專利名稱：用于飛行器的輔助起飛方法
用于飛行器的輔助起飛方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及用于飛行器的輔助起飛方法，它可使起飛轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)所述飛 行器的狀態(tài)均衡，并且消除，或至少減小飛行器某些參數(shù)變化的影響， 例如質(zhì)量、前緣縫翼和后緣襟翼的外形、牽引力、在轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的速度等。
已知在飛行器起飛前，飛行員確定稱作轉(zhuǎn)動(dòng)速度的飛行器的速度的
值VR,在所述飛行器行駛在起飛跑道上并同時(shí)加速的加速階段的最后 時(shí)刻，起飛轉(zhuǎn)動(dòng)必須以這個(gè)速度開始。這個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)速度VR是飛行器起飛 的最優(yōu)化計(jì)算結(jié)果，它同時(shí)考慮到所述飛行器的特性(質(zhì)量、牽引力、 縫翼和襟翼的外形等)和起飛跑道的特性(長度、高度、狀態(tài)、溫度等)。 此外，它必須在規(guī)章條例所要求的速度值范圍內(nèi)。
而且，已知某些飛行器包含可調(diào)傾斜度的水平穩(wěn)定尾翼。這種可調(diào) 整水平穩(wěn)定尾翼在本技術(shù)領(lǐng)域中用縮寫PHR (代表可調(diào)節(jié)水平面)或 THS (代表可調(diào)整水平尾翼)中的任何一個(gè)來描述。正如固定的水平尾 翼一樣，可調(diào)整水平尾翼配有一些形成所述可調(diào)整水平尾翼的后緣的深 度舵。
可調(diào)整水平尾翼可在上仰或俯沖方向中偏轉(zhuǎn)，并且它用于某些飛行 階段。例如，在飛行器起飛時(shí)和轉(zhuǎn)動(dòng)之前，通常由飛行員或自動(dòng)系統(tǒng)的 操作使所述可調(diào)整水平尾翼偏轉(zhuǎn)預(yù)定值的偏轉(zhuǎn)角?？烧{(diào)整水平尾翼的偏 轉(zhuǎn)角的理論最佳值取決于飛行器的若千參數(shù)，例如重心的縱向位置、起 飛時(shí)的總質(zhì)量、前緣縫翼和后緣襟翼的外形、牽引力、產(chǎn)生轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的速 度等。
偏轉(zhuǎn)角的實(shí)際值很重要，因?yàn)樗鼪Q定飛行器在轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的狀態(tài)。如果 所述偏轉(zhuǎn)角的實(shí)際值過于上仰，則導(dǎo)致無飛行員介入地可能碰觸尾部的 自發(fā)起飛，或者至少相反的，如果所述偏轉(zhuǎn)角過于俯沖，則導(dǎo)致破壞飛 行器性能的費(fèi)力起飛。
通常，在起飛時(shí)，可調(diào)整水平尾翼的偏轉(zhuǎn)角數(shù)值對(duì)應(yīng)于一個(gè)上仰力 矩，特別是當(dāng)飛行器的重心占據(jù)朝向飛行器頭部的前部縱向位置時(shí)就是 如此實(shí)際上，在這種情況下，飛行器很難在轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，并且可 調(diào)整水平尾翼產(chǎn)生很大的上仰力矩。然而，當(dāng)飛行器的重心位于后部縱 向位置時(shí)，飛行器就非常容易傾向于旋轉(zhuǎn)，并且可調(diào)整水平尾翼只需要
產(chǎn)生較弱的俯仰力矩，所述俯仰力矩上仰或甚至下傾。
如上文所述，在起飛時(shí)可調(diào)整水平尾翼偏轉(zhuǎn)角的理論最佳值取決于 許多參數(shù)。因此，為了所迷可調(diào)整水平尾翼傾斜度的精確調(diào)整，必須考 慮全部參數(shù)，或者至少大多數(shù)參數(shù)，從而導(dǎo)致復(fù)雜的調(diào)整。 本發(fā)明的目的是克服這些缺點(diǎn)。
為此，根據(jù)本發(fā)明，用于包括可調(diào)整水平尾翼的飛行器的輔助起飛
