JP5658117B2 - 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。尚、特許文献１に開示されているように、例えば、航空機では、１つの舵面に２つの油圧作動式のアクチュエータが取り付けられ、この２つのアクチュエータによって舵面が駆動されている。

上記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。そして、２つのアクチュエータに対しては、機体側に設置された別系統の機体側油圧源からそれぞれ圧油が供給される。これにより、一方の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した場合であっても、２つのアクチュエータのうちの一方のアクチュエータによって舵面を駆動することができ、高い信頼性を確保することができる。

また、機体側油圧源の機能の喪失又は低下の発生に対して更に高い信頼性を確保できる油圧システム（航空機アクチュエータの油圧システム）として、特許文献２に開示された油圧システムが知られている。特許文献２に開示された油圧システムは、機体側油圧源とは独立して設けられたポンプを備え、機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合に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として構成されている。この油圧システムのポンプは、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。そして、このポンプは、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運転が行われるように構成されている。

特開２００３−４０１９９号公報 特開２００７−４６７９０号公報

上記のように、航空機においては、機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合の信頼性を確保するため、複数のアクチュエータのうちのいずれかのアクチュエータによって舵面を駆動できることが必要となる。このため、各アクチュエータにおいては、単独で舵面を駆動可能な出力を確保できることが、その構造のサイズを決定する大きな要因となる。よって、アクチュエータの小型化を実現するには、厳しい制約が伴うことになる。

一方、近年においては、燃費向上のための機体の効率向上を目的として翼の薄型化を図る薄翼化の対応が図られることが望まれており、薄翼化された翼の内部にアクチュエータが配置される場合、アクチュエータの小型化は非常に重要となる。尚、アクチュエータの小型化が図れず、薄翼化された翼の内部へのアクチュエータの配置が不可能な場合であれば、アクチュエータが翼の外部に設置されることになる。この場合、空力抵抗を低減するためにアクチュエータの表面を覆うフェアリングが設けられたとしても、十分な空力抵抗の低減を図ることは困難であり、機体の効率低下を招いてしまうことになる。

また、薄翼化された翼の内部へのアクチュエータの配置が可能なように高出力のアクチュエータの小型化を図る方法として、機体側油圧源の高圧化を図ることが考えられる。これにより、アクチュエータにおいて、受圧面積が小さくても大きな出力が可能となるため、アクチュエータの小型化を図ることができる。しかしながら、この場合、機体側油圧源からアクチュエータに至るまでの油圧系統の全てにおいて高圧化が図られる必要がある。このため、上記油圧系統の全てにおいて、例えば、高圧化に対応可能な特殊材料が用いられることが必要となるなど、大幅なコストの上昇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、同一の舵面を駆動する複数のアクチュエータを備える航空機アクチュエータの油圧システムにおいて、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であっても単独のアクチュエータで舵面を駆動可能であるとともに、高出力のアクチュエータの小型化が低コストで図れ、薄翼化が図られた翼の内部にアクチュエータを配置することができる、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本発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムにおける第１の特徴は、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おいて、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第１機体側油圧ポンプを有する第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第２機体側油圧ポンプを有する第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、前記舵面を駆動する第２アクチュエータと、前記航空機の翼の内部に配置され、前記第１機体側油圧源及び前記第２機体側油圧源のうちの少なくともいずれか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バックアップ用油圧ポンプと、を備え、前記バックアップ用油圧ポンプは、最大吐出圧力が、前記第１機体側油圧ポンプ及び前記第２機体側油圧ポンプの最大吐出圧力よりも大きくなるように設定されていることである。

この構成によると、航空機アクチュエータの油圧システムが、同一の舵面を駆動する第１及び第２の複数のアクチュエータを備える油圧システムとして設けられる。そして、この油圧システムでは、第１及び第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、翼の内部に配置されたバックアップ用油圧ポンプから圧油が供給される単独の第１アクチュエータによって舵面を駆動することができるため、高い信頼性を確保することができる。

また、バックアップ用油圧ポンプは、最大吐出圧力が、第１機体側油圧ポンプ及び第２機体側油圧ポンプの最大吐出圧力よりも大きくなるように設定されている。このため、第１及び第２機体側油圧ポンプではなく、バックアップ用油圧ポンプの高圧化が図られることで、第１アクチュエータにおいて、受圧面積が小さくても大きな出力が可能となる。これにより、高出力の第１アクチュエータの小型化を図ることができる。尚、第１アクチュエータは、バックアップ用油圧ポンプから供給される圧油によって単独のアクチュエータにて舵面を駆動可能に構成されることになる。このため、第２アクチュエータについては、第１アクチュエータと同様の高出力化の対応がなされなくてもよく、小型化が図られることになる。また、第１及び第２機体側油圧ポンプの高圧化が図られることなく、翼の内部に配置されたバックアップ用油圧ポンプの高圧化が図られるため、機体側油圧源からアクチュエータに至るまでの油圧系統の全てにおける高圧化も不要となる。このため、高出力の第１アクチュエータの小型化が低コストで図られることになる。そして、高出力の第１アクチュエータの小型化及び第２アクチュエータの小型化が図られるため、薄翼化された翼の内部に第１及び第２アクチュエータを配置することができることになる。

従って、この構成によると、同一の舵面を駆動する複数のアクチュエータを備える航空機アクチュエータの油圧システムにおいて、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であっても単独のアクチュエータで舵面を駆動可能であるとともに、高出力のアクチュエータの小型化が低コストで図れ、薄翼化が図られた翼の内部にアクチュエータを配置することができる。

本発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムにおける第２の特徴は、第１の特徴を備える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機体側油圧源及び前記第２機体側油圧源のうちの少なくともいずれかの機能の喪失又は低下が発生したときに、前記バックアップ用油圧ポンプの運転が行われるように当該バックアップ用油圧ポンプを制御するコントローラを更に備え、前記コントローラは、前記第１機体側油圧源及び前記第２機体側油圧源の機能の喪失及び低下が発生していない通常運転時において、前記舵面の駆動に必要なモーメントが前記第１機体側油圧源からの圧油で作動する前記第１アクチュエータ及び前記第２機体側油圧源からの圧油で作動する前記第２アクチュエータが発生可能な所定の駆動モーメントを上回る高出力条件が成立したときにも、前記バックアップ用油圧ポンプの運転が行われるように当該バックアップ用油圧ポンプを制御することである。

この構成によると、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は、コントローラによって、バックアップ用油圧ポンプの運転が行われるようにバックアップ用油圧ポンプが制御される。そして、このコントローラは、通常運転時においても、高出力条件の成立時には、バックアップ用油圧ポンプの運転が行われるようにバックアップ用油圧ポンプを制御するように構成されている。このため、第１及び第２機体側油圧ポンプよりも最大吐出圧力が大きく設定されたバックアップ用油圧ポンプから高圧の圧油が第１アクチュエータに供給されるため、第１アクチュエータから舵面に対して大きな駆動モーメントが出力されることになる。これにより、通常運転時においても、バックアップ用油圧ポンプにおいて、高出力対応を図るための機構としての機能も兼ねさせることができる。即ち、飛行速度が速いなどの飛行条件により空力抵抗が大きくて大きな駆動モーメントが必要な場合においても、高出力で小型化が図られて翼内に配置された第１アクチュエータから舵面に対して大きな駆動モーメントを出力することができる。

本発明によると、同一の舵面を駆動する複数のアクチュエータを備える航空機アクチュエータの油圧システムにおいて、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であっても単独のアクチュエータで舵面を駆動可能であるとともに、高出力のアクチュエータの小型化が低コストで図れ、薄翼化が図られた翼の内部にアクチュエータを配置することができる。

本発明の一実施の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に示す航空機アクチュエータの油圧システムにおける制御構成を示すブロック図である。

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。

図１は、本発明の一実施の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（本実施形態では、２つ）のアクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）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（本実施形態では、２つ）のアクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）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、１４ｂ）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１３とが設置されている。同様に、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（１４ａ、１４ｂ）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１３とが設置されている。

そして、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１３、後述するフライトコントローラ１２、等を備えて構成されている。また、油圧システム１は、エルロン１０３ａとエルロン１０３ｂとにそれぞれ対応して設けられている。

本実施形態においては、各主翼（１０２ａ、１０２ｂ）のそれぞれに設置されるアクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）及び油圧装置１３は同様に構成され、各エルロン（１０３ａ、１０３ｂ）のそれぞれに対応して設けられる油圧システム１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、１４ｂ）及び油圧装置１３を備える油圧システム１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（１４ａ、１４ｂ）及び油圧装置１３を備える油圧システム１についての説明を省略する。

図２は、エルロン１０３ａに対応して設けられた油圧システム１を含む油圧回路を模式的に示す油圧回路図である。図２に示すように、アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）のそれぞれは、エルロン１０３ａに連結されており、独立してエルロン１０３ａを駆動可能なシリンダ機構として構成されている。

そして、アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）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１６ａによって２つの油室（１５ａ、１５ｂ）に区画されて構成されている。また、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１３に含まれる制御弁１７ａを介して後述の機体側油圧源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１４ｂ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。

また、アクチュエータ１４ａには、ロッド１６のシリンダ１５に対する位置を検出する位置センサ２４ａが設置されている。更に、アクチュエータ１４ａには、一対の油室（１５ａ、１５ｂ）間の差圧、即ち、油室１５ａ内の圧油の圧力と油室１５ｂ内の圧油の圧力との差を検出する差圧センサ２５ａが設置されている。尚、アクチュエータ１４ａにおける一対の油室（１５ａ、１５ｂ）間の差圧は、例えば、油室１５ａ内の圧油の圧力値から油室１５ｂ内の圧油の圧力値を引いた差として検出される。

また、アクチュエータ１４ｂには、ロッド１６のシリンダ１５に対する位置を検出する位置センサ２４ｂが設置されている。更に、アクチュエータ１４ｂには、一対の油室（１５ａ、１５ｂ）間の差圧、即ち、油室１５ａ内の圧油の圧力と油室１５ｂ内の圧油の圧力との差を検出する差圧センサ２５ｂが設置されている。尚、アクチュエータ１４ｂにおける一対の油室（１５ａ、１５ｂ）間の差圧は、上記のアクチュエータ１４ａの場合と方向を合わせて差が検出される。即ち、アクチュエータ１４ｂにおける一対の油室（１５ａ、１５ｂ）間の差圧は、上記のアクチュエータ１４ａの例に合わせて、油室１５ａ内の圧油の圧力値から油室１５ｂ内の圧油の圧力値を引いた差として検出される。

図１に示す機体側油圧源１０４は、圧油を供給する機体側油圧ポンプ１０４ａ、通過する油を冷却する熱交換器を有して機体側油圧ポンプ１０４ａ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。この機体側油圧源１０４は、機体１０１側に（機体１０１の内部に）設置されている。そして、エルロン１０３ａに対応して設けられた油圧システム１に対しては、機体側油圧源１０４は、第１の油圧源である第１機体側油圧源を構成し、機体側油圧ポンプ１０４ａは、第１機体側油圧ポンプを構成している。

また、図１に示す機体側油圧源１０５も、機体側油圧源１０４と同様に、圧油を供給する機体側油圧ポンプ１０５ａ、通過する油を冷却する熱交換器を有して機体側油圧ポンプ１０５ａ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。この機体側油圧源１０５は、機体１０１側に（機体１０１の内部に）設置されている。そして、エルロン１０３ａに対応して設けられた油圧システム１に対しては、機体側油圧源１０５は、第２の油圧源である第２機体側油圧源を構成し、機体側油圧ポンプ１０５ａは、第２機体側油圧ポンプを構成している。尚、機体側油圧源１０４及び機体側油圧源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。

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）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、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１４ｂとに圧油を供給可能に接続されている。一方、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１４ｂと他方の主翼１０２ｂに設置されたアクチュエータ１４ａとに対して圧油を供給可能に接続されている。

図２に示すリザーバ回路１０６は、圧油として供給された後にエルロン１０３ａに対応するアクチュエータ１４ａとエルロン１０３ｂに対応するアクチュエータ１４ｂとから排出される油（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、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は、圧油として供給された後にエルロン１０３ｂに対応するアクチュエータ１４ａとエルロン１０３ａに対応するアクチュエータ１４ｂとから排出される油（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、機体側油圧源１０４から独立した系統として構成される機体側油圧源１０５に連通するように構成されている。

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１４ｂとに接続されるとともに、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に戻った油が機体側油圧源１０４で昇圧され、アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）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１４ｂと他方の主翼１０２ｂに設置されたアクチュエータ１４ａとに接続されるとともに、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に戻った油が機体側油圧源１０５で昇圧され、アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）に供給される。

尚、本実施形態では、アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）は、各エルロン（１０３ａ、１０３ｂ）として構成された舵面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。即ち、アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）を備える油圧システム１が、エルロン（１０３ａ、１０３ｂ）に対応して設けられた形態を例示している。しかし、この通りでなくてもよく、油圧システム１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油圧システムとして用いられてもよい。

また、本実施形態では、エルロン１０３ａに対応して設けられた油圧システム１においては、アクチュエータ１４ａが、機体側油圧源１０４（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、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。更に、エルロン１０３ａに対応する油圧システム１においては、アクチュエータ１４ｂが、機体側油圧源１０５（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、上記舵面と同一の舵面としてのエルロン１０３ａ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。

また、以下の説明においては、エルロン１０３ａに対応する油圧システム１について説明する。このため、機体側油圧源１０４を第１機体側油圧源１０４とも称し、機体側油圧源１０５を第２機体側油圧源１０５とも称し、機体側油圧ポンプ１０４ａを第１機体側油圧ポンプ１０４ａとも称し、機体側油圧ポンプ１０５ａを第２機体側油圧ポンプ１０５ａとも称する。また、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。

エルロン１０３ａに対応する油圧システム１における油圧装置１３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ている。そして、図２に示すように、油圧装置１３は、制御弁（１７ａ、１７ｂ）、バックアップ用油圧ポンプ１８、電動モータ１９、ドライバ２０、バックアップ側逆止弁２１、機体油圧源側逆止弁２２、リリーフ弁２３、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１０４ｂ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、電気油圧サーボ弁（EHSV）として設けられ、比例的にスプール（図示せず）の位置を切り替え可能に構成され、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。

一方、制御弁１７ｂは、第２機体側油圧源１０５に連通する供給通路１０５ｂ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、制御弁１７ａと同様に構成され、例えば、電気油圧サーボ弁（EHSV）として設けられ、比例的にスプール（図示せず）の位置を切り替え可能に構成される。そして、制御弁１７ｂは、アクチュエータ１４ｂの動作を制御するアクチュエータコントローラ１１ｂ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１０４ｂ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。

バックアップ用油圧ポンプ１８は、主翼１０２ａの内部に配置され、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。このバックアップ用油圧ポンプ１８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、その吐出側がバックアップ側逆止弁２１を介して供給通路１０４ｂに圧油を供給可能に連通するように接続されている。

また、バックアップ用油圧ポンプ１８は、第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５のうちの少なくともいずれかの機能（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。即ち、バックアップ用油圧ポンプ１８は、第１機体側油圧源１０４の第１機体側油圧ポンプ１０４ａの故障や油漏れ等によって第１機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が発生したときに第１アクチュエータ１４ａに圧油を供給可能に構成されている。また、バックアップ用油圧ポンプ１８は、第２機体側油圧源１０５の第２機体側油圧ポンプ１０５ａの故障や油漏れ等によって第２機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下が発生したときにも第１アクチュエータ１４ａに圧油を供給可能に構成されている。

また、バックアップ用油圧ポンプ１８は、その最大吐出圧力が、第１機体側油圧源１０４の第１機体側油圧ポンプ１０４ａ及び第２機体側油圧源１０５の第２機体側油圧ポンプ１０５ａよりも大きくなるように設定されている。例えば、第１機体側油圧ポンプ１０４ａ及び第２機体側油圧ポンプ１０５ａの最大吐出圧力が３０００ｐｓｉ（２０．７ＭＰａ）に設定され、バックアップ用油圧ポンプ１８の最大吐出圧力が５０００ｐｓｉ（３４．５ＭＰａ）に設定される。

尚、前述したバックアップ側逆止弁２１は、バックアップ用油圧ポンプ１８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１０４ｂにおけるバックアップ用油圧ポンプ１８の吐出側であってバックアップ側逆止弁２１の下流側が接続する箇所の上流側（第１機体側油圧ポンプ１０４ａ側）には、機体油圧源側逆止弁２２が設けられている。この機体油圧源側逆止弁２２は、第１機体側油圧ポンプ１０４ａ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におけるバックアップ用油圧ポンプ１８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２３が設けられている。また、このリリーフ弁２３には、供給通路１０４ｂ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１０４ｂ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１０４ｂ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２３によって遮断されることになる。このように、油圧装置１３では、上述した逆止弁（２１、２２）及びリリーフ弁２３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。

電動モータ１９は、バックアップ用油圧ポンプ１８とともに主翼１０２ａ内に配置されている。そして、電動モータ１９は、バックアップ用油圧ポンプ１８に対して、カップリング等を介して連結され、このバックアップ用油圧ポンプ１８を駆動するように構成されている。この電動モータ１９は、ドライバ２０を介して、後述のフライトコントローラ１２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２０は、フライトコントローラ１２からの指令信号に基づいて電動モータ１９へ供給される電力及び電動モータ１９の運転速度（回転速度）を制御してこの電動モータ１９を駆動する回路基板等として設けられている。

次に、油圧システム１におけるフライトコントローラ１２について説明する。図３は、油圧システム１における制御構成を示すブロック図である。図２及び図３に示すフライトコントローラ１２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１２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１１ｂ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。即ち、フライトコントローラ１２は、パイロット（図示せず）の操作によって生成される操作信号等に基づいて、エルロン１０３ａの動作を指令する指令信号を生成し、この指令信号をアクチュエータコントローラ（１１ａ、１１ｂ）に対して送信するように構成されている。

尚、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、１１ｂ）に対して送信されると、アクチュエータコントローラ１１ａ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、アクチュエータコントローラ１１ｂが上記の指令信号に基づいて第２アクチュエータ１４ｂを制御する。このとき、図３に示すように、アクチュエータコントローラ１１ａは、位置センサ２４ａでのロッド１６の位置検出結果に基づいて、制御弁１７ａのスプール位置を調整し、第１アクチュエータ１４ａのロッド１６の位置のフィードバック制御を行うように構成されている。同様に、アクチュエータコントローラ１１ｂは、位置センサ２４ｂでのロッド１６の位置検出結果に基づいて、制御弁１７ｂのスプール位置を調整し、第２アクチュエータ１４ｂのロッド１６の位置のフィードバック制御を行うように構成されている。上記により、エルロン１０３ａの動作が制御されるように構成されている。

ここで、アクチュエータコントローラ（１１ａ、１１ｂ）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、１４ｂ）を制御するアクチュエータコントローラ（１１ａ、１１ｂ）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１１ｂ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１１ｂがアクチュエータ１４ｂ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１４ｂ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１１ｂが設置される。そして、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１１ｂがアクチュエータ１４ｂを制御するように構成される。

また、フライトコントローラ１２は、第１機体側油圧ポンプ１０４ａの吐出圧力又は供給通路１０４ｂを通過する圧油の圧力を検知する圧力センサ（図示せず）と、第２機体側油圧ポンプ１０５ａの吐出圧力又は供給通路１０５ｂを通過する圧油の圧力を検知する圧力センサ（図示せず）とに対して接続されている。これにより、フライトコントローラ１２は、上記の各圧力センサで検知された圧力検知信号が受信され、それらの圧力検知信号に基づいて、第１機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下と、第２機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下とを検知するように構成されている。

例えば、フライトコントローラ１２は、第１機体側油圧ポンプ１０４ａ等に設置された圧力センサからの圧力検知信号の圧力値が所定の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の機能の喪失又は低下を検知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１２は、第２機体側油圧ポンプ１０５ａ等に設置された圧力センサからの圧力検知信号の圧力値が所定の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の機能の喪失又は低下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１２は、ドライバ２０に対しても指令信号を送信可能に構成されている。そして、フライトコントローラ１２にて第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５の少なくともいずれかの機能の喪失又は低下が検知されると、フライトコントローラ１２からの指令信号に基づいてドライバ２０が電動モータ１９を駆動する。これにより、電動モータ１９の運転が開始され、第１及び第２機体側油圧ポンプ（１０４ａ、１０５ａ）よりも高圧の圧油を供給可能なバックアップ用油圧ポンプ１８の運転が行われ、前述のように、アクチュエータ１０４ａに対する圧油の供給が行われることになる。このように、フライトコントローラ１２は、第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５のうちの少なくともいずれかの機能の喪失又は低下が発生したときに、バックアップ用油圧ポンプ１８の運転が行われるようにバックアップ用油圧ポンプ１８を制御する本実施形態のコントローラを構成している。

また、フライトコントローラ１２は、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通常運転時においても、所定の条件が成立したときに、バックアップ用油圧ポンプ１８の運転が行われるようにこのバックアップ用油圧ポンプ１８を制御するよう構成されている。フライトコントローラ１２においては、上記の所定の条件は、エルロン１０３ａの駆動に必要なモーメントが第１機体側油圧源１０４からの圧油で作動する第１アクチュエータ１４ａ及び第２機体側油圧源１０５からの圧油で作動する第２アクチュエータ１４ｂが発生可能な所定の駆動モーメントを上回る高出力条件として設定されている。

尚、エルロン１０３ａに作用する空力抵抗によるモーメントの大きさは、エルロン１０３ａ近傍の空気密度と、航空機１００の飛行速度の２乗と、エルロン１０３ａの主翼１０２ａに対する傾き角度である舵角と、にほぼ比例する。一方、アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）から出力されてエルロン１０３ａを駆動する駆動モーメントは、アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）に対して供給される圧油の圧力と、ピストン１６ａの受圧面積と、ロッド１６の端部がエルロン１０３ａに対して連結される位置とエルロン１０３ａの支点位置との距離であるホーンアーム長（モーメントアームの長さ）との積に比例する。

