BR112019028289B1 - AIRCRAFT STEERING SYSTEM PROVIDED WITH ELECTROMECHANICAL ACTUATOR - Google Patents
AIRCRAFT STEERING SYSTEM PROVIDED WITH ELECTROMECHANICAL ACTUATOR Download PDFInfo
- Publication number
- BR112019028289B1 BR112019028289B1 BR112019028289-0A BR112019028289A BR112019028289B1 BR 112019028289 B1 BR112019028289 B1 BR 112019028289B1 BR 112019028289 A BR112019028289 A BR 112019028289A BR 112019028289 B1 BR112019028289 B1 BR 112019028289B1
- Authority
- BR
- Brazil
- Prior art keywords
- actuator
- control surface
- driver
- output terminal
- flight control
- Prior art date
Links
Abstract
A presente invenção refere-se a um sistema de direção de aeronave (10A) que inclui: um primeiro acionador (21) montado a um corpo principal de asa (11); um braço de buzina (13) que transmite uma saída do primeiro acionador (21) para uma superfície de direção (12); e um segundo acionador (22) que é um tipo rotativo e montado na superfície de direção (12). Pelo menos um do primeiro acionador (21) e o segundo acionador (22) é um acionador eletromecânico (EMA). O braço de buzina (13) tem uma extremidade conectada a uma extremidade de saída (21a) do primeiro acionador (21) e a outra extremidade fixada a uma extremidade de saída (22a) do segundo acionador (22). O segundo acionador (22) é montado na superfície de direção (12) de modo que uma linha do eixo de rotação da extremidade de saída (22a) seja paralela ou coincida com uma linha do eixo de ponto de apoio (uma linha de dobradiça) da superfície de direção (12).The present invention relates to an aircraft steering system (10A) that includes: a first actuator (21) mounted to a wing main body (11); a horn arm (13) transmitting an output from the first driver (21) to a steering surface (12); and a second actuator (22) which is a rotary type and mounted on the steering surface (12). At least one of the first actuator (21) and the second actuator (22) is an electromechanical actuator (EMA). The horn arm (13) has one end connected to an output end (21a) of the first driver (21) and the other end attached to an output end (22a) of the second driver (22). The second actuator (22) is mounted on the steering surface (12) so that an output end rotation axis line (22a) is parallel to or coincides with a fulcrum axis line (a hinge line). of the steering surface (12).
Description
[001] A presente invenção refere-se a um sistema de direção configurado para acionar uma superfície de controle (superfície de controle de voo) incluída em uma aeronave, e particularmente a um sistema de direção de aeronave incluindo um acionador eletromecânico (EMA).[001] The present invention relates to a steering system configured to actuate a control surface (flight control surface) included in an aircraft, and particularly to an aircraft steering system including an electromechanical actuator (EMA).
[002] Convencionalmente, em aeronaves, uma superfície de controle é acionada por um sistema hidráulico centralizado. O sistema hidráulico centralizado inclui: uma bomba hidráulica acionada por um motor; um tanque de óleo operacional (reservatório) que armazena óleo operacional; um acumulador (acumulador de pressão) configurado para acumular pressão hidráulica, de modo a poder descarregar a pressão hidráulica; uma válvula de controle hidráulico; um acionador hidráulico configurado para acionar uma superfície de controle e similares; e similares, e estes são conectados um ao outro através de tubos hidráulicos. Quando o óleo operacional é fornecido da bomba hidráulica para o acionador hidráulico, o acionador hidráulico opera para acionar a superfície de controle.[002] Conventionally, in aircraft, a control surface is driven by a centralized hydraulic system. The centralized hydraulic system includes: a hydraulic pump driven by a motor; an operating oil tank (reservoir) that stores operating oil; an accumulator (pressure accumulator) configured to accumulate hydraulic pressure so as to be able to discharge the hydraulic pressure; a hydraulic control valve; a hydraulic actuator configured to actuate a control surface and the like; and the like, and these are connected to each other via hydraulic pipes. When operating oil is supplied from the hydraulic pump to the hydraulic actuator, the hydraulic actuator operates to actuate the control surface.
[003] De acordo com o conceito de aeronaves mais elétricas (MEA) nos últimos anos, substituindo o acionador hidráulico do sistema hidráulico centralizado por um acionador eletro-hidráulico (EHA), um acionador eletromecânico (EMA) ou similar está sendo considerado. O EHA é configurado de forma que um motor elétrico acione uma bomba hidráulica de tamanho pequeno, e essa opere um acionador hidráulico. O EMA é um acionador configurado para converter mecanicamente um movimento rotacional de um motor elétrico em um movimento alternativo.[003] In accordance with the concept of more electric aircraft (MEA) in recent years, replacing the hydraulic actuator of the centralized hydraulic system with an electro-hydraulic actuator (EHA), an electromechanical actuator (EMA) or similar is being considered. The EHA is configured so that an electric motor drives a small-sized hydraulic pump, which operates a hydraulic actuator. The EMA is a driver configured to mechanically convert a rotational motion of an electric motor into a reciprocating motion.
[004] Em tais acionadores elétricos, como fios elétricos podem ser usados em vez de tubos hidráulicos, a estrutura de um sistema de direção em si pode ser simplificada. Além disso, como os tubos hidráulicos, uma bomba hidráulica de grande porte acionada pelo motor e similares pode ser omitida, o peso de uma estrutura de aeronave pode ser reduzido.[004] In such electrical drives, as electrical wires can be used instead of hydraulic tubes, the structure of a steering system itself can be simplified. Furthermore, because hydraulic pipes, a large engine-driven hydraulic pump and the like can be omitted, the weight of an aircraft structure can be reduced.
[005] Entre os acionadores elétricos, o EHA pode ser considerado como um sistema hidráulico distribuído, não como um sistema hidráulico centralizado. Portanto, para manter a posição da superfície de controle, a bomba hidráulica de pequeno porte precisa manter a pressão hidráulica do acionador hidráulico. Por outro lado, como o EMA é um acionador mecânico, o acionador precisa ser operado apenas ao alterar a posição da superfície de controle. Portanto, o EMA é mais eficiente em termos de energia do que o EHA.[005] Among electrical actuators, the EHA can be considered as a distributed hydraulic system, not as a centralized hydraulic system. Therefore, to maintain the position of the control surface, the small hydraulic pump needs to maintain the hydraulic pressure of the hydraulic actuator. On the other hand, since the EMA is a mechanical actuator, the actuator needs to be operated only by changing the position of the control surface. Therefore, EMA is more energy efficient than EHA.
[006] No entanto, no EMA, o atolamento tende a ocorrer em um caminho (caminho de transmissão da força motriz) através do qual o movimento rotacional do motor elétrico é transmitido para um terminal de saída. Portanto, sabe-se que a confiabilidade do EMA é aprimorada, tornando o caminho de transmissão da força motriz redundante usando uma pluralidade de motores elétricos.[006] However, in EMA, jamming tends to occur in a path (driving force transmission path) through which the rotational movement of the electric motor is transmitted to an output terminal. Therefore, it is known that the reliability of EMA is improved by making the driving force transmission path redundant by using a plurality of electric motors.
[007] Por exemplo, o PTL 1 descreve que: um acionador elétrico incluindo um mecanismo de engrenagem planetária inclui dois motores que são um primeiro motor e um segundo motor; e uma saída do primeiro motor e uma saída do segundo motor são transmitidas para uma porção de saída através de caminhos diferentes. Como uma modalidade típica, o PTL 1 descreve um exemplo no qual um acionador elétrico é aplicado a uma parte móvel da superfície de controle da aeronave.[007] For example, PTL 1 describes that: an electric drive including a planetary gear mechanism includes two motors that are a first motor and a second motor; and an output of the first engine and an output of the second engine are transmitted to an output portion via different paths. As a typical embodiment, PTL 1 describes an example in which an electrical actuator is applied to a moving part of the aircraft control surface.
[008] PTL 1: Publicação do Pedido de Patente aberta à inspeção pública japonesa No. 2016-142358.[008] PTL 1: Publication of Patent Application open to Japanese public inspection No. 2016-142358.
[009] No acionador elétrico descrito em PTL 1, como descrito acima, o caminho de transmissão da força motriz é redundante usando uma pluralidade de motores elétricos. Portanto, a estrutura do caminho de transmissão da força motriz é extremamente complexa.[009] In the electric drive described in PTL 1, as described above, the driving force transmission path is redundant using a plurality of electric motors. Therefore, the structure of the driving force transmission path is extremely complex.
[0010] A presente invenção foi feita para resolver o problema acima, e um objetivo da presente invenção é prover um sistema de direção de aeronave incluindo um acionador eletromecânico, sendo o sistema de direção de aeronave capaz de realizar redundância para interferência por uma configuração mais simples.[0010] The present invention was made to solve the above problem, and an object of the present invention is to provide an aircraft steering system including an electromechanical actuator, the aircraft steering system being capable of realizing redundancy for interference by a more flexible configuration. simple.
[0011] Para resolver os problemas acima, um sistema de direção de aeronave de acordo com a presente invenção inclui: um corpo principal de asa e superfície de controle de voo de uma aeronave; um primeiro acionador preso ao corpo principal de asa; um membro do braço da superfície de controle configurado para transmitir uma saída do primeiro acionador para a superfície de controle de voo; e um segundo acionador que é um acionador rotativo e preso à superfície de controle de voo. Pelo menos um do primeiro acionador e o segundo acionador é um acionador eletromecânico. Uma primeira extremidade do membro do braço da superfície de controle é acoplada direta ou indiretamente a um terminal de saída do primeiro acionador. Uma segunda extremidade do membro do braço da superfície de controle é fixada a um terminal de saída do segundo acionador. O segundo acionador é integralmente preso à superfície de controle de voo, de modo que um eixo de rotação do terminal de saída do segundo acionador seja paralelo ou coincida com um eixo de ponto de apoio da superfície de controle de voo.[0011] To solve the above problems, an aircraft steering system according to the present invention includes: a wing main body and flight control surface of an aircraft; a first driver attached to the main wing body; a control surface arm member configured to transmit an output from the first driver to the flight control surface; and a second actuator that is a rotary actuator and attached to the flight control surface. At least one of the first driver and the second driver is an electromechanical driver. A first end of the control surface arm member is directly or indirectly coupled to an output terminal of the first driver. A second end of the control surface arm member is attached to an output terminal of the second driver. The second driver is integrally attached to the flight control surface such that an axis of rotation of the output terminal of the second driver is parallel to or coincides with a fulcrum axis of the flight control surface.
[0012] De acordo com a configuração acima, além do primeiro acionador provido no corpo principal de asa, o segundo acionador que é o acionador rotativo é provido na superfície de controle de voo, e o primeiro acionador e o segundo acionador são acoplados um ao outro através do membro do braço da superfície de controle (braço de buzina). Além disso, pelo menos um do primeiro acionador e o segundo acionador é o acionador eletromecânico (EMA).[0012] According to the above configuration, in addition to the first actuator provided on the wing main body, the second actuator which is the rotary actuator is provided on the flight control surface, and the first actuator and the second actuator are coupled to each other. another through the control surface arm member (horn arm). Furthermore, at least one of the first actuator and the second actuator is the electromechanical actuator (EMA).
