WO2019097919A1 - 電動アクチュエータ装置 - Google Patents

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fulcrum
electric actuator
support member
support
aircraft
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English (en)
French (fr)
Inventor
雅人 三好
大樹 畠山
Original Assignee
三菱重工業株式会社
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/02—Mounting or supporting thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/26—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant
    • B64C13/28—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant mechanical
    • B64C13/32—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant mechanical using cam mechanisms

Definitions

  • the present invention relates to, for example, an electric actuator device that is preferably adopted in a control surface actuator of an aircraft.
  • Patent Document 1 two types of ball screw mechanisms are accommodated in a housing, and each drive can be operated or locked independently of one another, and the mechanical connection between them is configured to be separated, so that some failures are entirely caused.
  • An electric actuator is disclosed which prevents the operation of the motor from being restricted.
  • Patent Document 1 requires two ball screw mechanisms, a motor for independently operating each, and a clutch mechanism for locking, which complicates the structure, increases the number of parts, and significantly increases the weight. Concerns such as
  • the present invention has been made in view of such circumstances, and it is possible to easily release the mechanical connection between the control surface and the aircraft body side by the electric actuator, and the electric actuator having a simple structure. It aims at providing an apparatus.
  • an electric actuator device adopts the following means. That is, in the electric actuator device according to one aspect of the present invention, it has a first fulcrum connected to the control surface side of the aircraft, and a second fulcrum connected to the aircraft body side, and the first fulcrum and the fulcrum An electric actuator main body which is driven by an electric motor so as to be able to approach and separate from the second fulcrum, a support position for supporting the first fulcrum or the lower side of the second fulcrum, and retracting from the lower side of the first fulcrum or the second fulcrum And a holding member for holding the first fulcrum or the second fulcrum when the support member is positioned at the retracted position.
  • the arm of the control surface of the aircraft and the aircraft body side are connected in an approachable manner by the first supporting point and the second supporting point of the electric actuator body, and the first supporting point or the second supporting point And a holding member for holding the first fulcrum or the second fulcrum when the supporting member is positioned at the retracted position.
  • the first supporting point or the second supporting point is released from the support by moving the supporting member supporting the first supporting point or the second supporting point of the electric actuator main body from below to the retracted position.
  • the connection of the fulcrum or the second fulcrum can be released.
  • the released first fulcrum or second fulcrum is held by the holding member and does not fall off.
  • the control surface on the first fulcrum side connected with the electric actuator main body can be separated from the aircraft main body side on the second support point side, and mechanical restraint between the control surface and the aircraft main body by the electric actuator main body Can be easily released.
  • the first supporting point or the second supporting point is held by the holding member and does not fall, it is possible to reduce the risk of damaging other parts and the aircraft body.
  • the electric actuator device is configured by a combination of simple mechanisms, assemblyability, maintainability, and reliability against failure are excellent.
  • the support member advances and retracts with respect to the second fulcrum.
  • the support member advances and retracts with respect to the second support point. According to this, even when the steering angle is large, the load due to the axial force of the electric actuator main body acting on the support member is reduced, and the movement of the support member can be performed with a small power.
  • an electric motor for a support member that moves the support member back and forth, a control unit that controls the electric motor for the support member, and a malfunction of the electric actuator main body And the control unit operates the support member from the support position to the retracted position when the malfunction detection unit detects a malfunction of the operation of the electric actuator main body.
  • the control unit moves the support member from the support position to the retracted position when the failure detection unit detects a failure in the operation of the electric actuator main body.
  • the electric motor for support member is driven by a signal from the control unit be able to.
  • the support member electric motor is driven, the support member supporting the first support point or the second support point from below is moved to the retracted position, and the first support point or the second support point is released.
  • the control surface on the first fulcrum side connected via the electric actuator main body and the aircraft main body side on the second fulcrum side can be separated, and the mechanical connection between the control surface and the aircraft main body by the electric actuator main body Can be easily released.
  • the control surface can be freed from air flow around the wing, and the risk factor to the control of the aircraft due to the fixation of the control surface at an unintended steering angle can be eliminated.
  • the aircraft controllability can be maintained because the aircraft control can be performed by another control surface where no failure occurs.
  • the holding member is provided with a movable guide path for holding the first fulcrum or the second fulcrum and being movable, wherein the first fulcrum or the second fulcrum is provided. It is a pendulum having a pivot point at the top.
  • the holding member is a pendulum having the first fulcrum or the second fulcrum and having a movable guide path and having a pivot point above the first fulcrum or the second fulcrum.
  • the motorized actuator body has freedom in the movable range of the pendulum and the guide path, and as a result, the control surface on the first fulcrum side and the aircraft on the second fulcrum side connected via the motorized actuator body Mechanical restraint with the main body side can be released.
  • the first support point or the second support point is held in the guide path, the risk of damaging other parts or the aircraft body can be reduced.
  • the restoration work after jamming elimination (repair) of the actuator main body after the first fulcrum or the second fulcrum is returned to the fixed position along the guide longitude, the support member is returned to the original position. The simplicity also becomes good.
  • the holding member is a wire for holding the first supporting point or the second supporting point.
  • the holding member is a wire for holding the first fulcrum or the second fulcrum. According to this, when the support member moves to the retracted position and the first fulcrum or the second fulcrum is released, the first fulcrum or the second fulcrum is held by the wire.
  • the degree of freedom is given to the actuator body, and as a result, it is possible to release the mechanical constraint between the control surface on the first fulcrum side connected via the electric actuator main body and the aircraft body on the second fulcrum side. Further, the first fulcrum or the second fulcrum is not held by the wire and does not fall, so the risk of damaging other parts or the aircraft body can be reduced.
