CN111439390B - 襟缝翼系统 - Google Patents

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Abstract

一种襟缝翼系统，能在位置传感器发生故障的情况下，依然可靠并且高效地对飞机的翼面状态进行检测。所述襟缝翼系统至少包括两个襟缝翼电子控制装置以及在飞机的左右侧机翼的每一侧的襟翼上分别设置的一个或两个位置传感器和四个倾斜传感器，即共计两个或四个位置传感器和八个倾斜传感器，两台襟缝翼电子控制装置之间通过CAN总线进行通信，利用所述位置传感器对左右侧机翼的翼面非对称进行检测，其中，在两个或四个所述位置传感器中的任一个或多个发生故障时，利用所述倾斜传感器接替所述位置传感器，对左右侧机翼的翼面非对称进行检测。

Description

襟缝翼系统
技术领域
本发明涉及一种襟缝翼系统，更具体地，涉及一种在襟翼的位置传感器失效状态下对飞机的翼面的状态进行监测和控制的襟缝翼系统。
背景技术
如图1所示，现代大型飞机1在位于飞机主体10两侧的左、右机翼11上设置有机翼前缘的缝翼12和位于机翼后缘的襟翼13。缝翼12和襟翼13通过从动力驱动装置20中与缝翼12和襟翼13对应的齿轮箱22、23传递来的力，并经由各自的运动机构(缝翼运动机构12A和襟翼运动机构13A)分别进行伸出和/或旋转运动。
另外，在左、右机翼11的缝翼12和襟翼13的尖端位置(远离飞机主体10一侧的位置)处，分别设置有翼尖刹车装置12B、13B，以对缝翼12和襟翼13的运动进行限制。
在飞机起飞、进近等低速阶段通过位于机翼前缘的缝翼12和位于机翼后缘的襟翼13的向外伸出，向下旋转以增大机翼面积来改变构型提供飞机升力，以保证飞机合理的滑跑距离和安全的起飞速度，同时改善飞机爬升率、进场速率及进场姿态。
机翼可变弯度控制功能是新一代宽体双通道飞机使用的一种新型的襟翼技术。如图2所示，上述机翼可变弯度控制功能通过位于内襟翼13a与外襟翼13b之间的机翼可变弯度控制设备14驱动内襟翼13a和外襟翼13b向上偏转一较小的角度，来改变左、右机翼11不同展向位置的弯度以优化左、右机翼的曲率，这样能够减小机翼载荷并降低机翼阻力，从而有利于减轻飞机的结构重量。
典型的飞机左、右机翼11的襟翼13分别具有靠飞机主体10一侧的内襟翼13a和比内襟翼13a更远离飞机主体10一侧的外襟翼13b。
现代大型飞机的襟缝翼系统的操纵顺序如下：
首先，飞行员移动襟翼手柄(未图示)到达指令卡位后停止不动；
接着，襟缝翼电子控制装置24检索到有效的手柄指令信号后经过内部处理解析后，再发出指令信号给动力驱动装置20；
随后，动力驱动装置20输出旋转扭矩，通过扭力管、轴承支座等传动线系部件运动传递给旋转齿轮作动器，进而驱动襟翼面运动；
此时，位于翼尖的位置传感器将襟翼面的位置信号反馈至襟缝翼电子控制装置；
当襟缝翼电子控制装置探测到襟翼面到达指令位置的传感器信后，发出指令信号让动力驱动装置20停止输出扭矩，并发出指令信号给翼尖刹车装置12B、13B，抱死传动线系进而使襟翼面保持在指令位置。
襟缝翼系统的失效类型主要包括以下5种：
a)翼面非指令，翼面实际达到位置与襟翼手柄指令不一致；
b)翼面非对称，单块翼面与其他翼面未同步运动；
c)扭力管欠速(作动器卡阻)：扭力管的转速低于预期的变化范围，通常是由于作动器卡阻引起的；
d)动力驱动装置过速：动力输出装置输出轴转速超过预期的变化范围；以及
e)作动器脱开/翼面倾斜：单块翼面的一个作动器或是与机体连接的铰链卡阻，受外力影响而发生倾斜，或是某一个作动器本身内部发生卡阻或自由轮转动，而与此同时另一个作动器仍在驱动襟翼面继续运动。
如果飞机在起飞或进近阶段发生其中一类失效，严重的将会导致飞机机体结构发生严重损伤，甚至发生坠毁。因此，对上述失效的监测已成为现代飞机襟缝翼系统设计中必不可缺的一部分。
一般地，在飞机襟缝翼系统使用了如下三种类型的传感器来对上述失效进行检测：
a)位置传感器，其安装在扭力管的末端，用来监测翼面非指令、非对称与扭力管欠速三种失效；
b)转速传感器，其安装在动力驱动装置输出转轴上，用来监测动力驱动装置的过速；
c)倾斜传感器，其安装在翼面邻近的结构上，用来监测作动器脱开/翼面倾斜。
较为典型的倾斜传感器是中国专利授权CN102806992B公开的旋转变压器式传感器，或是旋转可变差动变压器式传感器。安装在同一襟翼操纵面下的两个站位上的传感器彼此相互连接，再与襟缝翼电子控制装置分别相连，形成一个闭环回路。在这种“串联”连接方式下，襟缝翼电子控制装置检测到的两个传感器数据之间的差值，判断翼面的倾斜状态。
上述类型的传感器一般都是双通道，分别连接到襟缝翼系统中的两台控制计算机。
表1
Figure BDA0002459815670000031
由上表可以看出，位置传感器在襟缝翼系统中的重要作用。当位置传感器发生故障后，襟缝翼系统通常会将翼面锁定在当前位置上，不允许再继续运动。但是，这种处置方式过于保守，显然降低了襟缝翼系统的性能和效率，同时也没有充分地利用倾斜传感器。
因此，如何能提供一种能在位置传感器发生故障的情况下，依然可靠并且高效地对飞机的翼面状态进行检测的襟缝翼系统便成为亟待解决的技术问题。
发明内容
本发明为解决上述技术问题而作，其目的在于提供一种襟缝翼系统，能在位置传感器发生故障的情况下，依然可靠并且高效地对飞机的翼面状态进行检测。
为了实现上述目的，本发明提供一种襟缝翼系统，至少包括两台襟缝翼电子控制装置以及在飞机的左右侧机翼的每一侧的襟翼上分别设置的一个或两个位置传感器和四个倾斜传感器，即共计两个或四个位置传感器和八个倾斜传感器，两台襟缝翼电子控制装置之间通过CAN总线进行通信，利用所述位置传感器对左右侧机翼的翼面非对称进行检测，其特征是，在两个或四个所述位置传感器中的任一个或多个发生故障时，利用所述倾斜传感器接替所述位置传感器，对左右侧机翼的翼面非对称进行检测。
根据如上所述构成，除了能够使用设置于翼尖的位置传感器对襟翼的翼面非对称进行检测，同时，还能够在位置传感器发生故障的情况下，采用倾斜传感器的信号来判断襟翼的翼面是否对称。
这样的话，与以往的当位置传感器发生故障时便强制进入失效-安全状态这样的保守的处置方式相比，通过采用倾斜传感器，对位置传感器发生故障时左右侧机翼的翼面非对称进行检测，由此能够充分利用倾斜传感器，提高了襟缝翼系统(高升力系统)的性能和效率。
优选的是，每个倾斜传感器均具有第一通道和第二通道，其中，所述第一通道与两台襟缝翼电子控制装置中的一台襟缝翼电子控制装置连接，所述第二通道与两台襟缝翼电子控制装置中的另一台襟缝翼电子控制装置连接，所述一台襟缝翼电子控制装置对第一通道中的左侧机翼的相邻倾斜传感器的电压差值与右侧机翼的对应相邻倾斜传感器的电压差值间的绝对值是否小于规定阈值进行判断，所述另一台襟缝翼电子控制装置对第二通道中的左侧机翼的相邻倾斜传感器的电压差值与右侧机翼的对应相邻倾斜传感器的电压差值间的绝对值是否小于规定阈值进行判断。
优选的是，所述机翼不是可变弯度机翼时，左、右两侧的位置传感器的两个通道的电气特性相近。
优选的是，当在左侧或右侧判断为翼面不同步时，进入失效-安全状态，即锁定襟翼翼面在当前位置，当在左侧和右侧均判断为翼面同步时，所述一台襟缝翼电子控制装置使用位置传感器未发生故障一侧的倾斜传感器的第一通道中的信号计算得到第一通道侧翼面角度，所述另一台襟缝翼电子控制装置使用位置传感器未发生故障一侧的倾斜传感器的第二通道中的信号计算得到第二通道侧翼面角度，在通过CAN总线交换第一通道侧翼面角度和第二通道侧翼面角度后，选择其中较大的值作为翼面角度进行控制。
优选的是，所述机翼不是可变弯度机翼时，建立并使用所述倾斜传感器的输出电压值与襟翼翼面角度的函数关系。
优选的是，在襟翼的运动机构为铰链式的情况下，襟翼翼面角度变化与倾斜传感器的输出电压成线性关系，在襟翼的运动机构为滑轮/滑轨式的情况下，襟翼翼面角度变化与倾斜传感器的输出电压成非线性关系。
优选的是，当在左侧或右侧判断为翼面不同步时，进入失效-安全状态，即锁定襟翼翼面在当前位置，当在左侧和右侧均判断为翼面同步时，所述一台襟缝翼电子控制装置使用位置传感器发生故障一侧的倾斜传感器的第一通道中的信号中的较大值计算得到翼面角度，然后使用未发生故障一侧的位置传感器的第二通道中的信号计算翼面角度，并且求出两个翼面位置的平均值作为第一通道侧翼面角度，所述另一台襟缝翼电子控制装置使用位置传感器发生故障一侧的倾斜传感器的第二通道中的信号中的较大值计算得到翼面角度，然后使用未发生故障一侧的位置传感器的第二通道中的信号计算翼面角度，并且求出两个翼面位置的平均值作为第二通道侧翼面角度，在通过CAN总线交换第一通道侧翼面角度和第二通道侧翼面角度后，选择其中较大的值作为翼面角度进行控制。
优选的是，所述机翼是可变弯度机翼时，建立并使用所述倾斜传感器的输出电压值与襟翼翼面角度的函数关系。
优选的是，在襟翼的运动机构为铰链式的情况下，襟翼翼面角度变化与倾斜传感器的输出电压成线性关系，在襟翼的运动机构为滑轮/滑轨式的情况下，襟翼翼面角度变化与倾斜传感器的输出电压成非线性关系。
优选的是，所述一台襟缝翼电子控制装置不执行机翼变弯度功能，而所述另一台襟缝翼电子控制装置执行机翼变弯度功能，所述一台襟缝翼电子控制装置与所述另一台襟缝翼电子控制装置通过CAN总线交换判断的结果，当其中任意一台判断为两侧内翼面不同步时，进入失效-安全状态，即锁定内襟翼翼面在当前位置，当两台均判断为两侧内翼面同步时，则执行机翼变弯度功能的所述另一台襟缝翼电子控制装置使用发生故障位置对应的倾斜传感器的第一通道和第二通道中的信号(SLeftStation1R、SLeftStation2R、SLeftStation3R、SLeftStation4R)中的较大值计算得到翼面角度，并继续执行机翼变弯度功能。
优选的是，所述倾斜传感器包括传感器本体和连杆两部分，所述倾斜传感器的所述传感器本体安装在位于作动器支座的襟翼支臂或是固定的机体结构上，所述连杆一端安装在襟翼摇臂或能够运动的机体结构上。
优选的是，所述传感器本体安装在位于襟翼作动器站位的滑轨末端或襟翼支臂上，所述襟翼摇臂通过所述连杆与襟翼后连杆臂相连。
优选的是，所述襟翼后连杆臂和所述传感器本体的转轴是同步运动的。
附图说明
图1是表示现有大型飞机的襟缝翼系统的示意图。
图2是表示现有宽体双通道飞机使用的一种的襟翼技术的示意图。
图3是表示本发明的襟缝翼系统的各个部件的机械及电气连接关系的示意图。
图4是表示差动齿轮系统(机械部分)的结构示意图。
图5是表示襟缝翼电子控制装置、马达电子控制装置和电动马达之间的信号关系的示意图。
图6是表示本发明的襟缝翼系统中的倾斜传感器的结构的示意图。
图7是表示本发明的襟缝翼系统中的倾斜传感器的安装的示意图。
图8是表示倾斜传感器与襟缝翼电子控制装置的电气连接图，其中，省略了系统离合器、差动齿轮系统、翼尖刹车装置、位置传感器等部件，但详细示出了每个倾斜传感器各自具有的两个通道(第一通道和第二通道)。
具体实施方式
以下，参照图3至图5，对襟缝翼系统进行详细说明。图3是表示襟缝翼系统100的各个部件的机械及电气连接关系的示意图。
如图3所示，本发明的襟缝翼系统100包括襟缝翼控制手柄(未图示)、一个动力驱动装置110、例如两台襟缝翼电子控制装置120(120A、120B)、系统离合器130、差动齿轮系统140、例如一个翼尖刹车装置150、例如一个位置传感器(外襟翼位置传感器160)和例如四个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)。两台襟缝翼电子控制装置之间通过CAN总线进行通信。
