JP6387225B2 - 航空機用配電システム - Google Patents

Description

本発明は、航空機用配電システムに関する。

航空機は、複数の翼を有しており、これらの翼を動作させることで、当該航空機の飛行を制御する（たとえば、特許文献１参照）。上記の翼の一種としての動翼は、補助翼（エルロン）、方向舵（ラダー）、昇降舵（エレベータ）などの舵面として構成される主操縦翼面と、フラップ、スポイラなどとして構成される二次操縦翼面と、を含んでいる。これらの動翼は、アクチュエータを用いて動作される。また、航空機は、上記の機器の他に、たとえば、ランディングギア（降着装置）などの脚（航空機の機体を地上で支持する機構）、を有している。

上記の動翼および脚は、油圧によって動作される。具体的には、航空機には、油圧回路が設けられており、当該油圧回路からの圧油は、アクチュエータに供給される。アクチュエータは、たとえば、油圧シリンダであり、上記の動翼または脚に連結されている。油圧シリンダのピストンが変位することで、上記の動翼または脚が動作する。

特開２００７−４６７９０号公報

ところで、動翼を駆動するアクチュエータとして、電気式アクチュエータも知られている。電気式アクチュエータは、たとえば、ねじ機構を有しており、電動モータの駆動力によって、ねじ機構のロッドが変位する。このロッドの変位によって、動翼が変位される。

電気式アクチュエータは、航空機に備えられる中央配電盤から電力を供給されることで、動作する。中央配電盤は、たとえば、航空機の胴体に設置され、電気式アクチュエータは、航空機の主翼および尾翼に設置される。そして、電気式アクチュエータ毎に異なる配線を用いて、電気式アクチュエータと中央配電盤とが互いに接続される。このため、電気式アクチュエータ毎に、中央配電盤につながる配線を設置する必要があり、航空機に必要な配線の長さが長くなってしまう。

また、航空機は、電気式アクチュエータ以外にも、多数の電気機器を備えている。このため、電気機器毎に、中央配電盤につながる配線を設けることは、航空機における配線の全長が極めて長くなり、航空機の重量が大きくなってしまう。

本発明は、上記実情に鑑みることにより、航空機の重量に占める配線の重量の割合をより小さくすることのできる、航空機用配電システムを提供することを目的とする。

（１）上記目的を達成するための本発明のある局面に係る航空機用配電システムは、航空機の発電機から電力を受け取る中央配電盤と、前記中央配電盤とは離隔して設けられ、前記中央配電盤からの電力を前記航空機に設置されている複数の電気機器に配分するための遠隔配電盤と、を備え、前記電気機器は、電力の供給を受けて動作する電気式アクチュエータを含み、前記遠隔配電盤は、前記電気式アクチュエータの異常の有無又は動作状態を監視する主監視制御部を備え、前記主監視制御部は、前記遠隔配電盤から前記電気式アクチュエータに与えられた電力量と、前記電気式アクチュエータの可動部の機械的動作量との関係に基づいて、前記電気式アクチュエータの動作状態を診断するヘルスモニタリング部を有し、前記電気式アクチュエータは、前記電力量と前記機械的動作量を示すデータを前記主監視制御部に出力する副監視制御部を備え、前記主監視制御部は、前記副監制御部から出力された前記データに基づいて前記電気式アクチュエータの異常の有無又は動作状態を監視する。

この構成によると、遠隔配電盤は、中央配電盤から離隔して航空機に設置されている。そして、この遠隔配電盤から配線などを介して電気機器へ電力を供給できる。よって、航空機に備えられる多数の電気機器の少なくとも一部について、当該電気機器から延びる配線を直接、中央配電盤まで延ばさなくて済む。これにより、航空機における配線の全長をより短くできる。すなわち、航空機の重量に占める配線の重量の割合をより小さくすることのできる、航空機用配電システムを実現できる。

（２）好ましくは、前記中央配電盤と前記遠隔配電盤とは、少なくとも１本の配線を用いて電気的に接続される。

この構成によると、中央配電盤と遠隔配電盤とが１本の配線で接続されている場合、航空機の重量に占める配線の重量の割合を、より小さくできる。また、中央配電盤と遠隔配電盤とが２本以上の配線で接続されている場合、仮に一部の配線が導通不良などを生じても、中央配電盤から遠隔配電盤への電力供給を、より確実に行える。

（３）好ましくは、前記遠隔配電盤は、前記中央配電盤から直流電力を供給されるように構成されている。

この構成によると、航空機に設置される中央配電盤と遠隔配電盤との距離は、比較的短い。このため、中央配電盤から遠隔配電盤へ直流電力を供給する際の送電ロスは、小さい。また、中央配電盤から遠隔配電盤への電力供給に際して、電気機器で多用される直流電力のままで、中央配電盤から遠隔配電盤へ電力を供給できる。このため、遠隔配電盤において、中央配電盤からの電力を交流から直流に変換する処理が不要である。これにより、電力ロスの低減を通じて、航空機用配電システムにおける電力の利用効率を、より高くできる。また、中央配電盤から遠隔配電盤へ供給される電力について、交流電力と直流電力とを変換するコンバータが不要であり、航空機用配電システムを、より簡素な構成にすることができる。

（４）好ましくは、前記遠隔配電盤は、複数の前記電気機器としての複数の電気式アクチュエータに電気的に接続可能に構成されている。

この構成によると、電気式アクチュエータは、動翼などを駆動させるために、大電力を必要とする。このため、電気式アクチュエータに接続される配線の直径は太く、当該配線の重量は、重くなり易い。よって、電気式アクチュエータに接続される配線を、遠隔配電盤に接続することで、当該配線を短くでき、その結果、当該配線の重量をより少なくできる。これにより、航空機の重量に占める配線の重量の割合を、より一層少なくできる。

（５）好ましくは、前記中央配電盤は、前記航空機の胴体内に配置可能に構成されており、前記遠隔配電盤は、前記航空機の翼内に配置可能に構成されている。

この構成によると、中央配電盤は、胴体内の客室などで使用される電気機器に電力を供給するために、長さの短い配線を用いて、当該電気機器に電力を供給できる。また、遠隔配電盤は、翼内に設置される電気式アクチュエータ、翼用照明装置などの電気機器に電力を供給するために、長さの短い配線を用いて、当該電気機器に電力を供給できる。よって、航空機の重量に占める配線の重量の割合を、より一層少なくできる。
前記遠隔配電盤は、前記主監視制御部に接続され、前記中央配電盤と前記電気式アクチュエータとの間に流れる電流を遮断可能に設けられた継電器を備え、前記主監視制御部は、前記電気式アクチュエータに異常が発生した場合、前記継電器を遮断してもよい。
前記監視制御部は、前記電気式アクチュエータの動作試験を行って異常の有無を出力する試験処理部を有していてもよい。
前記遠隔配電盤は、前記電気機器によって生成された回生電力を受け取ってもよい。

本発明によると、航空機の重量に占める配線の重量の割合をより小さくすることのできる、航空機用配電システムを実現できる。

本発明の一実施形態にかかる電力システムを有する航空機の一部を示す模式図である。 電力システムの主要部の模式図である。 主監視制御部の試験処理部における制御の一例を示すフローチャートである。 主監視制御部における、継電器の制御の一例を示すフローチャートである。 主監視制御部のヘルスモニタリング部における処理の流れの一例を示すフローチャートである。 本発明の変形例について説明するための図である。 本発明の別の変形例について説明するための図である。 本発明の別の変形例について説明するための図である。

