CN106043672B - 静止飞行控制面倾斜检测系统 - Google Patents

静止飞行控制面倾斜检测系统 Download PDF

Info

Publication number
CN106043672B
CN106043672B CN201610195288.1A CN201610195288A CN106043672B CN 106043672 B CN106043672 B CN 106043672B CN 201610195288 A CN201610195288 A CN 201610195288A CN 106043672 B CN106043672 B CN 106043672B
Authority
CN
China
Prior art keywords
load sensor
load
link
drive mechanism
flap
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
Application number
CN201610195288.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106043672A (zh
Inventor
彼得·A·帕迪利亚
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN106043672A publication Critical patent/CN106043672A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106043672B publication Critical patent/CN106043672B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C19/00—Aircraft control not otherwise provided for
    • 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
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/02—Mounting or supporting thereof
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • 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
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
    • 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)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Force Measurement Appropriate To Specific Purposes (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Regulating Braking Force (AREA)

Abstract

本公开涉及静止飞行控制面倾斜检测系统。公开一种用于飞行器的静止的倾斜检测系统并且该倾斜检测系统包括飞行器机翼的飞行控制面、用于操作飞行控制面的两个驱动机构、用于两个驱动机构中的每一个的第一载荷传感器和第二载荷传感器以及控制模块。该两个驱动机构中的每一个位于飞行控制面的相对侧上并且两个驱动机构中的每一个至少包括包含第一外表面的第一连杆和包含第二外表面的第二连杆。第一载荷传感器沿第一连杆的第一外表面布置并且第二载荷传感器沿第二连杆的第二外表面布置。控制模块与各驱动机构的第一载荷传感器和第二载荷传感器信号通信。

