JP5897800B2 - 航空機用飛行制御システム - Google Patents

Description

本発明は、航空機用の飛行制御システムに関し、より詳しくはプライマリ飛行制御に関する。

最新の航空機は、操縦構成要素（制御スティック、方向舵バー等）への機械的作用及び／又は自動操縦からの情報をアナログ信号に変換し、これらの信号を操縦面を操作するアクチュエータに送信して航空機の回転をその３軸を中心に制御可能にした飛行制御システムを有している。

現在、航空分野で最も広く利用されているアクチュエータは油圧サーバ制御“Ｓ／Ｃ”である。油圧サーボ制御は飛行機の油圧ラックからパイプを経て飛行機の油圧システムに接続されたアクチュエータである。アクチュエータは、飛行機の油圧ポンプにより供給される油圧を操縦面（例えば補助翼、昇降舵、方向舵又はエアブレーキ等）に接続されたアクチュエータのロッドを動かすために供給するサーボ弁を備える。

飛行機の油圧システムは、アナログ電気信号により制御される複数の油圧アクチュエータを給圧する、貯蔵部、ポンプ、フィルタ、高圧及び低圧マニホルド等を備えるいくつかの油圧回路を備えることができる。

前記油圧回路は原動機の各々に使用可能なアクセサリボックス（減速ボックス）に直接接続された油圧機械式 “ＥＤＰ”（エンジン駆動ポンプ）により、又は“ＥＭＰ”（電動機ポンプ）により給圧することができる。

“ＥＢＨＡ”（電気バックアップ油圧アクチュエータ）型及び”ＥＨＡ”（電気静油圧アクチュエータ）型の電気油圧式アクチュエータは最新世代の航空機に見られる。

ＥＢＨＡは電気及び油圧動力を用いるハイブリッドアクチュエータである。これはメイン油圧回路の損失の場合にアクチュエータに油圧を供給することを可能にするローカル電気ポンプが付加された油圧サーボ制御である。これは飛行機の油圧システムと電気システムの両方に接続される。メイン動力源は油圧システムにより与えられる。油圧システムの欠陥の場合に、アクチュエータの給圧及び制御のためにローカル電気ポンプが電気信号によりスイッチオンされる。

電気油圧式アクチュエータＥＨＡは飛行機の電気回路網に接続され、油圧システムに接続されない。これは貯蔵部及び自立した電気油圧式ポンプによって自前の油圧を発生し、作動ロッドを動かすために必要な油圧動力を発生する。

現在の飛行機の飛行制御アーキテクチャはいくつかの油圧回路を備える。

図１１は、Ａ３２０型の飛行機に使用されているアーキテクチャを示し、このアーキテクチャは飛行機の２つの独立の原動機１６１０，１６２０により給圧される３つの油圧回路１６０１，１６０２，１６０３を備え、３Ｈと呼ばれている。各回路は作動油の貯蔵部、一つ以上のポンプ及び個々のアクチュエータに接続された油圧配管（図示せず）を備える。２つの油圧回路１６０２，１６０１はＥＤＰにより給圧され、第３の回路１６０３はＥＭＰにより給圧される。

もっと具体的にいうと、第１の原動機１６１０から第１の油圧機械式ＥＤＰ１６１１によって動力が取り出され、この動力は第１の回路１６０１の作動油の加圧を保証する。

同様に、第２の原動機１６２０から第２の油圧機械式ＥＤＰ１６２１によって動力が取り出され、この動力は第２の回路１６０２の作動油の加圧を保証する。第２の回路１６０２は電気機械式ＥＭＰ１６２２により給圧することもでき、これは原動機が停止する地上で、例えば荷物室のドアを開けるために、第２の油圧機械式ポンプ１６２１の代わりに、第２の回路１６０２の作動油の加圧を保証する。

更に、第１の原動機１６１０及び／又は第２の原動機１６２０から、電気バーを介して電気機械式ポンプ１６１３又は１６２３を給電する発電機によって動力が取り出され、この動力は第３の回路１６０３の作動油の加圧を保証する。第３の回路はバックアップ風力圧電気ＲＡＴ１６３３により加圧することもできる。

翼１１００，１２００も、水平尾翼１３００，１４００及び垂直尾翼１５００を備える尾翼も、この図に示されている。

プライマリ飛行制御システムは、２つの補助翼１１１１，１２１１と、翼上の１０個のエアブレーキ１１２１〜１２２５と、水平尾翼内の２つの昇降舵（又は高度制御部）と、垂直尾翼内の方向舵（又はフィン）とから構成される。

操縦面は異なる油圧回路１６０１，１６０２及び１６０３に接続された油圧アクチュエータ（図示せず）により制御される。特に、補助翼１１１１，１２１１及び昇降舵１３３１，１４３１の各々は２つの油圧アクチュエータにより制御される。方向舵１５４１は３つのアクチュエータにより制御される。１０個のエアブレーキ１１２１−１２２５の各々は単一の油圧アクチュエータにより制御される。

別のアーキテクチャ（図示せず）はＡ３８０型の飛行機に関係し、このアーキテクチャは４つの原動機と、各原動機につき一つのＥＤＰと、２つの油圧回路、即ち各回路につき２つのＥＤＰとを備え、各回路につき２つのＥＭＰが付加される。２つの電気回路がこれらのアクチュエータの電源を完成する。

このサイズの航空機は多数の操縦面を必要とする。それ故、Ａ３８０型飛行機は１６個の補助翼、１６個のエアブレーキ、４個の高度制御部及び２個のフィンを備える。

これらの型の飛行機はＳ／Ｃ型、ＥＨＡ型又はＥＢＨＡ型の油圧アクチュエータを使用する。これらの油圧アクチュエータはすべて油圧ジャッキを備え、飛行機の最小の操縦面から最大の操縦面を容易に動かすことができる。チャンバ内の滑らかなピストンの摺動（プッシュ／プル）に基づくそれらの動作原理によってこれらのアクチュエータは本質的に固着（binding）を生じにくい。換言すれば、それらの固着の確率は１飛行時間あたり１０^−９よりはるかに低く、航空安全性からみて殆ど起り得ない。これは、所定の操縦面の固着の長期化は航空安全上壊滅的事態とみなされるため、極めて重要である。換言すれば、このような事態の確率は１飛行時間あたり１０^−９より低くしなければならず、これは油圧アクチュエータを使用する場合に常である。

しかし、油圧発生構成要素（ポンプ、貯蔵部、マニホルド、吸い込みライン、加圧ライン、コネクタ等）は飛行機の全体的な質量バランスに重要な影響を与える。

加えて、飛行機への油圧管の設置は、順守しなければならない接合部の精密な位置合わせ、他のシステムに関して順守しなければならないレイアウト規則及び実行しなければならない機密性試験評価のために、デリケートで費用のかかる仕事である。

更に、油圧回路の動作を必要とする油圧システムのメインテナンスは、長期の動作を必要とし、従って飛行機の長期の固定化を必要とするとともに、オープン回路を絶縁すること、他のシステムを作動油との接触から保護すること、介入後に再加圧及びパージすること及び機密性検査のための試験を実行することを必要とするために費用がかかる。

現在では、それらの動力源として電源のみを必要とする完全に油圧フリーの電気機械式アクチュエータＥＭＡが存在する。ＥＭＡは特にボール又はローラねじを備えるリニア型のもの又は減速ギア及びベアリングを備える回転型のものとすることができる。

それにもかかわらず、ＥＭＡアクチュエータは１飛行時間あたり１０^−９より大きな確率で固着し得る。その理由は、今日まで、ＥＭＡアクチュエータは多数のエアブレーキを備える所定の型の飛行機のいくつかのエアブレーキに設置されているだけであったためである。例えば、ボーイングＢ７８７は翼内の７対のエアブレーキのうちの２対に対してのみＥＭＡが設置されていた。

本発明の目的は、上述した欠点を解消し、特に複雑な設置を必要とせず、また長期の制限的で費用のかかるメインテナンス処理を必要としない、高信頼性でロバストで簡単な飛行制御システムを提案することにある。

本発明は、操縦面と、飛行機のロール、ヨー、ピッチ及び空力制動の飛行機能を制御する、前記操縦面と関連するアクチュエータとを備える、飛行機用の飛行制御システムにおいて、前記飛行機能の少なくとも一つを制御する前記アクチュエータの全てが電気機械式アクチュエータであり、前記電気機械式アクチュエータと関連する前記操縦面の一部分が分割された操縦面であり、前記分割された操縦面の各々が少なくとも２つの独立した表面からなり、１つの前記電気機械式アクチュエータが固着して関連する前記操縦面の１つの前記独立した表面が固着した場合に、関連する前記操縦面の残りの機能的な前記独立した表面が固着した前記独立した表面とは別に制御可能であり続け、該残りの独立した表面が固着した前記独立した表面の効果に対抗するのみならず飛行機を制御し続けることを特徴とする飛行制御システムとして特定される。

前記分割された操縦面の一部分は、分割された昇降舵及び／又は分割された方向舵及び／又は分割された補助翼を含むことができる。分割された昇降舵の各々は２つの独立した昇降舵表面からなるものとし得る。分割された方向舵の各々は２つの独立した方向舵表面からなるものとし得る。分割された補助翼の各々は２つの独立した補助翼表面からなるものとし得る。

変形例においては、前記分割された操縦面の一部分は分割された昇降舵及び／又は方向舵及び／又は補助翼の各々は３つの独立した表面からなるものとし得る。

前記分割された操縦面の独立した表面の各々は少なくとも１つの電気機械式アクチュエータにより制御するのが有利である。

特に、前記分割された操縦面の独立した表面の各々は同時に機能する少なくとも２つの電気機械式アクチュエータにより制御するのが有利である。

本発明の特定の実施例においては、少なくとも１つのグループの前記分割された操縦面の独立した表面の各々は単一の電気機械式アクチュエータにより制御され、前記分割された操縦面のグループに属する少なくとも１つの独立した表面がバランシング手段を備える。

飛行機の空力制動機能を制御するエアブレーキ操縦面に属する各操縦面は単一の電気機械式アクチュエータにより制御することができる。

前記電気機械式アクチュエータは不可逆伝動に従って構成され、前記電気機械式アクチュエータの不可逆性は回転運動を平行移動に変換する装置により保証されるようにするのが有利である。

変形例においては、飛行機の空力制動機能を制御するエアブレーキ操縦面に属する各操縦面は少なくとも２つの電気機械式アクチュエータにより制御することができる。

前記飛行機能の少なくとも２つを制御する操縦面と関連する電気機械式アクチュエータはすべて同一にするが有利である。

本発明は、上述した特徴のいずれかに基づく飛行制御システムが設けられた飛行機にも関する。

図１は本発明によるプライマリ飛行制御システムの一部分を示す。 図２Ａ〜図２Ｃは本発明による分割された操縦面を示す。 図３Ａ〜図３Ｄは本発明による分割された操縦面を示す。 図４Ａ〜図４Ｄは本発明によるＥＭＡアクチュエータの配分及びディメンショニングの種々の実施例を示す。 図５Ａ〜図５Ｃは本発明によるＥＭＡアクチュエータの分割及び配分の種々の実施例を示す。 図６Ａ〜図６Ｂは本発明によるＥＭＡアクチュエータの分割及び配分の種々の実施例を示す。 図７Ａ〜図７Ｂは本発明によるＥＭＡアクチュエータの分割及び配分の種々の実施例を示す。 図８Ａ〜図８Ｂは本発明によるＥＭＡアクチュエータの分割及び配分の種々の実施例を示す。 図９は中距離型の通常の飛行機における本発明による飛行制御アーキテクチャの一実施例を示す。 図９の実施例における電気回路によるアクチュエータの配分を示す。 図１１は従来既知のプライマリ飛行制御システムのアーキテクチャを示す。

本発明の基本的着想は、飛行機の規定された関連ゾーンにグループ化したアクチュエータ間の相乗効果のおかげ及び適切な場合には飛行操縦面の特定の構成のおかげで、飛行機のプライマリ飛行制御システムにもっと多くのＥＭＡ（電気機械式アクチュエータ）を使用することにある。

飛行機のプライマリ飛行制御システムは、ロール、ヨー、ピッチ及び空気力学制動の飛行機能を制御するために、操縦面と、操縦面と関連するアクチュエータとを備える。

本発明によれば、ロール、ヨー、ピッチ及び空気力学制動の飛行機能のうちの少なくとも一つの飛行機能を制御する操縦面と関連するアクチュエータの全てを電気機械式アクチュエータＥＭＡとする。

電気機械式アクチュエータは、問題の機能と関連するアクチュエータに関連する油圧手段の少なくとも一部分を除去することによって航空機を一層電動化することができる。各飛行機能は航空機の関連するゾーンで達成され、これはこのゾーン内の油圧分配路の少なくとも一部分を除去することを可能にし、同時に油圧動力を発生する部分の寸法を減少することを可能にすることに留意されたい。これは飛行機の重量を減少し、メインテナンスを容易にし、コストを低減することを可能にする。必要に応じ、これは少なくとも一つの飛行機能に対して電気機械式アクチュエータを個別参照することを可能にする。加えて、電気機械式アクチュエータは電気静油圧アクチュエータ（ＥＨＡ）及び電気バックアップ油圧アクチュエータ（ＥＢＨＡ）より信頼できる。なぜなら、電気機械式アクチュエータはより少数の機械的部分を備え、いかなる油圧部分も含まないためである。

２つ、３つ又は４つの飛行機能の任意の組み合わせを電気機械式アクチュエータにより達成することもできる。

図１は、特にロール及び空気力学制動の飛行機能に関する本発明の一つの実施例によるプライマリ飛行制御システムの一部分を示す。

左翼１００及び右翼２００がこの図に示されている。左翼１００は、左補助翼１１１及び５つの左エアブレーキ１２１−１２５を備え、右翼２００は右補助翼２１１及び５つの右エアブレーキ２２１−２２５を備える。補助翼１１１，２１１及び／又はエアブレーキ１２１−１２５，２２１−２２５の各々は少なくとも一つの電気機械式アクチュエータ１１１a1、１１１a2、２１１a1、２１１a2、及び１２１a−２２５aにより制御される。

１つのＥＭＡアクチュエータの固着の確率は１飛行時間あたり１０^−７又は１０^−８程度であり、従って２つの独立のアクチュエータ（換言すれば２つの独立の操縦面）が同時に固着する確率は１飛行時間あたり１０^−９よりはるかに低くなり、殆ど起こりえない。

更に、一つの補助翼の固着の結果は飛行機の安全性に対して許容可能なままとなる。なぜなら、固着補助翼の長期化は、依然として使用可能な他の補助翼及び適切な場合にはエアブレーキのおかげで補うことができ、必要な権限をロール軸に維持することができるためである。

更に、エアブレーキの固着の結果は軽微なままであり、依然として使用可能な他のエアブレーキにより容易に補うことができる。

従って、図１の実施例は、空気力学制動機能及び／又はロール飛行機能をＥＭＡアクチュエータにより保証することができ、翼１００及び２００の中央部及び／又は端部の油圧部分を除去することが可能になる。有利には、両機能がＥＭＡアクチュエータにより保証される場合には、飛行機の翼１００及び２００から全油圧部分を除去することができる。

飛行機の電力需要は増え続けているため、オンボード発電機はますます多くなり、パワフルになっている。加えて、異種発電機の導入により電気を信頼できる電源として想定できる。最後に、油圧回路により課される制約（流体の存在に起因する重量、維持の困難性など）により油圧回路を電気回路と置き換えることが促されている。

従って、油圧アクチュエータの置換のためにＥＭＡアクチュエータの使用を一般化するのが極めて有利である。それにもかかわらず、ＥＭＡアクチュエータは油圧対応物よりも高い固着感受性を有する。

ＥＭＡアクチュエータのこの固着の問題を解決するために、本発明はプライマリ飛行制御システムの操縦面の少なくとも一部分を分割することを提案する。もっと詳しく言うと、本発明は、電気機械式アクチュエータと関連する操縦面の少なくとも一部分を分割された操縦面とし、分割された操縦面の各々を少なくとも２つの独立した高速表面で構成することを提案する。

操縦面を分割すると、アクチュエータの固着の場合に、固着表面により誘起される応力に対抗するのみならず飛行機を制御し続けるのに十分機能的な高速表面を得ることができる。加えて、各々の独立した表面のサイズの縮小が与えられると、これらの表面の一つの固着はワンピース操縦面の固着よりも小さい空力抵抗のペナルティを生じる。更に、操縦面の独立した表面への分割はアクチュエータの動力を減少させること、従って航空機又は飛行機の尾翼及び翼内に容易に組み込むことができる小型のアクチュエータを使用することを可能にする。

図２Ａ〜図３Ｄに示す実施例は、分割された操縦面の部分は分割された補助翼及び／又は分割された昇降舵及び／又は分割された方向舵を含むことを示している。

図２Ａの実施例は、各補助翼を２つの独立した表面に分割できることを示す。もっと詳しくいうと、この図は、左補助翼１１１は２つの独立した表面１１３及び１１４からなり、右補助翼２１１は２つの独立した表面２１３及び２１４からなることを示している。

変形例によれば、図２Ｂは、左及び右補助翼１１１及び２１１の各々は３つの独立した表面（それぞれ１１３−１１５及び２１３−２１５）に分割できることを示している。

従って、補助翼１１１，２１１を独立した表面１１３−２１５に分割することによって、対応する油圧部分を除去しながらこれらの表面の一つの固着の結果を軽減することができる。

図２Ｃは、それにもかかわらず、各補助翼１１１，２１１は分割しないで(図１の例に示されているような)ワンピース形態のままとしてもよいことを示している。

図３Ａは、各昇降舵は２つの独立した表面に分割できることを示している。もっと詳しくいうと、この図は、尾翼の水平尾翼の左側部分３００及び右側部分４００が左昇降舵３１及び右昇降舵４３１を備えることを示している。左昇降舵３３１は２つの独立した昇降舵表面３３３及び３３４からなる。同様に、右昇降舵４３１は２つの独立した昇降舵表面４３３及び４３４からなる。

変形例によれば、図３Ｂは、昇降舵３３１及び４３１の各々は３つの独立した表面（それぞれ３３３−３３５及び４３３−４３５）に分割できることを示している。

昇降舵３３１，４３１の分割はＥＭＡアクチュエータの使用を可能にし、その結果として尾翼の少なくとも水平尾翼３００，４００から油圧部分を除去することが可能になる。

図３Ｃは、尾翼の垂直尾翼５００は３つの独立した方向舵表面５４３，５４４及び５４５からなる方向舵５４１を備えることを示す。方向舵は等しい性能の３つの独立した表面に分割し、独立した表面の各々を１つ、２つ又はそれより多数のアクチュエータで駆動可能にするのが有利である。

従って、一つの独立した表面（例えば５４３）の固着が飛行機のヨー運動をもたらす。しかし、この軸に対して同じ性能を有する第２の表面（例えば５４５）の位置を反対方向に制御することによってこのヨー運動を打ち消すことができる。

図３Ｄは図３Ｃの変形例を示し、この例では方向舵５４１は２つの独立した方向舵表面５４３及び５４４からなる。このタイプの分割は単発型の飛行機に適応し得る。

方向舵５４１の分割によりＥＭＡの使用が可能になり、その結果として尾翼の垂直尾翼５００から油圧部分を除去することが可能になる。昇降舵３３１，４３１及び方向舵５４１を分割すれば、尾翼全体の油圧部分を除去することができ、有利である。

独立した表面の各々は１つ、２つ又はそれより多数のＥＭＡアクチュエータにより駆動することができ、それらは任意の方法で配分することができる。

一般的に言うと、ワンピース操縦面又は分割された操縦面の独立した表面の各々は少なくとも一つのＥＭＡアクチュエータにより制御される。

もっと具体的に言うと、ワンピース操縦面又は独立した表面の各々は少なくとも２つのＥＭＡにより制御することができ、それらは同時に機能する少なくとも２つのＥＭＡアクチュエータとするのが有利である。これはアクチュエータの容積を低減することを可能にし、従ってそれらを航空機の構造内に組み込むことを容易にすることができる。

図４Ａ−４Ｄは、１つの操縦面又は独立した表面につき２つのＥＭＡアクチュエータを使用する場合におけるアクチュエータの配分及びディメンショニングの種々の実施例を示す。

図４Ａは、ワンピース操縦面６５１を制御する２つのＥＭＡアクチュエータ６５１a1及び６５１a2を使用する第１の実施例であり、２つのＥＭＡアクチュエータ６５１a1及び６５１a2の各々は単独でフルパフォーマンスを保証し得る。従って、一つのアクチュエータ故障は飛行機のパフォーマンスに直ちに影響を与えない。

この第１の実施例によれば、名目上の使用可能パワーは１００％である所要パワーに比較して２００％である。従って、アクチュエータ６５１a2の故障後の使用可能パワーは１００％である。この場合、所要パワーに対するアクチュエータのウェートは２００％であり、従ってこの実施例に対応するアーキテクチャの効率は５０％である。アーキテクチャの効率は、「一つのアクチュエータが故障の場合の使用可能パワー」と「所要パワーに対するアクチュエータのウェート」との比として定義される。

図４Ｂは、名目モードにおいて及び一つのアクチュエータの損失（故障）の場合におけるパフォーマンス低下状態においてフルパフォーマンスを提供するために、同時に機能する小型の２つのＥＭＡアクチュエータを使用する第２の実施例である。

所定の表面を動かすために必要なアクチュエータのパワーは、第１に、この表面の量に比例する。同様に、アクチュエータのウェートはこのアクチュエータのパワーに比例する。従って、同一表面に対する２つのＥＭＡアクチュエータの同時駆動はそれらのパワーを加え合わせることができ、よってそれらのディメンショニングを最適にし、それらのサイズを更に縮小することができる。

実際上、図４Ｂは、２つのＥＭＡアクチュエータ６５１a3及び６５１a4がワンピース操縦面６５１を同時に制御し、２つのＥＭＡアクチュエータ６５１a3及び６５１a4の各々は６６％のパワーを保証することを示している。この第２の実施例によれば、名目上の使用可能パワーは所要パワーに対して１３３％であり、従って一つのアクチュエータ６５１a4の故障の場合における使用可能パワーは６６％である。この場合には、所要パワーに対するアクチュエータのウェートは１３３％であり、従ってこの実施例に対応するアーキテクチャの効率は５０％である。

図４Ｃは、ＥＭＡアクチュエータを同時駆動する利点と操縦面を分割する利点を組み合わせた第３の実施例である。

実際上、操縦面の分割は一つのアクチュエータの故障時に空力性能に殆ど損失を誘起しない。なぜなら、高速表面の大部分が１００％使用可能なままになるためである。これにより、全ての分割表面に対してアクティブ−アクティブモードを提案することによってアクチュエータのパワーを更に最適化することが可能になる。

