CN111194432B - 航空器稳定控制增强系统及航空器稳定和控制方法 - Google Patents

Abstract

一种用于控制航空器的稳定控制增强系统，包括：第一构件，其能通过驾驶员输入设备移动至限定第一输入信号的第一位置；第二构件，其能移动至与第二输入信号关联的第二位置；以及加法器，其被配置为将第一和第二输入信号相加并提供限定用于航空器的受控元件的指令的输出信号；稳定控制增强系统包括：壳体、能在壳体内彼此整体地移动并操作性地连接至第二构件的第一和第二活塞；以及控制装置，其被配置为在第一活塞上施加第一力并在第二活塞上施加第二力；第二力与第一力无关。

Description

航空器稳定控制增强系统及航空器稳定和控制方法

相关申请的交叉引用

本申请要求于2017年10月5日提交的欧洲专利申请第17194901.9号的优先权，其公开内容通过引用并入本文。

技术领域

本发明涉及一种用于控制航空器的稳定控制增强系统，以及一种航空器的稳定和控制方法。

背景技术

航空器公知包括多个驾驶员可操作的飞行控制器和与飞行控制器操作性地连接的多个受控元件。

特别地，航空器是直升机或飞机，其具有直接飞行控制器，即，具有机械地或液压地直接连接至受控元件的飞行控制器。

如果航空器是飞机，则受控元件是飞行操纵面。

另外，已知类型的直升机基本上包括机身、位于机身顶部并围绕其轴线旋转的主旋翼以及位于机身末端的尾旋翼。

更详细地，旋翼又基本上包括：浆毂，其可围绕上述轴线旋转并配备有以悬臂方式在径向上紧固至上述浆毂的多片桨叶；以及主轴，其可连接至驱动构件并且操作性地连接至浆毂以驱动其进行旋转。

直升机的桨叶通过相应的物理或弹性铰链铰接至浆毂，从而可围绕一个或多个轴线自由旋转，并因此实现不同的旋翼构造。

特别地，桨叶铰接至浆毂以便能够围绕相应的纵向轴线旋转，并因此改变相应的桨距角和由此产生的升力。

换言之，桨叶限定了要由飞行控制器进行控制的元件。

为了调节桨叶的桨距角，直升机包括：

-可由驾驶员控制以执行各种操控的多个飞行控制器；以及

-介于飞行控制器与被设计为控制相应桨叶的多个第一致动器之间的多条机械连接链。

更详细地，对于主旋翼，直升机包括：

-第一飞行控制器，称为“总距控制器”；以及

-第二飞行控制器，称为“周期距控制器”。

特别地，第一飞行控制器(称为总距控制器)能够总体改变桨叶的桨距角，从而引起由旋翼产生的升力增大或减小。

相反，第二飞行控制器(称为周期距控制器)能够周期性地改变桨叶的桨距角。结果，桨叶在它们围绕轴线的旋转期间产生可变的升力，从而引起旋翼盘向前或向后倾斜。

尾旋翼的桨叶可替代地由第三飞行控制器控制，从而总体改变相关联的桨距角并因此改变它们施加在直升机上的力。

换言之，桨距角的这些总体变化能够控制直升机的偏航角。

第一、第二或第三飞行控制器各自产生发送至相应的第一致动器的相应的第一输入信号。特别地，该第一输入信号基本上与飞行控制器的位置成比例。

对于每个受控元件，直升机还公知包括：

-稳定控制增强系统(称为SCAS)，其产生第二输入信号；以及

-加法器，其产生输出信号，该输出信号限定作用在相应的第一致动器上的指令并且等于第一输入信号和第二输入信号之和。

以这种方式，对于每个飞行控制器，由SCAS产生的第二输入信号被叠加在第一输入信号上，以使直升机相对于外部干扰稳定。

根据第一种已知方案，SCAS包括插在相应的连接链中并由飞行控制系统进行控制的多个第一致动器。

根据另外的已知方案，对于每个第一致动器，SCAS包括：

-第二致动器和第三致动器，它们与第一操纵杆平行设置并相连；

-第二操纵杆，其连接至飞行控制器以便输送第一输入信号；以及

-第三操纵杆，其限定加法器并且操作性地连接至第一操纵杆和第二操纵杆以及第一致动器，以便输送输出信号。

特别地，第二输入信号和输出信号分别基本上与第一操纵杆和第三操纵杆的位置成比例。

此外，每个SCAS的第二致动器和第三致动器由飞行控制系统进行控制。

尽管有效，但上述已知类型的SCAS也可以改进。

特别地，平行设置的第二致动器和第三致动器由一对相互独立的阀控制，并且能以相互独立的方式分别移动至第一位置和第二位置。

由于这种构造，第二输入信号基本上由第二致动器和第三致动器的第一位置和第二位置之和来确定。

对于第二致动器的第一行程和第三致动器的第二行程的特定偏离值，得到相关联的第一致动器的所谓的完全控制权，即，相关的第一致动器可以在整个关联的运动范围中移动的情况。

在例如引起第二致动器失灵并因此使得第一行程的值基本为零的失效情况下，第三致动器进行的所述第二行程的偏离值必定是标称值的两倍，以确保相关联的第一致动器的完全控制权。

