CN104619590A - 控制表面驱动组件 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种飞机控制表面促动组件，包括第一机电促动器组件(44)，该第一机电促动器组件由两个独立的马达(48、50)来驱动，以便用于冗余，还有阻尼组件(46)，该阻尼组件提供为减轻摆动。

Description

控制表面驱动组件

技术领域

本发明涉及一种飞机控制表面驱动组件。更具体地说，本发明涉及一种用于飞机主控制表面(特别是副翼)的驱动的电动驱动组件。

背景技术

很多飞机使用液压动力控制表面驱动组件来使得主控制表面(例如副翼)运动。通常每个副翼表面提供两个线性液压伺服促动器(例如在空中客车的A320(RTM)上)。各线性液压伺服促动器包括单独的液压油缸，以便使得副翼表面运动。各油缸的运动由包括伺服阀的阀模块来控制。伺服促动器形成从机翼结构至副翼的单独负载通路，以便提供机械冗余(当一个伺服促动器产生问题时)。

各线性液压伺服促动器由独立的液压供给源来提供动力，以便提供冗余(当一个供给源产生问题时，例如压力损失)。在正常使用中，在一个有效和一个备用的线性液压伺服促动器的情况下液压控制表面驱动组件操作。当有效线性液压伺服促动器不能按需要完成任务时，备用的线性液压伺服促动器能够进行操作，换句话说，在这样的系统中提供冗余，以便满足操作和安全要求。

在正常操作过程中，备用的线性液压伺服促动器布置在液压旁路模式，以便使得它更容易反向驱动。这降低了在有效线性液压伺服促动器上的负担，因此降低了所需的液压油缸的尺寸。

在可能性非常小的事件(供给线性液压伺服促动器的两个液压供给源都遇到操作问题)中，一个或两个线性液压伺服促动器能够转换至使得它们用作阻尼器的模式，以便阻尼副翼表面的自由运动。

在这些情况下，无阻尼的自由运动或者“摆动”对飞机的空气动力性能产生不利影响，因此具有阻尼模式将很有利。

应当知道，已知系统通过任一线性液压伺服促动器来提供阻尼功能，意味着具有阻尼冗余。这是必须的，因为任一伺服促动器都可能出现问题，且需要由剩下的线性液压伺服促动器(用作阻尼器)通向使用的线性液压伺服促动器的负载通路。在这些情况下，保持阻尼能力以便减轻摆动情况。

在飞机行业中越来越常见的是考虑电驱动。提供电驱动的一种方法是以旋转电促动器来代替上述线性液压伺服促动器。由于它们的尺寸，低扭矩和高速的电马达为希望的。这需要在促动器内提供齿轮箱，该齿轮箱有相对较高的齿轮比(几百比1)，以便提供适合控制表面驱动的、相对低速和高扭矩的输出。

尽管由每个控制表面两个电促动器来简单地代替两个线性液压伺服促动器将提供在电源、马达和齿轮箱中的冗余的前述所有优点，但是使用该方法还有问题。

如上面对于液压系统所述，有效单元必须能够反向驱动备用单元。在线性液压伺服促动器的情况下，很容易将备用的伺服促动器布置在液压旁路内，以便降低在有效伺服促动器上的负担。电系统的问题是齿轮箱比率。备用马达的电枢在直接反向驱动时有很小的阻力。不过，因为有效马达必须驱动通过高齿轮比来反映的备用马达惯性，因此这时克服备用马达的惯性所需的功率较大。

应当知道，同样放大的备用马达惯性将在阻尼方面很有利(当两个马达的电源都有问题时)，它们能够用作惯性阻尼器，因此避免面板摆动。

问题是因为不存在与线性液压伺服促动器的旁路模式的等效模式，因此两个电马达都必须超大尺寸，以便在正常使用过程中反向驱动另一电马达的惯性，这增加了系统的重量和成本。

这样的旁路功能可以设想通过机械脱开备用电促动器来实现，不过，这样的系统将增加系统的复杂性、不可靠性和成本。

希望降低控制表面驱动组件的成本和重量，同时并不降低该系统的可靠性。

行星齿轮箱由于它们的可能高齿轮比和紧凑尺寸而适合上述电促动器。所需的齿轮比能够通过两级行星齿轮箱来实现。在第一级中，输入太阳齿轮驱动在行星齿轮载体上的一系列行星齿轮，该行星齿轮再驱动第二级的太阳齿轮。第二级包括具有扩展器环的行星齿轮结构，以便定位该多个行星齿轮(代替行星齿轮载体)。行星齿轮结构设置成驱动输出环形齿轮。

