用于飞行器的控制棒的力施加设备的制作方法

1.本发明涉及由飞行器驾驶舱中的飞行员使用的控制设备。本发明特别地涉及一种包括集成力反馈以辅助飞行员的主动棒。


背景技术：

2.飞行器驾驶舱中的控制设备通常包括控制棒，该控制棒特别地具有沿着所谓的横摇轴线和所谓的纵摇轴线可旋转地安装的控制杆，这两个轴线彼此正交。“摇棒”类型的设备是最常见的。
3.根据杆沿着这两个轴线的位置，控制设备将移位命令传输到飞行器的控制构件。
4.在最近的飞行器模型中，飞行器运动的控制是电子的，并且集成到驾驶舱中的控制设备可以是“侧棒”类型的控制设备。杆沿着横摇轴线和纵摇轴线的位置由传感器测量并转换为运动控制。杆不直接机械地连结到飞行器的可移动部件。杆上没有直接的机械反馈以供飞行员使用。
5.然而，为了飞行安全，理想的是飞行员在杆上体验到机械反馈。驾驶舱的指示器系统不足以使飞行员在飞行期间面对突发事件时做出足够快的反应。如果控制侧棒包括力反馈(也被称为“触觉反馈”)，则控制的感觉通常会好得多。
6.在这方面，已经提供了配备有被动机械系统(例如弹簧系统)或主动机电系统的侧棒。
7.此外，在文献fr 3 011 815中还规定了用电动马达进行主动力反馈。典型地，在该文献中，飞行器的飞行控制设备包括控制杆，该控制杆安装在板上并通过传动轴连接到横摇轴线马达和纵摇轴线马达。这两个马达根据力定律来控制，以在超过力阈值时，产生与飞行员施加在杆上的力相反的阻力(力反馈)。
8.这种设备被证明在恢复控制的感觉和提高飞行安全方面是有效的。然而，在马达中的一个马达中发生电气或机械故障或在马达的控制信号处理发生故障时，力反馈可以被移除。
9.在航空领域，对领航设备的可用性要求很高。因此，在发动机或其处理链发生故障时，飞行员突然进入较少反馈领航模式是不可接受的。
10.此外，现有技术的主动力反馈系统通常包括大量部件，特别是包括横摇马达和纵摇马达，但也包括离合器、转矩限制器、齿轮等。这些系统可能被证明是昂贵、体积大的且难以集成到飞行器驾驶舱中。


技术实现要素：

11.鉴于上述，需要存在一种包含机械备用通道的控制棒，以防止在发生影响力反馈马达的电气故障时，杆自由旋转和驾驶员失去所有的力反馈。
12.在发生影响所述马达的故障时，所需的棒必须不能切换到飞行员使杆自由枢转的模式。
13.其次，需要存在一种控制杆，其中在发生影响所述马达的故障时，杆不是完全固定的，并且杆的枢转运动是阻尼的。
14.优选地，在发生影响力反馈马达的故障时，所需的机械备用通道根据杆相对于中间点的位置提供可变的阻力。
15.还需要一种比现有侧棒的重量、体积和电力消耗更小的侧棒。
16.在这方面，根据第一方面，本发明涉及一种用于飞行器的控制棒的力施加设备，其中控制棒包括连接到至少一个马达的控制杆，马达包括驱动轴，驱动轴能够围绕轴线旋转地移动，力施加设备包括：
17.‑
第一销，该第一销连接到轴，
18.‑
壳体，该壳体被配置成相对于飞行器固定，
19.‑
电磁铁，
20.‑
致动器，该致动器能够相对于壳体移动，所述致动器包括磁性材料，
21.‑
联接设备，该联接设备包括连接到壳体的输入啮合件和配置成与输入啮合件配合的输出啮合件，
22.所述输出啮合件包括第二销，
23.‑
用于夹紧第一销和第二销的夹紧装置，所述夹紧装置包括被配置成夹紧第一销和第二销的第一齿和第二齿，
24.其中力施加设备具有运行配置和锁定配置，在该运行配置下，电磁铁是激活的，并且输出啮合件被定位在距输入啮合件一距离处，使得第二销能够围绕轴线旋转地移动，在该锁定配置下，电磁铁是非激活的，并且输出啮合件与输入啮合件啮合，以相对于壳体旋转地锁定第二销。
25.特别地，有利地，力施加设备符合权利要求1。
26.本发明的第一个优点是供给机械备用通道，以防止杆在其枢转运动中完全自由。在发生影响马达的故障时，电磁铁不再激活，并且力施加设备进入锁定配置。
27.当力施加设备处于锁定配置时，与第一销相对于壳体的旋转相反的阻力转矩被施加在第一销上。具体地，夹紧装置包括夹紧第一销和第二销的齿，第二销相对于壳体作为单个部件旋转。然后，驱动轴在其旋转运动中被制动。
28.本发明的优点在于，由力施加设备供给的机械备用通道是可逆的，当电磁铁再次激活时，力施加设备能够再次进入运行配置。通过电磁铁控制啮合件的相对位置，以在运行配置与锁定配置之间交替。这种交替在地面和飞行中是可能的。
29.第二个优点是当发生影响马达的电气故障时并且当电磁铁不再激活时，避免与马达相关联的驱动轴的完全固定。具体地，夹紧装置不必完全锁定第一销相对于第二销的旋转。
30.当本发明的力施加设备处于锁定配置时，本发明的力施加设备倾向于将第一销带到如下位置：该位置取决于电磁铁停用时第二销的位置。在运行配置下，第二销能够围绕轴线旋转地移动，第二销在该停用时的位置可能与杆的中心位置不对应。
31.根据本发明的力施加设备可具有以下可选的和非限制性的特征，这些特征被单独采用或以任何技术上可能的组合采用：
32.‑
致动器被安装在输入啮合件上。
33.‑
电磁铁被安装在壳体上，使得致动器在电磁铁与输出啮合件之间的沿着轴线的轴向位置处。
34.‑
该设备包括返回装置，该返回装置包括附接到壳体的第一端部和附接到输入啮合件的第二端部，该返回装置被配置成使输入啮合件沿着轴线移位。
35.‑
输入啮合件和输出啮合件中的一个啮合件包括至少一个齿，输入啮合件和输出啮合件中的另一个啮合件包括至少一个额外的容置部，该齿被配置成在锁定配置下进入互补的容置部。
36.‑
夹紧装置包括第一钳口和第二钳口，该设备还包括例如为压缩弹簧的弹性压缩连杆，该弹性压缩连杆连接第一钳口和第二钳口，以在运行配置下、在抵靠第一销和第二销的第一齿和第二齿上施加力。
37.‑
该设备还包括角移位传感器，该角移位传感器被配置成获取轴的角移位的测量值。
38.‑
该设备还包括阻尼部件，该阻尼部件在第一销与第二销之间的接触表面上延伸。
39.‑
该设备还包括分离设备，该分离设备被配置成使输入啮合件和输出啮合件分离，所述设备包括与电磁铁的标准供给电路分离的第二供给电路，以在电磁铁的标准供给电路发生故障时使得所述啮合件能够分离。
40.‑
所述输出啮合件被连接到致动器。
41.根据第二方面，本发明涉及一种飞行器的控制棒，该控制棒包括控制杆，该控制棒包括具有驱动轴的至少一个马达，该驱动轴能够围绕轴线旋转地移动，并且对于每个马达，该控制棒还包括一个如前所述的力施加设备。
附图说明
42.在阅读以下附有以非限制性示例给出的附图的详细描述时，本发明的其他特征、目的和优点将变得更加明显，在附图中：
43.图1在功能上表示根据实施例的包括控制棒的控制系统的总体架构；
44.图2是飞行器控制杆和图1的系统的机械联接件的透视图；
45.图3是图1的包含力反馈设备的杆的侧视图；
46.图4是在排除任何电气故障的运行配置下观察到的，根据本发明的实施例的马达轴与包括力反馈设备的壳体之间的接口的示意性侧视图；
47.图5是在发生电气故障时的锁定配置下观察到的，包括图4的力反馈设备的马达/壳体接口的示意性侧视图。
具体实施方式
48.以下示例涉及一种力施加设备，该力施加设备旨在与沿着横摇轴线和纵摇轴线旋转的控制棒一起操作。然而，本发明能够以相同的优点应用于沿着单个轴线或沿着任何数量的轴线旋转的杆。
49.在下文的描述和附图中，类似的元件与相同的字母数字标号相关联。
50.控制系统的总体架构
51.图1至图3表示根据示例性实施例的飞行器的包括控制棒的控制系统。
52.棒通常被位于飞行器驾驶舱中。飞行器飞行员可使用该棒以电子地控制飞行器的可移动部件。
53.在图1中，两个功能单元之间的粗实线对应于机械连接，粗连接箭头线表示两个单元的机械联接或磁联接(可能会脱开联接)，细连接箭头线是使得数据能够传输的电子连接。
54.控制棒包括可相对于夹具2旋转地安装的控制杆1。力施加设备包括机械联接件10。杆1沿着横摇轴线x和纵摇轴线y旋转，这两个轴线是正交的。机械联接件10被附接到夹具2，该夹具与飞行器驾驶舱的地板形成单个部件。
55.在该示例中，控制棒包括电动马达3a，该电动马达包括具有轴线a的驱动轴，轴线a与杆的横摇轴线x连动。术语“与轴线连动”应理解为在具有轴线a的轴和夹具2的元件之间存在连动机构，当杆沿着x轴线枢转时，该夹具2的元件处于运动状态。类似地，棒包括电动马达3b，该电动马达包括具有轴线b的驱动轴，轴线b与杆的纵摇轴线y连动。
56.作为替代，马达3a可以被布置成通过连结到联接件10的转动轴直接在轴线x上工作，并且马达3b可以被布置成通过连结到联接件10的转动轴直接在轴线y上工作。
57.马达3a和3b被配置成在其相应的驱动轴上施加力。优选地，由马达施加的力根据杆的位置、根据力定律来计算。
58.为了获取杆的位置信息，优选地，棒包括杆的角移位的传感器。优选地，所述传感器包括与横摇轴线相关联的传感器11a和与纵摇轴线相关联的传感器11b。所述传感器向计算机12传送电子位置信号。
59.根据示例，传感器11a和11b分别沿着轴线a和b获取驱动轴的旋转位置。
60.计算机12包括与传感器的电子接口。因此，计算机可以接收关于杆的角移位的获取数据。可选地，传感器11a和11b还被配置成向计算机12传送关于杆1沿着其相关轴线的旋转速度的信息。
61.关于杆的位置/速度的信息被转换为控制信号，以用于通过飞行器的fcs或飞行控制系统13来控制飞行器的可移动部件。
62.作为选择，控制棒包括分别与杆的横摇轴线x和纵摇轴线y相关联的力传感器15a和15b。所述传感器被配置成测量施加在围绕轴线x和轴线y枢转的杆上的转矩。力传感器15a和15b通常是例如为电容型或压电型的应变仪。
63.如果该系统除了包括移位控制模式之外，还包括力控制模式，则这种力传感器特别有用，该力传感器的操作示例将在下文中结合实施例进行描述。在力控制模式下，杆1被固定，并且控制单元8根据由飞行员施加到杆1的力来确定飞行器的可移动部件的控制信号。
64.图1的视图除了示出上述元件之外，还示出将在下文描述的多个力施加设备。
65.在附图中所示的实施例的形式中，力施加马达3a和3b中的每一个力施加马达包括其自身的力施加设备，力施加设备构成用于该马达的机械备用线。
66.为了简化，在图4至图8中将仅描述和示出一个第一力施加设备，第二设备是相同的。
67.在图1中，以字母
‘
a’结尾的字母数字标号对应于横摇轴线x。以字母
‘
b’结尾的标号同样转置到纵摇轴线y。
68.图2表示安装在机械联接件10上的杆1的实施例的结构示例。联接件10被安装在夹具2上，该夹具与飞行器的机架形成单个部件。力施加马达3a和3b(不可见)在此相对于杆是遥远的。
69.杆1在一个端部处是自由的，并且在另一个端部处附接到第一板101。第一板101可沿着轴线x和轴线y旋转地移动，并且被连结到夹具2的第二板102。轴线x被连结到第一板101，以使第一板101围绕轴线y的枢转使得轴线x围绕轴线y枢转。
70.两个传动装置(每个传动装置包括万向接头)将杆分别沿着x轴线、沿着y轴线的旋转运动表示为分别沿着轴线a和b延伸的相关驱动轴(未示出)的旋转运动。
71.因此，马达的驱动轴被机械地连结到杆。根据力定律或预定的阻尼定律，被直接接合在机械联接件10上的马达3a和3b可以响应于由飞行员对杆1的枢转运动而传输阻力或动力。
72.图3表示控制棒和力施加设备的侧视图。杆1在此处于中间位置。中间位置通常对应于控制命令在飞行器的可移动部件上既不以横摇也不以纵摇方式起作用的位置。杆1在具有波纹管17的基部的水平处安装在驾驶舱的座舱上。因此，马达3a和3b被飞行器舱室的壁所隐藏。
73.在该示例中，横摇马达3a和纵摇马达3b具有相同的尺寸。提供马达的机械备用通道的元件在此位于马达下方、单元50内部。与马达相关联的驱动轴在单元50内部延伸。该单元相对于壳体4固定。
74.关于机械联接件10的结构以及与马达3a和3b连结的机械件的更多细节，请参考文献fr 3 011 815的图1和与其相关的描述。
75.力施加设备
76.控制系统包括用于力反馈马达3a和3b中的至少一个力反馈马达(并且优选地，用于这些马达中的每一个马达)的机械备用通道，以防止在发生影响所述马达的电气故障时，杆1的旋转完全自由。本文的其余部分将描述用于驱动具有轴线a的轴41a的横摇马达3a的机械备用通道。由于机械备用，在发生故障时，飞行员保持力反馈或“触觉反馈”。
77.备用通道由力施加设备来实现，该力施加设备包括第一销30a、第二销40a、用于夹紧第一销和第二销的夹紧装置7a、电磁铁5a、包括磁性材料的致动器6a、以及壳体4。壳体被固定到飞行器的夹具。力施加设备具有两种不同的配置：
78.‑
运行配置，在运行配置下，致动器6a位于图中带有标号6
‑
2的位置中，在运行配置下，电磁铁5a是激活的并在致动器6a上施加力，
79.‑
锁定配置，在锁定配置下，电磁铁是非激活的，并且在锁定配置下，致动器6a存在于图中带有标号6
‑
1的缩回位置。然后，第一销30a经受与第一销30a相对于壳体4围绕轴线a的旋转运动相反的阻力，夹紧装置7a的第一齿71和第二齿74将第一销30a和第二销40a夹紧在一起。
80.特别地，在下文的示例中，第二销40a由输出啮合件承载，该输出啮合件面向连接到壳体的输入啮合件。
81.因此，向电磁铁5a供给电流或切断电流的事实导致致动器6a的移位和力施加设备的配置的改变。在下文的示例中，在运行配置下，输入啮合件和输出啮合件不啮合。
82.相反地，当力施加设备处于锁定配置时，两个啮合件啮合。壳体4相对于夹具2固定
并且第一销30a被连接到马达3a的驱动轴41a，当力施加设备处于锁定配置时
‑
尽管横摇电动马达3a有故障，当飞行员试图使杆1沿着横摇方向移位1时，飞行员会感觉到阻力。
83.根据有利的实施例，力施加设备包括分离设备16a，即使当电磁铁5a的标准供给电路发生故障时，该分离设备也使得两个啮合件62和63能够分离。分离设备16a包括第二供给电路，以根据命令重新供给电磁铁5a并使该电磁铁重新激活。电磁铁的第二供给电路与其标准供给电路分开。有利地，分离设备16a包括位于杆1上的用户接口，例如按钮类型的开关。例如，当飞行员按下按钮时，电磁铁再次激活，输入啮合件和输出啮合件分离。当按下按钮时，飞行员能够使杆沿着横摇轴线和纵摇轴线重新定位，而不经受来自力施加设备的任何阻力。第一销30a和第二销40a与杆同时被重新定位。
84.如果电磁铁5a的标准供给电路与发动机3a的供给电路相同，则即使在向马达3a的供给发生故障时，这种分离设备也使飞行员有可能分离输入啮合件和输出啮合件，以根据需要重新定位杆1的“中间点”。
85.因此，飞行员可以选择中间点作为用于在锁定配置下由力施加设备施加的力定律的参考。
86.具体地，当飞行员释放按钮时，第二销40a的位置取决于杆的位置。在飞行员释放按钮后，输入啮合件和输出啮合件再次啮合，并且杆被迫进入中间点，这取决于飞行员为杆选择的位置。
87.下文给出该力施加设备的结构的示例。
88.第一销和第二销
89.第一销30a被安装在具有轴线a的驱动轴上，即第一销30a与轴一起围绕轴线a旋转移动。
90.在该示例中，第一销是接头。接头是圆柱形的接头，并且从与轴一起旋转移动的表面部件42a突出。第一销可相对于壳体4转动。
91.第二销40a被安装在下文将描述的输出啮合件62上，在运行配置下，输出啮合件62可相对于壳体4移动。
92.在图4所示的中间位置，第二销40a与第一销30a同轴。
93.第二销40a也是圆柱形的接头。
94.有利地，力施加设备还包括阻尼部件(优选地为粘性阻尼部件)14a，该阻尼部件在第一销30a和第二销40a之间横向延伸。
95.电磁铁和致动器
96.电磁铁5a由飞行器的控制系统的电流源供电。如果所述系统关闭或出现故障，电磁铁不会产生任何特定的磁场。
97.在下文的两种模式下并且优选地，电磁铁和横摇马达3a由同一电气的电流源(电磁铁的标准供给电路)供给电力。因此，当马达运行时，电磁铁将电流转化为磁场，并且在发生影响横摇马达3a的电气故障时，电磁铁也受到故障的影响并且不产生任何磁场。
98.因此，在横摇马达3a的电流出现损失时，电磁铁的活动的损失是自动的和立即的。
99.电磁铁5a与致动器6a相关联。
100.在下文的示例中，致动器6a是“被动的”。该致动器的移位和对销的机械作用取决于与电磁铁的场的磁相互作用。
101.致动器6a包括磁性材料。在此，术语“磁性材料”应理解为是指对磁场作出反应的金属材料，使得电磁铁的电力供给使致动器移位。
102.在下文的示例中，致动器6a的材料被选择为与电磁铁5a的材料极性相反。因此：
103.‑
当电磁铁被供给电流时，致动器6a被迫在更接近电磁铁的方向上；
104.‑
当电磁铁不被供给电流时，特别是在发生故障时，致动器不会被迫保持靠近电磁铁，并且致动器远离电磁铁移动。
105.作为替代，如果致动器的磁性材料的极性与电磁铁的磁性材料的极性相反，则当电磁铁被供给电流时，致动器被迫在远离电磁铁的方向上。
106.用于夹紧销的夹紧装置
107.夹紧装置包括第一齿71和第二齿74，第一齿和第二齿可相对于壳体4并且也相对于第一销和第二销旋转地移动。在下文的示例中，夹紧装置7a包括可相对于壳体4移动的第一钳口70和第二钳口73，第一齿71属于第一钳口，第二齿74属于第二钳口。当钳口处于夹紧位置时，齿71和74具有被布置成彼此面对的延伸的自由表面。当力施加设备处于锁定配置时，齿71和74倾向于使两个销沿着平行于轴线a的方向对准。
108.因此，第一销30a和第二销40a(在此沿着轴线a)具有足够的轴向延伸，以便夹紧装置的齿71和74与两个销的侧面接合，以将两个销夹紧在一起。
109.图4和图5涉及具有机械备用通道的力施加设备的特定实施例。
110.夹紧装置7a在运行配置和锁定配置下被夹紧在机械平衡位置。因此，第一销30a倾向于与第二销40a对准。在此，销倾向于沿着平行于轴线a的方向对准。
111.第二销被连接到输出啮合件62，该输出啮合件根据两个啮合件的相应的轴向位置与输入啮合件63啮合或不啮合。
112.图4表示运行配置，并且图5表示锁定配置。锁定配置对应于横摇马达3a的损坏状态。在这两个图中，第一销30a被表示为处于围绕轴线a枢转的状态，该状态对应于杆1相对于杆的中心位置沿着横摇轴线偏移的位置。
113.在该示例中，夹紧装置是具有齿71和74的钳口70和73。
114.第一钳口70在表面部件42a下方延伸。第一钳口包括中心圆板，该中心圆板在其中心处钻孔以使得附件能够穿过，该附件使沿着轴线a平移的钳口70固定。钳口70可围绕轴线a旋转地移动。
115.第二钳口73包括中心圆板。壳体和两个钳口70和73被固定成相对于彼此平移。
116.第一销30a的自由端部和第二销40a的自由端部在两个钳口之间的分离件中延伸。在图5的配置下，在第一销30a与第二销40a之间存在轴向分离件31。
117.优选地，由一个或多个弹簧构成的弹性连杆连接第一钳口的端部和第二钳口的端部，使得钳口保持处于在第一销和第二销上的夹紧位置。
118.力施加设备还包括在第二销40a和壳体4之间的机械联接设备。联接设备包括输入啮合件63和输出啮合件62，该输入啮合件被安装成相对于壳体4围绕轴线a旋转固定，该输出啮合件被安装成相对于第二销40a旋转固定。两个啮合件可沿着平行于轴线a的方向平移移动。
119.例如，输入啮合件62和输出啮合件63在此具有以轴的轴线a为中心的环形环的形状。输入啮合件在位于钳口73和输出啮合件之间的轴向位置处。
120.输出啮合件在输入啮合件处的非接合位置中可沿着轴线a平移移动并围绕轴线a旋转移动。在夹紧装置7a的作用下，因此当啮合件不接合时，第二销40a遵循第一销30a围绕轴线a的旋转运动。
121.输出啮合件63被固定成相对于壳体4围绕轴线a旋转。另外，在该示例中，返回装置被附接在壳体4的两侧或固定到壳体的部件的两侧，并且另一方面被附接到输出啮合件63的面向壳体4的一侧。在此，返回装置是两个弹簧64。返回装置倾向于将啮合件带到啮合位置。
122.在该示例中，用于固定输入啮合件63和输出啮合件62的装置形成爪形离合器。输入啮合件和输出啮合件中的一个啮合件可以包括至少一个齿，优选地包括多个齿，并且另一个啮合件包括相对于齿具有互补形状和尺寸的至少同样多的容置部。在有利模式中，其中力施加设备包括分离设备，以使得能够选择力定律的中间点，有利地，齿的数量多，优选地大于三个齿，并且这些齿被均匀地分布在承载齿的啮合件的周边上，以使得能够精确地设置该中间点。
123.图4和图5示出输出啮合件62的两个齿65和输入啮合件63的两个互补的容置部66。当输入啮合件和输出啮合件沿着轴线a更靠近时，齿接合在互补的容置部中。
124.致动器6a和电磁铁5a被配置成使得当在运行配置下，电磁铁5a在致动器6a上施加力时，输入啮合件和输出啮合件中的一个啮合件被迫在远离另一个啮合件的方向上。电磁铁在致动器上的磁性作用足够强，以对抗弹簧64的松弛。
125.在该示例中，致动器6a包括位于输入啮合件63的环中的磁性材料，并且电磁铁5a位于壳体4的面向输入啮合件63的一部分中。磁性材料和电磁铁的极性相同，使得输入啮合件63被电磁铁吸引。
126.注意，作为替代，电磁铁5a可以位于输出啮合件上。然后，电磁铁沿着平行于轴线a的方向处于面向致动器的位置。
127.当在图5的锁定配置下，电磁铁5a不在致动器6a上施加力时，输入啮合件63不被吸引朝向壳体并且不移动远离输出啮合件62。
128.联接设备的机械平衡位置是输入啮合件63啮合输出啮合件62的位置。
129.因此，输出啮合件62锁定输入啮合件63，并因此锁定围绕轴线a旋转的第二销40a。
130.具有非固定中间点的设备的运行顺序
131.在正常运行的配置下，例如当飞行器在使用运行电力供给的情况下飞行时，致动器6a处于图4的分离位置。
132.优选地，横摇马达3a在杆1上施加与由飞行员强加的横摇运动相反的阻力。第二销40a遵循第一销30a(换言之，驱动轴)围绕轴线a的旋转运动。
133.在发生故障时，电磁铁不再产生任何特定的磁场。力施加设备进入锁定配置。用于固定输入啮合件和输出啮合件的装置彼此接合。联接设备是离合器。
134.然后，第二销40a相对于壳体作为单个部件旋转。夹紧装置7a倾向于使第一销30a相对于第二销40a对准。横摇马达的驱动轴承受与第一销的旋转运动相反的阻力。第一销30a倾向于朝向与第二销40a对准的固定点。
135.驱动轴通过机械联接件10机械地联接到控制杆1，阻力倾向于将杆1带到中间点。
136.默认情况下，中间点取决于电磁铁停用时第二销的位置，该位置本身取决于故障
被触发时杆1在横摇轴线上的位置。然后，中间点对应于第二销40a的最后一个非故障位置，即使该第二销的位置不对应于杆的中心位置。
137.力定律通过机械备用通道来实施。优点是使得能够获得杆的非固定中间点。
138.在上述有利模式中，分离装置使得能够在发生故障期间以受控方式分离输入啮合件和输出啮合件。如果飞行员在故障被触发后选择该中间点，则杆的作为用于力定律参考的中间点可以不同于故障被触发时杆的位置。