專利名稱：用于控制飛機操縱面補翼的系統(tǒng)的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一個用于控制飛機操縱面補翼的系統(tǒng)。
在飛機上具有機械控制而沒有伺服控制是公知的，在所說飛機的一些空氣動力面上裝備例如方向舵、升降舵、輔助翼等之類的補翼是公知的。這樣的補翼是用來改變操縱力，如果補翼不存在，為了使空氣動力面旋轉(zhuǎn)，駕駛員將不得不對空氣動力面施加作用力。
許多著作提出了一些方法，在這些方法中這些具有補翼(這類補助副翼的通稱)的裝置象控制它們操作的方程式一樣很好地工作，而且允許它們的特征作為具體實例的應用函數(shù)得以計算。在最近的許多著作中，由Roskam Aviation andEngineering Corporation在美國1979年發(fā)表的J.ROSKAM的“飛機飛行動力學和自動飛行控制”值得一提。
在已有的自動型式的補助系統(tǒng)中——鉸接補翼以便它能在連帶的空氣動力面的后沿側(cè)旋轉(zhuǎn)，安裝空氣動力面本身以便它能在所說飛機構件(機翼、穩(wěn)定器、尾翼等)上旋轉(zhuǎn)；——飛機駕駛員可利用的操縱裝置(操縱桿、駕駛盤、方向舵)以控制所說空氣動力面相對于所說構件旋轉(zhuǎn)的方式與所說空氣動力面機械相連；和——機械連桿將補翼以這樣一種方式與構件相連，即根據(jù)一個確定的關系，所說空氣動力面相對于構件旋轉(zhuǎn)的每個角度值都與補翼相對于所說空氣動力面旋轉(zhuǎn)的一個角度值相對應。
正是由于這樣已有系統(tǒng)必須是機械的，它們不能將使作用力恰當?shù)剡m用所有飛行條件所需要的所有參數(shù)考慮在內(nèi)。由于必須得來源于綜合考慮，因而在整個飛行狀態(tài)中以及對空氣動力面的任何旋轉(zhuǎn)量來說，它們的作用都不是最佳的。一些飛行狀態(tài)，如有一個發(fā)動機出故障或者在起飛過程使飛機回旋時所遇到的那些飛行狀態(tài)，為了滿足作用力的調(diào)整，勢必導致采用高級補償。
另外，在以高速巡航飛行期間結構上的制約將需要較小量的補償，乃至在另一方向上的補償。
另一方面，過量補償會引起諸如對操縱面空吸作用之類的空氣動力的異常。
在某些情況下，需要引入附加的保護裝置。
本發(fā)明的主題是一個補翼控制系統(tǒng)，該系統(tǒng)以考慮數(shù)字參數(shù)易變形的平行四邊形狀的補翼裝置原理為基礎，而這些數(shù)字參數(shù)是至今還沒有包括在所說系統(tǒng)中加以考慮的。
為此，按照本發(fā)明上述類型的用于控制飛機補翼的系統(tǒng)值得注意的在于它包括第一傳感器，其檢測所說空氣動力面相對于所說構件旋轉(zhuǎn)的角度值；與所說構件相連的可動并可控制的致動件，其能夠?qū)λf連桿施加作用以改變所說空氣動力面和所說補翼旋轉(zhuǎn)角度值間的所說確定關系；檢測所說致動件位置的第二傳感器；和控制裝置，其接收所說第一和第二傳感器發(fā)出的信息，根據(jù)該信息，將所說致動件的指令信息公式化。
因而能夠?qū)⑺f補翼的旋轉(zhuǎn)控制到作為所說空氣動力面旋轉(zhuǎn)函數(shù)的任何期望值。
所說控制裝置此外可以便于接收所說飛機產(chǎn)生的至少一個參數(shù)，并且當使所說指令信號公式化時把所說參數(shù)考慮在內(nèi)。
所說可移動、可控制的致動件例如可以是一個致動器，為了控制一個固定點的軸向位置可以將該構件設置在所說構件和所說連桿之間，或者為了控制所說連桿的長度將其設置在所說連桿的兩部分之間。
很顯然，在兩種情況下，所說致動件的作用都可改變補翼轉(zhuǎn)過的角度與所說空氣動力面轉(zhuǎn)過角度間的關系。
另外，用于控制裝置中的所說參數(shù)可以是不同型式的，例如可以是飛機的速度、表示升力增大裝置位置的信息、駕駛員對操縱裝置施加的作用力、裝載系數(shù)、飛機配平角、空氣動力迎角、表示飛機系統(tǒng)結構的信息、配平釋放指令信號等。
用于控制所說致動件的裝置可以是兩種不同的類型在第一種類型中，根據(jù)所說第一傳感器傳送的信息，所說控制裝置產(chǎn)生所說致動件位置的基準值，該基準值取決于所說參數(shù)，所說致動件的指令信號是所說基準值與所說第二傳感器傳送的信息間差值的誤差信號；在第二種類型中，根據(jù)所說參數(shù)，所說控制裝置產(chǎn)生所說空氣動力面位置的基準值，所說致動件的指令信號是所說第二傳感器發(fā)出的信息同所說基準值和所說第一傳感器發(fā)出信息間差值誤差信號的代數(shù)和。
在第一種類型的優(yōu)選實施例中，所說致動件具有一個中間位置，對該位置來說補翼和空氣動力面旋轉(zhuǎn)角度間所說的關系具有一個僅由所說機械連桿的幾何結構所確定的基準值，所說傳送到控制裝置的參數(shù)是飛機的飛行速度，在所說控制裝置作用下，所說致動件采用一個操作位置，該位置取決于所說飛行速度以及空氣動力面旋轉(zhuǎn)的角度，對該位置來說，所說的關系采用一個不同于所說基準值的操作值。
按照本發(fā)明有關上述的第二種類型控制裝置的系統(tǒng)最好包括一個駕駛員對所說操縱機構施加作用力的傳感器，傳送到控制裝置的所說參數(shù)是所說傳感器傳送的所說作用力的測量值。在所說控制裝置作用下，所說致動件采用一個操作位置，對該位置來說，所說補翼相對于所說空氣動力面的旋轉(zhuǎn)將所說空氣動力面的旋轉(zhuǎn)控制到一個值，該值與駕駛員施加作用力的所說測量值以及其它參數(shù)的函數(shù)相對應。
因而能得到通過控制所說補翼位置用于操縱空氣動力面的系統(tǒng)。在這樣的系統(tǒng)中能夠省去將操縱機構與空氣動力面相連的機械連接。
另外，在這樣類型的系統(tǒng)中，為了使所說致動件的指令信號公式化，可以想像到既可使用所說空氣動力面位置的基準值，又可使用表示所說空氣動力面旋轉(zhuǎn)角度的一些其它信息項。
這樣的其它信息項例如可以來源于機上飛機安裝的自動駕駛儀，或者另外當所說基準值達到一定不能超越的極限值時可以是安全信號。
附圖將更容易理解本發(fā)明是怎樣加以實施的。在這些圖中，同樣的符號代表相似的部分。


圖1是按本發(fā)明控制系統(tǒng)一個實施例的方框圖。
圖2用圖示說明在圖1的系統(tǒng)中就飛機的補翼和構件間的連接而言有關致動器的變化。
圖3表示用于控制圖1和2系統(tǒng)中致動器裝置一個例子的方框圖。
圖4給出了補翼和空氣動力面旋轉(zhuǎn)角度間關系的一個例子的曲線圖。
圖5是就控制致動器的裝置而言、圖1和2系統(tǒng)的另一種形式的方框圖。
圖6表示圖5系統(tǒng)控制裝置一個例子的方框圖。
圖7給出了圖6控制裝置操作的一個例子曲線圖說明。
圖8是圖6控制裝置另一種形式的方框圖。
圖9表示圖5系統(tǒng)變化的方框圖。
如圖1所示，飛機控制系統(tǒng)的實施例1按已知的方式包括——飛行員可利用的操縱機構1。盡管在圖1中用圖解法以在2處鉸接到飛機構件上的操縱桿形式表示了該操縱機構，但是很顯然該操縱機構也可以是方向舵桿、駕駛盤等；所安裝的可控制的空氣動力面3，如方向舵、升降舵、輔助翼等，以便它能圍繞飛機構件部分5，如機翼、穩(wěn)定器、尾翼等上的軸4旋轉(zhuǎn)；——鉸接的補助副翼6，通常稱為補翼，以便它能在空氣動力面3上圍繞后沿側(cè)設置的軸7旋轉(zhuǎn)；——第一連桿8，以這樣的方式將所說操縱機構1與同軸4連為一體的曲柄銷9相連，即當飛行員操縱操縱機構1時所說空氣動力面3以軸4轉(zhuǎn)動；和——第二連桿10，將所說構件部分5同軸7連為一體的曲柄銷11相連，以便當空氣動力面3圍繞它的軸4轉(zhuǎn)動時所說補翼借助于軸7相對于空氣動力面3轉(zhuǎn)動。由于該連桿10，依據(jù)安裝的幾何特點確定的關系，空氣動力面3相對于構件部分5圍繞軸4的軸轉(zhuǎn)過的每個角度值都對應著補翼6相對于空氣動力面3圍繞軸7的軸轉(zhuǎn)過一個角度值。
根據(jù)本發(fā)明，圖1的控制系統(tǒng)I此外還包括——第一傳感器12，其檢測空氣動力面3相對于構件部分5圍繞軸4的軸轉(zhuǎn)過的角度值；——一個可移動并可控制的致動件13，例如致動器，安裝在構件部分5上，能夠為了改變所說補翼和所說空氣動力面轉(zhuǎn)過角度值間的確定關系對第二連桿10施加作用。在圖1中，假設第二連桿10是剛性的且長度固定，其與補翼6相對端通過致動件13的可動件14連到構件部分5，以便該致動件的動作引起基本與其平行的所說第二連桿的平移運動。因而構件部分5和補翼6間的連接成為可變的，這意味著所說空氣動力面3和補翼6轉(zhuǎn)過的角度間的確定關系本身成為可變的。此外，在圖1中將致動器表示成轉(zhuǎn)動式。很明顯，作為一種可選擇的方式，它也可以是直線式的。無論致動器13以哪種形式形成，當它設有受到控制時，在外力作用下是不可逆轉(zhuǎn)的。在具體的實施例中致動器13可以是具有中間位置的型式，在沒有控制的情況下所說致動器自然采用中間位置，在這些情況中的所說中間位置是不可逆的；——第二傳感器15，其檢測致動件13可動件14的位置；——控制裝置16，其通過引線17和18分別接收所說第一和第二傳感器12和15產(chǎn)生的信息，該裝置可以具有至少一個飛機產(chǎn)生的參數(shù)輸入端19?？刂蒲b置16將指令信號作為所說傳感器12和15產(chǎn)生的所說信息及所說參數(shù)的一個函數(shù)進行公式化，該指令信號通過連線20傳送到致動件13。因而所說致動件13改變第二連桿10的軸向位置，從而改變3補翼6和空氣動力表面3轉(zhuǎn)過角度間的關系。
按本發(fā)明圖2所示的控制系統(tǒng)實施例II與圖1所示的實施例I非常相似。然而，在此情況中，第二連桿10由兩部分10A和10B組成，它們通過致動器13連在一起(在此情況下致動器便于是直線式的)，它們在所說致動器13相對側(cè)的一端分別與構件部分5(在21處)和曲柄銷11相連。因而在此情況下補翼6和空氣動力面3轉(zhuǎn)過角度間關系的變化通過改變第二連桿10的長度來獲得，而不是通過參考圖1所述的平移運動來獲得。
對于參考圖1和2所作的描述，十分明顯當致動件13不動且處于其中間位置時，補翼6圍繞軸7轉(zhuǎn)過的角度和空氣動力面3圍繞軸4轉(zhuǎn)過的角度間的關系具有一個只通過該系統(tǒng)的幾何結構和第二連桿10的長度所確定的基準值。
相比之下，當控制裝置16使致動件13運動(通過連線20)并且使其采用一個不同于中間位置的操作位置時，所說致動件13使連桿10作直線運動(圖1)或改變所說連桿的長度(圖2)。其結果是所說補翼6和空氣動力面3轉(zhuǎn)過角度間的關系采用一個不同于所說基準值的操作值。
因而，由于將通過控制裝置16傳送到致動件13的指令信號作為位置傳感器12和15產(chǎn)生的信息和傳送到輸入端19的參數(shù)的函數(shù)進行公式化，能夠了解到控制裝置16能夠作為空氣動力面3的旋轉(zhuǎn)函數(shù)建立補翼6旋轉(zhuǎn)的一些規(guī)則，而且能夠通過下述方式確定所說補翼6的位置即使其以某種方式旋轉(zhuǎn)，該方式為飛行條件的函數(shù)。這樣操縱補翼6旋轉(zhuǎn)的一些規(guī)則可以通過根據(jù)該裝置幾何結構知識的計算及使用飛行力學方程很容易地得以建立，然后可以通過飛行試驗和/或風洞試驗進行調(diào)整。此外，在沒有進行力學修改及盡可能相同的飛行的試驗期間，為了確定最優(yōu)值，探測用于形成一個傳統(tǒng)系統(tǒng)以及用于在裝置16中記錄這些值的整個值的范圍，特別是所說關系的自動化程度。
如果致動件13遭到破壞，仍然能夠駕駛飛機，但需要一個補翼6和空氣動力面3轉(zhuǎn)過角度間的固定關系。
圖3表示圖1和2的系統(tǒng)I和II控制裝置16的一個實施例。該實施例包括——表21，其一方面通過輸入端19接收參數(shù)P并通過連線17接收空氣動力面3繞軸4旋轉(zhuǎn)過的角度B的測量值，另一方面，在它的輸出端22傳送致動件13的基準值dc。該表21對于旋轉(zhuǎn)角B的每個值都會給出一個基準值dc，該基準值是旋轉(zhuǎn)角B和參數(shù)P的一個函數(shù)F(B，P)；和——減法器23，其一方面接收所說的基準值dc，另一方面接收傳感器15測量的、并通過連線18傳送到所說減法器23的可動件14的實際位置d，并將誤差信號dc-d經(jīng)連線20傳送到致動件13。
很明顯圖3的裝置16因而使致動件13的可動件14的位置跟蹤基準位置dc。
設定——K1作為當致動件13不動且處于中間位置時補翼6和空氣動力面3分別轉(zhuǎn)過角度b和B間關系的基準值；——K2作為補翼6相對于致動件13的可動件14位移的移動系數(shù)，那么補翼旋轉(zhuǎn)的角度b就等于b＝K1·B+K2·d。
此外，將可動件14的位置d跟蹤到基準位置dc＝F(B，p)，轉(zhuǎn)角b采用值K1·B+K2·F(B，P)。
參數(shù)p可以是不同類型的。在參數(shù)p是飛行速度Vc(Vc值在機上飛機是可利用的)的具體例子中，基準值dc可以是dc＝K3·B的型式，其中符號K3可以作為參數(shù)Vc的函數(shù)而改變。補翼6旋轉(zhuǎn)的角度b因此采用值(給定或取一個常數(shù))b＝B(K1+K2·K3)＝B·K讓K＝K1+K2·K3。
圖4表示一個旋轉(zhuǎn)角b和B間關系的精確簡化例子，假設作為對于速度臨界值Vo的飛行速度Vc的位置函數(shù)，K3只能取三個固定值O、K31、K32?！绻鸙c＝Vo，K3等于0，K取值為K1，這意味著空氣動力面3旋轉(zhuǎn)的每個角B都對應著一個旋轉(zhuǎn)角b＝K1·B。在此情況下，可動件14處于其中間位置，旋轉(zhuǎn)角b和B(見曲線24)間的關系具有其僅由連桿10的幾何結構確定的基準值；——如果Vc＜Vo，K3取固定值K31，K就等于K1+K2·K31，這意味著可動件14取一個操作位置，以便空氣動力面3旋轉(zhuǎn)的每個角B都對應著補翼6的一個旋轉(zhuǎn)角b＝(K1+K2·K31)·B。因此旋轉(zhuǎn)角b和B間的關系取一個位于曲線25上的操作值；——如果Vc＞Vo，K3取固定值K32，K等于K1+K2·K32，這意味著可動件14取一個操作位置，該操作位置以使空氣動力面3旋轉(zhuǎn)的每個角B都對應著補翼6的一個旋轉(zhuǎn)角b＝(K1+K2·K3)。因此旋轉(zhuǎn)角b和B間的關系取一個位于曲線26上的操作值。
在圖4中假定處于低速的旋轉(zhuǎn)角b和B間關系的操作值小于基準值，而處于高速的所說操作值大于基準值。依據(jù)飛機，相反的情況是與高速相對應的操作值小于基準值，與低速對應的操作值大于基準值。
此外，代替或除采用飛行速度Vc作為參數(shù)p之外，例如，還能夠以下面參考圖6和7描述的類似方法采用升力增大裝置的位置。在此情況下，依據(jù)飛機的類型，補翼6和空氣動力面3旋轉(zhuǎn)角度間的關系操作值在所說升力增大裝置展開時比升力增大裝置折回時可能要大或者可能要小。
如圖5和6所示在按本發(fā)明的系統(tǒng)實施例III中，我們再次采用了參考圖1和2上述的組成部分1到15、17、18和20。然而，在該實施例111中——實施例I和II的控制裝置16已由控制裝置27所代替，控制裝置27具有輸入端28和34?？刂蒲b置27同控制裝置16一樣分別通過連線17、18和20同傳感器12、15以及致動件13相連；——在操縱機構1和空氣動力面3之間在第一連桿8上設置一個力傳感器29，其測量飛行員直接施加在所說空氣動力面3上的作用力，該傳感器通過連線30將測量的這些作用力傳送到控制裝置27的輸入端28。
如圖6所示，控制裝置27包括——表31，該表與輸入端28和34相連，對于傳感器29測量的每個作用力值該表都會給出一個對應的空氣動力面3旋轉(zhuǎn)的基準值Bc。在它的輸入端34，表31接收機上飛機可利用的飛行速度Vc?！獪p法器32，一方面減法器32接收來自表31所說的基準值Bc，另一方面通過連線17接收來自傳感器12測量的旋轉(zhuǎn)角B的實際值，并產(chǎn)生一個誤差信號；和——跟蹤裝置33，其一方面接收所說來自減法器32的誤差信號，另一方面通過連線18接收傳感器15測量的致動件13的位移值d，并經(jīng)過連線20將一個指令信號傳送到致動件13，該指令信號與所說旋轉(zhuǎn)角b的值及所說誤差信號的代數(shù)和相對應。
因而圖5和6的系統(tǒng)III能夠產(chǎn)生一個裝置，在該裝置中空氣動力面3的旋轉(zhuǎn)是一個函數(shù)，例如是飛行員施加的作用力的正比函數(shù)。由減法器32產(chǎn)生的誤差信號被用來與不需滿足期望函數(shù)的值相加，或從旋轉(zhuǎn)角B中減該誤差信號(在跟蹤裝置33中)，旋轉(zhuǎn)角B歸因于第二連桿的幾何結構。因此根據(jù)給定規(guī)則為了使操縱表面的位置跟隨作用到操縱機構的作用力，補翼6被用來減小及增大氣動力。
因而很顯然，系統(tǒng)III能夠——以最優(yōu)方式改變飛行員引起的作為飛行條件函數(shù)的操縱力；——修正鉸接力矩的異常情況，也就是說特別修正不希望的非線性；——通過跟蹤將空氣動力面3帶到所控制的位置。實際上，趨于使空氣動力面3移開其基準位置的任何運動都可導致對補翼6產(chǎn)生作用使它返回。這特別能夠抵消如空吸對操縱平面影響之類的空氣動力的異常情況；和——即使失去操縱裝置也不需要嚙合/解除裝置并且不需這樣的系統(tǒng)引進寄生力就可保持操縱面的機械操縱。
在圖5和6的系統(tǒng)III中，如上所述，致動件13的可動件14隨著基準位置Bc和操縱表面位置B間的誤差函數(shù)而定，基準位置Bc是飛行員對操縱桿1施加作用力的函數(shù)，操縱表面位置B由傳感器12檢得。控制裝置27為了以所說誤差符號所確定的方向操縱致動件13利用該誤差，直到誤差信號Bc-B消失。
圖7表示表31對旋轉(zhuǎn)基準Bc公式化的一個例子。在已精確得以簡化的此例中，假定基準值Bc與傳感器29測得的作用力E成正比，也就是說是Bc＝K4·E的形式，K4本身是一個可以隨飛行條件的函數(shù)而改變的系數(shù)。在圖7的例子中，假定飛機裝備有升力增大裝置，該裝置可以采用三個位置，對每個位置來說都對應有一個一定不能超越的限速度VFE。該圖表明——如果飛行速度Vc超過了與升力增大裝置最大展開位置對應的VFE的第一個值VFE1，系數(shù)K4取值為K41，基準Bc作為作用力E的函數(shù)由曲線35表示。可以觀察到在VFE1的極限速度下，超過作用力E的值Em后基準Bc可以被限定在最失值Bcmax(曲線35’)；——如果飛行速度Vc低于所說VFE的第一個值VFE1，升力增大裝置處于中間展開位置，系數(shù)K4取值為K42，基準Bc作為作用力E的函數(shù)由線36表示；
如果飛行速度Vc低于VFE的第二個值VFE2，該值低于值VFE1，并且與所說升力增大裝置的折回位置相對應，系數(shù)K4取值為K43，作為作用力E函數(shù)的基準Bc由曲線37表示。
由跟蹤裝置33用可能的最大速度極限可以將致動件13的可動件14控制到正比于誤差Bc-B的速度，直到該誤差消失。另外，跟蹤裝置33可以包括一個積分器，它的輸入端接收所說的誤差，輸出端代表可動件14的位置控制。這里也能夠展望可動件14位移的最大速度極限。這是隨動控制中的經(jīng)典問題，隨動控制中心須使誤差最小化并保證系統(tǒng)整個操作范圍的穩(wěn)定性。
因此可以看到，在圖5的系統(tǒng)III中，當飛行員對操縱桿1施加作用時，在第一連桿8的作用下空氣動力面3繞軸4的軸旋轉(zhuǎn)，由于補翼6的旋轉(zhuǎn)，由跟蹤裝置將所說空氣動力面旋轉(zhuǎn)的角度調(diào)整到值Bc。
圖8表示控制裝置27的另一種形式38。這里，我們又看到各種組成部分17、18、20、28和30到34。控制裝置38另外還包括在表31和減法器32之間插入的開關39，既能將表31的輸出與所說減法器32相連，也能將端子40與減法器32相連。
可以將安裝在機上飛機的自動駕駛儀(沒有示出)發(fā)出的空氣動力面旋轉(zhuǎn)信號加到端子40上。因而當開關39占用恰當?shù)奈恢脮r，按本發(fā)明的系統(tǒng)起著自動駕駛儀伺服馬達的作用。
另外，在空氣動力面3是升降舵的情況下，可以將機頭下降信號加到端子40上，當飛機傾角超過了給定的臨界值時，開關39自動將由表31與減法器32相連的位置移動到減法器32與端子37相連的位置。在此情況下，可以通過傾角傳感器發(fā)出的信號操縱開關39。
如圖9所示，連桿8甚至也可以省去。在圖9的實施例IV中，連桿8已被省去，并由“人工感力”裝置41所代替，只就飛行員施加的作用力來說，該裝置能夠完成相同的功能。
在此情況下，作用力傳感器可以被位置傳感器所代替，該位置傳感器將直接給出被傳送到輸入端28的驅(qū)動命令。
權利要求
1.一種控制飛機補翼(6)的系統(tǒng)，在該系統(tǒng)中鉸接所說補翼(6)，以便它能在空氣動力面(3)的后沿側(cè)旋轉(zhuǎn)，安裝空氣動力面(3)本身以便它能在所說飛機的構件(5)上旋轉(zhuǎn)；所說飛機駕駛員可利用的操縱裝置(1)與所說空氣動力面(3)用控制空氣動力面(3)相對于所說構件(5)旋轉(zhuǎn)的這樣一種方式機械連接；和機械連桿(10)用這樣一種方式將所說補翼(6)與所說構件(5)相連，即根據(jù)確定的關系，所說空氣動力面相對所說構件旋轉(zhuǎn)的每個角度值都對應著所說補翼相對于所說空氣動力面旋轉(zhuǎn)的一個角度值，該系統(tǒng)包括第一傳感器(12)，其所說空氣動力面(3)相對于所說構件(5)旋轉(zhuǎn)的角度值；與所說構件(5)相連的可活動的并可控制的致動件(13)，其能夠?qū)λf連桿(10)施加作用以改變所說空氣動力面和所說補翼旋轉(zhuǎn)角度值間的所說確定關系；檢測所說致動件(13)位置的第二傳感器(15)；和控制裝置(16、27)，其接收所說第一和第二傳感器發(fā)出的信息，并根據(jù)該信息將所說致動件(13)的指令信號公式化。
2.如權利要求1所述的系統(tǒng)，其中所說控制裝置(16、27)此外至少接收所說飛機產(chǎn)生的一個參數(shù)(P)，并且當將所說指令信號公式化時將所說參數(shù)考慮在內(nèi)。
3.如權利要求1所述的系統(tǒng)，其中所說致動件(13)是一個為了給所說機械連桿(10)的部分(10B)一個可變長度而插在機械連桿(10)的兩個部分(10A，10B)間的致動器。
4.如權利要求1所述的系統(tǒng)，其中所說致動件是一個為調(diào)整其縱向位置而插在所說機械連桿(10)的兩個部分(10A，10B)之間的致動器(13)。
5.如權利要求2所述的系統(tǒng)，其中，控制裝置(16)根據(jù)所說第一傳感器(12)傳送的信息產(chǎn)生所說致動件(13)位置(d)的基準值(dc)，該基準值依賴于所說的參考(P)，其中所說致動件(13)的指令信號是所說基準值(dc)和所說第二傳感器(15)傳送的信息間差值的誤差信號。
6.如權利要求5所述的系統(tǒng)，其中所說致動件(13)位置的基準值(dc)取決于飛機的飛行速度。
7.如權利要求6所述的系統(tǒng)，其中所說致動件(13)具有一個中間位置，對于該位置來說所說補翼和空氣動力而旋轉(zhuǎn)角度間的關系具有一個僅由所說機械連桿(10)幾何結構確定的基準值，其中所說傳送到控制裝置(16)的參數(shù)(P)是飛機的飛行速度，其中，在所說控制裝置(16)的作用下，所說致動件(13)適合一個操作位置，該位置取決于所說飛行速度及空氣動力面旋轉(zhuǎn)的角度，對該位置來說所說關系采用一個不同于所說基準值的操作值。
8.如權利要求7所述的系統(tǒng)，其中在低飛行速度下所說操作值大于所說基準值，在高飛行速度下所說操作值小于所說基準值。
9.如權利要求7所述的系統(tǒng)，其中在低飛行速度下所說操作值小于所說基準值，在高飛行速度下所說操作值大于所說基準值。
10.如權利要求2所述的用于飛機的系統(tǒng)包括升力增大裝置，其中所說傳送到控制裝置的參數(shù)(P)是表示所說升力增大裝置位置的一個信息項，其中在所說控制裝置的作用下所說致動件(13)采用一個操作位置，該位置取決于所說升力增大裝置的位置。
11.如權利要求10所述的系統(tǒng)，其中所說補翼(6)和所說空氣動力面(3)旋轉(zhuǎn)角度間的關系值在所說升力增大裝置展開時比升力增大裝置折回時要大。
12.如權利要求10所述的系統(tǒng)，其中所說補翼(6)和所說空氣動力面(3)旋轉(zhuǎn)角度間的關系值在所說升力增大裝置展開時比升力增大裝置折回時要小。
13.如權利要求2所述的系統(tǒng)，其中根據(jù)所說參數(shù)，所說控制裝置(27)產(chǎn)生所說空氣動力面(13)位置的基準值(Bc)，其中所說致動件(13)的指令信號是所說第二傳感器(15)發(fā)出的信息與所說基準值(Bc)同所說第一傳感器(12)間差值誤差信號的代數(shù)和。
14.如權利要求13所述的系統(tǒng)，其中所說參數(shù)由飛行員對操縱裝置(1)施加的作用力(E)構成。
15.如權利要求13所述的系統(tǒng)，其中所說基準值是飛機飛行速度的函數(shù)。
16.如權利要求13所述的系統(tǒng)，其中包括飛行員對所說操縱裝置(1)施加作用力(E)的傳感器(29)，其中所說傳送到控制裝置的參數(shù)是作為所說傳感器傳送的所說作用力(E)的測量值，其中在所說控制裝置(27)的作用下，所說致動件(13)取一個操作位置，對該位置來說，所說補翼(6)相對于所說空氣動力面(3)的旋轉(zhuǎn)將所說空氣動力面(3)的旋轉(zhuǎn)控制到一個值，該值與所說飛行員施加的作用力的測量值相對應。
17.如權利要求16所述的系統(tǒng)，其中所說空氣動力面(3)旋轉(zhuǎn)的控制是這樣進行的即空氣動力面(3)旋轉(zhuǎn)的角度正比于所測量的飛行員施加的作用力(E)。
18.如權利要求16所述的系統(tǒng)，其中所說空氣動力面(3)旋轉(zhuǎn)的控制是這樣進行的。即所說空氣動力面施轉(zhuǎn)的角度與所測量的飛行員施加的作用力的比是所說飛機飛行速度的函數(shù)。
19.如權利要求18所述的系統(tǒng)，其中所說空氣動力面旋轉(zhuǎn)的控制是這樣進行的即在飛行速度增大時所說空氣動力面施轉(zhuǎn)的角度與所測量的飛行員施加的作用力之比減小。
20.如權利要求16所述的用于具有升力增大裝置的飛機的系統(tǒng)，其中所說空氣動力面旋轉(zhuǎn)的控制是這樣進行的即所說空氣動力面旋轉(zhuǎn)與所測量的飛行員施加的作用力之比取決于所說升力增大裝置的位置。
21.如權利要求20所述的系統(tǒng)，其中所說空氣動力面旋轉(zhuǎn)的控制是這樣進行的即所說空氣動力面旋轉(zhuǎn)的角度與所測量的飛行員施加的作用力之比在升力增大裝置展開時比升力增大裝置折回時要大。
22.如權利要求13所述的系統(tǒng)，包括減法器(32)，該減法器為了產(chǎn)生所說的誤差信號在一個輸入端接收所說第一傳感器(12)傳送的所說信息，在它的另一個輸入端接收所說空氣動力面(3)位置的所說基準值(Bc)，該系統(tǒng)包括與所說另一輸入端相連的開關(39)，以便它能將所說基準值(Bc)或表示所說空氣動力面旋轉(zhuǎn)角度的一些其它信息項傳送到所說減法器(32)。
23.如權利要求22所述的用于具有自動駕駛儀的飛機的系統(tǒng)，其中所說其它信息項是所說自動駕駛儀發(fā)出的使空氣動力面(3)旋轉(zhuǎn)某個角度的指令信號。
24.如權利要求22所述的系統(tǒng)，其中所說空氣動力面是一個升降舵，其中當所說升降舵的傾角達到一個一定不能超越的安全極限時，所說其它信息項與機頭下降信號相對應，其中當所說基準值(Bc)超過所說安全極限時，自動控制所說的開關(39)使它將所說其它信息項傳送到所說減法器(32)。
25.一種控制飛機補翼(6)的系統(tǒng)，在該系統(tǒng)中鉸接所說補翼(6)以便它能在空氣動力面(3)的后沿側(cè)旋轉(zhuǎn)，安裝空氣動力面(3)本身以便它能在所說飛機的構件(5)上旋轉(zhuǎn)；一個所說飛機駕駛員可利用的操縱裝置(1)以控制所說空氣動力面(3)相對于所說構件(5)旋轉(zhuǎn)；和機械連桿(10)將所說補翼(6)用這樣方式與所說構件(5)相連，即根據(jù)一個確定的關系，所說空氣動力面相對于所說構件旋轉(zhuǎn)的每一個角度值都與所說補翼相對于所說空氣動力面旋轉(zhuǎn)的一個角度值相對應，其中在所說操縱裝置(1)和所說空氣動力面(3)之間沒有機械連接件；并且該系統(tǒng)也包括第一傳感器(12)，其檢測所說空氣動力面(3)相對于所說構件(5)旋轉(zhuǎn)的角度值；與所說構件(5)相連的可動并可控制的致動件(13)，其能夠?qū)λf連桿(10)施加作用以改變所說空氣動力面和所說補翼旋轉(zhuǎn)角度值的所說確定關系；檢測所說致動件(13)位置的第二傳感器(15)；與所說操縱裝置(1)相連的第三傳感器(29)；和控制裝置(27)，其接收所說第一、第二和第三傳感器發(fā)出的信息，根據(jù)這個信息將所說致動件(13)的指令信號公式化，以便所說致動件適合一個操作位置，對該位置來說，所說補翼(6)相對于所說空氣動力面(3)的旋轉(zhuǎn)將空氣動力面(3)的旋轉(zhuǎn)控制到一個值，該值與所說第三傳感器(29)傳送的測量值相對應。
全文摘要
一種控制飛機操縱面(3)補翼(6)的系統(tǒng)。根據(jù)本發(fā)明,位置傳感器(12和15)分別提供關于操縱面(3)旋轉(zhuǎn)以及關于致動器(13)位置的信息,控制裝置(16)根據(jù)所說傳感器(12和15)產(chǎn)生的信號,以及盡可能根據(jù)從飛機產(chǎn)生的至少一個參數(shù)(P)(飛行速度、升力增大裝置的位置、駕駛員對操縱機構(1)施加的作用力等)將所說致動器(13)的指令信號公式化。
文檔編號B64C9/00GK1176208SQ97113518
公開日1998年3月18日 申請日期1997年5月17日 優(yōu)先權日1996年5月17日
發(fā)明者M·杜蘭迪奧, E·福徹 申請人:國家航空工業(yè)公司