CN106741863A - 飞机的高升力*** - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞机的高升力***。本发明的高升力***，包括混动PDU、MDE及SFCC，MDE根据SFCC的指令控制混动PDU以驱动飞机的襟翼和/或缝翼的运动，混动PDU中的液压马达和电马达分别经由离合装置及飞机机翼的传动机构连接至飞机的襟翼和/或缝翼，二者经由差速综合齿轮箱相连，电马达在以电动机模式运行时接受飞机电网的供电，MDE还用于在收到SFCC发出的备用供电指令时，控制液压马达作为原动机驱动电马达以发电机模式运行，进行供电。本发明能够独立于飞机的其他***产生足够的冗余电力，从而在飞机需要应急供电的情况下，不依赖飞机电网而实现对高升力***内部的所有用电设备的供电。

Description

飞机的高升力***
技术领域
本发明涉及飞机领域，尤其涉及一种飞机的高升力***。
背景技术
现代大型飞机的高升力***包括了位于机翼前缘的缝翼和位于机翼后缘的襟翼。在飞机起飞、着陆等低速阶段通过前缘缝翼和后缘襟翼的向外伸出，向下弯曲增大机翼面积、改变构型以提供飞机升力，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。
现代大型飞机高升力***的运转方式，一般是由襟缝翼计算机(SFCC)在检测到操控信号后经过内部处理解析后，再发出指令信号给动力驱动单元(PDU)。PDU输出旋转扭矩，通过扭力管、轴承支座等传动线系部件的运动传递至旋转齿轮作动器，进而驱动襟翼、缝翼的操纵面运动。位于翼尖的位置传感器将操纵面的位置信号反馈给SFCC。当SFCC接收到表征操纵面到达指定位置的传感器信号后，发出指令信号让PDU停止输出扭矩，并发出指令信号给翼尖刹车装置，抱死传动线系进而使操纵面保持在指定位置。
飞机中的PDU为高升力***提供驱动动力，一般情况下PDU至少包括一个液压马达，位于飞机的机身中央位置并且连接至传动线系，传动线系再将机械动力提供至在襟翼或缝翼操纵面站位上的旋转齿轮作动器。例如，目前空客公司的A380/350型号的飞机，其缝翼***的PDU包括一个液压马达和一个电动马达。
飞机在所有发动机失效的情况下，将使用冲压空气涡轮驱动发电机或是液压泵，只能为对保证飞机继续安全飞行和着陆最低水平的重要的***或设备提供能源，例如主飞控***、起落架和高升力***的电子控制设备与作动器等。受飞机重量容积的限制，发电机或液压泵仅能提供较小的功率，在这种供电模式下，上述***和设备可以保持正常的功能，但是性能会有一定的下降。对于高升力***而言，为保持襟翼和缝翼的正常功能，襟翼和缝翼PDU中的至多一个液压马达或电马达可以工作，保证操纵面可以放下，而速度减慢。
由于高升力***的襟翼和缝翼操纵面仅在飞机进近和着陆阶段使用，而上述两个阶段的持续时间远远短于巡航阶段的持续时间。对于现有飞机的高升力***的配置而言，如果飞机巡航时间过长，而高升力***又占用大量的电力，则降低了能源利用的效率。并且，考虑到液压泵并不能保证所有的负载都得到充足的流量，因此现有的飞机中通常会设置优先选择阀，优先保证副翼作动器，升降舵作动器、方向舵作动器与起落架作动器的所需流量，而高升力***PDU通常被安排在优先阀后面。因此，如果在所有发动机失效条件下巡航时间过长，襟翼和缝翼将有极大的概率得不到足够的流量，导致缝翼和襟翼无法放下，或襟翼无法放下。因此，目前飞机上的能源配置方式，导致高升力***对于能源的利用效率较低，尤其在飞机需要应急供电的情况下，高升力***的能源得不到有效利用。
发明内容
本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中的飞机的高升力***的能源利用效率较低，在需要应急供电的情况下得不到有效利用的缺陷，提出一种飞机的高升力***。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：
本发明提供了一种飞机的高升力***，其特点在于，其包括混动PDU、MDE(即电机驱动电子控制装置)及SFCC，所述MDE根据所述SFCC的指令控制所述混动PDU以驱动飞机的襟翼和/或缝翼的运动，其中，所述混动PDU包括差速综合齿轮箱、液压马达和电马达，所述液压马达和所述电马达分别经由离合装置及飞机机翼的传动机构连接至飞机的襟翼和/或缝翼，所述液压马达和所述电马达经由所述差速综合齿轮箱相连，所述电马达经由所述MDE连接至飞机电网，并且所述电马达在以电动机模式运行时接受飞机电网的供电，所述MDE还用于在收到所述SFCC发出的备用供电指令时，检测所述液压马达和所述电马达的制动器是否处于制动状态，并在所述制动器均处于制动状态的情况下通过所述离合装置将所述液压马达和所述电马达同所述传动机构分离，然后控制所述液压马达作为原动机经由所述差速综合齿轮箱驱动所述电马达以发电机模式运行，并通过所述MDE向所述SFCC和/或飞机的襟翼和/或缝翼的电翼尖刹车装置供电。
较佳地，所述SFCC还用于检测飞机的襟翼和/或缝翼的电翼尖刹车装置是否处于制动状态，并在所述电翼尖刹车装置处于制动状态时发出所述备用供电指令。
较佳地，所述SFCC还用于检测飞机的缝翼的电翼尖刹车装置是否处于制动状态、缝翼是否处于完全收回位置以及飞机的冲压空气涡轮是否处于放下状态，并在缝翼的电翼尖刹车装置处于制动状态、缝翼处于完全收回位置且冲压空气涡轮处于放下状态时发出所述备用供电指令。
较佳地，当所述电马达以发电机模式运行时，还通过所述MDE向飞机电网供电。
较佳地，所述MDE设置有变压器，所述变压器用于将飞机电网的电压转换为所述电马达的工作电压以及将所述电马达以发电机模式运行所输出的电压转换为飞机电网的电压。
较佳地，所述变压器用于将飞机电网的电压和/或所述电马达以发电机模式运行所输出的电压转换为所述SFCC的工作电压及所述电翼尖刹车装置的工作电压。
较佳地，所述差速综合齿轮箱包括行星齿轮组件和圆柱齿轮减速器，所述液压马达的输出轴经由所述行星齿轮组件和所述圆柱齿轮减速器连接至所述电马达的转子，从而通过所述液压马达带动所述电马达的转子转动产生励磁电流。
在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。
本发明的积极进步效果在于：
本发明的飞机的高升力***，能够有效利用混动PDU驱动飞机的襟缝翼的运动，还能够独立于飞机的其他***产生足够的冗余电力，从而在飞机需要应急供电的情况下，驱动PDU中的电马达转为发电机模式工作，从而不依赖飞机电网就能实现对高升力***内部的所有用电设备的供电，包括独立实现对襟缝翼操纵面的驱动，而无需由飞机电网通过电汇流条供电，还能够在必要时在飞机进入巡航阶段的情况下为飞机提供备用能源。
附图说明
图1为本发明一较佳实施例的飞机的高升力***的示意图。
图2为本发明一较佳实施例的飞机的高升力***在启用备用供电的状态下的内部电网络配置的一示例的示意图。
具体实施方式
下面结合说明书附图，进一步对本发明的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本发明的限制，任何的其他类似情形也都落入本发明的保护范围之中。
在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”、等，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。
参考图1所示，根据本发明一较佳实施例的飞机的高升力***包括混动PDU1、电机控制电子装置2(即MDE)及SFCC3，MDE2根据SFCC3的指令控制混动PDU1以驱动飞机的襟翼或缝翼的运动。其中，混动PDU1包括差速综合齿轮箱12、液压马达11和电马达13，液压马达11和电马达13分别经由离合装置5及飞机机翼的传动机构4连接至飞机的襟翼或缝翼，液压马达11和电马达13经由差速综合齿轮箱12相连，电马达13经由MDE2连接至飞机电网，并且电马达13在以电动机模式运行时接受飞机电网的供电，MDE2还用于在收到SFCC3发出的备用供电指令时，检测液压马达11和电马达13的制动器是否处于制动状态，并在制动器均处于制动状态的情况下通过离合装置5将液压马达11和电马达13同传动机构4分离，然后控制液压马达11作为原动机经由差速综合齿轮箱12驱动电马达13以发电机模式运行，并通过MDE2向SFCC3以及飞机的襟翼或缝翼的电翼尖刹车装置6(即WTB)供电。高升力***还包括力矩限制器14，其为混动PDU1提供必要的保护。
典型地，MDE2设置有多个变压器，根据需要，各个变压器可分别配置为将飞机电网的电压和电马达13以发电机模式运行所输出的电压转换为SFCC3的工作电压及电翼尖刹车装置6的工作电压，以及将飞机电网的电压转换为电马达13的工作电压以及将电马达13以发电机模式运行所输出的电压转换为飞机电网的电压。
在一些较佳实施方式中，SFCC3还用于检测飞机的襟翼和/或缝翼的电翼尖刹车装置6是否处于制动状态，并在电翼尖刹车装置6处于制动状态时发出备用供电指令，或者，SFCC3还用于检测飞机的缝翼的电翼尖刹车装置6是否处于制动状态、缝翼是否处于完全收回位置以及飞机的冲压空气涡轮是否处于放下状态，并在缝翼的电翼尖刹车装置6处于制动状态、缝翼处于完全收回位置且冲压空气涡轮处于放下状态时发出备用供电指令。
MDE2在接收到SFCC3的备用供电指令后，可通过离合装置5将电马达13和液压马达11完全从***分离，即与位于两侧机翼的传动机构4的部件(例如，包括扭力管以及各种形式的联接支座等零部件)完全脱开。脱开后，电马达13与液压马达11不再将扭矩传输给传动机构4。
在从***中分离出来后，电马达13可以发电机模式运行，液压马达11由液压能源驱动，并通过差速综合齿轮箱12的齿轮系驱动电马达13发电。具体来说，差速综合齿轮箱12可包括行星齿轮组件和圆柱齿轮减速器，液压马达11的输出轴经由行星齿轮组件和圆柱齿轮减速器连接至电马达13的转子，从而通过液压马达11带动电马达13的转子转动产生励磁电流。
在本发明的一些典型的实施方式中，差速综合齿轮箱可包括两个太阳轮和两对行星轮。两个太阳轮分别与液压马达和电机的输出轴相连接。两个行星轮是相同的。两个太阳轮各自与其中一个行星轮啮合，并且两个行星轮之间相互啮合，从而通过齿轮系将液压马达的动力输出到电马达的转子，进而产生励磁电流使得电马达作为发电机工作。
本领域技术人员应当理解，无刷直流电机和发电机的结构大致相同，典型的结构由定子和转子两个主要部分组成，定子位于电机本体外部，转子位于电子定子内腔，因而通过外部的原动机驱动转子就能够使其作为发电机工作。因此，本发明中的电马达，其结构同现有的无刷直流电机相同。
以下将参照图2说明本发明的较佳实施例的飞机的高升力***在启用备用供电的状态下的内部电网络配置的典型例子。
参照图2所示，在这一例子中，高升力***具有两个SFCC以作为冗余配置，而缝翼MDE与缝翼发电机电连接，缝翼发电机即缝翼的混动PDU中的电马达。缝翼MDE与缝翼发电机还与两个SFCC、襟翼电马达相连。如图2中的虚线所示，在常规运行情况下，襟翼和缝翼的MDE均接收飞机电网的供电，并进而将电力传输至襟翼、缝翼各自的电马达以及WTB，在这种情况下，襟翼、缝翼的电马达可以电动机模式工作。
在启用备用供电的状态下，如上，缝翼的混动PDU可利用液压能源驱动缝翼的电马达作为发电机工作。参考图2所示，这一例子中，缝翼MDE内部设置的变压器，可以将缝翼发电机输出的380V直流电，转化为28V直流电提供给SFCC和WTB，将缝翼发电机输出的380V直流电转化为115V/230V交流电而向襟翼的MDE供电，进而驱动襟翼的电马达。
应当理解的是，本发明的高升力***还可采用其他内部点网络配置，例如，可以由襟翼的混动PDU作为发电机为高升力***中的其他组件供电。
通过这种方式，本发明的飞机的高升力***还能够独立于飞机的其他***尤其是独立于通常情况下用作电源的飞机电网而独立产生足够的冗余电力，从而在飞机需要应急供电的情况下，得以不依赖飞机电网就能实现对高升力***内部的所有用电设备的供电，包括独立实现对襟缝翼操纵面的驱动。在必要时，在飞机进入巡航阶段的情况下，也可通过类似方式为飞机提供备用能源。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种飞机的高升力***，其特征在于，其包括混动PDU、MDE及SFCC，所述MDE根据所述SFCC的指令控制所述混动PDU以驱动飞机的襟翼和/或缝翼的运动，其中，所述混动PDU包括差速综合齿轮箱、液压马达和电马达，所述液压马达和所述电马达分别经由离合装置及飞机机翼的传动机构连接至飞机的襟翼和/或缝翼，所述液压马达和所述电马达经由所述差速综合齿轮箱相连，所述电马达经由所述MDE连接至飞机电网，并且所述电马达在以电动机模式运行时接受飞机电网的供电，所述MDE还用于在收到所述SFCC发出的备用供电指令时，检测所述液压马达和所述电马达的制动器是否处于制动状态，并在所述制动器均处于制动状态的情况下通过所述离合装置将所述液压马达和所述电马达同所述传动机构分离，然后控制所述液压马达作为原动机经由所述差速综合齿轮箱驱动所述电马达以发电机模式运行，并通过所述MDE向所述SFCC和/或飞机的襟翼和/或缝翼的电翼尖刹车装置供电。
2.如权利要求1所述的飞机的高升力***，其特征在于，所述SFCC还用于检测飞机的襟翼和/或缝翼的电翼尖刹车装置是否处于制动状态，并在所述电翼尖刹车装置处于制动状态时发出所述备用供电指令。
3.如权利要求1所述的飞机的高升力***，其特征在于，所述SFCC还用于检测飞机的缝翼的电翼尖刹车装置是否处于制动状态、缝翼是否处于完全收回位置以及飞机的冲压空气涡轮是否处于放下状态，并在缝翼的电翼尖刹车装置处于制动状态、缝翼处于完全收回位置且冲压空气涡轮处于放下状态时发出所述备用供电指令。
4.如权利要求1所述的飞机的高升力***，其特征在于，当所述电马达以发电机模式运行时，还通过所述MDE向飞机电网供电。
5.如权利要求1所述的飞机的高升力***，其特征在于，所述MDE设置有变压器，所述变压器用于将飞机电网的电压和/或所述电马达以发电机模式运行所输出的电压转换为所述SFCC的工作电压及所述电翼尖刹车装置的工作电压。
6.如权利要求4所述的飞机的高升力***，其特征在于，所述MDE设置有变压器，所述变压器用于将飞机电网的电压转换为所述电马达的工作电压以及将所述电马达以发电机模式运行所输出的电压转换为飞机电网的电压。
7.如权利要求1所述的飞机的高升力***，其特征在于，所述差速综合齿轮箱包括行星齿轮组件和圆柱齿轮减速器，所述液压马达的输出轴经由所述行星齿轮组件和所述圆柱齿轮减速器连接至所述电马达的转子，从而通过所述液压马达带动所述电马达的转子转动产生励磁电流。
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