双马达双同心阀

^又马达^又同心阀技术领域本发明涉及致动器控制系统。 背景技术致动器控制系统已经使用了多年，并且已经用于飞行器的飞行控制系统 很多年。过去，飞行器已经使用许多不同的系统和方法将飞行员操纵输入信 号转换为控制飞行器所需的机械输出。主飞行控制部件一般包括轮、操纵杆、驾驶杆、踏板、节流阀和油门变距杆（collectives )。副飞行控制部件一般包 括襟翼、前缘缝翼、稳定器和起落架。 一些最早的飞行控制系统包括踏板、 操作杆等，它们经由线缆、线、杆、滑轮和/或其他简单的连杆和机构连接至 各种飞行控制部件。在输入装置与输出装置之间采用直接机械连杆的飞行器控制系统通常 需要对输入装置施加明显的力以按照需要实现输入装置的致动。当飞行员的 体力不足以向输入装置施加所需要的力时，就会产生问题。在这些情况下， 如果飞行员无法对输入装置产生足够的力，那么他将无法控制该飞行器。为 了帮助飞行员操纵飞行控制输出装置，已经将液压、气压和电动部件应用至 飞行控制系统。具体地说，已经将具有双同心伺服阀（下文称之为DCSV) 的致动器控制系统结合入飞行控制系统中。参照图1,示出具有附接液压致动器13的现有技术液压驱动DCSV 11 的剖视图。液压控制系统领域技术人员可知，串联（端对端）DCSV通常用 于水力机械冗余（redundancy )。该冗余通过结合副液压系统而实现，该系统 基本上位于区域14中。DCSV 11包括内主线轴15和外副线轴17。主线轴15是类似于活塞的 结构，沿其长度具有不同的横截面。主线轴15同轴地设置在外副线轴17的 同轴孔中。副线轴17也是类似于活塞的结构，沿其长度具有不同的横截面。 副线轴17共轴地位于主体19的圆柱孔中。主线轴15可相对于副线轴17移 动，副线轴17可相对于主体19移动。如图1所示，主线轴15和副线轴17

设置在中心位置处，在操作期间，使得DCSV ll基本上保持稳定状态，没 有机械系统输出。在操作中，DCSV 11通过杆21的操纵进行控制。杆21连接至主线轴 15，使得当沿箭头23所示方向向杆21施加足够的力时，主线轴15也沿箭 头23的方向产生位移。随着主线轴15沿着箭头23的方向产生位移，在液 压源（未示出）和制动器13的活塞29的面27和41之间形成流体路径25, 由此跨过面27和41产生压差。 一般地，致动器13的近端34刚性附接至支 承结构（未示出）。如此，台架33沿箭头35所示的方向产生位移。类似地，当沿箭头37所示的方向向杆21施加足够的力时，主线轴15 也沿箭头37的方向产生位移。随着主线轴15也沿箭头37的方向产生位移， 在液压源和面27和41之间形成流体^各径39,由此^争过面27和41产生压差。 结果，台架33沿箭头36所示方向产生位移。本领域技术人员会熟悉下述事实，即如果主线轴15物理上卡住和固定 在副线轴17中，那么DCSV11将持续以与上述类似的方式运行。但是，取 代由主线轴15的位移形成的流体路径25，由于对中弹簧的压缩和副线轴17 相对于主体19的位移的作用，将形成类似的流体路径。同样公知的是，DCSV 11包括两个完全独立的液压系统，能够即使在单个液压系统无法工作的情况 下操作DCSV， DCSV11可通过两个独立的液压泵系统（未示出）供能，从 而实现DCSV 11操作的冗余装置。已经公知，使用DCSV 11获得的水力机械冗余可通过将第二活塞45结 合在台架33中并且将第二活塞45独立地连接至副液压系统（如区域14所 示）来保持在包括致动器13的系统中，而活塞29独立地连接至主独立液压 系统。当然，每个独立液压系统可由独立和分离的液压泵系统（未示出）供 给动力。但是，使用多个活塞29和45会产生一个问题，通常被称为活塞29和 45之间的"力干涉"（force fight )。当活塞29和45不均匀地受两个独立液 压系统的载荷时，力干涉会在整个致动器13中产生无益的弯折力矩。目前， 水力机械致动器系统中的"力干涉"通过严格控制的制造公差和过程并且使 主线轴15的流体端口操作同步化而得以抑制。将这种串联的DCSV结合入 飞行控制系统是比较平常的。例如，串联DCSV和关联的液压致动器通常用 于致动舵、转子和许多其他主和/或副飞行控制输出装置。

