負荷インジケータ
負荷インジケータは、第１及び第２の耐荷重部材（２３、２２）から成る耐荷重アセンブリを備え、第１の耐荷重部材（２３）に加えられる横方向負荷を支持するために前記耐荷重部材が互いに接続され、第１の耐荷重部材は、指標負荷を上回るとそれが脆くなるように第２の耐荷重部材と共にキャビティ（２５）を形成し、キャビティ（２５）は、第１の耐荷重部材が前記負荷によって破断されるとキャビティから漏れる指標液体を収容する。耐荷重部材（２２、２３）は同軸に配置される円筒部材を備え、その場合、外側部材（２３）は、それを脆くするとともにキャビティ（２５）を形成するために厚みが減少される部分を有する。キャビティ（２５）は、第２の耐荷重部材（２２）内に内容積を含む。負荷インジケータは、２つの部品を接続するための耐荷重ピンとして構成されてもよい。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は負荷インジケータに関する。インジケータにおける用途は、航空機のハードランディングを示すこと、航空機に加えられる過度な曳航力を示すことを含むが、これらに限定されない。また、本発明は、航空機を検査するための方法、及び航空機の曳航装置を検査するための方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
何がしかの理由によるエアクラフト・オン・グラウンド（ＡＯＧ）のコストは非常に高く、エアラインオペレータは、可能であれば次の定期メンテナンスポイントに到達できるまで更なるフライトのための計画的メンテナンス及び／又は清掃によりこの影響を軽減するように製造メーカに期待を寄せる。しかしながら、計画が助けになり得ない事象が存在する。そのような事象の１つが「ハードランディング」である。
【０００３】
「ハードランディング」は、何がしかの理由で認定ランディングパラメータを超えるときに生じる。これは、通常、航空機のパイロットにより報告され、その後、検査によって確認され、また、機体構造の検査によって及びデジタルフライトデータレコーダ（ＤＦＤＲ）から引き出される情報によって確認される。問題は、データを解析して事象が本当に「ハードランディング」であったか否かを確認するために要する時間にある。この解析は、時として、結論を出すのに最大で３週間かかる可能性があり、また、しばしば、航空機のオペレータに委ねられている。
【０００４】
米国特許第４３９２６２３号は、異なる方向で作用する異なる過負荷の下で機能しなくなるようになっている融合接続について記載している。目的は、垂直方向又は水平方向のいずれかにおけるランディングギア過負荷に起因する破裂から燃料タンク（主要翼構造）を保護することである。
【０００５】
米国特許第５９２７６４６号は、衝撃負荷の大きさを示すための手段を含むエネルギ吸収ランディングギア／テイルスキッドについて記載している。衝撃負荷は装置の塑性変形をもたらし、また、衝撃負荷の大きさが閾値に達したという視覚的表示を与えるために、長尺ステムが基準面を超えて突出する。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は、第１及び第２の耐荷重部材から成る耐荷重アセンブリを備え、第１の耐荷重部材に加えられる横方向負荷を支持するために上記耐荷重部材が互いに接続される負荷インジケータであって、第１の耐荷重部材が、指標負荷を上回るとそれが脆くなるように第２の耐荷重部材と共にキャビティを画定し、キャビティが、第１の耐荷重部材が上記負荷によって破断されるとキャビティから漏れる指標液体を収容することを特徴とする負荷インジケータにある。
【０００７】
２つの部品は、サイドステイ、又はドラグステイ、又は関節結合部、又は曳航接続部の部品を含む、航空機のランディングギアの部品を備えてもよい。
【０００８】
ここで、添付図面を参照して、本発明を一例として説明する。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】関節結合されたランディングギアの図である。
【図２】図１のランディングギアの関節リンクの図である。
【図３】図２の関節リンクの結合部の断面図である。
【図４】本発明の他の想定し得る用途を示す他のランディングギアの図である。
【図５】航空機の曳航装置の図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
図１は、上側及び下側の伸縮部２、３を有するショックアブソーバストラット１を備える航空機のランディングギアを示しており、上部２は機体に接続可能であり、下部３は、ピボットボギービーム５に対する取り付けによって１つ以上の軸４を支持する。ヒンジ結合されたステイアセンブリ６は、ショックアブソーバの上部と機体との間に接続されており、「ダウン」位置でランディングギアが負荷に反応できるようにランディングギアを安定させる役目を果たすが、ギアを退避させるために折り畳むことも可能である。
【００１１】
関節リンク７、８は、張力に反応するためにボギービーム５の前部とショックアブソーバの上部２との間に接続され、それにより、着陸の早い段階中にボギービームのための支点を形成する。下側リンク８は、ボギービーム５の前部と上側リンク７との間に取り付けられ、また、上側リンク７は、下側リンク８とショックアブソーバの上部２との間に取り付けられる。ショックアブソーバの上部１と上側関節リンク７上の下側関節リンク８に対するその取り付け部近傍のポイント１０との間にはピッチトリマー９が装着され、該ピッチトリマーは、関節リンクを所定位置に保持するための液圧スプリング／ダンパとしての機能を果たすようになっている。最終的に得られるものは、下側リンク８の張力に抵抗するが、圧縮負荷が加えられるときに下側リンクが上昇できるようにするリンク機構である。
【００１２】
図３に更に詳しく示されるように、上側及び下側リンク７、８はピボット式の結合部１３によって接続される。上側リンク７は一対のラグ１１を伴うフォーク状端部を有しており、一対のラグ１１間には下側リンク８の端部の単一のラグ１２が受けられる。３つの全てのラグは、ピボットピン１３を受けるために軸受と整列される孔を有する。下側リンクのラグとピンとの間の軸受は、ラグ内の球状キャビティ１５内でそれを組み付けることができるように分割される球面軸受である。球面軸受の内面１６は、ピンを受けるために円筒状である。外側ラグ内の軸受は、一対の円筒状のブシュ１７を備える。ピボットピンは、一端にヘッド１８を有し、他端にネジ１９を有しており、一端でヘッド１８が外側ラグ１１と当接するまで、整列された軸受に挿通される。その後、保持ナット２０が、第２の外側ラグ１１から延びるピンのネジ部に螺合される。ピボットピンのヘッド１８は径方向に延びるフランジ１９を有しており、当該フランジによってヘッドが隣接するラグに対してダボ２１により接続され、ピンの回転が抑制される。
【００１３】
ピボットピン１３は、一端にヘッド１８を有し且つ他端にネジ部１９を有する内側円筒部材２２と、ヘッドとネジ部との間で内側部材２２上に被嵌される脆いスリーブ２３とから成る。スリーブ２３の両端の部分は、内側部材上に密に嵌合してランド３１を形成し、また、スリーブの両端間の部分２４は厚さが減少しており、それにより、部分２４の内面が内側部材２２から離間して、チャンバ２５を形成する。厚みが減少したこの中央部分は、中央ラグ１２及び球面軸受１４と整列され、それにより、上側リンクと下側リンクとの間に加えられる負荷に晒される。スリーブの厚さを更に減少させるために中央部分２４の外端には更なる内部チャンネル２６が形成されており、そのため、脆いスリーブ２３の負荷による破壊がこれらのポイントで生じる可能性が最も高い。
【００１４】
内側部材２２には盲孔２７が形成され、この盲孔は、径方向通路２８を介して、内側部材と外側の脆いスリーブとの間のチャンバ２５と接続される。孔２７及びチャンバ２５及び接続通路２８の全容積が赤色染料で満たされ、また、孔の開放端部がプラグ２９によりシールされる。内側部材２２と外側スリーブ２３との間には、赤色染料がこれらの間で長手方向に漏れるのを防止するため、リングシール３０が両端に設けられる。
【００１５】
航空機の着陸時、ピボットピン１３は着陸力に晒される。具体的には、関節リンクが矢印１００で示される引張負荷（ラグ１１に加えられる上向きの力を示す）に晒され、ラグ１２が下向きの力１０１に晒される。これは、ラグ１２及び軸受１４によりピボットピンの中央部分２４に加えられる下向きの力１０２と、ラグ１１によりピボットピンの外端に加えられる上向きの力１０３とをもたらす。
