电控制构件、旋翼飞行器和方法与流程
本申请要求于2016年10月12日提交的fr1601481的权益，其公开通过援引整体纳入于此。
发明领域
本发明涉及一种电控制构件、包括这种控制构件的旋翼飞行器、以及由该飞行器应用的方法。
直升机类型的旋翼飞行器具有至少一个主旋翼(rotor)，其有助于向飞行器提供其升力和推进的至少一部分。
另外，存在至少用于控制飞行器的偏航运动的系统。
在此类情况下，这种直升机有三个引航轴(pilotingaxes)。第一轴包括使用第一控件来控制飞行器的升力矢量的大小。第二轴包括使用第二控件来控制升力矢量的取向，而第三轴使用第三控件来控制飞行器的偏航运动。
作为示例，直升机可以具有主旋翼，其有助于其推进和其升力。此外，直升机可以具有至少有助于控制偏航运动的辅助旋翼。
在此类情况下，总距操纵杆使得可能共同控制主旋翼的桨叶的桨距(pitch)，以便调整飞行器的升力。循环棒用于循环地控制主旋翼的桨叶的桨距，以便调整飞行器的升力矢量的取向。最终，踏板用于共同调整辅助旋翼的桨叶的桨距，以便控制直升机的偏航运动。
在另一实施例中，直升机可具有可能在公共轴线上的两个主旋翼。
在此类情况下，总距操纵杆可用于共同控制主旋翼的桨叶的桨距，以便调整飞行器的升力。循环棒可用于循环地控制主旋翼的桨叶的桨距，以便调整飞行器的升力矢量的取向。最终，踏板可以用于调整由飞行器的机身上的至少一个主旋翼施加的扭矩，以便通过施加不同的扭矩来控制飞行器的偏航运动。
为方便起见而称为“混合式”的另一种类型的旋翼飞行器具有至少一个旋翼，其至少部分有助于向飞行器提供升力和推进。该飞行器还具有用于控制其偏航运动的设备。此外，飞行器具有适用于至少在飞行器的前向方向上施加推力的系统，为了方便起见而将该推力称为“附加”推力。将此附加推力称为“附加的”，因为这个推力在轴向上独立于由旋翼施加的推力。
除了这三个通常的引航轴之外，这种混合式旋翼飞行器还具有第四引航轴。第四引航轴包括使用第四控件来控制附加推力的大小。
例如，混合式旋翼飞行器可以具有主旋翼，该主旋翼至少部分有助于向飞行器提供升力和推进。另外，混合式旋翼飞行器具有带两个螺旋桨的推进系统，这两个螺旋桨至少部分有助于推进飞行器以及控制飞行器的偏航运动。
总距操纵杆可以用于共同控制主旋翼的桨叶的桨距，以便调整飞行器的升力矢量的大小。循环棒用于循环地控制主旋翼的桨叶的桨距，以便调整飞行器的升力矢量的取向。
另外，推力控件可以使飞行员能够共同调整螺旋桨的桨叶的平均桨距，以便控制由螺旋桨联合生成的附加推力。
此外，踏板可以用于调整两个螺旋桨之间共享此附加推力的方式，以便通过对每个螺旋桨施加不同的推力来控制飞行器的偏航运动。作为示例，螺旋桨可用于调整差动桨距，作为示例，一个螺旋桨的桨叶的桨距等于平均桨距加上差动桨距的一半的总和，同时作为示例，另一螺旋桨的桨叶的桨距等于平均桨距与差动桨距的一半之间的差值。
推力控件可采用开/关控件的形式。当推力控件被操纵时，所述推力控件产生增大或减小螺旋桨的桨叶的平均桨距的命令。此命令被传送到致动器，以便以相同的方式修改两个螺旋桨的桨叶的桨距。例如，致动器被布置在控制液压阀的机械联动装置上，该液压阀馈送适于生成螺旋桨的桨叶的运动的液压致动器。
这样的推力控件是有利的。尽管如此，修改桨叶的平均桨距可能太慢以致于不能够请求由驱动螺旋桨的动力装置所开发的功率的快速增加，或者确实太快以致于不能够对飞行器的前进速度具有精细控制(例如当在其他飞行器附近飞行时)。
此外，独立于推力控制的飞行控制可将螺旋桨的桨叶定位在预定位置，尤其是处于自转的飞行阶段期间。
还可以提供紧急机械控件，以便在推力控制故障的情况下能够控制螺旋桨桨。机械控件可以包括适于机械地移动控制液压阀的所述机械联动装置的机械杆。
此外，以商标bell
发明背景
专利wo2016/043943a2回到用于改变一个或多个推进螺旋桨的桨距的开/关控件的概念，同时增加了由一个或多个推进螺旋桨请求零推力的可能性。
文档fr2984004描述了一种具有控制轮和返回设备的旋转控制设备，该返回装置倾向于将该轮返回到中间位置。分度设备用于将该轮保持在相对于支撑的至少一个位置处。控制设备还具有带有用于检测轮的运动的传感器的印刷电路。
文档fr2984004与本发明相去甚远，因为它其不涉及控制混合式旋翼飞行器中的附加推力。
文档wo2015/181525和文档us2011/140690也是已知的。
