JP5964912B2

JP5964912B2 - Aircraft actuator hydraulic system

Info

Publication number: JP5964912B2
Application number: JP2014203580A
Authority: JP
Inventors: 淳福井; 康行白井
Original assignee: Nabtesco Corp
Current assignee: Nabtesco Corp
Priority date: 2014-10-02
Filing date: 2014-10-02
Publication date: 2016-08-03
Anticipated expiration: 2030-05-26
Also published as: JP2015028387A

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。 The present invention relates to an aircraft actuator hydraulic system having a hydraulically operated actuator for driving a control surface of an aircraft and supplying pressure oil to the actuator.

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）等として構成される舵面が設けられている。そして、このような舵面を駆動するアクチュエータとして、油圧作動式のアクチュエータがよく用いられている。また、このようなアクチュエータに対しては、航空機の機体側に設置された油圧源である機体側油圧源から圧油が供給される。しかしながら、機体側油圧源の機能（圧油供給機能）の喪失又は低下が発生することがあり、これに対し、特許文献１においては、機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合にもアクチュエータに対して圧油を供給することが可能な油圧システム（航空機アクチュエータの油圧システム）が開示されている。 In an aircraft, a control surface formed as a moving blade (control blade surface) and configured as an auxiliary wing (aileron), an elevator (elevator), or the like is provided. A hydraulically operated actuator is often used as an actuator for driving such a control surface. Further, pressure oil is supplied to such an actuator from an aircraft hydraulic source that is a hydraulic source installed on the aircraft side of the aircraft. However, the function (pressure oil supply function) of the airframe side hydraulic power source may be lost or lowered. On the other hand, in Patent Document 1, the function of the airframe side hydraulic power source is lost or lowered. A hydraulic system (aircraft actuator hydraulic system) capable of supplying pressure oil to the actuator is also disclosed.

特許文献１に開示された航空機アクチュエータの油圧システムは、アクチュエータと、機体側油圧源とは独立して設けられたポンプと、電動モータとを備えて構成されている。ポンプは、アクチュエータから排出される圧油を昇圧してアクチュエータに供給可能に設けられている。電動モータは、機体側油圧源において圧力低下が生じてその機能の喪失又は低下が発生したときに上記ポンプを駆動するように構成されている。 The aircraft actuator hydraulic system disclosed in Patent Document 1 is configured to include an actuator, a pump provided independently of the airframe side hydraulic power source, and an electric motor. The pump is provided so that the pressure oil discharged from the actuator can be boosted and supplied to the actuator. The electric motor is configured to drive the pump when a pressure drop occurs in the fuselage side hydraulic power source and the function is lost or lowered.

特開２００７−４６７９０号公報JP 2007-46790 A

航空機において機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合であっても、特許文献１に開示されたような航空機アクチュエータの油圧システムのポンプを作動させることによってアクチュエータを駆動することができる。しかしながら、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時には、上記の油圧システムにおけるポンプ及びポンプ駆動用の電動モータの連続運転が行われることになる。このため、ポンプ及び電動モータとこの電動モータに電力を供給するドライバとを含む油圧システム全体の温度上昇を招きやすくなり、更に、圧油としてポンプからアクチュエータに供給されてこのポンプとアクチュエータとの間で循環して使用される油（作動油）の温度の上昇も招き易くなってしまう。このため、連続運転時間の制約や油の劣化に伴う油の交換時期の制約が大きくなってしまうことになる。 Even in the case where the function of the aircraft-side hydraulic power source is lost or lowered in the aircraft, the actuator can be driven by operating the pump of the hydraulic system of the aircraft actuator as disclosed in Patent Document 1. However, when the function of the machine-side hydraulic power source is lost or lowered, the pump and the electric motor for driving the pump in the hydraulic system are continuously operated. For this reason, the temperature of the entire hydraulic system including the pump and the electric motor and a driver for supplying electric power to the electric motor is likely to increase, and further, the pressure oil is supplied from the pump to the actuator to be connected between the pump and the actuator. In this case, the temperature of the oil (working oil) that is circulated and used easily increases. For this reason, the restriction | limiting of the replacement | exchange time accompanying the restriction | limiting of continuous operation time and oil deterioration will become large.

本発明は、上記実情に鑑みることにより、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であるとともに、システム全体の温度上昇と使用される油の温度上昇とを抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧システムを提供することを目的とする。 In view of the above circumstances, the present invention can drive the actuator even when the function of the airframe side hydraulic power source is lost or lowered, and can increase the temperature of the entire system and the temperature of the oil used. An object is to provide an aircraft actuator hydraulic system that can be suppressed.

上記目的を達成するための第１発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムは、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータを有するとともに当該アクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧システムに関する。そして、第１発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムは、航空機の機体側に設置された機体側油圧源からの圧油が供給されることによって、前記航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータを有するとともに、当該アクチュエータに対して、前記機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生したときに圧油を供給可能な可変容量式のバックアップ用油圧ポンプを備え、前記バックアップ用油圧ポンプを駆動する電動モータは、前記機体側油圧源の機能の喪失又は低下に関わらず、前記航空機が着陸姿勢に入った段階においても、前記バックアップ用油圧ポンプを駆動することを特徴とする。尚、第１発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムにおいては、アクチュエータの機能の喪失が発生したときには、電動モータの運転は行われず、バックアップ用油圧ポンプも作動しない（バックアップ用油圧ポンプからアクチュエータへの圧油の供給は行われない）ように構成される。 An aircraft actuator hydraulic system according to a first aspect of the present invention for achieving the above object has a hydraulically operated actuator for driving a control surface of an aircraft and supplies pressure oil to the actuator. About. The aircraft actuator hydraulic system according to the first aspect of the present invention is a hydraulically operated actuator that drives the control surface of the aircraft by being supplied with pressure oil from a fuselage-side hydraulic source installed on the aircraft fuselage side. A variable displacement backup hydraulic pump capable of supplying pressure oil when the function of the fuselage side hydraulic power source is lost or lowered with respect to the actuator, and drives the backup hydraulic pump. The electric motor is configured to drive the backup hydraulic pump even when the aircraft enters a landing posture regardless of the loss or deterioration of the function of the airframe side hydraulic power source. In the aircraft actuator hydraulic system according to the first aspect of the present invention, when the actuator function is lost, the electric motor is not operated and the backup hydraulic pump does not operate (the pressure from the backup hydraulic pump to the actuator). Oil supply is not performed).