此外，在急偏、即例如在第二致动器的行程位置末端导致锁定的失效情况下，第二行程的偏离值必须能够对第二致动器不能移动的情况进行补偿，以便保留相关联的第一致动器的完全控制权。

关于这一点，申请人已经观察到，在急偏的情况下，仍然会发生第一操纵杆持续零点几秒达到最大伸出位置的风险。

所描述的SCAS构造还需要设置大量的第一、第二和第三操纵杆，它们必须容纳在有限的空间中，从而产生了生产和维护难度。

此外，飞行控制系统相对于SCAS处于较远的位置。

飞行控制系统被编程为对指示直升机的位置和姿态的可变的期望重要值与通过适时仪器测量的上述重要变量的有效值进行连续比较，并且被编程为产生随后的用于第二致动器和第三致动器的控制信号。该控制信号确定第二输入信号。

这种方案是欠佳的，因为需要设置在飞行控制系统与第二致动器和第三致动器之间延伸的多条线缆。而且，在直升机中产生的不可避免的干扰可能改变控制信号向第二致动器和第三致动器的正确发送。

最后，对于每个第一致动器，SCAS包括一对设置在固定位置的行程止动部，它们将第二输入信号的最大值限制为第一输入信号的最大值的一定比值，通常为10％。以这种方式，第一致动器的位置主要由驾驶员在操作杆上给出的指令确定，并因此由第一输入信号确定，并且少部分由来自SCAS的第一致动器和第二致动器所确定的第二输入信号的指令确定。

在行业内，需要使第一信号的最大振荡范围适应于受到有效控制的飞行控制器，以便优化直升机的操作。

EP-B-2947325和EP-A-2913265描述了已知类型的用于航空器的稳定控制增强系统。

US-A-3561322公开了一种分别根据权利要求1、21和24的前序部分所述的用于控制航空器的稳定控制增强系统以及稳定和控制方法。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于控制航空器的稳定控制增强系统，其允许以简单且廉价的方式克服与已知类型的SCAS相关联的至少一个前述缺点和/或满足至少一种前述需求。

本发明通过一种用于航空器的稳定控制增强系统、一种航空器和一种使用稳定控制增强系统进行的航空器的稳定和控制方法达到了上述目的。

根据一个方面，一种用于航空器的稳定控制增强系统包括：第一构件，其能通过驾驶员输入设备移动至限定第一输入信号的第一位置；第二构件，其能移动至与第二输入信号相关联的第二位置；加法器，其被配置为将第一输入信号和第二输入信号相加，并提供限定用于航空器的受控元件的指令的输出信号；壳体；第一活塞和第二活塞，它们能在壳体内彼此整体地移动并且操作性地连接至第二构件；以及控制装置，其被配置为在第一活塞上施加第一力并在第二活塞上施加第二力，第二力在使用中与第一力无关。控制装置还包括：第一阀，其被配置为在第一活塞上施加第一力；以及至少一个第二阀，其被配置为在第二活塞上施加第二力。壳体限定第一腔室和第二腔室，第一活塞和第二活塞分别在第一腔室和第二腔室内密封地滑动。第一阀能选择性地进行控制，以在第一腔室的分别设置在第一活塞的相对两端处的第一部分中产生第一压差值。第二阀能选择性地进行控制，以在第二腔室的分别设置在第二活塞的相对两端处的第二部分中产生第二压差值。系统还包括在壳体内滑动的杆，第一活塞和第二活塞固定在杆上并能与第二构件一体地移动。系统包括用于第二构件在第一停止位置和第二停止位置之间的行程的可调节的限制设备，第一停止位置和第二停止位置中的至少一个是能选择性调节的。可调节的限制设备包括：带内螺纹的缸体，其轴线与杆的轴线正交，杆穿过缸体并且在杆的非加载部分内设置有游隙；以及旋拧在缸体上的螺纹头部。

根据一个实施方式，控制装置能电连接至飞行控制系统，以接收与第二输入信号相关联的指令，并且被编程为基于指令移动第二构件。

根据一个实施方式，系统可包括被设计为将指令发送至控制装置的数字总线。

根据一个实施方式，控制装置可包括被编程为对第一阀进行控制的第一控制单元和被编程为对第二阀进行控制的第二控制单元。

根据一个实施方式，控制装置可包括第三个备用控制单元。

根据一个实施方式，限制设备可承载在壳体上。

根据一个实施方式，系统可包括致动器，致动器被配置为控制第二构件的位置并确定第二输入信号。致动器可包括壳体、第一活塞、第二活塞以及控制装置。

根据一个实施方式，控制装置可包括：第一阀和第二阀；第一控制单元，其被编程为控制与第一活塞相关联的第一阀；第二控制单元，其被编程为控制与第二活塞相关联的第二阀；以及备用控制单元，其在第一控制单元和第二控制单元中的一个失效时使用。

根据一个实施方式，系统可包括：第三阀和第四阀，它们各自包括一对相应的第一入口和第二入口以及相应的出口；第一管线，其流体连接至容纳受压的工作流体的环境以及相应的第一入口和第二入口；第二管线，其流体连接至排出压力下的第二环境以及相应的第三阀和第四阀的第一入口和第二入口，并且包括与相应的第一阀和第二阀的另外的入口流体连接的旁路。

