CN109131839A - 用于分布式飞行器致动系统的方法和装置 - Google Patents

用于分布式飞行器致动系统的方法和装置 Download PDF

Info

Publication number
CN109131839A
CN109131839A CN201810610883.6A CN201810610883A CN109131839A CN 109131839 A CN109131839 A CN 109131839A CN 201810610883 A CN201810610883 A CN 201810610883A CN 109131839 A CN109131839 A CN 109131839A
Authority
CN
China
Prior art keywords
actuator
control surface
difference
response
aircraft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201810610883.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109131839B (zh
Inventor
N·V·胡恩
M·A·莫瑟
P·J·麦考密克
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN109131839A publication Critical patent/CN109131839A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109131839B publication Critical patent/CN109131839B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • G05D1/0077—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements using redundant signals or controls
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B64C13/504—Transmitting means with power amplification using electrical energy using electro-hydrostatic actuators [EHA's]
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • B64C9/20—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing by multiple flaps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C2009/005—Ailerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/06—Fins
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D45/0005—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear
    • B64D2045/001—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear for indicating symmetry of flaps deflection
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D2045/0085—Devices for aircraft health monitoring, e.g. monitoring flutter or vibration

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Fluid-Pressure Circuits (AREA)
  • Safety Devices In Control Systems (AREA)

Abstract

本申请公开了分布式飞行器致动系统的方法、装置和制品。一种示例装置，其包括：收集引擎，其用于获取对应于飞行器的控制表面的第一组的第一监视信息，第一组包括飞行器的第一侧上的第一控制表面和飞行器的第二侧上的第二控制表面，第二侧与第一侧相对，并且该收集引擎用于获取对应于飞行器的控制表面的第二组的第二监视信息，第二组包括第一侧上的第三控制表面和第二侧上的第四控制表面。示例装置进一步包括：非响应组件检测器和命令发生器(530)，该非响应组件检测器基于第一监视信息和第二监视信息确定控制表面中的一个是否为非响应的；该命令发生器(530)用于当非响应组件检测器确定第一控制表面是非响应的时，停用第一组，而第二组保持启用。

