JP5503431B2 - 航空機アクチュエータの油圧システム - Google Patents

Description

本発明は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータを有するとともにこのアクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧システムに関する。

航空機においては、動翼（操縦翼面）として形成されて、補助翼（エルロン）や昇降舵（エレベータ）、方向舵（ラダー）等として構成される舵面が設けられている。そして、このような舵面を駆動するアクチュエータとして、油圧作動式のアクチュエータがよく用いられている。また、このようなアクチュエータに対しては、航空機の機体側に設置された油圧源である機体側油圧源から圧油が供給される。しかしながら、機体側油圧源の機能（圧油供給機能）の喪失又は低下が発生することがあり、これに対し、特許文献１においては、機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合にもアクチュエータに対して圧油を供給することが可能な油圧システム（航空機アクチュエータの油圧システム）が開示されている。

特許文献１に開示された航空機アクチュエータの油圧システムは、アクチュエータと、機体側油圧源とは独立して設けられたポンプと、電動モータとを備えて構成されている。ポンプは、アクチュエータから排出される圧油を昇圧してアクチュエータに供給可能に設けられている。電動モータは、機体側油圧源において圧力低下が生じてその機能の喪失又は低下が発生したときに上記ポンプを駆動するように構成されている。

特開２００７−４６７９０号公報

航空機において機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合であっても、特許文献１に開示されたような航空機アクチュエータの油圧システムのポンプを作動させることによってアクチュエータを駆動することができる。しかしながら、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時には、上記のポンプ及びポンプ駆動用の電動モータが連続駆動され、油圧システムの連続運転が行われることになる。このため、油圧システム全体の温度上昇を招きやすくなり、更に、圧油としてポンプからアクチュエータに供給されてこのポンプとアクチュエータとの間で循環して使用される油（作動油）の温度の上昇も招き易くなってしまう。このため、連続運転時間の制約や油の劣化に伴う油の交換時期の制約が大きくなってしまうことになる。尚、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時に機能する油圧システムにおいて、油を冷却する油冷却装置を更に追加することも考えられるが、この場合、油圧システムの大型化や重量の増大を招いてしまうことになる。

本発明は、上記実情に鑑みることにより、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であるとともに、システムの大型化及び重量の増大を招くことを防止して、システム全体の温度上昇と使用される油の温度上昇とを抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧システムを提供することを目的とする。

上記目的を達成するための第１発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムは、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータを有するとともに当該アクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧システムに関する。そして、第１発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムは、前記アクチュエータとして設けられ、前記航空機の機体側に設置されるとともに油冷却装置を有する第１の油圧源である第１機体側油圧源からの圧油が供給されることで作動し、前記舵面として設けられた第１の舵面を駆動する第１アクチュエータと、前記アクチュエータとして設けられ、前記航空機の機体側に設置されるとともに油冷却装置を有する第２の油圧源である第２機体側油圧源からの圧油が供給されることで作動し、前記舵面として設けられるとともに前記第１の舵面と対で作動するよう設けられた第２の舵面を又は前記第１の舵面を駆動する第２アクチュエータと、前記第１機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生したときに前記第１アクチュエータに対して圧油を供給可能な第１バックアップ用油圧ポンプと、前記第２機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生したときに前記第２アクチュエータに対して圧油を供給可能な第２バックアップ用油圧ポンプと、を備えている。更に、第１発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムは、前記第１機体側油圧源及び前記第２機体側油圧源のいずれか一方の機能の喪失又は低下が発生したときに、前記第１バックアップ用油圧ポンプ及び前記第２バックアップ用油圧ポンプのうち、前記第１機体側油圧源及び前記第２機体側油圧源の他方である他方側油圧源の下流側に接続されたバックアップ用油圧ポンプである他方側バックアップ用油圧ポンプを運転させるように制御するコントローラを備え、前記他方側油圧源が作動している状態で、前記コントローラの制御によって前記他方側バックアップ用油圧ポンプの運転が行われることで、前記他方側油圧源における油冷却装置によって、前記他方側バックアップ用油圧ポンプ及び前記他方側油圧源を流れる油の冷却が行われることを特徴とする。尚、第１発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムにおいては、第１アクチュエータの機能の喪失が発生したときには第１バックアップ用油圧ポンプは作動せず（第１バックアップ用油圧ポンプから第１アクチュエータへの圧油の供給は行われず）、第２アクチュエータの機能の喪失が発生したときには第２バックアップ用油圧ポンプは作動しない（第２バックアップ用油圧ポンプから第２アクチュエータへの圧油の供給は行われない）ように構成される。

この発明によると、第２機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した後に第１機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合であっても、第１バックアップ用油圧ポンプから圧油を供給して第１アクチュエータを駆動することができる。そして、第１機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した後に第２機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合であっても、第２バックアップ用油圧ポンプから圧油を供給して第２アクチュエータを駆動することができる。

また、本発明によると、第１及び第２機体側油圧源のいずれか一方の機能の喪失又は低下が発生したときには、コントローラの制御によって、第１及び第２機体側油圧源のうちの他方（即ち、機能の喪失又は低下が生じていない他方側油圧源）の下流側に接続された他方側バックアップ用油圧ポンプの運転が行われる。そして、他方側油圧源が作動している状態で他方側バックアップ用油圧ポンプの運転が行われることで、他方側油圧源における油冷却装置によって他方側バックアップ用油圧ポンプ及び他方側油圧源を流れる油の冷却が行われる。このため、第１及び第２機体側油圧源のうちの一方の機能の喪失又は低下が発生したときに運転される他方側バックアップ用油圧ポンプの連続運転が行われても、圧油として他方側バックアップ用油圧ポンプからアクチュエータに供給されてこのポンプとアクチュエータとの間で循環して使用される油（作動油）を冷却することができる。そして、運転中の他方側バックアップ用油圧ポンプを冷却することができるとともに、この他方側バックアップ用油圧ポンプに連結されて熱伝導が生じる電動モータも冷却でき、油圧システム全体としての温度上昇を抑制することができる。また、本発明によると、温度上昇を抑制しつつ、残った機体側油圧源が機能喪失した場合でも（即ち、機能の喪失又は低下が発生していなかった方の機体側油圧源においても機能の喪失又は低下が発生した場合でも）既に起動済みのバックアップ用油圧ポンプにより、機体の制御を連続的に維持することが可能となる。

尚、第１及び第２機体側油圧源のいずれか一方の機能の喪失又は低下が発生したときに、機能の喪失又は低下が発生した機体側油圧源の下流側に接続されたバックアップ用油圧ポンプの運転が行われると、このバックアップ用油圧ポンプ及び使用される油の温度上昇を抑制することが困難となる。しかしながら、本発明によると、上述のように、機体側油圧源における油冷却装置を有効的に活用することができ、バックアップ用油圧ポンプ及び使用される油の温度上昇を抑制することができる。そして、本発明によると、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時に機能する油圧システムにおいて、油を冷却する油冷却装置が更に追加されることがないため、油圧システムの大型化や重量の増大を招いてしまうこともない。

従って、本発明によると、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であるとともに、システムの大型化及び重量の増大を招くことを防止して、システム全体の温度上昇と使用される油の温度上昇とを抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧システムを提供することができる。

第２発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムは、第１発明の航空機アクチュエータの油圧システムにおいて、前記第１バックアップ用油圧ポンプから前記第１アクチュエータへ向かう方向の油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する第１バックアップ側逆止弁と、前記第１機体側油圧源から前記第１アクチュエータへ向かう方向の油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する第１機体油圧源側逆止弁と、前記第２バックアップ用油圧ポンプから前記第２アクチュエータへ向かう方向の油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する第２バックアップ側逆止弁と、前記第２機体側油圧源から前記第２アクチュエータへ向かう方向の油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する第２機体油圧源側逆止弁と、を備えている。更に、第２発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムは、前記第１機体油圧源側逆止弁を迂回するように設けられ、前記第１バックアップ用油圧ポンプから前記第１機体側油圧源における油冷却装置への油の循環を可能にする第１迂回経路と、前記第２機体油圧源側逆止弁を迂回するように設けられ、前記第２バックアップ用油圧ポンプから前記第２機体側油圧源における油冷却装置への油の循環を可能にする第２迂回経路と、前記第１迂回経路の状態を連通状態と遮断状態とのいずれかの状態に切替可能な第１切替弁と、前記第２迂回経路の状態を連通状態と遮断状態とのいずれかの状態に切替可能な第２切替弁と、を備え、前記コントローラは、前記第１機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生するとともに、前記第２機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生し、且つ、前記第１機体側油圧源に油を循環可能な状態のときに、前記第１バックアップ用油圧ポンプ及び前記第２バックアップ用油圧ポンプを運転させるとともに、前記第１迂回経路の状態を連通状態に切り替えるように前記第１切替弁を制御し、前記第１機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生するとともに、前記第２機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生し、且つ、前記第２機体側油圧源に油を循環可能な状態のときに、前記第１バックアップ用油圧ポンプ及び前記第２バックアップ用油圧ポンプを運転させるとともに、前記第２迂回経路の状態を連通状態に切り替えるように前記第２切替弁を制御することを特徴とする。

この発明によると、第１バックアップ側逆止弁及び第１機体油圧源側逆止弁が設けられているため、第１バックアップ用油圧ポンプ及び第１機体側油圧源の作動時に、第１バックアップ用油圧ポンプからの圧油が第１機体側油圧源に逆流することが防止され、第１機体側油圧源からの圧油が第１バックアップ用油圧ポンプに逆流することが防止される。そして、第２バックアップ側逆止弁及び第２機体油圧源側逆止弁が設けられているため、第２バックアップ用油圧ポンプ及び第２機体側油圧源の作動時に、第２バックアップ用油圧ポンプからの圧油が第２機体側油圧源に逆流することが防止され、第２機体側油圧源からの圧油が第２バックアップ用油圧ポンプに逆流することが防止される。

更に、本発明によると、第１及び第２機体側油圧源の機能の喪失又は低下が生じた際には、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプの運転が行われ、第１及び第２アクチュエータが駆動されることになる。そして、第１及び第２機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時に第１機体側油圧源に油を循環可能な状態であれば、コントローラによって、第１機体油圧源側逆止弁を迂回する第１迂回経路の状態を連通状態に切り替えるように、第１迂回経路に設けられた第１切替弁の制御が行われる。これにより、第１バックアップ用油圧ポンプから供給される油が、第１機体側油圧源における油冷却装置も循環し、冷却されることになる。また、第１及び第２機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時に第２機体側油圧源に油を循環可能な状態であれば、コントローラによって、第２機体油圧源側逆止弁を迂回する第２迂回経路の状態を連通状態に切り替えるように、第２迂回経路に設けられた第２切替弁の制御が行われる。これにより、第２バックアップ用油圧ポンプから供給される油が、第２機体側油圧源における油冷却装置も循環し、冷却されることになる。よって、第１及び第２機体側油圧源の両方の機能の喪失時又は低下時であっても第１及び第２アクチュエータを駆動可能であるとともに、機体側油圧源における油冷却装置を有効的に活用することができ、バックアップ用油圧ポンプ及び使用される油の温度上昇を抑制することができる。

