CN107992033A - 自动驾驶仪及其方法 - Google Patents

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Abstract

一种直升机自动驾驶系统包括对直升机的飞行提供姿态保持的内环，该内环包括应用于内环的给定级别的冗余。外环构造为对直升机的飞行提供导航功能，该外环包括与内环不同的冗余级别。致动器提供作用在连杆上的用于在电源故障期间稳定直升机飞行的制动力。致动器为机电式并且接收电驱动信号，以便在不需要直升机中的液压辅助系统的情况下提供直升机的自动飞行控制。自动驾驶系统可以在液压辅助系统的故障模式下操纵直升机。使用相关传感器输入来描述包括基于速率的真实姿态模式在内的多种飞行模式。

Description

自动驾驶仪及其方法
本申请是基于2013年2月8日提交的、申请号为201380008002.9、发明创造名称为“自动驾驶仪及其方法”的中国专利申请的分案申请。
相关申请
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和No.61/597,581的优先权，这些临时专利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日提交的美国专利申请No.13/763,574、No.13/763,582和No.13/763,590的优先权，这些专利申请的全部内容通过引用方式并入本文。
技术领域
本申请一般地涉及飞行控制系统，更具体地涉及旋翼飞机自动驾驶仪及相关方法。
背景技术
直升机在本质上是不稳定的，通常需要驾驶员用一只手保持与周期变距操纵杆的持续相互作用。即使是瞬间松开周期变距操纵杆也会导致周期变距操纵杆或周期变距操纵杆的“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，例如调节头戴式送受话器或者查阅地图的硬拷贝时，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导致驾驶员疲劳。
传统的自动驾驶仪能够提供多方面的益处，包括允许驾驶员松开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昂。例如，其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。
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，而非进行穷举。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
结合作为示例性和说明性而非在范围上限制性的系统、工具和方法对下面的实施例及其各方面进行描述和说明。在各个实施例中，上述问题中的一个或多个问题视为减轻和消除，而其他实施例涉及其他改进。
一般而言，本发明描述了用于直升机的自动驾驶系统、相关部件和方法。在本发明的一个方面中，内环构造为至少对直升机的飞行提供真实姿态，该内环包括应用于内环的给定级别的冗余。自动驾驶外环构造为对直升机的飞行提供至少一种导航功能，该自动驾驶外环包括与所述内环不同的冗余级别。
在本发明的另一方面中，致动器装置形成通过致动直升机的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。至少一个电动机包括输出轴和用于接收使输出轴旋转的驱动电流的电动机线圈装置。致动器连杆有效地连接在电动机的输出轴与飞行控制件之间，以便输出轴的旋转引起致动器连杆和飞行控制件的相应运动。电动机驱动装置用于在自动驾驶仪的正常操作期间从电源提供驱动电流，并且至少用于响应电源的故障使电动机线圈装置短路，以便电动机提供作用在致动器连杆上的用于在电源故障期间稳定直升机的飞行的制动力。
在本发明的又一方面中，描述了用于直升机的自动驾驶系统和相关方法的实施例，直升机包括提供GPS输出的GPS单元。传感器装置专用于自动驾驶系统并且产生表征直升机的飞行的一组传感器输出。控制装置接收GPS输出和传感器输出，并且响应这些输出而产生电驱动信号。致动器为机电式并且接收电驱动信号并产生响应电驱动信号的机械控制输出，机械控制输出与直升机机械连接，以便在不需要直升机中的液压辅助系统的情况下提供直升机的自动飞行控制。
在本发明的还一方面中，描述了用于直升机的自动驾驶系统和相关方法，直升机包括液压辅助系统，液压辅助系统接收来自驾驶员的飞行控制输入并且转而产生与直升机机械连接的机械输出以提供直升机的驾驶员控制。传感器装置产生表征直升机的飞行的一组传感器输出。控制装置接收传感器输出并且产生电驱动信号。致动器装置为机电式并且接收电驱动信号并产生响应电驱动信号的控制输出，控制输出与液压辅助系统机械连接，并且致动器装置构造为与控制装置协作，以便在正常运行状态下用液压辅助系统在第一正常模式下提供直升机的自动飞行控制并且在故障运行状态下用液压辅助系统在第二故障模式下提供直升机的自动飞行控制，从而在正常模式和故障模式中的每一种模式下提供直升机的自动飞行控制。
在本发明的再一方面中，描述了用于对直升机的向前飞行进行选择性自动控制的自动驾驶系统和相关方法，向前飞行由包括俯仰定向、侧滚定向和偏航定向的一组定向参数表征。在实施例中，MEMS三轴速率传感器由直升机支撑以产生分别响应侧滚定向、俯仰定向和偏航定向的变化的侧滚率信号、俯仰率信号和偏航率信号。MEMS三轴加速度计产生响应向前飞行的加速度计信号。GPS接收机由直升机支撑以产生响应直升机的向前飞行的航线信号和速度信号。三轴磁强计产生磁强计信号。控制器接收由俯仰率信号、侧滚率信号、偏航率信号、加速度计信号、航线信号、磁强计信号和速度信号组成的一组输入以确定直升机的真实姿态，并且根据在地面上限定的选定航线和选定航线上的选定速度来产生一组控制信号以保持直升机的稳定的向前飞行定向。致动器装置接收一组控制信号以基于一组控制信号来调整直升机的向前飞行。在一个实施例中，可以通过GPS提供速度信号。在另一实施例中，可以通过飞机的飞行速度传感器提供速度信号。
在本发明的另一方面中，描述了用于对直升机的向前飞行进行选择性自动控制的自动驾驶系统和相关方法，向前飞行由包括俯仰定向、侧滚定向和偏航定向的一组定向参数表征。在实施例中，MEMS三轴速率传感器由直升机支撑以产生分别响应侧滚定向、俯仰定向和偏航定向的变化的侧滚率信号、俯仰率信号和偏航率信号。MEMS三轴加速度计产生响应向前飞行的加速度计信号。GPS接收机由直升机支撑以产生响应直升机的向前飞行的航线信号、高度信号和速度信号。三轴磁强计产生磁强计航向信号。控制器由直升机支撑以接收由俯仰率信号、侧滚率信号、偏航率信号、加速度计信号、航线信号、高度信号、磁强计航向信号和速度信号组成的一组输入以确定直升机的真实姿态，并且根据在地面上限定的选定航线和选定航线上的选定高度来产生一组控制信号以保持直升机的稳定的向前飞行定向。致动器装置接收一组控制信号以基于一组控制信号调整直升机的向前飞行。在一个实施例中，可以通过GPS提供速度信号和/或高度信号。在另一实施例中，可以通过飞机的飞行速度传感器和/或基于压力的高度传感器提供速度信号和/或高度信号中的各个信号。
在本发明的又一方面中，描述了用于对能够以悬停方式飞行的直升机的飞行进行选择性自动控制的自动驾驶系统和相关方法，悬停由包括俯仰定向、侧滚定向、偏航定向和地面上方位置的一组定向参数表征。在实施例中，MEMS传感器装置由直升机支撑以产生响应俯仰定向的变化的俯仰率信号、响应侧滚定向的变化的侧滚率信号、响应偏航定向的变化的偏航率信号和响应悬停的加速度信号。磁强计产生磁航向信号。GPS接收机由直升机支撑以产生响应直升机的悬停的位置信号、速度信号和航线信号。处理装置由直升机支撑以接收由俯仰率信号、侧滚率信号、偏航率信号、加速度信号、位置信号、速度信号、航线信号和磁航向信号组成的一组输入以确定直升机的真实姿态，并且根据选定悬停位置来产生一组控制信号以保持直升机的稳定悬停。致动器装置用于接收一组控制信号以基于一组控制信号来调整直升机的悬停。在实施例中，可以使用飞机的基于压力的高度传感器信号或基于GPS的高度信号指示偏离所需高度的当前偏差。
在本发明的还一方面中，描述了用于直升机的自动驾驶系统和相关方法。内环构造为至少对直升机的飞行提供真实姿态，该内环包括应用于内环的给定级别的冗余。自动驾驶外环构造为对直升机的飞行提供至少一种导航功能，并且内环和自动驾驶外环各自构造有三重化处理器。
附图说明
在所参考的附图中示出了各示例性实施例。本文所公开的实施例和附图旨在是说明性的而非限制性的。
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。
图2是图1所示直升机的示意性局部俯视透视图，进一步示出了与自动驾驶系统的部件有关的细节。
图3是致动器的实施例和能够用作本发明的自动驾驶仪的部件的限力连杆的实施例的示意性剖切透视图。
图4是能够与一对冗余致动器驱动电动机一起形成图3所示致动器的一部分的齿轮驱动装置的实施例的示意性透视图。
图5是示出本发明的自动驾驶仪的实施例的框图。
图6是接收由一组三重化处理器作出的表决的表决部的实施例的示意图。
图7是示出用于本发明的自动驾驶仪的内控制环和外控制环的运行的方法的实施例的流程图。
图8是示出能够形成本发明的自动驾驶仪的一部分的动态制动系统的一个实施例的示意图。
图9是示出能够形成本发明的自动驾驶仪的一部分的动态制动系统的另一实施例的示意图。
图10是包括在内环和外环中均使用三重化架构的故障功能设计构造的本发明的自动驾驶仪的另一实施例的框图。
图11是示出以为控制目的而采用的各种传感器输入描述的自动驾驶仪飞行模式的表格。
具体实施方式
提供下面的描述是为了使本领域的普通技术人员能够做出和使用本发明，并且在专利应用及其需要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他实施例。因此，本发明不意在局限于所示出的实施例，而是符合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范围。值得注意的是，附图可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。