[0013] Com isso, a superfície de controle de voo pode ser acionada por qualquer um do primeiro acionador e segundo acionador. Mesmo que um dos acionadores esteja inoperável devido ao atolamento, a superfície de controle de voo pode ser acionada pelo outro acionador, ou seja, a redundância pode ser realizada. Nessa configuração redundante, a redundância correspondente ao modo de soma de velocidade é realizada acoplando dois acionadores em série. Portanto, um mecanismo complexo não precisa ser provido para cada acionador. Nesta conta, a redundância com relação ao atolamento pode ser realizada por uma configuração mais simples, e os aumentos em tamanho, peso e similares do acionador podem ser evitados ou suprimidos.[0013] With this, the flight control surface can be actuated by either the first actuator and the second actuator. Even if one of the actuators is inoperable due to jamming, the flight control surface can be actuated by the other actuator, i.e. redundancy can be realized. In this redundant configuration, the redundancy corresponding to the speed sum mode is achieved by coupling two actuators in series. Therefore, a complex mechanism does not need to be provided for each actuator. In this account, redundancy with respect to jamming can be realized by a simpler configuration, and increases in driver size, weight, and the like can be avoided or suppressed.
[0014] Além disso, de acordo com a configuração acima, o segundo acionador que é o acionador rotativo é preso à superfície de controle de voo, de modo a ficar pelo menos paralelo ao eixo do ponto de apoio (linha de dobradiça) da superfície de controle de voo. Com isso, o segundo acionador é substancialmente integrado à superfície de controle de voo. A superfície de controle de voo é exposta ao fluxo de ar externo. Portanto, o calor do segundo acionador integrado à superfície de controle de voo pode ser eficientemente liberado pelo fluxo de ar externo. Por esse motivo, a densidade de corrente do motor elétrico do segundo acionador pode ser aumentada e o segundo acionador pode ser reduzido (uma razão entre a saída e o peso pode ser melhorada).[0014] Furthermore, according to the above configuration, the second actuator which is the rotary actuator is attached to the flight control surface so as to be at least parallel to the axis of the fulcrum (hinge line) of the surface flight control. In doing so, the second actuator is substantially integrated into the flight control surface. The flight control surface is exposed to external airflow. Therefore, the heat from the second actuator integrated into the flight control surface can be efficiently released by the external airflow. For this reason, the current density of the second driver's electric motor can be increased and the second driver can be reduced (an output-to-weight ratio can be improved).
[0015] Pela configuração acima, a presente invenção obtém um efeito de poder prover um sistema de direção de aeronave incluindo um acionador eletromecânico, o sistema de direção de aeronave sendo capaz de realizar redundância para interferência por uma configuração mais simples.[0015] By the above configuration, the present invention obtains an effect of being able to provide an aircraft steering system including an electromechanical actuator, the aircraft steering system being able to realize redundancy for interference by a simpler configuration.
[0016] A figura 1 é um diagrama esquemático que mostra um exemplo de configuração típico de um sistema de direção de aeronave de acordo com a Modalidade 1 da presente invenção.[0016] Figure 1 is a schematic diagram showing a typical configuration example of an aircraft steering system in accordance with Embodiment 1 of the present invention.
[0017] As figuras 2A e 2B são diagramas esquemáticos, cada um mostrando uma relação entre um eixo do ponto de apoio de uma superfície de controle de voo do sistema de direção de aeronave mostrado na figura 1 e um eixo de rotação de um segundo acionador.[0017] Figures 2A and 2B are schematic diagrams, each showing a relationship between an axis of the fulcrum of a flight control surface of the aircraft steering system shown in Figure 1 and an axis of rotation of a second actuator .
[0018] As figuras 3A a 3C são diagramas em blocos, cada um mostrando esquematicamente uma configuração de função de um acionador eletromecânico usado no sistema de direção de aeronave mostrado na figura 1.[0018] Figures 3A to 3C are block diagrams, each schematically showing a function configuration of an electromechanical actuator used in the aircraft steering system shown in Figure 1.
[0019] A figura 4 é um diagrama esquemático que mostra um exemplo de configuração típico do sistema de direção de aeronave de acordo com a Modalidade 2 da presente invenção.[0019] Figure 4 is a schematic diagram showing an example of a typical configuration of the aircraft steering system in accordance with Embodiment 2 of the present invention.
[0020] A seguir, modalidades típicas da presente invenção serão descritas com referência aos desenhos. Na descrição a seguir e nos desenhos, os mesmos sinais de referência são usados para os mesmos componentes ou componentes correspondentes, e é evitada uma repetição da mesma explicação.[0020] In the following, typical embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. In the following description and drawings, the same reference signs are used for the same or corresponding components, and a repetition of the same explanation is avoided.
[0021] Um exemplo típico de configuração de um sistema de direção de aeronave de acordo com a Modalidade 1 será especificamente descrito com referência às figuras 1, 2A e 2B.[0021] A typical example configuration of an aircraft guidance system according to Embodiment 1 will be specifically described with reference to figures 1, 2A and 2B.
[0022] Como mostrado na figura 1, um sistema de direção de aeronave 10A de acordo com a Modalidade 1 é provido em uma porção de asa incluída em uma aeronave. A porção de asa inclui um corpo principal de asa 11 e uma superfície de controle de voo 12. Além do corpo principal de asa 11 e da superfície de controle de voo 12, o sistema de direção da aeronave 10A inclui um braço de buzina (membro do braço da superfície de controle) 13, um primeiro acionador 21 e um segundo acionador 22.[0022] As shown in figure 1, an aircraft steering system 10A according to Embodiment 1 is provided on a wing portion included in an aircraft. The wing portion includes a wing main body 11 and a flight control surface 12. In addition to the wing main body 11 and the flight control surface 12, the aircraft steering system 10A includes a horn arm (member of the control surface arm) 13, a first actuator 21 and a second actuator 22.
[0023] Uma configuração específica do corpo principal de asa 11 e uma configuração específica da superfície de controle de voo 12 não são especialmente limitadas. Exemplos gerais da superfície de controle de voo 12 incluem superfícies móveis, como superfícies de controle primárias e superfícies de controle secundárias. Exemplos das superfícies de controle primárias incluem elevadores, ailerons e lemes, e exemplos das superfícies de controle secundárias incluem spoilers, flaps e abas. A superfície de controle de voo 12 pode ser qualquer uma dessas. Portanto, o corpo principal de asa 11 é necessário apenas para ser uma estrutura de asa que constitua uma asa principal, uma empenagem ou similar, incluindo essas superfícies móveis.[0023] A specific configuration of the wing main body 11 and a specific configuration of the flight control surface 12 are not especially limited. General examples of flight control surface 12 include movable surfaces such as primary control surfaces and secondary control surfaces. Examples of primary control surfaces include elevators, ailerons, and rudders, and examples of secondary control surfaces include spoilers, flaps, and flaps. Flight control surface 12 may be any of these. Therefore, the main wing body 11 is only required to be a wing structure constituting a main wing, an empennage or the like, including such movable surfaces.
[0024] Na configuração mostrada na figura 1, o primeiro acionador 21 é preso ao corpo principal de asa 11 do sistema de direção da aeronave 10A e o segundo acionador 22 é preso à superfície de controle de voo 12. O braço de buzina 13 transmite uma saída do primeiro acionador 21 para a superfície de controle de voo 12. Tipicamente, o braço de buzina 13 está diretamente preso à superfície de controle de voo 12. No entanto, na presente invenção, o braço de buzina 13 está indiretamente preso à superfície de controle de voo 12 através do segundo acionador 22.[0024] In the configuration shown in Figure 1, the first actuator 21 is attached to the wing main body 11 of the aircraft steering system 10A and the second actuator 22 is attached to the flight control surface 12. The horn arm 13 transmits an outlet from the first actuator 21 to the flight control surface 12. Typically, the horn arm 13 is directly attached to the flight control surface 12. However, in the present invention, the horn arm 13 is indirectly attached to the surface flight control 12 through the second actuator 22.
[0025] Na presente invenção, pelo menos um do primeiro acionador 21 e o segundo acionador 22 é um acionador eletromecânico (EMA). A seguir, será descrito um caso em que ambos os acionadores 21 e 22 são os EMAs, a menos que indicado de outra forma.[0025] In the present invention, at least one of the first actuator 21 and the second actuator 22 is an electromechanical actuator (EMA). In the following, a case will be described in which both triggers 21 and 22 are the EMAs, unless otherwise noted.
[0026] Na Modalidade 1, o primeiro acionador 21 é um EMA linear (acionador linear) e um terminal de saída 21a do primeiro acionador 21 retribui nas direções mostradas por uma seta bidirecional M1 na figura 1. Na presente invenção, o segundo acionador 22 é um EMA rotativo (acionador rotativo). Especialmente, como mostrado na figura 2A, um eixo de rotação L2 de um terminal de saída 22a do segundo acionador 22 coincide com um eixo do ponto de apoio (linha de dobradiça L1) da superfície de controle de voo 12. Para ser específico, um centro de rotação do terminal de saída 22a do segundo acionador 22 é coaxial com a linha de dobradiça L1.[0026] In Embodiment 1, the first driver 21 is a linear EMA (linear actuator) and an output terminal 21a of the first driver 21 reciprocates in the directions shown by a bidirectional arrow M1 in figure 1. In the present invention, the second driver 22 It is a rotary EMA (rotary actuator). Especially, as shown in Figure 2A, a rotation axis L2 of an output terminal 22a of the second actuator 22 coincides with an axis of the fulcrum (hinge line L1) of the flight control surface 12. To be specific, a center of rotation of the output terminal 22a of the second driver 22 is coaxial with the hinge line L1.
[0027] Na figura 1, o terminal de saída 22a é mostrado por uma linha interrompida, uma vez que o terminal de saída 22a está localizado atrás de um corpo principal do segundo acionador 22. A linha de dobradiça L1 é mostrada como um ponto de interseção de um formato transversal formado por linhas de cadeia de um ponto. Nas configurações mostradas nas figuras 1 e 2A, a linha de dobradiça L1 e o eixo de rotação L2 coincidem entre si. Portanto, na figura 1, o eixo de rotação L2 não é mostrado e apenas a linha de dobradiça L1 é mostrada. Na figura 2A, a linha de dobradiça L1 e o eixo de rotação L2 são mostrados por uma única linha de cadeia de um ponto, e um sinal de referência "L1 = L2" é mostrado. Na figura 1, a linha de dobradiça L1 (e o eixo de rotação L2 que coincide com a linha de dobradiça L1) se estende ao longo de uma direção da superfície do papel.[0027] In figure 1, the output terminal 22a is shown by a broken line, since the output terminal 22a is located behind a main body of the second actuator 22. The hinge line L1 is shown as a point of intersection of a transverse shape formed by one-point chain lines. In the configurations shown in figures 1 and 2A, the hinge line L1 and the rotation axis L2 coincide with each other. Therefore, in figure 1, the rotation axis L2 is not shown and only the hinge line L1 is shown. In Figure 2A, the hinge line L1 and the rotation axis L2 are shown by a single one-point chain line, and a reference signal "L1 = L2" is shown. In Figure 1, the L1 hinge line (and the L2 rotation axis that coincides with the L1 hinge line) extends along one direction of the paper surface.
