專利名稱：飛機俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領域：
本發(fā)明一般涉及飛機飛行控制系統(tǒng)，特別涉及利用俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)進行飛機升降舵指令控制的儀器及方法。
一些新飛機已經(jīng)有目的地放寬了對飛機靜穩(wěn)定性的要求，包括飛機具有中性靜穩(wěn)定性的飛機實例。這種系統(tǒng)由于可以減小所需尾翼尺寸，在提高燃油效率、減輕重量和減小阻力方面可以獲得顯著好處。雖然，具有放寬的靜穩(wěn)定性的飛機可能會有一些不希望有的和無法接受的操縱品質(zhì)特性。
一個特性就是中性穩(wěn)定飛機在俯仰姿態(tài)改變后無法自動回到以前的飛行速度。在一架配平地正靜穩(wěn)定性飛機上，俯仰姿態(tài)隨駕駛員向前推駕駛桿或向后拉駕駛桿而變化。當飛行員松開駕駛桿時，飛機短時間內(nèi)將繼續(xù)沿著新俯仰角飛行。隨著飛機飛行速度的減小，飛機有抬頭或低頭的自然趨勢，并回到以前的配平速度。這種趨勢是常規(guī)商用飛機的一種可預期的操縱品質(zhì)，飛行員駕駛飛機時自然而然地會做出反應。
中性穩(wěn)定飛機在俯仰角調(diào)整后沒有回到配平位置和飛行速度的趨勢。這些飛機在保持俯仰角變化的同時飛行速度也相應改變。俯仰角變大時，飛行速度減??；俯仰角變小時，飛行速度增加。為了使飛機回到配平位置和配平速度，飛行員必須使用駕駛桿重新定位升降舵，使飛機回到配平俯仰角。
還有一個對具有或不具有放寬的靜穩(wěn)定性的飛機都很普遍地特性是，完成某一俯仰角所需的升降舵輸入量對重量變化和重心位置相對于平均氣動中心的變化很敏感。重量輕且重心接近平均氣動中心的飛機，只需升降舵攻角的小改變就產(chǎn)生飛機俯仰角的大改變。反之，一架重而且有前置重心的飛機要產(chǎn)生同樣的俯仰角改變，就需要更大的升降舵偏度。如果沒有控制增強，為得到和重量輕的飛機同樣的俯仰角響應，飛行員在駕駛重量重的飛機時必須更大地移動駕駛桿。由于這種情況需要飛行員以飛機重量和重心位置為基礎調(diào)整駕駛桿輸入量，而這些都是無法很快得到的信息，因而這是一種不希望有的特性。
第三種特性雖然與放寬穩(wěn)定性的飛機無關(guān)，但它涉及飛行員移動駕駛桿時希望飛機做出反應的方式。眾所周知，在低飛行速度時飛行員希望移動駕駛桿會產(chǎn)生俯仰角速度的改變。在高飛行速度時飛行員則希望移動駕駛桿會產(chǎn)生垂直加速度的改變。這種情況早在六十年代就認識到了，并研制了把最優(yōu)飛機響應作為考慮因素的C*準則。下面將詳細討論C*準則。
這樣，就需要有能改進飛機控制特性和操縱特性的優(yōu)良的俯仰姿態(tài)控制系統(tǒng)。從最優(yōu)角度來說，為了減少所需飛行技術(shù)的變化量，這種俯仰姿態(tài)控制系統(tǒng)應為飛機提供類似于正靜穩(wěn)定性的理想常規(guī)飛機的操縱特性(根據(jù)飛行員的觀點)。這種理想控制系統(tǒng)應通過滿足飛行員有關(guān)飛機對升降舵指令的短期響應和長期響應的期望并通過以相同的方式對飛行員的俯仰指令做出反應而不考慮飛機重量或重心移動來達到這項要求。該理想控制系統(tǒng)應進一步適應飛行員在低飛行速度操縱時控制俯仰角速度的期望以及在高飛行速度操縱時控制垂直加速度的期望。如下所述，本發(fā)明將直接提供這種優(yōu)良的俯仰姿態(tài)控制系統(tǒng)。
本發(fā)明提供增控飛機升降舵指令用的俯仰增穩(wěn)和指令系統(tǒng)。本發(fā)明使用此處稱為C*U準則的準則，以提供飛機理想俯仰響應特性和俯仰軸長周期速度穩(wěn)定性。該C*U準則通過優(yōu)化飛機俯仰角速度和垂直加速度響應以及提供常規(guī)飛機的良好速度穩(wěn)定性特性來完成本發(fā)明前面提到的目的。
本發(fā)明利用配置成接收駕駛桿輸入信號并把輸入信號轉(zhuǎn)化為升降舵指令信號的反饋系統(tǒng)。系統(tǒng)的反饋部分處理代表當前飛機數(shù)據(jù)的信號，該信號根據(jù)以前的升降舵指令而形成。通過把駕駛桿輸入信號轉(zhuǎn)變?yōu)榘达w行員要求的C*U指令信號，并且對比指令信號和在飛機當前狀態(tài)基礎上計算出的C*U指令信號，來完成系統(tǒng)的增穩(wěn)。誤差信號代表飛行員指令信號和飛機響應信號之差，誤差信號積分后與升降舵指令信號相加。所以，本發(fā)明的俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)實現(xiàn)了飛行員指令和飛機執(zhí)行旨令之間的零偏差。
根據(jù)本發(fā)明，俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)包括一個把駕駛桿輸入信號轉(zhuǎn)變?yōu)榍梆佒噶钚盘柕母┭鲋噶钐幚砥?，而該信號是產(chǎn)生升降舵俯仰指令的兩個信號之一。下面討論第二信號分量。指令處理器還能為指令C*U處理器提供修正的駕駛桿位置信號，指令C*U處理器把修正駕駛桿位置轉(zhuǎn)變?yōu)榇硪蟾┭鼋亲兓鸟{駛桿移動的C*U俯仰指令信號。
根據(jù)本發(fā)明的另一方面，計算C*U處理器在飛機當前狀態(tài)的基礎上形成計算C*U信號。當前優(yōu)選實施例的計算C*U信號至少包括三個組分垂直加速度信號，俯仰角速度信號及速度誤差信號。在優(yōu)選實施例中，垂直加速度信號和俯仰角速度信號都是以地球作參照，并分別由垂直加速度互補濾波器及俯仰角速度互補濾波器提供。
速度誤差信號由速度穩(wěn)定性處理器提供。速度穩(wěn)定性處理器在形成速度誤差信號時包含起伏運動阻尼。速度穩(wěn)定性處理器進一步實現(xiàn)了允許飛行員利用配平裝置設定參考飛行速度的方法。
根據(jù)本發(fā)明的其它方面，提供三個C*U補償和保護信號來進一步增強飛機的操縱特性和響應特性。欠速度保護信號由失速保護處理器提供，該處理器包括建立最小參考飛行速度的附加裝置，低于此速度時飛行員將無法配平，該處理器在飛機欠速度操作期間還能增強飛機響應特性和操縱特性。拉平補償信號由拉平補償處理器提供，以使飛機產(chǎn)生類似著陸期間遇到地面影響時的動作。超速度保護處理器提供超速度保護信號來指令升降舵使飛機抬頭，只要飛機正處于超速度狀態(tài)操作中。提供了組合裝置把失速保護信號、拉平補償信號及超速度保護信號組合形成一個C*U補償和保護信號。飛行員通過移動駕駛桿產(chǎn)生抵消俯仰信號就可以優(yōu)先于欠速度保護信號和過速度保護信號控制飛機。這樣，通過有意識的選擇，飛機就可以保持在欠速度或超速度狀態(tài)。另外，還包括了配置改變時能減少飛行員工作負荷的配置補償裝置。
根據(jù)本發(fā)明的又一些方面，提供了另一個組合裝置來組合飛行員要求的C*U指令信號的減法輸入信號，計算出的C*U信號的加法輸入信號以及C*U補償保護信號的減法輸入信號。得到的誤差信號提供給積分器并輸出一個積分誤差信號。另一個組合裝置接收積分誤差信號作為加法輸入信號，并把它和代表俯仰角速度阻尼指令的信號相加。提供了俯仰角速度阻尼指令信號來抑制短周期響應并調(diào)整周期頻率。組合裝置的輸出信號作為具有另一個前饋指令加法輸入信號的組合裝置的加法輸入信號。這樣得到的信號即C*U增穩(wěn)升降舵指令信號。
根據(jù)本發(fā)明的再一個方面，提供了結(jié)構(gòu)模態(tài)濾波器以濾去升降舵指令信號中的頻率含量。提供了穩(wěn)定卸載功能來調(diào)整穩(wěn)定器以便在整個飛行過程中保持升降舵控制。
結(jié)合附圖參考下述詳細說明可以更容易地理解本發(fā)明的上述各個方面及其伴隨的優(yōu)點，附圖中


圖1是根據(jù)本發(fā)明說明形成的整個俯仰增穩(wěn)指令增控系統(tǒng)的控制圖2a為圖1中俯仰指令處理器的控制圖2b為圖2a中感覺指令系統(tǒng)的控制圖2c為圖2a中駕駛桿零偏差抑制器的控制圖3為圖1中指令C*U處理器的控制圖4a為圖1中計算C*U處理器的控制圖4b為轉(zhuǎn)彎補償處理器的控制圖4c為俯仰角速度互補濾波器的控制圖4d為垂直加速度互補濾波器的控制圖4e為圖4a中速度穩(wěn)定處理器的控制圖5a為圖1中補償和保護處理器的控制圖5b為圖5a中失速保護處理器的控制圖5c為圖5a中拉平補償處理器的控制圖5d為圖5a中超速度保護處理器的控制圖6為圖1中俯仰角速度阻尼處理器的控制圖7為圖1中C*U積分器的控制圖。
本發(fā)明旨在提供一種可為任何飛機提供良好控制面響應的俯仰穩(wěn)定和指令系統(tǒng)，包括飛行員駕駛時具有良好操縱特性的具有放寬穩(wěn)定性的飛機。本發(fā)明提出一種稱為C*U(讀作C星號U)準則的新概念來實現(xiàn)這些要求。本文所定義的C*U準則是以六十年代中期發(fā)展的C*準則為基礎的，下面將簡述之。
通用C*準則
在六十年代中期之前，飛機任一特定縱向機動的操縱特性通常是通過對比駕駛桿輸入信號產(chǎn)生的俯仰角速度響應和飛行員獲取的可接受俯仰角速度響應的定界來評估的。如果響應是在一定的包線內(nèi)，就認為是可接受的。這類分析用來評估飛機在高速和低速狀態(tài)下的性能。然而已證實在高速狀態(tài)下對飛行員來說最顯著的運動信號提示是飛機的垂直加速度。因此，需要找到一種方法來表示同時考慮俯仰角速度和垂直加速度響應的可接受的飛機性能。
六十年代，C*分析法被發(fā)展為一種評估全部縱向飛機響應和考慮了低速和高速狀態(tài)下主駕駛員運動信號提示的操縱特性的方法。C*是一種用于短周期飛行操縱品質(zhì)評估的方法。C*變量定義為俯仰角速度和垂直加速度之和。
C*＝Nz+Kqq(1)
其中Nz為機體垂直加速度，Kq為混合增益，q為機體俯仰角速度。
C*變量是評估飛機縱向動態(tài)響應特性好壞的標志。選擇俯仰角速度和垂直加速度的原因是它們分別是飛行員在低速和高速狀態(tài)下的最顯著的運動信號提示。使用C*準則時，分析者應把在任意特定高速或低速縱向機動狀態(tài)下算出的C*值與飛行員獲取的可接受C*值的定界作對比。如果響應在包線范圍內(nèi)，就認為具有可接受的操縱特性。
自從發(fā)展了C*準則以來，一些商用飛機和軍用飛機已經(jīng)把C*準則作為縱向控制系統(tǒng)的基礎。單獨建立在C*概念基礎上的控制系統(tǒng)能把飛行員指令轉(zhuǎn)變?yōu)镃*指令。因此，在低飛行速度下，飛行員指令被看成是不同俯仰角速度的要求，而在高飛行速度下，飛行員指令被看成是不同垂直加速度的要求。單獨建立在C*變量基礎上的控制系統(tǒng)提供了飛機的中性速度穩(wěn)定特性(即，如果飛機速度改變了，飛機就沒有回到配平速度的趨勢)。中性速度穩(wěn)定性是許多早期飛機都存在的一種特性。對于具有中性速度穩(wěn)定性的飛機而言，飛行員工作負荷得到減少的同時，飛行員通過駕駛桿上的力來感覺飛機飛行速度的意識已經(jīng)削弱了。
本發(fā)明使用一個新變量C*U，C*U定義為上述C*準則和一個速度穩(wěn)定性項的組合，因而叫做C*U(U代表速度穩(wěn)定性)。C*U變量可以確定如下
