CN110087990B - 具有至少一个集成致动器的可移动飞行面 - Google Patents

具有至少一个集成致动器的可移动飞行面 Download PDF

Info

Publication number
CN110087990B
CN110087990B CN201780080080.8A CN201780080080A CN110087990B CN 110087990 B CN110087990 B CN 110087990B CN 201780080080 A CN201780080080 A CN 201780080080A CN 110087990 B CN110087990 B CN 110087990B
Authority
CN
China
Prior art keywords
skin
flight control
control surface
movable flight
movable
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
CN201780080080.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110087990A (zh
Inventor
P·贝齐文
Y·琼库尔
J-C·德瑞恩
C·克莱斯
D·戈达尔
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.)
Safran Electronics and Defense SAS
Safran SA
Original Assignee
Safran Electronics and Defense SAS
Safran SA
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 Safran Electronics and Defense SAS, Safran SA filed Critical Safran Electronics and Defense SAS
Publication of CN110087990A publication Critical patent/CN110087990A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110087990B publication Critical patent/CN110087990B/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
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • 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
    • 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
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • 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
    • B64D2221/00—Electric power distribution systems onboard aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Retarders (AREA)

Abstract

一种用于飞行器的可移动飞行控制面，该可移动面包括：‑被安装成在铰链轴杆(21)上枢转的蒙皮(20)，该铰链轴杆(21)的至少一个端部从蒙皮突出；‑被安装在蒙皮内部并且具有耦合到铰链轴杆的出轴杆以致使蒙皮在轴杆上枢转的至少一个电动机(51)；‑用于对电动机进行供电和控制的电源电路(52)和控制电路(53)，这些电路被封装在蒙皮内部并且被连接到通向蒙皮外部的连接器(54)。

