專利名稱：具有增升系統(tǒng)的飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種具有增升系統(tǒng)的飛行器。
背景技術(shù)：
從一般的現(xiàn)有技術(shù)已知，通過中央數(shù)字計(jì)算機(jī)來啟動(dòng)和監(jiān)控現(xiàn)代民用飛機(jī)以及軍事運(yùn)輸機(jī)的增升系統(tǒng)的能夠調(diào)節(jié)升力本體或襟翼——諸如著陸襟翼或縫翼——的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)。其與諸如飛行控制計(jì)算機(jī)或維護(hù)計(jì)算機(jī)的其它計(jì)算機(jī)一起位于設(shè)置在飛行器駕駛艙附近的所謂的電子設(shè)備艙中的機(jī)上計(jì)算器柜中。因此，特別是將安全敏感的飛行器計(jì)算機(jī)容置在一個(gè)空間內(nèi)，同時(shí)以一致的方式對(duì)其進(jìn)行空氣調(diào)節(jié)并供以電力。所指定的計(jì)算機(jī)在同一個(gè)電子設(shè)備艙中或在單個(gè)容置空間中的容置提供了大氣條件一致的優(yōu)點(diǎn)——例如，這樣形成了用于觀察這些計(jì)算機(jī)的故障率的技術(shù)先決條件，僅需對(duì)單個(gè)容置空間形成一致的大氣條件。相應(yīng)地，增升系統(tǒng)的位于電子設(shè)備艙外面的所有部件經(jīng)由模擬信號(hào)連接而連接于其啟動(dòng)計(jì)算機(jī)。因此，例如，設(shè)置用于調(diào)節(jié)著陸襟翼或前緣襟翼(縫翼)的增升系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)馬達(dá)、操縱桿(縫翼/襟翼?xiàng)U)、以及用于部件和系統(tǒng)監(jiān)控的傳感器經(jīng)由模擬信號(hào)連接而功能性地連接于用于啟動(dòng)著陸襟翼和鎖定制動(dòng)器的啟動(dòng)計(jì)算機(jī)。這樣，確保滿足對(duì)于增升系統(tǒng)并且特別是對(duì)于其啟動(dòng)計(jì)算機(jī)的功能要求，以便在增升系統(tǒng)的例如操縱桿的輸入裝置與增升裝置的啟動(dòng)計(jì)算機(jī)之間以及在啟動(dòng)計(jì)算機(jī)與增升裝置的驅(qū)動(dòng)馬達(dá)或驅(qū)動(dòng)裝置之間立即地并因此以最小時(shí)間延遲傳送啟動(dòng)和監(jiān)控信號(hào)。所述的模擬信號(hào)輸送線路的使用特別是導(dǎo)致關(guān)于實(shí)現(xiàn)安全理念的優(yōu)點(diǎn)，據(jù)此使得在發(fā)生故障與其識(shí)別以及在啟動(dòng)裝置中的相應(yīng)的功能性反應(yīng)——諸如觸發(fā)鎖定及安全制動(dòng)器——之間的延遲時(shí)間或停滯時(shí)間最小化，并且在故障的情況下，可因此在相對(duì)短的時(shí)間段內(nèi)執(zhí)行增升系統(tǒng)的重新配置。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種具有增升系統(tǒng)的飛行器，由此可以以有效且經(jīng)濟(jì)的方式滿足對(duì)于飛行器的安全要求。該目的通過權(quán)利要求1所述的特征來實(shí)現(xiàn)。其它實(shí)施方式在從屬于權(quán)利要求1的從屬權(quán)利要求中得到詳細(xì)說明。根據(jù)本發(fā)明，提供了一種具有增升系統(tǒng)的飛行器，該飛行器包括包括飛行管理計(jì)算機(jī)的飛行管理系統(tǒng)，該飛行管理計(jì)算機(jī)安裝在例如飛行器的電子設(shè)備艙中，設(shè)置在飛行器的每個(gè)相應(yīng)的機(jī)翼上的至少一個(gè)增升本體，所述至少一個(gè)增升本體能夠相對(duì)于機(jī)翼進(jìn)行調(diào)節(jié)，驅(qū)動(dòng)裝置與增升本體相聯(lián)接，該驅(qū)動(dòng)裝置設(shè)置成使其基于啟動(dòng)指令在縮回位置與延伸位置之間調(diào)節(jié)增升本體，以及至少一個(gè)增升系統(tǒng)計(jì)算機(jī)或啟動(dòng)裝置，其經(jīng)由模擬數(shù)據(jù)連接而連接于驅(qū)動(dòng)裝置并包括用于產(chǎn)生啟動(dòng)指令的啟動(dòng)功能，該啟動(dòng)指令用于設(shè)定增升本體的調(diào)節(jié)狀態(tài)。
啟動(dòng)裝置包括用于將其連接至飛行管理計(jì)算機(jī)的數(shù)字接口，以便從該飛行管理計(jì)算機(jī)接收與飛行狀態(tài)相關(guān)的數(shù)據(jù)。啟動(dòng)裝置包括如下功能，即通過利用與飛行狀態(tài)相關(guān)的數(shù)據(jù)，產(chǎn)生啟動(dòng)指令以及監(jiān)控和鎖定指令并將這些指令傳送至啟動(dòng)裝置，啟動(dòng)指令被傳送至啟動(dòng)裝置用以致動(dòng)各個(gè)相關(guān)聯(lián)的啟動(dòng)裝置以便調(diào)節(jié)增升本體，監(jiān)控和鎖定指令用于致動(dòng)各個(gè)相關(guān)聯(lián)的啟動(dòng)裝置的制動(dòng)器以便在系統(tǒng)故障的情況下鎖定增升本體。例如，系統(tǒng)故障的情況可以是由于諸如中央傳動(dòng)軸的斷裂而導(dǎo)致的調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的故障。與飛行狀態(tài)相關(guān)的數(shù)據(jù)是借助于傳感器確定并且涉及或源自飛行器的飛行狀態(tài)的數(shù)據(jù)，或者可以是飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)一即，描述飛行狀態(tài)的數(shù)據(jù)。特別使用的與飛行條件相關(guān)的數(shù)據(jù)是當(dāng)前飛行器速度、飛行器的沖角、底面上方高度。根據(jù)本發(fā)明提供的飛行器或飛行器的增升系統(tǒng)還包括用于輸入調(diào)節(jié)增升本體的目標(biāo)指令的輸入裝置，該輸入裝置連接于啟動(dòng)裝置用以將目標(biāo)指令傳送至啟動(dòng)裝置以便調(diào)節(jié)增升本體。啟動(dòng)裝置包括如下功能，即通過利用從輸入裝置接收的目標(biāo)指令以及與飛行狀態(tài)相關(guān)的數(shù)據(jù)產(chǎn)生用于傳送至啟動(dòng)裝置的啟動(dòng)指令以調(diào)節(jié)增升本體，并將它們傳送至啟動(dòng)裝置。在本發(fā)明的增升系統(tǒng)中，飛行管理系統(tǒng)可同樣包括特別地設(shè)置成安全功能的功能， 由此致動(dòng)該啟動(dòng)裝置以便例如縮回增升本體。根據(jù)本發(fā)明提供的飛行器還包括用于檢測(cè)增升本體的調(diào)節(jié)狀態(tài)的傳感器，傳感器經(jīng)由模擬信號(hào)線路連接于啟動(dòng)裝置用以檢測(cè)或監(jiān)控增升本體的調(diào)節(jié)狀態(tài)和/或增升系統(tǒng)的可操作性。根據(jù)本發(fā)明的解決方案，特別地輸入裝置經(jīng)由數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)連接而連接于啟動(dòng)裝置以傳送用于調(diào)節(jié)增升本體的目標(biāo)指令，并且啟動(dòng)裝置安裝于飛行器機(jī)身的載運(yùn)物區(qū)域中。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)應(yīng)用示例，增升系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置安裝在飛行器機(jī)身的載運(yùn)物區(qū)域中并安裝在如下區(qū)域中，即當(dāng)在機(jī)身的縱向方向上觀察時(shí)，該區(qū)域從以自翼盒的前側(cè)延伸至飛行器的端頭的機(jī)身長(zhǎng)度的三分之一距離與翼盒的前側(cè)間隔開的位置延伸直至以自翼盒的后側(cè)延伸至飛行器尾端處的機(jī)身端部的機(jī)身長(zhǎng)度的三分之一距離與翼盒的后側(cè)間隔開的位置。根據(jù)依照本發(fā)明的一個(gè)應(yīng)用示例，該增升系統(tǒng)是前緣升力系統(tǒng)，該前緣升力系統(tǒng)具有能夠調(diào)節(jié)的前緣升力本體和啟動(dòng)裝置，其中，該前緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置功能性地連接于前緣升力本體以對(duì)前緣升力本體進(jìn)行調(diào)節(jié)。此處，特別地，前緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置安裝在飛行器機(jī)身的載運(yùn)物區(qū)域中并安裝在如下區(qū)域中，即當(dāng)在機(jī)身的縱向方向上觀察時(shí)，該區(qū)域從距翼盒的前側(cè)延伸至以自翼盒的前側(cè)延伸至飛行器的端頭的機(jī)身長(zhǎng)度的三分之一距離與翼盒的前側(cè)間隔開的位置。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)應(yīng)用示例，該增升系統(tǒng)是后緣升力系統(tǒng)，該后緣升力系統(tǒng)具有能夠調(diào)節(jié)的后緣升力本體和啟動(dòng)裝置，其中，該后緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置功能性地連接于后緣升力本體以對(duì)后緣升力本體進(jìn)行調(diào)節(jié)。此處，特別地，后緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置安裝在飛行器機(jī)身的載運(yùn)物區(qū)域中并安裝如下區(qū)域中，即在當(dāng)在機(jī)身的縱向方向上觀察時(shí)，該區(qū)域從翼盒的后側(cè)延伸至以自翼盒的后側(cè)延伸至尾端的機(jī)身長(zhǎng)度的三分之一距離與翼盒的后側(cè)間隔開的位置。
根據(jù)本發(fā)明的解決方案提供了改變飛行控制計(jì)算機(jī)與增升系統(tǒng)計(jì)算機(jī)的通常接合布置，盡管對(duì)于飛行器和相關(guān)批準(zhǔn)程序的現(xiàn)有安全要求是在這些計(jì)算機(jī)為中央布置的假設(shè)下。與計(jì)算器的通常布置相比，在飛行器機(jī)身的載運(yùn)物區(qū)域中容置增升系統(tǒng)計(jì)算機(jī)或啟動(dòng)裝置省略了大部分的用于橋接駕駛艙(或電子設(shè)備艙)與機(jī)翼之間的距離的用于模擬控制和監(jiān)控信號(hào)的線纜長(zhǎng)度。根據(jù)本發(fā)明的設(shè)置，經(jīng)由數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)連接將輸入裝置與增升系統(tǒng)的用于傳送調(diào)節(jié)增升本體的目標(biāo)指令的啟動(dòng)裝置相聯(lián)增大了在輸入裝置處用于將對(duì)應(yīng)于致動(dòng)運(yùn)動(dòng)的傳感器信號(hào)轉(zhuǎn)換成數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)的接口的費(fèi)用、并且降低了特別是關(guān)于在輸入裝置與啟動(dòng)裝置之間的連接的傳送速度或傳送時(shí)間間隔的功能性性能，這是因?yàn)檫@種數(shù)字輸入數(shù)據(jù)是經(jīng)由預(yù)定傳送協(xié)議的框架中的飛行數(shù)據(jù)傳送總線進(jìn)行傳送。但是這些配置同樣導(dǎo)致節(jié)省了用于從輸入裝置至啟動(dòng)裝置的模擬信號(hào)傳送的模擬線纜。就數(shù)據(jù)的傳送而言，根據(jù)本發(fā)明設(shè)置用于將輸入數(shù)據(jù)從輸入裝置傳遞到數(shù)據(jù)總線中的時(shí)間窗和重復(fù)率，這樣導(dǎo)致仍可容許的時(shí)間延遲。此處，在觀察相應(yīng)的時(shí)間條件的同時(shí)，必需使得來自輸入裝置的數(shù)據(jù)的傳送與經(jīng)由數(shù)據(jù)總線傳送的其它數(shù)據(jù)的傳送相協(xié)調(diào)。根據(jù)本發(fā)明，特別是，增升系統(tǒng)的至少一個(gè)啟動(dòng)裝置可由相應(yīng)的計(jì)算機(jī)和硬件接口形成，所述計(jì)算機(jī)和硬件接口在它們的硬件中設(shè)置成是相互兼容的且特別是相同的，以便確保在啟動(dòng)裝置之間和/或在啟動(dòng)裝置內(nèi)的具有硬件接口的計(jì)算機(jī)的互換性。在硬件接口中，特別是電力插槽或信號(hào)連接插槽設(shè)置成是相互兼容的或者相同的，從而使得可以插入用于連接相應(yīng)的所提供的信號(hào)和/或數(shù)據(jù)連接的相同的連接器類型。于是硬件接口設(shè)置成是相互兼容的或者相同的，特別是用于建立與飛行控制計(jì)算機(jī)51和/或與各個(gè)相關(guān)聯(lián)的驅(qū)動(dòng)裝置的數(shù)據(jù)連接。特別是根據(jù)本發(fā)明提供一種具有根據(jù)本發(fā)明的特征的飛行器，其包括后部驅(qū)動(dòng)器，因?yàn)樵谠撉闆r下可進(jìn)一步提高對(duì)于線纜長(zhǎng)度的節(jié)省，考慮到由于將發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置于機(jī)身端部處而導(dǎo)致的尾部的重量，機(jī)翼在機(jī)身上設(shè)置得對(duì)于后部相對(duì)較遠(yuǎn)。一方面，本發(fā)明基于定位增升系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置的思想，即，將控制及監(jiān)控計(jì)算器或檢測(cè)計(jì)算器設(shè)置得盡可能靠近增升系統(tǒng)——即，位于機(jī)翼前緣的前緣升力系統(tǒng)或縫翼系統(tǒng)——的待控制和監(jiān)控的多個(gè)部件，和/或盡可能靠近位于機(jī)翼后緣的后緣升力系統(tǒng)或襟翼系統(tǒng)的系統(tǒng)部件。另一方面，關(guān)于可靠性和可接近性，用于相應(yīng)的啟動(dòng)裝置的環(huán)境和安裝條件與傳統(tǒng)的機(jī)上計(jì)算器柜或電子設(shè)備艙中存在的環(huán)境和安裝條件相似。利用根據(jù)本發(fā)明的解決方案，在與從現(xiàn)有技術(shù)已知的布置相比不存在附加費(fèi)用的情況下，還可以獲得增升系統(tǒng)的所需的故障安全操作等級(jí)，其中，增升計(jì)算機(jī)設(shè)置在駕駛艙附近的機(jī)上計(jì)算器柜中。飛行器中的啟動(dòng)裝置的布置相應(yīng)地還可稱之為本地的或分散型的。關(guān)于增升系統(tǒng)適當(dāng)?shù)氖?，啟?dòng)裝置的設(shè)置——特別是在功能方面——可被理解成中央結(jié)構(gòu)，其關(guān)于特別是在驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)中的完整且快速的系統(tǒng)監(jiān)控方面呈現(xiàn)優(yōu)點(diǎn)，該驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)包括中央驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)、 連續(xù)的旋轉(zhuǎn)軸系、和在支承站處(軌道)處的本地機(jī)械致動(dòng)器裝置。這些中央驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的特征在于在故障(例如，旋轉(zhuǎn)軸的斷裂)情況下的高系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)并且要求在檢測(cè)計(jì)算器內(nèi)的快速故障識(shí)別和糾正響應(yīng)以及因此快速的信號(hào)傳送和檢測(cè)算法的高采樣率。根據(jù)另一應(yīng)用示例，增升系統(tǒng)的至少一個(gè)啟動(dòng)裝置位于飛行器機(jī)身的如下區(qū)域中，S卩當(dāng)在飛行器的縱向方向上觀察時(shí)從前點(diǎn)延伸至機(jī)翼連接范圍的后點(diǎn)的區(qū)域中，該前點(diǎn)位于與機(jī)翼連接范圍或翼盒的最前點(diǎn)的前部相距一個(gè)機(jī)翼連接長(zhǎng)度的位置處，該后點(diǎn)位于與機(jī)翼連接范圍的最后點(diǎn)的后部相距一個(gè)機(jī)翼連接長(zhǎng)度的位置處。“機(jī)翼連接長(zhǎng)度”目前被理解成機(jī)翼連接范圍——即，翼型外蒙皮與機(jī)身外蒙皮的相交范圍——在機(jī)身的縱向方向上延伸過的長(zhǎng)度。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)應(yīng)用示例，增升系統(tǒng)是具有能夠調(diào)節(jié)的前緣升力本體的前緣升力系統(tǒng)，其中，用于調(diào)節(jié)前緣升力本體的啟動(dòng)裝置功能性地連接于前緣升力本體。在這種情況下，當(dāng)在飛行器的縱向方向上觀察時(shí)，前緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置特別是可位于機(jī)翼連接范圍的前部。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)應(yīng)用示例，增升系統(tǒng)可替代地或額外地包括具有能夠調(diào)節(jié)的后緣升力本體的后緣升力系統(tǒng)，其中，用于調(diào)節(jié)后緣升力本體的啟動(dòng)裝置功能性地連接于后緣升力本體。在這種情況下，當(dāng)在飛行器的縱向方向上觀察時(shí)，后緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置特別是可位于機(jī)翼連接范圍的后部。