳのケーブル巻取機側を前側とし、ＴＣＳのコーン側を後側とし、図の上下方向を鉛直方向とし、図の上下方向に垂直な方向を水平方向として説明する。

本実施例のＴＣＳは、図４に示すように、航空機１０の機体後部、例えば、垂直尾翼１１の後縁に近い上端部等に装備されており、ケーブル巻取機２１、圧力センサ２２、ケーブル２３ａ、２３ｂ、圧力孔金具２４（圧力検知部）、コーン２５、ケーブルガイド２６を有しており、これらは、図１０で説明した従来のＴＣＳと同様の構成である。そのため、ここでは、図１０で説明した従来のＴＣＳと同等の構成には同じ符号を使用し、重複する説明は省略する。

このように、本実施例のＴＣＳは、基本的には、従来のＴＣＳと同様の構成であるが、圧力孔金具２４とコーン２５との間に、自身の長さが変化する伸縮部３０を設けている点、そして、圧力孔金具２４の前端側に半球状の凸部のフェアリング４１を設けると共に、ケーブルガイド２６の後端側にフェアリング４１が嵌合する半球状の凹部の受部２８（保持部）を設けている点に違いがある。なお、フェアリング４１及び受部２８の形状は、互いに嵌合する形状であれば、他の形状でもよく、例えば、フェアリング４１を円錐状の凸部とし、受部２８を円錐状の凹部として、互いに嵌合するようにしてもよい。また、フェアリング４１は、圧力孔金具２４に設けられる静圧検知用の孔と干渉しない形状に形成することが望ましい。また、受部２８としては、ゴム等の材料が好適である。

伸縮部３０は、互いが移動可能に接続された前側継手３１、中間継手３２及び後側継手３３から構成されている。なお、図１及び図２では、図を簡単にするため、１つの中間継手３２しか図示していないが、実際には、図３及び図４に示すように、複数の中間継手３２を接続しており、収縮時及び伸張時の伸縮部３０の長さを後述する所望の長さＬ１及びＬ２になるようにしている。

ここで、図２を参照して、前側継手３１、中間継手３２及び後側継手３３について説明を行う。

前側継手３１は、圧力孔金具２４の後端側に固定された継手本体３１ａと、継手本体３１ａの後端側に形成された凸部３１ｂ（嵌合部）と、凸部３１ｂに形成された長丸長方形の長穴部３１ｃと、継手本体３１ａの内部に設けられたバネ３１ｄ（弾性部材）とを有している。なお、ここでは、弾性部材として、バネ３１ｄを使用しているが、例えば、ゴム等の弾性部材でもよい。

前側継手３１において、凸部３１ｂは、継手本体３１ａの水平方向両側に設けられると共に、後述する中間継手３２の凹部３２ｉ（嵌合部）と嵌合する形状に形成されている。そのため、バネ３１ｄによる引張力により前側継手３１と中間継手３２の間の隙間が収縮して無くなったときには、凸部３１ｂが凹部３２ｉに嵌合するので、前側継手３１により中間継手３２の移動の自由度が制限され、特に、鉛直方向への移動を制限することになる。

前側継手３１と中間継手３２において、それらの水平方向両側だけでなく、鉛直方向両側にも上記と同様の嵌合構造を設けることにより、水平方向への移動を制限することもできる。このような嵌合構造の配置によって、鉛直方向のみの移動を制限したり、水平方向のみの移動を制限したり、鉛直及び水平方向の移動を制限したりすることができる。

また、長穴部３１ｃは、後述する中間継手３２の移動軸３２ｈを内部に保持しており、そして、形状を長丸長方形とすることにより、長穴部３１ｃの長手方向の範囲内において、移動軸３２ｈを移動可能に保持している。このような長穴部３１ｃを設け、前側継手３１に対する中間継手３２の位置を変更することで、前側継手３１と中間継手３２との間の隙間の大きさを変更すると共に、前側継手３１により中間継手３２の移動の自由度を変更することができる。

例えば、上述したように、バネ３１ｄによる引張力により前側継手３１と中間継手３２の間の隙間が収縮して無くなったときには、移動軸３２ｈは長穴部３１ｃの前側（図２における左側）に移動し、凸部３１ｂが凹部３２ｉに嵌合するので、前側継手３１により中間継手３２の自由度が制限される。

