RU2423295C2 - Посадочный закрылок крыла самолета с устройством для обнаружения ошибок закрылка - Google Patents
Посадочный закрылок крыла самолета с устройством для обнаружения ошибок закрылка Download PDFInfo
- Publication number
- RU2423295C2 RU2423295C2 RU2008127175/11A RU2008127175A RU2423295C2 RU 2423295 C2 RU2423295 C2 RU 2423295C2 RU 2008127175/11 A RU2008127175/11 A RU 2008127175/11A RU 2008127175 A RU2008127175 A RU 2008127175A RU 2423295 C2 RU2423295 C2 RU 2423295C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flap
- sensors
- transmission element
- wing flap
- landing
- Prior art date
Links
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims abstract description 13
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 claims description 9
- 230000002950 deficient Effects 0.000 claims description 4
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 claims description 2
- 101001017827 Mus musculus Leucine-rich repeat flightless-interacting protein 1 Proteins 0.000 abstract description 8
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 6
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 3
- 230000004807 localization Effects 0.000 description 2
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D45/0005—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear
-
- 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
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D45/0005—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear
- B64D2045/001—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear for indicating symmetry of flaps deflection
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
- Transmission And Conversion Of Sensor Element Output (AREA)
- Measuring Volume Flow (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области самолетостроения. Предложен посадочный закрылок крыла самолета с устройством для обнаружения ошибок закрылка. Каждый закрылок (1,2) снабжен элементом передачи (7), который жестко связан на одном конце с закрылком (1, 2) и удерживается с возможностью вращения. На свободном конце элемента передачи жестко закреплен измерительный рычаг (11). В конструкцию закрылка встроен датчик (12). При возникновении ошибки закрылок (1, 2) скручивается, благодаря чему изменяется расстояние между датчиком (12) и измерительным рычагом (11). Сигналы датчика (12) передаются на оценочное устройство для локализации ошибки каждого закрылка, и устройство выключает привод через исполнительный механизм. Достигается постоянный контроль скручивания. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Предпосылки создания изобретения
Изобретение относится к устройствам для обнаружения ошибок регулируемых закрылков, таких как посадочные закрылки крыльев самолета, т.е. ошибок в виде дефектного положения или дефектных приводов, с помощью оценочного устройства для выключения приводов, благодаря чему закрылки регулируются центральными приводами через вал, и каждый закрылок удерживается и регулируется через соответствующие местные регулирующие элементы.
В устройствах этого типа в случае ошибки местного исполнительного двигателя синхронизация больше не обеспечивается, и закрылок скручивается и скашивается. Если ошибка своевременно не обнаружена, и закрылки продолжают приводиться в действие, это приводит к разрушению конструкции закрылка.
Чтобы избежать этого, нагрузка местного устройства прилагается по двум направлениям. Кроме того, известно, что закручивание и скашивание могут быть обнаружены путем сравнения положения закрылков в отдельной точке между двумя закрылками.
Кроме того, согласно ЕР-В-922633 уже известно, что можно определить скручивание и скашивание через устройство обнаружения положений закрылка на каждой ступени привода, когда положения закрылка обнаруживаются датчиком вращения через систему рычагов и кривошипов. Однако было найдено, что такой тип привода с рычагом и кривошипом не обеспечивает точность измерения. Это приводит к тому, что конструкция закрылка и фитинги должны быть разработаны с излишне высокой точностью. Следовательно, закрылки с фиксированными вращающимися осями должны иметь большое число дополнительных деталей.
Целью изобретения является разработка устройства постоянного контроля скручивания и скашивание закрылков с локализацией ошибок, которое имеет простую конструкцию и минимальный вес.
Сущность изобретения
Согласно примерному варианту воплощения настоящего изобретения каждый закрылок имеет элемент передачи в размахе крыльев в виде трубы, стержня или тому подобного элемента, который удерживает закрылок с возможностью вращения и жестко связан с закрылком на одном конце, а на другом конце имеет элемент в качестве опорной точки для соответствующего датчика в конструкции закрылка для обнаружения изменения расстояния по скручиванию с асимметрией или по углу кручения закрылка.
Таким образом, можно создать оптимальное по весу устройство и обнаружить ошибку местного регулирующего элемента, а также путем выключения центрального привода, скручивания или скашивания закрылка и определить другие моменты или ошибки передачи момента, например поломку приводного вала.
Таким образом, скручивание закрылков измеряется непосредственно, и информация об угле закрылка в положении размаха крыла преобразуется механически в другие положения с последующим измерением этой разницы.
Предусмотрена простая конструкция измерительного элемента, при этом элемент передачи поддерживает соответствующий фиксированный измерительный рычаг для формирования опорной точки, связанной с датчиком.
Альтернативно, для двойного обнаружения предлагается, чтобы элемент передачи имел противоположные фиксированные измерительные рычаги с обеих сторон для того, чтобы формировать опорные точки, которые связаны с датчиками, соответственно расположенными на конструкции закрылка.
Кроме того, предлагается, чтобы величины измерения параллельно расположенных датчиков были бы связаны с различными оценочными единицами.
Чтобы контролировать функцию обнаружения ошибок с различными значениями параллельно связанных датчиков, предусмотрено, что значения измерения обоих датчиков были бы дополнены оценочными единицами сравнения и с отклонениями предопределенных порогов, при этом выключение приводов является регулируемым.
Простота конструкции обеспечивается тем, что датчики выполнены в виде датчиков турбулентности или индуктивных датчиков.
Краткое описание чертежей
На чертежах схематично показан один пример воплощения изобретения. На чертежах:
фигура 1 - иллюстрация принципа регулируемых посадочных закрылков, перемещаемых с помощью вала центрального привода с оценочными единицами;
фигура 2 - схематическая иллюстрация закрылка в убранном (А) и выпущенном (В) положениях, а также в поврежденном состоянии регулирующего элемента;
на фигуре 3 показан измерительный узел закрылка с фиксированными противоположными измерительными рычагами на элементе передачи и соответствующих датчиках;
фигура 4 - увеличенный вид закрылка с соответствующими элементами передачи.
Подробное описание изобретения
В представленном на чертежах устройстве установлены два посадочных закрылка 1 и 2 соответственно, на каждой стороне крыла и приводятся в действие центральным приводом 3 через вал 4. При этом каждый закрылок 1, 2 удерживается двумя регулирующими элементами 5, 6 и перемещается на шарнирах.
Каждый закрылок 1, 2, снабжен трубой 7, как элементом передачи в пределах размаха крыла, который связан с закрылком 1, 2 на одном конце 8, и на другом соединен с возможностью вращения через крепление 9. На конце 10 трубы 7 напротив фиксированного конца 8 закреплены параллельные измерительные рычаги 11. Эти измерительные рычаги 11 снабжены соответствующими датчиками 12, которые установлены в конструкции закрылка.
При возникновении ошибки имеет место скручивание закрылка 1, 2, и расстояние 13 между датчиком 12 и измерительным рычагом 11 изменяется, причем расстояние 13 является мерой скручивания закрылка 1, 2.
Полученные значения датчика оцениваются соответствующим компьютером 14, 15, и после превышения предварительно установленного порога привод 3 выключается через соответствующее управляющее устройство 16, 17 с тем, чтобы закрылки 1, 2 больше не перемещались.
Чтобы получить двойные результаты измерения, в каждой точке измерения в этом примере используются два датчика 12, данные с которых оцениваются и сравниваются через отдельные компьютеры 14, 15, и выключение привода осуществляется через отдельные управляющие устройства 16, 17.
При работе измерительного устройства через компьютер 14, 15 допуски датчиков 12, регулирование и необходимый выпуск закрылков 1, 2 делаются с учетом различного положения закрылков.
Следовательно, ошибка местного регулирующего элемента 5, 6, может быть вовремя обнаружена, так же как и другие ошибки при передаче момента.
При таком центральном контроле также возможна и ошибочная локализация.
Claims (8)
1. Посадочный закрылок крыла самолета с устройством для обнаружения ошибок закрылка (1, 2) в виде дефектных положений или дефектных приводов, содержащий закрылок, вал (4), центральный привод (3), причем закрылок связан с оценочным устройством (14, 15) для отключения приводов, регулируется центральным приводом (3) через вал (4) и удерживается и перемещается соответствующими местными регулирующими элементами (5, 6), при этом закрылок (1, 2) имеет элемент передачи (7), установленный в размахе крыла, в виде трубы, стержня или подобных элементов, который удерживает закрылок (1, 2) с возможностью поворота закрылка и жестко связан на одном конце (8) с закрылком (1, 2) и на другом конце (10) имеет элемент (11) как опорную точку для соответствующего датчика (12) на конструкции закрылка для того, чтобы обнаружить изменение расстояния (13) по скручиванию с асимметрией или по перекашиванию закрылка (1, 2), причем на элементе передачи (7) жестко закреплен измерительный рычаг (11) для формирования опорной точки, которая связана с датчиком (12).
2. Посадочный закрылок крыла самолета по п.1, в котором элемент передачи (7) имеет противоположные жестко связанные измерительные рычаги (11) с обеих сторон для формирования опорных точек, которые соответственно связаны с датчиками (12), установленными на конструкции закрылка.
3. Посадочный закрылок крыла самолета по п.1, в котором измеренная величина параллельно установленных датчиков (12) применима к различным оценочным единицам (14, 15).
4. Посадочный закрылок крыла самолета по п.1, в котором измеренные величины обоих датчиков (12) применимы к оценочным единицам (14, 15) с устройством сравнения и при отклонении от предопределенных порогов может быть обеспечено выключение привода (3).
5. Посадочный закрылок крыла самолета по п.1, в котором датчики (12) выполнены в виде датчиков турбулентности или в виде индуктивных датчиков.
6. Посадочный закрылок крыла самолета по п.1, в котором оценочные единицы (14, 15) содержат устройство сравнения.
7. Посадочный закрылок крыла самолета по п.1, в котором оценочные единицы (14, 15) содержат компьютер.
8. Посадочный закрылок крыла самолета по п.1, в котором датчики (12) установлены на закрылке.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102005058192A DE102005058192A1 (de) | 2005-12-06 | 2005-12-06 | Vorrichtung zur Fehlererkennung von verstellbaren Klappen |
DE102005058192.7 | 2005-12-06 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008127175A RU2008127175A (ru) | 2010-01-20 |
RU2423295C2 true RU2423295C2 (ru) | 2011-07-10 |
Family
ID=38108595
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008127175/11A RU2423295C2 (ru) | 2005-12-06 | 2006-12-04 | Посадочный закрылок крыла самолета с устройством для обнаружения ошибок закрылка |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8036783B2 (ru) |
EP (1) | EP1957364B1 (ru) |
JP (1) | JP2009518219A (ru) |
CN (1) | CN101321666B (ru) |
BR (1) | BRPI0618124A2 (ru) |
CA (1) | CA2627624C (ru) |
DE (2) | DE102005058192A1 (ru) |
RU (1) | RU2423295C2 (ru) |
WO (1) | WO2007065622A1 (ru) |
Families Citing this family (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102005059369B4 (de) * | 2005-12-13 | 2012-06-14 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren und Einrichtung zur automatischen Entlastung eines Hochauftriebsflächensystems, insbesondere eines Landeklappensystems, eines Flugzeugs |
JP5550398B2 (ja) | 2010-03-18 | 2014-07-16 | 三菱重工業株式会社 | 舵面故障・損傷検出装置 |
DE102010047540A1 (de) | 2010-10-05 | 2012-04-05 | Airbus Operations Gmbh | Hochauftriebssystem für einen Tragflügel eines Flugzeugs |
EP2442445B1 (en) * | 2010-10-12 | 2013-12-11 | Nxp B.V. | MEMS oscillator |
GB201021579D0 (en) | 2010-12-21 | 2011-02-02 | Airbus Operations Ltd | System for detecting misalignment of an aero surface |
DE102011008561A1 (de) * | 2011-01-14 | 2012-07-19 | Airbus Operations Gmbh | Funktionsüberwachtes Führungssystem zur Verstellung zumindest einer Systemkomponente sowie Verfahren zur Funktionsüberwachung eines solchen Führungssystems |
GB201120234D0 (en) | 2011-11-23 | 2012-01-04 | Airbus Operations Ltd | Deployment system |
CN103969035A (zh) * | 2013-01-29 | 2014-08-06 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种襟翼扭曲测试系统 |
GB2510596B (en) * | 2013-02-08 | 2015-02-18 | Ge Aviat Systems Ltd | Method for predicting a trailing edge flap fault |
US9764853B2 (en) * | 2015-04-01 | 2017-09-19 | The Boeing Company | Motionless flight control surface skew detection system |
GB2551112B (en) * | 2016-05-25 | 2020-04-15 | Ge Aviat Systems Ltd | Aircraft component monitoring system |
CN108536175B (zh) * | 2017-03-06 | 2019-11-15 | 陕西飞机工业(集团)有限公司 | 一种襟翼位置输出机构角度调整装置 |
US10137999B2 (en) * | 2017-03-30 | 2018-11-27 | The Boeing Company | Methods and apparatus for detecting airflow control surface skew conditions |
US10882601B2 (en) * | 2017-10-13 | 2021-01-05 | The Boeing Company | Aircraft wings having improved deflection control ribs |
EP3505451A1 (en) * | 2017-12-29 | 2019-07-03 | Airbus Operations GmbH | Flight control surface assembly |
US11952144B2 (en) | 2019-01-09 | 2024-04-09 | Moog Wolverhampton Limited | Aircraft control surface element monitoring system |
CN111731469B (zh) * | 2019-04-12 | 2022-04-26 | 北京京东乾石科技有限公司 | 翼面联动装置和飞行器 |
CN111731468B (zh) * | 2019-04-12 | 2022-01-07 | 北京京东乾石科技有限公司 | 翼面联动装置和飞行器 |
CN110092005A (zh) * | 2019-04-26 | 2019-08-06 | 庆安集团有限公司 | 一种适用于大行程襟翼运动的倾斜故障检测机构 |
US11485476B2 (en) | 2019-10-25 | 2022-11-01 | Hamilton Sundstrand Corporation | Driveline torque monitoring for long-term health assessment |
CN111846201B (zh) * | 2020-07-24 | 2022-01-28 | 中国电子科技集团公司第三十八研究所 | 一种襟翼同步驱动操纵连杆机构 |
CN113932770A (zh) * | 2021-11-18 | 2022-01-14 | 庆安集团有限公司 | 基于拉线式传感器的襟翼倾斜监控方法 |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS63124929A (ja) * | 1986-11-14 | 1988-05-28 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 船舶における推進軸の歪計測方法及び装置 |
RU2071440C1 (ru) | 1991-04-01 | 1997-01-10 | Авиационный научно-технический комплекс им.О.К.Антонова | Система управления аэродинамическими поверхностями самолета |
RU2000250C1 (ru) | 1992-05-06 | 1993-09-07 | Гудков В.В., Жуков Е.М.. Левитин И.М., Серов С.Н., Тетерин В.Д. | Механическа система управлени самолетом |
FR2726210B1 (fr) * | 1994-10-28 | 1997-01-10 | Usinor Sacilor | Mise en forme de produits metalliques minces entre deux cylindres |
DE19500395A1 (de) * | 1995-01-09 | 1996-07-18 | Siemens Ag | Verfahren und Vorrichtung zum Betrieb eines Reaktors im instabilen Zustand |
US5628477A (en) * | 1995-02-13 | 1997-05-13 | The Boeing Company | Auxiliary airfoil lost motion detector and actuator |
US5686907A (en) | 1995-05-15 | 1997-11-11 | The Boeing Company | Skew and loss detection system for individual high lift devices |
DE69633440T2 (de) * | 1996-07-10 | 2005-11-03 | The Boeing Co., Seattle | Verlust- und Schieflagen-Fühleranordnung für einzelne Landeklappen |
US6299108B1 (en) * | 1997-12-12 | 2001-10-09 | Jeffrey V. Lindstrom | Method and apparatus for detecting skew and asymmetry of an airplane flap |
JP3946365B2 (ja) * | 1998-11-16 | 2007-07-18 | 三菱電機株式会社 | 車両の駆動出力制御方法及びその装置 |
US6466141B1 (en) | 1999-09-28 | 2002-10-15 | Lucas Industries Limited | Skew detection system |
DE10052442C2 (de) * | 2000-10-23 | 2003-06-05 | Methode Electronics Malta Ltd | Stellvorrichtung für ein Fahrzeug mit einem mechanisch verstellbaren Bauteil und Verfahren zum Betreiben der Stellvorrichtung |
JP2004050855A (ja) * | 2002-07-16 | 2004-02-19 | Shimadzu Corp | 舵面異常検出装置 |
EP1631391B1 (en) * | 2003-06-09 | 2011-01-05 | Kadant Black Clawson Inc. | Self-aligning and actively compensating refiner stator plate system |
DE10353672A1 (de) * | 2003-11-12 | 2005-06-23 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Lastbegrenzung in Antriebssystemen |
JP2005156854A (ja) * | 2003-11-25 | 2005-06-16 | Olympus Corp | 電子機器 |
-
2005
- 2005-12-06 DE DE102005058192A patent/DE102005058192A1/de not_active Ceased
-
2006
- 2006-12-04 CN CN200680045566XA patent/CN101321666B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-04 CA CA2627624A patent/CA2627624C/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-04 BR BRPI0618124-4A patent/BRPI0618124A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2006-12-04 WO PCT/EP2006/011618 patent/WO2007065622A1/en active Application Filing
- 2006-12-04 US US12/158,038 patent/US8036783B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-04 EP EP06829271A patent/EP1957364B1/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-04 RU RU2008127175/11A patent/RU2423295C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-12-04 DE DE602006015226T patent/DE602006015226D1/de active Active
- 2006-12-04 JP JP2008543710A patent/JP2009518219A/ja active Pending
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US8036783B2 (en) | 2011-10-11 |
BRPI0618124A2 (pt) | 2011-08-16 |
EP1957364B1 (en) | 2010-06-30 |
US20090212977A1 (en) | 2009-08-27 |
CA2627624A1 (en) | 2007-06-14 |
WO2007065622A1 (en) | 2007-06-14 |
DE102005058192A1 (de) | 2007-06-28 |
DE602006015226D1 (de) | 2010-08-12 |
CA2627624C (en) | 2012-10-23 |
RU2008127175A (ru) | 2010-01-20 |
CN101321666A (zh) | 2008-12-10 |
EP1957364A1 (en) | 2008-08-20 |
CN101321666B (zh) | 2012-06-27 |
JP2009518219A (ja) | 2009-05-07 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2423295C2 (ru) | Посадочный закрылок крыла самолета с устройством для обнаружения ошибок закрылка | |
US7945425B2 (en) | In-flight detection of wing flap free wheeling skew | |
US8104721B2 (en) | Airfoil for an aircraft and aircraft | |
RU2465498C2 (ru) | Способ и устройство для обнаружения неисправностей на пути нагружения винтового привода | |
RU2008124206A (ru) | Крыло воздушного судна и воздушное судно, снабженное этим крылом | |
CN106043672B (zh) | 静止飞行控制面倾斜检测系统 | |
CA2797549C (fr) | Dispositif de detection de la rupture d'une voie primaire dans un actionneur de commande de vol | |
CN102288342B (zh) | 舵机输出力矩及偏转角度测量装置 | |
RU2011143222A (ru) | Система механизации крыла для летательного аппарата и способ обнаружения неисправностей в системе механизации крыла для летательного аппарата | |
CN107917681A (zh) | 基于同步带传动的高压隔离开关主轴转角测量装置及方法 | |
US10421532B2 (en) | Connecting rod for a flight control surface actuation system | |
US20150336683A1 (en) | Method for determining the position of a component in a high lift system of an aircraft, high lift system of an aircraft and aircraft | |
CN205665008U (zh) | 一种重型输送车的发动机性能快速检测系统 | |
CN202074935U (zh) | 离心机螺旋角度测量工装 | |
BR102018014679B1 (pt) | Sistema de acionamento | |
BR102018014679A2 (pt) | Conjunto de medição de posição de atuador, e, sistema de acionamento. | |
BR102018014970B1 (pt) | Sistema de acionamento |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151205 |