高升力系统及襟翼控制方法技术方案

一种高升力系统(100)及襟翼控制方法，经济性高、驱动精度高、安全性强。在正常飞行状况下，能够由动力驱动装置(110)提供使所述内襟翼(13a)与所述外襟翼(13b)同步运动的动力，并且能够由所述差动齿轮系统(140)的所述电动马达(143)提供使所述内襟翼(13a)或所述外襟翼(13b)异步运动的动力，在异常飞行状况下，能够由所述差动齿轮系统(140)的所述电动马达(143)提供使所述内襟翼(13a)或所述外襟翼(13b)同步运动的动力。

【技术实现步骤摘要】
高升力系统及襟翼控制方法
本专利技术涉及一种高升级系统，更具体地，涉及一种能实现机翼可变弯度功能的高升力系统及襟翼控制方法。
技术介绍
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。此外，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。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。更详细来说，机翼可变弯度控制功能所具有的两个作用具体表现如下：(i)减小机翼载荷飞机以最大起飞重量起飞，在内襟翼13a和外襟翼13b完全收起后，如图3所示，独立地将内襟翼13a向上偏转一个较小角度，以使机翼上的升力向机身内侧移动，使机翼上的展向气动载荷分布呈现合理的椭圆形，从而减小机翼局部承受的剪力和弯矩；(ii)降低机翼阻力飞机在巡航过程中，如图4所示，独立地将内襟翼13a向上偏转至一个较大角度，或再将外襟翼13b向上偏转一个较小角度，以形成差动，从而能根据载荷变化情况改变升力分布情况和全机升阻特性。某一型号的飞机的机翼可变弯度功能叫做巡航襟翼。在这种巡航襟翼中，只有内襟翼13a可以独立于外襟翼13b运动，而实现这一功能的设备叫做变弯度翼盒配平装置1(VariableCamberTrimUnit,VCTU)。变弯度翼盒配平装置1共设有两个，分别安装在左、右两侧的内襟翼与外襟翼之间。变弯度翼盒配平装置1使用液压能源，由飞机上的中央液压系统供压。上述巡航襟翼功能仅在高升力功能主模式下才允许使用，而在高升力功能辅助模式和备用模式下是被抑制的。另外，如图5所示，在上述变弯度翼盒配平装置1主要包括差动齿轮系统2、刹车装置/离合器3和位置传感器4三个部件。差动齿轮系统2将内襟翼扭力管5与外襟翼扭力管6连接。在实现巡航襟翼功能时，变弯度翼盒配平装置1的刹车装置将外襟翼13b锁定，离合器脱开以使内襟翼13a与外襟翼13b分离。动力驱动装置中的电动马达驱动内襟翼13a独立运动。在实现巡航襟翼功能之外的其他时间，刹车装置释放，离合器啮合以联结器形式将内襟翼13a与外襟翼13b连接，动力驱动装置的液压马达驱动内襟翼13a和外襟翼13b运动。另一型号的飞机的机翼可变弯度功能叫做差动襟翼系统，实现该功能的设备叫做主动式差动齿轮(ActiveDifferentialGearbox，ADGB)1’。主动式差动齿轮1’设有两个，分别安装在两侧的内襟翼13a与外襟翼13b之间。如图6所示，主动式差动齿轮1’主要包括电动马达2’及其马达电子控制系统(图6中未图示)、断电式刹车装置3’、差动齿轮箱4’、减速齿轮箱5’和位置传感器6’。主动式差动齿轮使用230V交流电，由飞机上的重要汇流条供电。在实施差动襟翼系统功能时，又细分为如下两种模式：(I)襟翼被动模式内襟翼13a需独立上偏到移动角度。此时，主动式差动齿轮1’的断电式刹车装置3’释放，电动马达2’空转，动力驱动装置将两侧的内襟翼13a驱动到一定角度，翼尖刹车装置13B将两侧的外襟翼13b锁死。(II)襟翼主动模式外襟翼13b需独立上偏到一定角度。此时，主动式差动齿轮1’的断电式刹车装置3’释放，电动马达2’将两侧的外襟翼13b驱动到一定角度(例如-1.5度～+1度)，翼尖刹车装置13B将两侧的内襟翼13a锁死。在实施差动襟翼系统功能之外的其他时候，主动式差动齿轮1’以离合器形式运转，断电式刹车装置3’锁定，电动马达2’不启动。另外，在高升力系统丧失所有液压系统，仅剩电源系统供电时，为了保证飞机安全着陆，外襟翼13b需独立下偏到着陆位置，此时主动式差动齿轮1’的断电式刹车装置3’释放，电动马达2’将两侧的外襟翼13b驱动到一定角度(例如+45度)，断电式刹车装置3’将两侧的内襟翼13a锁死。通过以上两种型号的飞机的机翼可变弯度功能的描述可知，在巡航襟翼功能中，内襟翼13a和外襟翼13b可以相互独立运动，但内襟翼13a的独立运动由液压动力驱动装置驱动，而在差动襟翼系统功能中，飞机实现的机翼可变弯度功能更为复杂。但是，在现有的两种型号的飞机的机翼可变弯度功能中，仍存在如下不足之处：(1)使用液压动力驱动装置驱动内襟翼13a和外襟翼13b同步运动，或是内襟翼13a的独立运动。由于襟翼所需的驱动功率小，使用大功率的液压马达是不经济的，而使用电动马达则是更为经济的；(2)在整个高升力系统的传动比固定的情况下，液压马达驱动扭力管保持了较高的转速，导致翼面运动精度低，而使用电动马达驱动的精度高；(3)现有的差动襟翼系统未能充分发挥主动式差动齿轮的作用。在飞机的动力驱动装置丧失所有的液压能源后，仅由主动式差动齿轮1’驱动外襟翼13b独立运动到全伸出位置，降低了安全着陆的系数。因此，如何能提供一种经济性高、驱动精度高、安全性强的高升力系统和襟翼控制方法便成为亟待解决的技术问题。
技术实现思路
本专利技术为解决上述技术问题而作，其目的在于提供一种安全性强的高升力系统及襟翼控制方法，当飞机在起飞阶段、巡航、着陆以及丧失所有液压能源时，襟翼系统使用电动马达驱动内襟翼和外襟翼同步或异步运动。本专利技术的另一目的在于提供一种驱动精度高的高升力系统及襟翼控制方法，能够控制内襟翼和外襟翼更多形式的运动，以应对多变的飞行状况。本专利技术的又一目的在于提供一种经济性高的高升力系统及襟翼控制方法，能够在无需使用动力驱动装置进行驱动控制时，适时并且及时地切换为使用电动马达进行驱动控制。为了实现本专利技术的主要目的，本专利技术的第一方面提供一种高升力系统，所述高升力系统用于实现飞机的机翼可变弯度功能，所述飞机具有位于飞机主体两侧的机翼并且在所述机翼后缘设置有能伸出和/或旋转的内襟翼和外襟翼。所述高升力系统包括：动力驱动装置，所述动力驱动装置仅在正常飞行状况下提供使所述内本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种高升力系统(100)，所述高升力系统(100)用于实现飞机的机翼可变弯度功能，所述飞机具有位于飞机主体两侧的机翼并且在所述机翼后缘设置有能伸出和/或旋转的内襟翼(13a)和外襟翼(13b)，/n其特征在于，/n所述高升力系统(100)包括：/n动力驱动装置(110)，所述动力驱动装置(110)仅在正常飞行状况下提供使所述内襟翼(13a)与所述外襟翼(13b)同步运动的动力；/n差动齿轮系统(140)，所述差动齿轮系统(140)分别连接到第一直流汇流条和第二直流汇流条上，以分别在正常飞行状况下和异常飞行状况下进行供电或断电，并且能在正常飞行状况下提供使所述内襟翼(13a)与所述外襟翼(13b)异步运动的动力，且能在异常飞行状况下提供使所述内襟翼(13a)与所述外襟翼(13b)同步运动的动力；/n襟缝翼电子控制装置(120)，所述襟缝翼电子控制装置(120)连接到第二直流汇流条上，以进行供电或断电；以及/n系统离合器(130)，所述系统离合器(130)连接在所述动力驱动装置(110)与所述内襟翼(13a)之间，/n所述差动齿轮系统(140)具有：/n电动马达(143)，所述电动马达(143)通过马达电子控制装置(144)启动，以使所述内襟翼(13a)和/或所述外襟翼(13b)运动；以及/n内襟翼刹车装置(145)，所述内襟翼刹车装置(145)能释放或闭合以允许或限制所述内襟翼(13a)的运动，/n所述高升力系统(100)还包括翼尖刹车装置(150)，所述翼尖刹车装置(150)能释放或闭合以允许或限制所述外襟翼(13b)的运动，/n在正常飞行状况下，/n通过所述襟缝翼电子控制装置(120)的下电，使所述系统离合器(130)的啮合，从而由动力驱动装置(110)提供使所述内襟翼(13a)与所述外襟翼(13b)同步运动的动力，/n通过所述襟缝翼电子控制装置(120)的上电，使所述系统离合器(130)的脱开，并通过使所述内襟翼刹车装置(145)和所述翼尖刹车装置(150)两者的释放/闭合状态不同，从而由所述差动齿轮系统(140)的所述电动马达(143)提供使所述内襟翼(13a)或所述外襟翼(13b)独立于所述外襟翼(13b)或所述内襟翼(13a)所述异步运动的动力，/n在异常飞行状况下，/n通过所述襟缝翼电子控制装置(120)的上电，使所述系统离合器(130)的脱开，并通过使所述内襟翼刹车装置(145)和所述翼尖刹车装置(150)两者均为释放状态，从而由所述差动齿轮系统(140)的所述电动马达(143)提供使所述内襟翼(13a)或所述外襟翼(13b)同步运动的动力。/n...

【技术特征摘要】
1.一种高升力系统(100)，所述高升力系统(100)用于实现飞机的机翼可变弯度功能，所述飞机具有位于飞机主体两侧的机翼并且在所述机翼后缘设置有能伸出和/或旋转的内襟翼(13a)和外襟翼(13b)，
其特征在于，
所述高升力系统(100)包括：
动力驱动装置(110)，所述动力驱动装置(110)仅在正常飞行状况下提供使所述内襟翼(13a)与所述外襟翼(13b)同步运动的动力；
差动齿轮系统(140)，所述差动齿轮系统(140)分别连接到第一直流汇流条和第二直流汇流条上，以分别在正常飞行状况下和异常飞行状况下进行供电或断电，并且能在正常飞行状况下提供使所述内襟翼(13a)与所述外襟翼(13b)异步运动的动力，且能在异常飞行状况下提供使所述内襟翼(13a)与所述外襟翼(13b)同步运动的动力；
襟缝翼电子控制装置(120)，所述襟缝翼电子控制装置(120)连接到第二直流汇流条上，以进行供电或断电；以及
系统离合器(130)，所述系统离合器(130)连接在所述动力驱动装置(110)与所述内襟翼(13a)之间，
所述差动齿轮系统(140)具有：
电动马达(143)，所述电动马达(143)通过马达电子控制装置(144)启动，以使所述内襟翼(13a)和/或所述外襟翼(13b)运动；以及
内襟翼刹车装置(145)，所述内襟翼刹车装置(145)能释放或闭合以允许或限制所述内襟翼(13a)的运动，
所述高升力系统(100)还包括翼尖刹车装置(150)，所述翼尖刹车装置(150)能释放或闭合以允许或限制所述外襟翼(13b)的运动，
在正常飞行状况下，
通过所述襟缝翼电子控制装置(120)的下电，使所述系统离合器(130)的啮合，从而由动力驱动装置(110)提供使所述内襟翼(13a)与所述外襟翼(13b)同步运动的动力，
通过所述襟缝翼电子控制装置(120)的上电，使所述系统离合器(130)的脱开，并通过使所述内襟翼刹车装置(145)和所述翼尖刹车装置(150)两者的释放/闭合状态不同，从而由所述差动齿轮系统(140)的所述电动马达(143)提供使所述内襟翼(13a)或所述外襟翼(13b)独立于所述外襟翼(13b)或所述内襟翼(13a)所述异步运动的动力，
在异常飞行状况下，
通过所述襟缝翼电子控制装置(120)的上电，使所述系统离合器(130)的脱开，并通过使所述内襟翼刹车装置(145)和所述翼尖刹车装置(150)两者均为释放状态，从而由所述差动齿轮系统(140)的所述电动马达(143)提供使所述内襟翼(13a)或所述外襟翼(13b)同步运动的动力。


2.如权利要求1所述的高升力系统(100)，其特征在于，
所述差动齿轮系统(140)的所述马达电子控制装置(144)包括常规控制模块(144A)和备用控制模块(144B)，
所述襟缝翼电子控制装置(120)包括：
第一襟缝翼电子控制装置(120B)，所述第二襟缝翼电子控制装置(120B)与所述系统离合器(130)和所述马达电子控制装置(144)的所述常规控制模块连接，并能对系统离合器(130)的上、下电进行控制，并且向所述马达电子控制装置(144)发送控制信号，以控制所述内襟翼刹车装置(145)；以及
第二襟缝翼电子控制装置(120A)，所述第二襟缝翼电子控制装置(120A)与所述系统离合器(130)和所述马达电子控制装置(144)的所述备用控制模块(144B)连接，不对系统离合器(130)的上、下电进行控制而是对所述系统离合器(130)的状态进行监控，并且通过所述备用控制模块(144B)监控所述差动齿轮系统(140)的状态，
当所述第二襟缝翼电子控制装置(120A)监控到的所述系统离合器(130)和/或所述差动齿轮系统(140)的状态与所述第一襟缝翼电子控制装置(120B)的所述系统离合器(130)和/或所述差动齿轮系统(140)的状态不一致时，使第一襟缝翼电子控制装置(120B)进入失效-保护状态。


3.如权利要求2所述的高升力系统(100)，其特征在于，
所述系统离合器(130)和/或所述差动齿轮系统(140)的状态包括所述系统离合器(130)的状态、所述襟翼刹车装置(145)的刹车状态、所述内襟翼(13a)的翼面位置。


4.如权利要求2所述的高升力系统(100)，其特征在于，
所述备用控制模块(144B)通过所述第一直流汇流条供电，
所述第一直流汇流条是115V或230V重要交流汇流条，
所述第二直流汇流条包括28V重要直流汇流条和28V普通直流汇流条，
所述第一襟缝翼电子控制装置(120B)连接到所述28V重要直流汇流条上，所述第二襟缝翼电子控制装置(120A)连接到所述28V普通直流汇流条上。


5.如权利要求2所述的高升力系统(100)，其特征在于，
所述高升力系统(100)还包括翼尖位置传感器(150)，所述翼尖位置传感器(150)对所述外襟翼(13b)的位置进行检测，
所述差动齿轮系统(140)还包括内襟翼位置传感器(146)，所述内襟翼位置传感器(146)对所述内襟翼(13a)的位置进行检测，
所述高升力系统(100)还包括在所述内襟翼(13a)和所述外襟翼(13b)上分别设置一个或多个的倾斜传感器(170A、170B、170C、170D)，所述倾斜传感器(170A、170B、170C、170D)对所述内襟...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨志丹，王伟达，刘锦涛，王晓熠，郭建伟，王兴波，
申请(专利权)人：中国商用飞机有限责任公司，中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，
类型：发明
国别省市：上海;31