WO2019017325A1 - 電気機械式アクチュエータを備える航空機操舵システム - Google Patents

電気機械式アクチュエータを備える航空機操舵システム Download PDF

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WO2019017325A1
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actuator
control surface
output end
steering system
ema
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恒平 宮園
洋司 西山
秀幸 杉浦
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川崎重工業株式会社
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    • F16H21/10—Gearings comprising primarily only links or levers, with or without slides all movement being in, or parallel to, a single plane
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    • Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency

Definitions

  • the present invention relates to a steering system that drives a control surface (control surface) of an aircraft, and more particularly to an aircraft steering system that includes an electro-mechanical actuator (EMA).
  • EMA electro-mechanical actuator
  • This centralized hydraulic system includes an engine-driven hydraulic pump, a hydraulic fluid tank (reservoir) for storing hydraulic fluid, an accumulator (accumulator) for releasably storing hydraulic pressure, a hydraulic actuator for driving a hydraulic control valve, a control surface and the like. Etc., which are connected by hydraulic piping. Supply of hydraulic fluid to the hydraulic actuator from the hydraulic pump causes the hydraulic actuator to operate and drive the control surface.
  • EHA electro-hydraulic actuator
  • EMA electro-mechanical actuator
  • MEA electrification
  • EHA can be described as a distributed hydraulic system instead of a centralized type, so in order to maintain the position of the control surface, it is necessary to maintain the hydraulic pressure of the hydraulic actuator with a small hydraulic pump. is there.
  • EMA since the actuator is mechanical, it is sufficient to operate the actuator only when changing the position of the control surface. Therefore, EMA is better than EHA in terms of energy efficiency.
  • an electric actuator including a planetary gear mechanism includes two motors, a first motor and a second motor, and outputs of the first motor and the second motor are output at different paths.
  • the configuration to be communicated is disclosed.
  • the example which applied the electrically-driven actuator to the control surface movable part of the aircraft is mentioned as a typical embodiment.
  • the present invention has been made to solve such a problem, and provides an aircraft steering system provided with an electromechanical actuator that can realize redundancy against sticking failure with a simpler configuration. With the goal.
  • an aircraft steering system includes a wing body and a control surface of an aircraft, a first actuator attached to the wing body, and an output of the first actuator.
  • the control surface arm member has one end directly or indirectly connected to the output end of the first actuator and the other end fixed to the output end of the second actuator.
  • the rotation axis of the output end of the second actuator is a fulcrum axis of the control and control surface A structure that is integrally attached to the control surfaces as parallel or coincide.
  • the second actuator that is a rotary actuator is also provided to the control and control surface, and the first actuator and the second actuator are the control surface arm members (horn It is connected via an arm).
  • at least one of the first actuator and the second actuator is an electro-mechanical actuator (EMA).
  • the control and control surface can be driven by either the first actuator or the second actuator, and even if a sticking failure occurs in either one of the actuators and the operation becomes impossible, the other actuator controls the operation. It is possible to realize the redundancy that the control surface can be driven. In addition, since such a redundant configuration performs speed-summing type redundancy by connecting two actuators in series, there is no need to provide a complicated mechanism for each actuator. . Therefore, redundancy with respect to sticking failure can be realized by a simpler configuration, and enlargement or weight increase of the actuator can be avoided or suppressed.
  • the second actuator which is a rotary actuator, is attached to the control and control surface so as to be at least parallel to the fulcrum axis (hinge line) of the control and control surface.
  • the second actuator is substantially integrated with the control surface. Since the control surface is exposed to the external air flow, the external air flow enables efficient heat dissipation of the second actuator integrated in the control surface. Therefore, the current density of the electric motor of the second actuator can be increased, and the second actuator can be miniaturized (the output weight ratio can be improved).
  • FIGS. 2A and 2B are schematic views showing the relationship between the fulcrum axis of the control and control surface of the aircraft steering system shown in FIG. 1 and the pivot axis of the second actuator.
  • 3A to 3C are block diagrams schematically showing functional configurations of the electromechanical actuator used in the aircraft steering system shown in FIG. It is a schematic diagram which shows the representative structural example of the aircraft steering system which concerns on Embodiment 2 of this invention.
  • Embodiment 1 A representative configuration example of the aircraft steering system according to the first embodiment will be specifically described with reference to FIG. 1 and FIGS. 2A and 2B.
  • the aircraft steering system 10A As shown in FIG. 1, the aircraft steering system 10A according to the first embodiment is provided to a wing provided in an aircraft.
  • the wing portion includes a wing body 11 and a control surface (control surface) 12.
  • the aircraft steering system 10A includes a horn arm (control surface arm member) 13, a first actuator 21, and a second actuator 22.
  • the specific configurations of the wing body 11 and the control surface 12 are not particularly limited.
  • a main control surface such as an elevator, ailerons, or a rudder, or a secondary control surface such as a spoiler, a flap or a tab.
  • a blade such as a plane may be mentioned, it may be any.
  • the wing body 11 may be a wing structure that constitutes a main wing or a tail wing or the like provided with these moving wings.
  • the first actuator 21 is attached to the wing body 11 of the aircraft steering system 10A, and the second actuator 22 is attached to the control surface 12.
  • the horn arm 13 transmits the output of the first actuator 21 to the control surface 12, and is usually attached directly to the control surface 12. In the present disclosure, the horn arm 13 It is indirectly attached to the control surface 12 via the actuator 22.
  • At least one of the first actuator 21 and the second actuator 22 is an electro-mechanical actuator (EMA).
  • EMA electro-mechanical actuator
  • the first actuator 21 is a linear EMA (linear actuator), and the output end 21a advances and retracts in the direction of the bidirectional arrow M1 in FIG.
  • the second actuator 22 is a rotary type EMA (rotary actuator) in the present disclosure, and the pivot axis L2 of the output end 22a thereof is a fulcrum axis (hinge line) of the control and control surface 12, as shown particularly in FIG. 2A. Match L1). That is, the rotation center of the output end 22a of the second actuator 22 is coaxial with the hinge line L1.
  • the output end 22 a is illustrated as a broken line because it is located behind the second actuator 22 main body, and the hinge line L 1 is illustrated as a cross point of a dashed dotted line.
  • the hinge line L 1 is illustrated as a cross point of a dashed dotted line.
  • the pivot axis L2 is not shown in FIG. 1 and only the hinge line L1 is shown.
  • the hinge line L1 (and the pivot axis L2 coincident therewith) extends along the paper surface direction.
  • the control and control surface 12 is attached to the wing main body 11 via the fulcrum shaft 14 and is rocked and driven with the fulcrum shaft 14 as a fulcrum.
  • the swing center of the fulcrum shaft 14 is the hinge line L1.
  • the output end 22a of the second actuator 22 is pivoted about the pivot axis L2, and pivots in the direction of the double arrow M2 in FIGS. 1 and 2A.
  • the hinge line L1 of the fulcrum shaft 14 and the pivot axis L2 of the output end 22a are substantially coaxial.
  • one end of the horn arm 13 is fixed to the output end 22a of the second actuator 22.
  • the output end 21 a of the first actuator 21 is connected to the other end of the horn arm 13 in the example shown in FIGS. 1 and 2A.
  • the position at which the output end 21a is attached at the other end of the horn arm 13 is referred to as an output end connection portion 13a for convenience of explanation.
  • the output end connection portion 13a at the other end of the horn arm 13 is schematically illustrated in a circle.
  • the first actuator 21 is attached such that the output end 21a is inclined downward with respect to the wing main body 11, and the output end 21a is connected to the output end connection portion 13a at the other end of the horn arm 13 as described above. ing.
  • One end of the horn arm 13 is fixed to the output end 22a of the second actuator 22 as described above, but the second actuator 22 is integrally attached to the control surface 12. Therefore, as the output end 21a of the first actuator 21 moves back and forth in the direction of the arrow M1, the control and control surface 12 is rockably driven via the horn arm 13, whereby the angle of the control and control surface 12 (control surface The angle is changed.
  • both the first actuator 21 and the second actuator 22 are EMAs, and among these, the sticking failure (jamming) occurs in the first actuator 21.
  • the rotary type second actuator 22 is attached to the control surface 12 so that the output end 22a coincides with the hinge line L1. Therefore, when the second actuator 22 rotates, the control and control surface 12 can be rocked and driven.
  • the aircraft steering system 10A it is possible to drive the control surface 12 by any of the first actuator 21 and the second actuator 22. Therefore, even if a sticking failure occurs in one of the actuators and it becomes impossible to operate, it is possible to realize redundancy in which the control and control surface 12 can be driven by the other actuator. Further, by making the second actuator 22 provided on the control surface 12 coaxial with the hinge line L1 of the control surface 12, it is also possible to suppress an increase in the control surface inertia of the control surface 12. .
  • At least one of the first actuator 21 and the second actuator 22 may be EMA, but both may be EMA.
  • the actuators other than the EMA may be hydraulic actuators of a conventional concentrated hydraulic system, or may be electro-hydraulic actuators (EHA).
  • the EHA is configured to drive a small hydraulic pump by an electric motor to operate a hydraulic actuator, so hydraulic piping such as a centralized hydraulic system and a large hydraulic pump are not necessary. Therefore, the weight of the vehicle can be reduced as compared to the hydraulic actuator of the centralized hydraulic system.
