用于检测飞行器控制表面的未受控移动的方法和设备的制作方法

专利名称：用于检测飞行器控制表面的未受控移动的方法和设备的制作方法
技术领域：
本发明涉及用于检测被反馈回路在位置上伺服控制的飞行器控制表面的未受控移动的方法和设备以及包括这样的检测设备的电飞行命令系统。本发明适用于反馈回路，该反馈回路
-被适配来在位置上控制任何类型的飞行器控制表面，包括例如副翼、扰流器或水平
舵；
-是飞行器的电飞行命令系统的一部分；并且 -包括 所述控制表面，其是移动的，并且其相对于飞行器的位置被至少一个致动器调
整；
所述致动器，其根据所接收的至少一个致动指令来调整所述控制表面的位置；
至少一个传感器，其测量所述控制表面的有效位置；以及 计算器(用于飞行命令)，用于从所述所测量的有效位置和从飞行员对于命令棒(co_and stick)的动作或从自动驾驶仪和飞行器的惯性状态的动作计算的命令指令(command order)来产生向所述致动器传送的控制表面致动指令。在本发明的范围中，“控制表面未受控移动”表示这个控制表面的未受控的移动(即，未由用于其对于飞行器的命令的装置的任何控制产生的移动)，由此将该控制表面在这样的现象未被检测到并且被停止的情况下引导直到其邻接处(abutment)。本发明因此涉及至少由于在飞行命令系统内的相关联的反馈位置控制回路中出现的故障导致的至少一个飞行器控制表面的未受控移动的检测。
背景技术：
已知飞行命令计算器除了别的之外执行在诸如运输飞机的飞行器中的控制表面的位置反馈控制。通过可以处于主动模式或在被动模式中的致动器来产生控制表面移动。通常通过控制表面来提供两个致动器。所谓的“主”计算器通过向主动致动器发送命令来执行反馈控制。与第二所谓的“从”计算器相关联的另一个致动器被强制进入被动模式，以遵循控制表面移动。如果主计算器通过特定的监控装置来检测故障，则它将主动致动器转换到被动模式，并且切换到控制第二致动器的从计算器(然后被转换到主动模式)。在从飞行命令计算器至致动器(包括在这样的元件两者的层级上)的位置反馈控制回路内，找到不同的构件或元件，所述不同的构件或元件被适配来在故障模式中产生信号，该信号导致控制表面的未受控移动。根据飞行器飞行点的控制表面的未受控移动由于所产生的负荷会对于后者的引导并且对于其结构的尺寸改变具有影响。因此有必要处于用于很快地、即在控制表面的位置太重要之前检测和钝化(passivate)这样的故障的位置，该钝化动作在于限制或停止故障的效应，以便避免其传播
发明内容
本发明的目的旨在补救上述的缺陷。它涉及一种方法，该方法特别强健并且适用于具有电飞行命令的任何飞行器类型以便检测在通过反馈回路在位置上被控制的飞行器中的控制表面的至少一个未受控移动，所述方法允许检测这样的未受控移动，无论其动态曲线如何和无论故障的起源如何。为此，根据本发明，用于被反馈回路在位置上伺服控制的控制表面的未受控移动的所述检测方法，所述反馈回路属于飞行器的电飞行命令系统并且包括
-所述控制表面，其是移动的，并且其相对于飞行器的位置被至少一个致动器调整；
-所述致动器，其根据作为反馈命令所接收的至少一个致动指令来调整所述控制表面的位置；
-至少一个传感器，其测量所述控制表面的有效位置；以及
-至少一个计算器，其创建控制表面命令指令，所述至少一个计算器接收所述所测量·的有效位置，并且从其推断作为反馈命令被传送到所述致动器的致动指令，
所述方法的显著之处在于，以自动和重复的方式，遵循下面的连续步骤的序列
a)确定理论反馈电流，该理论反馈电流表示由所述计算器发射的所述反馈命令(即，与后者类似或相同，如下详细所述);
b)在这样的命令进入所述致动器的机械化(mechanization)的层级上,借助于至少一个辅助传感器来测量表示反馈命令的参数，并且从如此测量的参数来确定有效反馈电流；
c)计算在步骤a)确定的所述理论反馈电流和在步骤b)确定的所述有效反馈电流之间的差，以便形成误差信号；以及
d)如果依赖于所述误差信号的比较值在至少一个确认时间期间高于阈值，则检测所述控制表面的未受控移动。因此，由于本发明，相对于控制表面命令被监控的反馈回路的实际操作(其通过由辅助传感器测量的有效反馈电流说明)与被预期在任何故障之外的理论操作(其通过由计算器发射的所述理论反馈电流说明)比较，由此允许任何未受控移动在它发生时被证明。通过如下面详细描述的那样计算比较值来执行该比较。因此，由于本发明，有可能在被监控的反馈回路中检测被伺服控制的控制表面的任何未受控移动，而无论故障的起源如何。而且，这样的检测特别强健，因为它不引起任何错误警报，并且它适用于任何飞行器类型。根据本发明的方法因此允许很快地检测每个控制表面未受控移动(即，每一个动态曲线)。因此有可能很快地、即在控制表面位置太重要之前在这样的未受控移动的起源钝化故障，如下详细所述。这使得能够在这样的故障时限制由控制表面达到的最大值。在简化的实施例中，所述理论反馈电流直接地对应于由计算器发射(以控制致动器)的所述电流，所述电流优选地被所述计算器的通常的命令单元COM计算。而且，在另一个实施例中，在步骤a)，通过辅助计算装置来计算所述理论反馈电流，并且这以与所述计算器(例如，其公共单元COM)相同的方式来计算所述所发射的电流。优选的是，这些辅助计算装置是所述计算器的通常的监控单元MON的一部分。另外，在这个最后的实施例中，在步骤a)，所述计算的理论反馈电流有益地被限制，以便使监控尤其相对于致动器的应力饱和强健。而且，有益的是，在处理中使用的阈值和确认时间可以是-固定的和预定的；
-或根据下面详细描述的特定条件可变的。而且，有益的是，检查是否满足特定的激活条件，并且当满足这样的激活条件时实施该组所述步骤a)至d)。而且，在简化的实施例中，在步骤d)使用的所述比较值仅对应于在步骤c)计算的所述误差信号。相反，在优选的实施例中，在所述步骤c)和d)之间实施中间步骤，此时，将所述误差信号滤波以获得所述比较值。在该情况下，有益的是，使用卡尔曼(Kalman)滤波器，其控制参数被优化以改善所述滤波器的响应和稳定性，如下详细所述。优选的是，在步骤d)的未受控移动的检测的情况下，所述致动器被自动地转换到被动模式，并且辅助致动器(其也用于控制表面命令，并且先前处于被动模式中)被自动地转换到主动模式，其中，它然后作为功能必须调整所述控制表面的位置(而不是所述致动器)。而且，在步骤d)的未受控移动的检测的情况下，可以特别地向通常的存储装置目的地发射检测信息项，所述通常的存储装置存储要随后被维护操作员使用的信息。本发明也涉及一种用于飞行器的控制表面(副翼、扰流器、水平舵、舵)的至少一个未受控移动的检测设备，通过上述类型的反馈回路来在位置上伺服控制所述飞行器的控制表面。根据本发明，所述检测设备的显著之处在于，它包括
-第一装置，用于确定表示由计算器发射的反馈命令的理论反馈电流；
-至少一个辅助传感器，其连接到所述致动器，并且被提供用以测量表示反馈命令的参数，从该参数确定有效反馈电流；
-第二装置，用于计算在所述理论反馈电流和所述有效反馈电流之间的差，以便创建误差信号；以及
-第三装置，用于如果依赖于所述误差信号的比较值在至少一个确认时间期间高于阈值，则检测控制表面的未受控移动。在第一特定实施例中，控制所述控制表面的位置的所述致动器是液压致动器，并且所述辅助传感器被布置在所述液压致动器的伺服阀的滑块(slide)的层级处(并且测量后者的位置作为参数)。而且，在第二特定实施例中，调整所述控制表面的位置的所述致动器是电功率致动器，即，使用电功率来操作，并且所述辅助传感器被布置在后者的电发动机的层级处(并且测量所述电发动机的旋转速度作为参数)。所述电功率致动器可以对应于EHA (“电动静液压致动器(Electro-HydrostaticActuator)”)类型的电动静液压致动器或对应于EMA (“机电致动器(Electro-Mechanical-Actuator)”)类型的机电致动器。当它在电模式下运行时,它也可以是EBHA (“电备用液压致动器(Electrical Backup Hydraulic Actuator)”)类型的电备用液压致动器。根据本发明的检测设备允许自动和快速地检测飞行器控制表面的在位置上的在反馈回路中的未受控移动故障，使得如果确认故障检测，则可以对于健康的设备冗余件(healthy redundant piece of equipment)自动地执行重新配置。所述检测设备是有益的，因为它使得能够限制在未受控移动的情况下达到的最大值，并且因此在故障的情况下改善飞行器的可控性并且减小结构负荷。所实施的一般监控原理因此包括两个连续步骤
-将在计算器中所创建的理论或建模反馈电流与来自在计算器中的命令致动器中的机械化并且表示在致动器上实际上施加的反馈电流的信息作比较来产生误差信号，并且-进行决定，旨在根据误差信号检测和确认故障的存在。本发明也涉及该类型的、飞行器的电飞行命令系统，包括
-至少一个通常装置(包括例如命令棒)，用于对于飞行器的至少一个控制表面产生控制表面命令指令；以及
-上述类型的、这样的控制表面的在位置上的至少一个反馈回路。根据本发明，这个电飞行命令系统的显著之处在于它另外包括诸如前述的至少一个检测设备。


附图的图将使得良好地明白如何可以实现本发明。在这些图上，相同的注释表示类似的元件。图I示意地图示包括根据本发明的检测设备的、飞行器控制表面的位置上的反馈回路。图2和4是分别根据本发明的两个不同实施例的检测设备的框图。图3示意地图示根据本发明的检测设备的特定装置。
具体实施例方式根据本发明的设备I用来检测飞行器、特别是运输飞机的控制表面3 (副翼、扰流器、水平舵、舵)的至少一个未受控移动，该飞行器被反馈控制回路2 (在图I上表示)在位置上伺服控制。通常，这个反馈回路2是飞行器的电飞行命令系统4 (未示出)的一部分，并且包括
-所述控制表面3，其是移动的，同时能够如由在图I上的双箭头E所示指向，并且其位置被至少一个通常致动器5相对于飞行器的结构调整；
-所述致动器5，其根据通过连接7接收的至少一个致动指令来例如通过作用于所述控制表面3的杆6调整所述控制表面3的位置，
-至少一个传感器8、9，其测量所述控制表面3的有效位置。事实上，它可以是直接地与控制表面3相关联的传感器8和/或测量例如致动器5的杆6的移动的传感器9 ；以及-计算器10，诸如飞行命令计算器
通过连接19从装置11接收命令信息。这些装置11是用于产生命令信息的通常装置，并且例如包括能够由飞行器的飞行员作用于的命令棒和惯性传感器；
通常通过集成计算装置12来产生控制表面命令指令，该控制表面命令指令包含引航定律并且用于这样产生从所述装置11接收的命令信息(例如，飞行员对命令棒的动作、指示在其重心周围的飞行器位置的参数、它所经受的负荷因数)；
经由模拟或数字类型的输入端14通过连接13接收由一个或多个传感器8和9测量的有效位置；
考虑到预定增益，通过集成计算装置17从前述信息(控制表面命令指令和所测量的有效位置)计算所述致动指令；并且
经由模拟或数字类型的输入端15通过连接7向致动器5的控制装置18(例如，伺服阀或电发动机)传送这个致动指令(在反馈命令的形式下)。所述电飞行命令系统4除了所述反馈回路2之外包括用来检测控制表面3的至少一个未受控移动的根据本发明的设备1，并且这无论其动态曲线如何和无论故障的起源如何。为此，如图I中所示的，所述检测设备I包括
-装置20A、20B，用于确定与由所述计算器10发射的所述反馈命令对应的理论反馈电
流；
-至少一个辅助传感器21，其连接到所述致动器5并且被形成以便相对于所述致动器5的移动测量参数，从该参数确定有效反馈电流；以及
-处理单元22A、22B，其通过连接23A、23B连接到所述装置20A、20B，并且通过连接24连接到所述辅助传感器21，并且如图2至4上所示的，特别地包括
装置26，用于从在所述理论反馈电流和所述有效反馈电流之间的差形成误差信
号；以及
装置27，用于如果依赖于所述误差信号的比较值在至少一个确认时间Tc期间高于阈值λ则检测控制表面3的未受控移动。因此，所述设备I将相对于控制表面3的命令被监控的反馈回路的实际操作(其通过由辅助传感器21测量的有效反馈电流说明)与预期在故障之外的理论操作(其通过由装置20Α、20Β发射的所述理论反馈电流说明)作比较，由此允许将控制表面3的未受控移动、即未受指令的移动证明情况如此。因此，所述设备I位于下述位置该位置用以在被监控的反馈回路中很快地检测被伺服控制的控制表面的每一个未受控移动类型(即，每一个动态曲线)，而这无论故障的起源如何。因此有可能很快地、即在控制表面3的位置太重要之前钝化这样的故障，如下详细所述。这允许限制被控制表面3达到的最大值。而且，这个检测特别强健，因为它不引起任何错误警报，并且适用于任何类型的飞行器。在特定的第一实施例中，调整所述控制表面3的位置的所述致动器5是通常的液压致动器。在该情况下，所述辅助传感器21被布置在所述液压致动器5的伺服阀的滑块的层级处(并且，它测量后者的位置作为参数)。这个位置通常通过属于所述处理单元22Α、22Β的装置被转换为表示所述有效反馈电流的电流。此外，在特定的第二实施例中，调整所述控制表面3的位置的所述致动器5是通常的电功率致动器，即使用电功率来操作的致动器。在该情况下，所述辅助传感器21被布置在后者的电发动机的层级处(并且它测量所述电发动机的旋转速度作为参数)。这样的旋转速度然后以通常的方式通过属于所述处理单元22Α、22Β的装置被转换为表示有效反馈电流的电流。所述电功率致动器可以对应于EHA (“电动静液压致动器”)类型的电动静液压致动器或EMA (“机电致动器”)类型的机电致动器。当它工作在电模式中时，它也可以是EBHA(“电备用液压致动器”)类型的电备用液压致动器。EBHA致动器是混和致动器，其包括通常的液压伺服命令和EHA类型的电动静液压致动器两者的特性。在标称情形下(在故障之外(outside failure))，EBHA致动器象通常的伺服命令那样操作。相反，在影响液压模式的故障的情况下，这样的EBHA致动器转换到电模式中，并且象EHA致动器那样来操作。在简化的实施例中，所述理论反馈电流直接地表示由计算器10发射(以控制致动器)并且优选地由所述计算器10的通常的命令单元COM 20A计算的所述电流。而且，在另一个实施例中，所述理论反馈电流被辅助计算装置20B计算，并且这以与所述计算器10 (其命令单元COM)相同的方式来计算所述所发射的电流(计算模式类似， 但是使用不同的冗余装置)。优选的是，这些辅助计算装置20B是所述计算器10的通常的监控单元MON的一部分。对于每一个飞行器相同的、由设备I实施的一般监控原理因此是将所计算的电流与经由表示命令的机械化的信息项(例如，用于伺服命令的伺服阀的滑块的位置或用于EHA或EMA类型的致动器的电发动机的速度)所测量的电流作比较，其后进行决定步骤。为了实施该比较，装置26包括计算元件29以计算电流差。在图3上，已经表示了装置26和27的优选实施例。在这个优选实施例中，装置26在一侧上包括用于确定理论反馈电流的装置20B，并且在另一侧上计算所述误差信号。由连接19接收的指令一般地在速度上和在位置上(由装置30)被限制于操作最大值，以便使得监控更强健。由连接13接收的位置一般也在位置上(由装置32)被限制于操作最大值。在特定的实施例中，如上所述，在MON单元中执行监控。通过使用由MON单元计算的指令u 和在这样的单元中可用的位置xMW(—般，由RVDT(“旋转可变差分换能器(RotaryVariable Differential Transducer)”)类型的表面位置传感器测量的控制表面的位置)或可以是致动器杆之一的另一位置信息项(由LVDT(“线性可变差分换能器(Linear VariableDifferential Transducer)”)类型的杆延伸传感器供应)、在相邻的致动器上测量的位置(LVDT或RVDT)、在被监控的致动器的层级处的冗余位置或从与致动器5耦合的控制表面3的行为模型估计的位置来将电流iM计算为与通常的电流iC0M相同。它可以例如以离散的注解来写，其中，k是时间索引
lMCffD =尺(UMQN⑷-xMVMP"))。通过装置34来计算前述差，并且通过装置35来施加增益K。因此，写要监控的误差信号M* ):
· Φ) = (k) - hjm = irM 汸)-(幻 ^ λ'μοα-(幻)。如上所述，在另一个实施例中，也可以在COM单元中执行监控。在该情况下，所计算的电流与所使用的电流相同。如果必要，可以处理所计算的电流iMW以便对于以下值是最适当的所计算的电流将与所述值比较。例如，可以建模和对所计算的电流应用测量所监控的幅度的传感器21的特性。所计算的和处理的电流然后被装置36限制(在图3上的土L的极限)，以便使得监控尤其是在致动器的应力饱和时强健。事实上，在应力饱和的情况下(例如在控制表面3上的很大的气动应力)，位置可能不达到阶(order)，并且于是在两个信息项之间的偏差可以变得高于阈值，并且由此导致错误的检测。而且，这样的限制必须足够大，以便也检测影响命令的机械化的锁定。为了关于应力饱和避免错误检测，使用极限L，所述极限L使得L < λ +等效电流的最大值。为了能够检测接近控制电流的OmA的锁定，L必须不可避免地高于λ。考虑到关于测量传感器的不确定性报告的特定容限，在特定的实施例中，例如使用
λ + a < L < λ + 8a .，
其中
Oci:用于OmA的命令电流的测量误差；以及
σ_:最大测量误差。这样的极限可以根据不同的外部条件可变，以便使得监控更强健或更有效。这个极限可以特别取决于在控制表面3上施加的气动应力(特别是当它们很重要或很不重要时)或操作阶段(特别是在启动时的过渡阶段期间)。在该情况下，如果仅导致这样的值修改的条件与用于确定这样的规则的约束相关，则不能遵守L的值的计算规则。例如，如果在该周期期间可接受不检测用于OmA的命令电流的锁定，则极限L可以变得低于监控阈值特定时间。相反，如果保证在饱和是不可能的场中操纵，则极限L可以高于阈值(+8mA)。然后，(由装置29)从所计算、处理和限制的电流“减去表示(由连接24接收的)命令的机械化的信息的值。然后(通过装置39)将得自这样的相减的值的(由装置38计算的)绝对值与至少一个正阈λ作比较。根据动态误差(在COM和MON方式之间的不同步性；因为每一个方式具有其本身的时钟，在信息的物理获取和它们的软件使用之间的延迟；…)的静态误差(电流发生器的精度、传感器的测量精度、每个获取的精度、.· ·)和确认时间Tc确定这样的阈λ。事实上，在执行故障的锁定(或确认)前，(经由装置140)向结果应用确认时间Tc。偶对(阈λ /确认时间Tc)被选择使得
-在一侧上，对于误差，静态的或动态的，是强健的；并且 -在另一侧上，能够达到向监控分配的目标。阈λ可以特别例如取决于
-控制表面3的空隙(clearance)；
-飞行器的侧滑；
-可能的湍流和风；以及 -降级的模式。(经由逻辑门与(AND)41)应用监控的激活条件CA。这个条件严格取决于系统和被监控的致动器5的状态致动器处于主动状态，辅助传感器21被供应，…。
一旦检测到和锁定故障，则故障致动器5被钝化，并且，对相邻的致动器执行(通过装置43的)重新配置，该相邻的致动器然后变得主动的。事实上，一般为每一个控制表面3提供两个致动器5。所谓的“主”计算器通过向主动的致动器发送控制电流来执行反馈控制。与第二所谓的“从”计算器相关联的另一个致动器被强制进入被动模式，以便跟随控制表面3的移动。如果设备I检测到故障(导致控制表面3的未受控移动)，则装置43将主动致动器转换到被动模式，并且切换到控制被转换为主动模式的第二致动器的从计算器。而且，在通过装置27检测到未受控移动的情况下，设备I可以经由连接45特别是向存储要随后被维护操作员使用的信息的通常的存储装置(未示出)目的地发射检测信息项。优选的是，在未受控移动的检测的情况下，设备I自动地执行上述的重新配置，并且不警告飞行员以便不向他给出太多信息。然而，如果情形使得控制表面3不再可用(例如在控制表面3的每个致动器5的故障或未受控移动时)，则设备I可以经由连接45向机组·人员目的地发射警报信号。此外，在图4上表示的优选实施例中，通过在误差信号产生装置26和决定进行装置27之间插入过滤误差信号的动态构件44以便改善检测的性能和鲁棒性来相对于处理单元22A完善处理单元22B。在纯静态环境(没有存储器)中进行根据图2的第一实施例的监控。产生误差信号，并且将其与(根据该组传播的误差来确定的)阈λ作比较，并且在确认时间Tc后宣告故障。将ε (k)表示作为决定测试的对象的误差信号(例如，在特定实施例中，在由MON单元计算的电流和作为由COM单元发送的电流的图像的由液压伺服命令的伺服阀的滑动传感器给出的位置之间的差)。索引k暗示离散时间操作。图4的优选实施例旨在通过在阈的上游在误差信号的计算和取消决定之间插入构件44来改善如上所述的监控回路，该构件44的角色是在引起与操作约束兼容的最短可能瞬态的同时对信号滤波。该解决方案的优点是整体保持参考图2和3上述的监控结构。考虑e(k')和，分别是动态块44的输入和输出信号(滤波信号)。在新的配置中，在信号汽衫上出现决定进行(decision taking)(阈和确认时间)。这个动态构件44对应于特定的卡尔曼滤波器，从在未受控移动的效应的状态空间中的建模进行计算。以下，提供未受控移动的效应的建模。示意地，未受控移动的效应导致漂移 y(t) = at + b(I)。快或慢的漂移分别对应于快速未受控移动(a大)或慢未受控移动(a小)。项目b表示未受控移动的起始点。可以用两个状态变量X1和X2来表示信号
^iW = O
< x2(i) = X1(I)(2)
y(t)=破)其初始条件是
权利要求
1.一种用于被反馈回路在位置上伺服控制的控制表面(3)的未受控移动的检测方法，所述反馈回路属于飞行器的电飞行命令系统，并且包括 -所述控制表面(3)，其是移动的，并且其相对于飞行器的位置被至少一个致动器(5)调整； -所述致动器(5)，其根据作为反馈命令接收的至少一个致动指令来调整控制表面(3)的位置; -至少一个传感器(8，9)，其测量所述控制表面(3)的有效位置；以及 -至少一个计算器(10)，其产生控制表面命令指令，所述至少一个计算器接收所述所测量的有效位置，并且从其推断作为反馈命令被传送到所述致动器(5)的致动指令， 其中以自动和重复的方式，遵循下面的连续步骤的序列 a)确定理论反馈电流，该理论反馈电流表示由所述计算器(10)发射的所述反馈命令； b)在这样的命令进入所述致动器(5)的机械化的层级上，借助于至少一个辅助传感器(21)来测量表示反馈命令的参数,并且从所述所测量的参数来确定有效反馈电流； c)计算在步骤a)确定的所述理论反馈电流和在步骤b)确定的所述有效反馈电流之间的差，以便形成误差信号；以及 d)如果依赖于所述误差信号的比较值在至少一个确认时间期间高于阈值，则检测所述控制表面(3)的未受控移动。
2.根据权利要求I所述的方法， 其特征在于，在步骤a)，所述理论反馈电流对应于由计算器(10)发射的所述电流。
3.根据权利要求I所述的方法， 其特征在于，在步骤a)，以与所述计算器(10)计算所述所发射的电流相同的方式来通过辅助计算装置(20B)计算所述理论反馈电流。
4.根据权利要求3所述的方法， 其特征在于，在步骤a),所述所计算的理论反馈电流被限制。
5.根据在前权利要求中任何一项所述的方法， 其特征在于，下面的值中的至少一个根据特定的条件是可变的阈值和确认时间。
6.根据在前权利要求中任何一项所述的方法， 其特征在于，检查是否满足特定的激活条件，并且当满足这些特定的激活条件时实施该组所述步骤a)至d)。
7.根据权利要求I至6中任何一项所述的方法， 其特征在于，所述比较值对应于所述误差信号。
8.根据权利要求I至6中任何一项所述的方法， 其特征在于，在所述步骤c)和d)之间实施中间步骤，此时将所述误差信号滤波以获得所述比较值。
9.根据权利要求8所述的方法， 其特征在于，在所述中间步骤，使用卡尔曼滤波器，其控制参数被优化以改善所述滤波器的响应和稳定性。
10.根据在前权利要求中任何一项所述的方法， 其特征在于，在步骤a)的未受控移动的检测的情况下，所述致动器被自动地转换到被动模式，并且先前处于被动模式的辅助致动器被自动地转换到主动模式，其中，它然后作为功能必须调整所述控制表面(3)的位置。
11.根据在前权利要求中任何一项所述的方法， 其特征在于，在步骤d)的未受控移动的检测的情况下，发射检测信息项。
12.一种用于被反馈回路(2)在位置上伺服控制的飞行器的控制表面的未受控移动的检测设备，所述反馈回路(2)属于飞行器的电飞行命令系统(4)，并且包括 -所述控制表面(3)，其是移动的，并且其相对于飞行器的位置被至少一个致动器(5)调整； -所述致动器(5)，其根据作为反馈命令接收的至少一个致动指令来调整控制表面(3)的位置; -至少一个传感器(8，9)，其测量所述控制表面(3)的有效位置；以及 -一个计算器(10)，其产生控制表面命令指令，所述一个计算器接收所述所测量的有效位置，并且从其推断作为反馈命令被传送到所述致动器(5)的致动指令， 所述设备(I)包括 -第一装置(20A，20B)，用于确定表示由所述计算器(10)发射的所述反馈命令的理论反馈电流； -至少一个辅助传感器(21)，其连接到所述致动器(5)，并且被提供使得测量表示反馈命令的参数，从所述参数确定有效反馈电流； -第二装置(26)，用于计算在所述理论反馈电流和所述有效反馈电流之间的差，以便创建误差信号；以及 -第三装置(27)，用于如果依赖于所述误差信号的比较值在至少一个确认时间期间高于阈值，则检测所述控制表面(3)的未受控移动。
13.根据权利要求12所述的设备， 其特征在于，调整所述控制表面的位置的所述致动器(5)是液压致动器，并且所述辅助传感器(21)被布置于伺服阀的滑块的层级处。
14.根据权利要求12所述的设备， 其特征在于，调整所述控制表面的位置的所述致动器(5)是液压致动器，并且所述辅助传感器(21)被布置于后者的电发动机的层级处。
15.一种飞行器的电飞行命令系统，所述系统(4)包括至少一个装置(11)，用于产生用于所述飞行器的至少一个控制表面(3)的控制表面的命令指令；以及在这样的控制表面(3)的位置上的至少一个反馈回路(2)，包括 -所述控制表面(3)，其是移动的，并且其相对于飞行器的位置被至少一个致动器(5)调整； -所述致动器(5)，其根据所接收的至少一个致动指令来调整所述控制表面(3)的位置； -至少一个传感器(8，9)，其测量所述控制表面(3)的有效位置；以及 -一个计算器(10)，其产生控制表面命令指令，所述一个计算器接收所述所测量的有效位置，并且从其推断被传送到所述致动器(5)的致动指令， 其特征在于，它另外包括检测设备(1)，诸如在权利要求12至14中任何一项中详细说明的检测设 备。
全文摘要
本发明涉及用于检测飞行器控制表面的未受控移动的方法和设备。检测设备(1)包括装置(29)，用于计算在理论命令和实际命令之间的差，以便形成剩余值；以及，装置(40)，用于如果依赖于这个剩余值的比较值大于阈值()，则检测所述控制表面的未受控移动。
文档编号B64G1/24GK102897328SQ201210262620
公开日2013年1月30日 申请日期2012年7月27日 优先权日2011年7月28日
发明者P.高皮尔, R.戴雷, H.勒伯雷, A.格赫奥格赫, A.佐格哈德里, J.西伊斯拉克 申请人:空中客车运营简化股份公司, 波尔多第一大学, 法国国家科学研究中心