CN110015406A - 飞行控制表面组件 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及被适配为安装至飞行器的主机翼(5)上的飞行控制表面组件。飞行控制表面组件包括：并排安排的多个飞行控制表面(11，13)、连接组件(21)、驱动安排(15)以及控制单元(27)。飞行控制表面组件针对空隙(23)中的每一个包括单独的电气部件(25a，25b)对(25)。这些对(25)被安排成使得针对每个检测电路(25a，25b，29)，在飞行控制表面(11，13)的预定同步移动过程中，在第二端子(27b)处接收到的电能高于阈值，并且控制单元(27)被适配用于确定在第二端子(27b)处接收到的电能在驱动安排(15)的操作过程中是否低于阈值、并且当所接收到的电能低于阈值时控制驱动安排(15)停止这些飞行控制表面(11，13)的移动。
Description
技术领域
本申请涉及一种飞行控制表面组件、比如前缘缝翼组件，所述飞行控制表面组件包括：多个飞行控制表面，所述多个飞行控制表面具有两个相反的侧边缘并且是并排安排的，其中在每两个相邻飞行控制表面的侧边缘之间具有空隙；连接组件，所述连接组件被适配用于将所述多个飞行控制表面可移动地连接至飞行器的主机翼上，使得这些飞行控制表面是在缩回位置与伸出位置之间以预定同步移动的方式选择性地可移动的；以及驱动安排，所述驱动安排操作性地联接至所述连接组件并且可操作来完成这些飞行控制表面在所述缩回位置与所述伸出位置之间的预定同步移动。
背景技术
为了能够选择性地改变飞行器机翼所提供的升力程度，飞行器机翼典型地设有空气动力学表面或飞行控制表面，这些表面可移动地联接至主机翼而可以在缩回或收起位置(在所述位置，这些表面被布置在主机翼内或直接布置在其上)与至少一个伸出或展开位置(在所述位置中，这些表面从主机翼伸出)之间移动。缝翼是被布置在主机翼的前缘处并且从其可伸出的此类可移动飞行控制表面的实例。
飞行控制表面通常以并排安排的多个飞行控制表面的组来提供。这样的组中的所有飞行控制表面操作性地联接至共用的驱动安排、并且被适配为在该驱动安排操作时一起在缩回位置与伸出位置之间移动、同时执行在缩回位置与伸出位置之间的共同预定同步移动。换言之，在驱动安排的操作过程中，所有飞行控制表面同时且并行地移动，并且这些飞行控制表面中的每一个表面沿着预定标称路径移动。这对应于正常操作条件。
为了能够安全地承受在故障状态(在故障状态下，这些飞行控制表面之一显著地偏离预定同步移动)下在该组件内可能出现的增大的力，典型地将在这些飞行控制表面与主机翼之间的安装结构构造成具有非常高的可靠性。然而，这种途径与相对高的成本以及相对高的复杂性和/或重量相关联。因此，普遍希望的是提供一种检测器安排，所述检测器安排被适配用于检测此类故障状态的出现并且接着停止这些飞行控制表面的任何进一步移动。无论飞行控制表面的位置如何，飞行器都能够安全地飞行，尽管效率稍微降低。
上述类型的故障状态的实例是缝翼组件的缝翼的歪斜。缝翼通常通过多个长形缝翼轨道安装至主机翼上。每个缝翼轨道相对于主机翼在同缝翼的收起位置相对应的缩回位置与同缝翼的展开位置相对应的伸出位置之间可移动。这些缝翼轨道在缩回位置与伸出位置之间的移动通过驱动安排来完成。例如，这样的驱动安排可以包括驱动轴，所述驱动轴被旋转致动器可旋转地驱动并且经由相应的传动装置或齿轮箱联接至这些缝翼轨道中的每一个缝翼轨道上，该传动装置或齿轮箱将驱动轴的旋转移动转化为缝翼轨道沿着其纵向走向的同步平移移动。缝翼轨道与缝翼之间的连接典型地通过包括多个球形支承件的接头来实现，使得缝翼相对于缝翼轨道的某种程度的移动是可能的，从而使得缝翼相对于缝翼轨道的位置和几何形状的微小变化可以得到补偿，并且在缝翼的变形与主机翼的变形之间存在至少一定程度的解联。例如，缝翼相对于缝翼轨道的相对位置变化可能在联接至单一缝翼上的缝翼轨道没有同步移动的事件中、即在缝翼轨道差速移动的情况下出现，从而导致缝翼歪斜，并且可以被以上述方式配置的接头所解决。然而，这些接头中所使用的球形支承件的安排(典型地与多个链节一起)相对复杂且昂贵、并且占据相当大的空间。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种上述类型的飞行控制表面组件，所述飞行控制表面组件具有简单且具成本效益的构造、并且仍然能够解决飞行控制表面之一显著偏离其预定标称路径的故障状态。
这个目的是通过具有权利要求1的特征的飞行控制表面组件、具有权利要求13的特征的飞行器机翼、以及具有权利要求14的特征的飞行器来实现。飞行控制表面组件的优选实施例是相应的从属权利要求的主题。
根据本发明，提供了一种飞行控制表面组件、具体可以是前缘缝翼组件，并且将其适配为安装至飞行器的主机翼上。该飞行控制表面组件包括多个飞行控制表面，这些飞行控制表面各自具有两个相反的侧边缘。这两个侧边缘相对于前缘(在飞行控制表面组件是前缘飞行控制表面组件的情况下)、或相对于后缘(在飞行控制表面组件是后缘飞行控制表面组件的情况下)垂直地或横向地延伸，该前缘或后缘在这两个侧边缘之间延伸。总体上，这些飞行控制表面典型地还包括在前缘或后缘处相汇的上表面和下表面。所述飞行控制表面是并排安排的，使得对于每两个相邻飞行控制表面，相应两个相邻飞行控制表面中的一个飞行控制表面的侧边缘之一面朝所述相应两个相邻飞行控制表面中的另一个飞行控制表面的侧边缘之一，并且这两个相应的相邻飞行控制表面通过空隙分开。换言之，这些飞行控制表面是成排地安排的，其中空隙是沿所述排所限定的方向布置在这些飞行控制表面之间。
该飞行控制表面组件进一步包括连接组件，该连接组件被适配用于将该多个飞行控制表面可移动地连接至飞行器的主机翼上，使得这些飞行控制表面相对于主机翼、并且具体地相对于主机翼的前缘或后缘(取决于该组件是前缘还是后缘飞行控制表面组件)在缩回或收起位置与伸出或展开位置之间以预定的同步、即同时且并行的移动方式选择性地可移动。在伸出位置时，飞行控制表面的前缘或后缘比在缩回位置时离主机翼的相应前缘或后缘更大的距离。预定同步移动是正常操作状态下的移动、并且针对这些飞行控制表面中的每个飞行控制表面限定了标称移动路径。
此外，该飞行控制表面组件包括：驱动安排，该驱动安排操作性地联接至该连接组件上、并且可操作来完成这些飞行控制表面在缩回位置与伸出位置之间的预定同步移动；以及控制单元，该控制单元连接至该驱动安排上并且被适配用于控制该驱动安排的操作。因此，当被该控制单元控制时，该驱动安排(可以包括例如一个或多个旋转或线性致动器、连杆和/或轴)工作并且由此致使这些飞行控制表面执行预定同步移动。应注意的是，在飞行过程中，多个不同的力(比如由于机翼的正常弯折产生的力)作用在飞行控制组件上，使得这些飞行控制表面执行的实际移动典型地略微偏离该预定同步移动。
该飞行控制表面组件还针对这些空隙中的每一个空隙包括单独的电气部件对，该电气部件对与相应的空隙相关联并且与通过空隙分开的两个相邻飞行控制表面相关联、即与在空隙的相反两侧紧邻该空隙的两个飞行控制表面相关联。这些电气部件对中的每一对包括第一电气部件(固定地安装至通过相应空隙分开的两个飞行控制表面中的一个飞行控制表面上)以及第二电气部件(固定地安装至通过相应空隙分开的这两个飞行控制表面中的另一个飞行控制表面上)。每对的第一和第二电气部件被适配用于将来自第一电气部件的电能跨越该空隙无线地传输至第二电气部件，即，它们构成电能的协作式能量或电力传输装置。从第一电气部件传输至第二电气部件的电能的量取决于第一电气部件与第二电气部件之间的相对安排，即，向第一电气部件给送的电能与在第二电气部件处接收到的电能之间的比率。换言之，在电感耦合或电容耦合的实例中，相应的耦合长度取决于这样的相对安排。在本申请中，术语“电能的量”具体涵盖在限定或预定时间段上在第一与第二电气部件之间传输的电能的量、或在第一与第二电气部件之间传输的电功率。
该飞行控制表面组件进一步包括至少一个检测电路、即一个或多个检测电路。这些对中的每一对被包含在该至少一个检测电路中的相关联一个检测电路中，并且该至少一个检测电路中的每一个检测电路包含这些对中的一个或多个对。进一步，该至少一个检测电路中的每一个检测电路电连接至该控制单元的相关联第一端子和相关联第二端子。对每个检测电路可以存在单独的第一端子和第二端子。该控制单元被适配用于针对每个检测电路使用第一端子并且可能使用第二端子来向相应的检测电路直接地或经由中间电气部件间接地给送电能，使得在向检测电路给送电能后，电能接着在相应检测电路中所包含的每对的第一与第二电气部件之间无线地传输。
所述控制单元被适配用于针对所述至少一个检测电路中的每一个检测电路并且在所描述的向相应检测电路给送电能后测量电气参数的值，所述电气参数取决于所述相应检测电路中所包含的每对的第一电气部件与第二电气部件之间的相对安排。因此，每当相应检测电路中所包含的这些对之一的第一电气部件与第二电气部件之间的相对安排改变时，测得的值改变。
这些电气部件对被安排成使得针对每个检测电路，在这些飞行控制表面在缩回位置与伸出位置之间的预定同步移动过程中，该电气参数的测得值处于其一个端点由阈值限制的预定范围内。该范围的相反端点可以是或不是开放的。该范围和该阈值可以在制造时固定或者可以是可调节的。在任何情况下，可以将所述阈值选择成允许由于飞行期间出现的法向力(例如，机翼的振动或弯折)而略微偏离正常操作状态、而不下降到低于所述阈值。该控制单元被适配用于确定该电气参数的测得值在该驱动安排的操作过程中是否超出阈值而在预定范围之外、即取决于测得的电气参数和预定范围而低于或高于阈值，并且当该电气参数的测得值超出阈值而在预定范围之外时控制该驱动安排停止这些飞行控制表面的移动。如果测得值超出阈值而落在预定范围之外，则将其视为指示了例如由这些飞行控制表面、例如缝翼之一发生歪斜而导致的故障状态。在最简单的情况下，可以通过停止并且优选地锁定该驱动安排来完成停止飞行控制表面的移动。
