[發明專利]高升力系統及襟翼控制方法

有效

• 申請號: 202010317160.4
• 申請日: 2020-04-21
• 公開（公告）號: CN111439370B
• 公開（公告）日: 2021-06-15
• 發明（設計）人: 楊志丹;王偉達;劉錦濤;王曉熠;郭建偉;王興波
• 申請（專利權）人: 中國商用飛機有限責任公司;中國商用飛機有限責任公司上海飛機設計研究院
• 主分類號: B64C13/50
• 分類號: B64C13/50;B64C9/20
• 代理公司: 上海專利商標事務所有限公司 31100
• 代理人: 韓俊

一種高升力系統(100)及襟翼控制方法，經濟性高、驅動精度高、安全性強。在正常飛行狀況下，能夠由動力驅動裝置(110)提供使所述內襟翼(13a)與所述外襟翼(13b)同步運動的動力，并且能夠由所述差動齒輪系統(140)的所述電動馬達(143)提供使所述內襟翼(13a)或所述外襟翼(13b)異步運動的動力，在異常飛行狀況下，能夠由所述差動齒輪系統(140)的所述電動馬達(143)提供使所述內襟翼(13a)或所述外襟翼(13b)同步運動的動力。

技術領域

本發明涉及一種高升級系統，更具體地，涉及一種能實現機翼可變彎度功能的高升力系統及襟翼控制方法。

背景技術

如圖1所示，現代大型飛機1在位于飛機主體10兩側的左、右機翼11上設置有機翼前緣的縫翼12和位于機翼后緣的襟翼13。縫翼12和襟翼13通過從動力驅動裝置20中與縫翼12和襟翼13對應的齒輪箱22、23傳遞來的力，并經由各自的運動機構(縫翼運動機構12A和襟翼運動機構13A)分別進行伸出和/或旋轉運動。

此外，左、右機翼11的襟翼13分別具有靠飛機主體10一側的內襟翼13a和比內襟翼13a更遠離飛機主體10一側的外襟翼13b。

另外，在左、右機翼11的縫翼12和襟翼13的尖端位置(遠離飛機主體10一側的位置)處，分別設置有翼尖剎車裝置12B、13B，以對縫翼12和襟翼13的運動進行限制。

在飛機起飛、進近等低速階段通過位于機翼前緣的縫翼12和位于機翼后緣的襟翼13的向外伸出，向下旋轉以增大機翼面積來改變構型提供飛機升力，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。

機翼可變彎度控制功能是新一代寬體雙通道飛機使用的一種新型的襟翼技術。如圖2所示，上述機翼可變彎度控制功能通過位于內襟翼13a與外襟翼13b之間的機翼可變彎度控制設備14驅動內襟翼13a和外襟翼13b向上偏轉一較小的角度，來改變左、右機翼11不同展向位置的彎度以優化左、右機翼的曲率，這樣能夠減小機翼載荷并降低機翼阻力，從而有利于減輕飛機的結構重量。

更詳細來說，機翼可變彎度控制功能所具有的兩個作用具體表現如下：

(i)減小機翼載荷

飛機以最大起飛重量起飛，在內襟翼13a和外襟翼13b完全收起后，如圖3所示，獨立地將內襟翼13a向上偏轉一個較小角度，以使機翼上的升力向機身內側移動，使機翼上的展向氣動載荷分布呈現合理的橢圓形，從而減小機翼局部承受的剪力和彎矩；

(ii)降低機翼阻力

飛機在巡航過程中，如圖4所示，獨立地將內襟翼13a向上偏轉至一個較大角度，或再將外襟翼13b向上偏轉一個較小角度，以形成差動，從而能根據載荷變化情況改變升力分布情況和全機升阻特性。

某一型號的飛機的機翼可變彎度功能叫做巡航襟翼。在這種巡航襟翼中，只有內襟翼13a可以獨立于外襟翼13b運動，而實現這一功能的設備叫做變彎度翼盒配平裝置1(Variable Camber Trim Unit,VCTU)。變彎度翼盒配平裝置1共設有兩個，分別安裝在左、右兩側的內襟翼與外襟翼之間。變彎度翼盒配平裝置1使用液壓能源，由飛機上的中央液壓系統供壓。

上述巡航襟翼功能僅在高升力功能主模式下才允許使用，而在高升力功能輔助模式和備用模式下是被抑制的。

另外，如圖5所示，在上述變彎度翼盒配平裝置1主要包括差動齒輪系統2、剎車裝置/離合器3和位置傳感器4三個部件。差動齒輪系統2將內襟翼扭力管5與外襟翼扭力管6連接。