用于航空器的飞行控制系统 【技术领域】
本发明涉及用于航空器的飞行控制领域， 且更具体地涉及主飞行控制机构。背景技术 现代航空器具有飞行控制系统， 其中在驾驶部件 （控制杆、 方向舵杆等等） 上的机 械动作和 / 或来自于自动驾驶仪的信息被转化为模拟信号， 该模拟信号被传输给操纵控制 表面的致动器， 从而使得航空器绕其三个轴线的旋转能够被控制。
目前， 最广泛地用于航空学的致动器是液压伺服控制器 “S/C” 。液压伺服控制器 是通过来自于飞机的液压架的管道连接到飞机的液压系统的致动器。 液压伺服控制器包括 伺服阀， 所述伺服阀引导由飞机的液压泵提供的液压压力以移动连接到控制表面 （例如， 副 翼、 升降舵、 方向舵或空气制动器） 的致动器的杆。
飞机的液压系统可包括几个液压回路， 液压回路包括贮存器、 泵、 过滤器、 高压和 低压歧管等等， 提供由模拟电气信号控制的多个液压致动器。
液压回路可通过液压 - 机械 “EDP” （发动机驱动泵） 或 “EMP” （电气马达泵） 来供 给， 所述 EDP 直接连接到在每个马达上可用的附件箱 （减速齿轮箱） 。
在最新生产的航空器中， 已经出现了 “EBHA” （电气备份液压致动器） 和 “EHA” （电 气流体静力致动器） 类型的电气液压致动器。
EBHA 是使用电功率和液压功率的混合致动器。 它是被添加到局部电气泵的液压伺 服控制器， 使得可能在主液压回路损失的情况下向致动器提供液压压力。EBHA 连接到航空 器的液压系统以及电气系统。主功率源由液压系统提供。在液压系统存在缺陷的情况下， 局部电气泵由电气信号接通， 以供应并控制致动器。
EHA 电气流体静力致动器连接到航空器的电气网络并且不连接到液压系统。EHA 电气流体静力致动器通过贮存器和自主电气液压泵局部地产生其自身的液压压力， 从而产 生移动致动杆所必要的液压功率。
当前航空器的飞行控制架构包括几个液压回路。
图 11 示出了用于 A320 型飞机中的架构， 其包括由飞机的两个独立马达 1610、 1620 提供的三个液压回路 1601、 1602、 1603， 该架构称为 3H。每个回路包括用于液压流体的贮存 器、 一个或多个泵、 以及连接到特定致动器 （未示出） 的液压管道。两个回路 1602、 1601 每一 个均由 EDP 加压， 第三回路 1603 由 EMP 加压。
更具体地， 功率由第一液压机械式 EDP 1611 从第一马达 1610 吸取， 从而确保第一 回路 1601 的流体的加压。
按照相同的方式， 功率由第二液压机械式 EDP 1621 从第二马达 1620 吸取， 从而确 保第二回路 1602 的流体的加压。第二回路 1602 还可由机电 EMP 1622 供应， 从而确保在马 达停止时， 替代第二液压机械泵 EDP 1621 加压第二回路 1602 的流体， 用于例如打开货物舱 门。
此外， 功率由发电机从第一马达 1610 和 / 或第二马达 1620 吸取， 所述发电机经由
电气杆供应机电泵 EMP 1613 或 1623， 从而确保第三回路 1603 的流体的加压。第三回路也 可由备用风力发电机 RAT 1633 供给。
翼 1100、 1200 以及包括水平平面 1300、 1400 和竖向平面 1500 的尾翼也在该图中 示出。
主飞行控制系统包括两个副翼 1111、 1211 和翼上的十个空气制动器 1121-1225、 在水平平面内的两个升降舵 （或高度控制器） 1331、 1431、 以及在竖向平面内的方向舵 1541 （或安定翼） 。
控制表面由连接到不同液压回路 1601、 1602、 1603 的液压致动器 （未示出） 控制。 特 别地， 副翼 1111、 1211 和升降舵 1331、 1431 的每一个由两个液压致动器控制。方向舵 1541 由三个液压致动器控制。十个空气制动器 1121-1225 中的每一个由单个液压致动器控制。
另一架构 （未示出） 涉及 A380 型飞机， 其包括四个马达、 每一马达的一个 EDP 以及 两个液压回路 （即， 每一回路的两个 EDP） ， 在该回路上添加每一回路的 2 个 EMP。两个电路 实现用于致动器的功率源。该架构称为 2H2E。
该尺寸的航空器需要更多数量的控制表面。因此， A380 飞机包括六个副翼、 十六 个空气制动器、 四个高度控制器以及两个安定翼。 这类飞机使用 S/C、 EHA、 或 EBHA 类型的液压致动器。这些液压致动器都包括大功 率的液压起重器并且可容易地移动飞机的从最小到最大的控制表面。 它们的基于平滑活塞 在腔中的滑行 （推动 / 拉动） 的操作原理使得它们对于卡滞 （binding） 内在地不敏感， 换句 -9 话说， 它们的卡滞概率远低于每飞行小时的 10 ， 即在空中安全上是极度不可能出现。这是 十分重要的， 因为一些表面的卡滞延展在空中安全方面被认为是灾难性的， 换句话说， 这种 -9 事件的概率必须低于每飞行小时的 10 。在使用液压致动器时总是出现这种情形。
然而， 液压产生部件 （泵、 贮存器、 歧管、 入口线路、 加压线路、 连接器等等） 对于飞 机的总质量平衡具有重要影响。
此外， 液压管件在飞机上的安装是专用并且成本高昂的， 因为需要尊重接头的精 确对齐、 需要尊重涉及其它系统 （保护） 的布局规则、 需要实施泄漏紧密性验证测试。
此外， 需要打开液压回路的液压系统维护需要很长时间的操作， 因而使得必须延 长飞机的停用并且由于需要隔离敞开回路、 保护其它系统不与流体进行任何接触、 干预之 后再加压和吹扫、 以及实施检查泄漏紧密性测试而导致成本高昂。
目前来看， 存在完全无液压的机电致动器 EMA， 其仅需要用于它们功率供应的电气 源。 EMA 可以是直线类型， 尤其包括滚珠丝杠或滚柱丝杠， 或者替代可以是旋转式类型， 包括 减速齿轮和轴承。
然而， EMA 致动器可具有每飞行小时大于 10-9 概率的卡滞。这是到目前为止为什 么 EMA 致动器仅安装到配置有大量空气制动器的一些类型的飞机的一些空气制动器上的 原因。例如， 波音公司在其 B787 上仅为七对空气制动器中的两对在翼上安装 EMA 致动器。
本发明的目的在于构想出一种可靠、 稳固和简单的飞行控制系统， 其克服了前述 缺陷， 尤其是使得不必求助于复杂的安装或者长期、 限制性以及昂贵的维护操作。
发明内容
本发明限定为用于航空器的飞行控制系统， 其包括控制表面以及与所述控制表面相关联以控制航空器的翻滚、 偏航、 俯仰以及空气动力学制动的飞行功能的致动器， 与控制 所述飞行功能的至少一种的控制表面相关联的所有致动器是机电致动器， 与机电致动器相 关联的所述控制表面的一部分是分割控制表面， 每个所述分割控制表面包括至少两个独立 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 个分割升降舵可包括两个独立升降舵表面。每个分割方向舵可包括两个独立方向舵表面。 每个分割副翼可包括两个独立副翼表面。
在一个变型中， 分割升降舵、 和 / 或方向舵、 和 / 或副翼的每一个包括三个独立表 面。
有利地， 分割控制表面的独立表面的每一个都由至少一个机电致动器控制。
特别地， 分割控制表面的独立表面的每一个可由至少两个机电致动器控制， 包括 同时运行的至少两个机电致动器。
根据本发明的特定实施例， 至少一组分割控制表面的独立表面的每一个由单个机 电致动器控制， 属于该组分割控制表面的至少一个独立表面包括平衡机构。
属于空气制动器控制表面的用于控制飞机的空气动力学制动功能的每个控制表 面可由单个机电致动器控制。
有利地， 所述机电致动器根据非可逆传动装置来构造， 所述机电致动器的非可逆 性质通过将旋转运动转换为平移运动的装置来确保。
根据一个变型， 属于空气制动器控制表面的控制飞机的空气动力学制动功能的每 个控制表面可由至少两个机电致动器控制。
有利地， 与控制所述飞行功能的至少两种的控制表面相关联的所有机电致动器都 是相同的。
本发明还涉及一种飞机， 所述飞机配置有根据前述特征中任一项所述的飞行控制 系统。 附图说明
图 1 表示根据本发明的主飞行控制系统的一部分 ； 图 2A-3D 描述了根据本发明的分割控制表面 ； 图 4A-4D 描述了根据本发明的将 EMA 致动器分配和定尺寸的不同实施例 ； 图 5A-8B 描述了根据本发明的将 EMA 致动器分割和分配的不同实施例 ； 图 9 描述了根据本发明的在中等大小类型的常规飞机中的飞行控制架构的实施例 ； 图 10 描述了根据图 9 的示例由电气电路分配致动器 ； 以及 图 11 表示从现有技术已知的主飞行控制系统的架构。具体实施方式
本发明的基本构思在于， 使用用于航空器的主飞行控制的越来越多的 EMA （机电致 动器） ， 这是由于在组合在一起成为航空器的限定相关区域的致动器之间的协同作用， 以及 在合适情况下由于飞行控制表面的特定配置。
航空器的主飞行控制系统包括控制表面和与用于控制翻滚、 偏航、 俯仰以及空气动力学制动的飞行功能的控制表面相关联的致动器。
根据本发明， 与控制在翻滚、 偏航、 俯仰以及空气动力学制动的飞行功能之中的至 少一种飞行功能的控制表面相关联的所有致动器都是机电致动器 EMA。
机电致动器使得可能通过省去与涉及与所讨论的功能相关联的致动器的液压机 构的至少一部分来得到更加电气化的航空器。要注意的是， 每种飞行功能由航空器的相关 区域来确保， 这使得可能省去在该区域中的液压分配的至少一部分， 同时减少产生液压功 率的部件的尺寸。这使得可能降低航空器的重量、 利于维护以及降低成本。需要的话， 这使 得可能单个使用用于至少一种飞行功能的机电致动器。此外， 机电致动器比电气流体静力 致动器 （EHA） 和电气备份液压致动器 （EBHA） 更为可靠， 因为它们包括较少的机械部件并且 不包括任何液压部件。
将要注意的是， 两种、 三种或四种飞行功能的任何可能组合也可由机电致动器来 确保。
图 1 表示根据本发明一个实施例的主飞行控制系统的一部分， 所述主飞行控制系 统特别涉及翻滚和空气动力学制动的飞行功能。
在该图中示出了左舷翼 100 和右舷翼 200。左舷翼 100 包括左舷副翼 111 以及 五个左舷空气制动器 121-125， 右舷翼 200 包括右舷副翼 211 以及五个右舷空气制动器 221-225。副翼 111、 211 和 / 或空气制动器 121-125、 221-225 中的每一个由至少一个机电 致动器 111a1、 111a2、 211a1、 211a2、 以及 121a-225a 控制。 要注意的是， EMA 致动器的卡滞概率在每飞行小时的 10-7 或甚至 10-8 的量级， 因 此， 两个独立致动器 （换句话说， 在两个独立控制表面上） 同时卡滞的概率将远低于每飞行 -9 小时的 10 ， 且因此极度不可能出现。
此外， 副翼卡滞的后果对于飞机的安全性来说是可接受的， 因为卡滞的副翼的延 展可被补偿， 同时由于仍可用的另一副翼以及合适的话空气制动器而保持对于翻滚轴线的 必要管理。
此外， 空气制动器卡滞的后果保持极小， 并且可容易地通过仍可用的其它空气制 动器来补偿。
因此， 图 1 的示例示出了空气动力学制动功能和 / 或翻滚飞行功能可由 EMA 致动 器来确保， 从而使得能够省去在翼 100 和 200 的中心和 / 或端部处的液压部件。有利地， 在 该两种功能都由 EMA 致动器来确保的情况下， 那么可能的是， 从飞机的翼 100 和 200 省去整 个液压部件。
由于飞机的电气需求持续增加， 因此机载电气发电机越来越多且功率越来越大。 此外， 引入不同的电气发电机使得可能设想将电能作为可靠功率源。 最后， 由液压回路导致 的限制 （重量、 由存在流体引起的维护困难等等） 促进用电气电路来置换液压回路。
因此， 十分有利的是， 使得使用 EMA 致动器来置换液压致动器普遍化。 然而， EMA 致 动器对卡滞的灵敏度比它们的液压对应部件对卡滞的灵敏度要高得多。
为了解决 EMA 致动器该卡滞问题， 本发明构想出将主飞行控制系统的控制表面的 至少一个部分分割。 更具体地说， 本发明提出， 与机电致动器相关联的控制表面的至少一个 部分是分割控制表面， 每个分割控制表面包括至少两个机械上独立的快速表面。
控制表面分割使得可能的是， 在致动器卡滞的情况下， 具有足够的功能性快速表
面以抵消卡滞表面引起的应力以及继续控制飞机。 此外， 给定每个独立表面的降低尺寸， 这 些表面中的一个的卡滞产生比单件控制表面的卡滞更少的空气动力学阻力损失。此外， 将 控制表面切割成独立表面使得可能降低致动器的功率， 且因而使用小尺寸的致动器， 该致 动器可十分容易地集成到航空器或飞机的尾翼和机翼中。
在图 2A-3D 中示出的示例示显示， 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。
图 2A 的示例显示， 每个副翼可切割成两个独立表面。更具体地， 该图显示左舷副 翼 111 包括两个独立表面 113 和 114， 右舷副翼 211 也包括两个独立表面 213 和 214。
根据一个变型， 图 2B 示出了左舷副翼 111 和右舷副翼 112 每一个均被切割成三个 独立表面 （分别为 113-115 和 213-215） 。
因此， 通过将副翼 111、 211 分割成独立表面 113-215， 降低了这些表面中的一个的 卡滞后果， 且同时省去了相应的液压部件。
然而， 图 2C 示出了每个副翼 111、 211 可能不被切割开而是保持为单件形式 （如在 图 1 的示例中所描述的） 。
图 3A 显示每个升降舵可切割成两个独立表面。更具体地， 该图显示， 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 包括两个独立升降舵表面 333 和 334。类似地， 右舷升降舵 431 包括两个独立升降舵表面 433 和 434。 根据一个变型， 图 3B 显示， 升降舵 331 和 431 每一个均可分别切割成三个独立表 面 333-335 和 433-435。
升降舵 331、 431 的切割使得可能使用 EMA 致动器， 并且因此省去尾翼的水平平面 300、 400 的液压部件。
图 3C 描述了尾翼的竖向平面 500， 所述尾翼包括方向舵 541， 其包括三个独立方向 舵表面 543、 544 和 545。有利地， 方向舵被切割成相同效率的三个独立表面， 且每个独立表 面可由一个、 两个或甚至更多致动器来致动。
因此， 一个独立表面 （例如， 543） 的卡滞引起飞机的偏航运动。 然而， 在相同轴线上 具有相同效率的第二表面 （例如， 545） 使得可能通过控制其在相反方向上的位置来抵消该 偏航运动。此外， 第三表面 544 使得可能保存最小化偏航控制。
图 3D 描述了图 3C 的变型， 其中方向舵 541 包括两个独立方向舵表面 543 和 544。 这类切割可适于单发动机类型的飞机。
方向舵 541 的切割使得可能使用 EMA 致动器， 且因此省去尾翼的竖向平面 500 上 的液压部件。 有利地， 当切割升降舵 331、 431 和方向舵 541 时， 可省去整个尾翼的液压部件。
要注意的是， 每个独立表面可由一个、 两个或甚至更多 EMA 致动器来致动， 该致动 器可按照几种方式分布。
通常而言， 单件控制表面或分割控制表面的独立表面中的每一个都由至少一个 EMA 致动器来控制。
更具体地， 单件控制表面或独立表面中的每一个可由至少两个 EMA 致动器来控 制， 其可有利地包括可同时运行的至少两个 EMA 致动器。这使得可能降低致动器的体积并 且因而利于将其集成到航空器的结构中。
图 4A-4D 描述了致动器的分配和定尺寸的不同实施例， 在该情形中每一控制表面 或独立表面上使用两个 EMA 致动器。
图 4A 是第一实施例， 描述了引导单件控制表面 651 的两个 EMA 致动器 651a1 和 651a2， 该两个 EMA 致动器 651a1 和 651a2 中的每一个能够单独确保完整性能。因而， 致动 器故障对于飞机的性能没有立即的影响。
根据该第一实施例， 与 100% 的所需功率相比， 额定可用功率是 200%。 因此， 在致动 器 651a2 出故障之后可用功率是 100%。在该情形中， 与功率相比致动器的权重是 200%， 因 此， 对应于该实施例的架构的效率是 50%。该架构的效率定义如下 ： “在致动器出故障时的 可用功率” 和 “与所需功率相比致动器的权重” 之间的比。
图 4B 是第二实施例， 其使用同时运行的较小尺寸的两个 EMA 致动器以便在额定模 式下提供完整性能并且在损失致动器的情况下处于降级性能。
要注意的是， 用于给定表面的运动所需的致动器的功率根据第一量级与该表面的 容积成比例。类似地， 致动器的权重与该致动器的功率成比例。因而， 将两个 EMA 致动器同 时分割在相同表面上使得可能将它们的功率相加到一起， 且因而优化它们定尺寸并且进一 步减少它们的尺寸。 实际上， 图 4B 描述了同时引导单件控制表面 651 的两个 EMA 致动器 651a3 和 651a4， 并且该两个 EMA 致动器 651a3 和 651a4 中的每一个确保 66% 的功率。根据该第二实 施例， 与所需功率相比， 额定可用功率是 133%， 且因此在致动器 651a4 出故障的情况下可用 功率是 66%。在该情形中， 与所需功率相比， 致动器的权重是 133%， 且因此， 对应于该实施例 的架构的效率是 50%。
图 4C 是第三实施例， 其将同时运行 EMA 致动器的优势与分割控制表面的优势相结 合。
实际上， 分割控制表面导致在致动器失效时较少的空气动力学效率损失， 因为快 速表面的大部分仍保持 100% 可用。这使得通过在所有时段采用活动 - 活动模式而可能甚 至进一步优化致动器的功率。
更具体地， 图 4C 描述了切割成两个独立表面 653 和 654 的控制表面 651。第一独 立表面 653 由同时运行的两个 EMA 致动器 653a5 和 653a6 引导， 第二独立表面 654 由同时 运行的两个 EMA 致动器 654a5 和 654a6 引导。 EMA 致动器 653a5-654a6 中的每一个确保 33% 的功率。
根据该第三实施例， 与 50% 的所需功率相比， 在每个独立表面 653 和 654 上的额定 可用功率是 66%。因此， 在致动器 654a6 出故障的情况下在所有表面上的可用功率是 83%。 在该情形中， 与所需功率相比， 致动器的权重是 133%， 且因此， 对应于该实施例的架构的效 率是 62%。
最后， 图 4D 是图 4C 的变型， 描述了两个独立表面 653 和 654。独立表面 653 和 654 中的每一个分别由两个 EMA 致动器 653a7、 653a8 和 654a7、 654a8 同时引导， 致动器 653a7-654a8 中的每一个确保 25% 的功率。 根据该第四实施例， 与同样是 50% 的所需功率相 比， 在每个表面上的额定可用功率是 50%， 因此， 在一个致动器出故障的情况下在所有表面 上的可用功率是 75%。在该情形中， 与所需功率相比， 致动器的权重是 100%， 且因此， 对应于 该实施例的架构的效率是 75%。
这些不同的实施例使得可能进行比较以及因而优化 EMA 致动器的定尺寸。显然， 在这些实施例中要注意的是， 具有用于操纵控制表面的 100% 所需功率的可用数量并不是 必不可少的。具有少于 100% 的可用功率的事实并不会阻止操纵控制表面， 但是会简单地降 低其动态性能。
此外， 在每一控制表面或快速表面上可仅使用单个 EMA 致动器。该第二方案具有 基本降低每一飞机的致动器数量的优势。
然而， 在该示例中， 有利的是确保在致动器的束缚带断裂的情况下这些表面不会 经受颤动。
在该情形中， 例如通过将表面的重心调整到铰链上以便使得其振荡收敛， 可平衡 该表面。 正常方案在于， 使用例如在副翼上的延伸弦 （cord） 、 高度控制机构以及 ATR 范围的 方向舵。
例如， 在由单个机电致动器控制至少一组分割控制表面的独立表面的每一个的情 形中， 可配置成使得属于该组分割控制表面的至少一个独立表面包括平衡机构。
通常而言， 首先， 最远离飞机的机身的快速表面可需要最大的平衡。因此， 平衡机 构可有利地装配到属于该组分割控制表面的每一个独立表面上， 位于相对于飞机的机身的 最远端。
图 5A-8B 描述了不同的实施例， 显示在主飞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。
图 5A 描述了由并行运行的两个 EMA 致动器 111a1 和 111a2 致动的单件左舷副翼 111 以及由并行运行的两个 EMA 致动器 211a1 和 211a2 致动的单件右舷副翼 211。
图 5B 描述了包括两个独立表面 113 和 114 的左舷副翼 111 以及包括两个独立表 面 213 和 214 的右舷副翼 211。独立表面 113、 114、 213 和 214 中的每一个分别由优选地 运行在活动 - 活动模式中的两个 EMA 致动器 113a3-113a4、 114a3-114a4、 213a3-213a4 和 214a3-214a4 致动。因此， 根据该配置， 八个 EMA 致动器用于四个独立副翼表面。
