CN102046467A - 用于调节飞机的襟翼的且具有带有固定的旋转轴的调节运动机构的容错作动系统 - Google Patents
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Abstract
一种具有在飞机的相应机翼上可调节的至少一个襟翼(A1、A2；B1、B2)以及控制和监测装置(5)的容错作动系统，具有：与控制和监测装置(5)功能性连接的驱动装置(PA1、PA2、PB1、PB2)，所述驱动装置(PA1、PA2、PB1、PB2)中的每个分别与一个襟翼(A1、A2；B1、B2)相关联，其中每个襟翼(A1、A2；B1、B2)分别与一个驱动装置(PA1、PA2、PB1、PB2)相关联，驱动装置(PA1、PA2、PB1、PB2)分别具有：两个驱动马达(M1、M2)、两个制动装置(B1、B2)，其中每个驱动马达(M1、M2)分别与用于中止相应的驱动马达(M1、M2)的输出端的制动装置(B1、B2)相关联；以这个累加的方式耦联驱动马达的输出端的差速器；用于将差速器的输出端与驱动连接装置(51、52)耦联的输出轴；以及与控制和监测装置(5)功能性连接的差速器锁(D)，所述差速器锁(D)与控制和监测装置(5)耦联成，使得其中制动装置(B1、B2)中的每一个以及差速器锁(50)能够通过控制和监测装置(5)的指令信号操纵；调节装置(A11、A12、A21、A22；B11、B12、B21、B22)，所述调节装置(A11、A12、A21、A22；B11、B12、B21、B22)耦联在分别与襟翼(A1、A2；B1、B2)相关联的驱动装置(PA1、PA2、PB1、PB2)上，其中每个调节装置分别具有：变速机构(20)、调节机构(21)以及与控制和监测装置(5)功能性连接的用于获取襟翼的调节状态的位置传感器(22)；其中控制和监测装置(5)具有作动功能，所述作动功能用于建立用于调节襟翼的驱动马达(M1、M2)的指令信号。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于调节飞机的襟翼的且具有带有固定的旋转轴的调节运动机构的容错作动系统。
借助用于调节飞机的襟翼的容错作动系统能够补偿作动系统的组成部分的一定数量的预先确定的故障。
根据本发明的作动系统尤其能够为高升力系统。
背景技术
从现有技术中已知在图1中示出的作动系统，在图中示出的高升力系统1用于调节在每个机翼上的至少一个降落襟翼。在图1中示出每个机翼的两个降落襟翼，所述机翼在图1的图示中未示出。具体地示出：在第一机翼上的内侧的降落襟翼A1和外侧的降落襟翼A2，以及在第二机翼上的内侧的降落襟翼B1和外侧的降落襟翼B2。在根据本发明的高升力系统中，每个机翼也能够具有两个以上的降落襟翼。高升力系统1通过飞行员界面操纵和控制，所述飞行员界面尤其具有例如操纵杆的操纵机构3。操纵机构3与控制和监测装置5功能性耦联，所述控制和监测装置通过用于控制中央驱动单元7的控制线路8传输控制指令。
中央，即在机身区域内设置的驱动单元7具有例如液压马达H和电气驱动机构E的两个驱动马达以及与这两个马达相关联的制动装置B1、B2。此外，中央驱动单元7具有差速器。差速器与液压马达M1和电动机M2的输出侧耦联成，使得由液压马达H和电动机分别提供的功率被累加，并且被传递给驱动旋转轴11、12。制动装置B1、B2能够通过控制和监测装置5的指令信号来操纵。
在中央驱动单于7上耦联有分别用于操纵每个机翼的至少一个襟翼A1、A2或B1、B2的总共两个驱动旋转轴11、12。两个驱动旋转轴11、12耦联在中央驱动单元7上，并且通过该中央驱动单元相互同步。基于相应的控制指令，中央驱动单元7使驱动旋转轴11、12处于旋转，以用于施加相应的襟翼的与这些旋转轴耦联的调节装置的调节运动。在驱动旋转轴11、12的位于驱动单元7附近的轴部分中能够集成有旋转力矩限制器T。
在每个襟翼A1、A2或B1、B2上设有两个调节装置。在图1中所示的高升力系统中，在每个襟翼上分别设置有两个调节装置，而且具体的是，在内侧的襟翼A1和B1上设置有调节装置A11、A12或B11、B12，并且在外侧的襟翼A2和B2上设置有调节装置A21、A22或B21、B22。
下面说明调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22，其中在每个调节装置中的相同功能的不同调节装置的组成部分设有相同的附图标记。
调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22中的每一个与变速机构20、具有固定的襟翼旋转点的调节运动机构21以及位置传感器22相关联。变速机构20机械地耦联在相应的驱动旋转轴11、12上，并且将相应的驱动旋转轴11、12的旋转运动转换为襟翼区域的调节运动，所述襟翼区域与相应的调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22耦联。在襟翼的每个调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22上设置有位置传感器22，所述位置传感器测定相应的襟翼的当前的位置，并且将该位置值通过未示出的线路发送给控制和监测装置5。
附加地在旋转轴驱动分支11或12的端部上设置有非对称传感器23，所述非对称传感器同样通过未示出的线路功能性地与控制和监测装置5连接，并且通过该线路将当前的值发送给控制和监测装置5，所述值表明，旋转轴驱动分支11或12的端部是否在规定的区域内旋转，或者是否提供驱动旋转轴11或12的非对称的旋转位置。
此外，在驱动旋转轴11或12的位于相应的机翼的外侧区域内的位置上分别设置有翼端区域制动器WTB，所述翼端区域制动器在操纵时能够锁住相应的驱动分支11或12。翼端区域制动器WTB中的每一个通过同样未示出的线路功能性地与控制和监测装置5连接，并且能够通过该线路由控制和监测装置5控制和操纵。在工作时，翼端区域制动器WTB的正常输出状态为未操纵的状态，在所述状态下，这些翼端区域制动器不干涉驱动旋转轴11或12的旋转。在控制和监测装置5的相应的控制信号中，翼端区域制动器WTB能够被操纵，以便锁定分别相关联的驱动旋转轴11或12。
两个制动装置B1、B2功能性地与控制和监测装置5连接，所述控制和监测装置在预先确定的条件下能够操纵制动装置B1、B2，并且因此能够锁定旋转轴驱动分支11、12。如果两个驱动马达中的一个，即液压马达H或电气驱动机构E断开，那么中央驱动单元7基于差速器提供减少到断开的驱动马达的量的功率，其中所述差速器设计成使得将液压马达和电动马达分别提供的功率积累。
在襟翼操纵机构A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22中的机械故障，例如襟翼操纵机构的组成部分或旋转轴驱动分支11、12的卡住，或者旋转轴驱动分支11、12的驱动旋转轴的断裂，能够导致装置的不希望的行为，例如襟翼元件的非对称的操纵，这通过控制和监测装置5借助于由非对称传感器23传输的信号来确定。于是控制计算机5将切断信号发送给翼端区域制动器WTB，以便操纵翼端区域制动器WTB并且锁定驱动旋转轴11、12。
在出现由控制和监测装置5测定的理论位置与借助于位置传感器22获取到的实际位置的不允许的偏差时，控制和监测装置5将操纵信号发送给翼端区域制动器WTB以及制动装置B1、B2，以用于锁定两个轴分支11、12。
发明内容
本发明的目的是，提供一种用于调节飞机的襟翼的容错高升力系统，所述高升力系统在相对少的部件耗费的情况下确保尽可能好的功能安全性。
该目的借助权利要求1的特征得以实现。另外的实施形式在与该权利要求相关的从属权利要求中说明。
根据本发明，提供一种具有在飞机的相应机翼上可调节的至少一个襟翼以及控制和监测装置的容错作动系统，其具有：
与控制和监测装置功能性连接的驱动装置，所述驱动装置中的每个分别与一个襟翼相关联，其中每个襟翼分别与一个驱动装置相关联，驱动装置分别具有：两个驱动马达、两个制动装置，其中每个驱动马达分别与用于中止相应的驱动马达的输出端的制动装置相关联；以这个累加的方式耦联驱动马达的输出端的差速器；用于将差速器的输出端与驱动连接装置耦联的输出轴；以及与控制和监测装置功能性连接的差速器锁，其中制动装置中的每一个以及差速器锁能够通过控制和监测装置的指令信号操纵；
调节装置，在所述调节装置中，至少两个设置在每个襟翼上，并且在襟翼的翼展方向上相互隔开，并且所述调节装置分别通过驱动连接装置耦联在分别与襟翼相关联的驱动装置上，其中每个调节装置分别具有：变速机构、调节机构以及与控制和监测装置功能性连接的用于获取襟翼的调节状态的位置传感器；
其中控制和监测装置具有：
作动功能，所述作动功能用于建立用于调节襟翼的驱动马达的指令信号；
监测功能，当控制和监测装置基于在襟翼的两个不同的调节装置上的位置传感器的传感器值的比较，测定超出预先确定的程度的不同的调节状态时，借助所述监测功能，将指令信号发送给两个制动装置以及用于操纵制动装置的差速器锁。
在根据本发明的解决方案中，驱动装置的两个制动装置中的一个的故障，例如制动装置的滑转或驱动马达的与差速器的断开，通过在襟翼上的位置传感器感知，因为故障通过差速器导致襟翼的无意的离开。借助迄今为止的差速器构造，在该故障情况下或在结合上述轴断裂的情况下，驱动连接装置的剩余的轴分支的锁定是不可能的。根据本发明，该问题通过与差速器锁结合的监测功能得以解决，所述差速器锁在这样的故障情况下锁住差速器，并且因此使相应的另一个驱动马达的剩余的完好无损的制动装置处于接合。因此，在驱动连接装置的轴分支上造成全制动力矩，并且安全地锁定襟翼。
通过设有差速器锁，弥补了失灵的制动装置的故障，使得无需在驱动连接装置的旋转轴上设有翼端区域制动器WTB。同样能够在该构造中省去所谓的系统转矩限制器(“Torque Limiter”)：在站的卡住情况下，未超过通过驱动装置的设计负载，因为驱动装置能够相对于用于襟翼的传统的构造特殊地设计。由于在襟翼上的位置传感器，也能够省去在驱动装置内的用于测定在驱动装置上的位置反馈的如根据现有技术设有的位置反馈传感器。但是，在确定的应用情况下，为了提高根据本发明的系统的功能性和/或容错，仍能够集成有这些部件。
在本文中，“襟翼”理解为在飞机的机翼上的调节襟翼，如降落襟翼、副翼、扰流板或方向舵以及前缘襟翼。
此外，在本发明的图示的相互关系中，信号理解为每种在功能模块之间传输的数量，例如模拟信号数量或数字值。
在本发明的图示的相互关系中，“功能性的连接”例如能够为模拟信号连接或数字数据连接。
附图说明
下面借助于附图说明本发明的实施例，所述附图示出：
图1示出已知的高升力系统的功能图；以及
图2示出例如用于调节降落襟翼的高升力系统的根据本发明的容错作动系统的实施例的功能图，其中图2的高升力系统的组成部分具有与在图1中部分地相同的附图标记的组成部分类似的功能。
具体实施方式
本发明说明了用于降落襟翼A1、A2；B1、B2的驱动系统的示例，但是通常能够应用于可在主机翼上调节的襟翼或空气动力绕流体。每个襟翼A1、A2；B2、B2借助于分别相关联的驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2可在一个缩进位置和多个伸出位置之间调节。
在图2中示出的作动系统或高升力系统1用于调节在每个机翼上的至少一个降落襟翼。在图2所示的实施例中，示出在图1的图示中未示出的每个机翼的两个空气动力绕流体或襟翼：在第一机翼上的内侧的襟翼A1和外侧的襟翼A2，以及在第二机翼上的内侧的襟翼B1和外侧的襟翼B2。在根据本发明的高升力系统中，每个机翼也能够具有两个以上的襟翼。
每个空气动力绕流体或每个襟翼分别与驱动单元相关联，其中在内侧的襟翼A1、B1上耦联有驱动装置PA1或PB1，并且在外侧的襟翼A2、B2上耦联有驱动装置PA2或PB2。
驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2能够自动地或通过飞行员界面3操纵和控制，所述飞行员界面尤其具有例如操纵杆的操纵机构。飞行员界面3与控制和监测装置5功能性耦联。控制和监测装置5与每个驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2功能性连接，其中每个空气动力绕流体A1、A2；B1、B2分别与驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2相关联。
在驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2上耦联有具有驱动轴的两个驱动连接装置51、52，所述驱动轴由驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2驱动。驱动连接装置51、52中的每一个与调节机构21耦联。
驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2中的每一个具有：
两个驱动马达，例如液压马达H和电气驱动机构E；
两个制动装置B1和B2，在所述制动装置中，第一制动装置B1与驱动马达相关联，并且在所述制动装置中，第二制动装置B2与另一个驱动马达H相关联，以便中止和锁定相应的第一或第二驱动马达的输出端，其中制动装置B1、B2中的每一个能够通过控制和监测装置5的指令信号操纵；
差速器，所述差速器的输出端与驱动马达耦联成，使得由液压马达H和电动机分别提供的功率被累加，并且被传递给驱动分支51、52；
与控制和监测装置5功能性连接的差速器锁50。
两个驱动马达M1、M2尤其能够为在速度上可调节的独立的两个驱动马达。此外，两个驱动马达M1、M2能够由两个液压驱动机构或两个电气驱动机或一个液压驱动机构和一个电气驱动机构的组合形成。
制动装置B1和B2分别功能性地与控制和监测装置5连接，所述控制和监测装置在预先确定的条件下能够中止制动装置B1、B2的输出端中的每一个，也就是说，能够阻止驱动马达M1、M2中的一个或两个将输出功率传递到驱动单元7上。
与控制和监测装置5功能性连接的差速器锁50集成在差速器内，并且构成为，使得该差速器接合在差速器的输出端上，并且能够锁定该输出端，以致不驱动耦联在差速器上的驱动连接装置51、52。差速器锁50功能性地与控制和监测装置5连接，使得控制和监测装置5产生制动信号，并且能够将其发送给差速器锁，根据所述制动信号锁定差速器D的输出端。
在每个襟翼A1、A2或B1、B2上设置有至少两个调节装置A11、A12、A21、A22；B11、B12、B21、B22，所述调节装置分别具有带有固定的旋转轴(固定的枢轴)的襟翼运动机构。在调节装置A11、A12、A21、A22；B11、B12、B21、B22中的每一个上分别耦联有两个驱动连接装置51、52中的一个，所述驱动连接装置又分别耦联在驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2上。在图2中示出的高升力系统中，在每个襟翼上分别设置有两个调节装置，而且具体的是，在内侧的襟翼A1和B1上设置有调节装置A11、A12或B11、B12，并且在外侧的襟翼A2和B2上设置有调节装置A21、A22或B21、B22。
调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22中的每一个分别与变速机构20、具有固定的旋转轴(固定的枢轴)的调节运动机构21以及位置传感器22相关联。变速机构20通常能够通过主轴驱动装置或旋转作动器实现。变速机构20机械地耦联在相应的旋转轴驱动分支51或52上，并且将相应的驱动分支51或52的旋转运动转换为襟翼区域的调节运动，所述襟翼区域与相应的调节机构耦联。
在襟翼的每个驱动站上设置有位置传感器22，所述位置传感器测定相应的襟翼的当前的位置，并且将该位置值通过未示出的线路发送给控制和监测装置5。
在操纵制动装置B1、B2时，驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2不产生驱动连接装置的输出功率，使得不激活与相应的空气动力绕流体相关联的执行机构20中的任一个。在操纵差速器锁50时，阻止在由第一驱动马达M1和第一制动装置B1组成的构造和由第二驱动马达M2和第二制动装置B2组成的构造之间的相对运动。
控制和监测装置5具有：
作动功能，所述作动功能用于建立用于调节襟翼的驱动马达M1、M2的指令信号；
监测功能，当控制和监测装置5基于在襟翼的两个不同的调节装置上的位置传感器的传感器值的比较，测定超出预先确定的程度的不同的调节状态时，借助所述监测功能，将指令信号发送给两个制动装置B1、B2以及用于操纵制动装置的差速器锁D。
例如在驱动连接装置或执行机构或调节机构中的机械故障，例如襟翼调节机构的组成部分的卡住，或者旋转轴驱动分支的旋转轴的断裂，尤其能够导致襟翼元件的非对称的操纵，这通过控制和监测装置5借助于监测功能基于传输给位置传感器22的信号来确定。于是控制装置5将切断信号发送给制动装置B1、B2，并且以所述方式附加地激活差速器锁，使得相应的空气动力绕流体的驱动装置不将输出功率传递到驱动连接装置上。
基于为相应的襟翼下达指令的调节信号与从设置在相应的空气动力绕流体上的位置传感器的传感器值得出的实际位置的比较，在襟翼的在两个不同的调节装置A11、A12或A21、A22或者B11、B12或B21、B22上的不同的调节状态辨别控制装置5的监测功能。当控制和监测装置5识别出在襟翼的两个不同的调节装置上的不同的调节状态时，这被控制和监测装置5视为在襟翼上的调节装置中的一个或驱动连接装置51、52中的一个失灵，所述调节装置中的一个或驱动连接装置中的一个因此被当作为“失灵”。控制和监测装置5的监测功能构成为，使得不再操纵相关的襟翼。在根据本发明的作为高升力系统的作动系统的实施方式中，该作动系统最好构成为，使得在这种情况下也不再操纵类似于上述相关的襟翼设置在另一个机翼上的襟翼。在故障局部化方面，在根据本明的系统中，尤其是在作为高升力系统的构造中获得优点，因为例如在卡住情况下或在确定的机械断裂(断开)的情况下可以更精确地界定在确定的襟翼上的故障。
在分别具有在每个机翼上的两个襟翼的作动系统中，如在图2中所示，在襟翼的所述失效的情况下，不锁定所有四个襟翼。通过具有调节装置A11、A12、A21、A22；B11、B12、B21、B22的相应的驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2的根据本发明的构造和在每个襟翼上的耦联该驱动装置的驱动连接装置51、52，在相同的机翼上的另一个的襟翼能够保持有效，使得作动系统总体上仍保持具有功能。
为了补偿襟翼的失效，控制和监测装置5能够以不同方式构成：例如同样能够断开另一个机翼的与失效的空气动力绕流体类似的空气动力绕流体，即相对于飞机的纵向轴线与失效的空气动力绕流体对称的空气动力绕流体，并且能够通过在飞机上仍可控制的其它空气动力绕流体承担所设定控制功能。控制和监测装置也能够构成为，使得所有另外的空气动力绕流体保持有效，并且以均匀地或根据优选等级分配的方式控制这些空气动力绕流体，以便导致飞机的设有的理论位置。
在根据本发明的系统中，短的旋转轴分支51、52分别将分配有襟翼或降落襟翼的局部的驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2与相关的局部的机械调节运动机构21和变速机构20连接。因此，根据本发明的系统相对于具有在每个调节装置上的驱动装置的系统的另一个优点是，襟翼的变速机构20通过局部的驱动装置和驱动连接装置的短的轴分支51、52机械耦联。因此达到襟翼A1、A2或B1、B2的两个变速机构20的容易的且简单的同步，使得避免在襟翼的相应的变速机构20上的“力冲突”(所谓的“force fighting”)。此外，在根据本发明的系统中省去在具有连续的旋转轴分支的系统中所必需的部件，例如多个轴承、多齿元件、万向接头以及用于跨接大的方向变化的相应的传动机构。这尤其适用于中央驱动机构的从机身通向机翼的旋转轴件(图1)。在该区域内达到在应用本发明时在旋转轴件上的最大的节省。因此，取消如用于这些部件的润滑或变速器油检查的维护工作，并且减少它们的耗费。
此外，借助在作为降落襟翼系统或高升力系统的实施形式中的根据本发明的系统，相应的内侧或外侧的襟翼对A1、B1或A2、B2的相对于已知的系统的独立的运行和定位特别好地实施尤其是在后缘上的机翼优化。这尤其涉及在巡航飞行中在飞机重量由于燃料消耗而减少时用于减少空气动力阻力的翼型凸面匹配，或者涉及在与特别是重量有关的起飞和降落配置中用于减少最大的机翼弯矩的翼型凸面匹配。
因为所有襟翼A1、A2或B1、B2机械脱耦，所以此外借助该构造可能的是，通过在机翼的左侧和右侧的襟翼A1、A2或B1、B2之间的相应的非对称的襟翼位置，即不同的襟翼位置，补偿在发动机失效时极其不对称的飞行状态。当所述构造在具有如方向舵、副翼、部分也为制动襟翼的主要的飞行控制元件的已知的高升力系统中是可能的是，在根据本发明的作动系统中也附加具有大的潜在的翻滚权限
的降落襟翼。
此外，根据本发明的系统允许有差别的襟翼运动，也就是说，外侧的襟翼对A2、B2的与内侧的襟翼对A1、B1的不同的且独立的运动和定位，这借助中央驱动单元和简单的旋转轴分支(图1)是不可能的。
Claims (6)
1.一种具有在飞机的相应机翼上能够调节的至少一个襟翼(A1、A2；B1、B2)以及控制和监测装置(5)的容错作动系统，具有：
·与所述控制和监测装置(5)功能性连接的驱动装置(PA1、PA2、PB1、PB2)，所述驱动装置(PA1、PA2、PB1、PB2)中的每个分别与一个襟翼(A1、A2；B1、B2)相关联，其中每个襟翼(A1、A2；B1、B2)分别与一个驱动装置(PA1、PA2、PB1、PB2)相关联，所述驱动装置(PA1、PA2、PB1、PB2)分别具有：两个驱动马达(M1、M2)、两个制动装置(B1、B2)，其中每个驱动马达(M1、M2)分别与用于中止所述相应的驱动马达(M1、M2)的输出端的制动装置(B1、B2)相关联；以这个累加的方式耦联所述驱动马达(M1、M2)的输出端的差速器；用于将所述差速器的输出端与驱动连接装置(51、52)耦联的输出轴；以及与所述控制和监测装置(5)功能性连接的差速器锁(D)，其中所述制动装置(B1、B2)中的每一个以及所述差速器锁(50)能够通过来自所述控制和监测装置(5)的指令信号操纵；
·调节装置(A11、A12、A21、A22；B11、B12、B21、B22)，所述调节装置(A11、A12、；A21、A22、B11、B12、B21、B22)中的至少两个设置在每个襟翼(A1、A2；B1、B2)上，并且在所述襟翼(A1、A2；B1、B2)的翼展方向上相互隔开，并且所述调节装置(A11、A12、A21、A22；B11、B12、B21、B22)分别通过驱动连接装置(51、52)耦联在分别与所述襟翼(A1、A2；B1、B2)相关联的所述驱动装置(PA1、PA2、PB1、PB2)上，其中每个调节装置分别具有：变速机构(20)、调节机构(21)以及与所述控制和监测装置(5)功能性连接的用于获取所述襟翼的调节状态的位置传感器(22)；
其中所述控制和监测装置(5)具有：
·作动功能，所述作动功能用于建立用于调节所述襟翼的所述驱动马达(M1、M2)的指令信号；
·监测功能，当所述控制和监测装置(5)基于在襟翼的两个不同的调节装置上的所述位置传感器的传感器值的比较，测定超出预先确定的程度的不同的调节状态时，借助所述监测功能，将指令信号发送给两个制动装置(B1、B2)以及用于操纵所述制动装置(B1、B2)的所述差速器锁(50)。
2.如权利要求1所述的容错作动系统，其特征在于，所述变速机构(20)由旋转作动器形成。
3.如权利要求1所述的容错作动系统，其特征在于，所述变速机构(20)由线性驱动机构形成。
4.如前述权利要求中任一项所述的容错作动系统，其特征在于，所述两个驱动马达为电驱动马达。
5.如前述权利要求1至3中任一项所述的容错作动系统，其特征在于，在所述两个驱动马达中，一个为电驱动马达，并且另一个为液压驱动马达。
6.如前述权利要求1至3中任一项所述的容错作动系统，其特征在于，所述两个驱动马达为液压驱动马达。
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