本發明涉及飛機領域，尤其涉及一種飛機的高升力系統。

背景技術：

現代大型飛機的高升力系統包括了位于機翼前緣的縫翼和位于機翼后緣的襟翼。在飛機起飛、著陸等低速階段通過前緣縫翼和后緣襟翼的向外伸出，向下彎曲增大機翼面積、改變構型以提供飛機升力，以保證飛機合理的滑跑距離和安全的起飛速度，同時改善飛機爬升率、進場速率及進場姿態。

現代大型飛機高升力系統的運轉方式，一般是由襟縫翼計算機(SFCC)在檢測到操控信號后經過內部處理解析后，再發出指令信號給動力驅動單元(PDU)。PDU輸出旋轉扭矩，通過扭力管、軸承支座等傳動線系部件的運動傳遞至旋轉齒輪作動器，進而驅動襟翼、縫翼的操縱面運動。位于翼尖的位置傳感器將操縱面的位置信號反饋給SFCC。當SFCC接收到表征操縱面到達指定位置的傳感器信號后，發出指令信號讓PDU停止輸出扭矩，并發出指令信號給翼尖剎車裝置，抱死傳動線系進而使操縱面保持在指定位置。

飛機中的PDU為高升力系統提供驅動動力，一般情況下PDU至少包括一個液壓馬達，位于飛機的機身中央位置并且連接至傳動線系，傳動線系再將機械動力提供至在襟翼或縫翼操縱面站位上的旋轉齒輪作動器。例如，目前空客公司的A380/350型號的飛機，其縫翼系統的PDU包括一個液壓馬達和一個電動馬達。

飛機在所有發動機失效的情況下，將使用沖壓空氣渦輪驅動發電機或是液壓泵，只能為對保證飛機繼續安全飛行和著陸最低水平的重要的系統或設備提供能源，例如主飛控系統、起落架和高升力系統的電子控制設備與作動器等。受飛機重量容積的限制，發電機或液壓泵僅能提供較小的功率，在這種供電模式下，上述系統和設備可以保持正常的功能，但是性能會有一定的下降。對于高升力系統而言，為保持襟翼和縫翼的正常功能，襟翼和縫翼PDU中的至多一個液壓馬達或電馬達可以工作，保證操縱面可以放下，而速度減慢。

由于高升力系統的襟翼和縫翼操縱面僅在飛機進近和著陸階段使用，而上述兩個階段的持續時間遠遠短于巡航階段的持續時間。對于現有飛機的高升力系統的配置而言，如果飛機巡航時間過長，而高升力系統又占用大量的電力，則降低了能源利用的效率。并且，考慮到液壓泵并不能保證所有的負載都得到充足的流量，因此現有的飛機中通常會設置優先選擇閥，優先保證副翼作動器，升降舵作動器、方向舵作動器與起落架作動器的所需流量，而高升力系統PDU通常被安排在優先閥后面。因此，如果在所有發動機失效條件下巡航時間過長，襟翼和縫翼將有極大的概率得不到足夠的流量，導致縫翼和襟翼無法放下，或襟翼無法放下。因此，目前飛機上的能源配置方式，導致高升力系統對于能源的利用效率較低，尤其在飛機需要應急供電的情況下，高升力系統的能源得不到有效利用。

技術實現要素：

本發明要解決的技術問題是為了克服現有技術中的飛機的高升力系統的能源利用效率較低，在需要應急供電的情況下得不到有效利用的缺陷，提出一種飛機的高升力系統。

本發明是通過下述技術方案來解決上述技術問題的：

本發明提供了一種飛機的高升力系統，其特點在于，其包括混動PDU、MDE(即電機驅動電子控制裝置)及SFCC，所述MDE根據所述SFCC的指令控制所述混動PDU以驅動飛機的襟翼和/或縫翼的運動，其中，所述混動PDU包括差速綜合齒輪箱、液壓馬達和電馬達，所述液壓馬達和所述電馬達分別經由離合裝置及飛機機翼的傳動機構連接至飛機的襟翼和/或縫翼，所述液壓馬達和所述電馬達經由所述差速綜合齒輪箱相連，所述電馬達經由所述MDE連接至飛機電網，并且所述電馬達在以電動機模式運行時接受飛機電網的供電，所述MDE還用于在收到所述SFCC發出的備用供電指令時，檢測所述液壓馬達和所述電馬達的制動器是否處于制動狀態，并在所述制動器均處于制動狀態的情況下通過所述離合裝置將所述液壓馬達和所述電馬達同所述傳動機構分離，然后控制所述液壓馬達作為原動機經由所述差速綜合齒輪箱驅動所述電馬達以發電機模式運行，并通過所述MDE向所述SFCC和/或飛機的襟翼和/或縫翼的電翼尖剎車裝置供電。

較佳地，所述SFCC還用于檢測飛機的襟翼和/或縫翼的電翼尖剎車裝置是否處于制動狀態，并在所述電翼尖剎車裝置處于制動狀態時發出所述備用供電指令。

較佳地，所述SFCC還用于檢測飛機的縫翼的電翼尖剎車裝置是否處于制動狀態、縫翼是否處于完全收回位置以及飛機的沖壓空氣渦輪是否處于放下狀態，并在縫翼的電翼尖剎車裝置處于制動狀態、縫翼處于完全收回位置且沖壓空氣渦輪處于放下狀態時發出所述備用供電指令。

較佳地，當所述電馬達以發電機模式運行時，還通過所述MDE向飛機電網供電。

較佳地，所述MDE設置有變壓器，所述變壓器用于將飛機電網的電壓轉換為所述電馬達的工作電壓以及將所述電馬達以發電機模式運行所輸出的電壓轉換為飛機電網的電壓。

較佳地，所述變壓器用于將飛機電網的電壓和/或所述電馬達以發電機模式運行所輸出的電壓轉換為所述SFCC的工作電壓及所述電翼尖剎車裝置的工作電壓。

較佳地，所述差速綜合齒輪箱包括行星齒輪組件和圓柱齒輪減速器，所述液壓馬達的輸出軸經由所述行星齒輪組件和所述圓柱齒輪減速器連接至所述電馬達的轉子，從而通過所述液壓馬達帶動所述電馬達的轉子轉動產生勵磁電流。

在符合本領域常識的基礎上，上述各優選條件，可任意組合，即得本發明各較佳實例。

本發明的積極進步效果在于：

本發明的飛機的高升力系統，能夠有效利用混動PDU驅動飛機的襟縫翼的運動，還能夠獨立于飛機的其他系統產生足夠的冗余電力，從而在飛機需要應急供電的情況下，驅動PDU中的電馬達轉為發電機模式工作，從而不依賴飛機電網就能實現對高升力系統內部的所有用電設備的供電，包括獨立實現對襟縫翼操縱面的驅動，而無需由飛機電網通過電匯流條供電，還能夠在必要時在飛機進入巡航階段的情況下為飛機提供備用能源。

附圖說明

圖1為本發明一較佳實施例的飛機的高升力系統的示意圖。

圖2為本發明一較佳實施例的飛機的高升力系統在啟用備用供電的狀態下的內部電網絡配置的一示例的示意圖。

具體實施方式

下面結合說明書附圖，進一步對本發明的優選實施例進行詳細描述，以下的描述為示例性的，并非對本發明的限制，任何的其他類似情形也都落入本發明的保護范圍之中。

在以下的具體描述中，方向性的術語，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”、等，參考附圖中描述的方向使用。本發明的實施例的部件可被置于多種不同的方向，方向性的術語是用于示例的目的而非限制性的。

參考圖1所示，根據本發明一較佳實施例的飛機的高升力系統包括混動PDU1、電機控制電子裝置2(即MDE)及SFCC3，MDE2根據SFCC3的指令控制混動PDU1以驅動飛機的襟翼或縫翼的運動。其中，混動PDU1包括差速綜合齒輪箱12、液壓馬達11和電馬達13，液壓馬達11和電馬達13分別經由離合裝置5及飛機機翼的傳動機構4連接至飛機的襟翼或縫翼，液壓馬達11和電馬達13經由差速綜合齒輪箱12相連，電馬達13經由MDE2連接至飛機電網，并且電馬達13在以電動機模式運行時接受飛機電網的供電，MDE2還用于在收到SFCC3發出的備用供電指令時，檢測液壓馬達11和電馬達13的制動器是否處于制動狀態，并在制動器均處于制動狀態的情況下通過離合裝置5將液壓馬達11和電馬達13同傳動機構4分離，然后控制液壓馬達11作為原動機經由差速綜合齒輪箱12驅動電馬達13以發電機模式運行，并通過MDE2向SFCC3以及飛機的襟翼或縫翼的電翼尖剎車裝置6(即WTB)供電。高升力系統還包括力矩限制器14，其為混動PDU1提供必要的保護。

典型地，MDE2設置有多個變壓器，根據需要，各個變壓器可分別配置為將飛機電網的電壓和電馬達13以發電機模式運行所輸出的電壓轉換為SFCC3的工作電壓及電翼尖剎車裝置6的工作電壓，以及將飛機電網的電壓轉換為電馬達13的工作電壓以及將電馬達13以發電機模式運行所輸出的電壓轉換為飛機電網的電壓。

在一些較佳實施方式中，SFCC3還用于檢測飛機的襟翼和/或縫翼的電翼尖剎車裝置6是否處于制動狀態，并在電翼尖剎車裝置6處于制動狀態時發出備用供電指令，或者，SFCC3還用于檢測飛機的縫翼的電翼尖剎車裝置6是否處于制動狀態、縫翼是否處于完全收回位置以及飛機的沖壓空氣渦輪是否處于放下狀態，并在縫翼的電翼尖剎車裝置6處于制動狀態、縫翼處于完全收回位置且沖壓空氣渦輪處于放下狀態時發出備用供電指令。

MDE2在接收到SFCC3的備用供電指令后，可通過離合裝置5將電馬達13和液壓馬達11完全從系統分離，即與位于兩側機翼的傳動機構4的部件(例如，包括扭力管以及各種形式的聯接支座等零部件)完全脫開。脫開后，電馬達13與液壓馬達11不再將扭矩傳輸給傳動機構4。

在從系統中分離出來后，電馬達13可以發電機模式運行，液壓馬達11由液壓能源驅動，并通過差速綜合齒輪箱12的齒輪系驅動電馬達13發電。具體來說，差速綜合齒輪箱12可包括行星齒輪組件和圓柱齒輪減速器，液壓馬達11的輸出軸經由行星齒輪組件和圓柱齒輪減速器連接至電馬達13的轉子，從而通過液壓馬達11帶動電馬達13的轉子轉動產生勵磁電流。

在本發明的一些典型的實施方式中，差速綜合齒輪箱可包括兩個太陽輪和兩對行星輪。兩個太陽輪分別與液壓馬達和電機的輸出軸相連接。兩個行星輪是相同的。兩個太陽輪各自與其中一個行星輪嚙合，并且兩個行星輪之間相互嚙合，從而通過齒輪系將液壓馬達的動力輸出到電馬達的轉子，進而產生勵磁電流使得電馬達作為發電機工作。

本領域技術人員應當理解，無刷直流電機和發電機的結構大致相同，典型的結構由定子和轉子兩個主要部分組成，定子位于電機本體外部，轉子位于電子定子內腔，因而通過外部的原動機驅動轉子就能夠使其作為發電機工作。因此，本發明中的電馬達，其結構同現有的無刷直流電機相同。

以下將參照圖2說明本發明的較佳實施例的飛機的高升力系統在啟用備用供電的狀態下的內部電網絡配置的典型例子。

參照圖2所示，在這一例子中，高升力系統具有兩個SFCC以作為冗余配置，而縫翼MDE與縫翼發電機電連接，縫翼發電機即縫翼的混動PDU中的電馬達。縫翼MDE與縫翼發電機還與兩個SFCC、襟翼電馬達相連。如圖2中的虛線所示，在常規運行情況下，襟翼和縫翼的MDE均接收飛機電網的供電，并進而將電力傳輸至襟翼、縫翼各自的電馬達以及WTB，在這種情況下，襟翼、縫翼的電馬達可以電動機模式工作。

在啟用備用供電的狀態下，如上，縫翼的混動PDU可利用液壓能源驅動縫翼的電馬達作為發電機工作。參考圖2所示，這一例子中，縫翼MDE內部設置的變壓器，可以將縫翼發電機輸出的380V直流電，轉化為28V直流電提供給SFCC和WTB，將縫翼發電機輸出的380V直流電轉化為115V/230V交流電而向襟翼的MDE供電，進而驅動襟翼的電馬達。

應當理解的是，本發明的高升力系統還可采用其他內部點網絡配置，例如，可以由襟翼的混動PDU作為發電機為高升力系統中的其他組件供電。

通過這種方式，本發明的飛機的高升力系統還能夠獨立于飛機的其他系統尤其是獨立于通常情況下用作電源的飛機電網而獨立產生足夠的冗余電力，從而在飛機需要應急供電的情況下，得以不依賴飛機電網就能實現對高升力系統內部的所有用電設備的供電，包括獨立實現對襟縫翼操縱面的驅動。在必要時，在飛機進入巡航階段的情況下，也可通過類似方式為飛機提供備用能源。

雖然以上描述了本發明的具體實施方式，但是本領域的技術人員應當理解，這些僅是舉例說明，本發明的保護范圍是由所附權利要求書限定的。本領域的技術人員在不背離本發明的原理和實質的前提下，可以對這些實施方式做出多種變更或修改，但這些變更和修改均落入本發明的保護范圍。