CN114104270A - 飞行操纵器件控制系统以及飞行操纵器件控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞行操纵器件控制系统以及飞行操纵器件控制方法。飞行操纵器件控制系统具备包括与安装于飞机驾驶舱内的飞行操纵器件连接的无刷直流电机在内的操纵器件驱动模块，其在阻尼器模式、人工配平模式、以及自动飞行返驱模式之间进行切换并动作；以及驱动机构控制模块，其与阻尼器模式、人工配平模式、或者自动飞行返驱模式分别对应地控制操纵器件驱动模块的动作。由此，能够利用操纵器件驱动模块中的无刷直流电机实现阻尼器功能、人工配平功能以及自动飞行反驱功能这三个功能，实现配平反驱机构和阻尼器的一体化。

Description

飞行操纵器件控制系统以及飞行操纵器件控制方法

技术领域

本发明涉及飞机飞行控制领域，尤其涉及一种飞行操纵器件控制系统以及飞行操纵器件控制方法。

背景技术

在飞机飞行以及起飞和降落过程中，为了避免民机驾驶舱操纵器件在操纵过程中因弹簧力返回中立位时振荡造成飞机发生舵面振荡和急偏，大多数机型会在驾驶舱操纵器件中安装阻尼器，以保证飞机平稳、安全地飞行。飞行控制驾驶舱操纵系统均采用液压阻尼器或者电磁阻尼器为飞行员提供操纵时的阻尼力感。

另外，在飞行控制驾驶舱操纵系统中，飞行员通过对操纵器件进行操纵，利用飞行控制装置操纵作为飞机舵面的副翼、升降舵、方向舵等的三个旋转轴、即，滚转、俯仰和偏航，并且通过对这些飞机舵面进行人工配平，来抵消飞机上的水动力或空气动力，以便达到稳定飞机的姿态以及固定航向。通常，采用一台电机来作为用于飞机的人工配平的配平机构。

此外，飞行控制驾驶舱操纵系统在进行使飞机自动返航着陆的自动飞行反驱控制时，需要与对飞机舵面的控制相应地调节操纵器件的姿态和位置。当前主流的一些机型采用作为配平机构的一台电机来实现人工配平和自动飞行反驱这两个功能，例如C919飞机。也有一些机型采用两台电机分别实现人工配平和自动飞行反驱这两个功能，例如波音787飞机。

然而，目前，作为配平反驱机构无论是采用一台电机还是两台电机来分别实现人工配平和自动飞行反驱这两个功能，飞行控制驾驶舱操纵系统中搭载的配平反驱机构与阻尼器均彼此独立的设计。例如在图9示出的中国商飞ARJ21飞机的飞行控制驾驶舱操纵系统中，飞行控制驾驶舱操纵系统采用集中式居中布局的三模块脚蹬架构，正、副驾驶脚蹬单元分别经由耦合连杆与方向舵模块连接，作为配平反驱机构的配平模块和具有阻尼器的感觉力单元集成布置在方向舵模块中。

又如在图10示出的中国商飞C919飞机所采用的三模块脚蹬架构的飞行控制驾驶舱操纵系统中，正驾驶方向舵脚蹬单元经由耦合连杆与副驾驶方向舵脚蹬单元连接，副驾驶方向舵脚蹬单元经由耦合连杆与脚蹬力感配平单元连接。在该三模块脚蹬架构中，在正驾驶方向舵脚蹬单元中布置了阻尼器，在脚蹬力感配平单元中布置了一台配平电机来实现人工配平功能和自动飞行返驱功能。

再者，如在图11示出的波音787飞机所采用的分布式的两模块脚蹬架构的飞行控制驾驶舱操纵系统中，正驾驶方向舵脚蹬单元与副驾驶方向舵脚蹬单元彼此经由脚蹬脱开机构连接。作为配平机构的脚蹬配平电机以及用自动飞行反驱的脚蹬反驱电机布置在副驾驶方向舵脚蹬单元中，阻尼器布置在正驾驶方向舵脚蹬单元中。

上述现有技术中这种分别独立地布置配平反驱机构与阻尼器的架构使得飞行控制驾驶舱操纵系统中的操纵器件结构较为复杂，结构整体的重量和成本也相对较高。

此外，无论飞行控制驾驶舱操纵系统中搭载的阻尼器是否与配平电机或者自动飞行反驱用电机布置在同一操纵器件单元，由于正、副驾驶方向舵脚蹬单元以及方向舵单元等的操纵器件单元彼此之间经由耦合连杆或脚蹬脱开机构等的传动机构连接在一起，所以在通过配平反驱机构进行人工配平或者自动飞行返驱的过程中，伴随由电机驱动驾驶舱内的操纵器件运动，阻尼器也会随之联动，为驾驶舱的操纵器件的运动提供阻尼，从而增加了配平电机、自动飞行反驱用电机的外部负载，加大了各电机功率损耗。