もっと具体的に言うと、図４Ｃは操縦面６５１を２つの独立した表面６５３及び６５４に分割することを示している。第１の独立した表面６５３は同時に機能する２つのＥＭＡ６５３a5及び６５３a6により制御され、第２の独立した表面６５４は同時に機能する２つのＥＭＡ６５４a5及び６５４a6により制御される。ＥＭＡアクチュエータ６５３a5−６５４a6の各々は３３％のパワーを保証する。

この第３の実施例によれば、名目上の使用可能パワーは、各独立した表面６５３，６５４について、５０％である所要パワーに比較して６６％である。従って、アクチュエータ６５４a6が故障の場合における全表面に対する使用可能パワーは８３％である。この場合には、所要パワーに対するアクチュエータの重みは１３３％であり、従ってこの実施例に対応するアーキテクチャの効率は６２％である。

最後に、図４Ｄは２つの独立した表面６５３及び６５４を備える図４Ｃの変形例である。独立した表面６５３及び６５４の各々は２つのＥＭＡアクチュエータ６５３a7，６５３a8及び６５４a7，６５４a8により同時に制御され、ＥＭＡアクチュエータ６５３a7−６５４a8の各々は２５％のパワーを保証する。この第４の実施例によれば、名目上の使用可能パワーは、各独立した表面６５３，６５４について、５０％である所要パワーに対して５０％である。従って、一つのアクチュエータが故障の場合における全表面に対する使用可能パワーは７５％である。この場合には、所要パワーに対するアクチュエータのウェートは１００％であり、従ってこの実施例に対応するアーキテクチャの効率は７５％である。

これらの種々の実施例をそれぞれ比較してＥＭＡアクチュエータのディメンショニングを最適化することができる。これらの実施例に対して、操縦面の操作のために所要パワーの１００％を使用可能にする必要はないことに留意されたい。１００％より低いパワーを使用可能にすることは操縦面の操作を妨げないで、単にその力が小さくなるだけである。

更に、１つの操縦面又は高速表面につき単一のＥＭＡアクチュエータのみを使用することができる。この第２の解決法は飛行機一機あたりのアクチュエータの数を大幅に減らすことができる利点を有する。

しかし、この場合には、アクチュエータの結合部の破裂の場合にこれらの表面がフラッタしないようにするのが有利である。

この場合には、その振動を収斂させるために、例えば表面の重心をヒンジ上に位置させることによって表面をバランスさせることができる。通常の解決法は、例えばＡＴＲレンジの補助翼、昇降制御部及び方向舵上で延長コードを使用することからなる。

例えば、少なくとも一つのグループの分割された操縦面の独立した表面の各々が単一の電気機械式アクチュエータにより制御される場合には、分割された操縦面のグループに属する少なくとも一つの独立した表面がバランシング手段を備えるようにすることができる。

一般に、最もバランシングを必要とするのは飛行機の胴体から全ての高速表面上の最も遠い位置である。従って、バランシング手段は、飛行機の胴体に対して最も遠くに位置する、分割された操縦面のグループに属する独立した表面の各々に取り付けるのが有利である。

図５Ａ−５Ｂは、プライマリ飛行制御の種々の分割された又は分割されてない操縦面に対するＥＭＡアクチュエータの配分の種々の例を示す種々の実施例である。

図５Ａは、同時に機能する２つのＥＭＡアクチュエータ１１１a1及び１１１a2により駆動されるワンピース左補助翼１１１及び同時に機能する２つのＥＭＡアクチュエータ２１１a1及び２１１a2により駆動されるワンピース右補助翼２１１を示す。

図５Ｂは、２つの独立した表面１１３及び１１４からなる左補助翼１１１及び２つの独立した表面２１３及び２１４からなる右補助翼２１１を示す。独立した表面１１３，１１４，２１３及び２１４の各々は、好ましくはアクティブ−アクティブモードで機能する２つのＥＭＡアクチュエータ１１３a3−１１３a4, １１４a3−１１４a4, ２１３a3−２１３a4及び２１４a3−２１４a4によりそれぞれ駆動される。従って、この構成によれば、４つの独立した補助翼表面に対して８個のＥＭＡアクチュエータが使用される。

図５Ｃは、３つの独立した表面１１３，１１４及び１１５からなる左補助翼１１１及び３つの独立した表面２１３，２１４及び２１５からなる右補助翼２１１を示す。独立表面１１３−２１５の各々は単一のＥＭＡアクチュエータ１１３a5−２１５a5によりそれぞれ駆動される。従って、この構成によれば、４つの独立した補助翼表面に対して８個のＥＭＡアクチュエータが使用される。場合により、最も遠い独立表面１１５及び２１５はそれぞれバランシング手段１１６及び２１６を備える。従って、この構成によれば、６個の独立した補助翼表面に対して６個のＥＭＡアクチュエータが使用されるとともに、２つの外側独立表面に対して２つのバランシング手段が使用される。

図６Ａは、２つの独立した表面３３３及び３３４からなる左昇降舵３３１及び２つの独立した表面４３３及び４３４からなる右昇降舵４３１を示す。独立した表面３３３−４３４の各々は、好ましくはアクティブ−アクティブモードで機能する２つのＥＭＡアクチュエータ３３３a3−３３３a4, ３３４a3−３３４a4, ４３３a3−４３３a4及び４３４a3−４３４a4によりそれぞれ駆動される。従って、この構成によれば、４つの独立した昇降舵表面に対して８個のＥＭＡアクチュエータが使用される。

図６Ｂは、３つの独立した表面３３３，３３４及び３３５からなる左昇降舵３３１及び３つの独立した表面４３３，４３４及び４３５からなる右昇降舵４３１を示す。独立した表面３３３−４３５の各々は、単一のＥＭＡアクチュエータ３３３a3−４３５a3によりそれぞれ駆動される。場合により、最も遠い独立した表面３３５及び４３５はそれぞれバランシング手段３３６及び４３６を備える。従って、この構成によれば、６個の独立した昇降舵表面に対して６個のＥＭＡアクチュエータが使用されるとともに、２つの外側昇降舵表面３３５及び４３５に対して２つのバランシング手段３３６及び４３６が使用される。

図７Ａは、３つの独立した表面５４３，５４４及び５４５に分割された方向舵５４１を示す。独立した表面５４３−５４５の各々は、好ましくはアクティブ−アクティブモードで機能する２つのＥＭＡアクチュエータ５４３a1−５４３a2, ５４４a1−５４４a2及び５４５a1−５４５a2,によりそれぞれ駆動される。従って、この構成によれば、３つの独立した方向舵表面に対して６個のＥＭＡアクチュエータが使用される。

図７Ｂは図７Ａの変形例であり、３つの独立した表面５４３−５４５の各々が単一のＥＭＡアクチュエータ５４３a，５４４a及び５４５ａにより駆動され、胴体から最も遠い独立した表面５４５がバランシング手段５４６を備えることを示す。従って、この構成によれば、３つの独立した方向舵表面に対して３個のＥＭＡアクチュエータが使用され、独立した上部方向舵表面５４５に対してバランシング手段５４６を一つだけ使用すれば十分である。

図７Ａ−７Ｂの構成は図３Ｄに示されるような２つの独立した表面に分割された方向舵に対して使用することもできることに留意されたい。

図８Ａは、左エアブレーキ及び右エアブレーキを示す。この図は、一例として、翼１００及び２００の各々の上にそれぞれ設けられた５つのエアブレーキ１２１−１２５及び２２１−２２５を示す。エアブレーキ１２１−２２５の各々は単一のＥＭＡアクチュエータ１２１a3−２２５a3により駆動される。必要に応じ、各エアブレーキは２つの独立した表面に分割することができる。従って、例えば１つの翼につき１０個の独立エアブレーキ表面を使用することができる。

エアブレーキは、アクチュエータのパワーロスの場合に固定されたままにしなければならない高速表面であることに留意されたい。古典的な解決法はパワーオフブレーキ又はラチェットホイールシステムを使用してなる。

本発明は不可逆伝動に従って構成されたＥＭＡアクチュエータの使用を提案する。ＥＭＡアクチュエータの不可逆性は回転運動を平行移動に変換する装置により保証することができる。この変換装置は非可逆ボールスクリュー又はローラスクリュー又は単純スクリューを備えるものとするし得る。装置の不可逆性は従来のパワーロスブレーキ及びラチェットホイールの除去を可能にする利点を有する。

従って、パワーロスの場合には、不可逆ＥＭＡアクチュエータがエアブレーキを固定されたままに維持することができる。これは変換装置のコスト低減を可能にすると同時に、パワーオフブレーキ又は任意の他の伸張防止機能部の除去を可能にする。

図８Ｂは図８Ａの変形例であり、各エアブレーキ１２１−２２５はそれぞれ２つのＥＭＡアクチュエータ１２１a1−１２１a2〜２２５a1−２２５a2により同時に駆動される。例えば、１つの翼につき８〜２０のエアブレーキを使用することができ、従って１つの翼につき１６〜４０のＥＭＡアクチュエータを使用することができる。

図５Ａ−７Ｂ及び８Ｂの実施例の全てにおいて、ＥＭＡアクチュエータは可逆的アクチュエータである。もっと詳しくいうと、１つのワンピース操縦面又は独立した表面につき少なくとも２つのＥＭＡアクチュエータを使用する実施例では、アクチュエータの１つが故障した場合（固着は除く）、可逆的アクチュエータが操縦面又は独立した表面の運動を許容する。操縦面と関連する種々のアクチュエータは、前記操縦面と関連するアクチュエータの全てのパワーロスの確率が１飛行時間につき１０^−９より低くなるように、少なくとも２つの異種の分離されたエネルギー源によって付勢するのが有利である。図８Ｂの実施例の場合には、これは従来のエネルギーロスブレーキ及びラチェットホイールの除去を可能にする利点をもたらす。

図５Ａ−８Ｂに示す構成の全ての組み合わせが想定されること明らかである。これらの構成は、少なくとも２つの飛行機能を制御する操縦面と関連する電気機械式アクチュエータの全てが同一になるように組み合わせるのが有利である。これは同程度のパワーレベルを必要とする表面の全てに同じ電気機械式アクチュエータを取り付けることを可能にする。

もっと具体的にいうと、図５Ｂ，６Ａ，７Ａ及び８Ｂ（または図５Ｃ，６Ｂ，７Ｂ及び８Ａ）に示される構成の組み合わせは、補助翼１１１，２１１、昇降舵３３１，４３１及び方向舵５４１並びにエアブレーキ１２１−２２５の高速表面の全てに同じＥＭＡアクチュエータを取り付けることを可能にする。このアクチュエータの標準化は、生産量を増大し、開発及びメインテナンスを容易にし、従ってコストの低減を可能にする

加えて、本発明によれば（分割されている又は分割されていない）エアブレーキ１２１−２２５及び補助翼１１１，２１１及び分割された昇降舵３３１，４３１及び方向舵５４１にＥＭＡアクチュエータを用いることによって完全に電動のプライマリ飛行制御システムを得ることができる。

図９は本発明による飛行制御アーキテクチャの一実施例を示し、このシステムは例えば従来の中距離型飛行機に使用できる。このアーキテクチャは、飛行機の２つの独立の原動機６１０及び６２０により付勢される３つの電気回路６０１，６０２及び６０３を備える。

第１及び第２の原動機６１０及び６２０は、それぞれ第１及び第２のＶＦＧ（可変周波数発電機）発電機６１１及び６２１及び第１及び第２のＰＭＧ（永久磁石発電機）発電機６１３及び６２３を駆動する。

第１及び第２の発電機ＶＦＧ６１１及び６２１は可変周波数の電流を第１及び第２の電気回路６０１及び６０２にそれぞれ供給する。

第１及び第２の発電機ＰＭＧ６１３及び６２３は一定周波数の電流を第３の電気回路に供給する。

発電機６１３及び６２３は互いに結合されて第３の回路６０３の給電に使用される。変形例として、第３の回路６０３は発電機６１３及び６２３のいずれかで無差別に給電することができる。

有利には、第３の回路６０３の給電のために、バックアップ風力発電機ＲＡＴを用いることもできる。

この図には、飛行機の翼１００，２００及び尾翼３００，４００及び５００に対するプライマリ飛行制御も示されている。

この特定の実施例によれば、プライマリ飛行制御システムは、左補助翼１１１の２つの独立した表面１１３，１１４、右補助翼２１１の２つの独立した表面２１３，２１４、左昇降舵３３１の２つの独立した表面３３３，３３４、右昇降舵４３１の２つの独立した表面４３３，４３４、及び方向舵５４１の３つの独立した表面５４３，５４４，５４５を備える。

プライマリ飛行制御システムは５つの左エアブレーキ１２１−１２５及び５つの右エアブレーキ２２１−２２５も備える。

３つの電気回路６０１，６０２，６０３の各々は３つの軸における飛行機の操縦の制御を保証するために有利に使用することができる。

例えば、各独立した補助翼表面は第１及び第３の電気回路６０１，６０３又は第２及び第３の電気回路６０１，６０３にそれぞれ接続された２つのアクチュエータにより制御することができる。１０個のエアブレーキ１２１−２２５は第１の電気回路６０１に接続された４個のアクチュエータ、第２の電気回路６０２に接続された他の４個のアクチュエータ及び第３の電気回路６０３に接続された最後の２個のアクチュエータによりそれぞれ制御することができる。２つの第１の独立した昇降舵表面の各々は第１及び第３の電気回路６０１，６０３にそれぞれ接続された２つのアクチュエータにより制御することができ、２つの第２の独立した昇降舵表面の各々は第２及び第３の電気回路６０２，６０３にそれぞれ接続された２つのアクチュエータにより制御することができる。最後に、独立した方向舵表面の各々は第１、第２及び第３の電気回路の３つの異なる組み合わせの２つの電気回路にそれぞれ接続された２つのアクチュエータにより制御することができる。

もっと具体的にいうと、第１の電気回路６０１は、左及び右補助翼の独立した外側表面１１４，２１４とそれぞれ関連する２つのＥＭＡアクチュエータ（換言すればアクチュエータ１１４a1及び２１４a1）、左及び右昇降舵の独立した外側表面３３４，４３４とそれぞれ関連する２つのＥＭＡアクチュエータ（換言すればアクチュエータ３３４a1及び４３４a1）、及び独立した中間及び上部方向舵表面５４４及び５４５とそれぞれ関連する２つのＥＭＡアクチュエータ（換言すれば５４４a1及び５４５a1）のうちの一つを制御するために使用される。第１の電気回路６０１は、２つの左エアブレーキとそれぞれ関連するアクチュエータ１２１a1，１２３a1及び２つの右エアブレーキそれぞれと関連するアクチュエータ２２１a1，２２３a1を制御するためにも使用される。

第２の電気回路６０２は左及び右補助翼の独立した内側表面１１３，２１３とそれぞれ関連する２つのＥＭＡアクチュエータ（換言すればアクチュエータ１１３a2及び２１３a2）、左及び右昇降舵の独立した内側表面３３３，４３３とそれぞれ関連する２つのＥＭＡアクチュエータ（換言すればアクチュエータ３３３a2及び４３３a2）、及び独立した下部及び中間方向舵表面５４３及び５４４とそれぞれ関連する２つのＥＭＡアクチュエータ（換言すれば５４３a2及び５４４a2）のうちの一つを制御するために使用される。第２の電気回路６０２は、２つの左エアブレーキ１２２，１２４及び２つの右エアブレーキ２２２，２２４とそれぞれ関連するアクチュエータ１２２a2，１２４a2，２２２a2及び２２４a2を制御するためにも使用される。

第３の電気回路６０３は左及び右補助翼の独立した内側表面１１３，２１３及び独立した外側表面１１４，２１４とそれぞれ関連する２つのＥＭＡアクチュエータ（換言すればアクチュエータ１１３a3，２１３a3，１１４a3及び２１４a3）、左及び右昇降舵の独立した内側表面３３３，４３３及び独立した外側表面３３４，４３４とそれぞれ関連する２つのＥＭＡアクチュエータ（換言すればアクチュエータ３３３a3，４３３a3，４３３a3及び４３４a3）、及び独立した下部及び上部方向舵表面５４３及び５４５とそれぞれ関連する２つのＥＭＡアクチュエータ（換言すれば５４３a3及び５４５a3）のうちの一つを制御するために使用される。第３の電気回路６０３は、左エアブレーキ１２５及び右エアブレーキ２２５とそれぞれ関連するアクチュエータ１２５a3，２２５a3を制御するためにも使用される。

図１０は、図９の実施例に従う電気回路によるアクチュエータの配分を示し、これらの電気回路は航空機の他の制御を提供することもできる。

この図において、それぞれの行は、補助翼１１３−２１４、エアブレーキ１２１−２２５、昇降舵３３３−４３４、方向舵５４３−５４５、可変水平安定板（ＴＨＳＡ）アクチュエータ７１１，７１２、スラット及びＷＴＢ（ウイングチップブレーキ）７４１，７４３、逆推力装置７５１，７５２、ＭＬＧ（メインランディングギア）７６１，７６２、ＮＬＧ（ノーズランディングギア）及び方位ＮＷＳ（ノーズホイールスティアリング）７７３の制御に対応する。

もっと具体的にいうと、第１の電気回路６０１は、ＴＨＳＡ７１１（左側）、スラット及びＷＴＢ７２１、ブレーキシステム７４１、第１モータ６１０の逆推力装置７５１及びＭＬＧ７６１（左側）に関連するアクチュエータの制御にも使用できる。

第２の電気回路６０２は、ＴＨＳＡ７１２（右側）、スラット及びＷＴＢ７３２、第２モータ６２０の逆推力装置７５２及びＭＬＧ７６２（右側）に関連するアクチュエータの制御にも使用できる。

第３の電気回路６０３は、スラット及びＷＴＢ７２３、スラット及びＷＴＢ７３３、ブレーキシステム７４３及びＮＬＧ及びＮＷＳ７７３に関連するアクチュエータの制御にも使用できる。

本発明は本発明による飛行制御システムが設けられた航空機にも関する。

従って、本発明による飛行制御システムによれば、高信頼度で低コストのＥＭＡアクチュエータを用いて飛行機をより一層電動化することができ、操縦面又は独立表面のサイズを所要のアクチュエータパワーが等しくなるように選択することによりＥＭＡアクチュエータの標準化することができる。この標準化により飛行機の高速表面の全てに同じアクチュエータを取り付けることが可能になる。操縦面の分割によりアクチュエータに対する要求（特に固着、不伸張及びダンピングに関する要求）を軽減でき、飛行機の構造内への組み込みのために小型のアクチュエータを使用することが可能になる。

Claims (14)

1. 操縦面（１１１，２１１，３３１，４３１，５４１，１２１−２２５）と、飛行機のロール、ヨー、ピッチ及び空力制動の飛行機能を制御する、前記操縦面と関連する複数のアクチュエータとを備える、飛行機用の飛行制御システムにおいて、前記飛行機能の少なくとも一つを制御する前記複数のアクチュエータ（１１１a1−２１１a1，１２１a−２２５a）の全てが共通の所定の使用可能パワーを出力する電気機械式アクチュエータであり、前記複数の電気機械式アクチュエータと関連する前記操縦面の一部分が前記電気機械式アクチュエータから前記所定の使用可能パワーを受けることができる分割された操縦面（１１１，２１１，３３１，４３１，５４１）であって、該分割された操縦面は、一つのアクチュエータが故障の場合の使用可能パワーと所要パワーに対するアクチュエータのウェートとの比に対応する効率で制御され、前記分割された操縦面の各々が少なくとも２つの独立した表面（１１３，１１４，．．．，５４５）からなり、１つの前記電気機械式アクチュエータが固着して関連する前記操縦面の１つの前記独立した表面が固着した場合には、固着した該独立した表面は固着した前記電気機械式アクチュエータとは別の電気機械式アクチュエータから前記所定の使用可能パワーを受けて制御され、関連する前記操縦面の残りの機能的な前記独立した表面は、固着した前記独立した表面とは別に、関連する前記電気機械式アクチュエータから前記使用可能パワーを受けて制御可能であり続け、該残りの独立した表面が固着した前記独立した表面の応力による第１の効果に応じた飛行機の運動に対抗するような第２の効果を奏して飛行機を制御し続けることを特徴とする飛行制御システム。
2. 前記分割された操縦面の一部分は分割された昇降舵（３３３，３３４，４３３，４３４）を含む、請求項１記載の飛行制御システム。
3. 前記分割された操縦面の一部分は分割された方向舵（５４３，５４４，５４５）を含む、請求項２記載の飛行制御システム。
4. 前記分割された操縦面の一部分は分割された補助翼（１１３，１１４，１１５，２１３，２１４，２１５）を含む、請求項１−３のいずれかに記載の飛行制御システム。
5. 前記分割された操縦面の一部分は分割された昇降舵及び／又は方向舵及び／又は補助翼を含み、分割された昇降舵の各々は２つの独立した昇降舵表面（３３３，３３４，４３３，４３４）からなり、分割された方向舵の各々は２つの独立した方向舵表面（５４３，５４４，５４５）からなり、分割された補助翼の各々は２つの独立した補助翼表面（１１３，１１４，２１３，２１４）からなる、請求項１−４のいずれかに記載の飛行制御システム。
6. 前記分割された操縦面の一部分は分割された昇降舵及び／又は方向舵及び／又は補助翼を含み、前記分割された操縦面の各々は３つの独立した表面からなる、請求項１−４のいずれかに記載の飛行制御システム。
7. 前記分割された操縦面の独立した表面の各々は少なくとも１つの電気機械式アクチュエータにより制御される、請求項１−６のいずれかに記載の飛行制御システム。
8. 前記分割された操縦面の独立した表面の各々は同時に機能する少なくとも２つの電気機械式アクチュエータにより制御される、請求項７記載の飛行制御システム。
9. 少なくとも１つのグループの前記分割された操縦面の独立した表面の各々は単一の電気機械式アクチュエータにより制御され、前記分割された操縦面のグループに属する少なくとも１つの独立した表面（１１５，２１５）がバランシング手段（１１６，２１６）を備える、請求項１−７のいずれかに記載の飛行制御システム。
10. 飛行機の空力制動機能を制御するエアブレーキ操縦面（１２１，．．，２２５）に属する各操縦面は単一の電気機械式アクチュエータ（１２１a，．．．，２２５a）により制御される、請求項１−９のいずれかに記載の飛行制御システム。
11. 前記電気機械式アクチュエータは不可逆伝動に従って構成され、前記電気機械式アクチュエータの不可逆性は回転運動を平行移動に変換する装置により保証される、請求項１０記載の飛行制御システム。
12. 飛行機の空力制動機能を制御するエアブレーキ操縦面（１２１，．．，２２５）に属する各操縦面は少なくとも２つの電気機械式アクチュエータ（１２１a，１２１a2，．．．，２２５a2）により制御される、請求項１−９のいずれかに記載の飛行制御システム。
13. 前記飛行機能の少なくとも２つを制御する操縦面と関連する電気機械式アクチュエータ はすべて同一である、請求項１−９及び１２のいずれかに記載の飛行制御システム。
14. 請求項１−１３のいずれかに記載の飛行制御システムが設けられた飛行機。

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