JPH07112836B2 - 航空機の油圧操舵装置 - Google Patents
航空機の油圧操舵装置Info
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- JPH07112836B2 JPH07112836B2 JP3143333A JP14333391A JPH07112836B2 JP H07112836 B2 JPH07112836 B2 JP H07112836B2 JP 3143333 A JP3143333 A JP 3143333A JP 14333391 A JP14333391 A JP 14333391A JP H07112836 B2 JPH07112836 B2 JP H07112836B2
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Classifications
-
- 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
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/40—Transmitting means with power amplification using fluid pressure
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
- F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F15B9/00—Servomotors with follow-up action, e.g. obtained by feed-back control, i.e. in which the position of the actuated member conforms with that of the controlling member
- F15B9/02—Servomotors with follow-up action, e.g. obtained by feed-back control, i.e. in which the position of the actuated member conforms with that of the controlling member with servomotors of the reciprocatable or oscillatable type
- F15B9/03—Servomotors with follow-up action, e.g. obtained by feed-back control, i.e. in which the position of the actuated member conforms with that of the controlling member with servomotors of the reciprocatable or oscillatable type with electrical control means
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
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- Fluid-Pressure Circuits (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は航空機の油圧操舵装置
に係り、特に油圧サーボアクチュエータの負荷荷重Ｆと
油圧サーボアクチュエータの作動速度指令Ｖcとから油
圧系統の圧油供給圧力Ｐs を決定し、エネルギ効率のよ
い航空機の油圧操舵装置に関する。
に係り、特に油圧サーボアクチュエータの負荷荷重Ｆと
油圧サーボアクチュエータの作動速度指令Ｖcとから油
圧系統の圧油供給圧力Ｐs を決定し、エネルギ効率のよ
い航空機の油圧操舵装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】一般に航空機等の油圧系統は一定の圧力
油圧制御方式が用いられている。航空機等の油圧系統に
於ては、酣燈社刊「航空学入門・下巻」Ｐ１０４〜Ｐ１
０９に示されている様に、油圧ポンプ及びその圧力制御
方式は定吐出容量形ポンプとリリーフバルブとを組み合
わせた方式と、可変吐出容量ポンプを用いて油圧を一定
値に保つ方式とがある。これに対して、負荷に対応して
油圧を変動させる負荷感応油圧系統の制御方式が提案さ
れている。このような油圧制御方法として、ジャパンマ
シニスト社刊「知りたい油圧・実際編」Ｐ１０１〜１０
８に示されている様なポンプの吐出圧力、流量を負荷圧
力に応じて制御する負荷感応油圧システムがある。一
方、日本特許（公開）昭６０−１４６７９９は、油圧操
舵システムの油圧損失によるエネルギ損を少なくする油
圧操舵システムを提案している。これは油圧ポンプの回
転を電気モータによって速度及び回転方向を制御する事
により、油圧の圧力、流量を負荷の必要に応じて加減す
るものである。
油圧制御方式が用いられている。航空機等の油圧系統に
於ては、酣燈社刊「航空学入門・下巻」Ｐ１０４〜Ｐ１
０９に示されている様に、油圧ポンプ及びその圧力制御
方式は定吐出容量形ポンプとリリーフバルブとを組み合
わせた方式と、可変吐出容量ポンプを用いて油圧を一定
値に保つ方式とがある。これに対して、負荷に対応して
油圧を変動させる負荷感応油圧系統の制御方式が提案さ
れている。このような油圧制御方法として、ジャパンマ
シニスト社刊「知りたい油圧・実際編」Ｐ１０１〜１０
８に示されている様なポンプの吐出圧力、流量を負荷圧
力に応じて制御する負荷感応油圧システムがある。一
方、日本特許（公開）昭６０−１４６７９９は、油圧操
舵システムの油圧損失によるエネルギ損を少なくする油
圧操舵システムを提案している。これは油圧ポンプの回
転を電気モータによって速度及び回転方向を制御する事
により、油圧の圧力、流量を負荷の必要に応じて加減す
るものである。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、一定圧
力油圧制御方式による従来技術と負荷感応油圧システム
による従来技術は次にあげる問題を有している。一定圧
力油圧制御方式による油圧制御は、油圧で作動するアク
チュエータに対して、外部から負荷される荷重は必ずし
も一定ではなく、飛行速度、姿勢、高度等の変化や負荷
に応じて変化する。一定圧力油圧制御方式に於ては、設
定圧力は負荷の最大値に合せて設定する必要がある為、
外部負荷の小さい場合は供給圧力が過大となる。この過
大な分は動力損失として油圧機器の発熱、燃費の低下、
信頼性や寿命の低下等の思わしくない影響が出る。負荷
感応油圧システムによる油圧制御は、油圧系統の構成と
負荷がマッチングした場合は、高い省エネルギー効果が
得られる。しかし、従来の負荷感応油圧システムを航空
機の油圧操舵装置に適用した場合、未解決の問題があっ
た。すなわち、従来の負荷感応油圧システムは、一個の
油圧ポンプに一個のアクチュエータ、または複数の同期
的に作動するアクチュエータを組み合わせたものが一般
的であったが、航空機の油圧制御システムにおいては、
一個の油圧ポンプが供給する油圧によって、それぞれ独
立の負荷、速度で作動する複数の油圧装置を駆動できる
のが好ましい。また、従来の負荷感応油圧システムはメ
ータイン回路によって油圧制御を行うが、メータイン回
路はアクチュエータの制御性（応答性、位置決め精度）
が十分ではなかった。また、アクチュエータ内の停止時
に作動油がシリンダの片側にしか閉じこめられないため
に、作動油の圧縮性によるアクチュエータの位置保持剛
性が低くなる欠点を有している。しかし、航空機の油圧
操舵装置は操作した舵の位置を保持する等の必要があ
り、できる限り高い剛性を有する油圧制御システムが望
まれる。さらに、従来の負荷感応油圧システムは、油圧
によってフィードバック制御を行うため、油圧管路の圧
力損失や、作動油の圧縮、コントロールバルブの性能等
によって油圧制御の応答性、信頼性が低下するおそれが
あった。また、前記油圧ポンプの速度と回転方向を制御
する方式によれば、油圧ポンプの回転方向、回転速度を
負荷の状態に応じて任意に制御する必要があり、航空機
や船舶の様に、ほぼ一定回転速度で、一方向のみに回転
する主エンジンによって油圧ポンプが駆動されているシ
ステムにはこの方式は適用できない。そこで本発明の目
的は、上記従来技術の問題を解決し、航空機等の変動す
る荷重に従って圧油供給圧力を変動させ、エネルギ効率
の高い航空機の油圧操舵装置を提供するものである。
力油圧制御方式による従来技術と負荷感応油圧システム
による従来技術は次にあげる問題を有している。一定圧
力油圧制御方式による油圧制御は、油圧で作動するアク
チュエータに対して、外部から負荷される荷重は必ずし
も一定ではなく、飛行速度、姿勢、高度等の変化や負荷
に応じて変化する。一定圧力油圧制御方式に於ては、設
定圧力は負荷の最大値に合せて設定する必要がある為、
外部負荷の小さい場合は供給圧力が過大となる。この過
大な分は動力損失として油圧機器の発熱、燃費の低下、
信頼性や寿命の低下等の思わしくない影響が出る。負荷
感応油圧システムによる油圧制御は、油圧系統の構成と
負荷がマッチングした場合は、高い省エネルギー効果が
得られる。しかし、従来の負荷感応油圧システムを航空
機の油圧操舵装置に適用した場合、未解決の問題があっ
た。すなわち、従来の負荷感応油圧システムは、一個の
油圧ポンプに一個のアクチュエータ、または複数の同期
的に作動するアクチュエータを組み合わせたものが一般
的であったが、航空機の油圧制御システムにおいては、
一個の油圧ポンプが供給する油圧によって、それぞれ独
立の負荷、速度で作動する複数の油圧装置を駆動できる
のが好ましい。また、従来の負荷感応油圧システムはメ
ータイン回路によって油圧制御を行うが、メータイン回
路はアクチュエータの制御性（応答性、位置決め精度）
が十分ではなかった。また、アクチュエータ内の停止時
に作動油がシリンダの片側にしか閉じこめられないため
に、作動油の圧縮性によるアクチュエータの位置保持剛
性が低くなる欠点を有している。しかし、航空機の油圧
操舵装置は操作した舵の位置を保持する等の必要があ
り、できる限り高い剛性を有する油圧制御システムが望
まれる。さらに、従来の負荷感応油圧システムは、油圧
によってフィードバック制御を行うため、油圧管路の圧
力損失や、作動油の圧縮、コントロールバルブの性能等
によって油圧制御の応答性、信頼性が低下するおそれが
あった。また、前記油圧ポンプの速度と回転方向を制御
する方式によれば、油圧ポンプの回転方向、回転速度を
負荷の状態に応じて任意に制御する必要があり、航空機
や船舶の様に、ほぼ一定回転速度で、一方向のみに回転
する主エンジンによって油圧ポンプが駆動されているシ
ステムにはこの方式は適用できない。そこで本発明の目
的は、上記従来技術の問題を解決し、航空機等の変動す
る荷重に従って圧油供給圧力を変動させ、エネルギ効率
の高い航空機の油圧操舵装置を提供するものである。
【０００４】
【課題を解決するための手段】前記目的を達成する為、
本発明の航空機の油圧操舵装置は、所定回転で駆動され
る可変圧力油圧ポンプと、この吐出油の循環回路に挿入
された油圧サーボアクチュエータと、油圧サーボアクチ
ュエータに作用する負荷検出手段と、この油圧サーボア
クチュエータが所定の位置になるよう位置指令信号を出
力する制御装置とを有する航空機の油圧操舵装置におい
て、前記油圧サーボアクチュエータへの供給圧力Ｐs
を、前記位置指令信号を微分してえられた油圧サーボア
クチュエータの作動速度指令信号をＶc 、前記油圧サー
ボアクチュエータにかかる負荷をＦ、油圧サーボアクチ
ュエータのピストン面積をＡ、前記負荷Ｆが０の時の油
圧サーボアクチュエータの最大作動速度をＶm 、可変圧
力油圧ポンプの最大圧力をＰm 、Ｅを定数として、
本発明の航空機の油圧操舵装置は、所定回転で駆動され
る可変圧力油圧ポンプと、この吐出油の循環回路に挿入
された油圧サーボアクチュエータと、油圧サーボアクチ
ュエータに作用する負荷検出手段と、この油圧サーボア
クチュエータが所定の位置になるよう位置指令信号を出
力する制御装置とを有する航空機の油圧操舵装置におい
て、前記油圧サーボアクチュエータへの供給圧力Ｐs
を、前記位置指令信号を微分してえられた油圧サーボア
クチュエータの作動速度指令信号をＶc 、前記油圧サー
ボアクチュエータにかかる負荷をＦ、油圧サーボアクチ
ュエータのピストン面積をＡ、前記負荷Ｆが０の時の油
圧サーボアクチュエータの最大作動速度をＶm 、可変圧
力油圧ポンプの最大圧力をＰm 、Ｅを定数として、
【０００５】
【数２】 の式で計算し、その値を、現在の圧力と比較して、速度
指令と負荷に応じた吐出圧の指令信号を可変圧力油圧ポ
