CN105228840B - 用于撑杆应用的高灵敏性，负载减缓负载传感器 - Google Patents

Abstract

一种负载感测撑杆包括主体(26)和负载感测构件(38)，主体(26)具有纵向载荷轴线(A)，沿纵向载荷轴线(A)传递所施加的负载，负载感测构件(38)布置成当负载在预定载荷范围内时承担所施加的负载中的至少一部分，其中负载感测构件(38)包括产生负载信号的至少一个负载传感器(46)。

Description

用于撑杆应用的高灵敏性，负载减缓负载传感器

相关申请的交叉引用

本申请要求2013年3月22日申请的美国临时专利申请61/804，559的权益，其公开内容通过引用并入本文。

技术领域

本发明大体涉及结构载荷情况的测量以检测故障和减轻可能产生的结构损害。通过非限制性例子，本发明在高升力系统的航空器控制表面的致动领域具有特殊应用。

背景技术

航空器控制表面，例如位于固定翼的尾缘上的襟翼，可由旋转致动器驱动，该旋转致动器有时被称为“齿轮传动的旋转致动器”或“GRA”，作为航空器的高升力系统的一部分。驱动撑杆可布置成在GRA的输出曲柄和襟翼之间传递负载。更具体地，驱动撑杆具有可旋转地联接到GRA输出曲柄的第一端和可旋转地联接到襟翼的第二端，其中GRA曲柄的旋转运动被传递到襟翼以致使襟翼以由与襟翼相关联的安装连杆机构决定的方式改变位置。驱动撑杆在襟翼的门控或中间位置还制动并保持襟翼。该高升力系统中的GRA可响应于来自缝翼襟翼控制计算机(“SFCC”)的运动命令。

在一些航空器襟翼系统中，驱动撑杆被构造为负载感测驱动撑杆(“LSDS”)，该负载感测驱动撑杆能够测量LSDS所经历的载荷情况并向SFCC和其他控制装置提供表明LSDS所经历的载荷的负载信号。

一些撑杆应用，包括上述LSDS航空器应用，需要非常高的承载能力以用于正常使用，但是也必须感测到何时发生结构断开。如果驱动撑杆从GRA或襟翼断开，高升力系统将发生故障。在断开故障的事件中，期望的是防止进一步襟翼运动命令被传送到GRA以减缓结构损害。在航空器襟翼系统的本例子中，发生结构断开的感兴趣的载荷区域与驱动撑杆的最终承载能力的比例可为40至50的因子。进一步地，载荷测量中的精确度需求，在全刻度的基础上，可为四百分之一(0.25％)或者甚至更少。这在LSDS的设计中提出了挑战。

发明内容

本发明提供一种负载感测撑杆，该负载感测撑杆具有对在与可发生结构断开的感兴趣的载荷区域对应的预定载荷范围内的所施加的负载中的变化的提高的灵敏性，并且还具有远远超过感兴趣的区域的非常高的承载能力。负载感测撑杆可被用在例如致动高升力系统中的航空器控制表面。

本发明的负载感测撑杆大体包括主体、负载感测构件和负载减缓构件，主体具有纵向载荷轴线，所施加的负载沿纵向载荷轴线传递，负载感测构件布置成当所施加的负载在预定载荷范围内时承载所施加的负载的至少一部分，负载减缓构件布置成当所施加的负载在预定载荷范围外时减少由负载感测构件承载的所施加的负载的一部分。负载感测构件包括产生负载信号的至少一个负载传感器。因为当所施加的负载在预定载荷范围内时与当所施加的负载在预定载荷范围外时相比，负载感测构件承载所施加的负载的更大的一部分，所以与负载感测构件相关联的一个或多个负载传感器在所施加的负载在预定载荷范围内时比在所施加的负载在预定载荷范围外时具有对所施加的负载中的增量变化的更强的敏感性。

在本发明的一个实施例中，预定载荷范围可包括拉伸负载和压缩负载。负载感测构件可包括在负载轴线上对齐的圆柱形套筒，其中多个负载传感器以绕载荷轴线的成角度地间隔布置应用到圆柱形套筒的表面上。可以提供预加载构件，例如可螺纹地调整的螺母，以将轴向地定向的预加载施加到负载感测构件。

负载减缓构件可包括围绕撑杆的主体的外管构件，其中负载减缓构件在载荷轴线上对齐。在一个具体的实施例中，负载减缓构件位于绕主体布置的轴环和绕主体布置的邻接环之间，主体包括法兰，法兰与轴环相对以在法兰和轴环之间限定出环形空间，并且负载减缓构件包括容纳在环形空间内的内部径向台阶。撑杆可进一步包括布置在法兰和轴环之间的可弹性地变形的构件以当所施加的负载在预定载荷范围内时维持法兰和内部径向台阶之间的间隙以及轴环和内部径向台阶之间的间隙。当所施加的负载在预定载荷范围内时，负载减缓构件不是通过撑杆的载荷路径的一部分。但是，当所施加的负载在预定载荷范围外时，至少一个间隙关闭以使负载减缓构件成为通过撑杆的载荷路径的一部分。

附图说明

参考下面详细的描述和附图，本公开的实施例的特征和优点将会变得明显，其中：

图1是示出了合并根据本发明的一个实施例形成的负载感测驱动撑杆的航空器襟翼系统的示意图；

图2是根据本发明的一个实施例形成的负载感测驱动撑杆的透视图；

图3是图2中所示的负载感测驱动撑杆的截面透视图；

图4是示出了图2中所示的负载感测驱动撑杆的感测部分的放大截面透视图；

图5是图4中所示的感测部分的剖视图；

图6是用于负载感测驱动撑杆的负载感测构件的位移对负载的曲线图，示出了本发明的非线性载荷方案。

具体实施方式

图1示出了作为本发明的LSDS在其中有用的应用的一个例子的航空器襟翼系统。尽管本文描述了一个示例应用，但是本发明并不限于这个应用并且在结构构件经受载荷的各种应用中具有实用性。

如图1所示的航空器襟翼系统包括固定翼10和通过安装连杆机构14连接到固定翼10的尾缘襟翼12，安装连杆机构14允许襟翼相对于固定翼10的调整以控制空气动力特性。旋转致动器安装在固定翼10上用于驱动襟翼12的调整运动。旋转致动器16通过LSDS 20与襟翼12相连，LSDS 20在其一端处通过旋转节点22与旋转致动器16的曲柄构件相联接，并且在其相对端处通过旋转节点24与襟翼12相联接。可以理解，LSDS 20在旋转制动器16和襟翼12之间传递载荷，由此旋转制动器16是可操作的以调整襟翼12相对于固定翼10的位置。

根据本发明，LSDS 20以这样的方式构造以使当LSDS 20暴露到外部负载时，其以非线性的方式运转，非线性的方式对在载荷的较大范围内的感兴趣的具体区域内的负载提供较高的敏感性，而对在感兴趣的区域外的负载提供较低的敏感性。在襟翼系统中的感测驱动撑杆断开的例子中，感兴趣的区域与相对低的负载情况相对应。

图2-5更加详细地示出了LSDS 20。在所描述的实施例中，LSDS 20包括主体26和连接到主体26的杆端28，其中LSDS沿LSDS 20的纵向轴线A传递所施加的负载。在LSDS 20的相对端30和32处提供球面轴承34，但是在图3中只示出一个球面轴承。LSDS 20进一步包括以围绕主体26的外管构件的形式的负载减缓构件36，以及以感测套筒的形式的负载感测构件38，感测套筒的一端抵靠主体26的内表面接合，相对端与可螺纹地调整的预加载螺母接合。负载减缓构件36位于密封轴环54和绕主体26布置的邻接环55之间，密封轴环54绕主体26布置且具有接合负载减缓构件36的内壁的O形环密封件52。负载减缓构件36包括配合到主体26上的法兰29和密封轴环54之间的环形空间中的内部径向台阶37。贝氏垫圈50维持径向台阶37和法兰29之间的微小间隙58，以及径向台阶37和密封轴环54之间的微小间隙60。这些间隙的目的将会在下面的描述中解释。间隙58和60例如可为大约0.004英寸(0.1mm)。

LSDS 20还包括电路卡40，电路卡40可布置成轴向地延伸通过负载感测构件38并在其相对的端处由可为热塑性支撑件的电路卡支撑件42和44保持。电路卡40可安装以抵抗轴向和侧向上的振动负载。

为了测量负载感测构件38所经历的载荷，在负载感测构件38的内壁表面上可布置多个应变计式传感器46。传感器46例如可以为金属箔或半导体/压电传感器。传感器46的引线(未示出)将传感器连接到电路卡40，由此传感器46的模拟信号可被输入到电路卡40。在当前的实施例中，多个测量计可绕传感器套筒38的中央轴线在沿中央轴线的共同轴向位置处成角度地隔开以提供单个测量通道，并且在沿负载感测构件38轴向地间隔开的位置处提供多个测量通道。这样的布置是有利的以允许消除弯曲应力和温度补偿。注意的是，理想的撑杆只经历轴向拉力以及压应力和应变。但是，由于不完美的端部附件轴承，LSDS 20由于轴承摩擦而经历弯矩。因此，在沿负载感测构件38的给定轴向位置处的总应力/应变状态为轴向压或拉应力和由于弯曲的法向应力的叠加。在负载感测构件38的中性弯曲轴线上，只呈现轴向拉力或压力分量。期望的是只感测轴向分量，因为其与感兴趣的载荷有关。为了确保情况是这样的，在中性轴线上放置应变计。例如，在每侧上的两个测量计轴向地间隔开小段距离。测量计也可以放置在中性轴线的上方或下方。通过这个设置，弯曲拉力和压力分量抵消，只留下期望的轴向应变。通过非限制性的例子，每个测量通道提供有八个传感器46，并提供两个单独的通道。可以理解，负载感测构件38在轴向长度上具有足够安装传感器46的统一的截面积，并且合理地远离突然的过渡。

在传感器46和电子器件40安装之后，O形环密封插头48邻近电路卡支撑件44安装以确保密封腔体(腔体的相对端是盲腔，因此密封)。柔性类橡胶灌封可以用在适当的地方以确保引线不容易受到振动情况的伤害。来自每个测量通道的两个引线从电路卡40布线通过管状结构43中的孔41并附接到密封连接器(未示出)上，由此来自LSDS的信号可被传递至SFCC或其他控制单元。

为了获得针对相对低的负载情况的好的灵敏性，特别诸如通过LSDS 20的负载路径。为了降低到适度负载，负载路径通过负载感测构件38和主体26的中间壁56。负载减缓构件36用于响应较大负载。随着外部载荷增加，发生弹性形变并且预设间隙58和60开始关闭。在达到预定负载后，与拉伸或压缩负载相对应的间隙变成全部关闭。然后负载减缓构件36分担加大的负载。由此，当载荷在预定范围外时，负载减缓构件36减缓负载，否则负载会被负载感测构件38承担并被传感器46测量。这一载荷性能在图5中示出。可以看出，当负载水平低时，负载的递增增加导致由传感器46测量的负载感测构件38的相对大的位移。一旦负载减缓构件36被接合，相同的负载的递增增加导致负载感测构件38的减小的位移。结果，本发明在低到适度的负载范围内允许LSDS 20的传感器46的较高的应变和灵敏性，同时还提供能够响应非常高的负载的高强度。

返回到航空器襟翼系统的例子，如果存在LSDS 20的断开故障，那么LSDS所经历的负载将会大幅减少。因此，如果LSDS 20感测到的负载下降到预定阈值以下，SFCC可被程控为停止向旋转致动器16的进一步驱动命令。这样，SFCC阻止进一步的襟翼运动以防止伤害。

Claims (13)

1.一种负载感测撑杆，包括：

主体，所述主体具有纵向载荷轴线，沿所述纵向载荷轴线传递所施加的负载；

负载感测构件，所述负载感测构件布置成当所述所施加的负载在预定载荷范围内时承担所述所施加的负载中的至少一部分，其中所述负载感测构件包括产生负载信号的至少一个负载传感器，其中所述负载感测构件包括在所述载荷轴线上对齐的圆柱形套筒；

负载减缓构件，所述负载减缓构件布置成当所述所施加的负载在所述预定载荷范围外时减少所述所施加的负载的由所述负载感测构件承担的部分，其中所述负载减缓构件包括围绕所述主体的外管构件，以在所述主体和所述负载减缓构件之间限定出第一纵向邻接间隙和第二纵向邻接间隙，由此当所述所施加的负载在所述预定载荷范围内时所述负载减缓构件脱离传递所述所施加的负载；

响应于由在所述预定载荷范围外的所述所施加的负载导致的所述主体的纵向形变，所述负载减缓构件被接合以辅助所述主体和所述负载感测构件传递所述所施加的负载；

其中，所述至少一个负载传感器在所述所施加的负载在所述预定载荷范围内时比在所述所施加的负载在所述预定载荷范围外时具有对所述所施加的负载的递增变化的更大的灵敏性。

2.根据权利要求1所述的负载感测撑杆，其中所述预定载荷范围包括拉伸负载和压缩负载。

3.根据权利要求1所述的负载感测撑杆，进一步包括预加载构件，所述预加载构件是可操作的以向所述负载感测构件施加轴向地定向的预加载。

4.根据权利要求3所述的负载感测撑杆，其中所述预加载构件是螺母，其相对于所述主体可螺纹地调整以向所述负载感测构件施加预加载。

5.根据权利要求1所述的负载感测撑杆，其中所述至少一个负载传感器包括第一多个负载传感器，所述第一多个负载传感器施加到所述圆柱形套筒的表面且绕所述载荷轴线在第一轴向位置成角度地隔开。

6.根据权利要求5所述的负载感测撑杆，其中所述至少一个负载传感器进一步包括第二多个负载传感器，所述第二多个负载传感器施加到所述圆柱形套筒的所述表面且绕所述载荷轴线在与所述第一轴向位置间隔开的第二轴向位置处成角度地隔开。

7.根据权利要求1所述的负载感测撑杆，所述负载减缓构件在所述载荷轴线上对齐。

8.根据权利要求1所述的负载感测撑杆，其中所述负载减缓构件位于绕所述主体布置的轴环和绕所述主体布置的邻接环之间。

9.根据权利要求8所述的负载感测撑杆，其中主体包括与所述轴环相对的法兰以在所述法兰和所述轴环之间限定出环形空间，以及所述负载减缓构件包括容纳在所述环形空间中的内部径向台阶。

10.根据权利要求9所述的负载感测撑杆，进一步包括布置在所述法兰和所述轴环之间的可弹性地变形的构件，其中当所述所施加的负载在所述预定载荷范围内时，所述可弹性地变形的构件维持所述法兰和所述内部径向台阶之间的所述第一纵向邻接间隙以及所述轴环和所述内部径向台阶之间的所述第二纵向邻接间隙。

11.根据权利要求10所述的负载感测撑杆，其中当所述所施加的负载在所述预定载荷范围外时，所述第一纵向邻接间隙和所述第二纵向邻接间隙中的至少一个关闭。

12.根据权利要求1所述的负载感测撑杆，其中所述主体包括中间壁，其中当所述所施加的负载在所述预定载荷范围内时，所述所施加的负载的路径通过所述负载感测构件和所述中间壁。

13.根据权利要求12所述的负载感测撑杆，其中当所述所施加的负载在所述预定载荷范围外时，所述所施加的负载的负载路径通过所述负载感测构件、所述中间壁和所述负载减缓构件。