飞机用缝翼倾斜传感系统的利记博彩app
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及一种用于对飞机相邻两块缝翼是否分离超过限制进行检测的飞机用缝翼倾斜传感系统。
【背景技术】
[0002]飞机不同的缝翼舵面之间需要保持同步运动，若舵面运动不同步，由于气动力导致左右机翼产生不对称的滚转力矩，会使得飞机发生非指令滚转，当上述不对称超过限制的情况下，可能导致灾难级的故障。因而，在飞机的高升力系统设计中，需通过传感器检测缝翼舵面运动是否同步。
[0003]通常来说，飞机采用分离式倾斜传感器来对两个相邻舵面运动是否同步进行检测，在不同步程度超过设计限制的情况下，将所有缝翼舵面锁定在当前位置。
[0004]分离式倾斜传感器通常具有两种设计形式，一种是磁通式分离传感器，而另一种是电回路式分离传感器。在上述磁通式分离传感器中，对电磁回路磁通量进行检测，当舵面分离后，破坏磁回路，以触发传感器。而在电回路式分离传感器中，对回路的开路、短路状态进行检测，在舵面分离后，电路的短路状态转为开路状态，以触发传感器。
[0005]以上两种形式的传感器各自存在明显弊端。具体来说，在磁通式分离传感器中，虽然可以通过维修任务检测传感器是否存在隐蔽故障，但系统不能实时监控传感器线路故障状态，因而可能降低系统安全性。另一方面，在磁通式分离传感器中，由于传感器本身的可靠性较低，杂质容易进入传感器探头，因此，容易频繁地误触发。
[0006]而电回路式分离传感器的缺点则更为明显，在传感器内部出现短路后，传感器将隐蔽失效，则很难通过维护工作检测出这类隐蔽故障，因此，这种传感器设计存在适航性上的风险。另一方面，电路式传感器为一次性使用，一旦传感器触发，则整个传感器就会作报废处理。
[0007]因此，如何能提供一种既可以使传感器电路连续自检，又可以通过常规维护工作对传感器断点是否短路进行维护检查的飞机用缝翼倾斜传感系统便成为亟待解决的技术问题。
【实用新型内容】
[0008]本实用新型为解决上述技术问题而作，其目的在于提供一种飞机用缝翼倾斜传感系统，该飞机用缝翼倾斜传感系统既可以使传感器电路连续自检，又可以通过常规维护工作对传感器断点是否短路进行维护检查。
[0009]本实用新型的第一方面的飞机用缝翼倾斜传感系统能用于对飞机相邻的两个缝翼舵面是否分离进行检测，其特征是，所述飞机用缝翼倾斜传感系统包括设置于飞机一侧的缝翼舵面的传感器组件和设置于飞机另一侧的缝翼舵面撞击杆，所述传感器组件包括:传感器主体，该传感器主体呈U字形，并具有两个支臂；连接轴承，两个所述支臂的一端通过连接轴承连接；断点片；以及检测电路，两个所述支臂分别设计成靠近所述连接轴承一侧为绝缘体支臂部，而靠近所述撞击杆一侧为金属导体支臂部，两个所述支臂的金属导体支臂部通过所述断点片连接，所述检测电路包括两个等值电阻、电缆以及一个传感器连接器。
[0010]根据本实用新型的飞机用缝翼倾斜传感系统，能通过系统自检测有效地检测传感器电路是否可正常工作，传感器任何故障均为显性故障，藉此，能够大幅提高飞机的安全性，也能提高故障触发时的检修效率。
[0011]较佳地，两个所述绝缘体支臂部的另一端分别通过紧固件与两个所述金属导体支臂部连接。
[0012]较佳地，在两个所述金属导体支臂部上分别设置有突出件，在所述突出件上开设有孔，所述断点片经由所述突出件上开设的所述孔而将两个支臂连接。
[0013]较佳地，两个等值电阻是电阻值> 1000欧姆的电阻。
[0014]较佳地，所述断点片能在飞机相邻的两个缝翼舵面分离时断开。
[0015]根据如上所述构成，当该缝翼倾斜传感器在检测到舵面倾斜发生后，只需要更换断点片，就可重复使用，由此能够降低传感器成本。
[0016]较佳地，在两个所述支臂各自的金属导体支臂部上设置有触发门限调节螺母，所述触发门限调节螺母能通过改变其伸出量来改变所述传感器组件的触发门限。
[0017]根据如上所述构成，通过对传感器组件的触发门限进行调节，使得本实用新型的飞机用缝翼倾斜传感系统的使用范围得到扩展，可使得同一飞机用缝翼倾斜传感系统应用到多个飞机型号上使用。另外，还能降低传感器组件的安装难度。
【附图说明】
[0018]图1是表示本实用新型一实施方式的飞机用缝翼倾斜传感系统的示意图。
[0019]图2是表示本实用新型另一实施方式的飞机用缝翼倾斜传感系统的示意图。
【具体实施方式】
[0020]以下，参照附图，对本实用新型的飞机用缝翼倾斜传感系统进行详细说明。
[0021]图1示出了本实用新型一实施方式的飞机用缝翼倾斜传感系统100的示意图。
[0022]如图1所示，本实用新型一实施方式的飞机用缝翼倾斜传感系统100能用于对飞机相邻的两个缝翼舵面是否分离进行检测，其包括设置于飞机一侧的缝翼舵面的传感器组件10和设置于飞机另一侧的缝翼舵面撞击杆20，其中，上述传感器组件10包括:传感器主体11 ;连接轴承12 ;断点片13 ;以及检测电路。
[0023]传感器主体11例如呈U字形，其具有两个支臂11a、lib。上述两个支臂11a、lib分别设计成一侧(靠近连接轴承12 —侧)为绝缘体(即绝缘体支臂部llal、llbl)，而另一侧(靠近检测对象(即撞击杆20) —侧)为金属导体(即金属导体支臂部Ila2、llb2)。两个支臂lla、llb的绝缘体支臂部llal、llbl的一端通过连接轴承12连接。另外，绝缘体支臂部llal的另一端与金属导体支臂部lla2通过紧固件(未图示，例如螺栓)连接，同样地，绝缘体支臂部llbl的另一端与金属导体支臂部llb2通过紧固件(未图示，例如螺栓)连接。
[0024]在两个金属导体支臂部Ila2、llb2上分别设置有一个突出件lla3、llb3 (例如突出耳片)，在该突出件Ila3、llb3上开设有孔，断点片13经由上述突出件Ila3、llb3上开设的孔而将两个支臂11a、lib连接。
[0025]上述检测电路包括两个等值电阻R1和R2、电缆以及一个传感器连接器(未图示)。在相邻两个舵面发生分离后，设置于飞机另一侧的缝翼舵面的上述撞击杆20会撞击设置于飞机一侧的缝翼舵面的传感器组件10的传感器主体11的一侧支臂(例如，支臂11a)，使得断点片13在断点0处断开。
[0026]两个等值电阻R1、R2(大电