[특허]Skew detection

Goodrich Actuation Systems Limited

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Skew detection

특허상세정보
국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	G01N-019/00
미국특허분류(USC)	073/865.9; 244/194
출원번호	US-0946323 (2010-11-15)
등록번호	US-8646346 (2014-02-11)
우선권정보	GB-0919988.6 (2009-11-16)
발명자 / 주소	Hubberstey, Mark Smith, Paul Whatley, Mark
출원인 / 주소	Goodrich Actuation Systems Limited
대리인 / 주소	Cantor Colburn LLP
인용정보	피인용 횟수 : 3 인용 특허 : 4

초록

A skew detection arrangement comprises first and second series of targets movable past respective sensors, and monitoring means operable to monitor the outputs of the sensors, wherein the monitoring means is operable upon sensing that an output of a first one of the sensors is in a transition state to determine, from a transition direction of the transition state and an output of the other of the sensors, whether a skew condition has arisen. A skew detection method is also disclosed.

대표
청구항
▼

1. A skew detection arrangement for sensing a skew condition having arisen in an aircraft flight control surface, the skew detection arrangement comprising: first and second series of targets movable past first and second sensors, andmonitoring means operable to monitor outputs of the sensors,wherein the monitoring means is operable upon sensing that an output of the first one of the sensors is in a transition state, a transition state being a state in which the sensor output is changing between low and high output states and determining that an expected output of the second sensor is high when the sensor output is changing from a low output state to a high output state and low when the sensor output is chancing from the high output state to the low output state, to determine, from a transition direction of the transition state and an actual output of the second sensor, whether a skew condition has arisen in the aircraft flight control device. 2. A detection arrangement according to claim 1, wherein the transition direction is used to determine the expected output of the second sensor. 3. A detection arrangement according to claim 2, wherein the monitoring means compares the actual output of the said second sensor with the expected output thereof to determine whether or not a skew condition has arisen. 4. A detection arrangement according to claim 3, wherein in normal operation, the expected and actual outputs will match, and a difference therebetween is used to provide an indication that a skew condition has arisen. 5. A detection arrangement according to claim 4, wherein the targets are mounted upon or are otherwise associated with respective drive racks whereby a slat or other aircraft flight control surface is driven for movement. 6. A detection arrangement according to claim 5, wherein each drive rack is provided with two series of targets and associated sensors. 7. A detection arrangement according to claim 1, wherein the targets of the first series are offset relative to the targets of the second series. 8. A detection arrangement according to claim 7, wherein the targets of the first and second series are offset by a distance of approximately half of the width of one of the targets. 9. A detection arrangement according to claim 1, wherein the sensor associated with the first series of targets is offset from the sensor associated with the second series of targets. 10. A detection arrangement according to claim 9, wherein the sensor associated with the targets of the first series is offset from that associated with the second series of targets by a distance of approximately half of the width of one of the targets. 11. A method of detecting the occurrence of a skew condition in an aircraft flight control surface, the method comprising; providing first and second series of targets movable past first and second sensors;monitoring outputs of the sensors to sense whether an output of the first one of the sensors is in a transition state in which the sensor output is changing between low and high output states;determining that an expected output of the second sensor is high when the sensor output is chancing from a low output state to a high output state and low when the sensor output is chancing from the high output state to the low output state; anddetermining, from a transition direction of the transition state and an actual output of the second sensor, whether a skew condition has arisen in the aircraft flight control device. 12. A method according to claim 11, wherein the transition direction is used to determine the expected output of the second sensor. 13. A method according to claim 12, wherein the actual output of the said second sensor is compared with the expected output thereof to determine whether or not a skew condition has arisen. 14. A method according to claim 13, wherein in normal operation, the expected and actual outputs will match, and a difference therebetween is used to provide an indication that a skew condition has arisen.

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내보내기 구분	파일저장 인쇄 메일전송
구성항목	관리번호, 국가코드, 자료구분, 상태, 출원번호, 출원일자, 공개번호, 공개일자, 등록번호, 등록일자, 발명명칭(한글), 발명명칭(영문), 출원인(한글), 출원인(영문), 출원인코드, 대표IPC 관리번호, 국가코드, 자료구분, 상태, 출원번호, 출원일자, 공개번호, 공개일자, 공고번호, 공고일자, 등록번호, 등록일자, 발명명칭(한글), 발명명칭(영문), 출원인(한글), 출원인(영문), 출원인코드, 대표출원인, 출원인국적, 출원인주소, 발명자, 발명자E, 발명자코드, 발명자주소, 발명자 우편번호, 발명자국적, 대표IPC, IPC코드, 요약, 미국특허분류, 대리인주소, 대리인코드, 대리인(한글), 대리인(영문), 국제공개일자, 국제공개번호, 국제출원일자, 국제출원번호, 우선권, 우선권주장일, 우선권국가, 우선권출원번호, 원출원일자, 원출원번호, 지정국, Citing Patents, Cited Patents
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