飞行器高升力系统用驱动系统及检测其中的未对准的方法
【专利摘要】本发明提供飞行器高升力系统用驱动系统及检测其中传动轴和开口间的未对准的方法。驱动系统的止动设备用于停止两个部件相对于彼此的转动且包括具有纵向轴线和第一接合元件的第一止动装置和具有开口和第二接合元件的第二止动装置。在第一运行模式，第一止动装置延伸通过第二止动装置的开口的第一部分而可自由旋转且第一和第二接合元件彼此分离。在第二运行模式，第一止动装置移位且延伸通过第二止动装置的开口的第二部分使得第一和所述第二接合元件接合且使第一止动装置相对于第二止动装置停止。通过将止动设备结合到高升力驱动系统的齿轮旋转致动器和/或传动轴或从传动轴分支出来的部分中而使得不需要专用传感器就能够检测未对准。
【专利说明】飞行器高升力系统用驱动系统及检测其中的未对准的方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞行器高升力系统用驱动系统以及用于检测飞行器高升力系统用驱动系统中的传动轴与开口之间的未对准的方法。
【背景技术】
[0002]通常，商用和军用飞行器的高升力系统通过中心动力控制单元(P⑶)提供动力，该动力控制单元定位在所述飞行器的机身中并且连接至传动轴装置，传动轴装置将机械动力提供至在襟翼或缝翼面板驱动站处的齿轮致动器。所述传动轴装置包括至少两个传动轴，每个传动轴从PCU延伸进入飞行器的机翼。一般地，翼尖制动器与传动轴联接并且位于翼尖区域中的某个地方。翼尖制动器能够停止和保持相应的传动轴。
[0003]传动装置还可以包括多个变速箱、万向节、花键联接以及用于补偿飞行期间机翼结构的偏转和制造公差的其他部件。通常，每个襟翼或缝翼均由与传动轴联接的至少一个齿轮旋转致动器(GRA)驱动。PCU中的速度传感器允许检测PCU的实际速度并且将该PCU实际速度与其指定速度进行比较。
[0004]EP1462361B1和US7048234B2公开了用于包括中央动力控制单元的飞行器的自适应襟翼和缝翼驱动系统。
【发明内容】
[0005]借助于速度传感器和检测到的速度与指定速度的比较，能够检测传动轴受阻和损耗的不太可能发生的事件以便例如启动翼尖制动器或中断PCU的操作。其他的不太可能发生的事件一诸如传动轴和齿轮旋转致动器未对准一可以通过专用传感器检测。
[0006]因而本发明的目的可以是提供一种增加这些事件的可检测性而不必需要不同的专用传感器的设备。
[0007]该目的可以这样实现。提出了一种用于飞行器的高升力系统的包括开口和传动轴的驱动系统。传动轴可绕轴线旋转并且带径向间隙地延伸通过开口。至少一个第一接合元件位于可旋转传动轴处并且径向向外地突伸向开口中。至少一个第二接合元件位于该开口处并且径向向内地突伸向开口中。如果传动轴与开口之间的相对的径向位移超过所述径向间隙，则第一和第二接合元件彼此接合，所述接合防止传动轴的进一步的旋转。
[0008]因此可以用于可靠地检测传动轴相对于开口的未对准的主要部件是第一接合元件和第二接合元件。在正常运行期间传动轴延伸通过开口的第一部分使得传动轴是可自由旋转的。传动轴可以具有特定的小对准容限。因此传动轴可以进行相对于开口的旋转运动并且可以自由地将机械动力传递至高升力控制表面。传动轴可以实现为穿过相应机翼的翼根区域伸向翼尖方向的传动轴。作为替代或者另外地，传动轴可以是从连接件或另一个部件上的主传动轴伸向要移动的控制表面的方向的传动轴分支部。
[0009]在正常的运行中，附接至传动轴和开口的接合元件不会妨碍预期功能并且在它们的相对旋转期间彼此维持充分的距离。因此，传动轴必须延伸通过第一部分，例如第一部分可以是开口的中央部分。如果未对准发生，传动轴离开在开口的预定部分中的期望或预期的位置使得第一和第二接合元件可以接合。
