具有用于每个半翼的单独的驱动单元的飞行器用增升系统

摘要

一种飞行器机翼上的增升系统，所述机翼包括具有可动地保持的增升襟翼（16、18）的左侧半翼（44）和右侧半翼（46），并且所述机翼附接至飞行器机身由此形成翼根（30），在每个半翼中在紧靠所述翼根的区域中包括驱动单元（32）。在每个半翼中，所述驱动单元接合至机械地连接至相应驱动单元的传动轴（34），所述传动轴从所述驱动单元沿相应半翼的端部的方向延伸且设计成以机械的方式使设置在相应半翼中的所述增升襟翼移动。通过这样一种布置，能够免除从中央驱动单元到各个半翼偏斜齿轮布置。

说明书

相关申请的交叉引用

本申请要求于2010年10月5日提交的德国专利申请No.102010 047512.2和于2010年10月5日提交的美国临时专利申请No.61/389,961 的优先权，所述申请的公开内容就此通过参引结合入本文。

技术领域

本发明涉及包括多个可动升力襟翼的飞行器用增升系统以及包括 具有多个可动升力襟翼的增升系统的飞行器。

背景技术

民用和军用飞行器中的多个具有可动襟翼的增升系统由中央驱动 单元驱动，中央驱动单元位于飞行器机身的中部，此驱动单元还已知为 在可动襟翼的对应襟翼支撑位置上的动力控制单元PCU、传动轴链以 及局部机械致动器装置。致动器装置通常设计为线性主轴驱动装置或者 旋转驱动装置。此外，这些已知增升系统包括安全制动器，例如所谓的 “翼梢制动器”（WTB），安全制动器在特定故障——例如如果传动轴 断裂——的情况下开始动作。通常，通过飞行器的数字机载计算机—— 例如通过所谓的“缝翼襟翼控制计算机”（SFCC）——对这些增升系统 进行控制和监测。

基于中央控制驱动单元，通过穿过机身并且沿着支撑位置延伸的传 动轴链机械地确保左侧和右侧半翼的各自的襟翼之间以及一半翼的多 个襟翼之间的同步性。该传动轴链通常包括多个轴承、多个齿构件、万 向接头以及用于桥接方向上的大的改变——特别是与从机身中央至半 翼的区域或者与翼根区域相关的方向上的大的改变——的目的的对应 的斜齿轮布置。用于在机翼的前缘上的襟翼和用于在机翼后缘上的襟翼 的中央驱动单元——例如就由空客制造的飞行器而言——紧靠机身中 心线安装在起落架舱中或者安装在机翼-机身整流罩（“腹部整流罩”） 的区域中。相应地，使用用于机翼前缘的襟翼的中央驱动单元和用于机 翼后缘的襟翼的中央驱动单元。各个中央驱动单元通常由并联工作的两 个马达驱动，所述马达的驱动输出通过分速器传递至相应的传动轴系 统，其中，存在多种驱动方式。

EP1462361B1和US7048234B2示出了在固定翼飞行器机翼上的襟 翼系统，在其襟翼系统中，襟翼连接至同步的机翼内部单独的驱动器。

发明内容

将中央驱动单元设置在机身中央的区域中分别用于在机翼前缘上 和机翼后缘上的襟翼系统导致众多机械组件——例如传动轴、万向接 头、轴承和轴承座、以及斜齿轮布置的非常巨大的安装费用，以便首先 将驱动单元的轴输出提供至半翼或者提供至翼根区域。尽管机身内的扭 矩传输通常需要在角度上非常大的改变，但是半翼内的扭矩传输以完全 直线的方式发生。

从花费、重量以及特别是控制技术的角度出发，当与联接全部通过 共用传动轴驱动的襟翼相比，包括各自的驱动装置的襟翼的同步联接更 复杂并且提供较低的整体可靠性。

本发明的目的是提出一种用于飞行器的增升系统，此系统可以实现 分别对在机翼前缘上的襟翼和机翼后缘上的襟翼的简单驱动，同时在角 度上具有尽可能少的明显变化，而不增加此布置的重量，并且特别是不 降低飞行器的可靠性。

由具有独立权利要求1的特征的飞行器用增升系统达成此目的。有 利实施方式和改型在从属权利要求中说明。

一种飞行器机翼上的增升系统，所述机翼包括具有可动地保持的增升 襟翼的左侧半翼和右侧半翼，所述机翼附接至飞行器机身由此形成翼根， 根据本发明的第一方面，在每个半翼中在紧靠所述翼根的区域中设置有驱 动单元。在每个半翼中，所述驱动单元接合至机械地连接至相应驱动单元 的传动轴。所述传动轴从所述驱动单元沿相应半翼的端部的方向延伸且设 计成以机械的方式使设置在相应半翼中的所有增升襟翼移动。

根据本发明，因此使用非中央的并且可相互独立操作的两个驱动单 元，两个驱动单元替代中央驱动单元和中央驱动单元向半翼中的必要偏 转。这提供的优点在于，驱动单元至紧靠翼根区域的移位消除了对传动 轴从机身中央至半翼或者至翼根的昂贵移位的需要。已经在空间上移位 至翼根区域的驱动单元可以容易地和有利地进行安装，在飞行器包括机 身起落架的情况下尤其如此，因为在此布置中通常有特别是用于后缘襟 翼系统的充足安装空间。作为驱动单元移位的结果，可以免除中央驱动 且发源于机身中央的常规传动轴系统的传动轴的大约四分之一。另外， 不需要设置通常安装用以桥接机身区域中的传动装置角度上的较大改 变的相关联的斜齿轮布置。免除这些机械驱动组件——例如传动轴、万 向接头以及斜齿轮布置——以及免除在此区域中的相关结构连接或者 支承装置，潜在地导致整个系统重量减轻，换句话说，导致与在机翼前 缘上的增升襟翼有关和与在机翼后缘上的增升襟翼有关的重量最优化 驱动。现在双倍数量的驱动单元的整体重量潜在地小于中央驱动单元和 至半翼的必要偏转装置的整体重量。此外，应当考虑，两个驱动单元中 的每个需要处理比中央驱动单元低很多的机械载荷，因此这导致了更小 的尺寸设计，而这对于所实现的整体重量具有正面效应。

本发明提供另一优势在于，其涉及大大减少的安装努力，特别是因 为不需要在起落架舱中和在机翼至腹部的过渡区域中的已经被很多其 它系统用掉的已经有限的安装空间中的传动安装。

在此阶段，应当指出，也可以安装多个根据本发明的增升系统以替 代多个驱动单元和传动轴链。可以想象到，根据本发明的增升系统装备 有前缘襟翼，根据本发明的增升系统装备有后缘襟翼，并且安装在机翼 上。还应当指出，表述“襟翼”包括飞行器的前缘襟翼、后缘襟翼以及 其它可动地保持的襟翼，其中，前缘襟翼也可以包括缝翼。

在有利实施方式中，每个半翼中的增升系统各自包括至少一个致动 器装置，所述至少一个致动器装置机械地连接至传动轴和需移动的增升 襟翼，其中，当沿翼展的方向观看时，驱动单元比第一个致动器装置更靠 近所述翼根设置。这意味着在每个半翼中，驱动单元紧靠翼根区域设置， 并且传动轴从此驱动单元延伸到半翼中并且在翼梢方向上延伸，接着是 第一个致动器装置和可选择的其它致动器装置。此布置提供优势在于， 正被讨论的所述驱动单元需要设置仅一个传动轴引出线，该一个传动轴 引出线延伸至半翼内的所有致动器装置。

在同样有优势的实施方式中，增升系统包括两个或者更多个致动器 装置，其中，当沿翼展的方向观看时，驱动单元设置在第一个致动器装置 与第二个致动器装置之间。此布置提供优势在于，从驱动单元至第一个 致动器装置的额外传动轴可以免除，从而使得可以减轻重量。

在有利实施方式中，根据本发明的增升系统包括相互独立的两个控 制计算机，所述两个控制计算机都连接至左侧和右侧冗余驱动单元，并且， 所述两个控制计算机设计成获取要移动的增升襟翼的当前所需位置和实 际位置并控制相应驱动单元以使所述实际位置与所述目标位置相等。获取 实际位置可以例如通过位于增升襟翼上、致动器装置上、驱动单元上或 者传动轴上的位置传感器实现。通过例如借助于来自飞行员的对应信号 输入目标位置，两个控制计算机将控制驱动单元使得在两个半翼上同时 获得所输入的目标位置。

在有利实施方式中，滚转补偿单元连接至驱动单元并且设计成均衡 左侧和右侧半翼在升力上的不同，其特征在于通过全面控制相应驱动单 元，产生平衡的差动滚转力矩。通过这种方式，可以免除用于滚转补偿 的着陆襟翼的机械调整，所述机械调整通常在初始功能检测飞试之后进 行。滚转补偿单元可以设计成分开的单元但是同时也可以集成为控制计 算机中的算法。

所述目的进一步通过这样一种飞行器达成，该飞行器包括带有两个 半翼和上述增升系统的机翼。以此方式设计的飞行器当与包括常规增升 系统的已知飞行器相比时具有明显重量优势，并且因为不需要提供安装 昂贵的斜齿轮布置等而降低了制造成本。

