襟翼作动器脱开控制装置和脱开试验方法与流程

1.本发明涉及一种襟翼作动器脱开控制装置，并且更具体地涉及一种高传动比襟翼作动器瞬态脱开主动控制装置，用于飞机襟翼单作动器脱开试验。另外，本发明还涉及一种襟翼作动器脱开试验方法。


背景技术：

2.飞机襟翼单作动器脱开故障是飞机设计过程中必须考虑的一种场景，有的飞机在襟翼单作动器脱开后，会通过内外襟翼之间的襟翼交联装置进行约束，使内外襟翼的舵面角度差控制在安全范围内，从而保证飞机的安全性。
3.在设计襟翼交联装置时，需要获得飞机襟翼作动器脱开后，襟翼交联装置的自由行程范围和动态冲击能量，这是设计襟翼交联装置的重要输入。由于该故障场景下，襟翼翼面及其支持机构会发生复杂的变形，仅依靠有限元或多体动力学仿真分析会存在很大保守性。为此，需要设计一个可以自动控制的装置来模拟飞机襟翼作动器脱开的过程。
4.通常为实现机构的脱开，如果采用常规的机械结构脱开，会存在脱开状态不是瞬间断开的情况，并且对结构要求较高。
5.在由本技术的申请人于2022年01月19日提交的、公开号为cn114408211a、题为《飞机襟翼作动器脱开试验装置和方法》的发明专利中，提出了一种飞机襟翼作动器脱开试验装置。该试验装置直接通过爆炸螺栓连接两个结构件进行传力，螺栓承受巨大的载荷。另外，该试验装置采用脱开控制单元向该爆炸螺栓传递触发信号以使该爆炸螺栓断裂，从而使该套筒和该驱动连杆脱开，实现襟翼作动器脱开。该连接结构小，易于安装，且不会对周围零部件产生影响。然而，对于具有多个螺栓的结构，有可能不能保证螺栓同时瞬时爆炸，因此仍存在进一步的改进空间。
6.因此，迫切需要优化襟翼作动器脱开控制装置的结构，以便提供一种改进的襟翼作动器脱开控制装置，该襟翼作动器脱开控制装置能够克服现有技术中存在的一个或多个缺点。


技术实现要素：

7.本发明的目的是提供一种襟翼作动器脱开控制装置，特别是一种高传动比襟翼作动器瞬态脱开主动控制装置。该装置结构紧凑，所需的安装空间小，改装方便、易于操作，能够实现自动控制襟翼作动器脱开的功能，而且精度足够满足试验要求。
8.根据本发明的一个方面，提出了一种襟翼作动器脱开控制装置，该襟翼作动器脱开控制装置可以包括：
9.壳体，壳体包括安装凸缘，用于在所要模拟的襟翼作动器的位置处固定到飞机的机翼，
10.传动装置，传动装置由壳体支承并且可以包括：
11.扭矩输入部，扭矩输入部接收来自襟翼的第一载荷；
12.载荷减小装置，载荷减小装置设置在扭矩输入部下游并且将第一载
13.荷减小到第二载荷；和
14.扭矩输出部，扭矩输出部设置在载荷减小装置下游，并且接收第二载荷；以及
15.约束装置，约束装置与扭矩输出部相互作用，以选择性地对抗第二载荷以约束扭矩输出部或释放扭矩输出部。
16.通过这种襟翼作动器脱开控制装置能够实现单作动器脱开功能，并且易于在现有的飞机机翼上进行改装且易于操作，能够实现自动控制襟翼作动器瞬态脱开的功能，而且精度足够满足试验要求。
17.根据本发明的上述方面，较佳地，载荷减小装置可以包括传动盘，传动盘的第一部分经由传动轴联接到扭矩输入部，而传动盘的第二部分与扭矩输出部相互作用(例如，间接地联接到扭矩输入部，以在其间传递力/载荷或扭矩)，其中，扭矩输入部包括齿轮，齿轮的分度圆直径小于传动盘的直径。
18.通过这种布置，能够实现期望的扭矩传递和载荷减小功能，并且占用的空间较小，以利于原位替换襟翼作动器。该结构例如可以作为第一级力矩减小机构。
19.根据本发明的上述方面，较佳地，载荷减小装置还包括连杆结构，传动盘的第二部分经由连杆结构与扭矩输出部相互作用，例如间接地或直接地联接到扭矩输出部，以将载荷或力直接或间接地传递到扭矩输出部。
20.根据本发明的上述方面，较佳地，连杆结构可以包括第一传力杆，第一传力杆的第一端经由第一止动件与传动盘相互作用，其中，第一止动件固定地连接到第一传力杆的第一端并且由壳体枢转地支承，第一止动件与传动盘的第二部分协配，以在第一方向上卡止到第二部分，而第一传力杆的第二端与扭矩输出部相互作用。例如，第一传力杆的第二端可以间接地或直接地联接到扭矩输出部，以将载荷或力直接或间接地传递到扭矩输出部。
21.这样，第一传力杆的力臂的长度大于第一止动件的力臂，根据杠杆原理，在第一传力杆的第二端处的载荷显著小于第一止动件处的载荷，从而实现了期望的载荷减小功能，该载荷减小结构可以附加到先前的载荷减小结构(例如，经由齿轮到传动盘的扭矩/载荷传递)。该结构例如可以作为第二级力矩减小机构。
22.根据本发明的上述方面，较佳地，连杆结构可以包括第二传力杆，第一传力杆经由第二传力杆与扭矩输出部相互作用，
23.其中，第二传力杆的第一端由壳体可枢转地支承并且固定有第二止动件，使得第一传力杆的第二端抵靠第二止动件，并且，
24.其中，第二传力杆的第二端与扭矩输出部相互作用。
25.这样，第二传力杆的力臂的长度大于第二止动件的力臂，根据杠杆原理，在第二传力杆的第二端处的载荷显著小于第二止动件处的载荷，从而实现了期望的载荷减小功能，该载荷减小结构可以附加到先前的载荷减小结构。该结构例如可以作为第三级力矩减小机构。
26.根据本发明的上述方面，较佳地，还可以包括第一保护杆，第一保护杆平行于第一传力杆的第一枢转轴线设置，并且与第一枢转轴线之间的距离小于第一传力杆和第二传力杆的长度。
27.这样，在第一传力杆或第二传力杆失去止动件的支反力发生转动时，能够借助第
一保护杆阻拦或抑制第一传力杆和第二传力杆的自由移动，以免与襟翼作动器脱开控制装置内的其他部件发生碰撞。
28.根据本发明的上述方面，较佳地，连杆结构还可以包括第三止动件，第二传力杆的第二端经由第三止动件与扭矩输出部相互作用，
29.其中，第三止动件由壳体可枢转地支承，并且固定到扭矩输出部的输出轴。
30.这样，扭矩输出部的力臂的长度大于第三止动件的力臂，根据杠杆原理，在扭矩输出部处的载荷显著小于第三止动件处的载荷，从而实现了期望的载荷减小功能，该载荷减小结构可以附加到先前的载荷减小结构。该结构例如可以作为第四级力矩减小机构。
31.根据本发明的上述方面，较佳地，约束装置可以包括电磁铁，而扭矩输出部包括铁磁性部分，其中，在扭矩输出部被约束装置约束时，电磁铁通电，并且铁磁性部分位于电磁铁的磁场中。
32.通过电磁铁与铁磁性部分的配合，能够根据需要实现襟翼作动器脱开控制装置的瞬时断开，从而更可靠地模拟襟翼作动器在失效时的瞬态脱开。
33.根据本发明的上述方面，较佳地，铁磁性部分可以借助摆臂固定到输出轴，其中，襟翼作动器脱开控制装置还包括第二保护杆，第二保护杆平行于输出轴的第二枢转轴线设置，并且与第二枢转轴线之间的距离小于摆臂的长度。
34.通过这种设置，一方面能够增加铁磁性部分的力臂长度，从而更好地实现力矩减小功能，另一方面，这样，电磁铁断电后，在重力和外载荷的作用下，在铁磁性部分跟随摆臂发生转动时，能够借助第二保护杆阻拦铁磁性部分的自由移动，以免与襟翼作动器脱开控制装置内的其他部件发生碰撞。
35.根据本发明的另一方面，提出了一种襟翼作动器脱开试验方法，该方法可以包括以下步骤：
36.将根据以上方面的襟翼作动器脱开控制装置安装在需要脱开的飞机襟翼作动器的位置；
37.在作动器驱动连杆上布置应变片，用于监测作动器输出端的扭矩；
38.激活约束装置，保证结构受载正常；
39.为襟翼翼面施加外载荷；
40.在作动器输出端的扭矩达到试验要求的阈值时，断开约束装置。
41.根据本发明的襟翼作动器脱开控制装置可以包括但不限于以下列出的有益的技术效果：