【００１６】
力１０２が特定のレベルを超えると、ピボットピン１３が溝２６の領域で破断する。これにより、赤色染料がキャビティ２５から解放されて２つのリンクの端部間で関節リンクから流出する。
【００１７】
したがって、ピボットピンは、せん断ピンとして作用するとともに、「ハードランディング」の報告がなされた案件を検査する簡単で迅速且つ正確な手段を与える。また、ハードランディングの表示は、航空機の安全性又は運転に支障を来たさない。これは、ピボットピン１３が破断した場合であっても、ピボットピン１３が着陸負荷を支え続けることができるからである。また、検査は専門の工具も必要としない。検査は、航空機のターンアラウンド・タイム（一般に４時間）内で実行できる。
【００１８】
限界負荷超過の特定は、結合部の簡単な検査により、航空機搭乗員が事象を報告した後に迅速に確認される。この検査は、通常は航空機を地上に止めた状態で、付加的な、又は特定の機器を用いることなく行なうことができる。結合部における自由度の何らかの欠如は、ピボットピンの変形を示しており、そのため、更なる検査又は除去のためにＭＬＧを検疫する。
【００１９】
せん断ピンは、先の例では、関節リンクのピボットピンとして示されているが、例えば図４及び図５に示されるように、ランディングギアの他の部分に同様のせん断ピンが設けられてもよく、主ピボットピンが設計上限負荷で機能しなくなる前に下限負荷を超えたかどうかを示すためにせん断ピンをサイドステイピボットピン４０として使用することができ、又はドラグステイピボットピン（図示せず）として使用することができる。また、ピンがピボット部材としての使用に限定される必要はない。例えば、せん断ピンを、ショックアブソーバの内部部品を他のケーシング内に保持することにより内圧に比例する負荷に反応し且つ所定の負荷限度でせん断するダイヤフラムピン６０として使用することもできる。
【００２０】
せん断ピンは、ランディングギア内に配置される代わりに、テイルスキッドなど、着陸力に晒される航空機の何らかの他の部分に配置されてもよい。
【００２１】
また、せん断ピンアセンブリは、図５に７０で示されるように、航空機の曳航装置で使用することができる。この場合、せん断ピンは、航空機の曳航力に晒されるとともに、予め設定されたレベルを曳航力が超えたかどうかを決定するために検査され得る。このレベルは、他のせん断ピンが機能しなくなって負荷を解放するようになっている高い破損レベルを下回る低いウォーミングレベルであってもよい。
【００２２】
翼のある航空機での使用に関してせん断ピンを例示してきたが、せん断ピンは、ヘリコプターなどの他の航空機で使用されてもよい。
【００２３】
図示の例では、キャビティ２５が赤色染料で満たされる。別の実施形態では、赤色染料が、他の液体指標、粉末などの他の流動性指標、又は拡張発泡体に取って代えられてもよい。
【技術分野】
【０００１】
本発明は負荷インジケータに関する。インジケータにおける用途は、航空機のハードランディングを示すこと、航空機に加えられる過度な曳航力を示すことを含むが、これらに限定されない。また、本発明は、航空機を検査するための方法、及び航空機の曳航装置を検査するための方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
何がしかの理由によるエアクラフト・オン・グラウンド（ＡＯＧ）のコストは非常に高く、エアラインオペレータは、可能であれば次の定期メンテナンスポイントに到達できるまで更なるフライトのための計画的メンテナンス及び／又は清掃によりこの影響を軽減するように製造メーカに期待を寄せる。しかしながら、計画が助けになり得ない事象が存在する。そのような事象の１つが「ハードランディング」である。
【０００３】