また、第２発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムは、前記バックアップ用油圧ポンプ、前記電動モータ、及び前記電動モータを駆動するドライバにおける前記バックアップ用油圧ポンプの回転速度に対するそれぞれの効率の変化に基づいて、前記バックアップ用油圧ポンプの効率と前記電動モータの効率と前記ドライバの効率とを乗じた積として得られる総合効率が最大値となる所定の一定回転速度で前記電動モータが駆動されることを特徴とする。
この発明によると、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、油圧システムにおけるバックアップ用油圧ポンプから圧油が供給され、アクチュエータを駆動することができる。一方、バックアップ用油圧ポンプを駆動する電動モータへ供給されることになる電力は、航空機に搭載された発電用エンジンの回転速度変化に応じて電源周波数が変化する可変周波数電源から供給される。電動モータやバックアップ用油圧ポンプの効率はその回転速度によって大きく変化し、最大効率点以外での駆動によって損失分として発生する熱量も運転条件に依存する。すなわち、従来の油圧システムにおいては、電動モータやバックアップ用油圧ポンプにて発生する熱量がその運転条件によって変動し、油圧システム全体として効率の良い運転状態を維持することが困難となり、作動中の温度を上昇させる虞がある。 An aircraft actuator hydraulic system according to a second aspect of the present invention is based on changes in efficiency with respect to the rotational speed of the backup hydraulic pump in the backup hydraulic pump, the electric motor, and a driver that drives the electric motor. The electric motor is driven at a predetermined constant rotational speed at which the total efficiency obtained as a product of the efficiency of the backup hydraulic pump, the efficiency of the electric motor, and the efficiency of the driver is a maximum value. And
According to the present invention, even when the function of the airframe side hydraulic power source is lost or lowered, the pressure oil is supplied from the backup hydraulic pump in the hydraulic system, and the actuator can be driven. On the other hand, the electric power to be supplied to the electric motor that drives the backup hydraulic pump is supplied from a variable frequency power source whose power frequency changes in accordance with a change in the rotational speed of the power generation engine mounted on the aircraft. The efficiency of the electric motor and the backup hydraulic pump varies greatly depending on the rotational speed, and the amount of heat generated as a loss due to driving other than the maximum efficiency point also depends on the operating conditions. In other words, in the conventional hydraulic system, the amount of heat generated by the electric motor or backup hydraulic pump varies depending on the operating conditions, making it difficult to maintain an efficient operating state for the entire hydraulic system, and the temperature during operation. May increase.

しかしながら、本発明の油圧システムでは、可変周波数電源からの電力が電源ユニットで整流され、更に、ドライバが、バックアップ用油圧ポンプを所定の一定回転速度で回転させるように電動モータを駆動する。そして、この所定の一定回転速度は、バックアップ用油圧ポンプ、電動モータ、及びドライバにおけるバックアップ用油圧ポンプの回転速度（回転数）に対するそれぞれの効率の変化に基づいて、それぞれの効率を乗じた積として得られる総合効率が最大値となるように、設定されている。このため、バックアップ用油圧ポンプ、電動モータ、及びドライバを含む油圧システム全体として、最も効率の良い運転状態を維持することができ、油圧システムにおける発熱によるエネルギーロスを最も少なくすることができる。これにより、油圧システムにおける発熱量を最も低減することができ、油圧システム全体の温度上昇を抑制することができる。また、これに伴い、油圧システムにおいて使用される油の温度上昇も抑制することができる。従って、本発明によると、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であるとともに、システム全体の温度上昇と使用される油の温度上昇とを抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧システムを提供することができる。尚、本発明の油圧システムでは、バックアップ用油圧ポンプは可変容量式の油圧ポンプとして構成されており、一定回転速度で回転しても、容量が変更されることで、アクチュエータに対して供給される圧油の圧力が制御されることになる。 However, in the hydraulic system of the present invention, the electric power from the variable frequency power supply is rectified by the power supply unit, and the driver further drives the electric motor to rotate the backup hydraulic pump at a predetermined constant rotational speed. The predetermined constant rotational speed is a product obtained by multiplying the respective efficiency based on the change in efficiency with respect to the rotational speed (rotational speed) of the backup hydraulic pump, electric motor, and driver in the backup hydraulic pump. The total efficiency obtained is set to a maximum value. Therefore, the most efficient operation state can be maintained as the whole hydraulic system including the backup hydraulic pump, the electric motor, and the driver, and the energy loss due to heat generation in the hydraulic system can be minimized. Thereby, the calorific value in a hydraulic system can be reduced most, and the temperature rise of the whole hydraulic system can be controlled. Along with this, an increase in the temperature of oil used in the hydraulic system can also be suppressed. Therefore, according to the present invention, the actuator can be driven even when the function of the fuselage side hydraulic power source is lost or lowered, and the temperature rise of the entire system and the temperature rise of the oil used can be suppressed. An aircraft actuator hydraulic system can be provided. In the hydraulic system of the present invention, the backup hydraulic pump is configured as a variable displacement hydraulic pump, and is supplied to the actuator by changing the capacity even when rotating at a constant rotational speed. The pressure of the pressure oil will be controlled.

本発明によると、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であるとともに、システム全体の温度上昇と使用される油の温度上昇とを抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧システムを提供することができる。 According to the present invention, the actuator can be driven even when the function of the fuselage side hydraulic power source is lost or lowered, and the temperature rise of the entire system and the temperature rise of the oil used can be suppressed. An aircraft actuator hydraulic system may be provided.

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。1 is a schematic view showing a part of an aircraft to which an aircraft actuator hydraulic system according to an embodiment of the present invention is applied. 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。FIG. 2 is a hydraulic circuit diagram schematically showing a hydraulic circuit including the aircraft actuator hydraulic system shown in FIG. 1. 図１に示す航空機アクチュエータの油圧システムについて模式的に示すブロック図である。FIG. 2 is a block diagram schematically showing the aircraft actuator hydraulic system shown in FIG. 1. 図１に示す航空機アクチュエータの油圧システムの効率について説明するための図である。It is a figure for demonstrating the efficiency of the hydraulic system of the aircraft actuator 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。 Hereinafter, embodiments for carrying out the present invention will be described with reference to the drawings. The embodiment of the present invention can be widely applied as an aircraft actuator hydraulic system that has a hydraulically operated actuator for driving a control surface of an aircraft and supplies pressure oil to the actuator.

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の後部の部分と一対の水平尾翼（１０２、１０２）とを図示したものである。尚、図１の模式図では、機体１０１の後部の垂直尾翼についての図示を省略している。 FIG. 1 is a schematic diagram showing a part of an aircraft 100 to which an aircraft actuator hydraulic system 1 (hereinafter also simply referred to as “hydraulic system 1”) according to an embodiment of the present invention is applied. 2 shows a rear portion of the airframe 101 and a pair of horizontal tails (102, 102). In addition, in the schematic diagram of FIG. 1, illustration of the vertical tail of the rear part of the body 101 is omitted.

一対の水平尾翼（１０２、１０２）には、航空機１００の舵面を構成する動翼（操縦翼面）として、エレベータ（昇降舵）１０３がそれぞれ設けられている。そして、各水平尾翼１０２におけるエレベータ１０３は、図１に例示するように、複数（例えば、２つ）のアクチュエータ１４（１４ａ、１４ｂ）によって駆動されるように構成されている。各水平尾翼１０２の内部には、各エレベータ１０３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と油圧装置１３とを備えて構成されている。 Each of the pair of horizontal tails (102, 102) is provided with an elevator (elevator) 103 as a moving blade (control blade surface) constituting the control surface of the aircraft 100. And the elevator 103 in each horizontal tail 102 is comprised so that it may be driven by several (for example, two) actuators 14 (14a, 14b) so that it may illustrate in FIG. Inside each horizontal tail 102 is installed an actuator (14a, 14b) for driving each elevator 103 and a hydraulic device 13 configured to supply pressure oil to one of the actuators 14a. Yes. The hydraulic system 1 according to the present embodiment includes an actuator 14a and a hydraulic device 13.

本実施形態においては、一対の水平尾翼（１０２、１０２）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は同様に構成されており、各水平尾翼１０２にそれぞれ設置される油圧システム１も同様に構成されている。そこで、以下の説明においては、一方の水平尾翼１０２に設置されるアクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）及び油圧装置１３と、そのうちのアクチュエータ１４ａ及び油圧装置１３を含む油圧システム１とについて説明する。そして、他方の水平尾翼１０２に設置されるアクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）及び油圧装置１３と、そのうちのアクチュエータ１４ａ及び油圧装置１３を含む油圧システム１との説明を省略する。 In the present embodiment, the actuators (14 a, 14 b) and the hydraulic device 13 installed in each of the pair of horizontal tails (102, 102) are configured similarly, and the hydraulic system installed in each horizontal tail 102 respectively. 1 is similarly configured. Therefore, in the following description, the actuators (14a, 14b) and the hydraulic device 13 installed on one horizontal tail 102 and the hydraulic system 1 including the actuator 14a and the hydraulic device 13 will be described. The description of the actuators (14a, 14b) and the hydraulic device 13 installed on the other horizontal tail 102 and the hydraulic system 1 including the actuator 14a and the hydraulic device 13 is omitted.

図２は、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。尚、図２は、一方の水平尾翼１０２に設けられたエレベータ１０３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とを含む油圧回路を示す油圧回路図として図示されている。 FIG. 2 is a hydraulic circuit diagram schematically showing a hydraulic circuit including the hydraulic system 1. 2 shows an actuator (14a, 14b) for driving an elevator 103 provided on one horizontal tail 102, and a hydraulic device 13 configured to supply pressure oil to one of the actuators 14a. Is shown as a hydraulic circuit diagram showing a hydraulic circuit including

図２に示すように、アクチュエータ（１４ａ、１４ｂ）のそれぞれは、シリンダ１５、ピストン１６ａが設けられたロッド１６、等を備え、シリンダ１５内がピストン１５ａによって２つの油室（１５ａ、１５ｂ）に区画されて構成されている。そして、アクチュエータ１４ａのシリンダ１５における各油室（１５ａ、１５ｂ）は、後述する油圧装置１３に含まれる制御弁１７ａを介して第１機体側油圧源１０４及びリザーバ回路１０６と連通可能に構成されている。一方、アクチュエータ１４ｂのシリンダ１５における各油室（１５ａ、１５ｂ）は、制御弁１７ｂを介して第２機体側油圧源１０５及びリザーバ回路１０７と連通可能に構成されている。 As shown in FIG. 2, each of the actuators (14a, 14b) includes a cylinder 15, a rod 16 provided with a piston 16a, etc., and the inside of the cylinder 15 is divided into two oil chambers (15a, 15b) by the piston 15a. It is divided and configured. The oil chambers (15a, 15b) in the cylinder 15 of the actuator 14a are configured to be able to communicate with the first airframe side hydraulic power source 104 and the reservoir circuit 106 via a control valve 17a included in the hydraulic device 13 described later. Yes. On the other hand, each oil chamber (15a, 15b) in the cylinder 15 of the actuator 14b is configured to be able to communicate with the second airframe side hydraulic power source 105 and the reservoir circuit 107 via the control valve 17b.

第１機体側油圧源１０４及び第２機体側油圧源１０５のそれぞれは、圧油を供給する油圧ポンプを有し、互いに独立した系統として機体１０１側に（機体１０１の内部に）設置された油圧源である機体側油圧源として設けられている。そして、第１及び第２機体側油圧源（１０４、１０５）のそれぞれからの圧油が供給されることで、エレベータ１０３を駆動するアクチュエータ１４とエレベータ１０３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、アクチュエータ１４に対しては、第１機体側油圧源１０４は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１４ａと他方の水平尾翼１０２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、第２機体側油圧源１０５は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１４ｂと他方の水平尾翼１０２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。 Each of the first airframe side hydraulic power source 104 and the second airframe side hydraulic power source 105 has a hydraulic pump that supplies pressure oil, and is installed on the airframe 101 side (inside the airframe 101) as an independent system. It is provided as a fuselage side hydraulic power source that is a source. And by supplying the pressure oil from each of the first and second airframe side hydraulic power sources (104, 105), the actuator 14 for driving the elevator 103 and the actuator for driving each control surface other than the elevator 103 (see FIG. (Not shown). For the actuator 14, the first airframe side hydraulic power source 104 is connected so as to supply pressure oil to the actuator 14 a installed on one horizontal tail 102 and the actuator 14 b installed on the other horizontal tail 102. Has been. On the other hand, the second aircraft-side hydraulic power source 105 is connected to the actuator 14b installed on one horizontal tail 102 and the actuator 14a installed on the other horizontal tail 102 so as to supply pressure oil.

リザーバ回路１０６は、圧油として供給された後にアクチュエータ１４から排出される油（作動油）が流入して戻るタンク（図示せず）を有するとともに、第１機体側油圧源１０４に連通するように構成されている。また、リザーバ回路１０６から独立した系統として構成されるリザーバ回路１０７は、圧油として供給された後にアクチュエータ１４から排出される油（作動油）が流入して戻るタンク（図示せず）を有するとともに、第１機体側油圧源１０４から独立した系統として構成される第２機体側油圧源１０５に連通するように構成されている。尚、リザーバ回路１０６は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１４ａと他方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１４ｂとに接続されるとともに、第１機体側油圧源１０４に接続されている。これにより、リザーバ回路１０６に戻った油が第１機体側油圧源１０４で昇圧され、所定のアクチュエータ１４に供給される。一方、リザーバ回路１０７は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１４ｂと他方の水平尾翼１０２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、第２機体側油圧源１０５に接続されている。これにより、リザーバ回路１０７に戻った油が第２機体側油圧源１０５で昇圧され、所定のアクチュエータ１４に供給される。 The reservoir circuit 106 has a tank (not shown) in which oil (operating oil) discharged from the actuator 14 after being supplied as pressure oil flows back and communicates with the first aircraft-side hydraulic power source 104. It is configured. The reservoir circuit 107 configured as a system independent of the reservoir circuit 106 has a tank (not shown) in which oil (operating oil) discharged from the actuator 14 flows back after being supplied as pressure oil. The second airframe-side hydraulic power source 105 is configured to communicate with the second airframe-side hydraulic power source 105 configured as a system independent of the first airframe-side hydraulic power source 104. The reservoir circuit 106 is connected to an actuator 14 a installed on one horizontal tail 102 and an actuator 14 b installed on the other horizontal tail 102, and is also connected to the first aircraft-side hydraulic power source 104. As a result, the oil returned to the reservoir circuit 106 is boosted by the first airframe side hydraulic power source 104 and supplied to the predetermined actuator 14. On the other hand, the reservoir circuit 107 is connected to an actuator 14b installed on one horizontal tail 102 and an actuator 14a installed on the other horizontal tail 102, and is also connected to a second aircraft-side hydraulic power source 105. As a result, the oil that has returned to the reservoir circuit 107 is boosted by the second aircraft-side hydraulic power source 105 and supplied to the predetermined actuator 14.

制御弁１７ａは、第１機体側油圧源１０４に連通する供給通路１０４ａ及びリザーバ回路１０６に連通する排出通路１０６ａと、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。また、制御弁１７ｂは、第２機体側油圧源１０５に連通する供給通路１０５ａ及びリザーバ回路１０７に連通する排出通路１０７ａと、アクチュエータ１４ｂの油室（１５ａ、１５ｂ）との接続状態を切り替えるバルブ機構として設けられている。制御弁１７ａは、例えば、電磁切換弁として構成され、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。また、制御弁１７ｂは、例えば、電磁切換弁として構成され、アクチュエータ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。 The control valve 17a is provided as a valve mechanism for switching the connection state between the supply passage 104a communicating with the first airframe side hydraulic power source 104 and the discharge passage 106a communicating with the reservoir circuit 106 and the oil chambers (15a, 15b) of the actuator 14a. It has been. The control valve 17b is a valve mechanism for switching the connection state between the supply passage 105a communicating with the second airframe side hydraulic power source 105 and the discharge passage 107a communicating with the reservoir circuit 107 and the oil chambers (15a, 15b) of the actuator 14b. It is provided as. The control valve 17a is configured as an electromagnetic switching valve, for example, and is driven based on a command signal from an actuator controller 11a that controls the operation of the actuator 14a. The control valve 17b is configured as an electromagnetic switching valve, for example, and is driven based on a command signal from the actuator controller 11b that controls the operation of the actuator 14b.

