一種分布式大型飛機(jī)襟翼控制計算機(jī)系統(tǒng)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于飛機(jī)航空電子系統(tǒng)設(shè)計領(lǐng)域，涉及解決大型飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)襟翼和縫翼電傳控制計算機(jī)系統(tǒng)的設(shè)計。
【背景技術(shù)】
[0002]現(xiàn)代大型飛機(jī)都裝備了增升裝置，包括機(jī)翼前緣的縫翼和后緣的襟翼。在飛機(jī)起飛、著陸等低速狀態(tài)通過機(jī)翼前緣縫翼與后緣襟翼的向外伸出，向下彎曲增大機(jī)翼表面積改變翼型提高飛機(jī)升力，以保證飛機(jī)合理的滑跑距離和安全的起飛速度，同時改善飛機(jī)爬升率、進(jìn)場速率及進(jìn)場飛行姿態(tài)。
[0003]通過計算機(jī)系統(tǒng)對飛機(jī)的襟翼、縫翼進(jìn)行閉環(huán)控制，實現(xiàn)自動襟縫翼功能，提高了控制精度和系統(tǒng)的魯棒性。現(xiàn)役大型飛機(jī)襟、縫翼控制計算機(jī)系統(tǒng)普遍采用聯(lián)合式系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，系統(tǒng)包括傳感器、控制計算機(jī)和中央動力驅(qū)動單元，控制計算機(jī)采集控制手柄及翼面?zhèn)鞲衅餍畔⒔?jīng)控制律計算后將控制指令發(fā)送至中央動力驅(qū)動單元，動力驅(qū)動單元通過馬達(dá)經(jīng)行星齒輪減速器復(fù)合運動驅(qū)動傳動軸，傳動軸橫穿過整個飛機(jī)中段機(jī)身以及左右機(jī)翼將動力傳動到旋轉(zhuǎn)作動器或齒條作動器，帶動襟翼或縫翼收放。
[0004]通過共用機(jī)械傳動軸的方法保證了左右翼面運動的同步，然而機(jī)翼內(nèi)段和外段外形差異很大，內(nèi)外翼面在同步運動時要順應(yīng)差異很大的機(jī)翼外形，增大了系統(tǒng)設(shè)計與安裝難度。此外，為適應(yīng)機(jī)翼形變，傳動軸實際上是由眾多扭力桿分段連接而成，傳動效率低，傳動軸易發(fā)生斷裂或卡阻，不同型號飛機(jī)其傳動軸設(shè)計均不同，大量的結(jié)構(gòu)件導(dǎo)致系統(tǒng)無法實現(xiàn)模塊化和重用。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]為了解決【背景技術(shù)】中的技術(shù)問題，針對大型飛機(jī)襟翼、縫翼控制的功能及性能需求，本發(fā)明提出一種分布式大型飛機(jī)襟縫翼電傳控制容錯計算機(jī)系統(tǒng)，滿足不同大型飛機(jī)平臺對控制計算、執(zhí)行機(jī)構(gòu)可配置管理的需要，實現(xiàn)具有高可靠性、可配置和可升級的襟縫翼控制計算機(jī)系統(tǒng)。
[0006]本發(fā)明的技術(shù)解決方案:一種分布式大型飛機(jī)襟翼控制計算機(jī)系統(tǒng)，其特征在于:所述計算機(jī)系統(tǒng)包括襟縫翼控制計算機(jī)、作動器控制電子單元、功率驅(qū)動裝置、襟翼控制手柄傳感器，襟翼位置傳感器，縫翼位置傳感器，襟翼傾斜傳感器、縫翼傾斜傳感器；
[0007]襟縫翼控制計算機(jī)采集襟翼控制手柄傳感器指令和縫翼傾斜傳感器信息，作動器控制電子單元采集所控制翼面的位置信息，襟縫翼控制計算機(jī)和作動器控制電子單元間通過高完整性數(shù)據(jù)總線進(jìn)行數(shù)據(jù)通信。
[0008]上述襟縫翼控制計算機(jī)是2臺；所述襟縫翼控制計算機(jī)采用雙-雙余度構(gòu)型。
[0009]上述雙-雙冗余計算節(jié)點采用專用同步硬件接口，通過雙-雙余度同步算法確保計算節(jié)點間異步度< 50 μ s.
[0010]本發(fā)明的優(yōu)點是:
[0011]1.本發(fā)明采用數(shù)字總線取代機(jī)械傳動軸，有效減輕控制系統(tǒng)重量和結(jié)構(gòu)設(shè)計復(fù)雜度。
[0012]2.本發(fā)明采用開放的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，可滿足不同飛機(jī)平臺對控制計算、作動部件可配置需要。
【附圖說明】
[0013]圖1是本發(fā)明系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖；
[0014]圖2是本發(fā)明系統(tǒng)傳感器配置關(guān)系框圖；
[0015]圖3是本發(fā)明襟縫翼控制計算機(jī)(計算節(jié)點)結(jié)構(gòu)框圖；
[0016]圖4是本發(fā)明作動器控制電子單元(執(zhí)行節(jié)點)的結(jié)構(gòu)框圖；
【具體實施方式】
[0017]本發(fā)明的系統(tǒng)由襟縫翼控制計算機(jī)(簡稱SFCC)，作動器控制電子單元(簡稱ACE)，功率驅(qū)動裝置(簡稱rou)，襟翼控制手柄傳感器，襟翼位置傳感器，縫翼位置傳感器，襟翼傾斜傳感器、縫翼傾斜傳感器等部件組成。系統(tǒng)采用分布式容錯和管理的系統(tǒng)架構(gòu)，襟縫翼控制計算機(jī)采集控制手柄傳感器指令和翼面傾斜傳感器信息，作動器控制電子單元采集所控制翼面的位置信息，襟縫翼控制計算機(jī)和作動器控制電子單元間通過高完整性數(shù)據(jù)總線進(jìn)行數(shù)據(jù)通信。襟縫翼控制計算機(jī)采集控制手柄位置信息和相關(guān)翼面位置信息，經(jīng)控制律計算后將控制指令通過數(shù)據(jù)總線發(fā)送給作動器控制電子單元，由作動器控制電子單元完成作動器控制。同時襟縫翼控制計算機(jī)監(jiān)控系統(tǒng)工作狀態(tài)當(dāng)故障發(fā)生時可通過系統(tǒng)重構(gòu)繼續(xù)工作抑制故障蔓延。
[0018]下面對本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0019]參見圖1，本發(fā)明的襟翼控制計算機(jī)系統(tǒng)主要由襟縫翼控制計算機(jī)，作動器控制電子單元組成。襟縫翼控制計算機(jī)采用雙-雙余度構(gòu)型，系統(tǒng)包含2臺相同的SFCC。每臺SFCC內(nèi)部包含命令和監(jiān)控兩個功能通道，命令通道和監(jiān)控通道采用非相似設(shè)計。2臺SFCC同時并行工作，SFCC與各自交聯(lián)的總線以及作動器控制電子單元形成2條控制支路。SFCC內(nèi)部兩個通道以預(yù)定的監(jiān)控表決模式運行，當(dāng)任何一個通道硬件或軟件出現(xiàn)永久故障后，該計算機(jī)進(jìn)入故障靜默狀態(tài)并通過故障指示信號告知系統(tǒng)，系統(tǒng)控制將由另一支路正常SFCC完成。計算機(jī)系統(tǒng)采用分布式構(gòu)由雙-雙冗余計算節(jié)點和若干執(zhí)行節(jié)點組成，節(jié)點間通過容錯數(shù)字總線交聯(lián)；系統(tǒng)采用同步工作方式，可選擇以下2種等效的同步方法之一實現(xiàn)系統(tǒng)的同步工作:
[0020]方法1:雙-雙冗余計算節(jié)點采用專用同步硬件接口，通過雙-雙余度同步算法確保計算節(jié)點間異步度< 50 μ So計算節(jié)點使用靜態(tài)調(diào)度方法，按預(yù)定的幀周期運行。在每一個幀周期內(nèi)完成信號采集與處理、控制律計算與指令輸出、監(jiān)控和余度管理；往復(fù)迭代。若干子幀周期組成一個主幀周期，從而完成一個完整的控制序列；
[0021]方法2:系統(tǒng)采用時間觸發(fā)的數(shù)字總線進(jìn)行數(shù)據(jù)通信，各節(jié)點嚴(yán)格按照總線命令表(調(diào)度表)在確定的總線時間發(fā)送相應(yīng)信息。時間觸發(fā)總線提供同步算法以確保節(jié)點間異步度< 20 μ So
[0022]系統(tǒng)中各節(jié)點出現(xiàn)故障后進(jìn)入故障靜默狀態(tài)，節(jié)點采用統(tǒng)一成員一致性協(xié)議相互決策、推斷系統(tǒng)健康節(jié)點確保健康節(jié)點可以執(zhí)行正確指令。
【主權(quán)項】
1.一種分布式大型飛機(jī)襟翼控制計算機(jī)系統(tǒng)，其特征在于:所述計算機(jī)系統(tǒng)包括襟縫翼控制計算機(jī)、作動器控制電子單元、功率驅(qū)動裝置、襟翼控制手柄傳感器，襟翼位置傳感器，縫翼位置傳感器，襟翼傾斜傳感器、縫翼傾斜傳感器； 襟縫翼控制計算機(jī)采集襟翼控制手柄傳感器指令和縫翼傾斜傳感器信息，作動器控制電子單元采集所控制翼面的位置信息，襟縫翼控制計算機(jī)和作動器控制電子單元間通過高完整性數(shù)據(jù)總線進(jìn)行數(shù)據(jù)通信。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的分布式大型飛機(jī)襟翼控制計算機(jī)系統(tǒng)，其特征在于:所述襟縫翼控制計算機(jī)是2臺；所述襟縫翼控制計算機(jī)采用雙-雙余度構(gòu)型。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的分布式大型飛機(jī)襟翼控制計算機(jī)系統(tǒng)，其特征在于:所述雙-雙冗余計算節(jié)點采用專用同步硬件接口，通過雙-雙余度同步算法確保計算節(jié)點間異步度< 50 μ S。
【專利摘要】本發(fā)明提出一種分布式大型飛機(jī)襟翼控制計算機(jī)系統(tǒng)，包括襟縫翼控制計算機(jī)、作動器控制電子單元、功率驅(qū)動裝置、襟翼控制手柄傳感器，襟翼位置傳感器，縫翼位置傳感器，襟翼傾斜傳感器、縫翼傾斜傳感器；襟縫翼控制計算機(jī)采集襟翼控制手柄傳感器指令和縫翼傾斜傳感器信息，作動器控制電子單元采集所控制翼面的位置信息，襟縫翼控制計算機(jī)和作動器控制電子單元間通過高完整性數(shù)據(jù)總線進(jìn)行數(shù)據(jù)通信。本發(fā)明一種分布式大型飛機(jī)襟縫翼電傳控制容錯計算機(jī)系統(tǒng)，滿足不同大型飛機(jī)平臺對控制計算、執(zhí)行機(jī)構(gòu)可配置管理的需要，實現(xiàn)具有高可靠性、可配置和可升級的襟縫翼控制計算機(jī)系統(tǒng)。
【IPC分類】B64C13-00, B64C13-50
【公開號】CN104527970
【申請?zhí)枴緾N201410734527
【發(fā)明人】徐奡, 林堅, 夏德天, 解文濤, 鄭久壽, 康曉東
【申請人】中國航空工業(yè)集團(tuán)公司第六三一研究所
【公開日】2015年4月22日
【申請日】2014年12月4日