图1是直升机10的局部透视图，其用意在于示出与直升机相关的自动驾驶系统12的实施例的各个部件。应认识到，出于清楚示出的目的，使得直升机本身的多数物理结构在图1中不可见，但是应当理解，这些结构是存在的。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力飞行控制系统。通过非限制实例的方式，直升机可以是Robinson R22直升机。然而，在本文公开的教导能够很容易地适用于与任何适当的直升机一起使用，无论是现有的直升机还是尚待开发的直升机。例如，本发明的自动驾驶仪能够与具有液力周期变距辅助装置的直升机一起使用，这将在下面进一步描述。
直升机10包括具有控制手柄或控制握柄18的控制杆或周期变距操纵杆(周期变距杆)14，控制握柄或控制手柄构造为与驾驶员的手接合。如本领域的普通技术人员所理解的，操纵杆14能够前后移动(朝向和远离仪器控制台20)以控制直升机的俯仰，并且能够横向地移动而以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附加的控制输入，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操纵杆而对操纵杆14施加全权控制，从而限制其在适当情形下的行进。操纵杆14在直升机的舱面24下方穿过并且以本领域的普通技术人员所熟悉的方式来接合直升机的俯仰连杆和侧滚连杆，从而控制直升机的主旋翼的周期致动。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，周期变距控制可指操纵杆的操纵，或者操纵杆本身可以称为周期变距操纵杆。自动驾驶仪显示处理器单元(ADPU)28可以安装到仪器控制台20上，以向驾驶员提供指示以及提供处理能力和其他能力，这将进一步描述。
周期变距操纵杆14(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。在进一步的放大内嵌图中示出了手柄18的细节。开关模块可以包括接合分离开关29a和调整模式“顶帽”开关29b(4路)等开关。顶帽开关允许驾驶员调整航线、速度、位置和高度。按下顶帽开关来同时致动多于一个的开关能够选择高亮显示的模式。在自动驾驶仪的处理器中可以存在超时功能，从而防止开关故障或接线故障引起连续的调整。模式开关能够基于当前的飞行状态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。值得注意的是，对于本发明而言，悬停模式可以互换地称为位置保持模式，因为没有强制要求自动驾驶仪去控制直升机的总距操纵杆和/或脚踏板。
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型外壳31，外壳31支撑电子器件以及可一般地或统一地以附图标记32表示的俯仰控制致动器连杆32a和侧滚控制致动器连杆32b。这些连杆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。每个连杆的远侧端接合操纵杆14的最下端以实现所谓的并行控制系统。在这点上，应认识到，直升机10的位于操纵杆14与旋翼之间的原有周期变距控制连杆保持原样。也就是说，来自直升机驾驶员以及自动驾驶仪的输入直接输入到操纵杆。为并行控制输入装置提供了关于俯仰控制连杆和侧滚控制连杆的细节。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位于操纵杆与旋翼之间的原有周期变距控制连杆，使得自动驾驶仪致动器能够插入到断开处。应认识到，本文的教导能够很容易地适用于串行控制输入实施例。
转到图2，在俯视透视图中显示了直升机和自动驾驶仪的部件。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以附图标记60表示)位于L型外壳31内，其中外壳的盖是透明的。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)。
参考图3，在透视图中可以看出，在整个本发明中，能够用于俯仰致动器和侧滚致动器的致动器60的实施例安装在外壳31内并且与控制连杆32连接。各个致动器均包括壳体82，致动器具有位于壳体内的将进一步示出的齿轮装置、双电动机(电动机A和电动机B)及离合器装置84，离合器装置84用于选择性地与电动机接合和分离以旋转在壳体82的相反侧不可见的输出轴。将要看到的是，齿轮装置允许电动机A和电动机B同时驱动输出轴或允许任一电动机单独驱动输出轴。在本实施例中，电动机A和电动机B是具有Y形连接的定子绕组构造的无刷直流电动机，Y形连接的定子绕组构造需要协调的输入来以特定顺序驱动电动机的相位。同样地，电动机不会在它们自己的功率作用下下失控。电动机包括用于计量电驱动脉冲到电动机的定子的时间的霍尔效应传感器。在下文的一个或多个适当节点处提供了关于电动机和相关驱动方案的进一步细节。虽然已经通过举例的方式在使用具有Y形连接的定子线圈的无刷直流电动机方面阐述了本发明，但应认识到，可以使用任何适当类型的电动机。
图4示出了能够用在图3所示致动器中的齿轮驱动装置100的实施例。首先，值得注意的是，齿轮驱动装置是多级减速驱动，例如，减速比约为1750:1。另外，虽然在一些将被描述的齿轮上未示出轮齿，但应理解的是它们是存在的。其他实施例可以不需要具有轮齿的齿轮。电动机A和电动机B具有接合第一轴104上的齿轮102的输出轴支撑齿轮。轴104的另一端支撑驱动齿轮110的较小的齿轮106，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可以包括能够横向移动的离合器轴，以选择性地使致动器电动机与齿轮驱动装置的其余齿轮接合或分离。例如在美国专利No.7,954,614中描述了一种适当的离合器装置，该专利通过引用方式并入本文。该离合器装置通过使用安装在轴的远端上的永磁体而依赖于离合器轴沿其伸长轴线的运动。离合器致动器113(图3)能够相对于安装有永磁体的离合器轴选择性地移动(例如旋转)另一永磁体，使得离合器轴被磁偏置而在接合位置与脱离位置之间移动。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。接着，齿轮114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，齿轮124驱动支撑在第四轴132上的齿轮130。接着，第四轴132支撑较小的齿轮134，齿轮134设置为旋转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足够的旋转来将杆14移动通过其运动的整个范围。在实施例中，在产生致动力的水平方面，本发明的致动器足够强劲，以便能够控制使用失效的液压系统的液压装备的直升机的变距操纵杆。在本实施例中，致动器能够产生600英寸·磅或50英尺·磅的扭矩。此外，在实施例中，使用2英寸的致动器臂，这能够提供将高达300磅的力施加在周期变距操纵杆的底部的能力。虽然本实施例设计为提供这个水平的致动力，但应认识到，在另一实施例中，可以通过改变以下变量来提供显著更高或更低的力：电动机的输出扭矩、传动系的减速比或致动器臂的长度。如图1和图2所示，将致动器的力施加在周期变距操纵杆的底部，而将驾驶员的力施加在周期变距操纵杆的顶部。因此，因具有不同的杆臂长度而使得驾驶员具有机械优势。在R22直升机上，驾驶员在杆顶部处具有的机械优势与连接有致动器的杆底部相比大致为7:1。在该情况下致动器施加300磅的力相当于驾驶员施加43磅的力。类似地，虽然致动器可以产生非常大的力，但将在下面描述的限力连杆通常不会将这样数量级的力传送到周期变距操纵杆的地基座，除非安装更硬的限力连杆。
在一个实施例中，自动驾驶仪基于传感器的输入能够判断出直升机的液压控制系统的状态是处于正常模式还是故障模式。在正常模式中，内环能够基于第一正常组参数产生致动器电动机的控制信号。在故障模式中，自动驾驶仪能够基于第二组故障参数产生致动器电动机的控制信号。故障参数可以解决由用于周期变距操纵杆致动的液压助力的损失引入的任何控制变化。例如，能够调节对死区或滞后区域进行补偿。作为另一个实例，考虑到在例如自动抖动等死区可能出现的极限循环，可以引入补偿。这些参数组等可以适当地存储在MCP可以访问的存储器中，将在下面对MCP进行讨论。
上面已经详细描述了自动驾驶仪的机械部件，现在适合根据上述部件与相关控制电子设备之间的关系来描述自动驾驶仪。具体而言，图5是自动驾驶仪12的框图的实施例。在这点上，主单元30包括外壳31、俯仰侧滚致动器60及电子设备66，主单元30在下文中可称为电动机控制处理器单元(MCPU)或自动驾驶仪主单元30。MCPU包括三个微处理器，每个微处理器都可称为电动机控制处理器(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MEMS三轴速率传感器和MEMS三轴加速度计的专门传感器套件，这些传感器套件分别用附图标记142a、142b和142c表示。在本实施例中，这些传感器套件中的每一个等同构造。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DC电动机、俯仰致动器60a和侧滚致动器60b的电动机A和电动机B提供指令，从而驱动直升机的控制系统。所有的处理器间的通信能够通过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)，能够保护数据的完整性。
