專利名稱：一種飛行控制致動(dòng)器上作用力檢測(cè)的改進(jìn)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行控制致動(dòng)器上作用力的檢測(cè)。
更具體地說(shuō)，但并不局限于此，本發(fā)明涉及一種飛機(jī)飛行控制致動(dòng)器的次
要通道接受(take up)作用力的檢測(cè)，特別地，本發(fā)明在應(yīng)用于"可微調(diào)水平
穩(wěn)定器傳動(dòng)裝置"(THSA)形式的致動(dòng)器的情況下更加有利。
背景技術(shù)：
通常地，所公知的致動(dòng)器具有兩個(gè)機(jī)械通道(mechanical paths),其中之 一為主要通道，而另一個(gè)則為次要通道；所述次要通道旨在一旦所述主要通道 發(fā)生故障時(shí)，其就開(kāi)始接受作用力。
在所述主要通道工作時(shí)，通過(guò)空心球或滾柱絲杠傳輸所述作用力。該特征 通常包括安全桿(如已知的"故障安全"桿)，其在端部都開(kāi)槽，且通過(guò)功能性 間隙(ftintional gap)與所述絲杠相聯(lián)。這種結(jié)構(gòu)具有作用力傳輸?shù)倪B續(xù)性和裝置 旋轉(zhuǎn)的連續(xù)性(如果所述絲杠發(fā)生自身斷裂，可避免所述絲杠的裝置的軸向分 離)。所述絲杠的一個(gè)端部通過(guò)聯(lián)接部聯(lián)接到飛機(jī)(主要的頂端聯(lián)接)上。如 果后者發(fā)生故障，其作用力則由所述故障安全桿接受，所述桿的端部為外凸形 狀(如球體形)，其位于所述次要通道聯(lián)接部件的內(nèi)凹形狀內(nèi)(次要的頂端聯(lián) 接)。該次要聯(lián)接本身通過(guò)飛機(jī)聯(lián)接部與所述飛機(jī)相聯(lián)，該飛機(jī)聯(lián)接部與通常 支撐所述主要通道的聯(lián)接部不同。
在"常規(guī)，，操作中，當(dāng)所述主要通道傳送作用力時(shí)，在端接于所述故障安全
樣，所述次要的飛機(jī)聯(lián)接部除支撐所述THSA內(nèi)凹的次要聯(lián)接部的重量外， 不支撐任何其它的作用力。
當(dāng)所述主要通道發(fā)生故障時(shí)，使端接于所述絲杠的外凸形狀開(kāi)始與所述次 要通道的聯(lián)接部的內(nèi)凹形狀相接觸，這樣就導(dǎo)致了由所述次要的飛機(jī)聯(lián)接軛接 受作用力。我們已經(jīng)熟悉的，如FR2858035或EP1557588，其均具有用于纟企測(cè)通過(guò) 次要通道接受作用力的設(shè)備。
然而，本發(fā)明提出的解決方案大體上是基于不同部件之間運(yùn)動(dòng)的4全測(cè)或距 離的才全測(cè)的。
本發(fā)明希望提供一種能夠進(jìn)一步提高所述次要通道負(fù)載檢測(cè)的可靠性的 技術(shù)方案。
本發(fā)明還希望提供一種沒(méi)有之前提到的基于運(yùn)動(dòng)或位移檢測(cè)傳感器的方 案復(fù)雜的集成的技術(shù)方案。

發(fā)明內(nèi)容
因此，本發(fā)明的一個(gè)目的是提供一種檢測(cè)所述接受的作用力的技術(shù)方案， 尤其是為了告知飛行員所述次要通道已經(jīng)開(kāi)始接受所述主要通道的接受工作。
特別地，本發(fā)明的另外一個(gè)目的是以簡(jiǎn)單有效的方法解決所述檢測(cè)問(wèn)題。
而且，本發(fā)明的另外一個(gè)目的是提供一種避免任何意外檢測(cè)的技術(shù)方案， 甚至是在所述致動(dòng)器必須適用于經(jīng)受嚴(yán)峻的外部環(huán)境的情況下，特別地如機(jī)械 的，化學(xué)的，氣候的或電性能的環(huán)境。
另外，本發(fā)明的另外一個(gè)目的是提供一種在集成方面十分簡(jiǎn)單的技術(shù)方案。