C*U≡C*-KvUERROR(2)
其中C*為方程(1)中定義所示，Kv為速度穩(wěn)定性增益，Uerror為飛機縱向速度和C*U參考速度之間的誤差。Uerror定義為
UERROR≡VCAS-VREF(3)
其中VCAS為飛機校準飛行速度，VREF為C*U參考速度。有關(guān)的Verror可以根據(jù)等效飛行速度、實際飛行速度，指示飛行速度，以及/或馬赫數(shù)計算出來，在這些情況下KV的數(shù)值將跟這里敘述的不同。
在簡化項中，本發(fā)明的控制律接收了一個駕駛桿輸入信號并產(chǎn)生了一個前饋C*U升降舵指令。此外，根據(jù)飛機響應計算飛行員輸入的C*U指令。在飛機的當前氣動特性基礎上，根據(jù)方程(2)中的各項計算得出計算C*U信號。計算C*U信號與飛行員輸入的指令進行對比就得出了誤差信號。積分該誤差信號，并把它和前饋C*U升降舵指令及俯仰角速度阻尼指令組合就形成了升降舵俯仰指令的輸出信號。這一點將在下面的第一部分詳細解釋。
正如從下述說明可以更好地理解的，雖然本發(fā)明被設計成供放寬穩(wěn)定性飛機控制系統(tǒng)使用，而且說明時與這樣一種系統(tǒng)相聯(lián)系，但可以理解，如果需要的話，本發(fā)明也能夠適用于其它類型的飛機控制系統(tǒng)。其次，根據(jù)慣例，雖然本發(fā)明的例示和說明采取包含設計完成特定功能的分立框的控制律的形式，但可以理解，本發(fā)明實際上可以用各種不同方法完成。例如，所述控制律的不同功能可由適當編程的數(shù)字式計算機系統(tǒng)完成。另一種方法是，這些功能可以由數(shù)字電路或模擬電路完成。
下面將分成七個部分進行詳細說明。第一部分討論整體增強俯仰控制系統(tǒng)和它的主要部件。其它部分分別詳細討論各主要部件。
1.俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)的討論
圖1表示根據(jù)本發(fā)明的俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)19的控制圖。俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)19的輸出信號是升降舵指令δe，F(xiàn)ILT，它最終送到升降舵伺服機構(gòu)指令它和調(diào)整升降舵。圖1是一個簡化圖，因而設有包括所有的輸入信號。其余的圖將給出更多信息。
升降舵指令信號δe，F(xiàn)ILT在被俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)19送出前，先由結(jié)構(gòu)模態(tài)濾波器24濾波，而結(jié)構(gòu)模態(tài)濾波器24的輸入信號是由第一組合裝置20形成的未濾波的升降舵指令信號δe，UNF。結(jié)構(gòu)模態(tài)濾波器24試圖濾去未濾波的升降舵指令信號δe，UNF。結(jié)構(gòu)模態(tài)濾波器24試圖濾去未濾波的升降舵指令信號δe，UNF中可能干擾飛機結(jié)構(gòu)模態(tài)的頻率含量。這樣做是為了避免不良和/或不穩(wěn)定飛行特性以及避免在特定控制機動時引起飛機振動或共振。優(yōu)選的結(jié)構(gòu)模態(tài)濾波器24取決于飛機的特定結(jié)構(gòu)頻率。使該濾波器包含在指令系統(tǒng)19中還可以有很多方式。它可以放在指令系統(tǒng)19的任一處，或者可以分離成不同部分并放在不同位置上。
第一組合裝置20使C*U前饋指令C*UFFC與增穩(wěn)反饋指令AFBCOM組合。前饋指令C*UFFC以由C*U俯仰指令處理器26修正的飛行員駕駛桿輸入信號δC為基礎。C*U前饋指令C*UFFC最好是駕駛桿的相關(guān)運動，但本發(fā)明包含使用由自動駕駛儀或其它控制源來的指令升降舵位置輸入信號，來代替飛行員駕駛桿輸入信號δC。
優(yōu)選地，操作俯仰指令處理器26以完成多重任務，包括管理駕駛桿的“感覺”，連接外部操縱系統(tǒng)，消除駕駛桿零偏差，形成C*U前饋指令C*UFFC以及在適當時機開通自動駕駛儀輸入信號模態(tài)。俯仰指令處理器26還計算出一個修正的駕駛桿位置信號δC，COR供俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)19的其它部分使用。當然，對一具體應用而言，并非所有這些功能都適宜。俯仰指令處理器26的主要任務是把飛行員駕駛桿輸入信號δC轉(zhuǎn)變?yōu)镃*U升降舵位置(這里C*UFFC最好以度為單位)以及轉(zhuǎn)變?yōu)樾拚鸟{駛桿位置信號δC，COR供指令C*U處理器30使用。俯仰指令處理器26將在下面第2部分詳細討論，并如圖2a、圖2b及圖2c所示。指令C*U處理器30將在第3部分詳細討論，并如圖3所示。
增穩(wěn)反饋指令AFBCOM通常是通過在乘法器25中用升降舵回路增益系數(shù)29來修正C*U積分指令IC*UCOM和俯仰角速度阻尼指令QCOM的組合而形成。C*U積分指令IC*UCOM代表C*U誤差信號的積分，C*U如上面方程(2)所定義。俯仰角速度阻尼指令QCOM為短周期響應和短周期頻率的調(diào)整提供阻尼。俯仰角速度阻尼指令QCOM將在下面第6部分中詳細討論，并如圖6所示。IC*U和QCOM的組合由組合裝置23完成。組合修正由乘法器25處理。升降舵回路增益因子29用于為顫振模態(tài)提供足夠的穩(wěn)定裕度。它是飛行速度的函數(shù)(即馬赫數(shù)或校準飛行速度)。根據(jù)本發(fā)明所要應用的具體情況和實施例，并非這里所討論的所有這類因素都必要。同樣地，可以用任何希望的方式修改因素以產(chǎn)生升降舵指令信號δe，F(xiàn)ILT。本發(fā)明包括所有此類改變。
正如從圖1所觀察到的，本發(fā)明的優(yōu)選實施例還通過穩(wěn)定器卸載處理器21利用增穩(wěn)反饋指令AFBCOM來產(chǎn)生一個配平消除信號TNS。穩(wěn)定器卸載處理器21調(diào)整穩(wěn)定器以保證在整個飛行過程中可以得到升降舵控制。一旦增穩(wěn)反饋信號指令AFBcmd超出某一閾值位置，穩(wěn)定器就開始移動。隨著穩(wěn)定器的移動，穩(wěn)定器位置傳感器(未示出)感知穩(wěn)定器卸載處理器21的位置，在那里把它與增益相乘后再微分以形成配平否定信號TNS，把信號TNS提供給積分器28再加到積分C*U指令上。以這種方式，穩(wěn)定器運動給升降舵以附加控制，使升降舵卸載還有助于減少飛機上的阻力負擔。適當?shù)姆€(wěn)定器卸載處理器21是已知的，可在本發(fā)明中得到使用。例如，配平否定指令一般由自動飛行系統(tǒng)提供。本發(fā)明的新穎性包括把穩(wěn)定器卸載處理器21定位在俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)19的那一部分，它只代表升降舵俯仰指令信號δe，F(xiàn)ILT的增穩(wěn)部分。這一點很重要，因為在短周期機動狀態(tài)下不希望移動穩(wěn)定器。
C*U積分指令IC*UCOM代表俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)19的反饋部分，在沒有飛行員輸入信號時，它指令升降舵回到配平狀態(tài)。在有飛行員駕駛桿輸入信號δC時，C*U積分指令IC*UCOM由C*U誤差信號EC*U通過C*U積分器28積分形成。C*U積分器28將在下面第7部分詳細討論。誤差信號EC*U的積分可使俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)19在飛行員要求的C*U指令C*UpilotCmd與計算的C*U信號C*Ucomputed和補償保護信號C*UC&P的和之間不斷地嘗試消除任何差別。
飛行員要求的C*U指令C*Upilotcomd在基本功能是把修正駕駛桿位置信號δC，COR轉(zhuǎn)化為C*U形式的指令C*U處理器30中形成，因在而被稱為飛行員要求的C*U指令C*Upilotcomd。指令C*U處理器30將在下面第3部分詳細討論。計算C*U信號C*Ucomputd根據(jù)方程(2)在計算C*U處理器32中形成，并將在下面第4部分討論。C*U補償保護信號C*UC&P在補償保護處理器34中形成，并將在下面第5部分討論。
本發(fā)明中為完成任務要求的控制回路的變化可能是很廣泛的。因此這里所解釋的整個結(jié)構(gòu)應被看作是示范性的，而不是限制性的。雖然這里給出了優(yōu)選實施例，然而仍然可以理解，某些應用可能并不需要包括所有的因素。同樣地，為了獲得所需特定結(jié)果可以加上一些已知的控制因素，即使不是本文已經(jīng)給出的或論述過的因素。
另外，在優(yōu)選實施例中描述的本發(fā)明的系統(tǒng)及方法的過程中，在系統(tǒng)的一些點上使用了增益和傳遞函數(shù)的概念。這里使用傳遞函數(shù)的概念廣泛地解釋為包括時間滯后或超前、放大(線性或非線性)、衰減、積分等方面。這樣，定義包括了增益的概念。各種形式的傳遞函數(shù)在數(shù)學上常以拉普拉斯變換符號表示，并能夠通過模擬形式或數(shù)字形式實現(xiàn)。模擬裝置的實例包括線性放大器、電容器、電感器、電阻器及包括一部分或所有這些裝置的網(wǎng)絡。數(shù)字裝置的例子包括二進制加法器-減法器、比較器、反向器、控制換算器及順序處理數(shù)字編碼數(shù)據(jù)的數(shù)字處理器。
這里所用的“組合裝置”這個詞有廣泛解釋，包括數(shù)字式二進制意義上的信號組合，因此包括加法、減法、乘法及除法。這些組合裝置可以包括模擬裝置，比如加法放大或晶體管，也可以包括數(shù)字式裝置，比如二進制加法器、減法器、比較器或中央處理裝置的算術(shù)邏輯裝置中的移位寄存器。
2.俯仰指令處理器26的討論
2a.俯仰指令處理器26
圖2a是俯仰指令處理器26的框圖，對它相對于圖1中整個系統(tǒng)安排作簡要說明。如前所述，俯仰指令處理器26的基本功能是把飛行員駕駛桿輸入信號δC轉(zhuǎn)變?yōu)樯刀嬷噶瞀腃，F(xiàn)ILT的前饋指令C*UFFC部分，并生成修正的駕駛桿位置信號δe，COR供圖1中指令C*U處理器30所用。在圖2a所述的安排中，飛行員駕駛桿輸入信號δC耦合到感覺系統(tǒng)56。正如所知，感覺系統(tǒng)在駕駛桿上建立了機械力，在移動駕駛桿比中線位置(卡停位置)超前或向后時這種力必須克服。正如所知，感覺系統(tǒng)所建立的力隨駕駛桿偏移的增加而增加，并且駕駛桿力的特性隨飛機飛行速度的改變而改變(低速飛行時需要較小的力，高速飛行時需要較大的力)。