这种齿轮箱的一个问题是在输出环形齿轮处的位置或速度的测量。环形齿轮具有较大半径，定位要由环形齿轮驱动的解析器(resolver)将由于环形齿轮的半径而引起设计和包装问题。

行星齿轮箱输出将有输出臂，该输出臂与环形齿轮连接，并从该环形齿轮径向伸出。对于由促动器所需的运动范围，这可能是问题，因为必须在齿轮箱壳体中提供较大的周向狭槽，以便允许臂运动。这样的狭槽通常在使得壳体的两个部件分离的分离线处提供，以便容易装配。这样的问题是因为狭槽越大，接入多个齿轮(例如行星齿轮)的齿轮箱壳体的刚性越低。壳体通常必须承受来自齿轮机构和来自外部负载的较大力，因此应当避免提供能够使得壳体变形的特征。

发明内容

本发明的目的是克服或者至少减轻上述问题。

根据本发明的第一方面，提供了一种控制表面组件，它包括：飞机结构部件；控制表面，该控制表面可运动地安装在该飞机结构部件上；促动器，该促动器包括第一电马达，该第一电马达布置成通过在控制表面和飞机机翼部件之间的第一负载通路而相对于飞机机翼部件驱动控制表面；以及阻尼组件，该阻尼组件布置成通过在飞机机翼部件与控制表面之间的第二负载通路而阻尼在控制表面和飞机机翼部件之间的相对运动，该第二负载通路与第一负载通路分离。

本发明设想只有一个促动器提供为在机翼和副翼之间的负载通路。通常，这将是不可接受的，因为促动器的任何问题都将导致控制表面进入摆动模式。本发明提供了专用的单独阻尼器以解决该问题。单个阻尼器比另外的促动器组件更简单和更轻，因此降低了成本和复杂性，同时提供了所需的阻尼功能，以便当第一促动器有问题时避免摆动情况。

优选是，促动器组件包括第二电马达，该第二电马达布置成相对于飞机机翼部件驱动控制表面。这提供了马达冗余。两个马达以有效/备用模式来操作。

还有，通过提供驱动相同促动器的两个电马达，它们能够都与通向齿轮箱的公共输入轴连接。因此，避免了有效单元必须克服备用单元的电枢的放大惯性的问题。有效马达只必须克服备用马达电枢的无齿轮惯性。

优选是，第一和第二马达由分开的电源来驱动，用于电源冗余。

优选是，促动器包括齿轮箱，该齿轮箱有：输入部，该输入部布置成由第一和第二马达中的至少一个来驱动；以及输出部。这使得具有高速和低扭矩输出的较小马达能够用于副翼驱动的低速、高扭矩需求。优选是，第一和第二马达都布置成选择地交替驱动齿轮箱的输入部。更优选是，马达电枢安装在公共轴上。

优选是，阻尼组件可在第一模式和第二模式之间转换，且阻尼组件的阻尼效果在第一模式中比第二模式中低。有利的是，提供可转换的阻尼器降低了有效马达的力需求，因为它能够保持在第一模式，除非需要阻尼控制表面的摆动。

阻尼组件可以根据促动器组件的操作条件而自动地在第一模式和第二模式之间转换。可以提供控制系统，该控制系统设置成在正常操作过程中使得阻尼组件置于第一模式，以使得阻尼效果可忽略。当发生故障时(例如促动器失效)，从马达至副翼的机械连杆断开，这时阻尼器将转换至第二模式。

还设想可以提供摆动检测器，例如该摆动检测器感测副翼的运动(例如过大速度，或者异常运动)。当检测器检测到表示摆动的运动时，阻尼组件将置于第二模式。

阻尼组件可以包括液压阻尼器。液压阻尼器可以包括液压缸，该液压缸有机械控制孔，以便控制阻尼系数。因此，液压阻尼器可以有线性输出。这样的阻尼器可以并不像促动器一样大，且在正常使用过程中不需要相同功率水平来反向驱动阻尼器，因为阻尼器不需要将尺寸设置成驱动控制表面。

也可选择，阻尼组件可以包括电阻尼器，例如电阻负载永磁体发电机。这样的阻尼器包括在缠绕定子内的永磁体转子。转子的运动在定子中产生电流，该电流通过合适的电阻器来耗散。阻尼器可以包括齿轮箱。因为阻尼器的功能只是吸收能量，因此阻尼器和齿轮箱都不用像全尺寸备用促动器一样大。

根据本发明的第二方面，提供了一种测试在飞机机翼上的阻尼组件的方法，该方法包括以下步骤：

提供根据第一方面所述的控制表面组件；

向电马达供电；

利用由马达吸收的电功率来验证阻尼组件的功能。

有利的是，马达能够以这样的方式使用，以提供阻尼组件的飞行前检查。马达电流的增加(例如高于预定水平)表示阻尼器提供对于运动的合适阻力。

方法可以包括以下步骤：

在阻尼器处于第一模式的情况下向电马达供电，以便获得第一功率吸收；

将阻尼器转换至第二模式；

在阻尼器处于第二模式的情况下向电马达供电，以便获得第二功率吸收；以及

通过比较第一和第二功率吸收来验证阻尼器的功能。

在这种情况下，驱动的阻尼器的测试与停用的阻尼器的测试进行比较。这测试阻尼器的转换功能、它在两种模式中的性能以及它的绝对阻尼特征。

对于运动的阻力差最好通过使得输出的速度保持相同来证明。当功率吸收不同时，阻尼器显然按预期来转换。

根据本发明的第三方面，提供了一种飞机控制表面促动器，它包括：行星齿轮箱组件，该行星齿轮箱组件有：输入太阳齿轮；中间处理行星齿轮，该中间处理行星齿轮由太阳齿轮驱动；以及输出环形齿轮，该输出环形齿轮由中间处理行星齿轮来驱动；以及传感器，该传感器有旋转输入部，其中，该旋转输入部由行星齿轮载体的行列(procession)通过无齿轮的连接件来驱动。

有利的是，使得传感器的位置离开行星齿轮意味着它能够布置成接近行星齿轮结构的中心轴线。这很有利，因为它克服了试图使得解析器与环形齿轮接合而引起的问题。行星齿轮定位在环形齿轮的径向内部，并可接近。例如，安装成用于绕处理行星齿轮的中心旋转的臂能够用作通向旋转传感器的输入部。能够进行合适的计算，以便将行星齿轮载体的位置/速度转变成输出环形齿轮的位置/速度(因为已知齿轮比)。

优选是，位置传感器的旋转输入部与行星齿轮的行列的轴线同心。更优选是，位置传感器至少局部定位在由行星齿轮的行列确定的容积内。位置传感器的旋转输入部可以与驱动臂的驱动构形接合，该驱动构形相对于行星齿轮的行列径向定向。

优选是，驱动臂与行星齿轮接合，以便允许相对径向运动，但是不允许相对周向运动。有利的是，行星齿轮因此自由地径向运动，从而降低在臂和传感器上的径向力。径向狭槽可以设于臂中，该径向狭槽与从行星齿轮凸出的凸起接合来实现。

多于一个的驱动臂可以提供给多个行星齿轮。

优选是，通过使得位置解析器与行星齿轮组接合，它能够插入齿轮箱结构内，甚至在由行星齿轮组的行列确定的容积内的凹口内。这使得结构更紧凑，还用于保护位置解析器防止其受到外部力和污染物。

根据本发明的第四方面，提供了一种飞机控制表面促动器，它包括：壳体，该壳体包括从其伸出的外部支承件；输出臂，该输出臂从壳体伸出，并布置成相对于该壳体旋转；其中，输出臂和外部支承件中的一个确定了狭槽，该狭槽有第一端部止动器，该输出臂和外部支承件中的另一个确定了销，该销与狭槽接合，以便限制输出臂在使用时的行程范围。

有利的是，提供限制器/支承件将向壳体提供附加结构，并防止输出臂的超程。能够保持壳体的结构刚性。支承件在壳体的外部意味着它相对于输出臂处于较大半径，因此能够更有效地提供止动力。

