CN104163239B - 用于飞行控制面的致动系统 - Google Patents
用于飞行控制面的致动系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN104163239B CN104163239B CN201410208474.5A CN201410208474A CN104163239B CN 104163239 B CN104163239 B CN 104163239B CN 201410208474 A CN201410208474 A CN 201410208474A CN 104163239 B CN104163239 B CN 104163239B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- support frame
- primary importance
- actuating mechanism
- actuating
- control surface
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 title claims abstract description 40
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 87
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims abstract description 14
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 18
- 230000006698 induction Effects 0.000 claims description 5
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 4
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 2
- 230000005283 ground state Effects 0.000 claims 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 3
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 3
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 230000000630 rising effect Effects 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- 238000013519 translation Methods 0.000 description 2
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000011888 foil Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000003902 lesion Effects 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 210000000056 organ Anatomy 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
- 230000000284 resting effect Effects 0.000 description 1
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
- B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
-
- 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
- B64C13/26—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant
- B64C13/28—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant mechanical
- B64C13/341—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant mechanical having duplication or stand-by provisions
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D45/0005—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D45/0005—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear
- B64D2045/001—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear for indicating symmetry of flaps deflection
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- Fluid-Pressure Circuits (AREA)
Abstract
本发明提供了一种用于飞机(A)的飞行控制面(2)的致动系统(1)，包括：支撑架(4)，其用于支撑飞行控制面(2)，所述支撑架(4)被配置为安装在所述飞机的机身结构(S)上，用于在第一位置和第二位置之间移动以移动并操作所述控制面(2)；致动机构(7)，其被配置为影响所述支撑架(4)在所述第二位置和所述第一位置之间的移动；以及检测装置(15)，其用于检测所述致动机构(7)中的故障，所述检测装置(15)包括致偏器(17)，所述致偏器(17)被配置为当所述致动机构(7)中出现故障时，使所述支撑架(4)致偏或偏移以远离所述第一位置或从所述第一位置离开。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于飞机的飞行控制面的致动系统，尤其用于设置有襟翼或缝翼的飞行控制面。本发明还涉及一种包括结合了这种致动系统的机身结构、特别是机翼结构的飞机。尤其地，本发明的致动系统设计为在飞行控制面的操作中协助检测问题或故障。相应地，本发明还涉及一种在飞机的飞行控制面的致动中检测问题或故障的方法。
背景技术
飞行控制面例如机翼襟翼或缝翼的可靠操作在民用航空或军用航空中对于保障安全和可靠的空中航行自然很重要。因此期望在飞机飞行之前，能够检测出在这种可移动飞行控制面中的任何功能损害。出于安全考虑，这些类型的飞行控制面(例如，高升力襟翼)通常需要具有多个负载路径支撑，从而提供余量。而且，在一次飞行中，应该能够检测出其中任一个负载路径的问题或故障。
由于设置在负载路径支撑中的余量，每个控制面通常会包括一个以上的致动器或驱动单元，各驱动单元足够强大或具有足够的力量来操作和/或独自在结构上支撑控制面。但是，当由于问题或故障使这些负载路径中的一个负载路径出现损害时，非常期望能够迅速检测出。
发明内容
因此，本发明的一个目的是提供一种新的且改进的飞机控制面致动系统，其设计为能够检测操作上的问题或故障，并且还提供了一种结合了该系统的飞机。本发明的另一目的是提供一种检测飞机控制面的致动中的问题或故障的相应的方法。
根据该发明，用于致动飞机的控制面的系统具有权利要求1中所列举的特征，飞机具有权利要求10所列举的特征。优选的特征列举在从属权利要求中。
因此，根据一方面，本发明提供了一种用于飞机的飞行控制面的致动系统，包括：
支撑架，其用于支撑飞机的飞行控制面，所述支撑架被配置为安装在所述飞机的机身结构上，用于在第一位置和第二位置之间移动以移动并操作所述飞行控制面；
致动机构，其被配置为影响所述支撑架在所述第二位置和所述第一位置之间的移动；以及
检测装置，其用于检测所述致动机构中的问题或故障，其中所述检测装置包括至少一个致偏器，该致偏器被配置为当所述致动机构中出现问题或故障时，使所述支撑架致偏或偏移以从所述第一位置离开或远离所述第一位置。
在这种方式下，本发明的系统被配置为，如果致动机构中发生特定问题或故障，那么产生支撑飞行控制面的支撑架的可检测的致偏或偏移。然后通过识别或检测支撑架的致偏或偏移，可以查明致动机构中已经发生问题或故障。因此，期望该系统的检测装置被设计为感应或测量支撑架相对于第一位置的任何致偏或偏移。尽管作用在飞行中的飞机的飞行控制面(例如，由高升力襟翼或缝翼提供)上的空气负载在某些情况下会造成襟翼或缝翼的偏移，其中致动机构中存在故障，但是在一次飞行中不能仅靠空气负载来制造可检测的偏移。而且，期望在起飞前，即，当飞机在地面上静止时，能够检测出致动机构在操作中的问题或故障或致动机构所提供的结构支撑中的问题或故障。本发明的系统凭借被配置为使支撑架相对于第一位置致偏或偏移的至少一个致动器以及支撑在其上的控制面，保证在致动装置的操作中或在致动装置所提供的结构支撑中的问题或故障变得明显，。
在优选的实施例中，检测装置包括一个或多个传感器，其用于检测所述支撑架相对于所述第一位置的致偏或偏移。该一个或多个传感器优选被配置为测量和/或比较支撑控制面的支撑架的致偏或偏移的位置(角度或其它)。在这点上，传感器可以测量或检测支撑架相对于其余机身结构的位置。可选择地，就包括至少两个致动机构的系统来说，传感器可以测量或检测或比较一个致动机构的位置相对于另一个致动机构的位置。为此，一个或多个传感器将需要感应或测量精度，其取决于在致动机构中出现问题或故障时由至少一个致偏器所导致的致偏或偏移的预定或保证程度。这有利地使检测机构能够集成在飞机上已经存在的偏移检测系统中。
在特别优选的实施例中，所述致偏器包括至少一个偏压构件，其产生抵抗所述致动机构的移动力的偏压力，以使所述支撑架致偏或偏移而从所述第一位置离开或远离所述第一位置。所述偏压构件可具有弹性，并优选地包括至少一个弹簧构件。在这点上，致动机构可以被配置并布置为操作抵抗偏压力以将支撑架移动到第一位置。即，随着偏压构件操作而将支撑架移向第一位置，由偏压构件产生的偏压力优选地作用在与致动机构相对或相反的方向上。偏压构件可以安装在机身机构上，或支撑架上，或在致动机构本身上。在这点上，至少一个致偏器在致动机构的驱动列或动力列可以包括安全联轴器或过载离合器。如果经由致动机构的安全联轴器或离合器，驱动列中的过载导致结构或机械的断开，则致偏器可产生用于检测过载问题的上述致偏或偏移。
如上所述，在特别优选的实施例中，所述飞行控制面由飞机机翼结构的襟翼或缝翼来提供或形成。例如，襟翼可以是高升力襟翼，其通常用于民用航空中客机的起飞或降落过程中的低速飞行。因此，支撑架的第一位置可以对应于运行中的控制面的回缩位置(例如，襟翼回缩)，第二位置可以对应于运行中的控制面的延伸位置(例如，襟翼延伸)。在该连接中，支撑架可以被配置为在第一位置和第二位置之间平移、枢转和/或旋转。
在优选的实施例中，致动机构包括驱动单元，该驱动单元操作地连接到支撑架，并通过移动范围可驱动以使支撑架在第一位置和第二位置之间移动。致偏器被配置为当驱动单元和支撑架之间的操作连接中出现故障或放松时，使支撑架相对于第一位置致偏或偏移。驱动单元可以为线性驱动单元或线性致动器，且电力或液压驱动。在特定优选实例中，线性驱动单元为螺杆传动线性驱动单元，例如滚珠丝杠线性驱动单元。这种情况下，致偏器的偏压构件可以为弹簧，尤其为扭力弹簧，其被配置为在驱动单元的螺杆和螺母之间施加扭转偏压力，以使驱动单元中的螺杆和螺母在它们的位置上相对于彼此致偏，并由此致偏或偏移由该线性驱动单元驱动和/或支撑的支撑架。但是可选择地，该驱动单元可以为非线性致动器，例如齿轮旋转致动器。
根据另一方面，本发明提供了一种飞机，包括：
机身结构，特别是机翼结构；
支撑架，其安装在所述机身结构上，用于第一位置和第二位置之间移动；
飞行控制面，其支撑在所述支撑架上，其中，在飞机操作期间，所述支撑架在所述第一位置和第二位置之间的移动使所述飞行控制面移动；
至少两个致动机构，分别设置在所述机身结构上，用于影响所述支撑架在所述第一位置和所述第二位置之间的移动；以及
检测装置，其用于检测其中任何一个致动机构的故障，其中，所述检测装置包括至少一个致偏器，该致偏器被配置为当其中任何一个致动机构出现故障时，使所述支撑架相对于所述第一位置致偏或偏移。在这点上，检测装置优选包括与每个致动机构相关联的单独的致偏器。
在本发明的特别优选的实施例中，致动机构被配置为在机身机构上横向间隔分开而彼此并行独立操作，以影响支撑架在第一位置和第二位置之间的移动。而且，期望检测装置包括单独的致偏器，其分别与每个致动机构相关联，以当致动机构与支撑架之间的操作连接出现问题或故障时，产生所述致偏或偏移。在这点上，由相对于另一个非故障的致动机构的出故障的致动机构上的致偏器所产生的转矩可导致偏移或致偏。
如上所讨论，检测装置优选包括一个或多个传感器，用于检测支撑架远离第一位置或从第一位置离开的致偏或偏移。该一个或多个传感器优选被配置为测量和/或估量支撑飞行控制面的支撑架的致偏或偏移的位置；例如，支撑架相对于第一位置的位置的平移的和/或旋转的或角度的致偏或偏移。因此，致偏器通常包括至少一个偏压构件，其产生的偏压力使支撑架致偏或偏移而从第一位置离开或远离第一位置。而且，随着偏压构件操作而将支撑架移向第一位置，由偏压构件产生的偏压力优选作用在与致动机构相对或相反的方向上。如果致动机构和支撑架之间的操作连接中出现故障或放松，则偏压构件使支撑架致偏或偏移而从第一位置离开。至少一个偏压构件通常可弹性变形，例如，伸缩变形。在这点上，偏压构件可包括弹簧构件，例如卷簧或扭力弹簧。偏压构件可以安装在机身结构上、支撑架上或致动机构本身上。
而且如上所指出地，每个致偏器在致动机构的驱动列或动力列上可以包括安全联轴器或过载离合器。在该方式下，如果在该致动机构的驱动列中存在过载，那么安全联轴器或离合器引起结构或机械的断开，并且致偏器能够在各致动机构的支撑架的位置上产生用于检测过载问题的致偏或偏移。
在优选的实施例中，每个致动机构包括驱动单元，该驱动单元操作地连接到所述支撑架，并通过移动范围可驱动以使所述支撑架在所述第一位置和所述第二位置之间移动。所述驱动单元可以为线性驱动单元，诸如滚珠丝杠线性致动器。在这种情况下，各关联的致偏器的偏压构件可以为扭力弹簧构件，其被配置为将扭力偏压力施加在线性驱动单元的螺杆和螺母之间，以使螺杆和螺母在它们的位置上相对于彼此致偏，并由此使该线性驱动单元驱动和/或支撑的支撑架致偏或偏移。可选择地，驱动单元可以为非线性致动器，例如齿轮旋转致动器。驱动单元可以电力或液压驱动。
根据另一方面，本发明提供了一种检测用于飞机的飞行控制面的致动的系统中的问题或故障的方法，所述方法包括：
提供支撑飞机的飞行控制面的支撑架，所述支撑架安装在所述飞机的机身结构上，用于在第一位置和第二位置之间移动以移动运行中的所述飞行控制面；
提供用于影响所述支撑架在所述第一位置和所述第二位置之间的移动的致动机构；
当所述致动机构与所述支撑架之间的操作连接中出现问题或故障时，产生偏压力，所述偏压力抵抗所述致动机构的移动力以相对于所述第一位置使所述支撑架致偏或偏移；以及
当所述致动机构将所述支撑架移动到所述第一位置时，感应或测量所述支撑架的位置或姿势，以检测相对于所述第一位置的致偏或偏移。
在优选的实施例中，飞机的飞行控制面可以由机翼襟翼或机翼缝翼提供。在这点上，机翼襟翼通常设置在机翼结构的后缘并能够延伸以更改机翼翼型以便在更低的空速中产生更多上升，这在起飞和降落期间是有用的。另一方面，缝翼通常设置在机翼结构的前缘并可同样用于增强上升。
附图说明
为了对本发明及其优点的理解更加全面，在下面说明中参考附图更详细地解释了本发明的示例性实施例，其中相似的附图标记表示相似的部分，且其中：
图1表示根据本发明优选实施例的飞机的机翼结构中的飞行控制面的致动系统的平面示意图；
图2表示根据图1中实施例从箭头II-II来看的致动系统的侧视立体图；
图3表示根据图2中实施例的致动系统的立体示意图；
图4表示具有图1所示的致动系统的根据本发明实施例的飞机的机翼结构的平面图；
图5表示根据本发明的实施例的飞机；以及
图6是示意性表示出根据本发明实施例的方法的流程图。
具体实施方式
包含的附图提供了对本发明的进一步理解，且合并于此并构成为本说明书的一部分。附图说明了本发明的特定实施例并与说明书一起用来解释本发明的原理。参考下面的详细说明，本发明的其它实施例和本发明的许多随之产生的优点由于被更好的理解而将更容易领悟。
将理解的是，不必示出在商业可行的实施例中可能有用或必须的普通且易于理解的元件，以使实施例更加简要。附图中的各个元件不必相对于彼此成比例。将进一步理解的是，方法的实施例中的一些动作和/或步骤可以以发生的特定顺序来说明或描述，但是本领域技术人员会理解到顺序不是必须的。还将理解到本说明书中使用的术语或表达具有普通的含义，因为这些术语或表达符合它们所对应的各领域询查和研究，除非在这里阐述了特定的含义。
首先，参考附图中的图1和图2，示出了用于飞机的机翼结构S中的飞行控制面2的致动系统1。在图1中，示意性地在平面图中示出了致动系统1，且在该实施例中，飞机(未示出)的每个机翼具有两个机翼后缘襟翼或襟翼板3，其中每个机翼后缘襟翼或襟翼板3都提供或形成了用于调整飞机的飞行特性的可移动飞行控制面2。现在参考附图中的图2，可以看出每个襟翼或襟翼板3都牢固地固定或支撑在支撑架4上，支撑架4本身又可移动地安装在机翼或机身结构S上。因此，支撑架4实质上提供了用于将襟翼3的飞行控制面2移动到期望位置或方向的定位联动装置。
在该实施例中，襟翼或襟翼板3设置为富勒式襟翼(Fowlerflaps)，其经由环枢关节牢固地安装在机翼结构S的后缘区域的支撑架4的支杆5上。尤其地，支撑架4(或定位联动装置)经由环枢关节6安装在机翼结构S上，以便在第一、回缩位置P1(如图2所示)(其中襟翼或襟翼板3实质上回缩或撤回到各飞机机翼内侧)和第二、延伸位置P2(未示出)(其中襟翼板3的控制面2完全从机翼伸出)之间移动。
根据图1，明显地，致动系统1包括与每个襟翼板3相关联的两个单独的致动机构7。每个单独的致动机构7独立操作且足够强力和有力以独自支撑和/或操作各自的襟翼3，即，每个致动机构7能够独立地在第一位置P1和第二位置P2之间移动支撑架4(及飞行控制面2)而无需进一步协作。该致动机构7的设计余量提供给飞行控制面2多个负载通路来减少在可移动飞行控制面2中可能的功能丧失的风险，且由此保证了致动系统1的更高的安全性和可靠性。每个致动机构7包括线性致动器或驱动单元8，其用于驱动支撑架4在第一和第二位置P1，P2之间移动，从而在飞机的操作期间提供了对襟翼3及其控制面2的位置控制。然而，进一步地，线性致动器或驱动单元8也提供了飞机的机翼结构S内襟翼3的安装中的结构关联。理想地，每个线性致动器8都以滚珠丝杠机构的形式来设置。
在各机翼中，每个致动机构7经由液压动力列9及传动齿轮箱10并连到具有液压马达12的中心液压动力控制单元(PCU)11。各致动机构7的线性驱动单元8选择性地包括无返回/摩擦刹车装置13。而且，PCU11可以包括至少一个传动齿轮箱10及传动速度传感器单元(TSSU)14，其用于监控和调整经由沿着机翼结构S的各机翼延伸的液压动力列9传递到每个致动机构7的动力。液压动力列9可以进一步包括用于每个机翼W的机翼尖刹车器(WTB)19。
该实施例的致动系统1还包括检测装置15，其用于检测与其中一个襟翼或襟翼板3相关联的任一个致动机构7的问题或故障。为此，检测装置15包括传感器16，其用于感应或测量各襟翼3在任意特定时间的位置或姿势。例如，各襟翼3包括至少一个位置拾取单元(PPU)，位置拾取单元与其中一个致动机构7相关联，以监控襟翼3在致动机构7的实际或当前位置。参考附图中的图2，检测装置15还包括致偏器17，致偏器17为至少一个偏压构件18的形式，例如扭力弹簧，其设置在线性驱动单元8和襟翼3的支撑架4之间的操作连接中，用于产生偏压力，该偏压力在远离第一位置P1或从第一位置P1离开的方向上作用于支撑架4上。当将支撑架从第二位置移动到第一位置时，该偏压力旨在抵抗致动机构7作用在支撑架4上的移动力。
因此，当操作线性驱动单元8来移动支撑架4并由此使襟翼板3进入第一位置P1时，驱动单元8必须克服弹簧18的偏压力。如在支撑架4和线性驱动单元8之间的操作连接中出现问题或故障，那么在该特定的致动机构，弹簧18将产生相对于第一位置P1的支撑架4的致偏或偏移。凭借多个线性致动器或驱动单元8为各机翼襟翼提供的余量，即使致动机构失灵，仍能够保持襟翼3的适度移动或操作。但是，在有缺陷或失灵的致动机构7，由于弹簧18在支撑架4的位置上所造成的可检测的致偏或偏移，仍容易检测到失灵的存在，以允许对致动系统1的迅速维护和修理。这对于没有外部负载或力作用在控制面上的情况尤其如此，例如飞机飞行过程中的空气负载。例如，当飞机在地面上静止时，借助弹簧18造成的致偏或偏移可以容易检测出致动机构7的任何故障或失灵。
现在参考附图中的图3和图4，具体示出了在失灵的致动机构7的襟翼板3的致偏或偏移。在这点上，图3示出了并联操作的用于机翼结构S的特定襟翼板3的液压触发的线性驱动单元8。借助操作同一襟翼板3的两个致动机构站的机械互连，在适当运行的(主动)致动机构站2上产生的致动力AF被提供到整个襟翼板3，并且还传递至失灵的(从动)致动机构站1，这保证了运行中的襟翼板3的适当回缩。但重要的是致动机构站1的弹簧构件18造成了在致动机构7的支撑架4和襟翼板3的可检测的致偏和偏移，这相应地导致了在支撑架的最终角旋转到其最终位置的偏差。具体地，适当运行的(主动)致动机构站2将支撑架4旋转角至完全回缩的第一位置P1，而失灵的(从动)致动机构站1旋转角不太对应于第一位置，这是因为在站1的本地驱动单元8并不能完全克服来自弹簧18的偏压力。在这种方式下，在与支撑架4的枢转联动装置错误操作连接的(从动)致动机构7，通过扭力弹簧致偏器17，襟翼3的横向间隔的各致动机构7之间产生偏压旋转力矩。
将传感器16设计为比较两个致动机构7的角位置和从而在该特定例子中，可以考虑偏移存在于出现在两个致动站1和2之间的角度差中。为了说明的目的，对于机翼W的舱内襟翼3，该偏移被图4所示的点划线着重强调。而且在这点上，附图中的图5示出了飞机A的例子，该飞机A的机翼W结合了图1至4所述的机翼结构S和用于襟翼控制面2的致动系统1。
已经描述了本发明的致动系统及结合了该系统的飞机A，参考附图6，其示意性地表示出对应于上述本发明系统的方法的方框图。该图的各个框的编号为Ⅰ-Ⅳ，以表示根据该实施例的方法的各个步骤。在这点上，图6的第一框Ⅰ表示的步骤是提供支撑飞机A的飞行控制面2的支撑架4，支撑架4被可移动地安装在飞机A的飞机架结构S以在第一位置P1和第二位置P2之间移动，从而在飞机的运行或操作期间移动飞行控制面2。第二框Ⅱ表示的步骤是提供用于影响或导致支撑架4在第一位置P1和第二位置P2之间移动的致动机构7。第三框Ⅲ表示的步骤是如果致动机构7和支撑架4之间的操作连接中出现问题或故障(例如，断开)，产生抵抗致动机构7的移动力的偏压力以相对于第一位置P1致偏或偏移支撑架4。然后第四框Ⅳ表示的步骤是当致动机构7将支撑架4移动到第一位置P1时，感应或测量支撑架4在地面上的位置或方向，以检测相对于第一位置P1的任意致偏或偏移。
本方法对检测用于位于地面上、即位于没有实质性外力(如空气负载作用在飞行控制面)的位置的飞机A的飞行控制面的致动的系统1中的问题或故障尤其有用。
尽管这里已经示出了和描述了本发明的特定实施例，但是对本领域那些普通技术人员而言将理解多种选择和/或等效的实施方式。应当明白，示例性实施例或若干个示例性实施例仅仅为例子，并不意味着以任意方式来限制范围、适用性或配置。相反地，前述的摘要和详细说明将为本领域技术人员提供方便的路线图以实施至少一个示例性实施例，理解的是只要不脱离所附权利要求及其法律等效，就可以在示例性实施例中描述的功能和元件的布置上做各种改变。通常，本申请旨在覆盖本文所讨论的特定实施例的适应性修改和变型。
在本文中，术语“包括”、“包括有”、“包含”、“包含有”、“组成”“构成”、“有”、“具有”以及其任意变型都解释为包括的含义(即非排外的)，使得本文描述的过程、方法、装置、设备或系统不限于那些列举的特征或部分或元件或步骤，而是可以包括其它的元件、特征、部件或步骤，它们不是专门列举的或固定的过程、方法、物件或设备。而且，本文所使用的“一”或“一个”旨在理解为意味着一个或多个，除非有相反说明。另外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用作标识，而不是对它们客体重要性的数字要求或某种次序。
附图标记：
1、致动系统
2、控制面
3、襟翼或襟翼板
4、支撑架或定位联动装置
5、支杆
6、环枢关节
7、致动机构
8、线性致动器或驱动单元
9、液压动力列
10、传动齿轮箱
11、动力控制单元
12、液压马达
13、刹车装置
14、传动速度传感器单元
15、检测装置
16、传感器或位置起飞单元
17、致偏器
18、弹簧
19、机翼尖刹车器
S机身或机翼结构
A飞机
W机翼
AF致动力
Claims (22)
1.一种用于飞机(A)的飞行控制面(2)的致动系统(1)，包括：
支撑架(4)，其用于支撑飞行控制面(2)，所述支撑架(4)被配置为安装在所述飞机的机身结构(S)上，用于在第一位置和第二位置之间移动以移动并操作所述控制面(2)；
致动机构(7)，其被配置为影响所述支撑架(4)在所述第二位置和所述第一位置之间的移动；以及
检测装置(15)，其用于检测所述致动机构(7)中的问题或故障，所述检测装置(15)包括致偏器(17)，所述致偏器(17)被配置为当所述致动机构(7)的操作中出现问题或故障时，使所述支撑架(4)致偏或偏移以远离所述第一位置或从所述第一位置离开。
2.根据权利要求1所述的致动系统(1)，其中，所述致偏器(17)包括至少一个偏压构件(18)，其产生抵抗所述致动机构(7)的移动力的偏压力，以使所述支撑架(4)致偏或偏移而从所述第一位置离开。
3.根据权利要求2所述的致动系统(1)，其中，所述致动机构(7)被配置并布置为抵抗所述偏压力来操作，以将所述支撑架(4)移动到所述第一位置。
4.根据权利要求2或3所述的致动系统(1)，其中，所述偏压构件(18)具有弹性。
5.根据权利要求4所述的致动系统(1)，其中，所述偏压构件(18)包括弹簧构件。
6.根据权利要求1所述的致动系统(1)，其中，所述检测装置(15)包括一个或多个传感器(16)，其用于检测所述支撑架(4)相对于所述第一位置的致偏或偏移。
7.根据权利要求1所述的致动系统(1)，其中，所述支撑架(4)的所述第一位置对应于所述控制面(2)的回缩位置，所述第二位置对应于所述控制面(2)的延伸位置。
8.根据权利要求1所述的致动系统(1)，其中，所述飞行控制面(2)由飞机机翼结构(S)的可移动襟翼(3)或缝翼来提供或形成。
9.根据权利要求1所述的致动系统(1)，其中，所述致动机构(7)包括驱动单元(8)，所述驱动单元(8)操作地连接到所述支撑架(4)，并通过移动范围可驱动以使所述支撑架(4)在所述第一位置和所述第二位置之间移动，其中，所述致偏器(17)被配置为当所述致动机构(7)的驱动单元(8)和所述支撑架(4)之间的操作连接出现故障时，使所述支撑架(4)致偏或偏移而从所述第一位置离开。
10.根据权利要求9所述的致动系统(1)，其中，所述驱动单元(8)为线性驱动单元，并且其中，所述支撑架(4)被配置为在所述第一位置和所述第二位置之间至少部分地枢转或旋转。
11.根据权利要求10所述的致动系统(1)，其中，所述驱动单元(8)为螺杆传动线性驱动单元。
12.根据权利要求10所述的致动系统(1)，其中，所述驱动单元(8)为滚珠丝杠线性驱动单元。
13.一种飞机(A)，包括：
机身结构(S)；
可移动的支撑架(4)，其安装在所述机身结构(S)上，用于在第一位置和第二位置之间移动；
飞行控制面(2)，其支撑在所述支撑架(4)上，其中，在飞机操作期间，所述支撑架(4)在所述第一位置和第二位置之间的移动使所述控制面(2)移动；
至少两个致动机构(7)，其设置在所述机身结构(S)上，用于影响所述支撑架(4)在所述第一位置和所述第二位置之间的移动；以及
检测装置(15)，其用于检测其中任何一个致动机构(7)的故障，其中，所述检测装置(15)包括致偏器(17)，所述致偏器(17)被配置为当其中任何一个致动机构(7)出现故障时，使所述支撑架(4)相对于所述第一位置致偏或偏移或从所述第一位置离开。
14.根据权利要求13所述的飞机(A)，其中，所述检测装置(15)包括一个或多个传感器(16)，用于检测、测量和/或估量支撑所述飞行控制面(2)的所述支撑架(4)的致偏或偏移的位置。
15.根据权利要求13或14所述的飞机(A)，其中，所述致偏器(17)包括至少一个偏压构件(18)，其产生的偏压力使所述支撑架致偏或偏移而从所述第一位置离开或远离所述第一位置。
16.根据权利要求13所述的飞机(A)，其中，每个致动机构(7)包括驱动单元(8)，所述驱动单元(8)操作地连接到所述支撑架(4)，并通过移动范围可驱动以使所述支撑架(4)在所述第一位置和所述第二位置之间移动。
17.根据权利要求16所述的飞机(A)，其中，所述驱动单元(8)为线性驱动单元或非线性致动器。
18.根据权利要求17所述的飞机(A)，其中，所述线性驱动单元为滚珠丝杠线性致动器，所述非线性致动器为旋转致动器。
19.根据权利要求16所述的飞机(A)，其中，所述驱动单元(8)为电力或液压驱动。
20.根据权利要求13所述的飞机(A)，其中，设置至少两个致动机构(7)，它们在所述机身结构(S)上横向间隔分开而彼此并行独立操作，以影响所述支撑架(4)在所述第一位置和所述第二位置之间的移动，其中，所述检测装置(15)包括单独的致偏器(17)，其分别与每个致动机构(7)相关联，以当所述致动机构(7)与所述支撑架(4)之间的操作连接出现问题或故障时，产生所述致偏或偏移。
21.一种检测用于在地面上的飞机(A)的飞行控制面(2)的致动的系统(1)中的问题或故障的方法，所述方法包括：
提供支撑飞机(A)的飞行控制面(2)的支撑架(4)，所述支撑架(4)安装在所述飞机的机身结构(S)上，用于在第一位置和第二位置之间移动以移动所述飞行控制面(2)；
提供用于影响所述支撑架在所述第一位置和所述第二位置之间的移动的致动机构(7)；
当所述致动机构(7)与所述支撑架(4)之间的操作连接中出现问题或故障时，产生偏压力，所述偏压力抵抗所述致动机构(7)的移动力以相对于所述第一位置使所述支撑架(4)致偏或偏移；以及
当所述致动机构(7)将所述支撑架移动到所述第一位置时，感应或测量在地面上的所述支撑架(4)的姿势，以检测相对于所述第一位置的致偏或偏移。
22.根据权利要求21所述的方法，其中，所述飞行控制面(2)通过位于机翼结构的后缘的襟翼(3)来设置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP13168196.7A EP2803584B1 (en) | 2013-05-17 | 2013-05-17 | Actuation system for flight control surface |
| EP13168196.7 | 2013-05-17 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN104163239A CN104163239A (zh) | 2014-11-26 |
| CN104163239B true CN104163239B (zh) | 2016-05-04 |
Family
ID=48444205
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201410208474.5A Active CN104163239B (zh) | 2013-05-17 | 2014-05-16 | 用于飞行控制面的致动系统 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9580189B2 (zh) |
| EP (1) | EP2803584B1 (zh) |
| CN (1) | CN104163239B (zh) |
Families Citing this family (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2965993B1 (en) * | 2014-07-07 | 2017-08-30 | Goodrich Actuation Systems Ltd. | Skew sensing arrangement |
| FR3033767B1 (fr) * | 2015-03-16 | 2017-03-10 | Sagem Defense Securite | Dispositif de commande de vol d'un aeronef |
| CN104875874B (zh) * | 2015-06-24 | 2017-07-11 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机副翼执行机构 |
| US9868521B2 (en) * | 2016-01-14 | 2018-01-16 | Embraer S.A. | Retractable self-aligning aircraft stablizer strut assembly and aircraft including the same |
| GB2548622A (en) * | 2016-03-24 | 2017-09-27 | Goodrich Actuation Systems Ltd | Splined couplings |
| EP3222867B1 (en) * | 2016-03-24 | 2019-06-12 | Goodrich Actuation Systems Limited | Universal joints |
| US11046425B2 (en) * | 2016-05-20 | 2021-06-29 | Bombardier Inc. | Apparatus and methods for actuating a double-slotted flap using a slave screw |
| US10017273B2 (en) * | 2016-10-26 | 2018-07-10 | The Boeing Company | Aircraft wing flap skew detection systems and methods |
| CN106347635B (zh) * | 2016-11-01 | 2018-01-02 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种飞机作动系统负载加载装置 |
| CN106628119A (zh) * | 2016-11-17 | 2017-05-10 | 中国商用飞机有限责任公司 | 飞机的襟缝翼状态监测系统 |
| US10669014B2 (en) * | 2016-12-02 | 2020-06-02 | The Boeing Company | Differential for control surface actuators |
| EP3339165B1 (en) | 2016-12-22 | 2020-09-09 | Goodrich Actuation Systems Limited | Wing slat actuator disconnection detection |
| CN111372852B (zh) * | 2017-11-21 | 2024-07-09 | 庞巴迪公司 | 用于致动高升力飞行控制表面的系统和方法 |
| US10882604B2 (en) * | 2018-01-18 | 2021-01-05 | The Boeing Company | Distributed trailing edge wing flap systems |
| CN109515687B (zh) * | 2018-11-07 | 2021-09-21 | 西安航空学院 | 基于油气弹簧的自适应后缘机动襟翼机构 |
| CN109606639B (zh) * | 2018-11-07 | 2021-12-24 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种襟翼操纵接头 |
| CN110092005A (zh) * | 2019-04-26 | 2019-08-06 | 庆安集团有限公司 | 一种适用于大行程襟翼运动的倾斜故障检测机构 |
| EP3739230B1 (en) * | 2019-05-16 | 2022-04-27 | Ratier-Figeac SAS | Actuator with declutchable output lever |
| EP3789294B1 (en) * | 2019-09-04 | 2023-05-03 | Goodrich Actuation Systems SAS | Actuator |
| CN111003157A (zh) * | 2019-12-24 | 2020-04-14 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种桁架式襟翼摇臂结构 |
| CN111003155A (zh) * | 2019-12-27 | 2020-04-14 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种高可靠低成本的襟翼控制系统的方法 |
| DE102020112358A1 (de) | 2020-05-07 | 2021-11-11 | Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh | Flugzeug-Hochauftriebssystem mit Feststellvorrichtung für den Transmissionsstrang |
| US11649039B1 (en) | 2022-01-26 | 2023-05-16 | Hamilton Sundstrand Corporation | Aerostructure actuation system |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0867362A2 (en) * | 1997-03-24 | 1998-09-30 | The Boeing Company | Aircraft servovalve current rate limiter |
| CN100375703C (zh) * | 2002-11-25 | 2008-03-19 | 波音公司 | 增大的飞行控制面的作动系统和方法 |
| EP1982916A2 (de) * | 2007-04-18 | 2008-10-22 | Liebherr-Aerospace Lindenberg GmbH | Vorrichtung zur Überwachung des Gleichlaufs von Klappen eines Flugzeugflügels |
| CN101301929A (zh) * | 2007-02-27 | 2008-11-12 | 霍尼韦尔国际公司 | 负载优化的冗余飞行操纵面执行系统及方法 |
| CN101484355A (zh) * | 2006-06-30 | 2009-07-15 | 空中客车德国有限公司 | 用于调节增升襟翼的调节装置以及包括这种调节装置的机翼 |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6299108B1 (en) * | 1997-12-12 | 2001-10-09 | Jeffrey V. Lindstrom | Method and apparatus for detecting skew and asymmetry of an airplane flap |
| US6796526B2 (en) | 2002-11-25 | 2004-09-28 | The Boeing Company | Augmenting flight control surface actuation system and method |
| DE10313728B4 (de) * | 2003-03-27 | 2011-07-21 | Airbus Operations GmbH, 21129 | Klappensystem am Tragflügel eines Starrflügel-Flugzeuges |
| DE102008022092A1 (de) * | 2008-05-05 | 2009-11-19 | Airbus Deutschland Gmbh | Fehlertolerantes Stellsystem zur Verstellung von Klappen eines Flugzeugs mit einer Verstell-Kinematik mit feststehender Drehachse |
| US7945425B2 (en) * | 2008-10-17 | 2011-05-17 | The Boeing Company | In-flight detection of wing flap free wheeling skew |
| DE102008052754A1 (de) * | 2008-10-22 | 2010-05-06 | Airbus Deutschland Gmbh | Verstellvorrichtung zur Ankopplung an eine Verstellklappe eines Flugzeugs, fehlertolerantes Stellsystem und Verfahren zur Rekonfiguration eines Stellsystems |
| DE102009002435A1 (de) * | 2009-04-16 | 2010-10-21 | Airbus Deutschland Gmbh | Hochauftriebssystem für ein Flugzeug und Verfahren zum Detektieren von Fehlern in einem Hochauftriebssystem für ein Flugzeug |
| DE102010025475A1 (de) * | 2010-06-29 | 2011-12-29 | Airbus Operations Gmbh | Stellsystem eines Flugzeugs mit einer Stellklappe |
-
2013
- 2013-05-17 EP EP13168196.7A patent/EP2803584B1/en not_active Not-in-force
-
2014
- 2014-05-14 US US14/277,349 patent/US9580189B2/en active Active
- 2014-05-16 CN CN201410208474.5A patent/CN104163239B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0867362A2 (en) * | 1997-03-24 | 1998-09-30 | The Boeing Company | Aircraft servovalve current rate limiter |
| CN100375703C (zh) * | 2002-11-25 | 2008-03-19 | 波音公司 | 增大的飞行控制面的作动系统和方法 |
| CN101484355A (zh) * | 2006-06-30 | 2009-07-15 | 空中客车德国有限公司 | 用于调节增升襟翼的调节装置以及包括这种调节装置的机翼 |
| CN101301929A (zh) * | 2007-02-27 | 2008-11-12 | 霍尼韦尔国际公司 | 负载优化的冗余飞行操纵面执行系统及方法 |
| EP1982916A2 (de) * | 2007-04-18 | 2008-10-22 | Liebherr-Aerospace Lindenberg GmbH | Vorrichtung zur Überwachung des Gleichlaufs von Klappen eines Flugzeugflügels |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20140343784A1 (en) | 2014-11-20 |
| EP2803584B1 (en) | 2015-09-16 |
| US9580189B2 (en) | 2017-02-28 |
| CN104163239A (zh) | 2014-11-26 |
| EP2803584A1 (en) | 2014-11-19 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN104163239B (zh) | 用于飞行控制面的致动系统 | |
| US10518864B2 (en) | Wing fold controller | |
| US10457379B2 (en) | Backup system | |
| CN112351937B (zh) | 控制面元件倾斜和/或损失检测系统 | |
| US11046425B2 (en) | Apparatus and methods for actuating a double-slotted flap using a slave screw | |
| US9682769B2 (en) | High lift system for an aircraft with two separate drive units | |
| US10053237B2 (en) | Track roller failure detection systems and methods | |
| JP5808794B2 (ja) | 飛行制御アクチュエータにおける主荷重経路の破損を検出するための装置 | |
| US9102398B2 (en) | Deployment system | |
| CN101389531A (zh) | 操纵面故障安全下拉连杆 | |
| CN103674474B (zh) | 全机风洞实验舵面操纵装置失效模拟装置 | |
| CN102066195A (zh) | 一种止回设备和用于确定该止回设备的表观操作完整性的方法 | |
| CN113624437B (zh) | 无人机机翼副翼机构可靠性试验加载系统及试验方法 | |
| US20240359821A1 (en) | System and method for monitoring and/or detecting an operational state of a movable component of an aircraft | |
| US20240199226A1 (en) | System and method for detecting the position and/or the operating state of a movable component of an aircraft | |
| US11834178B2 (en) | Flap assemblies with failsafe jam-resistant flap tracks | |
| US20230382556A1 (en) | High lift skew system | |
| Chan et al. | Reliability of aircraft high lift devices |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant |