专利名称：飞行器的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞行器。具体地，飞行器可以是一种能够盘旋的飞行器，例如，直升机或垂直升降的飞机。
背景技术：
众所周知，直升机包括至少一个液压回路；以及由液压回路运行的多个启动器， 并且其中一些启动器执行基本的功能，例如飞行姿态控制，如控制主和/或尾部旋翼桨叶 的迎角(attack angle)。如果发生故障，尤其是启动器压力下降，则桨叶迎角不再完全受 控，并可能严重地影响直升机的飞行姿态。液压回路压力的下降可能是由多种原因造成的。例如，飞行器通常推出了较长时 期和较长服役时间，在这个过程中，总是需要新设备和启动器来进行更新，而这些新设备和 启动器必须与现有的液压回路连接。由于飞行器服役时间较长、技术上的飞速发展以及客 户对高性能的持续需求，尽管设计并认证能够进行这样的更新，但是有时原有的设计标准 证明是非常稳妥的(conservative)。因此，原来设计并认证的液压回路可能不能在飞行器的各种运行条件下给启动器 提供所需的压力。一种可能的解决方案是重新设计和认证液压系统。但是这需要大量的时间和经费。因此，飞行器行业需要某种更新飞行器液压设备的方法，同时避免设计和认证更 新的液压系统时的时间和成本。
发明内容
本发明的目的在于提供一种设计成满足至少一项上述要求的飞行器。根据本发明，提供一种飞行器，其包括至少一个飞行姿态控制系统，进而包括至 少一个启动器；以及液压回路，所述液压回路连接至所述至少一个启动器，并包括至少一个 泵，所述泵设计成当液压回路的压力高于预设阈值时输送第一气流；所述飞行器的特征在 于，所述泵设计成输送大于第一气流的第二气流；并且所述飞行器还包括-传感器，用于检测与所述液压回路的压力相关的量；以及-可编程中央控制单元，在所述传感器检测的量对应于所述液压回路的压力低于 所述阈值时，可编程中央控制单元控制所述泵输送第二气流。本发明还涉及一种控制飞行器液压回路的方法；所述液压回路连接至至少一个启 动器，并且包括至少一个泵，所述泵设计成当液压回路的压力高于预设阈值时输送第一气 流；所述方法的特征在于，包括下列步骤-检测与所述液压回路的压力相关的量；以及-当检测的量对应于所述液压回路的压力低于所述阈值时，增加来自所述泵的气流。本发明还涉及一种重新评定飞行器的方法，该飞行器包括-至少一个飞行姿态控制系统，进而包括至少一个启动器；以及-连接至所述至少一个启动器的液压回路；所述方法的特征在于，包括下列步骤-将所述液压回路连接到设计成输送第一气流和大于第一气流的第二气流的泵； 所述第二气流对应于所述液压回路的大于液压回路认证压力的压力；-将传感器连接到所述液压回路；所述传感器检测与所述液压回路的压力相关的 量；以及-对中央控制单元编程，以控制所述泵在所述传感器检测的量对应于所述液压回 路的压力低于预设阈值时输送第二气流。
通过实例并参照附图描述本发明优选的非限制性实施方式，附图中图1示出了根据本发明的回路的组件部分的总示意图；图2、图3和图4示出了图1回路的各个组件部分的细节。
具体实施例方式图1中数字1表示能够盘旋的飞行器-在所示实例中为直升机。飞行器1包括主 旋翼2和尾部旋翼3。主旋翼2控制主桨叶，并包括用于控制主桨叶的迎角的启动器组件 4 ；并且，类似地，尾部旋翼3包括用于控制尾部桨叶的迎角的启动器组件5。通过控制主旋 翼2和尾部旋翼3的桨叶的迎角来控制飞行器1的飞行姿态。启动器组件4和5为液压式 的，并优选地分别包括多个线性启动器6和7。飞行器1包括由泵8以及位于泵8和启动器组件4、5之间的多条管线限定的液压 回路。泵8设计成当液压回路压力高于预设阈值时，输送第一气流。有利地，泵8设计成输送大于第一气流的第二气流，并且飞行器1包括用于检测 与启动器6、7的控制压力相关的量的多个传感器lla、llb、12、13 ；以及可编程中央控制单 元10，在传感器lla、llb、12、13检测的量对应于启动器6、7的低于阈值的控制压力时，可编 程中央控制单元控制泵8输送第二气流。如果对现有飞行器1进行重新评定，则泵8具有比液压回路的认证工作压力高的 最大操作压力。该工作压力在控制军用飞行器1的认证标准MIL-P19692中称为“额定排放 压力”；并且对于民用飞行器1也存在类似的认证标准。传感器IlaUlb检测启动器6、7的工作压力；负载传感器12安装在启动器组件4 上，并检测启动器6的驱动力；并且负载传感器13安装在启动器组件5上，并检测启动器7 的驱动力。负载传感器12、13和压力传感器IlaUlb连接，并向中央控制单元10提供数据。 泵8优选为可变排量泵，并包括与中央控制单元10连接的控制装置14，以控制泵8的气流。 换言之，泵8的气流可通过中央控制单元10调节。
所述液压回路包括位于飞行器1的驾驶舱中的接口模块15，该接口模块被编程为 测试中央控制单元10的运行，并具有多个飞行员可控制的灯光和/或声音指示器。图2示出了其中一个用于控制主旋翼2桨叶的迎角的启动器6。负载传感器12安 装成检测由启动器6施加在已知桨叶倾角调节机构(未示出)上力的不规则性，例如，该负 载传感器安装在线性启动器6的杆16上，并包括至少一个应变计式传感器，且优选地多个 应变计式传感器安装在电桥电路(例如，惠斯登电桥电路)中，以放大所记录的信号。图3示出了泵8的操作示意图。泵8为轴向活塞式的，具有在绕轴旋转的圆盘16 上旋转的轴向活塞；并且圆盘和活塞位于与排水槽(未示出)连接的腔室17中。旋转圆盘 16由驱动回路操作，该驱动回路包括活塞18，该活塞作用在圆盘上以调节其倾角；弹簧M， 其与活塞18相反地作用以将圆盘16保持在最大输送位置；管道19，用于向活塞18传递输 送压力；以及滑阀20，用于调节输送管21和活塞18之间的压力。更具体地，弹簧M和活塞18与圆盘16的对应部分配合，该圆盘相对圆盘16的旋 转轴偏心。弹簧22保持滑阀20位于关闭管道19并切断活塞18的输送压力的位置，且该弹 簧位于通过控制装置14连接至槽(tank)或输送管21的腔室23中。更具体地，弹簧22和 腔室23设计成，当腔室23连接到输送管21时，弹簧22使滑阀20定位成关闭管道19，并且 控制装置14将腔室23连接至槽时，输送管21的压力克服弹簧22的预载并打开滑阀20，使 得管道19基本上处于输送管21的压力下。更具体地，对弹簧M预加载，使得当管道19处 于输送管21的压力时，旋转圆盘16的倾角减小。中央控制单元10被编程为执行指定时间(优选为30秒)的增压循环，在循环结 束时，控制装置14自动切换到正常操作位置。在增压循环过程中，泵8输送第二气流。如果负载传感器12、13仍记录有不规则性，则可重复进行增压循环，从而持续提 供压力来完成操控，但是不能使系统过度处在峰值负载状态下。事实上，在峰值负载状态 下，除了较大的机械应力，液压流也会过热，并因此产生热应力，热应力一定不能超过指定 的阈值，超出阙值会造成损坏。接口模块15具有手动控制器30，使得飞行员独立于中央控制单元10来操作控制 装置14。在低于最大气流的正常操作状态下，泵8输送第一气流，第一气流高于预设阈值 并提供启动器6、7控制飞行器1上的设备所需要的液压动力，即气流和压力。通过压力和 负载传感器lla、llb、12、13监控启动器6、7的正确操作，从而液压回路压力总是高于中央 控制单元10中存储的预设阈值。这样，控制装置14对腔室23排气，使得管道19处于输送 管21压力下，并且活塞18作用在旋转圆盘16上，以压缩弹簧M并使泵8小于最大气流。如 果启动器组件4和5需要非常高的动力，例如由于与液压回路连接的启动器组件4和5同 时运行以执行特别复杂的操控，则液压回路压力可能下降到阈值以下并且不足以确保启动 器6和7的正确操作。这种压力的下降由沿着液压回路的压力传感器IlaUlb检测，并甚 至由启动器6和7上的负载传感器12、13轻易地检测。在中央控制单元10接收到来自负载传感器12、13的异常信号后，控制装置14切 换成将腔室23连接到输送管21的压力，并且对管道19排气。因此，活塞18减压，并且弹簧M将旋转圆盘16移动到最大倾斜位置，即最大气流位置，从而增加液压回路压力，以提供 操作所有用于操控的液压装置所需的液压动力。本发明的优点如下。当传感器lla、llb、12、13检测到液压回路压力下降到低于阈值时，例如，在进行 复杂操控的情况下，中央控制单元10控制泵8输送第二气流并使得液压回路压力回复到高 于阈值。这样，例如可在保持对飞行器1的完全控制的同时进行复杂操控。利用传感器lla、llb、12、13，可立即检测到启动器6、7的操作力不足，这样，即便 是在极端的条件下，飞行器也总是可控的。在弹簧M的预载超过活塞18的负载时，实现泵8的最大排量，即最大气流，从而缩 短了切换到最大气流配置的响应时间。如果泵8和中央控制单元10作为操纵飞行器的重新评定的一部分安装，则泵8对 应于液压回路压力的增加在指定时间输送第二气流来防止回路部件处于过高的负载，并且 也有助于满足国家航空委员会关于液压回路免于重新认证的条例。如果是第二种情况，则 泵8的最大压力必须介于工作压力和对液压回路进行认证的最大压力之间。这样，飞行器1的中央控制单元10可被重新编程为只增压操作泵8，即当控制装置 14在紧急情况下以及有限的时间内对腔室23排气时，就不必对液压回路进行重新认证，同 时使得更新后的装置仍连接到回路。显而易见的是，在不脱离所附权利要求所限定的保护范围的情况下，可对本文所 述和示出的飞行器1进行改进。具体地，同样的原理也适用于固定翼飞行器，其中，液压回路连接至飞行姿态控制 系统的启动器，例如，襟翼和/或尾部方向舵。飞行器1也可以是垂直升降的飞机。
权利要求
1.一种飞行器(1)，包括:至少一个飞行姿态控制系统G，5)，进而包括至少一个启动器(6;7)；以及液压回路，连接至所述至少一个启动器(6 ;7)，并包括至少一个泵(8)，所述泵设计成 当所述液压回路的压力高于预设阈值时输送第一气流；其特征在于，所述泵(8)设计成输送大于所述第一气流的第二气流；所述飞行器(1)的特征还在于，包括传感器(11a，lib, 12，13)，用于检测与所述液压回路的压力相关的量；以及可编程中央控制单元(10)，在所述传感器(11a，11b，12，1 检测的所述量对应于所述 液压回路的压力低于所述阈值的时，所述可编程中央控制单元控制所述泵(8)输送第二气流。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述传感器(12，1 是连接至所述启动 器(6 ；7)连接的负载传感器，以确定所述启动器上的负载。
3.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于，所述传感器(12，1 包括应变计式传感ο
4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述传感器(lla，llb)是用于确定所述 液压回路的压力的传感器。
5.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，包括飞行员可控的接口(15)，所述接口 具有飞行员操作的控制器(30)，以控制所述泵(8)输送所述第二气流。
6.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器为包括主旋翼(2)和/或尾 部旋翼(3)的直升机；所述飞行姿态控制系统(4，5)包括用于控制主旋翼(2)和/或尾部旋翼(3)的桨叶迎 角的组件。
7.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述泵(8)为可变排量泵。
8.根据权利要求7所述的飞行器，其特征在于，所述泵(8)为轴向活塞泵，并包括绕轴 旋转的圆盘(16)；以及弹簧(M)和液压活塞(18)，所述弹簧和液压活塞与所述圆盘(16)配 合，所述圆盘相对于所述圆盘(16)围绕旋转的所述轴偏心；所述液压活塞(18)与所述弹簧 (M)相反地作用，以控制所述圆盘(16)相对于所述轴的倾斜度。
9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述弹簧(M)和所述液压活塞(18)设 计成，当所述泵(8)输送所述第二气流时，所述弹簧(M)的负载大于所述液压活塞(18)的 负载。
10.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述液压活塞可通过电磁阀(14)连接 至所述泵(8)的输送压力或连接至排气压力，所述电磁阀与所述中央控制单元(10)连接。
11.根据权利要求10所述的飞行器，当从属于权利要求5时，其特征在于，所述电磁阀 (14)可通过所述控制器(30)控制。
12.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述第二气流对应于所述液压回路的 大于液压回路认证压力的压力。
13.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述中央控制单元(10)是可编程的， 以控制所述泵(8)在预定的时间内输送所述第二气流。
14.一种控制飞行器(1)的液压回路的方法；所述液压回路连接至至少一个启动器(6，7)，并且包括至少一个泵(8)，所述泵设计成当所述液压回路的压力高于预设阈值时输送第一气流；所述方法的特征在于，包括下列步骤 检测与所述液压回路的压力相关的量；以及当所述传感器(11a，11b，12，1 检测的所述量对应于所述液压回路的压力低于所述 阈值时，增加来自所述泵(8)的气流。
15. 一种重新评定飞行器(1)的方法，该飞行器包括至少一个飞行姿态控制系统G，5)，进而包括至少一个启动器(6 ；7)；以及与所述至少一个启动器(6 ；7)连接的液压回路；所述方法的特征在于，包括下列步骤将所述液压回路连接到设计用于输送第一气流和大于第一气流的第二气流的泵(8)； 所述第二气流对应于所述液压回路的大于液压回路认证压力的压力；将传感器(11a，11b，12，1 连接到所述液压回路；所述传感器(11a，11b，12，1 检测 与所述液压回路的压力相关的量；以及对中央控制单元(10)编程，以控制所述泵(8)在所述传感器(11a, lib, 12，13)检测的 量对应于所述液压回路的压力低于预设阈值时输送第二气流。
全文摘要
一种飞行器(1)，其具有至少一个飞行姿态控制系统(4，5)，进而具有至少一个启动器(6；7)；以及与所述启动器(6；7)连接的液压回路，所述液压回路具有至少一个泵(8)，所述泵设计成当液压回路的压力高于预设阈值时输送第一气流。该泵(8)设计成输送大于第一气流的第二气流，并且飞行器(1)具有用于检测与液压回路的压力相关的量的传感器(11a，11b，12，13)；以及可编程中央控制单元(10)，其控制所述泵(8)在所述传感器(11a，11b，12，13)检测的量对应于液压回路的压力低于阈值时输送第二气流。
文档编号B64C13/18GK102114912SQ20101061301
公开日2011年7月6日 申请日期2010年12月29日 优先权日2009年12月30日
发明者罗伯托·瓦尼 申请人:奥格斯塔股份公司