  • the second actuator 22 provided on the control surface 12 be an EMA.
  • the second actuator 22 can be miniaturized, and the weight of the aircraft can be further reduced.
  • the second actuator 22 is a rotary actuator, and as shown in FIG. 2A, the output end 22a is attached to the control surface 12 so as to coincide with the hinge line L1 of the control surface 12. There is. Thus, the second actuator 22 is substantially integrated with the control surface 12.
  • control surface 12 Since the control surface 12 is always exposed to the external air flow during flight of the aircraft, the control surface can be designed by appropriately designing a heat radiation path from the heat generation site of the second actuator 22 to the control surface 12. It is possible to efficiently dissipate the heat of the second actuator 22 integrated with the T.12. Therefore, the current density of the electric motor of the second actuator 22 can be increased, and the second actuator 22 can be miniaturized (i.e., the output weight ratio can be improved).
  • the second actuator 22 which is a rotary actuator, may be provided so as to be substantially integrated with the control surface 12.
  • the hinge line L1 of the control surface 12 and the pivot axis L2 of the second actuator 22 may be coincident with each other.
  • the present disclosure is not limited thereto, and, for example, as shown in FIG. 2B, an offset may exist between the hinge line L1 and the pivot axis L2.
  • the hinge line L1 is indicated by an alternate long and short dash line
  • the pivot axis L2 is indicated by an alternate long and two short dashes line.
  • the second actuator 22 may be attached such that the pivot axis L2 of the output end 22a thereof coincides with the hinge line L1 of the control surface 12, or the pivot axis L2 becomes parallel to the hinge line L1.
  • the degree of offset between the hinge line L1 and the pivot axis L2 is not particularly limited. Because the second actuator 22 of the rotary type may be attached to the control surface 12 so as to be substantially integrated, the specific configuration of the control surface 12 and the second actuator 22 causes a degree of offset. Is inevitably determined.
  • a torque summing type is a type in which torques (forces) from the respective actuators are added
  • the speed summing type is a type in which the velocity (mutation) of each actuator is added.
  • redundancy is achieved in a torque-summing form in which hydraulic actuators are arranged in parallel in the width direction.
  • redundancy is achieved by the speed summing method in which the first actuator 21 and the second actuator 22 are connected via the horn arm 13.
  • both of the two actuators are EMAs.
  • the control surface drive function is lost. Therefore, it is necessary to take measures against sticking failure for EMA itself.
  • the control surface drive function does not disappear unless the sticking failure occurs simultaneously for two EMAs.
  • the probability of sticking failure occurring simultaneously for the two EMAs is lower than the failure probability required of the control system of the aircraft. Therefore, in the speed-summing type redundant configuration using two actuators, the countermeasure against the sticking failure to the EMA itself is basically not necessary.
  • the aircraft steering system 10A even if both of the first actuator 21 and the second actuator 22 are EMAs and a sticking failure occurs in one EMA (for example, the first actuator 21).
  • the control surface 12 can be driven by the other EMA (for example, the second actuator 22).
  • the first actuator 21 or the second actuator 22 is an EMA, and the other is an actuator that is not an EMA (for example, a hydraulic actuator etc.), a sticking failure occurs in the one actuator EMA.
  • the control surface 12 can be driven by the other actuator.
  • the aircraft steering system 10A since the aircraft steering system 10A according to the present disclosure has the redundant configuration of the velocity summing type as described above, if the first actuator 21 and / or the second actuator 22 (or both) is EMA, this EMA is It is preferable to have a configuration for locking the operation of the output ends 21a and 22a (for convenience of explanation, referred to as an output end lock portion).
  • an output end lock portion for example, mention is made of an irreversible mechanism (or a reduction mechanism) which suppresses or prevents reverse operation of the output end due to external force, or a motor shaft brake etc. which brakes the rotation of the motor shaft of the electric motor. Can.
  • the inoperable one of the actuators prevents the operation of the other actuator. In order not to do so, it is necessary to make the output end free to operate (free). If the inoperable actuator is a hydraulic actuator, the output end can be easily made free by bypassing the extension-side oil chamber and the contraction-side oil chamber. On the other hand, if the inoperable actuator is an EMA, it is necessary to add a disengaging device such as a clutch or a shear pin in order to free the output end.
  • the inoperable actuator is EMA
  • a relatively simple configuration is provided.
  • the output end lock portion of the connector can lock the output end 21a or the output end 22a.
  • FIGS. 3A to 3C schematically show the functional configuration of EMA used as the first actuator 21 or the second actuator 22.
  • the EMA used as the first actuator 21 or the second actuator 22 is comprehensively shown as the EMA 20 for convenience of explanation, and the output end 21a of the first actuator 21 or the second actuator 22 is shown.
  • the output end 22a is also shown comprehensively as the output end 20a.
  • the EMA 20 illustrated in FIG. 3A is a basic configuration including an output end 20a, an electric motor 20b, and a driving force transmission unit 20c, and the rotational driving force of the electric motor 20b is transmitted to the output end 20a via the driving force transmission unit 20c. It is transmitted. Therefore, in FIG. 3A, the electric motor 20b, the driving force transmission unit 20c, and the output end 20a are schematically connected by a line segment.
  • the specific configuration of the driving force transmission unit 20c is not particularly limited, and a gear mechanism or the like having a known configuration according to the type of EMA 20 can be suitably used.
  • the driving force transmitting unit 20c may be a gear mechanism or the like that converts the rotational movement of the electric motor 20b into a reciprocating movement.
  • the driving force of the electric motor 20b is transmitted to the output end 20a via the driving force transmission unit 20c, and the output end 20a moves forward and backward (for example, the first actuator 21).
  • the driving force transmitting unit 20c rotates the electric motor 20b (continuous rotational movement of the motor shaft) in a rotational movement (a rotatable range at the output end 20a is limited). It may be a gear mechanism or the like that converts it into motion.
  • the driving force of the electric motor 20b is transmitted to the output end 20a via the driving force transmission unit 20c, and the output end 20a is rotationally moved (for example, the second actuator 22).
  • the EMA 20 shown in FIG. 3B has a configuration in which an irreversible mechanism 20d is provided in the driving force transmission unit 20c, as opposed to the EMA 20 having the basic configuration shown in FIG. 3A.
  • the specific configuration of the irreversible mechanism 20d is not particularly limited as long as the output end 20a does not reversely operate due to the external force acting on the output end 20a.
  • the irreversible mechanism 20d may be configured to double as the irreversible mechanism 20d and also serve as a speed reduction mechanism that amplifies the torque of the electric motor by the driving force transmission unit 20c.
  • a wonder planet gear or a worm gear there can be mentioned a wonder planet gear or a worm gear.
  • the steering angle of the control surface 12 does not change at most of the flight time (the control surface operating speed is zero).
  • the driving force transmission unit 20c includes the irreversible mechanism 20d, whereby the electric motor 20b is provided.
  • the steering angle can be maintained even if an external force is applied to the control surface 12, that is, the output end 20 a in a state where power is not supplied. Therefore, it is possible to avoid unnecessary power consumption and avoidance or suppression while the control surface operating speed is zero, and also to avoid or suppress heat generation associated with the power consumption.
  • the EMA 20 includes the irreversible mechanism 20d, the amount of torque required for the electric motor 20b can be reduced. Therefore, as the electric motor 20b, it is not necessary to use a large or high driving force motor such as a direct drive type, and it becomes possible to adopt a smaller and low driving force motor. As a result, in the EMA 20, it is possible to further reduce power consumption or further suppress heat generation.
  • the EMA 20 shown in FIG. 3C has a configuration in which a motor shaft brake 20e is provided on the electric motor 20b.
  • the specific configuration of the motor shaft brake 20e is not limited, as long as the motor shaft of the electric motor 20b can be braked to stop the rotation of the motor shaft.
  • an electromagnetic brake or a clutch brake can be mentioned.
  • the output end 20a of the EMA 20 has a relatively high torque
  • the motor shaft of the electric motor 20b has a low torque as compared to the output end 20a.
  • the configuration of the disconnecting device may be complicated and heavy in order to cope with high torque, and there may be a problem such as a time lag between the occurrence of the sticking and the completion of the disconnecting of the driving force transmission unit 20c. .
  • the motor shaft brake 20e can simplify its structure and reduce its weight as compared with the disconnecting device.
  • the motor shaft brake 20e can lock the output end 20a simply by stopping the motor shaft. Therefore, a time lag does not occur as in the torque-summing type separation device, and relatively quick response is possible even at the time of occurrence of sticking failure.
  • the irreversible mechanism 20d and the motor shaft brake 20e which are output end lock parts are illustrated as independent blocks, respectively, the irreversible mechanism 20d or the motor shaft brake 20e transmits the driving force, respectively.
  • the configuration may be independent of or integrated with the unit 20c or the electric motor 20b.
  • the irreversible mechanism 20d may be a single gear mechanism integrated with the driving force transmission unit 20c or the like, or the motor shaft brake 20e may be configured as an electric motor with a brake.
  • the EMA 20 may be provided with both the irreversible mechanism 20d and the motor shaft brake 20e as an output end lock portion.
  • the control and steering surface 12 is also provided with the second actuator 22 that is a rotary actuator.
  • the second actuator 22 is a rotary actuator.
  • Two actuators 22 are connected via a horn arm 13. Further, at least one of the first actuator 21 and the second actuator 22 is the EMA 20.