联邦航空管理机构认证了版本DO-178下的机载系统软件。在转写该软件时，DO-178C已经发布。该文件基于给定系统中的软件故障的危急程度规定了设计保障级别(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负荷的情况。在本实施例中，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。电动机控制处理器互连，以便它们能够共享数据。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，并且每个电动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。被判定为错误的传感器数据被剔除以免影响均值。一般地，能够通过将来自三个传感器套件中的每一个的传感器数据经过低通滤波而去除噪声来实现传感器的故障检测(与随机噪声的存在相对)。将经滤波的输出彼此进行比较以实现一致性，如果一个经滤波的结果显著不同于其他两个结果(例如，在预定阈值之外)，则与该数据相关联的传感器能够被断言已出现故障。速率陀螺仪的故障检测能够以与将陀螺仪数据在通过低通滤波器之前通过冲失滤波器从而去除偏移或漂移效果的附加步骤相似的方式来实现。一旦经过两个滤波器处理，能够将陀螺仪数据输出彼此进行比较以实现一致性，并且产生范围外值的任意陀螺仪能够被断言已出现故障。声和/或光报警信号可以发送到仪器面板20上的自动驾驶仪显示处理器单元(ADPU)28(图1)。例如操纵杆摇动等触觉反馈能够单独地使用或者与其他报警信号指示装置相结合地使用。在实施例中，通告部150可以包括状态灯(其最佳地显示在图1中的ADPU的放大嵌入视图中，并且包括绿色(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/或警告能够经由直升机的音频系统进行传送，以使通知能够被驾驶员的头戴式送受话器听到以及从ADPU发布。作为状态灯和喇叭的补充的手段是显示器，其提供当前的自动驾驶系统设定，例如接合状况、航线、从属陀螺航向、对地速度以及任何警告消息。在面板上还设置有启动既发自设测试(IBIT)的测试按钮。
自动驾驶仪12可以构造为基于MCP使用的一组传感器信号来产生致动器控制信号，从而以多种飞行模式中的驾驶员所选的一种飞行模式来控制直升机的飞行。MCP能够仅仅基于该同一组传感器输出进一步产生从属陀螺仪的输出信号。如将要见到的那样，自动驾驶仪显示器能够构造为在基于从属陀螺仪的输出信号向驾驶员显示从属陀螺仪的输出的同时向驾驶员显示自动驾驶仪飞行模式信息。自动驾驶仪显示器能够设置在单个屏幕上，但是这不是必需的，该单个屏幕同时显示自动驾驶仪飞行模式信息以及从属陀螺仪的输出。在用于产生从属陀螺仪的输出的一个实施例中，传感器装置包括产生偏航率输出的偏航率陀螺仪。MCP构造为整合偏航率输出以产生偏航航向。因为偏航率陀螺仪展现出显著的漂移，尤其是当使用MEMS速率传感器时，MCP周期性地更新偏航航向以补偿偏航率漂移。在实施例中，传感器装置包括产生GPS航线的GPS，并且处理装置基于GPS航向来周期性地更新偏航航线。在另一实施例中，传感器装置包括产生磁信号航向的磁强计装置，并且处理装置基于磁信号航向来周期性地更新偏航航向。
在用于产生从属陀螺仪的输出的另一实施例中，传感器装置包括三轴速率陀螺仪和三轴加速度计，并且处理装置构造为产生包括偏航航向的直升机姿态。该姿态能够通过内环在大致瞬时的基础上利用一组传感器输出来确定。在一个实施例中，能够基于速率传感器的输出的整合通过内环来监控或跟踪姿态。在另一实施例中，内环能够基于方向余弦矩阵来确定直升机姿态。方向余弦矩阵能够可互换地称作旋转矩阵，旋转矩阵根据旋转相对于一个参考坐标系来表征另一个参考坐标系。速度传感器陀螺仪的输出用作整合输入以确定直升机的姿态。在这点上，能够根据矢量叉积和点积来进行所有的确定。在另一实施例中，四元数可以用于确定直升机的姿态。在任一情况下，由于所确定的偏航航向受三轴速率陀螺仪所展现的偏航率漂移的影响，因此处理装置构造为至少周期性地调整偏航航向，以补偿偏航率漂移并且产生从属陀螺仪的输出。能够基于磁航向或GPS航向来周期性地更新偏航航向。
MCP还能够从致动器电动机读取霍尔传感器数据，霍尔传感器数据能够用来指示每个致动器的当前位置以及来自于构成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充当了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动机的控制信号。每个处理器还使用霍尔传感器数据来控制与无刷电动机(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。由于所有的处理器都使用相同的数据来计算电动机指令，因此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或不一致的信号被发送到表决部(确定部)200，表决部200将禁止与其他两个MCP不一致的任何MCP的控制输入能力。在本实施例中，在硬件中实现了表决部200，然而，软件实施例也能够实现表决部200。
参考图3，现在将注意力转移到关于致动器60的进一步的细节。应认识到，对于传动比1750:1而言，电动机A和/或电动机B的一次旋转仅将致动器输出轴旋转约0.2度。本质上，这种旋转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悉的那样，可以使用安装在轴上的磁铁检测电动机轴的旋转。然而，在实施例中，可以使用来自电动机的霍尔传感器数据来确定各个致动器的致动器输出轴的增量位置。在这点上，每个致动器电动机包括3个霍尔传感器。霍尔传感器脉冲可以充当增量递增/递减计数器。可以持续跟踪臂/输出轴相对于参考地点的位置。例如，当致动器经由离合器84进行接合时，可以限定致动器输出轴的零基准位置。这样的零基准位置跟踪可以用于某些故障，其中，最好的方法在于在出现故障之前将致动器轴恢复到它们的平均位置。由于每个电动机包括3个霍尔传感器和4个磁极，因此各个电动机的每次旋转存在12次霍尔状态变化。值得注意的是，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了约为0.017度的分辨率。在实施例中，图1中的杆的顶部处的相应运动可以为大约0.004英寸。
如上所述，每个单独的电动机由一个MCP来控制。每个单独的电动机由一个MCP来控制。因此，只有MCP A和MCP B控制电动机。具体而言，MCP A控制俯仰致动器60a和侧滚致动器60b中的每一个致动器中的电动机A，而MCP B控制俯仰致动器60a和侧滚致动器60b中的每一个致动器中的电动机B。MCP C(第三处理器)不控制电动机，而是执行产生操纵杆指令的所有计算，就好像其正在控制电动机一样。在这点上，可以很容易地将第三电动机添加到每个致动器(参见图4)，第三电动机将以与电动机A和电动机B相同的方式接合齿轮102，但第三电动机响应MCP C。然而，MCP C以与其他两个处理器相同的方式作出表决。例如，如果MCP A和MCPC对于俯仰电动机的控制意见一致，而MCP B不一致，则MCP B将被否决而不再用于其俯仰电动机的控制，MCP B仍将控制其侧滚电动机，除非MCP A和MCP C也表决使MCPB不再控制其电动机。另一方面，如果MCP C被否决，则任何致动器电动机都不受影响，但是警告灯和喇叭会被致动，就如控制电动机的MCP的情况一样。在下文中将提供关于该架构的进一步细节。
致动器设计为使得电动机A或电动机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中的每一个都控制电动机的事实，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。
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会至少部分地由于操纵杆运动的速度而产生关键性的或主要的危险故障的唯一部分。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在不同于内环的设计级别保障的情况下指定外环软件的方式与内环软件区分。在本实施例中，由于后者不会引起严重的故障，因此将较低DAL C认证应用于外环软件。在这点上，外控制环保持有比内环更有限的控制权。也就是说，外环仅可以指令只有较小快速的致动器运动和慢速较大的致动器运动。与此相反，内环能够响应阵风和姿态的其他突然变化而快速变化，而外环的变化被设计为保持导航目标参数和调整的要求。在这点上，内控制环和外控制环的频率响应彼此分离，使得这两个环不会相互作用而产生振荡。也就是说，即使外环出现故障，直升机也能继续保持姿态(这是良性故障)，而用喇叭和灯光发出适当的警告。在另一实施例中，与内环软件一样，外环软件能够在DAL A条件下认证。此外，我们将会看到，本实施例的外环包括较低水平的硬件冗余。
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制内驱动致动器电动机的致动器控制信号。在这点上，应认识到，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区分。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。外环控制律涉及导航功能，而内环控制律涉及在至少大致瞬时的基础上的姿态控制。ADP进一步提供到自动驾驶仪的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，该处理器与GPS和三轴磁强计直接相接，并且与提供侧滚速率、侧滚姿态、俯仰速率、俯仰姿态、位置、高度、对地速度、航线、偏航率、加速度和航向数据的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。在还没有详细描述的另一实施例中，ADP可以以与具有三重冗余的MCPU相同的方式进行设计。当MCPU和ADP这两者处于三重冗余构造时，自动驾驶仪可以容忍任一单元或两个单元中的单一故障，并且仍然可以正常工作。当在内环和外环这两者中采用三重冗余设计时，得到故障功能设计。因此，例如MCP(三重化处理器)等内环中的元件或例如三重化ADP处理器等外环中的元件可以出现故障，并且自动驾驶仪仍然可以正常工作。
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。GPS数据用于ADP。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。
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(稳定性增强系统)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将试图保持姿态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三重化电动机控制器，这将在本文中详细描述。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制之内。基于通过各个三重化处理器对来自ADP的俯仰指令和侧滚指令的过滤来限制来自ADP的俯仰指令和侧滚指令。每个三重化处理器能够检测是否已超过限制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制对俯仰轴指令和侧滚轴指令进行监控。监控器是动态的；即，限制可以与频率/速率相关。用于每个轴的冗余管理特征可以包括操纵杆速率限制和主体速率监控。