[0028] Como mostrado na figura 2A, a superfície de controle de voo 12 é presa ao corpo principal de asa 11 através de uma porção do eixo de ponto de apoio 14 e é acionada para oscilar em um estado em que a porção do eixo de ponto de apoio 14 serve como ponto de apoio. Um centro de oscilação da porção do eixo de ponto de apoio 14 é a linha de dobradiça L1. O centro de oscilação do terminal de saída 22a do segundo acionador 22 é o eixo de rotação L2. O terminal de saída 22a gira nas direções mostradas por uma seta de duas vias M2 nas figuras 1 e 2A. Como descrito acima, a linha de dobradiça L1 da porção do eixo de ponto de apoio 14 e o eixo de rotação L2 do terminal de saída 22a são substancialmente coaxiais um com o outro.[0028] As shown in Figure 2A, the flight control surface 12 is attached to the wing main body 11 through a portion of the fulcrum axis 14 and is driven to oscillate in a state in which the portion of the fulcrum axis fulcrum 14 serves as a fulcrum. A center of oscillation of the fulcrum axis portion 14 is the hinge line L1. The center of oscillation of the output terminal 22a of the second driver 22 is the axis of rotation L2. The output terminal 22a rotates in the directions shown by a two-way arrow M2 in Figures 1 and 2A. As described above, the hinge line L1 of the fulcrum axis portion 14 and the rotation axis L2 of the output terminal 22a are substantially coaxial with each other.
[0029] Como mostrado nas figuras 1 e 2A, uma primeira extremidade do braço de buzina 13 é fixada ao terminal de saída 22a do segundo acionador 22. No exemplo mostrado nas figuras 1 e 2A, o terminal de saída 21a do primeiro acionador 21 é acoplado a uma segunda extremidade do braço de buzina 13. Por conveniência de explicação, uma posição da segunda extremidade do braço de buzina 13 à qual a posição do terminal de saída 21a está presa é referido como uma porção acoplada ao terminal de saída 13a. Na figura 2A, uma vez que o primeiro acionador 21 não é mostrado, a porção acoplada do terminal de saída 13a é mostrada esquematicamente por um círculo na segunda extremidade do braço de buzina 13.[0029] As shown in Figures 1 and 2A, a first end of the horn arm 13 is attached to the output terminal 22a of the second driver 22. In the example shown in Figures 1 and 2A, the output terminal 21a of the first driver 21 is coupled to a second end of the horn arm 13. For convenience of explanation, a position of the second end of the horn arm 13 to which the position of the output terminal 21a is attached is referred to as a portion coupled to the output terminal 13a. In Figure 2A, since the first driver 21 is not shown, the coupled portion of the output terminal 13a is shown schematically by a circle at the second end of the horn arm 13.
[0030] O primeiro acionador 21 é preso ao corpo principal de asa 11, de modo que o terminal de saída 21a esteja inclinado para baixo. Como descrito acima, o terminal de saída 21a é acoplado à porção 13a do terminal de saída na segunda extremidade do braço de buzina 13. Como descrito acima, a primeira extremidade do braço de buzina 13 é fixada ao terminal de saída 22a do segundo acionador 22. O segundo acionador 22 está integralmente preso à superfície de controle de voo 12. Portanto, quando o terminal de saída 21a do primeiro acionador 21 retrocede nas direções mostradas pela seta M1, a superfície de controle de voo 12 é acionada para balançar através do braço de buzina 13, e isso altera um ângulo (ângulo da superfície de controle) da superfície de controle de voo 12.[0030] The first driver 21 is attached to the main wing body 11 so that the output terminal 21a is angled downwards. As described above, the output terminal 21a is coupled to the output terminal portion 13a on the second end of the horn arm 13. As described above, the first end of the horn arm 13 is attached to the output terminal 22a of the second driver 22 The second actuator 22 is integrally attached to the flight control surface 12. Therefore, when the output terminal 21a of the first actuator 21 moves back in the directions shown by arrow M1, the flight control surface 12 is driven to swing through the arm. of horn 13, and this changes an angle (control surface angle) of the flight control surface 12.
[0031] A seguir, será descrito um caso em que ambos o primeiro acionador 21 e o segundo acionador 22 são os EMAs, conforme descrito acima, e o atolamento ocorre no primeiro acionador 21. De acordo com uma configuração convencionalmente geral, a primeira extremidade do braço de buzina 13 está diretamente presa à superfície de controle de voo 12. Portanto, se o primeiro acionador 21 estiver inoperante, a superfície de controle de voo 12 não poderá ser acionada. No entanto, na presente invenção, o segundo acionador 22 que é o acionador rotativo é preso à superfície de controle de voo 12, de modo que o terminal de saída 22a coincida com a linha de dobradiça L1. Portanto, a superfície de controle de voo 12 pode ser acionada para girar pela operação de rotação do segundo acionador 22.[0031] In the following, a case will be described in which both the first driver 21 and the second driver 22 are the EMAs, as described above, and the jam occurs in the first driver 21. According to a conventionally general configuration, the first end of the horn arm 13 is directly attached to the flight control surface 12. Therefore, if the first actuator 21 is inoperative, the flight control surface 12 cannot be actuated. However, in the present invention, the second actuator 22 which is the rotary actuator is attached to the flight control surface 12 so that the output terminal 22a coincides with the hinge line L1. Therefore, the flight control surface 12 can be driven to rotate by the rotation operation of the second actuator 22.
[0032] Como acima, no sistema de direção da aeronave 10A, a superfície de controle de voo 12 pode ser conduzida por qualquer um do primeiro acionador 21 e segundo acionador 22. Portanto, é possível realizar redundância na qual, mesmo que um dos acionadores estiver inoperante devido ao atolamento, a superfície de controle de voo 12 pode ser acionada pelo outro acionador. Além disso, o segundo acionador 22 fornecido na superfície de controle de voo 12 é feito para ser coaxial com a linha de dobradiça L1 da superfície de controle de voo 12 e, com isso, um aumento na inércia da superfície de controle da superfície de controle de voo 12 pode ser suprimido.[0032] As above, in the aircraft steering system 10A, the flight control surface 12 may be driven by either the first actuator 21 and the second actuator 22. Therefore, it is possible to realize redundancy in which even if one of the actuators is inoperative due to jamming, the flight control surface 12 can be actuated by the other actuator. Furthermore, the second actuator 22 provided on the flight control surface 12 is made to be coaxial with the hinge line L1 of the flight control surface 12 and thereby an increase in the inertia of the control surface of the control surface. Flight 12 can be deleted.
[0033] Na presente invenção, pelo menos um do primeiro acionador 21 e o segundo acionador 22 é somente necessário ser o EMA. No entanto, ambos o primeiro acionador 21 e o segundo acionador 22 podem ser os EMAs. O acionador que não for o EMA pode ser um acionador hidráulico de um sistema hidráulico centralizado convencional ou um acionador eletro-hidráulico (EHA). O EHA é configurado de forma que um motor elétrico acione uma bomba hidráulica de tamanho pequeno, e esta opere um acionador hidráulico. Portanto, tubos hidráulicos, uma bomba hidráulica de tamanho grande e similares são desnecessários ao contrário do sistema hidráulico centralizado. Por essa razão, o peso de uma estrutura de aeronave, incluindo o EHA, pode ser menor que o peso de uma estrutura de aeronave, incluindo o acionador hidráulico do sistema hidráulico centralizado.[0033] In the present invention, at least one of the first driver 21 and the second driver 22 only needs to be the EMA. However, both the first trigger 21 and the second trigger 22 can be the EMAs. The actuator other than the EMA may be a hydraulic actuator from a conventional centralized hydraulic system or an electro-hydraulic actuator (EHA). The EHA is configured so that an electric motor drives a small-sized hydraulic pump, and this operates a hydraulic actuator. Therefore, hydraulic pipes, a large size hydraulic pump and the like are unnecessary unlike the centralized hydraulic system. For this reason, the weight of an aircraft structure, including the EHA, may be less than the weight of an aircraft structure, including the hydraulic actuator of the centralized hydraulic system.
[0034] Na presente invenção, fora o primeiro acionador 21 e o segundo acionador 22, é especialmente preferível que o segundo acionador 22 provido na superfície de controle de voo 12 seja o EMA. Com isso, o segundo acionador 22 pode ser reduzido e o peso da estrutura da aeronave pode ser reduzido ainda mais.[0034] In the present invention, apart from the first actuator 21 and the second actuator 22, it is especially preferred that the second actuator 22 provided on the flight control surface 12 is the EMA. With this, the second actuator 22 can be reduced and the weight of the aircraft structure can be further reduced.
[0035] No EMA, o transporte de calor pela operação de óleo não ocorre ao contrário do acionador hidráulico. Portanto, uma temperatura interna do EMA tende a aumentar pelo calor gerado durante a operação. Por esse motivo, um problema do EMA pode ser considerado como liberação eficiente do calor gerado durante a operação. O segundo acionador 22 é o acionador rotativo e, como mostrado na figura 2A, o terminal de saída 22a é preso à superfície de controle de voo 12, de modo a coincidir com a linha de dobradiça L1 da superfície de controle de voo 12. Com isso, o segundo acionador 22 é substancialmente integrado à superfície de controle de voo 12.[0035] In the EMA, heat transport by the oil operation does not occur unlike the hydraulic actuator. Therefore, the internal temperature of the EMA tends to increase due to the heat generated during operation. For this reason, an EMA problem can be considered as efficient release of heat generated during operation. The second actuator 22 is the rotary actuator and, as shown in Figure 2A, the output terminal 22a is attached to the flight control surface 12 so as to coincide with the hinge line L1 of the flight control surface 12. With Therefore, the second actuator 22 is substantially integrated with the flight control surface 12.
[0036] Durante o voo da aeronave, a superfície de controle de voo 12 é exposta ao fluxo de ar externo o tempo todo. Portanto, ao projetar adequadamente um caminho de liberação de calor que se estende a partir de uma porção geradora de calor do segundo acionador 22 para a superfície de controle de voo 12, o calor do segundo acionador 22 integrado à superfície de controle de voo 12 pode ser eficientemente liberado. Nesta conta, a densidade de corrente do motor elétrico do segundo acionador 22 pode ser aumentada e o segundo acionador 22 pode ser reduzido (uma proporção de saída em relação ao peso pode ser melhorada).[0036] During the flight of the aircraft, the flight control surface 12 is exposed to external air flow at all times. Therefore, by properly designing a heat release path extending from a heat-generating portion of the second driver 22 to the flight control surface 12, heat from the second driver 22 integrated into the flight control surface 12 can be efficiently released. In this account, the current density of the electric motor of the second driver 22 can be increased and the second driver 22 can be reduced (an output-to-weight ratio can be improved).
[0037] Na presente invenção, o segundo acionador 22 que é o acionador rotativo é necessário apenas ser provido de modo a ser substancialmente integrado à superfície de controle de voo 12. Normalmente, como descrito acima, como mostrado na figura 2A, a linha de dobradiça L1 da superfície de controle de voo 12 e o eixo de rotação L2 do segundo acionador 22 são necessários apenas para coincidir um com o outro. No entanto, a presente invenção não se limita a isso. Por exemplo, como mostrado na figura 2B, um deslocamento pode existir entre a linha de dobradiça L1 e o eixo de rotação L2. Na figura 2B, a linha de dobradiça L1 é mostrada por uma linha de corrente de um ponto e o eixo de rotação L2 é mostrado por uma linha de corrente de dois pontos.[0037] In the present invention, the second actuator 22 which is the rotary actuator is only required to be provided so as to be substantially integrated with the flight control surface 12. Typically, as described above, as shown in figure 2A, the line of hinge L1 of the flight control surface 12 and the rotation axis L2 of the second actuator 22 are only required to coincide with each other. However, the present invention is not limited to this. For example, as shown in Figure 2B, an offset may exist between the hinge line L1 and the rotation axis L2. In Figure 2B, the hinge line L1 is shown by a one-point streamline and the rotation axis L2 is shown by a two-point streamline.
