JP2019018722A - 電気機械式アクチュエータを備える航空機操舵システム - Google Patents

Abstract

【課題】 より簡素な構成により固着障害に対する冗長性を実現することが可能な、電気機械式アクチュエータを備える航空機操舵システムを提供する。
【解決手段】 航空機操舵システム１０Ａは、翼本体１１に取り付けられる第一アクチュエータ２１と、第一アクチュエータ２１の出力を操縦舵面１２に伝達するホーンアーム１３と、操縦舵面１２に取り付けられるロータリー型の第二アクチュエータ２２と、を備える。第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２の少なくとも一方が電気機械式アクチュエータ（ＥＭＡ）である。ホーンアーム１３は、その一端が第一アクチュエータ２１の出力端２１ａに連結され、その他端が第二アクチュエータ２２の出力端２２ａに固定されている。第二アクチュエータ２２は、その出力端２２ａの回動軸線が操縦舵面１２の支点軸線（ヒンジライン）に平行または一致するように当該操縦舵面１２に取り付けられている。
【選択図】 図１

Description

本発明は、航空機が備える舵面（操縦翼面）を駆動する操舵システムに関し、特に、電気機械式アクチュエータ（ＥＭＡ）を備える航空機操舵システムに関する。

従来から、航空機においては集中油圧システムにより舵面が駆動されてきた。この集中油圧システムは、エンジンで駆動する油圧ポンプ、作動油を貯留する作動油タンク（リザーバ）、油圧を放出可能に蓄積するアキュームレータ（蓄圧器）、油圧制御バルブ、舵面等を駆動する油圧アクチュエータ等を備え、これらが油圧配管により接続されている。油圧アクチュエータに対して油圧ポンプから作動油が供給されることで、当該油圧アクチュエータが動作し、舵面が駆動される。

ここで、近年では、航空機の電気化（ＭＥＡ）に伴い、集中油圧システムの油圧アクチュエータを、電気油圧式アクチュエータ（ＥＨＡ）または電気機械式アクチュエータ（ＥＭＡ）等に置き換えることが検討されている。ＥＨＡは、電動モータにより小型の油圧ポンプを駆動して油圧アクチュエータを動作させる構成であり、ＥＭＡは、電動モータの回転運動を機械的に往復運動に変換する構成のアクチュエータである。

このような電気式のアクチュエータでは、油圧配管の代わりに電気配線を用いることができるので、操舵システムそのものの構造を簡素化することができる。また、油圧配管およびエンジンで駆動する大型の油圧ポンプ等を省略することができるので、機体の軽量化を図ることができる。

電気式のアクチュエータのうち、ＥＨＡは、集中型ではなく分散型の油圧システムということができるので、舵面の位置を保持するためには、小型の油圧ポンプにより油圧アクチュエータの油圧を維持する必要がある。これに対して、ＥＭＡは、アクチュエータが機械式であるので、舵面の位置を変化させるときだけアクチュエータを動作させればよいことになる。それゆえ、エネルギー効率の観点ではＥＨＡよりもＥＭＡの方が良好なものとなっている。

ただし、ＥＭＡでは、電動モータからの回転運動を出力端に伝達する経路（駆動力伝達経路）において、固着障害（ジャミング）を起こしやすい。そのため、ＥＭＡでは、複数の電動モータを用いて駆動力伝達経路を冗長化することにより、その信頼性の向上を図ることが知られている。

例えば、特許文献１には、遊星歯車機構を備える電動アクチュエータが、第１モータおよび第２モータの２つのモータを備えており、第１モータおよび第２モータの出力がそれぞれ異なる経路で出力部に伝達される構成が開示されている。この特許文献１では、代表的な実施形態として、航空機の舵面可動部に電動アクチュエータを適用した例が挙げられている。

特開２０１６−１４２３５８号公報

特許文献１に開示される電動アクチュエータは、前記の通り、複数の電動モータを用い駆動力伝達経路を冗長化しているため、駆動力伝達経路の構造が非常に複雑化する。

本発明はこのような課題を解決するためになされたものであって、より簡素な構成により固着障害に対する冗長性を実現することが可能な、電気機械式アクチュエータを備える航空機操舵システムを提供することを目的とする。

本発明に係る航空機操舵システムは、前記の課題を解決するために、航空機の翼本体および操縦舵面と、前記翼本体に取り付けられる第一アクチュエータと、前記第一アクチュエータの出力を前記操縦舵面に伝達する舵面アーム部材と、を備えるとともに、さらに、ロータリーアクチュエータであって、前記操縦舵面に取り付けられる第二アクチュエータと、を備え、前記第一アクチュエータおよび前記第二アクチュエータの少なくとも一方が電気機械式アクチュエータであり、前記舵面アーム部材は、その一端が前記第一アクチュエータの出力端に直接または間接的に連結されているとともに、その他端が前記第二アクチュエータの出力端に固定されており、前記第二アクチュエータは、その出力端の回動軸線が前記操縦舵面の支点軸線に平行または一致するように当該操縦舵面に一体的に取り付けられている構成である。