更具體地說(shuō)，本發(fā)明提供一種飛行控制致動(dòng)器，其具有主要通道和次要通 道，所述次要通道用于在主要通道發(fā)生故障的情況下開(kāi)始接受主要通道作用 力，其中所述主要通道包括絲杠，該絲杠端接于主要通道的聯(lián)接部，且其中所 述次要通道包括穿過(guò)所述絲杠的故障安全作用力接受桿，該桿端部具有外凸形 狀，其容納在所述次要通道的聯(lián)接部的內(nèi)凹形狀內(nèi)，當(dāng)所述主要通道傳輸所述 作用力時(shí)具有功能性間隙，其中所述桿端部的外凸形狀和所述聯(lián)4妄部的內(nèi)凹形 狀可為球形的或回轉(zhuǎn)體形的，而且通過(guò)所述聯(lián)接部提供所述次要通道的頂端聯(lián) 接，也可通過(guò)所述飛機(jī)的聯(lián)接軛和通過(guò)聯(lián)接螺母和螺栓的形式提供，其中所述 致動(dòng)器包括檢測(cè)次要通道負(fù)載的裝置，其特征在于，所述次要通道負(fù)載的檢測(cè) 裝置包括至少一個(gè)傳感器，該傳感器用于檢測(cè)作用在實(shí)施所述次要通道的頂端 聯(lián)接的至少一個(gè)部件上的作用力和用于檢測(cè)作用在其上的壓力。
這樣，要通道加強(qiáng)接受作用力。
該技術(shù)方案具有實(shí)施起來(lái)既可靠又不十分復(fù)雜的優(yōu)點(diǎn)。
進(jìn)一步地，在一個(gè)實(shí)施例中但并不局限于該實(shí)施例，用于檢測(cè)作用力的傳 感器位于實(shí)施所述次要通道的頂端聯(lián)接的至少一個(gè)聯(lián)接螺桿上和/或位于與 所述螺桿相聯(lián)的襯套上。應(yīng)該注意到的是，該方案的一個(gè)重要優(yōu)點(diǎn)是很容易通
桿或所述螺桿/襯套裝置改進(jìn)就足夠)，特別的是也不需要對(duì)飛機(jī)和致動(dòng)器的 聯(lián)接軛進(jìn)行改進(jìn)。
用于檢測(cè)作用力的所述傳感器可包括一個(gè)或多個(gè)應(yīng)變儀(strain-gauge device),當(dāng)所述次要通道被加載和接受所述作用力時(shí)，所述測(cè)定器則隨生成的 壓力的作用而產(chǎn)生變形。
特別地，在所述螺桿的外徑上分別以180°或120。提供有至少2個(gè)或3個(gè) 應(yīng)變片，其與相應(yīng)的所述耳關(guān)4^部的輒的孔相對(duì)，其中，在所述輒的孔內(nèi)，所述 裝置具有帶凸起元件的襯套形式的部分，其用于加載1個(gè)或多個(gè)應(yīng)變片使其至 少處于某加載構(gòu)造。
可選擇地，所述應(yīng)變片包括凸起元件，其通過(guò)所述軛至少以某加載構(gòu)造與
1個(gè)或多個(gè)應(yīng)變片相^:觸。
彈簧元件形式的裝置可被用于所述螺桿，從而在所述裝置工作時(shí)，使所述 應(yīng)變片的加載不受作用于螺桿的擰緊扭矩作用力的約束。
在具有兩個(gè)裝配螺桿的裝置中，為了使相關(guān)測(cè)量可靠，可以采^^電子元件， 以定量和相對(duì)的兩種方式處理一個(gè)或兩個(gè)電信號(hào)。
在另一個(gè)可供選擇的實(shí)施例中，提供有用振動(dòng)取代激勵(lì)所述應(yīng)變儀裝置， 所述次要通道的頂端聯(lián)接的所述聯(lián)接螺桿，和/或與所述螺桿相聯(lián)的襯套，以 及讀取因此產(chǎn)生的振動(dòng)的裝置，和用于檢測(cè)響應(yīng)于所述;f皮激勵(lì)部件的幅頻變化 的處理裝置。
還可提供一種包括可變形的襯套的聯(lián)接部，其與所述軸相聯(lián)或不相聯(lián)，而 且其具有至少一個(gè)壓力傳感器代替所述應(yīng)變儀。
本發(fā)明還涉及至少一個(gè)聯(lián)接螺桿的應(yīng)用，該應(yīng)用包括形成用于斗全測(cè)作用力 的裝置，或者是由包括該裝置的聯(lián)接螺桿和襯套組成的裝置，其用于飛行控制致動(dòng)器的所述次要通道的頂端聯(lián)接的聯(lián)接。


通過(guò)接下來(lái)的描述和參考相關(guān)的附圖，本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點(diǎn)將得到進(jìn)
一步的顯現(xiàn)，其^f又僅是示范性的描述但并不局限于此，其中 圖l是描述本發(fā)明致動(dòng)器原理的示意圖2a - 2c是示出所述次要通道的頂端聯(lián)接的側(cè)視和剖視聯(lián)接示意圖； 如同圖2a-2c示出的，圖3a和3b示出定位在所述頂端聯(lián)"f妄的部件的水 平面上的檢測(cè)裝置的 一個(gè)可能性實(shí)施例；
圖4a和4b示出本發(fā)明的另 一個(gè)可能性實(shí)施例的剖視圖5是圖4a和4b示出的實(shí)施例的示意透視圖6是另一個(gè)可能性實(shí)施例的示意剖視圖7示出另一個(gè)實(shí)施例；
圖8同樣示出另一個(gè)可能的變形；
圖9示出了電源單元和處理單元的配置，其與前述附圖描述的與兩個(gè)裝配
螺桿相關(guān)聯(lián)的傳感器相聯(lián)接。
具體實(shí)施例方式
所述致動(dòng)器的具體結(jié)構(gòu)
圖1大體示出了具有主要通道和次要通道的飛行控制致動(dòng)器1。
例如，所述致動(dòng)器1可以是THSA形式的致動(dòng)器，用于控制飛機(jī)的可變
水平操作面2。
其包括具有中空絲杠3的主要通道，該中空絲杠的一端通過(guò)萬(wàn)向節(jié)系統(tǒng)4 與所述飛機(jī)的構(gòu)造Sl相聯(lián)。而所述主要通道包括與所述絲杠3裝配的螺母5, 螺母被安裝在絲杠上，而且所述螺母還通過(guò)如另一個(gè)萬(wàn)向節(jié)系統(tǒng)6與所述被控 的表面2相聯(lián)。
故障安全桿9位于所述中空絲杠3內(nèi)。該桿9端接于球頭7，該球頭7位 于所述次要通道的聯(lián)接部8的內(nèi)凹球形狀10內(nèi)部的功能性間隙中，該聯(lián)接部 8本身被聯(lián)接到所述飛機(jī)的構(gòu)造S2上。
所述致動(dòng)器可通過(guò)如液壓或電動(dòng)馬達(dá)M控制，該馬達(dá)驅(qū)動(dòng)所述絲杠3旋 轉(zhuǎn)并使所述螺母5平移，則所述螺母不能旋轉(zhuǎn)。所述螺母5的平移運(yùn)動(dòng)通常用來(lái)控制與所述飛行的可變水平操作面2相關(guān)的偏角調(diào)節(jié)。
次要的頂端聯(lián):4妄的構(gòu)造
圖2a, 2b和2c示出所述次要通道的聯(lián)接部8與所述飛機(jī)的構(gòu)造S2的上 端聯(lián)接扼11的聯(lián)接。
從上述附圖中可看出，聯(lián)接部8為由兩個(gè)輒組成的卡子，所述兩個(gè)軛之間 裝配有軛ll。兩個(gè)平行的螺桿12穿過(guò)所述部件8和11的軛而安裝，該裝置 通過(guò)端接于螺桿12的一端的頭部12a和螺紋連接到螺桿12的另 一端上的螺母 13而被固定。 載荷的檢測(cè)
用于檢測(cè)作用力的^r測(cè)裝置位于至少一個(gè)螺桿12上或位于至少部件8的 兩個(gè)輒之一上，其用于檢測(cè)被所述次要通道接受的作用力。
圖3a和3b示出一種技術(shù)方案，與所述聯(lián)接部8的軛之一相對(duì)裝配有螺桿 12，該螺桿之一具有多個(gè)切槽14,在所述切槽內(nèi)裝配有彈性片15，其用于支 撐應(yīng)變儀。
對(duì)其而言，所述聯(lián)接部8的相應(yīng)的軛包括一定數(shù)量的凸起16,當(dāng)僅僅通 過(guò)所述次要通道和所述聯(lián)接部8支撐所述作用力時(shí)，軛11和螺桿12通過(guò)壓縮 形式或通過(guò)拉伸形式被加載，該凸起抵靠在螺桿上，并且使所述應(yīng)變片15變 形。
