专利名称：着陆襟翼驱动系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞行器着陆襟翼系统。特别地，本发明涉及一种飞行 器着陆襟翼驱动系统、 一种用于飞行器着陆襟翼的导轨、 一种包括相应着 陆襟翼驱动系统的飞行器以及着陆襟翼驱动系统在飞行器中的应用。
背景技术：
当今的着陆襟翼驱动系统， 一般而言，包括中心驱动装置，其带有与 驱动站连接的中心轴传动连接装置。除了这些，为了冗余，解决方案中还 包括两个轴配置，其中左侧和右侧机翼的襟翼机械耦联在一起。在其中产 生机械驱动行为的这些驱动系统与沿机翼分布的独立驱动站上的动力输
出局部分开。
在带有中心驱动配置的着陆襟翼系统中，驱动电机设置在飞行器的机 身内。机械驱动输出通过中心轴配置传送到各驱动站的致动器。致动器为 线性驱动器或旋转驱动器。因为起自机身的轴配置必须一直提供到外着陆 襟翼，所以需要结构引线、偏转齿轮装置和万向节或万向接头。这种系统 的最终组装的安装费用可能是相当高的。
发明内容
本发明的目的是提供一种改进的飞行器着陆襟翼驱动系统。
根据本发明的一个示例性实施方式，提供了一种飞行器着陆襟翼驱动 系统，其包括用于操作着陆襟翼的第一驱动电机，其中着陆襟翼驱动系统 集成在着陆襟翼的导轨中。
通过将整个驱动系统集成在导轨中，显著地便利了着陆襟翼驱动系统 在飞行器中的安装和集成。而且，制造费用或预安装费用可能减少，因为 所有的驱动构件在导轨的最后组装之前事先在工厂集成在导轨内。
根据本发明的进一步的示例性实施方式，着陆襟翼驱动系统进一步包
括减速齿轮装置以降低着陆襟翼的^Mt速度。 这样可根据被选电机的速度选捧最优工作点。
根据本发明的进一步示例性实施方式，着陆襟翼驱动系统进一步包括 用于操作着陆襟翼的第二驱动电机。
这样可以提供驱动器冗余，其进一步提高了系统安全性和最小化了故 障风险。而且例如当承受的载荷很大时，必要的话可以开启第二驱动电机 以改进驱动性能。
根据本发明的进一步实施方式，着陆襟翼驱动系统进一步包括用于固 定着陆襟翼的制动装置。
该制动装置可以支撑的方式使用，从而其能够吸收或补偿作用在着陆 襟翼上的压力，从而M驱动电机。而且，如果所述着陆襟翼不再需要移 动，制动装置还可以用于最终设置着陆襟翼。
根据本发明的进一步示例性实施方式，着陆襟翼驱动系统进一步包括 保证结构整体性的安全载荷路径，其中安全载荷路径设计成在结构故障的 情况下保持着陆襟翼。
根据本发明的进一步示例性实施方式，着陆襟翼驱动系统进一步包括 用于致动着陆襟翼的致动器，其中致动器由第一驱动电机驱动。
该致动器例如可以连接在驱动电机和着陆襟翼之间，以将驱动力从电 机传递到襟翼。例如该致动器可以设计成故障保险轴或转动致动器。
根据本发明的进一步示例性实施方式，着陆襟翼驱动系统进一步包括 用于将着陆襟翼驱动系统附连到飞行器机翼的第一附连区域，以及将着陆 襟翼驱动系统附连到着陆襟翼的第二附连区域。
这样可以大大减少在最终组装过程中安装着陆襟翼驱动系统所需的 人力，因为集成在导轨内的着陆襟翼驱动系统附连到飞行器机翼上的第一 连接区域。基本上不需要任何比此更多的安装。着陆襟翼驱动系统可以在 第二连接区域简单地连接到着陆襟翼使得着落襟翼能够操作。
根据本发明的进一步示例性实施方式，着陆襟翼驱动系统进一步包括 用于将着陆襟翼驱动系统连接到动力供应的第一接口 ，以及用于将着陆襟 翼驱动系统连接到用于控制陆襟翼驱动系统的信号线的第二接口 。
根据本发明的该示例性实施方式，所述接口可以在预组装或预安装时 就已经相应安装，这样在最终组装时所有要做的就只是将供应线或信号线 简单地连接到着陆襟翼驱动系统。
根据本发明的进一步示例性实施方式，第一和第二驱动电机的同步电 子化地实现，不需要在第一驱动电机和第二驱动电机之间提供^耦联。
而且，根据本发明的进一步示例性实施方式，可以提供各种着陆襟翼 驱动系统之间或属于不同着陆襟翼驱动系统的驱动电机之间的同步，其中 这种同步电子化地产生，不同着陆襟翼驱动系统没有^耦联。
根据本发明的进一步示例性实施方式，第一驱动电机为机电电机。
根据本发明的进一步示例性实施方式，公开了一种用于飞行器着陆襟 翼的导轨，其中该导轨包括集成的着陆襟翼驱动系统。
该着陆襟翼驱动系统例如可以在导轨的最终组装之前集成在导轨内。 这种在导轨内的完全集成可以大大减小组装所需的人力。不需要提供穿过
机身和机翼后缘的结构引线、以及相关的轴配置的万向节和偏转齿轮，它 们在中心驱动的着陆襟翼中是必须的。在最终组装过程中，配备有所有系 统构件的导轨只需连接到机翼下，以及连接到供应线和信号线以及襟翼结 构。而且，安装在机翼后缘上的冗余驱动器的设计空间问题可以藉此解决。
根据本发明的进一步示例性实施方式，提供了一种具有集成的着陆襟 翼驱动系统的飞行器。
根据本发明的进一步示例性实施方式，提供了集成的着陆襟翼驱动系 统在飞行器中的应用。
本发明的进一步示例性实施方式表^从属权利要求中。
以下参照
发明的优选的示例性实施方式。
图l表示典型着陆襟翼系统的示意图2表示进一步的着陆襟翼系统的示意图3表示具有独立驱动器和连接轴的着陆襟翼驱动系统的示意图4表示具有独立驱动器并没有连接轴的着陆襟翼驱动系统的示意
图5表示根据本发明一个实施方式的导轨集成的着陆襟翼驱动系统的 侧视图和俯视图6表示根据本发明进一步实施方式的导轨集成的着陆襟翼驱动系统 的侧视图和俯视图7表示根据本发明进一步实施方式的具有轴驱动器和齿配置制动的 导轨集成的着陆襟翼驱动系统。
具体实施例方式
以下
中，相同的附图标记用于相同或相似的构件。
图l表示着陆襟翼系统的示意图。当今的着陆襟翼驱动系统， 一般而 言，包括设置在机身内的中心驱动器101以及中心轴配置102。中心轴配 置102用于将驱动力从电机101传递到各个着陆襟翼103、 104、 105、 106、 107和108。这可能需要大量的安装工作，例如在机身内引线。
图2表示进一步的着陆襟翼系统的示意图。如图2所示，在这种配置 中，提供了两个轴配置102、 202用于冗余，其中左机翼的襟翼106、 107 以及和右机翼的襟翼(图2未示出)相互机械耦联。
图1和图2所示的着陆襟翼系统是这样一种驱动系统其机喊驱动行 为的产生(通过电机单元201)与沿机翼分布的各驱动站上的动力输出局 部分开。
图3表示具有独立驱动器301、 302以及连接轴303和制动器304的 着陆襟翼驱动系统的示意图。在这种配置中，内着陆襟翼和外着陆襟翼可 以相互独立移动。在这种解决方案中，襟翼段的冗余驱动器可以通过轴段
(见图3牆联，或者对于每个驱动站401、402可以通过独立的驱动器301、 302驱动(见图4)。
附图标记305、 306表示RA襟翼驱动器连杆导轨2或导轨1。
在着陆襟翼系统具有中心轴配置的情况下，驱动电机位于飞行器机身 内。机械驱动行为通过中心轴配置供应到致动器，所述致动器例如i殳计成 线性致动器或旋转致动器的形状，并与各自的驱动站相连。由于轴配置必 须从机身一直延伸到外着陆襟翼，所以结构引线、偏转齿轮和万向节是必 须的。这种系统的最终组装的安装费用是非常高的。
独立驱动器可有效改进这种状况，因为这样中心驱动配置的大部分可 以不用。而且独立驱动器可以拔:供改进的功能灵活性选择。
例如，才艮据本发明的一个示例性实施方式，不需要在两个驱动器之间 提供轴配置。为了达到好的系统实用性和系统安全性，可以为各个着陆襟 翼或着陆襟翼组安装冗余驱动器。因为在机翼后缘或机身中间安装驱动器 可能导致安装问题和增加安装费用(例如因为机翼后缘上的设计空间有限 或因为必须提供相应的引线等)，所以整个驱动系统基本上集成在飞行器 的导轨内。而且，这有可能在导轨内预集成所有的驱动构件。
图5表示根据本发明一个实施方式的带有转动致动器的导轨集成的着 陆襟翼驱动系统的侧视图505和俯视图500。如图5所示，着陆襟翼驱动 系统包括用于操纵着陆襟翼107的第一驱动电机501。在这种配置中，着 陆襟翼驱动系统完全集成在着陆襟翼107的导轨509内。电机单元501通 过电机电子设备503控制。电机电子设备503通ii+目应的接口连接到用于 控制着陆襟翼驱动系统的信号线。而且，提供了用于将着陆襟翼驱动系统 连接到能源供应的接口 。该供应接口和信号线接口例如可以布置在供应连 接装置504内，所述连接装置504在导轨509的最终安装过程中在飞行器 机翼处连接到相应的对揍接口 。
此外，提供了致动器502，其设计成转动致动器502的形式。在这种 配置中，致动器502由电机单元501驱动，其中所述致动器502通it^目应 的,操纵装置506并结合连杆机构507操纵着陆襟翼107。
如图5的俯视图500所示，进一步提供了安全载荷路径508,它用于 保证结构的整体性。例如安全载荷路径508可以设计成，当着陆襟翼驱动
系统遇到结构故障时，着陆襟翼107保持在其合适位置。
根据本发明的一个示例性实施方式，着陆襟翼驱动系统包括独立机电 驱动器501。在这种配置中，着陆襟翼驱动系统包括驱动电机501;减速 齿轮装置(必要的话)，例如它集成在转动致动器502内；致动器502;制 动i殳备，它例如构成驱动机构506的一部分；安全载荷路径508;传感器 和电机电子i殳备503。
取决于所需的实用性，每个驱动站可以使用一个或两个电机。也有可 能提供额外的电机以进一步提高冗余性，从而提高系统安全性或输出供 应。
取决于最优工作点的被选电M度，例如安装了减速齿轮装置。为了 设置着陆襟翼驱动系统，可以提供制动设备。在这种配置中，减速齿轮装 置和制动设备都集成在导轨509内。例如可以^吏用具有自锁功能的制动器 或齿轮/致动器。如果为了保证结构的整体性必需安全载荷路径508,则该 安全载荷路径508也可集成在导轨509内。
应当注意系统的详细设计取决于系统需求，例如实用性、功能灵活性 等，以及取决于其它的边界条件，例如每个襟翼段的导轨数目。
导轨509与集成的着陆襟翼驱动系统和飞行器机翼或其着陆襟翼的接 口通过导轨到机翼的形式为第一附连区域510的结构附连部分以及着陆襟 翼驱动系统到着陆襟翼的形式为第二附连区域506、 507的连接手段提供。 此外，提供了用于向驱动器501和信号线504供应能量的接口。第一附连 区域当然也可以设置在导轨509的某些其它位置。
着陆襟翼段的导轨509内的驱动器501的同步电子化地实现。才艮据本 发明的一个实施方式，为此，第一驱动电机501和第二驱动电机之间不提 供城耦联。
例如，为了同步，在致动器502、电机501或M操纵元件506上提 供位置传感器以执行位置确定。这些传感器例如可以连接到电机电子设备 503和连接到相应的同样也可集成在电机电子设备内的评价电子设备。这 不需要不同电机单元501的;W^耦联。
图6表示带有故障保险轴驱动器602的导轨集成的着陆襟翼驱动系统 的进一步的示例性实施方式。示出了着陆襟翼驱动系统的侧视图505和俯
视图500。
如图6所示，在选择故障保险轴作为致动器的情况下，无须额外的安 全载荷路径。
图7表示具有简单的轴驱动器的导轨集成的着陆襟翼驱动系统的实施 方式，进一步的形式为齿轮齿配置的安全载荷路径508设置在导轨509上。 一旦遇到系统故障，安全载荷路径508可以保持着陆襟翼。
应当注意，进一步的实施方式也有可能。其基本原理是，驱动系统的 所有构件始终设置在导轨509内或其上。
导轨509内的完全集成可以显著降低安装费用。此外，不需JMI:供穿 过机身和机翼后缘的结构引线，在中心驱动的着陆襟翼的情况下这些结构 引线是必需的，也不需*何的轴配置的万向节和偏转齿轮。在最终安装 过程中，配备有所有系统构件的导轨只需要附连到机翼下，和连接到供应 线、信号线和襟翼结构。而且，为待安装在机翼后缘处的冗余驱动器寻找 安装空间的问题也藉此得到解决。
此外，应当指出"包括"并不排除其它元件或步骤，"一"或"一种" 不排除多个。而且应当指出，参照以上实施方式之一描述的特性或步骤也 可以结合上述其它实施方式的其它特性或步骤使用。权利要求中的标号不 应解释成限定。
权利要求
1.一种飞行器着陆襟翼驱动系统，所述着陆襟翼驱动系统包括用于操纵着陆襟翼的第一驱动电机；其中所述着陆襟翼驱动系统集成在着陆襟翼的导轨内。
2. 如权利要求l所述的着陆襟翼驱动系统，进一步包括 用于降低着陆襟翼操纵速度的减速齿轮装置。
3. 如权利要求1或2所述的着陆襟翼驱动系统，进一步包括 用于操纵着陆襟翼的第二驱动电机。
4. 如前述权利要求任一项所述的着陆襟翼驱动系统，进一步包括 用于固定着陆襟翼的制动装置。
5. 如前述权利要求任一项所述的着陆襟翼驱动系统，进一步包括 保证结构整体性的安全载荷路径；其中所述安全载荷路径设计成在结构故障的情况下保持着陆襟翼。
6. 如前述权利要求任一项所述的着陆襟翼驱动系统，进一步包括 用于操纵着陆襟翼的致动器，其中所述致动器由第 一驱动电机驱动。
7. 如前述权利要求任一项所述的着陆襟翼驱动系统，进一步包括 用于将着陆襟翼驱动系统附连到飞行器机翼的第一附连区域； 用于将着陆襟翼驱动系统附连到着陆襟翼的第二附连区域。
8. 如前述权利要求任一项所述的着陆襟翼驱动系统，进一步包括 用于将着陆襟翼驱动系统连接到能源供应的第 一接口 ； 用于将着陆襟翼驱动系统连接到用于控制着陆襟翼驱动系统的信号线的第二接口。
9. 如权利要求3至8中任一项所述的着陆襟翼驱动系统，其中第一 和第二驱动电机的同步电子化地实现，第一驱动电机和第二驱动电机之间没有机械耦联。
10. 如前述权利要求任一项所述的着陆襟翼驱动系统，其中第一驱 动电机是机电电机。
11. 一种用于飞行器着陆襟翼的导轨，其中所述导轨包括权利要求1至10中任一项所述的着陆襟翼驱动系统。
12. —种飞行器，其具有权利要求1至10中任一项所述的着陆襟翼 驱动系统。
13. 权利要求1至10中任一项所述的着陆襟翼驱动系统在飞行器中 的应用。
全文摘要
现在，通常使用的着陆襟翼系统包括中心驱动器(101)，它具有连接到驱动站的中心轴传动装置(102)。阐述了根据本发明一个实施方式的着陆襟翼驱动系统，其包括用于操纵着陆襟翼(107)的第一驱动电机(301，302，501)。在这种配置中，着陆襟翼驱动系统基本上集成在着陆襟翼(107)的导轨(509)内，这样显著地便利了系统的最终组装和集成。
文档编号B64C13/38GK101184664SQ200680012048
公开日2008年5月21日 申请日期2006年4月12日 优先权日2005年4月14日
发明者伊纳·布鲁克纳, 克里斯托夫·吉贝勒, 马丁·雷克西克 申请人:空中客车德国有限公司;德国航空航天中心