  • the mechanical connection between the control surface of the electric actuator main body and the aircraft main body can be easily released, and a simple structure can be realized.
  • FIG. 7 is a front view of the structure around the support member when the support member is set in the support position in the electric actuator device according to the first embodiment.
  • FIG. 7 is a front view of a structure around the support member when the support member is set at the retracted position in the electric actuator device according to the first embodiment. It is the figure which showed the example of a form of the mechanism which performs advance / retraction operation
  • the electric actuator apparatus which concerns on 1st Embodiment WHEREIN A support member is set to a support position, and it is a front view of a structure of a support member periphery when supporting a 2nd fulcrum. It is a left view of FIG. FIG. 7 is a front view of the electric actuator device according to the first embodiment when the support member is set at the retracted position.
  • the electric actuator device concerning a 1st embodiment it is a front view in case a 2nd fulcrum is held by a pendulum.
  • the other example of the electrically-driven actuator device which concerns on 1st Embodiment WHEREIN It is the front view which showed the case where a steering angle is large. In the electric actuator device concerning a 1st embodiment, it is the front view showing the case where steering angle is large. It is a front view of the structure around a supporting member in the electric actuator device concerning a 2nd embodiment.
  • the electric actuator device 10 includes an electric actuator main body 20.
  • the electric actuator main body 20 is a rod 20a whose one end is connected to a ball nut 20f movable in the lateral direction shown in FIG. 2 by rotation of a cylinder 20b and a screw 20e in the cylinder 20b. Equipped with The screw 20e is driven by the screw electric motor 20d through a plurality of gears housed in the screw gear box 20c. That is, the electric actuator main body 20 is an electric actuator of a ball screw mechanism which can be expanded and contracted by the screw electric motor 20d.
  • a rudder surface side fulcrum (first fulcrum) 22 is provided at the end of the rod 20a opposite to the ball nut 20f (right side in FIG. 2).
  • an aircraft main body side fulcrum (second fulcrum) 24 is provided at the end of the cylinder 20 b opposite to the control surface fulcrum 22. That is, in the electric actuator main body 20, one end is provided with the rudder surface side fulcrum 22, and the other end is provided with the aircraft main body side fulcrum 24 and the electric actuator main body 20 expands and contracts. And can be approached and separated.
  • a control unit (not shown) is connected to the electric actuator main body 20 to control the approach and separation between the control surface fulcrum 22 and the aircraft main body fulcrum 24.
  • the control unit (not shown) recognizes rotation information of the screw 20e, and recognizes and controls the position of the ball nut 20f (rod 20a) based on the rotation information.
  • the rotation information of the screw 20e is information related to the rotation operation of the screw 20e, and can be obtained, for example, by incorporating a rotation angle sensor into the screw 20e.
  • the control unit (not shown) includes a failure detection unit (not shown) capable of detecting a failure such as mechanical jamming caused by the adhesion between the screw 20e and the ball nut 20f included in the electric actuator main body 20.
  • the malfunction detection unit determines a malfunction by detecting, for example, a mismatch between the position of the actual rod 20a converted from the rotation information detected from the rotation angle sensor attached to the screw 20e and the control signal transmitted from the aircraft side Do.
  • the control unit is configured of, for example, a central processing unit (CPU), a random access memory (RAM), a read only memory (ROM), a computer readable storage medium, and the like. Then, a series of processes for realizing various functions are stored in the form of a program, for example, in a storage medium or the like in the form of a program, and the CPU reads this program into a RAM or the like to execute information processing and arithmetic processing. Thus, various functions are realized.
  • the program may be installed in advance in a ROM or other storage medium, may be provided as stored in a computer-readable storage medium, or may be distributed via a wired or wireless communication means. Etc. may be applied.
  • the computer readable storage medium is a magnetic disk, a magneto-optical disk, a CD-ROM, a DVD-ROM, a semiconductor memory or the like.
  • control surface side fulcrum 22 is rotatably connected to the arm 32 by a pin or the like.
  • the arm 32 is fixed to and integrated with the control surface 30 of the aircraft.
  • the end of the control surface 30 integrated with the arm 32 is rotatably supported by a third fulcrum 31.
  • the control surface 30 described above is, for example, an aileron, an elevator, a rudder, a horizontal stabilizer or the like.
  • the aircraft body side support point 24 is connected to the airframe structure 40 (see FIG. 1) on the aircraft body side.
  • the lower end of the airframe structure 40 is provided with an inverted U-shaped notch 40 a that opens downward.
  • a support member 42 is provided below the notch 40 a.
  • the support member 42 extends in a substantially horizontal direction, and the support member electric motor 44 is connected to the base end (the left end in FIG. 3).
  • the support member electric motor 44 is fixed to the machine body structure 40.
  • FIG. 3 shows the state in which the support member 42 is set in the support position
  • FIG. 4 shows the state in which the support member 42 is set in the retracted position.
  • the support position means a position where the support member 42 closes the opening below the notch 40a when the structure around the support member 42 is viewed from the front (see FIG. 3). Also, with the retracted position, the support member 42 retracts in a substantially horizontal direction from the support position (the support member 42 moves to the left from the position of the support member 42 shown in FIG. 3), and the structure around the support member 42 When viewed (see FIG. 4), it means a position where the opening below the notch 40a is released.
  • the support member 42 is moved by the support member electric motor 44 between the support position and the retracted position.
  • a control unit (not shown) is connected to the support member electric motor 44 to control the support member electric motor 44.
  • the support member 42 is U-shaped when viewed in plan as shown in FIG. 5, and when it is set in the support position, as shown in FIGS. 6 and 7, the aircraft main body side of the electric actuator main body 20
  • the lower end of the fulcrum 24 can be supported from below. Further, the upper part of the aircraft body side support point 24 is held by being fitted to the notch 40 a of the airframe structure 40. That is, the aircraft body side fulcrum 24 is rotatably supported so as to be sandwiched between the notch 40 a and the support member 42.