  • the control surface 12 can be driven by either the first actuator 21 or the second actuator 22. Even if a sticking failure occurs in any one of the actuators, the other can not operate. It is possible to realize the redundancy that the control surface 12 can be driven by the actuator. Also, since such a redundant configuration is a speed-summing type, there is no need to provide a complicated mechanism for the EMA 20. Therefore, redundancy with respect to the sticking failure can be realized with a simpler configuration, and enlargement or weight increase of the first actuator 21 and / or the second actuator 22 can be avoided or suppressed.
  • the second actuator 22 which is a rotary actuator is attached to the control surface 12 so as to be at least parallel to the hinge line L1 of the control surface 12.
  • the second actuator 22 is substantially integrated with the control surface 12. Since the control and control surface 12 is exposed to the outside air flow, the heat radiation region of the second actuator 22 from the heat generation part of the second actuator 22 is appropriately designed to provide a second heat source integrated with the control and control surface 12 Efficient heat dissipation of the two actuators 22 is possible. Therefore, the current density of the electric motor 20b of the second actuator 22 can be increased, and the second actuator 22 can be miniaturized (i.e., the output weight ratio can be improved).
  • the first actuator 21 is a linear actuator, but the present disclosure is not limited thereto.
  • the aircraft steering system 10B includes the first actuator 23 and the second actuator 22 similarly to the aircraft steering system 10A according to the first embodiment, and
  • the second actuator 22 is a rotary actuator and is integrated with the control surface 12 such that the pivot axis L2 of the output end 22a thereof is coaxial (or parallel) with the hinge line L1.
  • the other end of the horn arm 13 is fixed to the output end 22 a of the second actuator 22.
  • the first actuator 23 is a rotary actuator similar to the second actuator 22.
  • the output end 23 a of the first actuator 23 is illustrated by a broken line because it is located behind the first actuator 23 as in the case of the output end 22 a of the second actuator 22.
  • the hinge line L1 of the control surface 12 and the pivot axis L2 of the second actuator 22 coincide (coaxially) as in the first embodiment. Therefore, although in FIG. 4 the pivot axis L2 is not shown and only the hinge line L1 is shown at the output end 22a of the second actuator 22, the pivoting of the output end 23a of the first actuator 23 The pivoting axis L3 which is the center is illustrated.
  • the output end 23a of the first actuator 23 and one end of the horn arm 13 are not directly coupled as in the aircraft steering system 10A, but indirectly through the coupling portion 15.
  • the connecting portion 15 is an inter-arm connection that connects the connecting arm member 24 fixed to the output end 23 a of the first actuator 23 and one end of the connecting arm member 24 and the horn arm 13. It is constituted by the member 25.
  • one end of the connecting arm member 24 constituting the connecting portion 15 is fixed to the output end 23a of the first actuator 23, and the other end of the connecting arm member 24 is connected between the arms constituting the connecting portion 15
  • One end of the member 25 is connected, the other end of the inter-arm connecting member 25 is connected to the output end connection portion 13a of one end of the horn arm 13, and the other end of the horn arm 13 is fixed to the output end 22a of the second actuator 22 It will be done.
  • the configuration of the connecting portion 15 for connecting the first actuator 23 and the horn arm 13 is not limited to the configuration including the connecting arm member 24 and the inter-arm connecting member 25 as in the second embodiment, The configuration of can be adopted.
  • one end of the horn arm 13 is directly connected to the output end 21a of the linear first actuator 21.
  • the first actuator 21 is One end of the horn arm 13 may be indirectly connected to the output end 21 a of the second embodiment via the connection portion 15.
  • the output end 23a of the first actuator 23 pivots about the pivot axis L3, and pivots in the direction of the bidirectional arrow M3 in FIG.
  • the output end 22a of the second actuator 22 pivots about the pivot axis L2, and pivots in the direction of the bidirectional arrow M2 in FIG.
  • the rotation axis L2 and the rotation axis L3 extend along the paper surface direction, the rotation axis L2 and the rotation axis L3 are in a positional relationship parallel to each other. Therefore, the pivot axis L3 is also in parallel to the hinge line L1.
  • both the first actuator 23 and the second actuator 22 are EMA, and among these, the sticking failure (jamming) occurs in the first actuator 23.
  • the control surface 12 can not be driven unless the first actuator 23 can operate.
  • the rotary type second actuator 22 is attached to the control surface 12 so that the output end 22a coincides with the hinge line L1. Therefore, when the second actuator 22 rotates, the control and control surface 12 can be rocked and driven. Therefore, also in the aircraft steering system 10B according to the second embodiment, a redundant configuration of the speed summing type can be realized.
  • both of the first actuator 23 and the second actuator 22 may not be EMA, and at least one may be EMA.
  • the configuration of the aircraft steering system 10B according to the second embodiment is the same as that of the aircraft steering system 10A according to the first embodiment except that the first actuator 23 is a rotary type and includes the connecting portion 15 as described above.
  • the configuration is the same as that of the configuration, and the operation of each configuration is also the same.
  • the control surface 12 can be driven by any of the first actuator 23 and the second actuator 22 and a sticking failure occurs in either one of the actuators and the operation becomes impossible. Also, it is possible to realize the redundancy that the control surface 12 can be driven by the other actuator.
  • the redundant configuration by the first actuator 23 and the second actuator 22 is a velocity summing type, there is no need to provide a complicated mechanism even if they are EMA. Therefore, redundancy can be realized by a simpler configuration, and enlargement or weight increase of the EMA can be avoided or suppressed.
  • control surface 12 is controlled so that the second actuator 22 which is a rotary actuator is at least parallel to the hinge line L1 of the control surface 12. Integrally attached to the Therefore, efficient heat dissipation of the second actuator 22 becomes possible, and downsizing (improvement of output weight ratio) of the second actuator 22 can be achieved.
  • the first actuator 21 may be a linear actuator
  • the first actuator 23 may be a rotary actuator
  • the present disclosure even if it is the aircraft steering system 10A according to the first embodiment or the aircraft steering system 10B according to the second embodiment, it is attached to the wing body 11 as in the related art.
  • the second actuator 22 of the rotary type is integrally provided on the control and control surface 12 by changing the concept of redundancy instead of providing the redundant configuration for the first actuator 21 itself. 22 makes the horn arm 13 operable. Therefore, according to the present disclosure, redundancy can be achieved in a speed-summing format with a simple configuration, and as described above, downsizing or weight increase of EMA can be avoided or suppressed.
  • an aircraft steering system includes a wing body and a control and control surface of an aircraft, a first actuator attached to the wing body, and a control surface transmitting the output of the first actuator to the control and control surface.
  • the control surface arm member has one end directly or indirectly connected to the output end of the first actuator and the other end fixed to the output end of the second actuator, and the second actuator
  • the rotation axis of its output end is parallel to or coincident with the fulcrum axis of the control surface A structure that is integrally attached to the control surfaces to so that.
  • the second actuator that is a rotary actuator is also provided to the control and control surface, and the first actuator and the second actuator are the control surface arm members (horn It is connected via an arm).
  • at least one of the first actuator and the second actuator is an electro-mechanical actuator (EMA).
  • the control and control surface can be driven by either the first actuator or the second actuator, and even if a sticking failure occurs in either one of the actuators and the operation becomes impossible, the other actuator controls the operation. It is possible to realize the redundancy that the control surface can be driven. In addition, since such a redundant configuration performs speed-summing type redundancy by connecting two actuators in series, there is no need to provide a complicated mechanism for each actuator. . Therefore, redundancy with respect to sticking failure can be realized by a simpler configuration, and enlargement or weight increase of the actuator can be avoided or suppressed.
  • the second actuator which is a rotary actuator, is attached to the control and control surface so as to be at least parallel to the fulcrum axis (hinge line) of the control and control surface.
  • the second actuator is substantially integrated with the control surface. Since the control surface is exposed to the external air flow, the external air flow enables efficient heat dissipation of the second actuator integrated in the control surface. Therefore, the current density of the electric motor of the second actuator can be increased, and the second actuator can be miniaturized (the output weight ratio can be improved).
  • the first actuator may be a linear actuator, and one end of the control surface arm member may be directly connected to the output end of the first actuator.
  • the first actuator is a rotary actuator, and one end of the control surface arm member is indirectly connected to the output end of the first actuator through a connecting portion.
  • the configuration may be adopted.
  • the connecting portion connects the connecting arm member fixed to the output end of the first actuator, and the connecting arm member and one end of the control surface arm member.
  • An inter-arm connection member may be provided.
  • the second actuator may be an electromechanical actuator.
  • the electromechanical actuator may be configured to include an output end lock portion that locks the operation of the output end.
  • the present invention can be widely and suitably used not only in the field of systems or mechanisms for driving control surfaces of aircraft, but also in the field of aircraft provided with control surfaces.
  • connection portion 20 electromechanical actuator (EMA) 20a: output end 20b: electric motor 20c: driving force transmission unit 20d: irreversible mechanism 20e: motor shaft brake 21: first actuator (linear actuator) 21a: Output end 22: Second actuator (rotary actuator) 22a: Output end 23: First actuator (rotary actuator) 24: Linking arm member 25: Inter-arm connecting member

