Sistema de mando de órgano de vuelo, dispositivo de mando de vuelo que comprende dicho sistema, y utilización de dicho sistema.

Sistema (S) de mando de órgano de vuelo, que comprende por lo menos un tornillo instrumentado de fijación (6),

que conecta una estructura portante de aeronave (34) y una vía de carga (36), presentando el tornillo instrumentado por lo menos una zona de medición (61; 62) para detectar la puesta en carga de la vía de carga, comprendiendo el sistema unos medios de fijación (4, 11) aptos para bloquear el tornillo instrumentado (6) en posición con respecto a la estructura portante de aeronave (34) y a la vía de carga (36), sin solicitar el tornillo instrumentado (6) a nivel de la o de las zonas de medición (61; 62), ni en tensión, ni en torsión, caracterizado porque la o cada zona de medición (61; 62) del tornillo instrumentado (6) comprende:

- dos cavidades (61a, 61b; 62a, 62b) que son opuestas con respecto a su eje (X6) y están separadas una de la otra según un eje transversal (X61; X62) por una pared adelgazada (61c; 62c) apta para ser deformada bajo la acción de una tensión de cizallamiento aplicada al tornillo (6), y

- por lo menos un medidor de tensiones (71a, 71b; 72a, 72b) que está dispuesto en el fondo de una cavidad 15 (61a, 61b; 62a, 62b), contra la pared adelgazada (61c; 62c), siendo cada medidor de tensiones apto para detectar una deformación de la pared adelgazada,

y porque dichos medios de fijación (4, 11) comprenden:

- una placa de fijación (4) que está posicionada en un extremo roscado (6f) del tornillo instrumentado (6), apoyada contra la estructura portante de aeronave (34) o la vía de carga (36), y que se extiende perpendicularmente al eje (X6) del tornillo (6), y

- una tuerca (11) que está dispuesta en el extremo roscado (6f) del tornillo instrumentado (6) y que es apta 25 para inmovilizar el tornillo instrumentado (6) con respecto a la estructura portante de aeronave (34) o la vía de carga (36) contra la cual se apoya la placa de fijación (4).

Tipo: Patente Europea. Resumen de patente/invención. Número de Solicitud: E11165081.

Solicitante: SKF AEROSPACE FRANCE.

Nacionalidad solicitante: Francia.

Dirección: 1, avenue Marc Seguin, Parc Industriel de la Brassière 26240 Saint-Vallier-sur-Rhone FRANCIA.

Inventor/es: BOUILLOT,FRANCK, MILORD,CÉDRIC.

Fecha de Publicación: .

Clasificación Internacional de Patentes:

  • B64C13/28 SECCION B — TECNICAS INDUSTRIALES DIVERSAS; TRANSPORTES.B64 AERONAVES; AVIACION; ASTRONAUTICA.B64C AEROPLANOS; HELICOPTEROS (vehículos de colchón de aire B60V). › B64C 13/00 Sistemas de control o sistemas de transmisión para la actuación de superficies de control de vuelo, flaps hipersustentadores, aerofrenos, o desprendedores de capa límite (spoilers). › mecánicos.
  • B64C13/42 B64C 13/00 […] › con provisiones de duplicación o reserva ("standby").

PDF original: ES-2399082_T3.pdf

 


Fragmento de la descripción:

Sistema de mando de órgano de vuelo, dispositivo de mando de vuelo que comprende dicho sistema, y utilización de dicho sistema.

La presente invención se refiere a un sistema de mando de órgano de vuelo. La invención se refiere asimismo a un dispositivo de mando de vuelo que incluye dicho sistema. Por último, la invención se refiere a la utilización de dicho sistema para sustituir un sistema preexistente.

La invención está destinada en particular a ser realizada en la vía de carga secundaria de un accionador de mando de vuelo de aeronave, por ejemplo un accionador de tipo THSA ("Trimmable Horizontal Stabilizer Actuator") que está destinado al mando del timón de profundidad, es decir la inclinación de la cola de la aeronave con respecto al morro de la aeronave.

De manera conocida, dicho accionador THSA comprende una vía de carga primaria (PLP: "Primar y Load Path") y una vía de carga secundaria (SLP: "Secondar y Load Path") . En funcionamiento normal, la carga pasa a través de la vía primaria, mientras que en caso de ruptura de la vía primaria, la carga pasa a través de la vía secundaria. En este caso, la vía secundaria efectúa el vínculo mecánico entre las estructuras de sujeción primarias del accionador THSA, en sustitución de la vía primaria. Sin embargo, es necesario que el piloto esté informado de ello y también el equipo de mantenimiento en tierra.

Con este fin, se conocen unos sistemas basados en una detección del desplazamiento o de la separación de las diferentes piezas del accionador. Sin embargo, en general estos sistemas carecen de fiabilidad y son complejos de integrar en el accionador. Así, en caso de mal funcionamiento de esta detección, es posible que la ruptura de la vía primaria no sea señalada ni al piloto, ni ulteriormente al equipo de mantenimiento.

Por eso, con el fin de detectar de manera fiable y precisa el fallo de la vía primaria, es preferible poder detectar la carga ejercida en la vía secundaria cuando está cargada. Por otra parte, es necesario que la carga detectada corresponda efectivamente al fallo de la vía primaria, y evitar así cualquier detección errónea debida a las condiciones exteriores o al montaje.

El documento EP-A-1 972 549 se refiere a un accionador de mando de vuelo que presenta una vía primaria y una vía secundaria, la cual es apta para recoger el esfuerzo de la vía primaria en caso de fallo. La vía secundaria comprende un tornillo de fijación que comprende unos medios de detección de puesta en carga de la vía secundaria, en particular por lo menos un sensor provisto de medidores extenso-métricos. Según una forma de realización, cada medidor coopera con un elemento complementario que sobresale apto para poner en tensión el medidor por lo menos en determinadas configuraciones de la puesta en carga de la vía secundaria. De este modo, los medidores de tensiones están concebidos para ser aplastados, radialmente al tornillo de fijación, por unos elementos complementarios sobresalientes que están situados sobre la horquilla del accionador de mando de vuelo o el estribo de sujeción. Por este motivo, es necesario modificar el accionador, lo cual genera un tiempo de intervención y un coste suplementarios. Además, la fiabilidad y la precisión del sistema son limitadas.

El objetivo de la presente invención es proporcionar un sistema de mando de órgano de vuelo mejorado, previsto para detectar de forma fiable y precisa la introducción de la vía secundaria de la sujeción de un accionador de tipo THSA, y proporcionar al ordenador de mando de vuelo unas informaciones correspondientes.

Con este fin, el objeto de la invención es un sistema de mando de órgano de vuelo tal como el definido en la reivindicación 1.

Así, la invención permite mejorar la fiabilidad y la precisión de la detección de la carga en la vía secundaria, con un sistema fácil y rápido de utilizar, en particular sin modificación o desmontaje del órgano de vuelo.

Otras características ventajosas de la invención, consideradas aisladamente o en combinación, están especificadas en las reivindicaciones subordinadas 2 a 13.

La invención tiene asimismo por objeto un dispositivo de mando de vuelo tal como el definido en la reivindicación 14.

Por último, la invención tiene por objeto la utilización de un sistema de mando de órgano de vuelo tal como se ha mencionado anteriormente, estando esta utilización definida en la reivindicación 15.

Así, el sistema según la invención se puede utilizar para sustituir un sistema existente ya instalado en un accionador THSA, sin que sea necesario desmontar íntegramente este accionador THSA. Por otra parte, si es necesario, el sistema se puede utilizar sólo en parte, simplemente para sustituir un tornillo de fijación clásico por el tornillo instrumentado. Así, esta utilización del sistema según la invención presenta importantes ventajas en términos de mantenimiento, reduciendo la masa en mantenimiento, el tiempo de intervención y, por lo tanto, el coste de la operación de mantenimiento en tierra.

La invención se comprenderá mejor a partir de la lectura de la descripción siguiente, facilitada únicamente a título de ejemplo y haciendo referencia a los dibujos, en los que:

- la figura 1 es una vista en perspectiva de un sistema de mando de órgano de vuelo de acuerdo con la invención;

- las figuras 2 y 3 son unas vistas laterales del sistema, respectivamente según las flechas II y III de la figura 1;

- la figura 4 es una vista en perspectiva de una vía secundaria de carga que comprende el sistema de las figuras 1 a 3;

- las figuras 5 y 6 son unas vistas laterales de la vía secundaria de la figura 4, respectivamente según las flechas V y VI;

- la figura 7 es una sección según la línea VII-VII de la figura 5;

- las figuras 8 y 9 son unas secciones, respectivamente según las líneas VIII-VIII y IX-IX en la figura 6;

- la figura 10 es una vista en alzado de un tornillo instrumentado que equipa el sistema de acuerdo con la invención;

- la figura 11 es una vista en alzado del tornillo instrumentado, según la flecha XI en la figura 10;

- la figura 12 es una vista elevada, a escala más pequeña, según la flecha XII en la figura 10;

- la figura 13 es una sección según la línea XIII-XIII de la figura 10;

- la figura 14 es una vista a mayor escala del detalle XIV de la figura 10;

- la figura 15 es una vista a mayor escala del detalle XV de la figura 11;

- la figura 16 es una vista análoga a la figura 10, que ilustra el tornillo instrumentado que sufre una deformación de cizallamiento;

- la figura 17 es una vista en perspectiva de un dispositivo de tipo THSA con una vía de carga secundaria que comprende el sistema de acuerdo con la invención; y

- la figura 18 es una sección parcial de la vía secundaria de la figura 17.

En las figuras 1 a 18 están representado un sistema S de mando de órgano de vuelo.

En la práctica, el sistema S se presenta en forma de un kit LSK ("load sensing kit") , listo para ser instalado en la vía de carga secundaria SLP de un órgano de vuelo de aeronave, en particular en un accionador THSA. Dicho kit LSK está representado solo, con una configuración de montaje, en las figuras 1 a 3.

Por otra parte, el sistema S es visible en una configuración de funcionamiento, en situación con los diferentes elementos de la vía de carga secundaria SLP, en las figuras 4 a 9, las cuales permiten distinguir determinados detalles difíciles de apreciar de otro modo, así como en las figuras 17 y 18. Además, las figuras 10 a 16 representan únicamente un tornillo de fijación instrumentado 6 que equipa el sistema S, como se detallará a continuación.

El sistema S comprende un cárter 1 provisto de una tapa 2. Como muestran las figuras 7 a 9, una junta de estanqueidad 25 está dispuesta en la tapa 2 y realiza la estanqueidad en todo el perímetro interior del cárter 1. Una tarjeta electrónica 3 está dispuesta en el cárter 1, mantenida por unos tornillos 38 y conectada a un sistema electrónico de la aeronave mediante un cableado 28.

Una plaquita indicadora 27 está colocada sobre la superficie exterior de la tapa 2, como se aprecia en la figura 1. Pueden figurar informaciones y una inscripción sobre la plaquita 27, por ejemplo para la identificación del constructor y del producto. Como alternativa, la plaquita 27 puede presentar la forma de una pantalla capaz de visualizar mensajes, en particular informaciones que se le comunican a través de la tarjeta electrónica 3. Por otra parte, se puede contemplar yuxtaponer una plaquita de identificación y una plaquita de visualización.... [Seguir leyendo]

 


Reivindicaciones:

1. Sistema (S) de mando de órgano de vuelo, que comprende por lo menos un tornillo instrumentado de fijación (6) , que conecta una estructura portante de aeronave (34) y una vía de carga (36) , presentando el tornillo instrumentado por lo menos una zona de medición (61; 62) para detectar la puesta en carga de la vía de carga, comprendiendo el sistema unos medios de fijación (4, 11) aptos para bloquear el tornillo instrumentado (6) en posición con respecto a la estructura portante de aeronave (34) y a la vía de carga (36) , sin solicitar el tornillo instrumentado (6) a nivel de la o de las zonas de medición (61; 62) , ni en tensión, ni en torsión, caracterizado porque la o cada zona de medición (61; 62) del tornillo instrumentado (6) comprende:

- dos cavidades (61a, 61b; 62a, 62b) que son opuestas con respecto a su eje (X6) y están separadas una de la otra según un eje transversal (X61; X62) por una pared adelgazada (61c; 62c) apta para ser deformada bajo la acción de una tensión de cizallamiento aplicada al tornillo (6) , y

- por lo menos un medidor de tensiones (71a, 71b; 72a, 72b) que está dispuesto en el fondo de una cavidad (61a, 61b; 62a, 62b) , contra la pared adelgazada (61c; 62c) , siendo cada medidor de tensiones apto para detectar una deformación de la pared adelgazada,

y porque dichos medios de fijación (4, 11) comprenden:

- una placa de fijación (4) que está posicionada en un extremo roscado (6f) del tornillo instrumentado (6) , apoyada contra la estructura portante de aeronave (34) o la vía de carga (36) , y que se extiende perpendicularmente al eje (X6) del tornillo (6) , y

- una tuerca (11) que está dispuesta en el extremo roscado (6f) del tornillo instrumentado (6) y que es apta para inmovilizar el tornillo instrumentado (6) con respecto a la estructura portante de aeronave (34) o la vía de carga (36) contra la cual se apoya la placa de fijación (4) .

2. Sistema (S) de mando de órgano de vuelo según la reivindicación 1, caracterizado porque la o cada zona de medición (61; 62) comprende dos medidores de tensiones (71a, 71b; 72a, 72b) que están dispuestos cada uno a un lado de la pared adelgazada (61c; 62c) , la cual forma un plano ortogonal a un plano de cizallamiento (PC1; PC2) para el tornillo instrumentado (6) .

3. Sistema (S) de mando de órgano de vuelo según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque comprende dos zonas de medición (61; 62) localizadas en unos planos de cizallamiento (PC1; PC2) para el tornillo (6) , que se suceden a lo largo del tornillo instrumentado (6) y están situadas respectivamente a nivel de dos interfaces planas entre la estructura portante de aeronave (34) y la vía de carga (36) .

4. Sistema de mando de órgano de vuelo según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el tornillo instrumentado (6) presenta por lo menos una superficie plana (641, 642) , que está dispuesta entre el extremo roscado (6f) y la zona de medición (62) más cercana a este extremo roscado (6f) , siendo la parte de tornillo (6) que presenta la por lo menos una superficie plana (641, 642) , apta para alojarse en un orificio complementario (460) de la placa de fijación (4) , de modo que el tornillo instrumentado (6) sea bloqueado en rotación con respecto a los medios de fijación (4, 11) , y que las tensiones ejercidas sobre el tornillo instrumentado (6) por el apriete de la tuerca

(11) estén localizadas sustancialmente entre el saliente (640) y la tuerca (11) , fuera de la o de las zonas de medición (61; 62) .

5. Sistema de mando de órgano de vuelo según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el tornillo instrumentado (6) presenta un saliente transversal (640) , que está dispuesto entre el extremo roscado (6f) y la zona de medición (62) más cercana a este extremo roscado (6f) , siendo el saliente (640) apto para apoyarse contra la placa de fijación (4) de modo que el tornillo instrumentado (6) sea bloqueado en traslación con respecto a los medios de fijación (4, 11) , y que las solicitaciones de tensión sobre el tornillo instrumentado (6) generadas por el apriete de la tuerca (11) estén localizadas sustancialmente entre el saliente (640) y la tuerca (11) , fuera de la o de las zonas de medición (61; 62) .

6. Sistema de mando de órgano de vuelo según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque comprende también un segundo tornillo instrumentado que se extiende según un eje paralelo al eje (X6) del primer tornillo instrumentado (6) y que conecta la estructura portante de aeronave (34) y la vía de carga (36) .

7. Sistema de mando de órgano de vuelo según una de las reivindicaciones 1 a 5, caracterizado porque comprende también:

- un tornillo no instrumentado (7) que se extiende según un eje (X7) paralelo al eje (X6) del primer tornillo instrumentado (6) , y que conecta la estructura portante de aeronave (34) y la vía de carga (36) , y

- una tuerca (10) que está dispuesta en un extremo roscado (7f) del tornillo no instrumentado (7) , que es apta para apretar la placa de fijación (4) contra la estructura portante de aeronave (34) o la vía de carga (36) contra la cual se apoya la placa de fijación (4) , y que está adaptada para soportar la mayor parte de las tensiones de apriete de la placa (4) .

8. Sistema de mando de órgano de vuelo según la reivindicación 7, caracterizado porque la tuerca (11) del tornillo instrumentado (6) y la tuerca (10) del tornillo no instrumentado (7) presentan unos pasos diferentes, pero son aptas para ser enclavadas bajo la acción de un par de apriete sustancialmente idéntico.

9. Sistema de mando de órgano de vuelo según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque comprende también un cárter (1) en el que está dispuesta de manera sustancialmente estanca una tarjeta electrónica (3) conectada al o a los medidores de tensiones (71a, 71b, 72a, 72b) y fuera del cual se extiende la mayor parte del tornillo instrumentado (6) y, en su caso, la mayor parte del tornillo no instrumentado (7) .

10. Sistema de mando de órgano de vuelo según la reivindicación 9, caracterizado porque el interior del tornillo instrumentado (6) incluye una pluralidad de orificios de paso (651, 652, 661, 662) en los que están dispuestos unos cables de conexión que conectan el o los medidores de tensiones (71a, 71b; 72a, 72b) y la tarjeta electrónica (3) situada en el cárter (1) , con:

- un orificio longitudinal (651, 652) que se extiende paralelamente al primer eje (X6) , en su caso conectando las zonas de medición (61; 62) entre sí, y

- en cada zona de medición (61; 62) , un orificio transversal (661; 662) que conecta los medidores de tensiones (71a, 71b; 72a, 72b) situados en las cavidades correspondientes (61a, 61b; 62a, 62b) con el orificio longitudinal (651, 652) .

11. Sistema de mando de órgano de vuelo según una de las reivindicaciones 9 o 10, caracterizado porque el cárter

(1) presenta un botón rotativo (18) saliente, siendo el botón apto para ser manipulado por un operario de modo que se compruebe el funcionamiento del sistema (S) .

12. Sistema de mando de órgano de vuelo según la reivindicación 11, caracterizado porque el cárter (1) presenta unos medios de visualización (27) , por ejemplo una plaquita indicadora, que son aptos para visualizar el resultado de la comprobación efectuada mediante el botón (18) .

13. Sistema de mando de órgano de vuelo según una de las reivindicaciones 9 a 12, caracterizado porque comprende también una arandela elástica (15) que está posicionada en el cárter (1) , entre la cabeza (6t) del tornillo instrumentado (6) y el cárter (1) , y que es apta, por una parte, para amortiguar las vibraciones en el cárter (1) , y, por otra parte, para mantener axialmente el tornillo instrumentado (6) .

14. Dispositivo de mando de vuelo, en particular para un accionador de tipo THSA, que comprende:

- una vía de carga primaria (PLP) apta para encajar la carga ejercida en funcionamiento normal sobre una sujeción de un accionador de mando de vuelo, y

- una vía de carga secundaria (SLP) apta para encajar dicha carga en caso de fallo de la vía primaria;

estando el dispositivo caracterizado porque la vía de carga secundaria (SLP) comprende un sistema de mando de órgano de vuelo según una de las reivindicaciones anteriores.

15. Utilización de un sistema (S) de mando de órgano de vuelo según una de las reivindicaciones 1 a 13, para la sustitución de un sistema preexistente que equipa una vía de carga secundaria (SLP) dispuesta sobre una sujeción de un accionador de mando de vuelo, en particular para sustituir un tornillo de fijación preexistente que conecta una estructura portante de aeronave (34) y la vía de carga secundaria (SLP) mediante el tornillo de fijación instrumentado (6) , sin modificar la sujeción del accionador de mando de vuelo.


 

Patentes similares o relacionadas:

Sistema de control de vuelo híbrido de avión, del 2 de Octubre de 2018, de Mecaer Aviation Group S.p.A: Un sistema de control de vuelo híbrido de avión incluyendo: - al menos una superficie de control (S), - un elemento de control manual (C); - una transmisión […]

Sistema y método para reducir la distancia de parada de una aeronave, del 18 de Abril de 2018, de THE BOEING COMPANY: Un sistema para reducir una distancia de parada de una aeronave , caracterizado porque el sistema comprende un sistema de control de borde […]

Aparato y método para la detención de una superficie de control de vuelo, del 20 de Diciembre de 2017, de THE BOEING COMPANY: Una aeronave que comprende: al menos una superficie de control ; un mecanismo de accionamiento primario acoplado a dicha superficie de control […]

Dispositivo de accionamiento lineal electromecánico y dispositivo anti-bloqueo, del 16 de Noviembre de 2016, de CESA, Compania Española de Sistemas Aeronáuticos, S.A: Dispositivo de accionamiento lineal electromecánico, que comprende un conjunto principal de tornillo-tuerca impulsado por un dispositivo motor principal, caracterizado […]

Sistema de control alar, del 1 de Junio de 2016, de CSIR: Aeronave que incluye un sistema de control alar instalado de forma operativa en el mismo, incluyendo la aeronave un ala que incluye […]

Detección mejorada de carga en un accionador de control de vuelo, del 11 de Febrero de 2015, de GOODRICH ACTUATION SYSTEMS SAS: Conjunto de detección en una aeronave, que incluye: - un accionador de control de vuelo que tiene un recorrido primario y un recorrido secundario, […]

Método para determinar la integridad funcional aparente de un dispositivo antirretorno, del 21 de Mayo de 2014, de MOOG INC.: Un método para comprobar la integridad funcional de un dispositivo antirretorno montado en una aeronave y usado para evitar la rotación […]

Perfeccionamientos en la detección de esfuerzo sobre un accionador de mando de vuelo, del 9 de Septiembre de 2013, de GOODRICH ACTUATION SYSTEMS SAS: Conjunto de detección que comprende: - un accionador de mando de vuelo que presenta una vía primaria y una vía secundaria apta […]

Otras patentes de SKF AEROSPACE FRANCE

 

Otras patentes de la CIP B64C13/42