Description

具有至少一个集成致动器的可移动飞行面
本发明涉及飞行器的可移动飞行控制面，并且涉及致动它们。
现有技术
飞行器(例如，飞机)通常具有主结构(机身、机翼、尾翼单元)和可移动飞行控制面(副翼、扰流板、升降舵、方向舵……)，这些可移动飞行控制面被铰接到该结构以便能够被控制在适当位置，从而使飞行器得到控制。可移动面包括搭载覆盖物以限定可移动面的蒙皮的刚性结构。每个可移动飞行控制面借助于一个或多个致动器来被移动到期望位置中，每个致动器包括安装在飞行器结构中的固定部分以及连接到可移动飞行控制面的可移动部分。
对飞行器而言利用电气致动器正变得越来越频繁，这些电气致动器被布置成在它们被电气供电时产生机械功。这样的致动器包括用于产生力的机电设备、为机电设备电气供电以产生力的电源电路，以及控制电源电路且用于连接到飞行器的飞行计算机的控制电路。飞行计算机从由飞行员操作的控制仪器以及从分布在飞行器上的各种传感器接收信息，并且其基于该信息产生被发送到每个致动器的控制电路的指令信号。
用于产生力的机电设备、电源电路以及控制电路三者都被容纳在设置于飞行器主结构中的壳体内。该结构的各机械部分和飞行器的其他装备的接近度、以及为所有或一些这样的装备供电的电缆的布线使得致动器集成起来相对复杂，尤其是因为它们涉及的尺寸和组装约束。这也使得安装致动器和维护操作复杂化。
发明目的
本发明的目的是提供用于使得在飞行器中集成可移动飞行控制面更容易的装置。
发明概述
为此，本发明提供了一种用于飞行器的可移动飞行控制面，该可移动面包括：
-被安装成在枢转轴杆上枢转的蒙皮，该枢转轴杆形成蒙皮的铰链并且其至少一个端部从蒙皮突出；
-被安装在蒙皮内部并且具有耦合到枢转轴杆的出轴杆以致使蒙皮在枢转轴杆上枢转的至少一个电动机；以及
-用于对电动机进行供电和控制的电源电路和控制电路，这些电路被封装在蒙皮内部并且被连接到通向蒙皮外部的连接器。
因而，电动机和电路被布置在蒙皮内部，并且它们不再占据飞行器结构内部的空间，这使得更容易在组装/构造期间使飞行控制面在飞行器中就位，并且这还便于后续的维护操作。通过本发明获得的布置通常改善了组装的便利性。
根据有利特性，可移动面包括被封装在蒙皮内部的至少两个电动机以及相关联的电源和控制电路。
这对于非常长的可移动面尤其有利。
有利地，电动机的出轴杆与枢转轴杆共线。
这使得可以将电动机安装在可移动面的通常最厚的区域中。
至少电源电路被固定到由导热材料制成的板上，该板与蒙皮接触。
冷却电源电路因而尤其有效。
有利地，电动机本身也被固定到板。
在阅读了下面的对本发明的特定、非限制性实施例的描述之后，本发明的其他特性以及优点将显现。
附图简述
参考附图，在附图中：
-图1是根据本发明的具有可移动飞行控制面的机翼的局部剖面不完全透视图；
-图2是示出了这些飞行控制面中的第一飞行控制面的剖面图解透视图；
-图3是示出了这些飞行控制面中的第二飞行控制面的剖面图解透视图；
-图4是示出了第二可移动飞行控制面的分解图解透视图；
-图5是类似于图4视图的视图，其示出了设置有第一实施例中用于防止致动器的反向动作的器件的第二可移动飞行控制面；
-图6是类似于图5视图的视图，带有第二实施例中的防反向器件；以及
-图7是类似于图6视图的视图，其示出了第二实施例的基本变型。
发明的详细描述
参考附图，在这一示例中，本发明的可移动飞行控制面是给定通用附图标记11和12并且被铰接到飞机的机翼1的副翼。当然，本发明适用于飞行器的其他类型的可移动飞行控制面，并且例如适用于扰流板、升降舵、方向舵……。
每个副翼11、12包括被安装成绕铰链轴21枢转的蒙皮20，铰链轴21在该示例中通过在蒙皮20内部延伸并具有从蒙皮20突出的端部的两个分开的共线轴杆部分来实现。这些端部被紧固到机翼而没有转动的自由度：在该示例中，这些端部出于该目的而设有凹槽，以便针对移动组装件提供反作用力。当然，可以使用其他防转向元件，诸如拴紧或钉扎。蒙皮20具有与形成负荷承载结构的板30一起的弦或肋，以及覆盖该负荷承载结构的覆盖物。负荷承载结构具有轴承，诸如可枢转地接纳轴21的轴杆的滚珠轴承。