方法，在所述可調(diào)整水平尾翼上鉸接有深度舵，根據(jù)所述方法
- 預(yù)先確定
. 飛行器的速度，也稱作轉(zhuǎn)動(dòng)速度的值VR,在所述飛行器加速行 駛在地面上的加速階段的最后，起飛轉(zhuǎn)動(dòng)必須開始這個(gè)速度， 以及
速度值的規(guī)定范圍，所述轉(zhuǎn)動(dòng)速度VR必須在這個(gè)范圍之內(nèi)；以 及
- 將起飛輔助的俯仰指令應(yīng)用于所述飛行器，使所述可調(diào)整水平 尾翼偏轉(zhuǎn)預(yù)定值的角度，
所述方法的顯箸特點(diǎn)在于
-在所述加速階段之前，在所述速度值的規(guī)定范圍內(nèi)任意選定低 于所迷轉(zhuǎn)動(dòng)速度VR的參考速度VRref，并且對(duì)于參考速度 VRref,至少根據(jù)起飛時(shí)所述飛行器的重心縱向位置，確定所述 可調(diào)整水平尾翼偏轉(zhuǎn)角的預(yù)定值；以及
- 在所述加速階段期間
.測量所迷飛行器的速度VC;
連續(xù)測量存在于所述測得的速度VC和所述參考速度VRref之間 的可變偏差；以及
. 根據(jù)所述速度偏差執(zhí)行所述起飛輔助的俯仰指令的可變校正。 在轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，可在飛行器起飛時(shí)允許延長校正一段時(shí)間，或者把校正
固定在達(dá)到轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)刻的用于速度值VC的數(shù)值，所述速度值VC至少近
似等于轉(zhuǎn)動(dòng)速度VR。
因此，根據(jù)本發(fā)明，在轉(zhuǎn)動(dòng)之前，使可調(diào)整水平尾翼的偏轉(zhuǎn)角依靠
僅僅上述提及的限定數(shù)量的參數(shù)，包括至少飛行器重心的縱向位置，也
稱作"對(duì)中調(diào)整"，它是重要的且被精確已知的。用這種方法就可以獲得
所述可調(diào)整水平尾翼偏轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)的極大簡化。
當(dāng)然，由此獲得的所述偏轉(zhuǎn)角數(shù)值僅僅是簡化的折衷數(shù)值，它可能
帶來的結(jié)果是從一次起飛到另一次，飛行器在轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的姿態(tài)是不同 的，因?yàn)檫@個(gè)折衷數(shù)值沒有考慮的參數(shù)中的一個(gè)或多個(gè)在變化，它會(huì)干 擾飛行員并且可能導(dǎo)致飛行器的尾部與地面接觸。
然而，根據(jù)本發(fā)明，通過在轉(zhuǎn)動(dòng)開始前施行校正和使VC與VRref 之間的偏差介入來消除這種缺點(diǎn)，而且還能通過消除或至少減小未考慮 參數(shù)變化的影響使飛行器的起飛姿態(tài)均衡。在這方面將注意到VRref與 飛行員無關(guān)。
本發(fā)明因此對(duì)于所述可調(diào)整水平尾翼的偏轉(zhuǎn)角允許使用簡化的折 衷數(shù)值，同時(shí)避免了考慮許多介入了偏轉(zhuǎn)角理論值的參數(shù)帶來的復(fù)雜 性，并且允許在連續(xù)起飛時(shí)飛行器的姿態(tài)一致。
通過所述可調(diào)整水平尾翼或所述深度舵的動(dòng)作，或部分通過所述可
的俯仰指令的校正。
此外，所述數(shù)值VC和VRref之間的速度偏差可通過它們的比例或 通過它們的差值來估算。
由于一般來說，對(duì)于相同的效果，在起飛時(shí)飛行器的俯仰控制必然 是飛行器的速度越大就越下傾，因此，如果飛行器的速度VC大于參考 速度VRref，則必須所述起飛輔助俯仰指令的校正必然表現(xiàn)為一個(gè)下傾 動(dòng)作，相反地，如果飛行器的速度VC小于所述參考速度VRref,則所 述起飛輔助的俯仰指令的校正必然產(chǎn)生上仰動(dòng)作的增加，當(dāng)速度VC等 于參考速度VRref時(shí)，所述校正為零。