每个MCP处理器可以设置有独立的电源。直升机电力系统的总体电力故障会导致利用在下面详细描述的动态制动特征将致动器锁定在适当位置上大约五秒。该五秒的时间段足以使驾驶员接管控制。在这点上，自动驾驶仪通过解除响应自动驾驶仪的电力故障的控制而不允许周期变距操纵杆突然抖动。然而，即使致动器被锁定，驾驶员也仍能够对直升机进行控制，因为在每个致动器和周期变距操纵杆之间设有超控连杆或限力连杆300a(俯仰，参见图1)及300b(侧滚，参见图1和图2)。这些连杆对于离位值以下的力是刚性的，而在较高力下是柔性的，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并且使直升机着陆。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。锁定状态是通过使致动器电动机的所有绕组短路来提供的，并且用在下面描述的动态制动实施例中。与本申请有共同的所有人且与本申请具有相同的提交日期的美国申请(代理机构案号HTK-4)详细描述了超控连杆，并且该申请通过引用方式并入本文。在不使用连接至周期变距操纵杆的液力接口的直升机中，周期变距操纵杆的振动隔离器302a(俯仰)和302b(侧滚)可以定位在每个致动器的输出轴上。振动隔离器可任选地与具有液力周期变距操纵杆的直升机一起使用，因为液力系统通常提供周期距振荡的衰减。振动隔离器在每个回转振荡运动中减弱两者回转振荡运动存在于R22旋翼飞机的控制连杆和其他轻型直升机中，以防止旋翼飞机控制的振动负荷并且增加致动器部件的疲劳寿命。在单独的专利申请中详细地描述了周期距振动隔离器。
如图5所示，每个MCP的传感器套件还可以包括存储器，例如EEPROM或其他适当的存储器。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，例如控制环常数、传感器偏差和增益。作为另一实例，EEPROM可以存储用于正常的液压辅助循环控制期间的操作和用于响应液压辅助系统已经出现故障的检测而进行的操作的不同参数组。
图6是图5的表决部200的实施例的示意图。应认识到，本领域的普通技术人员可以基于示出的硬件构造很容易地实现软件版本。主单元电子器件66(图2和图5)包括用于各个致动器的电动机A和电动机B的单独驱动器。具体而言，第一电动机驱动器600驱动侧滚致动器60b的电动机B，第二电动机驱动器602驱动俯仰致动器60a的电动机B，第三电动机驱动器604驱动侧滚致动器60b的电动机A，第四电动机驱动器606驱动俯仰致动器60a的电动机A。在这点上，每个MCP分别产生单独的用于俯仰和侧滚(目标为使致动器60a、60b俯仰和侧滚)的指令。例如，MCP A向致动器60a的电动机A提供俯仰致动，并且向致动器60b的电动机A提供侧滚致动。对于本发明而言，尽管可以采用任何适当的逻辑方案，但各个驱动器的禁用输入610(分别表示为610a－610d)上的逻辑高电平信号将导致禁用该驱动器。在正常操作期间，关于以定时协调的方式驱动无刷直流电动机的电枢绕组，这些驱动器以本领域的普通技术人员所熟悉的方式运行。将会看到的是，基于不会控制给定电动机的MCP所作出的独立俯仰和侧滚表决指示，独立地确定给定电动机的状态。
仍参考图6，各个电动机驱动器的禁用输入610a－610d与双输入与门614a－614d组中的一个的相应输出电连接。此外，各个与门614接收来自两个MCP的表决指示，这两个MCP与连接至各与门的特定电动机驱动器不相关联。例如，能够禁用侧滚致动器60b的电动机B的驱动器600的与门614a接收来自MCP A的第一侧滚表决指示，其表示为“MCP A vs B侧滚表决”，以表示MCP A所作出的表决赞成或反对MCP B所产生的指令。类似地，与门614a接收来自MCP C的第二侧滚表决指示，其表示为“MCP C vs B侧滚表决”，以表示MCP C所作出的表决赞成或反对MCP B所产生的指令。因此，MCP A和MCP C所作出的侧滚表决是由这两个MCP做出的对于MCP A和MCP C中的每一个所产生的当前侧滚杆运动指令赞成或不赞成MCPB所产生的当前侧滚杆运动指令的单独指示。在本实施方式中，MCP A或MCP C所作出的表决反对或不赞成MCP B的侧滚指令的特征是逻辑高电平，如果MCP A和MCP C中仅有一个作出反对MCP B的侧滚控制的表决，则仅有一个与门614a输入为逻辑高电平，使得与门614a的输出保持为逻辑低电平，而这不会禁用驱动器600，从而将致动器60b的电动机B保持在正常操作状态。另一方面，如果MCP A和MCP C这两者均作出反对MCP B的侧滚控制的表决，则与门614a将输出禁用电动机驱动器600的逻辑高电平，以便停用侧滚致动器60b的电动机B。如图6所示，其余三个电动机中的每一个的控制以与前述描述一致的方式实现。
现在将注意力转移到关于本发明的内控制环和外控制环的进一步的细节。在实施例中，内环可以构造为提供对直升机的一个或更多个所选择的方位参数的控制，例如包括给定级别的冗余和/或应用于内环的软件认证(例如DAL A)的姿态保持。值得注意的是，这样的姿态保持实施例可以互换性地称为真实姿态实施例，这将进一步进行描述。自动驾驶仪的外环可以构造为至少对飞机的飞行提供一种导航功能，包括不同级别的冗余(例如与内环的三重化处理器相比的单个处理器)和/或软件认证(例如与用于内环的DAL A相比的DALC)。应用于内环的冗余和/或认证级别可以比应用于外环的冗余和/或认证级别高。基于本文所公开的教导，机械冗余和软件认证的任何适当的组合可以用于实现内控制环和外控制环。在这点上，在下面详细描述了在内控制环和外控制环中采用三重冗余处理的实施例。应认识到，本文所述的自动驾驶仪实施例的架构提供能够限于更换系统不太重要的部分的升级。例如，图5的ADPU 28用作外环并且可以认证为DAL C。可以在不影响内环的情况下更换或升级该ADPU。例如，升级后的ADPU可以添加额外的自动驾驶仪导航模式和/或硬件冗余级别和/或软件认证级别。
图7是一般以附图标记700表示的流程图，该流程图示出了用于运行内环702和外环704的方法的实施例以及这些环之间的相互作用。该方法起始于710，并且前进到步骤712，在步骤712中读取从外环传递来的ADP指令，这将进一步进行描述。目前，应充分注意的是，获得的ADP指令用于通过内环进行各个迭代。在步骤713中，作出关于ADP指令是否在例如如上所述的可接受限制范围内的ADP指令过滤决定。如果指令是可接受的，则操作前进到步骤714。另一方面，如果指令是不可接受的，则操作前进到可以开始发出警告和/或关闭自动驾驶仪的故障处理716。在步骤714中，在ADP对ADP传感器718和GPS 719进行读取的同时各个MCP对其传感器套件(图5)的传感器进行读取。在步骤720中，与MCP共享ADP传感器数据。在步骤722中，MCP彼此共享MCP传感器套件数据(图5)，以形成一组被各个MCP使用且与ADP共享的平均传感器数据。其他适当的实施例可以确定传感器数据的中值组。此外，如连接线724所指示的那样，MCP确定同样与ADP共享的直升机的姿态。在步骤726中，各个MCP确定致动器电动机指令。在步骤728中，例如使用图6的硬件实施方式或软件等效方式，基于指令进行表决。在步骤729中，比较表决结果。倘若存在处理器争议，则操作转到故障处理716。根据表决结果，任何适当的动作都可以被视为故障处理。例如，如上所述，如果特定致动器的一个电动机的控制被否决，则可以停用该电动机。可以发出适当的警告。如果步骤729未识别出表决争议，则操作前进到步骤730，在步骤730中基于表决致动电动机。
仍参考图7，现在将注意力转移到关于外环704的运行的进一步的细节。值得注意的是，并行执行内环702和外环704。在这点上，在步骤740中，外环确定基于安装了自动驾驶仪的特定旋翼飞机的当前飞行模式和控制律的ADP指令。可以在每个旋翼飞机的基础上定制控制律和相关参数。在结合来自ADP传感器718和GPS 719的数据的情况下，确定至少部分基于来自MCP的速率数据以及内环的步骤722所产生的直升机的姿态。在步骤760中，施加指令过滤，以用于限制ADP指令随后被内环使用。当前的ADP指令经过过滤，然后被步骤712读取。在这点上，应认识到，如上所述，步骤726施加限制为ADP指令的指令。
图8是一般用附图标记800表示的动态制动系统的实施例的示意图，该动态制动系统例如可以与图3的致动器60一起使用。如上所述，各个电动机可以包括星形连接的定子。具体而言，各个电动机包括三个定子线圈，对于电动机A而言表示为A1-A3，对于电动机B而言表示为B1-B3。对于本发明而言，应注意的是，电动机被选择为特征性地表现出响应驱动线圈断路或接地而对电动机的驱动轴的旋转施加的阻力。例如，如图6所示，电动机驱动器线路组802、804连接到相应的电动机驱动器。各个定子线圈还与一组6个N通道增强型MOSFET中的一个的漏极端子D电连接，N通道增强型MOSFET分别表示为806a-f并且可以统称为MOSFET 806。这些晶体管中的每一个的源极端子S与接地810连接。因此，这些MOSFET的栅极端子G上的正电压导通各个MOSFET，使得漏极到源极基本上被短路，以便用作开关来使相关的定子与接地连接或短路。驱动电路820接收来自直升机的输入电力(其表示为Vin)，并且出于给自动驾驶仪供电的目的还可以包括来自直升机的电池电力。应认识到，Vin应当反映或匹配于给自动驾驶仪提供电力的电源的任何故障。对于驱动电路820而言，用于进行适当操作的输入电力的范围可以为9-32伏的直流电。当电源开启时，在直升机的正常操作期间，稳压二极管D2将电压调节至9伏，从而将P通道耗尽型MOSFET 830的栅极端子的电压偏置至9伏。电流流过二极管D1和1K欧姆的电阻到达另一稳压二极管D3，稳压二极管D3将MOSFET830的源极端子的电压偏置至7伏，同样将电容器C1充电到7伏。因此，MOSFET 830的VGS为2伏的直流电，使得晶体管被偏置成处于截止状态。由于MOSFET830处于截止状态，因此该MOSFET的漏极端子的电压为零伏，从而将各MOSFET 806的栅极偏置到零伏，使得这些晶体管中的每一个也都处于截止状态。将看到的是，电容器C1用作电力存储装置，其响应提供Vin的电源的故障充当动态电源。
