JPS5951478B2 - 相対的に回転する物体の間を電気的に接続するシステム - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は電気的接続回路に係り、更に詳細には回転する
物体と固定された物体の間に電気的接続を与える回路に
係る。

回転する物体と固定された物体との間に電気的接続を必
要とする電気的システム゛に於ては、かかる電気的接続
の信頼性はその最も弱い要素即ち回転部材と固定部材の
間の電気的接続を与える機械的構成要素によって決定さ
れる。

電気接続の信頼性に於ける重要さの度合は最終的なシス
テムの機能に直接関係し、最終的な目的か゛人間を負傷
あるいは死から保護することであるような安全機能をな
すシステムは必然的に最も高い信頼度を有しなければな
らない。

かかるシステムの一例はヘリコプタロータブレードの構
造的完全性をモニターすべくヘリコプタに用いられてい
るシステムで゛ある。

航空機の耐航空性にとって重要なパラメータは構造的欠
陥が生じたときそれを確実に発見する高い信頼性を有す
るモニターシ亘テムを必要とする。

又かかる構造的欠陥の発生頻度を低減するためにシステ
ムはシステムの信頼性を損いあるいは不必要な緊急作動
を行わせるような誤作動の発生を最小限に抑えるもので
なければならない。

信頼性のある回転式接続装置を与えることが困難なこと
により、ヘリコプタロータブレードの構造的完全性をチ
ェックするための従来の幾つかの方法は航空機が地上に
ありロータが停止しているとき個々のブレードを視覚的
に検査することに限られていた。

ブレード検査のより詳細な方法は米国特許第３６６７８
６２号に開示されており、この場合具をロータヘッドに
装着する翼桁組立体は密封的にシールされており、真空
とされている。

この真空を検査するために圧カドランスデューサが用い
られている。

しかし１〜ランスデユーサは航空機がそのロータを停止
して地」二にあるときに指示を与えるためにのみ使用さ
れている。

これらの方法によってはロータブレード組立体の動的作
動から生ずる故障の可能性を飛行中に検出することはで
きない。

航空機の飛行中に個々のロータブレードの構造的安全性
をモニターする一つのシステムが米国特許第３５４７５
５５号に開示されている。

このシステムに於ては各ブレードをロータ組立体に接続
する個々の翼桁組立体は密封的にシールされ、大気圧以
上の内圧に加圧されている。

個々の翼桁組立体に装着された圧カドランスデューサが
内圧をモニターし、翼桁構造の完全性が失われるとによ
り翼桁内の圧力が低下すると、判別信号をコックピット
内のモニターシステムへ与え、パイロットに欠陥を指示
するようになっている。

このシステムは圧カドランスデューサによって与えられ
た判別信号を回転するブレード組立体により航空機構造
体へ導くための回転式１〜ランスを用いている。

圧力１−ランスデューサに於ける接点が閉じると、ｌ・
ランスの一次巻線のインピーダンスが変化し、これによ
って表示装置が故障の可能性をパイロットに警告する。

このシステムは共鳴回転状態に於て機械的に信頼できな
い単一の回転式トランスを用いているという欠点及びト
ランスのインピーダンス変化を検出するために比較的複
雑な電気回路を必要としそのため必要とされる多数の電
気的構成部品によりシステムの電気的信頼性を低減する
という欠点を含んでいる。

要約すれば、従来の技術はロータ組立体と航空機構造体
の間に高度に信頼性のある電気的接続を与えることがで
きないことになり、ヘリコプタロータブレードの構造的
完全性を高い信頼性にてモニターすることができなかっ
たものである。

本発明の目的は回転する物体と比較的固定された物体の
間の高度に信頼性のある電気的接続を提供することであ
る。

本発明によれば、第一の物体上に装着された電気利用装
置に接続さ１１だ回路は作動位置と試験位置を有するス
イッチを含み、該スイッチはいずれかの位置に設定され
得るようになっている。

スイッチが作動位置にあるときには、前記回路は前記電
気利用装置を並列に接続された複数個の回転式電気接続
要素を経て前記第一の物体に相対的に回転する前記第二
の物体上に装着された複数個の感知回路へ接続し、又前
記スイッチが試験位置にあるときには前記回路は前記電
気利用回路を前記回転式電気接続要素の一つのみを通っ
て感知回路へ接続し、該感知回路を前記回転式電気接続
要素の少くとも他の一つを通って前記第一の物体の接地
部へ接続する。

本発明の一つの実施例によれば、前記スイッチ回路は前
記スイッチが作動位置にあるとき並列に接続された一対
の十分な接続性を有するスリップリング組立体を経て回
転する物体上に装着された電気的トランスデユーサの高
電位側を比較的静止□した物体上に装着された故障指示
回路へ接続する。

前記スイッチが試験位置にあるときには、前記スイッチ
回路は前記故障指示回路を単一のスリップリング組立体
を経て回転する物体上に装着されたトランスデユーサへ
接続し、回転する電気的構成要素を第二のスリップリン
グ組立体を経て直列に比較的静止した物体の電気的接地
部へ接続する。

更に本発明によれば、第三のスリップリング組立体が設
けられて良く、これは前記スイッチが作動位置にあると
き回転する物体の電気的接地部を比較的静止した物体の
電気的接地部へ接続し、又前記スイッチが試験位置にあ
るときには上述の一連の電気使用回路及びスリップリン
グ組立体を回転する物体の電気的接地部へ接続する。

本発明は接続の機械的信頼性を増大すべく十分な回転式
電気的接続要素を用いることにより高度に信頼性のある
電気的接続を与え、又電気的回路を簡単にし、システム
の電気的信頼性を増大するものである。

本発明は更に二つの物体が相対的に回転している際に接
続の電気的連続性を確認すべく全システムの試験を可能
にするものである。

以下に添付の図を参照して本発明を実施例について詳細
に説明する。

第１図は本発明をヘリコプタのブレード検査システムに
適用した実施例を示し、これはロータ組立体の動的運動
中に於ける個々のブレードの行動的完全性をモニターす
ることができるものである。

複数個の翼桁組立体１２を含むロータ組立体１０は軸１
４に接続され、該軸は航空機構造体１６に対し軸１４を
回転させる機械的回転装置１８（エンジン、歯車、軸受
装置等を含む）を経て航空機構造体１６に接続されてい
る。

軸１４は更にロータ組立体上の電気的接地部２０と航空
機構造体の電気的接地部２２の間に電気的接続を与えて
いる。

個々の回転翼をロータヘッドに接続する翼桁組立体１２
は大気圧以上に加圧される密封的にシールされた構造体
である。

複数個の圧力Ｉ・ランステ゛ユーサ２４の如き電気的感
知装置が翼桁組立体の内部圧力を感知すべく翼桁組立体
に取り付けられている。

各トランスデユーサ２４は、翼桁組立体１２内の圧力が
予め定められた圧力に維持されているときには、ライン
２６ａ〜２６ｄよりなるライン２６とロータ接地部２０
の間が開いている形による判別信号を与え、一方翼桁組
立体内の圧力が失われた時には、ライン２６とロータ接
地部２０の間に低いインピーダンスによる閉成が存在す
るという形による判別信号を与える。

ライン２６の一端は一つの回転式電気接続装置を構成す
るスリップリング組立体３０の回転要素２８ （これは
ブラシ組立体を含んでいて良い）か、あるいは他の適当
な回転式電気接続装置に接続される。

ライン２６の他端は他の一つの回転式電気接続装置を構
成するスリップリング組立体３４の回転要素３２に接続
される。

ロータ接地部２０はライン３６を経て更に他の一つの回
転式電気接続装置を構成するスリップリング組立体４０
の回転要素３８に接続されている。

スリップリング組立体３０．３４．４０は回転要素２８
，３２，３８を軸１４と共に回転させる要領にて軸１４
上に配置されている。

スリップリング組立体４０は機械的回転装置１８内に設
けられた任意の通常設けられている回転式の電気的接地
接続装置であって良く、あるいは本発明が実施される環
境に於ける設計的要求に応じてそれ以上のものであって
も良い。

スリップリング組立体３０の固定要素４２は回転要素２
８と電気的に接触しており、ライン４４により一つの電
気的作動装置である故障指示装置４６の如き電気的回路
へ接続され、又スイッチ組立体５０の常時閉接点４８に
も接続されている。

スリップリング組立体３４の固定要素５２はライン５４
によりスイッチ組立体５０のワイパー５６へ接続されて
いる。

スリップリング組立体４０の固定要素５８はライン６０
により第二のスイッチ組立体６４のワイパー６２へ接続
されている。

この第二のスイッチ組立体はスイッチ組立体５０と組に
なって同時に作動するよう配置されており、その常時閉
接点６６はライン６８を経て構造体の接地部２２へ接続
され、その常時開接点７０はライン７２を経てスイッチ
組立体５０の常時開接点７４と接続されている。

電源７６が故障指示装置４６に接続さｌ、ｃだライン７
８と構造体接地部２２へ接続さｇだライン８０との間に
電圧を与えている。

作動に於ては、スイッチ組立体５０．６４は第１図に示
す如き作動位置にあり、ワイパー５６゜６２は常時閉接
点４８．６６と電気的接触状態におかれている。

このことはライン５４をライン４４へ接続させ、スリッ
プリング組立体３０，３４はライン２６と故障表示装置
４６の間に平行な電気通路として接続され、スリップリ
ング組立体４０はロータ接地部２０と構造体接地部２２
の間に機械的組立体１８によってこれら面接地部の間に
なされる電気的接触に加えて十分な電気的接地接触を与
えている。

全ての翼桁組立体１２がその正常な内部加圧された状態
にあると、１〜ランスデユーザ２４はライン２６に開信
号を与え、従って開いた電気信号が存在し、電源７６か
ら故障表示装置４６を経て接地部へ流れる電流は存在し
ない。

翼桁組立体１２の一つあるいはそれ以」二の圧力低下が
生じ構造体の完全性が失われたときには、圧カドランス
デューサ２４の関連する一つがロータ接地部２０に対す
る回路を閉成し、電源７６より故障表示装置４６及び並
列のスリップリング組立体３０．３４を通り、更に閉じ
られた圧カドランスデューサ２４を経てロータ接地部２
０へ到り、スリップリング組立体４０及び機械的組立体
１８によって与えられる十分な接地通路を経て構造体接
地部２２へ戻る電流が流れる。

これによって故障表示回路４６が作動し、適当な警報信
号を与える。

作動状態に於ては、スリップリング組立体３４はスリッ
プリング組立体３０に並列に接続されており、これによ
って二重のあるいは十分な電気的接続を与え、接続回路
の最も故障し易い部分、即ちスリップリング組立体の機
械的回転要素に対し高い信頼性を与える。

更に並列のスリップリング組立体３０．３４はライン２
６ａ〜２６ｄに対し二つの別個の接続を与え、これによ
ってトランスデユーサ２４と故障表示装置４６の間の接
続を一層十分とし、要素２６ａ〜２６ｄの一つを通る電
気的連続性の消滅に対しシステムを確実に作動せしめる
。

かくしてもしライン２６Ｃが破壊されあるいはその他の
理由により電気的接続を与えなくなると、圧カドランス
デューサ２４は全てスリップリング組立体３０を通るラ
イン２６ｂ及び２６ａ及びスリップリング組立体３４を
通るライン２６ｄよりなる別々の通路を通って接続され
る。

接続境界面に於ける電気的連続性を更に確実にするため
にスイッチ組立体５０．６４に対し試、験位置が設けら
れている。

これは選択されるとワイパー組立体５６．６２を常時開
いた接点７４，７０へ接続し、電源７６より故障表示装
置４６、スリップリング組立体３０、ライン２６、スリ
ップリング組立体３４、ライン７２、スリップリング組
立体４０及びライン３６を経てロータ接地部２０へ到り
、該ロータ接地部より機械的組立体１８を経て構造体接
地部２２へ戻る電気通路を形成する。

この単一化試験はロータ組立体の実際の作動中に行われ
て良く、全接続システムの電気的連続性を直ちに確認せ
しめる。

試験と試、験の間に於てスリップリング組立体３０，３
４の一つが故障しあるいはライン２６ａ〜２６ｄの一つ
の電気的連続性が失われた場合にも、このモニターシス
テムの作動能力は失われない。

何故ならば、第二のスリップリング組立体と前記十分な
通路の結線が表示装置４６に対する電気的連続性を与え
るからである。

モニター能力の消失はこれら平行な接続系の両者が同時
に故障した場合にのみ起こる。

本発明の他の一つの実施例が第２図に示されている。

この場合、第１図のスリップリング組立体４０は省略さ
れており、ロータ接地部２０と構造体接地部２２の間に
機械的組立体１８によって与えられる電気的接触か斗う
ンステ゛ユーサ２４の開成中に於ける戻り電流通路を与
えるために使用されている。

次に第２図について見ると、スイッチ組立体５０が作動
位置にあるとき、スリップリング組立体３０．３４はワ
イパー５６及び常時閉接点４８を経て並列に接続される
。

スイッチ５０が試験位置へ移されると、ワイパー組立体
５６はワイヤー８２を経て構造体接地部２２に接続され
た常時開接点７４と電気的に接続される。

このことは第１図の故障表示装置４６をスリップリング
組立体３０．３４と直列に構造体接地部２２へ接続し、
これによって二つのスリップリング組立体の電気的連続
性を故障表示回路４６の応答により確認する。

かくして第１図及び第２図のいずれの実施例に於ても、
回路の試験は故障表示装置を直列に接続されたスリツプ
リ〉・グ組立体３０，３４の群を経て比較的安定した本
体の接地部２２へ接続する。

第２図の実施例は第１図の実施例と同じ程度の完全性は
与えないが、簡潔性が重要である場合に好ましいもので
ある。

以上に説明した実施例は本発明による内部結合回路をヘ
リコプタのロータブレード組立体の物理的完全性をモニ
ターするシステムに利用した例を示すものである。

この回路の簡潔性はそれが受動的要素を用いていること
、十分なスリップリング組立体を用いていること、及び
内部結合回路の電気的連続性をダイナミックに試験する
手段を備えていることと相俟って、航空機の耐航空性に
とって重要な臨界的パラメータをモニターするための有
効で高度に信頼性のあるシステムを与える。

本発明の回路は回転する組立体の温度、速度の如きその
他のパラメータをモニターし、これらデータを電気的に
連続した通路を経て比較的停止している表示装置あるい
は測定装置へ伝達する必要がある任意のシステムに同様
に用いられて良い。

又以上に於ては本発明を例示的実施例として説明したが
、かかる実施例について本発明の範囲内にて種々の修正
が可能であることは当業者にとって明らかであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図はヘリコプタブレード検査システムに使用された
本発明の一つの実施例を示す解重である。 第２図は本発明の他の一つの実施例を示す部分的解重で
ある。 １０〜ロ一タ組立体、１２〜翼桁組立体、１４〜軸、１
６〜航空機構造体、１８〜機械的回転装置、２０〜ロ一
タ組立体側接地部、２２〜航空機構造体側接地部、２４
〜圧力１〜ランスデユーサ、２８〜回転要素、３０〜ス
リップリング組立体、３２〜回転要素、３４〜スリップ
リング組立体、３８〜回転要素、４０〜スリップリング
組立体、４２〜回転要素、４６〜故障表示装置、４８〜
常時閉接点、５０〜スイッチ組立体、５２〜回転要素、
５６〜ワイパー、５８〜回転要素、６２〜ワイパー、６
４〜スイッチ組立体、６６〜常時閉接点、７０．７４〜
常時開接点、７６〜電源。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 互いに相対的に回転する第−及び第二の物体の間を
   電気的に接続するシステムにして、前記第−及び第二の
   物体は各々電気的接地部を有しまた両者間の相対的回転
   を許しつつ両者間の電気的接続を行う複数個の回転式電
   気接続装置を備えており、前記第一の物体上に配置され
   一方の端子を該第−の物体の電気的接地部に接続された
   電源装置と、前記第一の物体上に配置され第−及び第二
   の端子を有し該第−の端子にて前記電源装置の他方の端
   子に接続された電気的作動装置と、前記第二の物体上に
   配置され該第二の物体の電気的接地部と複数個の前記回
   転式電気接続装置の間に接続され該第二の物体に於ける
   一つの状態を感知する電気的感知装置と、前記電気的作
   動装置の前記第二の端子と複数個の前記回転式電気接続
   装置とに接続された電気回路装置とを有し、該電気回路
   装置は作動位置と試験位置との間に切換えられるスイッ
   チ装置を含み、該スイッチ装置が前記作動位置にあると
   きには複数個の前記回転式電気接続装置を並列に通って
   前記電気的作動装置の前記第二の端子より前記電気的感
   知装置へ至る電流経路を閉成しまた前記スイッチ装置が
   前記試験位置にあるときには前記電気的作動装置の前記
   第二の端子より前記回転式電気接続装置の一つを経て前
   記感知装置に至りこれより前記回転式電気接続装置の他
   の一つを経て前記第一の物体の電気的接地部に至る電流
   経路を閉成するよう構成されていることを特徴とするシ
   ステム。 ２、特許請求の範囲第１項のシステムに於て、前記複数
   個の回転式電気接続装置は前記電気的作動装置と前記電
   気的感知装置の間に前記電気回路装置を経て接続された
   第一の回転式電気接続装置と、前記スイッチ装置が前記
   作動位置にあるときには前記電気回路装置により前記第
   一の回転式電気接続装置に並列に接続されまた前記スイ
   ッチ装置が前記試験位置にあるときには前記電気的作動
   装置から前記第一の回転式電気接続装置を経て前記電気
   的感知装置に至る電流経路に続いて該電気的感知装置を
   前記第一の物体の電気的接地部へ接続する電流経路を与
   える第二の回転式電気接続装置とを含むことを特徴とす
   るシステム。 ３ 互いに相対的に回転する第−及び第二の物体の間を
   電気的に接続するシステムにして、前記第−及び第二の
   物体は各々電気的接地部を有しまた両者間の相対的回転
   を許しつつ両者間の電気的接続を行う第一、第二及び第
   三の回転式電気接続装置を備えており、前記第一の物体
   上に配置され一方の端子を該第−の物体の電気的接地部
   に接続された電源装置と、前記第一の物体上に配置され
   第−及び第二の端子を有し該第−の端子にて前記電源装
   置の他方の端子に接続された電気的作動装置と、前記第
   二の物体上に配置され該第二の物体の電気的接地部と前
   記第−及び第二の回転式電気接続装置の間に接続され該
   第二の物体に於ける一つの状態を感知する電気的感知装
   置と、前記電気的作動装置の前記第二の端子と前記第−
   及び第二の回転式電気接続装置とに接続された第一の電
   気回路装置とを有し、該第−の電気回路装置は作動位置
   と試験位置との間に切換えられる第一のスイッチ装置を
   含み、該第−のスイッチ装置が前記作動位置にあときに
   は前記第−及び第二の回転式電気接続装置を並列に通っ
   て前記電気的作動装置の前記第二の端子より前記電気的
   感知装置へ至る電流経路を閉成しまた前記第一のスイッ
   チ装置が前記試１験位置にあるときには前記電気的作動
   装置の前記第二の端子より前記第一の回転式電気接続装
   置を経て前記感知装置に至りこれより前記第二の回転式
   電気接続装置を経て前記第一の物体の電気的接地部に至
   る電流経路を閉成するよう構成されており、前記第三の
   回転式電気接続装置は前記第一のスイッチ装置が前記作
   動位置にあるときには該第−のスイッチ装置と連動する
   第二のスツチ装置を含む第二の電気回路装置により前記
   第一の物体の電気的接地部と前記第二の物体の電気的接
   地部の間に接続されまた前記第一のスイッチ装置が前記
   試験位置にあるときには前記第二のスイッチ装置を含む
   前記第二の電気回路装置により前記第一の物体の電気的
   接地部より外されて前記第二の回転式電気接続装置と接
   続されるようになっており、前記第一の回転式電気接続
   装置は前記第一の電気回路装置により前記電気的作動装
   置と前記電気的感知装置の間に接続され、前記第二の回
   転式電気接続装置は前記第一のスイッチ装置が前記作動
   位置にあるときには前記第一の電気回路装置により前記
   第一の回転式電気接続装置に並列に接続されまた前記第
   一のスイッチ装置が前記試験位置にあるときには前記電
   気的感知装置より前記第二の電気回路装置及び前記第三
   の回転式電気接続装置を経て前記第二の物体の電気的接
   地部へ接続されるよう構成されていることを特徴とする
   システム。 ４ 特許請求の範囲第３項のシステムに於て、該システ
   ムは複数個の加圧された翼桁を有する複数個の翼を備え
   たロータ組立体が軸及びこれを回転させる機械的組立体
   を経て航空機構造体に接続されている如き航空機に組込
   まれており、この場合前記ロータ組立体の電気的接地部
   と前記航空機構遺体の電気的接地部の間に翼桁の内圧を
   モニターするための電気的接続がなされるようになって
   おり、前記航空機構造体及び前記ロータ組立体が前記第
   −及び第二の物体をなしており、前記電源装置は前記航
   空機構造体に配置され、前記電気的作動装置は前記航空
   機構造体内に配置された故障応答装置であり、前記電気
   的感知装置は第−及び第二の端子を有する複数個の圧力
   ｌ・ランスデューサであり、各圧力Ｉ・ランスデューサ
   は加圧された翼桁の対応する一つに配置されており、前
   記第一の端子は全て互いに接続されまた前記第二の端子
   は全て前記ロータ組立体の電気的接地部へ接続されてお
   り、前記複数個の回転式電気接続装置は固定要素と回転
   要素とを有し前記軸上に配置された一対のスリップリン
   グであり、前記回転要素は前記圧カドランスデューサの
   前記第一の端子に接続されていることを特徴とするシス
   テム。