JP5841741B2

JP5841741B2 - Aircraft actuator controller

Info

Publication number: JP5841741B2
Application number: JP2011098604A
Authority: JP
Inventors: 伊藤　浩二; 浩二伊藤
Original assignee: Nabtesco Corp
Current assignee: Nabtesco Corp
Priority date: 2011-04-26
Filing date: 2011-04-26
Publication date: 2016-01-13
Anticipated expiration: 2031-04-26
Also published as: JP2012228963A

Description

本発明は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式の航空機用アクチュエータ制御装置に関する。 The present invention relates to a hydraulically operated aircraft actuator control apparatus that drives a control surface of an aircraft.

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、舵面には油圧作動式のアクチュエータを備える航空機用アクチュエータ制御装置が取り付けられ、この航空機用アクチュエータ制御装置によって舵面が駆動される。このような、舵面を駆動可能な油圧作動式の航空機用アクチュエータ制御装置として、特許文献１乃至特許文献３に開示されたものが知られている。 In an aircraft, a control surface formed as a moving blade (control blade surface) and configured as an auxiliary wing (aileron), an elevator (elevator), a rudder (ladder), or the like is provided. An aircraft actuator control device including a hydraulically operated actuator is attached to the control surface, and the control surface is driven by the aircraft actuator control device. As such hydraulically operated aircraft actuator control devices that can drive the control surface, those disclosed in Patent Documents 1 to 3 are known.

特許文献１及び特許文献２においては、２つのピストンが直列に並ぶように設けられたピストンロッドを有する１つのシリンダ機構として構成されたアクチュエータを備える航空機用アクチュエータ制御装置が開示されている。また、特許文献３においては、１つのピストンが設けられたピストンロッドを有するシリンダ機構が２つ備えられ、各シリンダ機構におけるピストンロッドがそれらの端部において結合された構造のアクチュエータを有する航空機用アクチュエータ制御装置が開示されている。特許文献１乃至特許文献３に開示されたような航空機用アクチュエータ制御装置が用いられることで、受圧面積の増大による高出力化が図られることになる。 In Patent Literature 1 and Patent Literature 2, an aircraft actuator control device including an actuator configured as one cylinder mechanism having a piston rod provided so that two pistons are arranged in series is disclosed. Further, in Patent Document 3, an aircraft actuator having an actuator having a structure in which two cylinder mechanisms each having a piston rod provided with one piston are provided and the piston rods in each cylinder mechanism are coupled at their ends. A control device is disclosed. By using the aircraft actuator control device as disclosed in Patent Literature 1 to Patent Literature 3, high output can be achieved by increasing the pressure receiving area.

特許第３６５２６４２号公報Japanese Patent No. 36552642 米国特許第６６８５１３８号明細書US Pat. No. 6,658,138 米国特許出願公開第２００８／０１８５４７６号明細書US Patent Application Publication No. 2008/0185476

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望まれている。そして、薄翼化された翼の内部に航空機用アクチュエータ制御装置が設置されるに際し、高出力の航空機用アクチュエータ制御装置におけるシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法の小型化が図られることが非常に重要となる。従って、特許文献１乃至特許文献３に開示されたような構造の航空機用アクチュエータ制御装置よりもシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法の小型化が図られるとともに、高出力化も図られることが必要となる。そして、高出力の航空機用アクチュエータ制御装置におけるシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法の小型化に際しては、更に、舵面駆動の信頼性を容易に確保可能であることも重要となる。 In recent years, it has been desired to reduce the thickness of the wing for the purpose of improving the efficiency of the airframe for improving the fuel efficiency. When the aircraft actuator control device is installed inside the thinned wing, the radial and axial dimensions of the cylinder in the high-power aircraft actuator control device can be greatly reduced. It becomes important. Accordingly, it is necessary to reduce the radial and axial dimensions of the cylinder and to increase the output as compared with the aircraft actuator control apparatus having the structure disclosed in Patent Documents 1 to 3. It becomes. When reducing the radial and axial dimensions of the cylinder in the high-power aircraft actuator control device, it is also important to be able to easily ensure the reliability of the control surface drive.

また、航空機の舵面を駆動するために航空機用アクチュエータ制御装置において必要となる出力は、舵面に作用する負荷に対応するため、航空機の飛行状態に応じて種々変化することになる。即ち、航空機用アクチュエータ制御装置において必要となる出力は、航空機が離陸動作時又は着陸動作時である場合とそうでない場合とでは大きく変化し、また、航空機の飛行中に舵面に作用する空力抵抗の変化等によっても大きく変化することになる。しかしながら、特許文献１乃至特許文献３に開示された航空機用アクチュエータ制御装置は、２つのピストン又は２つのシリンダ機構が同時に作動するため、航空機の飛行状態に応じて出力を変化させることが困難である。よって、シリンダの径方向寸法及び軸方向寸法の小型化が図られた高出力の航空機用アクチュエータ制御装置において、更に、航空機の飛行状態に応じて出力を容易に変化させること可能であることも望まれる。
Further, the output required in the aircraft actuator control device for driving the control surface of the aircraft varies depending on the flight state of the aircraft in order to correspond to the load acting on the control surface. In other words, the output required in the aircraft actuator control device varies greatly depending on whether the aircraft is in take-off or landing operation or not, and the aerodynamic resistance acting on the control surface during the flight of the aircraft. It will also change greatly depending on the change of. However, in the aircraft actuator control device disclosed in Patent Documents 1 to 3, it is difficult to change the output according to the flight state of the aircraft because two pistons or two cylinder mechanisms operate simultaneously. . Therefore, in the high-power aircraft actuator control device in which the radial and axial dimensions of the cylinder are reduced, it is also desirable that the output can be easily changed according to the flight state of the aircraft. It is.

本発明は、上記実情に鑑みることにより、薄翼化が図られた翼の内部に設置可能なように高出力の航空機用アクチュエータ制御装置におけるシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法を小型化でき、舵面駆動の信頼性も容易に確保でき、更に、航空機の飛行状態に応じて出力を容易に変化させることができる、航空機用アクチュエータ制御装置を提供することを目的とする。
In view of the above circumstances, the present invention can reduce the radial and axial dimensions of a cylinder in a high-power aircraft actuator control device so that it can be installed inside a thin wing. reliability of the control surface drive also easily be secured, further, it is possible to easily change the output in accordance with the flight conditions of the aircraft, and an object thereof is to provide an aircraft actuator controller.

上記目的を達成するための本発明に係る航空機用アクチュエータ制御装置は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式の航空機用アクチュエータ制御装置であって、ピストン及びシリンダがそれぞれ設けられて航空機の舵面をそれぞれ駆動する複数の油圧作動式のアクチュエータと、複数の前記アクチュエータの作動を制御する制御機構と、を備えている。そして、本発明に係る航空機用アクチュエータ制御装置は、前記制御機構が、前記アクチュエータにおける一対の油室のそれぞれへ供給及び排出される圧油の経路を切り替え、前記アクチュエータの作動を制御する制御弁と、前記制御弁と複数の前記アクチュエータとの間において、前記制御弁と複数の前記アクチュエータとを連通可能に設けられ、複数の前記アクチュエータの作動状態を切り替える状態切替弁と、を有し、前記状態切替弁が、複数の前記アクチュエータのうちの一部の前記アクチュエータのみを前記制御弁に連通させる第１の状態の位置（一部アクチュエータ制御位置）と、複数の前記アクチュエータの全てを前記制御弁に連通させる第２の状態の位置（全アクチュエータ制御位置）と、の間で、位置を切替可能に設けられ、前記制御弁と前記状態切替弁とは、別体に設けられていることを特徴とする。 In order to achieve the above object, an aircraft actuator control apparatus according to the present invention is a hydraulically operated aircraft actuator control apparatus that drives a control surface of an aircraft, and is provided with a piston and a cylinder, respectively. Are provided with a plurality of hydraulically operated actuators, and a control mechanism for controlling the operations of the plurality of actuators. The aircraft actuator control apparatus according to the present invention includes: a control valve that controls the operation of the actuator by switching the path of the pressure oil supplied to and discharged from each of the pair of oil chambers in the actuator by the control mechanism; A state switching valve provided between the control valve and the plurality of actuators so as to allow communication between the control valve and the plurality of actuators, and for switching an operation state of the plurality of actuators. The switching valve has a first state position (partial actuator control position) in which only some of the actuators of the plurality of actuators communicate with the control valve, and all of the plurality of actuators are used as the control valves. It is provided so that the position can be switched between the second state position (all actuator control positions) to be communicated with. The The control valve and the state switching valve, characterized in that provided separately.

この発明によると、航空機用アクチュエータ制御装置において、ピストン及びシリンダがそれぞれ設けられて舵面をそれぞれ駆動する複数の油圧作動式のアクチュエータが設けられる。このため、各アクチュエータにおけるシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法の小型化を容易に図ることができる一方で、航空機用アクチュエータ制御装置全体として高出力の仕様を容易に実現することができる。よって、薄翼化が図られた翼の内部に設置可能なように、高出力の航空機用アクチュエータ制御装置におけるシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法の小型化を図ることができる。また、アクチュエータが複数設けられているため、航空機用アクチュエータ制御装置において冗長化も図られることになり、舵面駆動の信頼性も容易に確保することができる。 According to the present invention, in the aircraft actuator control apparatus, a plurality of hydraulically operated actuators are provided, each of which is provided with a piston and a cylinder and drives a control surface. For this reason, it is possible to easily reduce the radial dimension and the axial dimension of the cylinder in each actuator, while it is possible to easily achieve high output specifications as the aircraft actuator control apparatus as a whole. Therefore, the radial dimension and the axial dimension of the cylinder in the high-power aircraft actuator control apparatus can be reduced so that the thin blade can be installed inside the wing. In addition, since a plurality of actuators are provided, redundancy is achieved in the aircraft actuator control device, and the reliability of the control surface drive can be easily ensured.

また、本発明の航空機用アクチュエータ制御装置においては、制御弁と複数のアクチュエータとの間に、複数のアクチュエータの作動状態を切り替える状態切替弁が設けられている。そして、状態切替弁は、一部のアクチュエータのみを制御弁に連通させる位置と、全てのアクチュエータを制御弁に連通させる位置との間で位置を切替可能に設けられている。このため、状態切替弁の位置が切り替えられることで、舵面を駆動する駆動力を出力するアクチュエータの数が変更されることになる。よって、舵面に作用する負荷に対応して、即ち、航空機用アクチュエータ制御装置において必要となる出力に応じて、容易に出力が調整されることになる。これにより、本発明の航空機用アクチュエータ制御装置では、シリンダの径方向寸法及び軸方向寸法の小型化が図られた高出力の航空機用アクチュエータ制御装置において、更に、航空機の飛行状態に応じて出力を容易に変化させることが可能となる。
In the aircraft actuator control apparatus of the present invention, a state switching valve for switching the operation states of the plurality of actuators is provided between the control valve and the plurality of actuators. The state switching valve is provided so that the position can be switched between a position where only some actuators communicate with the control valve and a position where all actuators communicate with the control valve. For this reason, by switching the position of the state switching valve, the number of actuators that output the driving force for driving the control surface is changed. Therefore, the output is easily adjusted in accordance with the load acting on the control surface, that is, according to the output required in the aircraft actuator control apparatus. Thus, in the aircraft actuator control device of the present invention, in the high-power aircraft actuator control device in which the radial dimension and the axial dimension of the cylinder are reduced, the output further depends on the flight state of the aircraft. It can be easily changed.

従って、本発明によると、薄翼化が図られた翼の内部に設置可能なように高出力の航空機用アクチュエータ制御装置におけるシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法を小型化でき、舵面駆動の信頼性も容易に確保でき、更に、航空機の飛行状態に応じて出力を容易に変化させることができる、航空機用アクチュエータ制御装置を提供することができる。
Therefore, according to the present invention, the radial dimension and the axial dimension of the cylinder in the high-power aircraft actuator control device can be reduced so that it can be installed inside the thin wing. reliability easily be secured, further, it is possible to easily change the output in accordance with the flight conditions of the aircraft, it is possible to provide the aircraft actuator controller.

本発明に係る航空機用アクチュエータ制御装置は、複数の前記アクチュエータとして、３つ以上の前記アクチュエータを備え、前記第１の状態の位置（一部アクチュエータ制御位置）として、前記制御弁に連通させる前記アクチュエータを１つずつ増加又は減少させるように順番に切替可能な複数の位置が設けられていることが好ましい。
Aircraft actuator control device according to the present invention, as the actuator multiple comprises three or more of the actuators, as the position of the first state (some actuator control position), communicating with the control valve the It is preferable that a plurality of positions that can be sequentially switched so as to increase or decrease the actuators one by one are provided.

この発明によると、一部アクチュエータ制御位置として、制御弁に連通させるアクチュエータを１つずつ増加又は減少させるように切替可能な複数の位置が設けられる。このため、航空機の飛行状態に応じて航空機用アクチュエータ制御装置の出力をより細分化して段階的に調整することができる。 According to the present invention, as the partial actuator control positions, a plurality of positions that can be switched so as to increase or decrease the actuators that communicate with the control valve one by one are provided. For this reason, according to the flight state of an aircraft, the output of the actuator control apparatus for aircraft can be subdivided and adjusted in steps.

本発明に係る航空機用アクチュエータ制御装置は、複数の前記アクチュエータとして、第１アクチュエータ、第２アクチュエータ、及び第３アクチュエータ、の３つが設けられ、前記第１の状態の位置（一部アクチュエータ制御位置）として、前記第１アクチュエータのみを前記制御弁に連通させる第１アクチュエータ制御位置と、前記第１アクチュエータ及び前記第２アクチュエータのみを前記制御弁に連通させる第２アクチュエータ制御位置と、の２つの切替可能な位置が設けられ、前記状態切替弁は、複数の前記アクチュエータの全てと前記制御弁との間を遮断する全遮断位置にも切替可能に設けられていることが好ましい。
Aircraft actuator control device according to the present invention, as the actuator several, first actuator, second actuator, and third actuator, are three provided positions (some actuator control the position of the first state ) , A first actuator control position in which only the first actuator communicates with the control valve, and a second actuator control position in which only the first actuator and the second actuator communicate with the control valve. Preferably, a possible position is provided, and the state switching valve is preferably provided so as to be able to be switched to a full shut-off position that shuts off all of the plurality of actuators and the control valve.

この発明によると、一部アクチュエータ制御位置として、制御弁に対して第１アクチュエータのみを連通させる位置と第１及び第２アクチュエータのみを連通させる位置との２つの切替可能な位置が設けられる。このため、航空機の飛行状態に応じて航空機用アクチュエータ制御装置の出力をより細分化して段階的に調整することができる。そして、本発明の航空機用アクチュエータ制御装置では、状態切替弁が、全てのアクチュエータと制御弁との間を遮断する全遮断位置にも切替可能に設けられる。このため、全遮断位置として、全てのアクチュエータの作動を停止させる位置を、又は、全てのアクチュエータにおける一対の油室をバイパスさせる位置を、或いは、全てのアクチュエータにおける一対の油室をオリフィスを介して連通させてダンピング機能（減衰機能）を発揮させる位置を設けることができる。このような全遮断位置が設けられることにより、出力の大きさを段階的に変化させる作動形態に加え、航空機用アクチュエータ制御装置に圧油を供給する機能の低下又は喪失が発生した場合などに対応して、航空機用アクチュエータ制御装置の作動形態を更に変化させることができる。 According to this invention, two switchable positions are provided as a partial actuator control position, a position where only the first actuator communicates with the control valve and a position where only the first and second actuators communicate. For this reason, according to the flight state of an aircraft, the output of the actuator control apparatus for aircraft can be subdivided and adjusted in steps. In the aircraft actuator control apparatus according to the present invention, the state switching valve is also provided so as to be switched to the full shut-off position that shuts off all the actuators and the control valves. For this reason, the position for stopping the operation of all actuators, the position for bypassing a pair of oil chambers in all actuators, or the pair of oil chambers in all actuators via an orifice It is possible to provide a position where the damping function (attenuation function) is exerted by communication. By providing such a total shut-off position, in addition to the operation mode that changes the output level step by step, it corresponds to the case where the function of supplying pressure oil to the aircraft actuator control device is reduced or lost. Thus, the operation mode of the aircraft actuator control device can be further changed.

本発明によると、薄翼化が図られた翼の内部に設置可能なように高出力の航空機用アクチュエータ制御装置におけるシリンダの径方向寸法及び軸方向寸法を小型化でき、舵面駆動の信頼性も容易に確保でき、更に、航空機の飛行状態に応じて出力を容易に変化させることができる、航空機用アクチュエータ制御装置を提供することができる。
According to the present invention, the radial and axial dimensions of a cylinder in a high-power aircraft actuator control device can be reduced so that it can be installed inside a wing that has been reduced in thickness, and the reliability of control surface drive is reduced. In addition, it is possible to provide an aircraft actuator control device that can be easily secured and that can easily change the output according to the flight state of the aircraft.

本発明の一実施の形態に係る航空機用アクチュエータ制御装置が適用される油圧回路を模式的に示す油圧回路図である。1 is a hydraulic circuit diagram schematically showing a hydraulic circuit to which an aircraft actuator control apparatus according to an embodiment of the present invention is applied. 図１に示す油圧回路図において複数のアクチュエータを拡大して示す図である。FIG. 2 is an enlarged view showing a plurality of actuators in the hydraulic circuit diagram shown in FIG. 1. 図１に示す油圧回路図において状態切替弁を拡大して示す図である。It is a figure which expands and shows a state switching valve in the hydraulic circuit diagram shown in FIG. 図３に回路図として示す状態切替弁の断面を模式的に示す断面図である。It is sectional drawing which shows typically the cross section of the state switching valve shown as a circuit diagram in FIG. 図４に示す状態切替弁の作動を説明するための断面図である。It is sectional drawing for demonstrating the action | operation of the state switching valve shown in FIG. 図４に示す状態切替弁の作動を説明するための断面図である。It is sectional drawing for demonstrating the action | operation of the state switching valve shown in FIG.

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、本発明は、以下の実施形態で例示した形態に限らず、航空機の舵面を駆動する油圧作動式の航空機用アクチュエータ制御装置に関して広く適用することができるものである。 Hereinafter, embodiments for carrying out the present invention will be described with reference to the drawings. The present invention is not limited to the embodiments exemplified in the following embodiments, and can be widely applied to hydraulically operated aircraft actuator control devices that drive aircraft control surfaces.

図１は、本発明の一実施の形態に係る航空機用アクチュエータ制御装置１が適用される油圧回路を模試的に示す油圧回路図である。図１に示す油圧回路は、図示しない航空機の舵面１００を駆動する本実施形態の油圧作動式の航空機用アクチュエータ制御装置１を作動させる回路として構成されている。尚、舵面１００は、航空機の動翼（操縦翼面）として設けられており、例えば、主翼に設けられるエルロン（補助翼）、水平尾翼に設けられるエレベータ（昇降舵）、垂直尾翼に設けられるラダー（方向舵）、等として構成される。 FIG. 1 is a hydraulic circuit diagram schematically showing a hydraulic circuit to which an aircraft actuator control apparatus 1 according to an embodiment of the present invention is applied. The hydraulic circuit shown in FIG. 1 is configured as a circuit for operating a hydraulically operated aircraft actuator control device 1 of the present embodiment that drives a control surface 100 of an aircraft (not shown). The control surface 100 is provided as a moving blade (control blade surface) of an aircraft. For example, an aileron (auxiliary wing) provided on the main wing, an elevator (elevator) provided on the horizontal tail, and a vertical tail are provided. It is configured as a ladder (rudder), etc.

図１に示すように、航空機用アクチュエータ制御装置１は、複数の油圧作動式のアクチュエータ（１１、１２、１３）と、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）の作動を制御する制御機構１４と、を備えて構成されている。尚、舵面１００は、駆動機構の更なる冗長化を図る観点から、図１に示す航空機用アクチュエータ制御装置１に加え、これと同様に構成される他の航空機用アクチュエータ制御装置１（図示せず）によっても駆動されるように構成されていている。 As shown in FIG. 1, the aircraft actuator control apparatus 1 includes a plurality of hydraulically operated actuators (11, 12, 13) and a control mechanism 14 that controls the operations of the plurality of actuators (11, 12, 13). , And is configured. In addition to the aircraft actuator control device 1 shown in FIG. 1, the control surface 100 has another aircraft actuator control device 1 (not shown) configured similarly to the aircraft actuator control device 1 shown in FIG. The motor is also driven by

図２は、図１に示す油圧回路図において複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）を拡大して示す図である。図１及び図２に示すように、航空機用アクチュエータ制御装置１においては、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）として、個別に設けられた第１アクチュエータ１１、第２アクチュエータ１２、及び第３アクチュエータ１３の３つが設けられている。 FIG. 2 is an enlarged view of a plurality of actuators (11, 12, 13) in the hydraulic circuit diagram shown in FIG. As shown in FIGS. 1 and 2, in the aircraft actuator control apparatus 1, the first actuator 11, the second actuator 12, and the third actuator provided individually as the plurality of actuators (11, 12, 13). Three of 13 are provided.