文档wo2015/181525描述了一种具有操纵装置和支撑的电控制设备。该控制设备包括用于测量操纵装置的当前位置的传感器，并且它还具有力传感器。
文档us2011/140690描述了一种具有操纵装置和支撑的电控制设备。该控制设备包括用于测量操纵装置的当前角位置的传感器。
发明目的和内容
因此，本发明的目的是提出一种尤其能够用于控制飞行器的推力的新颖的控制设备。
本发明因此涉及一种具有操纵装置和支撑的电控制设备，操纵装置相对于支撑是可移动的，操纵装置用于由人相对于所述支撑移动，所述电控制设备包括第一测量系统，第一测量系统对操纵装置相对于中间位置的的当前位置进行第一测量。
该电控制设备包括第二测量系统，该第二测量系统对当前位置进行第二测量，第一测量系统和第二测量系统是独立且不同的，控制设备包括处理器单元，处理器单元将第一测量和第二测量进行比较以便生成因变于所述当前位置的控制信号，当第一测量和第二测量不对应于操纵装置的相同位置时，处理器单元认为操纵装置处于中间位置。
在此类情况下，处理器单元可以发出已经检测到故障的可听和/或可视警报。
术语“操纵装置”被用于指定可以被人操纵的构件。具体地，该术语指定电开关的可动构件。例如，操纵装置可以包括可相对于支撑、杆……可旋转移动的轮。.
术语“第一测量”和“第二测量”表示根据操纵装置相对于基准的位置而变化的数据。例如，经由第一测量和第二测量来测量轮相对于基准的角位置。在此类情况下，对于操纵装置的两个不同位置而言，第一测量和第二测量中的每一者都应该具有两个不同的值。
术语“独立且不同”意指第一测量系统和第二测量系统生成不同种类的信号，即使两个信号都涉及操纵装置的位置。第一测量和第二测量表示不同的数据，即使它们都代表操纵装置的位置。例如，第一测量以具有拥有某个电压的电流的形式呈现操纵装置的位置，而第二测量以二进制值的形式呈现操纵装置的位置。
因此，本发明不使用单个测量系统来测量操纵装置的位置。
相反，该电控制设备具有两个不同的测量系统，每个测量系统测量操纵装置的位置。
第一测量和第二测量可以通过两个不同的路径以便到达处理器单元。将第一测量和第二测量进行比较，以便验证这些测量系统正确地操作。
例如，每个测量可以与要给出的相应命令相关联。如果第一测量和第二测量涉及两个不同的命令，则处理器单元推断出存在不一致。
替换地，第一测量的每个值可以与第二测量应该达到的理论值相关联。处理器单元随后确定第二测量是否对应于所存储的理论值。若非如此，则处理器单元推断出存在不一致。
在不一致的情况下，处理器单元推断测量系统已经发生故障。在此类情况下，处理器单元生成与操纵装置的中间位置对应的所存储的预定控制信号。处理器单元然后忽略由第一和第二测量系统递送的信息。
在不一致的情况下，也可以生成无效状态，以便确定是否作为不一致的结果或者作为操纵装置被置于该中间位置的结果而已经发送了对应于该中间位置的信号。
替换地，处理器单元可生成与最近一致测量对应的控制信号。
在不一致的情况下，也可生成无效状态。
在不存在不一致的情况下，处理器单元生成与第一测量和第二测量对应的预定和所存储控制信号。
这个特性使得获得寻求防止常见故障模式、从而达到最佳水平的可靠性和安全性的设备成为可能。因此，该电控制设备适于控制飞行器的主要功能，诸如混合式旋翼飞行器的纵向推力。
例如，可以将第一测量和第二测量纳入考虑，用于使用命令(com)和监视(mon)型的架构来控制对飞行器的纵向推力起作用的致动器，其中由两个独立的通道准备的测量需要就要采取的动作达成一致，在接收到的测量不同的情况下，一个或多个执行结构冻结任何动作。
独立和不同的测量的可用性使得在产生不想要命令的情况下，通过经由两个独立计算通道的下游软件处理来挂起测量之一的故障成为可能。
此外，电控制设备可以包括以下特性中的一个或多个。
因此，第一测量系统可包括递送模拟型的第一信号形式的第一测量的装置，第二测量系统包括递送数字型的第二信号形式的第二测量的装置。
第一测量系统因此可发送模拟信号。在此类情况下，第一测量可以具有电流的形式，该电流呈现出根据操纵装置的位置而变化的电压，例如，在0伏特(v)到12伏特的范围上。
相反，第二测量系统递送数字信号。因此第二测量可以是数字测量，例如，“反射二进制”型的数字测量。具体地，第二测量系统可以应用格雷码(graycode)。
例如，第一测量系统可以包括用于感测旋转运动的电位计或霍尔效应传感器或有源电传感器，第一测量以第一信号的形式表达，该第一信号呈现取决于所述当前位置的电压。
