JP5841741B2 - 航空機用アクチュエータ制御装置 - Google Patents

Description

本発明は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式の航空機用アクチュエータ制御装置に関する。

航空機においては、動翼（操縦翼面）として形成されて、補助翼（エルロン）や昇降舵（エレベータ）、方向舵（ラダー）等として構成される舵面が設けられている。そして、舵面には油圧作動式のアクチュエータを備える航空機用アクチュエータ制御装置が取り付けられ、この航空機用アクチュエータ制御装置によって舵面が駆動される。このような、舵面を駆動可能な油圧作動式の航空機用アクチュエータ制御装置として、特許文献１乃至特許文献３に開示されたものが知られている。

特許文献１及び特許文献２においては、２つのピストンが直列に並ぶように設けられたピストンロッドを有する１つのシリンダ機構として構成されたアクチュエータを備える航空機用アクチュエータ制御装置が開示されている。また、特許文献３においては、１つのピストンが設けられたピストンロッドを有するシリンダ機構が２つ備えられ、各シリンダ機構におけるピストンロッドがそれらの端部において結合された構造のアクチュエータを有する航空機用アクチュエータ制御装置が開示されている。特許文献１乃至特許文献３に開示されたような航空機用アクチュエータ制御装置が用いられることで、受圧面積の増大による高出力化が図られることになる。

特許第３６５２６４２号公報 米国特許第６６８５１３８号明細書 米国特許出願公開第２００８／０１８５４７６号明細書

近年においては、燃費向上のための機体の効率向上を目的として翼の薄型化を図る薄翼化の対応が望まれている。そして、薄翼化された翼の内部に航空機用アクチュエータ制御装置が設置されるに際し、高出力の航空機用アクチュエータ制御装置におけるシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法の小型化が図られることが非常に重要となる。従って、特許文献１乃至特許文献３に開示されたような構造の航空機用アクチュエータ制御装置よりもシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法の小型化が図られるとともに、高出力化も図られることが必要となる。そして、高出力の航空機用アクチュエータ制御装置におけるシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法の小型化に際しては、更に、舵面駆動の信頼性を容易に確保可能であることも重要となる。

また、航空機の舵面を駆動するために航空機用アクチュエータ制御装置において必要となる出力は、舵面に作用する負荷に対応するため、航空機の飛行状態に応じて種々変化することになる。即ち、航空機用アクチュエータ制御装置において必要となる出力は、航空機が離陸動作時又は着陸動作時である場合とそうでない場合とでは大きく変化し、また、航空機の飛行中に舵面に作用する空力抵抗の変化等によっても大きく変化することになる。しかしながら、特許文献１乃至特許文献３に開示された航空機用アクチュエータ制御装置は、２つのピストン又は２つのシリンダ機構が同時に作動するため、航空機の飛行状態に応じて出力を変化させることが困難である。よって、シリンダの径方向寸法及び軸方向寸法の小型化が図られた高出力の航空機用アクチュエータ制御装置において、更に、航空機の飛行状態に応じて出力を容易に変化させること可能であることも望まれる。

本発明は、上記実情に鑑みることにより、薄翼化が図られた翼の内部に設置可能なように高出力の航空機用アクチュエータ制御装置におけるシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法を小型化でき、舵面駆動の信頼性も容易に確保でき、更に、航空機の飛行状態に応じて出力を容易に変化させることができる、航空機用アクチュエータ制御装置を提供することを目的とする。

上記目的を達成するための本発明に係る航空機用アクチュエータ制御装置は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式の航空機用アクチュエータ制御装置であって、ピストン及びシリンダがそれぞれ設けられて航空機の舵面をそれぞれ駆動する複数の油圧作動式のアクチュエータと、複数の前記アクチュエータの作動を制御する制御機構と、を備えている。そして、本発明に係る航空機用アクチュエータ制御装置は、前記制御機構が、前記アクチュエータにおける一対の油室のそれぞれへ供給及び排出される圧油の経路を切り替え、前記アクチュエータの作動を制御する制御弁と、前記制御弁と複数の前記アクチュエータとの間において、前記制御弁と複数の前記アクチュエータとを連通可能に設けられ、複数の前記アクチュエータの作動状態を切り替える状態切替弁と、を有し、前記状態切替弁が、複数の前記アクチュエータのうちの一部の前記アクチュエータのみを前記制御弁に連通させる第１の状態の位置（一部アクチュエータ制御位置）と、複数の前記アクチュエータの全てを前記制御弁に連通させる第２の状態の位置（全アクチュエータ制御位置）と、の間で、位置を切替可能に設けられ、前記制御弁と前記状態切替弁とは、別体に設けられていることを特徴とする。

この発明によると、航空機用アクチュエータ制御装置において、ピストン及びシリンダがそれぞれ設けられて舵面をそれぞれ駆動する複数の油圧作動式のアクチュエータが設けられる。このため、各アクチュエータにおけるシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法の小型化を容易に図ることができる一方で、航空機用アクチュエータ制御装置全体として高出力の仕様を容易に実現することができる。よって、薄翼化が図られた翼の内部に設置可能なように、高出力の航空機用アクチュエータ制御装置におけるシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法の小型化を図ることができる。また、アクチュエータが複数設けられているため、航空機用アクチュエータ制御装置において冗長化も図られることになり、舵面駆動の信頼性も容易に確保することができる。

