CN107787289A

CN107787289A - 具有分配式液压系统的飞行器

Info

Publication number: CN107787289A
Application number: CN201680036219.4A
Authority: CN
Inventors: 谷斯塔夫·恩丰吉姆; 弗莱德·伊利埃斯库; 亚伯拉罕·阿德曼
Original assignee: Bombardier Inc
Current assignee: Bombardier Inc
Priority date: 2015-06-30
Filing date: 2016-06-23
Publication date: 2018-03-09
Also published as: US20180178902A1; CA2990136A1; WO2017001984A1; EP3317179B1; EP3317179A1; CA2990136C; US11440639B2

Abstract

本发明公开了一种飞行器，所述飞行器包括飞行器结构、附接到所述飞行器结构的飞行控制表面和安置在所述飞行控制表面附近的局部液压动力机组。所述局部液压动力机组被配置为提供用于致动所述飞行控制表面的加压液压流体。所述局部液压动力机组包括用于所述液压流体的贮存器和用于加压所述液压流体的两个液压泵。

Description

具有分配式液压系统的飞行器

相关申请的交叉引用

本国际PCT专利申请依赖于提交于2015年6月30日的美国临时专利申请序列号62/186,613的优先权，所述专利申请的全部内容以引用方式并入本文。

技术领域

本公开大体上涉及飞行器的液压系统，并且更具体地涉及具有包括局部液压动力机组的分配式液压系统的飞行器。

发明背景

传统商用飞行器的液压系统包括所谓的集中式液压系统，其中每个集中式液压系统包括中央贮存器和发电单元。加压液压流体通过包括被铺设穿过飞行器的管道和流体调节和计量部件的复杂液压网络而运送到飞行器的各个部分，以便被输送到机载液压动力用户(包括用于飞行控制表面的致动器、起落架和反推力器)，在此之后返回中央贮存器。对于大型飞行器，此类集中式液压系统可能是相对较重、昂贵的，并且液压网络可能导致液压流体中的能量损失。改进是所要的。

发明概要

在一方面，本公开描述了一种飞行器，包括：

飞行器结构；

飞行控制表面，所述飞行控制表面被附接到所述飞行器结构；以及

局部液压动力机组，所述局部液压动力机组被安置在所述飞行控制表面附近并且被配置为提供用于致动所述飞行控制表面的加压液压流体，所述局部液压动力机组包括用于所述液压流体的贮存器和用于加压所述液压流体的两个液压泵。

所述飞行控制表面可以被配置为专门使用来自所述局部液压动力机组的所述加压液压流体进行致动。

所述局部液压动力机组可以被配置为组合由两个所述液压泵加压的所述液压流体。

所述贮存器可以是对两个所述液压泵进行供应的共用贮存器。

所述液压泵可以被配置为由不同电源驱动。

每个液压泵可以被配置为使用来自所述不同电源中的相应一者的电力进行控制。

所述液压泵可以被配置为通过由不同电力总线供电的相应电机电驱动。

所述飞行器可以包括两个电力和控制模块，其中每个电力和控制模块与所述电机中的相应一者相关联并且由所述不同电力总线中的相应一者供电。

所述飞行器可以包括：多个液压致动器，所述多个液压致动器用于致动所述飞行控制表面；以及歧管，所述歧管被配置为接收来自两个液压泵的加压液压流体并且将所述加压液压流体分配到所述液压致动器。

在一些实施方案中，所述飞行控制表面的所述多个液压致动器都不耦合到所述飞行器的中央液压系统。

所述飞行器结构可以包括机翼，并且所述局部液压动力机组可以被安置在所述机翼内部。所述飞行控制表面可以是副翼。

所述飞行器结构可以包括尾翼。

所述局部液压动力机组可以被安置在所述飞行器的后部部分中。

所述飞行控制表面可以是升降舵。

所述飞行控制表面可以是方向舵。

另一方面，本公开描述了一种飞行器，包括：

飞行器结构，所述飞行器结构包括尾翼；

多个飞行控制表面，所述多个飞行控制表面被附接到所述尾翼；以及

多个局部液压动力机组，所述多个局部液压动力机组被安置在所述飞行控制表面附近并且被配置为提供用于致动所述飞行控制表面的加压液压流体，每个局部液压动力机组包括用于所述液压流体的贮存器和用于加压所述液压流体的两个液压泵。

