用于飛行控制面的致動(dòng)系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明提供了一種用于飛機(jī)(A)的飛行控制面(2)的致動(dòng)系統(tǒng)(1)，包括：支撐架(4)，其用于支撐飛行控制面(2)，所述支撐架(4)被配置為安裝在所述飛機(jī)的機(jī)身結(jié)構(gòu)(S)上，用于在第一位置和第二位置之間移動(dòng)以移動(dòng)并操作所述控制面(2)；致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)，其被配置為影響所述支撐架(4)在所述第二位置和所述第一位置之間的移動(dòng)；以及檢測(cè)裝置(15)，其用于檢測(cè)所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)中的故障，所述檢測(cè)裝置(15)包括致偏器(17)，所述致偏器(17)被配置為當(dāng)所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)中出現(xiàn)故障時(shí)，使所述支撐架(4)致偏或偏移以遠(yuǎn)離所述第一位置或從所述第一位置離開。
【專利說明】用于飛行控制面的致動(dòng)系統(tǒng)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種用于飛機(jī)的飛行控制面的致動(dòng)系統(tǒng)，尤其用于設(shè)置有襟翼或縫翼的飛行控制面。本發(fā)明還涉及一種包括結(jié)合了這種致動(dòng)系統(tǒng)的機(jī)身結(jié)構(gòu)、特別是機(jī)翼結(jié)構(gòu)的飛機(jī)。尤其地，本發(fā)明的致動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)為在飛行控制面的操作中協(xié)助檢測(cè)問題或故障。相應(yīng)地，本發(fā)明還涉及一種在飛機(jī)的飛行控制面的致動(dòng)中檢測(cè)問題或故障的方法。

【背景技術(shù)】
[0002]飛行控制面例如機(jī)翼襟翼或縫翼的可靠操作在民用航空或軍用航空中對(duì)于保障安全和可靠的空中航行自然很重要。因此期望在飛機(jī)飛行之前，能夠檢測(cè)出在這種可移動(dòng)飛行控制面中的任何功能損害。出于安全考慮，這些類型的飛行控制面(例如，高升力襟翼)通常需要具有多個(gè)負(fù)載路徑支撐，從而提供余量。而且，在一次飛行中，應(yīng)該能夠檢測(cè)出其中任一個(gè)負(fù)載路徑的問題或故障。
[0003]由于設(shè)置在負(fù)載路徑支撐中的余量，每個(gè)控制面通常會(huì)包括一個(gè)以上的致動(dòng)器或驅(qū)動(dòng)單元，各驅(qū)動(dòng)單元足夠強(qiáng)大或具有足夠的力量來操作和/或獨(dú)自在結(jié)構(gòu)上支撐控制面。但是，當(dāng)由于問題或故障使這些負(fù)載路徑中的一個(gè)負(fù)載路徑出現(xiàn)損害時(shí)，非常期望能夠迅速檢測(cè)出。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]因此，本發(fā)明的一個(gè)目的是提供一種新的且改進(jìn)的飛機(jī)控制面致動(dòng)系統(tǒng)，其設(shè)計(jì)為能夠檢測(cè)操作上的問題或故障，并且還提供了一種結(jié)合了該系統(tǒng)的飛機(jī)。本發(fā)明的另一目的是提供一種檢測(cè)飛機(jī)控制面的致動(dòng)中的問題或故障的相應(yīng)的方法。
[0005]根據(jù)該發(fā)明，用于致動(dòng)飛機(jī)的控制面的系統(tǒng)具有權(quán)利要求1中所列舉的特征，飛機(jī)具有權(quán)利要求10所列舉的特征。優(yōu)選的特征列舉在從屬權(quán)利要求中。
[0006]因此，根據(jù)一方面，本發(fā)明提供了一種用于飛機(jī)的飛行控制面的致動(dòng)系統(tǒng)，包括:
[0007]支撐架，其用于支撐飛機(jī)的飛行控制面，所述支撐架被配置為安裝在所述飛機(jī)的機(jī)身結(jié)構(gòu)上，用于在第一位置和第二位置之間移動(dòng)以移動(dòng)并操作所述飛行控制面；
[0008]致動(dòng)機(jī)構(gòu)，其被配置為影響所述支撐架在所述第二位置和所述第一位置之間的移動(dòng)；以及
[0009]檢測(cè)裝置，其用于檢測(cè)所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)中的問題或故障，其中所述檢測(cè)裝置包括至少一個(gè)致偏器，該致偏器被配置為當(dāng)所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)中出現(xiàn)問題或故障時(shí)，使所述支撐架致偏或偏移以從所述第一位置離開或遠(yuǎn)離所述第一位置。
[0010]在這種方式下，本發(fā)明的系統(tǒng)被配置為，如果致動(dòng)機(jī)構(gòu)中發(fā)生特定問題或故障，那么產(chǎn)生支撐飛行控制面的支撐架的可檢測(cè)的致偏或偏移。然后通過識(shí)別或檢測(cè)支撐架的致偏或偏移，可以查明致動(dòng)機(jī)構(gòu)中已經(jīng)發(fā)生問題或故障。因此，期望該系統(tǒng)的檢測(cè)裝置被設(shè)計(jì)為感應(yīng)或測(cè)量支撐架相對(duì)于第一位置的任何致偏或偏移。盡管作用在飛行中的飛機(jī)的飛行控制面(例如，由高升力襟翼或縫翼提供)上的空氣負(fù)載在某些情況下會(huì)造成襟翼或縫翼的偏移，其中致動(dòng)機(jī)構(gòu)中存在故障，但是在一次飛行中不能僅靠空氣負(fù)載來制造可檢測(cè)的偏移。而且，期望在起飛前，即，當(dāng)飛機(jī)在地面上靜止時(shí)，能夠檢測(cè)出致動(dòng)機(jī)構(gòu)在操作中的問題或故障或致動(dòng)機(jī)構(gòu)所提供的結(jié)構(gòu)支撐中的問題或故障。本發(fā)明的系統(tǒng)憑借被配置為使支撐架相對(duì)于第一位置致偏或偏移的至少一個(gè)致動(dòng)器以及支撐在其上的控制面，保證在致動(dòng)裝置的操作中或在致動(dòng)裝置所提供的結(jié)構(gòu)支撐中的問題或故障變得明顯，。
[0011]在優(yōu)選的實(shí)施例中，檢測(cè)裝置包括一個(gè)或多個(gè)傳感器，其用于檢測(cè)所述支撐架相對(duì)于所述第一位置的致偏或偏移。該一個(gè)或多個(gè)傳感器優(yōu)選被配置為測(cè)量和/或比較支撐控制面的支撐架的致偏或偏移的位置(角度或其它)。在這點(diǎn)上，傳感器可以測(cè)量或檢測(cè)支撐架相對(duì)于其余機(jī)身結(jié)構(gòu)的位置?？蛇x擇地，就包括至少兩個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)的系統(tǒng)來說，傳感器可以測(cè)量或檢測(cè)或比較一個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置相對(duì)于另一個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)的位置。為此，一個(gè)或多個(gè)傳感器將需要感應(yīng)或測(cè)量精度，其取決于在致動(dòng)機(jī)構(gòu)中出現(xiàn)問題或故障時(shí)由至少一個(gè)致偏器所導(dǎo)致的致偏或偏移的預(yù)定或保證程度。這有利地使檢測(cè)機(jī)構(gòu)能夠集成在飛機(jī)上已經(jīng)存在的偏移檢測(cè)系統(tǒng)中。
[0012]在特別優(yōu)選的實(shí)施例中，所述致偏器包括至少一個(gè)偏壓構(gòu)件，其產(chǎn)生抵抗所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)的移動(dòng)力的偏壓力，以使所述支撐架致偏或偏移而從所述第一位置離開或遠(yuǎn)離所述第一位置。所述偏壓構(gòu)件可具有彈性，并優(yōu)選地包括至少一個(gè)彈簧構(gòu)件。在這點(diǎn)上，致動(dòng)機(jī)構(gòu)可以被配置并布置為操作抵抗偏壓力以將支撐架移動(dòng)到第一位置。即，隨著偏壓構(gòu)件操作而將支撐架移向第一位置，由偏壓構(gòu)件產(chǎn)生的偏壓力優(yōu)選地作用在與致動(dòng)機(jī)構(gòu)相對(duì)或相反的方向上。偏壓構(gòu)件可以安裝在機(jī)身機(jī)構(gòu)上，或支撐架上，或在致動(dòng)機(jī)構(gòu)本身上。在這點(diǎn)上，至少一個(gè)致偏器在致動(dòng)機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)列或動(dòng)力列可以包括安全聯(lián)軸器或過載離合器。如果經(jīng)由致動(dòng)機(jī)構(gòu)的安全聯(lián)軸器或離合器，驅(qū)動(dòng)列中的過載導(dǎo)致結(jié)構(gòu)或機(jī)械的斷開，則致偏器可產(chǎn)生用于檢測(cè)過載問題的上述致偏或偏移。
[0013]如上所述，在特別優(yōu)選的實(shí)施例中，所述飛行控制面由飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的襟翼或縫翼來提供或形成。例如，襟翼可以是高升力襟翼，其通常用于民用航空中客機(jī)的起飛或降落過程中的低速飛行。因此，支撐架的第一位置可以對(duì)應(yīng)于運(yùn)行中的控制面的回縮位置(例如，襟翼回縮)，第二位置可以對(duì)應(yīng)于運(yùn)行中的控制面的延伸位置(例如，襟翼延伸)。在該連接中，支撐架可以被配置為在第一位置和第二位置之間平移、樞轉(zhuǎn)和/或旋轉(zhuǎn)。
[0014]在優(yōu)選的實(shí)施例中,致動(dòng)機(jī)構(gòu)包括驅(qū)動(dòng)單元,該驅(qū)動(dòng)單元操作地連接到支撐架,并通過移動(dòng)范圍可驅(qū)動(dòng)以使支撐架在第一位置和第二位置之間移動(dòng)。致偏器被配置為當(dāng)驅(qū)動(dòng)單元和支撐架之間的操作連接中出現(xiàn)故障或放松時(shí)，使支撐架相對(duì)于第一位置致偏或偏移。驅(qū)動(dòng)單元可以為線性驅(qū)動(dòng)單元或線性致動(dòng)器，且電力或液壓驅(qū)動(dòng)。在特定優(yōu)選實(shí)例中，線性驅(qū)動(dòng)單元為螺桿傳動(dòng)線性驅(qū)動(dòng)單元，例如滾珠絲杠線性驅(qū)動(dòng)單元。這種情況下，致偏器的偏壓構(gòu)件可以為彈簧，尤其為扭力彈簧，其被配置為在驅(qū)動(dòng)單元的螺桿和螺母之間施加扭轉(zhuǎn)偏壓力，以使驅(qū)動(dòng)單元中的螺桿和螺母在它們的位置上相對(duì)于彼此致偏，并由此致偏或偏移由該線性驅(qū)動(dòng)單元驅(qū)動(dòng)和/或支撐的支撐架。但是可選擇地，該驅(qū)動(dòng)單元可以為非線性致動(dòng)器，例如齒輪旋轉(zhuǎn)致動(dòng)器。
[0015]根據(jù)另一方面，本發(fā)明提供了一種飛機(jī)，包括:
[0016]機(jī)身結(jié)構(gòu)，特別是機(jī)翼結(jié)構(gòu)；
