CN102458995B - 具有增升系统的飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种具有增升系统的飞行器，包括：至少一个飞行控制计算机(51)；增升本体，其分别设置在飞行器的一个机翼上；驱动装置，其联接于所述本体；致动装置，其借助于模拟数据连接而连接于所述驱动装置以产生用于调节增升本体的调节状态的致动指令；输入装置，其设置在飞行器的驾驶舱中以输入用于调节增升本体的目标指令；以及传感器，其用于获取增升本体的调节状态并借助于模拟信号线路连接于致动装置。根据本发明，输入装置借助于数字数据连接而连接于致动装置以确定用于调节增升本体的目标指令。根据本发明，致动装置安装在飞行器机身的载货区域中并安装在如下区域(L3)中，即：该区域(L3)从具有当从翼肋骨(F4)的前侧(F4-1)观察时自该处延伸至飞行器前端(F1)的机身长度的三分之一距离((L1)/3)的点延伸至具有当从翼肋骨(F4)的后侧(F4-2)观察时自该处延伸至飞行器(F)尾部处的机身端部(F2)的机身长度(L2)的三分之一距离((L2)/3)的点。
Description
技术领域
本发明涉及一种具有增升系统的飞行器。
背景技术
从一般的现有技术已知，通过中央数字计算机来启动和监控现代民用飞机以及军事运输机的增升系统的能够调节升力本体或襟翼——诸如着陆襟翼或缝翼——的驱动机构。其与诸如飞行控制计算机或维护计算机的其它计算机一起位于设置在飞行器驾驶舱附近的所谓的电子设备舱中的机上计算器柜中。因此，特别是将安全敏感的飞行器计算机容置在一个空间内，同时以一致的方式对其进行空气调节并供以电力。所指定的计算机在同一个电子设备舱中或在单个容置空间中的容置提供了大气条件一致的优点——例如，这样形成了用于观察这些计算机的故障率的技术先决条件，仅需对单个容置空间形成一致的大气条件。
相应地，增升系统的位于电子设备舱外面的所有部件经由模拟信号连接而连接于其启动计算机。因此，例如，设置用于调节着陆襟翼或前缘襟翼(缝翼)的增升系统的驱动马达、操纵杆(缝翼/襟翼杆)、以及用于部件和系统监控的传感器经由模拟信号连接而功能性地连接于用于启动着陆襟翼和锁定制动器的启动计算机。这样，确保满足对于增升系统并且特别是对于其启动计算机的功能要求，以便在增升系统的例如操纵杆的输入装置与增升装置的启动计算机之间以及在启动计算机与增升装置的驱动马达或驱动装置之间立即地并因此以最小时间延迟传送启动和监控信号。所述的模拟信号输送线路的使用特别是导致关于实现安全理念的优点，据此使得在发生故障与其识别以及在启动装置中的相应的功能性反应——诸如触发锁定及安全制动器——之间的延迟时间或停滞时间最小化，并且在故障的情况下，可因此在相对短的时间段内执行增升系统的重新配置。
发明内容
本发明的目的是提供一种具有增升系统的飞行器，由此可以以有效且经济的方式满足对于飞行器的安全要求。
该目的通过权利要求1所述的特征来实现。其它实施方式在从属于权利要求1的从属权利要求中得到详细说明。
根据本发明，提供了一种具有增升系统的飞行器，该飞行器包括：
包括飞行管理计算机的飞行管理系统，该飞行管理计算机安装在例如飞行器的电子设备舱中，
设置在飞行器的每个相应的机翼上的至少一个增升本体，所述至少一个增升本体能够相对于机翼进行调节，驱动装置与增升本体相联接，该驱动装置设置成使其基于启动指令在缩回位置与延伸位置之间调节增升本体，以及
至少一个增升系统计算机或启动装置，其经由模拟数据连接而连接于驱动装置并包括用于产生启动指令的启动功能，该启动指令用于设定增升本体的调节状态。
启动装置包括用于将其连接至飞行管理计算机的数字接口，以便从该飞行管理计算机接收与飞行状态相关的数据。启动装置包括如下功能，即：通过利用与飞行状态相关的数据，产生启动指令以及监控和锁定指令并将这些指令传送至启动装置，启动指令被传送至启动装置用以致动各个相关联的启动装置以便调节增升本体，监控和锁定指令用于致动各个相关联的启动装置的制动器以便在系统故障的情况下锁定增升本体。例如，系统故障的情况可以是由于诸如中央传动轴的断裂而导致的调节机构的故障。与飞行状态相关的数据是借助于传感器确定并且涉及或源自飞行器的飞行状态的数据，或者可以是飞行状态数据——即，描述飞行状态的数据。特别使用的与飞行条件相关的数据是当前飞行器速度、飞行器的冲角、底面上方高度。
根据本发明提供的飞行器或飞行器的增升系统还包括用于输入调节增升本体的目标指令的输入装置，该输入装置连接于启动装置用以将目标指令传送至启动装置以便调节增升本体。启动装置包括如下功能，即：通过利用从输入装置接收的目标指令以及与飞行状态相关的数据产生用于传送至启动装置的启动指令以调节增升本体，并将它们传送至启动装置。在本发明的增升系统中，飞行管理系统可同样包括特别地设置成安全功能的功能，由此致动该启动装置以便例如缩回增升本体。
根据本发明提供的飞行器还包括用于检测增升本体的调节状态的传感器，传感器经由模拟信号线路连接于启动装置用以检测或监控增升本体的调节状态和/或增升系统的可操作性。
根据本发明的解决方案，特别地：
输入装置经由数字数据连接而连接于启动装置以传送用于调节增升本体的目标指令，并且
启动装置安装于飞行器机身的载运物区域中。
根据本发明的一个应用示例，增升系统的启动装置安装在飞行器机身的载运物区域中并安装在如下区域中，即：当在机身的纵向方向上观察时，该区域从以自翼盒的前侧延伸至飞行器的端头的机身长度的三分之一距离与翼盒的前侧间隔开的位置延伸直至以自翼盒的后侧延伸至飞行器尾端处的机身端部的机身长度的三分之一距离与翼盒的后侧间隔开的位置。
根据依照本发明的一个应用示例，该增升系统是前缘升力系统，该前缘升力系统具有能够调节的前缘升力本体和启动装置，其中，该前缘升力系统的启动装置功能性地连接于前缘升力本体以对前缘升力本体进行调节。
此处，特别地，前缘升力系统的启动装置安装在飞行器机身的载运物区域中并安装在如下区域中，即：当在机身的纵向方向上观察时，该区域从距翼盒的前侧延伸至以自翼盒的前侧延伸至飞行器的端头的机身长度的三分之一距离与翼盒的前侧间隔开的位置。
根据本发明的一个应用示例，该增升系统是后缘升力系统，该后缘升力系统具有能够调节的后缘升力本体和启动装置，其中，该后缘升力系统的启动装置功能性地连接于后缘升力本体以对后缘升力本体进行调节。
此处，特别地，后缘升力系统的启动装置安装在飞行器机身的载运物区域中并安装如下区域中，即：在当在机身的纵向方向上观察时，该区域从翼盒的后侧延伸至以自翼盒的后侧延伸至尾端的机身长度的三分之一距离与翼盒的后侧间隔开的位置。
根据本发明的解决方案提供了改变飞行控制计算机与增升系统计算机的通常接合布置，尽管对于飞行器和相关批准程序的现有安全要求是在这些计算机为中央布置的假设下。与计算器的通常布置相比，在飞行器机身的载运物区域中容置增升系统计算机或启动装置省略了大部分的用于桥接驾驶舱(或电子设备舱)与机翼之间的距离的用于模拟控制和监控信号的线缆长度。
根据本发明的设置，经由数字数据连接将输入装置与增升系统的用于传送调节增升本体的目标指令的启动装置相联增大了在输入装置处用于将对应于致动运动的传感器信号转换成数字数据的接口的费用、并且降低了特别是关于在输入装置与启动装置之间的连接的传送速度或传送时间间隔的功能性性能，这是因为这种数字输入数据是经由预定传送协议的框架中的飞行数据传送总线进行传送。但是这些配置同样导致节省了用于从输入装置至启动装置的模拟信号传送的模拟线缆。就数据的传送而言，根据本发明设置用于将输入数据从输入装置传递到数据总线中的时间窗和重复率，这样导致仍可容许的时间延迟。此处，在观察相应的时间条件的同时，必需使得来自输入装置的数据的传送与经由数据总线传送的其它数据的传送相协调。
根据本发明，特别是，增升系统的至少一个启动装置可由相应的计算机和硬件接口形成，所述计算机和硬件接口在它们的硬件中设置成是相互兼容的且特别是相同的，以便确保在启动装置之间和/或在启动装置内的具有硬件接口的计算机的互换性。在硬件接口中，特别是电力插槽或信号连接插槽设置成是相互兼容的或者相同的，从而使得可以插入用于连接相应的所提供的信号和/或数据连接的相同的连接器类型。于是硬件接口设置成是相互兼容的或者相同的，特别是用于建立与飞行控制计算机51和/或与各个相关联的驱动装置的数据连接。
特别是根据本发明提供一种具有根据本发明的特征的飞行器，其包括后部驱动器，因为在该情况下可进一步提高对于线缆长度的节省，考虑到由于将发动机设置于机身端部处而导致的尾部的重量，机翼在机身上设置得对于后部相对较远。
一方面，本发明基于定位增升系统的启动装置的思想，即，将控制及监控计算器或检测计算器设置得尽可能靠近增升系统——即，位于机翼前缘的前缘升力系统或缝翼系统——的待控制和监控的多个部件，和/或尽可能靠近位于机翼后缘的后缘升力系统或襟翼系统的系统部件。另一方面，关于可靠性和可接近性，用于相应的启动装置的环境和安装条件与传统的机上计算器柜或电子设备舱中存在的环境和安装条件相似。利用根据本发明的解决方案，在与从现有技术已知的布置相比不存在附加费用的情况下，还可以获得增升系统的所需的故障安全操作等级，其中，增升计算机设置在驾驶舱附近的机上计算器柜中。
飞行器中的启动装置的布置相应地还可称之为本地的或分散型的。关于增升系统适当的是，启动装置的设置——特别是在功能方面——可被理解成中央结构，其关于特别是在驱动系统中的完整且快速的系统监控方面呈现优点，该驱动系统包括中央驱动机构、连续的旋转轴系、和在支承站处(轨道)处的本地机械致动器装置。这些中央驱动系统的特征在于在故障(例如，旋转轴的断裂)情况下的高系统动力学并且要求在检测计算器内的快速故障识别和纠正响应以及因此快速的信号传送和检测算法的高采样率。
根据另一应用示例，增升系统的至少一个启动装置位于飞行器机身的如下区域中，即：当在飞行器的纵向方向上观察时从前点延伸至机翼连接范围的后点的区域中，该前点位于与机翼连接范围或翼盒的最前点的前部相距一个机翼连接长度的位置处，该后点位于与机翼连接范围的最后点的后部相距一个机翼连接长度的位置处。“机翼连接长度”目前被理解成机翼连接范围——即，翼型外蒙皮与机身外蒙皮的相交范围——在机身的纵向方向上延伸过的长度。
根据本发明的一个应用示例，增升系统是具有能够调节的前缘升力本体的前缘升力系统，其中，用于调节前缘升力本体的启动装置功能性地连接于前缘升力本体。在这种情况下，当在飞行器的纵向方向上观察时，前缘升力系统的启动装置特别是可位于机翼连接范围的前部。
根据本发明的一个应用示例，增升系统可替代地或额外地包括具有能够调节的后缘升力本体的后缘升力系统，其中，用于调节后缘升力本体的启动装置功能性地连接于后缘升力本体。在这种情况下，当在飞行器的纵向方向上观察时，后缘升力系统的启动装置特别是可位于机翼连接范围的后部。
在一个应用示例中，用于具有两个检测计算器的前缘升力系统的启动装置安装在与翼盒的前部相距短距离的机身区域中，并且用于具有两个检测计算器的后缘升力系统的启动装置同样安装在与翼盒的后部相距短距离的机身区域中。该布置导致缩短了在检测计算器与诸如驱动马达的相应的驱动装置的电气部件、锁定制动器、以及位置及故障识别传感器之间的距离。用于前缘升力系统和/或后缘升力系统的启动和监控的接口是模拟接口，从而使得对于相应的驱动系统的电气部件无需A/D或D/A转换。因此，相应的驱动系统的电气部件无需任何的电子集成部件、处理器等。
根据本发明，当用于前缘升力系统和/或后缘升力系统的目标要求的输入装置或操纵杆经由数字数据连接而连接于用于传送调节增升本体的目标指令的启动装置时，输入装置或操纵杆的相应的不同位置信号——例如“0”、“1”、“2”、...或“Full”——借助于A/D接口数字化并经由数字信息形式的数字线路发送至前缘升力系统和/或后缘升力系统的检测计算器。该A/D转换可在输入装置中或操纵杆中进行，或者可替代地在输入装置或操纵杆的外部进行，即：借助于单独的电子单元在输入装置或操纵杆与飞行器数据总线或特别是其数字集散点(开关)之间的信号路径上进行。特别地还设置成将往来于其它系统的信号经由同一数字网络以纯数字形式进行交换，该数字网络包括前缘升力系统和/或后缘升力系统的检测计算器。
根据本发明，数据或信号是以如下的方式往来于驾驶舱或驾驶舱附近，即：在它们数字化之后被数字传送至增升系统的相应的启动装置。因此，在驾驶舱区域与机翼之间的相对较长的距离借助于数字数据总线来桥接，而增升系统的相应的机械调节装置的实际检测和监控继续借助于模拟接口和模拟信号来执行。
本发明的一个优点在于：由于启动装置——即，增升系统的检测计算器的启动装置——从飞行器的前区域中的电子设备舱移位至位于靠近借助于启动装置进行启动和监控的多个系统部件的区域，显著地减小了用于在增升系统的——即，着陆襟翼系统和/或机翼前缘本体系统——的启动装置与相应的部件之间传送模拟信号(电压、电流)的线缆的数量和重量。根据本发明的该解决方案的特征在发动机设置于机身端部处的飞行器的情况下是特别有利的，因为在这些飞行器中，由于发动机在飞行器的纵向方向上朝后布置并由此导致了飞行器的尾部的重量，因此机翼在飞行器的纵向延伸上设置得对于后部相对较远。
在根据本发明的解决方案中，在增升系统的相应启动装置中的功能中进行处理并且与用于指令增升系统的相应驱动装置的信号相比需要低取样率的较低的处理速度的数据经由数字数据连接或数字总线传送至启动装置。这种经由数字数据连接传送的数据包括由输入装置通过其致动所产生的用于调节增升本体的目标指令。可选择地，这种数据还包括从飞行器的其它系统接收的或传送至这些其它系统的数据。对于在启动装置中的处理需要以高采样率的高处理速度的信息或信号值经由模拟数据连接被传送至增升系统的相应驱动装置。
事实上，输入装置——例如，致动杆——与启动装置经由数字数据连接相联使得必需在启动装置处设置A/D信号转换和其它数字数据连接接口。另一方面，根据本发明通过节省在输入装置与启动装置之间的模拟信号线路的线缆长度以及通过节省在启动装置与用于检测增升本体的调节状态的部件或传感器的功能连接中的模拟信号线路的线缆长度所获得的优点总体来看适于带来系统改进。然而，除了减小模拟线路的线缆长度之外，根据本发明，还减小了增升系统的模拟连接的数量。由此，可改进用于增升系统的集成费用，并且在组装期间，通过减小线缆长度特别是可减小重量和安装费用。
利用数字数据传送来替代襟翼杆信号(用于着陆襟翼的目标位置)与检测计算器的模拟数据传送自然地减小了用于该接口的线缆的数量。在可以结合使用先前存在的用于数字信号(襟翼杆信号，往来于其它系统的信号)的数字网络的多种情况下，可以部分地或全部地省略用于这些部件的专用布线。这样导致了关于飞行器布线和线缆重量的进一步的节省效果。
根据本发明，至少一个启动装置设置在载运物区域中——即，机身中的货舱，其中存在空气调节，该空气调节可区别于设置在机身的前区域中的电子设备舱中的空气调节，但是设置成如果相应地实施至少一个启动装置的电气和电子部件，则可满足对于故障率和故障安全操作的要求。
考虑到能够根据本发明所获得的这些优点，根据本发明设置的增升系统可与通常的驱动系统一起使用，从而使得通常的驱动系统在不具有复杂的本地处理器单元的情况下，特别是可配备有简单、耐用的传感器以及配备有简单、坚固耐用的电子切换阀或伺服阀。这种简单、耐用的传感器以及简单、坚固耐用的电子切换阀和伺服阀是即使在机翼或机翼前缘或机翼后缘中存在的具有严酷的环境条件的安装位置中——即，关于温度、湿度、压力和电磁干扰易受到较大变化的安装位置中——也能够满足对于它们的功能和安全要求的部件。
根据本发明的一个应用示例，使用相同的传感器用于前缘升力系统以及用于后缘升力系统以对它们进行监控，并且用于前缘升力系统的启动装置和用于后缘升力系统的启动装置包括同样的用于驱动装置的驱动马达的接口。在该应用示例中，另外，用于接收前缘升力系统的启动装置的电力插槽和用于接收后缘升力系统的启动装置的电力插槽构造成兼容地既用于接收前缘升力系统的启动装置、又用于接收后缘升力系统的启动装置。“电力插槽”在上下文中应被理解成插槽布置，即，特别是插入式电触点的布置。
因此，可以使用相同的检测计算器或检测计算机类型或计算器设计用于前缘升力系统的启动装置和后缘升力系统的启动装置。如果在本发明的应用示例中设置两个用于前缘升力系统的启动装置的计算机以及另外两个用于后缘升力系统的启动装置的计算机，则所有的四个检测计算器可在它们的硬件方面并且可选择地在它们的接口方面进行相同地构造，并且特别是可设有相同的装置标识。该配置带来了如下优点，即：在该应用示例中，可以针对四个同样实现的电力插槽使用一个检测计算器设计，即，两个用于前缘升力系统的检测计算器和两个用于后缘升力系统的检测计算器分别具有相同的设计。由此，可减小用于计算器的采购和存储的成本。此外，这样在检测计算器发生故障的情况下或者甚至在前缘升力系统的两个检测计算器或后缘升力系统的两个检测计算器发生故障的情况下导致了关于设备的可用性并且特别是用于飞行器操作者的检测计算器的可用性的较高的灵活性。
根据另一应用示例，前缘升力系统的检测计算器构造成能够与后缘升力系统的检测计算器互换，从而在前缘升力系统的两个检测计算器或后缘升力系统的两个检测计算器发生故障的情况下，可利用相应的其它升力系统——即，后缘升力系统或前缘升力系统——的两个仍能够操作的检测计算器中的一个来替代其中一个这些发生故障的检测计算器。因此，通过简单地互换相应的检测计算器可恢复系统的可用性。这样在设备可用性降低的飞行器操作期间导致了飞行器操作者的较高的灵活性。
附图说明
在下面的说明中，通过参照附图描述了本发明的应用示例，附图中：
图1是飞行器的示意图，其具有根据本发明设置的增升系统的实施方式和设置在飞行器上的其它飞行系统的功能图，该增升系统包括前缘升力系统和后缘升力系统；
图2是根据本发明设置的用于调节增升襟翼的增升系统的另一应用示例的功能图，该增升系统包括分别具有一个驱动装置的前缘升力系统和后缘升力系统；
图3是本发明的包括后缘升力系统的飞行器的应用示例的信号传送线路的示意图；
图4是本发明的包括前缘升力系统的飞行器的应用示例的信号传送线路的示意图。
具体实施方式
在图1中示意性地图示的飞行器F中，绘制了增升系统HAS的应用示例的功能图，该增升系统HAS根据本发明设置并包括前缘升力系统HAS1和后缘升力系统HAS2。根据本发明，飞行器F可包括前缘升力系统HAS1和/或后缘升力系统HAS2。前缘升力系统HAS1通常设置成用于调节至少一个前缘升力本体，该前缘升力本体可以是缝翼或前缘襟翼。后缘升力系统HAS2设置成用于调节至少一个后缘升力本体，该后缘升力本体可以是着陆襟翼或适于在机翼上旋转的襟翼。
在图1至4的实施方式的功能图中示出的本发明的增升系统设置在每个机翼上，用于调节至少一个后缘升力本体或着陆襟翼和/或前缘升力本体或缝翼。
如图1所示的受控飞行器F的应用示例包括两个机翼10a、10b，两个机翼10a、10b分别具有至少一个副翼11a或11b。飞行器在每个机翼10a、10b上还包括三个相应的前缘升力本体13a、13b和三个后缘升力本体14a、14b。可选择地，机翼10a、10b可分别包括在图1中未示出的多个扰流器。在图1中，绘出了相对于飞行器F的坐标系，其包括纵向飞行器轴线X、横向飞行器轴线Y、和竖向飞行器轴线Z。
另外，飞行器F包括尾部单元20，该尾部单元20包括方向舵单元21和升降舵单元22，该升降舵单元22分别包括至少一个升降舵23。例如，升降舵单元22可构造成如图1所示的T形尾部、或者构造成十字形尾部单元。
本发明的飞行器F还可具有与图1中所示的飞行器F不同的形状。作为示例，本发明的飞行器还可是上单翼飞行器或全翼型飞行器。该飞行器还可以是具有鸭翼(canard)、而不是升降舵单元的飞行器。
用于影响根据本发明设置的飞行器F的方向稳定性的装置包括控制输入装置(图中未示出)以及飞行控制装置50，控制输入装置设置在飞行器的驾驶舱中以输入用于飞行器的飞行路径控制的控制规程，该控制输入装置特别是可包括驾驶员输入装置——诸如控制杆和同样可选择的踏板，飞行控制装置50包括飞行控制计算机51，飞行控制计算机51与特别是用于飞行器F的飞行路径控制的控制输入装置功能性连通。
飞行器F还包括具有空气数据传感器装置52和惯性传感器装置53的传感器装置，该空气数据传感器装置52与用于检测用以确定飞行状态的飞行状态数据的飞行控制装置50功能性连通，该惯性传感器装置53用于检测飞行器F的飞行状态并且特别是飞行器F的转速，传感器装置形成了飞行器F的飞行管理系统FF的一部分。FF的功能模块或计算机以及特别是传感器装置可设置成是多冗余的，以便确保所需程度的故障安全操作。空气数据传感器装置52包括空气数据传感器，用于确定飞行器F的飞行状态并且特别是沿飞行器F流动的空气的动态压力、静态压力、和温度。惯性传感器装置53特别是用于确定飞行器F的转速，包括用于确定飞行器姿态的飞行器的偏航角速度和滚转角速度。飞行控制装置50包括接收装置，用于接收由传感器装置检测的传感器值，传感器值通过传感器装置传送至飞行控制装置50。
至少一个致动器驱动器和/或一个驱动装置与飞行器上存在的相应的控制襟翼——例如，副翼11a、11b、扰流器12a和12b——相关联，每个控制襟翼均由飞行控制装置50借助于指令信号启动，该指令信号是目标指令以便调节用于控制飞行器F的各个相关的控制襟翼。此处，相应的致动器驱动器或多个致动器驱动器与这些控制襟翼中的每个相联，以便提高飞行器系统的故障安全操作的等级。
飞行控制装置50包括控制功能，其接收来自控制输入装置的控制指令、和来自传感器装置的由传感器装置检测的传感器值并且特别是转速。控制功能设置成使得根据控制指令以及检测和接收的转速，其产生用于致动器驱动器的致动指令并将它们传送至致动器驱动器，从而根据控制指令通过操作致动器驱动器实现飞行器F的控制。
飞行控制装置50特别是可经由数字数据总线DB连接于空气数据传感器装置52和惯性传感器装置53。
除了飞行控制装置50和传感器装置之外，图中由功能框70象征性地图示的其它飞行器系统模块可通过数据总线或数据总线系统DB互连。例如，其它飞行器系统模块可以是飞行管理系统或维护系统。
此外，飞行器F包括具有相应的缝翼13a、13b和/或后缘襟翼14a、14b的增升系统HAS，所述缝翼13a、13b和/或后缘襟翼14a、14b设置在飞行器上并且借助于调节机构100或200分别与机翼可移动地联接、同时通过相应的驱动装置110或210驱动。在图1所示的应用示例中，驱动装置110、210通过启动装置320驱动。为了调节缝翼13a、13b和/或后缘襟翼14a、14b，将用于输入用以调节一个/多个增升本体13a、13b、14a、14b的目标指令的输入装置55设置在飞行器F的驾驶舱中。根据本发明，输入装置55经由数字数据总线DB功能性地连接于启动装置320。
在图2中，示出了包括前缘升力系统HAS1和后缘升力系统HAS2的增升系统的应用示例，在下文中对其进行描述：
图2中所示的前缘升力系统HAS1包括：
每个机翼(在图1的图示中未示出)的四个前缘升力本体A1、A2、A3、A4或B1、B2、B3、B4，其中前缘升力本体A1、A2、A3、A4设置在第一机翼10a上并且前缘升力本体B1、B2、B3、B4设置在第二机翼10b上，以便能够相对于机翼进行调节；
调节机构100，其与前缘升力本体机械联接以对它们进行调节；
前缘升力系统驱动装置110，其与调节机构100联接以基于接收的调节指令致动调节机构100；
包含启动功能的前缘升力系统启动装置120，其基于输入并且特别是目标指令产生用于调节前缘升力本体的调节指令，并将所述调节指令传送至前缘升力系统驱动装置110以致动调节机构100。
在本发明的增升系统HAS中，通常还存在每个机翼设置少于或多于四个前缘升力本体的可能性。
在图2中，当在飞行器的纵向方向上观察时，左机翼10a的前缘升力本体A1、A2、A3、A4还一致地设有附图标记A，并且右机翼10b的前缘升力本体B1、B2、B3、B4还一致地设有附图标记B。
前缘升力系统HAS1的启动装置120可设置成是多冗余的，以提高故障安全操作的等级。为此，可根据图2中的图示设置启动装置120的两个样机121、122，这两个样机121、122是在某方面相同的或完全相同的并且经由数据连接彼此连接成整体，用于共同监控并且可选择地用于启动装置120的重新配置。
根据本发明，前缘升力系统HAS1的启动装置120通常安装在飞行器机身F3的载运物区域中并安装在如下区域L3中，即：当沿纵向方向X观察时，该区域L3从以机身长度L1的三分之一距离与翼盒F4的前侧F4-1间隔开的位置延伸直至以机身长度L2的三分之一与翼盒F4的后侧F4-2间隔开的位置，该机身长度L1从翼盒F4的前侧F4-1在朝向飞行器F的前部端头F1的方向上延伸至飞行器的端头F1，该机身长度L2从翼盒F4的后侧F4-2在朝向飞行器F的尾端处的机身端部F2的方向上延伸至飞行器F的尾端处的机身端部F2。因此在纵向方向上产生的该安装区域在图1中以长度L3指出。
根据本发明的特别的应用示例，前缘升力系统HAS1的启动装置120安装在载运物区域中并安装在飞行器机身F3的如下区域中，即：从翼盒F4的前侧F4-1延伸直至以机身长度L1的三分之一距离与翼盒F4的前侧F4-1间隔开的位置，该机身长度L1从翼盒F4的前侧F4-1在朝向飞行器F的前部端头F1的方向上延伸至飞行器的端头F1。该距离在图1中指示为“(L1)/3”。
在上下文中，翼盒F4的前侧F4-1或后侧F4-2被理解为当在飞行器的纵向方向X上观察时距离前部最远的并且横向于机身F1——即，沿Y方向——延伸的横向构件的前侧。横向构件在上下文中进而被理解为翼盒的支承构件。
图2中所示的后缘升力系统HAS2包括：
每个机翼(在图1的图示中未示出)的两个后缘升力本体或着陆襟翼，内着陆襟翼A1和外着陆襟翼A2分别设置在第一机翼10a上以便能够相对于第一机翼10a进行调节，而内着陆襟翼B1和外着陆襟翼B2分别设置在第二机翼10b上以便能够相对于第二机翼10b进行调节；
调节机构200，其与后缘升力本体机械联接以对它们进行调节；
后缘升力系统驱动装置210，其与调节机构200联接以基于接收的调节指令致动调节机构200；
包含启动功能的后缘升力系统启动装置220，其基于输入并且特别是目标指令产生用于调节后缘升力本体A1、A2、B1、B2的调节指令，并将所述调节指令传送至后缘升力系统驱动装置210以致动调节机构200。
在本发明的增升系统中，通常还具有在每个机翼上设置仅一个或多于两个后缘升力本体或着陆襟翼的可能性。
在图2中，左机翼10a的后缘升力本体C1、C2还一致地设有附图标记C，并且右机翼10b的后缘升力本体D1、D2还一致地设有附图标记D。
后缘升力系统HAS2的启动装置220可实现成是多冗余的，以提高故障安全操作的等级。为此，可根据图2中的图示设置启动装置220的两个样机221、222，这两个样机221、222是在某方面相同的或完全相同的并且经由数据连接彼此连接成整体，用于共同监控并且可选择地用于启动装置220的重新配置。
根据本发明，后缘升力系统HAS2的启动装置220通常安装在飞行器机身F3的载运物区域中并安装在如下区域L3中，即：当在纵向方向X上观察时，该区域L3从以机身长度L1的三分之一距离与翼盒F4的前侧F4-1间隔开的位置延伸直至以机身长度L2的三分之一距离与翼盒F4的后侧F4-2间隔开的位置，该机身长度L1从翼盒F4的前侧F4-1在朝向飞行器F的前部端头F1的方向上延伸至飞行器的端头F1，该机身长度L2从翼盒F4的后侧F4-2在朝向飞行器1的尾端处的机身端部F2的方向上延伸至飞行器F的尾端处的机身端部F2。因此在纵向方向X上产生的该安装区域在图1中以长度L3指出。
根据本发明的特别的应用示例，后缘升力系统HAS2的启动装置220安装在载运物区域中并安装在飞行器机身F3的如下区域中，即：从翼盒F4的后侧F4-2延伸直至以机身长度L2的三分之一距离与翼盒F4的后侧F4-2间隔开的位置，该机身长度L2从翼盒F4的后侧F4-2在朝向飞行器的后部端部处的机身端部F2的方向上延伸至飞行器F的后部端部处的机身端部F2。在图1中该距离指示为“(L2)/3”。
借助于飞行员界面来致动和检测增升系统HAS，该飞行员界面包括特别是诸如致动杆的输入装置55，以输入用于调节增升本体的目标指令。根据本发明，输入装置经由数字数据连接而连接于启动装置，以传送用于调节增升本体14a、14b的目标指令。
在图2所示的应用示例中，飞行器系统的数据总线以附图标记DB表示。输入装置55包括位置传感器，其检测输入装置55的位置。另外，输入装置55包括A/D转换器，其将由输入装置55检测的信号转换成数字数据并经由相应的接口将它们传送至数据总线DB。
前缘升力系统HAS1的启动装置120和后缘升力系统HAS2的启动装置220与数据总线DB相联，由此使得根据数据总线DB的数据协议，将输入装置55的致动位置——其由相应的位置传感器确定并经由A/D转换器传送至数据总线DB——传送至前缘升力系统HAS1的启动装置120和后缘升力系统HAS2的启动装置220。
作为图2中所示的应用示例的替代方案，根据本发明，增升系统HAS可仅包括前缘升力系统HAS1、但不包括后缘升力系统HAS2，或者仅包括后缘升力系统HAS2、但不包括前缘升力系统HAS1，如图3和4分别所示。在这些情况下，输入装置55功能性地连接于前缘升力系统HAS1的启动装置120，或者连接于后缘升力系统HAS2的启动装置220，如图3和4分别所示。
作为图2中所示应用示例的替代方案，另外根据本发明，前缘升力系统HAS1的启动装置120和后缘升力系统HAS2的启动装置220可共同地集成为启动单元中的一个启动装置或启动计算机装置320，如图1所示。启动计算机装置还可设置成是多冗余的，并且彼此监控以提高故障安全操作的等级。
作为图2的图示——其示出了根据本发明的增升系统的应用示例的机械部件或组成部分——的补充，图4和5分别示出了本发明的包括后缘升力系统HAS1或前缘升力系统HAS2的飞行器的应用示例的示意图。在这些图示中，示出了相应的增升系统的功能模块、飞行器系统的功能模块、以及相关的信号传送线路，其中，出于图示的清楚的目的，将单独的功能模块和信号传送线路绘制在飞行器轮廓的外侧。在图3和4中，相应的增升系统的部件或模块或组成部分设有在图1和2中具有相同或相似功能的部件或模块或组成部分所使用的附图标记。
通过图2中的示例图示的后缘升力系统HAS1和前缘升力系统HAS2的一个应用示例在下面将与其另外的组成部分一起进行描述，其中，相同的附图标记用于通常具有相同功能的组成部分或部件。
驱动装置110和210可分别包括两个驱动马达M1、M2和制动装置B1、B2，该驱动马达M1、M2用于致动调节机构100和200，该制动装置B1、B2与调节机构相关联用于锁定相应的增升系统HAS、HAS1、HAS2。另外，驱动装置110和210可包括差速器。该差速器与液压马达M1的输出侧和电动马达M2的输出侧相联，从而将由液压马达H和电动马达供给的相应的动力输出彼此相加并传送至旋转驱动轴111、112和211、212。制动装置B1、B2可由各个相关联的启动装置110或210的指令信号致动。
调节机构100或200，用于调节相应的相关联的升力本体A、B或C、D并且在所示应用示例中总的来说包括两个旋转驱动轴111、112或211、212的一个相应的调节机构100或200联接于驱动装置110、210，旋转驱动轴分别用于致动每个机翼的前缘升力系统的至少一个襟翼或后缘升力系统的至少一个襟翼。两个旋转驱动轴111、112和211、212联接于相应的驱动装置110或210，并由此彼此同步。基于相应的控制指令，驱动装置110或210致使旋转驱动轴111、112或211、212旋转，以便执行与相应的襟翼联接的调节装置的致动运动。扭矩限制器T可集成在旋转驱动轴111、112和211、212的位于驱动装置110或210附近的轴部分中。
在图2所示的增升系统中，在前缘升力系统HAS1的每个升力本体A、A1、A2、A3、A4和B、B1、B2、B3、B4上设置两个相应的调节装置VA和VB。另外，在后缘升力系统HAS2的每个升力本体C1、C2和D1、D2上设置两个相应的调节装置VC和VD，即具体地，例如，调节装置VC位于内升力本体C1和D1，并且调节装置VD位于外升力本体C2和D2。
在下文中，通过参照其应用示例来描述调节装置，其中，每个调节装置的组成部分配备有相同的功能：
调节装置VA、VB和VC、VD中的每一个包括齿轮变速箱150或250和调节动态系统121或221。齿轮变速箱120或220机械联接于相应的旋转驱动轴111、112或211、212并将相应的旋转驱动轴111、112或211、212的旋转运动转换成联接于相应的调节装置的襟翼区域的调节运动。根据本发明的一个应用示例，调节机构100和/或200可包括至少一个位置传感器，其确定调节机构100和/或200的调节位置并因此确定相应的襟翼的当前位置，并且经由线路(未示出)将该位置值传送至控制及监控装置5用以检测相应的增升系统的状况。
例如，在旋转轴驱动系111、112和211、212的端部处可设有相应的非对称传感器153或253，其同样经由信号线路功能性地连接于启动装置120或220并经由该线路将当前值传送至启动装置110或210，该当前值指出旋转轴驱动系111、112和211、212的端部是否在预定范围内旋转或旋转驱动轴111、112和211、212的非对称旋转位置是否存在。
在机翼上设置前缘升力系统HAS1或后缘升力系统HAS2的至少两个增升本体的情况下，可在相应的相邻升力本体之间设置连接支柱240(仅在图2和3的后缘升力系统中绘出)，在该连接支柱240上设有连接支柱传感器241。该连接支柱传感器241功能性地连接于相应的启动装置120或220并且特别是可设置成用于测量终点位置，其中，如果超过预定的极限值，则相应的启动装置120或220将故障归因于在检测到已经超过极限值的一个机翼侧上的升力本体调节机构100、200。
另外，在旋转驱动轴111、112和211、212的位于相应机翼的外区域中的一个位置中，设置相应的机翼端部区域制动器WTB，一旦致动机翼端部区域制动器WTB就能够锁定相应的驱动系111、112或211、212。每个机翼端部区域制动器WTB经由线路(同样未示出)功能性地连接于启动装置120或220，并可经由该线路通过启动装置120或220来启动和致动。在操作中，机翼端部区域制动器WTB的正常起始状态是非致动状态，在该状态中，它们不会干涉旋转驱动轴111、112和211、212的旋转。一旦接收到来自启动装置120或220的相应的控制信号，就可致动机翼端部区域制动器WTB，以锁定各个相关联的旋转驱动轴111、112或211、212。
相应的驱动装置110、210的两个制动装置B1、B2功能性地连接于相应的启动装置120或220，其在预定的条件下能够致动制动装置B1、B2并由此锁定旋转轴驱动系111、112和211、212。在一个应用示例中，在两个驱动马达——液压马达M1或电动马达M2——中的一个停用的情况下，启动装置120或220提供由于差速器而导致的减小停用马达的量的动力输出，该差速器构造成使得由液压马达M1和电动马达M2供给的相应输出动力彼此相加。
在升力本体致动机构或升力本体调节机构100、200中的机械故障——例如，襟翼致动机构或旋转轴驱动系111、112或211、212的组成部分的卡住或旋转轴驱动系111、112或211、212的旋转驱动轴的断裂——会导致该装置的不希望的动作，例如襟翼元件的非对称致动——借助于由非对称传感器153和253传送的信号通过启动装置120或220对其进行检测。随后，启动装置120或220将停用信号传送至机翼端部区域制动器WTB，以致动该机翼端部区域制动器WTB并锁定旋转驱动轴111、112或211、212。
在由启动装置120或220确定的目标位置与借助于位置传感器检测的实际位置存在不能允许的偏差的情况下，启动装置120或220将致动信号传送至机翼端部区域制动器WTB以及传送至制动装置B1、B2，以锁定轴系111、112和211、212。
用于监控相应的前缘升力系统HAS1或后缘升力系统HAS2的传感器——即，相应的位置传感器、相应的非对称传感器153或253以及在给定情况下的相应的连接支柱传感器241——功能性地连接于相应的启动装置120、220，用于将它们的传感器信号经由线路AL——即，传送模拟信号的电线——供应至各个相关联的启动装置120或220。同样，待由各个相关联的启动装置120或220启动的部件、例如特别是机翼端部器区域制动WTB或者马达M1或马达M2经由模拟线路AL功能性地连接于各个相关联的启动装置120或220(图3和4)，用于指令所述部件。
上述的数据经由数据总线DB的传送可特别是经由数字数据集散点进行。
Claims (7)
1.一种具有增升系统的飞行器(F)，包括：
飞行控制计算机(51)，
增升本体(13a、13b；14a、14b；A、B；C、D)，在所述飞行器(F)的每个相应的机翼上设置至少一个所述增升本体(13a、13b；14a、14b；A、B；C、D)，所述至少一个增升本体能够相对于所述相应的机翼进行调节，
驱动装置(110、210)，所述驱动装置与所述增升本体(13a、13b；14a、14b；A、B；C、D)相联接，所述驱动装置设置成使其基于启动指令在缩回位置与延伸位置之间调节所述增升本体(13a、13b；14a、14b；A、B；C、D)，
启动装置(120、220)，所述启动装置经由模拟数据连接而连接于所述驱动装置并包括启动功能，所述启动功能用于产生用以设定所述增升本体(13a、13b；14a、14b；A、B；C、D)的调节状态的启动指令并且用于产生在系统故障的情况下用以锁定所述增升本体(13a、13b；14a、14b；A、B；C、D)的监控和锁定指令，其中，所述启动装置(120、220)经由数字数据连接而连接于所述飞行控制计算机(51)以接收与飞行状态相关的数据，
输入装置(55)，所述输入装置设置在所述飞行器的驾驶舱中以输入用于调节所述增升本体(13a、13b；14a、14b；A、B；C、D)的目标指令，
传感器，所述传感器用于检测所述增升本体(13a、13b；14a、14b；A、B；C、D)的调节状态，所述传感器经由模拟数据信号线路连接于所述启动装置(120、220)，
其特征在于，
所述输入装置经由数字数据连接(DB)而连接于所述启动装置(120、220)以传送用于调节所述增升本体(13a、13b；14a、14b；A、B；C、D)的目标指令，并且
所述增升系统(HAS)的所述启动装置(120、220)安装在飞行器机身(F3)的载运物区域中并安装在如下区域(L3)中，即：当在所述飞行器机身(F3)的纵向方向(X)上观察时，所述区域(L3)从以自翼盒(F4)的前侧(F4-1)延伸至所述飞行器的端头(F1)的机身长度(L1)的三分之一距离((L1)/3)与所述翼盒(F4)的所述前侧(F4-1)间隔开的位置延伸直至以自所述翼盒(F4)的后侧(F4-2)延伸至所述飞行器(F)的尾端处的机身端部(F2)的机身长度(L2)的三分之一距离((L2)/3)与所述翼盒(F4)的所述后侧(F4-2)间隔开的位置。
2.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述增升系统是前缘升力系统(HAS1)，所述前缘升力系统(HAS1)具有能够调节的前缘升力本体和启动装置(120)，其中，所述前缘升力系统(HAS1)的所述启动装置(120)功能性地连接于所述前缘升力本体以对所述前缘升力本体进行调节。
3.如权利要求2所述的飞行器，其特征在于，所述前缘升力系统(HAS1)的所述启动装置(120)安装在所述飞行器机身的所述载运物区域中并安装如下区域中，即：该区域从所述翼盒(F4)的所述前侧(F4-1)延伸至以自所述翼盒(F4)的所述前侧(F4-1)延伸至所述飞行器(F)的所述端头(F1)的所述机身长度(L1)的三分之一距离((L1)/3)与所述翼盒(F4)的所述前侧(F4-1)间隔开的位置。
4.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述增升系统是后缘升力系统(HAS2)，所述后缘升力系统(HAS2)具有能够调节的后缘升力本体和启动装置(220)，其中，所述后缘升力系统(HAS2)的所述启动装置(210)功能性地连接于所述后缘升力本体以对所述后缘升力本体进行调节。
5.如权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述后缘升力系统(HAS2)的所述启动装置(220)安装在所述飞行器机身(F3)的所述载运物区域中并安装在如下区域中，即：该区域从所述翼盒(F4)的所述后侧(F4-2)延伸至以自所述翼盒(F4)的所述后侧(F4-2)延伸至所述飞行器(F)的所述尾端处的所述机身端部(F2)的所述机身长度(L1)的三分之一距离((L2)/3)与所述翼盒(F4)的所述后侧(F4-1)间隔开的位置。
6.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，至少一个所述启动装置(120、220)由相应的计算机和硬件接口形成，所述计算机和硬件接口在它们的硬件中设置成是相同的，以便确保在启动装置(120、220)之间和/或在启动装置(120、220)内的具有硬件接口的计算机的互换性。
7.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器(F)是后驱动飞行器。
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