專(zhuān)利名稱(chēng)：飛行輔助方法、飛行輔助裝置以及飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本申請(qǐng)從2011年7月27日提交的法國(guó)專(zhuān)利申請(qǐng)F(tuán)R11/02368中得到，本文以參見(jiàn)的方式引入該申請(qǐng)的內(nèi)容。本發(fā)明涉及飛行輔助方法、飛行輔助裝置以及具有該飛行輔助裝置的飛行器。因此，本發(fā)明處于用于為飛行器、尤其是旋翼飛行器的飛行提供輔助儀器設(shè)備的技術(shù)領(lǐng)域中。
背景技術(shù)：
文獻(xiàn)EP1598720描述了一種具有計(jì)算單元的飛行指示器。該計(jì)算單元在顯示屏上顯示標(biāo)記，該標(biāo)記代表飛行器的最大總地面斜度，并且該標(biāo)記疊置于地形起伏的表示上。 應(yīng)提及的是，飛行器的當(dāng)前地面斜度代表所述飛行器的對(duì)地速度矢量相對(duì)于水平面、即正交于重力作用方向的平面所產(chǎn)生的角度。當(dāng)前的地面斜度可確定飛行器的短期軌跡。與此相反，飛行器的總地面斜度用于預(yù)測(cè)飛行器相對(duì)于地面的長(zhǎng)期軌跡并且是飛行器總能量平衡的函數(shù)。飛行器的總地面斜度考慮所述飛行器軌跡的瞬時(shí)加速度。應(yīng)注意到，術(shù)語(yǔ)“總空氣斜度”指代飛行器相對(duì)于飛行器周?chē)諝鈭F(tuán)的長(zhǎng)期軌跡。此外，飛行器包括設(shè)有用于提供升力的旋翼的旋翼飛行器，該旋翼還可有助于旋翼飛行器的推進(jìn)。在旋翼飛行器的緩慢下降過(guò)程中，稱(chēng)作“渦旋狀態(tài)”的危險(xiǎn)現(xiàn)象在某些情況下會(huì)出現(xiàn)。此種渦旋狀態(tài)致使升力和操縱性產(chǎn)生大范圍的損失。在直升飛機(jī)的垂直空氣速度低于第一臨界值、且平移空氣速度低于第二臨界值的情形下會(huì)出現(xiàn)此種現(xiàn)象。因此，渦旋狀態(tài)是危險(xiǎn)的。然而，飛行員可例如通過(guò)開(kāi)始平移運(yùn)動(dòng)或者通過(guò)增大飛行器的垂直空氣速度、使得飛行器不再處于高風(fēng)險(xiǎn)的飛行包絡(luò)線中而避免此種渦旋狀態(tài)。此外，旋翼飛行器包括具有旋翼并且還包括至少一個(gè)推進(jìn)螺旋槳的混合式飛行器。推進(jìn)螺旋槳可產(chǎn)生正牽引力，即沿從飛行器后部朝飛行器前部的方向作用的牽引力，或者可實(shí)際上產(chǎn)生負(fù)牽引力，即從飛行器前部朝飛行器后部的方向作用的牽引力。在這些情形下，驅(qū)動(dòng)螺旋槳的機(jī)械傳動(dòng)裝置會(huì)受限，尤其是在直升飛機(jī)施加負(fù)牽引力時(shí)會(huì)受限。此種限制簡(jiǎn)稱(chēng)為“負(fù)動(dòng)力極限”。此種限制對(duì)于飛行器在下降時(shí)會(huì)具有的總地面斜度有所限制。還已知以下文獻(xiàn)FR2 783 500 AUFR 2 887 065 Al 以及 US 4 004 758 A。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的因此是提出一種在混合式飛行器下降過(guò)程中輔助飛行的方法。根據(jù)本發(fā)明，一種輔助具有旋翼和至少一個(gè)推進(jìn)螺旋槳的混合式飛行器飛行的方法的特征具體在于執(zhí)行以下步驟
確定螺旋槳的至少一個(gè)推力裕度，該至少一個(gè)推力裕度在由螺旋槳施加的當(dāng)前推力和與驅(qū)動(dòng)該螺旋槳的機(jī)械傳動(dòng)裝置上規(guī)定的負(fù)推力極限相對(duì)應(yīng)的臨界推力之間；根據(jù)該推力裕度來(lái)確定飛行器在下降時(shí)可遵循的主要最小總地面斜度；以及在顯示單元上呈現(xiàn)主要標(biāo)記，該主要標(biāo)記用于飛行器在降落時(shí)可遵循的最小總地面斜度，且該主要標(biāo)記是至少主要最小總地面斜度的函數(shù)，并且呈現(xiàn)出疊置在存在于飛行器前部的環(huán)境的表示上。 術(shù)語(yǔ)“存在于飛行器前部的環(huán)境”指代飛行器在向前飛行中朝向的環(huán)境，表示或者是代表著陸區(qū)域的標(biāo)記，或者是飛行員在平視模式(head-upmode)中直接觀察到的所述著陸區(qū)域。因此，推力裕度代表飛行器可經(jīng)受的最大減速度，并且基于所述最大減速度來(lái)確定主要最小總地面斜度。然后，飛行器可遵循的最小總地面斜度顯示在顯示單元上。根據(jù)該信息，飛行員可例如決定是否可達(dá)到既定的著陸區(qū)域。本方法可包括以下一個(gè)或多個(gè)附加特點(diǎn)。在一實(shí)施方式中，為了確定推力裕度，可執(zhí)行以下步驟確定飛行器的當(dāng)前前進(jìn)速度；確定由螺旋槳產(chǎn)生的當(dāng)前動(dòng)力；根據(jù)當(dāng)前前進(jìn)速度和當(dāng)前動(dòng)力，通過(guò)使用給出當(dāng)前推力的第一預(yù)定數(shù)據(jù)庫(kù)來(lái)確定由螺旋槳施加的當(dāng)前推力；根據(jù)當(dāng)前前進(jìn)速度，通過(guò)使用給出臨界推力的第二預(yù)定數(shù)據(jù)庫(kù)來(lái)確定臨界推力；以及確定推力裕度，該推力裕度等同于當(dāng)前推力和臨界推力之間的差值。可選的是，前進(jìn)空氣速度與指示空氣速度(IAS)或?qū)嶋H空氣速度(TAS)相對(duì)應(yīng)。可參見(jiàn)文獻(xiàn)以獲得與可獲得這些速度的方式相關(guān)的信息。此外，可使用用于測(cè)量螺旋槳扭矩的裝置和用于測(cè)量螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)角速度的裝置來(lái)確定當(dāng)前動(dòng)力。可使用螺旋槳在恒定前進(jìn)速度下的推力/動(dòng)力曲線來(lái)獲得第一數(shù)據(jù)庫(kù)和第二數(shù)據(jù)庫(kù)。例如，制造商執(zhí)行測(cè)試來(lái)建立圖表，其中沿著橫軸標(biāo)繪由螺旋槳施加的推力，而沿著縱軸標(biāo)繪由螺旋槳產(chǎn)生的動(dòng)力。該圖表則具有多個(gè)曲線，每個(gè)曲線與飛行器的特定前進(jìn)速度相關(guān)聯(lián)。對(duì)于給定的當(dāng)前動(dòng)力和前進(jìn)速度，可易于推導(dǎo)出當(dāng)前推力。然后，可易于使用該圖表來(lái)構(gòu)建數(shù)據(jù)庫(kù)。此外,制造商建立規(guī)定最小動(dòng)力。給定前進(jìn)速度下的臨界推力則與同給定前進(jìn)速度相關(guān)聯(lián)的曲線和平行于橫軸穿過(guò)所述規(guī)定最小動(dòng)力的直線之間的交點(diǎn)相對(duì)應(yīng)。然后，制造商可容易地獲得第二數(shù)據(jù)庫(kù)。應(yīng)注意到，每個(gè)數(shù)據(jù)庫(kù)可以是這樣的數(shù)據(jù)庫(kù)或者例如是利用曲線或方程式的任何其它等同形式。另一方面，該飛行器具有多個(gè)螺旋槳，每個(gè)螺旋槳與推力裕度相關(guān)聯(lián)，且飛行器進(jìn)場(chǎng)時(shí)的主要最小總地面斜度基于最小推力裕度來(lái)確定。