第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）は、同様に構成され、ピストン１７、ロッド１８及びシリンダ１９がそれぞれ設けられている。そして、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）は、ロッド１８において舵面１００にそれぞれ連結され、舵面１００をそれぞれ駆動するように構成されている。 The first to third actuators (11, 12, 13) are similarly configured, and are provided with a piston 17, a rod 18, and a cylinder 19, respectively. And the 1st thru | or 3rd actuator (11, 12, 13) is each connected with the control surface 100 in the rod 18, and is comprised so that the control surface 100 may be driven, respectively.

第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）においては、各ロッド１８は、軸方向に移動自在な状態でシリンダ１９を貫通しており、シリンダ１９から突出した端部において舵面１００に連結されている。また、各アクチュエータ（１１、１２、１３）における各ピストン１７は、シリンダ１９内においてロッド１８に固定されている。そして、各シリンダ１９内は、各ピストン１７により、一対の油室（１９ａ、１９ｂ）に区画されている。尚、一対の油室（１９ａ、１９ｂ）は、ピストン１７により、シリンダ１９内において連通しないように区画されている。 In the first to third actuators (11, 12, 13), each rod 18 passes through the cylinder 19 so as to be movable in the axial direction, and is connected to the control surface 100 at the end protruding from the cylinder 19. Has been. In addition, each piston 17 in each actuator (11, 12, 13) is fixed to a rod 18 in a cylinder 19. Each cylinder 19 is partitioned by each piston 17 into a pair of oil chambers (19a, 19b). The pair of oil chambers (19a, 19b) are partitioned by the piston 17 so as not to communicate with each other in the cylinder 19.

また、各アクチュエータ（１１、１２、１３）には、位置センサ２０及び圧力センサ２１が設置されている。位置センサ２０は、ピストン１７及びロッド１８のシリンダ１９に対する位置を検出するセンサとして設けられている。圧力センサ２１は、例えば、一対の油室（１９ａ、１９ｂ）の各油室内の圧油の圧力をそれぞれ検出するセンサユニットとして設けられている。 Each actuator (11, 12, 13) is provided with a position sensor 20 and a pressure sensor 21. The position sensor 20 is provided as a sensor that detects the positions of the piston 17 and the rod 18 with respect to the cylinder 19. For example, the pressure sensor 21 is provided as a sensor unit that detects the pressure of the pressure oil in each oil chamber of the pair of oil chambers (19a, 19b).

図１に示すように、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）は、制御機構１４を介して、機体側油圧源１０１から圧油が供給されるとともに、リザーバ回路１０２に対して圧油を排出する。機体側油圧源１０１は、圧油（作動油）を供給する油圧ポンプを備えて構成され、図示しない航空機の中央部分である機体側に設置されている。尚、機体側油圧源１０１は、舵面１００以外の舵面を駆動する航空機用アクチュエータ制御装置（図示せず）に対しても圧油を供給するように構成されている。 As shown in FIG. 1, the first to third actuators (11, 12, 13) are supplied with pressure oil from the airframe-side hydraulic power source 101 via the control mechanism 14 and are pressurized against the reservoir circuit 102. Drain the oil. The fuselage-side hydraulic power source 101 includes a hydraulic pump that supplies pressure oil (hydraulic oil), and is installed on the fuselage side, which is a central portion of an aircraft (not shown). The fuselage side hydraulic power source 101 is configured to supply pressure oil to an aircraft actuator control device (not shown) that drives a control surface other than the control surface 100.

リザーバ回路１０２は、機体側油圧源１０１からの圧油として供給された後に第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）から排出される圧油が流入して戻るタンク（図示せず）を備えるとともに、機体側油圧源１０１に連通するように構成されている。これにより、リザーバ回路１０２に戻った油は、機体側油圧源１０１で昇圧され、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）に供給される。 The reservoir circuit 102 is provided with a tank (not shown) in which the pressure oil discharged from the first to third actuators (11, 12, 13) flows after being supplied as pressure oil from the machine body side hydraulic power source 101 and returns. In addition, it is configured to communicate with the fuselage-side hydraulic power source 101. As a result, the oil returned to the reservoir circuit 102 is boosted by the machine body side hydraulic power source 101 and supplied to the first to third actuators (11, 12, 13).

また、機体側油圧源１０１からの第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）への圧油の供給と、リザーバ回路１０２への第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３からの圧油の排出とは、制御機構１４を介して行われる。尚、機体側油圧源１０１と制御機構１４との間には、油中の異物を除去するためのフィルター１０３、機体側油圧源１０１からの圧油の流れを許容し機体側油圧源１０１へ逆流する方向の流れを規制する逆止弁１０４、が設けられている。フィルター１０３及び逆止弁１０４は、機体側油圧源１０１からの圧油を制御機構１４に供給する油路である供給油路２２ａに設けられている。 Also, supply of pressure oil to the first to third actuators (11, 12, 13) from the machine body side hydraulic power source 101 and pressure from the first to third actuators (11, 12, 13) to the reservoir circuit 102 are performed. The oil is discharged through the control mechanism 14. Note that the filter 103 for removing foreign matter in the oil and the machine-side hydraulic source 101 are provided between the machine-side hydraulic source 101 and the control mechanism 14. A check valve 104 is provided that allows the flow of pressure oil and restricts the flow in the direction of backflow to the fuselage-side hydraulic power source 101. The filter 103 and the check valve 104 are pressures from the fuselage-side hydraulic power source 101. A supply oil passage 22 a which is an oil passage for supplying oil to the control mechanism 14 is provided.

また、リザーバ回路１０２と制御機構１４との間には、リリーフ弁を備えて構成される蓄圧器１０５が設けられている。蓄圧器１０５は、制御機構１４から排出された圧油をリザーバ回路１０２に排出する油路である排出油路２２ｂに設けられている。このような蓄圧器１０５が設けられていることで、蓄圧器１０５の上流側（リザーバ回路１０２が連通する側と反対側）における回路内の圧油の圧力が、蓄圧器１０５のリリーフ弁によるリリーフ圧以上に維持されることになる。 Further, a pressure accumulator 105 configured with a relief valve is provided between the reservoir circuit 102 and the control mechanism 14. The pressure accumulator 105 is provided in a discharge oil passage 22 b that is an oil passage through which the pressure oil discharged from the control mechanism 14 is discharged to the reservoir circuit 102. By providing such an accumulator 105, the pressure of the pressure oil in the circuit on the upstream side of the accumulator 105 (the side opposite to the side where the reservoir circuit 102 communicates) is relieved by the relief valve of the accumulator 105. It will be maintained above the pressure.

制御機構１４は、制御弁１５、状態切替弁１６、等を備えて構成されている。制御弁１５は、機体側油圧源１０１に対して供給油路２２ａを介して連通するとともに、リザーバ回路１０２に対して排出油路２２ｂを介して連通するように構成されている。そして、制御弁１５は、各アクチュエータ（１１、１２、１３）における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）のそれぞれへ供給及び排出される圧油の経路を切り替え、各アクチュエータ（１１、１２、１３）の作動を制御するためのバルブ機構として設けられている。この制御弁１５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ている。そして、この制御弁１５は、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）の動作を制御するコントローラ１０６からの指令信号に基づいて駆動される。 The control mechanism 14 includes a control valve 15, a state switching valve 16, and the like. The control valve 15 is configured to communicate with the machine body side hydraulic power source 101 via the supply oil passage 22a and to communicate with the reservoir circuit 102 via the discharge oil passage 22b. And the control valve 15 switches the path | route of the pressure oil supplied and discharged | emitted to each of a pair of oil chamber (19a, 19b) in each actuator (11,12,13), and each actuator (11,12,13). It is provided as a valve mechanism for controlling the operation. The control valve 15 is provided as an electrohydraulic servo valve (EHSV), for example, and is configured to be able to switch the position of a spool (not shown) in proportion. And this control valve 15 is driven based on the command signal from the controller 106 which controls operation | movement of a some actuator (11, 12, 13).

また、制御弁１５と状態切替弁１６とは、給排油路（２３ａ、２３ｂ）を介して連通するように構成されている。給排油路（２３ａ、２３ｂ）は、制御弁１５と状態切替弁１６との間で並列に設けられた油路として構成されている。そして、制御弁１５がコントローラ１０６からの指令信号に基づいて切り替えられることで、給排油路（２３ａ、２３ｂ）の一方に圧油が供給され、給排油路（２３ａ、２３ｂ）の他方から圧油が排出される。 Further, the control valve 15 and the state switching valve 16 are configured to communicate with each other via the supply / discharge oil passages (23a, 23b). The supply / discharge oil passages (23 a, 23 b) are configured as oil passages provided in parallel between the control valve 15 and the state switching valve 16. Then, the control valve 15 is switched based on a command signal from the controller 106, whereby pressure oil is supplied to one of the supply / discharge oil passages (23a, 23b) and from the other of the supply / discharge oil passages (23a, 23b). Pressure oil is discharged.

給排油路（２３ａ、２３ｂ）の一方に圧油が供給されることで、状態切替弁１６を介して各アクチュエータ（１１、１２、１３）における油室（１７ａ、１７ｂ）の一方に圧油が供給されることになる。また、各アクチュエータ（１１、１２、１３）における油室（１７ａ、１７ｂ）の一方に圧油が供給されるときは、各アクチュエータ（１１、１２、１３）における油室（１７ａ、１７ｂ）の他方から圧油が排出される。これにより、各アクチュエータ（１１、１２、１３）において、シリンダ１９に対してピストン１７及びロッド１８が移動し、舵面１００が駆動される。 By supplying pressure oil to one of the supply / discharge oil passages (23a, 23b), pressure oil is supplied to one of the oil chambers (17a, 17b) in each actuator (11, 12, 13) via the state switching valve 16. Will be supplied. When pressure oil is supplied to one of the oil chambers (17a, 17b) in each actuator (11, 12, 13), the other of the oil chambers (17a, 17b) in each actuator (11, 12, 13) Pressure oil is discharged from Thereby, in each actuator (11, 12, 13), piston 17 and rod 18 move with respect to cylinder 19, and control surface 100 is driven.

制御弁１５を駆動するコントローラ１０６は、舵面１００の動作を指令する上位のコンピュータ（図示せず）からの指令信号に基づいて制御弁１５を駆動し、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）の動作を制御する。 The controller 106 that drives the control valve 15 drives the control valve 15 based on a command signal from a host computer (not shown) that commands the operation of the control surface 100, and the first to third actuators (11, 12). , 13) is controlled.

また、コントローラ１０６には、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）に設けられた各位置センサ２０で検出された位置検出信号が入力されるように構成されている。そして、航空機の飛行中において、コントローラ１０６は、上位のコンピュータからの舵面１０の動作指令信号と、位置センサ２０からの位置検出信号とに基づいて、各アクチュエータ（１１、１２、１３）におけるピストン１７及びロッド１８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。 Further, the controller 106 is configured to receive position detection signals detected by the position sensors 20 provided in the first to third actuators (11, 12, 13). Then, during the flight of the aircraft, the controller 106 determines the piston in each actuator (11, 12, 13) based on the operation command signal for the control surface 10 from the host computer and the position detection signal from the position sensor 20. 17 and the position of the rod 18 are configured to perform feedback control.

また、コントローラ１０６には、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）に設けられた各圧力センサ２１で検出された圧力検出信号が入力されるように構成されている。そして、航空機の飛行中において、コントローラ１０６は、圧力センサ２１からの圧力検出信号に基づいて、舵面１００に作用している負荷を検知する。このように検知された舵面１００の負荷に基づいて、コントローラ１０６は、航空機用アクチュエータ制御装置１において必要となる出力を確保可能なように複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）における駆動するアクチュエータの数を決定する。そして、決定された数のアクチュエータが駆動されるように、後述の状態切替弁１６の位置を制御する。 The controller 106 is configured to receive pressure detection signals detected by the pressure sensors 21 provided in the first to third actuators (11, 12, 13). During the flight of the aircraft, the controller 106 detects the load acting on the control surface 100 based on the pressure detection signal from the pressure sensor 21. Based on the detected load on the control surface 100, the controller 106 drives the actuators in the plurality of actuators (11, 12, 13) so as to ensure the output required in the aircraft actuator control device 1. Determine the number of. Then, the position of a state switching valve 16 described later is controlled so that the determined number of actuators are driven.

図３は、図１に示す油圧回路図において状態切替弁１６を拡大して示す図である。図１及び図３に示す状態切替弁１６は、制御弁１５と複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）における各一対の油室（１９ａ、１９ｂ）との間に設けられている。そして、状態切替弁１６は、制御弁１５と複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）との間において、制御弁１５とアクチュエータ（１１、１２、１３）とを連通可能に設けられ、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）の作動状態を切り替えるバルブ機構として設けられている。 FIG. 3 is an enlarged view showing the state switching valve 16 in the hydraulic circuit diagram shown in FIG. The state switching valve 16 shown in FIGS. 1 and 3 is provided between the control valve 15 and each pair of oil chambers (19a, 19b) in the plurality of actuators (11, 12, 13). The state switching valve 16 is provided so that the control valve 15 and the actuators (11, 12, 13) can communicate with each other between the control valve 15 and the plurality of actuators (11, 12, 13). It is provided as a valve mechanism for switching the operating state of (11, 12, 13).

また、状態切替弁１６には、複数のポート（２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄ、２４ｅ、２４ｆ、２４ｇ、２４ｈ）が設けられている。ポート２４ａは、給排油路２２ａに連通するように設けられている。ポート２４ｂは、給排油路２２ｂに連通するように設けられている。ポート２４ｃは、第１アクチュエータ１１の油室１９ａに連通するように設けられている。ポート２４ｄは、第１アクチュエータ１１の油室１９ｂに連通するように設けられている。ポート２４ｅは、第２アクチュエータ１２の油室１９ａに連通するように設けられている。ポート２４ｆは、第２アクチュエータ１２の油室１９ｂに連通するように設けられている。ポート２４ｇは、第３アクチュエータ１３の油室１９ａに連通するように設けられている。ポート２４ｈは、第３アクチュエータ１３の油室１９ｂに連通するように設けられている。 The state switching valve 16 is provided with a plurality of ports (24a, 24b, 24c, 24d, 24e, 24f, 24g, 24h). The port 24a is provided so as to communicate with the supply / discharge oil passage 22a. The port 24b is provided so as to communicate with the supply / discharge oil passage 22b. The port 24 c is provided so as to communicate with the oil chamber 19 a of the first actuator 11. The port 24 d is provided so as to communicate with the oil chamber 19 b of the first actuator 11. The port 24 e is provided so as to communicate with the oil chamber 19 a of the second actuator 12. The port 24f is provided so as to communicate with the oil chamber 19b of the second actuator 12. The port 24g is provided so as to communicate with the oil chamber 19a of the third actuator 13. The port 24 h is provided so as to communicate with the oil chamber 19 b of the third actuator 13.

また、状態切替弁１６は、給排油路（２２ａ、２２ｂ）に連通するポート（２４ａ、２４ｂ）と、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）に連通するポート（２４ｃ、２４ｄ、２４ｅ、２４ｆ、２４ｇ、２４ｈ）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、状態切替弁１６には、上記の接続状態を切り替えるための複数の位置（２５ａ、２５ｂ、２５ｃ、２５ｄ）が設けられている。即ち、状態切替弁１６は、第１アクチュエータ制御位置２５ａと、第２アクチュエータ制御位置２５ｂと、全アクチュエータ制御位置２５ｃと、全遮断位置２５ｄとの間で、位置を切替可能に設けられている。 The state switching valve 16 includes ports (24a, 24b) communicating with the supply / discharge oil passages (22a, 22b) and ports (24c, 24d, 24) communicating with the first to third actuators (11, 12, 13). 24e, 24f, 24g, 24h) is provided as a valve mechanism for switching the connection state. The state switching valve 16 is provided with a plurality of positions (25a, 25b, 25c, 25d) for switching the connection state. That is, the state switching valve 16 is provided so that its position can be switched among the first actuator control position 25a, the second actuator control position 25b, the all actuator control position 25c, and the all cutoff position 25d.

第１アクチュエータ制御位置２５ａは、ポート２４ａ及びポート２４ｃを連通させ、ポート２４ｂ及びポート２４ｄを連通させ、ポート２４ｅ及びポート２４ｆをオリフィス２６ａを介して連通させ、ポート２４ｇ及びポート２４ｈをオリフィス２６ｂを介して連通させる位置として設けられている。即ち、第１アクチュエータ制御位置２５ａは、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）のうち第１アクチュエータ１１のみを制御弁１５に連通させるように構成されている。そして、状態切替弁１６が第１アクチュエータ制御位置２５ａのときは、第２アクチュエータ１２における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）がオリフィス２６ａを介して連通し、第３アクチュエータ１３における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）がオリフィス２６ｂを介して連通することになる。 In the first actuator control position 25a, the port 24a and the port 24c are communicated, the port 24b and the port 24d are communicated, the port 24e and the port 24f are communicated via the orifice 26a, and the port 24g and the port 24h are communicated via the orifice 26b. It is provided as a position for communication. That is, the first actuator control position 25a is configured to allow only the first actuator 11 among the plurality of actuators (11, 12, 13) to communicate with the control valve 15. When the state switching valve 16 is at the first actuator control position 25a, the pair of oil chambers (19a, 19b) in the second actuator 12 communicate with each other via the orifice 26a, and the pair of oil chambers in the third actuator 13 ( 19a and 19b) communicate with each other through the orifice 26b.

第２アクチュエータ制御位置２５ｂは、ポート２４ａとポート２４ｃ及びポート２４ｅとを連通させ、ポート２４ｂとポート２４ｄ及びポート２４ｆとを連通させ、ポート２４ｇ及びポート２４ｈをオリフィス２６ｃを介して連通させる位置として設けられている。即ち、第２アクチュエータ制御位置２５ｂは、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）のうち第１アクチュエータ１１及び第２アクチュエータ１２のみを制御弁１５に連通させるように構成されている。そして、状態切替弁１６が第２アクチュエータ制御位置２５ｂのときは、第３アクチュエータ１３における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）がオリフィス２６ｃを介して連通することになる。 The second actuator control position 25b is provided as a position where the port 24a communicates with the port 24c and the port 24e, the port 24b communicates with the port 24d and the port 24f, and the port 24g and the port 24h communicate with each other via the orifice 26c. It has been. That is, the second actuator control position 25b is configured to allow only the first actuator 11 and the second actuator 12 among the plurality of actuators (11, 12, 13) to communicate with the control valve 15. When the state switching valve 16 is at the second actuator control position 25b, the pair of oil chambers (19a, 19b) in the third actuator 13 communicate with each other through the orifice 26c.

上記のように、第１アクチュエータ制御位置２５ａ及び第２アクチュエータ制御位置２５ｂは、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）のうちの一部のアクチュエータのみを制御弁１５に連通させる第１の状態の位置（本実施形態の一部アクチュエータ制御位置）として構成されている。即ち、状態切替弁１６は、第１の状態の位置（一部アクチュエータ制御位置）として、第１アクチュエータ制御位置２５ａと、第２アクチュエータ制御位置２５ｂと、の２つの切替可能な位置が設けられている。また、状態切替弁１６は、第１の状態の位置（一部アクチュエータ制御位置）として、制御弁１５に連通させるアクチュエータを１つずつ増加又は減少させるように順番に切替可能な複数の位置（２５ａ、２５ｂ）が設けられていることになる。
As described above, the first actuator control position 25a and the second actuator control position 25b are in the first state in which only a part of the plurality of actuators (11, 12, 13) communicates with the control valve 15 . It is configured as a position ( partial actuator control position of this embodiment ) . That is, the state switching valve 16 is provided with two switchable positions, a first actuator control position 25a and a second actuator control position 25b, as positions in the first state ( partially actuator control positions ). Yes. Further, the state switching valve 16 has a plurality of positions (25a) that can be sequentially switched so as to increase or decrease the actuators that communicate with the control valve 15 one by one as the first state position ( partially actuator control position ). 25b).

全アクチュエータ制御位置２５ｃは、ポート２４ａと、ポート２４ｃ、ポート２４ｅ及びポート２４ｇとを連通させるとともに、ポート２４ｂと、ポート２４ｄ、ポート２４ｆ及びポート２４ｈとを連通させる位置として設けられている。即ち、全アクチュエータ制御位置２５ｃは、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）の全てを制御弁１５に連通させる第２の状態の位置として構成されている。
The all actuator control position 25c is provided as a position where the port 24a communicates with the port 24c, the port 24e and the port 24g, and the port 24b communicates with the port 24d, the port 24f and the port 24h. That is, the all actuator control position 25 c is configured as a position in the second state where all of the plurality of actuators (11, 12, 13) communicate with the control valve 15.

全遮断位置２５ｄは、ポート２４ａ及びポート２４ｂを遮断し、ポート２４ｃ及びポート２４ｄをオリフィス２６ｄを介して連通させ、ポート２４ｅ及びポート２４ｆをオリフィス２６ｅを介して連通させ、ポート２４ｇ及びポート２４ｈをオリフィス２６ｆを介して連通させる位置として設けられている。即ち、全遮断位置２５ｄは、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）の全てと制御弁１５との間を遮断するように構成されている。そして、状態切替弁１６が全遮断位置２５ｄのときは、第１アクチュエータ１１における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）がオリフィス２６ｄを介して連通し、第２アクチュエータ１２における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）がオリフィス２６ｅを介して連通し、第３アクチュエータ１３における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）がオリフィス２６ｆを介して連通することになる。 The total blocking position 25d blocks the port 24a and the port 24b, connects the port 24c and the port 24d through the orifice 26d, connects the port 24e and the port 24f through the orifice 26e, and connects the port 24g and the port 24h to the orifice. It is provided as a position for communication through 26f. In other words, the total blocking position 25d is configured to block all of the plurality of actuators (11, 12, 13) and the control valve 15. When the state switching valve 16 is at the total cutoff position 25d, the pair of oil chambers (19a, 19b) in the first actuator 11 communicate with each other through the orifice 26d, and the pair of oil chambers (19a, 19b in the second actuator 12). 19b) communicates via the orifice 26e, and the pair of oil chambers (19a, 19b) in the third actuator 13 communicates via the orifice 26f.

尚、状態切替弁１６に設けられたオリフィス（２６ａ、２６ｂ、２６ｃ、２６ｄ、２６ｅ、２６ｆ）は、例えば、圧油の流路断面積を絞る部分の面積が変化せずに固定された固定オリフィスとして設けられる。しかし、この通りでなくてもよく、オリフィス（２６ａ、２６ｂ、２６ｃ、２６ｄ、２６ｅ、２６ｆ）は、バイメタル機構によって圧油の流路断面積を絞る部分の面積が変化するように構成された可変オリフィスであってもよい。 The orifices (26a, 26b, 26c, 26d, 26e, 26f) provided in the state switching valve 16 are, for example, fixed orifices that are fixed without changing the area of the portion that restricts the cross-sectional area of the pressure oil. As provided. However, this need not be the case, and the orifices (26a, 26b, 26c, 26d, 26e, 26f) are variable so that the area of the portion where the cross-sectional area of the pressure oil is reduced is changed by the bimetal mechanism. It may be an orifice.

また、状態切替弁１６は、機体側油圧源１０１から供給される圧油と、コントローラ１０６によって駆動される電磁弁（２７、２８）の作動とによって、位置（２５ａ、２５ｂ、２５ｃ、２５ｄ）の切替動作が行われるように構成されている。電磁弁２７は、例えば励磁した状態では図１に示すように供給位置２７ａに切り替えられている。この状態では、機体側油圧源１０１からの圧油がパイロット圧油路３０ａを介して状態切替弁１６の第１パイロット圧室２９ａにパイロット圧油として供給される（図１、図３を参照）。一方、電磁弁２７は、例えば消磁した状態では排出位置２７ｂに切り替えられる。この状態では、第１パイロット圧室２９ａに供給されたパイロット圧油がパイロット圧油路３０ａを介してリザーバ回路１０２に排出される。 Further, the state switching valve 16 is moved to the position (25a, 25b, 25c, 25d) by the pressure oil supplied from the machine body side hydraulic power source 101 and the operation of the electromagnetic valves (27, 28) driven by the controller 106. The switching operation is performed. The solenoid valve 27 is switched to the supply position 27a as shown in FIG. 1 in an excited state, for example. In this state, the pressure oil from the fuselage side hydraulic power source 101 is supplied as pilot pressure oil to the first pilot pressure chamber 29a of the state switching valve 16 via the pilot pressure oil passage 30a (see FIGS. 1 and 3). . On the other hand, the solenoid valve 27 is switched to the discharge position 27b in a demagnetized state, for example. In this state, the pilot pressure oil supplied to the first pilot pressure chamber 29a is discharged to the reservoir circuit 102 via the pilot pressure oil passage 30a.

また、電磁弁２８は、例えば励磁した状態では図１に示すように供給位置２８ａに切り替えられている。この状態では、機体側油圧源１０１からの圧油がパイロット圧油路３０ｂを介して状態切替弁１６の第２パイロット圧室２９ｂにパイロット圧油として供給される（図１、図３を参照）。一方、電磁弁２８は、例えば消磁した状態では排出位置２８ｂに切り替えられる。この状態では、第２パイロット圧室２９ｂに供給されたパイロット圧油がパイロット圧油路３０ｂを介してリザーバ回路１０２に排出される。 Further, the electromagnetic valve 28 is switched to the supply position 28a as shown in FIG. 1 in an excited state, for example. In this state, the pressure oil from the fuselage side hydraulic power source 101 is supplied as pilot pressure oil to the second pilot pressure chamber 29b of the state switching valve 16 via the pilot pressure oil passage 30b (see FIGS. 1 and 3). . On the other hand, the solenoid valve 28 is switched to the discharge position 28b in a demagnetized state, for example. In this state, the pilot pressure oil supplied to the second pilot pressure chamber 29b is discharged to the reservoir circuit 102 via the pilot pressure oil passage 30b.

そして、コントローラ１０６は、第１乃至第３アクチュエータ（１１、１２、１３）に設けられた各圧力センサ２１で検出された圧力検出信号に基づいて、又は、舵面１００の動作を指令する上位のコンピュータからの指令信号に基づいて、電磁弁（２７、２８）を励磁させ又は消磁させるように制御し、状態切替弁１６の位置を制御する。尚、状態切替弁１６には、第１パイロット圧室２９ａ及び第２パイロット圧室２９ｂに加え、第３パイロット圧室２９ｃも設けられている。第３パイロット圧室２９ｃには、機体側油圧源１０１からの圧油が、パイロット圧油として、電磁弁を介すことなくパイロット圧油路３０ｃを介して直接に供給される。 And the controller 106 is based on the pressure detection signal detected by each pressure sensor 21 provided in the 1st thru | or 3rd actuator (11, 12, 13), or the high-order which commands operation | movement of the control surface 100 Based on the command signal from the computer, the solenoid valves (27, 28) are controlled to be excited or demagnetized, and the position of the state switching valve 16 is controlled. The state switching valve 16 is provided with a third pilot pressure chamber 29c in addition to the first pilot pressure chamber 29a and the second pilot pressure chamber 29b. The third pilot pressure chamber 29c is directly supplied with the pressure oil from the fuselage side hydraulic power source 101 as the pilot pressure oil via the pilot pressure oil passage 30c without passing through the electromagnetic valve.

ここで、状態切替弁１６の構成について、更に詳しく説明する。図４は、図３に回路図として示す状態切替弁１６の断面を模式的に示す断面図である。図４に示すように、状態切替弁１６には、ケース３１、スリーブ３２、バネ３３、第１スプール３４、第２スプール３５、第３スプール３６、等が備えられている。 Here, the configuration of the state switching valve 16 will be described in more detail. FIG. 4 is a cross-sectional view schematically showing a cross section of the state switching valve 16 shown as a circuit diagram in FIG. As shown in FIG. 4, the state switching valve 16 includes a case 31, a sleeve 32, a spring 33, a first spool 34, a second spool 35, a third spool 36, and the like.

ケース３１は、内部にスリーブ３２が設置される空間が形成されている。そして、ケース３１には、ポート（２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄ、２４ｅ、２４ｆ、２４ｇ、２４ｈ）、各パイロット圧油路（３０ａ、３０ｂ、３０ｃ）と各パイロット圧室（２９ａ、２９ｂ、２９ｃ）とをそれぞれ連通する連通路、等が設けられている。尚、各パイロット圧油路（３０ａ、３０ｂ、３０ｃ）と各パイロット圧室（２９ａ、２９ｂ、２９ｃ）とをそれぞれ連通する連通路は、ケース３１からスリーブ３２に亘って形成されている。 The case 31 has a space in which the sleeve 32 is installed. The case 31 has ports (24a, 24b, 24c, 24d, 24e, 24f, 24g, 24h), pilot pressure oil passages (30a, 30b, 30c) and pilot pressure chambers (29a, 29b, 29c). And a communication passage that communicates with each other. A communication passage that communicates each pilot pressure oil passage (30a, 30b, 30c) and each pilot pressure chamber (29a, 29b, 29c) is formed from the case 31 to the sleeve 32.

スリーブ３２は、ケース３１内に設置されるとともに、筒状に形成されて内部に第１乃至第３スプール（３４、３５、３６）が設置される空間が形成されている。第１スプール３４、第２スプール３５、及び第３スプール３６は、円柱状の部材として設けられている。そして、第１スプール３４、第２スプール３５、及び第３スプール３６は、円柱軸線方向が一致した状態で、スリーブ３２内において直列に配置されている。また、第１乃至第３スプール（３４、３５、３６）は、いずれも、スリーブ３２の内壁に対して摺動自在に設置され、円柱軸線方向に沿って移動自在に設置されている。 The sleeve 32 is installed in the case 31 and is formed in a cylindrical shape to form a space in which the first to third spools (34, 35, 36) are installed. The first spool 34, the second spool 35, and the third spool 36 are provided as columnar members. The first spool 34, the second spool 35, and the third spool 36 are arranged in series in the sleeve 32 in a state in which the cylindrical axis directions coincide. Further, each of the first to third spools (34, 35, 36) is slidably installed with respect to the inner wall of the sleeve 32, and is movably installed along the cylindrical axis direction.

また、スリーブ３２内においては、スリーブ３２の一端側に第１スプール３４が設置され、スリーブ３２の他端側に第３スプール３６が設置され、第１及び第３スプール（３４、３６）の間に第２スプール３５が設置されている。そして、スリーブ３２内においては、第１スプール３４の一端側の端部とスリーブ３２の内壁との間でバネ室３７が区画されている。このバネ室３７に、バネ３３が設置されている。バネ３３は、例えばコイルバネとして設けられ、スリーブ３２に対して第１スプール３４を第２スプール３５及び第３スプール３６側に向かって付勢するように設けられている。 Further, in the sleeve 32, a first spool 34 is installed on one end side of the sleeve 32, a third spool 36 is installed on the other end side of the sleeve 32, and between the first and third spools (34, 36). A second spool 35 is installed in the main body. In the sleeve 32, a spring chamber 37 is defined between the end portion on the one end side of the first spool 34 and the inner wall of the sleeve 32. A spring 33 is installed in the spring chamber 37. The spring 33 is provided as a coil spring, for example, and is provided so as to urge the first spool 34 toward the second spool 35 and the third spool 36 with respect to the sleeve 32.

