[发明专利]飞机的高升力系统的自动控制装置

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于自动控制飞机的高升力系统的装置。

背景技术

文献US2006/049308A1公开了一种飞机机翼系统，其具有升力装置以 及驱动系统，所述驱动系统具有与升力装置耦联的驱动连接，以及耦联于 驱动系统的控制系统。控制系统具有第一配置，在第一配置下，驱动连接 有效地耦联于第一和第二可展开的升力装置，其中驱动连接的至少一部分 的致动将移动第一和第二可展开的升力装置。控制装置还具有第二配置， 在第二配置下，驱动连接有效地耦联于第一可展开的升力装置并且有效地 与第二可展开的升力装置脱耦，其中在驱动连接的至少一部分致动时，第 一可展开升力装置相对于第二可展开的升力装置移动。

已知多种高升力系统，所述高升力系统用于对于起飞、着陆和慢速飞 行提高机翼上的最大升力。这些高升力系统在民用交通飞机和其它运输飞 机中，但也在商务旅行飞机和发动机驱动的运动飞机中使用。在民用交通 飞机和其它运输飞机中，采用具有机翼前缘襟翼和机翼后缘襟翼的作为主 要的在空气动力学上发挥作用的升力元件的高升力系统。机翼前缘襟翼设 计在襟翼和主机翼之间有或没有间隙，而机翼后缘襟翼多数设计成单间隙 或多间隙后缘襟翼。

对这种襟翼或升力元件的操作目前为止通常通过驾驶舱中的操作 手柄手动地进行，其中，在襟翼控制单元中产生与手柄位置相对应的电 信号，所述电信号通过电动或液力的致动器控制襟翼位置。通常对于起 飞、待降飞行和着陆将襟翼伸出，而在巡航飞行中使所述襟翼缩回，以 便降低空气动力学阻力。由于对于起飞、着陆以及必要时还有待降飞行， 在飞行性能以及噪声产生方面最佳的偏转角是不同的，因此可以选择不 同的位置。

还存在这样的构思，前缘升力辅助装置作为防过拉高保护在超过一 临界迎角时或在低于一规定的飞行速度极限时自动伸出，从而可以避免 失速和由此导致的升力损失。还存在这样的系统，这种系统应通过缩回 在超过上限的规定的极限速度时防止前缘襟翼和后缘襟翼的结构上的 过载。

还已知这样的设计方案，其目标在于，使高升力系统的控制自动化。 在这种系统中，可以分为不同的系统，一些系统应用于飞行性能优化， 这特别是与起飞时相关的，而在另一些系统中重要的是，保护飞机不受 到损坏或防止出现不受控制的飞行状态。

由US 2 350 751已知一种系统，在该系统中，后缘襟翼的控制起动 以及伸出和缩回都通过电机电动地进行。应这样来控制襟翼展开，即提 高飞机机翼的最大升力。襟翼手柄允许手动地选择三个不同的偏转角， 即，一个其中偏转角为零的偏转角(后面也称为“缩回状态”或“巡航 位置”)，一个用于起飞的偏转角和一个用于着陆的偏转角。这种已知的 系统为此设定，在超过一定的背压时，襟翼在起飞后自动缩回。根据在 飞行期间通过襟翼手柄选择的襟翼手柄位置，在下降到低于与所选择的 配置无关的背压阈值时，襟翼伸出至相对应的起飞或着陆位置。

该系统允许在背压低于背压阈值时通过襟翼手柄选择所有三个襟翼位 置，其中可以直接占据所选择的配置。在阈值以上时，与襟翼手柄位置无 关地始终开始转移到缩回位置。

在所述已知的系统中，不利的是只设定了唯一一个切换背压。对于将 襟翼从起飞位置收回到巡航位置合适的速度由于现代大型飞机的升力性 空气动力学、结构力学和飞行性能决定的边缘条件相对于用于将襟翼从巡 航位置伸出到着陆飞行位置的速度有明显的不同。在这种飞机常见的手动 操作的襟翼系统中，要考虑相邻的离散的襟翼偏转角、即襟翼位置，借助 于相互重叠的速度范围级联。襟翼配置从巡航位置到着陆位置的变化利用 分级的多个中间步骤实现。为了对于大型交通飞机获得足够大的速度重 叠，如果同时要在各单个设置中限制最大的运行速度，则对于升力襟翼需 要多于只有两个或三个不同的位置。在空中客车A320中，例如存在六个 不同的位置(0、1、1+F、2、3、Full、)。对最大运行速度的限制用于避免 可能在升力襟翼上出现不允许地高的结构载荷的飞行状态。通过限制运行 速度降低了可预期的载荷并由此可以在具有相应的尺寸的同时将结构重 量限制在对于整体设计最优的程度上。