前記構成によれば、翼本体に設けられる第一アクチュエータに加えて、操縦舵面にもロータリーアクチュエータである第二アクチュエータが設けられており、第一アクチュエータおよび第二アクチュエータが舵面アーム部材（ホーンアーム）を介して連結されている。また、第一アクチュエータおよび第二アクチュエータの少なくとも一方が電気機械式アクチュエータ（ＥＭＡ）である。

これにより、操縦舵面は、第一アクチュエータおよび第二アクチュエータのいずれによっても駆動することが可能となり、いずれか一方のアクチュエータに固着障害が発生して動作できなくなったとしても、他方のアクチュエータにより操縦舵面を駆動できるという冗長性を実現することが可能になる。また、このような冗長構成は、２台のアクチュエータを直列に連結することで速度サミング形式の冗長化を行っていることになるため、各々のアクチュエータに対して複雑な機構を設ける必要性がない。それゆえ、より簡素な構成により固着障害に対する冗長性を実現することができるとともに、アクチュエータの大型化または重量増加等を回避または抑制することができる。

さらに、前記構成によれば、ロータリーアクチュエータである第二アクチュエータは、操縦舵面の支点軸線（ヒンジライン）に少なくとも平行となるように、操縦舵面に取り付けられている。これにより、第二アクチュエータは、実質的に操縦舵面に一体化されていることになる。操縦舵面に対しては外気流に曝されるため、この外気流により、操縦舵面に一体化された第二アクチュエータの効率的な放熱が可能になる。そのため、第二アクチュエータの電動モータの電流密度を引き上げることが可能になり、第二アクチュエータの小型化（出力重量比の向上）を図ることができる。

前記構成の航空機操舵システムにおいては、前記第一アクチュエータがリニアアクチュエータであり、前記舵面アーム部材の一端は当該第一アクチュエータの出力端に対して直接連結されている構成であってもよい。

また、前記構成の航空機操舵システムにおいては、前記第一アクチュエータがロータリーアクチュエータであり、前記舵面アーム部材の一端は、前記第一アクチュエータの出力端に対して、連結部を介して間接的に連結されている構成であってもよい。

また、前記構成の航空機操舵システムにおいては、前記連結部は、前記第一アクチュエータの前記出力端に固定される連結用アーム部材と、当該連結用アーム部材および前記舵面アーム部材の一端を連結するアーム間連結部材と、を備えている構成であってもよい。

また、前記構成の航空機操舵システムにおいては、前記第二アクチュエータが電気機械式アクチュエータである構成であってもよい。

また、前記構成の航空機操舵システムにおいては、前記電気機械式アクチュエータは、その出力端の動作をロックする出力端ロック部を備えている構成であってもよい。

本発明では、以上の構成により、より簡素な構成により固着障害に対する冗長性を実現することが可能な、電気機械式アクチュエータを備える航空機操舵システムを提供することができる、という効果を奏する。

本発明の実施の形態１に係る航空機操舵システムの代表的な構成例を示す模式図である。 （Ａ）および（Ｂ）は、図１に示す航空機操舵システムにおける操縦舵面の支点軸線と第二アクチュエータの回動軸線との関係を示す模式図である。 （Ａ）〜（Ｃ）は、図１に示す航空機操舵システムに用いられる電気機械式アクチュエータの機能構成を模式的に示すブロック図である。 本発明の実施の形態２に係る航空機操舵システムの代表的な構成例を示す模式図である。

以下、本発明の代表的な実施の形態を、図面を参照しながら説明する。なお、以下では全ての図を通じて同一又は相当する要素には同一の参照符号を付して、その重複する説明を省略する。

（実施の形態１）
本実施の形態１に係る航空機操舵システムの代表的な構成例について、図１および図２（Ａ），図２（Ｂ）を参照して具体的に説明する。

［航空機操舵システムの構成例］
図１に示すように、本実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａは、航空機が備える翼部に設けられるものである。翼部は、翼本体１１および操縦舵面（操縦翼面）１２を備えている。また、航空機操舵システム１０Ａは、翼本体１１および操縦舵面１２に加えて、ホーンアーム（舵面アーム部材）１３、第一アクチュエータ２１、および第二アクチュエータ２２を備えている。

翼本体１１および操縦舵面１２の具体的な構成は特に限定されない。例えば、操縦舵面１２としては、一般的には、昇降舵（エレベータ）、補助翼（エルロン）、方向舵（ラダー）等の主操縦翼面、あるいは、スポイラー、フラップ、タブ等の二次操縦翼面等の動翼が挙げられるが、いずれであってもよい。したがって、翼本体１１は、これら動翼を備える主翼または尾翼等を構成する翼構造体であればよい。

図１に示す構成では、航空機操舵システム１０Ａの翼本体１１には、第一アクチュエータ２１が取り付けられ、操縦舵面１２には第二アクチュエータ２２が取り付けられている。ホーンアーム１３は、第一アクチュエータ２１の出力を操縦舵面１２に伝達するものであり、通常は、操縦舵面１２に直接的に取り付けられるが、本開示においては、ホーンアーム１３は、第二アクチュエータ２２を介して操縦舵面１２に間接的に取り付けられている。

本開示においては、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２の少なくとも一方は、電気機械式アクチュエータ（ＥＭＡ）である。以下の説明では、特に断りのない限り、双方のアクチュエータ２１，２２がＥＭＡである場合について説明する。

