阅读说明：本技术 飞机的高升力系统 (High lift system for an aircraft ) 是由 徐东光 王伟达 徐向荣 杨志丹 刘*** 王晓熠 于 2019-10-08 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种飞机的高升力系统,高升力系统包括襟/缝翼电子控制装置、布置于飞机的两侧机翼上的翼尖刹车装置及襟/缝翼传感装置,襟/缝翼传感装置被配置为能够探测襟/缝翼的站位角度,其中高升力系统还包括分别布置于飞机的两侧机翼上的多个远程数据接口装置,每个远程数据接口装置经由通信线缆分别独立地连接布置于同侧机翼的翼尖刹车装置及襟/缝翼传感装置,并经由总线线缆连接襟/缝翼电子控制装置。根据本发明的飞机的高升力系统,通过创新布置大幅减少了传感装置所需的线缆数量和重量,从而显著减轻了整个系统的总重量,并且能够有效保障高升力系统的可靠性。(The invention discloses a high lift system of airplanes, which comprises a flap/slat electronic control device, wing tip brake devices and flap/slat sensing devices arranged on wings at two sides of an airplane, wherein the flap/slat sensing devices are configured to be capable of detecting the standing angle of the flap/slat, the high lift system further comprises a plurality of remote data interface devices respectively arranged on the wings at two sides of the airplane, each remote data interface device is respectively and independently connected with the flap tip brake devices and the flap/slat sensing devices arranged on the wings at the same side through communication cables, and is connected with the flap/slat electronic control device through bus cables.)

飞机的高升力系统

技术领域

本发明涉及飞机的高升力系统，尤其涉及在系统中采用多个远程数据接口装置采集或处理传感器信号数据的一种新的飞机的高升力系统。

背景技术

典型的飞机高升力系统一般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。

在高升力系统中主要存在以下四种类型的失效：a)翼面非指令，即翼面实际达到位置与襟翼手柄指令不一致；b)翼面非对称，即单块翼面与其他翼面未同步运动；c)翼面欠速(诸如，作动器卡阻)，即翼面的偏转速率低于预期的变化范围，通常是因为作动器卡阻导致的；d)作动器脱开/翼面倾斜，即单块翼面的一个作动器或是与机体连接的铰链卡阻，受外力影响而发生倾斜，或是某一个作动器本身内部发生卡阻(Jamming)或是自由轮转动(Free-Wheeling)，而与此同时另一个作动器仍在驱动操纵面继续运动。

因此，高升力系统需要使用传感器来检测上述类型的失效故障。其中，采用的传感器可包括位置传感器(Position Sensor Unit，也可简称为PSU)、倾斜传感器(也可简称为Skew Sensor)。

在现有的高升力系统中，位置传感器和倾斜传感器都是通过屏蔽双扭绞线(典型地可具有约14克/米的密度)或屏蔽三扭绞线(典型地可具有约19克/米的密度19.26克/米)直接与襟/缝翼电子控制装置(Flap/Slat Electronics Control Unit，也可简称为FSECU)相连。FSECU要为传感器提供激励电压，传感器要为FSECU提供反馈信号。

通常，对于70-90座的支线飞机，传感器与FSECU之间的上述电缆线束的重量合计大约可达13千克，对于120-150座的单通道飞机，传感器与FSECU之间电缆线束的重量大约可达35千克；对于250-300座的双通道飞机，传感器与FSECU之间电缆线束的重量大约可达95千克。由此可以看出，随着机翼展长与弦长的不断增大，传感器与FSECU之间电缆线束的重量成非线性的增长，且增长幅度较大。

因此，亟需提供一种新的减少电缆线束数量和减小系统重量的飞机高升力系统，并且同时实现对高升力系统中出现的失效故障的有效监测，以确保高升力系统的可靠性。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有的飞机的高升力系统中用于监测失效故障的传感器所需线缆的重量过大造成整个系统重量过大的缺陷，提出一种新的飞机的高升力系统。

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系统，所述高升力系统包括襟/缝翼电子控制装置、布置于飞机的两侧机翼上的翼尖刹车装置(Wingtip Brake,也可简称WTB)及襟/缝翼传感装置，所述襟/缝翼传感装置被配置为能够探测襟/缝翼的站位角度，其特点在于，所述高升力系统还包括分别布置于飞机的两侧机翼上的多个远程数据接口装置(Remote DataInterface Unit，也可以简称RDIU)，每个所述远程数据接口装置经由通信线缆分别独立地连接布置于同侧机翼的所述翼尖刹车装置及所述襟/缝翼传感装置，并经由总线线缆连接所述襟/缝翼电子控制装置；

其中，所述远程数据接口装置被配置为能够接收所述襟/缝翼传感装置采集的电信号并将其转换为总线信号，再将所述总线信号发送至所述襟/缝翼电子控制装置。

根据本发明的一种实施方式，所述远程数据接口装置与布置于飞机的另一侧机翼上的所述远程数据接口装置通信连接，所述远程数据接口装置还被配置为能够处理布置于飞机的两侧机翼上的所述襟/缝翼传感装置采集的电信号，并根据处理结果选择性地向所述翼尖刹车装置发送使能信号。

根据本发明的一种实施方式，所述远程数据接口装置还被配置为能够根据布置于飞机的两侧机翼上的所述襟/缝翼传感装置采集的电信号进行计算以判断是否存在翼面控制故障，并在存在所述翼面控制故障时向所述翼尖刹车装置发送使能信号。

根据本发明的一种实施方式，所述翼面控制故障包括翼面非指令、翼面非对称和/或翼面欠速的故障。

根据本发明的一种实施方式，彼此通信连接的所述远程数据接口装置被配置为能够彼此发送其接收到的所述襟/缝翼传感装置采集的电信号和/或所述计算的计算结果。

根据本发明的一种实施方式，所述远程数据接口装置被配置为能够将所述襟/缝翼传感装置采集的电信号转换为数字总线信号，所述数字总线信号为CAN总线信号、RS232/485总线信号、1553B总线信号或ARINC429总线信号。

根据本发明的一种实施方式，所述远程数据接口装置包括电源控制模块和控制模块，所述电源控制模块被配置为能够为所述襟缝翼传感装置及所述翼尖刹车装置提供电源，所述控制模块被配置为能够执行对所述电信号的处理和/或计算。

根据本发明的一种实施方式，所述控制模块中布置有多个参考电压，并被配置为能够对所述襟缝翼传感装置采集的电信号进行周期性的数据校验。

根据本发明的一种实施方式，所述远程数据接口装置还被配置为能够将所述襟/缝翼电子控制装置发送的WTB控制指令传输至所述翼尖刹车装置，以控制所述翼尖刹车装置。

根据本发明的一种实施方式，所述襟/缝翼传感装置包括布置于扭力管处的位置传感器和布置于作动器处的倾斜传感器。

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：

根据本发明的飞机的高升力系统，通过创新布置大幅减少了传感装置所需的线缆数量和重量，从而显著减轻了整个系统的总重量，并且可确保对高升力系统可能出现的失效故障的有效监测，能够有效保障高升力系统的可靠性。

附图说明

图1为根据本发明的较佳实施方式的飞机的高升力系统的电气线路布置的示意图。

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。

根据本发明的较佳实施方式的飞机的高升力系统，高升力系统包括襟/缝翼电子控制装置、布置于飞机的两侧机翼上的翼尖刹车装置及襟/缝翼传感装置，襟/缝翼传感装置被配置为能够探测襟/缝翼的站位角度。应当理解的是，在以下举例说明书，针对襟翼、襟翼传感装置及与其相关联的计算的描述通常同样适用于缝翼、缝翼传感装置及与其相关联的计算。

如图1所示，高升力系统还包括分别布置于飞机的两侧机翼上的多个远程数据接口装置2(即RDIU)，每个远程数据接口装置2经由通信线缆分别独立地连接布置于同侧机翼的翼尖刹车装置5及襟/缝翼传感装置，并经由总线线缆连接襟/缝翼电子控制装置1(即FSECU)。远程数据接口装置2被配置为能够接收襟/缝翼传感装置采集的电信号并将其转换为总线信号，再将总线信号发送至襟/缝翼电子控制装置1。

其中，襟/缝翼传感装置可包括如图1所示的位置传感器3和倾斜传感器4，例如，位置传感器3可安装在襟翼传动线系和缝翼传动线系的末端、倾斜传感器4可安装在襟缝翼传动线系中的适当位置出。可选地，位置传感器3可例如布置于襟缝翼传动线系中的扭力管处，倾斜传感器4可例如布置于襟缝翼传动线系中的作动器处。

采用如上并如图1所示的电气线路布置，考虑到远程数据接口装置2可布置于其经由通信线缆直接连接的位置传感器3和倾斜传感器4的附近，而连接远程数据接口装置2和襟/缝翼电子控制装置1的总线线缆的数量及相应的重量可显著小于根据现有技术的高升力系统中采用的布置所需的连接各个传感装置和襟/缝翼电子控制装置1的线缆数量及重量。由此，高升力系统整体上所需布置的线缆数量和重量得以大幅减少。同时，采用这种布置，对高升力系统的可靠性和故障的监测将不会造成任何不利影响。

可选地，远程数据接口装置2被配置为能够将位置传感器3和倾斜传感器4采集的电信号转换为数字总线信号，数字总线信号可以为CAN总线信号、RS232/485总线信号、1553B总线信号或ARINC429总线信号。

如图1所示，根据本发明的一些优选实施方式，远程数据接口装置2与布置于飞机的另一侧机翼上的远程数据接口装置2通信连接，远程数据接口装置2还被配置为能够处理布置于飞机的两侧机翼上的襟/缝翼传感装置采集的电信号，并根据处理结果选择性地向翼尖刹车装置5发送使能信号。

以这种方式，远程数据接口装置2可被配置为在必要时在极短时间内给WTB发送控制指令，先保证将翼面保持在安全的位置，等待襟/缝翼电子控制装置1发送进一步的WTB控制指令后，再根据指令控制翼尖刹车装置5动作。由此，可提供反应速度更快、安全性、可靠性更高的对于翼面控制的失效故障的响应机制。

根据本发明的一些优选实施方式，远程数据接口装置2还被配置为能够根据布置于飞机的两侧机翼上的襟/缝翼传感装置采集的电信号进行计算以判断是否存在翼面控制故障，并在存在翼面控制故障时向翼尖刹车装置5发送使能信号。其中，翼面控制故障可包括翼面非指令、翼面非对称和/或翼面欠速的故障。

根据本发明的一些优选实施方式，远程数据接口装置2及传感装置分别可配置有多个通道诸如图1所示的两个通道(即图示的CHA、CHB通道)。

根据本发明的一些优选实施方式，彼此通信连接的远程数据接口装置2可被配置为能够彼此发送其接收到的襟/缝翼传感装置采集的电信号和/或计算的计算结果。其中，远程数据接口装置2可选地具体包括电源控制模块(即Power Control Module，也可简称为PCM)和控制模块(即Control Module，也可简称为CM)，电源控制模块被配置为能够为襟缝翼传感装置及翼尖刹车装置5提供电源，控制模块被配置为能够执行对电信号的处理和/或计算。

具体来说，根据一些优选的实施方式，CM可由一块FPGA构成。不同通道的FPGA由不同的厂家生产。FPGA可首先采集传感器的电信号，并转化为数字总线数据，例如CAN总线数据、RS232/485总线数据、1553B总线数据和ARINC429总线数据，优选转化为高速ARINC429总线数据。

其中，举例来说，PCM可与28V直流电汇流条相连，将28V的直流电转化为不同幅值的直流电，可以诸如为CCM内部FPGA芯片提供3.5V直流电，为对应的传感器通道提供6-8Vrms，3000-4000Hz的激励，为WTB提供28V的直流电。

根据一些优选实施方式，具体地，RDIU的通道可被配置为能够执行针对位置传感器3数据的运算，用于探测翼面是否非对称或是欠速。左侧RDIU通道的算法和右侧RDIU通道的算法不同。针对非对称失效，左侧RDIU通道执行的算法是：

ABS(P_left-P_right)>P_门阙值；

右侧RDIU通道执行的算法是：

1)P_right>P_left+P_门阙值；

2)P_right<P_left-P_门阙值。

其中，右侧RDIU通道计算以上两个算式，只要其中一个成立，就会将翼面非对称的故障状态位数值设置为1。左侧RDIU通道计算的上述公式如果成立，会将翼面非对称的故障状态位数值设置为1。

可选地，每个通道(诸如左右两侧的通道)首先执行各自的运算，然后设置翼面非对称的故障状态位，并于对侧的翼面非对称的故障状态位进行对比。设置为1表示“翼面发生非对称失效”，设置为0表示“翼面未发生非对称失效”。如果两侧RDIU的该故障位数值均为1，则RDIU同步发出翼尖刹车装置5使能的指令信号，否则就不发出指令信号。

根据一些优选实施方式，针对翼面欠速，两侧的RDIU的通道可被配置为能够执行针对位置传感器3数据的运算，对此举例如下。

针对翼面欠速，左侧RDIU通道执行的算法是

P_left/t<V_门阙值；

右侧RDIU通道执行的算法是：

P_right/t<V_门阙值；

每个通道首先执行各自的运算，然后设置翼面欠速的故障状态位，并于对侧的翼面欠速的故障状态位进行对比。T是一个时间区域，可以是3秒、5秒或7秒。设置为1表示“翼面发生欠速”，设置为0表示“翼面未发生欠速失效”。如果两侧RDIU的该故障位数值均为1，则RDIU同步发出翼尖刹车装置5使能的指令信号，否则就不发出指令信号。

根据本发明的上述优选实施方式，其中的左侧和右侧RDIU通道间将至少交换以下数据：(1)翼面位置数据；(2)翼面非对称的失效状态位，两侧RDIU计算结果对比是否一致；(3)翼面欠速的失效状态位，两侧RDIU计算结果对比是否一致。

容易理解的是，远程数据接口装置2基于倾斜传感器4的数据对诸如翼面非对称失效和翼面欠速失效的监测所采用的算法及交换的数据，抑或是对其他类型的翼面失效故障的监测所采用的算法及交换的数据，在原理上和上述示例是类似的，在此不再赘述。

考虑到在计算机内部是用浮点数来表示左、右两侧的传感器的数据，浮点数之间的加、减计算是需要考虑一定误差的，左右两侧的远程数据接口装置2，采用不同的算式来进行传感器数值的计算和比较，有助于减少这种误差。

根据本发明的一些优选实施方式，在每侧机翼上都安装两台RDIU，一台RDIU负责采集并传输一侧缝翼的传感器信号,并传输给WTB控制信号；一台RDIU负责采集并传输一侧襟翼的传感器信号，并传输给WTB的控制信号。因此整个高升力系统可供配备4个RDIU。

优选地，每个RDIU通道可与左、右两侧的FSECU不同通道相连接，但是针脚的位置(即编号)不同，利用针脚的位置不同来区分RDIU对应的传感装置及其安装位置等。通常，缝翼和襟翼翼面的非对称与欠速两种失效条件的告警用门阙值是不同的，所以RDIU通过该针脚的不同识别出安装位置(诸如左侧或右侧，缝翼或襟翼)，并调用对应的运算逻辑与门阙值，RDIU的这种配置方式能够显著地简化后期的维护、降低维护成本。

每个RDIU可以为对应的位置传感器3通道、倾斜传感器4通道和WTB通道提供激励，并采集反馈信号。

根据本发明的一些优选实施方式，考虑到传感器数据的重要性以及可能存在的模数转换的环节，RDIU可选用如下措施保证其数据的完整性和准确性。

(1)在FPGA存储了诸如5V、3.3V、7.5V、2.5V和地参考电压。控制芯片周期性读取并校验这些数据；

(2)FPGA周期性地产生伪随机数列发送给芯片。芯片再将该数列返回给FPGA。如果返回的数列与原始数列相同，则FPGA将重置芯片的看门狗FPGA。否则触发看门狗，则FPGA触发失效保护逻辑，使RDIU不再采集传感器等部件的信号，且向外发送的ARINC429总线数据的SSM位都由“Normal Operation”置为“Failure Warning”，以作为失效的提示。

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。