给定整体附图标记50的一个致动器被安装在副翼11的蒙皮20内部，并且两个致动器50被安装在副翼12的蒙皮20内部。
每个致动器50包括：
-包括具有减速齿轮装置的旋转电动机的电动机组装件51，其被安装在蒙皮20内部并且具有(在该示例中通过齿轮系)耦合到轴21的轴杆以便致使蒙皮20绕轴21转动的出轴杆；
-用于对电动机51进行供电和控制的电源电路52和控制电路53；以及
-连接到控制电路53的传感器，尤其是用于检测副翼相对于轴21的角位置的传感器。
在该示例中，电动机组装件51的出轴杆与轴21的轴杆(利用轴21的轴杆使电动机组装件51的出轴杆在旋转时受约束)共线。电动机组装件51具有一个或多个定子，该一个或多个定子被紧固到副翼的负荷承载结构(其中包含电动机组装件51)。电动机组装件51不需要具有任何减速齿轮装置，或者与此相反，其可以包括这种齿轮装置(这种传动装置被称为“直接驱动”或被称为“齿轮驱动”)。
电路52和53也被封装在蒙皮20内部，并且它们通过电导体连接到通向蒙皮20外部的连接器54。连接器54使电路52和53能够被电气供电并且使控制电路53能够被连接到飞行器的主管飞行器姿态的飞行控制计算机(未示出)。飞行控制计算机与控制电路53协作，以基于控制电路53所使用的位置或归位设定点来提供长循环伺服控制，以确定电流设定点。控制电路53与电源电路52协作，以基于由电源电路52用于为电动机51的线圈供电的电流设定点来提供短循环伺服控制。该电源电路确定电气地生成的扭矩(力)。
至少电源电路52被固定到板30之一。在该示例中，板30由导热材料制成，并且它们与蒙皮20接触。在该示例中，控制电路53也被紧固在板30上。电动机组装件51的(诸)定子同样被优选地紧固在板30上。
在该示例中，板30具有可枢转地安装在轴21的轴杆上的轴承，并且电动机51的定子被紧固到板30。
副翼12的两个致动器是同步的，以便对轴21的轴杆同时施加相同的力。有利地，副翼12的每个致动器50被设计成便于能够自己移动副翼12，使得在致动器50中的一个出故障的情况下，可以继续控制副翼12。
将致动器设备布置在蒙皮内部是有利的，因为电动机和各电路因而不再占据飞行器结构内部的空间。这使得在组装/构造阶段期间更容易在飞行器中安装飞行控制面，并且这还便于后续的维护操作。通过本发明获得的布置通常改善了组装的便利性。
具有两个致动器50的每个可移动面有利地设置有用于防止致动器50的电动机在飞行控制面的蒙皮上施加反向力的设备。在没有这样的设备的情况下，存在电动机之一可能抵抗由另一个电动机施加的力的风险，例如，因为其被错误地控制而在相反方向上操作，或者因为两个电动机具有由于相对于彼此校准或调整电动机的问题所导致的不同的速度或扭矩。
参考图5，副翼12设置有包括应变仪60的这种设备，应变仪60被紧固在其上紧固有电动机的定子且其本身被紧固到蒙皮20的板80上。因而，应变仪60被布置成检测板80所经受的并因而作用在副翼12的蒙皮20上的应力。
应变仪60被连接到包括处理器的检测器电路61，该处理器被编程为响应由应变仪60递送的信号，以确定致动器50的电动机是否正在施加具有相同大小且在相同方向上的力。该程序被安排成对以下进行区分：蒙皮20所经受的且由空气动力学推力引起的应力，以及由电动机所施加的力引起的应力。该程序被安排成推导出反向力的合力的幅值和方向，以便能够定义要由电动机控制电路根据该合力所采取的校正动作。
检测器电路61被连接到电动机控制电路53，以便为它们提供校正数据，从而允许控制电路53控制各电动机以使得它们施加相同的力。校正数据由控制电路52使用，以便直接作用于每个电动机的线圈的电流馈送伺服控制循环设定点。两个电动机之一的设定点值接着通过命令权限来被减小：电动机被置于阻尼模式中(电流设定点被给予接近零的值)，并且随后电流设定点优选地被渐进地增加，直到其达到用于平衡两个电动机所施加的力的值。应当观察到，再平衡是直接对短伺服控制回路执行的，以便尽快获得再平衡。在该示例中，要使其电流设定点降低的电动机通过管理来自飞行控制计算机的命令的计算机程序来选择。该程序选择有问题的电动机，例如，根据电流值的先前记录的历史(迄今为止负载较重的电动机被置于阻尼模式)或者根据由用于监视电动机状态的系统提供的其他信息。计算机可以实时行动以选择要将哪个电动机至于阻尼模式中，或者该电动机可以通过存储器中的指示来被指定(可能始终是同一个电动机被置于阻尼模式中，或者可能是一个电动机且接着是另一个电动机交替着，……)。在一变型中，被置于阻尼模式中的电动机是施加较小力的电动机。该解决方案尤其简单且快速。