在一個(gè)應(yīng)用示例中，用于具有兩個(gè)檢測(cè)計(jì)算器的前緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置安裝在與翼盒的前部相距短距離的機(jī)身區(qū)域中，并且用于具有兩個(gè)檢測(cè)計(jì)算器的后緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置同樣安裝在與翼盒的后部相距短距離的機(jī)身區(qū)域中。該布置導(dǎo)致縮短了在檢測(cè)計(jì)算器與諸如驅(qū)動(dòng)馬達(dá)的相應(yīng)的驅(qū)動(dòng)裝置的電氣部件、鎖定制動(dòng)器、以及位置及故障識(shí)別傳感器之間的距離。用于前緣升力系統(tǒng)和/或后緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)和監(jiān)控的接口是模擬接口，從而使得對(duì)于相應(yīng)的驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的電氣部件無需A/D或D/A轉(zhuǎn)換。因此，相應(yīng)的驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的電氣部件無需任何的電子集成部件、處理器等。根據(jù)本發(fā)明，當(dāng)用于前緣升力系統(tǒng)和/或后緣升力系統(tǒng)的目標(biāo)要求的輸入裝置或操縱桿經(jīng)由數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)連接而連接于用于傳送調(diào)節(jié)增升本體的目標(biāo)指令的啟動(dòng)裝置時(shí)，輸入裝置或操縱桿的相應(yīng)的不同位置信號(hào)——例如“0”、“1”、“2”、...或“Full”——借助于A/ D接口數(shù)字化并經(jīng)由數(shù)字信息形式的數(shù)字線路發(fā)送至前緣升力系統(tǒng)和/或后緣升力系統(tǒng)的檢測(cè)計(jì)算器。該A/D轉(zhuǎn)換可在輸入裝置中或操縱桿中進(jìn)行，或者可替代地在輸入裝置或操縱桿的外部進(jìn)行，即借助于單獨(dú)的電子單元在輸入裝置或操縱桿與飛行器數(shù)據(jù)總線或特別是其數(shù)字集散點(diǎn)(開關(guān))之間的信號(hào)路徑上進(jìn)行。特別地還設(shè)置成將往來于其它系統(tǒng)的信號(hào)經(jīng)由同一數(shù)字網(wǎng)絡(luò)以純數(shù)字形式進(jìn)行交換，該數(shù)字網(wǎng)絡(luò)包括前緣升力系統(tǒng)和/或后緣升力系統(tǒng)的檢測(cè)計(jì)算器。根據(jù)本發(fā)明，數(shù)據(jù)或信號(hào)是以如下的方式往來于駕駛艙或駕駛艙附近，即在它們數(shù)字化之后被數(shù)字傳送至增升系統(tǒng)的相應(yīng)的啟動(dòng)裝置。因此，在駕駛艙區(qū)域與機(jī)翼之間的相對(duì)較長(zhǎng)的距離借助于數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)總線來橋接，而增升系統(tǒng)的相應(yīng)的機(jī)械調(diào)節(jié)裝置的實(shí)際檢測(cè)和監(jiān)控繼續(xù)借助于模擬接口和模擬信號(hào)來執(zhí)行。本發(fā)明的一個(gè)優(yōu)點(diǎn)在于由于啟動(dòng)裝置——即，增升系統(tǒng)的檢測(cè)計(jì)算器的啟動(dòng)裝置——從飛行器的前區(qū)域中的電子設(shè)備艙移位至位于靠近借助于啟動(dòng)裝置進(jìn)行啟動(dòng)和監(jiān)控的多個(gè)系統(tǒng)部件的區(qū)域，顯著地減小了用于在增升系統(tǒng)的——即，著陸襟翼系統(tǒng)和/或機(jī)翼前緣本體系統(tǒng)一的啟動(dòng)裝置與相應(yīng)的部件之間傳送模擬信號(hào)(電壓、電流)的線纜的數(shù)量和重量。根據(jù)本發(fā)明的該解決方案的特征在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置于機(jī)身端部處的飛行器的情況下是特別有利的，因?yàn)樵谶@些飛行器中，由于發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行器的縱向方向上朝后布置并由此導(dǎo)致了飛行器的尾部的重量，因此機(jī)翼在飛行器的縱向延伸上設(shè)置得對(duì)于后部相對(duì)較遠(yuǎn)。在根據(jù)本發(fā)明的解決方案中，在增升系統(tǒng)的相應(yīng)啟動(dòng)裝置中的功能中進(jìn)行處理并且與用于指令增升系統(tǒng)的相應(yīng)驅(qū)動(dòng)裝置的信號(hào)相比需要低取樣率的較低的處理速度的數(shù)據(jù)經(jīng)由數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)連接或數(shù)字總線傳送至啟動(dòng)裝置。這種經(jīng)由數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)連接傳送的數(shù)據(jù)包括由輸入裝置通過其致動(dòng)所產(chǎn)生的用于調(diào)節(jié)增升本體的目標(biāo)指令。可選擇地，這種數(shù)據(jù)還包括從飛行器的其它系統(tǒng)接收的或傳送至這些其它系統(tǒng)的數(shù)據(jù)。對(duì)于在啟動(dòng)裝置中的處理需要以高采樣率的高處理速度的信息或信號(hào)值經(jīng)由模擬數(shù)據(jù)連接被傳送至增升系統(tǒng)的相應(yīng)驅(qū)動(dòng)裝置。事實(shí)上，輸入裝置——例如，致動(dòng)桿——與啟動(dòng)裝置經(jīng)由數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)連接相聯(lián)使得必需在啟動(dòng)裝置處設(shè)置A/D信號(hào)轉(zhuǎn)換和其它數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)連接接口。另一方面，根據(jù)本發(fā)明通過節(jié)省在輸入裝置與啟動(dòng)裝置之間的模擬信號(hào)線路的線纜長(zhǎng)度以及通過節(jié)省在啟動(dòng)裝置與用于檢測(cè)增升本體的調(diào)節(jié)狀態(tài)的部件或傳感器的功能連接中的模擬信號(hào)線路的線纜長(zhǎng)度所獲得的優(yōu)點(diǎn)總體來看適于帶來系統(tǒng)改進(jìn)。然而，除了減小模擬線路的線纜長(zhǎng)度之外，根據(jù)本發(fā)明，還減小了增升系統(tǒng)的模擬連接的數(shù)量。由此，可改進(jìn)用于增升系統(tǒng)的集成費(fèi)用， 并且在組裝期間，通過減小線纜長(zhǎng)度特別是可減小重量和安裝費(fèi)用。利用數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)傳送來替代襟翼?xiàng)U信號(hào)(用于著陸襟翼的目標(biāo)位置)與檢測(cè)計(jì)算器的模擬數(shù)據(jù)傳送自然地減小了用于該接口的線纜的數(shù)量。在可以結(jié)合使用先前存在的用于數(shù)字信號(hào)(襟翼?xiàng)U信號(hào)，往來于其它系統(tǒng)的信號(hào))的數(shù)字網(wǎng)絡(luò)的多種情況下，可以部分地或全部地省略用于這些部件的專用布線。這樣導(dǎo)致了關(guān)于飛行器布線和線纜重量的進(jìn)一步的節(jié)省效果。根據(jù)本發(fā)明，至少一個(gè)啟動(dòng)裝置設(shè)置在載運(yùn)物區(qū)域中——即，機(jī)身中的貨艙，其中存在空氣調(diào)節(jié)，該空氣調(diào)節(jié)可區(qū)別于設(shè)置在機(jī)身的前區(qū)域中的電子設(shè)備艙中的空氣調(diào)節(jié)， 但是設(shè)置成如果相應(yīng)地實(shí)施至少一個(gè)啟動(dòng)裝置的電氣和電子部件，則可滿足對(duì)于故障率和故障安全操作的要求。考慮到能夠根據(jù)本發(fā)明所獲得的這些優(yōu)點(diǎn)，根據(jù)本發(fā)明設(shè)置的增升系統(tǒng)可與通常的驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)一起使用，從而使得通常的驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)在不具有復(fù)雜的本地處理器單元的情況下，特別是可配備有簡(jiǎn)單、耐用的傳感器以及配備有簡(jiǎn)單、堅(jiān)固耐用的電子切換閥或伺服閥。這種簡(jiǎn)單、耐用的傳感器以及簡(jiǎn)單、堅(jiān)固耐用的電子切換閥和伺服閥是即使在機(jī)翼或機(jī)翼前緣或機(jī)翼后緣中存在的具有嚴(yán)酷的環(huán)境條件的安裝位置中——即，關(guān)于溫度、濕度、壓力和電磁干擾易受到較大變化的安裝位置中——也能夠滿足對(duì)于它們的功能和安全要求的部件。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)應(yīng)用示例，使用相同的傳感器用于前緣升力系統(tǒng)以及用于后緣升力系統(tǒng)以對(duì)它們進(jìn)行監(jiān)控，并且用于前緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置和用于后緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置包括同樣的用于驅(qū)動(dòng)裝置的驅(qū)動(dòng)馬達(dá)的接口。在該應(yīng)用示例中，另外，用于接收前緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置的電力插槽和用于接收后緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置的電力插槽構(gòu)造成兼容地既用于接收前緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置、又用于接收后緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置?！半娏Σ宀邸痹谏舷挛闹袘?yīng)被理解成插槽布置，即，特別是插入式電觸點(diǎn)的布置。因此，可以使用相同的檢測(cè)計(jì)算器或檢測(cè)計(jì)算機(jī)類型或計(jì)算器設(shè)計(jì)用于前緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置和后緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置。如果在本發(fā)明的應(yīng)用示例中設(shè)置兩個(gè)用于前緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置的計(jì)算機(jī)以及另外兩個(gè)用于后緣升力系統(tǒng)的啟動(dòng)裝置的計(jì)算機(jī)，則所有的四個(gè)檢測(cè)計(jì)算器可在它們的硬件方面并且可選擇地在它們的接口方面進(jìn)行相同地構(gòu)造，并且特別是可設(shè)有相同的裝置標(biāo)識(shí)。該配置帶來了如下優(yōu)點(diǎn)，即在該應(yīng)用示例中，可以針對(duì)四個(gè)同樣實(shí)現(xiàn)的電力插槽使用一個(gè)檢測(cè)計(jì)算器設(shè)計(jì)，即，兩個(gè)用于前緣升力系統(tǒng)的檢測(cè)計(jì)算器和兩個(gè)用于后緣升力系統(tǒng)的檢測(cè)計(jì)算器分別具有相同的設(shè)計(jì)。由此，可減小用于計(jì)算器的采購和存儲(chǔ)的成本。此外，這樣在檢測(cè)計(jì)算器發(fā)生故障的情況下或者甚至在前緣升力系統(tǒng)的兩個(gè)檢測(cè)計(jì)算器或后緣升力系統(tǒng)的兩個(gè)檢測(cè)計(jì)算器發(fā)生故障的情況下導(dǎo)致了關(guān)于設(shè)備的可用性并且特別是用于飛行器操作者的檢測(cè)計(jì)算器的可用性的較高的靈活性。根據(jù)另一應(yīng)用示例，前緣升力系統(tǒng)的檢測(cè)計(jì)算器構(gòu)造成能夠與后緣升力系統(tǒng)的檢測(cè)計(jì)算器互換，從而在前緣升力系統(tǒng)的兩個(gè)檢測(cè)計(jì)算器或后緣升力系統(tǒng)的兩個(gè)檢測(cè)計(jì)算器發(fā)生故障的情況下，可利用相應(yīng)的其它升力系統(tǒng)——即，后緣升力系統(tǒng)或前緣升力系統(tǒng)——的兩個(gè)仍能夠操作的檢測(cè)計(jì)算器中的一個(gè)來替代其中一個(gè)這些發(fā)生故障的檢測(cè)計(jì)算器。因此，通過簡(jiǎn)單地互換相應(yīng)的檢測(cè)計(jì)算器可恢復(fù)系統(tǒng)的可用性。這樣在設(shè)備可用性降低的飛行器操作期間導(dǎo)致了飛行器操作者的較高的靈活性。


在下面的說明中，通過參照附圖描述了本發(fā)明的應(yīng)用示例，附圖中圖1是飛行器的示意圖，其具有根據(jù)本發(fā)明設(shè)置的增升系統(tǒng)的實(shí)施方式和設(shè)置在飛行器上的其它飛行系統(tǒng)的功能圖，該增升系統(tǒng)包括前緣升力系統(tǒng)和后緣升力系統(tǒng)；圖2是根據(jù)本發(fā)明設(shè)置的用于調(diào)節(jié)增升襟翼的增升系統(tǒng)的另一應(yīng)用示例的功能圖，該增升系統(tǒng)包括分別具有一個(gè)驅(qū)動(dòng)裝置的前緣升力系統(tǒng)和后緣升力系統(tǒng)；圖3是本發(fā)明的包括后緣升力系統(tǒng)的飛行器的應(yīng)用示例的信號(hào)傳送線路的示意圖；圖4是本發(fā)明的包括前緣升力系統(tǒng)的飛行器的應(yīng)用示例的信號(hào)傳送線路的示意圖。
具體實(shí)施例方式在圖1中示意性地圖示的飛行器F中，繪制了增升系統(tǒng)HAS的應(yīng)用示例的功能圖， 該增升系統(tǒng)HAS根據(jù)本發(fā)明設(shè)置并包括前緣升力系統(tǒng)HASl和后緣升力系統(tǒng)HAS2。根據(jù)本發(fā)明，飛行器F可包括前緣升力系統(tǒng)HASl和/或后緣升力系統(tǒng)HAS2。前緣升力系統(tǒng)HASl 通常設(shè)置成用于調(diào)節(jié)至少一個(gè)前緣升力本體，該前緣升力本體可以是縫翼或前緣襟翼。后緣升力系統(tǒng)HAS2設(shè)置成用于調(diào)節(jié)至少一個(gè)后緣升力本體，該后緣升力本體可以是著陸襟翼或適于在機(jī)翼上旋轉(zhuǎn)的襟翼。在圖1至4的實(shí)施方式的功能圖中示出的本發(fā)明的增升系統(tǒng)設(shè)置在每個(gè)機(jī)翼上， 用于調(diào)節(jié)至少一個(gè)后緣升力本體或著陸襟翼和/或前緣升力本體或縫翼。如圖1所示的受控飛行器F的應(yīng)用示例包括兩個(gè)機(jī)翼10a、10b，兩個(gè)機(jī)翼10a、10b 分別具有至少一個(gè)副翼Ila或lib。飛行器在每個(gè)機(jī)翼10a、10b上還包括三個(gè)相應(yīng)的前緣升力本體13a、13b和三個(gè)后緣升力本體14a、14b?？蛇x擇地，機(jī)翼10a、IOb可分別包括在圖1中未示出的多個(gè)擾流器。在圖1中，繪出了相對(duì)于飛行器F的坐標(biāo)系，其包括縱向飛行器軸線X、橫向飛行器軸線Y、和豎向飛行器軸線Z。另外，飛行器F包括尾部單元20，該尾部單元20包括方向舵單元21和升降舵單元22，該升降舵單元22分別包括至少一個(gè)升降舵23。例如，升降舵單元22可構(gòu)造成如圖 1所示的T形尾部、或者構(gòu)造成十字形尾部單元。本發(fā)明的飛行器F還可具有與圖1中所示的飛行器F不同的形狀。作為示例，本發(fā)明的飛行器還可是上單翼飛行器或全翼型飛行器。該飛行器還可以是具有鴨翼(canard)、 而不是升降舵單元的飛行器。用于影響根據(jù)本發(fā)明設(shè)置的飛行器F的方向穩(wěn)定性的裝置包括控制輸入裝置(圖中未示出)以及飛行控制裝置50，控制輸入裝置設(shè)置在飛行器的駕駛艙中以輸入用于飛行器的飛行路徑控制的控制規(guī)程，該控制輸入裝置特別是可包括駕駛員輸入裝置——諸如控制桿和同樣可選擇的踏板，飛行控制裝置50包括飛行控制計(jì)算機(jī)51，飛行控制計(jì)算機(jī)51與特別是用于飛行器F的飛行路徑控制的控制輸入裝置功能性連通。飛行器F還包括具有空氣數(shù)據(jù)傳感器裝置52和慣性傳感器裝置53的傳感器裝置，該空氣數(shù)據(jù)傳感器裝置52與用于檢測(cè)用以確定飛行狀態(tài)的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)的飛行控制裝置50功能性連通，該慣性傳感器裝置53用于檢測(cè)飛行器F的飛行狀態(tài)并且特別是飛行器F的轉(zhuǎn)速，傳感器裝置形成了飛行器F的飛行管理系統(tǒng)FF的一部分。FF的功能模塊或計(jì)算機(jī)以及特別是傳感器裝置可設(shè)置成是多冗余的，以便確保所需程度的故障安全操作?？諝鈹?shù)據(jù)傳感器裝置52包括空氣數(shù)據(jù)傳感器，用于確定飛行器F的飛行狀態(tài)并且特別是沿飛行器F流動(dòng)的空氣的動(dòng)態(tài)壓力、靜態(tài)壓力、和溫度。慣性傳感器裝置53特別是用于確定飛行器F的轉(zhuǎn)速，包括用于確定飛行器姿態(tài)的飛行器的偏航角速度和滾轉(zhuǎn)角速度。飛行控制裝置50包括接收裝置，用于接收由傳感器裝置檢測(cè)的傳感器值，傳感器值通過傳感器裝置傳送至飛行控制裝置50。至少一個(gè)致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)器和/或一個(gè)驅(qū)動(dòng)裝置與飛行器上存在的相應(yīng)的控制襟翼——例如，副翼lla、llb、擾流器1 和12b——相關(guān)聯(lián)，每個(gè)控制襟翼均由飛行控制裝置 50借助于指令信號(hào)啟動(dòng)，該指令信號(hào)是目標(biāo)指令以便調(diào)節(jié)用于控制飛行器F的各個(gè)相關(guān)的控制襟翼。此處，相應(yīng)的致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)器或多個(gè)致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)器與這些控制襟翼中的每個(gè)相聯(lián)， 以便提高飛行器系統(tǒng)的故障安全操作的等級(jí)。飛行控制裝置50包括控制功能，其接收來自控制輸入裝置的控制指令、和來自傳感器裝置的由傳感器裝置檢測(cè)的傳感器值并且特別是轉(zhuǎn)速。控制功能設(shè)置成使得根據(jù)控制指令以及檢測(cè)和接收的轉(zhuǎn)速，其產(chǎn)生用于致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)器的致動(dòng)指令并將它們傳送至致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)器，從而根據(jù)控制指令通過操作致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)器實(shí)現(xiàn)飛行器F的控制。飛行控制裝置50特別是可經(jīng)由數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)總線DB連接于空氣數(shù)據(jù)傳感器裝置52 和慣性傳感器裝置53。除了飛行控制裝置50和傳感器裝置之外，圖中由功能框70象征性地圖示的其它飛行器系統(tǒng)模塊可通過數(shù)據(jù)總線或數(shù)據(jù)總線系統(tǒng)DB互連。例如，其它飛行器系統(tǒng)模塊可以是飛行管理系統(tǒng)或維護(hù)系統(tǒng)。此外，飛行器F包括具有相應(yīng)的縫翼13a、1 和/或后緣襟翼14a、14b的增升系統(tǒng) HAS，所述縫翼13a、13b和/或后緣襟翼14a、14b設(shè)置在飛行器上并且借助于調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)100或200分別與機(jī)翼可移動(dòng)地聯(lián)接、同時(shí)通過相應(yīng)的驅(qū)動(dòng)裝置110或210驅(qū)動(dòng)。在圖1所示的應(yīng)用示例中，驅(qū)動(dòng)裝置110、210通過啟動(dòng)裝置320驅(qū)動(dòng)。為了調(diào)節(jié)縫翼13a、i;3b和/或后緣襟翼14a、14b，將用于輸入用以調(diào)節(jié)一個(gè)/多個(gè)增升本體13a、13b、14a、14b的目標(biāo)指令的輸入裝置陽設(shè)置在飛行器F的駕駛艙中。根據(jù)本發(fā)明，輸入裝置55經(jīng)由數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)總線 DB功能性地連接于啟動(dòng)裝置320。在圖2中，示出了包括前緣升力系統(tǒng)HASl和后緣升力系統(tǒng)HAS2的增升系統(tǒng)的應(yīng)用示例，在下文中對(duì)其進(jìn)行描述圖2中所示的前緣升力系統(tǒng)HASl包括每個(gè)機(jī)翼(在圖1的圖示中未示出)的四個(gè)前緣升力本體Al、A2、A3、A4或Bi、 B2、B3、B4，其中前緣升力本體A1、A2、A3、A4設(shè)置在第一機(jī)翼IOa上并且前緣升力本體Bi、 B2、B3、B4設(shè)置在第二機(jī)翼IOb上，以便能夠相對(duì)于機(jī)翼進(jìn)行調(diào)節(jié)；調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)100，其與前緣升力本體機(jī)械聯(lián)接以對(duì)它們進(jìn)行調(diào)節(jié)；前緣升力系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)裝置110，其與調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)100聯(lián)接以基于接收的調(diào)節(jié)指令致動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)100 ；包含啟動(dòng)功能的前緣升力系統(tǒng)啟動(dòng)裝置120，其基于輸入并且特別是目標(biāo)指令產(chǎn)生用于調(diào)節(jié)前緣升力本體的調(diào)節(jié)指令，并將所述調(diào)節(jié)指令傳送至前緣升力系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)裝置 110以致動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)100。在本發(fā)明的增升系統(tǒng)HAS中，通常還存在每個(gè)機(jī)翼設(shè)置少于或多于四個(gè)前緣升力本體的可能性。在圖2中，當(dāng)在飛行器的縱向方向上觀察時(shí)，左機(jī)翼IOa的前緣升力本體Al、A2、 A3、A4還一致地設(shè)有附圖標(biāo)記A，并且右機(jī)翼IOb的前緣升力本體Bi、B2、B3、B4還一致地設(shè)有附圖標(biāo)記B。前緣升力系統(tǒng)HASl的啟動(dòng)裝置120可設(shè)置成是多冗余的，以提高故障安全操作的等級(jí)。為此，可根據(jù)圖2中的圖示設(shè)置啟動(dòng)裝置120的兩個(gè)樣機(jī)121、122，這兩個(gè)樣機(jī)121、 122是在某方面相同的或完全相同的并且經(jīng)由數(shù)據(jù)連接彼此連接成整體，用于共同監(jiān)控并且可選擇地用于啟動(dòng)裝置120的重新配置。根據(jù)本發(fā)明，前緣升力系統(tǒng)HASl的啟動(dòng)裝置120通常安裝在飛行器機(jī)身F3的載運(yùn)物區(qū)域中并安裝在如下區(qū)域L3中，S卩當(dāng)沿縱向方向X觀察時(shí)，該區(qū)域L3從以機(jī)身長(zhǎng)度 Ll的三分之一距離與翼盒F4的前側(cè)F4-1間隔開的位置延伸直至以機(jī)身長(zhǎng)度L2的三分之一與翼盒F4的后側(cè)F4-2間隔開的位置，該機(jī)身長(zhǎng)度Ll從翼盒F4的前側(cè)F4-1在朝向飛行器F的前部端頭Fl的方向上延伸至飛行器的端頭Fl，該機(jī)身長(zhǎng)度L2從翼盒F4的后側(cè)F4-2 在朝向飛行器F的尾端處的機(jī)身端部F2的方向上延伸至飛行器F的尾端處的機(jī)身端部F2。 因此在縱向方向上產(chǎn)生的該安裝區(qū)域在圖1中以長(zhǎng)度L3指出。根據(jù)本發(fā)明的特別的應(yīng)用示例，前緣升力系統(tǒng)HASl的啟動(dòng)裝置120安裝在載運(yùn)物區(qū)域中并安裝在飛行器機(jī)身F3的如下區(qū)域中，即從翼盒F4的前側(cè)F4-1延伸直至以機(jī)身長(zhǎng)度Ll的三分之一距離與翼盒F4的前側(cè)F4-1間隔開的位置，該機(jī)身長(zhǎng)度Ll從翼盒F4的前側(cè)F4-1在朝向飛行器F的前部端頭Fl的方向上延伸至飛行器的端頭F1。該距離在圖1 中指示為“(Li)/3”。在上下文中，翼盒F4的前側(cè)F4-1或后側(cè)F4_2被理解為當(dāng)在飛行器的縱向方向X上觀察時(shí)距離前部最遠(yuǎn)的并且橫向于機(jī)身Fl——S卩，沿Y方向——延伸的橫向構(gòu)件的前側(cè)。橫向構(gòu)件在上下文中進(jìn)而被理解為翼盒的支承構(gòu)件。圖2中所示的后緣升力系統(tǒng)HAS2包括每個(gè)機(jī)翼(在圖1的圖示中未示出)的兩個(gè)后緣升力本體或著陸襟翼，內(nèi)著陸襟翼Al和外著陸襟翼A2分別設(shè)置在第一機(jī)翼IOa上以便能夠相對(duì)于第一機(jī)翼IOa進(jìn)行調(diào)節(jié)，而內(nèi)著陸襟翼Bl和外著陸襟翼B2分別設(shè)置在第二機(jī)翼IOb上以便能夠相對(duì)于第二機(jī)翼IOb進(jìn)行調(diào)節(jié)；調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)200，其與后緣升力本體機(jī)械聯(lián)接以對(duì)它們進(jìn)行調(diào)節(jié)；后緣升力系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)裝置210，其與調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)200聯(lián)接以基于接收的調(diào)節(jié)指令致動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)200 ；包含啟動(dòng)功能的后緣升力系統(tǒng)啟動(dòng)裝置220，其基于輸入并且特別是目標(biāo)指令產(chǎn)生用于調(diào)節(jié)后緣升力本體A1、A2、B1、B2的調(diào)節(jié)指令，并將所述調(diào)節(jié)指令傳送至后緣升力系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)裝置210以致動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)200。在本發(fā)明的增升系統(tǒng)中，通常還具有在每個(gè)機(jī)翼上設(shè)置僅一個(gè)或多于兩個(gè)后緣升力本體或著陸襟翼的可能性。在圖2中，左機(jī)翼IOa的后緣升力本體C1、C2還一致地設(shè)有附圖標(biāo)記C，并且右機(jī)翼IOb的后緣升力本體D1、D2還一致地設(shè)有附圖標(biāo)記D。后緣升力系統(tǒng)HAS2的啟動(dòng)裝置220可實(shí)現(xiàn)成是多冗余的，以提高故障安全操作的等級(jí)。為此，可根據(jù)圖2中的圖示設(shè)置啟動(dòng)裝置220的兩個(gè)樣機(jī)221、222，這兩個(gè)樣機(jī)221、 222是在某方面相同的或完全相同的并且經(jīng)由數(shù)據(jù)連接彼此連接成整體，用于共同監(jiān)控并且可選擇地用于啟動(dòng)裝置220的重新配置。根據(jù)本發(fā)明，后緣升力系統(tǒng)HAS2的啟動(dòng)裝置220通常安裝在飛行器機(jī)身F3的載運(yùn)物區(qū)域中并安裝在如下區(qū)域L3中，S卩當(dāng)在縱向方向X上觀察時(shí)，該區(qū)域L3從以機(jī)身長(zhǎng)度Ll的三分之一距離與翼盒F4的前側(cè)F4-1間隔開的位置延伸直至以機(jī)身長(zhǎng)度L2的三分之一距離與翼盒F4的后側(cè)F4-2間隔開的位置，該機(jī)身長(zhǎng)度Ll從翼盒F4的前側(cè)F4-1在朝向飛行器F的前部端頭Fl的方向上延伸至飛行器的端頭Fl，該機(jī)身長(zhǎng)度L2從翼盒F4的后側(cè)F4-2在朝向飛行器1的尾端處的機(jī)身端部F2的方向上延伸至飛行器F的尾端處的機(jī)身端部F2。因此在縱向方向X上產(chǎn)生的該安裝區(qū)域在圖1中以長(zhǎng)度L3指出。根據(jù)本發(fā)明的特別的應(yīng)用示例，后緣升力系統(tǒng)HAS2的啟動(dòng)裝置220安裝在載運(yùn)物區(qū)域中并安裝在飛行器機(jī)身F3的如下區(qū)域中，即從翼盒F4的后側(cè)F4-2延伸直至以機(jī)身長(zhǎng)度L2的三分之一距離與翼盒F4的后側(cè)F4-2間隔開的位置，該機(jī)身長(zhǎng)度L2從翼盒F4的后側(cè)F4-2在朝向飛行器的后部端部處的機(jī)身端部F2的方向上延伸至飛行器F的后部端部處的機(jī)身端部F2。在圖1中該距離指示為“(L2)/3”。借助于飛行員界面來致動(dòng)和檢測(cè)增升系統(tǒng)HAS，該飛行員界面包括特別是諸如致動(dòng)桿的輸入裝置55，以輸入用于調(diào)節(jié)增升本體的目標(biāo)指令。根據(jù)本發(fā)明，輸入裝置經(jīng)由數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)連接而連接于啟動(dòng)裝置，以傳送用于調(diào)節(jié)增升本體14a、14b的目標(biāo)指令。在圖2所示的應(yīng)用示例中，飛行器系統(tǒng)的數(shù)據(jù)總線以附圖標(biāo)記DB表示。輸入裝置 55包括位置傳感器，其檢測(cè)輸入裝置55的位置。另外，輸入裝置55包括A/D轉(zhuǎn)換器，其將由輸入裝置陽檢測(cè)的信號(hào)轉(zhuǎn)換成數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)并經(jīng)由相應(yīng)的接口將它們傳送至數(shù)據(jù)總線DB。
前緣升力系統(tǒng)HASl的啟動(dòng)裝置120和后緣升力系統(tǒng)HAS2的啟動(dòng)裝置220與數(shù)據(jù)總線DB相聯(lián)，由此使得根據(jù)數(shù)據(jù)總線DB的數(shù)據(jù)協(xié)議，將輸入裝置55的致動(dòng)位置——其由相應(yīng)的位置傳感器確定并經(jīng)由A/D轉(zhuǎn)換器傳送至數(shù)據(jù)總線DB——傳送至前緣升力系統(tǒng)HASl 的啟動(dòng)裝置120和后緣升力系統(tǒng)HAS2的啟動(dòng)裝置220。作為圖2中所示的應(yīng)用示例的替代方案，根據(jù)本發(fā)明，增升系統(tǒng)HAS可僅包括前緣升力系統(tǒng)HAS1、但不包括后緣升力系統(tǒng)HAS2，或者僅包括后緣升力系統(tǒng)HAS2、但不包括前緣升力系統(tǒng)HAS1，如圖3和4分別所示。在這些情況下，輸入裝置55功能性地連接于前緣升力系統(tǒng)HASl的啟動(dòng)裝置120，或者連接于后緣升力系統(tǒng)HAS2的啟動(dòng)裝置220，如圖3和 4分別所示。作為圖2中所示應(yīng)用示例的替代方案，另外根據(jù)本發(fā)明，前緣升力系統(tǒng)HASl的啟動(dòng)裝置120和后緣升力系統(tǒng)HAS2的啟動(dòng)裝置220可共同地集成為啟動(dòng)單元中的一個(gè)啟動(dòng)裝置或啟動(dòng)計(jì)算機(jī)裝置320，如圖1所示。啟動(dòng)計(jì)算機(jī)裝置還可設(shè)置成是多冗余的，并且彼此監(jiān)控以提高故障安全操作的等級(jí)。作為圖2的圖示——其示出了根據(jù)本發(fā)明的增升系統(tǒng)的應(yīng)用示例的機(jī)械部件或組成部分——的補(bǔ)充，圖4和5分別示出了本發(fā)明的包括后緣升力系統(tǒng)HASl或前緣升力系統(tǒng) HAS2的飛行器的應(yīng)用示例的示意圖。在這些圖示中，示出了相應(yīng)的增升系統(tǒng)的功能模塊、飛行器系統(tǒng)的功能模塊、以及相關(guān)的信號(hào)傳送線路，其中，出于圖示的清楚的目的，將單獨(dú)的功能模塊和信號(hào)傳送線路繪制在飛行器輪廓的外側(cè)。在圖3和4中，相應(yīng)的增升系統(tǒng)的部件或模塊或組成部分設(shè)有在圖1和2中具有相同或相似功能的部件或模塊或組成部分所使用的附圖標(biāo)記。通過圖2中的示例圖示的后緣升力系統(tǒng)HASl和前緣升力系統(tǒng)HAS2的一個(gè)應(yīng)用示例在下面將與其另外的組成部分一起進(jìn)行描述，其中，相同的附圖標(biāo)記用于通常具有相同功能的組成部分或部件。驅(qū)動(dòng)裝置110和210可分別包括兩個(gè)驅(qū)動(dòng)馬達(dá)Ml、M2和制動(dòng)裝置Bi、B2,該驅(qū)動(dòng)馬達(dá)Ml、M2用于致動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)100和200，該制動(dòng)裝置Bi、B2與調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)相關(guān)聯(lián)用于鎖定相應(yīng)的增升系統(tǒng)HAS、HASU HAS2。另外，驅(qū)動(dòng)裝置110和210可包括差速器。該差速器與液壓馬達(dá)Ml的輸出側(cè)和電動(dòng)馬達(dá)M2的輸出側(cè)相聯(lián)，從而將由液壓馬達(dá)H和電動(dòng)馬達(dá)供給的相應(yīng)的動(dòng)力輸出彼此相加并傳送至旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸111、112和211、212。制動(dòng)裝置B1、B2可由各個(gè)相關(guān)聯(lián)的啟動(dòng)裝置110或210的指令信號(hào)致動(dòng)。調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)100或200，用于調(diào)節(jié)相應(yīng)的相關(guān)聯(lián)的升力本體A、B或C、D并且在所示應(yīng)用示例中總的來說包括兩個(gè)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸111、112或211、212的一個(gè)相應(yīng)的調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)100 或200聯(lián)接于驅(qū)動(dòng)裝置110、210，旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸分別用于致動(dòng)每個(gè)機(jī)翼的前緣升力系統(tǒng)的至少一個(gè)襟翼或后緣升力系統(tǒng)的至少一個(gè)襟翼。兩個(gè)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸111、112和211、212聯(lián)接于相應(yīng)的驅(qū)動(dòng)裝置110或210，并由此彼此同步?；谙鄳?yīng)的控制指令，驅(qū)動(dòng)裝置110或210 致使旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸111、112或211、212旋轉(zhuǎn)，以便執(zhí)行與相應(yīng)的襟翼聯(lián)接的調(diào)節(jié)裝置的致動(dòng)運(yùn)動(dòng)。扭矩限制器T可集成在旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸111、112和211、212的位于驅(qū)動(dòng)裝置110或210 附近的軸部分中。在圖2所示的增升系統(tǒng)中，在前緣升力系統(tǒng)HASl的每個(gè)升力本體A、A1、A2、A3、A4 和B、B1、B2、B3、B4上設(shè)置兩個(gè)相應(yīng)的調(diào)節(jié)裝置VA和VB。另外，在后緣升力系統(tǒng)HAS2的每個(gè)升力本體Cl、C2和Dl、D2上設(shè)置兩個(gè)相應(yīng)的調(diào)節(jié)裝置VC和VD，即具體地，例如，調(diào)節(jié)裝置VC位于內(nèi)升力本體Cl和D1，并且調(diào)節(jié)裝置VD位于外升力本體C2和D2。在下文中，通過參照其應(yīng)用示例來描述調(diào)節(jié)裝置，其中，每個(gè)調(diào)節(jié)裝置的組成部分配備有相同的功能調(diào)節(jié)裝置VA、VB和VC、VD中的每一個(gè)包括齒輪變速箱150或250和調(diào)節(jié)動(dòng)態(tài)系統(tǒng) 121或221。齒輪變速箱120或220機(jī)械聯(lián)接于相應(yīng)的旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸111、112或211、212并將相應(yīng)的旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸111、112或211、212的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換成聯(lián)接于相應(yīng)的調(diào)節(jié)裝置的襟翼區(qū)域的調(diào)節(jié)運(yùn)動(dòng)。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)應(yīng)用示例，調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)100和/或200可包括至少一個(gè)位置傳感器，其確定調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)100和/或200的調(diào)節(jié)位置并因此確定相應(yīng)的襟翼的當(dāng)前位置，并且經(jīng)由線路(未示出)將該位置值傳送至控制及監(jiān)控裝置5用以檢測(cè)相應(yīng)的增升系統(tǒng)的狀況。例如，在旋轉(zhuǎn)軸驅(qū)動(dòng)系111、112和211、212的端部處可設(shè)有相應(yīng)的非對(duì)稱傳感器 153或253，其同樣經(jīng)由信號(hào)線路功能性地連接于啟動(dòng)裝置120或220并經(jīng)由該線路將當(dāng)前值傳送至啟動(dòng)裝置110或210，該當(dāng)前值指出旋轉(zhuǎn)軸驅(qū)動(dòng)系111、112和211、212的端部是否在預(yù)定范圍內(nèi)旋轉(zhuǎn)或旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸111、112和211、212的非對(duì)稱旋轉(zhuǎn)位置是否存在。在機(jī)翼上設(shè)置前緣升力系統(tǒng)HASl或后緣升力系統(tǒng)HAS2的至少兩個(gè)增升本體的情況下，可在相應(yīng)的相鄰升力本體之間設(shè)置連接支柱240 (僅在圖2和3的后緣升力系統(tǒng)中繪出)，在該連接支柱240上設(shè)有連接支柱傳感器Ml。該連接支柱傳感器241功能性地連接于相應(yīng)的啟動(dòng)裝置120或220并且特別是可設(shè)置成用于測(cè)量終點(diǎn)位置，其中，如果超過預(yù)定的極限值，則相應(yīng)的啟動(dòng)裝置120或220將故障歸因于在檢測(cè)到已經(jīng)超過極限值的一個(gè)機(jī)翼側(cè)上的升力本體調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)100、200。另外，在旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸111、112和211、212的位于相應(yīng)機(jī)翼的外區(qū)域中的一個(gè)位置中，設(shè)置相應(yīng)的機(jī)翼端部區(qū)域制動(dòng)器WTB，一旦致動(dòng)機(jī)翼端部區(qū)域制動(dòng)器WTB就能夠鎖定相應(yīng)的驅(qū)動(dòng)系111、112或211、212。每個(gè)機(jī)翼端部區(qū)域制動(dòng)器WTB經(jīng)由線路(同樣未示出) 功能性地連接于啟動(dòng)裝置120或220，并可經(jīng)由該線路通過啟動(dòng)裝置120或220來啟動(dòng)和致動(dòng)。在操作中，機(jī)翼端部區(qū)域制動(dòng)器WTB的正常起始狀態(tài)是非致動(dòng)狀態(tài)，在該狀態(tài)中，它們不會(huì)干涉旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸111、112和211、212的旋轉(zhuǎn)。一旦接收到來自啟動(dòng)裝置120或220 的相應(yīng)的控制信號(hào)，就可致動(dòng)機(jī)翼端部區(qū)域制動(dòng)器WTB，以鎖定各個(gè)相關(guān)聯(lián)的旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸 111,112 或 211、212。相應(yīng)的驅(qū)動(dòng)裝置110、210的兩個(gè)制動(dòng)裝置B1、B2功能性地連接于相應(yīng)的啟動(dòng)裝置 120或220，其在預(yù)定的條件下能夠致動(dòng)制動(dòng)裝置B1、B2并由此鎖定旋轉(zhuǎn)軸驅(qū)動(dòng)系111、112 和211、212。在一個(gè)應(yīng)用示例中，在兩個(gè)驅(qū)動(dòng)馬達(dá)——液壓馬達(dá)Ml或電動(dòng)馬達(dá)M2——中的一個(gè)停用的情況下，啟動(dòng)裝置120或220提供由于差速器而導(dǎo)致的減小停用馬達(dá)的量的動(dòng)力輸出，該差速器構(gòu)造成使得由液壓馬達(dá)Ml和電動(dòng)馬達(dá)M2供給的相應(yīng)輸出動(dòng)力彼此相加。在升力本體致動(dòng)機(jī)構(gòu)或升力本體調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)100、200中的機(jī)械故障——例如，襟翼致動(dòng)機(jī)構(gòu)或旋轉(zhuǎn)軸驅(qū)動(dòng)系111、112或211、212的組成部分的卡住或旋轉(zhuǎn)軸驅(qū)動(dòng)系111、112 或211、212的旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸的斷裂——會(huì)導(dǎo)致該裝置的不希望的動(dòng)作，例如襟翼元件的非對(duì)稱致動(dòng)——借助于由非對(duì)稱傳感器153和253傳送的信號(hào)通過啟動(dòng)裝置120或220對(duì)其進(jìn)行檢測(cè)。隨后，啟動(dòng)裝置120或220將停用信號(hào)傳送至機(jī)翼端部區(qū)域制動(dòng)器WTB，以致動(dòng)該機(jī)翼端部區(qū)域制動(dòng)器WTB并鎖定旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)軸111、112或211、212。在由啟動(dòng)裝置120或220確定的目標(biāo)位置與借助于位置傳感器檢測(cè)的實(shí)際位置存在不能允許的偏差的情況下，啟動(dòng)裝置120或220將致動(dòng)信號(hào)傳送至機(jī)翼端部區(qū)域制動(dòng)器 WTB以及傳送至制動(dòng)裝置Bi、B2，以鎖定軸系111、112和211、212。用于監(jiān)控相應(yīng)的前緣升力系統(tǒng)HASl或后緣升力系統(tǒng)HAS2的傳感器——即，相應(yīng)的位置傳感器、相應(yīng)的非對(duì)稱傳感器153或253以及在給定情況下的相應(yīng)的連接支柱傳感器Ml——功能性地連接于相應(yīng)的啟動(dòng)裝置120、220，用于將它們的傳感器信號(hào)經(jīng)由線路 AL——即，傳送模擬信號(hào)的電線——供應(yīng)至各個(gè)相關(guān)聯(lián)的啟動(dòng)裝置120或220。同樣，待由各個(gè)相關(guān)聯(lián)的啟動(dòng)裝置120或220啟動(dòng)的部件、例如特別是機(jī)翼端部器區(qū)域制動(dòng)WTB或者馬達(dá)Ml或馬達(dá)M2經(jīng)由模擬線路AL功能性地連接于各個(gè)相關(guān)聯(lián)的啟動(dòng)裝置120或220 (圖 3和4)，用于指令所述部件。上述的數(shù)據(jù)經(jīng)由數(shù)據(jù)總線DB的傳送可特別是經(jīng)由數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)集散點(diǎn)進(jìn)行。
權(quán)利要求
1.一種具有增升系統(tǒng)的飛行器(F)，包括 飛行控制計(jì)算機(jī)(51)，增升本體(13a、13b ； 14a、14b ；A、B ；C、D)，在所述飛行器(F)的每個(gè)相應(yīng)的機(jī)翼上設(shè)置至少一個(gè)所述增升本體(13a、i;3b ； 14aU4b ；A、B ；C、D)，所述至少一個(gè)增升本體能夠相對(duì)于所述相應(yīng)的機(jī)翼進(jìn)行調(diào)節(jié)，驅(qū)動(dòng)裝置(110、210)，所述驅(qū)動(dòng)裝置與所述增升本體(13aU3b ； 14aU4b ；A、B ；C、D)相聯(lián)接，所述驅(qū)動(dòng)裝置設(shè)置成使其基于啟動(dòng)指令在縮回位置與延伸位置之間調(diào)節(jié)所述增升本體(13a、13b ； 14a、14b ；A、B ；C、D)，啟動(dòng)裝置(120、220)，所述啟動(dòng)裝置經(jīng)由模擬數(shù)據(jù)連接而連接于所述驅(qū)動(dòng)裝置并包括啟動(dòng)功能，所述啟動(dòng)功能用于產(chǎn)生用以設(shè)定所述增升本體(13a、13b ；14a、14b ；A、B ；C、D)的調(diào)節(jié)狀態(tài)的啟動(dòng)指令并且用于產(chǎn)生在系統(tǒng)故障的情況下用以鎖定所述增升本體(13a、1 ； 14aU4b ;A、B;C、D)的監(jiān)控和鎖定指令，其中，所述啟動(dòng)裝置(120、220)經(jīng)由數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)連接而連接于所述飛行控制計(jì)算機(jī)(51)以接收與飛行狀態(tài)相關(guān)的數(shù)據(jù)，輸入裝置(55)，所述輸入裝置設(shè)置在所述飛行器的駕駛艙中以輸入用于調(diào)節(jié)所述增升本體(13a、13b ； 14a、14b ；A、B ;C、D)的目標(biāo)指令，傳感器，所述傳感器用于檢測(cè)所述增升本體(13a、13b ； 14a、14b ；A、B ；C、D)的調(diào)節(jié)狀態(tài)，所述傳感器經(jīng)由模擬數(shù)據(jù)信號(hào)線路連接于所述啟動(dòng)裝置(120、220)， 其特征在于，所述輸入裝置經(jīng)由數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)連接(DB)而連接于所述啟動(dòng)裝置(120、220)以傳送用于調(diào)節(jié)所述增升本體(13a、13b ； 14a、14b ；A、B ;C、D)的目標(biāo)指令，并且所述增升系統(tǒng)(HAS)的所述啟動(dòng)裝置(120、220)安裝在飛行器機(jī)身(F3)的載運(yùn)物區(qū)域中并安裝在如下區(qū)域(L3)中，S卩當(dāng)在所述飛行器機(jī)身(F3)的縱向方向(X)上觀察時(shí)， 所述區(qū)域(L3)從以自翼盒(F4)的前側(cè)(F4-1)延伸至所述飛行器的端頭(Fl)的機(jī)身長(zhǎng)度 (Li)的三分之一距離((Li)/3)與所述翼盒(F4)的所述前側(cè)(F4-1)間隔開的位置延伸直至以自所述翼盒(F4)的后側(cè)(F4-2)延伸至所述飛行器(F)的尾端處的機(jī)身端部(F2)的機(jī)身長(zhǎng)度(L2)的三分之一距離((L2)/3)與所述翼盒(F4)的所述后側(cè)(F4-2)間隔開的位置。
2.如權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于，所述增升系統(tǒng)是前緣升力系統(tǒng)(HASl)，所述前緣升力系統(tǒng)(HASl)具有能夠調(diào)節(jié)的前緣升力本體和啟動(dòng)裝置(120)，其中，所述前緣升力系統(tǒng)(HASl)的所述啟動(dòng)裝置(120)功能性地連接于所述前緣升力本體以對(duì)所述前緣升力本體進(jìn)行調(diào)節(jié)。
3.如權(quán)利要求2所述的飛行器，其特征在于，所述前緣升力系統(tǒng)(HASl)的所述啟動(dòng)裝置(120)安裝在所述飛行器機(jī)身的所述載運(yùn)物區(qū)域中并安裝如下區(qū)域中，即該區(qū)域從所述翼盒(F4)的所述前側(cè)(F4-1)延伸至以自所述翼盒(F4)的所述前側(cè)(F4-1)延伸至所述飛行器(F)的所述端頭(Fl)的所述機(jī)身長(zhǎng)度(Li)的三分之一距離((Li)/3)與所述翼盒 (F4)的所述前側(cè)(F4-1)間隔開的位置。
4.如前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的飛行器，其特征在于，所述增升系統(tǒng)是后緣升力系統(tǒng)(HAS2)，所述后緣升力系統(tǒng)(HAS》具有能夠調(diào)節(jié)的后緣升力本體和啟動(dòng)裝置020)，其中，所述后緣升力系統(tǒng)(HAS2)的所述啟動(dòng)裝置(210)功能性地連接于所述后緣升力本體以對(duì)所述后緣升力本體進(jìn)行調(diào)節(jié)。
5.如權(quán)利要求4所述的飛行器，其特征在于，所述后緣升力系統(tǒng)(HAS2)的所述啟動(dòng)裝置(220)安裝在所述飛行器機(jī)身(F3)的所述載運(yùn)物區(qū)域中并安裝在如下區(qū)域中，即該區(qū)域從所述翼盒(F4)的所述后側(cè)(F4-2)延伸至以自所述翼盒(F4)的所述后側(cè)(F4-2)延伸至所述飛行器(F)的所述尾端處的所述機(jī)身端部(F》的所述機(jī)身長(zhǎng)度(Li)的三分之一距離((L2)/3)與所述翼盒(F4)的所述后側(cè)(F4-1)間隔開的位置。
6.如前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的飛行器，其特征在于，至少一個(gè)所述啟動(dòng)裝置 (120,220)由相應(yīng)的計(jì)算機(jī)和硬件接口形成，所述計(jì)算機(jī)和硬件接口在它們的硬件中設(shè)置成是相同的，以便確保在啟動(dòng)裝置(120、220)之間和/或在啟動(dòng)裝置(120、220)內(nèi)的具有硬件接口的計(jì)算機(jī)的互換性。
7.如前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器(F)是后驅(qū)動(dòng)飛行器。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種具有增升系統(tǒng)的飛行器，包括至少一個(gè)飛行控制計(jì)算機(jī)(51)；增升本體，其分別設(shè)置在飛行器的一個(gè)機(jī)翼上；驅(qū)動(dòng)裝置，其聯(lián)接于所述本體；致動(dòng)裝置，其借助于模擬數(shù)據(jù)連接而連接于所述驅(qū)動(dòng)裝置以產(chǎn)生用于調(diào)節(jié)增升本體的調(diào)節(jié)狀態(tài)的致動(dòng)指令；輸入裝置，其設(shè)置在飛行器的駕駛艙中以輸入用于調(diào)節(jié)增升本體的目標(biāo)指令；以及傳感器，其用于獲取增升本體的調(diào)節(jié)狀態(tài)并借助于模擬信號(hào)線路連接于致動(dòng)裝置。根據(jù)本發(fā)明，輸入裝置借助于數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)連接而連接于致動(dòng)裝置以確定用于調(diào)節(jié)增升本體的目標(biāo)指令。根據(jù)本發(fā)明，致動(dòng)裝置安裝在飛行器機(jī)身的載貨區(qū)域中并安裝在如下區(qū)域(L3)中，即該區(qū)域(L3)從具有當(dāng)從翼肋骨(F4)的前側(cè)(F4-1)觀察時(shí)自該處延伸至飛行器前端(F1)的機(jī)身長(zhǎng)度的三分之一距離((L1)/3)的點(diǎn)延伸至具有當(dāng)從翼肋骨(F4)的后側(cè)(F4-2)觀察時(shí)自該處延伸至飛行器(F)尾部處的機(jī)身端部(F2)的機(jī)身長(zhǎng)度(L2)的三分之一距離((L2)/3)的點(diǎn)。
文檔編號(hào)B64D45/00GK102458995SQ201080028628
公開日2012年5月16日 申請(qǐng)日期2010年5月26日 優(yōu)先權(quán)日2009年5月26日
發(fā)明者彼得·呂肯, 馬丁·里克特 申請(qǐng)人:空中客車營(yíng)運(yùn)有限公司