一方、後述するように、風受け３２ｅが受ける風圧による伸張力により、前側継手３１と中間継手３２の間の隙間が広がったときには、移動軸３２ｈは長穴部３１ｃの後側（図２における右側）に移動し、凸部３１ｂが凹部３２ｉに嵌合しない状態になるので、前側継手３１による制限が小さくなり、中間継手３２に移動の自由度が生まれる。

また、バネ３１ｄは、一端が前側継手３１の前端側に固定され、他端が後述する中間継手３２の接続部３２ｇの前端側に固定されている。詳細は後述するが、所定の飛行速度未満のときには、このバネ３１ｄの引張力により、中間継手３２をケーブルガイド２６側に引きつけることになる。

中間継手３２は、継手本体３２ａと、継手本体３２ａの後端側に形成された凸部３２ｂ（嵌合部）と、凸部３２ｂに形成された長丸長方形の長穴部３２ｃと、継手本体３２ａの内部に設けられたバネ３２ｄ（弾性部材）とを有している。なお、ここでも、弾性部材として、バネ３２ｄを使用しているが、例えば、ゴム等の弾性部材でもよい。

更に、中間継手３２は、継手本体３２ａの外周に設けられた複数の風受け３２ｅと、継手本体３２ａの内部の鉛直方向に設けられた支持軸３２ｆと、支持軸３２ｆの中央部に設けられた接続部３２ｇと、接続部３２ｇに設けられた移動軸３２ｈと、継手本体３２ａの前端側に形成された凹部３２ｉとを有している。なお、図２では、支持軸３２ｆを鉛直方向に設け、移動軸３２ｈを水平方向に設けているが、支持軸３２ｆと移動軸３２ｈを設ける方向は適宜に変更可能である。例えば、支持軸３２ｆを水平方向に設け、移動軸３２ｈを鉛直方向に設けてもよく、その場合には、移動軸３２ｈを設ける方向に合わせて、前側継手３１の凸部３１ｂ及び長穴部３１ｃと中間継手３２の凹部３２ｉを設ける方向も変更すればよい。

中間継手３２において、凸部３２ｂは、継手本体３２ａの水平方向両側に設けられると共に、後述する後側継手３３の凹部３３ｉ（嵌合部）及び当該中間継手３２の次に接続される他の中間継手３２（以降、次の中間継手３２）の凹部３２ｉと嵌合する形状に形成されている。そのため、バネ３２ｄによる引張力により中間継手３２と後側継手３３の間又は隣接する中間継手３２同士の間の隙間が収縮して無くなったときには、凸部３２ｂが凹部３３ｉ又は次の中間継手３２の凹部３２ｉに嵌合するので、中間継手３２により後側継手３３や次の中間継手３２の移動の自由度が制限され、特に、鉛直方向への移動を制限することになる。

中間継手３２と後側継手３３又は隣接する中間継手３２同士において、それらの水平方向両側だけでなく、鉛直方向両側にも上記と同様の嵌合構造を設けることにより、水平方向への移動を制限することもできる。このような嵌合構造の配置によって、鉛直方向のみの移動を制限したり、水平方向のみの移動を制限したり、鉛直及び水平方向の移動を制限したりすることができる。つまり、伸縮部３０においては、上述した前側継手３１、そして、中間継手３２及び後側継手３３の組み方により、一方向の動きを制限したり、二方向の動きを制限したりすることができる。

また、長穴部３２ｃは、後述する後側継手３３の移動軸３３ｈ又は次の中間継手３２の移動軸３２ｈを内部に保持しており、そして、形状を長丸長方形とすることにより、長穴部３２ｃの長手方向の範囲内において、移動軸３３ｈ又は移動軸３２ｈを移動可能に保持している。このような長穴部３２ｃを設け、中間継手３２に対する後側継手３３又は次の中間継手３２の位置を変更することで、中間継手３２と後側継手３３との間又は隣接する中間継手３２同士の間の隙間の大きさを変更すると共に、中間継手３２により後側継手３３又は次の中間継手３２の移動の自由度を変更することができる。

例えば、上述したように、バネ３２ｄによる引張力により中間継手３２と後側継手３３の間又は隣接する中間継手３２同士の間の隙間が収縮して無くなったときには、移動軸３３ｈ又は次の中間継手３２の移動軸３２ｈは長穴部３２ｃの前側（図２における左側）に移動し、凸部３２ｂが凹部３３ｉ又は次の中間継手３２の凹部３２ｉに嵌合するので、中間継手３２により後側継手３３又は次の中間継手３２の自由度が制限される。

一方、後述するように、風受け３３ｅ又は次の中間継手３２の風受け３２ｅが受ける風圧による伸張力により、中間継手３２と後側継手３３の間又は隣接する中間継手３２同士の間の隙間が広がったときには、移動軸３３ｈ又は次の中間継手３２の移動軸３２ｈは長穴部３２ｃの後側（図２における右側）に移動し、凸部３２ｂが凹部３３ｉ又は次の中間継手３２の凹部３２ｉに嵌合しない状態になるので、中間継手３２による制限が小さくなり、後側継手３３又は次の中間継手３２に移動の自由度が生まれる。

また、バネ３２ｄは、一端が接続部３２ｇの後端側に固定され、他端が後述する後側継手３３の接続部３３ｇ又は次の中間継手３２の接続部３２ｇの前端側に固定されている。詳細は以下に説明するが、所定の飛行速度未満のときには、このバネ３２ｄの引張力により、後側継手３３又は次の中間継手３２をケーブルガイド２６側に引きつけることになる。

また、風受け３２ｅは、継手本体３２ａの外周面に対して前側に向かって開く角度で配置されており、飛行時の風圧により中間継手３２を後側に引っ張るようにしている。そして、所定の飛行速度以上のときに風受け３２ｅが受ける風圧による伸張力がバネ３１ｄの引張力より大きくなるように、バネ３１ｄの強さや風受け３２ｅの大きさ、角度等を設定している。従って、所定の飛行速度以上のときには、風受け３２ｅが受ける風圧による伸張力により、前側継手３１と中間継手３２の間の隙間が広がり、移動軸３２ｈが長穴部３１ｃの後側（図２における右側）に移動し、凸部３１ｂが凹部３２ｉに嵌合しない状態になる。なお、図２では、一例として、図中の上下に合計２つの風受け３２ｅを設けているが、更に多くの風受け３２ｅを設けてもよいし、継手本体３２ａの外周全周に風受け３２ｅを設けてもよい。

また、支持軸３２ｆは、継手本体３２ａに回転可能に支持されており、接続部３２ｇが支持軸３２ｆに固定されている。言い換えると、継手本体３２ａが支持軸３２ｆに対して回転可能となっている。そのため、前側継手３１と中間継手３２の間の隙間が広がったときには、中間継手３２が支持軸３２ｆ回りに揺動（回転）可能となる。

また、移動軸３２ｈは、上述したように、長穴部３１ｃを長手方向に移動可能である。また、移動軸３２ｈ自体は、長穴部３１ｃにおいて回転可能となっている。言い換えると、継手本体３２ａが移動軸３２ｈと共に回転可能となっている。そのため、前側継手３１と中間継手３２の間の隙間が広がったときには、中間継手３２が移動軸３２ｈ回りに揺動（回転）可能となる。

従って、前側継手３１と中間継手３２の間の隙間が広がったとき、中間継手３２は、支持軸３２ｆ回りと移動軸３２ｈ回りの２方向に揺動可能となる。上述したように、支持軸３２ｆと移動軸３２ｈを設ける方向は適宜に変更可能であるので、中間継手３２の揺動方向も適宜に変更可能となる。

なお、支持軸３２ｆを継手本体３２ａに固定して設けたり、移動軸３２ｈ自体を回転しない形状（例えば、長穴部３１ｃを移動可能な長丸長方形等の形状）に変更したりして、中間継手３２が揺動しないような構成に変更してもよい。このような構成に変更した場合、前側継手３１と中間継手３２の間の隙間が広がったときに中間継手３２が揺動可能な方向を、支持軸３２ｆ回り及び移動軸３２ｈ回りのいずれか１方向に制限したり、両方向とも制限したりすることができる。

