【発明の詳細な説明】[Detailed description of the invention]
【産業上の利川分野】[Industrial Icheon field]
本発明は、航空機に使用しているタイヤの空気圧及びタ
イヤ内の空気の温度を測定し、タイヤのコンディション
を常に監視する航空機用タイヤコンディション表示装置
に関する．The present invention relates to an aircraft tire condition display device that measures the air pressure of tires used on aircraft and the temperature of the air inside the tires, and constantly monitors the condition of the tires.
【従来の技術１
航空機のタイヤの空気圧は飛行前、地ユ．において空気
圧を測定し，規定値に設定して飛行を行なっている．
航空機が雌陸する際、航空機の車輪は急速に高速回転と
なる．また，着陸時のタイヤは接地部分が変形しながら
瞬時に高速回転となる．そのためタイヤはａｍにより熱
が発生して，タイヤは熱くなり、内部の空気の温度も上
昇し圧力が高くなる．
航空機のタイヤ空気圧は機種別に指示されているが、特
に着陸時には機体の１４接地高度及び接地速度等が一定
でなくタイヤの変形や回転速度が異なり，また，航空機
は滑走路に接地後急激にブレーキを作動させるため摩擦
熱以外にもブレーキが近くにある場合などブレーキ熱に
よってもタイヤの温度は上昇し、内部圧力も上昇する．
そのため，偏摩擦耗及び時にはタイヤのバーストの原因
となるものである．
【発明が解決しようとする課ｊｌｆｌ］現在、航空機の
場合、滑走中及び飛行中においてもタイヤのコンディシ
ョンを監視する手段はない。そのため、種々の原因によ
るバンク並びにバーストしても操縦者は，航空機の機体
の変化の現象が発生した時初めてそれに気付き対処する
ということになる．
故に、わずかな対処の遅れが事故につながる可能性があ
ることから本発明は，常にタイヤのコンディションを監
視することにより事故を未然に防止するためになされた
ものである．
【課題を解決するための手段１
したがって，本発明の航空機用タイヤコンディション装
置は，航空機の車輪のバルブアセンブリ部に取付ける温
度センサー１ａ及び圧力センサー１ｂと、
脚のアクスル部に取り付けられ、前記センサーの信号を
送信する送信装ｉ？！Ａと、
機体に取り付けられ、前記送信装置の送信電波を受信し
表示する受信装置Ｂと，からなることを要旨とする．
【作用］
航空機用タイヤコンディション装置は、航空機の車輪の
バルブアッセンブリ部にｉＱ度センサーＩｎ、圧力セン
サー１ｂが設けられており、脚のアクスル部に取り付け
た送信装置Ａに電線を通して信号を伝達する．
そして、送信装置Ａにより，その信号を電波で放射する
．
一方，機体に取り・付けた受信装置Ｂで電波を受信し，
表示器１０に測定した各センサー１ａ，ｔｂの現象を表
示するものである．
【実施例】
本発明の一実施例を第ｌ図〜第３図によって説明する．
本実施例の本装置は、第ｌ図（ａ）に示す如くセンサー
，送信装置Ａ、及び第ｌ図（ｂ）に示す如く受信，表示
部に二分割した摺成である。
第１図（ａ）に示すセンサー，送信装置八のうち、セン
サｌは圧カセンサ１ａ及び温度センサー１ｂで構成され
、タイヤホイールｌｌのバルブアッシｌ２に取り付けら
れているバルブコアーを外して取り付けるものでバルプ
コアーを兼ねｈ′ａλた６のである。
送信装置Ａは，信号増幅器２．ＰＣＭ変調器３、送信機
４及び電池６で構成され，各々の形状が一体として円形
の外殻の中で固定できる形状をしている。
また、円形の外殻の先端部円周には送信アンテナ５が取
り付くようになっている．センサーｌ、送信装置Ａの電
力は電池６である．この電池６の中には、タイヤが回転
すると発電する発電機が内蔵されている。
一方、受信装置Ｂは，受信機８の上にＰＣＭ復調２３９
、表示器ｌＯが固定される構造であり，第３図（ｂ）に
示すように操縦席前方位置部分に設けられる．しかし，
航空機の構造により表示２８ｌＯを独立した位置に設置
することも可能である。また，受信アンテナ７は、放射
電波が微弱のため第３図（Ｃ）に示すように送信アンテ
ナ５の最も近い位置に取り付けるのが望ましい。
次に，測定信号の流れは，第２図のブロック図に示すよ
うに各タイヤ毎に設けられた圧力センザー１ａ及び温度
センナ−１ｂで感知した信号を信号増幅器２ｎ，２ｂで
増怖し，一定の信号に整形ずる。そしてＰＣＭ変調器３
で測定信号をバルスコード化して送信器４に送り送ｆ３
アンテナ５から電波で放射する．この電波を受信アンテ
ナ７から受信器８により受信しＰＣＭ復調器９でバルス
コード化された信号をＩＳｉ調する。そして、表示器１
０に表示する．表示器ｌＯには各タイヤ毎の圧力及び温
度が表示される．
航空機は、地上において，夏季、冬季の気温及び駐機地
区及び滑走路の表面の温度変化等さまざまｔｌ変化に対
応してタイヤの空気圧調整を行うのが元来望ましい．
しかし、航空機がＩｌｉｌＶＩｌするとそれができなく
なる。飛行条件及び着陸場所の違いなど温度条件は箔に
一定でなく、特に、高高度の飛行後即座に着陸するよう
な場合など、ブレーキがアンチロックしていてタイヤは
バーストする。特に大型航空機では，数多くのタイヤを
使用しているため、本装置によればバーストしたタイヤ
の位置及び本数のＧ＆認が可能となる。
［発明の効果］
本発明によれば、次のような効果がある。
（１）滑走中はもとより飛行中のタイヤのコンディショ
ンが常に監視できる。
（２）タイヤを多く使用している大型機で６、滑走中及
び飛行中にパンク及びバーストした時など・そのタイヤ
の限定ができ緊急操作の補助となる．
（３）タイヤの内面に別種のセンサーを彊り付けて変形
状況等の測定も可能でこの種の応用測定が極めて容易と
なる。
（４）単純な構造で量産に適する。[Prior art 1] Air pressure in aircraft tires is determined before flight, on the ground. The air pressure is measured at the airport and set to the specified value for flight. When an aircraft approaches land, the aircraft's wheels rapidly rotate at high speed. Additionally, when landing, the tires instantly rotate at high speed while the contact area deforms. As a result, heat is generated in the tire by the am, making the tire hotter and the temperature of the air inside it rising as well, increasing the pressure. Aircraft tire pressure is specified for each model, but especially during landing, the aircraft's grounding altitude and grounding speed are not constant, and tire deformation and rotation speed vary, and aircraft brake suddenly after touching down on the runway. In addition to frictional heat, the tire temperature also increases due to brake heat when the brakes are nearby, and the internal pressure also increases.
