B - Operations – Transporting – 64 – C
Patent
B - Operations, Transporting
64
C
B64C 13/42 (2006.01)
Patent
CA 2724405
The invention relates to a hydraulically actuatable horizontal stabilizer of an aircraft comprising: two actuators (1, 2) that are supplied by at least one hydraulic-supply system (A, B) and a supporting structural component (M) is coupled to each actuator and a horizontal stabilizer (H) that can be controlled in relation to the supporting structural support (M) and which is designed for actuating therewith, a first control valve device (11) that is hydraulically connected to said first actuator for controlling said actuator (1) and a second control valve device (12) that is hydraulically connected to said second actuator (2) for controlling said actuator, said two valve devices being respectively supplied by a hydraulic-system (A, B), a control and monitoring device (10) that is functionally connected to the control valve devices (11, 12) that detect the corresponding command signals for the control valve devices (11, 12) and sends them to said devices in order to carry out corresponding control movements for actuating the actuators (1, 2), a locking device (20) that is coupled to the first actuator (1) and which comprises a locking mechanism for fixing the exit position of the slide rod (7) of the first actuator (1) in the locked state, said locking device being hydraulically connected to the first hydraulic-system (A) and with the second hydraulic-system (B) by means of a hydraulic or circuit such that in normal operation of at least one of the hydraulic systems, the locking mechanism is in the unlocked state and when both hydraulic systems (A, B) fall below a minimum pressure, the locking mechanism blocks the exit position of the slide rod (7) of the first actuator (1) and/or a locking activation device (21, 22) that is functionally connected to the control and monitoring device (10) and which activates the locking mechanism to the reception of the activation signal. The invention also relates to test methods for controlling the integrity of a control system.
La présente invention concerne un système de réglage pour un empennage horizontal à commande hydraulique d'un avion, lequel système comprend deux actionneurs (1, 2) qui sont alimentés par au moins un système d'alimentation hydraulique (A, B) et à chacun desquels est raccordé un composant structurel porteur (M) et un empennage horizontal (H) qui peut être réglé par rapport au composant structurel porteur (M) et qui est conçu pour actionner celui-ci, un premier dispositif de soupape de commande (11) qui est en liaison hydraulique avec le premier actionneur (1) afin de commander ce dernier, un second dispositif de soupape de commande (12) qui est en liaison hydraulique avec le second actionneur (2) afin de commander ce dernier, les deux dispositifs de soupape de commande étant respectivement alimentés par un système hydraulique (A, B), un dispositif de commande et de surveillance (10) qui est en liaison fonctionnelle avec les dispositifs de soupape de commande (11, 12) et qui détecte des signaux de commande correspondants pour les dispositifs de soupape de commande (11, 12) et les envoie à ces dispositifs afin de mettre en oeuvre des mouvements de commande correspondants pour actionner les actionneurs (1, 2), un dispositif de verrouillage (20) qui est raccordé au premier actionneur (1) et qui comprend un mécanisme de verrouillage permettant de bloquer la position de sortie de la bielle (7) du premier actionneur (1) lorsqu'il se trouve dans son état verrouillé, le dispositif de verrouillage étant en liaison hydraulique avec le premier système hydraulique (A) et avec le second système hydraulique (B) par l'intermédiaire d'un circuit OU hydraulique de manière que, lors du fonctionnement normal d'au moins un des systèmes hydrauliques, le mécanisme de verrouillage se trouve dans son état déverrouillé et, lorsque les deux systèmes hydrauliques (A, B) chutent en dessous d'une pression minimale, le mécanisme de verrouillage bloque la position de sortie de la bielle (7) du premier actionneur (1), et/ou un dispositif d'activation de verrouillage (21, 22) qui est en liaison fonctionnelle avec le dispositif de commande et de surveillance (10) et qui active le mécanisme de verrouillage dès réception d'un signal d'activation. La présente invention concerne également des procédés de test permettant de contrôler l'intégrité d'un système de réglage.
Epple Thomas
Recksiek Martin
Airbus Operations Gmbh
Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh
Mcfadden Fincham
LandOfFree
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Profile ID: LFCA-PAI-O-1676650