本发明专利技术涉及直升机主旋翼和/或尾部旋翼(4)的主飞行控制系统(10)，其具有位于任意的电操纵飞行和/或任意光操纵飞行控制系统和液压伺服致动器(8)之间的电磁接口，用于对于所述主旋翼和/或尾部旋翼控制系统(4)的控制力的放大。对于每一个主旋翼和/或尾部旋翼控制系统(4)，提供有其中一个液压伺服致动器(8)，其由一个机械连接(7)连接至一个电机(5)，所述一个液压伺服致动器(8)是具有连接至其输入(29)和其输出(30)的一个机械连接(7)的类型，且所述一个电机(5)是直接驱动类型的，所述电机(5)的位置具有相对于所述一个机械连接(7)的参照，且由所述电机(5)传递至液压伺服致动器(8)的转矩与所述电机(5)的功耗相关。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及具有权利要求I的前序部分的特征的直升机的主旋翼和/或尾部旋翼的主飞行控制系统。
技术介绍
已知的主飞行控制系统允许飞行员的命令传输至航空器的控制面，从而发起并执行操作过程中的航空器的操纵。首先，这些主飞行控制系统全都是机械地(通过推或拉杆或线缆的方式)将飞行员的命令从控制杆传输到航空器的控制面。第二代的主飞行控制系统具有功率放大装置来帮助飞行员将他的命令机械地传输到航空器的控制面。第三代主飞行控制系统是在推拉杆或线缆处具有电气系统且所述电气系统被构想为将飞行员的命令电气地传输给航空器的控制面。在这些电气系统中的飞行控制计算机定义这些命令并控制这些命令到控制面。第三代的所述电气系统允许可观地减少航空器的操作重量，特别是对 于民航机，并且由于所述电气系统允许对于主飞行控制系统的安全冗余做出贡献的多个配电线该电气系统允许固有系统安全的重要增加。飞行控制计算机能增加对于飞行员命令的数值化支持，且因此对于航空器的改进的主飞行控制系统和改进的飞行员的舒适度做出了-Tj. 士 [>贝献。考虑到直升机，其对于主飞行控制系统有特殊要求，也就是对于下述事项有特别苛刻的要求对于直升机的每一个自由度有不多于一个控制面在控制之下且该控制面的所述控制在主飞行控制系统的任何故障的情况下能立刻被重新装配来保持直升机的控制。附加地，相比于飞机，直升机更为敏感地响应于对它们的主飞行控制系统的任何输入，且这些输入是更为频繁的。实际上，在飞机和直升机之间有与主飞行控制系统相关的三个主要区别-飞机对于一个自由度一般具有数个控制面且附加地对于每一个控制面有数个可用的致动器。因此，如果一个控制面的控制表现出任何故障，另一个控制面可接管替代该有缺陷的控制面。相比于飞机，直升机对于直升机的每一个自由度具有不多于一个的控制面，且所述控制面的控制必须在没有任何后备的情况下确保直升机的安全。-主飞行控制系统的元件必须携载比飞机的相应元件重得多的负载，因为这些负载可被分布至飞机的一个控制面的数个相应元件，且-飞机一般具有特定的固有稳定性，允许主飞行控制系统有特定空闲时间用于在任何故障情况下重新配置。与飞机相反，直升机固有地不稳定，要求持续控制以避免不稳定性。考虑到机械的主飞行控制系统的尺寸和复杂度，飞机中的电气主飞行控制系统所产生的负重方面是具有可观的优势的。而由于直升机的理念和直升机机身的设计，这样的负重优势对于直升机而言并不是极为重要的。另外，一些飞行姿态要求高处理能力，因为不仅要考虑飞行员的命令还要考虑诸如角速度之类的直升机状态，从而改进直升机的驾驶和至为重要的稳定性。这样的高处理能力仅能由数字化计算机提供，所述数字化计算机对于源自很多原因(如，硬件损害、逻辑错误)的故障或相关于辐射的磁化系数很敏感。所有上述困难妨碍了将电气主飞行控制系统引入直升机。现有技术的直升机中的主旋翼和/或尾部旋翼的优选的主飞行控制系统包括-由飞行员操作的至少一个控制元件，诸如控制杆，所述控制元件与机械主飞行控制系统的推拉杆和/或线缆相交互以用于相应地致动控制表面，-集成到机械主飞行控制系统中的至少一个齿轮元件，其响应于飞行员的输入和自动驾驶，对于飞行员没有任何反馈-重置装置，经由软线路(类似弹簧)而动作，响应于飞行员的输入和自动驾驶，和-计算机，确定传送至齿轮元件和重置装置的命令的顺序。为了有效的稳定性，齿轮元件必须能快速动作。在任何故障的情况下，该齿轮元件 可接收到机械主飞行控制系统的错误命令且对于控制面的后续传输可能给直升飞机带来风险。为了排除所述风险，具有监视电路、警报器等。齿轮元件一般会在其操作频率上减速，且从齿轮元件到控制杆的致动可能存在不舒适的反馈。肯定会稳定化直升机的所述重置装置的致动叠加到飞行员的致动上。为了安全理由，所述重置装置的动作的频率甚至比所述齿轮元件的动作的频率要慢得多。所述机械主飞行控制系统对于它们的输出给出较高可靠性，但是相比于任何电气主飞行控制系统而言对于飞行员几乎没有舒适度。机械主飞行控制系统越来越不能符合具有高度成型操作的现代直升机的要求。