「ハードランディング」は、何がしかの理由で認定ランディングパラメータを超えるときに生じる。これは、通常、航空機のパイロットにより報告され、その後、検査によって確認され、また、機体構造の検査によって及びデジタルフライトデータレコーダ（ＤＦＤＲ）から引き出される情報によって確認される。問題は、データを解析して事象が本当に「ハードランディング」であったか否かを確認するために要する時間にある。この解析は、時として、結論を出すのに最大で３週間かかる可能性があり、また、しばしば、航空機のオペレータに委ねられている。
【０００４】
米国特許第４３９２６２３号は、異なる方向で作用する異なる過負荷の下で機能しなくなるようになっている融合接続について記載している。目的は、垂直方向又は水平方向のいずれかにおけるランディングギア過負荷に起因する破裂から燃料タンク（主要翼構造）を保護することである。
【０００５】
米国特許第５９２７６４６号は、衝撃負荷の大きさを示すための手段を含むエネルギ吸収ランディングギア／テイルスキッドについて記載している。衝撃負荷は装置の塑性変形をもたらし、また、衝撃負荷の大きさが閾値に達したという視覚的表示を与えるために、長尺ステムが基準面を超えて突出する。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は、第１及び第２の耐荷重部材から成る耐荷重アセンブリを備え、第１の耐荷重部材に加えられる横方向負荷を支持するために上記耐荷重部材が互いに接続される負荷インジケータであって、第１の耐荷重部材が、指標負荷を上回るとそれが脆くなるように第２の耐荷重部材と共にキャビティを画定し、キャビティが、第１の耐荷重部材が上記負荷によって破断されるとキャビティから漏れる指標液体を収容することを特徴とする負荷インジケータにある。
【０００７】
２つの部品は、サイドステイ、又はドラグステイ、又は関節結合部、又は曳航接続部の部品を含む、航空機のランディングギアの部品を備えてもよい。
【０００８】
ここで、添付図面を参照して、本発明を一例として説明する。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】関節結合されたランディングギアの図である。
【図２】図１のランディングギアの関節リンクの図である。
【図３】図２の関節リンクの結合部の断面図である。
【図４】本発明の他の想定し得る用途を示す他のランディングギアの図である。
【図５】航空機の曳航装置の図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
図１は、上側及び下側の伸縮部２、３を有するショックアブソーバストラット１を備える航空機のランディングギアを示しており、上部２は機体に接続可能であり、下部３は、ピボットボギービーム５に対する取り付けによって１つ以上の軸４を支持する。ヒンジ結合されたステイアセンブリ６は、ショックアブソーバの上部と機体との間に接続されており、「ダウン」位置でランディングギアが負荷に反応できるようにランディングギアを安定させる役目を果たすが、ギアを退避させるために折り畳むことも可能である。
【００１１】
関節リンク７、８は、張力に反応するためにボギービーム５の前部とショックアブソーバの上部２との間に接続され、それにより、着陸の早い段階中にボギービームのための支点を形成する。下側リンク８は、ボギービーム５の前部と上側リンク７との間に取り付けられ、また、上側リンク７は、下側リンク８とショックアブソーバの上部２との間に取り付けられる。ショックアブソーバの上部１と上側関節リンク７上の下側関節リンク８に対するその取り付け部近傍のポイント１０との間にはピッチトリマー９が装着され、該ピッチトリマーは、関節リンクを所定位置に保持するための液圧スプリング／ダンパとしての機能を果たすようになっている。最終的に得られるものは、下側リンク８の張力に抵抗するが、圧縮負荷が加えられるときに下側リンクが上昇できるようにするリンク機構である。
【００１２】
