用于飞机滚动或俯仰控制表面的控制方法及装置

摘要

用于控制飞机滚动或俯仰控制表面(116)的装置,包括至少两个致动器(110、112、114)。每个致动器具有至少一个电子控制输入(111a、113a、115a)。至少一个致动器(115)称为混合致动器,并还具有一个机械控制输入(115b)。用于致动器的电子控制系统能够处于“正常飞行”状态,至少一个致动器操纵控制表面,或处于“机动”状态,至少两个致动器操纵控制表面,或处于“电子控制失效”状态,混合致动器被机械控制输入控制以操纵控制表面。

说明书

本发明涉及一种用于控制飞机滚动或俯仰控制表面的方法及装置。

本发明的目的，滚动控制表面是由于飞机沿其滚动轴向转动而引起的控制表面。如：飞机的滚动控制表面，实际上，可以是副翼、“鸭”式简图表面、阻流板或倾斜度控制表面。

俯仰控制表面是由于飞机沿其俯仰轴向转动而引起的控制表面。

飞机的升降副翼被认为是在同时起俯仰控制表面和滚动控制表面的作用。

更确切地说，本发明涉及一种预计用于运输飞机的、并能同时满足精确性、可靠性和所需操纵力较轻的、有效地用于某种类型飞机的电子控制装置。

文献(1)FR-A-2 604 685说明了一种用于飞机俯仰控制表面，装配两个具有电子输入的电动液压致动器，一个具有机械输入的流体液压致动器的装置。在该装置中，每个致动器由特定的液压油路供给。

电动液力致动器接收由与此相连接的计算机输出的控制指令。

进一步，在任何时刻操纵控制表面时，仅仅控制三个致动器之一。如果控制系统中的致动器之一失效，下一个优先的致动器按照预定的次序启动。用于流体液压致动器的控制系统具有最低的优先权。当其它控制系统发生电子失效时，起备用作用。

采用与文献(1)一致的装置，如果所使用致动器不可能失效，如：为电动液力致动器所提供的液压油路的压力下降而引起的失效，或致动器本身的失效，或致动器控制的失效，那么，具有飞行中所剩余电动液力致动器或具有流体液压致动器的控制表面启动。

然而，在安装有按照文献(1)的控制表面控制装置的飞机上，发现，同时操纵具有流体液压致动器和电动液力致动器的致动器控制表面是不可能的。如果所使用的具有电子控制的致动器不可能失效，同步开动两个致动器已不重要。因此每一个致动器都指定有最大、必需的输出强度。

增加强度数值，必然导致大部分的致动器和相应的液压油路增大。

本发明的目的之一，就是所提供的控制表面控制装置的重量小于文献(1)所记载的装置，并且控制表面能够在恶劣条件下运转、并具有高强度。

本发明的另一个目的，就是所提供的装置，即使在致动器电子控制系统失效时，仍然能够运转。

本发明的另一个目的，就是所提供的装置，能够用于运转的装置比机械控制装置具有极高的精确性，这也是必要的。

本发明的另一个目的就是所提供的用于滚动或俯仰控制表面的理想的控制方法，具有严格的可靠性和安全性。

为了达到这些目的，本发明所提供的滚动或俯仰控制表面包括至少两个致动器，每一个致动器至少有一个电子控制输入，用于致动器的电子控制系统能够处于第一和“正常飞行”状态，其中，至少一个致动器操纵控制表面。按照本发明，至少一个致动器称为混合致动器，其中包括一个机械控制输入，致动器电子控制系统可以处于第二状态或“机动”状态，其中，至少两个致动器同步操纵控制表面，处于第三状态或“电子控制失效”状态，其中，混合致动器由自机械控制输入，并操纵控制表面。

对于本发明的这些目的，正常飞行状态是指没有滚动或俯仰控制，或者，在初始时控制表面由于修正轨道而引起的很小幅度的滚动或俯仰运动控制。

在正常飞行状态，控制表面处于“静止”位置，或者很小幅度偏离“静止”位置。

“机动”状态是飞机进行机动的状态，例如：在垂直方向上的加速，转弯或退出转弯的位置时，在上述的控制表面上有较大的负荷。机动状态也可以是上述的飞机没有进入机动状态之一，但是，以湍流增加了提供在控制表面上的阻力为条件。

在机动状态，控制表面通常从“静止”位置运动至超出正常飞行状态。

按照本发明，在机动状态，控制了大量的致动器来操纵俯仰或滚动控制表面。

这能够增加飞机机动速度，如避免了干扰。

进一步，这使减小致动器的尺寸更加必要。

在正常飞行状态期间，单个致动器可以足够地与控制表面结合在某一位置上。在机动状态期间，事实上，同步用两个或多个有效致动器可以提供足够的动力以运行控制表面，而没有超过致动器的保险系数。

这些必要性在文献(1)的各种情况中不具备，如：对于同步操纵具有一个机械输入的致动器和具有电子输入的一个或两个致动器，在这里并不重要。

如果每个控制表面使用三个致动器，本发明使减少致动器尺寸变得必要，以便于比文献(1)中所说明的方法更小。如果一个控制表面仅仅使用两个致动器，除通过一个致动器外，按照本发明能够机动的情况与文献(1)所具有相似的必要性。

“电子控制失效”状态是指电子控制系统不再执行飞行控制指令，如：由于一个或多个电子失效或一个或多个计算机失效。

在“电子控制失效”状态时，按照本发明的装置提供了安全的机械控制。

按照本发明的一个方面，用于致动器的电子控制系统可以包括与相应的每一个致动器相关的计算单元。

每一个计算单元可以装在一个或多个备用计算机中。这些计算机给致动器发出控制指令。这些计算机也可以控制致动器的运转模式，在下面将详细说明。

按照本发明的另一方面，具有电子输入的致动器，可以包括一个具有两个腔室的液压油缸，一个与液压油路相连接的伺服阀，依赖于来自与致动器相关联的计算单元的电子指令，使液压流体流至腔室。

按照本发明的一个方面，具有电子控制输入和没有机械控制输入的致动器，可以以两种模式运转。

第一种模式是“电子有效”模式。致动器内的电磁阀通过计算机设计用于控制致动器的指令激励，液压油缸腔室与伺服阀联系相接通。依据电子控制系统的计算机的电控输出指令，伺服阀然后输出液压流体。

第二种模式是“阻尼”模式。在该运转模式中，电磁阀由控制致动器的计算机反激励，液压油缸腔室与节流阀联系相接通。当液压流体从一个液压油缸流至另外一个液压油缸时，节流阀减慢了液压流体的通过，从而阻止了控制表面的运动。所提供的阻尼模式也可以具有多个阻尼程度。当飞机处于飞行状态时，轻阻尼仅仅轻度有效操纵控制表面的运转。所提供的用于致动器的高阻尼，当飞机处于正常运转或失效状态时，不参与操纵控制表面。

按照本发明的一个实施例，装置可以包括三个具有电子输入的致动器，包括至少一个混合致动器，具有混合输入的致动器可以运转于“有效”、“电子”和“阻尼”模式。它们也可以处于“机械有效”模式。按照本发明的第一个实施例的混合控制致动器，包括由与其相关的计算单元控制的第一电磁阀，第一电磁阀具有相应于液压油缸腔室与伺服阀相接通的“电子有效”运转模式的能力的激励状态和反激励状态。混合致动器还包括由与其它两个致动器相应的计算单元控制的第二和第三电磁阀，当第一电磁阀处于反激励状态，至少第二和第三电磁阀其中之一处于激励状态时，其处于激励和反激励状态的能力是使混合致动器的液压油缸腔室与其它腔室相接通，处于“阻尼”运转模式，当第一、第二和第三电磁阀处于反激励状态时，混合致动器的液压油缸腔室与分配器相接通处于“机械有效状态”。

当液压油缸腔室与伺服阀相接通时，伺服阀输出的依赖于电子控制系统产生的电子控制指令的液压流体的流向其中。与此相似，当液压油缸腔室与分配器相接通时，分配器输出的依赖于由机械控制输入产生的机械指令的液压流体的流向其中。

按照本发明的另一个实施例的混合致动器，也可以包括通过与所述混合致动器相关联的计算单元控制的第一、第二和第三电磁阀，并且通过与装置中的其它两个致动器相关联计算单元，每一个处于激励和反激励状态的相对能力，致动器运转状态处于“阻尼”模式，其中至少第二和第三电磁阀其中之一处于激励状态时，液压油缸腔室与其相接通；当第一电磁处于激励状态，第二和第三电磁阀处于反激励状态时，致动器按照“电子有效”模式运转，其中液压油缸腔室与伺服阀相接通，其中伺服阀通过电子输入控制。当第一、第二和第三电磁阀处于反激励状态时，致动器按照“机械有效”模式运转，其中液压油缸腔室与伺服阀相接通，其中致动器由机械输入控制。

按照具有两个致动器的特定实施例，具有电子控制输入的流体静力学型致动器之一可以是具有电源的EHA(电子-流体静力学型致动器)型致动器。

这种类型致动器可以包括一个特定的整体液压油路，通过内部电力泵增压，由电源供电。

进一步，装置可以包括至少一个EBHA(电子后备式流体液压致动器)类型具有两个电子输入的致动器，所述致动器具有第一电子输入控制伺服阀，第二电子输入控制整体和独立液压发生系统。

就EHA和EBHA型致动器而言，液压发生系统与致动器为一体，可以输出各种液压流体流至液压油缸腔室，如：为了机动控制表面，电子控制指令的功能由控制系统发出。

这类液压发生系统用于流体静力学型致动器。使其运转致动器独立于飞机液压油路成为必要。

液压油路的压力损失使相应的致动器不工作。流体静力学(EHA)型致动器和具有两个电子输入的致动器，二者之一控制独立的液压发生系统(EBHA)，甚至在液压油路失效时，仍然维持了运转状态。

按照本发明的装置可以包括两个、三个或多个致动器。

按照另外一个实施例，按照本发明的装置可以包括两个具有一个电子控制输入的致动器，和一个电子控制输入和机械控制输入的混合致动器。

本发明还涉及用于控制飞机滚动或俯仰控制表面的方法，控制表面包括一个电子控制输入的致动器，和一个电子控制输入和机械控制输入的混合致动器。按照该方法：

电子控制的致动器之一处于“正常飞行”状态，

至少两个电子控制的致动器同步处于“机动”状态，

所控制的混合致动器机械上处于“电子控制系统失效”致动器的状态。

本发明的其它特征和优点将在下面参照附图作更加清楚地说明，仅说明发明的目的而不是对发明的限制。

图1是按照本发明第一个实施例用于控制表面的控制装置的结构简图，

图2是用于图2所示装置的具有一个电子控制输入的致动器的结构简图，

图3是可以用于图1所示装置的混合致动器的结构简图，

图4是可以用于图1所示装置的其它类型混合致动器的结构简图，

图5是按照本发明第二个实施例用于控制表面的控制装置的结构简图，

图6是按照本发明第三个实施例用于控制表面的控制装置的结构简图。

在下面的说明中，相同或相似的元件在不同的附图中，为了便于理解，具有相同的符号。

图1是按照本发明第一个实施例用于控制表面控制装置的简图，

装置包括用于机动滚动或俯仰控制表面116的与液压油缸111、113和115装配的三个致动器110、112和114。致动器110和112是具有电子控制输入111a和113a的致动器，致动器114是具有电子控制输入115a和机械控制输入115b的混合致动器。致动器都是“单体”型，另一方面，每个致动器与单液压油路相连接，并且仅包括单液压油缸。

用于每个致动器的液压油缸由不同的液压油路提供。用于液压油缸111、113和115的液压油路被部分地示出，并用符号128、130和132相应地标出。

液压油路与增压泵(未示出)装配，增压泵由来自一个或多个飞机发动机单元驱动或提供能源。

可以选择，一个或多个致动器可以包括一个特定的内部液压油路，并由内部电力泵增压。在这种情况下，给致动器提供电能，液压油路128、130和132由电路代替。

用符号127表示的电子致动器控制系统包括三个计算单元150、152和154相应地控制致动器110、112和114。每个计算单元可以包括一台计算机或多个备用计算机，名称相应为150a、150b、152a、152b、154a、154b，并行运转以增加计算单元的可靠性。

计算单元150、152和154通过电线151a、153a和155连接，表示以简单方式详细地传输控制信号给电子控制输入111a、113a和115a。这些控制信号包括对应于控制装置126的位置的指令，如安装在驾驶仓的变速杆或方向盘。

电线151a、151b、153a、153b和155传输信号控制致动器运转模式。

控制装置126的位置通过位置传感器探测，并通过电线148传输至系统127。

机械联动系统124也能够在控制装置上起控制作用，通过离合传动器125，直接地控制致动器115的机械控制输入115b

人力感受装置140和致动器142通过电子控制系统127用于零力控制，并依赖于所提供的控制在控制装置上提供恢复力。

在正常飞行期间，控制指令传输至致动器之一。如：计算单元150为致动器110提供控制指令。在机动情况下，两个(或三个)致动器同步操纵。

注意，在机动情况下，无论什么时候由一个致动器的液压油路液压压力下降而引起的失效或其它故障，如：致动器110，控制表面是通过两个致动器112、114操纵的，液压油路没有从失效的油路得到增压。

与此相似，在“正常飞行”状态下，失效引起这样的问题，致动器之一将引发其它致动器的处于运转条件下的控制。

按照图1装置的变型，具有电子输入的致动器110、112之一，如致动器112，可以替换为“EHA”(电子-流体静力学型致动器)，包括整体和独立的液压发生系统。可以取消外部液压油路130，装置的重量可以降低。

如果由于失效的发生而引起液压油路128或132内的压力下降，外部液压油路致动器110或114之一和独立的EHA致动器112仍然运转以操纵控制表面。

图2是表示具有一个电子控制输入的致动器主元件的结构简图，也称为电力液压致动器。

致动器用符号110表示，其中包括液压油缸111和具有电子控制输入111a的控制单元200。

液压油缸111具有一个与固定支撑相连接的端部202和一个与滚动和俯仰表面相连接的端部204，未示出。活塞206刚性固定在活塞连杆208上，将液压油缸分成两个腔室210和211。

与致动器相关，电磁阀212与计算单元(未示出)电器连接，选择致动器的运转模式。

当电磁阀被电子信号激励时，所知的“模式滑块”220被移动位置，以便于腔室210和211通过滑动装置的双层通路227与伺服阀222相连通。

伺服阀222，与计算单元(未示出)电器连接，依赖于计算单元发出的指令，输出液压流体至液压油缸111。因而，致动器在电子有效模式下运转，在上面已经说明。液压流体流由液压油路128形成，除用于高压入口224和低压出口226的油路外，其它液压油路未示出。

当电磁阀212被反激励时，如果没有电子信号，模式滑块220设置成隔离液压油缸腔室从伺服阀222至腔室210和211与其它节流阀228的联系。该位置如图2所示，相应于在上面已经说明的，致动器以阻尼模式运转。

图3示出了混合致动器如用于图1所示的致动器114的结构简图。致动器内的一些元件与图2所示的相同。这些元件具有相同的符号，上面的一些说明在这里可以参考。进一步，图3中的致动器液压油缸用符号115表示，与图1中表示的相同，电子和机械控制输入相应地表示为115a和115b。

混合致动器模式滑块220可以处于三个位置之一，其位置由三个电磁阀212、214和216通过相应的计算单元154、152和150控制，如图1所示。

当电磁阀212被激励时，通过模式滑块220的双层通路227，处于腔室210、211与伺服阀222相连通的位置。相应于在上面已经说明的，致动器处于的电子有效模式。

当电磁阀212被反激励时，并且至少电磁阀214和216之一被激励时，模式滑块220位于腔室210和211通过节流阀228相连通的位置，运转于阻尼模式。相应于模式滑块的位置如图3所示。

当电磁阀212、214和216没有被激励时，模式滑块处于第三位置，腔室210和211通过模式滑块的双层通路229与分配器230相连通。在该位置上，离合器232被结合并使分配器230与机械控制输入115b连接。

依赖于机械控制输入115b，分配器230输出液压流体至液压油缸。致动器处于机械有效模式。如果电子控制系统失效，或当电磁阀没有从计算单元接收到信号时，该模式由缺省方式启动。

例如：在正常飞行状态，参照图1，显然，如果与致动器110相关的第一电子控制系统150、150a、150b、151a、151b失效，电磁阀216将被反激励。与致动器112相关的第二电子控制系统152、152a、152b、153a、153b失效，那么激活控制致动器112。

如果第二电子系统失效，电磁阀214将被反激励。第三电子系统包括元件154、154a、154b、155，而后操纵控制致动器114。

最后，如果三个电子系统都失效，三个电磁阀212、214和216被反激励，混合致动器的机械控制被自动操纵。

控制表面控制装置用于正常运转时，离合器232被分离。这阻止了如由计算机输出的稳定指令从机械转送至控制装置。按照另一个实施例，为了阻止指令转送至控制装置，机械控制输入也可以与弹簧或凸轮配合操纵连杆系统，具有吸收致动器撞击的能力。

图4示出了可以用于该装置的其它类型混合致动器的结构。

致动器包括仅仅具有两个位置的模式滑块220。如图1所示，相应地由计算单元152和150控制的至少两个电磁阀214和216之一被激励时，模式滑块220位于通过节流阀228相互连接的腔室210、211之间，致动器以阻尼模式运转。电磁阀212的激励，也使离合器232处于伺服阀222独立于机械控制115b的分离状态。

当电磁阀214和216被反激励时，模式滑块220位于液压油缸腔室115通过模式滑块的双层通路227与伺服阀222相连通的位置。致动器能够以电子有效或机械有效模式运转。

如果电磁阀212被激励，启动电子有效模式。机械控制被分离并固定在该位置，伺服阀的电子输入控制115a被控制。

当电磁阀212被反激励时，无论是有意的还是类似于上述的电子失效，机械控制通过离合器232与伺服阀连接，伺服阀输出液压流体至依赖于机械控制输入115b的液压油缸腔室。因此，与机械控制有效模式相一致。

通过该申请的设计和结构，没有提供用于通过机械控制输入和电子控制输入的同步控制伺服阀。

图5示出了按照本发明的控制装置装配两个或三个致动器的优选实施例。

如图所示，致动器110、112和114包括电子控制输入111a、113a和115a，相应地与电子控制输入127、机械控制输入(111b)、113b相连接，115b相应地通过联动机件(325)、225和125与机械联动装置124相连接。

这种备用的特征是使运转的安全性增加。

图6示出了按照本发明的控制装置仅仅装配两个致动器的优选实施例。

装置包括一个具有电子控制输入115a的与电子控制系统127相连接的混合致动器115，机械控制输入115b通过机械联动装置124和联动机件125与控制装置126相连接。

第二个致动器用109表示。是具有两个电子输入109a和109b并与控制系统127相连接的EBHA(电子后备式流体液压致动器)致动器。

电子输入109a能够发送控制指令至上述类型并通过液压油路302供给的伺服阀(未画出)。第二电子输入109b能够发送控制指令至整体和独立液压发生系统，以操纵控制表面。

本实施例与图1所示实施例相比，可以省去一个致动器和可能一个液压油路。这能够起到显著减小重量的结果。