CN110525638A - 飞行控制面组件 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种飞行控制面组件，安装至飞行器(1)的主机翼(5)并且包括：至少一个飞行控制面(11，13)，和连接组件。第一轴向端面(43a)包括凸轮表面部分(49)，并且第二轴向端面(43b)包括至少一个突出元件(45)，所述突出元件安排在所述第二轴向端面(43b)上的固定位置并且与所述凸轮表面部分(49)接触，其中，所述凸轮表面部分(49)被确定形状为使得当第一滚轮(27a)和第二滚轮(27b)具有与所述预定移动相对应的预定相对角位置时，间隙(41)的宽度是最小的，并且使得所述间隙(41)的宽度随着与所述预定相对角位置的偏离增大而持续增大。检测器(55，57)被适配成用于提供指示所述间隙(41)的宽度是否超过预定阈值的检测信号。

Description

飞行控制面组件

技术领域

本申请涉及一种飞行控制面组件、例如前缘缝翼组件，该前缘缝翼组件包括：一个或多个飞行控制面，该一个或多个飞行控制面具有彼此间隔开的第一部分和第二部分；连接组件，该连接组件被适配成用于将该一个或多个飞行控制面可移动地连接至飞行器的主机翼，使得这些飞行控制面中的每一个飞行控制面相对于主机翼选择性地在缩回位置与伸出位置之间以预定移动的方式可移动。

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面，这些表面可移动地联接至主机翼，使得它们可以在缩回或收起位置与至少一个伸出或展开位置之间移动，在该缩回或收起位置，这些表面被布置在主机翼内或直接布置在其上，在该至少一个伸出或展开位置，这些表面从主机翼伸出。缝翼是此类可移动飞行控制面的被布置在主机翼的前缘处并且可从其伸出的实例。

飞行控制面通常以并排安排的多个飞行控制面的组来提供。这样的组中的所有飞行控制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的预定同步移动。换言之，在驱动安排的操作过程中，所有飞行控制面同时且并行地移动，并且这些飞行控制面中的每一个飞行控制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处于故障状态(在该故障状态下，这些飞行控制面中的一个飞行控制面显著偏离其预定移动)下的组件内可能出现的增大的力，飞行控制面与主机翼之间的安装结构典型地被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和与相对高的复杂性和/或重量相关联。因此，普遍希望的是提供一种检测器安排，该检测器安排被适配成用于检测出现此类故障状态并且然后停止这些飞行控制面的任何进一步移动。无论飞行控制面的位置如何，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。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。通过驱动安排来实现这些缝翼轨道在缩回位置与伸出位置之间的移动。例如，这种驱动安排可以包括驱动轴，该驱动轴由旋转致动器可旋转地驱动，并且该驱动轴经由相应的传动系或齿轮箱联接至缝翼轨道中的每一个缝翼轨道，该传动系或齿轮箱将驱动轴的旋转移动转换成缝翼轨道沿着它们的纵向延伸的同步平移移动。缝翼轨道与缝翼的主体之间的连接典型地通过联结器实现，这些联结器包括多个球形支承件，使得缝翼的主体相对于缝翼轨道的某种程度的移动是可能的，从而使得在缝翼的主体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，并且使得缝翼的变形与主机翼的变形之间至少存在某种程度的解耦。缝翼的主体相对于缝翼轨道的位置相对改变可能在例如单一缝翼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，并且可以通过以上述方式配置的联结器来解决。然而，这些联结器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面组件，该飞行控制面组件具有简单且具成本有效的构造、并且仍然能够应对飞行控制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15的特征的飞行器来实现。飞行控制面组件和机翼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。飞行控制面组件包括一个或多个飞行控制面，每个飞行控制面具有彼此间隔开的第一部分和第二部分。飞行控制面可以是后缘飞行控制面，或者飞行控制面可以是前缘飞行控制面，例如特别是缝翼。在多于一个飞行控制面的情况下，这些飞行控制面尤其可以并排成排地安排。

该飞行控制面组件进一步包括连接组件，该连接组件被适配成用于将该一个或多个飞行控制面可移动地连接至飞行器的主机翼，使得这些飞行控制面中的每一个飞行控制面相对于主机翼、特别是相对于主机翼的前缘或后缘(这取决于该组件是前缘飞行控制面组件还是后缘飞行控制面组件)在缩回位置与伸出位置之间以预定移动的方式选择性地可移动。在伸出位置，飞行控制面的前缘或后缘相应地距主机翼的前缘或后缘与在缩回位置时相比距离更大。预定移动是正常操作状态下的移动，并且针对这些飞行控制面中的每一个飞行控制面限定了标称移动路径。在多个飞行控制面的情况下，这些飞行控制面优选地配适成在缩回位置与伸出位置之间选择性地同时且并行地移动。

