JPS6139680Y2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPS6139680Y2 JPS6139680Y2 JP12443182U JP12443182U JPS6139680Y2 JP S6139680 Y2 JPS6139680 Y2 JP S6139680Y2 JP 12443182 U JP12443182 U JP 12443182U JP 12443182 U JP12443182 U JP 12443182U JP S6139680 Y2 JPS6139680 Y2 JP S6139680Y2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- aircraft
- weight
- lever
- horizontal pin
- metal piece
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
Links
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 13
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 13
- 239000000463 material Substances 0.000 claims 2
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 2
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 238000012806 monitoring device Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
Description
【考案の詳細な説明】
この考案は、航空機運行の際、機体の慣性に基
づく機体構造部材の応力疲労を自動的に監視する
手段に関するもので、機体搭載物の重量の変化に
伴なう総重量の如何にかかわらず、つねに正確な
監視動作が行えるような装置を提供することを目
的とする。
づく機体構造部材の応力疲労を自動的に監視する
手段に関するもので、機体搭載物の重量の変化に
伴なう総重量の如何にかかわらず、つねに正確な
監視動作が行えるような装置を提供することを目
的とする。
この考案者は、かつて特公昭53−46359号公報
において、およそつぎのような内容の機体疲労監
視装置を開示した。すなわち、この装置には、機
体に取付ける基板に下端を設立固定した受感金属
片3がある。この受感金属片3は機体の監視対象
部材に類似する疲労特性を有するとともに、切欠
部7のように、耐疲労強度を前記監視対象部材よ
りも低めに設定した部分をもつている。この受感
金属片3の上端には、後端に重錘Mを設けたレバ
ー1の前端が取付けられている一方、このレバー
1の中間部は水平ピン2で枢支されている。そし
て、受感金属片3に取付けた検出部材5を電気回
路の一部に挿入した警報手段6が設けられてい
る。すなわち、本考案者が前記既に開示した装置
によれば、重錘Mは機体の繰返す上下の加速度を
受け、レバー1を介して慣性力による応力を受感
金属片3に与える。受感金属片3は機体の監視対
象部材より耐疲労強度が低めに設定された部分を
もつているので、これが前記応力による疲労限界
に達して切断し、警報が発せられたとき、これを
航空機の安全運行の限界とすれば、機体疲労によ
る事故が未然に防止されるのである。
において、およそつぎのような内容の機体疲労監
視装置を開示した。すなわち、この装置には、機
体に取付ける基板に下端を設立固定した受感金属
片3がある。この受感金属片3は機体の監視対象
部材に類似する疲労特性を有するとともに、切欠
部7のように、耐疲労強度を前記監視対象部材よ
りも低めに設定した部分をもつている。この受感
金属片3の上端には、後端に重錘Mを設けたレバ
ー1の前端が取付けられている一方、このレバー
1の中間部は水平ピン2で枢支されている。そし
て、受感金属片3に取付けた検出部材5を電気回
路の一部に挿入した警報手段6が設けられてい
る。すなわち、本考案者が前記既に開示した装置
によれば、重錘Mは機体の繰返す上下の加速度を
受け、レバー1を介して慣性力による応力を受感
金属片3に与える。受感金属片3は機体の監視対
象部材より耐疲労強度が低めに設定された部分を
もつているので、これが前記応力による疲労限界
に達して切断し、警報が発せられたとき、これを
航空機の安全運行の限界とすれば、機体疲労によ
る事故が未然に防止されるのである。
しかしながら、上記した構造からわかるよう
に、受感金属片3におよぶ応力は、重錘Mを機体
重量と見たててのシミユレーシヨンであり、従つ
て実際の機体重量が運航中ほぼ一定であることを
前提としている。ところが、たとえば戦闘機のよ
うに爆弾、ミサイル等の外部搭載物を装備する航
空機では、燃料搭載量の変化とあわせ、離陸時と
着陸時とで機体全備重量の差が50%にもおよぶ場
合が多く、その場合、前記装置による監視結果は
正確とは言い難い。
に、受感金属片3におよぶ応力は、重錘Mを機体
重量と見たててのシミユレーシヨンであり、従つ
て実際の機体重量が運航中ほぼ一定であることを
前提としている。ところが、たとえば戦闘機のよ
うに爆弾、ミサイル等の外部搭載物を装備する航
空機では、燃料搭載量の変化とあわせ、離陸時と
着陸時とで機体全備重量の差が50%にもおよぶ場
合が多く、その場合、前記装置による監視結果は
正確とは言い難い。
この考案によれば、このような問題を解決する
ため、前記開示にかかる装置につぎの改良を施し
た。すなわち、機体搭載物の重量変化に対応し
て、前後水平方向に変位する可動支片8を設け、
この可動支片に水平ピン2を支持させるととも
に、水平ピンの案内路9をレバー1に設けた。
ため、前記開示にかかる装置につぎの改良を施し
た。すなわち、機体搭載物の重量変化に対応し
て、前後水平方向に変位する可動支片8を設け、
この可動支片に水平ピン2を支持させるととも
に、水平ピンの案内路9をレバー1に設けた。
第1図はこの考案の一実施例で、可動支片8は
筐体4の側壁に水平に穿たれた長溝10に案内さ
れ、前後に移動できるもので、水平ピン2が耳片
11によつて固定支持され、レバー1を左右に貫
通する案内路9に水平ピン2が挿入されている。
筐体4には、回転軸にスクリユー13を形成した
サーボモーター12が固定されていて、スクリユ
ー13の先端が可動支片8に螺合している。すな
わち、図示からわかるように、可動支片8は機体
に搭載している燃料の重量、および前記したよう
な外部搭載物の重量にかかる信号を受けて回転制
御されるサーボモーター12が回転することによ
り前後に移動する。そして、その際水平ピンが前
後に変位するので、レバー1の支点の位置が前記
搭載物の重量の変化に応じて変位する。
筐体4の側壁に水平に穿たれた長溝10に案内さ
れ、前後に移動できるもので、水平ピン2が耳片
11によつて固定支持され、レバー1を左右に貫
通する案内路9に水平ピン2が挿入されている。
筐体4には、回転軸にスクリユー13を形成した
サーボモーター12が固定されていて、スクリユ
ー13の先端が可動支片8に螺合している。すな
わち、図示からわかるように、可動支片8は機体
に搭載している燃料の重量、および前記したよう
な外部搭載物の重量にかかる信号を受けて回転制
御されるサーボモーター12が回転することによ
り前後に移動する。そして、その際水平ピンが前
後に変位するので、レバー1の支点の位置が前記
搭載物の重量の変化に応じて変位する。
第2図に示した他の実施例は一層簡素な形式
で、前記したサーボモーターのかわりにソレノイ
ド15と可動支片8に固定した可動鉄片16を設
け、燃料重量にかかる信号によつてソレノイド1
5を流れる電流を制御し、それによつて、水平ピ
ン2を支持する可動支片8の前後位置の制御を行
なうものである。
で、前記したサーボモーターのかわりにソレノイ
ド15と可動支片8に固定した可動鉄片16を設
け、燃料重量にかかる信号によつてソレノイド1
5を流れる電流を制御し、それによつて、水平ピ
ン2を支持する可動支片8の前後位置の制御を行
なうものである。
さて、この考案は前記のようにしてなり、水平
ピン2を支持する可動支片8は、機体搭載物の重
量変化に対応して前後水平方向に変位し、かつレ
バー1には水平ピン2の案内路9が設けられてい
るので、後端に重錘Mをもつレバー1の支点は前
記搭載物の重量変化に対応して前後に変位するの
である。ところで、前記した重錘Mの重量をW、
運行中に加わる垂直加速度をG、受感金属片3の
断面積をS、切欠応力集中係数をK、レバー1に
よる拡大係数をm、受感金属片3の切欠部7のよ
うな、耐疲労強度を監視対象部材よりも低めに設
定した部分にかかる応力をσとすれば、つぎの式
が成立する。
ピン2を支持する可動支片8は、機体搭載物の重
量変化に対応して前後水平方向に変位し、かつレ
バー1には水平ピン2の案内路9が設けられてい
るので、後端に重錘Mをもつレバー1の支点は前
記搭載物の重量変化に対応して前後に変位するの
である。ところで、前記した重錘Mの重量をW、
運行中に加わる垂直加速度をG、受感金属片3の
断面積をS、切欠応力集中係数をK、レバー1に
よる拡大係数をm、受感金属片3の切欠部7のよ
うな、耐疲労強度を監視対象部材よりも低めに設
定した部分にかかる応力をσとすれば、つぎの式
が成立する。
σ=K(W・G・m/S)
この考案にかかるある特定の装置についてみれ
ば、KおよびSの値は一定であるから、ある特定
の垂直加速度Gに対する応力σの値はW×mによ
つて決定される。ところで、前記したように、こ
の考案では、レバー1の支点は機体搭載物の重量
変化に対応して変位し、従つてmの値もそれに応
じて変化するので、Wを機体の標準重量に対応す
る一定値に設定しておけば、前記σは搭載重量を
パラメーターとして変化するので、搭載重量の変
化が大きい航空機運行の実情にかんがみて、監視
対象部材の疲労に対するシミユレーシヨンが著る
しく正確化し、従つて装置の監視能力が格段に向
上する。
ば、KおよびSの値は一定であるから、ある特定
の垂直加速度Gに対する応力σの値はW×mによ
つて決定される。ところで、前記したように、こ
の考案では、レバー1の支点は機体搭載物の重量
変化に対応して変位し、従つてmの値もそれに応
じて変化するので、Wを機体の標準重量に対応す
る一定値に設定しておけば、前記σは搭載重量を
パラメーターとして変化するので、搭載重量の変
化が大きい航空機運行の実情にかんがみて、監視
対象部材の疲労に対するシミユレーシヨンが著る
しく正確化し、従つて装置の監視能力が格段に向
上する。
第1図はこの考案の一実施例の概念斜視図、第
2図は同じく他の実施例の要部を示す概念斜視図
である。 1はレバー、2は水平ピン、3は受感金属片、
4は筐体、5は検出部材、6は警報手段、7は切
欠部、8は可動支片、9は案内路、10は長溝、
11は耳片、12はサーボモーター、13はスク
リユー、14は回転センサー、15はソレノイ
ド、16は可動鉄片、17は釣合バネ、Mは重錘
である。
2図は同じく他の実施例の要部を示す概念斜視図
である。 1はレバー、2は水平ピン、3は受感金属片、
4は筐体、5は検出部材、6は警報手段、7は切
欠部、8は可動支片、9は案内路、10は長溝、
11は耳片、12はサーボモーター、13はスク
リユー、14は回転センサー、15はソレノイ
ド、16は可動鉄片、17は釣合バネ、Mは重錘
である。
Claims (1)
- 航空機体の監視対象部材に類似する疲労特性を
有するとともに、耐疲労強度を前記監視対象部材
よりも低めに設定した部分をもつ受感金属片3の
下端を、機体に取付ける基板に設立固定し、後端
に重錘Mを設けたレバー1の前端を受感金属片3
の上端に取付けるとともに、レバー1の中間部を
水平ピン2で枢支し、かつ受感金属片3の切断を
検知警告する警報手段を設けた装置において、機
体搭載物の重量変化に対応して前後水平方向に変
位する可動支片8を設け、この可動支片8に水平
ピン2を固定支持させるとともに、水平ピン2の
案内路9をレバー1に設けてなる航空機の機体疲
労監視装置。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP12443182U JPS5929400U (ja) | 1982-08-19 | 1982-08-19 | 航空機の機体疲労監視装置 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP12443182U JPS5929400U (ja) | 1982-08-19 | 1982-08-19 | 航空機の機体疲労監視装置 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS5929400U JPS5929400U (ja) | 1984-02-23 |
JPS6139680Y2 true JPS6139680Y2 (ja) | 1986-11-13 |
Family
ID=30283655
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP12443182U Granted JPS5929400U (ja) | 1982-08-19 | 1982-08-19 | 航空機の機体疲労監視装置 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPS5929400U (ja) |
-
1982
- 1982-08-19 JP JP12443182U patent/JPS5929400U/ja active Granted
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPS5929400U (ja) | 1984-02-23 |
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