然而，很容易理解到當(dāng)飛行器的速度VC遠(yuǎn)低于參考速度VRref 時(shí)，修正水平尾翼的動(dòng)作是沒有必要的。而且，通常只要速度VC低于 VRref或低于比VRref略低的速度(例如低于10節(jié)(Kts))時(shí)，執(zhí)行 這樣的修正是沒用的。
為了簡化本發(fā)明的實(shí)施，有利地選擇轉(zhuǎn)動(dòng)速度范圍的最小速度作為 參考速度VRref符合行政規(guī)章的所述實(shí)際轉(zhuǎn)動(dòng)速度必須位于所述范圍 內(nèi)。
這個(gè)最小值，也就是參考速度VRref就可等于乘積KxVSlg,其中 K是取決于牽引力的大于1的系數(shù)，并且VSlg是所述飛行器在以類似 用于起飛的外形的前緣縫翼和后緣襟翼的外形水平飛行時(shí)所述飛行器 失速時(shí)的速度。
注意到在失速速度VSlg時(shí)的升力公式寫作
Mxg=0.5xpx (VSlg) 2xCzmaxxS
其中M是飛行器的質(zhì)量，g是重力加速度，p是空氣密度，Czmax是最 大升力系數(shù)，S是參考面積。由此公式得出失速速度VSlg取決于飛行 器的質(zhì)量、高度(由密度p表示)、縫翼和襟翼的外形(由系數(shù)Czmax 表示)以及飛行器重心的縱向位置(也由系數(shù)Czmax表示)。
乘積KXVSlg中的系數(shù)K取決于飛行器起飛時(shí)的牽引力和所述飛行 器的重力之間的比例。因此它取決于起飛時(shí)操控的牽引力等級(jí)并且間接 取決于高度和溫度(由牽引力表示)以及飛行器的質(zhì)量。系數(shù)K的平均 值接近1.06。
雖然如上文所述，存在于所述速度VC和VRref之間的變量偏差可 用它們的比例來估算，但是對(duì)其特別有利地是用它們的差值來估算，以 VC-VRref的形式，也就是用VC-KxVSlg計(jì)算上述特性。
實(shí)際上，差值VC-KxVSlg給出關(guān)于飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)品質(zhì)的快速或費(fèi)力 提示(由可調(diào)整水平尾翼和深度舵產(chǎn)生的上仰力矩取決于轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)刻速度 的平方)并因此允許動(dòng)作。
在使用可調(diào)整水平尾翼的情況中，所迷尾翼的偏轉(zhuǎn)角的預(yù)定值用變 量校正角AiH來修正，表示如下
△iH=Klx ( VC-KxVSlg)
其中Kl是取決于參考速度VRref、重心縱向位置和后緣襟翼與前緣縫 翼外形的系數(shù)，例如系數(shù)K1能具有約為每節(jié)速度0.16角度的平均值。 類似地，如果使用深度舵，那么該深度舵偏轉(zhuǎn)附加的可變校正角 △5q，其數(shù)值表示如下
△8q=K2x (VC-KxVSlg)
其中K2也是取決于參考速度VRref、重心縱向位置、后緣襟翼與前緣 縫翼的外形以及起飛時(shí)牽引力的系數(shù)。 如果，對(duì)于所述的飛行器，對(duì)于俯仰控制來說，可調(diào)整水平尾翼的
效率比所迷深度舵大n倍，那么就選擇K2比K1大n倍。
本發(fā)明方法的使用特別簡單，特別是使用深度舵時(shí)。實(shí)際上，它能 在轉(zhuǎn)動(dòng)階段期間滿足修改飛行器的特性，根據(jù)操控的偏轉(zhuǎn)指令產(chǎn)生深度 舵的偏轉(zhuǎn)。正如在下文所看到的，可能有許多這些特性的修正以實(shí)施本 發(fā)明。
附圖中的圖形將給出如何詳盡理解本發(fā)明的具體實(shí)施方式
。在這些 附圖中，相同的標(biāo)號(hào)表示相同的部件。


圖1用概略的透視圖示出帶有可調(diào)整水平尾翼的大容量民用航空
器；
圖2用三個(gè)標(biāo)準(zhǔn)連續(xù)階段示出所述飛行器的起飛； 圖3A和圖3B分別示出起飛轉(zhuǎn)動(dòng)前以及從起飛轉(zhuǎn)動(dòng)開始時(shí)可調(diào)整水 平尾翼和深度舵通常位置的例子，所述深度舵連接到所述可調(diào)整水平尾
翼；
圖4A-4C、 5A-5C、 6A-6D和7A-7D分別示出實(shí)施本發(fā)明所述方法 的例子；
