本文的技術(shù)涉及用于飛行器的飛行控制保護(hù)方法。更具體地，本文中的示例技術(shù)根據(jù)動(dòng)壓力(或速度)限制機(jī)翼升力系數(shù)，以對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生的最大升力建立限制。

背景技術(shù)：

共同受讓的usp8,214,089(通過引用并入本文)公開了一種飛行控制系統(tǒng)，其根據(jù)與自動(dòng)指令疊加的飛行員指令來移動(dòng)諸如升降舵的控制表面。飛行控制系統(tǒng)監(jiān)視諸如迎角(aoa)的一組飛行參數(shù)，以確定飛行器是否在允許的包絡(luò)內(nèi)操作。如果飛行器接近其包絡(luò)邊界，則飛行控制系統(tǒng)通過自動(dòng)指令來整合自動(dòng)保護(hù)。

雖然在該專利中公開的技術(shù)是非常有用的，但進(jìn)一步改進(jìn)仍是可能且需要的。

附圖說明

下面結(jié)合附圖閱讀示例性且非限制性說明性實(shí)施例的詳細(xì)描述，其中：

圖1呈現(xiàn)了取決于飛行器重量的示例性非限制性典型載荷因子限制；

圖2示出實(shí)施載荷因子限制的非限制性方案；

圖3示出載荷因子隨空速和升力系數(shù)的示例變化，其中(a)表示恒定cl，(b)表示限制cl；

圖4示出在飛行器處于巡航型式時(shí)，最大升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的典型變化；

圖5示出在不同飛行高度下當(dāng)飛行器處于巡航型式時(shí)，最大升力系數(shù)隨等效空速的典型變化；

圖6示出了機(jī)翼產(chǎn)生的升力的空氣動(dòng)力學(xué)約束及結(jié)構(gòu)約束的示例曲線；

圖7示出了基于常規(guī)失速保護(hù)的示例非限制性實(shí)現(xiàn)；

圖7(a)示出失速保護(hù)和lmax保護(hù)的示例致動(dòng)區(qū)域；

圖8示出通過本方法產(chǎn)生的最大載荷因子對(duì)(vs.)飛行器質(zhì)量的示例結(jié)果；

圖9(a)和9(b)示出了迎角誤差對(duì)于cl估計(jì)的影響；

圖10是示例性飛行器；

圖11為示例性說明性非限制性飛行控制系統(tǒng)的示意圖，示出了包括感測(cè)/計(jì)算離地高度的裝置的該系統(tǒng)的基本架構(gòu)；

圖12示出了處理示例性飛行控制系統(tǒng)的功能的示例性說明性非限制性軟件的示意圖，其示出了根據(jù)邏輯模塊如何將飛行員指令轉(zhuǎn)換為升降舵指令以實(shí)現(xiàn)該指令；和

圖13是詳細(xì)說明示例性說明性非限制性邏輯模塊的圖。

具體實(shí)施方式

示例性非限制性方法和裝置修改了常規(guī)迎角(aoa)包絡(luò)保護(hù)，例如在usp8,214,089中公開的，以實(shí)施額外的結(jié)構(gòu)保護(hù)，例如保護(hù)最大升力。

示例非限制性實(shí)施例根據(jù)包含動(dòng)壓力的一組參數(shù)來構(gòu)建aoa_max表。動(dòng)壓力可通過使用不同的參數(shù)組合計(jì)算，例如：qdyn(動(dòng)壓力)，kcas(校準(zhǔn)空速，單位節(jié))，keas(有效空速，單位節(jié))，馬赫數(shù)以及高程。

在貨運(yùn)飛機(jī)的操作包絡(luò)的限定中，通常將最大載荷因子限制為飛行器重量的函數(shù)，以針對(duì)不同任務(wù)目標(biāo)優(yōu)化飛行器性能。圖1示意性示出了與飛行器最大載荷因子能力相關(guān)地限定的、假想飛行器重量和重心(cg)包絡(luò)。一般地，載荷因子限定為質(zhì)量的函數(shù)，旨在處理在飛行器機(jī)動(dòng)性和載荷能力之間的選擇，通常注意飛行器的結(jié)構(gòu)限制。通常，當(dāng)不超過機(jī)翼產(chǎn)生的給定量的升力時(shí)，獲得該條件。即，質(zhì)量×載荷因子的乘積保持恒定，如圖1中示例性所示。

限定載荷因子的通常過程是基于使用質(zhì)量估計(jì)器。如圖2所示，估計(jì)的質(zhì)量(10)可以以至少兩種方式使用：

1.fly-by-wire(fbw：線傳飛控)飛行器(閉環(huán))：飛行控制計(jì)算機(jī)實(shí)施控制規(guī)則(12)，即基于質(zhì)量來限制可用的最大載荷因子。

2.常規(guī)飛行器(開環(huán))：系統(tǒng)通知飛行員(14)該允許的載荷因子。然后，飛行員負(fù)責(zé)操縱飛行器，不超過所通知的限制。

兩種方案都導(dǎo)致有限的載荷因子14，因此飛行器總是在重量和cg包絡(luò)e(圖1)限定的載荷因子限制內(nèi)操作。

然而，圖2示出的使用質(zhì)量估計(jì)的特定方案在很大程度上取決于所使用的質(zhì)量估計(jì)器10的精度。

在現(xiàn)有技術(shù)中，已知根據(jù)下面等式1和2基于飛行條件通過估計(jì)升力系數(shù)cl(使用飛行器的空氣動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)庫(kù)插值)來計(jì)算質(zhì)量：

cl＝f(alpha，襟翼，馬赫數(shù)，升降舵，平衡翼位置)(等式1)

估計(jì)質(zhì)量＝qdyn*s*cl/(nz*g)(等式2)

其中：

qdyn＝動(dòng)壓力

s＝飛行器參考機(jī)翼面積

nz＝飛行器縱向載荷因子

g＝重力。

估計(jì)過程的問題可能源自空氣動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)庫(kù)中的不確定性和迎角測(cè)量的不精確。民用飛行器中使用的質(zhì)量估計(jì)器10可呈現(xiàn)大約10％的感知誤差。當(dāng)將這項(xiàng)技術(shù)用于貨運(yùn)飛機(jī)時(shí)，當(dāng)需要涵蓋諸如貨物空投或消防的敏感任務(wù)時(shí)，該方案變得更復(fù)雜。

期望通過提供不依賴于質(zhì)量估計(jì)器的替代方法，用于獲得如圖1所示的載荷限制因子，來克服估計(jì)飛行器質(zhì)量中的困難。然而，精確的重量估計(jì)過程是昂貴且復(fù)雜的。因此，簡(jiǎn)單的實(shí)施可能不能達(dá)到提供足夠的結(jié)構(gòu)保護(hù)所需的精度水平。

本文中的示例性非限制性技術(shù)提供了限制飛行器可產(chǎn)生的最大提升力的功能。該功能關(guān)于設(shè)計(jì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的最大提升力來限制飛行器根據(jù)重量(不需要估計(jì)它)所獲得的最大載荷因子。該功能還允許添加其它特征以更有效地降低載荷，因?yàn)榭刂频膮?shù)更忠實(shí)地表示設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)的現(xiàn)象(phenomena)。

本方法例如可應(yīng)用于結(jié)構(gòu)限制主要由飛行器機(jī)翼產(chǎn)生的最大提升力控制的情況。本文的示例非限制性方法和裝置將機(jī)翼升力系數(shù)限制為動(dòng)壓力(或速度)的函數(shù)，以對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生的最大升力建立限制。

圖3示出了在給定質(zhì)量下，載荷因子根據(jù)空速(或動(dòng)壓力)的示例變化。圖3(a)的曲線圖示出在恒定的機(jī)翼升力系數(shù)下，提升力(及相應(yīng)地載荷因子)隨著空速成二次方地變化。曲線圖3(b)示出了關(guān)于將機(jī)翼(注意，特征52)產(chǎn)生的最大升力限制為預(yù)定值，可以產(chǎn)生cl限制(注意，特征50)。

圖4示出在巡航型式下機(jī)翼的最大升力系數(shù)根據(jù)馬赫數(shù)(無因次量，表示超過邊界的流速與本地音速的比)的典型變化。隨著馬赫數(shù)增加，最大升力系數(shù)保持恒定，直到處于亞音速狀態(tài)(基本上，馬赫數(shù)低于0.3)，然后隨著馬赫數(shù)增加開始減小。

在圖5上也可觀察到對(duì)最大升力系數(shù)的馬赫效應(yīng)，圖5示出了圖4所示的曲線的相同數(shù)據(jù)，同時(shí)在各種高度下根據(jù)等效空速繪出cl。在圖5中，水平軸表示空速(等效空速，單位節(jié)，或“keas”)。在所示的示例中，繪出的空速?gòu)?0節(jié)變化到350節(jié)。不同的cl曲線表示不同的飛行高度(fl)，即，以幾百英尺的標(biāo)稱高度表示的特定大氣壓力。因此，曲線70表示fl＝10，曲線68表示fl＝100，曲線66表示fl＝200，曲線64表示fl＝300，而曲線62表示fl＝400。如能夠從該曲線圖中看到的，最大升力系數(shù)cl隨著空速增加而降低，并且也隨著空氣壓力減小而降低。

在常規(guī)迎角保護(hù)中，由控制規(guī)則允許的參考最大值基于飛行器構(gòu)造(例如襟翼/縫翼偏轉(zhuǎn)、起落架位置…)以及與飛行條件相關(guān)的一組參數(shù)(例如馬赫數(shù)、結(jié)冰情況…)來計(jì)算。構(gòu)造和飛行條件參數(shù)均是基于與空氣動(dòng)力失速現(xiàn)象的相關(guān)性來選擇。

在一個(gè)示例性非限制性實(shí)施例中，升力系數(shù)限制可以通過迎角保護(hù)實(shí)施，其中該功能使用的參考最大值額外地由與動(dòng)壓力相關(guān)的參數(shù)限制，例如等效空速、校準(zhǔn)空速、動(dòng)壓力及其它組合。

一般地，公開的保護(hù)系統(tǒng)實(shí)施例可被實(shí)施用于限制與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)相關(guān)的其它載荷參數(shù)，例如機(jī)翼升力和機(jī)翼彎矩。此外，其它相關(guān)參數(shù)，諸如機(jī)翼燃料重量，可用于改進(jìn)系統(tǒng)性能。如果機(jī)翼彎矩是要限制的參數(shù)，則機(jī)翼燃料重量是特別相關(guān)的。

圖6是在圖5曲線的上覆蓋了一附加區(qū)域，該附加區(qū)域要基于對(duì)示例機(jī)翼產(chǎn)生的升力的空氣動(dòng)力學(xué)(失速)約束以及結(jié)構(gòu)約束進(jìn)行升力保護(hù)。在迎角保護(hù)控制規(guī)則中使用的最大迎角值應(yīng)該是兩個(gè)限制中的較小者。換句話說，示例性非限制性實(shí)施的自動(dòng)控制系統(tǒng)可以將迎角控制為保護(hù)迎角所需的值和保護(hù)最大升力所需的值中的較小值。

方法的一個(gè)示例非限制性實(shí)現(xiàn)的結(jié)構(gòu)類似于失速保護(hù)。差異在于使用允許飛行條件的動(dòng)壓力計(jì)算的參數(shù)的任意組合，以保護(hù)最大升力(lmax)。

圖7示出了通過將校準(zhǔn)空速添加到迎角(aoa)最大表來實(shí)現(xiàn)lmax保護(hù)的示例。如圖7中所示，典型的常規(guī)aoa保護(hù)是基于飛行器構(gòu)造(例如襟翼/縫翼偏轉(zhuǎn)、起落架位置…)和與飛行條件相關(guān)的一組參數(shù)(例如馬赫數(shù)、結(jié)冰情況…)的函數(shù)。在所示的示例中，引入附加因子kcas(校準(zhǔn)空速，單位為節(jié))，以提供最大升力保護(hù)。通過在控制規(guī)則中根據(jù)等效空速實(shí)施迎角限制，能夠?qū)崿F(xiàn)圖7(a)和8所示的結(jié)果。

更詳細(xì)地，圖7(a)示出了基于考慮了最大升力的增強(qiáng)aoa保護(hù)的、失速和lmax保護(hù)的示例性致動(dòng)區(qū)域。在該示例中，lmax被限定，并且最大載荷因子nz根據(jù)飛行器質(zhì)量被自動(dòng)設(shè)定(即，實(shí)施等式nz＝l/w)。圖8示出了最大載荷因子nz對(duì)飛行器質(zhì)量(以公斤計(jì))的示例結(jié)果。

因此，示例性非限制性實(shí)施例使用可在不同飛行條件下估計(jì)cl的質(zhì)量估計(jì)器。因此，質(zhì)量估計(jì)器在所有這些條件下受到空氣動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)庫(kù)誤差的影響。lmax保護(hù)因此取決于在較小包絡(luò)中的數(shù)據(jù)庫(kù)的準(zhǔn)確度，并且可以用飛行測(cè)試數(shù)據(jù)校正。示例：通過爬升轉(zhuǎn)彎而在三個(gè)不同高度下掃過相關(guān)速度，構(gòu)建alpha(aoa)對(duì)keas(等效空速)邊界。

在一些示例性非限制性實(shí)施例中，lmax在高alpha條件下受到alpha讀數(shù)誤差的影響，其中相對(duì)誤差變得較低。此外，升力曲線斜率通常在高迎角下減??；這被減小，也有助于降低alpha讀數(shù)誤差的影響。重量估計(jì)器過程需要處理迎角較小的狀態(tài)，其使得alpha傳感器讀數(shù)相對(duì)較大。這些影響例如可在圖9中看到，圖9示出對(duì)于給定δα(迎角變化)，增加的迎角如何能夠減小最大升力曲線的斜率。

示例性非限制性實(shí)現(xiàn)

本文中的示例性說明性非限制性實(shí)現(xiàn)涉及在配備有俯仰控制器(例如，升降舵)和飛行員操縱器(例如，側(cè)桿或操縱桿)的飛行器中使用的系統(tǒng)、設(shè)備和方法。圖10示出了示例說明性飛行器。該飛機(jī)具有一組機(jī)翼113，其配備有控制機(jī)翼升力的擾流板112和襟翼116。擾流板112有助于改變機(jī)翼的升力、阻力和滾動(dòng)，而襟翼116有助于改變機(jī)翼的升力和阻力。飛機(jī)的尾部還配備有水平穩(wěn)定器117，該水平穩(wěn)定器117設(shè)有在飛行中控制飛行器的俯仰定向的升降舵115。

圖11中示出示例說明性非限制性的飛行控制系統(tǒng)。該示例性飛行控制系統(tǒng)從飛行員操縱器202指令(p)接收輸入的位置信號(hào)。術(shù)語“飛行員操縱器”包括在航空工業(yè)中使用的多個(gè)裝置，用以允許與人類飛行員的配合(interface)，例如操縱桿、微型操縱桿、操作桿、側(cè)桿及所有其它裝置。

此外，該示例說明性非限制性系統(tǒng)接收來自傳感器218、219、220、221、222的信號(hào)。在該示例性實(shí)施例中，這些傳感器提供：迎角(α)、迎角率())、空速(u)、空速率())、襟翼位置(δf)、起落架位置(δg)、俯仰姿態(tài)(θ)、俯仰率(q)、離地高度(hagl)、冰探測(cè)位(bice)、發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流桿位置(δtla)、馬赫數(shù)(mach)和高程(h)。其它傳感器也是可能的。例如，可以使用皮托管或其它傳感器來測(cè)量大氣壓力，以確定上述的空氣動(dòng)壓力。

根據(jù)該示例性實(shí)現(xiàn)，信息流經(jīng)傳輸多路數(shù)據(jù)的裝置，例如總線205。所有這些數(shù)據(jù)，即飛行員指令和傳感器，均被傳送到處理器204，處理器204基于例如可編程代碼操作以計(jì)算輸出。處理器204能夠例如基于接收的輸入數(shù)據(jù)計(jì)算升降舵指令。這一指令被發(fā)送到用以致動(dòng)飛行控制表面207的機(jī)構(gòu)，以控制或限制升力。結(jié)果，根據(jù)處理器204計(jì)算的指令來部署該控制表面。

圖12示出可以處理飛行控制系統(tǒng)中的功能的示例說明性非限制性軟件中的主要單元。飛行員指令塊305表示飛行員操縱器的位置，該位置被直接發(fā)送到控制升力的控制表面。如上所述，示例非限制性實(shí)現(xiàn)中的控制規(guī)則根據(jù)動(dòng)壓力(或速度)限制機(jī)翼升力系數(shù)，以對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生的最大升力建立限制。

在示例示意非限制性實(shí)施例中，當(dāng)保護(hù)激活時(shí)，飛行員操縱器指令被轉(zhuǎn)換為alpha(α)指令和/和俯仰角(θ)指令。要控制的變量(α或θ)和飛行員指令之間的關(guān)系被描述成指令修整308。指令修整的輸出(δlaw)用作操縱升降舵的參考，以追蹤變量α或θ。當(dāng)飛行員將操縱器移動(dòng)到止擋(即，操縱器的機(jī)械極限)時(shí)，指令修整產(chǎn)生最大α或θ，以防止飛行器超過當(dāng)前飛行器型式的最大允許α或θ。

飛行器動(dòng)態(tài)307中的俯仰狀態(tài)被反饋到閉環(huán)控制規(guī)則，并且使用這些俯仰狀態(tài)計(jì)算控制規(guī)則?？账?u)、俯仰率(q)、俯仰角(θ)以及迎角(α)分別乘以列出為301、302、303、304的增益?；谇梆佋鲆?09乘以通過指令修整輸出308產(chǎn)生的參考值，產(chǎn)生前饋指令。

作為該參考值和迎角或俯仰角之間的差的結(jié)果來計(jì)算誤差(e)。當(dāng)進(jìn)行失速保護(hù)、低速保護(hù)和/或抖振保護(hù)時(shí)，使用迎角。當(dāng)進(jìn)行高姿態(tài)(highattitude)保護(hù)時(shí)，使用俯仰角(θ)。誤差(e)積分乘以積分增益，產(chǎn)生積分指令。

增益值取決于激活哪一種保護(hù)。例如，當(dāng)?shù)退俦Ｗo(hù)激活時(shí)，與失速保護(hù)功能中使用的俯仰角增益303和真實(shí)空速增益301相比，俯仰角增益303和真實(shí)空速增益301增大。此外，增益根據(jù)在進(jìn)行保護(hù)時(shí)飛行器的馬赫數(shù)及高度進(jìn)行調(diào)節(jié)。

圖13包括根據(jù)一個(gè)示例說明性實(shí)施例的數(shù)據(jù)處理，以根據(jù)飛行條件允許示例性飛行控制系統(tǒng)模式的適當(dāng)進(jìn)行和增益切換。

雖然已經(jīng)結(jié)合目前認(rèn)為是最實(shí)用和優(yōu)選的實(shí)施例描述了本發(fā)明，但應(yīng)當(dāng)理解，本發(fā)明不限于公開的實(shí)施例，而是相反，傾向于涵蓋包括在所附權(quán)利要求的精神和范圍內(nèi)的各種修改和等同布置。