CN106574699A - 用于飞行器飞行控制表面的致动器和方法 - Google Patents

用于飞行器飞行控制表面的致动器和方法 Download PDF

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Abstract

公开了对操作飞行器飞行控制表面有用的致动器和方法。所公开的致动器和方法中的一些可以在检测到诸如与致动器相关联的堵塞等故障状况时对操作飞行控制表面有用。所公开的示例性机电致动器包括：马达；第一螺钉，其配置用于在由马达驱动时相对于飞行器的结构平移移动；第二螺钉，其与第一螺钉串联安装；以及熔丝元件，其将第一螺钉和第二螺钉联接在一起，以允许第二螺钉与第一螺钉一起平移移动。熔丝元件可以允许第二螺钉至少部分地从第一螺钉脱离，以允许第二螺钉相对于第一螺钉平移。熔丝元件还可以允许飞行控制表面的主动颤振阻尼。熔丝元件可以包括磁流变流体。

Description

用于飞行器飞行控制表面的致动器和方法
相关申请的交叉引用
本国际PCT专利申请要求于2014年5月16日提交的美国临时专利申请序列号61/994,180的优先权，其全部内容通过引用并入本文。
技术领域
本公开总体上涉及飞行器飞行控制表面的操作，更具体地涉及用于飞行器飞行控制表面的容错操作和阻尼的致动器和方法。
背景技术
飞行器通常包括在这种飞行器的操作期间展开、缩回和/或偏转的可移动飞行控制表面。固定翼飞行器的主控制表面通常使用液压致动器致动(因其相对高的可靠性)。虽然机电致动器(EMA)相对于液压致动器具有一些操作优点，但是EMA通常仍不用于致动飞行器的主飞行控制表面。其原因之一是现有的EMA不能提供与液压致动器相关的相同可靠性水平。例如，一些现有的EMA可能具有机械堵塞的潜在风险，而这可能导致与液压致动器相比较低的可靠性水平。
因此需要进行改进。
发明内容
一方面，本公开描述了一种用于致动飞行器的飞行控制表面的机电致动器。该致动器包括：
马达；
第一螺钉，其配置用于在由马达驱动时相对于飞行器的结构平移移动；
第二螺钉，其与第一螺钉串联安装，第一螺钉和第二螺钉在飞行器结构与飞行控制表面之间限定负载路径；
熔丝元件，其将第一螺钉和第二螺钉联接在一起以允许第二螺钉与第一螺钉一起平移移动，熔丝元件允许第二螺钉从第一螺钉至少部分地脱离以允许第二螺钉相对于第一螺钉平移。
第二螺钉可以至少部分地容纳在第一螺钉内。第一螺钉和第二螺钉可被配置成当熔丝元件至少部分地使第二螺钉从第一螺钉脱离时允许第二螺钉相对于第一螺钉的伸缩移动。
熔丝元件可以包括磁流变流体。熔丝元件可以包括用于引导第一磁通量通过磁流变流体的永磁体。熔丝元件可以包括线圈，该线圈用于接收从其通过的电流以产生第二磁通量，该第二磁通量将第一磁通量的至少一部分重新引导离开磁流变流体。
熔丝元件可以用作失电制动器。
第一螺钉可以经由第一螺母联接到马达。第一螺母可以由飞行器结构旋转地支撑。
第二螺钉可以经由第二螺母联接到第一螺钉。第二螺母可以由第一螺钉旋转地支撑。
第一螺钉可以经由齿轮联接到马达。
第一螺钉可以安装成基本上防止第一螺钉相对于飞行器结构的旋转。
第二螺钉可以安装成基本上防止第二螺钉相对于第一螺钉的旋转。
在另一方面，本公开描述了一种用于致动飞行器的飞行控制表面的组件。该组件包括：
第一螺钉，其配置用于相对于飞行器的结构平移移动；
第二螺钉，其与第一螺钉串联安装，第一螺钉和第二螺钉配置成在飞行器结构与飞行控制表面之间限定负载路径；
熔丝元件，其将第一螺钉和第二螺钉联接在一起以允许第二螺钉与第一螺钉一起平移移动，熔丝元件允许第二螺钉从第一螺钉至少部分地脱离以允许第二螺钉相对于第一螺钉平移。
第二螺钉可以至少部分地容纳在第一螺钉内。第一螺钉和第二螺钉可被配置成当熔丝元件至少部分地使第二螺钉从第一螺钉脱离时允许第二螺钉相对于第一螺钉的伸缩移动。
熔丝元件可以包括磁流变流体。熔丝元件可以包括用于引导第一磁通量通过磁流变流体的永磁体。熔丝元件可以包括线圈，线圈用于接收从其通过的电流以产生第二磁通量，第二磁通量将第一磁通量的至少一部分重新引导离开磁流变流体。
熔丝元件可以用作失电制动器。
第一螺钉可以经由第一螺母联接到马达。第一螺母可以由飞行器结构旋转地支撑。
第二螺钉可以经由第二螺母联接到第一螺钉。第二螺母可以由第一螺钉旋转地支撑。
第一螺钉可以经由齿轮联接到马达。
第一螺钉可以安装成基本上防止第一螺钉相对于飞行器结构的旋转。
第二螺钉可以安装成基本上防止第二螺钉相对于第一螺钉的旋转。
在各种实施例中，本公开描述了包括本文公开的致动器、组件和部件中的一个或多个的飞行器。这种飞行器可以包括固定翼飞行器。
在另一方面，本公开描述了另一种用于致动飞行器的飞行控制表面的组件。该组件包括：
致动构件，其配置成处于飞行控制表面与飞行器结构之间的负载路径中，以相对于飞行器结构致动飞行控制表面；以及
熔丝元件，其配置成与致动构件一起处于负载路径中，熔丝元件包括磁流变流体。
致动构件可包括一个或多个螺钉。
致动构件可包括一个或多个齿轮机构。
马达可以驱动致动构件。
熔丝元件可以包括用于引导第一磁通量通过磁流变流体的永磁体。熔丝元件可以包括线圈，线圈用于接收从其通过的电流以产生第二磁通量，第二磁通量将第一磁通量的至少一部分重新引导离开磁流变流体。
熔丝元件可以用作失电制动器。
在另一方面，本公开描述了一种用于固定翼飞行器的飞行控制组件。该组件包括：
主飞行控制表面，其安装成用于相对于飞行器的结构的致动；
机电致动器，其在飞行器结构和飞行控制表面之间限定第一负载路径的至少一部分，机电致动器包括：
马达；
第一螺钉，其安装成用于在由马达驱动时相对于飞行器的结构平移移动；
第二螺钉，其与第一螺钉串联安装；以及
熔丝元件，其将第一螺钉和第二螺钉联接在一起以允许第二螺钉与第一螺钉一起平移移动，熔丝元件允许第二螺钉从第一螺钉至少部分地脱离以允许第二螺钉相对于第一螺钉平移。
飞行控制组件可以包括限定飞行器结构和飞行控制表面之间的第二负载路径的至少一部分的第二致动器。
在另一方面，本公开描述了一种用于固定翼飞行器的飞行控制组件。该组件包括：
主飞行控制表面，其安装成用于相对于飞行器的结构的致动；
致动构件，其处于飞行控制表面与飞行器结构之间的负载路径中，以相对于飞行器结构致动飞行控制表面；以及
熔丝元件，其配置成与致动构件一起处于负载路径中，熔丝元件包括磁流变流体。
飞行控制组件可以包括与致动构件分离的致动器，并且该致动器限定飞行器结构和飞行控制表面之间的第二负载路径的至少一部分。
致动构件可包括一个或多个螺钉。
致动构件可包括一个或多个齿轮机构。
在另一方面，本公开描述了一种使用第一螺钉来操作飞行器的飞行控制表面的方法，第一螺钉与第二螺钉串联安装以在飞行控制表面和飞行器的结构之间限定负载路径。该方法包括：
使第一螺钉和第二螺钉一起相对于飞行器结构平移以便致动飞行控制表面；以及
以检测到的与负载路径相关联的故障状况为条件，使第二螺钉至少部分地从第一螺钉脱离，以允许第一螺钉与第二螺钉之间的相对平移移动，并且至少部分地移除由第一螺钉和第二螺钉提供的负载路径。
故障状况可以包括与包括第一螺钉和第二螺钉的第一致动器相关联的至少部分堵塞。第二致动器可以用于致动飞行控制表面。
第一螺钉和第二螺钉之间的相对平移移动可以包括第二螺钉相对于第一螺钉的伸缩移动。
使第二螺钉从第一螺钉至少部分脱离可包括减少通过磁流变流体的磁通量的量。
使第二螺钉从第一螺钉至少部分脱离可包括将通过磁流变流体的磁通量重新引导离开磁流变流体。
在另一方面，本公开描述了另一种用于操作飞行器的飞行控制表面的方法，其中第一致动器和第二致动器联接到飞行控制表面，第一致动器包括熔丝元件，熔丝元件具有磁流变流体以及产生通过磁流变流体的第一磁通量的永磁体，该方法包括：
检测与第一致动器相关联的故障状况；
将至少一些第一磁通量重新引导离开熔丝元件的磁流变流体，以便至少部分地移除由第一致动器提供的通向飞行控制表面的第一负载路径；以及
使用第二致动器致动飞行控制表面。
故障状况可以包括与第一致动器相关联的至少部分堵塞。
将至少一些第一磁通量重引导离开磁流变流体可以包括产生影响第一磁通量的第二磁通量。
在又一方面，本公开描述了一种使用致动器操作飞行器的飞行控制表面的方法，致动器包括熔丝元件，熔丝元件具有磁流变流体以及产生通过磁流变流体的第一磁通量的永磁体。该方法包括：
使用致动器致动飞行控制表面；以及
控制磁流变流体的剪切屈服强度，以控制致动器的刚度，从而控制飞行控制表面的阻尼。
控制磁流变流体的剪切屈服强度可以包括将至少一些第一磁通量重新引导离开熔丝元件的磁流变流体。将至少一些第一磁通量重新引导离开磁流变流体可以包括产生影响第一磁通量的第二磁通量。
根据下面包括的具体实施方式和附图，本申请的主题的这些和其它方面的进一步细节将是显而易见的。
附图说明
现在参照附图，其中：
图1是示例性飞行器的俯视图；
图2是图1的飞行器的示例性飞行控制组件的示意图；
图3是图2的飞行控制组件的示例性致动器的示意图，示出了致动器的致动器组件的纵向截面；
图4A是示出图3的致动器的示例性熔丝元件的透视图，其中为了说明的目的，将熔丝元件的一部分切除；
图4B示出了图3的致动器的熔丝元件的放大部分；
图5是示出发送到图3的致动器的熔丝元件的电流与由熔丝元件提供的阻力扭矩之间的示例性相关性的曲线图；
图6A和6B是示出引导图4B的熔丝元件中的至少一部分磁通量的原理的示意图；
图7是用于图2的飞行控制组件的另一示例性致动器的示意图；
图8是操作飞行控制表面的示例性方法的流程图；
图9是操作飞行控制表面的另一示例性方法的流程图；以及
图10是操作飞行控制表面的另一示例性方法的流程图。
具体实施方式
通过参照附图描述各种实施例的各个方面。
本公开涉及飞行器的飞行控制表面的操作。在各种实施例中，本公开描述了在飞行器的飞行控制表面的操作中有用的***、致动器、组件、部件和方法。本文所公开的***、致动器、组件、部件和方法例如可用于在与飞行控制表面的致动器相关联的堵塞或其它故障状况期间保持飞行控制表面的至少部分控制。在一些实施例中，本文公开的***、致动器、组件、部件和方法可以与固定翼或旋翼飞行器的主飞行控制表面(例如，副翼、方向舵、升降舵和转子)结合使用。然而，应当理解，本公开的各个方面可以结合辅助或其它类型的飞行控制表面(例如，扰流器、襟翼、缝翼和空气制动器)以及与本文例示的那些类型的飞行器结合使用。本公开的一些方面可以促进使用机电致动器来致动包括主飞行控制表面的飞行器飞行控制表面。例如，本公开的一些方面可以促进使用机电致动器的对包括主飞行控制表面的飞行器飞行控制表面的容堵塞操作和/或主动颤振阻尼。
图1示出了示例性飞行器10的俯视图，本公开的致动器、组件、部件和方法中的一个或多个可与飞行器结合。飞行器10可以例如包括任何合适的飞行器，诸如可以包括一个或多个飞行控制表面的企业、私人、商业或任何其他类型的飞行器。飞行器10可以是固定翼飞行器，但是应当理解，本公开的各个方面也可以应用于旋翼飞行器。飞行器10例如可以是窄体、双发动机喷气式客机。因此，飞行器10可以包括翼12，其中每个翼12可以包括一个或多个可移动飞行控制表面14(例如，14A-14D)。例如，每个机翼12可包括一个或多个高升程飞行控制表面，其包括一个或多个前缘缝翼14A和/或一个或多个后缘襟翼14B。每个机翼12还可以包括一个或多个副翼14C和一个或多个扰流器14D。飞行器10还可以包括一个或多个升降舵14E和一个或多个方向舵14F。
图2是示例性飞行控制组件16的示意图，飞行控制组件16可为飞行器10的一部分且可包括安装成用于相对于飞行器10的结构18致动的飞行控制表面14(例如14A-14F)。飞行控制组件16可包括一个或多个致动器20(例如20A和20B)，其配置成相对于飞行器结构18致动飞行控制表面14。在一些实施例中，一个或多个致动器20可包括第一致动器20A和第二致动器20B。第一致动器20A和第二致动器20B可以具有相同的或者不同的类型和配置。例如，第一致动器20A和第二致动器20B的一个或每个可以是机电致动器(下文中称为“EMA”)。可选择地，在一些实施例中，第一致动器20A和/或第二致动器20B可以包括一或多个液压致动器或其它类型的致动器。第一致动器20A和第二致动器20B的每个的尺寸可被设计成且被配置成为彼此提供至少一定程度的冗余，以使得与致动器20A、20B中的一个相关联的故障状况发生时，致动器20A、20B的另一个可提供对飞行控制表面14的至少一些控制。故障状况可包括堵塞或受到影响的致动器20A或20B的性能可能降低的某些其它状况。在这些事件期间，在某些情况下，由健全的致动器20A或20B提供的控制和功能的水平与当致动器20A和20B都是健全的时候相比可能降低。在一些实施例中，例如，健全的致动器20A或20B可用于容易地收回控制表面14且在飞行器10飞行剩余时间内使控制表面14保持收回。健全的致动器20A或20B的功能可取决于致动器20A和20B被联接至其上的飞行控制表面14。在其中飞行控制表面14包括飞行器10的主控制表面的一些实施例中，与致动器20A或20B相关联的故障发生时，致动器20A和20B的另一个(或剩余的健全的致动器一起)可具有提供用于相关联的飞行控制表面14的全部功能(即提供完全冗余)的能力。在一些实施例中，飞行控制组件16可包括两个以上的用于致动飞行控制表面14的致动器20A、20B。
在图2中，两个致动器20A和20B示出为具有相同构造，因此仅致动器20A和20B中的其中一个(下文中称为“致动器20”)将在下面进一步描述。致动器20可包括马达22和致动组件24。马达22可包括电动的、液压的或其它类型的马达。在各种实施例中，致动器20可被认为是EMA，作为一个或多个液压致动器的替代或除了一个或多个液压致动器之外，致动器20可用于飞行器10中。在一些实施例中，与某些传统液压或气动致动机构相比，包括致动器20的飞行器10的电力***可以提供相对较高的效率水平，且在功率控制及管理方面可提供更大的灵活性。
致动组件24可由马达22驱动以引起飞行控制表面14的致动。致动组件24可在飞行控制表面14和飞行器结构18之间限定负载路径。致动组件24可包括安装成用于当由马达22驱动时相对于飞行器结构18平移移动的第一螺钉26。第一螺钉26可以用作为位于飞行控制表面14和飞行器结构18之间的负载路径中的致动构件。致动组件24还可包括在负载路径中与第一螺钉26串联安装的第二螺钉28。第一螺钉26和第二螺钉28一起可至少部分地限定飞行器结构18和飞行控制表面14之间的负载路径。
致动组件24还可包括熔丝元件30，其将第一螺钉26和第二螺钉28联接在一起以允许第二螺钉26与第一螺钉28一起平移移动。如以下进一步解释，熔丝元件30可允许第二螺钉28从第一螺钉26至少部分地脱离，以允许第二螺钉28和第一螺钉26之间的相对平移。经由熔丝元件30的第二螺钉28从第一螺钉26的脱离可引起由致动器20提供的在飞行控制表面14和飞行器结构18之间的负载路径的至少部分的移除。第一螺钉26和/或第二螺钉28可以是滚珠螺钉或滚柱螺钉布置的一部分。
图3是飞行控制组件16的致动器20的示例性示意图，示出了致动器20的致动组件24的纵向截面。第一螺钉26可包括具有不同的外径的两个部分26A和26B。例如，第一部分26A可具有比第二部分26B小的外径。第一螺钉26还具有内部可容纳第二螺柱28的至少一部分的中空部分26C。第一螺钉26的第一部分26A的外侧可具有螺纹并经由第一螺母32和齿轮34及36被联接到马达22的输出轴。即使本文所描述的第二部分26B作为第一螺钉26的一部分，应当理解的是根据本公开，第二部分26B可不具有螺纹且本身可以不被视为螺钉。在各种实施例中，第二部分26B可与第一部分26A一起整体地形为单一元件，或者可替代地，第二部分26B可为被焊接或以其它方式固定至第一部分26A的分离部件，以使得第一部分26A和第二部分26B可一起旋转。
作为齿轮34和36的替代或除了齿轮34和36之外，其他动力传递机构(例如齿轮箱)可以是合适的。第一螺母32可经由一个或多个轴承40由飞行器结构18旋转地支撑。螺母32可包括取决于第一螺钉26和第一螺母32的具体布置的滚珠螺母或滚柱螺母。轴承40可以被配置成承受一些推力负载。第一螺钉26可经由在第一螺钉26内形成的键42和键槽44与结构18相接合。在第一螺钉26的平移过程中，键42可以在键槽44中滑动。第一螺钉26与结构18的接合可基本上防止第一螺钉26相对于结构18的旋转，同时允许第一螺钉26相对于结构18的一些平移移动。因此，经由齿轮34和36由马达22驱动的第一螺母32的旋转可引起第一螺钉26相对于结构18的平移。第一螺钉26相对于结构18所需的平移移动(例如行进)的量可以取决于具体应用，因而致动组件24的部件的实际相对尺寸可不同于图3中描述的那些部件的相对尺寸。
第二螺钉28可经由第二螺母46且也经由滑动键48及键槽44联接到第一螺钉26。第二螺钉28可包括用于与第二螺母46接合的外螺纹。第二螺母46可包括滚珠螺母或滚柱螺母，其取决于第二螺钉28和第二螺母46的具体布置。第二螺钉28经由键48至第一螺钉26的接合可基本上防止第二螺钉28相对于第一螺钉26的旋转，同时允许第二螺钉28相对于第一螺钉26的一些平移移动。第二螺母46可经由一个或多个轴承50由第一螺钉26的第二部分26B旋转地支撑。轴承50可包括滚柱轴承且可配置成承受一些推力负载。
熔丝元件30可配置成建立第一螺钉26和第二螺钉28之间的接合与脱离。在一些实施例中，熔丝元件30被配置成建立第二部分26B和第二螺母46之间的接合，以便基本上防止第一螺钉26和螺母46之间的相对旋转。因此，当熔丝元件30建立起接合时，可基本上防止第二螺钉28和第二螺母46两者相对于第一螺钉26的旋转，以使得当第一螺钉26平移且第一螺母32经由齿轮34和36由马达22驱动时第二螺钉28可以与第一螺钉26一起平移。
熔丝元件30还可以被配置成引起第二螺钉28从第一螺钉26至少部分地脱离以允许第一螺钉28和第二螺钉26之间的相对平移。正如下面所解释，熔丝元件30可用作为失电制动器，其中，当没有电力提供给熔丝元件30时可建立接合，且当有电力提供给熔丝元件30时可建立脱离。第二螺钉28经由熔丝元件30从第一螺钉26的脱离可包括第二螺母46从第一螺钉26的第二部分26B至少部分脱离，以便允许第二螺母46相对于第一螺钉26的旋转。在这种脱离过程中，飞行控制表面14上的空气负载可促使第二螺钉28朝向第一螺钉26且第二螺母46相对于第一螺钉26旋转可引起第二螺钉28被向后驱动，且因此引起第二螺钉28相对于第一螺钉26平移。在这种平移过程中，第二螺钉28可被容纳在第一螺钉26的空心部分26C的内部。因此，在一些实施例中，第一螺钉26和第二螺钉28可以被配置成当熔丝元件30至少部分地使第二螺钉28从第一螺钉26脱离时允许第二螺钉28相对于第一螺钉26伸缩移动(例如收缩)。当熔丝元件30建立起脱离时，第二螺钉28相对于第一螺钉26的平移移动可经由键48和键槽44导引。
图4A是示出了致动器20的熔丝元件30的透视图，其中熔丝元件30的一部分被切除以显示熔丝元件30的内部部件。
图4B示出了图3中示出的致动器20的放大部分，其示出致动器20的熔丝元件30。当熔丝元件30建立接合时，熔丝元件30可以是由第一螺钉26和第二螺钉28形成的负载路径的一部分。熔丝元件30可包括任何适合的联接设备，其可以用于建立第一螺钉26和第二螺钉28之间的联接(例如动力传递)以及当需要时(例如降低或减少第一螺钉26和第二螺钉28之间的动力传递)建立第二螺钉28从第一螺钉26的脱离。在各种实施例中，熔丝元件30可包括失电制动器，其中，当没有电力提供给熔丝元件30时建立接合，且当有电力提供给熔丝元件30时建立脱离。
在一些实施例中，熔丝元件30可包括磁流变(MR)流体52，当MR流体52经受磁场作用时可被用于建立第一螺钉26和第二螺钉28之间的动力传递。例如，MR流体52可包括含有铁磁颗粒的基础油。MR流体52可包括具有剪切屈服强度的粘塑性流体，剪切屈服强度受到磁通量的影响。MR流体52可包括任何适合的MR流体，其包括烃基MR流体，诸如，例如，商标名称LORD旗下的产品编号为MRF-140CG的流体以及商标名称BASF旗下的产品编号为5030的流体。
熔丝元件30可包括可以被固定到第一螺钉26的第一组的一个或多个动力传递构件54，以及可以被固定到第二螺母46的第二组的动力传递构件56。第一和第二动力传递构件54、56可交错设置并彼此间隔开。相邻的第一和第二动力传递构件54、56之间的空间可至少部分地用MR流体52填充。因此，动力传递构件54和56可用作为离合器片，其可通过控制MR流体52的剪切屈服强度实现接合及脱离。MR流体52的剪切屈服强度可进行磁控。熔丝元件30还可以包括一个或多个用于基本保持MR流体52的密封件58。
熔丝元件30可包括一个或多个磁通量传导构件60，其可用于将来自永磁体62的磁通量(下文称作“永久磁通量”)引导至设置在动力传递构件54、56之间的MR流体52中。在永磁体62和MR流体52之间延伸的示例性磁场由图4B示出的回路“L1”来示出。磁通量传导构件60还可以用于将永久磁通量引导离开设置在动力传递构件54、56之间的MR流体52。因此，磁通量传导构件60还可以限定图4B中示出的包括间隙64的回路“L2”。在一些实施例中，间隙64可以包括空气间隙。可替代地，间隙64可以包括磁化率大约为零(0)的材料。当熔丝元件30被接合并在动力传递构件54和56之间提供动力传递时，由于间隙64提供的磁通量的阻抗，永久磁通量的基本部分可在磁通量传导构件60中沿着回路L1被引导。
熔丝元件30也可以包括线圈66，线圈66可用于将永久磁通量的至少一部分从回路L1重新引导至回路L2，由此降低MR流体52的剪切屈服强度且降低经由动力传递构件54和56传递动力的能力。永久磁通量的至少一部分的重新引导可引起第二螺母46从第一螺钉26脱离，从而引起熔丝元件30建立起第二螺钉28从第一螺钉26的至少部分脱离。线圈66包括缠绕在磁通量传导构件60中的一个的一部分的感应线圈。线圈66可配置成接收电(例如直流)流并由此产生感应磁通量，其引起在回路L1中穿过的永久磁通量的至少一些被重新引导通过回路L2内的间隙64。感应磁通量可与永久磁通量相互作用以引起永久磁通量的重新引导。例如，感应磁通量与永久磁通量具有相反极性，且可叠加回路L1内的永久磁通量并因而抵消回路L1内的永久磁通量。因此，感应磁通量可因此提高通过回路L1的永久磁通量的阻抗，且引起永久磁通量的至少一些被重新引导至回路L2。当没有电力提供给熔丝元件30时，第二螺母46与第一螺钉26的接合可经由永久磁通量被建立；当电流被供应至熔丝元件30的线圈66以产生感应磁通量时，第二螺母46从第一螺钉26的脱离可被建立。第二螺母46经由熔丝元件30从第一螺钉26的脱离可至少部分地除去由致动器20提供的飞行控制表面14和结构18之间的负载路径。
使用磁通量重新引导机构来代替磁通量消除机构可避免永磁体62的退磁。因此，第二螺钉28经由熔丝元件30从第一螺钉26的接合和脱离可被多次实施，而不会引起永磁体62的显著退磁，且例如在测试样本过程中可以被重复地实施。
经由线圈66的感应磁通量的强度的可变化调节可引起MR流体52的剪切屈服强度的可变化调节，并且因此引起在动力传递构件54和56之间的动力传递的可变化调节。例如，通过控制感应磁通量的强度，MR流体52的剪切屈服强度可以在第二螺母46能够相对于第一螺钉26基本上自由旋转时的最小值和在第二螺母46和第一螺钉26接合(例如锁紧、粘在一起)时的最大值之间变化。因此，感应磁通量的强度的调节可以用于调制MR流体52的剪切屈服强度以控制第二螺母46和第一螺钉26之间的滑移，且由此控制在第二螺母46和第一螺钉26之间传递的动力的量。控制感应磁通量的强度也可用于主动地控制并预测致动器20提供的阻尼的量(例如颤振)。
图5是示出了输送至线圈66的电流(安培)和熔丝元件30的阻力扭矩(Nm)之间的示例性关系的曲线图。当电流高达约1.5A时，经由熔丝元件30传递的扭矩的量随着通过线圈66的电流增加而降低。在0A处没有磁通量通过使用线圈66产生，熔丝元件30可具有可选的阻力扭矩以足以通过使用致动器20致动飞行控制表面14且在飞行器10的正常操作过程中维持飞行控制表面14的位置。在1.5A处，熔丝元件30的阻力扭矩可显著地降低并且在一些实施例中可显著被消除。如果电流在相反的方向上流过线圈66(例如负电流)，感应磁通量将加至永久磁通量并且因而引起熔丝元件30提供的阻力扭矩的增加。
图6A和图6B是如上文所描述的将永久磁通量的至少一部分从回路L1中的MR流体52重新引导至L2中的间隙64的示例性原理的示意图。根据本公开，应理解，可以使用将磁通量从MR流体52移除的其它装置来使熔丝元件30脱离。具体地，图6A示出了来自永磁体62的永久磁通量经由回路L1被引导至MR流体52。在该配置中，没有向线圈66传送电流。图6B示出了至少一些永久通量经由回路L2朝着间隙64重新引导。在该配置中，电流穿过线圈66以便产生感应磁场，感应磁场引起至少一些永久磁通量的重新引导。可以在如下论文中找到用于使磁通量重新引导的这种方法的更多细节，论文的全部内容以引用的方式并入本文：M.T.Avraam的“磁流变制动器的设计及其在便携式肌肉康复设备中的应用(MR-fluidbrake design and its application to a portable muscular rehabilitationdevice)”，法国布鲁塞尔自由大学，2009年。
图7是另一个示例性致动器200的示意图，示例性致动器200可以是图2的飞行控制组件的一部分。作为图2的致动器20A和20B中的一个或多个的替代或除了图2的致动器20A和20B中的一个或多个之外，可使用一个或多个致动器200。致动器20可以配置成输出线性移动，而致动器200则可以配置成输出旋转移动。因此，致动器200可以例如适合于致动围绕铰链线进行旋转的一个或多个飞行控制表面14(例如，襟翼、缝翼、升降舵和方向舵)。根据本公开，应理解，本公开的各个方面可以与具有与本文所图示的那些配置不同的配置的致动器结合使用。例如，本公开的各个方面可以与具有动力传输装置而不是本文所示出的螺钉和齿轮机构的致动器一起使用。
致动器200可以包括联接至第一齿轮机构68的马达22。第一齿轮机构68可以联接至第二齿轮机构70，第二齿轮机构70继而可以联接至一个或多个飞行控制表面14。第一齿轮机构68可以用作飞行控制表面14与飞行器结构18之间的负载路径中的致动构件。第一齿轮机构68和第二齿轮机构70可以串联地安装在负载路径中。第一齿轮机构68和第二齿轮机构70可以一起至少部分地限定飞行器结构18与飞行控制表面14之间的负载路径。第一齿轮机构68可以包括减速齿轮组，并且第二齿轮机构70可以包括行星(周转)齿轮组。因此，第二齿轮机构70可以包括联接至第一齿轮机构68的输出的太阳齿轮72。第二齿轮机构70还可以包括：联接至太阳齿轮72的一个或多个行星齿轮74以及联接至行星齿轮74的环形齿轮76。行星架78围绕太阳齿轮72的旋转可以经由行星架78传递至飞行控制表面14。
致动器200还可以包括熔丝元件30，熔丝元件30选择性地将环形齿轮76联接至飞行器结构18。熔丝元件30可以有效地引起行星架78与马达22的输出之间的联接。熔丝元件30还可以允许行星架78至少部分地从第一齿轮机构68脱离，从而允许行星架78与太阳齿轮72之间的相对旋转。经由熔丝元件30实现的脱离可以导致环形齿轮76从飞行器结构18上释放，以便在堵塞或者其它可能防止太阳齿轮72的旋转或者如若不然防止使用太阳齿轮72来致动飞行控制表面14的故障的情况下允许环形齿轮76和行星齿轮74的旋转。因此，该脱离可以允许经由另一个致动器200(未在图7中示出)来致动飞行控制表面14。经由熔丝元件30使行星架78从太阳齿轮72上脱离可以导致至少部分地移除由致动器200在飞行控制表面14与飞行器结构18之间提供的负载路径。
在操作期间，致动器20和200中的一个或多个可以用于在飞行器10的飞行或者其它操作阶段期间致动飞行控制表面14。熔丝元件30的使用可以有助于使用EMA来致动飞行器10的一个或多个主要飞行控制表面(例如，图1中示出的14C、14E和14F)。一些现有的EMA可以具有与其相关联的潜在堵塞风险，并且与这些或者其它EMA一起使用熔丝元件30可以允许禁用堵塞的致动器，同时仍允许经由一个或多个其它健全致动器20和200来至少部分地控制飞行控制表面14。尽管本公开的附图将熔丝元件30图示为机电致动器20和200的一部分，但熔丝元件30也可以是液压致动器或者其它类型的致动器的一部分或者与其结合使用。
熔丝元件30可以用于部分地移除或者消除飞行控制表面14与结构18之间的负载路径。例如，负载路径的移除在如下情况下可以是有用的：在该情况下，致动器20A(见图2)已经遇到故障状况，并且可能期望继续使用诸如致动器20B等另一个致动器来控制飞行控制表面14。故障状况可以包括负载路径中的在熔丝元件30上游的机械堵塞。例如，故障状况可以包括如下情况：在该情况下，第一螺钉26可以由于第一螺钉26、第一螺母32、齿轮34、齿轮36和马达22中的一个或者多个的故障而被堵塞。在致动器20A的性能可能降级至不可接受的水平的这些或者其它故障状况期间，熔丝元件30的脱离可以允许第二螺钉28相对于第一螺钉26在没有显著阻力或者惯性的情况下平移，并且因此即使在致动器20A可能已经被禁用的情况下仍允许使用致动器20B来致动飞行控制表面14。
图8是用于使用第一螺钉26来操作飞行器10的飞行控制表面14的示例性方法800的流程图，第一螺钉26与第二螺钉28串联地安装以在飞行控制表面14与飞行器10的结构18之间限定负载路径(同样见图3)。在各个实施例中，方法800可以包括：使第一螺钉26和第二螺钉28一起相对于飞行器结构18平移以便致动飞行控制表面14(见框802)；以及以检测到的与负载路径相关联的故障状况(见框804)为条件，使第二螺钉28至少部分地从第一螺钉26脱离(见框806)，以允许第一螺钉26与第二螺钉28之间的相对平移移动，并且至少部分地移除由第一螺钉26和第二螺钉28提供的负载路径。第二螺钉28从第一螺钉26上部分地脱离可以经由熔丝元件30来实现。可替代地，如果在框804处未检测到负载路径的故障状况，则第一螺钉26和第二螺钉28可以保持彼此接合(见框808)以便正常地操作飞行控制表面14。
在一些实施例中，可以通过对输送至马达22的电流进行监测来实现诸如堵塞条件等故障的检测。例如，当马达22的电流需求超过预定阈值时，可以认为致动器20被堵塞。
如上文所描述的，在框804处检测到的故障状况包括：与包括第一螺钉26和第二螺钉28的第一致动器20A相关联的至少部分堵塞，并且在故障状况的情况下可以使用第二致动器20B(同样见图2)来致动飞行控制表面14。第一螺钉26与第二螺钉28之间的相对平移移动可以包括第二螺钉28相对于第一螺钉26的伸缩移动。同样，第二螺钉28从第一螺钉26上至少部分地脱离可以包括：减少通过MR流体52的(例如，永久)磁通量的量。在一些实施例中，第二螺钉28从第一螺钉26上至少部分地脱离可以包括：例如，使磁通量重新引导离开MR流体52。
图9是用于操作飞行器10的飞行控制表面14的示例性方法900的流程图，其中，第一致动器20A和第二致动器20B(同样见图2)联接至飞行控制表面14，并且第一致动器20A可以包括熔丝元件30，熔丝元件30具有MR流体52以及产生通过MR流体52的第一磁通量的永磁体62(同样见图4B)。方法900可以类似地用于使用两个或者更多个致动器200来操作飞行控制表面14。在各个实施例中，方法900可以包括：检测与第一致动器20A和200相关联的故障状况(见图9中的框902)；将至少一些第一磁通量重新引导离开熔丝元件30的MR流体52，以便至少部分地移除由第一致动器20A和200提供的通向飞行控制表面14的第一负载路径(见框904)；以及使用第二致动器20B和200来致动飞行控制表面14(见框906)。
如上文所解释的，故障状况可以包括与第一致动器20A和200相关联的至少部分堵塞。同样，将至少一些第一磁通量重新引导离开MR流体52可以包括：产生影响第一(例如，永久)磁通量的第二(例如，感应)磁通量。
图10是用于使用致动器20和200中的一个或多个来操作飞行器10的飞行控制表面14的示例性方法1000的流程图，致动器20和200中的一个或多个包括熔丝元件30，熔丝元件30具有MR流体52以及产生通过MR流体52的第一磁通量的永磁体62(同样见图4B)。各个实施例中，方法1000可以包括：使用致动器20和200来致动飞行控制表面14(见框1002)；以及控制MR流体52的剪切屈服强度以控制致动器20和200的刚度，从而控制飞行控制表面14的阻尼。
控制MR流体52的剪切屈服强度可以包括：将至少一些第一磁通量重新引导离开熔丝元件30的MR流体52。将至少一些第一磁通量重新引导离开MR流体52可以包括：如上文所描述的，产生影响第一磁通量的第二磁通量。
上文的描述仅仅意在是示例性的，并且相关领域的技术人员将意识到，在不背离所公开的发明的范围的情况下，可以对所描述的实施例作出改变。例如，本文所描述的流程图和附图中的框和/或操作仅仅用作示例的目的。在不背离本公开的教导的情况下，这些框和/或操作可以具有许多变型。例如，可以按照不同的顺序来执行这些框，或者可以添加、删除、或者修改框。在不背离权利要求书的主题的情况下，本公开可以以其它具体形式来呈现。同样，相关领域的技术人员将理解，尽管本文所公开和示出的***、致动器、组件、部件和方法可以包括特定数量的元件/部件，但这些***、致动器、组件、部件和方法可以进行修改以包括附加的或者更少的这种元件/部件。本公开还意在覆盖和包含所有适合的技术改变。根据对本公开进行回顾，落在本发明的范围内的修改对于本领域的技术人员而言将是显而易见的，并且这些修改意在落入所附权利要求书内。

Claims (22)

1.一种用于致动飞行器的飞行控制表面的机电致动器，所述致动器包括：
马达；
第一螺钉，其配置用于在由所述马达驱动时相对于所述飞行器的结构平移移动；
第二螺钉，其与所述第一螺钉串联安装，所述第一螺钉和所述第二螺钉在所述飞行器结构与所述飞行控制表面之间限定负载路径；
熔丝元件，其将所述第一螺钉和所述第二螺钉联接在一起以允许所述第二螺钉与所述第一螺钉一起平移移动，所述熔丝元件允许所述第二螺钉从所述第一螺钉至少部分地脱离以允许所述第二螺钉相对于所述第一螺钉平移。
2.如权利要求1所述的致动器，其中，所述第二螺钉至少部分地容纳在所述第一螺钉内部。
3.如权利要求1和2中任一项所述的致动器，其中，所述第一螺钉和所述第二螺钉配置成：当所述熔丝元件使所述第二螺钉至少部分地从所述第一螺钉脱离时，允许所述第二螺钉相对于所述第一螺钉进行伸缩移动。
4.如权利要求1至3中任一项所述的致动器，其中，所述熔丝元件包括磁流变流体。
5.如权利要求4所述的致动器，其中，所述熔丝元件包括用于引导第一磁通量通过所述磁流变流体的永磁体。
6.如权利要求5所述的致动器，其中，所述熔丝元件包括线圈，所述线圈用于接收从其通过的电流以产生第二磁通量，所述第二磁通量使所述第一磁通量的至少一部分重新引导离开所述磁流变流体。
7.如权利要求1至6中任一项所述的致动器，其中，所述熔丝元件用作失电制动器。
8.如权利要求1至7中任一项所述的致动器，其中，所述第一螺钉经由第一螺母联接至所述马达。
9.如权利要求8所述的致动器，其中，所述第一螺母由所述飞行器结构旋转地支撑。
10.如权利要求1至9中任一项所述的致动器，其中，所述第二螺钉经由第二螺母联接至所述第一螺钉。
11.如权利要求10所述的致动器，其中，所述第二螺母由所述第一螺钉旋转地支撑。
12.如权利要求1至11中任一项所述的致动器，其中，所述第一螺钉经由齿轮联接至所述马达。
13.如权利要求1至12中任一项所述的致动器，其中，所述第一螺钉安装为基本上防止所述第一螺钉相对于所述飞行器结构旋转。
14.如权利要求1至13中任一项所述的致动器，其中，所述第二螺钉安装为基本上防止所述第二螺钉相对于所述第一螺钉旋转。
15.一种飞行器，其包括如权利要求1至14中任一项所述的致动器。
16.一种用于致动飞行器的飞行控制表面的组件，所述组件包括：
致动构件，其配置成处于所述飞行控制表面与所述飞行器结构之间的负载路径中，以相对于所述飞行器结构致动所述飞行控制表面；以及
熔丝元件，其配置成与所述致动构件一起处于所述负载路径中，所述熔丝元件包括磁流变流体。
17.如权利要求16所述的组件，其中，所述致动构件包括螺钉。
18.如权利要求16所述的组件，其中，所述致动构件包括齿轮机构。
19.如权利要求16和18中任一项所述的组件，其包括用于驱动所述致动构件的马达。
20.如权利要求16至19中任一项所述的组件，其中，所述熔丝元件包括用于引导第一磁通量通过所述磁流变流体的永磁体。
21.如权利要求20所述的组件，其中，所述熔丝元件包括线圈，所述线圈用于接收从其通过的电流以产生第二磁通量，所述第二磁通量使所述第一磁通量的至少一部分重新引导离开所述磁流变流体。
22.如权利要求16至21中任一项所述的组件，其中，所述熔丝元件用作失电制动器。
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