This causes uneven friction wear and sometimes tire bursts. [Problems to be Solved by the Invention] Currently, in the case of aircraft, there is no means to monitor the condition of tires even during taxiing and flight. Therefore, even if a bank or burst occurs due to various causes, the pilot only notices and takes action when the phenomenon of changes in the aircraft body occurs. Therefore, since a slight delay in taking action may lead to an accident, the present invention was developed to prevent accidents by constantly monitoring the tire condition. [Means for Solving the Problems 1] Therefore, the aircraft tire conditioning device of the present invention includes a temperature sensor 1a and a pressure sensor 1b that are attached to the valve assembly portion of the aircraft wheel, and a temperature sensor 1a and a pressure sensor 1b that are attached to the axle portion of the landing gear. Transmitting device i that transmits the signal? ! A, and a receiving device B that is attached to the aircraft and receives and displays the radio waves transmitted by the transmitting device. [Function] The aircraft tire condition device is equipped with an iQ degree sensor In and a pressure sensor 1b in the valve assembly of the aircraft wheel, and transmits a signal through an electric wire to a transmitter A attached to the axle of the landing gear. Transmitter A then radiates the signal as a radio wave. On the other hand, the radio waves are received by receiver B attached to the aircraft,
The phenomenon measured by each sensor 1a, tb is displayed on the display 10. [Embodiment] An embodiment of the present invention will be explained with reference to FIGS. 1 to 3. The apparatus of this embodiment is a printed circuit board that is divided into two parts: a sensor and a transmitter A as shown in FIG. 1(a), and a receiving and display section as shown in FIG. 1(b). Of the eight sensors and transmitters shown in Fig. 1(a), sensor l consists of a pressure sensor 1a and a temperature sensor 1b, and is installed by removing the valve core attached to the valve assy l2 of the tire wheel l. It also serves as h'aλ6. The transmitter A includes a signal amplifier 2. It is composed of a PCM modulator 3, a transmitter 4, and a battery 6, each of which has a shape that can be fixed as one body within a circular shell. Further, a transmitting antenna 5 is attached to the circumference of the tip of the circular outer shell. Sensor I and transmitter A are powered by battery 6. This battery 6 has a built-in generator that generates electricity when the tires rotate. On the other hand, receiving device B has PCM demodulator 239 on receiver 8.