所述飞行器可以包括用于致动所述飞行控制表面的多个液压致动器。所述多个飞行控制表面可以包括两个升降舵和一个方向舵。第一升降舵的第一液压致动器和所述方向舵的第一液压致动器可以被配置为经由第一局部液压动力机组致动。所述第一升降舵的第二液压致动器、所述方向舵的第二液压致动器和第二升降舵的第一液压致动器可以被配置为经由第二局部液压动力机组致动。所述第二升降舵的第二液压致动器和所述方向舵的第三液压致动器可以被配置为经由第三局部液压动力机组致动。

所述飞行器结构可以包括机翼。所述多个飞行控制表面可以包括副翼；并且所述多个局部液压动力机组可以包括第四局部液压动力机组，所述第四局部液压动力机组被配置为提供用于致动所述副翼的加压液压流体。所述第四局部液压动力机组可以被安置在所述机翼内部。

所述第一局部液压动力机组、所述第二局部液压动力机组和所述第三局部液压动力机组可以被安置在所述飞行器的后部部分中。

在一些实施方案中，所述多个液压致动器都不耦合到所述飞行器的中央液压系统。

每个局部液压动力机组可以被配置为组合由它的两个液压泵加压的所述液压流体。

每个局部液压动力机组的所述两个液压泵可以由不同电源驱动。

所述两个液压泵中的每一者可以被配置为使用来自所述不同电源中的相应一者的电力进行控制。

每个局部液压动力机组的所述两个液压泵可以被配置为通过由不同电力总线供电的不同电机电驱动。

所述飞行器可以包括电力和控制模块，所述电力和控制模块与所述电机中的每一者相关联并且由所述不同电力总线中的相应一者供电。

本申请的主题的这些和其它方面的另外细节将从下文包括的详细描述和附图清楚。

附图简述

现在参考随附附图，其中：

图1A示出了包括以示意形式示出的分配式液压系统的示例性飞行器的顶平面图；

图1B示出了图1的飞行器的机翼的一部分的顶平面图，包括示出用于致动副翼的示例性液压动力机组的剖切部分；

图2示出了图1A的分配式液压系统的用于致动图1A的飞行器的飞行控制表面的示例性局部液压动力机组的示意表示；以及

图3示出了图1A的分配式液压系统的用于致动图1A的飞行器的两个升降舵和一个方向舵的三个示例性局部液压动力机组的示意表示。

详细描述

本公开涉及具有分配式液压系统的飞行器。在各种实施方案中，本文中公开的分配式液压系统可以包括一个或多个局部液压动力机组(也被称为液压动力单元)，所述一个或多个局部液压动力机组可以被安置在适用动力用户附近。在各种实施方案中，使用如本文公开的分配式液压系统可以消除对飞行器中的集中式液压系统的需要。相较传统集中式液压系统来说，在分配式液压系统中使用一个或多个局部液压动力机组可能在一些状况下使得提高效率、降低液压网络的复杂性、减轻重量、缓解一些认证问题(例如，在发生诸如转子爆裂、轮胎和/或车轮问题的情况下的液压系统生存性)的和/或减少系统制造和安装(例如，减少液压管道数量、它们与飞行器10的结构的联接和附接)。在一些实施方案中，使用分配式系统可以为一些应用提供足够冗余水平。在一些实施方案中，使用分配式系统替代传统集中式系统可使总体成本降低。

通过参照附图而描述了各种实施方案的各个方面。

图1A示出了示例性飞行器10的顶平面图，示例性飞行器包括以示意形式示出并覆盖于其上的分配式液压系统。飞行器10可以是固定翼飞行器。飞行器10可以是任何合适的飞行器，诸如公司、私人、商业或任何其它类型的飞行器。例如，飞行器10可以是窄体双引擎喷气客机。

飞行器10可以包括飞行器结构，飞行器结构包括机身12、一个或多个机翼14和尾翼16。飞行器10可以包括安装到飞行器结构的一个或多个引擎18A、18B。在飞行器10的各种实施方案中，引擎18A、18B中的一个或多个可以被安装到机翼14和/或机身12。机翼14可以包括机翼尖部14A和机翼根部14B。

一个或多个飞行控制表面20(例如，20A至20H)可以可移动地附接到飞行器结构。此类飞行控制表面20可以是可致动的(例如，可调节的)，以便允许控制飞行器10在飞行期间的移动。飞行控制表面20中的一些可以是可用于控制飞行器10围绕飞行器10的纵向轴线、侧向或者说是横向轴线以及垂直轴线的旋转的主要飞行控制表面。例如，飞行器10可以包括一个或多个副翼20A、20B作为用于控制围绕纵向轴线的旋转(即，侧倾)的主要飞行控制表面；飞行器10可以包括一个或多个升降舵20C、20D作为用于控制围绕侧向或者说是横向轴线的旋转(即，俯仰)的主要飞行控制表面；并且飞行器10可以包括一个或多个方向舵20E作为用于控制围绕垂直轴线的旋转(即，偏航)的主要飞行控制表面。飞行器10可以包括其它飞行控制表面，诸如一个或多个襟翼20F、一个或多个缝翼20G和/或一个或多个阻流板20H。

飞行器10的分配式液压系统可以包括一个或多个局部液压动力单元(HPP)32A-32F(被统称为“32”)，所述一个或多个HPP密切地接近于它们相应飞行控制表面20或它们可服务的其它液压动力用户安置。例如，HPP 32可以基于在飞行器10中在相关液压动力用户的区域中可用于HPP 32的空间而实际上尽可能靠近于其相应液压动力用户来安置。HPP 32可以被配置为提供用于致动一个或多个飞行控制表面20的加压液压流体。在各种实施方案中，一个或多个HPP 32可以被安置在飞行器10的在飞行期间不被加压的区域中。

图1B示出了飞行器10的机翼14的一部分的顶平面图，其包括了示出用于提供用于致动副翼20A的加压液压流体的HPP 32A的剖切部分。例如，HPP 32A、32B可以被安置在相应机翼14内部，并且可以被配置为提供用于分别致动副翼20A、20B和/或附接到机翼14的其它飞行控制表面20的加压液压流体。HPP 32A、32B可以被安置成更靠近于相应机翼14的尖部14A而不是根部14B，诸如例如在机翼14内部的一个或多个燃料箱30外侧的位置处，这取决于机翼14内部可用于容纳HPP 32A、32B的空间。在一些实施方案中，HPP 32A、32B中的每一者可以位于在两个结构肋部33之间与相应副翼20A、20B相关联的致动器48(另外参见图2)相同的结构隔间31中。理解的是，HPP32A、32B与它们相应的致动器48之间的特定距离将取决于飞行器10的大小和配置。例如，在一个实施方案中，HPP 32A、32B可以被安置在距与它们相应副翼20A、20B相关联的致动器48约40英寸(1m)与约55英寸(1.4m)之间的距离处，这取决于机翼14内部可用于容纳HPP32A、32B的空间。

HPP 32C、32D和32E可以被安置在飞行器10的后部部分中，并且可以被配置为提供用于致动升降舵20C、20D和方向舵20E的加压液压流体。例如，HPP 32C、32D和32E中的一个或多个可以被安置在尾翼16(例如，水平稳定器和/或垂直稳定器)内部。在各种实施方案中，HPP 32C、32D和32E可以密切地接近于升降舵20C、20D和方向舵20E安置，这取决于飞行器10的后部部分内可用于容纳HPP 32C、32D和32E的空间。例如，HPP 32C、32D和32E中的每一者可以位于与升降舵20C、20D和方向舵20E中的相应一者相关联的致动器48相同的结构隔间(即，在两个肋部之间的空间)中。同样，理解的是，HPP 32C、32D和32E与它们相应的致动器48之间的特定距离将取决于飞行器10的大小和配置。例如，在一个实施方案中，HPP32D可以被安置在距与方向舵20E相关联的致动器48约25英寸(0.6m)与约30英寸(0.8m)之间的距离处，并且HPP 32C和32E可以被安置在距与它们相应升降舵20C、20D相关联的致动器48约31英寸(0.8m)与约34英寸(0.9m)之间的距离处。例如，HPP 32C和32E可以被安置在距HPP 32D约160英寸(4m)的距离处。

HPP 32F可以被设置在飞行器10的机身12内部并且可以被配置为将加压液压流体提供给与飞行器10的主起落架相关联的一个或多个致动器34和/或与飞行器10的前起落架相关联的一个或多个致动器36。例如，一个或多个致动器36可以被配置为展开/缩回前起落架，并且一个或多个致动器36可配置为提供动力以使前轮转向。同样，理解的是，HPP 32F与其相应的致动器48之间的特定距离将取决于飞行器10的大小和配置。例如，在一个实施方案中，HPP 32F可以被安置在距与前起落架相关联的致动器36约450英寸(11.4m)和距与主起落架相关联的致动器34约57英寸(1.4m)的距离处。

使用HPP 32A至32F可以消除对飞行器10上的一个或多个传统集中式液压系统的需要。在一些实施方案中，供应给与相应HPP 32相关联的各种动力用户的加压液压流体可专门由它们相应HPP 32进行供应，使得不需要依赖于集中式液压系统。例如，副翼20A可以专门经由HPP 32A进行致动，并且副翼20B可以专门经由HPP 32B进行致动。在任何状况下，可以不耦合与副翼20A、20B、升降舵20C、20D和方向舵20E相关联的液压致动器48(参见图2)以接收来自集中式液压系统的加压液压流体，使得飞行器10可不包括传统集中式液压系统。

图2示出了图1A的分配式液压系统的用于致动示例性飞行控制表面20的示例性局部HPP 32的示意表示。局部HPP 32可以被认为是独立液压发电单元，集成在单个封装中，是执行液压发电功能所需的典型部件。HPP 32可以包括用于液压流体的贮存器38和用于加压液压流体的两个或更多个泵40A、40B。贮存器38可以是对两个液压泵40A、40B进行供应的共用贮存器。HPP 32可以配置为组合由两个液压泵40A、40B加压的液压流体，使得由两个泵40A、40B供应的加压液压流体的流可以在加压液压流体被输送到液压动力用户前进行组合。

泵40A、40B可由可独立控制的单独电机42A、42B独立驱动。单独电机42A、42B可由飞行器10上可用的不同相应电力总线44A、44B供电。因此，泵40A、40B可由不同电源供电。例如，电力总线44A可以通过由引擎18A驱动的发电机供电，并且电力总线44B可以通过由飞行器10的引擎18B驱动的不同发电机供电。可将由HPP 32产生的(即，由泵40A、40B输送的)加压液压流体接收到歧管46中并且输送到一个或多个致动器48来致动飞行控制表面20。HPP32可以包括或被耦合到一个或多个电力和控制模块47，所述一个或多个电力和控制模块可以被配置为根据用于电机42A、42B的已知或其它方法实施控制、监测和/或电力调节功能。在一些实施方案中，每个电机42A、42B可以具有其自己的专用电力和控制模块47。在一些实施方案中，每个电力和控制模块47可由用于为与特定电力和控制模块47相关联的电机42A、42B供电的相同电力总线44B或44A供电。HPP 32还可以包括或可以被耦合到本文未示出的其它部件，诸如合适液压流体调节部件，诸如热交换器和液压流体过滤器。

致动器48可以包括集成到已知类型或其它类型的液压动力控制单元(PCU)中来致动适用飞行控制表面20的液压柱塞。致动器48可以经由合适的压力管线和返回管线连接到HPP 32以允许液压流体返回到贮存器38。出于控制和监测目的，结合有致动器48的HPP 32和/或PCU可以被耦合到飞行器10的飞行控制系统。在各种实施方案中，飞行控制表面20可以经由单个或多个(例如，两个或更多个)致动器48致动。在一些实施方案中，每个HPP 32可专用于供应用于致动单个飞行控制表面20(即，单个飞行控制表面20的一个或多个致动器48)的加压液压流体。或者，一个或多个HPP 32可专用于供应用于致动相对密切地接近于彼此安置在飞行器10的某个区域中的多个飞行控制表面20的加压液压流体。

图3示出了图1A的分配式液压系统的用于致动附接到飞行器10的尾翼16的两个升降舵20C、20D和一个方向舵20E的三个示例性局部HPP 32C、32D、32E的示意表示。HPP 32C、32D、32E可以具有如图2所示的配置。左升降舵20C可以具有与其相关联的两个致动器48A、48B。右升降舵20D可以具有与其相关联的两个致动器48F、48G。方向舵20E可以具有与其相关的三个致动器48C至48E。HPP 32C、32D、32E可以被安置在飞行器10的后部部分中，以便将接近于升降舵20C、20D和方向舵20E。

局部HPP 32C、32D、32E可以被配置为以可能依照飞行器性能和安全要求的冗余方式供应用于致动升降舵20C、20D和方向舵20E的加压流体。例如，左升降舵20C的液压致动器48A和方向舵20E的液压致动器48C可以被配置为经由局部HPP 32C致动。左升降舵20C的液压致动器48B、方向舵20E的液压致动器48D和右升降舵20D的液压致动器48F可以被配置为经由局部HPP 32D致动。右升降舵20D的液压致动器48G和方向舵20E的液压致动器48E可以被配置为经由局部HPP 32E致动。

在操作期间，一个或多个飞行控制表面20可使用来自一个或多个局部HPP 32的加压液压流体进行致动而不依赖于中央液压系统。因此，飞行器10可不需要传统类型集中式液压系统。例如，在单个HPP 32与单个飞行控制表面20相关联的情况下，在HPP 32中存在两个泵40A、40B可以为一些应用提供足够功能冗余。在HPP 32的一些操作模式期间，两个泵40A、40B可以是活动的，并操作以供应加压液压流体。因此，可将来自泵40A、40B的液压流体的流组合(即，汇聚)。或者，在一些操作模式中，仅一个泵40A、40B可以是活动的，并操作以供应加压液压流体。泵40A、40B可以被配置为在活动-活动或活动-待机操作模式下操作。

在检测到泵40A、40B中的一个的故障或失效的情况下，可将相关泵40A或40B关闭。在一些状况下，在一个泵40A或40B故障的情况下，可将每个泵40A、40B的大小设定成本身提供足够加压液压流体容量，从而允许对相关飞行控制表面20的可接受的致动。即使一个泵40A或40B的故障可能导致性能下降，剩余的泵40A或40B也可足以在单个泵故障期间或在紧急情况期间致动飞行控制表面20。例如，损失一个泵40A或40B可能导致相关飞行控制表面20在这种故障情况下仍然可接受的较低最大致动速度。如上所述，飞行控制表面20可以使用来自单个HPP 32的加压液压流体进行致动，或者飞行控制表面20可以使用来自多个HPP32的加压液压流体进行致动，如图3所示，以便在部分故障或例如整个HPP 32完全故障的情况下提供所要或所需的冗余水平。

在分配式液压系统中而不是传统中央液压系统中使用局部HPP 32可能需要较低总体能量消耗。例如，传统中央液压系统典型地连续地运行，以便维持与其连接的各种液压用户可用的加压液压流体的最小压力和容量。相反地，局部HPP 32可按需求(例如，可取决于飞行阶段)单独且独立地被激活或控制，使得它们可以仅在需要时在所需压力下产生加压液压流体以致动相应飞行控制表面20。例如，在一些实施方案中，HPP 32可以在HPP 32需要减少量的加压液压流体或降低的压力水平时的时间中以减少的容量操作。例如，在飞行器10的飞行巡航阶段期间，用于致动飞行控制表面20的较低响应时间可以是合适的，使得可将相关HPP 32的操作压力设定为较低值和/或可将泵40A、40B中的一个关闭，以便减少在此期间的电力消耗。

由于HPP 32密切地接近于它们相应动力用户，因此可不需要典型地在传统集中式系统中出现的复杂且较长的液压管道网络。因此，在一些状况下，可能(例如，显著)降低与较长的长度的液压管道相关联的加压液压流体的动力损失。另外，由于在一些状况下可需要的液压流体的量因消除与传统集中式液压系统相关联的较长的长度的液压管道、它们的附件和支撑结构而减少，分配式液压系统总重可以低于传统液压系统。相较集中式系统来说，分配式液压系统的复杂性降低还可降低液压流体泄漏和进行相关维修的风险，并且因此可以降低自动诊断和健康监测系统的复杂性。复杂性的降低可以因此降低安装和维护成本并改进了可调度性。

就安全性而言，可以改进将液压流体泄漏隔离的能力。另外，相较其中在任何水平的泄漏都会影响整个集中式液压系统而因此导致损失多个动力用户的集中式液压系统来说，与一个HPP 32相关联的泄漏可能并不一定影响分配式液压系统中的其它HPP 32，因此可以减少损失的动力用户的数量。

应当理解，本文中提到的优点将取决于特定状况。例如，本文中解释的优点中的一些可能与更大型的飞行器更相关。还应理解，本文中提及或暗示的任何优点可能不一定适用于本文中公开的每个实施方案。

以上描述表示仅是示例性的，并且相关领域中的技术人员将认识到，可在不脱离所公开的本发明的主题的情况下对所描述的实施方案做出改变。在不脱离权利要求主题的情况下，可以其它特定形式来实施本公开。另外，相关领域中的技术人员将会了解，虽然在本文中公开和示出的飞行器、系统、装置和组件可以包括特定数量元件/部件，但是飞行器、系统、装置和组件可以被修改为包括额外或更少的此类元件/部件。本公开还意图覆盖和涵盖技术上的所有合适变化。在审阅了本公开后，落入本发明的范围内的修改将对本领域的技术人员显而易见，并且此类修改意图落入于随附权利要求内。另外，权利要求范围不应受到实例中阐述的优选实施方案限制，而是应被给予与整个描述一致的最宽泛的解释。

Claims

1.一种飞行器，包括：

飞行器结构；

2.如权利要求1所述的飞行器，其中所述飞行控制表面被配置为专门使用来自所述局部液压动力机组的所述加压液压流体进行致动。

3.如权利要求1和2中任一项所述的飞行器，其中所述局部液压动力机组被配置为组合由两个所述液压泵加压的所述液压流体。

4.如权利要求1至3中任一项所述的飞行器，其中所述贮存器是对两个所述液压泵进行供应的共用贮存器。

5.如权利要求1至4中任一项所述的飞行器，其中所述液压泵被配置为由不同电源驱动。

6.如权利要求5所述的飞行器，其中每个液压泵被配置为使用来自所述不同电源中的相应一者的电力进行控制。

7.如权利要求1至6中任一项所述的飞行器，其中所述液压泵被配置为通过由不同电力总线供电的相应电机电驱动。

8.如权利要求7所述的飞行器，包括两个电力和控制模块，其中每个电力和控制模块与所述电机中的相应一者相关联并且由所述不同电力总线中的相应一者供电。

9.如权利要求1至8中任一项所述的飞行器，包括：

多个液压致动器，所述多个液压致动器用于致动所述飞行控制表面；以及

歧管，所述歧管被配置为接收来自两个液压泵的加压液压流体并且将所述加压液压流体分配到所述液压致动器。

10.如权利要求9所述的飞行器，其中所述飞行控制表面的所述多个液压致动器都不耦合到所述飞行器的中央液压系统。

11.如权利要求1至10中任一项所述的飞行器，其中所述飞行器结构包括机翼，并且所述局部液压动力机组被安置在所述机翼内部。

12.如权利要求1至11中任一项所述的飞行器，其中所述飞行控制表面是副翼。

13.如权利要求1至10中任一项所述的飞行器，其中所述飞行器结构包括尾翼。

14.如权利要求13所述的飞行器，其中所述局部液压动力机组被安置在所述飞行器的后部部分中。

15.如权利要求13和14中任一项所述的飞行器，其中所述飞行控制表面是升降舵。

16.如权利要求13和14中任一项所述的飞行器，其中所述飞行控制表面是方向舵。

17.一种飞行器，包括：

飞行器结构，所述飞行器结构包括尾翼；

18.如权利要求17所述的飞行器，其中：

所述飞行器包括用于致动所述飞行控制表面的多个液压致动器；

所述多个飞行控制表面包括两个升降舵和一个方向舵；并且

第一升降舵的第一液压致动器和所述方向舵的第一液压致动器被配置为经由第一局部液压动力机组致动；

所述第一升降舵的第二液压致动器、所述方向舵的第二液压致动器和第二升降舵的第一液压致动器被配置为经由第二局部液压动力机组致动；并且

所述第二升降舵的第二液压致动器和所述方向舵的第三液压致动器被配置为经由第三局部液压动力机组致动。

19.如权利要求18所述的飞行器，其中：

所述飞行器结构包括机翼；

所述多个飞行控制表面包括副翼；并且

所述多个局部液压动力机组包括第四局部液压动力机组，所述第四局部液压动力机组被配置为提供用于致动所述副翼的加压液压流体，所述第四局部液压动力机组被安置在所述机翼内部。

20.如权利要求18和19中任一项所述的飞行器，其中所述第一局部液压动力机组、所述第二局部液压动力机组和所述第三局部液压动力机组被安置在所述飞行器的后部部分中。

21.如权利要求18至20中任一项所述的飞行器，其中所述多个液压致动器都不耦合到所述飞行器的中央液压系统。

22.如权利要求17至21中任一项所述的飞行器，其中每个局部液压动力机组被配置为组合由它的两个液压泵加压的所述液压流体。

23.如权利要求17至22中任一项所述的飞行器，其中每个局部液压动力机组的所述两个液压泵由不同电源驱动。

24.如权利要求23所述的飞行器，其中所述两个液压泵中的每一者被配置为使用来自所述不同电源中的相应一者的电力进行控制。

25.如权利要求17至24中任一项所述的飞行器，其中每个局部液压动力机组的所述两个液压泵被配置为通过由不同电力总线供电的不同电机电驱动。

26.如权利要求25所述的飞行器，包括电力和控制模块，所述电力和控制模块与所述电机中的每一者相关联并且由所述不同电力总线中的相应一者供电。