JPH0239402B2 - - Google Patents

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JPH0239402B2
JPH0239402B2 JP58137932A JP13793283A JPH0239402B2 JP H0239402 B2 JPH0239402 B2 JP H0239402B2 JP 58137932 A JP58137932 A JP 58137932A JP 13793283 A JP13793283 A JP 13793283A JP H0239402 B2 JPH0239402 B2 JP H0239402B2
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JP
Japan
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tire pressure
weight
angle
structural member
signal
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JP58137932A
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JPS5948297A (ja
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Deii Beitoman Chaaruzu
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SANDOSUTORANDO DEETA KONTOROORU Inc
Original Assignee
SANDOSUTORANDO DEETA KONTOROORU Inc
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Publication date
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Publication of JPS5948297A publication Critical patent/JPS5948297A/ja
Publication of JPH0239402B2 publication Critical patent/JPH0239402B2/ja
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    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01G—WEIGHING
    • G01G19/00—Weighing apparatus or methods adapted for special purposes not provided for in the preceding groups
    • G01G19/02—Weighing apparatus or methods adapted for special purposes not provided for in the preceding groups for weighing wheeled or rolling bodies, e.g. vehicles
    • G01G19/07—Weighing apparatus or methods adapted for special purposes not provided for in the preceding groups for weighing wheeled or rolling bodies, e.g. vehicles for weighing aircraft

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  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Measuring Fluid Pressure (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】
発明の背景 本発明は一般に低タイヤ圧力検出装置に関わ
り、特に、航空機が地上で誘導等で移動もしくは
運動しつつある間に、航空機の着陸装置もしくは
脚の不足圧力タイヤを検出し指示もしくは表示す
