專利名稱：失速、抖振、低速和高姿態(tài)保護系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
這里的技術(shù)涉及一種用于飛機的飛行控制系統(tǒng)。這里的技術(shù)尤其涉及用于向裝備 有操縱器(inc印tor)的飛機提供多重保護的方法和設(shè)備，所述操縱器用于輸入飛行員命 令(pilot command)。
背景技術(shù)：
雖然人類已經(jīng)掌握了在陸地、海洋和空中的行駛，但是在上述三種行駛的任何一 種當(dāng)中仍然存在某些風(fēng)險。盡管受過訓(xùn)練的駕駛員、船長和飛行員可能已經(jīng)工作了多年來 發(fā)展他們的技能，人為差錯還是會發(fā)生。此外，在存在不利條件的情況下，例如惡劣天氣，微 小的差錯或計算錯誤可能會惡化為極其危險的情形。隨著技術(shù)的進步，計算機在輔助車輛操控中扮演更加積極的角色。例如，諸如牽引 控制、制動和轉(zhuǎn)向之類的部件通常至少部分地由車內(nèi)計算機芯片來處理，并且更高級的車 載計算機甚至可檢測不利的天氣條件并進行補償以有助于保持駕駛員的安全。類似地，從二十世紀(jì)下半葉以來，已經(jīng)使用反饋控制規(guī)律(feedbackcontrol law) 來增強飛機的俯仰命令(Pitch command)。就現(xiàn)代飛機而言，使用數(shù)字控制規(guī)律來實現(xiàn)使用 基于俯仰變化率、負載系數(shù)或其組合的基準(zhǔn)命令的控制規(guī)律。結(jié)合負載系數(shù)的空速也被認 為是基準(zhǔn)命令。在一些情況下，所有三個變量均被認為是基準(zhǔn)命令，即考慮負載系數(shù)、俯仰 變化率和空速。
發(fā)明內(nèi)容
示例說明的非限制性的實現(xiàn)為飛機提供了進一步的安全控制。例如，一個示例說 明的非限制性實現(xiàn)的飛行控制規(guī)律，基于一組飛行參數(shù)和所檢測的飛行員操縱器的位置來 計算增強的命令校正。飛行員操縱器(Pilot inceptor)可以是在航空工業(yè)中使用的充當(dāng) 與人類飛行員(human pilot)接口的多種裝置中的任何一種，例如操縱柱(column)、小操 縱柱(mini-column)、操縱桿(stick)、控制軛(control yoke)、側(cè)操縱桿(side-stick)等。 可以把增強命令與可以被直接發(fā)送到俯仰控制面致動器的直接模式飛行員命令相混合。致 動器控制諸如升降舵(elevator)之類的俯仰控制面。正如司機的操作可以被車內(nèi)計算機芯片修改以防止路上的意外事件一樣，增強命 令可以利用飛機的一些其他附加保護功能執(zhí)行穩(wěn)定性增強，這些附加保護外功能被設(shè)計 成用于避免一些意外事件，諸如(1)失速(stall)，(2)由于結(jié)冰而導(dǎo)致的失速，(3)抖振 (buffeting), (4)水平穩(wěn)定器高負荷，(5)低速，(6)高俯仰姿態(tài)等。依照一個示例說明的非限制性的實現(xiàn)，控制規(guī)律按至少部分基于飛行員操縱器位 置的度數(shù)(degrees)計算基準(zhǔn)命令(S law)。這種功能被稱作命令整形(command shaping)， 并且功能可以在飛行中改變。