本发明公开了一种高升力系统故障注入装置，包括传动组件，传动组件连接故障注入组件，故障注入组件连接故障注入控制组件；传动组件包括扭力杆，扭力杆的动力输出端依次从惯量盘及传动齿轮中穿过；传动齿轮通过同步带连接差动齿轮箱。本发明还公开了一种高升力系统故障注入装置的故障注入方法。本发明能够满足高升力系统故障模拟，缩短高升力系统的型号研制周期，减少研制风险。
1.高升力系统故障注入装置，其特征在于，包括传动组件，传动组件连接有故障注入组件，故障注入组件连接故障注入控制组件；
所述传动组件包括扭力杆（5）、传动齿轮（6）、同步带（7）、惯量盘（8）、差动齿轮箱（9），扭力杆（5）的动力输出端依次从惯量盘（8）及传动齿轮（6）中穿过；传动齿轮（6）通过同步带（7）连接差动齿轮箱（9）；
所述差动齿轮箱（9）包括第一输入轴（9‑1）、第二输入轴（9‑2），所述传动齿轮（6）通过同步带（7）与第一输入轴（9‑1）连接，第二输入轴（9‑2）与所述故障注入组件连接。
2.根据权利要求1所述的高升力系统故障注入装置，其特征在于：所述故障注入组件包括伺服电机（10）和旋转编码器（11），伺服电机（10）与所述第二输入轴（9‑2）连接，旋转编码器（11）安装在所述扭力杆（5）的动力输出端端部。
3.根据权利要求2所述的高升力系统故障注入装置，其特征在于：所述故障注入控制组件包括编码器信号采集模块（12），编码器信号采集模块（12）的输入端口与所述旋转编码器（11）连接，编码器信号采集模块（12）的输出端口依次与控制计算机（15）、通讯模块（14）及伺服电机驱动模块（13）连接。
4.高升力系统故障注入方法，其特征在于，采用权利要求3所述的高升力系统故障注入装置，具体包括如下步骤：步骤1，故障注入控制组件接收襟翼/缝翼动作指令，并发送至机载组件，同步监测传动组件的运动状态；
步骤2，机载组件接收到故障注入控制组件发来的动作指令后，并根据所述动作指令控制传动组件运动；
步骤4，故障注入控制组件对传动组件的运动状态进行检测，当监测到传动组件的运动状态发生变化时，将需要模拟的故障参数发送给故障注入组件，控制故障注入组件运动；
步骤5，故障注入组件带动传动组件运动，当模拟出故障运动状态时，将此时的运动数据发送给机载组件；
步骤6，机载组件将传动组件的运动数据进行故障识别，并将故障识别结果反馈给故障注入控制组件。
5.根据权利要求4所述的高升力系统故障注入方法，其特征在于，所述步骤1的具体过程为：所述故障注入控制组件中的控制计算机（15）将襟翼/缝翼的动作指令，通过故障注入控制组件中的通讯模块（14）发送给机载组件中的机载襟缝翼电子控制单元（1）；同时故障注入控制组件中的控制计算机（15）通过故障注入组件中的旋转编码器（11）对传动组件中的扭力杆（5）运动状态进行监测；
所述机载组件中的机载襟缝翼电子控制单元（1）接收到控制计算机（15）发送的指令后，将该指令发送给机载组件中的机载驱动组件（3）及机载刹车组件（2），机载刹车组件（2）控制扭力杆（5）解刹，机载驱动组件（3）带动扭力杆（5）进行运动；
通过安装在扭力杆（5）的传动齿轮（6）及同步带（7），带动第一输入轴（9‑1）随扭力杆（5）转动；根据第一输入轴（9‑1）的输入参数，以1:1的传动比例通过输出轴（9‑3）带动机载传感器（4）运动。
6.根据权利要求5所述的高升力系统故障注入方法，其特征在于，所述步骤4的具体过程为：当故障注入控制组件中的控制计算机（15）通过故障注入组件中的旋转编码器（11）监测到传动组件中的扭力杆（5）运动状态发生变化时，通过串口通讯，将需要模拟的故障参数，发送给故障注入控制组件中的伺服电机驱动模块（13），通过伺服电机驱动模块（13）控制故障注入组件中的伺服电机（10）运动；
伺服电机（10）按伺服电机驱动模块（13）发送的指令进行转动，根据伺服电机（10）在第二输入轴（9‑2）的转动方向，对第二输入轴（9‑2）的输入角度进行增加或衰减，使输出轴（9‑
3）与第二输入轴（9‑1）的转动角度不一致，即模拟出故障运动状态，此时，机载组件中的机载传感器（4）将输出轴（9‑3）的输出角度发送给机载组件中的机载襟缝翼电子控制单元（1）。
7.根据权利要求6所述的高升力系统故障注入方法，其特征在于，所述步骤6的具体过程为：机载组件中的机载襟缝翼电子控制单元（1）对输出轴（9‑3）输出的角度，进行故障识别，并将故障识别结果反馈给控制计算机（15）。
高升力系统故障注入装置及故障注入方法
技术领域
[0001] 本发明属于航空领域的仿真测试技术领域，涉及一种高升力系统故障注入装置，本发明还涉及一种高升力系统故障注入方法。
背景技术
[0002] 高升力（Highlift）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，主要应用于大飞机，通常是在机翼前缘配置缝翼，在机翼后缘配置襟翼实现。
[0003] 高升力系统的故障主要指机翼两侧的襟翼或缝翼的偏转角度不一致，存在不对称、非指令以及卡阻等故障状态，在飞机起飞与着陆阶段，会导致机身飞行姿态改变，直接影响飞行安全。因此需要在地面对高升力系统故障模拟，进行充分的试验验证。所以，需要一种高升力系统故障注入的方法及装置来验证高升力系统的性能指标。
[0004] 目前国内在高升力领域起步较晚，故障模拟通常采用杆系与传感器分离的模拟方式，实现较为简单，且只能模拟故障现象，无法进行故障注入，又因为杆系与传感器无机械连接，无法进行同步状态下的故障模拟。
发明内容
[0005] 本发明的目的是提供一种高升力系统故障注入装置，该装置能够满足高升力系统故障模拟，缩短高升力系统的型号研制周期，减少研制风险。
[0006] 本发明的另一个目的是提供一种高升力系统故障注入方法。
[0007] 本发明所采用的第一种技术方案是，高升力系统故障注入装置，包括传动组件，传动组件连接有故障注入组件，故障注入组件连接故障注入控制组件；
[0008] 传动组件包括扭力杆，扭力杆的动力输出端依次从惯量盘及传动齿轮中穿过；传动齿轮通过同步带连接差动齿轮箱。
[0009] 本发明第一种技术方案的特点还在于：
[0010] 差动齿轮箱包括第一输入轴、第二输入轴，传动齿轮通过同步带与第一输入轴连接，第二输入轴与故障注入组件连接。
[0011] 故障注入组件包括伺服电机和旋转编码器，伺服电机与第二输入轴连接，旋转编码器安装在扭力杆的动力输出端端部。
[0012] 故障注入控制组件包括编码器信号采集模块，编码器信号采集模块的输入端口与旋转编码器连接，编码器信号采集模块的输出端口依次与控制计算机、通讯模块及伺服电机驱动模块连接。
[0013] 本发明采用的第二种技术方案是，高升力系统故障注入方法，采用上述高升力系统故障注入装置，具体包括如下步骤：
[0014] 步骤1，故障注入控制组件接收襟翼/缝翼动作指令，并发送至机载组件，同步监测传动组件的运动状态；
[0015] 步骤2，机载组件接收到故障注入控制组件发来的动作指令后，并根据所述动作指令控制传动组件运动；
[0016] 步骤3，通过传动组件带动机载组件同步运动；
[0017] 步骤4，故障注入控制组件对传动组件的运动状态进行检测，当监测到传动组件的运动状态发生变化时，将需要模拟的故障参数发送给故障注入组件，控制故障注入组件运动；
[0018] 步骤5，故障注入组件带动传动组件运动，当模拟出故障运动状态时，将此时的运动数据发送给机载组件；
[0019] 步骤6，机载组件将传动组件的发送的运动数据进行故障识别，并将故障识别结果反馈给故障注入控制组件。
[0020] 本发明第二种技术方案的特点还在于：
[0021] 步骤1的具体过程为：
[0022] 故障注入控制组件中的控制计算机将襟翼/缝翼的动作指令，通过故障注入控制组件中的通讯模块发送给机载组件中的机载襟缝翼控制单元；同时故障注入控制组件中的控制计算机通过故障注入组件中的旋转编码器对传动组件中的扭力杆运动状态进行监测；
[0023] 步骤2的具体过程为：
[0024] 机载组件中的机载襟缝翼控制单元接收到控制计算机发送的指令后，将该指令发送给机载组件中的机载驱动组件及机载刹车组件，机载刹车组件控制扭力杆解刹，机载驱动组件带动扭力杆进行运动；
[0025] 步骤3的具体过程为：
[0026] 通过安装在扭力杆的传动齿轮及同步带，带动第一输入轴随扭力杆转动；根据第一输入轴的输入参数，以1:1的传动比例通过输出轴带动机载传感器运动。
[0027] 步骤4的具体过程为：
[0028] 当故障注入控制组件中的控制计算机通过故障注入组件中的旋转编码器监测到传动组件中的扭力杆运动状态发生变化时，通过串口通讯，将需要模拟的故障参数，发送给故障注入控制组件中的伺服电机驱动模块，通过伺服电机驱动模块控制故障注入组件中的伺服电机运动；
[0029] 步骤5的具体过程为：
[0030] 伺服电机按伺服电机驱动模块发送的指令进行转动，根据伺服电机在第二输入轴的转动方向，对第二输入轴的输入角度进行增加或衰减，使输出轴与第二输入轴的转动角度不一致，即模拟出故障运动状态，此时，机载组件中的机载传感器将输出轴的输出角度发送给机载组件中的机载襟缝翼电子控制单元。
[0031] 步骤6的具体过程为：
[0032] 机载组件中的机载襟缝翼电子控制单元对输出轴输出的角度，进行故障识别，并将故障识别结果反馈给控制计算机。
[0033] 本发明的有益效果是，本发明在实现高升力系统的故障注入试验时，采用全机械传动方式，保证了整个襟翼/缝翼线系的同步运转，完全模拟了机上真实故障特性，对高升力系统设计和飞行安全验证提供了可靠保障。
附图说明
[0034] 图1是本发明高升力系统故障注入装置的结构示意图；
[0035] 图2是本发明高升力系统故障注入装置实施例的结构示意图；
[0036] 图3是本发明高升力系统故障注入装置中故障注入过程示意图；
[0037] 图4是本发明高升力系统故障注入方法流程图。
[0038] 图中，1.机载襟缝翼电子控制单元，2.机载刹车组件，3.机载驱动组件，4.机载传感器，5.扭力杆，6.传动齿轮，7.同步带，8.惯量盘；
[0039] 9.差动齿轮箱，9‑1.第一输入轴，9‑2.第二输入轴，9‑3.输出轴；
[0040] 10.伺服电机，11.旋转编码器，12.编码器信号采集模块，13.伺服电机驱动模块，14.通讯模块，15.控制计算机。
具体实施方式
[0041] 下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
[0042] 本发明高升力系统故障注入装置，采用在原扭力杆上，通过传动齿轮、差动齿轮箱、伺服电机、旋转编码器及控制计算机，在不影响原扭力杆输出的情况下，同步输出需要实现的故障角度差，实现高升力线系的同步故障注入。
[0043] 本发明高升力系统故障注入装置，如图1所示，包括机载组件（机载组件中的所有组成部分均属于高升力系统本身的元件，不属于本发明中要保护的结构）、传动组件、故障注入组件、故障注入控制组件。
[0044] 机载组件包括：机载襟缝翼电子控制单元（ECU）1、机载刹车组件（WTB）2、机载驱动组件（PDU）3、机载传感器（PSU）4；
[0045] 机载襟缝翼电子控制单元（ECU）1主要用于高升力系统下襟翼和缝翼闭环控制；
[0046] 机载刹车组件（WTB）2主要用于襟翼及缝翼旋转解刹及制动；
[0047] 机载驱动组件（PDU）3主要用于驱动襟翼及缝翼传动轴转动；
[0048] 机载传感器（PSU）4主要用于采集襟翼及缝翼传动轴旋转角度及速度；
[0049] 传动组件包括：扭力杆5、传动齿轮6、同步带7、惯量盘8、差动齿轮箱9；
[0050] 扭力杆5主要用于襟翼及缝翼传动，将PDU输出的转速及扭矩传递到所有连接在扭力杆5上的动作及采集单元；
[0051] 传动齿轮6及同步带7主要用于将扭力杆的动力通过固定齿比传递到连接组件；
[0052] 惯量盘8主要用于对扭力杆5施加模拟惯量，用于模拟机上真实惯量状态；
[0053] 如图2所示，差动齿轮箱9为包括第一输入轴9‑1、第二输入轴9‑2及输出轴9‑3，输出轴9‑3的转速为两个输入轴的转速差；第一输入轴9‑1、第二输入轴9‑2的扭矩相同，输出轴9‑3的输出转速≤4000rpm。
[0054] 故障注入组件包括：伺服电机10、旋转编码器11；
[0055] 伺服电机10用于提供故障注入所需的速度和角度差；
[0056] 旋转编码器11用于对扭力杆5的实际输出进行采集。
[0057] 故障注入控制组件包括：编码器信号采集模块12、伺服电机驱动模块13、通讯模块14、控制计算机15组成；
[0058] 编码器信号采集模块12主要用于采集安装于线系末端的旋转编码器11输出值，用于采集线系转动的转速与角度；
[0059] 伺服电机驱动模块13由伺服驱动器、供电单元、滤波器构成，用于控制连接至第一输入轴9‑1的伺服电机10；
[0060] 通讯模块14包括ARINC429通信以及RS485、RS422通信，通过ARINC429板卡以及串口卡实现；
[0061] 控制计算机15采用工控机实现，内置ARINC429板卡以及串口卡，内置计数器卡用于对旋转编码器11输出信号进行采集。
[0062] 故障注入控制组件主要功能为：通过ARINC429通信，对机载襟缝翼电子控制单元（ECU）进行指令控制及状态采集，实现对整个襟缝翼系统进行运动控制；
[0063] 通过控制计算机15，根据编码器信号采集模块12的采集参数，实时监测杆系运动的转速及角度，根据试验要求，控制伺服电机进行转速的加减，实现故障注入。
[0064] 如图2所示，以某型飞机高升力系统为例，该装置连接关系如下所述：
[0065] 台面安装的组件以机载驱动装置（PDU）为中心，分为左右两个线系，两个线系在结构上对称。从内至外分别为惯量盘、机载刹车装置（WTB）、传动齿轮、旋转编码器。
[0066] 其中，传动齿轮6通过同步带7，与差动齿轮箱9的第一输入轴9‑1连接，实现线系1:1传动，伺服电机10与差动齿轮箱9的第二输入轴9‑2连接，机载传感器（PSU）4与差动齿轮箱
9的输出轴9‑3连接。
[0067] 机载产品与扭力杆5采用花键连接方式，因此扭力杆5端相应配套与机载产品对应的内/外花键即可；惯量盘8、传动齿轮6、旋转编码器11采用空心轴套方式，安装在扭力杆5上。
[0068] 机载襟缝翼电子控制单元（ECU）1通过电缆分别与机载驱动组件（PDU）3、机载刹车组件（WTB）2、机载传感器（PSU）4连接；
[0069] 故障注入控制组件的控制计算机15通过通信电缆与机载襟缝翼电子控制单元（ECU）1连接，用于发送襟缝翼指令信号；控制计算机15通过内部电缆，分别与通信模块14、编码器信号采集模块12及伺服电机驱动模块13连接，用于采集扭力杆5转动状态以及发送故障注入信号。
[0070] 本发明高升力系统故障注入方法，如图3、4所示，具体包括如下步骤：
[0071] 步骤1，控制计算机15将襟翼/缝翼的动作指令，通过ARINC429（通讯模块14）发送给机载襟缝翼控制单元(ECU)1；同时控制计算机15通过旋转编码器11，对扭力杆5运动状态进行监测；
[0072] 步骤2，机载襟缝翼控制单元1接收到指令后，发送指令给机载驱动组件(PDU)3及机载刹车组件（WTB）2，机载刹车组件（WTB）2控制扭力杆5解刹，机载驱动组件（PDU）3带动扭力杆5进行运动；
[0073] 步骤3，通过安装在扭力杆5的传动齿轮6及同步带7，带动第一输入轴9‑1随扭力杆5转动；根据第一输入轴9‑1的输入参数，1:1通过输出轴9‑3带动机载传感器（PSU）4运动；
[0074] 步骤4，当控制计算机15通过旋转编码器11监测到扭力杆5运动状态发生预期变化时，通过串口通讯，将需要模拟的故障参数，发送给伺服电机驱动模块13，控制伺服电机10运动；
[0075] 步骤5，伺服电机10按伺服电机驱动模块13发送的指令进行转动，根据伺服电机10在第二输入轴9‑2的转动方向，对第二输入轴9‑2的输入角度进行增加或衰减，使输出轴9‑3与第二输入轴9‑1的转动角度不一致，即模拟出故障运动状态，此时，机载组件中的机载传感器4将输出轴9‑3的输出角度发送给机载组件中的机载襟缝翼电子控制单元1。
[0076] 步骤6，机载传感器（PSU）4将通过输出轴9‑3输出的角度，反馈给机载襟缝翼电子控制单元（ECU）1；机载襟缝翼电子控制单元（ECU）1接收到故障参数，识别故障，进行故障处理，并将数据反馈给控制计算机15。
[0077] 机载襟缝翼电子控制单元（ECU）1作为机载组件的控制单元，通过ARINC429通信，接收来自故障注入控制组件控制计算机15的控制指令，输出模拟量及离散量，控制机载驱动组件（PDU）3运动，机载驱动组件3根据指令，带动扭力杆5进行转动，转动的角度值通过机载传感器（PSU）4进行采集，反馈至机载襟缝翼电子控制单元（ECU）1完成控制闭环。
[0078] 以下通过三种故障的模拟，说明本发明的实现方式。
[0079] 实施例1
[0080] 本发明高升力系统故障注入方法，针对不对称故障模拟，具体过程如下：
[0081] 通过控制计算机15，在软件界面设定好襟翼/缝翼档位，设定不对称故障角度值。将挡位指令下发至机载襟缝翼电子控制单元（ECU）1，ECU解析指令后，控制襟翼系统及缝翼系统运动。同时ECU实时采集机载传感器（PSU）4以及检测各个安装组件的状态。控制计算机
15通过编码器信号采集模块12，实时采集线系末端的旋转编码器11信号，当旋转编码器11采集到线系开始转动时，控制单侧或双侧的伺服电机按照设置的角度值，进行正转或反转，通过差动齿轮箱9的输出轴9‑3，使扭力杆5两侧的PSU输出的角度值不一致，产生角度差。实现高升力系统不对称故障注入。
[0082] 实施例2
[0083] 本发明高升力系统故障注入方法，针对非指令故障模拟，具体过程如下：
[0084] 通过控制计算机15，设定好襟翼/缝翼档位，选择非指令故障模式。在襟翼/缝翼系统未接收到ECU的运动指令时，通过控制计算机15，控制单侧或双侧的伺服电机10通过差动齿轮箱9的输出轴9‑3带动机载传感器（PSU）4旋转一定的角度，模拟出ECU未发送控制指令，但襟翼/缝翼出现运动的故障状态，机载传感器（PSU）4采集到运动信号，实现高升力系统非指令故障注入。
[0085] 实施例3
[0086] 本发明高升力系统故障注入方法，针对卡阻故障模拟，具体过程如下：
[0087] 通过控制计算机15，设定好襟翼/缝翼档位，选择卡阻故障模式。控制双侧的伺服电机10，根据设定的档位参数，解算出伺服电机10旋转角度值，将挡位指令下发至ECU，ECU解析指令后，控制襟翼系统及缝翼系统运动。同时ECU实时采集机载传感器PSU以及检测各个安装组件的状态。
[0088] 控制计算机15通过编码器信号采集模块12，实时采集线系末端的旋转编码器11信号，当旋转编码器11采集到线系开始转动时，控制指定的伺服电机10按照设置的角度值，进行正转或反转，通过差动齿轮箱9的输出轴9‑3，注入角度差，使机载传感器（PSU）4输出角度与ECU设定角度出现差值，或低于系统要求的角度变化速率，实现高升力系统卡阻故障注入。
