【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機の高揚力を発生し可動する舵面が、正常に突出または引込み動作をしているかを検出する舵面異常検出装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機の操縦系統の一部を形成している可動の翼面は、舵面（または、操縦翼面、あるいは、動翼）と呼ばれ、主舵面として主翼に設けられた補助翼、尾翼に設けられた昇降舵、方向舵があり、副舵面として主翼に設けられたスラット、後縁フラップ、フライトスポイラ、グランドスポイラなどがある。
図３に、主翼に設けられた各舵面（操縦翼面あるいは動翼）の位置を示す。主翼は翼１と各舵面（スラット２、２ａ、低速用補助翼３、高速用補助翼７、フライトスポイラ４、グランドスポイラ５、後縁フラップ６、６ａ）から構成され、各舵面の操作により機体の姿勢が尾翼の舵面操作と共に行われる。
次に、各舵面について説明する。スラット２、２ａは、主翼の前縁に設けられ高揚力を発生するもので、固定スラットと可動スラットがあり、可動スラットは翼面上の負圧を利用して自動的に隙間を作るものと、動力により後縁フラップ６、６ａと連動して隙間を作るものとがある。前縁に隙間を作ることにより、翼下面の気流がこの隙間を通って翼上面へ流れ、揚力を高めると共に、翼上面の剥離を防ぐことが出来る。
低速用補助翼３および高速用補助翼７（以下、補助翼という）は、主翼の左右の後縁部の翼端側に設けられた舵面で、左右の補助翼は常に逆方向に作動し、航空機に横揺れのモーメントを生じさせる。操縦かんを左へ倒すと、右補助翼は下げ舵となり右翼のキャンパ（そり）が増し、逆に左補助翼が上げ舵となるから左翼のキャンパ（そり）が減る。従って右翼の揚力が増し、左翼の揚力が減るため、結果として機体は左に傾く。
フライトスポイラ４およびグランドスポイラ５は、主翼の揚力を消滅（スポイル）させる舵面で、フライトスポイラ４は飛行中に補助翼と連動して、左右翼非対称的な動きをさせ補助翼の効果を助ける。また、機体によって急降下したいときは左右翼のフライトスポイラ４を同時に立てる。あるいは補助翼なくして、その代用をスポイラのみで行う機体もある。グランドスポイラ５は着陸接地後、立てると機体重量が各車輪にかかるため、ブレーキ効果が大となる。
後縁フラップ６、６ａ（以下、フラップと呼ぶ）は、翼１の後縁に装着され、突出又は引込み動作が行われ、高揚力を発生する舵面である。
【０００３】
図４に、翼１に装着されたフラップの代表的な各種を示す。（ａ）はファウラフラップ、（ｂ）は２重隙間フラップ、（ｃ）は３重隙間フラップを示す。ファウラフラップは、翼１に設けられたフラップ格納部９からフラップ８が後方へずらされ、かつ下げられるもので、キャンパ（そり）及び主翼面積の増加と相まって大きな揚力を発生する。そして、主に低速機に用いられる。２重隙間フラップは、翼１に設けられたフラップ格納部９ａからフラップ８ａが後方へずらされ、かつ下げられ、隙間を２重にしたもので、キャンパ（そり）及び主翼面積の増加と相まってファウラフラップよりも大きな揚力を発生する。特に大型高速機に用いられる。３重隙間フラップは、翼１に設けられたフラップ格納部９ｂからフラップ８ｂが後方へずらされ、かつ２段に下げられ、隙間を３重にしたもので、キャンパ（そり）及び主翼面積の増加と相まってファウラフラップよりも大きな揚力を発生する。
【０００４】
図５に、従来の航空機の可動する舵面の機構による舵面異常検出装置を示す。
舵面１０の両側に図３に示す翼１側にアクチュエータ１１、１２が設けられ、舵面１０を突出または引込動作させるための駆動手段として、駆動シャフトまたはケーブルなどが設けられアクチュエータ１１、１２と舵面１０が連結されている。高揚力舵面（フラップ、スラット）の場合、フラップレバーを操作することによって、アクチュエータ１１とアクチュエータ１２が作動され、舵面１０が駆動手段によって左右同じストロークで移動する。そして、舵面１０の両側にケーブル１３ａ、１５ａのケーブル端が固定され、ケーブル１３ａ、１５ａが翼側に設けられたケーブル巻取プーリ１３、１５で巻き取られ、検出器１４、１６で回転数と角度などによって舵面１０の変位量がそれぞれ検出される。その変位量の差を比較して、舵面１０が一様に突出または引込していることを検出し、舵面１０の左右の動きにアンバランスが無いことを確認している。また、舵面１０の中央に位置検出器を設け、左舷と右舷の検出器の出力差を比較する方法も用いられている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
従来の舵面異常検出装置は以上のように構成されているが、図３に示す後縁フラップ６、６ａなどの舵面１０は１舵面あたり２個のアクチュエータ１１、１２で駆動され、片側のアクチュエータ１１（または、アクチュエータ１２）の駆動シャフトの折損事故等で舵面１０が平行に突出または引込作動しないという「スキュー故障」を発生することがある。舵面１０の左右に変位量を検出する検出器１４、１６を設け、これらの検出値の差を比較する方法や、舵面１０の中央に変位量を検出する検出器を設け、左舷と右舷の検出器の出力差を比較する方法は、舵面１０の動きのフルストロークを測定する検出器が必要となる。このような方法は高価であると共に、十分な検出精度を得るためには、高精度の検出器が必要になるという問題がある。
【０００６】
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、舵面の両側の変位量の差を自動的に検出し、フルストロークに対応し、安価で十分な精度を有する舵面異常検出装置を提供することを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
上記の目的を達成するため、本発明の舵面異常検出装置は、航空機の主翼に設けられ高揚力を発生する舵面をアクチュエータにより突出または引込可動時に、舵面のスキュー故障を検出する舵面異常検出装置であって、舵面の移動する片側の前記主翼側に一端が固定されたケーブルと、舵面の片側に設けられ移動によって前記ケーブルを移動方向に伸縮しガイドする一方のプーリと、舵面の反対側で同プーリに相対する位置に設けられ同プーリからのケーブルをガイドする他方のプーリと、主翼に設けられ当該他方のプーリからのケーブルを一端が固定された側と反対の舵面の移動方向に巻き取り可能に張り接続されたスキュー検出器とを設け、前記舵面のスキュー度合をケーブル長さの変化によってスキュー検出器で検出できるようにしたものである。
【０００８】
本発明の舵面異常検出装置は上記のように構成されており、舵面の移動する片側の主翼側に一端が固定されたケーブルを、舵面の片側に設けられた一方のプーリによって舵面の移動時にケーブルを伸縮し、舵面の反対側に同プーリに相対する位置に他方のプーリを設け、一方のプーリからのケーブルを他方のプーリを介して一端が固定された側と反対の舵面の移動方向に張り、主翼に設けられたスキュー検出器に接続する。
この舵面の左右に一連のケーブルを張ることで、正常な舵面の移動では舵面の位置に関係なくケーブル長さは一定になる。スキュー事故を起こすとケーブルの長さが変化するため、このケーブル長さの変化を検出器で検出し故障か否かを判別することが出来る。
【０００９】
【発明の実施の形態】
本発明の舵面異常検出装置の一実施例を、図１を参照しながら説明する。図１は本発明の舵面異常検出装置の舵面１０が正常時と故障時の状態を示し、（ａ）は舵面１０が正常突出状態、（ｂ）は舵面１０が正常引込状態、（ｃ）は舵面１０がスキュー故障状態（１）、（ｄ）は舵面１０がスキュー故障状態（２）を示す図である。
本発明の舵面異常検出装置は、主翼に設けられたアクチュエータ１１、１２によって左右両側を突出または引込作動される舵面１０と、舵面１０の移動する片側の主翼側のケーブル端１７に固定されたケーブル２１と、舵面１０の片側に設けられ移動によってケーブル２１を移動方向に伸縮しガイドするプーリ１８と、舵面１０の反対側でプーリ１８に相対する位置に設けられプーリ１８からのケーブル２１をガイドするプーリ１９と、主翼に設けられプーリ１９からのケーブル２１を一端が固定されたケーブル端１７側と反対の舵面１０の移動方向に張り接続されたスキュー検出器２０とから構成される。
【００１０】
本舵面異常検出装置の各構成について説明する。
舵面１０は、主翼に設けられ突出または引込動作をして、高揚力を発生する舵面１０であって、図３に示すスラット２、２ａ、及び後縁フラップ６、６ａなどである。舵面１０は左右両側が主翼に設けられたアクチュエータ１１、１２によって駆動シャフトを介して前後に同じストロークで突出または引込動作が行われる。特に後縁フラップ６、６ａは後方へずらし、かつ下げることにより、キャンパ（そり）及び主翼面積の増加と相まって抗力も発生するがそれ以上に大きな揚力を得ることが出来る。
ケーブル２１は、操縦索のケーブルと同じ構成のものが使われ、細いスチール製のワイヤをよって束ね、そのケーブルを芯にして周辺にさらにその束のケーブルをよったものが用いられ、その一端が主翼に設けられたケーブル端１７に固定され、舵面１０の左右に設けられたプーリ１８と、プーリ１９にガイドされて架けられ、主翼に設けられたスキュー検出器２０に所定の張力に張られて接続される。
プーリ１８は、舵面１０の片側に設けられ、舵面１０の移動によってケーブル端１７に一端が固定されたケーブル２１を移動方向に伸縮し、舵面１０の反対側に設けられたプーリ１９にケーブル２１をガイドするものである
プーリ１９は、舵面１０のプーリ１８の設けられた反対側で、プーリ１８に相対する位置に設けられ、プーリ１８からのケーブル２１をケーブル端１７とは反対側の主翼に設けられたスキュー検出器２０にガイドするものである。
スキュー検出器２０は、ケーブル端１７とは反対側の主翼に設けられ、プーリ１９でガイドされたケーブル２１を移動方向に所定の張力で張り接続されたもので、舵面１０が（ａ）正常突出状態、または（ｂ）正常引込状態の場合、ケーブル端１７からプーリ１８とプーリ１９を介してスキュー検出器２０までのケーブル２１の長さは変化しないが、舵面１０が（ｃ）スキュー故障状態（１）、または、（ｄ）スキュー故障状態（２）の場合、ケーブル端１７とプーリ１８間のケーブル２１の長さと、プーリ１９とスキュー検出器２０間のケーブル２１の長さを加算した長さは、舵面１０が傾斜していることによりケーブル２１の長さが長く変化する。このケーブル２１の長さ変化量をスキュー検出器２０で検出して、舵面１０の作動異常を検出する。
【００１１】
図２に、スキュー検出器２０の構造の一例を示す。スキュー検出器２０はケーブル２１を巻き取る巻取プーリ２２と、ケーブルに所定の張力をかけるトーションスプリング２３と、巻取プーリ２２の回転軸に設けられた軸受２４と、回転軸に設けられたアーム２５と、アーム２５が所定の回転をすると動作するリミットスイッチ２６とから構成されている。
舵面１０がスキュー故障を起こすと、ケーブル端１７とスキュー検出器２間のケーブル２１の長さが長くなり、所定の張力で張られていたケーブル２１が巻取プーリ２２から巻き解され、巻取プーリ２２が回転する。巻取プーリ２２の回転軸が回転し、アーム２５が回転してリミットスイッチ２６が作動する。この信号によって舵面１０のスキュー故障を検出する。
また、巻取プーリ２２の回転軸に角度センサまたは回転計などを用いて検出することもできる。角度センサとして、一般に、操縦系統では、シンクロ、レゾルバ、ＲＶＤＴ等が多用される。
【００１２】
次に、本舵面異常検出装置の動作について説明する。各種の舵面（操縦翼面）とそれを動かす操縦装置を介して航空機の運動を制御する操縦系統において、図２に示す後縁フラップ６、６ａなどは、１舵面１０あたり２個のアクチュエータ１１、１２で駆動されており、片側の操縦系統に故障などが発生すると舵面１０が平行に突出または引込動作せず、いわゆるスキュー故障を起こす。正常に両側のアクチュエータ１１、１２が作動した場合は、通常舵面１０の左右端は同じ動きをするため、ケーブル端１７とスキュー検出器２０間のケーブル２１の長さは変化せず、一定であり、巻取プーリ２２は回転せず、スキュー検出器２０は舵面１０の動作が正常であるため、スキュー故障を検出しない。これに対し、アクチュエータ１１、１２の片側の操縦系統に異常がある場合は、舵面１０が平行に突出または引込動作せず、時には、片側の操縦系統が完全に故障した場合は、ケーブル端１７とプーリ１８間のケーブル２１の長さと、プーリ１９とスキュー検出器２０間のケーブル２１の長さとの和が、正常時よりも長くなり増加する。増加した分だけスキュー検出器２０の巻取プーリ２２からケーブル２１が解され、巻取プーリ２２が回転する。それにより回転軸に取り付けられたアーム２５が回転し、リミットスイッチ２６を作動させる。この信号により舵面１０がスキュー故障していることを検出する。
