【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、例えば、航空機の舵面を駆動するサーボアクチュエータの制御回路に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来のサーボアクチュエータの制御回路としては、例えば図２に示すようなものが知られている。このものは、ピストン１１により一側室１２ａと他側室１２ｂとに区画されたシリンダ室１２を内部に有するサーボアクチュエータ１３の前記一側、他側室１２ａ、ｂにそれぞれ接続されている一対の給排通路１４、１５と、前記一対の給排通路１４、１５および流体供給、排出源１６、１７にそれぞれ接続された供給、排出通路１８、１９の双方に接続され、切換えられることで流体供給源１６からの高圧流体をいずれかの給排通路１４、１５に導くことができる切換弁２０と、前記一対の給排通路１４、１５の途中に介装され、スプリング２１の付勢力によりスプール２２が移動することで、給排通路１４、１５における流れ状態が流れ位置Ａ、バイパス位置Ｂ、ダンピング位置Ｃに順次切換わるモード切換弁２３と、供給通路１８から取り出した高圧流体をモード切換弁２３のスプール２２に導いて該スプール２２にスプリング２１に対抗する流体力を付与する第１、第２パイロット通路２４、２５と、前記第１、第２パイロット通路２４、２５の途中にそれぞれ介装され、切換わることで第１、第２パイロット通路２４、２５内を高、低圧に切換える第１、第２制御弁２６、２７とを備えたものである。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、このような従来のサーボアクチュエータの制御回路にあっては、供給通路１８から取り出した高圧流体を第１、第２パイロット通路２４、２５を通じてモード切換弁２３のスプール２２に導き、スプリング２１と協働して該スプール２２の位置を決定するようにしているため、例えば、過度な流体消費や流体を吐出する流体ポンプの異常等により供給通路１８内の流体圧が低下すると、制御弁２６、２７が高圧位置に切換えられていても、スプール２２に作用する流体力の低下により、該スプール２２がスプリング２１に押し戻されて移動することがある。
【０００４】
このようにスプール２２が移動して、モード切換弁２３が流れ位置Ａから操縦士の意志とは異なるバイパス位置Ｂあるいはダンピング位置Ｃに切換わると、サーボアクチュエータ１３が操縦士の意志に反した作動をし、その制御が困難となるという問題点がある。特に、前述したサーボアクチュエータ１３により航空機の舵面、例えば、昇降舵、方向舵、補助翼を制御している場合には、フラッタ等が生じて飛行の安全が脅かされるおそれもある。
【０００５】
この発明は、供給通路の内圧低下に拘わらずサーボアクチュエータを簡単かつ確実に制御することができるサーボアクチュエータの制御回路を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
このような目的は、ピストンにより一側室と他側室とに区画されたシリンダ室を内部に有するサーボアクチュエータの前記一側、他側室にそれぞれ接続されている一対の給排通路と、前記一対の給排通路および流体供給、排出源にそれぞれ接続された供給、排出通路に接続され、切換えられることで流体供給源からの高圧流体をいずれかの給排通路に導くことができる切換弁と、前記一対の給排通路の途中に介装され、スプリングの付勢力によりスプールが移動することで、給排通路における流れ状態が切換わるモード切換弁と、モード切換弁からサーボアクチュエータのシリンダ室までの間から高圧流体を選択して取り出す一方、取り出した高圧流体の逆流をほぼ阻止する選択弁と、選択弁により取り出された高圧流体をモード切換弁のスプールに導いて該スプールにスプリングに対抗する流体力を付与するパイロット通路と、前記パイロット通路の途中に介装され、切換わることでパイロット通路内を高、低圧に切換える制御弁とを備えることにより達成することができる。
【０００７】
この発明においては、パイロット通路を通じてモード切換弁のスプールに導く高圧流体を、選択弁によってモード切換弁からサーボアクチュエータのシリンダ室までの間から選択して取り出すとともに、該取り出した高圧流体の逆流をほぼ阻止するようにしているため、供給通路内の流体圧が前述のように低下しても、パイロット通路内には所定圧以上の高圧流体が少なくとも一定時間閉じ込められる。
【０００８】
この結果、モード切換弁のスプールにはパイロット通路内に閉じ込められた高圧流体が作用し続けるため、モード切換弁は、そのスプールが移動することはなく、所定の位置を維持し続けることができる。これにより、サーボアクチュエータを簡単かつ確実に制御することができ、特に、航空機の舵面を制御している場合には、その飛行を安全なものとすることができる。
【０００９】
また、請求項２に記載のように構成すれば、制御弁における作動遅れを容易に抑制することができる。
さらに、請求項３に記載のように構成すれば、航空機の舵面の制御がより確実となって安全性が向上する。
また、請求項４に記載のように構成すれば、２系統の制御回路のいずれか一方または双方が故障したときでも、航空機が安全に飛行できるよう舵面を操作することができる。
【００１０】
【発明の実施の形態】
以下、この発明の一実施形態を図面に基づいて説明する。
図１において、３１はサーボアクチュエータ３２をＦＢＷ（フライバイワイヤ）で制御する制御回路であり、これらの制御回路３１、サーボアクチュエータ３２は２系統設けられているが、そのうちの１系統だけが図示されている。ここで、各サーボアクチュエータ３２は、例えば航空機の機体にヘッド側が連結され、内部にシリンダ室３３が形成されたシリンダケース３４を有し、各シリンダ室３３はシリンダケース３４内に摺動可能に収納されたピストン３５によってロッド側の一側室３３ａとヘッド側の他側室３３ｂとに区画されている。
【００１１】
前記ピストン３５にはシリンダケース３４のロッド側壁を貫通するピストンロッド３８の基端が連結され、これらピストンロッド３８の先端は航空機の舵面、例えば昇降舵、方向舵、補助翼に連結されている。このように制御回路３１、サーボアクチュエータ３２を２系統設けるとともに、両サーボアクチュエータ３２を同一の舵面に連結し、該舵面を２系統の制御回路３１によって同時に駆動するようにしているので、航空機の舵面の制御がより確実となって安全性が向上する。なお、３９は各ピストンロッド３８に連結された位置検出センサであり、これらの検出センサ３９はピストンロッド３８の位置を検出して図示していない制御部に検出結果を出力する。
【００１２】
４１、４２は各サーボアクチュエータ３２の一側、他側室３３ａ、３３ｂに一端がそれぞれ接続されている一対の給排通路であり、これら給排通路４１、４２の他端にはサーボバルブ等からなる３位置切換弁４３が接続されている。また、この切換弁４３には供給通路４４および排出通路４５が接続され、これらの供給、排出通路４４、４５には流体ポンプ等からなる流体供給源４６およびタンク等からなる流体排出源４７がそれぞれ接続されている。なお、４８は切換弁４３のスプールに連結された位置検出センサであり、この検出センサ４８は前記スプールの位置を検出して図示していない制御部に検出結果を出力する。