雖然本發(fā)明使用了對先有技術(shù)(由圖2a中感覺系統(tǒng)56提供)來說很普通的力的關(guān)系，但本發(fā)明以如下方式補充了各種力的關(guān)系來改變駕駛桿力的特性(1)提醒飛行員欠速度狀態(tài)和超速度狀態(tài)；(2)著陸時為飛行員提供預期的駕駛桿拉平響應；(3)飛機攻角達到和/或超出失速值(αss)時能使駕駛桿力迅速增大。本發(fā)明構(gòu)成的這種方法及在欠速度狀態(tài)、超速度狀態(tài)和著陸拉平狀態(tài)下操作的這種方法將參照圖5a～圖5c進行說明。當飛機接近或處于失速狀態(tài)時本發(fā)明能夠迅速增大指令駕駛桿力的特性由圖2a中感覺指令系統(tǒng)52所示，并將參照圖2b進行說明。
繼續(xù)說明圖2a，感覺系統(tǒng)56提供指令駕駛桿位移信號58并把它耦合到駕駛桿零偏差抑制器60上。駕駛桿零偏差抑制器60接收指示指令駕駛桿相對中線位置(卡停位置)偏移的線性變量微分變換器或其它傳感器的輸出信號(由圖2a中箭頭58所示)。參照圖2c所述，駕駛桿零偏差抑制器60補償了駕駛桿位置傳感器輸出信號中存在的信號偏移或偏差(例如指令駕駛桿處于卡停位置時傳感器提供的非零信號)。當指令駕駛桿處于卡停位置時，本發(fā)明的駕駛桿零偏差抑制特性可以確保飛機處于配平狀態(tài)(例如在飛行速度等于C*U參考速度VREF時)。
修正的駕駛桿位置信號δC，COR由圖2a中駕駛桿零偏差抑制器60形成，把它提供給圖2a的傳遞裝置64，并且如圖1所示，它還帶提供給了指令C*U處理器30，這一點將參照圖3進行說明。
圖2a中的傳遞裝置64把由駕駛桿零偏差抑制器60提供的修正的駕駛桿位置信號δC，COR轉(zhuǎn)變?yōu)樾盘朇*UFFC，信號C*UFFC是升降舵指令信號δe，UNF的一部分。正如所知，傳遞裝置64進行的信號轉(zhuǎn)換由所用的特定感覺系統(tǒng)56和飛機的其它特性支配。正如所知，由傳遞裝置64進行的信號變換可以被列為飛行速度的函數(shù)，也可以被安排用于顯示任何需要或希望的頻率響應。
由圖2a中的開關(guān)66所示，飛機沒有使用自動駕駛儀時，由傳遞裝置64提供的信號被耦合到圖1中的加法裝置20上并作為C*U前饋指令信號C*UFFC。當使用自動駕駛儀時，信號被提供給開關(guān)66，自動駕駛儀68提供它自己的C*U前饋指令C*UA/P，F(xiàn)FC型式。另外，如前所述，自動駕駛儀可以產(chǎn)生等效δC或者移動駕駛桿。在這些狀態(tài)下，開關(guān)66保持圖2a中所示狀態(tài)。
2b.感覺指令系統(tǒng)52
圖2b中所示的感覺指令系統(tǒng)52組合圖2a中感覺系統(tǒng)56使用的兩個信號分量，用于產(chǎn)生適當?shù)闹噶铖{駛桿力梯度。第一感覺指令信號分量對應常規(guī)飛機感覺系統(tǒng)使用的感覺指令類型。特別是，按照圖2b的安排，代表一個或幾個飛行數(shù)據(jù)參數(shù)的信號(用箭頭102指示)提供給查閱表100，或者在另一種安排下，把飛行數(shù)據(jù)信號轉(zhuǎn)變?yōu)轱@示作為飛機飛行速度和諸如飛機俯仰角速度等其它參數(shù)的函數(shù)的所需力梯度的感覺指令信號。根據(jù)圖2b的安排，由查閱表100提供的感覺指令信號并不直接提供給飛機感覺系統(tǒng)(例如圖1中的感覺系統(tǒng)56)，相反地，它被提供給組合裝置98，在那里它與第二感覺指令信號分量組合在一起。
依據(jù)本發(fā)明和如下所述，在低飛行速度狀態(tài)(或高攻角狀態(tài))下第二感覺指令信號分量能顯著改變飛行員保持或移動處于卡停位置之后的駕駛桿時(抬頭指令)所需的力。根據(jù)圖2b的安排，代表飛機濾波攻角(或者也可以說是濾波飛行速度)(由箭頭50所示)的信號提供給組合裝置90作為加法輸入信號。加到組合裝置90的減法輸入信號是一種代表攻角輕微超過飛機振桿攻角時代表的信號(由圖2b中箭頭104所示)(或者是代表飛行速度略低于振桿飛行速度時的信號)。正如所知，代表振桿攻角或振桿飛行速度的信號可以從諸如告警電子系統(tǒng)或其它能提供失速警告的系統(tǒng)中獲得。
組合裝置90的輸出信號提供給具有一個增益因子的換算裝置92，這個增益因子可能是常數(shù)或者可能根據(jù)飛機襟翼設置和/或指示飛機飛行速度的一個或幾個飛行數(shù)據(jù)信號算出。調(diào)節(jié)裝置92確定了力梯度，當飛機處于振桿攻角之處(或低于振桿飛行速度)操作時，力梯度被加到標稱感覺指令力梯度上。根據(jù)襟翼和/或飛行數(shù)據(jù)調(diào)節(jié)換算裝置92的增益在多數(shù)情況下并無必要，但是可以被包括，以便獲得對作為飛行速度函數(shù)的駕駛桿力的變化的精確控制。
由換算裝置92提供的信號代表濾波后的攻角和略超出振桿攻角的合適值之間的差值(或濾波后的飛行速度和略低于振桿速度的合適的飛行速度之間的差值)，并把它提供給限制器94。當濾波后的攻角不高于振桿攻角(減去小裕度)時，或者當濾波后的飛行速度不低于振桿飛行速度(加上小裕度)時，限制器94有一個零上限值來消除產(chǎn)生的信號。當飛機超出振桿攻角(或低于振桿飛行速度)時，限制器94的下限被選擇為確定圖2b給出的能確定駕駛桿是否在卡銷停止位置后部的最大力。
繼續(xù)討論圖2b的布局，由限制器94提供的信號通過速度限制器96提供給組合裝置98的第二加法輸入信號。速度限制器96濾波或校平信號后提供給組合裝置98來消除可能發(fā)生在代表飛機攻角和濾波后飛行速度的飛機信號中的信號高度突變。正如所知，其它不同的布局如后滯濾波器也可以被用來以類似于圖2b中速度限制器96的方式“校平”信號。正如前面提到過的，由圖2b中組合裝置98提供的信號作為系統(tǒng)感覺指令信號54提供給飛機感覺系統(tǒng)(較2a中的56)。
2c.駕駛桿零偏差抑制器60
圖2a中的駕駛桿零偏差抑制器60用的目前優(yōu)先使用的控制律由圖2c示出。參照圖2a的描述，本發(fā)明采用駕駛桿位置零偏差修正來補償偏移式偏差分量，當相關(guān)指令駕駛桿處于中線位置(卡停位置)時，這些偏移式偏差分可能出現(xiàn)在由指令駕駛桿位置傳感器提供的信號中。
在圖2c所述的布局中，由指令駕駛桿線性變量微分轉(zhuǎn)換器(或其它傳感器)提供的信號(用箭頭58指示)被提供為組合裝置82的加法輸入信號，組合裝置82的輸出信號為修正駕駛桿位置信號δC，COR。由本發(fā)明提供的補償信號或修正信號提供給組合裝置82的減法輸入端。
如圖2c所示，由本發(fā)明提供的修正信號由積分器80提供，積分器80也和組合裝置72的減法輸入信號相連。組合裝置72的加法輸入信號由指令駕駛桿位置傳感器信號(箭頭58)通過限制器70提供。組合裝置72的輸出信號通過換算裝置74的增益因子K1來調(diào)節(jié)，并提供給開關(guān)78的一端。開關(guān)滑片與積分器80的輸入信號相連。如框76所示，當開關(guān)78沒有接通時(例如處于圖2c所示位置)，積分器80就沒有輸入信號。
圖2c的布局操作如下。當沒有使用飛機自動駕駛儀并且駕駛桿相對卡停位置有很小位移或沒有位移時，開關(guān)78接通而使積分器80的輸入和換算裝置74的輸出相聯(lián)。這樣，當開關(guān)78接通時，由指令駕駛桿傳感器提供的信號通過限制器70、組合裝置72及換算裝置74與積分器80的輸入相聯(lián)，同時由積分器80提供的輸出信號被反饋到組合裝置72的減法輸入端。如該技術(shù)的專業(yè)人員所知，這種反饋安排符合常規(guī)后滯濾波器的安排。這樣，除短時間延遲外，提供給組合裝置82的減法輸入的零偏差修正信號與由指令駕駛桿傳感器提供的信號相等(只要指令駕駛桿傳感器信號處于限制器70的范圍之內(nèi))。因此，當駕駛桿保持在卡停位置或中線位置且駕駛桿傳感器信號處于限制器70范圍內(nèi)時，由組合裝置82提供的修正的駕駛桿控制信號實際上等于零。在這方面，設置限制器70的范圍使典型的指令駕駛桿傳感器偏差式偏移信號處于限制器范圍之內(nèi)，但對更大的信號則不然。
當飛行員用力移動駕駛桿脫離卡停位置時，開關(guān)78斷開，致使積分器80沒有信號輸入(框76所示)。當沒有信號輸入給積分器80時，其輸出信號保持不變。這樣，提供給組合裝置82減法輸入的信號將與指令駕駛桿傳感器的偏移或偏差分量保持相等。這意味著指令駕駛桿傳感器信號的偏差或偏移分量將不會出現(xiàn)在由組合裝置82提供的修正的駕駛桿位置信號中。
當操縱力不足或力傳感器指示力失效或出錯時，開關(guān)78被起動。這就允許零偏差抑制器即使在駕駛桿力傳感器信號失效狀態(tài)下也能很好地起作用，并且當飛行員從卡停位置移動駕駛桿時能使開關(guān)78保持接通狀態(tài)。特別是，在這樣一種失效狀態(tài)下，包括組合裝置72、換算裝置74及積分器80在內(nèi)的信號路線將繼續(xù)作為后滯濾波器而起作用。然而，由于提供給組合裝置72加法輸入的輸入信號不可能超出限制器70的范圍，因而只會有少量指令駕駛桿位置信號損失。特別是，本發(fā)明所采用的線性變量微分變換器及其它位置傳感器的偏移或偏差信號通常不大于最大駕駛桿偏度信號的百分之幾。基于此，當指令駕駛桿離開卡停位置時，如果開關(guān)78保持接通就對飛機俯仰控制所需的飛行員指令駕駛桿幾乎沒有影響或沒有值得注意的影響。而且當指令駕駛桿實際上處于卡停位置時，這種安排會繼續(xù)提供實際為零的輸出信號。
3.指令C*U處理器30的討論
正如根據(jù)圖1所討論的那樣，在圖2中由駕駛桿零偏差抑制器60所提供的修正的駕駛桿位置信號又提供給指令C*U處理器30，該處理器又將修正的駕駛桿位置信號轉(zhuǎn)變成代表飛行員輸入的C*U俯仰指令信號(即圖1中的C*Upilotcmd信號)。同樣正如在圖1中所討論的那樣，C*U俯仰指令信號被提供給組合裝置22，并且在那里它又與C*U補償保護信號C*UC&P(在圖5a至圖5d中討論)和C*U俯仰指令的計算值C*Ucomputed(將在圖4中討論)組合。
在圖3所示的指令C*U處理器30中，修正的控制駕駛桿位置信號δC，COR提供給濾波器110或另一個等效裝置，該裝置能以可將修正的駕駛桿位置信號δC，COR轉(zhuǎn)變成具有所需特性的俯仰控制信號的方式提供信號形成(例如，控制駕駛桿位移與俯仰姿態(tài)指令之間的所需關(guān)系)。代表沖擊壓力(或其他代表飛行速度的飛行數(shù)據(jù)信號)的信號(箭頭120所示)提供給換算裝置112。計算裝置112建立了一個增益周期以使圖3裝置所提供的輸出信號最終成為在整個飛行包線范圍內(nèi)顯示相對一致的每克的桿力的C*U信號。倍增器116將調(diào)節(jié)裝置112輸出的信號與濾波器110提供的信號相加而輸出一個飛行員所要的C*U指令C*Upilotcmd。如開關(guān)118所示，無論自動駕駛儀(圖3中68)開關(guān)與否，倍增器116所輸出的信號都輸入到圖1中的加法裝置22。如果自動駕駛儀接通，由自動駕駛儀產(chǎn)生的C*U指令信號C*UA/P，CMD通過開關(guān)118輸入到圖1中的加法裝置22。在自動駕駛儀指令以駕駛桿指令出現(xiàn)的情況下，開關(guān)118將保持在圖3所示位置。
4.計算C*U處理器32的討論
4a.計算C*U處理器32
