CN102196964A - 飞机的调节装置、调节装置和调节装置故障识别功能的组合、容错调节系统和用于重新配置调节系统的方法 - Google Patents
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Abstract
一种用于耦联在飞机的调节襟翼(A1、A2；B1、B2)上的调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)，具有：作动器(20)；调节运动机构(VK)，其用于将作动器(20)以运动的方式耦联在调节襟翼(A1、A2；B1、B2)上；以及传动装置(25)，其中调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)可耦联在用于操纵它的控制和监测装置(5)上，其特征在于，调节装置具有：第一负载传感器(S1；S11-a、S12-a、S21-a、S22-a)，其设置在作动器(20)的输入侧(31)，以用于检测由于操纵调节襟翼(A1、A2；B1、B2)在作动器(20)的输入侧出现的负载；第二负载传感器(S2；S11-b、S12-b、S21-b、S22-b)，其设置在作动器(20)的输出侧(32)，以用于检测由于操纵调节襟翼(A1、A2；B1、B2)在作动器(20)的输出侧(32)出现的负载，其中第一负载传感器(S1；S11-a、S12-a、S21-a、S22-a)和第二负载传感器(S2；S11-b、S12-b、S21-b、S22-b)功能性地与用于接收由负载传感器测定的传感器值的调节装置故障识别功能连接，以便将故障状态配设给调节装置；以及一种调节装置和调节装置故障识别功能的组合，一种容错调节系统和一种用于重新配置调节系统的方法。
Description
技术领域
本发明涉及一种飞机的调节装置、一种调节装置和调节装置故障识别功能的组合、一种容错调节系统和一种用于重新配置调节系统的方法。调节襟翼通常为飞机的可调节的空气动力襟翼，并且尤其能够为高升力襟翼。调节系统尤其能够为飞机的高升力系统。
背景技术
从普通的现有技术中已知一种高升力系统，其具有用于尤其是在可能出现的力冲突时避免过载的负载限制器。
在US 7 195 209中说明了一种用于高升力系统的驱动的负载传感器，借助所述负载传感器可测量在作动器的输出端上的负载。
发明内容
本发明的目的是，提供一种用于耦联在飞机的调节襟翼上的调节装置、一种调节装置与调节装置故障识别功能的组合、一种容错调节系统和一种用于重新配置调节系统的方法，借助所述调节装置、所述组合、所述容错调节系统或所述方法，在最少的设备耗费的情况下确定在高升力系统中出现的故障位置，并且借助所述方法能够进行有效的系统降级，以用于补偿分别出现的故障。
该目的借助独立权利要求的特征得以实现。另外的实施形式在与这些独立权利要求相关的从属权利要求中说明。
借助本发明的解决方案，尤其也能够进行在调节装置上的故障状态的预告。
根据本发明提出一种用于耦联在飞机的调节襟翼上的调节装置或调整装置，其具有：
-作动器和用于将作动器以运动的方式耦联在调节襟翼上的调节运动机构；
-第一负载传感器，其设置在作动器的输入侧，以用于检测由于操纵调节襟翼在作动器的输入侧出现的负载；
-第二负载传感器，其设置在作动器的输出侧，以用于检测由于操纵调节襟翼在作动器的输出侧出现的负载。
在此，第一负载传感器和第二负载传感器功能性地与调节装置故障识别功能连接以传输由负载传感器测定的传感器值，以便监控调节装置的故障状态。该调节装置故障识别功能构成为，使得其基于由负载传感器传输的信号能够将故障状态配设给配设给襟翼的调整装置。
在两个或两个以上的调节装置设置在襟翼上时，能够提出，如本发明的调节装置中的仅一个设置有两个负载传感器。至少一个另外的调节装置能够构成为，使得该调节装置仅具有两个负载传感器中的一个，或者不具有负载传感器。
根据本发明的调节装置尤其能够至少作为高升力系统的多个调节装置中的一个来调节前缘襟翼或后缘襟翼。在此，调节运动机构尤其能够构成为“轨道运动机构”或“凹铰链运动机构”。在“轨道运动机构”中，调整装置构成为可通过作动器在导轨(“轨道”)上引导的滑架。调节襟翼通过驱动杆耦联在滑架上，其中第一铰链最好将驱动杆耦联在滑架上，并且第二铰链最好将驱动杆耦联在调节襟翼上。在所谓的“凹铰链运动机构”中，作动器构成为旋转作动器。
根据本发明的另一方面，提出一种这种调节装置和调节装置故障识别功能的组合。调节装置具有作动器和将作动器以运动的方式耦联在调节襟翼上的调节运动机构。可选地，调节装置也能够具有传动装置，通过所述传动装置可将由驱动装置产生的功率传递到作动器上。调节装置可耦联在用于操纵它的控制和监测装置上。调节装置具有：
-第一负载传感器，其设置在作动器的输入侧，以用于检测由于操纵调节襟翼在作动器的输入侧出现的负载；
-第二负载传感器，其设置在作动器的输出侧，以用于检测由于操纵调节襟翼在作动器的输出侧出现的负载。
在此，第一负载传感器和第二负载传感器功能性地与用于接收由负载传感器测定的传感器值的调节装置故障识别功能连接，以便当依据这些传感器值满足预先确定的标准时，将故障状态配设给调节装置。在此，调节装置故障识别功能构成为，使得其能够监控调节装置的功能状态。
调节装置故障识别功能能够设计成，使得在该调节装置故障识别功能中，第一和第二负载传感器的传感器值分别与至少一个极限值比较，并且利用第一和第二负载传感器超出或低于该极限值的信号值来确定调节装置的故障状态。
调节装置故障识别功能尤其能够设计成，使得在第一负载传感器和第二负载传感器分别检测到低于无负载极限值的情况下，调节装置故障识别功能将相应的调节装置配设为非功能作用的状态(故障情况A)，并且因此配设为故障状态。
在此能够提出，在如下情况下存在低于无负载极限值，即当第一负载传感器将传感器信号传输给调节装置故障识别功能，所述传感器信号显示限定成低于在第一负载传感器的位置上作为最大工作负载的1/5的负载，并且第二负载传感器显示限定成低于在第二负载传感器的位置上作为最大工作负载的1/5的负载或在正常工作时实际出现的负载。最大工作负载能够基于机翼或飞机的设计来规定。因此，调节装置在如下情况下能够配设为故障状态，即当第一负载传感器将传感器信号传输给调节装置故障识别功能，所述传感器信号低于无负载极限值，所述无负载极限值的值低于相当于在第一负载传感器的位置上的规定的最大工作负载的或实际工作负载的值的1/5，并且第二负载传感器将传感器信号传输给调节装置故障识别功能，所述传感器信号低于无负载极限值，所述无负载极限值的值低于相当于在第一负载传感器的位置上的规定的最大工作负载的或实际工作负载的值的1/5。此外，在此尤其能够提出，当在低于无负载极限值的同时满足如下条件，即飞机位于地面上时，那么所述状态配设为非功能作用。
调节装置故障识别功能尤其能够设计成，在另一种情况下，在此也称为情况B，调节装置故障识别功能在如下情况下分配给调节装置的输出侧基于卡紧情况的故障状态，即当第二负载传感器产生相当于负载L2的信号值，并且将其传输给调节装置故障识别功能，所述信号值超过相当于在第二负载传感器的位置上的工作负载的规定的极限值，以及当由第一负载传感器测量到的负载L1位于相应的调节运动机构的输入侧的工作范围内，所述负载相当于由第二负载传感器测量到的负载L2。
在此尤其能够提出，在第二负载传感器的位置上的工作负载的规定的极限值为用于输出侧的规定的或测定的最大负载Lmax。
调节装置故障识别功能尤其能够设计成，使得在另一种情况下，在下面称为情况C，调节装置故障识别功能在如下情况下将相应的调节装置与基于作动器的或在机械的传输链方面位于第一负载传感器和第二负载传感器之间的传输件的卡紧情况的故障状态相关联，即当输入侧的负载L1的由第一负载传感器产生的信号值超出用于相应的调节运动机构的输入侧的工作范围的值，调节装置故障识别功能额定地从由第二负载传感器测量到的负载L2中测定所述值。
在此尤其能够提出，由第一负载传感器测量到的负载L1比在考虑作动器的传动比的情况下由第二负载传感器测量到的L2大两倍。
调节装置故障识别功能尤其能够设计成，使得在情况(D)下，调节装置故障识别功能在如下情况下将作动器或位于第一负载传感器和第二负载传感器之间的传输件与基于受限的工作能力的状态的故障状态相关联，即当调节装置故障识别功能测定，借助第一负载传感器测定的负载超出规定的极限值，并且借助第二负载测定的负载低于规定的极限值，或者当借助第一负载传感器测定的负载L1相对于借助第二负载传感器测定的负载L2的比例超出规定的极限值。
在实施例中，通常能够在调节运动机构上设置用于检测调节襟翼的位置的位置传感器。
根据本发明的另一方面，也提出一种具有在飞机的相应的机翼上可调节的至少一个襟翼和控制和监测装置的容错调节系统，其具有借助控制和监测装置控制的调节装置，在所述调节装置中，至少一个与每个襟翼相关联。
在调节装置中，至少一个或至少两个能够设置在机翼的相应的襟翼上并设置成沿襟翼的翼展方向相互隔开，并且所述调节装置耦联在驱动连接装置上。在此能够提出，多个或分别耦联在调节襟翼上的调节装置分别耦联在自己的驱动装置上，或者调节系统或高升力系统的所有襟翼的调节装置耦联在一个驱动装置上，所述驱动装置尤其能够设置在中央，并且例如设置在飞机的机身内，其中驱动装置通过驱动分支，例如用于操纵调节装置的旋转轴，与每个机翼的调节装置机械地耦联。
在此，如根据本发明的实施例中的一个形成襟翼的至少一个调节装置，并且所述调节装置具有在作动器的输入侧的用于检测负载的第一负载传感器和在作动器的输出侧的用于检测负载的第二负载传感器。此外根据本发明，容错调节系统具有与负载传感器功能性地连接的控制和检测装置，所述控制和监测装置构成为，使得其能够基于由负载传感器测定的信号将配设给襟翼的调整装置与故障状态相关联。
容错调节系统尤其能够具有驱动装置，所述驱动装置中的每个分别与一个襟翼相关联，所述驱动装置与控制该驱动装置的控制和监测装置功能性地连接，并且所述驱动装置分别具有两个驱动马达和两个制动装置，其中驱动马达配设给用于中止相应的驱动马达的输出的至少一个制动装置。
调节装置能够分别通过驱动连接装置耦联在分别与襟翼相关联的驱动装置上。此外，至少两个调节装置连接在每个襟翼上，并且设置成沿襟翼的翼展方向相互隔开。
在此，在每个襟翼上分别配设有驱动装置。
如根据本发明的容错调节系统的实施例提出，与至少一个调节装置耦联的驱动装置具有至少一个制动装置，并且控制和监测装置具有：
-作动功能，其用于操纵襟翼的驱动装置；
-监测功能，当控制和监测装置将调节装置配设为故障状态时，所述监测功能产生指令信号且将指令信号发送给至少一个制动装置，并且可选地附加地将该指令信号发送给用于操纵该制动装置的差速器锁。
容错调节系统的控制和监测装置也能够具有：
-作动功能，其用于操纵襟翼的驱动装置；
-监测功能，当控制和监测装置基于在襟翼的两个不同的调节装置上的位置传感器的比较，测定超出预先确定的程度的不同的调节状态时，所述监测功能产生指令信号，并且将该指令信号发送给至少一个制动装置(B-a、B-b)，以用于操纵该制动装置。
在容错调节系统的根据本发明的实施例中，该容错调节系统尤其能够具有高升力系统重新配置功能，所述高升力系统重新配置功能与调节装置故障识别功能功能性连接，并且高升力系统重新配置功能依据由调节装置故障识别功能传输给该高升力系统重新配置功能的故障状态产生或影响用于控制调节装置的指令。
作动器或变速机构能够由旋转作动器或线性驱动机构形成。被使用的两个驱动马达能够为电驱动马达。也能够使用两个驱马达，在所述驱动马达中，一个为电驱动马达，并且另一个为液压驱动马达。至少一个驱动马达也能够为液压驱动马达。
此外根据本发明，提出一种用于重新配置具有可调节的调节襟翼的高升力系统的方法，其具有步骤：
-测定第一负载传感器和第二负载传感器的信号值以测定在具有作动器的调节装置上出现的负载，其中第一负载传感器设置在输入侧，并且第二负载传感器设置在输出侧；
-依据满足借助由第一负载传感器和第二负载传感器测定的信号值的条件的检查，将故障状态配设到相应的调节装置的组成部分上。
附图说明
下面借助于附图说明本发明的实施例，附图示出：
图1示出根据本发明的高升力系统的实施形式的示意图，调节襟翼中的两个用于每个机翼，并且具有用于操纵调节襟翼的调节装置，其中调节装置分别具有至少一个作动器，并且分别具有至少一个位于输入侧上的第一负载传感器和位于至少一个作动器的输出侧上的第二负载传感器，并且其中调节装置由中央驱动马达和与该驱动马达耦联的旋转轴驱动；
图2示出如图1的高升力系统的用于沿飞机的纵向轴线观察右侧的机翼的部分的放大图；
图3a示出如本发明的调节装置的实施形式，其中设置在调节装置的输出侧上的负载传感器构成为转矩传感器；
图3b示出如本发明的调节装置的实施形式，其中设置在调节装置的输出侧上的负载传感器构成为力传感器；
图4a示出如本发明的调节装置的实施形式，其中设置在调节装置的输出侧上的负载传感器构成为力传感器，并且其中两个负载传感器功能性地与本地数据集中器连接；以及
图4b示出如本发明的调节装置的实施形式，其中设置在调节装置的输出侧上的负载传感器构成为力传感器，并且其中两个负载传感器功能性地直接与中央控制和监测装置连接。
具体实施方式
图1示出用于调节在每个机翼上的至少一个降落襟翼的根据本发明的高升力系统1的实施形式。在图1中示出每个机翼的两个降落襟翼，其中所述机翼在图1中未示出。具体地示出：在第一机翼上的内侧的襟翼A1和外侧的襟翼A2，以及在第二机翼上的内侧的襟翼B1和外侧的襟翼B2。在根据本发明的高升力系统中，每个机翼也能够设有一个或两个以上的降落襟翼。高升力系统1能够通过飞行员界面操纵和控制，所述飞行员界面尤其具有例如操纵杆的操纵机构3。操纵机构3与控制和监测装置5功能性耦联，所述控制和监测装置通过用于控制中央驱动单元7的控制线路8传输控制指令。控制和监测装置5为中央控制和监测装置5，也就是说该控制和监测装置具有用于高升力系统的多个且尤其是所有调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22的控制和监测功能。
中央的，即设置在机身区域内的驱动单元7能够借助一个或多个驱动马达形成。在高升力系统的所示实施形式中，驱动单元7具有两个驱动马达M-a、M-b，所述驱动马达例如能够通过液压马达和电驱动机构来实现。此外，驱动单元7具有至少一个与驱动马达M-a、M-b相关联的制动装置，所述制动装置能够分别通过控制和监测装置5的指令信号来操纵。在高升力系统的在图1中示出的实施形式中，驱动单元7具有两个制动装置B-a、B-b，所述制动装置能够分别通过控制和监测装置5的指令信号来操纵。至少一个制动装置与控制和监测装置5功能性地连接，所述控制和监测装置在预先确定的条件下能够操纵制动装置，并且因此能够锁定旋转轴驱动分支11、12。在驱动马达或多个驱动马达中的一个失灵时，该驱动马达通过中央驱动单元7或与至少一个驱动马达相关联的驱动马达控制装置断开。
如在图1中所示，中央驱动单元7能够具有差速器，所述差速器与液压马达M-a和电动马达M-b的输出侧耦联，使得由液压马达H和电动马达分别提供的功率被累加，并且被传递给驱动旋转轴11、12。此外，在根据本发明的高升力系统的在图1中示出的实施例中设有两个制动装置B-a、B-b，所述制动装置与控制和监测装置5功能性连接。在此，控制和监测装置5构成为，使得该控制和监测装置在预先确定的调节下操纵制动装置B-a、B-b，并且因此能够锁定旋转轴驱动分支11、12。如果两个驱动马达中的一个被断开，在所示实施例中例如为液压马达H或电驱动机构E，那么中央驱动单元7基于差速器提供减少了被断开的驱动马达的量的功率，所述差速器设计成，使得将由液压马达H和电动马达分别提供的功率累加。
在中央驱动单于7上耦联有总共两个驱动旋转轴11、12，其分别用于操纵每个机翼的至少一个襟翼A1、A2或B1、B2。两个驱动旋转轴11、12耦联在中央驱动单元7上，并且通过该中央驱动单元相互同步。基于相应的控制指令，中央驱动单元7使驱动旋转轴11、12处于旋转，以用于施加相应的襟翼的与这些旋转轴耦联的调节装置的调节运动。在驱动旋转轴11、12的位于驱动单元7附近的轴部分中能够集成有负载限制器或转矩限制器T。
在每个襟翼A1、A2或B1、B2上耦联有至少一个用于调节该襟翼的调节装置。在图1中所示的高升力系统中，在每个襟翼上分别设置有两个调节装置，而且具体的是，在内侧的襟翼A1和B1上设置有调节装置A11、A12或B11、B12，并且在外侧的襟翼A2和B2上设置有调节装置A21、A22或B21、B22。至少一个分别操纵襟翼的调节装置将在下面的调节站中提及。
下面说明调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22，其中在每个调节装置中的相同功能的不同调节装置的组成部分设有相同的附图标记。
调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22中的每一个具有作动器或变速机构20、用于将作动器20以运动的方式耦联在调节襟翼上的调节运动机构VK，以及可选地具有位置传感器22、传动装置25以及至少两个负载传感器31、32。借助传动装置25将相应的驱动轴11、12的运动转换为驱动件或驱动元件24的运动，所述驱动件或驱动元件与作动器20耦联，以便将输入运动传递给在作动器20的输入侧上的输入元件20a或下行链路(Downdrive-Link)。
调节运动机构VK例如能够构成为轨道支架调节装置，其具有可在导轨(轨道)上运动的滑架(支架)，在所述滑架上耦联有相应的襟翼，或者调节运动机构构成为凹铰链运动机构，其具有可围绕固定的襟翼旋转点旋转的调节杆，在所述调节杆上耦联有相应的襟翼。作动器或变速机构20机械地耦联在相应的驱动旋转轴11、12上，并且将相应的驱动旋转轴11、12的旋转运动转换为襟翼区域的调节运动，所述襟翼区域与相应的调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22耦联。在此能够提出，在襟翼的每个调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22上设置有位置传感器22，所述位置传感器测定相应的襟翼的当前位置，并且将该位置值通过未示出的线路发送给控制和监测装置5。
作动器20在其输出侧具有输出元件或输出杆20b，所述输出元件或输出杆与襟翼侧的耦联装置27耦联用于将耦联作动器20与相应的调节襟翼耦联，并且基于在作动器的输入侧通过输入元件20a输入的运动，将运动向下传递给襟翼侧的耦联装置27，以用于调节相应的襟翼A1、A2、B1、B2。输入元件20a和输出元件20b构成为机械的功能件。在此，输入元件20a或者输出元件或传输元件20b尤其能够构成为旋转轴和/或拉压杆。输入元件20a为力矩传输件或力传输件，所述力矩传输件或力传输件将机械功率引入作动器，而输出元件20b将由作动器20产生的力矩或由作动器20产生的力传递给耦联装置27，并且因此传递给襟翼。因此，在输入元件20a和输出元件20b之间存在具有变速功能的机械的传输机构。
附加地能够在旋转轴驱动分支11或12的端部上设置有非对称传感器23，所述非对称传感器同样通过未示出的线路与控制和监测装置5功能性地连接，并且通过该线路将当前的值发送给控制和监测装置5，所述值表明，旋转轴驱动分支11或12的端部是否在规定的区域内旋转，或者是否提供驱动旋转轴11或12的非对称的旋转位置。
此外，在每个驱动旋转轴11或12上分别设置有翼端区域制动器WTB，所述翼端区域制动器在操纵时能够锁住相应的驱动分支11或12。在此，一个翼端区域制动器WTB尤其能够设置在驱动旋转轴11或12的位于相应的机翼的外部区域内的位置上。翼端区域制动器WTB中的每一个通过同样未示出的线路与控制和监测装置5功能性地连接，并且能够通过该线路由控制和监测装置5控制和操纵。在工作时，翼端区域制动器WTB的正常输出状态为未操纵的状态，在所述状态下，这些翼端区域制动器不干涉驱动旋转轴11或12的旋转。在控制和监测装置5的相应的控制信号情况下，翼端区域制动器WTB能够被操纵，以便锁定分别相关联的驱动旋转轴11或12。
在调节运动机构VK构成为凹铰链调节装置时，襟翼侧的耦联装置27尤其能够通过可旋转的调整杆形成，并且作动器能够通过旋转作动器或回转作动器形成。在调节运动机构VK构成为轨道支架调节装置时，——所述轨道支架调节装置具有可在导轨(轨道)上运动的滑架(支架)，在所述滑架上耦联有相应的襟翼——，襟翼侧的耦联装置27能够由滑座和耦联在该滑座上的杠杆或杆组成的组合而形成，并且在该情况下，作动器尤其形成主轴驱动。在此，滑座安装成可在安装在主机翼上的导轨(轨道)上运动。在两种情况下，襟翼借助设置在主机翼上的襟翼导向装置引导，所述襟翼导向装置能够由杠杆构造或导轨形成。
根据本发明，每个调节装置A11、A12、A21、A22、B11、B12、B21、B22具有第一负载传感器S11-a、S12-a、S21-a、S22-a，其通常也用附图标记S1表示，以及第二负载传感器S11-b、S12-b、S21-b、S22-b，其通常也用附图标记S2表示。第一负载传感器S11-a、S12-a、S21-a、S22-a和/或第二负载传感器S11-b、S12-b、S21-b、S22-b能够为转矩传感器或力传感器。第一负载传感器S11-a、S12-a、S21-a、S22-a通常设在输入侧31，并且能够设置在相应的驱动元件26上，和/或设置在相应的作动器20的输入元件20a上，和/或设置驱动元件26和输入元件20a之间的联轴器上。第一负载传感器S11-a、S12-a、S21-a、S22-a构成为，使得其检测由于操纵中央驱动单元7而出现的负载，所述负载施加在作动器20的输入侧，或者被传递或加载给作动器20的输入元件。第二负载传感器S11-b、S12-b、S21-b、S22-b能够设置在相应的作动器20的输出元件20b上，和/或设置在相应的襟翼侧的耦联装置27上，和/或设置在输出元件20b和耦联装置27的联轴器上。第二负载传感器S11-b、S12-b、S21-b、S22-b构成为，使得其检测由于操纵中央驱动单元7而出现的负载，所述负载施加在作动器20的输出侧，或者被传递到作动器20的输出元件上或加载给襟翼侧的耦联装置27。
在本文中，负载可理解为力矩和/或力。
第一负载传感器S11-a、S12-a、S21-a、S22-a和第二负载传感器S11-b、S12-b、S21-b、S22-b分别通过未示出的线路与调节装置监测功能40的调节装置评估功能功能性地连接，并且通过该线路将用于分别检测到的负载的量的当前的信号值发送给调节装置监测功能40。调节装置监测功能40或其各个功能能够为中央控制和监测装置5的一部分。可替代的是，调节装置监测功能40或其各个功能也能够为本地的且因此是非中央的控制和监测装置41的一部分，所述控制和监测装置设置在作动器20或者与襟翼相关联的作动器20附近。在非中央驱动的高升力系统中，尤其能够设有在每个调节装置或一组调节装置上的非中央的控制和监测装置41。在该情况下，调节装置不由中央驱动单元7驱动，而是分别由驱动装置驱动，所述驱动装置自身由中央控制和监测装置5下指令，但是不与连接在其它襟翼上的驱动装置机械地耦联。在该情况下，调节装置监测功能40的其它功能能够在中央控制和监测装置5中执行。这样的非中央的控制和监测装置41能够安装在主机翼上，并且沿翼展方向位于不同的位置上。在实施例中，沿翼展方向观察，非中央的控制和监测装置41设置在主机翼的翼展段内，襟翼在所述翼展段内延伸。在此，非中央的控制和监测装置41用于相应的襟翼的作动器20，使得在图1的实施例中，在每个机翼上设置有两个非中央的控制和监测装置41。可替代的是，在每个作动器20且尤其是在相应的调节装置的支座件上也能够设置有非中央的控制和监测装置41，在所述非中央的控制和监测装置内执行调节装置监测功能40。非中央的控制和监测装置41也能够分别用于多个调节装置。
如在图4a和4b中以比较的方式示出，调节装置的两个负载传感器能够与本地数据集中器RDC(图4a)功能性地连接，或者直接与中央控制和监测装置(图4b)功能性地连接。在如图4a的实施例中，本地数据集中器RDC分别用于分别连接在调节襟翼上的至少一个调节装置，所述数据集中器在本地设置在相应的至少一个调节装置附近。尤其是在该实施例中，调节装置评估功能和/或调节装置故障识别功能能够在本地数据集中器RDC中执行。
调节装置监测功能40具有调节装置评估功能和调节装置故障识别功能。调节装置评估功能接收负载传感器的信号，并且评估这些信号，也就是说，该调节装置评估功能从传感器信号测定相应的负载值。调节装置故障识别功能能够为非中央的控制和监测装置41或中央控制和监测装置5的一部分。
为了在故障状态关联在调节装置上时重新配置高升力系统，调节装置故障识别功能能够与高升力系统重新配置功能相关联，所述高升力系统重新配置功能同样能够集成在非中央的控制和监测装置41或中央控制和监测装置5中。这样的高升力系统重新配置功能在需要时从至少一个故障状态在一个或多个调节装置上的相关联中产生发送给一个或多个调节装置的重新配置指令，以便补偿相当于至少一个故障状态的相应的故障。
这种重新配置指令能够包含调节装置的断开。重新配置指令也能够包含调节装置不再受控制。这样的重新配置指令能够发送给控制和监测装置5，使得该中央控制和监测装置在控制调节装置时考虑这样的非控制指令。在此，高升力系统例如能够通过调节装置的部件的冗余设计成，使得能够允许确定的故障，并且在出现故障时不将指令传输给调节装置。在形成这样的指令时，高升力系统重新配置功能考虑所有调节装置的故障状态。在高升力系统的另一个实施例中，非中央的控制和监测装置41构成为，使得该控制和监测装置本身产生如断开分别相关联的调节装置的这种指令；但是在中央控制和监测装置5中集成有中央的高升力系统重新配置功能，所述中央的高升力系统重新配置功能考虑用于其它调节装置的影响，并且紧接着产生用于其它调节装置的重新配置指令。
根据本发明，第一负载传感器S11-a、S12-a、S21-a、S22-a和第二负载传感器S11-b、S12-b、S21-b、S22-b功能性地与调节装置故障识别功能连接以接收由负载传感器测定的传感器值的，以便使调节装置配设为故障状态。在此，尤其能够提出，在调节装置故障识别功能中，第一和第二负载传感器的传感器值分别与至少一个极限值比较，并且利用第一和第二负载传感器的超出或低于该极限值的信号值来确定调节装置的故障状态。
为此，调节装置故障识别功能能够利用和/或储存分别与该调节装置故障识别功能相关联的作动器20的传输功能。这包括作动器的效率和根据作动器的结构形式的作动器的传动比。
调节装置故障识别功能尤其能够设置用于鉴别下面的故障情况：
对于故障情况A，为了测定在相应的作动器20的输入侧31或输出侧32上的尽可能无负载的状态，能够规定无负载极限值或空载极限值，其中假定，在出现负载传感器值低于无负载极限值时，没有负载或至少没有工作负载作用或施加在相应的作动器20的输入侧31或输出侧32。无负载极限值尤其能够为作动器的最大工作负载的1/5，或者为在作动器的输入侧31或输出侧32上出现的负载的1/5，并且尤其为1/5。为了检查低于无负载极限值，也能够提出，第一负载传感器S11-a、S12-a、S21-a、S22-a将传感器信号传输给调节装置故障识别功能，所述传感器信号显示限定成低于在第一负载传感器的位置上作为最大工作负载的1/5的负载，并且第二负载传感器S11-b、S12-b、S21-b、S22-b显示限定成低于在第二负载传感器的位置上作为最大工作负载的1/5的负载。
在输入侧31、输出侧32和/或襟翼导向装置的机械的传输件断裂或机械脱耦(断开)时，负载不施加在负载传感器31、32上，使得第一负载传感器S11-a、S12-a、S21-a、S22-a和第二负载传感器S11-b、S12-b、S21-b、S22-b显示低于无负载极限值的值。因此，这尤其适用于驱动元件26的、输入元件20a的、输出元件20b的、襟翼侧的耦联装置27的断裂，以及适用于相应的调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22的力传输链或力矩传输链的这些构件中的至少一个的脱耦。
根据本发明，在第一负载传感器S11-a、S12-a、S21-a、S22-a和第二负载传感器S11-b、S12-b、S21-b、S22-b的传输给调节装置故障识别功能的传感器信号低于时，输入侧31的机械的传输件和/或输出侧32的传输件的故障状态——断裂或“断开”，与相应的调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22相关联，并且因此将相应的调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22配设为非功能作用。
可选地能够提出，调节装置故障识别功能检查飞机是否处于工作模式，在所述工作模式下，该故障是不危险的。为此，尤其能够是决定性的询问或条件是，飞机是否位于地面。因此，当传感器信号太低，并且飞机同时没有位于危险条件时，尤其进行用于重新配置高升力系统的措施，所述措施也能够在于，相应的调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22不被激活，并且不再被操纵。
调节装置故障识别功能也能够用于在襟翼的调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22的输出侧32，即在输出元件20b和/或襟翼侧的耦联装置27和/或襟翼导向装置上的卡紧情况的故障情况B，其中总驱动力矩施加在有关的调节站上。在该故障情况下，通常导致襟翼的卡紧情况。当出现这样的卡紧情况时，这能够导致过载并且由此导致驱动分支的断裂。在该情况下，由分别通过调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22连接在相应的襟翼上的那些作动器产生的力和/或力矩的总和施加在作动器的输出侧。为了确定这个事实，根据本发明通常提出如下条件，第二负载传感器S2产生相当于负载L2的信号值，并且将其传输给调节装置故障识别功能，所述信号值超出规定的极限值，所述极限值相当于在第二负载传感器S2的位置上的工作负载。尤其能够作为条件提出，超出工作负载且尤其是最大工作负载且尤其是最大许用工作负载，对于所述工作负载设有相关的作动器。最大许用工作负载为内设有作动器的工作的区域的且尤其是输出侧32上的区域的上界。这意味着，根据该区域，允许在输出侧32的组成部分内的力和/或力矩。尤其在输出侧32的设置有第二负载传感器S11-b、S12-b、S21-b、S22-b的那个组成部分上允许力和/力矩的这个区域。最大工作负载为在该位置的最大许用力或最大许用力矩。因此在该故障情况B下，从第二负载传感器S11-b、S12-b、S21-b、S22-b将传感器信号传输给调节装置故障识别功能，所述调节装置故障识别功能相当于如下负载，所述负载尤其是在第二负载传感器的位置上分别超过最大工作负载或最大许用力或最大许用力矩或在正常工作时实际出现的最大负载。该可选的最大负载在下面用Lmax表示，使得能够借助L2＞Lmax说明这个条件。
对于故障情况B，这样的传感器为唯一的指示器。但是，对于在存在调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22的输出侧32或与该调节装置分别相关联的襟翼上存在卡紧情况，作为另一个条件规定，第一负载传感器S11-a、S12-a、S21-a、S22-a测定如下负载，所述负载位于范围
内。在此，
-参数“i”为在输入侧31和输出侧32之间的作动器实现的传动比；
-常数“k1”为限定在分别测定的值周围的范围的量。
常数k1尤其能够为在输入侧31且尤其是在第一负载传感器S11-a、S12-a、S21-a、S22-a的位置上允许的或在正常工作下实际出现的最大工作负载的15％。
因此根据本发明，调节装置故障识别功能通常在如下情况下将调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22的或所属的调节襟翼的调节运动机构VK的输出侧与卡紧情况相关联，即
-当第二负载传感器S2产生相当于负载L2的信号值，并且将其传输给调节装置故障识别功能，所述信号值超过相当于在第二负载传感器S2的位置上的工作负载的规定的极限值，其中尤其提出，负载L2超过规定的最大负载时，即当存在L2＞Lmax时；以及
-当由第一负载传感器S1测量到的尤其在考虑作动器20的传动比和效率的情况下相当于由第二负载传感器S2测量到的负载L2的负载L1位于相应的调节运动机构VK的输入侧31的工作范围内时，或者当适用
时。
在满足该条件时，调节装置故障识别功能将襟翼的调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22的输出侧32，即在输出元件20b和/或襟翼侧的耦联装置27上，与卡紧故障相关联。
根据本发明，在故障情况C下，作动器或相应的调节装置的位于S1和S2之间的部件的卡紧情况在如下情况下能够通过调节装置故障识别功能测定，即当由第一负载传感器S1测量到的负载L1超过相应的调节运动机构(VK)的输入侧(31)的工作范围，所述工作范围额定地从由第二负载传感器(S2)测量到的负载(L2)中获得。尤其能够提出，由第一负载传感器S1测量到的负载L1比在考虑作动器20的传动比的情况下由第二负载传感器S2测量到的L2大两倍。此外，尤其能够提出，当第一负载传感器S1测定满足条件
的负载值L1时，将作动器20的卡紧情况分配给调节装置。借助常数k2尤其能够考虑作动器20的效率。在该条件下，表达式
说明负载值L1，所述负载值相当于在考虑由作动器20实现的传动比的情况下在输出侧32上存在的负载值。为了区别故障情况C的条件
和故障情况B的条件
尤其能够提出，常数k2大于常数k1。在此，尤其能够提出，常数k2大于常数k1并且特别是常数k1的两倍。对于S2的传感器值不必进行检查，因为在输出侧32作用空气动力，并且测量值与第一负载传感器S1的测量值没有清楚的分析关系。
调节装置故障识别功能也能够具有如下功能，借助所述功能在调节装置上识别或者相关联效率的变差的和例如在作动器20内的摩擦增加的，并且通常识别或者相关联作动器的或位于第一负载传感器S1和第二负载传感器S2之间的传输件的受限的工作能力的状态。根据本发明，调节装置故障识别功能在如下情况下将作动器20或位于第一负载传感器S1和第二负载传感器S2之间的传输件与受限的工作能力相关联，即当该调节装置故障识别功能形成和确定由借助第一负载传感器测量到的负载值L1和借助第二负载传感器测量到的负载值L2组成的比例
并且当该比例低于规定的极限值k3。在此，极限值k3尤其能够由
形成，其中
并且比例
为额定负载比例，其在完好的作动器中且在额定的或正常的效率情况下获得。因此，条件能够通过表达式
来表达，或者有该表达式导出。
替代条件
也能够使用条件
和/或
首先提及的公式的数学变换。
此外调节装置故障识别功能能够具有如下功能，借助所述功能在满足确定的随后所述的条件时，能够将第一负载传感器S1与例如所谓的传感器断开的机械的传感器故障相关联，该传感器断开在本文中也称为故障情况。当调节装置故障识别功能测定，第一负载传感器S1低于规定的无负载信号值并且第二负载传感器S2超出显示负载的规定的负载信号值时是这种情况。无负载信号值尤其能够如在故障情况A方面所述的一样来限定。调节装置故障识别功能能够具有如下功能，所述功能依据作动器的相应的操纵，并且/或者依据为了操纵作动器而发送给该作动器的指令信号的大小和/或种类，规定由第二负载传感器S2为了满足前述条件而待超过的负载信号值。
类似地，调节装置故障识别功能能够具有如下功能，借助所述功能在满足确定的随后所述的在故障情况E方面以相反的方式限定的条件时，能够将第二负载传感器S2与机械的传感器故障和尤其是所谓的传感器断开相关联(故障情况F)。在此，在如下情况下发生这样的相关联，即当调节装置故障识别功能测定，第二负载传感器S2低于规定的无负载信号值，并且第一负载传感器S1超出显示负载的规定的负载信号值时。无负载信号值尤其能够如在故障情况A方面所述的一样来限定。调节装置故障识别功能能够具有如下功能，所述功能依据作动器的相应的操纵，并且/或者依据为了操纵作动器而发送给该作动器的指令信号的大小和/或种类，规定由第一负载传感器S1为了满足前述条件而待超过的负载信号值。
依据借助于调节装置故障识别功能辨认的故障情况，或者基于在构件或构件组合上的故障状态的相关联，高升力系统重新配置能够将用于重新配制高升力系统的重新配置措施导入安全的系统配置中。
在高升力系统中，——其中调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22的作动器通过中央控制和监测装置5经由电缆线下达指令，并且其中两个作动器20连接在调节襟翼上，以用于操纵该调节襟翼——，能够提出，根据在调节装置上的工作能力的状态(故障情况A)通过调节装置故障识别功能与相应的调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22的相关联，襟翼不再被操纵。此外，为了避免控制非对称性，在此能够提出，不再操纵相对于飞机纵向轴线对称于有关故障情况的调节襟翼对称地设置的调整襟翼。附加地能够提出，不再操纵在作动器20内为该情况而设有的用于将调节襟翼锁定在其目前的调节状态下的制动器。
如果通过共同的旋转轴11、12驱动作动器，并且调节运动机构VK的相应的组成部分设置有故障保护机械装置，那么由高升力系统重新配置功能能够提出，有关的调节装置不再被操纵。
在具有从调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22的作动器通过中央控制和监测装置5经由电缆线下指令的这样的高升力系统中，在相关联故障情况B时，导入与在故障情况A中相同的措施选择。
在中央，即通过旋转轴11、12驱动的高升力系统中，在由控制和监测装置5测定的理论位置未许可地偏离借助于位置传感器22检测到的实际位置时，能够提出，控制和监测装置5或高升力系统重新配置功能将操纵信号发送给翼端区域制动器WTB以及至少一个制动装置B-a、B-b，以用于锁定两个轴分支11、12。
此外，高升力系统重新配置功能能够设计成，使得由右侧的机翼的第一负载传感器S1_RW测定的用于施加负载的信号值L1_RW与在左侧机翼的与前述调节装置对称的调节装置上的第一负载传感器S1_LW产生的信号值比较。当基于信号值L1_RW、L1_LW分别测定的负载L1、L2相互偏差最小量时，在此调节装置重新配置功能例如也能够甚至在低负载情况下将相应的右侧襟翼与卡紧相关联。因此，为了相关联该卡紧情况，必须满足条件M-A_RH＞M-A_KH+k5。
差值能够规定为恒定，或者依据负载测定。以相反的方式能够测定用于相应的左侧的襟翼的卡紧情况。
Claims (19)
1.一种用于耦联在飞机的调节襟翼(A1、A2；B1、B2)上的调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)，具有：
●作动器(20)和用于将所述作动器(20)以运动的方式耦联在所述调节襟翼(A1、A2；B1、B2)上的调节运动机构(VK)；
●第一负载传感器(S1；S11-a、S12-a、S21-a、S22-a)，其设置在所述作动器(20)的输入侧(31)，以用于检测由于操纵所述调节襟翼(A1、A2；B1、B2)在所述作动器(20)的所述输入侧出现的负载；
●第二负载传感器(S2；S11-b、S12-b、S21-b、S22-b)，其设置在所述作动器(20)的输出侧(32)，以用于检测由于操纵所述调节襟翼(A1、A2；B1、B2)在所述作动器(20)的所述输出侧(32)出现的负载，
其中所述第一负载传感器(S1；S11-a、S12-a、S21-a、S22-a)和所述第二负载传感器(S2；S11-b、S12-b、S21-b、S22-b)功能性地与调节装置故障识别功能连接以传输由所述负载传感器测定的传感器值，以便监控所述调节装置的故障状态。
2.一种由如权利要求1所述的调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)和调节装置故障识别功能组成的组合，其中所述组合将所述第一负载传感器(S1；S11-a、S12-a、S21-a、S22-a)和所述第二负载传感器(S2；S11-b、S12-b、S21-b、S22-b)功能性地与所述调节装置故障识别功能连接以传输由所述负载传感器测定的传感器值，其中所述调节装置故障识别功能构成为，使得其能够监控所述调节装置的故障状态。
3.如权利要求2所述的由调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)和调节装置故障识别功能组成的组合，其特征在于，在所述调节装置故障识别功能中，将所述第一和所述第二负载传感器的传感器值分别与至少一个极限值比较，并且利用所述第一和所述第二负载传感器的超出或低于该极限值的信号值来确定所述调节装置的故障状态。
4.如权利要求2或3所述的由调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)和调节装置故障识别功能组成的组合，其特征在于，在所述第一负载传感器(S1；S11-a、S12-a、S21-a、S22-a)和所述第二负载传感器(S2；S11-b、S12-b、S21-b、S22-b)分别检测到低于无负载极限值的情况(A)下，所述调节装置故障识别功能将相应的调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)配设为非功能作用的状态(故障情况A)。
5.如前述权利要求中任一项所述的由调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)和调节装置故障识别功能组成的组合，其特征在于，在如下情况下存在低于所述无负载极限值，即当所述第一负载传感器(S1；S11-a、S12-a、S21-a、S22-a)将低于无负载极限值的传感器信号传输给所述调节装置故障识别功能，所述无负载极限值的值低于相当于在所述第一负载传感器的位置上规定的最大工作负载或实际的工作负载的值的1/5，并且所述第二负载传感器(S1；S11-a、S12-a、S21-a、S22-a)将低于无负载极限值的传感器信号传输给调节装置故障识别功能，所述无负载极限值的值低于相当于在所述第一负载传感器的位置上的规定的最大工作负载或实际的工作负载的值的1/5。
6.如权利要求5所述的由调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)和调节装置故障识别功能组成的组合，其特征在于，当在低于所述无负载极限值的同时满足如下条件，即所述飞机位于地面上时，那么所述状态配设为非功能作用。
7.如前述权利要求中任一项所述的由调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)和调节装置故障识别功能组成的组合，其特征在于，所述调节装置故障识别功能在如下情况下分配给所述调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)故障状态，即当所述第二负载传感器(S2)产生相当于负载(L2)的信号值，并且将其传输给所述调节装置故障识别功能，所述信号值超过相当于在所述第二负载传感器(S2)的位置上的工作负载的规定的极限值，以及当由所述第一负载传感器(S1)测量到的负载(L1)位于所述相应的调节运动机构(VK)的所述输入侧(31)的工作范围内，所述负载(L1)相当于由所述第二负载传感器(S2)测量到的负载(L2)。
8.如权利要求7所述的由调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)和调节装置故障识别功能组成的组合，其特征在于，在所述第二负载传感器(S2)的位置上的工作负载的规定的极限值为用于输出侧(32)的规定的最大负载(Lmax)。
9.如前述权利要求中任一项所述的由调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)和调节装置故障识别功能组成的组合，其特征在于，所述调节装置故障识别功能在如下情况下将相应的调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)配设为故障状态，即当所述输入侧(31)的负载(L1)的由所述第一负载传感器(S1)产生的所述信号值超出所述调节装置故障识别功能从由所述第二负载传感器(S2)测量到的所述负载(L2)中测定的值。
10.如权利要求8所述的由调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)和调节装置故障识别功能组成的组合，其特征在于，由所述第一负载传感器(S1)测量到的负载(L1)比在考虑所述作动器(20)的传动比的情况下由所述第二负载传感器(S2)测量到的负载(L2)大两倍。
11.如前述权利要求中任一项所述的由调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)和调节装置故障识别功能组成的组合，其特征在于，在情况(D)下，所述调节装置故障识别功能在如下情况下将作动器(20)或位于所述第一负载传感器(S1)和所述第二负载传感器(S2)之间的传输件配设为故障状态，即当所述调节装置故障识别功能测定，借助所述第一负载传感器测定的负载超出规定的极限值，并且借助所述第二负载测定的负载低于规定的极限值，或者当借助所述第一负载传感器测定的负载(L1)相对于借助所述第二负载传感器测定的负载(L2)的比例
超出规定的极限值。
12.如前述权利要求中任一项所述的由调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)和调节装置故障识别功能组成的组合，其特征在于，在所述调节运动机构(V)上设置有用于检测所述调节襟翼的位置的位置传感器(22)。
13.一种具有在飞机的相应的机翼上能调节的至少一个襟翼(A1、A2；B1、B2)的容错调节系统，具有：
●调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)，在所述调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)中，至少一个调节装置设置在相应的襟翼上(A1、A2；B1、B2)，并且耦联在驱动连接装置上，其中每个调节装置具有作动器(20)和用于以运动的方式将所述作动器(20)耦联在所述调节襟翼(A1、A2；B1、B2)上的调节运动机构(VK)，并且其中襟翼的所述调节装置中的至少一个具有在所述作动器(20)的所述输入侧(31)的用于检测负载的第一负载传感器(S1；S11-a、S12-a、S21-a、S22-a)和在所述作动器(20)的所述输出侧(32)的用于检测负载的第二负载传感器(S2；S11-b、S12-b、S21-b)；
●与所述负载传感器(S1；S11-a、S12-a、S21-a、S22-a；S2；S11-b、S12-b、S21-b)功能性连接的控制和监测装置(5)，所述控制和监测装置(5)构成为，使得其基于有所述负载传感器传输的所述信号将配设给襟翼的调整装置配设为故障状态。
14.如权利要求13所述的容错调节系统，其特征在于，所述容错调节系统具有多个驱动装置(PA1、PA2、PB1、PB2)，在所述驱动装置(PA1、PA2、PB1、PB2)中，至少一个所述调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)分别配设给相应的襟翼(A1、A2；B1、B2)，所述驱动装置(PA1、PA2、PB1、PB2)与控制该襟翼的控制和监测装置(5)功能性连接，并且所述驱动装置(PA1、PA2、PB1、PB2)分别具有两个驱动马达(M-A、M-B)和两个制动装置(B-a、B-b)，其中所述驱动马达(M-a、M-b)配设给用于中止所述相应的驱动马达(M-a、M-b)的输出的至少一个制动装置(B1、B2)；
其中所述调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)分别通过驱动连接装置耦联在分别与所述襟翼(A1、A2；B1、B2)相关联的所述驱动装置(PA1、PA2、PB1、PB2)上，并且
其中至少两个调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)连接在每个襟翼(A1、A2；B1、B2)上，并且设置成沿所述襟翼(A1、A2；B1、B2)的翼展方向相互隔开。
15.如权利要求13或14所述的容错调节系统，其特征在于，与至少一个调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)耦联的所述驱动装置具有至少一个制动装置(B-a、B-b)，并且所述控制和监测装置(5)具有：
●作动功能，其用于操纵所述襟翼的所述驱动装置；
●监测功能，当所述监测功能将所述调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)配设为故障状态时，所述监测功能产生指令信号，并且将该指令信号发送给至少一个制动装置(B-a、B-b)，以用于操纵该制动装置。
16.如权利要求13、14或15所述的容错调节系统，其特征在于，与至少一个调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)耦联的所述驱动装置具有至少一个制动装置(B-a、B-b)，并且所述控制和监测装置(5)具有：
●作动功能，其用于操纵所述襟翼的所述驱动装置；
●监测功能，当所述调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)的监测功能基于在所述襟翼的两个不同的调节装置上的位置传感器的传感器值的比较，测定超出预先确定的程度的不同的调节状态时，所述监测功能产生指令信号，并且将该指令信号发送给至少一个制动装置(B-a、B-b)，以用于操纵该制动装置。
17.如权利要求13所述的容错调节系统，其特征在于，所述容错调节系统具有驱动单元(7)，所述驱动单元(7)由所述控制和监测装置(5)控制，并且所述驱动单元(7)通过用于操纵所述调节装置的旋转轴(11、12)与两个机翼的所述调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)机械地耦联。
18.如权利要求13至17中任一项所述的容错调节系统，其特征在于，所述容错调节系统具有高升力系统重新配置功能，所述高升力系统重新配置功能与调节装置故障识别功能功能性连接，并且所述高升力系统重新配置功能依据由所述调节装置故障识别功能传输给该高升力系统重新配置功能的故障状态产生或影响用于控制所述调节装置的指令。
19.一种用于重新配置具有能调节的调节襟翼的调节系统的方法，具有下列步骤：
●测定第一负载传感器(S1)和第二负载传感器(S2)的信号值以测定在具有作动器(20)的调节装置上出现的负载，其中所述第一负载传感器(S1)设置在所述输入侧(31)，并且所述第二负载传感器(S2)设置在所述输出侧(32)；
●依据满足借助由所述第一负载传感器(S1)和所述第二负载传感器(S2)测定的信号值的条件的检查，将故障状态配设到所述相应的调节装置(A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)的组成部分上。
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