自动驾驶系统、部件和方法专利检索-自动驾驶仪飞机类型专利检索查询-专利查询网

自动驾驶系统、部件和方法

阅读：113发布：2020-05-14

专利汇可以提供自动驾驶系统、部件和方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且自动驾驶仪致动器包括第一电机和第二电机，每个电机都包括可旋转的电机输出轴，使得任意一个电机或两个电机能够驱动致动器输出轴。自动驾驶仪主单元外壳以靠近于周期变距操纵杆的方式可拆卸地安装到直升机上，并且通常容纳自动驾驶仪致动器以及自动驾驶仪主电子设备。周期振动隔离器由致动器轴可拆卸地支撑以便与致动器轴共同旋转，并且与周期变距操纵杆连接以衰减致动器轴处的周期振动频率，同时将谐振频率之下的致动器轴的输出旋转与周期变距操纵杆连接。限力连杆包括第一端和第二端以及第一端与第二端之间的可变长度。当施加小于脱位力的力时，限力连杆具有松弛长度，当所施加的力超过脱位力时，可变长度变化，以允许驾驶员超控。，下面是自动驾驶系统、部件和方法专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种用于直升机的自动驾驶系统，包括：
自动驾驶仪显示单元，其安装到所述直升机的仪表控制台中，至少用于将自动驾驶飞行数据显示给所述直升机的驾驶员；
自动驾驶仪主单元外壳，其以靠近所述直升机的周期变距操纵杆的方式可拆卸地安装到所述直升机上，并且所述自动驾驶仪主单元外壳限定主单元内部；
一组致动器，其支撑在所述主单元内部中，所述一组致动器包括具有俯仰致动器输出轴的俯仰致动器和具有侧滚致动器输出轴的侧滚致动器，使得仅仅所述一组致动器的所述俯仰致动器输出轴和所述侧滚致动器输出轴至少部分地从所述自动驾驶仪主单元外壳向外延伸，以用于将机械控制力提供给所述直升机的所述周期变距操纵杆；以及主单元电子设备部，其支撑在所述主单元内部中，并且与所述自动驾驶仪显示单元电通信以及与所述一组致动器电通信，以用于将电控制信号提供给所述致动器，以便所述主单元电子设备部和所述一组致动器共同容纳在所述主单元内部中。
2.根据权利要求1所述的自动驾驶系统，其中，所述主单元外壳在平面图中为L形。
3.根据权利要求2所述的自动驾驶系统，其中，所述主单元外壳构造为可拆卸地连接到所述直升机的一对现有舱壁，而无需对所述现有舱壁补充加固。
4.根据权利要求2所述的自动驾驶系统，其中，所述俯仰致动器和所述侧滚致动器支撑在所述主单元内部中的所述L形的相对两端处。
5.根据权利要求1所述的自动驾驶系统，其中，每个致动器都包括具有上壳体壁和下壳体壁的致动器壳体，并且所述主单元外壳包括上盖和下盖，所述致动器壳体支撑在所述主单元内部中，并且所述上壳体壁被接纳在抵靠所述上盖上，并且所述下壳体壁被接纳抵靠在所述下盖上。
6.根据权利要求5所述的自动驾驶系统，其中，每个致动器壳体都包括前壳体壁，所述致动器壳体支撑在所述主单元内部中，并且所述前壳体壁被接纳抵靠在所述主单元外壳的侧壁上，所述侧壁在所述上盖与所述下盖之间延伸。
7.根据权利要求5所述的自动驾驶系统，其中，所述上盖和所述下盖均为L形。
8.根据权利要求5所述的自动驾驶系统，其中，每个致动器的所述上壳体壁可拆卸地连接到所述上盖，并且每个致动器的所述下壳体壁可拆卸地连接到所述下盖。
9.根据权利要求5所述的自动驾驶系统，其中，所述主单元外壳包括第一侧壁和第二侧壁，每个所述侧壁将所述上盖和所述下盖保持为处于间隔的关系，并且所述俯仰致动器输出轴延伸贯通所述第一侧壁，而所述侧滚致动器输出轴延伸贯通所述第二侧壁。
10.根据权利要求9所述的自动驾驶系统，其中，所述主单元外壳构造为可拆卸地连接到所述直升机的一对现有舱壁，而无需对现有舱壁补充加固，并且所述俯仰致动器输出轴延伸贯通第一个所述舱壁，而所述侧滚致动器输出轴延伸贯通第二个所述舱壁。
11.根据权利要求1所述的自动驾驶系统，其中，所述主单元电子设备部包括内环，所述内环构造为至少控制所述直升机的瞬时姿态。
12.根据权利要求11所述的自动驾驶系统，其中，所述自动驾驶仪显示单元包括外环，所述外环构造为向所述主单元电子设备部的所述内环发出导航指令。

说明书全文

自动驾驶系统、部件和方法

[0001] 相关申请

[0002] 本申请要求均于2012年2月10日提交的美国临时专利申请No.61/597,555、No.61/597,570、No.61/597,581的优先权，上述申请的全部内容通过引用方式并入本文。本申请还要求均于2013年2月8日提交的美国临时专利申请No.13/763,574、No.13/763,582、No.13/
763,590的优先权，上述申请的全部内容通过引用方式并入本文。

技术领域

[0003] 本申请一般涉及飞行控制系统，尤其涉及一种旋翼飞机的自动驾驶仪及相关方法。

背景技术

[0004] 直升机本质上是不稳定的，通常需要驾驶员利用一只手来保持与周期变距操纵杆的持续相互作用。甚至是周期变距操纵杆的瞬间松开都会导致周期变距操纵杆或控制杆的“抖动”，伴随的是对直升机失去控制。当驾驶员需要参与双手活动时，诸如例如调节头戴式送受话器或者参照地图的硬拷贝时，这样特别不方便。此外，对周期变距操纵杆进行持续控制的需要会使驾驶员变得疲劳。

[0005] 传统的自动驾驶仪能够提供多方面的益处，包括允许驾驶员释放周期变距操纵杆以参与双手任务，以及减轻驾驶员的疲劳。然而，申请人认识到，传统的直升机的自动驾驶仪的成本非常高。例如，传统的或常规的自动驾驶仪的成本与直升机本身的成本相比是如此之高以至于在轻型直升机中很难见到自动驾驶仪。

[0006] 上述现有技术的实例以及与其有关的局限性意在是说明性的，而非进行穷尽。通过阅读说明书和研究附图，现有技术的其他局限性对于本领域技术人员而言将变得更加清楚。发明内容

[0007] 结合意在示例性和说明性而不是限制范围的系统、工具和方法，对下面的实施例及其方面进行说明和图示。在各个实施例中，上述问题中的一个或多个视为减轻或消除，而其他实施例涉及其他的改进。

[0008] 一般而言，描述了用于直升机相关的部件和方法的自动驾驶系统。在本发明的一个方面中，致动器作为用于通过致动一个或多个飞行控制件来提供直升机的自动控制的自动驾驶仪的一部分，致动器构造为包括一对冗余的第一电机和第二电机，每个电机都包括可旋转的电机输出轴。齿轮装置包括用于与飞行控制件可操作地连接并且构造为接合第一电机和第二电机中的每一个的输出轴的致动器输出轴，以便至少在如下模式下运行：(i)第一模式，第一电机和第二电机都有助于致动器输出轴的旋转，(ii)第二模式，其中第一电机因第二电机的故障而旋转致动器输出轴，以及(iii)第三模式，其中第二电机因第一电机的故障而旋转输出轴。

[0009] 在本发明的另一方面中，自动驾驶仪显示单元安装到直升机的仪表控制台中，至少用于将自动驾驶飞行数据显示给直升机的驾驶员。自动驾驶仪主单元外壳以靠近直升机的周期变距操纵杆(周期变距杆)的方式可拆卸地安装到直升机上，并且自动驾驶仪主单元外壳限定了主单元内部。一组致动器支撑在主单元内部中，该一组致动器包括具有俯仰致动器输出轴的俯仰致动器和具有侧滚致动器输出轴的侧滚致动器，使得仅仅一组致动器的俯仰致动器轴和侧滚致动器轴至少部分地从自动驾驶仪主单元外壳向外延伸，以用于将机械控制力提供给直升机的周期变距操纵杆。主单元电子设备部被支撑在主单元内部中，并且与自动驾驶仪显示单元电通信以及与一组致动器电通信，以用于将电控制信号提供给致动器，以便主单元电子设备部和一组致动器共同容纳在主单元内部中。

[0010] 在本发明的另一方面中，自动驾驶系统构造为通过致动直升机的周期变距操纵杆来进行直升机的自动控制，该周期变距操纵杆响应于直升机的旋翼的旋转而受到周期振动频率影响。周期振动隔离器由致动器轴可拆卸地支撑以与致动器轴共同旋转，并且与直升机的周期变距操纵杆连接以呈现出谐振频率，该谐振频率至少与周期振动频率近似匹配，以便周期变距操纵杆相对于致动器轴的运动，使得周期振动频率在致动器轴处衰减，并且谐振频率之下的致动器轴的输出旋转与周期变距操纵杆连接。

[0011] 在本发明的又一方面中，自动驾驶系统构造为通过致动直升机的周期变距操纵杆来进行直升机的自动控制，该周期变距操纵杆响应于直升机的旋翼的旋转而受到周期振动影响。周期振动隔离器包括控制臂，控制臂可拆卸地连接到致动器轴上以支撑周期振动隔离器，使得控制臂与致动器轴共同旋转。输出臂与直升机的周期变距操纵杆连接并且因此受到周期振动影响。弹性装置锁卡在控制臂与输出臂之间，使得输出臂响应于周期振动且相对于控制臂而振荡，以将致动器轴与周期振动机械地隔离，同时将致动器轴的旋转致动运动传递到输出臂，从而将旋转致动运动传递到周期变距操纵杆，以进行周期变距操纵杆的自动驾驶仪致动。

[0012] 在本发明的再一方面中，自动驾驶系统构造为通过驱动具有致动器轴的致动器以致动直升机的周期变距操纵杆来进行直升机的自动控制。作为自动驾驶仪的一部分，限力连杆包括第一端、第二端以及在第一端与第二端之间沿着伸长轴线取向的可变长度，第一端与致动器轴连接，第二端与周期变距操纵杆连接。当小于脱位力(unseating force)的力沿着伸长轴线施加到第一和第二端上以响应于致动器而提供周期变距操纵杆的顺应性运动时，限力连杆具有作为第一端与第二端之间的可变长度的松弛长度，并且限力连杆构造为使可变长度响应于沿着伸长轴线施加到第一端和第二端上的等于或大于脱位力的外力而从松弛长度变化，以提供致动器周期变距操纵杆的驾驶员超控。

[0013] 在本发明的另一方面中，自动驾驶系统构造为通过向致动器提供电指令信号以致动直升机的周期变距操纵杆来进行直升机的自动控制，该周期变距操纵杆响应于直升机的旋翼的旋转而经受周期振动。自动驾驶仪联接件包括通过致动器来提供周期变距操纵杆的驾驶员超控的限力连杆。限力连杆具有第一端、第二端以及在第一端与第二端之间沿着伸长轴线取向的可变长度，第一端与周期变距操纵杆连接。当小于脱位力的力沿着伸长轴线施加到第一端和第二端上以提供第二端随着第一端的顺应性运动时，限力连杆具有作为第一端与第二端之间的可变长度的松弛长度，并且限力连杆构造为使可变长度响应于沿着伸长轴线施加到第一端和第二端上的等于或大于脱位力且用于驾驶员超控的外力而从松弛长度变化。周期振动隔离器由致动器轴可拆卸地支撑以与致动器轴共同旋转，并且周期振动隔离器连接到限力连杆的第二端，使得周期振动通过限力连杆与周期振动隔离器连接，并且周期振动隔离器构造为呈现出谐振频率，谐振频率至少与周期振动的周期振动频率近似匹配，以允许限力连杆的第二端在周期振动频率下相对于致动器轴的运动，同时将致动器轴与周期振动频率隔离，并且周期振动隔离器将谐振频率之下的致动器轴的输出旋转传递到限力连杆以便传递到周期变距操纵杆。

附图说明

[0014] 在所参考的附图中示出了各实施例，本文所披露的实施例和附图旨在是说明性的而非限制性的。

[0015] 图1是包括根据本发明的自动驾驶仪的各部件的直升机的示意性局部透视图。

[0016] 图2是图1的直升机的示意性局部俯视透视图，示出了关于自动驾驶系统的各部件的进一步细节。

[0017] 图3是能够用作本发明的自动驾驶仪的部件的致动器的实施例和限力连杆的实施例的示意性剖切透视图。

[0018] 图4是能够与一对冗余的致动器驱动电机一起形成图3的致动器的一部分的齿轮传动装置的实施例的示意性透视图。

[0019] 图5阐述了本发明的自动驾驶仪的实施例的框图。

[0020] 图6和图7是主单元外壳和关联部件的实施例的示意性透视图。

[0021] 图8是图7和图8的主单元外壳的另一示意性透视图，示出了其结构的进一步细节。

[0022] 图9和图10是从不同的视角取得的示意图，其示出了关于直升机的周期变距控制杆的处于安装状态的主单元外壳和致动器联接件。

[0023] 图11是根据本发明的周期振动隔离器的实施例的装配透视图。

[0024] 图12是构成图11的振动隔离器的一部分的控制臂的示意性透视图。

[0025] 图13是图11的振动隔离器的示意性局部透视图，其以展现出其内部结构的进一步细节的方式示出。

[0026] 图14是本发明的限力连杆的实施例的示意性透视图。

[0027] 图15是图14的限力连杆的示意性分解图。

[0028] 图16-18是分别以松弛操作状态、压缩操作状态和延长操作状态示出图14的限力连杆的示意性剖切透视图。

具体实施方式

[0029] 提供下面的说明是为了使本领域普通技术人员能够实现和使用本发明，并且是在专利应用及其要求的背景下提供以下描述。所描述的实施例的各种变型例对于本领域技术人员而言将是显而易见的，并且本文所教导的一般性原理可应用于其它实施例。因此，本发明不意在局限于所示出的实施例，而是与本文所述的原理和特征一致的包括变型例和等同方案的最宽的范围相符合。值得注意的是，附图可能不是按比例绘制并且本质上是以视为最佳示出目标特征的方式进行图解说明的。对于在图中提供的各种视图，出于增强读者理解的目的可以采用描述性的术语，但是绝不意在进行限制。

[0030] 图1是直升机10的局部透视图，示出了与直升机相关的自动驾驶系统12的实施例的各个部件。应当理解，出于清楚示出的目的，使得直升机本身的多个物理结构在图1中不可见，但是，应当理解，该结构是存在的。本发明的自动驾驶仪是机电式的并且能够提供直升机的飞行控制，而无需液压飞行控制系统。通过非限制实例的方式，直升机可以是Robinson R22直升机。然而，在本文披露的教导能够轻易地被修改以用于任何适合的直升机，无论是现有的直升机或者是尚待开发的直升机。例如，本发明的自动驾驶仪能够通过或不通过液压系统功能用于具有液压周期变距辅助装置的直升机。

[0031] 直升机10包括具有控制握柄或手柄18的控制杆或周期变距操纵杆14，控制握柄或手柄构造为与驾驶员的手接合。如本领域普通技术人员所理解的，控制杆14能够前后(朝向和远离仪表控制台20)移动以控制直升机的俯仰，并且能够横向地移动以用于按产生受控飞行的协调方式控制直升机的侧滚(横滚)。驾驶员通过一对踏板来提供其它控制输入，从而通过改变尾部旋翼的俯仰角来控制直升机的偏航方位。值得注意的是，出于清楚示出的目的，这些偏航方位控制部件未示出，但是应理解为它们是存在的。在实施例中，驾驶员同样能够对直升机的总距操纵杆以及节流阀调定进行控制。然而，本发明的自动驾驶仪能够通过沿任意方向移动控制杆而对控制杆14施加全权控制，从而限制其在适当情形下的行进。控制杆14在直升机的舱面24下方穿过并且以本领域普通技术人员所熟悉的方式来接合直升机的俯仰和侧滚联接件，从而控制直升机的主旋翼的周期致动。特别地，扭矩管25a传递侧滚致动，而控制棒25b传递俯仰致动。术语“周期变距”是指在每次旋转的基础上直升机的旋翼叶片的俯仰角的变化。在这点上，周期变距控制可指控制杆的操纵，或者控制杆本身能够称为周期变距操纵杆。自动驾驶仪显示处理器单元(ADPU)28能够安装到仪器控制台20上，以向驾驶员提供指示以及提供处理能力和其它能力。值得注意的是，还在另一放大的嵌入视图中示出了ADPU。

[0032] 周期变距操纵杆(具体而言，手柄18)包括能够按如图所示的方式进行安装的开关模块组件26。在另一放大的嵌入视图中示出了手柄18的细节。开关模块可以容纳有包括接合/分离开关29a和调整/模式“顶帽”开关29b(在本实施例中为4路)在内的开关。顶帽开关允许驾驶员调整航线、速度和高度。在自动驾驶仪处理器中还设有超时功能，其防止开关故障或布线故障引起连续的调整。模式开关能够基于当前的飞行状况来选择和取消高度保持模式、速度保持模式、悬停保持模式或位置保持模式。

[0033] 仍参考图1，自动驾驶仪12通过适当地位于直升机上的多个部件组件来实现周期变距控制。自动驾驶仪主单元30位于直升机的主舱面的下方。在本实施例中，主单元30包括L形外壳31，该外壳31支撑电子设备以及俯仰控制联接件32a和侧滚控制联接件32b，它们可一般地或统一地由附图标记32指代。这些联接件中的每一个都包括位于主单元外壳内的致动器，这将进一步描述。每个联接件的远端接合控制杆14的最下端以实现所谓的并行控制系统。这点上，应当理解的是，直升机10的在控制杆14与旋翼之间的原有周期变距控制联接件保持原样。即，来自直升机驾驶员以及自动驾驶仪的输入直接输入到控制杆。为并行控制输入装置提供了关于俯仰和侧滚控制联接件的细节。对比而言，串行类型的自动驾驶仪控制系统需要断开直升机的在控制杆与旋翼之间的原始周期变距控制联接件，使得自动驾驶仪致动器能够插入到断开处。应当理解的是，本文的教导能够轻易地修改成串行控制输入的实施例。

[0034] 转到图2，在俯视透视图中显示了直升机和自动驾驶仪的各部件。在该视图中，能够看到俯仰致动器60a和侧滚致动器60b(它们可一般地或统一地由附图标记60指代)位于L形外壳31内，并且外壳的盖是透明的。主单元电子设备66位于外壳内，并且适当地与外部和致动器电连接(未示出)。值得注意的是，关于主单元电子设备66的适合实施例的额外细节已经在共同待审的美国专利申请No.13/763,574(代理机构案号是HTK-2)中进行了描述，该申请的全部内容通过引用方式并入本文。

[0035] 参考图3，在透视图中可以看出，在整个说明书中，能够用于俯仰致动器和侧滚致动器的致动器60的实施例安装到外壳31内并且连接到控制联接件32。每个致动器包括壳体82，致动器具有位于壳体内的将进一步示出的齿轮装置、双电机(电机A和电机B)、以及离合器装置84，离合器装置84用于选择性地与电机接合和分离，以旋转在壳体82的相对侧上不可见的输出轴。离合器装置例如可以由不锈钢制成。将理解的是，齿轮装置允许电机A和电机B同时驱动输出轴或者任一个电机单独地驱动输出轴。在本实施例中，电机A和电机B是无刷直流电机，其具有Y型定子绕组构造，该构造需要协调的输入来以公知的特定顺序驱动电机的相位。因此，电机不会在其自身动力下失控。电机包括霍尔效应传感器，该霍尔效应传感器用于向电机的定子定时输出电驱动脉冲。在下文的一个或多个适当节点处提供了关于电机和相关驱动方案的进一步的细节。

[0036] 图4示出了能够用于图3的致动器中的齿轮传动装置100的实施例。首先，值得注意的是，齿轮传动装置是多级减速驱动器，例如减速比约为1750:1。另外，在将要描述的多个齿轮上未图示出齿轮齿，应当理解的是，这些齿轮齿是存在的。其它实施例不需要具有齿轮齿的齿轮。电机A和电机B分别具有输出轴90a和90b，输出轴90a和90b支撑接合第一轴104上的齿轮102的齿轮。轴104的另一端支撑较小的齿轮106，较小的齿轮106驱动齿轮110，齿轮110支撑在第二轴112上，第二轴112还支撑较小的齿轮114(其在附图的视向中被部分隐藏)。值得注意的是，轴112可以包括离合器轴，该离合器轴能够横向地移动，以选择性地使致动器电机与齿轮传动装置的其余齿轮接合或分离。例如，在通过引用方式并入本文的美国专利No.7,954,614中描述了一种合适的离合器装置。该离合器装置依赖于离合器轴借助于使用安装到轴的远端上的永磁体沿其伸长轴线的运动。离合器致动器13(图3)能够使另一永磁体关于安装了离合器轴的永磁体选择性地移动(例如，旋转)，使得离合器轴被磁偏压而在接合位置与分离位置之间运动。不管出现电源故障与否，离合器轴都保持在当前的操作位置。齿轮114又选择性地驱动支撑在第三轴122上的齿轮120。第三轴122还支撑较小的齿轮124，较小的齿轮124驱动齿轮130，齿轮130支撑在第四轴132上。第四轴又支撑较小的齿轮134，较小的齿轮134设置为旋转被支撑在致动器的输出轴142上的输出齿轮140。输出齿轮构造为提供充分的旋转而使控制杆14移动通过其运动的整个范围。在实施例中，在所产生的致动力的大小方面，本发明的致动器足够强劲，以便能够利用出现故障的液压系统来控制装备液压的直升机的周期变距操纵杆。例如，致动器60能够向周期变距操纵杆施加至少100磅的力。虽然本实施例已经设计成利用高达200英寸-磅的可用输出扭矩来提供该水平的致动力，但应当理解的是，在另一实施例中，例如，通过减小致动器控制臂的长度，能够提供明显更大的力。如将进一步描述的那样，致动器的力施加到周期变距操纵杆的底部，而驾驶员力施加到周期变距操纵杆的顶部。因此，因具有不同的杠杆臂长度而使得驾驶员具有机械优势。在R22直升机上，与连接了致动器的控制杆的底部相比，在控制杆的顶部驾驶员所具有的机械优势大概为7:1。在这种情况下，致动器施加100磅的力等同于驾驶员施加大约14磅的力。类似地，虽然致动器能够产生非常大的力，但是下面要描述的限力连杆通常不被具体实施为将这种量级的力传递到周期变距操纵杆的底部，然而，如果需要，可以安装更坚硬的限力连杆实施例。

[0037] 在实施例中，致动器能够构造为具有约1720:1的传动比，但是，发现宽范围的不同传动比是比较适用的。应当理解，对于1720：1的传动比，电机的一次回转使得致动器输出轴仅旋转大约0.2度。总体来说，这样的分辨率足以用于监控致动器的输出位置。例如，按本领域技术人员所熟知的那样，电机轴的旋转能够利用安装到轴上的磁体来检测。在实施例中，如上文并入的美国申请No.13/763,574(代理机构案号为HTK-2)中所描述的那样，来自电机的霍尔传感器数据能够用来确定每个致动器的致动器输出轴的增量位置。在这点上，每个致动器电机包括3个霍尔传感器。霍尔传感器脉冲能够充当增量递增/递减计数器。能够持续跟踪输出轴相对于基准部位的位置。例如，当致动器经由离合器84接合时，能够限定致动器输出轴的零基准位置。这种零基准位置跟踪能够用于一些故障，其中最佳方式在于在出现故障之前将致动器臂/轴恢复至其平均位置。由于每个电机包括3个霍尔传感器和4极，因此在每个电机的每次回转存在12次霍尔状态变化。明显地，通过监控霍尔状态变化，可以将分辨率增大12倍，使得在致动器的输出轴处提供大约0.017度的分辨率。在一个实施例中，在图1中控制杆顶部的对应运动可以是大约0.0039英寸。

[0038] 直升机的电力系统的总体电力故障会导致利用在上文并入的美国申请No.13/763,574(代理机构案号为HTK-2)中所描述的动态制动特征将致动器锁定在适当位置大约五秒。该五秒时间段通常足以使驾驶员接管控制。在这点上，规章要求强制仅三秒的时间段。在这方面，自动驾驶仪通过响应于动力故障而释放控制以不允许周期变距操纵杆突然抖动。即使两个致动器都被锁定，驾驶员也仍然能够对直升机进行控制，因为在每个致动器与周期变距操纵杆之间存在超控连杆或限力连杆300a(在图1中所示为俯仰连杆)和300b(在图1和图2中所示为侧滚连杆)。这些连杆对于低于脱位值的力呈刚性，而在更高的力下是柔性的，从而允许驾驶员即使在不能实现系统的分离的情况下也能够安全地操纵直升机以及使直升机着陆。经验表明，在两个致动器处于所谓的“锁定”状态下，驾驶员能够控制直升机，包括悬停和着陆。锁定状态是通过致动器电机的所有绕组短路来提供的，并且用在上文描述的动态制动实施例中。超控连杆详述于下文中并且可互换地称作限力连杆。在不使用液压与周期变距操纵杆相接的直升机中，周期振动隔离器302a(俯仰)和302b)侧滚)能够定位在每个致动器的输出轴上。振动隔离器可以任选地与具有用于周期变距操纵杆的液压辅助装置的直升机一起使用，因为液压系统通常提供对周期振荡的阻尼。振动隔离器减弱存在于R22旋翼飞机控制联接件以及其它轻型直升机中的每转两次的振荡运动，从而防止旋翼飞机控制件上的振动负荷并且提高致动器部件的疲劳寿命。周期振动隔离器将在下文中详细描述。

[0039] 上文已经详细描述了自动驾驶仪的机械部件，现在适合就前述部件与相关控制电子设备之间的关系来对自动驾驶仪进行说明。具体而言，图5是自动驾驶仪12的实施例的框图。在这点上，主单元30包括外壳31、俯仰和侧滚致动器60以及电子设备66，主单元在下面可称为电机控制处理器单元(MCPU)或自动驾驶仪主单元30。MCPU包括三个微处理器，每个微处理器可称为电机控制处理器(MCP)。存在三个MCP,分别标记为MCP A、MCP B和MCP C。这些处理器单元各自访问三轴MEMS速率传感器和三轴MEMS 加速度计的传感器套件。MCP用于提供具有内控制环和外控制环的总控制系统的内环。MCP向无刷直流电机、俯仰致动器60a和侧滚致动器60b的电机A和电机B提供指令，从而驱动直升机的控制系统。所有的处理器间通信能够经由各处理器本身提供的串行总线来进行。例如，通过使用并入数据流中的循环冗余校验(CRC)，能够保护数据完整性。

[0040] 联邦航空管理机构(FAA)认证了版本DO-178下的机载系统软件。在拟写该申请时，DO-178C已经发布。该文件基于既定系统中的软件故障的危急程度规定了设计保障等级(DAL)。例如，DAL A 指定为“毁灭性的”并且分配给故障可能导致坠毁的情况。作为另一实例，DAL C指定为“严重的”并且分配给故障很重要且可能导致乘员不适或增加工作人员工作负荷的情况。三个MCP中的每一个都能够执行相同的DAL A软件，以构成三重冗余系统。电机控制处理器互连，以使它们能够共享数据。每个处理器读取其传感器套件并且将其数据与来自于其他两个处理器的传感器数据进行比较，以达到一致性的目的，并且每个电机控制处理器计算所有相应传感器的平均值，以用于进一步处理。在另一实施例中，能够确定与平均值相对的中值。从平均值中剔除被判定为错误的传感器数据。声音和/或光的警告信号能够发送到仪表板20上的自动驾驶仪显示处理器单元(ADPU)28(图1)。诸如例如控制杆摇动等触觉反馈能够单独地使用或与其它报警信号指示装置相结合地使用。在实施例中，在图1的ADPU的放大嵌入视图中最佳示出的状态灯包括绿色(正常)灯、黄色(警告)灯和红色(故障)灯，以及提供系统状况指示的双重报警喇叭。报警喇叭还连同状态灯一起提供系统状况通知和警报。状态灯和喇叭两者与MCP直接相接。在一些实施例中，声音和/或警告能够经由直升机音频系统来传送，以使通知能够被驾驶员的头戴式送受话器听到以及或者借此从喇叭发布。作为状态灯和喇叭的补充的手段是显示器，该显示器提供当前的自动驾驶系统设定，诸如接合状况、航线、从属陀螺航向、高度、对地速度以及任何警告消息。另外，在面板上设置有启动既发自设测试(IBIT)的测试按钮。

[0041] MCP还能够从致动器电机读取用来指示每个致动器的当前位置霍尔传感器数据和来自构成ADPU的一部分的自动驾驶仪显示处理器(ADP)的指令信号。在这点上，ADPU用作将指令信号提供给内环的外控制环。利用所有这些数据，每个MCP根据PWM(脉宽调制)和旋转方向来计算用于电机的电机控制信号。每个处理器还使用霍尔传感器数据来控制与无刷电机(其分配给该处理器)的电枢的电力连接。每个MCP将其用于俯仰致动器和侧滚致动器的PWM指令信号和旋转方向与通过其他两个MCP产生的指令进行比较以实现一致性。因为所有的处理器都使用相同的数据来计算电机控制指令，所以它们应当产生相同的输出信号。用于与其他两个处理器一致/不一致的信号被发送到表决部(确定部)200，其实施例在上文并入的美国申请No.13/763,574(代理机构案号为HTK-2)中详细示出，但是其操作将在下文进一步详细地描述以达到完整的目的。除了表决处置/仲裁之外，表决部200还用作霍尔传感器数据从每个电机到适合的一个MCP的通道。如上所述，霍尔传感器读数用来产生用于无刷直流电机的电机控制信号并且能够用于提供致动器的输出轴位置的高分辨率指示。

[0042] 如上文所描述的，每个致动器均包括电机A和电机B。每个单独的电机由一个MCP来控制。因此，仅MCP A和MCP B控制电机。特别地，MCP A控制俯仰致动器60a和侧滚致动器60b中的每一个中的电机A，而MCP B控制俯仰致动器60a和侧滚致动器60b中的每一个中的电机B。MCP C(第三处理器)不控制电动机，而是执行产生控制杆指令的所有计算，就好像其正在控制电机一样。在这点上，第三电机能够容易地添加到每个致动器中(参见图4)，第三电机将以与电机A和电机B相同的方式接合齿轮102，但是第三电机响应于MCP C。然而，MCP C以与其它两个处理器相同的方式表决。例如，如果MCP A和MCP C对于俯仰电机的控制意见一致，但是MCP B的意见不一致，则MCP B将被否决而不再用于其俯仰电机的控制，但MCP B仍控制其侧滚电机，除非MCP A和MCP C也被否决而不再控制该电机。另一方面，如果MCP C被否决，则任何致动器电机都不受影响，但是会致动警告灯和喇叭，就如同控制电机的MCP的情况一样。

[0043] 致动器设计为使得电机A或电机B中的任一个能够独立地驱动致动器来控制直升机。出现故障的电动机的输出轴将通过其余的电动机来旋转。如果MCP A或MCP B中的一个被否决，则虽然存在这些MCP中的每一个控制电机的事实，但是自动驾驶仪能够继续运作。如上所述，可以有警告灯和喇叭的简短发声来通知驾驶员自动驾驶仪出现非关键性的故障。

[0044] MCP具有全权控制权并且每秒大约5英寸的速度仅受系统的自然响应限制。MCP控制部是自动驾驶仪的能够产生关键性的或主要的危险性故障的唯一部分。因此，MCPU设计为三重冗余，使得指定软件的DAL A用于操作自动驾驶仪的内环。这些因素大幅地降低了关键性故障的可能性。然而，申请人认识到，对应于外环的软件能够以允许外环软件在较低DAL C认证的情况下被指定的方式与内环软件中分区。

[0045] 外环软件由ADPU 28中的ADP(自动驾驶仪显示处理器)进行处理。MCP将来自ADP的请求自动驾驶仪指令转换成能够在限定的操作限值内驱动致动器电机的致动器控制信号。在这点上，应当理解的是，DAL A软件由三重冗余MCP来进行处理，而DAL C(即外环软件)由完全不同的处理器来进行处理。通过进一步的说明，在每个MCP上运行单个可执行软件。可称为三重化处理器的MCP能够执行等同的软件。因此，自动驾驶仪控制律在ADP与三重化处理器之间进行分区。ADP处理外环动力学和自动驾驶仪模式，而三重化MCP处理内环动力学。
ADP进一步向自动驾驶仪提供驾驶员图形和测试接口并且执行自动驾驶仪控制律，以基于传感器和GPS数据来确定致动器指令。因此，ADP与GPS和三轴磁强计直接相接，而与提供侧滚-俯仰姿态、位置、高度、对地速度、航线和航向数据的MCP的三轴加速度计和三轴速率陀螺仪间接相接。ADP监控这些传感器的健康状况，但是不校验数据的有效性。IBIT测试开关也与ADP相接。在另一实施例中，ADP能够以具有三重冗余性的MCPU相同的方式来设计。当MCPU和ADP这两者具有三重冗余构造时，自动驾驶仪能够容忍这些单元中的任一单元中的单个故障，并且仍然可以正常工作。

[0046] MCP接受来自ADP的数据，ADP能够包括指令以及来自外部GPS的数据。每个MCP可以对数据进行筛选以检测错误或故障。控制指令是通过MCP限制的速率-位移。MCP不允许来自ADP的指令产生来自直升机的危险响应。ADP使用GPS数据。GPS数据和磁强计数据都用于MCP，以去除与每个传感器套件的速率传感器相关联的漂移误差并且确定侧滚、俯仰和航向。还能够对GPS数据进行误差校验。

[0047] MCP不断地监控内部故障和外部故障。在ADP故障的情形下，任一个MCP能够基于更新速率和控制信号的符合度而立即识别出该情形。作为响应，在一个实施例中，MCPU随后使内控制环保持直升机稳定平飞。在另一实施例中，MCPU能够以SAS(稳定性增广系统)或航位推算系统的方式来进行作用并且基于内部速率信号来控制直升机。MCP将试图保持零速率和/或航向并且还致动喇叭和灯以指示故障。经验表明，直升机能够仅通过MCP控制来保持延长时间的飞行，从而为驾驶员采取控制措施和分离自动驾驶仪提供了更充裕的时间。检测过度的自动驾驶仪响应的能力在于如本文详细描述的三重化电机控制器。三重化处理器监控传感器并且还检验以确认计算的响应在限值之内。基于通过各个三重化处理器对来自ADP的俯仰和侧滚指令的过滤来限制来自ADP的俯仰和侧滚指令。每个三重化处理器能够检测是否已超过限值并且能够启动自动驾驶仪的安全关闭。同样能够使用不同的限值对俯仰和侧滚轴指令进行监控。监控器是动态的；即，限值可以与频率/速率相关。用于每个轴的冗余管理特征可以包括控制杆速率限制和主体速率监控。

[0048] 每个MCP的传感器套件还可以包括存储器，诸如例如EEPROM或其他适合的存储器。如果在操作期间MCP检测到错误，则错误代码能够存储在与MCP相关联的传感器套件的EEPROM中。随后，在确定故障原因的背景下读取EEPROM。EEPROM还能够包含专属于安装了自动驾驶仪的直升机的模型的参数，诸如例如控制环常数、传感器偏差和增益。

[0049] 结合图1-3来参考图6和图7，应当理解的是，外壳31能够提供至今尚未发现的关于自动驾驶系统安装到直升机中的益处。图6和图7提供了外壳的实施例的透视图，外壳包括主电子设备单元66和安装在外壳内的致动器60a和60b，使得每个相应致动器的输出轴142a和142b从外壳内部向外延伸。值得注意的是，基于特定的安装要求，致动器轴142a比致动器轴142b长。考虑在既定类型的直升机中的安装，每个致动器轴的长度能够定制。图6提供了前视/俯视透视图，而图7提供了后视/仰视透视图。每个致动器壳体82(图3)能够构造为接收适当的紧固件402，诸如例如带螺纹的紧固件通孔，该通孔由外壳31限定从而将致动器支撑在外壳31内。图6示出了延伸贯通外壳的顶盖且进入每个致动器壳体中的第一对紧固件402，而图7示出了延伸贯通外壳的顶盖且进入每个致动器壳体中的第二对紧固件402。因此，致动器和主电子设备单元共同地接纳在由外壳限定的内部空间中并且安装/锁卡成抵靠外壳的壁部的内表面。