Description

用于分布式飞行器致动系统的方法和装置
本申请要求2017年6月15日提交的美国临时专利申请号62/520,288的申请日的权益，并且其全部通过参考并入本文。
技术领域
本公开总体涉及飞行器，并且更具体地，涉及用于分布式飞行器致动系统的方法和装置。
背景技术
当以跨音速行驶时，许多飞行器采用致动器(例如，动态控制表面、引擎等)以减少阻力并且增强气动性能。飞行器可以调整控制表面，诸如可操作地联接到飞行器机翼的襟翼和缝翼，或者可操作地联接到飞行器尾部的升降舵或方向舵，以补偿跨音速气流的影响。飞行器可以调整动态表面，以减轻在飞行条件或飞行器组件的操作条件中的变化的影响。
发明内容
本发明的一个实施例涉及一种装置，该装置包括：收集引擎、非响应组件检测器和命令发生器，该收集引擎：获取对应于飞行器的控制表面的第一组的第一监视信息，第一组包括飞行器的第一侧上的第一控制表面和飞行器的第二侧上第二控制表面，第二侧与第一侧相对；以及获取对应于飞行器的控制表面的第二组的第二监视信息，第二组包括第一侧上的第三控制表面和第二侧上的第四控制表面；该非响应组件检测器基于第一监视信息和第二监视信息来确定控制表面中的一个是否为非响应的；以及该命令发生器(530)当非响应组件检测器确定第一控制表面是非响应的时，禁用第一组，而第二组保持启用。第一控制表面可以是第一后缘襟翼，第一后缘襟翼包括第一致动器和第二致动器，并且第二控制表面是第二后缘襟翼，第二后缘襟翼包括第三致动器和第四致动器。确定第一后缘襟翼是非响应的可以通过以下步骤实现：使用差值计算器来计算第一致动器和第二致动器之间的位置差值，并且将位置差值与阈值比较。确定第一后缘襟翼是非响应的可以通过以下步骤实现：使用差值计算器来计算第一致动器和第二致动器之间的倾斜位置差值，并且将倾斜位置差值与阈值比较。确定第一后缘襟翼是非响应的可以通过以下步骤实现：使用差值计算器来计算第一致动器和第二致动器之间的第一力差值，并且将第一力差值与阈值比较。差值计算器可以计算第一致动器和第三致动器之间的第二力差值，并且将第二力差值与阈值比较；并且计算第二致动器和第四致动器之间的第三力差值，并且将第三力差值与阈值比较。
另一个实施例涉及一种方法，该方法包括：获取对应于飞行器的控制表面的第一组的第一监视信息，第一组包括飞行器的第一侧上的第一控制表面和飞行器的第二侧上的第二控制表面，第二侧与第一侧相对；获取对应于飞行器的控制表面的第二组的第二监视信息，第二组包括第一侧上的第三控制表面和第二侧上的第四控制表面；基于第一监视信息和第二监视信息，确定控制表面中的一个是否为非响应的；以及响应于确定第一控制表面是非响应的，停用第一组，而第二组保持启用。停用第一组可以包括停止第一控制表面的移动并且将第二控制表面移动到第一控制表面的当前位置。第一控制表面可以是第一后缘襟翼，第一后缘襟翼包括第一致动器和第二致动器，并且第二控制表面是第二后缘襟翼，第二后缘襟翼包括第三致动器和第四致动器。确定第一后缘襟翼是非响应的可以包括：计算第一致动器和第二致动器之间的位置差值，并且将位置差值与阈值比较。确定第一后缘襟翼是非响应的可以包括：计算第一致动器和第二致动器之间的倾斜位置差值，并且将倾斜位置差值与阈值比较。确定第一后缘襟翼是非响应的可以包括：计算第一致动器和第二致动器之间的第一力差值，并且将第一力差值与阈值比较。该方法还可以包括：计算第一致动器和第三致动器之间的第二力差值，并且将第二力差值与阈值比较；以及计算第二致动器和第四致动器之间的第三力差值，并且将第三力差值与阈值比较。
本发明的另一个实施例涉及一种非暂时性计算机可读存储介质，其包括指令，该指令在执行时致使机器至少：获取对应于飞行器的控制表面的第一组的第一监视信息，该第一组包括飞行器的第一侧上的第一控制表面和飞行器的第二侧上的第二控制表面，第二侧与第一侧相对；获取对应于飞行器的控制表面的第二组的第二监视信息，第二组包括第一侧上的第三控制表面和第二侧上的第四控制表面；基于第一监视信息和第二监视信息，确定控制表面中的一个是否为非响应的；以及当第一控制表面被确定为是非响应的时，停用第一组，而第二组保持启用。停用第一组可以包括指令，该指令在执行时致使机器至少停止第一控制表面的移动，并且将第二控制表面移动到第一控制表面的当前位置。第一控制表面可以是第一后缘襟翼，第一后缘襟翼包括第一致动器和第二致动器，并且第二控制表面是第二后缘襟翼，第二后缘襟翼包括第三致动器和第四致动器。确定第一后缘襟翼是非响应的可以包括指令，该指令在执行时致使机器至少计算第一致动器和第二致动器之间的位置差值，并且将位置差值与阈值比较。确定第一后缘襟翼是非响应的可以包括指令，该指令在执行时致使机器至少计算第一致动器和第二致动器之间的倾斜位置差值，并且将倾斜位置差值与阈值比较。确定第一后缘襟翼是非响应的可以包括指令，该指令在执行时致使机器至少计算第一致动器和第二致动器之间的第一力差值，并且将第一力差值与阈值比较。该方法的这些元素可以基于要求提高操作和效率。非暂时性计算机可读存储介质也可以包括指令，该指令在执行时致使机器至少：计算第一致动器与第三致动器之间的第二力差值，并且将第二力差值与阈值比较；并且计算第二致动器和第四致动器之间的第三力差值，并且将第三力差值与阈值比较。
附图说明
图1说明了耦合到示例飞行器的示例致动器系统管理器装置，该示例致动器系统管理器装置监视该示例飞行器的示例致动器系统。
图2说明了耦合到另一个示例飞行器的图1的示例致动器系统管理器装置，该图1的示例致动器系统管理器装置监视另一个示例飞行器的另一个示例致动器系统。
图3是图1的示例致动器系统管理器装置的示例实施方式的块图，该图1的示例致动器系统管理器装置监视图1的示例致动器系统。
图4是图2的示例致动器系统管理器装置的示例实施方式的块图，该图2的示例致动器系统管理器装置监视图2的示例致动器系统。
图5是图1-图4的示例致动器系统管理器装置的示例实施方式的块图。
图6-图8是表示可以由图1-图5的示例致动器系统管理器装置执行以监视示例飞行器的示例致动器系统的示例方法的流程图。
图9是构造成执行机器可读指令以实施图6-图8的方法和/或图1-图5的示例致动器系统管理器装置的示例处理平台的块图。
这些图不是按比例的。只要有可能，相同的参考编号将遍及(一个或更多个)图和所附书面说明书被使用，以指代相同或类似的部分。如本文使用的，术语“耦合(couple)”/“联接(couple)”和“可操作地耦合(operatively couple)”/“可操作地联接(operativelycouple)”被定义为直接或间接连接(例如，通过一个或更多个中间结构和/或层)。
具体实施方式
公开了用于分布式飞行器致动系统的方法、装置和制品。一种示例装置，其包括：收集引擎，其用于获取对应于飞行器的控制表面的第一组的第一监视信息，第一组包括飞行器的第一侧上的第一控制表面和飞行器的第二侧上的第二控制表面，第二侧与第一侧相对，并且该收集引擎用于获取对应于飞行器的控制表面的第二组的第二监视信息，第二组包括第一侧上的第三控制表面和第二侧上的第四控制表面。该示例装置进一步包括：非响应组件检测器和命令发生器(530)，该非响应组件检测器用于基于第一监视信息和第二监视信息确定控制表面中的一个是否为非响应的，以及该命令发生器(530)用于当非响应组件检测器确定第一控制表面是非响应的时，停用第一组，而第二组保持启用。
一种示例方法，其包括获取对应于飞行器的控制表面的第一组的第一监视信息，第一组包括飞行器的第一侧上的第一控制表面和飞行器的第二侧上的第二控制表面，第二侧与第一侧相对，以及获取对应于飞行器的控制表面的第二组的第二监视信息，第二组包括第一侧上的第三控制表面和第二侧上的第四控制表面。该示例方法进一步包括：基于第一监视信息和第二监视信息，确定控制表面中的一个是否为非响应的，并且响应于确定第一控制表面是非响应的，停用第一组，而第二组保持启用。
一种示例非暂时计算机可读存储介质，其包含指令，该指令在执行时致使机器至少获取对应于飞行器的控制表面的第一组的第一监视信息，第一组包括飞行器的第一侧上的第一控制表面和飞行器的第二侧上的第二控制表面，第二侧与第一侧相对，并且获取对应于飞行器的控制表面的第二组的第二监视信息，第二组包括第一侧上的第三控制表面和第二侧上的第四控制表面。该示例非暂时计算机可读存储介质进一步包括指令，该指令在执行时，基于第一监视信息和第二监视信息，致使机器至少确定控制表面中的一个是否为非响应的，并且当第一控制表面被确定为是非响应的时，停用第一组，而第二组保持启用。
典型的飞行器使用动态控制表面，诸如襟翼和缝翼以优化飞行器的气动性能。附加地或替代性地，典型的飞行器可以使用副翼、升降舵、方向舵、扰流板等来优化飞行器的气动性能。襟翼是飞行器的机翼的前缘(例如，克鲁格(Krueger)襟翼等)或后缘上的气动表面，其可以被用于在给定的空速下提高机翼的升力。例如，在飞行期间展开(一个或更多个)襟翼可以增加由飞行器所经历的升力-阻力比，以降低飞行器的进场速度和/或增加着陆时的迎角(例如，下降角等)。
在一些示例中，襟翼可操作地联接到一个或更多个致动器(例如，机电致动器、电液致动器、电动后备液压致动器、液压致动器等)，以将它们从收起的位置移动到展开的位置或中间位置。致动器可操作地联接到马达(例如，电动马达、液压马达等)，其中马达转速可以由处理器确定。例如，处理器可以确定提高的升力水平对于飞行器机动是必要的，并且计算一个或更多个襟翼的所需要的位置。处理器可以计算所需的速率和/或持续时间，以此速率和/或在此持续时间内马达的轴可以被旋转，以使致动器能够将襟翼从其当前位置移动到所需的襟翼位置。如本文所使用的，术语“控制表面组件”指代与监视或操作控制表面(例如，襟翼、缝翼等)有关的电气或机械组件。例如，控制表面组件可以是与襟翼相关的组件，诸如致动器、轴套、螺旋千斤顶、马达、滚轴、轴、传感器、扭矩管等。
在某些情况下，处理器计算所需的速率和/或持续时间，以此速率和/或在此持续时间内一个或更多个轴可以被旋转，其中(一个或更多个)轴可操作地联接到一个或更多个马达，该一个或更多个马达可操作地联接到一个或更多个致动器，以实现一个或更多个襟翼的移动。替代性地，襟翼可以在位置、形状和/或尺寸上被固定。附加地和/或替代性地，一个或多更个襟翼可以被展开(例如，一个或多个襟翼可以在位置上调整)，而其余的襟翼可以在位置上被固定。
一些示例致动器系统包括多个致动器，这些致动器并行或同时操作以移动飞行器的控制表面。例如，致动器系统可以具有可操作地联接到襟翼的第一致动器的第一马达和可操作地联接到襟翼的第二致动器的第二马达。处理器可以将命令发送到第一马达控制器从而以一定速率转动第一马达，并将命令发送到第二马达控制器从而以相同的速率转动第二马达。
在一些示例中，第一马达与命令所指定的速率相比以不同的速率转动。由于非最佳马达运行条件，诸如马达组件劣化、马达组件上的碎片堆积等，第一马达可以以不同的速率转动。在某些情况下，由于监视控制表面组件的非响应传感器，第一马达可以以不同的速率转动，非响应传感器诸如位置传感器、倾斜位置传感器、电力使用传感器(例如，电压传感器、电流传感器等)、液压参数传感器(例如，液压速率传感器、液压压力传感器等)、马达速度传感器等。如本文所使用的，术语“非响应”指代电气或机械组件的条件或状态，该电气或机械组件是不可操作的、不工作的和/或不提供准确或可靠的反馈测量。例如，非响应速度传感器可以为处理器提供错误的反馈测量，从而导致处理器将错误命令发送到第一马达控制器，其中错误命令指示第一马达以不同的速率转动(例如，不同于第二马达的速率等)。
在之前的致动器系统实施方式中，当第一马达和第二马达以不同的速率转动时，襟翼倾斜发生。襟翼倾斜发生在襟翼的内侧或外侧边缘比襟翼的其余部分移动得更远时。例如，如果第一马达以比第二马达更快的速率转动，那么第一致动器可以领先第二致动器引起襟翼倾斜。当襟翼倾斜满足襟翼倾斜阈值时，处理器可以禁用飞行器襟翼系统(例如，整个前缘襟翼系统、整个后缘襟翼系统等)，其包括受影响的襟翼，以防止受影响的襟翼和周围结构的损坏。飞行器襟翼系统的禁用可能导致飞行器进场速度的增加，从而可能导致飞行器的备降(diversion)。在以前的实施方式中，由于每个襟翼具有对应的致动系统的成本和重量考虑，所有的前缘和/或后缘襟翼彼此电耦合。可能导致处理器禁用飞行器襟翼系统的其他条件包括检测到一个或更多个非响应控制表面组件。
本文公开的示例致动器系统管理器(ASM)装置可操作以监视分布式飞行器致动系统。示例ASM装置可以由一个或更多个飞行控制模块(FCM)实施，该飞行控制模块(FCM)监视和控制飞行器的飞行控制电子器件(FCE)。在一些公开的示例中，分布式飞行器致动系统包括两个或更多个襟翼，其中每个襟翼具有对应的致动系统。在其他公开的示例中，分布式飞行器致动系统包括襟翼的两个或更多个组，其中襟翼的每个组具有对应的致动系统。例如，分布式飞行器致动系统可以包括襟翼的第一组和第二组。襟翼的第一组包括飞行器的第一侧上的第一襟翼，该第一襟翼电耦合到飞行器的第二侧上的第二襟翼，其中第二侧与第一侧相对(例如，在飞行器机身的不同侧上等)。襟翼的第二组包括第一侧上的第三襟翼，该第三襟翼电耦合到第二侧上的第四襟翼。
一些公开的示例ASM装置获取对应于分布式飞行器致动系统的监视信息(例如，致动系统信息、控制表面组件信息等)，该监视信息包括传感器信息、数据通信状态信息、组件功耗信息等。传感器信息可以包括从监视控制表面组件的传感器(诸如位置传感器、倾斜位置传感器、电力使用传感器等)获取的信息。数据通信状态信息可以包括对应于数据通信总线的操作状态或健康状态的信息，诸如数据通信总线是否正确或最佳地工作。组件功耗信息可以包括对应于提供给控制表面组件(诸如马达、致动器等)的电流量或电压量的信息。