図３に更に詳しく示されるように、上側及び下側リンク７、８はピボット式の結合部１３によって接続される。上側リンク７は一対のラグ１１を伴うフォーク状端部を有しており、一対のラグ１１間には下側リンク８の端部の単一のラグ１２が受けられる。３つの全てのラグは、ピボットピン１３を受けるために軸受と整列される孔を有する。下側リンクのラグとピンとの間の軸受は、ラグ内の球状キャビティ１５内でそれを組み付けることができるように分割される球面軸受である。球面軸受の内面１６は、ピンを受けるために円筒状である。外側ラグ内の軸受は、一対の円筒状のブシュ１７を備える。ピボットピンは、一端にヘッド１８を有し、他端にネジ１９を有しており、一端でヘッド１８が外側ラグ１１と当接するまで、整列された軸受に挿通される。その後、保持ナット２０が、第２の外側ラグ１１から延びるピンのネジ部に螺合される。ピボットピンのヘッド１８は径方向に延びるフランジ１９を有しており、当該フランジによってヘッドが隣接するラグに対してダボ２１により接続され、ピンの回転が抑制される。
【００１３】
ピボットピン１３は、一端にヘッド１８を有し且つ他端にネジ部１９を有する内側円筒部材２２と、ヘッドとネジ部との間で内側部材２２上に被嵌される脆いスリーブ２３とから成る。スリーブ２３の両端の部分は、内側部材上に密に嵌合してランド３１を形成し、また、スリーブの両端間の部分２４は厚さが減少しており、それにより、部分２４の内面が内側部材２２から離間して、チャンバ２５を形成する。厚みが減少したこの中央部分は、中央ラグ１２及び球面軸受１４と整列され、それにより、上側リンクと下側リンクとの間に加えられる負荷に晒される。スリーブの厚さを更に減少させるために中央部分２４の外端には更なる内部チャンネル２６が形成されており、そのため、脆いスリーブ２３の負荷による破壊がこれらのポイントで生じる可能性が最も高い。
【００１４】
内側部材２２には盲孔２７が形成され、この盲孔は、径方向通路２８を介して、内側部材と外側の脆いスリーブとの間のチャンバ２５と接続される。孔２７及びチャンバ２５及び接続通路２８の全容積が赤色染料で満たされ、また、孔の開放端部がプラグ２９によりシールされる。内側部材２２と外側スリーブ２３との間には、赤色染料がこれらの間で長手方向に漏れるのを防止するため、リングシール３０が両端に設けられる。
【００１５】
航空機の着陸時、ピボットピン１３は着陸力に晒される。具体的には、関節リンクが矢印１００で示される引張負荷（ラグ１１に加えられる上向きの力を示す）に晒され、ラグ１２が下向きの力１０１に晒される。これは、ラグ１２及び軸受１４によりピボットピンの中央部分２４に加えられる下向きの力１０２と、ラグ１１によりピボットピンの外端に加えられる上向きの力１０３とをもたらす。
【００１６】
力１０２が特定のレベルを超えると、ピボットピン１３が溝２６の領域で破断する。これにより、赤色染料がキャビティ２５から解放されて２つのリンクの端部間で関節リンクから流出する。
【００１７】
したがって、ピボットピンは、せん断ピンとして作用するとともに、「ハードランディング」の報告がなされた案件を検査する簡単で迅速且つ正確な手段を与える。また、ハードランディングの表示は、航空機の安全性又は運転に支障を来たさない。これは、ピボットピン１３が破断した場合であっても、ピボットピン１３が着陸負荷を支え続けることができるからである。また、検査は専門の工具も必要としない。検査は、航空機のターンアラウンド・タイム（一般に４時間）内で実行できる。
【００１８】
限界負荷超過の特定は、結合部の簡単な検査により、航空機搭乗員が事象を報告した後に迅速に確認される。この検査は、通常は航空機を地上に止めた状態で、付加的な、又は特定の機器を用いることなく行なうことができる。結合部における自由度の何らかの欠如は、ピボットピンの変形を示しており、そのため、更なる検査又は除去のためにＭＬＧを検疫する。
【００１９】
せん断ピンは、先の例では、関節リンクのピボットピンとして示されているが、例えば図４及び図５に示されるように、ランディングギアの他の部分に同様のせん断ピンが設けられてもよく、主ピボットピンが設計上限負荷で機能しなくなる前に下限負荷を超えたかどうかを示すためにせん断ピンをサイドステイピボットピン４０として使用することができ、又はドラグステイピボットピン（図示せず）として使用することができる。また、ピンがピボット部材としての使用に限定される必要はない。例えば、せん断ピンを、ショックアブソーバの内部部品を他のケーシング内に保持することにより内圧に比例する負荷に反応し且つ所定の負荷限度でせん断するダイヤフラムピン６０として使用することもできる。
【００２０】
せん断ピンは、ランディングギア内に配置される代わりに、テイルスキッドなど、着陸力に晒される航空機の何らかの他の部分に配置されてもよい。
【００２１】
また、せん断ピンアセンブリは、図５に７０で示されるように、航空機の曳航装置で使用することができる。この場合、せん断ピンは、航空機の曳航力に晒されるとともに、予め設定されたレベルを曳航力が超えたかどうかを決定するために検査され得る。このレベルは、他のせん断ピンが機能しなくなって負荷を解放するようになっている高い破損レベルを下回る低いウォーミングレベルであってもよい。
【００２２】
翼のある航空機での使用に関してせん断ピンを例示してきたが、せん断ピンは、ヘリコプターなどの他の航空機で使用されてもよい。
【００２３】
図示の例では、キャビティ２５が赤色染料で満たされる。別の実施形態では、赤色染料が、他の液体指標、粉末などの他の流動性指標、又は拡張発泡体に取って代えられてもよい。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１の耐荷重部材（２３）及び第２の耐荷重部材（２２）から成る耐荷重アセンブリを備える負荷インジケータであって、前記第１の耐荷重部材（２３）に加えられる横方向負荷を支持すべく前記第１及び第２の耐荷重部材が互いに接続される負荷インジケータにおいて、
前記第１の耐荷重部材（２３）は、指標負荷を上回った際に該第１の耐荷重部材（２３）が脆くなるように、前記第２の耐荷重部材(２２)と共にキャビティ（２５）を形成し、
前記キャビティ（２５）は、前記第１の耐荷重部材が前記負荷によって破断された際に前記キャビティから漏れる指標液体を収容することを特徴とする、負荷インジケータ。
【請求項２】
前記第１の耐荷重部材（２３）が、管状であるとともに、その内部に前記第２の耐荷重部材（２２）を受け、もって、前記第１及び第２の耐荷重部材が、両端でランド（３１）を介して係合し、中央領域（２４）で離間されて前記キャビティ（２５）を形成する、請求項１に記載の負荷インジケータ。
【請求項３】
前記第１の耐荷重部材（２３）の一部は厚みが減少されており、もって、当該部分が脆くなると共に、前記キャビティ（２５）を形成するようになっている、請求項２に記載の負荷インジケータ。
【請求項４】
前記第１及び第２の耐荷重部材（２３、２２）が同軸に配置された円筒部材を備える、請求項３に記載の負荷インジケータ。
【請求項５】
前記キャビティ（２５）が、前記第２の耐荷重部材（２２）内に内容積（２７）を含む、請求項２〜４のいずれか一項に記載の負荷インジケータ。
【請求項６】
２つの部品（７、８）を接続すると耐荷重ピンであり、前記２つの部品間に加えられる負荷を支持するための耐荷重ピンとして構成される、請求項１〜５のいずれか一項に記載の負荷インジケータ。
【請求項７】
２つの部品と、請求項２〜５のいずれか一項に記載の耐荷重ピンとして構成される負荷インジケータとから成るアセンブリであって、
前記ピンが、ランド（３１）と整列された状態で前記部品の一方（７）における一対のラグ（１１）と係合するとともに、前記一対のラグ（１１）間に位置する前記部品の他方のものにおけるラグ（１２）と係合し、もって、前記２つの部品に圧縮負荷又は引張負荷がかけられるときに横方向負荷を受けるようになっている、アセンブリ。
【請求項８】
前記２つの部品（７、８）が航空機のランディングギアの部品を備える、請求項７に記載のアセンブリ。
【請求項９】
前記２つの部品（７、８）が、サイドステイ、関節結合部又は曳航接続部の部材を備える、請求項８に記載のアセンブリ。
【請求項１０】
請求項１〜６のいずれか一項に記載の負荷インジケータを使用して航空機のハードランディングを検出する方法。
【請求項１１】
請求項１〜６のいずれか一項に記載の負荷インジケータを使用して航空機を曳航する際の過負荷力を検出する方法。
【請求項１】
第１の耐荷重部材（２３）及び第２の耐荷重部材（２２）から成る耐荷重アセンブリを備える負荷インジケータであって、前記第１の耐荷重部材（２３）に加えられる横方向負荷を支持すべく前記第１及び第２の耐荷重部材が互いに接続される負荷インジケータにおいて、
前記第１の耐荷重部材（２３）は、指標負荷を上回った際に該第１の耐荷重部材（２３）が脆くなるように、前記第２の耐荷重部材(２２)と共にキャビティ（２５）を形成し、
前記キャビティ（２５）は、前記第１の耐荷重部材が前記負荷によって破断された際に前記キャビティから漏れる指標液体を収容することを特徴とする、負荷インジケータ。
【請求項２】
前記第１の耐荷重部材（２３）が、管状であるとともに、その内部に前記第２の耐荷重部材（２２）を受け、もって、前記第１及び第２の耐荷重部材が、両端でランド（３１）を介して係合し、中央領域（２４）で離間されて前記キャビティ（２５）を形成する、請求項１に記載の負荷インジケータ。
【請求項３】
前記第１の耐荷重部材（２３）の一部は厚みが減少されており、もって、当該部分が脆くなると共に、前記キャビティ（２５）を形成するようになっている、請求項２に記載の負荷インジケータ。
【請求項４】
前記第１及び第２の耐荷重部材（２３、２２）が同軸に配置された円筒部材を備える、請求項３に記載の負荷インジケータ。
【請求項５】
前記キャビティ（２５）が、前記第２の耐荷重部材（２２）内に内容積（２７）を含む、請求項２〜４のいずれか一項に記載の負荷インジケータ。
【請求項６】
２つの部品（７、８）を接続すると耐荷重ピンであり、前記２つの部品間に加えられる負荷を支持するための耐荷重ピンとして構成される、請求項１〜５のいずれか一項に記載の負荷インジケータ。
【請求項７】
２つの部品と、請求項２〜５のいずれか一項に記載の耐荷重ピンとして構成される負荷インジケータとから成るアセンブリであって、
前記ピンが、ランド（３１）と整列された状態で前記部品の一方（７）における一対のラグ（１１）と係合するとともに、前記一対のラグ（１１）間に位置する前記部品の他方のものにおけるラグ（１２）と係合し、もって、前記２つの部品に圧縮負荷又は引張負荷がかけられるときに横方向負荷を受けるようになっている、アセンブリ。
【請求項８】
前記２つの部品（７、８）が航空機のランディングギアの部品を備える、請求項７に記載のアセンブリ。
【請求項９】
前記２つの部品（７、８）が、サイドステイ、関節結合部又は曳航接続部の部材を備える、請求項８に記載のアセンブリ。
【請求項１０】
請求項１〜６のいずれか一項に記載の負荷インジケータを使用して航空機のハードランディングを検出する方法。
【請求項１１】
請求項１〜６のいずれか一項に記載の負荷インジケータを使用して航空機を曳航する際の過負荷力を検出する方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【公表番号】特表２０１０−５３９５０９（Ｐ２０１０−５３９５０９Ａ）
【公表日】平成２２年１２月１６日（２０１０．１２．１６）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１０−５２５４３１（Ｐ２０１０−５２５４３１）
【出願日】平成２０年９月１９日（２００８．９．１９）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＧＢ２００８／００３１８７
【国際公開番号】ＷＯ２００９／０３７４７５
【国際公開日】平成２１年３月２６日（２００９．３．２６）
【出願人】（５９６０５０５５１）メシア−ダウティ リミテッド (9)
【氏名又は名称原語表記】Ｍｅｓｓｉｅｒ−Ｄｏｗｔｙ Ｌｉｍｉｔｅｄ
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２２年１２月１６日（２０１０．１２．１６）
【国際特許分類】
【出願日】平成２０年９月１９日（２００８．９．１９）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＧＢ２００８／００３１８７
【国際公開番号】ＷＯ２００９／０３７４７５
【国際公開日】平成２１年３月２６日（２００９．３．２６）
【出願人】（５９６０５０５５１）メシア−ダウティ リミテッド (9)
【氏名又は名称原語表記】Ｍｅｓｓｉｅｒ−Ｄｏｗｔｙ Ｌｉｍｉｔｅｄ
【Ｆターム（参考）】
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