[發明專利]航空器飛行控制表面致動器

有效

• 申請號: 201580056247.8
• 申請日: 2015-11-19
• 公開（公告）號: CN107074346B
• 公開（公告）日: 2019-12-13
• 發明（設計）人: 塞維林·維恩諾特;西埃里·卡特里;馬克·勒布倫
• 申請（專利權）人: 賽峰電子與防務公司
• 主分類號: B64C13/34
• 分類號: B64C13/34
• 代理公司: 11270 北京派特恩知識產權代理有限公司
• 代理人: 張穎玲;浦彩華

本發明涉及一種用于航空器的飛行控制表面(3)的致動器(4)，該致動器包括：?可被固定到航空器的機身(2)的固定齒輪(9，10)，?相對于固定齒輪(9，10)能夠圍繞旋轉軸線(X)旋轉的齒輪(11)，?可被固定到控制表面(3)的輸出環(12)，以及?聯接機構(30)，該聯接機構包括相對于可運動的齒輪(11)沿平行于旋轉軸線(X)的方向具有平移可動性的盤(31，32)、保持部件(47，48)和破裂構件(34)，盤(31，32)能夠在接合位置與分離位置之間移動，在該接合位置處，盤(31，32)與可運動的齒輪(11)和輸出環(12)接合以將輸出環(12)連接到可運動的齒輪(11)，在該分離位置處，盤(31，32)從可運動的齒輪(11)分離以使輸出環(12)從可運動的齒輪(11)脫連接，該保持部件能夠將盤(31，32)保持在接合位置，該破裂構件能夠被啟動以使保持部件(47，48)斷裂，以使得盤(31，32)能夠被移動到分離位置。

技術領域

本發明涉及一種航空器飛行控制表面致動器，以及包括這種致動器的致動器組件。

背景技術

在飛機中，控制表面(襟翼或可移動的副翼)使得能夠改變飛機表面上的周圍的空氣流，以控制飛機在空間中的位置。

控制表面例如包括主飛行控制表面和次級飛行控制表面(前緣縫翼(leadingedge slat)、增升襟翼(high–lift flap))，該主飛行控制表面在飛行階段期間被致動，該次級飛行控制表面僅在某些低速階段期間，尤其是在起飛階段和著陸階段期間被致動。

在主飛行控制表面之中，位于飛機的機翼的端部處的副翼使得能夠控制飛機的滾轉運動(roll motion)。

這些控制表面以相對于飛機的機身可樞轉的方式安裝。

每個控制表面可被數個被容納在飛機的機翼中的控制致動器機械地致動，使得在致動器中的一個發生失效時另一個致動器能夠進行接替。

致動器可以是直線式或旋轉式的液壓致動器或機電致動器。

然而，機電致動器具有卡死的風險，該卡死可能導致控制表面的阻滯。因此，在發生卡死時，必須使卡死的致動器從控制表面脫聯接，以使得控制表面能夠被其它的致動器致動，以避免損壞控制表面或致動器。

為此，已知脫聯接設備包括當其承受大于預定的極限扭矩的扭矩時能夠破裂的部分。

例如，文件EP 0 826 902描述了一種旋轉式致動器，該旋轉式致動器包括切變部件(shear piece)，該切變部件提供了輸入軸與太陽輪之間的連接。在致動器發生卡死時，切變部件承受輸入軸與太陽輪之間的剪切力。當剪切力超過某個閾值時，切變部件破裂。輸入軸相對于太陽輪的旋轉則使得脫聯接螺母通過螺釘-螺母連接而平移移動，螺母的移動具有使脫聯接機構致動的效果，以使致動器的輸出環從可運動的齒輪脫連接。

這種設備的一個缺陷是，當切變部件承受大于預定的閾值的剪切力時，該切變部件必須能夠可靠地破裂，同時還能夠傳遞接近于破裂閾值的高扭矩，以及抗疲勞載荷。這在疲勞破裂模式變得占主要地位時變得尤其成問題。

現在切變部件的疲勞閾值取決于構成部件的材料的尺寸和特性，該閾值根據致動器的運行狀況可能變化。

此外，預定的破裂閾值不一定與所有的飛行控制應用相容。然而，不能夠取決于這些應用來調整閾值。

最后，由于存在脫聯接機構，旋轉式致動器具有相當大的體積，并且脫聯接機構自身造成了卡住的危險。

發明內容

本發明的一個目標是提出一種致動器，該致動器適于在發生卡住時可靠地從控制表面脫聯接，同時還減少了空間的使用。

該目標在本發明的范圍內由于航空器飛行控制表面致動器而被實現，該致動器包括：

-能夠被附接到航空器的機身的至少一個固定齒輪，