Description

静止飞行控制面倾斜检测系统
技术领域
本公开系统涉及用于飞行器的倾斜检测系统(skew detection system)，且更具体而言，涉及用于确定机翼的飞行控制面(flight control surface)的倾斜状况(skewcondition)的倾斜检测系统。
背景技术
飞行器机翼通常设置有若干可移动的飞行控制面，例如缝翼(slat)和襟翼(flap)。确切地，飞行器机翼包括前缘(leading edge)和后缘(trailing edge)，其中，缝翼可移动地连接至机翼的前缘并且襟翼可移动地连接至机翼的后缘。位于飞行器机翼的中的一个的飞行控制面可被布置为与位于飞行器的相对机翼的不同飞行控制面协调移动。
飞行控制面对机翼的气动性能具有显著影响。藉此，存在若干当前可用的飞行控制倾斜检测系统，其确定飞行器机翼的多个飞行控制面中的一个是否倾斜。当前可用的飞行控制倾斜检测系统确定完好的驱动机构与丧失功能的驱动机构(non-functioningdrive mechanism)之间运动的差异，以检测飞行控制面的倾斜状况。如果机翼的缝翼和襟翼由复合材料构造，则由于复合材料相对较硬，检测飞行控制面的倾斜状况的当前方法会变得有问题。因此，甚至复合材料运动的相对较小的偏转或改变对运用所使用的当前运动传感器来检测可变得有挑战性。但是，应该明白，这些相对较小的偏转仍可包括机翼的缝翼和襟翼上相对较大的载荷(load)。因此，本领域存在对克服上文所提问题的提升的飞行控制倾斜检测系统的连续需要。
发明内容
在一个方面中，公开了一种用于飞行器的静止的倾斜检测系统，并且该倾斜检测系统包括飞行器机翼的飞行控制面、用于操作飞行控制面的两个驱动机构、用于两个驱动机构中的每一个的第一载荷传感器和第二载荷传感器以及控制模块。两个驱动机构中的每一个位于飞行控制面的相对侧，并且两个驱动机构中的每一个至少包括包含第一外表面的第一连杆(linkage)和包含第二外表面的第二连杆。第一载荷传感器沿第一连杆的第一外表面布置并且第二载荷传感器沿第二连杆的第二外表面布置。控制模块与第一载荷传感器和第二载荷传感器进行信号通信。控制模块包括用于监测每个驱动机构的第一载荷传感器和第二载荷传感器所检测到的负载的控制逻辑。控制模块包括用于基于通过第一载荷传感器和第二载荷传感器所检测到的载荷确定飞行控制面的各驱动机构的总载荷的控制逻辑(control logic)。控制模块还包括用于响应于飞行控制面的驱动机构中的一个的总载荷超过飞行控制面的剩余的驱动机构的总载荷一预定裕度(predetermined margin)来确定飞行控制面的惯性滑行倾斜的控制逻辑。
在另一方面中，公开了一种用于飞行器的倾斜检测系统并且该倾斜检测系统包括飞行器机翼的飞行控制面。该倾斜检测系统还包括用于操作飞行控制面的驱动机构，该驱动机构至少包括包含第一外表面的第一连杆和包含第二外表面的第二连杆。该倾斜检测系统还包括用于该驱动机构的第一载荷传感器和第二载荷传感器。第一载荷传感器沿第一连杆的第一外表面布置并且第二载荷传感器沿第二连杆的第二外表面布置。该倾斜检测系统还包括与第一载荷传感器和第二载荷传感器信号通信的控制模块。该控制模块包括用于监测通过飞行控制面的驱动机构的第一载荷传感器和第二载荷传感器所检测到的载荷的控制逻辑。该控制模块还包括用于基于通过第一载荷传感器和第二载荷传感器所检测到的负载确定在飞行控制面被致动前的所述驱动机构的总载荷的控制逻辑。控制模块还包括用于基于通过第一载荷传感器和第二载荷传感器所检测到的负载确定在飞行控制面被致动后的驱动机构的总载荷的控制逻辑。最后，控制模块包括用于响应于飞行控制面被致动前的驱动机构的总载荷超过飞行控制面被致动后的驱动机构的总载荷一阈值量来确定飞行控制面的倾斜状况的控制逻辑。
在又一方面中，公开了一种确定飞行器机翼的襟翼的惯性滑行倾斜的静止方法。该方法包括设置用于操作襟翼的两个驱动机构，其中两个驱动机构中的每一个位于襟翼的相对侧的一侧上，并且各驱动机构至少包括包含第一外表面的第一连杆和包含第二外表面的第二连杆。该方法还包括通过与第一载荷传感器和第二载荷传感器信号通信的控制模块监测通过各驱动机构的第一载荷传感器和第二载荷传感器所检测到的负载。第一载荷传感器沿第一连杆的第一外表面布置并且第二载荷传感器沿第二连杆的第二外表面布置。该方法还包括基于通过第一载荷传感器和第二载荷传感器所检测到的载荷确定飞行控制面的各驱动机构的总载荷。该方法还包括响应于飞行控制面的驱动机构的中的一个的总载荷超过飞行控制面的剩余驱动机构的总载荷一预定裕度来确定飞行控制面的惯性滑行倾斜。
从以下的描述、附图和所附权利要求中本公开的方法和系统的其他目的和优势将是显而易见的。
附图说明
图1是在飞行器的机翼的后缘上结合襟翼的飞行器的透视图；
图2是图1中所示的飞行器的部分俯视图；
图3是机翼的后缘中的一个、单个襟翼和用于操作襟翼的襟翼驱动机构的部分横断面视图；
图4是示出所公开的倾斜检测系统的示意图；
图5是图1中所示的飞行器的左翼和右翼的示图；
图6是示出用于确定飞行器的襟翼的惯性滑行倾斜状况的方法的示例性过程流程图；以及
图7是示出用于确定飞行器的襟翼的或惯性滑行或动力倾斜状况的可替换性方法的示例性过程流程图。
具体实施方式
图1和图2是采用所公开的倾斜检测系统的飞行器10的透视图和部分俯视图。飞行器10可包括具有一对机翼14的机身12。每个机翼14包括各自的喷气发动机16。喷气发动机16可位于各自的机翼14之下，且由挂架15支撑。每个机翼14还包括前缘17以及后缘19。一对襟翼18可在机翼14的后缘19处由一对襟翼驱动机构20(如图3中所示)支撑。襟翼18可相对于飞行器10的矢状面S被对称布置。在操作期间，襟翼18可彼此同时伸展和收缩。
图3是飞行器10的机翼14中的一个的后缘19的部分横断面视图。图3还示出可用来操作襟翼18的单个襟翼驱动机构20。如下文更加详细地解释，襟翼驱动机构20可包括多个连杆，该多个连杆被致动以使沿机翼14的后缘19布置的襟翼18伸展或收缩。如在图3中所见，机翼14的襟翼18可包括限定上表面22以及下表面23的片状横断面轮廓。当襟翼18被布置于处于完全收缩的位置时(图中未示出)，襟翼18的上表面22转变为机翼14的上表面24，并且襟翼18的下表面23转变为机翼14的下表面25。图4是机翼14的中的一个的两个襟翼18a、18b的示图。参考图4，本领域的那些普通技术人员将容易理解的是机翼14的各襟翼18a、18b包括两个襟翼驱动机构20，其中，单个襟翼驱动机构20被放置于襟翼18的相对侧70。
返回至图3，在一个示例性实施方式中，襟翼驱动机构20包括用于伸展和收缩襟翼18的四个连杆。该四个连杆可包括第一连杆或臂杆26、第二连杆或臂杆28、第三连杆或臂杆34和第四连杆或驱动臂杆38。第一臂杆26可刚性地固定或粘附于机翼14的后缘19，且第二臂杆28可刚性地固定或粘附于襟翼18。在图3中所示的实施方式中，第二臂杆28通常为V形。第二臂杆28可包括下端30以及上端32。第二臂杆28的下端30可由第一臂杆26以枢轴方式支撑，第二臂杆28的上端32可旋转地连接至第三臂杆34的第一端33。第三臂杆34的第二端36可旋转地连接至驱动臂杆38。如在图3中所见，驱动臂杆38可固定连接至轴或扭矩管(torque tube)40。
如在图4中所见，扭矩管40可在与襟翼18大体平行的方向上伸展。返回至图3，扭矩管40可通过致动器44选择性地在顺时针C或逆时针CC方向上旋转。致动器44可以是液压式、气动式或电动式的。本领域的那些普通技术人员将容易理解的是，扭矩管40在顺时针方向C上旋转将导致襟翼18向机翼14收缩，且扭矩管40在逆时针方向CC上旋转将导致襟翼18相对于机翼14伸展。本领域的那些普通技术人员还将会明白，图3中所示的襟翼驱动机构20的示图本质上仅仅是示例性的，且根据飞行器的类型，襟翼驱动机构20的细节可与图3所示的具体实施方式不同。
继续参考图3，每个襟翼驱动机构20包括作为第一载荷传感器50和第二载荷传感器52而被示出的至少两个载荷测量传感器或称重传感器(load cell)。如下文更加详细地解释，载荷传感器50、52可用来检测机翼14的襟翼18的倾斜状况。每个载荷传感器50、52可放置于襟翼驱动机构20的连杆(即，第一臂杆26、第二臂杆28、第三臂杆34或驱动臂杆38)上。载荷传感器50、52可为包括用于将襟翼驱动机构20的连杆所承受的负载转换成电信号的一个或多个应变仪(strain gauges)(未示出)的设备。载荷传感器50、52可如此构造以致襟翼驱动机构20的连杆(即，第一臂杆26、第二臂杆28、第三臂杆34或驱动臂杆38)的中的一个所承受的应力或负载使应变仪变形。应变仪可将物体外表面所承受的变形(即，张力)转换成电信号。本领域的那些普通技术人员将明白，载荷传感器常常包括以惠斯通电桥配置而布置的四个应变仪，但是该公开内容不应限于这个特定配置。应变仪例如可以是金属片应变仪(foil strain gauges)或细丝网格应变仪(fine wire mesh gauges)。可替换地，在另一实施方式中，载荷传感器50、52可为压电式称重传感器。
在如图3中所示的非限制性实施方式中，第一载荷传感器50沿第三臂杆34的外表面60放置，且第二载荷传感器52沿驱动臂杆38的外表面62放置。但是，将理解，图3中所示的示图本质上仅仅为示例性。例如，在可替换实施方式中，第一载荷传感器50可沿第一臂杆26的外表面64放置，且第二载荷传感器52可沿第二臂杆28的外表面66放置。将理解，载荷传感器50、52的位置可在襟翼驱动机构20的第一臂杆26、第二臂杆28、第三臂杆34和驱动臂杆38之间混合与匹配。而且，在另一实施方式中，三个或甚至四个载荷传感器也可被襟翼驱动机构20所使用。
图4是飞行器10的左翼14a的襟翼18a、18b的示意性示出。襟翼18a包括两个襟翼驱动机构L1、L2，且襟翼18b也包括两个驱动机构L1、L2。将理解，虽然本公开内容针对检测襟翼18a、18b的倾斜状况，倾斜检测系统还可被用来检测机翼14(图1)的其他飞行控制面的倾斜状况。确切地说，返回参考图1，在一个实施方式中，倾斜检测系统可用来检测可移动地连接至机翼14的前缘17的缝翼21的倾斜状况。本领域的那些普通技术人员将容易明白，在图4中示出左翼14a的同时，飞行器10(图5)的右翼14b是左翼14a的镜像，且该倾斜检测系统还可用来检测右翼14b的倾斜状况。
总体上参考图1、图3和图4，所公开的倾斜检测系统可用来检测各种倾斜状况，并且在下文中更加详细地进行描述。例如，在一个实施方式中，倾斜检测系统可用来检测惯性滑行倾斜，其中襟翼18a或18b(图4)的一侧70在襟翼驱动机构20的各个连杆(即，第一臂杆26、第二臂杆28、第三臂杆34或驱动臂杆38)的中的一个处断开连接。所公开的倾斜检测系统还可用来检测动力倾斜。在动力倾斜期间，襟翼驱动机构20从扭矩管40(图3)断开。
参考图4，各襟翼18a、18b包括位于相应襟翼18a、18b的相对侧70的两个襟翼驱动机构L1、L2。每个襟翼驱动机构L1、L2的载荷传感器50、52都可与控制模块80信号通信，该控制模块是倾斜检测系统的一部分。控制模块80可指代包括诸如在片上系统中的执行代码的硬件或软件的专用集成电路(ASIC)、电子电路、组合逻辑电路、现场可编程门阵列(FPGA)、处理器(共享、专用或组)，或上述一些或全部的结合，或作为其一部分。