また、本発明の航空機用アクチュエータ制御装置においては、制御弁と複数のアクチュエータとの間に、複数のアクチュエータの作動状態を切り替える状態切替弁が設けられている。そして、状態切替弁は、一部のアクチュエータのみを制御弁に連通させる位置と、全てのアクチュエータを制御弁に連通させる位置との間で位置を切替可能に設けられている。このため、状態切替弁の位置が切り替えられることで、舵面を駆動する駆動力を出力するアクチュエータの数が変更されることになる。よって、舵面に作用する負荷に対応して、即ち、航空機用アクチュエータ制御装置において必要となる出力に応じて、容易に出力が調整されることになる。これにより、本発明の航空機用アクチュエータ制御装置では、シリンダの径方向寸法及び軸方向寸法の小型化が図られた高出力の航空機用アクチュエータ制御装置において、更に、航空機の飛行状態に応じて出力を容易に変化させることが可能となる。

従って、本発明によると、薄翼化が図られた翼の内部に設置可能なように高出力の航空機用アクチュエータ制御装置におけるシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法を小型化でき、舵面駆動の信頼性も容易に確保でき、更に、航空機の飛行状態に応じて出力を容易に変化させることができる、航空機用アクチュエータ制御装置を提供することができる。

本発明に係る航空機用アクチュエータ制御装置は、複数の前記アクチュエータとして、３つ以上の前記アクチュエータを備え、前記第１の状態の位置（一部アクチュエータ制御位置）として、前記制御弁に連通させる前記アクチュエータを１つずつ増加又は減少させるように順番に切替可能な複数の位置が設けられていることが好ましい。

この発明によると、一部アクチュエータ制御位置として、制御弁に連通させるアクチュエータを１つずつ増加又は減少させるように切替可能な複数の位置が設けられる。このため、航空機の飛行状態に応じて航空機用アクチュエータ制御装置の出力をより細分化して段階的に調整することができる。

本発明に係る航空機用アクチュエータ制御装置は、複数の前記アクチュエータとして、第１アクチュエータ、第２アクチュエータ、及び第３アクチュエータ、の３つが設けられ、前記第１の状態の位置（一部アクチュエータ制御位置）として、前記第１アクチュエータのみを前記制御弁に連通させる第１アクチュエータ制御位置と、前記第１アクチュエータ及び前記第２アクチュエータのみを前記制御弁に連通させる第２アクチュエータ制御位置と、の２つの切替可能な位置が設けられ、前記状態切替弁は、複数の前記アクチュエータの全てと前記制御弁との間を遮断する全遮断位置にも切替可能に設けられていることが好ましい。

この発明によると、一部アクチュエータ制御位置として、制御弁に対して第１アクチュエータのみを連通させる位置と第１及び第２アクチュエータのみを連通させる位置との２つの切替可能な位置が設けられる。このため、航空機の飛行状態に応じて航空機用アクチュエータ制御装置の出力をより細分化して段階的に調整することができる。そして、本発明の航空機用アクチュエータ制御装置では、状態切替弁が、全てのアクチュエータと制御弁との間を遮断する全遮断位置にも切替可能に設けられる。このため、全遮断位置として、全てのアクチュエータの作動を停止させる位置を、又は、全てのアクチュエータにおける一対の油室をバイパスさせる位置を、或いは、全てのアクチュエータにおける一対の油室をオリフィスを介して連通させてダンピング機能（減衰機能）を発揮させる位置を設けることができる。このような全遮断位置が設けられることにより、出力の大きさを段階的に変化させる作動形態に加え、航空機用アクチュエータ制御装置に圧油を供給する機能の低下又は喪失が発生した場合などに対応して、航空機用アクチュエータ制御装置の作動形態を更に変化させることができる。

本発明によると、薄翼化が図られた翼の内部に設置可能なように高出力の航空機用アクチュエータ制御装置におけるシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法を小型化でき、舵面駆動の信頼性も容易に確保でき、更に、航空機の飛行状態に応じて出力を容易に変化させることができる、航空機用アクチュエータ制御装置を提供することができる。

本発明の一実施の形態に係る航空機用アクチュエータ制御装置が適用される油圧回路を模式的に示す油圧回路図である。 図１に示す油圧回路図において複数のアクチュエータを拡大して示す図である。 図１に示す油圧回路図において状態切替弁を拡大して示す図である。 図３に回路図として示す状態切替弁の断面を模式的に示す断面図である。 図４に示す状態切替弁の作動を説明するための断面図である。 図４に示す状態切替弁の作動を説明するための断面図である。

以下、本発明を実施するための形態について図面を参照しつつ説明する。尚、本発明は、以下の実施形態で例示した形態に限らず、航空機の舵面を駆動する油圧作動式の航空機用アクチュエータ制御装置に関して広く適用することができるものである。

図１は、本発明の一実施の形態に係る航空機用アクチュエータ制御装置１が適用される油圧回路を模試的に示す油圧回路図である。図１に示す油圧回路は、図示しない航空機の舵面１００を駆動する本実施形態の油圧作動式の航空機用アクチュエータ制御装置１を作動させる回路として構成されている。尚、舵面１００は、航空機の動翼（操縦翼面）として設けられており、例えば、主翼に設けられるエルロン（補助翼）、水平尾翼に設けられるエレベータ（昇降舵）、垂直尾翼に設けられるラダー（方向舵）、等として構成される。

図１に示すように、航空機用アクチュエータ制御装置１は、複数の油圧作動式のアクチュエータ（１１、１２、１３）と、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）の作動を制御する制御機構１４と、を備えて構成されている。尚、舵面１００は、駆動機構の更なる冗長化を図る観点から、図１に示す航空機用アクチュエータ制御装置１に加え、これと同様に構成される他の航空機用アクチュエータ制御装置１（図示せず）によっても駆動されるように構成されていている。

図２は、図１に示す油圧回路図において複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）を拡大して示す図である。図１及び図２に示すように、航空機用アクチュエータ制御装置１においては、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）として、個別に設けられた第１アクチュエータ１１、第２アクチュエータ１２、及び第３アクチュエータ１３の３つが設けられている。

第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）は、同様に構成され、ピストン１７、ロッド１８及びシリンダ１９がそれぞれ設けられている。そして、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）は、ロッド１８において舵面１００にそれぞれ連結され、舵面１００をそれぞれ駆動するように構成されている。

第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）においては、各ロッド１８は、軸方向に移動自在な状態でシリンダ１９を貫通しており、シリンダ１９から突出した端部において舵面１００に連結されている。また、各アクチュエータ（１１、１２、１３）における各ピストン１７は、シリンダ１９内においてロッド１８に固定されている。そして、各シリンダ１９内は、各ピストン１７により、一対の油室（１９ａ、１９ｂ）に区画されている。尚、一対の油室（１９ａ、１９ｂ）は、ピストン１７により、シリンダ１９内において連通しないように区画されている。

また、各アクチュエータ（１１、１２、１３）には、位置センサ２０及び圧力センサ２１が設置されている。位置センサ２０は、ピストン１７及びロッド１８のシリンダ１９に対する位置を検出するセンサとして設けられている。圧力センサ２１は、例えば、一対の油室（１９ａ、１９ｂ）の各油室内の圧油の圧力をそれぞれ検出するセンサユニットとして設けられている。

図１に示すように、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）は、制御機構１４を介して、機体側油圧源１０１から圧油が供給されるとともに、リザーバ回路１０２に対して圧油を排出する。機体側油圧源１０１は、圧油（作動油）を供給する油圧ポンプを備えて構成され、図示しない航空機の中央部分である機体側に設置されている。尚、機体側油圧源１０１は、舵面１００以外の舵面を駆動する航空機用アクチュエータ制御装置（図示せず）に対しても圧油を供給するように構成されている。

リザーバ回路１０２は、機体側油圧源１０１からの圧油として供給された後に第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）から排出される圧油が流入して戻るタンク（図示せず）を備えるとともに、機体側油圧源１０１に連通するように構成されている。これにより、リザーバ回路１０２に戻った油は、機体側油圧源１０１で昇圧され、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）に供給される。

また、機体側油圧源１０１からの第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）への圧油の供給と、リザーバ回路１０２への第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３からの圧油の排出とは、制御機構１４を介して行われる。尚、機体側油圧源１０１と制御機構１４との間には、油中の異物を除去するためのフィルター１０３、機体側油圧源１０１からの圧油の流れを許容し機体側油圧源１０１へ逆流する方向の流れを規制する逆止弁１０４、が設けられている。フィルター１０３及び逆止弁１０４は、機体側油圧源１０１からの圧油を制御機構１４に供給する油路である供給油路２２ａに設けられている。

また、リザーバ回路１０２と制御機構１４との間には、リリーフ弁を備えて構成される蓄圧器１０５が設けられている。蓄圧器１０５は、制御機構１４から排出された圧油をリザーバ回路１０２に排出する油路である排出油路２２ｂに設けられている。このような蓄圧器１０５が設けられていることで、蓄圧器１０５の上流側（リザーバ回路１０２が連通する側と反対側）における回路内の圧油の圧力が、蓄圧器１０５のリリーフ弁によるリリーフ圧以上に維持されることになる。

制御機構１４は、制御弁１５、状態切替弁１６、等を備えて構成されている。制御弁１５は、機体側油圧源１０１に対して供給油路２２ａを介して連通するとともに、リザーバ回路１０２に対して排出油路２２ｂを介して連通するように構成されている。そして、制御弁１５は、各アクチュエータ（１１、１２、１３）における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）のそれぞれへ供給及び排出される圧油の経路を切り替え、各アクチュエータ（１１、１２、１３）の作動を制御するためのバルブ機構として設けられている。この制御弁１５は、例えば、電気油圧サーボ弁（ＥＨＳＶ）として設けられ、比例的にスプール（図示せず）の位置を切り替え可能に構成されている。そして、この制御弁１５は、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）の動作を制御するコントローラ１０６からの指令信号に基づいて駆動される。

また、制御弁１５と状態切替弁１６とは、給排油路（２３ａ、２３ｂ）を介して連通するように構成されている。給排油路（２３ａ、２３ｂ）は、制御弁１５と状態切替弁１６との間で並列に設けられた油路として構成されている。そして、制御弁１５がコントローラ１０６からの指令信号に基づいて切り替えられることで、給排油路（２３ａ、２３ｂ）の一方に圧油が供給され、給排油路（２３ａ、２３ｂ）の他方から圧油が排出される。

給排油路（２３ａ、２３ｂ）の一方に圧油が供給されることで、状態切替弁１６を介して各アクチュエータ（１１、１２、１３）における油室（１７ａ、１７ｂ）の一方に圧油が供給されることになる。また、各アクチュエータ（１１、１２、１３）における油室（１７ａ、１７ｂ）の一方に圧油が供給されるときは、各アクチュエータ（１１、１２、１３）における油室（１７ａ、１７ｂ）の他方から圧油が排出される。これにより、各アクチュエータ（１１、１２、１３）において、シリンダ１９に対してピストン１７及びロッド１８が移動し、舵面１００が駆動される。

制御弁１５を駆動するコントローラ１０６は、舵面１００の動作を指令する上位のコンピュータ（図示せず）からの指令信号に基づいて制御弁１５を駆動し、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）の動作を制御する。

また、コントローラ１０６には、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）に設けられた各位置センサ２０で検出された位置検出信号が入力されるように構成されている。そして、航空機の飛行中において、コントローラ１０６は、上位のコンピュータからの舵面１０の動作指令信号と、位置センサ２０からの位置検出信号とに基づいて、各アクチュエータ（１１、１２、１３）におけるピストン１７及びロッド１８の位置のフィードバック制御を行うように構成されている。