例如，飛行器可具有兩個(gè)螺旋槳，這兩個(gè)螺旋槳輸送不同的推力，以補(bǔ)償由旋翼在飛行器機(jī)身上施加的扭矩。在這些情形下，第一螺旋槳產(chǎn)生的第一推力裕度大于由第二螺旋槳產(chǎn)生的第二推力裕度。然后，基于較小的推力裕度、即在該示例中基于第二推力裕度來(lái)確定主要最小總地面斜度。此外，可使用以下關(guān)系來(lái)確定主要最小總地面斜度
(I I Λ
U m J其中，“ y u、”代表主要最小總地面斜度，“ Y ”代表當(dāng)前的地面斜度，“g”代表重力加速度，“m”代表飛行器質(zhì)量，而“Λ P”代表所述推力裕度。在第一實(shí)施方式中，該主要標(biāo)記說(shuō)明主要最小總地面斜度，并且在飛行器所具有的前進(jìn)速度慢于預(yù)定極限時(shí)，不會(huì)顯·示該主要標(biāo)記。令人驚訝地發(fā)現(xiàn)，在第一預(yù)定極限的情形下，不再存在達(dá)到機(jī)械傳動(dòng)裝置極限的任何風(fēng)險(xiǎn)。在這些情形下，最小總斜度在該實(shí)施方式中不再受限。因此，可不顯示主要標(biāo)記。與此相反，在第二實(shí)施例中，可確定最小總空氣斜度來(lái)避免渦旋狀態(tài)，然后將該最小總空氣斜度轉(zhuǎn)換成次要最小總地面斜度。當(dāng)主要最小總地面斜度大于次要最小總地面斜度時(shí)，則該主要標(biāo)記說(shuō)明主要最小總地面斜度，而當(dāng)主要最小總地面斜度小于次要最小總地面斜度時(shí)，該主要標(biāo)記說(shuō)明次要最小總地面斜度。在一變型中，當(dāng)飛行器的縱向前進(jìn)速度小于預(yù)定極限時(shí)，主要標(biāo)記可示出次要最小總地面斜度。然而，當(dāng)飛行器的縱向前進(jìn)速度大于或等于預(yù)定極限時(shí)，主要標(biāo)記可示出主要最小總地面斜度。該實(shí)施方式具有降低出現(xiàn)渦旋狀態(tài)的風(fēng)險(xiǎn)的優(yōu)點(diǎn)。因此，假定飛行器的水平空氣速度是飛行器的垂直空氣速度的函數(shù)，則制造商可執(zhí)行模擬或飛行測(cè)試來(lái)確定由曲線所限定的渦旋包絡(luò)線。在這些情形下，例如通過(guò)使用稱(chēng)作低空氣速度傳感器(LOAS)的系統(tǒng)來(lái)測(cè)量飛行中的當(dāng)前水平空氣速度。然后，使用所述曲線和所述測(cè)得的當(dāng)前水平空氣速度來(lái)確定極限垂直空氣速度。然后，可使用以下關(guān)系來(lái)由此推導(dǎo)出次要最小總地面斜度
, .(^z I
r領(lǐng)滅=血Csm^
I V:氣 J其中，“ y”代表次要最小總地面斜度，“Vz—Sm值”代表極限垂直空氣速度，而“VhSn ”代表當(dāng)前水平空氣速度。因此，可理解的是，不管實(shí)施方式如何，主要標(biāo)記是主要最小總地面斜度的函數(shù)在第一實(shí)施方式中，代表主要最小總地面斜度；以及在第二實(shí)施例方式中，根據(jù)所述主要最小總地面斜度的數(shù)值與次要最小總地面斜度的數(shù)值的相對(duì)關(guān)系而代表主要最小總地面斜度或次要最小總地面斜度。另一方面，可示出顯示單元，該顯示單元示出至少一個(gè)次要標(biāo)記，該至少一個(gè)次要標(biāo)記選自包括至少一個(gè)以下標(biāo)記的列表
