翼尖刹车在高升力系统传动中应用分析

翼尖刹车在高升力系统传动中应用分析
摘要高升力系统监测由于电气部件和机械部件失效引起的系统功能
（襟翼收/放控制失效、襟翼不对称、襟翼非指令运动、襟翼超速限制失效）丧失，进而触发翼尖刹车功能。

翼尖刹车功能触发故障原因多样，翼尖刹车功能的
好坏对高升力系统整体性能评价也是重要方面。

关键词翼尖刹车触发故障系统保护
前言
高升力主要用于飞机起飞与着陆，主要通过高升力系统来产生，从而
避免过长的飞机起飞和滑跑距离。

现代飞机采用高升力系统解决上述矛盾，通常
是在机翼前缘配置缝翼、在机翼后缘配置襟翼。

民用飞机高升力控制系统一般由前缘缝翼、后缘襟翼及其驱动控制系
统组成。

高升力控制系统主要是控制缝翼和襟翼往下展开到不同的卡位，来改变
机翼弯度和面积，以增加飞机起飞时的升力和降落时的升力及阻力，从而减少飞
机起飞和降落的滑跑距离。

国外大型民用飞机A320、A340、B777 等其高升力
控制系统基本上都是采用前缘缝翼和后缘襟翼的形式。

[1]
1.系统技术特点
高升力系统是集机械传动、检测和控制等技术于一体的综合性系统，在系统集成、关键部件等方面有独特的技术特点。

高升力系统是功能独立的飞机分系统，是从操纵杆到翼面的完整位置
闭环控制系统，由襟缝翼电子控制单元进行信号处理和功能控制，通过总线与飞
机航电系统和主飞控系统等其他系统交联。

在先进大型飞机上，高升力系统与主
飞控系统、自动驾驶系统等 3 部分组成了完整的飞机飞行控制系统。

高升力系统由翼面作动子系统、机械传动子系统、动力驱动子系统、控制和监控子系统、故障保护子系统和传感器子系统等组成。

高升力系统的技术
发展主要体现在控制与监控、作动能量传输方式上。

在控制与监控方面，高升力
控制系统从人工操纵发展到电传操纵系统，进而发展成容错式双余度数字电传操
纵系统；而在作动能量传输方面，则从襟/ 缝翼各段翼面独立驱动发展到集
中共轴驱动，再到内、外襟翼差动，并正在发展多翼面独立驱动方式。

[2]
现代大型飞机的高升力系统翼面作动技术广泛采用集中式驱动架构，由安装在飞机中央的动力驱动装置（Power Drive Unit，PDU）提供动力，通
过机械传动线系将动力传递到每个作动位置的齿轮旋转作动器或滚珠螺旋作动器上，作动器驱动襟/ 缝翼运动机构，控制襟翼和缝翼的收放。

高升力系统普遍采用数字电传操纵技术，实现了系统功能的综合，
并具有完善的余度管理功能。

同机械操纵和简单电传操纵相比，采用数字电传操
纵的高升力系统实现了襟/ 缝翼的综合管理，增强了边界保护功能，提高了
系统的安全性和维护性。

高升力系统的控制和监控功能主要由襟缝翼电子控制单
元（Flap Slat Electronic Control Unit，FSECU）实现，FSECU 通常采
用2×2构架，襟翼系统PDU 和缝翼系统PDU 的两套动力分别由两台独立
可互换的FSECU 进行控制与监控，每个FSECU 包括 1 个襟翼通道
和 1 个缝翼通道。

每个FSECU 的襟翼通道和缝翼通道分别由两条支路构成，两条支路的微处理器硬件是非相似的。

两条支路独立并且执行相同的功能，两条
支路交换数据并比较计算结果后，经硬件逻辑电路处理后输出。

[2]
2. 翼尖刹车（WTB）
翼尖刹车一般安装在每侧机翼的襟缝翼传输系统末端，当探测到襟
翼收/放控制失效、襟翼不对称、襟翼非指令运动、襟翼超速限制失效时，翼尖
刹车停止并且锁住襟缝翼传输系统，进而锁定襟缝翼。

2.1 翼尖刹车的制动原理
以一个电传信号,电机驱动,滚珠丝杠作动为例,分析翼尖刹车的制
动功能触发（如图1），
此高升力系统的监控功能包括设备状态监控和系统状态监控功能功能。

高升力系统通过PBIT和CBIT检测系统电气部件失效并通过DMC持续向OMS
发送失效信息；高升力系统同样通过PBIT和CBIT监测由于电气部件和机械部件
失效引起的系统功能（襟翼收/放控制失效、襟翼不对称、襟翼非指令运动、襟
翼超速限制失效）丧失，并持续报告相应的襟翼状态和通告/告警。

当检测到
襟翼倾斜、襟翼非指令运动或者襟翼超速（襟翼超速功能失效后，系统将抑制超
速保护功能失效所提供的制动功能）时，高升力系统将会发送一个紧急制动信号
使襟翼（在规定时间内）在当前位置停止，以此来提供系统保护。

图1 右㯲翼传动系统图
2.2翼尖刹车的制动功能触发研究
①在下放襟翼过程中FPDU 输出端传动线系断开后，与PDU 连接一端继续
下放襟翼，断开端襟翼则在气动载荷下克服惯量负载停止襟翼运动并有向襟翼收
起方向运动趋势，当左右两侧襟翼不对称量超过限定值时触发不对称保护功能，
制动指令发出，系统的WTB 和FPDU 的POB 断电制动，FPDU 的电机停止运动，整个系统锁存并把持襟翼。

②在收起襟翼过程中FPDU 输出端传动线系断开后，与FPDU 连接一端继
续收起襟翼，断开端襟翼则在气动载荷下不受控推动襟翼收起。

如果在收起到接近0°位置时断开，断开一侧的FBSA 潜在会达到上止位，
但不会触发不对称保护功能，为潜在故障。

只有当下放时才能监测到不对称故障
并执行保护。

襟翼在其他非0°位置，当左右两侧襟翼不对称量超过限制时触发不对称保
护功能，FECU 发出制动指令，系统的WTB 和FPDU 的POB 断电制动，
FPDU 的电机停止运动，整个系统锁存并把持襟翼。

③无论在襟翼收起或下放的过程中，当线系卡阻后，触发系统力矩限制器（STL）打滑，监控到电机过流，断开POB 和电机供电；通过系统低速判断逻
辑也可监测到故障，监测到故障后WTB 和FPDU 的POB 断电制动，系统把持。

④无论在襟翼收起或下放的过程中，当丝杠螺母卡阻后，发生卡阻故障的FBSA 力矩限制器（ATL）触发制动，导致系统力矩限制器（STL）冲击打滑，通过机械断开监控（襟翼运动速度过小）监控到故障后，WTB 和POB 断开供电，，电机速度将为0，系统停止驱动并把持。

⑤无论在襟翼收起或下放的过程中，当FBSA 的齿轮箱卡阻后，发生卡阻故障的FBSA 力矩限制器（ATL）启动，然后系统力矩限制器（STL）打滑，FECU 通过非指令监控检测到故障后，WTB 断电制动，POB 断电制动，电机断电停止驱动。

3.结束语
襟翼收/放控制失效、襟翼不对称、襟翼非指令运动、襟翼超速限制失效时，翼尖刹车停止并且锁住襟缝翼传输系统，进而锁定襟缝翼。

翼尖刹车功能对高升力系统是在发生故障时对系统的保护。

翼尖刹车功能触发故障原因多样，翼尖刹车功能的好坏对高升力系统整体性能评价也是重要方面，需要对翼尖刹车功能做更深入的研究。

参考资料
[1] 杨志丹. 民用飞机高升力控制系统的设计和安全性分析研究[D].上海交通学,2014.
[2] 史佑民,杨新团. 大型飞机高升力系统的发展及关键技术分析[J]. 航空制造技术,2016,(10):74-78.。