确定飞行器的高升力系统中部件状态的方法和高升力系统

技术领域

本发明涉及一种用于确定飞行器的高升力系统中的部件的状态的 方法、一种飞行器的高升力系统以及具有这种高升力系统的飞行器。

背景技术

飞行器的高升力系统用于升力和阻力管理的目的。高升力系统通 常包括前缘缝翼系统和后缘襟翼系统。民用和军用飞行器中的许多襟 翼系统配备有也被称为动力控制单元(PCU)的中央驱动单元，中央 驱动单元驱动在可移动襟翼的对应襟翼支承站上的传动轴系和本地机 械致动器装置——所谓的驱动站。机组人员能够通过襟翼杆选择高升 力设定，襟翼偏转角(flapangle)能够通过襟翼杆进行选择。

这样的传动系统提供了从中央驱动单元至所有致动器输出端的载 荷路径，从而导致所有襟翼装置的对称展开。襟翼动力学特性将通过 驱动站驱动的旋转动作转变成期望的表面运动。

高升力襟翼系统通常由控制计算机——所谓的缝翼襟翼控制计算 机(SFCC)的襟翼通道——控制和监控。系统驱动命令主要来自于襟 翼杆输入。表面将被驱动至在单独的控制计算机的软件中规定的预定 位置(襟翼设定)。为了实现将襟翼装置驱动至预定位置的高精确度， 襟翼驱动系统位置通过附接至驱动单元并且配装有内部齿轮箱的反馈 位置传感器单元(FPPU,feedbackpositionpick-offunit)进行连续反 馈/监控以提供等效的系统角。

其他传感器如站位置传感器单元(SPPU)专门用于系统故障监控， 其他传感器连接至独立的驱动站以出于系统监控的目的给每个站提供 等效角。

襟翼附件监控对检测被驱动的襟翼的潜在异常状态是有用的。通 常，每个襟翼由两个站驱动并且这两个站的位置通过两个独立的站位 置传感器单元进行监控。上述控制计算机可以设置有用于检测异常襟 翼扭转(偏斜)的襟翼偏斜监控。在超过预定偏斜阈值的情况下，控 制计算机可以中断襟翼系统的操作。

发明内容

随着高升力系统中被驱动的襟翼或其他空气动力学表面的刚度的 增加，由于附件的断开连接引起的偏斜作用(skeweffect)下降，所以 上述预定偏斜阈值需要减小。同时，为了保持一定的监控鲁棒性，需 要增加相关传感器的精确度要求。然而，增加传感器精确度导致增加 的开发和制造成本。

因此，本发明的一个目的是提出一种具有高鲁棒性、高可靠性且 高精确度的用于确定飞行器的高升力系统中的部件的状态的方法，该 方法在使用未增加精确度的传感器的情况下是可行的。

该目的通过如下方案得到满足：提出了一种用于确定飞行的高升 力系统中的部件的状态的方法。高升力系统包括：中央动力控制单元， 该中央动力控制单元用于通过传动轴提供旋转动力；以及驱动站，驱 动站与动力控制单元和可移动高升力面耦接；该方法包括如下步骤： 在飞行时在展开位置获取与部件耦接的第一位置传感器单元的至少一 个第一位置，其中，第一位置传感器单元与高升力面中的一个高升力 面机械地耦接，并且第一位置传感器单元与驱动站中的一个驱动站耦 接；在地面上在该展开位置获取第一位置传感器单元的至少一个第二 位置；确定在地面与飞行之间第一位置传感器单元的、基于第一位置 的测量值与基于第二位置的相关联的测量值之间的偏差；确定该偏差 是否超过预定阈值；以及在偏差超过预定阈值的情况下，产生用于指 示部件的异常状态的信号。

可以从以下描述中获得有利的实施方式和其他改进方案。

根据本发明的方法提供了确定前述高升力系统中的部件的状态的 能力。示例性地，部件的状态在“完全工作”或“有故障”之间是不同的。 这意味着根据本发明的方法能够在未对部件自身或相关联的部件如驱 动站等之类的产生机械损害的情况下至少提供相应部件是否可以被操 作的反馈。通过该方法产生的信号可以用于中断包括故障部件的至少 一部分高升力系统的操作。

部件可以是高升力面自身、传动系统、驱动站或集成在驱动站中 或与驱动站耦接的诸如杆或杆链的任何部件中的一者，其中，在上面 提及的高升力系统的情况下，高升力面通过布置成彼此相距一定距离 的两个驱动站驱动。优选地，高升力面包括两个边缘，所述两个边缘 每个包括分别与单个驱动站机械耦接的部段。

在使用旋转传感器的情况下，通过第一位置传感器单元和第二位 置传感器单元获取的位置可以优选地为旋转位置。然而，也可以通过 使用不同的传感器获得距离信息。

本发明的核心在于在地面上和在飞行期间测量相同展开位置的第 一(站)位置传感器单元的旋转位置，即相同配置，是指具有相同的 命令展开位置。在相应的高升力面的驱动站断开连接的情况下，该高 升力面通过其余(第二)站保持。由于第二站需要独自保持高升力襟 翼的位置并且面对全部空气载荷，因此，可能朝向更靠近机翼的方向 即缩回方向轻微的推动第二站。高升力面的面对断开连接的驱动站的 边缘被空气载荷进一步推动至缩回位置。因此，可测量值包括完好的 第二站处的变形和高升力面的扭转。由于在飞行与地面之间产生的值 的增大，所需的传感器精确度可以比仅简单地测量扭转所需的精确度 小，扭转可能因高升力面的高刚度而减小。

关于这一点，基于第一位置或第二位置的测量可以通过不同参数 实现。例如，第一位置传感器单元的旋转位置可以测量为多个旋转， 这已经在展开运动期间通过第一位置传感器单元完成。其可以转变为 基于第一驱动站和另一部件的位置的位置差或转变成展开距离。由于 本发明的主旨集中在对襟翼在飞行器的两个完全相反的操作状态下的 几何参数进行比较，实际绝对测量值不是特别相关的，而是与在两个 不同操作状态下的测量值的关系相关。

此外，应当指出的是在地面上进行测量不一定必须在于飞行时进 行测量之后立即进行，在每次飞行之前周期性地或以多个选定时间点 在地面上进行测量也可能是特别有利的。因此，根据本发明的方法中 的步骤的顺序是任意的。

另外，在地面上的测量中可以包括多个要求的展开位置或配置， 例如，在飞行期间通常使用的示例性位置可以在地面上进行预先测量。

为了提高根据本发明的方法的精确度，可以使用不同过滤器和算 法进行飞行时和地面上的测量，比如寻求特定时间期间或特定时间内 的最大值、最小值或平均值。另外，可以附加地引入电子校准。在校 准期间，控制单元通过测量给定襟翼位置处的每个站位置传感器单元 来确定系统的特性。这样的校准运行可以在地面上或在飞行时自动执 行一次。储存的值可以在上述方法期间使用并且消除系统构建公差(系 统误差)。

将根据本发明的方法与公知方法进行对比披露了至少以下优点。 受老化影响的不精确性可以减小至飞行与地面测量之间的相比较小的 时间间隔。受温度影响的不精确性可以减小至飞行与地面测量之间的 最大温度差。此外，在飞行期间受海拔高度影响的不精确性可以通过 在飞行时仅在特定海拔处进行测量来减小。由于通过飞行测量或地面 测量或者电子校准消除了系统误差，可以减小任何受机械公差例如站 位置传感器单元的影响的不精确性。使用提出的方法使得能够使用标 准传感器的精确度，从而导致研发成本、时间和当引入新传感器技术 时的风险的减小。此外，根据本发明的方法导致监控器鲁棒性显著改 进从而避免了有害的监控跳闸(monitortripping)。断开连接故障也可 以专用于特定站而不需要额外检查，并且在至少一个实施方式的情况 下，一个SPPU传感器足以用于检测特定站处的断开连接。

概括的说，根据本发明的方法提供了在监控飞行器的高升力系统 中的部件时的一种出色的方式而无需过度精确的传感器。阈值可以确 定为固定值或确定为速度、飞行状态、海拔、襟翼配置或扰流器位置 的函数。

在有利的实施方式中，基于第一位置的测量值与第一位置成比例 而基于第二位置的测量值与第二位置成比例。例如，旋转位置可以通 过与几何因子和/或齿轮特定因子相乘而转变成展开距离。因此，测量 的位置直接反馈到比较飞行和地面操作的状态中。相关部件的状态可 以基于仅单独测量高升力面的一个站的位置而确定。

在另一示例实施方式中，确定偏差包括计算基于第一位置的测量 值与基于第二位置的测量值之差。通过使这两个测量值做减法，产生 了一个数值，所述数值可以容易地与也呈数值形式的阈值进行比较。 在以减法确定的绝对值超过阈值的绝对值的情况下，产生上面提及的 信号。

另一实施方式还包括：在飞行时获取第二位置传感器单元的至少 一个第三位置，第二位置传感器单元耦接至与第一位置传感器单元所 处高升力面相同的高升力面；在地面上在展开位置获取第二位置传感 器单元的至少一个第四位置，其中，基于第一位置的测量值为飞行时 高升力面的第一扭转量，该第一扭转量为第一位置与第三位置之差， 其中，基于第二位置的测量值为飞行时高升力面的第二扭转量，第二 扭转量为第二位置与第四位置之差。因此，偏差为第一扭转量与第二 扭转量之差。在该实施方式中，将两个不同的扭转情形相互比较。如 上面说明的，由于飞行或空气载荷向缩回方向迫压完好的站，飞行时 的扭转可能不同于地面上的扭转。因此，地面上的扭转与飞行时的扭 转，可以显著不同，指示了部件的异常状态，由此允许准确地确定异 常状态。

如前面所指出的，测量至少一个第二位置可以包括测量多个第二 位置，其中，所述多个第二位置存储在存储器中。根据部件的实际期 望位置，可以从存储器取回对应第二位置，由此允许在飞行期间针对 至少多个不同的期望位置确定部件的状态。

另外，测量至少一个第二位置在飞行之前进行。测量可以在每次 飞行之前或周期性地在每两次飞行、每三次飞行、每四次飞行前、或 者笼统来说在飞行之前。这允许周期性地校准高升力系统以考虑和补 偿老化作用或之类的情况。

还表明的是，可以作为飞行控制计算器、缝翼襟翼控制计算器或 任何其他单元的控制单元、在缝翼襟翼控制计算器或单独控制单元中 存储和执行的算法可以适于取回这些第二位置，并且此外，可以适于 提供单个测量点之间的插值数据，同时偏差可以基于这些插值数据确 定。

更不用说，对地面上和飞行时的扭转的补偿也可以基于前面储存 或存储的多个旋转位置，即第四位置进行，所述多个旋转位置也可以 根据需要插值。

本发明还涉及一种用于飞行器的高升力系统，包括：中央动力控 制单元，该中央动力控制单元用于通过传动轴提供旋转动力；至少一 个高升力面，每个高升力面与至少两个驱动站耦接，其中，驱动站与 动力控制单元耦接；至少一个控制单元与中央动力控制单元耦接；以 及第一位置传感器单元，该第一位置传感器单元与至少连个驱动站中 的一个机械地耦接。控制单元适于在飞行时在展开位置获取与高升力 面中的一者以及至少两个驱动站中的一者耦接的第一位置传感器单元 的至少一个第一位置；获取在地面上的在展开位置中的第一位置传感 器单元的至少一个第二位置；确定在地面与飞行之间第一位置传感器 单元的基于第一位置的测量值与基于第二位置的相关联的测量值之间 的偏差；确定该偏差是否超过预定阈值；以及在偏差超过预定阈值的 情况下，产生用于指示部件的异常状态的信号。

在有利的实施方式中，高升力系统还包括与至少两个驱动站中的 另一个耦接的第二位置传感器单元，第二位置传感器单元耦接至与第 一位置传感器单元所处高升力面相同的高升力面。控制单元适于在飞 行时获取第二位置传感器单元的至少一个第三位置以及在地面上在展 开位置获取第二位置传感器单元的至少一个第四位置。基于第一位置 的测量值是在飞行时高升力面的第一扭转量，其中，第一扭转量为第 一位置与第三位置之差。基于第二位置的测量值是高升力面在飞行时 的第二扭转量，其中，第二扭转量为第二位置与第四位置之差。因此， 偏差为第一扭转量与第二扭转量之差。

另外，高升力系统可以包括存储器，其中，控制单元适于测量多 个第二位置并且适于将所述多个第二位置存储在存储器中。

控制单元还适于在确定偏差之前从存储器取回先前测量的第二位 置。

另外，本发明涉及一种具有这种高升力系统的飞行器。

附图说明

在对附图中的示例性实施方式的下列描述中公开了本发明的进一 步的特征、优点和应用选择。所有描述的和/或图示的特征本身和任何 组合形成本发明的主题，甚至不需考虑在单独的权利要求中的特征的 组成或特征的相互关系为何。此外，在附图中的相等或相似的部件具 有相同的附图标记。

图1示出了在示意性的、面向块的视图中能够执行根据本发明的 方法的高升力襟翼系统。

图2a和图2b示出了单个高升力襟翼面和在单个驱动站处的测量， 其中，地面上的位置与在飞行时的位置偏差被确定。

图3a和图3b示出了单个高升力襟翼面和在两个驱动站处的测量， 其中，地面上的扭转与在飞行时的扭转的偏差被确定。

图4示出了确定的偏差、阈值和飞行速度之间的相关性。

具体实施方式

在图1中，示出了高升力系统2的总体设置。在此，动力控制单 元4与传动轴系统6耦接，该传动轴系统6包括左传动轴8和右传动 轴10。左传动轴8和右传动轴10沿着在图1中未描绘的机翼的后缘 部段与驱动站12耦接，驱动站12沿着左传动轴8和右传动轴10分布。

每个驱动站12示例性地包括主轴14以及螺母16，螺母16通过主 轴旋转而沿主轴14移动。如襟翼18所示出的多个高升力面中的每个 高升力面示例性地与两个驱动站12耦接并且包括两个站位置传感器 单元20。两个驱动站12设置成彼此相距一定距离，示例性地位于两 个相对的侧向襟翼端部处。通常，两个冗余的襟翼控制计算机22两者 根据本发明还可以称为控制单元，襟翼控制计算机22与PCU4和站 位置传感器单元20耦接。

此外，反馈位置传感器单元24耦接至襟翼控制计算机22并且允 许确定传动轴系统6的实际旋转位置，从而具有确定取决于传动轴系 统6的旋转位置的襟翼18的位置的能力。襟翼杆26将输入提供至襟 翼控制计算机22，襟翼控制计算机22随后驱动动力控制单元4，使得 传动轴系统6的实际确定的旋转位置等于命令的角度。

反馈位置传感器单元24可以包括内部齿轮，图1中未描绘该内部 齿轮。同样的配置应用于站位置传感器单元20。

图2a示出了具有两个完好的驱动站20的襟翼。对于两个驱动站 而言在飞行时的展开位置与在地面上的展开位置之间的差异是微小 的，使得预定的阈值显然不被超过。

然而，在图2b中，右(第二)驱动站20具有故障，而左(第一) 驱动站20是完好的，使得襟翼18的相关联的右部未被第二驱动站20 展开。因此，当第一驱动站20驱动襟翼18的相关联的左部时，出现 了偏斜。

在飞行时由第二驱动站20获取的位置与在地面上由第二驱动站 20获取的位置不同，因为作用在襟翼18上的空气载荷将与第二驱动 站20相关联的襟翼18的一部分朝缩回方向迫压。因此，通过在地面 上由第二驱动站20获取的位置减去在飞行时由第二驱动站20获取的 位置，位置偏差被确定，该位置偏差通过图2b中的位置异常来指示， 在图2a中在具有两个完好的驱动站20的情况下，位置偏差为(几乎) 为零。该偏差随后与预定阈值相比较。如果偏差超过阈值，则产生指 示异常状态的信号。

在图3a中，还指示出：在飞行时在展开位置的扭转可以与在地面 上的在展开位置中的扭转相比较。在图3a中，示出了完好的襟翼18， 在两种飞行状态下，该襟翼18基本上包括很可能大约为零的相同的扭 转，使得不会发生偏差或偏差在预定的阈值内。

然而，图3b示出了断开连接的第二站20，从而导致明显的扭转， 在如上文提到的两种飞行状态下，扭转不同。通过对两种扭转值进行 比较，异常状态可以被简单地检测。这在图3b中通过襟翼扭转(偏斜) 来指示。如果该扭转值超过阈值，则产生信号。

最终，图4呈现了预定的阈值可以根据飞行器的速度选择。当空 气载荷随着速度升高时，对于这两种测量的偏差的确定而言，允许更 大的公差。在图4中示出的图中，完好的系统的可能的偏差28可以随 着计算的空气速度(CAS)而增大，例如成比例地增大。因此，缺陷 系统的可确定的偏差30可以相应地增大。因此，阈值可以在两种曲线 之间选择，其可以导致阈值与空气速度的成比例的相关性。

此外，应指出的是，“包括”不排除其他的元件或步骤，并且“一 (a)”或“一个(an)”不排除复数形式。此外，应指出的是，已经参 照上文示例性实施方式中的一个示例性实施方式描述的特征或步骤同 样可以与上文描述的其他示例性实施方式的其他特征或步骤组合使 用。在权利要求中的附图标记不理解为限制。