飞机的高升力系统的监控的制作方法
【专利摘要】本发明提供了飞机的高升力系统的监控。在一种配置中，用于监控高升力系统的方法包括监控高升力系统的第一驱动站的第一电流消耗，以及监控高升力系统的第二驱动站的第二电流消耗。该方法进一步包括比较第一电流消耗和第二电流消耗以确定第一电流消耗和第二电流消耗之间的差值是否超过阈值，并且如果第一电流消耗和第二电流消耗之间的差值超过阈值则生成故障信号。
【专利说明】飞机的高升力系统的监控
【技术领域】
[0001]本发明涉及固定机翼飞机的高升力系统的领域。
【背景技术】
[0002]高升力系统被利用在飞机的机翼上以增加在将起飞或着陆期间的升力或拖拽。一种类型的高升力系统使用机翼的尾缘上的襟翼。襟翼是可移动的表面，其可以在起飞和着陆期间延伸，并且在巡航速度下可缩回。
[0003]存在多种用于延伸和缩回机翼上的尾缘襟翼的致动系统。一种特定类型的致动系统使用在襟翼的每侧上的驱动站。当驱动站被安装在襟翼的任一侧时，在驱动站之间没有机械作用，这种类型的致动系统指的是“分布式”致动系统。驱动站包括马达、齿轮系和驱动螺杆，驱动螺杆通过致动器臂连接到襟翼。驱动站中的马达(例如电动马达)通过齿轮系以向前的或反方向的旋转驱动螺杆。驱动螺杆将马达以及齿轮系的旋转运动转变为线性运动以施加运动到致动器臂。随着致动器臂被驱动螺杆推或拉，连接到致动器臂的襟翼被延伸或缩回。它也有可能是具有带有旋转输出而不是线性输出的旋转配置的致动器布置。
[0004]当驱动站在襟翼的一侧断开并且不再能够施加运动到襟翼上时机械故障可出现。在该故障出现后，襟翼的一侧上的驱动站可以承载保持襟翼在选择的位置中的全部负载。例如，当飞机正在起飞或着陆时，襟翼被保持在所选择的位置(例如，完全延伸或部分地延伸)以增加拖拽或升力。当襟翼在一侧正被保持在位置中时，襟翼可以在足够空气负载下实际上扭曲。该状况被称为“惯性滑行歪斜”故障。
[0005]如果当故障出现时襟翼正被主动延伸或缩回(例如，在驱动站内的阻碍或断开)，然后襟翼将仅从一侧被驱动，这可以造成襟翼的扭曲。该状况被称为“动力歪斜”故障。这两种故障状况都可以损坏飞机的高升力系统。
[0006]因此，有考虑上述的一个或更多个问题以及其它可能问题的一种方法将是有利的。
【发明内容】
[0007]本文所描述的结构提供用于监控故障的高升力系统的系统和方法。在一种配置，方法包括监控高升力的第一驱动站的第一电流消耗，以及监控高升力的第二驱动站的第二电流消耗。该方法进一步包括比较第一电流消耗和第二电流消耗以确定第一电流消耗和第二电流消耗之间的差值是否超过阈值，并且如果第一电流消耗和第二电流消耗之间的差值超过阈值则生成故障信号。第一驱动站和第二驱动站可以是飞机的相反侧，或者在相同襟翼上。该方法允许惯性滑行歪斜故障的检测。
[0008]另一种结构包括监控飞机上的高升力系统的方法，该飞机具有安装在襟翼的第一侧上的第一驱动站以及在襟翼的第二侧上的第二驱动站。该方法包括监控用于致动襟翼的第一驱动站的电流消耗，识别驱动站的期望的电流消耗，以及比较第一驱动站的监控的电流消耗与期望的电流消耗，以确定监控的电流消耗和期望的电流消耗之间的差值是否超过阈值。如果该差值超过阈值，然后方法可包括生成故障信号。该方法允许动力歪斜故障的检测。
[0009]另一种结构包括监控飞机的高升力系统的方法。该方法包括监控用于致动襟翼的驱动站中的马达的马达位置，以及基于马达位置计算襟翼的位置。该方法进一步包括监控驱动站中的传感器的位置，从而确定襟翼的实际位置。该方法进一步包括比较襟翼的实际位置和计算的襟翼的位置，从而确定实际位置和计算的襟翼的位置之间的差值是否超过阈值，以及如果该差值超过阈值则生成故障信号。该方法允许动力歪斜故障的检测。
[0010]已经讨论的特征、功能和优点能够在本公开的各种实施例中独立地或者可以结合其它实施例被实现，其中进一步细节可以通过参考下面的描述和附图被看见。
【专利附图】
【附图说明】
[0011]现在本公开的一些结构仅以示例方式并且参照附图被描述。在所有附图上相同的参考标记表示相同的部件或者相同类型的元件。
[0012]图1是示例性配置中飞机的俯视图。
[0013]图2是飞机的在示例性配置中高升力系统的示意图。
[0014]图3图示说明了在示例性配置中驱动站。
[0015]图4是图示说明监控在示例性配置中惯性滑行歪斜故障的高升力系统的方法的流程图。
[0016]图5是用于检测在示例性配置中惯性滑行歪斜故障的逻辑框图。
[0017]图6是用于检测在示例性配置中惯性滑行歪斜故障的另一逻辑框图。
[0018]图7是用于检测在示例性配置中惯性滑行歪斜故障的另一逻辑框图。
[0019]图8是图示说明监控用于在示例性配置中动力歪斜故障的高升力系统的方法的流程图。
[0020]图9是用于检测在示例性配置中动力歪斜故障的逻辑框图。
[0021]图10是图示说明监控用于在示例性配置中动力歪斜故障的高升力系统的方法的流程图。
[0022]图11是用于检测在示例性配置中动力歪斜故障的逻辑框图。
【具体实施方式】
[0023]附图和以下描述图示说明了具体的示例性结构。因此，应当理解，本领域的技术人员将能够想到体现本文所描述的原则和被包括在本说明书的权利要求书的设想的范围内的各种布置，尽管没有在本文中明确地描述或示出。此外，本文所描述的任意示例旨在帮助理解本公开的原则，并且将被构建为非限制。因此，本公开不限于下面描述的具体结构或示例，但受到权利要求和其等同方案的限制。
[0024]图1是示例性配置中飞机100的俯视图。飞机100包括细长机身102，在机身102的左侧和右侧分别具有机翼104-105。机翼104-105均具有可延伸的襟翼114-115，当从机翼的尾缘延伸时其能够增加拖拽/阻力或升力。襟翼114-115是飞机100中的实施的高升力系统的部分。尽管在每个机翼104-105上图示说明了一个襟翼，但本领域的技术人员理解多个襟翼可以被安装在每个机翼104-105上。
[0025]本文所描述的结构提供用于监控飞机100的高升力系统的系统和方法，从而识别故障，例如惯性滑行歪斜故障和动力歪斜故障。图2是在一个示例性配置中飞机100的高升力系统200的示意图。高升力系统200包括襟翼114-115，其分别地被附接到机翼104-105(也见图1)。驱动站被安装在襟翼114-115的各侧上。例如，驱动站201被安装在襟翼114的外侧上，并且驱动站202被安装在襟翼114的内侧上。驱动站203被安装在襟翼115的外侧上，并且驱动站204被安装在襟翼115的外侧上。由于驱动站被安装在襟翼114-115的各侧上而在驱动站之间没有机械的连接，所以高升力系统200的致动结构在这些配置被认为“分布式”。
[0026]高升力系统200包括高升力控制器210，其与驱动站201-204通信。控制器210控制高升力系统的整个运行以响应来自飞行员、飞行控制系统等的输入延伸或缩回襟翼114-115。控制器210能够为每个驱动站201-204提供电能以致动驱动站(电能也可以通过飞机电能系统被提供)。本文中所使用的驱动站201-204是电控制的，并且因此可以指的是电-机致动器(EMA)。控制器210还能够通过集成在驱动站201-204内的一个或更多个传感器监控驱动站201-204的运行。
[0027]图3图示说明示例性配置中的驱动站。图3中的驱动站可以代表如图2中的驱动站201-204的结构。在该配置中，驱动站包括电动马达301、齿轮系302以及驱动螺杆303。响应于自控制器210的信号，马达301能够顺时针或逆时针旋转。马达301的旋转运动使齿轮系302内的一系列齿轮旋转，其通常用于减慢马达301的旋转运动。齿轮系302依次施加旋转运动到驱动螺杆303上。驱动螺杆303包括诸如球状螺母和万向节的连接构件310，其随着驱动螺杆303旋转，沿图3中的驱动螺杆303向上或向下运动。因此，驱动螺杆303将马达301和齿轮系302的旋转运动转变为连接构件310的线性运动。尽管在图3中未示出，连接构件310被设置成附接到致动器臂(未示出)的一端，同时致动器臂的另一端连接到襟翼的一侧。因此，当连接构件310在驱动螺杆303上上下运动时，该运动施加移动到致动器臂上以延伸或缩回襟翼。
[0028]图3中的驱动站进一步包括“无回(no-back)”设备320。无回设备320起制动器作用以在驱动站变成与襟翼断开时确保襟翼的不可逆性。例如，如果马达301中存在故障，然后无回设备320将接合以阻止襟翼运动。
[0029]图3中的驱动站进一步包括集成的位置传感器322。位置传感器322被安装在无回设备320和襟翼之间，并且监控驱动站的输出位置(例如，驱动螺杆303的旋转角度)。位置传感器322可以替代地被安装在连接构件310处，和/或直接附接到襟翼。由于传感器包含到驱动站中，所以图3中的位置传感器是优选的位置，其降低安装时间和维护成本。
[0030]图3中的驱动站进一步包括马达传感器封装包324。马达传感器封装包324能够监控马达301上的电流消耗或负载。马达传感器封装包324还能够监控马达301的位置。马达301的位置可以使用霍尔效应传感器或旋转类型的传感器通过沿向前或反方向的转动的次数被指示。这些类型的传感器本身被用于控制无刷直流类型马达(brushless DC-typemotor)，并且还可以被用于感测马达旋转和马达位置。
[0031]在图2中，高升力系统200的控制器210进一步包括监控系统230。监控系统230可通信地联接到驱动站201-204以及驱动站201-204内的传感器，例如位置传感器322和/或马达传感器封装包324。监控系统230被配置为监控高升力系统200的运行以检测故障。
[0032]由监控系统230可检测的第一种类型故障是惯性滑行歪斜故障。当襟翼114-115被两个驱动站中的仅一个保持时可出现惯性滑行歪斜故障。
[0033]图4是图示说明的监控在示例性配置中惯性滑行歪斜故障的高升力系统的方法400的流程图。方法400的步骤将关于图2的监控系统230被描述，尽管本领域的技术人员将理解在本文中所描述的方法可以通过未示出的其它设备或系统被执行。本文所描述的方法的步骤并不是包括所有的，而可以包括未示出的其它步骤。本文所示出的流程图的步骤还可以以替代的顺序被执行。
[0034]对于方法400，监控系统230比较来自于高升力系统的两个驱动站的电流消耗。例如，在步骤420中，监控系统230监控第一驱动站的电流消耗(或负载)。为了监控驱动站的电流消耗，监控系统230可以接收来自马达传感器封装包324的信号，该信号指示在给定的时间的马达301的电流消耗(见图3)。在步骤404中，监控系统230监控第二驱动站的电流消耗。
[0035]然后监控系统230比较第一驱动站的电流消耗和第二驱动站的电流消耗，从而确定电流消耗之间的差值是否超过阈值(步骤406)。在步骤406中的比较的结果可以被滤波以避免由于由飞机操纵或其它混乱造成的瞬变(transient)的偶然错误。然后如果该差值超过阈值，监控系统230在步骤408中生成故障信号。生成故障信号经受任意滤波或延迟，所述滤波或延迟用于确保检测到故障，而不是由飞机操纵或其它混乱所引起的瞬变。
[0036]图4中的方法允许监控系统230检测用于惯性滑行歪斜故障的条件。当两个驱动站的电流消耗之差值大于阈值量时，该条件指示一个驱动站变成与襟翼断开。由于驱动站是断开的，所以襟翼将仅通过襟翼的另一侧上的驱动站被保持在位，其能够造成惯性滑行歪曲故障。方法400可以比较高升力系统200内的不同组的驱动站的电流消耗，其在图5到图7中进一步地描述。
[0037]图5是示例性配置中检测惯性滑行歪斜故障的逻辑框图。图5中，监控系统230比较在飞机100的相反侧上的驱动站的电流消耗。驱动站的电流消耗与驱动站正在驱动的负载成比例，该负责是当襟翼被延伸或缩回时是襟翼上的空气负载。在正常运行没有故障期间，襟翼114-115以及每个驱动站201-204上的负载关于飞机100的中心线对称。因此，襟翼114的外侧上的空气负载与襟翼115的外侧上的空气负载是对称的。同样，襟翼114的内侧上的空气负载与襟翼115的内侧上的空气负载是对称的。因此，驱动站201的电流消耗应当是大致等于驱动站203的电流消耗，并且驱动站202的电流消耗应当是大致等于驱动站204的电流消耗。
[0038]为了检测故障，监控系统230比较驱动站201的电流消耗(Il)和相反的驱动站203的电流消耗(13),从而确定电流消耗之差值是否超过阈值。监控系统230还比较驱动站202的电流消耗(12)和驱动站204的电流消耗(14)，从而确定电流消耗之差值是否超过阈值。外侧和内侧的阈值取决于本地驱动站的具体的许用限度可以是不同的。如果任一的差值超过阈值，然后监控系统230检测到高升力系统中的故障，并且生成故障信号。
[0039]作为一个示例，驱动站201-204上的电流消耗在正常运行下将关于飞机100的中心线对称，因此11=13且12=14。假设机械的故障出现在无回设备320和襟翼114之间的驱动站中(也见图3)。当这种故障出现时，驱动站201中的马达301将与襟翼114断开，并且将在无负载条件下运行。因为马达301上无负载，马达301的电流消耗(Il)将比驱动站203 (其依然正保持襟翼115)中的马达的电流消耗(13)小很多。因此，Il和13之间的差值将比阈值更大，且监控系统230将检测到惯性滑行歪斜故障。
[0040]图6是用于检测示例性配置中惯性滑行歪斜故障的另一逻辑框图。图6中，监控系统230比较相同襟翼上的驱动站的电流消耗。如果襟翼上的每一个驱动站上的负载大致相同，则图6中的逻辑将最有效地工作。为了检测故障，监控系统230比较驱动站201的电流消耗和驱动站202的电流消耗，从而确定两个驱动站之间的电流消耗差值是否超过阈值。监控系统230还比较驱动站203的电流消耗和驱动站204的电流消耗，从而确定这两个驱动站之间的电流消耗差值是否超过阈值。图6中的阈值可以随着飞机100的空速而变化。如果任一之差值超过阈值，然后监控系统230检测到高升力系统200中的故障，并且生成故障信号。
[0041]作为一个示例，假设驱动站201-204上的电流消耗在正常条件下是大致相同的，因此11=12=13=14。同样假设机械故障出现在无回设备320和襟翼114之间的驱动站201中(还参见图3)。当该故障出现时，驱动站201中的马达301将与襟翼114断开，并且将在无负载条件下运行。在无负载下，马达301的电流消耗(Il)将比驱动站202中的马达的电流消耗(12)小很多。因此，Il和12之间的差值将大于阈值，并且监控系统230将检测到惯性滑行歪斜故障。
[0042]图7是用于检测示例性配置中惯性滑行歪斜故障的另一逻辑框图。图7中的逻辑是图5到图6中的逻辑的组合。因此，监控系统230比较飞机100的相反侧上的驱动站的电流消耗，并且还比较在相同襟翼上的驱动站的电流消耗以检测故障。
[0043]由监控系统230可检测的另一类型故障是动力歪斜故障。动力歪斜故障可在襟翼正主动地由在襟翼的仅一侧上的驱动站延伸或缩回时出现。该类型的故障可以是由驱动站中的阻碍引起或者驱动站的内部的故障(例如轴的故障)引起。
[0044]图8是图示说明监控用于示例性配置中动力歪斜故障的高升力系统200的方法800的流程图。方法800的步骤将相对于图2中的监控系统230被描述，尽管本领域的技术人员将理解本文所描述的方法可以通过未示出的其它设备或系统被执行。
[0045]在步骤802中，监控系统230监控在致动襟翼时驱动站的电流消耗(即实际电流消耗)。在步骤804中，监控系统230识别在致动襟翼时驱动站的期望的电流消耗。期望的电流消耗是当在正常条件下移动襟翼时的驱动站的通常的电流消耗。基于驱动站的历史的或测试的数据，可以在监控系统230中预先规定期望的电流消耗。在步骤806中，监控系统230比较驱动站的电流消耗和期望的电流消耗，从而确定电流消耗差值是否超过阈值。监控系统230还可以在步骤808中监控驱动站的马达转速。例如，监控系统230可以接收指示马达301 (见图3)转速的来自于马达传感器封装包324的信号。在步骤810中，如果驱动站的马达转速为零、如果驱动站的电流消耗与期望的电流消耗之间的差值超过阈值、或者二者同时，则监控系统230可以生成故障信号。
[0046]图8中的方法允许监控系统230检测用于动力歪斜故障的条件。当驱动站的电流消耗大于期望的电流消耗和/或驱动站的马达转速为零时，该条件指示在驱动站中出现阻碍。由于驱动站被阻碍，襟翼将仅被襟翼的另一侧上的驱动站所驱动，这能够造成动力歪斜故障。
[0047]图9是用于检测示例性配置中动力歪斜故障的逻辑框图。对于图9，假设监控系统230正在监控襟翼114上的驱动站201-202。监控系统230测量用于致动襟翼114的驱动站201的电流消耗(II)，并且比较驱动站201的电流消耗与期望的电流消耗。监控系统230还确定驱动站201的马达转速(ω I)。如果驱动站201的实际电流消耗大于期望的电流消耗，以及驱动站201的马达转速为零，则监控系统230生成故障信号。当这两种条件存在时，阻碍已经出现在驱动站201中，其可以/将导致动力歪斜故障。监控系统230还以相似方式监控驱动站202以检测故障。
[0048]图9中的逻辑允许监控系统230检测由于驱动站201-202中的一个中的阻碍而造成的动力歪斜故障。在正常条件下，驱动站201的实际电流消耗将大致等于期望的电流消耗，并且驱动站201的马达转速将大于零，这是由于驱动站201中的马达301正在旋转以致动襟翼114。如果阻碍出现在驱动站201中，例如，驱动站201的马达转速将变为零且驱动站201的电流消耗将突然上升。驱动站201的实际电流消耗将大于期望的电流消耗，并且驱动站201的马达转速将为零。因此，监控系统230能够检测到故障。
[0049]图10是图示说明监控用于示例性配置中动力歪斜故障的高升力系统200的方法1000的流程图。方法1000的步骤将相对于图2中的监控系统230被描述，尽管本领域的技术人员将理解本文所描述的方法可以通过未示出的其它设备或系统被执行。
[0050]这种类型的动力歪斜是由于机械故障而使驱动站内部断开的结果。如果该类型的故障出现，然后马达301不再连接到连接构件310并且马达301不再延伸或缩回襟翼(见图3)。无回设备320的存在将阻止驱动螺杆303由于自襟翼的负载旋转。
[0051]在方法1000的步骤1002中，监控系统230监控用于致动襟翼的驱动站中的马达的马达位置。例如，监控系统230可以接收指示马达301 (见图3)的位置的来自马达传感器封装包324的信号。在步骤1004中，基于马达位置，监控系统230计算或估计襟翼或连接构件310的位置。观察图3，马达301的位置和用于襟翼的连接构件310的位置之间存在关系。马达和马达传感器通过齿轮减速器被机械地连接到连接构件310。因此，基于在任意给定的时间下的马达301的位置，监控系统230能够估计连接构件310和/或襟翼的输出位置。
[0052]在步骤1006中，监控系统230监控在驱动站中的位置传感器322，从而确定襟翼(见图3)的实际位置。尽管位置传感器322被集成在驱动站内，但它能够确定连接构件310和/或襟翼的输出位置。在步骤1008中，监控系统230比较襟翼的实际位置和襟翼的估计位置，从而确定实际位置和估计位置之间的差值是否超过阈值。在步骤1010中，如果该差值超过阈值，则监控系统230生成故障信号。
[0053]图10中的方法允许监控系统230检测用于动力歪斜故障的条件。当襟翼的实际位置与襟翼的计算位置不同时(基于马达位置)，该条件指示驱动站已经发生由机械断开引起的内部故障。由于无回设备320正保持故障的驱动站的位置，所以襟翼将被襟翼的另一侧上的驱动站所驱动，其可以造成动力歪斜故障。
[0054]图11是用于检测示例性配置中动力歪斜故障的逻辑框图。对于图11，再次假设监控系统230正针对动力歪斜故障监控襟翼114上的驱动站201-202。监控系统230监控当致动襟翼114时驱动站201中的马达301的马达位置。由于马达301通过齿轮系302移动襟翼114，所以基于马达位置和齿轮系302的传动比，监控系统230计算襟翼114的位置。监控系统230还监控驱动站201中的位置传感器322，从而确定连接构件310或襟翼114的实际位置。监控系统230比较基于位置传感器322的襟翼114的实际位置和基于马达位置的襟翼114的估计的位置，从而确定差值。如果在襟翼114的实际位置和襟翼114的计算位置之间的差值超过阈值，然后监控系统230生成故障信号。监控系统230同样以相似的方式监控驱动站202，从而检测故障。尽管在图10或图11中未示出，不过除了马达位置和输出位置之外还能够监控电流以确认故障状态。在该情况下，来自于驱动站201的电流消耗可以与来自于驱动站203的电流消耗相比较。
[0055]上述监控过程有利的确认高升力系统200的故障。该过程能够使用被集成在驱动站里的传感器监控高升力系统200。因此，这里没有必要在襟翼自身上安装传感器以用于故障的监控。然而，如果由于其它原因有传感器安装在襟翼上，这将用于确认故障或检查传感器故障。
[0056]图示或本文所描述的任意各种元件可以被实施作为硬件、软件、固件或者它们的组合。例如，元件可以被实施作为专用硬件。专用硬件元件可以被称为“处理器”、“控制器”或一些类似的术语。当被处理器提供时，可以由单个专用处理器、由单个共享处理器或由多个单独的处理器(该多个单独的处理器中的一些处理器可以是共享的)来提供该功能。此外，不应当将术语“处理器”或“控制器”的明确使用解释为排他性地能够执行软件的硬件，而是可以隐含地包括但不限于数字信号处理器(DSP)硬件、网络处理器、专用集成电路(ASIC)或其他电路、现场可编程门阵列(FPGA)、用于存储软件的只读存储器(ROM)、随机访问存储器(RAM)、非易失性存储器、逻辑或一些其他物理硬件组件或模块。
[0057]同样，可以将元件实现为由处理器或计算机执行指令，以用于执行该元件的功能。指令的一些示例是软件、程序代码和固件。当由处理器执行该指令时，该指令可操作来指导处理器执行该元件的功能。可以将该指令存储在可由处理器读取的存储设备上。存储设备的一些实例是数字或固态存储器、磁存储介质(如磁盘和磁带)、硬盘驱动器、或者光可读数字数据存储介质。
[0058]此外，该公开包括根据以下条款的实施例:
[0059]1.一种监控飞机上的高升力系统的方法，该方法包括:
[0060]监控高升力系统的第一驱动站的第一电流消耗；
[0061]监控高升力系统的第二驱动站的第二电流消耗；
[0062]比较第一电流消耗和第二电流消耗，从而确定第一电流消耗和第二电流消耗之间的差值是否超过第一阈值；以及
[0063]如果第一电流消耗和第二电流消耗之间的差值超过第一阈值，则生成故障信号。
[0064]2.根据条款I的方法,其中比较第一电流消耗和第二电流消耗包括:
[0065]比较来自于左机翼襟翼的外侧上的第一驱动站的第一电流消耗和来自于右机翼襟翼的外侧上的第二驱动站的第二电流消耗。
[0066]3.根据条款2的方法，进一步包括:
[0067]监控左机翼襟翼的内侧上的第三驱动站的第三电流消耗；
[0068]监控右机翼襟翼的内侧上的第四驱动站的第四电流消耗；
[0069]比较第三电流消耗和第四电流消耗,从而确定第三电流消耗和第四电流消耗之间的差值是否超过第二阈值；以及
[0070]如果第三电流消耗和第四电流消耗之间的差值超过第二阈值，则生成故障信号。
[0071]4.根据条款3的方法，进一步包括:
[0072]比较左机翼襟翼的外侧上的第一驱动站的第一电流消耗和左机翼襟翼的内侧上的第三驱动站的第三电流消耗，从而确定第一电流消耗和第三电流消耗之间的差值是否超过第三阈值；
[0073]比较右机翼襟翼的外侧上的第二驱动站的第二电流消耗和右机翼襟翼的内侧上的第四驱动站的第四电流消耗，从而确定第二电流消耗和第四电流消耗之间的差值是否超过第四阈值；以及
[0074]如果所述差值中的一个超过阈值，则生成故障信号。
[0075]5.根据条款I的方法,其中比较第一电流消耗和第二电流消耗包括:
[0076]比较来自于左机翼襟翼的外侧上的第一驱动站的第一电流消耗和来自于左机翼襟翼的内侧上的第二驱动站的第二电流消耗。
[0077]6.根据条款5的方法，进一步包括:
[0078]监控右机翼襟翼的外侧上的第三驱动站的第三电流消耗；
[0079]监控右机翼襟翼的内侧上的第四驱动站的第四电流消耗；
[0080]比较第三电流消耗和第四电流消耗从而确定第三电流消耗和第四电流消耗之间的差值是否超过第二阈值；以及
[0081]如果第三电流消耗和第四电流消耗之间的差值超过第二阈值，则生成故障信号。
[0082]7.根据条款6的方法，其中:
[0083]第一阈值和第二阈值随空气速度而变化。
[0084]8.一种监控飞机上的高升力系统的方法，该飞机具有安装在襟翼的第一侧上的第一驱动站和安装在襟翼的第二侧上的第二驱动站，该方法包括:
[0085]监控用于致动襟翼的第一驱动站的电流消耗；
[0086]识别第一驱动站的期望的电流消耗；
[0087]比较第一驱动站的监控的电流消耗与第一驱动站的期望的电流消耗，从而确定监控的电流消耗和期望的电流消耗之间的差值是否超过第一阈值；以及
[0088]如果监控的电流消耗和期望的电流消耗之间的差值超过第一阈值，则生成故障信号。
[0089]9.根据条款8的方法，进一步包括:
[0090]监控第一驱动站的马达转速；以及
[0091]如果监控的电流消耗和期望的电流消耗之间的差值超过第一阈值，以及第一驱动站的马达转速为零，则生成故障信号。
[0092]10.根据条款9的方法，进一步包括:
[0093]监控用于致动襟翼的第二驱动站的第二电流消耗；
[0094]识别第二驱动站的第二期望的电流消耗；
[0095]比较第二驱动站的第二监控的电流消耗与第二驱动站的第二期望的电流消耗，从而确定第二监控的电流消耗和第二期望的电流消耗之间的差值是否超过第二阈值；以及
[0096]如果第二监控的电流消耗和第二期望的电流消耗之间的差值超过第二阈值，则生成故障信号。
[0097]11.根据条款11的方法，进一步包括:
[0098]监控第二驱动站的第二马达转速；以及
[0099]如果第二监控的电流消耗和第二期望的电流消耗之间的差值超过第二阈值，以及第二驱动站的第二马达转速为零，则生成故障信号。
[0100]12.一种监控飞机的高升力系统的方法，该方法包括:
[0101]监控用于致动襟翼的驱动站中的马达的马达位置；
[0102]基于马达位置计算襟翼的位置；
[0103]监控驱动站中的位置传感器，从而确定襟翼的实际位置；
[0104]比较襟翼的实际位置和襟翼的计算位置，从而确定实际位置和计算的位置之间的差值是否超过阈值；以及
[0105]如果差值超过阈值，则生成故障信号。
[0106]13.根据条款12的方法，其中基于马达位置计算襟翼的位置包括:
[0107]基于马达位置和基于齿轮系的传动比计算襟翼的位置，该齿轮系连接在马达和襟翼之间。
[0108]14.根据条款12的方法，其中:
[0109]位置传感器被集成于驱动站，并且被安装在无回设备和襟翼之间。
[0110]尽管具体结构在本文中被描述，但是范围并不限于那些具体的结构。然而，本范围由所附权利要求以及它们的任意等同方案所限定。
【权利要求】
1.一种监控飞机(100)上的高升力系统(200)的方法,该方法包括: 监控所述高升力系统的第一驱动站(例如:201、202、203或204)的第一电流消耗(例如:11、12、13 或 14)； 监控所述高升力系统的第二驱动站(例如:201、202、203或204)的第二电流消耗(例如:11、12、13 或 14)； 比较所述第一电流消耗和所述第二电流消耗，从而确定所述第一电流消耗和所述第二电流消耗之间的差值是否超过第一阈值；以及 如果所述第一电流消耗和所述第二电流消耗之间的所述差值超过所述第一阈值，则生成故障信号。
2.根据权利要求1所述的方法，其中比较所述第一电流消耗和所述第二电流消耗包括: 比较来自于左机翼襟翼(114)的外侧上的所述第一驱动站(201)的所述第一电流消耗(Il)和来自于右机翼襟翼(115)的外侧上的所述第二驱动站(203)的所述第二电流消耗(13)。
3.根据权利要求2所述的方法，进一步包括: 监控所述左机翼襟翼(114)的内侧上的第三驱动站(202)的第三电流消耗(12)； 监控所述右机翼襟翼(115)的内侧上的第四驱动站(204)的第四电流消耗(14)； 比较所述第三电流消耗和所述第四电流消耗，从而确定所述第三电流消耗和所述第四电流消耗之间的差值是否超过第二阈值；以及 如果所述第三电流消耗和所述第四电流消耗之间的所述差值超过所述第二阈值，则生成所述故障信号。
4.根据权利要求3所述的方法，进一步包括: 比较所述左机翼襟翼(114)的外侧上的所述第一驱动站(201)的所述第一电流消耗(Il)和所述左机翼襟翼的内侧上的所述第三驱动站(202)的所述第三电流消耗(12)，从而确定所述第一电流消耗和所述第三电流消耗之间的差值是否超过第三阈值； 比较所述右机翼襟翼(115)的外侧上的所述第二驱动站(203)的所述第二电流消耗(13)和所述右机翼襟翼的内侧上的所述第四驱动站(204)的所述第四电流消耗(14)，从而确定所述第二电流消耗和所述第四电流消耗之间的差值是否超过第四阈值；以及如果所述差值中的一个超过所述阈值，则生成所述故障信号。
5.根据权利要求1所述的方法，其中比较所述第一电流消耗和所述第二电流消耗包括: 比较来自于左机翼襟翼(114)的外侧上的所述第一驱动站(201)的所述第一电流消耗(II)和来自于所述左机翼襟翼(114)的内侧上的所述第二驱动站(202)的所述第二电流消耗(12)。
6.根据权利要求5所述的方法，进一步包括: 监控右机翼襟翼(115)的外侧上的第三驱动站(203)的第三电流消耗(13)； 监控所述右机翼襟翼(115)的内侧上的第四驱动站(204)的第四电流消耗(14)； 比较所述第三电流消耗和所述第四电流消耗，从而确定所述第三电流消耗和所述第四电流消耗之间的差值是否超过第二阈值；以及如果所述第三电流消耗和所述第四电流消耗之间的所述差值超过所述第二阈值，则生成所述故障信号。
7.根据权利要求6所述的方法，其中: 所述第一阈值和所述第二阈值随空速而变化。
8.—种监控飞机(100)上的高升力系统(200)的方法，所述飞机(100)具有安装在襟翼(例如:114或115)的第一侧上的第一驱动站(例如:201、202、203或204)和安装在襟翼的第二侧上的第二驱动站(例如:201、202、203或204)，所述方法包括: 监控用于致动所述襟翼的所述第一驱动站的电流消耗(例如:11、12、13、14)； 识别所述第一驱动站的期望的电流消耗； 比较所述第一驱动站的监控的电流消耗与所述第一驱动站的期望的电流消耗，从而确定所述监控的电流消耗和所述期望的电流消耗之间的差值是否超过第一阈值；以及 如果所述监控的电流消耗和所述期望的电流消耗之间的所述差值超过所述第一阈值，则生成所述故障信号。
9.根据权利要求8所述的方法，进一步包括: 监控所述第一驱动站(201)的马达转速(ω I);以及 如果所述监控的电流消耗和所述期望的电流消耗之间的所述差值超过所述第一阈值，以及所述第一驱动站的所述马达转速为零，则生成所述故障信号。
10.根据权利要求9所述的方法，进一步包括: 监控用于致动所述襟翼的所述第二驱动站(202)的第二电流消耗(12)； 识别所述第二驱动站的第二期望的电流消耗； 比较所述第二驱动站的所述第二监控的电流消耗与所述第二驱动站的所述第二期望的电流消耗，从而确定所述第二监控的电流消耗和所述第二期望的电流消耗之间的差值是否超过第二阈值；以及 如果所述第二监控的电流消耗和所述第二期望的电流消耗之间的所述差值超过所述第二阈值，则生成所述故障信号。
11.根据权利要求11所述的方法，进一步包括: 监控所述第二驱动站(202)的第二马达转速(ω 2);以及 如果所述第二监控的电流消耗和所述第二期望的电流消耗之间的所述差值超过所述第二阈值，以及所述第二驱动站的所述第二马达转速为零，则生成所述故障信号。
12.—种监控飞机(100)的高升力系统(200)的方法，所述方法包括: 监控用于致动襟翼(例如:114或115)的驱动站(例如:201、202、203或204)中的马达(例如301)的马达位置； 基于所述马达位置计算所述襟翼的位置； 监控所述驱动站中的位置传感器(例如:322)，从而确定所述襟翼的实际位置； 比较所述襟翼的实际位置和所述襟翼的计算位置，从而确定所述实际位置和所述计算位置之间的差值是否超过阈值；以及 如果所述差值超过所述阈值，则生成所述故障信号。
13.根据权利要求12所述的方法，其中基于所述马达位置计算所述襟翼(例如:114或115)的位置包括:基于所述马达位置和基于齿轮系(例如:302)的传动比计算所述襟翼的位置，所述齿轮系连接在所述马达和所述襟翼之间。
14.根据权利要求12-13中任意权利要求所述的方法，其中: 所述位置传感器(例如:322)被集成于所述驱动站(例如:201、202、203或204)，并且所述位置传感器被安装 在无回设备(例如:320)和所述襟翼(例如:114或115)之间。
【文档编号】B64C13/50GK104071330SQ201410123039
【公开日】2014年10月1日 申请日期:2014年3月28日 优先权日:2013年3月28日
【发明者】G·莫伊, P·A·帕迪利亚 申请人:波音公司