第一アクチュエータ２１は、本実施の形態１では、リニア型のＥＭＡ（リニアアクチュエータ）であり、その出力端２１ａは、図１における双方向矢印Ｍ１の方向に進退動作する。第二アクチュエータ２２は、本開示においてはロータリー型のＥＭＡ（ロータリーアクチュエータ）であり、その出力端２２ａの回動軸線Ｌ２は、特に図２（Ａ）に示すように、操縦舵面１２の支点軸線（ヒンジラインＬ１）に一致している。つまり、第二アクチュエータ２２の出力端２２ａの回動中心は、ヒンジラインＬ１と同軸になっている。

なお、図１では、出力端２２ａは、第二アクチュエータ２２本体に隠れて位置するため破線で図示しており、ヒンジラインＬ１は、一点鎖線の十字形の交点として図示している。また、図１および図２（Ａ）に示す構成では、ヒンジラインＬ１と回動軸線Ｌ２とが一致しているので、図１では回動軸線Ｌ２は図示せずヒンジラインＬ１のみ図示し、図２（Ａ）では、これら軸線を単一の一点鎖線で図示し、Ｌ１＝Ｌ２の符号を付している。また、図１では、ヒンジラインＬ１（およびこれに一致する回動軸線Ｌ２）は紙面方向に沿って延伸している。

操縦舵面１２は、図２（Ａ）に示すように、支点軸部１４を介して翼本体１１に取り付けられており、支点軸部１４を支点として揺動駆動される。この支点軸部１４の揺動中心がヒンジラインＬ１である。第二アクチュエータ２２の出力端２２ａは、回動軸線Ｌ２を回動中心としており、図１および図２（Ａ）における双方向矢印Ｍ２の方向に回動動作する。そして、前記の通り、支点軸部１４のヒンジラインＬ１と出力端２２ａの回動軸線Ｌ２とは実質的に同軸である。

図１および図２（Ａ）に示すように、第二アクチュエータ２２の出力端２２ａには、ホーンアーム１３の一端が固定されている。ホーンアーム１３の他端には、図１および図２（Ａ）に示す例では、第一アクチュエータ２１の出力端２１ａが連結されている。なお、ホーンアーム１３の他端において出力端２１ａが取り付けられている位置を、説明の便宜上、出力端連結部位１３ａと称する。図２（Ａ）では、第一アクチュエータ２１は図示していないので、ホーンアーム１３の他端において出力端連結部位１３ａは、円形で模式的に図示している。

第一アクチュエータ２１は、翼本体１１に対して出力端２１ａが下方に傾斜するように取り付けられており、前記の通り、出力端２１ａはホーンアーム１３の他端において出力端連結部位１３ａに連結されている。ホーンアーム１３の一端は、前記の通り、第二アクチュエータ２２の出力端２２ａに固定されているが、この第二アクチュエータ２２は操縦舵面１２に一体化して取り付けられている。それゆえ、第一アクチュエータ２１の出力端２１ａが矢印Ｍ１の方向に進退移動することで、ホーンアーム１３を介して操縦舵面１２が揺動駆動され、これにより操縦舵面１２の角度（舵面角度）が変更される。

ここで、前記の通り、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２のいずれもＥＭＡであり、このうち第一アクチュエータ２１に固着障害（ジャミング）が発生したと仮定する。従来の一般的な構成では、ホーンアーム１３の一端は操縦舵面１２に直接取り付けられているので、第一アクチュエータ２１が動作できなければ、操縦舵面１２を駆動することができない。これに対して、本開示においては、操縦舵面１２には、出力端２２ａがヒンジラインＬ１に一致するようにロータリー型の第二アクチュエータ２２が取り付けられている。それゆえ、第二アクチュエータ２２が回動動作することにより操縦舵面１２を揺動駆動することができる。

このように、航空機操舵システム１０Ａにおいては、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２のいずれによっても操縦舵面１２を駆動することが可能になっている。それゆえ、いずれか一方のアクチュエータに固着障害が発生して動作できなくなったとしても、他方のアクチュエータにより操縦舵面１２を駆動できるという冗長性を実現することが可能になる。また、操縦舵面１２に設けられた第二アクチュエータ２２を操縦舵面１２のヒンジラインＬ１と同軸とするとすることで、当該操縦舵面１２の舵面慣性の増大を抑制することも可能となる。

本開示においては、第一アクチュエータ２１または第二アクチュエータ２２の少なくとも一方がＥＭＡであればよいが、両方がＥＭＡであってもよい。ＥＭＡ以外のアクチュエータとしては、従来型の集中油圧システムの油圧アクチュエータであってもよいし、電気油圧式アクチュエータ（ＥＨＡ）であってもよい。ＥＨＡは、電動モータにより小型の油圧ポンプを駆動して油圧アクチュエータを動作させる構成であるため、集中油圧システムのような油圧配管および大型油圧ポンプ等が不要となる。それゆえ、集中油圧システムの油圧アクチュエータと比較して機体重量の軽減が可能となる。

