(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910951194.6
(22)申请日 2019.10.08
地址 200126 上海市浦东新区世博大道
1919号
申请人 中国商用飞机有限责任公司上海飞
机设计研究院
(72)发明人 徐东光 王伟达 徐向荣 杨志丹
刘锦涛 王晓熠
(74)专利代理机构 北京市金杜律师事务所
11256
代理人 易咏梅 李立行
(51)Int.Cl.
B64C 9/16(2006.01)
B64C 9/22(2006.01)
(54)发明名称
(57)摘要
本发明公开了一种飞机的高升力系统，高升
的两侧机翼上的翼尖刹车装置及襟/缝翼传感装
置，襟/缝翼传感装置被配置为能够探测襟/缝翼
的站位角度，其中高升力系统还包括分别布置于
飞机的两侧机翼上的多个远程数据接口装置，每
个远程数据接口装置经由通信线缆分别独立地
连接布置于同侧机翼的翼尖刹车装置及襟/缝翼
传感装置，并经由总线线缆连接襟/缝翼电子控
制装置。根据本发明的飞机的高升力系统，通过
创新布置大幅减少了传感装置所需的线缆数量
和重量，从而显著减轻了整个系统的总重量，并
且能够有效保障高升力系统的可靠性。权利要求书1页 说明书5页 附图1页CN 110733628 A 2020.01.31
C N 110733628
A
1.一种飞机的高升力系统，所述高升力系统包括襟/缝翼电子控制装置、布置于飞机的两侧机翼上的翼尖刹车装置及襟/缝翼传感装置，所述襟/缝翼传感装置被配置为能够探测襟/缝翼的站位角度，其特征在于，所述高升力系统还包括分别布置于飞机的两侧机翼上的多个远程数据接口装置，每个所述远程数据接口装置经由通信线缆分别独立地连接布置于同侧机翼的所述翼尖刹车装置及所述襟/缝翼传感装置，并经由总线线缆连接所述襟/缝翼电子控制装置；
其中，所述远程数据接口装置被配置为能够接收所述襟/缝翼传感装置采集的电信号并将其转换为总线信号，再将所述总线信号发送至所述襟/缝翼电子控制装置。
2.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，所述远程数据接口装置与布置于飞机的另一侧机翼上的所述远程数据接口装置通信连接，所述远程数据接口装置还被配置为能够处理布置于飞机的两侧机翼上的所述襟/缝翼传感装置采集的电信号，并根据处理结果选择性地向所述翼尖刹车装置发送使能信号。
3.如权利要求2所述的高升力系统，其特征在于，所述远程数据接口装置还被配置为能够根据布置于飞机的两侧机翼上的所述襟/缝翼传感装置采集的电信号进行计算以判断是否存在翼面控制故障，并在存在所述翼面控制故障时向所述翼尖刹车装置发送使能信号。
4.如权利要求3所述的高升力系统，其特征在于，所述翼面控制故障包括翼面非指令、翼面非对称和/或翼面欠速的故障。
5.如权利要求3所述的高升力系统，其特征在于，彼此通信连接的所述远程数据接口装置被配置为能够彼此发送其接收到的所述襟/缝翼传感装置采集的电信号和/或所述计算的计算结果。
6.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，所述远程数据接口装置被配置为能够将所述襟/缝翼传感装置采集的电信号转换为数字总线信号，所述数字总线信号为CAN总线信号、RS232/485总线信号、1553B总线信号或ARINC429总线信号。
7.如权利要求5所述的高升力系统，其特征在于，所述远程数据接口装置包括电源控制模块和控制模块，所述电源控制模块被配置为能够为所述襟缝翼传感装置及所述翼尖刹车装置提供电源，所述控制模块被配置为能够执行对所述电信号的处理和/或计算。
8.如权利要求7所述的高升力系统，其特征在于，所述控制模块中布置有多个参考电压，并被配置为能够对所述襟缝翼传感装置采集的电信号进行周期性的数据校验。
9.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，所述远程数据接口装置还被配置为能够将所述襟/缝翼电子控制装置发送的WTB控制指令传输至所述翼尖刹车装置，以控制所述翼尖刹车装置。
10.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，所述襟/缝翼传感装置包括布置于扭力管处的位置传感器和布置于作动器处的倾斜传感器。
权 利 要 求 书1/1页CN 110733628 A
飞机的高升力系统
技术领域
[0001]本发明涉及飞机的高升力系统，尤其涉及在系统中采用多个远程数据接口装置采集或处理传感器信号数据的一种新的飞机的高升力系统。
背景技术
[0002]典型的飞机高升力系统一般包括了位于机翼前缘的缝翼和位于机翼后缘的襟翼。在飞机起飞、着陆等低速阶段通过前缘缝翼和后缘襟翼的向外伸出，向下弯曲增大机翼面积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。
[0003]在高升力系统中主要存在以下四种类型的失效：a)翼面非指令，即翼面实际达到位置与襟翼手柄指令不一致；b)翼面非对称，即单块翼面与其他翼面未同步运动；c)翼面欠速(诸如，作动器卡阻)，即翼面的偏转速率低于预期的变化范围，通常是因为作动器卡阻导致的；d)作动器脱开/翼面倾斜，即单块翼面的一个作动器或是与机体连接的铰链卡阻，受外力影响而发生倾斜，或是某一个作动器本身内部发生卡阻(Jamming)或是自由轮转动(Free-Wheeling)，而与此同时另一个作动器仍在驱动操纵面继续运动。
[0004]因此，高升力系统需要使用传感器来检测上述类型的失效故障。其中，采用的传感器可包括位置传感器(Position Sensor Unit，也可简称为PSU)、倾斜传感器(也可简称为Skew Sensor)。
[0005]在现有的高升力系统中，位置传感器和倾斜传感器都是通过屏蔽双扭绞线(典型地可具有约14克/米的密度)或屏蔽三扭绞线(典型地可具有约19克/米的密度19.26克/米)直接与襟/缝翼电子控制装置(Flap/Slat Electronics Control Unit，也可简称为FSECU)相连。FSECU要为传感器提供激励电压，传感器要为FSECU提供反馈信号。
[0006]通常，对于70-90座的支线飞机，传感器与FSECU之间的上述电缆线束的重量合计大约可达13千克，对于120-150座的单通道飞机，传感器与FSECU之间电缆线束的重量大约可达35千克；对于250-300座的双通道飞机，传感器与FSECU之间电缆线束的重量大约可达95千克。由此可以看出，随着机翼展长与弦长的不断增大，传感器与FSECU之间电缆线束的重量成非线性的增长，且增长幅度较大。
[0007]因此，亟需提供一种新的减少电缆线束数量和减小系统重量的飞机高升力系统，并且同时实现对高升力系统中出现的失效故障的有效监测，以确保高升力系统的可靠性。
发明内容
[0008]本发明要解决的技术问题是为了克服现有的飞机的高升力系统中用于监测失效故障的传感器所需线缆的重量过大造成整个系统重量过大的缺陷，提出一种新的飞机的高升力系统。
[0009]本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：
[0010]本发明提供了一种飞机的高升力系统，所述高升力系统包括襟/缝翼电子控制装
置、布置于飞机的两侧机翼上的翼尖刹车装置(Wingtip Brake，也可简称WTB)及襟/缝翼传感装置，所述襟/缝翼传感装置被配置为能够探测襟/缝翼的站位角度，其特点在于，所述高升力系统还包括分别布置于飞机的两侧机翼上的多个远程数据接口装置(Remote Data Interface Unit，也可以简称RDIU)，每个所述远程数据接口装置经由通信线缆分别独立地连接布置于同侧机翼的所述翼尖刹车装置及所述襟/缝翼传感装置，并经由总线线缆连接所述襟/缝翼电子控制装置；
[0011]其中，所述远程数据接口装置被配置为能够接收所述襟/缝翼传感装置采集的电信号并将其转换为总线信号，再将所述总线信号发送至所述襟/缝翼电子控制装置。[0012]根据本发明的一种实施方式，所
述远程数据接口装置与布置于飞机的另一侧机翼上的所述远程数据接口装置通信连接，所述远程数据接口装置还被配置为能够处理布置于飞机的两侧机翼上的所述襟/缝翼传感装置采集的电信号，并根据处理结果选择性地向所述翼尖刹车装置发送使能信号。
[0013]根据本发明的一种实施方式，所述远程数据接口装置还被配置为能够根据布置于飞机的两侧机翼上的所述襟/缝翼传感装置采集的电信号进行计算以判断是否存在翼面控制故障，并在存在所述翼面控制故障时向所述翼尖刹车装置发送使能信号。
[0014]根据本发明的一种实施方式，所述翼面控制故障包括翼面非指令、翼面非对称和/或翼面欠速的故障。
[0015]根据本发明的一种实施方式，彼此通信连接的所述远程数据接口装置被配置为能够彼此发送其接收到的所述襟/缝翼传感装置采集的电信号和/或所述计算的计算结果。[0016]根据本发明的一种实施方式，所述远程数据接口装置被配置为能够将所述襟/缝翼传感装置采集的电信号转换为数字总线信号，所述数字总线信号为CAN总线信号、RS232/ 485总线信号、1553B总线信号或ARINC429总线信号。
[0017]根据本发明的一种实施方式，所述远程数据接口装置包括电源控制模块和控制模块，所述电源控制模块被配置为能够为所述襟缝翼传感装置及所述翼尖刹车装置提供电源，所述控制模块被配置为能够执行对所述电信号的处理和/或计算。
[0018]根据本发明的一种实施方式，所述控制模块中布置有多个参考电压，并被配置为能够对所述襟缝翼传感装置采集的电信号进行周期性的数据校验。
[0019]根据本发明的一种实施方式，所述远程数据接口装置还被配置为能够将所述襟/缝翼电子控制装置发送的WTB控制指令传输至所述翼尖刹车装置，以控制所述翼尖刹车装置。
[0020]根据本发明的一种实施方式，所述襟/缝翼传感装置包括布置于扭力管处的位置传感器和布置于作动器处的倾斜传感器。
[0021]在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。
[0022]本发明的积极进步效果在于：
[0023]根据本发明的飞机的高升力系统，通过创新布置大幅减少了传感装置所需的线缆数量和重量，从而显著减轻了整个系统的总重量，并且可确保对高升力系统可能出现的失效故障的有效监测，能够有效保障高升力系统的可靠性。
附图说明
[0024]图1为根据本发明的较佳实施方式的飞机的高升力系统的电气线路布置的示意图。
具体实施方式
[0025]下面结合说明书附图，进一步对本发明的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本发明的限制，任何的其他类似情形也都落入本发明的保护范围之中。[0026]在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”等，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。
[0027]根据本发明的较佳实施方式的飞机的高升力系统，高升力系统包括襟/缝翼电子控制装置、布置于飞机的两侧机翼上的翼尖刹车装置及襟/缝翼传感装置，襟/缝翼传感装置被配置为能够探测襟/缝翼的站位角度。应当理解的是，在以下举例说明书，针对襟翼、襟翼传感装置及与其相关联的计算的描述通常同样适用于缝翼、缝翼传感装置及与其相关联的计算。
[0028]如图1所示，高升力系统还包括分别布置于飞机的两侧机翼上的多个远程数据接口装置2(即RDIU)，每个远程数据接口装置2经由通信线缆分别独立地连接布置于同侧机翼的翼尖刹车装置5及襟/缝翼传感装置，并经由总线线缆连接襟/缝翼电子控制装置1(即FSECU)。远程数据接口装置2被配置为能够接收襟/缝翼传感装置采集的电信号并将其转换为总线信号，再将总线信号发送至襟/缝翼电子控制装置1。
[0029]其中，襟/缝翼传感装置可包括如图1所示的位置传感器3和倾斜传感器4，例如，位置传感器3可安
装在襟翼传动线系和缝翼传动线系的末端、倾斜传感器4可安装在襟缝翼传动线系中的适当位置出。可选地，位置传感器3可例如布置于襟缝翼传动线系中的扭力管处，倾斜传感器4可例如布置于襟缝翼传动线系中的作动器处。
[0030]采用如上并如图1所示的电气线路布置，考虑到远程数据接口装置2可布置于其经由通信线缆直接连接的位置传感器3和倾斜传感器4的附近，而连接远程数据接口装置2和襟/缝翼电子控制装置1的总线线缆的数量及相应的重量可显著小于根据现有技术的高升力系统中采用的布置所需的连接各个传感装置和襟/缝翼电子控制装置1的线缆数量及重量。由此，高升力系统整体上所需布置的线缆数量和重量得以大幅减少。同时，采用这种布置，对高升力系统的可靠性和故障的监测将不会造成任何不利影响。
[0031]可选地，远程数据接口装置2被配置为能够将位置传感器3和倾斜传感器4采集的电信号转换为数字总线信号，数字总线信号可以为CAN总线信号、RS232/485总线信号、1553B总线信号或ARINC429总线信号。
[0032]如图1所示，根据本发明的一些优选实施方式，远程数据接口装置2与布置于飞机的另一侧机翼上的远程数据接口装置2通信连接，远程数据接口装置2还被配置为能够处理布置于飞机的两侧机翼上的襟/缝翼传感装置采集的电信号，并根据处理结果选择性地向翼尖刹车装置5发送使能信号。
[0033]以这种方式，远程数据接口装置2可被配置为在必要时在极短时间内给WTB发送控制指令，先保
证将翼面保持在安全的位置，等待襟/缝翼电子控制装置1发送进一步的WTB控
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