旋转运动的一个有源电传感器在首字母缩写rvdt下是已知的，rvdt对应于术语“旋转可变差动变压器”。
此外，第二测量系统可以包括被约束为与操纵装置一起旋转的代码轮和与代码轮协作以便确定与所述当前位置对应的当前二进制值的处理器系统，该第二测量以包括所述二进制值的第二信号的形式表达。
处理器系统可以是传统的光学系统或磁系统。
代码轮生成纯二进制代码。代码轮使得递送取决于代码轮所作出的运动的数字信号成为可能。
例如，代码轮是多孔轮的形式。处理器系统生成照亮该轮的测量面的光束。取决于轮的位置，光束通过孔穿过轮，在这种情形中，光束到达传感器，否则它会相对于轮的测量面中断。当传感器检测到光束的存在时，传感器发出电信号。
作为示例，且为了获得三位的数字信号，使用三个光束和三个传感器是可能的。可设想具有某个其他数量的位的二进制信号，例如，具有四个位的二进制信号。
代码轮的旋转度可以使用格雷码来编码。格雷码也被称为“反射二进制”，其用于在数字增加一个单位时一次仅改变一位，从而避免潜在麻烦的瞬时状态。
在另一方面，电控制设备可以包括返回系统，该返回系统倾向于将操纵装置返回到中间位置。
返回系统可以包括与机械桥台相关联的弹簧或微型气体致动器，从而防止它们动作超出返回到中间位置。
返回系统倾向于将操纵装置机械地返回到中间位置并将其保持在那里。因此，当人移动返回装置时，该人施加对抗由返回系统施加的力的力。当人释放操纵装置时，返回系统将操纵装置朝中间位置移动。
在此类情况下，返回系统的故障不会导致操纵装置的不想要的旋转，并且当电控制设备正在控制飞行器的敏感性系统时，这可能是最有利的。
例如，返回系统可以包括第一弹簧和第二弹簧，第一弹簧和第二弹簧分别设置有第一可移动端和第二可移动端，所述操纵装置具有在第一可移动端与第二可移动端之间周向布置的元件，所述返回系统包括桥台，所述第一弹簧倾向于使所述第一可移动端在第一方向上周向地紧靠所述桥台移动，以便将所述操纵构件定位在中间位置，所述第二弹簧倾向于使所述第二可移动端在第二方向上周向地紧靠所述桥台移动，以便将所述操纵构件定位在中间位置。
在另一方面，电控制设备可以包括保持系统，该保持系统倾向于将所述操纵装置保持在相对于支撑的至少一个“分度(indexed)”位置。
该保持系统可以是切口系统的形式，例如，具有轴承球和弹性构件的切口系统。该保持系统因此可以是文档fr2984004中所描述类型的保持系统。
以替代或附加的方式，保持系统可以是摩擦系统。这种摩擦系统包括相对于操纵装置进行摩擦以便倾向于将操纵装置保持就位的构件。
该保持系统可以限定多个开关位置，在这些开关位置中可以相对于支撑找到操纵装置，每个位置在理论上引起对于第一测量和第二测量两者都不同的测量。
该保持系统倾向于将操纵装置保持在每个位置。当存在返回系统时，该返回系统向操纵装置递送大于由该保持系统施加的保持力的返回力。因此，该保持系统用于确保在返回系统断裂的情况下操纵装置被保持就位。因此，由于保持系统的作用，机械返回系统在中间位置的故障不导致操纵装置的不想要的旋转，即使在存在振动时，特别是在飞行器的驾驶舱中。
在另一方面，电控制设备可呈现设置有支撑以及操纵装置和第一测量系统和第二测量系统的第一组装件，所述处理器单元附连到第一组装件并且固定到支撑，所述处理器单元用于连接到物理上独立于第一组装件的至少一个计算机，所述处理器单元将所述控制信号发送给计算机，当第一测量和第二测量两者均对应于所述测得位置时，所述控制信号涉及根据操纵装置的测量位置而确立的值的参数，或者当第一测量和第二测量不对应于操纵装置的相同位置时，所述控制信号涉及所述中间位置。
控制信号还可包括有效性信息。在此类情况下，控制信号可以指示与所述中间位置有关的命令是已经自动给出的命令还是由不一致导致的命令。
在第一变体中，操纵装置、第一测量系统、第二测量系统以及比较测量的处理器单元被结合到单件装备中，该单件装备适合于经由至少一个总线(例如can类型的总线)将控制命令发送给自动驾驶系统的至少一个计算机。例如，该电控制设备随后可被容易地结合在飞行器中。
首字母缩略词can对应于术语“控制器区域网络”且其指定特定类型的总线。
作为示例，处理器单元可以是可编程逻辑电路的形式。可编程逻辑电路是一种在其已被制造后可以重新编程的逻辑集成电路。这样的阵列具有许多可以自由互连的个体的逻辑单元和逻辑双稳态。可编程逻辑电路可以是被称为“现场可编程门阵列”(fpga)的电子组件的形式。
作为示例，处理器单元生成控制信号并将其发送给自动驾驶系统的计算机以用于控制飞行器的推进系统。