ンプの吐出圧制御アクチュエータに出力する油圧制御装
置を設けたことを特徴とするものである。
指令と負荷に応じた吐出圧の指令信号を可変圧力油圧ポ
ンプの吐出圧制御アクチュエータに出力する油圧制御装
置を設けたことを特徴とするものである。
【０００６】
【作用】本発明の航空機の油圧操舵装置は、油圧サーボ
アクチュエータの作動速度指令信号Ｖc と油圧サーボア
クチュエータにかかる負荷Ｆとから、その時点における
油圧サーボアクチュエータの操作に必要な圧油の供給圧
力を算出し、この算出された供給圧力となるように可変
圧力油圧ポンプを制御することにより、油圧を操舵に必
要な圧力に維持し、エネルギの利用効率の高い航空機の
油圧操舵装置を得ることができる。また、油圧系統の圧
力を常に高い値に維持する必要がないことにより、長い
寿命の油圧装置を得ることができる。
アクチュエータの作動速度指令信号Ｖc と油圧サーボア
クチュエータにかかる負荷Ｆとから、その時点における
油圧サーボアクチュエータの操作に必要な圧油の供給圧
力を算出し、この算出された供給圧力となるように可変
圧力油圧ポンプを制御することにより、油圧を操舵に必
要な圧力に維持し、エネルギの利用効率の高い航空機の
油圧操舵装置を得ることができる。また、油圧系統の圧
力を常に高い値に維持する必要がないことにより、長い
寿命の油圧装置を得ることができる。
【０００７】
【実施例】図１は本発明の油圧操舵装置を有する航空機
の操縦装置の全体を示している。全体を符号１で示す航
空機の操縦装置は、飛行操縦装置２と、飛行制御装置３
と、油圧操舵装置４と、操舵される舵５とから構成され
ている。飛行操縦装置２はパイロットが飛行状態に応じ
て操縦を行う操縦入力装置６と、この操縦入力装置６の
操作量に応じて操縦信号を発生する操縦信号発生装置７
とをからなる。前記油圧操舵装置４は、油圧制御装置８
と、可変圧力油圧ポンプ９と、油圧サーボアクチュエー
タ１０とから構成されている。前記可変圧力油圧ポンプ
９は、ポンプ本体１１とポンプ吐出圧制御アクチュエー
タ１３とを有している。ポンプは航空機のエンジン又は
モータ１２で駆動される。また、前記油圧サーボアクチ
ュエータ１０は油圧シリンダ１４と、ピストンを構成す
る出力ロッド１５と、油圧シリンダ１４への圧油の供給
を切り換える切換弁１６とから構成されている。可変圧
力油圧ポンプ９と油圧サーボアクチュエータ１０は、油
圧回路１７によって連通され、この油圧回路１７は、圧
油がリザーバ３０から可変圧力油圧ポンプ９を通って油
圧サーボアクチュエータ１０に送られ、使用後に再びリ
ザーバ３０に戻るように構成されている。可変圧力油圧
ポンプ９の吐出側の油圧回路１７には圧力センサ１８が
設けられている。油圧サーボアクチュエータ１０の出力
ロッド１５は、図中に示すように、先端が舵５の一部に
回転可能に連結され、出力ロッド１５の軸方向の移動に
よって舵５が枢動して空気流に対して迎角を変えること
ができるように構成されている。出力ロッド１５には出
力センサ１９が設けられ、出力ロッド５の位置や舵５の
位置を検出できるように構成されている。
の操縦装置の全体を示している。全体を符号１で示す航
空機の操縦装置は、飛行操縦装置２と、飛行制御装置３
と、油圧操舵装置４と、操舵される舵５とから構成され
ている。飛行操縦装置２はパイロットが飛行状態に応じ
て操縦を行う操縦入力装置６と、この操縦入力装置６の
操作量に応じて操縦信号を発生する操縦信号発生装置７
とをからなる。前記油圧操舵装置４は、油圧制御装置８
と、可変圧力油圧ポンプ９と、油圧サーボアクチュエー
タ１０とから構成されている。前記可変圧力油圧ポンプ
９は、ポンプ本体１１とポンプ吐出圧制御アクチュエー
タ１３とを有している。ポンプは航空機のエンジン又は
モータ１２で駆動される。また、前記油圧サーボアクチ
ュエータ１０は油圧シリンダ１４と、ピストンを構成す
る出力ロッド１５と、油圧シリンダ１４への圧油の供給
を切り換える切換弁１６とから構成されている。可変圧
力油圧ポンプ９と油圧サーボアクチュエータ１０は、油
圧回路１７によって連通され、この油圧回路１７は、圧
油がリザーバ３０から可変圧力油圧ポンプ９を通って油
圧サーボアクチュエータ１０に送られ、使用後に再びリ
ザーバ３０に戻るように構成されている。可変圧力油圧
ポンプ９の吐出側の油圧回路１７には圧力センサ１８が
設けられている。油圧サーボアクチュエータ１０の出力
ロッド１５は、図中に示すように、先端が舵５の一部に
回転可能に連結され、出力ロッド１５の軸方向の移動に
よって舵５が枢動して空気流に対して迎角を変えること
ができるように構成されている。出力ロッド１５には出
力センサ１９が設けられ、出力ロッド５の位置や舵５の
位置を検出できるように構成されている。
【０００８】パイロットが前記操縦入力装置６を操作す
ることにより、操縦信号発生装置７は前記操縦入力装置
６の操作に基づいて操縦信号Ａを生成し、これを飛行制
御装置３に送る。飛行制御装置３は他の操縦信号を生成
すると共に、舵５の位置を制御する操舵信号Ｂを生成
し、これを油圧制御装置８に送ると同時に油圧サーボア
クチュエータ１０に送る。油圧制御装置８は、前記操舵
信号Ｂと出力センサ１９からの出力信号Ｃとを受けと
り、これらに基づいてポンプ吐出圧指令信号Ｄを生成
し、これを前記ポンプ吐出圧制御アクチュエータ１３に
送る。ポンプ吐出圧制御アクチュエータ１３は、ポンプ
吐出圧指令信号Ｄに基づいて可変圧力油圧ポンプ９の吐
出圧を制御し、油圧サーボアクチュエータ１０に指令さ
れた圧力の油圧を送る。
ることにより、操縦信号発生装置７は前記操縦入力装置
６の操作に基づいて操縦信号Ａを生成し、これを飛行制
御装置３に送る。飛行制御装置３は他の操縦信号を生成
すると共に、舵５の位置を制御する操舵信号Ｂを生成
し、これを油圧制御装置８に送ると同時に油圧サーボア
クチュエータ１０に送る。油圧制御装置８は、前記操舵
信号Ｂと出力センサ１９からの出力信号Ｃとを受けと
り、これらに基づいてポンプ吐出圧指令信号Ｄを生成
し、これを前記ポンプ吐出圧制御アクチュエータ１３に
送る。ポンプ吐出圧制御アクチュエータ１３は、ポンプ
吐出圧指令信号Ｄに基づいて可変圧力油圧ポンプ９の吐
出圧を制御し、油圧サーボアクチュエータ１０に指令さ
れた圧力の油圧を送る。
【０００９】図２は油圧サーボアクチュエータ１０の一
例による具体的な作動をを示している。図２の例による
油圧サーボアクチュエータ１０の出力ロッド１５は、舵