一些公开的示例ASM装置监视分布式飞行器致动系统以检测非响应控制表面组件。示例ASM装置可以基于检测到的非响应控制表面组件停用控制表面或控制表面的一组，而其余的控制表面或控制表面组件的(一个或更多个)其余组保持启用。在一些公开的示例中，当控制表面或控制表面的组未成功地停用时，ASM装置可以停用分布式飞行器控制系统。如本文所使用的，术语“停用”指代当检测到非响应控制表面组件时，示例ASM装置禁用一个或更多个对应的控制表面组件。例如，禁用可以包括从控制表面组件中移除功率，将控制表面组件从第一位置移动到第二位置等。
图1说明示例致动器系统管理器(ASM)100，其监视耦合到示例飞行器104的示例分布式飞行器致动系统102。飞行器104包括联接到机身110的第一机翼106和第二机翼108。第一引擎112和第二引擎114联接到机翼106、机翼108。第一缝翼116和第二缝翼118、第一前缘襟翼120和第二前缘襟翼122以及第一至第四后缘襟翼124、126、128、130可操作地联接到机翼106、机翼108。在所说明的示例中，前缘襟翼120、前缘襟翼122是克鲁格襟翼。飞行器的附加的飞行器控制表面包括第一副翼132和第二副翼134、可操作地联接到第一水平稳定器140和第二水平稳定器142的第一升降舵136和第二升降舵138，以及可操作地联接到垂直稳定器146的方向舵144。
在图1的所说明的示例中，第一襟翼124可操作地联接到第一致动器148和第二致动器152，其中第一传感器150正监视第一致动器148，其中第二传感器154正监视第二致动器152。类似地，第二襟翼126可操作地联接到第三致动器156和第四致动器160，其中第三传感器158正监视第三致动器156，其中第四传感器162正监视第四致动器160。
在图1的所说明的示例中的飞行器104的相对侧上，第三襟翼128可操作地联接到第五致动器164和第六致动器168，其中第五传感器166正监视第五致动器164，其中第六传感器170正监视第六致动器168。类似地，第四襟翼130可操作地联接到第七致动器172和第八致动器176，其中第七传感器174正监视第七致动器172，其中第八传感器178正监视第八致动器176。
在所说明的示例中，第一至第八致动器148、152、156、160、164、168、172、176是机电致动器(例如，无刷直流致动器等)。替代性地，第一至第八致动器148、152、156、160、164、168、172、176可以是电液致动器、电动后备液压致动器等。在所说明的示例中，第一至第八传感器150、154、158、162、166、170、174、178是位置传感器。替代性地，第一至第八传感器150、154、158、162、166、170、174、178可以是倾斜位置传感器、电力使用传感器、液压参数传感器等。在一些示例中，飞行器104使用大于一种类型的致动系统传感器。例如，飞行器104可以使用一个或更多个位置传感器、倾斜位置传感器、电力使用传感器等，和/或其组合以监视分布式飞行器致动系统102。虽然在所说明的示例中描绘了8个致动器和8个传感器，但是可以具有更少或更多的所使用的致动器和/或传感器。
在图1的所说明的示例中，对应于第一襟翼124和第二襟翼126的控制表面组件电耦合到致动器控制器。例如，第一致动器148和第二致动器152与第一传感器150和第二传感器154电耦合到第一致动器控制器180，第三致动器156和第四致动器160与第三传感器158和第四传感器162电耦合到第二致动器控制器182。类似地，在飞行器104的相对侧上，对应于第三襟翼128和第四襟翼130的控制表面组件电耦合到致动器控制器。例如，第五致动器164和第六致动器168与第五传感器166和第六传感器170电耦合到第三致动器控制器184，以及第七致动器172和第八致动器176与第七传感器174和第八传感器178电耦合到第四致动器控制器186。
在所说明的示例中，第一至第四致动器控制器180、182、184、186是远程电子单元(REU)，其将命令发送到第一至第八致动器148、152、156、160、164、168、172、176，并且从第一至第八传感器150、154、158、162、166、170、174、178获取传感器信息。例如，ASM 100可以将命令发送到第一致动器148，并且经由第一致动器控制器180从第一传感器150获取传感器信息。尽管在所说明的示例中描绘了四个致动器控制器，但是可以具有比使用的四个致动器控制器更少或更多的致动器控制器。在所说明的示例中，致动器控制器180、182、184、186中的每个电耦合到ASM 100中的一个。尽管在所说明的示例中描绘了两个ASM 100，但是可以具有一个或两个以上所使用的ASM 100。为了清楚起见，虽然下面描述的示例ASM 100的功能以单数形式被描述，但是所描述的功能适用于所有ASM 100。
在图1的所说明的示例中，ASM 100监视第一至第八致动器148、152、156、160、164、168、172、176和第一至第八传感器150、154、158、162、166、170、174、178以检测一个或更多个致动器和/或传感器是否为非响应的。例如，ASM 100可以计算第一致动器148和第二致动器152之间的位置差值。示例ASM 100可以将位置差值与阈值比较，并且确定位置差值是否满足阈值(例如，位置差值大于0.05米、0.1米、0.5米等)。当差值满足阈值时，示例ASM 100可以确定第一致动器148是非响应的。例如，ASM 100可以确定第二致动器152相对于第一致动器148之间的位置差值为0.1米。示例ASM 100可以确定0.1米的位置差值对应于第二致动器152领先第一致动器148 0.1米。由于非响应控制表面组件，可操作地联接到第一致动器148的马达以比可操作地联接到第二致动器152的马达更慢的速率转动等，第一致动器148可以滞后于第二致动器152。示例ASM 100可以基于位置差值满足阈值(例如，位置差值大于0.05米等)停用第一致动器148和第二致动器152，而剩余的第三至第八致动器156、160、164、168、172、176保持启用。
在一些示例中，ASM 100通过从组中的第一组移除功率和将组中的第二组移动到第一组的当前位置，而停用第一襟翼的致动器的组。如果致动器的组成功地被停用，那么该致动器的组可以被重新启用。如果致动器的组未被成功地停用，那么示例ASM 100将该组中的第二组停用并且将该组中的第一组移动到第二组的当前位置并且生成警报。示例ASM100可以在第一襟翼被停用时将对应的第二襟翼移动到第一襟翼的当前位置。
例如，ASM 100可以基于计算第一致动器148和第二致动器152之间的位置差值、倾斜差值、力差值(例如，产生于力纷争等)等来确定第一致动器148滞后于第二致动器152。示例ASM 100可以停用领先的第二致动器152并且命令滞后的第一致动器148移动到领先的第二致动器152的当前位置，以使在时间窗口内(例如，在3秒、30秒、2分钟内等)滞后的第一致动器148能够赶上领先的第二致动器152。如果滞后的第一致动器148没有在时间窗口内赶上领先的第二致动器152，那么示例ASM 100可以停用第一襟翼124，而剩余的第二至第四襟翼126、128、130保持启用。例如，ASM 100可以停用滞后的第一致动器148，并且命令领先的第二致动器152移动到滞后的第一致动器148的当前位置。示例ASM 100可以将领先的第二致动器152移动到滞后的第一致动器148的当前位置，以减少由于第一襟翼124的不对称位置而引起的不希望的气动影响。示例ASM 100可以命令第二至第四襟翼126、128、130中的一个移动到第一襟翼124的当前位置，以减少由于第一至第四襟翼124、126、128、130中的两个或更多个之间的不对称位置而引起的不希望的气动影响，而剩余的襟翼和对应的致动器保持启用。例如，ASM 100可以命令第四襟翼130和对应的第七致动器172和第八致动器176移动到第一襟翼124和对应的第一致动器148和第二致动器152的当前位置，而剩余的第二襟翼126和第三襟翼128和对应的第三至第六致动器156、160、164、168保持启用。
图2示出了ASM 100监视联接到图1的示例飞行器104的另一个示例分布式飞行器致动系统200。在所说明的示例中，第一致动器148、第二致动器152、第七致动器172和第八致动器176以及第一传感器150、第二传感器154、第七传感器174和第八传感器178电耦合到第一示例致动器控制器202。在所说明的示例中，第三至第六致动器156、160、164、168和第三至第六传感器158、162、166、170电耦合到第二示例致动器控制器204。在所说明的示例中，第一致动器控制器202和第二致动器控制器204电耦合到图1的ASM 100。
在图2的所说明的示例中，第一襟翼124电耦合到第四襟翼130，而第二襟翼126电耦合到第三襟翼128。例如，第一襟翼124和第四襟翼130构成控制表面组件的第一对、第一组等，而第二襟翼126和第三襟翼128构成控制表面组件的第二对、第二组等。在一些示例中，当ASM 100检测到对应于电耦合襟翼对的非响应控制表面组件时，ASM 100停用电耦合襟翼对。在某些情况下，当ASM 100不能停用包括检测到的非响应控制表面组件的电耦合襟翼对时，ASM 100停用分布式飞行器致动系统200(例如，ASM 100停用两对襟翼等)。
例如，ASM 100可以基于计算第一致动器148和第二致动器152之间的位置差值、倾斜差值、力差值等来确定第一致动器148滞后于第二致动器152。示例ASM 100可以停用领先的第二致动器152，并且命令滞后的第一致动器148移动到领先的第二致动器152的当前位置，以使滞后的第一致动器148在时间窗内(例如，在3秒、30秒、2分钟内等)赶上领先的第二致动器152。如果滞后的第一致动器148没有在时间窗口内赶上领先的第二致动器152，那么示例ASM 100可以停用第一襟翼124。例如，ASM 100可以停用滞后的第一致动器148，并且命令领先的第二致动器152移动到滞后的第一致动器148的当前位置。示例ASM 100可以将领先的第二致动器152移动到滞后的第一致动器148的当前位置，以减少由于第一襟翼124的不对称位置而引起的不希望的气动影响。
示例ASM 100可以停用对应的襟翼，该襟翼电耦合到受影响的襟翼(例如，包括检测到的非响应控制表面组件的襟翼等)。例如，如果第一致动器148和第二致动器152未被成功地停用，那么ASM 100可以停用第七致动器172和第八致动器176，其中第七致动器172和第八致动器176电耦合到第一致动器148和第二致动器152。例如，示例ASM 100可以命令第四襟翼130移动到第一襟翼124的当前位置，以减少由于第一襟翼124和第四襟翼130之间的不对称位置而引起的不希望的气动影响，而剩余的第二襟翼126和第三襟翼128与对应的第三至第六致动器156、160、164、168保持启用。
图3是监视图1的示例飞行器致动系统102的示例ASM 100的示例实施方式的块图。在所说明的示例中，襟翼124、襟翼126、襟翼128、襟翼130中的每个具有包括马达的对应致动系统。在所说明的示例中，第一至第八马达302、304、306、308、310、312、314、316是电动马达(例如，交流感应马达等)。替代性地，第一至第八马达302、304、306、308、310、312、314、316可以是机电马达、液压马达等。第一至第八马达302、304、306、308、310、312、314、316可操作地联接到第一至第八致动器148、152、156、160、164、168、172、176，从而以指定的速率移动第一至第八致动器148、152、156、160、164、168、172、176。在所说明的示例中，两个倾斜位置传感器监视每个襟翼。替代性地，一个或大于两个倾斜位置传感器可以监视每个襟翼。例如，第一倾斜位置传感器318和第二倾斜位置传感器320测量第一襟翼124的襟翼倾斜，第三倾斜位置传感器322和第四倾斜位置传感器324测量第二襟翼126的襟翼倾斜，第五倾斜位置传感器326和第六倾斜位置传感器328测量第三襟翼128的襟翼倾斜，以及第七倾斜位置传感器330和第八倾斜位置传感器332测量第四襟翼130的襟翼倾斜。
在所说明的示例中，第一襟翼124电耦合到由第一马达302控制的第一致动器148。在所说明的示例中，第一传感器150监视第一致动器148。例如，第一传感器150可以是监视第一致动器148的位置的位置传感器。替代性地，第一传感器150可以监视第一马达302。例如，第一传感器150可以是电力使用传感器，其监视施加到第一马达302的电压量和/或电流量。在又一个示例中，第一传感器150可以是监视液压流速率、液压压力等的液压参数传感器。在一些示例中，第一传感器150被集成到第一致动器148、第一马达302等中。在某些情况下，可以利用多于一个的传感器来监视第一致动器148和第一马达302。例如，位置传感器可以被用于监视第一致动器148的位置，并且电力使用传感器可以被用于监视供应到第一马达302的电流量。
在图3的所说明的示例中，每个襟翼和对应的控制表面组件电耦合到对应的致动器控制器。例如，第一襟翼124、第一致动器148和第二致动器152、第一传感器150和第二传感器154、第一马达302和第二马达304以及第一倾斜位置传感器318和第二倾斜位置传感器320电耦合到图1的第一致动器控制器180。图1的第一至第四致动器控制器180、182、184、186从第一至第八传感器150、154、158、162、166、170、174、178和/或第一至第八倾斜位置传感器318、320、322、324、326、328、330、332获取传感器信息并且将命令(例如，改变第一至第八致动器148、152、156、160、164、168、172、176的位置等的命令)发送到第一至第八马达302、304、306、308、310、312、314、316。第一至第四致动器控制器180、182、184、186电耦合到示例ASM100。
在图3的所说明的示例中，马达中的每个电耦合到能量转换器上。例如，第一马达302、第二马达304、第七马达314和第八马达316电耦合到第一能量转换器334。在另一个示例中，第三至第六马达306、308、310、312电耦合到第二能量转换器336。第一能量转换器334和第二能量转换器336将来自飞行器电源338的第一电压转换为对应于第一至第八马达302、304、306、308、310、312、314、316的操作电压、示例ASM 100的操作电压等的第二电压。在所说明的示例中，飞行器电源338为原始接受器(inceptor)340和替代接受器342提供功率。在所说明的示例中，原始接受器340和替代接受器342是用于提供领航控制输入以手动控制第一至第四襟翼124、126、128、130的器件。接受器是一种机电器件，它将机械输入转换为电气输出。例如，ASM 100可以基于从原始接受器340获取的输入来调整第一至第四襟翼124、126、128、130中的一个或更多个的位置。当原始接受器340是非响应的时，使用替代接受器342。替代接受器342提供与原始接受器340相同的功能。
分布式飞行器致动系统102的实施方式的好处是，对环境敏感的组件(例如，对极端盐条件、温度、振动等具有较低容忍度的组件)可以被安装在飞行器104的加压舱中，从而进一步保护其免受一种或更多种环境条件的影响。例如，虚线框344中的控制表面组件可以被安装在飞行器104的机翼106、108中，而诸如ASM 100、能量转换器334、能量转换器336等的其余组件可以被安装在飞行器104的加压舱中。
图4是监视图2的示例飞行器致动系统200的示例ASM 100的另一个示例实施方式的块图。在所说明的示例中，每对襟翼具有对应的致动系统，并且每对襟翼被连接到对应的致动器控制器。例如，第一襟翼124和第四襟翼130经由图2的第一致动器控制器202彼此电耦合，而第二襟翼126和第三襟翼128经由图2的第二致动器控制器204彼此电耦合。
在图4的所说明的示例中，通过配对襟翼并且集中对应的监视信息，与图3相比，致动器控制器的数量的减少可以被实现。例如，对应于第一襟翼124和第四襟翼130的传感器信息可以在传输到ASM 100之前由第一致动器控制器202聚集。在一些示例中，对应于第一至第四襟翼124、126、128、130的监视信息可以被聚集在现有的致动器控制器中，该致动器控制器具有备用输入和/或输出数据获取和控制信道。例如，对应于第一襟翼124和第四襟翼130的传感器信息可以被聚集在第一扰流板远程电子单元中，而对应于第二襟翼126和第三襟翼128的传感器信息可以被聚集在第二扰流板远程电子单元中。替代性地，可以使用关于飞行器104的任何其他远程电子单元来获取、聚集和发送对应于第一至第四襟翼124、126、128、130的监视信息。致动器控制器的数量的减少可以减少图1-图2中的飞行器104的控制系统的设计、实施方式和维护中的复杂性。该减少可以进一步减小飞行器104的重量，从而提高飞行器104的效率。
图5是图1-图4的示例ASM 100的示例实施方式的块图。示例ASM 100获取监视信息(例如，传感器信息等)、接受器命令信息(例如，来自原始接受器340、替代接受器342等的输出)等，并且控制一个或更多个襟翼的位置、速度等。在一些示例中，ASM 100基于所获取的监视信息停用一个或更多个襟翼或一个或更多个襟翼组。在所说明的示例中，ASM 100包括示例收集引擎500、包括示例差值计算器520的示例非响应组件检测器510、示例命令发生器(530)530、示例警报发生器540和示例数据库550。
在图5的所说明的示例中，ASM 100包括收集引擎500，以从致动器控制器560获取监视信息。致动器控制器560可以实施图1和图3中的第一至第四致动器控制器180、182、184、186中的一个或更多个，图2和4中的第一致动器控制器202和第二致动器控制器204中的一个或更多个等。致动器控制器560从传感器565获取传感器信息。传感器565可以实施图1-图4中的第一至第八传感器150、154、158、162、166、170、174、178中的一个或更多个、图3-图4中的第一至第八传感器318、320、322、324、326、328、330、332中的一个或更多个等。传感器565监视马达570和/或致动器575。马达570可以实施图3-图4中的第一至第八马达302、304、306、308、310、312、314、316中的一个或更多个。致动器575可以实施图1-图4中的第一至第八致动器148、152、156、160、164、168、172、176中的一个或更多个。在所说明的示例中，收集引擎500从原始接受器580和替代接受器585获取信息。原始接受器580可以实施图3-图4中的原始接受器340。替代接受器585可以实施图3-图4中的替代接受器342。
在一些示例中，收集引擎500获取对应于控制表面组件的传感器信息。例如，收集引擎500可以获取施加到马达570的电压量和/或电流量、致动器575的位置、致动器575对之间的襟翼倾斜等。在一些示例中，收集引擎500选择感兴趣的控制表面组件或控制表面，以获取和/或处理对应的监视信息。例如，收集引擎500可以经由第一传感器150获取第一致动器148的位置。在另一个示例中，收集引擎500可以选择对应于第一致动器148和第二致动器152、第一襟翼124等的监视信息以处理。在一些示例中，收集引擎500在数据库550中存储信息(例如，来自原始接受器580的输出、来自传感器565的传感器信息等)。在某些情况下，收集引擎500检索信息(例如，来自传感器565的传感器信息、来自马达570的电力使用等)。
在图5的所说明的示例中，ASM 100包括非响应组件检测器510以基于由收集引擎500获取的监视信息来确定组件(例如，飞行器组件、控制表面组件等)是否为非响应的。例如，非响应组件检测器510可以确定一个或更多个襟翼、致动器、传感器、马达、致动器控制器等是否为非响应的。例如，非响应组件检测器510可以基于对应于第一致动器148和第二致动器152的监视信息来确定第一襟翼124是否为非响应的。在一些示例中，非响应组件检测器510基于从控制表面组件获取的监视信息来确定控制表面组件是非响应的。例如，非响应组件检测器510可以基于在数据库或马达控制器的存储器中获取自检寄存器的值来确定马达控制器是非响应的。
在另一个示例中，非响应组件检测器510可以基于分析非响应组件检测器510与图1和图3中的第一至第四致动器控制器180、182、184、186以及图2和图4中的第一致动器控制器202和第二致动器控制器204等之间的数据总线连接的健康状况，确定图1和图3中的第一至第四致动器控制器180、182、184、186、图2和图4中的第一致动器控制器202和第二致动器控制器204等是否为非响应的。例如，非响应组件检测器510可以基于性能计数器(例如，滚动计数器等)、校验和值、发送的数据字节的数量、接收的数据字节的数量等，确定图1和图3中的ASM 100和第一致动器控制器180之间的数据总线连接的健康状态，其中健康状态指示数据总线连接是否为非响应的。附加地或替代性地，示例非响应组件检测器510可以确定在致动器控制器和控制表面组件之间的数据总线连接是否为非响应的。例如，非响应组件检测器510可以确定图1和图3中的第一致动器控制器180和图3的第一马达302之间的数据总线连接是否为非响应的。
在一些示例中，非响应组件检测器510识别非响应控制表面组件。例如，非响应组件检测器510可以基于所获取的监视信息(例如，传感器信息等)和/或处理的监视信息(例如，由示例差值计算器520计算的计算差值等)识别第一襟翼124、对应的第一致动器148和第二致动器152、第一传感器150和第二传感器154、第一马达302和第二马达304等中的一个或更多个是非响应的。在一些示例中，非响应组件检测器510在数据库550中存储信息(例如，数据总线连接的健康状态等)。在某些情况下，非响应组件检测器510从数据库550检索信息(例如，来自致动器控制器560的数据总线信息等)。
在图5的所说明的示例中，示例非响应组件检测器510包括基于由收集引擎500获取的监视信息来计算一个或更多个差值的差值计算器520。例如，差值计算器520可以计算在两个或更多个控制表面组件之间的位置差值、倾斜差值、力差值等。例如，差值计算器520可以计算第一动器148和第二致动器152之间的位置差值。在另一个示例中，差值计算器520可以计算第一倾斜位置传感器318和第二倾斜位置传感器320之间的倾斜差值。在又一个示例中，差值计算器520可以计算第一马达302和第二马达304之间的力差值，其中力差值包括施加到第一马达302和第二马达304的电压、电流、压力(例如，空气压力、液压压力等)等的差值。示例差值计算器520确定差值是否满足阈值。例如，差值计算器520可以将第一致动器148和第二致动器152之间的位置差值与阈值比较，并且确定位置差值是否满足阈值(例如，位置差值大于0.05米、0.1米、0.5米等)。在一些示例中，差值计算器520将信息(例如，位置差值、倾斜位置差值、力差值等)存储在数据库550中。在某些情况下，差值计算器520从数据库550检索信息(例如，位置差值阈值、倾斜位置阈值、力差值阈值等)。
在图5的所说明的示例中，ASM 100包括命令发生器(530)530，以基于非响应组件检测器510检测到非响应控制表面组件来生成用于控制控制表面组件的命令。在一些示例中，命令发生器(530)530生成并且发送命令以将致动器从第一位置移动到第二位置。例如，命令发生器(530)530可以生成命令并且经由图1和图3中的第一致动器控制器180将该命令发送到第一马达302，从而以目标速率转动来将第一致动器148移动到目标位置。
在一些示例中，命令发生器(530)530确定目标控制表面组件是否执行了所发送的命令。例如，命令发生器(530)530可以经由图3的第一致动器控制器180比较将命令发送到第一马达302之前和之后的电力使用参数，诸如施加到第一马达302的电压量或电流量等。如果在命令发送到第一马达302之前和之后，相同的电压被施加到第一马达302，那么命令发生器(530)530可以确定目标控制表面组件没有执行所发送的命令(例如，图1和图3中的第一致动器控制器180是非响应的、第一马达302是非响应的等)。
在另一个示例中，命令发生器(530)530可以经由图3的第一致动器控制器180将命令发送到第一马达302，以将第一致动器148移动到目标位置。示例命令发生器(530)530可以将第一致动器148的当前位置与目标位置比较。如果命令发生器(530)530确定第一致动器148没有在时间窗口内(例如，在3秒、30秒、3分钟内等)内移动到目标位置，那么命令发生器(530)530停用第一致动器148和对应的控制表面组件。例如，命令发生器(530)530可以从第一致动器148、第一马达302等移除功率，并且经由图3的第一致动器控制器180将命令发送到第二马达304，以将第二致动器152移动到第一致动器148的当前位置。
在一些示例中，命令发生器(530)530在控制表面组件被停用时生成警报生成命令并且将警报生成命令发送到警报发生器540。示例命令发生器(530)530可以在警报生成命令中包括控制表面组件标识符、时间戳等。在一些示例中，命令发生器(530)530在数据库550中存储信息(例如，生成的命令等)。在某些情况下，命令发生器(530)530从数据库550检索信息(例如，计时器、时间窗阈值等)。
在图5的所说明的示例中，ASM 100包括警报发生器540，其基于从命令发生器(530)530获取警报生成命令来生成警报。警报可以包括对应于非响应控制表面组件的信息(例如，监视信息等)。例如，警报可以包括控制表面组件标识符、对应数据总线的健康状态、时间戳、推荐的飞行员要采取的缓解措施等。例如，警报可以包括第一襟翼124、第一致动器148、第一传感器150、第一马达302、第一倾斜位置传感器318等是非响应的指示。示例警报发生器540可以生成警报，诸如激活听觉警报、激活视觉指示器(例如，LED、仪表板上的状态指示器、人机界面上的显示消息等)、在整个生成非响应日志和/或报告的飞行器控制网络(例如，网络590等)中传播警报消息等。
在一些示例中，警报发生器540基于从命令发生器(530)530获取警报生成命令来更新标志的值(例如，启用或禁用计算机可读和/或机器可读指令等中的标志)。例如，警报发生器540可以在一个或更多个控制表面组件未成功停用时启用停用失败标志。在一些示例中，警报发生器540将信息(例如，警报、停用失败标志的值等)存储在数据库550中。在某些情况下，警报发生器540从数据库550检索信息(例如，警报生成命令等)。
在图5的所说明的示例中，ASM 100包括用于记录数据(例如，获取的监视信息、计算的差值、阈值、警报、命令等)的数据库550。数据库550可以由易失性存储器(例如，同步动态随机存取存储器(SDRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、RAMBUS动态随机存取存储器(RDRAM)等)和/或非易失性存储器(例如，闪存)来实施。数据库550可以附加地或替代性地由一个或更多个双数据速率(DDR)存储器实施，双数据速率(DDR)存储器诸如DDR、DDR2、DDR3、DDR4、移动DDR(mDDR)等。数据库550可以附加地或替代性地由一个或更多个大容量存储器件(诸如(一个或更多个)硬盘驱动器、(一个或更多个)光盘驱动器、(一个或更多个)数字通用磁盘驱动器、(一个或更多个)固态磁盘驱动器等)来实施。虽然在所说明的示例中，数据库550被说明为单个数据库，但是数据库550可以由任意数量和/或(一个或更多个)类型的数据库来实施。此外，存储在数据库550中的数据可以是任何数据格式，诸如，例如，二进制数据、逗号分隔数据、制表符分隔数据、结构化查询语言(SQL)结构等。
在图5的所说明的示例中，收集引擎500经由直接有线或无线连接从致动器控制器560获取信息(例如，监视信息等)。附加地或替代性地，收集引擎500经由网络590从致动器控制器560获取信息。在图5的所说明的示例中，网络590是总线和/或计算机网络。例如，网络590可以是内部控制器总线、飞行器控制网络等。例如，飞行器控制网络可以利用基于航空无线电公司(ARINC，Aeronautical Radio,Incorporated)规范(例如ARINC 425、ARINC629、ARINC 664、ARINC 1553等)的一个或更多个通信协议。在一些示例中，网络590是具有通信耦合到因特网的能力的网络。然而，网络590可以使用(一个或更多个)任何合适的有线和/或无线网络来实施，有线和/或无线网络包括例如一个或更多个数据总线、一个或更多个局域网(LAN)、一个或更多个无线LAN、一个或更多个蜂窝网络、一个或更多个光纤网络、一个或更多个卫星网络、一个或更多个专用网络、一个或更多个公共网络等。在所说明的示例中，网络590使得ASM 100能够与传感器致动器控制器560通信。如本文所使用的，短语“通信”包括其变体，包含直接通信和/或通过一个或更多个中间组件的间接通信，并且不需要直接物理(例如，有线)通信和/或恒定通信，而是包括以周期性或非周期性的间隔以及一次性事件选择性通信。
虽然在图5中说明了实施图1-图4中的示例ASM 100的示例方式，但是图5中所说明的元素、过程和/或器件中的一个或更多个可以被组合、划分、重新排列、省略、消除和/或以任何其他方式实施。此外，示例收集引擎500、示例非响应组件检测器510、示例差值计算器520、示例命令发生器(530)530、示例警报发生器540、示例数据库550和/或更一般地，图1-图4中的示例ASM 100可以通过硬件、软件、固件和/或硬件、软件和/或固件的任意组合来实施。因此，例如，示例收集引擎500、示例非响应组件检测器510、示例差值计算器520、示例命令发生器(530)530、示例警报发生器540、示例数据库550和/或更一般地，示例ASM 100中的任何一个(或一些)可以由一个或更多个模拟或数字电路、逻辑电路、(一个或更多个)可编程处理器、(一个或更多个)专用集成电路(ASIC)、(一个或更多个)可编程逻辑器件(PLD)和/或现场可编程逻辑器件(FPLD)来实施。当阅读本专利的覆盖纯软件和/或固件实施方式的任何装置或系统权利要求时，示例收集引擎500、示例非响应组件检测器510、示例差值计算器520、示例命令发生器(530)、示例警报发生器540和/或示例数据库550中的至少一个在此被明确地定义为包括非暂时性计算机可读存储器件或存储磁盘，诸如存储器、数字多用盘(DVD)、光盘(CD)、蓝光光盘等，包括软件和或固件。然而进一步，图1-图4中的示例ASM100可以包括一个或更多个元素、过程和/或器件，除了或替代图5中所说明的那些，和/或可以包括所说明的元素、过程和器件中的任何一个或所有的中的大于一个。
在图6-图8中示出了表示实施图1-图5的示例ASM 100的示例方法的流程图。在这些示例中，这些方法可以使用机器可读指令来实施，这些指令包含由处理器执行的程序，处理器诸如在下面结合图9讨论的示例处理器平台900中所示的处理器912。程序可以嵌入在存储在非暂时性计算机可读存储介质或与处理器912相关联的存储器上的软件中，非暂时性计算机可读存储介质诸如CD-ROM、软盘、硬盘、数字多用盘(DVD)、蓝光光盘，但是整个程序和/或其中的部分可以替代性地由器件而非由处理器912执行和/或嵌入在固件或专用硬件中。此外，虽然示例程序是参照图6-图8中所说明的流程图来描述的，可替代性地使用实施示例ASM 100的许多其他方法。例如，可以改变块的执行顺序，和/或所描述的一些块可以被改变、消除或组合。附加地或替代性地，任何或全部块可以由构造为执行对应的操作而不执行软件或固件的一个或更多个硬件电路(例如，离散和/或集成的模拟和/或数字电路、现场可编程门阵列(FPGA)、专用集成电路(ASIC)、比较器、运算放大器(op-amp)、逻辑电路等)来实施。
如上所述，图6-图8的示例过程可以使用存储在非暂时性计算机和/或机器可读介质(诸如硬盘驱动器、闪存、只读存储器、光盘、数字通用磁盘、高速缓存、随机存取存储器和/或任何其他存储器件或存储盘)上的编码指令(例如，计算机和/或机器可读指令)来实施，其中信息被存储的时间为任何持续时间(例如，用于扩展的时间段、永久地、用于短暂时间、暂时缓冲，和/或用于高速缓存信息)。如本文所使用的，术语“非暂时性计算机可读介质”被明确地定义为包括任何类型的计算机可读存储器件和/或存储盘，并且排除传播信号并且排除传输介质。本文所使用的“包括”和“包含”(以及其所有形式和时态)是开放型术语。因此，无论何时权利要求列出任何形式的“包括”或“包含”(例如，包含(comprises)、包括(includes)、包含(comprising)、包括(including)等)时，应当理解，附加的元素、项目等可以在不超出对应权利要求的范围的情况下被呈现。如本文中所使用的，当短语“至少”被用作权利要求的前言中的过渡术语时，它以与术语“包含(comprising)”和“包括(including)”为开放式的相同的方式是开放式的。
图6是表示可以由图1-图5的ASM 100执行以监视图1和图3的分布式飞行器致动系统102和/或图2和图4的分布式飞行器致动系统200的示例方法600的流程图。当示例ASM100获取对应于飞行器的(一个或更多个)控制表面的第一组的第一监视信息时，示例性方法600开始于块602。例如，图5的收集引擎500可以从对应于图1-图2的飞行器104的第一襟翼124的第一传感器150和第二传感器154获取传感器信息。在块604处，示例ASM 100获取对应于飞行器的(一个或更多个)控制表面的第二组的第二监视信息。例如，收集引擎500可以从对应于第四襟翼130的第七传感器174和第八传感器178获取传感器信息。
在块606处，示例ASM 100评估(一个或更多个)非响应组件的第一监视信息和第二监视信息。例如，非响应检测器(510)510可以基于对应的控制表面组件(诸如图3-图4的第一致动器148、第一传感器150、第一马达302等)为非响应的来确定第一襟翼124是非响应的。
在块608处，示例ASM 100确定是否检测到(一个或更多个)非响应组件。例如，差值计算器520将第一致动器148和第二致动器152之间的位置差值(例如，基于来自第一传感器150和第二传感器154的一个或更多个测量等)与阈值比较，并且确定位置差值满足阈值(例如，位置差值大于0.05米、0.1米等)。在另一个示例中，差值计算器520可以将第一马达302和第二马达304之间的力差值与力差值阈值比较，并且确定力差值满足阈值(例如，功率差值大于10安培、50伏、100磅力/平方英寸(PSI)等)。
如果在块608处，示例ASM 100确定未检测到非响应组件，那么控制进入块618，以确定是否继续监视飞行器。如果在块608处，示例ASM 100确定检测到非响应组件，那么在块610处，示例ASM 100停用受影响的控制表面组件。例如，命令发生器(530)530可以基于检测到第一致动器148和第二致动器152、第一传感器150和第二传感器154、第一马达302和第二马达304等中的一个或更多个为非响应的来停用第一襟翼124或第一襟翼124和第四襟翼130，其为非响应的，而剩余的第二至第四襟翼126、128、130或剩余的第二襟翼126和第三襟翼128保持启用。
在块612处，示例ASM 100确定停用是否成功。例如，警报发生器540可以确定启用停用失败标志，因此，指示停用不成功。例如，命令发生器(530)530可以确定第一致动器148在时间窗口内没有到达目标位置。响应于确定第一致动器148没有到达目标位置，示例警报发生器540可以启用停用失败标志。在另一个示例中，命令发生器(530)530可以响应于命令发生器(530)530将命令发送到第一马达302以停用而确定电压仍然被施加到第一马达302。
如果在块612处，示例ASM 100确定停用是成功的，则控制进入块616以生成警报。如果在块612处，示例ASM 100确定停用是不成功的，那么，在块614处，示例ASM 100停用相关的(一个或更多个)控制表面组件。例如，当非响应组件检测器510确定第一致动器148是非响应的时，命令发生器(530)530可以停用第二致动器152、第七致动器172和第八致动器176，而剩余的第三至第六致动器156、160、164、168保持启用。在另一个示例中，当非响应组件检测器510确定第一襟翼124是非响应的时，命令发生器(530)530可以停用第四襟翼130，而剩余的第二襟翼126和第四襟翼128保持启用。
在块616处，示例ASM 100生成警报。例如，图5的警报发生器540可以在飞行器104的驾驶舱中的飞行员显示器上的人机界面上显示基于文本的消息。在块618处，示例ASM100确定是否继续监视飞行器。例如，收集引擎500可以确定继续监视图1和图3中的分布式飞行器致动系统102和/或图2和图4中的分布式飞行器致动系统200。如果在块618处，示例ASM 100确定继续监视飞行器，则控制返回到块602以获取附加的第一监视信息，否则示例方法600结束。
图7中示出了与评估非响应组件的第一监视信息和第二监视信息(图6，块606)有关的附加细节。图7是表示可以由图1-图5的ASM 100执行以针对非响应控制表面组件评估图1和图3的分布式飞行器致动系统102和/或图2和图4的分布式飞行器致动系统200的示例方法700的流程图。当示例ASM100选择感兴趣的控制表面来针对非响应状态进行评估时，示例方法700开始于块702。例如，图5的收集引擎500可以选择图1-图4的第一襟翼124来评估。
在块704处，示例ASM 100计算所选择的控制表面的致动器之间的位置差值。例如，差值计算器520可以基于从图1-图4的第一传感器150和第二传感器154获取的传感器信息，计算对应于第一襟翼124的图1-图4的第一致动器148和第二致动器152之间的位置差值。
在块706处，示例ASM 100计算所选择的控制表面的致动器之间的倾斜位置差值。例如，差值计算器520可以基于从图3-图4的第一倾斜位置传感器318和第二倾斜位置传感器320获取的传感器信息，计算对应于第一襟翼124的图1-图4的第一致动器148和第二致动器152之间的倾斜位置差值。
在块708处，示例ASM 100计算所选择的控制表面的致动器之间的力纷争。例如，差值计算器520可以基于来自监视图3-图4的第一马达302和第二马达304的电力使用传感器(例如，第一传感器150和第二传感器154等)、液压参数传感器等的传感器信息，计算对应于襟翼124的图1-图4的第一致动器148和第二致动器152之间的力差值(例如，电压差值、电流差值、压力差值等)。
在块710处，示例ASM 100确定差值中的至少一个是否满足非响应状态阈值。例如，差值计算器520可以将第一致动器148和第二致动器152之间的位置差值与阈值比较，并且确定位置差值是否满足阈值(例如，位置差值大于0.05米、0.1米、0.5米等)。
如果在块710处，示例ASM 100确定没有一个差值满足非响应状态阈值，则控制进入块714以确定是否存在另一个感兴趣的控制表面以评估。如果在块710处，示例ASM 100确定差值中的至少一个满足非响应状态阈值，那么，在块712处，ASM 100将(一个或更多个)控制表面组件标识为(一个或更多个)非响应组件。例如，非响应组件检测器510可以基于差值中的至少一个满足非响应状态阈值，确定第一致动器148和第二致动器152中的一个或两个、第一传感器150和第二传感器154中的一个或两个、第一马达302和第二马达304中的一个或两个是非响应的。
在块714处，示例ASM 100确定是否有另一个感兴趣的控制表面以评估。例如，收集引擎500可以确定第一至第四襟翼126、128、130等可以被评估。如果在块714处，示例ASM100确定有另一个感兴趣的控制表面以评估，则控制返回到块702以选择另一个感兴趣的控制表面以针对非响应状态进行评估，否则示例方法700结束。
图8示出了与停用受影响的控制表面组件(图6，块610)或停用相关的控制表面组件(图6，块614)有关的附加细节。图8是表示可以由图1-图5的ASM 100执行以当检测到非响应组件时停用一个或更多个控制表面组件的示例方法800的流程图。当示例ASM 100获取第一控制表面组件和第二控制表面组件的位置时，示例方法800开始于块802。例如，图5的收集引擎500可以获取图1-图4的第一襟翼124的第一襟翼位置和图1-图4的第四襟翼130的第二襟翼位置。在另一个示例中，图5的收集引擎500可以获取图1-图4的第一致动器148的第一致动器位置和图1-图4的第二致动器152的第二致动器位置。
在块804处，示例ASM 100确定第一控制表面组件或第二控制表面组件是否为非响应的。例如，非响应组件检测器510可以确定第一襟翼124是非响应的。在这样的示例中，差值计算器520可以计算第一襟翼124和第四襟翼130之间的位置差值，将位置差值与阈值比较，并且确定位置差值满足阈值(例如，位置差值大于0.05米、0.1米、0.5米等)。在另一个示例中，非响应组件检测器510可以确定第一致动器148是非响应的。在这样的示例中，差值计算器520可以计算第一致动器148和第二致动器152之间的位置差值，将位置差值与阈值比较，并且确定位置差值满足阈值(例如，位置差值大于0.05米、0.1米、0.5米等)。
如果在块804处，示例ASM 100确定第一控制表面组件是非响应的，那么，在块806处，ASM 100停止第二控制表面组件的移动。例如，差值计算器520可以确定第一襟翼124滞后于第四襟翼130。响应于确定第一襟翼124滞后于第四襟翼130，示例命令发生器(530)530可以经由第七致动器172和第八致动器176，从操作地联接到第四襟翼130的第七马达314和第八马达316移除功率，以阻止第四襟翼130移动。在另一个示例中，差值计算器520可以确定第一致动器148滞后于第二致动器152。响应于确定第一致动器148滞后于第二致动器152，示例命令发生器(530)530可以从操作地联接到第二致动器152的第二马达304移除功率，以阻止第二致动器152移动。
在块808处，示例ASM 100将第一控制表面组件移动到第二控制表面组件的当前位置。例如，命令发生器(530)530可以将命令发送到第一襟翼124以移动到第二襟翼位置，其中第二襟翼位置是第四襟翼130的当前位置。在另一个示例中，命令发生器(530)530可以将命令发送到第一致动器148以移动到第二致动器位置，其中第二致动器位置是第二致动器152的当前位置。
在块810处，示例ASM 100确定移动是否成功。例如，命令发生器(530)530可以确定第一襟翼124没有在时间窗口内(例如，在3秒、30秒、3分钟内等)移动到第二襟翼位置。在一些示例中，命令发生器(530)530通过比较第一襟翼124的当前位置与第一襟翼位置来确定第一襟翼124没有从第一襟翼位置移动。例如，命令发生器(530)530可以确定第一襟翼124被卡在第一襟翼位置，并且不能移动到第二襟翼位置。在另一个示例中，命令发生器(530)530可以确定第一致动器148没有在时间窗口内(例如，在3秒、30秒、3分钟内等)移动到第二致动器位置。在一些示例中，命令发生器(530)530通过比较第一致动器148的当前位置与第一致动器位置来确定第一致动器148没有从第一致动器位置移动。例如，命令发生器(530)530可以确定第一致动器148被卡在第一致动器位置中，并且不能移动到第二致动器位置。
如果在块810处，示例ASM 100确定移动是成功的，那么示例方法800结束。例如，命令发生器(530)530可以将命令发送到第一襟翼124和第四襟翼130以恢复正常操作，重新启用第四襟翼130(例如，第四襟翼130可以经由图1和图3的致动器控制器186基于来自ASM100的命令继续移动等)等。在另一个示例中，命令发生器(530)530可以将命令发送到第一致动器148和第二致动器152以恢复正常操作，重新启用第二致动器152(例如，第二致动器152可以经由图1和图3的致动器控制器180基于来自ASM 100的命令继续移动等)等。
如果在块810处，示例ASM 100确定移动不成功，那么，在块812处，示例ASM 100停止第一控制表面组件的移动。例如，命令发生器(530)530可以经由第一致动器148和第二致动器152从操作地联接到第一襟翼124的第一马达302和第二马达304移除功率，以阻止第一襟翼124移动。在另一个示例中，命令发生器(530)530可以从操作地联接到第一致动器148的第一马达302移除功率，以阻止第一致动器148移动。
在块814处，示例ASM 100将第二控制表面组件移动到第一控制表面组件的当前位置。例如，命令发生器(530)530可以将命令发送到第四襟翼130，以移动到第一襟翼位置，其中第一襟翼位置是第一襟翼124的当前位置。在这样的示例中，第一襟翼124和第四襟翼130被停用，而第二襟翼126和第三襟翼128保持操作，不被停用等。在另一个示例中，命令发生器(530)530可以将命令发送到第二致动器152，以移动到第一致动器位置，其中第一致动器位置是第一致动器148的当前位置。在这样的示例中，第一致动器148和第二致动器152被停用，而第三至第八致动器156、160、164、168、172、176保持操作，不被停用等。
在块816处，示例ASM 100启用停用失败标志。例如，警报发生器540可以启用停用失败标志，指示第一襟翼124和第四襟翼130被停用(例如，在图1-图2的飞行器102的驾驶舱中通知飞行员第一襟翼124和第四襟翼130被停用等)，而第二襟翼126和第三襟翼128保持操作。在另一个示例中，警报发生器540可以启用指示第一致动器148和第二致动器152被停用的停用失败标志(例如，在图1-图2的飞行器102的驾驶舱中通知飞行员第一致动器148和第二致动器152被停用等)，而第三至第八致动器156、160、164、168、172、176保持操作，不被停用等。响应于示例ASM 100启用停用失败标志，示例方法800结束。
如果在块804处，示例ASM 100确定第二控制表面组件是非响应的(例如，第一控制表面组件是响应的，而第二控制表面组件是非响应的等)，那么，在块818处，ASM 100停止第一控制表面组件的移动。例如，差值计算器520可以确定第四襟翼130滞后于第一襟翼124。响应于确定第四襟翼130滞后于第一襟翼124，示例命令发生器(530)530可以经由第一致动器148和第二致动器152从操作地联接到第一襟翼124的第一马达302和第二马达304移除功率，以阻止第一襟翼124移动。在另一个示例中，差值计算器520可以确定第二致动器152滞后于第一致动器148。响应于确定第二致动器152滞后于第一致动器148，示例命令发生器(530)530可以从操作地联接到第一致动器148的第一马达302移除功率，以阻止第一致动器148移动。
在块820处，示例ASM 100将第二控制表面组件移动到第一控制表面组件的当前位置。例如，命令发生器(530)530可以将命令发送到第四襟翼130，以移动到第一襟翼位置，其中第一襟翼位置是第一襟翼124的当前位置。在另一个示例中，命令发生器(530)530可以将命令发送到第二致动器152以移动到第一致动器位置，其中第一致动器位置是第一致动器148的当前位置。
在块822处，示例ASM 100确定移动是否成功。例如，命令发生器(530)530可以确定第四襟翼130没有在时间窗口内(例如，在3秒、30秒、3分钟内等)移动到第一襟翼位置。在一些示例中，命令发生器(530)530通过将第四襟翼130的当前位置与第二襟翼位置比较来确定第四襟翼130没有从第二襟翼位置移动。例如，命令发生器(530)530可以确定第四襟翼130被卡在第二襟翼位置，并且不能移动到第一襟翼位置。在另一个示例中，命令发生器(530)530可以确定第二致动器152没有在时间窗口内(例如，在3秒、30秒、3分钟内等)移动到第一致动器位置。在一些示例中，命令发生器(530)530通过将第二致动器152的当前位置与第二致动器位置比较来确定第一致动器148没有从第二致动器位置移动。例如，命令发生器(530)530可以确定第二致动器152被卡在第二致动器位置，并且不能移动到第一致动器位置。
如果在块822处，示例ASM 100确定移动是成功的，那么示例方法800结束。例如，命令发生器(530)530可以将命令发送到第一襟翼124和第四襟翼130以恢复正常操作，重新启用第一襟翼124(例如，第一襟翼124可以经由图1和图3的致动器控制器180基于来自ASM100的命令继续移动等)等。在另一个示例中，命令发生器(530)530可以将命令发送到第一致动器148和第二致动器152以恢复正常操作，重新启用第一致动器148(例如，第一致动器148可以经由图1和图3的致动器控制器180基于来自ASM 100的命令继续移动等)等。
如果在块822处，示例ASM 100确定移动不成功，那么，在块824处，示例ASM 100停止第二控制表面组件的移动。例如，命令发生器(530)530可以经由第七致动器172和第八致动器176从操作地联接到第四襟翼130的第七马达314和第八马达316移除功率，以阻止第四襟翼130移动。在另一个示例中，命令发生器(530)530可以从操作地联接到第二致动器152的第二马达304移除功率，以阻止第二致动器152移动。
在块826处，示例ASM 100将第一控制表面组件移动到第二控制表面组件的当前位置。例如，命令发生器(530)530可以将命令发送到第一襟翼124以移动到第二襟翼位置，其中第二襟翼位置是第四襟翼130的当前位置。在这样的示例中，第一襟翼124和第四襟翼130被停用，而第二襟翼126和第三襟翼128保持操作，不被停用等。在另一个示例中，命令发生器(530)530可以将命令发送到第一致动器148，以移动到第二致动器位置，其中，第二致动器位置是第二致动器152的当前位置。在这样的示例中，第一致动器148和第二致动器152被停用，而第三至第八致动器156、160、164、168、172、176保持操作，不被停用等。
响应于示例ASM 100将第一控制表面组件移动到第二控制表面组件的当前位置，在块816处，示例ASM 100启用如上文所描述的停用失败标志。响应于示例ASM 100启用停用失败标志，示例方法800结束。
图9是能够执行实施图6-图8的方法和图1-图5的示例ASM 100的指令的示例处理器平台900的块图。处理器平台900可以是，例如，服务器、飞行器计算机、工业计算机或任何其他类型的计算器件。
所说明的示例的处理器平台900包括处理器912。所说明的示例的处理器912是硬件。例如，处理器912可以由来自任何期望的族或制造商的一个或更多个集成电路、逻辑电路、微处理器或控制器实施。硬件处理器可以是基于半导体的(例如，基于硅的)器件。在该示例中，处理器实现示例收集引擎500、示例非响应组件检测器510、示例差值计算器520、示例命令发生器(530)530和示例警报发生器540。
所说明的示例的处理器912包括本地存储器913(例如，高速缓存)。所说明的示例的处理器912经由总线918与包括易失性存储器914和非易失性存储器916的主存储器通信。易失性存储器914可以由同步动态随机存取存储器(SDRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、RAMBUS动态随机存取存储器(RDRAM)和/或任何其他类型的随机存取存储器器件实施。非易失性存储器916可以由闪存和/或任何其他期望的类型的存储器器件来实施。主存储器914、916的访问由存储器控制器控制。
所说明的示例的处理器平台900还包括接口电路920。接口电路920可以通过任何类型的接口标准来实施，诸如以太网接口、通用串行总线(USB)和/或PCI express接口。
在所说明的示例中，一个或更多个输入器件922连接到接口电路920。(一个或更多个)输入器件922允许用户将数据和/或命令输入到处理器912中。(一个或更多个)输入器件可以通过例如位置传感器、倾斜位置传感器、电力使用传感器、键盘、按钮、鼠标、触摸屏、跟踪板、跟踪球、isopoint和/或语音识别系统实施。
一个或更多个输出器件924还被连接到所说明的示例的接口电路920。输出器件924可以被实施，例如，通过显示器件(例如，发光二极管(LED)、有机发光二极管(OLED)、液晶显示器、阴极射线管显示器(CRT)、触摸屏、触觉输出器件、打印机和/或扬声器)。因此，所说明的示例的接口电路920通常包括图形驱动卡、图形驱动芯片和/或图形驱动处理器。
所说明的示例的接口电路920还包括通信器件，诸如发射机、接收机、收发器、调制解调器和/或网络接口卡，以便于经由网络926(例如，以太网连接、数字用户线(DSL)、电话线、同轴电缆、蜂窝电话系统等)与外部机器(例如，任何类型的计算器件)交换数据。
所说明的示例的处理器平台900还包括用于存储软件和/或数据的一个或更多个大容量存储器件928。这种大容量存储器件928的示例包括软盘驱动器、硬盘驱动器、固态驱动器、光盘驱动器、蓝光磁盘驱动器、RAID系统和数字通用磁盘(DVD)驱动器。大容量存储器件928实施示例数据库550。
实施图6-图8的方法的编码指令932可以被存储在大容量存储器件928、易失性存储器914、非易失性存储器916和/或可移动有形计算机可读存储介质(诸如CD或DVD)中。
根据前述内容，将理解，实施分布式飞行器致动系统的示例的示例方法、装置和制品已经被公开。示例ASM装置可以监视所公开的示例分布式飞行器致动系统，以检测非响应控制表面组件。示例ASM装置可以基于检测到的非响应控制表面组件来停用控制表面或控制表面组，而其余控制表面或控制表面组件的剩余组保持启用。示例ASM装置可以通过在非响应控制表面被停用时具有启用的一个或更多个控制表面供使用来提供在管理飞行器进场速度方面的飞行员灵活性。
虽然本文已经公开了某些示例方法、装置和制品，但本专利的覆盖范围不限于此。相反，本专利涵盖了完全落入本专利的权利要求的范围内的所有方法、装置和制品。

Claims (13)

1.一种装置，其包含：
收集引擎(500)：
获取对应于飞行器(104)的控制表面的第一组的第一监视信息，所述第一组包括所述飞行器(104)的第一侧上的第一控制表面和所述飞行器(104)的第二侧上的第二控制表面，所述第二侧与所述第一侧相对；以及
获取对应于所述飞行器(104)的控制表面的第二组的第二监视信息，所述第二组包括所述第一侧上的第三控制表面和所述第二侧上的第四控制表面；
非响应组件检测器(510)，其基于所述第一监视信息和所述第二监视信息来确定所述控制表面中的一个是否为非响应的；以及
命令发生器(530)，当所述非响应组件检测器确定所述第一控制表面是非响应的时，所述命令发生器(530)停用所述第一组，而所述第二组保持启用。
2.根据权利要求1所述的装置，其中所述第一控制表面是第一后缘襟翼(124)，所述第一后缘襟翼(124)包括第一致动器(148)和第二致动器(152)，以及所述第二控制表面是第二后缘襟翼(126)，所述第二后缘襟翼(126)包括第三致动器(156)和第四致动器(160)。
3.根据权利要求2所述的装置，其中确定所述第一后缘襟翼(124)是非响应的包括：差值计算器计算所述第一致动器(148)和所述第二致动器(152)之间的位置差值，并且将所述位置差值与阈值比较。
4.根据权利要求2或权利要求3所述的装置，其中确定所述第一后缘襟翼(124)是非响应的包括：差值计算器计算所述第一致动器(148)和所述第二致动器(152)之间的倾斜位置差值，并且将所述倾斜位置差值与阈值比较。
5.根据权利要求2、权利要求3或权利要求4所述的装置，其中确定所述第一后缘襟翼(124)是非响应的包括：差值计算器计算所述第一致动器(148)和所述第二致动器(152)之间的第一力差值，并且将所述第一力差值与阈值比较。
6.根据权利要求5所述的装置，进一步包括所述差值计算器：
计算所述第一致动器(148)和所述第三致动器(156)之间的第二力差值，并且将所述第二力差值与所述阈值比较；以及
计算所述第二致动器(152)和所述第四致动器(160)之间的第三力差值，并且将所述第三力差值与所述阈值比较。
7.一种方法，其包含：
获取对应于飞行器(104)的控制表面的第一组的第一监视信息，所述第一组包括所述飞行器(104)的第一侧上的第一控制表面和所述飞行器(104)的第二侧上的第二控制表面，所述第二侧与所述第一侧相对；
获取对应于所述飞行器(104)的控制表面的第二组的第二监视信息，所述第二组包括所述第一侧上的第三控制表面和所述第二侧上的第四控制表面；
基于所述第一监视信息和所述第二监视信息确定所述控制表面中的一个是否为非响应的；以及
响应于确定所述第一控制表面是非响应的，停用所述第一组，而所述第二组保持启用。
8.根据权利要求7所述的方法，其中停用所述第一组包括停止所述第一控制表面的移动，并且将所述第二控制表面移动到所述第一控制表面的当前位置。
9.根据权利要求8所述的方法，其中所述第一控制表面是第一后缘襟翼，所述第一后缘襟翼(124)包括第一致动器(148)和第二致动器(152)，以及所述第二控制表面是第二后缘襟翼，所述第二后缘襟翼包括第三致动器(156)和第四致动器(160)。
10.根据权利要求9所述的方法，其中确定所述第一后缘襟翼(124)是非响应的包括：计算所述第一致动器和所述第二致动器之间的位置差值，并且将所述位置差值与阈值比较。
11.根据权利要求9所述的方法，其中确定所述第一后缘襟翼(124)是非响应的包括：计算所述第一致动器和所述第二致动器之间的倾斜位置差值，并且将所述倾斜位置差值与阈值比较。
12.根据权利要求9所述的方法，其中确定所述第一后缘襟翼(124)是非响应的包括：计算所述第一致动器和所述第二致动器之间的第一力差值，并且将所述第一力差值与阈值比较。
13.根据权利要求12所述的方法，进一步包括：
计算所述第一致动器和所述第三致动器之间的第二力差值，并且将所述第二力差值与所述阈值比较；以及
计算所述第二致动器和所述第四致动器之间的第三力差值，并且将所述第三力差值与所述阈值比较。
CN201810610883.6A 2017-06-15 2018-06-14 用于分布式飞行器致动系统的方法和装置 Active CN109131839B (zh)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201762520288P 2017-06-15 2017-06-15
US62/520,288 2017-06-15
US15/653,257 US10450055B2 (en) 2017-06-15 2017-07-18 Methods and apparatus for a distributed aircraft actuation system
US15/653,257 2017-07-18