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Abstract

航空機操舵システム（１０Ａ）は、翼本体（１１）に取り付けられる第一アクチュエータ（２１）と、第一アクチュエータ（２１）の出力を操縦舵面（１２）に伝達するホーンアーム（１３）と、操縦舵面（１２）に取り付けられるロータリー型の第二アクチュエータ（２２）と、を備える。第一アクチュエータ（２１）および第二アクチュエータ（２２）の少なくとも一方が電気機械式アクチュエータ（ＥＭＡ）である。ホーンアーム（１３）は、その一端が第一アクチュエータ（２１）の出力端（２１ａ）に連結され、その他端が第二アクチュエータ（２２）の出力端（２２ａ）に固定されている。第二アクチュエータ（２２）は、その出力端（２２ａ）の回動軸線が操縦舵面（１２）の支点軸線（ヒンジライン）に平行または一致するように当該操縦舵面（１２）に取り付けられている。

Description

電気機械式アクチュエータを備える航空機操舵システム
　本発明は、航空機が備える舵面（操縦翼面）を駆動する操舵システムに関し、特に、電気機械式アクチュエータ（ＥＭＡ）を備える航空機操舵システムに関する。
　従来から、航空機においては集中油圧システムにより舵面が駆動されてきた。この集中油圧システムは、エンジンで駆動する油圧ポンプ、作動油を貯留する作動油タンク（リザーバ）、油圧を放出可能に蓄積するアキュームレータ（蓄圧器）、油圧制御バルブ、舵面等を駆動する油圧アクチュエータ等を備え、これらが油圧配管により接続されている。油圧アクチュエータに対して油圧ポンプから作動油が供給されることで、当該油圧アクチュエータが動作し、舵面が駆動される。
　ここで、近年では、航空機の電気化（ＭＥＡ）に伴い、集中油圧システムの油圧アクチュエータを、電気油圧式アクチュエータ（ＥＨＡ）または電気機械式アクチュエータ（ＥＭＡ）等に置き換えることが検討されている。ＥＨＡは、電動モータにより小型の油圧ポンプを駆動して油圧アクチュエータを動作させる構成であり、ＥＭＡは、電動モータの回転運動を機械的に往復運動に変換する構成のアクチュエータである。
　このような電気式のアクチュエータでは、油圧配管の代わりに電気配線を用いることができるので、操舵システムそのものの構造を簡素化することができる。また、油圧配管およびエンジンで駆動する大型の油圧ポンプ等を省略することができるので、機体の軽量化を図ることができる。
　電気式のアクチュエータのうち、ＥＨＡは、集中型ではなく分散型の油圧システムということができるので、舵面の位置を保持するためには、小型の油圧ポンプにより油圧アクチュエータの油圧を維持する必要がある。これに対して、ＥＭＡは、アクチュエータが機械式であるので、舵面の位置を変化させるときだけアクチュエータを動作させればよいことになる。それゆえ、エネルギー効率の観点ではＥＨＡよりもＥＭＡの方が良好なものとなっている。
　ただし、ＥＭＡでは、電動モータからの回転運動を出力端に伝達する経路（駆動力伝達経路）において、固着障害（ジャミング）を起こしやすい。そのため、ＥＭＡでは、複数の電動モータを用いて駆動力伝達経路を冗長化することにより、その信頼性の向上を図ることが知られている。
　例えば、特許文献１には、遊星歯車機構を備える電動アクチュエータが、第１モータおよび第２モータの２つのモータを備えており、第１モータおよび第２モータの出力がそれぞれ異なる経路で出力部に伝達される構成が開示されている。この特許文献１では、代表的な実施形態として、航空機の舵面可動部に電動アクチュエータを適用した例が挙げられている。
特開２０１６－１４２３５８号公報
　特許文献１に開示される電動アクチュエータは、前記の通り、複数の電動モータを用い駆動力伝達経路を冗長化しているため、駆動力伝達経路の構造が非常に複雑化する。
　本発明はこのような課題を解決するためになされたものであって、より簡素な構成により固着障害に対する冗長性を実現することが可能な、電気機械式アクチュエータを備える航空機操舵システムを提供することを目的とする。
　本発明に係る航空機操舵システムは、前記の課題を解決するために、航空機の翼本体および操縦舵面と、前記翼本体に取り付けられる第一アクチュエータと、前記第一アクチュエータの出力を前記操縦舵面に伝達する舵面アーム部材と、を備えるとともに、さらに、ロータリーアクチュエータであって、前記操縦舵面に取り付けられる第二アクチュエータと、を備え、前記第一アクチュエータおよび前記第二アクチュエータの少なくとも一方が電気機械式アクチュエータであり、前記舵面アーム部材は、その一端が前記第一アクチュエータの出力端に直接または間接的に連結されているとともに、その他端が前記第二アクチュエータの出力端に固定されており、前記第二アクチュエータは、その出力端の回動軸線が前記操縦舵面の支点軸線に平行または一致するように当該操縦舵面に一体的に取り付けられている構成である。
　前記構成によれば、翼本体に設けられる第一アクチュエータに加えて、操縦舵面にもロータリーアクチュエータである第二アクチュエータが設けられており、第一アクチュエータおよび第二アクチュエータが舵面アーム部材（ホーンアーム）を介して連結されている。また、第一アクチュエータおよび第二アクチュエータの少なくとも一方が電気機械式アクチュエータ（ＥＭＡ）である。
　これにより、操縦舵面は、第一アクチュエータおよび第二アクチュエータのいずれによっても駆動することが可能となり、いずれか一方のアクチュエータに固着障害が発生して動作できなくなったとしても、他方のアクチュエータにより操縦舵面を駆動できるという冗長性を実現することが可能になる。また、このような冗長構成は、２台のアクチュエータを直列に連結することで速度サミング形式の冗長化を行っていることになるため、各々のアクチュエータに対して複雑な機構を設ける必要性がない。それゆえ、より簡素な構成により固着障害に対する冗長性を実現することができるとともに、アクチュエータの大型化または重量増加等を回避または抑制することができる。
　さらに、前記構成によれば、ロータリーアクチュエータである第二アクチュエータは、操縦舵面の支点軸線（ヒンジライン）に少なくとも平行となるように、操縦舵面に取り付けられている。これにより、第二アクチュエータは、実質的に操縦舵面に一体化されていることになる。操縦舵面に対しては外気流に曝されるため、この外気流により、操縦舵面に一体化された第二アクチュエータの効率的な放熱が可能になる。そのため、第二アクチュエータの電動モータの電流密度を引き上げることが可能になり、第二アクチュエータの小型化（出力重量比の向上）を図ることができる。
　本発明では、以上の構成により、より簡素な構成により固着障害に対する冗長性を実現することが可能な、電気機械式アクチュエータを備える航空機操舵システムを提供することができる、という効果を奏する。
本発明の実施の形態１に係る航空機操舵システムの代表的な構成例を示す模式図である。 図２Ａおよび図２Ｂは、図１に示す航空機操舵システムにおける操縦舵面の支点軸線と第二アクチュエータの回動軸線との関係を示す模式図である。 図３Ａ～図３Ｃは、図１に示す航空機操舵システムに用いられる電気機械式アクチュエータの機能構成を模式的に示すブロック図である。 本発明の実施の形態２に係る航空機操舵システムの代表的な構成例を示す模式図である。
　以下、本発明の代表的な実施の形態を、図面を参照しながら説明する。なお、以下では全ての図を通じて同一又は相当する要素には同一の参照符号を付して、その重複する説明を省略する。
　（実施の形態１）
　本実施の形態１に係る航空機操舵システムの代表的な構成例について、図１および図２Ａ，図２Ｂを参照して具体的に説明する。
　［航空機操舵システムの構成例］
　図１に示すように、本実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａは、航空機が備える翼部に設けられるものである。翼部は、翼本体１１および操縦舵面（操縦翼面）１２を備えている。また、航空機操舵システム１０Ａは、翼本体１１および操縦舵面１２に加えて、ホーンアーム（舵面アーム部材）１３、第一アクチュエータ２１、および第二アクチュエータ２２を備えている。
　翼本体１１および操縦舵面１２の具体的な構成は特に限定されない。例えば、操縦舵面１２としては、一般的には、昇降舵（エレベータ）、補助翼（エルロン）、方向舵（ラダー）等の主操縦翼面、あるいは、スポイラー、フラップ、タブ等の二次操縦翼面等の動翼が挙げられるが、いずれであってもよい。したがって、翼本体１１は、これら動翼を備える主翼または尾翼等を構成する翼構造体であればよい。
　図１に示す構成では、航空機操舵システム１０Ａの翼本体１１には、第一アクチュエータ２１が取り付けられ、操縦舵面１２には第二アクチュエータ２２が取り付けられている。ホーンアーム１３は、第一アクチュエータ２１の出力を操縦舵面１２に伝達するものであり、通常は、操縦舵面１２に直接的に取り付けられるが、本開示においては、ホーンアーム１３は、第二アクチュエータ２２を介して操縦舵面１２に間接的に取り付けられている。
　本開示においては、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２の少なくとも一方は、電気機械式アクチュエータ（ＥＭＡ）である。以下の説明では、特に断りのない限り、双方のアクチュエータ２１，２２がＥＭＡである場合について説明する。
　第一アクチュエータ２１は、本実施の形態１では、リニア型のＥＭＡ（リニアアクチュエータ）であり、その出力端２１ａは、図１における双方向矢印Ｍ１の方向に進退動作する。第二アクチュエータ２２は、本開示においてはロータリー型のＥＭＡ（ロータリーアクチュエータ）であり、その出力端２２ａの回動軸線Ｌ２は、特に図２Ａに示すように、操縦舵面１２の支点軸線（ヒンジラインＬ１）に一致している。つまり、第二アクチュエータ２２の出力端２２ａの回動中心は、ヒンジラインＬ１と同軸になっている。
　なお、図１では、出力端２２ａは、第二アクチュエータ２２本体に隠れて位置するため破線で図示しており、ヒンジラインＬ１は、一点鎖線の十字形の交点として図示している。また、図１および図２Ａに示す構成では、ヒンジラインＬ１と回動軸線Ｌ２とが一致しているので、図１では回動軸線Ｌ２は図示せずヒンジラインＬ１のみ図示し、図２Ａでは、これら軸線を単一の一点鎖線で図示し、Ｌ１＝Ｌ２の符号を付している。また、図１では、ヒンジラインＬ１（およびこれに一致する回動軸線Ｌ２）は紙面方向に沿って延伸している。
