[发明专利]主飞行控制系统

说明书

发明领域

本发明涉及具有权利要求1的前序部分的特征的直升机的主旋翼和/或尾部旋翼的主飞行控制系统。

背景技术

已知的主飞行控制系统允许飞行员的命令传输至航空器的控制面，从而发起并执行操作过程中的航空器的操纵。首先，这些主飞行控制系统全都是机械地(通过推或拉杆或线缆的方式)将飞行员的命令从控制杆传输到航空器的控制面。第二代的主飞行控制系统具有功率放大装置来帮助飞行员将他的命令机械地传输到航空器的控制面。第三代主飞行控制系统是在推拉杆或线缆处具有电气系统且所述电气系统被构想为将飞行员的命令电气地传输给航空器的控制面。在这些电气系统中的飞行控制计算机定义这些命令并控制这些命令到控制面。第三代的所述电气系统允许可观地减少航空器的操作重量，特别是对于民航机，并且由于所述电气系统允许对于主飞行控制系统的安全冗余做出贡献的多个配电线该电气系统允许固有系统安全的重要增加。飞行控制计算机能增加对于飞行员命令的数值化支持，且因此对于航空器的改进的主飞行控制系统和改进的飞行员的舒适度做出了贡献。

考虑到直升机，其对于主飞行控制系统有特殊要求，也就是对于下述事项有特别苛刻的要求：对于直升机的每一个自由度有不多于一个控制面在控制之下且该控制面的所述控制在主飞行控制系统的任何故障的情况下能立刻被重新装配来保持直升机的控制。附加地，相比于飞机，直升机更为敏感地响应于对它们的主飞行控制系统的任何输入，且这些输入是更为频繁的。实际上，在飞机和直升机之间有与主飞行控制系统相关的三个主要区别：

-飞机对于一个自由度一般具有数个控制面且附加地对于每一个控制面有数个可用的致动器。因此，如果一个控制面的控制表现出任何故障，另一个控制面可接管替代该有缺陷的控制面。相比于飞机，直升机对于直升机的每一个自由度具有不多于一个的控制面，且所述控制面的控制必须在没有任何后备的情况下确保直升机的安全。

-主飞行控制系统的元件必须携载比飞机的相应元件重得多的负载，因为这些负载可被分布至飞机的一个控制面的数个相应元件，且

-飞机一般具有特定的固有稳定性，允许主飞行控制系统有特定空闲时间用于在任何故障情况下重新配置。与飞机相反，直升机固有地不稳定，要求持续控制以避免不稳定性。

考虑到机械的主飞行控制系统的尺寸和复杂度，飞机中的电气主飞行控制系统所产生的负重方面是具有可观的优势的。而由于直升机的理念和直升机机身的设计，这样的负重优势对于直升机而言并不是极为重要的。另外，一些飞行姿态要求高处理能力，因为不仅要考虑飞行员的命令还要考虑诸如角速度之类的直升机状态，从而改进直升机的驾驶和至为重要的稳定性。这样的高处理能力仅能由数字化计算机提供，所述数字化计算机对于源自很多原因(如，硬件损害、逻辑错误)的故障或相关于辐射的磁化系数很敏感。

所有上述困难妨碍了将电气主飞行控制系统引入直升机。现有技术的直升机中的主旋翼和/或尾部旋翼的优选的主飞行控制系统包括：

-由飞行员操作的至少一个控制元件，诸如控制杆，所述控制元件与机械主飞行控制系统的推拉杆和/或线缆相交互以用于相应地致动控制表面，

-集成到机械主飞行控制系统中的至少一个齿轮元件，其响应于飞行员的输入和自动驾驶，对于飞行员没有任何反馈

-重置装置，经由软线路(类似弹簧)而动作，响应于飞行员的输入和自动驾驶，和

-计算机，确定传送至齿轮元件和重置装置的命令的顺序。

为了有效的稳定性，齿轮元件必须能快速动作。在任何故障的情况下，该齿轮元件可接收到机械主飞行控制系统的错误命令且对于控制面的后续传输可能给直升飞机带来风险。为了排除所述风险，具有监视电路、警报器等。齿轮元件一般会在其操作频率上减速，且从齿轮元件到控制杆的致动可能存在不舒适的反馈。肯定会稳定化直升机的所述重置装置的致动叠加到飞行员的致动上。为了安全理由，所述重置装置的动作的频率甚至比所述齿轮元件的动作的频率要慢得多。所述机械主飞行控制系统对于它们的输出给出较高可靠性，但是相比于任何电气主飞行控制系统而言对于飞行员几乎没有舒适度。机械主飞行控制系统越来越不能符合具有高度成型操作的现代直升机的要求。