仍参考图8，响应电力故障(其中，Vin变为零伏)，MOSFET 830的栅极电压下降到导通晶体管的零伏。MOSFET 830导通后，其为电容器C1提供到100K欧姆电阻R3的放电通路。该放电电流导致将正栅极电压施加在各个MOSFET 806上，使得这些晶体管导通，从而当电容器C1通过R3放电时，将电动机A和电动机B的定子线圈与接地连接。因此，MOSFET 806基于RC时间常数将保持导通状态，RC时间常数主要由电容器C1和电阻R3确定。在本实例中，时间常数约为4.7秒。在实践中，MOSFET 806将保持大约4秒的导通状态。虽然这个时间段可以通过元件值的选择而改变，但应该选择为能够提供这样的时间段：该时间段足以让驾驶员接替自动驾驶仪进行手动控制。如上所述以及如图1和图2所示，即使在施加制动的时间段期间，因存在限力连杆300a、300b驾驶员也能够接管并且保持直升机的控制。本领域的技术人员将认识到，从特定设备方面考虑，可以很容易地修改和调整图8的电路。虽然已经在MOSFET的使用方面对本实施例进行了描述，但应认识到，其他实施例可以使用一种晶体管类型或不同类型的晶体管类型的适当组合而采用任何适当类型的晶体管。通过非限制性实例的方式，适当的晶体管类型包括双极型晶体管、结型场效应晶体管和绝缘栅场效应晶体管等。
结合图8来参考图5，应认识到，使用了图8的电路的两个实例。即，图8的电路的一个实例与各侧滚致动器和俯仰致动器的电动机连接。基于上述时间常数，通过临时使电动机线圈短路接地，产生对各个电动机的输出轴的旋转施加的阻力。阻力的程度通过致动器的齿轮装置进行放大，使得需要相当大的力来从发生电力故障的位置移动杆。实证结果表明，杆将不会应自动驾驶仪的电力故障而突然跳动，同时允许有充裕的时间让驾驶员接替自动驾驶仪对直升机进行控制。应认识到，如本文所教导的那样，动态制动可以用于响应至少使所选择的驱动线圈短路而表现出阻力的任何电动机。
图9示出了一般用附图标记900表示的动态制动系统的另一实施例，该动态制动系统例如可以与图3的致动器60一起使用。在本实施例中，各个电动机绕组与分别表示为NC1、NC2和NC3的常闭触点的一个端子连接。各个NC触点的另一端子与接地810连接。第一继电器902和第二继电器904中的每一个均包括由Vin驱动的继电器线圈。虽然本实例示出了与各个电动机相关联的3极单掷继电器(仅具有常闭触点)的使用，但应认识到可以使用任何适当类型的继电器。在正常操作期间，Vin被施加到各个继电器线圈上，使得常闭触点处于打开状态。然而，如果失去了Vin，则常闭触点闭合，以将各个定子线圈与接地连接，从而施加如上所述的动态制动。如上所述以及如图1和图2所示，由于电动机响应电力故障而保持在制动状态，因此因存在限力连杆300a、300b驾驶员也能够接管并且操作直升机。
虽然已经在将制动力施加于周期变距操纵杆上的背景下阐述了上述动态制动实施例，但应认识到制动力可以没有限制地施加在与致动器电动机机械相连的任何适当的控制连杆上。例如，动态制动可以施加在直升机的尾部旋翼踏板上。作为另一实例，动态制动可以施加在总距操纵杆上。此外，一些实施例可以采用动态制动，而不使用作为自动驾驶系统的一部分的致动器。
现在将注意力转移到图10，图10是示出本发明的自动驾驶仪的另一实施例的框图，该框图一般以附图标记1000表示。在自动驾驶仪1000与图5的前述自动驾驶仪12对应的情况下，为简明起见，不对相同的部件进行重复的描述。相对于自动驾驶仪1000的主要区别在于提供了作为ADPU 28’的一部分的三重化ADP处理部，三重化ADP处理部以附图标记1002、1004和1006表示。MCPU 30’仍旧包括三重化处理器或MCP，但不同的是构造为与三重化ADP配合。各三重化ADP处理部均包括分别以1010、1012和1014表示的专用传感器套件。与图5的ADP处理部一样，三重化ADP基于例如涉及导航模式的控制律进行运行，而MCP以与三重化ADP配合的方式处理涉及瞬时姿态控制的控制律，以实现各种导航控制模式。在本实施例中，各个传感器套件包括三轴磁强计。此外，在本实施例中，各个三重化处理部接收来自专用GPS单元的GPS输入。在其他实施例中，两个GPS单元可以与提供例如飞行速度和基于压力的高度等数据的其他适当数据源组合使用。在这点上，实施例可以接受来自另一导航单元的指令。这种指令可以包括例如侧滚和操纵指令。在一些实施例中，可以使用三个以上的GPS单元。在另一实施例中，出于提供冗余的目的，单个GPS单元可以与其他传感器组合使用。通过非限制性实例的方式，通过感测用于基于压力的高度的静态压力，基于压力的高度可以用于代替来自第二冗余GPS的GPS高度。出于控制通告部150的目的，可以设置通告表决部1020，通告部150可以包括双重警报喇叭；绿色的正常灯；黄色的警告灯和红色的故障灯。相对于MCP电动机控制以与图5的前述表决部200类似的方式，表决部1020可以表决使三重化处理器或MCP中的任一个(其不赞成其他两个三重化处理器)的通告控制被否决。各个三重化ADP与各个MCP进行专用的数据通信，使得对于产生电动机控制信号的MCP而言各个MCP接收来自一个ADP的控制指令。各个ADP和MCP对可以根据图7的流程图运行。这样，各个ADP所产生的ADP指令影响其相关联的MCP的电动机控制信号，使得如上所述表决使与发生故障的ADP相关联的MCP对电动机的控制被否决。当然，如上所述，三重化ADP C不服务于与MCP C相关联的电动机控制能力，而用于比较目的的表决。在另一实施例中，如上所述，表决部200可以基于ADP所作出的表决(其以与MCP作出表决的相同方式产生)运行。基于上述讨论，应认识到，图10的实施例可以被视为具有作为故障功能的容错功能。也就是说，尽管任意一个三重化ADP处理器或任意一个三重化MCP处理器出现完全故障，自动驾驶仪仍然可以正常工作。当然，可以发出警告，以向驾驶员指示存在故障，但是自动驾驶仪可以继续运行而无需驾驶员的干预。
虽然上述讨论详细描述了提供姿态保持功能或真实姿态功能(其提供用于在接合时从异常姿态中恢复回来)的内控制环的实施例，但应认识到，在其他实施例中可以以不同的方式构造内控制环。例如，在另一实施例中，内控制环可以是基于速率的内控制环。在这样的实施例中，内控制环试图将速率保持为零。也就是说，基于速率的内控制环试图将直升机的当前姿态保持为至少一定程度上是恒定的，而不管接合自动驾驶仪时当前姿态是怎样的。在这样的实施例中，除了例如冲失滤波器(其去除偏置误差)之外，无需内环对MCP中的速率传感器的漂移进行校正。因此，在经受速率传感器的漂移的情况下，当前姿态保持为至少一定程度上是恒定的。速率陀螺仪漂移可导致航迹和俯仰角的变化。具体而言，俯仰角漂移可以影响高度保持模式和速度保持模式，而侧滚漂移和偏航漂移可以影响航迹。然而，在这点上，如上所述，外控制环可以以与例如因长期的风变化而引起的误差相同的方式补偿姿态漂移误差并且作出渐进且必要的变化来校正姿态漂移误差。出于这个原因，由于仅需要速率陀螺仪感测，因此在本实施例中无需例如内控制环中的三轴加速度计等传感器来提供对漂移的校正。即，图5所示的MCP传感器套件不需要三轴加速度计。然而，应记住的是，基于速率的内控制环不能确定直升机的实际姿态或真实姿态，因此在接合时不能提供可靠的恢复来从异常姿态中恢复回来。本文所用的术语“真实姿态”旨在至少近似地涵盖充分表征可能会经受例如(通过非限制性实例的方式)不准确的测量值等不可避免的误差的飞机的姿态的技术。
继续描述基于速率的内控制环的实施例，可以保持上述内控制环或外控制环的结构。前述用于内环的加速度计(图5和图10)可以移动到外环，并且在实施例中，还可以将加速度计减少到仅具有用于负载(G)监控的单轴。在基于速率的系统中，磁强计保持为外控制环的一部分。因为速率陀螺仪的漂移与风的漂移难以区分，所以外环控制律可以以相同的方式调整漂移。在无需实际航向作为输入的实施例中，ADPU中可以不需要磁强计，特别是当并入有能够提供航迹输出的GPS时。如上所述，内控制环保持全权控制权并且仅通过系统的响应限制速率。在运行期间，内环发出控制用于姿态的大致瞬时变化的速率所需的控制信号。外控制环保持有更有限的控制权：仅可以指令较小快速的致动器运动和慢速较大的致动器运动。与姿态保持实施例一样，内控制环和外控制环之间的功能性的区分提供了不同的稳定性和/或两个环中的DAL软件的使用。
现在将注意力转移到图11，图11是示出与各模式所采用的传感器信号和值相对的本发明的自动驾驶仪的六种操作模式的表格。图11的表格相对于“内环”和“外环”的列标题描述了6种自动驾驶仪模式。内环列标题包括以如下顺序划分的子列：“模式”、表示每种模式的名字的“名目”、表示测量特定速率陀螺仪信号所围绕的轴线的“速率”、表示测量特定加速度计信号所沿的轴线的“加速度”、表示地面上的路线或路径的“航线”、作为包括纬度或经度的GPS位置信号的“纬度/经度”、表示基于GPS的速度或飞机的基于传感器的速度的“速度”、以及表示测量磁强计读数所沿的特定轴线的“磁强度”。外环列标题包括与内环列标题相同的子列，外加作为基于GPS的高度读数或通过压敏仪器确定的高度读数的“高度”和作为由内控制环确定的真实姿态的“姿态”。
模式1是基于速率的航线和速度保持模式，该模式的内环使用MEMS侧滚率信号、MEMS俯仰率信号和竖直加速度计。竖轴加速度计可以用在任何模式中，以确保不违反直升机的负载限制。也就是说，能够避免产生用于具有双桨叶旋翼的直升机的低重力状况的操纵以及能够产生超过直升机的结构限制的高重力状况的操纵。模式1的外环使用GPS航线、MEMS偏航率信号以及俯仰率信号和竖直加速度计信号。与用于任何模式的情况一样，可以从GPS获取速度信号或通过飞机的飞行速度传感器提供速度信号。在一些实施例中，用于模式1的外环可以采用GPS信息来代替俯仰率信号和/或偏航率信号。
模式2是基于速率的航线和高度保持模式，该模式的内环使用MEMS侧滚率信号、MEMS俯仰率信号和竖直加速度计。模式2的外环可以使用与用于模式1的外环相同的信号，外加高度信号。高度信号可以是基于GPS的信息或者从基于压力的高度传感器获得。
