JP6755666B2

JP6755666B2 - 静止飛行制御面歪み検出システム

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Publication number: JP6755666B2
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Inventors: ピーター・エー・パディラ
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Description

開示されるシステムは、航空機のための歪み検出システムに関し、より詳細には、翼の飛行制御面の歪み状態を特定するための歪み検出システムに関する。

航空機の翼は、通常、スラット及びフラップなどの複数の可動飛行制御面を備え付ける。詳細には、航空機の翼は、前縁部並びに後縁部を含み、スラットは翼の前縁部に可動式に結合され、フラップは翼の講演に可動式に結合される。航空機の翼の一方の上に配置される飛行制御面は、航空機の対向する翼の上に配置される各飛行制御面と一体となって移動するように配置され得る。

飛行制御面は、翼の空力性能に重大な影響を及ぼす。したがって、航空機の翼の1つ又は複数の飛行制御面が歪んでいるかどうかを特定する、現在利用可能な複数の飛行制御歪み検出システムが存在する。現在利用可能な飛行制御歪み検出システムは、飛行制御面の歪み状態を検出するために、完全な駆動機構と、機能しない駆動機構との間の動きの相違を特定する。飛行制御面の歪み状態を検出するための現在の手法は、翼のスラット及びフラップが複合材料から構成されている場合、複合材料が相対的に硬質なので、問題点となる可能性がある。したがって、なおさら複合材料内の動きの相対的に小さい歪み又は変化は、現在使用される動きセンサを用いて検出するには困難となる可能性がある。しかし、これらの相対的に小さい歪みは、翼のスラット又はフラップ上の相対的に大きい荷重をやはり誘発する可能性があることを理解するべきである。したがって、上記に述べる問題点を克服する改善された飛行制御歪み検出システムの継続的必要性が当技術分野で存在する。

一態様では、航空機のための静止歪み検出システムが開示され、航空機の翼の飛行制御面と、飛行制御面を操作するための2つの駆動機構と、2つの駆動機構の各機構のための第1の荷重センサ及び第2の荷重センサと、制御モジュールとを含む。2つの駆動機構のそれぞれは、飛行制御面の対向する側部上に配置され、2つの駆動機構のそれぞれは、第1の外側面を含む第1のリンケージ及び第2の外側面を含む第2のリンケージを少なくとも含む。第1の荷重センサが第1のリンケージの第1の外側面に沿って配置され、第2の荷重センサが第2のリンケージの第2の外側面に沿って配置される。制御モジュールは、第1の荷重センサ及び第2の荷重センサと信号通信している。制御モジュールは、各駆動機構の第1の荷重センサ及び第2の荷重センサによって検出される荷重を監視するための制御論理を含む。制御モジュールは、第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサによって検出される荷重に基づいて、飛行制御面の各駆動機構の全体の荷重を特定するための制御論理を含む。制御モジュールは、飛行制御面の駆動機構の一方の全体の荷重が、飛行制御面の残りの駆動機構の全体の荷重を所定の許容差で超えることに応答して、飛行制御面のフリーホイーリング歪みを特定するための制御論理をさらに含む。

別の態様では、航空機のための歪み検出システムが開示され、航空機の翼の飛行制御面を含む。歪み検出システムは、飛行制御面を操作するための、第1の外側面を含む第1のリンケージ及び第2の外側面を含む第2のリンケージを少なくとも含む駆動機構をさらに含む。歪み検出システムは、駆動機構のための第1の荷重センサ及び第2の荷重センサをさらに含む。第1の荷重センサが第1のリンケージの第1の外側面に沿って配置され、第2の荷重センサが第2のリンケージの第2の外側面に沿って配置される。歪み検出システムは、第1の荷重センサ及び第2の荷重センサと信号通信している制御モジュールをさらに含む。制御モジュールは、飛行制御面の駆動機構の第1の荷重センサ及び第2の荷重センサによって検出される荷重を監視するための制御論理を含む。制御モジュールは、飛行制御面が作動される前に、第1の荷重センサ及び第2の荷重センサによって検出される荷重に基づいて、駆動機構の全体の荷重を特定するための制御論理をさらに含む。制御モジュールは、飛行制御面が作動される後に、第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサによって検出される荷重に基づいて、駆動機構の全体の荷重を特定するための制御論理をさらに含む。最終的に、制御モジュールは、飛行制御面が作動される前の駆動機構の全体の荷重が、飛行制御面が作動される後の駆動機構の全体の荷重を閾値量で超えることに応答して、飛行制御面の歪み状態を特定するための制御論理を含む。

やはり別の態様では、航空機の翼のフラップのフリーホイーリング歪みを特定する静止方法が開示される。本方法は、フラップを操作するための2つの駆動機構を提供するステップを含み、2つの駆動機構のそれぞれは、フラップの対向する側部の1つの上に配置され、駆動機構のそれぞれは、第1の外側面を含む第1のリンケージ及び第2の外側面を含む第2のリンケージを少なくとも含む。本方法は、第1の荷重センサ及び第2の荷重センサと信号通信している制御モジュールによって、各駆動機構の第1の荷重センサ及び第2の荷重センサによって検出される荷重を監視するステップをさらに含む。第1の荷重センサが第1のリンケージの第1の外側面に沿って配置され、第2の荷重センサが第2のリンケージの第2の外側面に沿って配置される。本方法は、第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサによって検出される荷重に基づいて、飛行制御面の各駆動機構の全体の荷重を特定するステップをさらに含む。本方法は、飛行制御面の駆動機構の一方の全体の荷重が、飛行制御面の残りの駆動機構の全体の荷重を所定の許容差で超えることに応答して、飛行制御面のフリーホイーリング歪みを特定するステップをさらに含む。

