JPH082496A - 航空機の飛行制御部材のサーボ制御システム - Google Patents

航空機の飛行制御部材のサーボ制御システム

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JPH082496A
JPH082496A JP6195501A JP19550194A JPH082496A JP H082496 A JPH082496 A JP H082496A JP 6195501 A JP6195501 A JP 6195501A JP 19550194 A JP19550194 A JP 19550194A JP H082496 A JPH082496 A JP H082496A
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JP
Japan
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aircraft
valve
control
actuating
control system
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Application number
JP6195501A
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English (en)
Inventor
Bruno Thoraval
ブリュノ、トラバル
Jean-Luc Bertrand
ジャン‐リュク、ベルトラン
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Lucas France
Original Assignee
Lucas France
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Publication date
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/40—Transmitting means with power amplification using fluid pressure
    • B64C13/42—Transmitting means with power amplification using fluid pressure having duplication or stand-by provisions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B64C13/505—Transmitting means with power amplification using electrical energy having duplication or stand-by provisions
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F15B18/00—Parallel arrangements of independent servomotor systems

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  • Mechanical Engineering (AREA)
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Abstract

(57)【要約】 【目的】 航空機の飛行制御部材を作動するサーボ制御
システム。 【構成】 このサーボ制御システムは、少なくとも１つ
の油圧アクチュエータ（１）と、このアクチュエータを
作動させるための作動手段とを含み、前記油圧アクチュ
エータ（１）は複式であって、前記作動手段は第１およ
び第２作動組立体を含み、各作動組立体はそれぞれ２つ
の油圧回路を含み、各油圧回路はそれぞれの機械的に制
御される分配弁（Ｖ１乃至Ｖ４）によって制御され、同
一作動組立体の２つの分配弁は、それぞれモータ手段
（Ｍ１乃至Ｍ４）によって駆動されるそれぞれの共通機
械的要素（Ａ，Ｂ）によって作動され、また前記作動手
段は、前記飛行制御部材の位置と受けたパイロットの命
令とに従って前記モータ手段（Ｍ１乃至Ｍ４）を制御す
る制御手段（Ｕ１乃至Ｕ４）と、故障を検出するための
検出手段（Ｄ１，Ｄ２，Ｄ３，Ｄ４）と、アクティブ状
態と予約状態との間の作動組立体の切り替えを制御する
選択弁（１３）とを含む。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は航空機の飛行制御部材の
位置を制御するためのサーボ制御システムに関するもの
である。
【０００２】
【従来の技術】一例として、このような飛行制御部材は
ヘリコプター回転翼の羽根であり、またサーボ制御シス
テムは、前記回転翼の底部周期スウォシュプレートを軸
線に対して傾斜させ滑動させる事によって羽根のピッチ
配向を制御するのに役立つ。
【０００３】電気的飛行制御は航空において長年にわた
って使用されている。特にエアバスＡ−３２０などの飛
行機においては、パイロットの命令がコックピットか
ら、電子制御サーボ弁を作動するコンピュータに伝達さ
れる。各サーボ弁が１つのアクチュエータを作動する１
つの油圧回路を制御し、このアクチュエータの移動が制
御される飛行制御部材の１つ（フラップまたは制御面）
に機械的に接続される。
【０００４】制御安全性を保証し、また位置制御される
飛行制御部材の完全な機能停止を生じるような電気回路
の機能停止を防止するための１つの方法は、前記部材に
連結された移動アクチュエータの油圧回路を、４機械的
移動を制御する４電気回路を介して制御するにある。こ
の場合、油圧回路の中に組み込まれた機械的手段は、前
記４移動の平均としての運動をアクチュエータに伝達す
る事ができる。
【０００５】前記の構造においては１つの制御回路の故
障に際して、他の３制御回路が前記の飛行制御部材の位
置を保持する。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】理論的には、この装置
は制御回路の逐次的３故障に耐える事ができる。
【０００７】しかしこの方法は機械的に非常に複雑であ
る。
【０００８】本発明の主目的は、より簡単で同等の安全
性を与える航空機の飛行制御部材のサーボ制御システム
を提供するにある。
【０００９】複数の制御回路を含み、飛行制御部材の移
動を制御するために一時に単一の制御回路のみが作動さ
れ、他の回路は予約回路となるサーボ制御システムを構
築する提案がすでに成されている。
【００１０】第１制御回路の故障が検出された時、予約
回路の１つが第１制御回路から引き継ぐ。
【００１１】しかし現在では、１つの制御回路から他の
制御回路への切り替えを確実迅速に実施する事のできる
方法は提案されていない。
【００１２】
【課題を解決するための手段】本発明は、航空機の飛行
制御部材と航空機の他の部分との間に取付けられた少な
くとも１つの油圧アクチュエータと、前記アクチュエー
タを作動するための作動手段とを含み、前記油圧アクチ
ュエータは複式アクチュエータであって、前記作動手段
は第１作動組立体を含み、前記組立体はそれぞれ機械的
に制御される分配弁によって制御される２系統の油圧回
路を含み、前記２つの分配弁は、モータ手段によって駆
動される共通の機械的要素によって作動され、前記作動
手段は制御手段を含み、これらの制御手段は前記飛行制
御部材の位置とその受けるパイロットの命令とに従って
前記モータ手段を制御するように成された航空機の飛行
制御部材を作動するためのサーボ制御システムにおい
て、前記システムは前記の型の第２作動組立体を含み、
その分配弁は前記第１組立体の分配弁と同時に同様に作
動され、また前記システムは前記第１作動組立体と第２
作動組立体のいずれか一方の少なくとも１つの要素の故
障を検出するための手段と、２つの状態を有する選択弁
とを含み、前記選択弁は前記第１および第２作動組立体
の油圧回路を選択的にアクチュエータの油圧回路と連通
させ、この際に選択弁の第１状態においては、第１作動
組立体がアクティブであってアクチュエータを制御し第
２作動組立体は予約され、また選択弁の第２状態におい
ては、第１および第２作動組立体がそれぞれ予約状態お
よびアクティブ状態にあり、前記選択弁は、検出手段に
よって検出されたなんらかの故障に対応して、制御手段
の制御のもとに、その一方の状態から他方の状態に切り
替えられるように成された航空機の飛行制御部材を作動
するためのサーボ制御システムを提供する。
【００１３】望ましくは、前記第１および第２作動組立
体がそれぞれ２つの駆動ユニットを含み、これらの駆動
ユニットは、それぞれ分配弁を作動する共通の機械的要
素を駆動する事ができ、操作に際して一方の作動組立体
の一方の駆動ユニットが作動し他方の駆動ユニットが受
動的であり、選択弁と同時的に作動する前記制御手段が
その状態の一方から他方に切り替えられて、それまでア
クティブであって予約状態に置かれるべき一方の作動組
立体の作動中の駆動ユニットを受動状態に切り替えさ
せ、他方の作動組立体の他方の駆動ユニットを受動状態
から作動状態に切り替えさせる。
【００１４】以下、本発明を図面に示す実施例について
詳細に説明するが本発明はこれに限定されるものではな
い。
【００１５】
【実施例】付図に図示のサーボ制御システムは主として
油圧アクチュエータ１と前記油圧アクチュエータ１の作
動手段とを含む。油圧アクチュエータ１は例えばヘリコ
プター回転翼の底部周期スウォシュプレートに連結され
たアクチュエータの１つであって、これらのアクチュエ
ータは底部周期スウォシュプレートを回転翼の軸線に対
して滑動させ傾斜させる事によって回転翼の羽根のピッ
チ配向を制御する。
【００１６】アクチュエータは全体として円筒形の本体
３と、その中を滑動するロッド４とを含む。シリンダ３
の外部にあるロッド４の末端はコネクティング・ロッド
（図示されず）に連結され、このコネクティング・ロッ
ドがロッド４を底部周期スウォシュプレートに連結する
が、シリンダ３の他端はヘリコプターの胴体に対して静
止したヘリコプター部分に対して連結されている。
【００１７】シリンダ３はその中に軸方向に配置された
２つの油圧チャンバ５ａ，５ｂを有し、各油圧チャンバ
はロッド４によって内部を滑動するように担持されたそ
れぞれのピストン６ａまたは６ｂを有する。これらのピ
ストン６ａと６ｂは、それぞれチャンバ５ａ，５ｂの中
に２つの区画７ａ，７ａと７ｂ，８ｂとを画成する。各
区画７ａ，８ａ，７ｂ，８ｂはそれぞれの中に油圧を送
入しまたは排出するために開いたチャンネル９ａ，１０
ａ，９ｂ，１０ｂを有する。
【００１８】これらのチャンネルは選択弁１３のそれぞ
れの区画１１ａ，１２ａ，１１ｂ，１２ｂの中に開く。
【００１９】選択弁１３はスライダ型の弁である。この
弁はそれ自体の内部ロッドの位置に従って、チャンネル
９ａ，１０ａ，９ｂ，１０ｂをそれぞれのチャンネルＴ
１１，Ｔ１２，Ｔ３１，Ｔ３２（図１）、あるいはそれ
ぞれチャンネルＴ２１，Ｔ２２，Ｔ４１，Ｔ４２（図
２）と連通させる。チャンネルＴ１１とＴ１２はチャン
ネル５ａの中でピストン６ａを移動させるための一対の
送入／排気制御チャンネルを成す。チャンネルＴ２１，
Ｔ２２についても同様である。チャンネルＴ３１，Ｔ３
２およびＴ４１，Ｔ４２はピストン６ｂの移動を制御す
る送入／排気チャンネル対を成す。
【００２０】そのため、各対の送入／排気チャンネルは
それぞれの制御弁Ｖ１−Ｖ４に接続されている。これら
の弁Ｖ１−Ｖ４は比例分配型のスライダ弁であって、そ
れぞれモータＭ１，Ｍ２，Ｍ３，Ｍ４によって制御され
る。
【００２１】モータＭ１，Ｍ３は共通軸Ａを有し、この
軸Ａはその両端にクランク型手段を有し、その軸回りの
回転運動をそれぞれ弁Ｖ１，Ｖ３の内部制御部材の対応
の線形移動に変換させる。モータＭ２，Ｍ４は同様に弁
Ｖ２，Ｖ４に連結された共通軸Ｂを有する。
【００２２】弁Ｖ１，Ｖ２は高圧回路Ｐ２および低圧回
路Ｒ２から油圧を送入される。弁Ｖ３，Ｖ４は高圧回路
Ｐ１および低圧回路Ｒ１から油圧を送入される。
【００２３】弁Ｖ１の本体中の内部要素の位置に従っ
て、 ・チャンネルＴ１１が高圧回路Ｐ２と連通し、チャンネ
ルＴ１２が低圧回路Ｒ２と連通する。
【００２４】・チャンネルＴ１１が低圧回路Ｒ２と連通
し、チャンネルＴ１２が高圧回路Ｐ２と連通する。ある
いは、 ・チャンネルＴ１１，Ｔ１２が弁Ｖ１の低圧送入管およ
び高圧送入管から遮断され（図示の弁Ｖ１の内部制御部
材の位置）、従って油圧が前記チャンネルにそってもは
や流れない。
【００２５】弁Ｖ２乃至Ｖ４の動作も同様である。
【００２６】各モータＭ１乃至Ｍ４はそれぞれの電子制
御ユニットＵ１乃至Ｕ４によって制御され、これらの制
御ユニットと共に本発明の意味における「駆動ユニッ
ト」を成す。
【００２７】これらの駆動ユニットは相互に通信する。
またこれらの駆動ユニットは制御ユニットＵから航空機
のパイロットの要求するアクチュエータ１の移動に関す
る命令を受ける。
【００２８】また制御ユニットＵ１−Ｕ４はアクチュエ
ータ１のロッド４の本体３に対する実際の移動に関する
情報を受け、この情報は移動センサーＣ１−Ｃ４によっ
て伝達される。これらの４移動センサーＣ１−Ｃ４は共
通連結ロッド上に取付けられ、この共通ロッドがロッド
４に連結されている。また図示のようにアクチュエータ
１上に取付けられた過負荷センサー１４もユニットＵ１
−Ｕ４に接続されている。
【００２９】また選択弁１３の内部制御部材の弁本体に
対する位置を制御するため、４電気制御弁Ｓ１１，Ｓ１
２，Ｓ３１，Ｓ３２を介して前記の低圧回路Ｐ１，Ｐ２
と高圧回路Ｒ１，Ｒ２が使用される。
【００３０】弁Ｓ１１は、この弁を弁Ｓ３１に連通する
ダクトを高圧回路Ｐ１または低圧回路Ｒ１と連通させる
３方弁である。弁Ｓ３１は、選択弁１３を制御する油圧
チャンネルの１つを、この弁Ｓ３１を弁Ｓ１１に連通す
る前記のダクト、または低圧回路Ｒ１に連通させる３方
弁である。選択弁１３は高圧回路Ｐ１から油圧送入され
る他の油圧チャンバを有する。
【００３１】電気制御弁Ｓ１２，Ｓ３２は高圧回路Ｐ２
および低圧回路Ｒ２と選択弁１３の他の２つのチャンバ
との間の通信を制御する。
【００３２】弁Ｓ１１，Ｓ１２はユニットＵ１によって
制御され、弁Ｓ３１，Ｓ３２はユニットＵ３によって制
御される。
【００３３】ユニットＵ１−Ｕ４はそれぞれの受ける情
報項目に従って、サーボ制御システムを構成する各素子
の中に生じる故障を検出する手段と組合わされている。
【００３４】特にユニットＵ１−Ｕ４は移動センサーＤ
１−Ｄ４に接続されて、分配弁Ｖ１−Ｖ４の本体に対す
る内部制御部材の位置に関する情報を得る。これらのセ
ンサーは強磁性コアを形成する素子から成り、これらの
強磁性コア形成素子がその移動を検出するコイル形成手
段と組合わされて分配弁Ｖ１−Ｖ４の内部素子の終端を
成する。
【００３５】モータＭ１−Ｍ４のいずれかの故障または
これらのモータとこれを制御するユニットとの間の電気
接続の故障は、それぞれのモータの対応のユニットＵ１
−Ｕ４によって出される命令を対応の弁Ｖ１−Ｖ４と組
合わされたセンサーＤ１−Ｄ４から出される情報と比較
する事によって検出される。
【００３６】モータＭ１−Ｍ４のいずれかと対応の弁Ｖ
１−Ｖ４の間の機械的連結の故障は、センサーＤ１から
誘導された情報をセンサーＤ３から誘導された情報と比
較する事によって（モータＭ１，Ｍ３の場合）、またセ
ンサーＤ２から誘導された情報をセンサーＤ４から誘導
された情報と比較する事により（モータＭ２，Ｍ４の場
合）検出される。
【００３７】弁Ｖ１−Ｖ３のいずれかの操作の故障は対
応の検出センサーＤ１−Ｄ３から誘導された情報を、 ・まず弁Ｖ２−Ｖ４に対応する検出センサーＤ２−Ｄ４
から誘導された情報と比較し、 ・次に、前記弁Ｖ１−Ｖ３の内部素子が実施した移動に
関してユニットＵ１−Ｕ３によって計算された推定に基
づいて検出される。
【００３８】ユニットＵ１−Ｕ４のいずれかの中の故障
またはこれらのユニットによって制御されるＶ１−Ｖ４
の検出ループの中の故障は各ユニットＵ１−Ｕ４によっ
て発生された命令を比較する事によって検出される。こ
れらの相異なる命令間に顕著な相違が検出された場合、
ユニットのいずれかが故障しているとみなされる。
【００３９】選択弁１３の故障は、ユニットＵ１によっ
て制御される弁Ｓ１１およびＳ１２、またはユニットＵ
３によって制御される弁Ｓ３１およびＳ３２のいずれか
の故障と同一とみなされる。電気制御されるこれらの弁
の故障は、これらの弁を制御する電流の測定にもとづい
て検出される。
【００４０】正常運転に際して（図１）、ユニットＵ
１，Ｕ２のみが作動し、これらのユニットがそれぞれの
モータＭ１，Ｍ２を作動する。弁Ｓ１１とＳ１２がオン
にスイッチされるので、選択弁１３の２制御チャンバが
それぞれ低圧回路Ｒ１，Ｒ２に連通し、反対側チャンバ
は高圧回路Ｐ１，Ｐ２に連通する。その場合、選択弁１
３はチャンネル９ａ，１０ａをチャンネルＴ１１，Ｔ１
２と連通させ、チャンネル９ｂ，１０ｂをチャンネルＴ
３１，Ｔ３２と連通させる。
【００４１】制御ユニットＵ３，Ｕ４は待機状態にあっ
て、その制御下のモータＭ３，Ｍ４を作動させない。従
ってこれらの制御ユニットＵ３，Ｕ４と、これに組合わ
されたモータＭ３，Ｍ４は受動的である。
【００４２】従って、チャンバ５ａ，５ｂ中のピストン
６ａ，６ｂの移動は、チャンネルＴ１１，Ｔ１２、チャ
ンネルＴ３１，Ｔ３２、 弁Ｖ１，Ｖ３、軸Ａ、モータ
Ｍ１，Ｍ３および制御ユニットＵ１，Ｕ３から成る第１
作動組立体の制御下にある。この第１作動組立体がアク
ティブである。
【００４３】ユニットＵ２の制御下のモータＭ２による
軸Ｂの運動はアクチュエータ１に加えられない。これ
は、チャンネルＴ２１，Ｔ２２およびチャンネルＴ４
１，Ｔ４２が選択弁１３によって閉鎖されているからで
ある。チャンネルＴ２１，Ｔ２２，Ｔ４１，Ｔ４２、分
配弁Ｖ２，Ｖ４、軸Ｂ、モータＭ２，Ｍ４および制御ユ
ニットＵ２、Ｕ４から成る作動組立体は予約状態にあ
る。
【００４４】アクティブユニットＵ１またはその制御下
にある素子の１つにおいて前記の故障のいずれかが生じ
た時、前記ユニットＵ１はモータＭ１に対して命令を加
える事を停止する。弁Ｓ１１，Ｓ１２は非活動化されて
いるので、選択弁１３のすべての制御チャンバは高圧回
路Ｐ１または高圧回路Ｐ２と連通している。この場合選
択弁１３はその他方の状態（図２）をとる。すなわち、
チャンネルＴ２１，Ｔ２２およびチャンネルＴ４１，Ｔ
４２がそれぞれ送入および排気チャンネル９ａ，１０ａ
および９ｂ、１０ｂと連通した状態をとる。ユニットＵ
３が作動状態となる。
【００４５】従ってロッド４の運動は、軸Ｂを作動する
ユニットＵ２によって制御される。ユニットＵ３とモー
タＭ３は予約状態の作動可能の駆動ユニットを成す。
【００４６】前記の動作のいずれかが生じなければ、サ
ーボ制御システムは下記の故に適正に作動し続ける： ・チャンネルＴ１１，Ｔ１２およびチャンネルＴ３１，
Ｔ３２が選択弁１３によって閉鎖されているので、制御
ユニットＵ１がそれ自体でオフにスイッチされない事は
ユニットＵ２がアクチュエータ１を制御する事を妨げな
い。
【００４７】・ユニットＵ３が作動していない事は、ユ
ニットＵ２がアクチュエータ１を制御する事を妨げな
い。
【００４８】・選択弁１３がその初位置に留まる際に
は、ユニットＵ３が本体３に対するロッド４の移動を制
御する。
【００４９】ユニットＵ２（または場合によってはＵ
３）がアクティブであって前記ユニットによって制御さ
れる素子のいずれかに故障が検出された場合、サーボ制
御システムは前記のようにユニットＵ３（または場合に
よってはＵ４）の制御下の動作に移行する。
【００５０】このようにしてヘリコプターは３逐次的故
障に耐える事ができる。４逐次的故障の場合にのみ、動
作が生じない危険があり、これは飛行時間あたり１０-9
以下の確率に相当する。
【００５１】このようなサーボ制御システムの他の顕著
な利点は、このシステムを地上で、回路Ｐ１とＰ２に圧
力を加える事なく容易にチェックできる事にある。
【００５２】特に、 ・弁Ｓ１１，Ｓ１２，Ｓ３１，Ｓ３２に電流を通す事に
よってこれらの弁をチェックする事ができ、 ・前記のようにユニットＵ１乃至Ｕ４において故障テス
トを実施する事により、検出手段Ｄ１−Ｄ４の動作、弁
Ｖ１−Ｖ４の動作、モータＭ１−Ｍ４と弁Ｖ１−Ｖ４と
の間の機械的連結、モータＭ１−Ｍ４を制御する電気回
路、およびユニットＵ１−Ｕ４の動作をチェックする事
ができ、 ・油圧回路の不存在において、パイロットに対する過負
荷信号を検査する事により過負荷センサーをチェックす
る事ができる。
【００５３】前記の検査が実施された時に、油圧回路Ｐ
１，Ｐ２のいずれかに５０バール乃至２００バールの圧
力を加え各ユニットＵ１−Ｕ４を逐次作動させる事によ
って選択弁１３の動作を検査する事ができる。この場
合、Ｕ１と組合わされた弁Ｓ１１，Ｓ１２の制御のもと
に、またはユニットＵ３の制御と組合わされた弁Ｓ３１
またはＳ３２の制御のもとに、選択弁１３を１つの状態
から他の状態に移行させなければならない。
【００５４】前記において本発明は、ヘリコプターの主
回転翼の羽根のピッチ配向を制御するサーボ制御システ
ムについて説明したが、本発明は任意の他の航空機の飛
行制御部材の制御に適用する事ができる。すなわち、本
発明はヘリコプターの尾部回転翼の羽根のピッチ、飛行
機のフラップまたは制御面の配向などをを制御する事が
できる。
【００５５】また本発明の好ましい実施態様において
は、前記システムはパイロットに羽根の運動の直接的機
械的制御を引き受けるための手段を含む事ができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】１つの作動モードにある本発明のサーボ制御シ
ステムのダイヤグラム。
【図２】他の作動モードにある本発明のサーボ制御シス
テムのダイヤグラム。
【符号の説明】
Ｖ１−Ｖ４ 分配弁 Ｍ１−Ｍ４ モータ Ａ、Ｂ 伝動軸 Ｕ１−Ｕ２ 制御ユニット Ｄ１−Ｄ４ 移動センサー（検出手段） Ｔ１１，Ｔ１２；Ｔ２１，Ｔ２２；Ｔ３１，Ｔ３２，Ｔ
４１，Ｔ４２ チャンネル Ｐ１，Ｐ２ 高圧回路 Ｒ１，Ｒ２ 低圧回路 Ｓ１１，Ｓ１２，Ｓ３１，Ｓ３２ 電気制御弁 １ アクチュエータ １３ 選択弁

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】航空機の飛行制御部材と航空機の他の部分
    との間に取付けられた少なくとも１つの油圧アクチュエ
    ータ（１）と、前記アクチュエータ（１）を作動するた
    めの作動手段とを含み、前記油圧アクチュエータ（１）
    は複式アクチュエータであって、前記作動手段は第１作
    動組立体（Ｕ１、Ｍ１、Ｖ１、Ｔ１１、Ｔ１２；Ｕ３、
    Ｍ３、Ｖ３、Ｔ３１、Ｔ３２）を含み、前記組立体はそ
    れぞれ機械的に制御される分配弁（Ｖ１，Ｖ３）によっ
    て制御される２系統の油圧回路を含み、前記２つの分配
    弁は、モータ手段（Ｍ１，Ｍ３）によって駆動される共
    通の機械的要素（Ａ）によって作動され、前記作動手段
    は制御手段（Ｕ１、Ｕ３）を含み、これらの制御手段は
    前記飛行制御部材の位置とその受けるパイロットの命令
    とに従って前記モータ手段（Ｍ１，Ｍ３）を制御するよ
    うに成された航空機の飛行制御部材を作動するためのサ
    ーボ制御システムにおいて、前記システムは前記の型の
    第２作動組立体（Ｕ２、Ｍ２、Ｖ２、Ｔ２１、Ｔ２２；
    Ｕ４、Ｍ４，Ｖ４、Ｔ４１、Ｔ４２）を含み、その分配
    弁（Ｖ２，Ｖ４）は前記第１組立体の分配弁と同時に同
    様に作動され、また前記システムは前記第１作動組立体
    と第２作動組立体のいずれか一方の少なくとも１つの要
    素の故障を検出するための手段（Ｄ１，Ｄ２，Ｄ３，Ｄ
    ４）と、２つの状態を有する選択弁（１３）とを含み、
    前記選択弁（１３）は前記第１および第２作動組立体の
    油圧回路（Ｔ１１，Ｔ１２；Ｔ２１，Ｔ２２；Ｔ３１，
    Ｔ３２，Ｔ４１，Ｔ４２）を選択的にアクチュエータの
    油圧回路と連通させ、この際に選択弁（１３）の第１状
    態においては、第１作動組立体がアクティブであってア
    クチュエータ（１）を制御し第２作動組立体が予約さ
    れ、また選択弁（１３）の第２状態においては、第１お
    よび第２作動組立体がそれぞれ予約状態およびアクティ
    ブ状態にあり、前記選択弁（１３）は、検出手段（Ｄ
    １，Ｄ２，Ｄ３，Ｄ４）によって検出されたなんらかの
    故障に対応して、制御手段（Ｕ１、Ｕ２、Ｕ３、Ｕ４）
    の制御のもとに、その一方の状態から他方の状態に切り
    替えられる事を特徴とする航空機の飛行制御部材を作動
    するための航空機の飛行制御部材のサーボ制御システ
    ム。
  2. 【請求項２】前記第１および第２作動組立体がそれぞれ
    ２つの駆動ユニット（Ｕ１，Ｍ１；Ｕ３，Ｍ３）（Ｕ
    ２，Ｍ２；Ｕ４，Ｍ４）を含み、これらの駆動ユニット
    は、それぞれ分配弁（Ｖ１，Ｖ２，Ｖ３，Ｖ４）を作動
    する共通の機械的要素（Ａ，Ｂ）を駆動する事ができ、
    操作に際して単一の作動組立体の一方の駆動ユニットが
    作動し他方の駆動ユニットが受動的であり、選択弁（１
    ３）と同時的に作動する前記制御手段がその状態の一方
    から他方に切り替えられて、それまでアクティブであっ
    て予約状態に置かれるべき一方の作動組立体の作動中の
    駆動ユニットを受動状態に切り替えさせ、他方の作動組
    立体の他方の駆動ユニットを受動状態から作動状態に切
    り替えさせる事を特徴とする請求項１に記載の航空機の
    飛行制御部材のサーボ制御システム。
  3. 【請求項３】前記検出手段（Ｄ１，Ｄ２，Ｄ３，Ｄ４）
    は前記機械的制御弁の中で作動する故障検出手段を含む
    事を特徴とする請求項１または２のいずれかに記載の航
    空機の飛行制御部材のサーボ制御システム。
  4. 【請求項４】前記検出手段は同一作動組立体中の２つの
    弁の動作を比較する手段を含む事を特徴とする請求項３
    に記載のシステム。
  5. 【請求項５】前記検出手段（Ｄ１，Ｄ２，Ｄ３，Ｄ４）
    はモータ手段の故障または制御手段と前記モータ手段と
    の間の接続の故障を検出する手段を含む事を特徴とする
    請求項１乃至４のいずれかに記載の航空機の飛行制御部
    材のサーボ制御システム。
  6. 【請求項６】前記検出手段は、前記モータ手段によって
    作動される弁の動作を前記制御手段によって与えられる
    命令と比較する比較器を含む事を特徴とする請求項５に
    記載の航空機の飛行制御部材のサーボ制御システム。
  7. 【請求項７】前記検出手段（Ｄ１，Ｄ２，Ｄ３，Ｄ４）
    はモータ手段と前記機械的に制御される弁との間の機械
    的連結の故障を検出する手段を含む事を特徴とする請求
    項１乃至６のいずれかに記載の航空機の飛行制御部材の
    サーボ制御システム。
  8. 【請求項８】制御手段の動作における故障を検出する手
    段を含む事を特徴とする請求項１乃至７のいずれかに記
    載の航空機の飛行制御部材のサーボ制御システム。
  9. 【請求項９】機械的に制御される弁（Ｖ１，Ｖ２，Ｖ
    ３，Ｖ４）はスライダ型弁であり、前記検出手段は前記
    弁の本体中の内部部材の移動を検出する手段（Ｄ１，Ｄ
    ２，Ｄ３，Ｄ４）を含み、この検出手段は前記内部部材
    によって担持された強磁性コアと、前記内部部材が移動
    する際に前記コアを通す対応のコイルとを含む事を特徴
    とする請求項１乃至８のいずれかに記載の航空機の飛行
    制御部材のサーボ制御システム。
  10. 【請求項１０】航空機の回転翼、特にヘリコプターの回
    転翼の羽根のピッチ配向を制御するための前項１乃至９
    のいずれかに記載のサーボ制御システムの航空機の飛行
    制御部材の使用。
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