專(zhuān)利名稱(chēng)：用于航空器的飛行控制系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及用于航空器的飛行控制領(lǐng)域，且更具體地涉及主飛行控制機(jī)構(gòu)。
背景技術(shù)：
現(xiàn)代航空器具有飛行控制系統(tǒng)，其中在駕駛部件(控制桿、方向舵桿等等)上的機(jī) 械動(dòng)作和/或來(lái)自于自動(dòng)駕駛儀的信息被轉(zhuǎn)化為模擬信號(hào)，該模擬信號(hào)被傳輸給操縱控制 表面的致動(dòng)器，從而使得航空器繞其三個(gè)軸線的旋轉(zhuǎn)能夠被控制。目前，最廣泛地用于航空學(xué)的致動(dòng)器是液壓伺服控制器“S/C”。液壓伺服控制器 是通過(guò)來(lái)自于飛機(jī)的液壓架的管道連接到飛機(jī)的液壓系統(tǒng)的致動(dòng)器。液壓伺服控制器包括 伺服閥，所述伺服閥引導(dǎo)由飛機(jī)的液壓泵提供的液壓壓力以移動(dòng)連接到控制表面(例如，副 翼、升降舵、方向舵或空氣制動(dòng)器)的致動(dòng)器的桿。飛機(jī)的液壓系統(tǒng)可包括幾個(gè)液壓回路，液壓回路包括貯存器、泵、過(guò)濾器、高壓和 低壓歧管等等，提供由模擬電氣信號(hào)控制的多個(gè)液壓致動(dòng)器。液壓回路可通過(guò)液壓-機(jī)械“EDP”(發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)泵)或“EMP”(電氣馬達(dá)泵)來(lái)供 給，所述EDP直接連接到在每個(gè)馬達(dá)上可用的附件箱(減速齒輪箱)。在最新生產(chǎn)的航空器中，已經(jīng)出現(xiàn)了“EBHA”(電氣備份液壓致動(dòng)器)和“EHA”(電 氣流體靜力致動(dòng)器)類(lèi)型的電氣液壓致動(dòng)器。EBHA是使用電功率和液壓功率的混合致動(dòng)器。它是被添加到局部電氣泵的液壓伺 服控制器，使得可能在主液壓回路損失的情況下向致動(dòng)器提供液壓壓力。EBHA連接到航空 器的液壓系統(tǒng)以及電氣系統(tǒng)。主功率源由液壓系統(tǒng)提供。在液壓系統(tǒng)存在缺陷的情況下， 局部電氣泵由電氣信號(hào)接通，以供應(yīng)并控制致動(dòng)器。EHA電氣流體靜力致動(dòng)器連接到航空器的電氣網(wǎng)絡(luò)并且不連接到液壓系統(tǒng)。EHA 電氣流體靜力致動(dòng)器通過(guò)貯存器和自主電氣液壓泵局部地產(chǎn)生其自身的液壓壓力，從而產(chǎn) 生移動(dòng)致動(dòng)桿所必要的液壓功率。當(dāng)前航空器的飛行控制架構(gòu)包括幾個(gè)液壓回路。圖11示出了用于A320型飛機(jī)中的架構(gòu)，其包括由飛機(jī)的兩個(gè)獨(dú)立馬達(dá)1610、1620 提供的三個(gè)液壓回路1601、1602、1603，該架構(gòu)稱(chēng)為3H。每個(gè)回路包括用于液壓流體的貯存 器、一個(gè)或多個(gè)泵、以及連接到特定致動(dòng)器(未示出)的液壓管道。兩個(gè)回路1602、1601每一 個(gè)均由EDP加壓，第三回路1603由EMP加壓。更具體地，功率由第一液壓機(jī)械式EDP 1611從第一馬達(dá)1610吸取，從而確保第一 回路1601的流體的加壓。按照相同的方式，功率由第二液壓機(jī)械式EDP 1621從第二馬達(dá)1620吸取，從而確 保第二回路1602的流體的加壓。第二回路1602還可由機(jī)電EMP 1622供應(yīng)，從而確保在馬 達(dá)停止時(shí)，替代第二液壓機(jī)械泵EDP 1621加壓第二回路1602的流體，用于例如打開(kāi)貨物艙 門(mén)。此外，功率由發(fā)電機(jī)從第一馬達(dá)1610和/或第二馬達(dá)1620吸取，所述發(fā)電機(jī)經(jīng)由
3電氣桿供應(yīng)機(jī)電泵EMP 1613或1623，從而確保第三回路1603的流體的加壓。第三回路也 可由備用風(fēng)力發(fā)電機(jī)RAT 1633供給。翼1100、1200以及包括水平平面1300、1400和豎向平面1500的尾翼也在該圖中示出。主飛行控制系統(tǒng)包括兩個(gè)副翼1111、1211和翼上的十個(gè)空氣制動(dòng)器1121-1225、 在水平平面內(nèi)的兩個(gè)升降舵(或高度控制器)1331、1431、以及在豎向平面內(nèi)的方向舵1541 (或安定翼)?？刂票砻嬗蛇B接到不同液壓回路1601、1602、1603的液壓致動(dòng)器(未示出)控制。特 別地，副翼1111、1211和升降舵1331、1431的每一個(gè)由兩個(gè)液壓致動(dòng)器控制。方向舵1541 由三個(gè)液壓致動(dòng)器控制。十個(gè)空氣制動(dòng)器1121-1225中的每一個(gè)由單個(gè)液壓致動(dòng)器控制。另一架構(gòu)(未示出)涉及A380型飛機(jī)，其包括四個(gè)馬達(dá)、每一馬達(dá)的一個(gè)EDP以及 兩個(gè)液壓回路(即，每一回路的兩個(gè)EDP)，在該回路上添加每一回路的2個(gè)EMP。兩個(gè)電路 實(shí)現(xiàn)用于致動(dòng)器的功率源。該架構(gòu)稱(chēng)為2H2E。該尺寸的航空器需要更多數(shù)量的控制表面。因此，A380飛機(jī)包括六個(gè)副翼、十六 個(gè)空氣制動(dòng)器、四個(gè)高度控制器以及兩個(gè)安定翼。這類(lèi)飛機(jī)使用S/C、EHA、或EBHA類(lèi)型的液壓致動(dòng)器。這些液壓致動(dòng)器都包括大功 率的液壓起重器并且可容易地移動(dòng)飛機(jī)的從最小到最大的控制表面。它們的基于平滑活塞 在腔中的滑行(推動(dòng)/拉動(dòng))的操作原理使得它們對(duì)于卡滯(binding)內(nèi)在地不敏感，換句 話說(shuō)，它們的卡滯概率遠(yuǎn)低于每飛行小時(shí)的10_9，即在空中安全上是極度不可能出現(xiàn)。這是 十分重要的，因?yàn)橐恍┍砻娴目诱乖诳罩邪踩矫姹徽J(rèn)為是災(zāi)難性的，換句話說(shuō)，這種 事件的概率必須低于每飛行小時(shí)的10_9。在使用液壓致動(dòng)器時(shí)總是出現(xiàn)這種情形。然而，液壓產(chǎn)生部件(泵、貯存器、歧管、入口線路、加壓線路、連接器等等)對(duì)于飛 機(jī)的總質(zhì)量平衡具有重要影響。此外，液壓管件在飛機(jī)上的安裝是專(zhuān)用并且成本高昂的，因?yàn)樾枰鹬亟宇^的精 確對(duì)齊、需要尊重涉及其它系統(tǒng)(保護(hù))的布局規(guī)則、需要實(shí)施泄漏緊密性驗(yàn)證測(cè)試。此外，需要打開(kāi)液壓回路的液壓系統(tǒng)維護(hù)需要很長(zhǎng)時(shí)間的操作，因而使得必須延 長(zhǎng)飛機(jī)的停用并且由于需要隔離敞開(kāi)回路、保護(hù)其它系統(tǒng)不與流體進(jìn)行任何接觸、干預(yù)之 后再加壓和吹掃、以及實(shí)施檢查泄漏緊密性測(cè)試而導(dǎo)致成本高昂。目前來(lái)看，存在完全無(wú)液壓的機(jī)電致動(dòng)器EMA，其僅需要用于它們功率供應(yīng)的電氣 源。EMA可以是直線類(lèi)型，尤其包括滾珠絲杠或滾柱絲杠，或者替代可以是旋轉(zhuǎn)式類(lèi)型，包括 減速齒輪和軸承。然而，EMA致動(dòng)器可具有每飛行小時(shí)大于10_9概率的卡滯。這是到目前為止為什 么EMA致動(dòng)器僅安裝到配置有大量空氣制動(dòng)器的一些類(lèi)型的飛機(jī)的一些空氣制動(dòng)器上的 原因。例如，波音公司在其B787上僅為七對(duì)空氣制動(dòng)器中的兩對(duì)在翼上安裝EMA致動(dòng)器。本發(fā)明的目的在于構(gòu)想出一種可靠、穩(wěn)固和簡(jiǎn)單的飛行控制系統(tǒng)，其克服了前述 缺陷，尤其是使得不必求助于復(fù)雜的安裝或者長(zhǎng)期、限制性以及昂貴的維護(hù)操作。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明限定為用于航空器的飛行控制系統(tǒng)，其包括控制表面以及與所述控制表面相關(guān)聯(lián)以控制航空器的翻滾、偏航、俯仰以及空氣動(dòng)力學(xué)制動(dòng)的飛行功能的致動(dòng)器，與控制 所述飛行功能的至少一種的控制表面相關(guān)聯(lián)的所有致動(dòng)器是機(jī)電致動(dòng)器，與機(jī)電致動(dòng)器相 關(guān)聯(lián)的所述控制表面的一部分是分割控制表面，每個(gè)所述分割控制表面包括至少兩個(gè)獨(dú)立表面。所述分割控制表面部分可包括分割升降舵、和/或分割方向舵和/或分割副翼。每 個(gè)分割升降舵可包括兩個(gè)獨(dú)立升降舵表面。每個(gè)分割方向舵可包括兩個(gè)獨(dú)立方向舵表面。 每個(gè)分割副翼可包括兩個(gè)獨(dú)立副翼表面。在一個(gè)變型中，分割升降舵、和/或方向舵、和/或副翼的每一個(gè)包括三個(gè)獨(dú)立表面。有利地，分割控制表面的獨(dú)立表面的每一個(gè)都由至少一個(gè)機(jī)電致動(dòng)器控制。特別地，分割控制表面的獨(dú)立表面的每一個(gè)可由至少兩個(gè)機(jī)電致動(dòng)器控制，包括 同時(shí)運(yùn)行的至少兩個(gè)機(jī)電致動(dòng)器。根據(jù)本發(fā)明的特定實(shí)施例，至少一組分割控制表面的獨(dú)立表面的每一個(gè)由單個(gè)機(jī) 電致動(dòng)器控制，屬于該組分割控制表面的至少一個(gè)獨(dú)立表面包括平衡機(jī)構(gòu)。屬于空氣制動(dòng)器控制表面的用于控制飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)制動(dòng)功能的每個(gè)控制表 面可由單個(gè)機(jī)電致動(dòng)器控制。有利地，所述機(jī)電致動(dòng)器根據(jù)非可逆?zhèn)鲃?dòng)裝置來(lái)構(gòu)造，所述機(jī)電致動(dòng)器的非可逆 性質(zhì)通過(guò)將旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換為平移運(yùn)動(dòng)的裝置來(lái)確保。根據(jù)一個(gè)變型，屬于空氣制動(dòng)器控制表面的控制飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)制動(dòng)功能的每 個(gè)控制表面可由至少兩個(gè)機(jī)電致動(dòng)器控制。有利地，與控制所述飛行功能的至少兩種的控制表面相關(guān)聯(lián)的所有機(jī)電致動(dòng)器都 是相同的。本發(fā)明還涉及一種飛機(jī)，所述飛機(jī)配置有根據(jù)前述特征中任一項(xiàng)所述的飛行控制 系統(tǒng)。


圖1表示根據(jù)本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)的一部分； 圖2A-3D描述了根據(jù)本發(fā)明的分割控制表面；
圖4A-4D描述了根據(jù)本發(fā)明的將EMA致動(dòng)器分配和定尺寸的不同實(shí)施例； 圖5A-8B描述了根據(jù)本發(fā)明的將EMA致動(dòng)器分割和分配的不同實(shí)施例； 圖9描述了根據(jù)本發(fā)明的在中等大小類(lèi)型的常規(guī)飛機(jī)中的飛行控制架構(gòu)的實(shí)施例； 圖10描述了根據(jù)圖9的示例由電氣電路分配致動(dòng)器；以及 圖11表示從現(xiàn)有技術(shù)已知的主飛行控制系統(tǒng)的架構(gòu)。
具體實(shí)施例方式本發(fā)明的基本構(gòu)思在于，使用用于航空器的主飛行控制的越來(lái)越多的EMA(機(jī)電致 動(dòng)器)，這是由于在組合在一起成為航空器的限定相關(guān)區(qū)域的致動(dòng)器之間的協(xié)同作用，以及 在合適情況下由于飛行控制表面的特定配置。航空器的主飛行控制系統(tǒng)包括控制表面和與用于控制翻滾、偏航、俯仰以及空氣動(dòng)力學(xué)制動(dòng)的飛行功能的控制表面相關(guān)聯(lián)的致動(dòng)器。根據(jù)本發(fā)明，與控制在翻滾、偏航、俯仰以及空氣動(dòng)力學(xué)制動(dòng)的飛行功能之中的至 少一種飛行功能的控制表面相關(guān)聯(lián)的所有致動(dòng)器都是機(jī)電致動(dòng)器EMA。機(jī)電致動(dòng)器使得可能通過(guò)省去與涉及與所討論的功能相關(guān)聯(lián)的致動(dòng)器的液壓機(jī) 構(gòu)的至少一部分來(lái)得到更加電氣化的航空器。要注意的是，每種飛行功能由航空器的相關(guān) 區(qū)域來(lái)確保，這使得可能省去在該區(qū)域中的液壓分配的至少一部分，同時(shí)減少產(chǎn)生液壓功 率的部件的尺寸。這使得可能降低航空器的重量、利于維護(hù)以及降低成本。需要的話，這使 得可能單個(gè)使用用于至少一種飛行功能的機(jī)電致動(dòng)器。此外，機(jī)電致動(dòng)器比電氣流體靜力 致動(dòng)器(EHA)和電氣備份液壓致動(dòng)器(EBHA)更為可靠，因?yàn)樗鼈儼ㄝ^少的機(jī)械部件并且 不包括任何液壓部件。將要注意的是，兩種、三種或四種飛行功能的任何可能組合也可由機(jī)電致動(dòng)器來(lái) 確保。圖1表示根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的主飛行控制系統(tǒng)的一部分，所述主飛行控制系 統(tǒng)特別涉及翻滾和空氣動(dòng)力學(xué)制動(dòng)的飛行功能。在該圖中示出了左舷翼100和右舷翼200。左舷翼100包括左舷副翼111以及 五個(gè)左舷空氣制動(dòng)器121-125，右舷翼200包括右舷副翼211以及五個(gè)右舷空氣制動(dòng)器 221-225。副翼111、211和/或空氣制動(dòng)器121_125、221_225中的每一個(gè)由至少一個(gè)機(jī)電 致動(dòng)器 Illal、llla2、211al、211a2、以及 121a_225a 控制。要注意的是，EMA致動(dòng)器的卡滯概率在每飛行小時(shí)的10_7或甚至10_8的量級(jí)，因 此，兩個(gè)獨(dú)立致動(dòng)器(換句話說(shuō)，在兩個(gè)獨(dú)立控制表面上)同時(shí)卡滯的概率將遠(yuǎn)低于每飛行 小時(shí)的10_9，且因此極度不可能出現(xiàn)。此外，副翼卡滯的后果對(duì)于飛機(jī)的安全性來(lái)說(shuō)是可接受的，因?yàn)榭母币淼难?展可被補(bǔ)償，同時(shí)由于仍可用的另一副翼以及合適的話空氣制動(dòng)器而保持對(duì)于翻滾軸線的
必要管理。此外，空氣制動(dòng)器卡滯的后果保持極小，并且可容易地通過(guò)仍可用的其它空氣制 動(dòng)器來(lái)補(bǔ)償。因此，圖1的示例示出了空氣動(dòng)力學(xué)制動(dòng)功能和/或翻滾飛行功能可由EMA致動(dòng) 器來(lái)確保，從而使得能夠省去在翼100和200的中心和/或端部處的液壓部件。有利地，在 該兩種功能都由EMA致動(dòng)器來(lái)確保的情況下，那么可能的是，從飛機(jī)的翼100和200省去整 個(gè)液壓部件。由于飛機(jī)的電氣需求持續(xù)增加，因此機(jī)載電氣發(fā)電機(jī)越來(lái)越多且功率越來(lái)越大。 此外，引入不同的電氣發(fā)電機(jī)使得可能設(shè)想將電能作為可靠功率源。最后，由液壓回路導(dǎo)致 的限制(重量、由存在流體引起的維護(hù)困難等等)促進(jìn)用電氣電路來(lái)置換液壓回路。因此，十分有利的是，使得使用EMA致動(dòng)器來(lái)置換液壓致動(dòng)器普遍化。然而，EMA致 動(dòng)器對(duì)卡滯的靈敏度比它們的液壓對(duì)應(yīng)部件對(duì)卡滯的靈敏度要高得多。為了解決EMA致動(dòng)器該卡滯問(wèn)題，本發(fā)明構(gòu)想出將主飛行控制系統(tǒng)的控制表面的 至少一個(gè)部分分割。更具體地說(shuō)，本發(fā)明提出，與機(jī)電致動(dòng)器相關(guān)聯(lián)的控制表面的至少一個(gè) 部分是分割控制表面，每個(gè)分割控制表面包括至少兩個(gè)機(jī)械上獨(dú)立的快速表面。控制表面分割使得可能的是，在致動(dòng)器卡滯的情況下，具有足夠的功能性快速表面以抵消卡滯表面引起的應(yīng)力以及繼續(xù)控制飛機(jī)。此外，給定每個(gè)獨(dú)立表面的降低尺寸，這 些表面中的一個(gè)的卡滯產(chǎn)生比單件控制表面的卡滯更少的空氣動(dòng)力學(xué)阻力損失。此外，將 控制表面切割成獨(dú)立表面使得可能降低致動(dòng)器的功率，且因而使用小尺寸的致動(dòng)器，該致 動(dòng)器可十分容易地集成到航空器或飛機(jī)的尾翼和機(jī)翼中。在圖2A-3D中示出的示例示顯示，分割控制表面的部分可包括分割副翼、和/或分 割升降舵和/或分割方向舵。圖2A的示例顯示，每個(gè)副翼可切割成兩個(gè)獨(dú)立表面。更具體地，該圖顯示左舷副 翼111包括兩個(gè)獨(dú)立表面113和114，右舷副翼211也包括兩個(gè)獨(dú)立表面213和214。根據(jù)一個(gè)變型，圖2B示出了左舷副翼111和右舷副翼112每一個(gè)均被切割成三個(gè) 獨(dú)立表面(分別為113-115和213-215)。因此，通過(guò)將副翼111、211分割成獨(dú)立表面113-215，降低了這些表面中的一個(gè)的 卡滯后果，且同時(shí)省去了相應(yīng)的液壓部件。然而，圖2C示出了每個(gè)副翼111、211可能不被切割開(kāi)而是保持為單件形式(如在 圖1的示例中所描述的)。圖3A顯示每個(gè)升降舵可切割成兩個(gè)獨(dú)立表面。更具體地，該圖顯示，尾翼的水平 平面的左舷300和右舷400部分包括左舷升降舵331和右舷升降舵431。左舷升降舵331 包括兩個(gè)獨(dú)立升降舵表面333和334。類(lèi)似地，右舷升降舵431包括兩個(gè)獨(dú)立升降舵表面 433 和 434。根據(jù)一個(gè)變型，圖;3B顯示，升降舵331和431每一個(gè)均可分別切割成三個(gè)獨(dú)立表 面 333-335 和 433-435。升降舵331、431的切割使得可能使用EMA致動(dòng)器，并且因此省去尾翼的水平平面 300、400的液壓部件。圖3C描述了尾翼的豎向平面500，所述尾翼包括方向舵M1，其包括三個(gè)獨(dú)立方向 舵表面543、544和M5。有利地，方向舵被切割成相同效率的三個(gè)獨(dú)立表面，且每個(gè)獨(dú)立表 面可由一個(gè)、兩個(gè)或甚至更多致動(dòng)器來(lái)致動(dòng)。因此，一個(gè)獨(dú)立表面(例如，543)的卡滯引起飛機(jī)的偏航運(yùn)動(dòng)。然而，在相同軸線上 具有相同效率的第二表面(例如，545)使得可能通過(guò)控制其在相反方向上的位置來(lái)抵消該 偏航運(yùn)動(dòng)。此外，第三表面544使得可能保存最小化偏航控制。圖3D描述了圖3C的變型，其中方向舵541包括兩個(gè)獨(dú)立方向舵表面543和M4。 這類(lèi)切割可適于單發(fā)動(dòng)機(jī)類(lèi)型的飛機(jī)。方向舵Ml的切割使得可能使用EMA致動(dòng)器，且因此省去尾翼的豎向平面500上 的液壓部件。有利地，當(dāng)切割升降舵331、431和方向舵541時(shí)，可省去整個(gè)尾翼的液壓部件。要注意的是，每個(gè)獨(dú)立表面可由一個(gè)、兩個(gè)或甚至更多EMA致動(dòng)器來(lái)致動(dòng)，該致動(dòng) 器可按照幾種方式分布。通常而言，單件控制表面或分割控制表面的獨(dú)立表面中的每一個(gè)都由至少一個(gè) EMA致動(dòng)器來(lái)控制。更具體地，單件控制表面或獨(dú)立表面中的每一個(gè)可由至少兩個(gè)EMA致動(dòng)器來(lái)控 制，其可有利地包括可同時(shí)運(yùn)行的至少兩個(gè)EMA致動(dòng)器。這使得可能降低致動(dòng)器的體積并 且因而利于將其集成到航空器的結(jié)構(gòu)中。
圖4A-4D描述了致動(dòng)器的分配和定尺寸的不同實(shí)施例，在該情形中每一控制表面 或獨(dú)立表面上使用兩個(gè)EMA致動(dòng)器。圖4A是第一實(shí)施例，描述了引導(dǎo)單件控制表面651的兩個(gè)EMA致動(dòng)器651al和 651a2，該兩個(gè)EMA致動(dòng)器65Ial和651a2中的每一個(gè)能夠單獨(dú)確保完整性能。因而，致動(dòng) 器故障對(duì)于飛機(jī)的性能沒(méi)有立即的影響。根據(jù)該第一實(shí)施例，與100%的所需功率相比，額定可用功率是200%。因此，在致動(dòng) 器651a2出故障之后可用功率是100%。在該情形中，與功率相比致動(dòng)器的權(quán)重是200%，因 此，對(duì)應(yīng)于該實(shí)施例的架構(gòu)的效率是50%。該架構(gòu)的效率定義如下“在致動(dòng)器出故障時(shí)的 可用功率”和“與所需功率相比致動(dòng)器的權(quán)重”之間的比。圖4B是第二實(shí)施例，其使用同時(shí)運(yùn)行的較小尺寸的兩個(gè)EMA致動(dòng)器以便在額定模 式下提供完整性能并且在損失致動(dòng)器的情況下處于降級(jí)性能。要注意的是，用于給定表面的運(yùn)動(dòng)所需的致動(dòng)器的功率根據(jù)第一量級(jí)與該表面的 容積成比例。類(lèi)似地，致動(dòng)器的權(quán)重與該致動(dòng)器的功率成比例。因而，將兩個(gè)EMA致動(dòng)器同 時(shí)分割在相同表面上使得可能將它們的功率相加到一起，且因而優(yōu)化它們定尺寸并且進(jìn)一 步減少它們的尺寸。實(shí)際上，圖4B描述了同時(shí)引導(dǎo)單件控制表面651的兩個(gè)EMA致動(dòng)器651a3和 651a4,并且該兩個(gè)EMA致動(dòng)器651a3和651a4中的每一個(gè)確保66%的功率。根據(jù)該第二實(shí) 施例，與所需功率相比，額定可用功率是133%，且因此在致動(dòng)器651a4出故障的情況下可用 功率是66%。在該情形中，與所需功率相比，致動(dòng)器的權(quán)重是133%，且因此，對(duì)應(yīng)于該實(shí)施例 的架構(gòu)的效率是50%。圖4C是第三實(shí)施例，其將同時(shí)運(yùn)行EMA致動(dòng)器的優(yōu)勢(shì)與分割控制表面的優(yōu)勢(shì)相結(jié)
I=I O實(shí)際上，分割控制表面導(dǎo)致在致動(dòng)器失效時(shí)較少的空氣動(dòng)力學(xué)效率損失，因?yàn)榭?速表面的大部分仍保持100%可用。這使得通過(guò)在所有時(shí)段采用活動(dòng)-活動(dòng)模式而可能甚 至進(jìn)一步優(yōu)化致動(dòng)器的功率。更具體地，圖4C描述了切割成兩個(gè)獨(dú)立表面653和654的控制表面651。第一獨(dú) 立表面653由同時(shí)運(yùn)行的兩個(gè)EMA致動(dòng)器653a5和653a6引導(dǎo)，第二獨(dú)立表面654由同時(shí) 運(yùn)行的兩個(gè)EMA致動(dòng)器654a5和654a6引導(dǎo)。EMA致動(dòng)器653a5_654a6中的每一個(gè)確保33% 的功率。根據(jù)該第三實(shí)施例，與50%的所需功率相比，在每個(gè)獨(dú)立表面653和6M上的額定 可用功率是66%。因此，在致動(dòng)器654a6出故障的情況下在所有表面上的可用功率是83%。 在該情形中，與所需功率相比，致動(dòng)器的權(quán)重是133%，且因此，對(duì)應(yīng)于該實(shí)施例的架構(gòu)的效 率是62%。最后，圖4D是圖4C的變型，描述了兩個(gè)獨(dú)立表面653和654。獨(dú)立表面653和 654中的每一個(gè)分別由兩個(gè)EMA致動(dòng)器653a7、653a8和6Ma7、6Ma8同時(shí)引導(dǎo)，致動(dòng)器 653a7-654a8中的每一個(gè)確保25%的功率。根據(jù)該第四實(shí)施例，與同樣是50%的所需功率相 比，在每個(gè)表面上的額定可用功率是50%，因此，在一個(gè)致動(dòng)器出故障的情況下在所有表面 上的可用功率是75%。在該情形中，與所需功率相比，致動(dòng)器的權(quán)重是100%，且因此，對(duì)應(yīng)于 該實(shí)施例的架構(gòu)的效率是75%。
這些不同的實(shí)施例使得可能進(jìn)行比較以及因而優(yōu)化EMA致動(dòng)器的定尺寸。顯然， 在這些實(shí)施例中要注意的是，具有用于操縱控制表面的100%所需功率的可用數(shù)量并不是 必不可少的。具有少于100%的可用功率的事實(shí)并不會(huì)阻止操縱控制表面，但是會(huì)簡(jiǎn)單地降 低其動(dòng)態(tài)性能。此外，在每一控制表面或快速表面上可僅使用單個(gè)EMA致動(dòng)器。該第二方案具有 基本降低每一飛機(jī)的致動(dòng)器數(shù)量的優(yōu)勢(shì)。然而，在該示例中，有利的是確保在致動(dòng)器的束縛帶斷裂的情況下這些表面不會(huì) 經(jīng)受顫動(dòng)。在該情形中，例如通過(guò)將表面的重心調(diào)整到鉸鏈上以便使得其振蕩收斂，可平衡 該表面。正常方案在于，使用例如在副翼上的延伸弦(cord)、高度控制機(jī)構(gòu)以及ATR范圍的 方向舵。例如，在由單個(gè)機(jī)電致動(dòng)器控制至少一組分割控制表面的獨(dú)立表面的每一個(gè)的情 形中，可配置成使得屬于該組分割控制表面的至少一個(gè)獨(dú)立表面包括平衡機(jī)構(gòu)。通常而言，首先，最遠(yuǎn)離飛機(jī)的機(jī)身的快速表面可需要最大的平衡。因此，平衡機(jī) 構(gòu)可有利地裝配到屬于該組分割控制表面的每一個(gè)獨(dú)立表面上，位于相對(duì)于飛機(jī)的機(jī)身的 最遠(yuǎn)端。圖5A-8B描述了不同的實(shí)施例，顯示在主飛行控制的不同分割或未分割控制表面 上的EMA分布的不同示例。圖5A描述了由并行運(yùn)行的兩個(gè)EMA致動(dòng)器Illal和llla2致動(dòng)的單件左舷副翼 111以及由并行運(yùn)行的兩個(gè)EMA致動(dòng)器21 Ial和21 la2致動(dòng)的單件右舷副翼211。圖5B描述了包括兩個(gè)獨(dú)立表面113和114的左舷副翼111以及包括兩個(gè)獨(dú)立表 面213和214的右舷副翼211。獨(dú)立表面113、114、213和214中的每一個(gè)分別由優(yōu)選地 運(yùn)行在活動(dòng)-活動(dòng)模式中的兩個(gè)EMA致動(dòng)器113a3-113a4、114a3-114a4、213a3-213a4和 214a3-214a4致動(dòng)。因此，根據(jù)該配置，八個(gè)EMA致動(dòng)器用于四個(gè)獨(dú)立副翼表面。圖5C描述了包括三個(gè)獨(dú)立表面113、114和115的左舷副翼111以及包括三個(gè)獨(dú) 立表面213、214和215的右舷副翼211。獨(dú)立表面113-215中的每一個(gè)分別由單個(gè)EMA致 動(dòng)器113a5-215a5致動(dòng)。取決于具體情形，最遠(yuǎn)的獨(dú)立表面115和215每一個(gè)均分別包括 平衡機(jī)構(gòu)116和216。因此，根據(jù)該配置，六個(gè)EMA致動(dòng)器用于六個(gè)獨(dú)立副翼表面，且兩個(gè)平 衡機(jī)構(gòu)116和216用于兩個(gè)外部表面115和215。圖6A描述了分割成兩個(gè)獨(dú)立表面333和334的左舷升降舵331以及分割成兩 個(gè)獨(dú)立表面433和434的右舷升降舵431。獨(dú)立表面333-434中的每一個(gè)分別由優(yōu)選地 運(yùn)行在活動(dòng)-活動(dòng)模式中的兩個(gè)EMA致動(dòng)器333al-333a2、334al-3;34a2、433al-433a2和 434al-434a2致動(dòng)。因此，根據(jù)該配置，八個(gè)EMA致動(dòng)器用于四個(gè)獨(dú)立升降舵表面。圖6B描述了分割成三個(gè)獨(dú)立表面333、334和335的左舷升降舵331以及分割成 三個(gè)獨(dú)立表面433、434和435的右舷升降舵431。每個(gè)獨(dú)立表面333-435分別由單個(gè)EMA 致動(dòng)器333a3-435a3致動(dòng)。取決于具體情形，最遠(yuǎn)的獨(dú)立表面335和435每一個(gè)均分別包 括平衡機(jī)構(gòu)336和436。因此，根據(jù)該配置，六個(gè)EMA致動(dòng)器用于六個(gè)獨(dú)立升降舵表面，且兩 個(gè)平衡機(jī)構(gòu)336和436用于兩個(gè)外部表面335和435。 圖7A描述了分割成三個(gè)獨(dú)立表面543、544和545的方向舵Ml。獨(dú)立表面543-545中的每一個(gè)分別由優(yōu)選地運(yùn)行在活動(dòng)-活動(dòng)模式中的兩個(gè)EMA致動(dòng)器M3al-M3a2、 544al-544a2和致動(dòng)。因此，根據(jù)該配置，六個(gè)EMA致動(dòng)器用于關(guān)于方向的三 個(gè)獨(dú)立表面。圖7B是圖7A的變型，顯示三個(gè)獨(dú)立表面M3445中的每一個(gè)由單個(gè)EMA致動(dòng)器 543a,544a和Mfe致動(dòng)以及距機(jī)身最遠(yuǎn)的獨(dú)立表面545包括平衡機(jī)構(gòu)M6。因此，根據(jù)該 配置，三個(gè)EMA致動(dòng)器用于三個(gè)獨(dú)立方向舵表面，并且足以唯一地使用平衡機(jī)構(gòu)546用于獨(dú) 立上部表面M5。要注意的是，圖7A和7B的配置還可用于分割成兩個(gè)獨(dú)立表面的方向舵，如在圖3D 中所示的。圖8A描述了左舷空氣制動(dòng)器和右舷空氣制動(dòng)器。該圖以示例的方式顯示分別在 翼100和200的每一個(gè)上的五個(gè)空氣制動(dòng)器121-125和221-225?？諝庵苿?dòng)器121-225中 的每一個(gè)由單個(gè)EMA致動(dòng)器121a3-225a3致動(dòng)。需要的話，每個(gè)空氣制動(dòng)器可分割成兩個(gè) 獨(dú)立表面。因此，可能的話，例如針對(duì)每翼十個(gè)獨(dú)立空氣制動(dòng)器表面，使用十個(gè)EMA致動(dòng)器。要注意的是，空氣制動(dòng)器是在致動(dòng)器失電或損失功率(power loss)的情況下必須 保持閉合(pinned down)的快速表面。常規(guī)方案在于，使用失電制動(dòng)器或棘輪系統(tǒng)。本發(fā)明提出使用根據(jù)非可逆?zhèn)鲃?dòng)裝置構(gòu)造的EMA致動(dòng)器。EMA致動(dòng)器的非可逆性 質(zhì)可通過(guò)用于將旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換為平移運(yùn)動(dòng)的裝置來(lái)確保。這種轉(zhuǎn)換裝置可包括非可逆滾珠 絲杠或滾柱絲杠或甚至簡(jiǎn)易絲杠。該裝置的非可逆性質(zhì)的優(yōu)勢(shì)在于，使得可能消除現(xiàn)有技 術(shù)中的斷電(power off)制動(dòng)器和棘輪。因此，在失電或損失功率的情形中，非可逆EMA致動(dòng)器能夠保持空氣制動(dòng)器閉合。 這使得可能降低轉(zhuǎn)換裝置的成本同時(shí)省去斷電制動(dòng)器或任何其它防延展功能裝置。圖8B是圖8A的變型，顯示每個(gè)空氣制動(dòng)器121-225分別通過(guò)兩個(gè)EMA致動(dòng)器 121al-121a2到22fel_225a2并行地致動(dòng)。例如，每翼可使用在八個(gè)和二十個(gè)之間的空氣制 動(dòng)器，且因此每翼可使用在十六個(gè)和四十個(gè)之間的EMA致動(dòng)器。要注意的是，在圖5A-7B和8B的所有示例中，EMA致動(dòng)器是可逆致動(dòng)器。更具體地， 在每單件控制表面或獨(dú)立表面使用至少兩個(gè)EMA致動(dòng)器的實(shí)施例中，可逆致動(dòng)器在這些致 動(dòng)器中的一個(gè)已經(jīng)失效(除了卡滯以外)的情況下允許控制表面或獨(dú)立表面運(yùn)動(dòng)。有利地， 與控制表面相關(guān)聯(lián)的不同致動(dòng)器由至少兩個(gè)不同且分離的能量源提供動(dòng)力，使得與所述控 制表面相關(guān)聯(lián)的所有致動(dòng)器的失電或損失功率概率小于每飛行小時(shí)的10Λ在圖8B的示 例的情形中，這具有使得可能省去現(xiàn)有技術(shù)的失能(energy loss)制動(dòng)器和棘輪的優(yōu)勢(shì)。顯然，可構(gòu)想出在圖5A-8B中所示的配置的所有組合。有利地，這些配置可進(jìn)行組 合，使得與控制所述飛行功能的至少兩種的控制表面相關(guān)聯(lián)的所有機(jī)電致動(dòng)器是相同的。 這使得可能將相同的機(jī)電致動(dòng)器裝配到需要相同量級(jí)的功率水平的所有表面上。更具體地，在圖5B、6A、7A和8B (相應(yīng)地，在圖5C、6B、7B和8A)所示的配置的組合 使得可能將相同的EMA致動(dòng)器裝配到副翼111、211、升降舵331、431、和方向舵Ml以及空 氣制動(dòng)器121-225的所有快速表面上。致動(dòng)器的這種標(biāo)準(zhǔn)化使得可能增加生產(chǎn)率、利于開(kāi) 發(fā)和維護(hù)、以及因此降低成本。此外，本發(fā)明使得可能通過(guò)使用在空氣制動(dòng)器121-225和副翼111、211(分割或未 分割的)上以及在分割升降舵331、431和方向舵541上的EMA致動(dòng)器來(lái)實(shí)現(xiàn)完全電氣主飛行控制系統(tǒng)。圖9示出了根據(jù)本發(fā)明的飛行控制架構(gòu)的實(shí)施例，其中該架構(gòu)例如可用于常規(guī)中 等范圍類(lèi)型的飛機(jī)中。該架構(gòu)包括由飛機(jī)的兩個(gè)獨(dú)立馬達(dá)610和620供電的三個(gè)電氣電路 601,602 和 603。第一馬達(dá)610和第二馬達(dá)620分別驅(qū)動(dòng)第一和第二 VFG (變頻發(fā)電機(jī))發(fā)電機(jī)611 和621以及第一和第二 PMG (永磁發(fā)電機(jī))發(fā)電機(jī)613和623。第一和第二發(fā)電機(jī)VFG 611和621分別將變頻電流輸送給第一電氣電路601和第 二電氣電路602。第一和第二發(fā)電機(jī)PMG 613和623將恒頻電流輸送給第三電氣電路603。發(fā)電機(jī)PMG 613和623可結(jié)合使用以向第三電路603供電。作為變型，第三電路 603可由發(fā)電機(jī)PMG 613和623中的任一個(gè)無(wú)差異地供電。有利地，備用風(fēng)電發(fā)電機(jī)RAT 633可用于向第三電路603供電。在該圖中還示出了位于飛機(jī)的翼100、200以及尾翼300、400和500上的主飛行控 制機(jī)構(gòu)。根據(jù)該特定實(shí)施例，主飛行控制機(jī)構(gòu)包括左舷副翼111的兩個(gè)獨(dú)立表面113、114 ； 右舷副翼211的兩個(gè)獨(dú)立表面213、214 ；左舷升降舵331的兩個(gè)獨(dú)立表面333、334 ；右舷升 降舵431的兩個(gè)獨(dú)立表面433、434 ；以及方向舵Ml的三個(gè)獨(dú)立表面543、544和M5。主飛行控制機(jī)構(gòu)還包括五個(gè)左舷空氣制動(dòng)器121-125以及五個(gè)右舷空氣制動(dòng)器 221-225o有利地，三個(gè)電氣電路601、602、603中的每一個(gè)可用于通過(guò)自身確保在所有這些 軸線下對(duì)于飛機(jī)飛行的控制。例如，每個(gè)獨(dú)立副翼表面可由分別連接到第一和第三電氣電路601、603或者連接 到第二和第三電氣電路602、603的兩個(gè)致動(dòng)器控制。十個(gè)空氣制動(dòng)器121-225可分別由十 個(gè)致動(dòng)器控制，其中四個(gè)致動(dòng)器連接到第一電氣電路601、另四個(gè)致動(dòng)器連接到第二電氣電 路602、以及最后兩個(gè)致動(dòng)器連接到第三電氣電路603。兩個(gè)第一獨(dú)立升降舵表面中的每一 個(gè)可由分別連接到第一和第三電氣電路601、603的兩個(gè)致動(dòng)器控制，兩個(gè)第二獨(dú)立升降舵 表面中的每一個(gè)可由分別連接到第二和第三電氣電路602、603的兩個(gè)致動(dòng)器控制。最后， 每個(gè)獨(dú)立方向舵表面可由分別連接到該電氣電路的三種不同組合中的兩個(gè)電氣電路的兩 個(gè)致動(dòng)器控制。更具體地，第一電氣電路601用于控制分別與左舷和右舷副翼的獨(dú)立外部表面 114、214相關(guān)聯(lián)的兩個(gè)EMA致動(dòng)器(換句話說(shuō)，致動(dòng)器114al和2Hal)中的一個(gè)、用于控制 分別與左舷和右舷升降舵的獨(dú)立外部表面334、434相關(guān)聯(lián)的兩個(gè)EMA致動(dòng)器(換句話說(shuō)，致 動(dòng)器334al和43如1)中的一個(gè)、以及用于控制分別與獨(dú)立中間方向舵表面544和上部方向 舵表面545相關(guān)聯(lián)的兩個(gè)EMA致動(dòng)器(換句話說(shuō)，致動(dòng)器544al和Mfel)中的一個(gè)。第一 電氣電路601還用于控制分別與兩個(gè)左舷空氣制動(dòng)器121al、123al和兩個(gè)右舷空氣制動(dòng)器 221al、223al相關(guān)聯(lián)的致動(dòng)器。第二電氣電路602用于控制分別與左舷和右舷副翼的獨(dú)立內(nèi)部表面113、213相關(guān) 聯(lián)的兩個(gè)EMA致動(dòng)器(換句話說(shuō)，致動(dòng)器113a2和213a2)之一、用于控制分別與左舷和右 舷升降舵的獨(dú)立內(nèi)部表面333、433相關(guān)聯(lián)的兩個(gè)EMA致動(dòng)器(換句話說(shuō)，致動(dòng)器333a2和433a2)之一、以及用于控制分別與獨(dú)立下部方向舵表面543和中間方向舵表面544相關(guān)聯(lián) 的兩個(gè)EMA致動(dòng)器(換句話說(shuō)，致動(dòng)器M3a2和討如2)中的一個(gè)。第二電氣電路602還用 于控制分別與兩個(gè)左舷空氣制動(dòng)器122、IM和兩個(gè)右舷空氣制動(dòng)器222、2M相關(guān)聯(lián)的致動(dòng) 器 122a2、124a2、222a2、224a2。第三電氣電路603用于控制分別與左舷和右舷副翼的獨(dú)立內(nèi)部表面113、213和外 部表面114、214相關(guān)聯(lián)的兩個(gè)EMA致動(dòng)器(換句話說(shuō)，致動(dòng)器113a3、213a3、114a3和2Ha3) 中的一個(gè)、用于控制分別與左舷和右舷升降舵的獨(dú)立內(nèi)部表面333、433和外部表面334、 434相關(guān)聯(lián)的兩個(gè)EMA致動(dòng)器(換句話說(shuō)，致動(dòng)器333a3、433a3、334a3和43如3)中的一個(gè)、 以及用于控制與獨(dú)立下部方向舵表面543和上部方向舵表面545相關(guān)聯(lián)的兩個(gè)EMA致動(dòng)器 (換句話說(shuō)，致動(dòng)器543a3和中的一個(gè)。第三電氣電路603還用于控制分別與左舷 空氣制動(dòng)器125和右舷空氣制動(dòng)器225相關(guān)聯(lián)的致動(dòng)器12fe3、22fe3。圖10示出了由根據(jù)圖9的示例的電氣電路的致動(dòng)器分布以及顯示電氣電路還能 夠供應(yīng)航空器的其它控制。該圖中的線分別對(duì)應(yīng)副翼113-214的控制；分別對(duì)應(yīng)空氣制動(dòng)器121-225的控制； 分別對(duì)應(yīng)升降舵333-434的控制；分別對(duì)應(yīng)方向舵M3-M5的控制；分別對(duì)應(yīng)可調(diào)節(jié)水平 平面THSA致動(dòng)器711、712的控制；分別對(duì)應(yīng)縫翼和WTB (翼尖端制動(dòng)器)721,723的控制； 分別對(duì)應(yīng)襟翼和WTB 732,733的控制；分別對(duì)應(yīng)制動(dòng)系統(tǒng)741、743的控制；分別對(duì)應(yīng)推力 反向器751、752的控制；分別對(duì)應(yīng)MLG (主起落架)761、762的控制；分別對(duì)應(yīng)NLG (前起落 架)以及定向NWS (前輪轉(zhuǎn)向)773的控制。更具體地，第一電氣電路601可用于控制致動(dòng)器，這些致動(dòng)器涉及THSA 711左舷 側(cè)、縫翼和WTB 721、制動(dòng)系統(tǒng)741、第一馬達(dá)610的推力反向器751、以及MLG 761左舷側(cè)。第二電氣電路602也可用于控制致動(dòng)器，這些致動(dòng)器涉及THSA右舷側(cè)712、襟翼 和WTB 732、第二馬達(dá)620的推力反向器752、以及MLG 762右舷側(cè)。第三電氣電路603也可用于控制致動(dòng)器，這些致動(dòng)器涉及縫翼和WTB 723、襟翼 和WTB 733、制動(dòng)系統(tǒng)743、以及NLG和NWS 773。本發(fā)明還涉及一種配置有根據(jù)本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)的航空器。因此，根據(jù)本發(fā)明的控制系統(tǒng)使得可能得到具有可靠且更低成本的EMA致動(dòng)器的 更加電氣化的飛機(jī)(省去液壓系統(tǒng))，并且通過(guò)選擇等于所需致動(dòng)器功率的面板或獨(dú)立表面 的尺寸來(lái)標(biāo)準(zhǔn)化EMA致動(dòng)器。這使得可能將相同的致動(dòng)器裝配到飛機(jī)的所有快速表面上。 分割控制表面使得可能減少對(duì)于致動(dòng)器的需求(特別地，關(guān)于卡滯、防延展以及阻尼)，并且 使得可能使用小尺寸的致動(dòng)器來(lái)更好地集成到飛機(jī)的結(jié)構(gòu)中。
1權(quán)利要求
1.一種用于航空器的飛行控制系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括控制表面(111，211，331，431， 541, 121-225)以及與所述控制表面相關(guān)聯(lián)以控制航空器的翻滾、偏航、俯仰以及空氣動(dòng)力 學(xué)制動(dòng)的飛行功能的致動(dòng)器，其特征在于，與控制所述飛行功能的至少一種的控制表面相 關(guān)聯(lián)的所有致動(dòng)器(lllal_211a2，121a_225a)是機(jī)電致動(dòng)器，并且與所述機(jī)電致動(dòng)器相關(guān) 聯(lián)的所述控制表面的一部分是分割控制表面(111，211，331，431，541)，所述分割控制 表面的每一個(gè)均包括至少兩個(gè)獨(dú)立表面(113，114，…，545)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的控制系統(tǒng)，其特征在于，所述分割控制表面部分包括分割升 降舵(333，334，433，434)。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的控制系統(tǒng)，其特征在于，所述分割控制表面部分包括分割方 向舵(543，544, 545)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1-3中任一項(xiàng)所述的控制系統(tǒng)，其特征在于，所述分割控制表面部分 包括分割副翼(113，114，115，213，214，215)。
5.根據(jù)權(quán)利要求1-4中任一項(xiàng)所述的控制系統(tǒng)，其特征在于，所述分割控制表面部分 包括分割升降舵、和/或方向舵和/或副翼，并且每個(gè)分割升降舵包括兩個(gè)獨(dú)立升降舵表面 (333，334，433，434)、每個(gè)分割方向舵包括兩個(gè)獨(dú)立方向舵表面(543，544, 545)、每個(gè) 分割副翼包括兩個(gè)獨(dú)立副翼表面(113，114，213，214)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1-4中任一項(xiàng)所述的控制系統(tǒng)，其特征在于，所述分割控制表面部分 包括升降舵、和/或方向舵和/或副翼，并且所述分割控制表面的每一個(gè)包括三個(gè)獨(dú)立表
7.根據(jù)權(quán)利要求1-6中任一項(xiàng)所述的控制系統(tǒng)，其特征在于，分割控制表面的獨(dú)立表 面的每一個(gè)都由至少一個(gè)機(jī)電致動(dòng)器控制。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的控制系統(tǒng)，其特征在于，分割控制表面的獨(dú)立表面的每一個(gè) 都由至少兩個(gè)機(jī)電致動(dòng)器控制，包括同時(shí)運(yùn)行的至少兩個(gè)機(jī)電致動(dòng)器。
9.根據(jù)權(quán)利要求1-7中任一項(xiàng)所述的控制系統(tǒng)，其特征在于，至少一組分割控制表面 的獨(dú)立表面的每一個(gè)由單個(gè)機(jī)電致動(dòng)器控制，并且屬于該組分割控制表面的至少一個(gè)獨(dú)立 表面(115，215)包括平衡機(jī)構(gòu)(116，216)。
10.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的控制系統(tǒng)，其特征在于，屬于控制飛機(jī)的空氣 動(dòng)力學(xué)制動(dòng)功能的空氣制動(dòng)器控制表面(121，…，225)的每個(gè)控制表面由單個(gè)機(jī)電致動(dòng) 器(121a，…，225a)控制。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的控制系統(tǒng)，其特征在于，所述機(jī)電致動(dòng)器根據(jù)非可逆?zhèn)?動(dòng)裝置來(lái)構(gòu)造，所述機(jī)電致動(dòng)器的非可逆性質(zhì)通過(guò)將旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換為平移運(yùn)動(dòng)的裝置來(lái)確 保。
12.根據(jù)權(quán)利要求1-9中任一項(xiàng)所述的控制系統(tǒng)，其特征在于，屬于控制飛機(jī)的空氣 動(dòng)力學(xué)制動(dòng)功能的空氣制動(dòng)器控制表面(121，…，225)的每個(gè)控制表面由至少兩個(gè)機(jī)電 致動(dòng)器(121al，121a2,…，控制。
13.根據(jù)權(quán)利要求1-9和12中任一項(xiàng)所述的控制系統(tǒng)，其特征在于，與控制所述飛行 功能的至少兩種的控制表面相關(guān)聯(lián)的所有機(jī)電致動(dòng)器都是相同的。
14.一種飛機(jī)，所述飛機(jī)配置有根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的飛行控制系統(tǒng)。
全文摘要
本發(fā)明涉及用于航空器的飛行控制系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括控制表面(111,211,331,431,541,121-225)以及與所述控制表面相關(guān)聯(lián)以控制航空器的翻滾、偏航、俯仰以及空氣動(dòng)力學(xué)制動(dòng)的飛行功能的致動(dòng)器。與控制所述飛行功能的至少一種的控制表面相關(guān)聯(lián)的所有致動(dòng)器(111a1-211a2,121a-225a)是機(jī)電致動(dòng)器。與所述機(jī)電致動(dòng)器相關(guān)聯(lián)的所述控制表面的一部分是分割控制表面(111,211,331,431,541)，所述分割控制表面的每一個(gè)均包括至少兩個(gè)獨(dú)立表面(113,114,…,545)。
文檔編號(hào)B64D31/00GK102126559SQ201110009019
公開(kāi)日2011年7月20日 申請(qǐng)日期2011年1月17日 優(yōu)先權(quán)日2010年1月18日
發(fā)明者A·勒卡努, A·莫雄, L·安德里厄, M·弗維爾 申請(qǐng)人:空中巴士營(yíng)運(yùn)公司