CN102126559A

CN102126559A - 用于航空器的飞行控制系统

Info

Publication number: CN102126559A
Application number: CN2011100090199A
Authority: CN
Inventors: M·弗维尔; A·勒卡努; A·莫雄; L·安德里厄
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2010-01-18
Filing date: 2011-01-17
Publication date: 2011-07-20
Also published as: FR2955309B1; JP2011143922A; CA2727592A1; JP5897800B2; BRPI1100601A2; FR2955309A1; US8567715B2; RU2011101565A; CA2727592C; US20110174921A1; RU2544251C2

Abstract

本发明涉及用于航空器的飞行控制系统，所述系统包括控制表面（111,211,331,431,541,121-225）以及与所述控制表面相关联以控制航空器的翻滚、偏航、俯仰以及空气动力学制动的飞行功能的致动器。与控制所述飞行功能的至少一种的控制表面相关联的所有致动器（111a1-211a2,121a-225a）是机电致动器。与所述机电致动器相关联的所述控制表面的一部分是分割控制表面（111,211,331,431,541），所述分割控制表面的每一个均包括至少两个独立表面（113,114,…,545）。

Description

用于航空器的飞行控制系统

技术领域

本发明涉及用于航空器的飞行控制领域，且更具体地涉及主飞行控制机构。

背景技术

现代航空器具有飞行控制系统，其中在驾驶部件（控制杆、方向舵杆等等）上的机械动作和/或来自于自动驾驶仪的信息被转化为模拟信号，该模拟信号被传输给操纵控制表面的致动器，从而使得航空器绕其三个轴线的旋转能够被控制。

目前，最广泛地用于航空学的致动器是液压伺服控制器“S/C”。液压伺服控制器是通过来自于飞机的液压架的管道连接到飞机的液压系统的致动器。液压伺服控制器包括伺服阀，所述伺服阀引导由飞机的液压泵提供的液压压力以移动连接到控制表面（例如，副翼、升降舵、方向舵或空气制动器）的致动器的杆。

飞机的液压系统可包括几个液压回路，液压回路包括贮存器、泵、过滤器、高压和低压歧管等等，提供由模拟电气信号控制的多个液压致动器。

液压回路可通过液压-机械“EDP”（发动机驱动泵）或“EMP”（电气马达泵）来供给，所述EDP直接连接到在每个马达上可用的附件箱（减速齿轮箱）。

在最新生产的航空器中，已经出现了“EBHA”（电气备份液压致动器）和“EHA” （电气流体静力致动器）类型的电气液压致动器。

EBHA是使用电功率和液压功率的混合致动器。它是被添加到局部电气泵的液压伺服控制器，使得可能在主液压回路损失的情况下向致动器提供液压压力。EBHA连接到航空器的液压系统以及电气系统。主功率源由液压系统提供。在液压系统存在缺陷的情况下，局部电气泵由电气信号接通，以供应并控制致动器。

EHA电气流体静力致动器连接到航空器的电气网络并且不连接到液压系统。EHA电气流体静力致动器通过贮存器和自主电气液压泵局部地产生其自身的液压压力，从而产生移动致动杆所必要的液压功率。

当前航空器的飞行控制架构包括几个液压回路。

图11示出了用于A320型飞机中的架构，其包括由飞机的两个独立马达1610、1620提供的三个液压回路1601、1602、1603，该架构称为3H。每个回路包括用于液压流体的贮存器、一个或多个泵、以及连接到特定致动器（未示出）的液压管道。两个回路1602、1601每一个均由EDP加压，第三回路1603由EMP加压。

更具体地，功率由第一液压机械式EDP 1611从第一马达1610吸取，从而确保第一回路1601的流体的加压。

按照相同的方式，功率由第二液压机械式EDP 1621从第二马达1620吸取，从而确保第二回路1602的流体的加压。第二回路1602还可由机电EMP 1622供应，从而确保在马达停止时，替代第二液压机械泵EDP 1621加压第二回路1602的流体，用于例如打开货物舱门。

此外，功率由发电机从第一马达1610和/或第二马达1620吸取，所述发电机经由电气杆供应机电泵EMP 1613或1623，从而确保第三回路1603的流体的加压。第三回路也可由备用风力发电机RAT 1633供给。

翼1100、1200以及包括水平平面1300、1400和竖向平面1500的尾翼也在该图中示出。

主飞行控制系统包括两个副翼1111、1211和翼上的十个空气制动器1121-1225、在水平平面内的两个升降舵（或高度控制器）1331、1431、以及在竖向平面内的方向舵1541（或安定翼）。