例如，所述應(yīng)變片15可沿所述螺桿12的外圍規(guī)則分布。可為2個(gè)，沿直 徑方向相對(duì)分布，即兩者之間為180。分別位于所述螺桿12的特定外周上。同 樣也可為3個(gè)(在所述螺桿上彼此相互為120°分布)，或者可為更多的數(shù)量， 這樣不僅可以檢測(cè)壓縮或拉伸的作用力，而且還能確定關(guān)于主要拉伸/壓縮方 向的特定角度。特別注意到的是，具有3個(gè)或多個(gè)應(yīng)變儀的構(gòu)造使其1個(gè)用于 恢復(fù)與所述加載發(fā)生時(shí)的方向無(wú)關(guān)的加載信號(hào)。
對(duì)其而言，所述凸起16具有如同所述應(yīng)變片一樣的分布。 所述應(yīng)變片15可以是彈性膜片，例如可以是不銹鋼片，所述應(yīng)變儀被附 于或插入。
圖4a, 4b和5示出本發(fā)明的另一個(gè)可能性實(shí)施例,在該實(shí)施例中，具有3 個(gè)膜片形式的應(yīng)變儀15，相互以120。沿所述螺桿12外圍規(guī)則分布。在該實(shí)施例中，聯(lián)接部8的軛不具有凸起，但在所述軛的孔內(nèi)，在所述軛和所述螺桿之 間，具有墊圈21，該墊圈包括3個(gè)與組成應(yīng)變儀15的膜片相對(duì)的球22。
同樣，還可以采用其它技術(shù)方案來(lái)檢測(cè)所述次要的頂端聯(lián)接的作用力。
具體地，在一變型中，所述應(yīng)變片可不與所述螺桿集成在一起，而是與插 入所述螺桿和所述軛和/或所述螺母之間的襯套集成在一起。
另一個(gè)可供選擇的技術(shù)方案是，所述膜片包括與所述軛相接觸的凸起元 件，對(duì)于一個(gè)或多個(gè)膜片來(lái)說(shuō)，使其至少處于某加載構(gòu)造。
圖6示出作用力檢測(cè)的另一技術(shù)方案。
在該變型中，壓電片17a， 17b位于所述螺桿12之一上，壓電片17a用于 激勵(lì)螺桿12使螺桿在其諧振頻率或頻率周圍振動(dòng)。壓電片17b則起傳感器 (transducer)的作用并讀取所述螺桿12的振動(dòng)。
從中可以看出，根據(jù)所述次要通道的頂端聯(lián)接是否3皮加載，所述振動(dòng)響應(yīng) 于尤其是所述螺桿12的諧振頻率的改變。
處理由壓電片17b測(cè)得的所述頻率響應(yīng)，在所述螺桿12諧振頻率周圍進(jìn) 行過(guò)濾，例如根據(jù)是否被加載使一個(gè)用于檢測(cè)所述次要通道是否已經(jīng)被加載。
例如，該處理可通過(guò)計(jì)算機(jī)18來(lái)執(zhí)行,，為了調(diào)節(jié)這些過(guò)濾操作，還可考 慮其它外部參數(shù)，尤其是溫度。
該計(jì)算機(jī)18本身與開(kāi)關(guān)形式的裝置相連，該開(kāi)關(guān)裝置為檢測(cè)所述飛機(jī)飛 行控制故障而斷路或接通。
在一種變型中，所述壓電片17a, 17b可不與所述螺桿集成在一起，而是 與插入在所述螺桿和所述扼和/或所述螺母之間的襯套集成在一起。
它們也可以位于插入所述次要通道的頂端聯(lián)接的其它部件上，例如聯(lián)接部 8或輒11上。
注意到的是，上面描述的這種形式的應(yīng)變儀的技術(shù)方案具有如下優(yōu)點(diǎn)，即， 可避免使所述次要的頂端聯(lián)接的聯(lián)接裝置變?nèi)酰撀?lián)接裝置必須能支撐一至 幾十噸的作用力，同時(shí)其還允許一至幾十千克的作用力的^r測(cè)。
進(jìn)一步地，除上面所描述的各種變型外，如圖7所示，彈簧裝置或元件 23插入與螺桿12聯(lián)接在一起的所述螺母24和所述部件8的軛之間用于夾緊。作用于所述螺桿的擰緊扭矩作用力的約束。因此可以避免由于裝配條件而發(fā)生 錯(cuò)誤檢測(cè)。
同樣在另一變型中，如圖8所示，可在所述聯(lián)接部8的一個(gè)軛上裝配表面 填滿硅的村套19，而且其還包括一個(gè)或多個(gè)壓力傳感器20，如硅橋形式的。
在所述次要通道加載過(guò)程中，支撐作用力的所述螺桿12將加載于所述襯 套19。然后通過(guò)聯(lián)接到襯套19上的傳感器20檢測(cè)壓力變化。
同樣，還可以設(shè)計(jì)一個(gè)螺桿或兩個(gè)螺桿12，或所述軛11或所述聯(lián)接部8, 并且可以大大地增加不同檢測(cè)設(shè)備作用的多種檢測(cè)，以致于形成具有多余設(shè)備 的系統(tǒng)和適當(dāng)?shù)夭顒?dòng)工作。
對(duì)其而言，圖9示出一種裝配有之前附圖中提及的傳感器的具有兩個(gè)聯(lián)接 螺桿12的裝置。
在該裝置中，所述螺桿12的傳感器與電子元件25 (其可包括之前所述如 附圖6中的計(jì)算機(jī)18)相連。該電子元件25接收電源26的電能。其對(duì)來(lái)自 傳感器的量進(jìn)行初始處理，并且將信息如以數(shù)字形式傳輸?shù)斤w機(jī)上的計(jì)算機(jī) 27。
所述元件25例如可#4居接收來(lái)自所述兩個(gè)螺桿的作用力傳感器上的信號(hào) 執(zhí)行定性或定量的一致性試驗(yàn)。
根據(jù)之前的描述可以了解的是，上述技術(shù)方案具有簡(jiǎn)單以及十分可靠的優(yōu)
占
/"、 o
另外，采用傳感器的方式檢測(cè)聯(lián)接螺桿上或者相應(yīng)的套上的作用力具有十 分容易實(shí)施的優(yōu)點(diǎn)。
特別地，其還可被安裝到現(xiàn)有的致動(dòng)器上，而不需要對(duì)其進(jìn)行大的改進(jìn)。
注意到的是，因?yàn)樵谶@些方案中所述應(yīng)變儀是通過(guò)聯(lián)接螺桿支撐的，而聯(lián) 接螺桿具有易于安裝到在使用中的致動(dòng)器上的優(yōu)點(diǎn)，尤其是因?yàn)槠淇赏ㄟ^(guò)致動(dòng) 器的聯(lián)接螺桿代替安裝于測(cè)定器的螺桿，所以具有上文所述的改進(jìn)。
最后，本發(fā)明在此描述的是檢測(cè)飛行控制致動(dòng)器的次要通道接受的作用
力，尤其是應(yīng)用于THSA致動(dòng)器中。
然而，配備上述形式的螺桿在檢測(cè)任何聯(lián)接件的作用力時(shí)具有應(yīng)用更加廣 泛的優(yōu)點(diǎn)。
權(quán)利要求
1. 一種飛行控制致動(dòng)器，其具有主要通道和次要通道，所述次要通道用于在主要通道發(fā)生故障的情況下接受所述主要通道的作用力；其中所述主要通道包括絲杠，該絲杠端接于主要通道的聯(lián)接部；其中所述次要通道包括穿過(guò)所述絲杠的故障安全作用力接受桿，該桿的端部具有外凸形狀，其容納在所述次要通道的聯(lián)接部的內(nèi)凹形狀內(nèi)，當(dāng)所述主要通道傳輸所述作用力時(shí)具有功能性間隙，所述桿端部的外凸形狀和所述聯(lián)接部的內(nèi)凹形狀可為球形或回轉(zhuǎn)體形；而且通過(guò)所述聯(lián)接部提供所述次要通道的頂端聯(lián)接，也可通過(guò)所述飛機(jī)的聯(lián)接軛提供和通過(guò)聯(lián)接螺母和螺栓的形式提供；所述致動(dòng)器還包括檢測(cè)所述次要通道負(fù)載的裝置，其特征在于，所述次要通道負(fù)載的檢測(cè)裝置包括至少一個(gè)傳感器(14，15，17a，17b，20)，該傳感器用于檢測(cè)作用在實(shí)施所述次要通道的頂端聯(lián)接的至少一個(gè)部件(8，11，12)上的作用力并且用于檢測(cè)作用在其上的壓力。
2. 如權(quán)利要求1所述的致動(dòng)器，其特征在于，用于檢測(cè)作用力的傳感器 位于至少一個(gè)聯(lián)接螺桿(12)上，該螺桿用于實(shí)施所述次要通道的頂端聯(lián)接， 和/或位于與該螺桿相聯(lián)的襯套(19)上。
3. 如權(quán)利要求1所述的致動(dòng)器，其特征在于，用于檢測(cè)作用力的傳感器 包括一個(gè)或多個(gè)應(yīng)變儀(14, 15)。
4. 如權(quán)利要求2或3所述的致動(dòng)器，其特征在于，其包括至少一個(gè)應(yīng)變 片(14， 15),所述應(yīng)變片位于聯(lián)接螺桿的凹槽上，所述凹槽與所述應(yīng)變片容 納在其中的所述次要通道的聯(lián)接部(8)的軛的孔相對(duì)，所述軛在該孔處具有 凸起元件(16),其用于加載所述應(yīng)變片使其至少處于某加載構(gòu)造。
5. 如權(quán)利要求4所述的致動(dòng)器，其特征在于，其包括至少三個(gè)沿所述螺 桿圓周規(guī)則分布的應(yīng)變片(14， 15)。
6. 如權(quán)利要求1所述的致動(dòng)器，其特征在于，用于檢測(cè)作用力的傳感器 包括用于激勵(lì)所述次要通道的頂端聯(lián)接的聯(lián)接螺桿(12)振動(dòng)的裝置(17a), 和/或聯(lián)*接于所述螺桿的襯套，以及讀取在該部件上產(chǎn)生的振動(dòng)的裝置(17b)， 和用于檢測(cè)響應(yīng)于所述被激勵(lì)部件的頻率變化的處理裝置。
7. 如權(quán)利要求6所述的致動(dòng)器，其特征在于，所述激勵(lì)裝置(17a)和讀 取振動(dòng)的裝置(17b)均為壓電式裝置。
8. 如權(quán)利要求1所述的致動(dòng)器，其特征在于，所述次要通道的聯(lián)接部(8) 的至少一個(gè)軛包括可變形的襯套(19),其聯(lián)接于或不聯(lián)接于所述聯(lián)接螺桿， 而且還具有至少一個(gè)壓力傳感器(20)。
9. 如權(quán)利要求8所述的致動(dòng)器，其特征在于，所述可變形的襯套(19) 包括表面填滿如硅油形式的材料的襯套，和硅橋形式的壓力傳感器(20)。
10. 如權(quán)利要求1所述的致動(dòng)器，其特征在于，其包括多個(gè)檢測(cè)裝置(17a, 17b)，其位于一個(gè)或多個(gè)實(shí)施所述次要通道的頂端聯(lián)接的部件上，用于^是供冗 余檢測(cè)或附加4企測(cè)。
11. 至少一個(gè)聯(lián)接螺桿(12)的應(yīng)用，包括形成用于檢測(cè)作用力的傳感器 的裝置(14， 15， 17a， 17b， 20),或包括聯(lián)接螺桿和具有該裝置的襯套的組 件，其用于致動(dòng)器聯(lián)接的聯(lián)接。
12. 至少一個(gè)聯(lián)接螺桿(12)的應(yīng)用，所述聯(lián)接螺桿包括形成用于檢測(cè)作 用力的傳感器的裝置(14， 15， 17a, 17b, 20)，或包括聯(lián)接螺桿和具有該裝 置的襯套的組件，其用于飛行控制致動(dòng)器的次要通道的頂端聯(lián)接的聯(lián)接。
13. 如前述任一權(quán)利要求的應(yīng)用，其中，至少一個(gè)聯(lián)接螺桿(12)包括形 成用于^r測(cè)作用力的傳感器的裝置(14， 15， 17a， 17b， 20)，其用來(lái)代替致 動(dòng)器聯(lián)接部件的聯(lián)4妻螺桿。
全文摘要
至少一個(gè)聯(lián)接螺桿(12)的應(yīng)用，其包括用于檢測(cè)飛行控制致動(dòng)器的所述次要通道負(fù)載的裝置(14，15，17a，17b，20)，或者與包括所述裝置的襯套聯(lián)接在一起，用于飛行控制致動(dòng)器的次要通道的頂端聯(lián)接的聯(lián)接結(jié)構(gòu)。
文檔編號(hào)B64C13/00GK101301930SQ20081009630
公開(kāi)日2008年11月12日 申請(qǐng)日期2008年3月24日 優(yōu)先權(quán)日2007年3月23日
發(fā)明者皮埃爾·蒂爾潘, 菲利普·塞利耶, 讓-馬克·莫阿利克 申請(qǐng)人:古德里奇驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)有限公司