上記のアクチュエータコントローラ１１ａは、エレベータ１０３の動作を指令する更に上位のコンピュータであるフライトコントローラ１２からの指令信号に基づいてアクチュエータ１４ａを制御する。また、アクチュエータコントローラ１１ｂは、フライトコントローラ１２からの指令信号に基づいてアクチュエータ１４ｂを制御する。そして、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、本実施形態において舵面として例示するエレベータ１０３の動作を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を介して制御するように構成されている。 The actuator controller 11a controls the actuator 14a based on a command signal from the flight controller 12, which is a higher-order computer that commands the operation of the elevator 103. The actuator controller 11b controls the actuator 14b based on a command signal from the flight controller 12. The flight controller 12 includes, for example, a CPU (Central Processing Unit), a memory, an interface, and the like (not shown). The operation of the elevator 103 illustrated as a control surface in this embodiment is performed by the actuator controller 11a and the actuator controller 11b. It is comprised so that it may control via.

尚、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、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。尚、本実施形態では、複数の異なるアクチュエータコントローラ（１１ａ、１１ｂ）に対して１つのフライトコントローラ１２からの指令信号が入力されるように構成されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。例えば、複数の異なるアクチュエータコントローラ（１１ａ、１１ｂ）に対して、それぞれ異なるフライトコントローラからの指令信号が入力されるように構成されていてもよい。 The actuator controller 11a and the actuator controller 11b are installed as, for example, a centralized control system controller or a distributed processing system controller. In the case of the centralized control method, the actuator controller 11a and the actuator controller 11b are installed in one casing (not shown) installed on the machine body 101 side, the actuator controller 11a controls the actuator 14a, and the actuator controller 11b is the actuator 14b. Configured to control. In the case of the distributed processing method, the actuator controller 11a is installed in a casing (not shown) mounted on the actuator 14a, and the actuator controller 11b is installed in a casing (not shown) mounted on the actuator 14b. 11a controls the actuator 14a, and the actuator controller 11b is configured to control the actuator 14b. In this embodiment, the case where the command signal from one flight controller 12 is input to a plurality of different actuator controllers (11a, 11b) has been described as an example. It does not have to be. For example, a command signal from a different flight controller may be input to a plurality of different actuator controllers (11a, 11b).

また、前述した制御弁１７ａは、アクチュエータコントローラ１１ａからの指令に基づいて切り替えられることで、供給通路１０４ａから油室（１５ａ、１５ｂ）の一方に圧油が供給され、油室（１５ａ、１５ｂ）の他方から排出通路１０６ａに油が排出される。これにより、シリンダ１５に対してロッド１６が変位し、エレベータ１０３が駆動される。また、図示を省略するが、制御弁１７ａとアクチュエータ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については、上述した制御弁１７ａと同様に構成されるため、説明を省略する。 Further, the control valve 17a described above is switched based on a command from the actuator controller 11a, whereby pressure oil is supplied from the supply passage 104a to one of the oil chambers (15a, 15b), and the oil chambers (15a, 15b). The oil is discharged from the other side into the discharge passage 106a. Thereby, the rod 16 is displaced with respect to the cylinder 15, and the elevator 103 is driven. Although not shown, a mode switching valve for switching the communication state (mode) between the oil chambers (15a, 15b) is provided between the control valve 17a and the actuator 14a. The control valve 17b is configured in the same manner as the control valve 17a described above, and thus the description thereof is omitted.

次に、油圧システム１における油圧装置１３について説明する。図１及び図２に示す油圧装置１３は、エレベータ１０３を駆動する油圧作動式のアクチュエータ１４ａに対して圧油を供給するように構成されている。そして、油圧装置１３は、水平尾翼１０２の内部に配置されている。尚、本実施形態では、油圧装置１３が、エレベータ１０３として構成された舵面を駆動するアクチュエータ１４ａに対して圧油を供給する油圧システム１の形態を例にとって説明するが、この通りでなくてもよい。即ち、油圧装置１３がエルロン（補助翼）等のエレベータ以外の舵面を駆動するアクチュエータに対して圧油を供給するように構成された油圧システムを実施してもよい。 Next, the hydraulic device 13 in the hydraulic system 1 will be described. The hydraulic device 13 shown in FIGS. 1 and 2 is configured to supply pressure oil to a hydraulically operated actuator 14 a that drives the elevator 103. The hydraulic device 13 is disposed inside the horizontal tail 102. In the present embodiment, a description will be given by taking as an example the form of the hydraulic system 1 in which the hydraulic device 13 supplies pressure oil to the actuator 14a that drives the control surface configured as the elevator 103, but this is not the case. Also good. That is, you may implement the hydraulic system comprised so that the hydraulic device 13 might supply pressure oil with respect to the actuator which drives control surfaces other than elevators, such as an aileron (auxiliary wing).

図３は、油圧システム１について模式的に示すブロック図である。図１乃至図３に示す油圧装置１３は、制御弁１７ａ、バックアップ用油圧ポンプ１８、電動モータ１９、電源ユニット２０、ドライバ２１、等を備えて構成されている。尚、図３では、航空機１００における電力供給源であって、油圧装置１３に対しても電力を供給する電力供給源である可変周波数電源１０８と、前述の第１機体側油圧源１０４とについても模式的に図示している。 FIG. 3 is a block diagram schematically showing the hydraulic system 1. The hydraulic apparatus 13 shown in FIGS. 1 to 3 includes a control valve 17a, a backup hydraulic pump 18, an electric motor 19, a power supply unit 20, a driver 21, and the like. In FIG. 3, the variable frequency power supply 108 which is a power supply source in the aircraft 100 and also supplies power to the hydraulic device 13 and the first aircraft side hydraulic power source 104 described above are also shown. This is schematically shown.

また、図３においては、電力の供給経路については、外形を実線で図示するとともに内側を白抜きで示した矢印（Ａ、Ｂ、Ｃ）で図示している。即ち、可変周波数電源１０８から電源ユニット２０への電力供給経路を矢印Ａで、電源ユニット２０からドライバ２１への電力供給経路を矢印Ｂで、ドライバ２１から電動モータ１９への電力供給経路を矢印Ｃでそれぞれ示している。また、図３では、電動モータ１９とバックアップ用油圧ポンプ１８との間における図示しないカップリング等を介した機械的動力の伝達経路については、外形を実線で図示するとともに内側を斜線で示した矢印Ｄで図示している。また、図３では、第１機体側油圧源１０４及びバックアップ用油圧ポンプ１８からアクチュエータ１４ａへと供給される圧油の供給経路については、外形を実線で図示するとともに内側を網掛け線で示した矢印（Ｅ、Ｆ、Ｇ、Ｈ）で図示している。即ち、バックアップ用油圧ポンプ１８のみからの圧油供給経路を矢印Ｅで、第１機体側油圧源１０４のみからの圧油供給経路を矢印Ｆで、バックアップ用油圧ポンプ１８及び第１機体側油圧源１０４の両方から制御弁１７ａへの共通する圧油供給経路を矢印Ｇで、制御弁１７ａからアクチュエータ１４ａへの圧油供給経路を矢印Ｈでそれぞれ示している。 In FIG. 3, the power supply path is indicated by arrows (A, B, C) in which the outer shape is shown by a solid line and the inside is shown by white lines. That is, the power supply path from the variable frequency power supply 108 to the power supply unit 20 is indicated by arrow A, the power supply path from the power supply unit 20 to the driver 21 is indicated by arrow B, and the power supply path from the driver 21 to the electric motor 19 is indicated by arrow C. Respectively. Further, in FIG. 3, the mechanical power transmission path between the electric motor 19 and the backup hydraulic pump 18 via a coupling (not shown) or the like is indicated by a solid line and an inside arrow by an oblique line. This is illustrated by D. Further, in FIG. 3, the outline of the pressure oil supply path supplied from the first aircraft side hydraulic power source 104 and the backup hydraulic pump 18 to the actuator 14 a is shown by a solid line and the inside is shown by a shaded line. Indicated by arrows (E, F, G, H). That is, the pressure oil supply path from only the backup hydraulic pump 18 is indicated by arrow E, the pressure oil supply path from only the first machine-side hydraulic power source 104 is indicated by arrow F, and the backup hydraulic pump 18 and the first machine-side hydraulic power source are indicated by arrow F. A common pressure oil supply path from both of 104 to the control valve 17a is indicated by an arrow G, and a pressure oil supply path from the control valve 17a to the actuator 14a is indicated by an arrow H.

図２及び図３に示すバックアップ用油圧ポンプ１８は、斜板を有する可変容量式の油圧ポンプとして構成されている。この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、その吐出側が逆止弁２２を介して供給通路１０４ａに圧油を供給可能に連通するように接続されている。そして、バックアップ用油圧ポンプ１８は、第１機体側油圧源１０４における油圧ポンプの故障や油漏れ等によって第１機体側油圧源１０４の機能（圧油供給機能）の喪失又は低下が発生したときにアクチュエータ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。 The backup hydraulic pump 18 shown in FIGS. 2 and 3 is configured as a variable displacement hydraulic pump having a swash plate. The backup hydraulic pump 18 is connected so that the suction side thereof communicates with the discharge passage 106a, and the discharge side thereof is connected via the check valve 22 so that pressure oil can be supplied to the supply passage 104a. . When the hydraulic pump for backup 18 loses or lowers the function (pressure oil supply function) of the first aircraft-side hydraulic source 104 due to a failure of the hydraulic pump in the first aircraft-side hydraulic source 104, oil leakage, or the like. It is provided as a hydraulic pump capable of supplying pressure oil to the actuator 14a.

また、供給通路１０４ａにおけるバックアップ用油圧ポンプ１８の吐出側が接続する箇所の上流側（第１機体側油圧源１０４側）には、アクチュエータ１４ａへの圧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２３が設けられている。そして、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、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２４が設けられている。また、このリリーフ弁２４には、供給通路１０４ａに連通するとともにバネが配置されたパイロット圧室が設けられている。供給通路１０４ａから供給される圧油の圧力が所定の圧力値よりも低下すると、パイロット圧油として供給通路１０４ａから上記のパイロット圧室に供給されている圧油の圧力（パイロット圧）も所定の圧力値より低下し、排出通路１０６ａがリリーフ弁２４によって遮断されることになる。第１機体側油圧源１０４の機能の喪失時又は低下時には、上述した逆止弁（２２、２３）及びリリーフ弁２４が設けられていることにより、アクチュエータ１４ａから排出された油がリザーバ回路１０６に戻ることなくバックアップ用油圧ポンプ１８で昇圧され、その昇圧された圧油がアクチュエータ１４ａに供給されることになる。 Further, on the upstream side of the supply passage 104a where the discharge side of the backup hydraulic pump 18 is connected (on the first machine body side hydraulic power source 104 side), the flow of pressure oil to the actuator 14a is allowed and the oil in the opposite direction is allowed. Is provided with a check valve 23 for restricting the flow of air. Then, on the downstream side (reservoir circuit 106 side) where the suction side of the backup hydraulic pump 18 is connected in the discharge passage 106a, pressure oil is supplied to the reservoir circuit 106 when the pressure of the oil discharged from the actuator 14a rises. A relief valve 24 is provided for discharging. The relief valve 24 is provided with a pilot pressure chamber that communicates with the supply passage 104a and is provided with a spring. When the pressure of the pressure oil supplied from the supply passage 104a falls below a predetermined pressure value, the pressure of the pressure oil (pilot pressure) supplied as pilot pressure oil from the supply passage 104a to the pilot pressure chamber is also predetermined. The pressure is lower than the pressure value, and the discharge passage 106 a is blocked by the relief valve 24. When the function of the first airframe side hydraulic power source 104 is lost or lowered, the check valve (22, 23) and the relief valve 24 described above are provided so that the oil discharged from the actuator 14a is supplied to the reservoir circuit 106. The pressure is increased by the backup hydraulic pump 18 without returning, and the increased pressure oil is supplied to the actuator 14a.

尚、バックアップ用油圧ポンプ１８は、前述のように、可変容量式の油圧ポンプとして構成されている。このため、後述するように、バックアップ用油圧ポンプ１８が所定の一定回転速度で回転しても、斜板の角度が変更されて容量が変更されることで、アクチュエータ１４ａに対して供給される圧油の圧力が制御されるように構成されている。 The backup hydraulic pump 18 is configured as a variable displacement hydraulic pump as described above. Therefore, as will be described later, even if the backup hydraulic pump 18 rotates at a predetermined constant rotational speed, the pressure supplied to the actuator 14a is changed by changing the capacity of the swash plate by changing the angle of the swash plate. The oil pressure is controlled.

図２及び図３に示す電動モータ１９は、バックアップ用油圧ポンプ１８に対して、図示しないカップリングを介して連結され、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、例えば、ブレシレスモータとして設けられている。そして、電動モータ１９は、後述するドライバ２１を介して、エレベータ１０３の動作を指令する上位のコンピュータである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。また、電動モータ１９には、その回転速度（回転数）を検出する回転角センサ１９ａが設けられている。この回転角センサ１９ａは、例えば、ロータリーエンコーダ、レゾルバ、タコジェネレータ等によって構成されている。 The electric motor 19 shown in FIGS. 2 and 3 is connected to the backup hydraulic pump 18 via a coupling (not shown) and is configured to drive the backup hydraulic pump 18. The electric motor 19 is provided as a brushless motor, for example. The operation state of the electric motor 19 is controlled based on a command signal from a flight controller 12 that is a host computer that commands the operation of the elevator 103 via a driver 21 described later. The electric motor 19 is provided with a rotation angle sensor 19a for detecting the rotation speed (number of rotations). The rotation angle sensor 19a is composed of, for example, a rotary encoder, resolver, tacho generator, and the like.

尚、フライトコントローラ１２は、第１機体側油圧源１０４の吐出圧力又は供給通路１０４ａを通過する圧油の圧力を検知する圧力センサ（図示せず）に対して、その圧力センサで検知された圧力検知信号が入力されるように接続されている。そして、フライトコントローラ１２は、上記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を検知するように構成されている。 Note that the flight controller 12 detects the pressure detected by a pressure sensor (not shown) that detects the discharge pressure of the first airframe side hydraulic power source 104 or the pressure of the pressure oil passing through the supply passage 104a. It is connected so that a detection signal can be input. The flight controller 12 is configured to detect the loss or decrease in the function of the first aircraft-side hydraulic power source 104 based on the pressure detection signal.

例えば、フライトコントローラ１２は、圧力検知信号の圧力値が所定の第１圧力値以下となったタイミングに応じて第１機体側油圧源１０４の機能の低下を検知し、圧力検知信号の圧力値が第１圧力値よりも更に低い所定の第２圧力値以下となったタイミングに応じて第１機体側油圧源１０４の機能の喪失を検知するように構成されている。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の機能の喪失又は低下が検知されると、この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、前述のように、アクチュエータ１４ａに対する圧油の供給が行われることになる。さらに、電動モータ１９を圧力検知信号に関わらず、例えば航空機が着陸姿勢に入った段階でフライトコントローラ１２からの信号によって起動させてもよい。これによって、着陸段階で急激に第１機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が生じても、既に電動モータ１９は動作しているため安全な飛行を確保することができる。 For example, the flight controller 12 detects a decrease in the function of the first aircraft-side hydraulic power source 104 according to the timing when the pressure value of the pressure detection signal becomes equal to or lower than a predetermined first pressure value, and the pressure value of the pressure detection signal is The loss of function of the first airframe side hydraulic power source 104 is detected in accordance with the timing when the pressure becomes equal to or lower than a predetermined second pressure value that is lower than the first pressure value. When the flight controller 12 detects the loss or decline of the function of the first aircraft-side hydraulic power source 104, the operation of the electric motor 19 is started based on the command signal from the flight controller 12, as described above. Then, the pressure oil is supplied to the actuator 14a. Further, the electric motor 19 may be activated by a signal from the flight controller 12 when the aircraft enters a landing posture, regardless of the pressure detection signal. As a result, even if the function of the first airframe side hydraulic power source 104 is suddenly lost or lowered during the landing stage, the electric motor 19 is already operating, so that safe flight can be ensured.

図２及び図３に示す電源ユニット２０は、交流電源である前述の可変周波数電源１０８から供給される電力を整流する整流器（コンバータ）として設けられている。即ち、可変周波数電源１０８の交流電力を直流電力に変換するように構成されている。尚、可変周波数電源１０８は、航空機１００に搭載された図示しない発電用エンジンの回転速度の変化に応じて電源周波数が変化する発電機として構成されている。 The power supply unit 20 shown in FIGS. 2 and 3 is provided as a rectifier (converter) that rectifies the electric power supplied from the variable frequency power supply 108 that is an AC power supply. That is, the AC power of the variable frequency power supply 108 is converted to DC power. The variable frequency power supply 108 is configured as a generator whose power supply frequency changes according to a change in the rotational speed of a power generation engine (not shown) mounted on the aircraft 100.

図２及び図３に示すドライバ２１は、フライトコントローラ１２からの指令信号に基づいて、電源ユニット２０から供給される電力を制御して電動モータ１９へ供給するとともに、電動モータ２１の回転速度（回転数）を制御してこの電動モータ２１を駆動するように構成されている。また、ドライバ２１には、回転角センサ１９ａで検出された電動モータ１９の回転速度についての検出信号Ｎｆｂ（図３にて矢印Ｎｆｂで示す信号）が入力されるように構成されている。そして、このドライバ２１は、フライトコントローラ１２から送信される指令信号と、検出信号Ｎｆｂとに基づいて、電動モータ１９を所定の一定回転速度で回転させるように、電動モータ１９の速度フィードバック制御を行うよう構成されている。これにより、ドライバ２１は、電動モータ１９とカップリングを介して同期して回転するバックアップ用油圧ポンプ１８を所定の一定回転速度で回転させるように、電動モータ１９を駆動するように構成されている。 The driver 21 shown in FIGS. 2 and 3 controls the electric power supplied from the power supply unit 20 based on a command signal from the flight controller 12 and supplies the electric power to the electric motor 19, and the rotation speed (rotation) of the electric motor 21. The electric motor 21 is driven by controlling the number). Further, the driver 21 is configured to receive a detection signal Nfb (a signal indicated by an arrow Nfb in FIG. 3) regarding the rotation speed of the electric motor 19 detected by the rotation angle sensor 19a. Based on the command signal transmitted from the flight controller 12 and the detection signal Nfb, the driver 21 performs speed feedback control of the electric motor 19 so as to rotate the electric motor 19 at a predetermined constant rotational speed. It is configured as follows. Accordingly, the driver 21 is configured to drive the electric motor 19 so as to rotate the backup hydraulic pump 18 that rotates in synchronization with the electric motor 19 via the coupling at a predetermined constant rotational speed. .

図４は、油圧システム１の効率について説明するための図であり、バックアップ用油圧ポンプ１８、電動モータ１９、及びドライバ２１におけるバックアップ用油圧ポンプ１８の回転速度に対するそれぞれの効率の変化を例示する図である。尚、図４では、バックアップ用油圧ポンプ１８におけるその回転速度に対する効率（ポンプ効率）の変化をピッチの細かい破線で図示している。また、同図では、電動モータ１９におけるバックアップ用油圧ポンプ１８の回転速度に対する効率（モータ効率）の変化を上記ポンプ効率の変化を示す破線よりもピッチの粗い破線で図示している。また、同図では、ドライバ２１におけるバックアップ用油圧ポンプ１８の回転速度に対する効率（ドライバ効率）の変化を実線で図示している。また、同図では、バックアップ用油圧ポンプ１８の効率と電動モータ１９の効率とドライバ２１の効率とを乗じた積として得られる総合効率（即ち、「総合効率」＝「ポンプ効率」×「モータ効率」×「ドライバ効率」）の変化（総合効率のバックアップ用油圧ポンプ１８の回転速度に対する変化）を一点鎖線で図示している。また、同図については、効率及び回転速度についての具体的な値の表記を省略して模式的に示した図として図示している。 FIG. 4 is a diagram for explaining the efficiency of the hydraulic system 1 and exemplifies changes in efficiency with respect to the rotation speed of the backup hydraulic pump 18 in the backup hydraulic pump 18, the electric motor 19, and the driver 21. It is. In FIG. 4, the change in efficiency (pump efficiency) with respect to the rotational speed of the backup hydraulic pump 18 is illustrated by a broken line with a fine pitch. Further, in the figure, the change in efficiency (motor efficiency) with respect to the rotation speed of the backup hydraulic pump 18 in the electric motor 19 is shown by a broken line having a coarser pitch than the broken line indicating the change in the pump efficiency. In the figure, the change in efficiency (driver efficiency) with respect to the rotational speed of the backup hydraulic pump 18 in the driver 21 is shown by a solid line. In the figure, the total efficiency obtained by multiplying the efficiency of the backup hydraulic pump 18, the efficiency of the electric motor 19 and the efficiency of the driver 21 (ie, “total efficiency” = “pump efficiency” × “motor efficiency”). "×" Driver efficiency ") (total efficiency with respect to the rotational speed of the backup hydraulic pump 18) is indicated by a one-dot chain line. Moreover, about the same figure, the description of the specific value about efficiency and a rotational speed is abbreviate | omitted and shown as the figure shown typically.

図４に示すように、バックアップ用油圧ポンプ１８の回転速度に対して変化する総合効率は、回転速度がＮｃｏｎｓｔ（図４にて二点鎖線Ｎｃｏｎｓｔで示す回転速度）のときにおいて、最大値となっている。そして、ドライバ２１がバックアップ用油圧ポンプ１８を回転駆動する際の前述の所定の一定回転速度は、Ｎｃｏｎｓｔに設定されている。即ち、油圧システム１においては、バックアップ用油圧ポンプ１８、電動モータ１９及びドライバ２１におけるバックアップ用油圧ポンプ１８の回転速度に対するそれぞれの効率の変化に基づいて、前述の総合効率が最大値となるように、上記の所定の一定回転速度がＮｃｏｎｓｔに設定されている。 As shown in FIG. 4, the total efficiency that changes with respect to the rotational speed of the backup hydraulic pump 18 is maximum when the rotational speed is Nconst (the rotational speed indicated by the two-dot chain line Nconst in FIG. 4). ing. The predetermined constant rotational speed when the driver 21 rotates the backup hydraulic pump 18 is set to Nconst. That is, in the hydraulic system 1, based on the change in efficiency with respect to the rotation speed of the backup hydraulic pump 18 in the backup hydraulic pump 18, the electric motor 19, and the driver 21, the total efficiency described above is maximized. The predetermined constant rotational speed is set to Nconst.

また、本実施形態では、電動モータ１９がブラシレスモータとして構成されている形態を例示しているが、この形態においては、ドライバ２１は、例えば、電動モータ１９におけるステータコイルの各相に対して電源ユニット２０からの直流電流を順次切り替えて通電する制御を行う電子回路等として設けられる。尚、電動モータ１９は、ブラシ付直流モータとして構成されていてもよく、また、誘導モータや同期モータのような交流モータとして構成されていてもよい。電動モータ１９がブラシ付直流モータとして構成される場合は、ドライバ２１は、例えば、電動モータ１９の駆動電圧を変化させて電動モータ１９を一定回転速度（Ｎｃｏｎｓｔ）で回転させるように駆動する電子回路として設けられる。また、電動モータ１９が誘導モータや同期モータのような交流モータとして構成される場合は、ドライバ２１は、例えば、電動モータ１９の回転磁界の周波数を変化させて電動モータ１９を一定回転速度（Ｎｃｏｎｓｔ）で回転させるように駆動するインバータ回路として設けられる。 In the present embodiment, the electric motor 19 is illustrated as a brushless motor. In this embodiment, the driver 21 supplies power to each phase of the stator coil in the electric motor 19, for example. It is provided as an electronic circuit or the like that performs control of energization by sequentially switching the direct current from the unit 20. The electric motor 19 may be configured as a brushed DC motor, or may be configured as an AC motor such as an induction motor or a synchronous motor. When the electric motor 19 is configured as a brushed DC motor, for example, the driver 21 changes the drive voltage of the electric motor 19 to drive the electric motor 19 to rotate at a constant rotational speed (Nconst). As provided. When the electric motor 19 is configured as an AC motor such as an induction motor or a synchronous motor, the driver 21 changes the frequency of the rotating magnetic field of the electric motor 19 to change the electric motor 19 to a constant rotation speed (Nconst, for example). ) Is provided as an inverter circuit that is driven to rotate.

次に、油圧システム１の作動について説明する。尚、油圧システム１の作動については、上述した油圧システム１の構成についての説明と同様に、第１機体側油圧源１０４に接続された油圧システム１についてのみ説明し、第２機体側油圧源１０５に接続された油圧システム１の作動については同様であるため説明を省略する。 Next, the operation of the hydraulic system 1 will be described. The operation of the hydraulic system 1 will be described only for the hydraulic system 1 connected to the first airframe side hydraulic power source 104 and the second airframe side hydraulic power source 105 as in the description of the configuration of the hydraulic system 1 described above. Since the operation of the hydraulic system 1 connected to is the same, the description thereof is omitted.

第１機体側油圧源１０４の機能の喪失及び低下が発生していない状態では、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、アクチュエータ１４ａに対しては、制御弁１７ａを介して第１油圧供給源１０４からの圧油が油室（１５ａ、１５ｂ）の一方に供給され、油室（１５ａ、１５ｂ）の他方から油が排出されて制御弁１７ａを介してリザーバ回路１０６に戻されることになる。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、アクチュエータ１４ａが作動してエレベータ１０３が駆動される。 In a state where the function loss and deterioration of the first aircraft-side hydraulic power source 104 have not occurred, the backup hydraulic pump 18 is not operated. In this state, to the actuator 14a, the pressure oil from the first hydraulic pressure supply source 104 is supplied to one of the oil chambers (15a, 15b) via the control valve 17a, and the other of the oil chambers (15a, 15b). The oil is discharged from the fuel and returned to the reservoir circuit 106 through the control valve 17a. Further, by switching the connection state of the control valve 17a based on a command signal from the actuator controller 11a, the oil chambers (15a, 15b) in which pressure oil is supplied and discharged are switched, and the actuator 14a. Is activated to drive the elevator 103.

一方、第１機体側油圧源１０４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、可変周波数電源１０８から供給されて電源ユニット２０で整流されて更にドライバ２１を介して供給される電力によって電動モータ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、ドライバ２１の制御によって電動モータ１９が所定の一定回転速度（Ｎｃｏｎｓｔ）で回転するように駆動される。これにより、油圧システム１は、バックアップ用油圧ポンプ１８の効率と電動モータ１９の効率とドライバ２１の効率との積として得られる総合効率が最大となる状態で作動することになる。 On the other hand, when the loss of function of the first airframe side hydraulic power source 104 and the decrease occur, the variable frequency power supply 108 is supplied and rectified by the power supply unit 20 based on the command signal from the flight controller 12 and further passed through the driver 21. The operation of the electric motor 19 is started by the supplied electric power, the backup hydraulic pump 18 is activated, and the operation is started. The electric motor 19 is driven to rotate at a predetermined constant rotational speed (Nconst) under the control of the driver 21. As a result, the hydraulic system 1 operates in a state where the total efficiency obtained as the product of the efficiency of the backup hydraulic pump 18, the efficiency of the electric motor 19, and the efficiency of the driver 21 is maximized.

また、バックアップ用油圧ポンプ１８の運転が開始されると、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、アクチュエータ１４ａが作動してエレベータ１０３が駆動される。 When the operation of the backup hydraulic pump 18 is started, pressure oil from the backup hydraulic pump 18 is supplied to one of the oil chambers (15a, 15b) via the control valve 17a to the actuator 14a. Then, the oil is discharged from the other of the oil chambers (15a, 15b) and is sucked into the backup hydraulic pump 18 through the control valve 17a to be pressurized. Further, by switching the connection state of the control valve 17a based on a command signal from the actuator controller 11a, the oil chambers (15a, 15b) in which pressure oil is supplied and discharged are switched, and the actuator 14a. Is activated to drive the elevator 103.

以上説明したように、油圧システム１によると、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、バックアップ用油圧ポンプ１８から圧油が供給され、アクチュエータ１４ａを駆動することができる。一方、バックアップ用油圧ポンプ１８を駆動する電動モータ１９へ供給されることになる電力は、航空機１００に搭載された発電用エンジンの回転速度変化に応じて電源周波数が変化する可変周波数電源１０８から供給される。 As described above, according to the hydraulic system 1, pressure oil is supplied from the backup hydraulic pump 18 and the actuator 14a even if the function of the machine-side hydraulic power source (104, 105) is lost or lowered. Can be driven. On the other hand, the electric power to be supplied to the electric motor 19 that drives the backup hydraulic pump 18 is supplied from the variable frequency power supply 108 whose power supply frequency changes in accordance with the change in the rotational speed of the power generation engine mounted on the aircraft 100. Is done.

しかしながら、油圧システム１では、可変周波数電源１０８からの電力が電源ユニット２０で整流され、更に、ドライバ２１が、バックアップ用油圧ポンプ１８を所定の一定回転速度（Ｎｃｏｎｓｔ）で回転させるように電動モータ１９を駆動する。そして、この所定の一定回転速度（Ｎｃｏｎｓｔ）は、バックアップ用油圧ポンプ１８、電動モータ１９、及びドライバ２１におけるバックアップ用油圧ポンプ１８の回転速度に対するそれぞれの効率の変化に基づいて、それぞれの効率を乗じた積として得られる総合効率が最大値となるように、設定されている。このため、バックアップ用油圧ポンプ１８、電動モータ１９、及びドライバ２１を含む油圧システム１全体として、最も効率の良い運転状態を維持することができ、油圧システム１における発熱によるエネルギーロスを最も少なくすることができる。これにより、油圧システム１における発熱量を最も低減することができ、油圧システム１全体の温度上昇を抑制することができる。また、これに伴い、油圧システム１において使用される油の温度上昇も抑制することができる。 However, in the hydraulic system 1, the electric power from the variable frequency power supply 108 is rectified by the power supply unit 20, and the electric motor 19 is rotated so that the driver 21 rotates the backup hydraulic pump 18 at a predetermined constant rotation speed (Nconst). Drive. The predetermined constant rotational speed (Nconst) is multiplied by the efficiency based on the change in efficiency with respect to the rotational speed of the backup hydraulic pump 18 in the backup hydraulic pump 18, the electric motor 19, and the driver 21. The total efficiency obtained as a product is set to the maximum value. For this reason, the most efficient operation state can be maintained as a whole of the hydraulic system 1 including the backup hydraulic pump 18, the electric motor 19, and the driver 21, and energy loss due to heat generation in the hydraulic system 1 is minimized. Can do. Thereby, the emitted-heat amount in the hydraulic system 1 can be reduced most, and the temperature rise of the hydraulic system 1 whole can be suppressed. Further, along with this, an increase in the temperature of oil used in the hydraulic system 1 can also be suppressed.

従って、本実施形態によると、機体側油圧源（１０４、１０５）の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータ１４ａを駆動可能であるとともに、システム全体の温度上昇と使用される油の温度上昇とを抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧システム１を提供することができる。 Therefore, according to the present embodiment, the actuator 14a can be driven even when the function of the airframe side hydraulic power source (104, 105) is lost or lowered, and the temperature of the entire system and the temperature of the oil used are increased. It is possible to provide an aircraft actuator hydraulic system 1 capable of suppressing the ascent.

また、油圧システム１によると、電動モータ１９、バックアップ用油圧ポンプ１８、等を備えて構成される油圧装置１３が水平尾翼１０２の内部に配置される。このため、油圧装置１３が、アクチュエータ１４ａにより近い領域である水平尾翼１０２の内部に設置されることになる。このため、油圧装置１３を含む油圧システム１の小型化及び軽量化を図ることができ、航空機１００の軽量化に寄与することができる。尚、エレベータ以外の舵面に対応して油圧システムが構成される場合であっても、同様に、対応する翼の内部に油圧装置が配置されることで、その油圧装置を含む油圧システムの小型化及び軽量化を図ることができる。 Further, according to the hydraulic system 1, the hydraulic device 13 including the electric motor 19, the backup hydraulic pump 18, and the like is disposed inside the horizontal tail 102. Therefore, the hydraulic device 13 is installed inside the horizontal tail 102, which is a region closer to the actuator 14a. For this reason, the hydraulic system 1 including the hydraulic device 13 can be reduced in size and weight, which can contribute to the weight reduction of the aircraft 100. Even when a hydraulic system is configured corresponding to a control surface other than an elevator, the hydraulic system including the hydraulic apparatus can be reduced in size by arranging the hydraulic apparatus inside the corresponding blade. And weight reduction can be achieved.

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、エルロン等のエレベータ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、図４として油圧システムの効率について説明するために示した図は例示であり、この例に限らず、本発明を実施することができる。即ち、ドライバがバックアップ用油圧ポンプを回転駆動する際の所定の一定回転速度が、バックアップ用油圧ポンプ、電動モータ及びドライバにおけるバックアップ用油圧ポンプの回転速度に対するそれぞれの効率の変化に基づいて、それらの効率の積である総合効率が最大値となるように、設定されていればよい。 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, an aircraft actuator hydraulic system that has an actuator for driving a control surface other than an elevator such as an aileron and supplies pressure oil to the actuator may be implemented. The hydraulic circuit configuration for connecting the aircraft actuator hydraulic system and the fuselage side hydraulic power source may be variously changed. Moreover, the figure shown in order to demonstrate the efficiency of a hydraulic system as FIG. 4 is an illustration, and this invention can be implemented not only in this example. That is, the predetermined constant rotation speed when the driver drives the backup hydraulic pump to rotate is determined based on the change in efficiency with respect to the rotation speed of the backup hydraulic pump, the electric motor, and the backup hydraulic pump in the driver. It may be set so that the total efficiency, which is the product of the efficiency, becomes the maximum value.

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。 The present invention can be widely applied as an aircraft actuator hydraulic system having a hydraulically operated actuator for driving a control surface of an aircraft and supplying pressure oil to the actuator.

１航空機アクチュエータの油圧システム
１４ａアクチュエータ
１８バックアップ用油圧ポンプ
１９電動モータ
２０電源ユニット
２１ドライバ
１００航空機
１０３エレベータ（舵面）
１０４第１機体側油圧源（機体側油圧源）
１０５第２機体側油圧源（機体側油圧源）
１０８可変周波数電源 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Aircraft actuator hydraulic system 14a Actuator 18 Backup hydraulic pump 19 Electric motor 20 Power supply unit 21 Driver 100 Aircraft 103 Elevator (control surface)
104 Airframe side hydraulic power source (airframe side hydraulic power source)
105 Second body side hydraulic power source (airframe side hydraulic power source)
108 Variable frequency power supply

Claims

By the pressure oil from the installed machine side hydraulic pressure source to the body side of the aircraft is supplied, together with a hydraulically operated actuators that drive the control surfaces of the aircraft, with respect to the actuator, the loss or reduction of the aircraft central hydraulic power source function with a variable displacement hydraulic pump for backup that can supply pressure oil when they occur, a hydraulic system for aircraft actuators,
Electric motor for driving a hydraulic pump for the backup, wherein regardless of the loss or decrease in the aircraft central hydraulic power source function, even at the stage where the aircraft has entered the landing attitude, characterized by driving the hydraulic pump for the backup And the aircraft actuator hydraulic system.

The efficiency of the backup hydraulic pump and the efficiency of the electric motor are determined based on changes in efficiency with respect to the rotational speed of the backup hydraulic pump in the backup hydraulic pump, the electric motor, and a driver that drives the electric motor. 2. The aircraft actuator hydraulic system according to claim 1, wherein the electric motor is driven at a predetermined constant rotational speed at which a total efficiency obtained by multiplying the efficiency of the driver and the efficiency of the driver is a maximum value. .