５に対して反対側の端部において固定部材に枢動可能に
連結されている。油圧シリンダ１４は舵５の側の端部に
おいて舵５の一部に回動可能に連結されている。舵５
は、舵面の前縁部において固定部材に枢動可能に連結さ
れている。切換弁１６は、切換シリンダ２０と、二つの
弁体を有し前記切換シリンダ２０の内部で摺動するスプ
ール２１とから構成されている。切換シリンダ２０の壁
体には５つの孔が設けられ、スプール２１が中立の位置
にあるとき、切換シリンダ２０の孔がスプール２１の弁
体によって塞がれ、油圧シリンダ１４への圧油の供給が
遮断されるように構成されている。いま仮にスプール２
１を図中に示す方向Ｍ1 に摺動させたとすると、圧油は
図中の矢印に示すように切換弁１６を通ってシリンダ室
２２に流れ込み、同時にシリンダ室２３に中にあった圧
油は切換弁１６を通って油圧回路１７に流れ出る。この
結果、油圧シリンダ１４は図中に示す方向Ｍ2 に移動
し、これに伴って油圧シリンダ１４と回動可能に連結さ
れた舵５の部分は図中に示す方向Ｒ1 に回動し、舵５の
後縁部分は図中に示す方向Ｒ2 に枢動する。スプール２
１を逆の方向に移動させれば、圧油が上記と反対の方向
に流れ、舵５が上記と反対の方向に移動するのは明らか
である。
例による具体的な作動をを示している。図２の例による
油圧サーボアクチュエータ１０の出力ロッド１５は、舵
５に対して反対側の端部において固定部材に枢動可能に
連結されている。油圧シリンダ１４は舵５の側の端部に
おいて舵５の一部に回動可能に連結されている。舵５
は、舵面の前縁部において固定部材に枢動可能に連結さ
れている。切換弁１６は、切換シリンダ２０と、二つの
弁体を有し前記切換シリンダ２０の内部で摺動するスプ
ール２１とから構成されている。切換シリンダ２０の壁
体には５つの孔が設けられ、スプール２１が中立の位置
にあるとき、切換シリンダ２０の孔がスプール２１の弁
体によって塞がれ、油圧シリンダ１４への圧油の供給が
遮断されるように構成されている。いま仮にスプール２
１を図中に示す方向Ｍ1 に摺動させたとすると、圧油は
図中の矢印に示すように切換弁１６を通ってシリンダ室
２２に流れ込み、同時にシリンダ室２３に中にあった圧
油は切換弁１６を通って油圧回路１７に流れ出る。この
結果、油圧シリンダ１４は図中に示す方向Ｍ2 に移動
し、これに伴って油圧シリンダ１４と回動可能に連結さ
れた舵５の部分は図中に示す方向Ｒ1 に回動し、舵５の
後縁部分は図中に示す方向Ｒ2 に枢動する。スプール２
１を逆の方向に移動させれば、圧油が上記と反対の方向
に流れ、舵５が上記と反対の方向に移動するのは明らか
である。
【００１０】以下に前記操舵信号Ｂと出力信号Ｃとによ
って、ポンプ吐出圧指令信号を生成する方法について説
明する。油圧を用いる油圧サーボアクチュエータの推
力、作動速度は供給圧力と下式の関係がある。
って、ポンプ吐出圧指令信号を生成する方法について説
明する。油圧を用いる油圧サーボアクチュエータの推
力、作動速度は供給圧力と下式の関係がある。
【００１１】
【数３】 ここで Ａ ；ピストン面積 Ｘa ；油圧サーボアクチュエータの位置 Ｘ′a ；Ｘa を微分した油圧サーボアクチュエータの出
力速度 Ｘv ；バルブ開度 Ｋv ；定数 Ｐs ；供給圧力（アクチュエータの高圧側Ｐ1 と低圧側
Ｐ2 の差圧） Ｆ ；負荷荷重（＝推力） (1) 式を整理して下式を得る。 Ｐs ＝｛（Ａ・Ｘ′a ）／（Ｋv ・Ｘv ）｝2 ＋Ｆ／Ａ……………(2) 一方、バルブ開度が最大（Ｘv ＝Ｘv max ）、供給圧力
が最大（Ｐs ＝Ｐs max ）、推力がない時（Ｆ＝０）、
アクチュエータは最大速度 （Ｘ′a ＝Ｘ′a max ）が
得られるから、(1) 式にこれらの値を代入すると、次の
関係が得られる。
力速度 Ｘv ；バルブ開度 Ｋv ；定数 Ｐs ；供給圧力（アクチュエータの高圧側Ｐ1 と低圧側
Ｐ2 の差圧） Ｆ ；負荷荷重（＝推力） (1) 式を整理して下式を得る。 Ｐs ＝｛（Ａ・Ｘ′a ）／（Ｋv ・Ｘv ）｝2 ＋Ｆ／Ａ……………(2) 一方、バルブ開度が最大（Ｘv ＝Ｘv max ）、供給圧力
が最大（Ｐs ＝Ｐs max ）、推力がない時（Ｆ＝０）、
アクチュエータは最大速度 （Ｘ′a ＝Ｘ′a max ）が
得られるから、(1) 式にこれらの値を代入すると、次の
関係が得られる。
【００１２】
【数４】 (3) 式を(2) 式に代入して整理すると次式が得られる。 Ｐs ＝（Ｘ′a ／Ｘ′a max ）2 ・（Ｘv max ／Ｘv ）2 ・Ｐs max ＋Ｆ／Ａ ………(4) (4) 式が油圧サーボアクチュエータを有する油圧系統で
必要な供給圧力Ｐs を求める基礎式である。(4) 式にお
いて（Ｘv max ／Ｘv ）は操縦システムから制御するパ
ラメータであり、油圧システムからの制御は行なわない
ので定数とする。すなわち、 （Ｘv max ／Ｘv ）2 ＝Ｅ （Ｅは定数） 定数ＥはＸv ＝Ｘv max のときにはＥ＝１となり、バル
ブが閉じたときにはＸv →０でＥ→∞となり、バルブの
開度によって変化する。通常、操縦システムの応答性能
を考慮して、Ｅ＝１として油圧圧力の制御を行って良
い。但し、適用するシステムに応じてシステムの特性に
適合性の良い定数をとる事ができる。油圧サーボアクチ
ュエータの出力速度Ｘ′a の代りに、油圧サーボアクチ
ュエータの作動速度指令信号Ｖc を用いることにより、
希望する油圧サーボアクチュエータの作動速度を得る事
ができる。以上より(4) 式は次の様に表わされる。
必要な供給圧力Ｐs を求める基礎式である。(4) 式にお
いて（Ｘv max ／Ｘv ）は操縦システムから制御するパ
ラメータであり、油圧システムからの制御は行なわない
ので定数とする。すなわち、 （Ｘv max ／Ｘv ）2 ＝Ｅ （Ｅは定数） 定数ＥはＸv ＝Ｘv max のときにはＥ＝１となり、バル
ブが閉じたときにはＸv →０でＥ→∞となり、バルブの
開度によって変化する。通常、操縦システムの応答性能
を考慮して、Ｅ＝１として油圧圧力の制御を行って良
い。但し、適用するシステムに応じてシステムの特性に
適合性の良い定数をとる事ができる。油圧サーボアクチ
ュエータの出力速度Ｘ′a の代りに、油圧サーボアクチ
ュエータの作動速度指令信号Ｖc を用いることにより、
希望する油圧サーボアクチュエータの作動速度を得る事
ができる。以上より(4) 式は次の様に表わされる。
【００１３】
【数５】 ここで、Ｖm （＝Ｘ′a max ）は油圧サーボアクチュエ
