CN109895997A - 组合式主动杆和控制提升致动器系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及组合式主动杆和控制提升致动器系统。用于操纵面(16)的组合式主动杆和控制提升致动器系统(10)具有被接合到机械飞行控制结构(12)的控制杆(20)，该机械飞行控制结构(12)带有被配置为移动操纵面(16)的连杆(14)。机械互连器(18)接合连杆(14)并且具有控制杆连接器。集成致动器(26)被可分离地连接到控制杆连接器和连杆(14)中间的机械互连器(18)。杆力传感器(34)被配置为提供杆力信号。飞行控制系统(30)接收杆力信号并且向集成致动器(26)提供致动器位置控制信号(42)。集成致动器(26)根据力感廓线(52)移动到规定位置，所述力感廓线(52)提供飞行员可变触感提示和动力提升以减轻疲劳和负荷。

Description

组合式主动杆和控制提升致动器系统

技术领域

本公开中所示的实施方式一般涉及用于飞机的飞行控制系统，并且更具体地涉及用于飞行员主动杆(active stick)控制的实施方式，所述飞行员主动杆控制提供可变触感、手动控制的机械飞行控制的动力提升、手动飞行控制恢复、自动驾驶仪和无人驾驶飞行能力。

背景技术

许多使用机械飞行控制的飞机不具有动力提升系统。这需要飞行员在移动飞行员控制系统(把手、杆、踏板、轭架等)时对所有飞行负载做出反应，这样会导致高的飞行员工作负荷和疲劳。这样的系统通常不具有给飞行员提供触感反馈的主动杆技术，所述触感反馈有助于减轻飞行员工作负荷、提高操控质量并且当接近不安全飞行条件和结构限制时向飞行员发出警报。现有的飞行控制系统通常具有独立的致动器，所述致动器专用于提供自动驾驶仪控制、动力提升、主动杆(接收器(inceptor))触感/控制和无人驾驶飞行控制的独立功能。通常，主动杆仅随电传控制系统一起使用。

纯机械飞行控制系统提供飞行员和副驾驶输入控制系统通过机械连杆到操纵面的直接附接。飞行员通过连杆将操纵面物理地移动到期望位置。此类的系统不提供自动驾驶仪控制、动力提升、飞行员触感反馈或无人驾驶飞行能力。

为基本机械飞行控制系统补充液压动力提升致动器减轻飞行员工作负荷和疲劳。提升致动器放大或提升飞行员施加到杆的命令力。对于较小的飞机，如果致动器的动力失去，此类的控制系统还可以包括手动恢复。如果液压动力失去，飞行员力通过致动器活塞被机械地直接传递而没有动力提升。在某些飞机中，控制负载太高以至于飞行员在不借助动力提升时不能够控制飞机。在这些类型的设计中，动力提升致动器对于飞行控制是必需的并且通常在设计上是冗余的(不止一个活塞)。

还可以使用包括具有位置传感器的驾驶杆、飞行控制计算机和冗余动力致动器的电传控制系统以移动不同的表面。来自杆位置传感器的输出被传输到飞行控制计算机，飞行控制计算机之后向动力致动器提供信号以进行定位控制。致动器通常被提供有液压和/或电气动力以产生期望的力。这种设计减轻飞行员疲劳，因为飞行员不用对控制系统中的空气动力学负载、机械控制摩擦/阻尼、惯性或其他负载做出反应。由于此类的系统通常不包括手动恢复，因此它依赖于复杂的冗余电子设备和软件/固件来适应故障。

所有这些系统能够包括附加的自动驾驶仪致动器。自动驾驶仪致动器通常具有离合器和滑动离合器(或弹簧松紧带)以确保飞行员能够克服干扰飞行员的自动驾驶仪系统中的故障。这种系统既不提供飞行员触感反馈也不提供无人驾驶飞行能力。

主动杆(接收器)可以被添加到具有杆位置传感器、杆位置力传感器和杆驱动器马达的电传控制系统。这些传感器和马达给飞行员提供触感并且还能够用于自动驾驶仪控制。杆传感器被传输到飞行控制计算机，飞行控制计算机之后向动力致动器提供信号以进行定位控制。

在标题为“(Helicopter Force-Feel and Stability Augmentation Systemwith Parallel Servo Actuator)具有并联伺服致动器的直升机力-感和稳定性增强系统”的美国专利No.7108232和标题为“(Tactile Cueing Apparatus)触觉提示装置”的美国专利No.9381998中公开了具有主动杆(接收器)的示例辅助致动系统。这些现有技术系统需要单独的致动器用于接收器主动触感和控制系统动力提升。

