飛機的高升力系統的監控技術方案

本發明專利技術提供了飛機的高升力系統的監控。在一種配置中，用于監控高升力系統的方法包括監控高升力系統的第一驅動站的第一電流消耗，以及監控高升力系統的第二驅動站的第二電流消耗。該方法進一步包括比較第一電流消耗和第二電流消耗以確定第一電流消耗和第二電流消耗之間的差值是否超過閾值，并且如果第一電流消耗和第二電流消耗之間的差值超過閾值則生成故障信號。

【技術實現步驟摘要】
飛機的高升力系統的監控
本專利技術涉及固定機翼飛機的高升力系統的領域。
技術介紹
高升力系統被利用在飛機的機翼上以增加在將起飛或著陸期間的升力或拖拽。一種類型的高升力系統使用機翼的尾緣上的襟翼。襟翼是可移動的表面，其可以在起飛和著陸期間延伸，并且在巡航速度下可縮回。 存在多種用于延伸和縮回機翼上的尾緣襟翼的致動系統。一種特定類型的致動系統使用在襟翼的每側上的驅動站。當驅動站被安裝在襟翼的任一側時，在驅動站之間沒有機械作用，這種類型的致動系統指的是“分布式”致動系統。驅動站包括馬達、齒輪系和驅動螺桿，驅動螺桿通過致動器臂連接到襟翼。驅動站中的馬達(例如電動馬達)通過齒輪系以向前的或反方向的旋轉驅動螺桿。驅動螺桿將馬達以及齒輪系的旋轉運動轉變為線性運動以施加運動到致動器臂。隨著致動器臂被驅動螺桿推或拉，連接到致動器臂的襟翼被延伸或縮回。它也有可能是具有帶有旋轉輸出而不是線性輸出的旋轉配置的致動器布置。 當驅動站在襟翼的一側斷開并且不再能夠施加運動到襟翼上時機械故障可出現。在該故障出現后，襟翼的一側上的驅動站可以承載保持襟翼在選擇的位置中的全部負載。例如，當飛機正在起飛或著陸時，襟翼被保持在所選擇的位置(例如，完全延伸或部分地延伸)以增加拖拽或升力。當襟翼在一側正被保持在位置中時，襟翼可以在足夠空氣負載下實際上扭曲。該狀況被稱為“慣性滑行歪斜”故障。 如果當故障出現時襟翼正被主動延伸或縮回(例如，在驅動站內的阻礙或斷開)，然后襟翼將僅從一側被驅動，這可以造成襟翼的扭曲。該狀況被稱為“動力歪斜”故障。這兩種故障狀況都可以損壞飛機的高升力系統。 因此，有考慮上述的一個或更多個問題以及其它可能問題的一種方法將是有利的。
技術實現思路
本文所描述的結構提供用于監控故障的高升力系統的系統和方法。在一種配置，方法包括監控高升力的第一驅動站的第一電流消耗，以及監控高升力的第二驅動站的第二電流消耗。該方法進一步包括比較第一電流消耗和第二電流消耗以確定第一電流消耗和第二電流消耗之間的差值是否超過閾值，并且如果第一電流消耗和第二電流消耗之間的差值超過閾值則生成故障信號。第一驅動站和第二驅動站可以是飛機的相反側，或者在相同襟翼上。該方法允許慣性滑行歪斜故障的檢測。 另一種結構包括監控飛機上的高升力系統的方法，該飛機具有安裝在襟翼的第一側上的第一驅動站以及在襟翼的第二側上的第二驅動站。該方法包括監控用于致動襟翼的第一驅動站的電流消耗，識別驅動站的期望的電流消耗，以及比較第一驅動站的監控的電流消耗與期望的電流消耗，以確定監控的電流消耗和期望的電流消耗之間的差值是否超過閾值。如果該差值超過閾值，然后方法可包括生成故障信號。該方法允許動力歪斜故障的檢測。 另一種結構包括監控飛機的高升力系統的方法。該方法包括監控用于致動襟翼的驅動站中的馬達的馬達位置，以及基于馬達位置計算襟翼的位置。該方法進一步包括監控驅動站中的傳感器的位置，從而確定襟翼的實際位置。該方法進一步包括比較襟翼的實際位置和計算的襟翼的位置，從而確定實際位置和計算的襟翼的位置之間的差值是否超過閾值，以及如果該差值超過閾值則生成故障信號。該方法允許動力歪斜故障的檢測。 已經討論的特征、功能和優點能夠在本公開的各種實施例中獨立地或者可以結合其它實施例被實現，其中進一步細節可以通過參考下面的描述和附圖被看見。 【附圖說明】 現在本公開的一些結構僅以示例方式并且參照附圖被描述。在所有附圖上相同的參考標記表示相同的部件或者相同類型的元件。 圖1是示例性配置中飛機的俯視圖。 圖2是飛機的在示例性配置中高升力系統的示意圖。 圖3圖示說明了在示例性配置中驅動站。 圖4是圖示說明監控在示例性配置中慣性滑行歪斜故障的高升力系統的方法的流程圖。 圖5是用于檢測在示例性配置中慣性滑行歪斜故障的邏輯框圖。 圖6是用于檢測在示例性配置中慣性滑行歪斜故障的另一邏輯框圖。 圖7是用于檢測在示例性配置中慣性滑行歪斜故障的另一邏輯框圖。 圖8是圖示說明監控用于在示例性配置中動力歪斜故障的高升力系統的方法的流程圖。 圖9是用于檢測在示例性配置中動力歪斜故障的邏輯框圖。 圖10是圖示說明監控用于在示例性配置中動力歪斜故障的高升力系統的方法的流程圖。 圖11是用于檢測在示例性配置中動力歪斜故障的邏輯框圖。 【具體實施方式】 附圖和以下描述圖示說明了具體的示例性結構。因此，應當理解，本領域的技術人員將能夠想到體現本文所描述的原則和被包括在本說明書的權利要求書的設想的范圍內的各種布置，盡管沒有在本文中明確地描述或示出。此外，本文所描述的任意示例旨在幫助理解本公開的原則，并且將被構建為非限制。因此，本公開不限于下面描述的具體結構或示例，但受到權利要求和其等同方案的限制。 圖1是示例性配置中飛機100的俯視圖。飛機100包括細長機身102，在機身102的左側和右側分別具有機翼104-105。機翼104-105均具有可延伸的襟翼114-115，當從機翼的尾緣延伸時其能夠增加拖拽/阻力或升力。襟翼114-115是飛機100中的實施的高升力系統的部分。盡管在每個機翼104-105上圖示說明了一個襟翼，但本領域的技術人員理解多個襟翼可以被安裝在每個機翼104-105上。 本文所描述的結構提供用于監控飛機100的高升力系統的系統和方法，從而識別故障，例如慣性滑行歪斜故障和動力歪斜故障。圖2是在一個示例性配置中飛機100的高升力系統200的示意圖。高升力系統200包括襟翼114-115，其分別地被附接到機翼104-105(也見圖1)。驅動站被安裝在襟翼114-115的各側上。例如，驅動站201被安裝在襟翼114的外側上，并且驅動站202被安裝在襟翼114的內側上。驅動站203被安裝在襟翼115的外側上，并且驅動站204被安裝在襟翼115的外側上。由于驅動站被安裝在襟翼114-115的各側上而在驅動站之間沒有機械的連接，所以高升力系統200的致動結構在這些配置被認為“分布式”。 高升力系統200包括高升力控制器210，其與驅動站201-204通信。控制器210控制高升力系統的整個運行以響應來自飛行員、飛行控制系統等的輸入延伸或縮回襟翼114-115?？刂破?10能夠為每個驅動站201-204提供電能以致動驅動站(電能也可以通過飛機電能系統被提供)。本文中所使用的驅動站201-204是電控制的，并且因此可以指的是電-機致動器(EMA)。控制器210還能夠通過集成在驅動站201-204內的一個或更多個傳感器監控驅動站201-204的運行。 圖3圖示說明示例性配置中的驅動站。圖3中的驅動站可以代表如圖2中的驅動站201-204的結構。在該配置中，驅動站包括電動馬達301、齒輪系302以及驅動螺桿303。響應于自控制器210的信號，馬達301能夠順時針或逆時針旋轉。馬達301的旋轉運動使齒輪系302內的一系列齒輪旋轉，其通常用于減慢馬達301的旋轉運動。齒輪系302依次施加旋轉運動到驅動螺桿303上。驅動螺桿303包括諸如球狀螺母和萬向節的連接構件310，其隨著驅動螺桿303旋轉，沿圖3中的驅動螺桿303向上或向下運動。因此，驅動螺桿303將馬達301和齒本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種監控飛機（100）上的高升力系統（200）的方法，該方法包括：監控所述高升力系統的第一驅動站（例如：201、202、203或204）的第一電流消耗（例如：I1、I2、I3或I4）；監控所述高升力系統的第二驅動站（例如：201、202、203或204）的第二電流消耗（例如：I1、I2、I3或I4）；比較所述第一電流消耗和所述第二電流消耗，從而確定所述第一電流消耗和所述第二電流消耗之間的差值是否超過第一閾值；以及如果所述第一電流消耗和所述第二電流消耗之間的所述差值超過所述第一閾值，則生成故障信號。

【技術特征摘要】
2013.03.28 US 13/852,8281.一種監控飛機(100)上的高升力系統(200)的方法,該方法包括: 監控所述高升力系統的第一驅動站(例如:201、202、203或204)的第一電流消耗(例如:11、12、13 或 14)； 監控所述高升力系統的第二驅動站(例如:201、202、203或204)的第二電流消耗(例如:11、12、13 或 14)； 比較所述第一電流消耗和所述第二電流消耗，從而確定所述第一電流消耗和所述第二電流消耗之間的差值是否超過第一閾值；以及 如果所述第一電流消耗和所述第二電流消耗之間的所述差值超過所述第一閾值，則生成故障信號。2.根據權利要求1所述的方法，其中比較所述第一電流消耗和所述第二電流消耗包括: 比較來自于左機翼襟翼(114)的外側上的所述第一驅動站(201)的所述第一電流消耗(Il)和來自于右機翼襟翼(115)的外側上的所述第二驅動站(203)的所述第二電流消耗(13)。3.根據權利要求2所述的方法，進一步包括: 監控所述左機翼襟翼(114)的內側上的第三驅動站(202)的第三電流消耗(12)； 監控所述右機翼襟翼(115)的內側上的第四驅動站(204)的第四電流消耗(14)； 比較所述第三電流消耗和所述第四電流消耗，從而確定所述第三電流消耗和所述第四電流消耗之間的差值是否超過第二閾值；以及 如果所述第三電流消耗和所述第四電流消耗之間的所述差值超過所述第二閾值，則生成所述故障信號。4.根據權利要求3所述的方法，進一步包括: 比較所述左機翼襟翼(114)的外側上的所述第一驅動站(201)的所述第一電流消耗(Il)和所述左機翼襟翼的內側上的所述第三驅動站(202)的所述第三電流消耗(12)，從而確定所述第一電流消耗和所述第三電流消耗之間的差值是否超過第三閾值； 比較所述右機翼襟翼(115)的外側上的所述第二驅動站(203)的所述第二電流消耗(13)和所述右機翼襟翼的內側上的所述第四驅動站(204)的所述第四電流消耗(14)，從而確定所述第二電流消耗和所述第四電流消耗之間的差值是否超過第四閾值；以及如果所述差值中的一個超過所述閾值，則生成所述故障信號。5.根據權利要求1所述的方法，其中比較所述第一電流消耗和所述第二電流消耗包括: 比較來自于左機翼襟翼(114)的外側上的所述第一驅動站(201)的所述第一電流消耗(II)和來自于所述左機翼襟翼(114)的內側上的所述第二驅動站(202)的所述第二電流消耗(12)。6.根據權利要求5所述的方法，進一步包括: 監控右機翼襟翼(115)的外側上的第三驅動站(203)的第三電流消耗(13)； 監控所述右機翼襟翼(115)的內側上的第四驅動站(204)的第四電流消耗(14)； 比較所述第三電流消耗和所述第四電流消耗，從而確定所述第三電流消耗和所述第四電流消耗之間的差值是否超過第二閾值；以及如果所述第三電流消耗和所述第四電流消耗之間的所述差值超過所述第二閾值，則生成所述故障信號。7....

【專利技術屬性】
技術研發人員：G·莫伊，P·A·帕迪利亞，
申請(專利權)人：波音公司，
類型：發明
國別省市：美國;US