[发明专利]飞机的襟缝翼状态监测系统

说明书

技术领域

本发明涉及飞机领域，尤其涉及可有效地监测飞机的襟缝翼翼面状态的襟缝翼状态监测系统。

背景技术

现代飞机的高升力系统通常至少包含四块襟翼，对称地布置在左、右机翼后缘上。通常，在每块襟翼上装配了两个滚珠丝杠或旋转齿轮形式的作动器。襟翼动力驱动单元(Power Drive Unit，简称PDU)位于机身的中央位置，向外输出旋转扭矩，通过扭力管等传动线系部件传递给两侧机翼的八个作动器，驱动两侧的襟翼沿滑轨做同步运动。

襟翼具有两个危害性等级高的失效模式，分别是超过阈值的倾斜与超过阈值的非对称。倾斜一般是因为同一块襟翼翼面的不同站位的作动器脱开/卡阻或是扭力管断开导致的故障，非对称一般则是因为左、右对称的对应位置的襟翼翼面(同为内襟翼或同为外襟翼)角度不一致所导致的故障。如果飞机在起飞或着陆两个阶段发生其中一类故障，将导致飞机机体结构造成严重损伤，甚至坠毁。因此对上述故障的监测已成为现代飞机襟翼操纵系统的设计中必不可缺的一部分。与之相似地，对于飞机的缝翼，也有着监测其翼面状态的需求。

以对襟翼的状态的监测为例，现有的飞机为了实现对襟翼状态的监测，一般会采用了两组传感器来监测同一块襟翼翼面。较为典型的传感器为旋转可变差动变压器(Rotary Variable Differential Transformer，简称RVDT)。这种类型的传感器由本体和摇臂组成。传感器的摇臂连接襟翼的摇臂或滑轨上，本体安装在襟翼的支臂。襟翼正常运动的情况下，传感器输出的电压信号将随之发生变化，但是两组传感器信号的差值会保持为恒值。一旦襟翼发生倾斜，则差值发生变化。控制计算机依据差值是否超过阈值来判断襟翼倾斜是否超过了预期的门限角度。但是，上述方案存在一定的缺陷，即，所采用的监测装置占用了除机翼后缘外的结构空间，而没有充分利用沿作动器的展向空间，增加了安装和维修的复杂性。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中的飞机为监测襟缝翼翼面状态所采用的监测装置，必须占用除机翼后缘外的结构空间，而没有充分利用沿作动器的展向空间，因而增加了安装和维修的复杂性的缺陷，提出一种飞机的襟缝翼状态监测系统。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

本发明提供了一种飞机的襟缝翼状态监测系统，所述飞机包括动力驱动单元和多块襟翼和/或缝翼，每块襟翼和/或缝翼上装配有不同站位的至少两个作动器，每个作动器具有至少两个输出轴，每个输出轴经扭力管连接至所述动力驱动单元，所述动力驱动单元输出的扭矩经由扭力管传递至各个作动器以驱动襟翼和/或缝翼运动，其特点在于，所述襟缝翼状态监测系统包括处理器及多个转速传感器，所述转速传感器安装于各个输出轴的壳体及与所述输出轴相连的扭力管上，所述转速传感器用于测量相应的扭力管的转速，并将测得的扭力管的转速发送至所述处理器，所述处理器预设有在各块襟翼和/或缝翼未发生翼面倾斜的情况下各个作动器的各个输出轴对应的扭力管的转速所需要满足的倾斜判断关系式，并用于判断接收到的各个扭力管的转速是否满足所述倾斜判断关系式。

较佳地，所述处理器还预设有在所述襟翼和/或缝翼未发生翼面不对称的情况下各个作动器的各个输出轴对应的扭力管的转速所需要满足的对称判断关系式，并用于判断接收到的各个扭力管的转速是否满足所述对称判断关系式。

较佳地，所述转速传感器为光电编码器。

较佳地，所述光电编码器包括环形码盘、发光元件和读数装置，所述环形码盘套设固定于所述扭力管上，所述发光元件固定设置于所述扭力管上并位于所述环形码盘的一侧，所述读数装置固定设置于所述输出轴的壳体的周向表面上并位于所述环形码盘的另一侧，所述读数装置用于将读取的码盘读数发送至所述处理器。

较佳地，所述环形码盘套设固定于所述扭力管上靠近与所述输出轴相连的一端处。

较佳地，所述读数装置包括环形的读数狭缝盘、光电接收管和光电处理器，所述读数狭缝盘套设固定于所述输出轴的壳体上，并具有和所述环形码盘大致相同的外径，所述光电接收管固定设置于所述输出轴的壳体的周向表面上和所述发光元件对应的位置，并用于接收由所述发光元件发出并通过所述环形码盘和所述读数狭缝盘上的狭缝的光信号，然后由所述光电处理器将所述光信号转换为电信号并发送至所述处理器。

较佳地，所述读数狭缝盘套设固定于靠近所述输出轴的花键的所述输出轴的壳体上。

较佳地，所述处理器为襟缝翼控制计算机。

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。