[0038] Portanto, o segundo acionador 22 pode ser preso de modo que o eixo de rotação L2 do terminal de saída 22a coincida com a linha de dobradiça L1 da superfície de controle de voo 12 ou seja necessário apenas ser preso à superfície de controle de voo 12 de modo que o eixo de rotação L2 seja paralelo à linha de dobradiça L1. O grau de deslocamento entre a linha da dobradiça L1 e o eixo de rotação L2 não é especialmente limitado. O segundo acionador 22, que é o acionador rotativo, só precisa ser preso à superfície de controle de voo 12, de modo a ser substancialmente integrado à superfície de controle de voo 12. Portanto, o grau de deslocamento é inevitavelmente determinado pelas configurações específicas da superfície de controle de voo 12 e o segundo acionador 22.[0038] Therefore, the second actuator 22 can be secured so that the axis of rotation L2 of the output terminal 22a coincides with the hinge line L1 of the flight control surface 12 or it only needs to be secured to the flight control surface. flight 12 so that the axis of rotation L2 is parallel to the hinge line L1. The degree of displacement between the hinge line L1 and the rotation axis L2 is not especially limited. The second actuator 22, which is the rotary actuator, only needs to be attached to the flight control surface 12, so as to be substantially integrated with the flight control surface 12. Therefore, the degree of displacement is inevitably determined by the specific settings of the flight control surface 12 and the second actuator 22.
[0039] A seguir, serão descritos especificamente os modos e vantagens de uma configuração redundante que é obtida pelo sistema de direção da aeronave 10A de acordo com a presente invenção e está relacionada à função de conduzir a superfície de controle de voo 12. Um sistema primário de controle de voo de uma aeronave é necessário ter alta confiabilidade. Isso ocorre porque a perda da função de conduzir a superfície de controle de voo 12 (função de condução da superfície de controle) pode levar a acidentes graves. Portanto, a configuração redundante é adotada para a função de condução da superfície de controle. Uma configuração redundante geral é tal que uma pluralidade de acionadores é provida para uma superfície de controle de voo 12.[0039] In the following, modes and advantages of a redundant configuration will be specifically described which is achieved by the aircraft steering system 10A in accordance with the present invention and is related to the function of driving the flight control surface 12. A system An aircraft's primary flight control system is required to have high reliability. This is because the loss of the function of driving the flight control surface 12 (control surface driving function) can lead to serious accidents. Therefore, the redundant configuration is adopted for the driving function of the control surface. A general redundant configuration is such that a plurality of actuators are provided for a flight control surface 12.
[0040] Em tal configuração redundante, exemplos típicos de um modo de transmissão da força motriz da pluralidade de acionadores para a superfície de controle de voo 12 incluem um modo de soma de torque e um modo de soma de velocidade. O modo de soma de torque é um modo de somar torques (forças) dos acionadores, e o modo de soma de velocidade é um modo de somar velocidades (mudanças) dos acionadores.[0040] In such a redundant configuration, typical examples of a mode of transmitting motive force from the plurality of actuators to the flight control surface 12 include a torque summing mode and a speed summing mode. Torque sum mode is a way to sum driver torques (forces), and speed sum mode is a way to sum driver speeds (changes).
[0041] Um sistema de direção geral é redundante pelo modo de soma de torque configurado de modo que os acionadores hidráulicos sejam dispostos em paralelo na direção da largura da asa. Por outro lado, o sistema de direção de aeronave 10A da presente invenção é redundante pelo modo de soma de velocidade configurado de modo que o primeiro acionador 21 e o segundo acionador 22 sejam acoplados um ao outro através do braço de buzina 13.[0041] A general steering system is made redundant by the torque summing mode configured so that the hydraulic actuators are arranged in parallel in the wing width direction. On the other hand, the aircraft steering system 10A of the present invention is made redundant by the speed summing mode configured so that the first actuator 21 and the second actuator 22 are coupled to each other via the horn arm 13.
[0042] A seguir, será descrito um exemplo no qual, na configuração redundante em que dois acionadores são usados para uma superfície de controle de voo 12, esses dois acionadores são os EMAs. De acordo com a configuração redundante correspondente ao modo de soma de torque descrito acima, se o atolamento ocorrer em um dos dois EMAs, a função de condução da superfície de controle é perdida. Portanto, o próprio EMA precisa de uma contramedida contra o atolamento. Por outro lado, de acordo com a configuração redundante correspondente ao modo de soma de velocidade, a função de condução da superfície de controle não é perdida, a menos que o atolamento ocorra simultaneamente nos dois EMAs.[0042] In the following, an example will be described in which, in the redundant configuration in which two actuators are used for a flight control surface 12, these two actuators are the EMAs. According to the redundant configuration corresponding to the torque summing mode described above, if jamming occurs in one of the two EMAs, the driving function of the control surface is lost. Therefore, EMA itself needs a countermeasure against jamming. On the other hand, according to the redundant configuration corresponding to the speed summing mode, the driving function of the control surface is not lost unless jamming occurs simultaneously in both EMAs.
[0043] Pensa-se geralmente que a probabilidade de ocorrência simultânea de interferência nos dois EMAs seja menor que a probabilidade de falha necessária para o sistema de controle de voo da aeronave. Portanto, de acordo com a configuração redundante correspondente ao modo de soma de velocidade usando dois acionadores, basicamente, o próprio EMA não precisa da contramedida contra o atolamento.[0043] It is generally thought that the probability of simultaneous occurrence of interference in the two EMAs is less than the probability of failure necessary for the aircraft's flight control system. Therefore, according to the redundant configuration corresponding to the speed summing mode using two triggers, basically, the EMA itself does not need the countermeasure against jamming.
[0044] Portanto, no sistema de direção de aeronave 10A de acordo com a Modalidade 1, mesmo que o primeiro acionador 21 e o segundo acionador 22 sejam os EMAs, e o atolamento ocorra em um dos EMAs (por exemplo, o primeiro acionador 21), a outro EMA (por exemplo, o segundo acionador 22) pode acionar a superfície de controle de voo 12. Além disso, por exemplo, um dos primeiros acionadores 21 e o segundo acionador 22 é o EMA e o outro do primeiro acionador 21 e o segundo acionador 22 é um acionador (por exemplo, o acionador hidráulico) que não é o EMA. Neste exemplo, mesmo que o atolamento ocorra no EMA que é um dos acionadores, o outro acionador pode acionar a superfície de controle de voo 12.[0044] Therefore, in the aircraft steering system 10A according to Embodiment 1, even if the first actuator 21 and the second actuator 22 are the EMAs, and the jam occurs in one of the EMAs (e.g., the first actuator 21 ), to another EMA (e.g., the second actuator 22) may actuate the flight control surface 12. Furthermore, for example, one of the first actuators 21 and the second actuator 22 is the EMA and the other of the first actuator 21 and the second driver 22 is a driver (e.g., the hydraulic driver) that is not the EMA. In this example, even if the jam occurs in the EMA which is one of the actuators, the other actuator can activate the flight control surface 12.
[0045] Além disso, como descrito acima, o sistema de direção de aeronave 10A de acordo com a presente invenção tem a configuração redundante correspondente ao modo de soma de velocidade. Portanto, quando o primeiro acionador 21 ou o segundo acionador 22 for o EMA (ou ambos os acionadores 21 e 22 forem os EMAs), é preferível que o EMA inclua um componente (daqui em diante referido como uma porção de trava do terminal de saída, por conveniência de explicação) configurado para travar a operação do terminal de saída 21a ou 22a. Exemplos da porção de trava do terminal de saída incluem: um mecanismo irreversível (ou uma engrenagem de redução) configurado para suprimir ou impedir uma operação reversa do terminal de saída por força externa; e um freio de eixo do motor configurado para frear a rotação de um eixo de motor de um motor elétrico.[0045] Furthermore, as described above, the aircraft steering system 10A according to the present invention has the redundant configuration corresponding to the speed summing mode. Therefore, when the first driver 21 or the second driver 22 is the EMA (or both drivers 21 and 22 are the EMAs), it is preferred that the EMA includes a component (hereinafter referred to as an output terminal latch portion , for convenience of explanation) configured to lock the operation of the output terminal 21a or 22a. Examples of the locking portion of the output terminal include: an irreversible mechanism (or a reduction gear) configured to suppress or prevent a reverse operation of the output terminal by external force; and a motor shaft brake configured to brake the rotation of a motor shaft of an electric motor.
[0046] Na configuração redundante correspondente ao modo de soma de torque, se um dos dois acionadores estiver inoperável devido a falha e apenas o outro acionador acionar a superfície de controle de voo 12, o terminal de saída do acionador inoperável precisará ser móvel livremente (precisa estar livre) para não inibir a operação do outro acionador. Quando o acionador inoperável for o acionador hidráulico, o terminal de saída pode ser facilmente liberado conectando-se uma câmara de óleo do lado da expansão e uma câmara de óleo do lado da contração uma à outra. Por outro lado, quando o acionador inoperável for o EMA, um dispositivo de separação, tal como uma embreagem ou um pino de cisalhamento, precisa ser adicionado para liberar o terminal de saída.[0046] In the redundant configuration corresponding to torque summing mode, if one of the two drivers is inoperable due to failure and only the other driver drives the flight control surface 12, the output terminal of the inoperable driver will need to be freely movable ( must be free) so as not to inhibit the operation of the other driver. When the inoperable actuator is the hydraulic actuator, the output terminal can be easily released by connecting an expansion side oil chamber and a contraction side oil chamber to each other. On the other hand, when the inoperable actuator is the EMA, a separating device such as a clutch or shear pin needs to be added to release the output terminal.
[0047] Por outro lado, na configuração redundante correspondente ao modo de soma de velocidade, se um dos acionadores estiver inoperável, o terminal de saída do acionador inoperável deve ser travado apenas para manter a carga do outro acionador que está operável. Como descrito acima, o mecanismo irreversível (engrenagem de redução) ou o freio do eixo do motor pode ser usado como a parte de trava do terminal de saída configurada para travar o terminal de saída, e um dispositivo com configuração relativamente mais simples que o dispositivo de separação pode ser adotado como mecanismo irreversível (engrenagem de redução) ou o freio do eixo do motor.[0047] On the other hand, in the redundant configuration corresponding to the speed sum mode, if one of the drivers is inoperable, the output terminal of the inoperable driver must be locked only to maintain the load of the other driver that is operable. As described above, the irreversible mechanism (reduction gear) or motor shaft brake can be used as the output terminal locking part configured to lock the output terminal, and a device with relatively simpler configuration than the device Separation gear can be adopted as irreversible mechanism (reduction gear) or motor shaft brake.