【００１３】
従来は、図５に示すように、舵面１０のフルストロークの変位量がケーブル巻取プーリ１３、１５で巻き取られ、その回転軸の回転数が、二個の左右に設けられた検出器１４、１６でカウントされるので回転数を検出する装置を必要とし、さらに、両者の検出値を比較する装置を別途設けることになり、高価な装置になる。これに対し、本装置は、舵面１０の左右の変位量を、ケーブル端１７とスキュー検出器２０間のケーブル２１の長さの変化を、スキュー検出器２０に設けられた巻取プーリ２２の回転に変換し、回転軸に取り付けられたアーム２５によってリミットスイッチ２６を作動させるものであり、スキュー検出器２０を一個設けるだけでよく、リミットスイッチ２６を設けた簡単な検出器でよく、検出値を比較する装置を別途設ける必要もない。
【００１４】
上記の実施例では、スキュー検出器２０としてケーブル２１の長さの変化を巻取プーリ２２で回転運動に変換し、この回転運動をリミットスイッチ２６により検出しているが、ケーブルの長さの変化をリニア方式でも同様に検出することができる。また、リミットスイッチ２６の代わりに近接スイッチや変位センサ（例えばＬＶＤＴ）、回転センサ（ポテンショメータやＲＶＤＴ、レゾルバ、ロータリエンコーダ）などでも同様な機能を有する。
また、上記実施例では、ケーブル端１７、スキュー検出器２０を主翼側、プーリ１８、１９を舵面側に固定したが、この逆でも成立する。
【００１５】
【発明の効果】
本発明の舵面異常検出装置は上記のように構成されており、舵面の左右両側にプーリを設け、一方のプーリの舵面の移動方向の主翼側にケーブルの一端を固定し、両プーリにケーブルを架け、他方のプーリの舵面の移動方向の反対の主翼側にスキュー検出器を設け、他方のプーリからのケーブルを所定の張力をかけて張り巻き取り可能にして接続することにより、正常な舵面の移動では舵面の位置に関係なくケーブル長さは一定になる。そして、スキュー事故を起こすとケーブルの長さが変化するため、このケーブル長さの変化を、巻取プーリにて回転運動に変換し、リミットスイッチなどにより検出できる。そのため装置全体が簡単な構造になり、検出器も安価で、高精度、かつ、信頼性の高い舵面異常検出装置を製作することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の舵面異常検出装置の一実施例を示す図である。
【図２】本発明の舵面異常検出装置のスキュー検出器を示す図である。
【図３】航空機翼の操作舵面を説明するための図である。
【図４】航空機翼のフラップの各種を示す図である。
【図５】従来の舵面異常検出装置を示す図である。
【符号の説明】
１…翼
２、２ａ…スラット
３…低速用補助翼
４…フライトスポイラ
５…グランドスポイラ
６、６ａ…後縁フラップ
７…高速用補助翼
８、８ａ、８ｂ…フラップ
９、９ａ、９ｂ…フラップ格納部
１０…舵面
１１、１２…アクチュエータ
１３、１５…ケーブル巻取プーリ
１３ａ、１５ａ、２１…ケーブル
１４、１６…検出部
１７…ケーブル端
１８、１９…プーリ
２０…スキュー検出器
２２…巻取プーリ
２３…トーションスプリング
２４…軸受
２５…アーム
２６…リミットスイッチ[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a control surface abnormality detection device that detects whether a control surface that generates and moves a high lift of an aircraft is normally projecting or retracting.
[0002]
[Prior art]
The movable wing surface that forms a part of the aircraft control system is called the control surface (or control surface or moving surface), and is attached to the aileron and tail wing provided on the main wing as the main control surface. There are elevators and rudders provided, and slats, trailing edge flaps, flight spoilers, ground spoilers, and the like provided on the main wing as auxiliary control surfaces are provided.
FIG. 3 shows the position of each control surface (control surface or moving blade) provided on the main wing. The main wing is composed of a wing 1 and each control surface (slats 2 and 2a, low-speed auxiliary wing 3, high-speed auxiliary wing 7, flight spoiler 4, ground spoiler 5, and trailing edge flaps 6 and 6a). Thereby, the attitude of the airframe is performed together with the operation of the control surface of the tail fin.
Next, each control surface will be described. The slats 2 and 2a are provided at the leading edge of the main wing and generate a high lift. There are a fixed slat and a movable slat, and the movable slat automatically creates a gap using negative pressure on the wing surface. In some cases, a gap is created in conjunction with the trailing edge flaps 6 and 6a by power. By forming a gap at the leading edge, the airflow on the lower surface of the wing flows through the gap to the upper surface of the wing, thereby increasing the lift and preventing separation of the upper surface of the wing.
The low-speed auxiliary wing 3 and the high-speed auxiliary wing 7 (hereinafter referred to as “auxiliary wings”) are control surfaces provided on the left and right trailing edges of the main wing, and the left and right auxiliary wings always operate in opposite directions. , Causing the aircraft to roll. When the pilot is tilted to the left, the right aileron becomes a lowering rudder and the right wing camper (sledge) increases. Conversely, the left aileron becomes a rudder and the left wing camper (sledding) decreases. Thus, the right wing lift increases and the left wing lift decreases, resulting in the aircraft leaning to the left.
The flight spoiler 4 and the ground spoiler 5 are control surfaces for eliminating (lifting) the lift of the main wing. The flight spoiler 4 works in conjunction with the ailerons during flight to make the left and right wings move asymmetrically to help the effect of the ailerons. . Also, when it is desired to make a descent by the aircraft, the flight spoilers 4 on the left and right wings are simultaneously set up. Alternatively, some aircraft do not use auxiliary wings and substitute them with spoilers only. When the ground spoiler 5 stands up after landing and landing, the weight of the fuselage is applied to each wheel, so that the braking effect is enhanced.
The trailing edge flaps 6 and 6a (hereinafter referred to as flaps) are control surfaces that are mounted on the trailing edge of the wing 1 and perform a protruding or retracting operation to generate a high lift.
[0003]
FIG. 4 shows various types of typical flaps mounted on the wing 1. (A) shows a foul flap, (b) shows a double gap flap, and (c) shows a triple gap flap. In the foul lap, the flap 8 is shifted rearward and lowered from the flap storing portion 9 provided on the wing 1, and generates a large lift in combination with an increase in a camper (sledge) and an area of the main wing. And it is mainly used for low-speed machines. The double gap flap has a double gap with the flap 8a shifted rearward and lowered from the flap storing portion 9a provided on the wing 1, and combined with an increase in the camper (sledge) and the area of the main wing, the fouling is increased. Generates more lift than flaps. Especially used for large high-speed machines. The triple-gap flap is a flap 8b that is shifted rearward from the flap storing portion 9b provided on the wing 1 and is lowered to two steps to triple the gap, thereby increasing the camper (warp) and the area of the main wing. In combination with the Fowler Flap, it produces greater lift.
[0004]
FIG. 5 shows a conventional control surface abnormality detection device using a mechanism of a movable control surface of an aircraft.
Actuators 11 and 12 are provided on both sides of the control surface 10 on the wing 1 side shown in FIG. 3, and a drive shaft or a cable or the like is provided as drive means for causing the control surface 10 to protrude or retract. The control surface 10 is connected. In the case of a high-lift control surface (flap, slat), the actuator 11 and the actuator 12 are operated by operating the flap lever, and the control surface 10 is moved by the drive means in the same left and right strokes. The cable ends of the cables 13a and 15a are fixed to both sides of the control surface 10, and the cables 13a and 15a are wound by cable winding pulleys 13 and 15 provided on the wing side. The amount of displacement of the control surface 10 is detected by an angle or the like. By comparing the difference between the displacement amounts, it is detected that the control surface 10 is uniformly projecting or retracting, and it is confirmed that there is no imbalance in the left and right movements of the control surface 10. Further, a method of providing a position detector at the center of the control surface 10 and comparing the output difference between the port and starboard detectors is also used.
[0005]
[Problems to be solved by the invention]
Although the conventional control surface abnormality detecting device is configured as described above, the control surfaces 10 such as the trailing edge flaps 6 and 6a shown in FIG. 3 are driven by two actuators 11 and 12 per control surface, and are controlled on one side. When the drive shaft of the actuator 11 (or the actuator 12) is broken, a "skew failure" may occur in which the control surface 10 does not protrude or retract in parallel. Detectors 14 and 16 for detecting the amount of displacement are provided on the left and right sides of the control surface 10, and a method for comparing the difference between the detected values and a detector for detecting the amount of displacement at the center of the control surface 10 are provided. The method of comparing the output differences of the detectors requires a detector that measures the full stroke of the movement of the control surface 10. Such a method is expensive and has a problem that a high-precision detector is required to obtain sufficient detection accuracy.
[0006]
The present invention has been made in view of such circumstances, and automatically detects a difference between displacement amounts on both sides of a control surface, corresponds to a full stroke, and is inexpensive and has sufficient control surface abnormality with sufficient accuracy. It is an object to provide a detection device.
[0007]
[Means for Solving the Problems]
In order to achieve the above object, a control surface abnormality detection device of the present invention includes a control surface for detecting a skew failure of a control surface when a control surface provided on a main wing of an aircraft and generating a high lift is protruded or retracted by an actuator. An abnormality detection device, a cable having one end fixed to the main wing side on one side of the control surface moving, and one pulley provided on one side of the control surface to extend and guide the cable in the moving direction by movement, The other pulley is provided at a position opposite to the pulley on the opposite side of the control surface to guide the cable from the pulley, and the other pulley provided on the main wing is connected to the cable from the other pulley at the end opposite to the one end fixed. A skew detector that is stretchably connected in a direction in which the surface moves so that the skew degree of the control surface can be detected by the skew detector based on a change in cable length. Than it is.
[0008]
The control surface abnormality detecting device according to the present invention is configured as described above, and a cable whose one end is fixed to one of the moving main wing sides of the control surface is connected to the control surface by one pulley provided on one side of the control surface. The cable is expanded and contracted during the movement of the other pulley, and the other pulley is provided at the position opposite to the pulley on the opposite side of the rudder surface, and the cable from one pulley is connected to the rudder opposite to the side where one end is fixed via the other pulley. It extends in the direction of surface movement and is connected to a skew detector provided on the main wing.
By laying a series of cables on the left and right sides of the control surface, the cable length becomes constant regardless of the position of the control surface in normal movement of the control surface. Since the cable length changes when a skew accident occurs, the change in the cable length can be detected by a detector to determine whether or not a failure has occurred.
[0009]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
One embodiment of the control surface abnormality detection device of the present invention will be described with reference to FIG. 1A and 1B show a normal state and a fault state of the control surface 10 of the control surface abnormality detecting device of the present invention. FIG. 1A shows the control surface 10 in a normal protruding state, FIG. 1B shows the control surface 10 in a normal retracted state, (C) is a diagram showing a skew failure state (1) of the control surface 10, and (d) is a diagram showing a skew failure state (2) of the control surface 10.
The control surface abnormality detecting device of the present invention is fixed to a control surface 10 protruding or retracting on both left and right sides by actuators 11 and 12 provided on the main wing, and a cable end 17 on one main wing side on which the control surface 10 moves. And a pulley 18 provided on one side of the control surface 10 for extending and contracting the cable 21 in the moving direction by movement, and a pulley 18 provided at a position opposite to the pulley 18 on the opposite side of the control surface 10. A pulley 19 that guides the cable 21 and a skew detector 20 that is provided on the main wing and that connects the cable 21 from the pulley 19 in the direction of movement of the control surface 10 opposite to the cable end 17 to which one end is fixed and connected. Is done.
[0010]
Each configuration of the control surface abnormality detection device will be described.
The control surface 10 is a control surface provided on the main wing and protruding or retracting to generate a high lift, and includes the slats 2 and 2a and the trailing edge flaps 6 and 6a shown in FIG. The control surface 10 is protruded or retracted in the same stroke back and forth through the drive shaft by the actuators 11 and 12 provided on the left and right main wings via the drive shaft. In particular, when the trailing edge flaps 6 and 6a are shifted rearward and lowered, drag is generated in conjunction with an increase in the camper (warp) and the area of the main wing, but a greater lift can be obtained.
The cable 21 has the same configuration as the cable of the control cable, is bundled with thin steel wires, and the cable is used as a core, and a bundle of cables is further provided around the periphery, and one end thereof is used. It is fixed to a cable end 17 provided on the main wing, is bridged by being guided by a pulley 18 provided on the left and right sides of the control surface 10, and a pulley 19, and is tensioned to a predetermined tension by a skew detector 20 provided on the main wing. Connected.
The pulley 18 is provided on one side of the control surface 10. The pulley 18 expands and contracts in the direction of movement of the cable 21 having one end fixed to the cable end 17 by the movement of the control surface 10. A pulley 19 that guides the cable 21 is provided at a position opposite to the pulley 18 on the side of the control surface 10 opposite to the position where the pulley 18 is provided, and connects the cable 21 from the pulley 18 to the side opposite to the cable end 17. Is guided to the skew detector 20 provided on the main wing of the wing.
The skew detector 20 is provided on the main wing opposite to the cable end 17 and is connected to the cable 21 guided by the pulley 19 with a predetermined tension in the moving direction. In the protruding state or (b) in the normal retracted state, the length of the cable 21 from the cable end 17 to the skew detector 20 via the pulley 18 and the pulley 19 does not change, but the control surface 10 has a (c) skew failure. In the state (1) or (d) the skew failure state (2), the length of the cable 21 between the cable end 17 and the pulley 18 and the length of the cable 21 between the pulley 19 and the skew detector 20 are added. The length of the cable 21 changes long because the control surface 10 is inclined. The amount of change in the length of the cable 21 is detected by the skew detector 20, and an operation abnormality of the control surface 10 is detected.
[0011]
FIG. 2 shows an example of the structure of the skew detector 20. The skew detector 20 includes a take-up pulley 22 that takes up the cable 21, a torsion spring 23 that applies a predetermined tension to the cable, a bearing 24 provided on a rotation shaft of the take-up pulley 22, and an arm provided on the rotation shaft. 25, and a limit switch 26 that operates when the arm 25 makes a predetermined rotation.
When the control surface 10 causes a skew failure, the length of the cable 21 between the cable end 17 and the skew detector 2 increases, and the cable 21 that has been stretched with a predetermined tension is unwound from the winding pulley 22 and wound. The pulley 22 rotates. The rotation shaft of the take-up pulley 22 rotates, the arm 25 rotates, and the limit switch 26 operates. The skew failure of the control surface 10 is detected based on this signal.
Further, the rotation can be detected by using an angle sensor or a tachometer on the rotation axis of the winding pulley 22. Generally, a synchro, a resolver, an RVDT, or the like is frequently used in a control system as an angle sensor.
[0012]
Next, the operation of the control surface abnormality detection device will be described. In a control system for controlling the motion of an aircraft via various control surfaces (control surfaces) and control devices for moving the control surfaces, trailing edge flaps 6 and 6a shown in FIG. When a failure or the like occurs in one of the control systems, the control surface 10 does not protrude or retract in parallel, causing a so-called skew failure. When the actuators 11 and 12 on both sides operate normally, the left and right ends of the control surface 10 normally move in the same way, so that the length of the cable 21 between the cable end 17 and the skew detector 20 does not change and is constant. The take-up pulley 22 does not rotate, and the skew detector 20 does not detect a skew failure because the operation of the control surface 10 is normal. On the other hand, when there is an abnormality in the control system on one side of the actuators 11 and 12, the control surface 10 does not protrude or retract in parallel, and sometimes, when the control system on one side completely fails, the cable end 17 does not work. The sum of the length of the cable 21 between the pulley 18 and the pulley 19 and the length of the cable 21 between the pulley 19 and the skew detector 20 is longer than normal and increases. The cable 21 is released from the winding pulley 22 of the skew detector 20 by the increased amount, and the winding pulley 22 rotates. Thereby, the arm 25 attached to the rotation shaft rotates, and the limit switch 26 is operated. Based on this signal, it is detected that the control surface 10 has a skew failure.
[0013]
Conventionally, as shown in FIG. 5, a displacement amount of a full stroke of the control surface 10 is wound up by cable winding pulleys 13 and 15, and the number of rotations of its rotating shaft is two detectors provided on the left and right. Since counting is performed at 14 and 16, a device for detecting the number of rotations is required, and a device for comparing the detected values of the two is additionally provided, resulting in an expensive device. On the other hand, the present apparatus measures the amount of displacement of the control surface 10 to the left and right, the change in the length of the cable 21 between the cable end 17 and the skew detector 20, and the change in the length of the winding pulley 22 provided on the skew detector 20 The rotation is converted into a rotation, and the limit switch 26 is operated by the arm 25 attached to the rotating shaft. It is sufficient to provide only one skew detector 20 and a simple detector provided with the limit switch 26 may be used. It is not necessary to provide a separate device for comparing
[0014]
In the above embodiment, the skew detector 20 converts the change in the length of the cable 21 into rotary motion by the take-up pulley 22 and detects this rotary motion by the limit switch 26. Can be similarly detected by the linear method. Further, instead of the limit switch 26, a proximity switch, a displacement sensor (for example, LVDT), a rotation sensor (a potentiometer, an RVDT, a resolver, a rotary encoder) and the like have the same function.
In the above embodiment, the cable end 17 and the skew detector 20 are fixed on the main wing side, and the pulleys 18 and 19 are fixed on the control surface side.
[0015]
【The invention's effect】
The control surface abnormality detecting device of the present invention is configured as described above, and is provided with pulleys on the left and right sides of the control surface, and fixes one end of the cable to the main wing side in the moving direction of the control surface of one of the pulleys. By connecting a cable from the other pulley so that the cable from the other pulley can be stretched and wound with a predetermined tension. In a normal movement of the control surface, the cable length is constant regardless of the position of the control surface. When the skew occurs, the length of the cable changes. Therefore, the change in the length of the cable is converted into a rotational motion by a winding pulley and can be detected by a limit switch or the like. Therefore, the entire apparatus has a simple structure, the detector is inexpensive, and a highly accurate and reliable control surface abnormality detection apparatus can be manufactured.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a diagram showing one embodiment of a control surface abnormality detection device of the present invention.
FIG. 2 is a diagram showing a skew detector of the control surface abnormality detection device of the present invention.
FIG. 3 is a diagram for explaining an operation control surface of an aircraft wing.
FIG. 4 is a diagram showing various types of flaps of an aircraft wing.
FIG. 5 is a diagram showing a conventional control surface abnormality detection device.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Wing 2, 2a ... Slat 3 ... Low speed auxiliary wing 4 ... Flight spoiler 5 ... Ground spoiler 6, 6a ... Trailing edge flap 7 ... High speed auxiliary wing 8, 8a, 8b ... Flap 9, 9a, 9b ... Flap storage Unit 10 Control surfaces 11, 12 Actuators 13, 15 Cable winding pulleys 13a, 15a, 21 Cables 14, 16 Detection unit 17 Cable ends 18, 19 Pulley 20 Skew detector 22 Winding pulley 23 ... torsion spring 24 ... bearing 25 ... arm 26 ... limit switch
