具有被保护的力传感器的飞行器操控装置的制作方法

本发明涉及飞行器的操控装置，其包括能被驾驶员致动的操控构件，操控构件的安装和旋转引导机构，操控构件围绕至少一个旋转轴线，尤其是按照由两个至少明显地正交的枢转轴线限定的或由万向节限定的绕中央点的旋转连接，相对于飞行器的固定底座旋转。在全文中，术语“操控”和它的派生词，除了有相反指示，指由驾驶员通过操作至少一个操控构件如操纵柄、操纵杆、脚操纵杆、踏板…对飞行器的驾驶。参照从操控构件出发朝向通过操控构件控制的飞行器的驾驶构件（导向机构，发动机…）的运动链的方向使用术语“下行位置”或“上行位置”。术语“切向的”和其派生词，相对于旋转轴线，指与旋转轴线的径向方向正交的平面，或指与旋转轴线径向方向正交的方向。表达方式“绕中央点的旋转连接”指允许围绕一固定点旋转的任何连接，因此包括球窝节或球形连接、具有至少明显地正交且相交的轴线的连接、万向节连接。表达方式“至少明显地”，通常表示结构特征（例如数值），或功能特征，不应被认为是没有意义的晦涩不通，而是不仅覆盖了该结构或该功能，还覆盖了在所考虑的技术背景中产生同质或同级的效果的该结构和该功能的稍微的变型。

背景技术：
通常，飞行器的操控装置包括至少一个操控构件，操控构件至少部分地通过运动链连接至飞行器的至少一个驾驶构件（尤其是导向机构、发动机…），以及在需要时，连接至称为平行驱动器的机动驱动器，该驱动器具有在运动链中并联联结的主动构件，以便能够自动操控和/或模拟操控构件的特定动力学性能，以产生空档恢复和合适的感测（尤其是肌肉力感测）允许或方便驾驶员的操控。称为机械控制的传统的操控装置包括运动链，运动链完全机械地将操控构件连接至驾驶构件。典型地，运动链包括拉杆和/或铰接和/或导轨系统，能够在操控构件和每个驾驶构件之间传递移动命令和机械力（在需要时通过放大器）。这种完全机械控制的操控装置仍大量使用在许多飞行器中（小尺寸飞机、直升机…）。称为电动控制飞行的操控构件被开发用于某些飞行器的操控，称为电动控制飞行的操控构件中，驾驶构件不是通过运动链整体机械连接至操控构件。这些电动控制飞行的操控装置具有一部分运动链，该部分运动链包括相对于飞行器的一体连接底座安装和引导每个操控构件的至少一个安装和引导机构，和通过连接至控制飞行计算机的位置和/或力传感器组件，产生用于根据电输入伺服控制致动一个或多个驾驶构件的控制信号。在飞行器的微型操控柄的特殊情况下，操控构件被安装并被引导沿能够给予纵摇和横摇运动的轴线至少明显地正交并相交的两个枢轴连接件旋转（因此形成围绕中央点的旋转连接）。这种操控装置通常包括至少一个力传感器，所述至少一个力传感器通过力传感器的至少一个可变形的感测元件的变形测量操控装置中的力的至少一个分力。这种力传感器特别能够在飞行时进行测验，和在与这种操控装置关联的自动作用中提供有用信号，例如用于飞行器的多个操控构件的耦连，和/或用于向操控装置的运行控制的电子装置发送信号，和/或用于自动操控的运行，和/或用于与操控构件的自由度相关的电机的控制，以便实现电模拟的返回力的变化感测。这对于飞行器的操控装置应能够承受的认证的最大力，其值远远大于飞行器在真实操控时的力的操作额定值。一般，认证的最大力的值十倍于操作额定值。这些认证力被应用而操控构件的一侧或另一侧相对于底座被置于止挡状态。然而，为了力的测量尽可能精确，适当的是，为了应用在操控装置中的力的操作值，但不需要为了力的认证值，优化力传感器。因此，应能够选择力传感器，使其能够具有覆盖力的最大化操作值的测量范围，具有一定的安全系数。在实践中，选择力传感器，使得其能够承受最大化操作值的150%至200%。在这些条件下，避免力传感器直接遭受易于引起力传感器损坏、甚至毁坏的认证的力的值是合适的。在某些已知的操控装置中（参考例如JP10059293），力传感器布置在运动链中在操控构件的安装机构的下行位置，限制操控构件的角度游间行程的止挡件被布置在力传感器和操控构件之间。在这些装置中，在操控构件被止挡时，力传感器孤立于反作用力。然而这种构型具有不能测量在操控构件的安装和导向机构中发展的摩擦力的重大缺点。在已知的其他操控装置中（参考例如US8050780）力传感器布置在操控构件的安装机构的上行位置。通过这些已知装置，认证的力的施加需要在力传感器处增加专门附加的止挡件，避免其被毁坏。但这种安装是复杂的（因此较不可靠），体积大的，重的和昂贵的。

技术实现要素：
因此，本发明旨在通过提出一种操控装置克服全部这些缺点，这种操控装置一方面能够精确测量力，包括考虑的操控构件的安装和旋转引导机构的力和摩擦力，另一方面能够经受认证试验，除了严格的需要用于限制操控构件的游间行程的止挡件不需要添加其他专门的附加止挡件。本发明还旨在以简单、低成本、不增加操控装置的体积和重量的方式，达到这些目标。为此，本发明涉及一种飞行器的操控装置，其包括：-能够由驾驶员致动的操控构件，-操控构件的安装和旋转引导机构，使操控构件相对于底座围绕至少一个旋转轴线安装和旋转引导，-止挡件，其能用于限制操控构件相对于底座旋转的角度幅度，-在所述机构的上行位置连接至操控构件的至少一个力传感器，所述至少一个力传感器包括可按照与驾驶员在操控构件上给出的力的至少一个分力相适应的对应变形方式变形的至少一个感测元件，其特征在于：-所述止挡件被布置成使得与在所述机构的上行位置一体连接至操控构件的支承部配合，-每个力传感器、所述止挡件和所述支承部彼此相对布置，使得支承部与止挡件的每个接触部产生止挡的反作用力，所述止挡的反作用力相对于每个力传感器的每个可变形感测元件被定向为使得所述止挡的反作用力以至少明显地除了所述变形方式之外促动该可变形感测元件的方式。因此，每个传感器的每个可变形感测元件按照其变形方式明显地不经受止挡的反作用力，并且不测量该止挡的反作用力，所述止挡的反作用力不易损坏可变形感测元件。因此，可以以测量相对于期望的力的操作值的最佳方式选择每个传感器，力传感器没有经受在操控装置的认证范围内给出的具有非常大的值的止挡的反作用力的风险。以非常简单、没有增加负担没有增加成本、不需要加入增加负担的专门的止挡件的方式得到这样的结构。在一个有利实施方式中，根据本发明的装置的特征还在于，其包括具有可挠性变形的膜的力传感器，所述膜在静止时是整体平面的并且相对于操控构件的至少一个旋转轴线切向地延伸，并且，所述止挡件和所述支承部被布置成使得在位于包含所述膜平面的平面中的接触区域中彼此相接触，所述止挡件和所述支承部被定向为使得产生定向在所述膜的平面中的止挡的反作用力，即相对于旋转轴线切向定向。因此，所述可挠性变形的膜遭受纵向/剪切压缩的止挡反作用力，变形方式具有足够大的惯性力矩，用以能够经受很大值的止挡反作用力而没有损坏。特别地，有利地和根据本发明，对于每个旋转轴线，操控构件的每个止挡件和/或对应支承部具有在平行于旋转轴线的平面中延伸的表面。因此，止挡反作用力相对于旋转轴线切向地定向（即与旋转轴线的径向方向正交地定向），并且处于膜平面中。在一个优选实施方式中，操控构件移动至最大角度时，每个止挡件和对应支承部两个都是彼此接触的平表面，这两个平表面在与相对于旋转轴线径向并且包含旋转轴线的平面（轴向径向平面）平行的平面中延伸。此外，有利地和根据本发明，每个支承部是力传感器的周边壁的一部分。不约束变型地设想，支承部由专门的元件形成，所述专门的元件不同于力传感器，在力传感器处一体连接于操控构件。有利地和根据本发明，所述机构适于限定绕中央点的旋转连接，所述旋转连接尤其在球窝节旋转连接和沿至少明显地正交和至少明显地相交，尤其严格正交和相交的两个旋转轴线旋转的连接中选择。本发明应特别有利地用于操控装置，所述机构能用于限定相对于底座沿至少明显地正交的两个旋转轴线旋转的旋转连接。有利地，根据本发明的这种操控装置包括能够用于根据操控构件的不同旋转运动测量力的力传感器，所述力传感器夹置在操控构件和所述机构之间。当所述机构包括至少明显地正交的、一个纵摇一个横摇的两个旋转轴线时，力传感器特别是能够测量操控构件沿两个旋转轴线即纵摇和横摇旋转轴线的力。本发明更特别地和有利地应用至包括飞行器的微型操控柄的操控构件。然而，其也应用于具有相同问题的其他操控构件。本发明延伸至一种包括至少一个操控装置的飞行器。其尤其涉及一种包括至少一个操控构件的飞行器，所述至少一个操控构件连接至飞行器的至少一个驾驶构件，所述至少一个驾驶构件尤其是至少一个导向机构或至少一个发动机，用以控制运行，尤其是控制位置和移动，其特征在于，所述飞行器包括根据本发明的至少一个操控装置，用于控制飞行器的至少一个驾驶构件。本发明还涉及具有上面或下文提到的全部或部分特征的结合的操控装置和飞行器。附图说明通过阅读下面参照附图和对作为非限制性示例给出的优选实施方式之一的描述，本发明的其他目标、特征和优点得以显示，附图中：-图1是根据本发明的微型操控柄式的操控装置的示意性透视图；-图2是图1的装置经过横摇轴线的局部竖直剖切的示意性左视图；-图3是图1的装置经过纵摇轴线的局部竖直剖切的示意性后视图；-图4是与图2相似的视图，示出处于朝向后止挡件的中间位置的操控构件；-图5是与图3类似的视图，示出处于朝向右止挡件的中间位置的操控构件；-图6是与图2类似的视图，示出处于后止挡的操控构件；-与7是与图3类似的视图，示出处于右止挡的操控构件；-图8是沿图6的VIII-VIII线的剖视图；-图9是沿图7的IX-IX线的剖视图。具体实施方式附图上示出的根据本发明的操控装置包括操控构件11，在所述示例中，所述操控构件是飞机的微型操控柄，微型操控柄通过称为“万向节”的机构13相对于底座12安装和枢转引导，所述底座相对飞机机舱固定，所述机构限定绕中央点的旋转连接，所述操控构件包括座架14、微型操控柄11的下端部17相对于座架14纵摇枢转的枢转轴线15、以及座架14相对于底座12横摇枢转的枢转轴线16。枢转轴线15、16是至少明显地正交的、尤其优选是严格正交的，和至少明显地相交的，即，或者相交，或者相对彼此稍微偏移足够小的一段距离，以便此距离明显地不改变操控构件旋转时的性能，使得限定中央点类型旋转连接的机构是完美的或稍有缺点的。对飞机的微型操控柄进行安装和旋转引导的这种的机构13本身是公知的在此不再详细描述。微型操控柄11具有上部分18和下端部17，所述上部分形成能够被驾驶员操作的手柄，所述下端部与所述机构13联结。在微型操控柄11的上部分18和下端部17之间，操控装置包括应变计（jaugedecontrainte）形式的力传感器19，在本示例中，力传感器主要包括与纵摇旋转轴线15和横摇旋转轴线16平行的整体平面的膜20，并具有四个孔21，以使得该膜20根据驾驶员在手柄18上给出的纵摇或横摇的旋转力矩的值发生挠性变形。这种通常为平面膜形式的力传感器19可以作为其它实施变型的主题，例如是配有布置在相对于其下表面的中空部之间的圆形槽的膜形式。膜20具有中央孔22，所述中央孔能够将膜刚性地固定在微型操控柄11的下端部17上。膜20的孔21围绕中央孔22规则地分布，以使得膜20具有四个可挠性变形的辐条30、31，其中与纵摇旋转轴线15正交的两个辐条30在中央孔22的每侧各一个，与横摇旋转轴线16正交的两个辐条31在中央孔22的每侧各一个。在膜20的周边处，四个螺纹孔23允许将手柄18固定在该膜20上。如此，膜20被刚性固定地一体连接于微型操控柄11并与该微型操控柄成横向地、即与纵摇和横摇的两个枢转轴线15、16成切向地延伸。膜20具有与膜20的主平面正交地延伸的周边侧面（chant）29。辐条30、31每一个均具有能构成挠性应变计的电阻。此外，膜20电连接至适于根据其挠性变形测量辐条30、31的每一个的电阻变化的电路（未示出）。例如，辐条30、31的电阻按照惠斯通（Wheatstone）电桥的线路布置来安排。这种有四个应变计的传感器能够比仅有一个应变计的传感器有更好的精度。在惠斯通电桥的两个相对结点上供给连续电压并测量另外两个相对结点上的电压。在后两个结点间的电压小，电路本质上构成放大器。根据另一可能的实施变型，力传感器19可以实施为磁致伸缩传感器的形式。为此，辐条30、31由预磁化的铁磁材料（钢等）实现。这种铁磁材料具有反磁致伸缩效应，称为磁机械效应（effetmagnétomécanique），其特征表现在通过材料中的机械力改变磁化率。通过加入磁场传感器（霍尔效应传感器或其它传感器），直接测量应变，因此直接测量力。座架14具有两个侧法兰24，微型操控柄11的下端部17沿纵摇旋转轴线15铰接在所述两个侧法兰之间。两个侧法兰24是彼此平行的并且是相同形状和尺寸的。两个侧法兰在前侧和在后侧分别限定前止挡件25和后止挡件26，所述前止挡件和后止挡件限制微型操控柄11围绕纵摇旋转轴线15纵摇的角度游间行程的幅度。每个法兰24的前止挡件25由朝法兰24上方突起的凸肩形成，所述凸肩适于具有平壁部分，该平壁部分在平行于纵摇旋转轴线15的平面内延伸并且朝上稍微倾斜地向后侧定向，以便能够接收力传感器19的膜20的周边侧面29的一部分，周边侧面的该部分作为用于前止挡件25的前接触支承部32。因此，膜20的周边侧面29具有朝前侧的两个平面前支承部32，所述平面前支承部适于与座架14的两个法兰24的两个前止挡件25接触。每个法兰24的后止挡件26由朝法兰24上方突起的凸肩形成，所述凸肩适于具有平壁部分，该平壁部分在平行于纵摇旋转轴线15的平面内延伸并且朝上稍微倾斜地向前侧定向，以便能够接收力传感器19的膜20的周边侧面29的一部分，周边侧面的该部分作为用于后止挡件26的后接触支承部33。因此，膜20的周边侧面29具有朝后侧的两个平面后支承部33，所述平面后支承部适于与座架14的两个法兰24的两个后止挡件26接触。要指出的是，通过座架14形成的止挡件25、26还限制微型操控柄11的纵摇移动，由于座架14自身相对于纵摇枢转一体连接于底座12，并仅能围绕横摇旋转轴线16相对于底座12枢转。此外，底座12具有被微型操控柄11的下端部17穿过的孔34，座架14在此孔34下方铰接至底座12。孔34分别限定在微型操控柄11的左侧和右侧的左止挡件35和右止挡件36，所述左和右止挡件限制微型操控柄11围绕横摇旋转轴线16横摇的角度游间行程的幅度。左止挡件35由在平行于横摇旋转轴线16的平面中延伸的平壁部分形成，所述平壁部分朝上稍微倾斜地向右侧定向，以便能够接收力传感器19的膜20的周边侧面29的一部分，周边侧面的该部分作为用于左止挡件35的左接触支承部37。因此，膜20的周边侧面29具有朝右侧的限定平面左支承部37的中央突起部分，所述平面左支承部适于与底座12的左止挡件35接触。右止挡件36由在平行于横摇旋转轴线16的平面中延伸的平壁部分形成，所述平壁部分朝上稍微倾斜地向左侧定向，以便能够接收力传感器19的膜20的周边侧面29的一部分，周边侧面的该部分作为用于右止挡件36的右接触支承部38。因此，膜20的周边侧面29具有朝左侧的限定平面右支承部38的中央突起部分，所述平面右支承部适于与底座12的右止挡件36接触。当微型操控柄11被止挡时，止挡件25、26、35、36和对应的支承部32、33、37、38相对于膜20的主平面正交地延伸。因此，如图4、6和8上所示，后止挡件26和后支承部33之间的接触区域位于膜20的平面水平，而止挡纵摇的反作用力R1定向在膜20的主平面中，沿相对于纵摇旋转轴线15的切向方向，并促动该膜20主要地以除了其挠性变形方式之外的方式纵向地/剪切地压缩，以使得止挡的反作用力R1的值不使挠性的膜20的辐条变形且明显地不被力传感器19测得。图4和6上通过粗实线曲线示意出的力的路径当膜在中间位置（图4）挠性变形时经过膜20，但在后止挡位置（图6）中不再经过膜20。同样，如图5、7和9上所示，右止挡件36和右支承部38之间的接触区域位于膜20的平面水平，而止挡横摇的反作用力R2定向在膜20的主平面中，沿相对于横摇旋转轴线16的切向方向，并促动该膜20主要地以除了其挠性变形方式之外的方式纵向地/剪切地压缩，以使得止挡的反作用力R2的值不使挠性的膜20的辐条变形且明显地不被力传感器19测得。图5和7上通过粗实线曲线示意出的力的路径当膜在中间位置（图5）挠性变形时经过膜20，但在右侧止挡位置（图7）中不再经过膜20。这对于前止挡件和左止挡件是相同的。换句话说，对于操控构件的每个止挡件，止挡的反作用力表现为可忽视的分力，相对于力传感器19的膜20的挠性变形方式，止挡的反作用力甚至为零。通过本发明的装置，力的路径穿过膜20，用以促动膜挠性变形，以便能够在操控构件的不同于止挡位置的任何位置测量力，并且对于操控构件的沿一个方向或另一个方向的每个止挡位置，力的路径不再经过膜20，且不再促动膜挠性变形。根据本发明的包括至少一个这种操控装置的飞行器可以被证明没有力传感器的损坏风险，而是在每个操控构件处装备可靠且精确的力传感器。因此可促动操控构件被比例如在认证的最后部分的额定操作力大得多的力止挡，这没有损坏力传感器19的风险。示例：用金属材料制成的膜20实施如图8和9上所示的力传感器19，所述膜在侧支承部37、38之间具有82mm的长度，在前后支承部32、33之间具有64mm的宽度。由孔21限定的可变形的中央部分外接直径约54mm的圆。膜20的厚度取决于金属材料，所述金属材料可以尤其在钢、钛合金或铝合金中选择。在铝合金的情况下，膜20具有例如5mm的厚度。在操控装置是如图所示的微型操控柄的情况下，力的值如下：-在深度方面（纵摇）：-最大化操作力：10daN至30daN，在由手的食指位置限定的手柄参照点处，-止挡状态没有变形的最大化认证力：90daN，-止挡状态没有断裂的最大化认证力：135daN，-在扭转方面（横摇）：-最大化操作力：4daN至15daN，在由手的食指位置限定的手柄参照点处，-止挡状态没有变形的最大化认证力：46daN，-止挡状态没有断裂的最大化认证力：69daN。这些认证力的值可以施加在根据本发明的具有上面描述的传感器19的操控装置中，传感器没有损坏风险。本发明可作为很多实施变形以及与附图上所示和上面所述的应用不同的各种应用的对象。特别地，本发明可应用于其他类型的操控构件，和其他类型的力传感器。不妨碍对同一操控构件设置多个力传感器，至此止挡的反作用力可以被定向，以便不促动不同的力传感器变形。