計算C*U處理器32是俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)用于確定以當前(這里指的是反饋)值為基礎的C*U的部分。結(jié)合方程(1)和(2)產(chǎn)生如下判別式準則
C*U＝Nz+Kqq-KV(VCAS-VREF)(4)
由計算C*U處理器32進行的信號處理過程實現(xiàn)這個方程。
正如將在第4c部分和第4d部分說明的，在目前優(yōu)選的實施例的C*U的執(zhí)行中，垂直加速Nz和飛機俯仰角速度q是以地球而不是以飛機機身為參照的。
方程(4)中的C*部分由圖4a中的組合裝置132產(chǎn)生，組合裝置132有一個垂直加速度信號Nz作為加法輸入信號。俯仰角速度信號q由換算裝置140的增益因子Kq調(diào)節(jié)。換算裝置140的輸出信號提供給組合裝置132作為第二加法輸入信號。組合裝置132提供C*準則，輸入信號Nz和q最好如圖4b、4c及4d中所述地形成，其中垂直加速度信號Nz最好是一個相對于地球參照系的轉(zhuǎn)彎補償垂直加速度信號(圖4c中的符號
)。同樣地，俯仰角速度信號q最好是一相對于地球參照系的轉(zhuǎn)彎補償俯仰角速度信號(圖4d中的符號
)。用于形成
和
的處理器將在下面第4c部分和4d部分進行討論。
方程(3)的第二部分速度穩(wěn)定性信號KV(VCAS-VREF)在速度穩(wěn)定性處理器150中形成。C*準則作為加法輸入信號輸入到組合裝置134，速度穩(wěn)定性信號KV(VCAS-VREF)也輸入組合裝置134。組合裝置134提供整個計算C*U信號C*Ucomputed給圖1中的組合裝置22來生成上面第1部分所述的誤差信號
在計算C*U信號處理器34的優(yōu)選實施例中，只有使用自動駕駛儀時開關(guān)154才允許速度穩(wěn)定性處理器150提供速度穩(wěn)定性信號KV(VCAS-VREF)。當使用自動駕駛儀時，開關(guān)接通并接收零輸入信號。本發(fā)明當前優(yōu)選實施例中所用的自動駕駛儀包括控制飛行速度的儀器。如果本發(fā)明的特定應用中沒有使用自動駕駛儀，或者使用中沒有飛行速度控制，那么這個特定開關(guān)154就沒有必要。
根據(jù)經(jīng)典C*準則，俯仰角速度增益Kq＝0.217?？梢愿鶕?jù)飛行員的喜好選擇不同值。但是，這個值應該在實際飛行速度為400英尺/秒時有益于C*的產(chǎn)生，產(chǎn)生的C*中，Nz和q都有同樣的貢獻。這個用于形成Nz、q及KV(VCAS-VREF)的值建立在飛機垂直加速度、俯仰角速度及速度誤差的基礎上。下面將討論這些項的形成。
4b.轉(zhuǎn)彎補償處理器200
圖4b顯示的轉(zhuǎn)彎補償處理器200用于生成用在計算C*U處理器32和速度穩(wěn)定性處理器150中的垂直加速度信號Nz和俯仰角速度信號q。轉(zhuǎn)彎補償處理器200在穩(wěn)定性和控制系統(tǒng)設計技術(shù)方面是已知的，因而這里只作一般論述。當飛機傾斜時，作用在飛機上的升力仍垂直于翼面。這引起垂直作用于地球表面的升力的減少，進而使飛機高度損失。為繼續(xù)沿飛機未傾斜時的高度飛行，飛機必須增加升力來補償升力垂直于地球表面方向的減少。
因此提供轉(zhuǎn)彎補償用于增加升降舵俯仰角來補償維持飛行高度所需增加的升力，且不需要飛行員所需的額外駕駛桿輸入信號δC。轉(zhuǎn)彎補償處理器200的輸入信號包括滾轉(zhuǎn)姿態(tài)信號170、俯仰姿態(tài)信號172、參考機身的垂直加速度信號174、參考機身的俯仰角速度176、飛行路線垂直加速度估計信號152及俯仰姿態(tài)速度估計信號150。轉(zhuǎn)彎補償處理器200的輸出信號包括轉(zhuǎn)彎補償垂直加速度信號Nz和轉(zhuǎn)彎補償俯仰角速度信號q。在本發(fā)明的當前實施例中，轉(zhuǎn)彎補償僅當傾斜角小于30度時提供，高傾斜角時則逐漸撤去。
本發(fā)明通過使用代表以地球為參照而不是以慣性為參照的飛行路線垂直加速度150和俯仰姿態(tài)速度152的改進輸入信號來改進前面的C*U安排。以地球為參照的飛行路線垂直加速度信號150的形成將在第4c部分討論并如圖4c所示。以地球為參照的俯仰姿態(tài)速度信號152的信號將在第4d部分討論并如圖4d所示。
4c.垂直加速度互補濾波器264
垂直加速度互補濾波器264產(chǎn)生以地球為參照的飛行路線垂直加速度信號150，后者轉(zhuǎn)而生成以地球為參照的垂直加速度信號Nz。通常，垂直加速度Nz是關(guān)于慣性參照系的飛機加速度。本發(fā)明的俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)19試圖控制以地球為參照系而不是以飛機為參照系的飛機加速度。使用以地球為參照系而不是以慣性為參照系的垂直加速度會帶來能夠以不變垂直速度(包括零垂直速度)繞地飛行的良好操縱特性(例如飛機沒有俯仰輸入指令時也能繞地球飛行)?？刂埔詰T性為參照系的垂直加速度就不會象以地球為參照系那樣使飛機以不變垂直速度飛行。
以地球為參照的垂直的速度
微分后得到以地球為參照的垂直加速度
，但是，
微分時會產(chǎn)生不需要的并非不明顯的噪音量。如圖4c所示，本發(fā)明使用互補式濾波器來組合產(chǎn)生的垂直加速度信號
和
來形成以地球為參照的飛行路線垂直加速度估計信號
，后者可以用于替代轉(zhuǎn)彎補償處理器200中的飛行路線垂直加速度信號150。這就導致了轉(zhuǎn)彎處理器200應提供一個轉(zhuǎn)彎補償?shù)囊缘厍驗閰⒄盏拇怪奔铀俣刃盘朜z，e。信號Nz，e比通常的垂直加速度信號Nz更好，因為它允許飛機在沒有飛行員輸入信號的情況下也能繞地飛行。以地球為參照的垂直加速度Nz，e可以替代垂直加速度信號Nz提供給計算C*U處理器30及俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)19的其它部分。垂直加速度信號
的產(chǎn)生是通過在以地球為參照的Z軸上映射以機身為參照的加速度而實現(xiàn)的。這一過程在飛機穩(wěn)定性和控制系統(tǒng)設計技術(shù)方面是已知的，并通過加速度處理器272指示在圖4c中。以地球為參照的垂直速度
通常是從具有慣性參照系的飛行數(shù)據(jù)系統(tǒng)接收到的。
如圖4c所示，以地球為參照的飛行路線垂直加速度估計信號
由具有兩個加法輸入信號的組合裝置282提供。第一個信號是在z-y平面中生成的垂直加速度信號的一部分
。第二個信號是由已乘以增益因子
的換算裝置270提供的垂直速度誤差
。換算裝置270的輸入信號由具有以地球為參照的垂直速度Z和由組合裝置278提供的信號積分的加法輸入的組合裝置254提供，積分是在圖4c中的積分器268上完成的。由組合裝置278提供的信號是由以地球為參照的飛行路線垂直加速度估計信號ZEST和沿飛機縱軸方向生成的垂直加速度信號的一部分
的加法輸入形成的。正如所知，垂直加速度互補濾波器264利用以地球為參照的垂直速度
來驅(qū)動以地球為參照的飛行路線垂直加速度估計信號
的穩(wěn)態(tài)特性。以地球為參照的飛行路線垂直加速度估計信號
用于C*U計算處理器及C*和/或C*U過程中。轉(zhuǎn)彎補償?shù)囊缘厍驗閰⒄盏拇怪奔铀俣刃盘朜z，e優(yōu)先用于計算C*U處理器，雖然也可以使用轉(zhuǎn)彎被補償?shù)囊詰T性為參照的未補償垂直加速度估計信號
或未補償?shù)囊詰T性為參照的垂直加速度信號150。
4d.俯仰角速度互補濾波器
俯仰角速度互補濾波器產(chǎn)生相對于局部水平面的俯仰姿態(tài)速度信號152。雖然，俯仰姿態(tài)速度通常是相對于慣性參照系的飛機角速度，本發(fā)明的俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)19卻參照地球控制飛機的俯仰姿態(tài)速度。使用以地球為參照的俯仰角速度比經(jīng)慣性為參照的俯仰角速度有利，因為它能提供繞地飛行時保持飛行高度不變的能力?？刂埔詸C身為參照的俯仰角速度無法使飛機自身繞地飛行，需要飛行員進行修正。
以地球為參照的俯仰姿態(tài)θ微分后得到以地球為參照的俯仰角速度
，微分θ時會帶來一部分不需要的并非不明顯的噪音量。如圖4d所示，本發(fā)明使用一個互補濾波器組合生成的俯仰姿態(tài)速度信號
和θ來形成以地球為參照的俯仰姿態(tài)速度估計信號
可以用來替代轉(zhuǎn)彎補償處理器200的俯仰姿態(tài)速度信號152。這導致了轉(zhuǎn)彎處理器200提供一個轉(zhuǎn)彎補償?shù)囊缘厍驗閰⒄盏母┭鲎藨B(tài)速度信號qe。這個信號qe優(yōu)于通常的俯仰姿態(tài)速度q，因為它提供了有利的長期飛機響應。以地球為參照的俯仰姿態(tài)速度信號qe可以代替提供給計算C*U處理器30以及俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)19的其它部分的俯仰姿態(tài)速度q。
生成的俯仰姿態(tài)速度信號
通過在地球參照系上映射慣性參照的俯仰速度q、滾轉(zhuǎn)速度γ及偏航速度p而形成。這項任務在飛機穩(wěn)定性和控制系統(tǒng)設計技術(shù)方面已知的，并通過俯仰速度處理器330由圖4d所示。以地球為參照的俯仰姿態(tài)θ通常是從具有慣性參照系的飛行數(shù)據(jù)系統(tǒng)接收到的。如圖4d所示，以地球為參照的俯仰姿態(tài)速度估計信號
是由具有兩個加法輸入信號的組合裝置332提供的。第一個信號是由俯仰速度處理器330提供的俯仰姿態(tài)速度信號
。第二個信號是俯仰姿態(tài)誤差信號Eθ，由具有增益因子KEθ的換算裝置324提供。換算裝置332的輸入信號由組合裝置314提供。組合裝置314有一個以地球為參照的俯仰姿態(tài)信號θ作為加法輸入信號和一個以地球為參照的俯仰姿態(tài)速度估計信號
的積分作為減法輸入信號。積分在圖4d中的積分器328上完成。
正如所知，俯仰角速度互補濾波器使用以地球為參照的俯仰姿態(tài)θ來獲得以地球為參照的俯仰姿態(tài)速度估計信號
的穩(wěn)定特性。轉(zhuǎn)彎補償?shù)囊缘厍驗閰⒄盏母┭鲎藨B(tài)速度信號qe優(yōu)先用于計算C*U處理器，雖然也可以使用轉(zhuǎn)彎補償?shù)囊詰T性為參照的俯仰角速度q、以地球為參照的未補償?shù)母┭鼋撬俣裙烙嫤菶ST或未補償?shù)囊詰T性為參照的俯仰姿態(tài)速度信號152。
4e.速度穩(wěn)定性處理器150
速度穩(wěn)定性處理器150提供一個包括直接配平信號372和起伏阻尼反饋信號400的速度穩(wěn)定性反饋信號KvUerror。而且，速度穩(wěn)定性處理器150唯一地確定以俯仰配平裝置354的當前位置為基礎的C*U參考速度VREF。
在所描述的配置中，參考速度VREF由俯仰配平裝置354建立，例如手擰開關(guān)或過道豎桿，它們有三個位置，使配平裝置354的正常位置(未接通)產(chǎn)生等于零的俯仰配平信號364。
當飛行員調(diào)整俯仰配平裝置354時，產(chǎn)生代表-1或+1的俯仰配平信號364，這取決于飛行員是在配平抬頭還是低頭。俯仰配平信號364乘以乘法器364處的增益kt，再轉(zhuǎn)化為參考飛行速度的變化率(信號378)。只要飛行員在調(diào)整俯仰配平裝置354，就繼續(xù)在積分器376處對參考飛行速度378的變化率進行積分，這樣就形成了一個新的參考速度信號382。如有需要，kt值可以是飛行數(shù)據(jù)的函數(shù)。
圖4e中的374、375及380項與VREF的初始值的設定有關(guān)。374項是具有一個輸出信號觸發(fā)器375的初始化和同步化活動處理器，當輸出信號觸發(fā)器375設定為真時它的輸出信號作為積分器376的輸入信號，此時，濾波后的飛行速度Vcas如圖4e中的虛線380所示。當輸出信號觸發(fā)器375設定為假時，積分器376使用上述的參考飛行速度信號378的變化率。
初始化和同步化活動處理器374所用邏輯將在下列任一種狀態(tài)下優(yōu)先設定輸出信號觸發(fā)器375為真，即(1)在預定的時間T內(nèi)只要飛機的縱向加速度沒有減少到低于給定時間內(nèi)的預選值，那么在起飛后的預定時間T內(nèi)輸出信號觸發(fā)器375設定為真；(2)當飛行速度差Uerror處于預先確定的范圍內(nèi)且此時配平裝置回到零值時，輸出信號觸發(fā)器375設定為真。第一個條件為起飛后提供一個初始參考速度。第二個條件是為了減少飛行員完成配平飛機所需的工作負荷。
初始參考速度信號382為具有最大和最小速度限制的限制器384所限制。這些限制建立在由飛機特定構(gòu)型確定的飛行包線的基礎上。最小限制由第5部分的失速保護處理器部分所述。使用最大速度限制是為了使形成的參考速度Vref及其相應的參考馬赫數(shù)等于或低于最大操作速度Vmo及最大操作c馬赫數(shù)Mmo。
雖然飛行員可以通過俯仰配平裝置354調(diào)整參考速度VREF，但是想配平飛機超出限制器384提供的速度范圍之外的速度是不可能的。這一特點是符合需要的，因為當飛機以欠速度或超速度飛行時它要求飛行員把駕駛桿保持在非中線位置，因而警告飛行員飛機正處于欠速度狀態(tài)或超速度狀態(tài)。
形成的參考速度VREF然后在組合裝置398處和當前濾波后的校準飛行速度Vcas組合在一起形成飛行速度差Uerror。濾波后的校準飛行速度以Vcas為基礎并通過飛行數(shù)據(jù)裝置提供給速度穩(wěn)定性處理器150。VCAS在送到處理器150之前應該充分地濾波以排除由于干擾帶來的信號含量。假如建立了適當?shù)南嚓P(guān)增益和計劃，如有需要也可以使用其它飛行速度信號，如馬赫數(shù)或未濾波的標定飛行速度。
在組合裝置396處，Uerror與直接配平信號372組合形成加強Uerror(信號404)。直接配平信號372由直接配平信號處理器356計算出來。直接配平信號373的作用是提供附加升降舵指令以便仿真與配平裝置接通相關(guān)的常規(guī)飛機升降舵的直接響應。飛行速度的飛行數(shù)據(jù)或襟翼位置用于生成直接配平信號372，而直接配平信號372依賴于輸入信號364所顯示的飛機是否正用向上俯仰或向下俯仰被配平來輸入適當?shù)男盘枴?br> 加強Uerror信號404與乘法器406的飛行速度增益KV相乘。這導致了初始速度穩(wěn)定性反饋信號408。飛行速度增益KV用于設定當飛行速度相對參考速有偏差時所需的以磅/節(jié)計算的駕駛桿上的操縱力。如果需要，KV值可以是飛行數(shù)據(jù)的函數(shù)。
最后，組合裝置410把初始速度穩(wěn)定性反饋信號408和從起伏運動阻尼反饋處理器344接收到的起伏運動阻尼反饋信號400組合在一起。在速度穩(wěn)定性反饋信號KvUerror，中包含起伏運動阻尼的目的是為起伏運動模態(tài)提供足夠的阻尼。這樣的處理器344在飛機穩(wěn)定性和控制系統(tǒng)設計技術(shù)中是已知的。導致的信號是速度穩(wěn)定性反饋信號KvUerror并用于上述計算C*U處理器32。在Uerror上可以設置死區(qū)以便僅僅當Uerror大于預定值時才提供速度穩(wěn)定性。這樣的死區(qū)將為包括配平速度的一定速度范圍提供中性的速度穩(wěn)定性。
5.補償保護處理器34的討論
參照圖1所提到的，本發(fā)明包括一個補償保護處理器(圖1中的34)，提供了補償保護信號C*UC&P，它與在計算C*U信號C*Ucomputd和飛行員指令C*U俯仰指令C*Upilotcmd之間的差組合在一起產(chǎn)生C*U誤差信號
5a.失速保護處理器416
參照圖5a，本發(fā)明當前優(yōu)選實施例中的補償保護處理器34包括一個提供C*U欠速保護信號(C*UUS)的失速保護處理器416；一個提供了C*U拉平補償信號(C*UFL)的拉平補償處理器414；一個提供了C*U超速保護信號(C*UOS)的超速保護處理器412。由失速保護處理器416、拉平補償處理器414及超速保護412提供的信號分別通過信號路線422、420及418提供給組合裝置的輸入端。根據(jù)所述安排，組合裝置424的輸出信號提供給開關(guān)428，開關(guān)428可以被飛機自動駕駛儀接通信號接通，也可以不接通，取決于系統(tǒng)設計選擇。
失速保護處理器416功能如下(1)建立了可由飛機駕駛員設定的C*UVREF的下限值；(2)在欠速操作時增大了系統(tǒng)速度穩(wěn)定性反饋，并提供了更大的低頭修正指令和使飛行員意識到欠速度狀態(tài)。
如圖5b所示本實施例的失速保護處理器416有兩種操作模態(tài)。第一種操作模態(tài)是僅在飛機起飛操作的初始階段提供了欠速保護信號C*UUS和C*U參考速度VREF(MIN)下限的起飛模態(tài)。具體地說，在初始起飛階段，C*U欠速保護信號和C*U參考速度最小值都用于提供允許飛行員在發(fā)動機失效時采取適當行動的俯仰性能特性。圖5b所示失速保護處理器的第二操作模態(tài)是起飛后操作模態(tài)，此時處理器提供了C*U欠速保護信號和C*U參考速度最小值來適應飛機在正常飛行區(qū)域中的操作。在兩種操作模態(tài)中，欠速保護信號值和C*U參考速度最小值都是根據(jù)通常被稱為“黃色區(qū)域頂點”的低速黃色區(qū)域值來設定的。正如該技術(shù)中所知道的，黃色區(qū)域頂點對應著飛機可以執(zhí)行攻角沒有達到“振桿”或開始抖振時的40度傾斜轉(zhuǎn)彎時的速度，也就是，沒有達到飛機機組人員被警告即將失速開始抖振的飛行狀態(tài)。
圖5b的配置在起飛前模態(tài)和起飛后模態(tài)之間會自動切換，相關(guān)信號的切換由表示成減少配平限制模態(tài)的常規(guī)開關(guān)S1-A、S1-B、S1-C所示。在本發(fā)明實施例中，起飛后模態(tài)操作的切換僅在三種條件同時滿足時才發(fā)生。具體地說，切換發(fā)生在(1)如果從起飛起已過去了一段預定時間(例如15秒)；且(2)飛機飛行速度大于黃色區(qū)域頂點一個預定量(例如4節(jié))；且(3)由飛行機組人員設定的C*U參考速度C*UREF超出黃色區(qū)域頂點一個預定量(例如4節(jié))。
當開關(guān)S1-A、S1-B、S1-C處于如圖5b所示位置時(起飛模態(tài))，C*U參考速度的下限VREF(MIN)建立在一個低于黃色區(qū)域頂點的值。具體地說，在圖5b中，代表振桿的信號VSS由飛機電子預警系統(tǒng)或其它類似來源提供給終端434。在框436處，VSS由常數(shù)KVS1調(diào)節(jié)而提供一個比黃色區(qū)域頂點低所需量(例如黃色區(qū)速度值的一半)的信號給開關(guān)S1-A的一端。信號通過開關(guān)S1-A后被濾波(由速度限制器或后滯濾波器438)以消除振桿速度信號VSS的任何突變，而本發(fā)明的當前優(yōu)選實施例所用速度限制約為4節(jié)/秒。系統(tǒng)處于減小配平限制模態(tài)時，由速度限制器(或后滯濾波器)436提供的信號通過開關(guān)S1-B被轉(zhuǎn)化為C*U最小參考速度C*UVRREF(MIN)。這樣可以注意到，在起飛的最初階段，最小C*U參考速度低于黃色區(qū)域頂點，而這種特性允許飛行員在低于黃色區(qū)頂點時進行配平，也就是，設定一個低于黃色區(qū)頂點的C*U參考速度C*UVREF。這一特性僅當狀態(tài)不佳的發(fā)動機的近似速度落在黃色區(qū)之內(nèi)時才是必需的。
繼續(xù)參考圖5b，在所述失速保護處理器處于減小配平限制模態(tài)操作期間，由速度限制器438提供的信號同時形成欠速度參考信號，失速保護欠速度參考信號通過開關(guān)S1-C與組合裝置440的減法輸入端相聯(lián)。組合裝置440從代表飛機濾波后的飛行速度的信號中減去失速保護欠速度參考信號，而代表飛機濾波后的飛行速度的信號被提供給圖5b中的終端442并與組合裝置440的加法輸入相連。這樣組合裝置440的輸出信號就代表了濾波后的飛行速度信號和為欠速度設定的失速保護設定速度信號之間的差別。這個由組合裝置440提供的速度信號由框444處的增益因子KVS3調(diào)節(jié)并提供給組合裝置446的加法輸入。
當飛機飛行速度低于欠速度參考信號也就是當飛機飛行速度低于選定的欠速度參考信號時，增益因子KVS3被選擇以獲得要求的移動或保持駕駛桿在中線位置(卡停位置)后部的所需力的變化。例如，參照圖4e的描述，本發(fā)明的速度穩(wěn)定性反饋特性建立了預定的駕駛桿力梯度，駕駛桿力梯度為了維持低于或高于C*U參考速度(C*UVREF)的飛行速度需要飛行員施加額外的駕駛桿指令。在本發(fā)明的當前優(yōu)選實施例中，以高于或低于C*U參考速度的速度飛行時所要求的駕駛桿力梯度是3磅/節(jié)。在這些實施例中，所述的欠速度保護配置的增益因子KVS3增加一個附加的12磅/節(jié)的力梯度，當飛機速度低于選定的欠速度值時它會起作用(依照圖5b的配置，起飛模態(tài)操作時近似為黃色區(qū)頂點的0.5倍，處于起飛后模態(tài)操作時為黃色區(qū)頂點)。駕駛桿力的增加是為了提醒飛行員注意欠速度狀態(tài)，但不會妨礙有意識地決定以低速操縱飛機。
重新回到圖5b的配置，組合裝置446提供了作為飛機俯仰角速度轉(zhuǎn)彎補償?shù)暮瘮?shù)的C*U欠速度信號C*UUS的阻尼。在圖5b的配置中，代表俯仰角速度轉(zhuǎn)彎補償?shù)男盘柼峁┙o了終端448；經(jīng)一適當增益因子KVS2(框450所示)調(diào)節(jié)；并提供給組合裝置446的減法輸入端。由組合裝置446提供的信號然后被限制器452處理并作為減小的配平限制模態(tài)C*U欠速度指令信號輸出。限制器452的上限制最好取為零。即，在本發(fā)明的優(yōu)選實施例中，無論何時，當濾波后的飛行速度大于失速保護欠速度參考，就不提供C*U欠速度信號(即等于零)。這樣，當飛機速度高于預定值時(對本發(fā)明實施例來說處于起飛模態(tài)操作時近似為黃色區(qū)頂點的0.5倍，處于起飛后模態(tài)操作時為琥珀區(qū)頂點)，失速保護處理器416對C*U保護補償信號就沒有作用。
限制器452的下限確定了可由欠速度保護處理器提供的低頭俯仰信號的最大值。根據(jù)本發(fā)明，上限值的設定應防止產(chǎn)生不能為飛行員用力操縱駕駛桿來超控的欠速度保護向下俯仰指令信號。
正如前面提到過的，當不再需要允許飛行員在低于黃色區(qū)頂點時堅持速度配平(設定C*U參考速度VREF)時，圖5b中的失速保護處理器在起飛過程中會自動改變其操作模態(tài)。當圖5b的配置切換而脫離了減小配平限制模態(tài)(即，轉(zhuǎn)向起飛后模態(tài))時，代表琥珀區(qū)頂點的信號通過終端437和開關(guān)S1-A提供給速度限制器438的輸入端。就象系統(tǒng)在減小配平限制模態(tài)中所用的振桿速度信號一樣，代表黃色區(qū)頂點的信號可以從電子預警系統(tǒng)或類似來源中獲得。而且，代表黃色區(qū)頂點的信號可以從振桿速度中獲得，反之也然，沒有或幾乎沒有系統(tǒng)性能的損失。關(guān)于這一點，開關(guān)S1-A的輸入信號或者以黃色區(qū)頂點為基礎，或者以振桿器速度為基礎，或者以它們二者為基礎(經(jīng)載荷因子補償過)。
可以注意到，當圖5b的配置處于起飛后模態(tài)時，提供給組合裝置440的減法輸入端的欠速度參考信號并不等于由速度限制器438提供的信號。這就是說，在起飛后模態(tài)操作時，由速度限制器438提供的信號與欠速度反饋參考因子(框456所示)相乘(框454所示)，而由乘法器454提供的輸出信號通過開關(guān)S1-C提供給組合裝置440的減法輸入端。欠速度反饋參考增益456是飛行速度(比如馬赫數(shù))的函數(shù)，它應使欠速度保護信號在相對低的飛行速度下相對不變(例如等于一)并在較高飛行速度時減小。
調(diào)節(jié)作為飛行速度的函數(shù)的欠速度反饋參考增益的目的是為了部分抵消速度增加時由圖2a中的飛機感覺系統(tǒng)所確定的增加的駕駛桿操縱力信號。特定的目的是為了獲得振桿攻角(αss)要求的駕駛桿操縱力，振桿攻角在本發(fā)明當前優(yōu)選實施例中的所有飛行狀態(tài)(所需范圍為15～25磅)下都保持相對一致。
參照起飛模態(tài)操作所述，組合裝置440產(chǎn)生了一個代表飛機濾波后的飛行速度和欠速度參考信號之間差別的信號。速度差別信號由框444處的KVS3調(diào)節(jié)來獲得在速度低于欠速度參考時需要增加的指令駕駛桿力梯度；俯仰角速度轉(zhuǎn)彎補償阻尼在組合裝置446處實現(xiàn)；導致的信號受到限制(被限制器452)，并作為C*U欠速度保護系統(tǒng)而被提供，如果沒有飛行員超控的話，C*U欠速度保護系統(tǒng)將導致低頭俯仰指令信號。
當圖5b的欠速度保護配置處于起飛后模態(tài)操作時，最小C*U參考速度信號VREF(MIN)并不直接從速度限制器438的輸出信號提供。相反，如圖5b所示，由速度限制器438提供的信號被乘上(在乘法器458處)一個馬赫數(shù)速度配平抑制增益(460所示)，得到的信號通過開關(guān)S1-B變成為最小C*U參考速度VREF(MIN)。就像前面所述的欠速度反饋參考增益一樣，馬赫數(shù)速度配平抑制增益作為飛機飛行速度的函數(shù)來調(diào)節(jié)；在低速范圍內(nèi)顯示一個大體上恒定的增益(比如一)，在速度高于預定的馬赫數(shù)(比如馬赫數(shù)為0.6)時該恒定的增益減小。這樣，由圖5b的配置在起飛后模態(tài)操作時確定的最小C*U參考速度在飛機速度低于預定馬赫數(shù)時近似等于黃色區(qū)頂點，而在飛機速度為較高馬赫數(shù)時會減小。這種關(guān)系的確立是為了補充欠速度反饋增益的增益變化以在大本上所有飛行條件下獲得αss要求的相對一致的指令駕駛桿的操縱力。
5c.拉平補償處理器414
圖5c示意地例示本發(fā)明當前優(yōu)選實施例的拉平補償配置。在圖5c的配置中，代表起落架離地高度的信號提供給查閱表462或其它裝置，該裝置產(chǎn)生一個隨飛機起落架高度的改變(增加)而改變的拉平指令信號(向下俯仰)。用于提供飛機起落高度指示的各種信號在技術(shù)中是已知的，它們通常是從飛機無線電高度表中獲得的。代表起落架高度的信號最好經(jīng)過濾波和處理以修正飛機俯仰姿態(tài)。
查閱表462在飛機起落架高度和輸出的拉平指令信號之間建立了一種關(guān)系，輸出的拉平指令信號事實上在飛機著陸時仿真了飛機遇到的地面影響。由拉平補償處理器提供的地面影響仿真使得C*U系統(tǒng)提供了類似那些未增穩(wěn)飛機的拉平操縱特性。
繼續(xù)參照圖5c，由查閱表462提供的拉平補償信號通過開關(guān)466提供給限制器467，只要有效起落架高度信號正提供給拉平補償處理器，開關(guān)466就把拉平補償信號提供給限制器467。限制器467下限為零(以確定保抬頭補償信號未被拉平補償處理器提供)，上限(在本發(fā)明當前實施例中為0.54g)被確定等于觸地時所需的拉平指令。由限制器467提供的輸出信號通過開關(guān)468作為C*U拉平補償信號C*UFR輸出。
僅當飛機處于接近模態(tài)且達到了能開始拉平操縱的起落架高度時，開關(guān)468才被接通并提供與由限制器467提供的信號相等的C*U補償信號FC*UFL。在本發(fā)明的當前優(yōu)選實施例中，接通開關(guān)468所用的邏輯要求為(1)飛機已經(jīng)至少飛行了60秒(為了在起飛時防止拉平補償)；(2)飛機襟翼已展開；(3)起落架高度信號至少有1秒顯示起落架高度低于50英尺；(4)起落架高度信號是有效的(也就是正被提供給拉平補償處理器中的終端460)。(或者，在上述條件中增加起落架向下開關(guān))。如果上述條件有任何一條不滿足，開關(guān)468不會接通，而且如框470所示，C*U拉平補償信號C*UFL被設定為零(沒有補償)。然而，一旦開關(guān)468接通，即使失去起落架高度信號或者起落架高度信號失效，它將仍然保持接通狀態(tài)。如下所述，當拉平補償已生成時，即使起落架高度信號失效，這種方法仍允許拉平補償處理器以不會導致拉平補償信號突變的方式進行操作。
圖5c的配置還包括一個速度限制器472，當拉平補償處理器正提供一個補償信號時，即使起落架高度信號的無線電高度表或其它來源失效，速度限制472也能控制拉平補償處理器的操作。在這點上，如果一個替代拉平補償接通信號提供給拉平補償處理器(圖5c中框474所示)的話，速度限制器472作為拉平補償信號的一個替代來源，其由速度限制器472提供的輸出信號通過開關(guān)466提供給限制器467。替代拉平補償觸發(fā)器信號可以是指示無線電高度表信號失效的一個信號，或者是指示起落架高度信號被認為不可靠的一些其它可利用的信號。
在正常的操作中(也就是開關(guān)466處于圖示位置)，由限制器467提供的C*U拉平補償信號與速度限制器472相連來建立一個初始值或偏差等級。如果替代拉平補償系統(tǒng)的接通信號接通了開關(guān)466，由限制器472提供的信號當前值就被確立為速度限制器467的輸入信號(初始狀態(tài))，假如飛機沒有執(zhí)行復飛過程，那么代表接地時拉平補償信號的信號就通過開關(guān)474提供給限制器472。由于限制器472的輸出信號那時將作為時間的函數(shù)而線性增加直到達到最大限度(本實施例中為0.54gs)，因而實際上速度限制器472模仿了由查閱表462正常提供的拉平指令信號(操作時是時間的函數(shù)，而不是起落架高度的函數(shù))。
如果在起落架高度信號損失以前復飛就已開始的話，開關(guān)476被接通并確立速度限制器472的下限為零(如框478所示)。在復飛操縱時確立速度限制器472的下限為零意味著如果起落架高度信號失效且正提供拉平補償信號時，速度限制器472將提供一個線性遞減為零的C*U拉平補償信號。
該技術(shù)的專業(yè)人員將會認識到，不用圖5c所示的拉平補償處理器的其它配置也可以產(chǎn)生滿意的C*U拉平補償信號。例如，圖5c中的查閱表462可以由一個回路或其它裝置代替，當飛機高度低于50英尺時該電路或其它裝置被觸發(fā)并產(chǎn)生一個作為時間(而不是起落架高度)函數(shù)的拉平指令信號。其次，如果正常提供給限制器467的信號被中斷或者有效性成問題時，速度限制器472可以被能使提供給限制器467的信號平滑地減少到適當?shù)南拗浦档钠渌b置所代替。
5d.超速保護處理器412
圖5d例示由當前優(yōu)選的超速保護處理器實現(xiàn)的控制律(圖5a中的412)。圖5d的配置最后產(chǎn)生了一個C*U的超速保護信號C*UOS，除非在超控狀態(tài)下，否則，無論飛機處于何種超速條件下，該裝置都會產(chǎn)生一個抬頭俯仰指令信號。作為C*U超速信號產(chǎn)生的結(jié)果，飛行員必須在指令駕駛桿上維持高于平常的向前力以保持或增加超速。按照本發(fā)明，建立C*U超速俯仰指令信號值的目的是，為維持超速狀態(tài)所需的向前的指令駕駛桿力能充分地提醒駕駛員飛機處于超速狀態(tài)，如果需要，駕駛員可以有意識地選擇飛機處于超控狀態(tài)。
由于第一超速保護信號以飛機的校準速度為基礎而第二超速保護信號以馬赫速度為基礎，因而基本上，圖5d裝置確定超速的存在和程度。而后將兩個超速信號相比較，確定其中較大的一個，并把它加以限制，以便防止低頭姿態(tài)指令信號的產(chǎn)生并把它限制在一個恰當?shù)闹狄怨┭a償滾轉(zhuǎn)姿態(tài)所需。受到限制的信號又作為C*U超速保護信號C*UOS被輸入給圖5a中的加法裝置424。
更具體地說，按照圖5d，代表飛機濾波后飛行速度的信號通過端子502被加到組合裝置500的加法端。與組合裝置500的減法輸入端相連的是代表略高于飛機最大操作飛行速度(VMO)的飛行速度的信號。在本發(fā)明的當前優(yōu)選實施例中，輸入到組合裝置500的減法輸入端的信號比VMO高6節(jié)。組合裝置500的輸出代表了飛機濾波后飛行速度與增加了標識裕度的VMO速度之間的差別，該輸出經(jīng)換算裝置504所產(chǎn)生的恒定增益系數(shù)調(diào)節(jié)后，用來相對于代表極端最大馬赫速度的超速信號的量值控制以極端VMO為基礎的任何合成超速信號的量值。
框504中提供的換算后飛行速度差別信號輸入到組合裝置506的加法端。輸入第二個加法端的信號代表飛機濾波后的飛行速度速率(也就是濾波后飛行速度變化的時間速率)，該信號加到端子508并由換算裝置510通過恒定增益系數(shù)換算。換算裝置510的增益系數(shù)是這樣設定的，使得當飛機接近或超過VMO而且飛行速度在增加時，適當增加由加法裝置506所產(chǎn)生的超速保護計算飛行速度指令。也即，換算裝置510的增益系數(shù)是根據(jù)換算裝置504的增益系數(shù)而設立的，用以控制代表飛行超速的信號(由組合裝置500提供)和做為加速度項的代表飛行速度速率的信號的相對貢獻。
在圖5d的配置中，超速保護馬赫指令信號由組合裝置512提供，它的產(chǎn)生方式類似于超速保護計算飛行速度指令信號。具體地說，代表濾波后飛機馬赫速度的信號輸入到加法裝置520的加法端(通過端子514)，組合裝置520的減法輸入端接收的信號是代表加上了理想裕度(如0.01)后的飛機最大飛行馬赫速度(MMO)(如框516所示)。組合裝置520輸出的信號被換算后(通過框518)輸送到組合裝置512的加法輸入端。連接到組合裝置512另一個加法輸入端的是經(jīng)框522乘上適當系數(shù)換算后代表馬赫速度的信號(供給端子524)。
圖5d中，比較器526將加法裝置506產(chǎn)生的超速保護校準飛行速度指令信號與組合裝置512供給的超速保護馬赫指令信號相比較。兩者中大的被輸入到限制器528。如框530所示，限制器528的最小值為零。但是，限制器528的最大值不是常數(shù)，而是根據(jù)飛機滾轉(zhuǎn)姿態(tài)而定。
更具體地說，代表飛機滾轉(zhuǎn)姿態(tài)(單位為度)的信號被傳遞到端子532。信號值(絕對值)經(jīng)框534確定合成信號又經(jīng)過換算，裝置的換算在框536處顯示該類型的增益-滾轉(zhuǎn)姿態(tài)關(guān)系。特別是，當飛機滾轉(zhuǎn)姿態(tài)的絕對值介于0～30℃并且在滾轉(zhuǎn)角30°到60°范圍內(nèi)線性遞減到0時，換算裝置536的增益系數(shù)大體上等于一。換算裝置536的輸出信號經(jīng)過一個建立了最大指令駕駛桿力梯度的常數(shù)的調(diào)節(jié)(在框538處)，該梯度可由圖示的超速保護處理器生成。也就是，框538所用的換算系數(shù)對所示配置所產(chǎn)生的C*U超速保護信號值設定了一個上限，形成一個向上俯仰姿態(tài)指令的最大量，如果選用飛機超速狀態(tài)，飛行員可超控該量。
建立限制器528的下限為零是為了確保超速保護處理器不產(chǎn)生低頭姿態(tài)指令信號，否則該指令會使飛機速度進一步增大。按上述方式調(diào)節(jié)限制器528的最大限制值可減少飛機在高速盤旋時超速保護指令信號的大小，此情況下滾轉(zhuǎn)姿態(tài)的絕對值介于30°～60°之間。如果飛機的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)達到或超過60°，那么換算裝置536的輸出信號成為零，從而將限制器528的最大限制值建立在零處。因此，在大角度傾斜時沒有超速保護信號產(chǎn)生。在超速條件下當飛機在典型的滾轉(zhuǎn)范圍內(nèi)飛行時，由限制器528所供給的信號通過框540調(diào)節(jié)后生成一個適當高度的C*U超速保護信號C*UOS(例如，將限制器528產(chǎn)生的代表每磅單位的C*U信號轉(zhuǎn)變成代表每g單位的C*U信號)。
可以注意到，以上說明的C*U超速保護系統(tǒng)以增大為了保持飛機超速飛行而必需的向前駕駛桿力的方式使機組人員增加對超速的警覺性。還有，象前面討論的保護和補償處理器一樣，所述的配置建立了指令駕駛桿力與信號之間的關(guān)系，使飛行員可充分地維持指令駕駛桿的壓力以克服本發(fā)明所生成的保護及補償信號。關(guān)于這一點，在本發(fā)明當前優(yōu)選的實施例中，飛機在接近最大設計速度(Vdive)和在接近最大設計馬赫速度(Mdive)的飛行速度時，要超控超速保護，最大桿力大約為40磅左右。
6.俯仰角速度阻尼處理器36的討論
俯仰角速度阻尼處理器36的作用是產(chǎn)生俯仰角速度阻尼指令QCOM，當該指令被加到C*U積分指令IC*UCOM上時，它就會衰減舵面指令的短期響應并調(diào)節(jié)短期頻率。本發(fā)明所優(yōu)選的俯仰角速度阻尼處理器36有兩個基本特點其一，它具有一個切斷乘法器631；其二，它有一個組合裝置630，該裝置用于組合后滯俯仰角速度反饋信號628和比例俯仰角速度反饋信號626。
當飛機停在地面時，切斷乘法器631切斷俯仰角度阻尼增量。切斷乘法器631按照計算裝置638提供的值，將一個以0.0到1.0范圍內(nèi)的值與俯仰角速度阻尼指令QCOM相乘。計算裝置638從空/地狀態(tài)確定處理器(圖中未示)接收一個地面信號。該優(yōu)選處理器公開在美國的專利申請No中，發(fā)明人為EVans等，該發(fā)明的名稱是“為飛機飛行控制系統(tǒng)提供空/地信號的系統(tǒng)”，申請日1995年5月15日，并參考包括于此。從地面狀態(tài)開始并過渡到空中狀態(tài)，地面信號將由“假”切換為“真”。這使計算裝置638由輸出值為零變成輸出值為1。然而，優(yōu)選的計算裝置638在一個相當短的時間里(名義上小于10秒)使輸出值呈傾斜狀而不是臺階狀。相反條件則使計算裝置638的輸出信號以傾斜狀由1變成零。通過傾斜輸出值使俯仰角速度阻尼指令QCOM逐漸減小。這使得從增穩(wěn)系統(tǒng)向非增穩(wěn)系統(tǒng)的轉(zhuǎn)變變得平滑而沒有顯著突變。
后滯俯仰角速度反饋信號628和比例俯仰角速度反饋信號626分別與組合裝置630的加法輸入端相連。組合裝置630的輸出信號在由上述切斷乘法器631倍增前對應于俯仰角速度阻尼指令QCOM。俯仰角速度阻尼指令QCOM由信號626和信號628合并而成。
后滯濾波器618生成后滯俯仰角速度反饋信號628，后滯濾波器618具有民Kq/(τS+1)形式的轉(zhuǎn)變功能，其中Kql和τ來自框614所示圖表。濾波器618的輸入是轉(zhuǎn)彎補償俯仰角速度信號q。Kql與τ的值最好根據(jù)襟翼位置或飛行速度而定，襟翼收起時Kql＝1.0而τ＝1.5，當襟翼放下時民Kql=1.5而τ＝1.0。這種數(shù)值在襟翼收起與襟翼放下之間的轉(zhuǎn)變是在預定時間內(nèi)逐漸變化的(名義上10～30秒)。后滯濾波器618的設置作用是在轉(zhuǎn)彎補償俯仰角速度信號q的基礎上生成一個后滯俯仰角速度反饋信號628，其中q的作用是作為反饋來調(diào)整短期頻率。
比例俯仰角速度反饋信號626由整形濾波器624生成。整形濾波器624具有除去會妨礙飛機自然狀態(tài)的俯仰角速度信號的頻率含量的轉(zhuǎn)變功能。整形濾波器624的輸入信號是由增益620提供的已乘過增益阻尼系數(shù)民的轉(zhuǎn)彎補償俯仰角速度信號q。其中民由圖示框619提供。如圖6所示，Kq項最好依據(jù)襟翼位置而定，當襟翼抬起時Kq＝1.0，當襟翼放下時Kq=1.35。按襟翼裝置命令在高速和低速飛行時，增益阻尼系數(shù)Kq產(chǎn)生了充分的短期阻尼。再次，在襟翼收起與襟翼放下的增益值之間的轉(zhuǎn)變是相當漸進的。優(yōu)選實施例中，襟翼裝置用來確定Kql和Kq值，襟翼放下狀態(tài)首先由飛行速度數(shù)據(jù)確定。使用襟翼裝置來確定Kql和Kq值的目的是為了預防增益隨著錯誤的飛行數(shù)據(jù)而變化，有時當遇到火山灰云時會出現(xiàn)這種錯誤，而使用飛行速度在襟翼數(shù)據(jù)錯誤時可防止增益增大。除襟翼位置外的觸發(fā)機構(gòu)也可用于確定Kql和Kq，這取決于可用的數(shù)據(jù)和設計者的愛好(如，使用襟翼位置和/或飛行速度的其它邏輯組合)。
基本上，轉(zhuǎn)彎補償俯仰角速度信號q輸入到俯仰角速度阻尼處理器36，并與取決于襟翼裝置的增益阻尼系數(shù)民相乘，得出的信號又經(jīng)整形濾波624整形后被加到后滯俯仰角速度反饋信號628上，該反饋信號由與接收轉(zhuǎn)彎補償俯仰角速度信號q相連的后滯濾波器618提供。
可以注意到，俯仰角速度阻尼處理器36可以基于俯仰姿態(tài)信號0，來代替轉(zhuǎn)彎補償俯仰角速度信號q，或與后者結(jié)合。這種變化要求增益620和618及濾波器624做適當修改。優(yōu)選的輸入信號為上面第4部分已討論過的且如圖4b所示的轉(zhuǎn)彎補償俯仰角速度信號q。
7.C*U積分器28
C*U積分器28對誤差信號
積分并把誤差信號
的一部分連續(xù)加到升降舵俯仰指令δe，F(xiàn)ILT上。最終，C*U積分器28將淘汰誤差信號
這是由于升降舵俯仰指令δe，F(xiàn)ILT將使升降舵移動，這會使輸入到計算C*U信號C*Ucomputed的信號發(fā)生改變，因而使飛行員要求的C*U指令C*Upilotcmd與計算C*U信號C*Ucomputed和補償保護C*U信號C*UC&P之和之間的差別為零。
目前所采用的C*U積分器28的優(yōu)選形式有六個裝置增益k，切斷乘法器642，防卷緊裝置648、淘汰增益666，組合裝置654及積分器662。每種裝置都可對俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)進行所需要的改進，雖然，只有積分器662是必不可少的裝置。C*U積分器28的基本構(gòu)造是誤差信號
和配平否定指令TNC作為組合裝置654的加法輸入信號，組合裝置654的輸出信號再提供給積分器662。所得到的信號是第1部分中討論的積分C*U指令IC*UCOM。在誤差信號
輸入組合裝置654之前，可能會存在一些條件使得另外一些值進入了組合裝置654而不是誤差信號
。下面將討論這些條件。
根據(jù)框631所示圖表，誤差信號通過積分增益系數(shù)k在增益632處進行換算。由k調(diào)節(jié)誤差信號
為高速和低速條件提供了良好的短期響應(如框631所示襟翼位置指示)?？?31在收上襟翼時設定k＝5，在放下襟翼時設定k＝8，在放下襟翼和收上襟翼之間值可以漸近過渡。如有需要，其它的裝置如飛行數(shù)據(jù)可以用于確定高速或低速條件。經(jīng)過增益632的增益k變化后的誤差信號
作為信號634示于圖7中。
C*U積分器28的第二個裝置是切斷乘法器642(或增益抑制器)，當飛機在地面上時，切斷乘法器642切斷C*U增穩(wěn)，切斷乘法器642把增益632的輸出信號與和由計算裝置638提供的在0.0～1.0范圍內(nèi)的數(shù)值相乘。計算裝置638基本上以傾斜的方式轉(zhuǎn)換乘法器642所用的在0.0～1.0之間變化的數(shù)值。計算裝置638在上面第6部分中已經(jīng)說明過。C*U增穩(wěn)隨著輸出值的傾斜而逐漸降低。這使得由增穩(wěn)系統(tǒng)到非增穩(wěn)系統(tǒng)的過渡是一個平滑的不顯著的變化過程。
C*U積分器28的第三個裝置是防卷緊邏輯裝置646，當升降舵(或飛機)不能或不需要作出響應時，防卷緊邏輯裝置646能防止積分器增加升降舵俯仰指令δe，F(xiàn)ILT增大信號。在C*U積分器28中設置了切換開關(guān)648，當它處于正常關(guān)閉位置時不會干擾乘法器642的輸出信號。開關(guān)一般是關(guān)閉的，除非遇到一系列特定判據(jù)。確定開關(guān)648何時打開的邏輯如圖7所示并由裝置646提供。當滿足下述條件之一時，裝置646的優(yōu)選邏輯打開開關(guān)，即(1)飛機在地面上；(2)飛機尾翼靠近地面且誤差信號
要求更大的抬頭；(3)飛機處于大攻角狀態(tài)且誤差信號
要求更大的抬頭；(4)升降舵達到應用范圍最大值且誤差信號
要求升降舵在限制方向上有更大位移。在這些條件中任何一個條件下，最好不要允許積分器進行工作，因為對更大俯仰的要求沒有產(chǎn)生或者不允許產(chǎn)生俯仰姿態(tài)的更大改變。打開開關(guān)648導致把0.0值輸送到組合裝置662的加法輸入端，代替乘法器642的輸出。
第四個裝置是組合裝置662，用于組合前面第1部分討論過的并如圖1所示的誤差信號
(或開關(guān)648打開時為零)及配平否定指令TNC的加法輸入信號。所用的配平否定信號可以從穩(wěn)定器位置變化率(轉(zhuǎn)化為每秒升降舵角度)中獲得，這種方法在美國專利申請No.中得到說明，發(fā)明人為E.E.Coleman等，題目為“自動配平飛機穩(wěn)定器的方法及設備”，申請于1995年5月15日，并參考包括于此。配平否定信號可以由目前可得到的自動駕駛儀系統(tǒng)的操作中產(chǎn)生。在卸載操作期間，把配平否定指令TNC加到乘法器642的輸出信號上，可以使升降舵朝著關(guān)于穩(wěn)定器的適當位置移動，而且不會產(chǎn)生顯著的飛機響應。
C*U積分器28的第5個裝置是淘汰增益666，它包括一個衰減增益系數(shù)kd并在預定周期內(nèi)使積分器662的輸出信號漸漸衰減為零。當飛機處于地面上時，淘汰增益666漸漸消除增穩(wěn)。這是一種良好的特性，因為在下一次飛行前積分C*U指令信號IC*UCOM應被設定為零。最好在短周期時間內(nèi)且在飛機著地后短時間衰減后就完成這種衰減。圖7中，淘汰增益裝置666被提供積分C*U指令IC*UCOM信號，并把該信號與衰減增益kd相乘。當飛機處于地面上并把淘汰增益666的輸出信號提供給組合裝置654時，位于淘汰增益裝置666的輸出信號路線上的開關(guān)652會打開。優(yōu)選的衰減增益kd小于q。第6個裝置是積分器662。積分器662計算了誤差信號
的一部分并且提供第1部分討論的已使用的積分C*U指令IC*UCOM?；旧希峁┙oC*U積分器28的誤差信號
由積分增益k變化后與配平否定指令TNC組合，然后積分而產(chǎn)生C*U積分指令IC*UCOM。
雖然已經(jīng)圖示和說明了本發(fā)明的優(yōu)選實施例，但可以理解，在不偏離本發(fā)明的精神實質(zhì)和范圍的情況下，可以進行各種改變。C*U控制律是新穎的，且是為放寬靜穩(wěn)定飛機而研制的。然而可以理解，其它非放寬靜穩(wěn)定飛機也可以從本發(fā)明中獲益。
權(quán)利要求
1、一種生成飛機升降舵指令信號的方法，包括如下步驟
生成一個代表飛機垂直加速度的信號；
生成一個代表飛機俯仰角速度的信號；
將上述代表飛機俯仰角速度的信號乘以常數(shù)k，形成一個混合俯仰角速度信號；
將上述代表飛機垂直加速度的信號與上述混合俯仰角速度信號相加而提供一個俯仰指令信號；
生成一個代表飛機飛行速度的信號；
生成一個代表所要飛行速度的信號；
將上述代表飛機所要飛行速度的信號與上述代表飛機飛行速度的信號相組合而生成一個代表所要飛行速度和飛機飛行速度間差值的飛機飛行速度誤差信號；
將上述飛機飛行速度誤差信號乘以第二個選定的常數(shù)據(jù)k1，形成一個速度增控信號；
從上述俯仰指令信號中減去上述速度增控信號而生成上述升降舵指令信號；并且
反復生成上述俯仰指令信號和上述飛行速度增控信號，以便以周期性速率提供上述升降舵指令信號，它可產(chǎn)生飛機俯仰姿態(tài)的連續(xù)指令。
2、根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中所述的速度增控信號的生成步驟還包括以下步驟
生成一個代表飛機臨界失速的信號；
生成一個代表飛機相對于失速的狀態(tài)的信號；
將上述代表飛機臨界失速的信號與上述代表飛機相對于失速的狀態(tài)的信號相組合而提供一個代表上述飛機臨界失速的信號和上述代表飛機相對于失速的狀態(tài)的信號之間差值的失速保護誤差信號；
檢測上述失速保護誤差信號值是否小于一個預定值以及上述失速保護誤差信號是否指示上述代表飛機相對于失速的狀態(tài)的信號小于上述代表飛機臨界失速的信號，并且，如果結(jié)論為“是”，即可以將上述失速保護誤差信號作為一個失速保護信號而供給；并且
將上述失速保護信號與上述速度增控信號相組合。
3、根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其中所述的代表飛機臨界失速的信號是一個代表飛機振桿速度的信號而其中所述的代表飛機相對于失速的狀態(tài)的信號是上述代表飛機飛行速度的信號。
4、根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其中所述的代表飛機臨界失速的信號是一個代表振桿攻角的信號而其中所述的代表飛機相對于失速的狀態(tài)的信號是一個代表當前飛機攻角的信號。
5、根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其中所述的失速保護信號的生成步驟還包括生成一個代表飛機最小飛行速度的信號的步驟以及限制上述代表所要飛行速度的步驟，以便避免所選的飛行速度低于選定的最小飛行速度。
6、根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中所述速度增控信號的生成步驟還包括以下步驟
當飛機飛行速度大于一個預定值時生成一個第一超速度信號；
當飛機馬赫速度超過一個預定的馬赫速度時生成一個第二超速度信號；
將上述第一和第二超速度信號相比較而提供一個與第一和第二超速度信號兩者中較大的一個基本相等的第三超速度信號；
確定上述第三超速度信號是否大于一個下限并小于一個上限；
當上述第三超速度信號大于上述下限并小于上述上限時，將上述第三超速度信號乘以一個預定值以得出一個超速度保護信號；并且
包括上述超速度保護信號作為上述速度增控信號的一個分量。
7、根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其中所述速度增控信號的生成方法還包括確定飛機滾轉(zhuǎn)姿態(tài)是否在一個預定范圍內(nèi)的步驟，并且其中所述的上限是以上述代表飛機滾轉(zhuǎn)姿態(tài)是否在一個預定范圍內(nèi)的信號為基礎而建立的。
8、一個飛機升降舵指令系統(tǒng)，其組成如下
一個可在卡停位置前后運動的操縱桿；
一個位置傳感器，用于生成代表上述操縱桿距上述卡停位置的位移的操縱桿位置信號；
一個具有第一和第二輸入信號及一個輸出信號的第一信號組合器；
一個連接用于接收上述操縱桿位置信號的俯仰指令處理器，該俯仰指令處理器為上述第一信號組合器的第一輸入信號提供一個前饋升降舵指令信號，該俯仰指令處理器還提供一個代表上述操縱桿相對于上述卡停位置的信號；
一個連接用于接收代表上述操縱桿位置的信號的指令升降舵信號處理器，該指令升降舵信號處理器用于將上述代表操縱桿位移的信號轉(zhuǎn)變?yōu)橐粋€飛行員指令俯仰操縱信號；
一個用于處理代表飛機垂直加速度和飛機俯仰角速度的信號以產(chǎn)生一個第一俯仰指令信號的計算俯仰操縱處理器，該計算俯仰操縱處理器還處理代表飛機飛行速度和所要飛行速度的信號以產(chǎn)生一個飛行速度增控信號，該計算俯仰操縱處理器包括用于提供一個代表上述第一俯仰指令信號和上述飛行速度增控信號之間差值的計算俯仰信號的機構(gòu)；
一個連接用于接收上述計算俯仰信號和上述飛行員指令俯仰操縱信號的第三信號組合器，它并用于提供一個代表上述計算俯仰信號和上述飛行員指令俯仰操縱信號之間差值的誤差信號；
連接用于接收上述誤差信號并提供一個積分誤差信號的積分器機構(gòu)；
一個連接用于接收上述積分誤差信號和一個代表飛機俯仰角速度的信號的第四信號組合器，該第四信號組合器向上述第一信號組合器的第二輸入提供一個反饋增控信號，該第一信號組合器的輸出作為上述系統(tǒng)的一個升降舵控制信號。
9、根據(jù)權(quán)利要求8所述的系統(tǒng)，還包括一個補償和保護處理器，當飛機飛行速度低于一個預定值時該處理器生成一個欠速信號，該欠速信號作為上述誤差信號的一個分量而提供給上述第三信號組合器的一個輸入。
10、根據(jù)權(quán)利要求9所述的系統(tǒng)，當在一個預定的操縱區(qū)域之外操縱飛機時，其中上述補償和保護處理器生成一個超速信號，該超速信號作為誤差信號的一分量而提供給上述第三信號組合器的一個輸入。
11、根據(jù)權(quán)利要求9所述的系統(tǒng)，其中所述的俯仰指令處理器還包括連接用于接收上述操縱桿位置信號的偏差信號修正機構(gòu)，它還為上述指令升降舵信號處理器提供一個修正了的操縱桿位置信號作為上述代表操縱桿位置的信號，當上述操縱桿處于卡停位置時，上述偏差信號修正機構(gòu)做成并設置成確定操縱桿位置信號的幅度，并可用于從上述操縱桿偏離卡停位置時得出的操縱桿位置信號中減去一個基本上等于上述操縱桿位置卡停位置時的操縱桿位置信號幅度的信號。
12、根據(jù)權(quán)利要求8所述的系統(tǒng)，其中所述的俯仰指令處理器還包括連接用于接收上述操縱桿位置信號的偏差信號修正機構(gòu)，該機構(gòu)還可以為上述指令升降舵信號處理器提供一個修正的操縱桿位置信號作為上述代表操縱桿位置的信號，當上述操縱桿處于卡停位置時，上述偏差信號修正機構(gòu)做成并設置成用于確定操縱桿位置信號的幅度，并可用于從上述操縱桿偏離卡停位置時得出的操縱桿位置信號中減去一個基本上等于上述操縱桿位于卡停位置時的操縱桿位置信號幅度的信號。
13、根據(jù)權(quán)利要求12所述的系統(tǒng)，還包括一個當飛機飛行速度低于一個預定值時用于生成一個欠速信號的補償和保護處理器，上述欠速信號作為上述誤差信號的一個分量而提供給上述第三信號組合器的一個輸入。
14、根據(jù)權(quán)利要求13所述的系統(tǒng)，當飛機在一個預定操縱區(qū)域外操縱時，其中所述的補償和保護處理器生成一個超速信號，該超速信號提供給上述第三信號組合器的一個輸入而并入上述誤差信號。
全文摘要
一種俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng),其中,利用配置成接收駕駛桿輸入信號并把輸入信號轉(zhuǎn)化為升降舵指令信號的反饋系統(tǒng)。系統(tǒng)的反饋部分處理代表當前飛機數(shù)據(jù)的信號,該信號根據(jù)以前的升降舵指令而形成。通過把駕駛桿輸入信號轉(zhuǎn)變?yōu)榘达w行員要求的C*U指令信號,并且對比指令信號和在飛機當前狀態(tài)基礎上計算出的C*U指令信號,來完成系統(tǒng)的增穩(wěn)。誤差信號代表飛行員指令信號和飛機響應信號之差,誤差信號積分后與升降舵指令信號相加。所以,本發(fā)明的俯仰增穩(wěn)和指令增控系統(tǒng)實現(xiàn)了飛行員指令和飛機執(zhí)行指令之間的零偏差。
文檔編號G05D1/08GK1175017SQ9611153
公開日1998年3月4日 申請日期1996年8月22日 優(yōu)先權(quán)日1996年8月22日
發(fā)明者齊奧瑪斯納瑪巴第, 蒙蒂·R·埃文斯, 愛德華·E·科爾曼, 羅伯特·J·布利格, 理查德·S·布魯豪斯, 多爾·M·安德森, 蒂莫西·A·尼爾森 申請人:波音公司