基準(zhǔn)命令可以在前饋和積分回路中使用前饋命令可以至少 部分地基于增益乘以基準(zhǔn)命令(Slaw)來生成；積分命令可以至少部分地基于在迎角a或 俯仰角e與基準(zhǔn)命令(Slaw)之間的誤差的積分乘以另一增益。這樣，例如誤差可以是e =5 law" a 或 e = s law- 0。此外，在此示例說明的非限制性的實現(xiàn)中，反饋回路還可以基于一組檢測的飛行 參數(shù)來考慮狀態(tài)反饋，所述飛行參數(shù)諸如迎角(a)、俯仰變化率(q)、俯仰角(0)和空速 (u)，這些參數(shù)可以使用一組增益組合起來?？梢詫⒎e分、反饋和前饋命令求和以合成增強命令，增強命令驅(qū)動俯仰控制并且 由于積分反饋而趨向于在穩(wěn)定狀態(tài)中將誤差e減小到零。依照這種示例的實現(xiàn)，可以計算增益，使得當(dāng)檢測到如上述的一個或多個不希望 的條件時，命令增強自動地向下俯仰飛機。依照另一示例說明的非限制性的實現(xiàn)，至少部分地基于一組飛行參數(shù)，邏輯模塊 可至少部分負責(zé)在諸如那些提及的保護功能中定義控制規(guī)律的接合(engagement)，這可以 在飛行期間動態(tài)地進行。在給定飛行條件下，邏輯模塊可以根據(jù)所執(zhí)行的保護功能來改變 控制規(guī)律中的以下內(nèi)容(1)控制規(guī)律的所有增益，(2)用來定義在飛行員命令和基準(zhǔn)命令 Slaw之間關(guān)系的命令整形功能，和/或(3)在積分命令中迎角(a)或俯仰角(e)之間的 切換選擇。在此示例性的實現(xiàn)中，整形功能根據(jù)在給定時刻的迎角或俯仰角中的哪個正被 反饋來定義對應(yīng)于最大操縱器位置的最大命令的迎角或俯仰角。這樣，在不同的飛行階段 中能夠使用相同的規(guī)律結(jié)構(gòu)來按要求限制飛機包線(envelope)，所述規(guī)律結(jié)構(gòu)用于充當(dāng)各 種保護。為了定義所有這些，邏輯模塊和命令整形使用一組參數(shù)，包括距地面的高度 (hAGL)、結(jié)冰檢測情況(bieE)和發(fā)動機節(jié)流閥桿位置(S TLA)。當(dāng)不接合邏輯模塊時，此控制規(guī)律可以不發(fā)送任何命令，即可以發(fā)送空增強命令。而且，增益還可以根據(jù)飛行包線參數(shù)和配置參數(shù)來改變，所述參數(shù)諸如馬赫數(shù)、海 拔、襟翼位置和起落架位置。從而，依照一個示例說明的非限制性的實現(xiàn)，迎角或俯仰角被認為是基準(zhǔn)命令。此 外，借助于命令整形將迎角和/或俯仰角值限制在允許的飛行包線內(nèi)，并且改變增益，以適 應(yīng)一個或多個保護功能。依照另一示例說明的非限制性的實現(xiàn)，改變命令整形、反饋和前饋增益以及從迎 角(a)到俯仰角(e)的切換和積分反饋。
通過結(jié)合附圖參照以下的示例性非限制說明的實現(xiàn)的詳細描述，將更好地并且更 完整地理解上述及其他特征和優(yōu)點，其中圖1是一個飛行器的例子一民用運輸機渦輪風(fēng)扇；圖2是示例說明的非限制性的飛行控制系統(tǒng)的示意圖，示出了系統(tǒng)的基本體系結(jié) 構(gòu)；圖3給出了示例說明的非限制性的用于處理示例性的飛行控制系統(tǒng)功能的軟件 示意圖，示出了根據(jù)邏輯模塊如何將飛行員命令變換為升降舵命令以啟用它；圖4是用于詳細描述示例說明的非限制性的能夠基于一系列傳感器輸入來啟用 升降舵命令的邏輯模塊的示圖；以及圖5是依照一個非限制性實現(xiàn)的示例性例程的示例性邏輯流程。
具體實施例方式這里的示例說明的非限制性的實現(xiàn)涉及在裝備有諸如升降舵的俯仰控制件和諸 如側(cè)操縱桿或圓柱軛的飛行員操縱器的飛行器中使用的系統(tǒng)、設(shè)備和方法。圖1示出了示 例說明的雙渦輪風(fēng)扇發(fā)動機114的民用運輸飛機。該飛機具有一組機翼113，機翼113設(shè)置 有阻流板112和襟翼116。阻流板112幫助改變升力(lift)、阻力(drag)和滾轉(zhuǎn)(roll)， 并且襟翼116幫助改變升力和阻力。飛機的尾部還裝備有水平穩(wěn)定器117，水平穩(wěn)定器117 設(shè)置有用于控制飛機在飛行中的俯仰方向的升降舵115。在圖2中示出了示例說明的非限制性的飛行控制系統(tǒng)。此示例性的飛行控制 系統(tǒng)從飛行員操縱器202接收輸入的位置信號命令(p)。術(shù)語“飛行員操縱器(pilot inceptor)，，包括在航空工業(yè)中使用的多種裝置，使得用作與人類飛行員的接口，例如操縱 柱、小操縱柱、操縱桿、側(cè)操縱桿以及所有其它的這類裝置。此外，該示例說明的非限制性的系統(tǒng)從一組傳感器218、219、220、221、222接收信 號。在此示例性的實現(xiàn)中，傳感器提供迎角(a)、迎角變化率(沙)、空速(u)、空速變化 率(力)、襟翼位置(S F)、起落架位置(5 G)、俯仰姿態(tài)(0 )、俯仰變化率(q)、距地面的高度 (hAGL)、結(jié)冰檢測情況(bieE)、發(fā)動機節(jié)流閥桿位置(S TLA)、馬赫數(shù)(Mach)和海拔(h)。其它 傳感器也是可能的。依照此示例性的實現(xiàn)，信息經(jīng)由用于發(fā)送多個數(shù)據(jù)的裝置流動，諸如總線205。將 所有數(shù)據(jù)，即飛行員命令和傳感器數(shù)據(jù)，發(fā)送到處理器204，所述處理器204在操作中例如 基于可編程代碼來計算輸出。例如處理器204能夠基于所接收的輸入數(shù)據(jù)來計算升降舵命 令。此命令被發(fā)送到用于驅(qū)動飛行控制面207的機構(gòu)，飛行控制面207包括能夠命令升降 舵201到達所命令的位置的控制單元。這樣，依照處理器204所計算的命令來部署升降舵 表面。圖3示出了示例說明的非限制性的用于處理示例性飛行控制系統(tǒng)中的功能的軟 件的示例性主要單元。飛行員命令塊305表示被直接發(fā)送到升降舵表面306的飛行員操縱 器的位置。依照此示例性的實現(xiàn)，只要失速、抖振、高姿態(tài)或低速保護是有效的，則取消此操 縱器命令，即通過全權(quán)自動系統(tǒng)在俯仰軸上完全地控制飛機。在示例說明的非限制性的實現(xiàn)中，當(dāng)失速、抖振和低速保護有效時，飛行員操縱器 命令被變換為阿爾法(a )命令，并且當(dāng)高姿態(tài)保護被激活時被變換為俯仰角(9 )命令。將 受控的變量(a或9)和飛行員命令之間的關(guān)系描述為命令整形308。命令整形(Slaw)的 輸出被用作操縱升降舵的基準(zhǔn)，使得跟蹤變量a或0。當(dāng)飛行員把操縱器移動到停止(即 操縱器的機械極限)時，命令整形生成最大a或9使得防止對于當(dāng)前的飛機配置來說飛 機超過最大允許的a或e。狀態(tài)反饋、前饋命令和積分命令復(fù)合了自動升降舵命令。使用飛機動態(tài)307的俯 仰狀態(tài)來計算狀態(tài)反饋信號，所述飛機動態(tài)307的俯仰狀態(tài)被反饋到閉環(huán)回路控制規(guī)律。 空速(u)、俯仰變化率(q)、俯仰角(9)和迎角(a)分別乘以列出的增益301、302、303、 304?；谇梆佋鲆?09乘以由命令整形輸出308所產(chǎn)生的基準(zhǔn)來生成前饋命令。根據(jù)基準(zhǔn)與迎角或俯仰角之間的差異來計算誤差(e)。當(dāng)接合失速、低速和/或抖 振保護時使用迎角。當(dāng)接合高姿態(tài)保護時使用俯仰角(e)。誤差(e)的積分乘以積分增益以生成積分命令。增益值依賴于哪個保護是有效的。例如，較之在失速保護功能中使用的俯仰角增 益303和真空速增益301，當(dāng)?shù)退俦Ｗo有效時，增加俯仰角增益303和真空速增益301。還 依照馬赫數(shù)和飛機在接合保護的時刻正在飛行的海拔來調(diào)度增益。圖4包括依照一個示例說明的實現(xiàn)的所有數(shù)據(jù)處理，使得依照飛行狀態(tài)允許示例 性的飛行控制系統(tǒng)模式的適當(dāng)接合和增益切換。當(dāng)以下任何一個條件為真時可以啟用自動升降舵命令1.迎角加上至少部分地基于迎角變化率的偏置超過迎角基準(zhǔn)值。2.空速減去至少部分地基于空速變化率的偏置低于空速基準(zhǔn)值。3.俯仰姿態(tài)加上至少部分地基于俯仰變化率的偏置高于俯仰姿態(tài)基準(zhǔn)值。迎角基準(zhǔn)值至少部分地依賴于馬赫數(shù)、起落架、襟翼位置和結(jié)冰情況?？账倩鶞?zhǔn)值 至少部分地依賴于襟翼位置。俯仰姿態(tài)基準(zhǔn)值至少部分地依賴于襟翼位置和距地平面高 度。至少部分地基于起飛的地面速度和飛行路徑傾角以及基于著陸的雷達高度表傳感器來 估計距地平面高度。圖5示出了用于確定操縱器命令處理的算法的示例性流程。最初，獲得操縱器數(shù) 據(jù)(步驟501)。除操縱器數(shù)據(jù)之外，還獲得傳感器數(shù)據(jù)(步驟503)。傳感器數(shù)據(jù)可以用來 確定各種飛行參數(shù)，并且可以進一步用來判定任何保護是否是有效的?；趥鞲衅鲾?shù)據(jù)， 運行示例性算法的系統(tǒng)將判定失速、抖振或低速保護是否是有效的(步驟505)。如果它們 中的任何一個是有效的，則在此示例性的實現(xiàn)中，將操縱器命令變換為迎角基準(zhǔn)a (步驟 511)。如果沒有一個所提及的保護是有效的，則系統(tǒng)判定高姿態(tài)保護是否是有效的(步驟 507)。如果高姿態(tài)保護是有效的，則將操縱器命令變換為俯仰角基準(zhǔn)0 (步驟513)。如果 沒有保護是有效的，則直接處理操縱器命令(步驟509)。在保護有效的情況下，系統(tǒng)提供命令整形，用于把初始操縱器命令轉(zhuǎn)換為用于升 降舵的控制命令。為此，系統(tǒng)計算狀態(tài)反饋、前饋和/或積分命令并且通過轉(zhuǎn)換功能把它們 應(yīng)用到各自的基準(zhǔn)值a或9 (步驟515，517)。然后，把升降舵命令輸出到致動器(步驟 519)，并且致動器調(diào)整升降舵(步驟521)。雖然已經(jīng)結(jié)合示例說明的非限制性的實現(xiàn)描述了這種技術(shù)，但是本發(fā)明并不受這 里所公開內(nèi)容的限制。本發(fā)明由權(quán)利要求定義并且覆蓋所有對應(yīng)和等效的方案，而不管這 些方案是否在這里被具體公開。
權(quán)利要求
一種飛行控制設(shè)備，在操作中用來部署飛行器的控制面，使得建立自動保護以保護所述飛行器，該飛行控制設(shè)備包括處理器；操縱器，包括命令傳感器，所述命令傳感器用于檢測操縱器命令并把所述操縱器命令遞送到所述處理器；多個傳感器，用于檢測多個參數(shù)并把所述多個參數(shù)遞送到所述處理器；與所述處理器相關(guān)聯(lián)的第一變換例程，用于變換所述操縱器命令；與所述處理器相關(guān)聯(lián)的第二變換例程，用于把所變換的操縱器命令變換為輸出命令；與所述處理器相關(guān)聯(lián)的判定例程，用于判定保護是否被接合；以及致動器，由所述輸出命令來驅(qū)動，使得控制至少一個控制面，其中，所述判定例程能夠判定失速保護、抖振保護、低速保護和/或高姿態(tài)保護是否被接合；其中，如果失速保護、抖振保護或低速保護被接合，則所述第一變換例程在操作中把所述操縱器命令變換為迎角基準(zhǔn)值；其中，如果高姿態(tài)保護被接合，則所述第一變換例程在操作中把所述操縱器命令變換為俯仰角基準(zhǔn)值；以及其中，由所述第二變換例程執(zhí)行的變換依賴于所接合的保護的類型并且對于每種保護的類型是不同的。
2.如權(quán)利要求1所述的飛行控制設(shè)備，其中，所述傳感器在操作中至少檢測飛行器的 迎角、迎角變化率、馬赫數(shù)、襟翼位置、起落架位置和結(jié)冰情況，所述設(shè)備進一步包括與所述處理器相關(guān)聯(lián)的計算例程，用于計算迎角閾值使等于迎角加上至少部分地基于 迎角變化率的偏置；與所述處理器相關(guān)聯(lián)的計算例程，用于至少部分地基于馬赫數(shù)、襟翼位置、起落架位置 和結(jié)冰情況來計算迎角基準(zhǔn)值；與所述處理器相關(guān)聯(lián)的比較例程，用于把所述迎角閾值與迎角基準(zhǔn)值相比較，其中如 果所述迎角閾值大于所述迎角基準(zhǔn)值，則所述處理器使用自動功能來命令所述致動器。
3.如權(quán)利要求1所述的飛行控制設(shè)備，其中，所述傳感器在操作中至少檢測飛行器的 空速、空速變化率和襟翼位置，所述設(shè)備進一步包括與所述處理器相關(guān)聯(lián)的第一計算例程，用于計算空速閾值使等于所述空速減去至少部 分地基于所述空速變化率的偏置；與所述處理器相關(guān)聯(lián)的第二計算例程，用于基于所述飛行器的襟翼位置來計算空速基 準(zhǔn)值；和與所述處理器相關(guān)聯(lián)的比較例程，用于把所述空速閾值與空速基準(zhǔn)值相比較，其中如 果所述空速閾值低于所述空速基準(zhǔn)值，則所述處理器使用自動功能來命令所述致動器。
4.如權(quán)利要求3所述的飛行控制設(shè)備，其中，所述傳感器在操作中進一步至少檢測所 述飛行器的節(jié)流閥桿位置，所述設(shè)備進一步包括與所述處理器相關(guān)聯(lián)的位置檢測例程，用于處理所述節(jié)流閥桿位置以定義在預(yù)定的飛 行控制模式下允許的推進包線；以及與所述處理器相關(guān)聯(lián)的防止例程，用于如果節(jié)流閥桿位置指出飛行器并不在允許的推進包線中，則防止自動功能命令所述致動器。
5.如權(quán)利要求1所述的飛行控制設(shè)備，其中所述傳感器在操作中至少檢測俯仰姿態(tài)、 俯仰姿態(tài)變化率、襟翼位置和飛行器距地面的高度；與所述處理器相關(guān)聯(lián)的第一計算例程，用于至少部分地基于所述俯仰姿態(tài)變化率來計 算俯仰姿態(tài)閾值加偏置；與所述處理器相關(guān)聯(lián)的第二計算例程，用于至少部分地基于所述襟翼位置和所述飛行 器距地面的高度來計算俯仰姿態(tài)基準(zhǔn)值；以及與所述處理器相關(guān)聯(lián)的比較例程，用于把所述俯仰姿態(tài)閾值與俯仰姿態(tài)基準(zhǔn)值相比 較，其中如果所述俯仰姿態(tài)閾值大于所述俯仰姿態(tài)基準(zhǔn)值，則所述處理器使用自動功能來 命令所述致動器。
6.如權(quán)利要求1所述的飛行控制設(shè)備，其中所述傳感器在操作中至少檢測襟翼位置、 起落架位置、馬赫數(shù)和海拔；以及依照飛行器的所述襟翼位置、起落架位置、馬赫數(shù)和海拔來調(diào)整所述反饋、前饋和積分增 ο
7.如權(quán)利要求1所述的飛行控制設(shè)備，包括第一增益調(diào)整例程，用于當(dāng)空速閾值小于空速基準(zhǔn)值時調(diào)整前饋、反饋和積分增益的 空速設(shè)置；第二增益調(diào)整例程，用于當(dāng)迎角閾值大于迎角基準(zhǔn)值時調(diào)整前饋、反饋和積分增益的 迎角設(shè)置；第三增益調(diào)節(jié)例程，用于當(dāng)俯仰姿態(tài)閾值大于俯仰姿態(tài)基準(zhǔn)值時調(diào)整前饋、反饋和積 分增益的俯仰姿態(tài)設(shè)置；以及其中，如果所述迎角閾值大于其基準(zhǔn)值則依照增益的迎角設(shè)置，如果空速閾值小于其 基準(zhǔn)值則依照增益的空速設(shè)置，或者當(dāng)俯仰姿態(tài)閾值大于其基準(zhǔn)值時則依照俯仰姿態(tài)增 益，據(jù)此所述處理器使用自動功能來命令所述致動器。
8. 一種飛機控制方法，用于基于由自動增強命令所增強的飛行員輸入來命令至少一個 控制面，該方法包括計算控制規(guī)律基準(zhǔn)命令Slaw，其中Slaw是飛行員操縱器位置的位置的函數(shù)，其中31是 飛行員操縱器位置傳感器的量度；計算前饋命令A(yù)ff，其中Aff與所述基準(zhǔn)命令Slaw成正比，使得Aff = GffS1ot，其中Gff 是增益；計算積分反饋命令A(yù)1，其中A1是增益&乘以誤差e的積分，其中，在e= δ law-α的 至少第一條件下，其中α是借助于迎角傳感器測量的迎角，并且δ law是控制規(guī)律基準(zhǔn)命I令，從而勻(0 = <^>(7)6^，其中t是時間，并且其中，在所述誤差是e= δ law- θ的至少第二O條件下，其中θ是借助于慣性傳感器測量的俯仰角，并且δ law是控制規(guī)律基準(zhǔn)命令。
9.如權(quán)利要求8所述的方法，其中所述至少一個第一條件包括失速保護、抖振保護和/ 或低速保護的接合；以及其中所述至少一個第二條件包括高姿態(tài)保護的接合。
10.如權(quán)利要求8所述的方法，進一步包括在飛行期間把所述誤差從e= Slaw-Q改變?yōu)閑 = δ law- θ，反之亦然；作為依賴于包括距地平面高度(hAa)、俯仰角(θ )、迎角(α )、 飛行路徑角度(Y)和對地速度(UG)的飛行參數(shù)的函數(shù)。
11.如權(quán)利要求10所述的方法，進一步包括計算狀態(tài)反饋Asf命令，其中Asf是從多個傳感器測量的一組飛行參數(shù)的求和，并且其 中所述參數(shù)與一組增益相乘。
12.如權(quán)利要求11所述的方法，其中所述參數(shù)包括迎角(α)、俯仰變化率(q)、俯仰角 (θ )和空速(U)，并且所述增益包括Ga ,Gq, G0和Gu，從而ΔSF = Ga a+Gqq+Ge θ+Guu。
13.如權(quán)利要求11所述的方法，其中，所述參數(shù)包括迎角(α)、迎角變化率(<i)、俯仰 角(θ )和空速(u)，并且所述增益包括Ga ,G^G0和Gu，從而Asf = Gaa + β + βθθ + Guu。
14.如權(quán)利要求11所述的方法，進一步包括計算增強命令Δ，其中Δ是包括前饋(Aff)、積分(A1)和狀態(tài)反饋命令(Asf)的和。
15.如權(quán)利要求14所述的方法，進一步包括判定所檢測的迎角α加上偏置b是否大于迎角基準(zhǔn)值(ακ)，其中如果所檢測的迎角 加上偏置大于迎角基準(zhǔn)值，則啟用所述增強命令(八)。
16.如權(quán)利要求15所述的方法，其中，所述偏置b至少部分地依賴于迎角變化率 。
17.如權(quán)利要求15所述的方法，其中，所述迎角基準(zhǔn)值ακ是包括馬赫數(shù)(Μ)、起落架 位置(δ _)、襟翼位置(δ FLAP)和結(jié)冰檢測情況(bICE)的函數(shù)。
18.如權(quán)利要求14所述的方法，進一步包括判定所檢測的空速u減去偏置b是否低于空速基準(zhǔn)值(％)，即u-b < uK，其中如果所檢 測的空速減去偏置小于空速基準(zhǔn)值，則啟用所述增強命令(Δ)。
19.如權(quán)利要求18所述的方法，其中，所述偏置b至少部分地依賴于空速變化率zi。
20.如權(quán)利要求19所述的方法，其中，所述空速基準(zhǔn)值uK是襟翼位置的函數(shù)(Sflap)。
21.如權(quán)利要求14所述的方法，進一步包括判定所檢測的俯仰角θ加上偏置b是否大于俯仰角基準(zhǔn)值(θ κ)，其中如果所檢測的 俯仰角加上偏置大于俯仰角基準(zhǔn)值(θ κ)，則啟用所述增強命令(Δ )。
22.如權(quán)利要求21所述的方法，其中，所述偏置b至少部分地依賴于俯仰變化率q。
23.如權(quán)利要求21所述的方法，其中，所述俯仰基準(zhǔn)值91；是包括襟翼位置(0FUp)和 距地平面高度(hAa)的函數(shù)。
全文摘要
一種飛行控制系統(tǒng)，依照添加了自動命令的飛行員命令來移動升降舵。飛行控制系統(tǒng)監(jiān)視一組飛行參數(shù)以確定飛行器是否正在允許的包線內(nèi)飛行。如果飛行器接近于其包線極限，則飛行控制系統(tǒng)通過自動升降舵命令來引入自動保護。這里示例說明的非限制性的實現(xiàn)方式提供了自動保護以防止飛行器受到低速、高姿態(tài)、失速和抖振的影響。
文檔編號B60K20/00GK101939187SQ200880113914
公開日2011年1月5日 申請日期2008年7月2日 優(yōu)先權(quán)日2007年9月4日
發(fā)明者法布里西奧·賴斯卡爾代拉, 愛德華多·達席爾瓦馬丁斯, 若澤·馬爾西奧·維埃拉迪亞斯菲柳, 達芬·岡薩斯, 阿爾瓦羅·維托爾·波拉蒂德索薩, 馬爾科·圖利奧·塞圭拉維塔, 馬科斯·維尼修斯坎波斯 申請人:巴西航空有限公司