ここで、本開示においては、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２のうち、特に、操縦舵面１２に設けられる第二アクチュエータ２２がＥＭＡであることが好ましい。これにより、第二アクチュエータ２２の小型化を図ることが可能になり、航空機の機体重量の軽減をより一層進めることができる。

ＥＭＡは、油圧アクチュエータとは異なり作動油による熱輸送が生じないため、動作時の発熱により内部温度が上昇しやすい。それゆえ、ＥＭＡでは動作時に生じた熱を効率的に放熱することが課題とされている。ここで、第二アクチュエータ２２は、ロータリーアクチュエータであって、図２（Ａ）に示すように、その出力端２２ａは、操縦舵面１２のヒンジラインＬ１に一致するように当該操縦舵面１２に取り付けられている。これにより、第二アクチュエータ２２は、実質的に操縦舵面１２に一体化されていることになる。

航空機の飛行中では、操縦舵面１２に対しては常に外気流に曝されるため、第二アクチュエータ２２の発熱部位から操縦舵面１２への放熱経路を適切に設計することによって、操縦舵面１２に一体化された第二アクチュエータ２２を効率的に放熱させることが可能になる。そのため、第二アクチュエータ２２の電動モータの電流密度を引き上げることが可能になり、第二アクチュエータ２２の小型化（出力重量比の向上）を図ることができる。

本開示においては、ロータリーアクチュエータである第二アクチュエータ２２は、実質的に操縦舵面１２に一体化されるよう設けられていればよい。代表的には、前記の通り、図２（Ａ）に示すように、操縦舵面１２のヒンジラインＬ１と第二アクチュエータ２２の回動軸線Ｌ２とが一致していればよい。しかしながら、本開示はこれに限定されず、例えば、図２（Ｂ）に示すように、ヒンジラインＬ１と回動軸線Ｌ２との間にオフセットが存在してもよい。なお、図２（Ｂ）では、ヒンジラインＬ１を一点鎖線で示し、回動軸線Ｌ２を二点鎖線で示している。

したがって、第二アクチュエータ２２は、その出力端２２ａの回動軸線Ｌ２が操縦舵面１２のヒンジラインＬ１に一致するように取り付けられてもよいし、回動軸線Ｌ２がヒンジラインＬ１に平行となるように当該操縦舵面１２に取り付けられていればよい。ここで、ヒンジラインＬ１と回動軸線Ｌ２とのオフセットの程度は特に限定されない。操縦舵面１２に対して、ロータリー型の第二アクチュエータ２２は実質的に一体化するように取り付けられていればよいので、操縦舵面１２および第二アクチュエータ２２の具体的な構成によりオフセットの程度は必然的に決定される。

［航空機操舵システムの冗長構成］
本開示に係る航空機操舵システム１０Ａにより得られる、操縦舵面１２を駆動する機能の冗長構成について、その形式および利点について具体的に説明する。航空機の主操縦系統には高い信頼性が要求される。これは、操縦舵面１２を駆動する機能（舵面駆動機能）が喪失すれば重大事故につながるおそれがあるためである。それゆえ、舵面駆動機能には冗長構成が採用される。一般的な冗長構成としては、１つの操縦舵面１２に対して複数のアクチュエータを設ける構成が挙げられる。

このような冗長構成において、複数のアクチュエータからの駆動力を操縦舵面１２に伝達する形式としては、代表的には、トルクサミング形式と速度サミング形式とが挙げられる。トルクサミング形式は、それぞれのアクチュエータからのトルク（力）を足し合わせる形式であり、速度サミング形式は、それぞれのアクチュエータの速度（変異）を足し合わせる形式である。

一般的な操舵システムにおいては、油圧アクチュエータを翼幅方向に並列配置する構成のトルクサミング形式で冗長化されている。これに対して、本開示に係る航空機操舵システム１０Ａは、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２を、ホーンアーム１３を介して連結する構成の速度サミング形式により冗長化を図っている。

例えば、１つの操縦舵面１２に対して２つのアクチュエータを用いた冗長構成において、２つのアクチュエータがいずれもＥＭＡである場合を想定する。前述したようなトルクサミング形式の冗長構成では、２つのＥＭＡのうちいずれか一方に固着障害が発生すると、舵面駆動機能が喪失する。そのため、ＥＭＡそのものに対して固着障害対策が必要になる。これに対して、速度サミング形式の冗長構成では、２つのＥＭＡに対して同時に固着障害が発生しない限り舵面駆動機能が消失することはない。

一般に、２つのＥＭＡに対して同時に固着障害が発生する確率は、航空機の操縦系統に要求される故障確率よりも低いと考えられている。それゆえ、２つのアクチュエータを用いた速度サミング形式の冗長構成では、ＥＭＡそのものに対する固着障害対策は基本的に必要ではない。

したがって、本実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａにおいて、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２の両方がＥＭＡであって、一方のＥＭＡ（例えば第一アクチュエータ２１）に固着障害が発生したとしても、他方のＥＭＡ（例えば第二アクチュエータ２２）により操縦舵面１２を駆動することができる。また、例えば、第一アクチュエータ２１または第二アクチュエータ２２のいずれかがＥＭＡであり、他方がＥＭＡでないアクチュエータ（例えば油圧アクチュエータ等）であって、一方のアクチュエータであるＥＭＡに固着障害が発生しても、他方のアクチュエータにより操縦舵面１２を駆動することができる。

さらに、本開示に係る航空機操舵システム１０Ａは、前記の通り速度サミング形式の冗長構成であるため、第一アクチュエータ２１または第二アクチュエータ２２（あるいはこれら両方）がＥＭＡであれば、このＥＭＡは、その出力端２１ａ，２２ａの動作をロックする構成（説明の便宜上、出力端ロック部と称する。）を備えていることが好ましい。出力端ロック部としては、例えば、外力により出力端が逆動作することを抑制または防止する不可逆機構（もしくは減速機構）、あるいは、電動モータのモータ軸の回転を制動するモータ軸ブレーキ等を挙げることができる。

トルクサミング形式の冗長構成では、２つのアクチュエータのうち一方が故障により動作できなくなり、他方のアクチュエータのみで操縦舵面１２を駆動する場合、動作不能の一方のアクチュエータは、他方のアクチュエータの動作を妨げないように、その出力端を自由に動作できるようにする（フリーにする）必要がある。動作不能のアクチュエータが油圧アクチュエータであれば、伸張側の油室と収縮側の油室とをバイパスすることで、出力端を容易にフリーにすることができる。これに対して、動作不能のアクチュエータがＥＭＡであれば、出力端をフリーにするためには、クラッチまたはシアピン等の切離し装置を追加する必要がある。

これに対して、速度サミング形式の冗長構成では、一方のアクチュエータが動作不能となれば、動作可能な他方のアクチュエータの荷重を保持するために、その出力端をロックすればよい。出力端をロックする出力端ロック部としては、前記の通り、不可逆機構（減速機構）またはモータ軸ブレーキを用いることができるが、これらは、切離し装置に比較して相対的に簡素な構成のものを採用することができる。

それゆえ、本実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａにおいて、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２の少なくとも一方がＥＭＡであるときに、動作不能のアクチュエータがＥＭＡであれば、比較的簡素な構成の出力端ロック部により出力端２１ａまたは出力端２２ａをロックすることができる。

［電気機械式アクチュエータ（ＥＭＡ）の構成例］
出力端ロック部を備えるＥＭＡについて、図３（Ａ）〜図３（Ｃ）を参照して説明する。図３（Ａ）〜図３（Ｃ）に示すブロック図は、第一アクチュエータ２１または第二アクチュエータ２２として用いられるＥＭＡの機能構成を模式的に示したものである。なお、図３（Ａ）〜図３（Ｃ）においては、第一アクチュエータ２１または第二アクチュエータ２２として用いられるＥＭＡを、説明の便宜上、ＥＭＡ２０として包括化して示し、第一アクチュエータ２１の出力端２１ａまたは第二アクチュエータ２２の出力端２２ａも、出力端２０ａとして包括化して示す。

図３（Ａ）に示すＥＭＡ２０は、出力端２０ａ、電動モータ２０ｂ、および駆動力伝達部２０ｃを備える基本的な構成であり、電動モータ２０ｂの回転駆動力が駆動力伝達部２０ｃを介して出力端２０ａに伝達される。それゆえ、図３（Ａ）では、電動モータ２０ｂと駆動力伝達部２０ｃと出力端２０ａとを模式的に線分で結んでいる。駆動力伝達部２０ｃの具体的な構成は特に限定されず、ＥＭＡ２０の種類に応じた公知の構成のギア機構等を好適に用いることができる。

ＥＭＡ２０がリニアアクチュエータであれば、駆動力伝達部２０ｃは、電動モータ２０ｂの回転運動を往復運動に変換するギア機構等であればよい。これにより、電動モータ２０ｂの駆動力が駆動力伝達部２０ｃを介して出力端２０ａに伝達され、出力端２０ａは進退移動することになる（例えば、第一アクチュエータ２１）。また、ＥＭＡ２０がロータリーアクチュエータであれば、駆動力伝達部２０ｃは、電動モータ２０ｂの回転運動（モータ軸における連続的な回転運動）を回動運動（出力端２０ａにおける回転可能範囲が制限された回転運動）に変換するギア機構等であればよい。これにより、電動モータ２０ｂの駆動力が駆動力伝達部２０ｃを介して出力端２０ａに伝達され、出力端２０ａは回動移動することになる（例えば、第二アクチュエータ２２）。

図３（Ａ）に示す基本的な構成のＥＭＡ２０に対して、図３（Ｂ）に示すＥＭＡ２０は、駆動力伝達部２０ｃに不可逆機構２０ｄが設けられている構成となっている。不可逆機構２０ｄの具体的な構成は特に限定されず、出力端２０ａに作用した外力によって当該出力端２０ａが逆動作しないようにするものであればよい。あるいは、不可逆機構２０ｄは、当該不可逆機構２０ｄとともに駆動力伝達部２０ｃが電動モータのトルク増幅を行う減速機構を兼ねる構成であってもよい。代表的には、不思議遊星歯車またはウォームギア等を挙げることができる。

