一种飞行控制致动器上作用力检测的改进

摘要

至少一个联接螺杆(12)的应用，其包括用于检测飞行控制致动器的所述次要通道负载的装置(14，15，17a，17b，20)，或者与包括所述装置的衬套联接在一起，用于飞行控制致动器的次要通道的顶端联接的联接结构。

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞行控制致动器上作用力的检测。

更具体地说，但并不局限于此，本发明涉及一种飞机飞行控制致动器的次要通道接受(take up)作用力的检测，特别地，本发明在应用于“可微调水平稳定器传动装置”(THSA)形式的致动器的情况下更加有利。

背景技术

通常地，所公知的致动器具有两个机械通道(mechanical paths)，其中之一为主要通道，而另一个则为次要通道；所述次要通道旨在一旦所述主要通道发生故障时，其就开始接受作用力。

在所述主要通道工作时，通过空心球或滚柱丝杠传输所述作用力。该特征通常包括安全杆(如已知的“故障安全”杆)，其在端部都开槽，且通过功能性间隙(funtional gap)与所述丝杠相联。这种结构具有作用力传输的连续性和装置旋转的连续性(如果所述丝杠发生自身断裂，可避免所述丝杠的装置的轴向分离)。所述丝杠的一个端部通过联接部联接到飞机(主要的顶端联接)上。如果后者发生故障，其作用力则由所述故障安全杆接受，所述杆的端部为外凸形状(如球体形)，其位于所述次要通道联接部件的内凹形状内(次要的顶端联接)。该次要联接本身通过飞机联接部与所述飞机相联，该飞机联接部与通常支撑所述主要通道的联接部不同。

在“常规”操作中，当所述主要通道传送作用力时，在端接于所述故障安全杆的外凸形状和所述次要通道的联接部的内凹形状之间则存在功能性间隙，这样，所述次要的飞机联接部除支撑所述THSA内凹的次要联接部的重量外，不支撑任何其它的作用力。

当所述主要通道发生故障时，使端接于所述丝杠的外凸形状开始与所述次要通道的联接部的内凹形状相接触，这样就导致了由所述次要的飞机联接轭接受作用力。

我们已经熟悉的，如FR2858035或EP1557588，其均具有用于检测通过次要通道接受作用力的设备。

然而，本发明提出的解决方案大体上是基于不同部件之间运动的检测或距离的检测的。

本发明希望提供一种能够进一步提高所述次要通道负载检测的可靠性的技术方案。

本发明还希望提供一种没有之前提到的基于运动或位移检测传感器的方案复杂的集成的技术方案。

发明内容

因此，本发明的一个目的是提供一种检测所述接受的作用力的技术方案，尤其是为了告知飞行员所述次要通道已经开始接受所述主要通道的接受工作。

特别地，本发明的另外一个目的是以简单有效的方法解决所述检测问题。

而且，本发明的另外一个目的是提供一种避免任何意外检测的技术方案，甚至是在所述致动器必须适用于经受严峻的外部环境的情况下，特别地如机械的，化学的，气候的或电性能的环境。

另外，本发明的另外一个目的是提供一种在集成方面十分简单的技术方案。

更具体地说，本发明提供一种飞行控制致动器，其具有主要通道和次要通道，所述次要通道用于在主要通道发生故障的情况下开始接受主要通道作用力，其中所述主要通道包括丝杠，该丝杠端接于主要通道的联接部，且其中所述次要通道包括穿过所述丝杠的故障安全作用力接受杆，该杆端部具有外凸形状，其容纳在所述次要通道的联接部的内凹形状内，当所述主要通道传输所述作用力时具有功能性间隙，其中所述杆端部的外凸形状和所述联接部的内凹形状可为球形的或回转体形的，而且通过所述联接部提供所述次要通道的顶端联接，也可通过所述飞机的联接轭和通过联接螺母和螺栓的形式提供，其中所述致动器包括检测次要通道负载的装置，其特征在于，所述次要通道负载的检测装置包括至少一个传感器，该传感器用于检测作用在实施所述次要通道的顶端联接的至少一个部件上的作用力和用于检测作用在其上的压力。

这样，检测实施所述次要通道的顶端联接的部件的压力是为了通过所述次要通道加强接受作用力。

该技术方案具有实施起来既可靠又不十分复杂的优点。

进一步地，在一个实施例中但并不局限于该实施例，用于检测作用力的传感器位于实施所述次要通道的顶端联接的至少一个联接螺杆上和/或位于与所述螺杆相联的衬套上。应该注意到的是，该方案的一个重要优点是很容易通过现有设备合成，而并不需要对现有设备进行实质性的改进(实质上对所述螺杆或所述螺杆/衬套装置改进就足够)，特别的是也不需要对飞机和致动器的联接轭进行改进。

用于检测作用力的所述传感器可包括一个或多个应变仪(strain-gaugedevice)，当所述次要通道被加载和接受所述作用力时，所述测定器则随生成的压力的作用而产生变形。

特别地，在所述螺杆的外径上分别以180°或120°提供有至少2个或3个应变片，其与相应的所述联接部的轭的孔相对，其中，在所述轭的孔内，所述装置具有带凸起元件的衬套形式的部分，其用于加载1个或多个应变片使其至少处于某加载构造。

可选择地，所述应变片包括凸起元件，其通过所述轭至少以某加载构造与1个或多个应变片相接触。

弹簧元件形式的装置可被用于所述螺杆，从而在所述装置工作时，使所述应变片的加载不受作用于螺杆的拧紧扭矩作用力的约束。

在具有两个装配螺杆的装置中，为了使相关测量可靠，可以采取电子元件，以定量和相对的两种方式处理一个或两个电信号。

在另一个可供选择的实施例中，提供有用振动取代激励所述应变仪装置，所述次要通道的顶端联接的所述联接螺杆，和/或与所述螺杆相联的衬套，以及读取因此产生的振动的装置，和用于检测响应于所述被激励部件的幅频变化的处理装置。

还可提供一种包括可变形的衬套的联接部，其与所述轴相联或不相联，而且其具有至少一个压力传感器代替所述应变仪。

本发明还涉及至少一个联接螺杆的应用，该应用包括形成用于检测作用力的装置，或者是由包括该装置的联接螺杆和衬套组成的装置，其用于飞行控制致动器的所述次要通道的顶端联接的联接。

附图说明

通过接下来的描述和参考相关的附图，本发明的其它特征和优点将得到进一步的显现，其仅仅是示范性的描述但并不局限于此，其中：

图1是描述本发明致动器原理的示意图；

图2a-2c是示出所述次要通道的顶端联接的侧视和剖视联接示意图；

如同图2a-2c示出的，图3a和3b示出定位在所述顶端联接的部件的水平面上的检测装置的一个可能性实施例；

图4a和4b示出本发明的另一个可能性实施例的剖视图；

图5是图4a和4b示出的实施例的示意透视图；

图6是另一个可能性实施例的示意剖视图；

图7示出另一个实施例；

图8同样示出另一个可能的变形；

图9示出了电源单元和处理单元的配置，其与前述附图描述的与两个装配螺杆相关联的传感器相联接。

具体实施方式

所述致动器的具体结构

图1大体示出了具有主要通道和次要通道的飞行控制致动器1。

例如，所述致动器1可以是THSA形式的致动器，用于控制飞机的可变水平操作面2。

其包括具有中空丝杠3的主要通道，该中空丝杠的一端通过万向节系统4与所述飞机的构造S1相联。而所述主要通道包括与所述丝杠3装配的螺母5，螺母被安装在丝杠上，而且所述螺母还通过如另一个万向节系统6与所述被控的表面2相联。

故障安全杆9位于所述中空丝杠3内。该杆9端接于球头7，该球头7位于所述次要通道的联接部8的内凹球形状10内部的功能性间隙中，该联接部8本身被联接到所述飞机的构造S2上。

所述致动器可通过如液压或电动马达M控制，该马达驱动所述丝杠3旋转并使所述螺母5平移，则所述螺母不能旋转。所述螺母5的平移运动通常用来控制与所述飞行的可变水平操作面2相关的偏角调节。

次要的顶端联接的构造

图2a，2b和2c示出所述次要通道的联接部8与所述飞机的构造S2的上端联接轭11的联接。

从上述附图中可看出，联接部8为由两个轭组成的卡子，所述两个轭之间装配有轭11。两个平行的螺杆12穿过所述部件8和11的轭而安装，该装置通过端接于螺杆12的一端的头部12a和螺纹连接到螺杆12的另一端上的螺母13而被固定。

载荷的检测

用于检测作用力的检测装置位于至少一个螺杆12上或位于至少部件8的两个轭之一上，其用于检测被所述次要通道接受的作用力。

图3a和3b示出一种技术方案，与所述联接部8的轭之一相对装配有螺杆12，该螺杆之一具有多个切槽14，在所述切槽内装配有弹性片15，其用于支撑应变仪。

对其而言，所述联接部8的相应的轭包括一定数量的凸起16，当仅仅通过所述次要通道和所述联接部8支撑所述作用力时，轭11和螺杆12通过压缩形式或通过拉伸形式被加载，该凸起抵靠在螺杆上，并且使所述应变片15变形。

例如，所述应变片15可沿所述螺杆12的外围规则分布。可为2个，沿直径方向相对分布，即两者之间为180°分别位于所述螺杆12的特定外周上。同样也可为3个(在所述螺杆上彼此相互为120°分布)，或者可为更多的数量，这样不仅可以检测压缩或拉伸的作用力，而且还能确定关于主要拉伸/压缩方向的特定角度。特别注意到的是，具有3个或多个应变仪的构造使其1个用于恢复与所述加载发生时的方向无关的加载信号。

