JP2015527247A - 操縦翼面作動アセンブリ - Google Patents

Abstract

航空機操縦翼面作動アセンブリは、冗長性のために２つの独立したモータ（４８，５０）によって駆動される第１の電気機械式アクチュエータアセンブリ（４４）と、フラッタを軽減するために提供された減衰アセンブリ（４６）とを含む。【選択図】図３

Description

本発明は、航空機の操縦翼面作動アセンブリに関する。本発明は、特に、とりわけ補助翼などの航空機の主操縦翼面を作動させるための、電気駆動式の作動アセンブリに関する。

航空機の多くは、補助翼などの主操縦翼面を運動させるために、油圧駆動式の操縦翼面作動アセンブリを使用する。多くの場合、補助翼表面ごとに、２つの線形油圧サーボアクチュエータが提供される（例えば、エアバスＡ３２０（ＲＴＭ）など）。各線形油圧サーボアクチュエータは、補助翼表面を運動させるために、個別の油圧ラムを含む。各ラムの動きは、サーボバルブを含むバルブモジュールによって制御される。サーボアクチュエータは、一方のサーボアクチュエータが問題に見舞われた場合の機械的冗長性を提供するために、翼構造から補助翼までの個別の荷重経路を形成する。

各線形油圧サーボアクチュエータは、一方の油圧供給部が例えば圧力損失などの問題に見舞われた場合の冗長性を提供するために、独立した油圧供給部によって動力供給される。通常使用では、油圧式の操縦翼面作動アセンブリは、アクティブ状態の１つの線形油圧サーボアクチュエータと、待機状態の１つの線形油圧サーボアクチュエータとで動作する。待機状態の線形油圧サーボアクチュエータは、アクティブ状態の線形油圧サーボアクチュエータが望みどおりに機能しない場合にあとを引き継ぐことができる。つまり、このようなシステムでは、動作性及び安全性の必要条件を満たすために、冗長性が提供される。

通常動作では、待機状態の線形油圧サーボアクチュエータは、それがより容易にバックドライブされることを可能にするために、油圧迂回モードに置かれる。これは、アクティブ状態の線形油圧サーボアクチュエータにかかる負担を軽らし、したがって、必要とされる油圧ラムシリンダのサイズを小さくする。

線形油圧サーボアクチュエータへの両油圧供給部がともに動作上の問題に見舞われる極めて稀な事態では、線形油圧サーボアクチュエータの一方又は両方を、補助翼面の自由運動を減衰させるためのダンパとして機能するモードに切り替えることができる。

非減衰自由運動、すなわち「フラッタ」は、これらの状況における航空機の空気力学的性能に深刻な悪影響を及ぼし、したがって、減衰モードを有することが有益である。

着目すべきは、この既知のシステムが、いずれの線形油圧サーボアクチュエータを通じても減衰機能を提供することであり、これは、減衰冗長性があることを意味する。これが必要であるのは、いずれかのサーボアクチュエータが問題に見舞われたときに、（ダンパとして機能している）他方の線形油圧サーボアクチュエータからの荷重経路の使用が求められるかもしれないからである。これらの状況では、フラッタの事態を軽減するために、減衰能力が維持される。

航空機産業では、電気作動が増々一般的に検討されている。電気作動を提供する手法は、１つには、上述された線形油圧サーボアクチュエータを回転式電気アクチュエータに置き換えることである。そのサイズ、トルクの低さ、及び速度の速さゆえに、電気モータが望ましいとされる。これは、アクチュエータ内にギアボックスを提供することを必要とし、このようなギアボックスは、操縦翼面の作動に適した比較的低速で且つ高トルクの出力を提供するために、比較的高いギア比（数百対１）を有する。

単純に、操縦翼面ごとに、２つの線形油圧サーボアクチュエータを２つの電気アクチュエータに置き換えることによって、電力供給、モータ、及びギアボックスにおける冗長性という上記の全ての利点が提供されるだろう。しかしながら、この手法には、問題がある。

油圧式のシステムについて上述されたように、アクティブユニットは、待機ユニットをバックドライブすることが可能でなければならない。線形油圧サーボアクチュエータの事例では、アクティブサーボアクチュエータにかかる負担を減らすために待機サーボアクチュエータを油圧迂回に置くことが容易である。電気システムにおける問題は、ギアボックス比である。直接的にバックドライブされたときの待機モータの電機子は、低い抵抗を示す。しかしながら、アクティブモータは、高いギア比を通じて反映される待機モータの慣性を駆動しなければならないので、待機モータの電機子の慣性に打ち勝つための所要電力は、相当な大きさになる。

着目すべきは、この同じ増大した待機モータ慣性が、減衰の観点から見ると有利だろうということである。もし、両モータへの電力供給部に問題がある場合は、これらの慣性は、慣性ダンパとして機能し、それによって、パネルフラッタを回避することができる。

問題は、線形油圧サーボアクチュエータの場合の迂回モードに相当するものがないことであり、いずれの電気モータも、通常使用中に他方のモータの慣性をバックドライブするためには特大サイズでなければならず、これは、システムの重量及び費用の増大を招く。

このような迂回機能は、ひょっとすると、待機状態の電気アクチュエータを機械的に切り離すことによって実現されるかもしれない。しかしながら、そのようなシステムは、システムの複雑性、非信頼性、及び費用の増大を招くだろう。

したがって、このようなシステムの信頼性を低下させることなく操縦翼面作動アセンブリの費用及び重量を減らすことが望ましい。

上記の電気アクチュエータには、その潜在的に高いそのギア比及びコンパクトなサイズゆえに、遊星ギアボックスが適している。必要なギア比は、二段階の遊星ギアボックスによって実現することができる。第一の段階では、入力太陽ギアが、遊星車キャリア上の一連の遊星車ギアを駆動し、これらの遊星車ギアは、第二の段階の太陽ギアを駆動する。第二の段階は、（遊星車キャリアの代わりに）複数の遊星車を位置決めするためのスプレッダリングを伴う遊星配置を含む。遊星配置は、出力リングギアを駆動するように構成される。

このようなギアボックスの問題は、１つには、出力リングギアにおける位置又は速度の測定である。リングギアは、半径が大きく、リングギアによって駆動されるリゾルバの位置決めは、リングギアの半径ゆえに、設計及びパッケージングの問題を招く。

遊星ギアボックス出力は、リングギアに接続された、そこから半径方向に伸びる出力アームを有するだろう。アクチュエータによって必要とされる運動範囲では、これが問題になる可能性がある。なぜならば、アームの運動を可能にするために、ギアボックスのケースに大きな円周方向スロットを設ける必要があるからである。このようなスロットは、通常は、組み立てを容易にするために、２つのケースパーツを分ける割れ目に提供される。これが問題であるのは、スロットが大きいほど、（遊星車ギアなどの）様々なギアが接地されるギアボックスケースの剛性が低くなるからである。ケースは、一般に、ギア配置及び外部荷重の両方からの大きな力に耐えなくてはならず、したがって、ケースの変形を可能にする特徴の提供は、回避されるべきである。

本発明の狙いは、上記の問題を克服する又は少なくとも軽減することである。

本発明の第１の態様にしたがって、操縦翼面アセンブリが提供される。該アセンブリは、航空機構造コンポーネントと、該航空機構造コンポーネントに可動式に装着された操縦翼面と、操縦翼面と航空機翼コンポーネントとの間の第１の荷重経路を通じて操縦翼面を航空機翼コンポーネントに相対的に駆動するように配置された第１の電気モータを含むアクチュエータと、操縦翼面と航空機翼コンポーネントとの間の、第１の荷重経路とは別個の第２の荷重経路を通じて操縦翼面と航空機翼コンポーネントとの間の相対的な動きを減衰させるように配置された減衰アセンブリと、を含む。

本発明は、翼と補助翼との間の荷重経路としてアクチュエータが１つのみ提供されると想定している。これは、普通は容認できないことである。なぜならば、アクチュエータのどのような問題であれ、操縦翼面がフラッタモードに入る結果を招くだろうからである。本発明は、これに対処するために、専用の別個のダンパを提供する。１つのダンパのほうが、更なるアクチュエータアセンブリよりも単純で且つ軽く、したがって、第１のアクチュエータに問題がある場合のフラッタ条件を回避するための所要の減衰機能を提供しつつ、費用及び複雑性が抑えられる。

好ましくは、アクチュエータアセンブリは、操縦翼面を航空機翼コンポーネントに相対的に駆動するように構成された第２の電気モータを含む。これは、モータ冗長性を提供する。２つのモータは、アクティブモード／待機モードで動作する。

また、同じアクチュエータを駆動する２つの電気モータを提供することによって、これらをともに、ギアボックスへの共通の入力シャフトに接続することができる。したがって、アクティブユニットが、待機ユニットの電機子の、増幅した慣性に打ち勝つ必要がある、という問題が回避される。アクティブモータは、待機モータ電機子の、ギアを介さない慣性に打ち勝つだけでよい。

好ましくは、第１及び第２のモータは、電力供給冗長性のために、個別の電力供給部によって駆動される。

好ましくは、アクチュエータは、第１及び第２のモータのうちの少なくとも１つによって駆動されるように配置された入力と、出力とを有するギアボックスを含む。これは、高速・低トルク出力を有する小型モータが、低速・高トルクを必要条件とする補助翼の作動に使用されることを可能にする。好ましくは、第１及び第２のモータは、ともに、ギアボックス入力を選択的に交互に駆動するように配置される。より好ましくは、共通のシャフト上に、モータ電機子が装着される。

好ましくは、減衰アセンブリは、第１のモードと第２のモードとの間で切り替え可能であり、アセンブリの減衰効果は、第２のモードにおいてよりも、第１のモードにおいてのほうが低い。有利なことに、切り替え可能ダンパは、操縦翼面フラッタを減衰させる必要がない限りは第１のモードに維持することができるので、このようなダンパの提供は、アクティブモータにおける力の必要条件を軽減する。

減衰アセンブリは、アクチュエータアセンブリの動作条件に応じて第１のモードと第２のモードとの間で自動的に切り替えられてよい。通常動作中における減衰効果が無視できるように減衰アセンブリを第１のモードに置くように構成された、制御システムが提供されてよい。アクチュエータの欠陥などの誤動作が生じ、モータから補助翼への構造的連結が断ち切られた場合は、ダンパは、第２のモードに切り替えられる。

例えば、補助翼の動き（例えば過剰な速度又は異常な動き）を感知する、フラッタ検出器が提供されてもよいと考えられる。フラッタを示す動きを検出器が検出した場合は、減衰アセンブリは、第２のモードに切り替えられる。

減衰アセンブリは、油圧ダンパを含んでいてよい。油圧ダンパは、減衰係数を制御するために機械制御オリフィスを有する油圧シリンダを含んでいてよい。このように、油圧ダンパは、線形出力を有するだろう。このようなダンパは、アクチュエータほど大きくはなく、また、操縦翼面を作動させるようにサイズ決定される必要がないゆえに、通常使用中にバックドライブするためと同じレベルの電力を要することもないだろう。

