(57)【要約】【課題】流体圧式手段を改良した航空機を提供する。【解決手段】航空機１であって、少なくとも１つのアクチュエータ６；７を備えた少なくとも１つの飛行中姿勢制御システム４，５と、前記アクチュエータ６；７に接続されていて少なくとも１つのポンプ８を含む流体回路とを具備し、前記流体回路は該流体回路の圧力が予め設定可能な閾値を超えるときに第１の流量を供給するように形成されている、航空機１が提供される。前記ポンプ８は前記第１の流量よりも大きい第２の流量を供給するように形成されており、当該航空機１は、前記流体回路の圧力に関連づけられた数値を検出するセンサ１１ａ，１１ｂ，１２，１３と、前記センサ１１ａ，１１ｂ，１２，１３によって検出された前記数値が前記閾値を下回る前記流体回路の圧力に対応するときに、前記ポンプ８を制御して前記第２の流量を供給する、プログラム可能な中央制御ユニット１０とを具備している。【選択図】図３
2011136687.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機（１）であって、
少なくとも１つのアクチュエータ（６；７）を備えた少なくとも１つの飛行中姿勢制御システム（４，５）と、
前記少なくとも１つのアクチュエータ（６；７）に接続されていて少なくとも１つのポンプ（８）を含む流体回路とを具備し、前記ポンプ（８）は前記流体回路の圧力が予め設定可能な閾値を上回るときに第１の流量を供給するように形成されている、航空機（１）において、
前記ポンプ（８）は前記第１の流量よりも大きい第２の流量を供給するように形成されており、かつ
当該航空機（１）は、
前記流体回路の圧力に関連づけられた数値を検出するセンサ（１１ａ，１１ｂ，１２，１３）と、
前記センサ（１１ａ，１１ｂ，１２，１３）によって検出された数値が前記閾値を下回る前記流体回路の圧力に対応するときに、前記ポンプ（８）を制御して前記第２の流量を供給する、プログラム可能な中央制御ユニット（１０）とを具備することを特徴とする、航空機（１）。
【請求項２】
前記センサ（１２，１３）が前記アクチュエータ（６；７）に接続された荷重センサであって、前記アクチュエータに作用する荷重を測定することを特徴とする、請求項１に記載の航空機。
【請求項３】
前記センサ（１２，１３）は歪ゲージセンサを具備することを特徴とする、請求項２に記載の航空機。
【請求項４】
前記センサ（１１ａ，１１ｂ）が前記流体回路の圧力を測定する圧力センサであることを特徴とする、請求項１に記載の航空機。
【請求項５】
当該航空機が、前記ポンプ（８）を制御して前記第２の流量を供給する操縦者により操作される制御部（３０）を有してなる操縦者により制御されるインタフェース（１５）を備えることを特徴とする、請求項１〜４のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項６】
当該航空機が、主ロータ（２）および尾部ロータ（３）のうちの少なくともいずれか一方を具備するヘリコプタであり、
前記飛行中姿勢制御システムが（４，５）が、主ロータ（２）および尾部ロータ（３）のうちの少なくともいずれか一方の翼の迎え角を制御する制御組立体を具備することを特徴とする、請求項１〜５のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項７】
前記ポンプ（８）が可変容積形ポンプであることを特徴とする、請求項１〜６のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項８】
前記ポンプ（８）がアキシャルピストンポンプであって、或る軸線回りに回転するディスク（１６）と、該ディスク（１６）が回転する前記軸線に対して偏心して前記ディスク（１６）と協働するバネ（Ｍ）および流体圧式ピストン（１８）とを具備しており、前記流体圧式ピストン（１８）が前記バネ（Ｍ）に対向して作動して、前記軸線に対する前記ディスク（１６）の傾斜を制御することを特徴とする、請求項７に記載の航空機。
【請求項９】
前記バネ（Ｍ）および前記流体圧式ピストン（１８）は、前記ポンプ（８）が前記第２の流量を供給するときに、前記バネ（Ｍ）による荷重が前記流体圧式ピストン（１８）による荷重よりも大きくなるように形成されることを特徴とする、請求項８に記載の航空機。
【請求項１０】
前記流体圧式ピストンが、前記中央制御ユニット（１０）に接続されたソレノイド弁（１４）によって前記ポンプ（８）の供給圧力側または吐出圧力側に接続可能であることを特徴とする、請求項９に記載の航空機。
【請求項１１】
前記ソレノイド弁（１４）が前記制御部（３０）によって制御可能であることを特徴とする、請求項５を引用する請求項１０に記載の航空機。
【請求項１２】
前記第２の流量が、前記流体回路の認定圧力よりも大きい前記流体回路の圧力に対応することを特徴とする、請求項１〜１１のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項１３】
前記中央制御ユニット（１０）が、前記ポンプ（８）を制御して前記第２の流量を所定時間にわたって供給するようにプログラム可能であることを特徴とする、請求項１〜１２のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項１４】
航空機（１）の流体回路を制御する制御方法であって、
前記流体回路が、少なくとも１つのアクチュエータ（６，７）に接続されていて、前記流体回路の圧力が予め設定可能な閾値を上回るときに第１の流量を供給するように形成された少なくとも１つのポンプ（８）を具備している、制御方法において、
前記流体回路の圧力に関連づけられた数値を検出し、
センサ（１１ａ，１１ｂ，１２，１３）によって検出された前記数値が前記閾値を下回る前記流体回路の圧力に対応するときに、前記ポンプ（８）からの流量を増大させることを特徴とする、制御方法。
【請求項１５】
航空機（１）の適格性を再確認する適格性再確認方法であって、
前記航空機（１）は、
少なくとも１つのアクチュエータ（６；７）を備えた少なくとも１つの飛行中姿勢制御システム（４，５）と、
前記少なくとも１つのアクチュエータ（６；７）に接続された流体回路とを具備している、適格性再確認方法において、
第１の流量、および該第１の流量よりも大きくて前記流体回路の認定圧力よりも大きい前記流体回路の圧力に対応する第２の流量を供給するように形成されたポンプ（８）に前記流体回路を接続し、
前記流体回路の圧力に関連づけられた数値を検出するセンサ（１１ａ，１１ｂ，１２，１３）を前記流体回路に接続し、
前記センサ（１１ａ，１１ｂ，１２，１３）によって検出された前記数値が予め設定可能な閾値を下回る前記流体回路の圧力に対応するときに、前記ポンプ（８）を制御して前記第２の流量を供給するように、中央制御ユニット（１０）をプログラムすることを特徴とする、適格性再確認方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は航空機に関する。
特に航空機は、ホバリング可能な航空機、例えばヘリコプタまたは転換式航空機であってよい。
【背景技術】
【０００２】
公知であるように、ヘリコプタは、少なくとも１つの流体回路および流体回路によって作動される多数のアクチュエータを具備していて、これらアクチュエータの幾つかは重要な機能、例えば飛行中の姿勢制御、例えば主ロータ翼および／または尾部ロータ翼の迎え角の制御を実行する。不具合、特にアクチュエータに対する圧力低下が生じた場合には、翼の迎え角をもはや完全には制御できなくなり、ヘリコプタの姿勢に深刻な異常をきたしうる。
【０００３】
流体回路の圧力低下には幾つもの原因が挙げられる。例えば、航空機は通常長期間にわたって、そして長い動作寿命にわたって使用されるものであり、その過程で航空機は、既存の流体回路に接続されるべき新しい機器およびアクチュエータによって絶えず改良される。既存の流体回路は、かかる改良が可能となるように設計されていてそのことが認定されているものの、航空機の長い動作寿命、技術の急速な発展および性能向上に対する顧客要求の増大の理由から、もとからの設計基準が不十分なまでに保守的であることが分かる場合がある。
【０００４】
結果として流体回路が、もともと設計、認定されていたように起こりうるすべての航空機の作動条件において必要な圧力をアクチュエータに供給することができなくなる場合がある。
１つの採りうる解決策は、その流体圧式システムを再設計して再認定することである。しかし、これには相当な時間と費用を伴う。
したがって、航空機業界において、航空機の流体圧式機器を改良すると同時に、改良された流体圧式システムの設計および認定に伴う時間およびコストを避けるための方法についてのニーズが存在する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明の目的は、前述した要求の少なくとも１つを満足するように設計された航空機を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明によれば、航空機であって、少なくとも１つのアクチュエータを備えた少なくとも１つの飛行中姿勢制御システムと、前記少なくとも１つのアクチュエータに接続されていて少なくとも１つのポンプを含む流体回路とを具備し、前記ポンプは前記流体回路の圧力が予め設定可能な閾値を上回るときに第１の流量を供給するように形成されている、航空機において、前記ポンプは前記第１の流量よりも大きい第２の流量を供給するように形成されており、かつ当該航空機は、前記流体回路の圧力に関連づけられた数値を検出するセンサと、前記センサによって検出された数値が前記閾値を下回る前記流体回路の圧力に対応するときに、前記ポンプを制御して前記第２の流量を供給する、プログラム可能な中央制御ユニットとを具備することを特徴とする、航空機が提供される。
【０００７】
また、本発明は、航空機の流体回路を制御する制御方法であって、前記流体回路が、少なくとも１つのアクチュエータに接続されていて、前記流体回路の圧力が予め設定可能な閾値を上回るときに第１の流量を供給するように形成された少なくとも１つのポンプを具備している、制御方法において、前記流体回路の圧力に関連づけられた数値を検出し、センサによって検出された前記数値が前記閾値を下回る前記流体回路の圧力に対応するときに、前記ポンプからの流量を増大させることを特徴とする、制御方法に関する。
【０００８】
また、本発明は、航空機の適格性を再確認する適格性再確認方法であって、前記航空機は、少なくとも１つのアクチュエータを備えた少なくとも１つの飛行中姿勢制御システムと、前記少なくとも１つのアクチュエータに接続された流体回路とを具備している、適格性再確認方法において、第１の流量、および該第１の流量よりも大きくて前記流体回路の認定圧力よりも大きい前記流体回路の圧力に対応する第２の流量を供給するように形成されたポンプに前記流体回路を接続し、前記流体回路の圧力に関連づけられた数値を検出するセンサを前記流体回路に接続し、前記センサによって検出された前記数値が予め設定可能な閾値を下回る前記流体回路の圧力に対応するときに、前記ポンプを制御して前記第２の流量を供給するように、中央制御ユニットをプログラムすることを特徴とする、適格性再確認方法に関する。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】本発明に係る回路の構成部品の概略全体図である。
【図２】図１の回路の構成部品の詳細図である。
【図３】図１の回路の構成部品の詳細図である。
【図４】図１の回路の構成部品の詳細図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
好適でかつ非限定的な本発明の実施形態について、例示のために添付図面を参照して説明する。
図１における符号１は、ホバリング可能な航空機、図示された実施例ではヘリコプタを示している。航空機１は主ロータ２および尾部ロータ３を具備している。主ロータ２は主翼を制御し、主翼の迎え角を制御するためのアクチュエータ組立体４を具備している。同様に、尾部ロータ３は尾部翼の迎え角を制御するためのアクチュエータ組立体５を具備している。主ロータ２および尾部ロータ３の翼の迎え角を制御することによって、航空機１の姿勢を制御する。アクチュエータ組立体４，５は流体圧式のものであり、好ましくは多数の直線アクチュエータ６，７をそれぞれ具備している。
【００１１】
航空機１は、ポンプ８およびポンプ８とアクチュエータ組立体４，５との間の多数のライン９によって形成される流体回路を備えている。
ポンプ８は、流体回路の圧力が予め設定可能な閾値を上回るときに第１の流量を供給するように形成されている。
ポンプ８は、第１の流量よりも大きい第２の流量を供給するように形成されるのが有利である。航空機１は、アクチュエータ６，７の制御圧力に関連した数値を検出するための多数のセンサ１１ａ，１１ｂ，１２，１３と、センサ１１ａ，１１ｂ，１２，１３によって検出された数値が前記閾値を下回るアクチュエータ６，７の制御圧力に対応するときにポンプ８を制御して第２の流量を供給するためのプログラム可能な中央制御ユニット１０とを備えている。
【００１２】
適格性再確認のために既存の航空機１に適用された場合、ポンプ８は、その流体回路の認定使用圧力よりも高い最大作動圧力を有するようになる。この使用圧力は、軍事用航空機１に適用される認定基準番号ＭＩＬ−Ｐ１９６９２において「定格吐出圧力」と称されるものであり、類似の認定基準が民間用航空機１にも存在する。
【００１３】
センサ１１ａ，１１ｂはアクチュエータ６，７の使用圧力を検出する。荷重センサ１２はアクチュエータ組立体４に取り付けられていて、アクチュエータ６の駆動力を検出する。荷重センサ１３はアクチュエータ組立体５に取り付けられていて、アクチュエータ７の駆動力を検出する。
荷重センサ１２，１３および圧力センサ１１ａ，１１ｂは、中央制御ユニット１０に接続されていてデータを供給する。ポンプ８は、好ましくは可変容積形ポンプであり、ポンプ８の流量を制御するために中央制御ユニット１０に接続された制御デバイス１４を備えている。換言すると、ポンプ８の流量は中央制御ユニット１０によって調整可能である。
【００１４】
流体回路は、航空機１の操縦室に配置されたインタフェースモジュール１５を備えており、インタフェースモジュール１５は、中央制御ユニット１０の作動をテストするようにプログラムされているとともに、多数の操縦者が制御可能な照明および／またはサウンドインジケータを有している。
【００１５】
図２は、主ロータ２の翼の迎え角を制御するためのアクチュエータ６のうちの１つを示している。荷重センサ１２は、公知の翼傾斜角調整機構部（図示せず）に実装されていて、例えば直線アクチュエータ６のロッド１６に取り付けられていて、アクチュエータ６によって付与される力におけるあらゆる異常を検出するようになっている。また、荷重センサ１２は、少なくとも１つの歪ゲージセンサ、好ましくは多数の歪ゲージセンサを具備しており、これら歪ゲージセンサは、記録された信号を増幅するためにブリッジ回路、例えばホイートストンブリッジ回路に実装されている。
【００１６】
図３はポンプ８の作動図を示している。ポンプ８は、或る軸線回りに回転するディスク１６に当たって作動するアキシャルピストン（ａｘｉａｌ  ｐｉｓｔｏｎ）を備えたアキシャルピストンタイプのものであり、これらディスクおよびピストンは、排出タンク（図示せず）に接続されたチャンバ１７に収容されている。回転ディスク１６は、ディスク１６に作用してその傾斜角を調整するピストン１８と、ピストン１８に対向して作用してディスク１６を最大供給位置に維持するバネＭと、供給圧力をピストン１８に伝達するための導管１９と、供給部２１とピストン１８との間の圧力を調節するための滑り弁２０とを含む駆動回路によって作動される。
【００１７】
より具体的には、バネＭおよびピストン１８は、ディスク１６の回転軸線に対して偏心したディスク１６の各部分と協働する。
バネ２２は、導管１９を閉鎖してピストン１８への供給圧力を遮断するような位置に滑り弁２０を維持しており、制御デバイス１４によってタンクまたは供給部２１に接続されたチャンバ２３に収容されている。より具体的には、バネ２２およびチャンバ２３は、チャンバ２３が供給部２１に接続されているときは、バネ２２が滑り弁２０を位置決めして導管１９を閉鎖するとともに、制御デバイス１４によってチャンバ２３がタンクに接続されているときには、供給部２１の圧力がバネ２２の予荷重に打ち勝って滑り弁２０を開放して、それにより導管１９が概ね供給部２１の圧力になるように形成されている。より具体的には、導管１９が供給部２１の圧力になったときに回転ディスク１６の傾斜角が減少するような予荷重がバネＭに付与されている。
【００１８】
中央制御ユニット１０は、所与の長さ、好ましくは３０秒間のブーストサイクルを実行するようにプログラムされており、そのサイクルの最後に制御デバイス１４が通常作動位置に自動的に切り替わる。
ブーストサイクルの間、ポンプ８は第２の流量を供給する。
荷重センサ１２，１３によって異常が記録された場合は、ブーストサイクルが繰り返されうるようになっていて、そのためこの動作を完了するのに十分に長く圧力が供給されるが、最大負荷条件におけるシステムに対して過度に負担を課すことはない。最大負荷条件において、実際にはより大きい機械的応力に加えて、流体圧流の過熱、すなわち熱応力も発生するが、これが所与の閾値を超えることは許容されるべきではなく、この閾値を超えると損傷が生じうる。
【００１９】
インタフェースモジュール１５は、中央制御ユニット１０から独立して制御デバイス１４を操作するための操縦者用の手動制御部３０を備えている。
最大流量を下回る通常の作動条件において、ポンプ８は第１の流量を供給する。この第１の流量は予め設定可能な閾値を上回るものの、それでも航空機１におけるデバイスに影響を与えるアクチュエータ６，７により要求される流体圧動力、すなわち流量および圧力をなお提供する。アクチュエータ６，７の正確な作動は圧力センサ１１ａ，１１ｂおよび荷重センサ１２，１３によってモニタされていて、そのため流体回路の圧力が、中央制御ユニット１０に記憶された予め設定可能な閾値を常に上回るようになっている。この場合、制御デバイス１４はチャンバ２３を解放しており、そのため導管１９が供給部２１の圧力になっており、ピストン１８が回転ディスク１６に作用してバネＭを圧縮させるとともにポンプ８を最大流量よりも小さく設定する。例えば特に複雑な動作を実行するために、流体回路に接続されたアクチュエータ組立体４，５を同時に操作する理由で、アクチュエータ組立体４，５によって例外的に大きい動力が要求される場合、流体回路の圧力が閾値よりも低下して、アクチュエータ６，７の正確な作動を保証するのに十分に高くならないことがある。この圧力の低下は、流体回路に沿った圧力センサ１１ａ，１１ｂによって検出され、また、アクチュエータ６，７における荷重センサ１２，１３によってより容易に検出される。
【００２０】
中央制御ユニット１０が荷重センサ１２，１３から異常な信号を受信すると、制御デバイス１４がチャンバ２３を供給部２１の圧力側に接続するよう切り替えて、導管１９が解放される。したがって、ピストン１８が減圧されて、バネＭが回転ディスク１６を最大傾斜、すなわち最大流量の位置に移動させ、したがって流体回路圧力を増大させて、この動作に関わるすべての流体圧式デバイスを作動させるのに必要な流体圧動力を供給する。
【００２１】
本発明の利点は下記のとおりである。
センサ１１ａ，１１ｂ，１２，１３によって流体回路圧力が閾値よりも低下したことを検出したとき、例えば複雑な動作の場合、中央制御ユニット１０はポンプ８を制御して第２の流量を供給するとともに、閾値を上回る流体回路圧力を回復させる。
このようにすることによって、例えば航空機１の完全な制御を維持する一方で複雑な動作を実行することが可能になる、
センサ１１ａ，１１ｂ，１２，１３を用いてアクチュエータ６，７の不十分な作動力を直ちに検出できるので、航空機は常に、たとえ極度の状況においても制御可能である。
【００２２】
バネＭの予荷重がピストン１８による荷重を超過するときに、ポンプ８の最大容積移送量、すなわち最大流量が達成される。したがって、最大流量の構成に切り替わるための応答時間が短縮される。
【００２３】
ポンプ８が、流体回路圧力の増大に相当する第２の流量を所与の時間にわたって供給するという事実により、流体回路の構成要素に過度の負担が課されることを防ぐとともに、このことは、ポンプ８および中央制御ユニット１０が作動航空機の適格性再確認の部品として取り付けられた場合に、流体回路の再認定を免除するナショナルアビエーションボード（Ｎａｔｉｏｎａｌ  Ａｖｉａｔｉｏｎ  Ｂｏａｒｄ）の規則を満足するのに寄与する要因でもある。この場合において、ポンプ８の最大圧力は、この流体回路が認定されたときの使用圧力と最大圧力との間でなければならない。
【００２４】
この場合において、航空機１の中央制御ユニット１０は、ブースト作動、すなわち緊急の条件において限られた時間にわたって制御チャンバ１４がチャンバ２３を解放するときの作動のみをポンプ８に行わせるように再プログラム可能である。こうすることにより、流体回路の再認定がもはや必要ではなくなるが、それでも改良されたデバイスを流体回路に接続することが可能になる。
【００２５】
しかしながら、添付の請求の範囲により明確化される保護範囲を逸脱することなく、本明細書に記載され、図示された航空機１に変更を加えてもよいことが明らかである。
特に、飛行中姿勢制御システム、例えばフラップおよび／または尾部の方向舵のアクチュエータに流体回路が接続されている固定翼機にも同様の原理が適用される。
航空機１は転換式航空機であってもよい。
【図１】
2011136687.tif 000003
【図２】
2011136687.tif 000004
【図３】
2011136687.tif 000005
【図４】
2011136687.tif 000006
【外国語明細書】
2011136687000001.pdf