(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の翼からの制御面の展開を制御するためのアクチュエータシステムであって、
前記システムは、１対の間隔が空いた平行なアクチュエータを備え、各アクチュエータは、油圧シリンダ（４）と、シリンダ（４）に摺動可能に受けられたピストン（５）とを備え、
前記システムは、前記アクチュエータ（３）が縦に並んだ状態での翼からの制御面の展開を制御するように航空機の翼と制御面との間に間隔が空いた平行な前記アクチュエータ（３）を装着するためのベアリングアセンブリを備え、ベアリングアセンブリ（１４）は、航空機の翼への取付けのための固定部材（１８）と、可動部材（８）とを備え、前記可動部材（８）は、可動部材（８）およびアクチュエータが共に前記ベアリングアセンブリを中心にして固定部材に対して回転するように、油圧シリンダ（４）に取付け可能であり、
前記ベアリングアセンブリは、第１の部分球面ベアリングを備え、ピストン（５）を摺動可能に受けるシリンダ（４）に対するピストン（５）の位置にかかわらず、可動部材が取り付けられる油圧シリンダ同士の間の空間に第１の部分球面ベアリングが位置するように構成される、アクチュエータシステム。
【請求項２】
前記可動部材（８）は、シリンダ（４）同士の間の空間を横切って延びるシャフト（１０）を含み、前記第１の部分球面ベアリング（１４）は前記シャフト（１０）に装着可能である、請求項１に記載のアクチュエータシステム。
【請求項３】
前記固定部材（１８）は、シリンダ（４）同士の間の空間に延びるアーム（１７）を備え、アーム（１７）は、固定部材（１８）および可動部材（８）が第１の部分球面ベアリング（１４）を中心にして互いに対して回転可能であるように可動部材（８）のシャフト（１０）に装着された第１の部分球面ベアリング（１４）を受けるためのベアリングシートを形成する開口（１５）を有する、請求項２に記載のアクチュエータシステム。
【請求項４】
固定部材（１８）のアーム（１７）は、ベアリングシート（１５）を形成して第１の部分球面ベアリング（１４）を囲むように組合せられる２つの分離可能な部品（１８ａ，１８ｂ）の状態で形成される、請求項３に記載のアクチュエータシステム。
【請求項５】
固定部材（１８）は、ベアリングシート（１５）から遠く離れた一端にフランジ（１９）を有し、フランジ（１９）は、アーム（１７）を航空機に固定できるようにするための手段を有する、請求項４に記載のアクチュエータシステム。
【請求項６】
可動部材（８）は、それぞれの鍔（９）に各アクチュエータ（３）のシリンダ（４）を受けるためにシャフト（１０）の各端部に鍔（９）を備える、請求項２から５のいずれかに記載のアクチュエータシステム。
【請求項７】
第２の可動部材（２５）は、ピストン（５）が一斉にそれぞれのシリンダ（４）の中におよびそれぞれのシリンダ（４）の中から外に摺動するようにそれぞれのシリンダ（４）から延びる各ピストン（５）の自由端に取付け可能である、請求項２から６のいずれかに記載のアクチュエータシステム。
【請求項８】
前記第２の可動部材（２５）は、ピストン（５）同士の間に延びる中央領域（２７）と、前記ピストン（５）同士の間に第２の部分球面ベアリング（３２）を受けて装着するために前記中央領域（２７）を貫いて延びるアパーチャ（２８）とを有する、請求項７に記載のアクチュエータシステム。
【請求項９】
アパーチャ（２８）を貫いて横向きに延びるピン（３３）を受けて装着するために中央領域（２７）にアパーチャ（２８）を備え、第２の部分球面ベアリング（３２）はピン（３３）に装着可能である、請求項８に記載のアクチュエータシステム。
【請求項１０】
第２の固定部材（２９）は、第２の可動部材（２５）の中央領域（２７）のアパーチャ（２８）に延びるように構成されたアーム（３０）を備え、アーム（３０）は、第２の固定部材（２９）および第２の可動部材（２５）が第２の部分球面ベアリング（３２）を中心にして互いに対して回転するように第２の可動部材（２５）の前記アパーチャ（２８）に装着された第２の部分球面ベアリング（３２）を受けるためのベアリングシートを形成する開口（３１）を有する、請求項８または９に記載のアクチュエータシステム。
【請求項１１】
第２の固定部材（２９）のアーム（３０）は、ベアリングシート（３１）を形成して第２の部分球面ベアリング（３２）を囲むように組合せられる２つの分離可能な部品（３０ａ，３０ｂ）の状態で形成される、請求項１０に記載のアクチュエータシステム。
【請求項１２】
第２の固定部材（２９）は、ベアリングシート（３１）から遠く離れた一端にフランジ（３４）を有し、フランジ（３４）は、アーム（３０）を航空機に取付けることができるようにするための手段を有する、請求項１０または１１に記載のアクチュエータシステム。
【請求項１３】
単一の流体源を両方のシリンダに流体的に接続するためのマニホールドを備える、請求項２から１２のいずれかに記載のアクチュエータシステム。
【請求項１４】
１対のシリンダの各端部に別個のマニホールドが装着可能である、請求項１３に記載のアクチュエータシステム。
【請求項１５】
各シリンダ（４）の端部はプレート（７）によって閉じられ、マニホールド（３６）は、１対のシリンダ（４）間に亘るように１対のシリンダ（４）の一端においてプレート（７）に取付け可能であり、プレート（７）は各々、マニホールド（３６）をシリンダ（４）に流体的に接続するためにプレート（７）を貫通する通路を有する、請求項１３または１４に記載のアクチュエータシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
序論
本発明は、アクチュエータを航空機の翼に装着するためのベアリングアセンブリ、および、この発明のベアリングアセンブリとアクチュエータとを備えるアクチュエータシステムアセンブリに関する。
【背景技術】
【０００２】
背景
航空機は、離陸、着陸および巡航のためにさまざまなレベルの揚力を発生させる必要がある。翼の揚力係数を制御するために翼の前縁制御面と後縁制御面との組合せが用いられる。前縁制御面はスラットとして知られており、後縁制御面はフラップとして知られている。通常飛行中は、スラットおよびフラップはそれぞれ翼の前縁および後縁に対して格納されている。しかしながら、離陸および着陸中は、翼面を横切る気流および翼面の下の気流を変化させるために、スラットおよびフラップを翼から展開させる。スラットおよびフラップを翼から展開させる程度を変えることによって、翼が与える揚力を制御できる。他の後縁制御面は、補助翼およびスポイラーを含む。
【０００３】
これらの制御面は油圧アクチュエータを用いて動かされ、この油圧アクチュエータは、翼構造内に装着されており、各端部で翼に連結され、アクチュエータの両端の球面ベアリングアセンブリによって制御面に連結されている。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
より薄くより効率的な翼の形状を求める要求が増大するにつれて、必要なすべてのシステム、構造および作動装置を翼の外側モールドライン（wing outer mould line）内に収めることがますます困難になっており、さまざまな制御面の展開を制御するために利用され得るアクチュエータの大きさが厳しく制限される。特に、従来の油圧シリンダの長さが問題である。なぜなら、特に、アクチュエータの各端部の球面ベアリングによってアクチュエータの長さに５０〜２００ｍｍが加わることになり、これは、翼構造内のタイトなスペースの制約のために多くの場合受入れられない。
【０００５】
上述の問題に対処するために、トラニオン搭載シリンダを利用することが知られている。なぜなら、これらは長さが短いためである。しかしながら、これらのアクチュエータが油圧シリンダの移動端の１つの球面ベアリングのみに依拠し、アクチュエータの固定端が１つの軸の周りを動くように装着されるので、それらはシリンダブッシュおよびシールの摩耗が高い状況に苦しむことになり、その結果、翼の曲げおよび製造公差が引起す静的荷重を超える荷重（hyperstatic loading）のために時期尚早に故障することになる。したがって、起こり得る故障を回避するためには定期的な点検および保守が必要である。
【０００６】
したがって、アクチュエータが両端の球面ベアリングによって装着されるが、従来のベアリングアセンブリが被るような追加の長さを持たないアセンブリを提供することが望ましい。したがって、本発明の実施例は、従来のベアリングアセンブリの公知の問題を実質的に克服または軽減するアクチュエータを提供しようとするものであり、翼の曲げが引起す静的荷重を超える荷重に耐えることができる、長さを短くしたアクチュエータを提供しようとするものである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
発明の概要
この発明によれば、縦に並んだ状態での翼からの制御面の展開を制御するように航空機の翼と制御面との間に１対の間隔が空いた平行なアクチュエータを装着するためのベアリングアセンブリであって、ベアリングアセンブリは、航空機への取付けのための固定部材と、アクチュエータに取付け可能な可動部材とを備え、固定部材および可動部材は、部分球面ベアリングによって連結され、部分球面ベアリングがアクチュエータ同士の間の空間に位置するように構成される、ベアリングアセンブリを提供する。
【０００８】
各アクチュエータは、油圧シリンダと、シリンダに摺動可能に受けられたピストンとを備えていてもよい。ベアリングアセンブリは、好ましくは、間隔が空いた平行な関係で各アクチュエータをともに連結するように油圧シリンダに取付け可能な第１の可動支持部材を備え、上記第１の可動支持部材は、シリンダ同士の間の空間を横切って延びるシャフトを含み、第１の部分球面ベアリングは上記シャフトに装着可能である。
【０００９】
好ましい実施例では、第１の固定支持部材は、シリンダ同士の間の空間に延びるアームを備え、アームは、固定支持部材および可動支持部材が第１の部分球面ベアリングを中心にして互いに対して回転可能であるように第１の可動支持部材のシャフトに装着された第１の部分球面ベアリングを受けるためにベアリングシートを形成する開口を有する。
【００１０】
第１の固定支持部材のアームは、ベアリングシートを形成して第１の部分球面ベアリングを囲むように組合せられる２つの分離可能な部品の状態で形成されてもよい。
【００１１】
一実施例では、第１の固定支持部材は、ベアリングシートから遠く離れた一端にフランジを有し、フランジは、アームを航空機に固定できるようにするための手段を有する。
【００１２】
好ましくは、第１の可動支持部材は、それぞれの鍔に各アクチュエータのシリンダを受けるためにシャフトの各端部に鍔を備える。
【００１３】
補強プレートが各鍔に連結され、各鍔の間に延びていてもよい。
好ましい実施例では、第２の可動支持部材は、ピストンが一斉にそれぞれのシリンダの中におよびそれぞれのシリンダの中から外に摺動するようにそれぞれのシリンダから延びる各ピストンの自由端に取付け可能である。
【００１４】
第２の可動支持部材は、ピストン同士の間に延びる中央領域と、上記ピストン同士の間に第２の部分球面ベアリングを受けて装着するために上記中央領域を貫いて延びるアパーチャとを有していてもよい。
【００１５】
中央領域は、好ましくは、アパーチャを貫いて横向きに延びるピンを受けて装着するために中央領域に穴を有し、第２の部分球面ベアリングはピンに装着可能である。
【００１６】
好ましい実施例では、第２の固定支持部材は、第２の可動支持部材の中央領域のアパーチャに延びるように構成されたアームを備え、アームは、第２の固定支持部材および第２の可動支持部材が第２の部分球面ベアリングを中心にして互いに対して回転するように第２の可動支持部材の上記アパーチャに装着された第２の部分球面ベアリングを受けるためにベアリングシートを形成する開口を有する。
【００１７】
第２の固定支持部材のアームは、ベアリングシートを形成して第２の部分球面ベアリングを囲むように組合せられる２つの分離可能な部品の状態で形成されてもよい。
【００１８】
好ましくは、第２の固定支持部材は、ベアリングシートから遠く離れた一端にフランジを有し、フランジは、アームを航空機に取付けることができるようにするための手段を有する。
【００１９】
好ましい実施例では、ベアリングアセンブリは、単一の流体源を両方のシリンダに流体的に接続するためにマニホールドを備える。好ましくは、１対のシリンダの各端部に別個のマニホールドが装着可能である。
【００２０】
各シリンダの端部はプレートによって閉じられてもよく、マニホールドは、１対のシリンダの間に延びるように１対のシリンダの一端においてプレートに取付け可能であり、プレートは各々、マニホールドをシリンダに流体的に接続するためにそこを通る通路を有する。
【００２１】
この発明の別の局面によれば、この発明のベアリングアセンブリを備えるアクチュエータシステムであって、上記アクチュエータシステムは、各々がピストンを摺動可能に受ける１対の間隔が空いた平行なシリンダと、上記シリンダに装着され、その間に延びるシャフトに装着された第１の部分球面ベアリングを有する第１の可動支持部材と、第１の固定支持部材および第１の可動支持部材が上記第１の部分球面ベアリングを中心にして互いに対して回転可能であるように上記第１の部分球面ベアリングに連結された第１の固定支持部材とを備える、アクチュエータシステムを提供する。
【００２２】
好ましい実施例では、第２の可動支持部材は各ピストンの自由端に装着され、第２の部分球面ベアリングは上記第２の可動支持部材の中央領域のアパーチャに装着され、第２の固定支持部材は、上記アパーチャに延びており、第２の固定支持部材および第２の可動支持部材が第２の部分球面ベアリングを中心にして互いに対して回転可能であるように第２の部分球面ベアリングに連結される。
【００２３】
一実施例では、ピストンに作用する油圧がない場合にピストンをニュートラル位置に付勢するために各シリンダにばね要素が配置される。
【００２４】
一実施例では、第１の固定支持部材は航空機の翼に装着可能であり、第２の固定支持部材は制御面に装着可能である。
【００２５】
別の実施例では、第１の固定支持部材は制御面に装着可能であり、第２の固定支持部材は航空機の翼に装着可能である。
【００２６】
この発明の別の局面によれば、航空機の翼、ならびに離陸および／または着陸中の展開のために上記翼に連結された制御面、ならびに上記制御面と翼との間に延びており、上記制御面および翼に連結されて、上記翼からの上記制御面の展開を制御する、この発明に係るアクチュエータシステムを提供する。
【００２７】
ここで、添付の図面を参照して、ほんの一例としてこの発明の実施例について説明する。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】油圧シリンダのピストンが格納された状態で示されている、この発明のベアリングアセンブリを含む、この発明に係るアクチュエータシステムアセンブリの正面斜視図である。
【図２】図１のアクチュエータシステムの後面斜視図である。
【図３】図１に示されたアクチュエータシステムであるが、油圧シリンダのピストンが伸びた状態で示されている正面斜視図である。
【図４】図１〜図３に示されるアクチュエータシステムの分解斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００２９】
好ましい実施例の説明
ここで図面を参照して、この発明の好ましい実施例に係るベアリングアセンブリを含むアクチュエータシステムアセンブリ１が図１および図２に示される。アクチュエータシステムアセンブリ１は、長手方向軸（図４中のＡ−Ａ）が互いに平行に配置された１対の間隔が空いた油圧シリンダ３を備える。各シリンダ３は、ピストン５（図４参照）を有するシリンダハウジング４を備え、このピストン５は、ピストン５の一方の側の油圧の変化に応答してピストン５がシリンダハウジング４の中におよびシリンダハウジング４の中から外に摺動するときに航空機の翼（図示せず）の方におよび航空機の翼から離れるように制御面（図示せず）を駆動するようにシリンダハウジング４に摺動可能に受けられる。各ピストン５は、各シリンダハウジング４の端部を閉じるプレート７を貫いて延びるシャフト６を有する。
【００３０】
ベアリングアセンブリを参照して、このベアリングアセンブリは、シャフト１０によって互いに間隔が空いた１対の鍔９を有する第１の可動支持要素８を備え、このシャフト１０は図４では鍔９同士の間に見ることができるにすぎない。鍔９は、一方の端部の近くに油圧シリンダハウジング４を受けて装着するように大きさが決められ、それらの長手方向軸（図４中のＡ−Ａ）は互いに平行である。シャフト１０の長手方向軸（図４中のＢ−Ｂ）は、各シリンダハウジング４の長手方向軸Ａ−Ａと交差し、各シリンダハウジング４の長手方向軸Ａ−Ａに垂直に延びている。鍔９およびシャフト１０はすべて、それらの間に相対的な動きがないように強固に接続され、および／または、一体的に形成されている。したがって、鍔９によってシリンダ４は固定された相対的位置に保持される。シリンダ４の相対的位置をさらに補強し、維持するために、２つのプレート１２が鍔９同士の間に延びて各端部でねじ１３によって直接鍔９に接続されている。
【００３１】
第１の部分球面ベアリング要素１４は、インナーレース部１４ａとアウターレース部１４ｂとを有する。インナーレース部１４ａはシャフト１０に受けられ、アウターレース部１４ｂは、第１の固定支持部材１８のアーム１７に形成されたアパーチャ１５内に位置付けられ、この第１の固定支持部材１８は、アパーチャ２０を通して挿入されるボルトを用いて第１の固定支持部材１８を航空機の翼の構造部分に取付けるためのアパーチャ２０を備えるフランジ１９を有する。したがって、第１の可動支持部材８および第１の固定支持部材１８は、第１の部分球面ベアリング１４を中心にして互いに対して回転可能であるように連結されている。
【００３２】
なお、第１の固定支持部材１８は、互いに接着し、かつ、第１の部分球面ベアリング１４を囲むアパーチャ１５をともに形成する２つの部品１８ａ、１８ｂの状態で形成されてもよい。２つの部品１８ａ、１８ｂは、２つの部品１８ａ、１８ｂの間の正確な位置合わせのためのアーム１７における中空のだぼ２１に位置するボルト２１ａを用いて連結されてもよい。ボルトは、だぼ２１を貫通して、捩じ切りされたアーム１７に至り、純粋に締付け力を与える。第１の球面ベアリング１４がシリンダ４同士の間に位置しているため、アセンブリ１の全長が増大することに寄与しないことが理解される。
【００３３】
アセンブリ１の一端のみが、従来のアセンブリほどアセンブリの全長に寄与しないこの発明の球面ベアリングアセンブリを備えることが可能である。しかしながら、好ましい実施例では、システムの両端に、アセンブリの全長を最大限減少させるために部分球面ベアリングがシリンダ４同士の間に装着されて位置決めされたこの発明のベアリングアセンブリが備付けられている。この場合、ベアリングアセンブリはさらに、たとえばボルト２６を用いて両方のピストン６の端部に取付けられた第２の可動支持部材２５を含む。したがって、ピストン５は、一斉にそれぞれのシリンダ４の中におよびシリンダ４の中から外に摺動するように制約される。
【００３４】
第２の可動支持部材２５は、シリンダ４の方に内向きにピストンシャフト６同士の間に延びる中央領域２７を有する。概して長方形のアパーチャ２８が、シリンダ３の長手方向軸Ａ−Ａと同一の方向に中央領域２７を貫いて延びている。穴２８も、横向きに、長手方向軸Ａ−Ａに対して直角に、中央領域２７を貫いて延びており、アパーチャ２８と交差している。
【００３５】
第２の固定支持部材２９は、アパーチャ３１を備えるアーム３０を有し、このアパーチャ３１に、インナーベアリングレース３２ａとアウターベアリングレース３２ｂとを有する第２の部分球面ベアリング３２が受けられる。アーム３０は、アパーチャ３１を形成して第２の部分球面ベアリング３２を囲むようにともに組合せられる２つの部品３０ａ、３０ｂの状態で形成されてもよい。アーム３０の２つの部品は、２つの部品３０ａ、３０ｂの間の正確な位置合わせのために部品３０ｂにおける中空のだぼ３３ａに位置するボルト３３を用いてともに接続されてもよい。ボルト３３は、だぼ３３ａを貫通して、捩じ切りされた部品３０ｂに至り、純粋に締付け力を与える。
【００３６】
アウターベアリングレース３２ｂがアパーチャ３１に位置付けられた状態で第２の部分球面ベアリング３２がアーム３０に位置すると、アーム３０は第２の可動支持部材２５の中央領域２７の長方形のアパーチャ２８を通して挿入され、その結果、第２の部分球面ベアリング３２は中央領域のアパーチャ２８に位置決めされ、穴２８と位置合わせされる。次いで、中空の雌ねじシャフト３４を有するピン３３ｂが穴２８を通して挿入され、雄ねじシャフト３５ａを有するプラグ３５によって第２の部分球面ベアリング３２が所定の位置に保たれる。シャフト３４の雌ねじはシャフト３５ａの雄ねじと係合する。２つの構成要素はともに１つの構成要素として機能するが、個々に故障することが予想されるため、フェイルセーフのピン構造として機能する。それによって、インナーレース３２ａがシャフト３４に装着され、第２の部分球面ベアリング３２がピストンシャフト６の端部同士の間の中央領域２７のアパーチャ２８内で適切な位置に装着される。その結果、第２の可動支持部材２５および第２の固定支持部材２９は、ここで、第２の部分球面ベアリング３２を中心にして互いに対して回転可能であるように第２の部分球面ベアリング３２によって接続されている。動きの角度範囲が制限されることによって第２の可動支持部材２５と第２の固定支持部材２９との間の相対的な回転を可能にするのに十分な隙間があるようにアーム３０が長方形のアパーチャ２８に比較的緩く嵌合することが理解される。
【００３７】
第２の固定支持部材２９は、フランジ３４のアパーチャ３５を貫いて延びるボルトを用いて第２の固定支持部材２９を航空機の制御面に取付けることができるように、第２の部分球面ベアリング３２を受けるアパーチャ２８から遠く離れたアーム３０の自由端にフランジ３４を有する。
【００３８】
シリンダ３は、縦に並んで動作するように構成され、各シリンダハウジング４に関連付けられたピストン５が全く同じ量だけ動くように構成される。２つのシリンダ４を強固に対にすることによって、如何なる非対称性も確実に排除または低減される。しかしながら、シリンダ４が互いに争うことなく圧力均等化が維持されることを確実にするために、前方および後方バランスマニホールドを利用できることも想定される。バランスマニホールドを用いることによって、アクチュエータ応答時間をより速くすることも可能であろう。
【００３９】
図面を参照して、マニホールド３６はシリンダハウジング４の各端部に取付けられる。各マニホールド３６は、各マニホールド３６に取付けられた単一の流体供給管３７に両方のシリンダハウジング４を接続するために、そこを通る流体流導管を有する。これによって、全く同じ量の流体が確実に各シリンダハウジング４に供給され、各シリンダハウジング４から引出される。ピストン５の動きは、直線速度変位変換器（linear velocity displacement transducer）（ＬＶＤＴ）を用いて監視してもよい。２つのＬＶＤＴが用いられる場合には、比較器によって各ピストン位置についてのフィードバックを得ることができる。比較器は、シリンダ３同士の間に如何なる非対称性が生じた場合にも遮断弁を作動させるように構成されてもよい。代替的に、ＬＶＤＴは、連続的に修正がなされるように、対になったサーボ弁構造に知らせることができるであろう。
【００４０】
図示されていない１つの変形実施例では、ピストン５に作用する油圧がない場合にピストン５をニュートラル位置に付勢するためにばねが各シリンダハウジング４に位置していてもよい。
【００４１】
ここで、少なくとも１つの球面ベアリング要素１４、３２が、アセンブリの一端から突き出るのではなく、１対のシリンダ３の間に配置されることが理解される。したがって、アクチュエータシステム１の全長が減少し、さらなる設計の柔軟性が与えられる。２つのシリンダ３を横に並べた関係で利用するのでアクチュエータ１の幅が増大するが、翼を横切る方向のスペースはそれほど問題にならないため、これは、２つのシリンダ３を翼内により容易に収容することとの許容可能な妥協点であると考えられる。
【００４２】
上記では、可動支持部材および固定支持部材について言及している。可動支持部材は、シリンダ３に連結され、かつ、シリンダ３とともに動く部材であるのに対して、固定支持部材は、航空機構造または制御面に連結された部材である。
【００４３】
上記の説明はほんの一例としてなされており、添付の特許請求の範囲から逸脱することなく本発明の支持アセンブリに修正を加え得ることが理解される。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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