專利名稱：提供航空器速度控制的飛行控制系統(tǒng)模式和方法
技術(shù)領(lǐng)域：
在此的技術(shù)涉及人機(jī)航空器控制用戶接口，并且更具體地涉及使用瞬間打開關(guān)閉開關(guān)的閉環(huán)速度控制用戶接口系統(tǒng)。示范性示出的非限制實(shí)現(xiàn)是在縱軸裝備有閉環(huán)控制規(guī)則的飛行器中使用的系統(tǒng)、裝置和方法。
背景技術(shù)：
在飛機(jī)制造業(yè)的歷史上在飛行員和航空器的空中控制面之間的控制接口受到大量的關(guān)注。最早的控制接口非常簡單但是需要很多飛行員技能來操作?，F(xiàn)代的“有線飛行”接口利用了許多電子設(shè)備來協(xié)助飛行員并且使得飛行更安全并且更經(jīng)濟(jì)。在“有線飛行”中，飛行員與電子用戶接口交互，電子用戶接口然后在每一個(gè)航空器控制面控制致動(dòng)器。設(shè)計(jì)者堅(jiān)持不懈地工作使得控制用戶接口更安全，更容易理解和操作，并且更有效、效率更高并且更可靠。使用“控制規(guī)則”的所謂“閉環(huán)控制”一般地用于控制在飛行期間的航空器。自從20世紀(jì)下半時(shí)已經(jīng)使用了反饋控制規(guī)則來擴(kuò)增航空器俯仰軸中的升降舵命令。按照現(xiàn)代的航空器，使用數(shù)字控制規(guī)則來實(shí)現(xiàn)基于顛簸速率、負(fù)載系數(shù)或它們的組合使用參考命令的控制規(guī)則。與負(fù)載系數(shù)結(jié)合的空速也可以作為參考命令被考慮。在一些情形下，全部三個(gè)變量被考慮作為參考命令，即，考慮負(fù)載系數(shù)、顛簸速率和空速。通常，在航空工業(yè)中，沿縱軸在閉環(huán)中操作的“有線飛行”航空器保持航空器的飛行路徑而飛行員人工地移動(dòng)(偏斜)側(cè)搖桿控制器來為大多數(shù)飛行階段提供負(fù)載系數(shù)命令。在這種情形下，縱向控制規(guī)則提供了中性靜態(tài)的速度穩(wěn)定性和自動(dòng)配平。該類型的控制規(guī)則在巡航中提供卓越的處理性能而在著陸期間不需要該控制規(guī)則。更具體地，縱向控制規(guī)則常常不提供適當(dāng)?shù)闹懤教匦?，并且尤其是在著陸期間的速度穩(wěn)定性。一般而言，在著陸期間當(dāng)起落架高于跑道表面某一距離時(shí)(例如，大約15英尺)時(shí)通過增加航空器的俯仰角啟動(dòng)著陸拉平就足夠減少下降率至想要的量(例如，100-200英尺每分鐘)。在大多數(shù)噴氣式飛機(jī)中，這將需要俯仰角增加某一數(shù)量(例如，I度至3度)。在拉平過程期間所述推進(jìn)完美地平穩(wěn)地降低至空轉(zhuǎn)，而在緊急著陸階段速度穩(wěn)定性是特別重要的。見例如，TheAirplane Flying Handbook (U.S.Federal aviation administration 2011)(飛機(jī)飛行手冊(美國聯(lián)邦航空管理局2011))。行業(yè)中標(biāo)準(zhǔn)的解決方案是利用無線電測高計(jì)傳感器。在地面標(biāo)高以上的高度信息用于將控制規(guī)則改變?yōu)榻貛в姓俣确€(wěn)定性的配置。因而，已經(jīng)成為行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)的是，在用于拉平(即，當(dāng)航空器海拔達(dá)到拉平海拔時(shí))的縱向控制規(guī)則中的配置改變是基于無線電測高計(jì)信息。具體地，當(dāng)達(dá)到拉平高度時(shí)，帶有中性速度穩(wěn)定性和自動(dòng)配平的控制規(guī)則提供了帶有正速度穩(wěn)定性的控制規(guī)則。然而，這類解決方案已經(jīng)偶爾呈現(xiàn)在職事件，例如在進(jìn)近期間由于誤差的高度指示過早啟動(dòng)拉平。由外部的和內(nèi)部的原因，例如天線上的水流污染物或結(jié)冰、退化的連接器、地形中反射率的變化和污染的跑道，可以干擾無線電測高計(jì)信息。與在緊急飛行控制應(yīng)用中使用無線電測高計(jì)有關(guān)的另一個(gè)挫折是依賴冗余傳感器來保證必需的系統(tǒng)完整性。換句話說，一個(gè)無線電測高計(jì)失敗的調(diào)度可能不能保證必需的安全裕量。