[0048] Portanto, no sistema de direção de aeronave 10A de acordo com a Modalidade 1, quando pelo menos um do primeiro acionador 21 e o segundo acionador 22 for o EMA, e o acionador inoperável for o EMA, o terminal de saída 21a ou o terminal de saída 22a pode ser travado pela parte de trava do terminal de saída tendo uma configuração relativamente simples.[0048] Therefore, in the aircraft steering system 10A according to Embodiment 1, when at least one of the first actuator 21 and the second actuator 22 is the EMA, and the inoperable actuator is the EMA, the output terminal 21a or the output terminal 22a can be locked by the output terminal locking part having a relatively simple configuration.
[0049] O EMA incluindo a porção de trava do terminal de saída será descrito com referência às figuras 3A a 3C. Cada um dos diagramas em blocos das figuras 3A a 3C mostra esquematicamente a configuração da função do EMA usada como o primeiro acionador 21 ou o segundo acionador 22. Nas figuras 3A a 3C, um EMA usado como o primeiro acionador 21 ou o segundo acionador 22 é mostrado como um EMA 20 para maior conveniência de explicações, e um terminal de saída usado como o terminal de saída 21a do primeiro acionador 21 ou o terminal de saída 22a do segundo acionador 22 é mostrado como um terminal de saída 20a.[0049] The EMA including the locking portion of the output terminal will be described with reference to figures 3A to 3C. Each of the block diagrams in Figures 3A to 3C schematically shows the function configuration of the EMA used as the first trigger 21 or the second trigger 22. In Figures 3A to 3C, an EMA used as the first trigger 21 or the second trigger 22 is shown as an EMA 20 for convenience of explanation, and an output terminal used as the output terminal 21a of the first driver 21 or the output terminal 22a of the second driver 22 is shown as an output terminal 20a.
[0050] O EMA 20 mostrado na figura 3A tem uma configuração básica, incluindo o terminal de saída 20a, um motor elétrico 20b e uma porção de transmissão de força motriz 20c. A força motriz rotacional do motor elétrico 20b é transmitida através da porção de transmissão da força motriz 20c para o terminal de saída 20a. Portanto, na figura 3A, o motor elétrico 20b, a porção de transmissão de força motriz 20c e o terminal de saída 20a são esquematicamente conectados um ao outro por linhas. A configuração específica da porção de transmissão de força motriz 20c não é especialmente limitada e, por exemplo, um mecanismo de engrenagem tendo uma configuração conhecida e correspondente ao tipo do EMA 20 pode ser usado adequadamente.[0050] The EMA 20 shown in Figure 3A has a basic configuration, including the output terminal 20a, an electric motor 20b and a driving force transmission portion 20c. The rotational driving force of the electric motor 20b is transmitted through the driving force transmission portion 20c to the output terminal 20a. Therefore, in Figure 3A, the electric motor 20b, the driving force transmission portion 20c and the output terminal 20a are schematically connected to each other by lines. The specific configuration of the driving force transmission portion 20c is not especially limited and, for example, a gear mechanism having a known configuration corresponding to the type of the EMA 20 can be used suitably.
[0051] Quando o EMA 20 é o acionador linear, a parte de transmissão da força motriz 20c só precisa ser, por exemplo, um mecanismo de engrenagem configurado para converter o movimento rotacional do motor elétrico 20b no movimento alternativo. Com isso, a força motriz do motor elétrico 20b é transmitida através da porção de transmissão da força motriz 20c para o terminal de saída 20a, e o terminal de saída 20a retribui (por exemplo, o primeiro acionador 21). Além disso, quando o EMA 20 for o acionador rotativo, a parte de transmissão da força motriz 20c só precisa ser, por exemplo, um mecanismo de engrenagem configurado para converter o movimento de rotação do motor elétrico 20b (um movimento de rotação contínuo do eixo do motor) em um movimento de rotação (um movimento de rotação do terminal de saída 20a dentro de uma faixa rotativa limitada). Com isso, a força motriz do motor elétrico 20b é transmitida através da porção de transmissão da força motriz 20c para o terminal de saída 20a e o terminal de saída 20a gira (por exemplo, o segundo acionador 22).[0051] When the EMA 20 is the linear actuator, the driving force transmission part 20c only needs to be, for example, a gear mechanism configured to convert the rotational movement of the electric motor 20b into the reciprocating movement. Thereby, the driving force of the electric motor 20b is transmitted through the driving force transmission portion 20c to the output terminal 20a, and the output terminal 20a reciprocates (e.g., the first driver 21). Furthermore, when the EMA 20 is the rotary driver, the driving force transmission part 20c need only be, for example, a gear mechanism configured to convert the rotational motion of the electric motor 20b (a continuous rotational motion of the shaft of the motor) in a rotational movement (a rotational movement of the output terminal 20a within a limited rotational range). Thereby, the driving force of the electric motor 20b is transmitted through the driving force transmission portion 20c to the output terminal 20a and the output terminal 20a rotates (e.g., the second driver 22).
[0052] Além do EMA 20 com a configuração básica mostrada na figura 3A, o EMA 20 mostrado na figura 3B é configurado de modo que um mecanismo irreversível 20d seja provido na porção de transmissão de força motriz 20c. A configuração específica do mecanismo irreversível 20d não é especialmente limitada. O mecanismo irreversível 20d é necessário apenas para impedir que o terminal de saída 20a opere de maneira reversa por força externa que atua no terminal de saída 20a. Ou, o mecanismo irreversível 20d pode ser configurado de modo que a porção de transmissão de força motriz 20c e o mecanismo irreversível 20d também sirvam como uma engrenagem de redução configurada para amplificar o torque do motor elétrico. Exemplos típicos incluem uma engrenagem planetária paradoxal mecânica e uma engrenagem helicoidal.[0052] In addition to the EMA 20 with the basic configuration shown in figure 3A, the EMA 20 shown in figure 3B is configured so that an irreversible mechanism 20d is provided in the driving force transmission portion 20c. The specific configuration of the 20d irreversible mechanism is not especially limited. The irreversible mechanism 20d is only necessary to prevent the output terminal 20a from operating in reverse by an external force acting on the output terminal 20a. Or, the irreversible mechanism 20d may be configured so that the motive force transmission portion 20c and the irreversible mechanism 20d also serve as a reduction gear configured to amplify the torque of the electric motor. Typical examples include a mechanical paradoxical planetary gear and a helical gear.
[0053] Durante o voo da aeronave, a força externa por carga aerodinâmica atua na superfície de controle de voo 12 em todos os momentos. No entanto, geralmente, o ângulo da superfície de controle da superfície de controle de voo 12 não muda durante a maior parte do tempo de voo (a velocidade de operação da superfície de controle é zero). No sistema de direção de aeronave 10A de acordo com a Modalidade 1, quando o primeiro acionador 21 ou o segundo acionador 22 for o EMA (ou ambos os acionadores 21 e 22 forem os EMAs), a porção de transmissão de força motriz 20c é necessária apenas para incluir o mecanismo irreversível 20d. Com isso, mesmo que a força externa atue na superfície de controle de voo 12, isto é, no terminal de saída 20a quando a energia elétrica não for provida ao motor elétrico 20b, o ângulo da superfície de controle pode ser mantido. Portanto, o consumo desnecessário de energia elétrica pode ser evitado ou suprimido enquanto a velocidade de operação da superfície de controle for zero e a geração de calor pelo consumo de energia elétrica também pode ser evitada ou suprimida.[0053] During the flight of the aircraft, the external force due to aerodynamic load acts on the flight control surface 12 at all times. However, generally, the control surface angle of the flight control surface 12 does not change during most of the flight time (the operating speed of the control surface is zero). In the aircraft steering system 10A according to Embodiment 1, when the first actuator 21 or the second actuator 22 is the EMA (or both actuators 21 and 22 are the EMAs), the motive force transmission portion 20c is required. just to include the 20d irreversible mechanism. Thereby, even if the external force acts on the flight control surface 12, that is, on the output terminal 20a when electrical power is not provided to the electric motor 20b, the angle of the control surface can be maintained. Therefore, unnecessary electrical energy consumption can be avoided or suppressed as long as the operating speed of the control surface is zero, and heat generation due to electrical energy consumption can also be avoided or suppressed.
[0054] Quando o EMA 20 inclui o mecanismo irreversível 20d, a quantidade de torque necessária para ser gerada pelo motor elétrico 20b pode ser reduzida. Portanto, diferentemente do acionamento direto, um motor de tamanho grande ou que gera alta força motriz não precisa ser usado como o motor elétrico 20b, e um motor de tamanho pequeno que gera baixa força motriz pode ser adotado. Como resultado, no EMA 20, o consumo de energia elétrica pode ser reduzido ainda mais e a geração de calor pode ser ainda mais suprimida.[0054] When the EMA 20 includes the irreversible mechanism 20d, the amount of torque required to be generated by the electric motor 20b can be reduced. Therefore, unlike direct drive, a large size motor or one that generates high driving force does not need to be used like the 20b electric motor, and a small size motor that generates low driving force can be adopted. As a result, at EMA 20, electrical energy consumption can be further reduced and heat generation can be further suppressed.
[0055] Além dos EMAs 20 mostrados nas figuras 3A e 3B, o EMA 20 mostrado na figura 3C é configurado de modo que um freio de eixo do motor 20e seja provido no motor elétrico 20b. A configuração específica do freio do eixo do motor 20e não é limitada. O freio do eixo do motor 20e é necessário apenas para poder travar o eixo do motor elétrico 20b para parar a rotação do eixo do motor. Exemplos típicos do freio do eixo do motor 20e incluem um freio eletromagnético e um freio de embreagem.[0055] In addition to the EMAs 20 shown in figures 3A and 3B, the EMA 20 shown in figure 3C is configured so that a motor shaft brake 20e is provided on the electric motor 20b. The specific configuration of the 20e motor shaft brake is not limited. The motor shaft brake 20e is only necessary to be able to brake the electric motor shaft 20b to stop the rotation of the motor shaft. Typical examples of the 20e motor shaft brake include an electromagnetic brake and a clutch brake.
[0056] O torque do terminal de saída 20a do EMA 20 é relativamente alto e o torque do eixo do motor do motor elétrico 20b é menor que o torque do terminal de saída 20a. Como descrito acima, na configuração redundante correspondente ao modo de soma de torque, o dispositivo de separação precisa ser provido para liberar o terminal de saída de alto torque 20a quando o EMA estiver inoperante devido ao atolamento. Portanto, por exemplo, existem problemas que: a configuração do dispositivo de separação se torna complexa e aumenta em peso para lidar com o alto torque; e um intervalo de tempo é gerado a partir de quando o atolamento ocorre até quando a separação da porção de transmissão de força motriz 20c for concluída.[0056] The torque of the output terminal 20a of the EMA 20 is relatively high, and the torque of the motor shaft of the electric motor 20b is lower than the torque of the output terminal 20a. As described above, in the redundant configuration corresponding to the torque summing mode, the separation device needs to be provided to release the high torque output terminal 20a when the EMA is inoperative due to jamming. So, for example, there are problems that: the configuration of the separation device becomes complex and increases in weight to deal with the high torque; and a time interval is generated from when the jam occurs to when the separation of the driving force transmission portion 20c is completed.
