专利名称：飞机高升力系统的驱动系统中的载荷限定方法
技术领域：
本发明涉及一种飞机高升力系统中的载荷限定方法和装置，其中飞机高升力系统具有分支驱动系统向着陆襟翼和/或者前缘缝翼系统的各段的驱动站传递机械动力，并具有位置传感器和驱动机组。
背景技术：
具有中央驱动机组和分支驱动系统向着陆襟翼/前缘缝翼系统的各段的驱动站提供机械动力的飞机高升力系统是已知的。如果着陆襟翼段和/或者分支驱动系统的传动机构被阻塞，该段和相应的驱动系统的分支和/或者传动机构及相应的驱动系统的分支就必须承受驱动机组的全部驱动能量来作为反作用力矩，因此必须构造成粗大而笨重的构件。
作为保护装置，在这种具有分支驱动系统的飞机高升力系统中，装备有机械式载荷限定装置(转矩限制器)，来避免在此分支驱动系统的着陆襟翼段和/或者传动机构发生阻塞时，此段和相应的驱动系统的分支和/或者传动机构及其传动系统的分支中出现局部过载。其中，着陆襟翼段通过驱动站载荷限定器(促动转矩限制器)进行保护，而分支驱动系统则通过系统载荷限制器(系统转矩限制器)进行保护。
基于机械构件，这样的载荷限定装置就是最优化的解决方案了。不过，因为这样的系统具有复杂的构造，装备了该系统的飞机增加了质量和运行费用，此外，因其功能关系，它们只有在出错的情况下才会被激活。在非常紧的设计公差与对参数非常敏感的系统动力学情况下，这样的载荷限定装置最后在非周期性但无差错地运行的驱动系统中也会做出反应，并阻止整个系统运行。
发明内容
本发明的目标是提供一种开始所述类型的方法和实施该方法的装置，如所期望的那样，它降低系统的质量和运行成本，同时实现载荷限定功能。
本发明的目标是通过独立权利要求所述的一种方法和装置来实现的。根据本发明的载荷限定方法，在驱动系统的构件上检测状态特征参量，并将其传递给用于限定载荷的控制单元。该控制单元利用一种差错识别算法对这些状态特征参量进行处理运算，并在发现错误时起动驱动机组的受控限制。通过本发明的方法，在无需机械式载荷限定装置的情况下，能够实现对高升力系统中由阻塞造成的出错引发过载的限制。
以下借助于图例中给出的实施例对本发明进行详细说明。图中所示为图1本发明的襟翼驱动系统的示意性结构，它具有附属的驱动构件和电子调节的、基于信号比较的过载保护器；图2本发明的另一种实施方式中的襟翼驱动系统的示意性结构；图3本发明的载荷限定方法的流程图；及图4所谓的普通观察屏上识别驱动链上错误的模式示意图。
具体实施例方式
图1所示的着陆襟翼的驱动系统中，装备了电子调节的过载保护器，来替代传统的机械式载荷限制器。这里，驱动系统包括左翼和右翼子系统1、2，它们分别用于驱动两个高升力襟翼3、4及5、6，后者安置于机翼的后边沿上。这里的两个子系统1、2的结构相互对称。为了定位襟翼3至6所必需的机械动力由中央驱动机组7所提供，并且分别通过驱动链8、9传递给两个机翼中的一系列机械促动器10，其中中央驱动机组7的动力能以高动力学性能的方式进行控制。
它们各自还包括分支传动机构11、12。每个驱动站25通过各自配置的分支传动机构11与驱动链8连接。此外，在驱动链8、9的外侧端头区域安置有液压操纵的制动器13、14。此外，在各个驱动链8、9的两个外侧端头上具有非对称探测器15、16，它们是角度方位探测器，借助于它们可以检测轴在各自驱动链8、9的端头上的当前角度方位，并在需要时能够由非对称角度方位识别襟翼的非对称角度方位。完整的结构中还包括位于驱动机组7上的角度方位探测器17，其中，后面所述的三个构件分别通过各自配置的发射元件18至20和相应的信号导线21、22与专用的控制单元23相连接，后者装备有监视器来识别阻塞。
由于驱动系统以及襟翼结构的对称性，使得正常飞行状态下这两个子系统的状态差别非常小，因为向左翼和右翼的襟翼传送动力的这两个子系统具有几乎相同的动力学行为特征。可能的细微差别基本上是通过两个机翼上的非对称空气载荷分布造成的，而借助于有关阻流板偏差和飞行速度的知识，通过适当的阀值采取分析方法在误差辨识的框架内可以考虑其影响。相反，如果发生阻塞，两个子系统之一的机械特性发生显著变化，并因此导致其动力学行为剧变。当驱动机组7发出相同的驱动时，这两个子系统中出现不同的状态。其中无错误的子系统对于出现错误的子系统来说就如同一个参比系统。比较两个驱动链的各自端头上状态量和/或者对左翼和右翼子系统1、2的其它对称状态量的信号，如果出现阻塞情况就会出现差异，而在正常状态情况下则不会产生这种差异，本发明则利用它对阻塞情况进行检测。
这里，为了排除材料失效的情况，由发生阻塞而造成状态量的差异超过预定阀值时，对驱动机组7进行调节。补充性地通过元件--即位于驱动机组7和第一分支传动机构26之间的轴段27的预先给定的柔度，达到发生阻塞时减少驱动载荷的目的，其间无需减少阻塞发生时对于子系统状态参量的主导性。在这里，为识别这种阻塞错误所必需的信号处理运算、以及对中央驱动机组7的受控调节的启动，是在控制单元23中完成的。另一方面，它又作为高升力襟翼系统的控制和监控计算机24的组成部分。
图1所示为飞机高升力系统中的载荷限定装置。其中，飞机高升力系统具有分支驱动系统向着陆襟翼和/或者前缘缝翼系统各区段3、4、5、6的驱动站25提供机械动力，并具有位置传感器8、9、17和驱动机组7。其中，载荷限定装置具有控制单元23，它与位置传感器8、9、17相连接，并且设计成对位置传感器8、9、17产生的信号进行处理，并且产生信号来限定所输入的驱动功率。
位置传感器具有处在驱动机组上的角度方位探测器17，和/或者作为非对称性探测器工作的角度方位探测器15、16，后者则位于驱动链8、9的端头上。
图2所示的襟翼驱动系统为实施该方法的一种电子调节过载防护器，它以信号为基础进行诊断。驱动系统与图1所示具有完全相同的构造，并且通过中央驱动机组107及两个驱动链108、109、分支传动机构111、112以及机械式促动器110，来控制两个高升力襟翼103、104及105、106，后者位于机翼的后边沿上。在这种情况下，在驱动链108、109的外侧端头区域中，同样为液压式操纵的制动器113、114和非对称探测器115、116。另外，在驱动机组107上装备有角度方位探测器117。不过，在这种情况下，除了发射元件118至120和相应的信号导线外，在驱动链108、109上分别在与分支传动机构111、112直接相邻的附近装备有另外的信号探测器125、126，它们也同样与控制单元123相连接。
本发明的一个特别优选实施方式中，用来限定驱动链中的载荷所利用的信号产生自图1中的位置传感器17、15、16及另外两个位置传感器的信号，其中后者位于直接与左翼和右翼驱动链的各自第一分支传动机构的附近区域。通过这样的实施形式能够替代系统载荷限定器。
图3以流程图230描述了一种本发明的用于飞机高升力系统中的载荷限定方法，其中，飞机高升力驱动系统具有分支驱动系统向着陆襟翼和/或者前缘缝翼系统的各区段的驱动站提供机械动力，该系统还具有位置传感器和驱动机组。
在本方法的步骤231中，由至少两个位置传感器进行信号检测。这些信号代表了驱动链在位置传感器所在位置上的角度方位。也可以沿着驱动链使用更多的位置传感器。这些信号被输送给图1中的控制单元23或者图2中的控制单元123，该单元中还将完成后续的方法步骤。
在本方法的步骤232中，从所检测的位置传感器信号中计算出至少一个参比量。该参比量是识别阻塞情况的指示器。下面介绍该参比量的确定方法。
在接下来的本方法的步骤233中，将各参比量与从许用最大载荷中预先确定的相应阀值进行比较。也可以确定不同的参比量，与其对应的有相同的或者不同的阀值。
如果没有任何一个参比量达到或者超过其相应的阀值，沿着由箭头235所示的分叉进入到本方法的步骤231，并继续进行位置传感器信号的检测。
当至少有一个参比量达到或者超过了相应的阀值时，沿着由箭头234所示的分叉进入到本方法的步骤236，即在图1所示的控制单元23或者图2的123中产生一个控制信号来限定驱动功率。
在本方法的步骤237中，利用控制信号限定驱动机组的驱动功率。其中，控制单元所产生的控制信号继续传递给图1中的监测计算机24或者图4中的监测计算机124，由它通过驱动机组起动对系统的功率输入的受控调节。驱动系统最好具有一个高动力学性能的驱动机组，来快速调节驱动功率。
从所检测到的两个位置传感器的信号和驱动链在位置传感器之间位置上的柔度(刚度的倒数)的知识，可以计算出该区段中的载荷。根据驱动链中的位置传感器的位置数，可以计算出整体驱动链中的载荷分布。根据这些关系和由结构预先给定的、或者可以检测的整体系统在没有错误状态下的最高载荷，可以确定不同的参比量和相应的阀值。
因为驱动链中位于分支传动机构前、后两侧的载荷之间的差异是传动链中一个需要被限定的载荷，在一个优选的实施方式中，这些参比量之一包括从至少两个位置传感器上获得的检测信号之间的至少一个差值。
在另一个优选的实施方式中，由至少一个位置传感器在已知的时间间隔内检测两个信号，以便从中确定角速度。不同位置上的位置传感器之间的角速度之差，成为驱动链的某个位置上的角速度突然减缓的显示器。这样，由一个相应的参比量——它是角速度之间差异的函数——，通过与一个适当的阀值进行比较，可以识别出硬性的阻塞，后者则会必然地导致超载。根据这些关系和一个在无差错状态下根据结构可预先确定的、或者可以检测的最大转速差，可以确定不同的参比量和相应的阀值。
这些参比量之一最好包括加速度的函数。为了确定该参比量、及为了获得所属的阀值所必需考虑的因素，对于专业人员来说与角速度的情况是完全类似的。
在另一个优选实施方式中，根据与上完全类似的考虑，参比量之一使用一个理论计算载荷。
在另一个优选实施方式中，检测驱动机组的驱动功率，以便得出驱动链中的载荷分布的更精准结果。
在又一个优选实施方式中，预先确定一个与运行状态相对应的阀值。这样在系统的每种运行状态下，都能够考虑发生阻塞情况时以极其微小的可能性发生的载荷情况。
在另一个优选的实施方式中，参比量之一包括状态参量，它是借助于数学方法从一组包括位置、速度和载荷在内的参量计算得出的。这样的基于模型的系统能够实现更快的卡塞识别，同时减少了传感器的数量。
图4所示为这种模型系统的实施方式。尤其是传感器的位置和观察屏的结构情况。除了输入(1)u＝[PCUωPCU]T之外，所检测的输出参量之间的差异(2)ym＝[S3ωS3S5ωS5MPCU]T与模型的输出参量作为额外的输入参量回送给观察屏。以不同的传感器组合状态对于状态量进行计算的试验表明，传感器安置的这种选择可以作为传感器的最少化方式。已经应用于今天的高升力驱动系统中、位于轴传动的端头上和处于驱动机组中的传感技术，仅需要通过一个位于这些位置之间的一个中心传感器进行补充，由此保证观察屏所必要的质量。
用来识别促动器错误的一个观察台所具有的特征是为了观察屏运行工作，人们分别利用所有可供使用的系统输入和输出，除了不注意一个唯一确定的输入及输出外。该参比量 的首要特点是缺少回送给观察屏的位置信号S1。因为在无错误的状态下该数值通过观察屏正确地显示而在发生阻塞的情况下不会正确显示，通过阻塞，在真实位置与计算位置之间形成显著的差异。如图4所示的观察屏不能消除发生阻塞时所产生的状态量计算错误。此时，阀值的选取应使参比量在无错误时小于该阀值。
权利要求
1.一种飞机高升力系统中的载荷限定方法，其中飞机高升力系统具有分支驱动系统向着陆襟翼和/或者前缘缝翼系统的各段(3，4，5，6)的驱动站(25)传递机械动力，并具有位置传感器(8，9，17)和驱动机组(7)，其特征在于以下的方法步骤—检测(231)至少两个位置传感器的信号；—从所测得的信号中计算(232)出至少一个参比量；—比较(233)各参比量与相应的阀值，后者是从许用最大载荷中预先确定下来的；及—如果至少有一个参比量达到或者超过其相应的阀值，则产生(236)一个控制信号来限定驱动功率。
2.如权利要求1所述的载荷限定方法，其特征在于参比量中之一包括从至少两个位置传感器上获得的检测信号之间的至少一个差值。
3.如权利要求1或2所述的载荷限定方法，其特征在于由至少一个位置传感器在已知的时间间隔内检测得到所述两个信号。
4.如权利要求3所述的载荷限定方法，其特征在于参比量之一包括角速度的函数。
5.如权利要求3或4之一所述的载荷限定方法，其特征在于参比量之一包括加速度的函数。
6.如权利要求1至5之一所述的载荷限定方法，其特征在于参比量之一使用了一个理论计算载荷。
7.如权利要求1至6之一所述的载荷限定方法，其特征在于检测驱动机组的驱动功率。
8.如权利要求1至7之一所述的载荷限定方法，其特征在于使用控制信号来限定(237)驱动机组的驱动功率。
9.如权利要求1至7之一所述的载荷限定方法，其特征在于利用控制信号以高动力学性能的方式来限定驱动机组的驱动功率(237)。
10.如权利要求1至9之一所述的载荷限定方法，其特征在于为运行状态预先确定相应的阀值。
11.如权利要求1至10之一所述的载荷限定方法，其特征在于参比量之一包括计算的状态参量的函数，该状态参量是借助于数学方法从一组位置、速度和载荷的参量中计算得出的。
12.一种飞机高升力系统中的载荷限定装置，其中，飞机高升力系统具有分支驱动系统向着陆襟翼和/或者前缘缝翼系统的各段(3，4，5，6)的驱动站(25)传递机械动力，并具有位置传感器(8，9，17)和驱动机组，其特征在于该载荷限定装置具有与位置传感器(8、9、17)相连接的用于限定载荷的控制单元(23)，该控制单元(23)设计成对位置传感器的信号进行处理，并且产生信号来限定所输入的驱动功率。
13.如权利要求12所述的载荷限定装置，其特征在于位置传感器具有在驱动机组上的角度方位探测器(17)，和/或者作为非对称性探测器工作的角度方位探测器(15、16)，后者位于驱动链(8、9)的端头上。
14.如权利要求12或13所述的载荷限定装置，其特征在于位置传感器在驱动链(8，9)的分支传动机构(11，111，112)上具有信号探测器(125，126)。
15.如权利要求12至14之一所述的载荷限定装置，其特征在于驱动机组(7)的功率可以高动力学性能的方式进行调节。
16.如权利要求12至15之一所述的载荷限定装置，其特征在于在驱动机组(7)与第一分支传动机构(26)之间安置有确定的高柔性轴段(27)。
全文摘要
给出了一种飞机高升力驱动系统中的载荷限定装置，该系统具有着陆襟翼和/或者监测计算机系统的各段(3，4，5，6)和驱动机组(7)。载荷限定装置具有控制单元(23)，它与位置传感器(15，16，17)相连接并具备如下功能对位置传感器的信号进行处理，并且产生一个信号来限定所输入的驱动功率。一种载荷限定方法，其中检测至少两个位置传感器的信号；从所测得的信号中计算出至少一个参比量；将每个参比量与一个相应的阀值比较，后者是从许用最大载荷中预先确定下来的；并且当至少有一个参比量达到或者超过了阀值时产生一个控制信号来限定驱动功率。
文档编号B64D45/00GK1882474SQ200480033506
公开日2006年12月20日 申请日期2004年11月12日 优先权日2003年11月12日
发明者U·卡尔, U·诺伊曼, B·霍勒特 申请人:德国空中客车公司