一些飞行控制系统是电传操纵系统。电传操纵系统使用电子设备和/或计 算机解释飞行控制输入装置的运动并且产生对该输出装置进行致动的对应 电信号。在这些电传操纵飞行控制系统中，飞行员可使用非机械连接至对应 飞行控制输出装置的飞行控制输入装置控制飞行器。如预期的那样，因为当 电控部件内部存在冗余时电传操纵飞行控制系统的整体可靠性增加，所以非 常需要这种冗余部件。电传操纵致动器中的液压致动冗余通过对双独立电子液压伺服阀（EHSV)和双致动器装配其他部件诸如电》兹线圈阀、旁通阀和 压差传感器来实现，从而向一个或多个飞行控制计算机（这里称之为FCC) 提供电反馈并且允许FCC对故障进行补偿。虽然，在致动器控制系统领域中已经有明显的进展，但是仍然存在明显 的缺点。发明内容目前需要一种改进的致动器控制系统。 因此，本发明的目的是提供一种改进的致动器控制系统。 该系统通过"i殳置一种致动器控制系统来实现，该致动器控制系统具有连 接至致动器的串联DCSV和连接至串联DCSV以驱动DCSV的线轴的至少 一个马达。该马达优选地为扭矩马达。本发明具有明显的优点，包括：（1 )将内部冗余串联DCSV用作电传操 纵飞行控制系统的部件；（2)通过结合多个扭矩马达实现可调节（scalable) /模块冗余；（3)通过闭环控制规律实现冗余并且减小或消除多个缸致动器之 间的力干涉，而不使用传统的添加硬件，诸如电磁线圈阀、旁通阀和压差传 感器；以及（4)与使用电子液压阀线轴位置匹配相比，更高效地控制多个 缸致动器之间的力干涉，同时比使用压力传感的可靠性更高。 其他目的、特征和优势将在随后的书面说明中清楚地说明。附图说明本发明的新颖性特征阐述在所附的权利要求中。但是，本发明本身，以 及优选实施方式，以及其他目的和优势，将参照随后的详细说明并结合符合 得以了解，其中：图1是具有附接平行活塞致动器的现有技术串联DCSV的剖面侧视图；

图2是具有根据本发明优选实施例的双马达双同轴阀（dual motor dual concentric valve )致动器的飞行器的侧视图；图3是如附接至根据本发明的主转子组件的图2的双马达双同心阀致动 器的侧视图；图4是图3的双马达双同心阀致动器的剖开侧视图； 图5是根据本发明备选实施例的具有线性可变差动变压器而不是旋转差 动控制器的双马达双同心阀致动器的剖开侧视图；以及图6是根据本发明备选实施例的三马达双同心阀致动器的剖开侧视图。具体实施方式本发明示出马达与串联DCSV结合可用于提供冗余致动器控制系统。应 该理解，虽然本发明参照飞行器应用进行说明，但是本发明并不局限于这些 应用场合。实际上，本发明可用在需要精确控制串联DCSV的任何场合中。 虽然本发明的各种实施例的形成和使用在下文有详细的说明，但是应该理 解，本发明提供许多可应用的创造性概念，它们可在各种具体情况下实施。 这里所讨论的具体实施例仅仅是示例性地说明如何形成并且使用本发明，并 不意在限制本发明的范围。现在参照图2-4，图中示出根据本发明的双马达双同心阀致动器（下文 称之为DMDCVA) 101的优选实施例，以及使用其的示例性飞行器或旋翼 飞行器。图2是根据本发明的具有DMDCVA 101的直升飞机103的侧视图。 图3是示出用于将DMDCVA 101连接至直升飞冲几103的优选结构的示意图。 图4是DMDCVA 101的详细示意图。现在具体参照图2,DMDCVA 101优选地连接至非旋转控制组件106(参 见图3),其允许直升飞机103的飞行员经由旋转控制系统107控制一组主转 子叶片105的斜度（pitch)。 DMDCVA 101优选地设置在飞行器103的整流 罩（cowling) 109中。应该理解，在其他类型的飞行器中，DMDCVA 101 可用于控制并且致动多个部件。现在具体参照图3，图中示出将DMDCVA 101连接至飞行器103的优选 结构。如图所示，DMDCVA 101包括双同心阀102、具有平^f亍活塞113和115 的平行双活塞致动器111、至少一个马达119、至少一个线性可变差动变压 器传感器133 (下文称之为LVDT)和至少一个旋转可变差动变压器传感器135 (下文称之为RVDT)。在该实施例中，活塞113和115在枢转4妻头117 处枢转连接至直升飞机103的非旋转控制系统106,用于致动连接至并且驱 动主转子叶片105的旋转控制系统107。马达119优选为高扭矩电脑控制电 动机。LVDT 133和RVDT 135分别电子监控DMDCVA 101的各种活动部件 的线性位移和角位移。该结构通过经由非旋转控制系统106控制旋转控制系 统107的致动以允许DMDCVA 101改变转子叶片105的斜度。DMDCVA 101 传导连接至至少一个飞行控制电脑（未示出），使得DMDCVA 101可接受飞 行员经由FCC发出的信号中的控制信号。因此，应该指出的是，DMDCVA 101 并不直接地机械连接至任何飞行控制输入装置并且不需要致动杆。现在具体参照图4,示出根据本发明优选实施例的DMDCVA 101的详细 示意图。DMDCVA101包括至少一个马达119，优选地采用一个马达119设 置在一端121,第二马达119设置在DMDCVA 101的相对端123。马达119 选择性地致动DMDCVA 101的主线轴125。马达119优选为具有轴127的高 扭矩电脑可控电动机。每个轴127连接至曲柄式凸轮129。凸轮129用于接 触主线轴125的端部，从而将凸轮129的旋转位移转换为主线轴125的线性 位移。如果主线轴125卡住，那么马达119提供足够的扭矩通过使副线轴131 产生位移而克服卡住。马达119优选地用于在断开电源时后备驱动 (back-driven),由此允许每个马达119持续移位线轴，即使其他马达119 已经出现故障。马达119由FCC实行控制。LVDT 133和RVDT 135分别电子监控 DMDCVA 101的各种活动部件的线性位移和角位移。具体地"i兌，LVDT 133 监控活塞113和115相对于致动器111的台架部分137的线性位移。活塞113 和115的位移表示DMDCVA 101的主系统输出。应该理解，虽然DMDCVA 101如图所示包括平行双活塞致动器，但是本发明的备选实施例可包括其他 多种活塞布置，诸如串联活塞基本上彼此相对地端对端地设置的串联活塞布 置。应该理解，多个LVDT 133可用于监控台架137相对于活塞113和115 的线性位移。例如， 一个LVDT 133可适于测量台架137相对于活塞113的 位移，而另一个LVDT133可适于测量台架137相对于活塞115的位移。此外，虽然主线轴125的位置和位移优选地在两端通过与每个马达119 的轴127关联的RVDT 135进行测量，但是应该理解，与主线轴125关联的 LVDT 133可选择性地替代RVDT 135。因此，LVDT 133和RVDT 135可根 据场合、可用性、成本、空间约束、测量分辩力、位移距离和其他因素而相 互更换。DMDCVA 101如下所述进行4乘作。在才喿作之前，LVDT 133和RVDT 135 优选地校正至中间位置，即主线轴125位于阀102的中间，使得由于主线轴 125的位置而不会使台架137产生作用位移。由于飞行员向与DMDCVA101 关联的飞行控制输入装置（未示出）提供输入，所以FCC计算将由DMDCVA 101获得的所需的机械输出并且向马达119输出控制信号（未示出）。控制信 号使轴127产生旋转位移，由此使凸轮129沿选定方向移动主线轴125。主 线轴125的移动在流体压力源（未示出）与活塞113和115的内表面之间形 成流体if各径，由此产生活塞113和115相对于台架137的选定移动。FCC使用由LVDT 133和RVDT 135收集的位移信息和/或位置信息并且 管理发送至马达119的输出信号，在优选实施例中，与台架137和活塞113 和115关联的LVDT 133表示外部控制回路，与轴127关联的RVDT 135表 示内部控制回路。根据FCC的程序，FCC可持续将完整强度控制信号输出 至马达119直到完全符合活塞113和115的理想位置。但是，FCC可编程为 根据复杂计算输出控制信号，从而防止过调、突然停止运动或者其他的无益 控制特性。现在参照图5,示出根据本发明的DMDCVA201的备选实施例的详细示 意图。DMDCVA 201基本上类似于DMDCVA 101,除了 DMDCVA 201不包 括测量和/或跟踪主线轴125的位移和轴127的旋转的RVDT 135。代替地， DMDCVA201通过采用连接至至少一个凸轮129的至少一个LVDT 133测量 主线轴125的线性位移来测量主线轴125的线性位移和轴127的角位移。其 他方面，DMDCVA201的操作基本上类似于DMDCVA 101的操作。现在参照图6，示出根据本发明的三马达同心阀致动器（下文称之为 TMCVA) 301的详细图示。TMCVA301基本上类似于DMDCVA 101,除了 TMCVA 301包括三个马达119和三个RVDT 135。 TMCVA 301优选地包括 以模块方式堆叠的双马达119组， -使得两个叠置马达119有效地共用轴127。 如果两个叠置马达119的其中一个出现故障，那么两个叠置马达119的剩余 可操作马达119可继续旋转共用轴127。加入第三马达119使本发明的系统 变为三马达冗余系统，适于用于"载人"和商业飞行器应用。因此，可以理

解，可通过选择性地结合其他马达119实现模块化和可调节的冗余。显然，已经详细说明并示出具有明显优势的发明。虽然本发明示出有限 数量的形式，但是并不只局限于只有这些形式，可在不脱离本发明精髓的情 况下进行各种改变和改进。