[0057] Por outro lado, o freio do eixo do motor 20e pode ser mais simples em configuração e menor em peso do que o dispositivo de separação. Além disso, o freio do eixo do motor 20e pode travar o terminal de saída 20a apenas parando o eixo do motor. Portanto, diferentemente do dispositivo de separação no modo somador de torque, o intervalo de tempo não é gerado. Mesmo quando ocorre o atolamento, o freio do eixo do motor 20e pode lidar com ele com relativa rapidez.[0057] On the other hand, the motor shaft brake 20e may be simpler in configuration and smaller in weight than the separation device. Furthermore, the motor shaft brake 20e can lock the output terminal 20a just by stopping the motor shaft. Therefore, unlike the separation device in torque adder mode, the time gap is not generated. Even when jam occurs, the 20e motor shaft brake can deal with it relatively quickly.
[0058] Nas figuras 3B e 3C, o mecanismo irreversível 20d e o freio do eixo do motor 20e, cada um dos quais é a porção de trava do terminal de saída, são mostrados como respectivos blocos independentes. No entanto, o mecanismo irreversível 20d pode ser independente da parte de transmissão da força motriz 20c ou pode ser integrado à parte de transmissão da força motriz 20c, e o freio do eixo do motor 20e pode ser independente do motor elétrico 20b ou pode ser integrado ao motor elétrico 20b. Por exemplo, o mecanismo irreversível 20d pode ser integrado à porção de transmissão da força motriz 20c para formar, por exemplo, um mecanismo de engrenagem e o freio do eixo do motor 20e pode ser configurado como um motor elétrico equipado com freio. Embora não mostrado, o EMA 20 pode incluir o mecanismo irreversível 20d e o freio do eixo do motor 20e como as porções de trava do terminal de saída.[0058] In Figures 3B and 3C, the irreversible mechanism 20d and the motor shaft brake 20e, each of which is the locking portion of the output terminal, are shown as respective independent blocks. However, the irreversible mechanism 20d may be independent of the driving force transmission part 20c or may be integrated with the driving force transmission part 20c, and the motor shaft brake 20e may be independent of the electric motor 20b or may be integrated to the electric motor 20b. For example, the irreversible mechanism 20d may be integrated with the driving force transmission portion 20c to form, for example, a gear mechanism, and the motor shaft brake 20e may be configured as an electric motor equipped with a brake. Although not shown, the EMA 20 may include the irreversible mechanism 20d and the motor shaft brake 20e as the output terminal locking portions.
[0059] Como acima, de acordo com a presente invenção, além do primeiro acionador 21 provido no corpo principal de asa 11, o segundo acionador 22 que é o acionador rotativo é provido na superfície de controle de voo 12 e o primeiro acionador 21 e o segundo acionador 22 são acoplados um ao outro através do braço de buzina 13. Além disso, pelo menos um do primeiro acionador 21 e o segundo acionador 22 é o EMA 20.[0059] As above, according to the present invention, in addition to the first actuator 21 provided on the wing main body 11, the second actuator 22 which is the rotary actuator is provided on the flight control surface 12 and the first actuator 21 and The second driver 22 are coupled to each other via the horn arm 13. Furthermore, at least one of the first driver 21 and the second driver 22 is the EMA 20.
[0060] Com isso, a superfície de controle de voo 12 pode ser acionada por qualquer um dos primeiros acionadores 21 e segundo acionador 22. Mesmo se um dos acionadores estiver inoperável devido ao atolamento, a superfície de controle de voo 12 pode ser acionada pelo outro acionador, ou seja, a redundância pode ser realizada. Além disso, como essa configuração redundante corresponde ao modo de soma de velocidade, não é necessário prover um mecanismo complexo no EMA 20. Portanto, a redundância com relação ao atolamento pode ser realizada por uma configuração mais simples e os aumentos no tamanho, no peso e similares do primeiro acionador 21 e/ou do segundo acionador 22 podem ser evitados ou suprimidos.[0060] Thereby, the flight control surface 12 can be actuated by any of the first actuators 21 and second actuator 22. Even if one of the actuators is inoperable due to jamming, the flight control surface 12 can be actuated by the another trigger, i.e. redundancy can be realized. Furthermore, as this redundant configuration corresponds to the speed summation mode, it is not necessary to provide a complex mechanism in the EMA 20. Therefore, redundancy with respect to jamming can be realized by a simpler configuration and increases in size, weight and the like of the first trigger 21 and/or the second trigger 22 can be avoided or suppressed.
[0061] Além disso, de acordo com a configuração acima, o segundo acionador 22 que é o acionador rotativo é preso à superfície de controle de voo 12, de modo a ficar pelo menos paralelo à linha de dobradiça L1 da superfície de controle de voo 12. Com isso, o segundo acionador 22 é substancialmente integrado à superfície de controle de voo 12. A superfície de controle de voo 12 é exposta ao fluxo de ar externo. Portanto, ao projetar adequadamente o caminho de liberação de calor que se estende da porção de geração de calor do segundo acionador 22 para a superfície de controle de voo 12, o calor do segundo acionador 22 integrado à superfície de controle de voo 12 pode ser eficientemente liberado. Nesta conta, a densidade de corrente do motor elétrico 20b do segundo acionador 22 pode ser aumentada e o segundo acionador 22 pode ser reduzido (a proporção entre saída e peso pode ser melhorada).[0061] Furthermore, according to the above configuration, the second actuator 22 which is the rotary actuator is attached to the flight control surface 12 so as to be at least parallel to the hinge line L1 of the flight control surface 12. Thereby, the second actuator 22 is substantially integrated with the flight control surface 12. The flight control surface 12 is exposed to the external air flow. Therefore, by properly designing the heat release path extending from the heat generating portion of the second driver 22 to the flight control surface 12, heat from the second driver 22 integrated with the flight control surface 12 can be efficiently released. In this account, the current density of the electric motor 20b of the second driver 22 can be increased and the second driver 22 can be reduced (the output to weight ratio can be improved).
[0062] No sistema de direção de aeronave 10A de acordo com a Modalidade 1, o primeiro acionador 21 é o acionador linear. No entanto, a presente invenção não se limita a isso.[0062] In the aircraft steering system 10A according to Embodiment 1, the first actuator 21 is the linear actuator. However, the present invention is not limited to this.
[0063] Como mostrado na figura 4, como no sistema de direção de aeronave 10A de acordo com a Modalidade 1, o sistema de direção de aeronave 10B de acordo com a Modalidade 2 inclui um primeiro acionador 23 e o segundo acionador 22. O segundo acionador 22 é um acionador rotativo e é integrado à superfície de controle de voo 12, de modo que o eixo de rotação L2 do terminal de saída 22a seja coaxial com (ou paralelo à) linha de dobradiça L1. A segunda extremidade do braço de buzina 13 é fixada ao terminal de saída 22a do segundo acionador 22. Como no segundo acionador 22, o primeiro acionador 23 também é um acionador rotativo.[0063] As shown in figure 4, as in the aircraft steering system 10A according to Embodiment 1, the aircraft steering system 10B according to Embodiment 2 includes a first actuator 23 and the second actuator 22. The second actuator 22 is a rotary actuator and is integrated with the flight control surface 12 such that the axis of rotation L2 of the output terminal 22a is coaxial with (or parallel to) the hinge line L1. The second end of the horn arm 13 is attached to the output terminal 22a of the second driver 22. As with the second driver 22, the first driver 23 is also a rotary driver.
[0064] Na figura 4, como no terminal de saída 22a do segundo acionador 22, um terminal de saída 23a do primeiro acionador 23 é mostrado por uma linha quebrada, uma vez que o terminal de saída 23a está localizado atrás de um corpo principal do primeiro acionador 23. Como na Modalidade 1, na configuração mostrada na figura 4, a linha de dobradiça L1 da superfície de controle de voo 12 e o eixo de rotação L2 do segundo acionador 22 coincidem entre si (são coaxiais um com o outro). Portanto, na figura 4, o eixo de giro L2 não é mostrado e apenas a linha de dobradiça L1 é mostrada no terminal de saída 22a do segundo acionador 22. No terminal de saída 23a do primeiro acionador 23, um eixo de rotação L3 que é um centro de rotação do terminal de saída 23a é mostrado.[0064] In figure 4, as in the output terminal 22a of the second driver 22, an output terminal 23a of the first driver 23 is shown by a broken line, since the output terminal 23a is located behind a main body of the first actuator 23. As in Embodiment 1, in the configuration shown in figure 4, the hinge line L1 of the flight control surface 12 and the rotation axis L2 of the second actuator 22 coincide with each other (they are coaxial with each other). Therefore, in figure 4, the axis of rotation L2 is not shown and only the hinge line L1 is shown at the output terminal 22a of the second driver 22. At the output terminal 23a of the first driver 23, an axis of rotation L3 which is a center of rotation of the output terminal 23a is shown.
[0065] Ao contrário do sistema de direção da aeronave 10A, no sistema de direção da aeronave 10B, o terminal de saída 23a do primeiro acionador 23 e a primeira extremidade do braço de buzina 13 não são acoplados diretamente um ao outro, mas são indiretamente acoplados um ao outro através de uma porção de acoplamento 15. No exemplo mostrado na figura 4, a porção de acoplamento 15 é constituída por um membro do braço de acoplamento 24 e um membro de acoplamento entre braços 25. O membro do braço de acoplamento 24 é fixo ao terminal de saída 23a do primeiro acionador 23. O membro de acoplamento entre braços 25 acopla o membro do braço de acoplamento 24 e a primeira extremidade do braço de buzina 13.[0065] Unlike the aircraft steering system 10A, in the aircraft steering system 10B, the output terminal 23a of the first driver 23 and the first end of the horn arm 13 are not directly coupled to each other, but are indirectly coupled to each other through a coupling portion 15. In the example shown in figure 4, the coupling portion 15 consists of a coupling arm member 24 and an inter-arm coupling member 25. The coupling arm member 24 is fixed to the output terminal 23a of the first driver 23. The inter-arm coupling member 25 couples the coupling arm member 24 and the first end of the horn arm 13.
[0066] Em outras palavras, uma primeira extremidade do membro do braço de acoplamento 24 que constitui a porção de acoplamento 15 é fixada ao terminal de saída 23a do primeiro acionador 23 e uma primeira extremidade do membro de acoplamento entre braços 25 que constitui a porção de acoplamento 15 é acoplada a uma segunda extremidade do membro do braço de acoplamento 24. Uma segunda extremidade do membro de acoplamento entre braços 25 é acoplada à porção acoplada do terminal de saída 13a da primeira extremidade do braço de buzina 13 e ao terminal de saída 22a do segundo acionador 22 é fixo à segunda extremidade do braço de buzina 13.[0066] In other words, a first end of the coupling arm member 24 constituting the coupling portion 15 is attached to the output terminal 23a of the first driver 23 and a first end of the inter-arm coupling member 25 constituting the coupling member 15 is coupled to a second end of the coupling arm member 24. A second end of the inter-arm coupling member 25 is coupled to the coupled portion of the output terminal 13a of the first end of the horn arm 13 and the output terminal 22a of the second driver 22 is fixed to the second end of the horn arm 13.