[0010]接合元件是以刚性或挠性的方式附接至相应的部件的机械元件。接合元件还可以是由能够经受接合元件接合时产生的止动力的任何适当的材料制成的刚性的或挠性的元件。接合元件主要提供强制联锁功能。
[0011]由于传动轴和开口的相对旋转，所述至少一个第一接合元件以转动的方式在周向方向上运动。因此在第一运行模式中所述至少一个第一接合元件的运动跨越不会与开口的任何第二接合元件相交的圆形形状。因此，用于传动轴相对于开口的对准的期望的第一开口部分和预定容限可以只是特定地受限于所述至少一个第一接合元件和所述至少一个第二接合元件的尺寸、形状、位置和数目。通过限定开口内部的横截面，可以调节要多远第一止动装置能够从期望的对准位置运动至第一和第二接合元件接合的第二运行模式。
[0012]根据本发明的驱动系统特别适于在防止传动轴移位的情况下供应、提供或者传递机械动力至高升力表面，其中，该移位可以被描述为传动轴相对于开口在相对于传动轴或开口的纵向或旋转轴线的侧向/径向方向上的运动。如果传动轴连接到检测传动轴的转速的旋转传感器，这是特别有用的。因此，在未对准出现的情况下，相对旋转通过第一和第二接合元件的接合而停止，该停止显然能够被旋转传感器检测到。能够通过简单的并且特别是不需维护的机械装置可靠地防止在未对准情况下的持续操作。因此，配备有第一和第二接合元件的驱动系统的复杂性几乎不增加。同时，实现了对机械问题的精确检测。
[0013]如果第一和第二接合元件以传动轴在开口内被卡紧成处于最大径向位移的方式彼此接合是有利的。由此接合元件在径向方向上将传动轴拉向开口。因此，实现可靠的和牢固的接合。
[0014]在另外的有利的实施方式中，所述至少一个第一接合元件是第一齿元件，其指向传动轴的第一旋转方向，并且其中，所述至少一个第二接合元件是逆着传动轴的第一旋转方向定向的第二齿元件。因此，当传动轴在第一旋转方向上旋转时，如果布置在传动轴上的第一接合元件接触第二接合元件，那么这两个接合元件通过滑动到彼此中或彼此上而牢固地彼此接合。能够在这两个接合元件之间实现的机械力由于发生楔入效应而非常大并且因此允许极其可靠的止动。而且，往与第一旋转方向相反的第二旋转方向上的旋转仍然可以进行，例如用于将高升力系统返回到更安全的运行模式，使得例如将会在收回之后减小在所述至少一个传动轴上的机械负载。
[0015]在另外的示例性实施方式中，开口布置在支承部中，该支承部能够附接至飞行器的结构的一部分，或者，该支承部包括飞行器的结构的一部分。该支承部可以设置用于布置在开口中的第二接合元件的可径向伸缩——即，可容易调节——的装置，以便通过调节所述至少一个第二接合元件的空间位置来调整第一和第二接合元件之间的关系。为了确保第一和第二接合元件可以在正常运行期间以不受妨碍的方式相对于彼此运动，传动轴与开口之间的间隙或空隙应当等于预定的最小尺度。
[0016]在改进中，传动轴和开口中的至少一者包括环形部件，所述环形部件配备有相应的所述至少一个第一接合元件或所述至少一个第二接合元件，所述环形部件以可径向伸缩一即，弹性的一的方式支承在所述传动轴和所述开口中的相应的所述至少一者上。而这样的设置也允许第一接合元件与第二接合元件彼此之间的调整，它们的尺寸可以构造得更小，因为可径向伸缩的支承有助于接合元件之间的接合。
[0017]对环形部件的可径向伸缩的支承可以借助于在支承部与环形部件之间延伸的至少一个可伸缩元件例如弹簧来实现。因此，提供了一种可容易地调节的简单的机械结构。
[0018]有利的改进还包括:动力控制单元,所述动力控制单元与所述传动轴联接；至少一个传感器，所述至少一个传感器用于测量所述动力控制单元和所述传动轴中的至少一者的转速；以及控制单元，所述控制单元与所述至少一个传感器联接并且适于将检测速度与指定速度进行比较以及在所述检测速度与所述指定速度之间的差值超过预定容限的情况下产生对应于未对准的输出。传动轴的任何清楚的未对准自动地导致传动轴相对于开口止动并且随之产生指示未对准的信号。控制单元可以是专用控制单元或者飞行器中已有的控制单元。
[0019]其他有利的实施方式还包括至少一个齿轮致动器，传动轴延伸穿过该齿轮致动器，其中，该齿轮旋转致动器与飞行器的结构机械联接并且包括开口。因此，如果齿轮旋转致动器和该结构的联接遇到导致所述至少一个传动轴和所述齿轮旋转致动器相对于彼此的侧向移位的问题，所述至少一个传动轴将通过正在进行旋转的止动设备止动。
[0020]再者，本发明涉及一种用于检测飞行器高升力系统用驱动系统中的传动轴和开口之间的未对准的方法，所述方法包括以下步骤:借助于驱动器使具有纵向轴线和至少一个第一接合元件的传动轴相对于开口和至少一个第二接合元件旋转，所述第二接合元件在未对准的情况下与所述第一接合元件接合；测量所述传动轴和所述驱动器中的至少一者的速度；将所述传动轴和所述驱动器中的至少一者的检测速度与指定速度进行比较，并且在检测速度与指定速度之间的差值超过预定容限的情况下产生对应于未对准的输出。
[0021]在此，该输出可以是信号、指令、一组数据等等，这对于进一步的处理是有用的，例如用于停止驱动器，即，PCU或任何其他的驱动器。预定容限可以是在指定速度的1%至10%或更多的范围内。例如，传动轴的额定速度可以是800rpm，检测速度与指定速度之间的差值的容限可以是在8rpm至80rpm的范围内，作为示例在25rpm至35rpm。另外，因为PCU或任何其他的适合的驱动器可能不能够很快地提供指定速度，应当限定预定的时间间隔，在该时间间隔内应当取消所检测到的指定速度与检测速度之间的容许偏差。例如，该时间间隔可以在I秒至10秒的范围内，并且更优选地在2秒至5秒的范围内，例如为3秒。
【专利附图】
【附图说明】
[0022]本发明的其他特点、优点和应用选择在下面对附图中的示例性实施方式的说明中公开。所有描述和/或图示的特征自身和其任意的组合形成本发明的主题，而与它们在单个权利要求中的构成或者它们的相互关系无关。另外，附图中相同的或相似的部件具有相同的附图标记。
[0023]图la、图lb、图1c和图1d示出了驱动系统的示例性实施方式在正常运行期间的局部图(图1a和图lb)、未对准情形的局部图(图1c)以及不同的对准状态的示意性简图(图1d)。
[0024]图2a、图2b和图2c示出了驱动系统的另一个示例性实施方式在正常运行期间的局部图(图2a和图2b)和未对准情况(图2c)的局部图。
[0025]图3示出了飞行器高升力系统用驱动系统的示意性简图。
[0026]图4示出了图3的驱动系统的细节。
【具体实施方式】
[0027]图1a示出了驱动系统的重点在止动功能上的部分。该部分被称作“止动设备”2，其中多个止动设备可以集成到图3的简图中示出的驱动系统中。止动设备2由第一止动装置4和第二止动装置6构成，第一止动装置作为传动轴的一部分，第二止动装置6作为结构部或作为能够附接到结构上的部件，该第二止动装置6围绕第一止动装置4。在该示例性实施方式中，第二止动装置6包括具有四个第二接合元件10的环形形状，而第一止动部件4示例性地包括两个第一接合元件8，第一接合元件从第一基部构件5在径向方向上向外朝向第二止动装置6延伸。第二接合元件10从第二基部构件11在径向方向上向内朝向第一止动装置4延伸，并且第二接合元件10示例性地包括非对称形状。第二接合装置10实现为指向顺时针方向的齿元件，而第一接合元件8指向另一方向。这在图1b中可更清楚地看见。
[0028]通过这种设计，第一接合元件8和第二接合元件10各自包括与第一止动装置4或第二止动装置6的圆周成锐角的齿面8’和10’以及成钝角的一个齿面8’ ’、10’ ’。结果，可以通过第一止动装置4在逆时针方向上旋转并且相对于第二止动装置6的开口 12进行侧向运动来实现非常可靠的强制联锁。
[0029]图1b显示了第一止动装置4—即，传动轴的一部分一的侧向运动，通过纵向轴线14向上运动使得第一止动装置4至少部分地如箭头所示从开口 12的第一部分13运动至开口 12的第二部分15。这意味着，第一止动装置4与第二部分15相交。这在图1d中更加清楚地示出。因此，第一止动装置4可以在第一旋转方向上被止动，该第一旋转方向可以相当于相对于第二止动装置6的逆时针方向。在与第一方向相反的第二旋转方向上，第一止动装置4仍然可以相对于第二止动装置6旋转，例如用于回复至具有较小机械负载的情况。例如，这种锯齿状结构还可以允许使高升力表面收回至它们的收回状态，但可以不允许进一步伸展闻升力表面。
[0030]图1c示出了在第一止动元件4侧向运动(未对准)的情况下一个第一接合元件8和一个第二接合元件10的接合。此时，逆时针旋转是不再可能的，因为第一接合元件8和第二接合元件10彼此阻挡。由于该齿形形状，接合元件8和10彼此楔合或夹合并且提供了非常可靠的阻挡作用。给第一止动元件4提供至该旋转方向的旋转动力导致阻挡力或保持力增大。然而，顺时针方向的旋转是可能的以使接合元件8和10脱开。
[0031]第二止动装置6可以固定地连接至飞行器结构17，而第一止动装置4可以连接至传动轴16或者第一止动装置4是传动轴16的一部分，传动轴用于将机械动力从飞行器机身中的动力控制单元提供至例如沿飞行器的机翼分布的驱动站上的齿轮旋转致动器。因此，如果该旋转致动器遇到导致传动轴16与开口 12之间的侧向运动一S卩，局部未对准一的问题，能够进行传动轴16的可靠的和安全的止动。这可以通过例如集成到P⑶中的转速传感器感测到，以停止其运行。
[0032]图1d示出了第一部分13和第二部分15的总体简图，其中可以定位通过第一止动装置4示出的传动轴。上面的示例I示出了在正常运行期间的位置。第一止动装置4仅仅位于第一部分13中并且没有与第一部分13的边界相交。示例II示出了传动轴也位于第二部分15中的位置，使得第一接合元件8和第二接合元件10之间的接合发生。
[0033]图2a至图2c示出了改型的止动设备18，其与图1a至图1d中的止动设备2区别在于，第二止动装置20包括内环形式的弹簧加载的环形部件22，环形部件22容纳第二接合元件10。作为示例，环形部件22连接到借助于以等距的方式分布在外轮廓26上的弹簧实现的四个挠性元件24上，其中，外轮廓26优选地固定到结构17。
[0034]借助于这些挠性元件24，提供了对第二接合元件10的精确对准以及径向可伸缩的支承，这由于对第二接合元件10的支承运动而增加了止动设备18的可能的止动力。因此，由于该径向可伸缩性，通过接合元件8和10的两个末端的仅稍微接合，充分的接合将因此随之而来。如上所述，第一止动装置4可以连接到传动轴16或者第一止动装置4可以是传动轴16的一部分。
[0035]图3不出了飞行器的用于驱动控制表面30的驱动系统28的总体简图,控制表面30可以是后缘襟翼或者前缘缝翼。驱动系统28包括在驱动系统28左侧的第一传动轴32以及在驱动系统28右侧的第二传动轴34，以便提供旋转动力至与控制表面30联接的驱动站36。这些驱动站36中的多个示例性地沿每个机翼的后缘和/或前缘分布并且设计成用于将旋转动力转换成控制表面30的平移运动。传动轴32和34通过P⑶38驱动，P⑶38包括速度求和差动器(speed summing differential)40、两个压力制动器或失电制动器42以及两个电动机单元44。PCU38示例性地位于飞行器的机身的内部。
[0036]传动轴32和34各自延伸通过驱动站36至翼尖制动器46和48，因此它们可能需要相对于驱动站36中特定的开口在传动轴32和34的主延伸方向上或者沿从传动轴32和34分支出来的传动轴分支部49对准。在由于驱动站36内部或者传动轴32、34处、或者传动轴分支部49处的机械问题导致的不太可能发生的未对准事件中，根据本发明的止动设备2或18的使用是有利的方法，该方法仅通过分别止动相应的传动轴32、34和/或传动轴分支部49并且借助于可以感测P⑶38和/或传动轴32和34的转速的至少一个传感器47来检测PCU38的速度的所得损失以检测所述未对准。
[0037]驱动系统38还可以包括控制单元45，控制单元45与至少一个传感器47联接并且适于将检测到的速度与指定速度进行比较。根据该信息，如果检测到的速度与指定速度之间的差值超出预定的容限，控制单元45可以产生对应于未对准的信号/输出。控制单元45可以例如通过添加补充算法而集成到现有的控制单元中。现有的控制单元例如可以是一个或多个缝翼襟翼控制计算机(SFCC)。
[0038]另外，各个驱动站36均可以包括齿轮旋转致动器50，齿轮旋转致动器50借助于传动轴分支部49而联接至相应的传动轴32、34，传动分支部49需要延伸通过相应的齿轮旋转致动器50中的开口。图4示出了更加详细的视图，其中齿轮旋转致动器50上具有支承部52，支承部52附接至飞行器结构14并且与传动轴分支部49联接。
[0039]支承部52可以包括主凸耳54、销56以及连接到销56的轭58。在销56、轭58或主凸耳54故障的情况下，支承部50可以进行由箭头60示例性地指示的沿一自由度的侧向运动。结果，传动轴分支部49和齿轮旋转致动器50将未对准。通过将止动设备2—体形成到齿轮旋转致动器50和传动轴分支部49中，该未对准导致止动功能。这将导致PCU38的速度的损失。因此，通过监测PCU速度，能够检测未对准而不需要专用传感器。
[0040]可以通过专用的计算单元或优选地通过现有的诸如缝翼/襟翼控制计算机(SFCC)的计算单元实施监测和比较。当检测到P⑶38的速度损失时，可以中断P⑶38的运行。另外，可以致动翼尖制动器46和48以便停止整个高升力系统以增加安全性。
[0041]此外，应当指出的是，“包括”并不排除其他的元件或步骤，并且“一”并不排除复数数目。另外，应当指出的是，结合其中一个上述示例性实施方式描述的特征或步骤也能够与其他的上述示例性实施方式的其他特性或步骤组合使用。权利要求中的附图标记不应理解为限制。
【权利要求】
1.一种用于飞行器的高升力系统的驱动系统(28)，所述驱动系统(28)包括: -开口(12)， -传动轴(32，34)，所述传动轴(32，34)能够绕轴线(14)旋转并且带径向间隙地延伸通过所述开口(12)， -至少一个第一接合元件(8),所述至少一个第一接合元件(8)定位在可旋转的所述传动轴(32，34)处并且径向向外地突伸向所述开口(12)中， -至少一个第二接合元件(10)，所述至少一个第二接合元件(10)定位在所述开口(12)处并且径向向内地突伸向所述开口(12)中， 其中，在所述传动轴(32，34)与所述开口(12)之间的相对径向位移超过所述径向间隙的情况下，所述第一接合元件(8)和所述第二接合元件(10)彼此接合，所述接合防止所述传动轴(32，34)进一步旋转。
2.根据权利要求1所述的驱动系统(28)，其中，所述第一接合元件(8)和所述第二接合元件(10)以所述传动轴(32，34)在所述开口(12)内被卡紧成处于最大径向位移的方式彼此接合。
3.根据权利要求1或2所述的驱动系统(28)， 其中，所述至少一个第一接合元件(8)和所述至少一个第二接合元件(10)设计成当它们接合时在至少一个旋转方向上彼此楔合。
4.根据前述权利要求中任一项所述的驱动系统， 其中，所述至少一个第一接合元件(8)是指向所述传动轴(32,34)的第一旋转方向的齿元件，并且，所述至少一个第二接合元件(10)是逆着所述传动轴(32，34)的所述第一旋转方向定向的齿元件。
5.根据前述权利要求中任一项所述的驱动系统(28)， 其中，所述开口(12)布置在支承部中，所述支承部能够附接至飞行器的结构(17)的一部分，或者，所述支承部包括飞行器的结构(17)的一部分。
6.根据前述权利要求中任一项所述的驱动系统(28)， 其中，所述传动轴(32，34)和所述开口(12)中的至少一者包括环形部件(22)，所述环形部件(22)配备有相应的所述至少一个第一接合元件或所述至少一个第二接合元件(10)，所述环形部件(22)以可径向伸缩的方式支承在所述传动轴(32，34)和所述开口(12)中的相应的所述至少一者上。
7.根据权利要求6所述的驱动系统(28)， 其中，对所述环形部件(22)的可径向伸缩的支承是借助于在支承部与所述环形部件(22)之间延伸的至少一个可伸缩元件(24)实现的。
8.根据前述权利要求中任一项所述的驱动系统(28)，还包括: -动力控制单元(38),所述动力控制单元(38)与所述传动轴(32,34)联接， -至少一个传感器(47)，所述至少一个传感器(47)用于测量所述动力控制单元(38)和所述传动轴(32，34)中的至少一者的转速，以及 -控制单元(45)，所述控制单元(45)与所述至少一个传感器(47)联接，并且适于将检测速度与指定速度进行比较以及在所述检测速度与所述指定速度之间的差值超过预定容限的情况下产生对应于未对准的输出。
9.根据权利要求8所述的驱动系统(28)， 还包括至少一个齿轮旋转致动器(50)，所述传动轴(32，34)延伸穿过所述齿轮旋转致动器(50)， 其中，所述齿轮旋转致动器(50)与所述飞行器的结构(17)机械联接并且包括所述开口(12)。
10.一种用于检测飞行器高升力系统用驱动系统中的传动轴(32，34)和开口(12)之间的未对准的方法，所述方法包括以下步骤: -借助于驱动器(38)使具有纵向轴线(14)和至少一个第一接合元件(8)的传动轴(32，34)相对于开口(12)和至少一个第二接合元件(10)旋转，所述第二接合元件(10)在未对准的情况下与所述第一接合元件(8)接合； -测量所述传动轴(32，34)和所述驱动器(38)中的至少一者的速度； -将所述传动轴(32，34)和所述驱动器(38)中的至少一者的检测速度与指定速度进行比较，并且在检测速度与指定速度之间的差值超过预定容限的情况下产生对应于未对准的输出。
11.根据权利要求10所述的方法， 其中，所述预定容限在所述指定速度的1%至10%的范围内。
【文档编号】B64C13/30GK104139850SQ201410191466
【公开日】2014年11月12日 申请日期:2014年5月7日 优先权日:2013年5月7日
【发明者】马克·海因耶斯 申请人:空中客车德国运营有限责任公司