[0017]支撐架，其安裝在所述機(jī)身結(jié)構(gòu)上，用于第一位置和第二位置之間移動(dòng)；
[0018]飛行控制面，其支撐在所述支撐架上，其中，在飛機(jī)操作期間，所述支撐架在所述第一位置和第二位置之間的移動(dòng)使所述飛行控制面移動(dòng)；
[0019]至少兩個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)，分別設(shè)置在所述機(jī)身結(jié)構(gòu)上，用于影響所述支撐架在所述第一位置和所述第二位置之間的移動(dòng)；以及
[0020]檢測(cè)裝置，其用于檢測(cè)其中任何一個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)的故障，其中，所述檢測(cè)裝置包括至少一個(gè)致偏器，該致偏器被配置為當(dāng)其中任何一個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)出現(xiàn)故障時(shí)，使所述支撐架相對(duì)于所述第一位置致偏或偏移。在這點(diǎn)上，檢測(cè)裝置優(yōu)選包括與每個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)相關(guān)聯(lián)的單獨(dú)的致偏器。
[0021 ] 在本發(fā)明的特別優(yōu)選的實(shí)施例中，致動(dòng)機(jī)構(gòu)被配置為在機(jī)身機(jī)構(gòu)上橫向間隔分開而彼此并行獨(dú)立操作，以影響支撐架在第一位置和第二位置之間的移動(dòng)。而且，期望檢測(cè)裝置包括單獨(dú)的致偏器，其分別與每個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)相關(guān)聯(lián)，以當(dāng)致動(dòng)機(jī)構(gòu)與支撐架之間的操作連接出現(xiàn)問題或故障時(shí)，產(chǎn)生所述致偏或偏移。在這點(diǎn)上，由相對(duì)于另一個(gè)非故障的致動(dòng)機(jī)構(gòu)的出故障的致動(dòng)機(jī)構(gòu)上的致偏器所產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩可導(dǎo)致偏移或致偏。
[0022]如上所討論，檢測(cè)裝置優(yōu)選包括一個(gè)或多個(gè)傳感器，用于檢測(cè)支撐架遠(yuǎn)離第一位置或從第一位置離開的致偏或偏移。該一個(gè)或多個(gè)傳感器優(yōu)選被配置為測(cè)量和/或估量支撐飛行控制面的支撐架的致偏或偏移的位置；例如，支撐架相對(duì)于第一位置的位置的平移的和/或旋轉(zhuǎn)的或角度的致偏或偏移。因此，致偏器通常包括至少一個(gè)偏壓構(gòu)件，其產(chǎn)生的偏壓力使支撐架致偏或偏移而從第一位置離開或遠(yuǎn)離第一位置。而且，隨著偏壓構(gòu)件操作而將支撐架移向第一位置，由偏壓構(gòu)件產(chǎn)生的偏壓力優(yōu)選作用在與致動(dòng)機(jī)構(gòu)相對(duì)或相反的方向上。如果致動(dòng)機(jī)構(gòu)和支撐架之間的操作連接中出現(xiàn)故障或放松，則偏壓構(gòu)件使支撐架致偏或偏移而從第一位置離開。至少一個(gè)偏壓構(gòu)件通常可彈性變形，例如，伸縮變形。在這點(diǎn)上，偏壓構(gòu)件可包括彈簧構(gòu)件，例如卷簧或扭力彈簧。偏壓構(gòu)件可以安裝在機(jī)身結(jié)構(gòu)上、支撐架上或致動(dòng)機(jī)構(gòu)本身上。
[0023]而且如上所指出地，每個(gè)致偏器在致動(dòng)機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)列或動(dòng)力列上可以包括安全聯(lián)軸器或過載離合器。在該方式下，如果在該致動(dòng)機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)列中存在過載，那么安全聯(lián)軸器或離合器引起結(jié)構(gòu)或機(jī)械的斷開，并且致偏器能夠在各致動(dòng)機(jī)構(gòu)的支撐架的位置上產(chǎn)生用于檢測(cè)過載問題的致偏或偏移。
[0024]在優(yōu)選的實(shí)施例中，每個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)包括驅(qū)動(dòng)單元,該驅(qū)動(dòng)單元操作地連接到所述支撐架，并通過移動(dòng)范圍可驅(qū)動(dòng)以使所述支撐架在所述第一位置和所述第二位置之間移動(dòng)。所述驅(qū)動(dòng)單元可以為線性驅(qū)動(dòng)單元，諸如滾珠絲杠線性致動(dòng)器。在這種情況下，各關(guān)聯(lián)的致偏器的偏壓構(gòu)件可以為扭力彈簧構(gòu)件，其被配置為將扭力偏壓力施加在線性驅(qū)動(dòng)單元的螺桿和螺母之間，以使螺桿和螺母在它們的位置上相對(duì)于彼此致偏，并由此使該線性驅(qū)動(dòng)單元驅(qū)動(dòng)和/或支撐的支撐架致偏或偏移。可選擇地，驅(qū)動(dòng)單元可以為非線性致動(dòng)器，例如齒輪旋轉(zhuǎn)致動(dòng)器。驅(qū)動(dòng)單元可以電力或液壓驅(qū)動(dòng)。
[0025]根據(jù)另一方面，本發(fā)明提供了一種檢測(cè)用于飛機(jī)的飛行控制面的致動(dòng)的系統(tǒng)中的問題或故障的方法，所述方法包括:
[0026]提供支撐飛機(jī)的飛行控制面的支撐架，所述支撐架安裝在所述飛機(jī)的機(jī)身結(jié)構(gòu)上，用于在第一位置和第二位置之間移動(dòng)以移動(dòng)運(yùn)行中的所述飛行控制面；
[0027]提供用于影響所述支撐架在所述第一位置和所述第二位置之間的移動(dòng)的致動(dòng)機(jī)構(gòu)；
[0028]當(dāng)所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)與所述支撐架之間的操作連接中出現(xiàn)問題或故障時(shí)，產(chǎn)生偏壓力，所述偏壓力抵抗所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)的移動(dòng)力以相對(duì)于所述第一位置使所述支撐架致偏或偏移；以及
[0029]當(dāng)所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)將所述支撐架移動(dòng)到所述第一位置時(shí)，感應(yīng)或測(cè)量所述支撐架的位置或姿勢(shì)，以檢測(cè)相對(duì)于所述第一位置的致偏或偏移。
[0030]在優(yōu)選的實(shí)施例中，飛機(jī)的飛行控制面可以由機(jī)翼襟翼或機(jī)翼縫翼提供。在這點(diǎn)上，機(jī)翼襟翼通常設(shè)置在機(jī)翼結(jié)構(gòu)的后緣并能夠延伸以更改機(jī)翼翼型以便在更低的空速中產(chǎn)生更多上升，這在起飛和降落期間是有用的。另一方面，縫翼通常設(shè)置在機(jī)翼結(jié)構(gòu)的前緣并可同樣用于增強(qiáng)上升。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0031]為了對(duì)本發(fā)明及其優(yōu)點(diǎn)的理解更加全面，在下面說明中參考附圖更詳細(xì)地解釋了本發(fā)明的示例性實(shí)施例，其中相似的附圖標(biāo)記表示相似的部分，且其中:
[0032]圖1表示根據(jù)本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例的飛機(jī)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)中的飛行控制面的致動(dòng)系統(tǒng)的平面示意圖；
[0033]圖2表示根據(jù)圖1中實(shí)施例從箭頭I1-1I來看的致動(dòng)系統(tǒng)的側(cè)視立體圖；
[0034]圖3表示根據(jù)圖2中實(shí)施例的致動(dòng)系統(tǒng)的立體示意圖；
[0035]圖4表示具有圖1所示的致動(dòng)系統(tǒng)的根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的飛機(jī)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)的平面圖；
[0036]圖5表示根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施例的飛機(jī)；以及
[0037]圖6是示意性表示出根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的方法的流程圖。

【具體實(shí)施方式】
[0038]包含的附圖提供了對(duì)本發(fā)明的進(jìn)一步理解，且合并于此并構(gòu)成為本說明書的一部分?！緦＠綀D】

【附圖說明】了本發(fā)明的特定實(shí)施例并與說明書一起用來解釋本發(fā)明的原理。參考下面的詳細(xì)說明，本發(fā)明的其它實(shí)施例和本發(fā)明的許多隨之產(chǎn)生的優(yōu)點(diǎn)由于被更好的理解而將更容易領(lǐng)悟。
[0039]將理解的是，不必示出在商業(yè)可行的實(shí)施例中可能有用或必須的普通且易于理解的元件，以使實(shí)施例更加簡(jiǎn)要。附圖中的各個(gè)元件不必相對(duì)于彼此成比例。將進(jìn)一步理解的是，方法的實(shí)施例中的一些動(dòng)作和/或步驟可以以發(fā)生的特定順序來說明或描述，但是本領(lǐng)域技術(shù)人員會(huì)理解到順序不是必須的。還將理解到本說明書中使用的術(shù)語或表達(dá)具有普通的含義，因?yàn)檫@些術(shù)語或表達(dá)符合它們所對(duì)應(yīng)的各領(lǐng)域詢查和研究，除非在這里闡述了特定的含義。
[0040]首先，參考附圖中的圖1和圖2，示出了用于飛機(jī)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)S中的飛行控制面2的致動(dòng)系統(tǒng)I。在圖1中，示意性地在平面圖中示出了致動(dòng)系統(tǒng)1，且在該實(shí)施例中，飛機(jī)(未示出)的每個(gè)機(jī)翼具有兩個(gè)機(jī)翼后緣襟翼或襟翼板3，其中每個(gè)機(jī)翼后緣襟翼或襟翼板3都提供或形成了用于調(diào)整飛機(jī)的飛行特性的可移動(dòng)飛行控制面2?，F(xiàn)在參考附圖中的圖2，可以看出每個(gè)襟翼或襟翼板3都牢固地固定或支撐在支撐架4上，支撐架4本身又可移動(dòng)地安裝在機(jī)翼或機(jī)身結(jié)構(gòu)S上。因此，支撐架4實(shí)質(zhì)上提供了用于將襟翼3的飛行控制面2移動(dòng)到期望位置或方向的定位聯(lián)動(dòng)裝置。
[0041]在該實(shí)施例中，襟翼或襟翼板3設(shè)置為富勒式襟翼(Fowler flaps)，其經(jīng)由環(huán)樞關(guān)節(jié)牢固地安裝在機(jī)翼結(jié)構(gòu)S的后緣區(qū)域的支撐架4的支桿5上。尤其地，支撐架4 (或定位聯(lián)動(dòng)裝置)經(jīng)由環(huán)樞關(guān)節(jié)6安裝在機(jī)翼結(jié)構(gòu)S上，以便在第一、回縮位置P1 (如圖2所示)(其中襟翼或襟翼板3實(shí)質(zhì)上回縮或撤回到各飛機(jī)機(jī)翼內(nèi)側(cè))和第二、延伸位置P2 (未示出)(其中襟翼板3的控制面2完全從機(jī)翼伸出)之間移動(dòng)。
[0042]根據(jù)圖1，明顯地，致動(dòng)系統(tǒng)I包括與每個(gè)襟翼板3相關(guān)聯(lián)的兩個(gè)單獨(dú)的致動(dòng)機(jī)構(gòu)
7。每個(gè)單獨(dú)的致動(dòng)機(jī)構(gòu)7獨(dú)立操作且足夠強(qiáng)力和有力以獨(dú)自支撐和/或操作各自的襟翼3，即，每個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)7能夠獨(dú)立地在第一位置P1和第二位置P2之間移動(dòng)支撐架4 (及飛行控制面2)而無需進(jìn)一步協(xié)作。該致動(dòng)機(jī)構(gòu)7的設(shè)計(jì)余量提供給飛行控制面2多個(gè)負(fù)載通路來減少在可移動(dòng)飛行控制面2中可能的功能喪失的風(fēng)險(xiǎn)，且由此保證了致動(dòng)系統(tǒng)I的更高的安全性和可靠性。每個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)7包括線性致動(dòng)器或驅(qū)動(dòng)單元8，其用于驅(qū)動(dòng)支撐架4在第一和第二位置P1, P2之間移動(dòng)，從而在飛機(jī)的操作期間提供了對(duì)襟翼3及其控制面2的位置控制。然而，進(jìn)一步地，線性致動(dòng)器或驅(qū)動(dòng)單元8也提供了飛機(jī)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)S內(nèi)襟翼3的安裝中的結(jié)構(gòu)關(guān)聯(lián)。理想地，每個(gè)線性致動(dòng)器8都以滾珠絲杠機(jī)構(gòu)的形式來設(shè)置。
[0043]在各機(jī)翼中，每個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)7經(jīng)由液壓動(dòng)力列9及傳動(dòng)齒輪箱10并連到具有液壓馬達(dá)12的中心液壓動(dòng)力控制單元(P⑶)11。各致動(dòng)機(jī)構(gòu)7的線性驅(qū)動(dòng)單元8選擇性地包括無返回/摩擦剎車裝置13。而且，PCUll可以包括至少一個(gè)傳動(dòng)齒輪箱10及傳動(dòng)速度傳感器單元(TSSU) 14，其用于監(jiān)控和調(diào)整經(jīng)由沿著機(jī)翼結(jié)構(gòu)S的各機(jī)翼延伸的液壓動(dòng)力列9傳遞到每個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)7的動(dòng)力。液壓動(dòng)力列9可以進(jìn)一步包括用于每個(gè)機(jī)翼W的機(jī)翼尖剎車器(WTB)19。
[0044]該實(shí)施例的致動(dòng)系統(tǒng)I還包括檢測(cè)裝置15，其用于檢測(cè)與其中一個(gè)襟翼或襟翼板3相關(guān)聯(lián)的任一個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)7的問題或故障。為此，檢測(cè)裝置15包括傳感器16，其用于感應(yīng)或測(cè)量各襟翼3在任意特定時(shí)間的位置或姿勢(shì)。例如，各襟翼3包括至少一個(gè)位置拾取單元(PPU)，位置拾取單元與其中一個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)7相關(guān)聯(lián)，以監(jiān)控襟翼3在致動(dòng)機(jī)構(gòu)7的實(shí)際或當(dāng)前位置。參考附圖中的圖2，檢測(cè)裝置15還包括致偏器17，致偏器17為至少一個(gè)偏壓構(gòu)件18的形式，例如扭力彈簧，其設(shè)置在線性驅(qū)動(dòng)單元8和襟翼3的支撐架4之間的操作連接中，用于產(chǎn)生偏壓力，該偏壓力在遠(yuǎn)離第一位置P1或從第一位置P1離開的方向上作用于支撐架4上。當(dāng)將支撐架從第二位置移動(dòng)到第一位置時(shí)，該偏壓力旨在抵抗致動(dòng)機(jī)構(gòu)7作用在支撐架4上的移動(dòng)力。
[0045]因此，當(dāng)操作線性驅(qū)動(dòng)單元8來移動(dòng)支撐架4并由此使襟翼板3進(jìn)入第一位置P1時(shí)，驅(qū)動(dòng)單元8必須克服彈簧18的偏壓力。如在支撐架4和線性驅(qū)動(dòng)單元8之間的操作連接中出現(xiàn)問題或故障，那么在該特定的致動(dòng)機(jī)構(gòu)，彈簧18將產(chǎn)生相對(duì)于第一位置P1的支撐架4的致偏或偏移。憑借多個(gè)線性致動(dòng)器或驅(qū)動(dòng)單元8為各機(jī)翼襟翼提供的余量，即使致動(dòng)機(jī)構(gòu)失靈，仍能夠保持襟翼3的適度移動(dòng)或操作。但是，在有缺陷或失靈的致動(dòng)機(jī)構(gòu)7，由于彈簧18在支撐架4的位置上所造成的可檢測(cè)的致偏或偏移，仍容易檢測(cè)到失靈的存在，以允許對(duì)致動(dòng)系統(tǒng)I的迅速維護(hù)和修理。這對(duì)于沒有外部負(fù)載或力作用在控制面上的情況尤其如此，例如飛機(jī)飛行過程中的空氣負(fù)載。例如，當(dāng)飛機(jī)在地面上靜止時(shí)，借助彈簧18造成的致偏或偏移可以容易檢測(cè)出致動(dòng)機(jī)構(gòu)7的任何故障或失靈。