るための装置に関する。 安全でしかも確実な離陸および着陸を確保する
ためには、航空機の脚もしくは着陸装置によつて
担持されている全てのタイヤが適切に加圧されて
いることが極めて重要である。この安全の確保の
ためには、離陸前に職員が眼で着陸装置を点検し
て個々のタイヤの圧力を測定しチエツクすること
がしばしば要求される。このような肉眼での点検
および測定は、厳冬期の天候のような苛酷の条件
下では実施するのが困難である。 低タイヤ圧力の指示もしくは表示を発生するの
に有効な装置が、本願と同一の出願人に譲渡され
ている米国特許第4312042号明細書「発明の名
称：重量バランスおよびタイヤ圧力検出装置
（Weight Balance and Tire Pressure
Detection Systems）」に開示され詳述されてい
る。この装置においては、着陸装置のタイヤを担
持する構造部材に取付けられた２対の傾斜計が用
いられておつて、そのうち１対の傾斜計の感知軸
線は他の対の傾斜計の感知軸線に対して直角にな
るように配置されている。第１の対の傾斜計から
の信号出力が減算処理されて、構造部材の傾きを
表示する信号が発生される。第２の対の傾斜計か
らの信号出力は結合されて構造部材におけるねじ
れを表わす信号が発生される。これら傾きおよび
ねじれ信号を用いて構造部材に担持されているタ
イヤ組のうち不足圧力状態にある特定のタイヤを
探知することができる。 上述の装置は、減圧もしくは不足圧力タイヤを
検出することができるが、装置の感度は、パーキ
ング、誘導路および滑走路地表面および斜面にお
ける変動によつて制限される。このような因子の
変化は極端であり得るので、装置はタイヤが本質
的に扁平化した時に、例えば、通常は12.95Kg／
cm2（185psi）に加圧され膨張されているタイヤに
9.1Kg／cm2（130psi）の損失が生じた場合に、低
タイヤ圧力指示もしくは表示を発生するように調
節しなければならない。しかしながら、装置がこ
のように大きな加圧空気の損失を検出するように
設定されていても、主に特定の空港およびゲート
位置において、50の飛行区間毎にほぼ１回の割合
で空気抜けタイヤの可能性を報知する有害な警報
が発生し得る。このような誤つた指示もしくは表
示の頻度を減少することが望ましいのは言うまで
もない。 発明の梗概 本発明によれば、航空機が運動していない間に
低タイヤ圧力状態の存在を検出するための静的低
タイヤ圧力検出装置において、ボギービームまた
は車軸のような各航空機重量支持構造に取付けら
れた１対または２対以上の傾斜計によつて発生さ
れる出力信号が利用される。ボギービームまたは
車軸の傾斜角および該ボギービームまたは車軸に
よつて支持される重量は、一番最近の航空機運動
後に「想起」される。次いで、車軸またはボギー
ビームの傾き角の測定値を、「想起された」角度
および重量情報と比較して、パーキング誘導路お
よび滑走路表面および勾配における変動に依存す
る差信号を発生する。 この差信号は、関連の構造部材によつて担持さ
れ検知された重量に依存する可変利得を有する増
幅器に供給される。この増幅器は、構造部材の荷
重に対して補正されて、慣性基準平面に対する該
構造部材の角度を表わす信号を発生する。この増
幅器出力信号が、角度が予め定められた値よりも
大きいことを表示すると、低タイヤ圧力状態を表
わす出力信号が発生される。 さらに、角度および重量差信号は、タイヤ圧力
を表わす第２の値を出力するルツクアツプ・テー
ブルをアドレシングするのに用いられる。この第
２のタイヤ圧力値はそこで分析されて、この値が
許容し得る圧力範囲外にあるか否かが決定され
る。許容圧力範囲外にある場合には、出力信号が
発生されて低タイヤ圧力状態の表示もしくは指示
が行なわれる。 ルツクアツプ・テーブルに記憶されている値
は、装置を用いようとする航空機の各機種に応じ
て経験的に決定される。ルツクアツプ・テーブル
に格納されている個別化された情報を使用するこ
とにより、タイヤ圧力の変化に対して極めて敏感
でしかも有害な誤つた警報に対して大きなマージ
ンもしくは裕度を与える装置が得られる。さら
に、本装置は、航空機が静止している地表の勾配
に関係なく低タイヤ圧力状態を検知もしくは感知
することができる。 好ましい実施例の説明 さて、第１図を参照するに、参照数字９で全体
的に示した航空機は、胴体１０と一対の翼１１を
有しており、各翼にはジエツト・エンジン１２が
取付けられている。また第２図を参照するに、図
