(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
パイロットが使用可能な能動的作動部材（６）と、該能動的作動部材（６）によって制御される油圧サーボ制御部（２、５）とを備える、航空機の空力翼面（１）を制御するためのシステムであって、さらに、
モータまたは発電機のいずれかとして作動することができ、出力部が前記空力翼面（１）に機械式に連結されている電気装置（８）と、
前記能動的作動部材（６）に従属しながら前記電気装置（８）に電力を供給することができる電源（１１）と、
前記電気装置（８）から出力を受け取ることができる抵抗負荷（１５）と、
前記電気装置（８）を前記電源（１１）または前記抵抗負荷（１５）のいずれかに電気的に接続するためのスイッチ装置（１４、１６）と、
前記サーボ制御部（２、５）への作動油の供給を制御する装置（１８、１９）と、
前記電源（１１）および前記油圧サーボ制御部（２、５）の作動状態に関する情報を受け取って、前記スイッチ装置（１４、１６）および作動油の供給を制御する前記装置（１８、１９）の状態を制御する論理装置（１７、１７Ａ、１７Ｂ、１７Ｃ）と、
を備え、
通常作動では、前記油圧サーボ制御部（２、５）が前記空力翼面（１）の制御について優先し、前記空力翼面の空力振動は、発電機として作動している前記電気装置（８）が前記抵抗負荷（１５）に出力することによって減衰され、
前記油圧サーボ制御部（２、５）が故障した時のバックアップ作動では、前記電気装置（８）はモータとして作動して前記空力翼面（１）を制御し、前記表面（１）の前記空力振動は前記油圧サーボ制御部（２、５）によって減衰される
空力翼面制御システム。
【請求項２】
パイロットが使用可能な能動的作動部材（６）と、該能動的作動部材（６）によって制御される油圧サーボ制御部（２、５）とを備える、航空機の空力翼面（１）を制御するためのシステムであって、さらに、
モータまたは発電機のいずれかとして作動することができ、出力部が前記空力翼面（１）に機械式に連結されている電気装置（８）と、
前記能動的作動部材（６）に従属しながら前記電気装置（８）に電力を供給することができる電源（１１）と、
前記電気装置（８）から出力を受け取ることができる抵抗負荷（１５）と、
前記電気装置（８）を前記電源（１１）または前記抵抗負荷（１５）のいずれかに電気的に接続するためのスイッチ装置（１４、１６）と、
前記サーボ制御部（２、５）への作動油の供給を制御する装置（１８、１９）と、
前記電源（１１）および前記油圧サーボ制御部（２、５）の作動状態に関する情報を受け取って、前記スイッチ装置（１４、１６）および作動油の供給を制御する前記装置（１８、１９）の状態を制御する論理装置（１７、１７Ａ、１７Ｂ、１７Ｃ）と、
を備え、
通常作動では、モータとして作動している前記電気装置（８）が前記空力翼面（１）の制御について優先し、前記空力翼面の空力振動は、前記油圧サーボ制御部（２、５）によって減衰され、
前記電気装置（８）がモータとして作動できない時のバックアップ作動では、前記空力翼面（１）の制御は前記油圧サーボ制御部（２、５）によって行われ、前記空力翼面（１）の空力振動は、発電機として作動している前記電気装置（８）が前記抵抗負荷（１５）に出力することによって減衰される
空力翼面制御システム。
【請求項３】
前記電気装置（８）を前記空力翼面（１）に連結する機械式連結部は、回り止めされたナット（１０）にねじ込まれて前記電気装置の軸と一体的に回転するねじ（９）を有している請求項１または２記載の空力翼面制御システム。
【請求項４】
前記油圧サーボ制御部（２、５）は、その不作動時に、該油圧サーボ制御部の振動を減衰することができる減衰装置を有している請求項１または２記載の空力翼面制御システム。
【請求項５】
前記論理装置（１７Ａ）は、
前記電源（１１）の作動状態に関する情報を受け取る第１入力部（２０）と、
前記油圧サーボ制御部（２、５）の作動状態に関する情報を受け取る第２入力部（２１）と、
前記スイッチ装置（１４、１６）の状態を制御する第１出力部（２２）と、
作動油の供給を制御する前記装置（１８、１９）の状態を制御する第２出力部（２３）と、
２入力ＡＮＤ形式であって、一方の入力部が前記第１入力部（２０）に直接接続され、他方の入力部がインバータ（２５）を介して前記第２入力部（２１）に接続されており、出力部が前記第１出力部（２２）に接続されている論理ゲート（２４）と、
前記第２入力部（２１）と前記第２出力部（２３）との間の直接接続部（２６）と、
を備えている請求項１記載の空力翼面制御システム。
【請求項６】
前記論理装置（１７Ｂ）は、
前記電源（１１）の作動状態に関する情報を受け取る第１入力部（２０）と、
前記油圧サーボ制御部（２、５）の作動状態に関する情報を受け取る第２入力部（２１）と、
前記スイッチ装置（１４、１６）の状態を制御する第１出力部（２２）と、
作動油の供給を制御する前記装置（１８、１９）の状態を制御する第２出力部（２３）と、
２入力ＡＮＤ形式であって、一方の入力部が前記第２入力部（２１）に直接接続され、他方の入力部がインバータ（２８）を介して前記第１入力部（２０）に接続されており、出力部が前記第２出力部（２３）に接続されている論理ゲート（２７）と、
前記第１入力部（２０）と前記第１出力部（２２）との間の直接接続部（２９）と、
を備えている請求項２記載の空力翼面制御システム。
【請求項７】
前記空力翼面制御システムは、
前記能動的作動部材（６）によって制御されて前記空力翼面（１）を制御することができる追加油圧サーボ制御部（３２、３５）と、
前記追加油圧サーボ制御部（３２、３５）への作動油の供給を制御する追加装置（３８、３９）と、
を更に備えており、
通常作動では、前記油圧サーボ制御部（２、５）と前記追加油圧サーボ制御部（３２、３５）とが前記空力翼面の制御において優先し、前記空力翼面は発電機として作動している前記電気装置によって減衰される請求項１または２記載の空力翼面制御システム。
【請求項８】
前記油圧サーボ制御部（２、５）も前記追加油圧サーボ制御部（３２、３５）も、前記空力翼面（１）の振動を減衰できるようにする減衰装置を備えていない請求項７記載の空力翼面制御システム。
【請求項９】
前記論理装置（１７Ｃ）は、
前記電源（１１）の作動状態に関する情報を受け取る第１入力部（２０）と、
前記油圧サーボ制御部（２、５）の作動状態に関する情報を受け取る第２入力部（２１）と、
前記追加油圧サーボ制御部（３２、３５）の作動状態に関する情報を受け取る第３入力部（３０）と、
前記スイッチ装置（１４、１６）の状態を制御する第１出力部（２２）と、
前記油圧サーボ制御部（２、５）への作動油の供給を制御する前記装置（１８、１９）の状態を制御する第２出力部（２３）と、
前記追加油圧サーボ制御部（３２、３５）への作動油の供給を制御する前記追加装置（３８、３９）の状態を制御する第３出力部（３１）と、
３入力ＡＮＤ形式であって、第１入力部が前記第１入力部（２０）に直接接続され、第２入力部が第１インバータ（４１）を介して前記第２入力部（２１）に接続され、第３入力部が第２インバータ（４２）を介して前記第３入力部（３０）に接続され、出力部が前記第１出力部（２２）に接続されている第１論理ゲート（４０）と、
２入力ＡＮＤ形式であって、一方の入力部が前記第２入力部（２１）に直接接続され、他方の入力部が前記第２インバータ（４２）を介して前記第３入力部（３０）に接続されており、出力部が前記第２出力部（２３）に接続されている第２論理ゲート（４３）と、
前記第３入力部（３０）と前記第３出力部（３１）との間の直接接続部（４４）と、
を備えている請求項７記載の空力翼面制御システム。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機の空力翼面、例えば、操縦翼面、昇降翼、補助翼等を制御するためのシステムに関する。
【０００２】
【従来の技術】
特に商業用航空機では、そのような空力翼面を制御するためのシステムは、代理機能性のために、２つの油圧サーボ制御部を並列に設けていることが知られている。このため、それらのサーボ制御部の一方が能動的である、すなわち、空力翼面を作動させるために使用されるのに対して、他方は受動的であって、空力効果によって発生して空力翼面に作用する拡散振動（フラッタ）を減衰するために使用される。この後者の目的から、サーボ制御部は減衰装置（サーボ制御部のチャンバ（作動室）間の遮断弁、流体タンク、ダッシュポット等）を組み込んでいる。さらに、能動サーボ制御部が故障した時、それに代わって受動サーボ制御部が作動する。このようにして、空力翼面の制御を連続的に行うことができる。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、空力翼面用のそのような既知の制御システムには問題点があり、その主なものとして、両サーボ制御部が同時に故障する可能性が１０-7／ｈ程度ある。すなわち、そのような故障が起こり得ないわけではない。従って、２つのサーボ制御部の少なくとも一方を加圧するためのバックアップとして使用される追加油圧流体源を航空機に搭載する必要がある。従って、そのような追加作動油源は航空機の質量およびコストを増加させる一方、同時に、その設置や航空機上での機能試験の実施がさらに難しくなる。
【０００４】
さらに、サーボ制御部の減衰装置も、これらの制御部のコストおよび質量を増加させ、長たらしく難しい機能試験手順を必要とする。
【０００５】
本発明の目的はこれらの問題点を解決することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
このため、本発明によれば、パイロットが使用可能な能動的作動部材（意図的に作動しうる部材）と、この能動的作動部材によって制御される油圧サーボ制御部とを備える、航空機の空力翼面を制御するためのシステムは、さらに、
モータまたは発電機のいずれかとして作動することができ、出力部が前記空力翼面に機械式に連結されている電気装置と、
前記能動的作動部材に従属しながら前記電気装置に電力を供給することができる電源と、
前記電気装置から出力を受け取ることができる抵抗負荷と、
前記電気装置を前記電源または前記抵抗負荷のいずれかに電気的に接続するためのスイッチ装置と、
前記サーボ制御部への作動油の供給を制御する装置と、
前記電源および前記油圧サーボ制御部の作動状態に関する情報を受け取って、前記スイッチ装置および作動油の供給を制御する前記装置の状態を制御する論理装置と、
を備えることを特徴としている。
【０００７】
本発明によれば、上記の既知システムの油圧サーボ制御部の１つを省くことができ、これによってコストおよび質量が低減すると共に、この省いた油圧制御部に関連した減衰効果試験が不要になることがわかるであろう。この制御部の代わりに、前記電気装置と、それを前記空力翼面に連結する機械式連結部とで構成された電気アクチュエータが設けられている。そのような機械式連結部は、回り止めされたナットにねじ込まれて前記電気装置の軸と一体的に回転するねじを有することができる。
【０００８】
前記電気装置がモータとして作動している時、それは前記機械式連結部を介して前記空力翼面を作動させることができることは、容易に理解されるであろう。反対に、前記空力翼面が油圧サーボ制御部によって作動される時、前記機械式連結部が前記空力翼面の運動（移動）を前記電気装置に伝達するため、前記電気装置は発電機として作動して、電流を前記抵抗負荷に出力することができる。従って、それは前記翼面の空力振動を減衰する。
【０００９】
前記電気装置が発電機として作動している時、それが抵抗負荷に送る電流を測定することができ、前記電流の測定値を操縦翼面の移動速度と関連させて（商業用航空機では、少なくとも１つの位置センサが空力翼面に設けられている）、減衰が発生していることを確認し、それの性能を測定することさえできる。そのような監視は簡単であり、継続することができる。
【００１０】
このように、前記電気装置を前記機械式連結部と組み合わせて構成された電気アクチュエータは、前記空力翼面の制御機能か、空力翼面の減衰機能のいずれかを実施することができる。同じことを油圧サーボ制御部にも当てはめるためには、油圧サーボ制御部が上記のような減衰装置を、公知のように、有しているだけでよい。
【００１１】
本発明に従った制御システムの第１実施例によれば、この制御システムは、
通常作動では、前記油圧サーボ制御部が前記空力翼面の制御について優先し、空力翼面の空力振動は、発電機として作動している前記電気装置が前記抵抗負荷に出力することによって減衰され、
油圧サーボ制御部が故障した時のバックアップ作動では、前記電気装置はモータとして作動して前記空力翼面を制御し、前記翼面の前記空力振動は前記油圧サーボ制御部によって減衰されることを特徴としている。
【００１２】
この場合、前記論理装置は、
前記電源の作動状態に関する情報を受け取る第１入力部と、
前記油圧サーボ制御部の作動状態に関する情報を受け取る第２入力部と、
前記スイッチ装置の状態を制御する第１出力部と、
作動油の供給を制御する前記装置の状態を制御する第２出力部と、
２入力ＡＮＤ形式であって、一方の入力部が前記第１入力部に直接接続され、他方の入力部がインバータを介して前記第２入力部に接続されており、出力部が前記第１出力部に接続されている論理ゲートと、
前記第２入力部と前記第２出力部との間の直接接続部と、
を備えることができる。
【００１３】
対照的に、本発明に従った制御システムは、代替的な形態において、
通常作動では、モータとして作動している前記電気装置が前記空力翼面の制御について優先し、空力翼面の空力振動は、前記油圧サーボ制御部によって減衰され、
前記電気装置がモータとして作動できない時のバックアップ作動では、前記空力翼面の制御は前記油圧サーボ制御部によって行われ、前記空力翼面の空力振動は、発電機として作動している前記電気装置が前記抵抗負荷に出力することによって減衰されることを特徴としている。
【００１４】
この代替的な形態において、論理装置は、
前記電源の作動状態に関する情報を受け取る第１入力部と、
前記油圧サーボ制御部の作動状態に関する情報を受け取る第２入力部と、
前記スイッチ装置の状態を制御する第１出力部と、
作動油の供給を制御する前記装置の状態を制御する第２出力部と、
２入力ＡＮＤ形式であって、一方の入力部が前記第２入力部に直接接続され、他方の入力部がインバータを介して前記第１入力部に接続されており、出力部が前記第２出力部に接続されている論理ゲートと、
前記第１入力部と前記第１出力部との間の直接接続部と、
を備えることができる。
【００１５】
第３実施例において、本発明による制御システムは、
前記能動的作動部材によって制御されて前記空力翼面を制御することができる追加油圧サーボ制御部と、
前記追加油圧サーボ制御部への作動油の供給を制御する追加装置とを備えており、
通常作動では、前記油圧サーボ制御部と前記追加油圧サーボ制御部とが前記空力翼面の制御において優先し、該空力翼面は発電機として作動している前記電気装置によって減衰されることを特徴としている。
【００１６】
従って、前記油圧サーボ制御部は、上記の既知の２系統油圧サーボ制御部システムの構造に、前記電気装置およびそれと空力翼面との連結部によって構成された電気アクチュエータを追加したシステムを形成している。しかし、この場合、空力翼面の減衰が前記電気アクチュエータによって行われるため、２つの油圧サーボ制御部から減衰装置を省くことができる。
【００１７】
この第３実施例における論理装置は、
前記電源の作動状態に関する情報を受け取る第１入力部と、
前記油圧サーボ制御部の作動状態に関する情報を受け取る第２入力部と、
前記追加油圧サーボ制御部の作動状態に関する情報を受け取る第３入力部と、
前記スイッチ装置の状態を制御する第１出力部と、
前記油圧サーボ制御部への作動油の供給を制御する前記装置の状態を制御する第２出力部と、
前記追加油圧サーボ制御部への作動油の供給を制御する前記追加装置の状態を制御する第３出力部と、
３入力ＡＮＤ形式であって、第１入力部が前記第１入力部に直接接続され、第２入力部が第１インバータを介して前記第２入力部に接続され、第３入力部が第２インバータを介して前記第３入力部に接続され、出力部が前記第１出力部に接続されている第１論理ゲートと、
２入力ＡＮＤ形式であって、一方の入力部が前記第２入力部に直接接続され、他方の入力部が前記第２インバータを介して前記第３入力部に接続されており、出力部が前記第２出力部に接続されている第２論理ゲートと、
前記第３入力部と前記第３出力部との間の直接接続部と、
を備えることができる。
【００１８】
【発明の実施の形態】
添付の図面は、本発明をいかに実施できるかを理解しやすくしている。これらの図面において、同一の参照符号は同様の部材を示している。
【００１９】
図１に概略的に示されている、本発明による制御システムは、航空機（図示せず）の空力翼面１を制御するためのものであり、この空力翼面は、例えば、その航空機の昇降翼、補助翼、昇降舵または方向舵である。空力翼面１は、それぞれ圧力管および戻り管である管３および４を介して作動油を供給されて制御装置５により制御される油圧アクチュエータ２の作用を受けて、軸１Ａの軸線Ｘ−Ｘ回りに回動することができる。この目的のため、油圧アクチュエータ２のロッド２Ａの端部は、軸１Ａに固定されたヨーク１Ｂに関節式に連結されている。
【００２０】
本制御システムは、パイロットが使用可能で、例えば機械式リンク機構７を介しアクチュエータ２の制御装置５を作動させる可動な能動的作動部材６、例えば回動スティックを備えている。
【００２１】
図１の制御システムはさらに、例えば、一方向に回転する時にモータとして、他方向に回転する時に発電機として機能することができる永久磁石ロータを有する電気装置８を備えている。電気装置８の軸は、回り止めされたナット１０にねじ込まれた、例えばボールねじ形式のねじ９と一体的に回転する。ねじ９の自由端部９Ａは、空力翼面１の軸１Ａに固定された別のヨーク１Ｃに関節式に連結されている。
【００２２】
電気装置８は、モータとして作動することができる。すなわち、電気装置８は、可動な能動的作動部材６に例えば機械式リンク機構１３を介し連結された位置センサ１２によって制御される電源装置１１から電気エネルギを受け取ることができる。
【００２３】
電気装置８と電源装置１１との間に、該気装置８を電源装置１１または抵抗負荷１５のいずれかに接続することができる二重スイッチ装置１４が設けられている。スイッチ装置１４はリレー１６によって制御され、このリレー１６自体は、電源装置１１に接続されてそれから状態情報を受け取る論理装置１７によって制御される。
【００２４】
さらに、油圧供給管３および４とアクチュエータ２との間に、電気作動弁１９で制御される供給制御装置１８が設けられている。この弁は論理装置１７から制御命令を受け取る一方、アクチュエータ２内の油圧に関する情報が論理装置１７に送られる。このため、論理装置１７は、それぞれ電源装置１１の状態に関する情報および油圧アクチュエータ２に関する情報を受け取る２つの入力部２０および２１と、それぞれリレー１６および電気作動弁１９を制御する２つの出力部２２および２３を有している。
【００２５】
図２は、図１の論理装置１７の第１実施例１７Ａを示している。この装置１７Ａは、２入力ＡＮＤ形式の論理ゲート２４を有している。このゲート２４の一方の入力部は入力部２０に直接接続されている一方、このゲート２４の他方の入力部はインバータ２５を介して入力部２１に接続されている。ゲート２４の出力部は出力部２２に接続されており、直接接続部２６が入力部２１を出力部２３に接続している。
【００２６】
そのような論理装置１７Ａは、油圧制御部２、５が優先して、電気制御部８ないし１２が油圧制御部の故障時のためのバックアップとして設けられていることに対応する。従って、図１のシステムは以下のように作動する。
【００２７】
油圧制御部２、５が作動している限り、スイッチ１４は電気装置８をそれの抵抗負荷１５に接続するので、対応の油圧情報は論理装置１７Ａの入力部２１に加えられ、直接接続部２６を介してそれの出力部２３に送られる。従って、電気作動弁１９は、アクチュエータ２に作動油が供給されるように、供給制御装置１８を制御し、そのアクチュエータが制御翼面１を作動させる。さらに、インバータ２５はＡＮＤゲート２４に信号を送らない。すなわち、出力部２２はリレー１６を作動させることができないため、スイッチ１４は（図１に示されている）そのままの位置に保持され、従って電気装置８は電源１１から切り離されて、抵抗負荷１５に接続されている。その結果、電気装置８は、抵抗負荷１５に出力する発電機として作動する。従って、電気装置８は、空力翼面に作用する空力効果によって発生する振動（フラッタ）を減衰することができる。
【００２８】
このように、通常作動では、空力翼面１は油圧アクチュエータ２によって作動され、電気アクチュエータ８、９、１０によって減衰される。
【００２９】
ここで、油圧制御部２、５が作動を停止した場合、圧力情報が入力部２１に加えられなくなる。すなわち、出力部２３は電気作動弁１９を作動させることができない。従って、油圧制御部２、５は遮断される。しかし、インバータ２５が信号をＡＮＤゲート２４に送り、これに付随してＡＮＤゲート２４は入力部２０を介し、電源装置１１が作動状態にあることを表す信号を受け取る。従って、出力部２２およびリレー１６に電力が供給される、すなわち、スイッチ１４の位置が切り換わることによって、電気装置８は電源装置１１から電力を供給される。従って、電気装置８は、スティック６、リンク機構１３、位置センサ１２および電源装置１１に従属しながら制御翼面１を作動させることができるモータとして作動する。好ましくは、油圧制御部２、５に、空力翼面１の振動（フラッタ）を減衰することができる減衰装置を既知のように組み込む。
【００３０】
このように、油圧制御部２、５の故障の際に、空力翼面１は電気アクチュエータ８、９によって作動され、この油圧制御部２、５によって減衰される。
【００３１】
図３に示されている論理装置１７の第２実施例１７Ｂは、２入力ＡＮＤ形式の論理ゲート２７を備えている。このゲート２７の一方の入力部は入力部２１に直接接続されている一方、このゲート２７の他方の入力部はインバータ２８を介して入力部２０に接続されている。ゲート２７の出力部は出力部２３に接続されており、直接接続部２９が入力部２０を出力部２２に接続している。
【００３２】
上述したものからの類推により、図３の論理装置１７Ｂを備えた図１の制御システムは以下のように作動することが理解できる。すなわち、
通常作動では、スイッチ１４は電気装置８をその電源装置１１に接続しており、空力翼面１は電気アクチュエータ８、９、１０によって作動され、それの空力振動は油圧サーボ制御部２、５によって減衰され、
電気アクチュエータ８、９、１０が故障した場合、スイッチ１４は電気装置８を抵抗負荷１５に接続する位置に切り換わり、空力翼面は油圧サーボ制御部２、５によって制御され、それの空力振動は電気アクチュエータ８、９、１０によって減衰され、このうち電気装置８は抵抗負荷１５に出力する発電機として作動する。
【００３３】
図４に示されている本発明によるシステムの実施例では、図１を参照しながら説明した部材１、１Ａ、１Ｂ、１Ｃ、２、２Ａ、３ないし９、９Ａ、１０ないし２３が再び使用されているが、論理装置１７には、入力部２０、２１および出力部２２、２３に加えて、追加入力部３０および追加出力部３１を備えた論理装置１７Ｃが代わりに使用されている。
【００３４】
図４の実施例はさらに、
アクチュエータ２に並列に取り付けられ、やはり空力翼面１を軸線Ｘ−Ｘ回りに回動させることができる油圧アクチュエータ３２であって、このアクチュエータ３２は、それぞれ圧力管および戻り管である管３３および３４を介して作動油を供給され、制御装置３５により制御され、それのアクチュエータロッド３２Ａが軸１Ａに固定されたヨーク１Ｄに関節式に連結されている油圧アクチュエータ３２と、
可動能動的作動部材６を介しアクチュエータ３２の制御装置３５を作動させることができるようにする、例えば機械式のリンク機構３７と、
油圧供給管３３および３４とアクチュエータ３２との間に配置されて、論理装置１７Ｃの追加入力部３０に油圧情報を送る供給制御装置３８と、
供給制御装置３８を制御し、論理装置１７Ｃから制御命令を受け取る電気作動弁３９と、
を備えている。
【００３５】
図５からわかるように、論理装置１７Ｃは、
３入力ＡＮＤ形式で、出力部が出力部２２に接続されている第１論理ゲート４０であって、ゲート４０の入力部の１つが入力部２０に直接接続されている一方、ゲート４０のその他の２つの入力部が、それぞれインバータ４１および４２を介してそれぞれ入力部２１および３０に接続されている第１論理ゲート４０と、２入力ＡＮＤ形式で、出力部が出力部２３に接続されている第２論理ゲート４３であって、そのゲート４３の入力部の１つが入力部２１に直接接続されている一方、他方の入力部がインバータ４２を介して入力部３０に接続されている第２論理ゲート４３と、
入力部３０と出力部３１との間の直接接続部４４と、
を備えている。
【００３６】
図５の装置１７Ｃを用いた図４のシステムは以下のように作動することを、上記説明からの類推により、容易に確認することができるであろう。すなわち、
通常作動では、スイッチ１４は電気装置８を抵抗負荷１５に接続しており、空力翼面１は油圧サーボ制御部３２、３５によって制御され、それの空力振動は電気アクチュエータ８、９、１０によって減衰され、そのうち電気装置８は発電機として作動し、
また、油圧サーボ制御部３２、３５が故障した場合には、空力翼面１は油圧サーボ制御部２、５によって制御され、それの空力振動は、上記と同様に、電気アクチュエータ８、９、１０によって減衰され、
さらに、両サーボ制御部３２、３５および２、５が故障した場合、空力翼面１は電気アクチュエータ８、９、１０によって制御されることができ、この時に、それらのうちの電気装置８はモータとして作用する。
【００３７】
電気装置８がダンパとして作動している時、それが出力する電流を測定して空力翼面１の移動速度と関連させることによって、減衰の存在および減衰性能を調べることができる。これにより、減衰機能の隠れた故障も取り除かれ、この機能の定期検査を実施する必要がなくなる。その結果、油圧制御部２、５および３２、３５において、空力翼面１の振動を減衰するダンパを省くことができる。また、この方法によって、バックアップの機械式制御チャネルが良好な作動状態にあることを常に点検することもできることに注意すべきである。
【００３８】
もちろん、以上において機械式飛行制御を説明してきたが、飛行制御を完全に、または部分的に電気式にすることもできることは言うまでもない。
【図面の簡単な説明】
【図１】  航空機の空力翼面を制御するための本発明によるシステムの第１実施例の構成図である。
【図２】  図１のシステム用の論理装置の代替例を概略的に示す図である。
【図３】  図１のシステム用の論理装置の他の代替例を概略的に示す図である。
【図４】  本発明によるシステムの第２実施例のブロック図である。
【図５】  図４のシステム用の論理装置のブロック図である。
【符号の説明】
１  空力翼面、２  油圧アクチュエータ、５  制御装置、６  能動的作動部材、８  電気装置、１１  電源装置、１４  スイッチ装置、１５  抵抗負荷、１６リレー、１７、１７Ａ、１７Ｂ、１７Ｃ  論理装置、１８  供給制御装置、１９  電気作動弁。
【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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