优选地，飞行控制面组件还包括驱动安排，该驱动安排可操作地联接至连接组件，并且可操作来施行一个或多个飞行控制面在缩回位置与伸出位置之间的预定移动。于是，飞行控制面组件优选地还包括控制单元，该控制单元连接至驱动安排并配适成用于控制驱动安排的操作。因此，特别是当由控制单元控制时，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)操作并且由此致使飞行控制表面执行预定移动。应当注意的是，在飞行期间，各种不同的力(例如由于机翼的正常弯曲而产生的力)作用在飞行控制组件上，使得飞行控制面所执行的实际移动典型地略微偏离预定移动。

在任何情况下，分别对于飞行控制面中的每一个飞行控制面而言，飞行控制面组件还包括可旋转且同轴地安装的第一滚轮和第二滚轮。因此，第一滚轮和第二滚轮可围绕共用的旋转轴线旋转，或者它们的旋转轴线重合。例如，第一滚轮和第二滚轮可以安装在共用的轴或分开的轴上。第一滚轮具有第一轴向端面，并且第二滚轮具有第二轴向端面。第一轴向端面和第二轴向端面面向彼此，它们之间存在间隙。

进而，分别对于飞行控制面中的每一个飞行控制面而言，飞行控制面组件包括检测器和偏置机构，该偏置机构将第一滚轮和第二滚轮朝向彼此偏置，即，在轴向上偏置。因此，第一轴向端面和第二轴向端面朝向彼此偏置。

而且，分别对于飞行控制面中的每一个飞行控制面而言，飞行控制面组件包括传动机构，该传动机构联接在飞行控制面与第一滚轮和第二滚轮之间，使得飞行控制面在缩回位置与伸出位置之间的移动导致第一滚轮和第二滚轮旋转，其方式为使得第一滚轮的旋转与飞行控制面的第一部分的移动相对应，第二滚轮的旋转与飞行控制面的第二部分的移动相对应，并且第一滚轮和第二滚轮同步旋转，即当飞行操作面执行预定移动时，第一滚轮和第二滚轮具有恒定的相对旋转角。对应性意味着，在预定移动期间，飞行控制面的第一部分和第二部分的位置的任何变化引起第一滚轮和第二滚轮相应的旋转，即，当飞行控制面执行预定移动时，第一滚轮的旋转随第一部分的移动而变，并且第二滚轮的旋转随第二部分的移动而变。对应性可以是在第一部分的位置和第二部分的位置与第一滚轮和第二滚轮的角位置之间的预定关系或函数。例如，飞行控制面(或者更具体地说，其第一部分和第二部分)的平移移动可以被转换成第一滚轮和第二滚轮的相应的旋转，或者施行飞行控制面在缩回与伸出位置之间的移动的两个旋转驱动元件的旋转可以被转换成第一滚轮和第二滚轮的旋转。优选地，第一滚轮和第二滚轮的旋转的方向取决于第一部分和第二部分的移动方向，即取决于飞行控制面是否从缩回位置移动到伸出位置，反之亦然。

对于第一滚轮和第二滚轮中的每一个滚轮而言，第一轴向端面包括凸轮表面部分，并且第二轴向端面包括一个或多个突出元件，该一个或多个突出元件安排在第二轴向端面上的固定位置并且与凸轮表面部分接触。因此，当第二滚轮旋转时，一个或多个突出元件与第二滚轮一起围绕第二滚轮的旋转轴线旋转，同时被偏置安排迫使与第一滚轮的凸轮表面部分相接触。只要第一滚轮和第二滚轮同步旋转，一个或多个突出元件就与凸轮表面部分的恒定位置接触。然而，当第一滚轮和第二滚轮的相对角位置由于飞行控制面的第一部分和第二部分中的一者偏离其与预定移动相对应的路径而变化时，接触的位置发生变化，即一个或多个突出元件沿着凸轮表面部分行进，同时保持与凸轮表面部分接触。

