一种襟翼分布式驱动系统的制作方法

本发明属于航空襟翼驱动控制领域，具体涉及一种襟翼分布式驱动系统。

背景技术：

现代大型飞机在起飞时通过伸出机翼11、19上的后缘襟翼9、10、20、21达到增加机翼面积的目的，机翼11、19面积增加会提高飞机的升力，以便使飞机以较低的速度起飞和降落。在飞机飞行过程中飞行员通过操纵左右副翼18、22偏转角度实现飞机的横滚机动。飞机左右翼面的后缘襟翼9、10、20、21的驱动一般采用中央集中驱动模式(图1)，由襟缝翼控制计算机23控制位于飞机中央的功率驱动装置1驱动左右外襟翼9、21和内襟翼10、20同时上偏或下偏，以确保左右后缘襟翼运动的同步性；副翼18、22是独立的翼面，位于机翼11、19的末端。

传统的中央集中驱动模式将左右驱动线系连接到一起，确保了左右翼面运动的一致性，但由于集中式驱动构型传输线系长，因此高升力驱动系统的部件多，重量大。

参考专利1(专利号：ep2851284a1)的分布式驱动模式在传统的中央集中驱动模式基础上，左右内外襟翼传输线系之间各增加了一个驱动装置，实现了外襟翼和内襟翼之间的相互独立运动功能。但由于该构型是在中央集中驱动模式的基础上增加了独立驱动功能，因此高升力系统的复杂度没有降低，高升力系统依然存在部件多和重量大的缺点。

参考专利2(专利号：us20040200928a1)的分布式驱动模式取消了连接左右襟翼传输线系的结构，实现了内外襟翼的完全独立驱动，但由于该构型不仅每个作动器都集成了一个电机，而且将内外襟翼的传输线系断开，因此该分布式构型虽然降低了高升力系统部件的数量和重量，但参考专利2的缺点是驱动数量较多和内外襟翼同步性较差。

技术实现要素：

本发明的目的：提供一种重量轻且安全性高的襟翼分布式驱动系统。

技术方案：

第一方面，提供了一种襟翼分布式驱动系统，包括：左驱动系统113、右驱动系统116、襟缝翼控制计算机123，其中，左驱动系统113和右驱动系统116分别通过襟缝翼控制计算机123控制。

进一步地，左驱动系统和右驱动系统均包括内侧位置传感器101、第一作动器102、内侧翼尖制动装置103、第二作动器104、第三作动器105、外侧翼尖制动装置106、第四作动器107、外侧位置传感器108、动力驱动装置109，其中，动力驱动装置109的左端输出轴与第三作动器105的右端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109的右端输出轴与第二作动器104的左端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109由襟缝翼控制计算机123控制；第三作动器105的左侧输入轴与外侧翼尖制动装置106的右侧输入轴通过花键固联、第三作动器105的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧翼尖制动装置106的左侧输入轴与第四作动器107右侧输入轴通过花键固联；第四作动器107的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧位置传感器108通过法兰盘和花键固联于第四作动器107，外侧位置传感器108的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机123；第二作动器的右侧输入轴与内侧翼尖制动装置的左侧输入轴通过花键固联、第二作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧翼尖制动装置的右侧输入轴与第一作动器左侧输入轴通过花键固联；第一作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧位置传感器通过法兰盘和花键固联于第一作动器，内侧位置传感器的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机。

进一步地，在第三作动器与外侧翼尖制动装置之间还包括n个作动器，其中n为正整数，所述n个作动器串联并且输出轴与外襟翼通过轨道连接。

进一步地，在第三作动器与外侧翼尖制动装置之间还包括n个作动器，其中n为正整数，所述n个作动器串联并且输出轴与内襟翼通过轨道连接。

进一步地，左驱动系统和右驱动系统均包括内侧位置传感器101、第一作动器102、第二作动器104、第三作动器105、第四作动器107、外侧位置传感器108、动力驱动装置109，其中，第一作动器102、第二作动器104、第三作动器105、第四作动器107中均设置有无返回机构，动力驱动装置109的左端输出轴与第三作动器105的右端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109的右端输出轴与第二作动器104的左端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109由襟缝翼控制计算机123控制；第三作动器105的左侧输入轴第四作动器107右侧输入轴通过花键固联，第三作动器105的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；第四作动器107的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧位置传感器108通过法兰盘固联于第四作动器107，外侧位置传感器108的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机123；第二作动器的右侧输入轴与第一作动器左侧输入轴通过花键固联，第二作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；第一作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧位置传感器通过法兰盘固联于第一作动器，内侧位置传感器的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机。

进一步地，在襟翼包括中部襟翼的情况下，左驱动系统和右驱动系统还均包括第五作动器和第六作动器，第五作动器和第六作动器串联在动力驱动装置的输出轴与第二做动器或者动力驱动装置的输出轴与第三作动器之间，第五作动器和第六作动器的输出轴分别与中部襟翼通过轨道连接。

进一步地，在襟翼包括中部襟翼的情况下，左驱动系统和右驱动系统还包括n个作动器，其中n为正整数，所述n个作动器串联并且输出轴与中部襟翼通过轨道连接。

进一步地，动力驱动装置109包括第一电机114、第二电机115、齿轮箱118、外侧制动模块112和内侧制动模块117，其中第一电机114和齿轮箱118连接，第二电机115和齿轮箱118连接；齿轮箱118的左端与外侧制动模块112连接，齿轮箱118的右端与内侧制动模块117连接。

本发明的有益效果：本发明为在左右内外襟翼之间的传输线系上各布置一个动力驱动装置的分布式驱动构型，该构型由于取消了连接左右驱动系统的传输线系和将驱动装置的数量从3个减少到2个，因此减少了高升力系统的部件数量，简化了高升力系统的构型。同时分布式驱动构型扩大了内外襟翼之间偏转角度的范围；每侧翼面的动力驱动装置减少到1个，同时本发明由于未将内外襟翼传输线系断开，因此确保了单侧翼面内外襟翼运动的一致性。

该发明将左右翼面驱动线系断开后，其外襟翼偏转角度较参考专利1大。通过动力驱动装置的差动功能，可以操纵左右外侧襟翼上下偏转更大的角度，完全代替副翼实现飞机横滚机动功能。

附图说明

图1是根据现有技术的中央集中式驱动结构示意图；

其中，1、功率驱动装置2、第一作动器3、第二作动器4、第三作动器5、第四作动器6、翼尖制动装置7、轨道8、翼尖位置传感器9、外襟翼10、内襟翼11、机翼12、电机13、齿轮箱14、掉电制动装置15、电机16、掉电制动装置17、扭力杆18、副翼19、机翼20、内襟翼21、外襟翼22、副翼23、襟缝翼控制计算机

图2是根据本发明实施例的襟翼分布式驱动系统结构示意图；

其中，101、内侧位置传感器102、第一作动器103、内侧翼尖制动装置104、第二作动器105、第三作动器106、外侧翼尖制动装置107、第四作动器108、外侧位置传感器109、动力驱动装置110、左侧内襟翼111、左侧外襟翼112、外侧制动模块113、左驱动系统114、第一电机115、第二电机116、右驱动系统117、内侧制动模块118、齿轮箱119、左侧机翼120、右侧机翼121、右侧内襟翼122、右侧外襟翼123、襟缝翼控制计算机

具体实施方式

本发明提供了一种襟翼分布式驱动系统，即在左右翼面的内外襟翼之间的传输线系之间分别配置一个驱动装置，取消了传统集中式动力驱动装置1和连接左右驱动机构的传输线系17。

本发明提供的襟翼分布式驱动系统，如图2，包括：左驱动系统113、右驱动系统116、襟缝翼控制计算机123，其中，左驱动系统113和右驱动系统116分别通过襟缝翼控制计算机123控制。

进一步地，左驱动系统和右驱动系统均包括内侧位置传感器101、第一作动器102、内侧翼尖制动装置103、第二作动器104、第三作动器105、外侧翼尖制动装置106、第四作动器107、外侧位置传感器108、动力驱动装置109，其中，动力驱动装置109的左端输出轴与第三作动器105的右端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109的右端输出轴与第二作动器104的左端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109由襟缝翼控制计算机123控制；第三作动器105的左侧输入轴与外侧翼尖制动装置106的右侧输入轴通过花键固联、第三作动器105的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧翼尖制动装置106的左侧输入轴与第四作动器107右侧输入轴通过花键固联；第四作动器107的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧位置传感器108通过法兰盘和花键固联于第四作动器107，外侧位置传感器108的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机123；第二作动器的右侧输入轴与内侧翼尖制动装置的左侧输入轴通过花键固联、第二作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧翼尖制动装置的右侧输入轴与第一作动器左侧输入轴通过花键固联；第一作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧位置传感器通过法兰盘和花键固联于第一作动器，内侧位置传感器的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机。

进一步地，在第三作动器与外侧翼尖制动装置之间还包括n个作动器，其中n为正整数，所述n个作动器串联并且输出轴与外襟翼通过轨道连接。

进一步地，在第三作动器与外侧翼尖制动装置之间还包括n个作动器，其中n为正整数，所述n个作动器串联并且输出轴与内襟翼通过轨道连接。

进一步地，左驱动系统和右驱动系统均包括内侧位置传感器101、第一作动器102、第二作动器104、第三作动器105、第四作动器107、外侧位置传感器108、动力驱动装置109，其中，第一作动器102、第二作动器104、第三作动器105、第四作动器107中均设置有无返回机构，动力驱动装置109的左端输出轴与第三作动器105的右端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109的右端输出轴与第二作动器104的左端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109由襟缝翼控制计算机123控制；第三作动器105的左侧输入轴第四作动器107右侧输入轴通过花键固联，第三作动器105的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；第四作动器107的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧位置传感器108通过法兰盘固联于第四作动器107，外侧位置传感器108的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机123；第二作动器的右侧输入轴与第一作动器左侧输入轴通过花键固联，第二作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；第一作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧位置传感器通过法兰盘固联于第一作动器，内侧位置传感器的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机。

进一步地，在襟翼包括中部襟翼的情况下，左驱动系统和右驱动系统还均包括第五作动器和第六作动器，第五作动器和第六作动器串联在动力驱动装置的输出轴与第二做动器或者动力驱动装置的输出轴与第三作动器之间，第五作动器和第六作动器的输出轴分别与中部襟翼通过轨道连接。

进一步地，在襟翼包括中部襟翼的情况下，左驱动系统和右驱动系统还包括n个作动器，其中n为正整数，所述n个作动器串联并且输出轴与中部襟翼通过轨道连接。

进一步地，动力驱动装置109包括第一电机114、第二电机115、齿轮箱118、外侧制动模块112和内侧制动模块117，其中第一电机114和齿轮箱118连接，第二电机115和齿轮箱118连接；齿轮箱118的左端与外侧制动模块112连接，齿轮箱118的右端与内侧制动模块117连接。

实施例：

一种襟翼分布式驱动系统。该系统包括左驱动系统113、右驱动系统116、襟缝翼控制计算机123、左侧机翼119、右侧机翼120、左侧内襟翼110和左侧外襟翼111、右侧内襟翼121和右侧外襟翼122。

左驱动系统113包括：第三作动器105、外侧翼尖制动装置106、第四作动器107、外侧位置传感器108、动力驱动装置109、第二作动器104、内侧翼尖制动装置103、第一作动器102和内侧位置传感器101。

动力驱动装置109包括第一电机114、第二电机115、齿轮箱118、外侧制动模块112和内侧制动模块117。

第一电机114和齿轮箱118通过花键轴固联，第二电机115和齿轮箱118通过花键轴固联；齿轮箱118的左端与外侧制动模块112通过花键轴固联，右端与内侧制动模块117通过花键轴固联。

动力驱动装置109的左端输出轴与第三作动器105的右端输入轴通过花键固联、右端输出轴与第二作动器104的左端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109的第一电机和第二电机分别由襟缝翼控制计算机123控制；第三作动器105的左侧输入轴与外侧翼尖制动装置106的右侧输入轴通过花键固联、输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧翼尖制动装置106的左侧输入轴与第四作动器107右侧输入轴通过花键固联；第四作动器107的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧位置传感器108通过法兰盘固联于第四作动器107，外侧位置传感器108的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机123。

第二作动器104的右侧输入轴与内侧翼尖制动装置103的左侧输入轴通过花键固联、第二作动器104的输出轴与左侧内襟翼110通过轨道连接；内侧翼尖制动装置103的右侧输入轴与第一作动器102左侧输入轴通过花键固联；第一作动器102的输出轴与左侧内襟翼110通过轨道连接；内侧位置传感器101通过法兰盘固联于第一作动器102，内侧位置传感器101的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机123。

右驱动系统116与左驱动系统113的构型相同。

当襟翼执行同步伸出或收回功能：外侧翼尖制动装置106、内侧翼尖制动装置103都处于解除制动状态，内侧制动模块117和外侧制动模块112都处于制动状态，襟缝翼控制计算机123用于控制第一电机114和第二电机115，第一电机114的输出扭矩和转速传递给齿轮箱118，第二电机115的输出扭矩和转速传递给齿轮箱118，齿轮箱118通过左端输出轴将综合后的扭矩和转速传递给第三作动器105和第四作动器107，同时通过右端输出轴将综合后的扭矩和转速传递给第一作动器102和第二作动器104，第三作动器105和第四作动器107通过轨道驱动左侧外襟翼111，第一作动器102和第二作动器104通过轨道驱动左侧内襟翼110，实现左侧外襟翼111和左侧内襟翼110的伸出或收回功能。外侧位置传感器108监测左侧外襟翼111的偏转角度，并将监测角度反馈给襟缝翼控制计算机123，内侧位置传感器101监测左侧内襟翼110的偏转角度，并将监测角度反馈给襟缝翼控制计算机123。

右侧襟翼121、122与左侧襟翼110、111的伸出或收回原理相同。

当左侧内襟翼110相对左侧外襟翼111执行差动功能时：内侧翼尖制动装置103和外侧制动模块112都处于解除制动状态，外侧翼尖制动装置106和内侧制动模块117处于制动状态。襟缝翼控制计算机123用于控制第一电机114和第二电机115，第一电机114的输出扭矩和转速传递给齿轮箱118，第二电机115的输出扭矩和转速传递给齿轮箱118，齿轮箱118通过右侧输出轴将综合后的扭矩和转速传递给第一作动器102和第二作动器104，第一作动器102和第二作动器104驱动左侧内襟翼110，实现左侧内襟翼110相对左侧外襟翼111的差动功能。外侧位置传感器108监测左侧外襟翼111的偏转角度，并将监测角度反馈给襟缝翼控制计算机123，内侧位置传感器101监测左侧内襟翼110的偏转角度，并将监测角度反馈给襟缝翼控制计算机123。

当左侧外襟翼111相对左侧内襟翼110执行差动功能时：外侧翼尖制动装置106和内侧制动模块117都处于解除制动状态，内侧翼尖制动装置103和外侧制动模块112处于制动状态。襟缝翼控制计算机123用于控制第一电机114和第二电机115，第一电机114的输出扭矩和转速传递给齿轮箱118，第二电机115的输出扭矩和转速传递给齿轮箱118，齿轮箱118通过左侧输出轴将综合后的扭矩和转速传递给第三作动器105和第四作动器107，第三作动器105和第四作动器107驱动左侧外襟翼111，实现左侧外襟翼111相对左侧内襟翼110的差动功能。外侧位置传感器108监测左侧外襟翼111的偏转角度，并将监测角度反馈给襟缝翼控制计算机123，内侧位置传感器101监测内襟翼110的偏转角度，并将监测角度反馈给襟缝翼控制计算机123。

左侧外襟翼(111)和右侧外襟翼(122)同时差动可以实现副翼横滚操纵的功能。