操縦舵面１２に対しては、航空機の飛行中、常時、空力負荷による外力が作用する。しかしながら、操縦舵面１２の舵角は、飛行時間の大半において変化しない（舵面作動速度が０）ことが一般的である。本実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａにおいて、第一アクチュエータ２１または第二アクチュエータ２２（もしくはその両方）がＥＭＡであれば、駆動力伝達部２０ｃが不可逆機構２０ｄを備えることで、電動モータ２０ｂに通電しない状態で操縦舵面１２すなわち出力端２０ａに外力が作用しても舵角を保持することが可能になる。それゆえ、舵面作動速度が０である間に不要な電力消費と回避または抑制することができるとともに、電力消費に伴う発熱も回避または抑制することができる。

また、ＥＭＡ２０が不可逆機構２０ｄを備えていれば、電動モータ２０ｂにおける必要なトルク量を低減することができる。それゆえ、電動モータ２０ｂとしては、ダイレクトドライブ形式のように大型または高駆動力のものを用いる必要がなくなり、より小型かつ低駆動力のものを採用することが可能になる。その結果、ＥＭＡ２０において、電力消費量のさらなる低減あるいは発熱のさらなる抑制を図ることが可能になる。

また、図３（Ａ）または図３（Ｂ）に示すＥＭＡ２０に対して、図３（Ｃ）に示すＥＭＡ２０は、電動モータ２０ｂにモータ軸ブレーキ２０ｅが設けられている構成となっている。モータ軸ブレーキ２０ｅの具体的な構成は限定されず、電動モータ２０ｂのモータ軸を制動してモータ軸の回転を停止することができるものであればよい。代表的には、電磁ブレーキまたはクラッチブレーキ等を挙げることができる。

ＥＭＡ２０の出力端２０ａは相対的に高トルクであるが、電動モータ２０ｂのモータ軸は出力端２０ａに比較すれば低トルクである。前記の通り、トルクサミング形式の冗長構成では、ＥＭＡが固着障害により動作不能になったときに、高トルクの出力端２０ａをフリーにするために切離し装置を設ける必要がある。それゆえ、切離し装置の構成は高トルクに対応するために複雑化かつ重量化するとともに、固着が発生してから駆動力伝達部２０ｃの切り離しが完了するまでにタイムラグが生じる等の課題も考えられる。

これに対して、モータ軸ブレーキ２０ｅは、切離し装置に比べて、その構成を簡素化できるとともにその重量の軽減も図ることができる。また、モータ軸ブレーキ２０ｅは、モータ軸を停止させるだけで、出力端２０ａをロックすることが可能である。そのため、トルクサミング形式における切離し装置のようにタイムラグが生じることがなく、固着障害の発生時であっても相対的に迅速な対応が可能となる。

なお、図３（Ｂ）または図３（Ｃ）においては、出力端ロック部である不可逆機構２０ｄおよびモータ軸ブレーキ２０ｅをそれぞれ独立したブロックとして図示しているが、不可逆機構２０ｄまたはモータ軸ブレーキ２０ｅは、それぞれ駆動力伝達部２０ｃまたは電動モータ２０ｂに対して独立した構成であってもよいし、一体化された構成であってもよい。例えば、不可逆機構２０ｄは駆動力伝達部２０ｃに一体化されたひとつのギア機構等であってもよいし、モータ軸ブレーキ２０ｅはブレーキ付電動モータとして構成されてもよい。また、図示しないが、ＥＭＡ２０は、出力端ロック部として、不可逆機構２０ｄおよびモータ軸ブレーキ２０ｅの双方を備えていてもよい。

このように、本開示によれば、翼本体１１に設けられる第一アクチュエータ２１に加えて、操縦舵面１２にもロータリーアクチュエータである第二アクチュエータ２２が設けられており、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２がホーンアーム１３を介して連結されている。また、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２の少なくとも一方がＥＭＡ２０である。

これにより、操縦舵面１２は、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２のいずれによっても駆動することが可能となり、いずれか一方のアクチュエータに固着障害が発生して動作できなくなったとしても、他方のアクチュエータにより操縦舵面１２を駆動できるという冗長性を実現することが可能になる。また、このような冗長構成は速度サミング形式であるため、ＥＭＡ２０に対して複雑な機構を設ける必要性がない。それゆえ、より簡素な構成により固着障害に対する冗長性を実現することができるとともに、第一アクチュエータ２１および／または第二アクチュエータ２２の大型化もしくは重量増加等を回避または抑制することができる。

さらに、前記構成によれば、ロータリーアクチュエータである第二アクチュエータ２２は、操縦舵面１２のヒンジラインＬ１に少なくとも平行となるように、当該操縦舵面１２に取り付けられている。これにより、第二アクチュエータ２２は、実質的に操縦舵面１２に一体化されていることになる。操縦舵面１２に対しては外気流に曝されるため、第二アクチュエータ２２の発熱部位から操縦舵面１２への放熱経路を適切に設計することによって、操縦舵面１２に一体化された第二アクチュエータ２２の効率的な放熱が可能になる。そのため、第二アクチュエータ２２の電動モータ２０ｂの電流密度を引き上げることが可能になり、第二アクチュエータ２２の小型化（出力重量比の向上）を図ることができる。

（実施の形態２）
前記実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａは、第一アクチュエータ２１がリニアアクチュエータであったが、本開示はこれに限定されない。