開示される方法及びシステムの他の目的及び利点が、以下の説明、添付の図面及び添付の特許請求の範囲から明らかになるであろう。

翼の後縁部上にフラップを組み込む航空機の斜視図である。図1の航空機の部分上面図である。翼後縁部の1つ、単一のフラップ、及びフラップを操作するためのフラップ駆動機構の部分断面図である。開示される歪み検出システムの概略図である。図1に示す航空機の左翼並びに右翼の図である。航空機のフラップのフリーホイーリング歪み状態を特定するための方法を説明する例示的な工程の流れ図である。航空機のフラップのフリーホイーリング又はパワー歪み状態のいずれかを特定するための代替方法を説明する例示的な工程の流れ図である。

図1及び図2は、開示される歪み検出システムを採用する航空機10の部分上面斜視図である。航空機10は、一対の翼14を有する胴体12を含むことができる。各翼14は、各ジェットエンジン16を含む。ジェットエンジン16は、各翼14の下方に配置され、パイロン15によって支持されている。各翼14は、前縁部17並びに後縁部19をさらに含む。一対のフラップ18が、一対のフラップ駆動機構20（図3参照）によって、翼14の後縁部19で支持され得る。フラップ18は、航空機10の矢状面Sに対して対称的に配置され得る。作動中、フラップ18は、互いに同時に延伸され、引っ込められることが可能である。

図3は、航空機10の一方の翼14の後縁部19の部分横断面図である。図3は、フラップ18を操作するために使用され得る単一のフラップ駆動機構20をさらに図示する。以下により詳細に説明するように、フラップ駆動機構20は、翼14の後縁部19に沿って配置されるフラップ18を延伸するか、又は引っ込めるかのいずかのために駆動される複数のリンケージを含むことができる。図3で分かるように、翼14のフラップ18は、上方面22並びに下方面23を画定する翼形状横断面輪郭を含むことができる。フラップ18が完全に引っ込められた位置（図面には図示せず）に配置される場合、フラップ18の上方面22は、翼14の上方面24に移行し、フラップ18の下方面23は、翼14の下方面25に移行に移行する。図4は、翼14の一方の2つのフラップ18a、18bの図である。図4を参照すると、翼14の各フラップ18a、18bは、2つの駆動機構20を含み、単一のフラップ駆動機構20が、フラップ18の対向する側部70上に配置されることを当業者はすぐに理解するであろう。

図3に戻ると、一例示的実施形態では、フラップ駆動機構20は、フラップ18を延伸し、引っ込めるための4つのリンケージを含む。4つのリンケージは、第1のリンケージ又はアーム26、第2のリンケージ又はアーム28、第3のリンケージ又はアーム34、及び第4のリンケージ又は駆動アーム38を含むことができる。第1のアーム26は、翼14の後縁部19に堅く固定され、又は取り付けられることができ、第2のアーム28は、フラップ18に堅く固定され、又は取り付けられることができる。図3に示す実施形態では、第2のアーム28は概ねV字形状である。第2のアーム28は、下方端部30並びに上方端部32を含むことができる。第2のアーム28の下方端部30は、第1のアーム26によって枢動自在に支持されることができ、第2のアーム28の上方端部32は、第3のアーム34の第1の端部33に回転自在に結合されることができる。第3のアーム34の第2の端部36は、駆動アーム38に回転自在に結合されることができる。図3で分かるように、駆動アーム38は、シャフト又はトルク管40に固定して結合され得る。

図4で分かるように、トルク管40は、フラップ18に略平行である方向に延伸することができる。図3に戻ると、トルク管40は、アクチュエータ44によって時計回り方向C又は逆時計回り方向CCのいずれかに選択的に回転され得る。アクチュエータ44は、油圧式、空気式又は電気的に動力を供給され得る。トルク管40が時計回り方向Cに回転することによって、フラップ18が翼14の方へ引っ込むことになり、トルク管40が逆時計回り方向CCに回転することによって、フラップ18が翼14に対して延伸することになるということを当業者はすぐに理解するであろう。図3に図示されるフラップ駆動機構20の図面は事実上単なる例示に過ぎず、フラップ駆動機構20の詳細は、航空機の種類に依存して図3に図示される特定の実施形態とは異なる可能性があることを当業者はやはり理解するであろう。

続けて図3を参照すると、各フラップ駆動機構20は、少なくとも2つの荷重測定センサ又はロードセルを含み、第1の荷重センサ50及び第2の荷重センサ52として図示されている。以下により詳細に説明されるように、荷重センサ50、52は、翼14のフラップ18の歪み状態を検出するために使用され得る。各荷重センサ50、52は、フラップ駆動機構20のリンケージ（すなわち、第1のアーム26、第2のアーム28、第3のアーム34、又は駆動アーム38）上に配置され得る。荷重センサ50、52は、フラップ駆動機構20のリンケージによって経験される荷重を電気信号に変換するための1つ又は複数の歪みゲージ（図示せず）を含む装置であることができる。荷重センサ50、52は、フラップ駆動機構20のリンケージ（すなわち、第1のアーム26、第2のアーム28、第3のアーム34、及び駆動アーム38）の1つによって加えられる力、又は経験される荷重が、歪みゲージを変形するように構造化され得る。歪みゲージは、物体の外側面に沿って経験される変形（すなわち、歪み）を電気信号に変換することができる。荷重センサは、ホイートストンブリッジ構成に配置される4つの歪みゲージを通常は含むが、しかし本開示はこの特定の構成に限定されるべきではないことを当業者はすぐに理解するであろう。歪みゲージは、例えば、はく歪みゲージ又は細い配線メッシュゲージであることができる。別法として、別の実施形態では、荷重センサ50、52は、圧電ロードセルであることができる。