模式3是基于速率的悬停或位置保持模式，该模式的内环使用MEMS侧滚率信号、俯仰MEMS率信号和竖直加速度计。模式3的外环可以使用与用于模式1的外环相同的信号，外加MEMS偏航率信号和提供纬度和经度的GPS位置信号。由于在本实施例中该模式不控制高度，因此不需要高度信号。然而，应认识到，出于向驾驶员指示当前高度和/或向驾驶员指示所需高度的变化的目的，可以采用高度信号。还采用了能够沿旋翼飞机的俯仰和侧滚轴线定向的水平磁强计信号。
模式4是真实姿态航线和速度保持模式，该模式的内环使用MEMS三轴速率传感器、MEMS三轴加速度计和三轴磁强计。后者还利用GPS航线信号并且可以使用GPS速度信号。在另一实施例中，可以通过飞机的飞行速度传感器提供速度信号。模式4的外环使用GPS航线信号以及俯仰率信号和偏航率信号、竖直加速度计信号、内环的飞机姿态估计和速度信号。在一些实施例中，用于模式4的外环可以采用GPS信息来代替俯仰率信号和/或偏航率信号和/或飞机姿态估计。
模式5是真实姿态航线和高度保持模式，该模式的内环使用MEMS三轴速率传感器、MEMS三轴加速度计和三轴磁强计。后者还利用GPS航线信号并且可以使用GPS速度信号。在另一实施例中，可以通过飞机的飞行速度传感器提供速度信号。模式5的外环可以使用与用于模式4的外环相同的信号，外加GPS信号或基于压力的高度信号。在一些实施例中，用于模式5的外环可以采用GPS信息来代替俯仰率信号和/或偏航率信号和/或飞机姿态估计。
模式6是真实姿态悬停/位置保持模式，该模式的内环使用MEMS三轴速率传感器、MEMS三轴加速度计和三轴磁强计。后者还利用GPS航线信号并且可以使用GPS速度信号。在另一实施例中，可以通过飞机的飞行速度传感器提供速度信号。模式6的外环可以使用与用于模式4的外环相同的信号，外加偏航率信号和提供纬度和经度的GPS位置信号。在一些实施例中，用于模式6的外环可以采用GPS信息来代替俯仰率信号、偏航率信号和/或侧滚率信号和/或飞机姿态估计。
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。其本意并不是穷举或将本发明限制为所公开的确切的一种形式或多种形式。例如，特定设备中的本发明的自动驾驶仪的第二实例可以用适当的软件提供对总距操纵杆和尾部旋翼踏板的控制。因此，可以使用如上所述的“第一”自动驾驶仪和管理其他飞行控制件的“第二”自动驾驶仪实现完整的自动驾驶仪控制。该变型例或双自动驾驶系统包括四根独立的致动器驱动轴，并且可以提供速度和高度均被保持的操作模式和/或在没有驾驶员控制输入的情况下下降或上升的速率或速度均被保持的另一操作模式。通常，在这样的实施例中，第二自动驾驶仪的内环可以使用踏板致动器管理侧滑并且使用总距操纵杆致动器将高度保持为恒定不变。如上所述，由于第一自动驾驶仪的内环能够将俯仰角保持为恒定不变，因此可以经由俯仰角管理将飞行速度保持为恒定不变。对于这种构造，第二自动驾驶仪可以使用总距操纵杆致动器管理高度。对于总距操纵杆输入而言，例如在管理飞行方法或VNAV(竖直导航)(存在竖直导航速度要求)的外环控制模式下，高度保持或上升/下降速率要求可以基于GPS或压力数据。因此，根据上述教导，其他的改进方案变型例是可能的，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。
优选地包括本文所述的所有要素、部件和步骤。应理解，如对本领域的技术人员来说将显而易见的那样，任何这些元件、零件和步骤可由其他元件、零件和步骤代替或完全删除。
本文至少公开了以下内容：直升机自动驾驶系统包括用于对直升机的飞行提供姿态保持的内环，该内环包括应用于内环的给定级别的冗余。外环构造为对直升机的飞行提供导航功能，该外环包括与内环不同的冗余级别。致动器提供作用在连杆上的用于在电源故障期间稳定直升机飞行的制动力。致动器为机电式并且接收电驱动信号以便在不需要直升机中的液压辅助系统的情况下提供直升机的自动飞行控制。自动驾驶系统可以在液压辅助系统的故障模式下操纵直升机。使用相关传感器输入来描述包括基于速率的真实姿态模式在内的多种飞行模式。
构思
另外，本文至少公开了以下构思：
构思1.一种用于直升机的自动驾驶系统，包括：
内环，其构造为至少对所述直升机的飞行提供真实姿态估计，所述内环包括应用于所述内环的给定级别的冗余；以及
自动驾驶外环，其构造为对所述直升机的飞行提供至少一种导航功能，所述自动驾驶外环包括与所述内环不同的冗余级别。
构思2.根据构思1所述的自动驾驶系统，其中，所述外环的不同冗余级别高于所述内环的给定冗余级别。
构思3.根据构思1或2所述的自动驾驶系统，其中，所述内环构造有用于所述内环中的三重冗余的三重化处理器。
构思4.根据构思3所述的自动驾驶系统，其中，所述内环进一步构造为使所述三重化处理器各自同时产生电动机控制信号。
构思5.根据构思4所述的自动驾驶系统，其中，所述内环构造为在所述内环每次迭代时接收来自所述外环的控制指令作为每个三重化处理器产生所述电动机控制信号的一部分。
构思6.根据前述构思中的任一构思所述的自动驾驶系统，其中，所述外环构造为与所述内环进行一对一的迭代。
构思7.根据构思4所述的自动驾驶系统，其中，每个三重化处理器构造为将由该三重化处理器产生的所述电动机控制信号与由其他两个三重化处理器中的每一个三重化处理器产生的所述电动机控制信号进行比较，并且基于所述比较来作出赞成或反对所述其他两个三重化处理器中的第一个三重化处理器的第一表决以及赞成或反对所述其他两个三重化处理器中的第二个三重化处理器的第二表决。
构思8.根据构思7所述的自动驾驶系统，其中，所述三重化处理器中的第一给定三重化处理器和第二给定三重化处理器各自与至少一个致动器电动机进行控制通信，并且第三三重化处理器产生所述电动机控制信号并作出所述表决，但所述第三三重化处理器不与致动器电动机进行控制通信。
构思9.根据构思7所述的自动驾驶系统，还包括表决管理器，当所述其他两个三重化处理器这两者的表决均反对特定三重化处理器以指示所述特定三重化处理器的故障时，所述表决管理器使电动机控制信号对所述三重化处理器中的所述特定三重化处理器不产生影响。
构思10.根据构思9所述的自动驾驶系统，其中，所述内环和所述外环响应所述三重化处理器中的单个三重化处理器的故障仍能完全地运行。
构思11.根据构思4所述的自动驾驶系统，还包括用于分别将俯仰致动和侧滚致动施加至所述直升机的控制连杆上的俯仰致动器和侧滚致动器，所述俯仰致动器和所述侧滚致动器中的每一个致动器包括至少具有第一电动机和第二电动机的冗余电动机组，并且第一三重化处理器产生控制所述俯仰致动器的所述第一电动机和所述侧滚致动器的所述第一电动机的第一处理器电动机控制信号，而第二三重化处理器产生控制所述俯仰致动器的所述第二电动机和所述侧滚致动器的所述第二电动机的第二处理器电动机控制信号。
构思12.根据构思11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各自包括输出轴，并且各自构造为使得所述致动器中的给定致动器的所述第一电动机和所述第二电动机中的任一者或者所述第一电动机和所述第二电动机这两者能够旋转所述给定致动器的给定输出轴以提供控制连杆致动。
构思13.根据构思1所述的自动驾驶系统，其中，所述内环构造有用于所述内环中的三重冗余的三重化处理器，并且还包括一组三重化传感器套件，以便每个三重化处理器读取所述传感器套件中的专用于该三重化处理器的一个传感器套件以产生传感器数据。
构思14.根据构思13所述的自动驾驶系统，其中，每个三重化处理器构造为与所述其他两个三重化处理器共享来自所述传感器套件中的专用传感器套件的所述传感器数据。
构思15.根据构思14所述的自动驾驶系统，其中，每个三重化处理器构造为基于来自所有所述三重化处理器的所述传感器数据来确定传感器数据中值组，并且构造为基于所述传感器数据中值组来确定所述电动机控制信号。
构思16.根据构思15所述的自动驾驶系统，其中，每个三重化处理器构造为拒收任何错误的传感器数据。
构思17.根据构思16所述的自动驾驶系统，其中，每个三重化处理器构造为至少部分地基于三个传感器输出与由所述传感器套件中的每一个传感器套件的给定传感器产生的每个传感器输出的比较来识别所述错误传感器数据。
构思18.根据前述构思中的任一构思所述的自动驾驶系统，其中，所述外环构造为基于用于特定直升机的一组控制律来运行。
构思19.根据前述构思中的任一构思所述的自动驾驶系统，其中，所述直升机包括周期变距操纵杆，并且所述系统还包括用于致动所述周期变距操纵杆的致动器装置以提供所述姿态保持和所述导航功能。
构思20.一种在用于直升机的自动驾驶系统中采用的方法，包括：
将内环构造为至少对所述直升机的飞行提供姿态保持，所述内环包括应用于所述内环的给定级别的冗余；以及
将自动驾驶外环构造为对所述直升机的飞行提供至少一种导航功能，所述自动驾驶外环包括与所述内环不同的冗余级别。
构思21.一种致动器装置，其作为通过致动直升机的一个或多个飞行控制件来提供所述直升机的自动控制的自动驾驶仪的一部分，所述致动器装置包括：
至少一个电动机，其包括输出轴和用于接收使所述输出轴旋转的驱动电流的电动机线圈装置；
致动器连杆，其有效地连接在所述电动机的所述输出轴与所述飞行控制件之间，以便所述输出轴的旋转引起所述致动器连杆和所述飞行控制件的相应运动；以及
电动机驱动装置，其用于在所述自动驾驶仪的正常操作期间从电源提供所述驱动电流，并且至少用于响应所述电源的故障而使所述电动机线圈装置短路，以便所述电动机提供作用在所述致动器连杆上的用于在所述电源故障期间稳定所述直升机的飞行的制动力。
构思22.根据构思21所述的致动器装置，其中，所述电动机驱动装置构造为使所述电动机线圈装置电气短路。
构思23.根据构思21或22所述的致动器装置，其中，所述电动机驱动装置包括设置为响应所述电源故障而将所述电动机线圈装置至少瞬间电连接至直升机地面的至少一个MOSFET。
构思24.根据构思21、22或23所述的致动器装置，还包括蓄电电容器，所述蓄电电容器响应所述电源的正常运行而充电，并且所述电动机驱动装置构造为响应所述电源的故障而通过将所述MOSFET偏置到导通状态以使所述电动机线圈装置至少瞬间短路的方式来使所述蓄电电容器放电。
构思25.根据构思22所述的致动器装置，其中，所述电动机包括具有三个分支线圈的Y形连接的定子线圈，并且所述电动机驱动装置包括设置为响应所述电源的故障而协同地使所述分支线圈瞬间短路的一组MOSFET。
构思26.根据构思25所述的致动器装置，其中，所述一组MOSFET设置为响应所述电源故障而将每个分支线圈至少瞬间电连接至直升机地面。
构思27.根据构思25所述的致动器装置，还包括蓄电电容器，所述蓄电电容器响应所述电源的正常运行而充电，并且所述致动器装置构造为响应所述电源的故障通过将所述一组MOSFET中的每个MOSFET偏置到导通状态以使所述分支线圈至少瞬间短路的方式来使所述蓄电电容器放电。
构思28.根据前述构思中的任一构思所述的致动器装置，其中，所述电动机驱动装置包括设置为响应所述电源故障而使所述电动机线圈装置短路的至少一个机电式继电器。
构思29.根据构思28所述的致动器装置，其中，所述机电式继电器包括设置为响应所述电源的故障而将所述电动机线圈电连接至直升机地面的至少一个常闭触点。
构思30.一种用于控制致动器电动机的方法，所述致动器电动机形成提供直升机的自动控制的直升机自动驾驶系统的一部分，所述致动器电动机包括与所述直升机的飞行控制件有效地连接的输出轴以及用于接收使所述输出轴旋转以致动所述飞行控制件的驱动电流的电动机线圈装置，所述方法包括：
将电动机驱动装置构造为在所述自动驾驶系统的正常操作期间从电源提供所述驱动电流，并且使电动机驱动装置至少用于响应所述电源的故障而使所述电动机线圈装置短路，以便所述电动机提供作用在致动器连杆上的用于在所述电源故障期间稳定所述直升机的飞行的制动力。
构思31.一种用于直升机的自动驾驶系统，所述直升机包括提供GPS输出的GPS单元，所述自动驾驶系统包括：
传感器装置，其专用于所述自动驾驶系统并且产生表征所述直升机的飞行的一组传感器输出；
控制装置，其接收所述GPS输出和所述传感器输出并且响应这些输出而产生电驱动信号；以及
致动器，其为机电式并且接收所述电驱动信号并产生响应所述电驱动信号的机械控制输出，所述机械控制输出与所述直升机机械连接，以便在不需要所述直升机中的液压辅助系统的情况下提供所述直升机的自动飞行控制。
构思32.根据构思31所述的自动驾驶系统，其中，所述致动器以与施加在所述直升机的周期变距操纵杆上的任何驾驶员致动并行的方式将所述机械控制输出与所述周期变距操纵杆连接。
构思33.根据构思31或32所述的自动驾驶系统，其中，所述控制装置包括构造为对所述直升机的飞行提供至少一种导航功能的外控制环以及构造为至少对所述直升机的飞行提供姿态保持的内控制环。
构思34.根据构思33所述的自动驾驶系统，其中，所述内环包括一组三个三重化处理器以在所述电驱动信号的产生过程中提供三重冗余，每个三重化处理器产生侧滚控制信号和俯仰控制信号。
构思35.根据构思34所述的自动驾驶系统，其中，所述三重化处理器中的第一三重化处理器和第二三重化处理器向侧滚致动器发出侧滚控制信号并且向俯仰致动器发出俯仰控制信号，而第三三重化处理器不向致动器提供侧滚控制信号和俯仰控制信号。
构思36.根据构思34所述的自动驾驶系统，其中，所述内环进一步构造为使所述三重化处理器各自同时产生至少一个电动机控制信号。
构思37.根据构思36所述的自动驾驶系统，其中，所述内环构造为在所述内环每次迭代时接收来自所述外环的控制指令作为每个三重化处理器产生所述电动机控制信号的一部分。
构思38.根据构思33－37中的任一构思所述的自动驾驶系统，其中，所述外环构造为与所述内环进行一对一的迭代。
构思39.根据构思36所述的自动驾驶系统，还包括用于分别将俯仰致动和侧滚致动施加至所述直升机的控制连杆上的俯仰致动器和侧滚致动器，所述俯仰致动器和所述侧滚致动器中的每一个致动器包括具有第一电动机和第二电动机的冗余电动机组，并且所述第一三重化处理器产生控制所述俯仰致动器的所述第一电动机和所述侧滚致动器的所述第一电动机的第一处理器电动机控制信号，而所述第二三重化处理器产生控制所述俯仰致动器的所述第二电动机和所述侧滚致动器的所述第二电动机的第二处理器电动机控制信号。
构思40.根据构思39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各自包括输出轴，并且各自构造为使得所述致动器中的给定致动器的所述第一电动机和所述第二电动机中的任一者或者所述第一电动机和所述第二电动机这两者能够旋转所述给定致动器的给定输出轴以提供控制连杆致动。
构思41.根据构思40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中的每一个致动器的所述输出轴能够向所述直升机的所述控制连杆提供至少300磅的力。
构思42.根据构思31－41中的任一构思所述的自动驾驶系统，其中，所述直升机包括周期变距操纵杆，并且所述致动器提供机械输入以致动所述周期变距操纵杆。
构思43.一种用于直升机的自动驾驶系统，所述直升机包括液压辅助系统，所述液压辅助系统接收来自驾驶员的飞行输入控制并且转而产生与所述直升机机械连接的机械输出以提供所述直升机的驾驶员控制，所述自动驾驶系统包括：
传感器装置，其产生表征所述直升机的飞行的一组传感器输出；
控制装置，其接收所述传感器输出并且产生电驱动信号；以及
致动器装置，其为机电式并且接收所述电驱动信号并产生响应所述电驱动信号的控制输出，所述控制输出与所述液压辅助系统机械连接，并且所述致动器装置构造为与所述控制装置协作，以便在正常运行状态下用所述液压辅助系统在第一正常模式下提供所述直升机的自动飞行控制并且在故障运行状态下用所述液压辅助系统在第二故障模式下提供所述直升机的自动飞行控制，从而在所述正常模式和所述故障模式中的每一种模式下提供所述直升机的自动飞行控制。
构思44.根据构思43所述的自动驾驶系统，其中，所述传感器装置构造为在所述正常模式和所述故障模式中的一种模式下感测所述液压辅助系统的运行状态，并且所述控制装置基于响应所述液压辅助系统的所述正常模式而检测到的第一组正常参数以及响应所述液压辅助系统的所述故障模式而检测到的第二组故障参数来产生所述电驱动信号。
构思45.根据构思43或44所述的自动驾驶系统，其中，所述液压辅助系统的故障产生施加机械控制输入的死区，并且所述第二组故障参数构造为至少补偿所述死区。
构思46.根据构思43、44或45所述的自动驾驶系统，其中，所述致动器装置以与施加在所述直升机的周期变距操纵杆上的任何驾驶员致动并行的方式将所述控制输出与所述周期变距操纵杆连接。
构思47.根据构思43-46中的任一构思所述的自动驾驶系统，其中，所述直升机包括由所述液压辅助系统控制的周期变距操纵杆，并且所述致动器装置提供机械输入以致动所述液压辅助系统。
构思48.一种用于操纵直升机的方法，所述直升机包括构造为至少致动所述直升机的旋翼系统的液压辅助系统，所述方法包括：
响应所述直升机的飞行而产生自动驾驶电控制信号；以及
将机电式致动器装置构造为接收所述自动驾驶电控制信号并且基于所述自动驾驶电控制信号将机械控制输出与所述液压辅助系统连接，并且使所述致动器装置与控制装置协作，以便在正常运行状态下用所述液压辅助系统在第一正常模式下提供所述直升机的自动飞行控制并且在故障运行状态下用所述液压辅助系统在第二故障模式下提供所述直升机的自动飞行控制，从而在所述正常模式和所述故障模式中的每一种模式下提供所述直升机的自动飞行控制。
构思49.根据构思48所述的方法，还包括在所述正常模式和所述故障模式中的一种模式下感测所述液压辅助系统的运行状态，并且基于响应所述液压辅助系统的所述正常模式而检测到的第一组正常参数以及响应所述液压辅助系统的所述故障模式而检测到的第二组故障参数来产生所述电驱动信号。
构思50.根据构思49所述的方法，其中，所述液压辅助系统的故障产生施加机械控制输入的死区，并且所述方法包括将所述第二组故障参数构造为至少补偿所述死区。
构思51.根据构思48、49或50所述的方法，还包括以与施加在所述直升机的周期变距操纵杆上的任何驾驶员致动并行的方式将所述机械控制输出与所述周期变距操纵杆连接。
构思52.根据构思48、49、51或50所述的方法，其中，所述直升机包括由所述液压辅助系统控制的周期变距操纵杆，并且所述致动器装置构造为提供机械输入以致动所述液压辅助系统。
构思53.一种用于对直升机的向前飞行进行选择性自动控制的飞行控制系统，所述向前飞行由包括俯仰定向、侧滚定向和偏航定向的一组定向参数表征，所述系统包括：
MEMS三轴速率传感器，其由所述直升机支撑以产生分别响应所述侧滚定向、所述俯仰定向和所述偏航定向的变化的侧滚率信号、俯仰率信号和偏航率信号；
MEMS三轴加速度计，其用于产生响应所述向前飞行的加速度计信号；
GPS接收机，其由所述直升机支撑以产生响应所述直升机的所述向前飞行的航线信号、高度信号和速度信号；
三轴磁强计，其用于产生磁强计信号；
控制器，其由所述直升机支撑以接收由所述俯仰率信号、所述侧滚率信号、所述偏航率信号、所述加速度计信号、所述航线信号、所述磁强计信号、所述速度信号和所述高度信号组成的一组输入以确定所述直升机的真实姿态，并且根据在地面上限定的选定航线和所述选定航线上的选定高度来产生一组控制信号以保持所述直升机的稳定的向前飞行定向；以及
致动器装置，其接收所述一组控制信号以基于所述一组控制信号来调整所述直升机的所述向前飞行。
构思54.根据构思53所述的系统，其中，所述GPS接收机包括不多于一个的GPS天线。
构思55.一种用于对直升机的向前飞行进行选择性自动控制的飞行控制系统，所述向前飞行由包括俯仰定向、侧滚定向和偏航定向的一组定向参数表征，所述系统包括：
MEMS三轴速率传感器，其由所述直升机支撑以产生分别响应所述侧滚定向、所述俯仰定向和所述偏航定向的变化的侧滚率信号、俯仰率信号和偏航率信号；
MEMS三轴加速度计，其用于产生响应所述向前飞行的加速度计信号；
GPS接收机，其由所述直升机支撑以产生响应所述直升机的所述向前飞行的航线信号和速度信号；
三轴磁强计，其用于产生磁强计信号；
控制器，其由所述直升机支撑以接收由所述俯仰率信号、所述侧滚率信号、所述偏航率信号、所述加速度计信号、所述航线信号和所述速度信号组成的一组输入以确定所述直升机的真实姿态，并且根据在地面上限定的选定航线和所述选定航线上的选定高度来产生一组控制信号以保持所述直升机的稳定的向前飞行定向；以及
致动器装置，其用于接收所述一组控制信号以基于所述一组控制信号来调整所述直升机的所述向前飞行。
构思56.一种用于对能够以悬停方式飞行的直升机的飞行进行选择性自动控制的飞行控制系统，所述悬停由包括俯仰定向、侧滚定向、偏航定向和地面上方位置的一组定向参数表征，所述系统包括：
MEMS传感器装置，其由所述直升机支撑以产生响应所述俯仰定向的变化的俯仰率信号、响应所述侧滚定向的变化的侧滚率信号、响应所述偏航定向的变化的偏航率信号和响应所述悬停的加速度信号；
MEMS三轴加速度计，其用于产生响应向前飞行的加速度计信号；
磁强计，其用于产生磁航向信号；
GPS接收机，其由所述直升机支撑以产生响应所述直升机的所述悬停的位置信号、航线信号和速度信号；
处理装置，其由所述直升机支撑以接收由所述俯仰率信号、所述侧滚率信号、所述偏航率信号、所述加速度信号、所述位置信号、所述航线信号、所述速度信号和所述磁航向信号组成的一组输入以确定所述直升机的真实姿态，并且根据选定悬停位置来产生一组控制信号以保持所述直升机的稳定悬停；以及
致动器装置，其用于接收所述一组控制信号以基于所述一组控制信号来调整所述直升机的所述悬停。
构思57.一种用于直升机的自动驾驶系统，包括：
内环，其构造为至少对所述直升机的飞行提供真实姿态，所述内环包括应用于所述内环的给定级别的冗余；以及
自动驾驶外环，其构造为对所述直升机的飞行提供至少一种导航功能，并且所述内环和所述自动驾驶外环各自构造有三重化处理器。

Claims (32)

1.一种致动器装置，其作为通过致动直升机的一个或多个飞行控制件来提供所述直升机的自动控制的自动驾驶仪的一部分，所述致动器装置包括：
至少一个电动机，其包括输出轴和用于接收使所述输出轴旋转的驱动电流的电动机线圈装置；
致动器连杆，其有效地连接在所述电动机的所述输出轴与所述飞行控制件之间，以便所述输出轴的旋转引起所述致动器连杆和所述飞行控制件的相应运动；以及
电动机驱动装置，其用于在所述自动驾驶仪的正常操作期间从电源提供所述驱动电流，并且至少用于响应所述电源的故障而使所述电动机线圈装置短路，以便所述电动机提供作用在所述致动器连杆上的用于在所述电源故障期间稳定所述直升机的飞行的制动力。
2.根据权利要求1所述的致动器装置，其中，所述电动机驱动装置构造为使所述电动机线圈装置电气短路。
3.根据权利要求2所述的致动器装置，其中，所述电动机驱动装置包括设置为响应所述电源故障而将所述电动机线圈装置至少瞬间电连接至直升机地面的至少一个MOSFET。
4.根据权利要求2所述的致动器装置，还包括蓄电电容器，所述蓄电电容器响应所述电源的正常运行而充电，并且所述电动机驱动装置构造为响应所述电源的故障而通过将所述MOSFET偏置到导通状态以使所述电动机线圈装置至少瞬间短路的方式来使所述蓄电电容器放电。
5.根据权利要求2所述的致动器装置，其中，所述电动机包括具有三个分支线圈的Y形连接的定子线圈，并且所述电动机驱动装置包括设置为响应所述电源的故障而协同地使所述分支线圈瞬间短路的一组MOSFET。
6.根据权利要求5所述的致动器装置，其中，所述一组MOSFET设置为响应所述电源故障而将每个分支线圈至少瞬间电连接至直升机地面。
7.根据权利要求5所述的致动器装置，还包括蓄电电容器，所述蓄电电容器响应所述电源的正常运行而充电，并且所述致动器装置构造为响应所述电源的故障而通过将所述一组MOSFET中的每个MOSFET偏置到导通状态以使所述分支线圈至少瞬间短路的方式来使所述蓄电电容器放电。
8.根据权利要求2所述的致动器装置，其中，所述电动机驱动装置包括设置为响应所述电源故障而使所述电动机线圈装置短路的至少一个机电式继电器。
9.根据权利要求8所述的致动器装置，其中，所述机电式继电器包括设置为响应所述电源的故障而将所述电动机线圈电连接至直升机地面的至少一个常闭触点。
10.一种用于控制致动器电动机的方法，所述致动器电动机形成提供直升机的自动控制的直升机自动驾驶系统的一部分，所述致动器电动机包括与所述直升机的飞行控制件有效地连接的输出轴以及用于接收使所述输出轴旋转以致动所述飞行控制件的驱动电流的电动机线圈装置，所述方法包括：
将电动机驱动装置构造为在所述自动驾驶系统的正常操作期间从电源提供所述驱动电流，并且使所述电动机驱动装置至少用于响应所述电源的故障而使所述电动机线圈装置短路，以便所述电动机提供作用在致动器连杆上的用于在所述电源故障期间稳定所述直升机的飞行的制动力。
11.一种用于直升机的自动驾驶系统，所述直升机包括提供GPS输出的GPS单元，所述自动驾驶系统包括：
传感器装置，其专用于所述自动驾驶系统并且产生表征所述直升机的飞行的一组传感器输出；
控制装置，其接收所述GPS输出和所述传感器输出，并且响应这些输出而产生电驱动信号；以及
致动器，其为机电式并且接收所述电驱动信号并产生响应所述电驱动信号的机械控制输出，所述机械控制输出与所述直升机机械连接，以便在不需要所述直升机中的液压系统的情况下提供所述直升机的自动飞行控制。
12.根据权利要求11所述的自动驾驶系统，其中，所述致动器以与施加在所述直升机的周期变距操纵杆上的任何驾驶员致动并行的方式将所述机械控制输出与所述周期变距操纵杆连接。
13.根据权利要求11所述的自动驾驶系统，其中，所述控制装置包括构造为对所述直升机的飞行提供至少一种导航功能的外控制环以及构造为至少对所述直升机的飞行提供姿态保持的内控制环。
14.根据权利要求13所述的自动驾驶系统，其中，所述内环包括一组三个三重化处理器以在所述电驱动信号的产生过程中提供三重冗余，每个三重化处理器产生侧滚控制信号和俯仰控制信号。
15.根据权利要求14所述的自动驾驶系统，其中，所述三重化处理器中的第一三重化处理器和第二三重化处理器向侧滚致动器发出侧滚控制信号并且向俯仰致动器发出俯仰控制信号，而第三三重化处理器不向致动器提供侧滚控制信号和俯仰控制信号。
16.根据权利要求14所述的自动驾驶系统，其中，所述内环进一步构造为使所述三重化处理器各自同时产生至少一个电动机控制信号。
17.根据权利要求16所述的自动驾驶系统，其中，所述内环构造为在所述内环每次迭代时接收来自所述外环的控制指令作为每个三重化处理器产生所述电动机控制信号的一部分。
18.根据权利要求17所述的自动驾驶系统，其中，所述外环构造为与所述内环进行一对一的迭代。
19.根据权利要求16所述的自动驾驶系统，还包括用于分别将俯仰致动和侧滚致动施加至所述直升机的控制连杆上的俯仰致动器和侧滚致动器，所述俯仰致动器和所述侧滚致动器中的每一个致动器包括具有第一电动机和第二电动机的冗余电动机组，并且所述第一三重化处理器产生控制所述俯仰致动器的所述第一电动机和所述侧滚致动器的所述第一电动机的第一处理器电动机控制信号，而所述第二三重化处理器产生控制所述俯仰致动器的所述第二电动机和所述侧滚致动器的所述第二电动机的第二处理器电动机控制信号。
20.根据权利要求19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各自包括输出轴，并且各自构造为使得所述致动器中的给定致动器的所述第一电动机和所述第二电动机中的任一者或者所述第一电动机和所述第二电动机这两者能够旋转所述给定致动器的给定输出轴以提供控制连杆致动。
21.根据权利要求20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中的每一个致动器的所述输出轴能够向所述直升机的所述控制连杆提供至少300磅的力。
22.根据权利要求11所述的自动驾驶系统，其中，所述直升机包括周期变距操纵杆，并且所述致动器提供机械输入以致动所述周期变距操纵杆。
23.一种用于直升机的自动驾驶系统，所述直升机包括液压辅助系统，所述液压辅助系统接收来自驾驶员的飞行输入控制并且转而产生与所述直升机机械连接的机械输出以提供所述直升机的驾驶员控制，所述自动驾驶系统包括：
传感器装置，其产生表征所述直升机的飞行的一组传感器输出；
控制装置，其接收所述传感器输出并且产生电驱动信号；以及
致动器装置，其为机电式并且接收所述电驱动信号并产生响应所述电驱动信号的控制输出，所述控制输出与所述液压辅助系统机械连接，并且所述致动器装置构造为与所述控制装置协作，以便在正常运行状态下用所述液压辅助系统在第一正常模式下提供所述直升机的自动飞行控制并且在故障运行状态下用所述液压辅助系统在第二故障模式下提供所述直升机的自动飞行控制，从而在所述正常模式和所述故障模式中的每一种模式下提供所述直升机的自动飞行控制。
24.根据权利要求23所述的自动驾驶系统，其中，所述传感器装置构造为在所述正常模式和所述故障模式中的一种模式下感测所述液压辅助系统的运行状态，并且所述控制装置基于响应所述液压辅助系统的所述正常模式而检测到的第一组正常参数以及响应所述液压辅助系统的所述故障模式而检测到的第二组故障参数来产生所述电驱动信号。
25.根据权利要求24所述的自动驾驶系统，其中，所述液压辅助系统的故障产生施加机械控制输入的死区，并且所述第二组故障参数构造为至少补偿所述死区。
26.根据权利要求23所述的自动驾驶系统，其中，所述致动器装置以与施加在所述直升机的周期变距操纵杆上的任何驾驶员致动并行的方式将所述控制输出与所述周期变距操纵杆连接。
27.根据权利要求23所述的自动驾驶系统，其中，所述直升机包括由所述液压辅助系统控制的周期变距操纵杆，并且所述致动器装置提供机械输入以致动所述液压辅助系统。
28.一种用于操纵直升机的方法，所述直升机包括构造为至少致动所述直升机的旋翼系统的液压辅助系统，所述方法包括：
响应所述直升机的飞行而产生自动驾驶电控制信号；以及
将机电式致动器装置构造为接收所述自动驾驶电控制信号并且基于所述自动驾驶电控制信号将机械控制输出与所述液压辅助系统连接，并且使所述致动器装置与控制装置协作，以便在正常运行状态下用所述液压辅助系统在第一正常模式下提供所述直升机的自动飞行控制并且在故障运行状态下用所述液压辅助系统在第二故障模式下提供所述直升机的自动飞行控制，从而在所述正常模式和所述故障模式中的每一种模式下提供所述直升机的自动飞行控制。
29.根据权利要求28所述的方法，还包括在所述正常模式和所述故障模式中的一种模式下感测所述液压辅助系统的运行状态，并且基于响应所述液压辅助系统的所述正常模式而检测到的第一组正常参数以及响应所述液压辅助系统的所述故障模式而检测到的第二组故障参数来产生所述电驱动信号。
30.根据权利要求29所述的方法，其中，所述液压辅助系统的故障产生施加机械控制输入的死区，并且所述方法包括将所述第二组故障参数构造为至少补偿所述死区。
31.根据权利要求28所述的方法，还包括以与施加在所述直升机的周期变距操纵杆上的任何驾驶员致动并行的方式将所述机械控制输出与所述周期变距操纵杆连接。
32.根据权利要求28所述的方法，其中，所述直升机包括由所述液压辅助系统控制的周期变距操纵杆，并且所述致动器装置构造为提供机械输入以致动所述液压辅助系统。
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