用于飞行器的飞行控制装置 |
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| 申请号 | CN201680015797.X | 申请日 | 2016-03-03 | 公开(公告)号 | CN107406138A | 公开(公告)日 | 2017-11-28 |
| 申请人 | 赛峰电子与防务公司; | 发明人 | B·克里麦尔; C·巴拉; D·贝扎内尔; M·阿马拉尔; O·高莫科; P·科皮; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及一种用于 飞行器 的飞行控制装置，该飞行控制装置包括 连接杆 件、用于限制连接杆件的 角 向行程的机械装置、第一装置(4)以及第二装置(16)，该第一装置用于绕所述转动轴线在连接杆件上产生 力 反馈，而该第二装置用于在该连接杆件上产生 力反馈 ，并且该第二装置设置成与第一装置平行，第二装置和连接杆件的至少一个构件包括用于其临时连接的机械装置，该机械装置设置成当连接杆件运动超出角向范围中的预定角向 位置 时起作用，以使得第二装置连接于连接杆件。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种用于飞行器的飞行控制装置，所述飞行控制装置包括： |
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| 说明书全文 | 用于飞行器的飞行控制装置技术领域[0001] 本发明涉及一种用于飞行器的飞行控制装置。本发明更具体地但非排他性地涉及直升飞机的总距控制件。 背景技术[0002] 直升飞机飞行控制装置使其能够经由通过飞行员施加在控制杆件上的运动来控制直升飞机的运动。借助示例，直升飞机的总距使其能够改变桨叶的倾斜度以致使直升飞机上升或下降。 [0003] 然而，当飞行员改变总距时，该动作会修改由主涡轮机输送的动力。因此，飞行员需持续地确保当改变总距时不会达到涡轮机的速度极限(过快或过慢运行)，即使那些极限本身会例如根据飞行阶段(起飞、爬升、下降)而改变。这使得飞行员的工作量大大地复杂化。 [0004] 为了辅助飞行员，已知在改变总距的同时、当直升飞机接近或已达到涡轮机的速度极限(过快或过慢运行)时通过使用音频或视频警报来警告飞行员。 [0005] 然而，此种类型的警告长期来看会令飞行员感到麻烦且有压力。 发明内容[0006] 本发明的目的是提供一种用于飞行器的飞行控制装置，该飞行控制装置使其能够至少部分地避免上述缺点。 [0007] 为了实现此种目的，提供一种用于飞行器的飞行控制装置，该飞行控制装置包括： [0009] ·机械装置，该机械装置用于限制连接杆件绕所述枢转轴线的角向行程，该角向行程由此由有限角向范围所限定； [0011] ·第二装置，该第二装置用于在连接杆件上产生力反馈，该第二装置设置成与第一装置平行；选自第二装置和连接杆件的至少一个构件包括机械装置，该机械装置用于将该第二装置和连接杆件暂时地连接在一起，且该机械装置在连接杆件运动超出角向范围中的预定角向位置时起作用；该第二装置包括至少一个锚定位点，该至少一个锚定位点适合于限定所述预定位置并且设置成使得所述锚定位点能相对于用于限制角向行程的限制装置运动，从而在使用的同时用于重新限定所述预定位置。 [0012] 因此，通过以合适的方式布置锚定位点，当作用在控制杆件上的飞行员使连接杆件运动超出预定位置时，施加在连接杆件上的阻力增大，由此警告飞行员正接近由所述飞行控制装置驱动的构件或者链接于所述飞行控制装置的构件的操作极限。飞行员然后使控制杆件运动，且因此使连接杆件沿另一方向运动，从而感测到阻力减小并且由此避免损坏该装置和所述装置控制或所连接的控制构件。然而，连接杆件不受阻挡，从而在紧急情形下，飞行员仍能对连接杆件施力，以抵抗施加在该连接杆件上的阻力，从而持续地使得连接杆件运动超出预定位置。 [0013] 因此，该控制装置可有效地辅助飞行员，因为飞行员能借助力反馈以极为直观的方式感测到正接近操作极限。 [0014] 此外，链接于飞行控制装置或者由该飞行控制装置驱动的各个构件的操作极限可在飞行期间、例如根据飞行器的飞行阶段而改变。以有利的方式，本发明的装置设置成在使用的同时用于重新限定预定位置并且由此根据飞行阶段来改适所述预定位置，从而考虑操作极限的改变。附图说明 [0015] 通过对本发明的非限制性实施例的以下详细描述可更好地理解本发明。 [0016] 参照附图，在附图中： [0017] 图1是示出构成本发明第一实施例的飞行控制装置的视图； [0018] 图2是当预定位置具有第一数值时图1中所示飞行控制装置的一部分的示意图； [0019] 图3是当预定位置具有第二数值时图1中所示飞行控制装置的一部分的示意图； [0020] 图4是当预定位置具有第二数值时图1中所示飞行控制装置的一部分的示意图； [0021] 图5是图1中所示的飞行控制装置的局部立体图； [0022] 图6是示出构成本发明第二实施例的飞行控制装置的视图；以及 [0023] 图7是当预定位置具有第一数值时图6中所示飞行控制装置的一部分的示意图。 具体实施方式[0024] 参照图1至5，描述构成本发明第一实施例的用于飞行器的飞行控制装置，该飞行控制装置用于控制直升飞机的总距。 [0025] 该装置因此包括壳体1和连接杆件24，该连接杆件安装成相对于壳体1绕枢转轴线X枢转。在该实施例中，所述连接杆件24设计成固定于总距控制杆件2。借助示例，连接杆件24包括连接杆。 [0026] 以已知的方式，该装置包括机械装置3，该机械装置用于限制连接杆件24绕所述枢转轴线X的角向行程，该角向行程由此由角度α的角向范围200所限定。 [0027] 该装置进一步包括第一装置4，该第一装置用于绕所述枢转轴线X在连接杆件24上产生力反馈。 [0028] 为此，第一装置4包括第一弹簧5，该第一弹簧包括第一板6，该第一板固定于第一弹簧的其中一个端部并且进一步连接以随着连接杆件24枢转。因此，第一装置4永久地连接于连接杆件24。第一装置4进一步包括第二板7，该第二板固定于第一弹簧5的另一端部。第一装置4进一步包括第一驱动构件8，该第一驱动构件连接于运动传递组件，该运动传递组件在该实施例中包括诸如蜗杆和螺母组件之类的运动变换系统9和减速系统10。蜗杆连接成随着第一驱动构件8的输出轴转动并且由此形成传递组件的入口构件。减速系统10的输出轴固定于第一弹簧5的第二板7，并且由此形成传递组件的出口构件。 [0029] 较佳地是，在该示例中，第一装置4包括第一角向运动传感器11，该第一角向运动传感器接合第一弹簧5，以评估第一弹簧5的第一端部和第二端部之间的相对位置。借助示例，第一角向运动传感器11是双旋转可变差动变压器(RVDT)。为了提供冗余，第一装置4还包括诸如双RVDT类型的第二角向运动传感器12，该第二角向运动传感器接合第一弹簧5，以评估第一弹簧5的第一端部和第二端部之间的相对位置。此外，经由控制单元U来对第一驱动构件8提供动力，该控制单元控制第一驱动构件8的动力供给，并且因此具体地说使用由第一角向运动传感器11和由第二角向运动传感器12所产生的信息来控制第一弹簧5的第二端部相对于第一端部的运动。 [0030] 于是，当连接杆件24由飞行员移动时，通过作用在控制杆件2上，第一弹簧5通过该第一弹簧的第一端部相对于该第一弹簧的第二端部的运动而加载，由此在连接杆件24上产生力反馈。 [0031] 此外，独立于由飞行员通过作用在控制杆件2上而施加的运动，还能够通过借助第一驱动构件8使得第二板7运动来修改第一弹簧5的第二端部相对于第一弹簧5的第一端部的相对位置。然而，第二板7的此种运动不会与由飞行员施加在连接杆件24上的运动同时地执行。 [0032] 以具体的方式，该运动传递组件包括临时联接装置13，该临时联接装置在该实施例中在运动传递组件中设置在运动变换系统9和减速系统10之间。该临时联接装置13可由飞行员经由控制按钮14直接地停用，该控制按钮设置在控制杆件2上或者直升飞机的控制台或仪表板上。当临时联接装置13停用时，第一弹簧5不再联接于第一驱动构件8并且具体地说不再联接于第二板7，以使得不再有来自第一装置4的任何力反馈。 [0033] 第一装置4进一步包括干摩擦构件15，该干摩擦构件设置成永久地连接于连接杆件24。所述干摩擦构件使其能够在连接杆件24上产生纯机械阻力力矩。例如，这使得第一装置4能总是在连接杆件24上提供力反馈，即使弹簧断裂仍是如此。 [0034] 在本发明中，该装置包括第二装置16，该第二装置用于在连接杆件24上产生力反馈。第二装置16设置成与第一装置4平行，以使得只要第一装置和第二装置16不接触，该第一装置和第二装置就能彼此独立地操作。 [0035] 第二装置16包括第二弹簧17，该第二弹簧包括第一板18和第二板19，该第一板固定于第二弹簧17的其中一个端部，而第二板固定于第二弹簧17的另一端部。第二装置16进一步包括操作构件20，该操作构件安装成相对于壳体1枢转以绕枢转轴线X枢转。在该实施例中，该操作构件包括第一部分21和第二部分22，该第一部分装配有机械装置，该机械装置用于临时地连接于连接杆件24，而该第二部分固定于第一部分21。此外，第二部分22连接于第一板18，以使得第二部分22绕枢转轴线X的枢转会引起第一板18相对于第二板19运动并且由此引起第二弹簧17的加载。 [0036] 第二装置16包括第二驱动构件28，运动传递组件连接于该第二驱动构件，该运动传递组件在该实施例中包括诸如蜗杆和螺母组件之类的运动变换系统29和减速系统30。蜗杆连接成随着第二驱动构件28的输出轴转动并且由此形成传递组件的入口构件。减速系统30的输出轴固定于第二弹簧17的第二板19，并且由此形成传递组件的出口构件。 [0037] 连接杆件24还包括机械装置，该机械装置用于临时地连接于操作构件20。为此，用于连接杆件24的临时连接的机械装置包括部件25，该部件固定于连接杆件24并且成形为邻抵于操作构件20的第一部分21。以具体的方式，部件25成形为角向区段。在该实施例中，用于操作构件20的临时连接的机械装置包括第一操作指部26，该第一操作指部弯曲并且固定于第一部分21的其中一个端部。用于操作构件20的临时连接的机械装置进一步包括第二操作指部27，该第二操作指部弯曲并且固定于第一部分21的另一个端部。因此，操作指部26、27限定圆弧，角向区段25能在该圆弧内部绕枢转轴线X运动，而不会接触操作指部26、27并且因此不会加载第二弹簧17。第一操作指部26由此形成用于角向区段25的第一锚定位点，该第一锚定位点在该实施例中呈第一机械邻抵部的形式，而第二操作指部27形成用于角向区段25的第二锚定位点，该第二锚定位点在该实施例中呈第二机械邻抵部的形式。在该实施例中，操作构件20成形为使得由两个操作指部26、27所限定的圆弧具有角度β，该角度大于由用于限制连接杆件24的角向行程的机械装置3所限定的角度α，从而两个锚定位点、即在该实施例中两个机械邻抵部能均位于角向范围200外部。 [0038] 因此，当连接杆件24由飞行员移动时，通过作用在控制杆件2上，第一弹簧5加载并且该第一弹簧在连接杆件24上且由此在控制杆件2上产生第一力反馈。如果飞行员移动连接杆件24直到角向区段25与操作指部26、27的一个相协配为止，则角向区段25驱使操作构件20转动，该操作构件进而驱使第二弹簧17的第一板18相对于第二弹簧17的第二板19运动。第二弹簧17也加载，并且除了第一力反馈以外，该第二弹簧在连接杆件24上且由此在控制杆件2上产生第二力反馈。因此，由于控制杆件2由此经由连接杆件24与第一和第二弹簧5和17两者相关联，因而飞行员感测到增大的阻力。 [0039] 当第二弹簧17未加载时，即连接杆件24和操作构件20未接合时，第二驱动构件28设置成经由第二板19来移动第二弹簧17，从而当第二弹簧17未加载时，修改第二弹簧17的两个端部相对于用于限制角向行程的机械装置3的位置。由于操作构件20由该操作构件的第二部分22连接于第一板18，因而第一板的运动引起操作构件20绕枢转轴线X的对应枢转。 [0040] 由于操作构件20设置成能够与第二弹簧17同时由第二驱动构件28移动，因而第二驱动构件28使得操作指部26、27能一起运动并且由此修改两个机械邻抵部在角向范围200中的位置。 [0041] 较佳地是，第二装置16包括第一负载状态传感器31，用以感测第二弹簧17的负载状态。借助示例，第一传感器31包括微型开关，该微型开关具有输出信号，如果第二弹簧17未加载，则该输出信号等于1，而如果第二弹簧17经加载，则该输出信号等于1。考虑到冗余，第二装置16进一步包括第二负载状态传感器32，该第二负载状态传感器用于感测第二弹簧17的负载状态并且与第一负载状态传感器31相同。此外，在该实施例中，第二装置16包括第一角向运动传感器33，该第一角向运动传感器接合第一板18，以评估第一板18相对于第二板19的角向位置。因此，传感器33随时指示操作构件20的位置，该操作构件连接于第一板 18。借助示例，第一角向运动传感器33是RVDT。考虑到冗余，第二装置16还包括第二角向运动传感器34，该第二角向运动传感器与上文描述的传感器相同。 [0042] 此外，第二驱动构件28经由控制单元U提供动力，该控制单元已对第一驱动构件8提供动力。控制单元U具体地说使用由第一角向运动传感器33、由第二角向运动传感器34、由第一负载状态传感器31以及由第二负载状态传感器32所产生的信息来对第二驱动构件28提供动力。 [0043] 以具体的方式，该运动传递组件包括临时联接装置35，该临时联接装置在该实施例中在运动传递组件中设置在运动变换系统29和减速系统30之间。临时联接装置35可直接地由控制单元U停用。 [0044] 借助控制单元U和第二驱动构件28，当第一弹簧15未加载并且当第二弹簧17未加载时，并且当两个操作指部26、27的位置位于角向范围200中时，能够共同地修改第二弹簧17的两个端部相对于用于限制角向行程的机械装置3的位置。因此，能够修改连接杆件24的预定位置，在这些预定位置处，连接杆件24致使操作构件20枢转(经由角向区段和操作指部之间的协配)并且由此驱动第二弹簧17的加载，以使得连接杆件24且由此控制杆件2也自身连接于第二弹簧17。因此，第二装置16设置成使得机械邻抵部能相对于用于限制角向行程的装置3运动，从而在使用中的同时用于重新限定预定位置。 [0045] 通过以合适的方式布置机械邻抵部，所述邻抵部限定控制杆件2(且由此连接杆件24)的一个或多个预定位置，在这些预定位置处，当飞行员接近涡轮机的操作极限时，施加在控制杆件2(且由此施加在连接杆件24)上的阻力增大。 [0046] 由于已知涡轮机的操作极限能改变、具体地说根据飞行员所参与的飞行阶段而改变，因而第二装置16有利地设置成在使用的同时重新限定机械邻抵部的位置，并且由此根据飞行阶段来改适这些预定位置，从而考虑操作极限的改变。 [0047] 通常，如图2中所示，在停止阶段期间、即当直升飞机处于地面上并且涡轮机关闭时，第二装置16设置成使得操作构件20处于称为中性位置的第一位置中。在该位置中，两个操作指部26、27位于角向范围200外部，以使得连接杆件24可在整个角向范围200之上运动，而无需连接于第二弹簧17。 [0048] 参照图3，在起飞阶段期间，对第二驱动构件28提供动力，以使得第二弹簧17的两个板并且由此还使得操作构件20同时地转动。因此，修改操作构件20的位置，以使得第一操作指部26现位于角向范围200中，而第二操作指部27仍位于角向范围200外部。更精确地说，在该实施例中，第一操作指部26延伸，以在角向范围200的高位置之前十度处形成机械邻抵部。 [0049] 于是，在起飞期间，连接杆件24可通过仅仅连接于第一弹簧5而在角向范围200的低位置和由第一操作指部24所限定的预定位置之间的整个角向范围200之上运动。如果连接杆件24运动超出预定位置，则连接杆件24使得操作构件20枢转，该操作构件进而使得第二弹簧17的第一板18相对于第二板19运动，从而加载第二弹簧17。因此，连接杆件24且由此控制杆件2即连接于第一弹簧5又连接于第二弹簧17。在这些情形下，飞行员感测控制杆件2中的增大阻力，这指示正接近涡轮机的操作极限，并且确切地说，在该实施例中，涡轮机正渐渐运行得过快。在该情形中，飞行员使得连接杆件24下降，以使得该连接杆件返回至预定位置下方并且避免损坏涡轮机。然而，在紧急情形中，飞行员仍然能持续地使得连接杆件24朝向角向范围200的高位置运动。 [0050] 参照图4，在另一飞行阶段期间，对第二驱动构件28提供动力，以使得第二弹簧17的两个板并且由此还使得操作构件20同时地枢转。因此，修改操作构件20的位置，以使得第一操作指部26现位于角向范围200中，而第二操作指部27位于角向范围200中。更精确地说，在该实施例中，第二操作指部27延伸，以在角向范围200的低位置之前十度处形成机械邻抵部。在该实施例中，第二操作指部27由此限定预定位置，在该预定位置中，连接杆件24变得连接于第二弹簧17。 [0051] 因此，借助本发明，第二装置16设置成在使用的同时用于重新限定机械邻抵部的位置并且因此修改预定位置。因此，能够持续地修改飞行员感测增大阻力(由于第二弹簧17和连接杆件24之间连接)的时刻，这指示变得接近涡轮机的操作极限。 [0052] 参照图6和7，下文描述本发明的第二实施例。与第一实施例通用的构件具有相同标号加上100。 [0053] 与第一实施例的差异在于第二装置116和连接杆件136之间的临时连接。在第二实施例中，如能在图7中观察到的是，第二弹簧117与其两个板118、119本身形成操作构件，该操作构件与连接杆件136协配以临时地连接于所述连接杆件136。因此，弹簧的板118、119自身形成机械邻抵部，这些机械邻抵部限定预定位置，连接杆件136和第二装置116连接在这些预定位置以外。 [0054] 在该实施例中，操作构件117成形为使得由第二弹簧117的板所限定的圆弧Ω具有这样的角度，该角度小于由用于限制连接杆件136的角向行程的机械装置3所限定的角度α，从而两个机械邻抵部能均位于角向范围300中。 [0055] 借助示例，参照图7，在特定的飞行阶段中，第二装置116设置成使得第二弹簧117的第一板118位于角向范围300中，从而限定第一预定位置，在该第一预定位置处，连接杆件136连接于第二弹簧117。更精确地说，在该实施例中，第一板118在角向范围300的高位置之前十度处延伸。第二装置116进一步设置成使得第二弹簧117的第二板118位于角向范围300中，从而限定第二预定位置，在该第二预定位置处，连接杆件136变得连接于第二弹簧117。 更精确地说，在该实施例中，第二板119在角向范围300的低位置之前十度处延伸。 [0056] 于是，连接杆件136可通过仅仅连接于第一弹簧105而在第一预定位置和第二预定位置之间的整个角向范围300之上运动。如果连接杆件136运动超出第一预定位置，则连接杆件136使得第二弹簧117的第一板118相对于第二弹簧117的第二板119运动，从而加载第二弹簧117。因此，连接杆件136连接于第一弹簧105并且连接于第二弹簧117。在这些情形下，飞行员感测控制杆件136中的增大阻力，这指示正接近涡轮机的操作极限，即，涡轮机正渐渐运行得过快。此外，如果连接杆件136运动超出第二预定位置，则连接杆件136使得第二弹簧117的第二板119相对于第二弹簧117的第一板118运动，从而加载第二弹簧117。因此，连接杆件136连接于第一弹簧105并且连接于第二弹簧117。在这些情形下，飞行员感测控制杆件136中的增大阻力，这指示正接近涡轮机的操作极限，即，涡轮机正渐渐运行得过慢。 [0058] 具体地说，虽然在本实施例中将飞行控制装置描述为与直升飞机的总距控制件相关联，但本申请并不限制于此并且本发明的飞行控制装置可用于任何其它应用，例如用于管理飞机或直升飞机的俯仰、横摇或偏航中的运动。 [0059] 虽然在本实施例中第二装置仍包括能够限定角向范围中不同预定位置的两个锚固位点，但该装置可设置成包括单个锚定位点，该单个锚定位点能够限定单个预定位置。借助示例，对于直升飞机的总距，第二装置可包括单个锚定位点，以警告飞行员涡轮机正渐渐运行得过快，同时授权警告涡轮机运行得过慢。 [0060] 操作构件可成形为使得由该操作构件的两个锚定位点所限定的圆弧具有这样的角度，该角度小于由用于限制连接杆件的角向行程的机械装置所限定的角度。 |
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