また、スリーブ３２内においては、第１スプール３４と第２スプール３５との間で区画される領域が、第１パイロット圧室２９ａを構成している。そして、スリーブ３２内において第２スプール３５と第３スプール３６との間で区画される領域が、第２パイロット圧室２９ｂを構成している。更に、スリーブ３２内の他端側において、第３スプール３６の端部とスリーブ３２の内壁との間で区画される領域が、第３パイロット圧室２９ｃを構成している。 Further, in the sleeve 32, a region defined between the first spool 34 and the second spool 35 constitutes a first pilot pressure chamber 29a. An area defined between the second spool 35 and the third spool 36 in the sleeve 32 constitutes a second pilot pressure chamber 29b. Furthermore, on the other end side in the sleeve 32, a region defined between the end portion of the third spool 36 and the inner wall of the sleeve 32 constitutes a third pilot pressure chamber 29c.

尚、第１スプール３４の直径は、第２スプール３５の直径よりも小径に形成されている。また、第２スプール３５の直径は、第３スプール３６の直径よりも小径に形成されている。このため、スリーブ３２内において、第１スリーブ３４が設置される第１スリーブ室３４ａの内周壁の直径は、第２スリーブ３５が設置される第２スリーブ室３５ａの内周壁の直径よりも小径に形成されている。そして、スリーブ３２内において、第２スリーブ３５が設置される第２スリーブ室３５ａの内周壁の直径は、第３スリーブ３６が設置される第３スリーブ室３６ａの内周壁の直径よりも小径に形成されている。 Note that the diameter of the first spool 34 is smaller than the diameter of the second spool 35. The diameter of the second spool 35 is smaller than the diameter of the third spool 36. Therefore, in the sleeve 32, the diameter of the inner peripheral wall of the first sleeve chamber 34a in which the first sleeve 34 is installed is smaller than the diameter of the inner peripheral wall of the second sleeve chamber 35a in which the second sleeve 35 is installed. Is formed. In the sleeve 32, the diameter of the inner peripheral wall of the second sleeve chamber 35a in which the second sleeve 35 is installed is formed to be smaller than the diameter of the inner peripheral wall of the third sleeve chamber 36a in which the third sleeve 36 is installed. Has been.

上記により、第１スプール３４は、バネ３３に付勢される一端側の端部と反対側である他端側の端部が第１スプール室３４ａから第２スプール室３５ａに一部突出可能に設置されている。そして、第２スプール３５は、第１スプール３４に当接可能な一端側の端部と反対側である他端側の端部が第２スプール室３５ａから第３スプール室３６ａに一部突出可能に設置されている。 As described above, the first spool 34 can be partially protruded from the first spool chamber 34a to the second spool chamber 35a at the other end side opposite to the one end side biased by the spring 33. is set up. The second spool 35 can partially protrude from the second spool chamber 35a to the third spool chamber 36a at the other end that is opposite to the one end that can contact the first spool 34. Is installed.

尚、図４では図示が省略されているが、第１スプール３４及びスリーブ３２には、図４にて二点鎖線の斜線のハッチングで断面を示す領域において、ポート（２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄ、２４ｅ、２４ｆ、２４ｇ、２４ｈ）間の接続状態を切り替えるための油路が形成されている。スリーブ３２内において第１スプール３４が移動することで、ポート（２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄ、２４ｅ、２４ｆ、２４ｇ、２４ｈ）間の接続状態が切り替えられることになる。上記の構成のため、本実施形態の状態切替弁１６においては、ポート（２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄ、２４ｅ、２４ｆ、２４ｇ、２４ｈ）が、ケース３１において、第１スプール３４の側方の位置に形成されている。 Although not shown in FIG. 4, the first spool 34 and the sleeve 32 are provided with ports (24a, 24b, 24c, 24d) in a region shown in cross-section by hatching in FIG. , 24e, 24f, 24g, 24h) is formed with an oil passage for switching the connection state. By moving the first spool 34 in the sleeve 32, the connection state between the ports (24a, 24b, 24c, 24d, 24e, 24f, 24g, 24h) is switched. Due to the above configuration, in the state switching valve 16 of the present embodiment, the ports (24a, 24b, 24c, 24d, 24e, 24f, 24g, 24h) are positioned in the case 31 at the side of the first spool 34. Is formed.

次に、状態切替弁１６の作動について、図１、図３乃至図６を参照しつつ、更に説明する。尚、図５及び図６は、状態切替弁１６の作動を説明するための断面図である。そして、図４は、状態切替弁１６が第１アクチュエータ制御位置２５ａに切り替えられた状態を示している。また、図５（ａ）は、状態切替弁１６が第２アクチュエータ制御位置２５ｂに切り替えられた状態を示している。また、図５（ｂ）は、状態切替弁１６が全アクチュエータ制御位置２５ｃに切り替えられた状態を示している。また、図６は、状態切替弁１６が全遮断位置２５ｄに切り替えられた状態を示している。 Next, the operation of the state switching valve 16 will be further described with reference to FIGS. 1 and 3 to 6. 5 and 6 are cross-sectional views for explaining the operation of the state switching valve 16. FIG. 4 shows a state where the state switching valve 16 is switched to the first actuator control position 25a. FIG. 5A shows a state where the state switching valve 16 is switched to the second actuator control position 25b. FIG. 5B shows a state in which the state switching valve 16 is switched to the all actuator control position 25c. FIG. 6 shows a state in which the state switching valve 16 is switched to the full cutoff position 25d.

機体側油圧源１０１からの圧油が供給されている状態では、パイロット圧油路３０ｃを介して第３パイロット圧室２９ｃにパイロット圧油が供給されている。これにより、第３スプール３６は、第２スプール３５側に向かって付勢され、第３スプール室３６ａの一端側における段状の部分に当接した位置に位置している（図４、図５を参照）。 In a state where the pressure oil from the machine body side hydraulic power source 101 is supplied, the pilot pressure oil is supplied to the third pilot pressure chamber 29c via the pilot pressure oil passage 30c. As a result, the third spool 36 is biased toward the second spool 35 and is located at a position in contact with the stepped portion on one end side of the third spool chamber 36a (FIGS. 4 and 5). See).

上記の状態において、更に、電磁弁２７がコントローラ１０６によって駆動されて供給位置２７ａに切り替えられた状態では、パイロット圧油路３０ａを介して第１パイロット圧室２９ａにパイロット圧油が供給され、状態切替弁１６は図４に示す状態となっている。この状態では、第１スプール３４は、第１パイロット圧室２９ａに供給されたパイロット圧油によって、バネ３３のバネ力に抗して第１スプール室３４ａの一端側に（即ち、バネ３３側に）付勢されて位置している。そして、状態切替弁１６が第１アクチュエータ制御位置２５ａに切り替えられた状態となっている。 In the above state, when the electromagnetic valve 27 is driven by the controller 106 and switched to the supply position 27a, the pilot pressure oil is supplied to the first pilot pressure chamber 29a via the pilot pressure oil passage 30a, and the state The switching valve 16 is in the state shown in FIG. In this state, the first spool 34 is moved toward the one end side of the first spool chamber 34a against the spring force of the spring 33 (that is, toward the spring 33 side) by the pilot pressure oil supplied to the first pilot pressure chamber 29a. ) It is energized and located. The state switching valve 16 is switched to the first actuator control position 25a.

尚、図４では、第２パイロット圧室２９ｂからパイロット圧油が排出された状態切替弁１６の状態が図示されている。状態切替弁１６は、第１パイロット圧室２９ａにパイロット圧油が供給されていることで、第２パイロット圧室２９ｂへのパイロット圧油の供給の有無によらず、第１アクチュエータ制御位置２５ａに切り替えられた状態が維持される。即ち、状態切替弁１６は、第１パイロット圧室２９ａ及び第２パイロット圧室２９ｂの両方にパイロット圧油が供給されている状態であっても、第１スプール３４が第１スプール室３４ａの一端側に位置し、第１アクチュエータ制御位置２５ａに切り替えられた状態が維持される。 FIG. 4 shows the state of the state switching valve 16 in which the pilot pressure oil is discharged from the second pilot pressure chamber 29b. The state switching valve 16 is supplied to the first pilot pressure chamber 29a, so that the pilot pressure oil is supplied to the second pilot pressure chamber 29b regardless of whether the pilot pressure oil is supplied to the first pilot pressure chamber 29a. The switched state is maintained. That is, in the state switching valve 16, the first spool 34 is connected to one end of the first spool chamber 34a even when the pilot pressure oil is supplied to both the first pilot pressure chamber 29a and the second pilot pressure chamber 29b. The state switched to the first actuator control position 25a is maintained.

状態切替弁１６の状態が図４に示す状態である場合は、電磁弁２７が供給位置２７ａに切り替えられるとともに、電磁弁２８が排出位置２８ｂに切り替えられた状態が維持されている。この状態から、状態切替弁１６が第２アクチュエータ制御位置２５ｂに切り替えられる際には、電磁弁２８が励磁されて供給位置２８ａに切り替えられ、更に、電磁弁２７が消磁されて排出位置２７ｂに切り替えられる。 When the state of the state switching valve 16 is the state shown in FIG. 4, the state where the electromagnetic valve 27 is switched to the supply position 27a and the electromagnetic valve 28 is switched to the discharge position 28b is maintained. From this state, when the state switching valve 16 is switched to the second actuator control position 25b, the electromagnetic valve 28 is excited and switched to the supply position 28a, and further, the electromagnetic valve 27 is demagnetized and switched to the discharge position 27b. It is done.

上記により、状態切替弁１６の状態が、図４に示す状態から図５（ａ）に示す状態に移行することになる。即ち、第２パイロット圧油路３０ｂを介して第２パイロット圧室２９ｂにパイロット圧油が供給され、第２スプール３５が、第１スプール３４側に向かって付勢され、第２スプール室３５ａの一端側における段状の部分に当接する位置に移動する。そして、第１パイロット圧油路３０ａを介して第１パイロット圧室２９ａからパイロット圧油が排出され、第１スプール３４が、バネ３３のバネ力によって第２スプール３５側に向かって付勢され、第２スプール３５の一端側の端部に当接する位置に移動する。これにより、状態切替弁１６が第２アクチュエータ制御位置２５ｂに切り替えられた状態となる。 As a result, the state of the state switching valve 16 shifts from the state shown in FIG. 4 to the state shown in FIG. That is, the pilot pressure oil is supplied to the second pilot pressure chamber 29b via the second pilot pressure oil passage 30b, and the second spool 35 is urged toward the first spool 34, so that the second spool chamber 35a It moves to a position where it abuts on the stepped portion on one end side. Then, the pilot pressure oil is discharged from the first pilot pressure chamber 29a through the first pilot pressure oil passage 30a, and the first spool 34 is urged toward the second spool 35 side by the spring force of the spring 33, The second spool 35 moves to a position where it comes into contact with the end on one end side. As a result, the state switching valve 16 is switched to the second actuator control position 25b.

状態切替弁１６が、第２アクチュエータ制御位置２５ｂから全アクチュエータ制御位置２５ｃに切り替えられる際には、電磁弁２７が排出位置２７ｂの状態のままで、電磁弁２８が励磁されて排出位置２８ｂに切り替えられる。これにより、状態切替弁１６の状態が、図５（ａ）に示す状態から図５（ｂ）に示す状態に移行することになる。 When the state switching valve 16 is switched from the second actuator control position 25b to the full actuator control position 25c, the solenoid valve 28 is excited and switched to the discharge position 28b while the solenoid valve 27 remains in the discharge position 27b. It is done. Thereby, the state of the state switching valve 16 shifts from the state shown in FIG. 5A to the state shown in FIG.

即ち、第２パイロット圧油路３０ｂを介して第２パイロット圧室２９ｂからパイロット圧油が排出される。そして、第１スプール３４及び第２スプール３５が、バネ３３のバネ力によって付勢されて、第３スプール３６側に向かって移動する。このスプール（３４、３５）の移動が完了すると、バネ３３のバネ力によって、第２スプール３５の他端側の端部が第３スプール３６に当接し、第１スプール３４の他端側の端部が第２スプール３５に当接した状態が維持されることになる。そして、状態切替弁１６が全アクチュエータ制御位置２５ｃに切り替えられた状態となる。 That is, the pilot pressure oil is discharged from the second pilot pressure chamber 29b through the second pilot pressure oil passage 30b. The first spool 34 and the second spool 35 are biased by the spring force of the spring 33 and move toward the third spool 36 side. When the movement of the spools (34, 35) is completed, the end of the other end of the second spool 35 comes into contact with the third spool 36 by the spring force of the spring 33, and the end of the other end of the first spool 34 is reached. The state in which the portion is in contact with the second spool 35 is maintained. And the state switching valve 16 will be in the state switched to all the actuator control positions 25c.

一方、状態切替弁１６が第１アクチュエータ制御位置２５ａ、第２アクチュエータ制御位置２５ｂ、及び全アクチュエータ制御位置２５ｃのいずれかの位置である状態で、機体側油圧源１０１の機能の低下又は喪失が発生すると、第１乃至第３パイロット圧室（２９ａ、２９ｂ、２９ｃ）のいずれに対してもパイロット圧油が供給されない状態となる。この場合、状態切替弁１６の状態が、図６に示す状態に移行することになる。 On the other hand, when the state switching valve 16 is in any one of the first actuator control position 25a, the second actuator control position 25b, and the all actuator control position 25c, the function of the airframe side hydraulic power source 101 is reduced or lost. Then, the pilot pressure oil is not supplied to any of the first to third pilot pressure chambers (29a, 29b, 29c). In this case, the state of the state switching valve 16 shifts to the state shown in FIG.

即ち、第１乃至第３パイロット圧室（２９ａ、２９ｂ、２９ｃ）の全てからパイロット圧油が排出された状態となる。そして、第１乃至第３スプール（３４、３５、３６）が、バネ３３のバネ力によって付勢されて、第３パイロット圧室２９ｃ側に向かって移動する。このスプール（３４、３５、３６）の移動が完了すると、バネ３３のバネ力によって、第３スプール３６の他端側の端部がスリーブ３２の内壁に当接し、第２スプール３５の他端側の端部が第３スプール３６に当接し、第１スプール３４の他端側の端部が第２スプール３５に当接した状態が維持されることになる。そして、状態切替弁１６が全遮断位置２５ｄに切り替えられた状態となる。 That is, the pilot pressure oil is discharged from all of the first to third pilot pressure chambers (29a, 29b, 29c). The first to third spools (34, 35, 36) are biased by the spring force of the spring 33 and move toward the third pilot pressure chamber 29c. When the movement of the spool (34, 35, 36) is completed, the end of the other end side of the third spool 36 comes into contact with the inner wall of the sleeve 32 by the spring force of the spring 33, and the other end side of the second spool 35 is reached. The end portion of the first spool 34 is in contact with the third spool 36, and the end portion on the other end side of the first spool 34 is in contact with the second spool 35. And the state switching valve 16 will be in the state switched to the all interruption | blocking position 25d.

以上説明した本実施形態によると、航空機用アクチュエータ制御装置１において、ピストン１７及びシリンダ１９がそれぞれ設けられて舵面１００をそれぞれ駆動する複数の油圧作動式のアクチュエータ（１１、１２、１３）が設けられる。このため、各アクチュエータ（１１、１２、１３）におけるシリンダ１９の径方向寸法及び軸方向寸法の小型化を容易に図ることができる一方で、航空機用アクチュエータ制御装置１全体として高出力の仕様を容易に実現することができる。よって、薄翼化が図られた翼の内部に設置可能なように、高出力の航空機用アクチュエータ制御装置１におけるシリンダ１９の径方向寸法及び軸方向寸法の小型化を図ることができる。また、アクチュエータ（１１、１２、１３）が複数設けられているため、航空機用アクチュエータ制御装置１において冗長化も図られることになり、舵面駆動の信頼性も容易に確保することができる。 According to the present embodiment described above, in the aircraft actuator control apparatus 1, the plurality of hydraulically operated actuators (11, 12, 13) that are provided with the piston 17 and the cylinder 19 and respectively drive the control surface 100 are provided. It is done. For this reason, while it is possible to easily reduce the radial dimension and axial dimension of the cylinder 19 in each actuator (11, 12, 13), the aircraft actuator control device 1 as a whole can easily achieve high output specifications. Can be realized. Therefore, the radial dimension and the axial dimension of the cylinder 19 in the high-power aircraft actuator control device 1 can be reduced so that the thin blade can be installed inside the wing. Further, since a plurality of actuators (11, 12, 13) are provided, redundancy is achieved in the aircraft actuator control apparatus 1, and the reliability of the control surface drive can be easily ensured.

また、航空機用アクチュエータ制御装置１においては、制御弁１５と複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）との間に、複数のアクチュエータ（１１、１２、１３）の作動状態を切り替える状態切替弁１６が設けられている。そして、状態切替弁１６は、一部のアクチュエータのみを制御弁１５に連通させる位置と、全てのアクチュエータ（１１、１２、１３）を制御弁１５に連通させる位置との間で位置を切替可能に設けられている。このため、状態切替弁１６の位置が切り替えられることで、舵面１００を駆動する駆動力を出力するアクチュエータの数が変更されることになる。よって、舵面１００に作用する負荷に対応して、即ち、航空機用アクチュエータ制御装置１において必要となる出力に応じて、容易に出力が調整されることになる。これにより、本実施形態では、シリンダ１９の径方向寸法及び軸方向寸法の小型化が図られた高出力の航空機用アクチュエータ制御装置１において、更に、航空機の飛行状態に応じて出力を容易に変化させることが可能となる。
In the aircraft actuator control apparatus 1, the state switching valve 16 that switches the operation state of the plurality of actuators (11, 12, 13) is provided between the control valve 15 and the plurality of actuators (11, 12, 13). Is provided. The state switching valve 16 can be switched between a position where only some actuators communicate with the control valve 15 and a position where all actuators (11, 12, 13) communicate with the control valve 15. Is provided. For this reason, the number of actuators that output the driving force for driving the control surface 100 is changed by switching the position of the state switching valve 16. Therefore, the output is easily adjusted according to the load acting on the control surface 100, that is, according to the output required in the aircraft actuator control apparatus 1. Thereby, in the present embodiment, in the high-power aircraft actuator control device 1 in which the radial dimension and the axial dimension of the cylinder 19 are reduced, the output is easily changed according to the flight state of the aircraft. It becomes possible to make it.

尚、前述のように、状態切替弁１６は、コントローラ１０６によって駆動される電磁弁（２７、２８）の作動に基づいて、第１アクチュエータ制御位置２５ａ、第２アクチュエータ制御位置２５ｂ、及び全アクチュエータ制御位置２５ｃの間での位置の切替動作が行われる。そして、コントローラ１０６は、圧力センサ２１からの圧力検出信号に基づいて、舵面１００に作用している負荷を検知し、この負荷に応じて、状態切替弁１６の位置の切替動作を制御するように構成されている。これにより、航空機の飛行中に舵面に作用する空力抵抗の変化に応じて、状態切替弁１６の位置の切替動作が制御されることになる。また、コントローラ１０６は、航空機が離陸動作時又は着陸動作時である場合とそうでない場合とで、状態切替弁１６の位置の切替動作を制御するように構成されていてもよい。 As described above, the state switching valve 16 controls the first actuator control position 25a, the second actuator control position 25b, and the total actuator control based on the operation of the electromagnetic valves (27, 28) driven by the controller 106. A position switching operation between the positions 25c is performed. Then, the controller 106 detects the load acting on the control surface 100 based on the pressure detection signal from the pressure sensor 21, and controls the switching operation of the position of the state switching valve 16 according to this load. It is configured. Thereby, the switching operation of the position of the state switching valve 16 is controlled according to the change of the aerodynamic resistance acting on the control surface during the flight of the aircraft. Further, the controller 106 may be configured to control the switching operation of the position of the state switching valve 16 depending on whether the aircraft is in the takeoff operation or the landing operation or not.

従って、本実施形態によると、薄翼化が図られた翼の内部に設置可能なように高出力の航空機用アクチュエータ制御装置１におけるシリンダ１９の径方向寸法及び軸方向寸法を小型化でき、舵面駆動の信頼性も容易に確保でき、更に、航空機の飛行状態に応じて出力を容易に変化させることができる、航空機用アクチュエータ制御装置１を提供することができる。
Therefore, according to the present embodiment, the radial dimension and the axial dimension of the cylinder 19 in the high-power aircraft actuator control device 1 can be reduced so that it can be installed inside the thin wing. It is possible to provide the aircraft actuator control apparatus 1 that can easily ensure the reliability of the surface drive and can easily change the output according to the flight state of the aircraft.

また、航空機用アクチュエータ制御装置１によると、一部アクチュエータ制御位置として、制御弁１５に連通させるアクチュエータを１つずつ増加又は減少させるように切替可能な複数の位置（２５ａ、２５ｂ）が設けられる。このため、航空機の飛行状態に応じて航空機用アクチュエータ制御装置１の出力をより細分化して段階的に調整することができる。 Further, according to the aircraft actuator control apparatus 1, a plurality of positions (25a, 25b) that can be switched so as to increase or decrease the actuators that communicate with the control valve 15 one by one are provided as partial actuator control positions. For this reason, according to the flight state of an aircraft, the output of the aircraft actuator control apparatus 1 can be further subdivided and adjusted in steps.

また、航空機用アクチュエータ制御装置１によると、状態切替弁１６が、全てのアクチュエータ（１１、１２、１３）と制御弁１５との間を遮断する全遮断位置２５ｄにも切替可能に設けられる。そして、本実施形態では、全遮断位置２５ｄとして、全てのアクチュエータ（１１、１２、１３）における一対の油室（１９ａ、１９ｂ）をオリフィス（２６ｄ、２６ｅ、２６ｆ）を介して連通させてダンピング機能（減衰機能）を発揮させる位置が設けられている。このような全遮断位置２５ｄが設けられることにより、出力の大きさを段階的に変化させる作動形態に加え、航空機用アクチュエータ制御装置１に圧油を供給する機能の低下又は喪失が発生した場合に対応して、航空機用アクチュエータ制御装置１の作動形態を更に変化させることができる。 Further, according to the aircraft actuator control apparatus 1, the state switching valve 16 is also provided so as to be switchable to the entire blocking position 25 d that blocks all the actuators (11, 12, 13) and the control valve 15. In the present embodiment, the damping function is achieved by communicating the pair of oil chambers (19a, 19b) in all the actuators (11, 12, 13) via the orifices (26d, 26e, 26f) as the total cutoff position 25d. A position to exert (attenuation function) is provided. By providing such a total cut-off position 25d, in addition to the operation mode in which the magnitude of the output is changed stepwise, when the function of supplying pressure oil to the aircraft actuator control device 1 is reduced or lost. Correspondingly, the operation mode of the aircraft actuator control apparatus 1 can be further changed.

尚、本実施形態においては、１つの舵面１００を駆動するために複数の航空機用アクチュエータ制御装置１が設置される。このため、１つの航空機用アクチュエータ制御装置１の状態切替弁１６が全遮断位置２５ｄに切り替えられると、その切替動作が行われた航空機用アクチュエータ制御装置１における各アクチュエータ（１１、１２、１３）は、他の航空機用アクチュエータ制御装置１によって駆動される舵面１００の動作に応じて、追従するように作動することになる。 In the present embodiment, a plurality of aircraft actuator control devices 1 are installed to drive one control surface 100. For this reason, when the state switching valve 16 of one aircraft actuator control device 1 is switched to the total cut-off position 25d, each actuator (11, 12, 13) in the aircraft actuator control device 1 in which the switching operation is performed is performed. In response to the operation of the control surface 100 driven by the other aircraft actuator control device 1, the operation is performed so as to follow.

また、舵面１００の剛性と舵面１００に作用する空力抵抗との関係によっては、舵面１００の動作時において舵面１００の脈動が生じる虞がある。このような場合には、本実施形態のように１つの舵面１００を駆動するために複数の航空機用アクチュエータ制御装置１が設置される場合、いずれかの航空機用アクチュエータ制御装置１の状態切替弁１６を全遮断位置２５ｄに切り替えることで、ダンピング機能により、舵面１００の脈動を抑制することができる。 Further, depending on the relationship between the rigidity of the control surface 100 and the aerodynamic resistance acting on the control surface 100, pulsation of the control surface 100 may occur during operation of the control surface 100. In such a case, when a plurality of aircraft actuator control devices 1 are installed to drive one control surface 100 as in this embodiment, the state switching valve of any aircraft actuator control device 1 is installed. By switching 16 to the total cutoff position 25d, the pulsation of the control surface 100 can be suppressed by the damping function.

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、次のように変更して実施してもよい。 The embodiments of the present invention have been described above. However, the present invention is not limited to the above-described embodiments, and various modifications can be made as long as they are described in the claims. For example, the following modifications may be made.

（１）前述の実施形態では、複数のアクチュエータとして３つのアクチュエータが備え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。例えば、複数のアクチュエータとして４つ以上のアクチュエータが備えられる形態の航空機用アクチュエータ制御装置を実施してもよい。 (1) In the above-described embodiment, an example in which three actuators are provided as a plurality of actuators has been described as an example, but this need not be the case. For example, an aircraft actuator control apparatus in which four or more actuators are provided as a plurality of actuators may be implemented.

（２）前述の実施形態では、制御機構において、状態切替弁が１つ設けられた形態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、１つの制御機構において、それぞれ複数のアクチュエータの作動状態を切り替える状態切替弁が、複数設けられた形態の航空機用アクチュエータ制御装置を実施してもよい。 (2) In the above-described embodiment, an example in which one state switching valve is provided in the control mechanism has been described. However, this need not be the case. For example, in one control mechanism, an aircraft actuator control apparatus may be implemented in which a plurality of state switching valves for switching the operation states of a plurality of actuators are provided.

（３）前述の実施形態では、状態切替弁に全遮断位置が設けられた形態を例にとって説明したが、この通りでなくてもよく、全遮断位置が設けられていない状態切替弁を備える航空機用アクチュエータ制御装置を実施してもよい。 (3) In the above-described embodiment, an example in which the state switching valve is provided with the total cutoff position has been described as an example, but this need not be the case, and an aircraft including a state switching valve that is not provided with the total cutoff position. An actuator control device may be implemented.

（４）また、前述の実施形態では、全てのアクチュエータにおける一対の油室をオリフィスを介して連通させてダンピング機能を発揮させる全遮断位置が設けられた状態切替弁を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。全てのアクチュエータの作動を停止させる全遮断位置、又は、全てのアクチュエータにおける一対の油室をバイパスさせる全遮断位置が設けられた状態切替弁を備える航空機用アクチュエータ制御装置を実施してもよい。 (4) In the above-described embodiment, the state switching valve provided with all the shut-off positions for communicating the pair of oil chambers in all the actuators through the orifices to exhibit the damping function has been described as an example. It may not be the street. You may implement the aircraft actuator control apparatus provided with the state switching valve in which all the interruption | blocking positions which stop the action | operation of all the actuators, or all the interruption | blocking positions which bypass a pair of oil chamber in all the actuators were provided.

（５）前述の実施形態では、コントローラが、各アクチュエータの圧力センサからの圧力検出信号に基づいて、舵面に作用している負荷を検知し、この負荷に応じて、状態切替弁の位置の切替動作を制御するように構成される形態を例にとって説明したが、この例に限られなくてもよい。例えば、オイルシールの破損等による油漏れといった故障が発生したアクチュエータが切り離されるように、即ち、故障したアクチュエータを制御弁に連通させずこの故障したアクチュエータによる舵面の駆動が行われないように、状態切替弁の位置の切替動作が制御されてもよい。この場合、状態切替弁は、個々のアクチュエータを選択して制御弁に連通させる複数の位置が設けられるように構成される。また、オイルシールの破損等による油漏れについては、例えば、各アクチュエータの圧力センサからの圧力検出信号に基づいて、コントローラにて判断される。 (5) In the above-described embodiment, the controller detects the load acting on the control surface based on the pressure detection signal from the pressure sensor of each actuator, and the position of the state switching valve is determined according to this load. The embodiment configured to control the switching operation has been described as an example, but the present invention is not limited to this example. For example, the actuator that has failed such as oil leakage due to oil seal breakage is disconnected, that is, the control surface is not driven by the failed actuator without connecting the failed actuator to the control valve. The switching operation of the position of the state switching valve may be controlled. In this case, the state switching valve is configured to be provided with a plurality of positions for selecting individual actuators to communicate with the control valve. In addition, oil leakage due to an oil seal breakage or the like is determined by a controller based on, for example, a pressure detection signal from a pressure sensor of each actuator.

本発明は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式の航空機用アクチュエータ制御装置として、広く適用することができるものである。 The present invention can be widely applied as a hydraulically operated aircraft actuator control device that drives a control surface of an aircraft.

１航空機用アクチュエータ制御装置
１１第１アクチュエータ（アクチュエータ）
１２第２アクチュエータ（アクチュエータ）
１３第３アクチュエータ（アクチュエータ）
１４制御機構
１５制御弁
１６状態切替弁
１７ピストン
１９シリンダ
２５ａ第１アクチュエータ制御位置（第１の状態の位置）
２５ｂ第２アクチュエータ制御位置（第１の状態の位置）
２５ｃ全アクチュエータ制御位置（第２の状態の位置）
１００舵面 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Aircraft actuator control apparatus 11 1st actuator (actuator)
12 Second actuator (actuator)
13 Third actuator (actuator)
14 control mechanism 15 control valve 16 state switching valve 17 piston 19 cylinder 25a first actuator control position (position in the first state )
25b Second actuator control position (position in the first state )
25c All actuator control positions ( positions in the second state)
100 Control surface

Claims

A hydraulically operated aircraft actuator control device comprising a control valve for controlling a plurality of actuators for driving a control surface of an aircraft,
A first state in which only some of the plurality of actuators communicate with the control valve;
A second state in which all of the plurality of actuators communicate with the control valve;
Equipped with a state switching valve to switch to
The aircraft actuator control apparatus, wherein the control valve and the state switching valve are provided separately .

The aircraft actuator control device according to claim 1,
The control valve controls three or more actuators,
In the first state, the aircraft actuator control device can be sequentially switched so that the actuators communicated with the control valve are increased or decreased one by one.

The aircraft actuator control device according to claim 1 or 2, wherein
The control valve controls the first actuator, the second actuator, and the third actuator as the actuator,
In the first state, only the first actuator communicates with the control valve, or only the first actuator and the second actuator communicate with the control valve,
The aircraft state actuator control device, wherein the state switching valve is provided so as to be able to switch between all of the plurality of actuators and the control valve.