［第１実施形態］
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。

図１は、本発明の一実施形態にかかる電力システム１を有する航空機１００の一部を示す模式図である。なお、図１は、航空機１００の機体１０１の前部および中間部を図示しており、機体１０１の後部についての図示を省略している。図２は、電力システム１の主要部の模式図である。

なお、図２において、実線で示す配線は、電気式アクチュエータ１５ａなどの電気機器１０を動作させるための電力を供給する電源線（高電圧線）である。一方、図２において、破線で示す配線は、電気式アクチュエータ１５ａなどの電気機器１０を制御するための信号線（低電圧線）である。

図１を参照して、航空機１００は、たとえば、旅客機である。航空機１００は、機体１０１と、左右一対のエンジン１０３Ｌ，１０３Ｒと、電力システム１とを備えている。

機体１０１は、胴体１０４と、胴体１０４に連結された左右一対の主翼１０２Ｌ，１０２Ｒと、を有している。

主翼１０２Ｌ，１０２Ｒには、舵面として、エルロン１０５Ｌ，１０６Ｌ，１０５Ｒ，１０６Ｒ、および、スポイラ１０７Ｌ，１０８Ｌ，１０７Ｒ，１０８Ｒが設けられている。これらエルロン１０５Ｌ，１０６Ｌ，１０５Ｒ，１０６Ｒ、および、スポイラ１０７Ｌ，１０８Ｌ，１０７Ｒ，１０８Ｒは、後述する電気式アクチュエータ１５などによって動作される。

エンジン１０３Ｌ，１０３Ｒは、たとえば、機体１０１に推進力を与えるためのジェットエンジンであり、本実施形態では、ターボファンエンジンである。エンジン１０３Ｌ，１０３Ｒは、主翼１０２Ｌ，１０２Ｒに取り付けられている。エンジン１０３Ｌ，１０３Ｒは、図示しない回転軸を有している。エンジン１０３Ｌ，１０３Ｒは、電力システム１で消費される電力を発生させるためにも用いられる。

図１および図２を参照して、電力システム１は、本発明の「航空機用配電システム」の一例である。電力システム１は、航空機１００に備えられる電気機器１０に電力を供給するように構成されている。

なお、電力システム１は、機体１０１の左舷部に関連する構成と、機体１０１の右舷部に関連する構成とが同様である。したがって、本実施形態では、電力システム１のうち機体１０１の右舷部に関連する構成を主に説明し、電力システム１のうち機体１０１の左舷部に関連する構成の説明の一部は省略する。

本実施形態の電力システム１の特徴の一つは、航空機１００が、中央配電盤３と、遠隔配電盤５とを有している点にある。そして、遠隔配電盤５は、中央配電盤３とは離隔して航空機１００に設けられ、中央配電盤３からの電力を航空機１００に設置されている電気機器１０に配分する。本実施形態では、機体１０１が電気機器１０への電力の供給経路の一部を構成する、ボディーアース構造が採用されている。以下、電力システム１の構成を、より詳細に説明する。

電力システム１は、主発電機２と、中央配電盤３と、第１電源配線４と、遠隔配電盤５と、遠隔配電盤５に設けられた第２電源配線６と、副発電機７と、主バッテリ８と、複数の電気機器１０と、を有している。

主発電機２は、主電源装置として設けられており、電力システム１で消費される電力を供給可能に構成されている。主発電機２は、本実施形態では、直流発電機である。主発電機２は、航空機１００に推力を付与するためのエンジン１０３Ｒによって駆動される。

副発電機７は、副電源装置として設けられており、たとえば、主発電機２の停止時に発電動作を行う。副発電機７は、たとえば、ガスタービンエンジンおよび発電機を含んでおり、このガスタービンエンジンの動作によって発電機が駆動されることで、電力が発生する。副発電機７は、本実施形態では、直流発電機である。副発電機７からの電力は、中央配電盤３へ出力される。

主バッテリ８は、たとえば、リチウムイオン蓄電池などの二次電池であり、中央配電盤３へ電力を供給可能に構成されている。また、主バッテリ８は、主発電機２または副発電機７からの電力を貯めることが可能に構成されている。

本実施形態では、主発電機２からの電力、副発電機７からの電力、および、主バッテリ８からの電力が、最適配分されるように構成されている。

本実施形態では、電力システム１は、直流電力を用いるシステムである。なお、電力システム１に交流電力を用いてもよい。この場合、直流電力と交流電力とを変換するコンバータが、電力システム１に設けられる。たとえば、主発電機２および副発電機７が交流発電機である場合、発電された交流電力は、中央配電盤３でＡＣ／ＤＣコンバータによって直流電力に変換される。主発電機２で発電された直流電力は、中央配電盤３に供給される。

中央配電盤３は、航空機１００における主たる配電盤として設けられており、主発電機２からの電力、副発電機７からの電力、および、主バッテリ８からの電力を遠隔配電盤５などに配分するように構成されている。本実施形態では、主発電機２からの電力、副発電機７からの電力、および、主バッテリ８からの電力は、全て、中央配電盤３に送信される。中央配電盤３は、たとえば、ＤＣ／ＤＣコンバータを有しており、主発電機２などからの電力の電圧を変換可能に構成されている。

中央配電盤３は、胴体１０４に設置されている。本実施形態では、中央配電盤３は、胴体１０４内において、主翼１０２Ｌ，１０２Ｒ間に配置されている。中央配電盤３は、第１電源配線４に接続されている。第１電源配線４は、胴体１０４および主翼１０２Ｒ内に延びており、遠隔配電盤５に接続されている。

遠隔配電盤５は、中央配電盤３から供給された直流電力を、電気式アクチュエータ１５（１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄ）、および、翼用照明装置１８に配分するために設けられている。なお、中央配電盤３から遠隔配電盤５へは、交流電力が供給されてもよい。遠隔配電盤５は、第１電源配線４を介して中央配電盤３と電気的に接続されており、中央配電盤３から電力を供給される。このように、中央配電盤３に加えて遠隔配電盤５が設けられていることにより、各電気式アクチュエータ１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄ、および、翼用照明装置１８から中央配電盤３まで個別に配線を設置する必要が無い。よって、航空機１００における電気配線の重量をより少なくできる。その上、航空機１００における配線のためのスペースは、少なくてすむ。

本実施形態では、第１電源配線４は、１本設けられている。当該１本の第１電源配線４は、単一の導線を被覆した構成の被覆電線であってもよいし、複数本の導線を束ねて形成された１本の導線体を被覆した構成の被覆電線であってもよいし、多芯ケーブルであってもよい。

なお、第１電源配線４は、複数本設けられてもよい。この場合、各第１電源配線４が、中央配電盤３および遠隔配電盤５に接続される。たとえば、第１電源配線４の電圧が、±２７０Ｖである場合、第１電源配線４は、２本設けられる。この場合、機体１０１のボディアース電圧が、０Ｖとなる。本実施形態では、遠隔配電盤５は、主翼１０２Ｒ内に配置されており、中央配電盤３とは離隔して配置されている。遠隔配電盤５の詳細な構成は、後述する。

電気機器１０は、複数設けられており、各電気機器１０は、もっぱら、主発電機２で発生した電力によって動作する。航空機１００には、複数の電気機器１０として、たとえば、エアコンディショナ１１と、照明装置１２と、テレビシステム１３と、フライトコントロールコンピュータ（ＦＣＣ：Flight Control Computer）１４と、電気式アクチュエータ１５（１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄ）と、主翼照明装置１８と、が設けられている。

エアコンディショナ１１、客室照明装置１２、テレビシステム１３、および、フライトコントロールコンピュータ１４は、胴体１０４内に設置された胴体内電気機器であり、それぞれ、中央配電盤３に第３電源配線１６を介して直接的に接続されている。エアコンディショナ１１、客室照明装置１２、テレビシステム１３、および、フライトコントロールコンピュータ１４は、中央配電盤３から供給された電力によって動作する。

エアコンディショナ１１は、胴体１０４の客室内の温度調整に用いられる。客室照明装置１２は、胴体１０４の客室内に設置された複数の照明を含んでおり、客室内の空間を照らすように構成されている。テレビシステム１３は、胴体１０４の客室内に設置された複数のテレビ受像器を含んでおり、各テレビ受像器に種々の映像を表示するように構成されている。

フライトコントロールコンピュータ１４は、ＣＰＵ（Central Processing Unit）、ＲＡＭ（Random Access Memory）およびＲＯＭ（Read Only Memory）などを有しており、航空機１００の飛行に関する統合制御部として設けられている。フライトコントロールコンピュータ１４は、図示しない操縦桿などから出力された信号に基づいて、所定の制御信号を出力するように構成されている。

たとえば、エルロン１０５Ｒを操作する指令が操縦桿からフライトコントロールコンピュータ１４に与えられた場合、フライトコントロールコンピュータ１４は、エルロン１０５Ｒを動作させるための制御信号を、遠隔配電盤５へ出力する。

電気式アクチュエータ１５（１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄ）は、フライトコントロールシステム用電気式アクチュエータであり、フライトコントロールコンピュータ１４の制御信号に基づいて動作する。電気式アクチュエータ１５は、主翼１０２Ｒ内に配置されている。

電気式アクチュエータ１５ａ，１５ｂは、可動翼としてのエルロン１０５Ｒ，１０６Ｒを動作するために設けられている。電気式アクチュエータ１５ｃ，１５ｄは、動翼としてのスポイラ１０７Ｒ，１０８Ｒを動作するために設けられている。なお、各電気式アクチュエータ１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄは、互いに同様の構成を有しているので、本実施形態では、電気式アクチュエータ１５ａの構成について詳細に説明し、電気式アクチュエータ１５ｂ，１５ｃ，１５ｄについての詳細な説明は省略する。

本実施形態では、電気式アクチュエータ１５ａは、ＤＣ（直流）サーボモータであり、直流電力によって動作する。なお、電気式アクチュエータ１５ａは、ＡＣ（交流）サーボモータであってもよい。この場合、遠隔配電盤５には直流電力と交流電力とを変換するコンバータが設けられ、このコンバータから電気式アクチュエータ１５ａへ交流電力を与えられる。

電気式アクチュエータ１５ａは、モータドライバ２１と、電動モータ２２と、アクチュエータ２３と、位置センサ２４と、副監視制御部２５と、を有している。

モータドライバ２１は、モータ駆動回路である。このモータドライバ２１は、遠隔配電盤５の後述するアクチュエータ制御部４１からの速度指令信号に基づいて、電動モータ２２へ所定の電力を出力する。モータドライバ２１は、遠隔配電盤５の後述する電流センサ４４を通過した電流（第２電源配線６からの電流）を供給される。

電動モータ２２は、モータドライバ２１から与えられた電力によって駆動するように構成されている。本実施形態では、電動モータ２２は、ＤＣモータである。電動モータ２２の回転軸の回転運動は、アクチュエータ２３に出力される。

アクチュエータ２３は、運動変換機構として設けられており、回転運動を直線運動に変換可能であり、且つ、直線運動を回転運動に変換可能である。本実施形態では、アクチュエータ２３は、電動モータ２２の回転軸の回転運動を、直線運動に変換する。また、アクチュエータ２３は、エルロン１０５Ｒの変位に伴って生じる直線運動を、電動モータ２２の回転軸の回転運動に変換する。

本実施形態では、アクチュエータ２３は、ボールねじ機構を含んでいる。このボールねじ機構は、雄ねじ部材を含む可動部２６を有している。電動モータ２２の回転軸の回転に伴い、可動部２６は、直線方向に変位する。可動部２６は、エルロン１０５Ｒの作用点部に連結されており、可動部２６の変位に伴って、エルロン１０５Ｒが所定の支点軸回りに変位する。

また、たとえば、エルロン１０５Ｒが主翼１０２Ｒの固定部に対して傾斜した姿勢の状態のときに、電動モータ２２への電力供給が停止される場合がある。この場合、エルロン１０５は、空気抵抗を受けて支点軸回りを回転することで、主翼１０２Ｒの固定部側へ変位する。この際、エルロン１０５の作用点部は、可動部２６を、エルロン１０５Ｒの変位に伴って直線方向に変位させる。そして、可動部２６のこの直線運動は、アクチュエータ２３において回転運動に変換され、電動モータ２２の回転軸を回転させる。

電動モータ２２の回転軸の回転によって、電動モータ２２は、直流発電機として機能し、直流電力を発生する。すなわち、電動モータ２２は、回生電力を発生する。この回生電力は、モータドライバ２１、後述する電流センサ４４、および、継電器４３を介して、蓄電器２７に供給される。電動モータ２２がＤＣモータであることにより、直流の回生電力は、交流から直流に変換される手間無く、蓄電器２７に供給される。上記の電動モータ２２の回転軸の変位（可動部２６の変位）、すなわち、エルロン１０５Ｒの舵面角度は、位置センサ２４によって測定される。

位置センサ２４は、電気式アクチュエータ１５ａの可動部２６の位置を検出するように構成されている。本実施形態では、位置センサ２４からの位置信号は、後述するアクチュエータ制御部４１および副監視制御部２５へ出力される。

副監視制御部２５は、電気式アクチュエータ１５ａに異常が生じているか否かを判定するために設けられている。また、副監視制御部２５は、モータドライバ２１から出力される電力量を特定する信号と、位置センサ２４からの位置信号とを、遠隔配電盤５の主監視制御部４５へ出力するために設けられている。

副監視制御部２５は、たとえば、ＣＰＵ、ＲＡＭ、および、ＲＯＭを有している。副監視制御部２５は、位置センサ２４から出力された位置信号を読み込む。そして、副監視制御部２５は、この位置信号を、デジタルデータとして記憶する。また、副監視制御部２５は、モータドライバ２１から電動モータ２２へ出力される電力量を特定するデータをモータドライバ２１から受信し、当該データをデジタルデータとして記憶する。副監視制御部２５は、各上記デジタルデータを、主監視制御部４５へ出力する。また、副監視制御部２５は、アクチュエータ制御部４１からモータドライバ２１に与えられた速度指令信号を読み込む。

副監視制御部２５は、前述したように、電気式アクチュエータ１５ａに異常が生じたか否かを監視する。具体的には、たとえば、副監視制御部２５は、アクチュエータ制御部４１から速度指令信号が発せられてから所定時間経過の後、速度指令信号で特定される、可動部２６の目標位置と、位置センサ２４で検出される、当該可動部２６の実際の位置との差が所定範囲内であるか否かを判定する。

この差が所定の範囲内である場合、副監視制御部２５は、電気式アクチュエータ１５ａが正常であると判定する。この場合、副監視制御部２５は、電気式アクチュエータ１５ａが正常に動作していることを示す異常無し通知信号を、主監視制御部４５を介してフライトコントロールコンピュータ１４へ出力する。