示の実施例においては、航空機９は前脚１６と航
空機翼から支持された一対の引込み主脚すなわち
着陸装置１５，１７を有している。 各脚１５，１６，１７のための低タイヤ圧力状
態の検知は、航空機９が誘導路または滑走路上で
移動している際に、主脚すなわち着陸装置１５，
１７のボギービーム２０，２６および前脚１６の
車軸２９のような重量支持構造部材のたわみまた
は曲りの大きさを検知して分析することにより達
成される。 ボギービーム２０のような構造部材の曲り角
（屈曲角）は、該部材に加わる重量もしくは力に
比例する。該部材に加わる力ならびに該部材が慣
性基準表面に対して結ぶ角度を用いて、該構造部
材により担持されているタイヤの圧力状態の表示
を発生することができる。 第３図に示した主脚すなわち着陸装置１５の略
図を参照するに、ボギービーム２０は、本発明の
原理を図解する意図から誇張した曲りを伴なつた
状態で示されている。慣性基準平面は水平の破線
２１で表わされている。ビームの曲り角は基準平
面に対する角度θ1およびθ2によつて表わされる。
角度θ1およびθ2は、トランスジユーサ（変換器）
２２，２３によつて検知される。該トランスジユ
ーサとしては、慣性平面に対する第１および第２
の位置もしくは個所における部材の曲り角を表す
信号を発生することができる傾斜計その他の変換
器とすることができる。別法として、構造部材１
５ないし１７の応力を可変リラクタンス・センサ
で検知することができる。この場合には、可変リ
ラクタンス・センサからの信号出力を利用して後
述するようにタイヤの圧力状態の表示を発生する
ことができる。 本発明の好ましい実施例においては、トランス
ジユーサ２２，２３として、例えば米国特許第
3702073号明細書に開示されているような角度θ1
およびθ2を直接検知するサーボ加速度計が用いら
れている。 加速度計２２，２３は、ボギービーム２０の両
端にしつかりと取付けられている。加速度計２
２，２３の感知軸線は、荷重がビーム２０に加え
られていない時に互いに180゜で整列されてビーム
２０の縦軸線に対し平行に延びている。第２図に
見られるように、主脚すなわち着陸装置（以下主
脚と称する）１７のボギービーム２６にも類似の
加速度計２４，２５が取付けられている。いずれ
の場合にも、各対の加速度計２４，２５または２
７，２８の感知軸線は互いに180゜の角度で配置さ
れておつて構造部材の両端に取付けられている。 構造部材２０，２６，２９への加速度計２２な
いし２５，２７および２８の取付けについては、
Batemanの米国特許第4312042号明細書に特に詳
細に示されており、この明細書の記述は参考のた
めに本明細書でも援用している。 加速度計の各対によつて検知されを角度θ1およ
びθ2は、(1)低タイヤ圧力状態または空港の傾きま
たは滑走路の傾きによつて生ぜしめられるボギー
ビームまたは車軸の角度、(2)ビームに加わる荷重
によつて惹起されるビームの曲り角、および(3)セ
ンサ軸線の不整合およびバイアス誤差に依存する
成分を含む。一般に、角度θ1およびθ2は次式(1)お
よび(2)のように定義される。 θ1＝θB＋θL1＋θA1 ………(1) θ2＝−θB＋θL2＋θA2 ………(2) 上式中、θBは、低タイヤ圧力状態または空港の
傾きまたは滑走路の傾斜によつて生ぜしめられる
ビームまたは車軸の角度である。θL1およびθL2は
荷重によつて生ぜしめられるビームの曲り角であ
る。θA1およびθA2はセンサ軸線の不整合項および
バイアス項である。 既に述べたように、例えば加速度計２２，２３
のような各ボギービームに設けられている加速度
計の出力は、重量信号Ｗならびにビームの角度ま
たは傾きを表わす角度信号Ａを得るために結合さ
れる。 例えばボギービーム１５のような構造部材に加
わる重量に比例する信号Ｗは、加速度計２２，２
３の出力を加算することにより次式に従つて得ら
れる。 Ｗ＝θ1−θ2＝θL1＋θL2＋θA1＋θA2 特にボギービーム２０に着目すると、２つのサ
ーボ加速度計２２，２３の出力は加算されてそれ
により空港の傾斜または滑走路の傾きによつて生
ぜしめられるビーム角θBは相殺される。角度因子
θA1、θA2は飛行中システムの自動零設定中に測定
されるものであつて計算には影響しない。以上要
約すると、ボギービームまたは前脚にかかる重量
は関連の２つの加速度計の出力信号の和に比例す
ると言える。 慣性基準平面に対するボギービームの傾き角は
θ2をθ1から減算することにより測定し得る。即ち θ1−θ2＝2θB＋θA1−θA2 上の式において、構造部材にかかる荷重によつ
て生ぜしめられる曲り角を表わすθL1およびθL2は
相等しく従がつて相殺される。θA1−θA2は、装置
が自動的に測定して補正する整合誤差に因るもの
である。合成角度信号Ａは、構造部材例えばボギ
ービーム２０が慣性基準平面に対して形成する角
度に比例する。 第２図に見られるように、主脚１５，１７の
各々は４つのタイヤ３３ａないし３３ｄおよび３
４ａないし３４ｄを有しており、他方前脚１６は
３５ａ，３５ｂを担持している。慣性基準平面に
対する構造部材２０，２６，２９のうちの１つの
構造部材の傾き角は、関連の全てのタイヤが適正
に加圧されている場合には小さい。さらに、構造
部材の傾き角は、航空機に荷重が加えられている
場合または荷重を加えられていない時には感知し
得るほどには変化しない。しかしながら、タイヤ
のうちの１つ、例えばボギービーム２０に取付け
られているタイヤ３３ａが不足圧力状態になる
と、関連のボギービーム２０の傾きは、全てのタ
イヤが適正に加圧されている時とは異なつてく
る。例えば、典型的な事例においては、75％減圧
されたタイヤで、約1.4゜のボギービームの傾きが
生ずる。 さらに、タイヤのうちの１つが不足圧力状態で
ある時に航空機の重量が変化すると、構造部材の
傾きは重量の変化で著しく変化する。この傾きの
変化が後述するように本発明の装置によつて検出
されるのである。 各構造部材に取付けられている加速度計、例え
ばボギービーム２０と関連の加速度計２２，２３
からの出力は、重量および角度信号を派生するた
めに加算および減算機能を行う計算回路３８に供
給される。これら重量および角度信号ＡおよびＷ
は、そこでコンピユータ４０に供給される。この
コンピュータ４０は、ボギービーム２６および前
脚の車軸２９に取付けられている加速度計と関連
の類似の計算回路４２，４４からの重量および角
度信号を受ける。コンピユータ４０はまた相互作
用的な仕方で、指令データ・モジユールもしくは
CDM４２に結合されている。このCDM４２は、
追つて詳述するいろいろな種類の情報が記憶され
ている記憶装置である。このCDM４２は読出し
専用メモリ装置（ROM）がまたは消去可能でプ
ログラマブルな読出し専用メモリ装置
（EPROM）からなる持久記憶装置である。本発
明の低タイヤ圧力検出装置は、航空機が運動して
いない間のみ動作するので、電力遮断中に起り得
るような情報の損失を阻止するためにはCDM４
２を持久メモリもしくは記憶装置とすることが重
要である。 また第４図を参照するに、この図には、その一
部として本発明の静的低タイヤ圧力検出装置を含
む低タイヤ圧力表示装置４４が示されている。こ
の表示装置もしくは指示装置４４はまた、地上で
の航空機の誘導等の運動中に動作する動的低タイ
ヤ圧力検出装置を備えている。この動的低タイヤ
圧力検出装置の詳細な記述は、本願と同一の出願
人に譲渡されているBateman他の動的低タイヤ
圧力検出装置に関する発明の特許願の明細書に見
られる。 梗概すると、計算回路３８，４２または４４に
よつて発生される角度および重量信号ＡおよびＷ
は静的低タイア圧力表示装置４６および動的低タ
イヤ圧力表示もしくは指示装置４８に供給され
る。任意特定の時点においては表示もしくは指示
装置４６および４８のうちの１つだけが動作す
る。例えば、航空機が地上で運動中である時に
は、動的指示装置４８が作動し、一方、静的指示
装置４６は線路５０の禁止信号によつて減勢され
ている。この禁止信号を発生する回路に関しては
追つて説明する。 静的および動的指示もしくは表示装置４６，４
８は双方共に許容し得るタイヤ圧力範囲を表わす
引外し設定信号を受ける。この範囲外でタイヤ圧
力が検知された時には、表示もしくは指示装置４
６，４８のいずれかによつて信号が発生される。
静的および動的指示装置４６，４８からの出力は
オア・ゲート５２に供給され後者は減圧状態にあ
るタイヤの存在または不在を表わす信号を発生す
る。 静的および動的指示装置４６，４８によつて行
われる機能は第２図に示すコンピユータ４０で実
現される。このコンピユータはアナログまたは汎
用デイジタル・コンピユータとすることができ
る。コンピユータ４０は陰極線間、表示ランプ、
可聴周波数の警報器等のような出力装置５８を駆
動して低タイヤ圧力状態の指示もしくは表示を与
えることができる。 次に第６図を参照するに、この図にはブロツ
ク・ダイヤグラム形態で第４図に示した静的指示
装置４６が示されている。各対のトランスジユー
サからの出力はコンピユータ４０によつて全く同
様に処理される点に注意されたい。したがつて第
６図に示した回路は、ボギービーム２０と関連す
る加速度計２２，２３と関連してのみ説明するこ
とにする。 トランジユーサ２２，２３からの信号は計算回
路３８に供給される。この計算回路３８は、先に
述べた重量および角度信号Ｗ，Ａを導出するもの
である。これら信号は、線路５０に現れている禁
止信号が取払われる時に、信号Ｗ，Ａの現在値を
CDM４２に記憶する働きをなす第１および第２
の保持もしくはラツチ回路５６，５７に供給され
る。 また、第４ａ図を参照するに、この図にはブロ
ツク・ダイヤグラム形態で、線路５０に結合され
る禁止信号を発生するための回路が示されてい
る。この回路は、追つて詳述するがビームまたは
車軸の傾きにおける変化を表す信号△Ａを受けて
分析し、航空機が地上で移動中であるか否かを決
定する。信号△Ａは帯域通過フイルタ回路５８で
ろ波されて、航空機が移動している時に特定もし
くは特殊な周波数成分を含むろ波された信号を発
生する。典型的な応用例、例えばDC10型航空機
の場合には問題の周波数成分は主脚ボギービーム
の場合よりも前脚の車軸の場合の方が異つてい
る。帯域フイルタ回路は、次のようなCDM４２
に格納されている帯域通過限界周波数F1、F2を
受ける。
【表】 帯域フイルタ回路は、実際上、加速度情報△Ａ
を距離情報に変換する準二重積分器である。なお
限界周波数F1およびF2は車軸およびビームの幾
何学的形態によつて左右され、他の機種の場合に
は上に掲げた値とは異なるであろう。 航空機が運動しているか否かの決定は、CDM
４２から引外し設定信号を受ける比較器５９で行
われる。禁止信号を発生するためには、該引外し
設定信号の値は、回路５８からのろ波信号の振幅
によつて越えなければならない。好ましい実施例
においては、回路５８からの信号は±0.3度の範
囲外になければならない。言い換えるならば約
0.1ノツト／秒でなければならない。 遅延回路Ｄは、比較器５９が高レベル信号を発
生した時点から0.4秒の期間が経過するまで禁止
信号の発生を阻止する。この遅延回路は、比較器
出力が低レベルに落ちると直ちに、即ち遅延を伴
なわずに表示もしくは指示を与える。 別法として、禁止信号は航空機が静止した時点
の直後航空機の運行乗員により手動で発生するこ
ともできる。この場合には第４ａ図の回路は不要
である。またこの禁止信号は航空機のコツクビツ
ト内に設けられているスイツチを手動で開または
閉成することにより発生してもよい。 禁止信号５０が低レベル値に降下すると、角度
および重量信号ＡおよびＷの瞬時値がCDMに格
納もしくは記憶される。これら記憶された信号は
AHおよびWHで表わされ、それぞれ加算点６０，
６１に供給され、そこで構造部材もしくはボギー
ビーム２０における角度および重量を表わす信号
と比較される。 角度および重量信号AHおよびWHの保持されて
いる値は、航空機が地上で静止している時間中に
重量および／またはビームまたは車軸角における
変化を検出する目的で、加算回路６０，６１にお
いて後続の角度および重量信号と連続的に比較さ
れる。この期間中、トランスジユーサ２２，２３
からの出力は計算回路は計算回路３８に供給さ
れ、そこで発生される角度および重量信号はそれ
ぞれ加算回路６０，６１に供給され、そこで記憶
されている値EHおよびWHから減算される。加算
点６０，６１の出力端に発生される信号△Ｅおよ
び△Ｗは、空港の傾斜または滑走路の傾きに依存
しない。というのはこれらのパラメータを含む項
は加算点６０，６１で行われる減算で相殺される
からである。 さらに、検知された航空機重量が保持重量値
WH以下に落ちると、角度および重量信号の保持
値が更新される。比較器６２は信号ＷおよびWH
を分析してＷがWHよりも小さい時には、リセツ
ト信号がラツチ５６，５７に印加されてＡおよび
Ｗの現在値を記憶せしめる。したがつて、AHお
よびWHは、構造部材にかかる荷重が最小値にあ
る時点における構造部材の角度および該構造部材
によつて担持される重量を表わす。というのは禁
止信号が低レベル状態にあるからである。 信号△Ａおよび△Ｗはタイヤ圧力関数ブロツク
６３に結合される。このブロツク６３は加算点６
０，６１からの情報をこれら信号に基いてタイヤ
圧力情報に変換する。 第５図を参照するに、この図にはタイヤが取付
けられている構造部材のいろいろな測定傾き角に
