JP2020531339A - 作動システム - Google Patents

Abstract

本発明は、作動システムを提供し、固定部材に対して回転可能な回転可能部材と、回転可能部材と固定部材とに結合されている少なくとも１つのアクチュエータと、回転可能部材に結合されている平面操縦翼面とを備え、操縦翼面は回転可能部材の周囲から垂直に伸長し、使用する際に、第１のアクチュエータが第１の構成にあるとき、平面操縦翼面が第１の位置に構成されるように回転可能部材は回転し、第１のアクチュエータが第２の構成にあるとき、平面操縦翼面が第２の位置で構成されることになる回転可能部材の中心軸の周りを回転するように回転可能部材は回転する。本発明は、乗り物と作動システムを有する乗り物のためのパーツとともに、乗り物のための操縦翼面を作動するための方法も提供する。【選択図】図１

Description

本明細書は、概して作動システムに関する。より具体的には、本発明は、乗り物の操縦翼面のための作動システム及びその作動の方法に関する。本発明は、作動システムを有する、乗り物と航空機の一部分にも関する。

典型的な航空機の構成において、尾部（すなわち、胴体の後部）は、垂直安定性だけでなく航空機のピッチも制御するための水平尾翼を含んでいる。尾部は、横方向の安定性及びヨーを制御するための１つ又は２つの垂直安定板も含んでいる。これらの操縦翼面のいずれかの部分（すなわち、エレベータとラダー）又はこれらの操縦翼面全体は、それぞれの操縦翼面の横軸の周りを回転可能である。

既知の操縦翼面は、航空機の方向制御を可能にするが、これらは、航空機のレーダー反射シグニチャ（radar return signature）と性能エンベロープ（performance envelope）を制御する手段を提供しない。同じ問題は、潜水艦、ミサイル、及び魚雷のような、他の乗り物においても見出すことができる。本発明は、プラットフォームの範囲に渡って少なくともこの問題を取り扱うことを試みる。

本発明の第１の態様にしたがうと、作動システムが提供され、固定部材に対して回転可能な回転可能部材と、回転可能部材と固定部材とに結合されている少なくとも１つのアクチュエータと、回転可能部材に結合されている平面操縦翼面とを備え、操縦翼面は回転可能部材の周囲から垂直に伸長し、使用する際に、第１のアクチュエータが第１の構成にあるとき、平面操縦翼面が第１の位置に構成されるように回転可能部材は回転し、第１のアクチュエータが第２の構成にあるとき、平面操縦翼面が第２の位置で構成されるために回転可能部材の中心軸の周りを回転するように回転可能部材は回転する。

このように、本作動システムは、乗り物の動作の間、乗り物の制御ダイナミクス及び／又はプロフィールを変更するために、乗り物の操縦翼面を適合する手段を提供する。本作動システムは、従来の手段による同じ自由度によって操縦翼面を適合するために必要とされるアクチュエータの数に関連して、軽量であり、複雑でないことである。操縦翼面の最上部に旋回点を必要としない本作動システムにより、乗り物のレーダー断面積は低減される傾向となる。

少なくとも１つのアクチュエータは、ピストンを備え、少なくとも１つのアクチュエータは、固定部材に、及び、回転可能部材に旋回可能に接続されてもよい。

回転可能部材は、固定面に対して平面操縦翼面の４５度回転を有効にするように、固定部材に対して＋／−２２．５度回転可能であってもよい。

少なくとも１つのアクチュエータは、対で構成されている複数のアクチュエータを備えていてもよい。複数のアクチュエータは、３つの対のアクチュエータのみを備えていてもよい。

複数のアクチュエータは、細長い空間の長手方向端に配置されている、固定部材と回転可能部材とを有する細長い空間を規定してもよく、固定部材と回転可能部材は環状であってもよい。エンジンは、細長い空間中に配置されてもよい。

作動システムを通してフローパスを変更するために、少なくとも１つのアクチュエータは、固定部材の中心軸に関して回転可能部材の中心軸を傾けるように構成されてもよい。

使用する際、複数のアクチュエータのうちの第１のアクチュエータが伸長するとき、複数のアクチュエータのうちの第２のアクチュエータは収縮し、回転可能部材の回転をもたらしてもよい。

回転可能部材は、航空機のテールコーンであってもよい。

平面操縦翼面は、乗り物の方向を制御するための部分を備えていてもよく、この部分は、平面操縦翼面から独立して移動可能である。

第２の態様にしたがうと、互いに平行に、及び乗り物の互いに反対側に配置されている、第１の態様にしたがう第１及び第２の作動システムを備える乗り物が提供される。乗り物は航空機であってもよい。

乗り物の長手方向軸と複数の固定部材の中心軸は、平行に構成されてもよい。

本発明の第３の態様にしたがうと、互いに平行に、及びパーツの互いに反対側に配置されている、第１の態様にしたがう第１及び第２の作動システムを備える、航空機のためのパーツが提供される。パーツは尾部であってもよい。

本発明の第４の態様にしたがうと、乗り物のために操縦翼面を作動する方法が提供され、回転可能部材と固定部材とに結合されている少なくとも１つのアクチュエータを伸長し、回転可能部材を固定部材に対して回転させることを備え、平面操縦翼面は、回転可能部材に結合され、平面操縦翼面は、第１の位置から第２の位置に回転可能部材の中心の周りを回転させる回転可能部材の周辺から垂直に伸長しているものである。

本方法は、固定面に対する平面操縦翼面の４５度回転を有効にするように、回転可能部材を固定部材に対して＋／−２２．５度回転させるものであってもよい。

本方法は、少なくとも１つのアクチュエータを制御することによって、作動システムを通してフローパスを変更し、固定部材の中心軸に関して回転可能部材の中心軸を傾けることを含んでいてもよい。

本方法は、少なくとも１つのアクチュエータのうちの第１のアクチュエータを伸長するように制御しながら、少なくとも１つのアクチュエータのうちの第２のアクチュエータを縮むように制御して、回転可能部材の回転をもたらすことを含んでいてもよい。

添付の図面を参照して、非限定的な例として、実施形態を説明する。
図１は、本発明にしたがう航空機の斜視図である。 図２は、本発明の実施形態したがう作動装置の斜視図である。 図３ａは、本発明の実施形態したがう第１の位置にある操縦翼面を有する尾部の斜視図である。 図３ｂは、本発明の実施形態したがう第２の位置にある操縦翼面を有する尾部の斜視図である。 図４ａは、図３ａに示した尾部を通した断面である。 図４ｂは、図３ｂに示した尾部を通した断面である。 図５ａは、本発明の代替実施形態したがう尾部の側面図を示している。 図５ｂは、本発明の代替実施形態したがう尾部の斜視図を示している。 図６は、図２中に示した作動装置において、操縦翼面の第１の位置と第２の位置を提供するために、各アクチュエータがどのように伸長するかの例を明示するグラフである。 図７は、図２中に示した作動装置において、操縦翼面の第１の位置と第２の位置を提供するために、各アクチュエータがどのように伸長するかの別の例を明示するグラフである。

ここでの実施形態は、概して乗り物のモードに適する乗り物の操縦翼面を適合するための作動システムに関する。本発明は、例えば、高いスピード、ステルス、又は高いレベルの横方向の制御をパイロットが要求するか否かに依存して、ローカル水平面からローカル垂直面に向けて（又は水平面と垂直面との間の中間点に）再位置付けすることが可能である操縦翼面を有する航空機に対するテール構造に関するものでもある。例えば、超音速巡航モード、敵領空侵入モード、又は空中戦モードのようなモードを規定するこれらの条件のそれぞれは、これらのモード間で変えられる。

図１を参照して、本発明を実現する航空機１００を説明する。ここに示す航空機１００は、戦闘機であるが、無人機（ＵＡＶ）、輸送機、情報収集機、空中早期警戒管制機、海上哨戒機又は民間航空機においても本発明を等しく実現できる。他の実施形態において、本発明は、航空機１００の代わりに、武器（例えば、巡行ミサイル、ＩＣＢＭ、魚雷、空対空ミサイル、空対地ミサイル又は誘導ロケット）、水上輸送又は潜水艇（例えば、ホバークラフト、潜水艦、又は船）、主砲又は砲塔の方向、あるいはアンテナの方向を制御するための戦車のような陸上車、などの他の乗り物上で実現される。

航空機１００のローカル座標は機体とともに動くことから、以下で規定する軸、方向、及び、制御入力は、グローバル基準系よりもむしろ航空機１００のローカル座標系に関することに留意すべきである。

図１中に示す航空機１００は、機首部分２０、翼１０ａ、１０ｂ、胴体１５（すなわち、本体）、エンジン排気ノズル４０ａ、４０ａ、及び尾翼３０ａ、３０ｂを有している。２つのエンジン排気ノズル４０ａ、４０ｂが示されているが、いくつかの実施形態では、航空機１００は、１つのエンジンのみと、関係付けられているノズル４０ａ、４０ｂを有している。さらに、いくつかの実施形態では、航空機１００は、翼１０ａ、１０ｂと機首２０との間の胴体１５上に配置されているカナードをさらに含んでいる。尾翼３０ａ、３０ｂ及びカナードは、尾翼３０ａ、３０ｂ又は船尾翼の横軸２ａ、２ｂがローカル水平面中にあるとき、航空機１００のピッチを制御し、ローカル水平面（そうでなければ、共通胴体水平原点として知られている）で航空機１００を安定させるために使用される。航空機１００に横ロールを実行させるために、尾翼３０ａ、３０ｂは、これらのそれぞれの横軸２ａ、２ｂの周りを独立して回転可能である。言い換えると、尾翼は３０ａ、３０ｂとカナードは、操縦翼面である。他の実施形態では、尾翼３０ａ、３０ｂは、これらの横軸２ａ、２ｂの周りを回転可能でないかもしれず、航空機１００のピッチを制御するために尾翼３０ａ、３０ｂの残りの部分に関連して回転可能なパーツを備えることがある。言い換えると、いくつかの実施形態では、尾翼３０ａ、３０ｂは、エレベータを備えている。

航空機１００の３つの長手方向軸１ａ、１ｂ、１ｃは、航空機１００を通して描かれている。胴体１５の中心線１ａ、又は主な長手方向軸は、機首２０からテールへと航空機１００を通過し、航空機１００を等しく両断する。左側エンジン中心線１ｂは、左側エンジンの長さに沿って通る。右側エンジン中心線１ｃは、右側エンジンの長さに沿って通る。各尾翼３０ａ、３０ｂの横軸２ａ、２ｂは、これらの機外端部から機内端部へと尾翼３０ａ、３０ｂを通して描かれている。横軸２ａ、２ｂは、航空機１００の主な長手方向軸１ａに垂直であってもよい。

尾翼３０ａ、３０ｂを有する航空機１００の後部は、尾部（又はテールアセンブリ）として知られている。

尾翼３０ａ、３０ｂを制御する際に使用するための作動装置２００を、図２を参照して説明する。同様の作動装置２００は、カナード、及び主翼１０ａ、１０ｂのような他の操縦翼面を制御する際に使用するために適合可能である。作動装置２００は、６つの自由度、すなわちＸ、Ｙ、Ｚ平行移動及びＸ、Ｙ、Ｚ回転を達成することが可能である。作動装置２００は、これらの多様な自由度を達成することが物理的に可能であるが、ある実施形態では、これらの自由度は、回転可能部材２２０ａの中心点が固定部材２２０ｂの中心点との整列から移動しないように、ソフトウェアによって制限される。言い換えると、回転可能部材２２０ａは、固定部材２２０ｂに対してのみ回転し、平行移動しない。

作動装置２００は、複数の線形アクチュエータ２１０を含んでいる。後述するように、本発明の文脈において、最適な平行移動のために、及び、操縦翼面を移動させるために必要とされる回転のために、作動装置に６つの線形アクチュエータ２１０が設けられる。

平面図では、６つのアクチュエータ２１０の中心線は、六角形の形状を形成する。アクチュエータ２１０は、すべて等しい長さ（すなわち、中間ストローク）であり、実際の回転可能及び固定部材の直径が同じである場合、これは正六角形である。代替のアクチュエータ２１０は、中心位置を維持するように伸張及び収縮する一方で、回転可能部材２２０ａを限界値（このケースでは、＋／−２２．５度）にまで回転させると、回転に動力を供給するための機械的利点は変化し、（図４ａ及び４ｂ中で示した）アクチュエータ２１０によって規定された形状を通るように、より長いアクチュエータの中間点は、配置されたエンジンケーシングに向けて移動する。利用可能なストロークと回転可能及び固定部材間の距離とともに、これらの変化するものは、運動への実用限界を与える。したがって、アクチュエータ２１０の各対は、（０度点は、すべてのアクチュエータ２１０が均等に伸張している場合）＋／−２２．５度の回転運動を達成するために、円の１２０度のセグメントを占有する。より大きな数（例えば、８）のアクチュエータが使用された場合、各対は、円の９０度のセグメントを占有し、この回転を達成するようにもはや伸張できないだろう。

言い換えると、アクチュエータ２１０の最適な数は６である。より多くが使用された場合、尾翼３０ａ、３０ｂの必要な４５度の平行移動を達成できない。その一方で、より少ない数のアクチュエータ２１０が使用された場合、回転可能部材２２０ａが構造的制約を失う（すなわち、少なくとも１つの軸で制約されず、剛性を失う）だろう。

アクチュエータ２１０は結合装置を含み、アクチュエータ２１０を回転可能部材２２０ａと固定部材２２０ｂに旋回可能に接続する。ある実施形態では、アクチュエータ２１０は、各端部に結合装置を有している。結合装置は、球状のベアリングを有している。ここに示す実施形態では、結合装置は、ユニバーサルジョイントの形態であり、これは、必要とされる機構運動を達成するために、十分な回転の自由を可能にする。他の実施形態では、アクチュエータ２１０は、ソケットを結合するためのボールジョイントを両端に含んでいる。他の実施形態では、アクチュエータ２１０は、２軸ヒンジを含んでいる。さらなる実施形態では、前述した結合装置のうちのいずれかは、同じ作動装置２００に組み合わせられてもよい。アクチュエータ２１０は、ユニバーサルジョイントを離す又はこれらを一緒にするようにするためにユニバーサルジョイントの間にピストンを含んでいる。ピストンは油圧で作動する。他の実施形態では、ピストンは、空気圧で作動する。他の実施形態では、ピストンは、電気モーターによって駆動する。

アクチュエータ２１０の一端におけるユニバーサルジョイントは、回転部材２２０ａに接続される。アクチュエータ２１０の対向端におけるユニバーサルジョイントは、固定部材２２０ｂに接続される。固定部材２２０ｂは、航空機１００の本体に対して固定されている一方で、回転部材２２０ａは、どのアクチュエータ２１０が伸長し、どれが縮むかにしたがって、傾斜及び回転することができる。これは、図４ａ及び４ｂを参照して、後に詳細に説明する。示される実施形態において、回転可能及び固定部材２２０ａ、２２０ｂは、リング形状、又は環状である。

アクチュエータ２１０は対で構成され、アクチュエータ２１０の第１の対に関して、１端におけるユニバーサルジョイントは、回転可能部材２２０ａに接続されているとき、互いに近接して配置される。その一方で、アクチュエータ２１０の同一対の対向端におけるユニバーサルジョイントは、互いに間隔を空けて離れ、アクチュエータ２１０の別の対のユニバーサルジョイントに近接して配置される。

ピストンの形態の線形アクチュエータ２１０を示し、ここで説明してきたが、回転可能部材２２０ａと固定部材２２０ｂは、ラック及びピニオン、ウォーム駆動又は直接モーターのような、他の駆動手段によって結合されてもよいことが認識されるだろう。しかしながら、これは、図２に示す作動装置２００によって提供される同一の自由度を提供するために、このような駆動手段の複雑で大型の構成を必要とするかもしれない。さらに、複数のピストンを有する実施形態では、他の駆動手段が使用されるときには見出されない冗長性のレベルを提供する。

ピストン２１０及びリング形状回転可能固定部材２２０ａ、２２０ｂを備えている、上記で説明した実施形態にしたがう作動装置２００は、ローカル水平面に対する操縦翼面の最大６０度の偏向がもたらされるように、ジオメトリによって限定されるが、９０度の上反角及び／又は下反角偏向を可能にする適合可能な操縦翼面を提供するために、他の作動装置を使用できることが認識されるだろう。例えば、本発明の固定子（固定部材２２０ｂ）と回転子（回転部材２２０ａ）は、電気モーターの固定子と回転子と一体化できる。

図２は、回転可能部材２２０ａの中心軸３及び固定部材２２０ｂの中心軸４を示している。回転可能部材２２０ａが傾いていない場合、これらの中心軸３、４は平行であり、同一線上にある。

本発明の尾部の特徴を、図３ａ及び図３ｂを参照して説明する。図３ａは、水平構成（又は０度の上反角）で構成されている尾翼３０ａ、３０ｂを示している。ここで、水平の用語は、航空機１００のローカル基準フレームに関連して使用され、したがって、必ずしも水平線に対して平行ではない。尾翼３０ａ、３０ｂの水平手段は、実質的に互いに、及び航空機１００の水平面と同一平面にある（すなわち、翼１０ａ、１０ｂと実質的に同一面上にある）。言い換えると、各尾翼３０ａ、３０ｂの横軸２ａ、２ｂは、互いに対して傾いていない。尾翼３０ａ、３０ｂが水平であるとき、尾翼の機外端部間の距離は最大である。これらの横軸２ａ、２ｂの周りを尾翼３０ａ、３０ｂが回転することは、航空機１００の先端２０を（航空機のローカル基準系で）ピッチアップ又はダウンさせる。航空機１００が超音速で移動するとき、この構成は特に有用であり、パイロットは航空機１００の機首方位を変更する必要がない。さらに、航空機１００が低レーダー反射断面積を提供する必要があるとき、この構成は有用である。

その一方で、図３ｂは、上記で規定したようにこれらがローカル水平面に４５度で構成されている構成の尾翼３０ａ、３０ｂを示している。尾翼３０ａ、３０ｂの横軸２ａ、２ｂは、互いの間で９０度の角度を形成する。言い換えると、ここで尾翼３０ａ、３０ｂは、翼１０ａ、１０ｂとほぼ平行である平面と４５度の角度をなす。この構成では、尾翼３０ａ、３０ｂは、航空機１００の航空機１００ヨー及び／又は航空機１００のピッチを制御するために使用できる。

さらなる実施形態では、作動装置２００は、上記で説明したように、尾翼３０ａ、３０ｂがローカル水平面に垂直である回転可能部材２２０ａの中心軸３の周りを回転することを可能にするように構成されている。言い換えると、この構成では、尾翼３０ａ、３０ｂの横軸２ａ、２ｂは、互いに交差しない。

図３ａ、３ｂは、尾部の片側の破断部分を示している。破断図中に示されていない側の対応する部分の内部構造は、破断部分に対して以下で説明する構造と同一である。

この実施形態にしたがう尾部は、中心軸１ａのいずれかの側に横方向に配置されている２つのエンジンを含む。他の実施形態では、単一のエンジンだけがであってもよく、又は、エンジンは、航空機１００上のどこかに配置されてもよく、本発明の一部分を形成しなくてもよい。ジェットエンジンをここで示しているが、エンジン５０は、ラムジェットエンジン、ロケットエンジン、又はハイブリッドエンジンであってもよい。

図２を参照して説明したように、作動装置２００は、各エンジン５０の周囲に配置されている。ここで、環又は回転可能部材２２０ａ及び固定部２２０ｂを通過するように、ジェットエンジンは配置されている。エンジン５０のケーシングと、その排気装置は、円形断面を有している。

尾翼３０ａ、３０ｂは、それぞれの回転可能部材２２０ａの外側端に放射状に結合され、そこから外向きに伸張する。したがって、アクチュエータ２１０が予め定められた方法で伸長又は縮むとき、尾翼３０ａ、３０ｂは、図３ａのように水平（すなわち、胴体１５に横方向）になるように回転可能歩合２２０ａの長手方向軸３の周りを回転し、又は、図３ｂに示すように、ローカル水平面と角度をなす。

固定部材２２０ｂの外側端は、胴体１５の内側壁に固定され、その長手方向軸４は、胴体１５の長手方向軸１ａに平行である。すべてのアクチュエータ２１０は、その中間ストローク中立位置にあるとき、回転可能部材２２０ａの中心軸３は、固定部材２２０ｂの中心軸４と同一線上に構成される。回転可能部材２２０ａの外周は、航空機１００の外面の一部分を形成する。回転可能部材２２０ａは、それを胴体１５に結合するためのバッフルを備え、回転可能リング２２０ａが胴体１５に関して上、下、左、又は右に旋回するとき、航空機１００の外面で間隙を形成することを回避する。

尾翼３０ａ、３０ｂの上反角偏向が図３ｂ中に示されているが、本発明は、尾翼３０ａ、３０ｂを下反角（すなわち、ローカル水平面に対して下方）に偏向させるために使用することもできる。

エンジン排気ノズル４０ａ、４０ｂは、それぞれの回転可能部材２２０ａの周囲に軸方向に結合される。したがって、回転可能部材２２０ａの中心軸３が固定部材２２０ｂのものと角度をなすように回転可能部材２２０ａの中心軸３が固定部材２２０ｂの中心軸４に対して傾くようにされるとき、エンジン排気ノズル４０ａは、その長手方向軸１ｂが固定部材２２０ｂの中心軸４と同じ角度をなすように旋回する。例えば、エンジン排気ノズル４０ａは、胴体１５に対して上又は下を指すように制御されることができる。したがって、尾部を通してエンジン排気のフローパスを調節する。これは、推力ベクトルして知られている。

これらの実施形態において、本発明は、水平尾翼と垂直安定板の両方を有する航空機に対する必要性を軽減する。なぜなら、これは、尾部が両方の特徴の機能を実行するように適合可能であるからである。したがって、航空機１００のレーダー断面積と抗力は、必要なときに減少する傾向があり、航空機１００の性能エンベロープを動的に制御可能である傾向がある。さらに、航空機１００は、水平及び垂直尾翼を有する航空機よりも一般的に軽量である。

他の実施形態では、尾翼３０ａ、３０ｂ代わりに又はそれに加えて、主翼１０ａ、１０ｂのような操縦翼面、武器パイロン又は航空機１００のフロントカナードを、上記で説明したものと類似した方法で制御できる。

図４ａ及び４ｂに関して、本発明をより詳細に説明する。これらの図は、図３ａ及び３ｂ中に示す尾部の左側の長手方向軸線を通した断面を示している。図は、航空機１００の機首２０からテールまでとられている。

示すように、エンジン５０を囲むエンジンケーシングは円柱である。エンジンケーシングを囲むアクチュエータ２１０が最大に伸長するとき、それぞれ完全に伸張したアクチュエータ２１０の中点は、ケーシングの凹部に収容される。クリアランスは、複数のアクチュエータ２１０の間に配置される機器と接触することなく、アクチュエータ２１０の緊急伸長限度に対する十分なゆとりをもって、可動及び静的パーツ間に維持されるべきである。

アクチュエータ２１０は、対で構成されている。第１のアクチュエータ２１０ａ及び第２のアクチュエータ２１０ｂは、アクチュエータの第１の対を形成する。第３のアクチュエータ２１０ｃ及び第４のアクチュエータ２１０ｄは、アクチュエータの第２の対を形成する。第５のアクチュエータ２１０ｅと第６のアクチュエータ２１０ｆは、アクチュエータの第３の対を形成する。図４ａ及び４ｂ中に示すように、エンジンケーシングと航空機１００の外板との間のエリアは限られている。より多くのアクチュエータ２１０を含むことは、各アクチュエータが動作する角度範囲を減少させ、したがって、尾翼３０がローカル水平面より上に４５度回転することを回避する。その一方で、より少ないアクチュエータ２１０は、回転可能部材２２０ａの自由度を減少させるだろう。

ある実施形態では、アクチュエータ２１０の数は偶数である。アクチュエータ２１０の数は、したがって、４つまで減らすことができる。対称又は非対称のアレイのいずれかで、ピンジョイント挙動を仮定すると、これらは、次いで、２つの結合４棒リンクのように機能し、回転の中心に追加の制約のないすべての自由度において制約されることがなく、これは、エンジン５０が邪魔であるときに達成できない。

回転可能部材２２０ａが固定部材２２０ｂの直径よりもより短い直径のものであり、固定部材２２０ｂから間隔を空けて軸方向にさらに共線である。ここで、回転可能部材２２０ａは、固定部材２２０ｂよりも尾部のさらに機尾に示されている。いくつかの実施形態では、回転可能部材２２０ａは、航空機１００の機首２０に対して固定部材２２０ｂの前方に配置されている。

