航空機アクチュエータの油圧装置
【課題】機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であって、装置構成の小型化及び軽量化を図ることができるとともに、装置及び使用される油の温度上昇を抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧装置を提供する。
【解決手段】翼１０２の内部に配置されたポンプユニット１２と、翼１０２の表面構造を形成する翼構造体部分１１２の一部を構成するパネル体１１とが備えられる。ポンプユニット１１は、機体１０１側に設置されてアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給する機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下が発生したときにアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給可能なバックアップ用油圧ポンプ１３と、このポンプ１３を駆動する電動モータ１４とを有する。翼構造体部分１１２は、少なくともパネル体１１を除いて、繊維強化プラスチックで形成される。パネル体１１は、金属材料で形成される。
【解決手段】翼１０２の内部に配置されたポンプユニット１２と、翼１０２の表面構造を形成する翼構造体部分１１２の一部を構成するパネル体１１とが備えられる。ポンプユニット１１は、機体１０１側に設置されてアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給する機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下が発生したときにアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給可能なバックアップ用油圧ポンプ１３と、このポンプ１３を駆動する電動モータ１４とを有する。翼構造体部分１１２は、少なくともパネル体１１を除いて、繊維強化プラスチックで形成される。パネル体１１は、金属材料で形成される。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機においては、動翼（操縦翼面）として形成されて、補助翼（エルロン）や昇降舵（エレベータ）等として構成される舵面が設けられている。そして、このような舵面を駆動するアクチュエータとして、油圧作動式のアクチュエータがよく用いられている。また、このようなアクチュエータに対しては、航空機の機体側に設置された油圧源である機体側油圧源から圧油が供給される。しかしながら、機体側油圧源の機能（圧油供給機能）の喪失又は低下が発生することがあり、これに対し、特許文献１においては、機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合にもアクチュエータに対して圧油を供給することが可能な油圧装置（航空機アクチュエータの油圧装置）が開示されている。
【０００３】
特許文献１に開示された航空機アクチュエータの油圧装置は、機体側油圧源とは独立して設けられたポンプと電動モータとを備えて構成されている。ポンプは、アクチュエータから排出される圧油を昇圧してアクチュエータに供給可能に設けられている。電動モータは、機体側油圧源において圧力低下が生じてその機能の喪失又は低下が発生したときに上記ポンプを駆動するように構成されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２００７−４６７９０号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
航空機において機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合であっても、特許文献１に開示されたような航空機アクチュエータの油圧装置を作動させることによってアクチュエータを駆動することができる。しかしながら、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時には、上記の油圧装置の連続運転が行われることになる。このため、油圧装置におけるポンプ及び電動モータの温度上昇を招きやすくなり、更に、圧油として油圧装置からアクチュエータに供給されてこの油圧装置とアクチュエータとの間で循環して使用される油（作動油）の温度の上昇も招き易くなってしまう。このため、連続運転時間の制約や油の劣化に伴う油の交換時期の制約が大きくなってしまうことになる。
【０００６】
また、近年においては、航空機の更なる軽量化が要求されており、翼を形成するための材料として、複合材料としての繊維強化プラスチックが多く用いられる傾向にある。そして、上記の油圧装置についても、小型化及び軽量化が図られることが望ましい。このため、上記の油圧装置は、アクチュエータにより近い領域に設置されることが望ましく、翼の内部に配置されることが望ましい。この場合、油圧装置及び使用される油の温度上昇に伴って、繊維強化プラスチック製の翼の内部の空気の温度も上昇し易くなり、油圧装置及び油の温度上昇を更に加速させてしまう虞がある。
【０００７】
本発明は、上記実情に鑑みることにより、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であって、装置構成の小型化及び軽量化を図ることができるとともに、装置及び使用される油の温度上昇を抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧装置を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
上記目的を達成するための第１発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧装置に関する。そして、第１発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、前記航空機の翼の内部に配置されたポンプユニットと、前記翼の表面構造を形成する翼構造体部分の一部を構成するように設けられるパネル体と、を備え、前記ポンプユニットは、前記航空機の機体側に設置されて前記アクチュエータに対して圧油を供給する油圧源である機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生したときに前記アクチュエータに対して圧油を供給可能なバックアップ用油圧ポンプと、前記バックアップ用油圧ポンプを駆動する電動モータと、を有し、前記翼構造体部分は、少なくとも前記パネル体を除いて、繊維強化プラスチックで形成され、前記パネル体は、金属材料で形成されていることを特徴とする。
【０００９】
この発明によると、機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合であっても、翼の内部に配置されたポンプユニットにおけるバックアップ用油圧ポンプから圧油が供給され、アクチュエータを駆動することができる。そして、翼構造体部分の主要部が繊維強化プラスチックで形成されて軽量化が図られた翼の内部にポンプユニットが配置されるため、航空機アクチュエータの油圧装置（以下、単に「油圧装置」ともいう）についても小型化及び軽量化を図ることができる。更に、本発明の油圧装置では、翼の表面構造である翼構造体部分の一部を構成するパネル体が、熱伝導率の高い金属材料で形成されている。このため、油圧装置におけるバックアップ用油圧ポンプ及び電動モータから発生した熱量を翼内の空気を介して又は熱伝導を介してパネル体から抜熱して油圧装置を冷却でき、更に翼の外部の大気へと直接に放熱することができる。また、これにより、油圧装置において使用される油の冷却機能も発揮でき、油の温度の上昇も抑制することができる。
【００１０】
従って、本発明によると、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であって、装置構成の小型化及び軽量化を図ることができるとともに、装置及び使用される油の温度上昇を抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧装置を提供することができる。
【００１１】
第２発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第１発明の航空機アクチュエータの油圧装置において、前記パネル体に設置され、金属材料で形成されるとともに突起状又は突出した板状に形成された複数のフィンを更に備え、複数の前記フィンは、前記パネル体との間で熱伝導可能に設置されることを特徴とする。
【００１２】
この発明によると、金属材料で形成された突起状又は突出した板状の複数のフィンがパネル体に対して熱伝導可能に設置される。このため、表面積が多く確保された金属製のフィンを介して、更に効率よく、油圧装置にて発生した熱量を翼内の空気を介して抜熱し、又は、翼の外部の大気へと放熱することができる。
【００１３】
第３発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第２発明の航空機アクチュエータの油圧装置において、複数の前記フィンとして、前記翼の内部に向かって突出するように設置されている複数の第１フィンが設けられていることを特徴とする。
【００１４】
この発明によると、パネル体に設置されるフィンとして翼の内部に向かって突出するよう設置された第１フィンが設けられるため、このフィンを介して、油圧装置にて発生した熱量を翼内の空気を介して更に効率よく抜熱することができる。
【００１５】
第４発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第２発明又は第３発明の航空機アクチュエータの油圧装置において、複数の前記フィンとして、前記翼の外部に向かって突出するように設置されている複数の第２フィンが設けられていることを特徴とする。
【００１６】
この発明によると、パネル体に設置されるフィンとして翼の外部に向かって突出するよう配置された第２フィンが設けられるため、このフィンを介して、油圧装置にて発生して翼内の空気を介して又は熱伝導を介して抜熱した熱量を翼の外部の大気へと更に効率よく放熱することができる。
【００１７】
第５発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第４発明の航空機アクチュエータの油圧装置において、複数の前記フィンは、前記翼の表面において空気の流れを整流する整流板として設けられていることを特徴とする。
【００１８】
この発明によると、翼の外部の大気へと放熱するための複数のフィンにおいて整流板としての機能も兼用させることができる。また、別途整流板を設ける場合に比して軽量化を図ることもできる。このため、フィンの多機能化を図ることができ、効率よく軽量化を図ることもできる。
【００１９】
第６発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第１発明乃至第５発明のいずれかの航空機アクチュエータの油圧装置において、前記ポンプユニットは、前記パネル体に対して一体に結合されていることを特徴とする。
【００２０】
この発明によると、ポンプユニットがパネル体に一体に結合されるため、ポンプユニットからパネル体へと直接に熱伝導でき、油圧装置で発生した熱量をパネル体へと効率よく抜熱し、翼外の大気へと放熱することができる。
【００２１】
第７発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第１発明乃至第６発明のいずれかの航空機アクチュエータの油圧装置において、前記パネル体は、前記翼の内部が点検される際に開放される点検用ハッチとして設けられていることを特徴とする。
【００２２】
この発明によると、翼内の熱量を抜熱して翼外の大気へと放熱するためのパネル体において点検用ハッチとしての機能も兼用させることができる。また、点検用ハッチを設けるために開口孔を翼構造体部分に別途形成する必要もなく、製作工程の簡素化を図ることもできる。即ち、パネル体の多機能化を図ることができ、翼構造体部分の製作工程の簡素化を図ることもできる。
【００２３】
第８発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第１発明乃至第７発明のいずれかの航空機アクチュエータの油圧装置において、前記ポンプユニットは、前記バックアップ用油圧ポンプが設置される基台部である平板状のポンプベースを有し、前記ポンプベースは、金属材料で形成されるとともに、前記パネル体との間で熱伝導可能に配置されていることを特徴とする。
【００２４】
この発明によると、ポンプベースがパネル体に対して熱伝導可能に配置されるため、油圧装置で発生した熱量をポンプベースを介してパネル体へと効率よく熱伝導させることができる。このため、油圧装置で発生した熱量をパネル体へと効率よく抜熱し、翼外の大気へと放熱することができる。
【００２５】
第９発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第８発明の航空機アクチュエータの油圧装置において、前記ポンプベースに対して前記パネル体が金属製のヒンジ部を介して連結されていることを特徴とする。
【００２６】
この発明によると、金属製のポンプベースに対して金属製のヒンジ部を介してパネル体が連結される。このため、ポンプベースに対してパネル体を熱伝導可能に連結する構成を容易に実現することができる。
【００２７】
第１０発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第１発明乃至第９発明のいずれかの航空機アクチュエータの油圧装置において、前記ポンプユニットは、前記電動モータを冷却する冷却ファンと、前記冷却ファンの下流側に配置されるとともに前記電動モータを駆動するドライバと、を有していることを特徴とする。
【００２８】
この発明によると、電動モータ冷却用の冷却ファンの下流側に電動モータ駆動用のドライバが配置されるため、翼内において、ドライバを冷却ファンによって効率よく冷却することができる。そして、ドライバから抜熱された熱量が翼内の空気を介してパネル体から抜熱され、翼外の大気へと放熱されることになる。このため、電動モータ駆動用のドライバも効率よく冷却することができる。
【発明の効果】
【００２９】
本発明によると、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であって、装置構成の小型化及び軽量化を図ることができるとともに、装置及び使用される油の温度上昇を抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧装置を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】本発明の第１実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置が適用される航空機の一部を示す模式図である。
【図２】図１に示す航空機アクチュエータの油圧装置について、舵面及びアクチュエータとともに示す模式図である。
【図３】図１に示す航空機アクチュエータの油圧装置について翼の一部とともに示す図であって、Ａ−Ａ線矢視位置から見た図である。
【図４】第１実施形態の変形例に係る航空機アクチュエータの油圧装置について、翼の一部とともに示す図である。
【図５】本発明の第２実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置について、翼の一部とともに示す図である。
【図６】図５のＢ−Ｂ線矢視位置から見た図である。
【図７】本発明の第３実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置について、翼の一部とともに示す図である。
【図８】本発明の第４実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置について、翼の一部とともに示す図である。
【図９】図８のＣ−Ｃ線矢視位置から見た図である。
【発明を実施するための形態】
【００３１】
以下、本発明を実施するための形態について図面を参照しつつ説明する。尚、本発明の実施形態は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータに対して圧油を供給する航空機アクチュエータの油圧装置として広く適用することができるものである。
【００３２】
（第１実施形態）
図１は、本発明の第１実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置１（以下、単に「油圧装置１」ともいう）が適用される航空機１００の一部を示す模式図であって、航空機１００の機体１０１の後部の部分と一対の水平尾翼（１０２、１０２）とを図示したものである。尚、図１の模式図では、機体１０１の後部の垂直尾翼についての図示を省略している。
【００３３】
一対の水平尾翼（１０２、１０２）には、航空機１００の舵面を構成する動翼（操縦翼面）として、エレベータ（昇降舵）１０３がそれぞれ設けられている。そして、各水平尾翼１０２におけるエレベータ１０３は、図１に例示するように、複数（例えば、２つ）のアクチュエータ１０４（１０４ａ、１０４ｂ）によって駆動されるように構成されている。各水平尾翼１０２の内部には、各エレベータ１０３を駆動するアクチュエータ（１０４ａ、１０４ｂ）と、そのうちの一方のアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給するように構成された油圧装置１とが設置されている。
【００３４】
尚、一対の水平尾翼（１０２、１０２）のそれぞれに設置されるアクチュエータ（１０４ａ、１０４ｂ）及び油圧装置１は、同様に構成される。そこで、以下の説明においては、一方の水平尾翼１０２に設置されるアクチュエータ（１０４ａ、１０４ｂ）及び油圧装置１について説明し、他方に設置されるアクチュエータ（１０４ａ、１０４ｂ）及び油圧装置１の説明を省略する。
【００３５】
図２は、一方の水平尾翼１０２に設けられたエレベータ１０３を駆動するアクチュエータ（１０４ａ、１０４ｂ）と、そのうちの一方のアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給するように構成された油圧装置１とを含む油圧回路を模式的に示す油圧回路図である。アクチュエータ（１０４ａ、１０４ｂ）のそれぞれは、シリンダ１０７、ピストン１０８ａが設けられたロッド１０８、等を備え、シリンダ１０７内がピストン１０８ａによって２つの油室（１０７ａ、１０７ｂ）に区画されて構成されている。そして、アクチュエータ１０４ａのシリンダ１０７における各油室（１０７ａ、１０７ｂ）は、制御弁１０９ａを介して第１機体側油圧源１０５及びリザーバ回路１１０と連通可能に構成されている。一方、アクチュエータ１０４ｂのシリンダ１０７における各油室（１０７ａ、１０７ｂ）は、制御弁１０９ｂを介して第２機体側油圧源１０６及びリザーバ回路１１１と連通可能に構成されている。
【００３６】
第１機体側油圧源１０５及び第２機体側油圧源１０６のそれぞれは、圧油を供給する油圧ポンプを有し、互いに独立した系統として機体１０１側に（機体１０１の内部に）設置されている。そして、第１及び第２機体側油圧源（１０５、１０６）のそれぞれは、エレベータ１０３のアクチュエータ１０４とエレベータ１０３以外の各舵面を駆動するアクチュエータ（図示せず）とに対して圧油を供給する油圧源である機体側油圧源として設けられている。また、アクチュエータ１０４に対しては、第１機体側油圧源１０５は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ａと他方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ｂとに圧油を供給可能に接続されている。一方、第２機体側油圧源１０６は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ｂと他方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ａとに対して圧油を供給可能に接続されている。
【００３７】
リザーバ回路１１０は、圧油として供給された後にアクチュエータ１０４から排出される油（作動油）が流入して戻るタンク（図示せず）を有するとともに、第１機体側油圧源１０５に連通するように構成されている。また、リザーバ回路１１０から独立した系統として構成されるリザーバ回路１１１は、圧油として供給された後にアクチュエータ１０４から排出される油（作動油）が流入して戻るタンク（図示せず）を有するとともに、第１機体側油圧源１０５から独立した系統として構成される第２機体側油圧源１０６に連通するように構成されている。尚、リザーバ回路１１０は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ａと他方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ｂとに接続されるとともに、第１機体側油圧源１０５に接続されている。これにより、リザーバ回路１１０に戻った油が第１機体側油圧源１０５で昇圧され、所定のアクチュエータ１０４に供給される。一方、リザーバ回路１１１は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ｂと他方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ａとに接続されるとともに、第２機体側油圧源１０６に接続されている。これにより、リザーバ回路１１１に戻った油が第２機体側油圧源１０６で昇圧され、所定のアクチュエータ１０４に供給される。
【００３８】
制御弁１０９ａは、第１機体側油圧源１０５に連通する供給通路１０５ａ及びリザーバ回路１１０に連通する排出通路１１０ａと、油室（１０７ａ、１０７ｂ）との接続状態を切り替えるバルブ機構として設けられている。また、制御弁１０９ｂは、第２機体側油圧源１０６に連通する供給通路１０６ａ及びリザーバ回路１１１に連通する排出通路１１１ａと、油室（１０７ａ、１０７ｂ）との接続状態を切り替えるバルブ機構として設けられている。制御弁１０９ａは、例えば、電磁切換弁として構成され、アクチュエータ１０４ａの動作を制御するアクチュエータコントローラ２１ａからの指令信号に基づいて駆動される。また、制御弁１０９ｂは、例えば、電磁切換弁として構成され、アクチュエータ１０４ｂの動作を制御するアクチュエータコントローラ２１ｂからの指令信号に基づいて駆動される。
【００３９】
尚、アクチュエータコントローラ２１ａは、エレベータ１０３の動作を指令する更に上位のコンピュータであるフライトコントローラ２２からの指令信号に基づいてアクチュエータ１０４ａを制御する。また、アクチュエータコントローラ２１ｂは、フライトコントローラ２２からの指令信号に基づいてアクチュエータ１０４ｂを制御する。アクチュエータコントローラ２１ａ及びアクチュエータコントローラ２１ｂは、例えば、集中制御方式のコントローラとして、又は分散処理方式のコントローラとして設置される。集中制御方式の場合、機体１０１側に設置された１つの筐体（図示せず）にアクチュエータコントローラ２１ａ及びアクチュエータコントローラ２１ｂが設置され、アクチュエータコントローラ２１ａがアクチュエータ１０４ａを制御し、アクチュエータコントローラ２１ｂがアクチュエータ１０４ｂを制御するように構成される。分散処理方式の場合、アクチュエータ１０４ａに搭載された筐体（図示せず）にアクチュエータコントローラ２１ａが設置され、アクチュエータ１０４ｂに搭載された筐体（図示せず）にアクチュエータコントローラ２１ｂが設置され、アクチュエータコントローラ２１ａがアクチュエータ１０４ａを制御し、アクチュエータコントローラ２１ｂがアクチュエータ１０４ｂを制御するように構成される。尚、本実施形態では、複数の異なるアクチュエータコントローラ（２１ａ、２１ｂ）に対して１つのフライトコントローラ２２からの指令信号が入力されるように構成されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。例えば、複数の異なるアクチュエータコントローラ（２１ａ、２１ｂ）に対して、それぞれ異なるフライトコントローラからの指令信号が入力されるように構成されていてもよい。
【００４０】
また、前述した制御弁１０９ａは、アクチュエータコントローラ２１ａからの指令に基づいて切り替えられることで、供給通路１０５ａから油室（１０７ａ、１０７ｂ）の一方に圧油が供給され、油室（１０７ａ、１０７ｂ）の他方から排出通路１１０ａに油が排出される。これにより、シリンダ１０７に対してロッド１０８が変位し、エレベータ１０３が駆動される。また、図示を省略するが、制御弁１０９ａとアクチュエータ１０４ａとの間には、油室（１０７ａ、１０７ｂ）間の連通状態（モード）を切り替えるモード切替弁が設けられている。尚、制御弁１０９ｂについては、上述した制御弁１０９ａと同様に構成されるため、説明を省略する。
【００４１】
次に、本実施形態に係る油圧装置１について詳しく説明する。図１及び図２に示す油圧装置１は、エレベータ１０３を駆動する油圧作動式のアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給するように構成されている。尚、本実施形態では、油圧装置１が、エレベータ１０３として構成された舵面を駆動するアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給する形態を例にとって説明するが、この通りでなくてもよい。即ち、油圧装置１が、エルロン（補助翼）等のエレベータ以外の舵面を駆動するアクチュエータに対して圧油を供給する油圧装置として用いられてもよい。
【００４２】
図３は、油圧装置１について水平尾翼１０２の一部とともに示す図であって、図１のＡ−Ａ線矢視位置から見た図である。図１乃至図３に示す油圧装置１は、パネル体１１とポンプユニット１２とを備えて構成されている。尚、図３では、水平尾翼１０２の一部については、ポンプユニット１２の側方から見た状態における断面を含む図として透視図法に基づいて図示している。また、図３では、水平尾翼１０２及び油圧装置１以外の要素についての図示を省略している。
【００４３】
図３に示すように、本実施形態においては、航空機１００の翼である水平尾翼１０２の内部にポンプユニット１２が配置される。そして、パネル体１１は、平板状の部材として形成され、水平尾翼１０２の表面構造を形成する翼構造体部分１１２の一部を構成するように設けられている。また、パネル体１１は、水平尾翼１０２の内部が点検される際に開放される点検用ハッチとして設けられ、翼構造体部分１１２においてヒンジ部を介して開閉可能に連結されている。尚、本実施形態では、パネル体１１が水平尾翼１０２の下面側に配置されている形態を例示している。
【００４４】
また、翼構造体部分１１２は、パネル体１１及び上記のヒンジ部が金属材料で形成され、パネル体１１は、例えば、アルミニウム合金によって形成されている。そして、翼構造体部分１１２は、少なくともパネル体１１及び上記ヒンジ部を除いて、複合材料としての炭素繊維強化プラスチックで形成されている。例えば、翼構造体部分１１２におけるパネル体１１及びヒンジ部以外の部分が、炭素繊維強化プラスチックで形成されている。
【００４５】
尚、翼構造体部分１１２におけるパネル体１１及びヒンジ部以外の部分において、炭素繊維強化プラスチック以外の材料が含まれていてもよい。また、翼構造体部分１１２におけるパネル体１１及びヒンジ部以外の部分は、炭素繊維強化プラスチック以外の繊維強化プラスチックによって形成されていてもよい。例えば、ガラス繊維強化プラスチック、ガラス長繊維強化プラスチック、ボロン繊維強化プラスチック、アラミド繊維強化プラスチック、ポリエチレン繊維強化プラスチック、ザイロン強化プラスチック等の繊維強化プラスチックによって形成されていてもよい。
【００４６】
図２及び図３に示すポンプユニット１２は、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４、ドライバ１５、冷却ファン１６、ハウジング１７、等を備えて構成され、水平尾翼１０２の内部に配置されている。そして、ポンプユニット１２においては、図３にて破線で示す電動モータ１４、ドライバ１５及び冷却ファン１６が、金属製（例えば、鋼製）のハウジング１７の内部に収容され、このハウジング１７にバックアップ用油圧ポンプ１３が固定されている。ハウジング１７は、翼構造体部分１１２に対して固定されている。尚、ドライバ１５は、ハウジング１７の内部に組み込まれて配置されていなくてもよく、ハウジング１７の外部において別体に構成されて設置されていてもよい。
【００４７】
バックアップ用油圧ポンプ１３は、例えば、可変容量式の油圧ポンプとして構成されている。このバックアップ用油圧ポンプ１３は、その吸込み側が排出通路１１０ａに連通するように接続され、その吐出側が逆止弁１８を介して供給通路１０５ａに圧油を供給可能に連通するように接続されている。そして、バックアップ用油圧ポンプ１３は、第１機体側油圧源１０５における油圧ポンプの故障や油漏れ等によって第１機体側油圧源１０５の機能（圧油供給機能）の喪失又は低下が発生したときにアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給可能な油圧ポンプとして設けられている。
【００４８】
また、供給通路１０５ａにおけるバックアップ用油圧ポンプ１３の吐出側が接続する箇所の上流側（第１機体側油圧源１０５側）には、アクチュエータ１０４ａへの圧油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する逆止弁１９が設けられている。そして、排出通路１１０ａにおけるバックアップ用油圧ポンプ１３の吸込み側が接続する箇所の下流側（リザーバ回路１１０側）には、アクチュエータ１０４ａから排出された油の圧力が上昇した際にリザーバ回路１１０へ圧油を排出するリリーフ弁２０が設けられている。また、このリリーフ弁２０には、供給通路１０５ａに連通するとともにバネが配置されたパイロット圧室が設けられている。供給通路１０５ａから供給される圧油の圧力が所定の圧力値よりも低下すると、パイロット圧油として供給通路１０５ａから上記のパイロット圧室に供給されている圧油の圧力（パイロット圧）も所定の圧力値より低下し、排出通路１１０ａがリリーフ弁２０によって遮断されることになる。第１機体側油圧源１０５の機能の喪失時又は低下時には、上述した逆止弁（１８、１９）及びリリーフ弁２０が設けられていることにより、アクチュエータ１０４ａから排出された油がリザーバ回路１１０に戻ることなくバックアップ用油圧ポンプ１３で昇圧され、その昇圧された圧油がアクチュエータ１０４ａに供給されることになる。
【００４９】
電動モータ１４は、バックアップ用油圧ポンプ１３に対して、図示しないカップリングを介して連結され、このバックアップ用油圧ポンプ１３を駆動するように構成されている。尚、この電動モータ１４は、ドライバ１５を介して、エレベータ１０３の動作を指令する上位のコンピュータであるフライトコントローラ２２からの指令信号に基づいて運転状態が制御される。
【００５０】
尚、フライトコントローラ２２は、第１機体側油圧源１０５の吐出圧力又は供給通路１０５ａを通過する圧油の圧力を検知する圧力センサ（図示せず）に対して、その圧力センサで検知された圧力検知信号が入力されるように接続されている。そして、フライトコントローラ２２は、上記の圧力検知信号に基づいて、第１機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下を検知するように構成されている。
【００５１】
例えば、フライトコントローラ２２は、圧力検知信号の圧力値が所定の第１圧力値以下となったタイミングに応じて第１機体側油圧源１０５の機能の低下を検知し、圧力検知信号の圧力値が第１圧力値よりも更に低い所定の第２圧力値以下となったタイミングに応じて第１機体側油圧源１０５の機能の喪失を検知するように構成されている。そして、フライトコントローラ２２にて第１機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下が検知されると、このフライトコントローラ２２からの指令信号に基づいて電動モータ１４の運転が開始され、前述のように、アクチュエータ１０４ａに対する圧油の供給が行われることになる。
【００５２】
ドライバ１５は、フライトコントローラ２２からの指令信号に基づいて電動モータ１４へ供給される電力及び電動モータ１４の運転速度（回転速度）を制御してこの電動モータ１４を駆動する回路基板等として設けられている。冷却ファン１６は、電動モータ１４を冷却するファンとして設けられ、軸流ファン、或いはシロッコファン等として構成されている。
【００５３】
冷却ファン１６は、例えば、電動モータ１４の回転軸に対してバックアップ用油圧ポンプ１３側と反対側で連結されるように設置され、電動モータ１４の回転駆動力によって回転駆動されるように構成されている。そして、ハウジング１７の端部における冷却ファン１６が対向する部分には、空気を吸い込むためのスリット状の多くの開口が形成されている。冷却ファン１６は、図３において一点鎖線の矢印として図示する矢印Ｑで示すようにハウジング１７の端部の開口から空気を吸込み、ハウジング１７の内部を経てバックアップ用油圧ポンプ１３へ向かって流れる冷却空気の流れを発生させるように構成されている。このため、冷却ファン１６の下流側（即ち、冷却ファン１６によって発生する冷却空気の流れの下流側）に配置されたドライバ１５、電動モータ１４及びバックアップ用油圧ポンプ１３が、冷却ファン１６によって発生された冷却空気によって冷却されることになる。
【００５４】
次に、油圧装置１の作動について説明する。尚、油圧装置１の作動については、上述した油圧装置１の構成についての説明と同様に、第１機体側油圧源１０５に接続された油圧装置１についてのみ説明し、第２機体側油圧源１０６に接続された油圧装置１の作動については同様であるため説明を省略する。
【００５５】
第１機体側油圧源１０５の機能の喪失及び低下が発生していない状態では、バックアップ用油圧ポンプ１３の運転は行われない。この状態では、アクチュエータ１０４ａに対しては、制御弁１０９ａを介して第１油圧供給源１０５からの圧油が油室（１０７ａ、１０７ｂ）の一方に供給され、油室（１０７ａ、１０７ｂ）の他方から油が排出されて制御弁１０９ａを介してリザーバ回路１１０に戻されることになる。また、アクチュエータコントローラ２１ａからの指令信号に基づいて制御弁１０９ａの接続状態が切り替えられることで、圧油の供給及び油の排出が行われる油室（１０７ａ、１０７ｂ）の切り替えが行われ、アクチュエータ１０４ａが作動してエレベータ１０３が駆動される。
【００５６】
一方、第１機体側油圧源１０５の機能の喪失及び低下が発生すると、フライトコントローラ２２からの指令信号に基づいて、電動モータ１４の運転が開始され、バックアップ用油圧ポンプ１３の運転が開始される。そして、アクチュエータ１０４ａに対しては、制御弁１０９ａを介してバックアップ用油圧ポンプ１３からの圧油が油室（１０７ａ、１０７ｂ）の一方に供給され、油室（１０７ａ、１０７ｂ）の他方から油が排出されて制御弁１０９ａを介してバックアップ用油圧ポンプ１３に吸い込まれて昇圧されることになる。また、アクチュエータコントローラ２１ａからの指令信号に基づいて制御弁１０９ａの接続状態が切り替えられることで、圧油の供給及び油の排出が行われる油室（１０７ａ、１０７ｂ）の切り替えが行われ、アクチュエータ１０４ａが作動してエレベータ１０３が駆動される。
【００５７】
そして、上記のように油圧装置１が作動すると、バックアップ用油圧ポンプ１３及び電動モータ１４が発熱し、炭素繊維強化プラスチック製で断熱性が高い翼構造体部分１１２の内部の空気の温度が上昇することになる。また、油圧装置１において使用される油、即ち、バックアップ用油圧ポンプ１３で昇圧されてアクチュエータ１０４ａに対して供給される油の温度も上昇することになる。このため、発生した熱量の抜熱が不十分であれば、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４、ドライバ１５、及び使用される油の更なる温度上昇を招くことになる。
【００５８】
しかしながら、油圧装置１においては、翼構造体部分１１２に熱伝導性の高い金属製（例えば、アルミ合金製）のパネル体１１が設けられている。まず、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４及び使用されている油にて発生した熱量は、翼構造体部分１１２の内部の空気へと熱伝導、熱伝達（対流）及び熱放射によって伝達される。そして、翼構造体部分１１２の内部の空気へと伝達された熱量は、図３において二点鎖線で囲んだ矢印として図示する矢印Ｈで示すように、金属製のパネル体１１から抜熱され、翼構造体部分１１２の外部の低温の大気へと直接に放熱されることになる。これにより、翼構造体部分１１２の内部の空気を介して油圧装置１が冷却され、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４、ドライバ１５及び使用されている油が冷却され、それらの温度上昇が抑制されることになる。尚、前述のように、二点鎖線で囲んで図示する矢印Ｈは、パネル体１１から抜熱される熱量の移動方向を模式的に示す矢印であり、一点鎖線で図示する矢印Ｑは、冷却ファン１６の回転でハウジング１７内に吸い込まれる冷却空気の流れ方向を模式的に示す矢印である。
【００５９】
以上説明したように、油圧装置１によると、機体側油圧源（１０５、１０６）の機能の喪失又は低下が発生した場合であっても、水平尾翼１０２の内部に配置されたポンプユニット１２におけるバックアップ用油圧ポンプ１３から圧油が供給され、アクチュエータ１０４ａを駆動することができる。そして、翼構造体部分１１２の主要部が繊維強化プラスチックで形成されて軽量化が図られた水平尾翼１１２の内部にポンプユニット１２が配置されるため、油圧装置１についても小型化及び軽量化を図ることができる。更に、油圧装置１では、翼構造体部分１１２の一部を構成するパネル体１１が、熱伝導率の高い金属材料で形成されている。このため、油圧装置１におけるバックアップ用油圧ポンプ１３及び電動モータ１４から発生した熱量を水平尾翼１０２内の空気を介してパネル体１１から抜熱して油圧装置１を冷却でき、更に水平尾翼１０２の外部の大気へと直接に放熱することができる。また、これにより、油圧装置１において使用される油の冷却機能も発揮でき、油の温度の上昇も抑制することができる。
【００６０】
従って、本実施形態によると、機体側油圧源（１０５、１０６）の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータ１０４ａを駆動可能であって、装置構成の小型化及び軽量化を図ることができるとともに、装置及び使用される油の温度上昇を抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧装置１を提供することができる。
【００６１】
また、油圧装置１によると、水平尾翼１０２の内部の熱量を抜熱して水平尾翼１０２の外部の大気へと放熱するためのパネル体１１において点検用ハッチとしての機能も兼用させることができる。また、点検用ハッチを設けるために開口孔を翼構造体部分１１２に別途形成する必要もなく、製作工程の簡素化を図ることもできる。即ち、パネル体１１の多機能化を図ることができ、翼構造体部分１１２の製作工程の簡素化を図ることもできる。
【００６２】
また、油圧装置１によると、電動モータ１４の冷却用の冷却ファン１６の下流側に電動モータ１４の駆動用のドライバ１５が配置されるため、水平尾翼１０２内において、ドライバ１５を冷却ファン１６によって効率よく冷却することができる。そして、ドライバ１５から抜熱された熱量が水平尾翼１０２内の空気を介してパネル体１１から抜熱され、水平尾翼１０２の外部の大気へと放熱されることになる。このため、ドライバ１５も効率よく冷却することができる。尚、本実施形態では、ドライバ１５がハウジング１７内に配置されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよく、ドライバ１５がハウジング１７の外部で冷却ファン１６の下流側に配置されている場合であっても、同様の効果を奏することができる。
【００６３】
尚、本実施形態では、パネル体１１が点検用ハッチの機能も兼用するように構成されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよく、点検用ハッチの機能を備えていない金属製のパネル体が設けられている形態であってもよい。また、パネル体が複数設けられている形態であってもよい。また、点検用ハッチの機能を備えた金属製のパネル体と、点検用ハッチとは別個に設けられた金属製のパネル体とが設けられている形態であってもよい。
【００６４】
また、図４は、第１実施形態の変形例に係る航空機アクチュエータの油圧装置１ａ（以下、単に「油圧装置１ａ」という）を示す図である。この図４は、油圧装置１ａについて水平尾翼１０２の一部とともに示しており、図３に対応する状態で油圧装置１ａを示している。油圧装置１ａは、油圧装置１と同様に、パネル体１１ａとポンプユニット１２とを備えて構成されている。但し、油圧装置１ａは、翼構造体部分１１２におけるパネル体１１ａが配置される位置において、油圧装置１と異なっている。尚、図４に示す油圧装置１ａの説明においては、油圧装置１と異なる点について説明し、油圧装置１と同様に構成される要素と、冷却ファン１６による冷却空気の流れ（矢印Ｑ方向の冷却空気の流れ）と、パネル体１１ａを介して抜熱される熱量の移動（矢印Ｈ方向の熱量の移動）とについては、図面において同一の符号を付すことで、説明を省略する。
【００６５】
油圧装置１ａのパネル体１１ａは、油圧装置１のパネル体１１と同様に、平板状の部材として形成され、翼構造体部分１１２の一部を構成するように設けられている。また、パネル体１１ａは、水平尾翼１０２の内部が点検される際に開放される点検用ハッチとして設けられ、翼構造体部分１１２においてヒンジ部を介して開閉可能に連結されている。また、パネル体１１ａは、水平尾翼１０２の下面側に配置されている。但し、油圧装置１のパネル体１１が、電動モータ１４に対して冷却ファン１６が配置される側（バックアップ用油圧ポンプ１３と反対側）に配置されているのに対して、油圧装置１ａのパネル体１１ａは、電動モータ１４に対してバックアップ用油圧ポンプ１３が配置される側に配置されている。即ち、パネル体１１ａは、冷却ファン１６の下流側（冷却ファン１６によって発生する冷却空気の流れの下流側）に配置されている。このようにパネル体１１ａが配置されていることで、冷却ファン１６からの冷却空気によって抜熱された油圧装置１ａの熱量が、パネル体１１ａを介して効率よく外部の大気へと放熱されることになる。
【００６６】
（第２実施形態）
次に、本発明の第２実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置２（以下、単に「油圧装置２」ともいう）について説明する。油圧装置２は、第１実施形態の油圧装置１と同様に、航空機１００の水平尾翼１０２の内部に設置され、エレベータ１０３を駆動する油圧作動式のアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給するように構成されている。そして、油圧装置２は、第１実施形態の油圧装置１と同様の油圧回路形態で、第１機体側油圧源１０５、リザーバ回路１１０、制御弁１０９ａに対して接続されている。また、油圧装置２は、油圧装置１と同様に、フライトコントローラ２２からの指令信号に基づいて作動するように構成されている。
【００６７】
図５は、油圧装置２について水平尾翼１０２の一部とともに示す図であって、第１実施形態の図３に対応する状態で示す図である。また、図６は、図５のＢ−Ｂ線矢視位置から見た図であって、油圧装置２について翼構造体部分１１２の一部とともに示す図である。油圧装置２は、第１実施形態の油圧装置１と同様に、パネル体１１とポンプユニット１２とを備えて構成されている。但し、油圧装置２は、複数のフィン３１を更に備えている点において、第１実施形態の油圧装置１とは構成が異なっている。以下、油圧装置２の説明においては、第１実施形態と構成が異なる点について説明し、第１実施形態と同様に構成される要素については、図面において同一の符号を付すことで、又は同一の符号を引用することで、説明を省略する。
【００６８】
複数のフィン３１は、パネル体１１に設置されており、金属材料で形成され、例えば、アルミニウム合金によって形成されている。そして、複数のフィン３１は、それぞれ突出した板状に形成されており、互いに平行に配置された状態でパネル体１１に対して固定され、パネル体１１との間で熱伝導可能に設置されている。本実施形態においては、これらの複数のフィン３１は、水平尾翼１０２の内部に向かってそれぞれ突出するように設置される複数の第１フィン３１として設けられている。
【００６９】
上述した油圧装置２においては、まず、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４及び使用されている油にて発生した熱量は、翼構造体部分１１２の内部の空気へと熱伝導、熱伝達（対流）及び熱放射によって伝達される。そして、翼構造体部分１１２の内部の空気へと伝達された熱量は、図５において二点鎖線で囲んだ矢印として図示する矢印Ｈで示すように、金属製の複数のフィン３１及び金属製のパネル体１１から抜熱され、翼構造体部分１１２の外部の低温の大気へと直接に放熱されることになる。これにより、翼構造体部分１１２の内部の空気を介して油圧装置２が冷却され、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４、ドライバ１５及び使用されている油が冷却され、それらの温度上昇が抑制されることになる。尚、図５において、二点鎖線で囲んで図示する矢印Ｈは、上記のように、パネル体１１から抜熱される熱量の移動方向を模式的に示す矢印であり、一点鎖線で図示する矢印Ｑは、冷却ファン１６の回転でハウジング１７内に吸い込まれる冷却空気の流れ方向を模式的に示す矢印である。
【００７０】
以上説明した本実施形態によると、第１実施形態と同様の効果を奏することができる。即ち、本実施形態によると、機体側油圧源（１０５、１０６）の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータ１０４ａを駆動可能であって、装置構成の小型化及び軽量化を図ることができるとともに、装置及び使用される油の温度上昇を抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧装置２を提供することができる。
【００７１】
そして、油圧装置２によると、金属材料で形成されて水平尾翼１０２の内部に向かって突出するように設けられた板状の複数のフィン（第１フィン）３１がパネル体１１に対して熱伝導可能に設置される。このため、表面積が多く確保された金属製のフィン３１を介して、油圧装置２にて発生した熱量を水平尾翼１０２内の空気を介して更に効率よく抜熱することができる。
【００７２】
尚、本実施形態では、複数のフィン３１が突出した板状に形成されている場合を例にとって説明したが、この例に限らず、フィンの形状は種々変更して実施してもよい。例えば、表面積を多く確保可能なように、突起状に形成されたフィンが設けられている形態であってもよい。
【００７３】
また、本実施形態では、油圧装置２のパネル体１１及び第１フィン３１が、電動モータ１４に対して冷却ファン１６が配置される側（バックアップ用油圧ポンプ１３と反対側）に配置されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。例えば、油圧装置２のパネル体１１及び第１フィン３１が、電動モータ１４に対してバックアップ用油圧ポンプ１３が配置される側に配置されていてもよい。即ち、パネル体１１及び第１フィン３１が、冷却ファン１６の下流側（冷却ファン１６によって発生する冷却空気の流れの下流側）に配置されていてもよい。このようにパネル体１１及び第１フィン３１が配置されていることで、冷却ファン１６からの冷却空気によって抜熱された油圧装置２の熱量が、第１フィン３１及びパネル体１１を介して効率よく外部の大気へと放熱されることになる。
【００７４】
（第３実施形態）
次に、本発明の第３実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置３（以下、単に「油圧装置３」ともいう）について説明する。油圧装置３は、第１実施形態の油圧装置１と同様に、航空機１００の水平尾翼１０２の内部に設置され、エレベータ１０３を駆動する油圧作動式のアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給するように構成されている。そして、油圧装置３は、第１実施形態の油圧装置１と同様の油圧回路形態で、第１機体側油圧源１０５、リザーバ回路１１０、制御弁１０９ａに対して接続されている。また、油圧装置３は、油圧装置１と同様に、フライトコントローラ２２からの指令信号に基づいて作動するように構成されている。
【００７５】
図７は、油圧装置３について水平尾翼１０２の一部とともに示す図であって、第１実施形態の図３に対応する状態で示す図である。油圧装置３は、第１実施形態の油圧装置１と同様に、パネル体１１とポンプユニット１２とを備えて構成されている。但し、油圧装置３は、複数のフィン（３１、３２）を更に備えている点において、第１実施形態の油圧装置１とは構成が異なっている。以下、油圧装置３の説明においては、第１実施形態と構成が異なる点について説明し、第１実施形態と同様に構成される要素については、図面において同一の符号を付すことで、又は同一の符号を引用することで、説明を省略する。
【００７６】
複数のフィン（３１、３２）としては、第２実施形態の複数のフィン３１と同様に構成される複数の第１フィン３１と、複数の第２フィン３２とが設けられている。複数の第１フィン３１は、第２実施形態と同様に、パネル体１１に設置されており、金属材料で形成され、例えば、アルミニウム合金によって形成されている。そして、複数の第１フィン３１は、それぞれ突出した板状に形成されており、互いに平行に配置された状態でパネル体１１に対して固定され、パネル体１１との間で熱伝導可能に設置されている。これらの複数の第１フィン３１は、水平尾翼１０２の内部に向かってそれぞれ突出するように設置されている。
【００７７】
複数の第２フィン３２は、パネル体１１に設置されており、金属材料で形成され、例えば、アルミニウム合金によって形成されている。そして、複数の第２フィン３２は、それぞれ突出した板状に形成されており、互いに平行に配置された状態でパネル体１１に対して固定され、パネル体１１との間で熱伝導可能に設置されている。これらの複数の第２フィン３２は、水平尾翼１０２の外部に向かってそれぞれ突出するように設置されている。即ち、複数の第２フィン３２は、パネル体１１に対して、複数の第１フィン３１と反対側に向かって突出するように設置されている。
【００７８】
また、複数の第２フィン３２のそれぞれは、例えば、水平尾翼１０２の翼弦方向に沿った断面（即ち、水平尾翼１０２の幅方向（水平尾翼１０２の長手方向）に対して垂直な断面）と平行に配置されている。そして、複数の第２フィン３２は、水平尾翼１０２の表面において空気の流れを整流する整流板として設けられている。
【００７９】
上述した油圧装置３においては、まず、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４及び使用されている油にて発生した熱量は、翼構造体部分１１２の内部の空気へと熱伝導、熱伝達（対流）及び熱放射によって伝達される。そして、翼構造体部分１１２の内部の空気へと伝達された熱量は、図７において二点鎖線で囲んだ矢印として図示する矢印Ｈで示すように、金属製の複数の第１フィン３１及び金属製のパネル体１１から抜熱され、更に、金属製の複数の第２フィン３２及びパネル体１１から翼構造体部分１１２の外部の低温の大気へと直接に放熱されることになる。これにより、翼構造体部分１１２の内部の空気を介して油圧装置３が冷却され、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４、ドライバ１５及び使用されている油が冷却され、それらの温度上昇が抑制されることになる。尚、図７において、二点鎖線で囲んで図示する矢印Ｈは、上記のように、第１フィン３１及びパネル体１１から抜熱される熱量の移動方向を模式的に示す矢印であり、一点鎖線で図示する矢印Ｑは、冷却ファン１６の回転でハウジング１７内に吸い込まれる冷却空気の流れ方向を模式的に示す矢印である。
【００８０】
以上説明した本実施形態によると、第１実施形態と同様の効果を奏することができる。即ち、本実施形態によると、機体側油圧源（１０５、１０６）の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータ１０４ａを駆動可能であって、装置構成の小型化及び軽量化を図ることができるとともに、装置及び使用される油の温度上昇を抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧装置３を提供することができる。
【００８１】
そして、油圧装置３によると、金属材料で形成されて水平尾翼１０２の内部に向かって突出するように設けられた板状の複数の第１フィン３１がパネル体１１に対して熱伝導可能に設置される。このため、表面積が多く確保された金属製の第１フィン３１を介して、油圧装置３にて発生した熱量を水平尾翼１０２内の空気を介して更に効率よく抜熱することができる。
【００８２】
更に、油圧装置３によると、金属材料で形成されて水平尾翼１０２の外部に向かって突出するように設けられた板状の複数の第２フィン３２がパネル体１１に対して熱伝導可能に設置される。このため、油圧装置３にて発生して水平尾翼１０２内の空気を介して又は熱伝導を介して抜熱した熱量について、表面積が多く確保された金属製の第２フィン３２を介して、水平尾翼１０２の外部の大気へと更に効率よく放熱することができる。
【００８３】
また、油圧装置３によると、水平尾翼１０２の外部の大気へと放熱するための複数の第２フィン３２において整流板としての機能も兼用させることができる。また、別途整流板を設ける場合に比して軽量化を図ることもできる。このため、フィン３２の多機能化を図ることができ、効率よく軽量化を図ることもできる。
【００８４】
尚、本実施形態では、複数のフィン（３１、３２）が突出した板状に形成されている場合を例にとって説明したが、この例に限らず、フィンの形状は種々変更して実施してもよい。例えば、表面積を多く確保可能なように、突起状に形成されたフィンが設けられている形態であってもよい。また、本実施形態では、複数の第２フィン３２が整流板の機能も兼用するように構成されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよく、整流板の機能を備えていない複数の第２フィンが設けられている形態であってもよい。
【００８５】
また、本実施形態では、油圧装置３のパネル体１１、第１フィン３１及び第２フィン３２が、電動モータ１４に対して冷却ファン１６が配置される側（バックアップ用油圧ポンプ１３と反対側）に配置されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。例えば、油圧装置３のパネル体１１、第１フィン３１及び第２フィン３２が、電動モータ１４に対してバックアップ用油圧ポンプ１３が配置される側に配置されていてもよい。即ち、パネル体１１、第１フィン３１及び第２フィン３２が、冷却ファン１６の下流側（冷却ファン１６によって発生する冷却空気の流れの下流側）に配置されていてもよい。このようにパネル体１１、第１フィン３１及び第２フィン３２が配置されていることで、冷却ファン１６からの冷却空気によって抜熱された油圧装置３の熱量が、第１フィン３１、パネル体１１及び第２フィン３２を介して効率よく外部の大気へと放熱されることになる。
【００８６】
（第４実施形態）
次に、本発明の第４実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置４（以下、単に「油圧装置４」ともいう）について説明する。油圧装置４は、第１実施形態の油圧装置１と同様に、航空機１００の水平尾翼１０２の内部に設置され、エレベータ１０３を駆動する油圧作動式のアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給するように構成されている。そして、油圧装置４は、第１実施形態の油圧装置１と同様の油圧回路形態で、第１機体側油圧源１０５、リザーバ回路１１０、制御弁１０９ａに対して接続されている。また、油圧装置４は、油圧装置１と同様に、フライトコントローラ２２からの指令信号に基づいて作動するように構成されている。
【００８７】
図８は、油圧装置４について水平尾翼１０２の一部とともに示す図であって、第１実施形態の図３に対応する状態で示す図である。また、図９は、図８のＣ−Ｃ線矢視位置から見た図であって、油圧装置４について翼構造体部分１１２の一部とともに示す図である。油圧装置４は、第１実施形態の油圧装置１と同様に、パネル体１１とポンプユニット１２とを備えて構成されている。但し、油圧装置４は、ポンプユニット１２が、ポンプベース３３を更に備えている点において、第１実施形態の油圧装置１とは構成が異なっている。以下、油圧装置４の説明においては、第１実施形態と構成が異なる点について説明し、第１実施形態と同様に構成される要素については、図面において同一の符号を付すことで、又は同一の符号を引用することで、説明を省略する。
【００８８】
図８及び図９に示すように、ポンプユニット１２に備えられるポンプベース３３は、バックアップ用油圧ポンプ１３が設置される平板状の基台部として設けられている。そして、ポンプベース３３は、翼構造体部分１１２における下面側に配置された部材に対して、翼構造体部分１１２の内側で固定されている。また、ポンプベース３３は、金属材料で形成され、例えば、鉄鋼やアルミニウム合金によって形成されている。そして、パネル体１１が、金属製（例えば、鋼製やアルミニウム合金製）のヒンジ部３４を介してポンプベース３３に対して連結されている。これにより、ポンプベース３３はパネル体１１との間で熱伝導可能に配置され、更に、ポンプユニット１２がパネル体１１に対してヒンジ部３４を介して一体に結合されている。
【００８９】
上述した油圧装置４においては、まず、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４及び使用されている油にて発生した熱量は、翼構造体部分１１２の内部の空気へと熱伝導、熱伝達（対流）及び熱放射によって伝達されるとともに、金属製のポンプベース３３に対して熱伝導によって伝達される。翼構造体部分１１２の内部の空気へと伝達された熱量は、第１実施形態の場合と同様に、パネル体１１から抜熱されて、翼構造体部分１１２の外部の低温の大気へと放熱されることになる。そして、油圧装置４においては、更に、金属製のポンプベース３３に熱伝導によって伝達された熱量が、図８において二点鎖線で囲んだ矢印として図示する矢印Ｈで示すように、金属製のヒンジ部３４及び金属製のパネル体１１から熱伝導により抜熱され、翼構造体部分１１２の外部の低温の大気へと直接に放熱されることになる。これにより、翼構造体部分１１２の内部の空気を介して油圧装置４が冷却され、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４、ドライバ１５及び使用されている油が冷却され、それらの温度上昇が抑制されることになる。尚、図８において、二点鎖線で囲んで図示する矢印Ｈは、上記のように、ポンプベース３３、ヒンジ部３４及びパネル体１１から抜熱される熱量の移動方向を模式的に示す矢印であり、一点鎖線で図示する矢印Ｑは、冷却ファン１６の回転でハウジング１７内に吸い込まれる冷却空気の流れ方向を模式的に示す矢印である。
【００９０】
以上説明した本実施形態によると、第１実施形態と同様の効果を奏することができる。即ち、本実施形態によると、機体側油圧源（１０５、１０６）の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータ１０４ａを駆動可能であって、装置構成の小型化及び軽量化を図ることができるとともに、装置及び使用される油の温度上昇を抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧装置４を提供することができる。
【００９１】
そして、油圧装置４によると、ポンプベース３３がパネル体１１に対して熱伝導可能に配置されるため、油圧装置４で発生した熱量をポンプベース３３を介してパネル体１１へと効率よく熱伝導させることができる。また、ポンプユニット１２がパネル体１１に一体に結合されるため、ポンプユニット１２からパネル体１１へと直接に熱伝導できる。よって、油圧装置４で発生した熱量をパネル体１１へと効率よく抜熱し、水平尾翼１０２の外部の大気へと放熱することができる。尚、油圧装置４によると、金属製のポンプベース３３に対して金属製のヒンジ部３４を介してパネル体１１が連結される。このため、ポンプベース３３に対してパネル体１１を熱伝導可能に連結する構成を容易に実現することができる。
【００９２】
尚、本実施形態では、ポンプベース３３がヒンジ部３４を介してパネル体１１に連結されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。例えば、ポンプベース３３がパネル体１１に対して金属製の部材（プレート状の部材や可撓性を有するケーブル状の部材、等）を介して熱伝導可能に配置された形態であってもよい。また、ポンプベースが設けられておらず、点検用ハッチとは別個に設けられた金属製のパネル体に対してポンプユニットが一体に結合されている形態であってもよい。また、点検用ハッチの機能を備えた金属製のパネル体と、点検用ハッチとは別個に設けられるとともにポンプユニットが一体に結合された金属製のパネル体とが設けられていてもよい。
【００９３】
また、本実施形態では、油圧装置４のパネル体１１が、電動モータ１４に対して冷却ファン１６が配置される側（バックアップ用油圧ポンプ１３と反対側）に配置されてポンプベース３３に連結されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。例えば、油圧装置４のパネル体１１が、電動モータ１４に対してバックアップ用油圧ポンプ１３が配置される側に配置されてポンプベース３３に連結されていてもよい。即ち、パネル体１１が、冷却ファン１６の下流側（冷却ファン１６によって発生する冷却空気の流れの下流側）に配置されてポンプベース３３に連結されていてもよい。このようにパネル体１１が配置されていることで、冷却ファン１６からの冷却空気によって抜熱された油圧装置４の熱量が、パネル体１１を介して効率よく外部の大気へと放熱されることになる。
【００９４】
以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は、上述した第１乃至第４の実施形態に限られるものではなく、特許請求の範囲に記載した限りにおいて様々に変更して実施することができる。例えば、エルロン等のエレベータ以外の舵面を駆動するアクチュエータに対して圧油を供給する航空機アクチュエータの油圧装置を実施してもよい。また、航空機アクチュエータの油圧装置と機体側油圧源とを接続する油圧回路形態については、種々変更して実施してもよい。また、パネル体を構成する金属材料としては、アルミニウム合金に限らず、種々の金属材料が用いられてもよい。
【産業上の利用可能性】
【００９５】
本発明は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧装置として、広く適用することができるものである。
【符号の説明】
【００９６】
１ 航空機アクチュエータの油圧装置
１１ パネル体
１２ ポンプユニット
１３ バックアップ用油圧ポンプ
１４ 電動モータ
１００ 航空機
１０２ 水平尾翼（翼）
１０３ エレベータ（舵面）
１０４、１０４ａ アクチュエータ
１０５ 第１機体側油圧源（機体側油圧源）
１０６ 第２機体側油圧源（機体側油圧源）
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機においては、動翼（操縦翼面）として形成されて、補助翼（エルロン）や昇降舵（エレベータ）等として構成される舵面が設けられている。そして、このような舵面を駆動するアクチュエータとして、油圧作動式のアクチュエータがよく用いられている。また、このようなアクチュエータに対しては、航空機の機体側に設置された油圧源である機体側油圧源から圧油が供給される。しかしながら、機体側油圧源の機能（圧油供給機能）の喪失又は低下が発生することがあり、これに対し、特許文献１においては、機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合にもアクチュエータに対して圧油を供給することが可能な油圧装置（航空機アクチュエータの油圧装置）が開示されている。
【０００３】
特許文献１に開示された航空機アクチュエータの油圧装置は、機体側油圧源とは独立して設けられたポンプと電動モータとを備えて構成されている。ポンプは、アクチュエータから排出される圧油を昇圧してアクチュエータに供給可能に設けられている。電動モータは、機体側油圧源において圧力低下が生じてその機能の喪失又は低下が発生したときに上記ポンプを駆動するように構成されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２００７−４６７９０号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
航空機において機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合であっても、特許文献１に開示されたような航空機アクチュエータの油圧装置を作動させることによってアクチュエータを駆動することができる。しかしながら、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時には、上記の油圧装置の連続運転が行われることになる。このため、油圧装置におけるポンプ及び電動モータの温度上昇を招きやすくなり、更に、圧油として油圧装置からアクチュエータに供給されてこの油圧装置とアクチュエータとの間で循環して使用される油（作動油）の温度の上昇も招き易くなってしまう。このため、連続運転時間の制約や油の劣化に伴う油の交換時期の制約が大きくなってしまうことになる。
【０００６】
また、近年においては、航空機の更なる軽量化が要求されており、翼を形成するための材料として、複合材料としての繊維強化プラスチックが多く用いられる傾向にある。そして、上記の油圧装置についても、小型化及び軽量化が図られることが望ましい。このため、上記の油圧装置は、アクチュエータにより近い領域に設置されることが望ましく、翼の内部に配置されることが望ましい。この場合、油圧装置及び使用される油の温度上昇に伴って、繊維強化プラスチック製の翼の内部の空気の温度も上昇し易くなり、油圧装置及び油の温度上昇を更に加速させてしまう虞がある。
【０００７】
本発明は、上記実情に鑑みることにより、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であって、装置構成の小型化及び軽量化を図ることができるとともに、装置及び使用される油の温度上昇を抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧装置を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
上記目的を達成するための第１発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧装置に関する。そして、第１発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、前記航空機の翼の内部に配置されたポンプユニットと、前記翼の表面構造を形成する翼構造体部分の一部を構成するように設けられるパネル体と、を備え、前記ポンプユニットは、前記航空機の機体側に設置されて前記アクチュエータに対して圧油を供給する油圧源である機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生したときに前記アクチュエータに対して圧油を供給可能なバックアップ用油圧ポンプと、前記バックアップ用油圧ポンプを駆動する電動モータと、を有し、前記翼構造体部分は、少なくとも前記パネル体を除いて、繊維強化プラスチックで形成され、前記パネル体は、金属材料で形成されていることを特徴とする。
【０００９】
この発明によると、機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生した場合であっても、翼の内部に配置されたポンプユニットにおけるバックアップ用油圧ポンプから圧油が供給され、アクチュエータを駆動することができる。そして、翼構造体部分の主要部が繊維強化プラスチックで形成されて軽量化が図られた翼の内部にポンプユニットが配置されるため、航空機アクチュエータの油圧装置（以下、単に「油圧装置」ともいう）についても小型化及び軽量化を図ることができる。更に、本発明の油圧装置では、翼の表面構造である翼構造体部分の一部を構成するパネル体が、熱伝導率の高い金属材料で形成されている。このため、油圧装置におけるバックアップ用油圧ポンプ及び電動モータから発生した熱量を翼内の空気を介して又は熱伝導を介してパネル体から抜熱して油圧装置を冷却でき、更に翼の外部の大気へと直接に放熱することができる。また、これにより、油圧装置において使用される油の冷却機能も発揮でき、油の温度の上昇も抑制することができる。
【００１０】
従って、本発明によると、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であって、装置構成の小型化及び軽量化を図ることができるとともに、装置及び使用される油の温度上昇を抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧装置を提供することができる。
【００１１】
第２発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第１発明の航空機アクチュエータの油圧装置において、前記パネル体に設置され、金属材料で形成されるとともに突起状又は突出した板状に形成された複数のフィンを更に備え、複数の前記フィンは、前記パネル体との間で熱伝導可能に設置されることを特徴とする。
【００１２】
この発明によると、金属材料で形成された突起状又は突出した板状の複数のフィンがパネル体に対して熱伝導可能に設置される。このため、表面積が多く確保された金属製のフィンを介して、更に効率よく、油圧装置にて発生した熱量を翼内の空気を介して抜熱し、又は、翼の外部の大気へと放熱することができる。
【００１３】
第３発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第２発明の航空機アクチュエータの油圧装置において、複数の前記フィンとして、前記翼の内部に向かって突出するように設置されている複数の第１フィンが設けられていることを特徴とする。
【００１４】
この発明によると、パネル体に設置されるフィンとして翼の内部に向かって突出するよう設置された第１フィンが設けられるため、このフィンを介して、油圧装置にて発生した熱量を翼内の空気を介して更に効率よく抜熱することができる。
【００１５】
第４発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第２発明又は第３発明の航空機アクチュエータの油圧装置において、複数の前記フィンとして、前記翼の外部に向かって突出するように設置されている複数の第２フィンが設けられていることを特徴とする。
【００１６】
この発明によると、パネル体に設置されるフィンとして翼の外部に向かって突出するよう配置された第２フィンが設けられるため、このフィンを介して、油圧装置にて発生して翼内の空気を介して又は熱伝導を介して抜熱した熱量を翼の外部の大気へと更に効率よく放熱することができる。
【００１７】
第５発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第４発明の航空機アクチュエータの油圧装置において、複数の前記フィンは、前記翼の表面において空気の流れを整流する整流板として設けられていることを特徴とする。
【００１８】
この発明によると、翼の外部の大気へと放熱するための複数のフィンにおいて整流板としての機能も兼用させることができる。また、別途整流板を設ける場合に比して軽量化を図ることもできる。このため、フィンの多機能化を図ることができ、効率よく軽量化を図ることもできる。
【００１９】
第６発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第１発明乃至第５発明のいずれかの航空機アクチュエータの油圧装置において、前記ポンプユニットは、前記パネル体に対して一体に結合されていることを特徴とする。
【００２０】
この発明によると、ポンプユニットがパネル体に一体に結合されるため、ポンプユニットからパネル体へと直接に熱伝導でき、油圧装置で発生した熱量をパネル体へと効率よく抜熱し、翼外の大気へと放熱することができる。
【００２１】
第７発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第１発明乃至第６発明のいずれかの航空機アクチュエータの油圧装置において、前記パネル体は、前記翼の内部が点検される際に開放される点検用ハッチとして設けられていることを特徴とする。
【００２２】
この発明によると、翼内の熱量を抜熱して翼外の大気へと放熱するためのパネル体において点検用ハッチとしての機能も兼用させることができる。また、点検用ハッチを設けるために開口孔を翼構造体部分に別途形成する必要もなく、製作工程の簡素化を図ることもできる。即ち、パネル体の多機能化を図ることができ、翼構造体部分の製作工程の簡素化を図ることもできる。
【００２３】
第８発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第１発明乃至第７発明のいずれかの航空機アクチュエータの油圧装置において、前記ポンプユニットは、前記バックアップ用油圧ポンプが設置される基台部である平板状のポンプベースを有し、前記ポンプベースは、金属材料で形成されるとともに、前記パネル体との間で熱伝導可能に配置されていることを特徴とする。
【００２４】
この発明によると、ポンプベースがパネル体に対して熱伝導可能に配置されるため、油圧装置で発生した熱量をポンプベースを介してパネル体へと効率よく熱伝導させることができる。このため、油圧装置で発生した熱量をパネル体へと効率よく抜熱し、翼外の大気へと放熱することができる。
【００２５】
第９発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第８発明の航空機アクチュエータの油圧装置において、前記ポンプベースに対して前記パネル体が金属製のヒンジ部を介して連結されていることを特徴とする。
【００２６】
この発明によると、金属製のポンプベースに対して金属製のヒンジ部を介してパネル体が連結される。このため、ポンプベースに対してパネル体を熱伝導可能に連結する構成を容易に実現することができる。
【００２７】
第１０発明に係る航空機アクチュエータの油圧装置は、第１発明乃至第９発明のいずれかの航空機アクチュエータの油圧装置において、前記ポンプユニットは、前記電動モータを冷却する冷却ファンと、前記冷却ファンの下流側に配置されるとともに前記電動モータを駆動するドライバと、を有していることを特徴とする。
【００２８】
この発明によると、電動モータ冷却用の冷却ファンの下流側に電動モータ駆動用のドライバが配置されるため、翼内において、ドライバを冷却ファンによって効率よく冷却することができる。そして、ドライバから抜熱された熱量が翼内の空気を介してパネル体から抜熱され、翼外の大気へと放熱されることになる。このため、電動モータ駆動用のドライバも効率よく冷却することができる。
【発明の効果】
【００２９】
本発明によると、機体側油圧源の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータを駆動可能であって、装置構成の小型化及び軽量化を図ることができるとともに、装置及び使用される油の温度上昇を抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧装置を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】本発明の第１実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置が適用される航空機の一部を示す模式図である。
【図２】図１に示す航空機アクチュエータの油圧装置について、舵面及びアクチュエータとともに示す模式図である。
【図３】図１に示す航空機アクチュエータの油圧装置について翼の一部とともに示す図であって、Ａ−Ａ線矢視位置から見た図である。
【図４】第１実施形態の変形例に係る航空機アクチュエータの油圧装置について、翼の一部とともに示す図である。
【図５】本発明の第２実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置について、翼の一部とともに示す図である。
【図６】図５のＢ−Ｂ線矢視位置から見た図である。
【図７】本発明の第３実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置について、翼の一部とともに示す図である。
【図８】本発明の第４実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置について、翼の一部とともに示す図である。
【図９】図８のＣ−Ｃ線矢視位置から見た図である。
【発明を実施するための形態】
【００３１】
以下、本発明を実施するための形態について図面を参照しつつ説明する。尚、本発明の実施形態は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータに対して圧油を供給する航空機アクチュエータの油圧装置として広く適用することができるものである。
【００３２】
（第１実施形態）
図１は、本発明の第１実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置１（以下、単に「油圧装置１」ともいう）が適用される航空機１００の一部を示す模式図であって、航空機１００の機体１０１の後部の部分と一対の水平尾翼（１０２、１０２）とを図示したものである。尚、図１の模式図では、機体１０１の後部の垂直尾翼についての図示を省略している。
【００３３】
一対の水平尾翼（１０２、１０２）には、航空機１００の舵面を構成する動翼（操縦翼面）として、エレベータ（昇降舵）１０３がそれぞれ設けられている。そして、各水平尾翼１０２におけるエレベータ１０３は、図１に例示するように、複数（例えば、２つ）のアクチュエータ１０４（１０４ａ、１０４ｂ）によって駆動されるように構成されている。各水平尾翼１０２の内部には、各エレベータ１０３を駆動するアクチュエータ（１０４ａ、１０４ｂ）と、そのうちの一方のアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給するように構成された油圧装置１とが設置されている。
【００３４】
尚、一対の水平尾翼（１０２、１０２）のそれぞれに設置されるアクチュエータ（１０４ａ、１０４ｂ）及び油圧装置１は、同様に構成される。そこで、以下の説明においては、一方の水平尾翼１０２に設置されるアクチュエータ（１０４ａ、１０４ｂ）及び油圧装置１について説明し、他方に設置されるアクチュエータ（１０４ａ、１０４ｂ）及び油圧装置１の説明を省略する。
【００３５】
図２は、一方の水平尾翼１０２に設けられたエレベータ１０３を駆動するアクチュエータ（１０４ａ、１０４ｂ）と、そのうちの一方のアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給するように構成された油圧装置１とを含む油圧回路を模式的に示す油圧回路図である。アクチュエータ（１０４ａ、１０４ｂ）のそれぞれは、シリンダ１０７、ピストン１０８ａが設けられたロッド１０８、等を備え、シリンダ１０７内がピストン１０８ａによって２つの油室（１０７ａ、１０７ｂ）に区画されて構成されている。そして、アクチュエータ１０４ａのシリンダ１０７における各油室（１０７ａ、１０７ｂ）は、制御弁１０９ａを介して第１機体側油圧源１０５及びリザーバ回路１１０と連通可能に構成されている。一方、アクチュエータ１０４ｂのシリンダ１０７における各油室（１０７ａ、１０７ｂ）は、制御弁１０９ｂを介して第２機体側油圧源１０６及びリザーバ回路１１１と連通可能に構成されている。
【００３６】
第１機体側油圧源１０５及び第２機体側油圧源１０６のそれぞれは、圧油を供給する油圧ポンプを有し、互いに独立した系統として機体１０１側に（機体１０１の内部に）設置されている。そして、第１及び第２機体側油圧源（１０５、１０６）のそれぞれは、エレベータ１０３のアクチュエータ１０４とエレベータ１０３以外の各舵面を駆動するアクチュエータ（図示せず）とに対して圧油を供給する油圧源である機体側油圧源として設けられている。また、アクチュエータ１０４に対しては、第１機体側油圧源１０５は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ａと他方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ｂとに圧油を供給可能に接続されている。一方、第２機体側油圧源１０６は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ｂと他方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ａとに対して圧油を供給可能に接続されている。
【００３７】
リザーバ回路１１０は、圧油として供給された後にアクチュエータ１０４から排出される油（作動油）が流入して戻るタンク（図示せず）を有するとともに、第１機体側油圧源１０５に連通するように構成されている。また、リザーバ回路１１０から独立した系統として構成されるリザーバ回路１１１は、圧油として供給された後にアクチュエータ１０４から排出される油（作動油）が流入して戻るタンク（図示せず）を有するとともに、第１機体側油圧源１０５から独立した系統として構成される第２機体側油圧源１０６に連通するように構成されている。尚、リザーバ回路１１０は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ａと他方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ｂとに接続されるとともに、第１機体側油圧源１０５に接続されている。これにより、リザーバ回路１１０に戻った油が第１機体側油圧源１０５で昇圧され、所定のアクチュエータ１０４に供給される。一方、リザーバ回路１１１は、一方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ｂと他方の水平尾翼１０２に設置されたアクチュエータ１０４ａとに接続されるとともに、第２機体側油圧源１０６に接続されている。これにより、リザーバ回路１１１に戻った油が第２機体側油圧源１０６で昇圧され、所定のアクチュエータ１０４に供給される。
【００３８】
制御弁１０９ａは、第１機体側油圧源１０５に連通する供給通路１０５ａ及びリザーバ回路１１０に連通する排出通路１１０ａと、油室（１０７ａ、１０７ｂ）との接続状態を切り替えるバルブ機構として設けられている。また、制御弁１０９ｂは、第２機体側油圧源１０６に連通する供給通路１０６ａ及びリザーバ回路１１１に連通する排出通路１１１ａと、油室（１０７ａ、１０７ｂ）との接続状態を切り替えるバルブ機構として設けられている。制御弁１０９ａは、例えば、電磁切換弁として構成され、アクチュエータ１０４ａの動作を制御するアクチュエータコントローラ２１ａからの指令信号に基づいて駆動される。また、制御弁１０９ｂは、例えば、電磁切換弁として構成され、アクチュエータ１０４ｂの動作を制御するアクチュエータコントローラ２１ｂからの指令信号に基づいて駆動される。
【００３９】
尚、アクチュエータコントローラ２１ａは、エレベータ１０３の動作を指令する更に上位のコンピュータであるフライトコントローラ２２からの指令信号に基づいてアクチュエータ１０４ａを制御する。また、アクチュエータコントローラ２１ｂは、フライトコントローラ２２からの指令信号に基づいてアクチュエータ１０４ｂを制御する。アクチュエータコントローラ２１ａ及びアクチュエータコントローラ２１ｂは、例えば、集中制御方式のコントローラとして、又は分散処理方式のコントローラとして設置される。集中制御方式の場合、機体１０１側に設置された１つの筐体（図示せず）にアクチュエータコントローラ２１ａ及びアクチュエータコントローラ２１ｂが設置され、アクチュエータコントローラ２１ａがアクチュエータ１０４ａを制御し、アクチュエータコントローラ２１ｂがアクチュエータ１０４ｂを制御するように構成される。分散処理方式の場合、アクチュエータ１０４ａに搭載された筐体（図示せず）にアクチュエータコントローラ２１ａが設置され、アクチュエータ１０４ｂに搭載された筐体（図示せず）にアクチュエータコントローラ２１ｂが設置され、アクチュエータコントローラ２１ａがアクチュエータ１０４ａを制御し、アクチュエータコントローラ２１ｂがアクチュエータ１０４ｂを制御するように構成される。尚、本実施形態では、複数の異なるアクチュエータコントローラ（２１ａ、２１ｂ）に対して１つのフライトコントローラ２２からの指令信号が入力されるように構成されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。例えば、複数の異なるアクチュエータコントローラ（２１ａ、２１ｂ）に対して、それぞれ異なるフライトコントローラからの指令信号が入力されるように構成されていてもよい。
【００４０】
また、前述した制御弁１０９ａは、アクチュエータコントローラ２１ａからの指令に基づいて切り替えられることで、供給通路１０５ａから油室（１０７ａ、１０７ｂ）の一方に圧油が供給され、油室（１０７ａ、１０７ｂ）の他方から排出通路１１０ａに油が排出される。これにより、シリンダ１０７に対してロッド１０８が変位し、エレベータ１０３が駆動される。また、図示を省略するが、制御弁１０９ａとアクチュエータ１０４ａとの間には、油室（１０７ａ、１０７ｂ）間の連通状態（モード）を切り替えるモード切替弁が設けられている。尚、制御弁１０９ｂについては、上述した制御弁１０９ａと同様に構成されるため、説明を省略する。
【００４１】
次に、本実施形態に係る油圧装置１について詳しく説明する。図１及び図２に示す油圧装置１は、エレベータ１０３を駆動する油圧作動式のアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給するように構成されている。尚、本実施形態では、油圧装置１が、エレベータ１０３として構成された舵面を駆動するアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給する形態を例にとって説明するが、この通りでなくてもよい。即ち、油圧装置１が、エルロン（補助翼）等のエレベータ以外の舵面を駆動するアクチュエータに対して圧油を供給する油圧装置として用いられてもよい。
【００４２】
図３は、油圧装置１について水平尾翼１０２の一部とともに示す図であって、図１のＡ−Ａ線矢視位置から見た図である。図１乃至図３に示す油圧装置１は、パネル体１１とポンプユニット１２とを備えて構成されている。尚、図３では、水平尾翼１０２の一部については、ポンプユニット１２の側方から見た状態における断面を含む図として透視図法に基づいて図示している。また、図３では、水平尾翼１０２及び油圧装置１以外の要素についての図示を省略している。
【００４３】
図３に示すように、本実施形態においては、航空機１００の翼である水平尾翼１０２の内部にポンプユニット１２が配置される。そして、パネル体１１は、平板状の部材として形成され、水平尾翼１０２の表面構造を形成する翼構造体部分１１２の一部を構成するように設けられている。また、パネル体１１は、水平尾翼１０２の内部が点検される際に開放される点検用ハッチとして設けられ、翼構造体部分１１２においてヒンジ部を介して開閉可能に連結されている。尚、本実施形態では、パネル体１１が水平尾翼１０２の下面側に配置されている形態を例示している。
【００４４】
また、翼構造体部分１１２は、パネル体１１及び上記のヒンジ部が金属材料で形成され、パネル体１１は、例えば、アルミニウム合金によって形成されている。そして、翼構造体部分１１２は、少なくともパネル体１１及び上記ヒンジ部を除いて、複合材料としての炭素繊維強化プラスチックで形成されている。例えば、翼構造体部分１１２におけるパネル体１１及びヒンジ部以外の部分が、炭素繊維強化プラスチックで形成されている。
【００４５】
尚、翼構造体部分１１２におけるパネル体１１及びヒンジ部以外の部分において、炭素繊維強化プラスチック以外の材料が含まれていてもよい。また、翼構造体部分１１２におけるパネル体１１及びヒンジ部以外の部分は、炭素繊維強化プラスチック以外の繊維強化プラスチックによって形成されていてもよい。例えば、ガラス繊維強化プラスチック、ガラス長繊維強化プラスチック、ボロン繊維強化プラスチック、アラミド繊維強化プラスチック、ポリエチレン繊維強化プラスチック、ザイロン強化プラスチック等の繊維強化プラスチックによって形成されていてもよい。
【００４６】
図２及び図３に示すポンプユニット１２は、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４、ドライバ１５、冷却ファン１６、ハウジング１７、等を備えて構成され、水平尾翼１０２の内部に配置されている。そして、ポンプユニット１２においては、図３にて破線で示す電動モータ１４、ドライバ１５及び冷却ファン１６が、金属製（例えば、鋼製）のハウジング１７の内部に収容され、このハウジング１７にバックアップ用油圧ポンプ１３が固定されている。ハウジング１７は、翼構造体部分１１２に対して固定されている。尚、ドライバ１５は、ハウジング１７の内部に組み込まれて配置されていなくてもよく、ハウジング１７の外部において別体に構成されて設置されていてもよい。
【００４７】
バックアップ用油圧ポンプ１３は、例えば、可変容量式の油圧ポンプとして構成されている。このバックアップ用油圧ポンプ１３は、その吸込み側が排出通路１１０ａに連通するように接続され、その吐出側が逆止弁１８を介して供給通路１０５ａに圧油を供給可能に連通するように接続されている。そして、バックアップ用油圧ポンプ１３は、第１機体側油圧源１０５における油圧ポンプの故障や油漏れ等によって第１機体側油圧源１０５の機能（圧油供給機能）の喪失又は低下が発生したときにアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給可能な油圧ポンプとして設けられている。
【００４８】
また、供給通路１０５ａにおけるバックアップ用油圧ポンプ１３の吐出側が接続する箇所の上流側（第１機体側油圧源１０５側）には、アクチュエータ１０４ａへの圧油の流れを許容してその逆方向の油の流れを規制する逆止弁１９が設けられている。そして、排出通路１１０ａにおけるバックアップ用油圧ポンプ１３の吸込み側が接続する箇所の下流側（リザーバ回路１１０側）には、アクチュエータ１０４ａから排出された油の圧力が上昇した際にリザーバ回路１１０へ圧油を排出するリリーフ弁２０が設けられている。また、このリリーフ弁２０には、供給通路１０５ａに連通するとともにバネが配置されたパイロット圧室が設けられている。供給通路１０５ａから供給される圧油の圧力が所定の圧力値よりも低下すると、パイロット圧油として供給通路１０５ａから上記のパイロット圧室に供給されている圧油の圧力（パイロット圧）も所定の圧力値より低下し、排出通路１１０ａがリリーフ弁２０によって遮断されることになる。第１機体側油圧源１０５の機能の喪失時又は低下時には、上述した逆止弁（１８、１９）及びリリーフ弁２０が設けられていることにより、アクチュエータ１０４ａから排出された油がリザーバ回路１１０に戻ることなくバックアップ用油圧ポンプ１３で昇圧され、その昇圧された圧油がアクチュエータ１０４ａに供給されることになる。
【００４９】
電動モータ１４は、バックアップ用油圧ポンプ１３に対して、図示しないカップリングを介して連結され、このバックアップ用油圧ポンプ１３を駆動するように構成されている。尚、この電動モータ１４は、ドライバ１５を介して、エレベータ１０３の動作を指令する上位のコンピュータであるフライトコントローラ２２からの指令信号に基づいて運転状態が制御される。
【００５０】
尚、フライトコントローラ２２は、第１機体側油圧源１０５の吐出圧力又は供給通路１０５ａを通過する圧油の圧力を検知する圧力センサ（図示せず）に対して、その圧力センサで検知された圧力検知信号が入力されるように接続されている。そして、フライトコントローラ２２は、上記の圧力検知信号に基づいて、第１機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下を検知するように構成されている。
【００５１】
例えば、フライトコントローラ２２は、圧力検知信号の圧力値が所定の第１圧力値以下となったタイミングに応じて第１機体側油圧源１０５の機能の低下を検知し、圧力検知信号の圧力値が第１圧力値よりも更に低い所定の第２圧力値以下となったタイミングに応じて第１機体側油圧源１０５の機能の喪失を検知するように構成されている。そして、フライトコントローラ２２にて第１機体側油圧源１０５の機能の喪失又は低下が検知されると、このフライトコントローラ２２からの指令信号に基づいて電動モータ１４の運転が開始され、前述のように、アクチュエータ１０４ａに対する圧油の供給が行われることになる。
【００５２】
ドライバ１５は、フライトコントローラ２２からの指令信号に基づいて電動モータ１４へ供給される電力及び電動モータ１４の運転速度（回転速度）を制御してこの電動モータ１４を駆動する回路基板等として設けられている。冷却ファン１６は、電動モータ１４を冷却するファンとして設けられ、軸流ファン、或いはシロッコファン等として構成されている。
【００５３】
冷却ファン１６は、例えば、電動モータ１４の回転軸に対してバックアップ用油圧ポンプ１３側と反対側で連結されるように設置され、電動モータ１４の回転駆動力によって回転駆動されるように構成されている。そして、ハウジング１７の端部における冷却ファン１６が対向する部分には、空気を吸い込むためのスリット状の多くの開口が形成されている。冷却ファン１６は、図３において一点鎖線の矢印として図示する矢印Ｑで示すようにハウジング１７の端部の開口から空気を吸込み、ハウジング１７の内部を経てバックアップ用油圧ポンプ１３へ向かって流れる冷却空気の流れを発生させるように構成されている。このため、冷却ファン１６の下流側（即ち、冷却ファン１６によって発生する冷却空気の流れの下流側）に配置されたドライバ１５、電動モータ１４及びバックアップ用油圧ポンプ１３が、冷却ファン１６によって発生された冷却空気によって冷却されることになる。
【００５４】
次に、油圧装置１の作動について説明する。尚、油圧装置１の作動については、上述した油圧装置１の構成についての説明と同様に、第１機体側油圧源１０５に接続された油圧装置１についてのみ説明し、第２機体側油圧源１０６に接続された油圧装置１の作動については同様であるため説明を省略する。
【００５５】
第１機体側油圧源１０５の機能の喪失及び低下が発生していない状態では、バックアップ用油圧ポンプ１３の運転は行われない。この状態では、アクチュエータ１０４ａに対しては、制御弁１０９ａを介して第１油圧供給源１０５からの圧油が油室（１０７ａ、１０７ｂ）の一方に供給され、油室（１０７ａ、１０７ｂ）の他方から油が排出されて制御弁１０９ａを介してリザーバ回路１１０に戻されることになる。また、アクチュエータコントローラ２１ａからの指令信号に基づいて制御弁１０９ａの接続状態が切り替えられることで、圧油の供給及び油の排出が行われる油室（１０７ａ、１０７ｂ）の切り替えが行われ、アクチュエータ１０４ａが作動してエレベータ１０３が駆動される。
【００５６】
一方、第１機体側油圧源１０５の機能の喪失及び低下が発生すると、フライトコントローラ２２からの指令信号に基づいて、電動モータ１４の運転が開始され、バックアップ用油圧ポンプ１３の運転が開始される。そして、アクチュエータ１０４ａに対しては、制御弁１０９ａを介してバックアップ用油圧ポンプ１３からの圧油が油室（１０７ａ、１０７ｂ）の一方に供給され、油室（１０７ａ、１０７ｂ）の他方から油が排出されて制御弁１０９ａを介してバックアップ用油圧ポンプ１３に吸い込まれて昇圧されることになる。また、アクチュエータコントローラ２１ａからの指令信号に基づいて制御弁１０９ａの接続状態が切り替えられることで、圧油の供給及び油の排出が行われる油室（１０７ａ、１０７ｂ）の切り替えが行われ、アクチュエータ１０４ａが作動してエレベータ１０３が駆動される。
【００５７】
そして、上記のように油圧装置１が作動すると、バックアップ用油圧ポンプ１３及び電動モータ１４が発熱し、炭素繊維強化プラスチック製で断熱性が高い翼構造体部分１１２の内部の空気の温度が上昇することになる。また、油圧装置１において使用される油、即ち、バックアップ用油圧ポンプ１３で昇圧されてアクチュエータ１０４ａに対して供給される油の温度も上昇することになる。このため、発生した熱量の抜熱が不十分であれば、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４、ドライバ１５、及び使用される油の更なる温度上昇を招くことになる。
【００５８】
しかしながら、油圧装置１においては、翼構造体部分１１２に熱伝導性の高い金属製（例えば、アルミ合金製）のパネル体１１が設けられている。まず、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４及び使用されている油にて発生した熱量は、翼構造体部分１１２の内部の空気へと熱伝導、熱伝達（対流）及び熱放射によって伝達される。そして、翼構造体部分１１２の内部の空気へと伝達された熱量は、図３において二点鎖線で囲んだ矢印として図示する矢印Ｈで示すように、金属製のパネル体１１から抜熱され、翼構造体部分１１２の外部の低温の大気へと直接に放熱されることになる。これにより、翼構造体部分１１２の内部の空気を介して油圧装置１が冷却され、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４、ドライバ１５及び使用されている油が冷却され、それらの温度上昇が抑制されることになる。尚、前述のように、二点鎖線で囲んで図示する矢印Ｈは、パネル体１１から抜熱される熱量の移動方向を模式的に示す矢印であり、一点鎖線で図示する矢印Ｑは、冷却ファン１６の回転でハウジング１７内に吸い込まれる冷却空気の流れ方向を模式的に示す矢印である。
【００５９】
以上説明したように、油圧装置１によると、機体側油圧源（１０５、１０６）の機能の喪失又は低下が発生した場合であっても、水平尾翼１０２の内部に配置されたポンプユニット１２におけるバックアップ用油圧ポンプ１３から圧油が供給され、アクチュエータ１０４ａを駆動することができる。そして、翼構造体部分１１２の主要部が繊維強化プラスチックで形成されて軽量化が図られた水平尾翼１１２の内部にポンプユニット１２が配置されるため、油圧装置１についても小型化及び軽量化を図ることができる。更に、油圧装置１では、翼構造体部分１１２の一部を構成するパネル体１１が、熱伝導率の高い金属材料で形成されている。このため、油圧装置１におけるバックアップ用油圧ポンプ１３及び電動モータ１４から発生した熱量を水平尾翼１０２内の空気を介してパネル体１１から抜熱して油圧装置１を冷却でき、更に水平尾翼１０２の外部の大気へと直接に放熱することができる。また、これにより、油圧装置１において使用される油の冷却機能も発揮でき、油の温度の上昇も抑制することができる。
【００６０】
従って、本実施形態によると、機体側油圧源（１０５、１０６）の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータ１０４ａを駆動可能であって、装置構成の小型化及び軽量化を図ることができるとともに、装置及び使用される油の温度上昇を抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧装置１を提供することができる。
【００６１】
また、油圧装置１によると、水平尾翼１０２の内部の熱量を抜熱して水平尾翼１０２の外部の大気へと放熱するためのパネル体１１において点検用ハッチとしての機能も兼用させることができる。また、点検用ハッチを設けるために開口孔を翼構造体部分１１２に別途形成する必要もなく、製作工程の簡素化を図ることもできる。即ち、パネル体１１の多機能化を図ることができ、翼構造体部分１１２の製作工程の簡素化を図ることもできる。
【００６２】
また、油圧装置１によると、電動モータ１４の冷却用の冷却ファン１６の下流側に電動モータ１４の駆動用のドライバ１５が配置されるため、水平尾翼１０２内において、ドライバ１５を冷却ファン１６によって効率よく冷却することができる。そして、ドライバ１５から抜熱された熱量が水平尾翼１０２内の空気を介してパネル体１１から抜熱され、水平尾翼１０２の外部の大気へと放熱されることになる。このため、ドライバ１５も効率よく冷却することができる。尚、本実施形態では、ドライバ１５がハウジング１７内に配置されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよく、ドライバ１５がハウジング１７の外部で冷却ファン１６の下流側に配置されている場合であっても、同様の効果を奏することができる。
【００６３】
尚、本実施形態では、パネル体１１が点検用ハッチの機能も兼用するように構成されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよく、点検用ハッチの機能を備えていない金属製のパネル体が設けられている形態であってもよい。また、パネル体が複数設けられている形態であってもよい。また、点検用ハッチの機能を備えた金属製のパネル体と、点検用ハッチとは別個に設けられた金属製のパネル体とが設けられている形態であってもよい。
【００６４】
また、図４は、第１実施形態の変形例に係る航空機アクチュエータの油圧装置１ａ（以下、単に「油圧装置１ａ」という）を示す図である。この図４は、油圧装置１ａについて水平尾翼１０２の一部とともに示しており、図３に対応する状態で油圧装置１ａを示している。油圧装置１ａは、油圧装置１と同様に、パネル体１１ａとポンプユニット１２とを備えて構成されている。但し、油圧装置１ａは、翼構造体部分１１２におけるパネル体１１ａが配置される位置において、油圧装置１と異なっている。尚、図４に示す油圧装置１ａの説明においては、油圧装置１と異なる点について説明し、油圧装置１と同様に構成される要素と、冷却ファン１６による冷却空気の流れ（矢印Ｑ方向の冷却空気の流れ）と、パネル体１１ａを介して抜熱される熱量の移動（矢印Ｈ方向の熱量の移動）とについては、図面において同一の符号を付すことで、説明を省略する。
【００６５】
油圧装置１ａのパネル体１１ａは、油圧装置１のパネル体１１と同様に、平板状の部材として形成され、翼構造体部分１１２の一部を構成するように設けられている。また、パネル体１１ａは、水平尾翼１０２の内部が点検される際に開放される点検用ハッチとして設けられ、翼構造体部分１１２においてヒンジ部を介して開閉可能に連結されている。また、パネル体１１ａは、水平尾翼１０２の下面側に配置されている。但し、油圧装置１のパネル体１１が、電動モータ１４に対して冷却ファン１６が配置される側（バックアップ用油圧ポンプ１３と反対側）に配置されているのに対して、油圧装置１ａのパネル体１１ａは、電動モータ１４に対してバックアップ用油圧ポンプ１３が配置される側に配置されている。即ち、パネル体１１ａは、冷却ファン１６の下流側（冷却ファン１６によって発生する冷却空気の流れの下流側）に配置されている。このようにパネル体１１ａが配置されていることで、冷却ファン１６からの冷却空気によって抜熱された油圧装置１ａの熱量が、パネル体１１ａを介して効率よく外部の大気へと放熱されることになる。
【００６６】
（第２実施形態）
次に、本発明の第２実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置２（以下、単に「油圧装置２」ともいう）について説明する。油圧装置２は、第１実施形態の油圧装置１と同様に、航空機１００の水平尾翼１０２の内部に設置され、エレベータ１０３を駆動する油圧作動式のアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給するように構成されている。そして、油圧装置２は、第１実施形態の油圧装置１と同様の油圧回路形態で、第１機体側油圧源１０５、リザーバ回路１１０、制御弁１０９ａに対して接続されている。また、油圧装置２は、油圧装置１と同様に、フライトコントローラ２２からの指令信号に基づいて作動するように構成されている。
【００６７】
図５は、油圧装置２について水平尾翼１０２の一部とともに示す図であって、第１実施形態の図３に対応する状態で示す図である。また、図６は、図５のＢ−Ｂ線矢視位置から見た図であって、油圧装置２について翼構造体部分１１２の一部とともに示す図である。油圧装置２は、第１実施形態の油圧装置１と同様に、パネル体１１とポンプユニット１２とを備えて構成されている。但し、油圧装置２は、複数のフィン３１を更に備えている点において、第１実施形態の油圧装置１とは構成が異なっている。以下、油圧装置２の説明においては、第１実施形態と構成が異なる点について説明し、第１実施形態と同様に構成される要素については、図面において同一の符号を付すことで、又は同一の符号を引用することで、説明を省略する。
【００６８】
複数のフィン３１は、パネル体１１に設置されており、金属材料で形成され、例えば、アルミニウム合金によって形成されている。そして、複数のフィン３１は、それぞれ突出した板状に形成されており、互いに平行に配置された状態でパネル体１１に対して固定され、パネル体１１との間で熱伝導可能に設置されている。本実施形態においては、これらの複数のフィン３１は、水平尾翼１０２の内部に向かってそれぞれ突出するように設置される複数の第１フィン３１として設けられている。
【００６９】
上述した油圧装置２においては、まず、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４及び使用されている油にて発生した熱量は、翼構造体部分１１２の内部の空気へと熱伝導、熱伝達（対流）及び熱放射によって伝達される。そして、翼構造体部分１１２の内部の空気へと伝達された熱量は、図５において二点鎖線で囲んだ矢印として図示する矢印Ｈで示すように、金属製の複数のフィン３１及び金属製のパネル体１１から抜熱され、翼構造体部分１１２の外部の低温の大気へと直接に放熱されることになる。これにより、翼構造体部分１１２の内部の空気を介して油圧装置２が冷却され、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４、ドライバ１５及び使用されている油が冷却され、それらの温度上昇が抑制されることになる。尚、図５において、二点鎖線で囲んで図示する矢印Ｈは、上記のように、パネル体１１から抜熱される熱量の移動方向を模式的に示す矢印であり、一点鎖線で図示する矢印Ｑは、冷却ファン１６の回転でハウジング１７内に吸い込まれる冷却空気の流れ方向を模式的に示す矢印である。
【００７０】
以上説明した本実施形態によると、第１実施形態と同様の効果を奏することができる。即ち、本実施形態によると、機体側油圧源（１０５、１０６）の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータ１０４ａを駆動可能であって、装置構成の小型化及び軽量化を図ることができるとともに、装置及び使用される油の温度上昇を抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧装置２を提供することができる。
【００７１】
そして、油圧装置２によると、金属材料で形成されて水平尾翼１０２の内部に向かって突出するように設けられた板状の複数のフィン（第１フィン）３１がパネル体１１に対して熱伝導可能に設置される。このため、表面積が多く確保された金属製のフィン３１を介して、油圧装置２にて発生した熱量を水平尾翼１０２内の空気を介して更に効率よく抜熱することができる。
【００７２】
尚、本実施形態では、複数のフィン３１が突出した板状に形成されている場合を例にとって説明したが、この例に限らず、フィンの形状は種々変更して実施してもよい。例えば、表面積を多く確保可能なように、突起状に形成されたフィンが設けられている形態であってもよい。
【００７３】
また、本実施形態では、油圧装置２のパネル体１１及び第１フィン３１が、電動モータ１４に対して冷却ファン１６が配置される側（バックアップ用油圧ポンプ１３と反対側）に配置されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。例えば、油圧装置２のパネル体１１及び第１フィン３１が、電動モータ１４に対してバックアップ用油圧ポンプ１３が配置される側に配置されていてもよい。即ち、パネル体１１及び第１フィン３１が、冷却ファン１６の下流側（冷却ファン１６によって発生する冷却空気の流れの下流側）に配置されていてもよい。このようにパネル体１１及び第１フィン３１が配置されていることで、冷却ファン１６からの冷却空気によって抜熱された油圧装置２の熱量が、第１フィン３１及びパネル体１１を介して効率よく外部の大気へと放熱されることになる。
【００７４】
（第３実施形態）
次に、本発明の第３実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置３（以下、単に「油圧装置３」ともいう）について説明する。油圧装置３は、第１実施形態の油圧装置１と同様に、航空機１００の水平尾翼１０２の内部に設置され、エレベータ１０３を駆動する油圧作動式のアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給するように構成されている。そして、油圧装置３は、第１実施形態の油圧装置１と同様の油圧回路形態で、第１機体側油圧源１０５、リザーバ回路１１０、制御弁１０９ａに対して接続されている。また、油圧装置３は、油圧装置１と同様に、フライトコントローラ２２からの指令信号に基づいて作動するように構成されている。
【００７５】
図７は、油圧装置３について水平尾翼１０２の一部とともに示す図であって、第１実施形態の図３に対応する状態で示す図である。油圧装置３は、第１実施形態の油圧装置１と同様に、パネル体１１とポンプユニット１２とを備えて構成されている。但し、油圧装置３は、複数のフィン（３１、３２）を更に備えている点において、第１実施形態の油圧装置１とは構成が異なっている。以下、油圧装置３の説明においては、第１実施形態と構成が異なる点について説明し、第１実施形態と同様に構成される要素については、図面において同一の符号を付すことで、又は同一の符号を引用することで、説明を省略する。
【００７６】
複数のフィン（３１、３２）としては、第２実施形態の複数のフィン３１と同様に構成される複数の第１フィン３１と、複数の第２フィン３２とが設けられている。複数の第１フィン３１は、第２実施形態と同様に、パネル体１１に設置されており、金属材料で形成され、例えば、アルミニウム合金によって形成されている。そして、複数の第１フィン３１は、それぞれ突出した板状に形成されており、互いに平行に配置された状態でパネル体１１に対して固定され、パネル体１１との間で熱伝導可能に設置されている。これらの複数の第１フィン３１は、水平尾翼１０２の内部に向かってそれぞれ突出するように設置されている。
【００７７】
複数の第２フィン３２は、パネル体１１に設置されており、金属材料で形成され、例えば、アルミニウム合金によって形成されている。そして、複数の第２フィン３２は、それぞれ突出した板状に形成されており、互いに平行に配置された状態でパネル体１１に対して固定され、パネル体１１との間で熱伝導可能に設置されている。これらの複数の第２フィン３２は、水平尾翼１０２の外部に向かってそれぞれ突出するように設置されている。即ち、複数の第２フィン３２は、パネル体１１に対して、複数の第１フィン３１と反対側に向かって突出するように設置されている。
【００７８】
また、複数の第２フィン３２のそれぞれは、例えば、水平尾翼１０２の翼弦方向に沿った断面（即ち、水平尾翼１０２の幅方向（水平尾翼１０２の長手方向）に対して垂直な断面）と平行に配置されている。そして、複数の第２フィン３２は、水平尾翼１０２の表面において空気の流れを整流する整流板として設けられている。
【００７９】
上述した油圧装置３においては、まず、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４及び使用されている油にて発生した熱量は、翼構造体部分１１２の内部の空気へと熱伝導、熱伝達（対流）及び熱放射によって伝達される。そして、翼構造体部分１１２の内部の空気へと伝達された熱量は、図７において二点鎖線で囲んだ矢印として図示する矢印Ｈで示すように、金属製の複数の第１フィン３１及び金属製のパネル体１１から抜熱され、更に、金属製の複数の第２フィン３２及びパネル体１１から翼構造体部分１１２の外部の低温の大気へと直接に放熱されることになる。これにより、翼構造体部分１１２の内部の空気を介して油圧装置３が冷却され、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４、ドライバ１５及び使用されている油が冷却され、それらの温度上昇が抑制されることになる。尚、図７において、二点鎖線で囲んで図示する矢印Ｈは、上記のように、第１フィン３１及びパネル体１１から抜熱される熱量の移動方向を模式的に示す矢印であり、一点鎖線で図示する矢印Ｑは、冷却ファン１６の回転でハウジング１７内に吸い込まれる冷却空気の流れ方向を模式的に示す矢印である。
【００８０】
以上説明した本実施形態によると、第１実施形態と同様の効果を奏することができる。即ち、本実施形態によると、機体側油圧源（１０５、１０６）の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータ１０４ａを駆動可能であって、装置構成の小型化及び軽量化を図ることができるとともに、装置及び使用される油の温度上昇を抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧装置３を提供することができる。
【００８１】
そして、油圧装置３によると、金属材料で形成されて水平尾翼１０２の内部に向かって突出するように設けられた板状の複数の第１フィン３１がパネル体１１に対して熱伝導可能に設置される。このため、表面積が多く確保された金属製の第１フィン３１を介して、油圧装置３にて発生した熱量を水平尾翼１０２内の空気を介して更に効率よく抜熱することができる。
【００８２】
更に、油圧装置３によると、金属材料で形成されて水平尾翼１０２の外部に向かって突出するように設けられた板状の複数の第２フィン３２がパネル体１１に対して熱伝導可能に設置される。このため、油圧装置３にて発生して水平尾翼１０２内の空気を介して又は熱伝導を介して抜熱した熱量について、表面積が多く確保された金属製の第２フィン３２を介して、水平尾翼１０２の外部の大気へと更に効率よく放熱することができる。
【００８３】
また、油圧装置３によると、水平尾翼１０２の外部の大気へと放熱するための複数の第２フィン３２において整流板としての機能も兼用させることができる。また、別途整流板を設ける場合に比して軽量化を図ることもできる。このため、フィン３２の多機能化を図ることができ、効率よく軽量化を図ることもできる。
【００８４】
尚、本実施形態では、複数のフィン（３１、３２）が突出した板状に形成されている場合を例にとって説明したが、この例に限らず、フィンの形状は種々変更して実施してもよい。例えば、表面積を多く確保可能なように、突起状に形成されたフィンが設けられている形態であってもよい。また、本実施形態では、複数の第２フィン３２が整流板の機能も兼用するように構成されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよく、整流板の機能を備えていない複数の第２フィンが設けられている形態であってもよい。
【００８５】
また、本実施形態では、油圧装置３のパネル体１１、第１フィン３１及び第２フィン３２が、電動モータ１４に対して冷却ファン１６が配置される側（バックアップ用油圧ポンプ１３と反対側）に配置されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。例えば、油圧装置３のパネル体１１、第１フィン３１及び第２フィン３２が、電動モータ１４に対してバックアップ用油圧ポンプ１３が配置される側に配置されていてもよい。即ち、パネル体１１、第１フィン３１及び第２フィン３２が、冷却ファン１６の下流側（冷却ファン１６によって発生する冷却空気の流れの下流側）に配置されていてもよい。このようにパネル体１１、第１フィン３１及び第２フィン３２が配置されていることで、冷却ファン１６からの冷却空気によって抜熱された油圧装置３の熱量が、第１フィン３１、パネル体１１及び第２フィン３２を介して効率よく外部の大気へと放熱されることになる。
【００８６】
（第４実施形態）
次に、本発明の第４実施形態に係る航空機アクチュエータの油圧装置４（以下、単に「油圧装置４」ともいう）について説明する。油圧装置４は、第１実施形態の油圧装置１と同様に、航空機１００の水平尾翼１０２の内部に設置され、エレベータ１０３を駆動する油圧作動式のアクチュエータ１０４ａに対して圧油を供給するように構成されている。そして、油圧装置４は、第１実施形態の油圧装置１と同様の油圧回路形態で、第１機体側油圧源１０５、リザーバ回路１１０、制御弁１０９ａに対して接続されている。また、油圧装置４は、油圧装置１と同様に、フライトコントローラ２２からの指令信号に基づいて作動するように構成されている。
【００８７】
図８は、油圧装置４について水平尾翼１０２の一部とともに示す図であって、第１実施形態の図３に対応する状態で示す図である。また、図９は、図８のＣ−Ｃ線矢視位置から見た図であって、油圧装置４について翼構造体部分１１２の一部とともに示す図である。油圧装置４は、第１実施形態の油圧装置１と同様に、パネル体１１とポンプユニット１２とを備えて構成されている。但し、油圧装置４は、ポンプユニット１２が、ポンプベース３３を更に備えている点において、第１実施形態の油圧装置１とは構成が異なっている。以下、油圧装置４の説明においては、第１実施形態と構成が異なる点について説明し、第１実施形態と同様に構成される要素については、図面において同一の符号を付すことで、又は同一の符号を引用することで、説明を省略する。
【００８８】
図８及び図９に示すように、ポンプユニット１２に備えられるポンプベース３３は、バックアップ用油圧ポンプ１３が設置される平板状の基台部として設けられている。そして、ポンプベース３３は、翼構造体部分１１２における下面側に配置された部材に対して、翼構造体部分１１２の内側で固定されている。また、ポンプベース３３は、金属材料で形成され、例えば、鉄鋼やアルミニウム合金によって形成されている。そして、パネル体１１が、金属製（例えば、鋼製やアルミニウム合金製）のヒンジ部３４を介してポンプベース３３に対して連結されている。これにより、ポンプベース３３はパネル体１１との間で熱伝導可能に配置され、更に、ポンプユニット１２がパネル体１１に対してヒンジ部３４を介して一体に結合されている。
【００８９】
上述した油圧装置４においては、まず、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４及び使用されている油にて発生した熱量は、翼構造体部分１１２の内部の空気へと熱伝導、熱伝達（対流）及び熱放射によって伝達されるとともに、金属製のポンプベース３３に対して熱伝導によって伝達される。翼構造体部分１１２の内部の空気へと伝達された熱量は、第１実施形態の場合と同様に、パネル体１１から抜熱されて、翼構造体部分１１２の外部の低温の大気へと放熱されることになる。そして、油圧装置４においては、更に、金属製のポンプベース３３に熱伝導によって伝達された熱量が、図８において二点鎖線で囲んだ矢印として図示する矢印Ｈで示すように、金属製のヒンジ部３４及び金属製のパネル体１１から熱伝導により抜熱され、翼構造体部分１１２の外部の低温の大気へと直接に放熱されることになる。これにより、翼構造体部分１１２の内部の空気を介して油圧装置４が冷却され、バックアップ用油圧ポンプ１３、電動モータ１４、ドライバ１５及び使用されている油が冷却され、それらの温度上昇が抑制されることになる。尚、図８において、二点鎖線で囲んで図示する矢印Ｈは、上記のように、ポンプベース３３、ヒンジ部３４及びパネル体１１から抜熱される熱量の移動方向を模式的に示す矢印であり、一点鎖線で図示する矢印Ｑは、冷却ファン１６の回転でハウジング１７内に吸い込まれる冷却空気の流れ方向を模式的に示す矢印である。
【００９０】
以上説明した本実施形態によると、第１実施形態と同様の効果を奏することができる。即ち、本実施形態によると、機体側油圧源（１０５、１０６）の機能の喪失時又は低下時であってもアクチュエータ１０４ａを駆動可能であって、装置構成の小型化及び軽量化を図ることができるとともに、装置及び使用される油の温度上昇を抑制することができる、航空機アクチュエータの油圧装置４を提供することができる。
【００９１】
そして、油圧装置４によると、ポンプベース３３がパネル体１１に対して熱伝導可能に配置されるため、油圧装置４で発生した熱量をポンプベース３３を介してパネル体１１へと効率よく熱伝導させることができる。また、ポンプユニット１２がパネル体１１に一体に結合されるため、ポンプユニット１２からパネル体１１へと直接に熱伝導できる。よって、油圧装置４で発生した熱量をパネル体１１へと効率よく抜熱し、水平尾翼１０２の外部の大気へと放熱することができる。尚、油圧装置４によると、金属製のポンプベース３３に対して金属製のヒンジ部３４を介してパネル体１１が連結される。このため、ポンプベース３３に対してパネル体１１を熱伝導可能に連結する構成を容易に実現することができる。
【００９２】
尚、本実施形態では、ポンプベース３３がヒンジ部３４を介してパネル体１１に連結されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。例えば、ポンプベース３３がパネル体１１に対して金属製の部材（プレート状の部材や可撓性を有するケーブル状の部材、等）を介して熱伝導可能に配置された形態であってもよい。また、ポンプベースが設けられておらず、点検用ハッチとは別個に設けられた金属製のパネル体に対してポンプユニットが一体に結合されている形態であってもよい。また、点検用ハッチの機能を備えた金属製のパネル体と、点検用ハッチとは別個に設けられるとともにポンプユニットが一体に結合された金属製のパネル体とが設けられていてもよい。
【００９３】
また、本実施形態では、油圧装置４のパネル体１１が、電動モータ１４に対して冷却ファン１６が配置される側（バックアップ用油圧ポンプ１３と反対側）に配置されてポンプベース３３に連結されている場合を例にとって説明したが、この通りでなくてもよい。例えば、油圧装置４のパネル体１１が、電動モータ１４に対してバックアップ用油圧ポンプ１３が配置される側に配置されてポンプベース３３に連結されていてもよい。即ち、パネル体１１が、冷却ファン１６の下流側（冷却ファン１６によって発生する冷却空気の流れの下流側）に配置されてポンプベース３３に連結されていてもよい。このようにパネル体１１が配置されていることで、冷却ファン１６からの冷却空気によって抜熱された油圧装置４の熱量が、パネル体１１を介して効率よく外部の大気へと放熱されることになる。
【００９４】
以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は、上述した第１乃至第４の実施形態に限られるものではなく、特許請求の範囲に記載した限りにおいて様々に変更して実施することができる。例えば、エルロン等のエレベータ以外の舵面を駆動するアクチュエータに対して圧油を供給する航空機アクチュエータの油圧装置を実施してもよい。また、航空機アクチュエータの油圧装置と機体側油圧源とを接続する油圧回路形態については、種々変更して実施してもよい。また、パネル体を構成する金属材料としては、アルミニウム合金に限らず、種々の金属材料が用いられてもよい。
【産業上の利用可能性】
【００９５】
本発明は、航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧装置として、広く適用することができるものである。
【符号の説明】
【００９６】
１ 航空機アクチュエータの油圧装置
１１ パネル体
１２ ポンプユニット
１３ バックアップ用油圧ポンプ
１４ 電動モータ
１００ 航空機
１０２ 水平尾翼（翼）
１０３ エレベータ（舵面）
１０４、１０４ａ アクチュエータ
１０５ 第１機体側油圧源（機体側油圧源）
１０６ 第２機体側油圧源（機体側油圧源）
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧装置であって、
前記航空機の翼の内部に配置されたポンプユニットと、
前記翼の表面構造を形成する翼構造体部分の一部を構成するように設けられるパネル体と、
を備え、
前記ポンプユニットは、前記航空機の機体側に設置されて前記アクチュエータに対して圧油を供給する油圧源である機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生したときに前記アクチュエータに対して圧油を供給可能なバックアップ用油圧ポンプと、前記バックアップ用油圧ポンプを駆動する電動モータと、を有し、
前記翼構造体部分は、少なくとも前記パネル体を除いて、繊維強化プラスチックで形成され、
前記パネル体は、金属材料で形成されていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項２】
請求項１に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
前記パネル体に設置され、金属材料で形成されるとともに突起状又は突出した板状に形成された複数のフィンを更に備え、
複数の前記フィンは、前記パネル体との間で熱伝導可能に設置されることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項３】
請求項２に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
複数の前記フィンとして、前記翼の内部に向かって突出するように設置されている複数の第１フィンが設けられていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項４】
請求項２又は請求項３に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
複数の前記フィンとして、前記翼の外部に向かって突出するように設置されている複数の第２フィンが設けられていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項５】
請求項４に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
複数の前記フィンは、前記翼の表面において空気の流れを整流する整流板として設けられていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項６】
請求項１乃至請求項５のいずれか１項に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
前記ポンプユニットは、前記パネル体に対して一体に結合されていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項７】
請求項１乃至請求項６のいずれか１項に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
前記パネル体は、前記翼の内部が点検される際に開放される点検用ハッチとして設けられていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項８】
請求項１乃至請求項７のいずれか１項に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
前記ポンプユニットは、前記バックアップ用油圧ポンプが設置される基台部である平板状のポンプベースを有し、
前記ポンプベースは、金属材料で形成されるとともに、前記パネル体との間で熱伝導可能に配置されていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項９】
請求項８に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
前記ポンプベースに対して前記パネル体が金属製のヒンジ部を介して連結されていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項１０】
請求項１乃至請求項９のいずれか１項に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
前記ポンプユニットは、前記電動モータを冷却する冷却ファンと、前記冷却ファンの下流側に配置されるとともに前記電動モータを駆動するドライバと、を有していることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項１】
航空機の舵面を駆動する油圧作動式のアクチュエータに対して圧油を供給する、航空機アクチュエータの油圧装置であって、
前記航空機の翼の内部に配置されたポンプユニットと、
前記翼の表面構造を形成する翼構造体部分の一部を構成するように設けられるパネル体と、
を備え、
前記ポンプユニットは、前記航空機の機体側に設置されて前記アクチュエータに対して圧油を供給する油圧源である機体側油圧源の機能の喪失又は低下が発生したときに前記アクチュエータに対して圧油を供給可能なバックアップ用油圧ポンプと、前記バックアップ用油圧ポンプを駆動する電動モータと、を有し、
前記翼構造体部分は、少なくとも前記パネル体を除いて、繊維強化プラスチックで形成され、
前記パネル体は、金属材料で形成されていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項２】
請求項１に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
前記パネル体に設置され、金属材料で形成されるとともに突起状又は突出した板状に形成された複数のフィンを更に備え、
複数の前記フィンは、前記パネル体との間で熱伝導可能に設置されることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項３】
請求項２に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
複数の前記フィンとして、前記翼の内部に向かって突出するように設置されている複数の第１フィンが設けられていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項４】
請求項２又は請求項３に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
複数の前記フィンとして、前記翼の外部に向かって突出するように設置されている複数の第２フィンが設けられていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項５】
請求項４に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
複数の前記フィンは、前記翼の表面において空気の流れを整流する整流板として設けられていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項６】
請求項１乃至請求項５のいずれか１項に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
前記ポンプユニットは、前記パネル体に対して一体に結合されていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項７】
請求項１乃至請求項６のいずれか１項に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
前記パネル体は、前記翼の内部が点検される際に開放される点検用ハッチとして設けられていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項８】
請求項１乃至請求項７のいずれか１項に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
前記ポンプユニットは、前記バックアップ用油圧ポンプが設置される基台部である平板状のポンプベースを有し、
前記ポンプベースは、金属材料で形成されるとともに、前記パネル体との間で熱伝導可能に配置されていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項９】
請求項８に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
前記ポンプベースに対して前記パネル体が金属製のヒンジ部を介して連結されていることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【請求項１０】
請求項１乃至請求項９のいずれか１項に記載の航空機アクチュエータの油圧装置であって、
前記ポンプユニットは、前記電動モータを冷却する冷却ファンと、前記冷却ファンの下流側に配置されるとともに前記電動モータを駆動するドライバと、を有していることを特徴とする、航空機アクチュエータの油圧装置。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【公開番号】特開２０１１−２３１８８６（Ｐ２０１１−２３１８８６Ａ）
【公開日】平成２３年１１月１７日（２０１１．１１．１７）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１０−１０３９２８（Ｐ２０１０−１０３９２８）
【出願日】平成２２年４月２８日（２０１０．４．２８）
【出願人】（５０３４０５６８９）ナブテスコ株式会社 (737)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２３年１１月１７日（２０１１．１１．１７）
【国際特許分類】
【出願日】平成２２年４月２８日（２０１０．４．２８）
【出願人】（５０３４０５６８９）ナブテスコ株式会社 (737)
【Ｆターム（参考）】
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