特に、全ての中間継手３２において、支持軸３２ｆ回り及び移動軸３２ｈ回りの両方向への揺動を制限すると共に、後述の後側継手３３において、支持軸３３ｆ回り及び移動軸３３ｈ回りの両方向への揺動を制限する場合には、前側継手３１と中間継手３２の間、隣接する中間継手３２同士の間、そして、中間継手３２と後側継手３３の間の隙間が広がる際に、中間継手３２及び後側継手３３が揺動せずに真っ直ぐ後方側に移動することになり、伸縮部３０全体の伸張時に、風等によってケーブル２３ｂやコーン２５が暴れるように揺れても、ケーブル２３ｂやコーン２５が垂直尾翼１１に接触することを抑制することができる。

後側継手３３は、後端側にケーブル２３ｂが接続された継手本体３３ａを有し、更に、継手本体３３ａの外周側に設けられた複数の風受け３３ｅと、継手本体３３ａの内部の径方向に設けられた支持軸３３ｆと、支持軸３３ｆの中央部に設けられた接続部３３ｇと、接続部３３ｇに設けられた移動軸３３ｈと、継手本体３３ａの前端側に形成された凹部３３ｉとを有している。なお、後側継手３３には、中間継手３２の凸部３２ｂ、長穴部３２ｃ、バネ３２ｄに該当する構成は設けられていない。

後側継手３３において、風受け３３ｅ、支持軸３３ｆ、移動軸３３ｈは、中間継手３２の風受け３２ｅ、支持軸３２ｆ、移動軸３２ｈと同等の構成であるので、それらの説明は省略する。また、接続部３３ｇは、その前端側にバネ３２ｄが接続されているだけである。また、凹部３３ｉは、凸部３２ｂと嵌合する形状となっている。

以上説明したように、前側継手３１、中間継手３２及び後側継手３３は、互いが移動可能に接続されると共に、互いがバネ３１ｄ、３２ｄで接続されている。このような前側継手３１、中間継手３２及び後側継手３３で伸縮部３０を構成することにより、所定の飛行速度以上のときには、中間継手３２及び後側継手３３は自在又は略自在に動き、逆に、所定の飛行速度未満のときには、中間継手３２及び後側継手３３の移動の自由度が制限されて、前側継手３１、中間継手３２及び後側継手３３は、即ち、伸縮部３０は、一体の棒状の状態となる。

以上説明した構成を有する本実施例のＴＣＳの飛行時及び停止時の状態を図３及び図４を参照して説明する。

飛行試験時には、コーン２５が風圧を受けることで、ケーブル２３ａ、２３ｂを展張させ、後側継手３３を後側へ引っ張ると共に、更に、伸縮部３０の中間継手３２の風受け３２ｅ及び後側継手３３の風受け３３ｅも風圧を受け、前側継手３１のバネ３１ｄ及び中間継手３２のバネ３２ｄが伸びて、継手間に隙間ができ、これにより、伸縮部３０が伸張することになる。伸縮部３０の後端からコーン２５の後端までの長さをＬ１とすると、収縮時の伸縮部３０の長さをＬ１としており、この伸張時の伸縮部３０の長さＬ２は、Ｌ２＞Ｌ１となり、Ｌ３＝Ｌ１＋Ｌ２＞２×Ｌ１が飛行時における圧力孔金具２４の後端からコーン２５の後端までの長さとなる。この長さＬ３は、飛行試験時にケーブル２３ａ、２３ｂを展張させて、機体後方の一様流に近い大気中に圧力孔金具２４を配置させた際に、コーン２５から圧力孔金具２４に設けられた静圧検知用の孔への空力干渉量が無い長さである。

これにより、機体後方の一様流に近い大気中に圧力孔金具２４を配置させ、一様流に近い大気中に配置した圧力孔金具２４から導かれた大気の圧力を圧力センサ２２で検出し、検出した圧力から流速、つまり、飛行速度を取得することになる。

一方、停止時や低速飛行時には、ケーブル２３ａがケーブル巻取機２１によって巻き取られるので、フェアリング４１が受部２８に嵌合して、ケーブルガイド２６の後方に真っ直ぐ伸びるように、圧力孔金具２４が配置されることになる。これに加えて、圧力孔金具２４の後端側の伸縮部３０も、一体の棒状の状態となって、圧力孔金具２４の後方に真っ直ぐ伸びるように配置されることになる。つまり、ケーブルガイド２６の後方に真っ直ぐ伸びるように、圧力孔金具２４及び伸縮部３０が配置される。このように、伸縮部３０自身は、自身の長さを収縮するだけでなく、自身の下方への垂れも防止している。

そして、収縮時の伸縮部３０の長さがＬ１であり、伸縮部３０の後端からコーン２５の後端までの長さがＬ１であることから、風等によってコーン２５が揺れても、ケーブル２３ｂやコーン２５が垂直尾翼１１に接触することもなく、垂直尾翼１１やコーン２５が破損することもなくなる。

このような本実施例のＴＣＳを用いて飛行試験を行うことにより、飛行速度の計測を安全に行うことができ、また、垂直尾翼１１やコーン２５が破損することもなくなるので、計測作業の迅速化を図ることもでき、コスト的にも有利となる。

なお、ここでは、伸縮部３０に風受け３２ｅ、風受け３３ｅを設けているが、コーン２５が受ける風圧による伸張力が、バネ３１ｄ、３２ｄの引張力より大きくなるようであれば、風受け３２ｅ、風受け３３ｅは設けなくでもよい。また、例えば、少なくとも１つの風受け３２ｅ（又は、風受け３３ｅ）を設け、コーン２５を含む全体の風圧による伸張力が、バネ３１ｄ、３２ｄの引張力より大きくなるようであれば、全ての中間継手３２及び後側継手３３に風受け３２ｅ及び風受け３３ｅを設けなくてもよい。

また、ここでは、ケーブルガイド２６の後端側に受部２８を設けているが、この受部２８に代えて、後述する収納部７０を設け、圧力孔金具２４を内部に収納するようにしてもよい。

［実施例２］
本実施例のＴＣＳについて、図５～図９を参照して説明を行う。ここで、図５は、本実施例のＴＣＳを説明する図であって、ケーブルガイド後端及びケーブルガイドより後方側の構成を説明する概略図である。また、図６は、図５に示したＴＣＳのＡ－Ａ線矢視断面図である。図７は、図５に示したＴＣＳの伸縮部が縮んでいる状態を説明する概略図であり、図８は、図５に示したＴＣＳの伸縮部が伸びていく状態を説明する概略図であり、図９は、図５に示したＴＣＳの伸縮部が伸びきった状態を説明する概略図である。なお、ここでも、ＴＣＳのケーブル巻取機側を前側とし、ＴＣＳのコーン側を後側とし、図の上下方向を鉛直方向とし、図の上下方向に垂直な方向を水平方向としてとして説明する。

本実施例のＴＣＳも、図示は省略しているが、航空機１０の機体後部に装備されており、ケーブル巻取機２１、圧力センサ２２、ケーブル２３ａ、圧力孔金具２４、コーン２５、ケーブルガイド２６を有しており、これらは、図１０で説明した従来のＴＣＳと略同様の構成である。そのため、ここでも、図１０で説明した従来のＴＣＳと同等の構成には同じ符号を使用し、重複する説明は省略する。

このように、本実施例のＴＣＳも、基本的には、従来のＴＣＳと同様の構成であるが、ケーブル２３ｂに代えて、圧力孔金具２４とコーン２５との間に、自身の長さが変化する伸縮部５０を設けている点、圧力孔金具２４の前端側に円錐状の凸部のフェアリング６１を設ける点、そして、ケーブルガイド２６の後端側に圧力孔金具２４を収納する収納部７０を設けている点に違いがある。

伸縮部５０は、ケーブル２３ｂに代えて設けられたものであり、人工筋肉５１とベローズ５２とを有している。人工筋肉５１は、図示しない通電制御部及び通電線で通電することにより収縮するものであり、通電を停止すると、元の長さに戻る（伸張する）。この人工筋肉５１の伸縮のため、ケーブル２３ａ及び圧力孔金具２４の内部には、伸縮を制御するための通電線（不図示）が設けられている。このような人工筋肉５１としては、電圧、電場、磁場の印加により伸縮する高分子材料からなるもの等が適用可能であるが、電気的に伸縮状態を変更できるものであれば、どのようなものでも適用可能である。また、空気圧を使ったゴム系の人工筋肉を適用することも可能である。

但し、人工筋肉は、材料や状況によっては、圧力孔金具２４とコーン２５との間の長さが変動するおそれがあり、コーン２５から圧力孔金具２４への空力干渉量も変動するおそれがある。

このようなことを考慮して、人工筋肉５１の外周側には伸縮可能なベローズ５２が設けられている。このベローズ５２は、伸張時の伸縮部５０の長さの再現性を確保する機能を果たしている。また、収縮時には、人工筋肉５１と共に、ベローズ５２の材料的、構造的剛性により、伸縮部５０を真下には垂れ下がらないようにする機能も果たしている。つまり、伸縮部５０は、収縮時には、下方側に湾曲はするが、真下には垂れ下がらない。更に、ベローズ５２は、人工筋肉５１を保護する機能も果たしている。従って、ベローズ５２は、上述した機能を果たすものであれば、どのようなものでもよい。また、上述した機能を考慮すると、ベローズ５２に代えて、伸縮可能な多重管構造も適用可能である。

また、収納部７０は、ケーブルガイド２６の円筒状の外周を後側に拡径した拡径部７１と、拡径部７１の内側に設けた１つのローラ７２を有している。この場合、ローラ７２は、拡径部７１の下方側内側に配置する。そして、ケーブル巻取機２１でケーブル２３ａを巻き取るときには、収納部７０の拡径部７１とローラ７２により、ケーブルガイド２６の後部の収納部７０の内部に圧力孔金具２４を導いており、これにより、圧力孔金具２４が円滑に収納されることになる。また、圧力孔金具２４の前端側にフェアリング６１を設けているので、ケーブルガイド２６や拡径部７１との干渉を抑制することもできる。なお、フェアリング６１の形状は、収納部７０などと干渉せずに円滑に収納可能な形状であって、圧力孔金具２４に設けられる静圧検知用の孔と干渉しない形状であれば、他の形状でもよく、例えば、フェアリング６１を半球状の凸部としてもよい。

なお、風等により圧力孔金具２４が揺れる場合を想定すると、例えば、図６に示すように、下方側内側のローラ７２に加えて、側方側内側に対となるローラ７２を配置し、複数のローラ７２により、収納した圧力孔金具２４を支持するようにすればよい。

以上説明した構成を有する本実施例のＴＣＳの停止時及び飛行時の状態を図５と共に、図７～図９を参照して説明する。

停止時や低速飛行時には、ケーブル２３ａがケーブル巻取機２１によって巻き取られるが、ケーブルガイド２６の後部には、拡径部７１とローラ７２を有する収納部７０が設けられており、圧力孔金具２４の前端側にはフェアリング６１が設けられているので、ケーブルガイド２６の後部に圧力孔金具２４が円滑に収納されることになる。このとき、圧力孔金具２４は、ケーブルガイド２６の後部の収納部７０に収納されて、ケーブルガイド２６の後方に真っ直ぐ伸びるように配置されることになる。

これに加えて、停止時や低速飛行時には、通電により人工筋肉５１が収縮し、これに伴い、ベローズ５２も収縮しているので、伸縮部５０は、人工筋肉５１やベローズ５２の材料的、構造的剛性により、伸縮部５０が真下には垂れ下がらず、ケーブルガイド２６の斜め後方に湾曲することになる。このように、ケーブルガイド２６の後部の収納部７０に圧力孔金具２４を収納し、伸縮部５０が真下には垂れ下がらないので、風等によってコーン２５が揺れても、コーン２５が垂直尾翼１１に衝突することはなく、垂直尾翼１１、コーン２５が破損することもなくなる。

一方、飛行時には、人工筋肉５１への通電を停止する。すると、人工筋肉５１は、元の長さに戻ろうとすると共に、コーン２５が受ける風圧により引っ張られて、図８に示すように、伸張していき、最終的には、図９に示すように、伸縮部５０の人工筋肉５１やベローズ５２が伸びきった状態となる。この伸びきった状態における圧力孔金具２４の後端からコーン２５の後端までの長さＬ３を、コーン２５からの空力干渉量が無い長さとすれば良い。