另外，所述目的由驱动单元和传动轴在具有机翼的飞行器的各个半翼 中的用于使可动地设置在所述机翼上的增升襟翼移动的各自的用途达成。

最后，所述目的还由用于使增升襟翼移动的方法达成，所述增升襟 翼可动地保持在机翼上，所述机翼包括两个半翼，两个驱动单元设置在所 述半翼中，每个驱动单元连接至传动轴，所述传动轴延伸到相应的半翼中 并且联接至致动器装置。根据本发明的此方法基本上包括如下步骤：使 传动轴旋转；测量所述增升襟翼的位置；与目标位置进行比较；以及当到 达目标位置时，使所述驱动单元停止。在所述方法的有利实施方式中， 通过对比所述两个半翼的相对的增升襟翼来确定任何不对称，如果有任何 不对称，则驱动单元停止。通过将距离增量附加到一个半翼的增升襟翼 的特定实际位置上，能够补偿源于制造公差的不对称错误。为了在例如发 动机故障或者控制表面故障等故障情况下提供滚转补偿，可以有意地伸展 一个半翼上的增升襟翼使得它们不对称。

附图说明

在以下对于示例性实施方式和附图的描述中公开了本发明的其它 特征、优点和应用选择。所述和/或所示的全部特征本身以及其任何组 合形成了本发明的主题，甚至与它们在各个权利要求中的构成或它们的 相互关系无关。此外，附图中的等同物或相似物具有相同的附图标记。

图1示出了根据现有技术状态的增升系统。

图2示出了根据本发明的增升系统。

图3示出了具有两个安装在飞行器中的根据本发明的增升系统的飞 行器。

图4示出了根据本发明的方法的示意性框图。

具体实施方式

图1示出了取自现有技术状态的增升系统，其包括中央驱动单元2 或者动力控制单元（PCU），该中央驱动单元2或者动力控制单元分别 通过传动轴链4连接至左侧半翼和右侧半翼中的致动器装置6。中央驱 动单元2包括位置传感器8，位置传感器8也称为“反馈位置传感组件” （FPPU）。此外，出于冗余的原因，中央驱动单元2通过两个马达驱动， 这两个马达通过两个不同的液压系统供给动力。例如，图1示出了“绿 色”液压系统10和“黄色”液压系统12，在图中由“G”（绿色）和“Y” （黄色）标记“绿色”液压系统10和“黄色”液压系统12。在其中一 个液压系统10或12存在压力损失的情况下，为了将系统保持在规定位 置并且在方法过程中为了抵消任何载荷引起的不需要的中央驱动单元2 的旋转，设置有对应的压力损失制动器（“无液压止动装置”(pressure off  brake)，POB）14，当加压时压力损失制动器打开并且当压力下降时关 闭。为了监测增升系统的在两个半翼的增升襟翼16之间或者增升襟翼 18之间的不对称性，使用所谓不对称位置传感器20（“不对称位置传感 组件”APPU）20，增升襟翼16作为示例设计为后缘襟翼，不对称位置 传感器20位于每个传动轴链4的端部处。另外，在每个半翼的外部区 域中，分别设置有另一翼梢制动器（“翼梢制动器”，WTB）22。

中央驱动单元2与两个控制计算机（缝翼/襟翼控制计算机1和缝翼 /襟翼控制计算机2，SFCC1、SFCC2）24和26连接，这两个控制计算 机24和26通过位置传感器8和不对称传感器20监测襟翼16和18的 偏转，并且在这之后控制中央驱动单元2。控制计算机24和26例如通 过可以由飞行员操作的致动杆28获得要设定的目标值，致动杆28连接 至控制计算机24和26。

图2中示出的根据本发明的增升系统与图1中示出的现有技术状态 的不同在于使用两个单独的并且机械上独立的驱动单元32，这两个驱 动单元32可以相互独立地操作并且设置在翼根30的区域中，每个驱动 单元32自己将机械动力供给至左侧半翼或者右侧半翼的传动轴链34， 用于使增升襟翼16和18运动的多个致动器装置36a至36d设置在半翼 中并且连接至相应传动轴链34。

作为示例，在图2中，各个驱动单元32沿翼展方向设置，即在第 一个致动器装置36a的前面从翼根朝向沿着翼展的延伸范围的外侧设 置，使得相应的传动轴链34从相应的驱动单元32通过多个致动器装置 36a至36d延伸至翼梢。作为其替代方式，驱动单元32可以位于第一 个致动器装置36a与第二个致动器装置36b之间，正如虚线所示。传动 轴部段形式的轴件可以从驱动单元32延伸至第一个致动器装置36a。

组件基本上类似于根据图1中的现有技术状态的增升系统的组件。 因为分成相互独立的两个驱动单元32，这两个驱动单元32的尺寸可以 构造成使得它们大大小于单个中央驱动单元2。两个驱动单元32一起 的总重量应当仅稍大于单个中央驱动单元的重量。通过能够免除多个轴 接头或者斜齿轮布置，当与单个中央控制的传动轴链的重量相比时，由 于不需要通过机翼内的到对应接合点的在多个空间方向上的多个偏转 在翼根中使中央驱动单元的旋转偏转，两个传动轴34的总重量大幅降 低。在最后分析中，这使得图2的设计的总重量低于图1的设计的总重 量。