凸轮表面部分被确定形状为使得当第一滚轮和第二滚轮具有与预定移动相对应的预定相对角位置时，间隙的宽度最小，并且使得间隙的宽度随着与预定相对角位置的偏离增大而连续增大。因此，凸轮表面部分的形状是使得在第一滚轮和第二滚轮的旋转速度不同时，即在第一滚轮和第二滚轮不同步旋转时，一个或多个突出元件沿着凸轮表面部分行进并与其接触，并且凸轮表面部分背离第一滚轮推动一个或多个突出元件、并且因此推动第二滚轮。应当注意的是，相反地，当第一滚轮和第二滚轮再次到达预定相对角位置时，间隙的宽度由于偏置机构的偏置力而再次减小。第一滚轮和第二滚轮可以安装成使得第一滚轮和第二滚轮中的一个滚轮的轴向位置是固定的，并且第一滚轮和第二滚轮中的另一个滚轮在间隙的宽度变化时在轴向方向上移动，或者使得在间隙的宽度变化时第一滚轮和第二滚轮两者都轴向地移动。

检测器被适配成用于提供指示间隙的宽度是否超过预定阈值的检测信号。检测信号可以是例如指示间隙的当前宽度的测量信号，或者是仅指示超过阈值的信号。在后一种情况下，检测器可以是开关，该开关被安装成使得当第一滚轮和/或第二滚轮移动并且间隙的宽度达到预定阈值时，该开关由第一滚轮或第二滚轮的一部分致动。

这种构型非常简单，并且可以被配置成不受机翼弯曲的影响，即，可以降低由机翼弯曲所导致的误警的风险。例如，可以可靠地检测飞行控制面(例如缝翼)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。该组件还具有生产、安装和维护起来非常简单的优点。例如，可以容易地移除和安装飞行控制面，因为只需要分别地将传动机构(例如下面提到的第一线形元件和第二线形元件)与飞行控制面断开连接和加以连接即可。进一步，所有飞行控制面的检测信号可以被馈送至单一检测单元或控制单元，该单一检测单元或控制单元评估检测信号并采取适当的步骤。

在优选实施例中，对于所述至少一个飞行控制面中的每一个飞行控制面，所述第一部分和所述第二部分在相应的所述飞行控制面的翼展方向上间隔开。例如，第一部分可以是第一轨道(例如在飞行控制面是缝翼的情况下的缝翼轨道)，并且第二部分是第二轨道(例如在飞行控制面是缝翼的情况下的缝翼轨道)。然后，第一轨道和第二轨道从飞行控制面的主体延伸，并且可移动地连接至连接组件。

在优选实施例中，对于至少一个飞行控制面中的每一个飞行控制面，一个或多个突出元件中的一个或多个突出元件或全部突出元件与第二滚轮的第二轴向端面或另一部分一体地形成为单件。可替代地，或者与这个实施例相结合，一个或多个突出元件中的一个或多个突出元件或者全部突出元件是与第二滚轮分离的元件、并且保持在第二轴向端面上的固定位置。在后一种情况下，作为与第二滚轮分离的元件的突出元件中的每一个突出元件优选地是可旋转地固持在第二轴向端面中的相关联的凹部中的球。以这种方式将突出元件配置为球提供了以下优点：突出元件可以在凸轮表面部分上滚动，使得减少了突出元件与凸轮表面部分之间的摩擦和磨损。

在优选实施例中，飞行控制面组件进一步包括检测单元，该检测单元连接至与一个或多个飞行控制面中的每一个飞行控制面相关联的检测器，并且该检测单元被适配成用于接收来自这些检测器中的每一个检测器的检测信号、并且用于评估这些检测信号以确定是否对于至少一个飞行控制面中的一个飞行控制面而言该间隙的宽度已经超过预定阈值，并且用于在确定了对于该至少一个飞行控制面中的一个飞行控制面而言该间隙的宽度已经超过该预定阈值的情况下提供预定控制信号。预定控制信号指示飞行控制面中的一个飞行控制面已经超过了预定阈值。检测器与检测单元之间的连接可以有利地经由松弛的电缆施行，以应对机翼弯曲。

在优选实施例中，一个或多个飞行控制面中的每一个飞行控制面的传动机构包括第一线形元件和第二线形元件，该第一线形元件和该第二线形元件各自以其一端机械地联接至相关联的飞行控制面，以在该飞行控制面在缩回位置与伸出位置之间移动时在机械张力作用下沿着它们的长度与该飞行控制面一起移动。该联接使得第一线形元件沿其长度的移动与飞行控制表面的第一部分的移动相对应(即与其相关、是其函数、或与其同步)，并且第二线形元件沿它的长度的移动与飞行控制表面的第二部分的移动相对应(即与其相关、是其函数、或与其同步)。第一线形元件和第二线形元件可以直接或间接地联接至飞行控制面，例如直接联接至飞行控制面，经由单独的部件间接地联接，这些单独的部件进而连接至飞行控制面，或者联接至驱动部件(例如被适配成用于驱动飞行控制面的预定移动的致动器)。特别地，第一线形元件和第二线形元件可以分别直接地联接至第一部分和第二部分，例如在缝翼情况下联接至缝翼轨道的两个轨道，或者联接至飞行控制面的主体的两个部分。总体上，第一线形元件和第二线形元件是长形柔性元件(例如线、缆线或带)、并且具有任意的截面，但优选地是圆形的截面。第一线形元件至少部分地绕第一滚轮引导，并且第二线形元件至少部分地绕第二滚轮引导，以实现第一滚轮和第二滚轮的旋转。这些滚轮的旋转是由于在线形元件与飞行控制面一起移动时由线形元件所施加的扭矩来施行的。可以以简单的方式(例如通过选择第一滚轮和第二滚轮的合适直径)来设定当飞行控制面执行预定移动时第一滚轮和第二滚轮的同步旋转。这个实施例所提供的优点是，由于使用线形元件，特别地简单地减小或避免了机翼弯曲对检测的影响。

在一个或多个飞行控制面中的每一个飞行控制面的传动机构包括第一线形元件和第二线形元件的这个实施例中，进一步优选的是，传动机构包括张紧机构，该张紧机构被配适成用于通过将第一线形元件和第二线形元件朝向与飞行控制面的缩回位置相对应的位置偏置来将第一线形元件和第二线形元件保持在张力作用下。在飞行控制面从缩回位置向伸出位置移动时，第一线形元件和第二线形元件于是克服张紧机构的偏置力来移动。张紧机构可以优选地包括第一弹簧加载的卷筒和第二弹簧加载的卷筒，该第一线形元件卷在该第一弹簧加载的卷筒上，该第二线形元件卷在该第二弹簧加载的卷筒上。因此，在将飞行控制面从缩回位置向伸出位置移动时，第一线形元件和第二线形元件于是克服各自的弹簧载荷从第一弹簧加载的卷筒和第二弹簧加载的卷筒上展开，并且在相反的方向上移动时，第一线形元件和第二线形元件在张力作用下自动卷起到第一弹簧加载的卷筒和第二弹簧加载的卷筒上。这些第一弹簧加载的卷筒和第二弹簧加载的卷筒可以优选地是与第一滚轮和第二滚轮分离的滚轮，并且第一滚轮和第二滚轮于是沿着第一线形元件和第二线形元件的长度位于飞行控制面与第一弹簧加载的卷筒和第二弹簧加载的卷筒之间。可替代地，第一弹簧加载的卷筒和第二弹簧加载的卷筒可以由第一滚轮和第二滚轮构成，即第一滚轮和第二滚轮可以是第一弹簧加载的卷筒和第二弹簧加载的卷筒。

在一个或多个飞行控制面中的每一个飞行控制面的传动机构包括第一线形元件和第二线形元件的上述实施例中，进一步优选的是，至少一个飞行控制面中的每一个飞行控制面的传动机构进一步包括第一转向滑轮和第二转向滑轮。第一转向滑轮被安排成沿着第一线形元件的长度处于飞行控制面与第一滚轮之间，使得第一线形元件至少部分地绕第一转向滑轮引导、并且在飞行控制面与第一转向滑轮之间在飞行控制面的翼弦方向上延伸。类似地，第二转向滑轮被安排成沿着第二线形元件的长度处于飞行控制面与第二滚轮之间，使得第二线形元件至少部分地绕第二转向滑轮引导、并且在飞行控制面与第二转向滑轮之间在飞行控制面的翼弦方向上延伸。这提供了以下优点：当飞行控制面安装至飞行器的机翼时，第一线形元件和第二线形元件从飞行控制面在飞行方向或机翼的翼弦方向上延伸，并且第一转向滑轮和第二转向滑轮可以被安排成使得第一线形元件和第二线形元件在第一转向滑轮和第二转向滑轮与第一滚轮和第二滚轮之间沿着机翼的中性轴线延伸，使得以非常简单和可靠的方式减小或者甚至完全消除机翼弯曲对检测的影响。因此，可以将触发公差设置为低值，并降低了误警的风险。

根据本发明，还提供了一种飞行器的机翼，该机翼包括主机翼和具有任何上述构型的飞行控制面组件。飞行控制面组件通过连接组件以已经在上文中描述的方式安装至主机翼，使得飞行控制面相对于主机翼在缩回位置与伸出位置之间的预定移动例如是通过驱动安排来施行的，该驱动安排可操作来施行这种移动。