第３発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムは、第１発明又は第２発明の航空機アクチュエータの油圧システムにおいて、前記第１バックアップ用油圧ポンプと当該第１バックアップ用油圧ポンプを駆動する第１電動モータとが、前記第１の舵面が設けられる第１の翼の内部に配置され、前記第２バックアップ用油圧ポンプと当該第２バックアップ用油圧ポンプを駆動する第２電動モータとが、前記第２アクチュエータによって駆動される前記第２の舵面が設けられる第２の翼の内部に配置され、前記第１の翼の表面構造を形成する第１翼構造体部分と前記第２の翼の表面構造を形成する第２翼構造体部分とのうちの少なくともいずれかにおいて貫通形成された孔として設けられ、前記第１の翼及び前記第２の翼の外部の空気を前記第１の翼及び前記第２の翼のうちの少なくともいずれかの内部に供給可能な吸気口と、前記第１翼構造体部分及び前記第２翼構造体部分のうちの少なくともいずれかであって前記吸気口が設けられた翼構造体部分において貫通形成された孔として設けられ、前記第１の翼及び前記第２の翼のうちの少なくともいずれかの内部の空気を外部に排出可能な排気口と、前記第１翼構造体部分及び前記第２翼構造体部分のうちの少なくともいずれかであって前記吸気口が設けられた翼構造体部分に設けられ、前記第１の翼及び前記第２の翼のうちの少なくともいずれかの内部を外部に対して開放する位置と閉鎖する位置との間で位置が切り替えられ、前記吸気口を開閉可能な吸気口開閉部と、前記第１翼構造体部分及び前記第２翼構造体部分のうちの少なくともいずれかであって前記排気口が設けられた翼構造体部分に設けられ、前記第１の翼及び前記第２の翼のうちの少なくともいずれかの内部を外部に対して開放する位置と閉鎖する位置との間で位置が切り替えられ、前記排気口を開閉可能な排気口開閉部と、前記吸気口開閉部を開閉駆動する吸気側駆動機構と、前記排気口開閉部を開閉駆動する排気側駆動機構と、を備え、前記吸気側駆動機構及び前記排気側駆動機構は、前記コントローラからの指令信号に基づいて作動し、前記コントローラは、前記第１バックアップ用油圧ポンプ及び前記第２バックアップ用油圧ポンプの両方を起動させるときに、前記吸気側駆動機構及び前記排気側駆動機構を作動させて前記吸気口及び前記排気口を開放させることを特徴とする。

この発明によると、第１の翼の内部に第１バックアップ用油圧ポンプ及び第１電動モータが配置され、第２の翼の内部に第２バックアップ用油圧ポンプ及び第２電動モータが配置される。このため、航空機アクチュエータの油圧システムが、アクチュエータに近接した領域に配置されることになり、この油圧システムについて更なる小型化及び軽量化を図ることができる。更に、本発明の油圧システムは、吸気口開閉部及び排気口開閉部が作動することで、吸気口及び排気口を開放し、第１及び第２の翼の外部の低温の空気を第１及び第２の翼のうちの少なくともいずれかの内部に供給するとともに、第１及び第２の翼のうちの少なくともいずれかの内部の高温の空気をその翼の外部に排出可能に構成されている。このため、油圧システムにおける第１及び第２バックアップ用油圧ポンプの少なくともいずれかと第１及び第２電動モータの少なくともいずれかとから発生した熱量を吸気口から排気口へと流動する空気によって抜熱して油圧システムを冷却可能に構成されている。即ち、油圧システムにて発生した熱量を翼の外部の大気へと直接に放熱可能に構成されている。そして、本発明の油圧システムでは、第１及び第２機体側油圧源の両方の機能の喪失又は低下が発生して第１及び第２バックアップ用油圧ポンプの両方を起動させた場合に、吸気口及び排気口が開放される。このため、第１及び第２機体側油圧源の両方の機能の喪失時又は低下時において、機体側油圧源における油冷却装置を活用できないような場合であっても、油圧システム全体の温度上昇と使用される油の温度上昇とを抑制することができる。また、本発明の油圧システムでは、吸気口開閉部を開閉駆動する吸気側駆動機構と、排気口開閉部を開閉駆動する排気側駆動機構とが、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプの運転を制御するコントローラからの指令信号に基づいて作動する。このため、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプの運転を制御するコントローラを有効的に利用し、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプの作動状況に連動させるように吸気口と排気口とを開放可能な制御構成を新たな制御装置を別途追加することなく実現することができる。

本発明によると、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であるとともに、システムの大型化及び重量の増大を招くことを防止して、システム全体の温度上昇と使用される油の温度上昇とを抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧システムを提供することができる。

本発明の第１実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧システムが適用される航空機の一部を示す模式図である。 図１に示す航空機アクチュエータの油圧システムの一部を含む油圧回路を模式的に示す油圧回路図である。 図２に示す油圧回路図の一部について更に詳細に示す図である。 図１に示す航空機アクチュエータの油圧システムについて模式的に示すブロック図である。 図１に示す航空機アクチュエータの油圧システムの一部について翼の一部とともに示す図であって、Ａ−Ａ線矢視位置から見た図である。 図５に示す航空機アクチュエータの油圧システムの作動を説明するための図である。 本発明の第２実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧システムが適用される航空機の一部を示す模式図である。 本発明の第２実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧システムが適用される航空機の一部を示す模式図である。

以下、本発明を実施するための形態について図面を参照しつつ説明する。尚、本発明の実施形態は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータを有するとともにこのアクチュエータに対して圧油を供給する航空機アクチュエータの油圧システムとして広く適用することができるものである。

（第１実施形態）
図１は、本発明の第１実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧システム１（以下、単に「油圧システム１」ともいう）が適用される航空機１００の一部を示す模式図であって、航空機１００の機体１０１の胴体部分の一部と一対の主翼（１０２ａ、１０２ｂ）とを図示したものである。尚、図１の模式図では、各主翼（１０２ａ、１０２ｂ）についての中途部分の図示を省略している。

主翼１０２ａには、航空機１００の舵面を構成する動翼（操縦翼面）として、エルロン（補助翼）１０３ａが設けられている。同様に、主翼１０２ｂには、航空機１００の舵面を構成する動翼（操縦翼面）として、エルロン（補助翼）１０３ｂが設けられている。そして、図１に例示するように、主翼１０２ａにおけるエルロン１０３ａは、複数（例えば、２つ）のアクチュエータ（１４ａ、１４ｃ）によって駆動されるように構成されている。また、主翼１０２ｂにおけるエルロン１０３ｂも、複数（例えば、２つ）のアクチュエータ（１４ｂ、１４ｄ）によって駆動されるように構成されている。主翼１０２ａの内部には、エルロン１０３ａを駆動するアクチュエータ（１４ａ、１４ｃ）と、そのうちの一方のアクチュエータ１４ａに対して圧油を供給するように構成された油圧装置１３ａとが設置されている。一方、主翼１０２ｂの内部には、エルロン１０３ｂを駆動するアクチュエータ（１４ｂ、１４ｄ）と、そのうちの一方のアクチュエータ１４ｂに対して圧油を供給するように構成された油圧装置１３ｂとが設置されている。

尚、本実施形態に係る油圧システム１は、アクチュエータ１４ａ、アクチュエータ１４ｂ、油圧装置１３ａ、油圧装置１３ｂ、後述するフライトコントローラ１２ａ及びフライトコントローラ１２ｂ、等を備えて構成されている。

本実施形態においては、一対の主翼（１０２ａ、１０２ｂ）のそれぞれに設置されるアクチュエータ（１４ａ、１４ｂ、１４ｃ、１４ｄ）及び油圧装置（１３ａ、１３ｂ）は同様に構成されている。そこで、以下の説明においては、一方の主翼１０２ａに設置されるアクチュエータ（１４ａ、１４ｃ）及び油圧装置１３ａについて説明し、他方の主翼１０２ｂに設置されるアクチュエータ（１４ｂ、１４ｄ）及び油圧装置１３ｂについての説明を適宜省略する。

図２は、油圧システム１の一部を含む油圧回路を模式的に示す油圧回路図である。また、図３は、図２に示す油圧回路図の一部について更に詳細に示す図である。尚、図２は、一方の主翼１０２ａに設けられたエルロン１０３ａを駆動するアクチュエータ（１４ａ、１４ｃ）と、そのうちの一方のアクチュエータ１４ａに対して圧油を供給するように構成された油圧装置１３ａとを含む油圧回路を示す油圧回路図として図示されている。また、図３は、図２に示す油圧装置１３ａの油圧回路構成と後述の第１機体側油圧源１０４の構成とをより詳しく示している。

図２に示すように、アクチュエータ（１４ａ、１４ｃ）のそれぞれは、シリンダ１５、ピストン１６ａが設けられたロッド１６、等を備え、シリンダ１５内がピストン１５ａによって２つの油室（１５ａ、１５ｂ）に区画されて構成されている。そして、アクチュエータ１４ａのシリンダ１５における各油室（１５ａ、１５ｂ）は、後述の油圧装置１３ａに含まれる制御弁１７ａを介して後述の第１機体側油圧源１０４及びリザーバ回路１０６と連通可能に構成されている。一方、アクチュエータ１４ｃのシリンダ１５における各油室（１５ａ、１５ｂ）は、制御弁１７ｂを介して後述の第２機体側油圧源１０５及びリザーバ回路１０７と連通可能に構成されている。

図１乃至図３に示す第１機体側油圧源１０４は、圧油を供給する油圧ポンプ１０４ｂ、通過する油を冷却する熱交換器を有して油圧ポンプ１０４ｂから供給する圧油を冷却する油冷却装置１０４ｃ、等を備えて構成されている。この第１機体側油圧源１０４は、機体１０１側に（機体１０１の内部に）設置された第１の油圧源として設けられている。また、図１及び図２に示す第２機体側油圧源１０５も、第１機体側油圧源１０４と同様に、圧油を供給する油圧ポンプ（図示せず）、通過する油を冷却する熱交換器を有して油圧ポンプから供給する圧油を冷却する油冷却装置（図示せず）、等を備えて構成されている。そして、第２機体側油圧源１０５は、機体１０１側に（機体１０１の内部に）設置された第２の油圧源として設けられている。尚、第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５のそれぞれは、互いに独立した系統として設けられている。

第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）のそれぞれからの圧油が供給されることで、エルロン（１０３ａ、１０３ｂ）を駆動するアクチュエータ（１４ａ、１４ｂ、１４ｃ、１４ｄ）とエルロン（１０３ａ、１０３ｂ）以外の各舵面を駆動するアクチュエータ（図示せず）とが作動するように構成されている。また、第１機体側油圧源１０４は、一方の主翼１０２ａに設置されたアクチュエータ１４ａと他方の主翼１０２ｂに設置されたアクチュエータ１４ｄとに圧油を供給可能に接続されている。一方、第２機体側油圧源１０５は、一方の主翼１０２ａに設置されたアクチュエータ１４ｃと他方の主翼１０２ｂに設置されたアクチュエータ１４ｂとに対して圧油を供給可能に接続されている。

図２及び図３に示すリザーバ回路１０６は、圧油として供給された後にアクチュエータ（１４ａ、１４ｄ）から排出される油（作動油）が流入して戻るタンク（図示せず）を有するとともに、第１機体側油圧源１０４に連通するように構成されている。また、リザーバ回路１０６から独立した系統として構成されるリザーバ回路１０７（図２参照）は、圧油として供給された後にアクチュエータ（１４ｂ、１４ｃ）から排出される油（作動油）が流入して戻るタンク（図示せず）を有するとともに、第１機体側油圧源１０４から独立した系統として構成される第２機体側油圧源１０５に連通するように構成されている。尚、上記のように、リザーバ回路１０６は、一方の主翼１０２ａに設置されたアクチュエータ１４ａと他方の主翼１０２ｂに設置されたアクチュエータ１４ｄとに接続されるとともに、第１機体側油圧源１０４に接続されている。これにより、リザーバ回路１０６に戻った油が第１機体側油圧源１０４で昇圧され、アクチュエータ（１４ａ、１４ｃ）に供給される。一方、リザーバ回路１０７は、一方の主翼１０２ａに設置されたアクチュエータ１４ｃと他方の主翼１０２ｂに設置されたアクチュエータ１４ｂとに接続されるとともに、第２機体側油圧源１０５に接続されている。これにより、リザーバ回路１０７に戻った油が第２機体側油圧源１０５で昇圧され、アクチュエータ（１４ｂ、１４ｃ）に供給される。

尚、アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ、１４ｃ、１４ｄ）は、前述のように、エルロン（１０３ａ、１０３ｂ）を駆動する油圧作動式のアクチュエータとして設けられている。そして、本実施形態においては、一方の主翼１０２ａに設けられたエルロン１０３ａが第１の舵面を構成しており、他方の主翼１０２ｂに設けられたエルロン１０３ｂが第２の舵面を構成している。また、アクチュエータ１４ａが、第１機体油圧源１０４からの圧油が供給されることで作動し、第１の舵面であるエルロン１０３ａを駆動する本実施形態における第１アクチュエータを構成している。そして、アクチュエータ１４ｂが、第２機体側油圧源１０５からの圧油が供給されることで作動し、第１の舵面と対で作動するように設けられた第２の舵面であるエルロン１０３ｂを駆動する本実施形態における第２アクチュエータを構成している。尚、以下の説明においては、エルロン１０３ａを第１の舵面１０３ａとも称し、エルロン１０３ｂを第２の舵面１０３ｂとも称し、アクチュエータ１４ａを第１アクチュエータ１４ａとも称し、アクチュエータ１４ｂを第２アクチュエータ１４ｂとも称する。

次に、油圧システム１における油圧装置（１３ａ、１３ｂ）について説明する。油圧装置１３ａは、第１アクチュエータ１４ａに対して圧油を供給するように構成され、油圧装置１３ｂは、第２アクチュエータ１４ｂに対して圧油を供給するように構成されている。尚、本実施形態では、油圧装置（１３ａ、１３ｂ）が、エルロン（１０３ａ、１０３ｂ）として構成された舵面を駆動するアクチュエータ（１０４ａ、１０４ｂ）に対して圧油を供給する形態を例にとって説明するが、この通りでなくてもよい。即ち、油圧装置（１３ａ、１３ｂ）が、エレベータ（昇降舵）等のエルロン以外の舵面を駆動するアクチュエータに対して圧油を供給する油圧装置として用いられてもよい。

図４は、油圧システム１について模式的に示すブロック図である。また、図５は、油圧装置１３ａについて主翼１０２ａの一部とともに示す図であって、図１のＡ−Ａ線矢視位置から見た図である。尚、図４では、油圧システム１における構成要素の一部の図示を省略している。また、図５では、主翼１０２ａの一部については、後述のバックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び電動モータ１９ａの側方から見た状態における断面を含む図として透視図法に基づいて図示している。また、図５では、油圧装置１３ａにおける構成要素の一部の図示を省略しており、主翼１０２ａ内における油圧装置１３ａ以外の機器等の図示を省略している。

図１乃至図５に示すように、油圧装置１３ａは、制御弁１７ａ、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ、第１電動モータ１９ａ、ドライバ２０ａ、第１バックアップ側逆止弁２１ａ、第１機体油圧源側逆止弁２２ａ、リリーフ弁２３ａ、第１迂回経路２４ａ、第１切替弁２５ａ、リザーバ側迂回経路２６ａ、切替弁２７ａ、本実施形態の吸気口である第１吸気口２８ａ、本実施形態の排気口である第１排気口２９ａ、本実施形態の吸気口開閉部である第１吸気口開閉部３０ａ、本実施形態の排気口開閉部である第１排気口開閉部３１ａ、本実施形態の吸気側駆動機構である第１吸気側駆動機構３４ａ、本実施形態の排気側駆動機構である第１排気側駆動機構３５ａ、等を備えて構成されている。

制御弁１７ａは、第１機体側油圧源１０４に連通する供給通路１０４ａ及びリザーバ回路１０６に連通する排出通路１０６ａと、第１アクチュエータ１４ａの油室（１５ａ、１５ｂ）との接続状態を切り替えるバルブ機構として設けられている。この制御弁１７ａは、例えば、電磁切換弁として構成され、第１アクチュエータ１４ａの動作を制御するアクチュエータコントローラ１１ａからの指令信号に基づいて駆動される。尚、ここで、制御弁１７ａと同様に構成される制御弁１７ｂ（図２参照）についてもあわせて説明する。制御弁１７ｂは、第２機体側油圧源１０５に連通する供給通路１０５ａ及びリザーバ回路１０７に連通する排出通路１０７ａと、アクチュエータ１４ｂの油室（１５ａ、１５ｂ）との接続状態を切り替えるバルブ機構として設けられている。そして、制御弁１７ｂは、例えば、電磁切換弁として構成され、アクチュエータ１４ｃの動作を制御するアクチュエータコントローラ１１ｃからの指令信号に基づいて駆動される。

また、制御弁１７ａは、アクチュエータコントローラ１１ａからの指令信号に基づいて切り替えられることで、供給通路１０４ａから油室（１５ａ、１５ｂ）の一方に圧油が供給され、油室（１５ａ、１５ｂ）の他方から排出通路１０６ａに油が排出される。これにより、シリンダ１５に対してロッド１６が変位し、エルロン１０３ａが駆動される。また、図示を省略するが、制御弁１７ａと第１アクチュエータ１４ａとの間には、油室（１５ａ、１５ｂ）間の連通状態（モード）を切り替えるモード切替弁が設けられている。尚、制御弁１７ｂの作動については、上述した制御弁１７ａと同様であるため、説明を省略する。

図２乃至図５に示す第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａは、斜板を有する可変容量式の油圧ポンプとして構成されている。この第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａは、その吸込み側が排出通路１０６ａに連通するように接続され、その吐出側が第１バックアップ側逆止弁２１ａを介して供給通路１０４ａに圧油を供給可能に連通するように接続されている。そして、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａは、第１機体側油圧源１０４における油圧ポンプ１０４ｂの故障や油漏れ等によって第１機体側油圧源１０４の機能（圧油供給機能）の喪失又は低下が発生したときに第１アクチュエータ１４ａに対して圧油を供給可能な油圧ポンプとして設けられている。

尚、上述した第１バックアップ側逆止弁２１ａは、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａから第１アクチュエータ１４ａへ向かう方向の油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する逆止弁として設けられている。また、供給通路１０４ａにおける第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａの吐出側であって第１バックアップ側逆止弁２１ａの下流側が接続する箇所の上流側（第１機体側油圧源１０４側）には、第１機体油圧源側逆止弁２２ａが設けられている。この第１機体油圧源側逆止弁２２ａは、第１機体側油圧源１０４から第１アクチュエータ１４ａへ向かう方向の油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する逆止弁として設けられている。

また、排出通路１０６ａにおける第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａの吸込み側が接続する箇所の下流側（リザーバ回路１０６側）には、第１アクチュエータ１４ａから排出された油の圧力が上昇した際にリザーバ回路１０６へ圧油を排出するリリーフ弁２３ａが設けられている。また、このリリーフ弁２３ａには、供給通路１０４ａに連通するとともにバネが配置されたパイロット圧室が設けられている。供給通路１０４ａから供給される圧油の圧力が所定の圧力値よりも低下すると、パイロット圧油として供給通路１０４ａから上記のパイロット圧室に供給されている圧油の圧力（パイロット圧）も所定の圧力値より低下し、排出通路１０６ａがリリーフ弁２３ａによって遮断されることになる。このように、油圧装置１３ａでは、上述した逆止弁（２１ａ、２２ａ）及びリリーフ弁２３ａが設けられていることにより、第１機体側油圧源１０４の機能の喪失時又は低下時に、第１アクチュエータ１４ａから排出された油をリザーバ回路１０６に戻すことなくバックアップ用油圧ポンプ１８で昇圧でき、その昇圧された圧油をアクチュエータ１４ａに供給可能となる。

また、図３に示すように、第１迂回経路２４ａは、第１機体油圧源側逆止弁２２ａを迂回する油圧経路として設けられている。この第１迂回経路２４ａは、供給通路１０４ａに対して第１機体油圧源側逆止弁２２ａの制御弁１７ａ側にて接続するとともに、第１機体油圧源側逆止弁２２ａを迂回し、排出通路１０６ａに対してリリーフ弁２３ａのリザーバ回路１０６側にて接続する油圧経路として設けられている。そして、この第１迂回経路２４ａは、後述する第１切替弁２５ａの作動に基づいて、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａからリザーバ回路１０６を介して第１機体側油圧源１０４における油冷却装置１０４ｃへの油の循環を可能にするための油圧経路として構成されている。

図３に示す第１切替弁２５ａは、例えば電磁切替弁として設けられ、第１迂回経路２４ａに設けられている。そして、この第１切替弁２５ａは、後述するフライトコントローラ１２ａからの指令信号に基づいて、励磁位置と消磁位置との間でスプール位置が切り替えられるように作動する。これにより、第１切替弁２５ａは、第１迂回経路２４ａの状態を遮断状態と連通状態とのいずれかの状態に切替可能に構成されている。尚、第１迂回経路２４ａにおける第１切替弁２５ａと排出通路１０６ａとの間には、オリフィス３６が設けられている。このオリフィス３６が設けられていることにより、第１切替弁２５ａが連通状態に切り替えられたときにおける第１迂回経路２４ａを介した第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａから油冷却装置１０４ｃへの油の循環流量が絞られて調整されるように構成されている。

図３に示すリザーバ側迂回経路２６ａは、リリーフ弁２３ａを迂回する油圧経路として設けられている。このリザーバ側迂回経路２６ａは、供給通路１０４ａに対して第１機体油圧源側逆止弁２２ａの第１機体側油圧源１０４側にて接続するとともに、リリーフ弁２３ａを迂回し、排出通路１０６ａに対してリリーフ弁２３ａの制御弁１７ａ側にて接続する油圧経路として設けられている。そして、このリザーバ側迂回経路２６ａは、後述する切替弁２７ａの作動に基づいて、リザーバ回路１０６から第１機体側油圧源１０４における油冷却装置１０４ｃを介して第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａへの油の循環を可能にするための油圧経路として構成されている。

図３に示す切替弁２７ａは、例えば電磁切替弁として設けられ、リザーバ側迂回経路２６ａに設けられている。そして、この切替弁２７ａは、後述するフライトコントローラ１２ａからの指令信号に基づいて、励磁位置と消磁位置との間でスプール位置が切り替えられるように作動する。これにより、切替弁２７ａは、リザーバ側迂回経路２６ａの状態を遮断状態と連通状態とのいずれかの状態に切替可能に構成されている。

図２乃至図５に示す第１電動モータ１９ａは、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａに対して、カップリング等を介して連結され、この第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａを駆動するように構成されている。この第１電動モータ１９ａは、ドライバ２０ａを介して、後述のフライトコントローラ１２ａからの指令信号に基づいて運転状態が制御される。尚、ドライバ２０ａは、フライトコントローラ１２ａからの指令信号に基づいて第１電動モータ１９ａへ供給される電力及び第１電動モータ１９ａの運転速度（回転速度）を制御してこの第１電動モータ１９ａを駆動する回路基板等として設けられている。

また、図５に示すように、第１電動モータ１９ａは、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａが固定されている。そして、第１電動モータ１９ａ及び第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａは、主翼１０２ａの内部に配置される。尚、本実施形態においては、主翼１０２ａが、第１の舵面１０３ａが設けられる第１の翼１０２ａを構成している（以下の説明では、主翼１０２ａを第１の翼１０２ａとも称する）。

図５に示すように、第１吸気口２８ａは、主翼（第１の翼）１０２ａの表面構造を形成する第１翼構造体部分１０８において貫通形成された孔として設けられ、主翼１０２ａの外部の空気をこの主翼１０２ａの内部に供給可能な孔として形成されている。この第１吸気口２８ａは、例えば、矩形の貫通孔として形成され、主翼１０２ａの下面側に配置されている。

第１排気口２９ａは、第１翼構造体部分１０８において貫通形成された孔として設けられ、主翼１０２ａの内部の空気をこの主翼１０２ａの外部に排出可能な孔として形成されている。この第１排気口２９ａは、例えば、矩形の貫通孔として形成され、主翼１０２ａの上面側に配置されている。

図４及び図５に示す第１吸気口開閉部３０ａは、第１翼構造体部分１０８における第１吸気口２８ａの近傍に設けられている。そして、第１吸気口開閉部３０ａは、第１吸気口２８ａを塞ぐ第１スライド蓋部材３２ａと、この第１スライド蓋部材３２ａをスライド移動自在に支持するスライド支持部（図示せず）とを備え、第１吸気口２８ａを開閉可能に構成されている。第１スライド蓋部材３２ａは、例えば、平板状の部材として設けられている。

図４及び図５に示す第１吸気側駆動機構３４ａは、第１吸気口開閉部３０ａのスライド支持部に対してスライド移動自在に支持された第１スライド蓋部材３２ａを第１翼構造体部分１０８に沿ってスライド移動させることで、第１吸気口開閉部３０ａを開閉駆動するように構成されている。この第１吸気側駆動機構３４ａは、例えば、電動シリンダを有する駆動機構として、又はリニアモータを有する駆動機構として、或いは油圧シリンダを有する駆動機構として構成されている。そして、この第１吸気側駆動機構３４ａは、後述するフライトコントローラ１２ａからの指令信号に基づいて作動するように構成されている。

図６は、図５に対応して油圧装置１３ａの作動を説明するための図であって、第１吸気口開閉部３０ａ及び後述の第１排気口開閉部３１ａが第１吸気口２８ａ及び第１排気口２９ａを開放した状態を示す図である。この図６に示すように、第１吸気側駆動機構３４ａによって第１吸気口開閉部３０ａが駆動されて第１スライド蓋部材３２ａが第１吸気口２８ａを開くように移動することで、第１吸気口開閉部３０ａは、主翼１０２ａの内部を外部に対して開放することになる。一方、第１吸気側駆動機構３４ａによって第１吸気口開閉部３０ａが駆動されて第１スライド蓋部材３２ａが第１吸気口２８ａを塞ぐように移動することで、第１吸気口開閉部３０ａは、主翼１０２ａの内部を外部に対して閉鎖することになる。このように、第１吸気口開閉部３０ａは、第１吸気側駆動機構３４ａによって駆動されることで、主翼１０２ａの内部を外部に対して開放する位置と閉鎖する位置との間で位置が切り替えられるように構成されている。

図４及び図５に示す第１排気口開閉部３１ａは、第１翼構造体部分１０８における第１排気口２９ａの近傍に設けられている。そして、第１排気口開閉部３１ａは、第１排気口２９ａを塞ぐスライド蓋部材３３ａと、このスライド蓋部材３３ａをスライド移動自在に支持するスライド支持部（図示せず）とを備え、第１排気口２９ａを開閉可能に構成されている。スライド蓋部材３３ａは、例えば、平板状の部材として設けられている。

図４及び図５に示す第１排気側駆動機構３５ａは、第１排気口開閉部３１ａのスライド支持部に対してスライド移動自在に支持されたスライド蓋部材３３ａを第１翼構造体部分１０８に沿ってスライド移動させることで、第１排気口開閉部３１ａを開閉駆動するように構成されている。この第１排気側駆動機構３５ａは、例えば、リニアモータを有する駆動機構として、又は電動シリンダを有する駆動機構として、或いは油圧シリンダを有する駆動機構として構成されている。そして、この第２排気側駆動機構３５ａは、後述するフライトコントローラ１２ａからの指令信号に基づいて作動するように構成されている。

そして、図６に示すように、第１排気側駆動機構３５ａによって第１排気口開閉部３１ａが駆動されてスライド蓋部材３３ａが第１排気口２９ａを開くように移動することで、第１排気口開閉部３１ａは、主翼１０２ａの内部を外部に対して開放することになる。一方、第１排気側駆動機構３５ａによって第１排気口開閉部３１ａが駆動されてスライド蓋部材３３ａが第１排気口２９ａを塞ぐように移動することで、第１排気口開閉部３１ａは、主翼１０２ａの内部を外部に対して閉鎖することになる。このように、第１排気口開閉部３１ａは、第１排気側駆動機構３５ａによって駆動されることで、主翼１０２ａの内部を外部に対して開放する位置と閉鎖する位置との間で位置が切り替えられるように構成されている。

図１及び図４に示す油圧装置１３ｂは、前述した油圧装置１３ａと同様に構成される。そして、この油圧装置１３ｂは、制御弁１７ａと同様に構成される制御弁（図示せず）、第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂ、第２電動モータ１９ｂ、ドライバ２０ｂ、第２バックアップ側逆止弁（図示せず）、第２機体油圧源側逆止弁（図示せず）、リリーフ弁２３ａと同様に構成されるリリーフ弁（図示せず）、第２迂回経路（図示せず）、第２切替弁（図示せず）、リザーバ側迂回経路２６ａと同様に構成されるリザーバ側迂回経路（図示せず）、切替弁２７ａと同様に構成される切替弁（図示せず）、本実施形態の吸気口である第２吸気口（図示せず）、本実施形態の排気口である第２排気口（図示せず）、本実施形態の吸気口開閉部である第２吸気口開閉部３０ｂ、本実施形態の排気口開閉部である第２排気口開閉部３１ｂ、本実施形態の吸気側駆動機構である第２吸気側駆動機構３４ｂ、本実施形態の排気側駆動機構である第２排気側駆動機構３５ｂ、等を備えて構成されている。尚、油圧装置１３ｂは、上記のように、油圧装置１３ａと同様に構成されるため、油圧装置１３ｂにおける各構成要素の説明については、油圧装置１３ａにおける各構成要素の説明を引用することで適宜省略する。

第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂは、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａと同様に構成されている。そして、第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂは、第２機体側油圧源１０５における油圧ポンプの故障や油漏れ等によって第２機体側油圧源１０５の機能（圧油供給機能）の喪失又は低下が発生したときに第２アクチュエータ１４ｂに対して圧油を供給可能な油圧ポンプとして設けられている。

第２バックアップ側逆止弁は、第１バックアップ側逆止弁２１ａと同様に構成されている。そして、この第２バックアップ側逆止弁は、第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂから第２アクチュエータ１４ｂへ向かう方向の油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する逆止弁として設けられている。また、第２機体油圧源側逆止弁は、第１機体油圧源側逆止弁２２ａと同様に構成されている。そして、この第２機体油圧源側逆止弁は、第２機体側油圧源１０５から第２アクチュエータ１４ｂへ向かう方向の油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する逆止弁として設けられている。

第２迂回経路は、第１迂回経路２４ａと同様に構成されている。そして、第２迂回経路は、第２機体油圧源側逆止弁を迂回する油圧経路として設けられている。そして、この第２迂回経路は、第２切替弁の作動に基づいて、第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂからリザーバ回路１０７を介して第２機体側油圧源１０５における油冷却装置への油の循環を可能にするための油圧経路として構成されている。第２切替弁は、第１切替弁２５ａと同様に構成され、第２迂回経路に設けられている。そして、この第２切替弁は、第２迂回経路の状態を遮断状態と連通状態とのいずれかの状態に切替可能に構成されている。

第２電動モータ１９ｂは、第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂに対して、カップリング等を介して連結され、この第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂを駆動するように構成されている。この第２電動モータ１９ｂは、ドライバ２０ｂを介して、後述のフライトコントローラ１２ｂからの指令信号に基づいて運転状態が制御される。尚、ドライバ２０ｂは、フライトコントローラ１２ａからの指令信号に基づいて第２電動モータ１９ｂへ供給される電力及び第２電動モータ１９ｂの運転速度（回転速度）を制御してこの第２電動モータ１９ｂを駆動する回路基板等として設けられている。

また、第２電動モータ１９ｂは、第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂが固定されている。そして、第２電動モータ１９ｂ及び第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂは、主翼１０２ｂの内部に配置される。尚、本実施形態においては、主翼１０２ｂが、第２の舵面１０３ｂが設けられる第２の翼１０２ｂを構成している（以下の説明では、主翼１０２ｂを第２の翼１０２ｂとも称する）。

第２吸気口は、主翼（第２の翼）１０２ｂの表面構造を形成する第２翼構造体部分において貫通形成された孔として設けられ、主翼１０２ｂの外部の空気をこの主翼１０２ｂの内部に供給可能な孔として形成されている。尚、第２翼構造体部分は、第１翼構造体部分１０８と同様に構成される。そして、第２吸気口は、主翼１０２ｂの下面側に配置されている。また、第２排気口は、第２翼構造体部分において貫通形成された孔として設けられ、主翼１０２ｂの内部の空気をこの主翼１０２ｂの外部に排出可能な孔として形成されている。この第２排気口は、主翼１０２ｂの上面側に配置されている。

第２吸気口開閉部３０ｂは、第２翼構造体部分における第２吸気口の近傍に設けられている。そして、第２吸気口開閉部３０ｂは、第１スライド蓋部材３２ａと同様に構成されて第２吸気口を塞ぐ第２スライド蓋部材と、この第２スライド蓋部材をスライド移動自在に支持するスライド支持部とを備え、第２吸気口を開閉可能に構成されている。また、第２吸気側駆動機構３４ｂは、第２吸気口開閉部３０ｂのスライド支持部に対してスライド移動自在に支持された第２スライド蓋部材を第２翼構造体部分に沿ってスライド移動させることで、第２吸気口開閉部３０ｂを開閉駆動するように構成されている。この第２吸気側駆動機構３４ｂは、例えば、電動シリンダを有する駆動機構として、又はリニアモータを有する駆動機構として、或いは油圧シリンダを有する駆動機構として構成されている。そして、この第２吸気側駆動機構３４ｂは、後述するフライトコントローラ１２ｂからの指令信号に基づいて作動するように構成されている。また、油圧装置１３ｂにおいても、油圧装置１３ａと同様に、第２吸気口開閉部３０ｂは、第２吸気側駆動機構３４ｂによって駆動されることで、主翼１０２ｂの内部を外部に対して開放する位置と閉鎖する位置との間で位置が切り替えられるように構成されている。

第２排気口開閉部３１ｂは、第２翼構造体部分における第２排気口の近傍に設けられている。そして、第２排気口開閉部３１ｂは、スライド蓋部材３３ａと同様に構成されて第２排気口を塞ぐスライド蓋部材と、このスライド蓋部材をスライド移動自在に支持するスライド支持部とを備え、第２排気口を開閉可能に構成されている。また、第２排気側駆動機構３５ｂは、第２排気口開閉部３１ｂのスライド支持部に対してスライド移動自在に支持されたスライド蓋部材を第２翼構造体部分に沿ってスライド移動させることで、第２排気口開閉部３１ｂを開閉駆動するように構成されている。この第２排気側駆動機構３５ｂは、例えば、リニアモータを有する駆動機構として、又は電動シリンダを有する駆動機構として、或いは油圧シリンダを有する駆動機構として構成されている。そして、この第２排気側駆動機構３５ｂは、後述するフライトコントローラ１２ｂからの指令信号に基づいて作動するように構成されている。また、油圧装置１３ｂにおいても、油圧装置１３ａと同様に、第２排気口開閉部３１ｂは、第２排気側駆動機構３５ｂによって駆動されることで、主翼１０２ｂの内部を外部に対して開放する位置と閉鎖する位置との間で位置が切り替えられるように構成されている。

次に、油圧システム１におけるフライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）について説明する（図２乃至図４参照）。フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）は、例えば、図示しないＣＰＵ（Central Processing Unit）やメモリ、インターフェース等を備えて構成されている。また、フライトコントローラ１２ａは、アクチュエータコントローラ１１ａ及びアクチュエータコントローラ１１ｃに対して上位のコンピュータとして設けられ、エルロン１０３ａの動作を指令するコンピュータとして構成されている。そして、エルロン１０３ａの動作を指令する指令信号がアクチュエータコントローラ（１１ａ、１１ｃ）に送信され、アクチュエータコントローラ（１１ａ、１１ｃ）が、上記の指令信号に基づいて第１アクチュエータ１４ａを制御し、これにより、エルロン１０３ａの動作が制御されるように構成されている。

一方、フライトコントローラ１２ｂは、アクチュエータコントローラ１１ｂとアクチュエータ１４ｄを制御するアクチュエータコントローラ（図示せず）とに対して上位のコンピュータとして設けられ、エルロン１０３ｂの動作を指令するコンピュータとして構成されている。そして、エルロン１０３ｂの動作を指令する指令信号がアクチュエータコントローラ１１ｂ等に送信され、アクチュエータコントローラ１１ｂ等が、上記の指令信号に基づいて第２アクチュエータ１４ｂを制御し、これにより、エルロン１０３ｂの動作が制御されるように構成されている。

ここで、アクチュエータコントローラ（１１ａ、１１ｃ）について簡単に説明する。エルロン１０３ａを駆動するアクチュエータ（１４ａ、１４ｃ）を制御するアクチュエータコントローラ（１１ａ、１１ｃ）は、例えば、集中制御方式のコントローラとして、又は分散処理方式のコントローラとして設置される。集中制御方式の場合、機体１０１側に設置された１つの筐体（図示せず）にアクチュエータコントローラ１１ａ及びアクチュエータコントローラ１１ｃが設置され、アクチュエータコントローラ１１ａがアクチュエータ１４ａを制御し、アクチュエータコントローラ１１ｃがアクチュエータ１４ｃを制御するように構成される。分散処理方式の場合、アクチュエータ１４ａに搭載された筐体（図示せず）にアクチュエータコントローラ１１ａが設置され、アクチュエータ１４ｃに搭載された筐体（図示せず）にアクチュエータコントローラ１１ｃが設置され、アクチュエータコントローラ１１ａがアクチュエータ１４ａを制御し、アクチュエータコントローラ１１ｃがアクチュエータ１４ｃを制御するように構成される。尚、本実施形態では、複数の異なるアクチュエータコントローラ（１１ａ、１１ｃ）に対して１つのフライトコントローラ１２ａからの指令信号が入力されるように構成されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。例えば、複数の異なるアクチュエータコントローラ（１１ａ、１１ｃ）に対して、それぞれ異なるフライトコントローラからの指令信号が入力されるように構成されていてもよい。エルロン１０３ｂを駆動するアクチュエータ（１４ｂ、１４ｄ）を制御するアクチュエータコントローラについては、アクチュエータコントローラ（１１ａ、１１ｃ）と同様に構成されるため、説明を省略する。

また、図２乃至図４に示すように、アクチュエータコントローラ１１ａの上位コンピュータであるフライトコントローラ１２ａは、第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５からの後述の信号を受信するとともに、ドライバ２０ａ、第１吸気側駆動機構３４ａ、第１排気側駆動機構３５ａ、第１切替弁２５ａ、切替弁２７ａに対しても指令信号を送信可能に構成されている。また、アクチュエータコントローラ１１ｂの上位コンピュータであるフライトコントローラ１２ｂは、第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５からの後述の信号を受信するとともに、ドライバ２０ｂ、第２吸気側駆動機構３４ｂ、第２排気側駆動機構３５ｂ、第２切替弁、リザーバ側迂回経路に設けられる切替弁、に対しても指令信号を送信可能に構成されている。尚、図４では、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）からの指令信号で作動する各切替弁についての図示を省略している。即ち、図４では、油圧装置１３ａにおける第１切替弁２５ａ及び切替弁２７ａについての図示と、油圧装置１３ｂにおける第２切替弁及びリザーバ側迂回経路に設けられる切替弁についての図示とを省略している。

第１機体側油圧源１０４からフライトコントローラ１２ａに対しては、圧力検知信号Ｓ１と油残存検知信号Ｓ２とが送信され、第２機体側油圧源１０５からフライトコントローラ１２ｂに対しては、圧力検知信号Ｓ３と油残存検知信号Ｓ４とが送信されるように構成されている（図４参照）。そして、第１機体側油圧源１０４からの圧力検知信号Ｓ１は、フライトコントローラ１２ａに加えてフライトコントローラ１２ｂにおいても受信され、第２機体側油圧源１０５からの圧力検知信号Ｓ３は、フライトコントローラ１２ｂに加えてフライトコントローラ１２ａにおいても受信されるように構成されている。

圧力検知信号Ｓ１は、例えば、第１機体側油圧源１０４に設けられてその吐出圧力を検知する圧力センサ（図示せず）での圧力検知信号として構成される。そして、各フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）は、圧力検知信号Ｓ１に基づいて、第１機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下を検知するように構成されている。また、圧力検知信号Ｓ３は、例えば、第２機体側油圧源１０５に設けられてその吐出圧力を検知する圧力センサ（図示せず）での圧力検知信号として構成される。そして、各フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）は、圧力検知信号Ｓ３に基づいて、第２機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下を検知するように構成されている。

例えば、各フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）は、圧力検知信号Ｓ１の圧力値が所定の第１圧力値以下となったタイミングに応じて第１機体側油圧源１０４の機能の低下を検知し、圧力検知信号Ｓ１の圧力値が第１圧力値よりも更に低い所定の第２圧力値以下となったタイミングに応じて第１機体側油圧源１０４の機能の喪失を検知するように構成されている。また、各フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）は、圧力検知信号Ｓ３の圧力値が所定の第１圧力値以下となったタイミングに応じて第２機体側油圧源１０５の機能の低下を検知し、圧力検知信号Ｓ３の圧力値が第１圧力値よりも更に低い所定の第２圧力値以下となったタイミングに応じて第２機体側油圧源１０５の機能の喪失を検知するように構成されている。

油残存検知信号Ｓ２は、例えば、第１機体側油圧源１０４におけるアキュムレータ（図示せず）に設置された油面計（又は、油量検知センサ）での油面検知信号（又は、油量検知信号）として構成される。そして、上記油面計にて第１機体側油圧源１０４のアキュムレータにおける油面が検知され、第１機体側油圧源１０４において循環可能な状態で残存している油の量を指標することになるその油面検知信号が、油残存検知信号Ｓ２としてフライトコントローラ１２ａにて受信される。フライトコントローラ１２ａでは、油残存検知信号Ｓ２に基づいて、第１機体側油圧源１０４において循環可能な状態で残存している油の量を検知する。尚、例えば、フライトコントローラ１２ａは、油残存検知信号Ｓ２の油面値が所定の油面値未満であれば、第１機体側油圧源１０４において油が十分に残存しておらず油が循環不能な状態であることを検知するように構成されている。一方、フライトコントローラ１２ａは、油残存検知信号Ｓ２の油面値が所定の油面値以上であれば、第１機体側油圧源１０４において油が十分に残存しており油が循環可能な状態であることを検知するように構成されている。

油残存検知信号Ｓ４は、例えば、第２機体側油圧源１０５におけるアキュムレータ（図示せず）に設置された油面計（又は、油量検知センサ）での油面検知信号（又は、油量検知信号）として構成される。そして、上記油面計にて第２機体側油圧源１０５のアキュムレータにおける油面が検知され、第２機体側油圧源１０５において循環可能な状態で残存している油の量を指標することになるその油面検知信号が、油残存検知信号Ｓ４としてフライトコントローラ１２ｂにて受信される。フライトコントローラ１２ｂでは、油残存検知信号Ｓ４に基づいて、第２機体側油圧源１０５において循環可能な状態で残存している油の量を検知する。尚、例えば、フライトコントローラ１２ｂは、油残存検知信号Ｓ４の油面値が所定の油面値未満であれば、第２機体側油圧源１０５において油が十分に残存しておらず油が循環不能な状態であることを検知するように構成されている。一方、フライトコントローラ１２ｂは、油残存検知信号Ｓ４の油面値が所定の油面値以上であれば、第２機体側油圧源１０５において油が十分に残存しており油が循環可能な状態であることを検知するように構成されている。

また、フライトコントローラ１２ａは、圧力検知信号（Ｓ１、Ｓ３）に基づいて、第１機体側油圧源１０４の機能の喪失及び低下が発生しておらず第２機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下が発生したことを検知したときに、ドライバ２０ａを介して第１電動モータ１９ａの運転を開始させ、第１機体側油圧源１０４の下流側に接続された第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａを運転させるように制御する。そして、第１機体側油圧源１０４が作動している状態で、フライトコントローラ１２ａの制御によって第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａの運転が行われることで、第１機体側油圧源１０４における油冷却装置１０４ｃによって、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第１機体側油圧源１０４を流れる油の冷却が行われることになる。

また、フライトコントローラ１２ｂは、圧力検知信号（Ｓ１、Ｓ３）に基づいて、第２機体側油圧源１０５の機能の喪失及び低下が発生しておらず第１機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が発生したことを検知したときに、ドライバ２０ｂを介して第２電動モータ１９ｂの運転を開始させ、第２機体側油圧源１０５の下流側に接続された第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂを運転させるように制御する。そして、第２機体側油圧源１０５が作動している状態で、フライトコントローラ１２ｂの制御によって第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂの運転が行われることで、第２機体側油圧源１０５における油冷却装置によって、第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂ及び第２機体側油圧源１０５を流れる油の冷却が行われることになる。

これにより、油圧システム１においては、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）が、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂの運転を制御する本実施形態におけるコントローラを構成している。即ち、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）は、第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５のいずれか一方の機能の喪失又は低下が発生したときに、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂのうち、第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５の他方である他方側油圧源の下流側に接続されたバックアップ用油圧ポンプである他方側バックアップ用油圧ポンプを運転させるように制御するよう構成されている。そして、油圧システム１においては、上記の他方側油圧源が作動している状態で、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）の制御によって上記の他方側バックアップ用油圧ポンプの運転が行われることで、上記の他方側油圧源における油冷却装置によって、上記の他方側バックアップ用油圧ポンプ及び上記の他方側油圧源を流れる油の冷却が行われるように構成されている。

尚、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）は、他方側バックアップ用油圧ポンプを運転させるように制御している状態において航空機が着陸姿勢に入った段階で、機能の喪失又は低下が発生した機体側油圧源の下流側に接続されたもう一方のバックアップ用油圧ポンプも運転させるように制御するよう構成されていてもよい。例えば、第１機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が発生したために第２機体側油圧源１０５の下流側の第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂを運転させている状態において航空機が着陸姿勢に入った段階で、もう一方の第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａも起動し、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）の両方を運転させるように制御してもよい。これによって、着陸段階において、機能の喪失又は低下が発生していなかった方の機体側油圧源においても機能の喪失又は低下が急激に発生した場合であっても、既に他方側バックアップ用油圧ポンプに加えてもう一方のバックアップ用油圧ポンプも作動しているため、瞬間的にでも機体の制御が失われてしまうことが防止され、安全な飛行を確保することができる。

また、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）は、圧力検知信号（Ｓ１、Ｓ３）及び油残存検知信号Ｓ２に基づいて、第１機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が発生するとともに、第２機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下が発生し、且つ、第１機体側油圧源１０４に油を循環可能な状態のときに、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂを運転させるとともに、第１迂回経路２４ａ及びリザーバ側迂回回路２６ａを連通状態に移行させる。即ち、上記の状態のときには、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）は、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）を運転させるとともに、第１迂回経路２４ａの状態を連通状態に切り替えるように第１切替弁２５ａを制御し、リザーバ側迂回経路２６ａの状態を連通状態に切り替えるように切替弁２７ａを制御するように構成されている。

そして、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）は、圧力検知信号（Ｓ１、Ｓ３）及び油残存検知信号Ｓ４に基づいて、第１機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が発生するとともに、第２機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下が発生し、且つ、第２機体側油圧源１０５に油を循環可能な状態のときに、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂを運転させるとともに、油圧装置１３ｂにおける第２迂回経路及びリザーバ側迂回回路を連通状態に移行させる。即ち、上記の状態のときには、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）は、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）を運転させるとともに、油圧装置１３ｂにおいて、第２迂回経路の状態を連通状態に切り替えるように第２切替弁を制御し、リザーバ側迂回経路の状態を連通状態に切り替えるように切替弁を制御するように構成されている。

尚、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）は、更に、前述したタイミング以外のタイミングにおいても、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂを運転させるように構成されていてもよい。例えば、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）は、圧力検知信号（Ｓ１、Ｓ３）に関わらず、航空機が着陸姿勢に入った段階で、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂを運転させてもよい。これによって、着陸段階で急激に第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下が生じても、既に第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂは作動しているため、安全な飛行を確保することができる。

また、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）は、上記のように第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂの両方を起動させるときに、各吸気側及び排気側の駆動機構（３４ａ、３４ｂ、３５ａ、３５ｂ）を作動させるように構成されている。即ち、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）は、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）の両方を起動させる際に、第１吸気側駆動機構３４ａ及び第１排気側駆動機構３５ａを作動させて第１吸気口２８ａ及び第１排気口２９ａを開放させ、第２吸気側駆動機構３４ｂ及び第２排気側駆動機構３５ｂを作動させて第２吸気口及び第２排気口を開放させるように構成されている。

次に、油圧システム１の作動について説明する。第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５の機能の喪失及び低下が発生していない状態では、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂの運転は行われない。この状態では、第１アクチュエータ１４ａに対しては、制御弁１７ａを介して第１油圧供給源１０４からの圧油が油室（１５ａ、１５ｂ）の一方に供給され、油室（１５ａ、１５ｂ）の他方から油が排出されて制御弁１７ａを介してリザーバ回路１０６に戻されることになる。同様に、第２アクチュエータ１４ｂに対しても第２機体側油圧源１０５からの圧油が供給され、第２アクチュエータ１４ｂから排出された油がリザーバ回路に油が戻されることになる。また、アクチュエータコントローラ１１ａからの指令信号に基づいて制御弁１７ａの接続状態が切り替えられることで、圧油の供給及び油の排出が行われる油室（１５ａ、１５ｂ）の切り替えが行われ、第１アクチュエータ１４ａが作動してエルロン１０３ａが駆動される。同様に、第２アクチュエータ１４ｂが作動してエルロン１０３ｂが駆動される。

一方、第１機体側油圧源１０４のみの機能の喪失及び低下が発生すると、前述のように、第２機体側油圧源１０５の下流側に接続された第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂの運転が行われる。即ち、第２機体側油圧源１０５及び第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂのパラレル運転が行われることになる。そして、第２アクチュエータ１４ｂに対して第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂ及び第２機体側油圧源１０５からの圧油が供給され、第２アクチュエータ１４ｂから排出された油の一部が第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂに吸い込まれて昇圧されて残りの油がリザーバ回路１０７に戻されることになる。これにより、エルロン１０３ｂが駆動され、更に、第２機体側油圧源１０５における油冷却装置によって、第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂ及び第２機体側油圧源１０５を流れる油の冷却が行われる。

また、第２機体側油圧源１０５のみの機能の喪失及び低下が発生すると、前述のように、第１機体側油圧源１０４の下流側に接続された第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａの運転が行われる。即ち、第１機体側油圧源１０４及び第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａのパラレル運転が行われることになる。そして、第１アクチュエータ１４ａに対して第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第１機体側油圧源１０４からの圧油が供給され、第１アクチュエータ１４ａから排出された油の一部が第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａに吸い込まれて昇圧されて残りの油がリザーバ回路１０６に戻されることになる。これにより、エルロン１０３ａが駆動され、更に、第１機体側油圧源１０４における油冷却装置１０４ｃによって、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第１機体側油圧源１０４を流れる油の冷却が行われることになる。

また、第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５の両方の機能の喪失又は低下が発生すると、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂの運転が行われる。尚、第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５の両方の機能の喪失又は低下が発生することは、確率的に極めて稀であり、このようなケースが発生する場合であっても、通常、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂの一方の運転が既に行われている状態で、他方の運転も開始されることになる。

また、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）の両方の機能の喪失又は低下が発生して第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）の運転が行われる際において、第１機体側油圧源１０４に油を循環可能な状態のときは、第１切替弁２５ａ及び切替弁２７ａが作動し、第１迂回経路２４ａ及びリザーバ側迂回経路２６ａが連通状態に切り替えられる。これにより、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａから吐出された油の少なくとも一部が第１機体側油圧源１０４の油冷却装置１０４ｃを定常的に循環することになり、油の冷却が行われることになる。尚、このとき、第１機体側油圧源１０４においては、フライトコントローラ１２ａからの指令信号に基づいて、油圧ポンプ１０４ｂを通過することなく油冷却装置１０４ｃを通過して油が循環するように、油圧回路（図示せず）が切り替えられる。

また、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）の両方の機能の喪失又は低下が発生して第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）の運転が行われる際において、第２機体側油圧源１０５に油を循環可能な状態のときは、油圧装置１３ｂにおける第２切替弁とリザーバ側迂回経路用の切替弁とが作動し、第２迂回経路及びリザーバ側迂回経路が連通状態に切り替えられる。これにより、第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂから吐出された油の少なくとも一部が第２機体側油圧源１０５の油冷却装置を定常的に循環することになり、油の冷却が行われることになる。尚、このとき、第２機体側油圧源１０５においては、フライトコントローラ１２ｂからの指令信号に基づいて、第２機体側油圧源１０５内の油圧ポンプを通過することなく油冷却装置を通過して油が循環するように、油圧回路（図示せず）が切り替えられる。

また、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）のいずれにおいても機能の喪失及び低下が発生していない状態、又は、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）のいずれか一方のみにおいて機能の喪失及び低下が発生した状態では、各吸気口開閉部（３０ａ、３０ｂ）及び各排気口開閉部（３１ａ、３１ｂ）は各吸気口及び各排気口を閉鎖している。即ち、上記の状態では、第１吸気口開閉部３０ａが第１スライド蓋部材３２ａにおいて第１吸気口２８ａを塞ぐとともに、第１排気口開閉部３１ａがスライド蓋部材３３ａにおいて第１排気口２９ａを塞いでおり、主翼１０２ａの内部が外部に対して閉鎖されている。そして、同様に、第２吸気口開閉部３０ｂが第２吸気口を塞ぐとともに、第２排気口開閉部３１ｂが第２排気口を塞いでおり、主翼１０２ｂの内部が外部に対して閉鎖されている。

一方、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）の両方の機能の喪失又は低下が発生して第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）の両方が起動されるタイミングでは、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）からの指令信号に基づいて、第１及び第２吸気側駆動機構（３４ａ、３４ｂ）と第１及び第２排気側駆動機構（３５ａ、３５ｂ）とが作動する。そして、第１吸気口開閉部３０ａが第１吸気側駆動機構３４ａによって駆動されて第１スライド蓋部材３２ａがスライド移動し、第１排気口開閉部３１ａが第１排気側駆動機構３５ａによって駆動されてスライド蓋部材３３ａがスライド移動する。これにより、第１吸気口２８ａが開放されるとともに第１排気口２９ａが開放されることになる。同様に、第２吸気口及び第２排気口も開放されることになる。

そして、第１吸気口２８ａが開放されることで、主翼１０２ａにおいて高圧側となるこの主翼１０２ａの下面側に配置された第１吸気口２８ａから主翼１０２ａの外部の空気が流入することになる。そして、第１排気口２９ａが開放されることで、主翼１０２ａにおいて低圧側となるこの主翼１０２ａの上面側に配置された第１排気口２９ａから主翼１０２ａの内部の空気が流出することになる。このように、主翼１０２ａの外部の低温の空気が第１吸気口２８ａから主翼１０２ａの内部に流入するとともに、主翼１０２ａの内部の空気が第１排気口２９ａから外部へと流出する空気の流れが形成されることになる。即ち、図６において、二点鎖線で図示する矢印Ｈで示す空気の流れが形成されることになる。尚、主翼１０２ｂにおいても、第２吸気口及び第２排気口が開放されることで、上記と同様の空気の流れが形成されることになる。

尚、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ、第１電動モータ１９ａ及び使用されている油にて発生した熱量は、第１翼構造体部分１０８の内部の空気へと熱伝導、熱伝達（対流）及び熱放射によって伝達される。そして、第１翼構造体部分１０８の内部の空気へと伝達された熱量は、上述した第１吸気口２８ａから主翼１０２ａの外部の空気が流入して第１排気口２９ａから主翼１０２ａの内部の空気が流出する空気の流れ（二点鎖線の矢印Ｈで示す空気の流れ）に伴って、主翼１０２ａの外部へと抜熱されることになる。即ち、主翼１０２ａの外部の低温の空気が主翼１０２ａの内部へ供給され、主翼１０２ａの内部の高温の空気が主翼１０２ａの外部に排出されることになる。これにより、第１吸気口２８ａから第１翼構造体部分１０８の内部を通過して第１排気口２９ａへと流動する空気を介して第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ、第１電動モータ１９ａ及び使用されている油が冷却され、それらの温度上昇が抑制されることになる。尚、主翼１０２ｂ内においても、上記と同様に、第２吸気口から第２翼構造体部分の内部を通過して第２排気口へと流動する空気を介して第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂ、第２電動モータ１９ｂ及び使用されている油が冷却され、それらの温度上昇が抑制されることになる。

尚、フライトコントローラ（１２、１２ｂ）は、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）の両方が起動されるときであって、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）の少なくともいずれかにおいて油を循環可能でない状態のときに、吸気側及び排気側の各駆動機構（３４ａ、３４ｂ、３５ａ、３５ｂ）を作動させて各吸気口及び各排気口を開放させるように構成されることが望ましい。又は、フライトコントローラ（１２、１２ｂ）は、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）の両方が起動されるときであって、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）の両方ともに油を循環可能でない状態のときに、吸気側及び排気側の各駆動機構（３４ａ、３４ｂ、３５ａ、３５ｂ）を作動させて各吸気口及び各排気口を開放させるように構成されることが望ましい。これらの場合、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）の両方が起動されるときであって、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）のそれぞれの油冷却装置による冷却が可能なときに、又は、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）の一方の油冷却装置による冷却が可能なときに、各吸気口及び各排気口が開放されずに閉鎖されたままとなる。このため、機体側油圧源（１０４、１０５）の油冷却装置を有効的に活用できる際における吸気口及び排気口の開放頻度を低減させ又は無くし、翼効率の低下を防止しながら、システム全体の温度上昇と油の温度上昇とを抑制することができる。

以上説明したように、油圧システム１によると、第２機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下が発生した後に第１機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が発生した場合であっても、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａから圧油を供給して第１アクチュエータ１４ａを駆動することができる。そして、第１機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が発生した後に第２機体側油圧１０５の機能の喪失又は低下が発生した場合であっても、第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂから圧油を供給して第２アクチュエー１４ｂを駆動することができる。

また、油圧システム１によると、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）のいずれか一方の機能の喪失又は低下が発生したときには、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）の制御によって、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）のうちの他方（即ち、機能の喪失又は低下が生じていない他方側油圧源）の下流側に接続された他方側バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ又は１８ｂ）の運転が行われる。そして、他方側油圧源（１０４又は１０５）が作動している状態で他方側バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ又は１８ｂ）の運転が行われることで、他方側油圧源（１０４又は１０５）における油冷却装置によって他方側バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ又は１８ｂ）及び他方側油圧源（１０４又は１０５）を流れる油の冷却が行われる。このため、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）のうちの一方の機能の喪失又は低下が発生したときに運転される他方側バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ又は１８ｂ）の連続運転が行われても、圧油として他方側バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ又は１８ｂ）からアクチュエータ（１４ａ又は１４ｂ）に供給されてこのポンプとアクチュエータとの間で循環して使用される油（作動油）を冷却することができる。そして、運転中の他方側バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ又は１８ｂ）を冷却することができるとともに、この他方側バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ又は１８ｂ）に連結されて熱伝導が生じる電動モータ（１９ａ又は１９ｂ）も冷却でき、油圧システム１全体としての温度上昇を抑制することができる。また、油圧システム１によると、温度上昇を抑制しつつ、残った機体側油圧源が機能喪失した場合でも（即ち、機能の喪失又は低下が発生していなかった方の機体側油圧源においても機能の喪失又は低下が発生した場合でも）既に起動済みのバックアップ用油圧ポンプにより、機体の制御を連続的に維持することが可能となる。

上記のように、本実施形態によると、機体側油圧源（１０４、１０５）における油冷却装置を有効的に活用することができ、バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）及び使用される油の温度上昇を抑制することができる。そして、本実施形態によると、機体側油圧源（１０４、１０５）の機能の喪失時又は低下時に機能する油圧システム１において、油を冷却する油冷却装置が更に追加されることがないため、油圧システム１の大型化や重量の増大を招いてしまうこともない。

従って、本実施形態によると、機体側油圧源（１０４、１０５）の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）を駆動可能であるとともに、システムの大型化及び重量の増大を招くことを防止して、システム全体の温度上昇と使用される油の温度上昇とを抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧システム１を提供することができる。

また、油圧システム１によると、第１バックアップ側逆止弁２１ａ及び第１機体油圧源側逆止弁２２ａが設けられているため、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第１機体側油圧源１０４の作動時に、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａからの圧油が第１機体側油圧源１０４に逆流することが防止され、第１機体側油圧源１０４からの圧油が第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａに逆流することが防止される。そして、第２バックアップ側逆止弁及び第２機体油圧源側逆止弁が設けられているため、第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂ及び第２機体側油圧源１０５の作動時に、第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂからの圧油が第２機体側油圧源１０５に逆流することが防止され、第２機体側油圧源１０５からの圧油が第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂに逆流することが防止される。

更に、油圧システム１によると、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）の機能の喪失又は低下が生じた際には、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）の運転が行われ、第１及び第２アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）が駆動されることになる。そして、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）の機能の喪失時又は低下時に第１機体側油圧源１０４に油を循環可能な状態であれば、フライトコントローラ１２ａによって、第１機体油圧源側逆止弁２２ａを迂回する第１迂回経路２４ａの状態を連通状態に切り替えるように、第１迂回経路２４ａに設けられた第１切替弁２５ａの制御が行われる。これにより、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａから供給される油が、第１機体側油圧源１０４における油冷却装置１０４ｃも循環し、冷却されることになる。また、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）の機能の喪失時又は低下時に第２機体側油圧源１０５に油を循環可能な状態であれば、フライトコントローラ１２ｂによって、第２機体油圧源側逆止弁を迂回する第２迂回経路の状態を連通状態に切り替えるように、第２迂回経路に設けられた第２切替弁の制御が行われる。これにより、第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂから供給される油が、第２機体側油圧源１０５における油冷却装置も循環し、冷却されることになる。よって、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）の両方の機能の喪失時又は低下時であっても第１及び第２アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）を駆動可能であるとともに、機体側油圧源（１０４、１０５）における油冷却装置を有効的に活用することができ、バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）及び使用される油の温度上昇を抑制することができる。

また、油圧システム１によると、第１の翼１０２ａの内部に第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第１電動モータ１９ａが配置され、第２の翼１０２ｂの内部に第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂ及び第２電動モータ１９ｂが配置される。このため、航空機アクチュエータの油圧システム１が、アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）に近接した領域に配置されることになり、この油圧システム１について更なる小型化及び軽量化を図ることができる。更に、油圧システム１は、第１吸気口開閉部３０ａ及び第１排気口開閉部３１ａが作動することで、第１吸気口２８ａ及び第１排気口２９ａを開放し、第１の翼１０２ａの外部の低温の空気を第１の翼１０２ａの内部に供給するとともに、第１の翼１０２ａの内部の高温の空気を第１の翼１０２ａの外部に排出することができる。同様に、第２吸気口開閉部３０ｂ及び第２排気口開閉部３１ｂが作動することで、第２吸気口及び第２排気口を開放し、第２の翼１０２ｂの外部の低温の空気を第２の翼１０２ｂの内部に供給するとともに、第２の翼１０２ｂの内部の高温の空気を第２の翼１０２ｂの外部に排出することができる。このため、油圧システム１における第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）と第１及び第２電動モータ（１９ａ、１９ｂ）とから発生した熱量を第１吸気口２８ａから第１排気口２９ａへと流動する空気及び第２吸気口から第２排気口へと流動する空気によって抜熱して油圧システム１を冷却できる。即ち、油圧システム１にて発生した熱量を第１及び第２の翼（１０２ａ、１０２ｂ）の外部の大気へと直接に放熱可能に構成されている。

また、油圧システム１では、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）の両方の機能の喪失又は低下が発生して第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）の両方を起動させた場合に、各吸気口及び各排気口が開放される。このため、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）の両方の機能の喪失時又は低下時において、機体側油圧源（１０４、１０５）における油冷却装置を活用できないような場合であっても、油圧システム１全体の温度上昇と使用される油の温度上昇とを抑制することができる。また、油圧システム１では、吸気口開閉部（３０ａ、３０ｂ）を開閉駆動する吸気側駆動機構（３４ａ、３４ｂ）と、排気口開閉部（３１ａ、３１ｂ）を開閉駆動する排気側駆動機構（３５ａ、３５ｂ）とが、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）の運転を制御するフライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）からの指令信号に基づいて作動する。このため、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）の運転を制御するフライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）を有効的に利用し、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１ｂ）の作動状況に連動させるように各吸気口と各排気口とを開放可能な制御構成を新たな制御装置を別途追加することなく実現することができる。

尚、本実施形態では、アクチュエータ１４ａを第１アクチュエータ１４ａとして、アクチュエータ１４ｂを第２アクチュエータ１４ｂとして、機体側油圧源１０４を第１機体側油圧源１０４として、機体側油圧源１０５を第２機体側油圧源１０５として説明したが、「第１」及び「第２」の名称については、逆に組み合わされる形態であってもよい。即ち、アクチュエータ１４ａを第２アクチュエータ１４ａとして、アクチュエータ１４ｂを第１アクチュエータ１４ｂとして、機体側油圧源１０４を第２機体側油圧源１０４として、機体側油圧源１０５を第１機体側油圧源１０５として説明する形態であっても、同様の効果を奏する発明が構成されることになる。尚、上述した本実施形態に対して「第１」及び「第２」の名称が逆に組み合わされる形態の場合は、バックアップ用油圧ポンプ、電動モータ、等の各構成要素においても、「第１」及び「第２」の名称が逆に組み合わされることになる。

（第２実施形態）
次に、本発明の第２実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧システム２（以下、単に「油圧システム２」ともいう）及び航空機アクチュエータの油圧システム３（以下、単に「油圧システム３」ともいう）について説明する。図７及び図８は、油圧システム２及び油圧システム３が適用される航空機１００の一部を示す模式図であって、航空機１００の機体１０１の後部と一対の水平尾翼（１０９ａ、１０９ｂ）と垂直尾翼１１１とを図示したものである。尚、垂直尾翼１１１については、機体１０１から分離した状態で模式的に示している。

図７に示す油圧システム２は、第１実施形態の油圧システム１と同様に、第１アクチュエータ１４ａ及び第２アクチュエータ１４ｂと、油圧装置（１３ａ、１３ｂ）と、図示しないフライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）とを備えて構成されている。但し、油圧システム２は、第１アクチュエータ１４ａが、水平尾翼１０９ａに設けられた第１の舵面であるエレベータ（昇降舵）１１０ａを駆動するアクチュエータとして構成され、第２アクチュエータ１４ｂが、水平尾翼１０９ｂに設けられた第２の舵面であるエレベータ（昇降舵）１１０ｂを駆動するアクチュエータとして構成されている点において、第１実施形態の油圧システム１とは構成が異なっている。

また、図８に示す油圧システム３は、第１実施形態の油圧システム１と同様に、第１アクチュエータ１４ａ及び第２アクチュエータ１４ｂと、油圧装置（１３ａ、１３ｂ）と、図示しないフライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）とを備えて構成されている。但し、油圧システム３は、第１アクチュエータ１４ａが、垂直尾翼１１１に設けられた第１の舵面であるラダー（方向舵）１１２を駆動するアクチュエータとして構成され、第２アクチュエータ１４ｂも、垂直尾翼１１１に設けられた第１の舵面であるラダー（方向舵）１１２を駆動するアクチュエータとして構成されている点において、第１実施形態の油圧システム１とは構成が異なっている。

尚、油圧システム２及び油圧システム３の説明においては、第１実施形態と構成が異なる点について説明し、第１実施形態と同様に構成される要素の具体的構成、即ち、第１及び第２アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）、油圧装置（１３ａ、１３ｂ）、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）、等の具体的な構成については、図面において同一の符号を付すことで、又は同一の符号や名称を引用することで、説明を省略する。

油圧システム２及び油圧システム３は、油圧装置（１３ａ、１３ｂ）が共有された形態として構成されている。即ち、油圧装置１３ａの第１バックアップ用油圧装置１８ａ、及び、油圧装置１３ｂの第２バックアップ用油圧装置１８ｂは、油圧システム２の要素を構成するとともに、油圧システム３の要素も構成している。尚、各アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）への圧油の供給及び排出を切り替えるための各制御弁については、油圧システム２における各アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）と油圧システム３における各アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）とに対し、それぞれ対応して設けられている。また、油圧システム３においては、前述のように、第１の舵面であるラダー１１２が、第１アクチュエータ１４ａ及び第２アクチュエータ１４ｂによって駆動されるように構成されている。

油圧システム２及び油圧システム３において、第１機体側油圧源１０４のみの機能の喪失及び低下が発生すると、第２機体側油圧源１０５の下流側に接続された油圧装置１３ｂの第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂの運転が行われる。即ち、第２機体側油圧源１０５及び第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂのパラレル運転が行われることになる。そして、第２アクチュエータ１４ｂに対して第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂ及び第２機体側油圧源１０５からの圧油が供給され、第２アクチュエータ１４ｂから排出された油の一部が第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂに吸い込まれて昇圧されて残りの油がリザーバ回路１０７に戻されることになる。これにより、エレベータ１１０ｂ及びラダー１１２が駆動され、更に、第２機体側油圧源１０５における油冷却装置によって、第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂ及び第２機体側油圧源１０５を流れる油の冷却が行われる。

また、油圧システム２及び油圧システム３において、第２機体側油圧源１０５のみの機能の喪失及び低下が発生すると、第１機体側油圧源１０４の下流側に接続された油圧装置１３ａの第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａの運転が行われる。即ち、第１機体側油圧源１０４及び第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａのパラレル運転が行われることになる。そして、第１アクチュエータ１４ａに対して第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第１機体側油圧源１０４からの圧油が供給され、第１アクチュエータ１４ａから排出された油の一部が第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａに吸い込まれて昇圧されて残りの油がリザーバ回路１０６に戻されることになる。これにより、エレベータ１１０ａ及びラダー１１２が駆動され、更に、第１機体側油圧源１０４における油冷却装置１０４ｃによって、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第１機体側油圧源１０４を流れる油の冷却が行われることになる。

また、第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５の両方の機能の喪失又は低下が発生すると、油圧装置１３ａの第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び油圧装置１３ｂの第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂの運転が行われる。そして、この場合において、第１機体側油圧源１０４に油を循環可能な状態のときは、油圧装置１３ａにおける第１切替弁２５ａ及び切替弁２７ａが作動し、第１迂回経路２４ａ及びリザーバ側迂回経路２６ａが連通状態に切り替えられる。これにより、第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａから吐出された油の少なくとも一部が第１機体側油圧源１０４の油冷却装置１０４ｃを定常的に循環することになり、油の冷却が行われることになる。また、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）の運転が行われる場合において、第２機体側油圧源１０５に油を循環可能な状態のときは、油圧装置１３ｂにおける第２切替弁とリザーバ側迂回経路用の切替弁とが作動し、第２迂回経路及びリザーバ側迂回経路が連通状態に切り替えられる。これにより、第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂから吐出された油の少なくとも一部が第２機体側油圧源１０５の油冷却装置を定常的に循環することになり、油の冷却が行われることになる。

また、油圧システム２においては、水平尾翼１０９ａには、その内部に第１バックアップ用油圧ポンプ１８ａ及び第１電動モータ１９ａが配置されている。そして、水平尾翼１０９ａには、第１実施形態における主翼１０２ａと同様に、１吸気口２８ａ、第１排気口２９ａ、第１吸気口開閉部３０ａ、第１排気口開閉部３０ａ、第１吸気側駆動機構３４ａ、第１排気側駆動機構３５ａが設けられている。一方、水平尾翼１０９ｂには、その内部に第２バックアップ用油圧ポンプ１８ｂ及び第２電動モータ１９ｂが配置されている。そして、水平尾翼１０９ｂには、第１実施形態における主翼１０２ｂと同様に、第２吸気口、第２排気口、第２吸気口開閉部３０ｂ、第２排気口開閉部３０ｂ、第２吸気側駆動機構３４ｂ、第２排気側駆動機構３５ｂが設けられている。そして、第１実施形態と同様に、フライトコントローラ（１２ａ、１２ｂ）からの指令信号に基づいて、第１及び第２吸気側駆動機構（３４ａ、３４ｂ）と第１及び第２排気側駆動機構（３５ａ、３５ｂ）とが作動し、第１吸気口２８ａ、第２吸気口、第１排気口２９ａ、第２排気口の開閉制御が行われる。

以上説明した本実施形態によると、第１実施形態と同様の効果を奏することができる。即ち、本実施形態によると、機体側油圧源（１０４、１０５）の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）を駆動可能であるとともに、システムの大型化及び重量の増大を招くことを防止して、システム全体の温度上昇と使用される油の温度上昇とを抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧システム２及び航空機アクチュエータの油圧システム３を提供することができる。また、本実施形態によると、油圧システム２及び油圧システム３において、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）と第１及び第２電動モータ（１９ａ、１９ｂ）とを共有させ、構成要素を効率化することができる。このため、航空機１００におけるシステム全体としての小型化及び軽量化を図ることができる。

尚、本実施形態では、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）と第１及び第２電動モータ（１９ａ、１９ｂ）とが、油圧システム２及び油圧システム３において共有され、水平尾翼（１０９ａ、１０９ｂ）の内部に配置される形態を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。第１及び第２バックアップ用油圧ポンプ（１８ａ、１８ｂ）と第１及び第２電動モータ（１９ａ、１９ｂ）とは、油圧システム２と共有されるか否かによらず、垂直尾翼１１１の内部に配置される形態であってもよい。

以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は、上述した第１及び第２の実施形態に限られるものではなく、特許請求の範囲に記載した限りにおいて様々に変更して実施することができる。例えば、エルロン、エレベータ及びラダー以外の舵面を駆動するアクチュエータを有するとともにそのアクチュエータに対して圧油を供給する航空機アクチュエータの油圧システムを実施してもよい。また、航空機アクチュエータの油圧システムと機体側油圧源とを接続する油圧回路形態については、種々変更して実施してもよい。また、第１及び第２バックアップ用油圧ポンプの運転を制御するコントローラの形態については、第１及び第２実施形態で例示したフライトコントローラの形態に限らず、種々変更して実施してもよい。また、第１迂回経路、第２迂回経路、第１切替弁、第２切替弁の形態については、第１実施形態で例示した回路形態やバルブ形態に限らず、種々変更して実施してもよい。また、吸気口及び排気口の配置や形状については、種々変更して実施してもよい。また、吸気口開閉部、排気口開閉部、吸気側駆動機構及び排気側駆動機構の形態については、種々変更して実施してもよい。また、吸気口開閉部及び排気口開閉部は、航空機の飛行中に一旦開放されると、航空機が着陸するまでは開放されたままの状態に維持されるように構成されていてもよい。

また、上述の実施形態では、吸気口として第１及び第２吸気口が設けられ、排気口として第１及び第２排気口が設けられる形態を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。吸気口は、第１翼構造体部分及び第２翼構造体部分のうちの少なくともいずれかに設けられていればよい。また、排気口は、第１翼構造体部分及び第２翼構造体部分のうちの少なくともいずれかであって吸気口が設けられた翼構造体部分に設けられていればよい。また、吸気口開閉部は、第１翼構造体部分及び第２翼構造体部分のうちの少なくともいずれかであって吸気口が設けられた翼構造体部分に設けられていればよい。また、排気口開閉部は、第１翼構造体部分及び第２翼構造体部分のうちの少なくともいずれかであって排気口が設けられた翼構造体部分に設けられていればよい。

本発明は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータを有するとともにこのアクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧システムとして、広く適用することができるものである。

１ 航空機アクチュエータの油圧システム
１２ａ、１２ｂ フライトコントローラ（コントローラ）
１４ａ 第１アクチュエータ
１４ｂ 第２アクチュエータ
１８ａ 第１バックアップ用油圧ポンプ
１８ｂ 第２バックアップ用油圧ポンプ
１００ 航空機
１０１ 機体
１０３ａ エルロン（第１の舵面）
１０３ｂ エルロン（第２の舵面）
１０４ 第１機体側油圧源
１０５ 第２機体側油圧源

Claims (3)

1. 航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータを有するとともに当該アクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧システムであって、
   前記アクチュエータとして設けられ、前記航空機の機体側に設置されるとともに油冷却装置を有する第１の油圧源である第１機体側油圧源からの圧油が供給されることで作動し、前記舵面として設けられた第１の舵面を駆動する第１アクチュエータと、
   前記アクチュエータとして設けられ、前記航空機の機体側に設置されるとともに油冷却装置を有する第２の油圧源である第２機体側油圧源からの圧油が供給されることで作動し、前記舵面として設けられるとともに前記第１の舵面と対で作動するよう設けられた第２の舵面を又は前記第１の舵面を駆動する第２アクチュエータと、
   前記第１機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生したときに前記第１アクチュエータに対して圧油を供給可能な第１バックアップ用油圧ポンプと、
   前記第２機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生したときに前記第２アクチュエータに対して圧油を供給可能な第２バックアップ用油圧ポンプと、
   前記第１機体側油圧源及び前記第２機体側油圧源のいずれか一方の機能の喪失又は低下が発生したときに、前記第１バックアップ用油圧ポンプ及び前記第２バックアップ用油圧ポンプのうち、前記第１機体側油圧源及び前記第２機体側油圧源の他方である他方側油圧源の下流側に接続されたバックアップ用油圧ポンプである他方側バックアップ用油圧ポンプを運転させるように制御するコントローラと、
   を備え、
   前記他方側油圧源が作動している状態で、前記コントローラの制御によって前記他方側バックアップ用油圧ポンプの運転が行われることで、前記他方側油圧源における油冷却装置によって、前記他方側バックアップ用油圧ポンプ及び前記他方側油圧源を流れる油の冷却が行われることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧システム。
2. 請求項１に記載の航空機アクチュエータの油圧システムであって、
   前記第１バックアップ用油圧ポンプから前記第１アクチュエータへ向かう方向の油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する第１バックアップ側逆止弁と、
   前記第１機体側油圧源から前記第１アクチュエータへ向かう方向の油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する第１機体油圧源側逆止弁と、
   前記第２バックアップ用油圧ポンプから前記第２アクチュエータへ向かう方向の油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する第２バックアップ側逆止弁と、
   前記第２機体側油圧源から前記第２アクチュエータへ向かう方向の油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する第２機体油圧源側逆止弁と、
   前記第１機体油圧源側逆止弁を迂回するように設けられ、前記第１バックアップ用油圧ポンプから前記第１機体側油圧源における油冷却装置への油の循環を可能にする第１迂回経路と、
   前記第２機体油圧源側逆止弁を迂回するように設けられ、前記第２バックアップ用油圧ポンプから前記第２機体側油圧源における油冷却装置への油の循環を可能にする第２迂回経路と、
   前記第１迂回経路の状態を連通状態と遮断状態とのいずれかの状態に切替可能な第１切替弁と、
   前記第２迂回経路の状態を連通状態と遮断状態とのいずれかの状態に切替可能な第２切替弁と、
   を備え、
   前記コントローラは、
   前記第１機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生するとともに、前記第２機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生し、且つ、前記第１機体側油圧源に油を循環可能な状態のときに、前記第１バックアップ用油圧ポンプ及び前記第２バックアップ用油圧ポンプを運転させるとともに、前記第１迂回経路の状態を連通状態に切り替えるように前記第１切替弁を制御し、
   前記第１機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生するとともに、前記第２機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生し、且つ、前記第２機体側油圧源に油を循環可能な状態のときに、前記第１バックアップ用油圧ポンプ及び前記第２バックアップ用油圧ポンプを運転させるとともに、前記第２迂回経路の状態を連通状態に切り替えるように前記第２切替弁を制御することを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧システム。
3. 請求項１又は請求項２に記載の航空機アクチュエータの油圧システムであって、
   前記第１バックアップ用油圧ポンプと当該第１バックアップ用油圧ポンプを駆動する第１電動モータとが、前記第１の舵面が設けられる第１の翼の内部に配置され、
   前記第２バックアップ用油圧ポンプと当該第２バックアップ用油圧ポンプを駆動する第２電動モータとが、前記第２アクチュエータによって駆動される前記第２の舵面が設けられる第２の翼の内部に配置され、
   前記第１の翼の表面構造を形成する第１翼構造体部分と前記第２の翼の表面構造を形成する第２翼構造体部分とのうちの少なくともいずれかにおいて貫通形成された孔として設けられ、前記第１の翼及び前記第２の翼の外部の空気を前記第１の翼及び前記第２の翼のうちの少なくともいずれかの内部に供給可能な吸気口と、
   前記第１翼構造体部分及び前記第２翼構造体部分のうちの少なくともいずれかであって前記吸気口が設けられた翼構造体部分において貫通形成された孔として設けられ、前記第１の翼及び前記第２の翼のうちの少なくともいずれかの内部の空気を外部に排出可能な排気口と、
   前記第１翼構造体部分及び前記第２翼構造体部分のうちの少なくともいずれかであって前記吸気口が設けられた翼構造体部分に設けられ、前記第１の翼及び前記第２の翼のうちの少なくともいずれかの内部を外部に対して開放する位置と閉鎖する位置との間で位置が切り替えられ、前記吸気口を開閉可能な吸気口開閉部と、
   前記第１翼構造体部分及び前記第２翼構造体部分のうちの少なくともいずれかであって前記排気口が設けられた翼構造体部分に設けられ、前記第１の翼及び前記第２の翼のうちの少なくともいずれかの内部を外部に対して開放する位置と閉鎖する位置との間で位置が切り替えられ、前記排気口を開閉可能な排気口開閉部と、
   前記吸気口開閉部を開閉駆動する吸気側駆動機構と、
   前記排気口開閉部を開閉駆動する排気側駆動機構と、
   を備え、
   前記吸気側駆動機構及び前記排気側駆動機構は、前記コントローラからの指令信号に基づいて作動し、
   前記コントローラは、前記第１バックアップ用油圧ポンプ及び前記第２バックアップ用油圧ポンプの両方を起動させるときに、前記吸気側駆動機構及び前記排気側駆動機構を作動させて前記吸気口及び前記排気口を開放させることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧システム。

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