發(fā)明內(nèi)容
我們已經(jīng)發(fā)現(xiàn)，代替或附加使用高度信息，當(dāng)航空器設(shè)為進(jìn)近配置時(shí)，即，當(dāng)襟翼杠桿設(shè)為著陸位置并且起落架被鎖定時(shí)，使用縱向控制規(guī)則時(shí)可以實(shí)現(xiàn)速度穩(wěn)定性。這意味著，當(dāng)在縱向飛行員監(jiān)控器中施加力時(shí)可以只完成速度的改變。在這種情況之下，通過使用在側(cè)搖桿中的瞬間打開關(guān)閉開關(guān)可以極大地減少配平航空器速度的努力，代替或附加于常規(guī)的上下配平開關(guān)，使得飛行員選擇空速的任務(wù)更加容易。受益于在緊急安全應(yīng)用中不需要或使用無線電測高計(jì)信息，該控制規(guī)則在進(jìn)近和著陸期間提供了良好的處理性能。在示范性示出的非限制的實(shí)現(xiàn)中，呈現(xiàn)了基于負(fù)載系數(shù)控制的控制規(guī)則。例如，飛行控制規(guī)則基于一組飛行參數(shù)和飛行員監(jiān)控器的感測的位置計(jì)算負(fù)載系數(shù)命令。飛行員監(jiān)控器可以是在航空工業(yè)中使用的用作與人類飛行員的接口的多個(gè)設(shè)備中的任何一個(gè)，例如控制桿、迷你控制桿、中央搖桿、控制軛或側(cè)搖桿。在該示例中，飛行參數(shù)包括但不限于襟翼位置、校準(zhǔn)空速和動(dòng)壓。在此的技術(shù)的目標(biāo)是提出一種飛行控制系統(tǒng)和方法，當(dāng)航空器被設(shè)為進(jìn)近配置時(shí)，即，當(dāng)襟翼杠桿被設(shè)為著陸位置并且起落架被鎖定時(shí)，其將正速度穩(wěn)定性特征增加至縱向控制規(guī)則，而不需要使用無線電測高計(jì)信息。通過使用側(cè)搖桿中瞬間打開關(guān)閉開關(guān)可以極大地減小在進(jìn)近期間配平航空器速度的努力。在此所述的示范性示出的非限制技術(shù)是一種飛行控制系統(tǒng)，當(dāng)航空器被配置為用于著陸時(shí)，即，當(dāng)襟翼杠桿處于著陸位置并且起落架被鎖定時(shí)，所述飛行控制系統(tǒng)將正靜態(tài)速度穩(wěn)定性增加至縱向控制規(guī)則。因?yàn)槭境龅闹匦屡渲玫挠糜谥懙目刂埔?guī)則不再提供自動(dòng)配平能力，執(zhí)行類似于常規(guī)航空器的人工配平過程:為了降低航空器速度，將需要飛行員保持縱向監(jiān)控器處于拉回位置。一旦達(dá)到目標(biāo)速度，飛行員可以通過按壓位于側(cè)搖桿的瞬間打開關(guān)閉開關(guān)來設(shè)定該新的速度參考值，其顯著地降低了飛行員的工作量。只要按壓瞬間開關(guān)，參考速度連續(xù)地與當(dāng)前空速進(jìn)行再同步。當(dāng)釋放所述開關(guān)時(shí)，當(dāng)前空速被閉鎖為新的參考。當(dāng)航空器還沒達(dá)到新的參考速度時(shí)，為了避免主要表面中的瞬變現(xiàn)象，應(yīng)用速率限制器。作為速度帶中的速度提示(bug)在主要飛行顯示器中可以指示參考速度。著陸模式的進(jìn)行(engagement)也在主顯示器中標(biāo)示為標(biāo)記。示出的解決方案的非限制的優(yōu)點(diǎn)是在進(jìn)近和拉平飛行階段期間提供適當(dāng)?shù)奶幚硇阅艿目刂埔?guī)則。因此，不再需要無線電測高計(jì)作為拉平控制規(guī)則的觸發(fā)器。這排除了使用誤差的高度信息的失敗情形并且允許帶有一個(gè)失靈無線電測高計(jì)的航空器的調(diào)度而不減少安全裕量。