在机翼的优选实施例中，其中，飞行控制面组件是根据包括第一转向滑轮和第二转向滑轮的上述实施例配置的，对于飞行控制面中的每一个飞行控制面而言，第一转向滑轮被安排成使得第一线形元件在飞行控制面与第一转向滑轮之间在机翼的翼弦方向上延伸，并且第一线形元件在第一转向滑轮与第一滚轮之间沿着机翼的中性轴线(即机翼弯曲最小的轴线)延伸。类似地，第二转向滑轮被安排成使得第二线形元件在飞行控制面与第二转向滑轮之间在机翼的翼弦方向上延伸，并且第二线形元件在第二转向滑轮与第二滚轮之间沿着机翼的中性轴线延伸。因此，如上已描述的，通过这种安排，以非常简单的方式减小或者甚至完全消除了机翼弯曲对检测的影响。为此目的，还可以有利的是将第一滚轮和第二滚轮的旋转轴线安排在机翼的中性轴线上或沿着其安排。

本发明还提供了一种飞行器，该飞行器包括根据上述实施例中任一项所述的机翼。

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该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面组件的实施例的一部分在正常操作状态下的示意性框图。

图2b示出了图2a的飞行控制面组件的实施例的一部分在故障状态下的示意框图。

图3示出了图2a和图2b的飞行控制面组件的实施例在正常操作状态下另一个示意框图。

图4示出了图3的飞行控制面组件的第一滚轮和第二滚轮的示意性横截面视图。

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。机翼3中的每一个机翼包括主机翼5和两个飞行控制面组件，即缝翼组件7形式的前缘飞行控制面组件、以及襟翼组件9形式的后缘飞行控制面组件。缝翼组件7中的每一个缝翼组件包括四个缝翼11，这些缝翼并排成排地安排，并且襟翼组件9中的每一个襟翼组件包括四个襟翼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，在该缩回或收起位置，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、并且当使缝翼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，使得它们能够被驱动以执行缩回位置与伸出或展开位置(未示出)之间的预定移动。换言之，当在缩回位置和伸出位置之间移动时，缝翼11和襟翼13中的每一者以预定标称取向遵循预定标称移动路径。

为此目的，如在图2a和图2b(这些图示出了图1的缝翼组件7中的一个缝翼组件的实施例)中所示意性展示的，提供了驱动安排15，该驱动安排包括旋转致动器17和由旋转致动器17驱动的可旋转驱动轴19。缝翼11中的每一个缝翼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，这些弧形缝翼轨道或支撑元件彼此平行地延伸并且在相应的缝翼11的翼展方向上彼此间隔开。与这两个缝翼轨道21相关联的两个平面彼此平行。缝翼轨道21中的每一个缝翼轨道的远端连接至缝翼11的主体。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，从而由此施行缝翼轨道21的移动，并且由此施行整个缝翼11在伸出与缩回位置之间的移动。

重要的是，在致动器17操作时，缝翼轨道21限定缝翼11的预定同步移动，在该预定同步移动期间，缝翼11中的每一个缝翼沿着相对于主机翼5具有预定相对位置和取向的预定路径移动。例如，贯穿缩回位置与伸出位置之间的整个移动，缝翼11可以保持或基本保持它们在图2a中所示的相对安排。然而，应注意的是，如上文已经解释的，与这个预定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。

图3示出了图2a的缝翼组件7的进一步的细节，其中，为了便于展示，省去了驱动安排，并且仅示出了缝翼11中的三个缝翼。对于缝翼11中的每一个缝翼，缝翼组件7包括：以一端连接至缝翼轨道21中的一个的缝翼轨道的线23a，以一端连接至缝翼轨道21中的另一个的缝翼轨道的线23b，两个可旋转安装的转向滑轮25a、25b，两个同轴安排的、可旋转安装的滚轮27a、27b(在图3中仅他们中的一个是可见的，但可以参见图4)，以及两个可旋转安装的卷筒29a、29b。线23a的与缝翼轨道21相反的端部部分卷绕或盘绕在卷筒29a上，并且线23b的与缝翼轨道21相反的端部部分卷绕或盘绕在卷筒29b上。卷筒29a、29b在盘绕方向上被弹簧加载，使得线23a、23b沿着它们的长度保持在张力作用下。

