JP2006137289A - Thrust-providing device for takeoff of aircraft - Google Patents
Thrust-providing device for takeoff of aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- JP2006137289A JP2006137289A JP2004328053A JP2004328053A JP2006137289A JP 2006137289 A JP2006137289 A JP 2006137289A JP 2004328053 A JP2004328053 A JP 2004328053A JP 2004328053 A JP2004328053 A JP 2004328053A JP 2006137289 A JP2006137289 A JP 2006137289A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- aircraft
- struts
- strut
- take
- scissors
- 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.)
- Withdrawn
Links
Images
Landscapes
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
Description
本発明は、航空機の離陸用推力付与装置に関するものである。 The present invention relates to an aircraft take-off thrust imparting device.
航空機の離陸用推力付与装置としては、滑走路に敷設された滑走レールと、この滑走レール上を滑走して、その上面に載置された航空機に推進力を付与する搭載車とを具備するものが知られている(例えば、特許文献1参照)。
また、航空機側と滑走路側とのいずれか一方にリニアモータの一次側コイルを、他方に二次側電磁石を設置して構成されたものが知られている(例えば、特許文献2参照)。
Further, a configuration is known in which a primary side coil of a linear motor is installed on either the aircraft side or the runway side, and a secondary side electromagnet is installed on the other side (see, for example, Patent Document 2).
しかしながら、上記特許文献1に開示されている発明は、滑走路の中央部に滑走レールが敷設されているため、航空機の従来離陸方式を併用できないこと、および航空機の着陸用として当該滑走路を使用することができないことから滑走路の利用効率が悪いといった問題点があった。
また、上記特許文献2に開示されている発明は、航空機側にリニアモータの二次側電磁石または一次側コイルを搭載させなければならず、航空機の重量が増加してしまうとともに、滑走路面の下方にリニアモータの一次側コイルまたは二次側電磁石を埋設しなければならず、既存の滑走路には適用し難いといった問題点があった。
However, in the invention disclosed in Patent Document 1, since a runway is laid at the center of the runway, the conventional takeoff method of an aircraft cannot be used together, and the runway is used for landing of an aircraft. There was a problem that the use efficiency of the runway was bad because it could not be done.
In addition, the invention disclosed in
本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、航空機の従来離陸方式を併用でき、また航空機の着陸に支障をきたすことがなく、また、航空機の重量の増加を伴うことがなく、さらに、既存の滑走路にも容易に適用することができる航空機用の離陸用推力付与装置を提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of the above circumstances, and can be used in combination with a conventional take-off method of an aircraft, does not hinder the landing of the aircraft, does not accompany an increase in the weight of the aircraft, Another object of the present invention is to provide an aircraft take-off thrust imparting device that can be easily applied to an existing runway.
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
請求項1に記載の航空機の離陸用推力付与装置は、滑走路の両脇に、滑走路の延びる方向に沿って設けられたガイドウェイと、前記ガイドウェイに沿って走行させられる台車と、前記台車間に設けられたビームと、前記ビームに取り付けられ、航空機の離陸滑走中、航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットを進行方向後方側から押し進めるストラット挟持手段とを備えていることを特徴とする。
このような航空機の離陸用推力付与装置によれば、滑走路の両脇に設けられたガイドウェイに沿って走行する台車とともに、ビームおよびストラット挟持手段が滑走路に沿って移動することにより、航空機にエンジンによる推力および車輪ブレーキによる制動力とは別の推進力および制動力が付与される。
The present invention employs the following means in order to solve the above problems.
The take-off thrust imparting device for an aircraft according to claim 1, a guideway provided on both sides of the runway along a direction in which the runway extends, a carriage driven along the guideway, A beam provided between the carriages, and strut clamping means that is attached to the beam and pushes the front leg strut and / or the main leg strut of the aircraft from the rear side in the traveling direction during takeoff of the aircraft. To do.
According to such an aircraft take-off thrust imparting device, the beam and strut clamping means move along the runway along with the carriage that runs along the guideways provided on both sides of the runway. A propulsive force and a braking force different from the thrust by the engine and the braking force by the wheel brake are applied.
請求項2に記載の航空機の離陸用推力付与装置は、前記ストラット挟持手段が、移動部と、前記航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットを挟持するシザーズとを備え、かつ前記シザーズが、前記移動部を介して前記ビームに取り付けられているとともに、前記移動部が、前記ビームの延びる方向に沿って移動自在に構成されていることを特徴とする。
このような航空機の離陸用推力付与装置によれば、移動部がビームの延びる方向に対して移動自在(すなわち、滑走路の幅方向、言い換えればビームのY軸方向(左右方向)に移動できるよう)に構成されており、離陸滑走中に航空機が横風を受けたり、またエンジンが1基停止して、航空機の左右振れ走行を行う場合でも、台車からの推進力または制動力を、ビームに対して垂直方向(即ち滑走路の延びる方向)に効率良く伝達することができる。
The take-off thrust imparting device for an aircraft according to
According to such an aircraft take-off thrust imparting device, the moving part can move in the beam extending direction (that is, in the width direction of the runway, in other words, in the Y-axis direction (left-right direction) of the beam). Even if the aircraft receives a crosswind during take-off run, or when the engine stops and the aircraft runs sideways, the propulsion or braking force from the carriage is applied to the beam. Thus, it can be transmitted efficiently in the vertical direction (that is, the direction in which the runway extends).
請求項3に記載の航空機の離陸用推力付与装置は、前記シザーズが、離陸滑走中の航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットの後方側を押圧し、離陸滑走中の航空機を緊急減速・停止させる際は、前記航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットの前方側を挟持する2本のフック状のリンクと、これより後方側に位置する2本のリンクと、これらリンクを互いに連結する4個のピボットとを備えてなるパンタグラフ構造体として構成されており、航空機に推進力を付与する場合には縮んだ状態となり、航空機に制動力を付与する場合には延びた状態となるように、航空機の進行方向に沿って伸縮することを特徴とする。
このような航空機の離陸用推力付与装置によれば、航空機に推進力を付与する場合、4個のピボットで連結された4本のリンクは互いに開いた状態となり、航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットの後方側の外側面(外周面)が、フック状のリンクの略中央部に位置する内側面(内周面)と当接することにより押圧されて航空機に推進力が与えられ、また、航空機に制動力を付与する場合、4個のピボットで連結された4本のリンクは互いに閉じた状態となり、航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットの前方側の外側面(外周面)が、フック状のリンクの先端部に位置する内側面(内周面)と当接することにより押圧されて航空機に制動力が付与される。
4. The take-off thrust imparting device for an aircraft according to claim 3, wherein the scissors press the front leg strut and / or the rear side of the main leg strut of the take-off run to emergency decelerate / stop the take-off run aircraft When performing the above operation, two hook-like links that sandwich the front side of the front leg struts and / or main leg struts of the aircraft, two links located on the rear side, and these links are connected to each other 4. It is configured as a pantograph structure including a single pivot, and when the propulsive force is applied to the aircraft, it is in a contracted state, and when the braking force is applied to the aircraft, it is in an extended state. It expands and contracts along the traveling direction of the aircraft.
According to such an aircraft take-off thrust imparting device, when imparting propulsive force to the aircraft, the four links connected by the four pivots are open to each other, and the front leg struts and / or the main struts of the aircraft. The outer side surface (outer peripheral surface) on the rear side of the leg strut is pressed by contacting the inner side surface (inner peripheral surface) located substantially at the center of the hook-shaped link to give a propulsive force to the aircraft, When braking force is applied to the aircraft, the four links connected by the four pivots are in a closed state, and the outer front surface (outer peripheral surface) of the front leg strut and / or main leg strut of the aircraft is A braking force is applied to the aircraft by being pressed by contacting the inner surface (inner peripheral surface) located at the tip of the hook-shaped link.
請求項4に記載の航空機の離陸用推力付与装置は、航空機の離陸滑走中、前記シザーズを縮んだ状態に固定し、離陸滑走中の航空機を緊急停止させる際、前記シザーズを伸びた状態に固定するアクチュエータが設けられていることを特徴とする。
このような航空機の離陸用推力付与装置によれば、シザーズの伸縮、すなわち、フック状のリンクの開閉がアクチュエータにより確実に行われることとなる。
The take-off thrust imparting device for an aircraft according to claim 4, wherein the scissors are fixed in a contracted state during take-off run of the aircraft, and the scissors are fixed in an extended state when the aircraft during take-off run is emergency stopped. An actuator is provided.
According to such an aircraft take-off thrust applying device, the scissors can be expanded and contracted, that is, the hook-shaped link can be opened and closed by the actuator.
請求項5に記載のシザーズは、航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットを介して航空機に推進力または制動力を伝達するシザーズであって、離陸滑走中の航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットの後方側を押圧し、離陸滑走中の航空機を緊急減速・停止させる際は、前記航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットの前方側を挟持する2本のフック状のリンクと、これより後方側に位置する2本のリンクと、これらリンクを互いに連結する4個のピボットとを備えてなるパンタグラフ構造体として構成されており、航空機に推進力を付与する場合には縮んだ状態となり、航空機に制動力を付与する場合には延びた状態となるように、航空機の進行方向に沿って伸縮する
ことを特徴とする。
このようなシザーズによれば、航空機に推進力を付与する場合、4個のピボットで連結された4本のリンクは互いに開いた状態となり、航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットの外側面(外周面)が、フック状のリンクの略中央部に位置する内側面(内周面)と当接することにより押圧されて航空機に推進力が与えられ、また、航空機に制動力を付与する場合、4個のピボットで連結された4本のリンクは互いに閉じた状態となり、航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットの外側面(外周面)が、フック状のリンクの先端部に位置する内側面(内周面)と当接することにより押圧されて航空機に制動力が付与される。
6. The scissors according to claim 5, wherein the scissors transmit propulsive force or braking force to the aircraft via the front leg struts and / or main leg struts of the aircraft, and the front leg struts and / or main legs of the aircraft during take-off run. When pressing the rear side of the struts and emergency decelerating and stopping the aircraft taking off, the two hook-like links sandwiching the front leg struts and / or the main leg struts of the aircraft, It is configured as a pantograph structure that includes two links located on the rear side and four pivots that connect these links to each other. When braking force is applied to an aircraft, the aircraft extends and contracts along the traveling direction of the aircraft so as to be in an extended state.
According to such scissors, when imparting propulsive force to the aircraft, the four links connected by the four pivots are opened to each other, and the outer surface of the front leg strut and / or the main leg strut ( When the outer peripheral surface is pressed by contacting the inner side surface (inner peripheral surface) located substantially in the center of the hook-shaped link, a propulsive force is given to the aircraft, and a braking force is given to the aircraft, The four links connected by the four pivots are closed to each other, and the outer surface (outer peripheral surface) of the aircraft front leg strut and / or main leg strut is the inner surface located at the tip of the hook-shaped link. A braking force is applied to the aircraft by being pressed by contacting with the (inner peripheral surface).
本発明によれば、航空機の従来離陸方式を併用でき、航空機を支障なく着陸させることができ、また、航空機の重量増加を防止することができて、さらに、既存の滑走路にも容易に適用することができるという効果を奏する。 According to the present invention, the conventional take-off method of an aircraft can be used in combination, the aircraft can be landed without hindrance, the increase in the weight of the aircraft can be prevented, and it can be easily applied to an existing runway. There is an effect that can be done.
以下、図面を参照して本発明による航空機の離陸用推力付与装置(以下、「推力付与装置」という。)の第1実施形態について、空港の滑走路に適用した具体例を用いて説明する。
推力付与装置10は、図1および図2に示すように、加減速手段20と、ストラット挟持手段40とを主たる要素として構成されたものである。
Hereinafter, a first embodiment of an aircraft take-off thrust applying device (hereinafter referred to as “thrust applying device”) according to the present invention will be described with reference to the drawings using a specific example applied to an airport runway.
As shown in FIGS. 1 and 2, the
加減速手段20は、ガイドウェイ21と、台車22と、ビーム23とを備えている。
ガイドウェイ21は、滑走路RW(図1参照)の両脇に、滑走路RWの延びる方向に沿って設けられた断面視略コ字状の溝(図3および図4(c)参照)であり、ガイドウェイ21内には、台車22がそれぞれを1台ずつ配置されている。
図3および図4(c)に示すように、各ガイドウェイ21の側壁21aには、推進・浮上・案内(車体を軌道中央に保つ機能)の機能を有する地上コイル21bが、ガイドウェイ21の延びる方向に沿って設けられている。
The acceleration / deceleration means 20 includes a
The
As shown in FIG. 3 and FIG. 4C, a
台車22は、その側壁にそれぞれ超電導磁石22aが取り付けられた走行体であり、これら超電導磁石に磁界を発生させることにより、ガイドウェイ21に取り付けられた地上コイル21bから推進力・浮上力・案内力を得るようになっている。
また、2台の台車22は図示しない制御手段によりX方向の走行位置が同等になるように構成されている。
The
Further, the two
ビーム23は、一方側のガイドウェイ21内を走行する台車22と、他側のガイドウェイ21内を走行する台車22とを連結するものであり、2台の台車22とビーム23とが一体に走行するようになっている。ここで、2台の台車はX方向走行位置が同等になるように制御されているが、この間に差異が発生する場合にも備えて、ビーム23と台車22の接続は下記の如く構成されている。
The
図3に示すように、ビーム23の一方端(ここでは右端)は、ボルト27、ボールベアリング28、およびナット29を介して、台車22と連接されている。ビーム23はボールベアリング28によって、ボルト27をピボットとして、Z軸周りに回転できる。
図4に示すように、ビーム23の他方端(ここでは左端)は、ボルト27a、ボールベアリング28a、ナット29a、およびスライド板25を介して、台車22と連接されている。また、このスライド板25は、4個のローラ24を介してビーム23の左端に開けられた細長穴23aの中をビーム23の長手方向に滑ることができる。これにより、ビーム23は、ボールベアリング28aによって、ボルト27をピボットとしてZ軸周りに回転でき、スライド板25によってビームの左端部の細長穴23aの長さ分だけビーム23の長手方向に移動することができる。
As shown in FIG. 3, one end (here, the right end) of the
As shown in FIG. 4, the other end (here, the left end) of the
ストラット挟持手段40は、移動部41と、挟持部(以下、「シザーズ」という。)
42とを備えている。
移動部41は、ビーム23の前面、後面、上面、および下面を取り囲むように形成された中空箱状の部材である。移動部41の前方壁部および後方壁部にはそれぞれ、複数個の転動体(本実施形態ではボール)41aを有するボールベアリング43が配置されており、これにより移動部41がビーム23に対して滑らかに移動できるよう(すなわち、滑走路RWの幅方向、言い換えればビーム23のY軸方向(左右方向)に滑らかに移動できるよう)になっている。
The strut clamping means 40 includes a moving
42.
The moving
シザーズ42は、ベース44と、リンク機構45とを備えている。
図5に示すように、ベース44は、正面視(前方から見て)略正方形を有する基端部44aと、この基端部44aの中央部から前方に向かって突出する本体部44bとを有する平面視略T字状の部材である。基端部44aの四隅には、それぞれ図示しない取付穴が1つずつ形成されており、本体部44bの一端部(前方側の端部)には前後方向(X軸方向)に延びる長穴44cが形成されているとともに、本体部44bの他端部(後方側の端部)近傍には丸穴44dが形成されている。
ベース44の基端部44aと移動部41とは、基端部44aの四隅において、取付穴、ボルト46、および弾性部材(例えば、バネ)47,48を介して連結(接続)されている。弾性部材47は、ボルト46のヘッド後端面と基端部44aの前面との間に配置されているとともに、弾性部材48は、基端部44aの後面と移動部41の前面との間に配置されており、これにより、ベース44のX軸方向の変位および/または本体部44b一端(前方端)の首振り運動(即ちY軸周りおよびZ軸周りの回転)が許容され得るようになっている。
The
As shown in FIG. 5, the
The
リンク機構45は、2本のフック状(鉤状)のリンク49a,49bと、2本の直線状のリンク50a,50bと、4個のピボット51a,51b,51c,51dとを備えたもので、マジックハンド式あるいはパンタグラフ式に構成されている。
図5において左側に位置するフック状のリンク49aには、その長手方向において略中央部に第1のピボット51aを収容する丸穴49cが形成されているとともに、一端部(後方側の端部)に第2のピボット51bを収容する丸穴49dが形成されている。
一方、図5において右側に位置するフック状のリンク49bには、その長手方向において略中央部に第1のピボット51aを収容する丸穴49cが形成されているとともに、一端部(後方側の端部)に第3のピボット51cを収容する丸穴49eが形成されている。
リンク49a,49bおよびベース44は、リンク49aの丸穴49c、リンク49bの丸穴49c、およびベース44の長穴44c内に第1のピボット51aが挿入されることにより互いに連結されている。
また、これらリンク49a,49bの内側面(内周面)49a’,49b’にはそれぞれ、緩衝部材52が適宜必要な箇所に配置されており、航空機1の主脚ストラット1aに傷が付かないようになっている。
The
In the hook-shaped
On the other hand, the hook-shaped
The
Further, on the inner side surfaces (inner peripheral surfaces) 49a ′ and 49b ′ of these
図5において左側に位置するリンク50aには、一端部(後方側の端部)に第4のピボット51dを収容する丸穴50cが形成されているとともに、他端部(前方側の端部)に第3のピボット51cを収容する丸穴50dが形成されている。
一方、図5において右側に位置するリンク50bには、一端部(後方側の端部)に第4のピボット51dを収容する丸穴50cが形成されているとともに、他端部(前方側の端部)に第2のピボット51bを収容する丸穴49dが形成されている。
リンク50a,50bおよびベース44は、リンク50aの丸穴50c、リンク50bの丸穴50c、およびベース44の丸穴44d内に第4のピボット51dが挿入されることにより互いに連結されている。
また、リンク49aとリンク50bとは、リンク49aの丸穴49d、およびリンク50bの丸穴49d内に第2のピボット51bが挿入されることにより互いに連結されている。そして、リンク49bとリンク50aとは、リンク49bの丸穴49e、およびリンク50aの丸穴49e内に第3のピボット51cが挿入されることにより互いに連結されている。
In the
On the other hand, the
The
The
ベース44の本体部44bには、前後方向(X軸方向)に伸縮可能なロッド53aを有するアクチュエータ53が取り付けられており、第1のピボット51aには、ロッド53aの先端部(前方側の端部)が取り付けられている。すなわち、アクチュエータ53のロッド53aが伸縮することにより、第1のピボット51aが長穴44c内を前後方向に移動するようになっている。
したがって、アクチュエータ53のロッド53aが縮んで第1のピボット51aが長穴44cの最も後方側に位置している場合には、図5(a)のような状態、すなわち、リンク49aの他端(前方端)とリンク49bの他端(前方端)との間隔が最大となる。また、アクチュエータ53のロッド53aが伸びて第1のピボット51aが長穴44cの最も前方側に位置している場合には、図5(b)のような状態、すなわち、リンク49aの他端(前方端)とリンク49bの他端(前方端)との間隔が最小となる。
このように、リンク機構45は、アクチュエータ53が作動させられて、ロッド53aが伸縮させられることにより、全体としてマジックハンドあるいはパンタグラフのような動きをするようになっている。
An
Therefore, when the
As described above, the
つぎに、本実施形態による推力付与装置10の使用方法について説明する。
まずはじめに、これから離陸させようとする航空機1を、機体が滑走路RWの中心線に正対するようにして滑走路RWの離陸開始位置に完全に停止させる。
停止した航空機1の後方側から、台車22、ビーム23、およびストラット挟持手段40を近づけていき、各シザーズ42のリンク49aとリンク49bとの間に、対応する主脚ストラット1aが収容された状態として、航空機1への推力付与装置10のセッティングを終了する。このとき、アクチュエータ53のロッド53aは(最も)縮んだ状態にセット(位置決め)されており、リンク49a,49bに取り付けられた後方側の緩衝部材52と主脚ストラット1aの外側面(外周面)とは当接した状態とされている(図1および図5(a)参照)。
Below, the usage method of the
First, the aircraft 1 to be taken off is completely stopped at the takeoff start position of the runway RW so that the aircraft faces the center line of the runway RW.
The
航空機1への推力付与装置10のセッティングが終了したら、航空機1のパイロットは管制官から離陸の許可を得て、エンジンの推力を離陸出力近くにセットした後にブレーキを開放した後、推力を離陸推力とし、推力付与装置10の前述した制御手段にテイクオフ信号(離陸信号)を送って推力付与装置10を作動させ、航空機1の離陸滑走を開始させる。
そして、航空機1は、機体に装備されたエンジンおよび推力付与装置10によりその速度が上げられて、推力付与装置10を同時に使用しない場合よりも短い時間と短い離陸距離とで離陸していくこととなる。
When the setting of the
And the speed of the aircraft 1 is increased by the engine and the
ここで、航空機1の主脚ストラット1aを進行方向前方へ押し進める台車22、ビーム23、およびストラット挟持手段40がどのような動きをしているのかについてより具体的に説明する。
台車22を制御する制御手段には、台車22を、ローテーション速度:VR(例えば、国際線仕様のB747-400では、170kt(314km/h)となっている)に近い速度、例えば90%まで等加速度運動をさせ、その後しばらくの間(例えば、2秒間)等速度運動させた後、負の加速度運動をさせて停止させるプログラムが予め設定されており、台車22はこのプログラムに基づいて作動し、航空機を離陸直前まで加速させ、ストラット挟持手段40から脚ストラットを離し、台車は減速・停止する。
Here, the movement of the
As a control means for controlling the
このとき、これら台車22、ビーム23、およびストラット挟持手段40には、おおよそ図7(a)に示すような加速力(縦軸)が加わることとなる。すなわち、これら台車22、ビーム23、およびストラット挟持手段40は、航空機1がローテーション速度:VRに近い速度、例えば90%に達するまで、航空機1に推進力を付与し続け、航空機1がローテーション速度:VRに近い速度、例えば90%に達したら、等速度運動へと移行し、その状態で所定時間(例えば、2秒間)移動し続けた後、減速停止するようになっている。
なお、航空機1の主脚ストラット1aは、台車22、ビーム23、およびストラット挟持手段40が等速度運動している間に(すなわち、主脚ストラット1aが推力付与装置10により全く押されていない状態で)、ストラット挟持手段40(より詳しくは、フック状のリンク49aとリンク49bとの間)から前方に(外に)進み出ていくこととなる。
そのt直後から、航空機は自立滑走となり、ローテーション速度:VRに達した時点にて、パイロットが航空機の引き起こし操作を行い離陸する。
At this time, an acceleration force (vertical axis) as shown in FIG. 7A is applied to the
The
Immediately after that, the aircraft will run independently, and when the rotation speed: VR is reached, the pilot will cause the aircraft to operate and take off.
一方、航空機1の主脚ストラット1aが、ストラット挟持手段40(より詳しくは、フック状のリンク49aとリンク49bとの間)よりも前方に進み出てしまうまでに、航空機にトラブルが発生し、航空機1を緊急減速・停止させる必要が生じた場合には、航空機1のパイロットは自らの判断で(例えば、離陸決定速度:V1に達する前にエンジンが故障した様な場合は緊急停止と判断するが、V1に達した後、エンジンが故障した場合は緊急減速・停止の対象とはならず、滑走を続行)、直ちにエンジンのパワーを絞り、ブレーキをかけるとともに、推力付与装置10に、アクチュエータ緊急作動信号および台車緊急減速開始信号から成るエマージェンシー信号(緊急停止信号)を送って推力付与装置10を緊急減速・停止させることにより、航空機1を滑走路RW上に緊急減速・停止させることができるようになっている。
すなわち、パイロットからアクチュエータ53に送られるアクチュエータ緊急作動信号により、アクチュエータ53のロッド53aが(最も)縮んだ状態(図5(a)参照)から(最も)伸びた状態(図5(b)参照)に変更されるとともにその位置に位置決めされ、リンク49aの他端(前方端)とリンク49bの他端(前方端)との間隔が最小とされて、航空機1の主脚ストラット1aがこれらリンク49a,49bにより把持される。他方、台車・緊急減速開始信号にて、台車22が緊急減速プログラム図7(b)に従って減速を開始し、航空機1が減速させられ、停止時にパイロットからの指示信号にて、台車の減速力を零とすると共に、アクチュエータ53を作動させシザーズ42を開状態とする。以上の過程にて、航空機1は、車輪ブレーキの制動力および推力付与装置10による制動力にて減速し、推力付与装置10を同時に使用しない場合よりも短い時間と短い滑走距離とで停止することとなる。
On the other hand, a trouble occurs in the aircraft until the
That is, the actuator emergency operation signal sent from the pilot to the
本実施形態による推力付与装置10によれば、離陸する航空機1の速度を短時間で所定の速度(ローテーション速度:VR)に到達させることができるようになり、さらに、緊急時には、航空機1の主脚ストラット1aを掴んで航空機1を急激に減速停止させることができるので、航空機1の必要離陸滑走距長を短縮することができる。
また、離陸に要する時間を短縮することができること、また離陸に際して従来と同じ滑走距離の使用が許されるのであれば、航空機1に装備されたエンジンの出力を離陸出力から出力を絞った状態で(あるいは、離陸出力が従前のエンジンの出力より小さい出力に設定されたエンジンを使用して)航空機1を離陸させることが可能となるので、空港周辺への騒音を低減させることができる。
さらに、移動部41がビーム23に対して滑らかに移動できるよう(すなわち、滑走路RWの幅方向、言い換えればビーム23のY軸方向(左右方向)に滑らかに移動できるよう)に構成されており、離陸滑走中に航空機1が横風を受けたり、またエンジンが1基停止して、航空機の左右振れ走行を行う場合でも、台車からの推進力または制動力を、ビームに対して垂直方向(即ち滑走路の延びる方向)に効率良く伝達することができる。
さらにまた、ガイドウェイ21は、滑走路RWの両脇に設置されるようになっているとともに、台車22、ビーム23、およびストラット挟持手段40は、航空機1が着陸する際には滑走路RWの端(ランウェイ・エンド)に配置されるようになっているので、当該滑走路RWは、従来離陸方式用航空機、航空機1の着陸の際にも使用可能であり、滑走路RWの利用効率の向上を図ることができる。
さらにまた、推力付与装置10を設置するにあたっては、滑走路RW自体に何ら手を加える必要がないので、既存の滑走路RWを使用しながら設置工事を行うことができる。
さらにまた、航空機1側にも装置等を搭載する必要がないので、航空機1の重量増加を伴うことがなく好適である。
According to the
In addition, if it is possible to reduce the time required for takeoff, and if it is allowed to use the same run distance as before when taking off, the output of the engine equipped in the aircraft 1 is reduced from the takeoff output ( Alternatively, since the aircraft 1 can be taken off (using an engine whose takeoff output is set to be smaller than the output of the conventional engine), noise around the airport can be reduced.
Furthermore, the moving
Furthermore, the
Furthermore, when installing the
Furthermore, since it is not necessary to mount a device or the like on the aircraft 1 side, it is preferable that the weight of the aircraft 1 is not increased.
本発明による推力付与装置の第2実施形態を、図6を用いて説明する。
本実施形態における推力付与装置は、上述した実施形態のフック状のリンク49a,49bを有するリンク機構45の代わりに、ヘ字状のリンク249a,249bを有するリンク機構245が設けられているという点で前述した第1実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した第1実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した第1実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。
A second embodiment of the thrust applying apparatus according to the present invention will be described with reference to FIG.
The thrust applying device according to the present embodiment is provided with a
In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member same as 1st Embodiment mentioned above.
ヘ字状のリンク249a,249bはそれぞれ、図6に示すように平面視略ヘ字状を呈するリンクであり、その他端部(前方側の端部)には、前述したフック状のリンク49a,49bと同様のフック部(鉤部)Fが設けられている。また、フック部Fの根本部(付け根部)にはストラット支持部Sが形成されている。
As shown in FIG. 6, each of the H-shaped
本実施形態による推力付与装置によれば、フック部Fの根本部(付け根部)にストラット支持部Sが形成されているので、航空機1に推進力を付与する場合の、フック状のリンク249a,249bの内側面(内周面)49a’,49b’と主脚ストラット1aの外側面(外周面)との接触面積を前述した第1実施形態のものよりも増加させることができ、航空機1の主脚ストラット1aをより確実に挟持(保持)することができる。したがって、横風の影響を受けて航空機1が滑走路RW上で左右に振られたとしても、ストラット支持部Sから主脚ストラット1aが外れてしまうことを防止することができて、航空機1に推進力を確実かつ効率よく伝達することができる。
その他の作用効果は前述した第1実施形態のものと同じであるので、ここではその説明を省略する。
According to the thrust applying device according to the present embodiment, since the strut support portion S is formed at the base portion (base portion) of the hook portion F, when the propulsive force is applied to the aircraft 1, the hook-shaped
Other functions and effects are the same as those of the first embodiment described above, and thus the description thereof is omitted here.
上述した第1実施形態および第2実施形態において、アクチュエータ53が無くても、慣性力によって、シザーズ42はこれに正加速度が働く場合に開き、負加速度が働く場合に閉じて、基本的には本来の目的が達成される。ところが、台車22をローテーション速度:VRに近い速度、例えば90%まで等加速度運動(零加速度)をさせ、その後しばらくの間(例えば、2秒間)等速度運動させて脚ストラットをシザーズの外に出す場合、零加速度を経ずに負加速度となり、シザーズが閉じて脚ストラットを掴んでしまうような不具合、また緊急減速開始時にシザーズが閉じる前に脚ストラットがシザーズの外に出るような不具合を排除するために、即ち、リンク49a,49bを必要なタイミングにてより確実に開閉させるために用いている。
In the first and second embodiments described above, even if the
なお、上述した全実施形態において、台車22を駆動する駆動源としてリニアモータを採用しているが、本発明はこれに限定されるものではなく、航空機1に推力・制動力を付与することができるものであればいかなる形態のものであってもよい。
In all the embodiments described above, a linear motor is adopted as a drive source for driving the
また、上述した実施形態では、主脚ストラット1aのみを介して航空機1に推進力あるいは制動力を付与するようになっているが、本発明はこれに限定されるものではなく、例えば、前脚ストラットおよび主脚ストラット1aの双方を介して航空機1に推進力あるいは制動力を付与するものであってもよいし、若しくは前脚ストラットのみを介して航空機1に推進力あるいは制動力を付与するものであってもよい。
In the above-described embodiment, propulsive force or braking force is applied to the aircraft 1 only through the
さらに、上述した実施形態のものは、空港の滑走路にのみ適用され得るものではなく、例えば、航空母艦の飛行甲板等にも適用することができる。 Further, the above-described embodiment can be applied not only to an airport runway but also to, for example, a flight deck of an aircraft carrier.
1 航空機
1a 主脚ストラット
10 離陸用推力付与装置
21 ガイドウェイ
22 台車
23 ビーム
40 ストラット挟持手段
41 移動部
42 シザーズ
49a リンク(フック状のリンク)
49b リンク(フック状のリンク)
50a リンク(直線状のリンク)
50b リンク(直線状のリンク)
51a 第1のピボット
51b 第2のピボット
51c 第3のピボット
51d 第4のピボット
53 アクチュエータ
249a リンク(フック状のリンク)
249b リンク(フック状のリンク)
RW 滑走路
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1
49b link (hook-like link)
50a link (straight link)
50b link (straight link)
51a
249b link (hook-like link)
RW runway
Claims (5)
前記ガイドウェイに沿って走行させられる台車と、
前記台車間に設けられたビームと、
前記ビームに取り付けられ、航空機の離陸滑走中、航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットを進行方向後方側から押し進めるストラット挟持手段とを備えていることを特徴とする航空機の離陸用推力付与装置。 Guideways provided on both sides of the runway along the direction in which the runway extends,
A carriage driven along the guideway;
A beam provided between the carriages;
An aircraft take-off thrust imparting device, which is attached to the beam and includes strut clamping means for pushing forward the front leg strut and / or main leg strut of the aircraft from the rear side in the traveling direction during takeoff of the aircraft.
離陸滑走中の航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットの後方側を押圧し、離陸滑走中の航空機を緊急減速・停止させる際は、前記航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットの前方側を挟持する2本のフック状のリンクと、
これより後方側に位置する2本のリンクと、
これらリンクを互いに連結する4個のピボットと
を備えてなるパンタグラフ構造体として構成されており、
航空機に推進力を付与する場合には縮んだ状態となり、航空機に制動力を付与する場合には延びた状態となるように、航空機の進行方向に沿って伸縮する
ことを特徴とする請求項2に記載の航空機の離陸用推力付与装置。 The scissors
When pressing the rear side of the front leg struts and / or main landing gear struts during take-off and landing, the aircraft front landing struts and / or main strut struts should be Two hook-shaped links to hold,
Two links located behind this,
It is configured as a pantograph structure comprising four pivots connecting these links to each other,
3. The vehicle according to claim 2, wherein when the propulsive force is applied to the aircraft, the aircraft contracts along the direction of travel of the aircraft so that the aircraft is contracted and when the braking force is applied to the aircraft, the aircraft is extended. The take-off thrust imparting device for aircraft described in 1.
離陸滑走中の航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットの後方側を押圧し、離陸滑走中の航空機を緊急減速・停止させる際は、前記航空機の前脚ストラットおよび/または主脚ストラットの前方側を挟持する2本のフック状のリンクと、
これより後方側に位置する2本のリンクと、
これらリンクを互いに連結する4個のピボットと
を備えてなるパンタグラフ構造体として構成されており、
航空機に推進力を付与する場合には縮んだ状態となり、航空機に制動力を付与する場合には延びた状態となるように、航空機の進行方向に沿って伸縮する
ことを特徴とするシザーズ。
Scissors for transmitting propulsion or braking force to the aircraft via aircraft front leg struts and / or main leg struts,
When pressing the rear side of the front leg struts and / or main landing gear struts during take-off and landing, the aircraft front landing struts and / or main strut struts should be Two hook-shaped links to hold,
Two links located behind this,
It is configured as a pantograph structure comprising four pivots connecting these links to each other,
A scissor characterized by being expanded and contracted along the traveling direction of an aircraft so that the aircraft is contracted when a propulsive force is applied to the aircraft and is extended when a braking force is applied to the aircraft.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2004328053A JP2006137289A (en) | 2004-11-11 | 2004-11-11 | Thrust-providing device for takeoff of aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2004328053A JP2006137289A (en) | 2004-11-11 | 2004-11-11 | Thrust-providing device for takeoff of aircraft |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2006137289A true JP2006137289A (en) | 2006-06-01 |
Family
ID=36618375
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2004328053A Withdrawn JP2006137289A (en) | 2004-11-11 | 2004-11-11 | Thrust-providing device for takeoff of aircraft |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP2006137289A (en) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2016525475A (en) * | 2013-06-14 | 2016-08-25 | エアバス・グループ・エスアーエス | Devices that move aircraft to the ground |
JP2017171111A (en) * | 2016-03-24 | 2017-09-28 | 映二 白石 | Device for aircraft |
CN107600447A (en) * | 2017-09-26 | 2018-01-19 | 甘肃省测绘工程院 | Air-mapping aircraft launching apparatus |
CN111319783A (en) * | 2018-12-15 | 2020-06-23 | 邯郸市复兴区宏昌科技有限公司 | Auxiliary take-off device of airplane with terminal point impact protection mechanism |
-
2004
- 2004-11-11 JP JP2004328053A patent/JP2006137289A/en not_active Withdrawn
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2016525475A (en) * | 2013-06-14 | 2016-08-25 | エアバス・グループ・エスアーエス | Devices that move aircraft to the ground |
JP2017171111A (en) * | 2016-03-24 | 2017-09-28 | 映二 白石 | Device for aircraft |
CN107600447A (en) * | 2017-09-26 | 2018-01-19 | 甘肃省测绘工程院 | Air-mapping aircraft launching apparatus |
CN111319783A (en) * | 2018-12-15 | 2020-06-23 | 邯郸市复兴区宏昌科技有限公司 | Auxiliary take-off device of airplane with terminal point impact protection mechanism |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4111903B2 (en) | Flying object launching apparatus and flying object launching method | |
EP3291899B2 (en) | Amusement ride with speed trim system | |
KR100719032B1 (en) | Transportation system | |
JP6666760B2 (en) | Electric track truck | |
EP3962617B1 (en) | Coaster transportation system | |
US20050081656A1 (en) | Force element for vehicle impact crash simulator | |
JP3042722B2 (en) | Braking system for passenger high-speed transport equipment | |
CN110497798B (en) | Combined braking system and method | |
CN208630612U (en) | A kind of associated braking system | |
CN107826130B (en) | Magnetomotive pipeline transportation device and application thereof | |
CN110615114A (en) | Method and device for assisting landing and landing of airplane | |
JP2006137289A (en) | Thrust-providing device for takeoff of aircraft | |
JP5395398B2 (en) | Train control device | |
US3543685A (en) | Ground oriented vehicle with reaction type propulsion | |
JP2673512B2 (en) | Flying vehicle equipment | |
KR100528097B1 (en) | Lift device for railway vehicle | |
JPH07231515A (en) | Linear motor with gap length control mechanism, vehicle and track therefor, and transport/traffic system | |
US11305202B2 (en) | Track rail acquisition, carrying, and transfer systems and methods | |
JPH0656096A (en) | Take off gear for airplane | |
JP4092148B2 (en) | Self-propelled transfer vehicle for airplane and restraint transfer device for airplane | |
KR20040040676A (en) | Switching device for track vehicle | |
JPH0919004A (en) | Method and device for controlling floating and landing attraction type magnetic levitation vehicle | |
JP2564037B2 (en) | Railway branching method and device | |
CA1064324A (en) | Rapid transit system | |
GB2570896A (en) | Tram transportation system |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20080205 |