例如，在优选的实施例中，对于这些电气部件对中的每一对，第一电气部件和第二电气部件(在其中具有相应空隙)在检测电路中串联地电连接在该控制单元的第一端子与第二端子之间。该控制单元被适配用于针对每个检测电路将来自第一端子的电能直接地或经由中间电气部件间接地朝向第一电气部件给送并且在第二端子处直接地或经由中间电气部件间接地接收来自第二电气部件的电能。特别地，如下文将解释的，这些电气部件对中的多于一对可以串联地连接在检测电路中，使得朝向这些对中的一对的第一电气部件给送的电能可以在到达第一电气部件之前经过一个或多个其他对，并且在第二端子处从这些对中的一对的第二电气部件接收到的电能在到达第二端子之前可以经过这些其他对中的一个或多个对。
在这个实施例中，这些电气部件对被安排成使得针对每个检测电路，在这些飞行控制表面在缩回位置与伸出位置之间的预定同步移动过程中在第二端子处接收到的电能高于预定阈值，该预定阈值可以在制造时固定或者可以是可调节的。于是，所接收到的电能是该电气参数。该阈值可以是绝对阈值或取决于从第一端子朝向第一电气部件给送的电能的阈值、例如为给送能量与接收能量的比率的阈值。在任何情况下，可以将所述阈值选择成允许由于飞行期间出现的法向力(例如，机翼的振动或弯折)而略微偏离正常操作状态、而不下降到低于所述阈值。该控制单元被适配用于针对每个检测电路来确定在驱动安排的操作过程中在第二端子处接收到的电能是否低于阈值、并且当所接收到的电能低于阈值时控制该驱动安排停止这些飞行控制表面的移动。如果所接收的电能下降到低于阈值，则将其视为指示了例如由这些飞行控制表面、例如缝翼之一发生歪斜而导致的故障状态。在最简单的情况下，可以通过停止并且优选地锁定该驱动安排来完成停止飞行控制表面的移动。
总体上，独立于这个特定实施例，可以为这些电气部件对中的每一对提供单独的检测电路，可以为所有的对提供单一检测电路，或者可以提供中间的构型。应注意的是，总体上还能够在单一对的第一端子与第二端子之间并联地联接两个或更多个检测电路。
在任何情况下，上述构型非常简单并且仅利用少量检测器(电气部件对形式的)来可靠地检测飞行控制表面组件的故障状态。例如，可以可靠地检测到飞行控制表面、比如缝翼的歪斜。如与用于防止过度偏离该预定同步移动、并且尤其防止飞行控制表面或缝翼歪斜的机械解决方案相比，显著地减小了组件的重量。由于仅使用了少量检测器，因此用于连接至该控制单元的电缆的数量可以保持小量，从而进一步减小了组件的重量。另外，与利用更大量检测器的可设想的构型相比，总体可靠性维持较高，因为随着检测器数量的增大，故障概率同样增大。该组件还具有以下优点：生产非常简单，因为检测器可以在其生产过程中已经集成到或安装至独立的飞行控制表面上；并且需要极少的维护或不需要维护，因为不存在机械磨损。
在优选的实施例中，这些飞行控制表面是后缘飞行控制表面。
在替代性优选实施例中，这些飞行控制表面是前缘飞行控制表面、并且优选地是缝翼。在这些飞行控制表面是缝翼的情况下，对于这些缝翼中的每一个，所述连接组件可以优选地包括至少一个长形缝翼轨道，该长形缝翼轨道被适配为沿着轨道纵向轴线可移动地安装至主机翼上、并且连接至相应的缝翼上。在这种情况下，进一步优选的是，对于这些缝翼轨道中的每一个，该驱动安排包括接合缝翼轨道的驱动小齿轮。
在优选的实施例中，其中，这些电气部件对被安排成、并且针对每个检测电路所述阈值被选择成，使得如果超过了相应检测电路中所包含的这些电气部件对中的至少一对的第一电气部件与第二电气部件之间的相对安排同预定同步移动过程中的相对安排的预定最小偏离，则在所述驱动安排的操作过程中，所述电气参数的测得值超出阈值而在所述预定范围之外，例如在以上所描述的特定实施例中，在第二端子处接收到的电能降低到低于阈值。这些电气部件对中的至少一对的第一电气部件与第二电气部件之间的相对安排的此类预定最小偏离对应于、或被理解为对应于同相应检测电路相关联的飞行控制表面中的至少一个飞行控制表面(即，该检测电路的这些电气部件对中的一对的第一和第二电气部件所固定地安装至其上的这些飞行控制表面之一)与预定同步移动的预定最小偏离。当然，在检测电路中串联地或以某个序列连接了这些对中的多对的情况下，仅检测所有对中的所有能量传输损失之和。在任何情况下，如果单一对的相对安排与由预定同步移动所限定的相对安排的偏离不超过某个最大量，而无法实现超出阈值而下降到该预定范围之外、例如在上文所描述的特定实例中下降到低于阈值，则在飞行器和飞行控制表面组件的正常操作过程中出现的上述类型的正常偏离不导致对故障状态的不正确检测，由此提高了检测的鲁棒性。
在这个实施例中，进一步优选的是，所述相对安排的预定最小偏离包括(或其构成为)在垂直于相应空隙的空隙宽度方向的平面中的平移分量、和/或旋转分量。特别地，由于第一和第二电气部件在空隙宽度方向上的移位引起的相对安排的变化优选地不导致超过预定最小偏离，因为在正常飞行过程中出现的机翼弯折致使这些独立的飞行控制表面背离和朝向彼此移动，即，使得空隙增大和减小，这取决于机翼的当前形状。通过适配第一和第二部件的特征使得能量传输对空隙宽度的变化敏感性较小，可以有利地实现一方面垂直于空隙宽度方向的移位或旋转移位与沿着空隙宽度方向的移位之间的敏感性差异。
在优选的实施例中，对于这些电气部件对中的每一对，第一和第二电气部件被安排在相应两个相邻飞行控制表面的相向的侧边缘处。
在优选的实施例中，对于这些电气部件对中的每一对，第一和第二电气部件包括或是电容性部件，所述电容性部件被适配用于将来自所述第一电气部件的电能电容性耦合至所述第二电气部件，以完成电能的无线传输。在替代性优选实施例中，对于这些电气部件对中的每一对，第一和第二电气部件包括或是电感性部件或电感器，所述电感性部件被适配用于将来自所述第一电气部件的电能电感性耦合至所述第二电气部件，以完成电能的无线传输。由于使用了此类电无源部件，可以有利地进一步提高该组件的可靠性。
在将电感性部件用于或用作第一和第二电气部件的实施例中，这些电感性部件中的每一个可以是线圈、或者包括线圈、并且优选地还包括铁氧体元件。通过适当选择并适配线圈和/或铁氧体元件的形状，能够容易地选择性地获得多种多样的不同耦合特征。例如，可以选择形状和尺寸，以使得在操作中，由第一电气部件产生的磁场被配置成使得第二电气部件在相应飞行控制表面沿空隙宽度方向的正常移动过程中看不到变化或看不到显著变化、但是对于垂直于空隙宽度方向的导致线圈的轴线不对准的移位、或对于线圈的轴线相对于彼此旋转的旋转移位非常敏感。
在优选的实施例中，对于所述至少一个检测电路中的每一个检测电路，相应检测电路中所包含的一个或多个对以从该相应检测电路中所包含的一个或多个对中的第一对到该相应检测电路中所包含的一个或多个对中的最后一对的序列、或以菊花链安排彼此前后安排。应指出的是，如果检测电路中仅存在单一对，则在此情况下序列仅由单一对组成，则最后一对与第一对相同。在任何情况下，该安排使得第一对中的第一电气部件通过第一有线电连接而电连接至控制单元的第一端子。该控制单元被适配用于使用第一端子以及可能地第二端子来向相应检测电路中所包含的第一对中的第一电气部件给送电能。相应检测电路中所包含的所述序列中的一个或多个对中的任何另外一对中的第一电气部件通过相应的第二有线电连接而电连接至所述序列中的前一对中的第二电气部件。应注意的是，如果第一和第二电气部件包括或是被适配用于将来自第一电气部件的电能电容性耦合至第二电气部件以完成电能的无线传输的电容性部件，则第二电连接优选地包括单一电气导管。另一方面，如果第一和第二电气部件包括或是被适配用于将来自第一电气部件的电能电感性耦合至第二电气部件以完成电能的无线传输的电感性部件，则第二电连接包括连接至相应电感性部件的两个端子中的不同端子上、例如连接至构成这些电感性部件的线圈的相反两端上的两个电气导管。
在这个实施例的第一变体中，进一步优选的是，对于所述至少一个检测电路中的每一个检测电路，最后一对(如果检测电路仅包含单一对，则等于第一对，如上文已经描述的)中的第二电气部件通过第三有线电连接而电连接至该控制单元的第二端子。可以利用这个第一变体来实施上文所描述的实施例，其中电气参数是在第二端子处接收到的电能。因此，电气参数是在使用第一端子向相应检测电路中所包含的第一对中的第一电气部件给送电能时在第二端子处接收到的电能，并且该阈值限制了预定范围的下限。被给送到第一对的电能沿着该序列传递到最后一对并且从这里到达该控制单元。应注意的是，如果第一和第二电气部件包括或是被适配用于将来自第一电气部件的电能电容性耦合至第二电气部件以完成电能的无线传输的电容性部件，则第一和第三电连接各自优选地包括单一电气导管，并且第一端子和第二端子各自优选地包括单一极。例如，第一端子可以是交流电源的第一极，并且第二端子可以是交流电源的第二极。另一方面，如果第一和第二电气部件包括或是被适配用于将来自第一电气部件的电能电感性耦合至第二电气部件以完成电能的无线传输的电感性部件，则第一和第三电连接各自包括连接至相应电感性部件的两个端子中的不同端子上、例如连接至构成这些电感性部件的线圈的相反两端上的两个电气导管，并且第一端子和第二端子各自包括与这两个电气导管连接的两个极。例如，第一端子可以包括交流电源的两个极。
如已经提及的，可以利用这个第一变体来实施上文所描述的实施例，其中电气参数是在第二端子处接收到的电能。于是，对于每一个电气部件对，第一电气部件和第二电气部件在相应检测电路中串联地电连接在相应检测电路所连接的第一端子与第二端子之间，并且该控制单元被适配用于将来自第一端子的电能朝向第一电气部件给送、并且在第二端子处接收来自第二电气部件的电能。另外，对于这些检测电路中的每一个检测电路，电气参数是在将来自第一端子的电能朝向第一电气部件给送时在第二端子处接收到的电能，并且该阈值限制了预定范围的下限。因此，该范围和阈值被限定成使得，在这些飞行控制表面的预定同步移动过程中，电气参数(即，在第二端子处接收到的电能)的测得值高于阈值，并且控制单元被适配用于确定在驱动安排的操作过程中该测得值是否低于阈值、并且当测得值低于阈值时控制该驱动安排停止这些飞行控制表面的移动。
在该实施例的第二变体中，优选的是，对于所述至少一个检测电路中的每一个检测电路，最后一对(如果检测电路仅包含单一对，则等于第一对，如上文已经描述的)中的第二电气部件电连接至第三电气部件以形成第一无源谐振电路。因此，如果最后一对中的第二电气部件包括或是电容性部件，则第三电气部件包括或是电感性部件，并且如果最后一对中的第二电气部件包括或是电感性部件，则第三电气部件包括或是电容性部件。在任何情况下，这具有以下效果：整个相应检测电路形成了第二无源谐振电路，该第二无源谐振电路具有的谐振频率取决于相应检测电路中所包含的这些对中的每一对的第一电气部件与第二电气部件之间的相对安排。因此，第二无源谐振电路的谐振频率在相应检测电路中所包含的任意一对的第一和第二电气部件的相对安排发生改变时改变。
在这个第二变体中，该控制单元被适配用于使用第一端子来向相应检测电路中所包含的第一对中的第一电气部件给送具有预定供电频率的交流电形式的电能。所述供电频率等于与这些飞行控制表面的预定同步移动相对应的谐振频率、或者位于与这些飞行控制表面的预定同步移动相对应的谐振频率的预定区间内。在这方面，与这些飞行控制表面的预定同步移动相对应的谐振频率是当检测电路中所包含的这些对的第一和第二电气部件具有它们在飞行控制表面的预定同步移动过程中所呈现或维持的相对安排时的谐振频率。
另外，在这个第二变体中，电气参数是表征第二无源谐振电路的电阻抗的参数。因此，电气参数是电阻抗本身或取决于电阻抗的参数(比如，电流)。尤其优选的是，第一和第二电气部件包括或是电感性部件，并且第一对中的第一电气部件通过第一有线电连接而电连接至该控制单元的第一端子和第二端子，其中，该控制单元被适配用于使用第一和第二端子来向相应检测电路中所包含的第一对中的第一电气部件给送电能。因此，在这种情况下，第一端子和第二端子中的每一者是被适配用于给送交流电的交流电源的不同极。
这个第二变体提供了以下优点：控制单元与检测电路之间的有线电连接仅在这些飞行控制表面之一处是必需的。这是因为仅第一电连接是必需提供的。因此，考虑了飞行控制表面的移动的任何措施可能局限于每检测电路一个飞行控制表面。
在优选的实施例中，对于这些电气部件对中的每一对，存在单独的检测电路，并且该控制单元包括单独的第一端子和第二端子。这允许在故障状态下检测故障的位置。在替代性优选实施例中，对于所有电气部件对存在单一检测电路，其中，在多个对串联地电连接在第一端子与第二端子之间的实施例中，所有电气部件对在检测电路中串联地电连接在控制单元的第一端子与第二端子之间。这种构型实施起来特别简单。当然，如上文已经提及的，还能够使用任何中间构型，其中，在这些检测电路中的至少一个检测电路中包含多于一个且少于所有的电气部件对。
根据本发明，还提供了一种飞行器机翼，该机翼包括主机翼以及具有上述构型的飞行控制表面组件。该飞行控制表面组件通过连接组件以上文已经描述的方式安装至主机翼上。该驱动安排可操作来完成这些飞行控制表面相对于主机翼在缩回位置与伸出位置之间的预定同步移动。
本发明还提供了一种包括此类机翼的飞行器。
附图说明
在下文中，参照附图更详细地描述缝翼组件和包括所述缝翼组件的机翼的示例性实施例。
图1示出了带有包括根据本发明的飞行控制表面组件的机翼的飞行器的示意性透视图，其中这些飞行控制表面被示为处于缩回或收起位置。
图2a示出了本发明的飞行控制表面组件在正常操作状态下时的第一实施例的示意性框图。
图2b示出了飞行控制表面组件的第一实施例在故障状态下时的示意性框图。
图3示出了本发明的飞行控制表面组件的第二实施例在正常操作状态下时的示意性框图。
图4a示出了根据本发明的飞行控制表面组件的第三实施例在正常操作状态下时的示意性框图。
图4b示出了飞行控制表面组件的第三实施例在故障状态下时的示意性框图。
具体实施方式
在图1中，示出了包括两个机翼3的飞行器1。这些机翼3中的每一个包括主机翼5和两个飞行控制表面组件，即缝翼组件7形式的前缘飞行控制表面组件、以及襟翼组件9形式的后缘飞行控制表面组件。这些缝翼组件7中的每一个包括四个缝翼11，这些缝翼并排成排地安排，并且襟翼组件9中的每一个包括四个襟翼13，这些襟翼同样并排成排地安排。在图1中，这些缝翼11和襟翼13被示为处于缩回或收起位置，在这个位置时，缝翼11的前缘与主机翼5的前缘基本上对准，并且襟翼13的后缘与主机翼5的后缘基本上对准。箭头2指示飞行方向，即，当使缝翼11移动进入伸出位置时其相对于主机翼5沿飞行方向2移动、以及当使缝翼11移动进入缩回位置时其相对于主机翼5与飞行方向2相反地移动。缝翼11和襟翼13、或组件7、9中的每一个组件安装至相应的主机翼5上而可以被驱动来执行在缩回位置与伸出或展开位置(未示出)之间的预定同步移动。
出于这个目的，如在图2a和图2b中示意性展示的，这些图示出了缝翼组件7的第一实施例，对于这些缝翼组件7之一的实例，提供了驱动安排15，该驱动安排包括旋转致动器17和被旋转致动器17驱动的可旋转驱动轴19。这些缝翼11中的每一个通过两个长形的弧形缝翼轨道或支撑元件21安装至相应的主机翼5上，这些元件彼此平行地延伸并且在相应的缝翼11的展向方向上彼此间隔开。与这两个缝翼轨道21相关联的两个平面彼此平行。这些缝翼轨道21中的每一个的远端连接至相关联的缝翼11上。这些缝翼轨道21各自延伸进入主机翼5中、并且在主机翼5中安装成是沿着在相应平面中的并且由缝翼轨道21的弧形形状所限定的弧形、在缩回位置(在该位置时，缝翼11处于其收起位置)与伸出位置(在该位置时，缝翼11处于其展开位置)之间可移动的。在旋转致动器17操作时，驱动轴19被驱动进行旋转，由此完成缝翼轨道11、以及由此缝翼11在伸出位置与缩回位置之间的移动。
重要的是，在致动器17操作时，这些缝翼轨道21限定了这些缝翼11的预定同步移动，在该预定同步移动过程中，这些缝翼11中的每一个沿着相对于其他缝翼11具有预定相对位置和取向的预定路径移动。例如，在缩回位置与伸出位置之间的整个移动期间，缝翼11可以维持或基本上维持其在图2a所示的相对安排。然而，应注意的是，与这个预定同步移动的略微偏离典型地由于在正常飞行过程中出现的力而发生，如上文已经解释的。
这些缝翼11中的每一个具有两个相反的侧边缘11a、11b，并且缝翼11成排地安排，其中每两个相邻缝翼11的侧边缘11a、11b面向彼此，并且每两个相邻缝翼11通过空隙23彼此间隔开。对于每一个空隙23，提供了一对25电感器25a、25b，包括线圈形式的第一电感器25a和线圈形式的第二电感器25b，该第一电感器以固定位置和取向安装在缝翼11上、在附图中在相应空隙23的右侧，该第二电感器以固定位置和取向安装在该缝翼上、在相应空隙23的左侧。线圈25a、25b各自可以优选地包括铁氧体芯。另外，对于每个空隙23，相应的第一电感器25a和第二电感器25b的固定位置和取向使得在预定同步移动过程中，线圈25a、25b的纵向轴线彼此对准。
所有对25的线圈25a、25b通过适合地布线29串联地连接在控制单元27的第一端子27a与第二端子27b之间。控制单元27(控制致动器17的操作并且为此目的连接至致动器17上)被适配用于在第一端子27a处输出交流电形式的电能、并且在第二端子27b处接收交流电形式的电能。该交流电经由两个导管29(被展示为单一第一电连接)给送至最右侧线圈对25中的第一线圈25a、并且产生变化的磁场，该磁场在该对25中的第二线圈25b中感应出交流电。由于线圈的轴线对准，这种电能的感应传输很高。接着电能在经由两个导管29(同样被展示为单一第三电连接)在第二端子27b处被接收之前，经由被展示为单一第二电连接的两个导管到达中间空隙23的对25、并且最后经由被展示为单一第二电连接的两个导管到达最左侧的对25。第一端子27a包括交流电源的两个极，其中第一电连接的两个导管29连接至这两个极上。控制单元27被适配用于检测在第二端子27b处接收到的电能的量，该第二端子同样包括两个极、类似于第一端子27a的情况。这个量低于第一端子27a发出的电能，因为在电感性能量传输期间存在一些损失。控制单元27还包括额外一对第一端子27a和第二端子27b以用于另一个机翼3(未示出)上的缝翼组件7。
图2b示意性地展示了图2a的缝翼组件7的故障状态。在故障状态下，缝翼11之一相对于其他缝翼11歪斜、并且因此在致动器17的操作过程中显著偏离预定同步移动。由于缝翼11处于歪斜位置，最右侧对25的第一线圈25a与第二线圈25b之间的相对安排发生改变。这种相对安排的偏离致使线圈轴线不对准并且因此这两个线圈25a、25b的电感耦合减小。因此，控制单元27检测到在第二端子27b处接收到的电能的减小。
控制单元27被适配用于在致动器17的操作过程中监测在第二端子27b处接收到的电能、并且将所接收的电能的量与阈值进行比较。该阈值被选择成使得缝翼11与正常飞行过程中发生的预定同步移动的略微偏离不致使所接收的电能的量下降到低于阈值，但是对应于故障状态的歪斜或另一个最小偏离造成下降到低于阈值。在检测到所接收的电能下降到低于阈值时，控制单元27经由控制线路31向致动器17输出控制信号，该控制信号控制致动器17停止致动，由此停止缝翼11的进一步移动。
图3展示了缝翼组件7在正常操作状态下的替代性实施例。图3的实施例很大程度上对应于图2a和图2b的实施例。然而，与图2a和图2b的实施例的不同之处在于，这些对25的第一线圈25a和第二线圈25b中的每一对单独连接至控制单元27的单独一对第一端子27a和第二端子27b。在图3中，附图标记27a和27b分别表示第一端子27a组和第二端子27b组。图3的缝翼组件7的操作与图2a和图2b的缝翼组件7的操作相同，但例外之处是，控制单元27单独向每个对25给送电能并接收来自其的电能、并且单独地检测所接收的电能是否低于阈值。以此方式，可以定位故障状态下任何故障的位置。
图4a和图4b分别展示了缝翼组件7在正常操作状态下和在故障状态下的另外的替代性实施例。图4a和图4b的实施例很大程度上对应于图2a和图2b的实施例。然而，与图2a和图2b的实施例的不同之处在于，在最左侧对25与控制单元27之间不存在第三有线电连接。而是，第一端子27a是交流电源的一极，并且第二端子27b是该交流电源的第二极，并且第一电连接的两个导管29分别连接至第一端子27a和第二端子27b。代替第三电连接，最左侧对25中的第二线圈25b连接至电容器37以形成第一无源谐振电路35。以此方式，这些对25(包括电容器37)的整个安排形成了第二无源谐振电路，该第二无源谐振电路具有的谐振频率取决于每个对25中的第一线圈25a和第二线圈25b的相对安排。通过控制单元27给送的交流电流具有供电频率，该供电频率同在缝翼11与正常飞行过程中发生的预定同步移动不存在偏离的情况下的谐振频率相同或基本上相同。控制单元27被适配用于测量后种无源谐振电路的阻抗，并且代替检测接收到的电能，控制单元27被适配用于检测测得的阻抗是超过还是下降到低于指示故障状态(例如缝翼11之一与正常飞行过程中发生的预定同步移动过度偏离)的阈值。
Claims (15)
1.一种飞行控制表面组件，所述飞行控制表面组件被适配为安装至飞行器(1)的主机翼(5)上、并且包括：
多个飞行控制表面(11，13)，所述多个飞行控制表面各自具有两个相反的侧边缘(11a，11b)，其中，所述飞行控制表面(11，13)是并排安排的，使得对于所述飞行控制表面(11，13)中的每两个相邻飞行控制表面，相应两个相邻飞行控制表面(11，13)中的一个飞行控制表面的侧边缘(11a，11b)之一面朝所述相应两个相邻飞行控制表面(11，13)中的另一个飞行控制表面的侧边缘(11a，11b)之一，并且这两个相应的相邻飞行控制表面(11，13)通过空隙(23)分开，
连接组件(21)，所述连接组件被适配用于将所述多个飞行控制表面(11，13)可移动地连接至飞行器(1)的主机翼(5)，使得这些飞行控制表面(11，13)是在缩回位置与伸出位置之间以预定同步移动的方式选择性地可移动的，
驱动安排(15)，所述驱动安排操作性地联接至所述连接组件(21)并且可操作来完成这些飞行控制表面(11，13)在所述缩回位置与所述伸出位置之间的预定同步移动，以及
控制单元(27)，所述控制单元连接至所述驱动安排(15)并且被适配用于控制所述驱动安排(15)的操作，
其中，所述飞行控制表面组件(7，9)针对这些空隙(23)中的每一个空隙进一步包括单独的电气部件(25a，25b)对(25)，所述电气部件对包括第一电气部件(25a)和第二电气部件(25b)，所述第一电气部件固定地安装至通过所述相应空隙(23)分开的飞行控制表面(11，13)中的一个飞行控制表面，所述第二电气部件固定地安装至通过所述相应空隙(23)分开的飞行控制表面(11，13)中的另一个飞行控制表面，其中，每对(25)的所述第一和第二电气部件(25a，25b)被适配用于将来自所述第一电气部件(25a)的电能跨越所述空隙(23)无线地传输至所述第二电气部件(25b)，其中，所传输的电能的量取决于所述第一电气部件(25a)与所述第二电气部件(25b)之间的相对安排，
其中，所述飞行控制表面组件进一步包括至少一个检测电路(25a，25b，29)，其中这些对(25)中的每一对被包含在所述至少一个检测电路(25a，25b，29)中的相关联的一个检测电路中，并且所述至少一个检测电路(25a，25b，29)中的每一个检测电路包含这些对(25)中的一个或多个对，
其中，所述至少一个检测电路(25a，25b，29)中的每一个检测电路电连接至所述控制单元(27)的第一端子(27a)和第二端子(27b)，并且所述控制单元(27)被适配用于使用所述第一端子(27a)来向所述检测电路(25a，25b，29)给送电能，使得电能接着在相应检测电路中所包含的这些对(25)中的每一对的所述第一与第二电气部件(25a，25b)之间无线地传输，
其中，所述控制单元(27)被适配用于针对所述至少一个检测电路(25a，25b，29)中的每一个检测电路并且在向相应检测电路(25a，25b，29)给送电能后测量电气参数的值，所述电气参数取决于所述相应检测电路(25a，25b，29)中所包含的这些对(25)中的每一对的所述第一电气部件(25a)与所述第二电气部件(25b)之间的相对安排，并且
其中，这些电气部件(25a，25b)对(25)被安排成使得针对每个检测电路(25a，25b，29)，在这些飞行控制表面(11，13)的预定同步移动过程中，所述电气参数的测得值处于其一个端点由阈值限制的预定范围内，并且所述控制单元(27)被适配用于确定所述电气参数的测得值在所述驱动安排(15)的操作过程中是否超出所述阈值而在所述预定范围之外、并且当所述电气参数的测得值超出所述阈值而在所述预定范围之外时控制所述驱动安排(15)停止这些飞行控制表面(11，13)的移动。
2.根据权利要求1所述的飞行控制表面组件，其中，其中，安排这些电气部件(25a，25b)对(25)并且使得针对每个检测电路(25a，25b，29)，将所述阈值选择为使得，如果超过了相应检测电路(25a，25b，29)中所包含的这些电气部件(25a，25b)对(25)中的至少一对的所述第一电气部件(25a)与所述第二电气部件(25b)之间的相对安排与所述预定同步移动过程中的相对安排的预定最小偏离，则在所述驱动安排(15)的操作过程中，所述电气参数的测得值超出所述阈值而在所述预定范围之外。
3.根据权利要求2所述的飞行控制表面组件，其中，所述相对安排的预定最小偏离包括在垂直于空隙宽度方向的平面中的平移分量、和/或旋转分量。
4.根据以上要求中任一项所述的飞行控制表面组件，其中，对于这些电气部件(25a，25b)对(25)中的每一对，所述第一和第二电气部件(25a，25b)被安排在相应两个相邻飞行控制表面(11，13)的相向的侧边缘(11a，11b)处。
5.根据以上要求中任一项所述的飞行控制表面组件，其中，对于这些电气部件(25a，25b)对(25)中的每一对，所述第一和第二电气部件(25a，25b)包括或就是电容性部件，所述电容性部件被适配用于将来自所述第一电气部件(25a)的电能电容性耦合至所述第二电气部件(25a)，以完成电能的无线传输。
6.根据权利要求1至4中任一项所述的飞行控制表面组件，其中，对于这些电气部件(25a，25b)对(25)中的每一对，所述第一和第二电气部件(25a，25b)包括或就是电感性部件(25a，25b)，这些电感性部件被适配用于将来自所述第一电气部件(25a)的电能电感性耦合至所述第二电气部件(25a)，以完成电能的无线传输。
7.根据权利要求6所述的飞行控制表面组件，其中，这些电感性部件(25a，25b)中的每一个包括线圈和铁氧体芯。
8.根据以上要求中任一项所述的飞行控制表面组件，其中，对于所述至少一个检测电路(25a，25b，29)中的每一个检测电路，所述一个或多个对(25)是以从所述一个或多个对(25)中的第一对到所述一个或多个对(25)中的最后一对的序列彼此前后安排的，使得
·所述第一对(25)中的第一电气部件(25a)通过第一有线电连接而电连接至所述控制单元(27)的第一端子(27a)，其中，所述控制单元(27)被适配用于使用所述第一端子(27a)来向所述第一对(25)中的第一电气部件(25a)给送电能，并且
·所述序列中的一个或多个对(25)中的任何另外一对中的第一电气部件(25a)通过相应的第二有线电连接而电连接至所述序列中的前一对(25)中的第二电气部件(25b)。
9.根据权利要求8所述的飞行控制表面组件，其中，对于所述至少一个检测电路(25a，25b，29)中的每一个检测电路，最后一对(25)中的第二电气部件(25b)通过第三有线电连接而电连接至所述控制单元(27)的第二端子(27a)，并且所述电气参数是在所述第二端子(27b)处接收到的电能，并且所述阈值限制了所述预定范围的下限。
10.根据以上要求中任一项所述的飞行控制表面组件，其中，对于每个电气部件(25a，25b)对(25)，所述第一电气部件(25a)和所述第二电气部件(25b)在相应检测电路(25a，25b，29)中串联地电连接在所述相应检测电路(25a，25b，29)所连接的所述第一端子与第二端子(27a，27b)之间，并且所述控制单元(27)被适配用于将来自所述第一端子(27a)的电能朝向所述第一电气部件(25a)给送、并且在所述第二端子(27b)处接收来自所述第二电气部件(25b)的电能，
其中，对于这些检测电路(25a，25b，29)中的每一个检测电路，所述电气参数是在所述第二端子(27b)处接收到的电能，并且所述阈值限制了所述预定范围的下限。
11.根据权利要求8所述的飞行控制表面组件，其中，对于所述至少一个检测电路(25a，25b，29)中的每一个检测电路，
·最后一对(25)中的第二电气部件(25b)电连接至第三电气部件(25c)以形成第一无源谐振电路(25b，25c)，使得整个相应检测电路(25a，25b，29)形成了第二无源谐振电路(25a，25b，25c)，所述第二无源谐振电路具有的谐振频率取决于所述相应检测电路(25a，25b，29)中所包含的这些对(25)中的每一对的第一电气部件(25a)与第二电气部件(25b)之间的相对安排，
·所述控制单元(27)被适配用于使用所述第一端子(27a)来向所述第一对(25)中的第一电气部件(25a)给送具有预定供电频率的交流电形式的电能，所述预定供电频率等于与这些飞行控制表面(11，13)的预定同步移动相对应的谐振频率、或者位于与这些飞行控制表面(11，13)的预定同步移动相对应的谐振频率的预定区间内，并且
·所述电气参数是表征所述第二无源谐振电路(25a，25b，25c)的电阻抗的参数。
12.根据以上要求中任一项所述的飞行控制表面组件，其中，对于这些电气部件(25a，25b)对(25)中的每一对，存在单独的检测电路(25a，25b，29)，并且所述控制单元(27)包括单独的第一端子和第二端子(27a，27b)。
13.根据权利要求1至7中任一项所述的飞行控制表面组件，其中，对于所有电气部件(25a，25b)对(25)，存在单一检测电路(25a，25b，29)。
14.一种飞行器(1)的机翼，所述机翼包括主机翼(5)和根据以上权利要求中任一项所述的飞行控制表面组件(7，9)，所述飞行控制表面组件通过所述连接组件(21)安装至所述主机翼(5)，使得所述驱动安排(15)可操作来完成这些飞行控制表面(11，13)相对于所述主机翼(5)在所述缩回位置与所述伸出位置之间的预定同步移动。
15.一种包括根据权利要求14所述的机翼(3)的飞行器。
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