  • the aircraft body side support point 24 is inserted into a guide path 46 a provided in a pendulum (holding member) 46 provided on both ends (see FIG. 7) of the airframe structure 40.
  • the pendulum (holding member) 46 has a rounded rectangular shape extending in the vertical direction when viewed from the front (see FIG. 6), and a rounded rectangular guide extending in the vertical direction on the inside as well A path 46a is provided.
  • the radiuses of the upper and lower ends of the guide path 46a and the width of the guide path 46a correspond to the diameter of the aircraft body side fulcrum 24 to be inserted.
  • the pendulum (holding member) 46 is rotatably supported by a pivot point 46 c provided above the aircraft body side fulcrum 24.
  • the aircraft body side fulcrum 24 when the aircraft body side fulcrum 24 is supported so as to be sandwiched between the notch 40 a and the support member 42, the aircraft body side fulcrum 24 inserted into the guide path 46 a makes the pendulum (holding member) 46 The freedom of rotation about the rotation point 46c is restricted, and the pendulum (holding member) 46 is not rotatable.
  • the aircraft body side fulcrum 24 connected to the airframe structure 40 on the aircraft body side and the rudder surface side fulcrum 22 on the rudder surface 30 side are moved closer to or separated by the electric actuator main body 20.
  • the steering angle of the control surface 30 is adjusted centering on the third fulcrum 31 via the arm 32 integrated with 30.
  • the fault detection unit (not shown) included in the control unit (not shown) is the position (degree of proximity and separation) of the rod 20a required of the electric actuator main body 20 by the control signal from the aircraft side and the actual rod
  • the control unit transmits a drive signal to the support member electric motor 44 to show the support member 42 from the support position shown in FIG. 1 to FIG. Move to the retracted position.
  • the lower end of the aircraft body side support point 24 is released from the support by the support member 42.
  • the aircraft body side support point 24 released from the support by the support member 42 falls along the guide path 46 a of the pendulum (holding member) 46 by the weight of the electric actuator body 20 as shown in FIG. It is held at 46a (in FIG. 9, at the lower end position of the guide path 46a). That is, the aircraft body side fulcrum 24 is released from the connection with the airframe structure 40.
  • the pendulum (holding member) 46 can pivot around the pivot point 46c.
  • the aircraft body side fulcrum 24 held in the guide path 46 a has a freedom degree within the movable range of the pendulum (holding member) 46 and the range of the guide path 46 a, and at the same time with respect to the electric actuator body 20. Even in this case, freedom is given within the movable range of the pendulum (holding member) 46 and within the range of the guide path 46 a. Furthermore, the control surface 30 provided on the side of the control surface fulcrum 22 of the electric actuator main body 20 is also given a degree of freedom within the movable range of the electric actuator main body 20. As a result, the control surface 30 and the vehicle structure 40 And mechanical restraint will be released.
  • the arm 32 of the control surface 30 of the aircraft and the aircraft structure 40 of the aircraft body are connected so as to be able to approach and separate by the control surface fulcrum 22 of the electric actuator main body 20 and the aircraft body fulcrum 24.
  • a support position for supporting the lower side, and a pendulum (holding member) 46 for holding the aircraft body side fulcrum 24 when the support member 42 moves to the retracted position are provided.
  • the aircraft main body 20 when mechanical jamming occurs in the electric actuator main body 20, by moving the support member 42 supporting the aircraft main body side fulcrum 24 of the electric actuator main body 20 from below to the retracted position, the aircraft main body side The lower end of the fulcrum 24 is released from the support, and the connection between the airframe structure 40 and the aircraft body side fulcrum 24 can be released.
  • the electric actuator main body 20 is given freedom in the movable range of the pendulum (holding member) 46 and the guide path 46 a, and as a result, the rudder surface side fulcrum 22 connected via the electric actuator main body 20
  • the mechanical restraint between the control surface 30 on the side and the airframe structure 40 on the fulcrum 24 side of the aircraft body can be released.
  • the control surface 30 is free from air flow around the wing, and a risk factor to the control of the aircraft due to the fixation of the control surface 30 at an unintended steering angle can be eliminated.
  • the aircraft controllability can be maintained because the aircraft control can be performed by another control surface where no failure occurs.
  • the aircraft body side support point 24 is held in the guide path by the pendulum (holding member) 46 and does not fall, the risk of damaging other parts and the aircraft body can be reduced.
  • the electric actuator device 10 is configured by a combination of simple mechanisms, the assembling property, the maintainability, and the reliability against failure are excellent.
  • the support member 42 may support the lower end of the rudder surface side fulcrum 22 on the rudder surface 30 side.
  • a part of the axial force acting on the electric actuator main body 20 acts to press the support member 42 downward at the rudder surface side fulcrum 22 to move the support member 42 forward and backward. It gives a load that interferes with
  • the support member 42 is configured to support the lower end of the aircraft body side fulcrum 24 on the airframe structure 40 side, the support member 42 is pressed downward even when the steering angle is large. Part of the axial force does not act in the direction of attachment, and it is possible to perform the advancing and retracting operation with less power. That is, downsizing of the support member electric motor 44 for driving the support member 42 can be realized.
  • an electric actuator device 10 according to a second embodiment will be described with reference to FIG.
  • the present embodiment is different from the first embodiment described above in the form of the pendulum (holding member) 46, and the other points are the same. Therefore, only the points different from the first embodiment will be described, and the other parts will be denoted by the same reference numerals and descriptions thereof will be omitted.
  • the aircraft body side support point 24 and the airframe structure 40 are connected via a wire 48.
  • the support member 42 moves to the retracted position and the aircraft body side support point 24 is released from the support, the aircraft body side support point 24 falls and is held by the wire 48.
  • the aircraft body side fulcrum 24 has a degree of freedom with respect to the control surface 30 within the movable range of the wire (holding member) 48, and the mechanical constraint between the control surface 30 and the vehicle body structure 40 is released. become.
  • the arm 32 of the control surface 30 of the aircraft and the aircraft structure 40 of the aircraft body are connected so as to be able to approach and separate by the control surface fulcrum 22 of the electric actuator main body 20 and the aircraft body fulcrum 24.
  • a supporting position for supporting the lower side, and a wire (holding member) 48 for holding the aircraft body side fulcrum 24 when the supporting member 42 moves to the retracted position are provided.
  • the control surface 30 is free from air flow around the wing, and a risk factor to the control of the aircraft due to the fixation of the control surface 30 at an unintended steering angle can be eliminated.
  • the aircraft controllability can be maintained because the aircraft control can be performed by another control surface where no failure occurs.
  • the aircraft body side support point 24 is held within the length range of the wire 48 and does not fall, the risk of damaging other parts and the aircraft body can be reduced.
  • the electric actuator device 10 is configured by a combination of simple mechanisms, the assemblability, maintainability, and reliability against failure are excellent.
  • the support member 42 is only returned to the original position after returning the fulcrum 24 on the aircraft main body side to the fixed position. Become.
  • the support member 42 may support the lower end of the rudder surface side fulcrum 22 on the rudder surface 30 side.
  • Electric actuator device 20 Electric actuator main body 20a: Rod 20b: Cylinder 20c: Gear box 20d for screw: Electric motor 20e for screw: Screw 20f: Ball nut 22: Steering surface side fulcrum (first fulcrum) 24 Aircraft body side support point (second support point) 30 rudder surface 31 third fulcrum 32 arm 40 body structure 40a notch 42 support member 44 support member electric motor 46 pendulum (holding member) 46a guide path 46c pivot point 48 wire (holding member)

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Abstract

電動アクチュエータによる舵面と航空機本体側との機械的接続を容易に解除することができ、かつ、シンプルな構造とされた電動アクチュエータ装置を提供する。航空機の舵面（３０）側に接続された第１支点（２２）と、航空機本体側に接続された第２支点（２４）とを有し、第１支点（２２）と第２支点（２４）とを接近離間可能に電動モータによって駆動する電動アクチュエータ本体（２０）と、第１支点（２２）または第２支点（２４）の下方を支持する支持位置と、第１支点（２２）または第２支点（２４）の下方から退避する退避位置との間を進退する支持部材（４２）と、支持部材（４２）が退避位置に位置したときに、第１支点（２２）または第２支点（２４）を保持する保持部材（４６）と、を備えた電動アクチュエータ装置（１０）。

Description

電動アクチュエータ装置
　本発明は、例えば、航空機の舵面アクチュエータに採用されて好適な電動アクチュエータ装置に関する。
　近年、電動アクチュエータの軽量化と高出力化が進み、航空機の舵面操作において電動アクチュエータが採用される機会が増加している。しかしながら、電動アクチュエータにボールスクリュー機構が採用されている場合、回転するスクリュー上でボールナットが固着する機械的ジャミングの発生が懸念される。機械的ジャミングが発生した場合、航空機の舵面が意図しない位置で固定されてしまい、パイロットの意思通りに機体を制御することが困難になり、重大事故に繋がる可能性がある。したがって、意図しない位置で固定された舵面を、機械的ジャミングから解放することが望まれる。
　特許文献１では、２系統のボールスクリュー機構をハウジングに収容し、それぞれ駆動を独立して作動又はロック可能とし、互いの機械的連結を切り離した状態で構成することで、一部の故障が全体の作動に制約を生じることを防止する電動アクチュエータが開示されている。
特開２０１３－４２６０２号公報
　しかしながら、特許文献１の技術においては、２系統のボールスクリュー機構と、それぞれを独立して作動させるモータ、ロックのためのクラッチ機構が必要となり、構造の複雑化、部品点数の増加、大幅な重量の増加などが懸念される。
　本発明は、このような事情を鑑みてなされたものであり、電動アクチュエータによる舵面と航空機本体側との機械的接続を容易に解除することができ、かつ、シンプルな構造とされた電動アクチュエータ装置を提供することを目的とする。
　上記課題を解決するために、電動アクチュエータ装置は以下の手段を採用する。
　即ち、本発明の一態様に係る電動アクチュエータ装置においては、航空機の舵面側に接続された第１支点と、航空機本体側に接続された第２支点とを有し、前記第１支点と前記第２支点とを接近離間可能に電動モータによって駆動する電動アクチュエータ本体と、前記第１支点または前記第２支点の下方を支持する支持位置と、前記第１支点または前記第２支点の下方から退避する退避位置との間を進退する支持部材と、前記支持部材が前記退避位置に位置したときに、前記第１支点または前記第２支点を保持する保持部材と、を備える。
　本態様にかかる電動アクチュエータ装置においては、電動アクチュエータ本体の第１支点と第２支点とによって、航空機の舵面のアームと航空機本体側とが接近離間可能に接続され、第１支点または第２支点の下方を支持する支持位置と、支持部材が退避位置に位置したときに、第１支点または第２支点を保持する保持部材と、を備えることとした。これによれば、電動アクチュエータ本体の第１支点または第２支点を下方から支持している支持部材を退避位置に移動させることで、第１支点または第２支点は支持から解放されて、第１支点または第２支点の接続を解除することができる。また、解放された第１支点または第２支点は、保持部材によって保持され、落下することはない。これによって、電動アクチュエータ本体を介して接続される第１支点側の舵面と第２支点側の航空機本体側とを切り離すことができ、電動アクチュエータ本体による舵面と航空機本体側との機械的拘束を容易に解除することができる。また、第１支点または第２支点は、保持部材によって保持され、落下することがないので、他の部品や航空機本体を損傷させる危険性を低減することができる。更に、シンプルな機構の組合せによって電動アクチュエータ装置が構成されているため、組み付け性、メンテナンス性、故障に対する信頼性が良好である。
　また、本発明の一態様に係る電動アクチュエータ装置においては、前記支持部材が、前記第２支点に対して進退する。
　本態様にかかる電動アクチュエータ装置においては、支持部材が第２支点に対して進退することとした。これによれば、舵角が大きい場合でも、支持部材に対して作用する電動アクチュエータ本体の軸力による負荷が小さくなり、支持部材の進退動作を小さな動力で行うことができる。
　また、本発明の一態様に係る電動アクチュエータ装置は、前記支持部材の進退動作を行う支持部材用電動モータと、前記支持部材用電動モータを制御する制御部と、前記電動アクチュエータ本体の動作の不具合を検出する不具合検出部と、を備え、前記制御部は、前記不具合検出部によって前記電動アクチュエータ本体の動作の不具合が検出された場合に、前記支持部材を前記支持位置から前記退避位置に動作させる。
　本態様にかかる電動アクチュエータ装置において、制御部は、不具合検出部によって電動アクチュエータ本体の動作の不具合が検出された場合に、支持部材を支持位置から退避位置に動作させることとした。これによれば、例えば、電動アクチュエータ本体の機械的ジャミングなどの不具合が生じて、舵面が意図しない舵角で固定されてしまった場合、制御部からの信号によって支持部材用電動モータを駆動することができる。支持部材用電動モータを駆動すると、第１支点または第２支点を下方から支持する支持部材は退避位置に移動して、第１支点または第２支点が解放される。その結果、電動アクチュエータ本体を介して接続される第１支点側の舵面と第２支点側の航空機本体側とを切り離すことができ、電動アクチュエータ本体による舵面と航空機本体側との機械的接続を容易に解除することができる。これによって、舵面が、翼まわりの空気流れに逆らわないフリーな状態となり、意図しない舵角での舵面の固定による航空機の機体制御に対する危険要因を排除することができる。この場合、故障が発生していない他の舵面によって機体制御を行うことができるので、機体制御性は維持できる。
　また、本発明の一態様に係る電動アクチュエータ装置において、前記保持部材は、前記第１支点または前記第２支点が保持され、移動可能なガイド経路を備え、前記第１支点または前記第２支点の上方に回動点を有する振り子である。
　本態様にかかる電動アクチュエータ装置において、保持部材は、第１支点または第２支点が保持され、移動可能なガイド経路を備え、第１支点または第２支点の上方に回動点を有する振り子である。これによれば、支持部材が退避位置に移動して第１支点または第２支点が解放された場合、第１支点または第２支点は、第１支点または第２支点の上方にて回動自在に支持された振り子に備えられたガイド経路に沿って落下して、ガイド経路内に保持される。したがって、振り子の可動範囲内及びガイド経路の範囲内において電動アクチュエータ本体に自由度が与えられ、結果として、電動アクチュエータ本体を介して接続される第１支点側の舵面と第２支点側の航空機本体側との機械的拘束を解除することができる。また、第１支点または第２支点は、ガイド経路内に保持されるので、他の部品や航空機本体を損傷させる危険性を低減することができる。
　また、アクチュエータ本体のジャミング解消（修理）後の復旧作業においても、第１支点または第２支点をガイド経度に沿って定位置に戻した後、支持部材を元の位置に戻すだけなので、復旧の簡便性についても良好となる。
　また、本発明の一態様に係る電動アクチュエータ装置において、前記保持部材は、前記第１支点または前記第２支点が保持されるワイヤである。
　本態様にかかる電動アクチュエータ装置において、保持部材は、第１支点または第２支点が保持されるワイヤとした。これによれば、支持部材が退避位置に移動して第１支点または第２支点が解放された場合、第１支点または第２支点はワイヤによって保持されているので、ワイヤの可動範囲内において電動アクチュエータ本体に自由度が与えられ、結果として、電動アクチュエータ本体を介して接続される第１支点側の舵面と第２支点側の航空機本体側との機械的拘束を解除することができる。また、第１支点または第２支点は、ワイヤに保持されて落下することがないので、他の部品や航空機本体を損傷させる危険性を低減することができる。
　また、アクチュエータ本体のジャミング解消（修理）後の復旧作業においても、第１支点または第２支点を定位置に戻した後、支持部材を元の位置に戻すだけなので、復旧の簡便性についても良好となる。
　本発明に係る電動アクチュエータ装置によれば、電動アクチュエータ本体による舵面と航空機本体側との機械的接続を容易に解除することができ、かつ、シンプルな構造を実現できる。
第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置において、支持部材が支持位置にセットされている場合の正面図である。 電動アクチュエータ本体の構造の例を示した横断面図である。 第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置において、支持部材が支持位置にセットされているときの支持部材周辺の構造の正面図である。 第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置において、支持部材が退避位置にセットされているときの支持部材周辺の構造を正面図である。 支持部材及び支持部材の進退動作を行う機構の形態例を示した図である。 第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置において、支持部材が支持位置にセットされ、第２支点を支持しているときの支持部材周辺の構造の正面図である。 図６の左側面図である。 第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置において、支持部材が退避位置にセットされている場合の正面図である。 第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置において、第２支点が振り子に保持されている場合の正面図である。 第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置の他の例において、舵角が大きい場合を示した正面図である。 第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置において、舵角が大きい場合を示した正面図である。 第２実施形態に係る電動アクチュエータ装置における、支持部材周辺の構造の正面図である。
　以下に、本発明の電動アクチュエータ装置の一実施形態について、図１乃至１２を参照して説明する。
［第１実施形態］
　まず、図１乃至１１を参照して、第１実施形態に係る電動アクチュエータ装置１０の構成を説明する。
　図１に示すように、本実施形態に係る電動アクチュエータ装置１０は、電動アクチュエータ本体２０を備える。電動アクチュエータ本体２０は、例えば、図２に示すように、シリンダ２０ｂと、シリンダ２０ｂ内のスクリュー２０ｅの回転によって、図２で示す左右方向に移動可能なボールナット２０ｆに一端が接続されたロッド２０ａを備える。スクリュー２０ｅは、スクリュー用ギアボックス２０ｃ内に収められた複数のギアを介して、スクリュー用電動モータ２０ｄによって駆動される。即ち、電動アクチュエータ本体２０は、スクリュー用電動モータ２０ｄによって伸縮が可能とされた、ボールスクリュー機構の電動アクチュエータである。
　ロッド２０ａのボールナット２０ｆとは反対側（図２において右側）の端部には舵面側支点（第１支点）２２が設けられる。一方、舵面側支点２２とは反対側のシリンダ２０ｂの端部には航空機本体側支点（第２支点）２４が設けられる。即ち、電動アクチュエータ本体２０において、一端は舵面側支点２２を備え、他端は航空機本体側支点２４を備え、電動アクチュエータ本体２０が伸縮することで、舵面側支点２２と航空機本体側支点２４とを接近離間可能とする。
　電動アクチュエータ本体２０には、制御部（図示せず）が接続され、舵面側支点２２と航空機本体側支点２４との接近離間を制御している。また、制御部（図示せず）は、スクリュー２０ｅの回転情報を認識して、その回転情報を基に、ボールナット２０ｆ（ロッド２０ａ）の位置を認識・制御している。スクリュー２０ｅの回転情報とは、スクリュー２０ｅの回転動作に関する情報であり、例えば、スクリュー２０ｅに回転角度センサを組み込むことによって得ることができる。更に、制御部（図示せず）は、電動アクチュエータ本体２０が備えるボールナット２０ｆとスクリュー２０ｅとの固着によって生じる機械的ジャミングなどの不具合を検出可能な不具合検出部（図示せず）を備える。不具合検出部は、例えば、スクリュー２０ｅに取り付けた回転角度センサから検出した回転情報から換算した実際のロッド２０ａの位置と、航空機側から送信される制御信号との不一致を検出することで不具合を判断する。
　制御部は、例えば、ＣＰＵ（Central　Processing　Unit）、ＲＡＭ（Random　Access　Memory）、ＲＯＭ（Read　Only　Memory）、及びコンピュータ読み取り可能な記憶媒体等から構成されている。そして、各種機能を実現するための一連の処理は、一例として、プログラムの形式で記憶媒体等に記憶されており、このプログラムをＣＰＵがＲＡＭ等に読み出して、情報の加工・演算処理を実行することにより、各種機能が実現される。なお、プログラムは、ＲＯＭやその他の記憶媒体に予めインストールしておく形態や、コンピュータ読み取り可能な記憶媒体に記憶された状態で提供される形態、有線又は無線による通信手段を介して配信される形態等が適用されてもよい。コンピュータ読み取り可能な記憶媒体とは、磁気ディスク、光磁気ディスク、ＣＤ－ＲＯＭ、ＤＶＤ－ＲＯＭ、半導体メモリ等である。
　図１において、舵面側支点２２はアーム３２に対してピン等によって回動自在に接続される。また、アーム３２は航空機の舵面３０に固定されて一体化されている。アーム３２と一体化された舵面３０の端部は、第３支点３１によって回動自在に支持されている。なお、上述する舵面３０とは、例えば、エルロン、エレベータ、ラダー、ホリゾンタル・スタビライザー等である。
　一方、航空機本体側支点２４は航空機本体側の機体構造４０（図１参照）に接続される。その詳細を図３乃至７を用いて説明する。図３に示すように、機体構造４０の下端には、下方が開口する逆Ｕ字状の切り欠き４０ａが設けられている。また、切り欠き４０ａの下方には、支持部材４２が設けられている。支持部材４２は、略水平方向に延在しており、基端部（図３において左端部）には支持部材用電動モータ４４が接続されている。支持部材用電動モータ４４は、機体構造４０に対して固定されている。図３は、支持部材４２が支持位置にセットされている状態を示し、図４は、支持部材４２が退避位置にセットされている状態を示す。支持位置とは、支持部材４２周辺の構造を正面視（図３参照）したときに、支持部材４２が切り欠き４０ａの下方の開口を閉鎖するような位置を意味する。また、退避位置とは、支持部材４２が支持位置から略水平方向に退避（図３に示す支持部材４２の位置から、支持部材４２が左側に移動）して、支持部材４２周辺の構造を正面視（図４参照）したときに、切り欠き４０ａの下方の開口を解放するような位置を意味する。支持部材４２は、この支持位置と退避位置との間を、支持部材用電動モータ４４によって移動する。支持部材用電動モータ４４には、制御部（図示せず）が接続され、支持部材用電動モータ４４を制御している。
　支持部材４２は、図５に示すように、平面視した場合にコの字形状とされ、支持位置にセットされている場合、図６及び７に示すように、電動アクチュエータ本体２０の航空機本体側支点２４の下端を下方から支持できる。また、航空機本体側支点２４の上部分は、機体構造４０の切り欠き４０ａに嵌め合わされることよって保持されている。即ち、航空機本体側支点２４は、切り欠き４０ａと支持部材４２とに挟まれる形態で回動自在に支持される。
　更に、航空機本体側支点２４は、機体構造４０の両端側（図７参照）に設けられた振り子（保持部材）４６が備えるガイド経路４６ａに挿嵌される。振り子（保持部材）４６は、正面視（図６参照）したときに上下方向に延在する角丸長方形状をしていて、内側には、同じく上下方向に延在する角丸長方形状のガイド経路４６ａが設けられている。ガイド経路４６ａの上端及び下端の半径、並びにガイド経路４６ａの幅は、挿嵌される航空機本体側支点２４の径に対応している。振り子（保持部材）４６は、航空機本体側支点２４の上方に設けられた回動点４６ｃによって回動自在に支持される。ただし、航空機本体側支点２４が、切り欠き４０ａと支持部材４２とに挟まれる形態で支持されている場合、ガイド経路４６ａに挿嵌された航空機本体側支点２４によって、振り子（保持部材）４６の回動点４６ｃ回りの回動に対する自由度は拘束され、振り子（保持部材）４６は回動不可能となっている。
　図１に示すように、航空機本体側の機体構造４０に接続される航空機本体側支点２４と、舵面３０側の舵面側支点２２とを電動アクチュエータ本体２０によって接近離間することで、舵面３０と一体になったアーム３２を介して、第３支点３１を中心に、舵面３０の舵角を調整する。
　次に、電動アクチュエータ本体２０に機械的ジャミングなどの不具合が生じた場合の電動アクチュエータ装置１０の動作について説明する。
　制御部（図示せず）が備える不具合検出部（図示せず）は、航空機側からの制御信号によって電動アクチュエータ本体２０に要求されているロッド２０ａの位置（近接離間の度合）と、実際のロッド２０ａの位置と、を比較して、所定値以上のずれを検出した場合に、機械的ジャミングなどの不具合が電動アクチュエータ本体２０に生じていると判断する。電動アクチュエータ本体２０の不具合を検出した場合、制御部（図示せず）は、支持部材用電動モータ４４に駆動信号を送信して、支持部材４２を、図１に示す支持位置から図８に示す退避位置に移動させる。
　支持部材４２が退避位置に移動すると、航空機本体側支点２４の下端が支持部材４２による支持から解放される。支持部材４２による支持から解放された航空機本体側支点２４は、図９に示すように、電動アクチュエータ本体２０の自重によって、振り子（保持部材）４６のガイド経路４６ａに沿って落下して、ガイド経路４６ａ内（図９においてはガイド経路４６ａの下端位置）にて保持される。即ち、航空機本体側支点２４は機体構造４０との接続から解除される。同時に、振り子（保持部材）４６が回動点４６ｃ周りに回動可能となる。この時、ガイド経路４６ａ内に保持される航空機本体側支点２４は、振り子（保持部材）４６の可動範囲内及びガイド経路４６ａの範囲内で自由度が与えられ、同時に、電動アクチュエータ本体２０に対しても、振り子（保持部材）４６の可動範囲内及びガイド経路４６ａの範囲内で自由度が与えられる。更に、電動アクチュエータ本体２０の舵面側支点２２側に設けられた舵面３０に対しても、電動アクチュエータ本体２０の可動範囲内で自由度が与えられ、結果として、舵面３０と機体構造４０との機械的拘束が解除されることになる。
　本実施形態によれば以下の効果を奏する。
　電動アクチュエータ本体２０の舵面側支点２２と航空機本体側支点２４とによって、航空機の舵面３０のアーム３２と航空機本体側の機体構造４０とが接近離間可能に接続され、航空機本体側支点２４の下方を支持する支持位置と、支持部材４２が退避位置に移動したときに、航空機本体側支点２４を保持する振り子（保持部材）４６と、を備えることとした。これによれば、電動アクチュエータ本体２０に機械的ジャミングが発生した場合、電動アクチュエータ本体２０の航空機本体側支点２４を下方から支持している支持部材４２を退避位置に移動させることで、航空機本体側支点２４の下端は支持から開放されて、機体構造４０と航空機本体側支点２４との接続を解除することができる。これによって、振り子（保持部材）４６の可動範囲内及びガイド経路４６ａの範囲内において電動アクチュエータ本体２０に自由度が与えられ、結果として、電動アクチュエータ本体２０を介して接続される舵面側支点２２側の舵面３０と航空機本体側支点２４側の機体構造４０との機械的拘束を解除することができる。その結果、舵面３０が、翼まわりの空気流れに逆らわないフリーな状態となり、意図しない舵角での舵面３０の固定による航空機の機体制御に対する危険要因を排除することができる。この場合、故障が発生していない他の舵面によって機体制御を行うことができるので、機体制御性は維持できる。
　また、航空機本体側支点２４は、振り子（保持部材）４６によってガイド経路内に保持され、落下することがないので、他の部品や航空機本体を損傷させる危険性を低減することができる。
　また、シンプルな機構の組合せによって電動アクチュエータ装置１０が構成されているため、組み付け性、メンテナンス性、故障に対する信頼性が良好である。
　また、アクチュエータ本体のジャミング解消（修理）後の復旧作業においても、航空機本体側支点２４をガイド経路４６ａに沿って定位置に戻した後、支持部材４２を元の位置に戻すだけなので、復旧の簡便性についても良好となる。
　なお、図１０に示すように、支持部材４２が舵面３０側の舵面側支点２２の下端を支持する構成としても良い。しかし、舵角が大きい場合、舵面側支点２２において、電動アクチュエータ本体２０に作用する軸力の一部が、支持部材４２を下方に押さえ付けるに方向に作用して、支持部材４２の進退動作を妨げる負荷を与えてしまう。これに対して、図１１に示すように、支持部材４２を、機体構造４０側の航空機本体側支点２４の下端を支持する構成とすると、舵角が大きい場合でも、支持部材４２を下方に押さえ付けるに方向に軸力の一部が作用せず、より小さな動力で進退動作を行うことができる。即ち、支持部材４２を駆動する支持部材用電動モータ４４の小型化を実現できる。
［第２実施形態］
　次に、図１２を参照して、第２実施形態に係る電動アクチュエータ装置１０について説明する。
　本実施形態は、上述した第１実施形態に対して、振り子（保持部材）４６の形態が異なり、その他の点については同様である。したがって、第１実施形態と異なる点についてのみ説明し、その他は同一の符号を用いてその説明を省略する。
　図１２に示すように、航空機本体側支点２４と機体構造４０とは、ワイヤ４８を介して接続される。支持部材４２が退避位置に移動して航空機本体側支点２４が支持からが解放されると、航空機本体側支点２４は落下して、ワイヤ４８によって保持される。このとき、航空機本体側支点２４は舵面３０に対して、ワイヤ（保持部材）４８の可動範囲内で自由度が与えられ、舵面３０と機体構造４０との機械的拘束が解除されることになる。
　本実施形態によれば以下の効果を奏する。
　電動アクチュエータ本体２０の舵面側支点２２と航空機本体側支点２４とによって、航空機の舵面３０のアーム３２と航空機本体側の機体構造４０とが接近離間可能に接続され、航空機本体側支点２４の下方を支持する支持位置と、支持部材４２が退避位置に移動したときに、航空機本体側支点２４を保持するワイヤ（保持部材）４８と、を備えることとした。これによれば、電動アクチュエータ本体２０に機械的ジャミングが発生した場合、電動アクチュエータ本体２０の航空機本体側支点２４を下方から支持している支持部材４２を退避位置に移動させることで、航空機本体側支点２４の下端は支持から開放されて、機体構造４０と航空機本体側支点２４との接続を解除することができる。これによって、ワイヤ（保持部材）４８の可動範囲内において電動アクチュエータ本体２０に自由度が与えられ、結果として、電動アクチュエータ本体２０を介して接続される舵面側支点２２側の舵面３０と航空機本体側支点２４側の機体構造４０との機械的拘束を解除することができる。その結果、舵面３０が、翼まわりの空気流れに逆らわないフリーな状態となり、意図しない舵角での舵面３０の固定による航空機の機体制御に対する危険要因を排除することができる。この場合、故障が発生していない他の舵面によって機体制御を行うことができるので、機体制御性は維持できる。
　また、航空機本体側支点２４は、ワイヤ４８の長さ範囲内にて保持され、落下することがないので、他の部品や航空機本体を損傷させる危険性を低減することができる。更に、シンプルな機構の組合せによって電動アクチュエータ装置１０が構成されているため、組み付け性、メンテナンス性、故障に対する信頼性が良好である。
　更に、アクチュエータ本体のジャミング解消（修理）後の復旧作業においても、航空機本体側支点２４を定位置に戻した後、支持部材４２を元の位置に戻すだけなので、復旧の簡便性についても良好となる。
　なお、図１０に示すように、支持部材４２が舵面３０側の舵面側支点２２の下端を支持する構成としても良い。
１０　電動アクチュエータ装置
２０　電動アクチュエータ本体
２０ａ　ロッド
２０ｂ　シリンダ
２０ｃ　スクリュー用ギアボックス
２０ｄ　スクリュー用電動モータ
２０ｅ　スクリュー
２０ｆ　ボールナット
２２　舵面側支点（第１支点）
２４　航空機本体側支点（第２支点）
３０　舵面
３１　第３支点
３２　アーム
４０　機体構造
４０ａ　切り欠き
４２　支持部材
４４　支持部材用電動モータ
４６　振り子（保持部材）
４６ａ　ガイド経路
４６ｃ　回動点
４８　ワイヤ（保持部材）

Claims (5)

  1. 　航空機の舵面側に接続された第１支点と、航空機本体側に接続された第２支点とを有し、前記第１支点と前記第２支点とを接近離間可能に電動モータによって駆動する電動アクチュエータ本体と、
    　前記第１支点または前記第２支点の下方を支持する支持位置と、前記第１支点または前記第２支点の下方から退避する退避位置との間を進退する支持部材と、
    　前記支持部材が前記退避位置に位置したときに、前記第１支点または前記第２支点を保持する保持部材と、
    を備えた電動アクチュエータ装置。
  2. 　前記支持部材は、前記第２支点に対して進退する請求項１に記載の電動アクチュエータ装置。
  3. 　前記支持部材の進退動作を行う支持部材用電動モータと、
    　前記支持部材用電動モータを制御する制御部と、
    　前記電動アクチュエータ本体の動作の不具合を検出する不具合検出部と、
    を備え、
    　前記制御部は、前記不具合検出部によって前記電動アクチュエータ本体の動作の不具合が検出された場合に、前記支持部材を前記支持位置から前記退避位置に動作させる請求項１又は２に記載の電動アクチュエータ装置。
  4. 　前記保持部材は、前記第１支点または前記第２支点が保持され、移動可能なガイド経路を備え、前記第１支点または前記第２支点の上方に回動点を有する振り子である請求項１乃至３のいずれかに記載の電動アクチュエータ装置。
  5. 　前記保持部材は、前記第１支点または前記第２支点が保持されるワイヤである請求項１乃至４のいずれかに記載の電動アクチュエータ装置。
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