JPH0747398B2 - 航空機の操縦装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 〈産業上の利用分野〉 本発明は、補助翼、昇降舵、上面スポイラ、上面エアブ
レーキ、方向舵及び迎角可変式水平安定翼を有する航空
機に適用され、各補助翼、昇降舵、上面スポイラ、上面
エアブレーキ、方向舵及び迎角可変式水平安定翼をそれ
ぞれ作動させる作動用部材を備えるとともに、電気的制
御装置を有する電気制御系を備え、この電気制御系が補
助翼、昇降舵、上面スポイラ、上面エアブレーキ及び水
平安定翼の各作動用部材に接続された航空機の操縦装置
に関する。

〈従来技術〉 電気的飛行制御装置は、飛行用コンピュータを最善の条
件で使用する可能性を与えることが知られており、機械
的飛行制御装置に比べて次のような利点があることが知
られている。即ち、 − 機械的飛行制御装置に比べて装置重量が軽いため、
航空機に積載可能となる質量を増加することができる
点、 − 特に、飛行性能を向上するため飛行特性の改善と後
続の補正操縦ができるように、飛行条件によって異なる
種々のパラメータや改良操縦法を計算にいれることが可
能な点、 − 翼荷重や揚力調節等の機能を計算に入れることが可
能な点、 − 組立及び調整が簡易な点、 − 操縦士や副操縦士の横に配置される操縦器具、即
ち、ミニスティックと称せられる、機械的操作により電
気信号を出力しコンピュータを介して各種の空力学力制
御面を制御する小型の操縦器具等、新しい操縦器具を用
いることが可能な点 などの利点がある。

〈発明の解決すべき課題〉 しかしながら、今日のところ、全ての電気的飛行制御装
置の一時的な故障がほとんど発生しない（即ち、飛行時
間当り10^-9回以下）ということを実証することは不可能
であり、従って、緊急時の機械伝動式制御装置が採用さ
れねばならない。

現在運行されている民間航空機では次のような対策が立
てられている。即ち、 − 機械的調整装置及びサーボモータ（「コントロール
ホイール操舵」又は簡易操縦として知られているシステ
ム）によるパイロットの命令が操縦器具から方向舵まで
にわたり装備された制御伝動部により伝達される。

− 例えばコンコルドに搭載されているような機械的緊
急操縦装置と組み合わせられた通常の電気制御装置によ
る動力サーボ操縦装置を用いる。

− 例えばエアバスA310、A300−600、ボーイングB767
及びB757などのように、スポイラ及びエアブレーキのサ
ーボ制御用には機械的補助を用いず、補助翼に連結され
たサーボ制御装置の制御には機械的なロッド組立部品を
用いて電気的操縦装置を用いる。

これらの公知の対策は全て電気的制御の利点の一部だけ
を得られるに過ぎず、かなり複雑であるために高価にな
る。従って、これらの対策は完全とはいえない。

本発明が解決すべき課題は、上記従来技術の短所を克服
することである。

〈課題を解決するための手段〉 本発明では、このような課題を解決するために、 補助翼、昇降舵、上面スポイラ、上面エアブレーキ、方
向舵及び迎角可変式水平安定翼を有する航空機に適用さ
れ、各補助翼、昇降舵、上面スポイラ、上面エアブレー
キ、方向舵及び迎角可変式水平安定翼をそれぞれ作動さ
せる作動用部材（サーボ制御装置、モータ、ジャッキ
等）を備えるとともに、電気的制御装置を有する電気制
御系を備え、この電気制御系が補助翼、昇降舵、上面ス
ポイラ、上面エアブレーキ及び水平安定翼の各作動用部
材に接続された航空機の操縦装置に於いて、次の技術手
段が講じられる。

《発明１》 上記方向舵は、その作動用部材を操縦室の操縦器具に機
械制御系を介して接続することにより機械的にのみ制御
を行ない、上記補助翼及び昇降舵は、その各作動用部材
を操縦室の操縦器具に上記電気制御系を介して接続する
ことにより電気的にのみ制御を行ない、迎角可変式水平
安定翼は、その作動用部材を操縦室の操縦器具に上記電
気制御系と機械的補助制御系とを並列に介在させて接続
することにより、通常時は電気的に制御を行なうととも
に、緊急時は機械的に制御を行なうように構成し、上記
電気的制御装置を、上記各作動用部材の監視と制御を行
うためのコンピュータから構成し、このコンピュータ
を、補助翼、昇降舵及迎角可変式水平安定翼の動作に連
動して作動させる第１コンピュータユニットと、この第
１コンピュータユニットと設計仕様が異なる第２コンピ
ュータユニットとから構成し、この第２コンピュータユ
ニットの動作をスポイラ及びエアブレーキの動作に連動
させるとともに、上記第１コンピュータユニットの故障
時には第２コンピュータユニットの動作を上記昇降舵の
動作に連動させたものである。

ここで、コンピュータユニットの設計仕様が異なると
は、コンピュータユニットの形式の相違やコンピュータ
ユニットを製造したメーカー、製造工場などの出所の相
違に基づき仕様が異なることをいう。

また、第２コンピュータユニットを複数の分離コンピュ
ータから構成し、これらの分離コンピュータにより上面
スポイラ及びエアブレーキを互いに分担して監視と制御
を行うように構成し、さらに、各分離コンピュータを通
常の制御機能と緊急時の制御機能とを行なえるように構
成してもよく、これにより、一部の分離コンピュータが
故障しても、この故障した分離コンピュータが制御すべ
き上面スポイラ及びエアブレーキを他の分離コンピュー
タで制御でき、また、第１コンピュータユニットが故障
した場合には、この第１コンピュータユニットに代わっ
て一部の分離コンピュータで緊急時の制御を行なうこと
ができる。

《発明２》 上記発明１の構成に加え、第１コンピュータユニットを
左右の各補助翼、各昇降舵及び各迎角可変式水平安定翼
に対して設けられた２個の分離コンピュータで構成し、
各補助翼、各昇降舵及び各迎角可変式水平安定翼を作動
させる前記各作動用部材を、それぞれ２個の電気−油圧
制御装置から構成し、上記分離コンピュータを、一方の
分離コンピュータが一方の電気−油圧制御装置を制御
し、他方の分離コンピュータが他方の電気−油圧制御装
置を制御するように連動させ、いずれか一方の電気−油
圧制御装置を作動させると、他方の電気−油圧制御装置
を休止させるように構成したものである。

この発明２では、補助翼や昇降舵を制御する電気−油圧
サーボ制御装置を、作動させてその補助翼や昇降舵を操
縦できる少なくとも１つの能動状態と、休止させて補助
翼や昇降舵の動作に連動するとともにその動揺を減衰で
きる少なくとも１つの減衰受動状態とに切換え可能に構
成し、一方のサーボ制御装置を減衰受動状態に休止させ
たときに他方のサーボ制御装置を能動状態に作動させる
ように構成してもよい。即ち、補助翼や昇降舵のような
翼後縁制御面は力学的に安定でなく、制御や減衰を与え
なければバタバタと動揺させられることがよく知られて
いるが、電気−油圧サーボ制御装置をこの構成にするこ
とにより、これらの欠点を克服することができる。

また、迎角可変式水平安定翼を作動させる電気−油圧制
御装置にそれぞれサーボ制御弁で制御される２個の油圧
モータを設け、それらの油圧モータを一方が休止させら
れている時には他方が作動するように上記サーボ制御弁
で制御するのが有利であり、通常時は、一方の油圧モー
タをサーボ制御弁で制御するとともに他方の油圧モータ
を休止させることができ、また、緊急時は、機械的制御
装置により両油圧モータを平行に制御することができ
る。

なお、この補助翼や昇降舵を制御する電気−油圧サーボ
制御装置の減衰受動状態への切換えは、その制御装置へ
の油圧供給が停止されるや否や自動的に行なわれるよう
に構成することが望ましく、これにより、２系統の油圧
回路が同時に故障しても空力学的制御面の動揺を確実に
減衰することができ、破滅的な結果を避けることができ
る。

また、補助翼に用いられる各電気−油圧制御装置は、い
かなる縦向きの突風をも最初から考慮に入れておくため
に、補助翼の動作に連動するとともにその補助翼の動揺
の減衰を行なわない非減衰受動状態へ切換え可能に構成
することが有利である。この非減衰受動状態は、突風に
より発生させられる垂直重荷重に対し、補助翼を高速で
最大上昇させて翼荷重を制御する時に採用される。

一方、昇降舵用の電気−油圧サーボ制御装置は、何らの
電気的に誘導された命令を受けることなく、昇降舵を水
平安定翼に対して少なくともおおよそ迎角零に相当する
予め定められた位置に補正する自動補正状態に保持でき
るように構成しておくとよい。即ち、迎角可変式水平安
定翼の機械的補助操縦系の操縦装置は、その動作に連動
して作動する昇降舵が、まともに風上に向けられた位
置、即ち迎角零の位置に強固に保持されない場合には、
その効果を消失する欠点があるが、上記構成にすること
により、電気制御系による制御ができなくなった場合に
も、昇降舵を水平安定翼に対して迎角零に保持でき、上
記欠点を防ぐことができる。

なお、上記各サーボ制御装置には、その内部で油圧が減
少し又は消失した時にそのサーボ制御装置を外部の外部
油圧回路から遮断する蝶番弁と、圧油容器とを設けるこ
とが有利であり、これにより、サーボ制御回路内の圧油
充満状態を保持させて空力学的制御面の動揺を確実に減
衰させることができる。

また、この発明２では、上記発明２と同様、第２コンピ
ュータユニットを複数の分離コンピュータから構成し、
これらの分離コンピュータにより上面スポイラ及びエア
ブレーキを互いに分担して監視と制御を行うように構成
し、さらに、各分離コンピュータを通常の制御機能と緊
急時の制御機能とを行なえるように構成することが有利
である。

〈発明の効果〉 （１）本発明１による効果 本発明１によれば、一時的な電源故障の時に航空機の
飛行進路を正しく維持するために、機械制御系及び機械
的補助制御系により十分な操縦性を保持しつつピッチ及
びロールの制御を完全に行なうことが可能である。

即ち、方向舵の操作によってロール（左右傾斜）を制御
でき、迎角可変式水平安定翼によって航空機のピッチ
（前後傾斜）を制御できるということはよく知られてい
ることである。従って、電源故障時には、スポイラ、エ
アブレーキ、補助翼及び昇降舵は使用不能となるが、迎
角可変式水平安定翼の機械的補助制御系の緊急制御装置
と方向舵の機械制御系の制御装置とを用いることによ
り、ヨー方向（旋回方向）、ロール方向及びピッチ方向
についてなおその航空機を操縦し続けることができる。

２種の制御装置（電気制御装置と機械的制御装置）を
有するサーボ制御装置は、１種のみの制御装置に比べる
と、かなり複雑で、重く、高価である。これに対し、本
発明によれば、補助翼、昇降舵及び方向舵に関しては、
それぞれ制御系が１つであり１種のみの制御装置で済む
ので、メンテナンス、重量及びコストをかなり節約でき
る。

コンピュータによって行なわれる改良された操縦法の
導入は特にピッチ及びロールの制御に有利である。本発
明の操縦装置では、補助翼及び昇降舵が電気制御されて
いるので、そのような操縦法を取り入れることができ
る。

本発明において補助翼及び昇降舵の機械的制御をなく
すことは操縦労力を大いに減少させることになり、操縦
器具を小型化できる。

第１コンピュータユニットと第２コンピュータユニッ
トとは、互いに形式や出所などの設計仕様を異ならせて
あることから、欠陥がある設計又は組立てによる両コン
ピュータユニットの同時故障の危険を回避できることに
なる。

従って、両コンピュータユニットの同時故障が発生する
見込みは非常に少なくなる。

第１コンピュータユニットが故障した場合には、航空
機の操縦機能は、ヨー方向については方向舵の機械制御
系の操縦装置によって持続され、ロール方向には方向舵
及び第２コンピュータユニットで電気制御される少なく
ともいくつかのスポイラにより持続され、ピッチ方向へ
は迎角可変式水平安定翼の機械的補助制御系の緊急操縦
装置及び第２コンピュータユニットで電気的に緊急制御
される昇降舵により持続させることが可能である。

第２コンピュータユニットが故障した場合には、ヨー
方向については電気的及び機械的に、ロール及びピッチ
の各方向について操縦機能を保持でき、補助翼に選択的
に代替させることができるわずかな上面制御面のみが使
用不能となるに過ぎない。

なお、最後に、上述のように第１及び第２コンピュータ
ユニットが故障した場合には、上記効果で説明したよ
うに、航空機は、機械制御系及び機械的補助制御系によ
り、ヨー方向、ロール方向及びピッチ方向に、それぞれ
機械的に制御できる。

（２）本発明２による効果 また、本発明２によれば、上記発明１の効果に加え、さ
らに次の効果を奏する。

２系統の電気−油圧制御装置がそれぞれの分離コンピ
ュータにより各迎角可変式水平安定翼、各補助翼及び各
昇降舵を制御することから、１系統で制御する場合に比
べて制御装置の異常発生時に操縦不能となる確立を大幅
に低下することができる。

一般に平行に動作する２系統のサーボ制御装置をサー
ボ弁で直接に制御する場合、何らかの特別な同期装置を
用いない限り同期させることが困難であり、また、実際
上、サーボ制御弁及び復帰センサの特性の誤差は、与え
られた命令に対して転機誤差を生じることになり、その
結果、同じ命令により制御されるサーボ制御装置と同じ
制御面に作用しているサーボ制御装置との位置の差異が
制御動作に何らかのヒステリシスを与えたり、接続部に
応力を与えることになり、これが構造疲労を生じさせる
原因となる。

本発明２では、いずれか一方の電気−油圧制御装置を作
動させると他方の電気−油圧制御装置を休止させるよう
に構成してあるので、このような問題を生じることがな
く、しかも２系等の制御装置により航空機を安全に操縦
することができる。

〈実施例〉 以下、本発明の実施例を図面に基づき説明する。

第１図は大型輸送機１の斜視図であり、この輸送機１は
胴体２、両主翼３、垂直安定翼（垂直尾翼）４及び水平
安定翼（水平尾翼）５を備える。

翼後縁補助翼６がロール制御のために、ロールスポイラ
７及びエアブレーキ８と同様に、両主翼３の上面に設け
られる。垂直尾翼４には方向舵９が設けられ、水平尾翼
５の後縁に昇降舵10がヒンジ結合されている。更に、上
記水平尾翼５はそれぞれの迎角を変更できるようにする
ために胴体２に回転可能に取り付けられている。

本発明では、操縦室11から始まる次の接続装置が設けら
れる。即ち、 − 補助翼６、スポイラ７、エアブレーキ８及び昇降舵
10を操作するための電気的接続装置と、 − 図示はしないが方向舵９を操作するための機械的接
続装置と、 − 水平尾翼５を操作するための機械的緊急接続装置に
より補助される電気的接続装置と が設けられる。

電気的に制御される動力装置が、これら補助翼、スポイ
ラ、エアブレーキ、昇降舵及び水平尾翼に用いられるこ
と、及びこの動力装置は直接に電気信号により制御され
るタイプのものであっても、電気的に制御されるサーボ
モータ装置によって駆動される機械的入力手段を設けた
タイプのものであってもよいということは自明である。

複合型又は非複合型の従来の操縦器具あるいはミニステ
ィックに結合されたセンサにより手動制御命令が出力で
きるように構成してよいことも亦自明である。

第２図に示すようにこの実施例では、輸送機１は操縦装
置12から次のようにして操縦される。

− ロール方向については、 （ａ）先ず、両主翼３の各後縁に設けられた補助翼６の
操作によって行なわれる。各補助翼６の動作は２系統の
電気的サーボ制御装置13の動作に連動させられる。補助
翼に対して機械的な緊急操縦装置は設けられない。

（ｂ）次に、エアブレーキ８の外側に位置させられた４
個のスポイラ７の操縦によっても行なわれる。各スポイ
ラ７の動作は１系統の電気的サーボ制御装置14の動作に
連動させられ、機械的な緊急操縦装置は設けられない。

− ピッチ方向については、 （ｃ）先ず、胴体２の両側に１個ずつ設けられた合計２
個の昇降舵10の操縦によって行なわれる。各昇降舵10の
動作は２個の電気的サーボ制御装置15の動作に連動させ
られている。昇降舵用の機械的な緊急操縦装置は設けら
れない。

（ｄ）次に、迎角可変式水平尾翼５の操縦によっても行
われる。この水平尾翼５は操縦器具12の操縦に基づいた
２個の電気的サーボ制御装置53による電気的な制御やウ
ィンチなどの特定の手動操作器具17による制御で作動さ
せられる１個のジャッキ16で駆動される。この電気的サ
ーボ制御装置53にはそれぞれサーボ制御弁19で制御され
る２個の油圧モータ18を設けてあり、ジャッキ16はこの
油圧モータ18で駆動される。また、上記手動操作器具17
はこの油圧モータ18を介してジャッキ16を駆動するよう
に構成してある。

通常の制御条件では、上記両油圧モータ18のいずれか一
方が１個の電気サーボ制御弁19で制御され、他方は休止
させられる。緊急時の操作では、２個の油圧モータ18が
手動操作器具17によって平行操作される。

− ヨー方向については、 （ｅ）機械的に制御される方向舵９によって行なわれ
る。

エアブレーキ８は、機械的な緊急操縦補助装置を用いず
に、電気的サーボ制御装置20によって制御される。

操縦器具12とそれぞれ電気的に操作される空力学的制御
面５、６、７、８及び10との間の電気的制御系にはそれ
らをそれぞれ制御する電気制御装置としてコンピュータ
が介在させられる。

本発明に係る操縦装置では、先ず、２個のコンピュータ
21が設けられる。これらのコンピュータ21には、 − ロール制御制御面たる補助翼６のサーボ制御装置13
の制御回路と、 − 昇降舵10のサーボ制御装置15の通常時制御回路と、 − 迎角可変式水平尾翼５を駆動するジャッキ16用の油
圧モータ18を、サーボ制御弁19を介して制御する通常時
制御回路と が設けられる。

これらの２個のコンピュータ21は、例えば、設計仕様、
使用言語及びメーカーや製造工場などの出所が同一であ
り、それぞれが各補助翼６のサーボ制御装置13、各昇降
舵10のサーボ制御装置15及び水平尾翼ジャッキの油圧モ
ータ18の動作の監視と制御とを行なうように構成されて
いる。

