[发明专利]飞机高升力系统

说明书

一种飞机高升力系统，能精准地获知飞行员的机械操纵，选择有效的系统指令，提高系统的可用性。所述飞机高升力系统包括两个双通道计算机和一个单通道计算机，操纵手柄具有与所述飞机高升力系统中所具有的五个通道相同数量的旋转可变差动变压器传感器，五个通道中的每个都在相同的时间序列内相互交换各自的对应的所述旋转可变差动变压器传感器的信号与系统指令，在某一通道即待表决通道中收到一定数量的系统指令后，在待表决通道内部通过表决机制，选择出有效系统指令，并发送至与待表决通道对应的动力驱动单元的马达。

技术领域

本发明涉及一种飞机高升力系统，更具体地涉及一种通过表决机制生成指令的使用单通道计算机的飞机高升力系统。

背景技术

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、着陆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，向下弯曲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。

关于现代大型飞机1的高升力系统3的典型架构，如图2所示，包括：襟缝翼操纵手柄31；两个襟缝翼电子控制装置32A、32B，襟缝翼电子控制装置32A(32B)各自具有襟翼通道FLAP1(FLAP2)和缝翼通道SLAT1(SLAT2)，并且襟翼通道FLAP1(FLAP2)对各自具有的襟翼动力驱动单元34的马达34A、34B进行控制，襟缝翼电子控制装置32A所具有的襟翼通道FLAP1与其所具有的缝翼通道SLAT1以及襟缝翼电子控制装置32B所具有的襟翼通道FLAP2和缝翼通道SLAT2通信连接，而襟缝翼电子控制装置32A所具有的缝翼通道SLAT1与其所具有的襟翼通道FLAP1以及襟缝翼电子控制装置32B所具有的襟翼通道FLAP2和缝翼通道SLAT2通信连接；动力驱动单元(缝翼动力驱动单元33和襟翼动力驱动单元34)，缝翼动力驱动单元33和襟翼动力驱动单元34各自具有两个马达33A、33B、34A、34B，缝翼动力驱动单元33的两个马达33A、33B分别与襟缝翼电子控制装置32A、32B各自具有的缝翼通道SLAT1、SLAT2电气连接，而襟翼动力驱动单元34的两个马达34A、34B分别与襟缝翼电子控制装置32A、32B各自具有的襟翼通道FLAP1、FLAP2电气连接。

现代大型飞机1的高升力系统3典型的操纵顺序是这样的：飞行员移动襟缝翼操纵手柄31到达指令卡位后停止不动，襟缝翼电子控制装置32A、32B检测到有效的手柄指令信号后经过内部处理解析后，再发出指令信号至动力驱动单元(缝翼动力驱动单元33和襟翼动力驱动单元34)。动力驱动单元输出旋转扭矩，通过扭力管、轴承支座等传动线系部件传递至旋转齿轮作动器，进而驱动操纵面运动。位于翼尖的位置传感器将操纵面的位置信号反馈至襟缝翼电子控制装置32A、32B。当襟缝翼电子控制装置32A、32B探测到操纵面到达指令位置的传感器信后，发出指令信号使动力驱动单元停止输出扭矩，并发出指令信号至翼尖刹车装置，抱死传动线系部件进而使操纵面保持在指令位置。