対し、航空機の重量とタイヤの圧力との間の関係
がグラフで図解されている。第５図に示した曲線
はDC10航空機の着陸装置の実際の測定で得られ
たものである。測定は、特定のタイヤのタイヤ圧
力を変化し、そして該タイヤが取付けられている
構造部材の一定の角度を維持するように航空機重
量を調節することによつて行われたものである。
測定は、第５図に示す曲線を得るために一連の傾
き角について行つた。一般的に、DC10型航空機
では、傾き感度にはボギービームの前部のタイヤ
圧力を変えるかまたは後部のタイヤの圧力を変え
るかに依存して明確な変化があることが判つた。
特に、第４図に示した静的指示装置４６の感度
は、ボギービームの前部のタイヤの場合よりもボ
ギービームの後部のタイヤの圧力変化に対して大
きい。この効果は、ボギービームの基礎設計にお
けるビーム前部分および後部分の剛性に因るもの
である。この感度変化により、第５図に示す不確
定帯域が生じ、装置の全体的感度が制限される。
しかしながらこの不確定性は二次的な制限フアク
タであると考えて良い。したがつて時間の関数ま
たは重量および荷重の変化の関数としてボギービ
ームの傾きの変化を測定することにより、12.95
Kg／cm2（185psi）の勧告されている運転圧力を有
するタイヤを使用した場合には、基礎低タイヤ圧
力感度は約1.75Kg／cm2（25psi）となる。装置は
11.55Kg／cm2（165psi）またはそれ以下のタイヤ
圧力が検出された時に、低タイヤ圧力状態表示を
発生するように調整することができる。 一般に、第５図に示した曲線は、本検出装置が
用いられる特定の航空機の機種に依存する。した
がつて、本検出装置を用いようとする航空機の各
機種毎に上に述べた測定を繰返えす必要がある。
試験の示すところによれば、１つの機種例えば
DC10に属するいろいろな航空機は、同じまたは
ほぼ同じ着陸装置屈曲特性を有することが判つ
た。したがつて、上に述べた測定は個々の航空機
それぞれに対してではなく、各特定の航空機の機
種毎にだけ行なえばよい。 第５図に示した情報は、配列し直されてCDM
４２に格納されているルツクアツプ・テーブルに
格納される。このルツクアツプ・テーブルは、信
号△Ａおよび△Ｗを用いてタイヤ圧力機能ブロツ
ク６３によりアドレツシングされる。ブロツク６
３はCDM４２から信号△Ａおよび△Ｗによつて
アクセスされる記憶位置に記憶されているタイヤ
圧力変化を表わす値を受けて、このタイヤ圧力を
表わす対応の信号PT1を発生する。 タイヤ圧力信号PT1は、許容タイヤ圧力範囲の
限界値を表わす基準信号を線路６５′を介して受
ける比較器に供給される。既に述べたように、こ
の好ましい実施例においては、この範囲は±1.75
Kg／cm2（±25psi）に対応する。信号PT1が下限値
より小さい場合には、比較器６４は高レベル信号
を発生し、この信号はオア・ゲート６５に供給さ
れる。 さらに、航空機が地上にいた時間中に、タイヤ
圧力が許容し得ない値にまで降下したか否かを決
定するために信号△Ａが分析される。この信号△
Ａは、航空機の重量に依存する可変利得係数Ｋを
有する増幅器６６に供給される。その結果Ｋ・△
Ａに等しい得られた信号PT2は、増幅器６６によ
り構造部材の荷重について補正され、そして比較
器６７でCDM４２からの低圧力検出器設定信号
と比較される。PT2が下限値よりも小さい場合に
は、信号がオア・ゲート６５に供給される。既に
述べたように、静的支持装置は航空機９が地上で
静止している時間中のみ動作する。航空機が移動
している時には、船路５０に現われる禁止信号
で、ラツチ５６，５７の出力は瞬時重量および角
度信号に追従せしめられ、従つて加算点６０，６
１の出力は零に等しくなる。この結果、オア・ゲ
ート６５の入力および出力は低レベル状態にな
る。さらに、静的指示装置の出力が、航空機の移
動中低レベル状態になることを保証するために、
アンド・ゲート７０の１つの入力端をオア・ゲー
ト６５の出力端に接続することができる。アン
ド・ゲート７０はまた線路５０上の禁止信号の補
数であるインバータ７１からの信号を受ける。し
たがつて、アンドゲート７０の出力は、オア・ゲ
ート６５の出力が高レベルでかつ禁止信号が低レ
ベルである時にのみ高レベル状態になる。一方、
アンド・ゲート７０は、可視または可聴警報装置
または他の種類の出力装置の作動を制御するため
に、第４図に示されているオア・ゲート５２に結
合されている。 なお、アンド・ゲート７０の使用は任意選択的
なものである点に注意されたい。即ちオア・ゲー
ト５３の出力をオア・ゲート５２に直接結合して
も差し支えないことは理解されるであろう。 第２図に示したコンピユータ４０は、航空機が
地上で静止している時間中常に、傾斜計２２ない
し２５，２７および２８によつて発生される信号
を分析している。この時間中にあるタイヤが相当
なタイヤ圧力を損失した時あるいは構造部材２
０，２６，２９のうちの１つの構造部材の他のも
のとは異なつた傾きが、タイヤの減圧に起因して
航空機の荷積み中または荷降し中に検出される
と、コンピユータ４０は出力装置５４を作動し
て、航空機の運行職員に危険な状態の存在の警報
を与える信号を発生する。 検出装置の信頼性を高めるために冗長回路を用
いることができる。例えば、加速度計７２ないし
７５のように、追加の加速度計対を各ボギービー
ム２０，２６と関連して設けることができる。こ
れら加速度計は、計算装置３８，４２に類似の計
算装置７６，７７に結合することができる。２対
の加速度計７２，７３および７４，７５の感知軸
線は互いに180゜で整列しかつボギービーム１５ま
たは１７の縦軸線に対してそれぞれ平行になるよ
うに配設することができる。計算回路７６，７７
からの出力は、計算機４０または別の計算機を用
いて第６図と関連して述べたのと全く同じ仕方で
処理することができる。計算機からの出力は、出
力装置５４および／または第２の出力装置５４ａ
を駆動するのに用いることができる。実際、２つ
の出力装置５４，５４ａを２つの計算機と交差接
続して完全な冗長性を持たせ動作の信頼性を達成
することができる。 加速度計７２，７３のような加速度計対の感知
軸線は、ボギービーム２０におけるねじれを検出
することができるように加速度計２２，２３の感
知軸線に対して直角に配置し得る点に注意された
い。この場合には、低圧力タイヤで関連の構造部
材の傾きが変わるばかりでなく、追加の加速度計
対によつて感知されるねじれが生ずるので、感度
は高められる。この場合には、コンピユータ４０
（または用いられている場合には他のコンピユー
タ）は、特定の構造部材２０，２６または２９に
おける低タイヤ圧力表示を与えるばかりでなく、
取付けられているタイヤ群のうちのどのタイヤに
圧力不足が生じているかを識別するようにプログ
ラムすることができる。 以上に述べた検出装置においては、滑走路およ
び誘導路勾配の作用を克服して、有害な誤り警報
を招来することなくタイヤ圧力検出感度を増大す
る目的で、構造部材の撓みもしくは曲りを測定す
るのに傾斜計が用いられている。しかしながら、
本発明のこの思想は、同じ仕方で、 み計または
歪み感知可変リラクタンス・トランスジユーサの
ような他の重量および平衡トランスジユーサから
の信号を利用するのに容易に適応可能である。な
お、後者のセンサは、構造部材における角度また
は曲りを測定するのではなく、該構造部材におけ
るせん断撓みを測定する。可変リラクタンス・セ
ンサが用いられる場合には、先ず、信号を計算回
路３８，４２，４４に結合する以前に該センサに
よつて発生された信号を整流する必要がある。し
かしながら、信号処理の残りの部分は上に述べた
のと全く同じ仕方で達成することができよう。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明を適用することができる典型的
な航空機の側立面図、第２図は本発明の装置を示
すブロツクダイヤグラムと関連して航空機の着陸
装置を略示する平面図、第３図は第１図に示した
主着陸装置すなわち主脚の略図、第４図は本発明
による装置を具備した動的および静的組合わせ低
タイヤ圧力検出装置のブロツクダイヤグラム、第
４ａ図は、第４図に示した線路５０に結合される
運動禁止信号を発生するための回路構成を示すブ
ロツクダイヤグラム、第５図は異なつた航空機重
量および異なつたタイヤ圧力の関数として複数の
傾き角変化曲線を図解するグラフ、そして第６図
は本発明による装置を備えた第４図に図示の装置
の１部分を示すブロツクダイヤグラムである。 ９……航空機、１０……胴体、１１……翼、１
２……ジエツト・エンジン、１５，１７……主
脚、１６……前脚、２０……ボギービーム、２
２，２３，２４，２５，２７，２８……トランス
ジユーサ、２９……車軸、３３，３４，３５……
タイヤ、３８，４２，４４……計算回路、４０…
…コンピユータ、４２……CDM、４６……静的
低タイヤ圧力指示装置、４８……動的低タイヤ圧
力指示装置、５４……出力装置、５６，５７……
