CN105711855B - 用于测试飞行器的高升力系统中的部件的方法 - Google Patents

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Abstract

一种用于测试飞行器的高升力系统(2)中的部件的方法包括以下步骤：激活与至少一个液压马达(8)耦接的制动器(12)；命令至少一个液压马达(8)旋转预定时间段，其中制动器(12)保持被激活；在至少一个液压马达(8)的被命令旋转期间获取与用于移动高升力表面(30)的中央动力控制单元(4)耦接的运动传感器(40)的传感器输出；根据所获取的传感器输出来确定动力控制单元(4)的运动；将所确定的运动与预定阈值进行比较；以及在所确定的运动超过预定运动阈值的情况下生成制动器指示信号。

Description

用于测试飞行器的高升力系统中的部件的方法
技术领域
本发明涉及用于测试飞行器的高升力系统中的部件的方法、飞行器的高升力系统以及具有机翼、液压网和至少一个这样的高升力系统的飞行器。
背景技术
通常，商用飞行器和军用飞行器的高升力系统由安装在机身的中心区域中并且能够通过计算机化控制来控制的中央驱动器来提供动力，中央驱动器也被称为动力控制单元(PCU)。PCU与扭矩轴系统耦接，扭矩轴系统也被称为传动轴，其取决于所需的高升力表面的类型来将机械动力传递至沿机翼的后缘或前缘分布的襟翼面板驱动站或缝翼(slat)面板驱动站处的齿轮传动致动器。与传动轴耦接的并且特别是放置在传动轴的外区域和/或放置在相应机翼的尖端区域中的翼尖制动器能够使传动轴停止(arrest)并保持在某些状况下。PCU的控制通常通过诸如缝翼襟翼控制计算机(SFCC)的控制计算机来执行，该SFCC通常被实现成不仅能够控制高升力系统的操作而且还能够监测高升力系统的操作的两个独立SFCC的冗余布置。
PCU通常包括两个独立的马达，该两个独立的马达借助于速度加法差动齿轮而与输出轴耦接。每个马达设置有用于使马达停止在命令位置的动力关断制动器(POB)。当两个马达中的至少一个通常是液压马达时，第二马达可以被实现为另一液压马达，但也可以被实现为电动马达，从而形成混合式PCU。优选地，液压马达可以由包括可移动旋转斜盘的轴向柱塞马达来实现，其中，旋转斜盘的取向尤其确定马达的最终速度。螺线管阀可以被布置在飞行器的液压网和相应的液压马达之间，引起液压马达增压，并且当旋转斜盘处于期望位置时螺线管阀使马达能够旋转。
更进一步，高升力系统通常包括扭矩限制器，该扭矩限制器适于限制要导入到传动系统中的扭矩。扭矩限制器可以是机械扭矩限制器或电子扭矩限制器，其中，电子扭矩限制器依赖于不断监测所导入的扭矩、接管控制PCU的马达并且在扭矩超过预定阈值时启动反转。
EP 1 685 026 B1公开了一种用于限制飞行器高升力系统中的负载的装置，所述系统包括着陆襟翼系统和缝翼襟翼系统的各个部分以及驱动单元，其中，测量来自至少两个位置传感器的信号，根据所测量的信号来计算参考变量并将该参考变量与根据最大允许负载而预先确定的相应阈值进行比较，以及当参考变量中至少一个达到或超过阈值时生成控制信号以用于限制驱动动力。
EP 2 727 831 A1公开了一种用于在飞行器中的至少两个液压系统之间传递液压动力的方法，该方法包括以下步骤：将两个液压排量机连接至具有公共机械输出的差动齿轮单元；使公共机械输出停止；在第一液压系统的液压动力的消耗下使第一液压排量机在马达模式下操作，以使得第二液压排量机在泵模式下机械地旋转并且向第二液压系统提供液压动力。
发明内容
有效地限制由PCU导入的扭矩的装置是当前发展状况。此外，在不执行另外的部件的情况下增加用于PCU的部件的新功能是已知的。以下可能是又一优点：PCU驱动高升力系统在无需另外的部件的情况下又进一步增加安全性和可靠性并且同时保持以上扭矩限制功能。
因此，目的可以是提出一种高升力系统，该高升力系统优选地在伴有最小重量或甚至不增加重量的情况下具有进一步增加的安全性和可靠性。
该目的通过具有本发明的特征的用于测试飞行器的高升力系统中的部件的方法来实现。有利实施方式和进一步改进可以从从属权利求和以下描述中得到。
提出了一种用于测试高升力系统中的部件的方法，该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通过借助于传动轴向与布置在机翼处的高升力表面耦接的多个驱动站提供旋转动力，来移动高升力表面，其中，动力控制单元包括与能够选择性激活的制动器耦接的至少一个液压马达，该方法具有以下步骤：激活制动器；命令至少一个液压马达旋转预定时间段，其中制动器保持被激活；在至少一个液压马达的被命令旋转期间获取与中央动力控制单元耦接的运动传感器的传感器输出；根据所获取的传感器输出来确定动力控制单元的运动；将所确定的运动与预定阈值进行比较；以及在所确定的运动超过预定运动阈值的情况下生成制动器指示信号。
在一般情况下，根据本发明的方法构成测试序列，该测试序列使能够利用上述设置来确定高升力系统中可能会出现的任何潜在隐匿的不期望状况。下面对该测试序列进行说明。
高升力系统包括一组共用的部件。以上提到的制动器将被认为是与至少一个液压马达耦接的动力关断制动器。术语“能够选择性激活”包括使能够激活和释放这样的动力关断制动器的所有可能的方法、过程、设计和设置。然而，常见的是使用下述压力关断制动器：除非该压力关断制动器的出液口存在某一液压压力，否则该制动器被激活。这意味着相应的制动器能够与多支路、液压线、阀或另外的液压部件耦接，以便在液压压力下降至某一限制以下时使相应的液压马达停止。
在测试序列期间，激活制动器。这意味着要被测试的相应的液压马达应当无法将任何旋转运动引入高升力系统。通过释放液压压力来激活制动器。
然后，命令至少一个液压马达旋转预定时间段，其中致动器保持被激活。如上所述，当制动器保持被激活时，至少一个液压马达应当无法提供任何旋转。同时，通过PCU处(例如公共输出轴处)的运动传感器来监测PCU的运动。在所有部件根据需要工作时，传感器输出应当大约为零并且可以仅指示任何齿轮游动或相应传感器的不准确。
通过考虑某一几何或物理因素，可以根据来自获取的传感器输出来确定动力控制单元的运动或表示运动的值。可以将所确定的运动与预定阈值进行比较，该预定阈值应当被选择成使得可以补偿以上提到的影响。然而，清楚的是，如果从所获取的传感器输出确定出动力控制单元的显著运动，则生成制动器指示信号。该信号专用于指示相应液压马达处的制动器经历异常状况。通过在飞行器的控制单元中接收制动器指示信号，通过驾驶舱中的指示或可以进入依赖于制动器指示信号的状态的任何其他处理，可以启动维护动作。
总而言之，根据本发明的方法提供了以下优异的能力：在无需增加任何另外的部件、传感器、布线、机械装置等的情况下识别飞行器的高升力系统的部件中的任何隐匿不期望状况，同时明显地增加了安全性和可靠性。
在有利的实施方式中，在前步骤可以被包括在上述方法中，该在前步骤包括：在激活制动器之前通过使动力控制单元旋转来将高升力系统表面移动至空挡位置。因此，可以在紧接在飞行器着陆后将高升力表面移动回空挡位置之后，简单地执行根据本发明的测试序列。甚至可以在飞行器滑行期间执行该测试序列，同时还可以在到达停放位置之后在地面上执行该测试序列。更进一步地，将高升力表面移动至空挡位置包括使至少一个液压马达在第一旋转方向上旋转，并且命令至少一个液压马达旋转包括使至少一个液压马达在第二旋转方向上旋转。在高升力表面被移动至引起清理机翼配置的空挡位置的情况下，命令至少一个液压马达旋转以进入延伸方向是可行的。因此，由于结束停止或类似情况而引起在测试序列期间导入高升系统中的机械应力明显地降低。
在另一有利的实施方式中，在将高升力表面移动至空挡位置与命令使至少一个液压马达旋转之间，液压网与至少一个液压马达之间的螺线管阀保持被激活。因此，可以在将高升力表面移动至空挡位置之后直接地执行测试序列。测试序列可以是除公共收回序列之外的标准，并且同时甚至允许删除对相应螺线管阀的两个另外的致动。
可能可行且有利的是向与至少一个液压马达耦接的速度控制单元发送速度命令以用于命令至少一个液压马达旋转。例如，可以使用数字控制过中心可变排量马达，其中，马达控制通过闭环布局来建立以保持速度和扭矩命令输入。控制算法在速度控制单元中实现，该速度控制单元被提供有用于控制液压马达的所有所需数据。因此，在测试序列期间可以使用常用的信号路径来进行液压马达的操作，而无需包括用于至少一个液压马达的单独的控制逻辑。因此，根据本发明的方法的要点的实现可以通过对控制单元例如SFCC中的软件的修改来进行。
如上所述，制动器可以是压力关断制动器，其中激活制动器包括使制动器与液压网断开耦接。因此，常用的制动器可以保持在高升力系统中。在测试序列中，可以仅通过在高升力表面收缩之后覆盖通常激活来执行对压力关断制动器的控制。
可以在制动器被激活之后经过第一时延的情况下，执行命令至少一个液压马达旋转达预定时间段。可以忽略制动器的任何响应时间和控制单元与制动器之间的所有部件的任何响应时间。然而，第一时延可以非常短，在大约几秒钟的范围。
更进一步地，方法还可以包括以下在前步骤或后续步骤：检测螺线管阀与至少一个液压马达之间的液压压力，并且在所检测的压力在预定压力阈值以上的情况下生成阀指示信号。
当螺线管阀必须能够将至少一个液压马达与液压网可靠地耦接或断开耦接时，该另外的方面产生识别另外的隐匿不期望状况的能力。在螺线管阀关闭的情况下，使得至少一个液压马达应当不经历液压压力，在液压保持在预定阈值以上的情况下生成阀指示信号。这可能会在螺线管阀有缺陷时发生。压力可能过高，导致马达扭矩高于设计限制，将向乘员通知存在故障以防止调度飞行器。因此，通过生成阀指示信号并且通过在飞行器的控制单元或驾驶舱等中启动适当的动作，可以启动维护动作。
本发明还涉及一种飞行器的高升力系统，其包括：能够可移动布置在机翼处的多个高升力表面；与高升力表面耦接的多个驱动站；与多个驱动站耦接的传动轴；与传动轴耦接的中央动力控制单元，该中央动力控制单元用于通过驱动驱动站来移动高升力表面，该动力控制单元包括与制动器耦接的至少一个液压马达和控制单元。
如上所述，控制单元可以适于执行以下测试序列，该测试序列包括：激活制动器；命令至少一个液压马达旋转预定时间段，其中，制动器保持被激活；在至少一个液压马达的被命令旋转期间，获取与中央动力控制单元耦接的运动传感器的传感器输出；根据所获取的传感器输出来确定动力控制单元的运动；将所确定的运动与预定阈值进行比较；以及在所确定的运动超过预定运动阈值的情况下生成制动器指示信号。
此外，制动器可以是压力关断制动器，并且激活制动器可以包括使制动器与液压网断开耦接。
控制单元还可以适于确定螺线管阀与至少一个液压马达之间的液压压力，并且在所检测的压力在预定压力阈值以上的情况下生成阀指示信号。
更进一步地，高升力表面可以是后缘襟翼或前缘缝翼。通常，两种类型的高升力表面可以由单独的动力控制单元来驱动，使得这些高升力系统中的两个可以被集成到一个飞行器中并且所有高升力系统可以能够执行根据上述的方法。
优选地，控制单元可以被集成到控制计算机用于控制高升力表面。因此，不使用另外的部件并且可以简单地在软件方面对控制计算机进行修改。因此，未出现另外的重量并且高升力系统经历明显增加的安全性和可靠性。这样的控制计算机特别是可以包括缝翼襟翼控制计算机。
以上提到的特征的应用特别是伴随使用电子扭矩限制器的高升力系统。
更进一步地，本发明涉及具有机翼、液压网和以上提到的高升力系统中的至少一个高升力系统的飞行器。
在该方面，指出了可以通过分组、后续或同步的方式针对集成到飞行器中的每个高升力系统中的每个液压马达执行根据上述内容的方法。
附图说明
在下面附图中的示例性实施方式的描述中公开了本发明的其他特征、优点和应用选项。所有描述和/或示出的特征本身及其任何组合形成本发明的主题，而不考虑其在个别权利要求中的组成或其相互关系。此外，附图中相同或相似的部件具有相同的附图标记。
图1示出了示意性面向块的视图中的高升力系统。
图2示出了动力控制单元的示意图。
图3示出了图解视图中的驱动序列。
具体实施方式
在图1中，以前缘缝翼系统的示例示出了高升力系统2的一般设置。此处，动力控制单元4包括电动马达6、具有可变排量的液压马达8、与电动马达6耦接的第一动力关断制动器10以及与液压马达8耦接的第二动力关断制动器12。马达6和马达8二者使速度加法差动器18的输入轴14、16旋转，速度加法差动器18依次包括两输出轴20、22，每个输出轴与沿半机翼的前缘延伸的传动轴系统24、26耦接。传动轴24、26中的每一个与沿相应半机翼分布的几个驱动站28耦接，其中，多个可移动支承高升力表面30中的每一个由两个单独的驱动站28来驱动。
传动轴24、26中的每一个包括在传动轴24、26中的每一个的外端周围的区域中的翼尖制动器32、34，取决于相应轴24、26的延伸，所述翼尖制动器32、34可以位于相应半机翼的外端处。此外，每个传动轴24、26与布置在相应轴24、26的最外端处的不对称位置传感器单元(asymmetry position pick-off unit)36、38示例性地耦接，从而使能够检测两个传动轴24、26之间的不对称状况以及能够分别检测两个半翼的驱动站28。
差动器18还可以包括使能够监测输出轴20、22的旋转的反馈位置传感器单元40。此外，布置在输出轴20、22处的扭矩传感器单元42、44监测被导入到输出轴20、22中的扭矩。
不对称位置传感器单元36和38、反馈位置传感器单元40以及扭矩传感器单元42和44都与两个控制单元46和48耦接，该两个控制单元46和48被示例性地实现为第一缝翼襟翼控制计算机(SFCC)46和SFCC48。每个机翼的传动轴24、26中的扭矩示例性地通过电子扭矩限制器(ETL)功能来限制，其中扭矩传感器单元42、44检测所导入的扭矩。在传动轴24、26中之一的扭矩超过一定扭矩阈值的情况下，PCU马达停止并且示例性地进行快速反转，从而导致将扭矩控制到非临界水平。最后可以通过与相应马达6、8的制动器10、12接合来使系统2停止。
电动马达6可以是通过与SFCC 46和48耦接的数字驱动控制器50来控制的无刷电机。液压马达8通过液压阀块52来控制，该液压阀块52与连接至SFCC 46和48以及液压网56的多支管54耦接并且包含诸如使螺线管阀和压力关断制动器螺线管阀以能够对液压马达8加压并且控制压力断开制动器12的所有所需部件。在默认的高升力操作模式下，翼尖制动器32、34被释放并且PCU 4提供足够的机械动力以使高升力系统2以所命令的速度操作进入任何停机位。
图2描绘了另一PCU 4的示意图。此处，电动马达6和液压马达8分别通过动力关断制动器10和12耦接至差动器18。通过命令马达旋转斜盘进入所需位置来控制液压马达8的扭矩并且因此控制液压马达8的速度，而液压动力由相关联的液压网56来提供。作为闭环控制算法的一部分，以不使液压网超载的目的来限制马达流量需求。这可能会需要与由作为液压驱动通道的一部分的压力换能器提供的液压压力和由液压网分别提供至SFCC 46和48的液压数据有关的信息。液压马达8因而可以与控制器接口58耦接。相应地，借助于闭环速度控制能够控制通过电力网60向其提供电功率的电动马达6。
图3示出了完整的驱动序列，其包括命令驱动序列62和根据本发明的方法的另外的测试序列64。在使用同一时间轴的情况下在单个图中示出了若干信号或动作。
用“POB”标记的最上方曲线示出了作为压力关断制动器的动力关断制动器12的动作，其中，通过值“0”和“1”来示出动力关断制动器的动作。值“0”代表未向其施加液压压力的激活的制动器12，而“1”代表向其施加了某一液压压力的去活的制动器12。在去活的状态下，动力关断制动器12应当允许动力控制单元4运动。
用“ESV”标记的下方曲线示出了使能螺线管阀的状态，该状态可以通过值“0”和“1”来表示，其中“0”代表关闭的阀，其导致至少一个液压马达8处的压力不足，并且其中，“1”代表至少一个液压马达8处施加有满液压压力，这可以在旋转斜盘处于适当位置的情况下启动旋转。
用“ncommand”标记的下方曲线表示至少一个液压马达8的命令速度，该命令速度是连续信号。在每个序列的开始和结束处，命令速度是0，其代表非旋转液压马达8。可以认识到，命令速度的序列导致高升力表面30的运动例如进入收缩方向。
用“AlphaIniS”标记的最下方曲线提供了关于旋转斜盘是否处于允许马达起动的命令位置的信息。当停止制动器12被释放时，马达则能够承受外部负载。如果AlphaIniS是“1”，则它表示到达实际飞行状态所需要的命令位置。如果AlphaIniS是“0”，则它表示未到达命令位置。
在共有序列62期间，当高升力表面30仍被延伸时，着陆之后可以直接启动的共有序列62。因此，集成在液压阀块52中的螺线管阀打开。在第二时延66之后，使动力关断制动器12去活，即向动力关断制动器12施加压力。在又一第三时延68(其考虑了停止制动器12的时延)之后，启动速度命令，从而导致高升力表面30从延伸位置移动至空挡位置。在某一时间后，到达相当于空挡位置的目标位置70。此处，测试序列64开始。
在到达目标位置70之后，再次激活动力关断制动器12，即通过与液压网56断开耦接来激活动力关断制动器12。因此，在PCU 4未经历具有限制功能的不期望状况的情况下，PCU可能不能够再移动。然而，螺线管阀保持打开。在本发明的发明内容中已说明的第一时延72之后，分别通过借助于SFCC 46和48命令相应的马达的速度来命令至少一个液压马达12的旋转。命令速度可以包括引起高升力表面30延伸的旋转方向。为了简化的目的，在图3的图示中仅指示了命令速度的绝对值。
然而，可以仅在动力关断制动器12滑动的情况下测量PCU 4的旋转。如果PCU 4不滑动，则可以排除动力关断制动器的隐匿的不期望状况。反之，在动力关断制动器12滑动的情况下，可以通过呈图1所示的反馈位置传感器单元40形式的运动传感器来检测PCU 4的旋转。在所述检测的运动超过某一阈值——例如PCU 4的旋转等于或大于2°的情况下，要生成制动器指示信号。
至液压马达8的旋转速度的命令可以进行几秒，例如3秒、4秒或5秒，其使能够可靠地识别动力关断制动器12的任何隐匿不期望状况。
紧接在此之后或在此之前，可以检测螺线管阀与液压马达8之间的压力，其中SFCC46和48分别命令关闭螺线管阀。在检测到液压压力超过预定阈值的情况下，要生成阀指示信号。
总而言之，高升力系统2和用于测试高升力系统2中的部件的方法使能够检测高升力系统2中的部件的隐匿不期望状况，该隐匿不期望状况可能促使高升力系统2历经有限的可操作性的情形。因此，在不由于另外的部件或改变大小情况而影响飞行器重量的情况下，增加了飞行器的安全水平。除了该安全水平增加，整个系统在飞行中的可用性未发生改变，因为本发明仅在着陆之后有效。以上提到的所有特征能够仅通过软件改变而实现到飞行器中。
另外，应当指出的是，“包括”不排除其他元件或步骤，“一”或“一个”不排除复数。此外，应当指出的是，参照以上示例性实施方式中之一描述的特征或步骤还可以与上述其他示例性实施方式的其他特征或步骤结合来使用。权利要求中的附图标记不应被理解为限制。

Claims (13)

1.一种用于测试飞行器的高升力系统(2)中的部件的方法，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)用于通过借助于传动轴(24，26)向与布置在机翼处的高升力表面(30)耦接的多个驱动站(28)提供旋转动力来移动所述高升力表面(30)；其中，所述动力控制单元(4)包括与能够选择性激活的制动器(12)耦接的至少一个液压马达(8)；所述方法包括以下步骤：
激活所述制动器(12)，
命令所述至少一个液压马达(8)旋转预定时间段，其中，所述制动器(12)保持被激活，
在所述至少一个液压马达(8)的被命令旋转期间，获取与所述中央动力控制单元(4)耦接的运动传感器(40)的传感器输出，
根据所获取的传感器输出来确定所述动力控制单元(4)的运动，
将所确定的运动与预定阈值进行比较，以及
在所确定的运动超过所述预定运动阈值的情况下生成制动器指示信号，
其中，所述方法还包括以下在前步骤或后续步骤：检测螺线管阀与所述至少一个液压马达(8)之间的液压压力并且在所检测的压力在预定压力阈值以上的情况下生成阀指示信号。
2.根据权利要求1所述的方法，还包括以下在前步骤：在激活至少一个制动器(12)之前，通过使所述动力控制单元(4)旋转来将所述高升力表面(30)移动至空挡位置。
3.根据权利要求2所述的方法，其中，将所述高升力表面(30)移动至所述空挡位置包括使所述至少一个液压马达(8)在第一旋转方向上旋转，并且其中，命令所述至少一个液压马达(8)旋转包括使所述至少一个液压马达(8)在第二旋转方向上旋转。
4.根据权利要求2或3所述的方法，其中，在将所述高升力表面(30)移动至所述空挡位置与命令所述至少一个液压马达(8)旋转之间，位于液压网(56)与所述至少一个液压马达(8)之间的螺线管阀保持被激活。
5.根据权利要求1-3之一所述的方法，其中，命令所述至少一个液压马达(8)旋转包括向与所述至少一个液压马达(8)耦接的速度控制单元发送速度命令。
6.根据权利要求1-3之一所述的方法，其中，所述制动器(12)是压力关断制动器，并且其中，激活所述制动器(12)包括使所述制动器(12)与液压网(56)断开耦接。
7.根据权利要求1-3之一所述的方法，其中，在所述制动器(12)被激活之后经过第一时延(72)时，执行命令所述至少一个液压马达(8)旋转预定时间段。
8.根据权利要求1-3之一所述的方法，其中，在所述飞行器着陆之后、在所述高升力表面(30)被移动至空挡位置的同时或之后，执行所述方法。
9.一种飞行器的高升力系统(2)，包括：
能够可移动地布置在机翼处的多个高升力表面(30)，
与所述高升力表面(30)耦接的多个驱动站(28)，
与所述多个驱动站(28)耦接的传动轴(24，26)，
与所述传动轴(24，26)耦接的中央动力控制单元(4)，所述中央动力控制单元(4)用于通过驱动所述驱动站(28)来移动所述高升力表面(30)，所述动力控制单元(4)包括与制动器(12)耦接的至少一个液压马达(8)，以及
控制单元(46，48)，
其中，所述控制单元(46，48)适于执行以下测试序列，该测试序列包括：激活所述制动器(12)；命令所述至少一个液压马达(8)旋转预定时间段，其中，所述制动器(12)保持被激活；在所述至少一个液压马达(8)的被命令旋转期间，获取与所述中央动力控制单元(4)耦接的运动传感器(40)的传感器输出；根据所获取的传感器输出来确定所述动力控制单元(4)的运动；将所确定的运动与预定阈值进行比较；以及在所确定的运动超过所述预定运动阈值的情况下生成制动器指示信号，
其中，所述控制单元(46，48)还适于检测螺线管阀与所述至少一个液压马达(8)之间的液压压力并且在所检测的液压压力在预定压力阈值以上的情况下生成阀指示信号。
10.根据权利要求9所述的高升力系统(2)，其中，所述制动器(12)是压力关断制动器，并且激活所述制动器(12)包括使所述制动器(12) 与液压网(56)断开耦接。
11.根据权利要求9或10所述的高升力系统(2)，其中，所述高升力表面(30)是后缘襟翼或前缘缝翼。
12.根据权利要求9或10所述的高升力系统(2)，其中，所述控制单元(46，48)被集成在控制计算机中用于控制所述高升力表面(30)。
13.一种飞行器，具有机翼、液压网(56)和至少一个根据权利要求9至12中任一项所述的高升力系统(2)。
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