用于撑杆应用的高灵敏性，负载减缓负载传感器的制造方法
【专利说明】用于撑杆应用的高灵敏性，负载减缓负载传感器
[0001]相关申请的交叉引用
[0002]本申请要求2013年3月22日申请的美国临时专利申请61/804，559的权益，其公开内容通过引用并入本文。
技术领域
[0003]本发明大体涉及结构载荷情况的测量以检测故障和减轻可能产生的结构损害。通过非限制性例子，本发明在高升力系统的航空器控制表面的致动领域具有特殊应用。
【背景技术】
[0004]航空器控制表面，例如位于固定翼的尾缘上的襟翼，可由旋转致动器驱动，该旋转致动器有时被称为“齿轮传动的旋转致动器”或“GRA”，作为航空器的高升力系统的一部分。驱动撑杆可布置成在GRA的输出曲柄和襟翼之间传递负载。更具体地，驱动撑杆具有可旋转地联接到GRA输出曲柄的第一端和可旋转地联接到襟翼的第二端，其中GRA曲柄的旋转运动被传递到襟翼以致使襟翼以由与襟翼相关联的安装连杆机构决定的方式改变位置。驱动撑杆在襟翼的门控或中间位置还制动并保持襟翼。该高升力系统中的GRA可响应于来自缝翼襟翼控制计算机(“SFCC”)的运动命令。
[0005]在一些航空器襟翼系统中，驱动撑杆被构造为负载感测驱动撑杆(“LSDS”)，该负载感测驱动撑杆能够测量LSDS所经历的载荷情况并向SFCC和其他控制装置提供表明LSDS所经历的载荷的负载信号。
[0006]—些撑杆应用，包括上述LSDS航空器应用，需要非常高的承载能力以用于正常使用，但是也必须感测到何时发生结构断开。如果驱动撑杆从GRA或襟翼断开，高升力系统将发生故障。在断开故障的事件中，期望的是防止进一步襟翼运动命令被传送到GRA以减缓结构损害。在航空器襟翼系统的本例子中，发生结构断开的感兴趣的载荷区域与驱动撑杆的最终承载能力的比例可为40至50的因子。进一步地，载荷测量中的精确度需求，在全刻度的基础上，可为四百分之一(0.25%)或者甚至更少。这在LSDS的设计中提出了挑战。
【发明内容】
[0007]本发明提供一种负载感测撑杆，该负载感测撑杆具有对在与可发生结构断开的感兴趣的载荷区域对应的预定载荷范围内的所施加的负载中的变化的提尚的灵敏性，并且还具有远远超过感兴趣的区域的非常高的承载能力。负载感测撑杆可被用在例如致动高升力系统中的航空器控制表面。
[0008]本发明的负载感测撑杆大体包括主体、负载感测构件和负载减缓构件，主体具有纵向载荷轴线，所施加的负载沿纵向载荷轴线传递，负载感测构件布置成当所施加的负载在预定载荷范围内时承载所施加的负载的至少一部分，负载减缓构件布置成当所施加的负载在预定载荷范围外时减少由负载感测构件承载的所施加的负载的一部分。负载感测构件包括产生负载信号的至少一个负载传感器。因为当所施加的负载在预定载荷范围内时与当所施加的负载在预定载荷范围外时相比，负载感测构件承载所施加的负载的更大的一部分，所以与负载感测构件相关联的一个或多个负载传感器在所施加的负载在预定载荷范围内时比在所施加的负载在预定载荷范围外时具有对所施加的负载中的增量变化的更强的敏感性。
[0009]在本发明的一个实施例中，预定载荷范围可包括拉伸负载和压缩负载。负载感测构件可包括在负载轴线上对齐的圆柱形套筒，其中多个负载传感器以绕载荷轴线的成角度地间隔布置应用到圆柱形套筒的表面上。可以提供预加载构件，例如可螺纹地调整的螺母，以将轴向地定向的预加载施加到负载感测构件。
[0010]负载减缓构件可包括围绕撑杆的主体的外管构件，其中负载减缓构件在载荷轴线上对齐。在一个具体的实施例中，负载减缓构件位于绕主体布置的轴环和绕主体布置的邻接环之间，主体包括法兰，法兰与轴环相对以在法兰和轴环之间限定出环形空间，并且负载减缓构件包括容纳在环形空间内的内部径向台阶。撑杆可进一步包括布置在法兰和轴环之间的可弹性地变形的构件以当所施加的负载在预定载荷范围内时维持法兰和内部径向台阶之间的间隙以及轴环和内部径向台阶之间的间隙。当所施加的负载在预定载荷范围内时，负载减缓构件不是通过撑杆的载荷路径的一部分。但是，当所施加的负载在预定载荷范围外时，至少一个间隙关闭以使负载减缓构件成为通过撑杆的载荷路径的一部分。
【附图说明】
[0011]参考下面详细的描述和附图，本公开的实施例的特征和优点将会变得明显，其中:
[0012]图1是示出了合并根据本发明的一个实施例形成的负载感测驱动撑杆的航空器襟翼系统的示意图；
[0013]图2是根据本发明的一个实施例形成的负载感测驱动撑杆的透视图；
[0014]图3是图2中所示的负载感测驱动撑杆的截面透视图；
[0015]图4是示出了图2中所示的负载感测驱动撑杆的感测部分的放大截面透视图；
[0016]图5是图4中所示的感测部分的剖视图；
[0017]图6是用于负载感测驱动撑杆的负载感测构件的位移对负载的曲线图，示出了本发明的非线性载荷方案。
【具体实施方式】
[0018]图1示出了作为本发明的LSDS在其中有用的应用的一个例子的航空器襟翼系统。尽管本文描述了一个示例应用，但是本发明并不限于这个应用并且在结构构件经受载荷的各种应用中具有实用性。
[0019]如图1所示的航空器襟翼系统包括固定翼10和通过安装连杆机构14连接到固定翼10的尾缘襟翼12，安装连杆机构14允许襟翼相对于固定翼10的调整以控制空气动力特性。旋转致动器安装在固定翼10上用于驱动襟翼12的调整运动。旋转致动器16通过LSDS 20与襟翼12相连，LSDS 20在其一端处通过旋转节点22与旋转致动器16的曲柄构件相联接，并且在其相对端处通过旋转节点24与襟翼12相联接。可以理解，LSDS 20在旋转制动器16和襟翼12之间传递载荷，由此旋转制动器16是可操作的以调整襟翼12相对于固定翼10的位置。
[0020]根据本发明，LSDS 20以这样的方式构造以使当LSDS 20暴露到外部负载时，其以非线性的方式运转，非线性的方式对在载荷的较大范围内的感兴趣的具体区域内的负载提供较高的敏感性，而对在感兴趣的区域外的负载提供较低的敏感性。在襟翼系统中的感测驱动撑杆断开的例子中，感兴趣的区域与相对低的负载情况相对应。
[0021]图2-5更加详细地示出了 LSDS 20。在所描述的实施例中，LSDS 20包括主体26和连接到主体26的杆端28，其中LSDS沿LSDS 20的纵向轴线A传递所施加的负载。在LSDS20的相对端30和32处提供球面轴承34，但是在图3中只示出一个球面轴承。LSDS 20进一步包括以围绕主体26的外管构件的形式的负载减缓构件36，以及以感测套筒的形式的负载感测构件38，感测套筒的一端抵靠主体26的内表面接合，相对端与可螺纹地调整的预加载螺母接合。负载减缓构件36位于密封轴环54和绕主体26布置的邻接环55之间，密封轴环54绕主体26布置且具有接合负载减缓构件36的内壁的O形环密封件52。负载减缓构件36包括配合到主体26上的法兰29和密封轴环54之间的环形空间中的内部径向台阶37。贝氏垫圈50维持径向台阶37和法兰29之间的微小间隙58，以及径向台阶37和密封轴环54之间的微小间隙60。这些间隙的目的将会在下面的描述中解释。间隙58和60例如可为大