高升力系统及襟翼控制方法与流程

本发明涉及一种高升级系统，更具体地，涉及一种能实现机翼可变弯度功能的高升力系统及襟翼控制方法。

背景技术：

如图1所示，现代大型飞机1在位于飞机主体10两侧的左、右机翼11上设置有机翼前缘的缝翼12和位于机翼后缘的襟翼13。缝翼12和襟翼13通过从动力驱动装置20中与缝翼12和襟翼13对应的齿轮箱22、23传递来的力，并经由各自的运动机构(缝翼运动机构12a和襟翼运动机构13a)分别进行伸出和/或旋转运动。

此外，左、右机翼11的襟翼13分别具有靠飞机主体10一侧的内襟翼13a和比内襟翼13a更远离飞机主体10一侧的外襟翼13b。

另外，在左、右机翼11的缝翼12和襟翼13的尖端位置(远离飞机主体10一侧的位置)处，分别设置有翼尖刹车装置12b、13b，以对缝翼12和襟翼13的运动进行限制。

在飞机起飞、进近等低速阶段通过位于机翼前缘的缝翼12和位于机翼后缘的襟翼13的向外伸出，向下旋转以增大机翼面积来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。

机翼可变弯度控制功能是新一代宽体双通道飞机使用的一种新型的襟翼技术。如图2所示，上述机翼可变弯度控制功能通过位于内襟翼13a与外襟翼13b之间的机翼可变弯度控制设备14驱动内襟翼13a和外襟翼13b向上偏转一较小的角度，来改变左、右机翼11不同展向位置的弯度以优化左、右机翼的曲率，这样能够减小机翼载荷并降低机翼阻力，从而有利于减轻飞机的结构重量。

更详细来说，机翼可变弯度控制功能所具有的两个作用具体表现如下：

(i)减小机翼载荷

飞机以最大起飞重量起飞，在内襟翼13a和外襟翼13b完全收起后，如图3所示，独立地将内襟翼13a向上偏转一个较小角度，以使机翼上的升力向机身内侧移动，使机翼上的展向气动载荷分布呈现合理的椭圆形，从而减小机翼局部承受的剪力和弯矩；

(ii)降低机翼阻力

飞机在巡航过程中，如图4所示，独立地将内襟翼13a向上偏转至一个较大角度，或再将外襟翼13b向上偏转一个较小角度，以形成差动，从而能根据载荷变化情况改变升力分布情况和全机升阻特性。

某一型号的飞机的机翼可变弯度功能叫做巡航襟翼。在这种巡航襟翼中，只有内襟翼13a可以独立于外襟翼13b运动，而实现这一功能的设备叫做变弯度翼盒配平装置1(variablecambertrimunit,vctu)。变弯度翼盒配平装置1共设有两个，分别安装在左、右两侧的内襟翼与外襟翼之间。变弯度翼盒配平装置1使用液压能源，由飞机上的中央液压系统供压。

上述巡航襟翼功能仅在高升力功能主模式下才允许使用，而在高升力功能辅助模式和备用模式下是被抑制的。

另外，如图5所示，在上述变弯度翼盒配平装置1主要包括差动齿轮系统2、刹车装置/离合器3和位置传感器4三个部件。差动齿轮系统2将内襟翼扭力管5与外襟翼扭力管6连接。

在实现巡航襟翼功能时，变弯度翼盒配平装置1的刹车装置将外襟翼13b锁定，离合器脱开以使内襟翼13a与外襟翼13b分离。动力驱动装置中的电动马达驱动内襟翼13a独立运动。在实现巡航襟翼功能之外的其他时间，刹车装置释放，离合器啮合以联结器形式将内襟翼13a与外襟翼13b连接，动力驱动装置的液压马达驱动内襟翼13a和外襟翼13b运动。

另一型号的飞机的机翼可变弯度功能叫做差动襟翼系统，实现该功能的设备叫做主动式差动齿轮(activedifferentialgearbox，adgb)1’。主动式差动齿轮1’设有两个，分别安装在两侧的内襟翼13a与外襟翼13b之间。

如图6所示，主动式差动齿轮1’主要包括电动马达2’及其马达电子控制系统(图6中未图示)、断电式刹车装置3’、差动齿轮箱4’、减速齿轮箱5’和位置传感器6’。主动式差动齿轮使用230v交流电，由飞机上的重要汇流条供电。

在实施差动襟翼系统功能时，又细分为如下两种模式：

(i)襟翼被动模式

内襟翼13a需独立上偏到移动角度。此时，主动式差动齿轮1’的断电式刹车装置3’释放，电动马达2’空转，动力驱动装置将两侧的内襟翼13a驱动到一定角度，翼尖刹车装置13b将两侧的外襟翼13b锁死。

(ii)襟翼主动模式

外襟翼13b需独立上偏到一定角度。此时，主动式差动齿轮1’的断电式刹车装置3’释放，电动马达2’将两侧的外襟翼13b驱动到一定角度(例如-1.5度～+1度)，翼尖刹车装置13b将两侧的内襟翼13a锁死。

在实施差动襟翼系统功能之外的其他时候，主动式差动齿轮1’以离合器形式运转，断电式刹车装置3’锁定，电动马达2’不启动。

另外，在高升力系统丧失所有液压系统，仅剩电源系统供电时，为了保证飞机安全着陆，外襟翼13b需独立下偏到着陆位置，此时主动式差动齿轮1’的断电式刹车装置3’释放，电动马达2’将两侧的外襟翼13b驱动到一定角度(例如+45度)，断电式刹车装置3’将两侧的内襟翼13a锁死。

通过以上两种型号的飞机的机翼可变弯度功能的描述可知，在巡航襟翼功能中，内襟翼13a和外襟翼13b可以相互独立运动，但内襟翼13a的独立运动由液压动力驱动装置驱动，而在差动襟翼系统功能中，飞机实现的机翼可变弯度功能更为复杂。

但是，在现有的两种型号的飞机的机翼可变弯度功能中，仍存在如下不足之处：

(1)使用液压动力驱动装置驱动内襟翼13a和外襟翼13b同步运动，或是内襟翼13a的独立运动。由于襟翼所需的驱动功率小，使用大功率的液压马达是不经济的，而使用电动马达则是更为经济的；

(2)在整个高升力系统的传动比固定的情况下，液压马达驱动扭力管保持了较高的转速，导致翼面运动精度低，而使用电动马达驱动的精度高；

(3)现有的差动襟翼系统未能充分发挥主动式差动齿轮的作用。在飞机的动力驱动装置丧失所有的液压能源后，仅由主动式差动齿轮1’驱动外襟翼13b独立运动到全伸出位置，降低了安全着陆的系数。

因此，如何能提供一种经济性高、驱动精度高、安全性强的高升力系统和襟翼控制方法便成为亟待解决的技术问题。

技术实现要素：

本发明为解决上述技术问题而作，其目的在于提供一种安全性强的高升力系统及襟翼控制方法，当飞机在起飞阶段、巡航、着陆以及丧失所有液压能源时，襟翼系统使用电动马达驱动内襟翼和外襟翼同步或异步运动。

本发明的另一目的在于提供一种驱动精度高的高升力系统及襟翼控制方法，能够控制内襟翼和外襟翼更多形式的运动，以应对多变的飞行状况。

本发明的又一目的在于提供一种经济性高的高升力系统及襟翼控制方法，能够在无需使用动力驱动装置进行驱动控制时，适时并且及时地切换为使用电动马达进行驱动控制。

为了实现本发明的主要目的，本发明的第一方面提供一种高升力系统，所述高升力系统用于实现飞机的机翼可变弯度功能，所述飞机具有位于飞机主体两侧的机翼并且在所述机翼后缘设置有能伸出和/或旋转的内襟翼和外襟翼。所述高升力系统包括：动力驱动装置，所述动力驱动装置仅在正常飞行状况下提供使所述内襟翼与所述外襟翼同步运动的动力；差动齿轮系统，所述差动齿轮系统分别连接到第一直流汇流条和第二直流汇流条上，以分别在正常飞行状况下和异常飞行状况下进行供电或断电，并且能在正常飞行状况下提供使所述内襟翼与所述外襟翼异步运动的动力，且能在异常飞行状况下提供使所述内襟翼与所述外襟翼同步运动的动力；襟缝翼电子控制装置，所述襟缝翼电子控制装置连接到第二直流汇流条上，以进行供电或断电；以及系统离合器，所述系统离合器连接在所述动力驱动装置与所述内襟翼之间。所述差动齿轮系统具有：电动马达，所述电动马达通过马达电子控制装置启动，以使所述内襟翼和/或所述外襟翼运动；以及内襟翼刹车装置，所述内襟翼刹车装置能释放或闭合以允许或限制所述内襟翼的运动。所述高升力系统还包括翼尖刹车装置，所述翼尖刹车装置能释放或闭合以允许或限制所述外襟翼的运动。在正常飞行状况下，通过所述襟缝翼电子控制装置的下电，使所述系统离合器的啮合，从而由动力驱动装置提供使所述内襟翼与所述外襟翼同步运动的动力，通过所述襟缝翼电子控制装置的上电，使所述系统离合器的脱开，并通过使所述内襟翼刹车装置和所述翼尖刹车装置两者的释放/闭合状态不同，从而由所述差动齿轮系统的所述电动马达提供使所述内襟翼或所述外襟翼独立于所述外襟翼或所述内襟翼异步运动的动力异步运动的动力。在异常飞行状况下，通过所述襟缝翼电子控制装置的上电，使所述系统离合器的脱开，并通过使所述内襟翼刹车装置和所述翼尖刹车装置两者均为释放状态，从而由所述差动齿轮系统的所述电动马达提供使所述内襟翼或所述外襟翼同步运动的动力。

根据如上所述构成，由于不仅在正常飞行状况下，能够进行通常状态下的同步运动和通常状态下的异步运动，甚至在丧失液压动力或是仅使用冲压空气涡轮作为应急供电的异常飞行状况下，也能进行紧急状态下的同步运动，因此，也能保证飞机安全着陆的系数，提高飞行的安全性强。

另一方面，由于在通常状态下的异步运动时，能够在不同的阶段通过切换控制能分别实现内襟翼独立于外襟翼的异步运动(即，内襟翼运动，外襟翼不动)和外襟翼独立于内襟翼的异步运动(即，外襟翼运动，内襟翼不动)，因此，不仅使得翼面运动精度得到大幅提升，还能充分发挥差动齿轮系统的优势和用途，从而能够控制内襟翼和外襟翼更多形式的运动，以应对多变的飞行状况。

优选的是，所述差动齿轮系统的所述马达电子控制装置包括常规控制模块和备用控制模块。所述襟缝翼电子控制装置包括：第一襟缝翼电子控制装置，所述第二襟缝翼电子控制装置与所述系统离合器和所述马达电子控制装置的所述常规控制模块连接，并能对系统离合器的上、下电进行控制，并且向所述马达电子控制装置发送控制信号，以控制所述内襟翼刹车装置；以及第二襟缝翼电子控制装置，所述第二襟缝翼电子控制装置与所述系统离合器和所述马达电子控制装置的所述备用控制模块连接，不对系统离合器的上、下电进行控制而是对所述系统离合器的状态进行监控，并且通过所述备用控制模块监控所述差动齿轮系统的状态。当所述第二襟缝翼电子控制装置监控到的所述系统离合器和/或所述差动齿轮系统的状态与所述第一襟缝翼电子控制装置的所述系统离合器和/或所述差动齿轮系统的状态不一致时，使第一襟缝翼电子控制装置进入失效-保护状态。

通过如上所述构成，由于使用所述第一襟缝翼电子控制装置对所述系统离合器和所述差动齿轮系统进行控制，并使用所述第二襟缝翼电子控制装置监视所述系统离合器和所述差动齿轮系统的状态是否与所述第一襟缝翼电子控制装置的控制状态相同，并且在两者状态不一致时，优先采用预置的所述第二襟缝翼电子控制装置的控制，而使第一襟缝翼电子控制装置进入失效-保护状态，因此，能够避免因系统对飞机实际飞行状况的误判导致进行不恰当的控制。由此，能够通过冗余判断，进一步提高飞机的安全性。

优选的是，所述系统离合器和/或所述差动齿轮系统的状态包括所述系统离合器的状态、所述襟翼刹车装置的刹车状态、所述内襟翼的翼面位置。

根据如上所述构成，能够基于各系统离合器和/或所述差动齿轮系统的实际运行状态，更为精确地判断飞机实际飞行状况。

优选的是，所述备用控制模块通过所述第一直流汇流条供电。所述第一直流汇流条是115v或230v重要交流汇流条。所述第二直流汇流条包括28v重要直流汇流条和28v普通直流汇流条。所述第一襟缝翼电子控制装置连接到所述28v重要直流汇流条上，所述第二襟缝翼电子控制装置连接到所述28v普通直流汇流条上。

根据如上所述构成，由于第一襟缝翼电子控制装置是作为第二襟缝翼电子控制装置是否进入失效-保护状态的判断依据，并且所述备用控制模块是紧急状态下的备份控制，因此，两者必须分别连接到更不易于丧失功效的重要汇流条上。另外，115v或230v重要交流汇流条产生一个三相115v或230v交流电和一个单相115v或230v交流电，三相115v或230v交流电被供给到差动齿轮系统的马达电子控制装置的常规控制模块，并且能够通过变压器转换为270v(或400v)直流电，来提供至电动马达使用，并且还能转换为28v、12v、5v直流电，来提供至内襟翼刹车装置、马达电子控制装置内部的控制芯片等电路使用。另一方面，不同于三相115v或230v交流电的单相115v或230v交流电被供给到差动齿轮系统的马达电子控制装置的备份控制模块，能够用于在丧失液压动力或是仅使用冲压空气涡轮作为应急供电的异常飞行状况下，保证高升力系统着陆所必备的控制备份不灭失。

优选的是，所述高升力系统还包括翼尖位置传感器，所述翼尖位置传感器对所述外襟翼的位置进行检测。所述差动齿轮系统还包括内襟翼位置传感器，所述内襟翼位置传感器对所述内襟翼的位置进行检测。所述高升力系统还包括在所述内襟翼和所述外襟翼上分别设置一个或多个的倾斜传感器，所述倾斜传感器对所述内襟翼和所述外襟翼各自的翼面的脱开和/或倾斜进行检测。

更优选的是，设置于所述内襟翼的所述内襟翼位置传感器和所述倾斜传感器在所述内襟翼与所述外襟翼异步时对飞机两侧的仅所述内襟翼的非对称故障进行监控。设置于所述外襟翼的所述翼尖位置传感器和所述倾斜传感器在所述内襟翼与所述外襟翼同步时对飞机两侧的襟翼的非对称故障进行监控，在所述内襟翼与所述外襟翼异步时对飞机两侧的仅所述外襟翼的非对称故障进行监控。

进一步优选的是，所述倾斜传感器中的每一个都分别与第一襟缝翼电子控制装置和所述第二襟缝翼电子控制装置两者单独相连，设置于所述内襟翼和所述外襟翼的所述倾斜传感器在内襟翼位置传感器和/或所述翼尖位置传感器发生故障后，能代替内襟翼位置传感器和/或所述翼尖位置传感器对所述内襟翼和/或所述外襟翼的位置进行检测。

根据如上所述构成，由于高升力系统不仅在内襟翼和外襟翼各自使用位置传感器(内襟翼位置传感器、翼尖位置传感器)对内襟翼和外襟翼的位置进行监控，还在内襟翼和外襟翼的翼面上各增设一个或多个倾斜传感器，以在各自的位置传感器(内襟翼位置传感器、翼尖位置传感器)发生故障时作为代替，对内襟翼和外襟翼翼面的位置进行监控。

在各自的位置传感器(内襟翼位置传感器、翼尖位置传感器)发生故障时，由于襟缝翼电子控制装置可以使用其中任何一个倾斜传感器的数据，进行换算得到内襟翼和/或外襟翼的位置，然后与功能正常的内襟翼和/或外襟翼的位置传感器检测到的位置进行比较，判断两侧的内襟翼和/或外襟翼各自是否同步。此时襟缝翼电子控制装置不需要进入失效-保护状态。

同时，倾斜传感器本身还能实现对内襟翼和外襟翼各自的翼面是否脱开和/或倾斜进行监控。

由此，能够进一步提高对飞机自身状态的监控，从而能更进一步提升高升力系统的安全性和经济性，其中，高升力系统的经济性表现为例如在无需使用动力驱动装置进行驱动控制时，适时并且及时地切换为使用电动马达进行驱动控制。

优选的是，所述内襟翼和所述外襟翼的每一卡位上至少具有分别对应于地面和空中的两个构型，在对应于地面的构型中，所述外襟翼伸出的角度大于所述内襟翼伸出的角度。

根据如上所述构成，能够在地面条件下，理想地检查系统离合器和差动齿轮系统的状态。

优选的是，所述系统离合器位于所述动力驱动装置与所述内襟翼的最靠飞机主体的作动器之间的位置。

根据如上所述构成，能够控制系统离合器的啮合和脱开，切换为正常飞行状况下的同步运动和正常飞行状况下的异步运动。并且，在无需使用动力驱动装置进行驱动控制时，放弃对内襟翼和外襟翼的任一个的控制权。

优选的是，所述内襟翼刹车装置是断电式刹车装置。所述断电式刹车装置由一个双螺线管和一个预加载弹簧的摩擦盘组成。所述马达电子控制装置能独立地对两个螺线管各自的线圈进行控制。

根据如上所述构成，由于所述马达电子控制装置能独立地对两个螺线管各自的线圈进行控制，因此，能够保证了每个线圈都能够释放刹车。

优选的是，所述内襟翼位置传感器是用于向所述第一襟缝翼电子控制装置和所述第二襟缝翼电子控制装置反馈所述内襟翼的位置信号的双通道解析器传感器。

根据如上所述构成，第一襟缝翼电子控制装置根据内襟翼位置传感器信号，通过马达电子控制装置对差动齿轮系统的电动马达的启停进行控制。另外，虽然第二襟缝翼电子控制装置不参与差动襟翼系统的控制，但是始终对内襟翼的位置进行监控。如果第一襟缝翼电子控制装置和第二襟缝翼电子控制装置监测到的内襟翼翼面位置不一致，则第一襟缝翼电子控制装置进入失效-保护状态。

优选的是，所述倾斜传感器包括传感器本体和连杆。所述传感器本体安装在位于作动器支座的襟翼支臂或是其他固定的机体结构上，所述连杆一端安装在襟翼摇臂或其他能够运动的机体结构上。

本发明的另一方面提供一种使用前述高升力系统对飞机的襟翼进行控制的襟翼控制方法，其特征是，在正常飞行状况下，在飞行过程的第一特定阶段下，通过所述动力驱动装置，使所述内襟翼和所述外襟翼同步运动，在飞行过程的第二特定阶段下，通过所述差动齿轮系统，以使所述内襟翼独立运动的方式，使所述内襟翼和所述外襟翼异步运动，在飞行过程的第三特定阶段下，通过所述差动齿轮系统，以使所述外襟翼独立运动的方式，使所述内襟翼和所述外襟翼异步运动，在丧失液压动力或是仅使用冲压空气涡轮作为应急供电的异常飞行状况下。通过所述差动齿轮系统，使所述内襟翼和所述外襟翼同步运动。

根据如上所述的襟翼控制方法，能够起到与所述高升力系统本身所带来的技术效果相应的技术效果。

优选的是，在所述第三特定阶段下，首先使所述差动齿轮系统的所述内襟翼刹车装置释放以使所述内襟翼和所述外襟翼同步运动，然后使所述差动齿轮系统的所述内襟翼刹车装置闭合以使所述外襟翼独立运动，而所述内襟翼不运动。

优选的是，在所述第一特定阶段下，关闭所述差动齿轮系统的所述电动马达，并且使所述系统离合器啮合，同时打开所述动力驱动装置的液压马达并释放所述动力驱动装置的刹车装置。在所述第二特定阶段、所述第三特定阶段或是所述异常飞行状况下，打开所述差动齿轮系统的所述电动马达，并且使所述系统离合器脱开，同时关闭所述动力驱动装置的液压马达并闭合所述动力驱动装置的刹车装置。

优选的是，在所述第二特定阶段下，闭合所述翼尖刹车装置。在所述第一特定阶段、所述第三特定阶段或是所述异常飞行状况下，释放所述翼尖刹车装置。

优选的是，所述第一特定阶段是着陆阶段，所述第二特定阶段是起飞阶段，所述第三特定阶段是巡航阶段。

附图说明

图1是表示现有大型飞机的高升力系统的示意图。

图2是表示现有宽体双通道飞机使用的一种的襟翼技术的示意图，其示出了飞机单侧的机翼可变弯度控制设备的安装位置。

图3是表示图2所示的襟翼技术中，内襟翼独立向上偏转的示意图。

图4是表示图2所示的襟翼技术中，外襟翼独立向上偏转的示意图。

图5是表示现有某一型号的飞机的机翼可变弯度功能的示意图。

图6是表示现有另一型号的飞机的机翼可变弯度功能的示意图。

图7是表示本发明的高升力系统的各个部件的机械及电气连接关系的示意图。

图8是表示本发明的差动齿轮系统(机械部分)的结构示意图。

图9是表示本发明的电动马达的结构示意图。

图10是表示襟缝翼电子控制装置、马达电子控制装置和电动马达之间的信号关系的示意图。

图11是表示倾斜传感器的结构的示意图。

图12是表示倾斜传感器的电气线路的示意图。

具体实施方式

以下，参照图7至图12，对本发明的高升力系统100及襟翼控制方法进行说明。图7是表示本发明的高升力系统100的各个部件的机械及电气连接关系的示意图。

如图7所示，本发明的高升力系统100包括一个襟缝翼控制手柄、一个动力驱动装置110、例如两台襟缝翼电子控制装置120(120a、120b)、系统离合器130、差动齿轮系统140、例如一个翼尖刹车装置150、例如一个位置传感器(外襟翼位置传感器160)和例如四个倾斜传感器170(170a、170b、170c、170d)。两台襟缝翼电子控制装置之间通过can总线进行通信。

在上述高升力系统100中，襟缝翼电子控制装置120a、120b和差动齿轮系统140都连接到飞机的汇流条上，其中，襟缝翼电子控制装置120a连接到28v的普通直流汇流条上，襟缝翼电子控制装置120b连接到28v的重要直流汇流条上，而差动齿轮系统140(图7中的马达电子控制装置144)连接到115v的重要交流汇流条上。这样的电源配置保证了在飞机丧失所有液压系统，甚至仅在冲压空气涡轮(rat)发电机工作的情况下，飞机可以使用完整的襟翼着陆。

另外，上述高升力系统100中，内襟翼13a和外襟翼13b的每一卡位上至少具有两个构型，分别对应于地面和空中。在地面条件下，为了检查系统离合器130和差动齿轮系统140，外襟翼13b伸出的角度应大于内襟翼13a伸出的角度。

以下，将对构成高升力系统100的主要部件(即，系统离合器130、差动齿轮系统140和四个倾斜传感器170(170a、170b、170c、170d))进行详细描述。

(a)系统离合器130

系统离合器130位于动力驱动装置110与第一个襟翼作动器180(例如，内襟翼13a的最靠飞机主体的作动器180a)之间的位置。

另外，系统离合器130与两台襟缝翼电子控制装置120a、120b电气连接。

襟缝翼电子控制装置120b为系统离合器130提供28v直流电。襟缝翼电子控制装置120b给系统离合器130上电后，系统离合器130脱开，以将内襟翼13a和外襟翼13b与动力驱动装置110分离，襟缝翼电子控制装置120b给系统离合器130下电后，系统离合器130啮合，以将内襟翼13a和外襟翼13b与动力驱动装置110联结。

在本发明的实施方式中，襟缝翼电子控制装置120a仅对系统离合器130的状态进行监控，并通过can总线与襟缝翼电子控制装置120b对比系统离合器130状态。如果两台襟缝翼电子控制装置120(120a、120b)两者监测到的系统离合器130状态不一致，则襟缝翼电子控制装置120b进入失效-保护状态。

(b)差动齿轮系统140

在本发明的实施方式中，如图8所示，差动齿轮系统140主要包括减速齿轮箱141、差动齿轮箱142、电动马达143及马达电子控制装置144、内襟翼刹车装置145和内襟翼位置传感器146等部件。

上述减速齿轮箱141主要将电动马达143的输出速率降低，并向下传递至差动齿轮箱142。

上述差动齿轮箱142例如由一组斜齿轮组成。上述差动齿轮箱142分别连接有内襟翼扭力管147、内襟翼刹车装置145和外襟翼扭力管148。

上述电动马达143例如是三相无刷直流电机。如图9所示，电动马达143在转轴143a上安装有速度传感器143b，所述速度传感器143b能够向马达电子控制装置144反馈电动马达143的位置信息。电动马达143还在定子绕组(马达绕组)143c上安装有两个温度传感器143d1、143d2，来对电动马达143的温度进行监控。

上述内襟翼刹车装置145例如为断电式刹车装置，用于锁定内襟翼扭力管147。上述断电式刹车装置例如由一个双螺线管和一个预加载弹簧的摩擦盘组成。在电源被切断后，摩擦盘将自动啮合。马达电子控制装置144可以独立控制两个螺线管的线圈。这样的方式保证了每个线圈都能够释放刹车。

另外，上述马达电子控制装置144用于对电动马达143和内襟翼刹车装置145进行控制，并提供所需的电力。如上所述，上述马达电子控制装置144与飞机应急交流汇流条(在图7中，例如115v的重要交流汇流条)相连。另外，飞机应急交流汇流条不局限于图7所示的115v的重要交流汇流条，还可以是其他电压的重要交流汇流条，例如230v的重要交流汇流条。

上述马达电子控制装置144内部的变压器将三相115v交流电(或230v交流电)转换为270v(或400v)直流电，来提供至电动马达143使用。马达电子控制装置144的变压器还将上述交流电转换为28v、12v、5v直流电，来提供至内襟翼刹车装置145、马达电子控制装置144内部的控制芯片等电路使用。

马达电子控制装置144的常规控制模块144a通过arinc429总线或其他形式的总线与两台襟缝翼电子控制装置120(120a、120b)相连。

图10示出了表示襟缝翼电子控制装置120(120a、120b)、马达电子控制装置144和电动马达143之间的信号关系。

如图10所示，襟缝翼电子控制装置120b与马达电子控制装置144之间控制逻辑如下：

(i)襟缝翼电子控制装置120b发送“使能信号”给马达电子控制装置144；

(ii)襟缝翼电子控制装置120b发送“刹车信号”给马达电子控制装置144，马达电子控制装置144给内襟翼刹车装置145上电(下电)；

(iii)襟缝翼电子控制装置120b发送“速度信号”给马达电子控制装置144，马达电子控制装置144给电动马达143发送模拟信号，使电动马达143以指令要求的速度及方向旋转，进而驱动内襟翼扭力管147转动。

在马达电子控制装置144内部还有一个备用控制模块144b，该备用控制模块144b仅与襟缝翼电子控制装置120a相连，并使用单相115v交流电(或230v交流电)。襟缝翼电子控制装置120a通过备用控制模块144b采集内襟翼刹车装置145的状态，并通过can总线与襟缝翼电子控制装置120b对比该内襟翼刹车装置145的刹车状态。如果两台襟缝翼电子控制装置120a、120b监测到的刹车状态不一致，则襟缝翼电子控制装置120b进入失效-保护状态。

此时，襟缝翼电子控制装置120a会接替襟缝翼电子控制装置120b，直接通过备用控制模块144b控制内襟翼刹车装置145。

上述内襟翼位置传感器146是双通道解析器传感器，该双通道解析器传感器用于向两台襟缝翼电子控制装置120(120a、120b)反馈内襟翼13a的位置信号。

襟缝翼电子控制装置120b根据内襟翼位置传感器146信号，通过马达电子控制装置144对差动齿轮系统140的电动马达143的启停进行控制。襟缝翼电子控制装置120a虽然不参与差动襟翼系统的控制，但是始终对内襟翼13a的位置进行监控。如果两台襟缝翼电子控制装置120a、120b监测到的内襟翼翼面位置不一致，则襟缝翼电子控制装置120b进入失效-保护状态。

(c)倾斜传感器170(170a、170b、170c、170d)

飞机在执行机翼变弯度功能时，由于使用了系统离合器130，导致两侧的内襟翼13a、外襟翼13b的运动已经不是通过机械交联的方式做同步运动，因此，除了使用正常的位置传感器(外襟翼位置传感器160、内襟翼位置传感器146)外，还需要使用其他的手段，即倾斜传感器170(170a、170b、170c、170d)保证两侧内襟翼13a、外襟翼13b同步运动，并避免发生非对称等故障。

在本发明的实施方式中，所采用的倾斜传感器170(170a、170b、170c、170d)的基本结构如图11所示。倾斜传感器170(170a、170b、170c、170d)包括传感器本体171与连杆172两部分。倾斜传感器170(170a、170b、170c、170d)的传感器本体171安装在位于作动器支座b的襟翼支臂b1或是固定的机体结构上，连杆172一端安装在襟翼摇臂b2或能够运动的机体结构上。

图12示出了倾斜传感器170(170a、170b、170c、170d)与襟缝翼电子控制装置120(120a、120b)的电气连接图。

在内襟翼13a和外襟翼13b中每一个的襟翼翼面上设置有两个作动器支座b，因此，内襟翼13a上安装有两个倾斜传感器170a、170b，外襟翼13b上安装有两个倾斜传感器170c、170d，且每个传感器170(170a、170b、170c、170d)都分别与两台襟缝翼电子控制装置120a、120b两者单独相连。

在所有传感器功能正常的情况下，襟缝翼电子控制装置120(120a、120b)可以通过读取两个外襟翼位置传感器160、两个内襟翼位置传感器146的数据来判断外襟翼13b和内襟翼13a是否同步。襟缝翼电子控制装置120(120a、120b)还通过读取同一翼面(内襟翼13a、外襟翼13b)上的两个倾斜传感器数据的差值(倾斜传感器170a与倾斜传感器170b的差值、倾斜传感器170c与倾斜传感器170d的差值)，来判断翼面(内襟翼13a、外襟翼13b)是否发生脱开或是倾斜。

在某一位置处的位置传感器，例如左侧内襟翼13a的位置传感器146发生故障的情况下，如果左侧的内襟翼13a的翼面上的两个倾斜传感器170a、170b信号数据相同，则襟缝翼电子控制装置120(120a、120b)可以使用其中任何一个倾斜传感器170a或170b的数据，进行换算得到左侧的内襟翼13a的位置，然后与功能正常的右侧的内襟翼13a的位置传感器146检测到的位置进行比较，判断两侧的内襟翼13a是否同步。此时襟缝翼电子控制装置120(120a、120b)不需要进入失效-保护状态。

本发明的实施方式的高升力系统100有两个襟缝翼电子控制装置120(120a、120b)，但是仅由襟缝翼电子控制装置120b控制差动齿轮系统140和系统离合器130，实现机翼变弯度功能。

由于襟缝翼电子控制装置120a由飞机的28v普通直流汇流条供电，襟缝翼电子控制装置120b由飞机的28v重要直流汇流条供电。这样的电源配置保证了飞机在仅由冲压空气涡轮提供应急电源时，襟缝翼电子控制装置120b仍是可用的。

襟缝翼电子控制装置120a仅对系统离合器130和差动齿轮系统140的状态进行监测，同时使襟缝翼电子控制装置120a和襟缝翼电子控制装置120b两者之间进行通信，如果设备的状态不一致，则襟缝翼电子控制装置120b会进入失效-保护状态，首先给系统离合器130下电，保证内襟翼13a、外襟翼13b与动力驱动装置110连接，然后将差动齿轮系统140进行初始化，抑制机翼变弯度功能。

飞机停留在地面，且空速(或轮速)小于某一数值(例如10kn)时，在每次起飞前做相应的检查，以保证差动齿轮系统140和系统离合器130功能正常，检查步骤如下：

<1>飞行员将襟缝翼手柄移动到第一卡位，内襟翼13a和外襟翼13b分别伸出到不同的角度。外襟翼13b的角度略大于内襟翼13a的角度。

此时的控制逻辑如下：首先，襟缝翼电子控制装置120b控制动力驱动装置110驱动内襟翼13a和外襟翼13b达到一个角度(例如10度)，然后襟缝翼电子控制装置120b给系统离合器130上电(脱开)，以使内襟翼13a、外襟翼13b与动力驱动装置130分离，释放差动齿轮系统140的内襟翼刹车装置145与翼尖刹车装置150。差动齿轮系统140的电动马达143同时驱动内襟翼13a和外襟翼13b转动一个较小角度(例如1度)，然后差动齿轮系统140的内襟翼刹车装置145将内襟翼13a锁定，单独驱动外襟翼13b转动另一个较小角度(例如2度)，最后使用翼尖刹车装置150再将外襟翼13b的翼面锁定。此时内襟翼13a的角度为11度，外襟翼13b的角度为13度。

<2>飞行员将襟缝翼手柄移动到第二卡位后，内襟翼13a和外襟翼13b伸出到第二卡位，此时内襟翼13a和外襟翼13b两个翼面的角度相同。

此时的控制逻辑如下：襟缝翼电子控制装置120b释放翼尖刹车装置150，差动齿轮系统140的电动马达143将外襟翼13b收回例如2度。然后襟缝翼电子控制装置120b释放差动齿轮系统140的内襟翼刹车145，差动齿轮系统140的电动马达143同时将内襟翼13a和外襟翼13b收回例如1度，然后差动齿轮系统140的内襟翼刹车装置145和翼尖刹车装置150分别锁定内襟翼13a和外襟翼13b的翼面。襟缝翼电子控制装置120b给系统离合器130下电，内襟翼13a和外襟翼13b重新与动力驱动装置110联结。动力驱动装置110驱动两侧的内襟翼13a和外襟翼13b到第二卡位。

在这个检查过程中，不应当有任何有关襟翼(内襟翼13a和外襟翼13b)的警告信息。

在确认系统离合器130和差动齿轮系统140的功能正常后，飞机正常起飞。飞机在起飞离地阶段，在内襟翼13a和外襟翼13b完全收起后，实施机翼变弯度功能，需将内襟翼13a上偏到指令的角度。此时，襟缝翼电子控制装置120b给系统离合器130上电(脱开)，以将内襟翼13a、外襟翼13b与动力驱动装置110分离，释放差动齿轮系统140的内襟翼刹车装置145，闭合翼尖刹车装置150以将外襟翼13b锁定后，打开差动齿轮系统140的电动马达143驱动内襟翼13a运动。

飞机在巡航阶段，在高度、空速和重心达到一定要求后实施机翼变弯度功能，首先将内襟翼13a和外襟翼13b上偏到指令角度后，再使外襟翼13b上偏到另一个指令角度。此时分为两个步骤：

首先，襟缝翼电子控制装置120b给系统离合器130上电(脱开)，以将内襟翼13a、外襟翼13b与动力驱动装置110分离，释放差动齿轮系统140的内襟翼刹车装置145以及翼尖刹车装置150，打开差动齿轮系统140的电动马达143驱动内襟翼13a、外襟翼13b同步运动；

其次，襟缝翼电子控制装置120b检测到内襟翼13a、外襟翼13b运动到指令角度后，闭合差动齿轮系统140的内襟翼刹车装置145以将内襟翼13a锁定，而使用差动齿轮系统140的电动马达143继续驱动外襟翼13b独立运动。在外襟翼13b到达指令位置后，襟缝翼电子控制装置120b控制翼尖刹车装置150将外襟翼13b锁定。

另外，当出现特定情况，而使得飞机丧失所有液压系统，或是仅使用冲压空气涡轮作为应急供电时，高升力系统100在获得襟翼伸出的手柄指令后，襟缝翼电子控制装置120b首先给系统离合器130上电(脱开)，以将内襟翼13a、外襟翼13b与动力驱动装置130分离，然后释放内襟翼刹车装置145和翼尖刹车装置150，控制差动齿轮系统140的电动马达143驱动内襟翼13a和外襟翼13b同步运动。

由于主动式差动齿轮的电动马达功率受限，因此，襟翼运动速度远低于正常速度的一半。例如正常速度的20％。

以下，通过表1，说明内襟翼13a、外襟翼13b在不同运动形式下，翼尖刹车装置150、差动齿轮系统140的电动马达143和内襟翼刹车装置145、飞机主体中的动力控制装置的刹车装置和液压马达各自的状态。

表1

从上述表1可以看到，内襟翼13a和外襟翼13b既可以在通常状态下通过动力驱动装置110提供动力来同步运动，也可以在失去动力驱动装置110的应急模式下，通过电动马达143供电来同步运动。由此，即使在丧失所有液压动力的情况下，也能保证飞机安全着陆的系数。

另一方面，从上述表1可以看到，能够通过电动马达143，控制为内襟翼13a独立地运动而外襟翼13b不动、以及外襟翼13b独立地运动而内襟翼13a不动，不仅翼面运动精度得到大幅提升，还能充分发挥差动齿轮系统140的优势和用途，能够控制内襟翼13a、外襟翼13b更多形式的运动，以应对多变的飞行状况。

以下，通过表2，说明设置于内襟翼13a、外襟翼13b的各位置传感器145、150和倾斜传感器170(170a、170b、170c、170d)的作用和监控对象。

表2

从上述表2可知，本发明的实施方式的高升力系统100不仅在内襟翼13a和外襟翼13b各自使用位置传感器(内襟翼位置传感器146、翼尖位置传感器150)对内襟翼13a和外襟翼13b的位置进行监控，还在内襟翼13a和外襟翼13b的翼面上各增设两个倾斜传感器170a～170d，以在各自的位置传感器(内襟翼位置传感器146、翼尖位置传感器150)发生故障时作为代替，对内襟翼13a和外襟翼13b翼面的位置进行监控。

同时，通过设置倾斜传感器170a～170d，能够对内襟翼13a、外襟翼13b各自的翼面是否脱开和/或倾斜进行监控。

由此，能够进一步提高对飞机自身状态的监控，从而能更进一步提升高升力系统100的安全性和经济性，其中，高升力系统100的经济性表现为例如在无需使用动力驱动装置110进行驱动控制时，适时并且及时地切换为使用电动马达143进行驱动控制。

熟悉本领域的技术人员易于想到其它的优点和修改。因此，在其更宽泛的上来说，本发明并不局限于这里所示和所描述的具体细节和代表性实施例。因此，可以在不脱离如所附权利要求书及其等价物所限定的总体发明概念的精神或范围的前提下做出修改。

例如，在本发明的实施方式中，以在内襟翼13a和外襟翼13b的翼面上各增设两个倾斜传感器170a～170d为例进行了说明，但本发明不局限于此，也可以仅各增设一个倾斜传感器，或者增设三个以上倾斜传感器。另外，在飞机的左、右机翼增设的倾斜传感器的数量既可以是相同的，也可以是不同的。

另外，在本发明的实施方式中，对于所述内襟翼刹车装置、所述内襟翼位置传感器以及所述倾斜传感器的具体结构进行了详细说明，但本发明不局限于此，在更宽泛的含义上，只要是能够实现本发明宗旨的内襟翼刹车装置、内襟翼位置传感器和倾斜传感器，则可以是任何其他可替代的结构。

另外，对于能够实现与本发明实施方式中所记载的装置和元器件相同或相当功效的已知构件或其他未枚举的构件，也应当视为是上述装置和元器件的等同。