CN105083534A - 飞行器的高升力***及确定其中部件位置的方法和飞行器 - Google Patents

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Abstract

提供飞行器的高升力***及确定其中部件位置的方法和飞行器，该***包括：借助于传动轴提供旋转动力的中央动力控制单元；以及与动力控制单元和可移动高升力表面耦接的致动器驱动站；该方法包括步骤：获取借助于具有第一齿轮比的第一齿轮与动力控制单元机械耦接的第一位置传感单元的第一旋转位置；获取与至少一个驱动站中的被驱动元件机械耦接的至少一个第二位置传感单元的至少一个第二旋转位置；基于第二位置传感单元的关联的多个角度段和实际第二旋转位置确定第一位置传感单元在空挡位置与预期的最大旋转数之间实现的全旋转数；将第一位置传感单元的全旋转数与360°相乘，并且将所得到的全旋转角度加至测量的第一旋转位置以获取第一旋转位置。因此，明显提高反馈位置传感单元准确度和可重用性。

Description

飞行器的高升力***及确定其中部件位置的方法和飞行器
相关申请的引用
本申请要求于2014年5月23日提交的第14169679.9号欧洲专利申请的提交日的权益，该欧洲专利申请的公开内容的全部特此通过引用合并在本文中。
技术领域
本发明涉及飞行器的高升力***、确定其中部件位置的方法和飞行器。
背景技术
飞行器的高升力***用于对飞行器的升阻管理的目的。高升力***通常包括前缘缝翼***和后缘襟翼***。民用和军用飞行器中的许多襟翼***在可移动襟翼的相应襟翼支承站上装备有中央驱动单元，该中央驱动单元还称为动力控制单元(PCU)，所谓的驱动站(drivestation)，该PCU驱动传动轴系(transmissionshafttrain)和局部机械致动器装置。高升力设定能够由驾驶舱机组人员通过襟翼杆来选择，通过该襟翼杆能够选择襟翼角度。
传动***提供从中央驱动单元至所有致动器输出的负载路径。这确保了所有襟翼装置的对称部署。襟翼运动最终将由驱动站驱动的旋转运动变换成所需的表面移动。通常由两个襟翼控制计算机来控制和监视高升力襟翼***。***驱动命令主要源自襟翼杆输入。驱动表面至襟翼控制计算机中的算法中规定的预定位置。为了实现驱动襟翼***至预定位置的高准确度，由附接于驱动单元并且使得能够实现平滑且准确的表面部署的反馈位置传感单元(FPPU，feedbackpositionpick-offunit)来持续反馈襟翼驱动***位置。反馈位置传感单元连接至驱动单元，并且包括贡献等同***角度的内部齿轮箱。在常见的高升力襟翼***中，通过反馈位置单元来检测襟翼位置，其中反馈位置传感单元的工作范围限于一圈旋转(360°)。
另外的传感器专用于***故障监视，诸如站位置传感单元(SPPU)，出于***监视目的，该SPPU连接至各个驱动站以针对每个站贡献等同角度。
发明内容
虽然针对各种飞行器类型通常保持高升力***的一般设置，但是贯穿不同的飞行器类型，各个***参数经常可以改变。例如，传动轴系的旋转速度可以变化，并且驱动站中的齿轮比还可以适于实际的飞行器类型。因此，需要针对高升力***中的部件的实际参数来调节位置传感单元。例如，位置传感单元中的齿轮比应当适于传动轴系在空挡位置与(理论)结束位置之间实现的旋转数和旋转速度。这可能需要另外的认证和增加的零件多样化。
因此，本发明的目的是提出一种用于确定飞行器的高升力***中的部件的位置的方法，该方法不需要用于获取高升力***中的部件的旋转位置的各个位置传感单元或其他的适合的传感器。
通过根据权利要求1中限定的特征的用于确定飞行器的高升力***中的部件的位置的方法实现该目的。可以根据从属权利要求和以下描述来得出有益的实施方式和另外的改进。
根据有益的实施方式，提出一种用于确定飞行器的高升力***中的部件的位置的方法，该高升力***包括中央动力控制单元，用于借助于传动轴来提供旋转动力；以及致动器驱动站(actuatordrivestation)，其与动力控制单元及可移动高升力表面耦接；该方法包括步骤：获取第一位置传感单元的第一旋转位置，该第一位置传感单元借助于具有第一齿轮比的第一齿轮与动力控制单元机械耦接；获取至少一个第二位置传感单元的一个第二旋转位置，该至少一个第二位置传感单元与至少一个驱动站中的被驱动元件机械耦接；基于第二位置传感单元工作范围的关联的多个角度段和实际的第二旋转位置来确定第一位置传感单元已经在空挡位置与预期的最大旋转数之间实现的全旋转(fullrotation)数；将第一位置传感单元的全旋转数与360°相乘，并且将所得到的全旋转角度加至测量的第一旋转位置，以获取第一旋转位置。
所得到的第一旋转位置然后可以除以360°并且与第一齿轮比相乘，从而得到传动轴的全旋转数，其中第一位置传感单元与传动轴耦接。在这方面，注意的是，以上描述和权利要求1基于度数(DEG)来限定旋转位置。然而，这还可以通过弧度(RAD)来进行，这是等同的。
因此，该方法的要点在于将反馈位置传感单元的工作范围扩展至大于一圈旋转(360°)的值，使得可以安装商业上能够得到但意在用于致动器驱动站中的其他传动轴速度和不同齿轮比的反馈位置传感单元。该方法依赖于由反馈位置传感单元(还被称为“第一位置传感单元”)和站位置传感单元(被称为“第二位置传感单元”)递送的数据的组合。当针对获取的***襟翼位置的主输入为反馈位置传感单元传感器时，使用由站位置传感单元提供的站位置数据作为附加参数以标识反馈位置传感单元传感器数据与***襟翼位置之间的清楚关系，这是必需的。
根据本发明的方法反映了下述事实：反馈位置传感单元可以被旋转大于一次，即，约大于360°。由于由反馈位置传感单元递送的数据取决于0与360°之间的实际角度，因此，即使传感器已经被旋转约略大于360°，传感器也将递送略大于0°的角度值。然而，由于中央驱动单元和与襟翼耦接的驱动站之间的刚性运动连接，所以站位置传感单元允许指示反馈位置传感单元多久被旋转了一次。
这通过将站位置传感单元的完整角范围除以反馈位置传感单元的期望旋转数即最大旋转数来进行。这是指，将站位置传感单元的角度工作范围划分成一定数目的范围段。然后确定实际的第二旋转位置落在这些范围段中的哪个范围段中，以确定反馈位置传感单元已经进行了多少圈旋转。
例如，如果反馈位置传感单元理论上可以在襟翼的完整延伸运动期间被旋转四次(1440°)，并且如果站位置传感单元充分使用360°的角范围，则可以产生四个对应的角度段。这些角度段包括角度区间[0-90°]、[90°-180°]、[180°-270°]和[270°-360°]。每次确定***襟翼角度，就读出来自反馈位置传感单元的测量的襟翼位置和站位置传感单元的测量值。然后确定站位置传感单元值落入各个角度段中的哪个角度段中，以用于确定襟翼位置传感单元已经进行了多少圈全旋转。然后，将这些全旋转加至从反馈位置传感单元读出的值。这允许确定例如传动轴从此部件的空挡位置开始已经进行的旋转数。
因此，在消除修改第一齿轮的需要的同时容易地增大反馈位置传感单元的工作范围。再进一步地，如果保持集成在反馈位置传感单元中的传感器的准确度，则用于测量该部件的旋转位置的有效准确度随着增大最大旋转数而被提高。因此，根据本发明的方法在明显减少用于进行该方法的努力同时允许准确度的显著提高。
在本上下文中，注意的是，第二位置传感单元可以包括第二齿轮，第二位置传感单元借助于第二齿轮与襟翼耦接。然而，这不是必需的，而是可以取决于第二位置传感单元和/或集成在第二位置传感单元中的传感器的实际设计。
还可能的是，反馈位置传感单元适于进行大于一圈全旋转但小于两圈、三圈或另一整数数目圈的全旋转，即，反馈位置传感单元的工作范围不是精确地为360°的倍数。在这种情况下，应当相应地改写(adapt)站位置传感单元的所使用的角度区间。这是指在反馈位置传感单元可以仅在一圈全旋转与两圈全旋转之间进行的情况下，可以将站位置传感单元的360°的角范围划分成一个大区间和一个较小区间。如果反馈位置传感单元可以进行仅略大于两圈全旋转，则可以将站位置传感单元的360°的角范围分成两个相等的大区间和一个附加较小区间。
如果需要传动轴的旋转位置来确定高升力襟翼的精确位置，则将第一旋转位置除以360°并且乘以第一齿轮比以确定传动轴的旋转数。然而，如果需要用于控制高升力***的其他参数，则可以对此进行修改。
在有益的实施方式中，确定第一位置传感单元的全旋转数包括：在至少一个第二位置传感单元的角度工作范围内产生多个角度段，其中至少一个角度段对应于第一位置传感单元的全旋转；以及确定由第二位置传感单元测量的值落在诸角度段中的哪个角度段中。使用此原理，可以容易地实现检测已进行的全旋转数。
进一步地，如果全旋转数不是整数，则在该方法中，角度段之一小于其他角度段并且对应于超出最后全旋转的剩余部分，并且所有其他的角度段对应于全旋转。
针对根据本发明的方法，需要从第二站位置传感单元获取位置数据。由于在飞行器中存在经常包括冗余传感器的多个站位置传感单元，所以关于对用于该方法的第二位置传感单元进行选择的不同方法是可能的。例如，可以选择一个站位置传感单元，贯穿飞行器的操作使用该站位置传感单元。
作为替选，可以从都递送角度值的多个站位置传感单元中选择一组站位置传感单元。这些角度值可以被组合成平均角度值。
再进一步地，可以选择具有三个站位置传感单元的组，其中比较所有这些站位置传感单元的测量值以识别可能递送错误值的站位置传感单元，同时使用其他两个正确值。
把参数“n”看作第一位置传感单元的全旋转数以及把参数“βmax(β最大)”看作第二位置传感单元的工作范围，可以根据以下内容来将第二位置传感单元的角范围划分成不同的角度区间，n可以但无需是整数：
[0...βmax/n],[βmax/n...2·βmax/n],...[x·βmax/n...βmax]
为了提高该方法的准确度，即确定已经进行了多少圈全旋转，通过第一位置传感单元的测量值来支持由第二位置传感单元测量的位置以及对这些位置属于各个角度段中的哪个角度段的确定。然而，应当考虑足够的安全裕度，即几度。结果，通过下述真实性检查来确认对第二位置传感单元的测量值属于哪个角度段的确定：第一位置传感单元是否递送对应于该确定的适当值。因此，该方法还可以包括下述步骤：通过评估第一位置传感单元的测量值是否略大于0°或者略小于360°来进行真实性检查。
例如，如果第二位置传感单元递送仅与第二区间的下限相关联的值，则应当检查反馈位置传感单元是否已经递送了略大于0°的值或者测量值是否仅小于360°。从而可以补偿第二位置传感单元的准确度欠缺。
本发明还涉及一种飞行器的高升力***，该高升力***包括：中央动力控制单元，用于借助于传动轴来提供旋转动力；致动器驱动站，其与动力控制单元及可移动高升力表面耦接。根据本发明的高升力***还包括：至少一个控制计算机，其与中央动力控制单元耦接；第一位置传感单元，其借助于具有第一齿轮比的第一齿轮与动力控制单元机械耦接；至少一个第二位置传感单元，其与至少一个驱动站中的被驱动元件机械耦接。该至少一个控制计算机适于基于第二位置传感单元的关联的多个角度段和实际的第二旋转位置来确定第一位置传感单元已经在空挡位置与预期的最大旋转数之间实现的全旋转数，并且适于将第一位置传感单元的全旋转数与360°相乘，并且将所得到的全旋转角度加至测量的第一旋转位置，以获取第一旋转位置。
再进一步地，本发明涉及一种具有这种高升力***的飞行器。
附图说明
在附图中的示例性实施方式的以下描述中公开本发明的另外的特征、优点和应用选择。所有描述的和/或示出的特征本身以及以任何组合形成本发明的主题，甚至不管各个权利要求中它们的组成或它们之间的相互关系。此外，附图中相同或相似的部件具有相同的附图标记。
图1示出了襟翼***的一般架构。
图2示出了具有有限测量范围的襟翼位置数据的典型图。
图3示出了具有延伸测量范围的襟翼位置数据的图。
具体实施方式
在图1中，示出了高升力***2的一般设置。这里，动力控制单元4与传动轴***6耦接，传动轴***6包括左传动轴8和右传动轴10。这些传动轴8和10沿着机翼的后缘段(这在图1中没有描绘)与沿着传动轴8和10分布的驱动站12耦接。
每个驱动站12示例性地包括转轴14和螺母16，螺母16通过转轴转动而沿着转轴14移动。每个襟翼18示例性地与两个驱动站12耦接并且包括两个站位置传感单元20。这些站位置传感单元20通常用来检测可以引发***2的操作中断的不对称情况。通常，两个冗余襟翼控制计算机22与PCU4和站位置传感单元20耦接。
此外，反馈位置传感单元24耦接至襟翼控制计算机22，并且允许确定传动轴***6的实际旋转位置，从而导致确定襟翼18的位置的能力，该襟翼18的位置取决于传动轴***6的旋转位置。襟翼杆26提供进入襟翼控制计算机22的输入，然后襟翼控制计算机22驱动动力控制单元4，使得传动轴***6的实际确定的旋转位置等于命令角度。
反馈位置传感单元24包括内齿轮，图1中没有描绘该内齿轮。这同样适用于站位置传感单元20。虽然在常见的高升力***中，反馈位置传感单元24适于进行最大360°的旋转，但是高升力***2的反馈位置传感单元24可以旋转大于约360°。
如图2中所示，位置值28直接对应于由站位置传感单元20测量的襟翼位置30。然而，由反馈位置传感单元24递送的值与襟翼18的实际位置之间的明确关系仅在反馈位置传感单元24的旋转限于360°的情况下是明确的。
