JP5905294B2

JP5905294B2 - 航空機アクチュエータの油圧システム

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Description

本発明は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータを有するとともにこのアクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧システムに関する。

航空機においては、動翼（操縦翼面）として形成されて、補助翼（エルロン）、昇降舵（エレベータ）、方向舵（ラダー）等として構成される舵面が設けられている。そして、このような舵面を駆動するアクチュエータとして、油圧作動式のアクチュエータがよく用いられている。尚、特許文献１に開示されているように、航空機では、例えば、１つの舵面に２つの油圧作動式のアクチュエータが取り付けられ、この２つのアクチュエータによって舵面が駆動されている。

上記のようなアクチュエータに対しては、航空機の機体に設置された油圧源である機体側油圧源から圧油が供給される。そして、特許文献１に開示されているように、１つの舵面を駆動する２つのアクチュエータに対しては、機体に設置された別系統の機体側油圧源からそれぞれ圧油が供給される。

また、特許文献１においては、機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合に、２つのアクチュエータのうちの一方のアクチュエータに対して圧油を供給することが可能な油圧システム（ＬＢＨＡ１０４）が開示されている。この油圧システムは、機体側油圧源とは独立して設けられたポンプを含むローカルポンプユニット（ＬＰＵ７１）と、上記の一方のアクチュエータと、を備えて構成されている。また、この油圧システムのローカルポンプユニットは、エルロン又はエレベータとして設けられた１つの舵面を駆動する２つのアクチュエータのうちの一方のアクチュエータから排出される圧油を昇圧し、その一方のアクチュエータに対して供給可能に設けられている。そして、このローカルポンプユニットは、機体側油圧源において圧力低下が生じてその機能の喪失又は低下が発生したときに運転が行われるように構成されている。

また、特許文献２においては、航空機に搭載された電子機器を冷却する冷却機器が開示されている。この冷却機器は、機体の外部の空気を電子機器まで誘導して冷却した後に外部へと排出する機構として構成されている。このため、この冷却機器によると、冷却機器の大型化の抑制が可能となる。

米国特許第７６００７１５号明細書特開平１０−３０８５７号公報

航空機において機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合であっても、特許文献１に開示されたようなローカルポンプユニットを備える油圧システムを作動させることによって、１つの舵面に対応して設けられた複数のアクチュエータのうちの１つを駆動し、舵面を駆動することができる。しかし、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時には、上記の油圧システムの連続運転が行われることになるため、この油圧システムの温度が上昇することになる。

また、特許文献１に開示された上記の油圧システムでは、１つの舵面に対応して設けられた複数のアクチュエータのうちの１つを駆動することで舵面を駆動するため、高圧の仕様のポンプが必要となる。このため、上記の油圧システムにおける油の内部漏洩に伴うポンプ及びそれを駆動する電動モータでの仕事量の増大を招き、更に温度の上昇を招き易くなってしまうという問題がある。従って、油圧システムの温度上昇を抑制するため、上記の油圧システム全体としての発熱量に応じた冷却能力を有する冷却機器が必要となる。しかしながら、油圧システムにおける発熱量が多くなると、油圧システムの冷却用の冷却機器の大型化も招くことになる。

一方、特許文献２においては、前述のように、航空機に搭載された電子機器を冷却する冷却機器が開示されている。しかしながら、この冷却機器は、機体の外部の空気を冷却対象の機器まで誘導した後に外部へと排出する機構として構成されている。このため、大型化が抑制されるものの、航空機の飛行の際における抵抗が増大することになる。よって、油圧システムを冷却するための機器として特許文献２に開示された冷却機器が設けられると、航空機の機体効率が低下してしまうことになる。

また、近年においては、燃費向上のための機体の効率向上を目的として翼の薄型化を図る薄翼化の対応が図られることが望まれている。そして、薄翼化された翼の内部に油圧システムを設置するためには、その油圧システムの小型化が非常に重要となる。また、機体燃費向上の観点からも、油圧システムの小型化による軽量化が図られることが求められる。更に、油の内部漏洩に伴う効率の低下が抑制されて油圧システム全体としての発熱が抑制され、冷却機器の小型化或いは削減が図られる必要がある。

本発明は、上記実情に鑑みることにより、１つの舵面を駆動する複数のアクチュエータを備える航空機アクチュエータの油圧システムにおいて、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であって、機体効率の低下を防止できるとともにシステム全体としての発熱を抑制でき、システム構成の小型化を図ることができる、航空機アクチュエータの油圧システムを提供することを目的とする。

上記目的を達成するための第１発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムは、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータを有するとともにこのアクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧システムに関する。そして、第１発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムは、前記航空機の機体に設置された機体側油圧源からの圧油が供給されることで作動し、１つの前記舵面を駆動する複数の前記アクチュエータと、前記舵面が設けられる翼の内部に設置され、前記機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生したときに前記アクチュエータに対して圧油を供給可能なバックアップ用油圧ポンプと、を備え、１つの前記舵面を駆動する複数の前記アクチュエータに対しては、同じ機体側油圧源からの圧油が供給され、１つのバックアップ用油圧ポンプが、１つの前記舵面を駆動する複数の前記アクチュエータに対して圧油を供給することを特徴とする。

この構成によると、航空機アクチュエータの油圧システムが、同じ機体側油圧源から圧油が供給されるとともに１つの舵面を駆動する複数のアクチュエータを備える油圧システムとして設けられる。そして、この油圧システムでは、機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合であっても、翼の内部に設置された１つのバックアップ用油圧ポンプから、上記の複数のアクチュエータに対して圧油が供給され、複数のアクチュエータを駆動することができる。

また、上記の構成によると、１つの舵面を駆動する複数のアクチュエータが、バックアップ用油圧ポンプから供給される圧油によって同時に駆動される。このため、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時に単独のアクチュエータによって舵面を駆動する従来技術とは異なり、バックアップ用油圧ポンプが低圧の仕様であっても、複数のアクチュエータによって高出力で舵面を駆動することができる。このため、油圧システムにおける油の内部漏洩に伴うバックアップ用油圧ポンプ及びそれを駆動する電動モータでの仕事量を低減することができる。

