CN100534862C - 双马达双同心阀 - Google Patents

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Abstract

一种致动器控制系统具有双同心伺服阀，该阀具有线轴和适于选择性地位移该线轴的至少一个马达。

Description

双马达双同心阀
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 11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之间形成流体路径39，由此跨过面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DCSV 11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，DCSV11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，DCSV 11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磁线圈阀、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。
该系统通过设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 dualconcentric 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连接至直升飞机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、具有平行活塞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在枢转接头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。DMDCVA 101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。具体地说，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DMDCVA101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LVDT 133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如下所述进行操作。在操作之前，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DMDCVA 101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DMDCVA101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路径，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DMDCVA 201的备选实施例的详细示意图。DMDCVA201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，DMDCVA 201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，DMDCVA 201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。TMCVA 301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。

Claims (20)

1、一种致动器控制系统，包括：
双同心伺服阀，具有主线轴和同心副线轴，并传导连接至飞行控制电脑；以及
连接至主线轴的多个马达，用于选择性地使主线轴相对于副线轴产生位移并且用于在主线轴不可相对于副线轴移动时选择性地共同移动主线轴和副线轴。
2、根据权利要求1所述的致动器控制系统，还包括：
用于控制所述多个马达的电脑。
3、根据权利要求1所述的致动器控制系统，其中，双同心伺服阀适于由至少两个液压泵送系统提供动力。
4、根据权利要求1所述的致动器控制系统，还包括：
用于传感主线轴的位置的至少一个线性可变差动变压器。
5、根据权利要求1所述的致动器控制系统，其中，双同心伺服阀适于控制飞行控制输出装置。
6、根据权利要求5所述的致动器控制系统，其中，飞行控制输出装置是旋翼机的转子叶片组。
7、根据权利要求1所述的致动器控制系统，其中，马达是扭矩马达。
8、根据权利要求1所述的致动器控制系统，还包括：
连接至双同心伺服阀的双活塞致动器。
9、根据权利要求8所述的致动器控制系统，其中，双活塞致动器是平行的双活塞致动器。
10、根据权利要求8所述的致动器控制系统，其中，双活塞致动器是串联的双活塞致动器。
11、根据权利要求8所述的致动器控制系统，还包括：
用于传感双活塞致动器的位置的线性可变差动变压器。
12、根据权利要求1所述的致动器控制系统，其中，所述多个马达包括：
连接至主线轴一端的第一马达；以及
连接至主线轴相对端部的第二马达。
13、一种飞行控制系统，包括：
适于接收飞行员输入的飞行控制电脑；
连接至主线轴的至少一个马达，每个马达的操作由飞行控制电脑实行控制；以及
具有主线轴和同心副线轴的双同心伺服阀，该主线轴连接至至少一个马达，使得飞行控制电脑选择性地使主线轴相对于副线轴产生位移并且用于在主线轴不可相对于副线轴移动时选择性地共同移动主线轴和副线轴。
14、根据权利要求13所述的飞行控制系统，其中，至少一个马达是扭矩马达。
15、根据权利要求13所述的飞行控制系统，其中，至少一个马达包括：
连接至主线轴一端的第一马达；以及
连接至主线轴的相对端部的第二马达。
16、根据权利要求13所述的飞行控制系统，还包括：
连接至双同心伺服阀的致动器。
17、根据权利要求16所述的飞行控制系统，还包括：
用于传感致动器位置的线性可变差动变压器。
18、根据权利要求13所述的飞行控制系统，还包括：
用于传感主线轴位置的线性可变差动变压器。
19、一种控制致动器的方法，包括下述步骤：
设置具有主线轴和同心副线轴的双同心伺服阀；
将所述双同心伺服阀传导连接至飞行控制电脑；
将多个马达连接至主线轴；
将双同心伺服阀连接至致动器；
通过在主线轴可相对于副线轴移动时选择性地驱动所述多个马达以将主线轴相对于副线轴移动从而控制致动器；
通过在主线轴不可相对于副线轴移动时选择性地驱动所述多个马达以共同移动主线轴和副线轴从而控制致动器。
20、根据权利要求19所述的方法，还包括下述步骤：
设置用于传感主线轴的位置的至少一个传感器；以及
采用传感器传感主线轴的位置。
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