これにより、機体後方の一様流に近い大気中に圧力孔金具２４を配置させ、一様流に近い大気中に配置した圧力孔金具２４から導かれた大気の圧力を圧力センサ２２で検出し、検出した圧力から流速、つまり、飛行速度を取得することになる。

このような本実施例のＴＣＳを用いて飛行試験を行うことにより、飛行速度の計測を安全に行うことができ、また、垂直尾翼１１やコーン２５が破損することもなくなるので、計測作業の迅速化を図ることもでき、コスト的にも有利となる。

なお、ここでは、ケーブルガイド２６の後端側に収納部７０を設けているが、この収納部７０に代えて、上述した受部２８を設け、圧力孔金具２４を保持するようにしてもよい。

本発明は、航空機の飛行試験の計測で使用されるトレーリングコーンシステムに好適なものである。

１０ 航空機
１１ 垂直尾翼
２１ ケーブル巻取機
２２ 圧力センサ
２３ａ、２３ｂ ケーブル
２４ 圧力孔金具
２５ コーン
２６ ケーブルガイド
２８ 受部
３０ 伸縮部
３１ 前側継手
３２ 中間継手
３３ 後側継手
４１ フェアリング
５０ 伸縮部
５１ 人工筋肉
５２ ベローズ
６１ フェアリング
７０ 収納部
７１ 拡径部
７２ ローラ

Claims (8)

1. 航空機の垂直尾翼からケーブルにより曳航されるコーンと、前記ケーブルに設けられた圧力検知部とを有するトレーリングコーンシステムにおいて、
   長さが変化する伸縮部を前記圧力検知部と前記コーンとの間に設け、
   前記垂直尾翼に設けられ、前記ケーブルが内部を通るケーブルガイドを有し 、
   前記ケーブルガイドの後端に、前記圧力検知部の前端を保持する保持部を設けるか、又は、前記圧力検知部を内部に収納する収納部を設ける
   ことを特徴とするトレーリングコーンシステム。
2. 請求項１に記載のトレーリングコーンシステムにおいて、
   前記伸縮部は、互いが移動可能に接続された複数の継手を有し、
   前記複数の継手同士は、互いに弾性部材で接続される
   ことを特徴とするトレーリングコーンシステム。
3. 請求項２に記載のトレーリングコーンシステムにおいて、
   前記複数の継手の少なくとも１つが風圧を受ける風受けを有する
   ことを特徴とするトレーリングコーンシステム。
4. 請求項２又は請求項３に記載のトレーリングコーンシステムにおいて、
   前記複数の継手の１つが前記圧力検知部の端部に固定されると共に、前記複数の継手同士は、収縮時に互いに嵌合する嵌合部を有する
   ことを特徴とするトレーリングコーンシステム。
5. 請求項１に記載のトレーリングコーンシステムにおいて、
   前記伸縮部は、人工筋肉を有する
   ことを特徴とするトレーリングコーンシステム。
6. 請求項５に記載のトレーリングコーンシステムにおいて、
   前記人工筋肉の外周側にベローズ又は多重管を設けた
   ことを特徴とするトレーリングコーンシステム。
7. 航空機の垂直尾翼からケーブルにより曳航されるコーンと、前記ケーブルに設けられた圧力検知部とを有するトレーリングコーンシステムにおいて、
   長さが変化する伸縮部を前記圧力検知部と前記コーンとの間に設け、
   前記伸縮部は、互いが移動可能に接続された複数の継手を有し、
   前記複数の継手同士は、互いに弾性部材で接続される
   ことを特徴とするトレーリングコーンシステム。
8. 航空機の垂直尾翼からケーブルにより曳航されるコーンと、前記ケーブルに設けられた圧力検知部とを有するトレーリングコーンシステムにおいて、
   長さが変化する伸縮部を前記圧力検知部と前記コーンとの間に設け、
   前記伸縮部は、人工筋肉を有する
   ことを特徴とするトレーリングコーンシステム。

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