第一次要標(biāo)記，該第一次要標(biāo)記示出飛行器在上升時(shí)可遵循的最大總地面斜度；第二次要標(biāo)記，該第二次要標(biāo)記示出飛行器的當(dāng)前地面斜度；以及第三次要標(biāo)記，該第三次要標(biāo)記示出跑道。除了方法以外，本發(fā)明還提供實(shí)施該方法的裝置。此種用于輔助具有旋翼和至少一個(gè)推進(jìn)螺旋槳的混合式飛行器飛行的飛行輔助裝置的具體特征在于包括計(jì)算單元和顯示單元，該計(jì)算單元執(zhí)行所存儲(chǔ)的指令確定螺旋槳的至少一個(gè)推力裕度，該至少一個(gè)推力裕度在由螺旋槳施加的當(dāng)前推力和與驅(qū)動(dòng)該螺旋槳的機(jī)械傳動(dòng)裝置上規(guī)定的負(fù)推力極限相對(duì)應(yīng)的臨界推力之間；根據(jù)該推力裕度來(lái)確定飛行器在下降時(shí)可遵循的主要最小總地面斜度；以及
在顯示單元上呈現(xiàn)主要標(biāo)記，該主要標(biāo)記用于飛行器在降落時(shí)可遵循的最小總地面斜度，且該主要標(biāo)記是至少主要最小總地面斜度的函數(shù)，并且呈現(xiàn)出疊置在存在于飛行器前部的環(huán)境的表示上。該飛行輔助裝置可具有一個(gè)或多個(gè)附加特征。因此，該飛行輔助裝置可包括用于確定飛行器的當(dāng)前前進(jìn)速度的第一裝置以及用于確定由所述螺旋槳所產(chǎn)生的當(dāng)前動(dòng)力的第二裝置，且第一和第二裝置連接于計(jì)算單元。借助示例，第一裝置可包括皮托管和靜壓輸出，該第二裝置可實(shí)施用于測(cè)量螺旋槳扭矩的裝置和用于感測(cè)螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)角速度的傳感器。此外，該飛行輔助裝置可包括用于確定飛行器的當(dāng)前地面斜度的第三裝置。該第三裝置可包括諸如全球定位系統(tǒng)(GPS)或慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(INS)之類(lèi)的已知系統(tǒng)。此外，在一實(shí)施例中，為了確定次要最小總地面斜度來(lái)使渦旋狀態(tài)出現(xiàn)的風(fēng)險(xiǎn)最小化，所述飛行輔助裝置包括低速傳感器。最后，本發(fā)明提供一種旋翼混合式飛行器，該旋翼混合式飛行器具有至少一個(gè)推進(jìn)螺旋槳，并且該飛行器包括本發(fā)明的飛行輔助裝置。


從下面參照附圖以說(shuō)明方式給出的實(shí)施方式描述中，將更詳細(xì)地呈現(xiàn)本發(fā)明及其優(yōu)點(diǎn)，在附圖中圖I是代表本發(fā)明飛行器的視圖；圖2是標(biāo)繪確定推力裕度方法的圖表；以及圖3和4是示出不同飛行形態(tài)的顯示單元的視圖。
具體實(shí)施例方式圖I示出具有旋翼以及至少一個(gè)諸如推進(jìn)螺旋槳之類(lèi)附加推進(jìn)部件的飛行器I。為了避免使圖I過(guò)度雜亂，圖I僅僅示出飛行器的飛行輔助裝置5。該飛行輔助裝置5包括計(jì)算單元10，該計(jì)算單元可例如設(shè)有處理器11或等同裝置以及存儲(chǔ)器12。在這些情形下，處理器11執(zhí)行存儲(chǔ)在存儲(chǔ)器12中的指令以實(shí)施本發(fā)明的飛行輔助方法。因此，計(jì)算單元確定每個(gè)螺旋槳在由螺旋槳施加的當(dāng)前推力P2和與由制造商所預(yù)定的負(fù)動(dòng)力極限Pu、相對(duì)應(yīng)的臨界推力Pl之間的至少一個(gè)推力裕度Λ P。
參見(jiàn)圖2，制造商可繪制圖表，其中沿著橫軸標(biāo)繪由螺旋槳施加的推力，而沿著縱軸標(biāo)繪由螺旋槳產(chǎn)生的動(dòng)力。該圖表則具有多個(gè)曲線，每個(gè)曲線與當(dāng)前前進(jìn)速度、例如實(shí)際空氣速度TAS相對(duì)應(yīng)。對(duì)于既定的當(dāng)前動(dòng)力W2和既定的當(dāng)前前進(jìn)速度，可推導(dǎo)出當(dāng)前推力P2。圖2示出具有200knots (kts)的當(dāng)前前進(jìn)速度的飛行器的示例。此外，制造商建立負(fù)動(dòng)力極限P·、。與特定前進(jìn)速度相關(guān)聯(lián)的曲線和負(fù)動(dòng)力極限Pu、之間的交點(diǎn)用于建立與該特定前進(jìn)速度相關(guān)聯(lián)的臨界動(dòng)力P1。例如，圖2示出通過(guò)以200knots (kts)的當(dāng)前前進(jìn)速度的飛行而推導(dǎo)出的臨界推 力P1。應(yīng)注意到，當(dāng)飛行器以低于預(yù)定極限的當(dāng)前前進(jìn)速度飛行時(shí)，無(wú)法達(dá)到負(fù)動(dòng)力極限Pu、，該預(yù)定極限在該示例中會(huì)是大約80kts。使用該圖表，根據(jù)當(dāng)前前進(jìn)速度以及螺旋槳的當(dāng)前動(dòng)力W2，制造商可建立給出螺旋槳當(dāng)前推力P2的第一預(yù)定數(shù)據(jù)庫(kù)，而根據(jù)飛行器的當(dāng)前前進(jìn)速度，可建立給出螺旋槳臨界推力Pl的第二預(yù)定數(shù)據(jù)庫(kù)。這些數(shù)據(jù)庫(kù)可以是這樣的數(shù)據(jù)庫(kù)或者數(shù)據(jù)文件的形式，或者具有一定關(guān)系或者具有任何等同形式。參見(jiàn)圖1，計(jì)算單元10則既連接于與螺旋槳的當(dāng)前推力相關(guān)的第一數(shù)據(jù)庫(kù)13，又連接于與螺旋槳的臨界推力相關(guān)的第二數(shù)據(jù)庫(kù)14。此外，計(jì)算單元10連接于用于確定飛行器的當(dāng)前前進(jìn)速度的第一裝置15，并且連接于用于確定由螺旋槳所產(chǎn)生的當(dāng)前動(dòng)力W2的第二裝置16。為了確定動(dòng)力裕度，計(jì)算單元10與第一裝置15通信以確定飛行器的當(dāng)前前進(jìn)速度。此外，計(jì)算單元10與第二裝置16通信以確定由螺旋槳所產(chǎn)生的當(dāng)前動(dòng)力WZ0因此，計(jì)算單元10通過(guò)使用第一預(yù)定數(shù)據(jù)庫(kù)13來(lái)確定由螺旋槳施加的當(dāng)前推力P2，并且通過(guò)使用第二數(shù)據(jù)庫(kù)14來(lái)確定臨界推力Pl。由此，計(jì)算單元10推導(dǎo)出推力裕度Λ P，該推力裕度等同于當(dāng)前推力Ρ2和臨界推力Pl之間的差值。因此，計(jì)算單元10通過(guò)使用該推力裕度Λ P來(lái)確定飛行器在下降時(shí)可遵循的主要最小總地面斜度Y最小。有利的是，計(jì)算單元10還連接于用于確定飛行器的當(dāng)前地面斜度Y的第三裝置17。在這些情形下，計(jì)算單元10通過(guò)使用以下關(guān)系來(lái)確定主要最小總地面斜度
(I I ^
=γ ——*—*ΑΡm{g m )其中，“ Y ^、”代表主要最小總地面斜度，“ Y ”代表當(dāng)前的地面斜度，“g”代表重力加速度，“m”代表飛行器質(zhì)量，而“Λ P”代表所述推力裕度。當(dāng)飛行器具有多個(gè)螺旋槳時(shí)，計(jì)算單元10可基于最小推力裕度來(lái)確定飛行器進(jìn)場(chǎng)時(shí)的王要最小地面斜度Y最小。此外,應(yīng)注意到,計(jì)算單元10連接于設(shè)有顯示屏23的顯示單元20。顯示單元20顯示飛行器外部環(huán)境的表示21以及以度數(shù)分度的刻度22。該表示21和該刻度可通過(guò)顯示單元20或者通過(guò)計(jì)算單元10或者實(shí)際上通過(guò)飛行器的一些其它單元而與慣用裝置協(xié)配來(lái)確定。計(jì)算單元10然后使主要標(biāo)記25顯示在顯示屏23上，來(lái)代表飛行器I在下降時(shí)可遵循的最小總地面斜度，且該主要標(biāo)記25疊置在存在于飛行器前部的環(huán)境的表示21上。在較佳實(shí)施方式中，該主要標(biāo)記顯示主要最小總地面斜度Y u、的度數(shù)值。
在一替代實(shí)施方式中，計(jì)算單元還連接于包括低速傳感器的一組裝置18，該組裝置18用于確定次要最小總地面斜度Y’，來(lái)試圖使出現(xiàn)渦旋狀態(tài)的任何風(fēng)險(xiǎn)最小化。在該替代實(shí)施方式中，計(jì)算單元5確定次要最小總地面斜度Y’，避免此種渦旋狀態(tài)。因此，主要標(biāo)記25示出選自主要最小總地面斜度Y 和次要最小總地面斜度Y ’的較小數(shù)值。不管實(shí)施方式如何，計(jì)算單元5可在顯示單元20上呈現(xiàn)至少一個(gè)次要標(biāo)記，該次要標(biāo)記可選自包括至少一個(gè)以下標(biāo)記的列表第一次要標(biāo)記26，該第一次要標(biāo)記示出飛行器在上升時(shí)可遵循的最大總地面斜度；第二次要標(biāo)記27，該第二次要標(biāo)記示出飛行器的當(dāng)前地面斜度；以及第三次要標(biāo)記28，該第三次要標(biāo)記示出著陸帶。參見(jiàn)圖1，當(dāng)主要標(biāo)記25位于第三標(biāo)記下方時(shí)，應(yīng)理解的是，在給定規(guī)定最小地面斜度的情形下，飛行器I能夠到達(dá)著陸帶。與此相反，參見(jiàn)圖3，主要標(biāo)記25位于第三標(biāo)記28上方。由于代表當(dāng)前地面斜度的第二標(biāo)記27與此相反位于主要標(biāo)記25上方，因而飛行員可減小當(dāng)前前進(jìn)速度來(lái)達(dá)到著陸帶。相反，參見(jiàn)圖4,如果第二標(biāo)記27和主要標(biāo)記25指示相同的數(shù)值,則飛行員不具有任何裕度來(lái)減小前進(jìn)速度。因此，飛行員須重啟進(jìn)場(chǎng)以達(dá)到跑道。當(dāng)然，本發(fā)明在其實(shí)施方式方面可有許多變型。盡管上文描述了若干實(shí)施方式，但是容易理解，不可能窮舉地給出所有可能實(shí)施方式。當(dāng)然可設(shè)想在本發(fā)明范圍內(nèi)還可用等同裝置來(lái)替換所述裝置中的任一個(gè)。
權(quán)利要求
1.一種輔助具有旋翼和至少一個(gè)推進(jìn)螺旋槳的混合式飛行器(I)飛行的方法，所述方法的特征在于 確定所述螺旋槳的至少一個(gè)推力裕度(Λ P)，所述至少一個(gè)推力裕度在由所述螺旋槳施加的當(dāng)前推力(P2)和與驅(qū)動(dòng)所述螺旋槳的機(jī)械傳動(dòng)裝置上規(guī)定的負(fù)推力極限(Pi+)相對(duì)應(yīng)的臨界推力(Pl)之間； 根據(jù)所述推力裕度(Λ P)來(lái)確定所述飛行器在下降時(shí)可遵循的主要最小總地面斜度(Y最小)；以及 在顯示單元(20 )上呈現(xiàn)主要標(biāo)記(25 )，所述主要標(biāo)記用于所述飛行器(I)在降落時(shí)可遵循的最小總地面斜度，且所述主要標(biāo)記是至少所述主要最小總地面斜度(Y Φ)的函數(shù)，并且呈現(xiàn)出疊置在存在于所述飛行器前部的環(huán)境的表示上。
2.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，為了確定所述推力裕度(ΛP)，執(zhí)行以下步驟 確定所述飛行器的當(dāng)前前進(jìn)速度； 確定由所述螺旋槳產(chǎn)生的當(dāng)前動(dòng)力(W2)； 根據(jù)所述當(dāng)前前進(jìn)速度和所述當(dāng)前動(dòng)力(W2)，通過(guò)使用給出所述當(dāng)前推力(Ρ2)的第一預(yù)定數(shù)據(jù)庫(kù)來(lái)確定由所述螺旋槳施加的所述當(dāng)前推力(Ρ2)； 根據(jù)所述當(dāng)前前進(jìn)速度，通過(guò)使用給出所述臨界推力(Pl)的第二預(yù)定數(shù)據(jù)庫(kù)來(lái)確定所述臨界推力(Pl);以及 確定所述推力裕度(Λ P)，所述推力裕度等同于所述當(dāng)前推力(Ρ2)和所述臨界推力(Pl)之間的差值。
3.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，所述飛行器(I)具有多個(gè)螺旋槳，每個(gè)螺旋槳與推力裕度相關(guān)聯(lián)，且所述飛行器進(jìn)場(chǎng)時(shí)的主要最小總地面斜度(Y Φ)基于最小推力裕度來(lái)確定。
4.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，通過(guò)使用以下關(guān)系來(lái)確定所述主要最小總地面斜度
5.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，所述主要標(biāo)記(25)說(shuō)明所述主要最小總地面斜度(Y ■、)，并且在所述飛行器所具有的前進(jìn)速度慢于預(yù)定極限時(shí)，不會(huì)顯示所述主要標(biāo)記(25)。
6.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，確定最小總空氣斜度以避免渦旋狀態(tài)，然后將所述最小總空氣斜度轉(zhuǎn)換成次要最小總地面斜度(Y’)，當(dāng)所述主要最小總地面斜度(Y u、)大于所述次要最小總地面斜度(Y’)時(shí)，所述主要標(biāo)記(25)說(shuō)明所述主要最小總地面斜度(Y副、)，而當(dāng)所述主要最小總地面斜度(Y u、)小于所述次要最小總地面斜度(Y’)時(shí)，所述主要標(biāo)記(25)說(shuō)明所述次要最小總地面斜度(Y’)。
7.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，顯示單元(20)示出至少一個(gè)次要標(biāo)記，所述至少一個(gè)次要標(biāo)記選自包括至少一個(gè)以下標(biāo)記的列表第一次要標(biāo)記(26)，所述第一次要標(biāo)記示出所述飛行器在上升時(shí)可遵循的最大總地面斜度； 第二次要標(biāo)記(27)，所述第二次要標(biāo)記示出所述飛行器的當(dāng)前地面斜度；以及 第三次要標(biāo)記(28 )，所述第三次要標(biāo)記示出著陸帶。
8.一種輔助具有旋翼和至少一個(gè)推進(jìn)螺旋槳的混合式飛行器(I)飛行的飛行輔助裝置(5)，其中所述飛行輔助裝置包括計(jì)算單元(10)和顯示單元(20)，并且所述計(jì)算單元(10)執(zhí)行所存儲(chǔ)的指令 確定所述螺旋槳的至少一個(gè)推力裕度(Λ P)，所述至少一個(gè)推力裕度在由所述螺旋槳施加的當(dāng)前推力(P2)和與驅(qū)動(dòng)所述螺旋槳的機(jī)械傳動(dòng)裝置上規(guī)定的負(fù)推力極限(Pi+)相對(duì)應(yīng)的臨界推力(Pl)之間； 根據(jù)所述推力裕度(Λ P)來(lái)確定所述飛行器在下降時(shí)可遵循的主要最小總地面斜度(Y最小)；以及 在顯示單元(20 )上呈現(xiàn)主要標(biāo)記(25 )，所述主要標(biāo)記用于所述飛行器(I)在降落時(shí)可遵循的最小總地面斜度，且所述主要標(biāo)記(25)是至少所述主要最小總地面斜度(Y ^、)的函數(shù)，并且呈現(xiàn)出疊置在存在于所述飛行器前部的環(huán)境的表示上。
9.如權(quán)利要求8所述的飛行輔助裝置，其特征在于，所述飛行輔助裝置包括用于確定所述飛行器的當(dāng)前前進(jìn)速度的第一裝置(15)以及用于確定由所述螺旋槳所產(chǎn)生的當(dāng)前動(dòng)力的第二裝置(16)，所述第一和第二裝置(15、16)連接于所述計(jì)算單元(10)。
10.如權(quán)利要求8所述的飛行輔助裝置，其特征在于，所述飛行輔助裝置包括用于確定所述飛行器(I)的當(dāng)前地面斜度(Y )的第三裝置(17)。
11.如權(quán)利要求8所述的飛行輔助裝置，其特征在于，為了確定所述次要最小總地面斜度(Y’)來(lái)使渦旋狀態(tài)出現(xiàn)的風(fēng)險(xiǎn)最小化，所述飛行輔助裝置(5)包括低速傳感器。
12.—種旋翼混合式飛行器(I )，所述旋翼混合式飛行器具有至少一個(gè)推進(jìn)螺旋槳并且包括如權(quán)利要求8所述的飛行輔助裝置(5)。
全文摘要
一種飛行輔助裝置(5)，該飛行輔助裝置包括計(jì)算單元(10)和顯示單元(20)。該計(jì)算單元(10)執(zhí)行所存儲(chǔ)的指令，以確定螺旋槳在由所述螺旋槳施加的當(dāng)前推力和與負(fù)動(dòng)力極限(P最小)相對(duì)應(yīng)的臨界推力之間的至少一個(gè)推力裕度，并且根據(jù)所述推力裕度來(lái)確定飛行器在下降時(shí)可遵循的主要最小總地面斜度。最后，計(jì)算單元在顯示單元(20)上呈現(xiàn)主要標(biāo)記(25)，該主要標(biāo)記表示飛行器(1)在降落時(shí)可遵循的最小總地面斜度，且該主要標(biāo)記(25)呈現(xiàn)出疊置在存在于飛行器(1)前部的環(huán)境的表示(21)上。
文檔編號(hào)G01C23/00GK102901513SQ20121026201
公開(kāi)日2013年1月30日 申請(qǐng)日期2012年7月26日 優(yōu)先權(quán)日2011年7月27日
發(fā)明者P·艾格林 申請(qǐng)人:尤洛考普特公司