一种襟翼分布式驱动系统技术方案

本发明专利技术属于航空襟翼驱动控制领域，具体涉及一种襟翼分布式驱动系统。该系统为在左右内外襟翼之间的传输线系上各布置一个动力驱动装置的分布式驱动构型，该构型由于取消了连接左右驱动系统的传输线系和将驱动装置的数量减少，因此减少了高升力系统的部件数量，简化了高升力系统的构型。同时分布式驱动构型扩大了内外襟翼之间偏转角度的范围；每侧翼面的动力驱动装置减少到一个，同时本发明专利技术由于未将内外襟翼传输线系断开，因此确保了单侧翼面内外襟翼运动的一致性。

【技术实现步骤摘要】
一种襟翼分布式驱动系统
本专利技术属于航空襟翼驱动控制领域，具体涉及一种襟翼分布式驱动系统。
技术介绍
现代大型飞机在起飞时通过伸出机翼11、19上的后缘襟翼9、10、20、21达到增加机翼面积的目的，机翼11、19面积增加会提高飞机的升力，以便使飞机以较低的速度起飞和降落。在飞机飞行过程中飞行员通过操纵左右副翼18、22偏转角度实现飞机的横滚机动。飞机左右翼面的后缘襟翼9、10、20、21的驱动一般采用中央集中驱动模式(图1)，由襟缝翼控制计算机23控制位于飞机中央的功率驱动装置1驱动左右外襟翼9、21和内襟翼10、20同时上偏或下偏，以确保左右后缘襟翼运动的同步性；副翼18、22是独立的翼面，位于机翼11、19的末端。传统的中央集中驱动模式将左右驱动线系连接到一起，确保了左右翼面运动的一致性，但由于集中式驱动构型传输线系长，因此高升力驱动系统的部件多，重量大。参考专利1(专利号：EP2851284A1)的分布式驱动模式在传统的中央集中驱动模式基础上，左右内外襟翼传输线系之间各增加了一个驱动装置，实现了外襟翼和内襟翼之间的相互独立运动功能。但由于该构型是在中央集中驱动模式的基础上增加了独立驱动功能，因此高升力系统的复杂度没有降低，高升力系统依然存在部件多和重量大的缺点。参考专利2(专利号：US20040200928A1)的分布式驱动模式取消了连接左右襟翼传输线系的结构，实现了内外襟翼的完全独立驱动，但由于该构型不仅每个作动器都集成了一个电机，而且将内外襟翼的传输线系断开，因此该分布式构型虽然降低了高升力系统部件的数量和重量，但参考专利2的缺点是驱动数量较多和内外襟翼同步性较差。
技术实现思路
本专利技术的目的：提供一种重量轻且安全性高的襟翼分布式驱动系统。技术方案：第一方面，提供了一种襟翼分布式驱动系统，包括：左驱动系统113、右驱动系统116、襟缝翼控制计算机123，其中，左驱动系统113和右驱动系统116分别通过襟缝翼控制计算机123控制。进一步地，左驱动系统和右驱动系统均包括内侧位置传感器101、第一作动器102、内侧翼尖制动装置103、第二作动器104、第三作动器105、外侧翼尖制动装置106、第四作动器107、外侧位置传感器108、动力驱动装置109，其中，动力驱动装置109的左端输出轴与第三作动器105的右端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109的右端输出轴与第二作动器104的左端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109由襟缝翼控制计算机123控制；第三作动器105的左侧输入轴与外侧翼尖制动装置106的右侧输入轴通过花键固联、第三作动器105的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧翼尖制动装置106的左侧输入轴与第四作动器107右侧输入轴通过花键固联；第四作动器107的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧位置传感器108通过法兰盘和花键固联于第四作动器107，外侧位置传感器108的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机123；第二作动器的右侧输入轴与内侧翼尖制动装置的左侧输入轴通过花键固联、第二作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧翼尖制动装置的右侧输入轴与第一作动器左侧输入轴通过花键固联；第一作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧位置传感器通过法兰盘和花键固联于第一作动器，内侧位置传感器的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机。进一步地，在第三作动器与外侧翼尖制动装置之间还包括N个作动器，其中N为正整数，所述N个作动器串联并且输出轴与外襟翼通过轨道连接。进一步地，在第三作动器与外侧翼尖制动装置之间还包括N个作动器，其中N为正整数，所述N个作动器串联并且输出轴与内襟翼通过轨道连接。进一步地，左驱动系统和右驱动系统均包括内侧位置传感器101、第一作动器102、第二作动器104、第三作动器105、第四作动器107、外侧位置传感器108、动力驱动装置109，其中，第一作动器102、第二作动器104、第三作动器105、第四作动器107中均设置有无返回机构，动力驱动装置109的左端输出轴与第三作动器105的右端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109的右端输出轴与第二作动器104的左端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109由襟缝翼控制计算机123控制；第三作动器105的左侧输入轴第四作动器107右侧输入轴通过花键固联，第三作动器105的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；第四作动器107的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧位置传感器108通过法兰盘固联于第四作动器107，外侧位置传感器108的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机123；第二作动器的右侧输入轴与第一作动器左侧输入轴通过花键固联，第二作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；第一作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧位置传感器通过法兰盘固联于第一作动器，内侧位置传感器的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机。进一步地，在襟翼包括中部襟翼的情况下，左驱动系统和右驱动系统还均包括第五作动器和第六作动器，第五作动器和第六作动器串联在动力驱动装置的输出轴与第二做动器或者动力驱动装置的输出轴与第三作动器之间，第五作动器和第六作动器的输出轴分别与中部襟翼通过轨道连接。进一步地，在襟翼包括中部襟翼的情况下，左驱动系统和右驱动系统还包括N个作动器，其中N为正整数，所述N个作动器串联并且输出轴与中部襟翼通过轨道连接。进一步地，动力驱动装置109包括第一电机114、第二电机115、齿轮箱118、外侧制动模块112和内侧制动模块117，其中第一电机114和齿轮箱118连接，第二电机115和齿轮箱118连接；齿轮箱118的左端与外侧制动模块112连接，齿轮箱118的右端与内侧制动模块117连接。本专利技术的有益效果：本专利技术为在左右内外襟翼之间的传输线系上各布置一个动力驱动装置的分布式驱动构型，该构型由于取消了连接左右驱动系统的传输线系和将驱动装置的数量从3个减少到2个，因此减少了高升力系统的部件数量，简化了高升力系统的构型。同时分布式驱动构型扩大了内外襟翼之间偏转角度的范围；每侧翼面的动力驱动装置减少到1个，同时本专利技术由于未将内外襟翼传输线系断开，因此确保了单侧翼面内外襟翼运动的一致性。该专利技术将左右翼面驱动线系断开后，其外襟翼偏转角度较参考专利1大。通过动力驱动装置的差动功能，可以操纵左右外侧襟翼上下偏转更大的角度，完全代替副翼实现飞机横滚机动功能。附图说明图1是根据现有技术的中央集中式驱动结构示意图；其中，1、功率驱动装置2、第一作动器3、第二作动器4、第三作动器5、第四作动器6、翼尖制动装置7、轨道8、翼尖位置传感器9、外襟翼10、内襟翼11、机翼12、电机13、齿轮箱14、掉电制动装置15、电机16、掉电制动装置17、扭力杆18、副翼19、机翼20、内襟翼21、外襟翼22、副翼23、襟缝翼控制计算机图2是根据本专利技术实施例的襟翼分布式驱动系统结构示意图；其中，101、内侧位置传感器102、第一作动器103、内侧翼尖制动装置104、第二作动器105、第三作动器106、本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种襟翼分布式驱动系统，其特征在于，包括：左驱动系统(113)、右驱动系统(116)、襟缝翼控制计算机(123)，其中，左驱动系统(113)和右驱动系统(116)分别通过襟缝翼控制计算机(123)控制。/n

【技术特征摘要】
1.一种襟翼分布式驱动系统，其特征在于，包括：左驱动系统(113)、右驱动系统(116)、襟缝翼控制计算机(123)，其中，左驱动系统(113)和右驱动系统(116)分别通过襟缝翼控制计算机(123)控制。


2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，左驱动系统和右驱动系统均包括内侧位置传感器(101)、第一作动器(102)、内侧翼尖制动装置(103)、第二作动器(104)、第三作动器(105)、外侧翼尖制动装置(106)、第四作动器(107)、外侧位置传感器(108)、动力驱动装置(109)，其中，动力驱动装置(109)的左端输出轴与第三作动器(105)的右端输入轴通过花键固联、动力驱动装置(109)的右端输出轴与第二作动器(104)的左端输入轴通过花键固联、动力驱动装置(109)由襟缝翼控制计算机(123)控制；第三作动器(105)的左侧输入轴与外侧翼尖制动装置(106)的右侧输入轴通过花键固联、第三作动器(105)的输出轴与外襟翼(111)通过轨道连接；外侧翼尖制动装置(106)的左侧输入轴与第四作动器(107)右侧输入轴通过花键固联；第四作动器(107)的输出轴与外襟翼(111)通过轨道连接；外侧位置传感器(108)通过法兰盘和花键固联于第四作动器(107)，外侧位置传感器(108)的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机(123)；第二作动器(104)的右侧输入轴与内侧翼尖制动装置(103)的左侧输入轴通过花键固联、第二作动器(104)的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧翼尖制动装置(103)的右侧输入轴与第一作动器(102)左侧输入轴通过花键固联；第一作动器(102)的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧位置传感器(101)通过法兰盘和花键固联于第一作动器(102)，内侧位置传感器(101)的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机(123)。


3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，在第三作动器(105)与外侧翼尖制动装置(106)之间还包括N个作动器，其中N为正整数，所述N个作动器串联并且输出轴与外襟翼通过轨道连接。


4.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，在第三作动器(105)与外侧翼尖制动装置(106)之间还包括N个作动器，其中N为正整数，所述N个作动器串联并且输出轴与内襟翼通过轨道连接。


5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，左驱动系统和右驱...

【专利技术属性】
技术研发人员：康宁，史佑民，
申请(专利权)人：庆安集团有限公司，
类型：发明
国别省市：陕西;61