参考图6，该设备包括应变测量构件65，该应变测量构件65具有穿过其中的杆70，该杆具有被约束为随电动机中的一个的转子旋转的一个端部以及被约束为随另一电动机的转子旋转的相对端部。应变测量构件65测量由两个电动机所提供的力之间的任何差异引起的扭转应力。应变测量构件65可以由应变仪代替。
应变测量构件65被连接到具有处理器的检测器电路61，该处理器被编程为响应来自应变仪60的信号，以确定致动器50的电动机是否正在施加具有相同大小且在相同方向上的力。
这种布置具有以下优点：由于杆70较少地经受到由被施加到蒙皮20的气动力引起的应力而需要更简单的处理。
另外，由电动机的反向力在蒙皮20上生成的应力受到杆70的存在的限制。
在该实施例的一变型中，并且如图7所示，杆70不具有应变仪。
可以理解的是，当电动机不被控制以具有相同的速度时，杆70将由较慢的电动机生成的反向力传递给较快的电动机的转子。杆70接着有助于平衡由电动机递送到可移动面的力。另外，当电动机被控制来以同等扭矩在相反方向上操作时，电动机的转子不能够转动。这种移动的缺失由连接到控制电路53的传感器来检测，该控制电路53被布置成进行对应的校正动作。
该变型更特别地适于施加相对低扭矩的电动机。
当然，本发明不限于所描述的各实施例，而是涵盖落在如由权利要求限定的本发明范围内的任何变型。
具体而言，可移动飞行控制面可以具有与所描述的结构不同的结构。
电动机可以与可移动面的铰链轴21偏离，并且其可以通过机械传动装置(诸如齿轮系、皮带……)连接到轴21的轴杆。
铰链轴上的轴杆和电动机的出轴杆可以是单个零件，或者它们可以是分开的零件。电动机的出轴杆可以具有从电动机的两侧突出的端部。
电动机可以是线性的。
这些板是任选的，或者仅电动机需要被紧固到板。
可移动面可包括一些其他数目的电动机。
蒙皮的铰链轴杆可包括一个或多个部分。
铰链轴杆可以仅具有从蒙皮突出的一个端部，以便形成“鸭式”型控制面。
支撑电路的板可以与副翼的负荷承载结构不同，并且其可以被装配到轴杆上或装配到可移动面的弦上。
可存在诸电动机共用的单个控制电路和/或单个电源电路，或者它们可以具有分开的控制和/或电源电路。
电路可以被安装在一个或多个板上。
还有利地，表面和飞机之间的电气连接可要么被直接地(经由表面外部的连接器)做出，要么经由在用于将表面枢接/紧固到飞机的轴杆之一内部传过的电缆做出。
还有利地，蒙皮包括屏蔽以提供对抗电磁干扰的保护。例如，表面可以由碳基复合材料(填充碳、纤维网等)制成。由于蒙皮绕电动机组装件和电子组件延伸，因此其形成有助于电子器件和电动机驱动器的电磁兼容性并且还提供针对环境(例如，对抗雷电)的保护的屏蔽。
根据有利特性，枢转轴杆是中空的并且至少一条电缆在枢转轴杆内部延伸并且被连接到诸电路的至少一者。优选地，两个电路的每一者被连接到在枢转轴杆内部延伸的电缆。在可移动面和飞行器的剩余部分之间延伸的电缆部分在可移动面的移动期间经受屈曲工作。将电缆穿过中空轴杆内部避免了这种屈曲工作，并因此限制电缆中的劳损。
在一变型中，控制电路被布置成监视可移动面的至少一部分的操作。作为示例，这种监视可以通过将电源电路的电气参数值与阈值进行比较，和/或借助于被安装在电动机上的至少一个传感器(诸如温度传感器)跟踪信号变化来被执行。因而可以执行对可移动面的电动机驱动器的状态(或“健康”)的监视。
杆可以与具有或不具有接触的应变测量设备相关联。
控制电路可以被布置成使得校正动作包括减小电动机之一的电流馈送设定点，并且优选地，在电动机之一的电流馈送设定点的减小之后是电流设定点的增加(至少对于所述电动机)，直到由这些电动机施加的力被平衡。
可移动飞行控制面不需要具有用于平衡电动机的力或用于限制由两个电动机施加的反向力的任何器件。

Claims (13)

1.一种用于飞行器的可移动飞行控制面(11、12)，所述可移动飞行控制面包括：
-被安装成在枢转轴杆(21)上枢转的蒙皮(20)，所述枢转轴杆(21)形成铰链并且具有从所述蒙皮突出的至少一个端部；
-被安装在所述蒙皮内部并且具有耦合到所述枢转轴杆的出轴杆以致使所述蒙皮在所述枢转轴杆上枢转的至少一个电动机(51)；以及
-用于对所述电动机进行供电和控制的电源电路(52)和控制电路(53)，所述电路被封装在所述蒙皮内部并且被连接到通向所述蒙皮外部的连接器(54)。
2.根据权利要求1所述的可移动飞行控制面，其特征在于，包括被封装在所述蒙皮(20)内部的两个电动机(51)与相关联的电源和控制电路(52、53)。
3.根据权利要求2所述的可移动飞行控制面，其特征在于，包括用于限制由所述两个电动机施加的反向力的器件。
4.根据权利要求3所述的可移动飞行控制面，其特征在于，用于限制反向力的所述器件包括连接到检测器电路(61)的应变仪(60)，所述检测器电路(61)被布置成推导所述反向力的合力的幅值和方向，以便使所述电动机(51)的控制电路(53)能够因变于所述合力采取校正动作。
5.根据权利要求4所述的可移动飞行控制面，其特征在于，所述应变仪(60)被紧固在板上，所述板具有被紧固在其上的所述电动机(51)的定子。
6.根据权利要求4所述的可移动飞行控制面，其特征在于，所述应变仪(60)被紧固在连接一起旋转的所述电动机(51)的转子的杆(70)上。
7.根据权利要求3所述的可移动飞行控制面，其特征在于，所述器件包括连接一起旋转的所述电动机(51)的转子的杆(70)。
8.根据任一前述权利要求所述的可移动飞行控制面，其特征在于，所述出轴杆与所述枢转轴杆(21)共线。
9.根据权利要求1所述的可移动飞行控制面，其特征在于，至少所述电源电路(52)被固定到由导热材料制成的板，所述板与所述蒙皮(20)接触。
10.根据权利要求1所述的可移动飞行控制面，其特征在于，至少所述电动机(51)被固定到由导热材料制成的板，所述板与所述蒙皮(20)接触。
11.根据权利要求1所述的可移动飞行控制面，其特征在于，所述蒙皮(20)包括屏蔽以提供对抗电磁干扰的保护。
12.根据权利要求1所述的可移动飞行控制面，其特征在于，所述枢转轴杆(21)是中空的并且至少一条电缆在所述枢转轴杆内部延伸且被连接到所述电路的至少一者。
13.根据权利要求1所述的可移动飞行控制面，其特征在于，所述控制电路(53)被布置成监视所述可移动飞行控制面的至少一部分的操作。
CN201780080080.8A 2016-12-23 2017-12-13 具有至少一个集成致动器的可移动飞行面 Active CN110087990B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1663330 2016-12-23
FR1663330A FR3061135B1 (fr) 2016-12-23 2016-12-23 Surface mobile de vol ayant au moins un actionneur integre
PCT/EP2017/082708 WO2018114544A1 (fr) 2016-12-23 2017-12-13 Surface mobile de vol ayant au moins un actionneur intégré

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110087990A CN110087990A (zh) 2019-08-02
CN110087990B true CN110087990B (zh) 2020-06-30

Family

ID=58609543

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201780080080.8A Active CN110087990B (zh) 2016-12-23 2017-12-13 具有至少一个集成致动器的可移动飞行面

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11059570B2 (zh)
EP (1) EP3558816B1 (zh)
CN (1) CN110087990B (zh)
FR (1) FR3061135B1 (zh)
WO (1) WO2018114544A1 (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3070056B1 (fr) * 2017-08-09 2019-08-23 Safran Aircraft Engines Systeme mixte de commande de moteur d'aeronef et procede de reglage associe
CN110562437B (zh) * 2019-09-19 2021-10-22 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种飞机作动装置
US11685517B2 (en) 2020-08-24 2023-06-27 Embraer S.A. Actuator mechanism for control surface mass balance alleviation
CN113581489B (zh) * 2021-07-20 2023-01-13 中国民用航空飞行学院 一种飞机操纵面静平衡矩调节装置和调节方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6705570B1 (en) * 2003-04-14 2004-03-16 Curtiss-Wright Controls, Inc. Arrangement and associated system having an actuator and a tubular flap-drive member about the actuator
CN102107730A (zh) * 2011-01-27 2011-06-29 西北工业大学 一种无铰式飞行器动态控制器
EP2927113A1 (en) * 2014-04-01 2015-10-07 The Boeing Company Air vehicle, actuator assembly and associated method of manufacture
WO2015189424A1 (fr) * 2014-06-13 2015-12-17 Sagem Defense Securite Actionneur pour surface de vol