尾翼３０ｂは、任意の適切な手段によって、回転可能部材２２０ａに結合される。例えば、尾翼３０ｂは、回転可能部材２２０ａにリベットで留め、ボルトで止め、又は溶接されてもよい。他の実施形態では、回転可能部材２２０ａ及び尾翼３０ｂは、単一の統合されたユニットとして形成される。さらなる実施形態では、テールコーン（又はフェアリング）は、回転可能部材２２０ａに軸方向に結合され、尾翼３０ｂは、以前に説明したような類似した方法で、代わりにテールコーンに結合される。したがって、回転可能部材２２０ａが回転するとき、尾翼３０ｂは、回転可能部材２２０ａの長手方向軸の周りを旋回する。

航空機１００がまっすぐ水平に（すなわち、航空機１００の主な長手方向軸と同じ平面で）飛行するとき、水平に平行な平面であるローカル水平面に関して尾翼３０ｂが４５度まで完全に回転するために、第２のアクチュエータ２１０ｂ、第４のアクチュエータ２１０ｄ、及び第６のアクチュエータ２１０ｆは一斉に伸長する一方で、第１のアクチュエータ２０ａ、第３のアクチュエータ２１０ｃ、及び第５のアクチュエータ２１０ｅは一斉に縮む。結果として生じた構成は図４ｂ中に示されている。尾翼３０ｂをローカル水平面に戻すために、第２のアクチュエータ２１０ｂ、第４のアクチュエータ２１０ｄ、及び第６のアクチュエータ２１０ｆは一斉に縮む一方で、第１のアクチュエータ２０ａ、第３のアクチュエータ２１０ｃ、及び第５のアクチュエータ２１０ｅは一斉に伸長する。結果として生じた構成は、図４ａ中に示されている。図６及び７中に示すように、尾翼３０ｂの中間上反角傾斜は、アクチュエータ伸長の予め定められた組み合わせを通して達成できる。尾翼３０ｂの所望のピッチを維持しながら、尾翼３０ｂは上反角に移動する。

アクチュエータ２１０のうちの１つが誤動作する（例えば、故障する）場合、残りのアクチュエータ２１０の作動を通してある程度の尾翼３０ｂの制御を維持することが可能である。回転可能部材２２０ａに結合されている機能しなくなったアクチュエータの端は、その対の伸長するアクチュエータによって乗り物１００のさらに機尾に動く。アクチュエータの残りの２つの対は、この運動を可能にするように一斉に平行移動し、これは、回転可能部材２２０ａがさらに機尾に、固定部材２２０ｂとずれて移動する。この新たな機尾位置は、残りの５つのアクチュエータの逆戻り運動に対する基礎として使用されることができる。動きの完全な自由は達成されないだろうが、航空機１００が停止する（又は、航空機が着陸する）まで、十分な制御を維持できる。

第３から第６のアクチュエータ２１０ｃ−ｆが伸長する量よりも多い量だけ第１のアクチュエータ２１０ａ及び第２のアクチュエータ２１０ｂのそれぞれを伸長することによって、回転可能部材２２０ａは旋回でき、回転可能部材２２０ａのその中心長手方向軸３は、固定部材２２０ｂの長手方向軸４と角度をなす。ここで示す実施形態において、エンジン５０が固定部材２２０ｂを通して伸長し、エンジン排気ノズル４０ｂが回転可能部材２２０ａに結合される場合、固定部材２２０ｂの中心長手方向軸４から離れて回転可能部材２２０ａの中心長手方向軸３が旋回することは、排気方向を変えられることになるエンジン５０によって生成される推進力をもたらし、これにより、航空機１００に増加した操作性を提供する。これは、例えば、航空機、ならびに、ジェットスキー及び魚雷のような、水ジェット動力乗り物１００において有用である。

さらなる実施形態において、イメージングシステム及びレーダー警報受信機のようなセンサが、尾翼３０ａ、３０ｂの遠位端に配置されている。したがって、航空機１００の主な水平面から（すなわち、下反角又は上反角に）移動するために尾翼３０ａ、３０ｂを制御することにより、航空機１００の胴体１５又は翼１０ａ、１０ｂによるセンサの動眼視野の不明瞭化を低減できる。

ここで示す実施形態において、航空機１００に２つの適合可能な尾翼３０ａ、３０ｂを提供するために、図４ａ中で示した同様の特徴は、航空機１００の右側に反映される。

図５ａ及び５ｂは、尾翼３０ｂの動きを生じさせるための代替構成を示している。ここでは、アクチュエータ２１０は、テールフェアリング（又はテールコーン）６０の内面に直接結合される。各アクチュエータ２１０の対向端は、胴体１５、例えば、航空機の胴体の内面に結合される。ヒンジ６５は、テールフェアリング６０を胴体１５に結合する。テールフェアリング６０が移動するとき、テールフェアリング６０と胴体１５との間に形成する間隙を回避するために、ヒンジ６５は、圧縮及び伸長することが可能である。ヒンジ６５は、バッフルとして機能する。実際には、テールフェアリング６０は、図３ａから４ｂを参照して以前に説明したように、細長い回転可能部材２２０ａである。その一方で、実際には、航空機１００の胴体１５は、図３ａから４ｂを参照して以前に説明したように、固定部材２００ｂとして機能する。

平面尾翼３０ｂは、テールフェアリング６０に結合されている。平面尾翼３０ｂは、例えば、ボルト止め、リベット留め、溶接のような任意の適切な手段によってテールフェアリング６０に結合されてもよく、又は、尾翼３０ｂとテールフェアリング６０は、統合して形成されてもよい。

さらなる実施形態では、補助動力ユニット（ＡＰＵ）がテールフェアリングの内側に配置されている。ここで、テールフェアリング６０の遠位端は、エンジン排気ノズルを備えている。いくつかの実施形態では、磁気探知機や合成開口レーダーのようなセンサが、航空機１００のテールフェアリング６０上に配置されている。したがって、これらのセンサが指す方向は、適切なアクチュエータ２１０を使用してテールフェアリング６０を旋回させることによって調節できる。

図２ａ及び図２ｂ中に示したものと類似して、２つの作動装置２００は、２つの適合可能尾翼３０ａ、３０ｂを提供するように、並列して（又は、平行して）配置されてもよい。これら２つの尾翼３０ａ、３０ｂは、その後、対の垂直安定板を提供するように、上方に、すなわち、上反角に回転できる。このような回転は、一斉に起こる傾向があり、各垂直安定板は、水平面と同等な角度だけ傾斜する。

さらに、他の実施形態では、２つの作動装置２００が同じ航空機１００中に軸方向に結合される。言い換えると、１つの作動装置２００の回転可能部材２２０ａは、別の作動装置２００の遠位端に近接して、又は他の作動装置と同心円上に配置される。操縦翼面は、互いに対向する側の各作動装置２００の回転可能板２２０ａに結合される。この実施形態は、操縦翼面が航空機１００の前に向けたカナードである場合、又は航空機１００が尾翼３０ａ、３０ｂが回転できる単一のテールコーン又はエンジンフェアリングのみを有する場合、特に有益である。

図６は、６度のピッチ角度で尾翼３０ａ、３０ｂの上反角配置の異なる度数を達成する（すなわち、尾翼３０ａ３０ｂは、ローカル水平面に対して６度だけこれらの横軸２ａ、２ｂの周りを旋回する）ために必要なアクチュエータ２１０の伸張に対してプロットされた実験データを示している。ここでは、テールコーン６０の直径は、１２００ｍｍである。グラフは、尾翼３０ａ、３０ｂのピッチも達成されるとき、アクチュエータ２１０の伸張と結果として起こる回転部材２２０ａの回転との間のわずかな非線形関連性を示している。回転可能部材２２０ａがゼロ度の回転を有するとき、すべての６つのアクチュエータ２１０は、部分的に伸張する。

図７は、０度のピッチ角度で尾翼３０ａ、３０ｂの上反角配置の異なる度数を達成するために必要なアクチュエータ２１０の伸張に対してプロットされた実験データを示している。ここでは、テールコーン６０の直径は、１２００ｍｍである。グラフは、尾翼３０ａ、３０ｂのピッチもヨーも達成されないとき、回転可能部材２２０ａの回転とアクチュエータ２１０の伸張との間の線形関連性を示している。

上述した実施形態は、航空機１００の本体の内側の点の周りを回転することにより、第１の位置から第２の位置へ移動することが可能な操縦翼面を提供する。尾翼３０ａ、３０ｂがローカル水平面から水平面に４５度の平面に移動するように説明してきたが、第１の位置は、ローカル水平面である必要がないことが容易に認識されるだろう。例えば、作動装置２００は、ローカル水平に４５度の平面から航空機１００のローカル垂直面へと尾翼３０ａ、３０ｂを回転できる。

尾翼３０ａ、３０ｂの基礎の周りを回転する代わりに、尾翼３０ａ、３０ｂ（又は他の何らかの操縦翼面）に回転可能部材２２０ａの長手方向軸４の周りを回転させるために、上記で説明した作動装置２００を使用することにより、外部ジョイントの必要性は軽減される。したがって、レーダー反射断面積は減少する傾向がある。

回転部材２２０ａのプラス／マイナス２２．５度の運動の制限が上記で説明した実施形態に対して使用されているが、アクチュエータ２１０と固定／回転可能部材２０ａ、２２０ｂジオメトリに依存して、角度の他の制限を実現してもよい。例えば、固定子２２０ｂ及び回転子２２０ａが電気モーターの固定子と回転子によって提供される場合、水平面に対する傾斜の範囲は増加するだろう。

上記で説明した実施形態は例示的なものにすぎず、本発明の範囲を限定しないことを認識すべきである。本願を読むと、他のバリエーション及び修正が当業者に明らかになるだろう。

さらに、本願の開示は、明示的に又は暗示的にここで開示した、任意の新規の特徴又は任意の新規の特徴の組み合わせ、あるいは、これに関する、及び、本願の又はそこから導出した任意の出願の審査の間の、任意の概念を含むように理解すべきであり、新たな特許請求の範囲は、任意のこのような特徴及び／又はこのような特徴の組み合わせをカバーするように構築されてもよい。

Claims (20)

1. 作動システムであって、
   固定部材に対して回転可能な回転可能部材と、
   前記回転可能部材と前記固定部材とに結合されている少なくとも１つのアクチュエータと、
   前記回転可能部材に結合されている平面操縦翼面とを備え、前記平面操縦翼面は前記回転可能部材の周囲から垂直に伸長し、
   使用する際に、第１のアクチュエータが第１の構成にあるとき、前記平面操縦翼面が第１の位置に構成されるように前記回転可能部材は回転し、前記第１のアクチュエータが第２の構成にあるとき、前記平面操縦翼面が第２の位置に構成されるために前記回転可能部材の中心軸の周りを回転するように前記回転可能部材が回転する、作動システム。
2. 前記少なくとも１つのアクチュエータは、ピストンを備え、
   前記少なくとも１つのアクチュエータは、前記固定部材及び、前記回転可能部材に旋回可能に接続されている、請求項１に記載の作動システム。
3. 前記回転可能部材は、固定面に対して前記平面操縦翼面の４５度回転を有効にするように、前記固定部材に対して＋／−２２．５度回転可能である、請求項１又は２に記載の作動システム。
4. 前記少なくとも１つのアクチュエータは、対で構成されている複数のアクチュエータを備える、請求項１から３のうちのいずれか１項に記載の作動システム。
5. 前記複数のアクチュエータは、アクチュエータの３つの対のみを備える、請求項４に記載の作動システム。
6. 前記複数のアクチュエータは、細長い空間を規定し、前記細長い空間は、前記細長い空間の長手方向端に配置された前記固定部材と回転可能部材とを有し、
   前記固定部材と前記回転可能部材は環状である、請求項４又は５に記載の作動システム。
7. エンジンが、前記細長い空間中に配置されている、請求項６に記載の作動システム。
8. 前記作動システムを通してフローパスを変更するために、前記少なくとも１つのアクチュエータは、前記固定部材の中心軸に関して前記回転可能部材の中心軸を傾けるように構成されている、請求項７に記載の作動システム。
9. 使用する際、前記複数のアクチュエータのうちの第１のアクチュエータが伸長するとき、前記複数のアクチュエータのうちの第２のアクチュエータは縮んで前記回転可能部材の回転をもたらす、請求項４から８のうちのいずれか１項に記載の作動システム。
10. 前記回転可能部材は、航空機のテールコーンである、請求項１から９のうちのいずれか１項に記載の作動システム。
11. 前記平面操縦翼面は、乗り物の方向を制御するための部分を備え、前記部分は、前記平面操縦翼面から独立して移動可能である、請求項１から１０のうちのいずれか１項に記載の作動システム。
12. 請求項１から１１のうちのいずれか１項に記載の作動システムである第１及び第２の作動システムを備える乗り物であって、前記第１及び第２の作動システムは、互いに平行に、そして前記乗り物の互いに反対側に配置されている、乗り物。
13. 前記乗り物は航空機である、請求項１２に記載の乗り物。
14. 前記乗り物の長手方向軸と複数の前記固定部材の中心軸は、平行に配置されている、請求項１２又は１３に記載の乗り物。
15. 請求項１から１１のうちのいずれか１項に記載の作動システムである第１及び第２の作動システムを備える、航空機のためのパーツであって、前記第１及び第２の作動システムは、互いに平行に、そしてパーツの互いに反対側に配置されている、航空機のためのパーツ。
16. 前記パーツは尾部である、請求項１５に記載の航空機のためのパーツ。
17. 乗り物のために操縦翼面を作動する方法であって、
    回転可能部材と固定部材とに結合されている少なくとも１つのアクチュエータを伸長し、前記回転可能部材を前記固定部材に対して回転させることを備え、
    平面操縦翼面が、前記回転可能部材に結合され、
    前記平面操縦翼面は、第１の位置から第２の位置に前記回転可能部材の中心の周りを回転させられる前記回転可能部材の周辺から垂直に伸長する、方法。
18. 前記回転可能部材は、固定面に対する前記平面操縦翼面の４５度回転を有効にするように、前記回転可能部材を前記固定部材に対して＋／−２２．５度回転させることを備える、請求項１７に記載の方法。
19. 前記少なくとも１つのアクチュエータを制御することによって、作動システムを通してフローパスを変更し、前記固定部材の中心軸に関して前記回転可能部材の中心軸を傾けることを備える、請求項１７又は１８に記載の方法。
20. 前記少なくとも１つのアクチュエータのうちの第１のアクチュエータを伸長するように制御しながら、前記少なくとも１つのアクチュエータのうちの第２のアクチュエータを縮ませるように制御して、前記回転可能部材の回転をもたらすことを備える、請求項１７から１９のうちのいずれか１項に記載の方法。

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