CN105711814B - 确定飞行器的高升力系统中的部件的状态的方法 - Google Patents

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Abstract

一种确定飞行器的高升力系统(2)中的部件的状态的方法包括如下步骤：将与两个驱动支柱(14，14a)耦接的至少一个高升力面(18)展开至第一展开位置，其中，两个驱动支柱(14，14a)中的至少一个驱动支柱是载荷感测驱动支柱(14a)；在具有第一速度的第一飞行状态下获取由与至少一个高升力面(18)相关联的载荷感测驱动支柱(14a)感测到的第一载荷；在考虑预定阈值(30，36)的情况下将第一载荷与用于第一展开位置和第一飞行状态的已知标称载荷(28)进行比较；以及在所获取的载荷与包括所述预定阈值(30，36)的标称载荷(28)不同的情况下产生警报信号。

Description

确定飞行器的高升力系统中的部件的状态的方法
技术领域
本发明涉及一种用于确定飞行器的高升力系统中的部件的状态的方法、一种飞行器的高升力系统以及具有这种高升力系统的飞行器。
背景技术
飞行器的高升力系统用于升力和阻力管理的目的。高升力系统通常包括前缘缝翼系统和后缘襟翼系统。民用和军用飞行器中的许多襟翼系统配备有中央驱动单元，也被称为动力控制单元(PCU)，中央驱动单元驱动在可移动表面的对应表面支承站上的传动轴系和本地机械致动器装置——所谓的驱动站。机组人员能够通过襟翼杆选择高升力设定，表面偏转角(surface angle)能够通过襟翼杆进行选择。
这样的传动系统提供了从中央驱动单元至所有致动器输出端的载荷路径，从而导致所有高升力面的对称展开。驱动站中的某些动力学特性将通过驱动站驱动的旋转动作转变成所需的表面运动。
高升力襟翼系统通常由控制计算机——所谓的缝翼襟翼控制计算机(SFCC)的襟翼通道——控制和监控。系统驱动命令主要来自于输入装置如襟翼杆输入。表面将被驱动至在各自的控制计算机的软件中规定的预定位置(襟翼或缝翼设定)。为了实现将高升力面驱动至预定位置的高精确度，位置通过附接至驱动单元并且配装有内部齿轮箱的反馈位置传感单元(FPPU,feedback position pick-off unit)进行连续反馈/监控以提供等效的系统角。
其他传感器如站位置传感单元(SPPU)专门用于系统故障监控，其他传感器连接至独立的驱动站以出于系统监控的目的给每个站提供等效角。
襟翼或缝翼附件监控对检测被驱动的襟翼或缝翼的潜在异常状态是有用的。通常，每个襟翼或缝翼由两个站驱动并且这两个站的位置通过两个独立的站位置传感单元进行监控。上述控制计算机可以设置有用于检测异常表面扭转(偏斜)的襟翼或缝翼偏斜监控。在超过预定偏斜阈值的情况下，控制计算机可以中断高升力系统的操作。
发明内容
在驱动站中的一个驱动站断开连接情况下，相应的高升力面通过其余的第二驱动站保持。对于在飞行时——即具有空气载荷的情况下——的飞行器而言，断开连接故障导致受影响的表面异常扭转(偏斜)，其中，该偏斜由控制器通过对从SPPU提供的位置反馈递送的信号进行评估来计算，并且将该偏斜与固定偏斜阈值进行连续比较。在异常襟翼偏斜状态被验证并且确认的情况下，高升力系统被中止并锁定在安全状态下，直到可以进行维护操作为止。然而，偏斜监控必须足够敏感以检测高升力面的非常轻微的异常扭转。另一方面，偏斜监控必须足够强健以避免在系统完好但是空气载荷非常高的情况下发生谬误的偏斜检测。这意味着在经历最小空气载荷下的不期望的条件的系统的扭转与具有最大空气载荷的完好系统的扭转之间的裕度可能非常小。为了仍然能够强健地区分这两种场景，对测量环节的精确度要求非常强。
本发明的一个目的是提出一种具有高强健性的用于确定飞行器的高升力系统中的部件的状态的方法，该方法在一个飞行周期内的所有操作条件下进行，并且在测量环节中不要求极其精确的传感器。
该目的通过包括以下特征的方法得到满足：一种用于确定飞行器的高升力系统中的部件的状态的方法。该高升力系统包括：中央动力控制单元，中央动力控制单元用于通过传动轴提供旋转动力；驱动站，驱动站与动力控制单元耦接；可移动的高升力面；以及控制单元，其中，每个高升力面通过驱动支柱与驱动站中的至少两个驱动站耦接；其中，在每个高升力面处的相关联的驱动支柱中的至少一个驱动支柱是载荷感测驱动支柱；该方法包括如下步骤：将至少一个高升力面展开至第一展开位置；在具有第一速度的第一飞行状态下获取由与至少一个高升力面相关联的载荷感测驱动支柱感测到的第一载荷；在考虑预定阈值的情况下将第一载荷与用于第一展开位置和所述第一飞行状态的已知标称载荷进行比较；以及在所获取的载荷与包括预定阈值的标称载荷不同的情况下产生警报信号。可以从以下描述中获得有利的实施例和其他改进方案。
根据本发明的方法允许检测高升力系统中的部件的不期望的状态，该状态可能会导致高升力面的偏斜。与其他常见的高升力系统不同，该偏斜检测不是基于获取某些位置。
根据本发明的核心特征，高升力面中的每个高升力面与至少一个载荷感测驱动支柱(LSDS)耦接，所述载荷感测驱动支柱适于获取驱动系统与相应的高升力面的机械连接之间的载荷。这样的机电部件——特别是用于确定致动系统与高升力面之间是否发生了不可接受的高载荷的机电部件——可能已经存在于所关注的飞行器中。因此，根据本发明的方法可以在不对机械部件提供任何修改的情况下在飞行器中实现。
这种方法能够避免进行极其精确的倾斜确定。例如，如果在具有相当轻微的空气载荷的飞行阶段期间在高升力面处发生站的断开连接，则偏斜监控必须足够敏感以检测表面的非常轻微的异常扭转。另一方面，襟翼偏斜监控必须足够强健以避免在系统完好但是空气载荷非常高的情况下发生谬误的偏斜检测。这意味着在最小空气载荷的情况下具有故障的系统的扭转与具有最大空气载荷的完好系统的扭转之间的裕度可能非常小。然而，由于基于对载荷感测驱动支柱的使用而将测量原理从位置感测变为载荷感测，因此根据本发明的方法能够非常强健地区分这两种场景，并且对测量环节的精确度要求不算太强。因此，这不仅导致了确定偏斜条件的高精确度，而且是一种节省成本的实现。
该方法的主要原理在于确定各个载荷感测驱动支柱是否经历载荷，该载荷处于围绕标称载荷的窄的范围内，该载荷是可以预期的，尤其在飞行器处于某个速度以及相应的高升力面处于某个位置，或者载荷是否显然不同于围绕标称载荷的范围的情况下。
假设高升力面与两个驱动支柱耦接，其中，这两个驱动支柱中的至少一个驱动支柱是载荷感测驱动支柱，这两个驱动支柱中的一个驱动支柱的断开连接可以通过获取并监控载荷感测驱动支柱的载荷来检测。如果在考虑预定阈值的情况下所获取的第一载荷显然低于标称载荷，则该驱动支柱和连接到该驱动支柱的相应的驱动站将最有可能被断开连接。因此，其余的驱动支柱将承载作用在该表面上的总的空气动力学载荷。然而，如果在考虑预定阈值的情况下所获取的第二载荷显然高于标称载荷，则相邻的站可以被视为断开连接，使得该载荷感测驱动支柱承载作用在该表面上的总的空气动力学载荷。
根据本发明的方法尤其对于下降铰链动力学特性(dropped hinge kinematics)是有用的，该下降铰链动力学特性可以特别地包括后缘襟翼系统，但是也可以包括前缘缝翼系统。
有利地，该方法可以进一步包括：在飞行器的具有第二速度的第二飞行状态下获取由与至少一个高升力面相关联的载荷感测驱动支柱在第二展开位置处感测到的第二载荷，其中该第二速度低于第一飞行速度；在将第一载荷与用于第一展开位置的已知标称载荷进行比较之前，通过减去第二载荷的值来调整第一载荷的值。因此，通过修正值、补偿值或调整值来处理第一载荷，该载荷反过来又是在飞行器的另一飞行状态和另一速度下获取的载荷。优选地，第二速度比第一速度低得多。通过该修正，可以可靠地消除由相应的高升力面的装配处理导致的感测环节中的任何系统误差。
在另一有利的实施例中，第二展开位置基本上等于第一展开位置。因此，通过选择飞行器的另一(较低的)速度获取第二载荷来补偿在与高升力面耦接的驱动站的运动环节中发生的几何形状引起的影响。
在第二飞行状态中，飞行器可能已触及地面。当接触地面时，高升力面通常保持在其展开位置，而飞行器的实际速度相比离开(egress)期间相当低。在该高升力面再次缩回之前，获取第二载荷是可行的。
更进一步地，第二速度可以低于60节(knot)。商用飞行器在这样的速度下通常已经触及地面，使在第二速度下获得的第二载荷在高升力面展开的情况下接近于最小。
得到的类似的好处是，连续地获取一组载荷直到高升力面的缩回被启动为止是有利的，其中，第二载荷是该一组载荷中的最小获得载荷。这得到了以与在第一飞行状态下的测量期间相同配置的高升力面在地面上的测量的近似值，该第一飞行状态可以是在飞行器离开期间。用于这种地面载荷测量的算法——即第二飞行状态下的测量——如果例如飞行速度如所计算的空气速度下降至低于60节，则可以开始采样/收集获得的载荷值，直到高升力面被命令离开该展开位置例如着陆配置为止。在所收集的载荷值中，该算法可以识别最小载荷，该最小载荷被设定为第二载荷，这近似为地面载荷。
在有利的实施例中，在考虑预定阈值的情况下，当所获得的载荷低于标称载荷时生成站断开连接信号。如上所述，在连接到载荷感测驱动支柱的相应的驱动站被断开连接的情况下，驱动支柱经历显然低于标称载荷的载荷。
在同等有利的实施例中，当所获取的载荷高于包括该预定阈值的标称载荷时，创建相邻站断开连接信号。
在这方面，在上述两种情况中，预定阈值可以不同。例如，在确定相邻站的断开连接的情况下，可以给标称载荷加上“过载”阈值。
上述警报信号可以包括在考虑第一预定阈值的情况下，当所获取的载荷低于标称载荷时，该载荷感测驱动支柱耦接至的驱动站被断开连接的指示。这被认为是直接监控原则。
类似地，警报信号可以包括在考虑第二预定阈值的情况下，当所获取的载荷高于标称载荷时，该载荷感测驱动支柱耦接至的该驱动站的相邻驱动站被断开连接的指示。与直接监控原则相比，这被认为是间接监控原则。
该方法可以进一步包括下述先前步骤：在飞行期间收集一组获取的载荷，该一组获取的载荷具有升力面处于至少一个展开位置的至少一组飞行参数，并且将该一组获取的载荷与至少一组飞行参数作为已知标称载荷相关联地存储。
本发明还涉及一种飞行器的高升力系统，包括：中央动力控制单元，该中央动力控制单元用于提供旋转动力；传动轴；驱动站，该驱动站通过传动轴与动力控制单元耦接；可移动的高升力面；以及控制单元，其中，每个高升力面通过驱动支柱与驱动站中的至少两个驱动站耦接，其中，每个高升力面处的相关联的驱动支柱中的至少一个驱动支柱是载荷感测驱动支柱，其中，控制单元适于：在具有第一速度的第一飞行状态下获取由与至少一个高升力面相关联的载荷感测驱动支柱在第一展开位置处感测到的第一载荷，在考虑到预定阈值的情况下将第一载荷与用于第一展开位置和第一飞行状态的已知标称载荷进行比较，以及在所获取的载荷与包括预定阈值的标称载荷不同的情况下产生警报信号。
控制单元可以进一步包括存储器，其中，控制单元适于将与多个飞行状态相关联的已知标称载荷存储在存储器中。
此外，控制单元可以适于检索已知标称载荷。
在这方面，应当指出，控制单元可以是SFCC的一部分或者通过软件集成而实现在SFCC中。
更进一步地，本发明涉及具有包括至少一个这样的高升力系统的机翼的飞行器。
附图说明
在对附图中的示例性实施例的下列描述中公开了本发明的进一步的特征、优点和应用选择。所有描述的和/或图示的特征本身和任何组合形成本发明的主题，甚至不需考虑在单独的权利要求中的特征的组成或特征的相互关系。此外，在附图中的相同或相似的部件具有相同的附图标记。
图1a示出了能够执行根据本发明的方法的高升力系统的示意性的、面向块的视图。
图1b示出了图1a中具有高升力面和耦接到高升力面的驱动支柱的放大部分。
图2a和图2b示出了对驱动站的断开连接进行直接监控和间接监控的载荷曲线。
具体实施方式
在图1a中，示出了高升力系统2的总体设置。在此，动力控制单元4与传动轴系统6耦接，该传动轴系统6包括左传动轴8和右传动轴10。左传动轴8和右传动轴10示例性地沿着在图1a中未描绘的机翼的后缘部段与沿着左传动轴8和右传动轴10分布的驱动站12耦接。
每个驱动站12示例性地包括驱动支柱14以及致动器16，致动器16分别由相应的传动轴8和10驱动。示出为襟翼18的多个高升力面中的每个高升力面示例性地与两个驱动站12耦接。两个驱动站12设置成彼此相距一定距离，示例性地位于两个相对的侧向襟翼端部处。通常，两个冗余的襟翼控制计算机20和22两者根据本发明还可以称为控制单元，襟翼控制计算机20和22与PCU 4耦接。
此外，反馈位置传感单元24耦接至襟翼控制计算机20和22并且允许确定传动轴系统6的实际旋转位置，从而具有确定取决于传动轴系统6的旋转位置的高升力面18的位置的能力。襟翼杆26将输入提供至襟翼控制计算机20和22，襟翼控制计算机20和22随后驱动动力控制单元4，使得传动轴系统6的实际确定的旋转位置等于命令的角度。
图1b示出了与两个驱动支柱14和14a耦接的高升力面18，其中，驱动支柱14a是能够感测载荷的载荷感测驱动支柱。高升力面18可以特别地通过下降铰链动力学特性而可移动。
图2a示出了取决于飞行器的空气速度的标称载荷值28。标称载荷28是在飞行器的正常操作期间在高升力面的某个展开位置上的预期的载荷。然而，标称载荷28或多或少是理论上可预期的值，标称载荷28应该仅在考虑到某个阈值30的情况下作为比较的依据。
例如，在飞行期间发生的载荷值32与要在使用载荷感测驱动支柱14a的情况下测量的载荷值32可能会不同。在获取的载荷32下降到比预定阈值30还要低于标称载荷28的情况下，可以预期与载荷感测驱动支柱14a相关联的驱动站12被断开连接。获取的载荷32处于标有“NOK”即“不正常”的区域，而可以接受的区域标有“OK”。
另一方面，如图2b所描绘的，当获取的载荷显然比预定阈值36更高于标称载荷28时，可以确定未与载荷感测驱动支柱14a耦接的相邻的驱动站12为断开连接。因此，在相应的相邻驱动站12断开连接的情况下，载荷感测驱动支柱14a上的载荷显然增加。获取的载荷34处于标有“NOK”即“不正常”的区域，而可以接受的区域标有“OK”。
此外，应指出的是，“包括”不排除其他的元件或步骤，并且“一(a)”或“一个(an)”不排除复数形式。此外，应指出的是，已经参照上文示例性实施例中的一个示例性实施例描述的特征或步骤同样可以与上文描述的其他示例性实施例的其他特征或步骤组合使用。在权利要求中的附图标记不理解为限制。

Claims (12)

1.一种用于确定飞行器的高升力系统(2)中的部件的状态的方法，所述高升力系统(2)包括：中央动力控制单元(4)，所述中央动力控制单元(4)用于通过传动轴(8、10)提供旋转动力；驱动站(12)，所述驱动站(12)与所述中央动力控制单元(4)耦接；可移动的高升力面(18)；以及控制单元(20，22)，其中，每个高升力面(18)通过驱动支柱(14，14a)与驱动站(12)中的至少两个驱动站耦接；其中，每个高升力面(18)处的相关联的驱动支柱(14，14a)中的至少一个驱动支柱是载荷感测驱动支柱(14a)；所述方法包括如下步骤：
-将至少一个高升力面(18)展开至第一展开位置，
-在具有第一速度的第一飞行状态下获取由与所述至少一个高升力面(18)相关联的至少一个载荷感测驱动支柱(14a)感测到的第一载荷，
-识别针对所获取的所述第一载荷的标称载荷(28)，所述标称载荷(28)是在所述飞行器的正常操作期间在所述高升力面的特定展开位置上的预期的载荷，
-在所述飞行器的具有第二速度的第二飞行状态下获取由与所述至少一个高升力面(18)相关联的至少一个载荷感测驱动支柱(14a)在第二展开位置处感测到的第二载荷，所述第二速度低于第一速度，
-通过减去所述第二载荷的值来调整所述第一载荷的值，
-将经调整的第一载荷的值与用于所述第一展开位置和所述第一飞行状态的标称载荷(28)进行比较，以及
-在经调整的第一载荷的值在添加了预定阈值(30，36)的标称载荷(28)以上的情况下或者在经调整的第一载荷的值在减去了预定阈值(30，36)的标称载荷(28)以下的情况下，产生警报信号，并且将所述高升力系统中止且锁定在安全状态下，直到能够进行维护操作为止。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述第二展开位置基本上等于所述第一展开位置。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，在所述第二飞行状态中，所述飞行器已触及地面。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，所述第二速度小于60节。
5.根据权利要求4所述的方法，其中，连续地获取一组载荷，直到高升力面(18)的缩回被启动为止，其中，所述第二载荷是所述一组载荷中所获取的最小载荷。
6.根据权利要求1-5中任一项所述的方法，其中，所述警报信号包括在考虑到第一预定阈值(30)的情况下，当所获取的载荷低于所述标称载荷(28)时，所述载荷感测驱动支柱(14a)耦接至的所述驱动站(12)被断开连接的指示。
7.根据权利要求1-5中任一项所述的方法，其中，所述警报信号包括在考虑到第二预定阈值(36)的情况下，当所获取的载荷高于所述标称载荷(28)时，所述载荷感测驱动支柱(14a)耦接至的所述驱动站(12)的相邻驱动站(12)被断开连接的指示。
8.根据权利要求1-5中任一项所述的方法，还包括下述先前步骤：在飞行期间收集一组获取的载荷，所述一组获取的载荷具有所述高升力面(18)处于至少一个展开位置的至少一组飞行参数，并且将所述一组获取的载荷与所述至少一组飞行参数作为已知标称载荷(28)相关联地存储。
9.一种飞行器的高升力系统(2)，包括：
-中央动力控制单元(4)，所述中央动力控制单元(4)用于提供旋转动力；
-传动轴(8，10)；
-驱动站(12)，所述驱动站(12)通过所述传动轴(8，10)与所述中央动力控制单元(4)耦接；
-可移动的高升力面(18)；以及
-控制单元(20，22)，
其中，每个高升力面(18)通过驱动支柱(14，14a)与所述驱动站(12)中的至少两个驱动站耦接，
其中，每个高升力面(18)处的相关联的驱动支柱(14，14a)中的至少一个驱动支柱是载荷感测驱动支柱(14a)，
其中，所述控制单元(20，22)适于：在具有第一速度的第一飞行状态下获取由与至少一个高升力面(18)相关联的至少一个载荷感测驱动支柱(14a)在第一展开位置处感测到的第一载荷；识别针对所获取的所述第一载荷的标称载荷(28)，所述标称载荷(28)是在所述飞行器的正常操作期间在所述高升力面的特定展开位置上的预期的载荷；在所述飞行器的具有第二速度的第二飞行状态下获取由与所述至少一个高升力面(18)相关联的至少一个载荷感测驱动支柱(14a)在第二展开位置处感测到的第二载荷，所述第二速度低于第一速度；通过减去所述第二载荷的值来调整所述第一载荷的值；将经调整的第一载荷的值与用于所述第一展开位置和所述第一飞行状态的标称载荷(28)进行比较；以及在经调整的第一载荷的值在添加了预定阈值(30，36)的标称载荷(28)以上的情况下或者在经调整的第一载荷的值在减去了预定阈值(30，36)的标称载荷(28)以下的情况下，产生警报信号，并且将所述高升力系统中止且锁定在安全状态下，直到能够进行维护操作为止。
10.根据权利要求9所述的高升力系统(2)，
所述控制单元(20，22)还包括存储器，
其中，所述控制单元(20，22)适于将与多个飞行状态相关联的已知标称载荷(28)存储在所述存储器中。
11.根据权利要求9或10所述的高升力系统，
其中，所述控制单元(20，22)适于检索已知标称载荷(28)。
12.一种飞行器，包括机翼和根据权利要求9至11中任一项所述的高升力系统。
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