根据一个实施方式，第三阀和第四阀各自能选择性地移动至：相应的第一位置，在该第一位置将相应的第一入口和相应的出口流体连接并释放第二入口；以及相应的第二位置，在该第二位置释放相应的第一入口并且将相应的出口和第二入口流体连接。

根据一个实施方式，第一控制单元被编程为控制与第一活塞相关联的第三阀，并且第二控制单元被编程为控制与第二活塞相关联的第四阀。

根据另一个方面，一种航空器包括：驾驶员可操作的至少一个飞行控制器；至少一个受控元件；至少一个致动器，其操作性地连接至受控元件和至少一个飞行控制器；飞行控制系统；以及至少一个根据上述实施方式的稳定控制增强系统。

根据一个实施方式，控制装置能电连接至飞行控制系统以接收与第二输入信号相关联的指令，并且被编程为基于指令移动第二构件。控制装置还可包括被编程为对第一阀进行控制的第一控制单元、被编程为对第二阀进行控制的第二控制单元和第三个备用控制单元。系统还可包括第三阀和第四阀。

根据一个实施方式，第一控制单元、第二控制单元和备用控制单元可通过相应的数字总线电连接。

根据一个实施方式，飞行控制系统可被配置为基于航空器的位置和姿态的特定的重要特征的测量值以及重要特征的对应的期望值来确定杆的期望行程值，以稳定航空器。

根据一个实施方式，第一控制单元和第二控制单元可被编程为：确定针对第一阀和第二阀以及针对第三阀和第四阀的适时控制规则；并且向飞行控制系统发送反馈信号。

根据一个实施方式，第一控制单元、第二控制单元和备用控制单元可通过相应的数字总线电连接至飞行控制系统。

根据一个实施方式，壳体可限定第一腔室和第二腔室，第一活塞和第二活塞分别在第一腔室和第二腔室内密封地滑动。第一阀能选择性地进行控制，以在第一腔室的分别设置在第一活塞的相对两端处的第一部分中产生第一压差值。第二阀能选择性地进行控制，以在第二腔室的分别设置在第二活塞的相对两端处的第二部分中产生第二压差值。系统可包括在壳体内滑动的杆，第一活塞和第二活塞固定在杆上并能与第二构件一体地移动。飞行控制系统可被配置为基于航空器的位置和姿态的特定的重要特征的测量值以及重要特征的对应的期望值来确定杆的期望行程值，以稳定航空器。

根据一个实施方式，第一控制单元和第二控制单元可被编程为：确定针对第一阀和第二阀以及针对第三阀和第四阀的适时控制规则；并且向飞行控制系统发送反馈信号。

根据另一个方面，一种使用稳定控制增强系统进行的航空器的稳定和控制方法包括以下步骤：i)操作飞行控制器，以将第一构件移动至限定第一输入信号的第一位置；ii)将第二构件移动至与第二输入信号相关联的第二位置；iii)将第一输入信号和第二输入信号相加，以产生限定用于航空器的受控元件的指令的输出信号；iv)通过控制装置对在壳体内操作性地连接至第二构件的第一活塞和第二活塞进行移动；v)在第一活塞上施加第一力并在第二活塞上施加第二力，第二力与第一力无关；vi)通过第一阀在第一活塞上施加第一力；以及vii)通过第二阀在第二活塞上施加第二力。壳体限定第一腔室和第二腔室，第一活塞和第二活塞分别在第一腔室和第二腔室内密封地滑动。方法还包括以下步骤：viii)选择性地控制第一阀，以在第一腔室的分别设置在第一活塞的相对两端处的第一部分中产生第一压差值；ix)选择性地控制第二阀，以在第二腔室的分别设置在第二活塞的相对两端处的第二部分中产生第二压差值。系统还包括在壳体内滑动的杆，第一活塞和第二活塞固定在杆上并能与第二构件一体地移动。方法还包括以下步骤：x)限制第二构件在第一停止位置和第二停止位置之间的行程。方法包括以下另外的步骤：xi)选择性地调节第一停止位置和第二停止位置中的至少一个。可调节的限制设备包括：带内螺纹的缸体，其轴线与杆的轴线正交，杆穿过缸体并且在杆的非加载部分内设置有游隙；以及旋拧在缸体上的螺纹头部。

根据一个实施方式，方法可包括以下步骤：xii)将控制装置电连接至飞行控制系统，以接收与第二输入信号相关联的指令；以及xiii)基于指令移动第二构件。

附图说明

为了更好地理解本发明，下文中将仅通过非限制性例子并参照附图来描述优选的实施方式，在附图中：

-图1是直升机的立体侧视图，该直升机包括根据本发明制造的用于控制飞行控制器的致动器的稳定控制增强系统，为了清楚起见移除了一些部分；

-图2是图1的系统的某些组件的剖视图；以及

-图3是图1和图2的系统的功能图。

具体实施方式

参照图1，附图标记1表示能悬停的航空器、特别是直升机，其基本上包括机身2、位于机身2顶部并围绕轴线A旋转的主旋翼3以及位于机身2的一个端部并围绕其自身的横切于轴线A的轴线旋转的尾旋翼4。