[0050] 主电子设备单元至少包括用于驱动电机(在本实例中为BLDC电机)的电机驱动器以及例如如图5中所示的自动驾驶系统的内控制环。能够接纳在外壳31内的其它部件可以包括例如用于为整个自动驾驶系统供给电力的电源部。每个MCP处理器能够设置有共同地容纳在外壳31内的独立电源。虽然显示了在R22中安装了L形外壳，应当理解的是，考虑所预期的应用，外壳可以具有任何适当的形状，而不限于L形，只要主电子设备单元和致动器能够共同地接纳在外壳内即可。在例如使用紧固件将致动器直接安装到外壳的壁部或板上的情况下，外壳31能够构造成承受致动器所产生的力。在本实施例中，每个致动器紧固到底板、顶板和致动器轴穿过的一个板上。用于容纳自动驾驶仪的大多数电子设备、控制系统和致动器的外壳31的使用体现了最小侵入式轻重量封装。由外壳31支撑的部件以及外壳本身的总重量可小于8磅，外壳本身的重量小于7磅。对比而言，申请人所熟悉的现有技术的自动驾驶系统要求单独安装主电子设备组件和各个致动器。典型地，在现有技术的自动驾驶仪中，每个致动器独立地且直接地安装到直升机本身的结构上，这需要特殊的或定制的诸如与每个致动器相关联的结构加强件等安装装置。如本文所教导的那样，外壳31的使用避免了对与致动器相关联的这种复杂的独立安装结构的需要，从而提供了可以包括减少安装时间以及降低自动驾驶系统的总重量的益处。实际上，外壳31的安装能够通过使用直接的钻孔样板来实现，使得在经济性极好的同时在外壳定位方面精确度很高。

[0051] 转到图8，以总体从上方观察的透视图的方式示出了外壳31的实施例，在外壳31中没有安装部件，并且使选定部件呈透明状以显现出其它隐藏部件的外观。通过非限制实例的方式，外壳能够由顶板600、底部的安装板602、前盖/板604以及后盖/板606来形成。后盖限定了用于接纳致动器的输出轴的开口610。外壳的各个面板或板子能够以任何适合的方式彼此连接，诸如例如使用焊接和/或诸如铆钉和/或带螺纹紧固件的适当的紧固件。在本实施例中，安装板602包括向上延伸的前凸缘614。前盖604可以包括能够在顶板600上延伸的上凸缘616。顶板600可以包括在附图的视向中向下延伸的前凸缘620。出于将外壳部件彼此紧固的目的，紧固件622(其中一个被显示)能够接纳在适当的开口中。在本实施例中，致动器能够由外壳的多个面板支撑，诸如后侧壁、顶板600和安装板602。在这点上，致动器壳体82(图3)有助于增强外壳31的整体结构刚性。

[0052] 参照图2，致动器轴能够通过直升机行李舱的侧壁或舱壁与控制联接部件相接，诸如例如俯仰致动器的输出轴穿过的第一舱壁630和侧滚致动器轴穿过的第二舱壁632。出于说明的目的，使舱壁630呈透明状的。如将要进一步说明的以及通过非限制实例的方式，外壳31能够可拆卸地固定安装成抵靠舱壁630和632。在这点上，值得注意的是，在本实施例中外壳的下方存在间隙，因为单元下方行李舱的地板不是平坦的。当然，这些细节会取决于既定直升机中的安装方式，不意在进行限制。紧固件634(如图7所示以及在图2中紧固件634中的两个部分可见)能够用于通过穿过相应的舱壁安装这些紧固件以螺纹地接合致动器壳体来将外壳31安装到舱壁630和632上。额外的紧固件能够用于将外壳31紧固到舱壁上，这将在下文描述。在任何安装中，主外壳31能够提供结构支撑和屏蔽。外壳能够由任何适当的材料形成，诸如铝片材。

[0053] 图9和图10是从略微不同的角度在安装好的状态下朝向外壳31的实施例向上看的透视图，两个图限于示出具有与仅部分显示出的控制杆14的下端安装和相接的俯仰控制联接件32a和侧滚控制联接件32b的外壳31。控制杆的下端能够响应于驾驶员所引发的运动而沿任何横向方向运动。摩擦装置680能够设置为直升机中的原始装备并且能够以本领域普通技术人员所熟知的方式利用张力旋钮682来调节。限力连杆300a(俯仰连杆)的远端包括枢转型固定件700a，诸如例如球窝型固定件，其可枢转地连接到控制杆14的最下端。对于侧滚自动驾驶仪致动而言，在限力连杆300b的远端处的枢转型固定件700b可以为相同的类型并且经由侧滚联接杆704可枢转地连接到控制杆14的最下端。侧滚联接棒704本身构造成与控制杆的最下端可枢转连接。如图1所示，应理解为原始扭矩管25a和侧滚控制杆25b是存在的，但是出于清楚示出的目的在该图中未显示出。为了将驾驶员致动传递到直升机的斜盘从而实现周期变距操纵杆的控制，扭矩管和侧滚控制杆可以为其原始形式而不发生变化。

[0054] 仍参考图9和图10，俯仰致动器60a的输出轴142a(参见图2)由振荡隔离器302a接纳，振动隔离器302a又可枢转地连接到限力连杆300a。类似地，俯仰致动器60b的输出轴142b(参见图2)由振动隔离器302b接纳，振动隔离器302b又可枢转地连接到限力连杆300b。
如上所述，致动器轴142a比致动器轴142b长。从图10中可以最佳地看出，轴承组件708能够用于支撑延伸出的致动器轴。轴承组件能够以任何适当的方式连接到外壳31，如图所示，诸如例如通过使用可拆卸的紧固件709。在本实施例中，通过使紧固件709螺纹地接合俯仰致动器60a的壳体，舱壁630(参见图2)被锁卡在轴承壳体与外壳之间。外壳31、致动器、振动隔离器和限力连杆能够预先装配，以便作为一个单元安装到直升机中。应当理解的是，形成俯仰/侧滚连接点710的螺栓能够延伸，以接纳张力连杆300a(俯仰连杆)的远端枢转固定件以及侧滚联接杆704的枢转固定件。侧滚联接杆704的另一端可枢转地连接到侧滚限力连杆
300b的远端，侧滚限力连杆300b还限定了用于连接侧滚摩擦臂714的开口。进入孔716(图2)允许侧滚致动器控制连杆从直升机的起落架通道穿过到控制台通道。外壳31例如利用带螺纹的紧固件720能够进一步可拆卸地紧固到舱壁630和632上，仅单独表示出其中两个紧固件720，紧固件720能够延伸贯通舱壁中的相应一个舱壁以接合安装到外壳31内部的任何适当类型的螺母板。值得注意的是，示出的开口722同样构造有用于接纳其它紧固件720的螺母板。能够使任何适当数量的这种紧固件。而且，紧固件720的使用不意在进行限制，并且外壳能够以任意适当的方式紧固到安装位置上。外壳的可移除性有利于整个自动驾驶仪主单元30作为非用户维修项目的构造。即，如果出现了任何关于自动驾驶仪主单元的操作的担心，则能够容易地从直升机完全移除并且交付给维修机构进行修理。

[0055] 从图9和图10中看出，除了外壳31之外，自动驾驶仪机械系统包括三个主要的机械部件：致动器60、振动隔离器302以及限力连杆300。如上所述，致动器将运动传递到旋翼飞机控制系统，而振动隔离器减少了存在于例如诸如R22等轻型旋翼飞机的控制联接件中的每转两次的振荡运动，从而防止旋翼飞机控制上的振动负荷并且提高致动器部件的疲劳寿命。在允许驾驶员超控来自致动器60的输入的同时限力连杆300将运动从致动器传递到旋翼飞机控制联接件。在具有未受到周期振动的控制联接件的直升机中，诸如例如具有液压辅助装置的周期变距控制系统的直升机中，振动隔离器302能够替换成至少从实用角度看为非弹性的刚性臂部件。

[0056] 上文已经详细描述了致动器60，现在将注意力转移到图11，图11示出了关于振动隔离器302的其它细节。如上所述，振动隔离器302a和302b可以具有相同的构造，并且因此附图标记302可以指任一振动隔离器。振动隔离器包括具有相同构造的配重臂1100a和1100b。配重臂可由附图标记1100统一地指代并且能够由诸如例如铝等任意适合的片材形成。配重臂的第一端接纳销1102，销1102构造成接合限力连杆300的一端(图9和图10)。配重臂能够以任何适当的方式固定地连接到销1102，诸如例如使用压配合或焊接。在这点上，销无需枢转地接合配重臂。销1102能够限定肩部1104并且包括带螺纹的远端，使得限力连杆的一端能够锁卡在肩部1104与螺母1108之间。配重臂1100的另一端固定地连接到能够由诸如例如黄铜等任何适当材料形成的调重件1110。连接能够以任何适当的方式来实现，诸如通过使用带螺纹的紧固件1112。每个配置臂可以进一步包括弹簧保持翼片1114a或1114b，其能够一体地形成并且横向弯曲到配重臂的主体。下面将进一步详细描述弹簧保持翼片。
配重臂接纳具有销1122的支承装置1120，销1122延伸通过控制臂1130的枢转端，使得配重臂能够关于控制臂1130一致地枢转。值得注意的是，如图9所示且由附图标记1130a和1130b标示，每个致动器轴142(参见图7和图9)支撑一个控制臂。

[0057] 结合图11来参照图12，图12是示出了一个控制臂1130和相关部件的分解透视图。每个控制臂均限定了限力连杆孔1132和构造为接纳一个致动器轴142的致动器轴孔1140。
当安装时，致动器轴上的鞍状件1142与接纳十字销键1148的键孔1144对准。十字销键1148包括通孔1150，该通孔例如接纳安全线材(未示出)以将十字销键紧固到其安装位置上。作为选择，每个控制臂能够限定去除了材料的相对的凹口1152，从而能够减轻控制臂的重量。

[0058] 现在注意力转移到图11-13。图13是振动隔离器302的透视图，出于清楚示出的目的使配重臂1100a呈透明状。第一隔离弹簧1302a锁卡在配重臂1100a的保持翼片1114a(图11)与控制臂1130之间，而第二隔离弹簧1302b锁卡在配重臂1100b的保持翼片1114b与控制臂1130之间。弹簧1302能够由任何适当的材料形成，诸如例如钢或耐腐蚀合金，例如镍铬基合金。弹簧保持器1310穿过每个隔离器弹簧的内部空间并且穿过控制臂1130，使得弹簧保持器锁卡在保持器翼片1114a与1114b之间。在这点上，弹簧保持器可以包括具有头部1312的例如矩形或其他适合的截面形状，与弹簧保持器的整体长度的截面形状相比，头部1312具有减小的尺寸。因此，头部1312的底座限定了能够接纳抵靠在每个保持翼片的内侧表面上的一个或多个肩部，使得头部1312本身被接纳在由如图11所示的保持器翼片限定的适合的/互补的开口中。控制臂1130(图12)限定了接纳抵靠肩部1324的隔离弹簧的相应内端的相对的弹簧腔1320，而每个隔离弹簧的外端偏压抵靠间隔件1328，间隔件1328又偏压抵靠保持翼片之一。值得注意的是，在图13的视向中使一个间隔件呈透明状，从而便于观察弹簧保持器1310的一端。在实施例中，每个肩部1324能够成角度，使得当关联的隔离弹簧1320被完全压缩时，肩部限定了这样的平面，该平面至少大致平行于与该肩部处于面对的关系的关联的保持翼片。

[0059] 振动隔离器302充当作用于一个致动器60和关联的限力连杆300之间的可变顺应性装置。虽然下面将提供进一步的细节，目前应充分注意的是，限力连杆300相对于周期振动或控制杆摇动频率有效地具有刚性并且响应于来自致动器60的正常自动驾驶仪致动同样有效地具有刚性。振动隔离器对于经由致动器轴从致动器60提供的低频输入非常坚硬，但是对于存在于限力连杆300上的17.5Hz的每转两次的周期振动频率非常顺应。在操作过程中，致动器轴处于固定位置，配重臂1100以响应于周期变距操纵杆的摇动而在每个配重臂保持翼片1114与每个控制臂1130之间交替地压缩隔离弹簧1302的方式围绕枢轴1122振荡。因此，致动器轴有效地与每转两次的周期振动频率进行了隔离。同时，为了旋转致动器轴以提供自动驾驶仪致动，每个致动器60的频率响应为约3Hz。因此，致动器输入的最大控制频率与每转两次的周期振动频率之间充分分离，使得在将引发振动力的旋翼与致动器进行隔离的同时来自致动器输出轴的控制力经由张力连杆300经过振动隔离器并且传递到直升机的周期变距控制系统上。虽然振动隔离器的本实施例构造为用于具有约17.5Hz的周期振动频率的R22直升机，但是振动隔离器能够很容易地修改以与呈现出不同的周期振动频率的直升机一起操作。

[0060] 上面已经详细描述了本发明的振动隔离器，现在提供关于构造为用于Robinson R22直升机典型具有的17.5Hz周期振动的实施例的其它细节。即，充当隔离器的总输出臂的配重臂、调重件和关联尺寸构成了具有至少近似等于直升机的周期振动频率的谐振频率的谐振系统。当然，能够调节调重件以适应一系列不同的谐振频率。类似地，能够调节各种尺寸以根据需要改变谐振频率。在本实施例中，弹簧1302具有定位为与枢轴1122相距2.0英寸的16.6lbf/in的组合弹簧常数。调重件具有定位为与枢轴1122相距3.3英寸的0.2lbm(磅-质量)的等效质量。

[0061] 现在将注意力转到图14，图14是限力连杆300的实施例的透视图。首先，应当理解的是，限力连杆设计成在低于预定断裂力的负荷下充当刚性推拉杆，而在大于断裂力的负荷下顺应性推拉杆。这允许驾驶员在任意时候很容易地超控致动器60，即使一个或多个致动器卡住。该设计能够提供大于正常控制力的超控力，但是该超控力易于由驾驶员来管理。在本实施例中，限力连杆的第一端402设计成安装到图11的轴1102上，而相对的第二端700设计成安装以接合如例如图10和图11所示的周期变距控制系统，其中俯仰限力连杆300a的枢轴固定件700a(图9和图10)连接到控制杆的底部，并且侧滚限力连杆300b的枢轴固定件
700b连接到侧滚联接杆704上。限力连杆的每端能够使用球窝型固定件，球窝型固定件能够适应诸如弓形和左右运动等运动，这些运动是在驾驶员的控制之下控制杆14的底部的运动的特征。第一端1402可以包括端盖1404和锁环1406，端盖和锁环通过螺纹方式接合壳体
1410。壳体1410能够限定调节螺纹1412。因此，内腔的主要部分的长度由端盖与壳体配合地限定，并且因此能够调节，这将进一步进行描述。值得注意的是，限力连杆的取向能够在既定安装方式中将两端的位置颠倒过来，只要间隙足够即可。

[0062] 结合图14来参照图15和图16，图15是限力连杆300的分解透视图，示出了关于其内部部件的细节，而图16是装配后的局部剖切透视图。壳体1410支撑轴1412，以便如双头箭头所示进行直线运动1414。轴1412限定了肩部1418，能够抵靠肩部1418接纳弹簧偏压盘1420。轴的直径减小端部1422从肩部1418延伸到弹簧偏压头部1424。弹簧偏压盘1420构造为响应于外部偏压力而在箭头1414的方向上沿着端部1422进行滑动/横向运动。当装配完成时，顶帽1430在内部接纳弹簧偏压头部1424，以依照箭头1414进行运动。顶帽的冠状部1432又接纳在由弹簧1440限定的内部空间之内，弹簧处于预加载状态。类似于弹簧偏压盘，顶帽的冠状端1442构造为沿着轴1412的端部1422的长度横向/滑动接合。例如，弹簧1440是螺旋盘簧，其能够利用耐腐蚀的适当材料来形成。顶帽1430和弹簧偏压盘1420能够由诸如例如铝等任何适当的材料形成。轴1412能够由诸如例如不锈钢等任何适当的材料形成。壳体1410和端盖1404能够由诸如例如铝等任何适当材料形成。

[0063] 图16示出了处于所谓松弛状态的限力连杆，弹簧1440锁卡在顶帽的边缘1444与弹簧偏压盘1420之间，使得弹簧在它们之间预加载。在该松弛状态下，偏压头部1424弹性偏压抵靠在顶帽的冠状端部1442上。调节环1406能够被调节以补偿各种部件之间的公差，使得弹簧1440尽可能充分地延长，同时仍占据各部件之间的任何游隙。即，边缘1444恰好接触端盖1404，同时弹簧偏压盘1420恰好接触壳体1410的肩部1450，并且弹簧偏压头部1424弹性偏压抵靠在顶帽的冠状端部1442上。如上所述，松弛状态确立了弹簧1440上的压缩量，其称作弹簧预负荷。预负荷建立了脱位力并且代表了组件中弹簧的最小压缩水平，因此使得无论超过弹簧预负荷/脱位力的外力何时施加到限力连杆上，弹簧都开始压缩。在实施例中，弹簧1440会受到作为预负荷值的其最终偏转负荷的约一半负荷。在本实施例中，弹簧预负荷被选为至少约25lbs。能够选择适合的预负荷值的范围以适应特定直升机的要求。

[0064] 图17是示出了限力连杆300的完全收缩状态的局部剖切透视图。如图所示，轴1412被接纳至壳体1410内的最大范围，使得偏压头部1424和边缘1444被接纳抵靠在端盖1404上。同时，弹簧1440受到组件中的最大压缩水平。图17示出了使弹簧1440受到大于弹簧预负荷的足够量级的外部压缩力以超过脱位力并且使限力连杆的两端朝向彼此移动，从而减小相对端之间的长度。理想地，限力连杆在预设负荷下移位并且在其行进过程中施加均匀的力。从实用观点出发，选择弹簧以便当连杆处于完全偏转状态时提供所要求的预负荷力且不超过驾驶员可管控的力。

[0065] 图18是示出了限力连杆300的完全延伸状态的局部剖切透视图。如图所示，限力连杆受到具有足够大小而使连杆完全延伸的外力作用。值得注意的是，尽管在力的作用方向上相反，但该力可以具有与产生了图17的完全收缩状态的力至少大致相同的大小。即，虽然与图17相比弹簧1440在图18中横向地移位，但弹簧在两个图中均被压缩到相同的长度。出于描述的目的，假设第一端1402固定在适当位置上，外力拉动第二端700，使得顶帽的冠状端部1442以使得边缘1444 压缩弹簧1440的方式被拉向附图的视向的右方。该运动使得轴1412的直径减小端部1422在附图的视向上向右移位，直至偏压头部1424迫使冠状端部1442与弹簧偏压盘1420接触。在实施例中，弹簧1440的弹簧常数应当充分低以允许组件到达如图17和图18所示的其全行程端部。虽然在三个不同的操作状态下示出了限力连杆，但本领域普通技术人员将理解，装置以与这些描述一致的方式从一种状态变换到另一种状态。

[0066] 本发明的前面的说明书是为了示例和说明的目的而提供的。其不意在穷举或将本发明限制为所公开的确切的一种或多种形式，并且根据上述教导，其他的改进方案和变型例是可能的，其中本领域技术人员将认识到一些改进、置换、添加及其子组合。

[0067] 优选地包括本文所述的所有的要素、部件和步骤。应当理解的是，如对本领域的技术人员来说将显而易见的那样，任何这些要素、部件和步骤可由其他要素、部件和步骤代替或完全删除。

[0068] 该说明书至少公开了以下内容：

[0069] 自动驾驶仪致动器包括第一电机和第二电机，每个电机都包括可旋转的电机输出轴，使得电机中的任一个电机或两个能够驱动致动器输出轴。自动驾驶仪主单元外壳以靠近于周期变距操纵杆的方式可拆卸地安装到直升机上，并且通常容纳自动驾驶仪致动器以及自动驾驶仪主电子设备。周期振动隔离器由致动器轴可拆卸地支撑以便与致动器轴共同旋转，并且与周期变距操纵杆连接以衰减致动器轴处的周期振动频率，同时将谐振频率之下的致动器轴的输出旋转与周期变距操纵杆连接。限力连杆包括第一端和第二端以及在第一端和第二端之间的可变长度。当施加小于脱位力的力时，限力连杆具有松弛长度，当所施加的力超过脱位力时，可变长度变化，以允许驾驶员超控。

[0070] 构思

[0071] 本文至少提供了以下构思：

[0072] 构思1.一种自动驾驶系统，其构造为通过响应于电指令信号来提供直升机的周期变距操纵杆的致动而进行所述直升机的自动控制，并且所述周期变距操纵杆响应于所述直升机的旋翼的旋转而受到周期振动，所述自动驾驶系统包括：

[0073] 致动器，其用于接收所述电指令信号以响应于所述电指令信号而旋转致动器输出轴，所述致动器包括一对冗余的第一电机和第二电机以及齿轮装置，每个电机都包括可旋转的电机输出轴，所述齿轮装置包括用于与所述周期变距操纵杆可操作地连接的所述致动器输出轴，并且构造为接合所述第一电机和所述第二电机中的每一个的电机输出轴，以便至少在以下模式下运行：(i)第一模式，其中所述第一电机和所述第二电机这两者都有助于所述致动器输出轴的旋转，(ii)第二模式，其中所述第一电机因所述第二电机的故障而旋转所述致动器输出轴，以及(iii)第三模式，其中所述第二电机因所述第一电机的故障而旋转所述输出轴；

[0074] 限力连杆，其通过所述致动器来提供周期变距操纵杆的驾驶员超控，所述限力连杆具有第一端、第二端以及在所述第一端与所述第二端之间沿着伸长轴线取向的可变长度，所述第一端与所述周期变距操纵杆连接，当小于脱位力的力沿着所述伸长轴线施加到所述第一端和所述第二端上以提供所述第二端随着所述第一端的顺应性运动时，所述限力连杆具有作为所述第一端与所述第二端之间的所述可变长度的松弛长度，并且所述限力连杆构造为使所述可变长度响应于沿着所述伸长轴线施加到所述第一端和所述第二端上的等于或大于所述脱位力且用于所述驾驶员超控的外力而从所述松弛长度变化；以及[0075] 周期振动隔离器，其由所述致动器输出轴可拆卸地支撑以便与所述致动器输出轴共同旋转，并且连接到所述限力连杆的所述第二端，使得所述周期振动通过所述限力连杆与所述周期振动隔离器连接，并且所述周期振动隔离器构造为呈现出谐振频率，所述谐振频率至少与所述周期振动的周期振动频率近似匹配，以允许所述限力连杆的所述第二端在所述周期振动频率下相对于所述致动器轴的运动，同时将所述致动器输出轴与所述周期振动频率隔离，并且所述周期振动隔离器将所述谐振频率之下的所述致动器输出轴的输出旋转传递到所述限力连杆以便传递到所述周期变距操纵杆。

[0076] 构思2.一种致动器，其作为通过致动一个或多个飞行控制件来提供直升机的自动控制的自动驾驶仪的一部分，所述致动器包括：

[0077] 一对冗余的第一电机和第二电机，每个电机都包括可旋转的电机输出轴；以及[0078] 齿轮装置，其包括用于与所述飞行控制件可操作地连接并且构造为接合所述第一电机和第二电机中的每一个的输出轴的致动器输出轴，以便至少在以下模式下运行：(i)第一模式，其中所述第一电机和第二电机这两者都有助于所述致动器输出轴的旋转，(ii)第二模式，其中第一电机因所述第二电机的故障而旋转所述致动器输出轴，以及(iii)第三模式，其中所述第二电机因所述第一电机的故障而旋转所述输出轴。

[0079] 构思3.根据构思2所述的致动器，其中，所述第一电机和所述第二电机是电动机。

[0080] 构思4.根据构思2或3所述的致动器，其中，每个所述电机的所述电机输出轴驱动所述齿轮装置的共用输入齿轮。

[0081] 构思5.根据构思4所述的致动器，其中，所述第一电机和所述第二电机中的一个电机出现故障使另一个电机驱动所述共用输入齿轮并且因此驱动出现故障所述一个电机的所述电机输出轴。

[0082] 构思6.根据构思2-5中任一项所述的致动器，包括离合器装置，所述离合器装置在中间位置处插入所述齿轮装置，以选择性地且同时地禁止所述第一电机和所述第二电机这两者旋转所述致动器输出轴。

[0083] 构思7.根据构思2-6中任一项所述的致动器，其中，所述电机与所述齿轮装置配合以提供至少300磅的可用输出力。

[0084] 构思8.根据构思2-7中任一项所述的致动器，其中，所述齿轮装置提供约1720：1的传动比。

[0085] 构思9.一种致动器控制装置，包括：

[0086] 如构思2所述的致动器，其中，所述第一电机和所述第二电机中的每一个是无刷直流电机，所述无刷直流电机包括响应于旋转而产生指示所述电机输出轴的当前位置的霍尔输出信号的霍尔传感器装置；以及

[0087] 致动器控制器，其构造为接收所述霍尔输出信号并且基于所述霍尔输出信号来获得每个电机输出轴的所述当前位置，并且因此获得所述致动器输出轴的当前位置。

[0088] 构思10.根据构思9所述的致动器控制装置，其中，能够基于所述霍尔输出信号以约0.017度的分辨率检测到所述齿轮装置的所述致动器输出轴的位置。

[0089] 构思11.一种用于直升机的自动驾驶系统，包括：

[0090] 自动驾驶仪显示单元，其安装到所述直升机的仪表控制台中，至少用于将自动驾驶飞行数据显示给所述直升机的驾驶员；

[0091] 自动驾驶仪主单元外壳，其以靠近所述直升机的周期变距操纵杆的方式可拆卸地安装到所述直升机上，并且所述自动驾驶仪主单元外壳限定主单元内部；

[0092] 一组致动器，其支撑在所述主单元内部中，所述一组致动器包括具有俯仰致动器输出轴的俯仰致动器和具有侧滚致动器输出轴的侧滚致动器，使得仅仅所述一组致动器的所述俯仰致动器轴和所述侧滚致动器轴至少部分地从所述自动驾驶仪主单元外壳向外延伸，以用于将机械控制力提供给所述直升机的所述周期变距操纵杆；以及

[0093] 主单元电子设备部，其支撑在所述主单元内部中，并且与所述自动驾驶仪显示单元电通信以及与所述一组致动器电通信，以用于将电控制信号提供给所述致动器，以便所述主单元电子设备部和所述一组致动器共同容纳在所述主单元内部中。

[0094] 构思12.根据构思11所述的自动驾驶系统，其中，所述主单元外壳在平面图中为L形。

[0095] 构思13.根据构思11或12所述的自动驾驶系统，其中，所述主单元外壳构造为可拆卸地连接到所述直升机的一对现有舱壁，而无需对所述现有舱壁补充加固。

[0096] 构思14.根据构思12所述的自动驾驶系统，其中，所述俯仰致动器和所述侧滚致动器支撑在所述主单元内部中的所述L形的相对两端处。

[0097] 构思15.根据构思11-14中任一项所述的自动驾驶系统，其中，每个致动器都包括具有上壳体壁和下壳体壁的致动器壳体，并且所述主单元外壳包括上盖和下盖，所述致动器壳体支撑在所述主单元内部中，并且所述上壳体壁被接纳在抵靠所述上盖上，并且所述下壳体壁被接纳抵靠在所述下盖上。

[0098] 构思16.根据构思15所述的自动驾驶系统，其中，每个致动器壳体都包括前壳体壁，所述致动器壳体支撑在所述主单元内部中，并且所述前壳体壁被接纳抵靠在所述主单元外壳的侧壁上，所述侧壁在所述上盖与所述下盖之间延伸。

[0099] 构思17.根据构思15或16所述的自动驾驶系统，其中，所述上盖和所述下盖均为L形。

[0100] 构思18.根据构思15、16或17所述的自动驾驶系统，其中，每个致动器的所述上壳体壁可拆卸地连接到所述上盖，并且每个致动器的所述下壳体壁可拆卸地连接到所述下盖。

[0101] 构思19.根据构思15、16、17或18所述的自动驾驶系统，其中，所述主单元外壳包括第一侧壁和第二侧壁，每个所述侧壁将所述上盖和所述下盖保持为处于间隔的关系，并且所述俯仰致动器轴延伸贯通所述第一侧壁，而所述侧滚致动器轴延伸贯通所述第二侧壁。

[0102] 构思20.根据构思19所述的自动驾驶系统，其中，所述主单元外壳构造为可拆卸地连接到所述直升机的一对现有舱壁，而无需对现有舱壁补充加固，并且所述俯仰致动器轴延伸贯通第一个所述舱壁，而所述侧滚致动器轴延伸贯通第二个所述舱壁。

[0103] 构思21.根据构思11-20中任一项所述的自动驾驶系统，其中，所述主单元电子设备部包括内环，所述内环构造为至少控制所述直升机的近似瞬时姿态。

[0104] 构思22.根据构思21所述的自动驾驶系统，其中，所述自动驾驶仪显示单元包括外环，所述外环构造为向所述主单元电子设备部的所述内环发出导航指令。

[0105] 构思23.在构造为通过致动直升机的因响应于所述直升机的旋翼的旋转而受到周期振动频率影响的周期变距操纵杆进行所述直升机的自动控制的自动驾驶系统中，装置包括：

[0106] 周期振动隔离器，其由所述致动器轴可拆卸地支撑以便与所述致动器轴共同旋转，并且与所述直升机的所述周期变距操纵杆连接以呈现出谐振频率，所述谐振频率至少与所述周期振动频率近似匹配，以便于所述周期变距操纵杆相对于所述致动器轴的运动，使得所述周期振动频率在所述致动器轴处衰减，并且所述谐振频率之下的所述致动器轴的输出旋转与所述周期变距操纵杆连接。

[0107] 构思24.在构造为通过致动直升机的因响应于所述直升机的旋翼的旋转而受到周期振动频率影响的周期变距操纵杆进行所述直升机的自动控制的自动驾驶系统中，周期振动隔离器包括：

[0108] 控制臂，其可拆卸地连接到所述致动器轴以支撑所述周期振动隔离器，使得所述控制臂与所述致动器轴共同旋转；

[0109] 输出臂，其与所述直升机的周期变距操纵杆连接并且因此受到所述周期振动影响；以及

[0110] 弹性装置，其锁卡在所述控制臂与所述输出臂之间，使得所述输出臂响应于所述周期振动且相对于所述控制臂而振荡，以将所述致动器轴与所述周期振动机械地隔离，同时将所述致动器轴的旋转致动运动传递到所述输出臂，从而将所述旋转致动运动传递到所述周期变距操纵杆，以用于所述周期变距操纵杆的自动驾驶仪致动。

[0111] 构思25.根据构思24所述的周期振动隔离器，其中，所述控制臂、所述输出臂和所述弹性装置构造为配合成所述输出臂在谐振频率下振荡，所述谐振频率至少大致等于所述周期振动的周期振动频率。

[0112] 构思26.根据构思24或25所述的周期振动隔离器，其中，所述输出臂围绕由所述控制臂限定的枢转轴线枢转，并且所述枢转轴线与所述致动器轴间隔开。

[0113] 构思27.根据构思26所述的周期振动隔离器，其中，所述输出臂支撑与所述周期变距操纵杆连接的输出轴，并且所述输出轴位于所述枢转轴线的相对于所述弹性装置的相对侧上。

[0114] 构思28.根据构思27所述的周期振动隔离器，其中，所述输出臂支撑位于所述枢转轴线的相对于所述输出轴的相对侧上的调重件。

[0115] 构思29.根据构思26所述的周期振动隔离器，其中，所述输出臂包括与所述周期变距操纵杆连接的输出轴，并且所述输出轴位于所述致动器轴的相对于所述弹性装置接触所述控制臂的位置的相对侧上。

[0116] 构思30.在构造为通过驱动具有致动器轴的致动器以致动直升机的周期变距操纵杆来进行所述直升机的自动控制的自动驾驶系统中，装置包括：

[0117] 限力连杆，其具有第一端、第二端和在所述第一端与第二端之间沿伸长轴线取向的可变长度，所述第一端与所述致动器轴连接，所述第二端与所述周期变距操纵杆连接，当小于脱位力的力沿所述伸长轴线施加到所述第一和所述第二端上以响应于所述致动器而提供所述周期变距操纵杆的顺应性运动时，所述限力连杆具有作为所述第一端和所述第二端之间的所述可变长度的松弛长度，并且所述限力连杆构造为使所述可变长度响应于沿所述伸长轴线施加到所述第一端和所述第二端上的等于或大于所述脱位力的外力而从所述松弛长度变化，以提供致动器周期变距操纵杆的驾驶员超控。

[0118] 构思31.根据构思30所述的装置，其中，所述可变长度响应于沿所述伸长轴线以压缩的方式施加的外力而从所述松弛长度减小，并且所述可变长度响应于沿所述伸长轴线以拉伸的方式施加的外力而从所述松弛长度增大。

[0119] 构思32.根据构思31或31所述的装置，其中，所述第一端由限定了壳体内部的壳体支撑，延伸轴被支撑为从所述壳体内部向外延伸并且沿着所述伸长轴线运动，所述延伸轴的远端支撑所述第二端。

[0120] 构思33.根据构思32所述的装置，其中，所述壳体内部接纳弹性部件，所述弹性部件对于所述松弛长度而言处于最小压缩状态，并且响应于改变所述松弛长度的运动，所述弹性部件受到额外压缩。

[0121] 构思34.根据构思33所述的装置，其中，所述弹性部件是具有相对的第一端和第二端的螺旋盘簧。

[0122] 构思35.根据构思34所述的装置，其中，所述螺旋盘簧被支撑为：当所述可变长度延长超过所述松弛长度而使所述螺旋盘簧朝向所述限力连杆的所述第二端移位时，所述螺旋盘簧的所述第一端朝向所述螺旋盘簧的所述第二端移动。

[0123] 构思36.根据构思34所述的装置，其中，所述螺旋盘簧被支撑为：当所述可变长度减小至小于所述松弛长度而使所述螺旋盘簧朝向所述限力连杆的所述第一端移位时，所述螺旋盘簧的所述第二端朝向所述螺旋盘簧的所述第一端移动。

[0124] 构思37.在构造为通过向致动器提供电指令信号以致动直升机的因响应于所述直升机的旋翼的旋转而受到周期振动影响的周期变距操纵杆来进行所述直升机的自动控制的自动驾驶系统中，自动驾驶仪联接件包括：

[0125] 限力连杆，其通过所述致动器来提供对周期变距操纵杆的驾驶员超控，所述限力连杆具有第一端、第二端以及在所述第一端与所述第二端之间沿着伸长轴线取向的可变长度，所述第一端与所述周期变距操纵杆连接，当小于脱位力的力沿着所述伸长轴线施加到所述第一端和所述第二端上以提供所述第二端随着所述第一端的顺应性运动时，所述限力连杆具有作为所述第一端与所述第二端之间的所述可变长度的松弛长度，并且所述限力连杆构造为使所述可变长度响应于沿着所述伸长轴线施加到所述第一端和所述第二端上的等于或大于所述脱位力且用于所述驾驶员超控的外力而从所述松弛长度变化；以及[0126] 周期振动隔离器，其由所述致动器输出轴可拆卸地支撑以便与所述致动器输出轴共同旋转，并且连接到所述限力连杆的所述第二端，使得所述周期振动通过所述限力连杆与所述周期振动隔离器连接，并且所述周期振动隔离器构造为呈现出谐振频率，所述谐振频率至少与所述周期振动的周期振动频率近似匹配，以允许所述限力连杆的所述第二端在所述周期振动频率下相对于所述致动器轴的运动，同时将所述致动器轴与所述周期振动频率隔离，并且所述周期振动隔离器将所述谐振频率之下的所述致动器轴的输出旋转传递到所述限力连杆以便传递到所述周期变距操纵杆。

标题	发布/更新时间	阅读量
一种无人驾驶飞行器	2020-05-15	297
自动飞行器中基于地面效应的表面感测	2020-05-16	807
一种锁定无人机螺旋桨的装置及其控制方法	2020-05-17	462
一种带混合量化器的多无人机主动抗干扰时变轨迹跟踪控制方法	2020-05-13	767
飞行任务规划方法、装置、自动驾驶仪及飞行器	2020-05-08	991
一种内河船舶自动驾驶仪	2020-05-12	214
自动驾驶系统、部件和方法	2020-05-14	113
一种飞行器海面高、低空巡航预选高度基准切换方法	2020-05-16	421
一种无人船自动驾驶仪	2020-05-13	550
一种多功能的通用遥控无人潜水器平台	2020-05-14	733

自动驾驶系统、部件和方法

自动驾驶系统、部件和方法

技术领域

背景技术

附图说明

具体实施方式

该功能需要专业版企业版VIP权限，您可以：