在上述襟缝翼系统100中，襟缝翼电子控制装置120A、120B和差动齿轮系统140都连接到飞机的汇流条上，其中，襟缝翼电子控制装置120A连接到28V的重要直流汇流条上，襟缝翼电子控制装置120B连接到28V的重要直流汇流条上，而差动齿轮系统140(图5中的马达电子控制装置144)连接到115V的重要交流汇流条上。这样的电源配置保证了在飞机丧失所有液压系统，甚至仅在冲压空气涡轮(RAT)发电机工作的情况下，飞机可以使用完整的襟翼着陆。
另外，上述襟缝翼系统100中，内襟翼13a和外襟翼13b的每一卡位上至少具有两个构型，分别对应于地面和空中。在地面条件下，为了检查系统离合器130和差动齿轮系统140，外襟翼13b伸出的角度应大于内襟翼13a伸出的角度。
以下，将对构成襟缝翼系统100的主要部件(即，系统离合器130、差动齿轮系统140和四个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D))进行详细描述。
(a)系统离合器130
系统离合器130位于动力驱动装置110与第一个襟翼作动器180(例如，内襟翼13a的最靠飞机主体的襟翼作动器180A)之间的位置。
另外，系统离合器130与两台襟缝翼电子控制装置120A、120B电气连接。
襟缝翼电子控制装置120B为系统离合器130提供28V直流电。襟缝翼电子控制装置120B给系统离合器130上电后，系统离合器130脱开，以将内襟翼13a和外襟翼13b与动力驱动装置110分离，襟缝翼电子控制装置120B给系统离合器130下电后，系统离合器130啮合，以将内襟翼13a和外襟翼13b与动力驱动装置110联结。
在本发明的实施方式中，襟缝翼电子控制装置120A对系统离合器130的状态以及位置传感器170(170A、170B、170C、170D)一个通道(第一通道)的电压进行监控，并通过CAN总线与襟缝翼电子控制装置120B对比系统离合器130状态。另外，襟缝翼电子控制装置120B对位置传感器170(170A、170B、170C、170D)另一个通道(第二通道)的电压进行监控。如果两台襟缝翼电子控制装置120(120A、120B)两者监测到的系统离合器130状态不一致，则襟缝翼电子控制装置120B进入失效-保护状态。
(b)差动齿轮系统140
在本发明的实施方式中，如图4所示，差动齿轮系统140主要包括减速齿轮箱141、差动齿轮箱142、电动马达143及马达电子控制装置144、内襟翼刹车装置145和内襟翼位置传感器146等部件。
上述减速齿轮箱141主要将电动马达143的输出速率降低，并向下传递至差动齿轮箱142。
上述差动齿轮箱142例如由一组斜齿轮组成。上述差动齿轮箱142分别连接有内襟翼扭力管147、内襟翼刹车装置145和外襟翼扭力管148。
上述电动马达143例如是三相无刷直流电机。电动马达143在转轴上安装有速度传感器，所述速度传感器能够向马达电子控制装置144反馈电动马达143的位置信息。电动马达143还在定子绕组(马达绕组)上安装有两个温度传感器，来对电动马达143的温度进行监控。
上述内襟翼刹车装置145例如为断电式刹车装置，用于锁定内襟翼扭力管147。上述断电式刹车装置例如由一个双螺线管和一个预加载弹簧的摩擦盘组成。在电源被切断后，摩擦盘将自动啮合。马达电子控制装置144可以独立控制两个螺线管的线圈。这样的方式保证了每个线圈都能够释放刹车。
另外，上述马达电子控制装置144用于对电动马达143和内襟翼刹车装置145进行控制，并提供所需的电力。如上所述，上述马达电子控制装置144与飞机应急交流汇流条(在图5中，例如115V的重要交流汇流条)相连。另外，飞机应急交流汇流条不局限于图5所示的115V的重要交流汇流条，还可以是其他电压的重要交流汇流条，例如230V的重要交流汇流条。
上述马达电子控制装置144内部的变压器将三相115V交流电(或230V交流电)转换为270V(或400V)直流电，来提供至电动马达143使用。马达电子控制装置144的变压器还将上述交流电转换为28V、12V、5V直流电，来提供至内襟翼刹车装置145、马达电子控制装置144内部的控制芯片等电路使用。
马达电子控制装置144的常规控制模块144A通过ARINC 429总线或其他形式的总线与两台襟缝翼电子控制装置120(120A、120B)相连。
图5示出了表示襟缝翼电子控制装置120(120A、120B)、马达电子控制装置144和电动马达143之间的信号关系。
如图5所示，襟缝翼电子控制装置120B与马达电子控制装置144之间控制逻辑如下：
(i)襟缝翼电子控制装置120B发送“使能信号”给马达电子控制装置144；
(ii)襟缝翼电子控制装置120B发送“刹车信号”给马达电子控制装置144，马达电子控制装置144给内襟翼刹车装置145上电(下电)；
(iii)襟缝翼电子控制装置120B发送“速度信号”给马达电子控制装置144，马达电子控制装置144给电动马达143发送模拟信号，使电动马达143以指令要求的速度及方向旋转，进而驱动内襟翼扭力管147转动。
在马达电子控制装置144内部还有一个备用控制模块144B，该备用控制模块144B仅与襟缝翼电子控制装置120A相连，并使用单相115V交流电(或230V交流电)。襟缝翼电子控制装置120A通过备用控制模块144B采集内襟翼刹车装置145的状态，并通过CAN总线与襟缝翼电子控制装置120B对比该内襟翼刹车装置145的刹车状态。如果两台襟缝翼电子控制装置120A、120B监测到的刹车状态不一致，则襟缝翼电子控制装置120B进入失效-保护状态。
此时，襟缝翼电子控制装置120A会接替襟缝翼电子控制装置120B，直接通过备用控制模块144B控制内襟翼刹车装置145。
上述内襟翼位置传感器146是双通道解析器传感器，该双通道解析器传感器用于向两台襟缝翼电子控制装置120(120A、120B)反馈内襟翼13a的位置信号。
襟缝翼电子控制装置120B根据内襟翼位置传感器146信号，通过马达电子控制装置144对差动齿轮系统140的电动马达143的启停进行控制。襟缝翼电子控制装置120A虽然不参与差动襟翼系统的控制，但是始终对内襟翼13a的位置进行监控。如果两台襟缝翼电子控制装置120A、120B监测到的内襟翼翼面位置不一致，则襟缝翼电子控制装置120B进入失效-保护状态。
(c)倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)
飞机在执行机翼变弯度功能时，由于使用了系统离合器130，导致两侧的内襟翼13a、外襟翼13b的运动已经不是通过机械交联的方式做同步运动，因此，除了使用正常的位置传感器(外襟翼位置传感器160、内襟翼位置传感器146)外，还需要使用其他的手段，即倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)保证两侧内襟翼13a、外襟翼13b同步运动，并避免发生非对称等故障。
在本发明的实施方式中，所采用的倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的基本结构如图6所示。倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)包括传感器本体171和连杆172两部分。倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的传感器本体171安装在位于作动器支座的襟翼支臂或是固定的机体结构上，连杆172一端安装在襟翼摇臂173或能够运动的机体结构上。
如图7所示，传感器本体171安装在位于襟翼作动器180站位的滑轨175末端或襟翼支臂上。襟翼摇臂173通过上述连杆172与襟翼后连杆臂174相连。襟翼后连杆臂174围绕滑轨175末端的铰链点旋转，进而驱动倾斜传感器摇臂旋转，最终带动传感器本体171内的转轴旋转，而襟翼是通过设置于滑轨175上的滑轮176运动的，因此襟翼后连杆臂174和传感器本体171的转轴是同步运动的。
图8示出了倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)与襟缝翼电子控制装置120(120A、120B)的电气连接图，其中，省略了系统离合器130、差动齿轮系统140(及其中的内襟翼位置传感器146)、翼尖刹车装置150、位置传感器(外襟翼位置传感器160)等部件，但详细示出了每个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)各自具有的两个通道(第一通道和第二通道)。
更具体来说，在内襟翼13a和外襟翼13b中每一个的襟翼翼面上设置有两个作动器支座，内襟翼13a上安装有两个倾斜传感器170A、170B，外襟翼13b上安装有两个倾斜传感器170C、170D，且每个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)都分别与两台襟缝翼电子控制装置120A、120B各自分别电气连接。即，每个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)均具有第一通道和第二通道，其中，所述第一通道与两台襟缝翼电子控制装置中的一台襟缝翼电子控制装置(襟缝翼电子控制装置120A)连接，所述第二通道与两台襟缝翼电子控制装置中的另一台襟缝翼电子控制装置(襟缝翼电子控制装置120B)连接。
在所有传感器功能正常的情况下，襟缝翼电子控制装置120(120A、120B)可以通过读取两个外襟翼位置传感器160、两个内襟翼位置传感器146的数据来判断外襟翼13b和内襟翼13a是否同步。襟缝翼电子控制装置120(120A、120B)还通过读取同一翼面(内襟翼13a、外襟翼13b)上的两个倾斜传感器数据的差值(倾斜传感器170A与倾斜传感器170B的差值、倾斜传感器170C与倾斜传感器170D的差值)，来判断翼面(内襟翼13a、外襟翼13b)是否发生脱开或是倾斜。
在某一位置处的位置传感器，例如左侧内襟翼13a的位置传感器146发生故障的情况下，如果左侧的内襟翼13a的翼面上的两个倾斜传感器170A、170B信号数据相同，则襟缝翼电子控制装置120(120A、120B)可以使用其中任何一个倾斜传感器170A或170B的数据，进行换算得到左侧的内襟翼13a的位置，然后与功能正常的右侧的内襟翼13a的位置传感器146检测到的位置进行比较，判断两侧的内襟翼13a是否同步。此时襟缝翼电子控制装置120(120A、120B)不需要进入失效-保护状态。
典型的飞机左、右机翼11的襟翼13分别具有靠飞机主体10一侧的内襟翼13a和比内襟翼13a更远离飞机主体10一侧的外襟翼13b。在不具备机翼可变弯度功能的飞机中，左、右两侧的内襟翼13a和外襟翼13b上各包含两个倾斜传感器170和一个位置传感器(位置传感器160)；而在具备机翼可变弯度功能的飞机中，左、右两侧的内襟翼13a和外襟翼13b上各包含两个倾斜传感器170和一个位置传感器(内襟翼位置传感器146和外襟翼位置传感器160)。
以下，以不具备机翼可变弯度功能的飞机和具备机翼可变弯度功能的飞机为例，分别说明对飞机翼面状态进行监测的具体实施方式。
(实施方式一)
本实施方式(实施方式一)的飞机不具备机翼变弯度功能。每侧襟翼都有一个位置传感器，此处，假设以左侧襟翼的位置传感器发生故障为例进行说明。
在本实施方式(实施方式一)中，左、右两侧的位置传感器的两个通道的电气特性基本相近，襟翼翼面在气动零度时输出电压值基本相同。
另外，在襟翼操纵系统完成电子调整后，左侧位置传感器的通道1的输出电压值为PSUL1RiggingOutput1，左侧位置传感器的通道2的输出电压值为PSUL2RiggingOutput，而右侧位置传感器的通道1的输出电压值为PSUR1RiggingOutput，右侧位置传感器的通道2的输出电压值为PSUR2RiggingOutput。此时，满足如下关系：
|PSUL1RiggingOutput-PSUR1RiggingOutput|≤PRiggingThreshold；
|PSUL2RiggingOutput-PSUR2RiggingOutput|≤PRiggingThreshold。
其中，PRiggingThreshold是位置传感器的输出电压的允许误差阈值。
此时，不需要建立和使用倾斜传感器170的输出电压值与翼面角度的函数关系f(x)。
在以左侧襟翼的位置传感器发生故障为例时，襟缝翼电子控制装置120A对左侧襟翼的四个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第一通道的信号进行检测，确认激励信号正确且均在有效范围内，并且对右侧襟翼的四个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第一通道的信号进行检测，确认激励信号正确且均在有效范围内。
另外，襟缝翼电子控制装置120B对左侧襟翼的四个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第二通道的信号进行检测，确认激励信号正确且均在有效范围内，并且对右侧襟翼的四个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第二通道的信号进行检测，确认激励信号正确且均在有效范围内。
襟缝翼电子控制装置120A采集计算左、右共八个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第一通道的信号，其中SLeftStation1L表示左侧1号倾斜传感器170A的第一通道的信号，SLeftStation2L表示左侧2号倾斜传感器170B的第一通道的信号，SLeftStation3L表示左侧3号倾斜传感器170C的第一通道的信号，SLeftStation4L表示左侧4号倾斜传感器170D的第一通道的信号。SRightStation1L表示右侧1号倾斜传感器170A的第一通道的信号，SRightStation2L表示右侧2号倾斜传感器170B的第一通道的信号，SRightStation3L表示右侧3号倾斜传感器170C的第一通道的信号，SRightStation4L表示右侧4号倾斜传感器170D的第一通道的信号，而PThreshold表示阈值。
此时，计算并确认如下关系是否成立：
|SLeftStation1L-SLeftStation2L|-|SRightStation1L-SRightStation2L|≤PThreshold；且
|SLeftStation3L-SLeftStation4L|-|SRightStation3L-SRightStation4L|≤PThreshold。
如果上述关系成立，则说明两侧翼面均同步运动，未发生非对称。
接着，襟缝翼电子控制装置120B采集计算左、右共八个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第二通道的信号，其中SLeftStation1R表示左侧1号倾斜传感器170A的第二通道的信号，SLeftStation2R表示左侧2号倾斜传感器170B的第二通道的信号，SLeftStation3R表示左侧3号倾斜传感器170C的第二通道的信号，SLeftStation4R表示左侧4号倾斜传感器170D的第二通道的信号。SRightStation1R表示右侧1号倾斜传感器170A的第二通道的信号，SRightStation2R表示右侧2号倾斜传感器170B的第二通道的信号，SRightStation3R表示右侧3号倾斜传感器170C的第二通道的信号，SRightStation4R表示右侧4号倾斜传感器170D的第二通道的信号。
此时，计算并确认如下关系是否成立：
|SLeftStation1R-SLeftStation2R|-|SRightStation1R-SRightStation2R|≤PThreshold；且
|SLeftStation3R-SLeftStation4R|-|SRightStation3R-SRightStation4R|≤PThreshold。
如果上述关系成立，则说明两侧翼面均同步运动，未发生非对称。
如果存在一侧(左侧或右侧)的计算机判断为翼面不同步，则进入失效-安全状态，即锁定襟翼翼面在当前位置。
如果两台计算机均判断为翼面同步运动，则襟缝翼电子控制装置120A使用左侧的位置传感器通道信号SR1计算得到翼面位置，记做Pright；而襟缝翼电子控制装置120B使用左侧的位置传感器通道信号SR2计算得到翼面位置，记做PLeft。
左、右两台计算机通过CAN总线交换Pright和PLeft后，选择其中较大的值作为翼面角度，并通过各自的ARINC总线输出给对应的交联系统或设备，选择其中较大的值的可以最大程度地提高飞机的效率，并且左、右两台计算机继续控制对应的设备，例如动力驱动装置马达。
(实施方式二)
本实施方式(实施方式二)的飞机不具备机翼变弯度功能。每侧襟翼都有一个位置传感器，此处，假设以左侧襟翼的位置传感器发生故障为例进行说明。
在之前的实施方式(实施方式一)中，左、右两侧的位置传感器的两个通道的电气特性基本相近，襟翼翼面在气动零度时输出电压值基本相同，因此，不需要建立和使用倾斜传感器170的输出电压值与翼面角度的函数关系f(x)，但是，在本实施方式(实施方式二)中，不需要左、右两侧的位置传感器的两个通道的电气特性基本相近，此时，需建立倾斜传感器170的输出电压值与翼面角度的函数关系f(x)，并存入襟缝翼控制计算机中。
更具体来说，如果襟翼的运动机构为铰链式，则襟翼是围绕铰链点做圆周运动的，因此襟翼角度变化与倾斜传感器170的输出电压成简单的线性关系，可以建立以倾斜传感器170的输出电压值为变量的一元一次函数来描述襟翼角度的变化。
换言之，
当kmin＜x≤kmax时，y＝f(x)。
另一方面，如果襟翼的运动机构为滑轮/滑轨式，则襟翼做富勒式运动，即首先伸出，然后放下，因此在前半段襟翼角度变化与倾斜传感器170的输出电压成简单的线性关系，可以建立以倾斜传感器170的输出电压值为变量的一元一次函数来描述襟翼角度的变化，此处用f(x1)表示；而在后半段襟翼角度变化与倾斜传感器170的输出电压成复杂的非线性关系，可以建立以倾斜传感器170的输出电压值为变量的一元二次函数来描述襟翼角度的变化，此处用f(ax2+bx+c)表示。
换言之，
当kmin＜x≤kmiddle，y＝f(x)；
当kmiddle＜x≤kmax，y＝f(ax2+bx+c)。
在以左侧襟翼的位置传感器发生故障为例时，襟缝翼电子控制装置120A对左侧襟翼的四个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第一通道的信号进行检测，确认激励信号正确且均在有效范围内，并且对右侧襟翼的四个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第一通道的信号进行检测，确认激励信号正确且均在有效范围内。
另外，襟缝翼电子控制装置120B对左侧襟翼的四个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第二通道的信号进行检测，确认激励信号正确且均在有效范围内，并且对右侧襟翼的四个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第二通道的信号进行检测，确认激励信号正确且均在有效范围内。
襟缝翼电子控制装置120A采集计算左、右共八个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第一通道的信号，其中SLeftStation1L表示左侧1号倾斜传感器170A的第一通道的信号，SLeftStation2L表示左侧2号倾斜传感器170B的第一通道的信号，SLeftStation3L表示左侧3号倾斜传感器170C的第一通道的信号，SLeftStation4L表示左侧4号倾斜传感器170D的第一通道的信号。SRightStation1L表示右侧1号倾斜传感器170A的第一通道的信号，SRightStation2L表示右侧2号倾斜传感器170B的第一通道的信号，SRightStation3L表示右侧3号倾斜传感器170C的第一通道的信号，SRightStation4L表示右侧4号倾斜传感器170D的第一通道的信号，而PThreshold表示阈值。
此时，计算并确认如下关系是否成立：
|SLeftStation1L-SLeftStation2L|-|SRightStation1L-SRightStation2L|≤PThreshold；且
|SLeftStation3L-SLeftStation4L|-|SRightStation3L-SRightStation4L|≤PThreshold。
如果上述关系成立，则说明两侧翼面均同步运动，未发生非对称。
接着，襟缝翼电子控制装置120B采集计算左、右共八个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第二通道的信号，其中SLeftStation1R表示左侧1号倾斜传感器170A的第二通道的信号，SLeftStation2R表示左侧2号倾斜传感器170B的第二通道的信号，SLeftStation3R表示左侧3号倾斜传感器170C的第二通道的信号，SLeftStation4R表示左侧4号倾斜传感器170D的第二通道的信号。SRightStation1R表示右侧1号倾斜传感器170A的第二通道的信号，SRightStation2R表示右侧2号倾斜传感器170B的第二通道的信号，SRightStation3R表示右侧3号倾斜传感器170C的第二通道的信号，SRightStation4R表示右侧4号倾斜传感器170D的第二通道的信号。
此时，计算并确认如下关系是否成立：
|SLeftStation1R-SLeftStation2R|-|SRightStation1R-SRightStation2R|≤PThreshold；且
|SLeftStation3R-SLeftStation4R|-|SRightStation3R-SRightStation4R|≤PThreshold。
如果上述关系成立，则说明两侧翼面均同步运动，未发生非对称。
如果存在一侧(左侧或右侧)的计算机判断为翼面不同步，则进入失效-安全状态，即锁定襟翼翼面在当前位置。
如果两台计算机均判断为翼面同步运动，则襟缝翼电子控制装置120A使用左侧的SLeftStation1L、SLeftStation2L、SLeftStation3L与SLeftStation4L中的较大值计算翼面角度，记做p1；然后在使用右侧的位置传感器170的第一通道的输出值SR1计算翼面角度，并记为p2；最后襟缝翼电子控制装置120A使用(p1+p2)/2作为翼面的角度Pright。
襟缝翼电子控制装置120B使用左侧的SLeftStation1R、SLeftStation2R、SLeftStation3R与SLeftStation4R中的较大值计算翼面角度，并记为p3；然后在使用右侧的位置传感器170的第二通道的输出值SR2计算翼面角度，并记为p4；最后襟缝翼电子控制装置120A使用(p3+p4)/2作为翼面的角度PLeft。
左、右两台计算机通过CAN总线交换Pright和PLeft后，选择其中较大的值作为翼面角度，并通过各自的ARINC总线输出给对应的交联系统或设备，选择其中较大的值可以最大程度地提高飞机的效率，并且左、右两台计算机继续控制对应的设备，例如动力驱动装置马达。
(实施方式三)
本实施方式(实施方式三)的飞机具备机翼变弯度功能。每侧襟翼都有一个位置传感器，此处，假设以内襟翼13b的位置传感器146发生故障为例进行说明。
在之前的实施方式(实施方式一)中，左、右两侧的位置传感器的两个通道的电气特性基本相近，襟翼翼面在气动零度时输出电压值基本相同，因此，不需要建立和使用倾斜传感器170的输出电压值与翼面角度的函数关系f(x)，但是，在本实施方式(实施方式三)中，不需要左、右两侧的位置传感器的两个通道的电气特性基本相近，此时，需建立倾斜传感器170的输出电压值与翼面角度的函数关系f(x)，并存入襟缝翼控制计算机中。
襟翼的运动机构为铰链式，则襟翼是围绕铰链点做圆周运动的，因此襟翼角度变化与倾斜传感器170的输出电压成简单的线性关系，可以建立以倾斜传感器170的输出电压值为变量的一元一次函数来描述襟翼角度的变化。
换言之，
当kmin＜x≤kmax时，y＝f(x)。
在以左侧襟翼的位置传感器发生故障为例时，襟缝翼电子控制装置120A对左侧襟翼的四个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第一通道的信号进行检测，确认激励信号正确且均在有效范围内，并且对右侧襟翼的四个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第一通道的信号进行检测，确认激励信号正确且均在有效范围内。
另外，襟缝翼电子控制装置120B对左侧襟翼的四个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第二通道的信号进行检测，确认激励信号正确且均在有效范围内，并且对右侧襟翼的四个倾斜传感器170(170A、170B、170C、170D)的第二通道的信号进行检测，确认激励信号正确且均在有效范围内。
执行机翼变弯度功能的控制计算机(例如是襟缝翼电子控制装置120B)计算并确认内襟翼13a中的如下关系是否成立：
|SLeftStation1L-SLeftStation2L|-|SRightStation1L-SRightStation2L|≤PThreshold。
如果上述关系成立，则说明两侧内翼面均同步运动，未发生非对称。
不执行机翼变弯度功能的控制计算机(例如是襟缝翼电子控制装置120A)计算并确认内襟翼13a中的如下关系是否成立：
|SLeftStation1R-SLeftStation2R|-|SRightStation1R-SRightStation2R|≤PThreshold。
如果上述关系成立，则说明两侧内翼面均同步运动，未发生非对称。
襟缝翼电子控制装置120B和襟缝翼电子控制装置120A通过CAN总线交换判断的结果，如果其中一台计算机判断两侧内翼面不同步，则进入失效-安全状态，即锁定内襟翼翼面在当前位置。
如果两台计算机均判断为两侧内翼面同步运动，则襟缝翼电子控制装置120B使用SLeftStation1L、SLeftStation2L、SRightStation1L与SRightStation2L中的较大值计算翼面角度，并记为p1。襟缝翼电子控制装置120B通过ARINC总线输出给对应的交联系统或设备，并继续执行机翼变弯度功能。
熟悉本领域的技术人员易于想到其它的优点和修改。因此，在其更宽泛的上来说，本发明并不局限于这里所示和所描述的具体细节和代表性实施例。因此，可以在不脱离如所附权利要求书及其等价物所限定的总体发明概念的精神或范围的前提下做出修改。
另外，在本发明的实施方式中，对于所述倾斜传感器的安装、所述襟翼运动机构以及所述倾斜传感器的具体结构进行了详细说明，但本发明不局限于此，在更宽泛的含义上，只要是能够实现本发明宗旨的倾斜传感器的安装、襟翼运动机构和倾斜传感器，则可以是任何其他可替代的结构。
另外，对于能够实现与本发明实施方式中所记载的装置和元器件相同或相当功效的已知构件或其他未枚举的构件，也应当视为是上述装置和元器件的等同。

Claims (12)

1.一种襟缝翼系统，至少包括两台襟缝翼电子控制装置以及在飞机的左右侧机翼的每一侧的襟翼上分别设置的一个或两个位置传感器(146、160)和四个倾斜传感器(170)，即共计两个或四个位置传感器和八个倾斜传感器，两台襟缝翼电子控制装置(120A、120B)之间通过CAN总线进行通信，利用所述位置传感器对左右侧机翼的翼面非对称进行检测，
其特征在于，
在两个或四个所述位置传感器中的任一个或多个发生故障时，利用所述倾斜传感器(170)接替所述位置传感器，对左右侧机翼的翼面非对称进行检测，
每个倾斜传感器(170)均具有第一通道和第二通道，其中，所述第一通道与两台襟缝翼电子控制装置中的一台襟缝翼电子控制装置(120A)连接，所述第二通道与两台襟缝翼电子控制装置中的另一台襟缝翼电子控制装置(120B)连接，
所述一台襟缝翼电子控制装置(120A)对第一通道中的左侧机翼的相邻倾斜传感器(170A与170B；170C与170D)的电压差值与右侧机翼的对应相邻倾斜传感器(170A与170B；170C与170D)的电压差值间的绝对值是否小于规定阈值进行判断，
所述另一台襟缝翼电子控制装置(120B)对第二通道中的左侧机翼的相邻倾斜传感器(170A与170B；170C与170D)的电压差值与右侧机翼的对应相邻倾斜传感器(170A与170B；170C与170D)的电压差值间的绝对值是否小于规定阈值进行判断。
2.如权利要求1所述的襟缝翼系统，其特征在于，
所述机翼不是可变弯度机翼时，左、右两侧的位置传感器的两个通道的电气特性相近。
3.如权利要求2所述的襟缝翼系统，其特征在于，
当在左侧或右侧判断为翼面不同步时，进入失效-安全状态，即锁定襟翼翼面在当前位置，
当在左侧和右侧均判断为翼面同步时，所述一台襟缝翼电子控制装置(120A)使用位置传感器未发生故障一侧的倾斜传感器(170)的第一通道中的信号(SR1)计算得到第一通道侧翼面角度(PRight)，所述另一台襟缝翼电子控制装置(120B)使用位置传感器未发生故障一侧的倾斜传感器(170)的第二通道中的信号(SR2)计算得到第二通道侧翼面角度(PLeft)，
在通过CAN总线交换第一通道侧翼面角度(PRight)和第二通道侧翼面角度(PLeft)后，选择其中较大的值作为翼面角度进行控制。
4.如权利要求1所述的襟缝翼系统，其特征在于，
所述机翼不是可变弯度机翼时，建立并使用所述倾斜传感器(170)的输出电压值与襟翼翼面角度的函数关系。
5.如权利要求4所述的襟缝翼系统，其特征在于，
在襟翼的运动机构为铰链式的情况下，襟翼翼面角度变化与倾斜传感器(170)的输出电压成线性关系，
在襟翼的运动机构为滑轮/滑轨式的情况下，襟翼翼面角度变化与倾斜传感器(170)的输出电压成非线性关系。
6.如权利要求4所述的襟缝翼系统，其特征在于，
当在左侧或右侧判断为翼面不同步时，进入失效-安全状态，即锁定襟翼翼面在当前位置，
当在左侧和右侧均判断为翼面同步时，
所述一台襟缝翼电子控制装置(120A)使用位置传感器发生故障一侧的倾斜传感器(170)的第一通道中的信号(SLeftStation1L、SLeftStation2L、SLeftStation3L、SLeftStation4L)中的较大值计算得到翼面角度(p1)，然后使用未发生故障一侧的位置传感器的第二通道中的信号(SR1)计算翼面角度(p2)，并且求出两个翼面位置(p1、p2)的平均值作为第一通道侧翼面角度(PRight)，
所述另一台襟缝翼电子控制装置(120B)使用位置传感器发生故障一侧的倾斜传感器(170)的第二通道中的信号(SLeftStation1R、SLeftStation2R、SLeftStation3R、SLeftStation4R)中的较大值计算得到翼面角度(p3)，然后使用未发生故障一侧的位置传感器的第二通道中的信号(SR2)计算翼面角度(p4)，并且求出两个翼面位置(p3、p4)的平均值作为第二通道侧翼面角度(PLeft)，在通过CAN总线交换第一通道侧翼面角度(PRight)和第二通道侧翼面角度(PLeft)后，选择其中较大的值作为翼面角度进行控制。
7.如权利要求1所述的襟缝翼系统，其特征在于，
所述机翼是可变弯度机翼时，建立并使用所述倾斜传感器(170)的输出电压值与襟翼翼面角度的函数关系。
8.如权利要求7所述的襟缝翼系统，其特征在于，
在襟翼的运动机构为铰链式的情况下，襟翼翼面角度变化与倾斜传感器(170)的输出电压成线性关系，
在襟翼的运动机构为滑轮/滑轨式的情况下，襟翼翼面角度变化与倾斜传感器(170)的输出电压成非线性关系。
9.如权利要求7所述的襟缝翼系统，其特征在于，
所述一台襟缝翼电子控制装置(120A)不执行机翼变弯度功能，而所述另一台襟缝翼电子控制装置(120B)执行机翼变弯度功能，
所述一台襟缝翼电子控制装置(120A)与所述另一台襟缝翼电子控制装置(120B)通过CAN总线交换判断的结果，
当其中任意一台判断为两侧内翼面不同步时，进入失效-安全状态，即锁定内襟翼翼面在当前位置，
当两台均判断为两侧内翼面同步时，则执行机翼变弯度功能的所述另一台襟缝翼电子控制装置(120B)使用发生故障位置对应的倾斜传感器(170)的第一通道和第二通道中的信号(SLeftStation1R、SLeftStation2R、SLeftStation3R、SLeftStation4R)中的较大值计算得到翼面角度(p5)，并继续执行机翼变弯度功能。
10.如权利要求1至9中任一项所述的襟缝翼系统，其特征在于，
所述倾斜传感器(170)包括传感器本体(171)和连杆(172)两部分，
所述倾斜传感器(170)的所述传感器本体(171)安装在位于作动器支座的襟翼支臂或是固定的机体结构上，所述连杆(172)一端安装在襟翼摇臂(173)或能够运动的机体结构上。
11.如权利要求10所述的襟缝翼系统，其特征在于，
所述传感器本体(171)安装在位于襟翼作动器(180)站位的滑轨(175)末端或襟翼支臂上，
所述襟翼摇臂(173)通过所述连杆(172)与襟翼后连杆臂(174)相连。
12.如权利要求11所述的襟缝翼系统，其特征在于，
所述襟翼后连杆臂(174)和所述传感器本体(171)的转轴是同步运动的。
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