図４に示すように、本実施の形態２に係る航空機操舵システム１０Ｂは、前記実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａと同様に、第一アクチュエータ２３および第二アクチュエータ２２を備えており、第二アクチュエータ２２は、ロータリーアクチュエータであって、その出力端２２ａの回動軸線Ｌ２がヒンジラインＬ１と同軸（または平行）になるように操縦舵面１２に一体化されている。また、第二アクチュエータ２２の出力端２２ａには、ホーンアーム１３の他端が固定されている。ただし、第一アクチュエータ２３は、第二アクチュエータ２２と同様のロータリーアクチュエータとなっている。

図４では、第一アクチュエータ２３の出力端２３ａは、第二アクチュエータ２２の出力端２２ａと同様に、第一アクチュエータ２３本体に隠れて位置するため破線で図示している。また、また、図４に示す構成では、前記実施の形態１と同様に、操縦舵面１２のヒンジラインＬ１と第二アクチュエータ２２の回動軸線Ｌ２とが一致している（同軸である）。それゆえ、図４では、第二アクチュエータ２２の出力端２２ａには、回動軸線Ｌ２は図示せずヒンジラインＬ１のみ図示しているが、第一アクチュエータ２３の出力端２３ａには、その回動中心である回動軸線Ｌ３を図示している。

航空機操舵システム１０Ｂにおいては、第一アクチュエータ２３の出力端２３ａとホーンアーム１３の一端との間は、航空機操舵システム１０Ａのように直接的に連結されておらず、連結部１５を介して間接的に連結されている。連結部１５は、図４に示す例では、第一アクチュエータ２３の出力端２３ａに固定される連結用アーム部材２４と、当該連結用アーム部材２４およびホーンアーム１３の一端とを連結するアーム間連結部材２５とにより構成されている。

言い換えれば、第一アクチュエータ２３の出力端２３ａには、連結部１５を構成する連結用アーム部材２４の一端が固定され、連結用アーム部材２４の他端には連結部１５を構成するアーム間連結部材２５の一端が連結され、アーム間連結部材２５の他端は、ホーンアーム１３の一端の出力端連結部位１３ａに連結され、ホーンアーム１３の他端は第二アクチュエータ２２の出力端２２ａが固定されていることになる。

第一アクチュエータ２３とホーンアーム１３とを連結する連結部１５の構成は、本実施の形態２のように、連結用アーム部材２４およびアーム間連結部材２５を備える構成に限定されず、公知の他の構成を採用することができる。また、前記実施の形態１では、リニア型の第一アクチュエータ２１の出力端２１ａに対して、ホーンアーム１３の一端が直接連結されていたが、本実施の形態２のように、第一アクチュエータ２１の出力端２１ａに対して連結部１５を介してホーンアーム１３の一端が間接的に連結されてもよい。

第一アクチュエータ２３の出力端２３ａは、前記の通り、回動軸線Ｌ３を回動中心としており、図４における双方向矢印Ｍ３の方向に回動動作する。また、第二アクチュエータ２２の出力端２２ａは、前記の通り回動軸線Ｌ２を回動中心としており、図４における双方向矢印Ｍ２の方向に回動動作する。図４では、回動軸線Ｌ２および回動軸線Ｌ３は紙面方向に沿って延伸しているので、回動軸線Ｌ２および回動軸線Ｌ３は互いに平行の位置関係にある。それゆえ、回動軸線Ｌ３は、ヒンジラインＬ１に対しても平行の位置関係にある。

第一アクチュエータ２３の出力端２３ａが矢印Ｍ３の方向に回動移動すれば、出力端２３ａに連結される連結部１５を介してホーンアーム１３に揺動運動が伝達される。さらに、この揺動運動はホーンアーム１３を介して操縦舵面１２に伝達されるので、第一アクチュエータ２３により操縦舵面１２が揺動駆動され、舵面角度が変更される。

ここで、第一アクチュエータ２３および第二アクチュエータ２２のいずれもＥＭＡであり、このうち第一アクチュエータ２３に固着障害（ジャミング）が発生したと仮定する。従来の一般的な構成では、ホーンアーム１３の一端は操縦舵面１２に直接取り付けられているので、第一アクチュエータ２３が動作できなければ、操縦舵面１２を駆動することができない。

これに対して、本開示においては、操縦舵面１２には、出力端２２ａがヒンジラインＬ１に一致するようにロータリー型の第二アクチュエータ２２が取り付けられている。それゆえ、第二アクチュエータ２２が回動動作することにより操縦舵面１２を揺動駆動することができる。したがって、本実施の形態２に係る航空機操舵システム１０Ｂにおいても、速度サミング形式の冗長構成を実現することができる。なお、本実施の形態２においても、第一アクチュエータ２３および第二アクチュエータ２２の双方がＥＭＡでなくてもよく、少なくとも一方がＥＭＡであればよいことはいうまでもない。

なお、本実施の形態２に係る航空機操舵システム１０Ｂの構成は、第一アクチュエータ２３がロータリー型であり前述したような連結部１５を備える以外は、前記実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａの構成と同様であり、各構成の作用も同様であるので、その具体的な説明は省略する。