【００１３】
そして、前記切換弁４３は操縦席からの制御信号によって切換わり、流体供給源４６から供給通路４４内を流過してきた高圧流体をいずれかの給排通路４１、４２に導くことができる。即ち、前記切換弁４３が中立位置Ｄに位置しているときには、流体供給源４６からの高圧流体はいずれの給排通路４１、４２にも導かれないが、前記切換弁４３が平行流位置Ｅに切換わったときには、流体供給源４６からの高圧流体が給排通路４１に導かれる一方、給排通路４２からの低圧戻り流体が流体排出源４７に戻され、また、前記切換弁４３が交差流位置Ｆに切換わったときには、流体供給源４６からの高圧流体が給排通路４２に導かれる一方、給排通路４１からの低圧戻り流体が流体排出源４７に排出される。
【００１４】
５０は前記一対の給排通路４１、４２の途中に介装されたモード切換弁であり、このモード切換弁５０はスプリング５１の付勢力に押されてスプール５２が移動することで、モード切換弁５０の両側、即ち、モード切換弁５０より切換弁４３側の給排通路４１、４２とアクチュエータ３２側の給排通路４１、４２とをほぼ無負荷で接続する流れ位置Ａから、モード切換弁５０よりアクチュエータ３２側の給排通路４１、４２同士をほぼ無負荷で接続するバイパス位置Ｂ、および、モード切換弁５０よりアクチュエータ３２側の給排通路４１、４２同士を絞り５３を介して接続するダンピング位置Ｃへと順次切換わる。このようにモード切換弁５０によって給排通路４１、４２における流体の流れ状態が３つのモードに切換わるのである。
【００１５】
ここで、流れ位置Ａは、航空機が順調に飛行しているノーマルモードの位置であるが、このときは切換弁４３を制御信号により切換えることでサーボアクチュエータ３２（舵面）を操縦士の意志通りに制御することができる。一方、バイパス位置Ｂは、前述した２系統の制御回路３１のうち、図１に記載されている制御回路３１が故障した、例えば供給通路４４に高圧流体が供給されなくなったとき、該故障した制御回路３１のサーボアクチュエータ３２のピストン３５をフリー移動させるバイパスモードの位置で、正常である制御回路３１におけるサーボアクチュエータ３２の作動に対する干渉を排除するようにしている。さらに、ダンピング位置Ｃは、前述した２系統の制御回路３１のいずれもが故障したとき、絞り５３によって流体の流れを制限することでサーボアクチュエータ３２をダンパとして機能させるダンピングモードの位置で、前記サーボアクチュエータ３２のダンピング機能により舵面のフラッタを回避するようにしている。
【００１６】
５６は一端がモード切換弁５０とサーボアクチュエータ３２のシリンダ室３３（一側室３３ａ）との間の給排通路４１に接続された第１選択通路、５７は一端がモード切換弁５０とサーボアクチュエータ３２のシリンダ室３３（他側室３３ｂ）との間の給排通路４２に接続された第２選択通路であり、これら第１、第２選択通路５６、５７の他端同士は合流している。また、これら第１、第２選択通路５６、５７の途中には高圧側である給排通路４１、４２から、後述する第１、第２パイロット通路への流体の流れのみを許容することで、高圧流体を選択して取り出す一方、取り出した高圧流体の逆流を阻止する第１、第２チェック弁５８、５９がそれぞれ介装され、これにより、第１、第２選択通路５６、５７の合流位置には常に高圧側の流体が選択して取り出されている。
【００１７】
前述した第１、第２チェック弁５８、５９は全体として、モード切換弁５０からサーボアクチュエータ３２のシリンダ室３３までの間から高圧流体を選択して取り出す一方、取り出した高圧流体の逆流をほぼ阻止する選択弁６０を構成する。なお、この選択弁６０は絞り弁から構成するようにしてもよい。
【００１８】
６３は一端が第１、第２選択通路５６、５７の合流位置に、他端がモード切換弁５０に接続された第１パイロット通路、６４は一端が第１パイロット通路６３の途中に、他端が前記第１パイロット通路６３と同様にモード切換弁５０に接続された第２パイロット通路であり、これら２本の第１、第２パイロット通路６３、６４は前記選択弁６０によって高圧側の給排通路４１または給排通路４２から選択して取り出された高圧流体をモード切換弁５０のスプール５２に導き、該スプール５２にスプリング５１に対抗する流体力を付与する。
【００１９】
前記第１、第２パイロット通路６３、６４の途中にはそれぞれ電磁弁からなる２個の第１、第２制御弁６６、６７が介装され、これら第１、第２制御弁６６、６７には前記排出通路４５に接続されている第１、第２戻り通路６８、６９がそれぞれ接続されている。ここで、これら第１、第２制御弁６６、６７が操縦席からの制御信号により供給位置Ｇ、Ｈに共に切換えられているときには、前述の取り出された高圧流体により第１、第２パイロット通路６３、６４内は高圧となっており、この高圧流体がモード切換弁５０のスプール５２に導かれているが、操縦席からの制御信号により第１、第２制御弁６６、６７のいずれか一方または双方が排出位置Ｉ、Ｊに切換えられると、排出位置Ｉ、Ｊに切換えられた第１、第２パイロット通路６３、６４（詳しくは第１、第２制御弁６６、６７とモード切換弁５０との間の第１、第２パイロット通路６３、６４）内は流体の流出により低圧となる。
【００２０】
そして、流体供給源４６から所定圧以上の高圧流体が供給されているとともに、第１、第２制御弁６６、６７が共に供給位置Ｇ、Ｈに切換えられていると、第１、第２パイロット通路６３、６４内は共に所定圧以上の高圧となっているため、モード切換弁５０のスプール５２に対する流体力がスプリング５１の付勢力に打ち勝って、モード切換弁５０は流れ位置Ａに切換わっている。
【００２１】
また、前述のように２系統の制御回路３１のうち、例えば、図１に記載されている制御回路３１が故障して供給通路４４に高圧流体が供給されなくなると、制御信号により第１制御弁６６を供給位置Ｇから排出位置Ｉに切換え、第１制御弁６６とモード切換弁５０との間の第１パイロット通路６３から流体を排出する。この結果、第１パイロット通路６３を通じてのモード切換弁５０のスプール５２に対する流体力付与がなくなるが、第２パイロット通路６４内には逆流を阻止する選択弁６０によって高圧が閉じ込められているため、モード切換弁５０のスプール５２には第２パイロット通路６４内の高圧流体によって流体力が付与され続ける。
【００２２】
このように第２パイロット通路６４内のみが所定圧以上の高圧であると、モード切換弁５０のスプール５２に対する流体力とスプリング５１の付勢力がバランスして、モード切換弁５０はバイパス位置Ｂに切換わる。これにより、モード切換弁５０よりアクチュエータ３２側の給排通路４１、４２同士が無負荷で連通され、故障している制御回路３１のピストン３５はフリー移動可能とする。この結果、正常である残りの系統の制御回路３１は、故障している制御回路３１から干渉を受けることなく操縦士の意志通りに制御されるが、このとき、故障している制御回路３１のピストン３５は同一舵面に連結されていることから、正常な制御回路３１のピストン３５の移動に追従して移動する。このため、該故障している制御回路３１のサーボアクチュエータ３２はポンプ作用を行い、一側室３３ａまたは他側室３３ｂから高圧流体を吐出する。これにより、第２パイロット通路６４内が流体の洩れ等により圧力が低下した場合でも、第２パイロット通路６４内を容易に所定圧以上の高圧とすることができ、モード切換弁５０を確実にバイパス位置Ｂに維持し続けることができる。
【００２３】
さらに、前述した２系統の制御回路３１が共に故障すると、制御信号により第１、第２制御弁６６、６７を供給位置Ｇ、Ｈから排出位置Ｉ、Ｊに共に切換え、第１、第２制御弁６６、６７とモード切換弁５０との間の第１、第２パイロット通路６３、６４から高圧流体を排出する。この結果、第１、第２パイロット通路６３、６４内が共に所定圧未満の低圧となってモード切換弁５０のスプール５２に対するスプリング５１の付勢力が流体力に打ち勝ち、モード切換弁５０はダンピング位置Ｃに切換わる。これにより、モード切換弁５０よりアクチュエータ３２側の給排通路４１、４２同士が絞り５３を介して連通するため、該給排通路４１、４２内を流れる流体の流れが制限されてサーボアクチュエータ３２がダンパとして機能し、舵面のフラッタが回避される。
【００２４】
このように第１、第２パイロット通路６３、６４内が共に所定圧以上の高圧のとき、モード切換弁５０が流れ位置Ａに、第１、第２パイロット通路６３、６４内のいずれか一方のみが所定圧以上の高圧のとき、モード切換弁５０がバイパス位置Ｂに、さらに、第１、第２パイロット通路６３、６４内が共に所定圧未満となったとき、モード切換弁５０がダンピング位置Ｃに切換わるようにすれば、２系統の制御回路３１のいずれか一方または双方が故障したときでも、航空機が安全に飛行できるよう舵面を操作することができる。
【００２５】
７２は供給通路４４と第１、第２パイロット通路６３、６４の途中とを接続（第１パイロット通路６３には第２パイロット通路６４を介して接続）する接続通路であり、この接続通路７２の途中には第１、第２パイロット通路６３、６４に向かう流体の流れを許容する一方、その逆流をほぼ阻止する逆止弁からなる一方向弁７３が設けられている。このように供給通路４４と第１、第２パイロット通路６３、６４とを一方向弁７３が設けられた接続通路７２により接続すれば、第１、第２制御弁６６、６７における作動遅れを容易に防止することができる。ここで、前述の一方向弁７３は絞り弁から構成するようにしてもよい。
【００２６】
７６は第２選択通路５７と第１戻り通路６８とを接続し、途中にリリーフ弁７７が設置されたリリーフ通路であり、このリリーフ弁７７は給排通路４１、４２内が異常高圧まで上昇したとき、開弁して異常高圧の流体を流体排出源４７に排出する。７８は一端が排出通路４５に、他端部が二股に分岐するとともに、給排通路４１、４２にそれぞれ接続された補給通路であり、この補給通路７８の二股に分岐した部位には排出通路４５から給排通路４１、４２への流体の流れのみを許容し、その逆流を阻止する逆止弁７９、８０がそれぞれ介装されている。そして、この補給通路７８、逆止弁７９、８０は、何らかの理由で給排通路４１、４２、シリンダ室３３内の流体が不足したとき、流体排出源４７から流体を補給することでキャビテーションを防止するようにしている。
【００２７】
次に、この発明の一実施形態の作用について説明する。
今、両系統の制御回路３１が共に正常に作動し、操縦席からの制御信号により切換弁４３が例えば、平行流位置Ｅに、第１、第２制御弁６６、６７が供給位置Ｇ、Ｈに切換えられているとする。このとき、選択弁６０によって高圧側の給排通路４１、４２、ここでは給排通路４１から選択して取り出された所定圧以上の高圧流体は、第１、第２パイロット通路６３、６４を通じてモード切換弁５０のスプール５２に導かれ、該モード切換弁５０をノーマルモードの流れ位置Ａに切換えている。この結果、サーボアクチュエータ３２の一側室３３ａに流体供給源４６からの高圧流体が供給通路４４、給排通路４１を通じて供給され、ピストン３５、ピストンロッド３８が引っ込むとともに、他側室３３ｂから押し出された低圧の戻り流体は給排通路４２、排出通路４５を通じて流体排出源４７に排出される。
【００２８】
このときのピストンロッド３８の位置は常時検出センサ３９により検出され、制御部にその検出結果が出力されるが、この制御部は操縦席からの設定信号および前記検出結果を基に切換弁４３を切換えてサーボアクチュエータ３２をサーボ制御する。このようにして両系統の制御回路３１が正常であると、サーボアクチュエータ３２および該サーボアクチュエータ３２により駆動される舵面は操縦士の意志通りに制御され、航空機は順調に飛行を継続することができる。
【００２９】
ここで、前述のような正常飛行時に、過度な流体消費や流体を吐出する流体ポンプの異常等により、一方または両系統の供給通路４４内の流体圧が低下することがあるが、このとき、従来のように供給通路４４と第１、第２パイロット通路６３、６４とが直接接続されていると、流体圧の低下した系統におけるモード切換弁５０のスプール５２に対する流体力が低下してモード切換弁５０がバイパス位置Ｂあるいはダンピング位置Ｃに切換わり、サーボアクチュエータ３２、舵面が操縦士の意志から外れた作動、例えばフラッタを起こすことがある。
【００３０】
しかしながら、この実施形態においては、前述のように第１、第２パイロット通路６３、６４を通じてモード切換弁５０のスプール５２に導く高圧流体を、選択弁６０によってモード切換弁５０からサーボアクチュエータ３２のシリンダ室３３までの間から選択して取り出すとともに、該取り出した高圧流体の逆流を該選択弁６０によってほぼ阻止するようにしているため、供給通路４４内の流体圧が前述のように低下しても、該流体圧の低下した系統の第１、第２パイロット通路６３、６４内には所定圧以上の高圧流体が少なくとも一定時間閉じ込められる。
【００３１】
この結果、モード切換弁５０のスプール５２には第１、第２パイロット通路６３、６４内に閉じ込められた高圧流体が共に作用し続けるため、モード切換弁５０は、そのスプール５２が移動することはなく、前述した流れ位置Ａを維持し続けることができる。これにより、流体圧が低下して系統におけるサーボアクチュエータ３２および舵面を通常通り簡単かつ確実に制御することができ、航空機の飛行を安全なものとすることができる。
【００３２】
次に、２系統の制御回路３１のうち、例えば、図１に記載されている制御回路３１が故障して供給通路４４に高圧流体が供給されなくなると、操縦席からの制御信号により第１制御弁６６を供給位置Ｇから排出位置Ｉに切換え、第１制御弁６６とモード切換弁５０との間の第１パイロット通路６３から高圧流体を排出する。この結果、第１パイロット通路６３を通じてのモード切換弁５０のスプール５２に対する流体力付与がなくなるが、第２パイロット通路６４内には逆流をほぼ阻止する選択弁６０によって高圧が閉じ込められているため、モード切換弁５０のスプール５２には第２パイロット通路６４内の高圧流体によって流体力が少なくとも一定時間付与され続ける。
【００３３】
このように第２パイロット通路６４内のみが所定圧以上の高圧であると、モード切換弁５０のスプール５２に対する流体力とスプリング５１の付勢力がバランスして、モード切換弁５０はバイパスモードのバイパス位置Ｂに切換わる。これにより、モード切換弁５０よりアクチュエータ３２側の給排通路４１、４２同士が無負荷で連通され、故障している制御回路３１のピストン３５はフリー移動可能とする。この結果、正常である残りの系統の制御回路３１は、故障している制御回路３１から干渉を受けることなく操縦士の意志通りに制御することができ、これにより、舵面も同様に制御されて航空機は順調に飛行を継続することができる。
【００３４】
このとき、故障している制御回路３１のピストン３５は正常な制御回路３１のピストン３５の移動に引きずられて追従移動するため、該故障している制御回路３１のサーボアクチュエータ３２はポンプ作用を行い、一側室３３ａまたは他側室３３ｂから高圧流体を吐出する。この結果、第２パイロット通路６４内が流体の洩れ等により圧力が低下した場合でも、第２パイロット通路６４内を容易に所定圧以上の高圧とすることができ、モード切換弁５０を確実にバイパス位置Ｂに維持し続けることができる。
【００３５】
次に、前述した２系統の制御回路３１が共に故障すると、操縦席からの制御信号により両系統の第１、第２制御弁６６、６７を供給位置Ｇ、Ｈから排出位置Ｉ、Ｊに切換え、第１、第２制御弁６６、６７とモード切換弁５０との間の第１、第２パイロット通路６３、６４から高圧流体を排出する。この結果、第１、第２パイロット通路６３、６４内が共に所定圧未満の低圧となってモード切換弁５０のスプール５２に対するスプリング５１の付勢力が流体力に打ち勝ち、モード切換弁５０はダンピング位置Ｃに切換わる。これにより、いずれの系統においてもモード切換弁５０よりアクチュエータ３２側の給排通路４１、４２同士が絞り５３を介して連通するため、該給排通路４１、４２内を流れる流体の流れが制限される。この結果、両系統のサーボアクチュエータ３２がダンパとして機能し、舵面のフラッタを回避する。これにより、両系統の故障という異常事態においても航空機に対し可能な限り安全な飛行が確保される。
【００３６】
次に、航空機の飛行中に一方または両系統の電源が切れた後、該電源が復帰したような場合には、操縦士によって電源が復帰した系統における舵面の制御を間髪を入れず再開する必要がある。このような再開の例としては、第１制御弁６６を排出位置Ｉに保持したまま、第２制御弁６７のみを制御信号により排出位置Ｊから供給位置Ｈに切換えてモード切換弁５０をダンピング位置Ｃからバイパス位置Ｂに切換えたり、また、第２制御弁６７を供給位置Ｈに保持したまま、第１制御弁６６のみを制御信号により排出位置Ｉから供給位置Ｇに切換えてモード切換弁５０をバイパス位置Ｂから流れ位置Ａに切換えたり、さらに、第１、第２制御弁６６、６７の双方を制御信号により排出位置Ｉ、Ｊから供給位置Ｇ、Ｈに共に切換えてモード切換弁５０をダンピング位置Ｃから流れ位置Ａに切換えることを挙げることができる。
【００３７】
ここで、再開する制御回路３１に前述した接続通路７２、一方向弁７３が設けられていないと、高圧流体は給排通路４１、４２、第１、第２選択通路５６、５７、第１、第２パイロット通路６３、６４という長い通路を通じて第１、第２制御弁６６、６７に導かれることになるため、これらを通過するときの圧力損失によって第１、第２制御弁６６、６７における流体圧力が低下する。これにより、第１、第２制御弁６６、６７が瞬時に切換えられても、モード切換弁５０に付与される流体圧に遅れが生じて、モード切換弁５０の作動および回路の再開が遅れてしまうのである。
【００３８】
しかしながら、この実施形態においては、前述のように供給通路４４と第１、第２パイロット通路６３、６４とを最短の接続通路７２によって直接接続するとともに、該接続通路７２に供給通路４４から第１、第２パイロット通路６３、６４に向かう流体の流れを許容する一方向弁７３を設けたので、前述のようなとき、高圧流体は短い接続通路７２を通じて第１、第２パイロット通路６３、６４に迅速に導かれる。このため、第１、第２制御弁６６、６７においては圧力損失による供給圧力の低下は殆ど無く、これにより、モード切換弁５０の作動遅れが抑制され、回路を迅速に再開させることができる。
【００３９】
ここで、前記一方向弁７３は第１、第２パイロット通路６３、６４から供給通路４４に向かう流体の逆流をほぼ阻止することができるため、前述のように供給通路４４内の流体圧が低下（タンク圧までの低下も含む）したとき、選択弁６０によって第１、第２パイロット通路６３、６４に閉じ込められた高圧流体が供給通路４４に流出する事態を防止することができ、モード切換弁５０を希望通りの位置に容易に維持することができる。
【００４０】
なお、前述の実施形態においては、１個の舵面に対し２系統の制御回路３１、サーボアクチュエータ３２を設置し、舵面制御の安全性、確実性を向上させるようにしたが、この発明においては、１個の舵面に対し１系統あるいは３系統以上の制御回路、サーボアクチュエータを設置するようにしてもよい。また、前述の実施形態においては、モード切換弁５０を流れ位置Ａ、バイパス位置Ｂ、ダンピング位置Ｃの３つの位置に切換えるようにしたが、この発明においては、２つの位置あるいは４以上の位置に切換えるようにしてもよい。この場合には、制御弁は切換位置数から１を減じた数だけ必要になる。
【００４１】
また、前述の実施形態においては、サーボアクチュエータ３２とモード切換弁５０との間の給排通路４１、４２から選択弁６０によって高圧流体を取り出すようにしたが、サーボアクチュエータのシリンダ室（一側、他側室）から直接取り出すようにしてもよい。さらに、前述の実施形態においては、制御回路３１、サーボアクチュエータ３２を航空機の舵面の制御に用いたが、この発明は、流体の供給圧力にアクチュエータの性能が左右されやすい装置に適用することもできる。
【００４２】
【発明の効果】
以上説明したように、この発明によれば、供給通路の内圧低下に拘わらずサーボアクチュエータを簡単かつ確実に制御することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明の一実施形態を示す記号で表された回路図である。
【図２】従来のサーボアクチュエータの制御回路の一例を示す記号で表された回路図である。
【符号の説明】
３１…制御回路 ３２…サーボアクチュエータ
３３…シリンダ室 ３３ａ…一側室
３３ｂ…他側室 ３５…ピストン
４１、４２…給排通路 ４３…切換弁
４４…供給通路 ４５…排出通路
４６…流体供給源 ４７…流体排出源
５０…モード切換弁 ５１…スプリング
５２…スプール ５３…絞り
６０…選択弁 ６３、６４…パイロット通路
６６、６７…制御弁 ７２…接続通路
７３…一方向弁 Ａ…流れ位置
Ｂ…バイパス位置 Ｃ…ダンピング位置[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a control circuit of a servo actuator for driving a control surface of an aircraft, for example.
[0002]
[Prior art]
2. Description of the Related Art As a control circuit of a conventional servo actuator, for example, a control circuit shown in FIG. 2 is known. This is a pair of supply / discharge passages respectively connected to the one side and the other side chambers 12a and 12b of the servo actuator 13 having therein a cylinder chamber 12 partitioned into one side chamber 12a and another side chamber 12b by a piston 11. 14, 15 and the supply and discharge passages 18 and 19 connected to the pair of supply and discharge passages 14 and 15 and the fluid supply and discharge sources 16 and 17, respectively. A switching valve 20 that can guide the high-pressure fluid to one of the supply / discharge passages 14 and 15, and a spool 22 that is interposed between the pair of supply / discharge passages 14 and 15 and that is biased by a spring 21. As a result, the flow switching state in the supply / discharge passages 14 and 15 is switched from the mode switching valve 23 to the flow position A, the bypass position B, and the damping position C sequentially, and from the supply passage 18. First and second pilot passages 24 and 25 for guiding the discharged high-pressure fluid to the spool 22 of the mode switching valve 23 to give the spool 22 a fluid force opposing the spring 21; and the first and second pilot passages. The first and second control valves 26 and 27 are provided in the middle of the first and second pilot passages 24 and 25 to switch between high and low pressures by switching.
[0003]
[Problems to be solved by the invention]
However, in such a conventional servo actuator control circuit, the high pressure fluid taken out of the supply passage 18 is guided to the spool 22 of the mode switching valve 23 through the first and second pilot passages 24 and 25, and the spring 21 Since the position of the spool 22 is determined in cooperation, if the fluid pressure in the supply passage 18 decreases due to, for example, excessive fluid consumption or a malfunction of a fluid pump that discharges fluid, the control valve 26, Even if 27 is switched to the high pressure position, the spool 22 may be pushed back by the spring 21 and moved due to a decrease in the fluid force acting on the spool 22.
[0004]
When the spool 22 moves and the mode switching valve 23 switches from the flow position A to the bypass position B or the damping position C different from the pilot's will, the servo actuator 13 operates in a manner contrary to the pilot's will. However, there is a problem that the control becomes difficult. In particular, when the control surface of the aircraft, for example, the elevator, the rudder, and the auxiliary wing, is controlled by the servo actuator 13 described above, there is a possibility that flutter or the like may occur and the safety of flight may be threatened.
[0005]
SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to provide a servo actuator control circuit that can easily and reliably control a servo actuator regardless of a decrease in an internal pressure of a supply passage.
[0006]
[Means for Solving the Problems]
Such a purpose is achieved by a pair of supply / discharge passages respectively connected to the one side and the other side chamber of the servo actuator having a cylinder chamber partitioned into one side chamber and another side chamber by a piston, and the pair of supply / discharge passages. A discharge valve connected to a supply passage connected to a discharge passage and a fluid supply / discharge source, and a discharge passage connected to the discharge passage, and capable of guiding high-pressure fluid from the fluid supply source to one of the supply / discharge passages; Between the mode switching valve and the cylinder chamber of the servo actuator from the mode switching valve in which the flow state in the supply / discharge passage is switched by the spool being moved by the biasing force of the spring. A select valve for selecting and taking out the high-pressure fluid while substantially preventing backflow of the taken-out high-pressure fluid, and a mode switching valve for switching the high-pressure fluid taken out by the select valve. A pilot passage that guides the spool to apply fluid force against the spring to the spool, and a control valve that is interposed in the pilot passage and switches between high and low pressure in the pilot passage by switching. Can be achieved by:
[0007]
In the present invention, the high pressure fluid guided to the spool of the mode switching valve through the pilot passage is selected and taken out from between the mode switching valve and the cylinder chamber of the servo actuator by the selection valve, and the reverse flow of the taken out high pressure fluid is substantially reduced. As a result, even if the fluid pressure in the supply passage is reduced as described above, a high-pressure fluid of a predetermined pressure or more is confined in the pilot passage for at least a certain period of time.
[0008]
As a result, since the high-pressure fluid confined in the pilot passage continues to act on the spool of the mode switching valve, the mode switching valve does not move and the mode switching valve can maintain a predetermined position. This makes it possible to control the servo actuator easily and reliably, and in particular, when the control surface of the aircraft is controlled, the flight can be made safe.
[0009]
In addition, with the configuration as described in claim 2, the operation delay in the control valve can be easily suppressed.
Further, according to the third aspect, the control of the control surface of the aircraft is more reliably performed, and the safety is improved.
Further, according to the configuration described in claim 4, even when one or both of the two control circuits fail, the control surface can be operated so that the aircraft can fly safely.
[0010]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
In FIG. 1, reference numeral 31 denotes a control circuit for controlling the servo actuator 32 by FBW (fly-by-wire), and two control circuits 31 and two servo actuators 32 are provided. Only one of them is shown. I have. Here, each servo actuator 32 has, for example, a cylinder case 34 in which a head side is connected to the body of an aircraft and a cylinder chamber 33 is formed therein. Each cylinder chamber 33 is slidably housed in the cylinder case 34. The piston 35 is divided into one side chamber 33a on the rod side and another side chamber 33b on the head side.
[0011]
A base end of a piston rod 38 penetrating the rod side wall of the cylinder case 34 is connected to the piston 35, and a front end of the piston rod 38 is connected to a control surface of an aircraft, for example, an elevator, a rudder, and an auxiliary wing. As described above, the control circuit 31 and the servo actuator 32 are provided in two systems, and both servo actuators 32 are connected to the same control surface, and the control surfaces are simultaneously driven by the two control circuits 31. The control of the control surface of the vehicle becomes more reliable and safety is improved. Reference numeral 39 denotes a position detection sensor connected to each piston rod 38. These detection sensors 39 detect the position of the piston rod 38 and output a detection result to a control unit (not shown).
[0012]
Reference numerals 41 and 42 denote a pair of supply / discharge passages, one ends of which are connected to one side of the servo actuator 32 and the other side chambers 33a and 33b, respectively. The three-position switching valve 43 is connected. A supply passage 44 and a discharge passage 45 are connected to the switching valve 43. A fluid supply source 46 such as a fluid pump and a fluid discharge source 47 such as a tank are respectively connected to the supply and discharge passages 44 and 45. It is connected. Reference numeral 48 denotes a position detection sensor connected to the spool of the switching valve 43. The detection sensor 48 detects the position of the spool and outputs a detection result to a control unit (not shown).
[0013]
The switching valve 43 is switched by a control signal from the cockpit, and can guide the high-pressure fluid flowing from the fluid supply source 46 into the supply passage 44 to one of the supply / discharge passages 41 and 42. That is, when the switching valve 43 is located at the neutral position D, the high-pressure fluid from the fluid supply source 46 is not guided to any of the supply / discharge passages 41 and 42, but the switching valve 43 is moved to the parallel flow position E. Is switched to the high pressure fluid from the fluid supply source 46 to the supply / discharge passage 41, the low pressure return fluid from the supply / discharge passage 42 is returned to the fluid discharge source 47, and the switching valve 43 intersects. When switched to the flow position F, the high-pressure fluid from the fluid supply source 46 is guided to the supply / discharge passage 42, while the low-pressure return fluid from the supply / discharge passage 41 is discharged to the fluid discharge source 47.
[0014]
Reference numeral 50 denotes a mode switching valve provided in the middle of the pair of supply / discharge passages 41 and 42. The mode switching valve 50 is pushed by the urging force of the spring 51 to move the spool 52, and the mode switching valve 50 From the flow position A where both supply / discharge passages 41, 42 on the switching valve 43 side and the supply / discharge passages 41, 42 on the actuator 32 side from the mode switching valve 50 are connected with almost no load, the mode switching valve 50 A bypass position B where the supply / discharge passages 41 and 42 on the actuator 32 side are connected with almost no load, and a damping connection where the supply / discharge passages 41 and 42 on the actuator 32 side from the mode switching valve 50 are connected via a throttle 53. The position is sequentially switched to the position C. As described above, the flow state of the fluid in the supply / discharge passages 41 and 42 is switched between the three modes by the mode switching valve 50.
[0015]
Here, the flow position A is a position in the normal mode in which the aircraft is flying smoothly, but in this case, the switching valve 43 is switched by a control signal to move the servo actuator 32 (control surface) according to the intention of the pilot. Can be controlled. On the other hand, the bypass position B is set when the control circuit 31 shown in FIG. 1 fails, for example, when the high-pressure fluid is no longer supplied to the supply passage 44, of the two control circuits 31 described above. At the position of the bypass mode in which the piston 35 of the servo actuator 32 of the circuit 31 moves freely, interference with the normal operation of the servo actuator 32 in the control circuit 31 is eliminated. Further, the damping position C is a position in a damping mode in which the servo actuator 32 functions as a damper by restricting the flow of the fluid by the throttle 53 when any of the two control circuits 31 described above breaks down. The damping function of the actuator 32 avoids flutter on the control surface.
[0016]
A first selection passage 56 has one end connected to the supply / discharge passage 41 between the mode switching valve 50 and the cylinder chamber 33 (one side chamber 33 a) of the servo actuator 32, and 57 has one end connected to the mode switching valve 50 and the servo actuator 32. The second selection passage is connected to the supply / discharge passage 42 between the first and second selection passages 56 and 57 and the other end of the first and second selection passages 56 and 57 are joined. Further, by allowing only the flow of the fluid from the supply / discharge passages 41 and 42 on the high pressure side to the first and second pilot passages described later in the first and second selection passages 56 and 57, First and second check valves 58 and 59 for selectively taking out the high-pressure fluid and preventing backflow of the taken-out high-pressure fluid are interposed, respectively, so that the first and second selection passages 56 and 57 meet. , The fluid on the high pressure side is always selected and taken out.
[0017]
The above-described first and second check valves 58 and 59 as a whole select and extract high-pressure fluid from between the mode switching valve 50 and the cylinder chamber 33 of the servo actuator 32, while substantially preventing backflow of the extracted high-pressure fluid. The selection valve 60 is configured. The selection valve 60 may be constituted by a throttle valve.
[0018]
63 is a first pilot passage having one end connected to the first and second selection passages 56 and 57 and the other end connected to the mode switching valve 50; Is a second pilot passage connected to the mode switching valve 50 in the same manner as the first pilot passage 63. The two first and second pilot passages 63 and 64 are supplied and discharged on the high pressure side by the selection valve 60. The high-pressure fluid selected and taken out from the passage 41 or the supply / discharge passage 42 is guided to the spool 52 of the mode switching valve 50, and the spool 52 is given a fluid force opposing the spring 51.
[0019]
In the middle of the first and second pilot passages 63 and 64, two first and second control valves 66 and 67 each composed of an electromagnetic valve are interposed, and these first and second control valves 66 and 67 are provided. Are connected to first and second return passages 68 and 69 connected to the discharge passage 45, respectively. Here, when the first and second control valves 66 and 67 are both switched to the supply positions G and H by a control signal from the cockpit, the first and second pilot passages are discharged by the high-pressure fluid extracted above. The inside of 63 and 64 has a high pressure, and this high-pressure fluid is guided to the spool 52 of the mode switching valve 50. One of the first and second control valves 66 and 67 is controlled by a control signal from the cockpit. Or, when both are switched to the discharge positions I and J, the first and second pilot passages 63 and 64 switched to the discharge positions I and J (specifically, the first and second control valves 66 and 67 and the mode switching valve 50). The pressure inside the first and second pilot passages 63, 64) becomes low due to the outflow of fluid.
[0020]
When the high-pressure fluid of a predetermined pressure or more is supplied from the fluid supply source 46 and the first and second control valves 66 and 67 are both switched to the supply positions G and H, the first and second pilots are switched. Since the pressure inside the passages 63 and 64 is higher than a predetermined pressure, the fluid force of the mode switching valve 50 on the spool 52 overcomes the urging force of the spring 51, and the mode switching valve 50 switches to the flow position A. I have.
[0021]
Further, as described above, when the control circuit 31 shown in FIG. 1 among the two control circuits 31 fails and the high-pressure fluid is not supplied to the supply passage 44, the first control valve is controlled by the control signal. 66 is switched from the supply position G to the discharge position I, and the fluid is discharged from the first pilot passage 63 between the first control valve 66 and the mode switching valve 50. As a result, no fluid force is applied to the spool 52 of the mode switching valve 50 through the first pilot passage 63, but the high pressure is confined in the second pilot passage 64 by the selection valve 60 that prevents backflow. Fluid force is continuously applied to the spool 52 of the switching valve 50 by the high-pressure fluid in the second pilot passage 64.
[0022]
When only the inside of the second pilot passage 64 has a high pressure equal to or higher than the predetermined pressure, the fluid force of the mode switching valve 50 on the spool 52 and the urging force of the spring 51 are balanced, and the mode switching valve 50 is moved to the bypass position B. Switch. As a result, the supply / discharge passages 41 and 42 on the actuator 32 side from the mode switching valve 50 communicate with each other without load, and the piston 35 of the failed control circuit 31 can move freely. As a result, the control circuit 31 of the remaining normal system is controlled according to the pilot's will without interference from the faulty control circuit 31. At this time, the faulty control circuit 31 Since the piston 35 is connected to the same control surface, the piston 35 moves following the normal movement of the piston 35 of the control circuit 31. Therefore, the servo actuator 32 of the failed control circuit 31 performs a pumping operation, and discharges high-pressure fluid from the one side chamber 33a or the other side chamber 33b. As a result, even when the pressure in the second pilot passage 64 is reduced due to leakage of fluid or the like, the pressure in the second pilot passage 64 can be easily increased to a predetermined pressure or more, and the mode switching valve 50 can be reliably bypassed. It can be maintained at the position B.
[0023]
Further, when both of the two control circuits 31 fail, the first and second control valves 66 and 67 are switched from the supply positions G and H to the discharge positions I and J by the control signal, and the first and second control valves are switched. The high-pressure fluid is discharged from the first and second pilot passages 63 and 64 between the valves 66 and 67 and the mode switching valve 50. As a result, the pressure in both the first and second pilot passages 63 and 64 becomes lower than a predetermined pressure, and the urging force of the spring 51 against the spool 52 of the mode switching valve 50 overcomes the fluid force, and the mode switching valve 50 is moved to the damping position. Switch to C. Accordingly, the supply / discharge passages 41, 42 on the actuator 32 side from the mode switching valve 50 communicate with each other via the throttle 53, so that the flow of the fluid flowing in the supply / discharge passages 41, 42 is restricted, and the servo actuator 32 It functions as a damper to avoid flutter on the control surface.
[0024]
As described above, when both the insides of the first and second pilot passages 63 and 64 are higher than the predetermined pressure, the mode switching valve 50 is moved to the flow position A and only one of the first and second pilot passages 63 and 64 is moved. Is higher than a predetermined pressure, the mode switching valve 50 is at the bypass position B. Further, when the pressures in the first and second pilot passages 63 and 64 are both lower than the predetermined pressure, the mode switching valve 50 is in the damping position C. In this case, even when one or both of the two control circuits 31 fail, the control surface can be operated so that the aircraft can fly safely.
[0025]
A connection passage 72 connects the supply passage 44 to the middle of the first and second pilot passages 63 and 64 (connected to the first pilot passage 63 via the second pilot passage 64). A one-way valve 73, which is a check valve, is provided on the way to allow the flow of the fluid toward the first and second pilot passages 63 and 64, while substantially preventing the backflow. If the supply passage 44 and the first and second pilot passages 63 and 64 are connected by the connection passage 72 provided with the one-way valve 73 in this way, the operation delay in the first and second control valves 66 and 67 can be easily reduced. Can be prevented. Here, the one-way valve 73 described above may be constituted by a throttle valve.
[0026]
Reference numeral 76 denotes a relief passage connecting the second selection passage 57 and the first return passage 68 and having a relief valve 77 provided in the middle thereof, and the inside of the supply / discharge passages 41 and 42 has risen to an abnormally high pressure. At this time, the valve is opened to discharge the abnormally high pressure fluid to the fluid discharge source 47. Reference numeral 78 denotes a supply passage connected at one end to the discharge passage 45 and at the other end to the supply / discharge passages 41 and 42, respectively. Non-return valves 79 and 80 are interposed, respectively, which allow only the flow of the fluid to the supply / discharge passages 41 and 42 and prevent the backflow. The supply passage 78 and the check valves 79 and 80 prevent cavitation by replenishing the fluid from the fluid discharge source 47 when the fluid in the supply and discharge passages 41 and 42 and the cylinder chamber 33 becomes insufficient for some reason. I am trying to do it.
[0027]
Next, the operation of the embodiment of the present invention will be described.
Now, the control circuits 31 of both systems operate normally, and the switching valve 43 is set to, for example, the parallel flow position E, and the first and second control valves 66, 67 are set to the supply positions G, H by the control signal from the cockpit. Is switched to At this time, the high-pressure fluid having a pressure equal to or higher than a predetermined pressure selected and taken out from the supply / discharge passages 41, 42 on the high pressure side by the selection valve 60, here, is supplied to the mode through the first and second pilot passages 63, 64. Guided to the spool 52 of the switching valve 50, the mode switching valve 50 is switched to the flow position A in the normal mode. As a result, the high-pressure fluid from the fluid supply source 46 is supplied to the one side chamber 33a of the servo actuator 32 through the supply passage 44 and the supply / discharge passage 41, and the piston 35 and the piston rod 38 are retracted and the low pressure fluid pushed out of the other side chamber 33b. Is returned to the fluid discharge source 47 through the supply / discharge passage 42 and the discharge passage 45.
[0028]
At this time, the position of the piston rod 38 is constantly detected by the detection sensor 39, and the detection result is output to the control unit. The control unit operates the switching valve 43 based on the setting signal from the cockpit and the detection result. The servo actuator 32 is servo-controlled by switching. In this way, when the control circuits 31 of both systems are normal, the servo actuator 32 and the control surface driven by the servo actuator 32 are controlled according to the pilot's will, and the aircraft can continue to fly smoothly. it can.
[0029]
Here, during normal flight as described above, the fluid pressure in the supply passage 44 of one or both systems may decrease due to excessive fluid consumption, an abnormality of the fluid pump that discharges fluid, or the like. When the supply passage 44 and the first and second pilot passages 63 and 64 are directly connected as in the related art, the fluid force on the spool 52 of the mode switching valve 50 in the system where the fluid pressure has decreased decreases the mode switching. When the valve 50 is switched to the bypass position B or the damping position C, the servo actuator 32 and the control surface may be deviated from the pilot's intention, for example, fluttering.
[0030]
However, in this embodiment, as described above, the high pressure fluid guided to the spool 52 of the mode switching valve 50 through the first and second pilot passages 63 and 64 is transmitted from the mode switching valve 50 to the cylinder of the servo actuator 32 by the selection valve 60. Since the selected high-pressure fluid is selected and taken out from the space up to the chamber 33 and the backflow of the taken-out high-pressure fluid is substantially prevented by the selection valve 60, even if the fluid pressure in the supply passage 44 decreases as described above, A high-pressure fluid of a predetermined pressure or more is confined in the first and second pilot passages 63 and 64 of the system in which the fluid pressure has decreased for at least a certain time.
[0031]
As a result, since the high-pressure fluid confined in the first and second pilot passages 63 and 64 continues to act on the spool 52 of the mode switching valve 50, the mode switching valve 50 cannot move the spool 52. Therefore, the flow position A described above can be maintained. As a result, the fluid pressure is reduced, and the servo actuator 32 and the control surface in the system can be controlled simply and reliably as usual, and the flight of the aircraft can be made safe.
[0032]
Next, of the two control circuits 31, for example, when the control circuit 31 shown in FIG. 1 fails and the high-pressure fluid is not supplied to the supply passage 44, the first control is performed by the control signal from the cockpit. The valve 66 is switched from the supply position G to the discharge position I, and the high-pressure fluid is discharged from the first pilot passage 63 between the first control valve 66 and the mode switching valve 50. As a result, no fluid force is applied to the spool 52 of the mode switching valve 50 through the first pilot passage 63, but the high pressure is confined in the second pilot passage 64 by the selection valve 60 that substantially prevents backflow. Fluid force is continuously applied to the spool 52 of the mode switching valve 50 by the high-pressure fluid in the second pilot passage 64 for at least a certain time.
[0033]
When only the inside of the second pilot passage 64 has a high pressure equal to or higher than the predetermined pressure, the fluid force of the mode switching valve 50 on the spool 52 and the biasing force of the spring 51 are balanced, and the mode switching valve 50 Switch to position B. As a result, the supply / discharge passages 41 and 42 on the actuator 32 side from the mode switching valve 50 communicate with each other without load, and the piston 35 of the failed control circuit 31 can move freely. As a result, the control circuit 31 of the remaining normal system can be controlled according to the pilot's will without interference from the malfunctioning control circuit 31, and the control surface is similarly controlled. The aircraft can continue to fly smoothly.
[0034]
At this time, the piston 35 of the malfunctioning control circuit 31 is dragged and moved by the movement of the piston 35 of the normal control circuit 31, so that the servo actuator 32 of the malfunctioning control circuit 31 performs a pump action. The high-pressure fluid is discharged from the one side chamber 33a or the other side chamber 33b. As a result, even when the pressure in the second pilot passage 64 decreases due to leakage of fluid or the like, the pressure in the second pilot passage 64 can be easily increased to a predetermined pressure or higher, and the mode switching valve 50 can be reliably bypassed. It can be maintained at the position B.
[0035]
Next, when both of the above-described control circuits 31 fail, the first and second control valves 66 and 67 of both the systems are switched from the supply positions G and H to the discharge positions I and J by a control signal from the cockpit. The high-pressure fluid is discharged from first and second pilot passages 63 and 64 between the first and second control valves 66 and 67 and the mode switching valve 50. As a result, the pressure in both the first and second pilot passages 63 and 64 becomes lower than a predetermined pressure, and the urging force of the spring 51 against the spool 52 of the mode switching valve 50 overcomes the fluid force, and the mode switching valve 50 is moved to the damping position. Switch to C. Thus, in any system, the supply / discharge passages 41, 42 on the actuator 32 side from the mode switching valve 50 communicate with each other via the throttle 53, so that the flow of the fluid flowing through the supply / discharge passages 41, 42 is restricted. You. As a result, the servo actuators 32 of both systems function as dampers and avoid flutter on the control surface. As a result, even in an abnormal situation such as a failure of both systems, flight as safe as possible for the aircraft is ensured.
[0036]
Next, in the case where one or both systems are turned off during the flight of the aircraft and then the power is restored, control of the control surface in the system to which the power is restored by the pilot is resumed without a break. There is a need. As an example of such restart, only the second control valve 67 is switched from the discharge position J to the supply position H by a control signal while the first control valve 66 is held at the discharge position I, and the mode switching valve 50 is moved to the damping position. The mode switching valve 50 is switched from the discharge position I to the supply position G by the control signal while only the first control valve 66 is switched from the discharge position I to the bypass position B from the discharge position C while the second control valve 67 is maintained at the supply position H. The mode switching valve 50 is switched from the bypass position B to the flow position A, or both the first and second control valves 66 and 67 are switched from the discharge positions I and J to the supply positions G and H by a control signal to dampen the mode switching valve 50. Switching from position C to flow position A can be mentioned.
[0037]
Here, if the connection passage 72 and the one-way valve 73 described above are not provided in the control circuit 31 to be restarted, the high-pressure fluid flows into the supply / discharge passages 41 and 42, the first and second selection passages 56 and 57, the first and second passages. Since the fluid is guided to the first and second control valves 66 and 67 through the long passages of the second pilot passages 63 and 64, the fluid in the first and second control valves 66 and 67 depends on the pressure loss when passing through these. The pressure drops. As a result, even if the first and second control valves 66 and 67 are instantaneously switched, the fluid pressure applied to the mode switching valve 50 is delayed, and the operation of the mode switching valve 50 and the restart of the circuit are delayed. It will be lost.
[0038]
However, in this embodiment, the supply passage 44 and the first and second pilot passages 63 and 64 are directly connected by the shortest connection passage 72 as described above, and the first connection passage 72 is connected to the connection passage 72 from the supply passage 44 by the first passage. , A one-way valve 73 that allows the flow of the fluid toward the second pilot passages 63 and 64 is provided, so that the high-pressure fluid flows to the first and second pilot passages 63 and 64 through the short connection passage 72 as described above. Guided quickly. For this reason, in the first and second control valves 66 and 67, the supply pressure hardly decreases due to the pressure loss, whereby the operation delay of the mode switching valve 50 is suppressed, and the circuit can be quickly restarted.
[0039]
Here, since the one-way valve 73 can substantially prevent the backflow of the fluid from the first and second pilot passages 63 and 64 toward the supply passage 44, the fluid pressure in the supply passage 44 decreases as described above. When the pressure drops to the tank pressure, the high pressure fluid trapped in the first and second pilot passages 63 and 64 can be prevented from flowing out to the supply passage 44 by the selection valve 60. 50 can easily be maintained in the desired position.
[0040]
In the above-described embodiment, two control circuits 31 and servo actuators 32 are provided for one control surface to improve the safety and reliability of control of the control surface. May be provided with one or three or more control circuits and servo actuators for one control surface. Further, in the above-described embodiment, the mode switching valve 50 is switched to the three positions of the flow position A, the bypass position B, and the damping position C. The switching may be performed. In this case, the number of the control valves required is equal to the number of switching positions minus one.
[0041]
In the above-described embodiment, the high-pressure fluid is taken out from the supply / discharge passages 41 and 42 between the servo actuator 32 and the mode switching valve 50 by the selection valve 60. However, the cylinder chamber (one side, It may be taken out directly from the other side room). Further, in the above-described embodiment, the control circuit 31 and the servo actuator 32 are used for controlling the control surface of the aircraft. However, the present invention may be applied to a device in which the performance of the actuator is easily influenced by the supply pressure of the fluid. it can.
[0042]
【The invention's effect】
As described above, according to the present invention, it is possible to control the servo actuator simply and reliably regardless of a decrease in the internal pressure of the supply passage.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a circuit diagram represented by a symbol showing an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a circuit diagram represented by a symbol showing an example of a control circuit of a conventional servo actuator.
[Explanation of symbols]
31: control circuit 32: servo actuator
33: Cylinder chamber 33a: One side chamber
33b: other side chamber 35: piston
41, 42: supply / discharge passage 43: switching valve
44: supply passage 45: discharge passage
46: fluid supply source 47: fluid discharge source
50: Mode switching valve 51: Spring
52 ... Spool 53 ... Aperture
60: selection valve 63, 64: pilot passage
66, 67: Control valve 72: Connection passage
73: One-way valve A: Flow position
B: Bypass position C: Damping position