在第二变体中，电控制设备呈现设置有支撑以及操纵装置和第一和第二测量系统的第一组装件，所述处理器单元不附连到第一组装件，处理器单元远离第一组装件，所述处理器单元可选地通过至少一个总线连接到第一组装件，所述总线连接到第一测量系统和第二测量系统，所述处理器单元将所述控制信号发送给计算机，当第一测量和第二测量两者均对应于所述测得位置时，所述控制信号涉及因变于操纵装置的测量位置而确立的值的参数，或者当第一测量和第二测量不对应于操纵装置的相同位置时，所述控制信号涉及所述中间位置。
在该第二变体中，操纵装置、第一测量系统和第二测量系统全部被结合在同一件装备中。然后将此装备连接到远程处理器单元，例如，经由can总线或有线连接。
例如，处理器单元可以是控制飞行器的推进系统的自动驾驶系统的组成部分。
除了电控制设备以外，本发明提供了一种具有至少一个主旋翼的飞行器，该主旋翼至少部分有助于向飞机提供升力，该飞行器包括与主旋翼不同的至少一个推进系统，该推进系统生成推力被称为“附加”推力的推力，该附加推理至少部分有助于使得飞行器前进。
该飞行器包括本发明的电控制设备，该电控制设备连接到推进系统，以至少部分地控制所述附加推力，所述控制信号请求传送给推进系统的所述附加推力的变化率。
例如，操纵装置被安装在共同控制主旋翼的桨叶的桨距的总距操纵杆上。
另外，推进系统可以包括至少一个螺旋桨，以及用于修改螺旋桨的桨叶的桨距的桨距修改系统。
在此类情况下，并且取决于变体，处理器单元可以连接到用于推进系统的自动驾驶系统，或者可以是这种自动驾驶系统的一部分、连接到对螺旋桨的桨叶的桨距起作用的桨距修改系统。
独立于该变体，对操纵装置进行操纵不会导致仅仅为了增大或减小附加推力而生成开/关控件。具体地，操纵操纵装置导致生成用于控制附加推力的变化率的控制信号。
该变化率可以直接是附加推力的变化率，例如，以瓦/秒表达，否则该变化率可以是生成所述推力的推进器的桨叶的桨距的变化率，并以桨距度/秒表达。
因此电控制设备使得能够精细地控制附加推力变化的速度。
该飞行器还可包括以下特性中的一者或多者。
因此，并且在一个变体中，该推进系统包括具有多个可变桨距桨叶的至少一个螺旋桨，并且该推进系统包括用于修改所述桨距的桨距修改系统，处理器单元连接到该桨距修改系统。
在另一方面，该飞行器可以包括连接到推进系统的紧急电操纵构件，以便请求附加推力的零变化率或以便将螺旋桨的桨叶的平均桨距定位在预定位置。将螺旋桨的桨叶定位在庇护位置(refugeposition)用于使飞行员的工作负荷最优化。
此紧急电操纵构件相对于电控制设备具有优先级，并且该紧急电操纵构件应该独立于操纵装置，当操纵紧急电操纵构件时，操纵装置被禁止。
为了避免紧急电操纵构件的不适时应用，利用机械设备用于保护操纵装置是可能的。航空电子控件也可以用于移除对功能的抑制。
取决于变体，紧急电操纵构件可以连接到与处理器单元通信的计算机，或者实际上连接到处理器单元。
紧急电操纵构件可以在自转的飞行阶段期间使用，或者在操纵装置卡住的情况下使用。
通过使用紧急电操纵构件，使得超驰从操纵装置接收的控制并朝庇护推力控制位置施加返回。
在另一方面，飞行器可以包括连接到推进系统的紧急机械操纵构件。
例如，紧急机械操纵构件可以是杆的形式，该杆作用于连接到控制附加推力的伺服控件的动力传输驱动装置，例如通过控制螺旋桨的桨叶的桨距。
本发明还提供了一种控制飞行器的推进系统的方法。
该方法包括以下步骤：
-生成第一测量和第二测量；
-将第一和第二测量进行比较；以及
-生成附加推力的变化率或推进系统的桨叶的桨距的变化率，以便根据所述操纵装置相对于基准的位置来控制所述附加推力，当所述第一和第二测量同时对应于所述操纵装置的“测得”位置时，所述变化率根据操纵装置的所述测得位置而生成，当第一测量和第二测量不对应于操纵装置的相同位置时，所述变化率被设置为零。
在第一测量和第二测量之间不一致的情况下，警报系统可以发出可见或可听警报。
该方法还可包括以下步骤中的一者或多者。
作为示例，将所述第一和第二测量进行比较的步骤可以包括以下阶段：
-通过使用根据第一测量给出所述第一变化率的关系来确定对应于第一测量的所述第一变化率；
-通过使用根据第二测量给出所述第二变化率的关系来确定对应于第二测量的所述第二变化率；以及
-将第一和第二变化率进行比较。
替换地，该方法可以将第一测量与用于第二测量的理论值进行比较。
