一种分布式大型飞机襟翼控制计算机系统技术方案

本发明专利技术提出一种分布式大型飞机襟翼控制计算机系统，包括襟缝翼控制计算机、作动器控制电子单元、功率驱动装置、襟翼控制手柄传感器，襟翼位置传感器，缝翼位置传感器，襟翼倾斜传感器、缝翼倾斜传感器；襟缝翼控制计算机采集襟翼控制手柄传感器指令和缝翼倾斜传感器信息，作动器控制电子单元采集所控制翼面的位置信息，襟缝翼控制计算机和作动器控制电子单元间通过高完整性数据总线进行数据通信。本发明专利技术一种分布式大型飞机襟缝翼电传控制容错计算机系统，满足不同大型飞机平台对控制计算、执行机构可配置管理的需要，实现具有高可靠性、可配置和可升级的襟缝翼控制计算机系统。

【技术实现步骤摘要】
一种分布式大型飞机襟翼控制计算机系统
本专利技术属于飞机航空电子系统设计领域，涉及解决大型飞机飞行控制系统襟翼和缝翼电传控制计算机系统的设计。
技术介绍
现代大型飞机都装备了增升装置，包括机翼前缘的缝翼和后缘的襟翼。在飞机起飞、着陆等低速状态通过机翼前缘缝翼与后缘襟翼的向外伸出，向下弯曲增大机翼表面积改变翼型提高飞机升力，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、进场速率及进场飞行姿态。通过计算机系统对飞机的襟翼、缝翼进行闭环控制，实现自动襟缝翼功能，提高了控制精度和系统的鲁棒性。现役大型飞机襟、缝翼控制计算机系统普遍采用联合式系统结构，系统包括传感器、控制计算机和中央动力驱动单元，控制计算机采集控制手柄及翼面传感器信息经控制律计算后将控制指令发送至中央动力驱动单元,动力驱动单元通过马达经行星齿轮减速器复合运动驱动传动轴，传动轴横穿过整个飞机中段机身以及左右机翼将动力传动到旋转作动器或齿条作动器，带动襟翼或缝翼收放。通过共用机械传动轴的方法保证了左右翼面运动的同步，然而机翼内段和外段外形差异很大，内外翼面在同步运动时要顺应差异很大的机翼外形，增大了系统设计与安装难度。此外，为适应机翼形变，传动轴实际上是由众多扭力杆分段连接而成，传动效率低，传动轴易发生断裂或卡阻，不同型号飞机其传动轴设计均不同，大量的结构件导致系统无法实现模块化和重用。
技术实现思路
为了解决
技术介绍
中的技术问题，针对大型飞机襟翼、缝翼控制的功能及性能需求，本专利技术提出一种分布式大型飞机襟缝翼电传控制容错计算机系统，满足不同大型飞机平台对控制计算、执行机构可配置管理的需要，实现具有高可靠性、可配置和可升级的襟缝翼控制计算机系统。本专利技术的技术解决方案：一种分布式大型飞机襟翼控制计算机系统，其特征在于：所述计算机系统包括襟缝翼控制计算机、作动器控制电子单元、功率驱动装置、襟翼控制手柄传感器，襟翼位置传感器，缝翼位置传感器，襟翼倾斜传感器、缝翼倾斜传感器；襟缝翼控制计算机采集襟翼控制手柄传感器指令和缝翼倾斜传感器信息，作动器控制电子单元采集所控制翼面的位置信息，襟缝翼控制计算机和作动器控制电子单元间通过高完整性数据总线进行数据通信。上述襟缝翼控制计算机是2台；所述襟缝翼控制计算机采用双-双余度构型。上述双-双冗余计算节点采用专用同步硬件接口，通过双-双余度同步算法确保计算节点间异步度≤50μs.本专利技术的优点是：1.本专利技术采用数字总线取代机械传动轴，有效减轻控制系统重量和结构设计复杂度。2.本专利技术采用开放的系统结构，可满足不同飞机平台对控制计算、作动部件可配置需要。附图说明图1是本专利技术系统结构框图；图2是本专利技术系统传感器配置关系框图；图3是本专利技术襟缝翼控制计算机(计算节点)结构框图；图4是本专利技术作动器控制电子单元(执行节点)的结构框图；具体实施方式本专利技术的系统由襟缝翼控制计算机(简称SFCC)，作动器控制电子单元(简称ACE)，功率驱动装置(简称PDU)，襟翼控制手柄传感器，襟翼位置传感器，缝翼位置传感器，襟翼倾斜传感器、缝翼倾斜传感器等部件组成。系统采用分布式容错和管理的系统架构，襟缝翼控制计算机采集控制手柄传感器指令和翼面倾斜传感器信息，作动器控制电子单元采集所控制翼面的位置信息，襟缝翼控制计算机和作动器控制电子单元间通过高完整性数据总线进行数据通信。襟缝翼控制计算机采集控制手柄位置信息和相关翼面位置信息，经控制律计算后将控制指令通过数据总线发送给作动器控制电子单元，由作动器控制电子单元完成作动器控制。同时襟缝翼控制计算机监控系统工作状态当故障发生时可通过系统重构继续工作抑制故障蔓延。下面对本专利技术做进一步详细说明。参见图1，本专利技术的襟翼控制计算机系统主要由襟缝翼控制计算机，作动器控制电子单元组成。襟缝翼控制计算机采用双-双余度构型，系统包含2台相同的SFCC。每台SFCC内部包含命令和监控两个功能通道，命令通道和监控通道采用非相似设计。2台SFCC同时并行工作，SFCC与各自交联的总线以及作动器控制电子单元形成2条控制支路。SFCC内部两个通道以预定的监控表决模式运行，当任何一个通道硬件或软件出现永久故障后，该计算机进入故障静默状态并通过故障指示信号告知系统，系统控制将由另一支路正常SFCC完成。计算机系统采用分布式构由双-双冗余计算节点和若干执行节点组成，节点间通过容错数字总线交联；系统采用同步工作方式，可选择以下2种等效的同步方法之一实现系统的同步工作：方法1：双-双冗余计算节点采用专用同步硬件接口，通过双-双余度同步算法确保计算节点间异步度≤50μs。计算节点使用静态调度方法，按预定的帧周期运行。在每一个帧周期内完成信号采集与处理、控制律计算与指令输出、监控和余度管理；往复迭代。若干子帧周期组成一个主帧周期，从而完成一个完整的控制序列；方法2：系统采用时间触发的数字总线进行数据通信，各节点严格按照总线命令表(调度表)在确定的总线时间发送相应信息。时间触发总线提供同步算法以确保节点间异步度≤20μs。系统中各节点出现故障后进入故障静默状态，节点采用统一成员一致性协议相互决策、推断系统健康节点确保健康节点可以执行正确指令。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种分布式大型飞机襟翼控制计算机系统，其特征在于：所述计算机系统包括襟缝翼控制计算机、作动器控制电子单元、功率驱动装置、襟翼控制手柄传感器，襟翼位置传感器，缝翼位置传感器，襟翼倾斜传感器、缝翼倾斜传感器；襟缝翼控制计算机采集襟翼控制手柄传感器指令和缝翼倾斜传感器信息，作动器控制电子单元采集所控制翼面的位置信息，襟缝翼控制计算机和作动器控制电子单元间通过高完整性数据总线进行数据通信。

【技术特征摘要】
1.一种分布式大型飞机襟翼控制计算机系统，其特征在于：计算机系统采用分布式结构，由双-双冗余计算节点和若干执行节点组成，节点间通过容错数字总线交联；系统采用同步工作方式实现左右襟翼翼面的同步运动；所述计算机系统包括襟缝翼控制计算机、作动器控制电子单元、功率驱动装置、襟翼控制手柄传感器，襟翼位置传感器，缝翼位置传感器，襟翼倾斜传感器、缝翼倾斜传感器；襟缝翼控制计算机采集襟翼控制手柄传感器指令和缝翼...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐奡，林坚，夏德天，解文涛，郑久寿，康晓东，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司第六三一研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61