控制表面由连接到不同液压回路1601、1602、1603的液压致动器（未示出）控制。特别地，副翼1111、1211和升降舵1331、1431的每一个由两个液压致动器控制。方向舵1541由三个液压致动器控制。十个空气制动器1121-1225中的每一个由单个液压致动器控制。

另一架构（未示出）涉及A380型飞机，其包括四个马达、每一马达的一个EDP以及两个液压回路（即，每一回路的两个EDP），在该回路上添加每一回路的2个EMP。两个电路实现用于致动器的功率源。该架构称为2H2E。

该尺寸的航空器需要更多数量的控制表面。因此，A380飞机包括六个副翼、十六个空气制动器、四个高度控制器以及两个安定翼。

这类飞机使用S/C、EHA、或EBHA类型的液压致动器。这些液压致动器都包括大功率的液压起重器并且可容易地移动飞机的从最小到最大的控制表面。它们的基于平滑活塞在腔中的滑行（推动/拉动）的操作原理使得它们对于卡滞（binding）内在地不敏感，换句话说，它们的卡滞概率远低于每飞行小时的10^-9，即在空中安全上是极度不可能出现。这是十分重要的，因为一些表面的卡滞延展在空中安全方面被认为是灾难性的，换句话说，这种事件的概率必须低于每飞行小时的10^-9。在使用液压致动器时总是出现这种情形。

然而，液压产生部件（泵、贮存器、歧管、入口线路、加压线路、连接器等等）对于飞机的总质量平衡具有重要影响。

此外，液压管件在飞机上的安装是专用并且成本高昂的，因为需要尊重接头的精确对齐、需要尊重涉及其它系统（保护）的布局规则、需要实施泄漏紧密性验证测试。

此外，需要打开液压回路的液压系统维护需要很长时间的操作，因而使得必须延长飞机的停用并且由于需要隔离敞开回路、保护其它系统不与流体进行任何接触、干预之后再加压和吹扫、以及实施检查泄漏紧密性测试而导致成本高昂。

目前来看，存在完全无液压的机电致动器EMA，其仅需要用于它们功率供应的电气源。EMA可以是直线类型，尤其包括滚珠丝杠或滚柱丝杠，或者替代可以是旋转式类型，包括减速齿轮和轴承。

然而，EMA致动器可具有每飞行小时大于10^-9概率的卡滞。这是到目前为止为什么EMA致动器仅安装到配置有大量空气制动器的一些类型的飞机的一些空气制动器上的原因。例如，波音公司在其B787上仅为七对空气制动器中的两对在翼上安装EMA致动器。

本发明的目的在于构想出一种可靠、稳固和简单的飞行控制系统，其克服了前述缺陷，尤其是使得不必求助于复杂的安装或者长期、限制性以及昂贵的维护操作。

发明内容

本发明限定为用于航空器的飞行控制系统，其包括控制表面以及与所述控制表面相关联以控制航空器的翻滚、偏航、俯仰以及空气动力学制动的飞行功能的致动器，与控制所述飞行功能的至少一种的控制表面相关联的所有致动器是机电致动器，与机电致动器相关联的所述控制表面的一部分是分割控制表面，每个所述分割控制表面包括至少两个独立表面。

所述分割控制表面部分可包括分割升降舵、和/或分割方向舵和/或分割副翼。每个分割升降舵可包括两个独立升降舵表面。每个分割方向舵可包括两个独立方向舵表面。每个分割副翼可包括两个独立副翼表面。

在一个变型中，分割升降舵、和/或方向舵、和/或副翼的每一个包括三个独立表面。

有利地，分割控制表面的独立表面的每一个都由至少一个机电致动器控制。

特别地，分割控制表面的独立表面的每一个可由至少两个机电致动器控制，包括同时运行的至少两个机电致动器。

根据本发明的特定实施例，至少一组分割控制表面的独立表面的每一个由单个机电致动器控制，属于该组分割控制表面的至少一个独立表面包括平衡机构。

属于空气制动器控制表面的用于控制飞机的空气动力学制动功能的每个控制表面可由单个机电致动器控制。

有利地，所述机电致动器根据非可逆传动装置来构造，所述机电致动器的非可逆性质通过将旋转运动转换为平移运动的装置来确保。

根据一个变型，属于空气制动器控制表面的控制飞机的空气动力学制动功能的每个控制表面可由至少两个机电致动器控制。

有利地，与控制所述飞行功能的至少两种的控制表面相关联的所有机电致动器都是相同的。

本发明还涉及一种飞机，所述飞机配置有根据前述特征中任一项所述的飞行控制系统。

附图说明

图1表示根据本发明的主飞行控制系统的一部分；

图2A-3D描述了根据本发明的分割控制表面；

图4A-4D描述了根据本发明的将EMA致动器分配和定尺寸的不同实施例；

图5A-8B描述了根据本发明的将EMA致动器分割和分配的不同实施例；

图9描述了根据本发明的在中等大小类型的常规飞机中的飞行控制架构的实施例；

图10描述了根据图9的示例由电气电路分配致动器；以及

图11表示从现有技术已知的主飞行控制系统的架构。

具体实施方式

本发明的基本构思在于，使用用于航空器的主飞行控制的越来越多的EMA（机电致动器），这是由于在组合在一起成为航空器的限定相关区域的致动器之间的协同作用，以及在合适情况下由于飞行控制表面的特定配置。

航空器的主飞行控制系统包括控制表面和与用于控制翻滚、偏航、俯仰以及空气动力学制动的飞行功能的控制表面相关联的致动器。

根据本发明，与控制在翻滚、偏航、俯仰以及空气动力学制动的飞行功能之中的至少一种飞行功能的控制表面相关联的所有致动器都是机电致动器EMA。

机电致动器使得可能通过省去与涉及与所讨论的功能相关联的致动器的液压机构的至少一部分来得到更加电气化的航空器。要注意的是，每种飞行功能由航空器的相关区域来确保，这使得可能省去在该区域中的液压分配的至少一部分，同时减少产生液压功率的部件的尺寸。这使得可能降低航空器的重量、利于维护以及降低成本。需要的话，这使得可能单个使用用于至少一种飞行功能的机电致动器。此外，机电致动器比电气流体静力致动器（EHA）和电气备份液压致动器（EBHA）更为可靠，因为它们包括较少的机械部件并且不包括任何液压部件。

将要注意的是，两种、三种或四种飞行功能的任何可能组合也可由机电致动器来确保。

图1表示根据本发明一个实施例的主飞行控制系统的一部分，所述主飞行控制系统特别涉及翻滚和空气动力学制动的飞行功能。

在该图中示出了左舷翼100和右舷翼200。左舷翼100包括左舷副翼111以及五个左舷空气制动器121-125，右舷翼200包括右舷副翼211以及五个右舷空气制动器221-225。副翼111、211和/或空气制动器121-125、221-225中的每一个由至少一个机电致动器111a1、111a2、211a1、211a2、以及121a-225a控制。

要注意的是，EMA致动器的卡滞概率在每飞行小时的10^-7或甚至10^-8的量级，因此，两个独立致动器（换句话说，在两个独立控制表面上）同时卡滞的概率将远低于每飞行小时的10^-9，且因此极度不可能出现。

此外，副翼卡滞的后果对于飞机的安全性来说是可接受的，因为卡滞的副翼的延展可被补偿，同时由于仍可用的另一副翼以及合适的话空气制动器而保持对于翻滚轴线的必要管理。

此外，空气制动器卡滞的后果保持极小，并且可容易地通过仍可用的其它空气制动器来补偿。

因此，图1的示例示出了空气动力学制动功能和/或翻滚飞行功能可由EMA致动器来确保，从而使得能够省去在翼100和200的中心和/或端部处的液压部件。有利地，在该两种功能都由EMA致动器来确保的情况下，那么可能的是，从飞机的翼100和200省去整个液压部件。

由于飞机的电气需求持续增加，因此机载电气发电机越来越多且功率越来越大。此外，引入不同的电气发电机使得可能设想将电能作为可靠功率源。最后，由液压回路导致的限制（重量、由存在流体引起的维护困难等等）促进用电气电路来置换液压回路。

因此，十分有利的是，使得使用EMA致动器来置换液压致动器普遍化。然而，EMA致动器对卡滞的灵敏度比它们的液压对应部件对卡滞的灵敏度要高得多。

为了解决EMA致动器该卡滞问题，本发明构想出将主飞行控制系统的控制表面的至少一个部分分割。更具体地说，本发明提出，与机电致动器相关联的控制表面的至少一个部分是分割控制表面，每个分割控制表面包括至少两个机械上独立的快速表面。

控制表面分割使得可能的是，在致动器卡滞的情况下，具有足够的功能性快速表面以抵消卡滞表面引起的应力以及继续控制飞机。此外，给定每个独立表面的降低尺寸，这些表面中的一个的卡滞产生比单件控制表面的卡滞更少的空气动力学阻力损失。此外，将控制表面切割成独立表面使得可能降低致动器的功率，且因而使用小尺寸的致动器，该致动器可十分容易地集成到航空器或飞机的尾翼和机翼中。

在图2A-3D中示出的示例示显示，分割控制表面的部分可包括分割副翼、和/或分割升降舵和/或分割方向舵。

图2A的示例显示，每个副翼可切割成两个独立表面。更具体地，该图显示左舷副翼111包括两个独立表面113和114，右舷副翼211也包括两个独立表面213和214。

根据一个变型，图2B示出了左舷副翼111和右舷副翼112每一个均被切割成三个独立表面（分别为113-115和213-215）。

因此，通过将副翼111、211分割成独立表面113-215，降低了这些表面中的一个的卡滞后果，且同时省去了相应的液压部件。

然而，图2C示出了每个副翼111、211可能不被切割开而是保持为单件形式（如在图1的示例中所描述的）。

图3A显示每个升降舵可切割成两个独立表面。更具体地，该图显示，尾翼的水平平面的左舷300和右舷400部分包括左舷升降舵331和右舷升降舵431。左舷升降舵331包括两个独立升降舵表面333和334。类似地，右舷升降舵431包括两个独立升降舵表面433和434。

根据一个变型，图3B显示，升降舵331和431每一个均可分别切割成三个独立表面333-335和433-435。

升降舵331、431的切割使得可能使用EMA致动器，并且因此省去尾翼的水平平面300、400的液压部件。

图3C描述了尾翼的竖向平面500，所述尾翼包括方向舵541，其包括三个独立方向舵表面543、544和545。有利地，方向舵被切割成相同效率的三个独立表面，且每个独立表面可由一个、两个或甚至更多致动器来致动。

因此，一个独立表面（例如，543）的卡滞引起飞机的偏航运动。然而，在相同轴线上具有相同效率的第二表面（例如，545）使得可能通过控制其在相反方向上的位置来抵消该偏航运动。此外，第三表面544使得可能保存最小化偏航控制。

图3D描述了图3C的变型，其中方向舵541包括两个独立方向舵表面543和544。这类切割可适于单发动机类型的飞机。

方向舵541的切割使得可能使用EMA致动器，且因此省去尾翼的竖向平面500上的液压部件。有利地，当切割升降舵331、431和方向舵541时，可省去整个尾翼的液压部件。

要注意的是，每个独立表面可由一个、两个或甚至更多EMA致动器来致动，该致动器可按照几种方式分布。

通常而言，单件控制表面或分割控制表面的独立表面中的每一个都由至少一个EMA致动器来控制。

更具体地，单件控制表面或独立表面中的每一个可由至少两个EMA致动器来控制，其可有利地包括可同时运行的至少两个EMA致动器。这使得可能降低致动器的体积并且因而利于将其集成到航空器的结构中。

图4A-4D描述了致动器的分配和定尺寸的不同实施例，在该情形中每一控制表面或独立表面上使用两个EMA致动器。

图4A是第一实施例，描述了引导单件控制表面651的两个EMA致动器651a1和651a2，该两个EMA致动器651a1和651a2中的每一个能够单独确保完整性能。因而，致动器故障对于飞机的性能没有立即的影响。

根据该第一实施例，与100%的所需功率相比，额定可用功率是200%。因此，在致动器651a2出故障之后可用功率是100%。在该情形中，与功率相比致动器的权重是200%，因此，对应于该实施例的架构的效率是50%。该架构的效率定义如下：“在致动器出故障时的可用功率”和“与所需功率相比致动器的权重”之间的比。

图4B是第二实施例，其使用同时运行的较小尺寸的两个EMA致动器以便在额定模式下提供完整性能并且在损失致动器的情况下处于降级性能。

要注意的是，用于给定表面的运动所需的致动器的功率根据第一量级与该表面的容积成比例。类似地，致动器的权重与该致动器的功率成比例。因而，将两个EMA致动器同时分割在相同表面上使得可能将它们的功率相加到一起，且因而优化它们定尺寸并且进一步减少它们的尺寸。

实际上，图4B描述了同时引导单件控制表面651的两个EMA致动器651a3和651a4，并且该两个EMA致动器651a3和651a4中的每一个确保66%的功率。根据该第二实施例，与所需功率相比，额定可用功率是133%，且因此在致动器651a4出故障的情况下可用功率是66%。在该情形中，与所需功率相比，致动器的权重是133%，且因此，对应于该实施例的架构的效率是50%。

图4C是第三实施例，其将同时运行EMA致动器的优势与分割控制表面的优势相结合。

实际上，分割控制表面导致在致动器失效时较少的空气动力学效率损失，因为快速表面的大部分仍保持100%可用。这使得通过在所有时段采用活动-活动模式而可能甚至进一步优化致动器的功率。

更具体地，图4C描述了切割成两个独立表面653和654的控制表面651。第一独立表面653由同时运行的两个EMA致动器653a5和653a6引导，第二独立表面654由同时运行的两个EMA致动器654a5和654a6引导。EMA致动器653a5-654a6中的每一个确保33%的功率。

根据该第三实施例，与50%的所需功率相比，在每个独立表面653和654上的额定可用功率是66%。因此，在致动器654a6出故障的情况下在所有表面上的可用功率是83%。在该情形中，与所需功率相比，致动器的权重是133%，且因此，对应于该实施例的架构的效率是62%。

最后，图4D是图4C的变型，描述了两个独立表面653和654。独立表面653和654中的每一个分别由两个EMA致动器653a7、653a8和654a7、654a8同时引导，致动器653a7-654a8中的每一个确保25%的功率。根据该第四实施例，与同样是50%的所需功率相比，在每个表面上的额定可用功率是50%，因此，在一个致动器出故障的情况下在所有表面上的可用功率是75%。在该情形中，与所需功率相比，致动器的权重是100%，且因此，对应于该实施例的架构的效率是75%。

这些不同的实施例使得可能进行比较以及因而优化EMA致动器的定尺寸。显然，在这些实施例中要注意的是，具有用于操纵控制表面的100%所需功率的可用数量并不是必不可少的。具有少于100%的可用功率的事实并不会阻止操纵控制表面，但是会简单地降低其动态性能。

此外，在每一控制表面或快速表面上可仅使用单个EMA致动器。该第二方案具有基本降低每一飞机的致动器数量的优势。

然而，在该示例中，有利的是确保在致动器的束缚带断裂的情况下这些表面不会经受颤动。

在该情形中，例如通过将表面的重心调整到铰链上以便使得其振荡收敛，可平衡该表面。正常方案在于，使用例如在副翼上的延伸弦（cord）、高度控制机构以及ATR范围的方向舵。

例如，在由单个机电致动器控制至少一组分割控制表面的独立表面的每一个的情形中，可配置成使得属于该组分割控制表面的至少一个独立表面包括平衡机构。

通常而言，首先，最远离飞机的机身的快速表面可需要最大的平衡。因此，平衡机构可有利地装配到属于该组分割控制表面的每一个独立表面上，位于相对于飞机的机身的最远端。

图5A-8B描述了不同的实施例，显示在主飞行控制的不同分割或未分割控制表面上的EMA分布的不同示例。

图5A描述了由并行运行的两个EMA致动器111a1和111a2致动的单件左舷副翼111以及由并行运行的两个EMA致动器211a1和211a2致动的单件右舷副翼211。

图5B描述了包括两个独立表面113和114的左舷副翼111以及包括两个独立表面213和214的右舷副翼211。独立表面113、114、213和214中的每一个分别由优选地运行在活动-活动模式中的两个EMA致动器113a3-113a4、114a3-114a4、213a3-213a4和214a3-214a4致动。因此，根据该配置，八个EMA致动器用于四个独立副翼表面。

图5C描述了包括三个独立表面113、114和115的左舷副翼111以及包括三个独立表面213、214和215的右舷副翼211。独立表面113-215中的每一个分别由单个EMA致动器113a5-215a5致动。取决于具体情形，最远的独立表面115和215每一个均分别包括平衡机构116和216。因此，根据该配置，六个EMA致动器用于六个独立副翼表面，且两个平衡机构116和216用于两个外部表面115和215。

图6A描述了分割成两个独立表面333和334的左舷升降舵331以及分割成两个独立表面433和434的右舷升降舵431。独立表面333-434中的每一个分别由优选地运行在活动-活动模式中的两个EMA致动器333a1-333a2、334a1-334a2、433a1-433a2和434a1-434a2致动。因此，根据该配置，八个EMA致动器用于四个独立升降舵表面。

图6B描述了分割成三个独立表面333、334和335的左舷升降舵331以及分割成三个独立表面433、434和435的右舷升降舵431。每个独立表面333-435分别由单个EMA致动器333a3-435a3致动。取决于具体情形，最远的独立表面335和435每一个均分别包括平衡机构336和436。因此，根据该配置，六个EMA致动器用于六个独立升降舵表面，且两个平衡机构336和436用于两个外部表面335和435。

图7A描述了分割成三个独立表面543、544和545的方向舵541。独立表面543-545中的每一个分别由优选地运行在活动-活动模式中的两个EMA致动器543a1-543a2、544a1-544a2和545a1-545a2致动。因此，根据该配置，六个EMA致动器用于关于方向的三个独立表面。

图7B是图7A的变型，显示三个独立表面543-545中的每一个由单个EMA致动器543a、544a和545a致动以及距机身最远的独立表面545包括平衡机构546。因此，根据该配置，三个EMA致动器用于三个独立方向舵表面，并且足以唯一地使用平衡机构546用于独立上部表面545。

要注意的是，图7A和7B的配置还可用于分割成两个独立表面的方向舵，如在图3D中所示的。

图8A描述了左舷空气制动器和右舷空气制动器。该图以示例的方式显示分别在翼100和200的每一个上的五个空气制动器121-125和221-225。空气制动器121-225中的每一个由单个EMA致动器121a3-225a3致动。需要的话，每个空气制动器可分割成两个独立表面。因此，可能的话，例如针对每翼十个独立空气制动器表面，使用十个EMA致动器。

要注意的是，空气制动器是在致动器失电或损失功率（power loss）的情况下必须保持闭合（pinned down）的快速表面。常规方案在于，使用失电制动器或棘轮系统。

本发明提出使用根据非可逆传动装置构造的EMA致动器。EMA致动器的非可逆性质可通过用于将旋转运动转换为平移运动的装置来确保。这种转换装置可包括非可逆滚珠丝杠或滚柱丝杠或甚至简易丝杠。该装置的非可逆性质的优势在于，使得可能消除现有技术中的断电（power off）制动器和棘轮。

因此，在失电或损失功率的情形中，非可逆EMA致动器能够保持空气制动器闭合。这使得可能降低转换装置的成本同时省去断电制动器或任何其它防延展功能装置。

图8B是图8A的变型，显示每个空气制动器121-225分别通过两个EMA致动器121a1-121a2到225a1-225a2并行地致动。例如，每翼可使用在八个和二十个之间的空气制动器，且因此每翼可使用在十六个和四十个之间的EMA致动器。

要注意的是，在图5A-7B和8B的所有示例中，EMA致动器是可逆致动器。更具体地，在每单件控制表面或独立表面使用至少两个EMA致动器的实施例中，可逆致动器在这些致动器中的一个已经失效（除了卡滞以外）的情况下允许控制表面或独立表面运动。有利地，与控制表面相关联的不同致动器由至少两个不同且分离的能量源提供动力，使得与所述控制表面相关联的所有致动器的失电或损失功率概率小于每飞行小时的10^-9。在图8B的示例的情形中，这具有使得可能省去现有技术的失能（energy loss）制动器和棘轮的优势。

显然，可构想出在图5A-8B中所示的配置的所有组合。有利地，这些配置可进行组合，使得与控制所述飞行功能的至少两种的控制表面相关联的所有机电致动器是相同的。这使得可能将相同的机电致动器装配到需要相同量级的功率水平的所有表面上。

更具体地，在图5B、6A、7A和8B（相应地，在图5C、6B、7B和8A）所示的配置的组合使得可能将相同的EMA致动器装配到副翼111、211、升降舵331、431、和方向舵541以及空气制动器121-225的所有快速表面上。致动器的这种标准化使得可能增加生产率、利于开发和维护、以及因此降低成本。

此外，本发明使得可能通过使用在空气制动器121-225和副翼111、211（分割或未分割的）上以及在分割升降舵331、431和方向舵541上的EMA致动器来实现完全电气主飞行控制系统。

图9示出了根据本发明的飞行控制架构的实施例，其中该架构例如可用于常规中等范围类型的飞机中。该架构包括由飞机的两个独立马达610和620供电的三个电气电路601、602和603。

第一马达610和第二马达620分别驱动第一和第二VFG（变频发电机）发电机611和621以及第一和第二PMG（永磁发电机）发电机613和623。

第一和第二发电机VFG 611和621分别将变频电流输送给第一电气电路601和第二电气电路602。

第一和第二发电机PMG 613和623将恒频电流输送给第三电气电路603。

发电机PMG 613和623可结合使用以向第三电路603供电。作为变型，第三电路603可由发电机PMG 613和623中的任一个无差异地供电。

有利地，备用风电发电机RAT 633可用于向第三电路603供电。

在该图中还示出了位于飞机的翼100、200以及尾翼300、400和500上的主飞行控制机构。

根据该特定实施例，主飞行控制机构包括左舷副翼111的两个独立表面113、114；右舷副翼211的两个独立表面213、214；左舷升降舵331的两个独立表面333、334；右舷升降舵431的两个独立表面433、434；以及方向舵541的三个独立表面543、544和545。

主飞行控制机构还包括五个左舷空气制动器121-125以及五个右舷空气制动器221-225。

有利地，三个电气电路601、602、603中的每一个可用于通过自身确保在所有这些轴线下对于飞机飞行的控制。

例如，每个独立副翼表面可由分别连接到第一和第三电气电路601、603或者连接到第二和第三电气电路602、603的两个致动器控制。十个空气制动器121-225可分别由十个致动器控制，其中四个致动器连接到第一电气电路601、另四个致动器连接到第二电气电路602、以及最后两个致动器连接到第三电气电路603。两个第一独立升降舵表面中的每一个可由分别连接到第一和第三电气电路601、603的两个致动器控制，两个第二独立升降舵表面中的每一个可由分别连接到第二和第三电气电路602、603的两个致动器控制。最后，每个独立方向舵表面可由分别连接到该电气电路的三种不同组合中的两个电气电路的两个致动器控制。

更具体地，第一电气电路601用于控制分别与左舷和右舷副翼的独立外部表面114、214相关联的两个EMA致动器（换句话说，致动器114a1和214a1）中的一个、用于控制分别与左舷和右舷升降舵的独立外部表面334、434相关联的两个EMA致动器（换句话说，致动器334a1和434a1）中的一个、以及用于控制分别与独立中间方向舵表面544和上部方向舵表面545相关联的两个EMA致动器（换句话说，致动器544a1和545a1）中的一个。第一电气电路601还用于控制分别与两个左舷空气制动器121a1、123a1和两个右舷空气制动器221a1、223a1相关联的致动器。

第二电气电路602用于控制分别与左舷和右舷副翼的独立内部表面113、213相关联的两个EMA致动器（换句话说，致动器113a2和213a2）之一、用于控制分别与左舷和右舷升降舵的独立内部表面333、433相关联的两个EMA致动器（换句话说，致动器333a2和433a2）之一、以及用于控制分别与独立下部方向舵表面543和中间方向舵表面544相关联的两个EMA致动器（换句话说，致动器543a2和544a2）中的一个。第二电气电路602还用于控制分别与两个左舷空气制动器122、124和两个右舷空气制动器222、224相关联的致动器122a2、124a2、222a2、224a2。

第三电气电路603用于控制分别与左舷和右舷副翼的独立内部表面113、213和外部表面114、214相关联的两个EMA致动器（换句话说，致动器113a3、213a3、114a3和214a3）中的一个、用于控制分别与左舷和右舷升降舵的独立内部表面333、433和外部表面334、434相关联的两个EMA致动器（换句话说，致动器333a3、433a3、334a3和434a3）中的一个、以及用于控制与独立下部方向舵表面543和上部方向舵表面545相关联的两个EMA致动器（换句话说，致动器543a3和545a3）中的一个。第三电气电路603还用于控制分别与左舷空气制动器125和右舷空气制动器225相关联的致动器125a3、225a3。

图10示出了由根据图9的示例的电气电路的致动器分布以及显示电气电路还能够供应航空器的其它控制。

该图中的线分别对应副翼113-214的控制；分别对应空气制动器121-225的控制；分别对应升降舵333-434的控制；分别对应方向舵543-545的控制；分别对应可调节水平平面THSA致动器711、712的控制；分别对应缝翼和WTB（翼尖端制动器）721、723的控制；分别对应襟翼和WTB 732、733的控制；分别对应制动系统741、743的控制；分别对应推力反向器751、752的控制；分别对应MLG（主起落架）761、762的控制；分别对应NLG（前起落架）以及定向NWS（前轮转向）773的控制。

更具体地，第一电气电路601可用于控制致动器，这些致动器涉及：THSA 711左舷侧、缝翼和WTB 721、制动系统741、第一马达610的推力反向器751、以及MLG 761左舷侧。

第二电气电路602也可用于控制致动器，这些致动器涉及：THSA右舷侧712、襟翼和WTB 732、第二马达620的推力反向器752、以及MLG 762右舷侧。

第三电气电路603也可用于控制致动器，这些致动器涉及：缝翼和WTB 723、襟翼和WTB 733、制动系统743、以及NLG和NWS 773。

本发明还涉及一种配置有根据本发明的飞行控制系统的航空器。

因此，根据本发明的控制系统使得可能得到具有可靠且更低成本的EMA致动器的更加电气化的飞机（省去液压系统），并且通过选择等于所需致动器功率的面板或独立表面的尺寸来标准化EMA致动器。这使得可能将相同的致动器装配到飞机的所有快速表面上。分割控制表面使得可能减少对于致动器的需求（特别地，关于卡滞、防延展以及阻尼），并且使得可能使用小尺寸的致动器来更好地集成到飞机的结构中。

Claims

1. 一种用于航空器的飞行控制系统，所述系统包括控制表面（111, 211, 331, 431, 541, 121-225）以及与所述控制表面相关联以控制航空器的翻滚、偏航、俯仰以及空气动力学制动的飞行功能的致动器，其特征在于，与控制所述飞行功能的至少一种的控制表面相关联的所有致动器（111a1-211a2, 121a-225a）是机电致动器，并且与所述机电致动器相关联的所述控制表面的一部分是分割控制表面（111, 211, 331, 431, 541），所述分割控制表面的每一个均包括至少两个独立表面（113, 114, …, 545）。

2. 根据权利要求1所述的控制系统，其特征在于，所述分割控制表面部分包括分割升降舵（333, 334, 433, 434）。

3. 根据权利要求2所述的控制系统，其特征在于，所述分割控制表面部分包括分割方向舵（543, 544, 545）。

4. 根据权利要求1-3中任一项所述的控制系统，其特征在于，所述分割控制表面部分包括分割副翼（113, 114, 115, 213, 214, 215）。

5. 根据权利要求1-4中任一项所述的控制系统，其特征在于，所述分割控制表面部分包括分割升降舵、和/或方向舵和/或副翼，并且每个分割升降舵包括两个独立升降舵表面（333, 334, 433, 434）、每个分割方向舵包括两个独立方向舵表面（543, 544, 545）、每个分割副翼包括两个独立副翼表面（113, 114, 213, 214）。

6. 根据权利要求1-4中任一项所述的控制系统，其特征在于，所述分割控制表面部分包括升降舵、和/或方向舵和/或副翼，并且所述分割控制表面的每一个包括三个独立表面。

7. 根据权利要求1-6中任一项所述的控制系统，其特征在于，分割控制表面的独立表面的每一个都由至少一个机电致动器控制。

8. 根据权利要求7所述的控制系统，其特征在于，分割控制表面的独立表面的每一个都由至少两个机电致动器控制，包括同时运行的至少两个机电致动器。

9. 根据权利要求1-7中任一项所述的控制系统，其特征在于，至少一组分割控制表面的独立表面的每一个由单个机电致动器控制，并且属于该组分割控制表面的至少一个独立表面（115, 215）包括平衡机构（116, 216）。

10. 根据前述权利要求中任一项所述的控制系统，其特征在于，属于控制飞机的空气动力学制动功能的空气制动器控制表面（121, …, 225）的每个控制表面由单个机电致动器（121a, …, 225a）控制。

11. 根据权利要求10所述的控制系统，其特征在于，所述机电致动器根据非可逆传动装置来构造，所述机电致动器的非可逆性质通过将旋转运动转换为平移运动的装置来确保。

12. 根据权利要求1-9中任一项所述的控制系统，其特征在于，属于控制飞机的空气动力学制动功能的空气制动器控制表面（121, …, 225）的每个控制表面由至少两个机电致动器（121a1, 121a2, …, 225a2）控制。

13. 根据权利要求1-9和12中任一项所述的控制系统，其特征在于，与控制所述飞行功能的至少两种的控制表面相关联的所有机电致动器都是相同的。

14. 一种飞机，所述飞机配置有根据前述权利要求中任一项所述的飞行控制系统。