図3に示される限定しない実施形態では、第1の荷重センサ50が第3のアーム34の外側面60に沿って配置され、第2の荷重センサ52が駆動アーム38の外側面62に沿って配置される。しかし、図3に示される図面は事実上単なる実施例に過ぎないことを理解されたい。例えば、代替の実施形態では、第1の荷重センサ50が第1のアーム26の外側面64に沿って配置されることができ、第2の荷重センサ52が第2のアーム28の外側面66に沿って配置されることができる。荷重センサ50、52の箇所は、フラップ駆動機構20の第1のアーム26、第2のアーム28、第3のアーム34、及び駆動アーム38の間で調整され、適合されることが可能であることを理解されたい。さらに、別の実施形態では、3つ又は4つの荷重センサでさえも、同様にフラップ駆動機構20によって使用され得る。

図4は、航空機10の左翼14aのフラップ18a、18bの概略図である。フラップ18aは2つのフラップ駆動機構L1、L2を含み、かつフラップ18bもやはり2つの駆動機構L1、L2を含む。本開示は、フラップ18a、18bの歪み状態を検出することに向けられているが、歪み検出システムは、翼14（図1）の他の飛行制御面の歪み状態を検出するためにもやはり使用され得ることを理解されたい。詳細には、図1に戻って参照すると、一実施形態では、歪み検出システムは、翼14の前縁部17に可動式に結合されるスラット21の歪み状態を検出するために使用され得る。左翼14aが図4に図示されるが、航空機10の右翼14b（図5）は左翼14aの鏡像であり、歪み検出システムは、右翼14bと同様の歪み状態を検出するためにもやはり使用され得ることを当業者はすぐに理解するであろう。

図1、図3及び図4を全体的に参照すると、開示される歪み検出システムは、様々な歪み状態を検出するために使用することができ、以下に詳細に説明される。例えば、一実施形態では、歪み検出システムは、フリーホイーリング歪みを検出するために使用されることができ、フラップ18a又は18b（図4）の一方の側部70が、フラップ駆動機構20の各リンケージの1つ（すなわち、第1のアーム26、第2のアーム28、第3のアーム34、又は駆動アーム38）で接続を切る。開示される歪み検出システムは、パワー歪みを検出するためにもまた使用され得る。パワー歪みの間、フラップ駆動機構20は、トルク管40（図3）から接続を切る。

図4を参照すると、各フラップ18a、18bは、各フラップ18a、18bの対向する側部70上に配置される2つのフラップ駆動機構L1、L2を含む。各フラップ駆動機構L1、L2の両方の荷重センサ50、52は、歪み検出システムの部分である制御モジュール80と信号通信していることが可能である。制御モジュール80は、特定用途向けIC（ASIC）、電子回路、組合せ論理回路、フィールドプログラマブルゲートアレイ（FPGA）、コードを実行するハードウェア又はソフトウェアを備えるプロセッサ（共有、専用、又はグループ）、又はシステムオンチップなど、上記のいくつか、又はすべての組合せを指すことができ、又はその部分であることができる。

一実施形態では、制御モジュール80は、静止した手法を使用して、フラップ18a、18bの一方のフリーホイーリング歪みを特定するために使用され得る。詳細には、制御モジュール80は、フラップ18aの各フラップ駆動機構L1、L2の第1の荷重センサ50及び第2の荷重センサ52を監視するため、並びにフラップ18bの各フラップ駆動機構L1、L2の第1の荷重センサ50及び第2の荷重センサ52を監視するための制御論理を含む。次いで、制御モジュール80は、第1の荷重センサ50及び第2の荷重センサ52の両方によって検出される荷重を一緒に組み合わせて、特定のフラップ駆動機構20の全体の荷重を特定するための制御論理をさらに含む。例えば、制御モジュール80は、フラップ18aの各フラップ駆動機構L1について、第1の荷重センサ50によって検出された荷重、及び第2の荷重センサ52によって検出された荷重を一緒に加えて、フラップ18aのフラップ駆動機構L1の全体の荷重を特定するための制御論理を含む。

3つ以上の荷重センサが各フラップ駆動機構20について使用される場合、その際、各荷重センサによって検出される荷重は一緒に加えられて、フラップ駆動機構20の全体の荷重を特定する。例えば、フラップ駆動機構20が、4つの荷重センサを含む場合、その際、全体の荷重は、各荷重センサによって検出される荷重を一緒に加えることによって特定される。

制御モジュール80は、特定のフラップ駆動機構20（すなわち、フラップ18aのフラップ駆動機構L1）の全体の荷重をフラップ18aの対向する側部70に沿って配置された対向するフラップ駆動機構20（すなわち、フラップ18aのフラップ駆動機構L2）の全体の荷重と比較するための制御論理をさらに含む。フラップ駆動機構L1、L2間の比較は、航空機10（図1）の左翼14a及び右翼14bを跨いで同様に作成され得ることを理解されたい。詳細には、図5は、航空機10の左翼14a及び右翼14bを図示する。左翼14aは、2つのフラップ18a、18bを含み、各フラップ18a、18bは、2つのフラップ駆動機構L1、L2を含むことができる。同様に、右翼14bは、2つのフラップ18a、18bを含み、各フラップ18a、18bは、2つのフラップ駆動機構R1、R2を含むことができる。図5で分かるように、左翼14aのフラップ駆動機構L1、L2は、右翼14bの対向するフラップ駆動機構R1、R2と比較され得る。例えば、制御モジュール80（図4）は、左翼14aのフラップ18aのフラップ駆動機構L1を右翼14bのフラップ18aのフラップ駆動機構R2と比較することができる。

図4に戻ると、制御モジュール80は、特定のフラップ駆動機構L1の全体の荷重が、対向するフラップ駆動機構L2よりも所定の許容差で大きいかどうかを特定するための制御論理をさらに含む。所定の許容差は、フリーホイーリング歪みの間に経験される、2つのフラップ駆動機構20間の不均衡な、又は非対称の荷重を示す。例えば、一実施形態では、フラップ駆動機構L1は、フラップ18aを作動するために必要な荷重の約3分の2を経験する可能性があり、フラップ18aの残りのフラップ駆動機構L2は、フラップ18aを作動するために必要な荷重の約3分の1を経験する可能性がある。したがって、制御モジュール80は、フラップ駆動機構L1がフラップ18aを作動するために必要な荷重の90パーセントを実際に担持しているならば、これは、2つのフラップ駆動機構L1、L2の間で非対称の荷重が存在することを示す。

制御モジュール80が、2つのフラップ駆動機構L1、L2の間で非対称の荷重が存在するかどうかを一旦特定すると、制御モジュール80は、所定の時間量の間、各フラップ駆動機構L1、L2の荷重センサ50、52を監視し続けることができる。一実施形態では、所定の時間量は、約0.25秒から20秒に及ぶことができる。非対称の荷重状態が所定の時間量の後も持続し続けるならば、その際、制御モジュール80は、フラップ18a、18bの一方のフリーホイーリング歪みが発生したと特定する。言い換えれば、制御モジュール80は、一方のフラップ駆動機構L1の全体の荷重が、所定の許容差で、残りのフラップ駆動機構L2の全体の荷重を超えることに応答して、フラップ18a、18bの一方のフリーホイーリング歪みを特定する。

一実施形態では、制御モジュール80は、パイロットにフリーホイーリング歪み状態を警告する、航空機10（図1）内部の警報器又は他の指示器をトリガする信号を生成するための制御論理を含むことができる。加えて、又は別法として、制御モジュール80は、フリーホイーリング歪みを経験している特定のフラップ18a、18bのフラップ駆動機構L1、L2を不能にするための制御論理を含むことができる。

図6は、航空機10のフラップ18aのフリーホイーリング歪みを特定するための方法200の例示的な工程の流れ図である。フラップ18aは、方法200の中で考察されるが、フラップ18bのフリーホイーリング歪みを特定するためにも同様の手法を使用することができることを当業者はすぐに理解するであろう。図1から図6を全体的に参照すると、方法200は、ブロック202で開始することができる。ブロック202では、制御モジュール80は、フラップ18aの各フラップ駆動機構L1、L2の第1の荷重センサ50並びに第2の荷重センサ52を監視するための制御論理を含む。次いで方法200は、ブロック204に進むことができる。

ブロック204では、制御モジュール80は、第1の荷重センサ50並びに第2の荷重センサ52の両方によって検出される荷重を一緒に組み合わせて、フラップ18aの各フラップ駆動機構L1、L2の全体の荷重を特定するための制御論理を含む。次いで方法200は、ブロック206に進むことができる。

ブロック206では、制御モジュール80は、フラップ18aの特定のフラップ駆動機構L1の全体の荷重を対向するフラップ駆動機構L2の全体の荷重と比較する。次いで方法200は、ブロック208に進むことができる。

ブロック208では、制御モジュール80は、フラップ18aの特定のフラップ駆動機構L1の全体の荷重が、対向するフラップ駆動機構L2の全体の荷重よりも所定の許容差でより大きいかどうかを特定する。特定のフラップ駆動機構L1の全体の荷重が、対向するフラップ駆動機構L2よりも所定の許容差でより大きくない場合、その際方法200はブロック202に戻ることができる。しかし、特定のフラップ駆動機構L1の全体の荷重が、対向するフラップ駆動機構L2よりも所定の許容差でより大きい場合、その際方法200はブロック210に進むことができる。

ブロック210では、制御モジュール80は、所定の時間量の間、フラップ18aの各フラップ駆動機構L1、L2の荷重センサ50、52を監視し続ける。非対称の荷重状態が所定の時間量の後、持続しないならば、その際、制御モジュール80は、フラップ18aのフリーホイーリング歪みが発生しなかったと特定する。したがって、次いで方法200は終了し、又はブロック202に戻ることができる。しかし、非対称の荷重状態が所定の時間量の後も持続し続けるならば、その際、制御モジュール80は、フラップ18aのフリーホイーリング歪みが発生したと特定する。次いで方法200は、ブロック212に進むことができる。

ブロック212では、制御モジュール80は、パイロットにフリーホイーリング歪み状態を警告する、航空機10（図1）内部の警報器又は他の指示器をトリガする信号を生成することができる。加えて、又は別法として、制御モジュール80は、フリーホイーリング歪みを経験している特定のフラップ18aのフラップ駆動機構L1、L2の1つ又は複数を不能にするための制御論理を含むことができる。次いで、方法200は終了することができる。

図1から図6を全体的に参照すると、開示される歪み検出システムが、航空機の中のフリーホイーリング歪みを検出するために使用され得る。現在利用可能な歪み検出システムは、完全な駆動機構と、機能しない駆動機構との間の動きの相違に基づいて、飛行制御面の歪み状態を検出する。対照的に、図1から図6に説明される開示される歪み検出システムは、フラップの2つのフラップ駆動機構の間の荷重の相違に依拠する。言い換えれば、開示される荷重センサは、歪み状態を検出するために、完全な駆動機構と、機能しない駆動機構との間の動きの相違を比較する必要を低減又はなくすことができる。したがって、航空機のフラップは、歪み状態中に、異なる動きによって誘発される高い荷重を支持する能力をもはや必要としないので、開示される歪み検出システムは、航空機の構造重量を低減することができる。

図4に戻ると、代替の実施形態では、制御モジュール80は、フラップ18a、18bが作動される前及び後で、フラップ18a、18bの動きに基づいて、フラップ18a、18bの一方の電力又はフリーホイーリング歪みを特定するために使用され得る。言い換えれば、制御モジュール80は、フラップ18a、18bが延伸されるか、又は引っ込められるかのいずれかの後、フラップ18a、18bの一方の電力又はフリーホイーリング歪みを特定するために使用され得る。上記に説明されるように、制御モジュール80は、フラップ18a、18bの各フラップ駆動機構L1、L2の第1の荷重センサ50並びに第2の荷重センサ52を監視するための制御論理を含む。次いで、制御モジュール80は、第1の荷重センサ50及び第2の荷重センサ52の両方によって検出された荷重を一緒に組み合わせて、特定のフラップ駆動機構L1、L2の全体の荷重を特定するための制御論理をさらに含む。

制御モジュール80は、フラップ18a、18bが作動される前に（すなわち、フラップ18a、18bが延伸されるか、又は引っ込められるかいずれかの前に）、フラップ18a、18bの各フラップ駆動機構L1、L2の全体の荷重を監視するための制御論理をさらに含む。制御モジュール80は、フラップ18a、18bが作動される後に（すなわち、フラップ18a、18bが延伸されるか、又は引っ込められるかのいずれかの後に）、フラップ18a、18bの各フラップ駆動機構20の全体の荷重を監視するための制御論理をさらに含む。制御モジュール80は、作動前の特定のフラップ駆動機構20の全体の荷重を作動後の同じフラップ駆動機構20の全体の荷重と比較するための制御論理、及び2つの全体的荷重の間の差（すなわち、同じフラップ駆動機構20が作動前と作動後で比較される）を特定するための制御論理を含む。制御モジュール80は、特定のフラップ駆動機構20の作動前と作動後の全体の荷重の差が、閾値量Ψ未満であるかどうかを特定するための制御論理をさらに含む。

閾値量Ψは、正常な作動中（すなわち、歪み状態がない）、フラップ18a、18bの作動前と作動後のフラップ駆動機構20の一方の荷重の予測される変化を表す。一実施形態では、閾値量Ψは、約20パーセントから約50パーセントに及ぶことができる。動きが命令される前、各フラップ駆動機構20での荷重は、特定のフラップ駆動機構20で経験される単なる空気荷重であることを当業者はすぐに理解するであろう。動きが命令される後、各フラップ駆動機構20での荷重は、このとき空気荷重プラス作動荷重である。

制御モジュール80が、作動前の特定のフラップ駆動機構20の全体の荷重と、作動後の特定のフラップ駆動機構20の荷重との差が閾値量Ψよりも大きいことを特定する場合、その際、制御モジュール80は、特定のフラップ駆動機構20の潜在的な歪み状態を特定する。制御モジュール80が潜在的な歪み状態を一旦特定すると、制御モジュール80は、所定の時間量の間、特定のフラップ駆動機構20の荷重センサ50、52を監視し続けることができる。特定のフラップ駆動機構20の作動前と特定のフラップ駆動機構20の作動後の全体の荷重の差が、所定の時間量が経過した後に、閾値量Ψを超え続ける場合、その際、制御モジュール80は、フラップ18a、18bの一方の歪み状態が発生したことを特定する。詳細には、歪み状態は、フリーホイーリング歪み又はパワー歪みのいずれかであることができる。

一実施形態では、制御モジュール80は、パイロットに歪み状態を警告する、航空機10（図1）内部の警報器又は他の指示器をトリガする信号を生成するための制御論理を含むことができる。加えて、又は別法として、制御モジュール80は、歪み状態を経験しているフラップ18のフラップ駆動機構20を不能にするための制御論理を含むことができる。

図7は、1つ又は複数のフラップ18a、18b（図4）の歪み状態を特定するための方法300を説明するための例示的な工程の流れ図である。図1から図5及び図7を全体的に参照すると、方法300は、ブロック302で開始することができる。ブロック302では、制御モジュール80は、フラップ18aの各フラップ駆動機構L1、L2の第1の荷重センサ50及び第2の荷重センサ52を監視するため、並びにフラップ18bの各フラップ駆動機構L1、L2の第1の荷重センサ50及び第2の荷重センサ52を監視するための制御論理を含む。次いで方法300は、ブロック304に進むことができる。

ブロック304では、制御モジュール80は、第1の荷重センサ50並びに第2の荷重センサ52の両方によって検出される荷重を一緒に組み合わせて、各フラップ18a、18bの各フラップ駆動機構L1、L2の全体の荷重を特定するための制御論理を含む。次いで方法300は、ブロック306に進むことができる。

ブロック306では、制御モジュール80は、フラップ18a、18bが作動される前に（すなわち、フラップ18a、18bが延伸されるか、又は引っ込められるかのいずれかの前に）、フラップ18a、18bの各フラップ駆動機構20の全体の荷重を監視する。次いで方法300は、ブロック308に進むことができる。

ブロック308では、制御モジュール80は、フラップ18a、18bが作動される後に（すなわち、フラップ18a、18bが延伸されるか、又は引っ込められるかのいずれかの後に）、フラップ18a、18bの各フラップ駆動機構20の全体の荷重を監視する。次いで方法300は、ブロック310に進むことができる。

ブロック310では、制御モジュール80は、作動前の特定のフラップ駆動機構20の全体の荷重を作動後の同じフラップ駆動機構20の全体の荷重と比較し、2つの全体的荷重の間の差を特定する。次いで方法300は、ブロック312に進むことができる。

ブロック312では、制御モジュール80が、作動前の特定のフラップ駆動機構20の全体の荷重と、作動後の特定のフラップ駆動機構20の荷重との差が閾値量Ψよりも大きいかどうかを特定する。2つの全体の荷重の差が閾値量Ψ未満である場合、方法300はブロック306に戻ることができる。しかし、2つの全体の荷重の差が閾値量Ψよりも大きい場合、方法300はブロック314に進むことができる。

ブロック314では、制御モジュール80は、所定の時間量の間、特定のフラップ駆動機構20の荷重センサ50、52を監視し続けることができる。特定のフラップ駆動機構20の作動前と、特定のフラップ駆動機構20の作動後の荷重の差が、所定の時間量が経過した後に、閾値量Ψを超えない場合、その際、制御モジュール80は、歪み状態が発生しなかったことを特定する。次いで方法300は、終了するか、又はブロック302に戻ることができる。しかし、特定のフラップ駆動機構20の作動前と、特定のフラップ駆動機構20の作動後の荷重の差が、所定の時間量が経過した後に、閾値量Ψを超え続ける場合、その際、制御モジュール80は、フラップ18aの歪み状態が発生したことを特定する。次いで方法300は、ブロック316に進むことができる。

ブロック316では、制御モジュール80は、パイロットに歪み状態を警告する、航空機10（図1）内部の警報器又は他の指示器をトリガする信号を生成することができる。加えて、又は別法として、制御モジュール80は、歪み状態を経験している特定のフラップ18a、18bのフラップ駆動機構20を不能にするための制御論理を含むことができる。次いで、方法300は終了することができる。

さらに、本開示は、以下の付則による実施形態を含む。

付則1
航空機のための静止歪み検出システムであって、
航空機の翼の飛行制御面であって、対向する側部を含む飛行制御面と、
前記飛行制御面を操作するための2つの駆動機構であって、前記2つの駆動機構のそれぞれが、前記飛行制御面の前記対向する側部の1つの上に配置され、前記2つの駆動機構のそれぞれが、第1の外側面を含む第1のリンケージ及び第2の外側面を含む第2のリンケージを少なくとも含む、2つの駆動機構と、
各前記2つの駆動機構のための第1の荷重センサ及び第2の荷重センサであって、前記第1の荷重センサが前記第1のリンケージの前記第1の外側面に沿って配置され、前記第2の荷重センサが前記第2のリンケージの前記第2の外側面に沿って配置される、第1の荷重センサ及び第2の荷重センサと、
前記第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサと信号通信している制御モジュールであって、前記制御モジュールが、
前記2つの駆動機構のそれぞれの前記第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサによって検出される荷重を監視するステップ、及び前記2つの駆動機構のそれぞれの前記第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサによって検出される荷重に基づいて、前記2つの駆動機構のそれぞれの全体の荷重を特定するステップ、並びに
前記2つの駆動機構の一方の全体の荷重が、前記2つの駆動機構の残りの一方の全体の荷重を所定の許容差で超えることに応答して、前記飛行制御面のフリーホイーリング歪みを特定するステップのための制御論理
を含む、制御モジュールと
を備える、歪み検出システム。

付則2
前記所定の許容差が、前記2つの駆動機構の非対称の荷重を示す、付則1に記載の歪み検出システム。

付則3
第3のリンケージ及び第3の荷重センサを備え、前記第3の荷重センサが、前記第3のリンケージの第3の外側面に沿って配置され、前記制御モジュールと信号通信している、付則1に記載の歪み検出システム。

付則4
第4のリンケージ及び第4の荷重センサを備え、前記第4の荷重センサが、前記第4のリンケージの第4の外側面に沿って配置され、前記制御モジュールと信号通信している、付則3に記載の歪み検出システム。

付則5
前記第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサが、それぞれ複数の歪みゲージから成る、付則1に記載の歪み検出システム。

付則6
前記飛行制御面が、前記航空機の翼のフラップである、付則1に記載の歪み検出システム。

付則7
前記第1のリンケージが、選択された駆動機構の第1のアーム、第2のアーム、第3のアーム及び駆動アームから成るグループから選択される、付則1に記載の歪み検出システム。

付則8
前記第2のリンケージが、選択された駆動機構の第1のアーム、第2のアーム、第3のアーム及び駆動アームから成るグループから選択される、付則1に記載の歪み検出システム。

付則9
航空機のための歪み検出システムであって、
航空機の翼の飛行制御面と、
第1の外側面を含む第1のリンケージ及び第2の外側面を含む第2のリンケージを少なくとも含み、前記飛行制御面を操作するための駆動機構と、
前記駆動機構第1の荷重センサ及び第2の荷重センサであって、前記第1の荷重センサが前記第1のリンケージの前記第1の外側面に沿って配置され、前記第2の荷重センサが前記第2のリンケージの前記第2の外側面に沿って配置される、第1の荷重センサ及び第2の荷重センサと、
前記第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサと信号通信している制御モジュールであって、前記制御モジュールが、
前記駆動機構の前記第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサによって検出される荷重を監視するステップと、
前記飛行制御面が作動される前に、前記第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサによって検出される荷重に基づいて、前記駆動機構の全体の荷重を特定するステップと、
前記飛行制御面が作動される後に、前記第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサによって検出される荷重に基づいて、前記駆動機構の全体の荷重を特定するステップと、
前記飛行制御面が作動される前の前記駆動機構の前記全体の荷重が、前記飛行制御面が作動される後の前記駆動機構の前記全体の荷重を閾値量で超えることに応答して、前記飛行制御面の歪み状態を特定するステップと
のための制御論理を含む、制御モジュールと
を備える、歪み検出システム。

付則10
前記閾値量が、作動前及び作動後の前記飛行制御面の荷重の予測される変化を表す、付則9に記載の歪み検出システム。

付則11
第3のリンケージ及び第3の荷重センサを備え、前記第3の荷重センサが、前記第3のリンケージの第3の外側面に沿って配置され、前記制御モジュールと信号通信している、付則9に記載の歪み検出システム。

付則12
第4のリンケージ及び第4の荷重センサを備え、前記第4の荷重センサが、前記第4のリンケージの第4の外側面に沿って配置され、前記制御モジュールと信号通信している、付則11に記載の歪み検出システム。

付則13
前記第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサが、それぞれ複数の歪みゲージから成る、付則9に記載の歪み検出システム。

付則14
前記飛行制御面が、前記航空機の翼のフラップである、付則9に記載の歪み検出システム。

付則15
前記飛行制御面の前記歪み状態が、パワー歪み及びフリーホイーリング歪みの1つである、付則9に記載の歪み検出システム。

付則16
航空機の翼のフラップのフリーホイーリングの歪みを特定する静止した方法であって、
フラップを操作するための2つの駆動機構を提供するステップであって、前記2つの駆動機構のそれぞれが、前記フラップの前記対向する側部の1つの上に配置され、前記フラップが、第1の外側面を含む第1のリンケージ及び第2の外側面を含む第2のリンケージを少なくとも含む、ステップと、
制御モジュールによって、各前記2つの駆動機構の第1の荷重センサ及び第2の荷重センサによって検出される荷重を監視するステップであって、前記第1の荷重センサが前記第1のリンケージの前記第1の外側面に沿って配置され、前記第2の荷重センサが前記第2のリンケージの前記第2の外側面に沿って配置される、ステップと、
第1の荷重センサ及び第2の荷重センサによって検出される荷重に基づいて、前記フラップの前記2つの駆動機構のそれぞれの全体の負荷を特定するステップと、
前記フラップの前記2つの駆動機構の一方の前記全体の荷重が、前記フラップの前記2つの駆動機構の残っている一方の前記全体の荷重を所定の許容差で超えることに応答して、前記フラップのフリーホイーリング歪みを特定するステップと
を含む、方法。

付則17
前記所定の許容差が、前記2つの駆動機構の間の非対称の荷重を示す、付則16に記載の方法。

付則18
前記第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサが、それぞれ複数の歪みゲージから成る、付則16に記載の方法。

付則19
選択された駆動機構の第1のアーム、第2のアーム、第3のアーム及び駆動アームから成るグループから前記第1のリンケージを選択するステップを含む、付則16に記載の方法。

付則20
選択された駆動機構の第1のアーム、第2のアーム、第3のアーム及び駆動アームから成るグループから前記第2のリンケージを選択するステップを含む、付則16に記載の方法。

本明細書の中で説明される装置及び方法の形態は、本開示の好適な態様を構成するが、本開示は装置及び方法のこれらの詳細な形態に限定される、本開示の範囲から逸脱せずに変形形態が作製され得ることを理解されたい。

10 航空機
12 胴体
14 翼
14a 左翼
14b 右翼
15 パイロン
16 ジェットエンジン
17 前縁部
18 フラップ
18a フラップ
18b フラップ
19 後縁部
20 フラップ駆動機構
21 スラット
22 フラップ18の上方面
23 フラップ18の下方面
24 翼14の上方面
25 翼14の下方面
26 第1のリンケージ（第1のアーム）
28 第2のリンケージ（第2のアーム）
30 第2のアーム28の下方端部
32 第2のアーム28の上方端部
33 第3のアームの第1の端部
34 第3のリンケージ（第3のアーム）
36 第3のアームの第2の端部
38 第4のリンケージ（駆動アーム）
40 トルク管
44 アクチュエータ
50 第1の荷重センサ
52 第2の荷重センサ
60 第3のアーム34の外側面
62 第3のアーム34の外側面
64 第1のアーム26の外側面
66 第2のアーム28の外側面
70 側部
80 制御モジュール

Claims

航空機のための静止歪み検出システムであって、
航空機の翼（14）の飛行制御面（18）であって、対向する側部（22、23）を含む飛行制御面（18）と、
前記飛行制御面を操作するための2つの駆動機構（20）であって、前記2つの駆動機構（20）のそれぞれが、前記飛行制御面（18）の前記対向する側部の1つの上に配置され、前記2つの駆動機構（20）のそれぞれが、第1の外側面を含む第1のリンケージ（34）及び第2の外側面を含む第2のリンケージ（38）を少なくとも含み、前記第1のリンケージ（34）及び前記第2のリンケージ（38）は互いに回動可能に連結されている、2つの駆動機構（20）と、
各前記2つの駆動機構（20）のための第1の荷重センサ（50）及び第2の荷重センサ（52）であって、前記第1の荷重センサ（50）が前記第1のリンケージ（34）の前記第1の外側面に沿って配置され、前記第2の荷重センサ（52）が前記第2のリンケージ（38）の前記第2の外側面に沿って配置される、第1の荷重センサ（50）及び第2の荷重センサ（52）と、
前記第1の荷重センサ（50）及び前記第2の荷重センサ（52）と信号通信している制御モジュール（80）であって、前記制御モジュール（80）が、
前記2つの駆動機構（20）のそれぞれの前記第1の荷重センサ（50）及び前記第2の荷重センサ（52）によって検出される荷重を監視するステップ、及び前記2つの駆動機構（20）のそれぞれの前記第1の荷重センサ（50）及び前記第2の荷重センサ（52）によって検出される荷重に基づいて、前記2つの駆動機構（20）のそれぞれの全体の荷重を特定するステップ、並びに
前記2つの駆動機構（20）の一方の全体の荷重が、前記2つの駆動機構（20）の残りの一方の全体の荷重を所定の許容差で超えることに応答して、前記飛行制御面（18）のフリーホイーリング歪みを特定するステップのための制御論理
を含む、制御モジュール（80）と
を備える、歪み検出システム。
前記所定の許容差が、前記2つの駆動機構（20）の非対称の荷重を示す、請求項1に記載の歪み検出システム。
第3のリンケージ（34）及び第3の荷重センサを備え、前記第3の荷重センサが、前記第3のリンケージの第3の外側面に沿って配置され、前記制御モジュールと信号通信している、請求項1に記載の歪み検出システム。
第4のリンケージ（38）及び第4の荷重センサを備え、前記第4の荷重センサが、前記第4のリンケージの第4の外側面に沿って配置され、前記制御モジュールと信号通信している、請求項3に記載の歪み検出システム。
前記第1の荷重センサ（50）及び前記第2の荷重センサ（52）が、それぞれ複数の歪みゲージから成る、請求項1に記載の歪み検出システム。
前記飛行制御面が、前記航空機の翼のフラップである、請求項1に記載の歪み検出システム。
前記第1のリンケージが、選択された駆動機構（20）の第1のアーム（26）、第2のアーム（28）、第3のアーム（34）及び駆動アームから成るグループから選択される、請求項1に記載の歪み検出システム。
前記第2のリンケージが、選択された駆動機構（20）の第1のアーム（26）、第2のアーム（28）、第3のアーム（34）及び駆動アームから成るグループから選択される、請求項1に記載の歪み検出システム。
航空機のための歪み検出システムであって、
航空機の翼（14）の飛行制御面（18）と、
第1の外側面を含む第1のリンケージ及び第2の外側面を含む第2のリンケージを少なくとも含み、前記飛行制御面を操作するための駆動機構（20）と、
前記駆動機構の第1の荷重センサ（50）及び第2の荷重センサ（52）であって、前記第1の荷重センサが前記第1のリンケージの前記第1の外側面に沿って配置され、前記第2の荷重センサが前記第2のリンケージの前記第2の外側面に沿って配置される、第1の荷重センサ（50）及び第2の荷重センサ（52）と、
前記第1の荷重センサ（50）及び前記第2の荷重センサ（52）と信号通信している制御モジュール（80）であって、前記制御モジュール（80）が、
前記駆動機構の前記第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサによって検出される荷重を監視するステップと、
前記飛行制御面（18）が作動される前に、前記第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサによって検出される荷重に基づいて、前記駆動機構の全体の荷重を特定するステップと、
前記飛行制御面が作動される後に、前記第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサによって検出される荷重に基づいて、前記駆動機構の全体の荷重を特定するステップと、
前記飛行制御面が作動される前の前記駆動機構の前記全体の荷重が、前記飛行制御面が作動される後の前記駆動機構の全体の荷重を閾値量で超えることに応答して、前記飛行制御面の歪み状態を特定するステップと
のための制御論理を含む、制御モジュール（80）と
を備える、歪み検出システム。
前記閾値量が、作動前及び作動後の前記飛行制御面の荷重の予測される変化を表す、請求項9に記載の歪み検出システム。
第3のリンケージ及び第3の荷重センサを備え、前記第3の荷重センサが、前記第3のリンケージの第3の外側面に沿って配置され、前記制御モジュールと信号通信している、請求項9に記載の歪み検出システム。
第4のリンケージ及び第4の荷重センサを備え、前記第4の荷重センサが、前記第4のリンケージの第4の外側面に沿って配置され、前記制御モジュールと信号通信している、請求項11に記載の歪み検出システム。
前記第1の荷重センサ及び前記第2の荷重センサが、それぞれ複数の歪みゲージから成る、請求項9に記載の歪み検出システム。
前記飛行制御面が、前記航空機の翼のフラップである、請求項9に記載の歪み検出システム。
前記飛行制御面の前記歪み状態が、パワー歪み及びフリーホイーリング歪みの1つである、請求項9に記載の歪み検出システム。