本発明に係る操縦装置では、更に、設計仕様、使用言語
及び出所が、上述の２個のコンピュータとは異ならせら
れているが、互いに同じである４個のコンピュータ22が
設けられる。

これら４個のコンピュータ22は、 − スポイラ７及びエアブレーキ８の各サーボ制御装置
14、20の制御と、 − 昇降舵10のサーボ制御装置15の緊急時制御と を行なう。

これらの４個のコンピュータ22は、通常時制御機能を遂
行すると同様に緊急時制御機能も遂行する。即ち、 − 通常制御条件では、各コンピュータ22は１対又は２
対のスポイラ７及びエアブレーキ８の監視と制御とを行
なう。

− ４個中１個のコンピュータ22が故障した場合には、
その故障したコンピュータが行なうべきスポイラ７及び
／又はエアブレーキ８の監視動作及び制御動作は他の正
常に動作しているコンピュータ22の中の１個に受け継が
れる。

− 通常時に昇降舵10の監視及び制御を行なうべきコン
ピュータ21が故障した場合には、２個の昇降舵10の各サ
ーボ制御装置15の監視及び制御が４個中の１個のコンピ
ュータ22に受け継がれ、他の３個中の１個のコンピュー
タ22によって残る２個のサーボ制御装置15の監視及び制
御が行なわれる。

第２図に於いて、コンピュータ21による昇降舵10の通常
制御からコンピュータ22による昇降舵10の緊急時制御へ
の受け渡しを行えることがスイッチ23によって表現され
ている。

上述の如くに各補助翼６及び昇降舵10は、それぞれ２個
のサーボ制御装置の動作に連動させられている。

これらの２系統のサーボ制御装置を平行に作動させると
両者を同期させることが困難であり、また、補助翼や昇
降舵のような翼後縁制御面は、力学的に安定ではなく、
制御や減衰を与えなければバタバタと動揺させられるこ
ともよく知られている。このような欠点を克服するた
め、本実施例では、上記２個の各電気−油圧サーボ制御
装置を、作動させて補助翼あるいは昇降舵を操縦できる
少なくとも１つの能動状態と、休止させて補助翼あるい
は昇降舵の動揺が減衰させられる少なくとも１つの減衰
受動状態とに切換え可能に構成してあり、しかも、１個
の補助翼あるいは昇降舵に連動して作動する２個のサー
ボ制御装置を、互いにその一方が減衰受動状態になると
きにその他方が能動状態になるように構成してある。

第３図は補助翼６のこのような２つの作動モードを有す
るサーボ制御装置13のブロック図である。

この第３図では、補助翼６を輸送機１の主翼３に節点
６′でヒンジ支持するものと考えている。

第３図では休止位置に位置させられた補助翼６用のサー
ボ制御装置13が示されている。このサーボ制御装置13に
は１個のジャッキ24が設けられる。このジャッキ24のピ
ストン25は、互いに背反する同一面積の受圧面を有し、
ジャッキ24のシリンダの内部を２個のシリンダ室26と27
とに区分している。ピストンロッド28は、そのピストン
25と連結され、ピストンロッド28の進退運動を補助翼６
の節点６′を中心とする回転運動に変換するために、補
助翼６の節点６″にヒンジ結合されている。このサーボ
制御装置13は、又、１個のサーボ制御弁29と１個の電磁
弁30とを備えている。これらの弁29、30は、いずれもコ
ンピュータ21により制御され、圧油供給管Ｐと戻り油管
Ｒとに、油圧アクチュエータ32により駆動される遮断用
蝶番弁31を介して共通に接続される。圧油容器33はサー
ボ制御弁29及び電磁弁30に接続される一方、他方では蝶
番弁31に接続される。上記電磁弁30には、上記サーボ制
御弁29を介して圧油供給管Ｐと戻り油管Ｒとに接続され
る２個の第３オリフィス34、35と、上記各シリンダ室2
6、27に個別的に連通させられる２個の第１オリフィス3
6、37と、絞り路又は圧油整流器40により互いに連通さ
せられた２個の第２オリフィス38、39とが設けられる。
電磁弁30が駆動されていない時には第１オリフィス36、
37がそれぞれ第２オリフィス38、39にそれぞれ接続さ
れ、電磁弁30が駆動されている時には、第１オリフィス
36、37が第３オリフィス34、35にそれぞれ接続される。

上記構成のサーボ制御装置13の作動を説明すると、圧油
供給管Ｐに油圧が作用し、蝶番弁31がアクチュエータ32
に駆動されて回路を閉成している時にはサーボ制御弁29
に圧油が供給される。そして、電磁弁30が駆動される
と、第３オリフィス34、35がそれぞれジャッキ24の各シ
リンダ室26、27に接続され、補助翼６がコンピュータ21
からサーボ制御弁29に送られた命令に従って操作される
ことになり、以後、サーボ制御装置13は能動状態に置か
れることになる。

反対に、電磁弁30が休止させられると、第１オリフィス
36、37はそれぞれ第２オリフィス38、39に接続され、そ
の結果ジャッキ24の両シリンダ室26、27が絞り路40によ
って互いに連通させられ、以後、サーボ制御装置13は減
衰受動状態に置かれることになる。

一方、航空機に搭載された２系統の油圧回路が同時に故
障する見込みは１飛行時間当り10^-7又は10^-8回程度であ
る。かかる事態の発生は破滅的な結果を伴なってはなら
ず、又、空力学的制御面の動揺を生じてはならない。こ
のことは、２系統の電気−油圧サーボ制御装置で１個の
補助翼あるいは１個の昇降舵を制御する場合には、それ
らの油圧供給源が故障した時に、そのサーボ制御装置の
配管が破損した場合をも含めて、補助翼あるいは昇降舵
を制御している電気−油圧サーボ制御装置が空力学的制
御面の動揺の減衰を確実に保持しなければならないとい
うことを暗示している。

従って、本発明の実施例では、上記各電気−油圧サーボ
制御装置がそれへの圧油供給が停止されるや否や減衰受
動状態に自動的に切換えられるように構成される。

即ち、圧油供給管Ｐの内圧が減少し、又は消失した場合
には、アクチュエータ32が蝶番弁31で油圧回路を開き、
電磁弁30はコンピュータ21によって休止させられる。サ
ーボ制御装置13は以後減衰受動状態となり、圧油供給を
遮断される。圧油容器33はサーボ制御装置13の油圧回路
に圧油が充満させられた状態を維持することを可能にし
ており、従って、補助翼６の動揺の減衰は担保される。
補助翼６の動作と連動し、かつ、能動状態である一方の
サーボ制御装置13への圧油の供給に故障が生じた場合、
コンピュータ21は減衰受動状態である他方のサーボ制御
装置13を能動状態に切換えるように動作する。

第４図は上記補助翼６の動作が連動させられるサーボ制
御装置13の変形例を示すブロック図である。

この変形例では、第３図の構成23から39の全てが包含さ
れており、さらに、サーボ制御装置13を、補助翼６の動
揺の減衰を行なわない非減衰受動状態に切換え可能とす
るための構成が包含されている。

即ち、この変形例では、さらに上記電磁弁30と同様にコ
ンピュータ21によって制御され、圧油供給管Ｐ及び戻り
油管Ｒに接続される１個の第２の電磁弁41が追加され
る。この追加された第２の電磁弁41は、電磁弁30の第２
オリフィス38、39にそれぞれ接続される２個の第１オリ
フィス42、43と、自由な連通路46により互いに連通され
る２個の第３オリフィス44、45と、絞り路40を介して互
いに連通された２個の第２オリフィス47、48を有してい
る。この追加された第２の電磁弁41は休止時には第１オ
リフィス42、43をそれぞれ第２オリフィス47、48に接続
させ、反対に、駆動時には第１オリフィス42、43と第３
オリフィス44、45とをそれぞれ連通させた圧油路を形成
するように構成されている。

従ってこの変形例では、上述のように、電磁弁30が駆動
されている時には、それがサーボ制御弁29をジャッキ24
の両シリンダ室26、27に接続するので、補助翼６がコン
ピュータ21によって上記サーボ制御弁29に与えられる命
令に応答するようになる。以後、このサーボ制御装置は
能動状態となる。

反対に、電磁弁30が休止させられている時又は圧油供給
管Ｐの内圧が消失した時には、ここではジャッキ24の両
シリンダ室26、27は第１の電磁弁30の第１オリフィス3
6、37及び第２オリフィス38、39によって第２の電磁弁4
1の第１オリフィス42、43に接続される。この場合に
は、 − 電磁弁41が休止させられておれば、ジャッキ24の両
シリンダ室26、27は絞り路又は整流器40によって互いに
連通させられ、このサーボ制御装置13は減衰受動状態に
なる。

− 反対に、電磁弁41が駆動されておれば、ジャッキ24
の両シリンダ室26、27は自由連通路46によって互いに連
通させられ、このサーボ制御装置13は非減衰受動状態に
なる。この非減衰受動状態は突風により発生させられる
垂直重荷重に対し、補助翼６を高速で最大上昇させて、
翼荷重を制御する時に採用される。

このように、第４図に示すサーボ制御装置13はドリフテ
ィングと呼ぶことができる非減衰受動状態に切換えるこ
とができ、この非減衰受動状態は、圧油供給管Ｐの内圧
が減少し、又は消失したときであっても（電磁弁41を駆
動することによって）選択することができる。既に述べ
たように、蝶番弁31は圧力降下時にサーボ制御装置13を
圧油源から遮断することができ、そのときには、圧油容
器33内の圧油でサーボ制御装置13内が圧油で満たされた
状態を保持できる。

スポイラ７及びエアブレーキ８のサーボ制御装置14、20
は公知のタイプのものであってもよく、機械的に駆動さ
れる緊急操縦装置を備えているかいないかを問わない
が、本実施例では、遊びのあるサーボ制御弁（図示せ
ず）によって制御される。即ち、コンピュータ22からの
制御電圧を受けることがなく、対応するスポイラやエア
ブレーキが退入位置に向って動かされるような機械的な
遊びのあるサーボ制御弁が用いられる。これにより、機
会を誤ったスポイラやエアブレーキの展開を防止するこ
とが可能となる。このようなサーボ制御装置を所望の位
置まで操作するために、通常時の制御電圧がその機械的
遊びを解消するに足る電圧に設定される。油圧消失時に
スポイラやエアブレーキを駆動するアクチュエータを油
圧ロックする油路遮断用蝶番弁が設けられ、これによ
り、油圧消失時にそのアクチュエータがスポイラやエア
ブレーキを開く方向に駆動することが防止される。地上
に於けるメンテナンスを行なえるように、その油圧ロッ
クを解除する機械的装置が外部から操作できるように設
けられる。

第５図は水平尾翼５に節点10′に於いてヒンジ結合され
た各昇降舵10を制御し、他の１個の同様に構成されたサ
ーボ制御装置の動作に連動させられたサーボ制御装置15
のブロック図である。

迎角可変式水平安定翼の機械的補助操縦系の操縦装置
は、その動作に連動して作動させられる昇降舵が迎角零
に保持されないと効果を消失するので、これを避けるた
め、この実施例では、昇降舵の電気−油圧サーボ制御装
置を、何らの電気的に誘導された命令なしで予め定めら
れた補正位置に機械的に位置させるため、自動補正状態
に保持できるように構成してある。

即ち、第３図及び第４図を参照して上述したのと同様
に、このサーボ制御装置15は圧油供給管Ｐと戻り油管Ｒ
によって圧油を供給され、昇降舵10をヒンジ結合10″を
介して制御する１個の対称的なジャッキ24と、このジャ
ッキ24の各シリンダ室26、27にそれぞれ接続される第１
オリフィス36、37を有する電磁弁30とを備えている。１
個のサーボ制御弁49が電磁弁30の第２オリフィス38、39
に接続され、絞り路又は整流器40が電磁弁の第３オリフ
ィス34、35間に接続される。電磁弁30とサーボ制御弁49
は圧油供給管Ｐ及び戻り油管Ｒによって遮断弁装置を介
して圧油を供給され、遮断用蝶番弁31、駆動装置32及び
圧油容器33によって常に圧油で満たされる。電磁弁30と
サーボ制御弁49とは通常時にはコンピュータ21に接続さ
れ、緊急時にはスイッチ23によってコンピュータ22に接
続される。

サーボ制御弁49は機械的入力手段として１個の可動部材
（フラッパ又はジェット管）を備えており、この可動部
材は、初期状態でピストンロッド28に形成された傾斜面
52上を摺動させられるセンサ51に伝動部50を介して機械
的に連結されている。これにより、通常では電気的に制
御されるこのサーボ制御弁49の可動部材の動作に機械的
な強制動作が加えられる。上記ピストンロッド28の傾斜
面52は、昇降舵10がヒンジ結合されている水平尾翼５に
対してその迎角が零となるときに、センサ51と機械的伝
動部50を介して零変位（補正目標）を示すように選定さ
れる。

上記構成のサーボ制御装置15の作動を説明すると、電磁
弁30が休止させられている時には、ジャッキ24の両シリ
ンダ室26、27をそれぞれ第１オリフィス36、37及び第２
オリフィス38、39を介してサーボ制御弁49に接続され
る。従って、サーボ制御弁49はコンピュータ21又は22か
ら入力する命令に従って昇降舵10を制御できる。上記命
令は、機械的伝動部50で生じる制御乱れを考慮して、そ
の影響を解消できるように設計された電気信号で構成さ
れる。このようにして、サーボ制御装置15は能動状態に
置かれる。

逆に、電磁弁30が駆動された場合、あるいは戻り油管Ｒ
の内圧降下が検出された場合、ジャッキ24の２つのシリ
ンダ室26、27は絞り路又は整流器40で互いに連通させら
れ、その結果サーボ制御装置15は昇降舵10の動揺を減衰
する減衰受動状態に置かれることになる。

電磁弁30が休止させられ、かつ、サーボ制御弁がコンピ
ュータからの命令を入力していない場合には、水平尾翼
５に対する昇降舵10の補正を機械的伝動部50が行なうよ
うになり、サーボ制御装置15は自動補正状態に保持され
る。

従って、各サーボ制御装置は能動状態、減衰受動状態及
び自動補正状態の３つの動作モードに従って動作するこ
とが可能となる。

通常の操作条件では、昇降舵10の動作が連動させられて
いる２個のサーボ制御装置15は、一方が能動状態で、他
方が減衰受動状態とされる。能動状態のサーボ制御装置
15の制御が効かなくなると、そのサーボ制御装置15は減
衰受動状態に切り換えられ、減衰受動状態になっていた
もう一方のサーボ制御装置15がコンピュータ21又は22に
よって能動状態に切換えられる。昇降舵10用の２個のサ
ーボ制御装置15の油圧が消失すれば、両サーボ制御装置
15は共に減衰受動状態に切換えられる。これらの２個の
サーボ制御装置15の制御が共に効かなくなった場合に
は、両サーボ制御装置15はいずれも自動補正状態に切り
換えられる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に係る操縦装置を用いる大型輸送機の斜
視図、第２図は本発明に係る操縦装置を図式的に示す平
面図、第３図は本発明に係る補助翼サーボ制御装置のブ
ロック図、第４図は第３図に示した補助翼サーボ制御装
置の変形例のブロック図、第５図は本発明に係る昇降舵
サーボ制御装置のブロック図である。 １……航空機（輸送機）、５……迎角可変式水平安定翼
（水平尾翼）、６……補助翼、７……上面スポイラ、８
……上面エアブレーキ、９……方向舵、10……昇降舵、
13・14・15・53……サーボ制御装置、18……油圧モー
タ、19……サーボ制御弁、21・22……コンピュータ（分
離コンピュータ）、24……ジャッキ、25……ピストン、
26……シリンダ室、27……シリンダ室、29……サーボ制
御弁、30……電磁弁（第１の電磁弁）、31……蝶番弁、
33……圧油容器、34・35……第３オリフィス、36・37…
…第１オリフィス、38・39……第２オリフィス、40……
絞り路（整流器）、41……第２の電磁弁、42・43……第
１オリフィス、44・45……第３オリフィス、46……連通
路、47・48……第２オリフィス、49……サーボ制御弁、
50……機械的伝動部、51……センサ。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 テーリー・コラード フランス国 ツールーゼ 31100 セイー ゼ ド ルウー61

Claims (16)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】補助翼（６）、昇降舵（10）、上面スポイ
   ラ（７）、上面エアブレーキ（８）、方向舵（９）及び
   迎角可変式水平安定翼（５）を有する航空機に適用さ
   れ、 各補助翼（６）、昇降舵（10）、上面スポイラ（７）、
   上面エアブレーキ（８）、方向舵（９）及び迎角可変式
   水平安定翼（５）をそれぞれ作動させる作動用部材を備
   えるとともに、電気的制御装置を有する電気制御系を備
   え、 この電気制御系が補助翼（６）、昇降舵（10）、上面ス
   ポイラ（７）、上面エアブレーキ（８）及び水平安定翼
   （５）の各作動用部材（13・14・15・20・53）に接続さ
   れた航空機の操縦装置に於いて、 上記方向舵（９）は、その作動用部材を操縦室（11）の
   操縦器具（12）に機械制御系を介して接続することによ
   り機械的にのみ制御を行ない、 上記補助翼（６）及び昇降舵（10）は、その各作動用部
   材（13・15）を操縦室（11）の操縦器具（12）に上記電
   気制御系を介して接続することにより電気的にのみ制御
   を行ない、 迎角可変式水平安定翼（５）は、その作動用部材（53）
   を操縦室（11）の操縦器具（12・17）に上記電気制御系
   と機械的補助制御系とを並列に介在させて接続すること
   により、通常時は電気的に制御を行なうとともに、緊急
   時は機械的に制御を行なうように構成し、 上記電気的制御装置を、上記各作動用部材（13・14・15
   ・20・53）の監視と制御を行うためのコンピュータ（21
   ・22）から構成し、 このコンピュータ（21・22）を、補助翼（６）、昇降舵
   （10）及び迎角可変式水平安定翼（５）の動作に連動し
   て作動させる第１コンピュータユニット（21）と、この
   第１コンピュータユニット（21）と設計仕様が異なる第
   ２コンピュータユニット（22）とから構成し、 この第２コンピュータユニット（22）の動作をスポイラ
   （７）及びエアブレーキ（８）の動作に連動させるとと
   もに、上記第１コンピュータユニット（21）の故障時に
   は第２コンピュータユニット（22）の動作を上記昇降舵
   （10）の動作に連動させたことを特徴とする航空機の操
   縦装置。
2. 【請求項２】第２コンピュータユニットを複数の分離コ
   ンピュータ（22…）から構成し、これらの分離コンピュ
   ータ（22…）により上記上面スポイラ（７）及びエアブ
   レーキ（８）の全てを互いに分担して監視と制御とを行
   なうように構成した、特許請求の範囲第１項に記載され
   た航空機の操縦装置。
3. 【請求項３】各分離コンピュータ（22…）を、通常の制
   御機能と緊急時の制御機能とを行なえるように構成し
   た、特許請求の範囲第２項に記載の航空機の操縦装置。
4. 【請求項４】補助翼（６）、昇降舵（10）、上面スポイ
   ラ（７）、上面エアブレーキ（８）、方向舵（９）及び
   迎角可変式水平安定翼（５）を有する航空機に適用さ
   れ、 電気的制御装置を有する電気制御系を備えるとともに、
   各補助翼（６）、昇降舵（10）、上面スポイラ（７）、
   上面エアブレーキ（８）、方向舵（９）及び迎角可変式
   水平安定翼（５）をそれぞれ作動させる作動用部材（13
   ・14・15・20・53）を備え、 電気制御系が補助翼（６）、昇降舵（10）、上面スポイ
   ラ（７）、上面エアブレーキ（８）及び水平安定翼
   （５）の各作動用部材（13・14・15・20・53）に接続さ
   れ、 電気的制御装置が、これらの各作動用部材（13・14・15
   ・20・53）の監視と制御を行うためのコンピュータ（21
   ・22）からなり、 このコンピュータ（21・22）は、補助翼（６）、昇降舵
   （10）及び迎角可変式水平安定翼（５）の動作に連動し
   て作動させる第１コンピュータユニット（21）と、この
   第１コンピュータユニット（21）と設計仕様が異なり、
   スポイラ（７）及びエアブレーキ（８）の動作に連動し
   て作動させるとともに、上記第１コンピュータユニット
   （21）の故障時には上記昇降舵（10）の動作に連動して
   作動させる第２コンピュータユニット（22）とから構成
   された航空機の操縦装置に於いて、 第１コンピュータユニット（21）を左右の各補助翼
   （６）、各昇降舵（10）及び各迎角可変式水平安定翼
   （５）に対して設けられた２個の分離コンピュータ（21
   ・21）で構成し、 各補助翼（６）、各昇降舵（10）及び各迎角可変式水平
   安定翼（５）を作動させる前記各作動用部材（13・15・
   53）を、それぞれ２個の電気−油圧制御装置から構成
   し、 上記分離コンピュータ（21・21）を、一方の分離コンピ
   ュータ（21）が一方の電気−油圧制御装置（13・15・5
   3）を制御し、他方の分離コンピュータ（21）が他方の
   電気−油圧制御装置（13・15・53）を制御するように連
   動させ、 いずれか一方の電気−油圧制御装置（13・15・53）を作
   動させると、他方の電気−油圧制御装置（13・15・53）
   を休止させるように構成したことを特徴とする航空機の
   操縦装置。
5. 【請求項５】補助翼（６）に用いられる各電気−油圧サ
   ーボ制御装置（13）を、作動させてその補助翼（６）を
   操縦できる少なくとも１つの能動状態と、休止させてそ
   の補助翼（６）の動作に連動するとともにその補助翼
   （６）の動揺を減衰できる少なくとも１つの減衰受動状
   態とに切換え可能に構成し、 １個の補助翼（６）の動作に連動して作動させられる２
   個の各サーボ制御装置（13・13）のうち、一方のサーボ
   制御装置（13）を減衰受動状態に休止させたときに他方
   のサーボ制御装置（13）を能動状態に作動させるように
   構成した、特許請求の範囲第４項に記載の航空機の操縦
   装置。
6. 【請求項６】昇降舵（10）に用いられる各電気−油圧サ
   ーボ制御装置（15）を、作動させてその昇降舵（10）を
   操縦できる少なくとも１つの能動状態と、休止させてそ
   の昇降舵（10）の動作に連動するとともにその昇降舵
   （10）の動揺を減衰できる少なくとも１つの減衰受動状
   態とに切換え可能に構成し、 １個の昇降舵（10）の動作に連動して作動させられる２
   個のサーボ制御装置（15・15）のうち、一方のサーボ制
   御装置（15）を減衰受動状態に休止させたときに他方の
   サーボ制御装置（15）を能動状態に作動させるように構
   成した、特許請求の範囲第４項に記載の航空機の操縦装
   置。
7. 【請求項７】各電気−油圧サーボ制御装置（13・15）
   を、それへの圧油供給が停止されるや否や減衰受動状態
   に自動切換えされるように構成した、特許請求の範囲第
   ５項又は第６項に記載の航空機の操縦装置。
8. 【請求項８】迎角可変式水平安定翼（５）を作動させる
   作動用部材（53）を電気−油圧制御装置で構成し、この
   電気−油圧制御装置（53）にそれぞれサーボ制御弁（1
   9）で制御される２個の油圧モータ（18）を設け、それ
   らの油圧モータ（18）を一方が休止させられている時に
   は他方が作動するように上記サーボ制御弁（19）で制御
   するように構成した、特許請求の範囲第４項ないし第７
   項のうちのいずれか１項に記載された航空機の操縦装
   置。
9. 【請求項９】昇降舵（10）用の電気−油圧サーボ制御装
   置（15）を、何らの電気的に誘導された命令を受けるこ
   となく、上記昇降舵（10）を上記水平安定翼（５）に対
   して少なくともおおよそ迎角零に相当する予め定められ
   た位置に補正する自動補正状態に保持できるように構成
   した、特許請求の範囲第６項に記載の航空機の操縦装
   置。
10. 【請求項１０】補助翼（６）に用いられる各電気−油圧
    制御装置（13）を、その補助翼（６）の動作に連動する
    とともにその補助翼（６）の動揺の減衰を行なわない非
    減衰受動状態に切換え可能に構成した、特許請求の範囲
    第５項に記載の航空機の操縦装置。
11. 【請求項１１】補助翼（６）に用いられる各電気−油圧
    サーボ制御装置（13）を１個のサーボ制御弁（29）、１
    個のジャッキ（24）及び１個の電磁弁（30）で構成し、 上記ジャッキ（24）は対称的な受圧面を有し、上記補助
    翼（６）に連結されたピストン（25）によって区分され
    た２個のシリンダ室（26・27）を備え、 上記電磁弁（30）には、上記各シリンダ室（26・27）に
    個別的に連通させられる２個の第１オリフィス（36・3
    7）と、絞り路（40）等により互いに連通させられた２
    個の第２オリフィス（38・39）と、上記サーボ制御弁
    （29）の出口に個別的に接続された２個の第３オリフィ
    ス（34・35）とを設け、 電磁弁（30）が駆動されていない時には上記第１オリフ
    ィス（36・37）を第２オリフィス（38・39）にそれぞれ
    接続して、上記電気−油圧サーボ制御装置（13）を減衰
    受動状態に切換え、 電磁弁（30）が駆動されている時には上記第１オリフィ
    ス（36・37）を第３オリフィス（34・35）にそれぞれ接
    続して、上記電気−油圧サーボ制御装置（13）を能動状
    態に切換えるように構成した、特許請求の範囲第５項に
    記載の航空機の操縦装置。
12. 【請求項１２】補助翼（６）に用いられる各電気−油圧
    サーボ制御装置（13）を１個のサーボ制御弁（29）、１
    個のジャッキ（24）及び２個の電磁弁（30・41）で構成
    し、 上記ジャッキ（24）は対称的な受圧面を有し、上記補助
    翼（６）に連結されたピストン（25）で区分される２個
    のシリンダ室（26・27）を設け、 各電磁弁（30・41）は、３対のオリフィスを有し、 その第１の対をなすオリフィス（36・37・42・43）を、
    電磁弁（30・41）が駆動されていない時には第２の対を
    なすオリフィス（38・39・47・48）にそれぞれ接続し、
    電磁弁（30・41）が駆動されている時には第３の対をな
    すオリフィス（34・35・44・45）にそれぞれ接続するよ
    うに構成し、 第１の電磁弁（30）の上記第１の対をなすオリフィス
    （36・37）を、上記ジャッキ（24）の各シリンダ室（26
    ・27）に個別的に接続し、その第１の電磁弁（30）の第
    ２の対をなすオリフィス（38・39）を、第２の電磁弁
    （41）の第１の対をなすオリフィス（42・43）にそれぞ
    れ接続し、第１の電磁弁（30）の第３の対をなすオリフ
    ィス（34・35）を、上記サーボ制御弁（29）の出口にそ
    れぞれ接続し、 第２の電磁弁（41）の第２の対をなすオリフィス（47・
    48）を、絞り路（40）等により互いに連通させ、第２の
    電磁弁（41）の第３の対をなすオリフィス（44・45）を
    互いに自由に連通路（46）に接続し、 第１の電磁弁（30）を駆動して上記電気−油圧サーボ制
    御装置（13）を能動状態に切換え、第１の電磁弁（30）
    を休止したときに第２の電磁弁（41）を休止して上記電
    気−油圧サーボ制御装置（13）を減衰受動状態に切換え
    るとともに、第２の電磁弁（41）を駆動して上記電気−
    油圧サーボ制御装置（13）を非減衰受動状態に切換える
    ように構成した、特許請求の範囲第10項に記載の航空機
    の操縦装置。
13. 【請求項１３】昇降舵（10）に用いられる各油圧サーボ
    制御装置（15）を、機械的入力手段としての可動部材を
    有する１個のサーボ制御弁（49）、対称的な受圧面を有
    し、上記昇降舵（10）に連結されたピストン（25）によ
    り区分された２個のシリンダ室（26・27）を備える１個
    のジャッキ（24）、上記ピストン（25）の位置を検出し
    て迎角可変式水平安定翼（５）に対するその昇降舵（1
    0）の位置を補正制御するための１個のセンサ（51）、
    このセンサ（51）と上記サーボ制御弁（49）の可動部材
    とを接続する機械的伝動部（50）及び１個の電磁弁（3
    0）とで構成し、 この電磁弁（30）には、上記各シリンダ室（26・27）に
    個別的に連通させられる２個の第１オリフィス（36・3
    7）と、上記サーボ制御弁（49）の出口に個別的に接続
    された２個の第２オリフィス（38・39）と、絞り路（4
    0）等により互いに連通させられた２個の第３オリフィ
    ス（34・35）とを設け、 電磁弁（30）が駆動されていない時には上記第１オリフ
    ィス（36・37）を第２オリフィス（38・39）にそれぞれ
    接続して、上記油圧サーボ制御装置（15）を能動状態に
    切換えるとともに電気的に誘導された命令を受けない場
    合に自動補正状態に保持できるように構成し、 電磁弁（30）が駆動されている時には上記第１オリフィ
    ス（36・37）を第３オリフィス（34・35）にそれぞれ接
    続して、上記油圧サーボ制御装置（15）を減衰受動状態
    に切換えるように構成した、特許請求の範囲第９項に記
    載の航空機の操縦装置。
14. 【請求項１４】各サーボ制御装置（13・15）に、その内
    部で油圧が減少し、又は消失した時にそのサーボ制御装
    置（13・15）をその外部の外部油圧回路から遮断する蝶
    番弁（31）と、この蝶番弁（31）によりそのサーボ制御
    装置（13・15）が外部油圧回路から遮断された時にその
    サーボ制御回路内の圧油充満状態を保持させるための油
    圧容器（33）とを設けた、特許請求の範囲第11項ないし
    第13項のうちのいずれか１項に記載された航空機の操縦
    装置。
15. 【請求項１５】第２コンピュータユニットを複数の分離
    コンピュータ（22…）から構成し、これらの分離コンピ
    ュータ（22…）により上記上面スポイラ（７）及びエア
    ブレーキ（８）の全てを互いに分担して監視と制御とを
    行なうように構成した、特許請求の範囲第４項ないし第
    14項のうちのいずれか１項に記載された航空機の操縦装
    置。
16. 【請求項１６】各分離コンピュータ（22…）を、通常の
    制御機能と緊急時の制御機能とを行なえるように構成し
    た、特許請求の範囲第15項に記載の航空機の操縦装置。