在一個(gè)示例非限制的實(shí)現(xiàn)中，當(dāng)與基本配置的航空器相比不需要額外的硬件或物理部件來實(shí)現(xiàn)所建議的解決方案。示例非限制的示出的系統(tǒng)提供了一種飛行控制系統(tǒng)模式和方法，其通過使用飛行員監(jiān)控器中的瞬間打開關(guān)閉開關(guān)提供了航空器的速度控制。當(dāng)被配置為用于著陸時(shí)，建議模式的進(jìn)行向控制負(fù)載系數(shù)需求的縱向控制規(guī)則增加正靜態(tài)速度穩(wěn)定性。這樣的示出的系統(tǒng)可以提供:飛行控制系統(tǒng)檢測航空器被配置為用于著陸的一種方法。例如襟翼杠桿、起落架位置和輪上重量傳感器可以用于表征著陸階段。然而，任何其他的在航空工業(yè)中使用的傳感器可以用于檢測飛行階段、例如但不限于空速、慣性數(shù)據(jù)、無線電測高計(jì)、或由機(jī)組成員啟動(dòng)的飛行員座艙開關(guān)。當(dāng)在進(jìn)行正速度穩(wěn)定性時(shí)飛行員改變航空器速度的一種方法。在一個(gè)建議的解決方案中，為了降低航空器速度將需要飛行員保持縱向監(jiān)控器處于拉回位置，并且為了加速將需要飛行員保持縱向監(jiān)控器處于向前位置。飛行員監(jiān)控器可能是在航空工業(yè)中使用的用作與人類飛行員的接口的多個(gè)設(shè)備中的任何一個(gè)，例如控制桿、迷你控制桿、中央搖桿、控制軛或側(cè)搖桿。飛行員選擇新的參考速度的一種方法。當(dāng)達(dá)到目標(biāo)速度時(shí)按壓位于飛行員監(jiān)控器中的瞬間打開關(guān)閉開關(guān)來選擇當(dāng)前速度作為參考速度。該瞬間開關(guān)可以包括在航空工業(yè)中使用的多個(gè)設(shè)備中的任何一個(gè)，例如開關(guān)、按鈕、旋鈕、杠桿、觸摸屏、等；.一種基于確定的邏輯處理數(shù)據(jù)和計(jì)算輸出并且命令升降舵表面的裝置；.一種根據(jù)所述處理數(shù)據(jù)和計(jì)算輸出的裝置給定的命令來命令升降舵表面的裝置；.一組傳感器，所述傳感器感測航空器的配置和飛行狀態(tài)，以在邏輯模塊使用，所述邏輯模塊判定是否在進(jìn)行和正在運(yùn)行飛行控制模式。.一旦在進(jìn)行，感測航空器配置和飛行狀態(tài)的一組傳感器在邏輯模塊使用，所述邏輯模塊判定是否應(yīng)該脫離飛行控制模式。


通過結(jié)合附圖參考示范性非限制的示出的實(shí)施例的以下詳細(xì)描述將更好并且更完全地理解這些和其他的特征和優(yōu)點(diǎn):圖1是航空器的非限制的示例，例如民用運(yùn)輸機(jī)渦輪風(fēng)扇；圖2是示例非限制的飛行控制系統(tǒng)的示范性示出的非限制的實(shí)現(xiàn)的示意圖，顯示了基本的非限制的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)；圖3呈現(xiàn)了基于帶有速度路徑的負(fù)載系數(shù)控制的縱向控制規(guī)則的示例非限制的結(jié)構(gòu)的示意圖，所述速度路徑提供了正靜態(tài)速度穩(wěn)定性；圖4是詳述了示范性示出的非限制的邏輯模塊的圖，其使控制規(guī)則的配置能夠帶有速度穩(wěn)定性；圖5繪畫地描述了更多示例非限制的細(xì)節(jié)，速度穩(wěn)定性如何被加進(jìn)控制規(guī)則，顯示了參考速度如何設(shè)定并且德爾塔速度如何被轉(zhuǎn)換成德爾塔負(fù)載系數(shù)命令；以及圖6呈現(xiàn)了與示范性示出的非限制的飛行控制系統(tǒng)模式有關(guān)的示例非限制的主飛行顯示指示。
具體實(shí)施例方式圖1顯示了示例:雙渦輪風(fēng)扇引擎民用運(yùn)輸航空器A。在水平尾翼TW中安裝了兩個(gè)升降舵(I)用于顛簸控制，在主翼中安裝了兩個(gè)襟翼F用于控制上升和在著陸期間使航空器減速。尾升降舵I在起飛、飛行和著陸期間控制航空器A的顛簸。飛行員座艙C中的飛行員與航空器A交互以控制包括襟翼F和升降舵I的控制面。有線飛行電子飛行控制系統(tǒng)接受飛行員輸入(例如，通過襟翼杠桿7和飛行員監(jiān)控器(inceptor) 2的人工操作，見圖2)，并且使用通常由數(shù)字(計(jì)算機(jī))處理系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的自動(dòng)控制規(guī)則來控制致動(dòng)器，所述致動(dòng)器進(jìn)而控制襟翼F和升降舵I的位置。當(dāng)著陸時(shí)，航空器A下側(cè)的起落架(未顯示)從航空器腹部中的艙下降，以提供輪子，其在著陸時(shí)接觸跑道并且允許航空器在跑道上滑行。圖2顯示了示例非限制的電子飛行控制系統(tǒng)FCS。航空器裝備有飛行員襟翼杠桿
(7)，飛行員可以人工地移動(dòng)該襟翼杠桿來控制襟翼F的位置(控制主翼上的表面)，例如，來使航空器A著陸。本系統(tǒng)在著陸操作期間自動(dòng)地進(jìn)行，當(dāng):a)在著陸配置中(通過感測裝置9)感測和識(shí)別襟翼杠桿位置信號(hào)(8)，并且b)(通過感測裝置12)航空器被識(shí)別為正在空中，以及c)(通過感測裝置14感測到)起落架被鎖定。在進(jìn)行該模式之后，控制規(guī)則把它的中性靜態(tài)速度穩(wěn)定性和自動(dòng)配平的特征改變成帶有正速度穩(wěn)定性和人工配平的配置。在該帶有正速度穩(wěn)定性的配置中，以與常規(guī)的航空器類似的方式完成配平過程。系統(tǒng)接收來自飛行員監(jiān)控器(2)的縱向位置輸入(3)(其通過感測裝置4感測)。為了降低航空器速度將需要飛行員保持縱向監(jiān)控器處于拉回位置。在相反的情況下，如果飛行員保持監(jiān)控器向前推，則增加航空器速度。術(shù)語飛行員監(jiān)控器包括在航空工業(yè)中使用的允許與人類飛行員交互的多個(gè)設(shè)備，例如，控制桿、迷你控制桿、搖桿、側(cè)搖桿和所有其他的設(shè)備。一旦達(dá)到目標(biāo)航空器速度，飛行員致動(dòng)(位于飛行員監(jiān)控器2中)瞬間打開關(guān)閉開關(guān)(5)例如，通過用他的拇指按它，并且開關(guān)位置信息(其通過感測裝置6感測)用于選擇當(dāng)前速度作為新的參考速度。例如，當(dāng)按壓瞬間打開關(guān)閉開關(guān)時(shí)(指示飛行員希望設(shè)定速度)并且然后釋放(即，當(dāng)飛行員滿意當(dāng)前速度，其為他想要使用的速度設(shè)定)，參考速度可以這種形式設(shè)定。如圖6所示，飛行員經(jīng)由顯示器D可以接收作為提示的視覺反饋，來使用瞬間打開關(guān)閉控制5設(shè)定速度配平并且使用常規(guī)速度帶ST上的速度提示46表示設(shè)定的速度。在該示例圖示中，當(dāng)飛行員推并且然后釋放瞬間開關(guān)5時(shí)，在由飛行控制系統(tǒng)FCS自動(dòng)地應(yīng)用的控制規(guī)則中作為參考使用并且鎖定當(dāng)前速度。在一個(gè)示例非限制的實(shí)現(xiàn)中，飛行員一釋放所述瞬間打開關(guān)閉控制5就鎖定當(dāng)前速度。公開的瞬間打開關(guān)閉飛行員開關(guān)5可以包括在航空工業(yè)中使用的用于允許飛行員打開或關(guān)閉系統(tǒng)的多個(gè)設(shè)備中的任意一個(gè)，例如按鈕、杠桿、旋鈕、語音命令、思考命令、和其他的設(shè)備。在一個(gè)非限制的示例中，位于飛行員監(jiān)控器側(cè)搖桿2的TCS(Touch ControlSteeringswitch觸摸控制操縱開關(guān))按鈕可以作為“瞬間打開關(guān)閉開關(guān)”使用，因?yàn)樵撌褂门c互斥的兩個(gè)功能(即，操縱和著陸降落不能同時(shí)執(zhí)行)給定的飛行指揮儀同步使用相互兼容。因?yàn)門CS按鈕已經(jīng)在其他的應(yīng)用中出現(xiàn)，沒有額外的重量被加到航空器并且沒有提供附加的控制一在著陸階段TCS開關(guān)僅僅再用于二次使用。然而，替代地可以使用任何其他的或附加的瞬間打開關(guān)閉開關(guān)或其他的位于飛行員座艙的控制。示出的系統(tǒng)接收來自一組傳感器的信號(hào)，S卩:ADS-空中數(shù)據(jù)系統(tǒng)一(10)，其提供攻角和空速，AHRS—姿態(tài)和朝向參考系統(tǒng)一(11)，其提供顛簸速率和法向加速度，和襟翼位置(13)。也可以使用其他的輸入。在示例非限制的實(shí)現(xiàn)中，經(jīng)由發(fā)送數(shù)據(jù)的裝置(15)信息流出。全部這些數(shù)據(jù)，SP，來自飛行員命令和航空器傳感器，基于存儲(chǔ)在非臨時(shí)存儲(chǔ)介質(zhì)SM中的可編程的代碼，被發(fā)送至處理數(shù)據(jù)和計(jì)算輸出的裝置(16)。處理裝置16可以包括，基于例如數(shù)字微處理器和相關(guān)聯(lián)的存儲(chǔ)器、外圍設(shè)備和硬件接口的任何常規(guī)的已知處理系統(tǒng)。然后，處理裝置(16)能夠基于接收的輸入數(shù)據(jù)，計(jì)算升降舵命令(18)。所述命令被發(fā)送至致動(dòng)飛行控制面的裝置
(17)，其包括能夠命令升降舵表面(19)至所命令的位置的控制單元或致動(dòng)器。因此，根據(jù)由處理系統(tǒng)(16)計(jì)算的命令定位升降舵表面I。經(jīng)由一個(gè)或多個(gè)電子顯示器D和/或其他的輸出設(shè)備，例如音頻揚(yáng)聲器、蜂鳴器等，處理系統(tǒng)16也能夠向飛行員和機(jī)組成員提供信息。圖3詳述了存儲(chǔ)在非臨時(shí)存儲(chǔ)介質(zhì)SM中并且由處理系統(tǒng)(16)執(zhí)行的示范性軟件程序控制指令，呈現(xiàn)了示意性的信號(hào)流圖。在該方法中，所述系統(tǒng)包括“正常負(fù)載系數(shù)命令(Nzcmd)功能的監(jiān)控器位置”(20)。正常負(fù)載系數(shù)命令Nzcmd (21)用作閉環(huán)控制規(guī)則的設(shè)定點(diǎn)?；趦身?xiàng)的總和計(jì)算饋送的向前命令(feed forward command)(34)。第一項(xiàng)(25)是通過與增益相乘得到的正常負(fù)載系數(shù)(Nzcmd)。為了計(jì)算第二項(xiàng)，通過二階濾波器(23)濾波所述正常負(fù)載系數(shù)(Nzcmd)。在該濾波過程中，估算負(fù)載系數(shù)命令的導(dǎo)數(shù)并且計(jì)算負(fù)載系數(shù)命令的濾波版本Nzf ilt。這兩個(gè)信號(hào)丨NzfiIt)通過與增益相乘以構(gòu)成第二項(xiàng)(26)。作為結(jié)果的饋送向前命令(34)是(25)和(26)的總和。濾波的負(fù)載系數(shù)命令Nzfilt和負(fù)載系數(shù)命令的導(dǎo)數(shù)也被用于計(jì)算閉環(huán)命令的高頻路徑。在第一步驟中，分別地通過轉(zhuǎn)換系數(shù)(24)，作為Nzfilt和相乘的結(jié)果，創(chuàng)建攻角的參考和攻角速率的參考。然后從通過互補(bǔ)濾波器(α )和估算的攻角的導(dǎo)數(shù)值(cil)(27)傳遞的實(shí)際感測的攻角值中分別減去這些參考值。這兩個(gè)減法的結(jié)果分別與兩個(gè)增益(Gd、G )相乘，以產(chǎn)生閉環(huán)命令的高頻路徑(29)。

通過在濾波的負(fù)載系數(shù)命令Nzfilt和感測的負(fù)載系數(shù)之間的差的積分產(chǎn)生該閉環(huán)命令的積分路徑(30 )，所述感測的負(fù)載系數(shù)與增益相乘被轉(zhuǎn)換成穩(wěn)定性軸(28 )。當(dāng)航空器被配置為用于著陸時(shí)，為了提供正靜態(tài)速度穩(wěn)定性，對基本控制規(guī)則進(jìn)行兩個(gè)修改。第一修改是在參考速度(通過瞬間打開關(guān)閉開關(guān)由飛行員選擇)和感測的校準(zhǔn)空速之間的誤差Λ VCAS (22)的計(jì)算。該誤差轉(zhuǎn)換成負(fù)載系數(shù)命令(20)中的德耳塔。然后結(jié)果Nzcmd (21)為原始Nzcmd加上由在參考速度和被轉(zhuǎn)換成德耳塔負(fù)載系數(shù)命令的CAS(校準(zhǔn)空速)之間的差產(chǎn)生的誤差。第二修改是控制規(guī)則的閉環(huán)命令中低頻項(xiàng)(31)的計(jì)算。該項(xiàng)是與單獨(dú)增益相乘的姿態(tài)角(Θ )的感測值與真實(shí)空速(U)的總和?？偟拈]環(huán)命令(32)是積分項(xiàng)(30)、高頻項(xiàng)(29)和低頻項(xiàng)(31)的總和?？偟拈]環(huán)增益(總的閉環(huán)命令)經(jīng)過階式濾波器(33)傳遞來服從結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性的需要。最終升降舵命令(35)是與饋送向前命令(34)相加的階式濾波的閉環(huán)命令。升降舵命令被發(fā)送至電子單元，其通過電動(dòng)液壓致動(dòng)器(36)控制升降舵的位置。通過反饋控制系統(tǒng)的特定傳感器(37)感測在航空器動(dòng)態(tài)響應(yīng)中新的升降舵位置的效果。圖4描述了示例非限制的邏輯條件，為了滿足互鎖(bf =真)需要完成該條件，所述互鎖向縱向控制規(guī)則提供了正靜態(tài)速度穩(wěn)定性:襟翼杠桿被配置為用于著陸(39)，起落架鎖定(40)并且航空器指示“空中”狀態(tài)(WOW (輪上重量weight on wheels) =假)(41)。在非限制的示出的示例中，為了提供速度穩(wěn)定性，還需要不按位于飛行員監(jiān)控器的瞬間打開關(guān)閉開關(guān)(38)。當(dāng)按壓TCS或其他的瞬間打開開關(guān)，參考速度被同步為當(dāng)前速度，其強(qiáng)制負(fù)載系數(shù)命令(20)中的德爾塔為零。隨著按開關(guān)，默認(rèn)控制規(guī)則提供了中性靜態(tài)速度穩(wěn)定性。圖5提供了當(dāng)按壓瞬間開關(guān)5時(shí)控制規(guī)則算法內(nèi)的配平過程上的細(xì)節(jié)。當(dāng)在進(jìn)行著陸模式時(shí)(bf =真)，參考速度(45)被利用當(dāng)前速度的值更新(閉鎖)。如果飛行員在縱向監(jiān)控器中用力，則改變航空器速度并且在參考速度和當(dāng)前航空器速度之間產(chǎn)生誤差(42)。通過轉(zhuǎn)換增益將該速度誤差轉(zhuǎn)換成負(fù)載系數(shù)誤差。當(dāng)按壓瞬間開關(guān)5時(shí)(bf =假)，參考速度同步為當(dāng)前空速。換句話說，速度誤差即刻被設(shè)為零。為了避免當(dāng)按壓瞬間開關(guān)時(shí)升降舵表面中的瞬時(shí)突變，使用速率限制器(43 )。進(jìn)一步地，最終負(fù)載系數(shù)命令是監(jiān)控器命令，由于在參考速度和當(dāng)前空速之間的誤差其被轉(zhuǎn)換成通過整形函數(shù)(44)與德耳塔負(fù)載系數(shù)相加計(jì)算的需要的負(fù)載系數(shù)。控制規(guī)則(30)的積分路徑保證了配平速度達(dá)到零代替狀態(tài)誤差并且側(cè)搖桿處于中性位置。圖6顯示了示范性示出的主飛行顯示指示。當(dāng)系統(tǒng)檢測到航空器被配置為用于著陸，通過“TCS TRM”標(biāo)記(47)指示該模式，表明當(dāng)在進(jìn)行該模式時(shí)使用TCS開關(guān)作為用于配平航空器速度的主裝置。通過速度提示(46)在常規(guī)的速度帶ST中也指示參考速度。盡管已結(jié)合示范性示出的非限制的實(shí)施例描述了在此的技術(shù)，但是本發(fā)明不限于本公開。本發(fā)明旨在無論是否具體地在此公開，由權(quán)利要求限定并且覆蓋全部對應(yīng)的和等價(jià)的布置。
權(quán)利要求
1.一種航空器飛行控制系統(tǒng)，所述航空器飛行控制系統(tǒng)用于控制具有控制航空器顛簸的至少一個(gè)升降舵的類型的航空器，所述系統(tǒng)包括: 操作地耦合于所述升降舵的致動(dòng)器，所述致動(dòng)器被構(gòu)造為響應(yīng)于控制信號(hào)而操作所述升降舵； 處理系統(tǒng)，所述處理系統(tǒng)耦合于所述致動(dòng)器并且選擇地生成所述控制信號(hào)；以及 人工可操作的瞬間打開關(guān)閉控制，所述人工可操作的瞬間打開關(guān)閉控制向所述處理系統(tǒng)提供輸入； 所述處理系統(tǒng)被構(gòu)造為基于控制負(fù)載系數(shù)需求的縱向控制規(guī)則來操作所述升降舵致動(dòng)器，并且響應(yīng)于所述人工可操作的瞬間打開關(guān)閉控制輸入，修改所述縱向控制規(guī)則以在進(jìn)近和著陸期間設(shè)置速度。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行控制系統(tǒng)，其中所述瞬間打開關(guān)閉控制包括在飛行員監(jiān)控器中的瞬間打開關(guān)閉開關(guān)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行控制系統(tǒng)，其中所述處理系統(tǒng)自動(dòng)地確定何時(shí)所述航空器被配置為用于著陸并且響應(yīng)于自動(dòng)著陸確定而基于所述瞬間打開關(guān)閉控制來有條件地進(jìn)行速度設(shè)置。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛行控制系統(tǒng)，進(jìn)一步包括襟翼杠桿和起落架位置和輪上重量傳感器，所述處理系統(tǒng)使用所述襟翼杠桿和傳感器來表征著陸階段。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行控制系統(tǒng)，進(jìn)一步包括人工可操作的縱向監(jiān)控器，其中所述處理系統(tǒng)被構(gòu)造為:當(dāng)通過為了使航空器減速保持所述縱向監(jiān)控器處于拉回位置并且為了使所述航空器加速保持所述縱向監(jiān)控器處于向前位置來進(jìn)行正速度穩(wěn)定性時(shí)，允許飛行員改變航空器速度。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行控制系統(tǒng)，其中所述處理系統(tǒng)被構(gòu)造為使得所述飛行員通過人工地按壓和/或釋放所述瞬間打開關(guān)閉控制來在進(jìn)近和著陸期間選擇新的參考速度，當(dāng)達(dá)到想要的目標(biāo)速度時(shí)選擇當(dāng)前速度作為所述參考速度。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行控制系統(tǒng)，其中所述處理系統(tǒng)被構(gòu)造為基于確定的邏輯來處理數(shù)據(jù)和計(jì)算輸出，并且作為響應(yīng)而命令所述升降舵致動(dòng)器。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行控制系統(tǒng)，進(jìn)一步包括一組傳感器，所述傳感器感測所述航空器的配置和飛行狀態(tài)，所述處理系統(tǒng)包括邏輯模塊，所述邏輯模塊判定是否允許進(jìn)行和操作響應(yīng)于所述瞬間打開關(guān)閉控制的預(yù)定飛行控制模式。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行控制系統(tǒng)，進(jìn)一步包括一組傳感器，所述傳感器感測飛行器的配置和飛行狀態(tài)，所述處理系統(tǒng)包括邏輯模塊，所述邏輯模塊判定是否應(yīng)該脫離響應(yīng)于所述瞬間打開關(guān)閉控制的預(yù)定飛行控制模式。
10.在包括用于控制至少在著陸拉平期間控制航空器顛簸的至少一個(gè)升降舵的航空器飛行控制系統(tǒng)的類型的航空器上，一種控制方法包括: 基于控制負(fù)載系數(shù)需求的縱向控制規(guī)則，操作所述升降舵；以及 當(dāng)飛機(jī)處于著陸階段時(shí)，響應(yīng)于人工可操作的瞬間打開關(guān)閉控制輸入的飛行員人工操作，選擇地修改所述縱向控制規(guī)則以允許在進(jìn)近和著陸期間所述飛行員設(shè)置速度。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的方法，其中所述人工操作包括人工按壓和/或釋放布置在飛行員監(jiān)控器的瞬間打開關(guān)閉開關(guān)。
12.根據(jù)權(quán)利要求10所述的方法，進(jìn)一步包括在顯示的速度帶上顯示設(shè)置的速度提/Jn ο
13.根據(jù)權(quán)利要求10所述的方法，包括:響應(yīng)于襟翼杠桿設(shè)置和起落架傳感器，確定何時(shí)所述飛機(jī)處于著陸階段。
14.在包括用于控制至少在著陸拉平期間控制航空器顛簸的至少一個(gè)升降舵的航空器飛行控制系統(tǒng)的類型的航空器上，一種存儲(chǔ)程序控制指令的非臨時(shí)存儲(chǔ)介質(zhì)，所述程序控制指令控制所述飛行控制系統(tǒng)以: 基于控制負(fù)載系數(shù)需求的縱向控制規(guī)則，操作所述升降舵；以及當(dāng)飛機(jī)處于著陸階段時(shí)，響應(yīng)于人工可操作的瞬間打開關(guān)閉控制輸入的飛行員人工操作，選擇地修改所述縱向控制規(guī)則以允許在進(jìn)近和著陸期間所述飛行員設(shè)置速度。
15.根據(jù)權(quán)利要求14所述的非臨時(shí)存儲(chǔ)介質(zhì)，其中所述存儲(chǔ)的程序控制指令響應(yīng)于布置在飛行員監(jiān)控器上的瞬間打開關(guān)閉開關(guān)的人工按壓和/或釋放，選擇地修改所述縱向控制規(guī)則。
16.根據(jù)權(quán)利要求14所述的非臨時(shí)存儲(chǔ)介質(zhì)，其中所述存儲(chǔ)介質(zhì)存儲(chǔ)進(jìn)一步的控制指令，所述進(jìn)一步的控制指令引起在顯示的速度帶上顯示設(shè)置的速度提示。
17.根據(jù)權(quán)利要求14所述的非臨時(shí)存儲(chǔ)介質(zhì)，其中所述存儲(chǔ)的程序控制指令進(jìn)一步被構(gòu)造為:響應(yīng)于襟翼 杠桿設(shè)置和起落架傳感器，確定何時(shí)飛機(jī)處于著陸階段。
全文摘要
一種提供航空器速度控制的飛行控制系統(tǒng)模式和方法。縱向控制規(guī)則被設(shè)計(jì)為當(dāng)航空器設(shè)為進(jìn)近配置時(shí)，即當(dāng)襟翼杠桿設(shè)為著陸位置并且起落架被鎖定時(shí)，優(yōu)化飛行性能。在這種情況之下，通過使用瞬間打開關(guān)閉開關(guān)或側(cè)搖桿中的其他控制可以極大地減少對航空器速度的配平的努力，代替或附加于常規(guī)的上下配平開關(guān)，使得飛行員選擇空速的任務(wù)更加容易。受益于不需要或不使用緊急安全應(yīng)用中的無線電測高計(jì)信息，所述控制規(guī)則在進(jìn)近和著陸期間提供了卓越的處理性能。
文檔編號(hào)B64D31/06GK103144774SQ201210495608
公開日2013年6月12日 申請日期2012年11月28日 優(yōu)先權(quán)日2011年11月28日
發(fā)明者法夫里西奧·賴斯·卡爾代拉, 馬科斯·維尼修斯·坎波斯, 小勒納·魯茲·安德廖利, 瓦戈納·奧利韋拉·德卡瓦略, 達(dá)芬·岡薩斯, 愛德華多·凱梅利耶爾, 丹尼爾·西凱拉, 盧卡斯·魯維亞諾 申請人:埃姆普里薩有限公司