在一个实施方式中，控制模块80可用来使用静止方法确定襟翼18a、18b中的一个的惯性滑行倾斜。确切地说，控制模块80包括用于监测襟翼18a的每个襟翼驱动机构L1、L2的第一载荷传感器50以及第二载荷传感器52，以及监测襟翼18b的每个襟翼驱动机构L1、L2的第一载荷传感器50以及第二载荷传感器52的控制逻辑。控制模块80进一步包括用于随后将第一载荷传感器50以及第二载荷传感器52所检测的载荷结合在一起以确定特定襟翼驱动机构20的总载荷的控制逻辑。例如，控制模块80包括用于为了确定襟翼18a的襟翼驱动机构L1的总载荷而将襟翼18a的襟翼驱动机构L1的第一载荷传感器50所检测的载荷与第二载荷传感器52所检测的载荷相加的控制逻辑。
在将超过两个载荷传感器用于各襟翼驱动机构20的情况下，随后将通过各载荷传感器所检测到的载荷相加在一起以确定襟翼驱动机构20的总载荷。例如，如果襟翼驱动机构20包括四个载荷传感器，则随后通过将各载荷传感器所检测到的载荷相加来确定总载荷。
控制模块80还包括用于将特定襟翼驱动机构20(即，襟翼18a的襟翼驱动机构L1)的总载荷与沿襟翼18a的相对侧70布置的相对襟翼驱动机构20(即，襟翼18a的襟翼驱动机构L2)的总载荷进行比较的控制逻辑。将理解的是，还可跨飞行器10(图1)的左翼14a和右翼14b进行襟翼驱动机构L1、L2之间的比较。确切地说，图5示出飞行器10的左翼14a和右翼14b。左翼14a包括两个襟翼18a、18b，并且各襟翼18a、18b可包括两个襟翼驱动机构L1、L2。类似地，右翼14b包括两个襟翼18a、18b，并且每个襟翼18a、18b可包括两个襟翼驱动机构R1、R2。如在图5中所见，左翼14a的襟翼驱动机构L1、L2可与右翼14b的相对襟翼驱动机构R1、R2比较。例如，控制模块80(图4)可将左翼14a的襟翼18a的襟翼驱动机构L1与右翼14b的襟翼18a的襟翼驱动机构R2进行比较。
返回至图4，控制模块80还包括用于确定特定襟翼驱动机构L1的总载荷是否比相对襟翼驱动机构L2的总载荷高出一预定裕度的控制逻辑。该预定裕度指示在惯性滑行倾斜期间，两个襟翼驱动机构20之间所承受的不平衡或不对称的载荷。例如，在一个实施方式中，襟翼驱动机构L1可承受使襟翼18a致动所需要的载荷的约三分之二，并且襟翼18a的剩余襟翼驱动L2可承受使襟翼18a致动所需要的载荷的约三分之一。因此，如果控制模块80确定襟翼驱动机构L1实际上承载使襟翼18a致动所需要的载荷的百分之九十，这指示在两个襟翼驱动机构L1、L2之间存在不对称载荷。
一旦控制模块80确定两个襟翼驱动机构L1、L2之间存在不对称的载荷，则控制模块80可继续监测各襟翼驱动机构L1、L2的载荷传感器50、52预定时间量。在一个实施方式中，该预定时间量可在从约0.25至约20秒的范围内。如果在预定时间量之后该不对称载荷状况继续持续，则随后控制模块80确定襟翼18a、18b中的一个已发生惯性滑行倾斜。换言之，控制模块80响应于襟翼驱动机构中的一个L1的总载荷超出剩余襟翼驱动机构L2的总载荷一预定裕度，来确定襟翼18a、18b中的一个的惯性滑行倾斜。
在一个实施方式中，控制模块80可包括用于在飞行器10(图1)内生成触发警报或其他指示器以警告飞行员惯性滑行倾斜状况的信号的控制逻辑。此外或可替换地，控制模块80可包括用于禁用正在经历惯性滑行倾斜的特定襟翼18a、18b的襟翼驱动机构L1、L2的控制逻辑。
图6是用于确定飞行器10的襟翼18a的惯性滑行倾斜的方法200的示例性过程流程图。本领域的那些普通技术人员将容易明白的是，虽然在方法200中讨论襟翼18a，类似方法还可用来确定襟翼18b的惯性滑行倾斜。总体上参考图1至图6，方法200可开始于方框202。在方框202中，控制模块80包括用于监测襟翼18a的各襟翼驱动机构L1、L2的第一载荷传感器50以及第二载荷传感器52的控制逻辑。方法200可随后进行至方框204。
在方框204中，控制模块80包括用于将第一载荷传感器50以及第二载荷传感器52所检测到的载荷结合在一起以确定襟翼18a的各襟翼驱动机构L1、L2的总载荷的控制逻辑。方法200可随后进行至方框206。
在方框206中，控制模块80将特定襟翼驱动机构L1的总载荷与襟翼18a的相对襟翼驱动机构L2的总载荷进行比较。方法200可进行至方框208。
在方框208中，控制模块80确定襟翼18a的特定襟翼驱动机构L1的总载荷是否比相对襟翼驱动机构L2高出预定裕度。如果特定襟翼驱动机构L1的总载荷没有比相对襟翼驱动机构L2高出预定裕度，则随后方法200可进行至方框202。但是，如果特定襟翼驱动机构L1的总载荷比相对襟翼驱动机构L2高于预定裕度，则随后方法200可进行至方框210。
在方框210中，控制模块80继续监测襟翼18a的各襟翼驱动机构L1、L2的载荷传感器50、52预定时间量。如果不对称载荷状况在预定时间量后未持续，随后控制模块80确定襟翼18a未发生惯性滑行倾斜。因而，随后方法200可终结，或返回进行至方框202。但是，如果不对称载荷状况在预定时间量后继续持续，则随后控制模块80确定襟翼18a已发生惯性滑行倾斜。方法200可随后进行至方框212。
在方框212中，控制模块80可生成在飞行器10(图1)内触发警报或其他指示器以警告飞行员惯性滑行倾斜状况的信号。此外或可替换地，控制模块80可包括用于禁用经历惯性滑行倾斜的襟翼18a的襟翼驱动机构L1、L2中的一个或多个的控制逻辑。随后，方法200可终止。
