專利名稱：飛行器的安靜著陸姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
背景技術(shù)：
飛行器俯仰角是通過飛行器的縱軸線和水平線定義的角度。俯仰角是飛行器一個非常重要的參數(shù)，在進(jìn)場著陸和觸地期間必須予以考慮。在著陸期間，飛行器俯仰角將會隨著多種因素的變化而變化。例如，諸如陣風(fēng)存在導(dǎo)致的大氣擾動將會影響俯仰角，因而需要進(jìn)行調(diào)整。作為對大氣擾動的反應(yīng)而進(jìn)行俯仰角的調(diào)整，以保證期望的飛行航道傾角著陸期間得以保持。在著陸期間，飛行器俯仰角的包絡(luò)面部分地受到飛行器形狀的限制。在著陸照明和觸地期間，因為飛行器前端的升起引起了俯仰角的增大，飛架的尾端變得越來越接近地面。機(jī)體尾端與地面之間的距離稱為尾部接觸余量.為了使尾端接觸地面的可能性減到最小，俯仰角最好不要超過最大值，最大值通常被稱為尾部的極限臨界飛行情況。機(jī)體的極限臨界飛行情況規(guī)定了預(yù)定的最大俯仰角，在著陸期間為機(jī)體的尾端和地面之間提供了要求的間隙。要求的間隙被認(rèn)為是尾部接觸余量的要求條件。該要求條件以角度表示，指的是跑道與飛行器的主起落架和飛行器的尾端最低區(qū)域之間的連線之間的角度。參考圖1。在著陸期間，除了最大值，俯仰角最好未下降至低于最小值。在進(jìn)場期間，主起落架和前起落架釋放，由于前起落架旨在承受飛行器著陸的沖擊，為使主起落架首先與地面接觸，著陸飛行器是至關(guān)重要的。當(dāng)主起落架接觸地面時，前起落架與地面之間的距離稱為前起落架接觸余量。為了避免前起落架首先著陸，規(guī)定了最小俯仰角，最小俯仰角通常被稱之為前起落架的極限臨界飛行情況。對于前起落架的極限臨界飛行情況，通過預(yù)定值以等于或者大于最小值的俯仰角著陸以確保主起落架在前起落架之前著陸。該預(yù)定值稱之為前起落架接觸余量要求條件。該要求條件也以角度表示，指的是跑道與飛行器上主起落架和前起落架之間的連線之間的角度。參考圖2。如上，由于大氣條件和其他因素，飛行器的俯仰角在著陸期間會發(fā)生變化。在進(jìn)場著陸和觸地期間，俯仰角有時可能會增至一個較大的數(shù)值，這樣降低了飛行器的尾端，使尾端危險地接近了地面。在某些情況下，尾部接觸余量的要求條件被破壞，引起飛行器機(jī)體尾端與地面接觸，導(dǎo)致了飛行器的損壞。美國專利N0.5823479公開的著陸姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置(landing attitudemodifier(LAM))已經(jīng)報道了這些問題。當(dāng)飛行器的后緣襟翼處于著陸襟翼的制動位置(landing flap detent position)時,著陸姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置啟動并調(diào)整諸如襟副翼、副翼或者擾流器等產(chǎn)生升力的翼面，以便于改善飛行器著陸期間的前起落架接觸余量和尾部接觸余量。如上，著陸姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置利用這些裝置使得后緣襟翼處于著陸襟翼的制動位置，但在飛行器進(jìn)場段期間阻力一直在增加。在進(jìn)場期間，增加的阻力將會以兩種方式增強(qiáng)飛行器噪音。首先，需要增加發(fā)動機(jī)推力以補(bǔ)償阻力的增加，發(fā)動機(jī)推力增加將會增強(qiáng)進(jìn)場噪音。其次，用于控制姿態(tài)的襟副翼的缺陷造成升力的不均勻分布，引起阻力增加。該不均勻分布將會引起飛行器的進(jìn)場噪音的增強(qiáng)。
增強(qiáng)的進(jìn)場噪音將會對機(jī)場周邊社區(qū)引起不利的環(huán)境影響，也將會提高聯(lián)邦航空條例第36部規(guī)定的進(jìn)場噪音合格審定等級。某一機(jī)場由于存在不利的影響，提高的進(jìn)場噪音等級可能會限制飛行器的運(yùn)營。需要新的體系與方法來克服現(xiàn)有著陸姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置體系與方法的與噪音有關(guān)的問題。

發(fā)明內(nèi)容
結(jié)合附圖、說明書和權(quán)利要求，這些和其他公布的特征、方面和優(yōu)點(diǎn)將會更好理解。一方面，本發(fā)明提出了一種調(diào)整飛行器著陸期間的俯仰角的方法，包括:控制襟翼移動至著陸設(shè)置；提供飛行狀態(tài)參數(shù)的當(dāng)前數(shù)值；提供當(dāng)前襟翼設(shè)置；將當(dāng)前數(shù)值與至少一個閾值相比較；如果當(dāng)前數(shù)值超過閾值，確定一個新襟翼設(shè)置，該設(shè)置可以使飛信器選定的尾部接觸余量和前起落架接觸余量中的至少一個得以改善；以及調(diào)整襟翼至新襟翼設(shè)置。另一方面，本發(fā)明提出了一種減少著陸飛行器噪音的方法，包括:提出安裝在計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)；和至少一個可使用的處理器，該處理器可以訪問計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)的可執(zhí)行的程序指令:根據(jù)當(dāng)前飛行狀態(tài)參數(shù)，控制飛行器襟翼來調(diào)整飛行器的俯仰角，以及根據(jù)程序指令，控制飛行器襟翼。第三個方面，本發(fā)明提出了一種交通裝置，包括:飛行器；安裝在飛行器上的計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)；和至少一個可使用的處理器，該處理器可以訪問計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)的可執(zhí)行的程序指令:根據(jù)當(dāng)前飛行狀態(tài)參數(shù)，控制飛行器襟翼來調(diào)整飛行器的俯仰角。


圖1是飛行器尾部接觸余量的要求條件。圖2是飛行器前起落架接觸余量的要求條件。圖3是傳統(tǒng)的帶有安靜的著陸姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置QLAM(安靜LAM)的襟翼縫翼電子組件(Flaps and Slats Electronic Unit,即 FSEU)的實施例。圖4是a -QLAM實施例步驟的流程圖。圖5是工作的a -QLAM的實施例。圖6是速度-QLAM的實施例。
具體實施例方式本發(fā)明中所指的詞語“襟翼N”，這里N是一個自然數(shù)，指的是飛行器襟翼伸展的角度，也被稱為襟翼設(shè)置或者襟翼位置。相應(yīng)地，“襟翼20”指的是襟翼伸展至20°，“襟翼23”指的是襟翼伸展至23°，等等。N值越大，相應(yīng)的襟翼設(shè)置越大。同樣地，關(guān)于飛行器的襟翼“移動至N”或者”設(shè)置N”等詞語，指的是襟翼到達(dá)設(shè)定角度值N的伸展或者回縮的動作。在一些實施例中，由于不同飛行器間的標(biāo)準(zhǔn)化，詞語”襟翼N”可能指的不再是襟翼準(zhǔn)確地伸展至N度。但是，本領(lǐng)域的人可以正確地了解哪一個襟翼角度和位置與特定飛行器的某一襟翼手柄制動相對應(yīng)。
本發(fā)明中所指的諸如角度或者速度等變量超過閾值，這一概念不只限于解釋適用于大于閾值變量的實施例，也適用于小于閾值變量的實施例。例如，飛行器的空速超過閾值V，可能指的是空速增加至大于V的數(shù)值，或者降低至小于V的數(shù)值。該說明書是當(dāng)前實施本發(fā)明的最好的預(yù)期方式。不能以局限的判斷來理解該說明書，該說明書僅僅為了舉例說明本發(fā)明基本原則的目的，因為被附加的權(quán)利要求明確規(guī)定了本發(fā)明的范圍。本發(fā)明提出了一種安靜(QUIET 1^^，8卩01^^)，該裝置以比傳統(tǒng)的著陸姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置對周邊社區(qū)產(chǎn)生更少的噪聲的方式達(dá)到著陸姿態(tài)的調(diào)節(jié)。該QLAM不依賴于升起襟副翼、擾流器或者副翼以實現(xiàn)著陸姿態(tài)的調(diào)節(jié)，但反而調(diào)整后緣襟翼來保持飛行狀態(tài)參數(shù)在一個合適的范圍內(nèi)，因而保持俯仰角在一個合適的范圍內(nèi)。該QLAM的功能是平衡著陸時前起落架和尾部余量，從而盡可能減少周邊社區(qū)可聽到的噪音。運(yùn)用存儲在諸如磁盤或者光盤等計算機(jī)可讀介質(zhì)中的程序代碼，該QLAM根據(jù)飛行狀態(tài)參數(shù)的當(dāng)前值，通過操作飛行器襟翼來實現(xiàn)其調(diào)整飛行器的俯仰角的功能。飛行狀態(tài)參數(shù)可能是與飛行器的俯仰角有關(guān)的任一參數(shù)，例如俯仰角本身、迎角、空速或者進(jìn)場著陸姿態(tài)。當(dāng)控制襟翼移動到著陸位置時，將參數(shù)的當(dāng)前值與定義合適范圍的閾值相比。如果發(fā)現(xiàn)該參數(shù)值超過閾值，那么調(diào)整襟翼到一個新的設(shè)置，該設(shè)置可以使飛信器選定的尾部接觸余量和前起落架接觸余量中的至少一個得以改善。在本發(fā)明的第一個方面，飛行狀態(tài)參數(shù)可能是迎角(也被稱為“ a ”或者“A0A”)，當(dāng)機(jī)翼處于水平時，迎角與俯仰角的關(guān)系如方程式(I):俯仰角=迎角+飛行航道角(Flight Path Angle)(I)圖3是波音777傳統(tǒng)的帶有QLAM的FSEU的實施例，該QLAM將迎角作為飛行功能參數(shù)(AOA-QLAM或者a-QLAM)，該參數(shù)與本發(fā)明的第一方面一致。只要襟翼角度設(shè)定在20°或者小于20°，a-QLAM 就不會工作。當(dāng)控制襟翼移動到著陸位置時，F(xiàn)SEU產(chǎn)生輸出給QLAM。波音777需要的著陸襟翼制動角度為25?；蛘?0°，就是說25和35的襟翼控制(分別是“襟翼25”和“襟翼30”)。如果迎角超過選定的閾值，而諸如要求的高度和合適的自動駕駛儀狀態(tài)等其狀態(tài)滿足，為了使迎角回到閾值，那么該^-0^^在制動設(shè)置23、25、28和30之間進(jìn)行調(diào)整。圖4是根據(jù)本發(fā)明的a -QLAM實施例步驟的流程圖。將飛行器當(dāng)前的進(jìn)場著陸迎角a ■與比較塊41中的閾值角度的上限值amx和下限值aMIN相比較。如果a ■超過閾值，如塊43所示計時器開始工作。如果計時器停止時迎角仍然超出閾值的(判定塊45是)，那么設(shè)定“a太高”或者“a太低”為真，并且給襟翼發(fā)出控制命令，使其移動至下一個位置(塊47)。如果迎角高于上限閾值，那么襟翼伸展至下一個更高的制動位置；如果迎角低于下限閾值，那么襟翼回縮至下一個更低的制動位置。當(dāng)上述控制命令發(fā)給襟翼時，襟翼在短暫的時間(例如3s)內(nèi)不發(fā)生改變，允許襟翼驅(qū)動系統(tǒng)移動襟翼離開當(dāng)前位置。當(dāng)襟翼移動至新的位置時，由于迎角的改變，襟翼控制命令不發(fā)生變化。在襟翼到達(dá)新的控制命令位置后，襟翼在此保持短暫的滯后時間，例如2.5s，再次將當(dāng)前的進(jìn)場著陸迎角a.與閾值CImaj^P aMIN相比。如果迎角停留在期望的范圍外，那么會發(fā)出的新的控制命再次移動襟翼至下一個位置，也就是說，再次伸展還是回縮取決于超出了哪一個閾值。最后，或者迎角從超出閾值范圍返回，或者控制襟翼至最終位置或者其他(判定塊49是)。在波音777中，伸展的最終位置是襟翼30，手動駕駛時回縮的最終位置是襟翼23，自動駕駛時回縮的最終位置是襟翼25。在完成襟翼改變后，如果迎角返回至期望的范圍內(nèi)，那么直到迎角再次超出閾值才發(fā)出襟翼控制命令。在波音777中，aHKH適宜為6.5°，a 適宜為4.5°，因此俯仰角保持在1.5°到3.5°之間。如圖5實施例所示，通過少量的之后作用較好地上實現(xiàn)閾值Cihkh和例如0.4°。相應(yīng)地，如果超過aHKH6.5°，設(shè)定“a太高”為真，那么迎角必須減小至低于6.1，“ a太高”才能回到假。同樣地，如果迎角降低于4.5°，那么迎角必須升至高于4.9，“ct太高”才能回到真。應(yīng)用該滯后作用主要是為了避免配平攻角(trim angle of attack)離閾值太近。此外，為了避免湍流中過多的活動，迎角信號適宜通過滯后過濾器，例如0.5s滯后過濾器，消除一些高頻譜，以及減少開關(guān)活動。本領(lǐng)域的人可以理解，在其他飛行器使用其他迎角角度閾值取決于即將的飛行器的具體特征。圖6是速度-QLAM的實施例，這是一種可供選擇的QLAM，該裝置將飛行器的空速作為飛行狀態(tài)參數(shù)，與本發(fā)明的第二方面相一致。只要襟翼角度設(shè)定在20°或者小于20°，速度-QLAM就不會工作。當(dāng)控制襟翼移動到著陸位置時，F(xiàn)SEU產(chǎn)生輸出給QLAM。正如上述的a-QLAM，波音777需要的著陸襟翼制動角度為25°或者30°。在這點(diǎn)上，盡管襟翼拉桿已經(jīng)設(shè)定了著陸設(shè)設(shè)置25或者30，但是QLAM會控制襟翼移動到較低的設(shè)置而不是著陸設(shè)置，在這種情況下襟翼移動至著陸襟翼制動角23°。設(shè)定了許多空速閾值，每一個閾值超過參考值Vkef —定的數(shù)量。正如圖6所示，波音777首選的空速閾值應(yīng)設(shè)定為參考值Vkef之上的3、8、13、20和23節(jié)，但是由于不同的飛行器通過超出參考值Vkef的設(shè)置量來設(shè)定不同的閾值，該設(shè)置量是最適合即將的飛行器器。如果當(dāng)前的空速V增加或者減小以至于到達(dá)一個上述閾值，而其他諸如要求的高度和合適的自動駕駛儀狀態(tài)等其狀態(tài)滿足，那么速度-QLAM相應(yīng)地調(diào)整襟翼至新的設(shè)置。例如，再次如圖6所示，如果當(dāng)前的空速V減小直至到達(dá)Vkef之上的13節(jié)的閾值，那么襟翼會進(jìn)一步伸展至25。一旦襟翼已經(jīng)伸展至的新設(shè)置，將V再次與Vkef相比較。如果發(fā)現(xiàn)V進(jìn)一步減小至低于Vkef之上的8節(jié)的閾值，那么發(fā)送新的控制命令進(jìn)一步伸展襟翼至28。相反，如果空速V增加至高于之上的VKEF20節(jié)的閾值，那么發(fā)送新的控制命令回縮襟翼至23。如果對于特定的襟翼設(shè)置空速V保持在允許的范圍內(nèi)，那么發(fā)送的新的控制命令進(jìn)一步移動襟翼至下一個位置，也就是說，再次伸展或者回縮取決于超出了哪一個閾值。最后，或者空速從超出閾值范圍返回，或者控制襟翼至最終位置或者其他。正如上述設(shè)置，對于波音777而言，在波音777中，伸展的最終位置是襟翼30，手動駕駛時回縮的最終位置是襟翼23，自動駕駛時回縮的最終位置是襟翼25。在完成襟翼改變后，如果對于新襟翼設(shè)置空速保持在允許的范圍內(nèi)，那么直到空速再次超出閾值才發(fā)出進(jìn)一步的襟翼控制命令。不管使用的安靜的著陸狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置功能類型，一定要注意保持安靜的著陸狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置對飛行員通過襟翼手柄輸入的響應(yīng)。如果控制器飛行員改變了襟翼手柄位置，必須確定邏輯電路中的定時器的位置，從而在系統(tǒng)對新的基本控制命令做出反應(yīng)前，他或者她不必等待任一停止的定時器。相反，反應(yīng)必須立即發(fā)生。相應(yīng)地，將手柄從30移動至25，使得襟翼處于28或者30，立即導(dǎo)致移動至25的控制命令。但是，如果在情況下該QLAM的襟翼控制命令已經(jīng)處于23，那么該控制命令將保持在23。此外，調(diào)整過的襟翼控制命令絕不會比基本的襟翼控制命令好。例如，如果飛行員給出設(shè)置襟翼處于25。(“襟翼25”)的控制命令，該a -QLAM功能不允許設(shè)定襟翼處于28° (“襟翼28”)或30° (“襟翼30”)此外，減載控制命令總是比安靜的著陸姿態(tài)調(diào)節(jié)裝置具有更高的優(yōu)先權(quán)。因此，如果FSEU確定了減載狀態(tài)并發(fā)送執(zhí)行減載撤銷的控制命令，該QLAM功能絕不會否定或者推遲的減載控制命令,相反,它必須對的減載控制命令立即做出反應(yīng)。優(yōu)選地，如果自動駕駛儀被啟動，襟翼23位置的使用被QLAM拒絕，并且僅手動飛行著陸允許襟翼回縮至23來控制迎角，由此俯仰角回到期望的范圍。當(dāng)飛行員移動襟翼手柄超出襟翼20時，襟翼必須等待機(jī)翼前緣伸展，然后立即移動至襟翼23。該QLAM不允許回縮襟翼至20。相反，控制襟翼至25或者30的手柄移動必須總是至少產(chǎn)生襟翼至23的位置變化。例如，當(dāng)著陸降落至低于80ft無線電高度閾值時，進(jìn)一步的QLAM調(diào)整被防止，也就是襟翼被固定直至，在著陸后襟翼手柄被移動，在此時QLAM被解除，并且襟翼服從基本命令，該命令由襟翼手柄控制。無論何時，如果手柄控制襟翼從25或者30移動至20或者更小的位置，該QLAM立即釋放，并使用基本的襟翼控制命令。上文中的襟翼設(shè)置和閾值全都適用于波音777。本領(lǐng)域中的技術(shù)人員可以容易地意識到，其他類型飛行器可能有不同的襟翼設(shè)置或者不同的閾值，但是在不違背要求的本發(fā)明的精神和范圍的情況下，通過適應(yīng)飛行器特征的改變，本發(fā)明的QLAM很容易地被調(diào)整適用于即將的飛行器。在圖和正文中，公開了一種在著陸期間調(diào)整俯仰角飛行器的方法，包括:控制襟翼移動至著陸設(shè)置；提供飛行狀態(tài)參數(shù)的當(dāng)前數(shù)值；提供當(dāng)前襟翼設(shè)置；將當(dāng)前數(shù)值與至少一個閾值相比較；如果當(dāng) 前數(shù)值超過閾值，確定一個新襟翼設(shè)置，該設(shè)置可以使飛信器選定的尾部接觸余量和前起落架接觸余量中的至少一個得以改善；以及調(diào)整襟翼至新襟翼設(shè)置。在一種變化中，該方法包括其中的飛行狀態(tài)參數(shù)是當(dāng)前的進(jìn)場著陸迎角a.。在另一種變化中，該方法包括其中的至少一個閾值是上限閾值角度a mx和下限閾值角度aMIN。在又一種變化中，該方法包括其中如果a■大于a MX，的新襟翼設(shè)置高于當(dāng)前襟翼設(shè)置。在再一種變化中，該方法包括其中如果《 ■小于a MIN，的新襟翼設(shè)置低于當(dāng)前襟翼設(shè)置。在一種情況下，該方法包括其中0111(；11是6.5度。在另一種情況下，該方法包括其中a 是4.5度。在又一種情況下,該方法包括其中<1_和ct ■每一個都滯后0.4度。在一個實施例中，該方法包括其中的飛行狀態(tài)參數(shù)是當(dāng)前的空速V。在另一個實施例中，該方法包括其中的至少一個閾值是超過參考速度Vkef—定數(shù)量的空速。在又一個實施例中，該方法包括其中如果當(dāng)前空速V低于的閾值，的新襟翼設(shè)置高于當(dāng)前襟翼設(shè)置。在一個替代的實施例中，該方法包括其中如果當(dāng)前空速V高于的閾值，的新襟翼設(shè)置低于當(dāng)前襟翼設(shè)置。在另一個替代的實施例中，該方法包括其中閾值是在Vkef之上3、8、13、20和23節(jié)中的一個數(shù)值。在一個方面，本發(fā)明公開了一種在飛行器著陸期間減少噪聲的方法。該方法包括:提出安裝在計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)；和至少一個可使用的處理器，該處理器可以訪問計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)的可執(zhí)行的程序指令:根據(jù)當(dāng)前飛行狀態(tài)參數(shù)，控制飛行器襟翼來調(diào)整飛行器的俯仰角，以及根據(jù)程序指令，控制飛行器襟翼。在一種變化中，該方法包括其中的飛行狀態(tài)參數(shù)是當(dāng)前的進(jìn)場著陸迎角a.。在另一種變化中，該方法包括其中的飛行狀態(tài)參數(shù)是當(dāng)前的飛行器空速V。在一個方面，公開的交通設(shè)施包括:飛行器；安裝在飛行器上的計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)；和至少一個可使用的處理器，該處理器可以訪問計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)的可執(zhí)行的程序指令:根據(jù)當(dāng)前飛行狀態(tài)參數(shù)，控制飛行器襟翼來調(diào)整飛行器的俯仰角。在一種變化中，如權(quán)利要求17的交通設(shè)施，其中的飛行狀態(tài)參數(shù)是當(dāng)前的進(jìn)場著陸迎角a-。在另一種變化中，的交通設(shè)施包括其中的飛行狀態(tài)參數(shù)是當(dāng)前的空速V。在有一種變化中，的交通設(shè)施包括其中的計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)程序指令要求著陸襟翼制動位置被執(zhí)行。當(dāng)然，在沒有違背提出以下要求的本發(fā)明的精神和范圍的情況下，可以實施上述的涉及示范的方面、本發(fā)明的實施例和修改，這也是應(yīng)該被理解的。
權(quán)利要求
1.一種調(diào)整飛行器著陸期間的俯仰角的方法，包括: 控制襟翼移動至著陸設(shè)置； 提供飛行狀態(tài)參數(shù)的當(dāng)前數(shù)值； 提供當(dāng)前襟翼設(shè)置； 將所述當(dāng)前數(shù)值與至少一個閾值相比較； 如果所述當(dāng)前數(shù)值超過所述閾值，確定一個新襟翼設(shè)置，所述新襟翼設(shè)置可以使飛信器的選定的尾部接觸余量和選定的前起落架接觸余量中的至少一個得以改善；以及調(diào)整所述襟翼至所述新襟翼設(shè)置。
2.如權(quán)利要求1所述的方法，其中所述飛行狀態(tài)參數(shù)是當(dāng)前的進(jìn)場著陸迎角a.。
3.如權(quán)利要求1或2所述的方法，其中所述至少一個閾值是上限閾值角度amx和下限閾值角度aMIN。
4.如權(quán)利要求1-3中任意一項所述的方法，其中如果a■大于a MX，所述新襟翼設(shè)置高于所述當(dāng)前襟翼設(shè)置。
5.如權(quán)利要求1-3中任意一項所述的方法，其中如果a■小于Cimin，所述新襟翼設(shè)置低于所述當(dāng)前襟翼設(shè)置。
6.如權(quán)利要求3所述的方法，其中aHreH是6.5度。
7.如權(quán)利要求3所述的方 法，其中aM是4.5度。
8.如權(quán)利要求1-7中任意一項所述的方法，其中所述飛行狀態(tài)參數(shù)是當(dāng)前的空速V。
9.如權(quán)利要求8所述的方法，其中所述至少一個閾值是超過參考速度Vkef—設(shè)置數(shù)量的空速。
10.如權(quán)利要求9所述的方法，其中如果當(dāng)前空速V低于所述閾值，所述新襟翼設(shè)置高于所述當(dāng)前襟翼設(shè)置。
11.如權(quán)利要求9所述的方法，其中如果當(dāng)前空速V高于所述閾值，所述新襟翼設(shè)置低于所述當(dāng)前襟翼設(shè)置。
12.一種交通裝置，包括: 飛行器； 安裝在所述飛行器上的計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)；以及 至少一個處理器，該處理器可被操作以訪問計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)程序指令，所述計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)程序指令能夠被所述處理器執(zhí)行以根據(jù)當(dāng)前飛行狀態(tài)參數(shù)，控制多個飛行器襟翼來調(diào)整飛行器的俯仰角。
13.如權(quán)利要求12所述的交通裝置，其中所述當(dāng)前飛行狀態(tài)參數(shù)是當(dāng)前的進(jìn)場著陸迎角 a CUR。
14.如權(quán)利要求12所述的交通裝置，其中所述當(dāng)前飛行狀態(tài)參數(shù)是當(dāng)前的飛行器空速N。
15.如權(quán)利要求12所述的交通裝置，其中所述計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)程序指令要求著陸襟翼制動位置被執(zhí)行。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種調(diào)整飛行器著陸期間的俯仰角的方法，包括控制襟翼移動至著陸設(shè)置；提供飛行狀態(tài)參數(shù)的當(dāng)前數(shù)值；提供當(dāng)前襟翼設(shè)置；將當(dāng)前數(shù)值與至少一個閾值相比較；如果當(dāng)前數(shù)值超過閾值，確定一個新襟翼設(shè)置，該設(shè)置可以使飛行器選定的尾部接觸余量和選定的前起落架接觸余量中的至少一個得以改善；以及調(diào)整襟翼至新襟翼設(shè)置。
文檔編號G05D1/08GK103207622SQ20131001125
公開日2013年7月17日 申請日期2013年1月11日 優(yōu)先權(quán)日2012年1月11日
發(fā)明者R·E·巴克霍爾茲, M·R·埃文斯, J·P·李, T·G·奧弗頓, A·M·托林 申請人:波音公司