用于飞机机翼的系统的制作方法

本发明涉及一种用于飞机机翼的系统。

飞机机翼包括空气动力学设备，例如前缘襟翼、后缘襟翼、襟副翼等。空气动力学设备在飞行期间相对于机翼移动以控制飞机并改善效率。

在一个实例中，飞机在每个机翼上包括第一后缘襟翼和第二后缘襟翼。在起飞和/或着陆期间，第一和第二后缘襟翼移动到高升力位置。在飞机飞行的巡航阶段期间，其中飞机可能以高亚音速飞行，第一和第二襟翼的移动可以改变机翼的弯度。已知在巡航阶段期间改变机翼的弯度可以提高飞机的燃油效率。

根据本发明的一个发明，提供了一种用于飞机机翼的系统，所述系统包括动力驱动单元、用于致动第一空气动力学设备的第一致动器、用于致动第二空气动力学设备的第二致动器、配置成在所述动力驱动单元和所述第一致动器之间操作的第一驱动路径、可操作地连接所述动力驱动单元和所述第二致动器的第二驱动路径，所述第一驱动路径包括空动设备，所述空动设备配置成选择性地可操作地将所述动力驱动单元连接到所述第一致动器和选择性地可操作地将所述动力驱动单元与所述第一致动器断开，其中所述空动设备具有可操作地连接到所述动力驱动单元的第一部分和可操作地连接到所述第一致动器的第二部分，其中所述系统包括确定所述第一部分或所述第二部分相对于机翼的位置的第一位置传感器和确定所述第一部分相对于所述第二部分的位置的第二位置传感器。

所述方法可以包括通过以下步骤将所述第一致动器从第一致动器当前位置移动到第一致动器期望位置和将所述第二致动器从第二致动器当前位置移动到第二致动器期望位置：

a)启用所述空动设备使得操作所述动力驱动单元将所述第一致动器移动和经由所述空动设备将所述第二致动器移动到所述第二致动器期望位置，

b)然后，在启用所述空动设备的同时，操作所述动力驱动单元以将所述第一致动器移动到所述第一致动器期望位置使得所述第二致动器保持在所述第二致动器期望位置，和使用所述第二位置传感器以确定所述第一部分相对于所述第二部分的位置。

根据本发明的一个发明，提供了一种用于飞机机翼的系统，所述系统包括动力驱动单元、用于致动第一空气动力学设备的第一致动器、用于致动第二空气动力学设备的第二致动器、可操作地连接所述动力驱动单元和所述第一致动器的第一驱动路径、配置成在所述第一驱动路径和所述第二致动器之间操作的第二驱动路径，所述第二驱动路径包括空动设备，所述空动设备配置成选择性地可操作地将所述第一驱动路径连接到所述第二致动器和选择性地可操作地将所述第一驱动路径与所述第二致动器断开，其中所述空动设备具有可操作地连接到所述第一驱动路径的第一部分和可操作地连接到所述第二致动器的第二部分，其中所述系统包括确定所述第一部分或所述第二部分相对于机翼的位置的第一位置传感器和确定所述第一部分相对于所述第二部分的位置的第二位置传感器。

所述方法可以包括通过以下步骤将所述第一致动器从第一致动器当前位置移动到第一致动器期望位置和将所述第二致动器从第二致动器当前位置移动到第二致动器期望位置：

a)启用所述空动设备使得操作所述动力驱动单元将所述第一致动器移动和经由所述空动设备将所述第二致动器移动到所述第二致动器期望位置，

b)然后，在启用所述空动设备的同时，操作所述动力驱动单元以将所述第一致动器移动到所述第一致动器期望位置使得所述第二致动器保持在所述第二致动器期望位置，和使用所述第二位置传感器以确定所述第一部分相对于所述第二部分的位置。

根据本发明的一个发明，提供了一种用于飞机机翼的系统，所述系统包括第一马达和第二马达、用于致动第一空气动力学设备的第一致动器、用于致动第二空气动力学设备的第二致动器、配置成在所述第一马达和所述第一致动器之间操作和在所述第二马达和所述第一致动器之间操作的第一驱动路径、可操作地连接所述第一马达和所述第二致动器和可操作地连接所述第二马达和所述第二致动器的第二驱动路径，所述第一驱动路径包括空动设备，所述空动设备配置成选择性地可操作地将所述第一和第二马达连接到所述第一致动器和选择性地可操作地将所述第一和第二马达与所述第一致动器断开，所述系统配置成：

在第一模式中配置所述第一和第二马达二者以驱动所述第一致动器和所述第二致动器二者，

在第二模式中仅配置所述第一马达以仅驱动所述第一致动器，和

在第三模式中仅配置所述第二马达以驱动所述第一致动器和所述第二致动器二者。

所述方法可以包括通过以下步骤将所述第一致动器从第一致动器当前位置移动到第一致动器期望位置和将所述第二致动器从第二致动器当前位置移动到第二致动器期望位置：

a)在第三模式中通过启用所述空动设备使得操作所述第二马达将所述第一致动器移动和经由所述空动设备将所述第二致动器移动到所述第二致动器期望位置操作所述系统，

b)然后，在启用所述空动设备的同时，在第二模式中通过操作所述第一马达以将所述第一致动器移动到所述第一致动器期望位置操作所述系统。

根据本发明的一个发明，提供了一种用于飞机机翼的系统，所述系统包括第一马达和第二马达、用于致动第一空气动力学设备的第一致动器、用于致动第二空气动力学设备的第二致动器、可操作地连接所述第一马达和所述第一致动器和可操作地连接所述第二马达和所述第一致动器的第一驱动路径、配置成在所述第一驱动路径和所述第二致动器之间操作的第二驱动路径，所述第二驱动路径包括空动设备，所述空动设备配置成选择性地可操作地将所述第一驱动路径连接到所述第二致动器和选择性地可操作地将所述第一驱动路径与所述第二致动器断开，所述系统配置成：

在第一模式中配置所述第一和第二马达二者以驱动所述第一致动器和第二致动器二者，

在第二模式中仅配置所述第一马达以仅驱动所述第一致动器，和

在第三模式中仅配置所述第二马达以驱动所述第一致动器和第二致动器二者。

所述方法可以包括通过以下步骤将所述第一致动器从第一致动器当前位置移动到第一致动器期望位置和将所述第二致动器从第二致动器当前位置移动到第二致动器期望位置：

a)在第三模式中通过启用所述空动设备使得操作所述第二马达将所述第一致动器移动和经由所述空动设备将所述第二致动器移动到所述第二致动器期望位置操作所述系统，

b)然后，在启用所述空动设备的同时在第二模式中通过操作所述第一马达以将所述第一致动器移动到所述第一致动器期望位置操作所述系统使得所述第二致动器保持在所述第二致动器期望位置。

根据本发明的一个发明，提供了一种用于飞机机翼的系统，所述系统包括第一马达和第二马达、用于致动第一空气动力学设备的第一致动器、用于致动第二空气动力学设备的第二致动器、配置成在所述第一马达和所述第一致动器之间操作和在所述第二马达和所述第一致动器之间操作的第一驱动路径、可操作地连接所述第一马达和所述第二致动器和可操作地连接所述第二马达和所述第二致动器的第二驱动路径，所述第一驱动路径包括离合器，所述离合器配置成选择性地可操作地将所述第一和第二马达连接到所述第一致动器和选择性地可操作地将所述第一和第二马达与所述第一致动器断开，所述系统配置成：

