CN102791574A - 带调节襟翼之航空器的襟翼调整*** - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空器的调整***，其包括：至少一个调节襟翼(A1，A2；B1，B2)，其分别通过至少两个支承装置(LS)安装至航空器的机翼并且可相对于所述机翼移动，至少一个用于调整所述调节襟翼(A1，A2；B1，B2)的调整装置(A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22)，其中各调整装置包括：致动器(20；120)和调节运动机构(VK)以及负载传感器(S-K)，所述调节运动机构(VK)通过驱动杆(30，130)将所述致动器(20；120)运动地连接至所述调节襟翼(A1，A2；B1，B2)，所述驱动杆(30，130)通过第一和第二接头(31，32；131，132)将所述致动器连接至所述调节襟翼(A1，A2；B1，B2)，其中所述调节运动机构(VK)实现为，在所述调节襟翼(A1，A2；B1，B2)的最大调整行程，对所述驱动杆(30；130)与调节襟翼(A1，A2；B1，B2)之间的第二接头调节的角度量小于对所述第一接头(31；131)所调节之角度的50％，并且其中所述负载传感器(S-K)设于所述至少一个分别位于调节襟翼(A1，A2；B1，B2；K)上的调整装置(A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22)中的至少一个和所述第二接头(32；132)中，所述驱动杆通过所述第二接头连接至所述调节襟翼(A1，A2；B1，B2；K)，其中所述负载传感器(S-K)实现为其对这一负载路径上的力进行测量。

Description

带调节襟翼之航空器的襟翼调整***

技术领域

本发明涉及航空器的襟翼调整***。所述襟翼调整***的特征在于各机翼上至少有一个可调整的调节襟翼，其中调节襟翼主要包括航空器的可调整气动襟翼(具体为高升力襟翼)。具体地，襟翼调整***包括航空器的高升力***。

技术背景

用于调整襟翼的调整装置通过带有中央驱动器和中央扭转轴系的着陆襟翼***来致动是业界公知的技术。轴系将中央驱动电机产生的机械驱动扭矩传递至使得襟翼移动的致动器。举例来说，若调整装置被卡住，需要防止调整装置继续将驱动扭矩传递至调节襟翼。业界公知的是使用负载传感器来检测这一情况。

第P 195 209号美国专利揭露了一种用于高升力***驱动器的负载传感器，其检测致动器的输出负载并且在检测到过载之后使得驱动器***停止工作。

第33 08 301 B3号德国专利揭露了这样一种高升力***，其带有驱动器***、将驱动能传递至着陆襟翼/缝翼***的各单独段的驱动单元的部件、及由电气负载传感器构成的过载保护装置，所述电气负载传感器设在将各齿轮的驱动能导入襟翼体的点上，即，齿轮输出杠杆上的驱动能的传输点。

发明内容

本发明的一个目的是提供这样的航空器襟翼调整***，其包括调节襟翼和用于判定调节襟翼中的调整装置之负载的负载传感器，以允许对负载值有更可靠和更精确的判定，以及使得负载传感器就维修费用而言有更优的集成。

本发明的另一个是提供这样的航空器襟翼调整***，其包括调节襟翼和用于判定调节襟翼中的调整装置之负载的负载传感器，特别是在部件(特别是所述襟翼调整***的致动器)更换过程中不会降低负载传感器的精度以及其与襟翼调整***的结构环境的适应。

权利要求1的特征可达成所述目的，其附属权利要求具体描述了其他实施例。

根据本发明，提出了这样的襟翼调整***或伺服***，其包括：

至少一个调节襟翼，其分别通过至少两个支承装置连接至航空器的一个机翼并且可相对于所述机翼移动，

至少一个用于调整所述调节襟翼的调整装置，其中各调整装置包括：致动器和调节运动机构以及负载传感器，所述调节运动机构通过驱动杆将所述致动器连接至所述调节襟翼，所述驱动杆通过第一和第二接头将所述致动器连接至所述调节襟翼，

至少一个驱动单元，其用于驱动所述调整装置，及

控制监视装置，其功能性地连接至所述至少一个驱动单元以调节所述调整装置，并且所述控制监视装置还功能性地连接至至少一个所述负载传感器以接收由所述负载传感器生成的传感器信号。

根据本发明，所述调节运动机构实现为，在所述调节襟翼的最大调整行程，对所述驱动杆与襟翼之间的第二接头调整的角度量小于对所述第一接头所调整之角度的50％。

根据本发明，此外，所述负载传感器设置在分别位于调节襟翼上的所述至少一个调整装置中的至少一个中和所述第二接头中，所述驱动杆通过所述第二接头连接到所述调节襟翼，其中所述负载传感器实现为其对这一负载路径上的力进行测量。

所述负载传感器集成入将驱动杆连接至所述调节襟翼的第二接头中的连接螺栓，并且所述负载传感器形成为其对所述连接螺栓中的通过所述驱动杆作用在所述第二接头上的横向力进行测量。

较之现有技术公知的解决方案，本发明的的解决方案明确地限制需要进行负载测量的角度范围。负载测量通常在中心区域的测量精度最高并且其两侧区域的精度降低。在这种情况下，具有决定意义的是，最大效应作用在接头上的何点，例如，当调节襟翼位于这样一个位置时，即因为***相关的技术原因需要分别进行负载测量的襟翼调节范围形成最大可测量效应分别作用在接头上的一个范围时，所述最大效益作用在接头的扩张或接头套管处。根据本发明，负载传感器对齐或位于接头中，以使传感器在调节襟翼的与测量相关的各调整范围中以最优的方式覆盖接头的因外部负载而发生最大效应的区域。当使用带应力计的负载传感器时，这意味着其测量精度更大的中心部分覆盖了调节襟翼的相关调整位置中发生最大扩张的区域。根据本发明，由此能够在控制监视装置的监视功能中限制进行测量的调整范围。

由此，负载传感器可这样位于连接螺栓中，以使其中心或中心部分覆盖这样的区域，即，在该区域，连接螺栓中取决于调节襟翼的不同伸展位置中接头可能的角位置所发生的最大扩张。

具体地，所述调节运动机构实现为，在所述襟翼的最大调整行程上，对所述驱动杆与调节襟翼之间的第二接头调节的角度量小于对所述第一接头所调节之角度的50％。较之现有技术公知的解决方案，本发明的解决方案限制了需要进行负载测量的角度范围。由此，负载传感器可这样位于连接螺栓中，以使其中心或中心部分覆盖这样的区域，即，连接螺栓中取决于调节襟翼的不同伸展位置中可能的角位置所发生的最大扩张。

根据本发明的一个示例实施例，提出将负载传感器设在将驱动杆连接至调节襟翼的接头的连接螺栓中，并且实现为其对连接螺栓中施加给调节襟翼的相应力所造成的横向力进行测量。所述负载传感器设在将驱动杆连接至调节襟翼的第二接头的连接螺栓中，并且实现为其对连接螺栓中出现的、由驱动杆施加给第二接头的横向力进行测量。

这种情况下，具体地，能够将负载传感器设在将驱动杆连接至调节襟翼的接头的连接螺栓中，并且以应力计的形式实现所述负载传感器，即，使其对通过连接接头或容纳连接螺栓的接头壳体的表面上的调节襟翼作用在连接螺栓上的力而造成的扩张进行测量。这种情况下，可将应力计用在连接螺栓或容接头壳体的腔室的内表面，以使其覆盖相对接头轴线的圆周区域的一部分，即，调节襟翼的预定调整范围的调整位置中发生最大应力的区域。

根据本发明的示意性实施例，负载传感器包括至少一个设在所述连接螺栓内侧的应力测量装置。这种情况下，连接螺栓可以中空螺栓的形式实现，并且应力测量装置可设在内孔的表面。应力测量装置包括一或多个例如以全桥结构设置的应力计(DMS)。或者，负载传感器可实现为负载单元的形式。负载传感器一般可实现为传感器元件的温度补偿结构的形式。

本发明的解决方案在襟翼调整***中特别有利，其中驱动杆可相对其自身的长度调节从而相对于调节襟翼的预定位置(例如，收起的调节襟翼的位置)来调整所述调节运动机构。这种情况下，具体来说，能够通过螺纹调整驱动杆的长度。

在这一示意性实施例中，第二接头的结构较之传感器设在第一接头中的解决方案特别有利：因传感器的精度取决于作用在传感器上的力的方向，驱动运动机构的调节所造成的测量错误，具体是如果传感器位于第二接头上会造成驱动杆的长度变化减小。因此，根据本发明提出的集成入第二接头的负载传感器较之业界公知的将负载传感器集成入第一接头的解决方案特别有利，即，由于调节运动机构的调节使得驱动杠杆与驱动杆之间的第一接头的角度变化比第二接头的角度变化大的多。仅将负载传感器设于第二接头中的的结构允许利用安全关键***所需的可靠性根据本发明对待补偿的故障进行检测，但需为负载传感器定义在驱动杠杆的全长度调节上就这一方面而言足够精确的阈值一获得该可靠性。

根据本发明的示意性实施例，至少一个调整装置的所述负载传感器通过信号线连接至分配给所述调整装置的控制监视装置以传输由所述负载传感器生成的传感器信号，其中所述信号线从所述负载传感器延伸入所述调节襟翼并且从所述襟翼延伸进入所述主翼并且沿所述支承装置中的一个延伸至所述控制监视装置。尽管这一测量可使得线路长度大于业界公知，这一情况下，所述线路不必经过或穿过致动器而形成，以使更容易维持线路选择并且更可靠。这一线路选择还使得能够更好地保护线路不受大气的影响。

本发明的***设计中，作为多种功能之一，控制监视装置中的相应功能使得能够利用根据本发明的襟翼调整***以有利的方式(即，可靠地、有效地并且不需要结构加强的情况下进行测量)检测下列安全关键故障：

调整装置或者襟翼或其轴承结构中的一个的卡阻，其中所述卡阻可导致过载，并且，由于若发生卡阻则所有的驱动扭矩都施加在相应的站处，因此会导致驱动链或者相邻结构部件的碎裂；

调整装置的力传递元件(例如，驱动杠杆)的碎裂，其中由两条导轨进行导向的襟翼的驱动杠杆的碎裂可导致倾斜(“歪斜”)；

襟翼的一个调整装置停止动作的同时，特别是由于致动器发生特殊的内部故障时，继续将驱动能量传递至同一襟翼的其他调整装置。

利用致动器的输出侧的负载传感器的精度，前述故障进行检测的可靠性，特别是上述第二故障检测的可靠性会增大，这样，根据本发明的第二接头中的致动器结构在这一方面特别有利。

还需要注意，由于制造公差和温度效应，阈值可具有比较大的范围。出故障的站停止动作或者有非常大牵引力矩，而中央驱动轴的驱动扭矩继续被传递到其他站。因此，由其他站的致动器使得襟翼继续移动。这一故障可导致襟翼的倾斜(“歪斜”)或者扭转，并最终可能造成襟翼撕裂。

由于采用了用于过载及/或欠载检测的负载测量，具体地，能够不使用机械的负载限制器，从而相应地减轻元件重量。由于机械的负载限制器的制造公差较高，因此通过负载传感器进行的过载检测更为精确。由于过载检测的精度更高，可为结构部件设计更小的负载。从而，由于“雪球效应”而降低结构重量。

根据本发明的襟翼调整***能够通过负载测量判定关键故障而检测出“歪斜”。这一负载测量可用于检测其他故障，这样，就可用一种监视机制来检测多种不同的故障。这减小了检测不同故障所需的总体传感器开销，并因此增加了***可靠性。

根据本发明，控制监视装置可实现为其根据接收自负载传感器的传感器信号判定未达到表征工作负载的限制值或阈值，由此检测襟翼的故障。还可根据襟翼位置及/或飞行条件及/或飞行器飞行的操作模式及/或飞行器形态(例如，起落架放下或收回)定义限制值或阈值。

这种情况下，具体来说，表征操作负载的限制值或阈值可为小于最大操作负载的测量值的一半。

或者，还能够在控制监视装置中定义表征工作负载的固定限制值。

所述由负载传感器根据负载确定并且需要与所述表征工作负载的限制值进行比较的传感器值，还可为根据各被分配的襟翼的所述调整位置而判定的值。

根据本发明的襟翼调整***可实现为“中央驱动”，其中故障容错襟翼调整***包括驱动单元，所述驱动单元由控制监视装置控制并且通过旋转轴机械连接至各翼的调整装置以实现其致动。

这种情况下，驱动单元包括至少一个驱动电机和至少一个分配给驱动电机的用以使得相应驱动电机停止输出的制动装置，其中所述控制监视装置包括：

伺服机构，其生成用于驱动电机的命令信号以调整所述调节襟翼，

监视机构，命令信号通过监视机构发送至制动装置以在控制监视装置根据负载传感器的传感器值与分别分配给调节襟翼的调整装置其中之一的标称值之间的比较判定故障的情况下使得所述制动装置工作。

或者，根据本发明的襟翼调整***可实现为“中央驱动”，其中，

至少两个调整装置分别连接至各机翼的至少一个襟翼并且沿襟翼的翼展方向相互分开，其中所述调整装置通过一个相应的驱动链连接至分配给调节襟翼的相应驱动单元，并且

所述故障容错襟翼调整***包括用于驱动调整装置的驱动单元，其中一个相应驱动单元分配给各调节襟翼并且所述驱动单元功能性地连接至控制所述驱动单元的控制监视装置。

这种情况下，调节襟翼的调整装置还可包括：至少一个驱动电机和至少一个分配给所述驱动电机用以使得相应驱动电机停止输出的制动装置，并且

所述控制监视装置包括控制监视单元，各控制监视单元分别功能性地连接至至少两个分别连接至调节襟翼的调整装置，其中各控制监视单元包括：

伺服机构，其生成用于驱动电机的命令信号以调整所述调节襟翼，以及

监视机构，命令信号通过监视机构发送至所述制动装置以在控制监视装置根据负载传感器的传感器值与分别分配给调节襟翼的调整装置其中之一的标称值之间的比较判定故障的情况下使得制动装置工作。

附图说明

下文将根据附图描述本发明，其中：

图1示出了本发明的带调节襟翼和使得调节襟翼致动的调整装置的高升力***实施例的示意图，各翼上设有两个调节襟翼，其中所述调整装置各自包括至少一个致动器，位于所述至少一个致动器的输入侧的至少一个相应第一负载传感器以及位于其输出侧的至少一个相应第二负载传感器，并且其中通过中央驱动电机和连接至其上的旋转轴驱动调整装置；

图2示出了图1高升力***之一部分的放大示意图，该部分用于相对于航空器纵向轴线的右侧翼；

图3示出了根据本发明的调整装置实施例的示意图，其示出了负载传感器在将推杆与调节襟翼连接的旋转接头中的布置，并且

图4示出了图1所示高升力***的代替实施例的示意图，所述实施例包括调节襟翼，所述调节襟翼的调整装置由各相应的驱动单元致动，其中根据图2的高升力***的部件的功能类似于图1中部分由相同标号标识的元件的功能。

具体实施方式

图1示出了本发明的襟翼调整***的实施例，其表现形式为用于调节各机翼上的至少一个调节襟翼(具体来说，至少一个着陆襟翼)的高升力***1。图1示出了各机翼(图1未示)上的两个着陆襟翼。这一附图具体示出了：位于第一机翼上的内着陆襟翼A1和外着陆襟翼A2以及位于第二机翼上的内着陆襟翼B1和外着陆襟翼B2。在本发明的所述高升力***中，每个机翼上的着陆襟翼也可为一个或两个以上。

多个调节襟翼各自通过一个相应轴承站LS可移动地安装在机翼的主翼上，图3示出了其实施例。各调节襟翼还通过至少一个调整装置连接至调整站，其中这样实现所述调节站，即，其可接收通过驱动单元传递至其上的动力并且将所接收的动力转换为安装在所述轴承站上的襟翼的调整运动。在上下文中，所谓“调整站”系指多个各自连接至调节襟翼的调整装置。如若每个襟翼分别分配有至少两个调整装置，则所述调整装置沿襟翼的翼展(wingspan)方向相互间隔。

支承站LS可包括一或多个在整个调节范围内对主翼上的调节襟翼进行支撑或共同支撑的支承装置。分配给襟翼的所述至少一个支承装置主要具有“凹铰链运动机构(dropped-hinge kinematics)”或“富勒运动机构(Fowlerkinematics)”。“富勒运动机构”例如可以“滚道运动机构(trackkinematics)”、“滚道链节运动机构(track-link kinematics)”或“连杆运动机构”的形式实现。“滚道运动机构”包括轨道和可在轨道上移动之滑块的组合。为了对调节襟翼进行调整，调整装置联接至所述滑块，这样，调整装置相应地使得滑块在轨道(“滚道”)上移动，并因此利用各分配的驱动单元的致动而使得襟翼移动。在这种情况下，调整装置可包括连接至滑块以实现其运动的旋转致动器或心轴驱动器。在所谓的“凹铰链运动机构”中，支承装置包括接头架，其设在主翼上尾缘的区域并且从这一位置向下凸出。襟翼通过设在主翼上的托架连接至接头架的外端。调整装置具体可连接至襟翼，并且在这一情况下包括旋转致动器。

通过界面(具体包括导航界面IF并且具有致动杠杆之类致动元件)对高升力***1进行致动和控制。致动元件IF功能性地连接至控制监视装置C，所述控制监视装置C经由控制线C1传送控制命令以控制驱动单元P。根据图1的实施例中，控制监视装置C以所谓的“中央”控制及监视装置C的形式实现，即，其特征在于可对若干个，具体地，可对高升力***1的几个，具体为所有的调整装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22进行控制和监视。

例如设在机身区域的中央驱动单元P可由一或多个驱动电机实现。所示高升力***1的实施例中，驱动单元P具有两个驱动电机M1和M2，例如包括液压电机和电动电机。驱动单元P还可包括至少一个分配给驱动电机M1和M2的并且可由控制监视装置C的命令信号分别使其工作的制动装置。图1所示的高升力***的实施例中，驱动单元P包括两个分别由控制监视装置C的命令信号使其致动的制动装置B1，B2。制动装置B1和B2中的至少一个功能性连接至控制监视装置C，控制监视装置C在预定条件下使得制动装置工作并由此可锁住旋转轴驱动链11，12。若驱动电机或多个驱动电机中的一个发生故障时，可通过中央驱动单元P或者分配给所述至少一个驱动电机的驱动电机控制装置关闭相应的驱动电机。若驱动单元P仅包括一个电机，则该驱动单元可实现为仅包括一个制动装置。具体地，这一电机也可实现为余度电机的形式，其驱动功能备份地实现，以提高可靠性。

在根据图1的包括两个电机M1和M2的实施例中，驱动单元P包括这样连接至液压电机M1和电动电机M2的输出侧的差动机构D，即，将分别由液压电机M1和电动电机M2生成的动力相加并且传递至具体以旋转驱动轴11和12的形式实现的旋转轴驱动链。图1所示的本发明的高升力***中的示意性实施例中，两个制动装置B1和B2还设置到并且功能性地连接至控制监视装置C。控制监视装置C实现为其在预定条件下使得制动装置B1和B2工作，具体地，若其判定襟翼调整***的其中一个组件发生严重故障，则制动装置可锁住旋转轴11，12。若两个驱动电机中有一个被关闭，例如，所示示意实施例中的液压电机M1或电动电机M2，中央驱动单元P则传送减小的动力，由于差动机构设计成使得由液压电机M1和电动电机M2分别生成动力相加，所以减小的量为被关闭驱动电机的动力量。也可仅设置一个制动装置而不是两个制动装置B1和B2，以及仅设置一个电机而不是两个电机M1和M2。

所示的襟翼调整***的示范性实施例中，驱动单元P旨在通过相应的调整装置对所有的组成襟翼调整***一部分的调节襟翼A1、A2、B1、B2进行驱动和调整，即，每个机翼至少有一个调节襟翼，但最好是每个机翼有多个调节襟翼A1、A2和B1、B2。这一驱动单元具体可设在中央位置，即，具体可设在航空器的机身中。总共两个驱动链(具体为旋转驱动轴11，12的形式)分别连接至驱动单元P以对每个机翼的襟翼A1、A2和B1、B2中的至少一个进行致动。两个旋转驱动轴11，12连接至中央驱动单元P，并通过这一驱动单元而相互同步。中央驱动单元P根据相应的控制命令使得旋转驱动轴11，12旋转，以进行连接至旋转驱动轴的各调节襟翼A1、A2和B1、B2的调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22的调节运动。可将负载限制器或扭矩限制器L结合到旋转驱动轴11，12的靠近驱动单元P的轴断面。

调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22中至少有一个连接至各调节襟翼A1、A2和B1、B2以实现其调节。图1所示的高升力***1中，两个调整装置A11，A12或B11，B12或A21，A22或B21，B22分别设在各调节襟翼A1、A2、B1、B2上，其中调整装置A11，A12或B11，B12设在内调节襟翼A1和B1上，调整装置A21，A22或B21，B22设在外襟翼A2和B2上。使得或共同使得襟翼致动的所有调整装置或一般至少一个调整装置也可称为调节站。

下文将参考图2和调节襟翼B1，B2描述调整装置B11，B12，B21，B22，其中对不同调整装置B11，B12，B21，B22中实现相同功能的组件在各调整装置B11，B12，B21，B22中标以相同的标号。此图示出了襟翼调整***(具体为高升力***1)的实施例，其中各调整装置B11，B12，B21，B22的接头32上包括负载传感器S-K。

各调整装置B11，B12，B21，B22(根据图1的图示中，各调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22)包括致动器20或传动装置20以及用于将致动器20运动连接至调节襟翼的调整运动机构VK。致动器20一般连接至驱动单元的输出。这可通过传动装置25实现。图1所示的实施例中，设置这一传动装置25旨在将各自驱动轴11，12的运动转换为连接至致动器20的驱动元件或驱动组件21的运动，以将输入运动传递至致动器20的输入侧的输入组件21或所谓的“下驱动连杆(downdrive link)”。致动器或传动装置20机械连接至各自旋转驱动轴11，12，并且将各自旋转驱动轴11，12的旋转运动转换为连接至各调整装置B11，B12，B21，B22的襟翼区域的调整运动。

在这种情况下，可以在襟翼的各调整装置B11，B12，B21，B22上设置位置传感器26(图2)，其中所述位置传感器判定各个调节襟翼A1、A2、B1、B2的当前位置，并且经由未示的线路将这一位置值传递至控制监视装置C。

为了运动地连接致动器20，致动器20一般通过调整运动机构VK(以襟翼侧连接装置的形式)连接至调节襟翼A1、A2、B1、B2。

致动器20一般还包括连接至襟翼侧的连接装置30的输出组件或驱动组件22，以将致动器连接至相应调节襟翼。因此，以相应调节襟翼A1、A2、B1、B2之运动形式传递输出组件22的运动。在这种情况下，可在输入组件21与输出组件22之间设置带有传动功能的机械传动机构。

此外，可在旋转驱动轴11和12的端部设置非对称传感器28，其中所述非对称传感器也经由未示的线路功能性地连接至控制监视装置C，并且经由此条线路将当前值传递至控制监视装置C，并且其中这一当前值表示旋转驱动轴11和12的端部是否在预定范围内旋转或者旋转驱动轴11和12是否处于非对称的旋转位置。

再者，可分别在各旋转驱动轴11和12上设置翼尖制动器WTB，并且当使得翼尖制动器WTB工作时，其可停止旋转驱动轴或各驱动链11或12的动作。在此情况下，设置翼尖制动器WTB，具体地，设在旋转驱动轴11和12的位于相应机翼的外侧区域的位置处。各翼尖制动器WTB也经由未示的线路功能性地连接至控制监视装置C，并且可经由这一线路受控制监视装置C的控制和致动。工作期间，翼尖制动器WTB的正常初始状态为翼尖制动器不干扰旋转驱动轴11和12旋转的非致动状态。可利用控制监视装置C的相应控制信号使得翼尖制动器WTB工作，以限制相应分配的旋转驱动轴11或12。

图3所示的调整装置示意实施例中，致动器以旋转致动器120的形式实现，输出组件以致动器操纵杆122的形式实现，连接装置130以通过接头131，132将致动器连接至调节襟翼K的驱动杆或连接操纵杆的形式实现。在这种情况下，设置了将驱动杆130连接至致动器操纵杆122的第一接头131以及将驱动杆132连接至调节襟翼K的第二接头132。

调节襟翼通过带有至少一个支承装置141的轴承站LS连接至主翼H，其中根据图3的示意实施例中的支承装置以带有凹铰链运动机构的支承装置141的形式实现。支承装置141包括安装架143，安装架143在主翼H上延伸并且从主翼沿所谓的翼厚方向D-H向下延伸，其中轴承接头144设在所述安装架上。以接头架145形式的支撑装置连接至轴承接头144并且通过安装装置146而将所述支撑装置安装或支撑在调节襟翼K上。致动器以旋转致动器120的形式实现。

滚道运动机构形式的调整装置的代替实施例中(未图示)，可将例如包括旋转致动器或心轴驱动器的致动器连接至滑块，其中驱动杆(类似于驱动杆130)通过第一接头而设在滑块上并且通过第二接头而设在调节襟翼上。

根据本发明，位于机翼或调节襟翼A1，A2，B1，B2上的调整装置(图1中，调整装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22)中的至少一个包括设在相应接头32或132中的负载传感器S-K，相应的驱动杆30或130通过所述接头32或132连接至相应的调节襟翼K或A1，A2，B1，B2，其中负载传感器S-K这样实现，即，其测量这一负载路径上存在的力。负载传感器S-K功能性地连接至控制监视装置C，以接收由所述负载传感器生成的传感器信号。负载传感器S-K设为对因作用在襟翼K上的力而从襟翼K传递至调节运动机构VK的负载进行测量。

这种情况下，具体地，能够达成如下的测量，即，当达到或超过相应调整装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22(系在所述调整机构中进行测量)的标称最大允许负载时，所述负载传感器进行测量。若预定最大负载定义为其大体上表示最大可允许负载，则可与调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的调整位置无关，即，在调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的整体调整范围内，进行最大负载的测量。由于最大负载的定义与调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的调整位置无关，因此可连续地或在预定的时间间隔内进行最大负载的测量。对假设最大负载的判定使得例如检测其中一个调整装置的碎裂或“连接断开”成为可能，即，由于测量到处于这一情况下的同一调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的至少一个另一调整装置上的负载明显大于保持完好的调整装置的负载。若连续或在预定时间间隔内测量负载传感器上的相应负载，接收各测得传感器信号的控制监视装置C可将这些传感器信号与对应于预定最大负载的信号值进行比较并且判定是否已经发生故障，并且，若超过襟翼调整站的最大负载，则作出并且初始化合适的措施以对襟翼调整***或调整站进行再设置。可在调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的任何调整位置处执行所述测量以及随后的测得值与最大负载的相关比较。可类似地通过比较测得负载与假设最大负载，判定襟翼K在一个调整装置(“歪斜”)中的卡阻(jamming)与歪斜(skewing)或倾斜(tilting)：这一情况下，若控制监视装置C在之前及/或之后发出调节命令，则在同一襟翼的其他相应调整装置上的负载比未发生此类卡阻情况的负载大。这样，不仅由于空气负载，还因为由所述调整装置作用在相应第二接头32或132上的力，相应第二接头32或132中的同一调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的仍然保持完好的调整装置上生成显著较大的力，这样，控制监视装置C根据由设在同一接头中用于测量各所存在之负载的负载传感器S-K所测得信号值和相应的比较判定超过了预定最大负载。可以这样实现控制监视装置C，即，其判定属于出问题的调节襟翼A1，A2，B1，B2或K并且包括分别分配给调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的调整装置A11，A12或B11，B12或A21，A22或B21，B22的相应调整站出现故障，并且在适用的情况下，作出并且初始化合适的措施以对襟翼调整***或调整站进行再设置。

若一个负载传感器S-K指示无负载状态，而连接至同一调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的其他驱动站的其他负载传感器S-K指示负载增大，则可判定连接至调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的致动器发生碎裂，并且由此可判定相应的故障。在此情况下，控制监视装置C也可实现为其生成用于制动装置的命令信号以立即停止襟翼调整***。

若调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的一个调整装置卡死，而驱动能继续被传递到同一襟翼的另一调整装置时，损坏的调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22因发生这一情况的调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的倾斜而导致负载增大，其中根据由设在这一位置的负载传感器S-K所测得的值与正常值的相应比较而检测出所述增大的负载，并且其中同时通过生成相应命令信号的控制监视装置C而立即关闭和停止襟翼调整***。

一旦负载传感器S-K检测到大于预定阈值的负载，就判定发生过载并且相应控制监视装置C可实现为使得襟翼调整***或调整站停止工作。阈值可为固定值，预定值，或取决于其他状态变量的值。若仅使用固定值，所述过载检测与新式的电子负载限制器的功能相对应。采用状态-依赖阈值可在许多故障情况下达成更早的故障检测。

作为代替或者除此之外，负载传感器S-K也可在未达到及/或超过根据假设而预先确定的工作负载时进行测量。由于负载传感器S-K位于***与结构直接的界面，根据本发明，也可利用负载传感器判定结构负载。若在中央计算机中连续记录负载分布，则可根据结构负载周期对负载分布(load profiles)进行评估。这一信息可用于“占空比”监视及/或“健康监视”。

控制监视装置C可这样实现，若根据相应存在的负载的信号值与假设工作模式的值比较而实际判定的负载未达到预定或判定的工作负载，即，这一情况下，由于襟翼上的外部力未通过连接装置传递至同一调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22的调整运动机构VK，则控制监视装置C判定和识别出同一调整装置发生“连接断开”。这种情况下，控制监视装置C判定相应的调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22或调整站发生故障，并且在适用的情况下，作出合适的措施以对襟翼调整***或调整站进行再设置，诸如，例如通过制动装置B1，B2停止襟翼调整***或高升力***1。

这一情况下，所使用的标称值(nominal value)或比较值可与调整位置相关，其中在对各调整位置的测试中判定相应比较值或预定义工作负载，并且存储在控制监视装置C。因此，可在航空器的工作期间(即，具体来说，在定期时间间隔内并且依赖于调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的调整装置的调整状态)连续进行所述测量。还可在作出并且进行调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22或调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的调整时进行所述负载测量。若连续或定期性地进行所述负载测量，控制监视装置C则在调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的调整期间确定比较值，其中不能超过或者必须达到所述比较值，即，根据是否为最大值或工作负载值来判定，并且其中使用取决于调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的相应假设调整位置的相应比较值来进行比较。例如，若着陆襟翼在着陆进场之前放下，控制监视装置C可通过负载传感器进行负载测量，根据是否已超过最大值或是否已达到工作负载的比较进行判定，并且在各个情况下判定出问题的调整装置中已发生故障。此后或同时，控制监视装置C可对襟翼调整***进行再配置，并且在这一处理期间通过至少一个制动装置使得襟翼调整***1停止动作及/或明确指定相应被判定的故障不会影响着陆进场的修改的进场模式。

具体地，能够在控制监视装置C中实现这样的功能，即，将调节襟翼的调整装置移入预定调整位置，并且随后借助调节襟翼的调整装置上的【文字缺失】进行根据本发明的负载测量，以在适用时判定其故障并且初始化襟翼调整***的再配置。也可在调节襟翼缩回时进行测量。

在这样的高升力***1中，即，经由电线通过分散的控制监视装置C对调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22的相应致动器20和120进行控制，并且至少两个相应的致动器20和120连接至调节襟翼以实现其致动，所述***可配置为，一旦调整装置故障检测功能判断相应的调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22失效(故障A)，则不再致动相应的调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22。为了避免控制不对称，还使得与发生故障的调节襟翼沿航空器的纵向轴线对称设置的调节襟翼不再致动。此外，为了在这种情况下锁定调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22的当前调整状态，也可使得设在相应致动器20和120中的制动器B1，B2工作。

若由共用旋转驱动轴11，12驱动这些致动器并且调节运动机构VK的相应部件装配有自动防故障(failsafe)机构，则高升力***再配置功能可指定出问题的调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22继续致动。

在经由电线通过中央控制监视装置C对调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22的致动器进行控制的高升力***中，若判定发生故障B，则也可初始化在故障A的情况下所用的相同可选措施。根据图1的由旋转驱动轴11，12机械地驱动调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22的高升力***1中，若判定一个调整装置中发生故障B，为了防止***内的力冲突，则可通过电机制动器M1，M2及/或翼尖制动器WTB使得***停止动作。

以集中方式(即，由旋转轴11，12)驱动的高升力***1中，若控制监视装置C所确定的标称位置不被允许地偏离了由位置传感器26测得的实际位置，控制监视装置C或高升力***再配置功能则可向翼尖制动器WTB以及至少一个制动装置B1，B2发送工作信号，以使得轴系11，12都停止动作。

图3所示的示意性实施例中，旋转致动器120的致动器杠杆131通过第一接头131连接至驱动杆130，而所述驱动杆又通过第二接头132连接至调节襟翼K的连接装置135。

由于将连接杆连接至调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的各接头32或132中的负载传感器S-K的设置，负载传感器S-K对作用在各接头32或132上的负载进行测量。负载传感器S-K最好设在用于将相应驱动杆30或130连接至调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的接头的连接螺栓中，并且实现为其对连接螺栓中各由调节襟翼A1，A2，B1，B2或K所施加的力所造成的横向力进行测量。

根据一示意性实施例，负载传感器S-K包括至少一个设在以中空螺栓形式实现的连接螺栓之内侧的应力测量装置。这种情况下，可将内置应力计(DMS)设在以全桥结构(full bridge arrangement)形式实现的中空螺栓。负载传感器S-K一般由负载单元构成。负载传感器S-K还可实现为传感器元件的温度补偿结构。

带旋转致动器20，120的调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22的凹铰链运动机构或滚道运动机构形式的调整运动机构VK具体可实现为，在襟翼执行最大调整行程时，可在这样的角度范围内对相应驱动杆30或130与调节襟翼A1，A2，B1，B2或K之间的相应第二接头32或132进行调节，即，所述角度范围小于相应第一接头31或131的调整角度范围的30％并且最好小于50％。这意味着相应驱动杆30或130与调节襟翼A1，A2，B1，B2或K之间的角度变化在襟翼最大调整行程下小于相应驱动杆30或130与相应致动器杠杆22或122之间角度变化的30％并且最好小于50％。

较之相应第一接头31或131中的负载传感器S-K的结构，将相应驱动杆30或130与调节襟翼A1，A2，B1，B2或K进行连接的相应接头32或132中的负载传感器S-K结构的独有优点在于，所述负载传感器S-K仅需覆盖相应第二接头32或132的较小旋转角度范围并且调节襟翼A1，A2，B1，B2或K中有更大的调节范围被所述负载传感器S-K的较高精度区域覆盖。就此而言，需考虑负载传感器S-K(特别是应力计形式实现的负载传感器)在其纵向上的中心区域的测量精度更高并且测量精度从该中心区域朝向边缘区域降低。

根据本发明，具体地，由此能够将负载传感器S-K或应力计这样放置，使得所述负载传感器S-K的最高精度的中心区域或测量区域覆盖相应第二接头32或132的连接螺栓的区域，当调节襟翼A1，A2，B1，B2或K处于需分别进行负载测量的调节位置或调节位置范围时，预期这一区域中张力或应力为最大。

负载传感器S-K旨在测量因作用在调节襟翼A1，A2，B1，B2或K上的外力而从调节襟翼A1，A2，B1，B2或K传递至调节运动机构VK的负载。这种情况下，具体地，负载传感器S-K测量何时达到或超过最大负载。作为代替或除此之外，负载传感器S-K可测量何时未达到或及/或超过工作负载。具体地，这发生在调节运动机构VK的“连接断开”期间。就此而言，根据本发明，提出了将负载传感器S-K这样放置在接头中，即，最优地覆盖调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的相关调整范围。

根据襟翼调整***或高升力***1的一示意性实施例，传感器可直接连接至最好设在航空器机身中心的“中央”控制监视装置C，其中为了评估的目的而将负载传感器S-K的信号传送至中心控制监视装置C，并且其中由中央控制监视装置C(图1)执行负载传感器S-K所测得的传感器信号与标称值的比较功能以及若被比较值相应偏移时对调整装置故障进行评估与判定的功能。中心控制监视装置C还可执行再配置功能，其根据调整装置的故障判定生成用于对调整***1或航空器的导航装置进行再配置的命令。所述命令可例如包括启动襟翼调整***的制动装置B1，B2，WTB的命令，及/或明确设定航空器的导航装置中的安全模式或备份模式的命令，例如对正常着陆模式进行修改的着陆模式，其中将仍然被认为是能够以完好方式进行控制的调节襟翼A1，A2，B1，B2或K移动至较有利的着陆位置，该着陆位置是相对被判定的故障及/或高升力***1的被判定出故障的调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22连接至其上的调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的被相应地判定的调节位置而言。

根据图4所示的实施例，能够提供最好设在主翼中的非集中或局部控制监视装置C-A1，C-A2，C-B1，C-B2，所述局部控制监视装置沿主翼的翼展方向各自分配并局部设置在其分别进行控制的同一调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22的空间上的附近。这种情况下，各局部控制监视装置C-A1，C-A2，C-B1，C-B2可具有对于相应被分配的调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22的本发明的故障检测功能和再配置功能。在如此实现的结构中，仍然提供中央控制监视装置C以判定和明确用于各局部控制监视装置C-A1，C-A2，C-B1，C-B2的标称调整位置。若调节襟翼A1，A2，B1，B2或K的一或多各调整装置A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22被相应地检测出故障或发生传感器值偏移，则通过局部控制监视装置C-A1，C-A2，C-B1，C-B2将所述调整装置的故障判定传送至中央控制监视装置C。

根据图4的实施例中，各调节襟翼A1，A2，B1，B2分别设有一个驱动单元PA1，PA2，PB1，PB2，其中各驱动单元可包括至少一个电机和制动装置。所示实施例中，各驱动单元PA1，PA2，PB1，PB2包括两个电机M-a和M-b以及传动装置，所述传动装置连接至以液压电机(参考符号H)形式实现的第一制动装置M-a和以电动电机M2(参考符号E)形式实现的第二制动装置M-b的输出侧，以使由所述液压电机H和电动电机E所生成的相应动力加入并且传输至旋转驱动轴24-a，24-b。所述至少一个制动装置功能性地连接至各个被分配的非中央控制监视装置C-A1，C-A2，C-B1，C-B2。控制监视装置C-A1，C-A2，C-B1，C-B2实现为在预定的条件下(具体地，若判断襟翼调整***中的一个部件发生严重故障)，使得制动装置B-a，B-b中的至少一个致动以停止旋转轴驱动链24-a，24-b。驱动单元PA1，PA2，PB1，PB2实现为，使得所述传动装置的输出动力减半而对两个驱动电机(例如，所示示意性实施例中的液压电机H或电动电机E)其中之一的失效进行补偿。

【文字缺失】各分配的驱动单元PA1，PA2，PB1，PB2传送减小的动力，因差动装置设计为使得液压电机H和电动电机E生成之相应动力被相加，所以减小的量为被关闭驱动电机的输出动力。

相应第二接头32或132中的负载传感器S-K的位置使得能够这样布置缆线(cable)，即，通过相应的调节襟翼K和这一调节襟翼K的至少一个支承装置141而将负载传感器S-K功能性地连接至主翼中的相应分配的控制监视装置C-A1，C-A2，C-B1，C-B2。这一电线布线的实施例可实现为带“滚道运动机构”的支承装置，以及带“凹铰链运动机构”的支承装置。这样，可避免经由致动器的缆线布线，并且可在线路段之间利用相对简单的插头连接器实现。

图3参考带“凹铰链运动机构”的支承装置141示意性地示出了这一线路布置。缆线200沿连接装置135延伸，并且从所述连接装置经由开口进入调节襟翼K的内部。或者，缆线200也可布置为从接头132进入连接装置135的内部空间并且随后进入调节襟翼K。可在调节襟翼K的内部设置集合点210，其中来自负载传感器S-K的电线200在这一集合点与一或多其他电线组合，具体地，以如2所示的方式将所述传感器连接至相应的控制监视装置。从所述集合点开始，缆线200至少经过接头架145，145a，145b中一个而到达轴承接头212，所述接头架通过轴承接头212而安装到安装架143上。这种情况下，缆线200可具有插头连接211，以对缆线200的位于接头架145的或其中一个接头架145a，145b上的结构安装或连接上的两个线路段进行连接，以使得调节襟翼K可从接头架上拆下并因此从其支承装置上拆下。然后，缆线200穿过接头144并沿安装架143进入主翼H的内部。可再一次在接头144上实现两个线路段的插头连接。接头架145，145a，145b以及安装架143可包括具有缆线导向功能的腔室，并且缆线200在接头架145，145a，145b的内部和安装架143的内部延伸。所述腔室可具体实现为空管的形式，所述空管位于接头架145，145a，145b及/或安装架143的外侧，安装入接头架145，145a，145b及/或安装架143，或在结构上与接头架145，145a，145b及/或安装架143一体形成。

带有局部控制监视装置C-A1，C-A2，C-B1，C-B2的襟翼调整***中，缆线200布置到各分配到出问题的襟翼K的控制监视装置C-A1，C-A2，C-B1，C-B2。在带有中央局部控制监视装置C的襟翼调整***中，缆线200布置到同一个控制监视装置C。

Claims (15)

1.一种航空器的襟翼调整***，包括：

至少一个襟翼(A1，A2；B1，B2)，其通过至少两个支承装置(141)分别连接至航空器的机翼中的一个并且可相对于所述机翼移动，

至少一个用于调节所述襟翼(A1，A2；B1，B2)的调整装置(A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22)，其中各调整装置包括：致动器(20；120)和调节运动机构(VK)以及负载传感器(S-K)，所述调节运动机构(VK)通过驱动杆(30，130)将所述致动器(20；120)运动地连接至所述调节襟翼(A1，A2；B1，B2)，所述驱动杆(30，130)通过第一和第二接头(31，32；131，132)将所述致动器连接至所述襟翼(A1，A2；B1，B2)，

至少一个驱动单元(PA1，PA2，PA3，PA4)，其用于驱动所述调整装置(A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22)，及

控制监视装置(C)，其功能性地连接至所述至少一个驱动单元(PA1，PA2，PA3，PA4)以调整所述调整装置(A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22)，并且所述控制监视装置(C)还功能性地连接至至少一个负载传感器(S-K)以接收由所述负载传感器(S-K)生成的传感器信号，

其特征在于，

所述调整运动机构(VK)实现为，在所述襟翼(A1，A2；B1，B2；K)的最大调整行程，对所述驱动杆(30；130)与襟翼(A1，A2；B1，B2)之间的第二接头(32；132)调节的角度量小于对所述第一接头(31；131)所调节之角度的50％，并且

所述负载传感器(S-K)设置在分别位于襟翼(A1，A2；B1，B2；K)上的所述至少一个调整装置(A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22)的至少一个中和所述第二接头(32；132)中，所述驱动杆通过所述第二接头连接到所述襟翼(A1，A2；B1，B2；K)，其中所述负载传感器(S-K)实现为其对这一负载路径上的力进行测量。

2.如权利要求1所述的航空器的襟翼调整***，其特征在于，所述负载传感器(S-K)集成入将所述驱动杆(30，130)连接至所述襟翼(A1，A2；B1，B2；K)的所述接头(32；132)的连接螺栓中，并且所述负载传感器(S-K)形成为其对所述连接螺栓中的通过所述驱动杆(30，130)作用在所述第二接头(32；132)上的横向力进行测量。

3.如前述权利要求中任一项所述的航空器的襟翼调整***，其特征在于，所述负载传感器(S-K)包括至少一个设在所述连接螺栓内侧的应力测量装置。

4.如前述权利要求中任一项所述的航空器的襟翼调整***，其特征在于，可相对其自身的长度调节所述驱动杆(30，130)以调节所述调整运动机构(VK)。

5.如前述权利要求中任一项所述的航空器的襟翼调整***，其特征在于，调整装置(A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22)的所述负载传感器(S-K)通过信号线(200)连接至分配给所述调整装置(A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22)的控制监视装置(C)以传输由所述负载传感器(S-K)生成的传感器信号，其中所述信号线从所述负载传感器(S-K)延伸入所述襟翼(A1，A2；B1，B2；K)并且从所述襟翼(A1，A2；B1，B2；K)延伸进入所述主翼(H)并且沿所述支承装置(141)中的一个延伸至所述控制监视装置(C)。

6.如前述权利要求中任一项所述的航空器的襟翼调整***，其特征在于，所述至少一个襟翼(A1，A2；B1，B2；K)的所述支承装置(141)包括凹铰链运动机构。

7.如权利要求1～5中任一项所述的航空器的襟翼调整***，其特征在于，所述至少一个襟翼(A1，A2；B1，B2；K)的所述支承装置(141)包括富勒运动机构。

8.如前述权利要求中任一项所述的航空器的襟翼调整***，其特征在于，所述控制监视装置(C)根据接收自所述负载传感器(S-K)的传感器信号判定未达到表征工作负载的限制值。

9.如权利要求10所述的航空器的襟翼调整***，其特征在于，所述表征工作负载的限制值的量小于最大工作负载的测得值的60％。

10.如权利要求8或9所述的航空器的襟翼调整***，其特征在于，在所述控制监视装置(C)中定义表征工作负载的固定限制值。

11.如权利要求8或9所述的航空器的襟翼调整***，其特征在于，所述由负载传感器(S-K)根据负载确定并且需要与所述表征工作负载的限制值进行比较的传感器值，系根据相应被分配的襟翼(A1，A2；B1，B2；K)的所述调整位置而判定的值。

12.如权利要求1～9中任一项所述的航空器的襟翼调整***，其特征在于，航空器的容错襟翼调整***包括驱动单元(10)，所述驱动单元(10)由所述控制监视装置(C)控制并且通过旋转轴(11，12)机械连接至各翼的所述调整装置(A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22)以实现其致动。

13.如权利要求12所述的航空器的襟翼调整***，其特征在于，所述驱动单元(10)包括：至少一个驱动电机(M1，M2)和至少一个分配给所述驱动电机(M1，M2)用以使得相应驱动电机(M1，M2)停止输出的制动装置(B1，B2)，并且

所述控制监视装置(50)包括：

伺服机构，其生成用于所述驱动电机(M1，M2)的命令信号以调节所述调节襟翼(A1，A2；B1，B2)，以及

监视机构，命令信号通过所述监视机构发送至所述制动装置(B1，B2)以在所述控制监视装置(C)根据所述负载传感器(S-K)的传感器值与所述分别分配给所述调节襟翼(A1，A2；B1，B2)的调整装置其中之一的限制值之间的比较判定故障的情况下使得所述制动装置工作。

14.如权利要求1～12中任一项所述的航空器的襟翼调整***，其特征在于，

至少两个调整装置(A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22)连接至各机翼的所述至少一个襟翼(A1，A2；B1，B2)并且沿所述调节襟翼(A1，A2；B1，B2)的翼展方向相互分开，其中所述调整装置(A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22)通过驱动连接件分别连接至所述分别分配给所述调节襟翼(A1，A2；B1，B2)的驱动单元(PA1，PA2，PB1，PB2)，并且

所述航空器的襟翼调整***包括用于驱动所述调整装置的驱动单元(PA1，PA2，PB1，PB2)，其中各所述驱动单元分别分配给各调节襟翼(A1，A2；B1，B2)并且所述驱动单元功能性地连接至对所述调节襟翼进行控制的控制监视装置(C)。

15.如权利要求14所述的航空器的襟翼调整***，其特征在于，

调节襟翼(A1，A2；B1，B2)的所述调整装置包括：至少一个驱动电机(M1，M2)和至少一个分配给所述驱动电机(M1，M2)用以使得所述相应驱动电机(M1，M2)停止输出的制动装置(B1，B2)，并且

所述控制监视装置(C)包括：控制监视单元(C-A1，C-A2，C-B1，C-B2)，各所述控制监视单元分别功能性地连接至所述至少两个分别连接至一个调节襟翼(A1，A2；B1，B2)的调整装置(A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22)，其中各控制监视单元(C-A1，C-A2，C-B1，C-B2)包括：

伺服机构，其生成用于驱动电机(M1，M2)的命令信号以调节所述调节襟翼(A1，A2；B1，B2)，以及

监视机构，命令信号通过所述监视机构发送至所述制动装置(B1，B2)以在所述控制监视装置(C)根据所述负载传感器(S-K)的传感器值与所述分别分配给所述调节襟翼(A1，A2；B1，B2)的调整装置其中之一的标称值之间的比较判定故障的情况下使得所述制动装置工作。

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