專利名稱：用于推力不對(duì)稱控制的報(bào)警速度的計(jì)算及顯示的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明一般涉及在引擎故障之后向多引擎飛機(jī)的飛行員指示最小安全飛行速度的系統(tǒng)和方法。本發(fā)明一般還涉及在引擎故障之后提供飛行路徑導(dǎo)航和自動(dòng)駕駛命令以維持多引擎飛機(jī)的安全空速的系統(tǒng)和方法。
背景技術(shù)：
在本領(lǐng)域中已知的是檢測在多引擎飛機(jī)中由于引擎故障導(dǎo)致的推力不對(duì)稱并且隨后照亮駕駛艙報(bào)警燈。指示引擎故障的報(bào)警燈不提供關(guān)于以何種空速來飛行以維持方向控制的任何信息。假設(shè)飛行員對(duì)引擎故障的反應(yīng)足夠及時(shí)，飛行員隨后需要知道以何種空速飛行及應(yīng)該避免何種空速。要解決的問題是對(duì)于某些飛機(jī)類型和設(shè)計(jì)來說缺乏提供可接受的對(duì)推力不對(duì)稱的飛機(jī)控制的最小速度的飛行員指示或報(bào)警。對(duì)于不具有最小可控速度的駕駛艙報(bào)警的飛機(jī)，疏忽的或分神的飛行員可能讓空速降低，而飛機(jī)可能在飛行員接收危險(xiǎn)報(bào)警前偏離受控飛行。經(jīng)FAR和CS第23章認(rèn)證的某些輕量級(jí)多引擎飛機(jī)被FAA規(guī)程23. 1545節(jié)要求在空速指示器上以放射狀紅線顯示一個(gè)引擎失效時(shí)確認(rèn)的最小控制速度vm。。Vm。在25. 149節(jié)被定義為“當(dāng)主引擎突然失效時(shí)，能夠維持該引擎仍然失效的飛機(jī)的控制并以不超過5度的傾斜角維持直線航行時(shí)的經(jīng)校準(zhǔn)的空速?！彪m然運(yùn)輸飛機(jī)規(guī)程(在FAR和CS第25章為質(zhì)量大于12，500磅的飛機(jī))要求運(yùn)行速度相對(duì)于引擎停機(jī)(engine-out)最小控制速度具有特定的裕量,但為數(shù)不多(如果有的話)的大型多引擎飛機(jī)具有關(guān)于保持最低程度的橫向和方向控制的最小空速的駕駛艙指示或飛行員報(bào)警。某些飛機(jī)具有足夠的方向控制，使得引擎停機(jī)最小控制速度低于由機(jī)翼上升力限制的最小飛行速度。對(duì)于這些飛機(jī)，失速速度的普通駕駛艙指示和普通失速報(bào)警系統(tǒng)提供在引擎停機(jī)條件下的足夠最小速度警示。然而，某些飛機(jī)在引擎失效時(shí)的最小運(yùn)行速度由側(cè)向或方向控制確定。也就是說，這些飛機(jī)能夠受益于基于橫向或方向控制能力的卩隹ー的最小速度顯不和報(bào)警。現(xiàn)有的解決方案是將空速指示器或操縱面上的固定標(biāo)記的尺寸放大到足以將最小控制速度放在最小失速報(bào)警速度下面。某些飛機(jī)沒有這兩種方案，而是依賴于不要飛得太慢或識(shí)別方向控制用法與空速的相關(guān)性的飛行技術(shù)，或者依賴于飛行員對(duì)特定條件下計(jì)算的最小控制空速的記憶。根據(jù)定義，最小空速的固定數(shù)量僅在ー組條件(襟翼、海抜、選擇的推力降額)下計(jì)算。通常針對(duì)襟翼和海拔組合中最惡劣的情況進(jìn)行計(jì)算。既然在較高的海拔處最大推力減少，則海平面計(jì)算對(duì)于較高海抜來說是過度限制的。同時(shí)，對(duì)于具有引擎降額能力的飛機(jī)，最小空速依賴于針對(duì)給定起飛所選擇的降額。當(dāng)運(yùn)行于引擎降額時(shí)固定的最小空速將是過度限制的。
對(duì)于操縱面的尺寸適于將最小控制速度置于所有重量和推力組合的最小失速報(bào)警速度以下的飛機(jī)來說，它會(huì)為設(shè)計(jì)在空飛機(jī)失速時(shí)控制最大推力的能力付出大的重量和牽引力的代價(jià)。對(duì)攜帶非常大載油量的長途飛機(jī)來說，最大推力在充滿燃油和有效負(fù)載的情況下是需要的，而在低燃油量和輕有效負(fù)載期間飛行時(shí)則很少使用。需要在引擎故障之后基于當(dāng)前推力不對(duì)稱的幅度計(jì)算多引擎飛機(jī)的最小安全空速的方法。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的ー個(gè)方面是ー種用于計(jì)算且然后顯示飛機(jī)的最小安全飛行速度以在推力不對(duì)稱條件下維持控制的系統(tǒng)和方法。本發(fā)明的另ー個(gè)方面是ー種用于計(jì)算飛機(jī)的最小 安全飛行速度以在推力不對(duì)稱條件下維持控制并提供飛行路徑導(dǎo)航和自動(dòng)駕駛命令以維持空速在該計(jì)算的最小速度之上的系統(tǒng)和方法。在此公開的每個(gè)實(shí)施例幫助多引擎飛機(jī)的飛行員在引擎故障之后在對(duì)給定推力不對(duì)稱的橫向或方向控制不足時(shí)避免以不安全的空速飛行?；诋?dāng)前推力不對(duì)稱或當(dāng)前推力能力的最小速度計(jì)算比在對(duì)這些條件太保守且將影響可接受的運(yùn)行速度的速度下不施加報(bào)警的固定速度更有利。優(yōu)選實(shí)施例在飛機(jī)的飛行控制和顯示計(jì)算機(jī)的軟件中實(shí)現(xiàn)。當(dāng)存在推力不對(duì)稱吋，飛行控制計(jì)算機(jī)的軟件采用由于其他原因可用的來自現(xiàn)有飛機(jī)傳感器的數(shù)據(jù)來計(jì)算最小安全速度(下文記為“vWAENINe”)。飛行控制計(jì)算機(jī)輸出計(jì)算結(jié)果給顯示計(jì)算機(jī)，該顯示計(jì)算機(jī)控制駕駛艙顯示器以視覺指示報(bào)警速度vWAKNINe給飛行員。飛機(jī)用以維持對(duì)推力不對(duì)稱的控制的最小安全飛行速度的計(jì)算使得能夠警示、報(bào)警和導(dǎo)航。它將飛行員的注意力放在空速上，這是對(duì)于引擎停機(jī)控制來說在方向舵角位置之后的第二重要參數(shù)。本發(fā)明的其他方面公開和主張權(quán)利如下。


圖I是示出可被編程以提供在此公開的新穎功能的飛機(jī)控制系統(tǒng)的部件的高級(jí)框圖。圖2是示出根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的空速顯示器的繪圖。圖3是示出飛機(jī)機(jī)身迎角的繪圖。圖4是示出自動(dòng)飛行使用推力不對(duì)稱控制的報(bào)警速度作為設(shè)置最小導(dǎo)航和控制速度的因子的框圖。圖5是示出用于計(jì)算和顯示推力不對(duì)稱控制的報(bào)警速度的ー個(gè)方法的框圖。圖6是示出用于計(jì)算和顯示推力不對(duì)稱控制的報(bào)警速度的另ー個(gè)方法的框圖。下文將參考這些附圖，其中不同圖中類似的元件具有相同的參考標(biāo)記。
具體實(shí)施例方式圖I是示出現(xiàn)代飛機(jī)上已存在的一種控制系統(tǒng)類型的硬件組件的框圖。空氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)和慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)(ADIRS) 14包括空氣數(shù)據(jù)部分，其提供空速、迎角、溫度和氣壓海拔數(shù)據(jù)，而慣性基準(zhǔn)部分將姿態(tài)(attitude)、飛行路徑矢量、地面速度和定位數(shù)據(jù)給予飛行控制系統(tǒng)2的輸入信號(hào)管理平臺(tái)8。飛行控制系統(tǒng)2包括主飛行控制計(jì)算機(jī)/功能4和自動(dòng)駕駛計(jì)算機(jī)/功能6。主飛行控制計(jì)算機(jī)4和自動(dòng)駕駛計(jì)算機(jī)6可具有獨(dú)立的輸入信號(hào)管理平臺(tái)。飛行控制系統(tǒng)2進(jìn)ー步包括報(bào)警速度計(jì)算機(jī)/功能5，其基于由ADIRS 14獲得的信息和稍后將參考圖5和圖6詳細(xì)描述的其他信息來計(jì)算報(bào)警速度VWAKNINe。[報(bào)警速度計(jì)算機(jī)可以可替換地合并到自動(dòng)駕駛計(jì)算機(jī)或主飛行計(jì)算機(jī)中。]報(bào)警速度計(jì)算機(jī)5發(fā)送計(jì)算結(jié)果給顯示計(jì)算機(jī)10，該顯示計(jì)算機(jī)10控制駕駛艙顯示器12顯示報(bào)警速度，這將在下面參考圖2更詳細(xì)地描述。報(bào)警速度計(jì)算機(jī)5還發(fā)送計(jì)算結(jié)果給自動(dòng)駕駛計(jì)算機(jī)6，該自動(dòng)駕駛計(jì)算機(jī)6利用報(bào)警速度VWAKNINe和其他信息來生成各種自動(dòng)飛行命令(這將在下面參考圖4更詳細(xì)地描述)，這些命令被發(fā)送給主飛行控制計(jì)算機(jī)4。當(dāng)自動(dòng)駕駛被啟用(engaged)時(shí)，主飛行控制計(jì)算機(jī)4至少部分基于來自自動(dòng)駕駛計(jì)算機(jī)6的那些命令輸出升降舵命令給升降舵致動(dòng)器16。作為替換，自動(dòng)駕駛 計(jì)算機(jī)6可以獨(dú)立于主飛行控制計(jì)算機(jī)4而生成所需要的升降舵命令。升降舵命令是基于所需要的升降舵角度設(shè)置(未顯示)來確定的。升降舵被用于實(shí)施俯仰飛行動(dòng)作，也用作在起飛和降落時(shí)調(diào)整飛機(jī)相對(duì)地面的姿態(tài)。當(dāng)飛行指揮儀被啟用吋，自動(dòng)駕駛計(jì)算機(jī)6向飛行指揮儀提供俯仰姿態(tài)的導(dǎo)航提示。根據(jù)ー個(gè)實(shí)施例，駕駛艙顯示器包括由主飛行控制計(jì)算機(jī)4發(fā)送給顯示計(jì)算機(jī)10的所計(jì)算的報(bào)警速度vWAENINe的視覺指示。報(bào)警速度VWAENINe以提供最小安全速度的清晰明確的指示的形式顯示在速度帶上，且其明顯與現(xiàn)代駕駛艙顯示器上顯示的其他符號(hào)區(qū)別開來。圖2示出速度帶顯示器20，其包括沿著豎直軸處于固定間隔的有序標(biāo)記系統(tǒng)，每個(gè)間隔代表10節(jié)(knot)。當(dāng)前速度由顯示在圖形符號(hào)22內(nèi)部的數(shù)字(在本示例中為131節(jié))來指示。圖形符號(hào)22是固定的，而速度帶的豎直刻度隨著當(dāng)前速度變化在符號(hào)22后面豎直地移動(dòng)。另外，符號(hào)22內(nèi)部顯示的數(shù)字會(huì)隨著當(dāng)前速度改變而改變。在圖形符號(hào)22右側(cè)的指針22a會(huì)沿著豎直刻度指向?qū)?yīng)于由圖形符號(hào)22內(nèi)部顯示的數(shù)字指示的當(dāng)前速度的位置。指針24指示由機(jī)組成員在模式控制面板(機(jī)組成員與自動(dòng)飛行系統(tǒng)之間的飛行甲板界面)上選擇的目標(biāo)空速，而位于速度帶顯示器20上方的圖形符號(hào)26包含同一飛行員選擇的目標(biāo)速度的數(shù)字指示符(在該示例中，目標(biāo)速度已被設(shè)置為130節(jié))。根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例，報(bào)警速度VWAENINe的視覺指示符被顯示為水平線條，由圖2中的參考數(shù)字28指示。從水平線條28向下延伸的豎直線條30指示飛機(jī)速度低于報(bào)警速度Vwakniic的范圍。在實(shí)際實(shí)施時(shí)，水平線條28和五個(gè)相互平行的豎直線條30優(yōu)選都以鮮紅的顏色顯示。另外，圖2中描繪的速度帶顯示器20包括棒振動(dòng)速度(即機(jī)翼接近失速時(shí)的速度)的視覺指示。在圖2中見到的顯示器中，相對(duì)較粗的豎直條32的頂部指示機(jī)翼上升力接近失速時(shí)的棒振動(dòng)速度。該豎直條優(yōu)選實(shí)現(xiàn)為顔色從黑色到紅色交替的一系列相等長度的條段。圖2示出的速度帶顯示器20可以被合并到其他典型的駕駛艙顯示器中。此類典型駕駛艙顯示器的其他圖形元件在本領(lǐng)域中是已知的，并且沒有在圖2中示出。除了視覺指示符28タト，當(dāng)飛機(jī)空速降到針對(duì)當(dāng)前推力不對(duì)稱計(jì)算的最小安全速度以下時(shí)，優(yōu)選地駕駛艙音響報(bào)警響起來。優(yōu)選的實(shí)施方案是聲音報(bào)警“空速，空速”，其使飛行員專注于將空速恢復(fù)到大于所顯示的報(bào)警速度的某一速度。根據(jù)進(jìn)ー步的實(shí)施例，所計(jì)算的報(bào)警速度Vwaeniic被用于自動(dòng)飛行導(dǎo)航和控制，以便自動(dòng)飛行系統(tǒng)不會(huì)指導(dǎo)飛行員或控制飛機(jī)到低于針對(duì)當(dāng)前推力不對(duì)稱計(jì)算的最小安全速度的低空速，若無推力不對(duì)稱時(shí)在該低空速下是安全的。圖3是示出飛機(jī)機(jī)身120的迎角的繪圖。虛線表示飛行路徑矢量，其也指示在假設(shè)的靜止空氣條件(即無風(fēng))下迎面而來的空氣的方向。飛行路徑矢量的方向由相對(duì)于地平線的飛行路徑角指示。參考線122指示機(jī)身的縱軸或中心線。用記號(hào)a _指示的角度是飛機(jī)機(jī)身迎角，其為迎面而來的空氣和機(jī)身中心線122之間的夾角。俯仰角(下文也稱為“俯仰姿態(tài)”)是機(jī)身中心線122圍繞平行于飛機(jī)的橫軸的軸線的角位移。