エルロン１０３ａが駆動可能な状態が維持されるためには、エルロン１０３ａを駆動する駆動モーメントとして、エルロン１０３ａに作用する空力抵抗によるモーメントを超えるモーメントが確保される必要がある。このため、フライトコントローラ１２においては、各種センサからの信号に基づいて、エルロン１０３ａに作用する空力抵抗によるモーメントの大きさが演算されており、飛行速度が高速の場合など、空力抵抗によるモーメントが機体側油圧源（１０４、１０５）からの圧油で作動するアクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）が発生可能な駆動モーメントを上回る高出力条件が成立したときには、第１及び第２機体側油圧ポンプ（１０４ａ、１０５ａ）の運転に加えてバックアップ用油圧ポンプ１８も運転させるように、ドライバ２０及び電動モータ１９を介してこのバックアップ用油圧ポンプ１８を制御する。

尚、上記のように第１及び第２機体側油圧ポンプ（１０４ａ、１０５ａ）の運転に加えてバックアップ用油圧ポンプ１８の運転が行われる場合と、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機体側油圧ポンプ１０５ａ及びバックアップ用油圧ポンプ１８の運転が行われる場合とにおいては、第１アクチュエータ１４ａ及び第２アクチュエータ１４ｂに供給される圧油の圧力が異なる状態となる。即ち、第２アクチュエータ１４ｂに対しては第２機体側油圧ポンプ１０５ａから所定の圧力以下（例えば、２０．７ＭＰａ以下）の圧油が供給され、第１アクチュエータ１４ａに対しては第２機体側油圧ポンプ１０５ａよりも最大吐出圧力が高いバックアップ用油圧ポンプ１８から所定の高圧の圧力以下（例えば、３４．５ＭＰａ以下）の圧油が供給されることになる。

上記に対し、フライトコントローラ１２においては、第１アクチュエータ１４ａのロッド１６の位置と第２アクチュエータ１４ｂのロッド１６の位置とのずれが生じて第１アクチュエータ１４ａと第２アクチュエータ１４ｂとの間で逆方向に付勢し合うフォースファイトが発生することを防止するための構成が設けられている。フォースファイトを防止する構成として、図３に示すように、フライトコントローラ１２には、各アクチュエータコントローラ（１１ａ、１１ｂ）を介して第１及び第２アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）の動作を制御する指令信号を調整する均等化処理部２６が設けられている。

均等化処理部２６は、フライトコントローラ１２におけるＣＰＵ或いはフライトコントローラ１２に備えられた他の電子回路として設けられている。そして、この均等化処理部２６は、第１アクチュエータ１４ａのロッド１６の位置と第２アクチュエータ１４ｂのロッド１６の位置とを均等化するように（位置のずれを修正して位置を一致させるように）、第１及び第２アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）に対する指令信号を調整するように構成されている。

また、フライトコントローラ１２は、第１アクチュエータ１４ａの差圧センサ２５ａで検知された差圧信号がアクチュエータコントローラ１１ａを経由して受信され、第２アクチュエータ１４ｂの差圧センサ２５ｂで検知された差圧信号がアクチュエータコントローラ１１ｂを経由して受信されるように構成されている。そして、フライトコントローラ１２では、第１アクチュエータ１４ａの差圧センサ２５ａの差圧信号の値から第２アクチュエータ１４ｂの差圧センサ２５ｂの差圧信号の値を引いた差が演算され、この演算結果に基づいて、均等化処理部２６が、第１アクチュエータ１４ａ及び第２アクチュエータ１４ｂに対する指令信号を調整するように構成されている。

尚、第１アクチュエータ１４ａのロッド１６の位置と第２アクチュエータ１４ｂのロッド１６の位置とのずれが生じ始めると、差圧センサ２５ａと差圧センサ２５ｂとの差圧信号値の差の値は、プラス又はマイナスの値としてその大きさが大きくなることになる。そして、均等化処理部２６は、差圧信号の差の値の符号と大きさとに応じて、第１アクチュエータ１４ａ及び第２アクチュエータ１４ｂに対する指令信号を調整することになる。

尚、フライトコントローラ１２は、第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５のうちの少なくともいずれかの機能の喪失又は低下が発生したタイミングと、前述の高出力条件が成立したタイミングとに加え、更に、航空機１００が着陸姿勢に入ったタイミングでバックアップ用油圧ポンプ１８を起動させるように構成されていてもよい。この場合、着陸段階で急激に第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ても、既にバックアップ用油圧ポンプ１８は運転されているため安全な飛行を確保することができる。

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通常運転時であって前述の高出力条件が成立していない状態は、バックアップ用油圧ポンプ１８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機体側油圧源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る。同様に、アクチュエータコントローラ１１ｂからの指令信号に基づいて制御弁１７ｂ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る。これにより、第１アクチュエータ１４ａ及び第２アクチュエータ１４ｂが作動してエルロン１０３ａが駆動される。

また、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通常運転時において前述の高出力条件が成立すると、フライトコントローラ１２からの指令信号に基づいて、電動モータ１９の運転が開始され、バックアップ用油圧ポンプ１８が起動されてその運転が開始される。そして、第１アクチュエータ１４ａに対しては、制御弁１７ａを介してバックアップ用油圧ポンプ１８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を介してバックアップ用油圧ポンプ１８に吸い込まれて昇圧されることになる。

そして、この状態においては、第２アクチュエータ１４ｂに対しては第２機体側油圧ポンプ１０５ａからの圧油が供給され、第１アクチュエータ１４ａに対しては第２機体側油圧ポンプ１０５ａよりも高圧の圧油を吐出するバックアップ用油圧ポンプ１８からの圧油が供給される。これに対し、前述のように、フライトコントローラ１２の均等化処理部２６において、第１アクチュエータ１４ａのロッド１６の位置と第２アクチュエータ１４ｂのロッド１６の位置とを均等化するように、第１及び第２アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）に対する指令信号が調整される。そして、第１及び第２アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）間でのフォースファイトの発生が防止された状態で、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、アクチュエータコントローラ１１ｂからの指令信号に基づいて制御弁１７ｂの接続状態が切り替えられる。これにより、第１及び第２アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）が同期して作動し、エルロン１０３ａが大きな駆動モーメントで駆動される。

一方、第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５のうちの少なくともいずれかの機能の喪失及び低下が発生すると、フライトコントローラ１２からの指令信号に基づいて、電動モータ１９の運転が開始され、バックアップ用油圧ポンプ１８が起動されてその運転が開始される。そして、第１アクチュエータ１４ａに対しては、制御弁１７ａを介してバックアップ用油圧ポンプ１８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を介してバックアップ用油圧ポンプ１８に吸い込まれて昇圧されることになる。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。

以上説明したように、本実施形態によると、油圧システム１が、同一の舵面であるエルロン１０３ａを駆動する第１及び第２の複数のアクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）を備える油圧システムとして設けられる。そして、この油圧システム１では、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発生した場合であっても、主翼１０２ａの内部に配置されたバックアップ用油圧ポンプ１８から圧油が供給される単独の第１アクチュエータ１４ａによってエルロン１０３ａを駆動することができるため、高い信頼性を確保することができる。

また、バックアップ用油圧ポンプ１８は、最大吐出圧力が、第１機体側油圧ポンプ１０４ａ及び第２機体側油圧ポンプ１０５ａの最大吐出圧力よりも大きくなるように設定されている。このため、第１及び第２機体側油圧ポンプ（１０４ａ、１０５ａ）ではなく、バックアップ用油圧ポンプ１８の高圧化が図られることで、第１アクチュエータ１４ａにおいて、受圧面積が小さくても大きな出力が可能となる。これにより、高出力の第１アクチュエータ１４ａの小型化を図ることができる。

尚、第１アクチュエータ１４ａは、バックアップ用油圧ポンプ１８から供給される圧油によって単独のアクチュエータ１４ａにてエルロン１０３ａを駆動可能に構成されることになる。このため、第２アクチュエータ１４ｂについては、第１アクチュエータ１４ａと同様の高出力化の対応がなされなくてもよく、小型化が図られることになる。また、第１及び第２機体側油圧ポンプ（１０４ａ、１０５ａ）の高圧化が図られることなく、主翼１０２ａの内部に配置されたバックアップ用油圧ポンプ１８の高圧化が図られるため、機体側油圧源（１０４、１０５）からアクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）に至るまでの油圧系統の全てにおける高圧化も不要となる。このため、高出力の第１アクチュエータ１４ａの小型化が低コストで図られることになる。そして、高出力の第１アクチュエータ１４ａの小型化及び第２アクチュエータ１４ｂの小型化が図られるため、薄翼化された主翼１０２ａの内部に第１及び第２アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）を配置することができることになる。

従って、本実施形態によると、同一の舵面であるエルロン１０３ａを駆動する複数のアクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）を備える航空機アクチュエータの油圧システム１において、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単独のアクチュエータ１４ａでエルロン１０３ａを駆動可能であるとともに、高出力のアクチュエータ１４ａの小型化が低コストで図れ、薄翼化が図られた主翼１０２ａの内部にアクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）を配置することができる。

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）の機能の喪失時又は低下時には、フライトコントローラ１２によって、バックアップ用油圧ポンプ１８の運転が行われるようにバックアップ用油圧ポンプ１８が制御される。そして、このフライトコントローラ１２は、通常運転時においても、高出力条件の成立時には、バックアップ用油圧ポンプ１８の運転が行われるようにバックアップ用油圧ポンプ１８を制御するように構成されている。このため、第１及び第２機体側油圧ポンプ（１０４ａ、１０５ａ）よりも最大吐出圧力が大きく設定されたバックアップ用油圧ポンプ１８から高圧の圧油が第１アクチュエータ１４ａに供給されるため、第１アクチュエータ１４ａからエルロン１０３ａに対して大きな駆動モーメントが出力されることになる。これにより、通常運転時においても、バックアップ用油圧ポンプ１８において、高出力対応を図るための機構としての機能も兼ねさせることができる。即ち、飛行速度が速いなどの飛行条件により空力抵抗が大きくて大きな駆動モーメントが必要な場合においても、高出力で小型化が図られて主翼１０２ａ内に配置された第１アクチュエータ１４ａからエルロン１０３ａに対して大きな駆動モーメントを出力することができる。

尚、上記の実施形態では、エルロン１０３ａに対応する油圧システム１について説明したため、機体側油圧源１０４が第１機体側油圧源１０４を構成し、機体側油圧源１０５が第２機体側油圧源１０５を構成したが、エルロン１０３ｂに対応する油圧システム１の場合は、逆の組み合わせとなる。即ち、エルロン１０３ｂに対応する油圧システム１の場合は、機体側油圧源１０４が第２機体側油圧源１０４を構成し、機体側油圧源１０５が第１機体側油圧源１０５を構成することになる。

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、エレベータ等のエルロン以外の舵面を駆動するアクチュエータを備えて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、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、上述の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、上述の実施形態では、一対の油室間の差圧を検出する差圧センサが設けられたアクチュエータ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、一対の油室のそれぞれに対応して各油室内の圧油の圧力を検出する各圧力センサが設けられたアクチュエータを備える油圧システムにおいて、各圧力センサでの検出信号に基づいてその差が検知され、フォースファイトの発生が防止されるように制御される構成であってもよい。

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
１００ 航空機
１０１ 機体
１０２ａ 主翼（翼）
１０３ａ エルロン（舵面）
１０４ 機体側油圧源（第１機体側油圧源）
１０４ａ 機体側油圧ポンプ（第１機体側油圧ポンプ）
１０５ 機体側油圧源（第２機体側油圧源）
１０５ａ 機体側油圧ポンプ（第２機体側油圧ポンプ）
１４ａ アクチュエータ（第１アクチュエータ）
１４ｂ アクチュエータ（第２アクチュエータ）
１８ バックアップ用油圧ポンプ

Claims (2)

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第１機体側油圧ポンプを有する第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第２機体側油圧ポンプを有する第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、前記舵面を駆動する第２アクチュエータと、
   前記航空機の翼の内部に配置され、前記第１機体側油圧源及び前記第２機体側油圧源のうちの少なくともいずれか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バックアップ用油圧ポンプと、
   を備え、
   前記バックアップ用油圧ポンプは、最大吐出圧力が、前記第１機体側油圧ポンプ及び前記第２機体側油圧ポンプの最大吐出圧力よりも大きくなるように設定されてい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機体側油圧源及び前記第２機体側油圧源のうちの少なくともいずれかの機能の喪失又は低下が発生したときに、前記バックアップ用油圧ポンプの運転が行われるように当該バックアップ用油圧ポンプを制御するコントローラを更に備え、
   前記コントローラは、前記第１機体側油圧源及び前記第２機体側油圧源の機能の喪失及び低下が発生していない通常運転時において、前記舵面の駆動に必要なモーメントが前記第１機体側油圧源からの圧油で作動する前記第１アクチュエータ及び前記第２機体側油圧源からの圧油で作動する前記第２アクチュエータが発生可能な所定の駆動モーメントを上回る高出力条件が成立したときにも、前記バックアップ用油圧ポンプの運転が行われるように当該バックアップ用油圧ポンプ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。

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