对其而言，所述凸起16具有如同所述应变片一样的分布。

所述应变片15可以是弹性膜片，例如可以是不锈钢片，所述应变仪被附于或插入。

图4a，4b和5示出本发明的另一个可能性实施例，在该实施例中，具有3个膜片形式的应变仪15，相互以120°沿所述螺杆12外围规则分布。在该实施例中，联接部8的轭不具有凸起，但在所述轭的孔内，在所述轭和所述螺杆之间，具有垫圈21，该垫圈包括3个与组成应变仪15的膜片相对的球22。

同样，还可以采用其它技术方案来检测所述次要的顶端联接的作用力。

具体地，在一变型中，所述应变片可不与所述螺杆集成在一起，而是与插入所述螺杆和所述轭和/或所述螺母之间的衬套集成在一起。

另一个可供选择的技术方案是，所述膜片包括与所述轭相接触的凸起元件，对于一个或多个膜片来说，使其至少处于某加载构造。

图6示出作用力检测的另一技术方案。

在该变型中，压电片17a，17b位于所述螺杆12之一上，压电片17a用于激励螺杆12使螺杆在其谐振频率或频率周围振动。压电片17b则起传感器(transducer)的作用并读取所述螺杆12的振动。

从中可以看出，根据所述次要通道的顶端联接是否被加载，所述振动响应于尤其是所述螺杆12的谐振频率的改变。

处理由压电片17b测得的所述频率响应，在所述螺杆12谐振频率周围进行过滤，例如根据是否被加载使一个用于检测所述次要通道是否已经被加载。

例如，该处理可通过计算机18来执行，为了调节这些过滤操作，还可考虑其它外部参数，尤其是温度。

该计算机18本身与开关形式的装置相连，该开关装置为检测所述飞机飞行控制故障而断路或接通。

在一种变型中，所述压电片17a，17b可不与所述螺杆集成在一起，而是与插入在所述螺杆和所述轭和/或所述螺母之间的衬套集成在一起。

它们也可以位于插入所述次要通道的顶端联接的其它部件上，例如联接部8或轭11上。

注意到的是，上面描述的这种形式的应变仪的技术方案具有如下优点，即，可避免使所述次要的顶端联接的联接装置变弱，而该联接装置必须能支撑一至几十吨的作用力，同时其还允许一至几十千克的作用力的检测。

进一步地，除上面所描述的各种变型外，如图7所示，弹簧装置或元件23插入与螺杆12联接在一起的所述螺母24和所述部件8的轭之间用于夹紧。该弹簧元件23通常用于分配所述夹紧力并使所述应变仪的负载在装配时不受作用于所述螺杆的拧紧扭矩作用力的约束。因此可以避免由于装配条件而发生错误检测。

同样在另一变型中，如图8所示，可在所述联接部8的一个轭上装配表面填满硅的衬套19，而且其还包括一个或多个压力传感器20，如硅桥形式的。

在所述次要通道加载过程中，支撑作用力的所述螺杆12将加载于所述衬套19。然后通过联接到衬套19上的传感器20检测压力变化。

同样，还可以设计一个螺杆或两个螺杆12，或所述轭11或所述联接部8，并且可以大大地增加不同检测设备作用的多种检测，以致于形成具有多余设备的系统和适当地差动工作。

对其而言，图9示出一种装配有之前附图中提及的传感器的具有两个联接螺杆12的装置。

在该装置中，所述螺杆12的传感器与电子元件25(其可包括之前所述如附图6中的计算机18)相连。该电子元件25接收电源26的电能。其对来自传感器的量进行初始处理，并且将信息如以数字形式传输到飞机上的计算机27。

所述元件25例如可根据接收来自所述两个螺杆的作用力传感器上的信号执行定性或定量的一致性试验。

根据之前的描述可以了解的是，上述技术方案具有简单以及十分可靠的优点。

另外，采用传感器的方式检测联接螺杆上或者相应的套上的作用力具有十分容易实施的优点。

特别地，其还可被安装到现有的致动器上，而不需要对其进行大的改进。

注意到的是，因为在这些方案中所述应变仪是通过联接螺杆支撑的，而联接螺杆具有易于安装到在使用中的致动器上的优点，尤其是因为其可通过致动器的联接螺杆代替安装于测定器的螺杆，所以具有上文所述的改进。

最后，本发明在此描述的是检测飞行控制致动器的次要通道接受的作用力，尤其是应用于THSA致动器中。

然而，配备上述形式的螺杆在检测任何联接件的作用力时具有应用更加广泛的优点。