ここで、１つの舵面を出力仕様が同じ２つのアクチュエータが駆動する油圧システムの形態を例にとって、バックアップ用油圧ポンプの吐出圧力と油圧システムにおける油の内部漏洩によるエネルギーの損失との関係について説明する。２つのアクチュエータのうちの１つに対して所定の吐出圧力のバックアップ用油圧ポンプで圧油を供給する従来の形態と、２つのアクチュエータの両方に対して上記の所定の吐出圧力の半分の吐出圧力のバックアップ用油圧ポンプで圧油を供給する前述の構成に基づく形態とは、同じ出力で舵面を駆動することができる。一方、油圧システムにおける油の内部漏洩量は、ポンプの吐出圧力の平方根と作動するアクチュエータの数とに比例する。そして、油圧システムでのエネルギーの損失は、油の内部漏洩量とポンプの吐出圧力との積に比例する。このため、前述の構成に基づく形態は、従来の形態と比較すると、油の内部漏洩量については、ポンプの吐出圧力が半減するものの作動するアクチュエータの数が２倍となるため、約１．４１倍程度となる。しかし、前述の構成に基づく形態は、従来の形態と比較すると、ポンプの吐出圧力が半分となるため、油圧システムでのエネルギーの損失は、約０．７１倍程度となる。即ち、エネルギーの損失が、２９％程度低減されることになる。

よって、前述の構成によると、油の内部漏洩に伴う効率の低下が抑制され、油圧システム全体としての発熱を抑制することができる。そして、前述の構成によると、油圧システムでの発熱が抑制されるため、油圧システムを冷却するために翼内に設けられる冷却機器の小型化或いは削減を図ることができる。これにより、油圧システム全体としての小型化を図ることができ、薄翼化された翼の内部に油圧システムを設置することができる。また、冷却機器の小型化或いは削減を図ることができるため、機体或いは翼の外部の空気を冷却対象の機器まで誘導した後に外部へと排出する冷却機器が不要となる。このため、機体効率の低下も防止されることになる。

従って、前述の構成によると、１つの舵面を駆動する複数のアクチュエータを備える航空機アクチュエータの油圧システムにおいて、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であって、機体効率の低下を防止できるとともにシステム全体としての発熱を抑制でき、システム構成の小型化を図ることができる。

第２発明に係る航空機アクチュエータの油圧システムは、第１発明の航空機アクチュエータの油圧システムにおいて、複数の前記アクチュエータとして設けられ、前記機体側油圧源である第１の機体側油圧源からの圧油が供給されることで作動し、前記舵面として設けられた第１の舵面を駆動する複数の第１のアクチュエータと、複数の前記アクチュエータとして設けられ、前記第１の機体側油圧源とは異なる前記機体側油圧源である第２の機体側油圧源からの圧油が供給されることで作動し、前記舵面として設けられるとともに前記第１の舵面と対で作動するよう設けられた第２の舵面を駆動する複数の第２のアクチュエータと、前記バックアップ用油圧ポンプとして設けられ、前記第１の舵面が設けられる翼の内部に設置され、前記第１の機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生したときに複数の前記第１のアクチュエータに対して圧油を供給可能な第１のバックアップ用油圧ポンプと、前記バックアップ用油圧ポンプとして設けられ、前記第２の舵面が設けられる翼の内部に設置され、前記第２の機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生したときに複数の前記第２のアクチュエータに対して圧油を供給可能な第２のバックアップ用油圧ポンプと、を備えていることを特徴とする。

特許文献１に開示された油圧システムの場合、１つの舵面を駆動する複数のアクチュエータに対しては、機体側に設置された別系統の機体側油圧源からそれぞれ圧油が供給される。このため、１つの舵面を駆動する複数のアクチュエータが設けられる翼内の領域と機体側油圧源が設置された機体との間に、多くの配管系統が必要となる。即ち、機体側油圧源からアクチュエータまで圧油を送るための配管系統と、アクチュエータから排出された油を機体側油圧源まで戻すための配管系統とが、複数の機体側油圧源のそれぞれに対応して、翼内に設置されることが必要となる。このため、配管系統を設置するために必要な翼の内部のスペースの増大を招いてしまうことになる。とくに、薄翼化された翼の内部においては、多くの配管系統を設置するためのスペースを確保することが困難となる。

これに対し、上記の構成によると、第１の舵面を駆動する複数の第１のアクチュエータは、第１の機体側油圧源からの圧油により作動し、第１の機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時には、第１のバックアップ用油圧ポンプからの圧油により作動する。一方、第２の舵面を駆動する複数の第２のアクチュエータは、第２の機体側油圧源からの圧油により作動し、第２の機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時には、第２のバックアップ用油圧ポンプからの圧油により作動する。このため、１つの舵面を駆動する複数のアクチュエータが設けられるそれぞれの翼内の領域と機体側油圧源が設置された機体との間には、１つの機体側油圧源に対応した配管系統のみが設置されることになる。このため、配管系統を設置するために必要な翼の内部のスペースを削減することができる。これにより、薄翼化された翼の内部であっても、配管系統を設置するためのスペースを容易に確保することができる。

本発明によると、１つの舵面を駆動する複数のアクチュエータを備える航空機アクチュエータの油圧システムにおいて、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であって、機体効率の低下を防止できるとともにシステム全体としての発熱を抑制でき、システム構成の小型化を図ることができる。

本発明の実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧システムが適用される航空機の一部を示す模式図である。図１に示す航空機アクチュエータの油圧システムを含む油圧回路を模式的に示す油圧回路図である。航空機アクチュエータの油圧システムの航空機への適用形態に関する変形例を説明するための図であって、航空機の一部を示す模式図である。

以下、本発明を実施するための形態について図面を参照しつつ説明する。尚、本発明の実施形態は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータを有するとともにこのアクチュエータに対して圧油を供給する航空機アクチュエータの油圧システムとして広く適用することができるものである。

図１は、本発明の実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧システム（１、１ａ、１ｂ）が適用される航空機１００の一部を示す模式図である。また、図１では、航空機１００の機体１０１の胴体部分の一部と一対の主翼（１０２ａ、１０２ｂ）とが図示されている。尚、図１の模式図では、各主翼（１０２ａ、１０２ｂ）についての中途部分の図示が省略されている。

主翼１０２ａには、航空機１００の舵面を構成する動翼（操縦翼面）として、エルロン（補助翼）１０３ａが設けられている。同様に、主翼１０２ｂには、航空機１００の舵面を構成する動翼（操縦翼面）として、エルロン（補助翼）１０３ｂが設けられている。そして、図１に例示するように、主翼１０２ａにおけるエルロン１０３ａは、複数（本実施形態では、２つ）のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）によって駆動されるように構成されている。また、主翼１０２ｂにおけるエルロン１０３ｂも、複数（本実施形態では、２つ）のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）によって駆動されるように構成されている。

主翼１０２ａの内部には、エルロン１０３ａを駆動するアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）と、それらのアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油を供給するように構成された油圧装置１２とが設置されている。同様に、主翼１０２ｂの内部には、エルロン１０３ｂを駆動するアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）と、それらのアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油を供給するように構成された油圧装置１２とが設置されている。

そして、本発明の１つの実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧システム１ａ（以下、単に「油圧システム１ａ」とも称する）は、主翼１０２ａの内部に設置された複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）及び油圧装置１２を備えて構成されている。油圧システム１ａは、エルロン１０３ａに対応して設けられている。即ち、油圧システム１ａは、舵面であるエルロン１０３ａを駆動する油圧作動式のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）を有するとともにこれらのアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油を供給する油圧システムとして設けられている。

また、本発明の他の実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧システム１ｂ（以下、単に「油圧システム１ｂ」とも称する）は、主翼１０２ｂの内部に設置された複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）及び油圧装置１２を備えて構成されている。油圧システム１ｂは、エルロン１０３ｂに対応して設けられている。即ち、油圧システム１ｂは、舵面であるエルロン１０３ｂを駆動する油圧作動式のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）を有するとともにこれらのアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油を供給する油圧システムとして設けられている。

また、本発明の更に他の実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧システム１（以下、単に「油圧システム１」とも称する）は、油圧システム１ａ及び油圧システム１ｂを備えて構成されている。このため、油圧システム１は、舵面であるエルロン（１０３ａ、１０３ｂ）のそれぞれを複数で駆動する油圧作動式のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）を各舵面に対応して備えるとともに各舵面に複数で対応するアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油を供給する油圧システムとして設けられている。

本実施形態においては、各主翼（１０２ａ、１０２ｂ）のそれぞれに設置される油圧システム１ａ及び油圧システム１ｂは、同様に構成されたアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）及び油圧装置１２を有しており、同様に構成されている、そこで、以下の説明においては、一方の主翼１０２ａに設置される油圧システム１ａについて説明する。そして、他方の主翼１０２ｂに設置される油圧システム１ｂに関する油圧システム１ａと同様の構成についての説明を省略する。

図２は、エルロン１０３ａに対応して設けられた油圧システム１ａを含む油圧回路を模式的に示す油圧回路図である。図２に示すように、複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）のそれぞれは、エルロン１０３ａに連結されており、エルロン１０３ａを駆動可能なシリンダ機構を備えて構成されている。また、アクチュエータ１１ａには、そのシリンダ機構の作動を制御するための制御弁１７ａが備えられている。同様に、アクチュエータ１１ｂには、そのシリンダ機構の作動を制御するための制御弁１７ｂが備えられている。

そして、アクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）におけるシリンダ機構は、シリンダ１５、ピストン１６ａが設けられたロッド１６、等を備え、シリンダ１５内がピストン１６ａによって２つの油室（１５ａ、１５ｂ）に区画されて構成されている。また、アクチュエータ１１ａにおいては、シリンダ１５における各油室（１５ａ、１５ｂ）は、制御弁１７ａを介して後述の機体側油圧源１０４及びリザーバ回路１０６に対して連通可能に構成されている。また、アクチュエータ１１ｂにおいては、シリンダ１５における各油室（１５ａ、１５ｂ）は、制御弁１７ｂを介して機体側油圧源１０４及びリザーバ回路１０６に対して連通可能に構成されている。尚、油圧システム１ｂにおけるアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）は、後述の機体側油圧源１０５及び機体側油圧源１０５に対応するリザーバ回路（図示せず）に対して連通可能に構成されている。

図１に示す機体側油圧源１０４は、圧油を供給する機体側油圧ポンプ１０４ａ、通過する油を冷却する熱交換器を有して機体側油圧ポンプ１０４ａから供給する圧油を冷却する油冷却装置（図示せず）、等を備えて構成されている。この機体側油圧源１０４は、機体１０１側に（機体１０１の内部に）設置された油圧源として設けられている。

また、図１に示す機体側油圧源１０５も、機体側油圧源１０４と同様に、圧油を供給する機体側油圧ポンプ１０５ａ、通過する油を冷却する熱交換器を有して機体側油圧ポンプ１０５ａから供給する圧油を冷却する油冷却装置（図示せず）、等を備えて構成されている。この機体側油圧源１０５は、機体１０１側に（機体１０１の内部に）設置された油圧源として設けられている。尚、機体側油圧源１０４及び機体側油圧源１０５のそれぞれは、互いに独立した系統として設けられている。

機体側油圧源１０４は、一対のエルロン（１０３ａ、１０３ｂ）のうちの一方のエルロン１０３ａに対応している。機体側油圧源１０４からの圧油が供給されることで、１つの舵面であるエルロン１０３ａを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）が作動する。即ち、機体側油圧源１０４は、エルロン１０３ａに対応する油圧システム１ａにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して、圧油を供給可能に接続されている。そして、機体側油圧源１０４は、エルロン１０３ｂに対応する油圧システム１ｂにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対しては、接続されていない。

一方、機体側油圧源１０５は、一対のエルロン（１０３ａ、１０３ｂ）のうちの他方のエルロン１０３ｂに対応している。機体側油圧源１０５からの圧油が供給されることで、１つの舵面であるエルロン１０３ｂを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）が作動する。即ち、機体側油圧源１０５は、エルロン１０３ｂに対応する油圧システム１ｂにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して、圧油を供給可能に接続されている。そして、機体側油圧源１０５は、エルロン１０３ａに対応する油圧システム１ａにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対しては、接続されていない。

上記のように、本実施形態では、１つの舵面であるエルロン１０３ａを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対しては、同じ機体側油圧源１０４からの圧油が供給される。そして、１つの舵面であるエルロン１０３ｂを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対しては、同じ機体側油圧源１０５からの圧油が供給される。尚、航空機１００においては、機体側油圧源１０４及び機体側油圧源１０５が、エルロン（１０３ａ、１０３ｂ）以外の動翼を駆動するアクチュエータ（図示せず）に対しても圧油を供給するように構成されている。

図２に示すリザーバ回路１０６は、圧油として供給された後にエルロン１０３ａに対応するアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）から排出される油（作動油）が流入して戻るタンク（図示せず）を有するとともに、機体側油圧源１０４に連通するように構成されている。即ち、リザーバ回路１０６は、主翼１０２ａに設置されたアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に接続されるとともに、機体側油圧源１０４に接続されている。これにより、リザーバ回路１０６に戻った油が機体側油圧源１０４で昇圧され、油圧システム１ａのアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に供給される。尚、機体側油圧源１０４から独立した系統として構成された機体側油圧源１０５に対しても、リザーバ回路１０６と同様に設けられてリザーバ回路１０６から独立した系統として構成されるリザーバ回路（図示せず）が連通するように設けられている。

アクチュエータ１１ａの制御弁１７ａは、機体側油圧源１０４に連通する供給通路１０４ｂ及びリザーバ回路１０６に連通する排出通路１０６ａと、アクチュエータ１１ａのシリンダ１５における油室（１５ａ、１５ｂ）との接続状態を切り替えるバルブ機構として設けられている。この制御弁１７ａは、例えば、電気油圧サーボ弁（ＥＨＳＶ）として設けられ、比例的にスプール（図示せず）の位置を切り替え可能に構成されている。そして、制御弁１７ａは、アクチュエータ１１ａの動作を制御するアクチュエータコントローラ１４ａからの指令信号に基づいて駆動される。

また、アクチュエータ１１ｂの制御弁１７ｂは、供給通路１０４ｂ及び排出通路１０６ａと、アクチュエータ１１ｂのシリンダ１５における油室（１５ａ、１５ｂ）との接続状態を切り替えるバルブ機構として設けられている。そして、制御弁１７ｂは、制御弁１７ａと同様に構成され、例えば、電気油圧サーボ弁（ＥＨＳＶ）として設けられ、比例的にスプール（図示せず）の位置を切り替え可能に構成されている。そして、制御弁１７ｂは、アクチュエータ１１ｂの動作を制御するアクチュエータコントローラ１４ｂからの指令信号に基づいて駆動される。

また、制御弁１７ａがアクチュエータコントローラ１４ａからの指令信号に基づいて切り替えられることで、供給通路１０４ｂから油室（１５ａ、１５ｂ）の一方に圧油が供給され、油室（１５ａ、１５ｂ）の他方から排出通路１０６ａに油が排出される。これにより、シリンダ１５に対してロッド１６が変位し、エルロン１０３ａが駆動される。また、図示が省略されているが、アクチュエータ１１ａには、そのシリンダ機構と制御弁１７ａとの間において、油室（１５ａ、１５ｂ）間の連通状態（モード）を切り替えるモード切替弁が設けられている。尚、制御弁１７ｂの作動については、アクチュエータコントローラ１４ｂからの指令信号に基づいて制御弁１７ｂが作動する点を除き、上述した制御弁１７ａと同様であるため、説明を省略する。

尚、アクチュエータコントローラ１４ａは、制御弁１７ａを介してアクチュエータ１１ａのシリンダ機構の作動を制御するコントローラとして設けられている。そして、アクチュエータコントローラ１４ｂは、制御弁１７ｂを介してアクチュエータ１１ｂのシリンダ機構の作動を制御するコントローラとして設けられている。そして、アクチュエータコントローラ１４ａ及びアクチュエータコントローラ１４ｂは、エルロン１０３ａの作動を指令する更に上位のコンピュータであるフライトコントローラ１３からの指令信号に基づいて、アクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）を制御するように構成されている。また、フライトコントローラ１３は、例えば、図示しないＣＰＵ（Central Processing Unit）、メモリ、インターフェース等を備えて構成されている。

次に、油圧システム１ａにおける油圧装置１２について説明する。油圧システム１ａの油圧装置１２は、エルロン１０３ａを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油を供給するように構成されている。油圧装置１２は、主翼１０２ａの内部に設置されている。そして、油圧装置１２は、バックアップ用油圧ポンプ１８、電動モータ１９、ドライバ２０、逆止弁（２１、２２）、リリーフ弁２３、等を備えて構成されている。

バックアップ用油圧ポンプ１８は、主翼１０２ａの内部に配置され、例えば、斜板を有する可変容量式の油圧ポンプとして構成されている。このバックアップ用油圧ポンプ１８は、その吸込み側が排出通路１０６ａに連通するように接続され、その吐出側が逆止弁２１を介して供給通路１０４ｂに圧油を供給可能に連通するように接続されている。

また、バックアップ用油圧ポンプ１８は、機体側油圧源１０４の機能（圧油供給機能）の喪失又は低下が発生したときに複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油を供給可能な油圧ポンプとして設けられている。即ち、バックアップ用油圧ポンプ１８は、機体側油圧源１０４の機体側油圧ポンプ１０４ａの故障或いは油漏れ等によって機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が発生したときに複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に圧油を供給可能に構成されている。

また、本実施形態では、１つのバックアップ用油圧ポンプ１８が、１つの舵面としてのエルロン１０３ａを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油を供給するように構成されている。そして、バックアップ用油圧ポンプ１８の最大吐出圧力の仕様は、同じ出力仕様の２つのアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）がバックアップ用油圧ポンプ１８からの圧油によって同時に駆動される際にエルロン１０３ａを駆動するために必要とされる駆動力を確保可能なように、設定される。

尚、仮に、２つのアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）のうちの一方のみの１つのアクチュエータによってエルロン１０３ａを駆動する際に必要な駆動力を確保するために必要となる油圧ポンプの最大吐出圧力が３０００ｐｓｉ（２０．７ＭＰａ）とする。この場合、バックアップ用油圧ポンプ１８の最大吐出圧力は、同じ出力仕様の２つのアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）がバックアップ用油圧ポンプ１８からの圧油によって同時に駆動されるため、エルロン１０３ａを駆動するために必要とされる駆動力を確保可能なように、１５００ｐｓｉ（１０．３ＭＰａ）に設定されることになる。

また、前述した逆止弁２１は、バックアップ用油圧ポンプ１８から複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）へ向かう方向の油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する逆止弁として設けられている。また、供給通路１０４ｂには、バックアップ用油圧ポンプ１８の吐出側の油路、即ち、逆止弁２１の下流側の油路が接続する箇所の上流側（同油路が接続する箇所よりも機体側油圧ポンプ１０４ａ側）において、逆止弁２２が設けられている。この逆止弁２２は、機体側油圧ポンプ１０４ａから複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）へ向かう方向の油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する逆止弁として設けられている。

また、排出通路１０６ａには、バックアップ用油圧ポンプ１８の吸込み側の油路が接続する箇所の下流側（同油路が接続する箇所よりもリザーバ回路１０６側）において、複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）から排出された油の圧力が上昇した際にリザーバ回路１０６へ圧油を排出するリリーフ弁２３が設けられている。また、このリリーフ弁２３には、供給通路１０４ｂに連通するとともにバネが配置されたパイロット圧室が設けられている。供給通路１０４ｂから供給される圧油の圧力が所定の圧力値よりも低下すると、パイロット圧油として供給通路１０４ｂから上記のパイロット圧室に供給されている圧油の圧力（パイロット圧）も所定の圧力値より低下し、排出通路１０６ａがリリーフ弁２３によって遮断されることになる。

上記のように、油圧装置１２では、上述した逆止弁（２１、２２）及びリリーフ弁２３が設けられていることにより、機体側油圧源１０４の機能の喪失時又は低下時に、複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）から排出された油をリザーバ回路１０６に戻すことなくバックアップ用油圧ポンプ１８で昇圧できる。そして、油圧装置１２では、その昇圧された圧油を複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に供給可能となる。

電動モータ１９は、バックアップ用油圧ポンプ１８とともに主翼１０２ａ内に設置されている。そして、電動モータ１９は、バックアップ用油圧ポンプ１８に対して、カップリング等を介して連結され、このバックアップ用油圧ポンプ１８を駆動するように構成されている。この電動モータ１９は、ドライバ２０を介して、フライトコントローラ１３からの指令信号に基づいて運転状態が制御される。尚、ドライバ２０は、フライトコントローラ１３からの指令信号に基づいて電動モータ１９へ供給される電流及び電動モータ１９の運転速度（回転速度）を制御してこの電動モータ１９を駆動するように構成されている。

尚、フライトコントローラ１３は、機体側油圧源１０４の吐出圧力又は供給通路１０４ｂを通過する圧油の圧力を検知する圧力センサ（図示せず）に対して、その圧力センサで検知された圧力検知信号が入力されるように接続されている。フライトコントローラ１３は、上記の圧力検知信号に基づいて、機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下を検知するように構成されている。そして、フライトコントローラ１３は、機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下を検知すると、ドライバ２０を制御して電動モータ１９を起動し、バックアップ用油圧ポンプ１８の運転を開始させる。これにより、複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対する圧油の供給が行われることになる。

尚、フライトコントローラ１３は、機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が発生したタイミングに加え、更に、航空機１００が離陸態勢に入ったタイミング及び着陸態勢に入ったタイミングでバックアップ用油圧ポンプ１８を起動させるように構成されていてもよい。この場合、離陸段階或いは着陸段階で急激に機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が生じても、既にバックアップ用油圧ポンプ１８は運転されているため安全な飛行を確保することができる。

次に、油圧システム１ａの作動について説明する。機体側油圧源１０４の機能の喪失及び低下が発生していない状態では、バックアップ用油圧ポンプ１８の運転は行われない。この状態では、各アクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）のシリンダ機構に対しては、各制御弁（１７ａ、１７ｂ）を介して機体側油圧源１０４からの圧油が油室（１５ａ、１５ｂ）の一方に供給され、油室（１５ａ、１５ｂ）の他方から油が排出されて制御弁（１７ａ、１７ｂ）を介してリザーバ回路１０６に戻されることになる。また、各アクチュエータコントローラ（１４ａ、１４ｂ）からの指令信号に基づいて各制御弁（１７ａ、１７ｂ）の接続状態が切り替えられることで、圧油の供給及び排出が行われる油室（１５ａ、１５ｂ）の切り替えが行われる。そして、各アクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）の油室（１５ａ、１５ｂ）への圧油の給排が行われることで、各シリンダ１５に対して各ロッド１６が変位して複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）が作動し、エルロン１０３ａが駆動される。

一方、機体側油圧源１０４の機能の喪失及び低下が発生すると、フライトコントローラ１３からの指令信号に基づいて、ドライバ２０が制御されて電動モータ１９の運転が開始され、バックアップ用油圧ポンプ１８の運転が開始される。そして、各アクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）のシリンダ機構に対しては、各制御弁（１７ａ、１７ｂ）を介してバックアップ用油圧ポンプ１８からの圧油が油室（１５ａ、１５ｂ）の一方に供給され、油室（１５ａ、１５ｂ）の他方から圧油が排出されて各制御弁（１７ａ、１７ｂ）を介してバックアップ用油圧ポンプ１８に吸い込まれて昇圧されることになる。また、各アクチュエータコントローラ（１４ａ、１４ｂ）からの指令信号に基づいて各制御弁（１７ａ、１７ｂ）の接続状態が切り替えられることで、圧油の供給及び排出が行われる油室（１５ａ、１５ｂ）の切り替えが行われる。これにより、複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）が作動してエルロン１０３ａが駆動される。

以上説明したように、本実施形態によると、航空機アクチュエータの油圧システム１ａが、同じ機体側油圧源１０４から圧油が供給されるとともに１つの舵面であるエルロン１０３ａを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）を備える油圧システムとして設けられる。そして、この油圧システム１ａでは、機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が発生した場合であっても、主翼１０２ａの内部に設置された１つのバックアップ用油圧ポンプ１８から、複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油が供給され、複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）を駆動することができる。

また、油圧システム１ａによると、１つのエルロン１０３ａを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）が、バックアップ用油圧ポンプ１８から供給される圧油によって同時に駆動される。このため、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時に単独のアクチュエータによって舵面を駆動する従来技術とは異なり、バックアップ用油圧ポンプ１８が低圧の仕様であっても、複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）によって高出力でエルロン１０３ａを駆動することができる。このため、油圧システム１ａにおける油の内部漏洩に伴うバックアップ用油圧ポンプ１８及びそれを駆動する電動モータ１９での仕事量を低減することができる。

ここで、１つのエルロン１０３ａを出力仕様が同じ２つのアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）が駆動する油圧システムの形態を例にとって、バックアップ用油圧ポンプの吐出圧力と油圧システムにおける油の内部漏洩によるエネルギーの損失との関係について説明する。２つのアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）のうちの１つに対して所定の吐出圧力のバックアップ用油圧ポンプで圧油を供給する従来の形態と、２つのアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）の両方に対して上記の所定の吐出圧力の半分の吐出圧力のバックアップ用油圧ポンプ１８で圧油を供給する本実施形態の構成に基づく形態とは、同じ出力でエルロン１０３ａを駆動することができる。一方、油圧システムにおける油の内部漏洩量は、ポンプの吐出圧力の平方根と作動するアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）の数とに比例する。そして、油圧システムでのエネルギーの損失は、油の内部漏洩量とポンプの吐出圧力との積に比例する。このため、本実施形態の構成に基づく形態は、従来の形態と比較すると、油の内部漏洩量については、バックアップ用油圧ポンプ１８の吐出圧力が半減するものの作動するアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）の数が２倍となるため、約１．４１倍程度となる。しかし、本実施形態の構成に基づく形態は、従来の形態と比較すると、バックアップ用油圧ポンプ１８の吐出圧力が半分となるため、油圧システムでのエネルギーの損失は、約０．７１倍程度となる。即ち、エネルギーの損失が、２９％程度低減されることになる。

よって、本実施形態の構成によると、油の内部漏洩に伴う効率の低下が抑制され、油圧システム１ａ全体としての発熱を抑制することができる。そして、本実施形態の構成によると、油圧システム１ａでの発熱が抑制されるため、油圧システム１ａを冷却するために主翼１０２ａ内に設けられる冷却機器の小型化或いは削減を図ることができる。これにより、油圧システム１ａ全体としての小型化を図ることができ、薄翼化された主翼１０２ａの内部に油圧システム１ａを設置することができる。また、冷却機器の小型化或いは削減を図ることができるため、主翼１０２ａの外部の空気を冷却対象の機器まで誘導した後に外部へと排出する冷却機器が不要となる。このため、機体効率の低下も防止されることになる。

従って、本実施形態の構成によると、１つのエルロン１０３ａを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）を備える航空機アクチュエータの油圧システム１ａにおいて、機体側油圧源１０４の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）を駆動可能であって、機体効率の低下を防止できるとともにシステム全体としての発熱を抑制でき、システム構成の小型化を図ることができる。

尚、本実施形態では、油圧システム１ｂも、油圧システム１ａと同様の効果を奏することができる。即ち、本実施形態の構成によると、１つのエルロン１０３ｂを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）を備える航空機アクチュエータの油圧システム１ｂにおいて、機体側油圧源１０５の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）を駆動可能であって、機体効率の低下を防止できるとともにシステム全体としての発熱を抑制でき、システム構成の小型化を図ることができる。

次に、油圧システム１について説明する。油圧システム１は、図１に示すように、油圧システム１ａ及び油圧システム１ｂを含んで構成される。即ち、油圧システム１は、油圧システム１ａにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）、油圧システム１ｂにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）、油圧システム１ａにおける油圧装置１２、油圧システム１ｂにおける油圧装置１２、を備えて構成されている。

油圧システム１ａにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）は、前述のように、１つのエルロン１０３ａを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）として設けられている。そして、油圧システム１ａにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）は、本実施形態における複数の第１のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）を構成している。複数の第１のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）は、本実施形態の第１の機体側油圧１０４を構成する機体側油圧源１０４からの圧油が供給されることで作動し、本実施形態における第１の舵面を構成する１つのエルロン１０３ａを駆動する。

油圧システム１ｂにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）は、前述のように、１つのエルロン１０３ｂを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）として設けられている。そして、油圧システム１ｂにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）は、本実施形態における複数の第２のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）を構成している。複数の第２のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）は、第１の機体側油圧源１０４とは異なる本実施形態の第２の機体側油圧１０５を構成する機体側油圧源１０５からの圧油が供給されることで作動し、第１の舵面であるエルロン１０３ａと対で作動するよう設けられた本実施形態における第２の舵面を構成する１つのエルロン１０３ｂを駆動する。

油圧システム１ａにおける油圧装置１２のバックアップ用油圧ポンプ１８は、本実施形態における第１のバックアップ用油圧ポンプ１８を構成している。この第１のバックアップ用油圧ポンプ１８は、第１の舵面であるエルロン１０３ａが設けられる主翼１０２ａの内部に設置され、第１の機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が発生したときに複数の第１のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油を供給可能に設けられている。

油圧システム１ｂにおける油圧装置１２においても、油圧システム１ａと同様のバックアップ用油圧ポンプ１８が設けられている。そして、油圧システム１ｂにおける油圧装置１２のバックアップ用油圧ポンプ１８は、本実施形態における第２のバックアップ用油圧ポンプ１８を構成している。この第２のバックアップ用油圧ポンプ１８は、第２の舵面であるエルロン１０３ｂが設けられる主翼１０２ｂの内部に設置され、第２の機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下が発生したときに複数の第２のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油を供給可能に設けられている。

以上説明した油圧システム１も、油圧システム１ａ及び油圧システム１ｂと同様の効果を奏することができる。即ち、本実施形態の構成によると、１つのエルロン１０３ａを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）と１つのエルロン１０３ｂを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）とを備える航空機アクチュエータの油圧システム１において、機体側油圧源（１０４、１０５）の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）を駆動可能であって、機体効率の低下を防止できるとともにシステム全体としての発熱を抑制でき、システム構成の小型化を図ることができる。

また、油圧システム１によると、第１の舵面であるエルロン１０３ａを駆動する複数の第１のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）は、第１の機体側油圧源１０４からの圧油により作動し、第１の機体側油圧源１０４の機能の喪失時又は低下時には、第１のバックアップ用油圧ポンプ１８からの圧油により作動する。一方、第２の舵面であるエルロン１０３ｂを駆動する複数の第２のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）は、第２の機体側油圧源１０５からの圧油により作動し、第２の機体側油圧源１０５の機能の喪失時又は低下時には、第２のバックアップ用油圧ポンプ１８からの圧油により作動する。このため、１つの舵面であるエルロン１０３ａ又は１０３ｂを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）が設けられる主翼１０２ａ内又は主翼１０２ｂ内の領域と機体側油圧源（１０４、１０５）が設置された機体１０１との間には、１つの機体側油圧源１０４又は１０５に対応した配管系統のみが設置されることになる。このため、配管系統を設置するために必要な主翼（１０２ａ、１０２ｂ）の内部のスペースを削減することができる。これにより、薄翼化された主翼（１０２ａ、１０２ｂ）の内部であっても、配管系統を設置するためのスペースを容易に確保することができる。

以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は、上述した実施形態に限られるものではなく、特許請求の範囲に記載した限りにおいて様々に変更して実施することができる。例えば、次のような変形例が実施されてもよい。

（１）エレベータ、ラダー、フラッペロン等のエルロン以外の舵面を駆動するアクチュエータを有するとともにこのアクチュエータに対して圧油を供給する航空機アクチュエータの油圧システムが実施されてもよい。例えば、図３に示すような変形例が実施されてもよい。図３は、航空機アクチュエータの油圧システムの航空機１００への適用形態に関する変形例を説明するための図であって、航空機１００の一部を示す模式図である。

図３では、航空機１００の機体１０１の後部と一対の水平尾翼（１０７ａ、１０７ｂ）と垂直尾翼１０９とが図示されている。尚、垂直尾翼１０９については、機体１０１から分離した状態で模式的に示している。図３に示すように、変形例に係る航空機アクチュエータの油圧システム（２、２ａ、２ｂ、３）は、水平尾翼（１０７ａ、１０７ｂ）、垂直尾翼１０９に設置されている。尚、変形例に係る航空機アクチュエータの油圧システム（２、２ａ、２ｂ、３）の説明においては、前述の実施形態と異なる点について説明し、前述の実施形態と同様に構成される要素については、図面において同一の符号を付すことで、又は同一の符号或いは名称を引用することで、説明を省略する。

航空機アクチュエータの油圧システム２ａ（以下、単に「油圧システム２ａ」とも称する）は、前述の実施形態の油圧システム１ａと同様に、複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）及び油圧装置１２を備えて構成されている。但し、油圧システム２ａは、複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）が、水平尾翼１０７ａに設けられた１つの舵面であるエレベータ（昇降舵）１０８ａを駆動するアクチュエータとして構成されている点において、油圧システム１ａとは異なっている。

油圧システム２ａにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）及び油圧装置１２は、水平尾翼１０７ａの内部に設置されている。そして、油圧システム２ａにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）は、１つの機体側油圧源１０４からの圧油が供給される。また、油圧システム２ａにおける油圧装置１２に１つ設けられたバックアップ用油圧ポンプ１８が、１つのエレベータ１０８ａを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油を供給する。

航空機アクチュエータの油圧システム２ｂ（以下、単に「油圧システム２ｂ」とも称する）は、前述の実施形態の油圧システム１ｂと同様に、複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）及び油圧装置１２を備えて構成されている。但し、油圧システム２ｂは、複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）が、水平尾翼１０７ｂに設けられた１つの舵面であるエレベータ（昇降舵）１０８ｂを駆動するアクチュエータとして構成されている点において、油圧システム１ｂとは異なっている。

油圧システム２ｂにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）及び油圧装置１２は、水平尾翼１０７ｂの内部に設置されている。そして、油圧システム２ｂにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）は、１つの機体側油圧源１０５からの圧油が供給される。また、油圧システム２ｂにおける油圧装置１２に１つ設けられたバックアップ用油圧ポンプ１８が、１つのエレベータ１０８ｂを駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油を供給する。

航空機アクチュエータの油圧システム２（以下、単に「油圧システム２」とも称する）は、油圧システム２ａ及び油圧システム２ｂを含んで構成される。即ち、油圧システム２は、油圧システム２ａにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）、油圧システム２ｂにおける複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）、油圧システム２ａにおける油圧装置１２、油圧システム２ｂにおける油圧装置１２、を備えて構成されている。

油圧システム２においては、油圧システム２ａの複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）が、複数の第１のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）を構成している。複数の第１のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）は、第１の機体側油圧１０４を構成する機体側油圧源１０４からの圧油が供給されることで作動し、第１の舵面を構成する１つのエレベータ１０８ａを駆動する。また、油圧システム２においては、油圧システム２ｂの複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）が、複数の第２のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）を構成している。複数の第２のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）は、第１の機体側油圧１０４とは異なる第２の機体側油圧源１０５を構成する機体側油圧源１０５からの圧油が供給されることで作動し、第１の舵面であるエレベータ１０８ａと対で作動するよう設けられた第２の舵面を構成する１つのエレベータ１０８ｂを駆動する。

また、油圧システム２においては、油圧システム２ａにおける油圧装置１２のバックアップ用油圧ポンプ１８が、第１のバックアップ用油圧ポンプ１８を構成している。この第１のバックアップ用油圧ポンプ１８は、第１の舵面であるエレベータ１０８ａが設けられる水平尾翼１０７ａの内部に設置され、第１の機体側油圧源１０４の機能の喪失又は低下が発生したときに複数の第１のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油を供給可能に設けられている。そして、油圧システム２においては、油圧システム２ｂにおける油圧装置１２のバックアップ用油圧ポンプ１８が、第２のバックアップ用油圧ポンプ１８を構成している。この第２のバックアップ用油圧ポンプ１８は、第２の舵面であるエレベータ１０８ｂが設けられる水平尾翼１０７ｂの内部に設置され、第２の機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下が発生したときに複数の第２のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油を供給可能に設けられている。

航空機アクチュエータの油圧システム３（以下、単に「油圧システム３」とも称する）は、前述の実施形態の油圧システム１ｂと同様に、複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）及び油圧装置１２を備えて構成されている。但し、油圧システム３は、複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）が、垂直尾翼１０９に設けられた１つの舵面であるラダー（方向舵）１１０を駆動するアクチュエータとして構成されている点において、油圧システム１ｂとは異なっている。

油圧システム３における複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）及び油圧装置１２は、垂直尾翼１０９の内部に設置されている。そして、油圧システム３における複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）は、１つの機体側油圧源１０５からの圧油が供給される。また、油圧システム３における油圧装置１２に１つ設けられたバックアップ用油圧ポンプ１８が、１つのラダー１１０を駆動する複数のアクチュエータ（１１ａ、１１ｂ）に対して圧油を供給する。

上述の変形例のように、エレベータ、ラダー等のエルロン以外の舵面を駆動するアクチュエータを有するとともにこのアクチュエータに対して圧油を供給する航空機アクチュエータの油圧システムが実施されてもよい。

（２）前述の実施形態では、１つの舵面を駆動するアクチュエータが２つの場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。１つの舵面を駆動するアクチュエータが３つ以上設けられた航空機アクチュエータの油圧システムが実施されてもよい。

（３）航空機アクチュエータの油圧システムと機体側油圧源とを接続する油圧回路形態については、前述の実施形態で例示された形態に限らず、種々変更されて実施されてもよい。また、バックアップ用油圧ポンプと複数のアクチュエータとを接続する油圧回路形態についても、前述の実施形態で例示された形態に限らず、種々変更されて実施されてもよい。

本発明は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータを有するとともにこのアクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧システムとして、広く適用することができるものである。

１航空機アクチュエータの油圧システム
１００航空機
１０１機体
１０２ａ、１０２ｂ主翼（翼）
１０３ａ、１０３ｂエルロン（舵面）
１０４、１０５機体側油圧源
１１ａ、１１ｂアクチュエータ
１８バックアップ用油圧ポンプ

Claims

航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータを有するとともにこのアクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧システムであって、
前記航空機の機体に設置された機体側油圧源からの圧油が供給されることで作動し、１つの前記舵面を駆動する複数の前記アクチュエータと、
前記舵面が設けられる翼の内部に設置され、前記機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生したときに前記アクチュエータに対して圧油を供給可能なバックアップ用油圧ポンプと、
複数の前記アクチュエータのそれぞれに対応して設けられ、それぞれ各アクチュエータを制御する複数の制御弁と、
前記機体側油圧源および前記バックアップ用油圧ポンプと、前記複数の制御弁とを接続する圧油の供給通路とを備え、
１つの前記舵面を駆動する複数の前記アクチュエータに対しては、同じ機体側油圧源からの圧油が供給され、
１つのバックアップ用油圧ポンプが、１つの前記舵面を駆動する複数の前記アクチュエータに対して圧油を供給し、
前記機体側油圧源および前記１つのバックアップ用油圧ポンプからの圧油は、前記供給通路の途中で分岐されて各制御弁に供給されることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧システム。
請求項１に記載の航空機アクチュエータの油圧システムであって、
複数の前記アクチュエータとして設けられ、前記機体側油圧源である第１の機体側油圧源からの圧油が供給されることで作動し、前記舵面として設けられた第１の舵面を駆動する複数の第１のアクチュエータと、
複数の前記アクチュエータとして設けられ、前記第１の機体側油圧源とは異なる前記機体側油圧源である第２の機体側油圧源からの圧油が供給されることで作動し、前記舵面として設けられるとともに前記第１の舵面と対で作動するよう設けられた第２の舵面を駆動する複数の第２のアクチュエータと、
前記バックアップ用油圧ポンプとして設けられ、前記第１の舵面が設けられる翼の内部に設置され、前記第１の機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生したときに複数の前記第１のアクチュエータに対して圧油を供給可能な第１のバックアップ用油圧ポンプと、
前記バックアップ用油圧ポンプとして設けられ、前記第２の舵面が設けられる翼の内部に設置され、前記第２の機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生したときに複数の前記第２のアクチュエータに対して圧油を供給可能な第２のバックアップ用油圧ポンプと、
を備えていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧システム。