本发明涉及用于诸如直升机的旋翼飞行器的自动领航装置领域。
背景技术：
取决于自动领航装置的干预水平，直升机自动领航装置可具有多种操作模式。用于直升机的自动领航装置可以具有领航辅助模式、低水平引导模式和高水平引导模式，在领航辅助模式中，自动领航装置根据飞行员给出的命令帮助保持直升机的位置，并且因此稳定直升机，在低水平引导模式中，直升机自动领航装置确保直升机的引导，例如以保持航向、高度或水平速度，在高水平引导模式中，自动领航装置领航直升机以执行某些策略。
可以提供一种直升机自动领航装置，其一方面包括布置成控制直升机的致动器，另一方面包括一个或多个计算机，其被配置成计算致动器的领航设定点，即致动器的位置设定点。
技术实现要素：
本发明的目的之一是提出一种重量轻、同时在飞行安全方面稳健的自动领航装置。
为此目的，本发明提出了一种用于旋翼飞行器的自动领航装置，所述自动领航装置包括至少一个自动领航组件，每个自动领航组件包括至少两个主致动器，所述主致动器被配置成作用于所述飞行器，其中所述主致动器中的至少一个或每个包含电子计算单元，该计算单元被配置成：
-一方面与所述飞行器上机载的测量系统通信，所述测量系统被配置成产生代表所述飞行器的飞行参数的测量信号，和/或另一方面与驾驶舱通信，所述驾驶舱能由机组人员使用以领航所述飞行器并被配置成根据所述机组人员的动作产生控制信号，并且
-根据所述测量信号和/或控制信号计算用于包含该计算单元的所述主致动器的领航设定点和/或用于所述自动领航组件的其它主致动器中的至少一个或每个的领航设定点，以通过所述自动领航装置领航所述飞行器。
通过集成到自动领航装置的一个或多个主致动器中的一个或多个计算单元计算领航设定点，使得可以限制自动领航装置的重量。此外，这消除了通信滞后时间。
特别地当自动领航装置基于至少两个可以执行冗余计算、进行比较和/或监控各个主致动器的操作的集成计算单元时，可以使得自动领航装置稳健。
在特定实施例中，自动领航装置包括单独的或根据所有所有技术上可能的组合考虑的以下可选特征中的一个或多个：
-至少一个所述计算单元被配置成计算用于集成了该计算单元的所述主致动器的领航设定点，所述主致动器被配置成应用该领航设定点；
-每个主致动器包含一个所述计算单元，所述计算单元被配置成计算用于包含该计算单元的所述主致动器的领航设定点和/或用于所述自动领航组件的其它主致动器中的至少一个或每个的领航设定点；
-每个主致动器被配置成应用由集成到该主致动器中的一个所述计算单元计算的领航设定点；
-至少一个或每个主致动器被配置成提供飞行指引器上的飞行方向设定点，并且控制所述设定点的显示；
-至少一个所述计算单元被配置成根据两种不同方式计算用于包含该计算单元的所述主致动器和/或用于所述自动领航组件的其它主致动器中的至少一个或每个的命令领航设定点和监控领航设定点；
-所述自动领航组件包括包括被配置成作用于所述飞行器的翻滚的主致动器、被配置成作用于所述飞行器的俯仰的主致动器和/或被配置成作用于所述飞行器的偏航的主致动器；
-所述自动领航装置包括补偿组件，该补偿组件包括至少一个补偿致动器，集成到主致动器中的至少一个所述计算单元被配置成计算用于至少一个或每个补偿致动器的补偿设定点；
-一个所述计算单元被配置成计算用于包含该计算单元的所述主致动器和/或用于所述自动领航组件的其它主致动器中的至少一个或每个的引导设定点，以由自动领航装置引导飞行器；以及
-所述自动领航装置包括至少两个自动领航组件，所述至少两个自动领航组件的相应的主致动器被设置成在所述飞行器上并行作用。
本发明还涉及一种旋翼飞行器，包括被配置成测量飞行器的飞行参数的机载测量系统、能由机组人员使用以领航所述飞行器的驾驶舱以及如上限定的自动领航装置。
附图说明
通过阅读以下仅作为示例提供并且参考唯一附图的说明，本发明及其优点将会更好理解。
图1是包括自动领航装置的旋翼飞行器的示意图。
具体实施方式
以下说明涉及用于飞行器的常用正交坐标系，包括翻滚轴、俯仰轴和偏航轴。
该图1的旋翼飞行器10例如是包括至少一个升力转子的直升机。飞行器10可以包括一个或多个升力转子。当飞行器10包括单个升力转子时，其通常包括抗转矩转子。
飞行器10包括允许机组人员领航直升机的驾驶舱12。传统上，驾驶舱12包括主控制构件，其能够被机组人员操纵以领航飞行器10。主控制构件例如包括作用于飞行器的翻滚和俯仰的操纵杆、作用于飞行器的偏航的舵杆以及用于修正由旋翼产生的升力的集体控制手柄，例如用于修正飞行器10的上升速度。
驾驶舱12被配置成根据机组人员的动作产生控制信号(或“命令信号”)。
飞行器10包括被配置成测量飞行器10的飞行参数的机载测量系统14。测量系统14例如包括惯性单元、风压计传感器、卫星地理定位系统、标记信标接收器组、高度及航向参考系统(ahrs)、位于三个轴上的传感器组等等，传感器组使得可以根据它们所经受的加速度和磁场等来限定飞行器在空间中的位置。
飞行参数例如包括地面速度、空速、高度、离地飞行高度、纬度/经度的地理位置、姿态(俯仰、翻滚、偏航)、航向等。
测量系统14被配置成产生代表所测量的飞行参数的测量信号。
飞行器10包括显示装置16，使得可以显示机组人员的信息。显示装置16特别地使用得可以显示与飞行参数相关的信息和/或与机组人员执行的命令相关的信息。
显示装置16例如通过驾驶舱12接收由驾驶舱12产生的控制信号和由测量系统14产生的测量信号。
飞行器10包括自动领航装置20，该自动领航装置20被配置成作用于飞行器10以便稳定飞行器10，即，以便辅助机组人员保持飞行配置，和/或作用于飞行器上以部分地或完全自主地引导飞行器10，即保持航向、保持高度、保持纵向或竖直速度、遵循二维或三维轨迹、保持位置(静止飞行)等。
自动领航装置20包括自动领航组件22，所述自动领航组件22包括至少一个主致动器24、26、28，每个主致动器24、26、28被布置成作用于飞行器10以稳定飞行器10和/或引导飞行器10。
优选地，自动领航组件22包括被配置成作用于飞行器10的翻滚的至少一个主翻滚致动器24以及被配置成作用于飞行器10的俯仰的至少一个主俯仰致动器26。
每个自动领航组件22的主翻滚致动器24和主俯仰致动器26例如被配置成作用于飞行器10的升力转子的周期性斜盘(swashplate)的倾斜。
主翻滚致动器24和主俯仰致动器26是允许自动领航装置20稳定飞行器10所必需的。
诸如直升机的旋翼飞行器10本质上在飞行中不稳定。优选地，自动领航装置20总是起作用以稳定飞行器10。
在所示的示例中，自动领航组件22还包括被配置成作用于飞行器10的偏航的主偏航致动器28。
当飞行器10是具有升力转子和抗转矩转子的直升机时，主偏航致动器28被配置成作用于抗转矩转子。
每个主致动器24、26、28包括主体24a、26a、28a和移动致动构件24b、26b、28b。
在所示的示例中，每个主致动器24、26、28是线性致动器。每个主致动器24、26、28是千斤顶。移动致动构件24a、26a、28a是相对于主致动器24、26、28的主体24a、26a、28a可平移的杆。
自动领航装置20包括补偿组件30，补偿组件30包括次级补偿致动器32、34、36、38。
每个次级致动器32、34、36、38被配置成作用在飞行器上，以便在没有机组人员和主致动器24、26、28作用的情况下默认保持飞行器10的预定姿态。
补偿组件30包括被配置成作用于飞行器10的翻滚的至少一个次级翻滚致动器32和被配置成作用于飞行器10的俯仰的次级俯仰致动器34。可选地，补偿组件30包括被布置成作用于飞行器10的偏航的次级偏航致动器36。
补偿组件30在此包括次级姿态控制致动器38，其布置成修正由飞行器10的升力转子产生的升力。
次级致动器32、34、36、38被配置成作用于飞行器10的时间常数大于作用于主致动器24、26、28的时间常数。
如图所示，自动领航组件22不具有主姿态控制致动器，仅具有作用于飞行器10上的次级姿态控制致动器38。对具有相对大的时间常数的姿态控制的作用是足够的，使得主姿态控制致动器并非必要。
补偿致动器32、34、36、38可以例如是旋转致动器。
至少一个或每个主致动器24、26、28包含(或“集成”)电子计算单元40。
在所示的示例中，领航组件22的每个主致动器24、26、28包含计算单元40。可替代地，主致动器24、26、28中仅一个或两个包含计算单元40。
每个计算单元40被集成到对应的主致动器24、26、28中。此处集成到主致动器24、26、28中的每个计算单元40被容纳在该主致动器24、26、28的主体24a、26a、28a中。
每个计算单元40一方面与驾驶舱12通信以接收由驾驶舱12产生的控制信号，并且另一方面与测量系统14通信以接收由测量系统14产生的测量信号。在一个替代方案中，由测量系统14产生的测量信号传到驾驶舱12，驾驶舱12对其进行处理并将其重新传送至计算单元40。
每个计算单元40被配置成根据控制信号和/或测量信号来确定自动领航组件22的至少一个主致动器24、26、28的至少一个领航设定点。
主致动器24、26、28的“领航设定点”代表要由主致动器24、26、28应用的用于通过自动领航装置20领航飞行器的设定点。
优选地，至少一个或每个计算单元40被配置成根据控制信号和/或测量信号来确定集成该计算单元40的至少一个主致动器24、26、28的至少一个领航设定点。
还优选地，包含计算单元40的每个主致动器24、26、28被配置成应用由该计算单元40计算的领航设定点。
在一个实施例中，每个计算单元40被配置成计算用于包含该计算单元40的主致动器24、26、28的命令领航设定点(称为领航设定点“com”)和监控领航设定点(称为领航设定点“mon”)，并且比较命令领航设定点和监控领航设定点。
命令领航设定点旨在由主致动器24、26、28应用。监控领航设定点的计算不同于命令领航设定点，即从不同的测量信号和/或根据不同方程，并且出于稳健性和可靠性的原因被用于验证命令领航设定点的计算。
在命令领航设定点和监控领航设定点之间的结果不同的情况下，计算单元40可以例如发出警报信号或者将主致动器24、26、28置于可替代的、降级或故障模式。
在一个示例性实施例中，包含在主致动器24、26、28中的至少一个或每个计算单元40被配置成根据其接收到的控制信号和/或测量信号来确定用于自动领航组件22的其它主致动器24、26、28中的至少一个或每个的至少一个领航设定点。
在一个实施例中，包含在主致动器24、26、28中的至少一个或每个计算单元40被配置成计算用于自动领航组件22的其它主致动器24、26、28中的至少一个或每个的命令领航设定点和监控领航设定点，包含该计算单元40的主致动器24、26、28属于自动领航组件22。
优选地，每个计算单元40计算每个主致动器24、26、28的两个领航设定点，计算单元40为其计算领航设定点，即命令领航设定点和监控领航设定点。
优选地，自动领航组件22的主致动器24、26、28的至少一个或每个计算单元40与自动领航组件22的其它主致动器24、26、28中的至少一个或每个通信以接收由所述其它主致动器24、26、28发出的操作信号，并且被配置成将所述其它主致动器24、26、28的操作信号与由用于所述其它主致动器的所述计算单元40计算的至少一个或每个领航设定点进行比较。因此，主致动器24、26、28的计算单元40可以监控另一主致动器24、26、28的操作。主致动器24、26、28彼此监控。
在一个特定实施例中，与自动领航组件22的主致动器24、26、28集成的每个计算单元40被配置成：
-为自动领航组件22的每个其它主致动器24、26、28计算至少一个领航设定点，优选为用于其它自动领航组件22的每个其它主致动器24、26、28的命令领航设定点和监控领航设定点，
-接收来自自动领航组件22的每个其它主致动器24、26、28的操作信号，并且
-比较来自每个其它主致动器24、26、28的操作信号与由用于该其它主致动器24、26、28的所述计算单元40计算的至少一个或每个领航设定点。
在一个特定实施例中，每个计算单元40对自动领航组件22的每个其它主致动器24、26、28执行这些操作。
如图所示，可选地，补偿组件30的补偿致动器32、34、36、38与自动领航组件22的主致动器24、26、28通信。
自动领航组件22的主致动器24、26、28的至少一个计算单元40被配置成计算至少一个补偿致动器32、34、36、38的至少一个补偿设定点，补偿致动器32、34、36、38被配置成根据由所述计算单元40所确定的补偿设定点起作用。
为补偿致动器32、34、36、38确定的“补偿设定点”是用于补偿致动器32、34、36、38的设定点。
在一个实施例中，至少一个或每个计算单元40被配置成计算用于每个补偿致动器32、34、36、38的至少一个补偿设定点。
在一个实施例中，每个补偿致动器32、34、36、38施加相应的补偿设定点，补偿设定点由相同的计算单元40计算。
可替代地，至少两个补偿致动器32、34、36、38应用由相应的计算单元40计算的相应补偿设定点。这使得可以分布计算补偿设定点的负担。
在一个特定实施例中，分配给飞行器10的轴(翻滚、俯仰、偏航)的每个主致动器24、26、28的计算单元40被配置成计算用于分配给飞行器10的相同轴的次级致动器32、34、36的补偿设定点，分配给飞行器10的轴(翻滚、俯仰、偏航)的每个次级致动器32、34、36被配置成应用由分配给飞行器10的相同轴(翻滚、俯仰、偏航)的主致动器24、26、28的计算单元40计算的补偿设定点。
优选地，被配置成计算用于补偿致动器32、34、36、38的至少一个补偿设定点的每个计算单元40被配置成以不同方式计算用于该补偿致动器32、34、36、38的命令补偿设定点和监控补偿设定点。
在一个实施例中，至少一个主致动器24、26、28的计算单元40被配置成计算用于自动领航组件22的至少一个或每个主致动器24、26、28的引导设定点。
在每种引导模式下，自动领航装置20自动作用于飞行器10以引导飞行器10，即沿着轨迹行进。
每个主致动器24、26、28可以同时应用领航设定点以稳定飞行器10并应用引导设定点以引导飞行器10。领航设定点和引导设定点是叠加的。
自动领航模式例如包括至少一种低水平引导模式，在该低水平引导模式中，自动领航装置20用于捕获和/或保持航向、路线、高度和/或速度(纵向的和/或竖直的)。
自动领航模式例如包括至少一种高水平引导模式，在该高水平引导模式中，自动领航装置20用于完全或部分自主地执行操纵。
在完全自主进行操纵的情况下，原则上，机组人员不会干预，除非例如在出现问题时才接管。
在部分自主进行操纵的情况下，自动领航装置20自主地执行一些引导动作，而机组人员通过驾驶舱12执行其它的引导动作。
高水平引导模式的示例有例如悬停飞行、自动着陆(ils)、使用“定位器(localizer)”或“下滑道(glideslope)”类型的地面信标监控无线着陆波束、二维(2d)或三维(2d)标准化操纵轨迹(例如，sar(搜索和救援)的搜索/救援操纵)类型、监控vor/tacan类型的无线信标的放射、监控随时间变化的速度曲线、监控飞行管理系统或任务计算机的飞行计划(监控以2d或3d连接航点的轨迹，可选地包括要遵守的约束条件，诸如高度、速度、到达角度等约束条件)等。
飞行器10的各个引导模式的计算可以通过自动领航组件22的主致动器24、26、28的一个或多个计算单元40来完成。
引导模式的计算可以例如分布在自动领航组件22的各个主致动器24、26、28的计算单元40上，每个计算单元40被配置成计算至少一种引导模式的引导设定点，计算单元40被配置成计算相应的引导模式的引导设定点。
这使得可以将计算任务分布到自动领航组件的主致动器24、26、28的各个计算单元40上。
根据一个可能的非限制性分布：
-主翻滚致动器24的计算单元40被配置成计算“hdg”(航向保持)、“loc”(遵循在来自定位器类型的信标的激光)、“vor”(遵循相对于vhf全向范围无线信标的放射)引导模式的引导设定点；
-主俯仰致动器26的计算单元40被配置成计算“ias”(空速保持)、“alt”(高度保持)、“altp”(预选高度捕捉)、“g/s”(监控来自下滑道类型的信标的射束)引导模式的引导设定点；以及
-主偏航致动器28的计算单元40被配置成计算转向协调引导模式的引导设定点。
可选地，自动领航组件22的至少一个或每个主致动器24、26、28的计算单元40被配置成计算飞行方向设定点，该设定点被提供用于控制显示装置16上的飞行指引器的显示。
飞行指引器是机载仪器，通过指示要施加以使飞行器10保持在确定的飞行配置或确定的轨迹上的操纵动作来向机组人员提供视觉帮助。
飞行指引器例如可以在显示装置16的屏幕上显示飞行器10和飞行指示器的图示，机组人员必须作用于主控制构件以使飞行器10的图示与飞行指示器匹配来将飞行器10保持在确定的飞行配置或确定的轨迹上。
如图所示，每个计算单元40包括处理器42和存储器44。每个计算单元40包括计算机应用程序46，计算机应用程序46包括存储在存储器44中并且可由处理器42执行的代码命令，以执行待由计算单元40完成的计算(领航设定点计算、补偿设定点计算、引导设定点计算、命令设定点和监控设定点的比较、另一主致动器的监控等)。
可替代地或可选地，至少一个计算单元40包括可编程逻辑部件或专用集成电路，其被配置成执行分配给该计算单元40的用于飞行器10的自动领航的全部或一些计算。
在该图中，自动领航装置20包括单个自动领航组件22。这在航空领域被称为“单工”模式。
可替代地，出于冗余和稳健性原因，自动领航装置20包括两个配置为并行作用的自动领航组件22。这被称为“双工”或“双重”模式。
可替代地，出于冗余和稳健性原因，自动领航装置20包括三个配置为并行作用的自动领航组件22。这被称为“三工”或“三重”模式。
如果自动领航装置20包括多个自动领航组件22，优选地，可以建立主致动器24、26、28的控制逻辑，其中自动领航组件22之一被机组人员组通过驾驶舱12指定为“主”并且控制所有致动器24、26、28，而所述或每个其它自动领航组件22被指定为“从”或“备用”并且不控制致动器24、26、28。
如果自动领航装置20包括多个自动领航组件22，则在一个替代方案中，主致动器24、26、28的控制逻辑可以通过多数投票来建立。
如果自动领航装置20包括多个自动领航组件22，则在一个替代方案中，主致动器24、26、28的控制逻辑可以通过将设定点平均来建立。
如果自动领航装置20包括多个自动领航组件22，则优选地，自动领航组件是相同的。特别地，以上所示用于自动领航组件22的不同特征对于至少一个或每个自动领航组件是有效的。
在一个替代方案中，自动领航组件例如在硬件和/或软件方面是不同的，但是具有相同的规格，因此可以减少由常见故障模式引起的故障。
自动领航装置20基于集成在自动领航装置的一个或多个主致动器24、26、28中的一个或多个计算单元。这使得可以限制自动领航装置20的重量。此外，这消除了相对于包括一方面计算设定点的计算机和另一方面主致动器的自动领航装置的滞后时间。
特别地当主致动器24、26、28中的至少两个或每个包含计算单元40时，可以保持自动领航装置20稳健。实际上，计算单元可以执行冗余计算和/或监控不同的主致动器24、26、28的操作。