また、コントローラ１０６には、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）に設けられた各圧力センサ２１で検出された圧力検出信号が入力されるように構成されている。そして、航空機の飛行中において、コントローラ１０６は、圧力センサ２１からの圧力検出信号に基づいて、舵面１００に作用している負荷を検知する。このように検知された舵面１００の負荷に基づいて、コントローラ１０６は、航空機用アクチュエータ制御装置１において必要となる出力を確保可能なように複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）における駆動するアクチュエータの数を決定する。そして、決定された数のアクチュエータが駆動されるように、後述の状態切替弁１６の位置を制御する。

図３は、図１に示す油圧回路図において状態切替弁１６を拡大して示す図である。図１及び図３に示す状態切替弁１６は、制御弁１５と複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）における各一対の油室（１９ａ、１９ｂ）との間に設けられている。そして、状態切替弁１６は、制御弁１５と複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）との間において、制御弁１５とアクチュエータ（１１、１２、１３）とを連通可能に設けられ、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）の作動状態を切り替えるバルブ機構として設けられている。

また、状態切替弁１６には、複数のポート（２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄ、２４ｅ、２４ｆ、２４ｇ、２４ｈ）が設けられている。ポート２４ａは、給排油路２２ａに連通するように設けられている。ポート２４ｂは、給排油路２２ｂに連通するように設けられている。ポート２４ｃは、第１アクチュエータ１１の油室１９ａに連通するように設けられている。ポート２４ｄは、第１アクチュエータ１１の油室１９ｂに連通するように設けられている。ポート２４ｅは、第２アクチュエータ１２の油室１９ａに連通するように設けられている。ポート２４ｆは、第２アクチュエータ１２の油室１９ｂに連通するように設けられている。ポート２４ｇは、第３アクチュエータ１３の油室１９ａに連通するように設けられている。ポート２４ｈは、第３アクチュエータ１３の油室１９ｂに連通するように設けられている。

また、状態切替弁１６は、給排油路（２２ａ、２２ｂ）に連通するポート（２４ａ、２４ｂ）と、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）に連通するポート（２４ｃ、２４ｄ、２４ｅ、２４ｆ、２４ｇ、２４ｈ）との接続状態を切り替えるバルブ機構として設けられている。そして、状態切替弁１６には、上記の接続状態を切り替えるための複数の位置（２５ａ、２５ｂ、２５ｃ、２５ｄ）が設けられている。即ち、状態切替弁１６は、第１アクチュエータ制御位置２５ａと、第２アクチュエータ制御位置２５ｂと、全アクチュエータ制御位置２５ｃと、全遮断位置２５ｄとの間で、位置を切替可能に設けられている。

第１アクチュエータ制御位置２５ａは、ポート２４ａ及びポート２４ｃを連通させ、ポート２４ｂ及びポート２４ｄを連通させ、ポート２４ｅ及びポート２４ｆをオリフィス２６ａを介して連通させ、ポート２４ｇ及びポート２４ｈをオリフィス２６ｂを介して連通させる位置として設けられている。即ち、第１アクチュエータ制御位置２５ａは、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）のうち第１アクチュエータ１１のみを制御弁１５に連通させるように構成されている。そして、状態切替弁１６が第１アクチュエータ制御位置２５ａのときは、第２アクチュエータ１２における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）がオリフィス２６ａを介して連通し、第３アクチュエータ１３における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）がオリフィス２６ｂを介して連通することになる。

第２アクチュエータ制御位置２５ｂは、ポート２４ａとポート２４ｃ及びポート２４ｅとを連通させ、ポート２４ｂとポート２４ｄ及びポート２４ｆとを連通させ、ポート２４ｇ及びポート２４ｈをオリフィス２６ｃを介して連通させる位置として設けられている。即ち、第２アクチュエータ制御位置２５ｂは、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）のうち第１アクチュエータ１１及び第２アクチュエータ１２のみを制御弁１５に連通させるように構成されている。そして、状態切替弁１６が第２アクチュエータ制御位置２５ｂのときは、第３アクチュエータ１３における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）がオリフィス２６ｃを介して連通することになる。

上記のように、第１アクチュエータ制御位置２５ａ及び第２アクチュエータ制御位置２５ｂは、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）のうちの一部のアクチュエータのみを制御弁１５に連通させる第１の状態の位置（本実施形態の一部アクチュエータ制御位置）として構成されている。即ち、状態切替弁１６は、第１の状態の位置（一部アクチュエータ制御位置）として、第１アクチュエータ制御位置２５ａと、第２アクチュエータ制御位置２５ｂと、の２つの切替可能な位置が設けられている。また、状態切替弁１６は、第１の状態の位置（一部アクチュエータ制御位置）として、制御弁１５に連通させるアクチュエータを１つずつ増加又は減少させるように順番に切替可能な複数の位置（２５ａ、２５ｂ）が設けられていることになる。

全アクチュエータ制御位置２５ｃは、ポート２４ａと、ポート２４ｃ、ポート２４ｅ及びポート２４ｇとを連通させるとともに、ポート２４ｂと、ポート２４ｄ、ポート２４ｆ及びポート２４ｈとを連通させる位置として設けられている。即ち、全アクチュエータ制御位置２５ｃは、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）の全てを制御弁１５に連通させる第２の状態の位置として構成されている。

全遮断位置２５ｄは、ポート２４ａ及びポート２４ｂを遮断し、ポート２４ｃ及びポート２４ｄをオリフィス２６ｄを介して連通させ、ポート２４ｅ及びポート２４ｆをオリフィス２６ｅを介して連通させ、ポート２４ｇ及びポート２４ｈをオリフィス２６ｆを介して連通させる位置として設けられている。即ち、全遮断位置２５ｄは、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）の全てと制御弁１５との間を遮断するように構成されている。そして、状態切替弁１６が全遮断位置２５ｄのときは、第１アクチュエータ１１における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）がオリフィス２６ｄを介して連通し、第２アクチュエータ１２における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）がオリフィス２６ｅを介して連通し、第３アクチュエータ１３における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）がオリフィス２６ｆを介して連通することになる。

尚、状態切替弁１６に設けられたオリフィス（２６ａ、２６ｂ、２６ｃ、２６ｄ、２６ｅ、２６ｆ）は、例えば、圧油の流路断面積を絞る部分の面積が変化せずに固定された固定オリフィスとして設けられる。しかし、この通りでなくてもよく、オリフィス（２６ａ、２６ｂ、２６ｃ、２６ｄ、２６ｅ、２６ｆ）は、バイメタル機構によって圧油の流路断面積を絞る部分の面積が変化するように構成された可変オリフィスであってもよい。

また、状態切替弁１６は、機体側油圧源１０１から供給される圧油と、コントローラ１０６によって駆動される電磁弁（２７、２８）の作動とによって、位置（２５ａ、２５ｂ、２５ｃ、２５ｄ）の切替動作が行われるように構成されている。電磁弁２７は、例えば励磁した状態では図１に示すように供給位置２７ａに切り替えられている。この状態では、機体側油圧源１０１からの圧油がパイロット圧油路３０ａを介して状態切替弁１６の第１パイロット圧室２９ａにパイロット圧油として供給される（図１、図３を参照）。一方、電磁弁２７は、例えば消磁した状態では排出位置２７ｂに切り替えられる。この状態では、第１パイロット圧室２９ａに供給されたパイロット圧油がパイロット圧油路３０ａを介してリザーバ回路１０２に排出される。

また、電磁弁２８は、例えば励磁した状態では図１に示すように供給位置２８ａに切り替えられている。この状態では、機体側油圧源１０１からの圧油がパイロット圧油路３０ｂを介して状態切替弁１６の第２パイロット圧室２９ｂにパイロット圧油として供給される（図１、図３を参照）。一方、電磁弁２８は、例えば消磁した状態では排出位置２８ｂに切り替えられる。この状態では、第２パイロット圧室２９ｂに供給されたパイロット圧油がパイロット圧油路３０ｂを介してリザーバ回路１０２に排出される。

そして、コントローラ１０６は、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）に設けられた各圧力センサ２１で検出された圧力検出信号に基づいて、又は、舵面１００の動作を指令する上位のコンピュータからの指令信号に基づいて、電磁弁（２７、２８）を励磁させ又は消磁させるように制御し、状態切替弁１６の位置を制御する。尚、状態切替弁１６には、第１パイロット圧室２９ａ及び第２パイロット圧室２９ｂに加え、第３パイロット圧室２９ｃも設けられている。第３パイロット圧室２９ｃには、機体側油圧源１０１からの圧油が、パイロット圧油として、電磁弁を介すことなくパイロット圧油路３０ｃを介して直接に供給される。

ここで、状態切替弁１６の構成について、更に詳しく説明する。図４は、図３に回路図として示す状態切替弁１６の断面を模式的に示す断面図である。図４に示すように、状態切替弁１６には、ケース３１、スリーブ３２、バネ３３、第１スプール３４、第２スプール３５、第３スプール３６、等が備えられている。

ケース３１は、内部にスリーブ３２が設置される空間が形成されている。そして、ケース３１には、ポート（２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄ、２４ｅ、２４ｆ、２４ｇ、２４ｈ）、各パイロット圧油路（３０ａ、３０ｂ、３０ｃ）と各パイロット圧室（２９ａ、２９ｂ、２９ｃ）とをそれぞれ連通する連通路、等が設けられている。尚、各パイロット圧油路（３０ａ、３０ｂ、３０ｃ）と各パイロット圧室（２９ａ、２９ｂ、２９ｃ）とをそれぞれ連通する連通路は、ケース３１からスリーブ３２に亘って形成されている。

スリーブ３２は、ケース３１内に設置されるとともに、筒状に形成されて内部に第１乃至第３スプール（３４、３５、３６）が設置される空間が形成されている。第１スプール３４、第２スプール３５、及び第３スプール３６は、円柱状の部材として設けられている。そして、第１スプール３４、第２スプール３５、及び第３スプール３６は、円柱軸線方向が一致した状態で、スリーブ３２内において直列に配置されている。また、第１乃至第３スプール（３４、３５、３６）は、いずれも、スリーブ３２の内壁に対して摺動自在に設置され、円柱軸線方向に沿って移動自在に設置されている。

また、スリーブ３２内においては、スリーブ３２の一端側に第１スプール３４が設置され、スリーブ３２の他端側に第３スプール３６が設置され、第１及び第３スプール（３４、３６）の間に第２スプール３５が設置されている。そして、スリーブ３２内においては、第１スプール３４の一端側の端部とスリーブ３２の内壁との間でバネ室３７が区画されている。このバネ室３７に、バネ３３が設置されている。バネ３３は、例えばコイルバネとして設けられ、スリーブ３２に対して第１スプール３４を第２スプール３５及び第３スプール３６側に向かって付勢するように設けられている。

また、スリーブ３２内においては、第１スプール３４と第２スプール３５との間で区画される領域が、第１パイロット圧室２９ａを構成している。そして、スリーブ３２内において第２スプール３５と第３スプール３６との間で区画される領域が、第２パイロット圧室２９ｂを構成している。更に、スリーブ３２内の他端側において、第３スプール３６の端部とスリーブ３２の内壁との間で区画される領域が、第３パイロット圧室２９ｃを構成している。

尚、第１スプール３４の直径は、第２スプール３５の直径よりも小径に形成されている。また、第２スプール３５の直径は、第３スプール３６の直径よりも小径に形成されている。このため、スリーブ３２内において、第１スリーブ３４が設置される第１スリーブ室３４ａの内周壁の直径は、第２スリーブ３５が設置される第２スリーブ室３５ａの内周壁の直径よりも小径に形成されている。そして、スリーブ３２内において、第２スリーブ３５が設置される第２スリーブ室３５ａの内周壁の直径は、第３スリーブ３６が設置される第３スリーブ室３６ａの内周壁の直径よりも小径に形成されている。

上記により、第１スプール３４は、バネ３３に付勢される一端側の端部と反対側である他端側の端部が第１スプール室３４ａから第２スプール室３５ａに一部突出可能に設置されている。そして、第２スプール３５は、第１スプール３４に当接可能な一端側の端部と反対側である他端側の端部が第２スプール室３５ａから第３スプール室３６ａに一部突出可能に設置されている。

尚、図４では図示が省略されているが、第１スプール３４及びスリーブ３２には、図４にて二点鎖線の斜線のハッチングで断面を示す領域において、ポート（２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄ、２４ｅ、２４ｆ、２４ｇ、２４ｈ）間の接続状態を切り替えるための油路が形成されている。スリーブ３２内において第１スプール３４が移動することで、ポート（２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄ、２４ｅ、２４ｆ、２４ｇ、２４ｈ）間の接続状態が切り替えられることになる。上記の構成のため、本実施形態の状態切替弁１６においては、ポート（２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄ、２４ｅ、２４ｆ、２４ｇ、２４ｈ）が、ケース３１において、第１スプール３４の側方の位置に形成されている。

次に、状態切替弁１６の作動について、図１、図３乃至図６を参照しつつ、更に説明する。尚、図５及び図６は、状態切替弁１６の作動を説明するための断面図である。そして、図４は、状態切替弁１６が第１アクチュエータ制御位置２５ａに切り替えられた状態を示している。また、図５（ａ）は、状態切替弁１６が第２アクチュエータ制御位置２５ｂに切り替えられた状態を示している。また、図５（ｂ）は、状態切替弁１６が全アクチュエータ制御位置２５ｃに切り替えられた状態を示している。また、図６は、状態切替弁１６が全遮断位置２５ｄに切り替えられた状態を示している。

機体側油圧源１０１からの圧油が供給されている状態では、パイロット圧油路３０ｃを介して第３パイロット圧室２９ｃにパイロット圧油が供給されている。これにより、第３スプール３６は、第２スプール３５側に向かって付勢され、第３スプール室３６ａの一端側における段状の部分に当接した位置に位置している（図４、図５を参照）。

上記の状態において、更に、電磁弁２７がコントローラ１０６によって駆動されて供給位置２７ａに切り替えられた状態では、パイロット圧油路３０ａを介して第１パイロット圧室２９ａにパイロット圧油が供給され、状態切替弁１６は図４に示す状態となっている。この状態では、第１スプール３４は、第１パイロット圧室２９ａに供給されたパイロット圧油によって、バネ３３のバネ力に抗して第１スプール室３４ａの一端側に（即ち、バネ３３側に）付勢されて位置している。そして、状態切替弁１６が第１アクチュエータ制御位置２５ａに切り替えられた状態となっている。

尚、図４では、第２パイロット圧室２９ｂからパイロット圧油が排出された状態切替弁１６の状態が図示されている。状態切替弁１６は、第１パイロット圧室２９ａにパイロット圧油が供給されていることで、第２パイロット圧室２９ｂへのパイロット圧油の供給の有無によらず、第１アクチュエータ制御位置２５ａに切り替えられた状態が維持される。即ち、状態切替弁１６は、第１パイロット圧室２９ａ及び第２パイロット圧室２９ｂの両方にパイロット圧油が供給されている状態であっても、第１スプール３４が第１スプール室３４ａの一端側に位置し、第１アクチュエータ制御位置２５ａに切り替えられた状態が維持される。

状態切替弁１６の状態が図４に示す状態である場合は、電磁弁２７が供給位置２７ａに切り替えられるとともに、電磁弁２８が排出位置２８ｂに切り替えられた状態が維持されている。この状態から、状態切替弁１６が第２アクチュエータ制御位置２５ｂに切り替えられる際には、電磁弁２８が励磁されて供給位置２８ａに切り替えられ、更に、電磁弁２７が消磁されて排出位置２７ｂに切り替えられる。

上記により、状態切替弁１６の状態が、図４に示す状態から図５（ａ）に示す状態に移行することになる。即ち、第２パイロット圧油路３０ｂを介して第２パイロット圧室２９ｂにパイロット圧油が供給され、第２スプール３５が、第１スプール３４側に向かって付勢され、第２スプール室３５ａの一端側における段状の部分に当接する位置に移動する。そして、第１パイロット圧油路３０ａを介して第１パイロット圧室２９ａからパイロット圧油が排出され、第１スプール３４が、バネ３３のバネ力によって第２スプール３５側に向かって付勢され、第２スプール３５の一端側の端部に当接する位置に移動する。これにより、状態切替弁１６が第２アクチュエータ制御位置２５ｂに切り替えられた状態となる。

状態切替弁１６が、第２アクチュエータ制御位置２５ｂから全アクチュエータ制御位置２５ｃに切り替えられる際には、電磁弁２７が排出位置２７ｂの状態のままで、電磁弁２８が励磁されて排出位置２８ｂに切り替えられる。これにより、状態切替弁１６の状態が、図５（ａ）に示す状態から図５（ｂ）に示す状態に移行することになる。

即ち、第２パイロット圧油路３０ｂを介して第２パイロット圧室２９ｂからパイロット圧油が排出される。そして、第１スプール３４及び第２スプール３５が、バネ３３のバネ力によって付勢されて、第３スプール３６側に向かって移動する。このスプール（３４、３５）の移動が完了すると、バネ３３のバネ力によって、第２スプール３５の他端側の端部が第３スプール３６に当接し、第１スプール３４の他端側の端部が第２スプール３５に当接した状態が維持されることになる。そして、状態切替弁１６が全アクチュエータ制御位置２５ｃに切り替えられた状態となる。

一方、状態切替弁１６が第１アクチュエータ制御位置２５ａ、第２アクチュエータ制御位置２５ｂ、及び全アクチュエータ制御位置２５ｃのいずれかの位置である状態で、機体側油圧源１０１の機能の低下又は喪失が発生すると、第１乃至第３パイロット圧室（２９ａ、２９ｂ、２９ｃ）のいずれに対してもパイロット圧油が供給されない状態となる。この場合、状態切替弁１６の状態が、図６に示す状態に移行することになる。

即ち、第１乃至第３パイロット圧室（２９ａ、２９ｂ、２９ｃ）の全てからパイロット圧油が排出された状態となる。そして、第１乃至第３スプール（３４、３５、３６）が、バネ３３のバネ力によって付勢されて、第３パイロット圧室２９ｃ側に向かって移動する。このスプール（３４、３５、３６）の移動が完了すると、バネ３３のバネ力によって、第３スプール３６の他端側の端部がスリーブ３２の内壁に当接し、第２スプール３５の他端側の端部が第３スプール３６に当接し、第１スプール３４の他端側の端部が第２スプール３５に当接した状態が維持されることになる。そして、状態切替弁１６が全遮断位置２５ｄに切り替えられた状態となる。

以上説明した本実施形態によると、航空機用アクチュエータ制御装置１において、ピストン１７及びシリンダ１９がそれぞれ設けられて舵面１００をそれぞれ駆動する複数の油圧作動式のアクチュエータ（１１、１２、１３）が設けられる。このため、各アクチュエータ（１１、１２、１３）におけるシリンダ１９の径方向寸法及び軸方向寸法の小型化を容易に図ることができる一方で、航空機用アクチュエータ制御装置１全体として高出力の仕様を容易に実現することができる。よって、薄翼化が図られた翼の内部に設置可能なように、高出力の航空機用アクチュエータ制御装置１におけるシリンダ１９の径方向寸法及び軸方向寸法の小型化を図ることができる。また、アクチュエータ（１１、１２、１３）が複数設けられているため、航空機用アクチュエータ制御装置１において冗長化も図られることになり、舵面駆動の信頼性も容易に確保することができる。

また、航空機用アクチュエータ制御装置１においては、制御弁１５と複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）との間に、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）の作動状態を切り替える状態切替弁１６が設けられている。そして、状態切替弁１６は、一部のアクチュエータのみを制御弁１５に連通させる位置と、全てのアクチュエータ（１１、１２、１３）を制御弁１５に連通させる位置との間で位置を切替可能に設けられている。このため、状態切替弁１６の位置が切り替えられることで、舵面１００を駆動する駆動力を出力するアクチュエータの数が変更されることになる。よって、舵面１００に作用する負荷に対応して、即ち、航空機用アクチュエータ制御装置１において必要となる出力に応じて、容易に出力が調整されることになる。これにより、本実施形態では、シリンダ１９の径方向寸法及び軸方向寸法の小型化が図られた高出力の航空機用アクチュエータ制御装置１において、更に、航空機の飛行状態に応じて出力を容易に変化させることが可能となる。

尚、前述のように、状態切替弁１６は、コントローラ１０６によって駆動される電磁弁（２７、２８）の作動に基づいて、第１アクチュエータ制御位置２５ａ、第２アクチュエータ制御位置２５ｂ、及び全アクチュエータ制御位置２５ｃの間での位置の切替動作が行われる。そして、コントローラ１０６は、圧力センサ２１からの圧力検出信号に基づいて、舵面１００に作用している負荷を検知し、この負荷に応じて、状態切替弁１６の位置の切替動作を制御するように構成されている。これにより、航空機の飛行中に舵面に作用する空力抵抗の変化に応じて、状態切替弁１６の位置の切替動作が制御されることになる。また、コントローラ１０６は、航空機が離陸動作時又は着陸動作時である場合とそうでない場合とで、状態切替弁１６の位置の切替動作を制御するように構成されていてもよい。

従って、本実施形態によると、薄翼化が図られた翼の内部に設置可能なように高出力の航空機用アクチュエータ制御装置１におけるシリンダ１９の径方向寸法及び軸方向寸法を小型化でき、舵面駆動の信頼性も容易に確保でき、更に、航空機の飛行状態に応じて出力を容易に変化させることができる、航空機用アクチュエータ制御装置１を提供することができる。

また、航空機用アクチュエータ制御装置１によると、一部アクチュエータ制御位置として、制御弁１５に連通させるアクチュエータを１つずつ増加又は減少させるように切替可能な複数の位置（２５ａ、２５ｂ）が設けられる。このため、航空機の飛行状態に応じて航空機用アクチュエータ制御装置１の出力をより細分化して段階的に調整することができる。

また、航空機用アクチュエータ制御装置１によると、状態切替弁１６が、全てのアクチュエータ（１１、１２、１３）と制御弁１５との間を遮断する全遮断位置２５ｄにも切替可能に設けられる。そして、本実施形態では、全遮断位置２５ｄとして、全てのアクチュエータ（１１、１２、１３）における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）をオリフィス（２６ｄ、２６ｅ、２６ｆ）を介して連通させてダンピング機能（減衰機能）を発揮させる位置が設けられている。このような全遮断位置２５ｄが設けられることにより、出力の大きさを段階的に変化させる作動形態に加え、航空機用アクチュエータ制御装置１に圧油を供給する機能の低下又は喪失が発生した場合に対応して、航空機用アクチュエータ制御装置１の作動形態を更に変化させることができる。

尚、本実施形態においては、１つの舵面１００を駆動するために複数の航空機用アクチュエータ制御装置１が設置される。このため、１つの航空機用アクチュエータ制御装置１の状態切替弁１６が全遮断位置２５ｄに切り替えられると、その切替動作が行われた航空機用アクチュエータ制御装置１における各アクチュエータ（１１、１２、１３）は、他の航空機用アクチュエータ制御装置１によって駆動される舵面１００の動作に応じて、追従するように作動することになる。

また、舵面１００の剛性と舵面１００に作用する空力抵抗との関係によっては、舵面１００の動作時において舵面１００の脈動が生じる虞がある。このような場合には、本実施形態のように１つの舵面１００を駆動するために複数の航空機用アクチュエータ制御装置１が設置される場合、いずれかの航空機用アクチュエータ制御装置１の状態切替弁１６を全遮断位置２５ｄに切り替えることで、ダンピング機能により、舵面１００の脈動を抑制することができる。

以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は、上述した実施形態に限られるものではなく、特許請求の範囲に記載した限りにおいて様々に変更して実施することができる。例えば、次のように変更して実施してもよい。

（１）前述の実施形態では、複数のアクチュエータとして３つのアクチュエータが備えられる形態を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。例えば、複数のアクチュエータとして４つ以上のアクチュエータが備えられる形態の航空機用アクチュエータ制御装置を実施してもよい。

（２）前述の実施形態では、制御機構において、状態切替弁が１つ設けられた形態を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。例えば、１つの制御機構において、それぞれ複数のアクチュエータの作動状態を切り替える状態切替弁が、複数設けられた形態の航空機用アクチュエータ制御装置を実施してもよい。

（３）前述の実施形態では、状態切替弁に全遮断位置が設けられた形態を例にとって説明したが、この通りでなくてもよく、全遮断位置が設けられていない状態切替弁を備える航空機用アクチュエータ制御装置を実施してもよい。

（４）また、前述の実施形態では、全てのアクチュエータにおける一対の油室をオリフィスを介して連通させてダンピング機能を発揮させる全遮断位置が設けられた状態切替弁を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。全てのアクチュエータの作動を停止させる全遮断位置、又は、全てのアクチュエータにおける一対の油室をバイパスさせる全遮断位置が設けられた状態切替弁を備える航空機用アクチュエータ制御装置を実施してもよい。

（５）前述の実施形態では、コントローラが、各アクチュエータの圧力センサからの圧力検出信号に基づいて、舵面に作用している負荷を検知し、この負荷に応じて、状態切替弁の位置の切替動作を制御するように構成される形態を例にとって説明したが、この例に限られなくてもよい。例えば、オイルシールの破損等による油漏れといった故障が発生したアクチュエータが切り離されるように、即ち、故障したアクチュエータを制御弁に連通させずこの故障したアクチュエータによる舵面の駆動が行われないように、状態切替弁の位置の切替動作が制御されてもよい。この場合、状態切替弁は、個々のアクチュエータを選択して制御弁に連通させる複数の位置が設けられるように構成される。また、オイルシールの破損等による油漏れについては、例えば、各アクチュエータの圧力センサからの圧力検出信号に基づいて、コントローラにて判断される。

本発明は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式の航空機用アクチュエータ制御装置として、広く適用することができるものである。

１ 航空機用アクチュエータ制御装置
１１ 第１アクチュエータ（アクチュエータ）
１２ 第２アクチュエータ（アクチュエータ）
１３ 第３アクチュエータ（アクチュエータ）
１４ 制御機構
１５ 制御弁
１６ 状態切替弁
１７ ピストン
１９ シリンダ
２５ａ 第１アクチュエータ制御位置（第１の状態の位置）
２５ｂ 第２アクチュエータ制御位置（第１の状態の位置）
２５ｃ 全アクチュエータ制御位置（第２の状態の位置）
１００ 舵面

Claims (3)

1. 航空機の舵面を駆動する複数のアクチュエータを制御する制御弁を備えた油圧作動式の航空機用アクチュエータ制御装置であって、
   複数の前記アクチュエータのうちの一部の前記アクチュエータのみを前記制御弁に連通させる第１の状態と、
   複数の前記アクチュエータの全てを前記制御弁に連通させる第２の状態と、
   に切替える状態切替弁を備え、
   前記制御弁と前記状態切替弁とは、別体に設けられていることを特徴とする、航空機用アクチュエータ制御装置。
2. 請求項１に記載の航空機用アクチュエータ制御装置であって、
   前記制御弁は、３つ以上の前記アクチュエータを制御するものであり、
   前記第１の状態において、前記制御弁に連通させる前記アクチュエータを１つずつ増加又は減少させるように順番に切替可能であることを特徴とする、航空機用アクチュエータ制御装置。
3. 請求項１又は請求項２に記載の航空機用アクチュエータ制御装置であって、
   前記制御弁は、前記アクチュエータとしての第１アクチュエータ、第２アクチュエータ、及び第３アクチュエータを制御するものであり、
   前記第１の状態において、前記第１アクチュエータのみを前記制御弁に連通させ、又は、前記第１アクチュエータ及び前記第２アクチュエータのみを前記制御弁に連通させ、
   前記状態切替弁は、複数の前記アクチュエータの全てと前記制御弁との間を遮断するようにも切替可能に設けられていることを特徴とする、航空機用アクチュエータ制御装置。

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