包括偏转传感器的飞行器组装件的制作方法

本发明涉及飞行器，尤其涉及包括偏转传感器的飞行器组装件。

背景技术：

已知向飞行器提供健康和使用监视系统(HUMS)。HUMS可包括布置成监视飞行器的各部件以确定例如这些部件是否已经受超过预定可接受限度的机械负载的一个或多个传感器。

一种类型的HUMS被称为集成载具健康监视系统(IVHMS)，也称为飞行器状况监视系统(ACMS)。IVHMS是飞行器的在飞行器制造时被安装的集成部件。

还已知提供了HUMS升级，这可通过将HUMS与飞行器的IVHMS和/或航空电子学系统对接来被翻新到服务中的飞行器。

本发明发明人已经设计了供在HUMS中使用的可使得能够以经改进方式来执行健康和使用监视的经改进传感器。

技术实现要素：

根据本发明的第一方面，提供了一种飞行器组装件，包括：

第一区；

通过柔性区与所述第一区间隔开的第二区，所述第一区具有比所述第二区更大的位置稳定度，使得与所述第一区从其默认或无负载位置偏转相比，归因于服务中负载的所述柔性区绕一个或多个正交轴的弯曲造成所述第二区从其默认或无负载位置偏转得更多；以及

偏转传感器，包括：

刚性地安装在所述第一区处或相关于所述第一区安装以便生成第一信号的第一陀螺仪，所述第一信号表示所述第一区绕一个或多个正交轴的旋转；

刚性地安装在所述第二区处或相关于所述第二区安装以便生成第二信号的第二陀螺仪，所述第二信号表示所述第二区绕一个或多个正交轴的旋转，所述第二陀螺仪在时间上与所述第一陀螺仪同步；以及

通信耦合至所述第一和第二陀螺仪以接收所述第一和第二信号的控制器(C)，所述控制器被配置成将所述第一和第二信号之一从另一者减去以获得差分信号，所述差分信号表示归因于所述柔性区的弯曲的第二区相对于所述第一区的偏转程度。

因而，根据本发明的第一方面的飞行器组装件包括偏转传感器，它使用差分陀螺仪读数来确定一区域归因于该飞行器组装件的柔性区的弯曲的偏转。陀螺仪被刚性地安装以使得该组装件的第一和第二区的角移动或旋转移动被可靠地转移到陀螺仪。第一区归因于其具有比第二区更大的位置稳定度而被选择，从而意味着它在使用中较不可能偏转。这可例如归因于第一区比第二区和/或柔性区更硬。如此，由第一陀螺仪输出的第一信号描述了该组装件作为整体的移动，而第一和第二信号之间的差分信号描述了归因于柔性区的弯曲的第二区相对于第一区的偏转度。对于给定飞行器组装件，各区域的偏转包络将从已知方法知晓。测得的使用中偏转可被用于确定、标识和/或量化诸如硬着陆、过偏转、真实服务中负载、和/或飞行器重量和平衡等事件。它们也可被用来确定已被施加到飞行器组装件的负载。

与已知传感器相比，根据本发明的一实施例的偏转传感器可具有以下优点中的一者或多者：

·用于量化微小静态和动态结构偏转的经改进的敏感度和准确度

·经改进测量带宽

·经改进温度弹性

·经改进振动弹性

·经降低复杂度

·适用于现场可更换单元

·相对轻量

·用于航天应用的可靠性

·需要较少重新校准

·可测量多个正交轴中的偏转

·适用于机载起落装置应用

·轻量且低功率

·不干扰起落装置的主功能

·能独立于起落装置系统和组件来工作

·不依赖于摩擦效应

归因于它在附连构件之处或附近，第一区可具有比第二区更大的位置稳定度，该飞行器组装件被布置成经由该附连构件耦合至另一飞行器组装件，诸如翼梁、机身和机体。

例如，如果柔性区是飞行器指令指针主支柱，则第一区可以在主附连凸缘之处或附近，该支柱经由主附连凸缘枢转地耦合至机身，诸如在‘扭矩管’圆柱中。第二区可以是该支柱的下部以测量该支柱的偏转。另选地，第一区可以在机身之处或附近，该机身限定起落装置舱，且第二区可以是该支柱的下部或下区域。

该支柱可以是包括滑动地耦合至内部滑管(第二区位于该内部滑管上)的主配件或外部圆柱(其限定主附连凸缘)的主减震柱，在这样的情形中，偏转传感器可进一步包括布置成测量减震器的伸展状态的位移传感器。这使得控制器能够将差分信号与第二区的偏转准确地相关。位移传感器应当与陀螺仪一样精确。

柔性区可另选地是飞行器起落装置组装件的轴。在这样的实施例中，第一区可位于滑管的下端和轴之间的耦合区之处。第二区可以是朝向轴的自由端的区域，以便测量例如归因于轴因着陆和滑行负载而造成的弯曲，在轮和制动组装件附近的轴的偏转。

偏转传感器可包括各自刚性地安装在附加区域之处或相对于该附加区域安装以各自生成附加信号的一个或多个附加陀螺仪，该附加信号表示该附加区域绕一个或多个正交轴的旋转。每一附加区域通过附加柔性区与所述第一或第二区或者不同的附加区域间隔开，所述第一或第二区或者不同的附加区域具有比所述附加区域更大的位置稳定度，使得与所述第一或第二区或者不同的附加区域从其默认位置偏转相比，归因于使用中负载的所述附加柔性区的弯曲造成所述附加区域从其默认位置偏转得更多。在这样的实施例中，控制器通信耦合至附加陀螺仪中的每一者以接收附加信号并按相同方式处理这些信号以获得表示所述附加柔性区的偏转的程度的差分信号。

陀螺仪可通过直接耦合至各区域来各自刚性地安装在相应区域之处或附近；例如通过在该区域处接合至该组装件的外表面或内表面、或者安装在凹口或孔内。

或者，陀螺仪可通过刚性支架各自刚性地安装在相应区域之处或附近。这可有利地使陀螺仪能够位于放心去做自己的各部件之内或外部的自由空间中，且可辅助对准陀螺仪的检测轴与感兴趣的一个或多个正交轴。

一个或多个陀螺仪或每一陀螺仪可被布置成测量三个正交轴中的旋转。

一个或多个陀螺仪或每一陀螺仪可形成包括一个或多个加速度计的不同惯性测量单元(IMU)的一部分，所述一个或多个加速度计被布置成测量感兴趣的三个正交轴中的一个或多个且优选地全部三个正交轴中的加速度。这有利地使偏转传感器能够测量各区域归因于偏转的旋转和平移两者。

优选地，测量对的陀螺仪/IMU在性质上是相等的，例如彼此相同的制式和型号。在使用同一提供商相同型号的陀螺仪/IMU且在相似温度和加速度下时，通过将来自对应各对陀螺仪/IMU的读数相减以提取所得的偏转，各分立单元中的固有漂移将基本上被消除。

优选地，每一IMU包括用于对更精确偏转测量作出贡献的辅助传感器。例如，诸如温度和压力传感器等补偿传感器。IMU还可包括倾角计。

每一陀螺仪或IMU应当在时间上同步。

控制器可包括彼此通信地耦合的多个分布式控制器。

根据本发明的第二方面，提供了一种包括根据第一方面的飞行器组装件的飞行器起落装置组装件。

根据本发明的第三方面，提供了一种测量包括第一区和第二区的飞行器组装件的偏转的计算机实现的方法，所述第二区通过柔性区与所述第一区间隔开，所述第一区具有比所述第二区更大的位置稳定度，使得与所述第一区从其默认位置偏转相比，归因于服务中负载的柔性区弯曲造成所述第二区从其默认位置偏转得更多，所述方法包括：

在控制器处接收来自刚性地安装在所述第一区处或相关于所述第一区安装的第一陀螺仪的第一信号，所述第一信号表示所述第一区绕一个或多个正交轴的旋转；

在所述控制器处接收来自刚性地安装在所述第二区处或相关于所述第二区安装的第二陀螺仪的第二信号，所述第二信号表示所述第二区绕一个或多个正交轴的旋转，所述第二陀螺仪与所述第一陀螺仪在时间上同步；以及

将所述第一和第二信号之一从另一者中减去以获得差分信号，所述差分信号表示归因于柔性区的弯曲，所述第二区相对于所述第一区的偏转。

第一和第二方面的可任选特征以类似方式适用于第三方面的方法。

本发明的这些和其他方面将从本文描述的实施例中变得明显并且与其一起阐明。

附图说明

现在将仅作为示例参考附图来描述本发明的各实施例，附图中：

图1示出了根据本发明的一实施例的飞行器起落装置组装件；

图2a到2c解说了图1的飞行器组装件在三个相应正交轴上的偏转；

图3a和3b解说了图1的飞行器组装件的轴在三个正交轴上的偏转；

图4是解说图1的起落装置组装件归因于特定所施加的负载的偏转的示图；

图5是解说图1的起落装置组装件的各区域的偏转包络的示图；以及

图6是解说根据本发明的一实施例的方法的流程图。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的一实施例的包括偏转传感器的飞行器组装件10。除了偏转传感器的组件之外，飞行器组装件10是常规构造。

在这一示例中，飞行器组装件10是飞行器起落装置组装件10，但在其它实施例中，飞行器组装件10可例如包括耦合到飞行器的其他组件的飞行器起落装置组装件，或者可包括飞行器的其他部件(诸如翼组装件或引擎组装件)。飞行器可例如是飞机，包括UAV或直升机。

起落装置组装件10包括具有上部主配件或圆柱14和滑管16的减震柱12。主圆柱14的顶部设置有附连凸缘(lug)，起落装置组装件10被布置成经由这些附连凸缘枢转地耦合至飞行器(未示出)以用于在用于起飞和着陆的部署状况与用于飞行的缩回状况之间移动。组装件10可另选地包括常规刚性支柱或拖臂型支柱。横向轴18被装载在滑管16的下端以用于安装轮和制动组装件。

另外参考图2a到2c，起落装置组装件10在服务中使用期间经受复杂的一组负载。此类负载使得起落装置组装件的各组件偏转。偏转是一组件在负载之下从其原始/先前定义并约束的位置(更一般地从其中性轴)位移的程度。偏转可被表达为直线和/或角，且可以在三个正交轴或平面(α,β,γ)中描述。一组件在负载之下的偏转距离与在该负载之下的部件的经偏转形状的斜率(角度)直接成比例，并且可通过对在数学上描述在该负载之下的部件的斜率的函数进行积分来计算得到。

术语‘偏转’在本文中被用来意指对象弯曲的距离或者组件的一区域从其原始受约束或默认位置扭曲的角度。这与刚性移动(即，组件的位移)形成对比。位移是组件的最终和初始位置的距离差(当它在空间中作为刚体移动时)。位移可以是平移、旋转或其组合。

根据本发明的各实施例的偏转传感器使得能够精确测量绕一个或多个感兴趣的轴的服务中偏转，主要是角偏转。

所解说的实施例中的偏转传感器包括四个陀螺仪G1到G4，每一陀螺仪安装在该组装件的不同区域处。每一区域被选择为起落装置组装件10上的感兴趣的预定义点、轴或平面。陀螺仪G1到G4被同步到相同时间参考以使它们随时间的输出能够彼此相关。

陀螺仪G1到G4优选地是基于振动微机电系统(MEMS)的陀螺仪，诸如MEMS科氏振动(Coriolis Vibratory)陀螺仪。其他类型的陀螺仪可被利用，诸如光纤陀螺仪、半球谐振陀螺仪、环式激光陀螺仪，等等。

陀螺仪G1到G4被成对使用以测量偏转，其中一个陀螺仪充当参考陀螺仪且另一陀螺仪充当感测陀螺仪。参考陀螺仪可被安装在考虑作为参考的附连点或位置的附近，而感测陀螺仪可各自被安装在与要测量的感兴趣偏转相一致的点或平面附近。每一对陀螺仪的读数之差是该结构在被加载时已偏转的角度。偏转角是结构偏转的直接测量，这可以与负载水平相关。

另外参考图3a和3b，每一陀螺仪借助于刚性附连支架20等等耦合至该组装件的相应区域，其中每一附连20是足够刚性的以便可靠地接收组件偏转，而在它们去往刚性地安装在附连20上的陀螺仪G1到G4的路径上没有改变它们。

陀螺仪G1到G4所体验到的偏转生成电信号，电信号经由电线束22或者无线地馈送至控制器C的一个或多个数据采集模块，控制器C优选地安装在被测量的组件或区域附近。从陀螺仪G1到G4接收到的电信号可由控制器C转换成角速率、偏转角、增量角、平均角，等等。各对单独读数之间的差分信号是第二区相对于第一区的偏转度的直接指示，其中陀螺仪对被安装在第一区和第二区处。

因而，通过测量角速率或旋转速度[°/s]，可以从陀螺仪G1到G4确定如下各项：

·平均角速率[°/s]

·增量角[°/样本]

·积分角[°]，根据角速率通过直接积分

·直接测得角度[°]，通过使用另选方法而非角速率积分

在所解说的实施例中，第一和第二陀螺仪G1和G2形成第一对，被布置成测量例如着陆或滑行期间减震柱12的偏转。第一陀螺仪G1被安装在主圆柱14顶部扭矩管14a中。第二陀螺仪G2被安装在耦合区中，轴18在该耦合区中耦合至滑管16。扭矩管14a区域(其与主耦合构件CF相邻)与轴耦合区相比在性质上相对刚性。如此，扭矩管14a区域具有比轴耦合区更大的位置稳定度。至少一者，与扭矩管14a区域将从其初始位置偏转相比，支柱12的偏转将造成轴耦合区从其初始位置偏转得更多。如此，第一陀螺仪G1可被使用来测量起落装置组装件10作为整体的旋转位移，而第二耦合区归因于支柱12的弯曲相对于扭矩管14a的偏转可通过来自第一和第二陀螺仪G1、G2的输出之间的差来测得。

第二和第三陀螺仪G2和G3形成第二对，其被布置成测量轴18的一侧的偏转。在这一情形中，与在其中提供第三陀螺仪G3的安装区MR相比，G2被安装在相对刚性的耦合区处。因而，在这一情形中，G2充当参考陀螺仪且G3是感测陀螺仪。

第三对陀螺仪G2和G4被布置成测量轴18的另一侧的偏转

在优选实施例中，每一陀螺仪包括或形成不同三轴陀螺仪的一部分，且更优选地包括或形成也可优选地在三个轴上测量加速度的惯性测量单元(IMU)的一部分。这有利地使偏转传感器能够测量各区域归因于偏转的旋转和平移两者。优选地，每一IMU包括用于对更精确偏转测量作出贡献的辅助传感器。例如，诸如温度和压力传感器等补偿传感器。IMU还可包括倾角计。将IMU用作测量对可以使得能够确定该组装件在着陆之前以及之后的完整迹线，从而提供与输入有关的无价信息，该输入造成测得的偏转(输出)。知晓输出和知晓确切输入可以提供对服务中性能、结构的完整性、转移函数等等的完整理解。

优选地，测量对的陀螺仪/IMU在性质上是相等的，例如彼此相同的制式和型号。在使用同一提供商相同型号的陀螺仪/IMU且在相似温度和加速度下时，通过将来自对应各对陀螺仪/IMU的读数相减以提取所得的偏转，各分立单元中的固有漂移将基本上被消除。

如果测量对的陀螺仪被安装在组装件10的在使用中被布置成相对于彼此移动的不同组件上，诸如G1和G2，则偏转传感器应当包括或通信耦合至用于测量相对位移的位移传感器。例如，传感器可被用来测量在减震伸展和压缩期间滑管16相对于主圆柱14的位移。此类传感器的示例是：旋转电位计；感应角度编码器；线性可变差分变换器；弦线电位计；视频测量传感器；差分加速度计；邻近度传感器；微波传感器；光学传感器；以及LIDAR扫描仪。

另外参考图4，计算机建模可被使用来确定起落装置组装件响应于所施加的负载如何偏转，如起落装置组装件10在实线和虚线之间的弯曲所解说的。

另外参考图5，起落装置组装件10的各区域的偏转包络E1到E3可通过计算机对所施加的各不同负载的偏转进行建模来确定。如所解说的，偏转包络E1到E3是其中组装件的一区域预期或被允许在服务中偏转的区域或体。测得的使用中偏转可被用于确定、标识和/或量化诸如硬着陆、过偏转、真实服务中负载、和/或飞行器重量和平衡等事件。它们也可被用来确定已被施加到飞行器组装件的负载。

图6解说了测量包括第一区和第二区的飞行器组装件的偏转的计算机实现的方法，第二区通过柔性区与第一区间隔开，第一区具有比第二区更大的位置稳定度，使得与第一区从其默认位置偏转相比，归因于使用中负载的柔性区弯曲造成第二区从其默认位置偏转得更多。

在步骤30，该方法包括在控制器处接收来自刚性地安装在第一区处或相关于第一区安装的第一陀螺仪的第一信号，第一信号表示第一区绕一个或多个正交轴的旋转。

在步骤32，该方法包括在控制器处接收来自刚性地安装在第二区处或相关于第二区安装的第二陀螺仪的第二信号，第二信号表示第二区绕一个或多个正交轴的旋转，第二陀螺仪与第一陀螺仪在时间上同步。

在步骤34，该方法包括将第一和第二信号之一从另一者中减去以获得差分信号，该差分信号表示归因于柔性区的弯曲，第二区相对于第一区的偏转水平。

因而，根据本发明的各实施例的飞行器组装件包括偏转传感器，它使用差分陀螺仪读数来测量该飞行器组装件的柔性区的偏转。陀螺仪被刚性地安装，使得它们可靠地接收/体验该组装件的第一和第二区的角/旋转移动。第一区被配置成使得在使用中它具有比第二区更大的位置稳定度。如此，由第一陀螺仪输出的第一信号描述了该组装件作为整体的移动，而第一和第二信号之差描述了归因于柔性区的弯曲，第二区相对于第一区的偏转度。对于给定飞行器组装件，各区域的偏转包络将从已知方法知晓。测得的使用中偏转可被用于确定、标识和/或量化诸如硬着陆、过偏转、真实服务中负载、和/或飞行器重量和平衡等事件。它们也可被用来确定已被施加到飞行器组装件的负载。

虽然已经参考飞行器组装件描述了根据本发明的各实施例的偏转传感器，但在其他实施例中，它可被应用于诸如风轮机叶片等结构、诸如桥梁等土木结构和/或转轴。

应当注意，以上提及的实施例解说而非限制本发明，并且本领域技术人员将能够涉及许多替换实施例而不背离所附权利要求书所限定的本发明的范围。在权利要求中，置于括号中的任何参考标记不应被解释为限制该权利要求。词语“包括”不排除存在在任何权利要求或说明书中作为整体列出的那些元素或步骤以外的元素或步骤。对元素的单数引用不排除对此类元素的复数引用，且反之亦然。本发明的各部分可借助于包括若干不同元件的硬件或通过合适地编程的计算机来实现。在枚举若干部件的设备权利要求中，这些部件中的一些可由一个相同硬件项来实现。某些测量在互不相同的从属权利要求中叙述的事实不指示这些测量的组合不能被用来获益。