在第一模式中配置所述第一和第二马达二者以驱动所述第一致动器和所述第二致动器二者，

在第二模式中仅配置所述第一马达以仅驱动所述第一致动器，和

在第三模式中仅配置所述第二马达以驱动所述第一致动器和所述第二致动器二者。

所述方法可以包括通过以下步骤将所述第一致动器从第一致动器当前位置移动到第一致动器期望位置和将所述第二致动器从第二致动器当前位置移动到第二致动器期望位置：

a)在第三模式中通过启用所述离合器使得操作所述第二马达将所述第一致动器移动和经由所述离合器将所述第二致动器移动到所述第二致动器期望位置操作所述系统，

b)然后，在启用所述离合器的同时，在第二模式中通过操作所述第一马达以将所述第一致动器移动到所述第一致动器期望位置操作所述系统。

根据本发明的一个发明，提供了一种用于飞机机翼的系统，所述系统包括第一马达和第二马达、用于致动第一空气动力学设备的第一致动器、用于致动第二空气动力学设备的第二致动器、可操作地连接所述第一马达和所述第一致动器和可操作地连接所述第二马达和所述第一致动器的第一驱动路径、配置成在所述第一驱动路径和所述第二致动器之间操作的第二驱动路径，所述第二驱动路径包括离合器，所述离合器配置成选择性地可操作地将所述第一驱动路径连接到所述第二致动器和选择性地可操作地将所述第一驱动路径与所述第二致动器断开，所述系统配置成：

在第一模式中配置所述第一和第二马达二者以驱动所述第一致动器和第二致动器二者，

在第二模式中仅配置所述第一马达以仅驱动所述第一致动器，和

在第三模式中仅配置所述第二马达以驱动所述第一致动器和第二致动器二者。

所述方法可以包括通过以下步骤将所述第一致动器从第一致动器当前位置移动到第一致动器期望位置和将所述第二致动器从第二致动器当前位置移动到第二致动器期望位置：

a)在第三模式中通过启用所述离合器使得操作所述第二马达将所述第一致动器移动和经由所述离合器将所述第二致动器移动到所述第二致动器期望位置操作所述系统，

b)然后，在启用所述离合器的同时在第二模式中通过操作所述第一马达以将所述第一致动器移动到所述第一致动器期望位置操作所述系统。

所述系统可以配置成：

在第一模式中，如果所述第一和第二马达中的一个故障，配置所述第一和第二马达中的另一个以驱动所述第一致动器和所述第二致动器二者。

根据本发明的一个发明，提供了一种用于飞机机翼的系统，所述系统包括第一马达和第二马达、用于致动第一空气动力学设备的第一致动器、用于致动第二空气动力学设备的第二致动器、配置成在所述第一马达和所述第一致动器之间操作的第一驱动路径、可操作地连接所述第一马达和所述第二致动器的第二驱动路径，所述第一驱动路径包括空动设备，所述空动设备配置成选择性地可操作地将所述第一马达连接到所述第一致动器和选择性地可操作地将所述第一马达与所述第一致动器断开，所述系统配置成：

在第一模式中配置所述第一马达以驱动所述第一致动器和第二致动器二者在第二模式中仅配置所述第一马达以仅驱动所述第一致动器，和

在第三模式中仅配置所述第二马达以仅驱动所述第二致动器。

所述方法可以包括通过以下步骤将所述第一致动器从第一致动器当前位置移动到第一致动器期望位置和将所述第二致动器从第二致动器当前位置移动到第二致动器期望位置：

a)在第二模式中通过启用所述空动设备使得操作所述第一马达将所述第一致动器移动到所述第一致动器期望位置操作所述系统，和

b)在第三模式中通过启用所述空动设备和操作所述第二马达将所述第二致动器移动到所述第二致动器期望位置操作所述系统。

根据本发明的一个发明，提供了一种用于飞机机翼的系统，所述系统包括第一马达和第二马达、用于致动第一空气动力学设备的第一致动器、用于致动第二空气动力学设备的第二致动器、可操作地连接所述第一马达和所述第一致动器的第一驱动路径、配置成在所述第一驱动路径和所述第二致动器之间操作的第二驱动路径，所述第二驱动路径包括空动设备，所述空动设备配置成选择性地可操作地将所述第一驱动路径连接到所述第二致动器和选择性地可操作地将所述第一驱动路径与所述第二致动器断开，所述系统配置成：

在第一模式中配置所述第一马达以驱动所述第一致动器和第二致动器二者，在第二模式中仅配置所述第一马达以仅驱动所述第一致动器，和

在第三模式中仅配置所述第二马达以仅驱动所述第二致动器。

所述方法可以包括通过以下步骤将所述第一致动器从第一致动器当前位置移动到第一致动器期望位置和将所述第二致动器从第二致动器当前位置移动到第二致动器期望位置：

a)在第二模式中通过启用所述空动设备使得操作所述第一马达将所述第一致动器移动到所述第一致动器期望位置操作所述系统，和

b)在第三模式中通过启用所述空动设备和操作所述第二马达将所述第二致动器移动到所述第二致动器期望位置操作所述系统。

根据本发明的一个发明，提供了一种用于飞机机翼的系统，所述系统包括第一马达和第二马达、用于致动第一空气动力学设备的第一致动器、用于致动第二空气动力学设备的第二致动器、配置成在所述第一马达和所述第一致动器之间操作的第一驱动路径、可操作地连接所述第一马达和所述第二致动器的第二驱动路径，所述第一驱动路径包括离合器，所述离合器配置成选择性地可操作地将所述第一马达连接到所述第一致动器和选择性地可操作地将所述第一马达与所述第一致动器断开，所述系统配置成：

在第一模式中配置所述第一马达以驱动所述第一致动器和第二致动器二者，在第二模式中仅配置所述第一马达以仅驱动所述第一致动器，和

在第三模式中仅配置所述第二马达以仅驱动所述第二致动器。

所述方法可以包括通过以下步骤将所述第一致动器从第一致动器当前位置移动到第一致动器期望位置和将所述第二致动器从第二致动器当前位置移动到第二致动器期望位置：

a)在第二模式中通过启用所述离合器使得操作所述第一马达将所述第一致动器移动到所述第一致动器期望位置操作所述系统，和

b)在第三模式中通过启用所述离合器和操作所述第二马达将所述第二致动器移动到所述第二致动器期望位置操作所述系统。

根据本发明的一个发明，提供了一种用于飞机机翼的系统，所述系统包括第一马达和第二马达、用于致动第一空气动力学设备的第一致动器、用于致动第二空气动力学设备的第二致动器、可操作地连接所述第一马达和所述第一致动器的第一驱动路径、配置成在所述第一驱动路径和所述第二致动器之间操作的第二驱动路径，所述第二驱动路径包括离合器，所述离合器配置成选择性地可操作地将所述第一驱动路径连接到所述第二致动器和选择性地可操作地将所述第一驱动路径与所述第二致动器断开，所述系统配置成：

在第一模式中配置所述第一马达以驱动所述第一致动器和第二致动器二者，在第二模式中仅配置所述第一马达以仅驱动所述第一致动器，和

在第三模式中仅配置所述第二马达以仅驱动所述第二致动器。

所述方法可以包括通过以下步骤将所述第一致动器从第一致动器当前位置移动到第一致动器期望位置和将所述第二致动器从第二致动器当前位置移动到第二致动器期望位置：

a)在第二模式中通过启用所述离合器使得操作所述第一马达将所述第一致动器移动到所述第一致动器期望位置操作所述系统，

b)在第三模式中通过启用所述离合器和操作所述第二马达将所述第二致动器移动到所述第二致动器期望位置操作所述系统。

所述系统可以包括第三马达，这时所述系统配置成：

在第一模式中，如果所述第一和第三马达中的一个故障，配置所述第一和第三马达中的另一个以驱动所述第一致动器和所述第二致动器二者。

根据本发明的一个发明，提供了一种用于飞机机翼的系统，所述系统包括动力驱动单元、用于致动第一空气动力学设备的第一致动器、用于致动第二空气动力学设备的第二致动器、配置成在所述动力驱动单元和所述第一致动器之间操作的第一驱动路径、可操作地连接所述动力驱动单元和所述第二致动器的第二驱动路径，所述第一驱动路径包括空动设备，所述空动设备配置成选择性地可操作地将所述动力驱动单元连接到所述第一致动器和选择性地可操作地将所述动力驱动单元与所述第一致动器断开。

所述空动设备可以具有可操作地连接到所述动力驱动单元的第一部分和可操作地连接到所述第一致动器的第二部分。

所述空动设备可以配置成具有空动移动，其中所述第一部分配置成相对于所述第二部分在第一方向中移动和/或其中所述第一部分配置成相对于所述第二部分在第二方向中移动。

所述空动设备可以配置具有第一空动移动止动件，其配置成限制第一部分相对于所述第二部分在第一方向中的移动。

所述空动设备可以配置具有第二空动移动止动件，其配置成限制第一部分相对于所述第二部分在第二方向中的移动。

所述第一方向可以是第一旋转方向且所述第二方向是第二旋转方向。

所述第一部分可以包括具有第一螺纹的第一空动部件且所述第二部分包括具有配置成与所述第一螺纹配合的第二螺纹的第二空动部件，当所述动力驱动单元选择性地可操作地与所述第一致动器断开时，所述第一空动部件配置成相对于所述第二空动部件线性移动。

当所述动力驱动单元选择性地可操作地连接到所述第一致动器时，所述第一部分可以避免相对于所述第二部分在第一线性方向中移动。

当所述动力驱动单元选择性地可操作地连接到所述第一致动器时，所述第一部分可以避免相对于所述第二部分在第二线性方向中移动。

所述第一螺纹和第二螺纹可以具有螺距且所述第一部件配置成相对于所述第二部件线性移动大于所述螺距。

所述系统可以进一步包括制动器，所述制动器配置成选择性地可操作地将所述动力驱动单元连接到所述第一致动器和选择性地可操作地将所述动力驱动单元与所述第一致动器断开。

所述制动器可以具有与所述第一空动部件可旋转地固定的第一制动器部件和/或所述制动器具有与所述第二空动部件可旋转地固定的第二制动器部件，其中应用所述制动器使所述第一制动器部件变得与所述第二制动器部件可旋转地固定。

所述方法可以包括通过以下步骤将所述第一致动器从第一致动器当前位置移动到第一致动器期望位置和将所述第二致动器从第二致动器当前位置移动到第二致动器期望位置：

a)启用所述空动设备使得操作所述动力驱动单元将所述第一致动器移动和经由所述空动设备将所述第二致动器移动到所述第二致动器期望位置，

b)然后，在启用所述空动设备的同时，操作所述动力驱动单元以将所述第一致动器移动到所述第一致动器期望位置使得所述第二致动器保持在所述第二致动器期望位置。

在步骤a)期间所述动力驱动单元可以在第一方向中移动且在步骤b)期间所述动力驱动单元可以在与第一方向相反的第二方向中移动。

根据本发明的一个发明，提供了一种用于飞机机翼的系统，所述系统包括动力驱动单元、用于致动第一空气动力学设备的第一致动器、用于致动第二空气动力学设备的第二致动器、可操作地连接所述动力驱动单元和所述第一致动器的第一驱动路径、配置成在所述第一驱动路径和所述第二致动器之间操作的第二驱动路径，所述第二驱动路径包括空动设备，所述空动设备配置成选择性地可操作地将所述第一驱动路径连接到所述第二致动器和选择性地可操作地将所述第一驱动路径与所述第二致动器断开。

所述空动设备可以具有可操作地连接到所述第一驱动路径的第一部分和可操作地连接到所述第二致动器的第二部分。

所述空动设备可以配置成具有空动移动，其中所述第一部分配置成相对于所述第二部分在第一方向中移动和/或其中所述第一部分配置成相对于所述第二部分在第二方向中移动。

所述空动设备可以配置具有第一空动移动止动件，其配置成限制第一部分相对于所述第二部分在第一方向中的移动。

所述空动设备可以配置具有第二空动移动止动件，其配置成限制第一部分相对于所述第二部分在第二方向中的移动。

所述第一方向可以是第一旋转方向且所述第二方向可以是第二旋转方向。

所述第一部分可以包括具有第一螺纹的第一空动部件且所述第二部分可以包括具有配置成与所述第一螺纹配合的第二螺纹的第二空动部件，所述第一空动部件配置成当所述第一驱动路径选择性地可操作地与所述第二致动器断开时相对于所述第二空动部件线性移动。

当所述第一驱动路径选择性地可操作地连接到所述第二致动器时，所述第一部分可以避免相对于所述第二部分在第一线性方向中移动。

当所述第一驱动路径选择性地可操作地连接到所述第二致动器时，所述第一部分可以避免相对于所述第二部分在第二线性方向中移动。

所述第一螺纹和第二螺纹可以具有螺距且所述第一部件配置成相对于所述第二部件线性移动大于所述螺距。

所述系统可以进一步包括制动器，所述制动器配置成选择性地可操作地将所述第一驱动路径连接到所述第二致动器和选择性地可操作地将所述第一驱动路径与所述第二致动器断开。

所述制动器可以具有与所述第一空动部件可旋转地固定的第一制动器部件和/或所述制动器具有与所述第二空动部件可旋转地固定的第二制动器部件，其中应用所述制动器使所述第一制动器部件变得与所述第二制动器部件可旋转地固定。

所述方法可以包括通过以下步骤将所述第一致动器从第一致动器当前位置移动到第一致动器期望位置和将所述第二致动器从第二致动器当前位置移动到第二致动器期望位置：

a)启用所述空动设备使得操作所述动力驱动单元将所述第一致动器移动和经由所述空动设备将所述第二致动器移动到所述第二致动器期望位置，

b)然后，在启用所述空动设备的同时，操作所述动力驱动单元以将所述第一致动器移动到所述第一致动器期望位置使得所述第二致动器保持在所述第二致动器期望位置。

在步骤a)期间所述动力驱动单元可以在第一方向中移动且在步骤b)期间所述动力驱动单元可以在与第一方向相反的第二方向中移动。

所述空动设备可以永久启用。

空动设备是一种允许两个部件之间的有限量(或有限范围)的相对移动的设备，例如它允许两个部件之间的仅有限量或仅有限范围的相对移动。空动设备不允许两个部件之间的无限量(或无限范围)的相对移动。

空动设备允许第一部件相对于第二部件在第一方向中移动，直到达到第一行进极限，随后在第一部件的第一方向中的进一步移动将导致第二部件在第一方向中移动。

空动设备允许第二部件相对于第一部件在第一方向中移动，直到达到第二行进极限，随后在第二部件的第一方向中的进一步移动将导致第一部件在第一方向中移动。

空动设备允许相对于第二部件在与第一部件的第一方向相反的第二方向中移动，直到达到第二行进极限，随后在第一部件的第二方向中的进一步移动将导致第二部件在第二方向中移动。

空动设备允许相对于第一部件在与第二部件的第一方向相反的第二方向中移动，直到达到第一行进极限，随后在第二部件的第二方向中的进一步移动将导致第一部件在第二方向中移动。

现在将仅通过示例的方式参考附图描述本发明，其中：

图1a是根据本发明的系统的示意图，

图1b是根据本发明的系统的示意图，

图1c是根据本发明的系统的示意图，

图1d是根据本发明的系统的示意图，

图1e是根据本发明的系统的示意图，

图1f是根据本发明的系统的示意图，

图2是用于图1a至1e中的任一个的系统中的空动设备的示意图，

图3、4a、4b、4c、4d显示图2的空动设备的各种操作条件，

图5a和5b显示操作所述系统的不同模式，

图6是用于图1a至1e、7或8中的任一个的系统中的空动设备的示意图，

图7是根据本发明的系统的示意图，

图8是根据本发明的系统的示意图。

在图1a中显示用于移动诸如飞机机翼的前缘或后缘的高升力表面的空气动力学设备的系统100。

图1a显示飞机10(仅以示意形式显示其一部分)。该飞机包括机身12，右翼14和左翼16。

如图1a中所示，系统100包括两个或更多个升力表面，其中存在一个内侧襟翼102和一个外侧襟翼103。居中的动力驱动单元(pdu)101(位于机身12中)经由驱动轴系统109向一组致动器104a至104d提供驱动移动(在这种情况下为旋转驱动移动)。每个致动器经由连接件110连接到襟翼表面。致动器可以是滚珠丝杠类型、齿轮旋转致动器类型或将驱动轴109的移动转换成襟翼移动的其他这种机械设备。

当不操作时，动力驱动单元101中的制动器(未显示)阻止系统移动。在图1所示的实施方案中，每个致动器104a至104d还包含相应的不可逆驱动设备105a至105d，其通常被称为无背隙(noback)，但可以是任何形式的不可逆齿轮或机构。不可逆设备防止在轴系统109故障的情况下，襟翼表面上的空气动力学负载导致襟翼移动。

在正常的高升力操作下，动力驱动单元101提供动力来旋转轴系统109，所述轴系统109进而驱动致动器104a至104d。所有致动器一致移动，以便同时伸展或收回左右机翼上的所有襟翼板。系统的位置由位于驱动轴系统109最外端的位置传感器107监视。

该系统包括空动设备108a(如下文将进一步描述的)，该空动设备位于在内侧和外侧致动器之间的轴系统109中。空动设备108a限定第一轴系统109a和第二轴系统109b。在一个实施方案中，当需要系统定位襟翼以在内侧表面和外侧表面之间进行差异设置时，它首先将所有表面一起移动(如上所述，即第一轴系统109a与第二轴系统109b一致移动)以定位外侧表面在它们所需位置。然后，空动设备108a被启用。空动设备108a的启用允许动力驱动单元然后仅移动内侧表面(经由第一轴109a的移动)。内侧襟翼的位置将由位置传感器106指示。一旦内侧襟翼到达所需位置，空动设备将被禁用。应当理解，如图1a中所示，可以将内侧和外侧襟翼移动到不同的相对位置。如图1a中所示，也不可能在不移动内侧表面的情况下移动外侧表面。

一旦完成了内侧和外侧表面的所有差异移动，系统便只移动内侧襟翼表面以匹配外侧襟翼表面的相同位置。

内侧和外侧襟翼之间的移动范围受到空动设备的限制。可以选择该范围，以使飞机即使在如设备所允许的内侧和外侧表面之间的最大差异的情况下仍保持受控。该限制在系统故障条件下提供额外的机械保护。

如图1b中所示，变速箱111被引入轴系统109中。这在轴系统中产生分割，使第一轴系统109a驱动外侧致动器，而第二轴系统109b驱动内侧致动器。与图1a相比，这种布置可逆转内侧和外侧襟翼差异移动的能力。当空动设备108b被禁用时，内侧和外侧表面都一起移动。当空动设备108b被启用时，动力驱动单元101可以单独地移动外侧襟翼表面，或可以移动两个襟翼表面。在该第二实施方案中，也不可能在不移动外侧表面的情况下移动内侧表面。

如图1c中所示，图1a的不可逆设备105c和105d已被轴制动器112a代替。在正常操作中，动力驱动单元101中的动力驱动单元制动器(未示出)和轴制动器112a被释放以允许系统移动。在发生轴故障的情况下，动力驱动单元中的制动器被应用以将系统的内侧部分保持固定，而轴制动器112a被应用以将系统的外侧部分保持固定。

当希望仅移动内侧襟翼时，动力驱动单元制动器被释放，而轴制动器112a保持应用。空动设备108a被启用，允许内侧和外侧襟翼表面之间的有限的差异移动。在该第三实施方案中，也不可能在不移动内侧表面的情况下移动外侧表面。

图1d类似于图1b的系统。在该实施方案中，当空动设备被启用时，外侧襟翼表面可以在不移动内侧襟翼表面的情况下移动。在该系统中包括另外的制动器112b，以防止在第二轴系统109b或变速箱111故障的情况下，内侧襟翼表面发生不受控制的移动。在该第四实施方案中，也不可能在不移动外侧表面的情况下移动内侧表面。

图2显示空动设备108a的实施方案。当与图1的系统结合使用时，轴201连接到第一轴系统109a。轴202连接到第二轴系统109b。在一种操作模式中，驱动力经由齿轮214和215、制动器204和齿轮207和208从第一轴系统109a传递到第二轴系统109b。在这种情况下，制动器204被应用且空动设备被禁用。

更详细地，轴201可经由轴承310绕轴线a旋转。齿轮215与轴201可旋转地固定，且因此也可绕轴线a旋转。

轴202可经由轴承312绕轴线b旋转。齿轮208与轴202可旋转地固定，且因此当轴202绕轴线b旋转时，也绕轴线b旋转。

螺杆205包括具有螺距p的螺杆螺纹205a。在这种情况下，螺杆螺纹205a是单头螺杆螺纹，且因此螺距p是相邻螺纹峰之间的距离。在其他实施方案中，螺杆螺纹205a可以是双头螺杆螺纹，在这种情况下螺距将是相邻螺纹峰之间的距离的两倍。类似地，对于三头螺纹，螺距将是相邻螺纹峰之间的距离的三倍。具有更多螺纹头的螺纹将具有相应的更大螺距。

螺杆205不可旋转地固定到轴203，轴203继而可旋转地安装在轴承314和315中。因此，螺杆205和轴203能够绕轴线c旋转。齿轮214不可旋转地固定到轴203的左手部分(当观看图2时)，且因此当螺杆205旋转时，齿轮214也绕轴线c旋转。

螺杆205还包括旋转止动件212b和旋转止动件213b，这将在下面进一步描述。

齿轮214包括制动板篮(basket)316。致动器210安装在制动板篮316上。制动板篮包括内部花键，其通过制动板204b上的外部凸耳啮合。因此制动板204b与制动板篮316可旋转地固定，但是相对于制动板篮316可轴向滑动，从而能够应用和释放制动器，这将在下面进一步描述。

轴211可旋转地安装在轴承318上，且因此轴211可绕轴线d旋转，在这种情况下，该轴线d与轴线c同心。轴211包括外部支座320和322。制动板204c包括位于轴211的外部花键中的内部凸耳。因此制动板204c与轴211可旋转地固定，但是可以相对于轴211轴向移动，从而能够应用和释放制动器，这将在下面进一步描述。

压板324和弹簧204a也安装在轴211上。

从图2可以看出，制动板204b与制动板204c交错。

如图3中所示，弹簧204a一端抵靠外部支座322，而另一端抵靠压板324。最左边的制动板204c抵靠外部支座320，且因此，在致动器210断电的情况下，弹簧将制动板204b和204c夹紧在一起，从而应用制动器。如将在下面进一步描述，致动器可以沿箭头e的方向施加力，该力作用在轴承326上，该轴承继而将压板324推向右侧(当查看图2时)，从而压缩弹簧204a并松开制动板204b和204c，从而释放制动器。

轴211还包括内部花键211a。

螺母206包括与螺杆螺纹205a配合的内螺杆螺纹206a。螺母具有外部花键206b，该花键与轴211的内部花键211a配合。因此，螺母206与轴211可旋转地固定，但可以相对于轴211轴向移动。

螺母206还包括旋转止动件212a和旋转止动件213a。

齿轮207与轴211可旋转地固定。

从图2可以看出，齿轮215啮合齿轮214。类似地，齿轮208啮合齿轮207。

当致动设备210通电时，其如上所述释放制动器204。致动设备210可以是电力、液压或其他动力源。驱动器现在在齿轮215和齿轮207之间断开。轴203驱动螺杆205，使螺母206轴向移动。螺母206可经由花键或类似接头在轴211中轴向滑动，而不会引起轴211的旋转。以这种方式，轴203可以继续旋转而不引起轴211的旋转。轴203的旋转位置由传感器106测量。

如果达到在右方向中移动的螺母206的空动行进极限(当参见图2时)，则旋转止动件212a抵靠连接到轴203的旋转止动件212b。然后轴203和螺母211一起旋转，从而经由齿轮207和208使空动设备的轴202旋转。这在一个方向上向空动设备提供机械限制。

如果达到在左方向中移动的螺母206的空动行进极限，则旋转止动件213a抵靠连接到轴203的旋转止动件213b。这在相反方向中向空动设备提供机械限制。

图3显示处于禁用状态的空动设备。致动器210断电，导致制动器204被应用(如上所述，经由弹簧204a将制动板204b和204c夹在一起)。即使螺母206大约在其空动行程的中间(特别是旋转止动件212a不与旋转止动件212b啮合且旋转止动件213a不与旋转止动件213b啮合)，移动在轴201和轴202之间传递。

图4a显示空动设备，该空动设备配置成使轴201沿箭头f的方向移动，轴203沿箭头g的方向移动而轴202不移动。致动器210被通电，从而压缩弹簧204a且松开板204b和204c，从而使制动器204被释放且使空动设备被启用。初始移动不在轴201和轴202之间传递。轴202不旋转。螺母206向左平移。螺母206继续向左平移导致图4c中所示的构造。

图4c显示空动设备，该空动设备配置成沿一个方向移动轴201和202(参见箭头f和i)。致动器210被通电，使制动器204被释放且空动设备被启用。达到空动的范围，使止动件213a抵靠止动件213b。移动在轴201和轴202之间传递。

图4b显示空动设备，该空动设备配置成使轴201沿箭头j的方向移动，轴203沿箭头k的方向移动，但是轴202不移动。致动器210再次通电，导致制动器204被释放。初始移动不在轴201和轴202之间传递。外侧轴202不旋转。螺母206向右平移。螺母206继续向右平移导致图4d中所示的构造。

图4d显示空动设备，该空动设备配置成使轴201和202沿另一方向移动(参见箭头j和m)。致动器210被通电，使制动器204被释放且空动设备被启用。达到空动的范围，使止动件212a抵靠止动件212b。移动在轴201和轴202之间传递。

应当理解，在应用制动器204的情况下，轴201沿箭头f的方向的移动导致轴202沿相同的方向i旋转，且轴201沿相反方向j的移动类似地导致轴202沿相反方向m。

然而，在禁用制动器且因此启用空动设备的情况下，在图4c中所示的构造中，轴201沿方向f的旋转引起轴202沿相同方向的旋转。类似地，在图4d中所示的构造中，制动器被释放且因此空动设备被启用，但是轴201沿箭头j的方向的旋转导致轴202沿相同方向的旋转。因此，如图3、4c和4d所示，轴201和202同步移动。

然而，如图4a和4b所示(当制动器被释放且旋转止动件212a不与旋转止动件212b啮合且旋转止动件213a不与旋转止动件213b啮合时)，这些布置会导致轴201和202之间产生差异移动。因此，如图4所示，轴201沿箭头f的方向旋转，但是轴202不旋转。如图4b所示，轴201沿箭头j的方向旋转，但是轴202不旋转。轴201和202的同步移动引起第一轴系统109a和第二轴系统109b的同步移动，这继而引起内侧襟翼201和外侧襟翼203的同步移动。轴201和202的差异移动引起第一轴系统109a和第二轴系统109b的差异移动，这继而引起内侧襟翼201和外侧襟翼203的差异移动。

出于解释的目的，假定在内侧襟翼和外侧襟翼同步移动期间，两个襟翼通过相同角度移动。因此，在同步移动期间，如果内侧襟翼移动一度，则外侧襟翼沿相同方向移动一度。类似地，在同步移动期间，如果内侧襟翼移动30度，则外侧襟翼会沿相同方向移动30度。

再次，出于解释的目的，假定空动设备的空动行程(即螺母206从图4c位置到图4d位置的行程)导致内侧襟翼和外侧襟翼之间偏移5度。

在操作飞机时，内侧和外侧襟翼将处于当前位置。为了启动飞行操纵，有必要将内侧和外侧襟翼移动到所需的襟翼位置。本发明提供一种将内侧和外侧襟翼从当前襟翼位置移动到期望襟翼位置的方法。

图5显示图1a的襟翼如何从当前襟翼位置移动到期望襟翼位置。注意，这些实例用于指示如何使用襟翼，而不一定指示在飞行期间襟翼将如何移动。

出于解释的目的，假定开始条件如401所示，内侧襟翼设定为0度，外侧襟翼设定为0度，且空动螺母如图2中所示定位，即处于中间位置，其中旋转止动件212a不与旋转止动件212b啮合且旋转止动件213a不与旋转止动件213b啮合。

假定从在401处所示的当前襟翼位置开始，如在402中显示期望襟翼位置，其中内侧襟翼被定位为30度，而外侧襟翼也被定位为30度。图402所示的位置可以在起飞(或着陆)期间使用。两种选择可用于从襟翼位置401移动到襟翼位置402。首先，空动设备可以通过应用制动器204来禁用。在这些情况下，动力驱动单元101将旋转第一轴系统109a，以使内侧襟翼102移动到30度位置。在内侧襟翼移动期间，第二轴系统109b将以同步方式将外侧襟翼移动到30度(参见步骤403)。因此，在这些情况下，两个襟翼均同步移动。

将襟翼从401位置移动到402位置的备选方式是启用空动设备并布置动力驱动单元以将内侧襟翼移动到35度。因为在该实例中空动设备配置成在襟翼之间具有5度滞后，外侧襟翼将移动到30度。此位置等于位置404。

为了从404位置移动到402位置，空动设备将保持启用，且动力驱动单元将操作以使第一轴系统109a沿相反方向移动，从而将内侧襟翼移回30度。由于通过空动设备在内侧和外侧襟翼的移动之间存在5度滞后，外侧襟翼将不会移动。

在达到402位置后，402位置将变为“当前”襟翼位置。一旦实现起飞，襟翼通常将缩回，且在该实例中，当内侧襟翼设定为3度而外侧襟翼设定为5度时，期望的襟翼位置在图406中示出。如图5中所示，存在可从402位置移动到406位置的两种选择。一种选择是通过禁用空动设备并布置动力驱动单元将两个襟翼都移动到5度，移动到407位置。从那里可以启用空动设备，如步骤408所示，使动力驱动单元仅将内侧襟翼移动到3度。可替代地，可以通过步骤409从402位置移动到406位置，其中空动设备被启用，且动力驱动单元将内侧襟翼移动到零度，且因此将外侧襟翼移动到5度。然后，步骤410使空动设备保持启用，但是pdu将内侧襟翼移动到3度。

然后位置406变为当前襟翼位置。如果在巡航期间有必要调节机翼的弯度，则期望的襟翼位置可以如步骤411所示，其中内侧襟翼保持在3度，而外侧襟翼移动到4度。同样，存在可用于从406位置移动到411位置的两种选择。第一种选择被显示为步骤412，其中空动设备被禁用，且动力驱动单元将内侧襟翼移动到2度且将外侧襟翼移动到4度，随后是步骤413，其中空动设备被启用且pdu将内侧襟翼移动到3度。可替代地，当启用空动设备时，襟翼可以经由步骤414从406位置移动到411位置，pdu将内侧襟翼移动到-1度，且空动设备将外侧襟翼移动到4度，随后是步骤415，其中空动设备被启用，且pdu将外侧襟翼移动到3度。

一旦达到在411处示出的位置，则当内侧襟翼为5度而外侧襟翼为5度时，该位置变为当前襟翼位置，且期望的襟翼位置可以如416所示。存在可用于从411位置移动到416位置的两种选择。首先，如步骤417所示，空动设备可以被启用，其中pdu将内侧襟翼移动到4度，而外侧襟翼保持在4度。然后，如步骤418所示，禁用空动设备，且pdu将内侧和外侧襟翼二者同步移动到5度。

可替代地，步骤419显示空动设备被启用，使pdu将内侧襟翼移动到10度，且空动设备将外侧襟翼移动到5度。然后，步骤420启用空动设备，使pdu仅将内侧襟翼移动到5度。

应当理解，在应用制动器的情况下，内侧和外侧襟翼发生同步移动。步骤403显示在401和402所示的位置之间的同步移动。然而，对步骤404和405的考虑表明，可以在不应用制动器的情况下从401位置移动到402位置。因此，在一个实施方案中，在制动器故障的情况下，仍然可以从401位置移动到402位置。在备选实施方案中，由于可以在不使用制动器的情况下从401位置移动到402位置，飞机可以包括根据本发明的空动设备，但是可以不包括制动器。注意，可以在不使用制动器的情况下从401位置移动到402位置，且到406位置以及到411位置和416位置(请参见步骤404、405、409、410、414、415、419和420)。

图3显示螺距p。在此实例中，螺纹是单头螺纹。因此，它需要轴203旋转六圈以从图4c位置移动到图4d位置(当查看图4c时，从螺母206右侧在螺杆螺纹205a上存在六个螺纹峰)。因此，螺母相对于螺杆线性移动大于螺距(在这种情况下为螺距的六倍)。为了提供足够的空动行程，有利的是空动设备的一个螺纹部件相对于空动设备的第二部件以大于螺距的方式移动。为此，螺纹部件中的一个必须相对于另一个螺纹部件旋转超过一圈。

已经参照图1a描述了如图5a和5b中所示的空动设备108a和操作方式。

图1c中所示的实现与图1a中所示的基本相同的功能的部件已被类似地标记。图1c中所示的空动设备的操作类似于图1a中所示的空动设备的操作，特别地，如图5a和5b中所示的操作同样适用于图1c。

如图1a和1c所示，驱动路径109a将动力驱动单元与致动器104a和104b可操作地连接。第二驱动路径109b配置成在第一驱动路径109a和致动器104c和104d之间操作。第二驱动路径109b包括空动设备108a。空动设备配置成将第一驱动路径109a可选择地可操作地连接到致动器104c和104d。空动设备还配置成选择性地可操作地将第一驱动路径109a与致动器104c和104d断开。

图1b中实现与图1a中所示的部件基本相同的功能的部件被相同标记。图1d中所示的实现与图1c中所示的部件基本相同的功能的部件被相同标记。如图1b和1d所示，第一驱动路径109b配置成在动力驱动单元和致动器104a和104b之间操作。第二驱动路径109a将动力驱动单元与致动器104c和104d可操作地连接。第一驱动路径109b包括空动设备108b。空动设备配置成将动力驱动单元选择性地可操作地连接到致动器104a和104b。空动设备还配置成将动力驱动单元与致动器104a和104b选择性地可操作地断开。

图2显示致动器108a，且如上所述，如图1a中所示，轴201连接到第一轴系统109a，且如图1a中所示，轴202连接到第二轴系统109b。空动设备108a与空动设备108b相同，不同之处在于空动设备108b中的轴201和202之间的连接与108a不同。因此，空动设备108b的轴201如图1b中所示连接到第二轴系统109b，且空动设备108b的轴202如图1b中所示连接到致动器104a和104b。

图1d中的轴108b的轴201和202的连接类似于图1b中所示的那些连接。

图1e中所示的实现与图1c中所示的部件基本相同的功能的部件被相同标记。图1e包括辅助动力驱动单元120。辅助动力驱动单元120不在机身12内居中定位，而是位于机翼14上。驱动路径109b将辅助动力驱动单元可操作地连接到致动器104c和104d。驱动路径109a配置成在驱动路径109b和致动器104a和104b之间操作。驱动路径109a包括空动设备108a。空动设备108a配置成将驱动路径109b选择性地可操作地连接到致动器104a和104b。空动设备108a还配置成将驱动路径109b和致动器104a和104b选择性地可操作地断开。

图1f中所示的实现与图1d中所示的部件基本相同的功能的部件被相同标记。如图1f中所示的动力驱动单元101的操作与如图1d中所示的动力驱动单元101的操作相同。如图1f中所示，驱动路径109b可操作地连接图1f的辅助动力驱动单元120和图1f的致动器104a和104b。另一驱动路径109c/109a配置成在驱动路径109b和致动器104c和104d之间操作。驱动路径109c/109a包括空动设备108b。空动设备配置成将驱动路径109b选择性地可操作地连接到致动器104c/104d。图1f的空动设备108b配置成将驱动路径109b与致动器104c和104d选择性地可操作地断开。

如图2中所示，如应用于图1a的空动设备108a作为可操作地连接到驱动路径109a的轴203形式的第一部分和可操作地连接到致动器104c和104d的轴211形式的第二部分。

如图2中所示，如应用于图1b的空动设备108b包括可操作地连接到图1b的动力驱动单元101的轴203形式的第一部分且还具有可操作地连接到图1b的致动器104a和104b的轴211形式的第二部分。

在图5a和5b中所示的实例中，空动设备具有空动行程，当应用于图1a时，空动设备与内侧襟翼相比在外侧襟翼上产生5度滞后。

如图1b中所示，内侧襟翼将滞后外侧襟翼。

如图1c中所示，外侧襟翼将滞后内侧襟翼。

如图1d中所示，内侧襟翼将滞后外侧襟翼。

如图1e中所示，当动力驱动单元101被操作时，外侧襟翼将滞后内侧襟翼。然而，如图1e中所示，当操作辅助动力驱动单元时，内侧襟翼将滞后外侧襟翼。

如图1f中所示，当动力驱动单元101被操作时，内侧襟翼将滞后外侧襟翼。然而，如图1f中所示，当操作辅助动力驱动单元120时，外侧襟翼将滞后内侧襟翼。

在图5中所示的实例中，滞后为5度。在其他实施方案中，可以提供不同量的滞后。滞后可能足以在巡航期间启用机翼弯度调节，以改善效率。最大滞后量可以受到限制，以使飞机即使在空气动力学表面之间的最大滞后下也能保持受控。滞后可以是至少1度。滞后可以是至少2度。滞后可以是至少5度。滞后可以是至少10度。滞后最大为10度。滞后最大为8度。滞后最大为5度。滞后最大为3度。

如上所述，已经关于内侧襟翼和外侧襟翼描述了同步和差异移动。致动器可以操作多于一个襟翼。同一襟翼的致动器可以被不同地且同步地操作以根据需要移动该襟翼的相对端。本发明不限于同步且不同地移动襟翼。本发明适用于包括前缘襟翼、后缘襟翼、襟副翼和任何其他合适的空气动力学设备的任何空气动力学设备(或其一部分)。

在其他实施方案中，可能不需要不可逆设备(例如图1a和1b中所示)。在其他实施方案中，可能不需要如图1a、1b、1c、1d、1e和1f中所示的位置传感器。在其他实施方案中，可能不需要如图1c、1d、1e和1f中所示的制动器。

本发明适用于动力驱动单元。本发明适用于辅助动力驱动单元。

本发明适用于任何类型的空动设备。空动设备可以是旋转空动设备或线性空动设备。空动设备不限于包括配合螺杆螺纹。

已经关于旋转移动主要描述了各种轴、pdu和辅助pdu的移动，但是本发明不限于旋转移动。

如图2中所示，空动设备的轴203与轴201和202偏移。如图2中所示，轴系统109的某些部分连接到轴201和202。在其他实施方案中，轴系统109的等效部分可以附接到轴203和211。

如图3中所示，制动器204在被应用时禁用空动设备。在其他实施方案中，可能不需要诸如制动器204的制动器。在这种情况下，空动设备将被永久启用。

在空动设备包括诸如制动器204的制动器的情况下，则在制动器故障的情况下，那么空动设备可以被设计成将空气动力学设备移动到仍然确保飞机安全操作的合适位置。因此，考虑图1a的动力驱动单元101可以将内侧襟翼移动到最大35度的情况。在制动器204正确操作的情况下，那么图1a的动力驱动单元101也可以将外侧襟翼移动到35度。然而，在制动器204不起作用的情况下，动力驱动单元仍可以将内侧襟翼移动到35度，而空动设备将外侧襟翼移动到30度(假定上述5度滞后)，且即使外侧襟翼的期望襟翼位置为35度，这种襟翼构造仍可以使飞机安全操作。

图1e的变型将是将辅助动力驱动单元120从图1e中所示的位置移动到图1e的空动设备108a和图1e的致动器104c之间的位置。在这些情况下，第一驱动路径109a将配置成在辅助动力驱动单元和致动器104a和104b之间操作。第二驱动路径109b将可操作地连接辅助动力驱动单元和致动器104c和104d。第一驱动路径109a将包括空动设备108a。空动设备将配置成将辅助动力驱动单元选择性地可操作地连接到致动器104a和104b。空动设备还将配置成将辅助动力驱动单元与致动器104a和104b选择性地可操作地断开。

图1f的变型是将辅助动力驱动单元120从图1f中所示的位置移动到图1f的空动设备108b和图f的致动器104a之间的位置。在这些情况下，第一驱动路径将配置成在辅助动力驱动单元和致动器104c和104d之间操作。第二驱动路径将可操作地连接辅助动力驱动单元和致动器104a和104b。第一驱动路径将包括空动设备108b。空动设备将配置成将辅助动力驱动单元选择性地可操作地连接到致动器104c和104d。空动设备还将配置成将辅助动力驱动单元与致动器104c和104d选择性地可操作地断开。

图6显示空动设备408的其他实施方案，其中实现与空动设备108a的部件基本相同的功能的部件被标有相同的附图标记。在空动设备108a中，在某些情况下，将螺杆205轴向固定，且使螺母206在轴向上平移，而在空动设备408中，将螺母206轴向固定，且使螺杆205在类似情况下轴向移动，尤其在空动设备408的制动器204关闭时。因此，螺杆205具有内部花键450，该内部花键450可滑动地啮合轴203的外部花键451。传感器406安装在轴203内，在该实例中，传感器406是线性可变位移变换器(lvdt)。lvdt406的主体406a相对于轴203轴向固定(例如，主体406a可以固定到变速箱壳体(未显示)，而安装轴203的轴承314可以继而安装在变速箱壳体中)。lvdt406的探针406b啮合螺杆205的表面453。因此，当螺杆205向右或向左平移时，lvdt406将能够确定空动设备的一个“侧”相对于另一“侧”的位置。换句话说，lvdt406能够确定空动设备408的位置状态。

然而在图1a中所示的系统中，位置传感器106确定内侧襟翼102相对于机翼的相对位置，而位置传感器107确定外侧襟翼103相对于机翼的相对位置，将图1a/2与图6比较和对比，显示当空动设备包括位置传感器406时不再需要位置传感器106。因此，图6中所示的空动设备408将与传感器(例如传感器107)结合使用，该传感器将确定外侧襟翼相对于机翼的相对位置，但是不需要传感器106来确定内侧襟翼相对于机翼的相对位置。这是因为可以通过知道外侧襟翼相对于机翼的相对位置(例如通过使用传感器107)且通过知道空动设备408的位置状态(通过使用传感器406)来确定内侧襟翼相对于机翼的相对位置。。这样的布置是有利的，因为它可以提供内侧襟翼相对于外侧襟翼的更好的定位精度。

通过示例，内侧襟翼通常能够相对于机翼移动相对较大量，在上述实例中为35度。类似地，外侧襟翼可相对于机翼移动相对较大量(在上述实例中为35度)。因此，位置传感器106和位置传感器107都需要能够测量相对较大的偏转。与仅需要测量相对较小的角度且因此具有相对较好的分辨率的位置传感器相比，需要测量大角度的位置传感器通常将具有相对较低的分辨率。在上面的实例中，空动设备(如图5中所示)仅允许内侧襟翼102和外侧襟翼103之间最大+5度或-5度的相对移动。因此，空动设备仅允许内侧襟翼和外侧襟翼之间总共10度的相对移动。因此，使用该实例，传感器406仅需要检测相对少量的相对移动(在这种情况下为10度)，且因此传感器406的分辨率可以更大。特别是在飞行期间，通常期望确保内侧襟翼和外侧襟翼相对于彼此“齐平”。使用检测空动设备的位置状态的传感器使得更容易确保内侧襟翼和外侧襟翼在需要时彼此“齐平”。

当空动设备安装在飞机机翼中时，需要在空动设备在其冲程内的已知位置的情况下将内侧和外侧襟翼调节到固定位置，这通常称为调整(rigging)。因此，当将襟翼和致动器安装在机翼中时，安装结构调整条(riggingbars)以将襟翼设置在固定位置(通常在零位置)。然后连接各种扭矩轴(例如，轴系统109的)。通常，首先安装最外面的扭矩轴且然后依次安装每个扭矩轴，使其朝着机身向内工作。由于用于将扭矩轴连接到相邻扭矩轴的花键齿等的数量，每个扭矩轴不具有极大的分辨率，因此不可避免地需要小的调节。然而，组装的目的是确保所有襟翼齐平。关于空动设备，假定它需要安装在中间位置。通常，空动设备将被安装在变速箱壳体等中，且因此在安装之前不容易在视觉上检查其位置状态。然而，确定空动设备的位置状态相对简单，该空动设备包括检测位置状态的传感器。由于lvdt可以指示螺杆(205)的内部位置，其可以辅助该调整过程。这提供设备的其他优点。

空动设备408可以等同地替代图1c或图1e的空动设备108a和位置传感器106。空动设备408可以代替图1b、1d或1e的空动设备108b。在这些情况下，可以删除位置传感器106或可以删除位置传感器107。

图2的空动设备可以被修改为包括传感器以确定空动设备的一个“侧”相对于另一“侧”的位置。换句话说，这样的传感器能够确定空动设备108a或108b的位置状态。这样的设备可以以与以上关于空动设备408所描述的类似的方式代替图1a至1f中所示的任何空动设备。

尽管在图6中显示lvdt传感器，任何类型的合适传感器都可以与图6中所示的实施方案或图2中所示的实施方案一起使用。

图7显示图1a中所示的系统的变型，其中实现基本相同功能的部件被相同标记。尽管图1a的动力驱动单元可以由单个马达或由两个马达驱动，图7的动力驱动单元具体地具有与其关联的第一马达510和第二马达520。第一马达510可以由第一制动器512制动。第二马达520可以由第二制动器522制动。第一和第二马达连接到速度加和差速变速箱(speedsummingdifferentialgearbox)，其输出驱动轴系统109。使用两个马达给出更大程度的灵活性。因此，可以通过单独操作第一马达510，或通过单独操作第二马达520，或通过一起操作第一马达和第二马达二者来驱动轴109。驱动轴109的一种有利方法如下：

在第一模式中，通常在起飞或着陆期间，第一马达和第二马达均配置成驱动第一致动器和第二致动器二者，从而一起驱动内侧襟翼和外侧襟翼二者。这允许将内侧和外侧襟翼驱动到它们的起飞/着陆位置(即，到相对较大的角度，例如内侧襟翼为30度而外侧襟翼为30度)。

在第二模式中，系统配置成使得仅使用第一马达，且其仅驱动与内侧襟翼102相关联的致动器104a和104b。通常，当这种模式仅需要移动内侧襟翼而不是外侧襟翼时，这种模式将用于在巡航期间改变机翼弯度。

在第三模式中，仅使用第二马达，且其用于驱动所有四个致动器104a、104b、104c和104d，从而移动内侧襟翼102和外侧襟翼103二者。当这种模式需要移动内侧和外侧襟翼时，这种模式将用于在巡航期间改变机翼弯度。

图7中所示的第一和第二马达以及第一和第二制动器同样可以用于驱动图1a至1f中所示的任何动力驱动单元。

这种布置的优点在于，在巡航期间，通常第一马达和第二马达都将用于改变机翼弯度，从而使第一马达和第二马达二者的磨损/使用寿命正常。此外，这种布置减小了第一马达或第二马达未被检测到的故障的可能性。如果在巡航期间第一或第二马达故障，这将被检测到且警告系统将警告机组人员。机组人员知道马达中的一个已故障，便可以采取适当的早期行动，知道在降落期间两个襟翼都展开到30度可能需要更长的时间，因为只有一个马达会将襟翼驱动到该位置。

图8显示图7的变型，其中除了两个马达510和520之外，还有第三马达630。与第三马达630相关联的是第三制动器632、离合器634和辅助动力驱动单元636。

提供三个马达为控制内侧和外侧襟翼提供更多选择，但是控制襟翼的一种特别有利的方法如下：

在第一模式中，单独的第一马达或单独的第二马达，或一起工作的第一马达和第二马达驱动所有四个致动器104a、104b、104c、104d，从而使内侧襟翼102和外侧襟翼103二者一起移动。这允许将内侧和外侧襟翼驱动到它们的起飞/着陆位置(即，到相对较大的角度，例如内侧襟翼为30°而外侧襟翼为30°)。

在第二模式中，第一马达单独，或第二马达单独，或第一马达和第二马达一起仅驱动致动器104a和104b，从而仅移动内侧襟翼102。通常，当这种模式需要仅移动内侧襟翼而不是外侧襟翼时，这种模式将用于在巡航期间改变机翼弯度。

在第三模式中，第三马达用于仅驱动致动器104c和104d，从而仅移动外侧襟翼103。通常，当这种模式需要仅移动外侧襟翼而不是内侧襟翼时，这种模式将用于在巡航期间改变弯度。

图8中所示的第一和第二马达以及第一和第二制动器可以同样地被图1a至1f中所示的任何动力驱动单元使用。图8的第三马达、第三制动器、离合器和辅助动力驱动单元中的一个或多个可以在相对于图1a、1c和1e中的外侧襟翼的类似位置中使用。。图1f的辅助动力驱动单元和相邻的制动器可以通过图8的第三马达、第三制动器、离合器和辅助动力驱动设备代替。与图1b的内侧襟翼相关联的制动器可以通过图8的第三马达、第三制动器、离合器和辅助动力驱动设备代替。图8的第三马达、第三制动器、离合器和辅助动力驱动单元中的一个或多个可以与图1b的内侧襟翼相关联。

如以上关于图2所述，在应用制动器204的情况下，轴201在一个方向上的移动将引起轴202在相同方向上的移动，而轴201在相反方向上的移动将导致轴202在相反方向上的移动。在禁用制动器204且因此启用空动设备的情况下，一旦达到空动行程的极限，即适当的旋转止动件彼此啮合，则轴201在第一方向中的充分移动将最终导致轴202在相同方向上的移动。类似地，一旦已经达到有限的空动行程，即适当的旋转止动件彼此啮合，则轴202在相反方向上的充分旋转将导致轴202在相反方向上的旋转。因此，制动器204与空动设备并联连接。在其他实施方案中，空动设备不需要具有并联连接的制动器。在其他实施方案中，制动器不需要具有并联连接的空动设备(且在这种设备中，制动器用作离合器以在离合器啮合或脱离时将轴102可操作地啮合到轴202，或将轴201与轴202可操作地脱离)。