, has a structure in which the display IO is fixed, and is installed in the front part of the cockpit as shown in Figure 3(b). but,
Depending on the structure of the aircraft, it is also possible to install the display 28lO in an independent position. Furthermore, since the radiated radio waves are weak, the receiving antenna 7 is desirably installed at a position closest to the transmitting antenna 5, as shown in FIG. 3(C). Next, as shown in the block diagram of Fig. 2, the flow of the measurement signal is maintained at a constant level by amplifying the signals sensed by the pressure sensor 1a and temperature sensor 1b provided for each tire using signal amplifiers 2n and 2b. The signal is formatted as follows. and PCM modulator 3
convert the measurement signal into a pulse code and send it to the transmitter 4 f3
Radio waves are emitted from antenna 5. This radio wave is received by a receiver 8 from a receiving antenna 7, and a pulse coded signal is subjected to ISi modulation by a PCM demodulator 9. And display 1
Display at 0. The pressure and temperature of each tire are displayed on the display lO. It is originally desirable for aircraft to adjust tire air pressure on the ground in response to various tl changes, such as temperature changes in summer and winter, and temperature changes in parking areas and runway surfaces. However, if the aircraft becomes unstable, this will no longer be possible. Temperature conditions such as different flight conditions and landing locations are not constant on the foil, especially when landing immediately after high-altitude flight, where the brakes are anti-locked and the tires burst. In particular, large aircraft use a large number of tires, so this device makes it possible to determine the location and number of tires that have burst. [Effects of the Invention] According to the present invention, there are the following effects. (1) Tire conditions can be constantly monitored not only during taxiing but also during flight. (2) For large aircraft that use a large number of tires6, in the event of a puncture or burst during taxiing or flight, the tires can be limited and assist in emergency operations. (3) It is also possible to measure the state of deformation by attaching a different type of sensor to the inner surface of the tire, making this type of applied measurement extremely easy. (4) Simple structure and suitable for mass production.
【図面の簡単な説明】[Brief explanation of the drawing]
第１図（ａ），（ｂ）は，本允明の一実施例を示す送信
装置，及び受信装置の構造図，第２図は，同実施例のブ
ロック図，第３図（ａ）（ｂ），（ｃ）は，各１同実施
例の装置の取付位置を示す図である。
Ａ−・送信装置、Ｂ・・・受信装置．１ａ＝−圧カセン
サー、１ｂ・・・淘度センザー、２ａ，２ｂ．・．信号
増Ｎｌ ２＋’＋ ） ３・・弓） Ｃ Ｍ変調２３、
４・・・送信器、５・・・送信アンテナ．６・・・電池
，７・・・受信アンテナ，８・・・受ｆＭＲ３，９ −
Ｐ Ｃ Ｍ復調ｉ’！３ ，Ｉ Ｏ ”・表示ｉ１ｉ
３。Figures 1 (a) and (b) are structural diagrams of a transmitting device and a receiving device showing one embodiment of Masaaki Moto, Figure 2 is a block diagram of the same embodiment, and Figure 3 (a) ( b) and (c) are diagrams each showing the mounting position of the device of the same embodiment. A-- transmitting device, B... receiving device. 1a=-Pressure sensor, 1b... Stagnation sensor, 2a, 2b.・．． Signal increase Nl 2+'+) 3... bow) CM modulation 23,
4... Transmitter, 5... Transmitting antenna. 6... Battery, 7... Receiving antenna, 8... Receiving fMR3, 9 -
PCM demodulation i'! 3, I O”・Display i1i
3.