当从缝翼轨道21开始时，线23a绕转向滑轮25a引导，然后绕滚轮27a引导，并且最后绕卷筒29a引导，并且转向滑轮25a被安排成使得线23a从缝翼轨道21在缝翼11的翼弦方向上延伸，然后在转向滑轮25a处偏转90°，使得该线在转向滑轮25a与滚轮27a之间在缝翼11的翼展方向上延伸。类似地，当从缝翼轨道21开始时，线23b绕转向滑轮25b引导，然后绕滚轮27b引导，并且最后绕卷筒29b引导，并且转向滑轮25b被安排成使得线23b从缝翼轨道21在缝翼11的翼弦方向上延伸，然后在转向滑轮25b处偏转90°，使得该线在转向滑轮25b与滚轮27b之间在缝翼11的翼展方向上延伸。因此，当缝翼11伸出和缩回时，线23a、23b在张力作用下沿着它们的长度与缝翼11一起移动，或者更准确地说，与它们所连接的缝翼轨道21一起移动，同时使滚轮27a、27b旋转，使得滚轮27a、27b的旋转与相应的缝翼轨道21的平移移动相对应。滚轮27a、27b被配置成使得如果缝翼11执行其预定移动，则这些滚轮以恒定的预定相对角位置同步旋转。然而，在偏离这个预定移动时，滚轮27a、27b的旋转变成非同步的，使得它们的相对角位置发生改变。

图4示出了两个滚轮27a、27b的截面视图。如图4中可见的，滚轮27a、27b可旋转地安装在共用的轴31上，使得它们具有共同的旋转轴线33。滚轮27a、27b安排在壳体35中，并且轴31通过两个螺母37固定地紧固至壳体35。滚轮27a、27b二者均沿着轴31轴向可移动，并且在图4中被压缩弹簧39向右偏置。因此，滚轮27a、27b总是定位成在壳体35内尽可能地靠右。然而，滚轮27a、27b的两个面对的端面43a、43b之间总是存在间隙41，间隙41由布置在端面43a、43b之间并与这些端面接触的多个球体45(在图4中仅有两个球体可见)来保持。

球体45中的每一个球体在端面43b中所提供的相应凹陷47中相对于端面43b保持在固定位置中。进一步，球体45中的每一个球体在相对的端面43a中所提供的长形凹槽49中与端面43a相接触。凹槽49被配置成使得在两个滚轮27a、27b不同步旋转的情况下，球体47沿着凹槽49移动。进一步，凹槽49的深度沿其长度变化，使得该凹槽在某一位置处具有最大深度，并且深度向这个位置的两侧减小。当两个滚轮27a、27b具有预定的相对角位置时，球体47中的每一个球体在相应凹槽49的最大深度的位置处接触端面43a，于是使得间隙41的尺寸具有最小值。然而，随着与预定相对角位置的偏离的增加，球体47在凹槽49中沿着斜坡向上行进，使得间隙41的尺寸增大。在这种情况下，滚轮27a沿着轴31在图4中越来越向左移动。

压缩弹簧39安排在壳体35与板件53之间，并且球轴承51布置在板件53与滚轮27a之间(类似的球轴承布置在滚轮27b与壳体35之间，但在图4中未示出)。销55牢固定地紧固至板件53并从该板件向左延伸。当间隙41具有其最小尺寸时，销55与开关57间隔开，该开关提供在电气线路59中，并且将缝翼组件7的缝翼11的滚轮27a、27b的开关57和检测单元61以回路并以串联的方式互连。开关57常闭，使得检测单元61通常检测闭合电路。然而，如果成对的滚轮27a、27b中的一个滚轮的间隙41的尺寸超过预定阈值，则销55到达相应的开关57并将其断开，使得检测单元61检测到电路的中断，该中断指示相对角位置与预定相对角位置的偏离已经超过成对滚轮27a、27b中的至少一个滚轮的阈值。

图2b示意性地展示了图2a和图3的缝翼组件7的故障状态。在故障状态下，缝翼11中的一个缝翼相对于其他缝翼11和主机翼5歪斜，并且因此在致动器17操作期间，明显地偏离预定移动。由于缝翼11的歪斜位置，相关联的滚轮27a、27b的相对角位置偏离预定的相对角位置，并且当歪斜达到阈值时，相关联的开关57断开，如以上所解释的。因此，检测单元61检测到电路的中断。

该阈值被选择为使得正常飞行期间出现的缝翼11与预定移动的轻微偏离不会导致开关57断开，而是仅有与故障状态对应的歪斜或另一最小偏离才会导致电路中断。在检测到电路中断时，检测单元61经由控制线路向致动器17输出控制信号，该控制信号控制致动器17停止致动，从而因此停止缝翼11的进一步移动。

Claims (15)

1.一种飞行控制面组件，所述飞行控制面组件被适配成安装至飞行器(1)的主机翼(5)、并且包括：

至少一个飞行控制面(11，13)，所述至少一个飞行控制面具有彼此间隔开的第一部分和第二部分，

连接组件，所述连接组件被适配成用于将所述至少一个飞行控制面(11，13)可移动地连接至飞行器(1)的主机翼(5)，使得所述至少一个飞行控制面(11，13)中的每一个飞行控制面相对于所述主机翼(5)在缩回位置与伸出位置之间以预定移动的方式选择性地可移动，

分别对于所述至少一个飞行控制面(11，13)中的每一个飞行控制面而言：

-可旋转且同轴地安装的第一滚轮(27a)和第二滚轮(27b)，其中，所述第一滚轮(27a)具有第一轴向端面(43a)，并且所述第二滚轮(27b)具有面向所述第一轴向端面(43a)的第二轴向端面(43b)，所述第一轴向端面(43a)与所述第二轴向端面(43b)之间存在间隙(41)，

-检测器(55，57)，

-偏置机构(39)，所述偏置机构将所述第一滚轮(27a)和所述第二滚轮(27b)朝向彼此偏置，以及

-传动机构，所述传动机构联接在所述飞行控制面(11，13)与所述第一滚轮(27a)和所述第二滚轮(27b)之间，使得所述飞行控制面(11，13)在所述缩回与所述伸出位置之间的移动导致所述第一滚轮(27a)和所述第二滚轮(27b)旋转，其方式为使得，所述第一滚轮(27a)的旋转与所述第一部分的移动相对应，所述第二滚轮(27b)的旋转与所述第二部分的移动相对应，并且当所述飞行控制面(11，13)执行所述预定移动时，所述第一滚轮(27a)和所述第二滚轮(27b)同步旋转，

-其中，所述第一轴向端面(43a)包括凸轮表面部分(49)，并且所述第二轴向端面(43b)包括至少一个突出元件(45)，所述突出元件安排在所述第二轴向端面(43b)上的固定位置并且与所述凸轮表面部分(49)接触，其中，所述凸轮表面部分(49)被确定形状为使得当所述第一滚轮(27a)和所述第二滚轮(27b)具有与所述预定移动相对应的预定相对角位置时，所述间隙(41)的宽度是最小的，并且使得所述间隙(41)的宽度随着与所述预定相对角位置的偏离增大而持续增大，

-其中，所述检测器(55，57)被适配成用于提供指示所述间隙(41)的宽度是否超过预定阈值的检测信号。

2.根据权利要求1所述的飞行控制面组件，其中，对于所述至少一个飞行控制面(11，13)中的每一个飞行控制面，所述第一部分和所述第二部分在相应的所述飞行控制面(11，13)的翼展方向上间隔开。

3.根据权利要求2所述的飞行控制面组件，其中，对于所述至少一个飞行控制面(11，13)中的每一个飞行控制面，所述第一部分是第一轨道(21)，并且所述第二部分是第二轨道(21)，其中，所述第一轨道和所述第二轨道(21)从所述飞行控制面(11，13)的主体延伸，并且可移动地连接至所述连接组件。

4.根据前述权利要求中任一项所述的飞行控制面组件，其中，所述至少一个突出元件(45)中的至少一个突出元件与所述第二轴向端面(43b)或所述第二滚轮(27b)的另一部分一体形成为单件。

5.根据前述权利要求中任一项所述的飞行控制面组件，其中，所述至少一个突出元件(45)中的至少一个突出元件是与所述第二滚轮(27b)分离的元件、并且保持在所述第二轴向端面(43b)上的所述固定位置。

6.根据权利要求5所述的飞行控制面组件，其中，作为与所述第二滚轮(27b)分离的元件的所述至少一个突出元件(45)是可旋转地固持在所述第二轴向端面(43b)中的相关联的凹部(47)中的球。

7.根据前述权利要求中任一项所述的飞行控制面组件，进一步包括检测单元(61)，所述检测单元连接至与所述至少一个飞行控制面(11，13)中的每一个飞行控制面相关联的所述检测器(55，57)，并且所述检测单元被适配成用于接收来自所述检测器(55，57)中的每一个检测器的检测信号、并且用于评估所述检测信号以确定是否对于所述至少一个飞行控制面(11，13)中的一个飞行控制面而言所述间隙(41)的宽度已经超过所述预定阈值，并且用于在确定了对于所述至少一个飞行控制面(11，13)中的一个飞行控制面而言所述间隙(41)的宽度已经超过所述预定阈值的情况下提供预定控制信号，所述预定控制信号指示了所述飞行控制面(11，13)中的一个飞行控制面已经超过所述预定阈值。

8.根据前述权利要求中任一项所述的飞行控制面组件，其中，所述至少一个飞行控制面(11，13)中的每一个飞行控制面的传动机构包括第一线形元件(23a)和第二线形元件(23b)，所述第一线形元件和所述第二线形元件以一端联接至相关联的飞行控制面(11，13)以在所述飞行控制面(11，13)在所述缩回位置与所述伸出位置之间移动时在张力作用下与所述飞行控制面一起移动，使得所述第一线形元件(23a)的移动与所述飞行控制面(11，13)的第一部分的移动相对应，并且所述第二线形元件(23b)的移动与所述飞行控制面(11，13)的第二部分的移动相对应，

其中，所述第一线形元件(23a)至少部分地绕所述第一滚轮(27a)引导，并且所述第二线形元件(23b)至少部分地绕所述第二滚轮(27b)引导，以便施行所述第一滚轮(27a)和所述第二滚轮(27b)的旋转。

9.根据权利要求8所述的飞行控制面组件，其中，所述至少一个飞行控制面(11，13)中的每一个飞行控制面的传动机构包括张紧机构，所述张紧机构适配成用于通过将所述第一线形元件(23a)和所述第二线形元件(23b)朝向与所述缩回位置相对应的位置偏置来将所述第一线形元件和所述第二线形元件保持在张力作用下。

10.根据权利要求9所述的飞行控制面组件，其中，所述张紧机构包括第一弹簧加载的卷筒(29a)和第二弹簧加载的卷筒(29b)，所述第一线形元件(23a)卷在所述第一弹簧加载的卷筒上，所述第二线形元件(23b)卷在所述第二弹簧加载的卷筒上。

11.根据权利要求10所述的飞行控制面组件，其中

-所述第一弹簧加载的卷筒(29a)和所述第二弹簧加载的卷筒(29b)是与所述第一滚轮(27a)和所述第二滚轮(27b)分离的滚轮，并且所述第一滚轮(27a)和所述第二滚轮(27b)沿着所述第一线形元件(23a)和所述第二线形元件(23b)的长度位于所述飞行控制面(11，13)与所述第一弹簧加载的卷筒(29a)和所述第二弹簧加载的卷筒(29b)之间，或者

-所述第一弹簧加载的卷筒(29a)和所述第二弹簧加载的卷筒(29b)由所述第一滚轮(27a)和所述第二滚轮(27b)构成。

12.根据权利要求8至11中任一项所述的飞行控制面组件，其中，所述至少一个飞行控制面(11，13)中的每一个飞行控制面的传动机构进一步包括第一转向滑轮(25a)和第二转向滑轮(25a)，其中，所述第一转向滑轮(25a)被安排成沿着所述第一线形元件(23a)的长度处于所述飞行控制面(11，13)与所述第一滚轮(27a)之间，使得所述第一线形元件(23a)至少部分地绕所述第一转向滑轮(25a)引导、并且在所述飞行控制面(11，13)与所述第一转向滑轮(25a)之间在所述飞行控制面(11，13)的翼弦方向上延伸，并且所述第二转向滑轮(25a)被安排成沿着所述第二线形元件(23b)的长度处于所述飞行控制面(11，13)与所述第二滚轮(27b)之间，使得所述第二线形元件(23b)至少部分地绕所述第二转向滑轮(25a)引导、并且在所述飞行控制面(11，13)与所述第二转向滑轮(25a)之间在所述飞行控制面(11，13)的翼弦方向上延伸。

13.一种飞行器(1)的机翼，所述机翼包括主机翼(5)和根据前述权利要求中任一项所述的飞行控制面组件(7，9)，所述飞行控制面组件通过所述连接组件安装至所述主机翼(5)，使得能够施行所述飞行控制面(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移动。

14.根据权利要求13所述的机翼，其中，所述飞行控制面组件(7，9)是根据权利要求12所述的飞行控制面组件(7，9)，并且其中，对于所述飞行控制面(11，13)中的每一个飞行控制面而言：

-所述第一转向滑轮(25a)被安排成使得所述第一线形元件(23a)在所述飞行控制面(11，13)与所述第一转向滑轮(25a)之间在所述机翼(3)的翼弦方向上延伸，并且所述第一线形元件(23a)在所述第一转向滑轮(25a)与所述第一滚轮(27a)之间沿着所述机翼(3)的中性轴线延伸，并且

-所述第二转向滑轮(25a)被安排成使得所述第二线形元件(23b)在所述飞行控制面(11，13)与所述第二转向滑轮(25a)之间在所述机翼(3)的翼弦方向上延伸，并且所述第二线形元件(23b)在所述第二转向滑轮(25a)与所述第二滚轮(27b)之间沿着所述机翼(3)的中性轴线延伸。

15.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求13或权利要求14所述的机翼(3)。