ータの最大出力速度である。(5) 式に於て変数はＶc
（油圧サーボアクチュエータの作動速度指令）と、Ｆ
（油圧サーボアクチュエータの負荷荷重）の２個であ
り、この２変数でその時点の油圧系統に必要な供給圧力
を求めることができる。
ータの最大出力速度である。(5) 式に於て変数はＶc
（油圧サーボアクチュエータの作動速度指令）と、Ｆ
（油圧サーボアクチュエータの負荷荷重）の２個であ
り、この２変数でその時点の油圧系統に必要な供給圧力
を求めることができる。
【００１４】必要油圧圧力を得る為には(5) 式により計
算する。基本的な計算の流れを図３に示す。飛行操縦装
置２においてパイロットの操作が行われ（ステップ１０
０）、次に飛行制御装置３において油圧サーボアクチュ
エータの位置Ｘc が設定され（ステップ１０１）、次に
油圧制御装置８によって前記Ｘc が微分される（ステッ
プ１０２）。一方、出力センサ１９によって油圧サーボ
アクチュエータの位置Ｘa が検出され（ステップ１０
３）、この油圧サーボアクチュエータの位置Ｘa に基づ
いて、あるいは直接的に油圧サーボアクチュエータの負
荷荷重Ｆが検出され（ステップ１０４）、油圧制御装置
８によってＦ／Ａが算出される（ステップ１０５）。前
記ステップ１０２で算出されたＶc とステップ１０５で
算出された Ｆ／Ａとから油圧サーボアクチュエータへ
の供給圧力Ｐs が算出され（ステップ１０６）、次に前
記Ｐs に基づいて油圧ポンプの吐出圧が算出される（ス
テップ１０７）。
算する。基本的な計算の流れを図３に示す。飛行操縦装
置２においてパイロットの操作が行われ（ステップ１０
０）、次に飛行制御装置３において油圧サーボアクチュ
エータの位置Ｘc が設定され（ステップ１０１）、次に
油圧制御装置８によって前記Ｘc が微分される（ステッ
プ１０２）。一方、出力センサ１９によって油圧サーボ
アクチュエータの位置Ｘa が検出され（ステップ１０
３）、この油圧サーボアクチュエータの位置Ｘa に基づ
いて、あるいは直接的に油圧サーボアクチュエータの負
荷荷重Ｆが検出され（ステップ１０４）、油圧制御装置
８によってＦ／Ａが算出される（ステップ１０５）。前
記ステップ１０２で算出されたＶc とステップ１０５で
算出された Ｆ／Ａとから油圧サーボアクチュエータへ
の供給圧力Ｐs が算出され（ステップ１０６）、次に前
記Ｐs に基づいて油圧ポンプの吐出圧が算出される（ス
テップ１０７）。
【００１５】この方式をそのまま実際の油圧システムに
適用する為には次の様な問題があり、それを解決する技
術について説明する。(5) 式によって計算した油圧の供
給圧力は頻繁に変る操舵速度の影響をうけ、頻繁にその
大きさを変える。そのため、ポンプの吐出圧力は高いサ
イクルで上下する。このことにより、油圧系統内に圧力
変動が短いサイクルで発生し、油圧機器、配管に疲労等
の問題を起す可能性もある。また、吐出圧力を変更する
ことにより、可変圧力油圧ポンプ９の部品の摩耗や疲労
が進みその寿命が短くなる。本発明においては上記の問
題を解決する為に、「圧力段階制御」と「圧力ピーク保
持制御」との２つの制御方法を用いる。
適用する為には次の様な問題があり、それを解決する技
術について説明する。(5) 式によって計算した油圧の供
給圧力は頻繁に変る操舵速度の影響をうけ、頻繁にその
大きさを変える。そのため、ポンプの吐出圧力は高いサ
イクルで上下する。このことにより、油圧系統内に圧力
変動が短いサイクルで発生し、油圧機器、配管に疲労等
の問題を起す可能性もある。また、吐出圧力を変更する
ことにより、可変圧力油圧ポンプ９の部品の摩耗や疲労
が進みその寿命が短くなる。本発明においては上記の問
題を解決する為に、「圧力段階制御」と「圧力ピーク保
持制御」との２つの制御方法を用いる。
【００１６】図４（ａ）は計算によって求まった油圧サ
ーボアクチュエータへの供給圧力Ｐs の値を時間の経過
と共に示している。図４（ｂ）は圧力段階制御によって
変換された前記Ｐs の値を時間の経過と共に示してい
る。「圧力段階制御」とは、図４（ｂ）に示すように、
圧力レンジを何段階かに区切り（図ではＰ1 、Ｐ2 、Ｐ
3 の３段階）、Ｐsを実線で示したように段階的に変化
させ、各段階内での圧力の変動を吸収するものである。
一方「圧力ピーク保持制御」とは、圧力変更の頻度を下
げるため、上昇した圧力を一定時間保持するようにする
ものである。
ーボアクチュエータへの供給圧力Ｐs の値を時間の経過
と共に示している。図４（ｂ）は圧力段階制御によって
変換された前記Ｐs の値を時間の経過と共に示してい
る。「圧力段階制御」とは、図４（ｂ）に示すように、
圧力レンジを何段階かに区切り（図ではＰ1 、Ｐ2 、Ｐ
3 の３段階）、Ｐsを実線で示したように段階的に変化
させ、各段階内での圧力の変動を吸収するものである。
一方「圧力ピーク保持制御」とは、圧力変更の頻度を下
げるため、上昇した圧力を一定時間保持するようにする
ものである。
【００１７】図５（ａ）は前記「圧力段階制御」によっ
て制御したＰｓの経時変化を示している。「圧力段階制
御」では、計算されたＰｓが圧力レンジの境界近くで上
下するときは、図中の実線に示すように、制御されたＰ
ｓはＰ２とＰ３との間で短時間で激しく変動する。これ
に対し、図５（ｂ）は図５（ａ）のＰｓを「圧力ピーク
保持制御」によって制御したＰｓの経時変化を示してい
る。「圧力ピーク保持制御」では、上昇したＰｓをその
ピーク時の経過から所定時間そのピークの時のＰｓを保
持するのである。図５（ｂ）に示すように、計算された
Ｐｓの圧力の上昇については時間遅れなしでＰｓを上昇
させ、計算されたＰｓの圧力が下降する時は一定時間Ｔ
の遅れ（保持時間）を置いて下降させる。この結果、制
御されたＰｓは図５（ｂ）の実線に示すように、圧力変
動が少なくなる。このことにより、航空機の危険回避等
の緊急操作時に、圧力を素早く上げ高い応答を得て安全
を確保するとともに、圧力降下によって圧力が頻繁に変
動し、油圧装置に対する悪影響を防止することができ
る。
て制御したＰｓの経時変化を示している。「圧力段階制
御」では、計算されたＰｓが圧力レンジの境界近くで上
下するときは、図中の実線に示すように、制御されたＰ
ｓはＰ２とＰ３との間で短時間で激しく変動する。これ
に対し、図５（ｂ）は図５（ａ）のＰｓを「圧力ピーク
保持制御」によって制御したＰｓの経時変化を示してい
る。「圧力ピーク保持制御」では、上昇したＰｓをその
ピーク時の経過から所定時間そのピークの時のＰｓを保
