(57)【要約】【課題】  回転可能な部材を作動させるための装置および方法を開示する。【解決手段】  一実施例において、回転可能な部材を作動させるためのアセンブリは、第１の端部および第２の端部を有する延長可能なアクチュエータと、第２の端部に旋回する態様で結合された第１の部分および回転可能な部材に旋回しない態様で結合された第２の部分を有する駆動部材とを含む。駆動部材の第２の部分は、第１の部分から離して配置される。駆動部材はさらに、同一線形順序に並ばない配向で第１および第２の部分から離して配置される第３の部分をさらに含む。アセンブリは、延長可能なアクチュエータの第１の端部に旋回する態様で結合された固定端と、駆動部材の第３の部分に旋回する態様で結合された駆動端とを有する反作用リンクをさらに含む。【選択図】        図２
2004323012.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転軸の周りに回転可能な部材を回転可能な態様で作動させるためのアセンブリであって、
第１の端部および第２の端部を有する延長可能なアクチュエータを含み、前記アクチュエータは、前記回転軸と交差しないアクチュエータの軸に沿って延長可能であり、前記アセンブリはさらに、
前記第２の端部に旋回する態様で結合された第１の部分と、前記回転可能な部材に旋回しない態様で結合された第２の部分とを有する駆動部材を含み、前記第２の部分は前記第１の部分から離して配置され、前記駆動部材は、同一線形順序に並ばない配向で前記第１の部分および前記第２の部分から離して配置される第３の部分をさらに有し、前記アセンブリはさらに、
前記延長可能なアクチュエータの前記第１の端部に旋回する態様で結合された固定端と、前記駆動部材の前記第３の部分に旋回する態様で結合された駆動端とを有する反作用リンクを含む、アセンブリ。
【請求項２】
前記駆動部材は三角形のプレートである、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項３】
前記駆動部材は三角形のフレームである、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項４】
前記駆動部材は実質的に三角形状の断面を有する部分を含む、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項５】
前記第１の端部付近において、前記延長可能なアクチュエータに旋回する態様で結合された基端を有するハンガーリンクをさらに含む、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項６】
前記駆動部材は前記延長可能なアクチュエータと実質的に同一平面上にあり、前記反作用リンクは前記延長可能なアクチュエータおよび前記駆動部材と実質的に同一平面上にある、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項７】
前記駆動部材は前記反作用リンクと実質的に同一平面上にある、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項８】
前記反作用リンクは前記延長可能なアクチュエータと実質的に同一平面上にある、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項９】
前記駆動部材は前記延長可能なアクチュエータと実質的に同一平面上にあり、前記反作用リンクは前記延長可能なアクチュエータから横方向にオフセットしており、前記アクチュエータは、横方向に延びる第１の接続部材によって反作用リンクに結合され、前記駆動部材の前記第３の部分は、横方向に延びる第２の接続部材によって前記反作用リンクに結合される、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項１０】
前記反作用リンクは前記延長可能なアクチュエータと実質的に同一平面上にあり、前記駆動部材は前記延長可能なアクチュエータから横方向にオフセットしており、前記アクチュエータは、横方向に延びる第１の接続部材によって前記駆動部材の前記第１の部分に結合され、前記反作用リンクは、横方向に延びる第２の接続部材によって前記駆動部材の前記第３の部分に結合される、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項１１】
前記反作用リンクおよび前記駆動部材は前記延長可能なアクチュエータから横方向にオフセットしており、前記アクチュエータは、横方向に延びる第１の接続部材によって前記
駆動部材の前記第１の部分に結合され、前記アクチュエータは、横方向に延びる第２の接続部材によって前記反作用リンクに結合される、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項１２】
前記駆動部材の前記第２の部分は前記回転可能な部材に固定式に結合される、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項１３】
航空機を制御するためのアセンブリであって、
回転可能なシャフトに結合された制御面を備え、前記シャフトは回転軸の周りに回転可能であり、前記アセンブリはさらに、
前記シャフトに作動可能な態様で結合された作動アセンブリを備え、前記作動アセンブリは、
第１の端部および第２の端部を有する延長可能なアクチュエータを含み、前記アクチュエータは、前記回転軸と交差しないアクチュエータの軸に沿って延長可能であり、前記作動アセンブリはさらに、
前記延長可能なアクチュエータの前記第２の端部に旋回する態様で結合された第１の部分と、前記シャフトに旋回しない態様で結合された第２の部分とを有する駆動部材を含み、前記第２の部分は前記第１の部分から離して配置され、前記駆動部材は、同一線形順序に並ばない配向で前記第１の部分および前記第２の部分から離して配置される第３の部分をさらに有し、前記作動アセンブリはさらに、
前記延長可能なアクチュエータの前記第１の端部に旋回する態様で結合された固定端と、前記駆動部材の前記第３の部分に旋回する態様で結合された駆動端とを有する反作用リンクを含む、アセンブリ。
【請求項１４】
前記駆動部材は三角形のプレートである、請求項１３に記載のアセンブリ。
【請求項１５】
前記駆動部材は三角形のフレームである、請求項１３に記載のアセンブリ。
【請求項１６】
前記駆動部材は実質的に三角形状の断面を有する部分を含む、請求項１３に記載のアセンブリ。
【請求項１７】
前記第１の端部付近において、前記延長可能なアクチュエータに旋回する態様で結合された基端を有するハンガーリンクをさらに備える、請求項１３に記載のアセンブリ。
【請求項１８】
前記制御面は先尾翼面を含む、請求項１３に記載のアセンブリ。
【請求項１９】
前記駆動部材は前記延長可能なアクチュエータおよび前記反作用リンクの両方と実質的に同一平面上にある、請求項１３に記載のアセンブリ。
【請求項２０】
前記駆動部材は前記延長可能なアクチュエータと実質的に同一平面上にあり、前記反作用リンクは前記延長可能なアクチュエータから横方向にオフセットしており、前記アクチュエータは、横方向に延びる第１の接続部材によって反作用リンクに結合され、前記駆動部材の前記第３の部分は、横方向に延びる第２の接続部材によって前記反作用リンクに結合される、請求項１３に記載のアセンブリ。
【請求項２１】
前記反作用リンクは前記延長可能なアクチュエータと実質的に同一平面上にあり、前記駆動部材は前記延長可能なアクチュエータから横方向にオフセットしており、前記アクチュエータは、横方向に延びる第１の接続部材によって前記駆動部材の前記第１の部分に結合され、前記反作用リンクは、横方向に延びる第２の接続部材によって前記駆動部材の前記第３の部分に結合される、請求項１３に記載のアセンブリ。
【請求項２２】
前記反作用リンクおよび前記駆動部材は前記延長可能なアクチュエータから横方向にオフセットしており、前記アクチュエータは、横方向に延びる第１の接続部材によって前記駆動部材の前記第１の部分に結合され、前記アクチュエータは、横方向に延びる第２の接続部材によって前記反作用リンクに結合される、請求項１３に記載のアセンブリ。
【請求項２３】
航空機のための先尾翼アセンブリであって、
回転軸の周りに回転可能なシャフトと、
前記シャフトに結合されて、前記航空機の外側に位置付けられるように適合された少なくとも１つの制御面と、
前記シャフトに作動可能な態様で結合された作動アセンブリとを備え、前記作動アセンブリは、
第１の端部および第２の端部を有する延長可能なアクチュエータを含み、前記アクチュエータは、前記回転軸と交差しないアクチュエータの軸に沿って延長可能であり、前記作動アセンブリはさらに、
前記延長可能なアクチュエータの前記第２の端部に旋回する態様で結合された第１の部分と、前記シャフトに旋回しない態様で結合された第２の部分とを有する駆動部材を含み、前記第２の部分は前記第１の部分から離して配置され、前記駆動部材は、同一線形順序に並ばない配向で前記第１の部分および前記第２の部分から離して配置される第３の部分をさらに有し、前記作動アセンブリはさらに、
前記延長可能なアクチュエータの前記第１の端部に旋回する態様で結合された固定端と、前記駆動部材の前記第３の部分に旋回する態様で結合された駆動端とを有する反作用リンクを含む、先尾翼アセンブリ。
【請求項２４】
前記シャフトは、第１の長手方向軸を有する第１のパーツと、第２の長手方向軸を有する第２のパーツと、前記第１のパーツおよび前記第２のパーツを結合する接続部とを含み、前記第２の長手方向軸は、前記第１の長手方向軸とは同一線上にはない、請求項２３に記載の先尾翼アセンブリ。
【請求項２５】
前記第２の長手方向軸は前記第１の長手方向軸と平行である、請求項２４に記載の先尾翼アセンブリ。
【請求項２６】
前記駆動部材は前記第１のパーツに旋回しない態様で結合され、前記制御面は前記第２のパーツに結合される、請求項２４に記載の先尾翼アセンブリ。
【請求項２７】
前記航空機の胴体部に作動可能な態様で結合された界面アセンブリをさらに備え、前記シャフトは、前記界面アセンブリを通って延びて、前記界面アセンブリによって回転可能な態様で支持される、請求項２３に記載の先尾翼アセンブリ。
【請求項２８】
前記シャフトは、前記航空機の第１の側面から外方向に突出する第１のパーツと、前記航空機の第２の側面から外方向に突出する第２のパーツとを含み、前記少なくとも１つの制御面は、前記第１のパーツに結合された第１の制御面と、前記第２のパーツに結合された第２の制御面とを含む、請求項２３に記載の先尾翼アセンブリ。
【請求項２９】
前記航空機の前記第１の側面に作動可能な態様で結合された第１の界面アセンブリと、前記航空機の前記第２の側面に作動可能な態様で結合された第２の界面アセンブリとをさらに備え、前記シャフトは、前記第１の界面アセンブリおよび前記第２の界面アセンブリを通って延びて、前記第１の界面アセンブリおよび前記第２の界面アセンブリによって回転可能な態様で支持される、請求項２８に記載の先尾翼アセンブリ。
【請求項３０】
前記シャフトは第１のシャフトであり、前記作動アセンブリは第１の作動アセンブリで
あり、
第２の回転軸の周りに回転可能な第２のシャフトと、
前記第２のシャフトに結合されて、前記航空機の外側に位置付けられるように適合された少なくとも１つの第２の制御面と、
前記第２のシャフトに作動可能な態様で結合された第２の作動アセンブリとをさらに備える、請求項２３に記載の先尾翼アセンブリ。
【請求項３１】
前記第１の端部付近において、前記延長可能なアクチュエータに旋回する態様で結合された基端を有するハンガーリンクをさらに備える、請求項２３に記載の先尾翼アセンブリ。
【請求項３２】
前記駆動部材は前記延長可能なアクチュエータおよび前記反作用リンクの両方と実質的に同一平面上にある、請求項２３に記載の先尾翼アセンブリ。
【請求項３３】
前記駆動部材は前記延長可能なアクチュエータと実質的に同一平面上にあり、前記反作用リンクは前記延長可能なアクチュエータから横方向にオフセットしており、前記アクチュエータは、横方向に延びる第１の接続部材によって反作用リンクに結合され、前記駆動部材の前記第３の部分は、横方向に延びる第２の接続部材によって前記反作用リンクに結合される、請求項２３に記載の先尾翼アセンブリ。
【請求項３４】
前記反作用リンクは前記延長可能なアクチュエータと実質的に同一平面上にあり、前記駆動部材は前記延長可能なアクチュエータから横方向にオフセットしており、前記アクチュエータは、横方向に延びる第１の接続部材によって前記駆動部材の前記第１の部分に結合され、前記反作用リンクは、横方向に延びる第２の接続部材によって前記駆動部材の前記第３の部分に結合される、請求項２３に記載の先尾翼アセンブリ。
【請求項３５】
前記反作用リンクおよび前記駆動部材は前記延長可能なアクチュエータから横方向にオフセットしており、前記アクチュエータは、横方向に延びる第１の接続部材によって前記駆動部材の前記第１の部分に結合され、前記アクチュエータは、横方向に延びる第２の接続部材によって前記反作用リンクに結合される、請求項２３に記載の先尾翼アセンブリ。
【請求項３６】
前記アクチュエータは、作動可能な態様でボールねじを駆動するモータと、作動可能な態様で前記ボールねじに結合されたボールナットとを含み、前記ボールナットは、前記駆動部材の前記第１の部分に旋回する態様でさらに結合される、請求項２３に記載の先尾翼アセンブリ。
【請求項３７】
胴体と、
作動可能な態様で前記胴体に結合された推進システムと、
作動可能な態様で前記胴体に結合された制御システムとを備え、前記制御システムは、
回転可能なシャフトに結合された制御面を含み、前記シャフトは回転軸の周りに回転可能であり、前記制御システムはさらに、
作動可能な態様で前記シャフトに結合された作動アセンブリを含み、前記作動アセンブリは、
第１の端部および第２の端部を有する延長可能なアクチュエータを有し、前記アクチュエータは、前記回転軸と交差しないアクチュエータの軸に沿って延長可能であり、前記作動アセンブリはさらに、
前記延長可能なアクチュエータの前記第２の端部に旋回する態様で結合された第１の部分と、前記シャフトに旋回しない態様で結合された第２の部分とを有する駆動部材を有し、前記第２の部分は前記第１の部分から離して配置され、前記駆動部材は、同一線形順序に並ばない配向で前記第１の部分および前記第２の部分から離して配置される第３の
部分をさらに有し、前記作動アセンブリはさらに、
前記延長可能なアクチュエータの前記第１の端部に旋回する態様で結合された固定端と、前記駆動部材の前記第３の部分に旋回する態様で結合された駆動端とを有する反作用リンクを有する、航空機。
【請求項３８】
前記作動アセンブリは、前記アクチュエータの前記第１の端部付近において、前記延長可能なアクチュエータに旋回する態様で結合された基端と、前記胴体に旋回する態様で結合された支持端とを有するハンガーリンクをさらに有する、請求項３７に記載の航空機。
【請求項３９】
前記制御面は先尾翼面を含む、請求項３７に記載の航空機。
【請求項４０】
前記駆動部材は前記延長可能なアクチュエータおよび前記反作用リンクの両方と実質的に同一平面上にある、請求項３７に記載の航空機。
【請求項４１】
前記駆動部材は前記延長可能なアクチュエータと実質的に同一平面上にあり、前記反作用リンクは前記延長可能なアクチュエータから横方向にオフセットしており、前記アクチュエータは、横方向に延びる第１の接続部材によって反作用リンクに結合され、前記駆動部材の前記第３の部分は、横方向に延びる第２の接続部材によって前記反作用リンクに結合される、請求項３７に記載の航空機。
【請求項４２】
前記反作用リンクは前記延長可能なアクチュエータと実質的に同一平面上にあり、前記駆動部材は前記延長可能なアクチュエータから横方向にオフセットしており、前記アクチュエータは、横方向に延びる第１の接続部材によって前記駆動部材の前記第１の部分に結合され、前記反作用リンクは、横方向に延びる第２の接続部材によって前記駆動部材の前記第３の部分に結合される、請求項３７に記載の航空機。
【請求項４３】
回転軸の周りに回転可能な部材を回転可能な態様で作動させる方法であって、
延長可能なアクチュエータの第１の端部に旋回する態様で結合された第１の部分と、前記回転可能な部材に旋回しない態様で結合された第２の部分とを有する駆動部材を設けるステップを含み、前記第２の部分は前記第１の部分から離して配置され、前記方法はさらに、
前記駆動部材の第３の部分に旋回する態様で結合された第１の端部を有する反作用リンクを設けるステップを含み、前記第３の部分は、同一線形順序に並ばない配向で前記第１の部分および前記第２の部分から離して配置され、前記反作用リンクは、前記アクチュエータの第２の端部に旋回する態様で結合された第２の端部を有し、前記方法はさらに、
前記駆動部材の前記第１の部分に力をかけて前記回転軸の周りに前記回転可能な部材を回転させるために前記アクチュエータを延ばすステップを含む、方法。
【請求項４４】
駆動部材を設ける前記ステップは、三角形のプレートを設けるステップを含む、請求項４３に記載の方法。
【請求項４５】
延長可能なアクチュエータの第１の端部に旋回する態様で結合された第１の部分を有する駆動部材を設ける前記ステップは、前記延長可能なアクチュエータと実質的に同一平面上にある駆動部材を設けるステップを含む、請求項４３に記載の方法。
【請求項４６】
前記駆動部材の第３の部分に旋回する態様で結合された第１の端部を有する反作用リンクを設ける前記ステップは、前記駆動部材と実質的に同一平面上にある反作用リンクを設けるステップを含む、請求項４３に記載の方法。
【請求項４７】
前記駆動部材の前記第１の部分に力をかけるために前記アクチュエータを延ばす前記ス
テップは、前記回転軸と交差しないアクチュエータの軸に沿って前記アクチュエータを延ばすステップを含む、請求項４３に記載の方法。
【請求項４８】
前記駆動部材の前記第１の部分に力をかけるために前記アクチュエータを延ばす前記ステップは、前記駆動部材の前記第１の部分に力をかけて、さらに、対応する力を前記反作用リンクにかけるために、前記アクチュエータを延ばすステップを含み、前記力および前記対応する力は、組合さって前記回転可能な部材を回転させる、請求項４３に記載の方法。
【請求項４９】
前記回転可能な部材は航空機の制御面を含み、前記駆動部材の前記第１の部分に力をかけて前記回転可能な部材を回転させるために前記アクチュエータを延ばす前記ステップは、前記制御面を回転させるステップを含む、請求項４３に記載の方法。
【請求項５０】
前記制御面は先尾翼を含み、前記制御面を回転させる前記ステップは、前記先尾翼を回転させるステップを含む、請求項４９に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
関連出願の相互参照
この特許出願は、本願と同一の所有者が所有する、２００２年１０月２２日付で出願されて「先尾翼等の可動翼形を設置して作動させるための方法および装置（Method and Apparatus for Installing and Actuating Movable Airfoils, Such as Canards）」と題された米国仮特許出願第６０／４２０，６６８号の一部継続である。この仮特許出願は、この明細書において引用によって援用される。
【０００２】
発明の分野
この開示は、回転可能な部材を作動させるための装置および方法に関し、より特定的に、航空機の回転可能な制御面を作動させるための装置および方法に関する。
【背景技術】
【０００３】
発明の背景
既存の多くの商用航空機および軍用航空機は、与圧胴体と、胴体の中央部に向けて位置付けられる翼アセンブリと、翼アセンブリの後方に位置付けられる尾部アセンブリとを含む。尾部アセンブリは一般に、縦揺れ制御をもたらす水平制御面と、偏揺れ制御をもたらす垂直制御面とを含む。尾部アセンブリは、胴体の後部に取付けられた非与圧の尾部に搭載可能である。代替的に、航空機の中には、胴体上の翼アセンブリの前方位置に搭載されて所望の縦揺れの安定性および制御をもたらす先尾翼面を備えているものがある。航空機における制御面の位置に関係なく、既存の多くの制御面（縦揺れおよび偏揺れ）は、回転可能な部材（駆動シャフト等）を回転させることによって作動させることができる。一般に、回転可能な部材の回転によって対応するたわみまたは回転が制御面に生じ、それによって所望の縦揺れ制御または偏揺れ制御をもたらす。
【０００４】
回転可能な制御面２２を作動させるための従来のアクチュエータアセンブリ２０の側面図が図１に示される。アクチュエータアセンブリ２０は、第１の方向２６に延長可能であって第２の方向２８に後退可能である、長手方向に延長（伸縮）可能なアクチュエータ２４を含む。アクチュエータ２４は、第１の点Ａにおいて駆動アーム３４の第１の端部３２に旋回する態様で結合された第１の端部３０を有する。駆動アーム３４の第２の端部３６は、第２の点Ｂにおいて駆動シャフト３８（図１では端面図で示す）に旋回しない態様で（固定式等で）結合される。駆動シャフト３８は次いで、制御面２２に結合される。
【０００５】
図１に示されるように、アクチュエータ２４の第２の端部４０は、第３の点Ｃにおいてハンガーリンク４２の第１の端部４４に旋回する態様で結合される。ハンガーリンク４２の第２の端部４６は、対地点Ｇにおいて相対的に静止した支持体４８（機体等）に旋回する態様で結合される。アクチュエータアセンブリ２０は、第２の点Ｂに旋回する態様で結合された第１の端部５２と、第３の点Ｃに旋回する態様で結合された第２の端部５４とを有する反作用リンク５０をさらに含む。代替的に、トルクの増大を必要とする適用例については、駆動アーム３４が第２の点Ｂを越えて延びてよく、反作用リンク５０′が代替的な点Ｂ′において、延長した駆動アーム３４′の第２の端部３６′に旋回する態様で結合されてよい。
【０００６】
動作時に、アクチュエータ２４が第１の方向２６に延びるにつれて、駆動アーム３４に力がかかり、この力が反作用リンク５０の対応する力と結合されて駆動シャフト３８の回
転を生じ、それによって制御面２２を第１の回転方向５２に回転させる。同様に、アクチュエータ２４が第２の方向２８に後退すると、駆動アーム３４と反作用リンク５０との力の組合せによって、駆動シャフト３８、したがって制御面２２が第２の回転方向５４に回転する。ハンガーリンク４２の第２の端部４６が対地点Ｇに旋回する態様で結合されているため、第３の点Ｃはアクチュエータ２４の作動中に第１の方向２６および第２の方向２８に並進運動することができる。したがって、従来は第２の点Ｂに、または第１の旋回点Ａおよび第２の旋回点Ｂと同一線上にある代替的な点Ｂ′に取付けられている反作用リンク５０を介し、アクチュエータ２４がもたらす作動負荷が局部構造に密接に結合される。同様に、ハンガーリンク４２がねじり負荷を及ぼす。図１に示されるアクチュエータアセンブリ２０は、「動梁」連鎖リンク機構アセンブリとして周知のタイプのものである。
【特許文献１】米国仮特許出願第６０／４２０，６６８号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
従来のアクチュエータアセンブリ２０を用いて所望の結果が得られてきたものの、航空機技術の不断の進歩により、このようなアセンブリに対して一層多くの要求がなされている。たとえば、高度な航空機の構成、特に遷音速および超音速の飛行条件用に開発されている航空機の構成では、最適な縦揺れ制御を得るために比較的大きな先尾翼面を設けながら、それと同時に航空機胴体の断面の大きさを縮小して抗力を最小限にすることが望ましいと考えられる。これらの要因はアクチュエータアセンブリに対する負荷要件を増大させる傾向があり、それと同時に航空機内の空間をより効果的に使用する要求が増大し得る。したがって、航空機技術の不断の進歩によってもたらされる競争的需要をより充分に満たすアクチュエータアセンブリを提供する必要性があり、この必要性はまだ満たされていない。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
発明の概要
この発明は、回転可能な部材を作動させるための装置および方法に向けられる。この発明に従った装置および方法は、先行技術に比べ、このような装置が占める空間の量を有利にも減少できる。したがって、この明細書に開示される装置および方法が航空機で用いられると、航空機内の空間の利用が改善される。
【０００９】
一実施例において、回転可能な部材を作動させるためのアセンブリは、第１の端部および第２の端部を有する延長（伸縮）可能なアクチュエータと、第２の端部に旋回する態様で結合された第１の部分および回転可能な部材に旋回しない態様で結合された第２の部分を有する駆動部材とを含む。駆動部材の第２の部分は第１の部分から離して配置される。駆動部分は、非線形の（同一線形順序に並ばない）配向で第１の部分および第２の部分から離して配置される第３の部分をさらに含む。アセンブリは、延長可能なアクチュエータの第１の端部に旋回する態様で結合された固定端と、駆動部材の第３の部分に旋回する態様で結合された駆動端とを有する反作用（反力、抗力）リンクをさらに含む。
【００１０】
次に以下の図面を参照して、この発明の好ましい実施例および代替的な実施例を詳細に説明する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
この発明は、回転可能な部材を作動させるための装置および方法に関する。この発明の或る実施例の多くの特定の詳細を以下の説明および図２〜図１０において明示して、このような実施例の完全な理解をもたらす。しかしながら、当業者は、この発明がさらに別の実施例を有し得ること、または、この発明が以下の説明に記載される詳細のいくつかを伴わずに実施可能であることを理解するであろう。
【００１２】
図２は、この発明の一実施例に従ったアクチュエータアセンブリ６０の概略側面図である。アクチュエータアセンブリ６０が図１に示された先行技術のアクチュエータアセンブリ２０と同じ構成要素を多く含み得ることが認識されるであろう。しかしながら、この発明に従ったアクチュエータアセンブリ６０の実施例では、以下により詳細に説明するように、反作用リンク９０の第１の端部９２と駆動部材７４との間の旋回点Ｄが、点Ａ−Ｂ間の線と同一線上にはない。
【００１３】
図２に示されるように、アクチュエータアセンブリ６０は、第１の方向２６に延長可能であって第２の方向２８に後退可能である、長手方向に延長（伸縮）可能なアクチュエータ２４を含む。アクチュエータ２４は、第１の点Ａにおいて駆動部材７４の第１の部分７２に旋回する態様で結合された第１の端部３０を有する。図２にさらに示されるように、駆動部材７４は、第２の点Ｂにおいて駆動シャフト３８（図２では端面で示す）に旋回しない態様で（固定式等で）結合された第２の部分７６を含む。駆動シャフト３８は次いで、制御面２２に結合される。さらに、アクチュエータ２４の第２の端部４０は、第３の点Ｃにおいてハンガーリンク４２の第１の端部４４に旋回する態様で結合され、ハンガーリンク４２の第２の端部４６は、対地点Ｇにおいて相対的に静止した支持体４８に旋回する態様で結合される。アクチュエータアセンブリ６０は、第４の点Ｄにおいて駆動部材７４の第３の部分７８に旋回する態様で結合された第１の端部９２を有する反作用リンク９０をさらに含む。反作用リンク９０の第２の端部９４は、第３の点Ｃに旋回する態様で結合される。
【００１４】
図２に示された実施例において、駆動部材７４は、ほぼ三角形状のプレート等の、ほぼ三角形状の部材である。代替的な実施例において、駆動部材７４は、フレーム部材または他の任意の適切な形状のプレートもしくは部材であってよい。しかしながら、駆動部材７４の第３の部分７８が第１の部分７２および第２の部分７６と線形にアライメントされていない（同一線上ではない）ことを認識されたい。すなわち、先行技術のアクチュエータアセンブリ２０（図１）とは異なり、第１の点Ａおよび第２の点Ｂを通って延びる線は、第４の点Ｄを通らない。図２の側面図で示されるように、第１の点Ａ、第２の点Ｂ、および第４の点Ｄは、三角形の（すなわち同一線形順序で並ばない）配向に配置されている。したがって、駆動部材７４は、第１の点Ａ、第２の点Ｂ、および第４の点Ｄが同一線形順序に並ばない配向に位置付けられるようにする、実質的に任意の所望の形状であり得る。
【００１５】
アクチュエータ２４が長手方向に延長可能な任意のタイプのアクチュエータであり得ることを認識されたい。たとえば、アクチュエータ２４は、油圧アクチュエータ、電気アクチュエータ、空気圧アクチュエータ、機械駆動アクチュエータ、または実質的に任意の他のタイプのアクチュエータであってよい。また、アクチュエータ２４は、アクチュエータの軸２５が駆動シャフト３８の長手方向軸（図２の頁より外に延びる）と交差しないように配置されるべきであり、アクチュエータの軸２５に沿ってアクチュエータ２４が延びることにより、駆動シャフト３８を回転させる力をもたらし得る。
【００１６】
さらに、代替的な実施例において、アクチュエータアセンブリ２０のさまざまな構成要素がほぼ同一平面上にあることが考えられ、または、１つ以上の構成要素がさまざまな非平面の配置において他の構成要素から横方向にオフセットすることが考えられる。たとえば、駆動部材７４は、延長可能なアクチュエータとほぼ同一平面上にあり得るが、反作用リンク９０から横方向にオフセットしていることが考えられ、この場合、図２に示される第３の点Ｃおよび第４の点Ｄは、シャフトまたは他の接続部材の端面図となり得る。代替的に、駆動部材７４は、反作用リンク９０とほぼ同一平面上にあり得るが、アクチュエータ２４から横方向にオフセットしていることが考えられ、この場合、第１の点Ａおよび第３の点Ｃは、シャフトまたは他の接続部材の端面図となり得る。さらに別の実施例におい
て、駆動部材７４は、反作用リンク９０およびアクチュエータ２４の両方から横方向にオフセットしていることが考えられ、この場合、第１の点Ａおよび第４の点Ｄはシャフトの端面図となり得る。当然ながら、さらに別の実施例において、駆動部材７４、反作用リンク９０、およびアクチュエータ２４はすべて、ほぼ同一平面上にあり得る。
【００１７】
動作時にアクチュエータ２４が第１の方向２６に延びるにつれて、駆動部材７４に力がかかり、この力が反作用リンク９０の対応する（または対抗するか、もしくは釣合う）力と組合さり、それによって駆動シャフト３８（および制御面２２）の第１の回転方向５２への回転を生じる。駆動シャフト３８が第１の回転方向５２に回転するにつれて、第４の点Ｄ（すなわち、反作用リンク９０と駆動部材７４との間の旋回点）もまた第３の回転方向９２に回転する。同様に、アクチュエータ２４が第２の方向２８に後退すると、駆動部材７４と反作用リンク９０との力の組合せにより、駆動シャフト３８（および制御面２２）が第２の回転方向５４に回転する。駆動シャフト３８が第２の回転方向５２に回転するにつれ、第４の点Ｄが第４の回転方向９４に同時に回転する。上で述べたように、第３の点Ｃは、アクチュエータ２４の作動中に第１の方向２６および第２の方向２８に並進運動できる。なぜなら、ハンガーリンク４２の第２の端部４６が対地点Ｇにおいて旋回する態様で結合されているためである。
【００１８】
アクチュエータアセンブリ６０は、先行技術のアクチュエータアセンブリ２０（図１）に勝る利点を提供できる。たとえば、反作用リンク９０と駆動部材７４との間の旋回点（すなわち第４の点Ｄ）が駆動部材７４と駆動シャフト３８との間の旋回点（すなわち第２の点Ｂ）と一致しないため、アクチュエータアセンブリ６０は、先行技術のアクチュエータアセンブリ２０に比べて回転トルクの増大をもたらし得る。同様に、特に駆動シャフト３８を越えて延びて（図１）、駆動シャフト３８と一致しない旋回点Ｂ′において延長した反作用リンク５０′に旋回する態様で結合している第２の端部３６′を有する延長した駆動アーム３４′を先行技術のアクチュエータアセンブリ２０が含む場合、アクチュエータアセンブリ６０は有利にも、使用する空間が先行技術よりも少ないことが考えられる。したがって、この発明に従ったアクチュエータアセンブリ６０は、たとえば航空機内部等の空間の利用改善をもたらし得る。
【００１９】
この発明に従ったアクチュエータアセンブリ６０の１つの可能な実現例は、前方に位置付けられた制御面または先尾翼を有する航空機に存在する。たとえば図３は、この発明の一実施例に従った先尾翼アセンブリ１２０を含む航空機１００の等角図である。先尾翼アセンブリ１２０は、後方に搭載された翼１０１の前方において、航空機１００の胴体１１０に取付けられる。図３に示されるように、航空機１００は、翼１０１と一体化した推進システム１０２と、推進システム１０２に少なくとも近接して搭載されて偏揺れの安定性および制御をもたらす、傾斜させた尾部１０３とを含む。機尾本体１０４は、推進システム１０２間に位置付けられて縦揺れ制御面１０５を含み、縦揺れ制御面１０５は、先尾翼アセンブリ１２０と共に、航空機１００に対して縦揺れの安定性および制御権限をもたらす。
【００２０】
図３に示された航空機１００が、この発明に従ったアクチュエータアセンブリの備え付けが可能な航空機の一例に過ぎないことを認識されたい。この明細書に開示されたこの発明の装置および方法は、ザ・ボーイング・カンパニー（The Boeing Company）から商業ベースで入手可能な従来の商用旅客機、たとえば７３７、７４７、７５７、７６７、および７７７モデルを含む、広くさまざまな他のタイプの航空機の制御面を作動させるためにも使用可能である。さらに、この発明に従った装置および方法は、たとえば２００１年９月にブック・セールズ・パブリッシャーズ（Book Sales Publishers）が出版した、エンツォ・アンジェルッチ（Enzo Angelucci）による「軍用航空機の図解百科事典（The Illustrated Encyclopedia of Military Aircraft）」に記載されたものを含む、ミサイル、無
人車両、回転翼航空機、およびさまざまな軍用航空機においても使用可能である。
【００２１】
図４は、実質的に線２−２に沿って得られた、図３の航空機１００の一部の拡大断面図である。図２に示されるように、胴体１１０は、乗客用座席１１２、１つ以上の通路１１４、調理室、および旅客航空機に典型的な他の特徴を有する与圧客室１１１を含み得る。代替的に、このような乗客用設備は省略されてよく、客室１１１は与圧されなくてよい。胴体１１０は、乗客の客室１１１上に位置付けられた（与圧または非与圧の）先尾翼の筐体１１３をさらに含み得る。この実施例において、与圧客室１１１と先尾翼の筐体１１３との間に天井板１１５が位置付けられる。より詳細に以下に説明するように、先尾翼の筐体１１３は、与圧客室１１１に対して大容量を有利にも保ちながら先尾翼アセンブリ１２０を可動式に支持するようにサイズおよび位置が決定され得る。
【００２２】
引続き図４を参照すると、先尾翼アセンブリ１２０は、２つの翼形部１３０（左翼形部１３０ａおよび右翼形部１３０ｂとして図示）を含む。各翼形部１３０は、第１のまたは上部の面１３１ａと第２のまたは下部の面１３１ｂとを含み得る。翼形部１３０は、先尾翼の筐体１１３を通って翼形部１３０間に延びる接続部１４０（スピンドル等）によって接続され得る。したがって、翼形部１３０は胴体１１０の外側に延び、接続部１４０は胴体１１０の内側に延びる。先尾翼アセンブリ１２０の界面領域１２１は、先尾翼アセンブリ１２０の外部と内部との間で胴体１１０の外壁とアライメントされ得る。
【００２３】
先尾翼アセンブリ１２０のこの実施例において、接続部１４０は、２つの取付部１４１（左取付部１４１ａおよび右取付部１４１ｂとして図示）を含む。取付部１４１は、接続部１４０および翼形部１３０を胴体１１０に対して可動にしながら、接続部１４０を胴体１１０に結合する。たとえば一実施例において、接続部１４０および翼形１３０は、矢印Ｒが示すように回転軸１４６の周りを１つのユニットとして回転できる。したがって、接続部１４０は、アクチュエータアセンブリ１６０に結合されて回転軸１４６の周りを能動的に回転し得る。
【００２４】
特定の一局面において、回転軸１４６は、界面領域１２１と、接続部１４０の最小断面領域１４３とを通り得る。別の局面において、接続部１４０は、取付部１４１間で回転軸１４６に直接沿って位置付けられる中間領域１４２を含み得、または代替的に、中間領域１４２は、たとえば図４に示されるように、回転軸１４６から垂直方向にオフセットしてよい。さらに別の局面において、中間領域１４２は、最小断面領域１４３に等しいか、またはそれよりも大きな断面積を有し得る。より詳細に以下に説明するように、上述の特徴により、与圧客室１１１の容積に対する翼形部１３０および関連する作動システムの影響を減少できる。
【００２５】
図５は、図３の航空機１００の一部の、表層部を切断した拡大上面等角図である。図５に示されるように、先尾翼アセンブリ１２０の翼形部１３０の各々は、中央部１３３と、中央部１３３の前方の前縁１３２と、中央部１３３の後方の後縁装置１３４（昇降舵等）と、機翼先端１３５とを含む。一局面において、後縁装置１３４は、中央部１３３に対して可動であり、たとえば翼形部１３０に対して平衡状態の制御をもたらし得る。したがって、後縁装置１３４は、中央部１３３に位置付けられたアクチュエータ（図５には図示せず）に対し、作動可能な態様で結合され得、一方で中央部１３３は縦揺れ制御をもたらす。その結果、中央部１３３は後縁装置１３４よりも相対的に高速で作動され得る。これは、全体が動く（しかも相対的にゆっくりと動く）尾部が平衡状態の制御をもたらして、相対的に高速で動く後縁昇降舵が縦揺れ制御をもたらす、従来の機尾搭載型の尾部の構成のいくつかとは異なる。他の実施例では、後縁を中央部１３３に対して固定できる。さらに別の実施例では、後縁１３２を中央部１３３に対して可動にできる。
【００２６】
図５にさらに示されるように、翼形部１３０は、構造の強度と整合性とを高めるように配置された長手方向の桁１３６および／または横方向のストリンガー１３７を含み得る。一局面において、中央部１３３のストリンガー１３７は、胴体１１０に向かって内側に延びるにつれて一点に集まり得る。さらに別の局面では、ストリンガー１３７を接続部１４０に一体的に接続して、接続部１４０と翼形部１３０との間に強力な構造上の連結を設けることができる。代替点な実施例において、翼形部１３０は、たとえば積層コア構成体等の他の構造上の構成を含み得る。
【００２７】
図５に示される実施例において、先尾翼アセンブリ１２０の接続部１４０は、胴体１１０の外側の先尾翼アセンブリ１２０の一部と胴体１１０の内側の先尾翼アセンブリ１２０の一部との間の界面領域１２１に近接して位置付けられた最小断面領域１４３を有する。最小断面領域１４３は、翼形１３０の最大翼弦長さＣに比べて相対的に小さな幅Ｗを（翼弦方向等に）有し得る。たとえばこの実施例の一局面において、幅Ｗは、最大翼弦長さＣの約５％〜約１５％の範囲の値を有し得る。特定の実施例において、幅Ｗは、最大翼弦長さＣの約７％の値を有し得る。回転軸１４６は最小断面領域１４３を通り得る。したがって、接続部１４０上の任意の地点の、中立位置を基準とした最大偏差は、翼形部１３０が比較的大きなたわみ角で回転する場合でも比較的小さいことが考えられる。
【００２８】
さらに、例示的な一実施例において、翼形部１３０は、中立位置を基準として総計で約４０°のたわみ角で回転可能である。この実施例の特定の局面において、たわみ角の総計は、約１５°の上方偏差（たとえば前縁１３２がその中立位置を基準に上方に１５°たわむ）、および約２５°の下方たわみ（たとえば後縁１３２がその中立位置から下方に２５°たわむ）を含み得る。他の実施例において、翼形部１３０は他の角度範囲で回転可能であり、および／または、角度範囲が上方および／または下方に異なる成分を有し得る。これらの実施例のどのようなものにおいても、与圧客室１１１の利用可能な容積に対するこれらのたわみの影響が、比較的小さいことが考えられる。なぜなら、たとえば（ａ）接続部１４０が翼形部１３０の最大翼弦長さに対して相対的に小さな断面積を有しており、（ｂ）回転軸１４６が界面領域１２１および最小断面領域１４３を通るためである。
【００２９】
航空機１００の実施例において、取付部１４１（図５）の各々は、接続部１４０の回転動作を可能にするように位置付けられた軸受１４４を含む。各軸受１４４は、接続部１４０側に付設されるアーチ型の第１の軸受面１４５ａを含み、第１の軸受面１４５ａは、胴体１１０側に付設されるアーチ型の第２の軸受面１４５ｂと係合する。軸受１４４は、たとえば、玉軸受の構成、ころ軸受の構成、または他の任意の適切な軸受構成を含み得る。軸受１４４は、胴体１１０に対する接続部１４０および翼形部１３０の回転動作に対応する。
【００３０】
図６は、図５の先尾翼アセンブリ１２０のアクチュエータアセンブリ１６０の拡大部分等角図である。図５および図６に部分的に示されるアクチュエータアセンブリ１６０は、この発明に従ったアクチュエータアセンブリ１６０、たとえば上で説明して図２に示したアクチュエータアセンブリ６０であってよい。代替的に、アクチュエータアセンブリ１６０は、他の構成要素から横方向にオフセットした１つ以上の構成要素を有してよい。たとえば図７は、この発明の一実施例に従った、図６のアクチュエータアセンブリ１６０ａの拡大部分等角図である。アクチュエータアセンブリ１６０ａは、ボールねじ１６２に結合された回転モータ１６１を有するアクチュエータ１５９を含む。ボールねじ１６２は、駆動部材１７４の第１の部分１７２に結合され得る対応するボールナット１６３と係合できる。同様に、駆動部材１７４の第２の部分１７６は、接続部１４０の駆動シャフト部１４０ａに旋回しない態様で結合（たとえば固定式に結合）され得る。アクチュエータ１５９は、アクチュエータの軸１５３が接続部１４０の駆動シャフト部１４０ａの長手方向軸１５１と交差しないように位置付けられる。したがって、アクチュエータの軸１５３に沿っ
てアクチュエータ１５９が延びることにより、駆動シャフト部１４０ａを回転させる力がもたらされ得る。
【００３１】
図７にさらに示されるように、反作用リンク１９０は、ハンガーリンク１５２の第１の端部１５４に旋回する態様で結合され、ハンガーリンク１５２は、対地点Ｇにおいて相対的に静止した支持体１５８に旋回する態様で結合される。反作用リンク１９０（およびハンガーリンク１５２）は、アクチュエータ１５９と第３の旋回点Ｃとの間に延びる第１の接続部材１５７によってアクチュエータ１５９にも結合される。反作用リンク１９０は、第３の部分１７８と第４の旋回点Ｄとの間に延びる第２の接続部材１５５を介して、駆動部材１７４の第３の点１７８にも旋回する態様で結合される。図７に示されるアクチュエータアセンブリ１６０の実施例において、反作用リンク１９０はアクチュエータ１５９および駆動部材１７４から横方向にオフセットしている。
【００３２】
さらに別の実施例において、駆動部材１７４は、反作用リンク１９０およびアクチュエータ１５９から横方向にオフセットしている（または同一平面上にない）ことが考えられる。たとえば図８は、この発明の別の実施例に従った、図６のアクチュエータアセンブリ１６０ｂの拡大部分等角図である。図８に示されるように、反作用リンク１９０およびアクチュエータ１５９はほぼ同一平面上にあるが、駆動部材１７４はそれらから横方向にオフセットしている。特に、駆動ナット１６３が第１の接続リンク１５５ｂによって駆動部材１７４の第１の部分１７２に結合され（旋回点Ａに結合され）、反作用リンク１９０が第２の接続リンク１５７ｂによって駆動部材１７４の第３の部分１７８に結合される。図８では第１の接続リンク１５５ｂおよび第２の接続リンク１５７ｂが単純なシャフト部材として示されているが、代替的な実施例において適切で多様な設計、形態、および構造を用いてよい。
【００３３】
動作時に、モータ１６１のシャフトが回転するにつれ、ボールねじ１６２がねじを切る態様でボールナット１６３と係合して、ボールナット１６３をアーチ型の経路に沿って前方および後方に駆動する。アクチュエータ１５９が前方方向１８０にボールナット１６３を駆動するにつれて、駆動部材１７４に力がかかり、この力が反作用リンク１９０の力と組合さり、接続部材１４０の駆動シャフト１４０ａ、したがって翼形部１３０（図５）の第１の回転方向１８２への回転を生じる。反対に、アクチュエータ１５９が後方方向１８４にボールナット１６３を駆動するにつれて、アクチュエータアセンブリ１６０が接続部材１４０の駆動シャフト１４０ａ（および翼形部１３０）を第２の回転方向１８６に回転させる。
【００３４】
１つ以上の例示的な実施例において、アクチュエータ１６０は比較的高速で作動可能である。たとえば、代替的な実施例において、アクチュエータ１６０は１秒間に約２０°もしくは１秒間に約４０°の速度で、またはより速い回転速度で翼形部１３０を駆動することができる。同様に、ボールねじ１６２は、９００ｒｐｍ以上の速度で回転して、翼形部１３０の所望の速い回転速度をもたらすことができる。さらに別の実施例において、アクチュエータアセンブリ１６０は他の構成を含み得、他の速度で作動できる。たとえば、アクチュエータアセンブリ１６０は線形アクチュエータおよび／またはラックおよびピニオンの構成を含み得る。
【００３５】
図９は、図５の線４−４に実質的に沿って得られた接続部１４０の一部の拡大側断面図である。図９に示されるように、接続部１４０は、ほぼ矩形の断面形状を有し得、他の実施例において、接続部１４０は他の断面形状を有し得る。さらに、接続部１４０は、翼形部１３０（図５）から胴体１１０に曲げ負荷を伝えるように構成可能である。たとえば、翼形部１３０が垂直方向の負荷を受けると、接続部１４０が第１の垂直方向の負荷経路１４７ａおよび第２の垂直方向の負荷経路１４７ｂに沿って曲げ負荷を伝えることができる
。翼形１３０が長手方向の負荷を受けると、接続部１４０は第１の長手方向の負荷経路１４８ａおよび第２の長手方向の負荷経路１４８ｂに沿って負荷を伝えることができる。図９に示されるように、回転軸１４６を負荷経路の任意の対の間に位置付けて、比較的低い回転の慣性モーメントを有するコンパクトな構成を提供することができる。
【００３６】
この発明の一実施例に従ったアクチュエータアセンブリ１６０を含む先尾翼アセンブリ１２０は、先行技術に勝るいくつかの利点を提供できる。上に明示したように、反作用リンク１９０と駆動部材１４７との間の旋回点が駆動部材１７４と接続部１４０との間の旋回点と一致していないため、特に、駆動シャフト３８（図１）を越えて延びて、駆動シャフト３８と一致しない旋回点Ｂ′において延長した反作用リンク５０′に旋回する態様で結合している第２の端部３６′を有する延長した駆動アーム３４′を先行技術のアクチュエータアセンブリ２０が含む場合、アクチュエータアセンブリ１６０は、先行技術に比べて占める空間が小さいことが考えられる。したがって、この発明に従ったアクチュエータアセンブリ６０は、たとえば航空機の内部等の空間の利用改善をもたらし得る。同様に、アクチュエータアセンブリ１６０は、先行技術のアクチュエータアセンブリ２０に比べ、回転トルクの向上をもたらし得る。
【００３７】
先尾翼アセンブリ１２０の別の利点は、接続部１４０が、接続部１４０が支持する翼形部１３０の最大翼弦長さＣに比べて相対的に小さな幅Ｗと、相対的に小さな断面積とを有することである。この特徴の利点は、接続部１４０が胴体１１０内で占める容積が比較的小さいにもかかわらず、翼形部１３０に対して依然として適切な支持をもたらすことである。したがって、与圧客室１１１の容積に対する接続部１４０の空間的影響が比較的小さい。これは、航空機の胴体内を通る構造が、対応する翼形の最大翼弦長さの約５０％〜約７５％の幅を有する既存の先尾翼取付構成のいくつかとは異なる。
【００３８】
上で説明した先尾翼アセンブリ１２０の一実施例の別の特徴は、回転軸１４６が界面領域１２１、最小断面領域１４３、および／または翼形部１３０から胴体１１０に負荷を伝える負荷経路間の領域を通ることである。したがって、翼形部１３０が回転する際に、接続部１４０上の地点は回転軸１４６に比較的近接した状態のままである。このことは、取付構造がその前方先端縁または後方先端縁において旋回し、したがって取付構造が回転するにつれて大容量の弧を描いて動く既存の先尾翼取付構成のいくつかとは異なる。
【００３９】
この発明の一実施例に従った構成の利点は、翼形部１３０が比較的大きな角度範囲で回転するにもかかわらず、与圧客室１１１の容積に対する接続部１４０の影響が、従来の構成を用いるよりも実質的に小さくなり得ることである。この構成体の別の利点は、接続部１４０の回転の慣性モーメントが比較的小さいことであり、これによって接続部１４０は比較的高速で回転できる。
【００４０】
上で説明した先尾翼アセンブリ１２０のさらに別の利点は、取付部１４１から垂直方向にオフセットした中間領域１４２を接続部１４０が含み得ることである。この特徴の利点は、接続部１４０が嵌合する先尾翼の筐体１１３が、与圧客室１１１の通路１１４上で垂直方向にオフセットし得ることであり、内部の乗客の移動性をより高める。
【００４１】
先尾翼アセンブリ１２０の一実施例のさらに別の特徴は、全体が動く高い回転速度の中央部１３３と、別個に可動である後縁装置１３４とを先尾翼アセンブリ１２０が含み得ることである。この設計は、フライバイワイヤの制御システムに結合されると、航空機の最良の性能を得るために面を最適に位置付ける能力を維持したまま、必要な場合に最大限の制御権限を迅速に得られるようにする。この設計により、先尾翼アセンブリ１２０のサイズも縮小することができ、したがって、先尾翼アセンブリ１２０が設置される航空機に重量およびコストの利点をもたらす。この構成の別の利点は、胴体１１０の両側の後縁装置
１３４が非対称の態様で別個に作動されて偏揺れ制御を生じ得ることであり、これにより、航空機の垂直な尾部のサイズを縮小することができ、可能性としてさらに別の重量およびコストの利点をもたらし得る。
【００４２】
他の実施例において、先尾翼アセンブリは、同じく胴体１１０の与圧客室１１１の容積に対する影響を減じる他の構成を有し得る。たとえば図１０は、この発明の代替的な実施例に従った先尾翼アセンブリ５２０の拡大部分断面等角図である。この実施例において、先尾翼アセンブリ５２０は、２つの別個の翼形部５３０ａおよび５３０ｂを含み、それらの各々は、この発明に従ったアクチュエータアセンブリ５６０に駆動される。したがって、上述の利点は、この発明に従った複数の制御面アクチュエータアセンブリを有する実施例を含む、さまざまな異なる実施例において実現できる。
【００４３】
先尾翼アセンブリ５２０は、第１の接続部５４０ａおよび第２の接続部５４０ｂをさらに有する。各接続部５４０は胴体１１０（図４）内に延び、対応する取付部５４１を含む。取付部５４１は、２つの片持ち梁状の構成の翼形部５３０を支持する２つの軸受５４４を含み得る。各接続部５４０はアクチュエータ５６０に結合されて、図３〜図９を参照して上で説明したものとほぼ同様の角速度の範囲にある角度範囲で翼形部５３０を駆動できる。アクチュエータ５６０を支持して作動させるのに必要な構造は、胴体１１０内の、対向して垂直にアライメントされた小室タイプの構造内に位置付けることができる。したがって、この構成の利点は、この構成が与圧客室１１１内の上方空間に対する影響を減じ得ることである。反対に、図３〜図９を参照して上で説明した構成の利点は、この構成が、与圧客室１１１の横方向の容積に対して実質的に影響を与えないということである。図３〜図９を参照して上で説明した構成のさらに別の利点は、接続部１４０が胴体１１０を完全に通って延び、両方の翼形部１３０に取付けられていることであり、これは、図１０に示された片持ち梁状の構成よりも一般に構造上の効率がよい。
【００４４】
上に記したように、この発明の特定の実施例を図示して説明してきたが、この発明の精神および範囲から逸脱せずに多くの変更を加えることができる。したがって、この発明の範囲は、代表的なこれらの実施例の開示によって限定されず、この発明は、前掲の請求項を参照することによってのみ規定されるべきである。
【図面の簡単な説明】
【００４５】
【図１】先行技術に従って結合されたアクチュエータアセンブリの概略側面図である。
【図２】この発明の一実施例に従ったアクチュエータアセンブリの概略側面図である。
【図３】この発明の一実施例に従った先尾翼アセンブリを有する航空機の等角図である。
【図４】線２−２に実質的に沿って得られた、図３の航空機の一部の拡大断面図である。
【図５】図３の航空機の先尾翼アセンブリの表層部を切断した拡大上面等角図である。
【図６】図５の先尾翼アセンブリのアクチュエータアセンブリの拡大部分等角図である。
【図７】この発明の一実施例に従った図６のアクチュエータアセンブリの拡大部分等角図である。
【図８】この発明の代替的な実施例に従った、図６のアクチュエータアセンブリの拡大部分等角図である。
【図９】図５の線４−４に実質的に沿って得られた、接続部の一部の拡大側断面図である。
【図１０】この発明の代替的な実施例に従った、航空機の先尾翼アセンブリの拡大部分断面等角図である。
【符号の説明】
【００４６】
２２  回転可能な制御面、２５  アクチュエータの軸、４２  ハンガーリンク、６０  アクチュエータアセンブリ、７４  駆動部材、９０  反作用リンク、９２  第１の端部、９４  第２の端部。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【外国語明細書】
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