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2379999A (en) * 1941-01-31 1945-07-10 Curtiss Wright Corp Control operating mechanism
US4595158A (en) * 1983-09-26 1986-06-17 The Boeing Company Aircraft control surface actuation and counterbalancing
JP3565811B2 (ja) * 2001-10-09 2004-09-15 ティーエスコーポレーション株式会社 操舵翼の制御装置
GB0127254D0 (en) * 2001-11-13 2002-01-02 Lucas Industries Ltd Aircraft flight surface control system
US7410133B2 (en) * 2005-05-31 2008-08-12 The Board Of Trustees Of The Leland Stanford Junior University Miniature trailing edge effector for aerodynamic control
US7229046B2 (en) * 2005-10-25 2007-06-12 Durant Cecil John Servo mounting system for direct drive of an aircraft control surface
JP4890845B2 (ja) * 2005-12-08 2012-03-07 ナブテスコ株式会社 アクチュエータ機構
US8336818B2 (en) * 2007-10-30 2012-12-25 Parker-Hannifin Corporation Jam tolerant electromechanical actuation systems and methods of operation
DE102008022092A1 (de) * 2008-05-05 2009-11-19 Airbus Deutschland Gmbh Fehlertolerantes Stellsystem zur Verstellung von Klappen eines Flugzeugs mit einer Verstell-Kinematik mit feststehender Drehachse
FR2944166B1 (fr) * 2009-04-03 2011-03-18 Sagem Defense Securite Circuit d'alimentation d'un moteur et organe de commande de vol equipe d'un tel circuit
FR2961479B1 (fr) * 2010-06-18 2014-01-17 Sagem Defense Securite Aeronef pourvu d'une pluralite d'actionneurs electriques, dispositif d'alimentation et de commande de tels actionneurs et ensemble d'actionnement correspondant
CA2808254C (en) * 2010-08-20 2017-01-03 Csir A wing control system
DE102012006187B4 (de) * 2012-03-27 2020-03-12 Airbus Operations Gmbh Klappenanordnung und Flugzeug mit mindestens einer Klappenanordnung
GB201214952D0 (en) * 2012-08-22 2012-10-03 Moog Wolverhampton Ltd Control surface actuation assembly
US10759515B2 (en) * 2014-09-10 2020-09-01 Hamilton Sunstrand Corporation Electromechanical hinge-line rotary actuator
FR3028836B1 (fr) * 2014-11-20 2016-12-16 Sagem Defense Securite Actionneur de gouverne de commande de vol d'un aeronef

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6705570B1 (en) * 2003-04-14 2004-03-16 Curtiss-Wright Controls, Inc. Arrangement and associated system having an actuator and a tubular flap-drive member about the actuator
CN102107730A (zh) * 2011-01-27 2011-06-29 西北工业大学 一种无铰式飞行器动态控制器
EP2927113A1 (en) * 2014-04-01 2015-10-07 The Boeing Company Air vehicle, actuator assembly and associated method of manufacture
WO2015189424A1 (fr) * 2014-06-13 2015-12-17 Sagem Defense Securite Actionneur pour surface de vol

Also Published As

Publication number Publication date
EP3558816A1 (fr) 2019-10-30
US20200094946A1 (en) 2020-03-26
FR3061135B1 (fr) 2019-05-24
EP3558816B1 (fr) 2020-09-09
CN110087990A (zh) 2019-08-02
FR3061135A1 (fr) 2018-06-29
US11059570B2 (en) 2021-07-13
WO2018114544A1 (fr) 2018-06-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110087990B (zh) 具有至少一个集成致动器的可移动飞行面
KR101477275B1 (ko) 주 조종 장치
US8622349B2 (en) Device for assisting the piloting of a rotorcraft
EP2311729A1 (en) Tactile cueing apparatus
WO2011048399A1 (en) Tactile cueing apparatus
US8604741B2 (en) Secure monitoring and control device for aircraft piloting actuator
CN110114269B (zh) 用于可移动飞行面的机电致动器
EP2924304B1 (en) Load sensing system
US20160226349A1 (en) Electromechanical linear actuator
CN107406138A (zh) 用于飞行器的飞行控制装置
KR102374805B1 (ko) 멀티 턴 회전각 인식이 가능한 전기식 구동장치
CN109715494B (zh) 驱动飞机空气动力学操纵面的致动器的开环和闭环控制
KR101602830B1 (ko) 항공기의 에일러론, 러더 또는 플래퍼론 등을 작동시키는 전기식 구동장치
CA3048440A1 (en) Piezo torque tube strain gauge with piezo generator
CN109466802A (zh) 一种航天飞行器飞行控制系统及其机电作动系统
EP4112453A1 (en) Method and apparatus for conducting health monitoring during ground operation
US11973454B2 (en) Preload control system
EP4112452A1 (en) Method and apparatus for conducting health monitoring
EP4279382A1 (en) Method of controlling operation of an aircraft and control arrangement
Anastasopoulos et al. Design of a Real-Time Test Bench for UAV Servo Actuators
KR101885663B1 (ko) 기계식 조종장치를 백업으로 갖는 전자식 비행제어 시스템
Cao et al. Design of a Novel Electromechanical Flight Control Actuation System with Configurable Redundancy for UAVs
EP4106159A1 (en) Health monitoring of multi-slice hinge line actuators
Yoo et al. Development of actuator controller in smart UAV
Twisk Development of Remote Controls for Movable Surfaces of Wind Tunnel Models

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 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