总体上参考图1至图6，所公开的倾斜检测系统可用来在飞行器中检测惯性滑行倾斜。当前可用的倾斜检测系统基于完好的驱动机构与丧失功能的驱动机构之间运动的差异来检测飞行控制面的倾斜状况。相比之下，如图1至图6中所描述的所公开的倾斜检测系统取决于襟翼的两个襟翼驱动机构之间载荷的差异。换言之，所公开的载荷传感器可减少或消除为了检测倾斜状况而比较完好的驱动机构与丧失功能的驱动机构之间运动上的差异的需要。藉此，由于飞行器的襟翼不再需要能够保持在倾斜状况期间差速运动(differential motion)所引发的高载荷，故所公开的倾斜检测系统可减少飞行器的结构重量。
返回图4，在可替换的实施方式中，控制模块80可用来基于在襟翼18a、18b被致动前与被致动后的襟翼18a、18b的运动来确定襟翼18a、18b中的一个的动力或惯性滑行倾斜。换言之，控制模块80可用来确定在襟翼18a、18b伸展或收缩之后，襟翼18a、18b中的一个的动力或惯性滑行倾斜。如上文所解释，控制模块80包括用于监测襟翼18a、18b的各襟翼驱动机构L1、L2的第一载荷传感器50以及第二载荷传感器52的控制逻辑。控制模块80进一步包括用于随后将第一载荷传感器50与第二载荷传感器52所检测到的载荷结合在一起以确定特定襟翼驱动机构L1、L2的总载荷的控制逻辑。
控制模块80还包括用于监测在襟翼18a、18b被致动之前(即，在襟翼18a、18b伸展或收缩之前)的襟翼18a、18b的各襟翼驱动机构L1、L2的总载荷的控制逻辑。控制模块80还包括用于监测在襟翼18a、18b致动之后(即，在襟翼18a、18b伸展或收缩之后)的襟翼18a、18b的各襟翼驱动机构20的总载荷的控制逻辑。控制模块80包括用于将致动前的特定襟翼驱动机构20的总载荷与致动后的相同襟翼驱动机构20的总载荷进行比较并且确定两个总载荷的差异(即，比较在致动前与致动后的相同的襟翼驱动机构20)的控制逻辑。控制模块80进一步包括用于确定特定襟翼驱动机构20的在致动前与在致动后的总载荷之间的差异是否低于阈值量Ψ的控制逻辑。
阈值量Ψ代表在正常操作期间(即，无倾斜状况)，在襟翼18a、18b的致动前与致动后，襟翼驱动机构20中的一个的载荷的预期改变。在一个实施方式中，阈值量Ψ可从约百分之20至约百分之50。本领域的那些普通技术人员将会明白，在命令运动前，各襟翼驱动机构20的载荷仅仅是在特定襟翼驱动机构20处所承受的气动载荷。在命令运动之后，各襟翼驱动机构20的载荷现为气动载荷加上致动载荷。
如果控制模块80确定致动前特定襟翼驱动机构20的总载荷与致动后特定襟翼驱动机构20的载荷之间的差异高于阈值量Ψ，则随后控制模块80确定特定襟翼驱动机构20的潜在倾斜状况。一旦控制模块80确定了潜在倾斜状况，控制模块80会继续监测特定襟翼驱动机构20的载荷传感器50、52预定时间量。如果在预定时间量过去之后，特定襟翼驱动机构20的致动前与特定襟翼驱动机构20的致动后的总载荷上的差异继续超出阈值量Ψ，则随后控制模块80确定襟翼18a、18b中的一个出现倾斜状况。确切地说，倾斜状况可以是惯性滑行倾斜或动力倾斜。
在一个实施方式中，控制模块80可包括用于在飞行器10(图1)内生成触发警报或其他指示器以警告飞行员倾斜状况的控制逻辑。此外或可替换地，控制模块80可包括用于禁用正在经历倾斜状况的襟翼18的襟翼驱动机构20的控制逻辑。
图7是用于示出方法300的示例性过程流程图，该方法用于确定一个或多个襟翼18a、18b(图4)的倾斜状况。总体上参考图1至图5和图7，方法300可开始于方框302。在方框302中，控制模块80包括：用于监测襟翼18a的各襟翼驱动机构L1、L2的第一载荷传感器50以及第二载荷传感器52；以及监测襟翼18b的各襟翼驱动机构L1、L2的第一载荷传感器50以及第二载荷传感器52的控制逻辑。方法300可随后进行至方框304。
在方框304中，控制模块80包括用于将第一载荷传感器50以及第二载荷传感器52所检测的载荷组合起来，以确定各襟翼18a、18b的各襟翼驱动机构L1、L2的总载荷的控制逻辑。方法300随后可进行至方框306。
在方框306中，控制模块80监测襟翼18a、18b致动前(即，襟翼18a、18b伸展或收缩之前)的襟翼18a、18b的各襟翼驱动机构20的总载荷。方法300随后可进行至方框308。
在方框308中，控制模块80监测襟翼18a、18b致动后(即，襟翼18a、18b或伸展或收缩之后)的襟翼18a、18b的各襟翼驱动机构20的总载荷。方法300随后可进行至方框310。
在方框310中，控制模块80将致动前的特定襟翼驱动机构20的总载荷与致动后的相同的襟翼驱动机构20的总载荷进行比较，并且确定两个总载荷之间的差异。方法300随后可进行至方框312。
在方框312中，控制模块80确定致动前的特定襟翼驱动机构20的总载荷与致动后的特定襟翼驱动机构20的载荷之间的差异是否高于阈值量Ψ。如果两个总载荷之间的差异低于阈值量Ψ，则方法300可返回方框306。然而，如果两个总载荷之间的差异高于阈值量Ψ，则随后方法300可进行至方框314。
在方框314中，控制模块80可继续监测特定襟翼驱动机构20的载荷传感器50、52预定时间量。如果在预定时间量过去之后，在特定襟翼驱动机构20的致动前与在特定襟翼驱动机构的致动后的载荷的差异不超出阈值量Ψ，则随后控制模块80确定没有发生倾斜状况。随后方法300可终止或返回至方框302。但是，如果在预定时间量过去之后，在特定襟翼驱动机构20的致动前与在特定襟翼驱动机构20的致动之后的载荷上的差异继续超出阈值量Ψ，则随后控制模块80确定襟翼18a的倾斜状况已发生。随后方法300可进行至方框316。
在方框316中，控制模块80可以在飞行器10(图1)内生产触发警报或其他指示器以警告飞行员倾斜状况的信号。此外或可替换地，控制模块80可包括用于禁用正在经历倾斜状况的特定襟翼18a、18b的襟翼驱动机构20的控制逻辑。方法300可随后终止。
进一步，该公开内容包括根据以下条款的实施方式：
条款1.一种用于飞行器的静止的倾斜检测系统，包括：
飞行器机翼的飞行控制面，其中，所述飞行控制面包括相对侧；
用于操作所述飞行控制面的两个驱动机构，其中，所述两个驱动机构中的每一个位于所述飞行控制面的所述相对侧中的一侧并且所述两个驱动机构中的每一个至少包括包含第一外表面的第一连杆和包含第二外表面的第二连杆；
用于所述两个驱动机构中的每一个的第一载荷传感器和第二载荷传感器，其中，所述第一载荷传感器沿所述第一连杆的所述第一外表面布置并且所述第二载荷传感器沿所述第二连杆的所述第二外表面布置；以及
与所述第一载荷传感器和所述第二载荷传感器进行信号通信的控制模块，所述控制模块包括用于进行以下操作的控制逻辑：
监测通过各驱动机构的所述第一载荷传感器和所述第二载荷传感器所检测到的载荷，并且基于通过所述两个驱动机构中的每一个的所述第一载荷传感器和所述第二载荷传感器所检测到的载荷来确定所述两个驱动机构中的每一个的总载荷；以及
响应于所述两个驱动机构中的一个的总载荷超过所述两个驱动机构中剩余的一个的总载荷一预定裕度来确定所述飞行控制面的惯性滑行倾斜。
条款2.根据条款1所述的倾斜检测系统，其中，所述预定裕度指示所述两个驱动机构之间的不对称的载荷。
条款3.根据条款1所述的倾斜检测系统，包括第三连杆和第三载荷传感器，其中，所述第三载荷传感器沿所述第三连杆的第三外表面布置并且与所述控制模块信号通信。
条款4.根据条款3所述的倾斜检测系统，包括第四连杆和第四载荷传感器，其中，所述第四载荷传感器沿所述第四连杆的第四外表面布置并且与所述控制模块信号通信。
条款5.根据条款1所述的倾斜检测系统，其中，所述第一载荷传感器和所述第二载荷传感器均包括多个应变仪。
条款6.根据条款1所述的倾斜检测系统，其中，所述飞行控制面是所述飞行器机翼的襟翼。
条款7.根据条款1所述的倾斜检测系统，其中，所述第一连杆选自由以下各项组成的组：所选的驱动机构的第一臂杆、第二臂杆、第三臂杆和驱动臂杆。
条款8.根据条款1所述的倾斜检测系统，其中，所述第二连杆选自由以下各项组成的组：所选的驱动机构的第一臂杆、第二臂杆、第三臂杆和驱动臂杆。
条款9.一种用于飞行器的倾斜检测系统，包括：
飞行器机翼的飞行控制面；
用于操作所述飞行控制面的驱动机构，至少包括包含第一外表面的第一连杆和包含第二外表面的第二连杆；
所述驱动机构的第一载荷传感器和第二载荷传感器，其中，所述第一载荷传感器沿所述第一连杆的所述第一外表面布置并且所述第二载荷传感器沿所述第二连杆的所述第二外表面布置；以及
与所述第一载荷传感器和所述第二载荷传感器信号通信的控制模块，所述控制模块包括用于进行以下操作的控制逻辑：
监测通过所述驱动机构的所述第一载荷传感器和所述第二载荷传感器所检测到的载荷；
基于通过所述第一载荷传感器和所述第二载荷传感器所检测到的载荷确定在所述飞行控制面被致动前的所述驱动机构的总载荷；
基于通过所述第一载荷传感器和所述第二载荷传感器所检测到的载荷确定在所述飞行控制面被致动后的所述驱动机构的总载荷；以及
响应于在所述飞行控制面被致动前的所述驱动机构的总载荷超过在所述飞行控制面被致动后的所述驱动机构的总载一荷阈值量来确定所述飞行控制面的倾斜状况。
条款10.根据条款9所述的倾斜检测系统，其中，所述阈值量表示致动前与致动后的所述飞行控制面的载荷的预期变化。
条款11.根据条款9所述的倾斜检测系统，包括第三连杆和第三载荷传感器，其中，所述第三载荷传感器沿所述第三连杆的第三外表面布置并且与所述控制模块信号通信。
条款12.根据条款11所述的倾斜检测系统，包括第四连杆和第四载荷传感器，其中，所述第四载荷传感器沿所述第四连杆的第四外表面布置并且与所述控制模块信号通信。
条款13.根据条款9所述的倾斜检测系统，其中，所述第一载荷传感器和所述第二载荷传感器均包括多个应变仪。
条款14.根据条款9所述的倾斜检测系统，其中，所述飞行控制面是所述飞行器机翼的襟翼。
条款15.根据条款9所述的倾斜检测系统，其中，所述飞行控制面的所述倾斜状况为动力倾斜和惯性滑行倾斜中的一个。
条款16.一种确定飞行器机翼的襟翼的惯性滑行倾斜的静止方法，所述方法包括：
设置用于操作所述襟翼的两个驱动机构，其中，所述两个驱动机构中的每一个位于所述襟翼的相对侧中的一侧上，并且所述襟翼至少包括包含第一外表面的第一连杆和包含第二外表面的第二连杆；
通过控制模块监测所述两个驱动机构中的每一个的第一载荷传感器和第二载荷传感器所检测到的载荷，其中，所述第一载荷传感器沿所述第一连杆的第一外表面布置并且所述第二载荷传感器沿所述第二连杆的第二外表面布置；
基于通过所述第一载荷传感器和所述第二载荷传感器所检测到的载荷确定所述襟翼的所述两个驱动机构中的每一个的总载荷；并且
响应于所述襟翼的所述两个驱动机构的中的一个的总载荷超过所述襟翼的所述两个驱动机构中的剩余一个的总载荷预定裕度来确定所述襟翼的惯性滑行倾斜。
条款17.根据条款16所述的方法，其中，所述预定裕度指示所述两个驱动机构之间的不对称载荷。
条款18.根据条款16所述的方法，其中，所述第一载荷传感器和所述第二载荷传感器均包括多个应变仪。
条款19.根据条款16所述的方法，包括从由以下各项组成的组中选取第一连杆：所选的驱动机构的第一臂杆、第二臂杆、第三臂杆和驱动臂杆。
条款20.根据条款16所述的方法，包括从由以下各项组成的组中选取第二连杆：所选的驱动机构的第一臂杆、第二臂杆、第三臂杆和驱动臂杆。
虽然本文中所描述的装置和方法的形式构成这个公开内容的优选方面，将理解的是，所公开的内容不限于装置和方法的这些精确形式，并且只要不脱离所公开的内容的范围，可在其中进行改变。

Claims (15)

1.一种用于飞行器的静止的倾斜检测系统，包括：
飞行器机翼(14)的飞行控制面(18)，其中，所述飞行控制面(18)包括相对侧(22、23)；
用于操作所述飞行控制面的两个驱动机构(20)，其中，所述两个驱动机构(20)中的每一个位于所述飞行控制面(18)的所述相对侧中的一侧并且所述两个驱动机构(20)中的每一个至少包括包含第一外表面的第一连杆(34)和包含第二外表面的第二连杆(38)；
用于所述两个驱动机构(20)中的每一个的第一载荷传感器(50)和第二载荷传感器(52)，其中，所述第一载荷传感器(50)沿所述第一连杆(34)的所述第一外表面布置并且所述第二载荷传感器(52)沿所述第二连杆(38)的所述第二外表面布置；以及
与所述第一载荷传感器(50)和所述第二载荷传感器(52)信号通信的控制模块(80)，所述控制模块包括用于进行以下操作的控制逻辑：
监测通过各驱动机构(20)的所述第一载荷传感器(50)和所述第二载荷传感器(52)所检测到的载荷，并且基于通过所述两个驱动机构(20)中的每一个的所述第一载荷传感器(50)和所述第二载荷传感器(52)所检测到的载荷来确定所述两个驱动机构(20)中的每一个的总载荷；以及
响应于所述两个驱动机构中的一个的总载荷超过所述两个驱动机构中的剩余的一个的总载荷一预定裕度来确定所述飞行控制面(18)的惯性滑行倾斜。
2.根据权利要求1所述的倾斜检测系统，其中，所述预定裕度指示所述两个驱动机构(20)之间的不对称的载荷。
3.根据权利要求1所述的倾斜检测系统，包括第三连杆(34)和第三载荷传感器，其中，所述第三载荷传感器沿所述第三连杆的第三外表面布置并且与所述控制模块信号通信。
4.根据权利要求3所述的倾斜检测系统，包括第四连杆(38)和第四载荷传感器，其中，所述第四载荷传感器沿所述第四连杆的第四外表面布置并且与所述控制模块信号通信。
5.根据权利要求1所述的倾斜检测系统，其中，所述第一载荷传感器(50)和所述第二载荷传感器(52)均包括多个应变仪。
6.根据权利要求1所述的倾斜检测系统，其中，所述飞行控制面是所述飞行器机翼的襟翼。
7.根据权利要求1所述的倾斜检测系统，其中，所述第一连杆选自由以下各项组成的组：所选的驱动机构(20)的第一臂杆(26)、第二臂杆(28)、第三臂杆(34)和驱动臂杆。
8.根据权利要求1所述的倾斜检测系统，其中，所述第二连杆选自由以下各项组成的组：所选的驱动机构(20)的第一臂杆(26)、第二臂杆(28)、第三臂杆(7)和驱动臂杆。
9.一种用于飞行器的倾斜检测系统，包括：
飞行器机翼(14)的飞行控制面(18)；
用于操作所述飞行控制面的驱动机构(20)，所述驱动机构至少包括包含第一外表面的第一连杆和包含第二外表面的第二连杆；
所述驱动机构的第一载荷传感器(50)和第二载荷传感器(52)，其中，所述第一载荷传感器沿所述第一连杆的所述第一外表面布置并且所述第二载荷传感器沿所述第二连杆的所述第二外表面布置；以及
与所述第一载荷传感器(50)和所述第二载荷传感器(52)信号通信的控制模块(80)，所述控制模块包括用于进行以下操作的控制逻辑：
监测通过所述驱动机构的所述第一载荷传感器和所述第二载荷传感器所检测到的载荷；
基于通过所述第一载荷传感器和所述第二载荷传感器所检测到的载荷确定在所述飞行控制面被致动前的所述驱动机构的总载荷；
基于通过所述第一载荷传感器和所述第二载荷传感器所检测到的载荷确定在所述飞行控制面被致动后的所述驱动机构的总载荷；以及
响应于在所述飞行控制面被致动前的所述驱动机构的总载荷超过在所述飞行控制面被致动后的所述驱动机构的总载荷一阈值量来确定所述飞行控制面的倾斜状况。
10.根据权利要求9所述的倾斜检测系统，其中，所述阈值量表示致动前与致动后的所述飞行控制面的载荷的预期变化。
11.根据权利要求9所述的倾斜检测系统，包括第三连杆和第三载荷传感器，其中，所述第三载荷传感器沿所述第三连杆的第三外表面布置并且与所述控制模块信号通信。
12.根据权利要求11所述的倾斜检测系统，包括第四连杆和第四载荷传感器，其中，所述第四载荷传感器沿所述第四连杆的第四外表面布置并且与所述控制模块信号通信。
13.根据权利要求9所述的倾斜检测系统，其中，所述第一载荷传感器和所述第二载荷传感器均包括多个应变仪。
14.根据权利要求9所述的倾斜检测系统，其中，所述飞行控制面是所述飞行器机翼的襟翼。
15.根据权利要求9所述的倾斜检测系统，其中，所述飞行控制面的所述倾斜状况为动力倾斜和惯性滑行倾斜中的一个。
CN201610195288.1A 2015-04-01 2016-03-30 静止飞行控制面倾斜检测系统 Active CN106043672B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/675,845 US9764853B2 (en) 2015-04-01 2015-04-01 Motionless flight control surface skew detection system
US14/675,845 2015-04-01

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106043672A CN106043672A (zh) 2016-10-26
CN106043672B true CN106043672B (zh) 2020-06-30

Family

ID=55484824

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610195288.1A Active CN106043672B (zh) 2015-04-01 2016-03-30 静止飞行控制面倾斜检测系统

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9764853B2 (zh)
EP (1) EP3075664B1 (zh)
JP (1) JP6755666B2 (zh)
CN (1) CN106043672B (zh)
BR (1) BR102016006724B1 (zh)
CA (1) CA2921646C (zh)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10386254B2 (en) * 2016-04-25 2019-08-20 The Boeing Company Fastener Status Detection System
US10137999B2 (en) * 2017-03-30 2018-11-27 The Boeing Company Methods and apparatus for detecting airflow control surface skew conditions
JP6784635B2 (ja) * 2017-04-07 2020-11-11 三菱重工業株式会社 荷重警報装置、航空機、荷重警報プログラム、荷重警報方法及び荷重制限値の設定方法
DE102019109330B4 (de) 2019-04-09 2021-08-12 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Aktuatorsystem in einem Luftfahrzeug zur Überwachung einer Rücklaufsperre
CN111977023B (zh) * 2020-07-06 2023-02-07 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种缝翼倾斜检测机构的测试系统
FR3113889A1 (fr) 2020-09-09 2022-03-11 Eaton Intelligent Power Limited Système de synchronisation d'actionnement de gouverne
FR3113888A1 (fr) 2020-09-09 2022-03-11 Eaton Intelligent Power Limited Système de synchronisation d'actionnement de gouverne
CN113120220B (zh) * 2021-03-31 2023-11-28 中国飞机强度研究所 一种刚柔耦合变弯度机翼前缘的三维单轴驱动系统
US12103703B2 (en) * 2021-11-19 2024-10-01 The Boeing Company Systems and methods for detecting a jam of a flap of a wing of an aircraft

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101321666A (zh) * 2005-12-06 2008-12-10 空中客车德国有限公司 可调襟翼的故障检测装置
CN101346276A (zh) * 2005-12-29 2009-01-14 空中客车德国有限公司 飞行器的机翼和飞行器
CN101784447A (zh) * 2007-08-20 2010-07-21 埃尔塞乐公司 用于控制对至少一个飞行器维修致动器的电力供应的设备和方法
CN201534612U (zh) * 2009-09-29 2010-07-28 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种前缘襟翼操纵装置
CN101870356A (zh) * 2010-06-10 2010-10-27 西北工业大学 并联式蜗轮蜗杆大扭力作动器

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2969933A (en) * 1951-10-02 1961-01-31 Vogt Richard Linking airplanes and wings of airplanes
US6299108B1 (en) 1997-12-12 2001-10-09 Jeffrey V. Lindstrom Method and apparatus for detecting skew and asymmetry of an airplane flap
ATE431944T1 (de) * 2003-01-23 2009-06-15 Supercomputing Systems Ag Fehlertolerantes computergesteuertes system
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
US8115649B2 (en) 2009-04-30 2012-02-14 The Boeing Company Slat skew detection system
DE102009053126A1 (de) 2009-11-13 2011-05-19 Airbus Operations Gmbh Stellsystem eines Flugzeugs mit einer Stellklappe
GB0919988D0 (en) 2009-11-16 2009-12-30 Goodrich Actuation Systems Ltd Skew detection
GB201005966D0 (en) 2010-04-09 2010-05-26 Moog Wolverhampton Ltd Skew & loss detection system
BE1019359A3 (fr) 2010-06-04 2012-06-05 Sonaca Sa Desalignement de surfaces portantes.
DE102010025475A1 (de) 2010-06-29 2011-12-29 Airbus Operations Gmbh Stellsystem eines Flugzeugs mit einer Stellklappe
DE102010044678A1 (de) 2010-09-08 2012-03-08 Airbus Operations Gmbh Überwachungsvorrichtung für ein Stellsystem eines Flugzeugs, Stellsystem und Verfahren zur Rekonfiguration des Stellsystems
GB2510608B (en) * 2013-02-08 2015-02-25 Ge Aviat Systems Ltd Method for predicting a horizontal stabilizer fault
US9073643B2 (en) 2013-03-28 2015-07-07 The Boeing Company Monitoring of high-lift systems for aircraft

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101321666A (zh) * 2005-12-06 2008-12-10 空中客车德国有限公司 可调襟翼的故障检测装置
CN101346276A (zh) * 2005-12-29 2009-01-14 空中客车德国有限公司 飞行器的机翼和飞行器
CN101784447A (zh) * 2007-08-20 2010-07-21 埃尔塞乐公司 用于控制对至少一个飞行器维修致动器的电力供应的设备和方法
CN201534612U (zh) * 2009-09-29 2010-07-28 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种前缘襟翼操纵装置
CN101870356A (zh) * 2010-06-10 2010-10-27 西北工业大学 并联式蜗轮蜗杆大扭力作动器

Also Published As

Publication number Publication date
CN106043672A (zh) 2016-10-26
CA2921646A1 (en) 2016-10-01
US9764853B2 (en) 2017-09-19
BR102016006724B1 (pt) 2021-07-27
EP3075664B1 (en) 2018-08-29
JP6755666B2 (ja) 2020-09-16
BR102016006724A2 (pt) 2016-10-04
JP2016193714A (ja) 2016-11-17
US20160288921A1 (en) 2016-10-06
EP3075664A1 (en) 2016-10-05
CA2921646C (en) 2020-07-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106043672B (zh) 静止飞行控制面倾斜检测系统
US11492136B2 (en) Aircraft uplock
US20100100355A1 (en) In-flight detection of wing flap free wheeling skew
US9701419B2 (en) Method for determining a state of a component in a high lift system of an aircraft
CN110282118B (zh) 垂直稳定器和舵的主动流控制
EP2783988B1 (en) Monitoring of high-lift systems for aircraft
CA2976572C (en) Aircraft wing flap skew detection systems and methods
EP3012191B1 (en) Method for determining a state of a component in a high lift system of an aircraft, high lift system of an aircraft and aircraft having such a high lift system
CN111372852B (zh) 用于致动高升力飞行控制表面的系统和方法
EP3381796B1 (en) Aerodynamic control surface movement monitoring system for aircraft
US11225314B2 (en) Actuator system in an aircraft for monitoring a no-back brake
US11649041B2 (en) Methods for stable extension of landing gear systems
EP4183691A1 (en) Systems and methods for detecting a jam of a flap of a wing of an aircraft
CN117715825A (zh) 用于在地面操作期间进行健康监测的方法和设备

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant