CN111645849B - 一种用于致动和控制飞行器机翼的可折叠翼梢的系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于致动和控制飞行器机翼的可折叠翼梢的系统。用于控制上述机翼的翼梢的系统包括用于致动内襟翼转轴、外襟翼转轴和翼梢转轴转动的动力驱动装置。动力驱动装置与第一动力源连接。此外，系统还包括设置于内襟翼转轴和外襟翼转轴之间的差动齿轮系统，其中差动齿轮系统与不同于第一动力源的第二动力源连接，从而能够独立地致动襟翼和翼梢。由于动力驱动装置和差动齿轮系统分别与不同的动力源连接，在飞机的正常工况和异常工况下，动力驱动装置均能实现致动翼梢进行展开和收起的动作。

Description

一种用于致动和控制飞行器机翼的可折叠翼梢的系统和方法

技术领域

本发明涉及飞行器的机翼控制装置及系统，具体地，涉及一种用于致动和控制飞行器机翼的可折叠翼梢的系统和方法。

背景技术

新一代的大型双通道飞机为了降低燃油消耗和提高燃油使用效率，除了使用新型的大涵道比发动机外，还采用了更大展弦比的机翼设计。不同机翼翼展的飞机所适用的机场不同。机翼翼展越大，对机场的要求越高。例如，如果机翼翼展超过65米，飞机只能在F级机场起降，而无法在A-E这几个级别的飞机场起降。

为了提高大翼展飞机的适用性，现有的部分飞机采用折叠式翼梢设计。例如，波音公司的B777-X飞机机翼在自然状态下的翼展达到了71.8 米。当飞机着陆后，翼梢可以向上折叠。每侧翼梢的折叠长度为3.5米，使翼展变为64.8米，这在最大程度上满足了更多用户的需求。

文献CN10205288A(文献1)公开的“用于控制和监测折叠式翼尖制动系统的方法和设备”利用传感器的测量值对翼尖的作动和制动过程进行控制。

文献CN109795670A(文献2)公开的“对可折叠机翼尖端区段的致动进行控制的方法和控制单元”根据飞机的轮载信号、飞机速度等信号来设置翼尖进行作动的条件。

文献CN110001926A(文献3)公开的“飞行器的机翼”设有专门用于控制翼梢的作动与制动的设备。在其公开的技术方案中，将翼梢作动系统与缝翼操纵系统通过传动线系部件联结，使用缝翼动力驱动装置 (Power Driver Unit，PDU)收放翼梢。该方案充分利用了已有的设备和部件，节省了不必要的资源。根据该文献公开的方案，倘若缝翼操纵系统发生传动线系部件断裂、作动器卡阻等故障，将导致缝翼操纵系统失效，PDU无法将扭矩传递给翼梢驱动装置，进而导致系统丧失缝翼收放功能。

对于文献1、2，在翼尖的作动器失去动力后，翼尖也将无法进行展开和收起动作。

发明内容

针对根据现有技术的翼梢控制系统的上述现状，本发明的目的之一在于提供一种用于致动和控制飞行器机翼的可折叠翼梢的系统，其可以保证飞行器在出现各类情况下均能致动翼梢。

该目的通过本发明以下形式的系统来实现。系统所适用的机翼机翼包括机翼主体、襟翼和翼梢。其中，机翼主体具有前缘和后缘。所述襟翼包括靠近飞行器机身的内襟翼以及远离所述机身的外襟翼，所述内襟翼被构造成能够绕内襟翼转轴可转动地固定于所述机翼主体的前缘和/或后缘，所述外襟翼被构造成能够绕外襟翼转轴可转动地固定于所述机翼主体的前缘和/或后缘。所述翼梢被构造成能够绕位于所述外襟翼的远离所述机身的一端的翼梢转轴转动从而在展开构型和收起构型之间变换，其中，所述机翼在处于所述收起构型时的展向长度小于在其处于所述展开构型时的长度，

用于控制上述机翼的翼梢的系统包括用于致动内襟翼转轴、外襟翼转轴和所述翼梢转轴转动的动力驱动装置，所述动力驱动装置与第一动力源连接。所述系统还包括设置于所述内襟翼转轴和外襟翼转轴之间的差动齿轮系统，其中所述差动齿轮系统与不同于所述第一动力源的第二动力源连接，从而能够独立地致动所述襟翼和翼梢。

由于动力驱动装置和差动齿轮系统分别与不同的动力源连接，在飞机的正常工况和异常工况下，动力驱动装置均能实现致动翼梢进行展开和收起的动作。

根据本发明的一种优选实施方式，所述第一动力源是第一动力源被配置为能够由所述飞行器的发动机提供动力，所述第二动力源被配置为能够由冲压空气涡轮发电机提供电力。

将第二动力源设置为能够由冲压空气涡轮发电机提供电力后，即使在飞机丧失所有液压系统所需的动力后，第二动力源仍然能够为系统提供足以使翼梢进行收起或展开的动力。

根据本发明的一种优选实施方式，所述控制系统包括：

用于检测所述动力驱动装置的工作状态的第一检测装置，以及

第一控制装置，所述第一控制装置与所述第一检测装置通信连接，并且由所述第二动力源供电，所述第一控制装置被配置成能够基于所述第一检测装置的检测信号选择性地联通或断开第二动力源。

根据本发明的一种优选实施方式，所述系统还包括联接于所述内襟翼转轴并用于驱动所述内襟翼转动的内襟翼作动器，所述控制系统包括用于检测所述内襟翼作动器的工作状态的第二检测装置，并且所述控制系统还包括第二控制装置，所述第二控制装置被配置成能够基于所述第二检测装置的检测信号选择性地联通或断开第二动力源。

根据本发明的一种优选实施方式，所述差动齿轮系统还包括被构造成能够锁止所述内襟翼转轴的内襟翼刹车装置。

根据本发明的一种优选实施方式，所述内襟翼刹车装置为断电式刹车装置，且所述断电式刹车装置与所述第二动力源电力连接。

根据本发明的一种优选实施方式，所述系统还包括位于所述外襟翼转轴和所述翼梢转轴之间的翼梢离合器，所述翼梢离合器与所述第二动力源电力连接。

根据本发明的一种优选实施方式，所述控制系统还包括：

用于检测所述内襟翼刹车装置的刹车状态的刹车传感器；

用于检测所述外襟翼转轴的第一转动角度的第一传感器；

用于检测所述翼梢转轴的第二转动角度的第二传感器；

用于检测所述翼梢离合器的啮合状态的啮合传感器；

第二控制装置，所述第二控制装置分别与所述刹车传感器、所述第一传感器、所述第二传感器、所述啮合传感器通信连接，并且与所述第一动力源电力连接，所述第一控制装置和所述第二控制装置被配置成当所述第二控制装置和所述第一控制装置所获取的下述任意一个或多个参数不同时，由所述第二控制装置控制所述动力驱动装置：

第一转动角度、第二转动角度、第三转动角度、内襟翼刹车装置的刹车状态。

根据本发明的一种优选实施方式，所述动力驱动装置包括多个驱动马达，且所述第一控制装置、第二控制装置分别控制不同的所述驱动马达以调节所述动力驱动装置的工作速率。

此外，本发明还涉及一种利用上述任一项系统控制翼梢的方法。该方法包括：

检测所述内襟翼是否能够正常工作；

在所述内襟翼能够正常工作的情况下，利用第一动力源使得翼梢离合器闭合，并利用第一控制装置控制所述动力驱动装置以使得所述内襟翼转轴、外襟翼转轴、翼梢转轴转动至所需位置；

在所述内襟翼无法正常工作的情况下，利用第二动力源使得翼梢离合器闭合，并利用第一控制装置控制所述差动齿轮系统以使得所述内襟翼转轴、外襟翼转轴、翼梢转轴转动至所需位置。

根据本发明的一种优选实施方式，当所述差动齿轮系统和所述第二动力源联通时，位于所述内襟翼转轴上的内襟翼刹车装置锁止所述内襟翼转轴。

根据本发明的一种优选实施方式，所述翼梢在所述收起构型和展开构型之间转动的所需时间被配置成小于所述襟翼从巡航构型伸出到起飞构型的花费时间、所述襟翼从着陆构型到收回到起飞构型的花费时间。

根据本发明的一种优选实施方式，在所述差动齿轮系统执行动作的情况下，当所述翼梢随着所述襟翼被同步转动至所述收起构型或展开构型时，位于外襟翼转轴和翼梢转轴之间的翼梢离合器被断电以保持所述翼梢的当前位置。

根据本发明的一种优选实施方式，当所述飞行器处于巡航状态下，位于外襟翼转轴和翼梢转轴之间的翼梢离合器被断电。

根据本发明的一种优选实施方式，当所述飞行器处于巡航状态下，所述差动齿轮系统和所述第二动力源被接通。

本发明同时涉及具有上述任一种飞机燃油供给系统的飞机。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选实施方式，可任意组合，即得本发明各较佳实例。

通过阅读下列的附图和详细描述本领域技术人员可理解本发明的其他系统、方法、特征和优点。目的是所有这种额外的系统、方法、特征和优点包括在本说明书中和本发明内容中，且包括在本发明的范围内，并被所附权利要求保护。

附图说明

为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式，对本发明的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。

图1是飞机的结构示意图；

图2是根据设有差动齿轮系统的机翼的内部结构的布局示意图；

图3是用于控制和致动机翼的系统的电气系统的示意图；

图4是差动齿轮系统的结构示意图；

图5是差动齿轮系统的电马达的结构示意图；

图6是根据本发明的系统的信号关系示意图。

附图标记说明：

飞机机身：10； 机翼：20；

内襟翼：21； 外襟翼：22；

翼梢：23； 内襟翼转轴：24；

外襟翼转轴：25； 翼梢转轴：26；

翼梢离合器：27； 角齿轮箱：28；

动力驱动装置：30； 差动齿轮系统：40；

作动器：1A、1B、1C； 电马达：41；

减速齿轮箱：42； 差动齿轮箱：43；

内襟翼刹车装置：51； 翼梢离合器：52。

具体实施方式

接下来将参照附图详细描述本发明的发明构思。这里所描述的仅仅是根据本发明的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本发明的其他方式，所述其他方式同样落入本发明的范围。在以下的具体描述中，例如“上”、“下”、“内”、“外”、“纵”、“横”等方向性的术语，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

图1示出了可安装本发明的，其示出了安装有本发明的用于致动和控制飞行器机翼20的可折叠翼梢23的系统的飞机。飞机包括机身10以及由机身10的两侧向外伸展的机翼20。机翼20包括构成机翼20主体框架的机翼20主体以及铰接地固定在机翼20主体上的襟翼和翼梢23。其中，机翼20主体具有在飞机前进方向一侧的前缘以及与前缘相对的后缘。

襟翼被布置于飞机的前缘或后缘，按照与机身10之间的距离远近关系，襟翼可被分成靠近飞行器机身10的内襟翼21以及远离机身10的外襟翼22。参见图2，内襟翼21、外襟翼22分别通过相应的内襟翼转轴 24、外襟翼转轴25而铰接地固定于机翼20主体的前缘、后缘。在图2 的实施方式，各襟翼转轴24、25为扭力管，并且各襟翼转轴24、25上设有2个(或者更多个)的旋转齿轮式的作动器1A、1B、1C。作动器 1A、1B、1C通过伸缩杆的伸缩动作，使得各襟翼转过相应角度。

襟翼和缝翼组成飞机的高升力系统。高升力系统的运动机构可以为常规的铰链式运动机构，即襟翼通过与其相连的摇臂绕转轴上的铰链点做圆弧运动。高升力系统的运动顺序是：缝翼先伸出，襟翼后伸出；襟翼先收回，缝翼后收回。高升力系统的运动机构也可以是滑轮-滑轨式，该机构中的襟翼做富勒运动，即在滑轨的前半段做伸出，在滑轨的后半段做向下偏转。高升力系统的运动顺序是：缝翼先伸出，襟翼后伸出；襟翼先收回，缝翼后收回。

翼梢23位于机翼20主体远离机身10的一端上，其可以绕自身的翼梢转轴26转动从而在展开构型和收起构型之间变换。当机翼20在处于收起构型时的展向长度小于在其处于展开构型时的长度。外襟翼转轴25 和翼梢转轴26之间依次设有翼梢离合器27和角齿轮箱28。翼梢离合器 27与第二动力源(例如，流通的电流为28V直流电的汇流条的第二动力源)连接，当第二动力源为其供能后翼梢离合器27将断开外襟翼转轴25 和翼梢转轴26之间的动力连接。与襟翼转轴24、25类似，翼梢转轴26 也可以是扭力管，并且其设有相应形式的作动器1C。

翼梢转轴26上设有由第二动力源供电的翼梢刹车装置53。在第二动力源给翼梢刹车装置53供电的情况下，翼梢刹车装置53不锁止翼梢转轴26，翼梢转轴26可随着角齿轮箱28内齿轮的转动而转动；在断电的情况下，翼梢刹车装置53锁止翼梢转轴26，翼梢23被维持在当前状态。

用于为翼梢转轴26和翼梢离合器27供电的第二动力源可以由飞机的发动机提供电力，并且还可以由冲压空气涡轮发电机(RAT)供电，这可以保证翼梢23在飞机的所有液压系统出现故障(含发动机无法工作) 情况下，差动齿轮系统40(下文描述)能够由冲压空气涡轮发电机供电并操作翼梢23。

参见图1，当前的飞机的翼梢23处于展开构型的位置；各襟翼处于 0°位置，也即襟翼未向外伸出状态的位置。在该状态下，机翼20主体、内襟翼21、外襟翼22和翼梢23形成具有流线型构造的机翼20。

上述机翼20的翼梢23可由本发明提出的系统来致动和控制。该系统包括动力驱动装置30和差动齿轮系统40。其中，如图2所示，动力驱动装置30的输出轴与内襟翼转轴24连接，其用于致动内襟翼转轴24、外襟翼转轴25和翼梢转轴26进行转动以将襟翼、翼梢23转动到所需的位置。为动力驱动装置30提供动力的第一动力源的能量由飞机发动机来提供。具体而言，飞机发动机可通过与其联动的液压泵为液压流体提供动力，进而以提供液压能的形式为动力驱动装置30提供液压能；也可以同通过与其联动的发电机为动力驱动装置提供电力。

动力驱动装置30可以由至少两台或更多的液压或电动马达，或者液压马达和电动马达组成的马达系统，以及齿轮箱组成。如图2所示，动力驱动装置30的输出轴上可设置位置传感器，用于检测襟翼的位置。

在图2的实施方式中，差动齿轮系统40被设置在内襟翼转轴24和外襟翼转轴25之间。差动齿轮系统40与不同于第一动力源的第二动力源连接。根据本发明，第二动力源主要是不同形式的电流，其可以是由冲压空气涡轮发电机(RAT)供电的汇流条，这可以保证差动齿轮系统 40在任何工况下得到动力。

参见图4，差动齿轮系统40包括电马达41、与电马达41的输出轴连接的减速齿轮箱42，以及与减速齿轮箱42连接的差动齿轮箱43。差动齿轮箱43分别连接内襟翼转轴24、外襟翼转轴25。

在一种实施方式中，参见图5，差动齿轮系统40中的电马达41可采用三相无刷直流电机。三相无刷电机的转轴上可安装速度传感器，藉此检测直流电机的位置信息。此外，电马达41的定子绕组上可安装了数个用于监控马达温度的温度传感器。

在正常情况下，第一动力源与动力驱动装置30电动力连接，第二动力源不向差动齿轮系统40提供动力。此时，动力驱动轴的输出动力依次经过内襟翼转轴24、差动齿轮系统40的差动齿轮箱、外襟翼转轴25、翼梢转轴26传送，来驱动翼梢23转动。在该工况下，差动齿轮系统40 起到联接内襟翼转轴24、外襟翼转轴25的作用。

在内襟翼21出现故障时，例如第一动力源无法提供动力或者内襟翼21的相关系统出现故障时，第二动力源为差动齿轮系统40提供电力。差动齿轮系统40的输出动力依次进过差动齿轮系统40的齿轮箱、外襟翼转轴25、翼梢转轴26传送，使得翼梢23转动。

上述故障可通过下述示意性的多种方式来检测。例如，在第一动力源提供电力的设施方式中，在动力驱动装置30上设置电力检测装置，在第一动力源与动力驱动装置30正常连接的情况下，倘若电力检测装置未检测到流经动力驱动装置30的电流，第一控制装置(下文描述)将获得“第一动力源无法正常供电”的信号。第二动力源此后开始为差动齿轮系统40供电。

此外，故障还可以通过检测动力驱动装置30的输出轴的传感器来检测。具体而言，系统指示动力驱动装置30将内襟翼转轴24转动到某一角度。经过预定时间后，传感器检测到的内襟翼转轴24位置数据并未发生变化，此时表示第一动力源或内襟翼21作动器1A无法正常工作。

故障也可以通过检测内襟翼21的作动器1A是否能够根据指示做出相应动作来判断。

根据本申请，结合图2-4为了避免在第二动力源为襟翼、翼梢23转动提供电力的情况下，第二动力源输出的动力传递至内襟翼转轴24而造成不必要的浪费，差动齿轮系统40可设置能够锁止内襟翼转轴24的内襟翼刹车装置51。内襟翼刹车装置51优选为断电式刹车装置(Electric Power-off Brake，EPOB)，其在被断电后能锁止内襟翼转轴24，差动齿轮箱43在内襟翼转轴24一侧的输出轴处于空转状态。

在可选的实施方式中，断电式刹车装置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。两个螺线管的线圈可都由差动齿轮系统40的马达电子控制装置(MCE，下文描述) 控制。这样的方式保证了每个线圈被断电的情况下都能够释放刹车。

差动齿轮的马达电子控制装置被用于控制系统内的电马达41以及如前所述的内襟翼刹车装置51，并为二者直接提供电力。参见图6，马达电子控制装置内部具有变压器。例如，马达电子控制装置从第二动力源输入115V三相交流电并转化为270V的直流电并提供给上述三相无刷直流电机的电马达41，用作驱动襟翼21、22及翼梢23的动力。此外，马达电子控制装置还将上述三相交流电转化成较低电压(例如28V、12V 等)的直流电，以便为内襟翼刹车装置51、马达电子控制装置内的各类耗电电子元器件提供电能。

根据本发明，参见图3、6内、外襟翼21、22以及翼梢23可通过两个襟缝翼电子控制装置(Flap/Slat Electronics Control Unit,FSECU)来检测和致动。其中，襟缝翼电子控制装置中的第一控制装置FSECU 1与具有相对较低电压的第二动力源(例如28V且为直流的第二动力源)连接，其用于保证飞机在由飞机发动机供电或冲压空气涡轮发电机供电等各类供电条件下均能正常工作。第二控制装置FSECU 2则与常规的第一动力源连接。分别与第一控制装置、第二控制装置电力连接的第一、第二动力源可选地都为28V的直流电源。

在一优选实施方式中，内襟翼刹车装置51上设有用于检测其刹车状态的刹车传感器。外襟翼转轴25上设有用于检测外襟翼22的位置的第一传感器，第一传感器可选地设置在差动齿轮箱43内。翼梢离合器27 上设有用于检测其离合状态的离合传感器。翼梢转轴26上可分别设置用于检测其当前转动角度的第二传感器。刹车传感器、第一传感器、第二传感器54、啮合传感器分别与第一控制装置FSECU 1、第二控制装置 FSECU 2通信连接。第一控制装置FSECU 1根据上述用于检测各襟翼转轴的传感器的检测数据确定各襟翼转轴所需转动的角度。

在正常情况下，由第一控制装置FSECU 1根据刹车传感器、第一传感器、第二传感器、啮合传感器的检测数据来致动各襟翼、翼梢23的转动动作。襟翼的转动角度可以通过综合各襟翼上的倾斜传感器的测量数据来确认驱动动力装置或差动驱动装置所需的致动时间、致动幅度。

在本文中，当飞机处于“起飞构型”时，飞机的襟翼处于小角度偏转状态，翼梢23处于展开构型状态。当飞机处于“巡航构型”时，飞机的襟翼处于未偏转状态，翼梢23处于展开构型状态。当飞机处于“着陆构型”时，飞机的襟翼处于大角度偏转状态，翼梢23处于收起构型状态。以下结合飞机执行相关飞行作业时的机翼20操纵过程进行说明。

在飞机准备起飞时，在飞机满足其他起飞条件(例如轮速、发动机油门杆位置等)的情况下时，第一控制装置FSECU 1通过马达电子控制装置将内襟翼刹车装置51保持在不锁止内襟翼转轴24的状态；并将翼梢离合器27保持在啮合状态。完成上述控制后，第一控制装置FSECU 1 促使第一动力源为动力驱动装置30供能，将内襟翼21、外襟翼22以及翼梢23转动至上述起飞构型下的位置。在该过程中，内襟翼21、外襟翼22均是从未偏转状态转动到小角度偏转状态，翼梢23由收起构型转动至展开构型。

在此，翼梢23在收起构型和展开构型之间进行转变的花费时间被设定成小于襟翼由未偏转状态转动至小角度偏转状态(即巡航构型变化至起飞构型)的花费时间。这可以通过设置角齿轮箱28的传动比和/或翼梢 23上的作动器1A、1B、1C来实现。在该实施方式下，在内襟翼21、外襟翼22转动至起飞构型时，翼梢23已然被转动至展开构型。因此，翼梢23无法被转动到位的问题得以解决。在该准备起飞过程中，第一控制装置通过翼梢转轴26上的第二传感器，在翼梢23已经被转动到展开构型后，第二动力源为翼梢离合器27供电，翼梢转轴26与外襟翼转轴25 脱离连接关系。

起飞完成后，飞机处于巡航状态，翼梢离合器27被第二动力源持续供电，翼梢23由翼梢转轴26上的翼梢刹车装置53保持在展开构型。根据飞机的飞行需要，系统此时可通过第一动力源提供的电力将襟翼调整到需要的位置。优选地，在巡航状态下，各襟翼的转动改为由第二动力源提供电力。在高速巡航状态下，飞机能够利用差动齿轮系统40调节外襟翼22小角度上偏，使得机翼20实现变弯度的功能。在该过程中，动力输出装置的输出轴上的传感器检测内襟翼21的位置，差动齿轮系统40 的差动齿轮箱43内的第一传感器50B检测外襟翼22的位置。通过综合内、外襟翼22的位置信息，第一控制装置FSECU 1能够准确地调整机翼 20的弯度。

在动力驱动装置30出现故障的情况下，差动齿轮系统40能够在进近阶段驱动襟翼偏转，以便飞机进行着陆。

在飞机进行着陆中，在飞机满足其他条件下，系统为内襟翼刹车装置51保持通电状态，为翼梢离合器27保持断电状态。内襟翼转轴24、外襟翼转轴25以及翼梢转轴26处于动力连接状态。第一控制装置 FSECU1促使飞机进入着陆构型。

当飞机着陆后，在飞机满足其他条件(如轮速、发动机油门杆位置等)下，第一控制装置FSECU 1啮合翼梢离合器27将翼梢23与襟翼进行联结，然后控制动力驱动装置30或差动齿轮装置促使飞机襟翼先从着陆构型转回巡航构型再转换为起飞构型。翼梢23对应地被由完全收起构型位置伸出到完全展开构型位置。在此，翼梢23在收起构型和展开构型之间进行转变的花费时间被设定成小于襟翼由完全偏转状态转动至小角度偏转状态(即着陆构型变化至起飞构型)的花费时间。这可以通过设置角齿轮箱28的传动比和/或翼梢23上的作动器1A、1B、1C来实现。在该实施方式下，在内襟翼21、外襟翼22转动至起飞构型时，翼梢23已然被转动至展开构型。因此，翼梢23无法被转动到位的问题得以解决。

根据本发明，刹车传感器、第一传感器50B、第二传感器、啮合传感器优选地分别被设置至少2个，各设备、部件的刹车状态、位置、啮合状态均由不同的传感器检测并分别传送到第一控制装置FSECU 1、第二控制装置FSECU 2。第一控制装置FSECU 1和第二控制装置FSECU 2 能够对所接收的数据进行对比，当二者接收的数据存在差异时，第一控制装置FSECU 1进入失效保护状态，第一控制装置FSECU 1对襟翼、翼梢23的控制功能由第二控制装置FSECU 2来执行。对于第二控制装置 FSECU 2的控制过程可参见上文关于第一控制装置FSECU 1的描述，在此不再赘述。

可替换地，刹车传感器、第一传感器、第二传感器、啮合传感器中的一个或多个可改为多通道传感器(例如双通道Resolver传感器)，而不设置冗余件。双通道传感器亦能实现向不同的控制装置传送检测数据的功能。

在一优选实施方式中，动力驱动装置30中可设置2个或更多数量的驱动马达。多个驱动马达一起驱动内襟翼转轴24，并且不同的驱动马达由不同的控制装置控制。例如，在动力驱动装置30中设有2个驱动马达，第一控制装置FSECU 1、第二控制装置FSECU 2分别控制1个驱动马达。第一控制装置FSECU 1、第二控制装置FSECU 2能够独立地控制不同的驱动马达以调节动力驱动装置30的工作速率。例如，当2个驱动马达被第一控制装置FSECU 1、第二控制装置FSECU 2同时启动，各襟翼、翼梢的转速是仅一个驱动马达被启动时的各襟翼、翼梢的转速的2倍。

本发明的保护范围仅由权利要求限定。得益于本发明的教导，本领域技术人员容易认识到可将本发明所公开结构的替代结构作为可行的替代实施方式，并且可将本发明所公开的实施方式进行组合以产生新的实施方式，它们同样落入所附权利要求书的范围内。

Claims (15)

1.一种用于致动和控制飞行器机翼的可折叠翼梢的系统，其中，所述机翼包括：

机翼主体，所述机翼主体具有前缘和后缘；

襟翼，所述襟翼包括靠近飞行器机身的内襟翼以及远离所述机身的外襟翼，所述内襟翼被构造成能够绕内襟翼转轴可转动地固定于所述机翼主体的前缘和/或后缘，所述外襟翼被构造成能够绕外襟翼转轴可转动地固定于所述机翼主体的前缘和/或后缘；以及

翼梢，所述翼梢被构造成能够绕位于所述外襟翼的远离所述机身的一端的翼梢转轴转动从而在展开构型和收起构型之间变换，其中，所述机翼在处于所述收起构型时的展向长度小于在其处于所述展开构型时的长度，

其中，所述系统包括用于致动内襟翼转轴、外襟翼转轴和所述翼梢转轴转动的动力驱动装置，所述动力驱动装置与第一动力源连接，

其特征在于，所述系统还包括设置于所述内襟翼转轴和外襟翼转轴之间的差动齿轮系统，其中所述差动齿轮系统与不同于所述第一动力源的第二动力源连接，从而能够独立地致动所述襟翼和翼梢。

2.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第一动力源被配置为由所述飞行器的发动机提供动力，所述第二动力源被配置为能够由冲压空气涡轮发电机提供电力。

3.如权利要求2所述的系统，其特征在于，所述系统包括控制系统，所述控制系统包括：

用于检测所述动力驱动装置的工作状态的第一检测装置，以及

第一控制装置，所述第一控制装置与所述第一检测装置通信连接，并且由所述第二动力源供电，所述第一控制装置被配置成能够基于所述第一检测装置的检测信号选择性地联通或断开第二动力源。

4.如权利要求3所述的系统，其特征在于，所述系统还包括联接于所述内襟翼转轴并用于驱动所述内襟翼转动的内襟翼作动器，所述控制系统包括用于检测所述内襟翼作动器的工作状态的第二检测装置，并且所述控制系统还包括第二控制装置，所述第二控制装置被配置成能够基于所述第二检测装置的检测信号选择性地联通或断开第二动力源。

5.如权利要求4所述的系统，其特征在于，所述差动齿轮系统还包括被构造成能够锁止所述内襟翼转轴的内襟翼刹车装置。

6.如权利要求5所述的系统，其特征在于，所述内襟翼刹车装置为断电式刹车装置，且所述断电式刹车装置与所述第二动力源电力连接。

7.如权利要求5所述的系统，其特征在于，所述系统还包括位于所述外襟翼转轴和所述翼梢转轴之间的翼梢离合器，所述翼梢离合器与所述第二动力源电力连接。

8.如权利要求7所述的系统，其特征在于，所述控制系统还包括：

用于检测所述内襟翼刹车装置的刹车状态的刹车传感器；

用于检测所述外襟翼转轴的第一转动角度的第一传感器；

用于检测所述翼梢转轴的第二转动角度的第二传感器；

用于检测所述翼梢离合器的啮合状态的啮合传感器；并且

所述第二控制装置分别与所述刹车传感器、所述第一传感器、所述第二传感器、所述啮合传感器通信连接，并且与所述第一动力源电力连接，所述第一控制装置和所述第二控制装置被配置成当所述第二控制装置和所述第一控制装置所获取的下述任意一个或多个参数不同时，由所述第二控制装置控制所述动力驱动装置：

第一转动角度、第二转动角度、第三转动角度、内襟翼刹车装置的刹车状态。

9.如权利要求8所述的系统，其特征在于，所述动力驱动装置包括多个驱动马达，且所述第一控制装置、第二控制装置分别控制不同的所述驱动马达以调节所述动力驱动装置的工作速率。

10.一种利用权利要求2-9中任一项的系统控制翼梢的方法，其特征在于，所述方法包括：

检测所述内襟翼是否能够正常工作；

在所述内襟翼能够正常工作的情况下，利用第二动力源使得翼梢离合器闭合，并利用第一控制装置联通所述动力驱动装置和所述第一动力源，使得所述内襟翼转轴、外襟翼转轴、翼梢转轴转动至所需位置；

在所述内襟翼无法正常工作的情况下，利用第二动力源使得翼梢离合器闭合，并利用第一控制装置联通所述差动齿轮系统和所述第二动力源，使得所述内襟翼转轴、外襟翼转轴、翼梢转轴转动至所需位置。

11.如权利要求10所述的方法，其特征在于，当所述差动齿轮系统和所述第二动力源联通时，位于所述内襟翼转轴上的内襟翼刹车装置锁止所述内襟翼转轴。

12.如权利要求10或11所述的方法，其特征在于，所述翼梢在所述收起构型和展开构型之间转动的所需时间被配置成小于所述襟翼从巡航构型伸出到起飞构型的花费时间、所述襟翼从着陆构型到收回到起飞构型的花费时间。

13.如权利要求12所述的方法，其特征在于，在所述差动齿轮系统执行动作的情况下，当所述翼梢随着所述襟翼被同步转动至所述收起构型或展开构型时，位于外襟翼转轴和翼梢转轴之间的翼梢离合器被断电以保持所述翼梢的当前位置。

14.如权利要求11所述的方法，其特征在于，当所述飞行器处于巡航状态下，位于外襟翼转轴和翼梢转轴之间的翼梢离合器被断电。

15.如权利要求14所述的方法，其特征在于，当所述飞行器处于巡航状态下，所述差动齿轮系统和所述第二动力源被接通。

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