文献FR2771071A1公开了使用计算机来解释飞行员所施加的控制力并将相应的控制施加于致动器的设备。用于在直升机中操作控制的控制件包括移动转向联动装置的控制杆或操纵杆。这涉及用于操作控制件的设备。在该转向联动装置中内置插座(jack)，且计算机确定被传输至该插座的控制指令。传感器测量代表了由飞行员在控制杆上发挥出的力的参数的值。然后计算机使用这些被测得的值来确定控制指令。提供了进一步的机制来将定中心力(centring force)施加至该控制杆。所述控制件是纯机械的，且使用了电气监视来校验特定参数。文献FR2761659A1公开了飞行控制器，具有多个命令产生系统和多个伺服系统，其接收飞行数据和飞行控制指令。每一个命令产生系统产生一组命令来引导飞行控制面的操作，且至少一个命令产生系统执行自我监测操作并产生相应的监测信号。每一个伺服系统具有选择器，接收来自控制面的数据还有控制命令。选择器在设置优先权系统下操作，且考虑到监测信号，自动地阻挡指示出错误的任何系统。所述控制器是电气的且需要很多冗余来避免故障以实现最大化的安全性，其后果是极为复杂的电气架构。位于任何火灾区域中的控制器的所有组件必须有可观的防火装置，其后果是笨重的组件。研发所述电气飞行控制器的成本是相当高的。专利技术目的本专利技术的第一个目的在于对任何现有的直升机飞行控制系统实现电操纵飞行(fly-by-wire)的改装。本专利技术的第二个目的在于，使得用于飞行控制的液压随动系统的电操纵飞行接口的电气和电磁组件免于任何不友好的环境(诸如较热的温度、易燃液体、高振动)的伤害，对于主变速箱和尾部变速箱安装有严格的安装空间限制。本专利技术的第三个目的在于提供现代的、高性能的飞行控制系统。本专利技术的第四个目的在于提供变速箱振动或旋翼的空气弹性变形不稳定性的更闻频的飞行控制。本专利技术的第五个目的在于提供操作这样的直升机飞行控制系统的方法。专利技术概要采用具有权利要求I的特征的用于直升机主旋翼和/或尾部旋翼的主飞行控制系统，以及具有权利要求19的特征的操作直升机的主飞行控制系统的方法提供了解决方案。本专利技术的优选实施例用从属权利要求呈现。根据本专利技术，直升机主旋翼和/或尾部旋翼的主飞行控制系统具有位于在一侧上的任意的电操纵飞行和/或任意的光操纵飞行控制系统和另一侧上的液压伺服致动器之间的电磁接口，该液压伺服致动器用于作用向所述主旋翼和/或尾部旋翼控制系统的控制力放大，该直升机主旋翼和/或尾部旋翼的主飞行控制系统包括 -由至少一个飞行员操作的至少一个控制杆，-连接至所述控制杆的至少一个飞行控制计算机，-每一个所述主旋翼和/或尾部旋翼控制系统的所述电磁接口的电机，所述至少一个飞行控制计算机准备并传送电信号到所述电机，和-从连接各自电机的所述电磁接口到主旋翼和/或尾部旋翼控制系统的液压伺服致动器的机械连接。对于任一个主旋翼和/或尾部旋翼控制系统的每一个自由度，设置液压伺服致动器的仅其中一个，该液压伺服致动器被机械连接的其中一个连接至所述至少一个电机。这使得直升机主飞行控制系统区别于固定翼的航空器，其中对于飞行控制系统的一个自由度，可采用多个空气动力控制面。所本文档来自技高网...
【技术保护点】
直升机的主旋翼和/或尾部旋翼(4)的主飞行控制系统(10)，具有位于任意的电操纵飞行和/或任意光操纵飞行控制系统和液压伺服致动器(8)之间的电磁接口，所述电操纵飞行和/或光操纵飞行控制系统命令所述液压伺服致动器(8)朝向所述主旋翼和/或尾部旋翼控制系统(4)的位置，该系统包括：？由至少一个飞行员操作的至少一个控制杆，？连接至所述控制杆的至少一个飞行控制计算机(1)，？每个所述主旋翼和/或尾部旋翼控制系统(4)的所述电磁接口的至少一个电机(5)，所述至少一个飞行控制计算机(1)准备并传送电信号到所述至少一个电机(5)，和？连接所述至少一个电机(5)到所述主旋翼和/或尾部旋翼控制系统(4)的液压伺服致动器(8)的所述电磁接口的机械连接(7)，其特征在于，对于主旋翼和/或尾部旋翼控制系统(4)的其中每一个，提供有液压伺服致动器(8)的其中一个，由所述机械连接(7)的其中一个连接至所述至少一个电机(5)，所述一个液压伺服致动器(8)的类型为使所述一个机械连接(7)连接至其输入(29)和其输出(30)，且所述至少一个电机(5)直接连接至所述机械连接，所述至少一个电机(5)的位置具有相对于所述一个机械连接(7)的参照，且由所述至少一个电机(5)传递至所述液压伺服致动器(8)的转矩与所述至少一个电机(5)的功耗相关。...
【技术特征摘要】
...
【专利技术属性】
技术研发人员：B·沙迪克，B·格罗曼，C·唐皮耶，
申请(专利权)人：尤洛考普特公司，尤洛考普特德国有限公司，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。