优选是，外部支承件连接壳体的两个分开部件。有利的是，提供支承件作为壳体的连接部件意味着它能够布置在输出臂的通路内，这通常不可能。因此，它克服了驱动的输出臂从壳体伸出的缺点。

优选是，提供了齿轮箱，该齿轮箱在使用时驱动输出臂，其中，齿轮箱的至少一个齿轮接入壳体中。更优选是，至少一个齿轮是行星齿轮结构的行星齿轮。有利的是，由于力通过行星齿轮而置于壳体上，因此本发明特别适合行星齿轮结构。行星齿轮组可以在环形齿轮的两轴向侧接入壳体。通过提供另外的壳体附件(输出臂布置在该壳体附件处)，能够使得壳体有额外的刚性，这能够导致节省材料。

优选是，附接构形设于壳体上并与输出臂径向相对。

附图说明

下面将参考附图介绍根据本发明的飞机控制表面组件和促动器，附图中：

图1是包括现有技术液压主控制表面驱动组件的飞机机翼的一部分的示意平面图；

图2是包括电动主控制表面驱动组件的飞机机翼的一部分的平面图；

图3表示了包括根据本发明的电动主控制表面驱动组件的飞机机翼的一部分的平面图；

图4a是用于图3组件的驱动的第一控制系统的示意图；

图4b是用于图3组件的驱动的第二可选控制系统的示意图；

图5是在根据图3的组件中使用的齿轮箱结构的示意图；

图6a是在图3的组件中使用的促动器的侧剖图；

图6b是图6a的区域B的详细视图；以及

图7是图6a的促动器的端视图。

具体实施方式

参考图1，图中表示了飞机机翼10的一部分，副翼面板12可运动地安装在该飞机机翼10上。副翼面板12通过5个机械连杆组件14而附接在机翼10上，这5个机械连杆组件14间隔开，并设置成允许副翼12进行预定运动范围的铰接运动，以便在飞行中控制机翼的气动性能。

提供了第一液压伺服促动器16和第二液压伺服促动器18，它们设置成使得副翼面板12相对于机翼10运动。各伺服促动器16、18通过相应液压油缸24、26来提供动力，各液压油缸24、26由分开和独立的液压供给源(未示出)来供给。

在使用中，液压伺服促动器16、18处于有效/备用控制模式。换句话说，第一液压伺服促动器16向副翼面板12提供动力，用于响应来自飞行控制计算机的指令而运动。在这样驱动的过程中，第二液压伺服促动器18置于备用模式，因此液压油缸26处于旁路模式，以便对于面板运动提供尽可能小的阻力。因此，第一油缸24不必提供用于反向驱动第二油缸26的较大附加动力。

当(i)向油缸24提供动力的液压供给源、(ii)油缸24自身或(iii)从油缸24的输出至面板12的机械连接件出现问题时，备用的液压伺服促动器18能够代替使用。

当两个液压伺服促动器16、18都产生问题时，副翼面板12相对于机翼10的阻尼将由油缸24、26的固有阻力来提供(通过它们与面板12附接的相应机械附件)。这避免了副翼面板12的、不受控制的摆动。当一个液压伺服促动器16、18的机械附件不再能够向面板12和从面板12传递负载时也将产生这样的阻尼。

参考图2，图中表示了从液压向电系统的转变。

根据图1，机翼10和副翼面板12通过5个机械连杆组件14而连接。

提供了第一旋转电促动器28和第二旋转电促动器30。各促动器28、30分别包括第一和第二电马达36、38。各电马达由单独的电源(未示出)来驱动。各促动器28、30包括相应减速齿轮箱40、42，该减速齿轮箱40、42将电马达36、38的高速和低扭矩的输出转变成适合使得副翼面板12相对于机翼10运动的低速和高扭矩的输出。

与图1的系统类似，促动器28、30以有效/备用模式来操作。第一促动器28正常驱动副翼12，同时第二促动器组件30备用。

对于(i)电源、(ii)马达自身和(iii)促动器提供冗余。

图2的系统遇到在前言中所述的固有问题。

图2的系统由于马达通过它们的相应齿轮箱的惯性阻尼而具有固有的惯性阻尼特性。当不能驱动时，例如通过中断两个电源(假定两个促动器都起作用)，将不会导致摆动，因为马达电枢的惯性通过相应齿轮箱来阻尼面板12的运动。还应当知道，阻尼冗余也由两个组件28、30来提供。