更详细地，主旋翼3包括具有轴线A的浆毂5，在浆毂5上悬臂式地安装和铰接有多片桨叶9，并且桨叶9相对于轴线A径向地延伸。

桨叶9在浆毂5上铰接成使得它们的方向可以相对于它们的延伸轴线改变，从而相对于气流调节相应的桨距角。

更具体而言，直升机1包括：

-被称为“总距控制器”的驾驶员可操作的飞行控制器10，其可操作为总体改变桨叶9的桨距角，从而引起直升机1产生的升力的增大或减小；

-被称为“周期距控制器”的驾驶员可操作的飞行控制器11，其可操作为根据相对于轴线A的相对位置来周期性地改变桨叶9的桨距角；以及

-多个致动器12，在所示的例子中为三个，其由飞行控制器11控制并操作性地连接至桨叶9，以基于飞行控制器10、11来调节相应的桨距角。

旋翼4包括具有轴线B的浆毂13，多片桨叶14以悬臂的方式铰接在浆毂13上并且相对于轴线A径向延伸。

桨叶14在浆毂5上铰接成使得它们相对于相关联的延伸轴线的取向可总体被改变，以便相对于气流调节相应的桨距角。

直升机1还包括：

-驾驶员可操作的飞行控制器15，其用于总体改变桨叶14的桨距角，从而控制直升机1的偏航角；以及

-致动器16，其由飞行控制器15控制并操作性地连接至桨叶14，以基于飞行控制器15来调节相应的桨距角。

对于每个致动器12、16，直升机1还包括(图3)：

-相应的操纵杆19，其操作性地连接至一个或多个相应的飞行控制器10、11、15；

-相应的稳定控制增强系统20，下文称为SCAS20；以及

-相应的加法操纵杆21。

在下面的描述中，将参照单个致动器12和相关联的SCAS20，因为所有致动器12和SCAS20都是相同的。

更详细地，操纵杆19采取由相应的飞行控制器10、11、15确定的位置，并因此发送由驾驶员在相应的飞行控制器10、11、15上施加的动作所确定的输入信号xd。

SCAS20包括发送输入信号xd的输出构件22。

加法操纵杆21连接至输出构件22和操纵杆19，并且提供等于输入信号xi和xd之和的输出信号xv。

特别地，加法操纵杆21包括：

-在点G处连接至操纵杆19的分段23；以及

-连接至输出构件22和分段23的分段24。

通过下面的描述将变得清楚的是，加法操纵杆21控制致动器12的位置，并因此控制相关联的飞行控制器11、15的位置。

由于这种构造，由SCAS20产生的输入信号xd与由驾驶员通过飞行控制器11、15产生的输入信号xi相加，从而形成使直升机1相对于外部干扰保持稳定的输出信号xv。

在所示的例子中，操纵杆19围绕可动支点C铰接，加法操纵杆21在共有点D处固定至操纵杆19，并且输出构件22可自由移动。

特别地，SCAS20包括：

-致动器26，其被配置为控制输出构件22的位置并因此确定输入信号xd；以及

-一对控制阀27，其由加法操纵杆21控制，并被设计为控制致动器12的位置并因此控制相关联的飞行控制器11、15的位置。

有利地，致动器26包括：

-壳体30；

-一对活塞31、32，它们能在壳体30内彼此整体地移动并操作性地连接至输出构件22；以及

-控制装置33(仅在图3中示意性示出)，其被配置为在活塞31上施加第一力并在活塞32上施加第二力，第一力和第二力彼此无关。

致动器26还包括在壳体30内滑动的杆34，并且活塞31、32固定在该杆34上。

换言之，活塞31、32和杆34形成相对于彼此串联设置并且分别受到第一力和第二力的一对可动元件。

杆34可与输出构件22一体地移动。

在所示的例子中，杆34和活塞31、32组合形成单个输出构件22。

参照图3，壳体30包括一对腔室35、36，活塞31、32分别在腔室35、36中滑动。

腔室35、36各自包括设置在相应的活塞31、32的相对两侧的相应的开口37、38和39、40。

致动器26还包括限制单元60，以限制杆34在两个端部位置之间的行程。结果，该限制单元60限制了由SCAS20产生的输入信号xd的行程范围。

在所示的例子中，输入信号xd的最大行程范围是输入信号xi的最大行程范围的一部分，例如10％。

优选地，限制单元60被配置为使输入信号xd的最大行程范围可根据致动器12、16的操作需要来调节。

更详细地，限制单元60由致动器26承载。

在所示的例子中，限制单元60包括(图2)：

-带内螺纹的缸体61，其轴线与杆34的轴线正交，杆34穿过该缸体61并且在杆34的非加载部分63内设置有游隙；以及

-旋拧在缸体61上的螺纹头部62。

缸体61允许杆34的平移行程等于平行于杆34的滑动方向测得的非加载部分63的长度与缸体61的直径之间的半差。

当需要调节输入信号xd的最大行程范围时，仅需改变插在非加载部分63中的缸体61的直径，从而能够调节杆34的最大行程。

致动器26还包括与杆34同轴并且被设计为将杆34弹性地预加载在期望的居中位置的一对弹簧65、66，在所示的例子中为螺旋弹簧。

对于每个活塞31、32和相关联的腔室35、36，控制装置33包括：

-相关联的阀41a、41b，它们包括一对入口43、44和出口45；

-相关联的阀42a、42b，它们包括一对入口46、47和一对出口48、49；

-管线58，其流体连接至容纳受压的油的环境以及相关联的阀41a、41b的入口43；以及

-管线59，其流体连接至排出压力下的环境以及相关联的阀41a、41b的入口44，并且包括与相关联的阀42a、42b的入口47流体连接的旁路57。

阀41a、41b各自可选择性地移动至：

-相应的第一位置(在图3中示出)，在该第一位置流体连接入口43和出口45并释放入口44；以及

-相应的第二位置，在该第二位置释放入口43并将入口44与出口45流体连接。

阀42a、42b各自可选择性地移动至：

-相应的第一位置，在该第一位置使入口46、47分别与出口48、49流体连接，并因此与开口37、38流体连接；或者

-相应的第二位置，在该第二位置使入口46、47分别与出口49、48流体连接，并因此与开口37、38流体连接；或者

-相应的第三位置(在图3中示出)，其中入口46、47和出口49、48流体连接至排出管线。

控制装置33还包括：

-控制单元51(在图3中示意性示出)，其被编程为控制与活塞31相关联的阀41a、41b和42a、42b；

-控制单元52(在图3中示意性示出)，其被编程为控制与活塞32相关联的阀41a、41b和42a、42b；以及

-备用控制单元53，其在控制单元51、52中的一个失效时使用。

控制单元51、52、53通过相应的数字总线54电连接至直升机1的飞行控制系统55。

更详细地，飞行控制系统55被编程为基于直升机1的位置和姿态的特定的重要特征的测量值以及这些重要特征的对应的期望值来确定杆34的期望行程值，以便稳定直升机1。

飞行控制系统55还被编程为通过数字总线54将该期望值发送至控制单元51、52、53。

控制单元51、52、53被编程为：

-基于该期望值计算阀41a、41b和42a、42b的适时控制规则；以及

-将反馈信号发送至飞行控制系统55。

以这种方式，控制装置33以相互独立的方式调节分别作用在活塞31和32上的力的第一值和第二值。

直升机1还包括操纵杆80(图2和图3)，其在部分F处操作性地连接至加法操纵杆21、平行于方向E滑动并且被设计为对控制阀27进行控制。

更具体而言，操纵杆80包括分别设置在部分F的相对两侧的一对臂81。

参照图3，每个控制阀27包括：

-与相应的阀42a、42b的出口47、48流体连接的一对入口88、89；以及

-一对出口90、91。

每个控制阀27可通过操纵杆80的相应臂而在以下位置之间移动：

-第一中立位置(在图3中示出)，其中入口88、89被释放；

-第二位置，其中入口88、89分别流体连接至出口90、91；以及

-第三位置，其中入口88、89分别流体连接至出口91、90。

更具体而言，控制阀27通常设置在相应的第一中立位置，随着控制操纵杆19的操作而通过操纵杆80的相关联的臂81被移动至相应的第二位置或第三位置，并且在致动器12已经到达期望位置后就返回至相应的第一位置。

参照图2，每个控制阀27包括：

-壳体86，其限定入口88、89和出口90、91；以及

-活塞87，其在壳体86内密封地滑动并连接至操纵杆80的相应的臂81。

每个控制阀27的壳体86和活塞87又限定：

-腔室92，相关联的入口88和出口90通向其中；以及

-腔室93，相关联的入口89和出口91通向其中。

致动器12包括：

-壳体95；以及

-活塞96，其又包括杆97和从杆97突出的一对脊部98、99，并在壳体95内密封地滑动。

壳体95和脊部98限定一对腔室100、101，它们分别设置在脊部98的相对两端，并设置有流体连接至其中一个控制阀27的相应的出口90、91的相应的入口102、103。壳体95和脊部99限定一对腔室104、105，它们分别设置在脊部99的相对两端，并设置有流体连接另一个控制阀27的相应的出口90、91的相应的入口106、107。

以这种方式，控制阀27基于操纵杆80的位置并且因此基于加法操纵杆21的位置来控制致动器12的杆97的位置。

最后，杆97包括连接至相应的操纵杆19的反馈操纵杆110。

更详细地，反馈操纵杆110连接至位于壳体95外部的杆97的轴向端部111。

反馈操纵杆110还在支点C处连接至操纵杆19，以便随着杆97的平移而引起加法操纵杆21和点D的平移，使得操纵杆80返回至相应的中立位置。

仅参照致动器12、对应的操纵杆19、加法操纵杆21和输出构件22以及对应的SCAS20描述直升机1的操作。

此外，从图2所示的构造开始描述直升机1的操作，其中操纵杆80将控制阀27保持在相应的第一中立位置。在这种构造中，活塞96、因此桨叶9、14设置在第一操作位置。

更详细地，驾驶员操作飞行控制器10、11、15，引起操纵杆19围绕支点C以与驾驶员给出的指令相关联的角度进行旋转并产生输入信号xi。

飞行控制系统55产生用于输出构件22和杆34的期望的平移值(例如，参照图2和图3，朝右)和对应的第二输入信号xd。这些期望的平移值和输入信号基于直升机1的位置和姿态的特定的重要特征的测量值与这些重要特征的对应的期望值之间的比较来确定。

这些期望的平移值由飞行控制系统55通过相应的数字总线54发送至SCAS20的控制单元51、52。

SCAS20的控制单元51、52控制分别与致动器26的活塞31、32相关联的阀41a，41b和42a，42b，从而引起杆34和输出构件22的移动。

更具体地，在管线58中循环的受压的油确定相应的活塞31、32上的第一力和第二力，从而将杆34置于与第二输入信号xd相关联的位置。

重点强调的是，机械地串联设置的活塞31、32是相同的，活塞31、32和杆34的平移也是相同的。

限制单元60限制杆34在两个端部位置之间的行程，从而将输入信号xd的行程范围限制为输入信号xi的适时比值。

重要强调的是，输入信号xd的行程范围、因此在上述两个端部位置之间的距离可根据致动器12的操作需要来调节。

加法操纵杆21平移的距离等于操纵杆19和输出构件22之和，从而产生等于输入信号xi和xd之和的输出信号xv。

以这种方式，由驾驶员通过飞行控制器10、11、15给出的指令被添加到由SCAS20产生的输入信号xd上，以便相对于外部干扰稳定直升机1的状态。

输出信号xv由加法操纵杆21通过操纵杆80和控制阀27发送至致动器12。

更具体而言，加法操纵杆21的平移引起操纵杆80的臂81平行于方向E平移，例如参照图2和图3向右平移。

这种平移引起每个控制阀27从对应的第一中立位置移动至相应的第二位置或第三位置。

更具体而言，臂81的平移引起控制阀27的活塞87的平移，从而改变致动器12的腔室101内的压力，并且因此使连接至桨叶9、14的活塞96从第一操作位置移动至第二操作位置。

反馈操纵杆110与活塞96的杆97一起平移，并引起支点C平移并因此引起点D和部分F、加法操纵杆21和臂81平移，从而使控制阀27再次返回到相应的第一中立位置并将致动器12保持在第二操作位置。

通过SCAS20的验证以及根据本发明的方法，可以由此获得的优点是显而易见的。

特别地，SCAS20包括：一对活塞31、32，它们可在壳体30内彼此整体地移动并操作性地连接至可动构件22；以及控制装置33，其被配置为在活塞31、32上施加彼此不同的第一力和第二力。

换言之，活塞31、32机械地串联设置并且运行相同的平移行程。

因此，即使仅在活塞31、32上施加作用，也可以保持致动器12、16的完全控制权。

更详细地，在阀42a、42b中的一个失效并因此相关联的活塞31、32基本上不能移动的情况下，仅需使控制装置33进行干预，通过操作相应的阀41a、41b对失效的阀进行隔离，并且随后控制仍然有效的阀42a、42b，以将杆34、因此将致动器12、16移动至任何位置。

换言之，在阀42a，42b中的一个失效的情况下，不必增加由阀42a、42b中的另一个控制的活塞31、32的行程来保持致动器12的完全控制权。

以此方式，特别是参照活塞31、32中的一个的急偏状态，减轻了即使仅在零点几秒内也无法实现致动器12的完全控制权的风险。

由于活塞31、32机械地串联而不是并联设置，因此可以减少SCAS20所需的操纵杆的数量，从而简化了后者的制造和维护。当考虑到这些操纵杆的可用空间非常有限时，这是特别有利的。

另外，控制单元51、52承载在SCAS20上并被编程为：

-确定阀41a、41b和42a、42b的适时控制规则；以及

-将反馈信号发送至飞行控制系统55。

以这种方式，可以减少飞行控制系统55和SCAS20之间的线缆连接，并减少与已知类型的方案有关并记载在本说明书的背景技术部分中的、在直升机1中产生的不可避免的干扰会改变信号的正确发送的风险。

直升机1还包括多个限制设备60，其能够根据相应的致动器12的操作特征来调节第二输入信号xd的最大行程范围，从而优化直升机1的操作。

最后，很明显，可以在不背离权利要求中限定的保护范围的情况下对SCAS20做出修改和变型。

同样，直升机1可以是具有直接飞行控制器10、11、15(即，以机械或液压的方式直接连接至飞行操纵面)的飞机。

Claims (21)

1.一种用于航空器(1)的稳定控制增强系统(20)，包括：

-第一构件(19)，其能通过驾驶员输入设备(10，11，15)移动至限定第一输入信号(xi)的第一位置；

-第二构件(22)，其能移动至与第二输入信号(xd)相关联的第二位置；

-加法器(21)，其被配置为将所述第一输入信号(xi)和所述第二输入信号(xd)相加，并提供限定用于所述航空器(1)的受控元件(9，14)的指令的输出信号(xv)；

-壳体(30)；

-第一活塞(31)和第二活塞(32)，它们能在所述壳体(30)内彼此整体地移动并且操作性地连接至所述第二构件(22)；以及

-控制装置(33)，其被配置为在所述第一活塞(31)上施加第一力并在所述第二活塞(32)上施加第二力，所述第二力在使用中与所述第一力无关，

所述控制装置(33)还包括：

-第一阀(42a)，其被配置为在所述第一活塞(31)上施加所述第一力；以及

-至少一个第二阀(42b)，其被配置为在所述第二活塞(32)上施加所述第二力，

所述壳体(30)限定第一腔室(35)和第二腔室(36)，所述第一活塞(31)和所述第二活塞(32)分别在所述第一腔室(35)和所述第二腔室(36)内密封地滑动，

所述第一阀(42a)能选择性地进行控制，以在所述第一腔室(35)的分别设置在所述第一活塞(31)的相对两端处的第一部分中产生第一压差值，

所述第二阀(42b)能选择性地进行控制，以在所述第二腔室(36)的分别设置在所述第二活塞(32)的相对两端处的第二部分中产生第二压差值，

所述系统(20)还包括在所述壳体(30)内滑动的杆(34)，所述第一活塞(31)和所述第二活塞(32)固定在所述杆上并能与所述第二构件(22)一体地移动，

其特征在于，所述系统包括用于所述第二构件(22)在第一停止位置和第二停止位置之间的行程的可调节的限制设备(60)，所述第一停止位置和所述第二停止位置中的至少一个是能选择性调节的，

可调节的所述限制设备(60)包括：

-带内螺纹的缸体(61)，其轴线与所述杆(34)的轴线正交，所述杆(34)穿过所述缸体并且在所述杆(34)的非加载部分(63)内设置有游隙；以及

-旋拧在所述缸体(61)上的螺纹头部(62)。

2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述控制装置(33)能电连接至飞行控制系统(55)，以接收与所述第二输入信号(xd)相关联的指令，并且被编程为基于所述指令移动所述第二构件(22)。

3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述系统包括被设计为将所述指令发送至所述控制装置(33)的数字总线(54)。

4.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述控制装置(33)包括被编程为对所述第一阀(42a)进行控制的第一控制单元(51)和被编程为对所述第二阀(42b)进行控制的第二控制单元(52)。

5.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，所述控制装置(33)包括第三个备用控制单元(53)。

6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述限制设备(60)承载在所述壳体(30)上。

7.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述系统包括致动器(26)，所述致动器被配置为控制所述第二构件(22)的位置并确定所述第二输入信号(xd)，

所述致动器(26)包括所述壳体(30)、所述第一活塞(31)、所述第二活塞(32)以及所述控制装置(33)。

8.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述控制装置(33)包括：

-所述第一阀(42a)和所述第二阀(42b)；

-所述第一控制单元(51)，其被编程为控制与所述第一活塞(31)相关联的所述第一阀(42a)；

-所述第二控制单元(52)，其被编程为控制与所述第二活塞(32)相关联的所述第二阀(42b)；以及

-所述备用控制单元(53)，其在所述第一控制单元(51)和所述第二控制单元(52)中的一个失效时使用。

9.根据权利要求8所述的系统，其特征在于，所述系统包括：

-第三阀(41a)和第四阀(41b)，它们各自包括一对相应的第一入口(43)和第二入口(44)以及相应的出口(45)；

-第一管线(58)，其流体连接至容纳受压的工作流体的环境以及相应的所述第一入口(43)和所述第二入口(44)；

-第二管线(59)，其流体连接至排出压力下的第二环境以及相应的所述第三阀(41a)和所述第四阀(41b)的所述第一入口(43)和所述第二入口(44)，并且包括与相应的所述第一阀(42a)和所述第二阀(42b)的另外的入口(47)流体连接的旁路(57)。

10.根据权利要求9所述的系统，其特征在于，所述第三阀(41a)和所述第四阀(41b)各自能选择性地移动至：

-相应的第一位置，在该第一位置将相应的所述第一入口(43)和相应的所述出口(45)流体连接并释放所述第二入口(44)；以及

-相应的第二位置，在该第二位置释放相应的所述第一入口(43)并且将相应的所述出口(45)和所述第二入口(44)流体连接。

11.根据权利要求10所述的系统，其特征在于，所述第一控制单元(51)被编程为控制与所述第一活塞(31)相关联的所述第三阀(41a)，并且所述第二控制单元(52)被编程为控制与所述第二活塞(32)相关联的所述第四阀(41b)。

12.一种航空器，包括：

-驾驶员可操作的至少一个飞行控制器(10，11，15)；

-至少一个受控元件(9，14)；

-至少一个致动器(12，16)，其操作性地连接至所述受控元件(9，14)和所述至少一个飞行控制器(10，11，15)；

-飞行控制系统(55)；以及

-至少一个根据权利要求1所述的稳定控制增强系统(20)。

13.根据权利要求12所述的航空器，其特征在于，所述控制装置(33)能电连接至所述飞行控制系统(55)以接收与所述第二输入信号(xd)相关联的指令，并且被编程为基于所述指令移动所述第二构件(22)，

所述控制装置(33)还包括被编程为对所述第一阀(42a)进行控制的第一控制单元(51)、被编程为对所述第二阀(42b)进行控制的第二控制单元(52)和第三个备用控制单元(53)，并且

所述系统(20)还包括第三阀(41a)和第四阀(41b)。

14.根据权利要求13所述的航空器，其特征在于，所述第一控制单元(51)、所述第二控制单元(52)和所述备用控制单元(53)通过相应的数字总线(54)电连接。

15.根据权利要求14所述的航空器，其特征在于，所述飞行控制系统(55)被配置为基于所述航空器(1)的位置和姿态的特定的重要特征的测量值以及所述重要特征的对应的期望值来确定所述杆(34)的期望行程值，以稳定所述航空器(1)。

16.根据权利要求13所述的航空器，其特征在于，所述第一控制单元(51)和所述第二控制单元(52)被编程为：

-确定针对所述第一阀(42a)和所述第二阀(42b)以及针对所述第三阀(41a)和所述第四阀(41b)的适时控制规则；并且

-向所述飞行控制系统(55)发送反馈信号。

17.根据权利要求13所述的航空器，其特征在于，所述第一控制单元(51)、所述第二控制单元(52)和所述备用控制单元(53)通过相应的数字总线(54)电连接至所述飞行控制系统(55)。

18.根据权利要求17所述的航空器，其特征在于，所述壳体(30)限定第一腔室(35)和第二腔室(36)，所述第一活塞(31)和所述第二活塞(32)分别在所述第一腔室(35)和所述第二腔室(36)内密封地滑动，

所述第一阀(42a)能选择性地进行控制，以在所述第一腔室(35)的分别设置在所述第一活塞(31)的相对两端处的第一部分中产生第一压差值，

所述第二阀(42b)能选择性地进行控制，以在所述第二腔室(36)的分别设置在所述第二活塞(32)的相对两端处的第二部分中产生第二压差值，

所述系统包括在所述壳体(30)内滑动的杆(34)，所述第一活塞(31)和所述第二活塞(32)固定在所述杆上并能与所述第二构件(22)一体地移动，

所述飞行控制系统(55)被配置为基于所述航空器(1)的位置和姿态的特定的重要特征的测量值以及所述重要特征的对应的期望值来确定所述杆(34)的期望行程值，以稳定所述航空器(1)。

19.根据权利要求17所述的航空器，其特征在于，所述第一控制单元(51)和所述第二控制单元(52)被编程为：

-确定针对所述第一阀(42a)和所述第二阀(42b)以及针对所述第三阀(41a)和所述第四阀(41b)的适时控制规则；并且

-向所述飞行控制系统(55)发送反馈信号。

20.一种使用稳定控制增强系统(20)进行的航空器(1)的稳定和控制方法，包括以下步骤：

i)操作飞行控制器(10，11，15)，以将第一构件(19)移动至限定第一输入信号(xi)的第一位置；

ii)将第二构件(22)移动至与第二输入信号(xd)相关联的第二位置；

iii)将所述第一输入信号和所述第二输入信号相加，以产生限定用于所述航空器(1)的受控元件(9，14)的指令的输出信号(xv)；

iv)通过控制装置(33)对在壳体(30)内操作性地连接至所述第二构件(22)的第一活塞(31)和第二活塞(32)进行移动；

v)在所述第一活塞(31)上施加第一力并在所述第二活塞(32)上施加第二力，所述第二力与所述第一力无关；

vi)通过第一阀(42a)在所述第一活塞(31)上施加所述第一力；以及

vii)通过第二阀(42b)在所述第二活塞(32)上施加所述第二力，

所述壳体(30)限定第一腔室(35)和第二腔室(36)，所述第一活塞(31)和所述第二活塞(32)分别在所述第一腔室(35)和所述第二腔室(36)内密封地滑动，

所述方法还包括以下步骤：

viii)选择性地控制所述第一阀(42a)，以在所述第一腔室(35)的分别设置在所述第一活塞(31)的相对两端处的第一部分中产生第一压差值；

ix)选择性地控制所述第二阀(42b)，以在所述第二腔室(36)的分别设置在所述第二活塞(32)的相对两端处的第二部分中产生第二压差值，

所述系统(20)还包括在所述壳体(30)内滑动的杆(34)，所述第一活塞(31)和所述第二活塞(32)固定在所述杆上并能与所述第二构件(22)一体地移动，

所述方法还包括以下步骤：

x)限制所述第二构件(22)在第一停止位置和第二停止位置之间的行程，

其特征在于，所述方法包括以下另外的步骤：

xi)选择性地调节所述第一停止位置和所述第二停止位置中的至少一个，

可调节的限制设备(60)包括：

-带内螺纹的缸体(61)，其轴线与所述杆(34)的轴线正交，所述杆(34)穿过所述缸体并且在所述杆(34)的非加载部分(63)内设置有游隙；以及

-旋拧在所述缸体(61)上的螺纹头部(62)。

21.根据权利要求20所述的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

xii)将所述控制装置(33)电连接至飞行控制系统(55)，以接收与所述第二输入信号(xd)相关联的指令；以及

xiii)基于所述指令移动所述第二构件(22)。