　操縦舵面１２は、図２Ａに示すように、支点軸部１４を介して翼本体１１に取り付けられており、支点軸部１４を支点として揺動駆動される。この支点軸部１４の揺動中心がヒンジラインＬ１である。第二アクチュエータ２２の出力端２２ａは、回動軸線Ｌ２を回動中心としており、図１および図２Ａにおける双方向矢印Ｍ２の方向に回動動作する。そして、前記の通り、支点軸部１４のヒンジラインＬ１と出力端２２ａの回動軸線Ｌ２とは実質的に同軸である。
　図１および図２Ａに示すように、第二アクチュエータ２２の出力端２２ａには、ホーンアーム１３の一端が固定されている。ホーンアーム１３の他端には、図１および図２Ａに示す例では、第一アクチュエータ２１の出力端２１ａが連結されている。なお、ホーンアーム１３の他端において出力端２１ａが取り付けられている位置を、説明の便宜上、出力端連結部位１３ａと称する。図２Ａでは、第一アクチュエータ２１は図示していないので、ホーンアーム１３の他端において出力端連結部位１３ａは、円形で模式的に図示している。
　第一アクチュエータ２１は、翼本体１１に対して出力端２１ａが下方に傾斜するように取り付けられており、前記の通り、出力端２１ａはホーンアーム１３の他端において出力端連結部位１３ａに連結されている。ホーンアーム１３の一端は、前記の通り、第二アクチュエータ２２の出力端２２ａに固定されているが、この第二アクチュエータ２２は操縦舵面１２に一体化して取り付けられている。それゆえ、第一アクチュエータ２１の出力端２１ａが矢印Ｍ１の方向に進退移動することで、ホーンアーム１３を介して操縦舵面１２が揺動駆動され、これにより操縦舵面１２の角度（舵面角度）が変更される。
　ここで、前記の通り、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２のいずれもＥＭＡであり、このうち第一アクチュエータ２１に固着障害（ジャミング）が発生したと仮定する。従来の一般的な構成では、ホーンアーム１３の一端は操縦舵面１２に直接取り付けられているので、第一アクチュエータ２１が動作できなければ、操縦舵面１２を駆動することができない。これに対して、本開示においては、操縦舵面１２には、出力端２２ａがヒンジラインＬ１に一致するようにロータリー型の第二アクチュエータ２２が取り付けられている。それゆえ、第二アクチュエータ２２が回動動作することにより操縦舵面１２を揺動駆動することができる。
　このように、航空機操舵システム１０Ａにおいては、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２のいずれによっても操縦舵面１２を駆動することが可能になっている。それゆえ、いずれか一方のアクチュエータに固着障害が発生して動作できなくなったとしても、他方のアクチュエータにより操縦舵面１２を駆動できるという冗長性を実現することが可能になる。また、操縦舵面１２に設けられた第二アクチュエータ２２を操縦舵面１２のヒンジラインＬ１と同軸とするとすることで、当該操縦舵面１２の舵面慣性の増大を抑制することも可能となる。
　本開示においては、第一アクチュエータ２１または第二アクチュエータ２２の少なくとも一方がＥＭＡであればよいが、両方がＥＭＡであってもよい。ＥＭＡ以外のアクチュエータとしては、従来型の集中油圧システムの油圧アクチュエータであってもよいし、電気油圧式アクチュエータ（ＥＨＡ）であってもよい。ＥＨＡは、電動モータにより小型の油圧ポンプを駆動して油圧アクチュエータを動作させる構成であるため、集中油圧システムのような油圧配管および大型油圧ポンプ等が不要となる。それゆえ、集中油圧システムの油圧アクチュエータと比較して機体重量の軽減が可能となる。
　ここで、本開示においては、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２のうち、特に、操縦舵面１２に設けられる第二アクチュエータ２２がＥＭＡであることが好ましい。これにより、第二アクチュエータ２２の小型化を図ることが可能になり、航空機の機体重量の軽減をより一層進めることができる。
　ＥＭＡは、油圧アクチュエータとは異なり作動油による熱輸送が生じないため、動作時の発熱により内部温度が上昇しやすい。それゆえ、ＥＭＡでは動作時に生じた熱を効率的に放熱することが課題とされている。ここで、第二アクチュエータ２２は、ロータリーアクチュエータであって、図２Ａに示すように、その出力端２２ａは、操縦舵面１２のヒンジラインＬ１に一致するように当該操縦舵面１２に取り付けられている。これにより、第二アクチュエータ２２は、実質的に操縦舵面１２に一体化されていることになる。
　航空機の飛行中では、操縦舵面１２に対しては常に外気流に曝されるため、第二アクチュエータ２２の発熱部位から操縦舵面１２への放熱経路を適切に設計することによって、操縦舵面１２に一体化された第二アクチュエータ２２を効率的に放熱させることが可能になる。そのため、第二アクチュエータ２２の電動モータの電流密度を引き上げることが可能になり、第二アクチュエータ２２の小型化（出力重量比の向上）を図ることができる。
　本開示においては、ロータリーアクチュエータである第二アクチュエータ２２は、実質的に操縦舵面１２に一体化されるよう設けられていればよい。代表的には、前記の通り、図２Ａに示すように、操縦舵面１２のヒンジラインＬ１と第二アクチュエータ２２の回動軸線Ｌ２とが一致していればよい。しかしながら、本開示はこれに限定されず、例えば、図２Ｂに示すように、ヒンジラインＬ１と回動軸線Ｌ２との間にオフセットが存在してもよい。なお、図２Ｂでは、ヒンジラインＬ１を一点鎖線で示し、回動軸線Ｌ２を二点鎖線で示している。
　したがって、第二アクチュエータ２２は、その出力端２２ａの回動軸線Ｌ２が操縦舵面１２のヒンジラインＬ１に一致するように取り付けられてもよいし、回動軸線Ｌ２がヒンジラインＬ１に平行となるように当該操縦舵面１２に取り付けられていればよい。ここで、ヒンジラインＬ１と回動軸線Ｌ２とのオフセットの程度は特に限定されない。操縦舵面１２に対して、ロータリー型の第二アクチュエータ２２は実質的に一体化するように取り付けられていればよいので、操縦舵面１２および第二アクチュエータ２２の具体的な構成によりオフセットの程度は必然的に決定される。
　［航空機操舵システムの冗長構成］
　本開示に係る航空機操舵システム１０Ａにより得られる、操縦舵面１２を駆動する機能の冗長構成について、その形式および利点について具体的に説明する。航空機の主操縦系統には高い信頼性が要求される。これは、操縦舵面１２を駆動する機能（舵面駆動機能）が喪失すれば重大事故につながるおそれがあるためである。それゆえ、舵面駆動機能には冗長構成が採用される。一般的な冗長構成としては、１つの操縦舵面１２に対して複数のアクチュエータを設ける構成が挙げられる。
　このような冗長構成において、複数のアクチュエータからの駆動力を操縦舵面１２に伝達する形式としては、代表的には、トルクサミング形式と速度サミング形式とが挙げられる。トルクサミング形式は、それぞれのアクチュエータからのトルク（力）を足し合わせる形式であり、速度サミング形式は、それぞれのアクチュエータの速度（変異）を足し合わせる形式である。
　一般的な操舵システムにおいては、油圧アクチュエータを翼幅方向に並列配置する構成のトルクサミング形式で冗長化されている。これに対して、本開示に係る航空機操舵システム１０Ａは、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２を、ホーンアーム１３を介して連結する構成の速度サミング形式により冗長化を図っている。
　例えば、１つの操縦舵面１２に対して２つのアクチュエータを用いた冗長構成において、２つのアクチュエータがいずれもＥＭＡである場合を想定する。前述したようなトルクサミング形式の冗長構成では、２つのＥＭＡのうちいずれか一方に固着障害が発生すると、舵面駆動機能が喪失する。そのため、ＥＭＡそのものに対して固着障害対策が必要になる。これに対して、速度サミング形式の冗長構成では、２つのＥＭＡに対して同時に固着障害が発生しない限り舵面駆動機能が消失することはない。
　一般に、２つのＥＭＡに対して同時に固着障害が発生する確率は、航空機の操縦系統に要求される故障確率よりも低いと考えられている。それゆえ、２つのアクチュエータを用いた速度サミング形式の冗長構成では、ＥＭＡそのものに対する固着障害対策は基本的に必要ではない。
　したがって、本実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａにおいて、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２の両方がＥＭＡであって、一方のＥＭＡ（例えば第一アクチュエータ２１）に固着障害が発生したとしても、他方のＥＭＡ（例えば第二アクチュエータ２２）により操縦舵面１２を駆動することができる。また、例えば、第一アクチュエータ２１または第二アクチュエータ２２のいずれかがＥＭＡであり、他方がＥＭＡでないアクチュエータ（例えば油圧アクチュエータ等）であって、一方のアクチュエータであるＥＭＡに固着障害が発生しても、他方のアクチュエータにより操縦舵面１２を駆動することができる。
　さらに、本開示に係る航空機操舵システム１０Ａは、前記の通り速度サミング形式の冗長構成であるため、第一アクチュエータ２１または第二アクチュエータ２２（あるいはこれら両方）がＥＭＡであれば、このＥＭＡは、その出力端２１ａ，２２ａの動作をロックする構成（説明の便宜上、出力端ロック部と称する。）を備えていることが好ましい。出力端ロック部としては、例えば、外力により出力端が逆動作することを抑制または防止する不可逆機構（もしくは減速機構）、あるいは、電動モータのモータ軸の回転を制動するモータ軸ブレーキ等を挙げることができる。
　トルクサミング形式の冗長構成では、２つのアクチュエータのうち一方が故障により動作できなくなり、他方のアクチュエータのみで操縦舵面１２を駆動する場合、動作不能の一方のアクチュエータは、他方のアクチュエータの動作を妨げないように、その出力端を自由に動作できるようにする（フリーにする）必要がある。動作不能のアクチュエータが油圧アクチュエータであれば、伸張側の油室と収縮側の油室とをバイパスすることで、出力端を容易にフリーにすることができる。これに対して、動作不能のアクチュエータがＥＭＡであれば、出力端をフリーにするためには、クラッチまたはシアピン等の切離し装置を追加する必要がある。
　これに対して、速度サミング形式の冗長構成では、一方のアクチュエータが動作不能となれば、動作可能な他方のアクチュエータの荷重を保持するために、その出力端をロックすればよい。出力端をロックする出力端ロック部としては、前記の通り、不可逆機構（減速機構）またはモータ軸ブレーキを用いることができるが、これらは、切離し装置に比較して相対的に簡素な構成のものを採用することができる。
　それゆえ、本実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａにおいて、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２の少なくとも一方がＥＭＡであるときに、動作不能のアクチュエータがＥＭＡであれば、比較的簡素な構成の出力端ロック部により出力端２１ａまたは出力端２２ａをロックすることができる。
　［電気機械式アクチュエータ（ＥＭＡ）の構成例］
　出力端ロック部を備えるＥＭＡについて、図３Ａ～図３Ｃを参照して説明する。図３Ａ～図３Ｃに示すブロック図は、第一アクチュエータ２１または第二アクチュエータ２２として用いられるＥＭＡの機能構成を模式的に示したものである。なお、図３Ａ～図３Ｃにおいては、第一アクチュエータ２１または第二アクチュエータ２２として用いられるＥＭＡを、説明の便宜上、ＥＭＡ２０として包括化して示し、第一アクチュエータ２１の出力端２１ａまたは第二アクチュエータ２２の出力端２２ａも、出力端２０ａとして包括化して示す。
　図３Ａに示すＥＭＡ２０は、出力端２０ａ、電動モータ２０ｂ、および駆動力伝達部２０ｃを備える基本的な構成であり、電動モータ２０ｂの回転駆動力が駆動力伝達部２０ｃを介して出力端２０ａに伝達される。それゆえ、図３Ａでは、電動モータ２０ｂと駆動力伝達部２０ｃと出力端２０ａとを模式的に線分で結んでいる。駆動力伝達部２０ｃの具体的な構成は特に限定されず、ＥＭＡ２０の種類に応じた公知の構成のギア機構等を好適に用いることができる。
　ＥＭＡ２０がリニアアクチュエータであれば、駆動力伝達部２０ｃは、電動モータ２０ｂの回転運動を往復運動に変換するギア機構等であればよい。これにより、電動モータ２０ｂの駆動力が駆動力伝達部２０ｃを介して出力端２０ａに伝達され、出力端２０ａは進退移動することになる（例えば、第一アクチュエータ２１）。また、ＥＭＡ２０がロータリーアクチュエータであれば、駆動力伝達部２０ｃは、電動モータ２０ｂの回転運動（モータ軸における連続的な回転運動）を回動運動（出力端２０ａにおける回転可能範囲が制限された回転運動）に変換するギア機構等であればよい。これにより、電動モータ２０ｂの駆動力が駆動力伝達部２０ｃを介して出力端２０ａに伝達され、出力端２０ａは回動移動することになる（例えば、第二アクチュエータ２２）。
　図３Ａに示す基本的な構成のＥＭＡ２０に対して、図３Ｂに示すＥＭＡ２０は、駆動力伝達部２０ｃに不可逆機構２０ｄが設けられている構成となっている。不可逆機構２０ｄの具体的な構成は特に限定されず、出力端２０ａに作用した外力によって当該出力端２０ａが逆動作しないようにするものであればよい。あるいは、不可逆機構２０ｄは、当該不可逆機構２０ｄとともに駆動力伝達部２０ｃが電動モータのトルク増幅を行う減速機構を兼ねる構成であってもよい。代表的には、不思議遊星歯車またはウォームギア等を挙げることができる。
　操縦舵面１２に対しては、航空機の飛行中、常時、空力負荷による外力が作用する。しかしながら、操縦舵面１２の舵角は、飛行時間の大半において変化しない（舵面作動速度が０）ことが一般的である。本実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａにおいて、第一アクチュエータ２１または第二アクチュエータ２２（もしくはその両方）がＥＭＡであれば、駆動力伝達部２０ｃが不可逆機構２０ｄを備えることで、電動モータ２０ｂに通電しない状態で操縦舵面１２すなわち出力端２０ａに外力が作用しても舵角を保持することが可能になる。それゆえ、舵面作動速度が０である間に不要な電力消費と回避または抑制することができるとともに、電力消費に伴う発熱も回避または抑制することができる。
　また、ＥＭＡ２０が不可逆機構２０ｄを備えていれば、電動モータ２０ｂにおける必要なトルク量を低減することができる。それゆえ、電動モータ２０ｂとしては、ダイレクトドライブ形式のように大型または高駆動力のものを用いる必要がなくなり、より小型かつ低駆動力のものを採用することが可能になる。その結果、ＥＭＡ２０において、電力消費量のさらなる低減あるいは発熱のさらなる抑制を図ることが可能になる。
　また、図３Ａまたは図３Ｂに示すＥＭＡ２０に対して、図３Ｃに示すＥＭＡ２０は、電動モータ２０ｂにモータ軸ブレーキ２０ｅが設けられている構成となっている。モータ軸ブレーキ２０ｅの具体的な構成は限定されず、電動モータ２０ｂのモータ軸を制動してモータ軸の回転を停止することができるものであればよい。代表的には、電磁ブレーキまたはクラッチブレーキ等を挙げることができる。
　ＥＭＡ２０の出力端２０ａは相対的に高トルクであるが、電動モータ２０ｂのモータ軸は出力端２０ａに比較すれば低トルクである。前記の通り、トルクサミング形式の冗長構成では、ＥＭＡが固着障害により動作不能になったときに、高トルクの出力端２０ａをフリーにするために切離し装置を設ける必要がある。それゆえ、切離し装置の構成は高トルクに対応するために複雑化かつ重量化するとともに、固着が発生してから駆動力伝達部２０ｃの切り離しが完了するまでにタイムラグが生じる等の課題も考えられる。
　これに対して、モータ軸ブレーキ２０ｅは、切離し装置に比べて、その構成を簡素化できるとともにその重量の軽減も図ることができる。また、モータ軸ブレーキ２０ｅは、モータ軸を停止させるだけで、出力端２０ａをロックすることが可能である。そのため、トルクサミング形式における切離し装置のようにタイムラグが生じることがなく、固着障害の発生時であっても相対的に迅速な対応が可能となる。
　なお、図３Ｂまたは図３Ｃにおいては、出力端ロック部である不可逆機構２０ｄおよびモータ軸ブレーキ２０ｅをそれぞれ独立したブロックとして図示しているが、不可逆機構２０ｄまたはモータ軸ブレーキ２０ｅは、それぞれ駆動力伝達部２０ｃまたは電動モータ２０ｂに対して独立した構成であってもよいし、一体化された構成であってもよい。例えば、不可逆機構２０ｄは駆動力伝達部２０ｃに一体化されたひとつのギア機構等であってもよいし、モータ軸ブレーキ２０ｅはブレーキ付電動モータとして構成されてもよい。また、図示しないが、ＥＭＡ２０は、出力端ロック部として、不可逆機構２０ｄおよびモータ軸ブレーキ２０ｅの双方を備えていてもよい。
　このように、本開示によれば、翼本体１１に設けられる第一アクチュエータ２１に加えて、操縦舵面１２にもロータリーアクチュエータである第二アクチュエータ２２が設けられており、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２がホーンアーム１３を介して連結されている。また、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２の少なくとも一方がＥＭＡ２０である。
　これにより、操縦舵面１２は、第一アクチュエータ２１および第二アクチュエータ２２のいずれによっても駆動することが可能となり、いずれか一方のアクチュエータに固着障害が発生して動作できなくなったとしても、他方のアクチュエータにより操縦舵面１２を駆動できるという冗長性を実現することが可能になる。また、このような冗長構成は速度サミング形式であるため、ＥＭＡ２０に対して複雑な機構を設ける必要性がない。それゆえ、より簡素な構成により固着障害に対する冗長性を実現することができるとともに、第一アクチュエータ２１および／または第二アクチュエータ２２の大型化もしくは重量増加等を回避または抑制することができる。
　さらに、前記構成によれば、ロータリーアクチュエータである第二アクチュエータ２２は、操縦舵面１２のヒンジラインＬ１に少なくとも平行となるように、当該操縦舵面１２に取り付けられている。これにより、第二アクチュエータ２２は、実質的に操縦舵面１２に一体化されていることになる。操縦舵面１２に対しては外気流に曝されるため、第二アクチュエータ２２の発熱部位から操縦舵面１２への放熱経路を適切に設計することによって、操縦舵面１２に一体化された第二アクチュエータ２２の効率的な放熱が可能になる。そのため、第二アクチュエータ２２の電動モータ２０ｂの電流密度を引き上げることが可能になり、第二アクチュエータ２２の小型化（出力重量比の向上）を図ることができる。
　（実施の形態２）
　前記実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａは、第一アクチュエータ２１がリニアアクチュエータであったが、本開示はこれに限定されない。
　図４に示すように、本実施の形態２に係る航空機操舵システム１０Ｂは、前記実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａと同様に、第一アクチュエータ２３および第二アクチュエータ２２を備えており、第二アクチュエータ２２は、ロータリーアクチュエータであって、その出力端２２ａの回動軸線Ｌ２がヒンジラインＬ１と同軸（または平行）になるように操縦舵面１２に一体化されている。また、第二アクチュエータ２２の出力端２２ａには、ホーンアーム１３の他端が固定されている。ただし、第一アクチュエータ２３は、第二アクチュエータ２２と同様のロータリーアクチュエータとなっている。
　図４では、第一アクチュエータ２３の出力端２３ａは、第二アクチュエータ２２の出力端２２ａと同様に、第一アクチュエータ２３本体に隠れて位置するため破線で図示している。また、また、図４に示す構成では、前記実施の形態１と同様に、操縦舵面１２のヒンジラインＬ１と第二アクチュエータ２２の回動軸線Ｌ２とが一致している（同軸である）。それゆえ、図４では、第二アクチュエータ２２の出力端２２ａには、回動軸線Ｌ２は図示せずヒンジラインＬ１のみ図示しているが、第一アクチュエータ２３の出力端２３ａには、その回動中心である回動軸線Ｌ３を図示している。
　航空機操舵システム１０Ｂにおいては、第一アクチュエータ２３の出力端２３ａとホーンアーム１３の一端との間は、航空機操舵システム１０Ａのように直接的に連結されておらず、連結部１５を介して間接的に連結されている。連結部１５は、図４に示す例では、第一アクチュエータ２３の出力端２３ａに固定される連結用アーム部材２４と、当該連結用アーム部材２４およびホーンアーム１３の一端とを連結するアーム間連結部材２５とにより構成されている。
　言い換えれば、第一アクチュエータ２３の出力端２３ａには、連結部１５を構成する連結用アーム部材２４の一端が固定され、連結用アーム部材２４の他端には連結部１５を構成するアーム間連結部材２５の一端が連結され、アーム間連結部材２５の他端は、ホーンアーム１３の一端の出力端連結部位１３ａに連結され、ホーンアーム１３の他端は第二アクチュエータ２２の出力端２２ａが固定されていることになる。
　第一アクチュエータ２３とホーンアーム１３とを連結する連結部１５の構成は、本実施の形態２のように、連結用アーム部材２４およびアーム間連結部材２５を備える構成に限定されず、公知の他の構成を採用することができる。また、前記実施の形態１では、リニア型の第一アクチュエータ２１の出力端２１ａに対して、ホーンアーム１３の一端が直接連結されていたが、本実施の形態２のように、第一アクチュエータ２１の出力端２１ａに対して連結部１５を介してホーンアーム１３の一端が間接的に連結されてもよい。
　第一アクチュエータ２３の出力端２３ａは、前記の通り、回動軸線Ｌ３を回動中心としており、図４における双方向矢印Ｍ３の方向に回動動作する。また、第二アクチュエータ２２の出力端２２ａは、前記の通り回動軸線Ｌ２を回動中心としており、図４における双方向矢印Ｍ２の方向に回動動作する。図４では、回動軸線Ｌ２および回動軸線Ｌ３は紙面方向に沿って延伸しているので、回動軸線Ｌ２および回動軸線Ｌ３は互いに平行の位置関係にある。それゆえ、回動軸線Ｌ３は、ヒンジラインＬ１に対しても平行の位置関係にある。
　第一アクチュエータ２３の出力端２３ａが矢印Ｍ３の方向に回動移動すれば、出力端２３ａに連結される連結部１５を介してホーンアーム１３に揺動運動が伝達される。さらに、この揺動運動はホーンアーム１３を介して操縦舵面１２に伝達されるので、第一アクチュエータ２３により操縦舵面１２が揺動駆動され、舵面角度が変更される。
　ここで、第一アクチュエータ２３および第二アクチュエータ２２のいずれもＥＭＡであり、このうち第一アクチュエータ２３に固着障害（ジャミング）が発生したと仮定する。従来の一般的な構成では、ホーンアーム１３の一端は操縦舵面１２に直接取り付けられているので、第一アクチュエータ２３が動作できなければ、操縦舵面１２を駆動することができない。
　これに対して、本開示においては、操縦舵面１２には、出力端２２ａがヒンジラインＬ１に一致するようにロータリー型の第二アクチュエータ２２が取り付けられている。それゆえ、第二アクチュエータ２２が回動動作することにより操縦舵面１２を揺動駆動することができる。したがって、本実施の形態２に係る航空機操舵システム１０Ｂにおいても、速度サミング形式の冗長構成を実現することができる。なお、本実施の形態２においても、第一アクチュエータ２３および第二アクチュエータ２２の双方がＥＭＡでなくてもよく、少なくとも一方がＥＭＡであればよいことはいうまでもない。
　なお、本実施の形態２に係る航空機操舵システム１０Ｂの構成は、第一アクチュエータ２３がロータリー型であり前述したような連結部１５を備える以外は、前記実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａの構成と同様であり、各構成の作用も同様であるので、その具体的な説明は省略する。
　本実施の形態２においても、操縦舵面１２は、第一アクチュエータ２３および第二アクチュエータ２２のいずれによっても駆動することが可能となり、いずれか一方のアクチュエータに固着障害が発生して動作できなくなったとしても、他方のアクチュエータにより操縦舵面１２を駆動できるという冗長性を実現することが可能になる。また、第一アクチュエータ２３および第二アクチュエータ２２による冗長構成は速度サミング形式であるため、これらがＥＭＡであっても複雑な機構を設ける必要性がない。それゆえ、より簡素な構成により冗長性を実現することができるとともに、ＥＭＡの大型化もしくは重量増加等を回避または抑制することができる。
　また、本実施の形態２においても、前記実施の形態１と同様に、ロータリーアクチュエータである第二アクチュエータ２２は、操縦舵面１２のヒンジラインＬ１に少なくとも平行となるように、当該操縦舵面１２に一体的に取り付けられている。そのため、第二アクチュエータ２２の効率的な放熱が可能になり、第二アクチュエータ２２の小型化（出力重量比の向上）を図ることができる。
　このように、本開示においては、前記実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａのように第一アクチュエータ２１がリニアアクチュエータであってもよいし、本実施の形態２に係る航空機操舵システム１０Ｂのように第一アクチュエータ２３がロータリーアクチュエータであってもよい。
　言い換えれば、本開示においては、前記実施の形態１に係る航空機操舵システム１０Ａであっても、本実施の形態２に係る航空機操舵システム１０Ｂであっても、従来のように、翼本体１１に取り付けられる第一アクチュエータ２１そのものに対して冗長構成を設けるのではなく、冗長化の発想を転換することにより、操縦舵面１２にロータリー型の第二アクチュエータ２２を一体的に設けて、この第二アクチュエータ２２によりホーンアーム１３を動作可能としている。それゆえ、本開示によれば、簡素な構成で速度サミング形式での冗長化が可能であるとともに、前述したように、ＥＭＡの小型化や重量増加の回避または抑制を図ることができる。
　このように、本開示に係る航空機操舵システムは、航空機の翼本体および操縦舵面と、前記翼本体に取り付けられる第一アクチュエータと、前記第一アクチュエータの出力を前記操縦舵面に伝達する舵面アーム部材と、を備えるとともに、さらに、ロータリーアクチュエータであって、前記操縦舵面に取り付けられる第二アクチュエータと、を備え、前記第一アクチュエータおよび前記第二アクチュエータの少なくとも一方が電気機械式アクチュエータであり、前記舵面アーム部材は、その一端が前記第一アクチュエータの出力端に直接または間接的に連結されているとともに、その他端が前記第二アクチュエータの出力端に固定されており、前記第二アクチュエータは、その出力端の回動軸線が前記操縦舵面の支点軸線に平行または一致するように当該操縦舵面に一体的に取り付けられている構成である。
　前記構成によれば、翼本体に設けられる第一アクチュエータに加えて、操縦舵面にもロータリーアクチュエータである第二アクチュエータが設けられており、第一アクチュエータおよび第二アクチュエータが舵面アーム部材（ホーンアーム）を介して連結されている。また、第一アクチュエータおよび第二アクチュエータの少なくとも一方が電気機械式アクチュエータ（ＥＭＡ）である。
　これにより、操縦舵面は、第一アクチュエータおよび第二アクチュエータのいずれによっても駆動することが可能となり、いずれか一方のアクチュエータに固着障害が発生して動作できなくなったとしても、他方のアクチュエータにより操縦舵面を駆動できるという冗長性を実現することが可能になる。また、このような冗長構成は、２台のアクチュエータを直列に連結することで速度サミング形式の冗長化を行っていることになるため、各々のアクチュエータに対して複雑な機構を設ける必要性がない。それゆえ、より簡素な構成により固着障害に対する冗長性を実現することができるとともに、アクチュエータの大型化または重量増加等を回避または抑制することができる。
　さらに、前記構成によれば、ロータリーアクチュエータである第二アクチュエータは、操縦舵面の支点軸線（ヒンジライン）に少なくとも平行となるように、操縦舵面に取り付けられている。これにより、第二アクチュエータは、実質的に操縦舵面に一体化されていることになる。操縦舵面に対しては外気流に曝されるため、この外気流により、操縦舵面に一体化された第二アクチュエータの効率的な放熱が可能になる。そのため、第二アクチュエータの電動モータの電流密度を引き上げることが可能になり、第二アクチュエータの小型化（出力重量比の向上）を図ることができる。
　前記構成の航空機操舵システムにおいては、前記第一アクチュエータがリニアアクチュエータであり、前記舵面アーム部材の一端は当該第一アクチュエータの出力端に対して直接連結されている構成であってもよい。
　また、前記構成の航空機操舵システムにおいては、前記第一アクチュエータがロータリーアクチュエータであり、前記舵面アーム部材の一端は、前記第一アクチュエータの出力端に対して、連結部を介して間接的に連結されている構成であってもよい。
　また、前記構成の航空機操舵システムにおいては、前記連結部は、前記第一アクチュエータの前記出力端に固定される連結用アーム部材と、当該連結用アーム部材および前記舵面アーム部材の一端を連結するアーム間連結部材と、を備えている構成であってもよい。
　また、前記構成の航空機操舵システムにおいては、前記第二アクチュエータが電気機械式アクチュエータである構成であってもよい。
　また、前記構成の航空機操舵システムにおいては、前記電気機械式アクチュエータは、その出力端の動作をロックする出力端ロック部を備えている構成であってもよい。
　なお、本発明は前記実施の形態の記載に限定されるものではなく、特許請求の範囲に示した範囲内で種々の変更が可能であり、異なる実施の形態や複数の変形例にそれぞれ開示された技術的手段を適宜組み合わせて得られる実施の形態についても本発明の技術的範囲に含まれる。
　また、上記説明から、当業者にとっては、本発明の多くの改良や他の実施形態が明らかである。従って、上記説明は、例示としてのみ解釈されるべきであり、本発明を実行する最良の態様を当業者に教示する目的で提供されたものである。本発明の精神を逸脱することなく、その構造及び／又は機能の詳細を実質的に変更できる。
　本発明は、航空機の操縦舵面を駆動するシステムまたは機構の分野だけでなく、操縦舵面を備える航空機の分野に広く好適に用いることができる。
１０Ａ，１０Ｂ：航空機操舵システム
１１：翼本体
１２：操縦舵面
１３：ホーンアーム（舵面アーム部材）
１３ａ：出力端連結部位
１４：支点軸部
１５：連結部
２０：電気機械式アクチュエータ（ＥＭＡ）
２０ａ：出力端
２０ｂ：電動モータ
２０ｃ：駆動力伝達部
２０ｄ：不可逆機構
２０ｅ：モータ軸ブレーキ
２１：第一アクチュエータ（リニアアクチュエータ）
２１ａ：出力端
２２：第二アクチュエータ（ロータリーアクチュエータ）
２２ａ：出力端
２３：第一アクチュエータ（ロータリーアクチュエータ）
２４：連結用アーム部材
２５：アーム間連結部材
 

Claims (6)

  1. 　航空機の翼本体および操縦舵面と、
    　前記翼本体に取り付けられる第一アクチュエータと、
    　前記第一アクチュエータの出力を前記操縦舵面に伝達する舵面アーム部材と、
    を備えるとともに、
    　さらに、ロータリーアクチュエータであって、前記操縦舵面に取り付けられる第二アクチュエータと、を備え、
    　前記第一アクチュエータおよび前記第二アクチュエータの少なくとも一方が電気機械式アクチュエータであり、
    　前記舵面アーム部材は、その一端が前記第一アクチュエータの出力端に直接または間接的に連結されているとともに、その他端が前記第二アクチュエータの出力端に固定されており、
    　前記第二アクチュエータは、その出力端の回動軸線が前記操縦舵面の支点軸線に平行または一致するように当該操縦舵面に一体的に取り付けられていることを特徴とする、
    航空機操舵システム。
  2. 　前記第一アクチュエータがリニアアクチュエータであり、
    　前記舵面アーム部材の一端は当該第一アクチュエータの出力端に対して直接連結されていることを特徴とする、
    請求項１に記載の航空機操舵システム。
  3. 　前記第一アクチュエータがロータリーアクチュエータであり、
    　前記舵面アーム部材の一端は、前記第一アクチュエータの出力端に対して、連結部を介して間接的に連結されていることを特徴とする、
    請求項１に記載の航空機操舵システム。
  4. 　前記連結部は、
    　前記第一アクチュエータの前記出力端に固定される連結用アーム部材と、
    　当該連結用アーム部材および前記舵面アーム部材の一端を連結するアーム間連結部材と、
    を備えていることを特徴とする、
    請求項３に記載の航空機操舵システム。
  5. 　前記第二アクチュエータが電気機械式アクチュエータであることを特徴とする、
    請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機操舵システム。
  6. 　前記電気機械式アクチュエータは、その出力端の動作をロックする出力端ロック部を備えていることを特徴とする、
    請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機操舵システム。
     
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6929761B2 (ja) * 2017-11-16 2021-09-01 三菱重工業株式会社 電動アクチュエータ装置
US11987344B2 (en) * 2020-07-13 2024-05-21 Embraer S.A. Rudder system architecture for electrical actuators
US11685517B2 (en) * 2020-08-24 2023-06-27 Embraer S.A. Actuator mechanism for control surface mass balance alleviation
DE102020129344B4 (de) 2020-11-06 2022-10-06 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Flugsteuerungssystem mit einem hydraulischen Servo-Aktuator
EP4029775A1 (en) * 2021-01-15 2022-07-20 Claverham Limited Actuation system

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001074121A (ja) * 1999-09-02 2001-03-23 Shimadzu Corp 動力伝達装置
US20060255207A1 (en) * 2005-05-11 2006-11-16 Honeywell International, Inc. Flight control surface actuation system with redundantly configured actuator assemblies
JP2016142358A (ja) 2015-02-03 2016-08-08 ナブテスコ株式会社 電動アクチュエータ及び歯車機構

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4304375A (en) * 1979-05-17 1981-12-08 Textron Inc. Electrically controlled elevator
US4649484A (en) * 1983-08-01 1987-03-10 The Boeing Company Avionic control system
US4598890A (en) * 1983-08-01 1986-07-08 The Boeing Company Avionic control system
GB0611525D0 (en) * 2006-06-10 2006-07-19 Goodrich Actuation Systems Sas Actuator arrangement
WO2009020452A1 (en) * 2007-08-08 2009-02-12 Moog Inc. Fault-tolerant actuator assembly, and method of moving a member relative to a support
US20090302516A1 (en) * 2008-06-05 2009-12-10 Lockheed Martin Corporation System, method and apparatus for control surface with dynamic compensation
WO2011096913A1 (en) * 2010-02-03 2011-08-11 Moog Inc. Structurally-redundant actuators
DE102010021576A1 (de) * 2010-05-26 2011-12-01 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung für eine Stellklappe eines Tragflügels
ES2659412T3 (es) * 2012-02-09 2018-03-15 Moog Inc. Sistema y método accionador
US9086125B2 (en) * 2013-03-15 2015-07-21 Moog Inc. Rotary actuator
US9643716B2 (en) * 2014-04-01 2017-05-09 The Boeing Company Air vehicle, actuator assembly and associated method of manufacture
US9586675B2 (en) * 2014-06-09 2017-03-07 The Boeing Company Apparatus and method for arrestment of a flight control surface
FR3028836B1 (fr) * 2014-11-20 2016-12-16 Sagem Defense Securite Actionneur de gouverne de commande de vol d'un aeronef
CA3011439A1 (en) * 2016-01-13 2017-07-20 Moog Inc. Summing and fault tolerant rotary actuator assembly
FR3053956B1 (fr) * 2016-07-18 2019-06-28 Airbus Operations Gouverne crocodile pour aeronef
US10829203B2 (en) * 2018-04-06 2020-11-10 The Boeing Company Distributed trailing edge wing flap systems
JP7158119B2 (ja) * 2018-05-08 2022-10-21 株式会社Subaru 航空機の操舵システム及び航空機
US11390375B2 (en) * 2020-03-06 2022-07-19 The Boeing Company Control surface actuator assemblies, aircraft hydraulic systems including the same, and associated aircraft and methods

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001074121A (ja) * 1999-09-02 2001-03-23 Shimadzu Corp 動力伝達装置
US20060255207A1 (en) * 2005-05-11 2006-11-16 Honeywell International, Inc. Flight control surface actuation system with redundantly configured actuator assemblies
JP2016142358A (ja) 2015-02-03 2016-08-08 ナブテスコ株式会社 電動アクチュエータ及び歯車機構

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
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