图2的结构的问题是在正常使用中，第一促动器28需要反向驱动第二促动器30。尽管只需要克服马达38的电枢的惯性，但是该惯性通过齿轮箱42而放大很多倍。这将较大负担置于有效马达36上，并需要有用于该用途的明显过大尺寸。

图3表示了根据本发明的组件。副翼12通过四个机械连杆组件14而与机翼10连接。另外，还设有旋转电促动器44和阻尼组件46，它们各自提供从机翼10通向副翼12的单独和离散的负载通路。

促动器44与如图2中所示的促动器组件28基本类似，除了提供第一电马达48和第二电马达50代替单个马达36以外。两个马达电枢都驱动通向促动器44的齿轮箱40的公共输入轴。与图2的系统相同，两个马达48、50可通过独立的电源(未示出)而独立地操作和提供动力。因此，提供了电源冗余和马达冗余。

应当知道，马达48、50以有效/备用模式来操作。在这种情况下，当任一马达需要反向驱动另一马达时都能够非常容易地进行，因为惯性并不通过齿轮箱来增强。

还提供了专用的阻尼组件46，该阻尼组件46包括：机械连杆52，该机械连杆52布置成随着副翼12相对于机翼10的运动而铰接运动；以及专用的阻尼器54，该阻尼器54能够通过连杆52的运动而阻尼在机翼10和副翼12之间的运动。

阻尼器54能够在第一模式和第二模式之间转换，在该第一模式中，阻尼效果可忽略，在该第二模式中，它的阻尼效果很明显。因此，在促动器组件44的正常操作过程中，副翼12的运动并不受到阻尼器54的较大阻尼(因为它处于第一模式)。当促动器44发生故障时，阻尼器54转换至第二模式，以便阻尼副翼和降低副翼12的摆动。因此，在正常操作过程中，促动器组件44不需要耗费能量来驱动阻尼器54。

飞行控制计算机(FCC)用于使得阻尼器54在第一和第二模式之间转换。FCC例如能够检测发送给两个马达48、50的控制信号对副翼12运动都没有作用(因为FCC监测副翼面板运动)。这将表示故障。

还提供了人工超控，因此飞行员能够将阻尼器54转换至第二模式。这对于人工飞行前检查很有利，其中，阻尼器54能够布置在第二模式，且副翼由马达48或马达50来驱动。与阻尼器54处于第一模式时相比由马达吸取的功率增加表示阻尼器和控制系统的工作让人满意。在这些情况下，面板12将在两个测试中以相同速度运动。当阻尼器转换至第二模式时，驱动马达所需的电流将增加。

FCC可以设置成在上一次检查后在预定数目的飞行后执行这样的检查。目的是避免潜在的失效。

促动器44提供了马达冗余(因为有两个马达)和电源冗余(因为马达由独立的电源来供电)。促动器44还能够提供阻尼，假定机械连杆保持在促动器和面板12之间(因为面板必须通过齿轮箱来反向驱动马达电枢的惯性)。在促动器44和面板12之间的机械连杆断裂、使得促动器44不再能够提供阻尼的情况下，阻尼组件46能够控制和减轻摆动情况。

应当知道，阻尼组件46比图2的第二促动器30小得多和更简单，且在图3的实施例中，只需要单个齿轮箱40。因此降低了成本和复杂性。

参考图4a，图中表示了示意性用于促动器组件44的控制系统。飞行控制计算机(FCC)56设置成响应由飞行员或自动驾驶仪提供的指令来控制副翼12的运动。

促动器44包括马达48、50，该马达48、50安装在齿轮箱40的公共输入轴49上。还提供了双重位置解析器58，该双重位置解析器58有进入飞行控制计算机56的两个输出数据连接件60、61。如后面所述，位置解析器58由齿轮箱40的行星齿轮来驱动。因此，飞行控制计算机56能够监测副翼12相对于机翼10的位置。这称为遥控环路闭合-即FCC设有关于副翼的位置的反馈，并能够使用该数据来准确控制副翼位置(作为闭环控制系统的部件)。