圖8示出一個(gè)已知常用圖示的例子，它說明了飛行器深度舵偏轉(zhuǎn)角
的變化，作為操控偏轉(zhuǎn)指令的函數(shù)變量；以及
圖9和圖IO示出圖8所示圖示的變化，以為了實(shí)施由圖4A-4C和 6A-6D分別示出的本發(fā)明方法的兩個(gè)例子。
在圖1中圖解示出的大容量飛機(jī)1具有縱軸L-L并且包含可調(diào)整傾 斜度的水平尾翼2，如雙箭頭3所示。在所述可調(diào)整水平尾翼2的后緣 上鉸接了深度舵4，它能關(guān)于所述尾翼2旋轉(zhuǎn)，如雙箭頭5所示。
此外，飛行器l在它的機(jī)翼6上包含后緣襟翼7和前緣縫翼8。
在現(xiàn)有技術(shù)中，當(dāng)停在起飛跑道9上的飛行器1準(zhǔn)備起飛時(shí)，根據(jù) 至少前述的某些參數(shù)， 一方面確定起飛轉(zhuǎn)動(dòng)必須開始的并且必須在規(guī)章 條例所要求的速度值范圍內(nèi)的速度VR，另 一方面確定可調(diào)整水平尾翼2 的偏轉(zhuǎn)角iH的數(shù)值iHl,并且該水平尾翼的傾斜度相對(duì)于所述縱軸(見 圖3A)調(diào)整到數(shù)值iHl (通常為上仰)，使得所述可調(diào)整水平尾翼2用 在起飛時(shí)執(zhí)行適當(dāng)?shù)钠痫w輔助俯仰動(dòng)作。
在圖2中已示出飛行器1在其起飛時(shí)經(jīng)歷的三個(gè)通常階段I、 II和
III。
在階段I中，飛行器l行駛在起飛跑道9上，同時(shí)加速以為了達(dá)到 預(yù)定轉(zhuǎn)動(dòng)速度VR。
在此加速階段I中，后緣襟翼7和前緣縫翼8以通常方式展開(未 示出)，可調(diào)整水平尾翼2傾斜角度iHl，并且深度舵4，例如，位于 所述可調(diào)整水平尾翼2的空氣動(dòng)力伸展的位置。以圖3A所示的這種通 常的外形，所述可調(diào)整水平尾翼2和深度舵4的組件產(chǎn)生上仰空氣動(dòng)力 學(xué)作用力，為飛行器l產(chǎn)生上仰力矩。
仍然以通常的方式，當(dāng)飛機(jī)1的速度VC達(dá)到轉(zhuǎn)動(dòng)速度VR (圖2 中的階段II)時(shí)，飛行員啟動(dòng)深度舵4以使它們采取上仰位置，所述位 置由相對(duì)于可調(diào)整水平尾翼2的偏轉(zhuǎn)角Sq的數(shù)值Sql限定(見圖3B)。 然后所述可調(diào)整水平尾翼2和深度舵4的組件產(chǎn)生上仰空氣動(dòng)力學(xué)作用 力以及上仰力矩，它們分別大于圖3A所示配置產(chǎn)生的作用力和力矩，
并且能夠?qū)е嘛w行器1的起飛。
在起飛時(shí)，可調(diào)整水平尾翼2保持在由角度iHl限定的傾斜位置， 深度舵4上仰偏轉(zhuǎn)角度Sql (圖3B)。
飛機(jī)1在傾斜的飛行路線上穩(wěn)定之后(圖2的階段III),用飛行控 制規(guī)則操控可調(diào)整水平尾翼2的傾斜度，深度舵4返回到所述尾翼2的 空氣動(dòng)力伸展姿態(tài)。
當(dāng)飛機(jī)1正在準(zhǔn)備起飛時(shí)，如果考慮根據(jù)本發(fā)明的起飛輔助方法， 則不僅要預(yù)先確定轉(zhuǎn)動(dòng)速度VR，而且要由支配民用運(yùn)輸飛機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)的規(guī) 章條例要求的速度值范圍內(nèi)任意選擇一個(gè)低于VR的參考速度VRref， 并且根據(jù)有限數(shù)量參數(shù)為任意的參考速度VRref確定所述可調(diào)整水平尾 翼2偏轉(zhuǎn)角iH的預(yù)定值iH2 (見圖4A、 5A、 6A和7A),所述參數(shù)至 少包括重心CG沿軸線L-L的縱向位置，它通過計(jì)算所述重心相對(duì)于原 點(diǎn)O的距離cg得到(見圖2)。然后，在加速階段II期間，測量行駛 在地面上并同時(shí)加速的飛機(jī)的速度VC,并且確定存在于數(shù)值VC和 VRref之間的可變偏差(用比例VC/VRref或用差值VC-Vrref表示)， 以及如下文參考附圖4A-4C、 5A-5C、 6A-6D和7A-7D所示，在轉(zhuǎn)動(dòng)開 始前校正由偏轉(zhuǎn)角度iH2的可調(diào)整水平尾翼2實(shí)施的俯仰動(dòng)作。
為了簡化本發(fā)明的實(shí)施，在有利的實(shí)施例中本發(fā)明規(guī)定參考轉(zhuǎn)動(dòng)速 度VRref選擇為與用于在起飛狀態(tài)時(shí)的飛行器1規(guī)章條例要求的轉(zhuǎn)動(dòng)速 度范圍中的最低速度相等。
在這些狀態(tài)下，參考轉(zhuǎn)動(dòng)速度VRref可選擇等于乘積KxVSlg,其 中K是取決于牽引力的大于1的系數(shù)，并且VSlg是所述飛行器1當(dāng)以 前緣縫翼8和后緣襟翼7的外形類似用于起飛時(shí)的外形水平飛行時(shí)失速 的速度。
這個(gè)系數(shù)K取決于起飛時(shí)飛機(jī)1的牽引力和所述飛機(jī)的重力之間的 比例。它的平均值接近1.06。
通過可調(diào)整水平尾翼2上的動(dòng)作，通過深度航4上的動(dòng)作或通過可 調(diào)整水平尾翼2和深度舵4上的動(dòng)作可實(shí)施根據(jù)本發(fā)明的可變俯仰控制 校正。
在由圖4A、 4B和4C示出的根據(jù)本發(fā)明方法實(shí)施的例子中，單獨(dú) 用深度舵4執(zhí)行校正。在這個(gè)例子中，只要飛行器1的速度VC小于參 考速度VRref或小于接近參考速度的速度(例如VRref-10節(jié)(kts )), 就不執(zhí)行校正(上仰)，可調(diào)整水平尾翼2和深度舵4仍然位于它們?nèi)?圖4A所示的原始位置(可與圖3A比較)。另外，當(dāng)速度VC增大并達(dá) 到所述參考速度(或接近所述速度)時(shí)，深度舵4沿下傾方向動(dòng)作校正 角度ASql (見圖4B)，例如
△3ql=K2 ( VC-KxVSlg)
其中K2是取決于參考速度VRref、重心CG的縱向位置cg、后緣襟翼7 與前緣縫翼8的外形以及起飛時(shí)牽引力的系數(shù)。飛機(jī)l的速度VC—達(dá) 到轉(zhuǎn)動(dòng)速度VR (大于VRref-KxVSlg)，飛行員就操控深度舵4上仰 角度Sq2,所述角度Sq2代數(shù)相加到校正值Mql上，該校正值A(chǔ)Sql固 定在數(shù)值K2 (VR-KXVSlg)(見圖4C)。
圖5A、 5B和5C所示的例子相應(yīng)于圖4A、 4B和4C所示的例子， 現(xiàn)在通過控制可調(diào)整水平尾翼2加入根據(jù)本發(fā)明的校正。當(dāng)飛機(jī)l的速 度VC增大并達(dá)到參考速度VRref或接近速度(VRref-lO節(jié)(kts ))時(shí)， 可調(diào)整水平尾翼2沿下傾方向(見圖5B)偏轉(zhuǎn)(從圖5A中與圖4A相 同的位置)經(jīng)過校正角度AiHl,例如
△iHl=Kl (VC-KxVSlg)
其中Kl是取決于參考速度VRref、重心CG的縱向位置eg和后緣襟翼7 與前緣縫翼8的外形的系數(shù)。它的平均值接近0.16°/節(jié)。然后，在轉(zhuǎn)動(dòng) 時(shí)刻(VC=VR)，操控深度舵4，如前所述，上仰經(jīng)過角度5q2,而可 調(diào)整水平尾翼2傾斜角度iH2-AiHl (見圖5C),所述校正角度AiHl固 定在數(shù)值K1 ( VR-KxVSlg)。
一方面在圖4A-4C的例子中，另一方面在圖5A-5C的例子中，如果 所述可調(diào)整水平尾翼2 n倍有效于所迷深度航4，對(duì)于俯仰控制來說K2 就等于n倍Kl。
在圖6A-6D中，示出了圖4A-4C所示例子的變化。在這種變化中， 圖6A、 6C和6D分別與圖4A、 4B和4C相似。這兩個(gè)實(shí)施本發(fā)明方法 的例子之間的區(qū)別由下述事實(shí)產(chǎn)生在低于VRref (例如等于80節(jié))的 速度閾值SV和VRref之間，通過使深度舵4偏轉(zhuǎn)校正角度A5q2=K2 (VC-KxVSlg)實(shí)施上仰校正(見圖6B)。因此，如果飛行員決定在 速度VC低于VRref時(shí)執(zhí)行轉(zhuǎn)動(dòng)，那么后部空氣動(dòng)力表面2、 4就位于適 當(dāng)?shù)奈恢靡暂o助轉(zhuǎn)動(dòng)。如果VC變?yōu)榇笥赩Rref,那么就在以速度VR 執(zhí)行轉(zhuǎn)動(dòng)之前(圖6D)如圖6C所示施加下傾力矩。
類似地，在圖7A-7D中示出了圖5A-5C所示例子的變化，圖7A、 7C和7D分別與圖5A、 5B和5C相似。兩個(gè)例子之間的區(qū)別在于在 速度閾值SV (低于VRref)和VRref之間，為了圖6B中關(guān)于A5q2所 述的相同目的，通過使可調(diào)整水平尾翼2偏轉(zhuǎn)校正角度AiH2等于Kl (VC-KxVSlg)實(shí)施上仰校正(見圖7B)。如果VC變?yōu)榇笥赩Rref， 那么就在以速度VR執(zhí)行轉(zhuǎn)動(dòng)之前(圖7D)如圖7C所示施加下傾力矩。
由上所述很容易預(yù)見到可通過結(jié)合可調(diào)整水平尾翼2和深度舵4的 動(dòng)作來執(zhí)行根據(jù)本發(fā)明的俯仰校正。
利用深度舵4的本發(fā)明的方法的變化(圖4A-4C和圖6A-6D)特別 容易在飛機(jī)1上實(shí)施。
如圖8所示，實(shí)際上已知飛機(jī)l的特性包括通常為線性的下傾部分 P以及也通常為線性的上仰部分C,所述特性在直角坐標(biāo)軸系統(tǒng)中根據(jù) 在控制桿上的偏轉(zhuǎn)指令Sm給出深度舵4的偏轉(zhuǎn)角Sq,所述下傾和上仰 部分P和C在中間點(diǎn)N互相連接，對(duì)該點(diǎn)來說Sq-O并且Smi。因此， 對(duì)于在0和最大值+3mmax之間(以及相反地在+5mmax和0之間)的 下傾偏轉(zhuǎn)指令5m的變化，深度舵4的下傾偏轉(zhuǎn)在0和最大值+5qmax之
間(以及相反地在+Sqmax和0之間)變化。類似地，對(duì)于在0和最大 值-Smmax之間(以及相反地在-5mmax和0之間)的上仰偏轉(zhuǎn)指令5m 的變化，深度舵4的上仰偏轉(zhuǎn)在0和最大值-5qmax之間(以及相反地在 -8qmax和0之間)變化。
在圖9所示的實(shí)施本發(fā)明的例子中，通過在下傾部分P上和上仰部 分C上加入校正角度ASq (代表圖4B、 4C、 6C和6D中的ASql以及圖 6D中的ASq2 )來修 i如圖8所示已知的特性C、 P。由于沿+5qmax方 向平行于Sq軸的幅度平移ASq導(dǎo)致的，得到了專屬于本發(fā)明的改進(jìn)的 特性C1、 Pl。中間點(diǎn)N也經(jīng)過這樣的平移，使得由此得到的坐標(biāo)點(diǎn)N1 不再位于中間，因?yàn)樗臋M坐標(biāo)Sm-O,它的縱坐標(biāo)等于厶Sq。
在圖10所示的第二個(gè)實(shí)施例中，引入上仰部分C的坐標(biāo)點(diǎn)，它由 坐標(biāo)-5m3和-3q3定義，并且對(duì)應(yīng)用于轉(zhuǎn)動(dòng)的偏轉(zhuǎn)角度3q2。例如，-Sm3 和-3q3分別等于-5mmax和-Sqmax的三分之二。在這個(gè)例子中，改進(jìn)的 上仰部分包括-Sm3和0之間類似于圖9的上仰部分Cl的第一部分 C21，沿+Sqmax方向平行于3q軸的幅度平移ASq,以及連接坐標(biāo)點(diǎn)-5m3， -Sq3+ASq到坐標(biāo)點(diǎn)-Smmax, -Sqmax的第二傾斜部分C22。在第 二個(gè)例子中，中間點(diǎn)N移位到N2 (類似于N1)，以及改進(jìn)特性的下傾 部分P2是傾斜的并且連接坐標(biāo)點(diǎn)N2到坐標(biāo)點(diǎn)+5mmax， +5qmax。
圖9和圖10給出的兩個(gè)改進(jìn)特性的例子當(dāng)然沒有限制性，可以預(yù) 見到有許多其他對(duì)特性C、 P的改進(jìn)。
在飛機(jī)1包含存儲(chǔ)了起飛規(guī)則的計(jì)算機(jī)(未示出)的通常情況中， 將本發(fā)明的方法集成到所述規(guī)則中是有利的。
無論怎樣可能實(shí)施根據(jù)本發(fā)明的方法，都可以在轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)延長一定時(shí) 間的校正，或把校正選定在達(dá)到速度值VC的數(shù)值，所述速度值VC至 少近似等于轉(zhuǎn)動(dòng)速度VR。
權(quán)利要求
1.用于飛行器(1)的輔助起飛方法，包括可調(diào)整水平尾翼(2)，在其上鉸接有深度舵(4)，根據(jù)本發(fā)明的方法- 預(yù)先確定·飛行器(1)的速度，稱作轉(zhuǎn)動(dòng)速度的值VR，在所述飛行器行駛在地面上并同時(shí)加速的加速階段的最后時(shí)刻，起飛轉(zhuǎn)動(dòng)必須開始這個(gè)速度，以及·速度值的規(guī)定范圍，所述轉(zhuǎn)動(dòng)速度VR必須在這個(gè)范圍之內(nèi)；以及-將起飛輔助俯仰指令應(yīng)用于所述飛行器(1)，使所述可調(diào)整水平尾翼(2)偏轉(zhuǎn)預(yù)定值的角度(iH)，其特征在于-在所述加速階段之前，在所述速度值的規(guī)定范圍內(nèi)任意選定低于所述轉(zhuǎn)動(dòng)速度VR的參考速度VRref，并且對(duì)于參考速度VRref，至少根據(jù)起飛時(shí)所述飛行器的重心(CG)縱向位置，確定所述可調(diào)整水平尾翼(2)的偏轉(zhuǎn)角(iH)的預(yù)定值(iH2)；以及-在所述加速階段期間·測量所述飛行器的速度VC；·連續(xù)確定存在于測得的所述速度VC和所述參考速度VRref之間的可變偏差；以及·根據(jù)所述速度偏差執(zhí)行所述起飛輔助俯仰指令的可變校正。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，從轉(zhuǎn)動(dòng)開始，允許 所述校正在飛行器起飛期間持續(xù)。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，在轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)刻，對(duì)于 至少近似等于轉(zhuǎn)動(dòng)速度VR的速度值VC來說，把所述校正固定在所達(dá) 到的值處。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1-3中任一項(xiàng)權(quán)利要求所迷的方法，其特征在于， 通過所述可調(diào)整水平尾翼(2)獲得所述起飛輔助俯仰指令的校正。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1-3中任一項(xiàng)權(quán)利要求所迷的方法，其特征在于， 通過所述深度舵(4)獲得所述起飛輔助俯仰指令的校正。
6. 根據(jù)權(quán)利要求1-3中任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的方法，其特征在于， 部分通過所述可調(diào)整水平尾翼(2)和部分通過所述深度航(4)獲得所 述起飛輔助俯仰指令的校正。
7. 根據(jù)權(quán)利要求1-6中任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的方法，其特征在于， 存在于所述速度值VC和VRref之間的所述速度偏差通過它們之間的比 例來估算。
8. 根據(jù)權(quán)利要求1-6中任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的方法，其特征在于， 存在于所述速度值VC和VRref之間的所述速度偏差通過它們之間的差 值來估算。
9. 根據(jù)權(quán)利要求1-8中任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的方法，其特征在于， 當(dāng)飛行器的速度VC大于參考速度VRref時(shí)，所述起飛輔助俯仰指令的 校正對(duì)應(yīng)于下傾動(dòng)作。
10. 根據(jù)權(quán)利要求1-9中任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的方法，其特征在于， 當(dāng)飛行器的速度VC小于參考速度VRref時(shí)，所述起飛輔助俯仰指令的 校正對(duì)應(yīng)于上仰動(dòng)作。
11. 根據(jù)權(quán)利要求1-9中任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的方法，其特征在于， 只要所述飛行器的速度VC不是至少近似等于所述參考速度VRref，就 不執(zhí)行所述起飛輔助俯仰指令的校正。
12. 根據(jù)權(quán)利要求1-11中任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的方法，其特征在 于，選定所述參考速度Vrref,使其等于所述范圍的最小速度值。
13. 根據(jù)權(quán)利要求12所述的方法，它應(yīng)用于包括后緣襟翼(7)和 前緣縫翼(8)的飛行器，其特征在于，所述參考速度VRref等于乘積 KxVSlg，其中K是大于1的系數(shù)，并且VSlg是所述飛行器(1 )在前 緣縫翼(8)和后緣襟翼(7)為類似用于起飛的外形的外形水平飛行時(shí) 失速的速度。
14. 根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，其特征在于，系數(shù)K取決于起 飛時(shí)飛行器(1)的牽引力和所述飛行器的重力之間的比例。
15. 根據(jù)權(quán)利要求14所述的方法，其特征在于，系數(shù)K具有接近 1.06的平均值。
16. 根據(jù)權(quán)利要求4、 8和13中任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的方法，其特 征在于，所述可調(diào)整水平尾翼(2)的偏轉(zhuǎn)角(iH)的預(yù)定值(iH2)用 校正值(AiHl， AiH2)來校正，表示如下 <formula>formula see original document page 4</formula>其中Kl是取決于參考速度VRref、重心(CG)的縱向位置(eg)和后 緣襟翼(7)與前緣縫翼(8)的外形的系數(shù)。
17. 根據(jù)權(quán)利要求16所述的方法，其特征在于，Kl的平均值約為 0.16°/節(jié)。
18. 根據(jù)權(quán)利要求5、 8和13中任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的方法，其特 征在于，使所述深度舵(4)偏轉(zhuǎn)校正角度ASq，其數(shù)值(ASql, ASq2) 表示如下△5q=K2x (VC-KxVSlg)其中K2是取決于參考速度VRref、重心(CG)的縱向位置(cg)、后 緣襟翼(7)與前緣縫翼(8)的外形以及起飛時(shí)牽引力的系數(shù)。
19. 根據(jù)權(quán)利要求16和18中任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的方法，它應(yīng)用于飛行器(1),其中在俯仰控制方面，所迷可調(diào)整水平尾翼(2)的效 率比所速深度航(4)大n倍，其特征在于，K2=nxKl。
20. 根據(jù)權(quán)利要求18所述的方法，其中特性(C, P)包括互相連 接到中間點(diǎn)(N)的下傾部分(P)和上仰部分(C)，所述特性與飛行 器(1 )有關(guān)并且根據(jù)所述深度舵(4 )的偏轉(zhuǎn)指令(5m)給出深度舵(4 ) 的偏轉(zhuǎn)(5q),其特征在于，所述特性(C， P)通過向其加入所述校正 角度A5q進(jìn)行修改。
全文摘要
從可能的轉(zhuǎn)動(dòng)速度范圍內(nèi)任意選擇參考數(shù)值VRref，至少按照中心調(diào)整使可調(diào)整水平尾翼的位置轉(zhuǎn)變角度，對(duì)于所述數(shù)值VRref，確定所述參考值和加速的飛行器速度值VC之間的偏差，在轉(zhuǎn)動(dòng)之前控制飛行器的深度舵和/或可調(diào)整水平尾翼，使得考慮進(jìn)所述偏差。
文檔編號(hào)G05D1/06GK101171557SQ200680015966
公開日2008年4月30日 申請(qǐng)日期2006年5月4日 優(yōu)先權(quán)日2005年5月10日
發(fā)明者F·德拉普萊斯, G·馬蒂厄, X·勒特朗 申請(qǐng)人:法國空中巴士公司