CN102869572B - 控制表面元件歪斜和/或损失检测系统 - Google Patents

Abstract

这里提供了一种控制表面元件歪斜和/或损失检测系统（100），它组合了索缆（168、178）系统，该索缆系统通过机械连杆（114、116）而与运动传感器（120）连接，该机械连杆使固定机翼结构（102）与控制表面元件（106、112）连接。

Description

控制表面元件歪斜和/或损失检测系统

技术领域

本发明涉及一种控制表面元件歪斜和/或损失检测系统。更具体地说，本发明涉及一种索缆类型歪斜和/或损失检测系统，用于飞机机翼的前缘缝翼（slat）和襟翼（flap）。

背景技术

飞机机翼通常包括一系列可驱动控制表面元件。这些控制表面元件确定了控制表面（也称为辅助翼面），该控制表面可相对于固定机翼结构运动，以便改变机翼的气动特征。这样的控制表面元件包括前边缘装置例如前缘缝翼和后边缘装置例如襟翼。

通常，控制表面元件由两个单独的促动器在各翼展方向端处进行驱动。可以设想，当任意一个促动器发生故障时，相关控制表面将产生不一致的驱动以及歪斜或损失（loss）。重要的是，当检测到歪斜或损失时，相关系统关机，并告知飞机的飞行员。

在现有技术中已经提出了多种方法来提供控制表面元件的歪斜和/或损失检测。在美国专利5680124中所述的一个这种系统提出索缆与各个控制表面元件连接。索缆在歪斜或损失的情况中被拉紧。具有接近度传感器的运动检测器与索缆连接，这样，由于歪斜和/或损失引起的任何索缆运动可以被检测到。该检测器安装在最末端的襟翼或前缘缝翼上。它通过电索缆而与飞机机身中的襟翼/前缘缝翼电子单元（FSEU）连接，该电索缆从可运动控制表面元件通过固定机翼结构伸入机身中并伸到FSEU。

这种系统通过用于拉动索缆的相邻表面元件的差动来检测歪斜。这种系统的第一问题是，因为索缆必须锚固在最末端的控制表面元件上，因此这些元件的歪斜不能被该系统很容易地检测到。例如，当最末端表面驱动机构不能运动时，不一定会导致在最末端表面和下一个表面之间的差动。

这种现有技术系统的还一问题是，需要在可运动控制表面元件（检测器安装在该可运动控制表面元件上）和固定机翼结构之间布线。对在可运动结构和固定结构之间的线路进行转化是不合适的，因为可能产生磨损和疲劳。而且，这种线路将暴露于外部元件的损害中并受到外部元件的损害。

此外，前边缘控制表面元件（例如前缘缝翼）需要有防冰特征。这些特征产生一定范围的不利温度条件，这可能影响安装在这些控制表面元件上的索缆拉动检测器的性能和可靠性。

现有技术系统的还一问题是可运动控制表面元件通常为封闭面板，从而使得很难接近传感器以便进行维护。

现有技术系统的又一问题是不能检测到断裂的索缆。如果索缆断裂则有损系统安全性的歪斜或损失不能被检测到。因此需要定时间隔进行检查，以确认索缆完好。这是人工的操作，增加维护时间、成本和管理工作。

发明内容

本发明的目的是克服或者至少减轻一个或多个上述问题。

根据本发明，提供了一种飞机控制表面元件歪斜和/或损失检测系统，它包括：飞机机翼结构，该飞机机翼结构包括固定部分、第一控制表面元件和第二控制表面元件，这些元件设置成可相对于固定部分运动；索缆，该索缆与第一和第二控制表面元件的每一个连接，这样，当其中一个控制表面元件歪斜和/或损失时，拉紧力施加在索缆上；机械连杆，该机械连杆的第一端与固定机翼结构连接，第二端可运动地安装在第一控制表面元件上；运动传感器，该运动传感器设置成检测机械连杆的活动连接运动，其中，索缆的第一端与机械连杆的第二端连接，这样，其中一个控制表面元件的歪斜和/或损失将通过连杆的第二端相对于第一控制表面元件的运动而引起机械连杆的活动连接运动。

飞机控制表面元件可以是任何类型的控制表面，优选大提升力表面，例如前缘缝翼或襟翼。

“机械连杆”的意思是能够被活动连接（articulate）的结构，例如多杆连杆机构、伸缩杆、撑杆等。因为机械连杆安装在固定机翼结构和控制表面元件（通常为其中一个末端控制表面元件）之间，因此，该元件的意外运动可以通过连杆来直接检测，且控制表面元件都不会免除歪斜和/或损失检测。

此外，因为在第一控制表面元件和固定部分之间只需要机械连杆，因此不需要电子元件或布线来横跨控制表面元件和固定机翼结构。因此，可以避免这种布线的上述缺点。

因为运动传感器位于固定机翼结构上，因此它可以合适遮蔽和/或覆盖。它还可以很容易接近以便维护和/或修理。因为运动传感器位于固定机翼结构上，因此它可以定位成离开具有相关温度极端值的防冰区域。

优选的，检测系统包括构造用于检测索缆拉伸力小于预定量的索缆损失检测系统。更优选的，索缆损失检测系统构造用于在检测到索缆拉伸力小于预定量时引起机械连杆的活动连接运动。这样，同一传感器可用于检测索缆拉伸力中的损失。

优选的，索缆损失检测系统包括布置在连杆的第二端和第一控制表面元件之间的弹性元件，该弹性元件与索缆拉伸力相反作用，使得在索缆拉伸力下降低于弹性元件的力的情况下，连杆的第二端相对于第一控制表面元件移动。

优选的，索缆损失检测系统设置成使得机械连杆在与控制表面元件中的一个损失或者歪斜的情况下进行活动连接运动的方向相反的方向上进行活动连接运动。

附图说明

下面将参考附图介绍本发明的示例歪斜和/或损失检测系统，附图中：

图1是安装在飞机机翼前边缘上的、本发明的第一歪斜和/或损失检测系统的示意平面图；

图2是图1的系统沿方向II的示意侧视图；

图3是图1和2中所示的歪斜和/或损失检测系统的一部分的放大剖视图；

图4是图3中所示的歪斜和/或损失检测系统的所述部分的局部切除视图；

图5是安装在飞机机翼前边缘上的、本发明的第二歪斜和/或损失检测系统的示意侧视图；

图6是从前缘缝翼下方看的本发明的第三歪斜和/或损失检测系统的一部分的放大剖视图，以及

图7是从前缘缝翼下方看的本发明的第四歪斜和/或损失检测系统的一部分的放大剖视图。

具体实施方式

参考图1，图中示意表示了控制表面元件歪斜和/或损失检测系统100。该系统表示为安装在具有前边缘104的固定机翼结构102上。呈第一前缘缝翼（slat）106、第二前缘缝翼108、第三前缘缝翼110和第四前缘缝翼112形式的多个控制表面元件可独立运动地安装在固定机翼结构102上。安装和驱动前缘缝翼106、108、110、112的方法为本领域公知，这里将不再进一步介绍。前缘缝翼系统的总体位置由系统运动传感器来指示，该系统运动传感器通常位于各机翼的最末端位置处。

歪斜和/或损失检测系统100包括第一连杆组件114、第二连杆组件116和索缆组件118。第一连杆组件114和第二连杆组件116基本相同，并使得第一前缘缝翼106的最外侧部分（远离机身）和第四前缘缝翼112的最内侧部分（靠近机身）分别与固定机翼结构连接。这里只详细介绍第二连杆组件116，不过应当知道，第一连杆组件114以相同方式操作。

参考图2，图中详细表示了第二连杆组件116。例如旋转可变差动变压器（RVDT）的旋转运动传感器120安装在固定机翼结构102上。传感器120的旋转输入轴122与第一连杆臂126的第一端124连接。这样，第一连杆臂126可以绕它的第一端124旋转，该第一端124在传感器120的输入轴122上。因此，旋转运动传感器120可以检测第一连杆臂126的任何旋转运动。第一连杆臂126的第二端128与第二连杆臂132的第一端130可枢轴转动地连接，这样，第二连杆臂132可以绕它的第一端130相对于第一连杆臂126旋转。第二连杆臂132的第二端134可枢轴转动地安装在滑动器元件上，如后面所述。

第二连杆组件116还包括滑动器轨道138，该滑动器轨道138安装在第四前缘缝翼112上。参考图3和4，滑动器轨道138为空心和大致矩形的棱柱，确定了空心空腔和底部狭槽140，它的功能将在后面介绍。狭槽140基本沿轨道138的整个长度延伸，它的宽度W充分小于轨道138的空腔的宽度。轨道138的第一侧壁142包括沿轨道138纵向间隔开的第一定位槽144和第二定位槽146。在轨道138的端部，索缆引导狭槽148形成于端壁中。

滑动器元件136包括矩形本体150，该矩形本体150可在轨道138的空腔内滑动。矩形本体150包括从侧壁154延伸的盲孔152。该盲孔152装有球轴承156，该球轴承156通过盲孔152中的压缩弹簧158而向外弹性偏压。在图3所示的位置中，球轴承156被推入第一定位槽144中，这样，滑动器元件136相对于轨道138保持固定。

滑动器元件136还包括索缆安装结构160，它的功能将在后面介绍。

滑动器元件136还包括第一延伸板162和第二平行连杆臂安装板164。板162、164穿过轨道138中的狭槽140伸出。板162、164限定了同心通孔166，销穿过该同心通孔166，以便使第二连杆臂132的第二端134可枢轴转动地连接于这两个板之间。因此，第二连杆臂132可枢轴转动地安装在滑动器元件136上。

应当知道，当第四前缘缝翼112相对于固定机翼结构102运动时，第二连杆组件116将进行活动连接运动（articulate），使得连杆臂126、132彼此相对旋转和相对于旋转运动传感器120旋转。因此，在第四前缘缝翼112的正常运动过程中，在旋转运动传感器120处的运动检测将是可以预计的。在系统运动传感器处记录的运动可以与由旋转运动传感器检测的运动进行比较。任何偏差（例如过大运动）都将表示歪斜或损失，如后面所述。

对于索缆组件118，提供了基本不可伸长的第一索缆部分168，它安装在滑动器元件136的索缆安装结构160上。第一索缆部分168通过索缆狭槽148通向在第四前缘缝翼112中的索缆返回引导件170。因此，第一索缆部分168转向90度，以便平行于前边缘104延伸。然后，第一索缆部分168通过第三前缘缝翼110通向第二前缘缝翼108。应当知道，第一索缆部分168与前缘缝翼连接成可相对于前缘缝翼轴向运动，这样，它可以通过由于前缘缝翼的歪斜或损失引起的运动而被拉紧。例如，第一索缆部分168可以包入通过前缘缝翼结构的引导套筒内。

当第一索缆部分168到达第二前缘缝翼108时，它与空动装置（lostmotiondevice）172连接。该空动装置172包括缸174，活塞176可在该缸174内滑动。第一索缆部分168与缸174连接。活塞176与第二索缆部分178连接，这样，通过活塞176在缸174中的滑动而允许在第一索缆部分168和第二索缆部分178之间的相对运动。活塞176由压缩弹簧180偏压，从而将索缆部分168、178的端部推向一起。空动装置172解决了在正常使用中索缆由于已知因素而引起的任何可接受的运动，例如由于环境温度变化和在使用过程中的正常机翼挠曲（deflection）而引起的膨胀和收缩。在空动装置中提供了安装窗口（riggingwindow），这样，它能够在装配过程中很容易地被设定。

第二索缆部分178继续通过安装在第一前缘缝翼106上的第二索缆引导件182。第二索缆引导件182使得索缆178转向90度，使它垂直于前边缘104。索缆178的第二部分终止于第一连杆组件114中的索缆安装结构，这里将不再详细介绍该第一连杆组件114。

在使用时，系统操作如下：

在第一连杆组件114和第二连杆组件116之间的索缆长度的正常变化由空动装置172来解决。因此，由于正常热效应和/或机翼挠曲效应引起的索缆的任何拉紧都将由空动装置来解决。

对于更多严重的情况（例如襟翼歪斜或损失），空动装置172将“降至最低点（bottomout）”。具体地说，压缩弹簧180将完全压缩，活塞176将到达缸174的端部。当发生这种情况时，拉伸力施加在连杆组件114、116中的滑动器元件136的索缆安装结构160上。参考图3，这样的力使得球轴承156通过压缩该弹簧158而离开第一定位槽144。然后，滑动器元件136将相对于第四前缘缝翼112自由运动。应当知道，根据歪斜和/或损失情况的性质，在第一连杆组件114处也可能发生这种情况。

这使得连杆臂126、132彼此相对旋转，且这样的活动连接运动将在旋转运动传感器120处进行检测。因此，当第一连杆组件114发生意外的或过大的运动和活动连接运动时，通过比较旋转运动传感器120的预计输出（例如来自前缘缝翼驱动系统）和实际输出，可以检测任意歪斜或损失。

一旦滑动器元件136到达轨道138的靠近索缆引导狭槽148的端部处，球轴承156将在弹簧158的弹性力作用下进入第二定位槽146。这保证当歪斜和/或损失足以断开索缆168、178时，滑动器元件136将保持在歪斜和/或损失检测位置，而不会返回它的正常位置。因此，歪斜和/或损失将保持可检测，直到维护人员来使系统复位。

应当知道，优选是在机翼组件中在两个位置处检测歪斜和/或损失，特别是在多个前缘缝翼中的第一前缘缝翼和最后前缘缝翼。因此，歪斜和/或损失将被重复地可靠检测。

参考图5，图中表示了第二歪斜和/或损失检测系统200。相同特征的参考标号与系统100相同。

在系统200中，旋转运动传感器120由线性运动传感器（例如LVDT）202代替。线性运动传感器确定它的长度变化，并设置成向飞机控制系统（未示出）报告这些变化。

传感器202呈可伸长撑杆的形式，它在第一端204处可枢轴转动地安装在固定机翼结构102上，并在第二端206处可枢轴转动地安装在滑动器元件136上。当第四前缘缝翼112在使用过程中正常运动时，传感器202的长度变化。由传感器202报告的长度变化与预计长度变化（该预计长度变化给出了第四襟翼112随着驱动的预计运动）进行比较。在报告长度变化和预计值之间的明显差异表示歪斜或损失情况。

参考图6，图中表示了第三歪斜和/或损失检测系统300的一部分。该系统是从前缘缝翼面板（未示出）下方看，并且以剖视图示出。标示出机翼的前向（FD）和后向（RD）。相同特征的参考标号与系统100相同。特别是，图中表示了第二连杆组件的、包括滑动器元件136和轨道138的部分。

在歪斜和/或损失检测系统300中，包含空动装置172，该空动装置将第一索缆部分168连接到滑动器元件136。空动装置172基本以与系统100中相同的方式来工作，并具有压缩弹簧302，该压缩弹簧布置在第一索缆部分168的端部处的肩部304和限定在滑动器136上的肩部306之间。

参照图7，示出第四歪斜和/或损失检测系统400的一部分。该系统是从前缘缝翼面板（未示出）下方看，并且以剖视图示出。标示出机翼的前向（FD）和后向（RD）。相同特征的参考标号与系统300相同。除了轨道138的结构之外，该系统400与系统300相同。

在第四系统400中，轨道138包括外轨道构件138a和内轨道构件138b。外轨道构件138a包括面向后肩部402，其面向连接前缘缝翼的机翼的前边缘的后方。内轨道构件138b滑动接合在外轨道构件138a内，并包括第一面向前肩部404和第二面向前肩部405，第一面向前肩部404和第二面向前肩部405都面对面向后肩部402。

压缩弹簧406布置在肩部402、404之间，其起到弹簧抵接件的作用，弹簧406用于推动分开轨道构件138a、138b（以及肩部402、405）。在正常使用中，弹簧406被压缩，面向后肩部402与第二面向前肩部405接触。

弹簧302被选择成具有比弹簧406更高的预载荷，因此只要拉力施加到索缆168（如在正常使用中的情况），弹簧406将首先被压缩（到其最小长度）从而将肩部402、405推动到一起。

系统400设计成，如果索缆的任何部分突然断裂因此去除所有的拉伸力，则系统400提供警报。在这种情况下，弹簧302和406将伸长，由于滑动器136将相对于外轨道构件138a连接在其上（由内轨道构件138b承载）的前缘缝翼移动，因此相关的位移传感器将检测到超范围移动。

由于襟翼歪斜事件总是增加索缆上的拉伸力（不是减小拉伸力），因此索缆拉伸力损失将不同于歪斜事件，因为滑动器（因此运动传感器）将沿相反的方向移动。在图2的实施例中，歪斜事件将围绕轴122逆时针旋转连杆126。另一方面，如果系统400用于检测索缆损失，则索缆拉伸力的损失（由于索缆突然断裂或损坏）将顺时针旋转连杆126。这种运动将不同于确定RVDT120是否由于襟翼歪斜或索缆拉伸力损失而出现超范围读数，其可能是襟翼损失或索缆中的机械损坏。需要注意的是，在任何给定的情况下，系统将必须被关闭。主要优点在于诊断失效模式。

多种变化落在本发明的范围内。

通过前述发明，可以检测任意数目的表面之一的歪斜和/或损失。

空动装置可以位于任意表面或（根据系统300）滑动器元件/轨道机构内中。

可以使用可选的滑动器和定位槽机构，只要能够在机械连杆之间进行一定程度的线性运动，该运动在预定索缆拉紧载荷下开始。

空动装置可以在各端处包含在滑动器机构中，即系统的一半空动可以由两个装置来解决，一个在第一连杆的轨道处，一个在第二连杆的轨道处。索缆通过表面的安装将简化，系统的检查和核查将更容易。

RVDT可以用任何合适的旋转传感器代替，例如但不限于电位计或分解器。

代替从RVDT的输出与由于使用中襟翼的运动的预期输出比较，左机翼RVDT输出可与右机翼PVDT输出比较。由于飞机襟翼被同步致动，因此与一个机翼相比的另一个机翼上任何不理想的歪斜将通过RVDT输出中的显著差异被检测出。

本发明同样适用于襟翼（后边缘）和前缘缝翼（前边缘）。

Claims (11)

1.一种飞机控制表面元件歪斜和/或损失检测系统，包括：

飞机机翼结构，该飞机机翼结构包括固定部分、第一控制表面元件和第二控制表面元件，所述第一控制表面元件和第二控制表面元件设置成能够相对于固定部分运动；

索缆，该索缆与第一控制表面元件和第二控制表面元件的每一个连接，这样，当其中一个控制表面元件歪斜和/或损失时，拉紧力施加在索缆上；

机械连杆，该机械连杆的第一端与固定机翼结构连接，第二端可运动地安装在第一控制表面元件上；

运动传感器，该运动传感器设置成检测机械连杆的活动连接运动，其中运动传感器安装在机翼的固定部分上，

其中，索缆的第一端与机械连杆的第二端连接，这样，其中一个控制表面元件的歪斜和/或损失通过机械连杆的第二端相对于第一控制表面元件的运动而引起机械连杆的活动连接运动，

机械连杆的第二端通过滑动接头而与控制表面元件连接，当索缆中低于预定拉紧力时，滑动接头抑制机械连杆的第二端相对于第一控制表面元件进行线性运动。

2.根据权利要求1所述的飞机控制表面元件歪斜和/或损失检测系统，其中：运动传感器是与机械连杆连接的线性传感器。

3.根据权利要求1所述的飞机控制表面元件歪斜和/或损失检测系统，其中：运动传感器是与机械连杆的第一可枢轴转动臂连接的旋转传感器。

4.根据权利要求3所述的飞机控制表面元件歪斜和/或损失检测系统，其中：机械连杆包括连杆机构，该连杆机构包括第一可枢轴转动臂和第二可枢轴转动臂，该第二可枢轴转动臂可枢轴转动地与第一可枢轴转动臂连接，并在机械连杆的第二端处可枢轴转动地与第一控制表面元件连接。

5.根据权利要求1所述的飞机控制表面元件歪斜和/或损失检测系统，其中，该滑动接头包括：

第一部件，该第一部件与机械连杆的第二端连接；

第二部件，该第二部件与第一控制表面元件连接；

其中，第一部件能够相对于第二部件滑动，

滑动接头还包括弹性偏压部件，该弹性偏压部件从第一部件和第二部件中的一个凸出，并与在第一部件和第二部件中的另一个上的定位槽接合。

6.根据权利要求5所述的飞机控制表面元件歪斜和/或损失检测系统，包括：在第一部件和第二部件中的所述另一个中的超程定位槽，该超程定位槽设置成在歪斜和/或损失的情况中由弹性偏压部件接合。

7.根据权利要求1所述的飞机控制表面元件歪斜和/或损失检测系统，包括构造用于检测索缆拉伸力小于预定量的索缆损失检测系统。

8.根据权利要求7所述的飞机控制表面元件歪斜和/或损失检测系统，其中：索缆损失检测系统构造成在检测到索缆拉伸力小于预定量时引起机械连杆的活动连接运动。

9.根据权利要求8所述的飞机控制表面元件歪斜和/或损失检测系统，其中：索缆损失检测系统包括布置在机械连杆的第二端和第一控制表面元件之间的弹性元件，该弹性元件与索缆拉伸力相反作用，使得在索缆拉伸力下降低于弹性元件的力的情况下，机械连杆的第二端相对于第一控制表面元件移动。

10.根据权利要求8或9所述的飞机控制表面元件歪斜和/或损失检测系统，其中：索缆损失检测系统设置成使机械连杆在与控制表面元件中的一个歪斜的情况下进行的活动连接运动的方向相反的方向上进行活动连接运动。

11.根据权利要求1所述的飞机控制表面元件歪斜和/或损失检测系统，其中：

飞机机翼结构包括第三控制表面元件，该第三控制表面元件在与第二控制表面元件相对的第一控制表面元件的一侧；

其中提供了另一机械连杆，该另一机械连杆的第一端与固定机翼结构连接，该另一机械连杆的第二端可运动地安装在第三控制表面元件上；

提供了另一运动传感器，该另一运动传感器设置成检测该另一机械连杆的活动连接运动；

其中，索缆的第二端与该另一机械连杆的第二端连接，这样，其中一个控制表面元件的歪斜和/或损失通过该另一机械连杆的第二端相对于第三控制表面元件的运动而引起该另一机械连杆的活动连接运动。