或いは、減衰アセンブリは、抵抗荷重永久磁石発電機などの電気ダンパを含んでいてよい。このようなダンパは、巻きステータ内に永久磁石ロータを含む。ロータの運動は、ステータ内に電流を発生させ、このような電流は、適切な抵抗器によって分散される。ダンパは、ギアボックスを含んでいてよい。ダンパの唯一の機能は、エネルギを吸収することであるので、ダンパ及びギアボックスのいずれも、普通サイズの待機アクチュエータほど大きくない。

本発明の第２の態様にしたがって、航空機の翼における減衰アセンブリをテストする方法が提供される。該方法は、第１の態様にしたがった操縦翼面アセンブリを用意するステップと、電気モータに動力供給するステップと、モータによって引き出された電力を使用して、減衰アセンブリの機能を検証するステップと、を含む。

有利なことに、モータは、このように、減衰アセンブリの飛行前チェックを提供するために使用することができる。（例えば所定のレベルを超える）モータ電流の増加は、ダンパが運動に対して適切な抵抗を提供していることを示す。

方法は、第１の動力引き出しを得るために、第１のモードにあるダンパによって電気モータに動力供給するステップと、ダンパを第２のモードに切り替えるステップと、第２の動力引き出しを得るために、第２のモードにあるダンパによって電気モータに動力供給するステップと、第１の動力引き出しと第２の動力引き出しとを比較することによって、ダンパの機能を検証することと、を含む。

この場合は、アクティブにされたダンパによるテストが、アクティブにされていないダンパによるテストと比較される。これは、ダンパの切り替え機能性はもちろん、両モードにおけるその性能及びその絶対的減衰特性もテストする。

運動に対する抵抗の差は、出力の速度を同じに維持することで最も良く証明される。動力引き出しが異なる場合は、ダンパは、意図どおりに明確に切り替わっている。

本発明の第３の態様にしたがって、航空機操縦翼面アクチュエータが提供される。該アクチュエータは、遊星ギアボックスアセンブリであって、入力太陽ギアと、該太陽ギアによって駆動される中間処理遊星車ギアと、該中間処理遊星車ギアによって駆動される出力リングギアと、を有する遊星ギアボックスアセンブリと、回転入力を有する変換器であって、ギアを介さない接続を通じて遊星車ギアの進行によって回転入力を駆動される変換器と、を含む。

有利なことに、変換器を遊星ギアから出発する位置に提供するということは、変換器を遊星ギア配置の中心軸の近くに据えられることを意味する。これは、リゾルバをリングギアに係合させる試みに伴う問題を克服するゆえに、有利である。遊星車ギアは、リングギ
アから半径方向に内側に位置決めされ、アクセス可能である。例えば、回転式変換器への入力として、処理遊星車ギアの中心周りに回転するように装着されたアームを使用することができる。（ギア比が既知であるので、）遊星車キャリアの位置／速度を出力リングギアのそれに変換するために、適切な計算を行うことができる。

好ましくは、位置変換器の回転入力は、遊星車ギアの進行の軸と同心である。より好ましくは、位置変換器は、遊星ギアの進行によって定められる体積内に少なくとも部分的に位置決めされる。位置変換器の回転入力は、遊星ギアの進行に対して半径方向を向いた駆動アームの駆動フォーメーションに係合してよい。

好ましくは、駆動アームは、半径方向における相対運動を許容するが円周方向における相対運動は許容しないために、遊星車ギアに係合される。有利なことに、遊星車ギアは、それによって半径方向への移動が自由であり、そうしてアーム及び変換器にかかる半径方向の力が軽減される。これを実現するために、半径方向のスロットがアームに提供されて、遊星車ギアからの突起によって係合されてよい。

複数の遊星車ギアに、２本以上の駆動アームが提供されてよい。

有利なことに、位置リゾルバは、遊星車ギアセットへの係合を可能にされることによって、ギアボックス配置内に、及びひいては遊星セットの進行によって定められる体積内の凹所内に、挿入することができる。これは、配置を更にいっそうコンパクトにし、また、位置リゾルバを外部の力及び汚染物質から保護する働きもする。

本発明の第４の態様にしたがって、航空機操縦翼面アクチュエータが提供される。該アクチュエータは、外部サポートを突き出させたケースと、ケースから突き出し、ケースに相対的に回転するように配置された出力アームと、を含み、出力アーム及び外部サポートのうちの一方は、第１の先止めを有するスロットを形成し、出力アーム及び外部サポートのうちのもう一方は、使用時における出力アームの移動の範囲を制限するためにスロットに係合されるピンを形成する。

有利なことに、制限止め／サポートの提供は、ケースに対して追加の構造を提供し、出力アームの過度な移動を阻止する。ケースの構造的剛性は、維持することができる。サポートがケースの外部であるという事実は、それが出力アームよりも大きい半径上にあることを意味し、したがって、止める力の提供において、より効果的であることができる。

好ましくは、外部サポートは、２つの個別のケースパーツを結合する。有利なことに、ケースの結合部品としてサポートを提供することは、通常は可能ではないだろう出力アームの経路内にサポートを据えられることを意味する。このようにして、ケースから作動出力アームが突き出すことによる不利点が克服される。

好ましくは、使用時に出力アームを駆動するギアボックスが提供され、該ギアボックスのうちの少なくとも１つのギアが、ケースに接地される。より好ましくは、少なくとも１つのギアが、遊星ギア配置の遊星車ギアである。有利なことに、本発明は、遊星車ギアによってケースにかかる力ゆえに、遊星ギア配置に特に良く適している。遊星車ギアセットは、リングギアの軸方向の両側でケースに接地されてよい。出力アームを据えられたケースに追加の取り付けを行うことによって、ケースに更なる剛性を組み込むことができ、これは、ひいては材料の節約につながる。