42.根据本发明的襟翼作动器脱开控制装置能够满足襟翼翼面载荷较大以及改装空间有限的限制条件，原位替换襟翼作动器，以满足试验要求。另外，根据本发明的较佳实施例，襟翼作动器脱开控制装置充分利用杠杆原理和/或电磁继电器(电磁铁)原理，巧妙地设计了一种高传动比襟翼作动器瞬态脱开主动控制装置。该控制装置具有结构紧凑，改装方便、传动比大、易于操作等优点，同时能够实现自动控制襟翼作动器瞬态脱开的功能，而且精度足够满足试验要求。
43.由此，通过本发明的襟翼作动器脱开控制装置能够满足使用要求，克服了现有技术的缺点并且实现了预定的目的。
附图说明
44.为了进一步清楚地描述根据本发明的襟翼作动器脱开控制装置，下面将结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明，在附图中：
45.图1是根据本发明的非限制性实施例的襟翼作动器脱开控制装置的结构示意图；
46.图2是根据本发明的襟翼作动器脱开控制装置的一部分的示意图；
47.图3是根据本发明的襟翼作动器脱开控制装置的一部分的侧视图；以及
48.图4是根据本发明的襟翼作动器脱开控制装置的安装位置的示意图。
49.上述附图仅仅是示意性的，未严格按照比例绘制。
50.图中的附图标记在附图和实施例中的列表：
51.100-襟翼作动器脱开控制装置，包括：
52.10-壳体，包括：
53.10a-安装凸缘；
54.20-传动装置，包括：
55.21-扭矩输入部，包括：
56.21a-齿轮
57.22-载荷减小装置，包括：
58.221-传动盘，包括：
59.221a-第一部分；
60.221b-第二部分；
61.222-连杆结构，包括：
62.2221-第一传力杆；
63.2222-第一止动件；
64.2223-第二传力杆；
65.2224-第二止动件；
66.2225-第三止动件；
67.23-扭矩输出部，包括：
68.231-输出轴；
69.232-铁磁性部分；
70.233-摆臂；
71.30-约束装置，包括：
72.31-电磁铁；
73.40-第一保护杆；
74.50-第二保护杆；
75.a1-第一枢转轴线；
76.a2-第二枢转轴线；
77.a1-第一枢转轴；
78.b1-第二枢转轴；
79.c1-第三枢转轴。
具体实施方式
80.应当理解，除非明确地指出相反，否则本发明可以采用各种替代的取向和步骤顺序。还应当理解，附图中所示及说明书中描述的具体装置仅是本文公开和限定的发明构思的示例性实施例。因而，除非另有明确的声明，否则所公开的各种实施例涉及的具体取向、方向或其它物理特征不应被视为限制。
81.飞机的襟翼系统单侧通常由两至三块翼面组成，各翼面由集中驱动的同轴机械系统分别同步驱动，单块襟翼翼面由多个作动器同时操纵。飞机单襟翼作动器脱开故障是飞机设计过程中必须考虑的一种场景，有的飞机在单襟翼作动器脱开后，会通过内外襟翼之间的襟翼交联装置进行约束，使内外襟翼的舵面角度差控制在安全范围内，从而保证飞机的安全性。
82.在设计襟翼交联装置时，需要获得飞机襟翼作动器脱开后，襟翼交联装置的自由行程范围和动态冲击能量，这是设计襟翼交联装置的重要输入，由于该故障场景下，襟翼翼面及其支持机构会发生复杂的变形，仅依靠有限元或多体动力学仿真分析会存在很大保守性，为此，需要设计一个可以自动控制的装置来模拟飞机在空中襟翼作动器脱开的过程。
83.图1是根据本发明的非限制性实施例的襟翼作动器脱开控制装置100的结构示意图；而图2是根据本发明的襟翼作动器脱开控制装置100的一部分的示意图。
84.如图所示并且根据非限制性实施例，襟翼作动器脱开控制装置100可以包括壳体10、传动装置20和约束装置30。