作为示例，当第一测量呈现分别处于以下范围之一中的电压时，第二测量应当呈现分别等于001、011、010、110、111、101、100的二进制值：10.285伏(v)至12v、8.571v至10.285v、6.857v至8.571v、5.142v至6.857v、3.428v至5.142v、1.714v至3.428v、或者0v至1.714v。
如果这不是真的，则认为变化率为0。
如果这是真的，则变化率等于对应于第一测量的值或第二测量的值的变化率。例如，变化率可以等于对应于第一测量的值的变化率，其中第二测量用于监视该系统。
独立于实现，处理器单元因此可以应用存储在处理器单元中的至少一个关系，以便将第一测量与第二测量进行比较。例如，关系可以是一个或多个数学关系的形式，或者实际上可以是值的表格的形式。
在另一方面，该方法可以包括当由飞行员操纵紧急电操纵构件时，将每个螺旋桨的桨叶的平均桨距定位在预定位置的步骤。
在另一方面，所述推进系统可以包括具有多个可变桨距桨叶的至少一个螺旋桨，所述推进系统可以包括用于修改所述可变桨距的桨距修改系统，所述变化率是该螺旋桨的所述桨叶的所述桨距的变化率，且所述方法包括通过应用所述桨距的所述变化率来修改所述桨距的步骤。
附图简述
本发明及其优点将在对以说明方式且参照附图给出的对实施例的以下描述的上下文中更详细地表现出，在附图中：
-图1至5是示出了本发明的电控制设备的图；
-图6是本发明的飞行器的视图；
-图7是解释飞行器的飞行控制的图；以及
-图8是解释本发明的方法的图。
具体实施方式
存在于附图中的一个以上附图的元素在它们的每一者中被给予相同的参考标记。
图1示出了电控制设备1。
电控制设备1具有承载操纵装置3的支撑2。操纵装置3通过附连系统连接到支撑2，该附连系统赋予操纵装置3相对于支撑2移动的自由。
例如，操纵装置3可以包括控制轮，该控制轮可围绕相对于支撑2静止的操纵轴ax旋转。然后，附连系统则可以是杆200的形式，杆200被紧固到该轮并且由被紧固到支撑2上的轴承承载。
这种轮可以具有设置有抓握装置的周边，以使其易于由人通过手动动作移动。该轮可以是文档fr2984004中所描述的类型的轮。
此外，电控制设备1可以设置有返回系统4。这种返回系统4用于推动操纵装置3进入被称为“中间”位置pos1的基准位置。
作为示例，这种返回系统4可以包括至少一个弹簧5或至少一个气体致动器。
图2示出了旋转操纵装置3。操纵装置3包括元件300，该元件300被周向地保持在返回系统的两个弹簧501和502的两个可移动端之间。
因此，第一弹簧501在第一方向dir1上从紧固到支撑2的座250上通过圆弧延伸到第一可移动端503。同样，第二弹簧502在与第一方向dir1相反的第二方向dir2上从紧固到支撑2的座250上通过圆弧延伸到第二可移动端503。
另外，返回系统4包括桥台505。桥台505具有第一接触面和第二接触面，第一接触面适于通过干扰第一可移动端503而阻止第一弹簧501在第一方向dir1上的延伸，第二接触面通过干扰第二可移动端504而阻止第二弹簧502在第二方向dir2上的延伸作为示例，桥台是支撑2的肩部的形式。
此桥台也与元件300要达到中间位置时位置对准。
因此，在操纵构件已在第二方向dir2上转动之后，元件3倾向于压缩第一弹簧501。当飞行员不再对操纵构件3施加任何力时，第一弹簧501伸展并且将操纵构件3重新定位在其中间位置，即使在第二弹簧502失效的情况下，因为当第一可移动端503到达桥台505时，操纵构件的转动停止。
相反，在操纵构件已在第一方向dir1上转动之后，元件3倾向于压缩第二弹簧502。当飞行员不再对操纵构件3施加任何力时，第二弹簧502伸展并且将操纵构件3重新定位在其中间位置，即使在第一弹簧501失效的情况下，因为当第二可移动端504到达桥台501时，操纵构件3的转动停止。
在另一方面，并且参照图1，电控制设备1可以包括保持系统6。保持系统6的功能是倾向于将操纵装置3保持在相对于支撑2的被称为“分度”位置的至少一个位置处。
具体地，操纵装置3可以定位在与中间位置不同的多个不同分度开关位置处。然后保持系统6倾向于将操纵装置3保持在每个开关位置处。
参照图3，人然后将操纵装置3从中间位置pos1朝当前位置pos2移动，以便向系统(诸如飞行器的推进系统)给出命令。
此示例中的操纵装置3然后围绕其操纵轴ax旋转通过角度100。
随后，操纵装置3相对于中间位置的角位置确定由电控制设备1向系统给出的命令。
当人释放操纵装置3时，返回系统4将操纵装置3返回到中间位置pos1。在返回系统发生故障的情况下，保持系统倾向于将操纵装置保持在其已到达的位置处。
在图1的示例中，保持系统6可以是摩擦系统的形式。作为示例，这种摩擦系统可以包括弹性构件7，该弹性构件7倾向于将致动器(shoe)8压靠在被约束为与操纵装置3一起旋转的构件上。
替换地，可以设想有凹口的系统，诸如包括轴承球和布置在操纵装置3的环中的壳体的系统。随后，弹性构件倾向于将球定位在壳体中。
参照图1，电控制设备1包括两个测量装置，每个测量装置测量操纵装置的位置。
因此，电控制设备1具有第一测量系统10，该第一测量系统10进行表示操纵装置3的当前位置的第一测量。第一测量系统10被附连到支撑2。
此外，电控制设备1具有第二测量系统20，该第二测量系统20进行也表示当前位置pos2的第二测量。
第一测量系统10和第二测量系统20是独立且不同的。然后每个测量系统独立于另一个测量系统进行测量。
例如，第一测量系统10包括递送模拟型的第一信号s1形式的第一测量的装置。
如图1中所示，这样的第一测量系统10包括结合在电子电路12中的电位计11。操纵装置3的移动导致电位计11的电阻变化。在此类情况下，电子电路12递送具有取决于操纵装置3的位置的电压的第一电信号s1形式的第一测量m1。
例如，第一测量m1是第一信号s1的形式，根据操纵装置3的位置并且因此是电位计11的可移动终端的位置，该第一信号s1呈现出在以下范围之一中的电压：10.285v至12v、8.571v至10.285v、6.857v至8.571v、5.142v至6.857v、3.428v至5.142v、1.714v至3.428v或者0v至1.714v。
作为电位计的替换，第一测量系统可以包括霍尔效应传感器或rvdt。
此外，第二测量系统20可以递送不是模拟型而是数字型的第二信号s2形式的第二测量m2。第二测量系统20被附连到支撑2。
例如，第二测量系统20包括代码轮21。此外，第二测量系统20包括与所述代码轮21协作以便确定对应于所述当前位置pos2的当前二进制值的处理器系统22。
代码轮21被约束为与操纵装置3一起旋转。例如，代码轮可以是操纵装置的轮的主体的形式。该主体可以包括用于生成二进制值的有角穿孔。
在此类情况下，处理器系统可以包括光束发生器23、24，每个光束发生器23、24一个的传感器25、26，以及计算单元27。图1示出了两个光束发生器。尽管如此，处理器系统可对要产生的每个信号位都有一个光束发生器。
当光束通过穿孔并到达传感器时，处理器系统可以向第二测量中的相应位赋予值1。相反，如果没有穿孔与光束对准，从而没有到达传感器，则处理器系统就可向相应位赋予值0。
例如，第二测量m2是具有分别等于001、011、010、110、111、101或100的3位二进制值的第二信号s2的形式，该二进制值因变于操纵装置3的位置。
为了分析这些测量，电控制设备1包括处理器单元30。
处理器单元30可具有分别接收传递第一测量m1和第二测量m2的第一信号s1和第二信号s2的输入31。
此外，处理器单元30可以具有用于向系统发送控制信号ord的至少一个输出。另外，且作为示例，处理器单元30可以包括执行存储在存储器33中的指令的处理器32。
有利地或者附加地，处理器单元可以包括集成电路、可编程系统或者逻辑电路，这些示例不限于赋予术语“处理器单元”的范围。
独立于其实施例，处理器单元30用于将第一测量m1与第二测量m2进行比较，以便生成控制信号ord。
当第一测量和第二测量不均对应于操纵装置的相同位置时(可能在某个阈值容差内)，处理器单元30使操纵装置3处于中间位置pos1。处理器单元然后生成尤其对应于该中间位置的预定控制信号ord。
相反，当第一测量和第二测量对应于操纵装置3的相同特定位置时，处理器单元然后生成专门对应于该特定位置的预定控制信号ord。
在图1的第一变体中，处理器单元位于设置有支撑2和操纵装置3且还设置有第一测量系统10和第二测量系统20的第一组装件的外部。
与操纵装置3、第一测量系统10和第二测量系统20不同，处理器单元30不被附连到支撑2。处理器单元因此远离第一组装件。
在此类情况下，第一测量系统10和第二测量系统20例如可以连接到至少一条总线36，尤其通向处理器单元30的总线36。这样的总线36可以是can总线。
作为示例，处理器单元30是控制至少一个螺旋桨800的桨叶83的桨距的自动驾驶系统的计算机86的一部分。
在如图4中所示的替换方案中，例如，第一测量系统10和第二测量系统20连接到多个处理器单元30。
图4示出了具有两个控制设备151和152的架构，例如，这两个控制设备151和152分别由飞行员和副飞行员使用。
每个控制设备具有第一测量装置10、第二测量装置20和处理器单元30。这种处理器单元可以包括计算机。
作为示例，这种计算机可以是具有两个通道的双计算机。每个通道有其自己的微处理器。这两个通道中的一个通道可以用于生成命令com，该命令com作为因与第一通道和第二通道通信而导致检测到不一致的结果而被抑制。
在此类情况下，每个测量装置10、20通过两个连接连接到每个处理器单元。所示的连接是有线连接，但是它们可以包括总线，且特别是can总线。
各处理器单元也可以彼此连接。
在图5的第二变体中，处理器单元30是第一组装件的一部分，因为处理器单元被附连到支撑2。例如，处理器单元30可以是现场可编程门阵列(fpga)逻辑电路的形式。
处理器单元30因此被连接到第一测量系统10并被连接到第二测量系统20。此外，处理器单元30可例如藉由至少一条总线35(诸如can总线)连接到要被控制的系统。例如，处理器单元30被通过至少一个can总线连接到控制至少一个螺旋桨800的桨叶83的桨距的自动驾驶系统的至少一个计算机86。
作为示例，在双工架构下，处理器单元30可以通过两条can总线被连接到两个计算机86，每个计算机86与监视单元协作。
处理器单元30也可以通过两个通道被连接到双计算机86。即使在双工架构的两个计算机之间进行监视是可能的，监视也可以在单个计算机的两个双通道之间进行。
此外，处理器单元经由每个总线35向每个计算机86发送控制信号。尽管如此，处理器单元还可以将第一测量和第二测量传送给计算机，或者实际上将该处理器单元进行的比较的结果传送给计算机。因此，计算机可以通过执行与处理器单元相同的比较来验证所发送的控制信号ord是正确的。
参照图6，本发明的电控制设备1可被布置在旋翼飞行器，即旋翼飞行器50上。
旋翼飞行器50具有机身52。机身52沿着滚转轴axrol从尾部54向鼻部53纵向延伸。机身还沿着俯仰轴axtang从第一侧翼向第二侧翼横向延伸，为方便起见，将第一侧翼称为“左”侧翼56，将第二侧翼称为“右”侧翼55。最终，机身沿着偏航轴axlac在高度上从底面58朝顶面57延伸。
滚转轴axrol和偏航轴axlac一起限定旋翼飞行器1的垂直的前后对称平面。
常规地，起落架可以从机身的底面58向下伸出。
旋翼飞行器具有包括至少一个主旋翼61的旋翼60。主旋翼61覆盖机身52的顶面57。主旋翼61设置有例如连接到毂63的多个桨叶62。为方便起见，桨叶62被称为“主”桨叶。
主旋翼围绕被称为“主”旋转轴axrot的轴旋转，以便至少部分有助于向旋翼飞行器提供升力并且还可能提供推进。主旋转轴可相对于机身52静止。
此外，旋翼飞行器1可以具有提供附加纵向推力p的推进系统80，该附加纵向推力p有助于移动旋翼飞行器。推进系统80可倾向于推动或拉动旋翼飞行器。
推进系统80可以包括具有多个可变桨距桨叶83的至少一个螺旋桨800。
作为示例，旋翼飞行器然后具有在机身的任一侧上基本上横向延伸的升力面70。升力面70例如可以包括从左侧翼56延伸的左半翼71和从右侧翼55延伸的右半翼72。
升力面然后承载被称为“第一”螺旋桨81的螺旋桨800和被称为“第二”螺旋桨82的螺旋桨800。作为示例，左半翼71承载第一螺旋桨81而右半翼72承载第二螺旋桨82。因此，第一螺旋桨81和第二螺旋桨82被横向地布置在机身52的相对侧上。
每个螺旋桨产生相应的推力p1、p2，并且它们一起生成附加推力p。由螺旋桨81生成的第一推力p1可以不同于由第二螺旋桨82生成的第二推力p2，以便控制旋翼飞行器的偏航运动。
此外，旋翼飞行器1具有用于驱动第一螺旋桨81、第二螺旋桨82和主旋翼60的动力装置75。
这种动力装置75可以包括至少一个端部76和将发动机连接到第一螺旋桨81和第二螺旋桨82以及还连接到主旋翼60的传动系统。
例如，传动系统包括主动力传动齿轮箱(mgb)77，该主动力传动齿轮箱77具有驱动主旋翼旋转的旋翼主轴。此外，mgb可被连接到驱动第一螺旋桨81的旋转的第一动力传动系统78。同样，mgb可被连接到驱动第二螺旋桨82的旋转的第二动力传动系统79。
可以设想其他架构。
参照图7，旋翼飞行器50具有用于控制旋翼飞行器的移动的多个飞行控件。
具体地，主旋翼的桨叶的桨距可以共同且循环地被修改。
例如，旋翼飞行器具有一组斜盘65，该组斜盘65包括非旋转斜盘66和旋转斜盘67。非旋转斜盘66被连接到被称为“主”致动器69的例如伺服控制型的至少三个致动器。旋转斜盘67经由相应的桨距杆68被连接到主旋翼的每个桨叶62。
在此类情况下，旋翼飞行器可以包括总距操纵杆91。该总距操纵杆91可以围绕枢转轴axbascu在旋转rot1中旋转，以便以相同的方式来控制主致动器。
此外，旋翼飞行器可以包括循环棒92。循环棒92可以围绕第一轴在旋转rot2中枢转以及围绕第二轴在旋转rot3中枢转，以便以不同的方式来控制主致动器，从而控制旋翼飞行器的高度。
此外，每个螺旋桨800的桨叶83的桨距可以通过桨距修改系统850来修改。
作为说明，用于螺旋桨的桨距修改系统850可以包括液压地馈送致动器的液压阀84。致动器可以藉由穿孔的长轴布置在螺旋桨的轮毂中。例如，液压阀84可以由包括电致动器85的动力传动系统来控制。电致动器可以由计算机86来控制。
踏板93可以与计算机86通信，以便利用由第一螺旋桨施加的第一推力与由第二螺旋桨施加的第二推力之间的推力差来控制飞行器的偏航运动。
为了控制附加推力的大小，可以使用本发明的电控制设备1。例如，操纵装置3可被布置在总距操纵杆91上。
在此类情况下，由电控制设备1发送的控制信号可以是用于控制附加推力的变化率的信号。当驾驶员操纵操纵装置3时，电控制设备1可能请求附加推力为负或正的变化率。计算机86然后命令螺旋桨的桨距修改系统850在应用此变化率的同时修改螺旋桨的桨叶的桨距。
例如，计算机应用至少一个数学关系或询问数据库以便生成用于修改螺旋桨桨叶的桨距的命令，从而匹配由电控制设备1请求的桨距变化率。
具体地，螺旋桨的桨距的定位可以首先经由生成被传送给计算机86的控制信号、并且其次经由测量关于桨叶的桨距的信息的位置传感器来进行伺服控制。这种位置传感器可被连接到计算机86。此外，位置传感器可以被布置得非常靠近桨叶，例如，在液压阀84处。计算机86然后控制电动致动器85，以便遵照关于由位置传感器返回的信息接收的控制信号。
此外，飞行器50可以包括被连接到推进系统80的紧急电操纵构件40。例如，此紧急电操纵构件40可以是连接到计算机86的按钮的形式。
在另一方面，飞行器50可以包括被连接到推进系统的紧急机械操纵构件45。例如，这样的紧急机械操纵构件45可以包括移动电致动器85的杆。
图8示出了由飞行器实现的方法。
在第一步骤stp1期间，操纵装置3可以由人操纵以生成对附加推力的修改。
在第一测量步骤stp11期间，第一测量系统生成第一测量m1。在第二测量步骤stp12期间，第二测量系统生成第二测量m2。
在比较步骤stp2期间，将第一与第二测量结果彼此比较。
在一个实现中，在比较步骤stp2的第一阶段stp21期间，通过使用根据第一测量给出第一变化率的第一关系来确定与对应于第一测量的附加推力的变化有关的第一变化率。
在比较步骤stp2的第二阶段stp22期间，通过使用根据第二测量给出所述第二变化率的第二关系来确定与对应于第二测量的附加推力的变化有关的第二变化率。
其后，通过在比较阶段stp23期间比较第一变化率和第二变化率来执行比较。该比较使得确定第一测量和第二测量是否同时对应于操纵装置3的相同测得位置，或者第一测量和第二测量是否不对应于相同位置成为可能。
在第三步骤stp3期间，生成推力变化率，以根据操纵装置3相对于基准的位置来控制附加推力p。
当第一和第二测量同时对应于操纵装置3的“测得”位置时，变化率根据所述测得位置而被生成，当第一测量和第二测量不对应于相同位置时，所述变化率被调整为零。
在适当的情况下，如果第一变化率等于第二变化率，则为了控制附加推力p而生成的变化率等于第一和第二变化率的值。
相反，当第一变化率不等于第二变化率时，为了控制附加推力p而生成的变化率等于零。
在推力修改步骤stp5期间，在第三步骤stp3期间准备的变化率被传送至推进系统，以便控制附加推力的大小。在适当的情况下，通过应用所述变化率来执行修改螺旋桨的桨叶的桨距的步骤。
该方法还可以包括当飞行员操纵紧急电操纵构件40时，将螺旋桨的桨叶的平均桨距定位在预定位置的步骤stp4。
当然，本发明可关于其实现进行大量变型。尽管描述了若干实施例，但将容易理解，不可能构想详尽标识所有可能的实施例。设想到由等效装置替换所描述的任何装置，而不超出本发明的范围自然是可能的。
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