機(jī)身仰角ab()dy由安裝在飛機(jī)機(jī)頭上的AOA風(fēng)向標(biāo)(或傳感器)測量并被轉(zhuǎn)換為如下文解釋的等價(jià)機(jī)身A0A。機(jī)身仰角a b()dy連同所計(jì)算的報(bào)警速度Vwaknimj、俯仰姿態(tài)及其他參數(shù)一起被用于確定如下面參 考圖4所描述的升降舵命令。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，自動(dòng)駕駛模塊在推力不對(duì)稱期間提供飛行路徑導(dǎo)航和自動(dòng)駕駛命令的部分被顯示在圖4中。圖4包括自動(dòng)駕駛設(shè)計(jì)領(lǐng)域中通常采用的比例積分控制(PIC)方案的基本元件。PIC是一種反饋控制方案，其中誤差信號(hào)(例如空速和期望目標(biāo)空速之間的差異)的加權(quán)求和與誤差信號(hào)的積分被用于驅(qū)動(dòng)“設(shè)備”。為便于理解，圖4中描繪的不同元件已被分組成用虛線矩形表示的功能塊(functional block)。功能塊40是新的，因?yàn)楣δ軌K42、44和46利用其輸出和所計(jì)算的報(bào)警速度VWAENIN(；。圖4提供的信息是非常高層次的，其并不試圖包括所有的輸入和輸出。相反，圖4顯示了現(xiàn)有基于失速的包絡(luò)保護(hù)方案如何被修改以防止自動(dòng)控制或?qū)Ш降降陀谒?jì)算的
報(bào)警速度 ^WARNING 的空速。如在圖4中看到的，功能塊40接收以下輸入a b()dy—機(jī)身迎角(單位為度)；所計(jì)算的報(bào)警速度Vwakniic (單位為節(jié));襟翼位置一當(dāng)前襟翼位置(單位為度)，其基于后緣襟翼角位置和前緣縫翼位置；以及CAS (校正的空速)一針對(duì)儀器誤差和位置錯(cuò)誤校正的空速(單位為節(jié))。安裝于飛機(jī)機(jī)身的空速探頭和靜壓孔(static pressure port)被用于確定CAS。至二維查找表52的輸入“襟翼位置”和a body確定輸出Cu，該Cu是當(dāng)前空速的升力系數(shù)[無單位]。輸入CAS和Vwaknins在塊48中相乘，然后其乘積在塊50中被平方。塊50的輸出和查找表52的輸出在塊54中相乘，所得乘積是Q，其為報(bào)警速度Vwakniic的設(shè)計(jì)拉升力系數(shù)[無單位]。然后參數(shù)Q2和襟翼位置被輸入到另一個(gè)二維查找表56中，其輸入確定輸出a fioOT—IWDk (橫向/方向阿爾法底線(alpha floor)),其為報(bào)警速度VWAENIN(；的等價(jià)迎角(單位為度)。如在圖4中看到的，等價(jià)仰角afDt/Ito由功能塊40輸出給阿爾法保護(hù)功能塊42和阿爾法底線子模式功能塊46，后者是升降舵上速度控制法則功能塊44的一部分。如在圖4中看到的，阿爾法保護(hù)功能塊42接收以下輸入
^ body ; ^ floor—Lat/Dir ;以及
ass (棒振動(dòng)迎角，單位為度)，其為發(fā)生棒振動(dòng)時(shí)的機(jī)身迎角。[棒振動(dòng)是在飛機(jī)接近失速時(shí)給機(jī)組人員的指示(觸覺、聽覺和視覺提示)。]棒振動(dòng)迎角a ss和偏差在求和節(jié)點(diǎn)58處求和。然后等價(jià)迎角a floor_Lat/Dir和求和節(jié)點(diǎn)58的輸出被輸入到MIN選擇塊60，其輸出參數(shù)aMax，該參數(shù)是由阿爾法保護(hù)功能使用的目標(biāo)(期望)迎角(以度表示)。MIN選擇塊60的功能是傳遞兩個(gè)輸入中的較小者。參數(shù)aMax和Cibtxly被輸入到阿爾法保護(hù)命令處理器62。阿爾法保護(hù)命令處理器62輸出兩個(gè)命令阿爾法保護(hù)比例命令和阿爾法保護(hù)積分命令。阿爾法保護(hù)比例命令與阿爾法保護(hù)誤差信號(hào)成比例，該阿爾法保護(hù)誤差信號(hào)是aMax和Cibtxiy之間的差異(單位為度)。阿爾法保護(hù)積分命令是阿爾法保護(hù)誤差信號(hào)的積分(單位為度/秒)。對(duì)于非升降舵上速度模式的自動(dòng)飛行模式(海拔保持、海拔捕捉、豎直速度、豎直導(dǎo)航和下滑道)，速度控制由引擎推力控制(自動(dòng)油門或手動(dòng)油門控制)提供。需要注意的是圖3不包括對(duì)這些模式的任何參考。作為包絡(luò)保護(hù)方案的一部分，阿爾法保護(hù)功能適于在沒有足夠推力的情況下防止飛機(jī)飛得太慢。當(dāng)迎角增加超出a Max時(shí)，自動(dòng)駕駛從其當(dāng)前啟動(dòng)(engaged)模式切換到阿爾法控制模式，在阿爾法控制模式下自動(dòng)駕駛主動(dòng)控制到安全的迎角。仍然參考圖4，用于爬升和下降飛行動(dòng)作的自動(dòng)飛行升降舵上速度控制法則(由功能塊44表示)通過俯仰飛機(jī)來提供對(duì)目標(biāo)空速的精確速度控制。通過移動(dòng)升降舵操縱面(并因此改變升降舵上的名義速度或經(jīng)過升降舵的名義速度)來提供俯仰姿態(tài)變化。當(dāng)自動(dòng)駕駛啟動(dòng)時(shí)，升降舵的控制是自動(dòng)的。如果飛行員在手動(dòng)駕駛飛機(jī)，則通過飛行指揮儀俯仰導(dǎo)航向飛行員提供俯仰導(dǎo)航。升降舵上速度(speed on elevator)模式包括飛行水平 變化、起飛和巡航。對(duì)于起飛和巡航模式，升降舵上速度控制法則具有提高風(fēng)剪切性能的條款。當(dāng)?shù)陀谥付ǖ呐郎蕰r(shí)，自動(dòng)駕駛控制到西塔參考命令，而不是向下俯沖以在減少的逆風(fēng)剪切中維持空速。西塔參考命令是起飛和巡航條件下的俯仰姿態(tài)目標(biāo)。這一俯仰姿態(tài)被稱為“參考”俯仰姿態(tài)，因?yàn)樗窃谄痫w或巡航飛行動(dòng)作期間飛機(jī)的初始俯仰目標(biāo)。通過在起飛或巡航飛行動(dòng)作期間旋轉(zhuǎn)飛機(jī)機(jī)頭到“西塔參考”俯仰姿態(tài)，飛機(jī)將生成以期望目標(biāo)空速向上爬升(獲得高度)所需的上升力。在減少逆風(fēng)剪切的事件中，會(huì)有上升力和空速的損失。不同于使飛機(jī)機(jī)頭向下俯沖來恢復(fù)速度，更期望的是將飛機(jī)的俯仰姿態(tài)“停駐”在西塔參考目標(biāo)直到不利條件(風(fēng)剪切)已減弱到有足夠的能量爬升并精確地控制空速。如在圖4中看到的，功能塊44接收以下輸入所計(jì)算的報(bào)警速度VWAKNIN(； ；VCMIN—飛行操作中基于失速的最小速度(單位為節(jié))(通常VCMIN是失速速度的130%);目標(biāo)空速一期望的空速目標(biāo)，其或者是飛行員選擇的空速(之前參考圖3描述的)，或者是基于起飛或巡航啟用時(shí)的空速的內(nèi)部目標(biāo)；實(shí)際空速一針對(duì)溫度和密度而校正的校準(zhǔn)空速；最大行速一最大運(yùn)行速度；俯仰姿態(tài)一飛機(jī)的俯仰角度；飛行路徑加速度一沿著飛行路徑的加速度；以及海拔率一爬升率(或下降率)。所計(jì)算的報(bào)警速度Vwaenimj和偏差在求和節(jié)點(diǎn)處70求和。 然后基于失速的最小速度VCMIN與求和節(jié)點(diǎn)70的輸出被輸入到MAX選擇塊72，該MAX選擇塊輸出參數(shù)VCASmin,其為用在升降舵上速度操作法則中的最小速度底線。MAX選擇塊72的功能是傳遞兩個(gè)輸入中的較大者。目標(biāo)速度被輸入到限制器塊74，該限制器塊也接收來自塊72的VCASmin并將其應(yīng)用為目標(biāo)速度的下限。如果目標(biāo)速度小于限值VCASmin，則輸出CMDomim (受限制的升降舵上速度命令)將被限制為VCASmin。否則CMDoislim是目標(biāo)速度。參數(shù)CMDeAslim、CAS、實(shí)際空速、最大行速，俯仰姿態(tài)、飛行路徑加速度、海拔率等被輸入到升降舵上速度命令處理器76。升降舵上速度命令處理器76輸出兩個(gè)命令升降舵上速度比例命令和升降舵上速度積分命令。升降舵上速度比例命令與升降舵上速度誤差信號(hào)成比例，該誤差信號(hào)是實(shí)際空速與目標(biāo)空速(即CMDasmin)之間的差值(單位為度)。升降舵上速度積分命令是升降舵上速度誤差信號(hào)的積分(單位為度/秒)。功能塊44還包括阿爾法底線子模式功能塊46，其防止自動(dòng)飛行系統(tǒng)在起飛和巡航操作期間控制(啟用的自動(dòng)駕駛)或提供導(dǎo)航(飛行指揮儀)至不安全的迎角。只要阿爾法底線命令比西塔參考命令導(dǎo)致更大程度的機(jī)頭向下，自動(dòng)飛行系統(tǒng)就切換至阿爾法底線子模式。西塔參考命令是指前面提到的自動(dòng)駕駛對(duì)俯仰姿態(tài)參考的命令。如圖4所看到的，阿爾法底線子模式功能塊46接收以下輸入
^ body ; ^ floor—Lat/Dir
以及ass。棒振動(dòng)迎角a ss和偏差在求和節(jié)點(diǎn)64處求和。然后等價(jià)迎角和求和節(jié)點(diǎn)64的輸出被輸入到MIN塊66，該MIN塊輸出參數(shù)a FL00E,其為用于阿爾法底線子模式功能的目標(biāo)(期望)迎角(單位為度)。參數(shù)a ^,被輸入到阿爾法底線命令處理器68。阿爾法底線命令處理器68輸出兩個(gè)命令阿爾法底線比例命令和阿爾法底線積分命令。阿爾法底線比例命令于阿爾法底線誤差信號(hào)成比例，該誤差信號(hào)是^^^^與Cibtjdy之間的差值(單位為度)。阿爾法底線積分命令是阿爾法底線誤差信號(hào)的積分(單位為度/秒)。圖4包括3個(gè)命令處理器62、68和76。每個(gè)命令處理器都產(chǎn)生比例和積分命令。這些命令是“外回路”命令。如上面提到的，圖4不包括所有外回路命令，而僅是那些為了利用所計(jì)算的報(bào)警速度信息(Vw )而被修改的命令。外回路比例命令還進(jìn)一步被處理以生成飛行指揮儀導(dǎo)航俯仰提示。當(dāng)自動(dòng)駕駛被啟用時(shí)，外回路命令在下游被俯仰內(nèi)回路(其可存在于自動(dòng)駕駛計(jì)算機(jī)中或主飛行計(jì)算機(jī)中)處理以產(chǎn)生所需要的升降舵命令來達(dá)到期望的結(jié)果(例如控制到目標(biāo)空速或目標(biāo)迎角)。換句話說，自動(dòng)駕駛模塊命令升降舵以達(dá)到目標(biāo)空速的方式移動(dòng)，或者如果空速太低，則由自動(dòng)駕駛模塊命令的升降舵控制飛機(jī)達(dá)到最小速度或安全的迎角?，F(xiàn)在將參考圖5描述基于橫向和方向控制能力計(jì)算在對(duì)應(yīng)于當(dāng)前推力不對(duì)稱幅度的推力不對(duì)稱情況下的最小安全空速(Vwakniic)的方法。該方法提供實(shí)時(shí)計(jì)算以使得顯示器能夠隨著推力不對(duì)稱變化顯示當(dāng)前最小安全速度，避免不需要的速度限制或報(bào)警，并且 提供剩余控制權(quán)的當(dāng)前裕度(margin)的警示。例如，隨著運(yùn)行的引擎從高推力減速至低推力，飛行員會(huì)在顯示器上看到最小速度減少，顯示飛機(jī)更遠(yuǎn)離其橫向和方向控制限值。所公開的計(jì)算可由主飛行控制計(jì)算機(jī)實(shí)施，其將所計(jì)算的報(bào)警速度發(fā)送給顯示計(jì)算機(jī)和自動(dòng)駕駛模塊。參考圖5，塊82計(jì)算產(chǎn)生偏航加速度的偏航力矩系數(shù)。該塊將所測量的偏航加速度轉(zhuǎn)換成總體飛機(jī)偏航力矩系數(shù)。為了做到這一點(diǎn)，使用兩個(gè)一般已知的方程式。第一個(gè)使偏航加速度纟與總體飛機(jī)偏航力矩N和飛機(jī)慣性偏航力矩Izz相關(guān)聯(lián)r=N-Izz通過傳遞所測量的飛機(jī)偏航率經(jīng)過沖失濾波器78和額外濾波以減少信號(hào)噪聲來近似計(jì)算偏航加速度。飛機(jī)慣性偏航力矩可近似為塊80中的飛機(jī)重量的函數(shù)。飛機(jī)重量是可被獲得為來自現(xiàn)有飛機(jī)系統(tǒng)的信號(hào)的物理量。根據(jù)這個(gè)信息，可以計(jì)算總體飛機(jī)偏航力矩N。第二個(gè)方程式將量綱偏航力矩N轉(zhuǎn)換成偏航力矩系數(shù)Cn
NCn=—。;
Cj-S-O其中動(dòng)態(tài)壓力&可從飛機(jī)空氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)獲知，并且對(duì)于該飛機(jī)來說機(jī)翼面積S和翼展b的值是已知常數(shù)。該方程式計(jì)算出總體飛機(jī)偏航力矩系數(shù)。它是作用于飛機(jī)上的所有偏航力矩(包括來自空氣動(dòng)力(NAot。)和推進(jìn)系統(tǒng)(Nlhrust)的力矩)的總和。仍參考圖5，空氣動(dòng)力偏航力矩系數(shù)在塊84中被建模。此塊估算由空氣動(dòng)力生成的總體飛機(jī)偏航力矩系數(shù)的分量。這可包括由于方向舵偏轉(zhuǎn)引起的偏航力矩、飛機(jī)側(cè)滑角、飛機(jī)角速率(側(cè)傾率、偏航率)以及橫向控制偏轉(zhuǎn)的貢獻(xiàn)。在整個(gè)飛行包絡(luò)和飛機(jī)配置范圍內(nèi)生成和利用飛機(jī)的空氣動(dòng)力和力矩的模型是該行業(yè)的常見做法。塊84實(shí)現(xiàn)空氣動(dòng)力偏航力矩系數(shù)的此類模型。該模型可簡化和調(diào)整以適應(yīng)在推力不對(duì)稱時(shí)飛機(jī)能夠接近其控制極限飛行的飛行條件和飛機(jī)配置。塊84輸出的空氣動(dòng)力學(xué)模型Cn經(jīng)由簡單延遲匹配濾波器86處理，以便輸出信號(hào)具有與根據(jù)偏航加速度計(jì)算的總體飛機(jī)偏航力矩系數(shù)(CnT(rtal)相同的總時(shí)間延遲。當(dāng)輸入信號(hào)和計(jì)算的總時(shí)間延遲小于輸入信號(hào)、濾波和計(jì)算總體飛機(jī)偏航力矩系數(shù)信號(hào)的時(shí)間延遲時(shí)，該濾波器被用在這一信號(hào)上。然后可以通過在節(jié)點(diǎn)88中從總飛機(jī)偏航力矩減去空氣動(dòng)力效應(yīng)(CnAer。)來計(jì)算推力不對(duì)稱偏航力矩系數(shù)。該計(jì)算利用飛機(jī)引擎和模型化空氣動(dòng)力學(xué)是總體飛機(jī)偏航力矩的來源的假設(shè)。另一個(gè)顯著貢獻(xiàn)因子是飛機(jī)在地面上時(shí)起落架上的作用力的影響。由于該系統(tǒng)不是為了在陸地上運(yùn)行并且包括了防止顯示在陸地上的報(bào)警速度的邏輯，因此起落架作用力的貢獻(xiàn)可以忽略不計(jì)?？傮w飛機(jī)偏航力矩(Ntrtal)的簡化方程式和推力不對(duì)稱偏航力矩系數(shù)(CnThrust)的方程式如下所示
權(quán)利要求
1.一種控制經(jīng)受推力不對(duì)稱的多引擎飛機(jī)的俯仰姿態(tài)的方法，其包括以下步驟 計(jì)算經(jīng)受推力不對(duì)稱的所述多引擎飛機(jī)的最小安全速度；以及 輸出控制命令給升降舵致動(dòng)器來設(shè)置所述飛機(jī)的升降舵的角位置，選擇所述角位置的設(shè)置以使得所述飛機(jī)的當(dāng)前空速停留在所計(jì)算的最小安全速度之上。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中所述計(jì)算最小安全速度的步驟包括計(jì)算推力不對(duì)稱偏航力矩系數(shù)的步驟。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其中所述推力不對(duì)稱偏航力矩系數(shù)被計(jì)算為至少以下參數(shù)的函數(shù)動(dòng)態(tài)壓力、偏航率和飛機(jī)重量。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中所述計(jì)算最小安全速度的步驟包括計(jì)算所述飛機(jī)的引擎的推力能力以及計(jì)算最大推力不對(duì)稱偏航力矩系數(shù)的步驟。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其中所述最大推力不對(duì)稱偏航力矩系數(shù)被計(jì)算為至少以下參數(shù)的函數(shù)動(dòng)態(tài)壓力和所計(jì)算的推力能力。
6.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其進(jìn)一步包括在所述飛機(jī)的駕駛艙顯示器上顯示所述最小安全速度的步驟。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其中僅在已經(jīng)檢測到引擎失效或大推力不對(duì)稱時(shí)顯示所述最小安全速度。
8.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其進(jìn)一步包括，當(dāng)所述飛機(jī)在地面上或當(dāng)所述計(jì)算步驟中使用的任一個(gè)參數(shù)無效時(shí)，禁止在所述飛機(jī)的駕駛艙顯示器上顯示所述最小安全速度的步驟。
9.一種用于多引擎飛機(jī)的系統(tǒng)，其包括駕駛艙顯示器和計(jì)算機(jī)系統(tǒng)，所述計(jì)算機(jī)系統(tǒng)包括在推力不對(duì)稱期間計(jì)算所述多引擎飛機(jī)的最小安全速度的裝置以及控制所述駕駛艙顯示器來顯示代表所計(jì)算的最小安全速度的指示符的裝置。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的系統(tǒng)，其中所述計(jì)算機(jī)系統(tǒng)包括報(bào)警速度計(jì)算機(jī)和顯示計(jì)算機(jī)，所述最小安全速度計(jì)算裝置是存在于所述報(bào)警速度計(jì)算機(jī)中的軟件，以及所述駕駛艙顯示控制裝置是存在于所述顯示計(jì)算機(jī)中的軟件。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的系統(tǒng)，其中所述駕駛艙顯示器包括空速值的刻度，并且所述最小安全速度指示符包括覆蓋所述刻度的線條。
12.根據(jù)權(quán)利要求10所述的系統(tǒng)，其中所述計(jì)算機(jī)系統(tǒng)進(jìn)一步包括自動(dòng)駕駛模塊，所述自動(dòng)駕駛模塊包括生成命令的軟件，所述命令是從所述報(bào)警速度計(jì)算機(jī)接收的信號(hào)的函數(shù)，所述接收的信號(hào)代表所述計(jì)算的最小安全速度。
13.根據(jù)權(quán)利要求12所述的系統(tǒng)，其中所述自動(dòng)駕駛軟件包括生成所述飛機(jī)的等價(jià)機(jī)身迎角的函數(shù)，所述飛機(jī)的等價(jià)機(jī)身迎角是襟翼位置、機(jī)身迎角、校準(zhǔn)的空速和所述計(jì)算的最小安全速度的函數(shù)。
14.根據(jù)權(quán)利要求13所述的系統(tǒng)，其進(jìn)一步包括升降舵致動(dòng)器，其中所述自動(dòng)駕駛模塊進(jìn)一步包括輸出至少是所述等價(jià)機(jī)身迎角的函數(shù)的比例和積分命令的命令處理器，所述升降舵致動(dòng)器接收至少是所述比例和積分命令的函數(shù)的升降舵命令。
15.一種用于多引擎飛機(jī)的系統(tǒng)，其包括飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)和升降舵致動(dòng)器，所述計(jì)算機(jī)系統(tǒng)被編程以計(jì)算所述多引擎飛機(jī)在推力不對(duì)稱期間的最小安全速度，以及輸出至少是所計(jì)算的最小安全速度的函數(shù)的控制命令給所述升降舵致動(dòng)器。
16.根據(jù)權(quán)利要求15所述的系統(tǒng)，其中所述計(jì)算機(jī)系統(tǒng)被編程以通過計(jì)算推力不對(duì)稱偏航力矩系數(shù)來計(jì)算所述最小安全速度，所述推力不對(duì)稱偏航力矩系數(shù)是至少以下參數(shù)的函數(shù)動(dòng)態(tài)壓力、偏航率和飛機(jī)重量。
17.根據(jù)權(quán)利要求15所述的系統(tǒng)，其中所述計(jì)算機(jī)系統(tǒng)被編程以通過計(jì)算所述飛機(jī)的引擎的推力能力和計(jì)算最大推力不對(duì)稱偏航力矩系數(shù)來計(jì)算所述最小安全速度，所述最大推力不對(duì)稱偏航力矩系數(shù)是至少以下參數(shù)的函數(shù)動(dòng)態(tài)壓力和所計(jì)算的推力能力。
18.根據(jù)權(quán)利要求15所述的系統(tǒng)，其進(jìn)一步包括駕駛艙顯示器和顯示計(jì)算機(jī)，所述顯示計(jì)算機(jī)被編程以控制所述駕駛艙顯示器顯示代表所計(jì)算的最小安全速度的指示符。
19.根據(jù)權(quán)利要求18所述的系統(tǒng)，其中僅在已經(jīng)檢測到引擎失效或大推力不對(duì)稱時(shí)顯示所述最小安全速度。
20.根據(jù)權(quán)利要求18所述的系統(tǒng)，其中所述顯示計(jì)算機(jī)被進(jìn)一步編程，以便當(dāng)所述飛機(jī)在地面上或當(dāng)在所述計(jì)算步驟中使用的任一個(gè)參數(shù)是無效的時(shí)，禁止在所述駕駛艙顯示器上顯示所述最小安全速度。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種系統(tǒng)和方法，其用于計(jì)算且然后顯示飛機(jī)的最小安全飛行速度以在推力不對(duì)稱條件下維持控制，并且用于提供飛行路徑導(dǎo)航和自動(dòng)駕駛命令以維持空速高于該計(jì)算的最小速度。當(dāng)存在推力不對(duì)稱時(shí)，飛行控制計(jì)算機(jī)的軟件采用由于其他原因可用的現(xiàn)有飛機(jī)傳感器的數(shù)據(jù)來計(jì)算最小安全速度。飛行控制計(jì)算機(jī)輸出計(jì)算結(jié)果給顯示計(jì)算機(jī)，顯示計(jì)算機(jī)控制駕駛艙顯示器將報(bào)警速度指示給飛行員，并且將報(bào)警速度指示給自動(dòng)駕駛模塊以用于生成控制升降舵的角位置的自動(dòng)飛行命令。
文檔編號(hào)G05D1/00GK102667654SQ200980163096
公開日2012年9月12日 申請(qǐng)日期2009年12月21日 優(yōu)先權(quán)日2009年12月21日
發(fā)明者B·J·馬洛克, D·P·艾戈德, J·S·哈里根, J·維德曼, K·加德納, S·J·弗蘭尼根, S·S·陳, W·M·布雷斯利 申請(qǐng)人:波音公司