專利名稱：用于在翻滾過(guò)程中減小航空器機(jī)翼上載荷的方法和裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航空器結(jié)構(gòu)上的載荷減小。更具體地，本發(fā)明涉及一種能在側(cè)翻機(jī)動(dòng)(manoeuvres)過(guò)程中限制機(jī)翼上載荷的方法。本發(fā)明還涉及一種用來(lái)預(yù)測(cè)^t空器對(duì)才幾動(dòng)指令(尤其是在翻滾 中)響應(yīng)的裝置，從而減小結(jié)構(gòu)上尤其是機(jī)翼上的載荷。
背景技術(shù)：
對(duì)航空器結(jié)構(gòu)的不同部分定尺寸以便能承受某些載荷而不出 現(xiàn)永久變形。在飛機(jī)的整個(gè)機(jī)動(dòng)過(guò)程中產(chǎn)生這些載荷；特別是當(dāng)航 空器遇到強(qiáng)烈的湍流時(shí)、當(dāng)有駕,駛失誤時(shí)、在非正常機(jī)動(dòng)時(shí)、或者 處于異常的外部條件下，這些栽荷可能大于正常載荷。在航空器結(jié) 構(gòu)的不同元件的模型制造及尺寸確定中，通常至少部分地考慮這些 載荷的過(guò)量以便確定沒(méi)有危險(xiǎn)的許可載荷。此外，特別是對(duì)于軍用飛機(jī)，待實(shí)現(xiàn)的機(jī)動(dòng)范圍相對(duì)于正常情 況下的才幾動(dòng)范圍通常更大^氐空飛^f亍、i也形J 艮隨、閃避動(dòng)作...。因 此，在設(shè)計(jì)軍用航空器時(shí)，已注意到，必須將翻滾率(taux de roulis ) 視為用于確定才幾翼尺寸的影響參數(shù)。實(shí)際上，以上所^是及的才幾動(dòng)需 要比民用運(yùn)輸飛機(jī)翻滾率高兩倍的翻滾率；因此，施加在航空器結(jié)構(gòu)上的載荷以及尤其是施加在才凡翼4艮部的彎矩明顯大于正常飛4亍時(shí)。此外，飛機(jī)上小翼(以前未被使用)的越來(lái)越多的使用也會(huì)在 傳統(tǒng)的翻滾機(jī)動(dòng)中在機(jī)翼上產(chǎn)生載荷。因此，對(duì)于民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)(尤 其是機(jī)翼一艮部)的尺寸i殳計(jì)還必須考慮這個(gè)翻滾率參數(shù)。直至現(xiàn)在，與尺寸設(shè)計(jì)相比較，過(guò)載特性是在以后的試驗(yàn)中確定的。因此，通常通過(guò)測(cè)量一種參數(shù)，特別是速度來(lái)檢測(cè)過(guò)載對(duì) 于使用航空器的每個(gè)區(qū)域的特定載荷模型而確定的不同速度，當(dāng)超 出許可速度時(shí)(例如四海里/小時(shí))，觸發(fā)警才艮。專利申請(qǐng)F(tuán)R2864032中描述了對(duì)這種過(guò)載沖企測(cè)的改進(jìn)方法，其中，除考慮飛才幾的速度外， 還考慮其垂直載荷系數(shù)以便確定飛才幾結(jié)構(gòu)部分處的過(guò)載(載荷過(guò)量。然而，這些方法V叉在產(chǎn)生潛在過(guò)載的事件發(fā)生后才起作用；在 這個(gè)異常載荷之后，它們筒單地發(fā)出需要進(jìn)行航空器維護(hù)檢查的信 號(hào)以使^企查結(jié)構(gòu)的完整性。為了考慮到不同的參數(shù)且限制過(guò)載警報(bào)， 一種技術(shù)方案是機(jī)翼 的有余量的i殳i十(surdimensionnement),侈'J^口通過(guò)考慮、由異常翁W袞 率產(chǎn)生的彎矩。然而，該技術(shù)方案導(dǎo)致的直接結(jié)果是機(jī)翼過(guò)載，以 及由此飛機(jī)重量增加，這將降低飛機(jī)的性能。發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的目的是消除現(xiàn)有的關(guān)于以航空器運(yùn)行條件為函數(shù)的 航空器機(jī)翼尺寸設(shè)計(jì)的問(wèn)題。更概括地，本發(fā)明的目的是為了減少在所引起的翻滾過(guò)程中的 某些載荷，并因此避免機(jī)翼的尺寸余量，而將它們考慮到側(cè)翻機(jī)動(dòng) 中。因而，本發(fā)明的其中一個(gè)方面涉及一種能減小由控制參數(shù)(尤 其是翻滾率)引起的載荷的方法。首先，將該參數(shù)與某一閾值作比 較，該閾值例如與產(chǎn)生了最大許用載荷的控制的某一百分比(諸如70% )相等或與最大許用受控翻滾率的某一百分比(諸如70% )相 等。當(dāng)該參數(shù)小于該閾值時(shí)，所施加的控制指令對(duì)應(yīng)于該參數(shù)；根 據(jù)^/L動(dòng)開(kāi)始時(shí)所需的反應(yīng)性，控制指令與該參凄t相等或者可以通過(guò) 低通濾波器對(duì)其進(jìn)行過(guò)濾。 一旦該參H超過(guò)此閾值，差值通過(guò)低通 濾波器進(jìn)行過(guò)濾，且被加到對(duì)應(yīng)于該閾值的控制指令。因而控制減 弱，這樣能預(yù)測(cè)超出最大許用載荷的過(guò)載。優(yōu)選地，如果控制指令 通過(guò)對(duì)高達(dá)閾值的參數(shù)進(jìn)行過(guò)濾來(lái)確定，執(zhí)行此過(guò)濾的時(shí)間常數(shù)低 于用來(lái)對(duì)差值進(jìn)4亍過(guò)濾的濾波器的時(shí)間常凄t。在另一方面，本發(fā)明涉及一種適于這種方法的裝置。該裝置包 括確定控制參數(shù)的方法。有利地，這些裝置與一種應(yīng)用控制指令的 控制系統(tǒng)相關(guān)，該控制系統(tǒng)能將控制指令(諸如翻滾控制)從一個(gè) 部件(諸如航空器操縱桿)施加到一個(gè)(或多個(gè))控制面(諸如擾 流器或飛機(jī)副翼)上。該裝置還包括用于計(jì)算已確定的參數(shù)與閾值 之間的差值的裝置。如果該差值為正，則本發(fā)明裝置備有第一低通 濾波器以便對(duì)該差值進(jìn)行過(guò)濾；如果以上所述的差值為負(fù)，則本發(fā) 明裝置可備有第二低通濾波器以便要么對(duì)剩余閾值(valeur seuil r6sidudle)要么對(duì)控制參數(shù)進(jìn)行過(guò)濾。本發(fā)明裝置包括用于確定待 施加的控制指令的裝置，該控制指令對(duì)應(yīng)于前述這些值的總和。


參照附圖閱讀如下描述，將更好地理解本發(fā)明的特征和優(yōu)點(diǎn)， 附圖示例性而不是限制性地給出。圖1示出了才艮據(jù)本發(fā)明的方法的邏輯圖。圖2示意性示出了在通常情況(1)下和根據(jù)本發(fā)明的兩個(gè)實(shí) 施侈J (2、 3 )， 4乍為時(shí)間函凄史的由翁W袞4空制(une commande en roulis )施力口的載荷。圖3示出了在通常情況(1)下以及具有才艮據(jù)本發(fā)明的濾波的 情況(2)下，在飛才幾上進(jìn)行傳統(tǒng)的側(cè)翻才幾動(dòng)過(guò)程中，施加在才幾翼 上的彎矩隨時(shí)間的變4匕。
具體實(shí)施方式
本發(fā)明運(yùn)用于所有具有電(傳)飛行控制系統(tǒng)的航空器，特別 是具有在航空器中的用于控制翻滾的裝置(l，organe)與翻滾控制面 (gouverne)之間的功能連接的航空器。通常且優(yōu)選地，翻滾控制 裝置為航空器的操縱桿，而控制面包括副翼和/或設(shè)置在機(jī)翼上的減 速板，對(duì)于這種產(chǎn)生翻滾的功能，減速板:故稱為"擾流器"。已發(fā)現(xiàn)，機(jī)翼上的最大載荷峰值出現(xiàn)在翻滾機(jī)動(dòng)的某一特定時(shí) 刻，也就是當(dāng)飛才幾響應(yīng)飛4亍員通過(guò)才喿縱桿作出的、接近最大控制(值)的一個(gè)百分比的控制時(shí)，其中該最大控制對(duì)應(yīng)于產(chǎn)生最大載 荷峰值的控制，該最大載荷峰值確定(航空器)結(jié)構(gòu)的尺寸。對(duì)于 軍用飛機(jī)，這個(gè)最大載荷峰值可出現(xiàn)在作用于翻滾率的最大控制U直)的70%與100 %之間。通過(guò)了解飛機(jī)對(duì)翻滾控制的響應(yīng)，因此有可能預(yù)測(cè)過(guò)載，并可 以在施加于機(jī)翼的載荷變成等于最大載荷(為其確定機(jī)翼尺寸)的 時(shí)刻，或者稍孩i在未超出最大載荷之前對(duì)傳送的控制采取措施。這 種措施將確實(shí)產(chǎn)生飛機(jī)性能的輕微降低，但是它將機(jī)翼上的載荷限 制成小于或等于最大許用載荷，這避免了對(duì)結(jié)構(gòu)的內(nèi)在損害和所需 的維護(hù):搡作。因此，如圖1和圖2中所示，由航空器的翻滾控制裝置施加的翻滾控制X通過(guò)連4妾至飛4亍控制系統(tǒng)的裝置來(lái)測(cè)定。這種確定(測(cè) 定)是連續(xù)的或者以規(guī)則的時(shí)間間隔(例如在10ms與50ms之間)進(jìn)行。此外，最大翻滾控制(圖2中的界限Xmax)通常由飛機(jī)說(shuō)明書(shū) 的性能約束來(lái)確定。然而，在值Xmax的附近施加于4幾翼的載荷C 就達(dá)到其最大值或超出最大載荷Cmax，其中該最大載荷可施加給機(jī) 翼而無(wú)損害的危險(xiǎn)。連續(xù)地或優(yōu)選地以大約10至50 ms的頻率將測(cè)得的翻滾控制 (值)與閾值X。,。相比較。根據(jù)飛機(jī)、預(yù)定的用途(尤其是民用還 是軍用)等預(yù)先確定該閾值，以Y更一旦建議所施加的載荷應(yīng)該減小 時(shí)就使載荷的減輕方法起作用。通常，該閾值對(duì)應(yīng)于界限X,的某 一百分比(例如在軍用飛機(jī)上為70% )。當(dāng)翻滾控制(值)X小于或等于閾值X。,。時(shí)，由于機(jī)翼上不會(huì) 有任何過(guò)載，可以施加控制X。才艮據(jù)本發(fā)明，當(dāng)翻滾控制(值)X變?yōu)榇笥陂撝礨。/。時(shí)，減弱 控制。具體地，計(jì)算控制X與闊值X。/。之間的差值，且該結(jié)果由具 有常數(shù)r,的第一低通濾波器過(guò)濾。這樣，施加于翻滾控制面的控制 指令0為過(guò)濾后的差值與對(duì)應(yīng)于闊值X。/。的控制(值)的總和。因此，與圖2中曲線(1 )上示出的傳統(tǒng)的未過(guò)濾控制X的不同在于實(shí)際施加于結(jié)構(gòu)的指令減弱，并且由于在施加于機(jī)翼的載荷c變?yōu)榇笥谧畲筝d荷Cmax的時(shí)刻或稍微在此之前對(duì)傳送的控制X采取了 措施，可預(yù)測(cè)超出最大載荷Cmax的過(guò)載參照曲線(2)。jt匕夕卜，^口曲纟戔(3)戶斤示，也可以、予貞頂'j (anticiper)過(guò)載并在^壬 何時(shí)間對(duì)翻滾控制X進(jìn)行過(guò)濾。因此，即4吏參數(shù)X未達(dá)到閾值X% 時(shí)，翻滾控制也對(duì)應(yīng)于由具有第二時(shí)間常凄史^的〗氐通濾波器過(guò)濾的 參數(shù)X:因此，可預(yù)見(jiàn)飛機(jī)的響應(yīng)，并且機(jī)翼上的載荷被延遲。基 于性能的需求，在第二時(shí)間常^:小于第一時(shí)間常凄t ( r^r2 )的情況下是有利的。控制改變參數(shù)即X。/。、 r,、 ^的選擇被優(yōu)化以遵守飛機(jī)說(shuō)明書(shū)中 關(guān)于性能的要求。例如，在民用運(yùn)輸飛機(jī)的情況下(例如由圖2中 曲線(3)所示出的)，飛機(jī)對(duì)飛行員的翻滾控制做出的響應(yīng)不需要 嚴(yán)才各地遵循控制，并且該低通濾波器可以具有非零的時(shí)間常凄史r2 。例如，對(duì)于其性能可以容許在控制開(kāi)始后一^:(時(shí)間上)超出由控 制面獲得指令的延遲的短暫延遲的飛機(jī)，閾值X。/?？梢允谴蠹s70%， 其中，巧=1.2 s JU2=0.1 s。另 一方面，對(duì)于要求在控制之后馬上作出響應(yīng)的軍用運(yùn)輸飛機(jī) (例如曲線(2)所示出的)，優(yōu)選地，將^選為零，這等同于除去 相應(yīng)的低通濾波器，從而使飛機(jī)立即響應(yīng)飛行員的翻滾控制，并且 在才幾動(dòng)開(kāi)始時(shí)沒(méi)有任何延遲加到駕馬史頭見(jiàn)則(loi de pilotage )內(nèi)。4又 當(dāng)翻滾控制X超過(guò)闊值X。/。時(shí)，才產(chǎn)生限制。因此，對(duì)于在控制開(kāi) 始時(shí)其性能達(dá)到最優(yōu)化的飛機(jī)，各值變?yōu)閄% = 0.7.Xmax, r2=0， 5=0.6 s,這可以將施加于機(jī)翼上的彎矩減小大約17%,這與不可 忽略的重量節(jié)約相符合。利用示出了相同過(guò)程中正常載荷的曲線 (1 )為參照，圖3中的曲線(2)示出了對(duì)于軍用飛機(jī)在翻轉(zhuǎn)控制處于Xmax期間具有以上這些數(shù)值(X% = 0.7Xmax、 t1=0、 t2=0.6s) 的根據(jù)本發(fā)明方法的結(jié)果。與^/L動(dòng)開(kāi)始時(shí)的性能耳又決于時(shí)間常l史r2 —才羊，可以通過(guò)改變時(shí) 間常數(shù)r,來(lái)才是高載荷減小的百分比，改善飛枳4幾動(dòng)性的損失。事實(shí)上，不同的參數(shù)與電飛行控制的飛機(jī)計(jì)算器中所限定的駕駛規(guī)則的 調(diào)整以及預(yù)定的使用標(biāo)準(zhǔn)緊密相關(guān)可以獲得在載荷的減小與機(jī)動(dòng) 性之間的可"l妻受的4斤衷。因此，為了減少在翻滾機(jī)動(dòng)上的橫向載荷，本發(fā)明提出通過(guò)結(jié) 合在翻滾控制裝置與橫向駕駛;現(xiàn)則的伺服控制系統(tǒng)之間的特殊載 荷減小規(guī)則，引入施加到操縱桿的指令的控制規(guī)則，該法則能通過(guò) 減小所產(chǎn)生的載荷而節(jié)省(gagner)結(jié)構(gòu)質(zhì)量。盡管在此的描述是為了減小當(dāng)翻滾機(jī)動(dòng)施加在飛機(jī)控制裝置 上時(shí)施加在機(jī)翼根部的力矩，但是，既然本方法能減小施加到飛機(jī) 部件上的載荷，顯然本方法能夠運(yùn)用于所有其它的駕駛裝置。
權(quán)利要求
1.一種用于減小航空器結(jié)構(gòu)元件上由控制參數(shù)(X)引起的載荷(C)的方法，包括如下步驟將所述參數(shù)(X)與所述參數(shù)的閾值(X％)進(jìn)行比較，當(dāng)所述參數(shù)小于或等于所述閾值(X≤X％)時(shí)，將對(duì)應(yīng)于所述控制參數(shù)(X)的控制值運(yùn)用于裝置，當(dāng)所述參數(shù)大于所述閾值(X＞X％)時(shí)·由具有第一時(shí)間常數(shù)(τ1)的低通濾波器對(duì)參數(shù)與閾值之間的差值(X-X％)進(jìn)行過(guò)濾，·將與已過(guò)濾的差值和對(duì)應(yīng)所述閾值(X％)的控制值的總和相對(duì)應(yīng)的控制指令運(yùn)用于所述裝置。
2. 才艮據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中，所述控制指令對(duì)應(yīng)于所述 參數(shù)或由具有第二時(shí)間常數(shù)(r2 )的低通濾波器過(guò)濾的所述閾 值。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其中，所述第二時(shí)間常數(shù)小于所 述第一時(shí)間常數(shù)(、"，)。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1至3中任一項(xiàng)所述的方法，其中，所述控制參 數(shù)(X)是翻滾率。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1至4中任一項(xiàng)所述的方法，其中，所述閾值(X%)小于對(duì)應(yīng)于最大許用載荷(Cmax)的控制的100%。
6. —種用于減小在航空器結(jié)構(gòu)元件上由控制引起的載荷的裝置，所述裝置包括用于確定控制參數(shù)(X)的裝置，用于計(jì)算所述控制參數(shù)與所述控制參數(shù)的閾值之間的差 值(X-X%)的裝置，第一低通濾波器(n),如果計(jì)算出的差值為正時(shí)，用于 過(guò)濾所述計(jì)算出的差值，用于確定所述控制指令的裝置，如果所述計(jì)算出的差值 為負(fù)，所述控制指令對(duì)應(yīng)于所述控制參數(shù)(X),如果所述差 值為正，所述控制指令等于所述過(guò)濾的差值和對(duì)應(yīng)于所述閾值 的所述指令的總和。
7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的裝置，包括第二低通濾波器(r2 ),用 于通過(guò)過(guò)濾確定對(duì)應(yīng)于值(X、 X%)的所述控制指令。
8. 根據(jù)權(quán)利要求6或7所述的裝置，包括向控制面施加所述控制 指令的控制系統(tǒng)。
9. 根據(jù)權(quán)利要求8所述的裝置，其中，所述控制系統(tǒng)是電力的， 并且用于確定所述控制參凄丈的裝置與所述控制系統(tǒng)相關(guān)聯(lián)。
10. 根據(jù)權(quán)利要求8或9所述的裝置，其中，所述控制系統(tǒng)被連接 于諸如航空器操縱桿的控制結(jié)構(gòu)以及諸如航空器副翼的控制面。
全文摘要
在具有電(傳)飛行控制系統(tǒng)的航空器中，使用了一種能夠通過(guò)比較翻滾控制(X)與閾值(X_％)并且過(guò)濾該控制，而減小在橫向翻滾機(jī)動(dòng)過(guò)程中施加在機(jī)翼上的載荷的裝置。由于對(duì)翻滾控制進(jìn)行上述處理，可以預(yù)測(cè)并減小所引起的機(jī)翼上的載荷增加。因此，如果翻滾控制(值)對(duì)于航空器的預(yù)定用途來(lái)說(shuō)太高，因此可將載荷保持低于機(jī)翼的最大設(shè)計(jì)值，因此限制機(jī)翼的尺寸余量。
文檔編號(hào)G05D1/00GK101218551SQ200680024803
公開(kāi)日2008年7月9日 申請(qǐng)日期2006年7月6日 優(yōu)先權(quán)日2005年7月8日
發(fā)明者塔尼亞·利韋 申請(qǐng)人:法國(guó)空中客車公司