如图3中所示，如以曲线32’所指示的，由反馈位置传感单元24中的传感器递送的值32在约360°的旋转之后返回至0。在被由站位置传感单元20递送的襟翼角度值34支持下，可以确定反馈位置传感单元24是否之前已旋转了约360°。
在图3中示出的示例中，足以大致确定站位置传感单元20是否递送20°之上的角度并且确定反馈位置传感单元24是否递送大致在150°之下的值，使得能够检测第一全旋转。
另外，应当指出的是，“包括”并不排除其他元件或步骤，并且“一个”或“一种”不排除复数。此外，应当指出的是，参照上述示例性实施方式之一已经描述的特征或步骤还能够与上面描述其他示例性实施方式的其他特征或步骤组合使用。权利要求中的附图标记不应被解释为限制。

Claims (9)

1.一种用于确定飞行器的高升力***(2)中的部件的位置的方法，所述高升力***(2)包括：动力控制单元(4)，用于借助于传动轴(8、10)来提供旋转动力；以及致动器驱动站(12)，其与所述动力控制单元(4)及可移动高升力表面(18)耦接；所述方法包括步骤：
-获取第一位置传感单元(24)的第一旋转位置，所述第一位置传感单元(24)借助于具有第一齿轮比的第一齿轮与所述动力控制单元(4)机械耦接，
-获取至少一个第二位置传感单元(20)的至少一个第二旋转位置，所述至少一个第二位置传感单元(20)与至少一个驱动站(12)中的被驱动元件机械耦接，
-基于所述至少一个第二位置传感单元(20)的关联的多个角度段和实际的所述第二旋转位置来确定所述第一位置传感单元(24)已经在空挡位置与预期的最大旋转数之间实现的全旋转数，
-将所述第一位置传感单元(24)的所述全旋转数与360°相乘，并且将所得到的全旋转角度加至所述测量的第一旋转位置，以获取所述第一旋转位置。
2.根据权利要求1所述的方法，
其中将所述第一旋转位置除以360°并且乘以所述第一齿轮比以确定所述传动轴(8、10)的旋转数。
3.根据权利要求1或2所述的方法，
其中确定所述第一位置传感单元(24)的全旋转数包括：在所述至少一个第二位置传感单元(20)的角度工作范围内产生多个角度段，其中至少一个角度段对应于所述第一位置传感单元(24)的全旋转；以及确定由所述第二位置传感单元(20)测量的值落在所述角度段中的哪个角度段中。
4.根据权利要求3所述的方法，
其中所述全旋转数不是整数，
其中所述角度段之一小于其他的角度段并且对应于超出最后全旋转的剩余部分，并且
其中所有其他的角度段对应于全旋转。
5.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，
其中使用一组第二位置传感单元(20)的测量值，其中所述值被组合成平均角度值。
6.根据权利要求1至4中的任一项所述的方法，
其中获取三个第二位置传感单元(20)的测量值，其中比较所述获取的值以识别所述值之一是否是错误的，并且其中使用用于确定所述第一位置传感单元(24)的所述全旋转数的其他两个值中的一个值。
7.根据前述权利要求所述的方法，
还包括步骤：通过评估所述第一位置传感单元(24)的所述测量值是否略大于0°或略小于360°来进行真实性检查。
8.一种用于飞行器的高升力***(2)，包括：
-动力控制单元(4)，用于借助于传动轴(8、10)来提供旋转动力，
-致动器驱动站(12)，其与所述动力控制单元(4)及可移动高升力表面(18)耦接，
-至少一个控制计算机(22)，其与所述动力控制单元(4)耦接，
-第一位置传感单元(24)，其借助于具有第一齿轮比的第一齿轮与所述动力控制单元(4)机械耦接，
-至少一个第二位置传感单元(20)，其与至少一个驱动站(12)中的被驱动元件机械耦接，
其中所述至少一个控制计算机(22)适于基于所述第二位置传感单元(20)的关联的多个角度段和实际的所述第二旋转位置来确定所述第一位置传感单元(24)已经在空挡位置与预期的最大旋转数之间实现的全旋转数，并且适于将所述第一位置传感单元(24)的所述全旋转数与360°相乘，并且将所得到的全旋转角度加至所述测量的第一旋转位置，以获取所述高升力***(2)中的部件的位置。
9.一种具有根据权利要求8所述的高升力***的飞行器。
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