ラツチ回路、６０，６１……加算点、６３……タ
イヤ圧力機能ブロツク、５２，５３，６５……オ
ア・ゲート、６６……増幅器、６７……比較器、
７０……アンド・ゲート。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 構造部材が静止状態にある時に該構造部材に
    取付けられたタイヤの不足圧力状態を検出するた
    めに、感知軸線が互いに平行になるようにして前
    記構造部材に離間関係で配設されて、基準平面に
    対する前記構造部材の曲りを表わす第１および第
    ２の出力信号を発生する第１および第２の傾斜計
    と、前記第１および第２の出力信号を結合して前
    記構造部材にかかる重量を表わす重量信号を発生
    する第１の手段と、前記第１および第２の出力信
    号を結合して前記基準平面に対する前記構造部材
    の角度を表わす角度信号を発生する第２の手段
    と、特定の時点で発生される前記重量および角度
    信号を記憶するための手段と、該記憶された重量
    および角度信号を後続の重量および角度信号と比
    較して重量および角度差信号を導出するための手
    段と、前記重量および角度差信号からタイヤの圧
    力状態の表示を導出するための手段とを有する低
    タイヤ圧力検出装置。 ２ 第１および第２の手段が加算手段を含む特許
    請求の範囲第１項記載の低タイヤ圧力検出装置。 ３ タイヤの圧力状態の表示を導出する手段が、
    ルツクアツプ・テーブルを有し、該ルツクアツ
    プ・テーブルに角度および重量差信号の関数とし
    て複数のタイヤ圧力値が記憶されている特許請求
    の範囲第１項記載の低タイヤ圧力検出装置。 ４ 低タイヤ圧力状態が存在するか否かを決定す
    るためにタイヤ圧力限界値に対して導出されたタ
    イヤ圧力値を比較する手段を備えている特許請求
    の範囲第２項記載の低タイヤ圧力検出装置。 ５ タイヤ圧力を表わす圧力信号を導出するため
    に、構造部材によつて担持される重量に依存する
    利得係数Ｋを有する角度差信号に結合された可変
    利得増幅器を備えている特許請求の範囲第１項記
    載の低タイヤ圧力検出装置。 ６ 低タイヤ圧力状態が存在するか否かを決定す
    るために、タイヤ圧力限界値と圧力信号とを比較
    するための手段をさらに備えている特許請求の範
    囲第５項記載の低タイヤ圧力検出装置。
JP58137932A 1982-07-30 1983-07-29 航空機のための静的低タイヤ圧力検出装置 Granted JPS5948297A (ja)

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US06/403,454 US4506328A (en) 1982-07-30 1982-07-30 Static low tire pressure detection system for aircraft

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JPS5948297A JPS5948297A (ja) 1984-03-19
JPH0239402B2 true JPH0239402B2 (ja) 1990-09-05

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JP (1) JPS5948297A (ja)
AU (1) AU538469B2 (ja)
DE (1) DE3327495A1 (ja)
FR (1) FR2531218B1 (ja)
GB (1) GB2124776B (ja)
IT (1) IT1169329B (ja)
NL (1) NL8302694A (ja)
NZ (1) NZ204820A (ja)
SE (1) SE8303993L (ja)

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NZ204820A (en) 1987-02-20
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AU538469B2 (en) 1984-08-16
NL8302694A (nl) 1984-02-16
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