85.壳体10可以用于支承或容纳襟翼作动器脱开控制装置100的各个部件。壳体10包括安装凸缘10a，用于在所要模拟的襟翼作动器的位置处固定到飞机的机翼。如图2中详细示出的，安装凸缘10a可以包括周向设置的孔，例如螺钉孔，用于借助螺纹紧固件固定到机翼的相应位置。
86.传动装置20可以由壳体10支承，并且至少部分地容纳在壳体10内部。根据本发明的发明构思，传动装置20用于连接在飞机襟翼翼面载荷输出部与约束装置30之间，并且具有载荷/扭矩转换装置，以便将飞机襟翼翼面载荷输出部处的较大的载荷转换为约束装置30处的较小的载荷。飞机襟翼翼面载荷输出部在附图中未示出，但是具有相应的配对结构，并且是飞机的襟翼结构中现有的结构，因此本发明不再详细描述。
87.如图2所示，传动装置20可以包括扭矩输入部21、载荷减小装置22和约束装置30。
88.扭矩输入部21接收来自襟翼的第一载荷，例如该扭矩输入部21可以与飞机襟翼翼面载荷输出部协配。在附图示出的示例中，扭矩输入部21包括齿轮21a。在正常运行中，襟翼作动器通过旋转做功，使驱动连杆摆动，从而带动襟翼伸出或缩回。因此，在模拟襟翼作动器脱开的试验装置中，不是将动力传递到连杆，而是连杆将来自飞机襟翼翼面载荷传递到齿轮21a，并且齿轮21a经由载荷减小装置22接收来自约束装置30的对抗扭矩，从而实现扭矩平衡，并且襟翼翼面被维持在当前状态。因此，在本文中，按照试验的场景将齿轮21a作为扭矩输入部21的一部分。
89.载荷减小装置22可以设置在扭矩输入部21下游并且将第一载荷减小到第二载荷。
90.如本文所用的“下游”是指从飞机襟翼翼面到约束装置30的力或载荷或扭矩传递路径而言，并且是为了便于描述本发明的发明构思，而非用于限制部件之间的关系。
91.载荷减小装置22可以包括多级载荷减小机构，并且每一级载荷减小机构的构造可
以相同或不同。
92.作为第一非限制性实施例，载荷减小装置22可以包括第一级载荷减小机构。例如，载荷减小装置22可以包括传动盘221。传动盘221的第一部分221a经由传动轴联接到扭矩输入部21，而传动盘221的第二部分221b与扭矩输出部23相互作用。
93.如图2和3中示出的，传动盘221可以具有大致圆盘形的轮廓，第二部分221b是经由去除盘形件的一部分形成，以形成非圆弧形的轮廓，从而与止动件进行配合。
94.这样，传动盘221和扭矩输入部21的齿轮21a构成第一级载荷减小机构。具体地，扭矩输入部21的齿轮21a的分度圆直径小于传动盘221的直径，特别是小于第二部分221b至中心的距离。此时，由于传动盘221和齿轮21a经由传动轴联接，在传动轴两端的扭矩相同以维持静止的情况下，作用在传动盘221的第二部分221b上的载荷或力将小于作用在齿轮21a上的载荷和力，从而实现了第一级载荷减小。
95.作为第二非限制性实施例，附加于或替代于第一级载荷减小机构，载荷减小装置22还可以包括第二级载荷减小机构。
96.例如，载荷减小装置22还可以包括具有一个或多个连杆或者摆臂的连杆结构222，传动盘221的第二部分221b经由连杆结构222与扭矩输出部23相互作用。
97.在包括一个连杆的实施例中，连杆结构222可以包括第一传力杆2221，第一传力杆2221的第一端(图2中的上端)经由第一止动件2222与传动盘221相互作用。例如，第一止动件2222固定地连接到第一传力杆2221的第一端，该第一端可以与第一止动件2222成整体，并且由壳体10枢转地支承，以同时围绕第一枢转轴线a1可枢转。第一止动件2222与传动盘221的第二部分221b配合，以在第一方向上卡止到第二部分221b，而第一传力杆2221的第二端与扭矩输出部23相互作用。
98.在图3示出的实施例中，该第一方向可以是逆时针方向，第一止动件2222在第一方向上卡止到第二部分221b将抑制传动盘221在顺时针方向上的旋转。
99.作为非限制性实施例，第一传力杆2221的第二端可以是自由端，并且可以抵靠第二止动件2224(下文中继续描述)，第二止动件2224可以接收来自扭矩输出部23的力或载荷以抑制第一传力杆2221的第二端的自由转动。
100.如本文所用，“抵靠”是指在两个彼此抵靠的部件之间存在力或载荷的传递关系。例如，第一传力杆2221的第二端抵靠第二止动件2224可以是指第二止动件2224止挡第一传力杆2221的第二端，以阻挡或抑制第一传力杆2221围绕第一枢转轴a1的枢转，这种阻挡或抑制是经由在第二止动件2224施加相反的力或扭矩来实现的。
101.在包括两个连杆的实施例中，此时，连杆结构222除了包括以上所述的第一传力杆2221之外，还可以包括第二传力杆2223，第一传力杆2221经由第二传力杆2223与扭矩输出部23相互作用。
102.如图2中详细示出的，第二传力杆2223的第一端由壳体10可枢转地支承并且固定有第二止动件2224，或者第二传力杆2223的第一端可以与第二止动件2224成整体。此时，第一传力杆2221的第二端抵靠第二止动件2224，并且，第二传力杆2223的第二端与扭矩输出部23相互作用(例如直接或间接地相互作用，以在其间传递力、载荷或扭矩)。此时，包括第二传力杆和第二止动件2224的机构可以称为第三级载荷减小机构。
103.如本文所用，“相互作用”是指在两个部件之间存在直接或者间接的力传递、载荷
传递关系或扭矩传递关系。因此，第二传力杆2223的第二端与扭矩输出部23相互作用可以是指第二传力杆2223的第二端直接接收来自扭矩输出部23的力(载荷)或者直接将力(载荷)传递到扭矩输出部23，或者也可能的情况是指第二传力杆2223的第二端间接地接收来自扭矩输出部23的力(载荷)或者间接地将力(载荷)传递到扭矩输出部23。
104.在该实施例中，连杆结构222还包括第三止动件2225，第二传力杆2223的第二端经由第三止动件2225与扭矩输出部23相互作用。
105.第三止动件2225由壳体10可枢转地支承，并且固定到扭矩输出部23的输出轴231。
106.由图2中可以看出，第一传力杆2221和第二传力杆2223的有效作用长度均显著大于第一止动件2222、第二止动件2224和第三止动件2225的有效作用长度，即，每个传力杆的力臂显著大于每个止动件的力臂，从而根据杠杆原理，经由传力杆和止动件的各级传力之后，与作用在扭矩输入部21上的力或载荷相比，相应地作用在输出轴231上的配对力或载荷和载荷显著减小，从而在有限的空间内实现了大传动比。
107.扭矩输出部23可以设置在载荷减小装置22下游，并且接收第二载荷，该第二载荷例如可以由约束装置30施加。
108.作为非限制性实施例，约束装置30可以与扭矩输出部23相互作用，以选择性地对抗第二载荷以约束扭矩输出部23或释放扭矩输出部23。即，可以激活约束装置30以约束扭矩输出部23，或者停用约束装置30，以瞬间释放扭矩输出部23。
109.在图2示出的示例中，约束装置30包括电磁铁31，而扭矩输出部23包括铁磁性部分232，其中，在扭矩输出部23被约束装置30约束时，电磁铁31通电，并且铁磁性部分232位于电磁铁31的磁场中。
110.作为另一个非限制性实施例，附加于或替代于第二级载荷减小机构和第三级载荷减小机构，襟翼作动器脱开控制装置100还可以包括第四级载荷减小机构。
111.例如，铁磁性部分232可以借助摆臂233固定到输出轴231，这样，借助摆臂223进一步增加了电磁铁31作用在铁磁性部分232上的力矩，因为摆臂223的力臂的长度显著大于第三止动件2225的力臂的长度。这样，与作用在扭矩输入部21上的力或载荷相比，所需的相应的电磁铁31的配对力或载荷和载荷显著减小，从而在有限的空间内实现了更大的传动比。
112.作为非限制性实施例，传力杆或摆臂与止动件的力臂的长度之比可以为50：1到2：1的范围内，较佳地在20：1到4：1的范围内。
113.当然，本领域技术人员可以根据作用在飞机襟翼翼面上的载荷情况、电磁体31的具体参数以及空间约束等灵活地设计载荷减小机构的级数以及每一级中的具体传动比，以满足预定的试验要求。
114.如图所示并且作为较佳实施例，襟翼作动器脱开控制装置100还可以包括保护机构，以便在约束装置30断开时保护相应的部件免受撞击。
115.具体地，襟翼作动器脱开控制装置100可以包括第一保护杆40，第一保护杆40可以平行于第一传力杆2221的第一枢转轴线a1设置，例如平行于第一枢转轴线a1固定到壳体10。第一保护杆40与第一枢转轴线a1之间的距离小于第一传力杆2221和第二传力杆2223的长度，使得在约束装置30断开时，阻挡或抑制第一传力杆2221和第二传力杆2223的自由移动。
116.另外，较佳地，襟翼作动器脱开控制装置100还可以包括第二保护杆50，第二保护
杆50可以平行于输出轴231的第二枢转轴线a2设置，例如平行于第二枢转轴线a2固定到壳体10。第二保护杆50与第二枢转轴线a2之间的距离小于摆臂233的长度，使得在约束装置30断开时，抑制摆臂233的自由移动。
117.应当注意，由于力和扭矩是成对出现，本文的描述的力、载荷或扭矩的传递是按照实际试验时的操作方式，即、从襟翼翼面的载荷开始作为“输入部”。然而，替代地，当从“电磁铁”开始进行力和载荷的分析时，电磁铁的位置可以视为力或载荷的“输入部”。另外，应当注意，在襟翼作动器正常工作的襟翼的情况下，本文描述的“输入部”实际上是襟翼作动器的输出部。
118.图4是根据本发明的襟翼作动器脱开控制装置100的安装位置的示意图。
119.如图所示并且作为非限制性实施例，该襟翼作动器脱开控制装置100通过安装凸缘10a安装在真机襟翼作动器位置。当飞机襟翼翼面施加载荷后，襟翼翼面载荷通过传动轴传到襟翼作动器脱开控制装置100上面。传动轴将翼面传递载荷传递到传动盘221上面，传动盘221上的扭矩载荷传递到第一止动件(第一止动块)2222，由于第一止动件2222与第一枢转轴a1是可以固定在一起的(或为一体件)，第一止动件2222上的载荷通过第一枢转轴a1和第一传力杆2221传递到第二止动件2224上面，此处可以认为是第一级杠杆，根据杠杆原理，此时第一止动件2222的载荷大致是第二止动件2224的第一传力杆2221的长度的倍数。进一步地，第一传力杆2221将力或载荷传递到第二止动件2224，由于第二止动件2224和第二枢转轴b1是固定在一起的，第二止动件2224通过第二枢转轴b1和第二传力杆2223传递到第三止动件2225上面，此处也可以认为是第二级杠杆。根据杠杆原理，此时第二止动件2224的载荷是第三止动件2225的载荷的第二传力杆2223的长度的倍数。进一步地，第二传力杆2223将载荷传递到第三止动件2225，由于第三止动件2225和第三枢转轴c1是固定在一起的，第三止动件2225通过第三枢转轴c1和铁磁性部分232将载荷传递到电磁铁31，此处也可以认为是第三级杠杆。根据杠杆原理，第三止动件2225的载荷是电磁铁31载荷的摆臂233的长度的倍数，因此整个装置实现了至少三级降载功能。
120.当要实现作动器脱开时，将电磁铁31断电后，在重力和外载荷的作用下，铁磁性部分232与摆臂233逆时针转动，第二保护杆50保证铁磁性部分232与摆臂233在一定范围内转动，铁磁性部分232与摆臂233带动第三枢转轴c1和第三止动件2225转动，第二传力杆2223由于失去支反力发生顺时针转动，第一保护杆40保证第二传力杆2223在一定范围内转动。接着，第二传力杆2223带动第二枢转轴b1和第二止动件2224转动，第一传力杆2221失去第二止动件2224的支反力发生逆时针转动。第一保护杆40保证第一传力杆2221在一定范围内转动，第一传力杆2221带动第一枢转轴a1和第一止动件2222转动。最终传动轴失去约束后，实现单作动器脱开功能。
121.另外，本发明还提供了一种襟翼作动器脱开试验方法，该方法可以可选地包括以下步骤：
122.将根据本发明的襟翼作动器脱开控制装置100安装在需要脱开的飞机襟翼作动器的位置；
123.在作动器驱动连杆上布置应变片，用于监测作动器输出端的扭矩；
124.激活约束装置30，保证结构受载正常；
125.为襟翼翼面施加外载荷；
126.在作动器输出端的扭矩达到试验要求的阈值时，断开约束装置30。
127.应当理解，以上示出的襟翼作动器脱开试验方法的步骤仅是示意性的，本领域技术人员可以相应地调整步骤顺序、增加步骤或者删减相应的步骤。
128.如本文所用的表示方位或取向的术语“上游”和“下游”、“输入部”和“输出部”以及用于表示顺序的用语“第一”、“第二”等仅仅是为了使本领域普通技术人员更好地理解以较佳实施例形式示出的本发明的构思，而非用于限制本发明。除非另有说明，否则所有顺序、方位或取向仅用于区分一个元件/部件/结构与另一个元件/部件/结构的目的，并且除非另有说明，否则不表示任何特定顺序、操作顺序、方向或取向。例如，在替代实施例中，“第一传力杆”可以是“第二传力杆”，并且“第一级载荷减小机构”可以替代地是指“第二级载荷减小机构”。
129.综上所述，根据本发明的实施例的襟翼作动器脱开控制装置100克服了现有技术中的缺点，实现了预期的发明目的。
130.虽然以上结合了较佳实施例对本发明的襟翼作动器脱开控制装置进行了说明，但是本技术领域的普通技术人员应当认识到，上述示例仅是用来说明的，而不能作为对本发明的限制。因此，可以在权利要求书的实质精神范围内对本发明进行各种修改和变型，这些修改和变型都将落在本发明的权利要求书所要求的范围之内。

技术特征：
1.一种襟翼作动器脱开控制装置(100)，所述襟翼作动器脱开控制装置包括：壳体(10)，所述壳体包括安装凸缘(10a)，用于在所要模拟的襟翼作动器的位置处固定到飞机的机翼，传动装置(20)，所述传动装置包括：扭矩输入部(21)，所述扭矩输入部接收来自襟翼的第一载荷；载荷减小装置(22)，所述载荷减小装置设置在所述扭矩输入部(21)下游并且将所述第一载荷减小到第二载荷；和扭矩输出部(23)，所述扭矩输出部设置在所述载荷减小装置(22)下游，并且接收所述第二载荷；以及约束装置(30)，所述约束装置与所述扭矩输出部(23)相互作用，以选择性地对抗所述第二载荷以约束所述扭矩输出部(23)或释放所述扭矩输出部(23)。2.根据权利要求1所述的襟翼作动器脱开控制装置(100)，其特征在于，所述载荷减小装置(22)包括传动盘(221)，所述传动盘的第一部分(221a)经由传动轴联接到所述扭矩输入部(21)，而所述传动盘(221)的第二部分(221b)与所述扭矩输出部(23)相互作用，其中，所述扭矩输入部(21)包括齿轮(21a)，所述齿轮的分度圆直径小于所述传动盘(221)的直径。3.根据权利要求2所述的襟翼作动器脱开控制装置(100)，其特征在于，所述载荷减小装置(22)还包括连杆结构(222)，所述传动盘(221)的所述第二部分(221b)经由所述连杆结构(222)与所述扭矩输出部(23)相互作用。4.根据权利要求3所述的襟翼作动器脱开控制装置(100)，其特征在于，所述连杆结构(222)包括第一传力杆(2221)，所述第一传力杆的第一端经由第一止动件(2222)与所述传动盘(221)相互作用，其中，所述第一止动件(2222)固定地连接到所述第一传力杆(2221)的第一端并且由所述壳体(10)枢转地支承，所述第一止动件(2222)与所述传动盘(221)的所述第二部分(221b)西配，以在第一方向上卡止到所述第二部分(221b)，而所述第一传力杆(2221)的第二端与所述扭矩输出部(23)相互作用。5.根据权利要求4所述的襟翼作动器脱开控制装置(100)，其特征在于，还包括第一保护杆(40)，所述第一保护杆平行于所述第一传力杆(2221)的第一枢转轴线(a1)设置，并且与所述第一枢转轴线(a1)之间的距离小于所述第一传力杆(2221)的长度。6.根据权利要求4所述的襟翼作动器脱开控制装置(100)，其特征在于，所述连杆结构(222)包括第二传力杆(2223)，所述第一传力杆(2221)经由所述第二传力杆(2223)与所述扭矩输出部(23)相互作用，其中，所述第二传力杆(2223)的第一端由所述壳体(10)可枢转地支承并且固定有第二止动件(2224)，使得所述第一传力杆(2221)的第二端抵靠所述第二止动件(2224)，并且，其中，所述第二传力杆(2223)的第二端与所述扭矩输出部(23)相互作用。7.根据权利要求6所述的襟翼作动器脱开控制装置(100)，其特征在于，所述连杆结构(222)还包括第三止动件(2225)，所述第二传力杆(2223)的所述第二端经由所述第三止动件(2225)与所述扭矩输出部(23)相互作用，其中，所述第三止动件(2225)由所述壳体(10)可枢转地支承，并且固定到所述扭矩输出部(23)的输出轴(231)。
8.根据权利要求7所述的襟翼作动器脱开控制装置(100)，其特征在于，所述约束装置(30)包括电磁铁(31)，而所述扭矩输出部(23)包括铁磁性部分(232)，其中，在所述扭矩输出部(23)被所述约束装置(30)约束时，所述电磁铁(31)通电，并且所述铁磁性部分(232)位于所述电磁铁(31)的磁场中。9.根据权利要求8所述的襟翼作动器脱开控制装置(100)，其特征在于，所述铁磁性部分(232)借助摆臂(233)固定到所述输出轴(231)，其中，所述襟翼作动器脱开控制装置(100)还包括第二保护杆(50)，所述第二保护杆平行于所述输出轴(231)的第二枢转轴线(a2)设置，并且与所述第二枢转轴线(a2)之间的距离小于所述摆臂(233)的长度。10.一种襟翼作动器脱开试验方法，所述方法包括以下步骤：将根据权利要求1-9中任一项所述的襟翼作动器脱开控制装置(100)安装在需要脱开的飞机襟翼作动器的位置；在作动器驱动连杆上布置应变片，用于监测作动器输出端的扭矩；激活所述约束装置(30)，保证结构受载正常；为襟翼翼面施加外载荷；在所述作动器输出端的扭矩达到试验要求的阈值时，断开所述约束装置(30)。

技术总结
本发明涉及一种襟翼作动器脱开控制装置，包括：壳体，壳体包括安装凸缘，用于在所要模拟的襟翼作动器的位置处固定到飞机的机翼，传动装置，包括：扭矩输入部，扭矩输入部接收来自襟翼的第一载荷；载荷减小装置，载荷减小装置设置在扭矩输入部下游并且将第一载荷减小到第二载荷；和扭矩输出部，扭矩输出部设置在载荷减小装置下游，并且接收第二载荷；以及约束装置，约束装置与扭矩输出部相互作用，以选择性地对抗第二载荷以约束扭矩输出部或释放扭矩输出部。这种装置能实现单作动器脱开功能，并且易于在现有的飞机机翼上进行改装且易于操作，能够实现瞬态脱开功能，而且精度足够满足试验要求。另外，本发明还涉及一种襟翼作动器脱开试验方法。脱开试验方法。脱开试验方法。


技术研发人员：喻文 雷平 陆琪 黄勇 何超杰 徐春雨
受保护的技术使用者：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
技术研发日：2023.01.12
技术公布日：2023/4/18