一种飞行控制致动器上作用力检测的改进制造技术

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。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术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，本专利技术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，本专利技术在应用于"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。
技术介绍
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(ftintional 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，其均具有用于纟企测通过 次要通道接受作用力的设备。然而，本专利技术提出的解决方案大体上是基于不同部件之间运动的4全测或距 离的才全测的。本专利技术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。本专利技术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。
技术实现思路
因此，本专利技术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，本专利技术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，本专利技术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，本专利技术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，本专利技术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4妄部的内凹形 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，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-gauge device),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，其与相应的所述耳关4^部的辄的孔相对，其中，在所述辄的孔内，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^: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^^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;f皮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。本专利技术还涉及至少一个联接螺杆的应用，该应用包括形成用于斗全测作用力 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，本专利技术的其它特征和优点将得到进一步的显现，其^f又仅是示范性的描述但并不局限于此，其中 图l是描述本专利技术致动器原理的示意图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"f妄的部件的水 平面上的检测装置的 一个可能性实施例；图4a和4b示出本专利技术的另 一个可能性实施例的剖视图5是图4a和4b示出的实施例的示意透视图6是另一个可能性实施例的示意剖视图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。具体实施例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Sl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:4妄的构造图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 端联接扼11的联接。从上述附图中可看出，本文档来自技高网...

【技术保护点】
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接受所述主要通道的作用力；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；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，该杆的端部具有外凸形状，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，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或回转体形；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提供和通过联接螺母和螺栓的形式提供；所述致动器还包括检测所述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（１４，１５，１７ａ，１７ｂ，２０），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（８，１１，１２）上的作用力并且用于检测作用在其上的压力。

【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：让马克莫阿利克，皮埃尔蒂尔潘，菲利普塞利耶，
申请(专利权)人：古德里奇驱动系统有限公司，
类型：发明
国别省市：FR[法国]