本実施の形態２においても、操縦舵面１２は、第一アクチュエータ２３および第二アクチュエータ２２のいずれによっても駆動することが可能となり、いずれか一方のアクチュエータに固着障害が発生して動作できなくなったとしても、他方のアクチュエータにより操縦舵面１２を駆動できるという冗長性を実現することが可能になる。また、第一アクチュエータ２３および第二アクチュエータ２２による冗長構成は速度サミング形式であるため、これらがＥＭＡであっても複雑な機構を設ける必要性がない。それゆえ、より簡素な構成により冗長性を実現することができるとともに、ＥＭＡの大型化もしくは重量増加等を回避または抑制することができる。

また、本実施の形態２においても、前記実施の形態１と同様に、ロータリーアクチュエータである第二アクチュエータ２２は、操縦舵面１２のヒンジラインＬ１に少なくとも平行となるように、当該操縦舵面１２に一体的に取り付けられている。そのため、第二アクチュエータ２２の効率的な放熱が可能になり、第二アクチュエータ２２の小型化（出力重量比の向上）を図ることができる。

このように、本開示においては、前記実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａのように第一アクチュエータ２１がリニアアクチュエータであってもよいし、本実施の形態２に係る航空機操舵システム１０Ｂのように第一アクチュエータ２３がロータリーアクチュエータであってもよい。

言い換えれば、本開示においては、前記実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａであっても、本実施の形態２に係る航空機操舵システム１０Ｂであっても、従来のように、翼本体１１に取り付けられる第一アクチュエータ２１そのものに対して冗長構成を設けるのではなく、冗長化の発想を転換することにより、操縦舵面１２にロータリー型の第二アクチュエータ２２を一体的に設けて、この第二アクチュエータ２２によりホーンアーム１３を動作可能としている。それゆえ、本開示によれば、簡素な構成で速度サミング形式での冗長化が可能であるとともに、前述したように、ＥＭＡの小型化や重量増加の回避または抑制を図ることができる。

なお、本発明は前記実施の形態の記載に限定されるものではなく、特許請求の範囲に示した範囲内で種々の変更が可能であり、異なる実施の形態や複数の変形例にそれぞれ開示された技術的手段を適宜組み合わせて得られる実施の形態についても本発明の技術的範囲に含まれる。

本発明は、航空機の操縦舵面を駆動するシステムまたは機構の分野だけでなく、操縦舵面を備える航空機の分野に広く好適に用いることができる。

１０Ａ，１０Ｂ：航空機操舵システム
１１：翼本体
１２：操縦舵面
１３：ホーンアーム（舵面アーム部材）
１３ａ：出力端連結部位
１４：支点軸部
１５：連結部
２０：電気機械式アクチュエータ（ＥＭＡ）
２０ａ：出力端
２０ｂ：電動モータ
２０ｃ：駆動力伝達部
２０ｄ：不可逆機構
２０ｅ：モータ軸ブレーキ
２１：第一アクチュエータ（リニアアクチュエータ）
２１ａ：出力端
２２：第二アクチュエータ（ロータリーアクチュエータ）
２２ａ：出力端
２３：第一アクチュエータ（ロータリーアクチュエータ）
２４：連結用アーム部材
２５：アーム間連結部材

Claims (6)

1. 航空機の翼本体および操縦舵面と、
   前記翼本体に取り付けられる第一アクチュエータと、
   前記第一アクチュエータの出力を前記操縦舵面に伝達する舵面アーム部材と、
   を備えるとともに、
   さらに、ロータリーアクチュエータであって、前記操縦舵面に取り付けられる第二アクチュエータと、を備え、
   前記第一アクチュエータおよび前記第二アクチュエータの少なくとも一方が電気機械式アクチュエータであり、
   前記舵面アーム部材は、その一端が前記第一アクチュエータの出力端に直接または間接的に連結されているとともに、その他端が前記第二アクチュエータの出力端に固定されており、
   前記第二アクチュエータは、その出力端の回動軸線が前記操縦舵面の支点軸線に平行または一致するように当該操縦舵面に一体的に取り付けられていることを特徴とする、
   航空機操舵システム。
2. 前記第一アクチュエータがリニアアクチュエータであり、
   前記舵面アーム部材の一端は当該第一アクチュエータの出力端に対して直接連結されていることを特徴とする、
   請求項１に記載の航空機操舵システム。
3. 前記第一アクチュエータがロータリーアクチュエータであり、
   前記舵面アーム部材の一端は、前記第一アクチュエータの出力端に対して、連結部を介して間接的に連結されていることを特徴とする、
   請求項１に記載の航空機操舵システム。
4. 前記連結部は、
   前記第一アクチュエータの前記出力端に固定される連結用アーム部材と、
   当該連結用アーム部材および前記舵面アーム部材の一端を連結するアーム間連結部材と、
   を備えていることを特徴とする、
   請求項３に記載の航空機操舵システム。
5. 前記第二アクチュエータが電気機械式アクチュエータであることを特徴とする、
   請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機操舵システム。
6. 前記電気機械式アクチュエータは、その出力端の動作をロックする出力端ロック部を備えていることを特徴とする、
   請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機操舵システム。
   
   

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