除了重量优势外，特别应该强调的是，通过由两个控制计算机24 和26中的滚转补偿功能或者由分开的附加滚转补偿单元38单独地控制 两个驱动单元32，可以执行滚转补偿。这以通过单独的指定致动距离 借助增升襟翼16和18附加距离增量以产生差动滚转力矩的形式发生。 以此方式，由于飞行器制造中的公差导致的不对称可以得到补偿并且在 发动机故障情况下，这可以使得减小在副翼和舵上的载荷，进而再次为 飞行器的主致动表面提供了更多用于此故障状态的滚转职能。如果由于 这些致动表面中的一个或者多个故障，总体上出现副翼和扰流器的致动 表面的滚转职能降低，通过利用增升襟翼16和18的滚转补偿，可以提 高飞行器的可控制性。

通过与由单独的位置传感器40借助控制计算机24和26提供的实 际位置进行比较，可以检测在两个半翼44和46的襟翼16和18之间是 否有任何不对称使得提前移动的相应驱动装置32可以止动从而抵消缺 陷引起的不对称并且因此抵消要借助副翼弥补的滚转力矩或者确保同 步对称伸展。在此过程中，要考虑通过滚转补偿单元38输入的并且是 所需的附加距离增量。

由于将驱动单元32的尺寸构造得较小且免除到翼根30的所有传动 轴组件加翼盒，根据本发明的增升系统重量低于来自现有技术状态的增 升系统的重量。此外，作为分开控制和以单个半翼的致动器装置的省略 的刚性机械联接为基础的滚转补偿的集成选择的结果，可以实施附加功 能，否则这会有对致动器装置的必要的人工设定等。

图3示出了具有分别用于铰接前缘襟翼48及后缘襟翼16和18的 创新的增升系统的飞行器42，每个增升系统包括两个分开的驱动单元 32，各个驱动单元32驱动在各个半翼44、46上的独立的传动轴链。

最后，图4示出了根据本发明的方法的说明，该方法包括使增升襟 翼移动以及滚转补偿的特征。通过将移动信号从控制计算机24和26发 送50至单个驱动单元32，驱动该驱动单元32，这导致传动轴34的旋 转进而增升襟翼的运动52。在发送停止信号之后54，发生驱动单元34 的停止56。

与此同时，为了确保增升襟翼的正确定位并且为了避免不对称错误 等，进行左侧半翼44的增升襟翼16和18的当前位置的测量58和右侧 半翼46的增升襟翼16和18的当前位置的测量60。将当前位置与目标 位置进行比较62提供传动轴34是否已经执行足够的旋转而到达目标位 置的结果。当到达所述目标位置时，发出停止信号54，这使得驱动单 元32停止。另外，因为两个半翼44和46的增升襟翼16和18的实际 位置是可获得的，并且通过对相对的增升襟翼16及18的实际位置进行 比较，可以容易地检测任何不对称64，从而于是发出停止信号54。

如果存在由于飞行器制造中的公差导致的任何不对称，如果不对称 是需要，或者如果要支持主控制表面，借助于滚转补偿单元38，将用 于半翼44和46的特定增升襟翼的、导致不对称的距离增量——即，附 加致动距离——附加在目标位置上66使得这不会导致因不对称而关断 驱动单元32。

此外，应当指出，“包括”不排除其他元件或步骤，并且“一”或“一 个”不排除复数。而且，还应当指出，参考上面的示例性实施方式之一进 行描述的特征或步骤也能够与上面描述的其他示例性实施方式的其他特 征或步骤组合使用。权利要求中的附图标记不应当被解释为是限制性的。

附图标记列表

2     驱动单元（PCU）

4     传动轴链

6     致动器装置

8     位置传感器

10    绿色液压系统（G）

12    黄色液压系统（Y）

14    无液压止动装置（POB）

16    增升襟翼

18    增升襟翼

20    不对称位置传感组件（APPU）

22    翼梢制动器（WTB）

24    控制计算机（SFCC1）

26    控制计算机（SFCC2）

28    致动杆

30    翼根

32    驱动单元（PCU）

34    传动轴（链）

36a-d 致动器装置

38    滚转补偿单元

40    位置传感器

42    飞行器

44    半翼

46    半翼

48    增升襟翼

50    发送移动信号

52    使传动轴旋转

54    发送停止信号

56    使动力控制装置停止

58    测量左侧半翼位置

60    测量右侧半翼位置

62    比较目标状态与实际状态

64    检测不对称

66    附加距离增量