This aircraft steering system (10A) is provided with: a first actuator (21) mounted to a wing main body (11); a horn arm (13) which transmits an output of the first actuator (21) to a steering surface (12); and a second actuator (22) which is a rotary type and mounted on the steering surface (12). At least one among the first actuator (21) and the second actuator (22) is an electromechanical actuator (EMA). The horn arm (13) has one end connected to an output end (21a) of the first actuator (21) and the other end fixed to an output end (22a) of the second actuator (22). The second actuator (22) is mounted on the steering surface (12) so that a rotation axis line of the output end (22a) is parallel or aligned with a support point axis line (a hinge line) of the steering surface (12).

    La présente invention porte sur un système de direction d'aéronef (10A) qui comprend : un premier actionneur (21) monté sur un corps d'aile principal (11) ; un bras d'avertisseur (13) qui transmet une sortie du premier actionneur (21) à une surface de direction (12) ; et un second actionneur (22) qui est de type rotatif et monté sur la surface de direction (12). Le premier actionneur (21) et/ou le second actionneur (22) est un actionneur électromécanique (EMA). Le bras d'avertisseur (13) comporte une extrémité reliée à une extrémité de sortie (21a) du premier actionneur (21) et son autre extrémité est fixée à une extrémité de sortie (22a) du second actionneur (22). Le second actionneur (22) est monté sur la surface de direction (12) de sorte qu'une ligne d'axe de rotation de l'extrémité de sortie (22a) est parallèle à une ligne d'axe de point de support (une ligne d'articulation) de la surface de direction (12) ou alignée avec cette dernière.

    航空機操舵システム(10A)は、翼本体(11)に取り付けられる第一アクチュエータ(21)と、第一アクチュエータ(21)の出力を操縦舵面(12)に伝達するホーンアーム(13)と、操縦舵面(12)に取り付けられるロータリー型の第二アクチュエータ(22)と、を備える。第一アクチュエータ(21)および第二アクチュエータ(22)の少なくとも一方が電気機械式アクチュエータ(EMA)である。ホーンアーム(13)は、その一端が第一アクチュエータ(21)の出力端(21a)に連結され、その他端が第二アクチュエータ(22)の出力端(22a)に固定されている。第二アクチュエータ(22)は、その出力端(22a)の回動軸線が操縦舵面(12)の支点軸線(ヒンジライン)に平行または一致するように当該操縦舵面(12)に取り付けられている。


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    Titel :

    AIRCRAFT STEERING SYSTEM PROVIDED WITH ELECTROMECHANICAL ACTUATOR


    Weitere Titelangaben:

    SYSTÈME DE DIRECTION D'AÉRONEF ÉQUIPÉ D'UN ACTIONNEUR ÉLECTROMÉCANIQUE
    電気機械式アクチュエータを備える航空機操舵システム


    Beteiligte:
    MIYAZONO KOHEI (Autor:in) / NISHIYAMA YOJI (Autor:in) / SUGIURA HIDEYUKI (Autor:in)

    Erscheinungsdatum :

    2019-01-24


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Japanisch


    Klassifikation :

    IPC:    B64C AEROPLANES , Flugzeuge / F16H Getriebe , GEARING



    AIRCRAFT STEERING SYSTEM WITH ELECTROMECHANICAL ACTUATOR

    MIYAZONO KOHEI / NISHIYAMA YOJI / SUGIURA HIDEYUKI | Europäisches Patentamt | 2019

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    AIRCRAFT STEERING SYSTEM INCLUDING ELECTROMECHANICAL ACTUATOR

    MIYAZONO KOHEI / NISHIYAMA YOJI / SUGIURA HIDEYUKI | Europäisches Patentamt | 2022

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    AIRCRAFT STEERING SYSTEM INCLUDING ELECTROMECHANICAL ACTUATOR

    MIYAZONO KOHEI / NISHIYAMA YOJI / SUGIURA HIDEYUKI | Europäisches Patentamt | 2022

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    AN ELECTROMECHANICAL ACTUATOR FOR AN AIRCRAFT CONTROL SURFACE, AND AN AIRCRAFT PROVIDED WITH SUCH AN ACTUATOR

    SENEGAS DAVID / MEHEZ JEROME / JESTIN MAXIME et al. | Europäisches Patentamt | 2016

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    ELECTROMECHANICAL ACTUATOR AND REAR-AXLE STEERING SYSTEM

    WUBBOLT-GORBATENKO BENJAMIN / FABER DANIEL / HAUSMANN ALEXANDER | Europäisches Patentamt | 2021

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