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109131839A true CN109131839A (zh) 2019-01-04
CN109131839B CN109131839B (zh) 2024-02-09

Family

ID=62597388

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810610883.6A Active CN109131839B (zh) 2017-06-15 2018-06-14 用于分布式飞行器致动系统的方法和装置

Country Status (5)

Country Link
US (2) US10450055B2 (zh)
EP (1) EP3415417A1 (zh)
CN (1) CN109131839B (zh)
BR (1) BR102018011736A2 (zh)
CA (1) CA3004547C (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111988364A (zh) * 2020-07-24 2020-11-24 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种伺服控制电子系统及其reu指令转换方法
EP4342791A1 (en) * 2022-09-21 2024-03-27 Gulfstream Aerospace Corporation Temporary backup control methodology for actuation of a control surface of a vehicle

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3301017B1 (en) * 2016-09-30 2019-08-07 Airbus Operations GmbH System for driving and guiding of a trailing edge control surface
US10479484B2 (en) * 2017-06-14 2019-11-19 The Boeing Company Methods and apparatus for controlling aircraft flight control surfaces
US10450055B2 (en) 2017-06-15 2019-10-22 The Boeing Company Methods and apparatus for a distributed aircraft actuation system
US10589871B2 (en) * 2017-09-25 2020-03-17 Hamilton Sundstrand Corporation Prognostic health monitoring and jam detection for use with an aircraft
CN110719050A (zh) * 2018-07-11 2020-01-21 德昌电机(深圳)有限公司 双电机驱控装置和包含该驱控装置的双电机系统
GB201815106D0 (en) * 2018-09-17 2018-10-31 Airbus Operations Ltd Improved aircraft wing and flight control surface
US11247767B2 (en) * 2020-03-05 2022-02-15 Ruben Leon Wireless autopilot system
EP4029776A1 (en) * 2021-01-18 2022-07-20 Goodrich Actuation Systems SAS Actuator control for force fight mitigation
US11453511B1 (en) 2021-07-13 2022-09-27 Beta Air, Llc Systems and methods for data verification at start up

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1400449A (en) * 1971-09-23 1975-07-16 Lucas Industries Ltd Actuating arrangements for aircraft control surfaces
EP1781538A1 (en) * 2004-08-24 2007-05-09 Honeywell International Inc. Aircraft flight control surface actuation system communication architecture
US20070108342A1 (en) * 2005-11-14 2007-05-17 Honeywell International, Inc. Reconfigurable flight control surface actuation system and method
US20090048689A1 (en) * 2007-08-14 2009-02-19 David Andrew Pelton Actuation response oscillation detection monitor
CN102196964A (zh) * 2008-10-22 2011-09-21 空中客车营运有限公司 飞机的调节装置、调节装置和调节装置故障识别功能的组合、容错调节系统和用于重新配置调节系统的方法

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7770842B2 (en) 2004-08-24 2010-08-10 Honeywell International Inc. Aircraft flight control surface actuation system communication architecture
US9073643B2 (en) 2013-03-28 2015-07-07 The Boeing Company Monitoring of high-lift systems for aircraft
US20170305530A1 (en) 2016-04-25 2017-10-26 The Boeing Company System and method for controlling aircraft wing flap motion
US10450055B2 (en) 2017-06-15 2019-10-22 The Boeing Company Methods and apparatus for a distributed aircraft actuation system

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1400449A (en) * 1971-09-23 1975-07-16 Lucas Industries Ltd Actuating arrangements for aircraft control surfaces
EP1781538A1 (en) * 2004-08-24 2007-05-09 Honeywell International Inc. Aircraft flight control surface actuation system communication architecture
US20070108342A1 (en) * 2005-11-14 2007-05-17 Honeywell International, Inc. Reconfigurable flight control surface actuation system and method
US20090048689A1 (en) * 2007-08-14 2009-02-19 David Andrew Pelton Actuation response oscillation detection monitor
CN102196964A (zh) * 2008-10-22 2011-09-21 空中客车营运有限公司 飞机的调节装置、调节装置和调节装置故障识别功能的组合、容错调节系统和用于重新配置调节系统的方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111988364A (zh) * 2020-07-24 2020-11-24 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种伺服控制电子系统及其reu指令转换方法
EP4342791A1 (en) * 2022-09-21 2024-03-27 Gulfstream Aerospace Corporation Temporary backup control methodology for actuation of a control surface of a vehicle

Also Published As

Publication number Publication date
CN109131839B (zh) 2024-02-09
US11591070B2 (en) 2023-02-28
CA3004547A1 (en) 2018-12-15
CA3004547C (en) 2024-01-09
BR102018011736A2 (pt) 2019-01-15
EP3415417A1 (en) 2018-12-19
US10450055B2 (en) 2019-10-22
US20180362147A1 (en) 2018-12-20
US20200047873A1 (en) 2020-02-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109131839A (zh) 用于分布式飞行器致动系统的方法和装置
US11745876B2 (en) Method for adaptive mission execution on an unmanned aerial vehicle
US10657735B2 (en) System and method for adaptable trend detection for component condition indicator data
CN107966692B (zh) 一种具有自检功能的激光雷达
CN110770600B (zh) 分布式光检测和测距（lidar）管理系统
CN109195867B (zh) 无人飞行器
EP3223195A1 (en) Device, method, and program for detecting object
US20070115023A1 (en) Variable-structure diagnostics approach achieving optimized low-frequency data sampling for ema motoring subsystem
KR102062855B1 (ko) 무인 비행체용 이상상태 감지 장치
EP3517442B1 (fr) Méthode de détection de conditions givrantes pour un aéronef par apprentissage automatique supervisé
US20180335019A1 (en) A method for monitoring and assessing power performance changes of a wind turbine
KR100972516B1 (ko) 무인 항공기에서 이중화 구조의 작동기 구동제어 장치 및그 방법
CA3003531A1 (en) Method to measure aircraft high-lift system brake response time
WO2014047578A1 (en) Determination and tracking of centripetal acceleration and acceleration-based velocity
JP7403103B2 (ja) モータ制御システム、無人飛行機、移動体、及びモータ制御方法
US20170307646A1 (en) Airspeed estimation system
JP2016135668A (ja) 航空機の高揚力システムのコンポーネントの状態を決定する方法
US10938643B2 (en) Distributed sensing systems and nodes therefor
KR20190050464A (ko) 무인 비행체 및 그를 진단하기 위한 시스템
US20080099602A1 (en) System and method for detecting ground contact status of an air vehicle
CN107035617A (zh) 用于升级多厂商风力涡轮的系统和方法
JP2007028887A (ja) モータ電力散逸に基づく推定モータ温度を使用するモータ温度制御
Baldini et al. UAV-FD: a dataset for actuator fault detection in multirotor drones
JP4978533B2 (ja) 位置測定装置
CN108162949B (zh) 一种判断汽车制动电磁阀故障的方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant