主飛行控制系統(tǒng)的制作方法

專利名稱：主飛行控制系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及具有權(quán)利要求I的前序部分的特征的直升機(jī)的主旋翼和/或尾部旋翼的主飛行控制系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
已知的主飛行控制系統(tǒng)允許飛行員的命令傳輸至航空器的控制面，從而發(fā)起并執(zhí)行操作過程中的航空器的操縱。首先，這些主飛行控制系統(tǒng)全都是機(jī)械地(通過推或拉桿或線纜的方式)將飛行員的命令從控制桿傳輸?shù)胶娇掌鞯目刂泼妗５诙闹黠w行控制系統(tǒng)具有功率放大裝置來幫助飛行員將他的命令機(jī)械地傳輸?shù)胶娇掌鞯目刂泼?。第三代主飛行控制系統(tǒng)是在推拉桿或線纜處具有電氣系統(tǒng)且所述電氣系統(tǒng)被構(gòu)想為將飛行員的命令電氣地傳輸給航空器的控制面。在這些電氣系統(tǒng)中的飛行控制計算機(jī)定義這些命令并控制這些命令到控制面。第三代的所述電氣系統(tǒng)允許可觀地減少航空器的操作重量，特別是對 于民航機(jī)，并且由于所述電氣系統(tǒng)允許對于主飛行控制系統(tǒng)的安全冗余做出貢獻(xiàn)的多個配電線該電氣系統(tǒng)允許固有系統(tǒng)安全的重要增加。飛行控制計算機(jī)能增加對于飛行員命令的數(shù)值化支持，且因此對于航空器的改進(jìn)的主飛行控制系統(tǒng)和改進(jìn)的飛行員的舒適度做出了
-Tj. 士 [>貝獻(xiàn)。考慮到直升機(jī)，其對于主飛行控制系統(tǒng)有特殊要求，也就是對于下述事項有特別苛刻的要求對于直升機(jī)的每一個自由度有不多于一個控制面在控制之下且該控制面的所述控制在主飛行控制系統(tǒng)的任何故障的情況下能立刻被重新裝配來保持直升機(jī)的控制。附加地，相比于飛機(jī)，直升機(jī)更為敏感地響應(yīng)于對它們的主飛行控制系統(tǒng)的任何輸入，且這些輸入是更為頻繁的。實際上，在飛機(jī)和直升機(jī)之間有與主飛行控制系統(tǒng)相關(guān)的三個主要區(qū)別-飛機(jī)對于一個自由度一般具有數(shù)個控制面且附加地對于每一個控制面有數(shù)個可用的致動器。因此，如果一個控制面的控制表現(xiàn)出任何故障，另一個控制面可接管替代該有缺陷的控制面。相比于飛機(jī)，直升機(jī)對于直升機(jī)的每一個自由度具有不多于一個的控制面，且所述控制面的控制必須在沒有任何后備的情況下確保直升機(jī)的安全。-主飛行控制系統(tǒng)的元件必須攜載比飛機(jī)的相應(yīng)元件重得多的負(fù)載，因為這些負(fù)載可被分布至飛機(jī)的一個控制面的數(shù)個相應(yīng)元件，且-飛機(jī)一般具有特定的固有穩(wěn)定性，允許主飛行控制系統(tǒng)有特定空閑時間用于在任何故障情況下重新配置。與飛機(jī)相反，直升機(jī)固有地不穩(wěn)定，要求持續(xù)控制以避免不穩(wěn)定性?？紤]到機(jī)械的主飛行控制系統(tǒng)的尺寸和復(fù)雜度，飛機(jī)中的電氣主飛行控制系統(tǒng)所產(chǎn)生的負(fù)重方面是具有可觀的優(yōu)勢的。而由于直升機(jī)的理念和直升機(jī)機(jī)身的設(shè)計，這樣的負(fù)重優(yōu)勢對于直升機(jī)而言并不是極為重要的。另外，一些飛行姿態(tài)要求高處理能力，因為不僅要考慮飛行員的命令還要考慮諸如角速度之類的直升機(jī)狀態(tài)，從而改進(jìn)直升機(jī)的駕駛和至為重要的穩(wěn)定性。這樣的高處理能力僅能由數(shù)字化計算機(jī)提供，所述數(shù)字化計算機(jī)對于源自很多原因(如，硬件損害、邏輯錯誤)的故障或相關(guān)于輻射的磁化系數(shù)很敏感。所有上述困難妨礙了將電氣主飛行控制系統(tǒng)引入直升機(jī)?，F(xiàn)有技術(shù)的直升機(jī)中的主旋翼和/或尾部旋翼的優(yōu)選的主飛行控制系統(tǒng)包括-由飛行員操作的至少一個控制元件，諸如控制桿，所述控制元件與機(jī)械主飛行控制系統(tǒng)的推拉桿和/或線纜相交互以用于相應(yīng)地致動控制表面，-集成到機(jī)械主飛行控制系統(tǒng)中的至少一個齒輪元件，其響應(yīng)于飛行員的輸入和自動駕駛，對于飛行員沒有任何反饋-重置裝置，經(jīng)由軟線路(類似彈簧)而動作，響應(yīng)于飛行員的輸入和自動駕駛，和-計算機(jī)，確定傳送至齒輪元件和重置裝置的命令的順序。為了有效的穩(wěn)定性，齒輪元件必須能快速動作。在任何故障的情況下，該齒輪元件 可接收到機(jī)械主飛行控制系統(tǒng)的錯誤命令且對于控制面的后續(xù)傳輸可能給直升飛機(jī)帶來風(fēng)險。為了排除所述風(fēng)險，具有監(jiān)視電路、警報器等。齒輪元件一般會在其操作頻率上減速，且從齒輪元件到控制桿的致動可能存在不舒適的反饋?？隙〞€(wěn)定化直升機(jī)的所述重置裝置的致動疊加到飛行員的致動上。為了安全理由，所述重置裝置的動作的頻率甚至比所述齒輪元件的動作的頻率要慢得多。所述機(jī)械主飛行控制系統(tǒng)對于它們的輸出給出較高可靠性，但是相比于任何電氣主飛行控制系統(tǒng)而言對于飛行員幾乎沒有舒適度。機(jī)械主飛行控制系統(tǒng)越來越不能符合具有高度成型操作的現(xiàn)代直升機(jī)的要求。文獻(xiàn)FR2771071A1公開了使用計算機(jī)來解釋飛行員所施加的控制力并將相應(yīng)的控制施加于致動器的設(shè)備。用于在直升機(jī)中操作控制的控制件包括移動轉(zhuǎn)向聯(lián)動裝置的控制桿或操縱桿。這涉及用于操作控制件的設(shè)備。在該轉(zhuǎn)向聯(lián)動裝置中內(nèi)置插座(jack)，且計算機(jī)確定被傳輸至該插座的控制指令。傳感器測量代表了由飛行員在控制桿上發(fā)揮出的力的參數(shù)的值。然后計算機(jī)使用這些被測得的值來確定控制指令。提供了進(jìn)一步的機(jī)制來將定中心力(centring force)施加至該控制桿。所述控制件是純機(jī)械的，且使用了電氣監(jiān)視來校驗特定參數(shù)。文獻(xiàn)FR2761659A1公開了飛行控制器，具有多個命令產(chǎn)生系統(tǒng)和多個伺服系統(tǒng)，其接收飛行數(shù)據(jù)和飛行控制指令。每一個命令產(chǎn)生系統(tǒng)產(chǎn)生一組命令來引導(dǎo)飛行控制面的操作，且至少一個命令產(chǎn)生系統(tǒng)執(zhí)行自我監(jiān)測操作并產(chǎn)生相應(yīng)的監(jiān)測信號。每一個伺服系統(tǒng)具有選擇器，接收來自控制面的數(shù)據(jù)還有控制命令。選擇器在設(shè)置優(yōu)先權(quán)系統(tǒng)下操作，且考慮到監(jiān)測信號，自動地阻擋指示出錯誤的任何系統(tǒng)。所述控制器是電氣的且需要很多冗余來避免故障以實現(xiàn)最大化的安全性，其后果是極為復(fù)雜的電氣架構(gòu)。位于任何火災(zāi)區(qū)域中的控制器的所有組件必須有可觀的防火裝置，其后果是笨重的組件。研發(fā)所述電氣飛行控制器的成本是相當(dāng)高的。發(fā)明目的本發(fā)明的第一個目的在于對任何現(xiàn)有的直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)實現(xiàn)電操縱飛行(fly-by-wire)的改裝。本發(fā)明的第二個目的在于，使得用于飛行控制的液壓隨動系統(tǒng)的電操縱飛行接口的電氣和電磁組件免于任何不友好的環(huán)境(諸如較熱的溫度、易燃液體、高振動)的傷害，對于主變速箱和尾部變速箱安裝有嚴(yán)格的安裝空間限制。本發(fā)明的第三個目的在于提供現(xiàn)代的、高性能的飛行控制系統(tǒng)。
本發(fā)明的第四個目的在于提供變速箱振動或旋翼的空氣彈性變形不穩(wěn)定性的更聞頻的飛行控制。本發(fā)明的第五個目的在于提供操作這樣的直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的方法。
發(fā)明概要采用具有權(quán)利要求I的特征的用于直升機(jī)主旋翼和/或尾部旋翼的主飛行控制系統(tǒng)，以及具有權(quán)利要求19的特征的操作直升機(jī)的主飛行控制系統(tǒng)的方法提供了解決方案。本發(fā)明的優(yōu)選實施例用從屬權(quán)利要求呈現(xiàn)。根據(jù)本發(fā)明，直升機(jī)主旋翼和/或尾部旋翼的主飛行控制系統(tǒng)具有位于在一側(cè)上的任意的電操縱飛行和/或任意的光操縱飛行控制系統(tǒng)和另一側(cè)上的液壓伺服致動器之間的電磁接口，該液壓伺服致動器用于作用向所述主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)的控制力放大，該直升機(jī)主旋翼和/或尾部旋翼的主飛行控制系統(tǒng)包括
-由至少一個飛行員操作的至少一個控制桿，-連接至所述控制桿的至少一個飛行控制計算機(jī)，-每一個所述主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)的所述電磁接口的電機(jī)，所述至少一個飛行控制計算機(jī)準(zhǔn)備并傳送電信號到所述電機(jī)，和-從連接各自電機(jī)的所述電磁接口到主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)的液壓伺服致動器的機(jī)械連接。對于任一個主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)的每一個自由度，設(shè)置液壓伺服致動器的僅其中一個，該液壓伺服致動器被機(jī)械連接的其中一個連接至所述至少一個電機(jī)。這使得直升機(jī)主飛行控制系統(tǒng)區(qū)別于固定翼的航空器，其中對于飛行控制系統(tǒng)的一個自由度，可采用多個空氣動力控制面。所述一個液壓伺服致動器的類型為使所述一個機(jī)械連接連接至其輸入和其輸出。所述至少一個電機(jī)是直接驅(qū)動類型的，即，沒有任何減速齒輪或任何其他齒輪機(jī)構(gòu)但可能有離合器，所述電機(jī)的定子可與所述電機(jī)的外殼相結(jié)合，且其電樞直接驅(qū)動所述電機(jī)要驅(qū)動的工具。所述電機(jī)的位置具有相對于所述一個機(jī)械連接的參照。經(jīng)由機(jī)械連接所傳輸?shù)乃鲋辽僖粋€電機(jī)的位置指揮相應(yīng)液壓伺服致動器的位置和主旋翼或尾部旋翼控制系統(tǒng)的相應(yīng)自由度。由所述至少一個電機(jī)傳遞至液壓伺服致動器的轉(zhuǎn)矩相關(guān)聯(lián)于所述至少一個電機(jī)的電流且相應(yīng)地關(guān)聯(lián)于功耗。該至少一個直接驅(qū)動電轉(zhuǎn)矩電動機(jī)包括輸出控制桿和簡單的轉(zhuǎn)動軸承不過可沒有齒輪箱而工作，因此，通過簡化機(jī)械設(shè)計(被設(shè)計為非常不可能失靈)，容許減少了機(jī)械傳動的失靈的風(fēng)險。本發(fā)明的直升機(jī)主旋翼和/或旋翼控制系統(tǒng)的主飛行控制系統(tǒng)將簡單電氣系統(tǒng)的整體性的優(yōu)勢與傳統(tǒng)機(jī)械控制組合。三重機(jī)械連接，如FR2603866中所描述的，對于本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)是過時的。所述三重機(jī)械連接無論如何不是直升機(jī)的控制系統(tǒng)的選擇項，因為缺乏安裝空間且由于這樣的三重機(jī)械連接質(zhì)量過大。被提供有通過來自飛行員的機(jī)械連接而控制的液壓伺服致動器的現(xiàn)有直升機(jī)僅需要在控制桿和機(jī)械連接之間裝配有電氣系統(tǒng)(如果電操縱/光操縱飛行的本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)被新安裝在直升機(jī)中替代機(jī)械飛行控制系統(tǒng))，這允許減少需資質(zhì)的工作。為了這個理由，本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)允許對對于具有用于主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)的液壓伺服致動器的直升機(jī)進(jìn)行電操縱/光操縱飛行的改裝。本發(fā)明的進(jìn)一步的優(yōu)勢在于液壓伺服致動器的簡單且高度可靠的、專門的機(jī)械位置反饋環(huán)控制系統(tǒng)，該控制系統(tǒng)提供了諸個液壓伺服致動器的各自輸出的位置和諸個機(jī)械連接所指揮的位置(即，所述電機(jī)的各自角位置)之間的明確關(guān)聯(lián)。電機(jī)的專門電氣或電子控制系統(tǒng)確保飛行員的命令和所述諸個電機(jī)的各自角位置之間的關(guān)聯(lián)，該電機(jī)為本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)提供減少的重量和電控制系統(tǒng)的改進(jìn)適應(yīng)性的優(yōu)勢，同時在不需要液壓伺服的位置輸出的任何附加傳感器的情況下確保了直升機(jī)主旋翼和/或尾部旋翼的控制系統(tǒng)所要求的可靠性。因此，本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)允許較不復(fù)雜的位置反饋環(huán)，因為使用了液壓致動器的機(jī)械伺服反饋機(jī)制。因此，液壓致動器的冗余的電位置傳感器并不是必須的，導(dǎo)致復(fù)雜性、尺寸、和成本的減少。本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)進(jìn)一步允許任何控制系統(tǒng)的位置的實時檢測，因為例如推拉桿或線纜的機(jī)械連接允許在電機(jī)和附連的液壓伺服致動器之間建立明確的關(guān)聯(lián)。由電機(jī)傳送至所述附連的液壓伺服致動器的轉(zhuǎn)矩允許對于所附連的液壓伺服致動器的操作情形的估計，即，可能通過電機(jī)的所檢測到的電耗的方式，來估計附連的液壓伺服致動器是適當(dāng)?shù)毓ぷ鬟€是沒有(例如，具有由于液壓源的泄露或損失而引起的劣化的性能)。在電機(jī)沒有工作或以異步方式工作時，該缺陷由本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)檢測到且該有缺陷的組件可被停用或被旁通(by passed)。本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)的進(jìn)一步的 優(yōu)勢在于，機(jī)械連接允許至少一個電機(jī)與附連的液壓伺服致動器的位置的可變分隔，因此允許例如將該至少一個電機(jī)定位于接近直升機(jī)的引擎的火災(zāi)區(qū)域之外且遠(yuǎn)離熱的軸承箱，因此對于直升機(jī)的主要旋翼，允許使用具有較少的重量和減少的成本的較少被保護(hù)且因此較不復(fù)雜的電機(jī)。至少一個電機(jī)的位置和附連的液壓伺服致動器的的分隔允許將本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)應(yīng)用于具有所謂“Fenestron”的尾部旋翼，即其實是具有與尾部外層相結(jié)合的外殼的導(dǎo)管風(fēng)扇的直升機(jī)的尾部旋翼。本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)允許液壓伺服致動器被結(jié)合在“Fenestron”中，所述液壓伺服致動器通過機(jī)械連接的方式連接至直升機(jī)的機(jī)身或尾桁中的至少一個電機(jī)，且具有電氣控制系統(tǒng)的優(yōu)勢。根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實施例，所述電磁接口包括智能接口致動器(此智能接口致動器優(yōu)選地由智能接口致動器控制系統(tǒng)電子元件構(gòu)成)和所述電極。所述智能接口致動器連接至液壓致動器的控制閥的機(jī)械命令接口，在電操縱飛行和/或任一個光操縱飛行控制系統(tǒng)和液壓伺服致動器之間提供模塊化電的電磁接口。與飛行控制計算機(jī)的FBW電連接協(xié)力，所述智能接口致動器替代駕駛控制件(諸如，控制桿、踏板等)和液壓致動器之間的機(jī)械主飛行控制連接。與此同時，在對現(xiàn)有直升機(jī)作出FBW改裝的情況下，所述智能接口致動器允許已經(jīng)被安裝在直升機(jī)中的任何液壓伺服致動器的重新利用，而不需要做任何修改。具有智能接口致動器的本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)的進(jìn)一步優(yōu)勢在于，在地面可完成本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)的測試。在任何液壓伺服致動器出現(xiàn)液壓缺陷的情況下，智能接口致動器能經(jīng)由電操縱飛行和/或任意光操縱飛行控制系統(tǒng)和儀表板通知飛行員。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，所述的智能致動器控制電子元件包括優(yōu)選地具有監(jiān)測裝置的智能接口致動器控制裝置和優(yōu)選地具有電源裝置的智能接口致動器電子裝置。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，為了安全和可用性的理由，該智能接口致動器控制電子元件和電機(jī)是內(nèi)部冗余的。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，電機(jī)是物理上不同的從而避免所有電機(jī)的共同錯誤。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，優(yōu)選地具有監(jiān)測裝置和/或電源裝置的控制/命令裝置是不同的從而避免所有裝置的共同錯誤。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，除了涉及與所述電機(jī)的位置相關(guān)的數(shù)據(jù)和涉及所述電機(jī)的功耗數(shù)據(jù)外，存在從智能接口致動器控制裝置到智能接口致動器電子裝置的單程數(shù)據(jù)傳送、以及從智能接口致動器電子裝置到電機(jī)的單程數(shù)據(jù)傳送。涉及與所述電機(jī)的位置相關(guān)的數(shù)據(jù)和涉及所述電機(jī)的功耗數(shù)據(jù)被饋送回智能接口致動器電子裝置以經(jīng)由電操縱飛行和/或任意光操縱飛行控制系統(tǒng)和儀表板通知飛行員，因此用簡單、輕重量和因此經(jīng)濟(jì)的電結(jié)構(gòu)提供了必要的故障安全性冗余。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，智能接口致動器控制裝置與所述至少一個飛行控制計算機(jī)(其使用來自電源面接口、智能接口致動器電子裝置和智能接口致動器電動機(jī)的多個傳感器的用于監(jiān)測狀態(tài)和健康并提供反饋控制)交換數(shù)據(jù)。
根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，電機(jī)是無刷轉(zhuǎn)矩電動機(jī)類型，一旦液壓源在直升機(jī)的啟動之前或關(guān)閉之后被停止，該電機(jī)被應(yīng)用作為直接驅(qū)動(沒有機(jī)械軸承箱)從而允許改進(jìn)的功能，替代現(xiàn)有技術(shù)中已知的使用不可倒轉(zhuǎn)的致動器的任何彈性桿的功能。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，電機(jī)的功耗由命令/監(jiān)測裝置評估且被傳送至所述至少一個飛行控制計算機(jī)，所轉(zhuǎn)送的功耗對應(yīng)于電機(jī)的轉(zhuǎn)矩，該轉(zhuǎn)矩被等同地傳送給液壓伺服的輸入力，并且/或者，所述電機(jī)的位置被傳送至所述至少一個飛行控制計算機(jī)，所轉(zhuǎn)送的位置對應(yīng)于液壓伺服致動器的位置。因此在儀表板處的飛行員能夠通過主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)的智能接口致動器能控制并觀察本發(fā)明的的主飛行控制系統(tǒng)。本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)允許在直升機(jī)的飛行過程中通過使用指示電機(jī)位置的電機(jī)的傳感器并通過使用指示電動機(jī)電流的智能接口致動器電子裝置，在智能接口致動器的正常、劣化和緊急模式中允許連續(xù)的內(nèi)部測試，從而允許監(jiān)測任何液壓伺服致動器的狀態(tài)。電機(jī)的位置和電動機(jī)電流的指示允許檢測附連的液壓伺服致動器的液壓控制閥的失靈，允許檢測液壓伺服致動器的任何劣化并防止任何未觀察到的減少的液壓伺服的作用力放大能力或減少的速度。該智能接口致動器允許檢測何時由于源自例如一個液壓源的損失引起的劣化的作用力放大而使得所命令的速度超過液壓伺服的劣化速度性能的接受能力或液壓伺服不能到達(dá)所命令的位置。作為本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)的進(jìn)一步優(yōu)勢，“加電內(nèi)部測試”(PBIT)允許在飛行之前驗證設(shè)備的可操作性。所述PBIT可在飛行之前執(zhí)行(例如，在老化/劣化的軸承中的緩慢增加的摩擦力的檢測)從而盡可能在接下來的飛行操作中排除電機(jī)的任何機(jī)械部件的失靈的可能性和/或最小化失靈的可能性。作為本發(fā)明的又一個進(jìn)一步的優(yōu)勢，接通條件下的維護(hù)是可能的，以允許在不久的將來的實際損壞或所預(yù)測的故障的情況下對于本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)的組件的維修或替換。進(jìn)一步，通過合適的故障管理(如，在短路的情況下通過關(guān)閉一個電動機(jī)或功率電子元件)，即使故障出現(xiàn)，本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)包括標(biāo)準(zhǔn)的控制和監(jiān)測來確保飛行過程中最大可能的性能。這包括在陸地上已經(jīng)檢測到故障(如，在飛行前測試過程中)之后，飛行員決定根據(jù)最低限度設(shè)備清單(MEL)條件而飛的飛行。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，對于給智能接口致動器供電的電源總線提供了多樣性，所述電源總線被連接至直升機(jī)的電網(wǎng)。
根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，提供了多樣性的接口和監(jiān)測總線來將智能接口致動器連接至飛行控制計算機(jī)。 根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，智能接口致動器控制裝置提供有用于所述電源總線、智能接口致動器電子裝置和所述電機(jī)的多種傳感器。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，電機(jī)是沒有機(jī)械齒輪的直接驅(qū)動轉(zhuǎn)矩電動機(jī)。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，智能接口致動器包括位于電動機(jī)和機(jī)械連接之間的離合器，用于在急偏/帶動力失控的情況下的限制轉(zhuǎn)矩輸入的失靈容忍，并用于更簡單的合格。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，電動機(jī)是直接驅(qū)動線性電動機(jī)或直接驅(qū)動轉(zhuǎn)動電動機(jī)，具有在受限的安裝空間中可用的優(yōu)勢。
根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，冗余的電機(jī)被提供有冗余的機(jī)械連接配置，用于允許速度總和與轉(zhuǎn)矩總和的失靈容忍。所述冗余配置適于容許更簡單的合格。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，該智能接口致動器在液壓伺服致動器的輸出處使用至少一個附加位置傳感器，該傳感器被實時評估從而改進(jìn)至少一個電機(jī)的控制。通過對于液壓伺服輸出的準(zhǔn)確位置的測量，控制電子元件可減少定位不準(zhǔn)確度并改進(jìn)飛行控制系統(tǒng)的準(zhǔn)確度，特別是在飛行控制系統(tǒng)的高度動態(tài)操作過程中減少相位滯后和時間延遲，從而補(bǔ)償齒輪箱相對于其中安裝了智能接口致動器的箱體的頂部的高頻動作，或者補(bǔ)償高頻空氣彈性變形的不穩(wěn)定性。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，智能接口致動器在液壓伺服致動器的輸入處使用至少一個附加位置傳感器，該傳感器被實時評估來補(bǔ)償齒輪箱相對于其中安裝了智能接口致動器的箱體的頂部的高頻動作。根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實施例，提供了操作直升機(jī)的主飛行控制系統(tǒng)的方法，該方法通過以下步驟實現(xiàn)以控制桿輸入命令、將所述命令轉(zhuǎn)換為電信號、通過飛行控制計算機(jī)將所述信號變換至主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)的設(shè)定點值、將至少一個電機(jī)中的設(shè)定點值的電命令轉(zhuǎn)換為液壓伺服致動器的控制閥處的機(jī)械輸入命令、并通過智能接口致動器控制電子元件控制所述至少一個電機(jī)的參數(shù)。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，所述機(jī)械連接使用推/拉桿和/或搖臂來將來自至少一個電機(jī)的輸出的命令動作機(jī)械地傳送到所述液壓伺服致動器的間隔開的控制閥輸入。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，至少一個電機(jī)的電流被實時評估來檢測液壓伺服致動器的失靈、檢測液壓伺服致動器的性能劣化(包括液壓電源的劣化或損失)，從而補(bǔ)償高頻空氣彈性變形不穩(wěn)定性或相對于其中安裝了智能接口致動器的箱體的頂部的齒輪箱的動作。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，至少一個電機(jī)的位移被實時評估來檢測液壓伺服致動器的性能劣化(包括液壓電源的劣化或損失)，從而補(bǔ)償高頻空氣彈性變形不穩(wěn)定性或相對于其中安裝了智能接口致動器的箱體的頂部的齒輪箱的動作。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，位于液壓伺服致動器的機(jī)械輸入處的至少一個位置傳感器被實時評估來補(bǔ)償齒輪箱相對于其中安裝了智能接口致動器的箱體的頂部的高頻動作。
根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步優(yōu)選實施例，位于液壓伺服致動器的機(jī)械輸出處的至少一個位置傳感器被實時評估用于空氣彈性變形不穩(wěn)定性的高頻補(bǔ)償。附圖簡述下文中將參考附圖為了示例性 目的而詳細(xì)描述本發(fā)明的優(yōu)選原理。在附圖中圖I示出根據(jù)本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)的示意圖，圖2示出根據(jù)本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)的第一實施例的示意圖，且圖3示出根據(jù)本發(fā)明的主飛行控制系統(tǒng)的進(jìn)一步實施例的示意圖。優(yōu)選示例性實施例和本發(fā)明最佳模式的詳細(xì)描述根據(jù)

圖1，主飛行控制系統(tǒng)I0的原理性草圖表示了控制位于一側(cè)上的電部分2和位于另一側(cè)上的機(jī)械部分3之間的電磁接口的主飛行控制計算機(jī)1，該計算機(jī)控制所述電磁接口用于控制作用向主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)4的作用力放大。飛行控制計算機(jī)I連接至用于由飛行員操控的控制桿(未示出)。電磁接口的電部分2包括經(jīng)由電操縱飛行和/或任何光操縱飛行控制系統(tǒng)連接至連接所述控制桿的飛行控制計算機(jī)I的控制/命令和電源電子元件6以及監(jiān)測裝置。對于所述主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)4的每一個自由度，電部分2還包括由所述電源電子元件6供電的至少一個電機(jī)5。所述至少一個飛行控制計算機(jī)I準(zhǔn)備并經(jīng)由連接至主飛行控制系統(tǒng)10的飛行控制計算機(jī)I的智能接口致動器傳送電信號至至少一個電機(jī)5。電部分2由直升機(jī)的板載電網(wǎng)供電。所述至少一個電機(jī)5是沒有機(jī)械齒輪的直接驅(qū)動類型。主飛行控制系統(tǒng)10的電磁接口的機(jī)械部分3對于所述主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)4的每一個自由度包括有一個機(jī)械連接7，該機(jī)械連接7從主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)4的至少一個電機(jī)5到液壓伺服致動器8。機(jī)械連接7包括連接至液壓伺服致動器8的輸入的推拉桿9、以及連接至液壓伺服致動器8的輸出的推拉桿11，所述推拉桿9、11中的每一個機(jī)械地連接至所述至少一個電機(jī)5的轉(zhuǎn)子相對于定子所定義的角位置的輸出12。所述至少一個電機(jī)5的角位置12，且因此還有所述一個機(jī)械連接7的相應(yīng)位置，指示對于主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)4的所述自由度，由所述至少一個電機(jī)5所命令的到液壓伺服致動器8的位置，所需的用于經(jīng)由機(jī)械連接7來命令液壓伺服致動器8的轉(zhuǎn)矩管理于所述至少一個電機(jī)5的電流。具有所述至少一個電機(jī)5的功耗和角位置12的數(shù)據(jù)被反饋到飛行控制計算機(jī)I。根據(jù)圖2，相應(yīng)的特征用圖I的附圖標(biāo)記來引用。主飛行控制系統(tǒng)10的電磁接口被更詳細(xì)地示出具有其電部分2和機(jī)械部分3。電部分2被提供有經(jīng)由多樣性的接口、控制和監(jiān)測總線21連接至飛行控制計算機(jī)I的智能接口致動器20。智能接口致動器20由智能接口致動器控制電子元件22和至少一個電機(jī)5組成。智能接口致動器控制電子元件22和電機(jī)5是內(nèi)部冗余的。控制數(shù)據(jù)在智能接口致動器控制電子元件22和飛行控制計算機(jī)I之間雙向交換。智能接口致動器控制電子元件22包括具有監(jiān)測裝置的智能接口致動器控制裝置23和具有電源裝置的智能接口致動器電子裝置24。來自飛行控制計算機(jī)I的命令數(shù)據(jù)被單向地從智能接口致動器控制裝置23傳送向智能接口致動器電子裝置24和至少一個電機(jī)5。提供多樣性的電源總線26來對智能接口致動器22提供電源，所述電源總線26連接至直升機(jī)的電網(wǎng)(未示出)。來自智能接口致動器電子裝置24的經(jīng)放大的功率被提供至至少一個電機(jī)5。傳感器25檢測所述至少一個電機(jī)5的電樞相對于定子的角位置，并且涉及有關(guān)所述至少一個電機(jī)5的角位置12的數(shù)據(jù)被反饋到智能接口致動器電子元件22的智能接口致動器控制裝置23和智能接口致動器電子裝置24。與所述至少一個電機(jī)5的功耗相關(guān)的數(shù)據(jù)從智能接口致動器電子裝置24被饋回給智能接口致動器控制裝置23。與所述至少一個電機(jī)5的角位置12和功耗相關(guān)的數(shù)據(jù)從智能接口致動器控制裝置23被饋送回飛行控制計算機(jī)I用于進(jìn)一步傳送所述數(shù)據(jù)到飛行員儀表板(未示出)。電磁接口的機(jī)械部分3用機(jī)械連接7的桿27機(jī)械地連接至至少一個電機(jī)5的電樞的凸輪28，所述機(jī)械連接7機(jī)械地連接至控制閥的凸輪29作為液壓伺服致動器8的機(jī)械輸入。液壓伺服致動器8向著主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)的輸出30被提供有到液壓伺服致動器8的凸輪29的內(nèi)部機(jī)械連接(未示出)。根據(jù)圖3，主飛行控制系統(tǒng)10的相應(yīng)特征用圖I和2的附圖標(biāo)記來引用。電磁接 口(其電部分2與機(jī)械部分3相分尚)被應(yīng)用至直升機(jī)的主旋翼控制系統(tǒng)4。機(jī)械部分3的液壓伺服致動器8的輸出30連接至主旋翼控制系統(tǒng)4的旋轉(zhuǎn)斜盤31 (swash plate)。通過相鄰齒輪箱33，主旋翼(未示出)由引擎32所驅(qū)動。引擎32引起的任何火災(zāi)由防火壁34與具有智能接口致動器電子元件22的電磁接口的電部分2、至少一個電機(jī)5、和飛行控制計算機(jī)I相隔離。液壓伺服致動器8的機(jī)械控制由位于至少一個電機(jī)5和具有穿過防火壁34的桿27的液壓伺服致動器8之間的機(jī)械連接7所提供。主飛行控制系統(tǒng)10的操作方法通過控制桿的飛行員的命令被轉(zhuǎn)換為電信號、并由飛行控制計算機(jī)I變換至直升機(jī)的主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)4的設(shè)定點值，至此的操作對應(yīng)于電操縱飛行。至少一個電機(jī)5將設(shè)定點值的電命令轉(zhuǎn)換為在液壓伺服致動器8的控制閥29處的機(jī)械輸入命令。至少一個電機(jī)5的參數(shù)受控于智能接口致動器控制電子元件22。包括推/拉桿和/或搖臂27的機(jī)械連接7被用于機(jī)械地傳送來自至少一個電機(jī)5的輸出的命令動作，以致動液壓致動器8的分隔的控制閥輸入29。在液壓控制閥29單個失靈的情況下，通過在電樞的給定角位置由至少一個電機(jī)5所消耗的增加的持續(xù)電流，監(jiān)測持續(xù)增加的操作靜力。所述增加的持續(xù)電流由智能接口致動器20所檢測到。由于所述增加的持續(xù)電流直接對應(yīng)于操作失靈的液壓控制閥29所需的轉(zhuǎn)矩，可使用該增加的持續(xù)電流來檢測飛行過程中或飛行前測試中的液壓控制閥29的任何失靈。主飛行控制系統(tǒng)10的智能接口致動器20檢測，作為例如源自液壓源的損失的劣化的作用力放大的結(jié)果，由智能接口致動器20所命令的任何速度是否超過了液壓伺服致動器8的劣化性能的接受能力或液壓伺服致動器8是否不能到達(dá)所命令的位置。在這樣的情況下，至液壓伺服致動器8的機(jī)械命令連接7可能進(jìn)入液壓閥門機(jī)械輸入29的終點擋板(end stop)。作為結(jié)果，由于這個沖擊，對應(yīng)于所述至少一個電機(jī)5的瞬時轉(zhuǎn)矩的瞬時電流將增加。電流的增加將由作為電源裝置24的一部分的至少一個電流傳感器13所測得，且所得到的信號將被傳送至控制電子元件23用于進(jìn)一步的處理。液壓伺服致動器8的相應(yīng)位置誤差將經(jīng)由電機(jī)旋轉(zhuǎn)位置傳感器25所檢測到，因為液壓閥門輸入的機(jī)械終點擋板將限制電機(jī)動作。在液壓系統(tǒng)加電或去電之前，由于旋轉(zhuǎn)斜盤31的過量負(fù)載，至少一個電機(jī)5不能 移動液壓閥門輸入29，這是因為沒有液壓伺服致動器8的作用力放大支持。通過智能接口致動器20，起飛之前，可使用所述特征來實現(xiàn)加電內(nèi)部測試以驗證主飛行控制系統(tǒng)10的可操作性。
權(quán)利要求
1.直升機(jī)的主旋翼和/或尾部旋翼(4)的主飛行控制系統(tǒng)(10)，具有位于任意的電操縱飛行和/或任意光操縱飛行控制系統(tǒng)和液壓伺服致動器(8)之間的電磁接口，所述電操縱飛行和/或光操縱飛行控制系統(tǒng)命令所述液壓伺服致動器(8)朝向所述主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)(4)的位置，該系統(tǒng)包括 -由至少一個飛行員操作的至少一個控制桿， -連接至所述控制桿的至少一個飛行控制計算機(jī)(1)， -每個所述主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)(4)的所述電磁接口的至少一個電機(jī)(5)，所述至少一個飛行控制計算機(jī)(I)準(zhǔn)備并傳送電信號到所述至少一個電機(jī)(5)，和 -連接所述至少一個電機(jī)(5)到所述主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)(4)的液壓伺服致動器⑶的所述電磁接口的機(jī)械連接(7)， 其特征在于， 對于主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)(4)的其中每一個，提供有液壓伺服致動器(8)的其中一個，由所述機(jī)械連接(7)的其中一個連接至所述至少一個電機(jī)(5)，所述一個液壓伺服致動器(8)的類型為使所述一個機(jī)械連接(7)連接至其輸入(29)和其輸出(30)，且所述至少一個電機(jī)(5)直接連接至所述機(jī)械連接，所述至少一個電機(jī)(5)的位置具有相對于所述一個機(jī)械連接(7)的參照，且由所述至少一個電機(jī)(5)傳遞至所述液壓伺服致動器(8)的轉(zhuǎn)矩與所述至少一個電機(jī)(5)的功耗相關(guān)。
2.如權(quán)利要求I所述的主飛行控制系統(tǒng)(10)， 其特征在于，所述電磁接口包括優(yōu)選地由智能接口致動器控制電子元件(22)組成的智能接口致動器(20)和所述至少一個電機(jī)(5)。
3.如權(quán)利要求2所述的主飛行控制系統(tǒng)(10)， 其特征在于，所述智能接口致動器控制電子元件(22)包括優(yōu)選地具有監(jiān)測裝置的智能接口致動器控制裝置(23)和優(yōu)選地具有電源裝置的智能接口致動器電子裝置(24)。
4.如權(quán)利要求3所述的主飛行控制系統(tǒng)(10)， 其特征在于，所述智能接口致動器控制電子元件(22)和所述電機(jī)(5)是內(nèi)部冗余的。
5.如權(quán)利要求4所述的主飛行控制系統(tǒng)(10)， 其特征在于，所述電機(jī)(5)是物理地不同的。
6.如權(quán)利要求3所述的主飛行控制系統(tǒng)(10)， 其特征在于，除了與所述至少一個電機(jī)(5)的角位置相關(guān)的數(shù)據(jù)和與所述至少一個電機(jī)(5)的功耗相關(guān)的數(shù)據(jù)之外，存在從所述智能接口致動器電子裝置(24)到所述至少一個電機(jī)(5)的單向數(shù)據(jù)傳送。
7.如權(quán)利要求3所述的主飛行控制系統(tǒng)(10)， 其特征在于，所述智能接口致動器控制裝置(23)與所述至少一個飛行控制計算機(jī)(I)交換數(shù)據(jù)。
8.如權(quán)利要求I所述的主飛行控制系統(tǒng)(10)， 其特征在于，所述至少一個電機(jī)(5)是無刷類型的。
9.如權(quán)利要求I所述的主飛行控制系統(tǒng)(10)， 其特征在于，提供有至少一個傳感器來測量各自相關(guān)聯(lián)的電機(jī)(5)的電流，用于由飛行控制計算機(jī)(I)實時地在儀表板處分析所述各自相關(guān)聯(lián)的電機(jī)(5)的功耗。
10.如權(quán)利要求I所述的主飛行控制系統(tǒng)(10)， 其特征在于，所述至少一個電機(jī)(5)的位置被傳送至所述至少一個飛行控制計算機(jī)(I)作為所述液壓伺服致動器(8)的位置。
11.如權(quán)利要求2所述的主飛行控制系統(tǒng)(10)， 其特征在于，提供有多樣性的電源總線(26)來對所述智能接口致動器(20)提供電源，所述電源總線(26)連接至所述直升機(jī)的電網(wǎng)。
12.如權(quán)利要求2所述的主飛行控制系統(tǒng)(10)， 其特征在于，提供有多樣性的接口和監(jiān)測總線(21)來將所述智能接口致動器(20)連接至所述飛行控制計算機(jī)(I)。
13.如權(quán)利要求3所述的主飛行控制系統(tǒng)(10)， 其特征在于，所述智能接口致動器控制裝置(3)被提供有來自所述電源總線(26)、所述智能接口致動器電子裝置(24)、和所述電機(jī)(5)的多個傳感器。
14.如權(quán)利要求I所述的主飛行控制系統(tǒng)(10)， 其特征在于，所述至少一個電機(jī)(5)是直接驅(qū)動轉(zhuǎn)矩電動機(jī)，該直接驅(qū)動轉(zhuǎn)矩電動機(jī)在所述至少一個電機(jī)(5)和所述機(jī)械連接(7)之間具有至少一個離合器。
15.如權(quán)利要求I所述的主飛行控制系統(tǒng)(10)， 其特征在于，所述至少一個電機(jī)(5)是直接驅(qū)動線性電動機(jī)或直接驅(qū)動旋轉(zhuǎn)電動機(jī)。
16.如權(quán)利要求I所述的主飛行控制系統(tǒng)(10)， 其特征在于，冗余的電機(jī)(5)被提供有冗余的機(jī)械連接配置。
17.操作根據(jù)任一前述權(quán)利要求所述的直升機(jī)主飛行控制系統(tǒng)(10)的方法，其特征在于 -通過控制桿輸入命令， -將所述命令轉(zhuǎn)換為電信號， -由所述飛行控制計算機(jī)(I)將所述信號變換至所述主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)(4)的設(shè)定點值， -將至少一個電機(jī)(5)中的設(shè)定點值的電命令轉(zhuǎn)換為在所述液壓伺服致動器(8)的控制閥(29)處的機(jī)械輸入命令，且 -通過智能接口致動器控制電子元件(22)控制所述至少一個電機(jī)(5)的參數(shù)。
18.如權(quán)利要求19所述的方法， 其特征在于，使用推/拉桿和/或搖臂(27)的機(jī)械連接(7)機(jī)械地將命令動作從所述至少一個電機(jī)(5)的輸出傳送給液壓致動器(8)的分隔的控制閥輸入(29)。
19.如權(quán)利要求19所述的方法， 其特征在于，實時評估所述至少一個電機(jī)(5)的電流。
20.如權(quán)利要求19所述的方法， 其特征在于，實時評估所述至少一個電機(jī)(5)的位移。
全文摘要
本發(fā)明涉及直升機(jī)主旋翼和/或尾部旋翼(4)的主飛行控制系統(tǒng)(10)，其具有位于任意的電操縱飛行和/或任意光操縱飛行控制系統(tǒng)和液壓伺服致動器(8)之間的電磁接口，用于對于所述主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)(4)的控制力的放大。對于每一個主旋翼和/或尾部旋翼控制系統(tǒng)(4)，提供有其中一個液壓伺服致動器(8)，其由一個機(jī)械連接(7)連接至一個電機(jī)(5)，所述一個液壓伺服致動器(8)是具有連接至其輸入(29)和其輸出(30)的一個機(jī)械連接(7)的類型，且所述一個電機(jī)(5)是直接驅(qū)動類型的，所述電機(jī)(5)的位置具有相對于所述一個機(jī)械連接(7)的參照，且由所述電機(jī)(5)傳遞至液壓伺服致動器(8)的轉(zhuǎn)矩與所述電機(jī)(5)的功耗相關(guān)。
文檔編號G05D1/10GK102866708SQ20121025361
公開日2013年1月9日 申請日期2012年7月5日 優(yōu)先權(quán)日2011年7月6日
發(fā)明者B·沙迪克, B·格羅曼, C·唐皮耶 申請人:尤洛考普特公司, 尤洛考普特德國有限公司