專利名稱：為飛行器的高升力面系統(tǒng)、尤其是著陸襟翼系統(tǒng)提供自動(dòng)載荷減緩的方法和設(shè)備的制作方法
為飛行器的高升力面系統(tǒng)、尤其是著陸襟翼系統(tǒng)提供自動(dòng)載荷減緩的方法和i殳備本申請(qǐng)要求2005年12月13日提交的德國專利申請(qǐng)No. 10 2005 059 369.0的優(yōu)先權(quán)，其內(nèi)容以參引的方式納入本文。技術(shù)領(lǐng)域本申請(qǐng)涉及為飛行器的高升力面系統(tǒng)、尤其是著陸襟翼系統(tǒng)提供自動(dòng) 載荷減緩的方法和i殳備。
背景技術(shù)：
飛行器的高升力面系統(tǒng)用于在起飛或者著陸期間增加升力，它們典 型地包括著陸襟翼、前緣襟翼或具有連續(xù)可變輪廓的翼區(qū)或者類似裝 置，借助于它們使得機(jī)翼的輪廓可以改變和/或擴(kuò)大以達(dá)到增大升力的 目的。在許多民用飛機(jī)以及也在軍用運(yùn)輸機(jī)中，這種高升力面由中央驅(qū) 動(dòng)單元所驅(qū)動(dòng)，所述中央驅(qū)動(dòng)單元通過典型地順著翼展方向延伸的轉(zhuǎn)軸 裝置連接到設(shè)置在高升力面上的本地機(jī)械最終控制元件。該本地機(jī)械最 終控制元件可以包括轉(zhuǎn)軸機(jī)構(gòu)或者曲柄機(jī)構(gòu)或者類似致動(dòng)設(shè)備。在大多 數(shù)情況下，多個(gè)這種高升力面沿著轉(zhuǎn)軸裝置布置。典型地，第一個(gè)這種 轉(zhuǎn)軸裝置沿著翼型的前方區(qū)域延伸，從而起到致動(dòng)設(shè)置在該處的前緣襟 翼的作用，同時(shí)第二個(gè)這種轉(zhuǎn)軸裝置沿著機(jī)翼的后方區(qū)域延伸，從而起 到驅(qū)動(dòng)設(shè)置在該處的著陸襟翼的作用。如果在高升力面展開或收回期間 在轉(zhuǎn)軸裝置內(nèi)或者與高升力面相關(guān)聯(lián)的最終控制元件內(nèi)發(fā)生阻礙，在阻 礙的地方和驅(qū)動(dòng)單元之間，轉(zhuǎn)軸裝置受到驅(qū)動(dòng)馬達(dá)的扭應(yīng)力直至達(dá)到失 速扭矩。這導(dǎo)致了相當(dāng)大的扭轉(zhuǎn)載荷，根據(jù)至今為止的現(xiàn)有技術(shù)，這種 扭轉(zhuǎn)載荷只有在飛行結(jié)束之后以及在進(jìn)行相應(yīng)的修理工作之后才能夠 被減小。直至實(shí)施修理，轉(zhuǎn)軸系統(tǒng)一直保持在應(yīng)力狀態(tài)，而被加載了最 大的馬達(dá)力矩。由于在發(fā)生阻礙的情況下，加力轉(zhuǎn)軸裝置受到相當(dāng)大的 扭轉(zhuǎn)力矩，所以在阻礙處和驅(qū)動(dòng)馬達(dá)之間的轉(zhuǎn)軸系統(tǒng)因此而受到非常大 的機(jī)械應(yīng)力，如果由于機(jī)翼彎曲、著陸振動(dòng)等而導(dǎo)致將額外的彎曲力矩 和拉/壓栽荷引入轉(zhuǎn)軸系統(tǒng)中的話，所述機(jī)械應(yīng)力還會(huì)進(jìn)一步被增加。 轉(zhuǎn)軸系統(tǒng)的單個(gè)元件必須形成所需尺寸使其能夠提供具有一定安全系數(shù)的相應(yīng)的強(qiáng)度，計(jì)算安全系數(shù)還需要考慮到長(zhǎng)期處于載荷下的可能 性，這樣限制了優(yōu)化軸的重量的一些選擇。發(fā)明內(nèi)容需要提供用于為飛行器的高升力面系統(tǒng)、尤其是著陸襟翼系統(tǒng)提供 自動(dòng)載荷減緩的設(shè)備和方法，在發(fā)生阻礙的情況下，通過所述方法和設(shè) 備能夠解除包含在高升力面系統(tǒng)中的轉(zhuǎn)軸裝置的不必要的高扭轉(zhuǎn)載荷。這種需求可以通過具有權(quán)利要求l中所述的特征的方法來滿足。另外，這種需求可以通過具有權(quán)利要求10中所述的特征的設(shè)備來滿足。本發(fā)明的方法和設(shè)備的有利實(shí)施方式在各個(gè)從屬權(quán)利要求中公開。本發(fā)明建立了一種當(dāng)發(fā)生阻礙時(shí)為飛行器的高升力面系統(tǒng)、尤其是 著陸襟翼系統(tǒng)提供自動(dòng)載荷減緩的方法，在該方法中，通過本地機(jī)械最 終控制元件致動(dòng)的至少一個(gè)高升力面響應(yīng)于由控制設(shè)備發(fā)射的控制信 號(hào)、通過中央驅(qū)動(dòng)單元借助于中央驅(qū)動(dòng)單元產(chǎn)生的傳遞至轉(zhuǎn)軸裝置的扭 矩而被帶到預(yù)定的位置，所述中央驅(qū)動(dòng)單元通過轉(zhuǎn)軸裝置連接到本地最 終控制元件。根據(jù)本發(fā)明，如果記錄到指示著高升力面系統(tǒng)內(nèi)存在阻礙 的信號(hào)，則由中央驅(qū)動(dòng)單元傳遞至轉(zhuǎn)軸裝置上的扭矩被自動(dòng)地減小至預(yù) 定低扭矩值，并且高升力面的位置被固定。指示阻礙的信號(hào)可得自于記錄到代表著關(guān)于由中央驅(qū)動(dòng)單元傳遞 至轉(zhuǎn)軸裝置的扭矩的預(yù)定高扭矩值持續(xù)了一段預(yù)定的時(shí)間的信號(hào)。作為替代，指示存在阻礙的信號(hào)可得自于記錄到代表著由中央驅(qū)動(dòng) 單元傳遞至轉(zhuǎn)軸裝置的扭矩的預(yù)定高扭矩值連同出現(xiàn)了由飛行員引起 的致使轉(zhuǎn)軸裝置開始反向轉(zhuǎn)動(dòng)的控制信號(hào)的信號(hào)。根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，指示阻礙的信號(hào)可得自于由設(shè)置在高 升力面系統(tǒng)中的位置傳感器發(fā)射的信號(hào)一一該信號(hào)代表了高升力面的 實(shí)際位置一一與由控制設(shè)備中執(zhí)行的評(píng)估算法所預(yù)先確定的信號(hào)一一 該信號(hào)代表了高升力面的指令位置一一之間的比較。在這個(gè)過程中，有 利地，代表著高升力面的實(shí)際位置的信號(hào)可以由設(shè)置在轉(zhuǎn)軸裝置的端部 上的不對(duì)稱位置傳感器獲得?？梢詫⑿D(zhuǎn)斜盤式設(shè)計(jì)的液壓斜軸馬達(dá)的 最大轉(zhuǎn)盤角的發(fā)生記錄為代表預(yù)定高扭矩值的信號(hào)。作為替代，可以將包含在中央驅(qū)動(dòng)單元中的電動(dòng)馬達(dá)的最大馬達(dá)電 流的發(fā)生記錄為代表預(yù)定高扭矩值的信號(hào)。優(yōu)選地設(shè)定關(guān)于由中央驅(qū)動(dòng)單元傳遞至轉(zhuǎn)軸裝置的扭矩的預(yù)定低 扭矩值，在該扭矩下高升力面系統(tǒng)的位置被固定，使得高升力面能夠牢 固地抵抗由于外部氣動(dòng)載荷所導(dǎo)致的任何不受控制的收回。優(yōu)選地設(shè)定預(yù)定的低扭矩值使其低于包含在高升力面系統(tǒng)的轉(zhuǎn)軸 裝置中的扭矩限制器的觸發(fā)值。根據(jù)根據(jù)本發(fā)明的方法的優(yōu)選實(shí)施方式，固定高升力面系統(tǒng)的位置 通過啟動(dòng)包含在中央驅(qū)動(dòng)單元中的馬達(dá)鎖定制動(dòng)器來實(shí)現(xiàn)。才艮據(jù)本發(fā)明的方法的優(yōu)選實(shí)施方式，在記錄到指示存在阻礙的信號(hào) 之后向飛行員發(fā)出請(qǐng)求，使飛行員發(fā)出能夠致使轉(zhuǎn)軸裝置反向轉(zhuǎn)動(dòng)的控 制信號(hào)。此外，本發(fā)明建立了一種當(dāng)發(fā)生阻礙時(shí)為飛行器的高升力面系統(tǒng)、特 別是著陸襟翼系統(tǒng)提供自動(dòng)載荷減緩的設(shè)備，在該設(shè)備中，通過本地 最終控制元件致動(dòng)的至少一個(gè)高升力面響應(yīng)于由控制設(shè)備發(fā)射的控制信 號(hào)、通過中央驅(qū)動(dòng)單元借助于中央驅(qū)動(dòng)單元產(chǎn)生的傳遞至轉(zhuǎn)軸裝置的扭矩 而進(jìn)行調(diào)整，所述中央驅(qū)動(dòng)單元通過轉(zhuǎn)軸裝置連接到本地最終控制元件。根據(jù)本發(fā)明，控制設(shè)備設(shè)置為在記錄到指示高升力面系統(tǒng)內(nèi)存在阻礙 的信號(hào)的情況下向中央驅(qū)動(dòng)單元發(fā)射將由中央驅(qū)動(dòng)單元傳遞至轉(zhuǎn)軸裝置 的扭矩自動(dòng)地減小至預(yù)定的低扭矩值的信號(hào)，并且向制動(dòng)設(shè)^^發(fā)射固定高 升力面系統(tǒng)的位置的信號(hào)。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式，控制設(shè)備設(shè)置為用于評(píng)估指示阻礙的 信號(hào)，所述信號(hào)已經(jīng)被記錄到 一段預(yù)定的時(shí)間且代表著關(guān)于由中央驅(qū)動(dòng) 單元傳遞至轉(zhuǎn)軸裝置的扭矩的預(yù)定高扭矩值。根據(jù)本發(fā)明的另 一典型實(shí)施方式，控制設(shè)備設(shè)置為用于評(píng)估指示阻礙 的信號(hào)，所述信號(hào)代表著關(guān)于由中央驅(qū)動(dòng)單元傳遞至轉(zhuǎn)軸裝置的扭矩的預(yù) 定高扭矩值連同出現(xiàn)了由飛行員引起的致使轉(zhuǎn)軸裝置開始反向轉(zhuǎn)動(dòng)的控 制信號(hào)。根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，控制設(shè)備設(shè)置為通過比較由設(shè)置在高升力面系統(tǒng)中的位置傳感器發(fā)射的信號(hào) 一 一該信號(hào)代表著高升力面的實(shí)際 位置一一與由控制設(shè)備中執(zhí)行的評(píng)估算法所預(yù)先確定的信號(hào)一一該信號(hào) 代表著高升力面的指令位置一一從而得出指示存在阻礙的信號(hào)。在該過程中，優(yōu)選地，代表高升力面實(shí)際位置的信號(hào)可以由設(shè)置在 轉(zhuǎn)軸裝置的端部的不對(duì)稱位置傳感器獲得。記錄到包含在中央驅(qū)動(dòng)單元中的液壓斜軸馬達(dá)的最大轉(zhuǎn)盤角的發(fā) 生可以提供為代表預(yù)定高扭矩值的信號(hào)。此外，記錄到包含在中央驅(qū)動(dòng)單元中的電動(dòng)馬達(dá)的最大馬達(dá)電流的 發(fā)生可以提供為代表預(yù)定高扭矩值的信號(hào)。優(yōu)選地，設(shè)定關(guān)于由中央驅(qū)動(dòng)單元傳遞至轉(zhuǎn)軸裝置的扭矩的預(yù)定低 扭矩值一一在該扭矩下高升力面系統(tǒng)的位置被固定一一使得高升力面 能夠牢固地抵抗由于外部氣動(dòng)栽荷所導(dǎo)致的任何不受控制的收回。優(yōu)選地，預(yù)定低扭矩值設(shè)定為使其低于包含在高升力面系統(tǒng)的轉(zhuǎn)軸 裝置中的扭矩限制器的觸發(fā)值。根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，設(shè)置包含在中央驅(qū)動(dòng)單元中的馬達(dá)鎖 定制動(dòng)器用于固定高升力面系統(tǒng)的位置。根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，控制設(shè)備設(shè)置為在記錄到指示存在阻 礙的信號(hào)之后向飛行員發(fā)出請(qǐng)求，使飛行員發(fā)出能夠致使轉(zhuǎn)軸裝置反向 轉(zhuǎn)動(dòng)的控制信號(hào)。


下面，將參照附圖描述本發(fā)明的典型實(shí)施方式。如下所示圖l是飛行器的立體圖，其中根據(jù)本發(fā)明的典型實(shí)施方式提供了設(shè) 置在機(jī)翼前緣的前緣襟翼系統(tǒng)和設(shè)置在機(jī)翼后緣的著陸襟翼系統(tǒng)的形式的高升力面系統(tǒng)；圖2a)和b)的圖表示出，利用根據(jù)本發(fā)明典型實(shí)施方式的扭矩載 荷減緩，在伸展高升力面系統(tǒng)時(shí)發(fā)生阻礙的情況下，在高升力面系統(tǒng)中設(shè)置的中央驅(qū)動(dòng)單元的扭矩的時(shí)間梯度或者在這種中央驅(qū)動(dòng)單元中設(shè) 置的液壓斜軸馬達(dá)的轉(zhuǎn)盤角的時(shí)間梯度。圖3a)和b)的圖表示出，利用根據(jù)本發(fā)明典型實(shí)施方式的扭矩栽 荷減緩，在收回高升力面系統(tǒng)時(shí)發(fā)生阻礙的情況下，在高升力面系統(tǒng)中 設(shè)置的中央驅(qū)動(dòng)單元的扭矩的時(shí)間梯度或者在這種中央驅(qū)動(dòng)單元中設(shè) 置的液壓斜軸馬達(dá)的轉(zhuǎn)盤角的時(shí)間梯度。
具體實(shí)施方式
圖l是現(xiàn)代設(shè)計(jì)的民用飛機(jī)的立體圖，在該飛行器中實(shí)現(xiàn)了才艮據(jù)本 發(fā)明一個(gè)典型實(shí)施方式的高升力面系統(tǒng)。該高升力面系統(tǒng)包括設(shè)置在機(jī) 翼前緣的前緣襟翼ll、 12,以及設(shè)置在機(jī)翼后緣的著陸襟翼21。為了致動(dòng)前緣襟翼ll、 12而設(shè)置前轉(zhuǎn)軸裝置15，前轉(zhuǎn)軸裝置15沿 著機(jī)翼前緣布置使其大致在翼展方向上延伸；同時(shí)，為了致動(dòng)著陸襟翼 21而設(shè)置后轉(zhuǎn)軸裝置25，后轉(zhuǎn)軸裝置25設(shè)置在機(jī)翼后緣也使其大致在 翼展方向上延伸。對(duì)于飛行器的兩個(gè)機(jī)翼中的每一個(gè)分別設(shè)置這種前轉(zhuǎn) 軸裝置15和這種后轉(zhuǎn)軸裝置25，但圖l只顯示了一個(gè)機(jī)翼的轉(zhuǎn)軸裝置 15、 25。兩個(gè)機(jī)翼的前轉(zhuǎn)軸裝置由中央驅(qū)動(dòng)單元13通過T型齒輪裝置 14共同驅(qū)動(dòng)；而兩個(gè)機(jī)翼的后轉(zhuǎn)軸裝置25由中央驅(qū)動(dòng)單元23通過T 型齒輪裝置24以同樣的方式驅(qū)動(dòng)。在本實(shí)施方式中描述的前轉(zhuǎn)軸裝置 15的中央驅(qū)動(dòng)單元13— —該中央驅(qū)動(dòng)單元13設(shè)置用于驅(qū)動(dòng)前緣襟 翼一一包括用以提供驅(qū)動(dòng)力的液壓斜軸馬達(dá)和電子控制的電動(dòng)馬達(dá)，所 述馬達(dá)沒有在圖中具體示出。馬達(dá)電子控制設(shè)備35設(shè)置用于控制電動(dòng) 馬達(dá)。后轉(zhuǎn)軸裝置25的中央驅(qū)動(dòng)單元23包括兩個(gè)液壓斜軸馬達(dá)，這兩 個(gè)液壓斜軸馬達(dá)也沒有在圖中具體示出，其中后轉(zhuǎn)軸裝置25設(shè)置用于 致動(dòng)著陸襟翼21。通過中央驅(qū)動(dòng)單元13、 23，轉(zhuǎn)軸裝置15、 25通過各 自的T型齒輪裝置14、 24在一個(gè)方向或在另一方向上轉(zhuǎn)動(dòng)，以展開或 收回高升力襟翼，即前緣襟翼ll、 12和著陸襟翼21。在高升力面上設(shè)置本地機(jī)械最終控制元件，即在前緣襟翼11、 12 上設(shè)置本地機(jī)械最終控制元件16并且在著陸襟翼21上設(shè)置本地機(jī)械最 終控制元件26，本地機(jī)械最終控制元件將所述轉(zhuǎn)軸裝置15、 25的旋轉(zhuǎn) 運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換成所述高升力面的展開運(yùn)動(dòng)或收回運(yùn)動(dòng)。這些本地機(jī)械最終控 制元件16、 26可以例如是轉(zhuǎn)軸機(jī)構(gòu)或曲柄機(jī)構(gòu)。在靠近轉(zhuǎn)軸裝置15、 25的端部處設(shè)置所謂的翼尖制動(dòng)器17或27， 翼尖制動(dòng)器17或27用于在發(fā)生故障的情況下一 一該情況未必會(huì)發(fā)生但 也不能完全排除一一將各個(gè)轉(zhuǎn)軸裝置的位于傳動(dòng)側(cè)的位置固定在最終 假設(shè)的位置，從而防止了由于存在的氣動(dòng)載荷所導(dǎo)致的高升力面不受控 制的收回。最后，在轉(zhuǎn)軸裝置15、 25的端部處設(shè)置各自的不對(duì)稱位置傳感器 18、 28，當(dāng)兩個(gè)機(jī)翼的轉(zhuǎn)軸裝置15的翼尖端部的旋轉(zhuǎn)位置彼此偏離時(shí)， 不對(duì)稱位置傳感器發(fā)射相應(yīng)的信號(hào)；同樣的情況也應(yīng)用于兩個(gè)機(jī)翼的轉(zhuǎn) 軸裝置25。中央驅(qū)動(dòng)單元13、 23的控制以及因此對(duì)由所述中央驅(qū)動(dòng)單元13、 23所驅(qū)動(dòng)的前緣襟翼11、 12或者著陸襟翼21的控制都是由襟翼控制計(jì) 算機(jī)形式的控制設(shè)備31、 32來進(jìn)行。對(duì)控制設(shè)備31、 32輸入操作指令 是由飛行員例如通過襟翼致動(dòng)桿33來完成。此外，每個(gè)中央驅(qū)動(dòng)單元13、 23包括鎖定制動(dòng)器(在圖中未具體 示出)，通過所述鎖定制動(dòng)器，在特殊時(shí)刻能夠固定各個(gè)動(dòng)力控制單元 13、 23的位置。此外，當(dāng)沿著傳動(dòng)方向看時(shí)，在每個(gè)轉(zhuǎn)軸裝置15、 25 的前端處布置機(jī)械扭矩限制器，通過該限制器，由各個(gè)中央驅(qū)動(dòng)單元13、 23產(chǎn)生的非常高的扭矩被限制在相對(duì)于各個(gè)轉(zhuǎn)軸裝置15、 25能夠容忍 的值。包含在中央驅(qū)動(dòng)單元13、 23中的液壓斜軸馬達(dá)包括變量可調(diào)轉(zhuǎn)盤， 通過該變量可調(diào)轉(zhuǎn)盤，馬達(dá)力矩M，t設(shè)定成關(guān)于設(shè)定的轉(zhuǎn)盤角asehwenk 成比例。此外，在中央驅(qū)動(dòng)單元13中設(shè)置上述的可調(diào)電動(dòng)馬達(dá)，在可調(diào)電動(dòng)馬達(dá)中，馬達(dá)力矩相對(duì)于指令電流is。u成比例。在轉(zhuǎn)軸系統(tǒng)中發(fā)生阻礙的情況下，即在轉(zhuǎn)軸裝置15、 25中的一個(gè)發(fā)生阻礙的情況下， 馬達(dá)力矩從平穩(wěn)的工作值增加到最大失速扭矩。在液壓馬達(dá)的情況中， 上述原因是由于調(diào)節(jié)而使轉(zhuǎn)盤角增加到最大值asch，k,腿而導(dǎo)致，或在 電動(dòng)馬達(dá)的情況中，是由于調(diào)節(jié)而4吏指令電流is。u相應(yīng)地上升到最大值 is。U,max而導(dǎo)致。響應(yīng)由控制設(shè)備31、 32發(fā)射的各自的控制信號(hào)，并通過 由中央驅(qū)動(dòng)單元13、 23產(chǎn)生的傳遞至轉(zhuǎn)軸裝置15、 25的扭矩，由前緣 襟翼ll、 12或由著陸襟翼21形成的高升力面系統(tǒng)分別被帶到期望的預(yù) 定位置。當(dāng)記錄到高升力面系統(tǒng)內(nèi)的阻礙時(shí)，由中央驅(qū)動(dòng)單元13、 23產(chǎn)生 的扭矩被自動(dòng)地減小到預(yù)定的低扭矩值，并且高升力面系統(tǒng)被固定在其 所在位置。這種阻礙主要發(fā)生在轉(zhuǎn)軸裝置15、 25內(nèi)或發(fā)生在設(shè)置于高 升力面ll、 12、 21上的本地最終控制元件16、 26內(nèi)，并且將導(dǎo)致軸系 統(tǒng)在發(fā)生阻礙的位置和中央驅(qū)動(dòng)單元13、 23的驅(qū)動(dòng)馬達(dá)之間受到扭應(yīng) 力，直至達(dá)到失速扭矩。如果不減緩載荷，將具有如在引言部分中所描 述的不利效果。本發(fā)明利用了存在于高升力面系統(tǒng)中的部件和傳感器以便在發(fā)生 阻礙的情況下致使這種載荷減小。在現(xiàn)在所描述的典型實(shí)施方式中，指示存在阻礙的信號(hào)是得自于由 存在于高升力面系統(tǒng)中的位置傳感器發(fā)射、在本典型實(shí)施方式中由設(shè)置 在轉(zhuǎn)軸裝置的端部處的不對(duì)稱位置傳感器18、 28發(fā)射的信號(hào)—一該信 號(hào)代表著高升力面ll、 12、 21的實(shí)際位置一一與由控制設(shè)備31、 32中 執(zhí)行的評(píng)估算法所預(yù)先確定的信號(hào)一一該信號(hào)代表著高升力面11、 12、 21的指令位置一一之間的比較。作為替代，指示阻礙的信號(hào)可得自于記錄到持續(xù)了一段預(yù)定的時(shí)間 并代表著關(guān)于由中央驅(qū)動(dòng)單元13、 23傳遞至轉(zhuǎn)軸裝置15、 25的扭矩的 預(yù)定高扭矩值的信號(hào)，所述扭矩只有在發(fā)生阻礙的情況下才會(huì)達(dá)到這種 程度。此外，這種信號(hào)可得自于記錄到了代表著只有在發(fā)生阻礙的情況下 才會(huì)發(fā)生的預(yù)定高扭矩值連同由飛行員發(fā)出的引發(fā)轉(zhuǎn)軸裝置15、 25反 向轉(zhuǎn)動(dòng)效果的控制信號(hào)的發(fā)生的信號(hào)。這是當(dāng)高升力面中的阻礙的發(fā)生 迅速被飛行員察覺到以及當(dāng)飛行員采取相應(yīng)的反向作用時(shí)的情況。代表 著指示存在阻礙的高扭矩值的信號(hào)可得自于在液壓斜軸馬達(dá)情況下的 最大轉(zhuǎn)盤角aschwenk，max，或者得自于在電動(dòng)馬達(dá)情況下的最大指令電流lsoll，max0設(shè)置控制設(shè)備31、 32使得在記錄到指示存在阻礙的信號(hào)之后向飛 行員發(fā)出請(qǐng)求，使飛行員發(fā)出致使轉(zhuǎn)軸裝置15、 25反向轉(zhuǎn)動(dòng)的控制信 號(hào)。將轉(zhuǎn)軸裝置15、 25隨后返回到的扭矩以及在該扭矩下隨后固定高 升力面系統(tǒng)的位置的預(yù)定的低扭矩值設(shè)定成使得 一方面，該扭矩低于 包含在轉(zhuǎn)軸裝置15、 25中的扭矩限制器的觸發(fā)值；且另一方面，使得高升力面11、 12、 21能夠牢固地抵抗由于外部氣動(dòng)栽荷所導(dǎo)致的任何 不受控制的收回。在所描述的本典型實(shí)施方式中，固定高升力面系統(tǒng)的 位置是通過啟動(dòng)包含在中央驅(qū)動(dòng)單元13、 23內(nèi)的馬達(dá)鎖定制動(dòng)器來進(jìn) 行。圖2a)和b)示出了中央驅(qū)動(dòng)單元(PCU) 13、 23上的扭矩的時(shí)間 梯度，即由中央驅(qū)動(dòng)單元13、 23通過T型齒輪14、 24傳遞到轉(zhuǎn)軸裝置 15、 25上的扭矩的時(shí)間梯度，以及設(shè)置在中央驅(qū)動(dòng)單元13、 23中的液 壓斜軸馬達(dá)的轉(zhuǎn)盤角a,chwenk的時(shí)間梯度。當(dāng)阻礙發(fā)生在由圖2a)中的箭頭所指示的時(shí)間點(diǎn)時(shí)，扭矩上升至最大值，這是由轉(zhuǎn)盤角Olschwenk增加至最大值amM所導(dǎo)致。在一段預(yù)定的時(shí)間一一在本實(shí)施例中為4 秒一一之后，認(rèn)為已經(jīng)探測(cè)到阻礙并由中央驅(qū)動(dòng)單元13、 23發(fā)出相應(yīng) 的反驅(qū)動(dòng)指令。作為替代，此刻朝相反方向驅(qū)動(dòng)的指令也可以由飛行員發(fā)出。在隨后短暫的時(shí)間間隙內(nèi)，將轉(zhuǎn)盤角以受控的方式從最大值0^ax 調(diào)節(jié)回到預(yù)定的低值Olsehwenk，min，因此，馬達(dá)力矩和作用在轉(zhuǎn)軸裝置15 、25中的扭轉(zhuǎn)力矩也成比例地減小。該減小的扭轉(zhuǎn)力矩低于圖2a)中由 點(diǎn)劃線所示的閾值LTLS，該點(diǎn)劃線對(duì)應(yīng)于已經(jīng)描述的扭矩限制器的接合/斷開。如上所述，設(shè)計(jì)最小轉(zhuǎn)盤角0^歸k，min使得一方面機(jī)械扭矩限制器(此處設(shè)置一個(gè))再次斷開，且另一方面確保了存在抵抗外部氣動(dòng) 載荷的足夠力矩。 一旦達(dá)到最小轉(zhuǎn)盤角，便啟動(dòng)馬達(dá)鎖定制動(dòng)器(其典型地以標(biāo)準(zhǔn)方式存在)。于是完成載荷減緩過程并且轉(zhuǎn)軸裝置15、 25中 的扭轉(zhuǎn)力矩被減小至期望的最小值，而且從該力矩水平可以進(jìn)行新的開 始以達(dá)到清除阻礙的目的。圖3a)和b)是示出在高升力面收回過程中發(fā)生阻礙的情況下的扭 矩梯度和轉(zhuǎn)盤角的相應(yīng)圖表。在圖3a中由箭頭標(biāo)記的時(shí)間點(diǎn)處發(fā)生阻 礙，從而^^中央驅(qū)動(dòng)單元13、 23的扭矩在收回運(yùn)動(dòng)方向上增加到它的 最大值，這是由于液壓斜軸馬達(dá)的轉(zhuǎn)盤角增加至值o^ax所導(dǎo)致。與圖2 一樣，同樣經(jīng)過一定的時(shí)間段一一4秒一一之后，認(rèn)為已經(jīng)探測(cè)到阻礙， 或者飛行員發(fā)出了朝相反方向驅(qū)動(dòng)的指令。在短暫的時(shí)間間隙內(nèi)，轉(zhuǎn)盤角從其最大值0^x減小，并且在跨越零值以后，所述轉(zhuǎn)盤角被調(diào)節(jié)回至預(yù)定的較低的最小值asehwenk，min。依次，確定該最小值的大小以使其它低 于用來^/斷開扭矩限制器的閾值LTLS、并4吏其產(chǎn)生抵抗外部氣動(dòng)栽荷 的效果從而可靠地避免了高升力面的不受控制的收回。在這個(gè)最小轉(zhuǎn)盤角aschwenk，minA，隨后再次啟動(dòng)馬達(dá)鎖定制動(dòng)器。于是終止了載荷減緩過程，轉(zhuǎn)軸裝置15、 25中的扭轉(zhuǎn)力矩被減小至最小值，而JL^該低扭矩水平可以 進(jìn)行新的開始從而清除阻礙。根據(jù)本發(fā)明，由于對(duì)作用在轉(zhuǎn)軸上的載荷進(jìn)行減緩，在所有發(fā)生阻礙 的情況下，轉(zhuǎn)軸系統(tǒng)中所經(jīng)歷的高扭轉(zhuǎn)力矩在短暫的一段時(shí)間之后被減小 至安全的最小值。因此減緩了所涉及的所有;Wfe部件的栽荷。這是有利的， 尤其是在假如阻礙永遠(yuǎn)存在、以及甚至在反復(fù)試圖朝相反方向驅(qū)動(dòng)中央驅(qū) 動(dòng)馬達(dá)之后仍不能釋放系統(tǒng)栽荷的情況下。載荷減緩使得可以實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)軸系 統(tǒng)內(nèi)的重量?jī)?yōu)化，同時(shí)保持優(yōu)良的安全性。附圖標(biāo)記列表11前緣襟翼12前緣襟翼21著陸襟翼13、23中央驅(qū)動(dòng)單元14、24T型齒輪裝置15、25轉(zhuǎn)軸裝置16、26本地最終控制元件17、27翼尖制動(dòng)器18、28不對(duì)稱位置傳感器31、32控制設(shè)備33襟翼致動(dòng)桿34復(fù)位設(shè)備35馬達(dá)控制電子設(shè)備
權(quán)利要求
1.一種用于當(dāng)發(fā)生阻礙時(shí)為飛行器的高升力面系統(tǒng)、特別是著陸襟翼系統(tǒng)提供自動(dòng)載荷減緩的方法，在所述方法中，通過本地機(jī)械最終控制元件(16，26)致動(dòng)的至少一個(gè)高升力面(11，12，21)響應(yīng)于由控制設(shè)備(31，32，35)發(fā)射的控制信號(hào)、通過中央驅(qū)動(dòng)單元(13，23)借助于所述中央驅(qū)動(dòng)單元(13，23)產(chǎn)生的傳遞至轉(zhuǎn)軸裝置(15，25)的扭矩而被帶到預(yù)定的位置，所述中央驅(qū)動(dòng)單元(13，23)通過所述轉(zhuǎn)軸裝置(15，25)連接到所述本地最終控制元件(16，26)，其中，如果記錄到指示在所述高升力面系統(tǒng)內(nèi)存在阻礙的信號(hào)，則由所述中央驅(qū)動(dòng)單元(13，23)傳遞至所述轉(zhuǎn)軸裝置(15，25)的扭矩被自動(dòng)地減小至預(yù)定低扭矩值，并且所述高升力面系統(tǒng)的位置被固定。
2. 如權(quán)利要求l所述的方法，其中指示阻礙的信號(hào)得自于記錄 到代表著關(guān)于由所述中央驅(qū)動(dòng)單元(13， 23 )傳遞至所述轉(zhuǎn)軸裝置(15， 25)的扭矩的預(yù)定高扭矩值持續(xù)了一段預(yù)定時(shí)間的信號(hào)。
3. 如權(quán)利要求1所述的方法，其中指示阻礙的信號(hào)得自于記錄 到代表著關(guān)于由所述中央驅(qū)動(dòng)單元(13， 23 )傳遞至所述轉(zhuǎn)軸裝置(15， 25 )的扭矩的預(yù)定高扭矩值連同出現(xiàn)了由飛行員引起的致使所述轉(zhuǎn)軸裝 置(15, 25)開始反向轉(zhuǎn)動(dòng)的控制信號(hào)的信號(hào)。
4. 如權(quán)利要求l所述的方法，其中指示阻礙的信號(hào)得自于由設(shè) 置在所述高升力面系統(tǒng)中的位置傳感器發(fā)射的代表所述高升力面(11， 12， 21)實(shí)際位置的信號(hào)與由所述控制設(shè)備(31, 32)中執(zhí)行的評(píng)估算 法所預(yù)先確定的代表所述高升力面(11， 12， 21)指令位置的信號(hào)之間 的比較。
5. 如權(quán)利要求4所述的方法，其中代表所述高升力面(ll， 12， 21) 實(shí)際位置的信號(hào)通過設(shè)置在所述轉(zhuǎn)軸裝置端部的不對(duì)稱位置傳感器(18， 28)獲得。
6. 如權(quán)利要求2或3所述的方法，其中將包含在所述中央驅(qū)動(dòng)單元 (13, 23)中的液壓斜軸馬達(dá)的最大轉(zhuǎn)盤角的發(fā)生記錄為代表所述預(yù)定高扭矩值的信號(hào)。
7. 如權(quán)利要求2或3所述的方法，其中將包含在所述中夾驅(qū)動(dòng)單元 (13， 23)中的電動(dòng)馬達(dá)的最大馬達(dá)電流的發(fā)生記錄為代表所述預(yù)定高扭矩值的信號(hào)。
8. 如權(quán)利要求l至7中任一項(xiàng)所述的方法，其中設(shè)定關(guān)于由所述中 央驅(qū)動(dòng)單元(13， 23)傳遞至所述轉(zhuǎn)軸裝置(15， 25)的扭矩的預(yù)定低 扭矩值，在所述扭矩下所述高升力面系統(tǒng)的位置被固定，使得所述高升 力面(11， 12， 21)牢固地抵抗由于外部氣動(dòng)載荷所導(dǎo)致的任何不受控 制的收回。
9. 如權(quán)利要求1至8中任一項(xiàng)所述的方法，其中設(shè)定所述預(yù)定低扭 矩值使其低于包含在所述高升力面系統(tǒng)的轉(zhuǎn)軸裝置(15， 25)中的扭矩 限制器的觸發(fā)值。
10. 如權(quán)利要求1至9中任一項(xiàng)所述的方法，其中固定所述高升力 面系統(tǒng)的位置通過啟動(dòng)包含在所述中央驅(qū)動(dòng)單元(13， 23)中的馬達(dá)鎖 定致動(dòng)器來實(shí)現(xiàn)。
11. 如權(quán)利要求1至10中任一項(xiàng)所述的方法，其中，在記錄到指示 存在阻礙的信號(hào)之后向飛行員發(fā)出請(qǐng)求，使飛行員發(fā)出致使所述轉(zhuǎn)軸裝 置(15， 25)反向轉(zhuǎn)動(dòng)的控制信號(hào)。
12. —種用于當(dāng)發(fā)生阻礙時(shí)為飛行器的高升力面系統(tǒng)、特別是著陸 襟翼系統(tǒng)提供自動(dòng)載荷減緩的設(shè)備，該設(shè)備包括至少一個(gè)高升力面(11， 12， 21),通過本地機(jī)械最終控制元件(16， 26)致動(dòng)的所述高升力面(11， 12， 21)響應(yīng)于由控制設(shè)備(31， 32, 35)發(fā)射的控制信號(hào)、通 過中央驅(qū)動(dòng)單元(13, 23)借助于由所述中央驅(qū)動(dòng)單元(13， 23)產(chǎn)生 的傳遞至轉(zhuǎn)軸裝置(15, 25)的扭矩進(jìn)行調(diào)節(jié)，所述中央驅(qū)動(dòng)單元(13， 23)通過所述轉(zhuǎn)軸裝置(15, 25)連接到所述本地最終控制元件(16, 26)，其中所述控制設(shè)備(31， 32， 35)設(shè)置為在記錄到指示所述高升 力面系統(tǒng)內(nèi)存在阻礙的信號(hào)的情況下向所述中央驅(qū)動(dòng)單元(13， 23)發(fā) 射將由所述中央驅(qū)動(dòng)單元(13, 23)傳遞至所述轉(zhuǎn)軸裝置(15， 25)的 扭矩自動(dòng)地減小至預(yù)定低扭矩值的信號(hào)、并且向制動(dòng)設(shè)備發(fā)射固定所述高升力面系統(tǒng)的位置的信號(hào)。
13. 如權(quán)利要求12所述的設(shè)備，其中所述控制設(shè)備(31, 32 )設(shè)置 為用以評(píng)估已被記錄到 一段預(yù)定的時(shí)間并且代表著關(guān)于由所述中央驅(qū) 動(dòng)單元(13， 23)傳遞至所述轉(zhuǎn)軸裝置(15， 25)的扭矩的預(yù)定高扭矩 值的信號(hào)作為指示阻礙的信號(hào)。
14. 如權(quán)利要求12所述的設(shè)備，其中所述控制設(shè)備(31， 32)設(shè)置 為用以評(píng)估代表著關(guān)于由所述中央驅(qū)動(dòng)單元(13， 23)傳遞至所述轉(zhuǎn)軸 裝置(15， 25)的扭矩的預(yù)定高扭矩值連同出現(xiàn)了由飛行員引起的致使 所述轉(zhuǎn)軸裝置(15, 25)開始反向轉(zhuǎn)動(dòng)的控制信號(hào)的信號(hào)作為指示阻礙 的信號(hào)。
15. 如權(quán)利要求12所述的設(shè)備，其中所述控制設(shè)備(31， 32 )設(shè)置 為用以通過比較由設(shè)置在所述高升力面系統(tǒng)中的位置傳感器發(fā)射的代 表所述高升力面(11， 12， 21)實(shí)際位置的信號(hào)與由所述控制設(shè)備中執(zhí) 行的評(píng)估算法所預(yù)先確定的代表所述高升力面(11, 12， 21)指令位置 的信號(hào)從而得出指示存在阻礙的信號(hào)。
16. 如權(quán)利要求15所述的設(shè)備，其中代表所述高升力面(11， 12， 21)實(shí)際位置的信號(hào)從設(shè)置在所述轉(zhuǎn)軸裝置端部的不對(duì)稱位置傳感器(18, 28)獲得。
17. 如權(quán)利要求13或14所述的設(shè)備，其中將記錄到包含在所述中 央驅(qū)動(dòng)單元(13， 23)中的液壓斜軸馬達(dá)的最大轉(zhuǎn)盤角的發(fā)生提供為代 表所述預(yù)定高扭矩值的信號(hào)。
18. 如權(quán)利要求13或14所述的設(shè)備，其中將記錄到包含在所述中 央驅(qū)動(dòng)單元(13， 23)中的電動(dòng)馬達(dá)的最大馬達(dá)電流的發(fā)生提供為代表 所述預(yù)定高扭矩值的信號(hào)。
19. 如權(quán)利要求12至18中任一項(xiàng)所述的設(shè)備，其中設(shè)定關(guān)于由所 述中央驅(qū)動(dòng)單元(13， 23)傳遞至所述轉(zhuǎn)軸裝置(15， 25)的扭矩的預(yù) 定低扭矩值，在所述扭矩下所述高升力面系統(tǒng)被固定，使得所述高升力面(11， 12， 21)牢固地抵抗由外部氣動(dòng)載荷所導(dǎo)致的任何不受控制的 收回。
20. 如權(quán)利要求12至19中任一項(xiàng)所述的設(shè)備，其中設(shè)定所述預(yù)定 低扭矩值使其低于包含在所述高升力面系統(tǒng)的轉(zhuǎn)軸裝置(15， 25)中的 扭矩限制器的觸發(fā)值。
21. 如權(quán)利要求12至20中任一項(xiàng)所述的設(shè)備，其中設(shè)置包含在所 述中央驅(qū)動(dòng)單元(13, 23)中的馬達(dá)鎖定制動(dòng)器用以固定所述高升力面 系統(tǒng)的位置。
22. 如權(quán)利要求12至21中任一項(xiàng)所述的設(shè)備，其中，所述控制設(shè) 備(31， 32)設(shè)置為在記錄到指示存在阻礙的信號(hào)之后向飛行員發(fā)送請(qǐng) 求，使飛行員發(fā)出致使所述轉(zhuǎn)軸裝置(15， 25)反向轉(zhuǎn)動(dòng)的控制信號(hào)。
全文摘要
本發(fā)明提供了當(dāng)發(fā)生阻礙時(shí)用于為飛行器的高升力面系統(tǒng)、尤其是著陸襟翼系統(tǒng)提供自動(dòng)載荷減緩的方法和設(shè)備，其中響應(yīng)于控制設(shè)備(31，32，35)發(fā)射的控制信號(hào)，通過本地機(jī)械最終控制元件(16，26)致動(dòng)的至少一個(gè)高升力面(11，12，21)通過中央驅(qū)動(dòng)單元(13，23)借助于由中央驅(qū)動(dòng)單元(13，23)產(chǎn)生的傳遞給轉(zhuǎn)軸裝置(15，25)的扭矩而帶到預(yù)定的位置，所述中央驅(qū)動(dòng)單元(13，23)通過轉(zhuǎn)軸裝置(15，25)連接到本地最終控制元件(16，26)。根據(jù)本發(fā)明，如果記錄到指示高升力面系統(tǒng)中存在阻礙的信號(hào)，則由中央驅(qū)動(dòng)單元(13，23)傳遞至轉(zhuǎn)軸裝置(15，25)的扭矩將被自動(dòng)地減小至預(yù)定低扭矩值，并且高升力面系統(tǒng)的位置被固定。
文檔編號(hào)G05D1/00GK101331056SQ200680047058
公開日2008年12月24日 申請(qǐng)日期2006年12月8日 優(yōu)先權(quán)日2005年12月13日
發(fā)明者亞歷山大·達(dá)爾布瓦, 安德列亞斯·弗萊德曼, 沃爾夫?qū)す鼐S希, 馬丁·里克特 申請(qǐng)人:空中客車德國有限公司