[0067] A configuração da porção de acoplamento 15 configurada para acoplar o primeiro acionador 23 e o braço de buzina 13 não está limitada à configuração incluindo o membro do braço de acoplamento 24 e o membro de acoplamento entre braços 25, como na Modalidade 2, e uma configuração conhecida pode ser adotada. Na Modalidade 1, a primeira extremidade do braço da buzina 13 é diretamente acoplada ao terminal de saída 21a do primeiro acionador 21 que é o acionador linear. No entanto, como na Modalidade 2, a primeira extremidade do braço de buzina 13 pode ser indiretamente acoplada ao terminal de saída 21a do primeiro atuador 21 através da porção de acoplamento 15.[0067] The configuration of the coupling portion 15 configured to couple the first driver 23 and the horn arm 13 is not limited to the configuration including the coupling arm member 24 and the inter-arm coupling member 25, as in Embodiment 2, and a known configuration can be adopted. In Embodiment 1, the first end of the horn arm 13 is directly coupled to the output terminal 21a of the first driver 21 which is the linear driver. However, as in Embodiment 2, the first end of the horn arm 13 may be indirectly coupled to the output terminal 21a of the first actuator 21 via the coupling portion 15.
[0068] Como descrito acima, o centro de rotação do terminal de saída 23a do primeiro acionador 23 é o eixo de rotação L3, e o terminal de saída 23a vira nas direções mostradas por uma seta bidirecional M3 na figura 4. Como descrito acima, o centro de rotação do terminal de saída 22a do segundo acionador 22 é o eixo de rotação L2, e o terminal de saída 22a vira nas direções mostradas pela seta bidirecional M2 na figura 4. Na figura 4, uma vez que o eixo de rotação L2 e o eixo de rotação L3 se estendem ao longo da direção da superfície do papel, o eixo de rotação L2 e o eixo de rotação L3 são paralelos um ao outro. Portanto, o eixo de rotação L3 também é paralelo à linha de dobradiça L1.[0068] As described above, the center of rotation of the output terminal 23a of the first driver 23 is the axis of rotation L3, and the output terminal 23a turns in the directions shown by a bidirectional arrow M3 in figure 4. As described above, the center of rotation of the output terminal 22a of the second driver 22 is the rotation axis L2, and the output terminal 22a turns in the directions shown by the bidirectional arrow M2 in figure 4. In figure 4, since the rotation axis L2 and the L3 rotation axis extend along the paper surface direction, the L2 rotation axis and the L3 rotation axis are parallel to each other. Therefore, the rotation axis L3 is also parallel to the hinge line L1.
[0069] Quando o terminal de saída 23a do primeiro acionador 23 gira nas direções mostradas pela seta M3, um movimento de oscilação é transmitido ao braço de buzina 13 através da porção de acoplamento 15 acoplada ao terminal de saída 23a. Uma vez que o movimento de oscilação é ainda transmitido através do braço de buzina 13 para a superfície de controle de voo 12, a superfície de controle de voo 12 é acionada para oscilar pelo primeiro acionador 23, e isso altera o ângulo da superfície de controle.[0069] When the output terminal 23a of the first driver 23 rotates in the directions shown by arrow M3, an oscillating movement is transmitted to the horn arm 13 through the coupling portion 15 coupled to the output terminal 23a. Since the oscillating motion is further transmitted through the horn arm 13 to the flight control surface 12, the flight control surface 12 is driven to oscillate by the first actuator 23, and this changes the angle of the control surface. .
[0070] A seguir, descreveremos um exemplo em que o primeiro acionador 23 e o segundo acionador 22 são os EMAs, e o atolamento ocorre no primeiro acionador 23. Em uma configuração convencionalmente geral, a primeira extremidade do braço de buzina 13 é acoplada diretamente à superfície de controle de voo 12. Portanto, se o primeiro acionador 23 estiver inoperante, a superfície de controle de voo 12 não poderá ser acionada.[0070] In the following, we will describe an example in which the first driver 23 and the second driver 22 are the EMAs, and the jam occurs in the first driver 23. In a conventionally general configuration, the first end of the horn arm 13 is directly coupled to the flight control surface 12. Therefore, if the first actuator 23 is inoperative, the flight control surface 12 cannot be actuated.
[0071] Por outro lado, de acordo com a presente invenção, o segundo acionador 22 que é o acionador rotativo é preso à superfície de controle de voo 12, de modo que o terminal de saída 22a coincida com a linha de dobradiça L1. Portanto, a superfície de controle de voo 12 pode ser acionada para girar pela operação de rotação do segundo acionador 22. Por essa razão, a configuração redundante correspondente ao modo de soma de velocidade pode ser realizada também no sistema de direção de aeronave 10B de acordo com a Modalidade 2. Na Modalidade 2, escusado será dizer que tanto o primeiro acionador 23 quanto o segundo acionador 22 não precisam ser os EMAs, e pelo menos um dos primeiros acionadores 23 e segundo acionador 22 só precisa ser o EMA.[0071] On the other hand, according to the present invention, the second actuator 22 which is the rotary actuator is attached to the flight control surface 12, so that the output terminal 22a coincides with the hinge line L1. Therefore, the flight control surface 12 can be driven to rotate by the rotation operation of the second actuator 22. For this reason, the redundant configuration corresponding to the speed summing mode can also be realized in the aircraft steering system 10B in accordance with with Embodiment 2. In Embodiment 2, it goes without saying that both the first trigger 23 and the second trigger 22 need not be the EMAs, and at least one of the first triggers 23 and second trigger 22 need only be the EMA.
[0072] O sistema de direção de aeronave 10B de acordo com a Modalidade 2 é o mesmo em configuração que o sistema de direção de aeronave 10A de acordo com a Modalidade 1, exceto que: o primeiro acionador 23 é o acionador rotativo; e a porção de acoplamento 15 está incluída. Além disso, as ações dos componentes na Modalidade 2 são as mesmas da Modalidade 1 e, portanto, omitem explicações específicas.[0072] The aircraft steering system 10B according to Embodiment 2 is the same in configuration as the aircraft steering system 10A according to Embodiment 1, except that: the first actuator 23 is the rotary actuator; and the coupling portion 15 is included. Furthermore, the actions of the components in Modality 2 are the same as in Modality 1 and therefore omit specific explanations.
[0073] Na Modalidade 2, a superfície de controle de voo 12 pode ser acionada por qualquer um dos primeiros acionadores 23 e segundo acionador 22. Mesmo se um dos acionadores estiver inoperável devido ao atolamento, a superfície de controle de voo 12 pode ser acionada pelo outro acionador, ou seja, a redundância pode ser realizada. A configuração redundante realizada pelo primeiro acionador 23 e pelo segundo acionador 22 corresponde ao modo de soma de velocidade. Portanto, mesmo quando o primeiro acionador 23 e o segundo acionador 22 são os EMAs, um mecanismo complexo não precisa ser provido. Nesta conta, a redundância pode ser realizada por uma configuração mais simples, e os aumentos em tamanho, peso e similares do EMA podem ser evitados ou suprimidos.[0073] In Embodiment 2, the flight control surface 12 may be actuated by any of the first actuators 23 and second actuator 22. Even if one of the actuators is inoperable due to jamming, the flight control surface 12 may be actuated by the other driver, i.e. redundancy can be realized. The redundant configuration performed by the first driver 23 and the second driver 22 corresponds to the speed sum mode. Therefore, even when the first trigger 23 and the second trigger 22 are the EMAs, a complex mechanism does not need to be provided. On this account, redundancy can be realized by a simpler configuration, and increases in EMA size, weight, and the like can be avoided or suppressed.
[0074] Como na Modalidade 1, na Modalidade 2, o segundo acionador 22 que é o acionador rotativo é integralmente preso à superfície de controle de voo 12, de modo a ser pelo menos paralelo à linha de dobradiça L1 da superfície de controle de voo 12. Portanto, o calor do segundo acionador 22 pode ser eficientemente liberado e o segundo acionador 22 pode ser reduzido (a razão entre saída e peso pode ser melhorada).[0074] As in Embodiment 1, in Embodiment 2, the second actuator 22 which is the rotary actuator is integrally attached to the flight control surface 12 so as to be at least parallel to the hinge line L1 of the flight control surface 12. Therefore, the heat of the second driver 22 can be efficiently released and the second driver 22 can be reduced (the output to weight ratio can be improved).
[0075] Como acima, na presente invenção, o primeiro acionador 21 pode ser o acionador linear como no sistema de direção da aeronave 10A de acordo com a Modalidade 1, ou o primeiro acionador 23 pode ser o acionador rotativo como no sistema de direção da aeronave 10B de acordo com Modalidade 2.[0075] As above, in the present invention, the first actuator 21 may be the linear actuator as in the aircraft steering system 10A according to Embodiment 1, or the first actuator 23 may be the rotary actuator as in the aircraft steering system. 10B aircraft in accordance with Modality 2.
[0076] Em outras palavras, na presente invenção, diferentemente da técnica convencional, a configuração redundante não é provida no primeiro acionador 21 preso ao corpo principal de asa 11 em cada um dos sistemas de direção da aeronave 10A de acordo com a Modalidade 1 e o sistema de direção da aeronave 10B de acordo com a Modalidade 2, e o conceito do método de realização da redundância é alterado. Para ser específico, o segundo acionador 22 que é o acionador rotativo é provido integralmente na superfície de controle de voo 12 e o braço de buzina 13 pode ser operado pelo segundo acionador 22. Portanto, na presente invenção, a redundância pelo modo de soma de velocidade pode ser realizada por uma configuração simples e, como descrito acima, o EMA pode ser reduzido e o aumento no peso do EMA pode ser evitado ou suprimido.[0076] In other words, in the present invention, unlike the conventional technique, the redundant configuration is not provided in the first actuator 21 attached to the wing main body 11 in each of the aircraft steering systems 10A according to Embodiment 1 and the steering system of the 10B aircraft in accordance with Embodiment 2, and the concept of the method of realizing redundancy is changed. To be specific, the second actuator 22 which is the rotary actuator is provided integrally on the flight control surface 12 and the horn arm 13 can be operated by the second actuator 22. Therefore, in the present invention, the redundancy by summing mode speed can be realized by a simple configuration and, as described above, the EMA can be reduced and the increase in EMA weight can be avoided or suppressed.
[0077] Como acima, um sistema de direção de aeronave de acordo com a presente invenção inclui: um corpo principal de asa e superfície de controle de voo de uma aeronave; um primeiro acionador preso ao corpo principal de asa; um membro do braço da superfície de controle configurado para transmitir uma saída do primeiro acionador para a superfície de controle de voo; e um segundo acionador que é um acionador rotativo e preso à superfície de controle de voo. Pelo menos um do primeiro acionador e o segundo acionador é um acionador eletromecânico. Uma primeira extremidade do membro do braço da superfície de controle é acoplada direta ou indiretamente a um terminal de saída do primeiro acionador. Uma segunda extremidade do membro do braço da superfície de controle é fixada no terminal de saída do segundo acionador. O segundo acionador é integralmente preso à superfície de controle de voo, de modo que um eixo de rotação do terminal de saída do segundo acionador seja paralelo ou coincida com um eixo de ponto de apoio da superfície de controle de voo.[0077] As above, an aircraft steering system according to the present invention includes: a wing main body and flight control surface of an aircraft; a first driver attached to the main wing body; a control surface arm member configured to transmit an output from the first driver to the flight control surface; and a second actuator that is a rotary actuator and attached to the flight control surface. At least one of the first driver and the second driver is an electromechanical driver. A first end of the control surface arm member is directly or indirectly coupled to an output terminal of the first driver. A second end of the control surface arm member is attached to the output terminal of the second driver. The second driver is integrally attached to the flight control surface such that an axis of rotation of the output terminal of the second driver is parallel to or coincides with a fulcrum axis of the flight control surface.
[0078] De acordo com a configuração acima, além do primeiro acionador provido no corpo principal de asa, o segundo acionador que é o acionador rotativo é provido na superfície de controle de voo, e o primeiro acionador e o segundo acionador são acoplados a cada outro através do membro do braço da superfície de controle (braço de buzina). Além disso, pelo menos um do primeiro acionador e o segundo acionador é o acionador eletromecânico (EMA).[0078] According to the above configuration, in addition to the first actuator provided on the wing main body, the second actuator which is the rotary actuator is provided on the flight control surface, and the first actuator and the second actuator are coupled to each another through the control surface arm member (horn arm). Furthermore, at least one of the first actuator and the second actuator is the electromechanical actuator (EMA).
[0079] Com isso, a superfície de controle de voo pode ser acionada por qualquer um do primeiro acionador e do segundo acionador. Mesmo que um dos acionadores esteja inoperável devido ao atolamento, a superfície de controle de voo pode ser acionada pelo outro acionador, ou seja, a redundância pode ser realizada. Nessa configuração redundante, a redundância correspondente ao modo de soma de velocidade é realizada acoplando dois acionadores em série. Portanto, um mecanismo complexo não precisa ser provido para cada acionador. Nesta conta, a redundância com relação ao atolamento pode ser realizada por uma configuração mais simples, e os aumentos em tamanho, peso e similares do acionador podem ser evitados ou suprimidos.[0079] Thereby, the flight control surface can be actuated by either the first actuator or the second actuator. Even if one of the actuators is inoperable due to jamming, the flight control surface can be actuated by the other actuator, i.e. redundancy can be realized. In this redundant configuration, the redundancy corresponding to the speed sum mode is achieved by coupling two actuators in series. Therefore, a complex mechanism does not need to be provided for each actuator. In this account, redundancy with respect to jamming can be realized by a simpler configuration, and increases in driver size, weight, and the like can be avoided or suppressed.
[0080] Além disso, de acordo com a configuração acima, o segundo acionador que é o acionador rotativo é preso à superfície de controle de voo, de modo a ficar pelo menos paralelo ao eixo do ponto de apoio (linha de dobradiça) da superfície de controle de voo. Com isso, o segundo acionador é substancialmente integrado à superfície de controle de voo. A superfície de controle de voo é exposta ao fluxo de ar externo. Portanto, o calor do segundo acionador integrado à superfície de controle de voo pode ser eficientemente liberado pelo fluxo de ar externo. Nesta conta, a densidade de corrente do motor elétrico do segundo acionador pode ser aumentada e o segundo acionador pode ser reduzido (a razão entre saída e peso pode ser melhorada).[0080] Furthermore, according to the above configuration, the second actuator which is the rotary actuator is attached to the flight control surface so as to be at least parallel to the axis of the fulcrum (hinge line) of the surface flight control. In doing so, the second actuator is substantially integrated into the flight control surface. The flight control surface is exposed to external airflow. Therefore, the heat from the second actuator integrated into the flight control surface can be efficiently released by the external airflow. In this account, the current density of the electric motor of the second driver can be increased and the second driver can be reduced (the output to weight ratio can be improved).
[0081] O sistema de direção da aeronave configurado como acima pode ser configurado de modo que: o primeiro acionador seja um acionador linear; e a primeira extremidade do membro do braço da superfície de controle seja diretamente acoplada ao terminal de saída do primeiro acionador.[0081] The aircraft steering system configured as above may be configured so that: the first actuator is a linear actuator; and the first end of the control surface arm member is directly coupled to the output terminal of the first driver.
[0082] O sistema de direção da aeronave configurado como acima pode ser configurado de modo que: o primeiro acionador seja um acionador rotativo; e a primeira extremidade do membro do braço da superfície de controle é indiretamente acoplada ao terminal de saída do primeiro acionador através de uma porção de acoplamento.[0082] The aircraft steering system configured as above may be configured so that: the first actuator is a rotary actuator; and the first end of the control surface arm member is indirectly coupled to the output terminal of the first driver through a coupling portion.
[0083] O sistema de direção da aeronave configurado como acima pode ser configurado de modo que a porção de acoplamento inclua: um membro do braço de acoplamento fixo ao terminal de saída do primeiro acionador; e um membro de acoplamento entre braços que acopla o membro do braço de acoplamento e a primeira extremidade do membro do braço da superfície de controle.[0083] The aircraft steering system configured as above may be configured such that the coupling portion includes: a coupling arm member fixed to the output terminal of the first driver; and an inter-arm coupling member that couples the coupling arm member and the first end of the control surface arm member.
[0084] O sistema de direção da aeronave configurado como acima pode ser configurado de modo que o segundo acionador seja um acionador eletromecânico.[0084] The aircraft steering system configured as above may be configured so that the second actuator is an electromechanical actuator.
[0085] O sistema de direção da aeronave configurado como acima pode ser configurado de modo que o acionador eletromecânico inclua uma porção de trava do terminal de saída configurada para travar a operação do terminal de saída do acionador eletromecânico.[0085] The aircraft steering system configured as above may be configured so that the electromechanical actuator includes an output terminal lock portion configured to lock the operation of the electromechanical actuator output terminal.
[0086] A presente invenção não se limita às modalidades descritas acima e pode ser modificada de várias maneiras dentro do escopo das reivindicações, e modalidades obtidas combinando adequadamente os meios técnicos descritos em diferentes modalidades e/ou exemplos modificados múltiplos estão incluídas no escopo técnico da presente invenção.[0086] The present invention is not limited to the modalities described above and can be modified in various ways within the scope of the claims, and modalities obtained by suitably combining the technical means described in different modalities and/or multiple modified examples are included in the technical scope of the present invention.
[0087] A partir da explicação anterior, muitas modificações e outras modalidades da presente invenção são óbvias para um versado na técnica. Portanto, a explicação anterior deve ser interpretada apenas como um exemplo e é provida com a finalidade de ensinar o melhor modo para a realização da presente invenção a um versado na técnica. As estruturas e/ou detalhes funcionais podem ser substancialmente modificados dentro do escopo da presente invenção.[0087] From the foregoing explanation, many modifications and other embodiments of the present invention are obvious to one skilled in the art. Therefore, the foregoing explanation should be interpreted as an example only and is provided for the purpose of teaching the best way to carry out the present invention to one skilled in the art. The structures and/or functional details may be substantially modified within the scope of the present invention.
[0088] A presente invenção pode ser amplamente e adequadamente utilizada não apenas no campo de sistemas ou mecanismos para acionar superfícies de controle de voo de aeronaves, mas também no campo de aeronaves, incluindo superfícies de controle de voo. Lista de Sinais de Referência 10A, 10B - sistema de direção de aeronaves 11 - corpo principal de asas 12 - superfície de controle de voo 13 - braço de buzina (membro do braço da superfície de controle) 14 a - porção acoplada ao terminal de saída 15 - porção do eixo de ponto de apoio 16 - porção de acoplamento 20 - acionador eletromecânico (EMA) 20a - terminal de saída 20a 20b - motor elétrico 20c - Porção de transmissão da força motriz 20d - mecanismo irreversível 20e - freio do eixo do motor 21 - primeiro acionador (acionador linear) 21a - terminal de saída 22 - segundo acionado (acionador rotativo) 22a - terminal de saída 23 - primeiro acionador (acionador rotativo) 24 - membro do braço de acoplamento 25 - elemento de acoplamento entre braços.[0088] The present invention can be widely and suitably used not only in the field of systems or mechanisms for driving aircraft flight control surfaces, but also in the field of aircraft, including flight control surfaces. List of Reference Signals 10A, 10B - aircraft steering system 11 - wings main body 12 - flight control surface 13 - horn arm (control surface arm member) 14a - portion attached to output terminal 15 - fulcrum shaft portion 16 - coupling portion 20 - electromechanical actuator (EMA) 20a - output terminal 20a 20b - electric motor 20c - driving force transmission portion 20d - irreversible mechanism 20e - motor shaft brake 21 - first actuator (linear actuator) 21a - output terminal 22 - second actuator (rotary actuator) 22a - output terminal 23 - first actuator (rotary actuator) 24 - coupling arm member 25 - coupling element between arms.
Claims (6)
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2017139156A JP6779183B2 (en) | 2017-07-18 | 2017-07-18 | Aircraft steering system with electromechanical actuators |
| JP2017-139156 | 2017-07-18 | ||
| PCT/JP2018/026700 WO2019017325A1 (en) | 2017-07-18 | 2018-07-17 | Aircraft steering system provided with electromechanical actuator |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| BR112019028289A2 BR112019028289A2 (en) | 2020-07-14 |
| BR112019028289B1 true BR112019028289B1 (en) | 2023-09-05 |
Family
ID=
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6779183B2 (en) | Aircraft steering system with electromechanical actuators | |
| US11319054B2 (en) | Wing arrangement for an aircraft | |
| BRPI0715834A2 (en) | choke tolerant actuator | |
| US8376818B2 (en) | Thrust recovery, or other valve, containing two independently actuated doors and control system | |
| BR102019018348A2 (en) | DISTRIBUTED LEAK FLIP WING FLAP SYSTEMS | |
| US20100213311A1 (en) | Electromechanical actuating assembly | |
| BRPI0713242A2 (en) | flap actuator | |
| BRPI0610450A2 (en) | landing flap drive system | |
| US20190063574A1 (en) | Summing and fault tolerant rotary actuator assembly | |
| WO2006088488A2 (en) | Dual motor dual concentric valve | |
| BRPI0615692A2 (en) | tuning trigger drive system for a hydraulically adjustable adjustable horizontal stabilizer driver | |
| BR102016029615B1 (en) | WINDSHIELD WIPER SYSTEM FOR AN AIRCRAFT, AND, METHOD FOR OPERATING A WINDSHIELD WIPER SYSTEM | |
| EP3631243B1 (en) | Fault-tolerant electromechanical linear actuator | |
| US20150276028A1 (en) | Rotary actuator | |
| ES2216925T3 (en) | ACTUATOR SYSTEM FOR Aerospace FUNCTIONS AND CONTROLS. | |
| EP3273592B1 (en) | Electric actuator driving and controlling device, and aircraft | |
| BR112019028289B1 (en) | AIRCRAFT STEERING SYSTEM PROVIDED WITH ELECTROMECHANICAL ACTUATOR | |
| JP2018014800A (en) | Electric actuator drive control device and aircraft | |
| BR102018072829A2 (en) | SYSTEM FOR CONTROLING THE MOVEMENT OF AN AIRCRAFT ENGINE CAP, AND METHOD FOR OPENING AND CLOSING THE AIRPORT ENGINE CAP. | |
| WO2008028184A2 (en) | Electromechanical actuating assembly | |
| ES2893108T3 (en) | rotary control device | |
| US11603185B2 (en) | Synchronization system for distributed electromechanical actuation system | |
| ES2298963T3 (en) | DRIVING DEVICE THAT INCLUDES AUTONOMOUS MEANS OF BLOCKING OF TREE TREES. | |
| JPS6385231A (en) | Throttle valve control device for engine | |
| US9488131B2 (en) | Device for controlling a variable section nozzle of an aircraft |