发明内容

本发明是鉴于上述问题而提出的，其特征在于，提供一种将配平反驱机构和阻尼器一体化的飞行操纵器件控制系统以及飞行操纵器件控制方法。

本发明的第一方面提供一种飞行操纵器件控制系统，其具备：包括与安装于飞机驾驶舱内的飞行操纵器件连接的无刷直流电机在内的操纵器件驱动模块，其在阻尼器模式、人工配平模式、以及自动飞行返驱模式之间进行切换并动作；以及驱动机构控制模块，其与所述阻尼器模式、所述人工配平模式、或者所述自动飞行返驱模式分别对应地控制所述操纵器件驱动模块的动作。

优选地，在所述阻尼器模式下，所述驱动机构控制模块不向所述无刷直流电机供给驱动电压，而向所述无刷直流电机的电枢绕组串联连接制动电阻以使所述无刷直流电机处于制动状态，根据对所述飞行操纵器件进行的操纵使所述无刷直流电机产生相应的阻尼力。更优选地，所述驱动机构控制模块包括模拟电路开关，在所述阻尼器模式下，所述驱动机构控制模块根据来自飞控计算机的指令信号将所述模拟电路开关接通，将所述制动电阻串联连接至所述电枢绕组。所述模拟电路开关可以为对应于所述无刷直流电机的正转或者反转均能够接通的双向开关。

优选地，在所述人工配平模式下，所述驱动机构控制模块根据来自飞控计算机的配平控制信号向所述无刷直流电机供给基于所述配平控制信号的驱动电压以使所述无刷直流电机处于电动状态，与所述无刷直流电机的转动对应地使所述飞行操纵器件进行配平运动。

优选地，在所述自动飞行返驱模式下，所述驱动机构控制模块根据来自飞控计算机的自动飞行控制信号向所述无刷直流电机供给基于所述自动飞行控制信号的驱动电压以使所述无刷直流电机处于电动状态，与所述无刷直流电机的转动对应地使所述飞行操纵器件进行自动飞行返驱运动。

优选地，所述驱动机构控制模块可以构成为通过飞机内搭载的电源模块组获取向所述无刷直流电机提供的供电电压，或者构成为在内部具备向所述无刷直流电机提供供电电压的电源模块。

优选地，所述无刷直流电机可以经由机械传动机构与所述飞行操纵器件连接。

优选地，飞行操纵器件控制系统还可以具备：用于开启自动飞行模式的自动飞行模式开关；以及用于开启所述人工配平模式的人工配平开关。

优选地，在所述阻尼器模式下，所述人工配平模式处于不进行人工配平的中立位，所述自动飞行模式开关处于关闭状态，在所述人工配平模式下，所述人工配平模式处于用于进行人工配平的第一位置或者第二位置，所述自动飞行模式开关处于关闭状态，所述第一位置以及所述第二位置分别对应于相反的两个方向上的所述人工配平，在所述自动飞行返驱模式下，所述人工配平模式处于不进行人工配平的中立位，所述自动飞行模式开关处于接通状态。

本发明的第二方面提供一种飞行操纵器件控制方法，其包括如下的步骤：对包括与安装于飞机驾驶舱内的飞行操纵器件连接的无刷直流电机在内的操纵器件驱动模块进行控制，以使所述操纵器件驱动模块在阻尼器模式、人工配平模式、以及自动飞行返驱模式之间进行切换并动作。

优选地，在使所述操纵器件驱动模块处于所述阻尼器模式下，包括如下的步骤：通过飞控计算机向用于控制所述操纵器件驱动模块的动作的驱动机构控制模块发送指令信号；所述驱动机构控制模块根据所述指令信号将模拟电路开关接通，使制动电阻串联连接至所述无刷直流电机的电枢绕组，以使所述无刷直流电机处于制动状态；以及对所述飞行操纵器件进行操纵，使所述无刷直流电机产生相应的阻尼力。

优选地，在使所述操纵器件驱动模块处于所述人工配平模式下，包括如下的步骤：通过飞控计算机向用于控制所述操纵器件驱动模块的动作的驱动机构控制模块发送配平控制信号；所述驱动机构控制模块向所述无刷直流电机供给基于所述配平控制信号的驱动电压，以使所述无刷直流电机处于电动状态；以及与所述无刷直流电机的转动对应地使所述飞行操纵器件进行配平运动。

优选地，在使所述操纵器件驱动模块处于所述自动飞行返驱模式下，包括如下的步骤：通过飞控计算机向用于控制所述操纵器件驱动模块的动作的驱动机构控制模块发送自动飞行控制信号；所述驱动机构控制模块向所述无刷直流电机供给基于所述自动飞行控制信号的驱动电压，以使所述无刷直流电机处于电动状态；以及与所述无刷直流电机的转动对应地使所述飞行操纵器件进行自动飞行返驱运动。

根据本发明的第一方面的飞行操纵器件控制系统以及第二方面的飞行操纵器件控制方法，能够利用一个无刷直流电机发挥阻尼器功能、人工配平功能以及自动飞行反驱功能这三个功能，实现了将飞行操纵器件的配平反驱机构和阻尼器一体化。与以往分别独立设置配平反驱机构和阻尼器来实现上述三种功能的情况相比，能够减少飞行操纵器件结构的部件数量，从而减小了结构整体的重量、成本，降低了复杂度，实现进一步集成化。另外，不需要在飞行操纵器件架构中额外设置或阻尼器，从而在进行人工配平或者自动飞行返驱的过程中，不存在阻尼器伴随由电机驱动驾驶舱内的操纵器件运动而联动的问题，因此不会产生增大无刷直流电机的外部负载进而导致电机功率损耗增大的问题。

附图说明

为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式，对本发明的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。

图1是示出本发明的飞行操纵器件控制系统的构成的示意性框图。

图2是示出本发明的飞行操纵器件控制系统所使用的作为操纵器件驱动模块的无刷直流电机的工作状态的示意图。

图3是示出本发明的飞行操纵器件控制系统处于阻尼器模式的状态的示意图。

图4是示出本发明的飞行操纵器件控制系统处于人工配平模式的状态的示意图。

图5是示出本发明的飞行操纵器件控制系统处于自动飞行反驱模式的状态的示意图。

图6是示出本发明的飞行操纵器件控制方法在阻尼器模式的状态下进行的控制的流程图。

图7是示出本发明的飞行操纵器件控制方法在人工配平模式的状态下进行的控制的流程图。

图8是示出本发明的飞行操纵器件控制方法在自动飞行返驱模式的状态下进行的控制的流程图。

图9是示出现有技术中的飞行控制驾驶舱操纵系统设计架构的一例的示意图。

图10是示出现有技术中的飞行控制驾驶舱操纵系统设计架构的另一例的示意图。

图11是示出现有技术中的飞行控制驾驶舱操纵系统设计架构的又一例的示意图。

其中，附图标记说明如下：

10 飞行操纵器件控制系统

110 操纵器件驱动模块

111 无刷直流电机

120 驱动机构控制模块

121 电机微控制器

122 模拟电路开关

130 飞行操纵器件

131 机械传动机构

140 飞控计算机

150 自动飞行模式开关

160 人工配平开关

170 电源模块组

具体实施方式

接下来将参照附图详细描述本发明的发明构思。这里所描述的仅仅是根据本发明的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本发明的其他方式，所述其他方式同样落入本发明的范围。

如上文所提及的那样，由于在现有的飞行控制驾驶舱操纵系统中采用了分别独立地配置配平反驱机构与阻尼器的架构，而使得飞行控制驾驶舱操纵系统中的操纵器件结构较为复杂，结构整体的重量和成本也相对较高，而且，在通过配平反驱机构进行人工配平或者自动飞行返驱的过程中，阻尼器也会随之联动，为驾驶舱的操纵器件的运动提供阻尼，从而增加了作为配平反驱机构的配平电机、自动飞行反驱用电机的外部负载，加大了各电机功率损耗。为此，本发明提供了一种将配平反驱机构和阻尼器一体化来解决结构复杂、功率损耗大这些问题的技术方案。

(飞行操纵器件控制系统构成)

图1是示出本发明的飞行操纵器件控制系统的构成的示意性框图。本发明的飞行操纵器件控制系统10主要具备：与安装于飞机驾驶舱内的飞行操纵器件130连接的操纵器件驱动模块110，其在阻尼器模式、人工配平模式、以及自动飞行返驱模式之间进行切换并动作；以及驱动机构控制模块120，其与阻尼器模式、人工配平模式、或者自动飞行返驱模式分别对应地控制操纵器件驱动模块110的动作。

在本实施方式中，操纵器件驱动模块110包括经由传动机构与飞行操纵器件130连接的无刷直流电机111。由于无刷直流电机111具有高可靠性、高效率、无极调速等特点，所以将该无刷直流电机111可以用来作为实现人工配平和自动飞行反驱这两个功能的配平反驱机构发挥作用。

无刷直流电机的本体主要由定子和转子组成，定子由定子铁心、电枢绕组和机座组成，转子由永磁体、导磁体和支撑零部件组成。如图2的(A)所示，在向无刷直流电机供电的情况下，无刷直流电机的电枢绕组中流过电流，使转子转动，从而使无刷直流电机处于电动状态。

此外，直流无刷电的制动方式通常包含能耗制动、反接制动和回馈制动这三种方式。其中，就能耗制动方式而言，如图2的(B)所示，在运行中的无刷直流电机突然断开电枢电源，然后在电枢回路中串联连接制动电阻，使电枢绕组的惯性能量消耗到电阻上，从而使无刷直流电机的快速制动，将这种电机的状态称为能耗制动状态。

以往，通常采用电磁阻尼器作为驾驶舱操纵器件中的阻尼器，这是因为电磁阻尼器具有结构紧凑、故障率低等优点。电磁阻尼器工作原理为当线圈在磁场中转动时，若线圈的外电路闭合，则线圈会产生感应电流，磁场对感应电流将产生安培力，形成与原来转动方向相反的力偶矩，进而对线圈的转动产生阻尼作用。

由此可知，无刷直流电机的上述能耗制动状态与电磁阻尼器的工作原理相同，因此，能够使用无刷直流电机的能耗制动状态来取代电磁阻尼器。据此，在本实施方式中，通过利用这一台无刷直流电机来实现基于飞行操纵器件的人工配平功能、自动飞行返驱功能和阻尼器功能这三种功能，即，通过利用这一台无刷直流电机实现配平反驱机构和阻尼器的一体化。

返回图1，在本实施方式中，飞行操纵器件控制系统10还具备：用于开启自动飞行模式的自动飞行模式开关150；以及用于开启人工配平模式的人工配平开关160，自动飞行模式开关150以及人工配平开关160均安装在驾驶舱内。通过飞行员对自动飞行模式开关150、人工配平开关160的控制而分别产生自动飞行开关信号、人工配平开关160信号，将这些自动飞行开关信号、人工配平开关160信号发送给飞机飞行控制系统中的飞控计算机140，由飞控计算机140产生对应的控制信号并发送至驱动机构控制模块120，然后，驱动机构控制模块120根据发送来的控制信号对来控制操纵器件驱动模块110所包含的无刷直流电机111的动作。在本实施方式中，驱动机构控制模块120可以包括控制无刷直流电机111的电机微控制器121。

另外，本实施方式中的飞行操纵器件130例如为侧杆、中央杆盘、或正、副方向舵脚蹬，但不限于此，也可以适用于其它具有类似功能的手柄等操纵期间。

接下来，对飞行操纵器件控制系统10的具体结构以及工作模式进行说明。

(工作模式：阻尼器模式)

图3是示出本发明的飞行操纵器件控制系统处于阻尼器模式的状态的示意图。在图3中，用粗线示出了在阻尼器模式下工作的构成部件以及信号传送路径。

在本实施方式中，在驱动机构控制模块120中的电机微控制器121包括一个模拟电路开关122以及用于开启模拟电路开关122的模拟电路。在此，该模拟电路至少包括电源U以及负载R。该模拟电路开关122可以由三极管、MOS管或者其他开关元件组成，其构成为在有来自飞控计算机140的指令信号激励的情况下处于接通状态，在没有指令信号激励的情况下，模拟电路开关122处于开路状态。

此外，在本实施方式中，人工配平开关160具有关闭人工配平功能的中间位、以及开启人工配平功能的位置1、位置2这三个档位。对于人工配平开关160的详细内容在后面进行说明。

在使飞行操纵器件控制系统10的工作模式为阻尼器模式的情况下，使人工配平开关160处于中立位、且使自动飞行模式开关150处于关闭状态，由此，使得飞行操纵器件130处于飞行员可以进行人工操纵的状态。飞控计算机140向驱动机构控制模块120中的电机微控制器121提供用于将模拟电路开关122接通的指令信号。电机微控制器121将与该指令信号对应的指令电压(例如为5V)施加至模拟电路的电源U的两端，使模拟电路开关122处于接通状态，从而将操纵器件驱动模块110中所包含的制动电阻串联连接至无刷直流电机111中的电枢绕组。

此时，由于无刷直流电机111中的电枢绕组没有被供给驱动电压，且串联连接了制动电阻，所以无刷直流电机111处于能耗制动状态。飞行操纵器件130借助机械传动机构131带动无刷直流电机111的转子磁场旋转，使得电枢绕组切割磁感线，由于电枢绕组的由模拟电路开关122和制动电阻构成的外电路闭合，所以电枢绕组会产生感应电流，磁场对感应电流将产生安培力，形成与原来转动方向相反的力偶矩，进而对转子的转动产生相应的阻尼力。由此，根据楞次定律使无刷直流电机实现了阻尼器功能。

另外，根据飞行操纵器件130的操纵方向不同，无刷直流电机111可以正转或者反转，例如，在飞行操纵器件130为方向舵脚蹬的情况下，正、副方向舵脚蹬对应驱动无刷直流电机111的正转以及反转，在飞行操纵器件130为手柄的情况下，向上/向下、或向左/向右操纵手柄、或者或顺时针/逆时针地旋转手柄分别对应驱动无刷直流电机111的正转以及反转。在这种情况下，在由模拟电路开关122和制动电阻构成的外电路中产生的电流方向会无刷直流电机111的旋转方向而不同，为了确保外电路的双向导通，在本实施方式中，上述模拟电路开关122优选采用双向开关，即采用双向模拟电路开关。

(工作模式：人工配平模式)

图4是示出本发明的飞行操纵器件控制系统处于人工配平模式的状态的示意图。在图4中，用粗线示出了在人工配平模式下工作的构成部件以及信号传送路径。

在本实施方式中，驱动机构控制模块120还与飞机飞行控制系统中的电源模块组170连接，以便于从该电源模块组170向无刷直流电机111提供供电电压。但驱动机构控制模块120也可以不与电源模块组170连接，而是在驱动机构控制模块120内部安装用于供电的电源模块。

此外，如上所述，人工配平开关160具有开启人工配平功能的位置1、位置2，该位置1和位置2分别对应于正向人工配平和反向人工配平，即，对应于无刷直流电机111的正转和反转，也可以设置为相反。

关于其他与图3中示出的相同构成部件，在此省略重复说明。

在要将飞行操纵器件控制系统10的工作模式切换为人工配平模式的情况下，根据人工配平方向的需要将人工配平开关160拨动到与无刷直流电机111的正转或反转分别对应的位置1或者位置2、且使自动飞行模式开关150处于关闭状态。此时，飞控计算机140检测到人工配平开关160信号为有效，从而停止向驱动机构控制模块120中的电机微控制器121发送指令信号，使模拟电路开关122处于开路状态，断开制动绕组向无刷直流电机111中的电枢绕组的串联连接，使无刷直流电机111处于电动状态。

同时，飞控计算机140向电机微控制器121发送用于使无刷直流电机111发挥人工配平功能的配平控制信号，并且向电源模块组170发送电源控制信号，使其为无刷直流电机111提供供电电压。电机微控制器121根据接收到的配平控制信号将从电源模块组170获取的供电电压调制为用于驱动无刷直流电机111的PWM(脉冲宽度调制)三相电压来驱动无刷直流电机111，实现无刷直流电机111的调速和正反转控制。根据人工配平开关160的拨动位置(位置1或者位置2)来控制无刷直流电机111的正转或者反转，无刷直流电机111再经由机械传动机构131使飞行操纵器件130相应地进行正向配平运动或者反向配平运动，即，使飞行操纵器件130移动至对应的姿态和位置。另外，在不额外连接电源模块组170，而是在驱动机构控制模块120内部安装电源模块时，飞控计算机140无需向电源模块组170发送电源控制信号，驱动机构控制模块120根据接收到的配平控制信号将内部的电源模块供给的电压调制为向无刷直流电机111供给的PWM三相电压。

此后，当人工配平开关160由位置1或者位置2恢复至中立位、且自动飞行模式开关150仍旧处于关闭状态时，飞行操纵器件控制系统10的工作模式从人工配平模式切换为阻尼器模式，飞控计算机140停止分别向电机微控制器121和电源模块组170发送配平控制信号和电源控制信号，使无刷直流电机111的电枢回路断开被供给的PWM三相电压。同时，飞控计算机140向电机微控制器121发送指令信号，接通模拟电路开关122，向无刷直流电机111串联连接制动电阻，使无刷直流电机111从电动状态转换为能耗制动状态，加速停止飞行操纵器件130的配平运动，降低无刷直流电机111的惯性影响。

(工作模式：自动飞行反驱模式)

图5是示出本发明的飞行操纵器件控制系统处于自动飞行反驱模式的状态的示意图。在图5中，用粗线示出了在自动飞行反驱模式下工作的构成部件以及信号传送路径。关于其他与图4中示出的相同构成部件，在此省略重复说明。

在要将飞行操纵器件控制系统10的工作模式切换为自动飞行反驱模式的情况下，使人工配平开关160处于中立位、且将自动飞行模式开关150拨动至接通状态，由此，使得飞行操纵器件130处于自动飞行状态。此时，飞控计算机140检测到自动飞行开关信号为有效，从而停止向驱动机构控制模块120中的电机微控制器121发送指令信号，使模拟电路开关122处于开路状态，断开制动绕组向无刷直流电机111中的电枢绕组的串联连接，使无刷直流电机111处于电动状态。

同时，飞控计算机140根据自动飞行控制律自动计算出自动飞行控制信号并向电机微控制器121发送该自动飞行控制信号，以使无刷直流电机111发挥自动飞行反驱功能，并且向电源模块组170发送电源控制信号，使其为无刷直流电机111提供供电电压。电机微控制器121根据接收到的自动飞行控制信号将从电源模块组170获取的供电电压调制为用于驱动无刷直流电机111的PWM三相电压来驱动无刷直流电机111。无刷直流电机111再经由机械传动机构131使飞行操纵器件130相应地进行自动飞行反驱运动，即，使飞行操纵器件130移动至对应的姿态和位置。另外，在不额外连接电源模块组170，而是在驱动机构控制模块120内部安装电源模块时，飞控计算机140无需向电源模块组170发送电源控制信号，驱动机构控制模块120根据接收到的自动飞行控制信号将内部的电源模块供给的电压调制为向无刷直流电机111供给的PWM三相电压。

此后，当自动飞行模式开关150由接通状态恢复至关闭状态、且人工配平开关160仍旧处于中立位时，飞行操纵器件控制系统10的工作模式从自动飞行反驱模式切换为阻尼器模式，飞控计算机140停止分别向电机微控制器121和电源模块组170发送自动飞行控制信号和电源控制信号，使无刷直流电机111的电枢回路断开被供给的PWM三相电压。同时，飞控计算机140向电机微控制器121发送指令信号，接通模拟电路开关122，向无刷直流电机111串联连接制动电阻，使无刷直流电机111从电动状态转换为能耗制动状态，加速停止飞行操纵器件130的自动飞行返驱运动，降低无刷直流电机111的惯性影响。

(工作模式：告警模式)

此外，在飞行操纵器件控制系统10发生故障而导致自动飞行模式开关150和人工配平开关160的设置状态不属于上述任一种工作模式的情况下，飞控计算机140向驱动机构控制模块120既不发送用于接通模拟电路开关122的指令信号也不发送配平控制信号或者自动飞行控制信号，而是发出语音或者显示的告警通知，以便于提示飞行员飞行操纵器件控制系统发生了故障。

在本实施方式中，飞行操纵器件控制系统10构成为具备具有多种设置状态的自动飞行模式开关150以及人工配平开关160，但不限于此，只要能够实现使飞行操纵器件控制系统的工作模式在阻尼器模式、人工配平模式、以及自动飞行返驱模式之间进行切换即可，例如，也可以设置分别对应阻尼器模式、人工配平模式、以及自动飞行返驱模式的三个按钮或者仅对应人工配平模式、以及自动飞行返驱模式的两个按钮。

在将本发明的飞行操纵器件控制系统的包括无刷直流电机的操纵器件驱动模块只要能够经由传动机构与飞行操纵器件连接即可，其设置位置没有特别限定。

像这样，根据本发明的飞行操纵器件控制系统，能够利用一个无刷直流电机发挥阻尼器功能、人工配平功能以及自动飞行反驱功能这三个功能，实现了将飞行操纵器件的配平反驱机构和阻尼器一体化。本发明的这种飞行操纵器件控制系统与以往分别独立设置配平反驱机构和阻尼器的架构相比，能够减少飞行操纵器件结构的部件数量，例如，能够至少减少阻尼器和与阻尼器连接的机械传动机构，从而减小了结构整体的重量、成本，降低了复杂度，实现进一步集成化。

另外，由于本发明的飞行操纵器件控制系统没有额外设置阻尼器，操纵器件驱动模块所包含的无刷直流电机在处于人工配平模式、自动飞行反驱模式中的某一种工作模式时也不会作为阻尼器发挥作用，所以在进行人工配平或者自动飞行返驱的过程中，不存在阻尼器伴随由电机驱动驾驶舱内的操纵器件运动而联动的问题，因此不会产生增大无刷直流电机的外部负载进而导致电机功率损耗增大的问题。而且，在人工配平或者自动飞行返驱停止时能够加速无刷直流电机停止，降低无刷直流电机的惯性影响。

本发明还提供一种飞行操纵器件控制方法。在该飞行操纵器件控制方法中，通过对包括经由传动机构与飞行操纵器件连接的无刷直流电机在内的操纵器件驱动模块进行控制，来实现操纵器件驱动模块在阻尼器模式、人工配平模式、以及自动飞行返驱模式之间的切换和动作。

图6示出了本发明的飞行操纵器件控制方法在阻尼器模式的状态下进行的控制的流程图。图7示出了本发明的飞行操纵器件控制方法在人工配平模式的状态下进行的控制的流程图。图8示出了本发明的飞行操纵器件控制方法在自动飞行返驱模式的状态下进行的控制的流程图。

如图6所示，在使操纵器件驱动模块处于阻尼器模式下，在步骤S610中，通过飞控计算机向用于控制操纵器件驱动模块的动作的驱动机构控制模块发送指令信号；在步骤S620中，驱动机构控制模块根据指令信号将制动电阻串联连接至无刷直流电机的电枢绕组，以使无刷直流电机处于制动状态；在步骤S630中，对飞行操纵器件进行操纵，使无刷直流电机产生相应的阻尼力。由此，根据楞次定律使无刷直流电机实现了阻尼器功能。

如图7所示，在使操纵器件驱动模块处于人工配平模式下，在步骤S710中，通过飞控计算机向用于控制操纵器件驱动模块的动作的驱动机构控制模块发送配平控制信号；在步骤S720中，驱动机构控制模块向无刷直流电机供给基于配平控制信号的驱动电压，以使无刷直流电机处于电动状态；在步骤S730中，与无刷直流电机的转动对应地使飞行操纵器件进行正反向配平运动，即，使飞行操纵器件移动至对应的姿态和位置。

如图8所示，在使操纵器件驱动模块处于自动飞行返驱模式下，在步骤S810中，通过飞控计算机向用于控制操纵器件驱动模块的动作的驱动机构控制模块发送自动飞行控制信号；在步骤S820中，驱动机构控制模块向无刷直流电机供给基于自动飞行控制信号的驱动电压，以使无刷直流电机处于电动状态；在步骤S830中，与无刷直流电机的转动对应地使飞行操纵器件进行自动飞行返驱运动，即，使飞行操纵器件移动至对应的姿态和位置。

根据本发明的飞行操纵器件控制方法，也同样能够利用一个无刷直流电机发挥阻尼器功能、人工配平功能以及自动飞行反驱功能这三个功能，实现了将飞行操纵器件的配平反驱机构和阻尼器一体化。与以往分别独立设置配平反驱机构和阻尼器来实现上述三种功能的情况相比，能够减少飞行操纵器件结构的部件数量，从而减小了结构整体的重量、成本，降低了复杂度，实现进一步集成化。另外，根据本发明的飞行操纵器件控制方法，不需要在飞行操纵器件架构中额外设置或阻尼器，从而在进行人工配平或者自动飞行返驱的过程中，不存在阻尼器伴随由电机驱动驾驶舱内的操纵器件运动而联动的问题，因此不会产生增大无刷直流电机的外部负载进而导致电机功率损耗增大的问题。

本发明的保护范围仅由权利要求限定。得益于本发明的教导，本领域技术人员容易认识到可将本发明所公开结构的替代结构作为可行的替代实施方式，并且可将本发明所公开的实施方式进行组合以产生新的实施方式，它们同样落入所附权利要求书的范围内。

Claims (14)

1.一种飞行操纵器件控制系统，其特征在于，具备：

包括与安装于飞机驾驶舱内的飞行操纵器件连接的无刷直流电机在内的操纵器件驱动模块，其在阻尼器模式、人工配平模式、以及自动飞行返驱模式之间进行切换并动作；以及

驱动机构控制模块，其与所述阻尼器模式、所述人工配平模式、或者所述自动飞行返驱模式分别对应地控制所述操纵器件驱动模块的动作。

2.根据权利要求1所述的飞行操纵器件控制系统，其特征在于，

在所述阻尼器模式下，所述驱动机构控制模块不向所述无刷直流电机供给驱动电压，而向所述无刷直流电机的电枢绕组串联连接制动电阻以使所述无刷直流电机处于制动状态，

根据对所述飞行操纵器件进行的操纵使所述无刷直流电机产生相应的阻尼力。

3.根据权利要求2所述的飞行操纵器件控制系统，其特征在于，

所述驱动机构控制模块包括模拟电路开关，

在所述阻尼器模式下，所述驱动机构控制模块根据来自飞控计算机的指令信号将所述模拟电路开关接通，将所述制动电阻串联连接至所述电枢绕组。

4.根据权利要求3所述的飞行操纵器件控制系统，其特征在于，

所述模拟电路开关为对应于所述无刷直流电机的正转或者反转均能够接通的双向开关。

5.根据权利要求1所述的飞行操纵器件控制系统，其特征在于，

在所述人工配平模式下，所述驱动机构控制模块根据来自飞控计算机的配平控制信号向所述无刷直流电机供给基于所述配平控制信号的驱动电压以使所述无刷直流电机处于电动状态，

与所述无刷直流电机的转动对应地使所述飞行操纵器件进行配平运动。

6.根据权利要求1所述的飞行操纵器件控制系统，其特征在于，

在所述自动飞行返驱模式下，所述驱动机构控制模块根据来自飞控计算机的自动飞行控制信号向所述无刷直流电机供给基于所述自动飞行控制信号的驱动电压以使所述无刷直流电机处于电动状态，

与所述无刷直流电机的转动对应地使所述飞行操纵器件进行自动飞行返驱运动。

7.根据权利要求1～6中任一项所述的飞行操纵器件控制系统，其特征在于，

所述驱动机构控制模块构成为通过飞机内搭载的电源模块组获取向所述无刷直流电机提供的供电电压，或者构成为在内部具备向所述无刷直流电机提供供电电压的电源模块。

8.根据权利要求1～6中任一项所述的飞行操纵器件控制系统，其特征在于，

所述无刷直流电机经由机械传动机构与所述飞行操纵器件连接。

9.根据权利要求1～6中任一项所述的飞行操纵器件控制系统，其特征在于，

还具备：

用于开启自动飞行模式的自动飞行模式开关；以及

用于开启所述人工配平模式的人工配平开关。

10.根据权利要求9所述的飞行操纵器件控制系统，其特征在于，

在所述阻尼器模式下，所述人工配平模式处于不进行人工配平的中立位，所述自动飞行模式开关处于关闭状态，

在所述人工配平模式下，所述人工配平模式处于用于进行人工配平的第一位置或者第二位置，所述自动飞行模式开关处于关闭状态，所述第一位置以及所述第二位置分别对应于正向人工配平以及反向人工配平，

在所述自动飞行返驱模式下，所述人工配平模式处于不进行人工配平的中立位，所述自动飞行模式开关处于接通状态。

11.一种飞行操纵器件控制方法，其特征在于，包括如下的步骤：

对包括与安装于飞机驾驶舱内的飞行操纵器件连接的无刷直流电机在内的操纵器件驱动模块进行控制，以使所述操纵器件驱动模块在阻尼器模式、人工配平模式、以及自动飞行返驱模式之间进行切换并动作。

12.根据权利要求11所述的飞行操纵器件控制方法，其特征在于，

在使所述操纵器件驱动模块处于所述阻尼器模式下，包括如下的步骤：

通过飞控计算机向用于控制所述操纵器件驱动模块的动作的驱动机构控制模块发送指令信号；

所述驱动机构控制模块根据所述指令信号将模拟电路开关接通，使制动电阻串联连接至所述无刷直流电机的电枢绕组，以使所述无刷直流电机处于制动状态；以及

对所述飞行操纵器件进行操纵，使所述无刷直流电机产生相应的阻尼力。

13.根据权利要求11所述的飞行操纵器件控制方法，其特征在于，

在使所述操纵器件驱动模块处于所述人工配平模式下，包括如下的步骤：

通过飞控计算机向用于控制所述操纵器件驱动模块的动作的驱动机构控制模块发送配平控制信号；

所述驱动机构控制模块向所述无刷直流电机供给基于所述配平控制信号的驱动电压，以使所述无刷直流电机处于电动状态；以及

与所述无刷直流电机的转动对应地使所述飞行操纵器件进行配平运动。

14.根据权利要求11所述的飞行操纵器件控制方法，其特征在于，

在使所述操纵器件驱动模块处于所述自动飞行返驱模式下，包括如下的步骤：

通过飞控计算机向用于控制所述操纵器件驱动模块的动作的驱动机构控制模块发送自动飞行控制信号；

所述驱动机构控制模块向所述无刷直流电机供给基于所述自动飞行控制信号的驱动电压，以使所述无刷直流电机处于电动状态；以及

与所述无刷直流电机的转动对应地使所述飞行操纵器件进行自动飞行返驱运动。

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