JP2019089508A - 電動アクチュエータ装置 - Google Patents

Abstract

【課題】電動アクチュエータによる舵面と航空機本体側との機械的接続を容易に解除することができ、かつ、シンプルな構造とされた電動アクチュエータ装置を提供する。【解決手段】航空機の舵面３０側に接続された第１支点２２と、航空機本体側に接続された第２支点２４とを有し、第１支点２２と第２支点２４とを接近離間可能に電動モータによって駆動する電動アクチュエータ本体２０と、第１支点２２または第２支点２４の下方を支持する支持位置と、第１支点２２または第２支点２４の下方から退避する退避位置との間を進退する支持部材４２と、支持部材４２が退避位置に位置したときに、第１支点２２または第２支点２４を保持する保持部材４６と、を備えた電動アクチュエータ装置１０。【選択図】図１

Description

本発明は、例えば、航空機の舵面アクチュエータに採用されて好適な電動アクチュエータ装置に関する。

近年、電動アクチュエータの軽量化と高出力化が進み、航空機の舵面操作において電動アクチュエータが採用される機会が増加している。しかしながら、電動アクチュエータにボールスクリュー機構が採用されている場合、回転するスクリュー上でボールナットが固着する機械的ジャミングの発生が懸念される。機械的ジャミングが発生した場合、航空機の舵面が意図しない位置で固定されてしまい、パイロットの意思通りに機体を制御することが困難になり、重大事故に繋がる可能性がある。したがって、意図しない位置で固定された舵面を、機械的ジャミングから解放することが望まれる。

特許文献１では、２系統のボールスクリュー機構をハウジングに収容し、それぞれ駆動を独立して作動又はロック可能とし、互いの機械的連結を切り離した状態で構成することで、一部の故障が全体の作動に制約を生じることを防止する電動アクチュエータが開示されている。

特開２０１３−４２６０２号公報

しかしながら、特許文献１の技術においては、２系統のボールスクリュー機構と、それぞれを独立して作動させるモータ、ロックのためのクラッチ機構が必要となり、構造の複雑化、部品点数の増加、大幅な重量の増加などが懸念される。

本発明は、このような事情を鑑みてなされたものであり、電動アクチュエータによる舵面と航空機本体側との機械的接続を容易に解除することができ、かつ、シンプルな構造とされた電動アクチュエータ装置を提供することを目的とする。

上記課題を解決するために、電動アクチュエータ装置は以下の手段を採用する。
即ち、本発明の一態様に係る電動アクチュエータ装置においては、航空機の舵面側に接続された第１支点と、航空機本体側に接続された第２支点とを有し、前記第１支点と前記第２支点とを接近離間可能に電動モータによって駆動する電動アクチュエータ本体と、前記第１支点または前記第２支点の下方を支持する支持位置と、前記第１支点または前記第２支点の下方から退避する退避位置との間を進退する支持部材と、前記支持部材が前記退避位置に位置したときに、前記第１支点または前記第２支点を保持する保持部材と、を備える。

本態様にかかる電動アクチュエータ装置においては、電動アクチュエータ本体の第１支点と第２支点とによって、航空機の舵面のアームと航空機本体側とが接近離間可能に接続され、第１支点または第２支点の下方を支持する支持位置と、支持部材が退避位置に位置したときに、第１支点または第２支点を保持する保持部材と、を備えることとした。これによれば、電動アクチュエータ本体の第１支点または第２支点を下方から支持している支持部材を退避位置に移動させることで、第１支点または第２支点は支持から解放されて、第１支点または第２支点の接続を解除することができる。また、解放された第１支点または第２支点は、保持部材によって保持され、落下することはない。これによって、電動アクチュエータ本体を介して接続される第１支点側の舵面と第２支点側の航空機本体側とを切り離すことができ、電動アクチュエータ本体による舵面と航空機本体側との機械的拘束を容易に解除することができる。また、第１支点または第２支点は、保持部材によって保持され、落下することがないので、他の部品や航空機本体を損傷させる危険性を低減することができる。更に、シンプルな機構の組合せによって電動アクチュエータ装置が構成されているため、組み付け性、メンテナンス性、故障に対する信頼性が良好である。

また、本発明の一態様に係る電動アクチュエータ装置においては、前記支持部材が、前記第２支点に対して進退する。

本態様にかかる電動アクチュエータ装置においては、支持部材が第２支点に対して進退することとした。これによれば、舵角が大きい場合でも、支持部材に対して作用する電動アクチュエータ本体の軸力による負荷が小さくなり、支持部材の進退動作を小さな動力で行うことができる。

また、本発明の一態様に係る電動アクチュエータ装置は、前記支持部材の進退動作を行う支持部材用電動モータと、前記支持部材用電動モータを制御する制御部と、前記電動アクチュエータ本体の動作の不具合を検出する不具合検出部と、を備え、前記制御部は、前記不具合検出部によって前記電動アクチュエータ本体の動作の不具合が検出された場合に、前記支持部材を前記支持位置から前記退避位置に動作させる。

本態様にかかる電動アクチュエータ装置において、制御部は、不具合検出部によって電動アクチュエータ本体の動作の不具合が検出された場合に、支持部材を支持位置から退避位置に動作させることとした。これによれば、例えば、電動アクチュエータ本体の機械的ジャミングなどの不具合が生じて、舵面が意図しない舵角で固定されてしまった場合、制御部からの信号によって支持部材用電動モータを駆動することができる。支持部材用電動モータを駆動すると、第１支点または第２支点を下方から支持する支持部材は退避位置に移動して、第１支点または第２支点が解放される。その結果、電動アクチュエータ本体を介して接続される第１支点側の舵面と第２支点側の航空機本体側とを切り離すことができ、電動アクチュエータ本体による舵面と航空機本体側との機械的接続を容易に解除することができる。これによって、舵面が、翼まわりの空気流れに逆らわないフリーな状態となり、意図しない舵角での舵面の固定による航空機の機体制御に対する危険要因を排除することができる。この場合、故障が発生していない他の舵面によって機体制御を行うことができるので、機体制御性は維持できる。

また、本発明の一態様に係る電動アクチュエータ装置において、前記保持部材は、前記第１支点または前記第２支点が保持され、移動可能なガイド経路を備え、前記第１支点または前記第２支点の上方に回動点を有する振り子である。

本態様にかかる電動アクチュエータ装置において、保持部材は、第１支点または第２支点が保持され、移動可能なガイド経路を備え、第１支点または第２支点の上方に回動点を有する振り子である。これによれば、支持部材が退避位置に移動して第１支点または第２支点が解放された場合、第１支点または第２支点は、第１支点または第２支点の上方にて回動自在に支持された振り子に備えられたガイド経路に沿って落下して、ガイド経路内に保持される。したがって、振り子の可動範囲内及びガイド経路の範囲内において電動アクチュエータ本体に自由度が与えられ、結果として、電動アクチュエータ本体を介して接続される第１支点側の舵面と第２支点側の航空機本体側との機械的拘束を解除することができる。また、第１支点または第２支点は、ガイド経路内に保持されるので、他の部品や航空機本体を損傷させる危険性を低減することができる。
また、アクチュエータ本体のジャミング解消（修理）後の復旧作業においても、第１支点または第２支点をガイド経度に沿って定位置に戻した後、支持部材を元の位置に戻すだけなので、復旧の簡便性についても良好となる。

また、本発明の一態様に係る電動アクチュエータ装置において、前記保持部材は、前記第１支点または前記第２支点が保持されるワイヤである。

本態様にかかる電動アクチュエータ装置において、保持部材は、第１支点または第２支点が保持されるワイヤとした。これによれば、支持部材が退避位置に移動して第１支点または第２支点が解放された場合、第１支点または第２支点はワイヤによって保持されているので、ワイヤの可動範囲内において電動アクチュエータ本体に自由度が与えられ、結果として、電動アクチュエータ本体を介して接続される第１支点側の舵面と第２支点側の航空機本体側との機械的拘束を解除することができる。また、第１支点または第２支点は、ワイヤに保持されて落下することがないので、他の部品や航空機本体を損傷させる危険性を低減することができる。
また、アクチュエータ本体のジャミング解消（修理）後の復旧作業においても、第１支点または第２支点を定位置に戻した後、支持部材を元の位置に戻すだけなので、復旧の簡便性についても良好となる。

本発明に係る電動アクチュエータ装置によれば、電動アクチュエータ本体による舵面と航空機本体側との機械的接続を容易に解除することができ、かつ、シンプルな構造を実現できる。

第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置において、支持部材が支持位置にセットされている場合の正面図である。 電動アクチュエータ本体の構造の例を示した横断面図である。 第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置において、支持部材が支持位置にセットされているときの支持部材周辺の構造の正面図である。 第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置において、支持部材が退避位置にセットされているときの支持部材周辺の構造を正面図である。 支持部材及び支持部材の進退動作を行う機構の形態例を示した図である。 第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置において、支持部材が支持位置にセットされ、第２支点を支持しているときの支持部材周辺の構造の正面図である。 図６の左側面図である。 第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置において、支持部材が退避位置にセットされている場合の正面図である。 第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置において、第２支点が振り子に保持されている場合の正面図である。 第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置の他の例において、舵角が大きい場合を示した正面図である。 第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置において、舵角が大きい場合を示した正面図である。 第２実施形態に係る電動アクチュエータ装置における、支持部材周辺の構造の正面図である。

以下に、本発明の電動アクチュエータ装置の一実施形態について、図１乃至１２を参照して説明する。

［第１実施形態］
まず、図１乃至１１を参照して、第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置１０の構成を説明する。
図１に示すように、本実施形態に係る電動アクチュエータ装置１０は、電動アクチュエータ本体２０を備える。電動アクチュエータ本体２０は、例えば、図２に示すように、シリンダ２０ｂと、シリンダ２０ｂ内のスクリュー２０ｅの回転によって、図２で示す左右方向に移動可能なボールナット２０ｆに一端が接続されたロッド２０ａを備える。スクリュー２０ｅは、スクリュー用ギアボックス２０ｃ内に収められた複数のギアを介して、スクリュー用電動モータ２０ｄによって駆動される。即ち、電動アクチュエータ本体２０は、スクリュー用電動モータ２０ｄによって伸縮が可能とされた、ボールスクリュー機構の電動アクチュエータである。

ロッド２０ａのボールナット２０ｆとは反対側（図２において右側）の端部には舵面側支点（第１支点）２２が設けられる。一方、舵面側支点２２とは反対側のシリンダ２０ｂの端部には航空機本体側支点（第２支点）２４が設けられる。即ち、電動アクチュエータ本体２０において、一端は舵面側支点２２を備え、他端は航空機本体側支点２４を備え、電動アクチュエータ本体２０が伸縮することで、舵面側支点２２と航空機本体側支点２４とを接近離間可能とする。

電動アクチュエータ本体２０には、制御部（図示せず）が接続され、舵面側支点２２と航空機本体側支点２４との接近離間を制御している。また、制御部（図示せず）は、スクリュー２０ｅの回転情報を認識して、その回転情報を基に、ボールナット２０ｆ（ロッド２０ａ）の位置を認識・制御している。スクリュー２０ｅの回転情報とは、スクリュー２０ｅの回転動作に関する情報であり、例えば、スクリュー２０ｅに回転角度センサを組み込むことによって得ることができる。更に、制御部（図示せず）は、電動アクチュエータ本体２０が備えるボールナット２０ｆとスクリュー２０ｅとの固着によって生じる機械的ジャミングなどの不具合を検出可能な不具合検出部（図示せず）を備える。不具合検出部は、例えば、スクリュー２０ｅに取り付けた回転角度センサから検出した回転情報から換算した実際のロッド２０ａの位置と、航空機側から送信される制御信号との不一致を検出することで不具合を判断する。

制御部は、例えば、ＣＰＵ（Central Processing Unit）、ＲＡＭ（Random Access Memory）、ＲＯＭ（Read Only Memory）、及びコンピュータ読み取り可能な記憶媒体等から構成されている。そして、各種機能を実現するための一連の処理は、一例として、プログラムの形式で記憶媒体等に記憶されており、このプログラムをＣＰＵがＲＡＭ等に読み出して、情報の加工・演算処理を実行することにより、各種機能が実現される。なお、プログラムは、ＲＯＭやその他の記憶媒体に予めインストールしておく形態や、コンピュータ読み取り可能な記憶媒体に記憶された状態で提供される形態、有線又は無線による通信手段を介して配信される形態等が適用されてもよい。コンピュータ読み取り可能な記憶媒体とは、磁気ディスク、光磁気ディスク、ＣＤ−ＲＯＭ、ＤＶＤ−ＲＯＭ、半導体メモリ等である。

図１において、舵面側支点２２はアーム３２に対してピン等によって回動自在に接続される。また、アーム３２は航空機の舵面３０に固定されて一体化されている。アーム３２と一体化された舵面３０の端部は、第３支点３１によって回動自在に支持されている。なお、上述する舵面３０とは、例えば、エルロン、エレベータ、ラダー、ホリゾンタル・スタビライザー等である。

一方、航空機本体側支点２４は航空機本体側の機体構造４０（図１参照）に接続される。その詳細を図３乃至７を用いて説明する。図３に示すように、機体構造４０の下端には、下方が開口する逆Ｕ字状の切り欠き４０ａが設けられている。また、切り欠き４０ａの下方には、支持部材４２が設けられている。支持部材４２は、略水平方向に延在しており、基端部（図３において左端部）には支持部材用電動モータ４４が接続されている。支持部材用電動モータ４４は、機体構造４０に対して固定されている。図３は、支持部材４２が支持位置にセットされている状態を示し、図４は、支持部材４２が退避位置にセットされている状態を示す。支持位置とは、支持部材４２周辺の構造を正面視（図３参照）したときに、支持部材４２が切り欠き４０ａの下方の開口を閉鎖するような位置を意味する。また、退避位置とは、支持部材４２が支持位置から略水平方向に退避（図３に示す支持部材４２の位置から、支持部材４２が左側に移動）して、支持部材４２周辺の構造を正面視（図４参照）したときに、切り欠き４０ａの下方の開口を解放するような位置を意味する。支持部材４２は、この支持位置と退避位置との間を、支持部材用電動モータ４４によって移動する。支持部材用電動モータ４４には、制御部（図示せず）が接続され、支持部材用電動モータ４４を制御している。

支持部材４２は、図５に示すように、平面視した場合にコの字形状とされ、支持位置にセットされている場合、図６及び７に示すように、電動アクチュエータ本体２０の航空機本体側支点２４の下端を下方から支持できる。また、航空機本体側支点２４の上部分は、機体構造４０の切り欠き４０ａに嵌め合わされることよって保持されている。即ち、航空機本体側支点２４は、切り欠き４０ａと支持部材４２とに挟まれる形態で回動自在に支持される。

更に、航空機本体側支点２４は、機体構造４０の両端側（図７参照）に設けられた振り子（保持部材）４６が備えるガイド経路４６ａに挿嵌される。振り子（保持部材）４６は、正面視（図６参照）したときに上下方向に延在する角丸長方形状をしていて、内側には、同じく上下方向に延在する角丸長方形状のガイド経路４６ａが設けられている。ガイド経路４６ａの上端及び下端の半径、並びにガイド経路４６ａの幅は、挿嵌される航空機本体側支点２４の径に対応している。振り子（保持部材）４６は、航空機本体側支点２４の上方に設けられた回動点４６ｃによって回動自在に支持される。ただし、航空機本体側支点２４が、切り欠き４０ａと支持部材４２とに挟まれる形態で支持されている場合、ガイド経路４６ａに挿嵌された航空機本体側支点２４によって、振り子（保持部材）４６の回動点４６ｃ回りの回動に対する自由度は拘束され、振り子（保持部材）４６は回動不可能となっている。

図１に示すように、航空機本体側の機体構造４０に接続される航空機本体側支点２４と、舵面３０側の舵面側支点２２とを電動アクチュエータ本体２０によって接近離間することで、舵面３０と一体になったアーム３２を介して、第３支点３１を中心に、舵面３０の舵角を調整する。

次に、電動アクチュエータ本体２０に機械的ジャミングなどの不具合が生じた場合の電動アクチュエータ装置１０の動作について説明する。
制御部（図示せず）が備える不具合検出部（図示せず）は、航空機側からの制御信号によって電動アクチュエータ本体２０に要求されているロッド２０ａの位置（近接離間の度合）と、実際のロッド２０ａの位置と、を比較して、所定値以上のずれを検出した場合に、機械的ジャミングなどの不具合が電動アクチュエータ本体２０に生じていると判断する。電動アクチュエータ本体２０の不具合を検出した場合、制御部（図示せず）は、支持部材用電動モータ４４に駆動信号を送信して、支持部材４２を、図１に示す支持位置から図８に示す退避位置に移動させる。

支持部材４２が退避位置に移動すると、航空機本体側支点２４の下端が支持部材４２による支持から解放される。支持部材４２による支持から解放された航空機本体側支点２４は、図９に示すように、電動アクチュエータ本体２０の自重によって、振り子（保持部材）４６のガイド経路４６ａに沿って落下して、ガイド経路４６ａ内（図９においてはガイド経路４６ａの下端位置）にて保持される。即ち、航空機本体側支点２４は機体構造４０との接続から解除される。同時に、振り子（保持部材）４６が回動点４６ｃ周りに回動可能となる。この時、ガイド経路４６ａ内に保持される航空機本体側支点２４は、振り子（保持部材）４６の可動範囲内及びガイド経路４６ａの範囲内で自由度が与えられ、同時に、電動アクチュエータ本体２０に対しても、振り子（保持部材）４６の可動範囲内及びガイド経路４６ａの範囲内で自由度が与えられる。更に、電動アクチュエータ本体２０の舵面側支点２２側に設けられた舵面３０に対しても、電動アクチュエータ本体２０の可動範囲内で自由度が与えられ、結果として、舵面３０と機体構造４０との機械的拘束が解除されることになる。

本実施形態によれば以下の効果を奏する。
電動アクチュエータ本体２０の舵面側支点２２と航空機本体側支点２４とによって、航空機の舵面３０のアーム３２と航空機本体側の機体構造４０とが接近離間可能に接続され、航空機本体側支点２４の下方を支持する支持位置と、支持部材４２が退避位置に移動したときに、航空機本体側支点２４を保持する振り子（保持部材）４６と、を備えることとした。これによれば、電動アクチュエータ本体２０に機械的ジャミングが発生した場合、電動アクチュエータ本体２０の航空機本体側支点２４を下方から支持している支持部材４２を退避位置に移動させることで、航空機本体側支点２４の下端は支持から開放されて、機体構造４０と航空機本体側支点２４との接続を解除することができる。これによって、振り子（保持部材）４６の可動範囲内及びガイド経路４６ａの範囲内において電動アクチュエータ本体２０に自由度が与えられ、結果として、電動アクチュエータ本体２０を介して接続される舵面側支点２２側の舵面３０と航空機本体側支点２４側の機体構造４０との機械的拘束を解除することができる。その結果、舵面３０が、翼まわりの空気流れに逆らわないフリーな状態となり、意図しない舵角での舵面３０の固定による航空機の機体制御に対する危険要因を排除することができる。この場合、故障が発生していない他の舵面によって機体制御を行うことができるので、機体制御性は維持できる。
また、航空機本体側支点２４は、振り子（保持部材）４６によってガイド経路内に保持され、落下することがないので、他の部品や航空機本体を損傷させる危険性を低減することができる。
また、シンプルな機構の組合せによって電動アクチュエータ装置１０が構成されているため、組み付け性、メンテナンス性、故障に対する信頼性が良好である。
また、アクチュエータ本体のジャミング解消（修理）後の復旧作業においても、航空機本体側支点２４をガイド経路４６ａに沿って定位置に戻した後、支持部材４２を元の位置に戻すだけなので、復旧の簡便性についても良好となる。

なお、図１０に示すように、支持部材４２が舵面３０側の舵面側支点２２の下端を支持する構成としても良い。しかし、舵角が大きい場合、舵面側支点２２において、電動アクチュエータ本体２０に作用する軸力の一部が、支持部材４２を下方に押さえ付けるに方向に作用して、支持部材４２の進退動作を妨げる負荷を与えてしまう。これに対して、図１１に示すように、支持部材４２を、機体構造４０側の航空機本体側支点２４の下端を支持する構成とすると、舵角が大きい場合でも、支持部材４２を下方に押さえ付けるに方向に軸力の一部が作用せず、より小さな動力で進退動作を行うことができる。即ち、支持部材４２を駆動する支持部材用電動モータ４４の小型化を実現できる。

［第２実施形態］
次に、図１２を参照して、第２実施形態に係る電動アクチュエータ装置１０について説明する。
本実施形態は、上述した第１実施形態に対して、振り子（保持部材）４６の形態が異なり、その他の点については同様である。したがって、第１実施形態と異なる点についてのみ説明し、その他は同一の符号を用いてその説明を省略する。

図１２に示すように、航空機本体側支点２４と機体構造４０とは、ワイヤ４８を介して接続される。支持部材４２が退避位置に移動して航空機本体側支点２４が支持からが解放されると、航空機本体側支点２４は落下して、ワイヤ４８によって保持される。このとき、航空機本体側支点２４は舵面３０に対して、ワイヤ（保持部材）４８の可動範囲内で自由度が与えられ、舵面３０と機体構造４０との機械的拘束が解除されることになる。

本実施形態によれば以下の効果を奏する。
電動アクチュエータ本体２０の舵面側支点２２と航空機本体側支点２４とによって、航空機の舵面３０のアーム３２と航空機本体側の機体構造４０とが接近離間可能に接続され、航空機本体側支点２４の下方を支持する支持位置と、支持部材４２が退避位置に移動したときに、航空機本体側支点２４を保持するワイヤ（保持部材）４８と、を備えることとした。これによれば、電動アクチュエータ本体２０に機械的ジャミングが発生した場合、電動アクチュエータ本体２０の航空機本体側支点２４を下方から支持している支持部材４２を退避位置に移動させることで、航空機本体側支点２４の下端は支持から開放されて、機体構造４０と航空機本体側支点２４との接続を解除することができる。これによって、ワイヤ（保持部材）４８の可動範囲内において電動アクチュエータ本体２０に自由度が与えられ、結果として、電動アクチュエータ本体２０を介して接続される舵面側支点２２側の舵面３０と航空機本体側支点２４側の機体構造４０との機械的拘束を解除することができる。その結果、舵面３０が、翼まわりの空気流れに逆らわないフリーな状態となり、意図しない舵角での舵面３０の固定による航空機の機体制御に対する危険要因を排除することができる。この場合、故障が発生していない他の舵面によって機体制御を行うことができるので、機体制御性は維持できる。
また、航空機本体側支点２４は、ワイヤ４８の長さ範囲内にて保持され、落下することがないので、他の部品や航空機本体を損傷させる危険性を低減することができる。更に、シンプルな機構の組合せによって電動アクチュエータ装置１０が構成されているため、組み付け性、メンテナンス性、故障に対する信頼性が良好である。
更に、アクチュエータ本体のジャミング解消（修理）後の復旧作業においても、航空機本体側支点２４を定位置に戻した後、支持部材４２を元の位置に戻すだけなので、復旧の簡便性についても良好となる。

なお、図１０に示すように、支持部材４２が舵面３０側の舵面側支点２２の下端を支持する構成としても良い。

１０ 電動アクチュエータ装置
２０ 電動アクチュエータ本体
２０ａ ロッド
２０ｂ シリンダ
２０ｃ スクリュー用ギアボックス
２０ｄ スクリュー用電動モータ
２０ｅ スクリュー
２０ｆ ボールナット
２２ 舵面側支点（第１支点）
２４ 航空機本体側支点（第２支点）
３０ 舵面
３１ 第３支点
３２ アーム
４０ 機体構造
４０ａ 切り欠き
４２ 支持部材
４４ 支持部材用電動モータ
４６ 振り子（保持部材）
４６ａ ガイド経路
４６ｃ 回動点
４８ ワイヤ（保持部材）

Claims (5)

1. 航空機の舵面側に接続された第１支点と、航空機本体側に接続された第２支点とを有し、前記第１支点と前記第２支点とを接近離間可能に電動モータによって駆動する電動アクチュエータ本体と、
   前記第１支点または前記第２支点の下方を支持する支持位置と、前記第１支点または前記第２支点の下方から退避する退避位置との間を進退する支持部材と、
   前記支持部材が前記退避位置に位置したときに、前記第１支点または前記第２支点を保持する保持部材と、
   を備えた電動アクチュエータ装置。
2. 前記支持部材は、前記第２支点に対して進退することを特徴とする請求項１に記載の電動アクチュエータ装置。
3. 前記支持部材の進退動作を行う支持部材用電動モータと、
   前記支持部材用電動モータを制御する制御部と、
   前記電動アクチュエータ本体の動作の不具合を検出する不具合検出部と、
   を備え、
   前記制御部は、前記不具合検出部によって前記電動アクチュエータ本体の動作の不具合が検出された場合に、前記支持部材を前記支持位置から前記退避位置に動作させる請求項１又は２に記載の電動アクチュエータ装置。
4. 前記保持部材は、前記第１支点または前記第２支点が保持され、移動可能なガイド経路を備え、前記第１支点または前記第２支点の上方に回動点を有する振り子であることを特徴とする請求項１乃至３のいずれかに記載の電動アクチュエータ装置。
5. 前記保持部材は、前記第１支点または前記第２支点が保持されるワイヤであることを特徴とする請求項１乃至４のいずれかに記載の電動アクチュエータ装置。

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