[0046]現(xiàn)在參考附圖中的圖3和圖4，具體示出了在失靈的致動(dòng)機(jī)構(gòu)7的襟翼板3的致偏或偏移。在這點(diǎn)上，圖3示出了并聯(lián)操作的用于機(jī)翼結(jié)構(gòu)S的特定襟翼板3的液壓觸發(fā)的線性驅(qū)動(dòng)單元8。借助操作同一襟翼板3的兩個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)站的機(jī)械互連，在適當(dāng)運(yùn)行的(主動(dòng))致動(dòng)機(jī)構(gòu)站2上產(chǎn)生的致動(dòng)力AF被提供到整個(gè)襟翼板3，并且還傳遞至失靈的(從動(dòng))致動(dòng)機(jī)構(gòu)站1，這保證了運(yùn)行中的襟翼板3的適當(dāng)回縮。但重要的是致動(dòng)機(jī)構(gòu)站I的彈簧構(gòu)件18造成了在致動(dòng)機(jī)構(gòu)7的支撐架4和襟翼板3的可檢測(cè)的致偏和偏移，這相應(yīng)地導(dǎo)致了在支撐架的最終角旋轉(zhuǎn)到其最終位置的偏差。具體地，適當(dāng)運(yùn)行的(主動(dòng))致動(dòng)機(jī)構(gòu)站2將支撐架4旋轉(zhuǎn)角^2至完全回縮的第一位置P1，而失靈的(從動(dòng))致動(dòng)機(jī)構(gòu)站I旋轉(zhuǎn)角舛不太對(duì)應(yīng)于第一位置，這是因?yàn)樵谡綢的本地驅(qū)動(dòng)單元8并不能完全克服來自彈簧18的偏壓力。在這種方式下，在與支撐架4的樞轉(zhuǎn)聯(lián)動(dòng)裝置錯(cuò)誤操作連接的(從動(dòng))致動(dòng)機(jī)構(gòu)7，通過扭力彈簧致偏器17，襟翼3的橫向間隔的各致動(dòng)機(jī)構(gòu)7之間產(chǎn)生偏壓旋轉(zhuǎn)力矩。
[0047]將傳感器16設(shè)計(jì)為比較兩個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)7的角位置糾和供2，從而在該特定例子中，可以考慮偏移存在于出現(xiàn)在兩個(gè)致動(dòng)站I和2之間的角度差(φ\-φ2 )中。為了說明的目的，對(duì)于機(jī)翼W的艙內(nèi)襟翼3，該偏移被圖4所示的點(diǎn)劃線著重強(qiáng)調(diào)。而且在這點(diǎn)上，附圖中的圖5示出了飛機(jī)A的例子，該飛機(jī)A的機(jī)翼W結(jié)合了圖1至4所述的機(jī)翼結(jié)構(gòu)S和用于襟翼控制面2的致動(dòng)系統(tǒng)I。
[0048]已經(jīng)描述了本發(fā)明的致動(dòng)系統(tǒng)及結(jié)合了該系統(tǒng)的飛機(jī)Α，參考附圖6，其示意性地表示出對(duì)應(yīng)于上述本發(fā)明系統(tǒng)的方法的方框圖。該圖的各個(gè)框的編號(hào)為1-1V，以表示根據(jù)該實(shí)施例的方法的各個(gè)步驟。在這點(diǎn)上，圖6的第一框I表示的步驟是提供支撐飛機(jī)A的飛行控制面2的支撐架4，支撐架4被可移動(dòng)地安裝在飛機(jī)A的飛機(jī)架結(jié)構(gòu)S以在第一位置P1和第二位置P2之間移動(dòng)，從而在飛機(jī)的運(yùn)行或操作期間移動(dòng)飛行控制面2。第二框II表示的步驟是提供用于影響或?qū)е轮渭?在第一位置P1和第二位置P2之間移動(dòng)的致動(dòng)機(jī)構(gòu)7。第三框III表示的步驟是如果致動(dòng)機(jī)構(gòu)7和支撐架4之間的操作連接中出現(xiàn)問題或故障(例如，斷開)，產(chǎn)生抵抗致動(dòng)機(jī)構(gòu)7的移動(dòng)力的偏壓力以相對(duì)于第一位置？1致偏或偏移支撐架4。然后第四框IV表示的步驟是當(dāng)致動(dòng)機(jī)構(gòu)7將支撐架4移動(dòng)到第一位置P1時(shí)，感應(yīng)或測(cè)量支撐架4在地面上的位置或方向，以檢測(cè)相對(duì)于第一位置P1的任意致偏或偏移。
[0049]本方法對(duì)檢測(cè)用于位于地面上、即位于沒有實(shí)質(zhì)性外力(如空氣負(fù)載作用在飛行控制面)的位置的飛機(jī)A的飛行控制面的致動(dòng)的系統(tǒng)I中的問題或故障尤其有用。
[0050]盡管這里已經(jīng)示出了和描述了本發(fā)明的特定實(shí)施例，但是對(duì)本領(lǐng)域那些普通技術(shù)人員而言將理解多種選擇和/或等效的實(shí)施方式。應(yīng)當(dāng)明白，示例性實(shí)施例或若干個(gè)示例性實(shí)施例僅僅為例子，并不意味著以任意方式來限制范圍、適用性或配置。相反地，前述的摘要和詳細(xì)說明將為本領(lǐng)域技術(shù)人員提供方便的路線圖以實(shí)施至少一個(gè)示例性實(shí)施例，理解的是只要不脫離所附權(quán)利要求及其法律等效，就可以在示例性實(shí)施例中描述的功能和元件的布置上做各種改變。通常，本申請(qǐng)旨在覆蓋本文所討論的特定實(shí)施例的適應(yīng)性修改和變型。
[0051]在本文中，術(shù)語“包括”、“包括有”、“包含”、“包含有”、“組成” “構(gòu)成”、“有”、“具有”
以及其任意變型都解釋為包括的含義(即非排外的)，使得本文描述的過程、方法、裝置、設(shè)備或系統(tǒng)不限于那些列舉的特征或部分或元件或步驟，而是可以包括其它的元件、特征、部件或步驟，它們不是專門列舉的或固定的過程、方法、物件或設(shè)備。而且，本文所使用的“一”或“一個(gè)”旨在理解為意味著一個(gè)或多個(gè)，除非有相反說明。另外，術(shù)語“第一”、“第二”、“第三”等僅用作標(biāo)識(shí)，而不是對(duì)它們客體重要性的數(shù)字要求或某種次序。
[0052]附圖標(biāo)記:
[0053]1、致動(dòng)系統(tǒng)
[0054]2、控制面
[0055]3、襟翼或襟翼板
[0056]4、支撐架或定位聯(lián)動(dòng)裝置
[0057]5、支桿
[0058]6、環(huán)樞關(guān)節(jié)
[0059]7、致動(dòng)機(jī)構(gòu)
[0060]8、線性致動(dòng)器或驅(qū)動(dòng)單元
[0061]9、液壓動(dòng)力列
[0062]10、傳動(dòng)齒輪箱
[0063]11、動(dòng)力控制單元
[0064]12、液壓馬達(dá)
[0065]13、剎車裝置
[0066]14、傳動(dòng)速度傳感器單元
[0067]15、檢測(cè)裝置
[0068]16、傳感器或位置起飛單元
[0069]17、致偏器
[0070]18、彈簧
[0071]19、機(jī)翼尖剎車器
[0072]S 機(jī)身或機(jī)翼結(jié)構(gòu)
[0073]A 飛機(jī)
[0074]W 機(jī)翼
[0075]AF 致動(dòng)力
【權(quán)利要求】
1.一種用于飛機(jī)㈧的飛行控制面⑵的致動(dòng)系統(tǒng)(1)，包括: 支撐架(4)，其用于支撐飛行控制面(2)，所述支撐架(4)被配置為安裝在所述飛機(jī)的機(jī)身結(jié)構(gòu)(S)上，用于在第一位置和第二位置之間移動(dòng)以移動(dòng)并操作所述控制面(2); 致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)，其被配置為影響所述支撐架(4)在所述第二位置和所述第一位置之間的移動(dòng)；以及 檢測(cè)裝置(15)，其用于檢測(cè)所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)中的問題或故障，所述檢測(cè)裝置(15)包括致偏器(17)，所述致偏器(17)被配置為當(dāng)所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)的操作中出現(xiàn)問題或故障時(shí)，使所述支撐架(4)致偏或偏移以遠(yuǎn)離所述第一位置或從所述第一位置離開。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的致動(dòng)系統(tǒng)(I)，其中，所述致偏器(17)包括至少一個(gè)偏壓構(gòu)件(18)，其產(chǎn)生抵抗所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)的移動(dòng)力的偏壓力，以使所述支撐架(4)致偏或偏移而從所述第一位置離開。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的致動(dòng)系統(tǒng)(I)，其中，所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)被配置并布置為抵抗所述偏壓力來操作，以將所述支撐架(4)移動(dòng)到所述第一位置。
4.根據(jù)權(quán)利要求2或3所述的致動(dòng)系統(tǒng)(I)，其中，所述偏壓構(gòu)件(18)具有彈性，其優(yōu)選地包括彈簧構(gòu)件。
5.根據(jù)權(quán)利要求1至4中任一項(xiàng)所述的致動(dòng)系統(tǒng)(I)，其中，所述檢測(cè)裝置(15)包括一個(gè)或多個(gè)傳感器(16)，其用于檢測(cè)所述支撐架(4)相對(duì)于所述第一位置的致偏或偏移。
6.根據(jù)權(quán)利要求1至5中任一項(xiàng)所述的致動(dòng)系統(tǒng)(I)，其中，所述支撐架(4)的所述第一位置對(duì)應(yīng)于所述控制面(2)的回縮位置，所述第二位置對(duì)應(yīng)于所述控制面(2)的延伸位置。
7.根據(jù)權(quán)利要求1至6中任一項(xiàng)所述的致動(dòng)系統(tǒng)(I)，其中，所述飛行控制面(2)由飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)(S)的可移動(dòng)襟翼(3)或縫翼來提供或形成。
8.根據(jù)權(quán)利要求1至7中任一項(xiàng)所述的致動(dòng)系統(tǒng)(I)，其中，所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)包括驅(qū)動(dòng)單元(8)，所述驅(qū)動(dòng)單元(8)操作地連接到所述支撐架(4)，并通過移動(dòng)范圍可驅(qū)動(dòng)以使所述支撐架(4)在所述第一位置和所述第二位置之間移動(dòng)，其中，所述致偏器(17)被配置為當(dāng)所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)的驅(qū)動(dòng)單元(8)和所述支撐架(4)之間的操作連接出現(xiàn)故障時(shí)，使所述支撐架(4)致偏或偏移而從所述第一位置離開。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的致動(dòng)系統(tǒng)(I)，其中，所述驅(qū)動(dòng)單元(8)為線性驅(qū)動(dòng)單元，優(yōu)選地所述驅(qū)動(dòng)單元(8)為螺桿傳動(dòng)線性驅(qū)動(dòng)單元，更優(yōu)選地所述驅(qū)動(dòng)單元(8)為滾珠絲杠線性驅(qū)動(dòng)單元，并且其中，所述支撐架(4)被配置為在所述第一位置和所述第二位置之間至少部分地樞轉(zhuǎn)或旋轉(zhuǎn)。
10.一種飛機(jī)(A),包括: 機(jī)身結(jié)構(gòu)(S)，特別是機(jī)翼結(jié)構(gòu)； 可移動(dòng)的支撐架(4)，其安裝在所述機(jī)身結(jié)構(gòu)(S)上，用于在第一位置和第二位置之間移動(dòng)； 飛行控制面(2)，其支撐在所述支撐架(4)上，其中，在飛機(jī)操作期間，所述支撐架(4)在所述第一位置和第二位置之間的移動(dòng)使所述控制面(2)移動(dòng)； 至少兩個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)，其設(shè)置在所述機(jī)身結(jié)構(gòu)(S)上，用于影響所述支撐架(4)在所述第一位置和所述第二位置之間的移動(dòng)；以及 檢測(cè)裝置(15)，其用于檢測(cè)其中任何一個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)的故障，其中，所述檢測(cè)裝置(15)包括致偏器(17)，所述致偏器(17)被配置為當(dāng)其中任何一個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)出現(xiàn)故障時(shí)，使所述支撐架(4)相對(duì)于所述第一位置致偏或偏移或從所述第一位置離開。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的飛機(jī)(A)，其中，所述檢測(cè)裝置(15)包括一個(gè)或多個(gè)傳感器(16)，用于檢測(cè)、測(cè)量和/或估量支撐所述飛行控制面(2)的所述支撐架(4)的致偏或偏移的位置。
12.根據(jù)權(quán)利要求10或11所述的飛機(jī)(A)，其中，所述致偏器(17)包括至少一個(gè)偏壓構(gòu)件(18)，其產(chǎn)生的偏壓力使所述支撐架致偏或偏移而從所述第一位置離開或遠(yuǎn)離所述第一位置。
13.根據(jù)權(quán)利要求10至12中任一項(xiàng)所述的飛機(jī)(A)，其中，每個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)包括驅(qū)動(dòng)單元(8)，所述驅(qū)動(dòng)單元(8)操作地連接到所述支撐架(4)，并通過移動(dòng)范圍可驅(qū)動(dòng)以使所述支撐架(4)在所述第一位置和所述第二位置之間移動(dòng)，所述驅(qū)動(dòng)單元(8)優(yōu)選為線性驅(qū)動(dòng)單元諸如滾珠絲杠線性致動(dòng)器，或非線性致動(dòng)器諸如旋轉(zhuǎn)致動(dòng)器，并且優(yōu)選電力或液壓驅(qū)動(dòng)。
14.根據(jù)權(quán)利要求10至13中任一項(xiàng)所述的飛機(jī)(A)，其中，設(shè)置至少兩個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)，它們?cè)谒鰴C(jī)身結(jié)構(gòu)(S)上橫向間隔分開而彼此并行獨(dú)立操作，以影響所述支撐架(4)在所述第一位置和所述第二位置之間的移動(dòng)，其中，所述檢測(cè)裝置(5)包括單獨(dú)的致偏器(17)，其分別與每個(gè)致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)相關(guān)聯(lián)，以當(dāng)所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)與所述支撐架(4)之間的操作連接出現(xiàn)問題或故障時(shí)，產(chǎn)生所述致偏或偏移。
15.一種檢測(cè)用于在地面上的飛機(jī)㈧的飛行控制面⑵的致動(dòng)的系統(tǒng)⑴中的問題或故障的方法，所述方法包括: 提供支撐飛機(jī)(A)的飛行控制面(2)的支撐架(4)，所述支撐架(4)安裝在所述飛機(jī)的機(jī)身結(jié)構(gòu)(S)上，用于在第一位置和第二位置之間移動(dòng)以移動(dòng)所述飛行控制面(2); 提供用于影響所述支撐架在所述第一位置和所述第二位置之間的移動(dòng)的致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)； 當(dāng)所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)與所述支撐架(4)之間的操作連接中出現(xiàn)問題或故障時(shí)，產(chǎn)生偏壓力，所述偏壓力抵抗所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)的移動(dòng)力以相對(duì)于所述第一位置使所述支撐架(4)致偏或偏移；以及 當(dāng)所述致動(dòng)機(jī)構(gòu)(7)將所述支撐架移動(dòng)到所述第一位置時(shí)，感應(yīng)或測(cè)量在地面上的所述支撐架(4)的姿勢(shì)，以檢測(cè)相對(duì)于所述第一位置的致偏或偏移。
16.根據(jù)權(quán)利要求15所述的方法，其中，所述飛行控制面(2)通過位于機(jī)翼結(jié)構(gòu)的后緣的襟翼⑶來設(shè)置。
【文檔編號(hào)】B64C9/20GK104163239SQ201410208474
【公開日】2014年11月26日 申請(qǐng)日期:2014年5月16日 優(yōu)先權(quán)日:2013年5月17日
【發(fā)明者】邁克爾·布雷迪, 克里斯托弗·溫克爾曼 申請(qǐng)人:空中客車運(yùn)營有限公司