持するのである。図５（ｂ）に示すように、計算された
Ｐｓの圧力の上昇については時間遅れなしでＰｓを上昇
させ、計算されたＰｓの圧力が下降する時は一定時間Ｔ
の遅れ（保持時間）を置いて下降させる。この結果、制
御されたＰｓは図５（ｂ）の実線に示すように、圧力変
動が少なくなる。このことにより、航空機の危険回避等
の緊急操作時に、圧力を素早く上げ高い応答を得て安全
を確保するとともに、圧力降下によって圧力が頻繁に変
動し、油圧装置に対する悪影響を防止することができ
る。
【００１８】航空機等の油圧系統は、降着装置の揚降、
フラップの作動、エレベータ、エルロン、ラダー等の各
々異なった複数のアクチュエータへ油圧を供給してお
り、各々の作動対象が異なったレベルの最適圧力を持っ
ている。この複数の制御対象に対し、異なった油圧供給
圧力を選定する方式に工夫を要す。この問題を解決する
ために「作動対象選別ロジック」による油圧供給圧力の
制御方法がある。
フラップの作動、エレベータ、エルロン、ラダー等の各
々異なった複数のアクチュエータへ油圧を供給してお
り、各々の作動対象が異なったレベルの最適圧力を持っ
ている。この複数の制御対象に対し、異なった油圧供給
圧力を選定する方式に工夫を要す。この問題を解決する
ために「作動対象選別ロジック」による油圧供給圧力の
制御方法がある。
【００１９】上記「作動対象選別ロジック」による油圧
供給圧力の制御方法とは、油圧作動対象の油圧装置を、
計算によって油圧供給圧力を決定する計算決定油圧装置
群と、一義的に油圧供給圧力を決定するＯＮ−ＯＦＦ油
圧装置群の２つのグループに分割する。前記計算決定油
圧装置群には、常時操作を行う必要がある舵面アクチュ
エータ等があり、前記ＯＮ−ＯＦＦ油圧装置群には降着
装置、ブレーキ、フラップ等の間欠作動する油圧装置が
ある。計算決定油圧装置群の油圧の供給圧力は、計算に
よって求め、さらに上記の制御方法等によって求まる値
を採択する。ＯＮ−ＯＦＦ油圧装置群の油圧の供給圧力
は、いずれかのＯＮ−ＯＦＦ油圧装置が作動する場合
は、ＯＮ−ＯＦＦ油圧装置群としての最大供給油圧（間
欠作動時供給油圧Ｐｓ ｍａｘ）を、いずれのＯＮ−Ｏ
ＦＦ油圧装置も作動しない場合は、ＯＮ−ＯＦＦ油圧装
置群としての最小供給油圧（不作動時供給油圧Ｐｓ ｍ
ｉｎ）を供給するようにする。
供給圧力の制御方法とは、油圧作動対象の油圧装置を、
計算によって油圧供給圧力を決定する計算決定油圧装置
群と、一義的に油圧供給圧力を決定するＯＮ−ＯＦＦ油
圧装置群の２つのグループに分割する。前記計算決定油
圧装置群には、常時操作を行う必要がある舵面アクチュ
エータ等があり、前記ＯＮ−ＯＦＦ油圧装置群には降着
装置、ブレーキ、フラップ等の間欠作動する油圧装置が
ある。計算決定油圧装置群の油圧の供給圧力は、計算に
よって求め、さらに上記の制御方法等によって求まる値
を採択する。ＯＮ−ＯＦＦ油圧装置群の油圧の供給圧力
は、いずれかのＯＮ−ＯＦＦ油圧装置が作動する場合
は、ＯＮ−ＯＦＦ油圧装置群としての最大供給油圧（間
欠作動時供給油圧Ｐｓ ｍａｘ）を、いずれのＯＮ−Ｏ
ＦＦ油圧装置も作動しない場合は、ＯＮ−ＯＦＦ油圧装
置群としての最小供給油圧（不作動時供給油圧Ｐｓ ｍ
ｉｎ）を供給するようにする。
【００２０】対象選別ロジックのフローチャートを図６
に示す。図中に示すように、計算決定油圧装置群につい
ては計算によって油圧供給圧力を算出し、ＯＮ−ＯＦＦ
油圧装置群については作動状態にある油圧装置の有無に
よって油圧供給圧力（Ｐs max 又はＰs min ）を選択す
る。上記計算決定油圧装置群の油圧とＯＮ−ＯＦＦ油圧
装置群の油圧とから、油圧の最大値が選択され、選択さ
れた油圧に対して圧力段階処理と圧力ピーク保持処理と
が行なわれ、最終的に油圧系統全体の圧油供給圧力が決
定される。
に示す。図中に示すように、計算決定油圧装置群につい
ては計算によって油圧供給圧力を算出し、ＯＮ−ＯＦＦ
油圧装置群については作動状態にある油圧装置の有無に
よって油圧供給圧力（Ｐs max 又はＰs min ）を選択す
る。上記計算決定油圧装置群の油圧とＯＮ−ＯＦＦ油圧
装置群の油圧とから、油圧の最大値が選択され、選択さ
れた油圧に対して圧力段階処理と圧力ピーク保持処理と
が行なわれ、最終的に油圧系統全体の圧油供給圧力が決
定される。
【００２１】次に油圧サーボアクチュエータ１０の負荷
荷重Ｆの値を算出する方法について説明する。(5) 式に
於て油圧の供給圧力を決定するために必要な観測パラメ
ータはＦ（油圧サーボアクチュエータ負荷荷重）とＶc
（油圧サーボアクチュエータの作動速度指令信号）の２
つである。このうちＦの測定には舵面アクチュエータ又
はその取り付け部にロードセル等の荷重計測装置を取り
付ける事が正確な値を知る上で有効であるが、重量、容
積の点で不利である。そこで、ロードセル等を付加する
事なくＦを間接的に推定できる負荷荷重推定方法があ
る。油圧サーボアクチュエータにかかる外部荷重Ｆの概
略値は下式で表わされる。 Ｆ＝ρ・Ｖ2 ・Ｇ・Ｓ・Ｃ（Ｃｈα・α＋Ｃｈδ・δ＋Ｃho）／２ …(6) Ｆ；油圧サーボアクチュエータの負荷荷重 ρ；空気密度 Ｖ；飛行速度 Ｇ；定数 Ｓ；舵面面積 Ｃ；舵面の翼弦長 Ｃｈα；ヒンジモーメント微係数（迎角成分） Ｃｈδ；ヒンジモーメント微係数（舵角成分） Ｃｈｏ；ヒンジモーメント微係数 α；迎角 δ；舵角
荷重Ｆの値を算出する方法について説明する。(5) 式に
於て油圧の供給圧力を決定するために必要な観測パラメ
ータはＦ（油圧サーボアクチュエータ負荷荷重）とＶc
（油圧サーボアクチュエータの作動速度指令信号）の２
つである。このうちＦの測定には舵面アクチュエータ又
はその取り付け部にロードセル等の荷重計測装置を取り
付ける事が正確な値を知る上で有効であるが、重量、容
積の点で不利である。そこで、ロードセル等を付加する
事なくＦを間接的に推定できる負荷荷重推定方法があ
る。油圧サーボアクチュエータにかかる外部荷重Ｆの概
略値は下式で表わされる。 Ｆ＝ρ・Ｖ2 ・Ｇ・Ｓ・Ｃ（Ｃｈα・α＋Ｃｈδ・δ＋Ｃho）／２ …(6) Ｆ；油圧サーボアクチュエータの負荷荷重 ρ；空気密度 Ｖ；飛行速度 Ｇ；定数 Ｓ；舵面面積 Ｃ；舵面の翼弦長 Ｃｈα；ヒンジモーメント微係数（迎角成分） Ｃｈδ；ヒンジモーメント微係数（舵角成分） Ｃｈｏ；ヒンジモーメント微係数 α；迎角 δ；舵角
【００２２】図７に(6) 式によって油圧サーボアクチュ
エータの負荷荷重Ｆを求める流れ図を示す。(6) 式のう
ち飛行速度（Ｖ），迎角（α），舵角（δ）の３変数に
ついて航空機に備えられたセンサによってモニタしてい
るのが普通であり特別な装置を付加する事なく知る事が
できる。又、空気密度（ρ）は同様に高度と温度から知
る事ができる。ヒンジモーメント微係数（Ｃｈα，Ｃ
ｈδ，Ｃｈｏ）は一定ではなく飛行速度やα，δによっ
て変化するが、これは表の形で計算機に記憶させてお
く。Ｇ，Ｓ，Ｃは定数である。この様にモニタした値
と、表の値と、定数とを用いて(6) 式によって油圧サー
ボアクチュエータに必要な負荷荷重Ｆを求めることがで
きる。また、(6) 式に従って計算せずに速度（Ｖ），舵
角（δ），迎角（α）の全部又は一部を用いて大まかな
負荷Ｆを推定する簡略法は計算所要時間の短縮を図る上
で有効である。多くの航空機で用いられる全浮動式のス
タビレータを考えると(6) 式は
エータの負荷荷重Ｆを求める流れ図を示す。(6) 式のう
ち飛行速度（Ｖ），迎角（α），舵角（δ）の３変数に
ついて航空機に備えられたセンサによってモニタしてい
るのが普通であり特別な装置を付加する事なく知る事が
できる。又、空気密度（ρ）は同様に高度と温度から知
る事ができる。ヒンジモーメント微係数（Ｃｈα，Ｃ
ｈδ，Ｃｈｏ）は一定ではなく飛行速度やα，δによっ
て変化するが、これは表の形で計算機に記憶させてお
く。Ｇ，Ｓ，Ｃは定数である。この様にモニタした値
と、表の値と、定数とを用いて(6) 式によって油圧サー
ボアクチュエータに必要な負荷荷重Ｆを求めることがで
きる。また、(6) 式に従って計算せずに速度（Ｖ），舵
角（δ），迎角（α）の全部又は一部を用いて大まかな
負荷Ｆを推定する簡略法は計算所要時間の短縮を図る上
で有効である。多くの航空機で用いられる全浮動式のス
タビレータを考えると(6) 式は
【００２３】
【数６】 エルロン、ラダー等の固定部のある舵面の場合は
【００２４】
【数７】 で表わされる。(7) 式、(8) 式に於て、α又はδのとり
得る値は前もって解っているので、飛行速度に関連して
予め負荷荷重を設定しておく事により、簡便にアクチュ
エータ負荷荷重Ｆが得られる。この負荷荷重簡略推定方
式を図８に示す。
得る値は前もって解っているので、飛行速度に関連して
予め負荷荷重を設定しておく事により、簡便にアクチュ
エータ負荷荷重Ｆが得られる。この負荷荷重簡略推定方
式を図８に示す。
【００２５】図８に示すように油圧サーボアクチュエー
タの負荷荷重Ｆを求める簡略の方法として、３つの方法
がある。図中符号５０は航空機のセンサによって飛行速
度Ｖを検出し、この飛行速度Ｖと対応する非連続なＦの
グラフからＦの値を推定する第１の推定方法を示してい
る。符号５１は、飛行速度Ｖと対応する連続的に変化す
るＦのグラフからＦの値を推定する第２の推定方法を示
している。符号５２は飛行速度Ｖと舵の迎角αと舵角δ
とからＦの値を推定する第３の推定方法を示している。
タの負荷荷重Ｆを求める簡略の方法として、３つの方法
がある。図中符号５０は航空機のセンサによって飛行速
度Ｖを検出し、この飛行速度Ｖと対応する非連続なＦの
グラフからＦの値を推定する第１の推定方法を示してい
る。符号５１は、飛行速度Ｖと対応する連続的に変化す
るＦのグラフからＦの値を推定する第２の推定方法を示
している。符号５２は飛行速度Ｖと舵の迎角αと舵角δ
とからＦの値を推定する第３の推定方法を示している。
【００２６】
【発明の効果】本発明の航空機の油圧操舵装置は、油圧
サーボアクチュエータの作動速度指令信号をＶc とその
負荷荷重Ｆとから、舵の負荷に応じた油圧供給圧力を供
給する事により、状態の変化に応じたきめの細い圧力制
御が可能であり、今まで熱となって外部へ捨てられてい
たエネルギを大幅に節約することができる。その結果、
燃費節約ができるほか、圧力や作動油、機器温度の平均
値が低減できる事による寿命、信頼性の増加、冷却器の
除去又は容量縮少による軽量化、省スペースが図れる。
サーボアクチュエータの作動速度指令信号をＶc とその
負荷荷重Ｆとから、舵の負荷に応じた油圧供給圧力を供
給する事により、状態の変化に応じたきめの細い圧力制
御が可能であり、今まで熱となって外部へ捨てられてい
たエネルギを大幅に節約することができる。その結果、
燃費節約ができるほか、圧力や作動油、機器温度の平均
値が低減できる事による寿命、信頼性の増加、冷却器の
除去又は容量縮少による軽量化、省スペースが図れる。
【００３１】また、本発明の航空機の油圧操舵装置によ
れば、一つの油圧制御装置と一つの油圧ポンプによって
複数の油圧サーボアクチュエータと油圧装置を非同期的
に駆動・制御することができるので、航空機に好適な負
荷感応型の油圧操舵装置を得ることができる。さらに、
本発明の航空機の油圧操舵装置によれば、切換弁と油圧
サーボアクチュエータによって油圧装置を駆動・制御す
るので、油圧サーボアクチュエータのシリンダーの両圧
力室内に常に作動油が存在し、操作した航空機の舵等の
油圧装置を高い剛性で保持できる。また、本発明の航空
機の油圧操舵装置は、電気信号によって油圧制御を行う
ので、従来の油圧によるフィードバック制御にように、
長い油圧管路の圧力損失・作動油の圧縮等によって油圧
制御の応答性・信頼性が低下することがない。
れば、一つの油圧制御装置と一つの油圧ポンプによって
複数の油圧サーボアクチュエータと油圧装置を非同期的
に駆動・制御することができるので、航空機に好適な負
荷感応型の油圧操舵装置を得ることができる。さらに、
本発明の航空機の油圧操舵装置によれば、切換弁と油圧
サーボアクチュエータによって油圧装置を駆動・制御す
るので、油圧サーボアクチュエータのシリンダーの両圧
力室内に常に作動油が存在し、操作した航空機の舵等の
油圧装置を高い剛性で保持できる。また、本発明の航空
機の油圧操舵装置は、電気信号によって油圧制御を行う
ので、従来の油圧によるフィードバック制御にように、
長い油圧管路の圧力損失・作動油の圧縮等によって油圧
制御の応答性・信頼性が低下することがない。
【００３２】さらに航空機の油圧ポンプ等の様に、主エ
ンジンの補器として駆動され、その補器のみの都合によ
って回転数制御のできない油圧ポンプにも適用できる。
ンジンの補器として駆動され、その補器のみの都合によ
って回転数制御のできない油圧ポンプにも適用できる。
【図１】本発明による航空機の油圧操舵装置を用いた操
縦装置を示した構成図。
縦装置を示した構成図。
【図２】本発明による航空機の油圧操舵装置の油圧サー
ボアクチュエータの具体的な一例を示した説明図。
ボアクチュエータの具体的な一例を示した説明図。
【図３】本発明による航空機の油圧操舵装置によって油
圧系統の圧油の供給圧力を算出する流れを説明した流れ
図。
圧系統の圧油の供給圧力を算出する流れを説明した流れ
図。
【図４】本発明の「圧力段階制御」による油圧系統の圧
油の供給圧力制御方法を説明した説明図。
油の供給圧力制御方法を説明した説明図。
【図５】本発明の「圧力ピーク保持制御」による油圧系
統の圧油の供給圧力制御方法を説明した説明図。
統の圧油の供給圧力制御方法を説明した説明図。
【図６】本発明による対象選別ロジックの流れを示した
流れ図。
流れ図。
【図７】センサによって検出された飛行速度等によって
油圧サーボアクチュエータの負荷荷重Ｆを算出する方法
を示した説明図。
油圧サーボアクチュエータの負荷荷重Ｆを算出する方法
を示した説明図。
【図８】飛行速度等によって油圧サーボアクチュエータ
の負荷荷重Ｆを算出する簡略の方法を示した説明図。
の負荷荷重Ｆを算出する簡略の方法を示した説明図。
４ 油圧操舵装置 ５ 舵 ８ 油圧制御装置 ９ 可変圧力油圧ポンプ １０ 油圧サーボアクチュエータ １３ ポンプ吐出圧制御アクチュエータ １９ 出力センサ Ｐs 油圧サーボアクチュエータへの圧油供給圧力 Ｖc 油圧サーボアクチュエータの作動速度 Ｆ 油圧サーボアクチュエータの負荷荷重 Ａ 油圧サーボアクチュエータのピストン面積 Ｖm 油圧サーボアクチュエータの最大作動速度 Ｐm 可変圧力油圧ポンプの最大圧力 Ｅ 定数
Claims (6)
- 【請求項１】吐出圧制御アクチュエータを備えた可変圧
力油圧ポンプと、負荷検出手段を備え、前記可変圧力油
圧ポンプの供給油圧によって航空機の油圧装置を駆動す
る油圧サーボアクチュエータと、可変圧力油圧ポンプの
油圧を制御する油圧制御装置とを有し、飛行操縦装置の
操作に基づいて前記可変圧力油圧ポンプの供給油圧を制
御する油圧操舵装置において、 前記油圧制御装置は、前記飛行操縦装置の位置指令信号
を微分して得られる前記油圧サーボアクチュエータの作
動速度指令信号（Ｖｃ）と、前記油圧サーボアクチュエ
ータにかかる負荷（Ｆ）と、前記油圧サーボアクチュエ
ータのピストン面積（Ａ）と、前記負荷（Ｆ）が０の時
の前記油圧サーボアクチュエータの最大作動速度（Ｖ
ｍ）と、前記可変圧力油圧ポンプの最大圧力（Ｐｍ）
と、所定の定数（Ｅ）とから、前記油圧サーボアクチュ
エータへの供給圧力（Ｐｓ）を、 【数１】 の式で算出し、この算出した油圧サーボアクチュエータ
への供給圧力（Ｐｓ）と現在の供給圧力とを比較し、必
要に応じて前記可変油圧ポンプの吐出圧制御アクチュエ
ータへ速度指令と負荷に応じた吐出圧指令信号を出力す
ることを特徴とする航空機の油圧操舵装置。 - 【請求項２】前記油圧制御装置は、前記可変圧力油圧ポ
ンプの供給圧力を段階的に複数の区分に分割し、計算さ
れた供給圧力（Ｐｓ）が所定の区分内の圧力範囲にある
とき、その区分の上限圧力を保持するように前記可変圧
力油圧ポンプの吐出圧制御アクチュエータへ吐出圧指令
信号を出力するように構成されていることを特徴とする
請求項１記載の航空機の油圧操舵装置。 - 【請求項３】前記油圧制御装置は、計算された供給油圧
（Ｐｓ） が下降するとき、下降前の圧力を所定時間保
持するように、前記可変圧力油圧ポンプの吐出圧制御ア
クチュエータへ吐出圧指令信号を出力するように構成さ
れていることを特徴とする請求項２記載の航空機の油圧
操舵装置。 - 【請求項４】吐出圧制御アクチュエータを備えた一つの
可変圧力油圧ポンプと、負荷検出手段を備え、前記可変
圧力油圧ポンプの供給油圧によって複数の航空機の油圧
装置を駆動する複数の油圧サーボアクチュエータと、可
変圧力油圧ポンプの油圧を制御する一つの油圧装置と有
し、飛行操縦装置の操作に基づいて前記可変圧力油圧ポ
ンプの供給油圧を制御する油圧操舵装置において、 前記油圧装置を、飛行中常時駆動される連続作動の油圧
装置群と、必要な時にのみ駆動される間欠作動の油圧装
置群とに分け、 前記油圧制御装置は、 前記連続作動の油圧装置に関しては、前記飛行操縦装置
の位置指令信号を微分して得られる前記油圧サーボアク
チュエータの作動速度指令信号（Ｖｃ）と、前記油圧サ
ーボアクチュエータにかかる負荷（Ｆ）と、前記油圧サ
ーボアクチュエータのピストン面積（Ａ）と、前記負荷
（Ｆ）が０の時の前記油圧サーボアクチュエータの最大
作動速度（Ｖｍ）と、前記可変圧力油圧ポンプの最大圧
力（Ｐｍ）と、所定の定数（Ｅ）とから、それぞれの油
圧装置の油圧サーボアクチュエータへの供給油圧（Ｐ
ｓ）を、 【数２】 の式で算出し、 前記間欠作動の油圧装置に関しては、いずれかの油圧装
置が作動する場合は間欠作動時供給油圧（Ｐｓ ｍａ
ｘ）を、いずれの油圧装置も作動しない場合は不作動時
供給油圧（Ｐｓ ｍｉｎ）を間欠作動の油圧装置群への
供給油圧とし、 前記各連続作動の油圧装置の供給油圧（Ｐｓ）と、前記
間欠作動の油圧装置群の供給油圧（Ｐｓ ｍａｘ又はＰ
ｓ ｍｉｎ）のうち、最大の供給油圧を前記可変圧力油
圧ポンプの吐出圧制御アクチュエータへ吐出圧指令信号
として出力することを特徴とする航空機の油圧操舵装
置。 - 【請求項５】前記油圧制御装置は、前記連続作動の油圧
装置群の供給油圧（Ｐｓ）と、前記間欠作動の油圧装置
群の供給油圧（Ｐｓ ｍａｘ又はＰｓ ｍｉｎ）のう
ち、最大の供給油圧が所定の区分圧力範囲内にあるとき
は、その区分の上限圧力を保持するように前記可変圧力
油圧ポンプの吐出圧制御アクチュエータへ吐出圧指令信
号として出力し、 あるいは、前記最大の供給油圧をそのまま前記可変圧力
油圧ポンプの吐出圧制御アクチュエータへ吐出圧指令信
号として出力し、供給油圧が下降するときは、下降前の
圧力を所定時間保持するように構成されていることを特
徴とする請求項４記載の航空機の油圧操舵装置。 - 【請求項６】前記油圧サーボアクチュエータの負荷検出
手段は、航空機に固有のセンサーからなり、前記油圧制
御装置は、前記航空機のセンサーによって検出した飛行
速度、迎角、高度および温度ならびに各航空機について
既知のヒンジモーメント微係数から、前記可変圧力油圧
ポンプの供給油圧を算出し、この供給油圧に基づいて前
記油圧サーボアクチュエータへ吐出圧指令信号を出力す
ることを特徴とする請求項１に記載の航空機の油圧操舵
装置。
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