本發(fā)明涉及飛機(jī)領(lǐng)域，尤其涉及一種飛機(jī)的高升力系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

現(xiàn)代大型飛機(jī)的高升力系統(tǒng)包括了位于機(jī)翼前緣的縫翼和位于機(jī)翼后緣的襟翼。在飛機(jī)起飛、著陸等低速階段通過前緣縫翼和后緣襟翼的向外伸出，向下彎曲增大機(jī)翼面積、改變構(gòu)型以提供飛機(jī)升力，以保證飛機(jī)合理的滑跑距離和安全的起飛速度，同時(shí)改善飛機(jī)爬升率、進(jìn)場速率及進(jìn)場姿態(tài)。

現(xiàn)代大型飛機(jī)高升力系統(tǒng)的運(yùn)轉(zhuǎn)方式，一般是由襟縫翼計(jì)算機(jī)(SFCC)在檢測到操控信號后經(jīng)過內(nèi)部處理解析后，再發(fā)出指令信號給動(dòng)力驅(qū)動(dòng)單元(PDU)。PDU輸出旋轉(zhuǎn)扭矩，通過扭力管、軸承支座等傳動(dòng)線系部件的運(yùn)動(dòng)傳遞至旋轉(zhuǎn)齒輪作動(dòng)器，進(jìn)而驅(qū)動(dòng)襟翼、縫翼的操縱面運(yùn)動(dòng)。位于翼尖的位置傳感器將操縱面的位置信號反饋給SFCC。當(dāng)SFCC接收到表征操縱面到達(dá)指定位置的傳感器信號后，發(fā)出指令信號讓PDU停止輸出扭矩，并發(fā)出指令信號給翼尖剎車裝置，抱死傳動(dòng)線系進(jìn)而使操縱面保持在指定位置。

飛機(jī)中的PDU為高升力系統(tǒng)提供驅(qū)動(dòng)動(dòng)力，一般情況下PDU至少包括一個(gè)液壓馬達(dá)，位于飛機(jī)的機(jī)身中央位置并且連接至傳動(dòng)線系，傳動(dòng)線系再將機(jī)械動(dòng)力提供至在襟翼或縫翼操縱面站位上的旋轉(zhuǎn)齒輪作動(dòng)器。例如，目前空客公司的A380/350型號的飛機(jī)，其縫翼系統(tǒng)的PDU包括一個(gè)液壓馬達(dá)和一個(gè)電動(dòng)馬達(dá)。

飛機(jī)在所有發(fā)動(dòng)機(jī)失效的情況下，將使用沖壓空氣渦輪驅(qū)動(dòng)發(fā)電機(jī)或是液壓泵，只能為對保證飛機(jī)繼續(xù)安全飛行和著陸最低水平的重要的系統(tǒng)或設(shè)備提供能源，例如主飛控系統(tǒng)、起落架和高升力系統(tǒng)的電子控制設(shè)備與作動(dòng)器等。受飛機(jī)重量容積的限制，發(fā)電機(jī)或液壓泵僅能提供較小的功率，在這種供電模式下，上述系統(tǒng)和設(shè)備可以保持正常的功能，但是性能會有一定的下降。對于高升力系統(tǒng)而言，為保持襟翼和縫翼的正常功能，襟翼和縫翼PDU中的至多一個(gè)液壓馬達(dá)或電馬達(dá)可以工作，保證操縱面可以放下，而速度減慢。

由于高升力系統(tǒng)的襟翼和縫翼操縱面僅在飛機(jī)進(jìn)近和著陸階段使用，而上述兩個(gè)階段的持續(xù)時(shí)間遠(yuǎn)遠(yuǎn)短于巡航階段的持續(xù)時(shí)間。對于現(xiàn)有飛機(jī)的高升力系統(tǒng)的配置而言，如果飛機(jī)巡航時(shí)間過長，而高升力系統(tǒng)又占用大量的電力，則降低了能源利用的效率。并且，考慮到液壓泵并不能保證所有的負(fù)載都得到充足的流量，因此現(xiàn)有的飛機(jī)中通常會設(shè)置優(yōu)先選擇閥，優(yōu)先保證副翼作動(dòng)器，升降舵作動(dòng)器、方向舵作動(dòng)器與起落架作動(dòng)器的所需流量，而高升力系統(tǒng)PDU通常被安排在優(yōu)先閥后面。因此，如果在所有發(fā)動(dòng)機(jī)失效條件下巡航時(shí)間過長，襟翼和縫翼將有極大的概率得不到足夠的流量，導(dǎo)致縫翼和襟翼無法放下，或襟翼無法放下。因此，目前飛機(jī)上的能源配置方式，導(dǎo)致高升力系統(tǒng)對于能源的利用效率較低，尤其在飛機(jī)需要應(yīng)急供電的情況下，高升力系統(tǒng)的能源得不到有效利用。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是為了克服現(xiàn)有技術(shù)中的飛機(jī)的高升力系統(tǒng)的能源利用效率較低，在需要應(yīng)急供電的情況下得不到有效利用的缺陷，提出一種飛機(jī)的高升力系統(tǒng)。

本發(fā)明是通過下述技術(shù)方案來解決上述技術(shù)問題的：

本發(fā)明提供了一種飛機(jī)的高升力系統(tǒng)，其特點(diǎn)在于，其包括混動(dòng)PDU、MDE(即電機(jī)驅(qū)動(dòng)電子控制裝置)及SFCC，所述MDE根據(jù)所述SFCC的指令控制所述混動(dòng)PDU以驅(qū)動(dòng)飛機(jī)的襟翼和/或縫翼的運(yùn)動(dòng)，其中，所述混動(dòng)PDU包括差速綜合齒輪箱、液壓馬達(dá)和電馬達(dá)，所述液壓馬達(dá)和所述電馬達(dá)分別經(jīng)由離合裝置及飛機(jī)機(jī)翼的傳動(dòng)機(jī)構(gòu)連接至飛機(jī)的襟翼和/或縫翼，所述液壓馬達(dá)和所述電馬達(dá)經(jīng)由所述差速綜合齒輪箱相連，所述電馬達(dá)經(jīng)由所述MDE連接至飛機(jī)電網(wǎng)，并且所述電馬達(dá)在以電動(dòng)機(jī)模式運(yùn)行時(shí)接受飛機(jī)電網(wǎng)的供電，所述MDE還用于在收到所述SFCC發(fā)出的備用供電指令時(shí)，檢測所述液壓馬達(dá)和所述電馬達(dá)的制動(dòng)器是否處于制動(dòng)狀態(tài)，并在所述制動(dòng)器均處于制動(dòng)狀態(tài)的情況下通過所述離合裝置將所述液壓馬達(dá)和所述電馬達(dá)同所述傳動(dòng)機(jī)構(gòu)分離，然后控制所述液壓馬達(dá)作為原動(dòng)機(jī)經(jīng)由所述差速綜合齒輪箱驅(qū)動(dòng)所述電馬達(dá)以發(fā)電機(jī)模式運(yùn)行，并通過所述MDE向所述SFCC和/或飛機(jī)的襟翼和/或縫翼的電翼尖剎車裝置供電。

較佳地，所述SFCC還用于檢測飛機(jī)的襟翼和/或縫翼的電翼尖剎車裝置是否處于制動(dòng)狀態(tài)，并在所述電翼尖剎車裝置處于制動(dòng)狀態(tài)時(shí)發(fā)出所述備用供電指令。

較佳地，所述SFCC還用于檢測飛機(jī)的縫翼的電翼尖剎車裝置是否處于制動(dòng)狀態(tài)、縫翼是否處于完全收回位置以及飛機(jī)的沖壓空氣渦輪是否處于放下狀態(tài)，并在縫翼的電翼尖剎車裝置處于制動(dòng)狀態(tài)、縫翼處于完全收回位置且沖壓空氣渦輪處于放下狀態(tài)時(shí)發(fā)出所述備用供電指令。

較佳地，當(dāng)所述電馬達(dá)以發(fā)電機(jī)模式運(yùn)行時(shí)，還通過所述MDE向飛機(jī)電網(wǎng)供電。

較佳地，所述MDE設(shè)置有變壓器，所述變壓器用于將飛機(jī)電網(wǎng)的電壓轉(zhuǎn)換為所述電馬達(dá)的工作電壓以及將所述電馬達(dá)以發(fā)電機(jī)模式運(yùn)行所輸出的電壓轉(zhuǎn)換為飛機(jī)電網(wǎng)的電壓。

較佳地，所述變壓器用于將飛機(jī)電網(wǎng)的電壓和/或所述電馬達(dá)以發(fā)電機(jī)模式運(yùn)行所輸出的電壓轉(zhuǎn)換為所述SFCC的工作電壓及所述電翼尖剎車裝置的工作電壓。

較佳地，所述差速綜合齒輪箱包括行星齒輪組件和圓柱齒輪減速器，所述液壓馬達(dá)的輸出軸經(jīng)由所述行星齒輪組件和所述圓柱齒輪減速器連接至所述電馬達(dá)的轉(zhuǎn)子，從而通過所述液壓馬達(dá)帶動(dòng)所述電馬達(dá)的轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生勵(lì)磁電流。

在符合本領(lǐng)域常識的基礎(chǔ)上，上述各優(yōu)選條件，可任意組合，即得本發(fā)明各較佳實(shí)例。

本發(fā)明的積極進(jìn)步效果在于：

本發(fā)明的飛機(jī)的高升力系統(tǒng)，能夠有效利用混動(dòng)PDU驅(qū)動(dòng)飛機(jī)的襟縫翼的運(yùn)動(dòng)，還能夠獨(dú)立于飛機(jī)的其他系統(tǒng)產(chǎn)生足夠的冗余電力，從而在飛機(jī)需要應(yīng)急供電的情況下，驅(qū)動(dòng)PDU中的電馬達(dá)轉(zhuǎn)為發(fā)電機(jī)模式工作，從而不依賴飛機(jī)電網(wǎng)就能實(shí)現(xiàn)對高升力系統(tǒng)內(nèi)部的所有用電設(shè)備的供電，包括獨(dú)立實(shí)現(xiàn)對襟縫翼操縱面的驅(qū)動(dòng)，而無需由飛機(jī)電網(wǎng)通過電匯流條供電，還能夠在必要時(shí)在飛機(jī)進(jìn)入巡航階段的情況下為飛機(jī)提供備用能源。

附圖說明

圖1為本發(fā)明一較佳實(shí)施例的飛機(jī)的高升力系統(tǒng)的示意圖。

圖2為本發(fā)明一較佳實(shí)施例的飛機(jī)的高升力系統(tǒng)在啟用備用供電的狀態(tài)下的內(nèi)部電網(wǎng)絡(luò)配置的一示例的示意圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合說明書附圖，進(jìn)一步對本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)描述，以下的描述為示例性的，并非對本發(fā)明的限制，任何的其他類似情形也都落入本發(fā)明的保護(hù)范圍之中。

在以下的具體描述中，方向性的術(shù)語，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”、等，參考附圖中描述的方向使用。本發(fā)明的實(shí)施例的部件可被置于多種不同的方向，方向性的術(shù)語是用于示例的目的而非限制性的。

參考圖1所示，根據(jù)本發(fā)明一較佳實(shí)施例的飛機(jī)的高升力系統(tǒng)包括混動(dòng)PDU1、電機(jī)控制電子裝置2(即MDE)及SFCC3，MDE2根據(jù)SFCC3的指令控制混動(dòng)PDU1以驅(qū)動(dòng)飛機(jī)的襟翼或縫翼的運(yùn)動(dòng)。其中，混動(dòng)PDU1包括差速綜合齒輪箱12、液壓馬達(dá)11和電馬達(dá)13，液壓馬達(dá)11和電馬達(dá)13分別經(jīng)由離合裝置5及飛機(jī)機(jī)翼的傳動(dòng)機(jī)構(gòu)4連接至飛機(jī)的襟翼或縫翼，液壓馬達(dá)11和電馬達(dá)13經(jīng)由差速綜合齒輪箱12相連，電馬達(dá)13經(jīng)由MDE2連接至飛機(jī)電網(wǎng)，并且電馬達(dá)13在以電動(dòng)機(jī)模式運(yùn)行時(shí)接受飛機(jī)電網(wǎng)的供電，MDE2還用于在收到SFCC3發(fā)出的備用供電指令時(shí)，檢測液壓馬達(dá)11和電馬達(dá)13的制動(dòng)器是否處于制動(dòng)狀態(tài)，并在制動(dòng)器均處于制動(dòng)狀態(tài)的情況下通過離合裝置5將液壓馬達(dá)11和電馬達(dá)13同傳動(dòng)機(jī)構(gòu)4分離，然后控制液壓馬達(dá)11作為原動(dòng)機(jī)經(jīng)由差速綜合齒輪箱12驅(qū)動(dòng)電馬達(dá)13以發(fā)電機(jī)模式運(yùn)行，并通過MDE2向SFCC3以及飛機(jī)的襟翼或縫翼的電翼尖剎車裝置6(即WTB)供電。高升力系統(tǒng)還包括力矩限制器14，其為混動(dòng)PDU1提供必要的保護(hù)。

典型地，MDE2設(shè)置有多個(gè)變壓器，根據(jù)需要，各個(gè)變壓器可分別配置為將飛機(jī)電網(wǎng)的電壓和電馬達(dá)13以發(fā)電機(jī)模式運(yùn)行所輸出的電壓轉(zhuǎn)換為SFCC3的工作電壓及電翼尖剎車裝置6的工作電壓，以及將飛機(jī)電網(wǎng)的電壓轉(zhuǎn)換為電馬達(dá)13的工作電壓以及將電馬達(dá)13以發(fā)電機(jī)模式運(yùn)行所輸出的電壓轉(zhuǎn)換為飛機(jī)電網(wǎng)的電壓。

在一些較佳實(shí)施方式中，SFCC3還用于檢測飛機(jī)的襟翼和/或縫翼的電翼尖剎車裝置6是否處于制動(dòng)狀態(tài)，并在電翼尖剎車裝置6處于制動(dòng)狀態(tài)時(shí)發(fā)出備用供電指令，或者，SFCC3還用于檢測飛機(jī)的縫翼的電翼尖剎車裝置6是否處于制動(dòng)狀態(tài)、縫翼是否處于完全收回位置以及飛機(jī)的沖壓空氣渦輪是否處于放下狀態(tài)，并在縫翼的電翼尖剎車裝置6處于制動(dòng)狀態(tài)、縫翼處于完全收回位置且沖壓空氣渦輪處于放下狀態(tài)時(shí)發(fā)出備用供電指令。

MDE2在接收到SFCC3的備用供電指令后，可通過離合裝置5將電馬達(dá)13和液壓馬達(dá)11完全從系統(tǒng)分離，即與位于兩側(cè)機(jī)翼的傳動(dòng)機(jī)構(gòu)4的部件(例如，包括扭力管以及各種形式的聯(lián)接支座等零部件)完全脫開。脫開后，電馬達(dá)13與液壓馬達(dá)11不再將扭矩傳輸給傳動(dòng)機(jī)構(gòu)4。

在從系統(tǒng)中分離出來后，電馬達(dá)13可以發(fā)電機(jī)模式運(yùn)行，液壓馬達(dá)11由液壓能源驅(qū)動(dòng)，并通過差速綜合齒輪箱12的齒輪系驅(qū)動(dòng)電馬達(dá)13發(fā)電。具體來說，差速綜合齒輪箱12可包括行星齒輪組件和圓柱齒輪減速器，液壓馬達(dá)11的輸出軸經(jīng)由行星齒輪組件和圓柱齒輪減速器連接至電馬達(dá)13的轉(zhuǎn)子，從而通過液壓馬達(dá)11帶動(dòng)電馬達(dá)13的轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生勵(lì)磁電流。

在本發(fā)明的一些典型的實(shí)施方式中，差速綜合齒輪箱可包括兩個(gè)太陽輪和兩對行星輪。兩個(gè)太陽輪分別與液壓馬達(dá)和電機(jī)的輸出軸相連接。兩個(gè)行星輪是相同的。兩個(gè)太陽輪各自與其中一個(gè)行星輪嚙合，并且兩個(gè)行星輪之間相互嚙合，從而通過齒輪系將液壓馬達(dá)的動(dòng)力輸出到電馬達(dá)的轉(zhuǎn)子，進(jìn)而產(chǎn)生勵(lì)磁電流使得電馬達(dá)作為發(fā)電機(jī)工作。

本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解，無刷直流電機(jī)和發(fā)電機(jī)的結(jié)構(gòu)大致相同，典型的結(jié)構(gòu)由定子和轉(zhuǎn)子兩個(gè)主要部分組成，定子位于電機(jī)本體外部，轉(zhuǎn)子位于電子定子內(nèi)腔，因而通過外部的原動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)子就能夠使其作為發(fā)電機(jī)工作。因此，本發(fā)明中的電馬達(dá)，其結(jié)構(gòu)同現(xiàn)有的無刷直流電機(jī)相同。

以下將參照圖2說明本發(fā)明的較佳實(shí)施例的飛機(jī)的高升力系統(tǒng)在啟用備用供電的狀態(tài)下的內(nèi)部電網(wǎng)絡(luò)配置的典型例子。

參照圖2所示，在這一例子中，高升力系統(tǒng)具有兩個(gè)SFCC以作為冗余配置，而縫翼MDE與縫翼發(fā)電機(jī)電連接，縫翼發(fā)電機(jī)即縫翼的混動(dòng)PDU中的電馬達(dá)。縫翼MDE與縫翼發(fā)電機(jī)還與兩個(gè)SFCC、襟翼電馬達(dá)相連。如圖2中的虛線所示，在常規(guī)運(yùn)行情況下，襟翼和縫翼的MDE均接收飛機(jī)電網(wǎng)的供電，并進(jìn)而將電力傳輸至襟翼、縫翼各自的電馬達(dá)以及WTB，在這種情況下，襟翼、縫翼的電馬達(dá)可以電動(dòng)機(jī)模式工作。

在啟用備用供電的狀態(tài)下，如上，縫翼的混動(dòng)PDU可利用液壓能源驅(qū)動(dòng)縫翼的電馬達(dá)作為發(fā)電機(jī)工作。參考圖2所示，這一例子中，縫翼MDE內(nèi)部設(shè)置的變壓器，可以將縫翼發(fā)電機(jī)輸出的380V直流電，轉(zhuǎn)化為28V直流電提供給SFCC和WTB，將縫翼發(fā)電機(jī)輸出的380V直流電轉(zhuǎn)化為115V/230V交流電而向襟翼的MDE供電，進(jìn)而驅(qū)動(dòng)襟翼的電馬達(dá)。

應(yīng)當(dāng)理解的是，本發(fā)明的高升力系統(tǒng)還可采用其他內(nèi)部點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)配置，例如，可以由襟翼的混動(dòng)PDU作為發(fā)電機(jī)為高升力系統(tǒng)中的其他組件供電。

通過這種方式，本發(fā)明的飛機(jī)的高升力系統(tǒng)還能夠獨(dú)立于飛機(jī)的其他系統(tǒng)尤其是獨(dú)立于通常情況下用作電源的飛機(jī)電網(wǎng)而獨(dú)立產(chǎn)生足夠的冗余電力，從而在飛機(jī)需要應(yīng)急供電的情況下，得以不依賴飛機(jī)電網(wǎng)就能實(shí)現(xiàn)對高升力系統(tǒng)內(nèi)部的所有用電設(shè)備的供電，包括獨(dú)立實(shí)現(xiàn)對襟縫翼操縱面的驅(qū)動(dòng)。在必要時(shí)，在飛機(jī)進(jìn)入巡航階段的情況下，也可通過類似方式為飛機(jī)提供備用能源。

雖然以上描述了本發(fā)明的具體實(shí)施方式，但是本領(lǐng)域的技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解，這些僅是舉例說明，本發(fā)明的保護(hù)范圍是由所附權(quán)利要求書限定的。本領(lǐng)域的技術(shù)人員在不背離本發(fā)明的原理和實(shí)質(zhì)的前提下，可以對這些實(shí)施方式做出多種變更或修改，但這些變更和修改均落入本發(fā)明的保護(hù)范圍。