具有可脱开的输出杆的致动器的制作方法

本发明涉及用于驾驶运载工具，诸如飞机或轮船中的飞行控制致动器，所述运载工具包括空气动力学或流体动力学控制表面。

背景技术：

飞行控制致动器可以并入到飞行控制系统；诸如直升机的飞行控制系统中。飞行控制致动器通常与机械飞行控制装置并联地安装，并且负责在飞行员控制部件中产生“力感”感觉和/或转向部件的位置反向驱动(用于自动驾驶或配平功能)。飞行控制致动器通常包括2个齿轮级，这意味着需要大量轴承，这增加了致动器中卡死(机械咬粘/故障)的风险。如果致动器被卡死，则飞行控制装置将无法使用，并且飞行员可能不再能够控制飞机。因此，重要的是提供用于在飞机的飞行员控制部件与转向部件之间绕过机械控制线或运动链中的飞行控制致动器的装置，使得飞行员可以在飞行控制致动器中卡死的情况下继续控制飞机的运动。一般而言，现有技术已试图通过并入机械保险丝，诸如剪切销来解决这种问题，所述机械保险丝可以在飞行控制致动器卡死和飞行控制装置咬粘的情况下由飞行员手动地断开。然而，这种解决方案的重大缺陷在于机械保险丝需要很大的体力才能断开。这是因为保险丝需要有强度才能承受正常使用，尤其是高加速度，这会涉及飞行控制装置内部的巨大的力。另外，断开机械保险丝的动作可能会引起飞机的大幅度的非随意运动，尤其是在飞机靠近地面的情况下，这可能是极其危险的。本发明旨在于提供对致动器卡死或故障问题的解决方案，而不存在与机械保险丝相关联的前述缺陷。

技术实现要素：

根据一方面，提供了一种用于致动飞机飞行控制系统的飞行控制致动器。飞行控制致动器包括齿轮箱、附接到齿轮箱的输出轴和提供在输出轴上的输出杆。输出杆可从输出轴脱开。

根据另一方面，提供了一种飞机飞行控制系统，所述飞机飞行控制系统包括：转向部件；如上所述的飞行控制致动器；以及连杆组件，所述连杆组件连接在飞行控制致动器与转向部件之间。

根据另一方面，提供了一种方法：提供飞行控制致动器，所述飞行控制致动器包括齿轮箱和附接到齿轮箱的输出轴；在输出轴上提供输出杆；以及使输出杆从输出轴脱开。

附图说明

图1示出了已知的飞行控制系统的实例，所述飞行控制系统包括驾驶部件10、转向部件13和连杆机构12。

图2示出了像图1中那样的但是还包括飞行控制致动器14的飞行控制系统的实例。

图3示出了飞行控制致动器的示例齿轮箱。

图4a示出了壳体内的飞行控制致动器的实例。

图4b示出了已移除壳体的飞行控制致动器的实例。

图5a示出了脱开机构处于第一位置的飞行控制致动器的实例。

图5b示出了脱开机构的一部分也处于第一位置的飞行控制致动器的输出杆的实例。

图6a示出了脱开机构处于第二位置的飞行控制致动器的实例。

图6b示出了脱开机构的一部分也处于第二位置的飞行控制致动器的输出杆的实例。

图7a示出了脱开机构处于第一位置并在输出杆上包括传感器的飞行控制致动器的实例。

图7b示出了脱开机构的一部分处于第一位置的飞行控制致动器的输出杆的实例。

图8a示出了脱开机构处于第二位置并在输出杆上包括传感器的飞行控制致动器的实例。

图8b示出了脱开机构的一部分处于第二位置的飞行控制致动器的输出杆的实例。

具体实施方式

图1示出了飞行控制系统的一部分的实例。驾驶部件10以围绕水平枢转点11铰接的手柄的形式示出，但是可以是呈任何其他形式，诸如多个手柄、一个或多个踏板、一个或多个方向舵杆、一个或多个拉手等。驾驶部件10通过运动链的连杆机构12连接到转向部件13(其在当前情况下被示出为飞机的空气动力学控制表面，但是可以是用于任何运载工具的任何其他类型的转向部件)。驾驶部件可以通过运动链的一个或多个分支12连接到一个或多个转向部件。运动链的每个分支12或“连杆机构”包括一系列机械部件和连接，并且将驾驶部件10连结到每个相应的转向部件13。

运动链的每个连杆机构12被配置成将由飞行员施加到驾驶部件10上的运动机械地传递到相应的转向部件13。取决于飞机的具体尺寸和构造以及具体的转向部件13，飞机系统中的运动链的连杆机构12可能是又长又重的。因此，尤其是在连杆机构12具有较长长度的情况下，连杆机构12的组成构件可能会产生高摩擦力。在这些条件下，飞行员可能很难在某些方向上移动驾驶部件10，以经由连杆机构12向飞机转向部件13提供某些转向命令。

为了克服这些问题，可以将并联或“飞行控制”致动器通常连同串联连接的串联致动器15一起连接到连杆机构。图2示出了具有与连杆机构并联地连接的飞行控制致动器14的飞行控制系统的实例。飞行控制致动器14与连杆机构并联地连接，并且可以由自动驾驶装置控制。飞行控制致动器使得有可能消除使用驾驶部件的阻尼器的需求。飞行控制致动器14能够进行众多调整和调节操作，具有高灵敏度并且可以具有可容易地估计的长使用寿命。飞行控制致动器14经由来自连杆机构12上的一个或多个力传感器17的反馈电子地控制，并且因此可以经由自动驾驶装置控制以便稳定飞机，并且可以通过相应的连杆机构将命令和力从驾驶部件10机械地传递到每个转向部件13。致动器为飞行员提供“力感”，并且可以用于产生各向同性地移动驾驶部件所需的力，以对连接各种转向部件的不同连杆机构中的摩擦力的差异进行补偿。

图3示出了飞行控制致动器14的齿轮箱的实例。此齿轮箱包括正齿轮，但是也可以使用外摆线齿轮。在任一种情况下，两个齿轮级都是必要的。

与这种飞行控制致动器相关联的问题之一是由于齿轮箱包括两个齿轮级，因此其中需要许多轴承。所需的大量轴承在操作期间会导致增加的齿轮卡死(活动齿轮零件的机械咬粘)的可能性/风险。这存在严重的问题，因为由于连杆机构与飞行控制致动器之间的连接的性质，如果飞行控制致动器被卡死，则整个连杆机构也会被卡死。这意味着飞行员将不再能够使用驾驶部件来控制转向部件，并且因此会失去所有飞行控制。在没有方法清除或绕过飞行控制致动器中的卡死的情况下，飞机飞行控制装置会停止运行。

目前，在由飞行员检测到卡死或向飞行员警示齿轮箱中的卡死时，飞行员需要采取紧急措施来绕过飞行控制致动器。这通过强行断开“机械保险丝”来实现，所述机械保险丝使得飞行控制装置能够在没有飞行控制致动器的情况下使用。

因此，根据本发明的一个实例，提供了一种具有可脱开的输出杆的飞行控制致动器。图4a和图4b示出了根据本发明的飞行控制致动器14的实例。飞行控制致动器14包括马达23、中间齿轮24和扇形齿轮25。中间齿轮24由马达23驱动，并且扇形齿轮25由中间齿轮24驱动。扇形齿轮25相对于输出轴20静止地固定，所述输出轴20又连接到输出杆21。输出杆21通过刚性构件39连接到连杆机构12。飞行控制致动器14被配置成使得当(通过自动驾驶命令或通过手动飞行员命令)对马达23供电时，驱动扇形齿轮25，进而使输出轴20和输出杆21旋转，以沿着连杆机构12将力提供到转向部件13。为了让这个操作起作用，输出杆21旋转地固定到输出轴20，使得当输出轴20转过一定角度时，输出杆21也转过所述角度。

图5a示出了飞行控制致动器14的横截面。可以看到，飞行控制致动器14还可以包括螺线管26。图5b示出了输出杆21和输出轴20在两者间的附接点处的横截面。输出杆21的输出轴20从中穿过的圆柱形内表面27在其圆周上包括一个或多个凹口28或槽口。输出轴20在这个区域中由中空圆柱形构件组成。在接近输出杆21的轴向区域中，输出轴20包括在输出轴20的一个轴向位置处沿周向布置的一个或多个孔29。柱塞30设置在输出轴内。柱塞30在接近输出杆21的轴向区域中基本上是圆柱形的，但是在远离致动器14的轴向方向上直径逐渐变小，以便形成截头圆锥形截面。如在图5a中可以看到，柱塞30在轴向位置a处的直径基本上等于输出轴20的内径。为了使得输出杆21相对于输出轴20旋转地固定，将一个或多个滚珠31放置在输出杆21的内表面27中的一个或多个凹口28的周向位置处。滚珠31也位于提供在输出轴20中的孔29中。一个或多个滚珠31的半径基本上等于输出杆21的内表面27中的凹口28的深度。另外，一个或多个滚珠31的半径基本上等于中空圆柱形输出轴20的壁厚。这意味着，当将滚珠31放置在每个凹口28和每个孔29中时，输出轴20无法相对于输出杆21旋转地移动。由于柱塞30在这个位置a上的直径，滚珠31无法逃离凹口28。在位置a中，柱塞30在与凹口28相对的一侧上与滚珠31接触。

如从图5a中可以看到，在输出杆附近的区域中的柱塞30是锥形的，使得所述柱塞的直径在远离致动器的轴向方向上减小。输出轴可在位置a与位置b之间轴向地移动，并且通过预加载弹簧32偏置到图5a所示的位置(位置a)中。这个位置提供了“接合”位置，使得飞行控制致动器14将力提供到飞行控制装置。

图6a示出了与图5a中相同的布置。然而，图6a展示了当螺线管26通电时实现的配置。螺线管26的通电在螺线管26与柱塞30的接近螺线管26并与输出杆21相对的端部之间产生吸引力。由螺线管26提供的吸引力使预加载弹簧32受到压缩，并且使柱塞30朝向螺线管26轴向地移动到位置b中。如在图6a和图6b中可以看到，在位置b中，柱塞30在与输出轴20中的孔和输出杆21的凹口28相同的轴向位置中的截面具有较小的直径。这意味着，滚珠31能自由地径向向内移动离开输出杆21中的凹口28，同时保持与柱塞30的外表面接触。如从图6b中可以看到，这意味着输出杆21相对于输出轴20不再旋转地固定。这是致动器的“脱开”状态。在这些条件下，如果致动器已经卡死，则输出杆21将能够相对于输出轴20和飞行控制致动器14自由地旋转。这意味着连杆机构12以及因此飞行控制装置将不再被卡死。尽管没有飞行控制致动器14提供的“力感”或辅助，飞行员也将能够通过连杆机构12控制转向部件13。

由于预加载弹簧32，螺线管26的后续断电将使柱塞30从致动器14轴向向外移动远离螺线管26。在这种情况下，柱塞30将返回到位置a，滚珠31将移回到输出杆21的内表面27中的凹口28中，并且输出轴20将再一次相对于输出杆21旋转地固定。这意味着，飞行控制致动器14可以在脱开之后重新接合。

可以设想的是，螺线管26和柱塞30的布置可以相反的方式操作，即当对螺线管26通电时，柱塞30被偏置到位置a中，并且当对螺线管26切断电力时，柱塞30将移动到位置b。这可以通过提供类似于图5a和图6a中的柱塞的柱塞30来体现，但是所述柱塞的直径在朝向飞行控制致动器14/螺线管26，而不是远离飞行控制致动器14/螺线管26的方向上减小。

提供电命令式脱开操作的优点之一是可以响应于例如对卡死的自动检测而自动地使飞行控制致动器14脱开。这意味着飞行员不必识别出致动器14中的卡死，然后手动地命令飞行控制致动器14的脱开。替代地，脱开可以自动地以及因此更快速地进行，从而缩短了飞机失控的时间，并且因此提高了飞机的安全性。然而，可以设想的是，可以由飞行员手动地命令，也可以响应于某些检测到的状况而自动地命令脱开。

与现存的机械保险丝系统相比较，飞行控制致动器14可以从飞行控制装置脱开或与所述飞行控制装置断开连接，而无需代表飞行员的可能并不总是足够的相当大的气力/力气。另外，可以使飞行控制致动器14脱开，而不存在任何不希望的非随意运动，或与断开机械保险丝相关联的“瞬变现象”。

根据本发明的一个实例，图5a示出了飞行控制致动器14和输出轴20，其中柱塞处于位置a。图5a的飞行控制致动器14包括一组位置传感器33。这些位置传感器33设置在输出轴20上。

根据本发明的另一个实例，如图7a和图8a所示，飞行控制致动器14包括两组位置传感器(33、34)。图7a和图8a分别等同于图5a和图6a，除了提供了第二组位置传感器34。在这个实施方案中，一组位置传感器33提供在输出轴20上，并且另一组位置传感器34提供在输出杆21上。这个实施方案使得，当使飞行控制致动器14脱开时，输出杆21上的那一组位置传感器34将继续能够用于飞行控制装置或重点应用。在仅有一组传感器33放置在输出轴20上的情况下，如图5a和图6a所示，这将是不可能的，因为在脱开之后，输出轴20将不再根据输出杆21和飞行控制装置旋转。

图7a和图8a的实例的另一优点在于可以检测到错误的脱开。例如，如果飞行控制系统使飞行控制致动器14脱开以绕过飞行控制致动器14中的卡死，但是飞行控制致动器14实际上仍然正常地运行并且未被卡死。在这种情况下，飞行员不必要地失去了飞行控制致动器14的优势，但是却不知道飞行控制致动器14实际上是未受损的并且是能够进行利用的。通过测量设置在输出轴上的第一组位置传感器33与设置在输出杆31上的第二组传感器34的读数之间的一致性，所述系统可以推断出飞行控制致动器14是否仍在操作。例如，如果输出轴20上的位置传感器33指示输出轴20仍在移动，并且输出杆21也在移动但是以不同的方向或速度移动，则这将指示飞行控制致动器14已被不必要地脱开。飞行控制致动器的位置传感器可以是由转子和定子构成的磁位置传感器。转子由多个(在直径方向上磁化)磁体构成，并且定子由集成电路构成，所述集成电路感测由磁体产生的磁场的方向。

尽管已经根据优选实例描述了本公开，但是应理解，这些实例仅是说明性的，并且权利要求不限于所述实例。鉴于本公开，本领域技术人员将能够进行修改和替代，所述修改和替代被视为落入所附权利要求的范围内。

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