提供了两个马达驱动控制单元62、64。马达驱动控制单元62设置成从电源线78接收高压电(通常+/-270伏)，并通过电输出线66来向第一电马达48供电。马达驱动控制单元64设置成从电源线80接收高压电(270伏)，并通过电输出线70向第二电马达50供电。

双重速度解析器68设于轴49的端部，从而提供表示马达电枢的速度的速度信号。双重速度解析器68、72分别通过数据线74、76来向马达驱动控制单元62、64提供数据。

应当知道，高压系统限制于马达驱动控制单元/马达电路。各马达驱动控制单元62、64能够分别通过从飞行控制计算机56接收的低压控制线82、84运行。

飞行控制计算机56使用三个数据线而直接与马达驱动控制单元62、64通信。分别用于第一和第二马达驱动单元62、64的状态数据线86、88向飞行控制计算机56提供诊断信息。速度数据线90、92向飞行控制计算机56提供各马达48、50的速度信息(由双重传感器68来收集)。最后，两个指令线94、96分别提供了从飞行控制计算机56至各马达驱动单元62、64的指令数据。各控制线包括用于面板运动的要求。FCC通过双重传感器58监测产生的运动。

上述系统能够设置成用于遥控或本地环路闭合。在上述实例中，外部位置环路通过数据线60而由飞行控制计算机来闭合。速度环路通过马达驱动单元来闭合，如分别由输入线74、76和电线66、70来提供。

参考图4b，提供了遥控环路闭合，其中，位置解析器向MDU(该MDU与促动器44成一体)报告，而不是FCC。因此，FCC只通过线路94、96来发送要求信号，MDU通过本地环路闭合来执行该要求信号。当MDU或促动器44有问题时，FCC可以发现误差信号，但是它在其它情况下发送面板位置要求信号，而没有反馈信号(反馈环路和位置控制通过MDU来执行)。MDU可以包含在促动器内，以便提供“灵敏的”促动器。

在两个实例中，提供了两个MDU用于冗余。

还设想MDU 62、64和马达48、50都可以组合至单个“故障容限”MDU和马达单元中。MDU可以进行组合，只要组合单元的可靠性具有与两个单元相同的功能性(即冗余)。这例如可以通过使用在MDU内的冗余电路来获得。

类似地，马达48、50可以进行组合。例如，可以提供组合的马达，只要它有与两个马达等效或更大的可靠性。这可以通过将马达线圈分开成多个不同的独立子线圈而实现。

参考图5、6a和6b，图中更详细地表示了促动器44(特别是齿轮箱40)。图5是齿轮箱40的示意图，而图6a是穿过促动器组件44的部件的剖视图。

参考图6a，各马达48、50分别包括一系列的马达绕组98、100。在各组绕组内设有相应的马达电枢102、104。应当知道，各马达48、50通过单独的电路来供电。

各马达48、50布置成驱动公共轴49。在正常操作过程中，将只驱动一个马达(根据操作的有效/备用模式)。在轴49的第一端处设有双重速度解析器68，该双重速度解析器68布置成确定轴49的转速。

同时参考图5和6a，在轴49的相对端处设有正齿轮106，用于从轴49传送驱动。轴49和(因此)正齿轮106布置成绕齿轮箱40的中心轴线X旋转。正齿轮106用作两级行星齿轮箱的输入太阳齿轮，如后面所述。

正齿轮(输入太阳齿轮)106与复合行星输入齿轮108接合和布置成驱动该复合行星输入齿轮108。复合行星输入齿轮108包括三个单独的行星齿轮110。各单独的单个行星齿轮110包括输入齿轮112和输出齿轮114。输出齿轮114布置成与在齿轮箱壳体118上的一组静止齿轮齿116接合。复合行星输入齿轮108因此接在壳体118上。因此，复合行星输入齿轮108的各行星齿轮110环绕在第一行星齿轮载体120上的中心轴线X。

行星齿轮载体120有环绕轴线X的输出齿轮122，从而形成太阳齿轮。输出齿轮122与包括8个单独行星齿轮126的复合行星输出齿轮124啮合。该复合行星输出齿轮124没有行星齿轮载体，而是有一对扩展器环124、125，该对扩展器环124、125轴向偏离，并提供对于行星齿轮126的径向向内运动的反作用(扩展器环在图5中未示出)。

各行星齿轮126包括第一齿轮126，该第一齿轮126与太阳齿轮(即行星齿轮载体120的输出齿轮122)接合，还与在壳体118上的一组静止齿130接合。在各行星齿轮126的相对轴向端处还设有第二组齿轮齿132，该第二组齿轮齿132与在壳体118上的还一静止组134啮合。因此，各行星齿轮在两个间隔开的位置处接在壳体118上。

在间隔开的第一和第二组齿128、132之间设有一组输出齿136，该输出齿136与环形齿轮138啮合，从而向驱动臂140提供输出，该驱动臂140设置成使得副翼面板12运动。

参考图6B，解析器驱动臂142设置成绕轴线X旋转。在与轴线X同心的情况下，解析器驱动臂142确定了具有端壁146的圆柱形凹口144。凹口144穿过行星齿轮126的中心行列的圆形轨迹的中心点延伸。凹口144与行星齿轮126交叠，从而它们沿轴向长度的至少一部分共面。端壁146包括在它的轴向中心处的驱动构形148，该驱动构形148成具有扁平部分的孔的形式(可以设想其它构形，例如花键)。

一个行星齿轮(在图6B中标记为126)包括插入件127，该插入件127有从其轴向凸出的尖头129。尖头129与解析器驱动臂142的端部接合，从而解析器驱动臂142与行星齿轮126一起旋转。该尖头与解析器驱动臂142接合，从而行星齿轮126能够相对于解析器驱动臂142径向运动，但是并不周向运动。这通过使得尖头129与解析器驱动臂142上的径向狭槽匹配而实现。这消除了在传感器58的解析器驱动臂142上的任何径向负载。

双重位置传感器58装入凹口144内，且位置传感器58的输入轴152与在解析器驱动臂142上的驱动构形148接合。位置解析器58使用偏心销150而静止地安装在壳体118内，以使得它不能旋转，因此，输入轴被驱动，以便确定解析器驱动臂142(和因此行星齿轮126)的位置。

应当知道，因为凹口144嵌套至行星齿轮126内，因此解析器58并不从壳体118凸出太远，从而形成紧凑结构。

通过使用合适的计算，输出臂140的位置能够很容易地确定。因为在行星齿轮126和(因此)解析器驱动臂142以及环形齿轮138之间的齿轮比为已知，因此能够从双重解析器58的输出来确定输出臂140的位置。

参考图7，该图7表示了沿图6a中的方向VII的视图。臂140能够清楚看见处于绕轴线X旋转的两个位置。臂140确定了在第一端158处的环形齿轮138。输出行星齿轮族124的各行星齿轮组件126也能够看见。臂140从第一端158向较小的第二端160渐缩，在该第二端160处建立连接点162，用于与促动器44的其余部分驱动连接。

应当知道，臂140包括在环形齿轮138的半径外侧的狭槽154，该狭槽154实际上为弓形。

再参考图6a，壳体118具有第一部件164，齿轮箱40的大部分容纳于该第一部件164中。壳体的第二部件166通过螺栓167而螺栓连接至第一部件164上。中间间隔件部件165设于部件164、166之间。部件164、165、166一起确定了圆形段(即部分周边)狭槽，以便使得臂140能够在使用时旋转。连接部件164、166的螺栓156穿过弓形狭槽154。这样很有利，因为穿过臂140中的狭槽154的螺栓156向在壳体的部件164、166之间的连接部提供了附加强度。而且，狭槽154的端部提供了用于臂140的限制器，从而限制它绕轴线X的运动。

附接点168设于中间间隔件部件165中，并定位成与臂140在它的中心位置基本径向相对。

Claims (23)

1.一种控制表面组件，包括：

飞机结构部件；

控制表面，所述控制表面可运动地安装在所述飞机结构部件上；

促动器，所述促动器包括第一电马达，所述第一电马达布置成通过在控制表面和飞机机翼部件之间的第一负载通路而相对于飞机机翼部件驱动控制表面；以及

阻尼组件，所述阻尼组件布置成通过在飞机机翼部件与控制表面之间的第二负载通路而阻尼在控制表面和飞机机翼部件之间的相对运动，所述第二负载通路与第一负载通路分离。

2.根据权利要求1所述的控制表面组件，其中：促动器包括第二电马达，所述第二电马达布置成相对于飞机机翼部件驱动控制表面。

3.根据权利要求2所述的控制表面组件，其中：促动器包括齿轮箱，所述齿轮箱具有：

输入部，所述输入部布置成由第一马达和第二马达中的至少一个来驱动；以及

输出部，所述输出部设置成驱动控制表面。

4.根据权利要求3所述的控制表面组件，其中：第一马达和第二马达都布置成选择地(i)交替和(ii)同时驱动齿轮箱的输入部。

5.根据前述任意一项权利要求所述的控制表面组件，其中：阻尼组件可在第一模式和第二模式之间转换，且阻尼组件的阻尼效果在第一模式中比第二模式中低。

6.根据权利要求5所述的控制表面组件，其中：在第一模式中，阻尼效果可忽略。

7.根据权利要求5或6所述的控制表面组件，其中：阻尼组件根据促动器的操作条件而自动地在第一模式和第二模式之间转换。

8.根据权利要求7所述的控制表面组件，其中：阻尼器是电磁阻尼器。

9.根据权利要求7所述的控制表面组件，其中：阻尼器是液压阻尼器。

10.一种测试在飞机机翼上的阻尼组件的方法，包括以下步骤：

提供根据前述任意一项权利要求所述的控制表面组件；

向电马达供电；

利用由电马达吸收的电功率来验证阻尼组件的功能。

11.根据权利要求10所述的测试在飞机机翼上的阻尼组件的方法，其中：控制表面组件是根据权利要求5或从属于它的任意权利要求所述，所述方法包括以下步骤：

在阻尼器处于第一模式的情况下向电马达供电，以便获得第一功率吸收；

将阻尼器转换至第二模式；

在阻尼器处于第二模式的情况下向电马达供电，以便获得第二功率吸收；以及

通过比较第一功率吸收和第二功率吸收来验证阻尼器的功能。

12.根据权利要求11所述的测试在飞机机翼上的阻尼组件的方法，其中：两个供电步骤都包括向电马达供电以便获得相同输出速度的步骤。

13.一种飞机控制表面促动器，包括：

行星齿轮箱组件，所述行星齿轮箱组件具有：

输入太阳齿轮；

中间行星齿轮，所述中间行星齿轮由太阳齿轮驱动；以及

输出环形齿轮，所述输出环形齿轮由中间行星齿轮来驱动；以及

位置传感器，所述位置传感器具有旋转输入部，其中，所述旋转输入部由行星齿轮载体通过无齿轮的连接件来驱动。

14.根据权利要求13所述的飞机控制表面促动器，其中：位置传感器的旋转输入部与行星齿轮的行列的轴线同心。

15.根据权利要求14所述的飞机控制表面促动器，其中：位置传感器至少局部定位在由行星齿轮的行列确定的容积内。

16.根据权利要求15所述的飞机控制表面促动器，其中：位置传感器的旋转输入部与驱动臂的驱动构形接合，所述驱动构形相对于行星齿轮的行列径向定向。

17.一种飞机控制表面促动器，包括：

壳体，所述壳体包括从其伸出的外部支承件；

输出臂，所述输出臂从壳体伸出，并布置成相对于所述壳体旋转；

其中，输出臂和外部支承件中的一个确定了狭槽，所述狭槽具有第一端部止动器，所述输出臂和外部支承件中的另一个确定了销，所述销与狭槽接合，以便限制输出臂在使用时的行程范围。

18.根据权利要求18所述的飞机控制表面促动器，其中：狭槽具有在所述狭槽的相对端处的第二端部止动器。

19.根据权利要求17或18所述的飞机控制表面促动器，其中：外部支承件连接壳体的两个分开部件。

20.根据权利要求17至19中任意一项所述的飞机控制表面促动器，还包括：齿轮箱，所述齿轮箱在使用时驱动输出臂，其中，齿轮箱的至少一个齿轮接入壳体中。

21.根据权利要求20所述的飞机控制表面促动器，其中：所述至少一个齿轮是行星齿轮结构的行星齿轮。

22.一种控制表面组件，如本文中参考附图或根据附图所述。

23.一种飞机控制表面促动器，如本文中参考附图或根据附图所述。