一方、たとえば、アクチュエータ２３に異物が挟まるなどによって、アクチュエータ２３がロックされた場合、速度指令信号がモータドライバ２１に与えられているにもかかわらず、電動モータ２２およびアクチュエータ２３は動作せず、その結果、可動部２６の位置を示す位置信号も変化しない場合がある。この場合、可動部２６の目標位置と、当該可動部２６の実際の位置との差が所定範囲を超える。

この場合、副監視制御部２５は、電気式アクチュエータ１５ａに異常が生じているとして、異常通知信号を、主監視制御部４５を介してフライトコントロールコンピュータ１４へ出力する。主監視制御部４５は、遠隔配電盤５に備えられている。

本実施形態では、遠隔配電盤５は、もっぱら、フライトコントロールシステム用遠隔配電盤として設けられており、航空機１００の飛行制御に関連する電気式アクチュエータ１５（１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄ）および翼用照明装置１８に電力を供給する。この遠隔配電盤５は、航空機１００の主発電機２、副発電機７、または主バッテリ８などからの電力を、中央配電盤３経由で与えられ、当該電力を、各電気式アクチュエータ１５（１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄ）、および、翼用照明装置１８に出力する。また、遠隔配電盤５は、蓄電器２７からの電力を各電気式アクチュエータ１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄ、および、翼用照明装置１８へ出力可能に構成されている。このように、遠隔配電盤５は、フライトコントロールシステム用機器以外の機器（翼用照明装置１８）が接続されていてもよい。

翼用照明装置１８は、主翼１０２Ｒに設けられた照明装置であり、翼内電気機器である。翼用照明装置１８は、航空機１００の左右方向における主翼１０２Ｒのたとえば先端に配置されており、航空機１００の外部に向けて光を発する照明を有している。本実施形態では、この照明は、直流電力を用いて点灯する。前述したように、翼用照明装置１８は、遠隔配電盤５から電力を供給される。

遠隔配電盤５は、第２電源配線６と、蓄電器２７と、複数のチャンネル３１，３２，３３，３４と、ＤＣ／ＤＣコンバータ３５と、照明用継電器３６と、を有している。

第２電源配線６は、第１電源配線４にたとえば電気コネクタ（図示せず）を用いて接続されている。

第２電源配線６は、第１部分６０１と、第２部分６０２と、第３部分６０３と、第４部分６０４と、第５部分６０５と、第６部分６０６と、を有している。

第１部分６０１は、第１電源配線４と、チャンネル３１の後述する継電器４３とを接続している。第２部分６０２は、チャンネル３１の後述する電流センサ４４と、第４電源配線５１とを接続している。第４電源配線５１は、電気式アクチュエータ１５ａ内の電源配線５２を介して、モータドライバ２１に接続されている。第３部分６０３は、第１部分６０１の分岐部６ａから分岐している。第４部分６０４は、第３部分６０３に設けられた分岐部６ｂから分岐しており、チャンネル３２に接続されている。第５部分６０５は、第３部分６０３に設けられた分岐部６ｃから分岐しており、チャンネル３３に接続されている。第６部分６０６は、第３部分６０３に設けられた分岐部６ｄから分岐しており、チャンネル３４に接続されている。第３部分６０３は、ＤＣ／ＤＣコンバータ３５に接続されている。

ＤＣ／ＤＣコンバータ３５は、中央配電盤３から分岐部６ａなどを介してＤＣ／ＤＣコンバータ３５に供給される電力の電圧を変換するために設けられている。本実施形態では、ＤＣ／ＤＣコンバータ３５は、中央配電盤５または蓄電器２７からの高圧の電力を、より低い電圧に変換するように構成されている。ＤＣ／ＤＣコンバータ３５と翼用照明装置１８との間に、照明用継電器３６が設けられている。

照明用継電器３６は、遠隔配電盤５と翼用照明装置１８との間における、電力の供給および遮断を択一的に設定するために設けられている。すなわち、照明用継電器３６は、遠隔配電盤５と翼用照明装置１８との間に流れる電流を遮断可能である。照明用継電器３６は、電磁リレーを含んでおり、第２電源配線６において、ＤＣ／ＤＣコンバータ３５と、翼用照明装置１８との間に設けられている。また、照明用継電器３６は、図示しない操縦室のスイッチに接続されており、パイロットなどが当該スイッチを操作することで、オン／オフ動作を指示される。たとえば、航空機１００が夜間飛行しているときに翼用照明装置１８へ電力を供給するよう、上記のスイッチが操作される。照明用継電器３６は、翼用照明装置１８に接続されている。

第２電源配線６の第１部分６０１のうち、第１電源配線４との接続部と分岐部６ａとの間に、蓄電器２７が接続されている。

蓄電器２７は、各電気式アクチュエータ１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄで発生した回生電力を貯めるために設けられている。蓄電器２７は、たとえば、リチウムイオン蓄電池などの二次電池、フライホイールバッテリ、または、キャパシタなどであり、蓄電および放電可能に構成されている。蓄電器２７は、第２電源配線６を介して第１電源配線４に接続されており、中央配電盤３からの電力を貯めることも可能である。蓄電器２７は、たとえば、中央配電盤３から供給される電力が低下した場合に、各チャンネル３１，３２，３３，３４（各電気式アクチュエータ１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄ）、および、翼用照明装置１８へ電力を供給する。

各チャンネル３１，３２，３３，３４は、対応する電気式アクチュエータ１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄを制御する単位制御装置として設けられている。各チャンネル３１，３２，３３，３４の構成は、互いに同様である。したがって、以下では、電気式アクチュエータ１５ａを制御するためのチャンネル３１の構成を主に説明し、チャンネル３２，３３，３４の詳細な説明は省略する。

なお、本実施形態では、各チャンネル３１，３２，３３，３４の構成が互いに同様である形態を説明するけれども、この通りでなくてもよい。たとえば、各チャンネル３１，３２，３３，３４において、構成の少なくとも一部が相違していてもよい。

チャンネル３１は、アクチュエータ制御部４１と、雷サージ保護部４２ａ，４２ｂと、継電器４３と、電流センサ４４と、主監視制御部４５と、を有している。

アクチュエータ制御部４１は、電気式アクチュエータ１５ａを制御するために設けられている。アクチュエータ制御部４１は、フライトコントロールコンピュータ１４、主監視制御部４５、および、電気式アクチュエータ１５ａのモータドライバ２１に接続されている。アクチュエータ制御部４１は、ＣＰＵ、ＲＡＭ、およびＲＯＭなどを用いて形成されている。このアクチュエータ制御部４１は、フライトコントロールコンピュータ１４からの制御信号に応じた動作を電気式アクチュエータ１５ａに行わせるための信号を生成するように構成されている。

アクチュエータ制御部４１は、フライトコントロールコンピュータ１４から出力された制御信号と、位置センサ２４からの位置信号とを読み込む。アクチュエータ制御部４１は、これらの信号に基づいて、速度指令信号を生成する。

アクチュエータ制御部４１は、フライトコントロールコンピュータ１４からの制御信号と、位置センサ２４で検出された、可動部２６の位置信号とを用いたフィードバック制御により、可動部２６の目標位置を算出する。そして、アクチュエータ制御部４１は、この目標位置に可動部２６を変位させるための速度指令信号を生成し、当該速度指令信号を、電気式アクチュエータ１５ａのモータドライバ２１へ出力する。

雷サージ保護部４２ａ，４２ｂは、電気式アクチュエータ１５ａなどから第２電源配線６の第１部分６０１、第２部分６０２へ入力された雷電流などの大電流を、航空機１００の外部に逃がすために設けられている。雷サージ保護部４２ａ，４２ｂが設けられていることで、雷サージ電流などの大電流が中央配電盤３へ流れることは、抑制される。雷サージ保護部４２ａ，４２ｂは、たとえば、バリスタ４８ａ，４８ｂを有している。

バリスタ４８ａの一端は、第２電源配線６の第１部分６０１のうち分岐部６ａと継電器４３との間に接続されている。バリスタ４８ａの他端は、たとえば、放電索（図示せず）に接続されている。バリスタ４８ｂの一端は、第２部分６０２に接続されている。バリスタ４８ｂの他端は、たとえば、放電索（図示せず）に接続されている。上記の構成により、雷サージ保護部４２ａ，４２ｂは、第２電源配線６の第１部分６０１および第２部分６０２などを介して、電気式アクチュエータ１５ａの電動モータ２２と電気的に接続されている。

なお、雷サージ保護部４２ｂ（バリスタ４８ｂ）は、チャンネル３１の内部に配置されていなくてもよい。たとえば、バリスタ４８ｂは、遠隔配電盤５内において、チャンネル３１の外部に配置されていてもよい。

また、本実施形態では、雷サージ保護部４２ａ，４２ｂに加えて、雷サージ保護部５５が設けられている。雷サージ保護部５５は、たとえば、バリスタである。雷サージ保護部５５の一端は、電気式アクチュエータ１５ａ内の電源配線５２に接続されている。雷サージ保護部５５の他端は、放電索（図示せず）に接続されている。

なお、本実施形態では、雷サージ対策のためのバリスタとして、バリスタ４２ａ，４２ｂ，５５を例示している。しかしながら、上記例示のバリスタに限らず、雷サージ対策のためのバリスタは、遠隔配電盤５に接続される全ての信号線および電源線と、電気式アクチュエータ１５に接続される全ての信号線および電源線とに設けられていることが、より好ましい。

継電器４３は、中央配電盤３と電気式アクチュエータ１５ａとの間における、電気式アクチュエータ１５ａの電動モータ２２駆動用電力の接続および遮断を択一的に設定するために設けられている。すなわち、継電器４３は、中央配電盤３と電気式アクチュエータ１５ａとの間に流れる電流を遮断可能である。継電器４３は、電磁リレーを含んでおり、第２電源配線６において、雷サージ保護部４２ａと電流センサ４４との間（第１部分６０１と第２部分６０２との間）に設けられている。また、継電器４３は、第２電源配線６において、蓄電器２７と電気式アクチュエータ１５ａとの間に設けられている。また、継電器４３は、主監視制御部４５に接続されており、当該主監視制御部４５によって制御される。

継電器４３が主監視制御部４５によってオン状態に制御されることにより、中央配電盤３からの電力は、第２電源配線６の第２部分６０２などを介して電気式アクチュエータ１５ａへ供給可能となる。このとき、電動モータ２２の回生電力は、蓄電器２７へ供給可能である。一方、継電器４３が主監視制御部４５によってオフ状態に制御されることにより、中央配電盤３からチャンネル３１における第２電源配線６への電力供給が遮断される。すなわち、遠隔配電盤５と電気式アクチュエータ１５ａとの間に第２電源配線６から流れる電流が遮断され、遠隔配電盤５から電気式アクチュエータ１５ａのモータドライバ２１および電動モータ２２への電力供給が遮断される。

このとき、電気式アクチュエータ１５ａから第２電源配線６への電力供給が遮断される。すなわち、電気式アクチュエータ１５ａから蓄電器２７への電力供給が遮断される。継電器４３は、電流センサ４４と隣接している。

電流センサ４４は、チャンネル３１において第２電源配線６に流れる電流（電流値）を検出するために設けられている。電流センサ４４による電流検出信号は、主監視制御部４５へ出力される。

主監視制御部４５は、電気式アクチュエータ１５ａの異常の有無を監視するために設けられている。本実施形態では、主監視制御部４５は、アクチュエータ制御部４１が行う制御とは異なる制御を行うために設けられている。主監視制御部４５は、主監視制御部４５に接続されている継電器４３（スイッチ）の開閉動作を制御する。

主監視制御部４５は、ＣＰＵ、ＲＡＭ、および、ＲＯＭなどを用いて形成されている。本実施形態では、主監視制御部４５とアクチュエータ制御部４１とは、異なるＣＰＵ（演算処理部）を用いて構成されている。主監視制御部４５は、アクチュエータ制御部４１からの情報、電気式アクチュエータ１５ａからの情報、および、電流センサ４４からの情報を基に、電気式アクチュエータ１５ａの運用に関する制御を行うように構成されている。

より具体的には、主監視制御部４５は、電気式アクチュエータ１５ａの副監視制御部２５から、モータドライバ２１（電動モータ２２）への速度指令信号と、モータドライバ２１から電動モータ２２に出力される電力量を特定するデータとを、受信する。また、主監視制御部４５は、チャンネル３１における第２電源配線６の第１部分６０１、第２部分６０２間の電流値の信号を、電流センサ４４から受信する。また、主監視制御部４５は、アクチュエータ制御部４１から、位置センサ２４からの位置信号を受信する。

主監視制御部４５は、ヘルスモニタリング部４９と、試験処理部５０とを有している。

ヘルスモニタリング部４９は、電気式アクチュエータ１５ａの動作状態を監視および診断可能である。具体的には、ヘルスモニタリング部４９は、遠隔配電盤５から電気式アクチュエータ１５ａに与えられた電力量と、電気式アクチュエータ１５ａの可動部２６の機械的動作量との関係に基づいて、電気式アクチュエータ１５ａの動作状態（効率）を診断する。ヘルスモニタリング部４９の処理のより具体的な説明は、後述する。

主監視制御部４５の試験処理部５０は、たとえば、電力システム１の起動時に、電気式アクチュエータ１５ａの動作試験を行うために設けられている。すなわち、試験処理部５０は、航空機１００が駐機しているときに使用される。試験処理部５０は、航空機１００に組み込まれた組み込み試験装置であるともいえる。

本実施形態では、試験処理部５０は、電気式アクチュエータ１５ａを試験するように構成されている。なお、試験処理部５０は、電気式アクチュエータ１５ａの試験に限らず、継電器４３の動作試験を行うように構成されていてもよい。試験処理部５０の処理のより詳細な説明は、後述する。

主監視制御部４５は、フライトコントロールコンピュータ１４に接続されており、主監視制御部４５の処理内容は、フライトコントロールコンピュータ１４に出力される。

次に、主監視制御部４５の処理の流れの一例を説明する。図３は、主監視制御部４５の試験処理部５０の制御の一例を示すフローチャートである。なお、以下では、フローチャートを参照して説明する場合、フローチャート以外の図も適宜参照する。

図３を参照して、試験処理部５０は、まず、試験用信号を、アクチュエータ制御部４１に出力する（ステップＳ１１）。この試験用信号は、電気式アクチュエータ１５ａに、エルロン１０５Ｒの舵面角度をたとえば数度変化させることを指令する信号であり、フライトコントロールコンピュータ１４の制御信号を模した模擬信号である。

この試験用信号を受信したアクチュエータ制御部４１は、エルロン１０５Ｒの舵面角度を数度変化させるための速度指令信号を生成し、当該速度指令信号をモータドライバ２１に出力する。そして、電気式アクチュエータ１５ａに異常が生じていない場合、電気式アクチュエータ１５ａの電動モータ２２の回転軸は、速度指令信号で指示された回転量だけ、回転する。その結果、可動部２６が所定量変位され、エルロン１０５Ｒの舵面角度は、数度変化される。

次に、試験処理部５０は、副監視制御部２５から出力される信号を読み込む（ステップＳ１２）。そして、試験処理部５０は、副監視制御部２５から出力された信号で特定される可動部２６（電動モータ２２の回転軸）の実駆動量と、試験用信号から特定される目標駆動量との差を判定する（ステップＳ１３）。

実駆動量と目標駆動量との差が所定のしきい値以下である場合、試験処理部５０は、実駆動量と目標駆動量との差が小さいと判定する（ステップＳ１３でＹＥＳ）。この場合、試験処理部５０は、試験結果に異常がないことを示す試験結果信号を記録する（ステップＳ１４）とともに、当該試験結果信号を中央配電盤３およびフライトコントロールコンピュータ１４に出力する（ステップＳ１５）。

一方、実駆動量と目標駆動量との差が所定のしきい値を超えている場合、試験処理部５０は、実駆動量と目標駆動量との差が大きいと判定する（ステップＳ１３でＮＯ）。この場合、試験処理部５０は、試験結果に異常があることを示す試験結果信号を記録する（ステップＳ１６）とともに、当該試験結果信号を中央配電盤３およびフライトコントロールコンピュータ１４に出力する（ステップＳ１５）。

次に、主監視制御部４５における、継電器４３の制御の一例を説明する。図４は、主監視制御部４５における、継電器４３の制御の一例を示すフローチャートである。図４を参照して、継電器４３は、航空機１００の運航時において、通常は、オン状態にされており、中央配電盤３から第２電源配線６に供給される電力を電気式アクチュエータ１５ａへ伝達可能としている。この状態において、主監視制御部４５は、フライトコントロールコンピュータ１４からの信号と、電流センサ４４からの信号とを読み込む（ステップＳ２１）。

次に、主監視制御部４５は、フライトコントロールコンピュータ１４から異常通知信号が出力されたか否かを判定する（ステップＳ２２）。フライトコントロールコンピュータ１４から異常通知信号が出力された場合（ステップＳ２２でＹＥＳ）、主監視制御部４５は、継電器４３をオフ状態にすることで、継電器４３を遮断する（ステップＳ２４）。これにより、中央配電盤３から第２電源配線６を介した電気式アクチュエータ１５ａへの通電が遮断される。すなわち、電気式アクチュエータ１５ａのモータ駆動用電源が遮断される。

一方、フライトコントロールコンピュータ１４から異常通知信号が出力されていない場合（ステップＳ２２でＮＯ）、主監視制御部４５は、電流センサ４４で検出された、第２電源配線６の電流値が過大（異常）であるか否かを判定する（ステップＳ２３）。具体的には、電気式アクチュエータ１５ａに異常が生じておらず、上記の電流計測値が所定のしきい値以下である場合、主監視制御部４５は、上記の電流値が過大ではないと判定する（ステップＳ２３でＮＯ）。この場合、主監視制御部４５は、再びステップＳ２１の処理を繰り返す。

一方、たとえば、電気式アクチュエータ１５ａが故障することで、電動モータ２２が短絡し、その結果、たとえば、第２電源配線６の第２部分６０２に異常電流が流れる場合がある。また、たとえば、第４電源配線５１が地絡する結果、第２電源配線６の第２部分６０２に異常電流が流れる場合がある。

これらの場合、第２電源配線６の第２部分６０２の電流値は、所定のしきい値を超えている（ステップＳ２３でＹＥＳ）。この場合、主監視制御部４５は、前述したのと同様に、継電器４３を遮断する（ステップＳ２４）。

主監視制御部４５は、継電器４３を遮断した場合、継電器遮断通知信号を生成して当該主監視制御部４５に記憶する（ステップＳ２５）。また、主監視制御部４５は、継電器遮断通知信号を、中央配電盤３、および、フライトコントロールコンピュータ１４へ出力する（ステップＳ２６）。

次に、主監視制御部４５のヘルスモニタリング部４９における処理の一例を説明する。図５は、主監視制御部４５のヘルスモニタリング部４９における処理の流れの一例を示すフローチャートである。

図５を参照して、ヘルスモニタリング部４９は、たとえば、航空機１００の駐機時および運航中に動作する。ヘルスモニタリング部４９は、電気式アクチュエータ１５ａの副監視制御部２５からの信号を読み込む（ステップＳ３１）。

次に、ヘルスモニタリング部４９は、アクチュエータ２３の機械的出力量と、電動モータ２２の消費電力量とを算出する（ステップＳ３２）。この場合、アクチュエータ２３の機械的出力量とは、アクチュエータ２３の可動部２６の変位量をいう。また、電動モータ２２の消費電力量とは、モータドライバ２１から電動モータ２２へ与えられた電力量をいう。

次に、ヘルスモニタリング部４９は、アクチュエータ２３の機械的出力量と電動モータ２２の消費電力量との差を比較する（ステップＳ３３）。たとえば、アクチュエータ２３の機械的出力量と、電動モータ２２の消費電力量との差が、所定の範囲内にある場合（ステップＳ３３でＹＥＳ）、ヘルスモニタリング部４９は、電動モータ２２の消費電力量とアクチュエータ２３の機械的出力量との差が小さいと判定する。

この場合、電気式アクチュエータ１５ａにおける電力（電気エネルギー）と運動エネルギーとの間の変換効率が高く、電気式アクチュエータ１５ａは、メンテナンス時期に達していないと考えられる。よって、ヘルスモニタリング部４９は、電気式アクチュエータ１５ａが未だメンテナンス不要の正常状態にある旨の記録データを生成する（ステップＳ３４）。そして、ヘルスモニタリング部４９は、この記録データをフライトコントロールコンピュータ１４へ出力する（ステップＳ３５）。

一方、アクチュエータ２３の機械的出力量と、電動モータ２２の消費電力量との差が、所定の範囲を超えている場合（ステップＳ３３でＮＯ）、ヘルスモニタリング部４９は、電動モータ２２の消費電力量とアクチュエータ２３の機械的出力量との差が大きいと判断する。この場合、たとえば、アクチュエータ２３の可動部２６に塗布された潤滑油などが減少することで、電気式アクチュエータ１５ａにおける電力（電気エネルギー）と運動エネルギーとの変換効率が低くなったことが考えられる。

この場合、電気式アクチュエータ１５ａは、メンテナンス時期に達していると判断される。よって、ヘルスモニタリング部４９は、電気式アクチュエータ１５ａがメンテナンス時期に達している旨の記録データを生成する（ステップＳ３６）。そして、ヘルスモニタリング部４９は、この記録データをフライトコントロールコンピュータ１４へ出力する（ステップＳ３５）。

以上説明したように、本実施形態の電力システム１によると、遠隔配電盤５は、中央配電盤３から離隔して航空機１００に設置されている。そして、この遠隔配電盤５から第２電源配線６を介して電気式アクチュエータ１５、および、翼用照明装置１８へ電力を供給できる。よって、航空機１００に備えられる電気式アクチュエータ１５、および、翼用照明装置１８について、当該電気式アクチュエータ１５、および、翼用照明装置１８から延びる配線を直接、中央配電盤３まで延ばさなくて済む。これにより、航空機１００における配線の全長をより短くできる。すなわち、航空機１００の重量に占める配線の重量の割合をより小さくすることのできる、電力システム１を実現できる。

また、電力システム１によると、中央配電盤３と遠隔配電盤５とは、少なくとも１本の第１電源配線４を用いて電気的に接続される。この構成によると、中央配電盤３と遠隔配電盤５とが１本の第１電源配線４で接続されている場合、航空機１００の重量に占める配線の重量の割合を、より小さくできる。また、中央配電盤３と遠隔配電盤５とが２本以上の第１電源配線４で接続されている場合、仮に一部の第１電源配線４が導通不良などを生じても、中央配電盤３から遠隔配電盤５への電力供給を、より確実に行える。

また、電力システム１によると、遠隔配電盤５は、中央配電盤３から直流電力を供給される。この構成によると、航空機１００に設置される中央配電盤３と遠隔配電盤５との距離は、比較的短い。このため、中央配電盤３から遠隔配電盤５へ直流電力を供給する際の送電ロスは、小さい。また、中央配電盤３から遠隔配電盤５への電力供給に際して、電気機器１０で多用される直流電力のままで、中央配電盤３から遠隔配電盤５へ電力を供給できる。このため、遠隔配電盤５において、中央配電盤３からの電力を交流から直流に変換する処理が不要である。これにより、電力ロスの低減を通じて、電力システム１における電力の利用効率を、より高くできる。また、中央配電盤３から遠隔配電盤５へ供給される電力について、交流電力と直流電力とを変換するコンバータが不要であり、電力システム１を、より簡素な構成にすることができる。

また、電力システム１によると、遠隔配電盤５は、複数の電気式アクチュエータ１５（１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄ）に電気的に接続されている。この構成によると、各電気式アクチュエータ１５は、対応するエルロン１０５Ｒ，１０６Ｒ、および、スポイラ１０７Ｒ，１０８Ｒを駆動させるために、大電力を必要とする。このため、各電気式アクチュエータ１５に接続される第２電源配線６の直径は太く、当該第２電源配線６の重量は、重くなり易い。よって、電気式アクチュエータ１５に接続される第２電源配線６を、遠隔配電盤５に接続することで、当該第２電源配線６を短くでき、その結果、当該第２配線６の重量をより少なくできる。これにより、航空機１００の重量に占める配線の重量の割合を、より一層少なくできる。

また、電力システム１によると、中央配電盤３は、航空機１００の胴体１０４内に配置されており、遠隔配電盤５は、航空機１００の主翼１０２Ｒ内に配置されている。この構成によると、中央配電盤３は、胴体１０４内の客室などで使用されるエアコンディショナ１１、照明装置１２、および、テレビシステム１３などに電力を供給するために、長さの短い第３電源配線１６を用いて、これらエアコンディショナ１１、照明装置１２、および、テレビシステム１３などに電力を供給できる。また、遠隔配電盤５は、主翼１０２Ｒ内に設置される電気式アクチュエータ１５、および、翼用照明装置１８に電力を供給するために、長さの短い第２電源配線６を用いて、当該電気式アクチュエータ１５、および、翼用照明装置１８に電力を供給できる。よって、航空機１００の重量に占める配線の重量の割合を、より一層少なくできる。

［変形例］
以上、本発明の実施形態について説明したけれども、本発明は上述の実施の形態に限られず、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。たとえば、次のように変更して実施することができる。

（１）上述の実施形態では、各チャンネル３１，３２，３３，３４に雷サージ保護部４２ａ，４２ｂが設けられる形態を例に説明した。しかしながら、この通りでなくてもよい。たとえば、雷サージ保護部４２ａ，４２ｂが設けられていなくてもよい。また、遠隔配電盤５に設けられる雷サージ保護部の数は、１つのみでもよい。この場合、雷サージ保護部は、たとえば、第２電源配線６の第１部分６０１において、蓄電器２７と分岐部６ａとの間に設けられる。

（２）また、上述の実施形態では、遠隔配電盤５に電気式アクチュエータ１５、および、翼用照明装置１８が接続される形態を例に説明した。しかしながら、この通りでなくてもよい。たとえば、遠隔配電盤５に、電気式アクチュエータ１５、および、翼用照明装置１８以外の電気機器が接続されてもよい。

（３）また、上述の実施形態では、電気式アクチュエータ１５毎にチャンネルが設けられる形態を例に説明した。しかしながら、この通りでなくてもよい。たとえば、１つのチャンネル３１が複数の電気式アクチュエータ１５を一括して制御してもよい。

（４）また、上述の実施形態では、副監視制御部２５からの信号が、遠隔配電盤５を介してフライトコントロールコンピュータ１４に出力される形態を例に説明した。しかしながら、この通りでなくてもよい。たとえば、副監視制御部２５からの信号は、遠隔配電盤５を介することなく、直接、フライトコントロールコンピュータ１４に出力されてもよい。

（５）また、上述の実施形態では、遠隔配電盤５に主監視制御部４５が配置され、電気式アクチュエータ１５ａに副監視制御部２５が設けられる形態を例に説明した。しかしながら、この通りでなくてもよい。たとえば、主監視制御部４５が電気式アクチュエータ１５ａに配置されてもよいし、副監視制御部２５が遠隔配電盤５に配置されてもよい。

（６）また、上述の実施形態では、アクチュエータ制御部４１が、遠隔配電盤５に配置される形態を例に説明した。しかしながら、この通りでなくてもよい。たとえば、アクチュエータ制御部４１は、遠隔配電盤５の外部に配置されてもよい。たとえば、図６に示すように、アクチュエータ制御部４１は、遠隔配電盤５の外部において、電気式アクチュエータ１５ａとは別置きで、且つ、電気式アクチュエータ１５ａに隣接して配置されてもよい。この場合も、アクチュエータ制御部４１は、フライトコントロールコンピュータ１４と、モータドライバ２１と、位置センサ２４と、副監視制御部２５と、主監視制御部４５に接続されている。

（７）また、アクチュエータ制御部４１が遠隔配電盤５の外部に配置される場合の構成として、たとえば、アクチュエータ制御部４１は、図７に示すように、電気式アクチュエータ１５ａに一体に設けられてもよい。この場合も、アクチュエータ制御部４１は、フライトコントロールコンピュータ１４と、モータドライバ２１と、位置センサ２４と、副監視制御部２５と、主監視制御部４５に接続されている。この場合、図７に示すように、フライトコントロールコンピュータ１４からアクチュエータ制御部４１への制御信号は、遠隔配電盤５を経由しなくてもよいし、遠隔配電盤５を経由していてもよい。図７に示す例では、アクチュエータ制御部４１は、直接的には、フライトコントロールコンピュータ１４と、主監視制御部４５に接続されている。また、位置センサ２４は、直接的には、副監視制御部２５と、主監視制御部４５に接続されている。

（８）また、たとえば、電力システム１に何らかの異常が生じた場合に、電気式アクチュエータ１５ａのアクチュエータ２３が、フリー状態（電動モータ２２の回転軸が自由回転できる状態）もしくはロック状態、もしくはダンピング状態となるような制御が行われてもよい。この場合、たとえば、電動モータ２２の回転軸とアクチュエータ２３との間に、クラッチ機構およびブレーキ機構が設けられていることが好ましい。このような構成であれば、クラッチ機構が回転軸とアクチュエータ２３との連結を遮断することで、可動部２６（動翼）を変位自在にできる。また、ブレーキ機構によって、可動部２６（動翼）の変位を規制できる。

（９）また、上述の実施形態では、電気式アクチュエータ１５がボールねじ機構を有する形態を例に説明した。しかしながら、この通りでなくてもよい。たとえば、電気式アクチュエータ１５は、ボールねじ機構に代えて、ＥＨＡ（Electro Hydrostatic Actuator）を備えていてもよい。

（１０）また、上述の実施形態では、中央配電盤３が、１つの配電盤を用いて形成された形態を例に説明した。しかしながら、この通りでなくてもよい。たとえば、中央配電盤３に代えて、図８に示すように、３つの配電盤Ｐ１００，Ｐ１５０，Ｐ２００を有する中央配電盤３’が用いられてもよい。

中央配電盤３’は、左舷側配電盤Ｐ１００と、中間配電盤Ｐ１５０と、右舷側配電盤Ｐ２００とを有している。中央配電盤３’は、これら３つの配電盤Ｐ１００，Ｐ１５０，Ｐ２００を有する中央配電盤群であるともいえる。

左舷側配電盤Ｐ１００は、１本または複数本（本変形例では、２本）の第１電源配線４を用いて、左舷側の遠隔配電盤５Ｌに接続されている。左舷側配電盤Ｐ１００は、左舷エンジン１０３Ｌによって動作される主発電機２からの電力を与えられる。

中間配電盤Ｐ１５０は、副発電機７および主バッテリ８に接続されており、これら副発電機７および主バッテリ８からの電力を与えられる。中間配電盤Ｐ１５０は、電源配線を用いて、左舷側配電盤Ｐ１００および右舷側配電盤Ｐ２００に接続されている。

右舷側配電盤Ｐ２００は、１本または複数本（本変形例では、２本）の第１電源配線４を用いて、右舷側の遠隔配電盤５Ｒに接続されている。右舷側配電盤Ｐ２００は、右舷エンジン１０３Ｒによって動作される主発電機２からの電力を与えられる。

上記の構成により、左舷側の主発電機２からの電力は、左舷側配電盤Ｐ１００を介して左舷側の遠隔配電盤５Ｌに供給される。また、右舷側の主発電機２からの電力は、右舷側配電盤Ｐ２００を介して右舷側の遠隔配電盤５Ｒに供給される。また、副発電機７からの電力、および、主バッテリ８からの電力は、中間配電盤Ｐ１５０へ伝達され、その後、左舷側配電盤Ｐ１００を介して遠隔配電盤５Ｌへ供給され、また、右舷側配電盤Ｐ２００を介して遠隔配電盤５Ｒへ供給される。

たとえば、左舷エンジン１０３Ｌの故障により、左舷側の主発電機２が発電できなくなった場合、右舷側の主発電機２からの電力が、右舷側配電盤Ｐ２００、中間配電盤Ｐ１５０、および、左舷側配電盤Ｐ１００を介して、遠隔配電盤５Ｌに与えられる。同様に、たとえば、右舷エンジン１０３Ｒの故障により、右舷側の主発電機２が発電できなくなった場合、左舷側の主発電機２からの電力が、左舷側配電盤Ｐ１００、中間配電盤Ｐ１５０、および、右舷側配電盤Ｐ２００を介して、遠隔配電盤５Ｒに与えられる。

なお、中央配電盤の構成は、上記した中央配電盤３，３’の構成に限らず、２つまたは４つ以上の配電盤などを用いて構成されていてもよい。

（１１）また、上述の実施形態では、中央配電盤３から遠隔配電盤５へ直流電力が供給される形態を例に説明した。しかしながら、この通りでなくてもよい。たとえば、中央配電盤３から遠隔配電盤５へ交流電力が供給されてもよい。この場合、たとえば、遠隔配電盤５などにおいて、適宜交流電力が直流電力に変換される。

（１２）また、上述の実施形態では、遠隔配電盤５が、主翼１０２Ｒ内に配置される形態を例に説明した。しかしながら、この通りでなくてもよい。たとえば、遠隔配電盤５は、胴体１０４内に配置されてもよいし、尾翼内に配置されてもよい。また、中央配電盤３は、主翼１０２Ｒ内に配置されてもよいし、尾翼内に配置されてもよい。

（１３）また、上述の実施形態において、電気式アクチュエータによって動作される舵面として、エルロンおよびスポイラを例に説明した。しかしながら、この通りでなくてもよい。たとえば、エレベータ（昇降舵）、方向舵（ラダー）、フラップなどの他の舵面に関して本発明が適用されてもよい。また、航空機に設置される機器としてのランディングギアの脚などを駆動する電気式アクチュエータに関して本発明が適用されてもよい。

本発明は、航空機用配電システムとして、広く適用することができる。

１ 電力システム（航空機用配電システム）
３ 中央配電盤
５ 遠隔配電盤
１５ 電気式アクチュエータ（電気機器）
１８ 翼用照明装置（電気機器）
１００ 航空機

Claims (8)

1. 航空機の発電機から電力を受け取る中央配電盤と、
   前記中央配電盤とは離隔して設けられ、前記中央配電盤からの電力を前記航空機に設置されている複数の電気機器に配分するための遠隔配電盤と、を備え、
   前記電気機器は、電力の供給を受けて動作する電気式アクチュエータを含み、
   前記遠隔配電盤は、前記電気式アクチュエータの異常の有無又は動作状態を監視する主監視制御部を備え、
   前記主監視制御部は、前記遠隔配電盤から前記電気式アクチュエータに与えられた電力量と、前記電気式アクチュエータの可動部の機械的動作量との関係に基づいて、前記電気式アクチュエータの動作状態を診断するヘルスモニタリング部を有し、
   前記電気式アクチュエータは、前記電力量と前記機械的動作量を示すデータを前記主監視制御部に出力する副監視制御部を備え、
   前記主監視制御部は、前記副監制御部から出力された前記データに基づいて前記電気式アクチュエータの異常の有無又は動作状態を監視することを特徴とする、航空機用配電システム。
2. 請求項１に記載の航空機用配電システムであって、
   前記遠隔配電盤は、前記主監視制御部に接続され、前記中央配電盤と前記電気式アクチュエータとの間に流れる電流を遮断可能に設けられた継電器を備え、
   前記主監視制御部は、前記電気式アクチュエータに異常が発生した場合、前記継電器を遮断することを特徴とする、航空機用配電システム。
3. 請求項１または請求項２に記載の航空機用配電システムであって、
   前記中央配電盤と前記遠隔配電盤とは、少なくとも１本の配線を用いて電気的に接続されることを特徴とする、航空機用配電システム。
4. 請求項１ないし請求項３の何れか１項に記載の航空機用配電システムであって、
   前記遠隔配電盤は、前記中央配電盤から直流電力を供給されるように構成されていることを特徴とする、航空機用配電システム。
5. 請求項１ないし請求項４の何れか１項に記載の航空機用配電システムであって、
   前記遠隔配電盤は、複数の前記電気機器としての複数の電気式アクチュエータに電気的に接続可能に構成されていることを特徴とする、航空機用配電システム。
6. 請求項１ないし請求項５の何れか１項に記載の航空機用配電システムであって、
   前記中央配電盤は、前記航空機の胴体内に配置可能に構成されており、
   前記遠隔配電盤は、前記航空機の翼内に配置可能に構成されていることを特徴とする、航空機用配電システム。
7. 請求項１ないし請求項６の何れか１項に記載の航空機用配電システムであって、
   前記監視制御部は、前記電気式アクチュエータの動作試験を行って異常の有無を出力する試験処理部を有していることを特徴とする、航空機用配電システム。
8. 請求項１ないし請求項７の何れか１項に記載の航空機用配電システムであって、
   前記遠隔配電盤は、前記電気機器によって生成された回生電力を受け取ることを特徴とする、航空機用配電システム。
   

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