專利名稱：：以襟翼位置為函數(shù)的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益的方法和裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
：本發(fā)明涉及飛機轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)，特別是涉及一種可改變以飛機襟翼位置為函數(shù)的飛機偏航阻尼器轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益的新系統(tǒng)。在一架固定翼構(gòu)形的飛機作機動時，轉(zhuǎn)彎通過多種控制單元協(xié)調(diào)。例如，飛行員通過使用固定翼飛機座艙內(nèi)的操縱桿來操縱飛機的副翼、方向舵和升降舵來實現(xiàn)轉(zhuǎn)彎。長期以來，在飛機壓坡度機動中采用計算機控制方向舵偏轉(zhuǎn)來實現(xiàn)轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)。眾所周知，希望實現(xiàn)轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)，這是因為，舉例而言，當飛機向左坡度機動時，由于繞偏航軸的副翼誘導力矩作用，飛機趨向右偏航。對于協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，在左坡度機動期間引起的偏航軸力矩可通過左偏方向舵加以消除。在現(xiàn)代大型商用客機中，方向舵偏度由計算機通過采用稱為偏航阻尼器的系統(tǒng)來控制。因此，飛行員僅需操縱駕駛盤來正確地完成轉(zhuǎn)彎。偏航阻尼器包括飛機上的各種傳感器和根據(jù)來自偏航阻尼器的信號操縱方向舵的偏航阻尼伺服器。根據(jù)由機上飛行員的指令，偏航阻尼器必須確定對應一給定坡度角數(shù)的方向舵的偏度。例如，授于Tran的第5,452,865號美國專利和授予Chakravarty的第5,072,893號美國專利等詳細論述了現(xiàn)有技術(shù)水平的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)系統(tǒng)。偏航阻尼器中的一個關(guān)鍵部分被稱作增益調(diào)節(jié)器(gainschedule)。在轉(zhuǎn)彎機動期間，通過操縱增益調(diào)節(jié)器為方向舵提供轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)。已知的一些轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益調(diào)節(jié)器基于又被稱為沖擊壓力的參數(shù)Qc。特別地，在圖1中示出了波音747-400的增益調(diào)節(jié)器。由圖可見，在到達臨界氣壓之前轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益保持恒定，在此臨界點，轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益呈線性下降。由圖1發(fā)現(xiàn)所示的增益調(diào)節(jié)器不能最佳地提供轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)，有時會出現(xiàn)發(fā)散或收斂轉(zhuǎn)彎特征。本發(fā)明提供了一種改進的方法和裝置，用于確定轉(zhuǎn)彎機動時在飛機偏航阻尼器系統(tǒng)中的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益的數(shù)量。偏航阻尼器包括從飛機慣性基準部件和飛機襟翼縫翼電子部件(FSEU)的輸入。慣性基準部件提供有關(guān)飛機滾轉(zhuǎn)速率、橫向加速度、滾轉(zhuǎn)角和偏航速率的信息。FSEU為偏航阻尼器提供一個指明飛機襟翼位置的信號。該偏航阻尼器包括一個轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益盒，它接收襟翼位置信號并輸出一個與襟翼位置相關(guān)的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益值。然后偏航阻尼器采用該轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益值來確定方向舵位移的數(shù)值。一般來說，隨著襟翼位置進一步展開，轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益值增大，這主要指諸如用于低速時機翼的增開裝置偏度位置(highliftconfiguration)。每一個襟翼位置的精確轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益值取決于飛機在各種飛行條件下的特定氣動特征。通過如下參照附圖的詳細描述，本發(fā)明的前述各方面及其許多附帶優(yōu)點將變得更好理解，其中圖1是一個現(xiàn)有技術(shù)水平的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益調(diào)節(jié)器特性曲線的示意圖；圖2是一個包括轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益單元的現(xiàn)有技術(shù)水平的偏航阻尼器的示意圖；圖3是一個根據(jù)本發(fā)明的偏航阻尼器系統(tǒng)的示意圖；圖4是一個用于本發(fā)明的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益盒的檢索表；圖5～9是構(gòu)成用于本發(fā)明的增益調(diào)節(jié)器的數(shù)學模型的圖形表達；圖10是一個根據(jù)本發(fā)明計算出的轉(zhuǎn)彎增益值曲線圖。圖2顯示了簡化的現(xiàn)有技術(shù)水平的偏航阻尼器201，它用于生成一個偏航阻尼指令，YDCMD，在轉(zhuǎn)彎過程期間控制方向舵的偏度。通常將該YDCMD信號提供給一個或多個驅(qū)動飛機方向舵的偏航阻尼伺服器。這種特定的偏航阻尼器201已經(jīng)應用于波音747-400型飛機上。偏航阻尼器201采用從飛機上的慣性基準部件輸入的數(shù)據(jù)來計算與當時實際飛機條件相對應的方向舵指令(YDCMD)。然后該偏航阻尼伺服器轉(zhuǎn)換來自偏航阻尼器201的電信號以控制流向驅(qū)動飛機方向舵的致動器活塞的湍流。偏航阻尼器201的輸入包括Ny，表示飛機的橫向加速度；R，表示飛機的偏航速率；Φ，表示飛機的滾轉(zhuǎn)角；P，表示飛機的滾轉(zhuǎn)速率。上述參數(shù)均由飛機上的慣性基準部件提供。由圖2可見，在第一乘法器盒203處，橫向加速度Ny乘上常數(shù)K11。然后將第一乘法器盒203的輸出提供給第一加法器205，它將對第一乘法器203和第二乘法器207兩者的輸出進行求和。第二乘法器207接收偏航速率R作為輸入并將該偏航速率R乘上一個預定常數(shù)K12。該偏航速率R也提供給第三乘法器盒209，并被乘上一個預定常數(shù)N12。將滾轉(zhuǎn)角Φ提供給第七乘法器盒227，并被乘上一個常數(shù)C。將第七乘法器盒227的輸出提供給第四乘法器盒211，并被乘上一個常數(shù)N13。將第四乘法器盒211的輸出提供給第二加法器213，在其中對第四乘法器盒211的輸出與第五乘法器215的輸出進行求和。第五乘法器215將滾轉(zhuǎn)速率P乘上一個預定常數(shù)N14。將該第二加法器213的輸出提供給第三加法器217，第三加法器217同時還接收第三乘法器盒209的輸出作為輸入。將第三加法器217的輸出提供給第四加法器219。將第一加法器205的輸出提供給一階延遲盒221。將該一階延遲盒221的輸出提供給第六乘法器盒223，并在其中將該一階延遲盒221的輸出乘上一個增益因子M。將第六乘法器盒223的輸出也提供給第四加法器219。然后，將第四加法器219的輸出提供給第五加法器225。第七乘法器227的輸出也提供給轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益盒229。轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益盒229同樣還從飛機的大氣數(shù)據(jù)計算機接收一個信號231作為輸入信號，如空氣速度VTAS(用于波音767時)或外部氣壓Qc(用于波音747時)。在現(xiàn)有技術(shù)水平下，采用來自大氣數(shù)據(jù)計算機的輸入計算轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益值，該值與第七乘法器227的輸出值相乘。波音747中的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益的計算結(jié)果與圖1相符。在本發(fā)明的優(yōu)先實施例中，提供給轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益盒229的輸入231是從襟翼縫翼電子部件(FSEU)中輸出的信號，該信號表明了該飛機襟翼的位置。與現(xiàn)有技術(shù)不同的是，現(xiàn)有技術(shù)的輸入231是VTAS或Qc，而本發(fā)明優(yōu)先實施例中的輸入231是襟翼位置。該襟翼位于飛機機翼上，被伸展或收回來控制機翼產(chǎn)生的升力數(shù)。襟翼位置通常用角度表示。對于許多飛機，襟翼可置于多個不連續(xù)的角度位置其中之一。例如，在波音777中，襟翼可以從收回位置伸展到下列角度1，5，10，15，20，25或30度。參照圖3，本發(fā)明的偏航阻尼系統(tǒng)301包括一個偏航阻尼部件303，一個偏航阻尼伺服器305，一個方向舵307，一個慣性基準部件309，以及一個FSEU311。飛機的運動信息由慣性基準部件309提供給偏航阻尼部件303。襟翼位置信息由FSEU311提供給偏航阻尼部件303。偏航阻尼部件303接收該信息，并按照其計算技術(shù)，生成一個YDCMD信號給偏航阻尼伺服器305。然后，該偏航阻尼伺服器驅(qū)動方向舵而達到所希望的偏轉(zhuǎn)。這樣，不同于依賴于飛機的VTAS或Qc的現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明根據(jù)飛機的襟翼位置確定轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益。轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益盒229包括一個乘法器和一個由一個微處理機實現(xiàn)的檢索表。從第七乘法器227的輸入乘上該檢索表中一個相應的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益值。該檢索表可放置在ROM中?；贔SEU311報告的襟翼位置，該相應的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益值被用作乘數(shù)。圖4表示了該檢索表的一種表格形式，其中從G1到G8是可能的增益值。圖5～9表示了如何計算該轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益以及用于計算的理論基礎。就目前所知的技術(shù)，當偏航阻尼環(huán)路結(jié)束后，最佳的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益要求一個中性穩(wěn)定的螺旋模態(tài)(neutrallystablespiralmode)。因此，該偏航阻尼器的增益必須將閉環(huán)系統(tǒng)的螺旋模態(tài)驅(qū)使到初始狀態(tài)。可以通過求解在一個穩(wěn)態(tài)轉(zhuǎn)彎角時閉環(huán)飛機系統(tǒng)的狀態(tài)方程得到驅(qū)使螺旋模態(tài)至初始狀態(tài)的增益。這個過程的數(shù)學推導如下設飛機模型的動力學方程為x.1=a1x1+b1u1]]>y1＝c1x1＋d1u1其中a1=a11a12a13a14a21a22a23a24a31a32a33a34a41a42a43a44;x1=βRΦP;]]>β＝側(cè)滑角b1=b11b12b13b14;u1=[δr];y1=NyRΦP]]>c1=c11c12c13c14c21c22c23c24c31c32c33c34c41c42c43c44;d1=d11d21d31d41]]>圖5以框圖形式表示上面的方程。矩陣a1，b1，c1，d1表示被模擬的特定飛機的氣動模型。參數(shù)u1表示方向舵偏轉(zhuǎn)量。本行業(yè)專業(yè)人士都能了解，按照已知的技術(shù)，基于飛機的物理尺寸及飛機的飛行參數(shù)可以計算這些矩陣。此外，當飛機的襟翼位置不同時，矩陣a1，b1，c1和d1將會變化。這是由于，當飛機的襟翼位置改變時，飛機的氣動特征隨之改變，所以定義飛機特征的矩陣也就改變了。接下來，設偏航阻尼器(無轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)通路)的動力學方程為x.2=a2x2+b2u2]]>y2＝c2x2＋d2u2其中a2＝[j]；b2＝[k11k12k13k14]；u2=NyRΦP]]>y2＝[ydcmd]；c2＝[m]；d2＝|n11n12n13n14]圖6以框圖形式表示上面的方程。從特定飛機的偏航阻尼系統(tǒng)可以獲得數(shù)值a2，b2，y2，c2和d2。因此，由圖2所示的乘法器可獲得值b2，c2和d2。將飛機的輸出(y1)與偏航阻尼器的輸入(u2)順序連接，所得出的系統(tǒng)的框圖表達如圖7所示。其中因為n11，d21，d31和d41始終等于零，所以d’＝d2d1＝0。通過將ydcmd(y2)和δr(u1)連接結(jié)束該閉環(huán)，圖8顯示閉環(huán)系統(tǒng)的框圖表達。該閉環(huán)系統(tǒng)可簡化為如圖9所示，其中A＝a′＋b′c′；b′=b11b12b13b14b15]]>其中b15＝b2d1該閉環(huán)系統(tǒng)的狀態(tài)方程可展開如下β.=A11β+A12R+A13Φ+A14P+A15X+b11δr]]>R.=A21β+A22R+A23Φ+A24P+A25X+b12δr]]>Φ.=A31β+A32R+A33Φ+A34P+A35X+b13δr---Eq.(1)]]>P.=A41β+A42R+A43Φ+A44P+A45X+b14δr]]>X.=A51β+A52R+A53Φ+A54P+A55X+b15δr]]>其中A＝a′ij＋b′ilc′lj對于一個穩(wěn)定狀態(tài)轉(zhuǎn)彎因此，方程(1)變成β.=A11β+A12R+A13Φ+A14P+A15X+b11δr=0]]>R.=A21β+A22R+A23Φ+A24P+A25X+b12δr=0]]>Φ.=A31β+A32R+A33Φ+A34P+A35X+b13δr=0---Eq.(2)]]>P.=A41β+A42R+A43Φ+A44P+A45X+b14δr=0]]>X.=A51β+A52R+A53Φ+A54P+A55X+b15δΓ=0]]>當滾轉(zhuǎn)速率為定值時，可以通過求解方程(2)得出δr。δr是通過滾轉(zhuǎn)角反饋以保持飛機既不發(fā)散又不收斂的方向舵的量。一旦算出δr的值，則將δr除以一個那架飛機的常數(shù)，就得簡單地算出理想轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益值。矩陣a1，b1，c1和d1的值的變化取決于包括襟翼位置在內(nèi)的飛機飛行運行條件的變化。例如，飛機的速度、重量、高度、襟翼位置及重心的變化都會對矩陣產(chǎn)生影響。在本優(yōu)先實施例中，所使用的矩陣中包括這些運行參數(shù)的極值。這樣，用于檢索表中的所得出的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益是用各個極值矩陣算出的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益的平均值。這保證了轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益盒229將所有可能的飛行條件都考慮進去。例如，如圖10所示，算出了波音747-400飛機在各種襟翼位置，即1，5，10和20度的實際轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益值。值得注意的是，對應每一個襟翼位置有多個轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益值。這與飛機的各種極限操縱條件相符。在本優(yōu)選實施例中，檢索表中所用的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益將是這些極值的平均值。通過對本發(fā)明的優(yōu)先實施例的圖示和描述，可以理解，在不脫離本發(fā)明的主詣和范圍下可以進行各種變型。權(quán)利要求1.一種在轉(zhuǎn)彎中的飛機偏航阻尼器中設定轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益的方法，該方法包括如下步驟(a)參照一個轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益調(diào)節(jié)器，所述轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益調(diào)節(jié)器對應于一組襟翼位置設定下的一組轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益；(b)在所述轉(zhuǎn)彎中，確定所述飛機的襟翼位置設定；(c)在轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益對應于所述襟翼位置設定時，確定優(yōu)選的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益；和(d)將偏航阻尼器的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益設定成所述的優(yōu)選轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益。2.根據(jù)權(quán)利要求1的方法，其中在一個穩(wěn)定狀態(tài)轉(zhuǎn)彎角度和在所述的一組襟翼位置設定下，通過求解所述飛機閉環(huán)系統(tǒng)的一個穩(wěn)態(tài)方程組計算所述轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益。3.根據(jù)權(quán)利要求2的方法，其中所述的狀態(tài)方程為β.=A11β+A12R+A13Φ+A14P+A15X+b11δr=0]]>R.=A21β+A22R+A23Φ+A24P+A25X+b12δr=0]]>Φ.=A31β+A32R+A33Φ+A34P+A35X+b13δr=0]]>P.=A41β+A42R+A43Φ+A44P+A45X+b14δr=0]]>X.=A51β+A52R+A53Φ+A54P+A55X+b15δΓ=0]]>其中Axy和bxy是由所述飛機的氣動特性確定的矩陣。4.根據(jù)權(quán)利要求1的方法，其中所述襟翼位置設定從所述飛機上的一個襟翼縫翼電子部件獲得。5.根據(jù)權(quán)利要求2的方法，其中所述襟翼位置設定從所述飛機上的一個襟翼縫翼電子部件獲得。6.一種用于在飛機轉(zhuǎn)彎時確定最佳轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益的裝置，該裝置包括(a)一個轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益調(diào)節(jié)器，所述轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益調(diào)節(jié)器對應于一組襟翼位置設定下的一組轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益；(b)一個用于在所述轉(zhuǎn)彎中確定所述飛機的襟翼位置設定的襟翼縫翼電子部件；和(c)用于在轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益對應于所述襟翼位置設定時確定所述最佳轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益的裝置。7.一種包括一個轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益盒的偏航阻尼器，包括(a)一個轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益調(diào)節(jié)器設置在所述轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益盒中，所述轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益調(diào)節(jié)器對應于一組襟翼位置設定下的一組轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益；(b)在所述轉(zhuǎn)彎中從襟翼縫翼電子部件接收襟翼位置設定的裝置；和(c)在轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益對應于所述襟翼位置設定時確定所述最佳轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益的裝置。8.將飛機轉(zhuǎn)彎的方法，包括以飛機機翼襟翼位置為函數(shù)自動調(diào)節(jié)飛機的方向舵。全文摘要一種在飛機轉(zhuǎn)彎機動時在飛機偏航阻尼器中確定轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益量的改進方法和裝置。該偏航阻尼器包括來自飛機慣性基準部件以及飛機飛行管理計算機的輸入。該飛行管理計算機向偏航阻尼器提供一個表明飛機襟翼位置的信號。該偏航阻尼器包括一個接收襟翼位置信號并輸出一個轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益數(shù)值的轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益盒。通常隨著襟翼位置進一步展開，轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益值增大。每個襟翼位置的精確轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)增益值均取決于飛機特定的氣動特性。文檔編號B64C13/00GK1166638SQ97111159公開日1997年12月3日申請日期1997年5月13日優(yōu)先權(quán)日1996年5月14日發(fā)明者陳勃璋申請人:波音公司