好ましくは、ケース上で出力アームとは正反対のところに取り付けフォーメーションが提供される。

次に、以下の図面を参照にして、本発明にしたがった航空機操縦翼面アセンブリ及びアクチュエータが説明される。

先行技術の油圧式主操縦翼面作動アセンブリを含む航空機の翼の一部を示した略平面図である。 電気駆動式主操縦翼面作動アセンブリを含む航空機の翼の一部を示した平面図である。 本発明にしたがった、電気駆動式主操縦翼面作動アセンブリを含む航空機の翼の一部を示した平面図である。 図３のアセンブリの作動のための第１の制御システムを示した概略図である。 図３のアセンブリの作動のための第２の代替の制御システムを示した概略図である。 図３にしたがったアセンブリに使用されるギアボックス配置を示した概略図である。 図３のアセンブリに使用されるアクチュエータを示した側断面図である。 図６ａの領域Ｂを詳細に示した図である。 図６ａのアクチュエータを示した端面図である。

図１を見ると、補助翼パネル１２が可動式に装着された航空機の翼１０の一部が示されている。補助翼パネル１２は、５つの機械的連結アセンブリ１４を通じて翼１０に取り付けられ、これらの連結アセンブリは、相隔てられており、飛行時における翼の空気力学的特性を制御するために、所定の運動範囲にわたる補助翼１２の関節運動を可能にするように構成される。

第１の油圧サーボアクチュエータ１６及び第２の油圧サーボアクチュエータ１８が提供され、補助翼パネル１２を翼１０に相対的に運動させるように構成される。各サーボアクチュエータ１６，１８は、それぞれの油圧ラム２４，２６によって駆動され、各ラムは、個別の独立した油圧供給部（不図示）によって供給を受ける。

使用時に、油圧サーボアクチュエータ１６，１８は、アクティブ／待機制御モードにある。つまり、第１の油圧サーボアクチュエータ１６は、飛行制御コンピュータからのコマンドに応えて運動させるために、補助翼パネル１２に動力供給を行う。このような作動中に、第２の油圧サーボアクチュエータ１８は、待機モードに置かれ、したがって、油圧ラム２６は、パネルの運動に対してなるべく小さい抵抗を提供するために、迂回モードにある。したがって、第１のラム２４は、第２のラム２６をバックドライブするために更なる大きな動力を提供する必要がない。

（ｉ）ラム２４に動力供給している油圧供給部に、（ii）ラム２４自体に、又は（iii
）ラム２４の出力からパネル１２への機械的接続に、問題がある場合は、待機している油圧サーボアクチュエータ１８を代わりに使用することができる。

油圧サーボアクチュエータ１６，１８の両方に問題が発生した場合は、パネル１２へのラム２４，２６のそれぞれの機械的取り付けを通じてラム２４，２６の固有の抵抗によって翼１０に相対的な補助翼パネル１２の減衰が提供される。これは、補助翼パネル１２の無制御フラッタを回避する。このような減衰は、いずれかの油圧サーボアクチュエータ１６，１８の機械的取り付けがパネル１２との間で荷重の伝達を行えなくなった場合にも生じる。

図２を見ると、油圧システムから電気システムへの変換が示されている。

翼１０及び補助翼パネル１２は、図１と同様に、５つの機械的連結アセンブリ１４によって結合される。

第１の回転式電気アクチュエータ２８及び第２の回転式電気アクチュエータ３０が提供される。各アクチュエータ２８，３０は、それぞれ第１及び第２の電気モータ３６，３８を含む。各モータは、個別の電力供給部（不図示）によって駆動される。各アクチュエータ２８，３０は、電気モータ３６，３８の高速・低トルク出力を、補助翼パネル１２を翼１０に対して運動させるのに適した低速・高トルク出力に変換するそれぞれの減速ギアボックス４０，４２を含む。

図１のシステムと同様に、アクチュエータ２８，３０は、アクティブ／待機モードで動作する。通常は、第２のアクチュエータアセンブリ３０が待機している状態で、第１のアクチュエータ２８が補助翼１２を駆動する。

（ｉ）電気供給部に、（ii）モータ自体に、及び（iii）アクチュエータに関して冗長
性が提供される。

図２のシステムは、導入において論じられた固有の問題に見舞われる。

図２のシステムは、それぞれのギアボックスを通じたモータの慣性減衰ゆえに、固有の慣性減衰特性を有する。例えば、（両アクチュエータが機能していたと想定したときに、）もし、両電気供給部における割り込みゆえに駆動が与えられないならば、それぞれのギアボックスを通じたモータ電機子の慣性がパネル１２の動きを減衰させるゆえに、フラッタが生じることはないだろう。また、着目すべきは、２つのアセンブリ２８，３０によっても減衰冗長性が提供されることである。

図２の配置における問題は、通常使用のもとで、第１のアクチュエータ２８が第２のアクチュエータ３０をバックドライブする必要があることである。打ち勝つ必要があるのは、モータ３８の電機子の電機子の慣性のみであるが、この慣性は、ギアボックス４２によって何倍にも増幅されている。これは、アクティブモータ３６にかなりの負担をかけ、この用途のためには、モータを大幅に大型化する必要がある。

図３は、本発明にしたがったアセンブリを示している。補助翼１２は、４つの機械的連結アセンブリ１４を通じて翼１０に接続されている。また、翼１０から補助翼１２への個々で且つ個別の荷重経路をそれぞれ提供している回転式電気アクチュエータ４４及び減衰アセンブリ４６が提供される。

アクチュエータ４４は、１つのモータ３６の代わりに第１の電気モータ４８及び第２の電気モータ５０が提供されることを除き、図２に示されるようなアクチュエータアセンブリ２８と実質的に同様である。両モータ電機子は、ともに、アクチュエータ４４のギアボックス４０への共通の入力シャフトを駆動する。図２のシステムと同様に、モータ４８，５０は、ともに、独立に動作可能であり、独立の電気供給部（不図示）によって動力供給される。したがって、電力供給の冗長性及びモータの冗長性が提供される。

着目すべきは、モータ４８，５０が、アクティブ／待機モードで動作されることである。この場合は、もし、いずれか一方のモータが、もう一方のモータをバックドライブする必要があるときに、それを、ギアボックスによって慣性が増幅されないゆえに容易に行う
ことが可能である。

機械的連結５２と専用ダンパ５４とを含む、専用の減衰アセンブリ４６も提供される。機械的連結５２は、翼１０に相対的な補助翼１２に運動とともに関節運動するように配置され、専用ダンパ５４は、連結５２の運動を通じて翼１０と補助翼１２との間の動きを減衰させることができる。

ダンパ５４は、その減衰効果が無視できる第１のモードと、その減衰効果が重大である第２のモードとの間で切り替えることができる。したがって、アクチュエータアセンブリ４４の通常動作中、補助翼１２の運動は、（ダンパ５４が第１のモードにあるゆえに、）ダンパ５４によって大きく減衰されることはない。アクチュエータ４４に問題が発生した場合は、ダンパ５４は、補助翼を減衰させて補助翼１２のフラッタを抑制するために、第２のモードに切り替わる。したがって、通常動作中、アクチュエータアセンブリ４４は、ダンパ５４を駆動するエネルギを消費する必要がない。

飛行制御コンピュータ（ＦＣＣ）は、ダンパ５４を第１のモードと第２のモードとの間で切り替えるために使用される。ＦＣＣは、（それが補助翼パネルの運動を監視するゆえに、）例えば、両モータ４８，５０への制御信号が補助翼１２の運動に対して何ら効果を有していないことを検出することができる。これは、誤動作を示しているだろう。

操縦士がダンパ５４を第２のモードに切り替えることができるように、マニュアルオーバーライドも提供される。これは、手動による飛行前点検に有用であり、このような点検では、ダンパ５４を第２のモードを置くととともに、補助翼をモータ４８又はモータ５０によって作動させることができる。ダンパ５４が第１のモードにあるときと比べた、モータによって引き出される動力の増加は、ダンパ及び制御システムが満足のいくように機能していることを示す。これらの状況下では、パネル１２は、いずれのテストにおいても同じ速度で運動するだろう。駆動されるモータによって必要とされる電流は、ダンパが第２のモードに切り替えられるとともに増加するだろう。

ＦＣＣは、このような点検を最後の点検から所定回数の飛行後に行うように構成されてよい。その意図は、潜在欠陥を回避することにある。

アクチュエータ４４は、（２つのモータがあるゆえに）モータの冗長性と、（モータが独立した供給部によって動力供給されるゆえに）電力供給の冗長性とを提供する。アクチュエータとパネル１２との間の機械的連結が残っていると想定すると、アクチュエータ４４は、（パネルがギアボックスを通してモータ電機子の慣性をバックドライブしなければならないという事実ゆえに、）減衰を提供することもできる。アクチュエータ４４とパネル１２との間の機械的連結が断ち切られ、アクチュエータ４４がこれ以上は減衰を提供することができなくなった場合は、減衰アセンブリ４６があとを引き継いで、フラッタの事態を軽減することができる。

着目すべきは、減衰アセンブリ４６が、図２の第２のアクチュエータ３０よりも大幅に小型で且つ単純であり、図３の実施形態では、１つのギアボックス４０のみが必要とされることである。したがって、費用及び複雑性が抑えられる。

図４ａを見ると、アクチュエータアセンブリ４４のための制御システムの概要が示されている。飛行制御コンピュータ（ＦＣＣ）５６は、操縦士又は自動操縦によるコマンドに応えて補助翼１２の運動を制御するように構成される。

アクチュエータ４４は、ギアボックス４０の共通の入力シャフト４９に装着されたモー
タ４８，５０を含む。飛行制御コンピュータ５６への２つの出力データ接続６０，６１を有する二重位置リゾルバ５８が提供される。後述のように、位置リゾルバ５８は、ギアボックス４０の遊星車ギアによって駆動される。飛行制御コンピュータ５６は、それによって、翼１０に相対的な補助翼１２の位置を監視することができる。これは、遠隔ループ閉鎖として知られている、すなわち、ＦＣＣは、補助翼の位置に関するフィードバックを提供され、このデータを使用して、閉ループ制御システムの一環として補助翼位置を正確に制御することができる。

２つのモータ駆動制御ユニット６２，６４が提供される。モータ駆動制御ユニット６２は、動力供給ライン７８から高電圧動力（通常は±２７０ボルト）を受け取り、動力出力ライン６６を通じて第１の電気モータ４８に電力を提供するように構成される。モータ駆動制御ユニット６４は、動力供給ライン８０から高電圧動力（２７０ボルト）を受け取り、動力出力ライン７０を通じて第２の電気モータ５０に動力を提供するように構成される。

シャフト４９の端に、二重速度リゾルバ６８が提供され、モータ電機子の速度を表す速度信号を提供する。二重速度リゾルバ６８，７２は、それぞれデータライン７４，７６を通じてモータ駆動制御ユニット６２，６４にデータを提供する。

着目すべきは、高電圧システムが、モータ駆動制御ユニット／モータ回路に限定されることである。各モータ駆動制御ユニット６２，６４は、飛行制御コンピュータ５６からそれぞれ受け取られる低電圧制御ライン８２，８４を通じてイネーブルされる。

飛行制御コンピュータ５６は、３本のデータラインを使用してモータ駆動制御ユニット６２，６４と直接的にやり取りする。それぞれ第１及び第２のモータ駆動ユニット６２，６４のための状態データライン８６，８８は、診断情報を飛行制御コンピュータ５６に提供する。速度データライン９０，９２は、二重変換器６８によって集められた各モータ４８，５０についての速度情報を飛行制御コンピュータ５６に提供する。最後に、２本のコマンドライン９４，９６は、それぞれ、飛行制御コンピュータ５６からのコマンドデータをモータ駆動ユニット６２，６４のそれぞれに提供する。各制御ラインは、パネル運動に対する要求を含む。ＦＣＣは、結果として生じた運動を、二重変換器５８を通じて監視する。

上述されたシステムは、遠隔又は局所ループ閉鎖用に構成することができる。上記の例では、外側の位置ループは、データライン６０を通じて飛行制御コンピュータによって閉じられる。速度ループは、入力ライン７４，７６及び動力ライン６６，７０によってそれぞれ提供されるとおりにモータ駆動ユニットによって閉じられる。

図４ｂを見ると、位置リゾルバがＦＣＣではなく（アクチュエータ４４と一体になった）ＭＤＵに報告を行う遠隔ループ閉鎖が提供されている。したがって、ＦＣＣは、単純に、ライン９４，９６を通じて要求信号を送信し、ＭＤＵは、それを、局所ループ閉鎖を通じて実行する。ＦＣＣは、ＭＤＵ又はアクチュエータ４４に問題がある場合にエラー信号を見るかもしれないが、そうでなければ、フィードバック信号を伴うことなくパネル位置要求信号を伝送する（フィードバックループ及び位置制御は、ＭＤＵによって行われる）。ＭＤＵは、「高性能」アクチュエータを提供するために、アクチュエータに組み込まれてよい。

いずれの例においても、冗長性のために２つのＭＤＵが提供される。

ＭＤＵ６２，６４及びモータ４８，５０は、いずれも、合体されて１つの「耐故障性」
ＭＤＵユニット及びモータユニットにされえると考えられる。ＭＤＵは、合体ユニットの信頼性が２つのユニットと同じ機能性（すなわち冗長性）を有する限り、合体されてよい。これは、例えば、ＭＤＵ内に冗長性回路を使用することによって実現されてよい。

同様に、モータ４８，５０も合体されてよい。例えば、合体モータは、それが２つのモータと同等な又はそれを上回る信頼性を有する限り、提供されてよい。これは、モータコイルを幾つかの異なる独立したサブコイルに分けることによって実現されてよい。

図５、図６ａ、及び図６ｂを見ると、アクチュエータ４４（及び特にギアボックス４０）が、更に詳しく示されている。図５は、ギアボックス４０の概略図であり、図６ａは、アクチュエータアセンブリ４４の一部の断面図である。

図６ａを見ると、各モータ４８，５０は、それぞれ一連のモータ巻き線９８，１００を含む。各巻き線セット内には、それぞれのモータ電機子１０２，１０４が提供される。各モータ４８，５０は、個別の電気回路によって動力供給されることがわかる。

各モータ４８，５０は、共通シャフト４９を駆動するように配置される。通常動作中は、（動作のアクティブ／待機モードにしたがって、）一方のモータのみが駆動を行う。シャフト４９の第１の端には、シャフト４９の回転速度を決定するように配置された二重速度リゾルバ６８が提供される。

図５及び図６ａに同時に言及すると、シャフト４９の反対側の端には、シャフト４９からの駆動を伝達するための、平ギア１０６が提供される。シャフト４９及びしたがって平ギア１０６は、ギアボックス４０の中心軸Ｘ周りに回転するように配置される。平ギア１０６は、後述のように、二段階の遊星ギアボックスの入力太陽ギアとして機能する。

平（入力太陽）ギア１０６は、複合遊星入力ギア１０８に係合されてそれを駆動するように配置される。複合遊星入力ギア１０８は、３つの個々の遊星車１１０を含む。個々の各単一遊星車１１０は、入力ギア１１２と、出力ギア１１４とを含む。出力ギア１１４は、ギアボックスケース１１８上の固定ギア歯セット１１６に係合するように配置される。複合遊星入力ギア１０８は、したがって、ケース１１８上で接地される。このように、複合遊星入力ギア１０８の各遊星車１１０は、第１の遊星車キャリア１２０上の中心軸Ｘ周りに進行する。

遊星車キャリア１２０は、軸Ｘ周りに出力ギア１２２を有し、太陽ギアを形成している。出力ギア１２２は、個々の各遊星車１２６を含む複合遊星出力ギア１２４と噛み合う。複合遊星出力ギア１２４は、遊星車キャリアを有しておらず、その代わり、１対のスプレッダリング１２４，１２５が軸方向にずらされ、遊星車１２６の半径方向内向きの動きへの反応を提供している（スプレッダリングは、図５には示されていない）。

各遊星車１２６は、太陽ギア（すなわち遊星車キャリア１２０の出力ギア１２２）に及びケース１１８上の固定歯セット１３０に係合する第１のギア１２６を含む。各遊星車１２６の軸方向の反対側の端には、更なる第２のギア歯セット１３２が設けられ、これらは、ケース１１８上の更なる固定セット１３４と噛み合う。このように、各遊星車は、相隔てられた２つの位置でケース１１８に接地されている。

相隔てられた第１の歯セット１２８と第２の歯セット１３２との間には、補助翼パネル１２を運動させるように構成された作動アーム１４０への出力を提供するリングギア１３８と噛み合う出力歯セット１３６が提供される。

図６ｂを見ると、リゾルバ駆動アーム１４２が、軸Ｘ周りに回転するように配置されている。リゾルバ駆動アーム１４２は、軸Ｘと同心であり、端壁１４６を有する円筒状の凹所１４４を形成している。凹所１４４は、遊星車ギア１２６の中心の進行の円形座位の中心点を通って伸びている。凹所１４４は、遊星車１２６と少なくともそれらの軸方向長さの一部に沿って同一平面上にあるように、遊星車ギア１２６と重複している。端壁１４６は、その軸方向の中心に、平面を伴う孔の形態をとった駆動フォーメーション１４８を含む（スプラインなどのその他のフォーメーションも考えられる）。

遊星車の１つ（図６ｂでは１２６で標識されている）は、隆起１２９を軸方向に突き出させた挿入部１２７を含む。隆起１２９は、リゾルバ駆動アーム１４２が遊星車１２６とともに回転するように、リゾルバ駆動アーム１４２の端に係合する。隆起は、遊星車１２６がリゾルバ駆動アーム１４２に相対的に円周方向ではなく半径方向に運動することができるように、リゾルバ駆動アーム１４２に係合する。これは、隆起１２９をリゾルバ駆動アーム１４２上の半径方向スロットと噛み合わせることによって実現される。これは、変換器５８のリゾルバ駆動アーム１４２にかかる半径方向の荷重を排除する。

二重位置変換器５８は、凹所１４４内に収容され、位置変換器５８の入力シャフト１５２は、リゾルバ駆動アーム１４２上の駆動フォーメーション１４８に係合される。位置リゾルバ５８は、オフセットピン１５０を使用して、回転することができないようにケース１１８内に固定して装着され、したがって、入力シャフトは、リゾルバ駆動アーム１４２の（及びしたがって遊星車１２６の）位置を決定するために駆動される。

着目すべきは、凹所１４４が、遊星車ギア１２６内に組み込まれるゆえに、リゾルバ５８が、ケース１１８から大きく突き出すことはなく、したがって、コンパクトな配置を形成していることである。

適切な計算を使用することによって、出力アーム１４０の位置を容易に決定することができる。遊星車１２６間のギア比、及びしたがってリゾルバ駆動アーム１４２とリングギア１３８との間のギア比が既知であるので、出力アーム１４０の位置は、二重リゾルバ５８の出力から決定することができる。

図７には、図６ａが方向ＶＩＩの視点から示されている。アーム１４０は、軸Ｘ周りの２つの回転位置で明確に示されている。アーム１４０は、第１の端１５８でリングギア１３８を形成している。出力遊星車クラスタ１２４の各遊星車ギアアセンブリ１２６も示されている。アーム１４０は、第１の端１５８からそれよりも小さい第２の端１６０に向かって先細り、第２の端では、アクチュエータ４４のその他の部分への接続を駆動するために、接続点１６２が確立されている。

着目すべきは、アーム１４０が、弧状のスロット１５４をリングギア１３８の半径よりも外側に含んでいることである。

図６ａに戻り、ケース１１８は、ギアボックス４０の大部分を収められた第１のパーツ１６４を有する。ケースの第２のパーツ１６６は、ボルト１６７を通じて第１のパーツ１６４に留め付けられる。パーツ１６４とパーツ１６６との間には、中間スペーサパーツ１６５が提供される。パーツ１６４，１６５，１６６は、使用時におけるアーム１４０の回転を可能にするために、組み合わさって弓形の（すなわち一部円周方向の）スロットを形成している。弓状スロット１５４には、パーツ１６４とパーツ１６６とを結合するボルト１５６が通される。これは、アーム１４０のスロット１５４を通るボルト１５６が、ケースのパーツ１６４とパーツ１６６との間の結合に更なる強度を提供するゆえに、有利である。更に、スロット１５４の両端は、軸Ｘ周りのアーム１４０の動きが制限されるように
、アーム１４０のための制限止まりを提供する。

中間スペーサパーツ１６５には、取り付け点１６８が提供され、その中心位置をアーム１４０とは実質的に正反対のところに位置決めされる。

Claims (23)

1. 操縦翼面アセンブリであって、
   航空機構造コンポーネントと、
   前記航空機構造コンポーネントに可動式に装着された操縦翼面と、
   前記操縦翼面と前記航空機翼コンポーネントとの間の第１の荷重経路を通じて前記操縦翼面を前記航空機翼コンポーネントに相対的に駆動するように配置された第１の電気モータを含むアクチュエータと、
   前記操縦翼面と前記航空機翼コンポーネントとの間の、前記第１の荷重経路とは別個の第２の荷重経路を通じて前記操縦翼面と前記航空機翼コンポーネントとの間の相対的な動きを減衰させるように配置された減衰アセンブリと、
   を備える操縦翼面アセンブリ。
2. 請求項１にしたがった操縦翼面アセンブリであって、
   前記アクチュエータは、前記操縦翼面を前記航空機翼コンポーネントに相対的に駆動するように配置された第２の電気モータを含む、操縦翼面アセンブリ。
3. 請求項２に記載の操縦翼面アセンブリであって、
   前記アクチュエータは、前記第１及び第２のモータのうちの少なくとも１つによって駆動されるように配置された入力と、前記操縦翼面を駆動するように構成された出力と、を有するギアボックスを含む、操縦翼面アセンブリ。
4. 請求項３に記載の操縦翼面アセンブリであって、
   前記第１及び第２のモータは、ともに、前記ギアボックス入力を選択的に（ｉ）交互に及び（ii）同時に駆動するように配置される、操縦翼面アセンブリ。
5. 請求項１ないし４のいずれか一項に記載の操縦翼面アセンブリであって、
   前記減衰アセンブリは、第１のモードと第２のモードとの間で切り替え可能であり、前記アセンブリの減衰効果は、前記第２のモードにおいてよりも前記第１のモードにおいてのほうが低い、操縦翼面アセンブリ。
6. 請求項５に記載の操縦翼面アセンブリであって、
   前記第１のモードにおいて、前記減衰効果は無視できる、操縦翼面アセンブリ。
7. 請求項５又は６のいずれか一項に記載の操縦翼面アセンブリであって、
   前記減衰アセンブリは、前記アクチュエータの動作条件に応じて前記第１のモードと前記第２のモードとの間で自動的に切り替えられる、操縦翼面アセンブリ。
8. 請求項７に記載の操縦翼面アセンブリであって、
   前記ダンパは、電磁ダンパである、操縦翼面アセンブリ。
9. 請求項７に記載の操縦翼面アセンブリであって、
   前記ダンパは、油圧ダンパである、操縦翼面アセンブリ。
10. 航空機の翼における減衰アセンブリをテストする方法であって、
    請求項１ないし９のいずれか一項に記載の操縦翼面アセンブリを用意するステップと、
    前記電気モータに動力供給するステップと、
    前記モータによって引き出された電力を使用して、前記減衰アセンブリの機能を検証するステップと、
    を備える方法。
11. 請求項１０に記載の、航空機の翼における減衰アセンブリをテストする方法であって、前記操縦翼面アセンブリは、請求項５に、又は請求項５に従属するいずれか一項に記載され、前記方法は、
    第１の動力引き出しを得るために、前記第１のモードにある前記ダンパによって前記電気モータに動力供給するステップと、
    前記ダンパを前記第２のモードに切り替えるステップと、
    第２の動力引き出しを得るために、前記第２のモードにある前記ダンパによって前記電気モータに動力供給するステップと、
    前記第１の動力引き出しと前記第２の動力引き出しとを比較することによって、前記ダンパの機能を検証するステップと、
    を備える方法。
12. 請求項１１に記載の、航空機の翼における減衰アセンブリをテストする方法であって、
    前記動力供給するステップは、いずれも、同じ出力速度を実現するように前記電気モータに動力供給することを含む、方法。
13. 航空機操縦翼面アクチュエータであって、
    遊星ギアボックスアセンブリであって、
    入力太陽ギアと、
    前記太陽ギアによって駆動される中間遊星車ギアと、
    前記中間遊星車ギアによって駆動される出力リングギアと、
    を有する遊星ギアボックスアセンブリと、
    回転入力を有する変換器であって、ギアを介さない接続を通じて前記遊星車ギアによって前記回転入力を駆動される位置変換器と、
    を備える航空機操縦翼面アクチュエータ。
14. 請求項１３に記載の航空機操縦翼面アクチュエータであって、
    前記位置変換器の前記回転入力は、前記遊星車ギアの進行軸と同心である、航空機操縦翼面アクチュエータ。
15. 請求項１４に記載の航空機操縦翼面アクチュエータであって、
    前記位置変換器は、前記遊星ギアの進行によって定められる体積内に少なくとも部分的に位置決めされる、航空機操縦翼面アクチュエータ。
16. 請求項１５に記載の航空機操縦翼面アクチュエータであって、
    前記位置変換器の前記回転入力は、前記遊星ギアの進行に対して半径方向を向いた駆動アームの駆動フォーメーションに係合する、航空機操縦翼面アクチュエータ。
17. 航空機操縦翼面アクチュエータであって、
    外部サポートを突き出させたケースと、
    前記ケースから突き出し、前記ケースに相対的に回転するように配置された出力アームと、
    を備え、
    前記出力アーム及び前記外部サポートのうちの一方は、第１の先止めを有するスロットを形成し、前記出力アーム及び前記外部サポートのうちのもう一方は、使用時における前記出力アームの移動の範囲を制限するために前記スロットに係合されるピンを形成する、航空機操縦翼面アクチュエータ。
18. 請求項１８に記載の航空機操縦翼面アクチュエータであって、
    前記スロットは、前記スロットの反対側の端に第２の先止めを有する、航空機操縦翼面アクチュエータ。
19. 請求項１７又は１８のいずれか一項に記載の航空機操縦翼面アクチュエータであって、
    前記外部サポートは、２つの個別のケースパーツを結合する、航空機操縦翼面アクチュエータ。
20. 請求項１７ないし１９のいずれか一項に記載の航空機操縦翼面アクチュエータであって、
    使用時に前記出力アームを駆動するギアボックスを備え、
    前記ギアボックスのうちの少なくとも１つのギアは、前記ケースに接地される、航空機操縦翼面アクチュエータ。
21. 請求項２０に記載の航空機操縦翼面アクチュエータであって、
    前記少なくとも１つのギアは、遊星ギア配置の遊星車ギアである、航空機操縦翼面アクチュエータ。
22. 添付の図面を参照にして又は前記添付の図面にしたがって本明細書において説明される操縦翼面アセンブリ。
23. 添付の図面を参照にして又は前記添付の図面にしたがって本明細書において説明される航空機操縦翼面アクチュエータ。