发明内容

示例性实施方式提供了用于操纵面的组合式主动杆和控制提升致动器系统，所述系统具有被接合到机械飞行控制结构的控制杆，该机械飞行控制结构具有被配置为移动操纵面的连杆。机械互连器接合连杆并且具有控制杆连接器。集成致动器被可分离地连接到控制杆连接器和连杆中间的机械互连器。杆力传感器被配置为响应于力施加在控制杆上而提供杆力信号。飞行控制系统接收杆力信号并且适合于向集成致动器提供致动器位置控制信号，从而所述集成致动器根据力感廓线(force feel profile)移动到规定位置。致动器位置传感器向飞行控制系统提供致动器位置信号并且飞行控制系统进一步适合于响应于致动器位置信号关闭位置回路。

示例性实施方式允许对操纵面进行控制的方法。杆力由杆力传感器感测并且产生输入力信号。采用力感廓线并且提供致动器位置命令。致动器动态位置命令与负致动器位置信号相加以向致动器控制器提供位置误差命令。致动器控制器之后输出致动器位置控制信号。集成致动器响应于致动器位置控制信号移动，从而提供扭矩或力输出。所述扭矩或力输出导致系统质量上的物理加速力以及相关的速度和位置改变。致动器位置传感器提供更新的致动器位置信号以关闭位置回路。

附图说明

已经讨论的特征、功能和优点能够在各种实施方式中单独地实现或在其他实施方式中组合，其进一步的细节可以参考以下描述和附图看到。

图1是组合式主动杆和控制提升致动器系统的示例性实施方式的示意表示；

图2是用于示例性实施方式的控制元件的伺服回路图；

图3是由示例性实施方式采用的杆力与杆位置之间关系的廓线的图示；

图4A是单通道电动致动器实施方式的示意表示；

图4B是双通道电动致动器实施方式的示意表示；

图5A是单通道液压致动器实施方式的示意表示；

图5B是具有单液压致动器实施方式的双控制通道的示意表示；

图5C是交替双控制通道和双液压致动器实施方式的示意表示；

图6是示出了使用所公开的实施方式操作直升机控制系统的方法的流程图。

具体实施方式

本文描述的示例性实施方式提供了组合式主动杆和控制提升致动器系统，所述系统给主动杆(接收器)功能提供飞行员触觉提示和动力提升功能以补偿操纵面负载以通过机械地连接到未提升的机械飞行控制系统的集成致动器隔离飞行员控制杆。

出于描述的目的，为了简化，本文描绘了单个控制轴线，但是存在具有多个操纵面的多个控制轴线(例如，集合、俯仰、滚动和偏航)，每个操纵面可以采用所公开的实施方式。本文所使用的术语“杆”是指用于控制飞机的飞行路径的任意飞行员控制设备(即，轭架、方向舵踏板或其他控制输入设备或接收器)。

参考附图，图1示出了组合式主动杆和控制提升致动器系统10的示例性实施方式的示意表示。系统10包括机械飞行控制结构12，该机械飞行控制结构12采用被连接以操纵操纵面16的连杆14。机械互连器18可以是缆线或一个或多个控制杆件，机械互连器18将一个或多个控制杆20(用于所示实施方式的飞行员控制杆和副驾驶控制杆)连接到连杆14。在机械飞行控制模式中，控制杆20的飞行员移动(其充当绕枢轴点22到机械互连器18上的杆连接器24的杠杆)使机械互连器18平移以定位连杆14以用于操纵面16的期望位置。

集成致动器26利用杆连接器24和连杆14中间的机械耦合器28被连接到机械互连器18。如接下来将更详细描述的，致动器26到机械耦合器28的连接是可分离或可拆卸的。取决于集成致动器26的形式，机械耦合器28可以是旋转连接器或杠杆组件。飞行控制系统30接收来自杆力传感器34的输入力信号32，杆力传感器34被连接以感测由控制杆20施加到机械互连器18的力。飞行控制系统30还接收来自与集成致动器26关联的致动器位置传感器38的致动器位置信号36。在飞行控制系统30中的致动器控制器40响应于输入力信号32和致动器位置信号36向集成致动器26提供致动器位置控制信号42。集成致动器42对致动器位置控制信号42的响应导致集成致动器26施加在机械耦合器28处的力，所述力通过机械互连器18经由连杆14向操纵面16提供动力提升，同时通过机械互连器18给控制杆20提供触感反馈。一旦在集成致动器26中检测到故障或不能运转(jam)，致动器控制器还提供断开信号43。如接下来将更详细描述的，通过使用断开装置(例如解耦器、离合器、剪切销或其他类似装置)实现不能运转减轻，所述断开装置使集成致动器26从机械耦合器28分离并且导致系统返回到没有触感提示并且没有动力提升操作的手动直接机械控制模式。

输入杆位置信号45的杆位置传感器44可以给飞行控制系统30提供附加输入，所述附加输入通过添加杆的物理位置以及施加的力来补充由杆力传感器34提供的数据。类似地，致动器力传感器46可以用于提供致动器力信号47，以用于关于由集成致动器26施加在机械耦合器28上的力或扭矩的信息。此外，感测由操纵面16施加在机械飞行控制结构12上的力的操纵面力传感器48可以提供操纵面力信号49。在附图中所示的实施方式中，可以通过感测机械互连器18的实际位置的控制连杆位置传感器50提供附加位置感测，以提供连杆位置信号51。

飞行控制系统30采用如图2所示的基本伺服回路31。伺服回路31可以在通用微处理器中的软件程序中被实现，作为可编程门阵列、固件或组合式或分布式模块(本文中通常称为“模块”)中的其他格式。伺服回路31包含模块，该模块接收或读取来自杆力传感器34的杆力信号32并且根据选定的力感廓线52(接下来将参考图3详细讨论)通过致动器控制器40命令集成致动器26至规定位置。集成致动器26和飞行控制系统30之后使用来自致动器位置传感器38的致动器位置信号36关闭位置回路33，致动器位置信号36即使当如加法器56所表示的由真实操纵面力54表示的操纵面负载和飞行员施加的杆力55被施加到整个机械控制系统12、14、16、18和20的时候仍导致很小的杆位置误差。当真实操纵面力54和真实杆力55在求和点56处被从马达输出力中减去时，残余力使机械控制系统12的质量加速，然后机械控制系统12的质量被双积分(1/S^2)，导致致动器位置由位置传感器38读取。

在使用选定的力感廓线52将力命令转换成致动器力感位置命令58之前，杆力传感器命令(杆力传感器信号32)可以被用于补偿57的附加模块补充。采用杆位置信号45、致动器力信号47、操纵面力信号49和控制连杆位置信号51的补偿57可以用于调整真实系统惯性效应、致动器平顺性、连杆平顺性、滞后、自由运动、阻尼、信号噪声、不需要的反馈和整个机械、液压和/或电气系统内的其他非线性，从而改进动态稳定性，减小杆位置误差并提供增强的力感特性(性能)。

致动器力感位置命令58(包括补偿57)之后用于计算期望的杆动态60以提供致动器动态位置命令62，致动器动态位置命令62提供期望的模拟(人造)惯性和阻尼杆感觉。在示例性实施方式中，二阶动态模型用于创建期望的模拟杆动态。致动器动态位置命令之后通过致动器位置求和点64被提供，导致传输给致动器控制器40的位置误差信号66，致动器控制器40提供马达电流或液压致动器压力，如随后将描述的，马达电流或液压致动器压力作为到集成致动器26的致动器位置控制信号42。补偿和模拟杆动态能够在替代实施方式中组合并且在伺服回路31内的交替位置处注入(在致动器位置求和点64处的替代示例实施方式中)。根据系统阻抗考虑，位置回路33的基本闭合能够替代地使用杆位置信号45或控制连杆位置信号57。

如图3所示，伺服回路31通过由力感廓线52表示的一个或多个模块提供杆“力感觉”关系。力感廓线基于具体应用需要和飞行条件可实时调整。例如，飞行控制系统30可以通过调整力感廓线52警告飞行员由于飞机限制(例如，发动机扭矩)所造成的超过特定位置，以在该位置处呈现软停止100。其他示例包括偏移、增益变化、软停止和硬停止。

当考虑外部负载的影响时，取决于伺服回路如何闭合，在杆20和关联杆位置信号45中可能存在小的静态位置误差。例如，当考虑飞行员释放杆(杆力102等于零)并考虑如图3所示的杆力感廓线52的情况时，集成致动器26将驱动杆位置104至零。当以使杆位置趋向于沿负向方向移动的极性施加外部操纵面负载时，将会发生非常小的负向杆移动，其产生足够的位置误差信号以对飞行负载做出反应并且保持致动器接近零。图3示出了放大的图，其展示了外部负向操纵面负载将如何轻微地使力感廓线向左偏移(如廓线52a所示)。飞行员能够通过施加将使致动器沿正向方向移动的正向杆负载来抵抗操纵面负载，或能够增加将使致动器沿遵循偏移的力感廓线的负向方向移动的负向杆负载。反之，如果操纵面负载沿负向方向，则力感廓线将会向右转移(如廓线52b所示)。伺服回路31的这种布置本质上提供了期望的力感关系，而集成致动器26抵抗几乎所有从操纵面16施加到机械飞行控制结构12的负载，从而提供动力提升功能。实现接近零杆位置误差的替代解决方法是使用伺服回路31内的积分器，所述积分器持续地工作以驱动致动器位置误差66至零。

从高频动态负载角度来看，两种方法都将包括可以导致少量杆振动的一些动态感位置误差(操纵面负载馈通)。例如，由于机械飞行控制结构12的惯性产生的相对高阻抗，高频直升机转子动态负载被物理地过滤掉。当使用机械飞行控制系统控制飞机时，飞行员通过杆20向这种残余负载反馈提供反作用力。在增加组合式主动杆和控制提升致动器系统10的惯性的情况下，到杆20的操纵面负载反馈(或馈通)被进一步减少。因而，到杆20的动态负载反馈被最小化，导致期望的力感。

所示的实施方式的致动器控制器40可以与飞机飞行控制计算机内的飞行控制系统30集成，或可以是专用于并且属于集成致动器26内的单独的微处理器和支持电路，或可以根据整体系统架构在两者中具有共享的元件。例如，飞机飞行控制计算机可以基于飞机状态传感器(即，海拔高度、空速、速率等)计算力感廓线，而位于集成致动器26内的致动器控制器40执行位置伺服回路闭合和致动器故障监测和隔离作为智能致动器系统。

若干方法可以用于检测集成致动器26内的不能运转。一个简单的方法是，如果输入力信号32超过最大预期杆力阈值，不论是如图2所示的正向阈值106a还是负向阈值106b，则声明不能运转(即飞行员不能移动杆)。这种方法仅需要使用杆力传感器34。一经超过阈值106a、106b，飞行控制系统30激活断开信号43以从系统中移除集成致动器26。

更明确的方法是，将集成致动器26的输出力(扭矩)、来自致动器力传感器46的致动器力信号47与杆力(输入力信号32)的和与操纵面负载、操纵面力信号49进行比较。在这种情况中，使用了三个力传感器，即，杆力传感器34、致动器力传感器46和操纵面力传感器48。由于集成致动器26输出力(扭矩)不应超过最大预期操纵面负载与最大预期杆负载之和，这提供了显著的阈值裕量以避免有害的故障。

另一种方法是，如果马达输出电流超过如操纵面力信号49所指示的最大预期操纵面负载(其包括惯性加速度)加上如输入力信号32所指示的最大预期杆负载，则对于集成致动器26的电动马达实施方式声明不能运转(随后进行描述)。这种方法不需要任何附加的传感器(因为电流一般可用于马达回路闭合和电流监控)。

又一种方法是将致动器动态位置命令、致动器位置控制信号62与所测量的致动器位置信号36(或控制连杆位置信号51)进行比较。该方法必须考虑最坏情况的正常位置误差，该正常位置误差是由于在杆和操纵面负载(例如，用于加速的力)的影响下集成致动器26的任何位置跟踪误差引起的。

一经使用任何示例检测方法检测到不能运转状况，飞行控制系统30将通过致动器控制器40发出断开信号43，从而允许恢复到纯机械飞行控制系统，在纯机械飞行控制系统中控制杆20通过机械飞行控制结构12直接连接到操纵面16。

如图4A所示，在第一示例性实施方式中的组合式主动杆和控制提升致动器系统10可以在集成致动器26中使用电动马达70(具有相关联的，传动装置、传感器和其他部件)。针对电动马达70的致动器位置控制信号42是提供电动马达70的双向旋转的受控电流输入。断开信号43使离合器72脱离，以当识别到电动马达70中的故障或不能运转状况时，将电动马达70从机械耦合器28物理地断开，从而允许机械飞行控制结构12利用来自控制杆20的直接输入通过机械互连器18操作。

在第二示例性实施方式中的组合式主动杆和控制提升致动器系统10可以在集成致动器26中采用液压致动。如图5A所示，具有驱动杆82的液压缸80通过枢转杠杆84连接到机械耦合器28(或作为机械耦合器装置的替代直接连接到机械互连器18)。电液伺服阀(EHV)86接收来自飞行控制系统30的致动器位置控制信号42，并且控制从具有返回90的液压泵(或其他压力源)88经过截止旁通阀92至液压缸80的压力和流动。直接驱动伺服阀(DDV)可以用作EHV86的替代。动力控制阀94接收断开信号43，并且一经激活如果发生故障，则从截止旁通阀92释放压力，允许弹簧96将截止旁通阀92从正常操作位置1移动到截止旁通位置2，从而如本领域所知的那样允许驱动杆82在缸内自由平移。

所公开的组合式主动杆和控制提升致动器系统10的实施方式另外对于控制飞机的自动驾驶系统或无人驾驶飞行器(UAV)操作特别有吸引力。如图1所示，自动驾驶仪110可以包含独立的姿态航向参考系统(Attitude Heading Reference System，AHRS)，或可以依赖如本领域已知的飞机中的现有传感器。当被接合时，自动驾驶仪110向飞行控制系统30提供替代伺服回路31中的杆力信号32的自动驾驶仪控制输入112。不需要附加的致动器或传感器，并且组合式主动杆和控制提升致动器系统10将向输入信号源、自动驾驶仪控制输入112或杆力信号32明显地提供对操纵面16的输入。由杆力信号32传递的飞行员施加的优先操控杆力可以被提供作为故障模式保护，直到自动驾驶仪自动地或由飞行员选择脱离。

类似地，操纵面16的控制输入可以由提供UAV控制输入116的UAV控制器114提供。如本领域已知，UAV控制器可以无线地连接到远程控制站或可以自主地操作。飞机可以进一步选择性地以载人模式操作，其中飞行员操作杆20以提供杆力信号32。这种布置还以飞行控制系统30的最小改变提供可选地驾驶飞机控制的选项(载人和无人)。输入信号的优先级可以通过模式选择开关63实现。

为了提高系统安全性和最小化组合式主动杆和控制提升致动器系统10的故障瞬变，可以在集成致动器26和包括飞行控制系统30的系统的其他元件中提供冗余。如图4B所示，对于关于图4A描述的机电系统，可以采用双飞行控制系统30a和30b。集成致动器26a和26b的电动马达70a和70b的致动器位置控制信号42a和42b是提供电动马达的双方向旋转的受控电流输入。可以提供分别向飞行控制系统30a和30b提供杆力信号32a和32b的重复的杆力传感器。相似地，可以提供向飞行控制系统30a和30b提供冗余杆位置信号45a和45b的重复的杆位置传感器。飞行控制系统30a和30b响应于前文所述的故障或不能运转检测而产生的断开信号43a和43b使离合器72a和72b脱离，以当识别到关联电动马达中的故障或不能运转状况时，选择性地使一个或两个集成致动器26a和26b从接合装置28a和28b物理地分离，从而允许保持接合的马达继续系统操作。虽然在图4B的示例实施方式中机械耦合器28a和28b被示为冗余的，但是也可以采用单个机械耦合器28，其中集成致动器26a和26b两者利用单个离合器共同连接并集成在集成致动器组件中。如果两个集成致动器都发生不能运转，则两个马达的断开允许机械飞行控制结构12按照前文所述利用来自控制杆20的直接输入通过机械互连器18在不提升且不具有力感觉的情况下操作。在自动驾驶仪模式中，冗余致动器还能够提供稳定性增强控制。

类似地，在组合式主动杆和控制提升致动器系统10的液压实施方式中的冗余也可以期望用于最小化故障瞬变并且提供可靠的自动驾驶和无人驾驶飞机能力。若干种方法可用，如图5B和图5C所示。图5B中所示的实施方式通过使用单个液压动力源88和90以及单个液压缸80和活塞84而是部分冗余的。但是，冗余致动器控制能够由冗余EHV 86a和86b提供。在某些实施方式中，飞行控制系统30以及位置和力传感器的冗余也可以是优选的，以确保完全独立的控制。双动力控制阀94a和94b用于通过移动冗余致动器旁通阀92a和92b来接合/分离每个通道。这些冗余致动器控制元件使通道故障瞬变最小化并且允许在剩余的良好通道继续操作。液压解耦或旁通功能可以更容易地实现并且可以比机电致动器离合器更轻。

图5C中示出了液压集成致动器冗余的替代实施方式。由于致动器能够使用A或B通道操作，该方法提供了可靠的自动驾驶和无人驾驶飞机能力。冗余液压动力系统由88a、88b、90a和90b提供，并且冗余致动器控制由冗余EHV 86a和86b提供。如图5B所示，冗余动力控制阀94a和94b用于接合/分离每个通道。具有关联活塞的分离的液压缸80a和80b由EHV阀86a和86b驱动。冗余缸能够如图所示那样串联(两个或更多个动力级利用单个杆件82而在同一线上)或平行(两个或更多个动力级利用接合枢转杠杆84的分离杆件而并排)。

如图6所示，组合式主动杆和控制提升致动器系统10的实施方式提供对操纵面16进行控制的方法600。杆力由杆力传感器34感测并且产生输入力信号32，在步骤602，并且该输入力信号被提供给飞行控制系统30。使用杆位置信号45、连杆位置信号51、操纵面力信号49或致动器输出力信号47中的一个或多个的补偿通过补偿模块57被施加，步骤604。施加力感廓线52，步骤606，并且提供致动器力感位置命令58，步骤608。模拟杆动态模块60可以施加附加修正，步骤610，并且发出致动器动态位置命令64，步骤612，致动器动态位置命令64之后与致动器位置信号36求和，步骤614，以向致动器控制器40提供位置误差命令64，步骤616。致动器控制器40然后输出致动器位置控制信号42，步骤618。集成致动器26响应于致动器位置控制信号移动，步骤620，向机械互连器16提供扭矩或力输出。该扭矩或力输出与机械飞行控制结构12中携带的真实操纵面力54和真实杆力55物理地求和，步骤622，这导致系统质量上的物理加速度力以及相关的速度和位置改变，步骤624，以定位操纵面16。致动器位置传感器38然后提供更新的致动器位置信号36，步骤626，以关闭位置回路33。一经检测到集成致动器26中的故障，步骤628，飞行控制系统30就发出断开信号43，步骤630，以将集成致动器从机械互连器18断开，步骤632。

进一步地，本公开包含根据以下条款的实施例：

条款1.一种用于操纵面的组合式主动杆和控制提升致动器系统，所述系统包含：

被接合到机械飞行控制结构的控制杆，所述机械飞行控制结构具有被配置为移动所述操纵面的连杆；

被连接到所述连杆并且具有控制杆连接器的机械互连器，从而所述控制杆的移动使所述机械互连器平移；

被可分离地连接到所述控制杆连接器和所述连杆中间的所述机械互连器的集成致动器；

被配置为响应于力施加在所述控制杆上而提供输入力信号的杆力传感器；

接收所述输入力信号并且适合于向所述集成致动器提供致动器位置控制信号的飞行控制系统，从而所述集成致动器根据力感廓线移动到规定位置，所述飞行控制系统进一步适合于向所述集成致动器提供断开信号，所述集成致动器适合于响应于所述断开信号从所述机械互连器断开；和

向所述飞行控制系统提供致动器位置信号的致动器位置传感器，所述飞行控制系统进一步适合于响应于所述致动器位置信号关闭位置回路。

条款2.根据条款1所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统，其中所述集成致动器包含电动马达，所述飞行控制系统包括致动器控制器以提供所述致动器位置控制信号，并且所述致动器位置控制信号包含马达电流。

条款3.根据条款2所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统，其中所述集成致动器利用机械耦合器连接到所述机械互连器，并且所述集成致动器进一步包含所述马达和所述机械耦合器中间的离合器，所述离合器可操作以响应于所述断开信号将所述马达从所述机械耦合器断开。

条款4.根据条款3所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统，其中所述飞行控制系统进一步适合于响应于不能运转的确定(jam determination)发出所述断开信号。

条款5.根据条款4所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统，其中所述输入力信号超过阈值导致所述不能运转的确定。

条款6.根据条款4所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统，其进一步包含致动器力传感器和操纵面力传感器，其中由所述致动器力传感器确定并作为超过所述输入力信号的和的致动器力信号提供的所述集成致动器的输出力与由所述操纵面力传感器确定并作为操纵面力信号提供的操纵面力的比较，导致所述不能运转的确定。

条款7.根据条款4所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统，其进一步包含提供操纵面力信号的操纵面力传感器，其中由所述致动器位置控制信号指示的马达输出电流超过最大预期操纵面力信号与最大预期输入力信号的和，导致所述不能运转的确定。

条款8.根据条款3所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统，其进一步包含具有第二马达并且利用第二机械耦合器连接到所述机械互连器的第二集成致动器，并且所述第二集成致动器进一步包含所述第二马达和所述第二机械耦合器中间的第二离合器，所述第二离合器可操作以响应于所述断开信号将所述马达从所述第二机械耦合器断开。

条款9.根据条款1所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统，其中所述集成致动器包含：

具有附接到与所述机械互连器连接的机械耦合器的致动杆件的至少一个液压缸；和

接收所述致动器位置控制信号并且通过连接到所述至少一个液压缸的截止旁通阀控制液压泵的压力的电液伺服阀(EHV)。

条款10.根据条款9所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统，其中所述集成致动器进一步包含动力控制阀和截止旁通阀，所述动力控制阀接收所述断开信号以释放所述截止旁通阀的压力，引起从正常操作位置到截止旁通位置的转换，从而允许所述致动杆件在所述至少一个液压缸内自由平移。

条款11.根据条款10所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统，其进一步包含第二动力控制阀和第二截止旁通阀，所述第二动力控制阀接收第二断开信号并且可操作以释放所述第二截止旁通阀的压力，引起从正常操作位置到截止旁通位置的转换。

条款12.根据条款10所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统，其中所述至少一个液压缸包含第一液压缸和第二液压缸，所述EHV接收第一致动器位置控制信号并且通过连接到所述第一液压缸的所述截止旁通阀控制第一液压泵的压力，并且第二EHV接收第二致动器位置控制信号并且通过连接到所述第二液压缸、第二动力控制阀和第二截止旁通阀的第二旁通阀控制第二液压泵的压力，所述第二动力控制阀接收第二断开信号并且可操作以释放所述第二截止旁通阀的压力，引起从正常位置到截止旁通位置的转换。

条款13.根据条款1所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统，其进一步包含被连接以向所述飞行控制系统提供自动驾驶仪控制输入的自动驾驶仪，所述飞行控制系统进一步适合于响应于所述自动驾驶仪控制输入向所述集成致动器提供所述致动器位置控制信号，从而所述集成致动器移动到规定位置。

条款14.根据条款1所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统，其进一步包含被连接以向所述飞行控制系统提供无人驾驶飞行器(UAV)控制输入的UAV控制器，所述飞行控制系统进一步适合于响应于所述UAV控制输入向所述集成致动器提供所述致动器位置控制信号，从而所述集成致动器移动到规定位置。

条款15.一种用于对操纵面进行控制的方法，所述方法包含：

利用杆力传感器感测施加到机械互连器上的杆连接器的杆力；

从所述杆力传感器产生输入力信号；

响应于所述输入力信号应用力感廓线；

提供致动器力感位置命令；

将致动器位置信号与所述致动器力感位置命令求和，以向致动器控制器提供位置误差命令；

从所述致动器控制器输出致动器位置控制信号；

响应于所述致动器位置控制信号，移动连接到所述杆连接器和所述操纵面中间的机械互连器的集成致动器，所述集成致动器向所述机械互连器提供扭矩或力输出；

响应于所述扭矩或力输出，利用机械飞行控制结构定位所述操纵面；

从致动器位置传感器提供更新的致动器位置信号以关闭位置回路。

条款16.根据条款15所述的方法，其进一步包含：通过补偿模块使用杆位置信号、连杆位置信号、操纵面力信号或致动器输出力信号中的一个或多个对所述输入力信号施加补偿。

条款17.根据条款16所述的方法，其进一步包含：通过模拟杆动态模块施加修正，以及在求和之前，发出致动器动态位置命令。

条款18.根据条款15所述的方法，其进一步包含：在输出所述致动器位置控制信号之前，将所述扭矩或力输出和所述机械飞行控制结构在承载的真实操纵面力和真实杆力物理地求和。

条款19.根据条款15所述的方法，其进一步包含：

检测所述集成制动器中的故障；

发出断开信号；和

将所述集成致动器从所述机械互连器分离。

现在已经根据专利法规的要求详细描述了各种实施方式，本领域技术人员将认识到对本文公开的具体实施方式的修改和替换。这些修改在如随附的权利要求所限定的本发明的范围和意图内。

Claims (12)

1.一种用于操纵面(16)的组合式主动杆和控制提升致动器系统(10)，所述系统(10)包含：

控制杆(20)，其被接合到机械飞行控制结构(12)，所述机械飞行控制结构(12)具有被配置为移动所述操纵面(16)的连杆(14)；

机械互连器(18)，其被连接到所述连杆(14)并且具有控制杆连接器，从而所述控制杆(20)的移动使所述机械互连器(18)平移；

集成致动器(26)，其被可分离地连接到所述控制杆连接器和所述连杆(14)中间的所述机械互连器(18)；

杆力传感器(34)，其被配置为响应于力施加在所述控制杆(20)上提供输入力信号(32)；

飞行控制系统(30)，其接收所述输入力信号(32)并且适合于向所述集成致动器(26)提供致动器位置控制信号(42)，从而所述集成致动器(26)根据力感廓线(52)移动到规定位置，所述飞行控制系统(30)进一步适合于向所述集成致动器(26)提供断开信号(43)，所述集成致动器(26)适合于响应于所述断开信号(43)从所述机械互连器(18)断开；和

致动器位置传感器(38)，其向所述飞行控制系统(30)提供致动器位置信号(36)，所述飞行控制系统(30)进一步适合于响应于所述致动器位置信号(36)关闭位置回路(33)。

2.根据权利要求1所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统(10)，其中所述集成致动器(26)包含电动马达(70)，所述飞行控制系统(30)包括致动器控制器(40)以提供所述致动器位置控制信号(42)，并且所述致动器位置控制信号(42)包含马达电流。

3.根据权利要求2所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统(10)，其中所述集成致动器(26)利用机械耦合器(28)连接到所述机械互连器(18)，并且所述集成致动器(26)进一步包含所述马达(70)和所述机械耦合器(28)中间的离合器(72)，所述离合器(72)可操作以响应于所述断开信号(43)将所述马达(70)从所述机械耦合器(28)断开。

4.根据权利要求3所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统(10)，其中所述飞行控制系统(30)进一步适合于响应于不能运转的确定发出所述断开信号(43)。

5.根据权利要求4所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统(10)，其中所述输入力信号(32)超过阈值导致所述不能运转的确定。

6.根据权利要求4所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统(10)，其进一步包含致动器力传感器(46)和操纵面力传感器(48)，其中由所述致动器力传感器(46)确定并作为超过所述输入力信号的和的致动器力信号(47)提供的所述集成致动器(26)的输出力与由所述操纵面力传感器(48)确定并作为操纵面力信号(49)提供的操纵面力(45)的比较导致所述不能运转的确定。

7.根据权利要求4所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统(10)，其进一步包含提供操纵面力信号(49)的操纵面力传感器(48)，其中由所述致动器位置控制信号(42)指示的马达输出电流超过最大预期操纵面力信号(49)与最大预期输入力信号(32)的和导致所述不能运转的确定。

8.根据权利要求3所述的组合式主动杆和控制提升致动器系统(10)，其进一步包含具有第二马达(70b)并且利用第二机械耦合器(28b)连接到所述机械互连器(18)的第二集成致动器(26b)，并且所述第二集成致动器(26b)进一步包含所述第二马达(70b)和第二机械耦合器(28b)中间的第二离合器(72b)，所述第二离合器(72b)可操作以响应于所述断开信号(43)将所述马达(70)从所述第二机械耦合器(28b)断开。

9.一种用于对操纵面(16)进行控制的方法，所述方法包含：

利用杆力传感器(34)感测施加到机械互连器(18)上的杆连接器的杆力；

从所述杆力传感器(34)产生输入力信号(32)；

响应于所述输入力信号(32)应用力感廓线(52)；

提供致动器力感位置命令；

将致动器位置信号(36)与所述致动器力感位置命令求和以向致动器控制器(40)提供位置误差命令；

从所述致动器控制器(40)输出致动器位置控制信号(42)；

响应于所述致动器位置控制信号(42)移动连接到所述杆连接器和所述操纵面(16)中间的所述机械互连器(18)的集成致动器(26)，所述集成致动器(26)向所述机械互连器(18)提供扭矩或力输出；

响应于所述扭矩或力输出利用机械飞行控制结构(12)定位所述操纵面(16)；

从致动器位置传感器(38)提供更新的致动器位置信号(36)以关闭位置回路(33)。

10.根据权利要求9所述的方法，其进一步包含：通过补偿模块使用杆位置信号、连杆位置信号、操纵面力信号(49)或致动器输出力信号中的一个或多个对所述输入力信号(32)施加补偿。

11.根据权利要求9所述的方法，其进一步包含：通过模拟杆动态模块施加修正，以及在求和之前发出致动器动态位置命令。

12.根据权利要求9所述的方法，其进一步包含：在输出所述致动器位置控制信号(42)之前，将所述扭矩或力输出与所述机械飞行控制结构(12)中承载的真实操纵面力(54)和真实杆力物理地求和。