图 5C 描述了包括三个独立表面 113、 114 和 115 的左舷副翼 111 以及包括三个独 立表面 213、 214 和 215 的右舷副翼 211。独立表面 113-215 中的每一个分别由单个 EMA 致 动器 113a5-215a5 致动。取决于具体情形， 最远的独立表面 115 和 215 每一个均分别包括 平衡机构 116 和 216。 因此， 根据该配置， 六个 EMA 致动器用于六个独立副翼表面， 且两个平 衡机构 116 和 216 用于两个外部表面 115 和 215。
图 6A 描述了分割成两个独立表面 333 和 334 的左舷升降舵 331 以及分割成两 个独立表面 433 和 434 的右舷升降舵 431。独立表面 333-434 中的每一个分别由优选地 运行在活动 - 活动模式中的两个 EMA 致动器 333a1-333a2、 334a1-334a2、 433a1-433a2 和 434a1-434a2 致动。因此， 根据该配置， 八个 EMA 致动器用于四个独立升降舵表面。
图 6B 描述了分割成三个独立表面 333、 334 和 335 的左舷升降舵 331 以及分割成 三个独立表面 433、 434 和 435 的右舷升降舵 431。每个独立表面 333-435 分别由单个 EMA 致动器 333a3-435a3 致动。取决于具体情形， 最远的独立表面 335 和 435 每一个均分别包 括平衡机构 336 和 436。 因此， 根据该配置， 六个 EMA 致动器用于六个独立升降舵表面， 且两 个平衡机构 336 和 436 用于两个外部表面 335 和 435。
图 7A 描述了分割成三个独立表面 543、 544 和 545 的方向舵 541。 独立表面 543-545中的每一个分别由优选地运行在活动 - 活动模式中的两个 EMA 致动器 543a1-543a2、 544a1-544a2 和 545a1-545a2 致动。因此， 根据该配置， 六个 EMA 致动器用于关于方向的三 个独立表面。
图 7B 是图 7A 的变型， 显示三个独立表面 543-545 中的每一个由单个 EMA 致动器 543a、 544a 和 545a 致动以及距机身最远的独立表面 545 包括平衡机构 546。因此， 根据该 配置， 三个 EMA 致动器用于三个独立方向舵表面， 并且足以唯一地使用平衡机构 546 用于独 立上部表面 545。
要注意的是， 图 7A 和 7B 的配置还可用于分割成两个独立表面的方向舵， 如在图 3D 中所示的。
图 8A 描述了左舷空气制动器和右舷空气制动器。该图以示例的方式显示分别在 翼 100 和 200 的每一个上的五个空气制动器 121-125 和 221-225。空气制动器 121-225 中 的每一个由单个 EMA 致动器 121a3-225a3 致动。需要的话， 每个空气制动器可分割成两个 独立表面。因此， 可能的话， 例如针对每翼十个独立空气制动器表面， 使用十个 EMA 致动器。
要注意的是， 空气制动器是在致动器失电或损失功率 （power loss） 的情况下必须 保持闭合 （pinned down） 的快速表面。常规方案在于， 使用失电制动器或棘轮系统。 本发明提出使用根据非可逆传动装置构造的 EMA 致动器。EMA 致动器的非可逆性 质可通过用于将旋转运动转换为平移运动的装置来确保。 这种转换装置可包括非可逆滚珠 丝杠或滚柱丝杠或甚至简易丝杠。该装置的非可逆性质的优势在于， 使得可能消除现有技 术中的断电 （power off） 制动器和棘轮。
因此， 在失电或损失功率的情形中， 非可逆 EMA 致动器能够保持空气制动器闭合。 这使得可能降低转换装置的成本同时省去断电制动器或任何其它防延展功能装置。
图 8B 是图 8A 的变型， 显示每个空气制动器 121-225 分别通过两个 EMA 致动器 121a1-121a2 到 225a1-225a2 并行地致动。 例如， 每翼可使用在八个和二十个之间的空气制 动器， 且因此每翼可使用在十六个和四十个之间的 EMA 致动器。
要注意的是， 在图 5A-7B 和 8B 的所有示例中， EMA 致动器是可逆致动器。 更具体地， 在每单件控制表面或独立表面使用至少两个 EMA 致动器的实施例中， 可逆致动器在这些致 动器中的一个已经失效 （除了卡滞以外） 的情况下允许控制表面或独立表面运动。有利地， 与控制表面相关联的不同致动器由至少两个不同且分离的能量源提供动力， 使得与所述控 -9 制表面相关联的所有致动器的失电或损失功率概率小于每飞行小时的 10 。在图 8B 的示 例的情形中， 这具有使得可能省去现有技术的失能 （energy loss） 制动器和棘轮的优势。
显然， 可构想出在图 5A-8B 中所示的配置的所有组合。有利地， 这些配置可进行组 合， 使得与控制所述飞行功能的至少两种的控制表面相关联的所有机电致动器是相同的。 这使得可能将相同的机电致动器装配到需要相同量级的功率水平的所有表面上。
更具体地， 在图 5B、 6A、 7A 和 8B（相应地， 在图 5C、 6B、 7B 和 8A） 所示的配置的组合 使得可能将相同的 EMA 致动器装配到副翼 111、 211、 升降舵 331、 431、 和方向舵 541 以及空 气制动器 121-225 的所有快速表面上。致动器的这种标准化使得可能增加生产率、 利于开 发和维护、 以及因此降低成本。
此外， 本发明使得可能通过使用在空气制动器 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 致动器来实现完全电气主飞
行控制系统。
图 9 示出了根据本发明的飞行控制架构的实施例， 其中该架构例如可用于常规中 等范围类型的飞机中。该架构包括由飞机的两个独立马达 610 和 620 供电的三个电气电路 601、 602 和 603。
第一马达 610 和第二马达 620 分别驱动第一和第二 VFG（变频发电机） 发电机 611 和 621 以及第一和第二 PMG（永磁发电机） 发电机 613 和 623。
第一和第二发电机 VFG 611 和 621 分别将变频电流输送给第一电气电路 601 和第 二电气电路 602。
第一和第二发电机 PMG 613 和 623 将恒频电流输送给第三电气电路 603。
发电机 PMG 613 和 623 可结合使用以向第三电路 603 供电。作为变型， 第三电路 603 可由发电机 PMG 613 和 623 中的任一个无差异地供电。
有利地， 备用风电发电机 RAT 633 可用于向第三电路 603 供电。
在该图中还示出了位于飞机的翼 100、 200 以及尾翼 300、 400 和 500 上的主飞行控 制机构。
根据该特定实施例， 主飞行控制机构包括左舷副翼 111 的两个独立表面 113、 114 ； 右舷副翼 211 的两个独立表面 213、 214 ； 左舷升降舵 331 的两个独立表面 333、 334 ； 右舷升 降舵 431 的两个独立表面 433、 434 ； 以及方向舵 541 的三个独立表面 543、 544 和 545。 主飞行控制机构还包括五个左舷空气制动器 121-125 以及五个右舷空气制动器 221-225。
有利地， 三个电气电路 601、 602、 603 中的每一个可用于通过自身确保在所有这些 轴线下对于飞机飞行的控制。
例如， 每个独立副翼表面可由分别连接到第一和第三电气电路 601、 603 或者连接 到第二和第三电气电路 602、 603 的两个致动器控制。十个空气制动器 121-225 可分别由十 个致动器控制， 其中四个致动器连接到第一电气电路 601、 另四个致动器连接到第二电气电 路 602、 以及最后两个致动器连接到第三电气电路 603。两个第一独立升降舵表面中的每一 个可由分别连接到第一和第三电气电路 601、 603 的两个致动器控制， 两个第二独立升降舵 表面中的每一个可由分别连接到第二和第三电气电路 602、 603 的两个致动器控制。最后， 每个独立方向舵表面可由分别连接到该电气电路的三种不同组合中的两个电气电路的两 个致动器控制。
更具体地， 第一电气电路 601 用于控制分别与左舷和右舷副翼的独立外部表面 114、 214 相关联的两个 EMA 致动器 （换句话说， 致动器 114a1 和 214a1） 中的一个、 用于控制 分别与左舷和右舷升降舵的独立外部表面 334、 434 相关联的两个 EMA 致动器 （换句话说， 致 动器 334a1 和 434a1） 中的一个、 以及用于控制分别与独立中间方向舵表面 544 和上部方向 舵表面 545 相关联的两个 EMA 致动器 （换句话说， 致动器 544a1 和 545a1） 中的一个。第一 电气电路 601 还用于控制分别与两个左舷空气制动器 121a1、 123a1 和两个右舷空气制动器 221a1、 223a1 相关联的致动器。
第二电气电路 602 用于控制分别与左舷和右舷副翼的独立内部表面 113、 213 相关 联的两个 EMA 致动器 （换句话说， 致动器 113a2 和 213a2） 之一、 用于控制分别与左舷和右 舷升降舵的独立内部表面 333、 433 相关联的两个 EMA 致动器 （换句话说， 致动器 333a2 和
433a2） 之一、 以及用于控制分别与独立下部方向舵表面 543 和中间方向舵表面 544 相关联 的两个 EMA 致动器 （换句话说， 致动器 543a2 和 544a2） 中的一个。第二电气电路 602 还用 于控制分别与两个左舷空气制动器 122、 124 和两个右舷空气制动器 222、 224 相关联的致动 器 122a2、 124a2、 222a2、 224a2。
第三电气电路 603 用于控制分别与左舷和右舷副翼的独立内部表面 113、 213 和外 部表面 114、 214 相关联的两个 EMA 致动器 （换句话说， 致动器 113a3、 213a3、 114a3 和 214a3） 中的一个、 用于控制分别与左舷和右舷升降舵的独立内部表面 333、 433 和外部表面 334、 434 相关联的两个 EMA 致动器 （换句话说， 致动器 333a3、 433a3、 334a3 和 434a3） 中的一个、 以及用于控制与独立下部方向舵表面 543 和上部方向舵表面 545 相关联的两个 EMA 致动器 （换句话说， 致动器 543a3 和 545a3） 中的一个。第三电气电路 603 还用于控制分别与左舷 空气制动器 125 和右舷空气制动器 225 相关联的致动器 125a3、 225a3。
图 10 示出了由根据图 9 的示例的电气电路的致动器分布以及显示电气电路还能 够供应航空器的其它控制。
该图中的线分别对应副翼 113-214 的控制 ； 分别对应空气制动器 121-225 的控制 ； 分别对应升降舵 333-434 的控制 ； 分别对应方向舵 543-545 的控制 ； 分别对应可调节水平 平面 THSA 致动器 711、 712 的控制 ； 分别对应缝翼和 WTB（翼尖端制动器） 721、 723 的控制 ； 分别对应襟翼和 WTB 732、 733 的控制 ； 分别对应制动系统 741、 743 的控制 ； 分别对应推力 反向器 751、 752 的控制 ； 分别对应 MLG（主起落架） 761、 762 的控制 ； 分别对应 NLG（前起落 架） 以及定向 NWS（前轮转向） 773 的控制。 更具体地， 第一电气电路 601 可用于控制致动器， 这些致动器涉及 ： THSA 711 左舷 侧、 缝翼和 WTB 721、 制动系统 741、 第一马达 610 的推力反向器 751、 以及 MLG 761 左舷侧。
第二电气电路 602 也可用于控制致动器， 这些致动器涉及 ： THSA 右舷侧 712、 襟翼 和 WTB 732、 第二马达 620 的推力反向器 752、 以及 MLG 762 右舷侧。
第三电气电路 603 也可用于控制致动器， 这些致动器涉及 ： 缝翼和 WTB 723、 襟翼 和 WTB 733、 制动系统 743、 以及 NLG 和 NWS 773。
本发明还涉及一种配置有根据本发明的飞行控制系统的航空器。
因此， 根据本发明的控制系统使得可能得到具有可靠且更低成本的 EMA 致动器的 更加电气化的飞机 （省去液压系统） ， 并且通过选择等于所需致动器功率的面板或独立表面 的尺寸来标准化 EMA 致动器。这使得可能将相同的致动器装配到飞机的所有快速表面上。 分割控制表面使得可能减少对于致动器的需求 （特别地， 关于卡滞、 防延展以及阻尼） ， 并且 使得可能使用小尺寸的致动器来更好地集成到飞机的结构中。