專利名稱：用于飛機的轉向舵面的電氣控制系統的制作方法
用于飛機的轉向舵面的電氣控制系統 本發明涉及用于飛機尤其是運輸機的轉向舵面的電氣控制系統。
已知為了在不減小所運輸的有效載荷的情況下改善飛機的性能 (燃料消耗，噪聲水平等)，導致制造商盡最大可能減小飛機的質量， 即所述飛機的結構的質量、構件的質量、設備的質量等。
為此，減小諸如垂直安定面(即飛機垂直尾翼的固定翼面)的穩定 元件的質量會是有意義的，該垂直安定面用于確保飛機航線的穩定， 并且其承載著轉向舵面(即活動的舵面，其安裝在該垂直安定面上，并 且可操作來改變該飛機的方向)。轉向舵面以一般的方式安裝成可圍繞 軸線旋轉，以能夠取行程范圍內的任何轉向角度位置，該行程范圍由 第 一行程界限和第二行程界限(或第 一限位塊和第二限位塊)限制。
已知飛機的穩定元件的尺寸設置為將其在該飛機的不同飛行配 置期間可能經受的最大載荷考慮在內。因此，為了限制這種穩定元件 的質量，并因而也限制該飛機的質量， 一種解決方法是減小該穩定元 件在飛行期間可能經受的載荷。
為此，由申請文獻FR-2 809 373已知一種用于飛^L的轉向舵面的 電氣控制系統，借助該系統可以限制在操縱期間施加在所述轉向舵面 上的側向栽荷，并因而減小該轉向舵面的尺寸和質量，而不會降低該 飛才幾飛行的質量或飛行安全性。
為此，所述控制系統包括
-由飛行員促動并與傳輸電子駕駛命令的換能器相關聯的腳操 縱桿，該駕駛命令代表飛行員在所述腳操縱桿上的動作；
-致動器，其接收從所述駕駛命令產生的控制命令并圍繞所述轉 向舵面的旋轉軸線使所述轉向舵面移動；以及
-位于所述腳操縱桿和所述致動器之間的低通型濾波裝置，其接 收所述換能器的所述駕駛命令，并產生針對所述致動器的所述控制命 令，所述濾波裝置的時間常數比對應于該轉向舵面的行程的最大值中 的較大部分的所述駕駛命令的幅度更大。
因此，此已知控制系統在對該腳操縱桿的駕駛命令中引入了非線 性的濾波，該濾波取決于對該轉向舵面可用的行程，當所述轉向舵面 靠近限制最大行程的限位塊時，此濾波就更加重要，它限制了施加在 所述舵面上的負荷并因而使得能夠減小此舵面的尺寸和質量。
然而，所述濾波的調節在該飛機的整個飛行范圍內都是一致的， 所述濾波取決于與該舵面的轉向命令相關的狀況，而不取決于該飛機 的飛行狀況。
相反地，由申請文獻FR-2 844 251,已知用于舵面的電氣控制系 統，該系統使得能夠將穩定元件(諸如垂直安定面)所經受的栽荷限制 在最大載荷，且這是在不管飛行狀況和飛機的操縱如何的情況下。
但是，這種 一般的控制系統不能在該飛機的任何移動狀況下從轉 向舵面的最大性能中獲益，尤其是在地面上滑行期間，特別是有強風 導致重大側滑的時候。事實上，在這樣的情況下，轉向舵面不僅僅應 該按照由飛行員通過該腳操縱桿發出的控制命令引導該飛機，并且還 應該對抗此側向風。同樣，由于轉向舵面的行程界限(左或右)，在這 種狀況下會發生該轉向舵面被引向其中一個行程界限而不能完全實 現其目標(關于控制該飛機的方向)的情況。如此到達的行程范圍的此 行程界限是非常低的，并且因而在此情況下限制了飛機的方向控制， 而另 一個行程界限卻從不會到達。
因此，如前述的一般控制系統不能總是在任何移動狀況(尤其是 在由地面上的強側向風造成的移動狀況)下以完全滿意的方式操縱飛 機。本發明涉及用于飛機的轉向舵面的電氣控制系統，其使得能夠彌 補前述缺陷。
為此，根據本發明，所述類型的系統包括
-轉向舵面，其安裝成可圍繞軸線旋轉，以能夠取4亍程范圍內的 任何轉向角度位置，該行程由第 一行程界限和第二行程界限限制；
-腳操縱桿，其能夠由該飛機的飛行員促動，并且與傳輸駕駛命 令的換能器相關聯，該駕駛命令代表飛行員在所述腳操縱桿上的動 作；
-第一裝置，其根據所述駕駛命令，通過計算所述第一行程界限 和第二行程界限，確定轉向命令，該轉向命令使得能夠將所述轉向舵 面帶至位于所述第一行程界限和第二行程界限之間并取決于所述駕 駛命令的位置；以及
-致動器，其接收此轉向命令且根據所述接收到的轉向命令使所 述轉向舵面圍繞所述軸線移動，
值得注意的是其還包括
-信息源組，其能夠分別產生與該飛機相關的飛行參數的當前 值；以及
-第二裝置，其用于根據所述飛行參數的當前值，在將所述第一 行程界限和第二行程界限傳輸至所述第一裝置之前，改變所述第一行 程界限和第二行程界限，且至少部分地以不對稱的方式這樣做。
這樣，借助本發明，根據代表飛機的移動狀況的所述飛行參數的 當前值(如下所述)，使所述第一行程界限和第二行程界限變化，并且 至少部分地以不對稱的方式這樣做。因此，可以使該轉向舵面的行程 范圍(以及從而使該轉向舵面的有效性)適應于所述實際移動狀況。
盡管是非排它的，但根據本發明的控制系統尤其在飛機在地面上 滑行且經受側向強風時特別有優勢。在此情況下，所述控制系統能夠 形成為以便使其中一個行程界限(即位于使得該轉向舵面能夠對抗所 述側向風一側的行程界限)更多地移動，以便使位于此行程界限一側的 轉向舵面的行程范圍增加得比另一側更多，這從而使得在此情況下能 夠增加飛機的方向控制的有效性，并限制另 一側上的載荷。
在 一 個特定實施例中，所述信息源組至少包括如下裝置中的一
些
-用于確定飛^L的移動階段的裝置；
-用于確定飛機的速度的裝置；
-用于確定飛機的馬赫(Mach)數的裝置；
-用于確定飛機的高度的裝置；
-用于確定飛機的空氣動力學外形的裝置；
-用于確定飛機的側滑角的裝置；
-用于確定由飛機的發動機所產生的推力的裝置；
-用于確定飛機的不同控制面在轉向之間的相互作用的裝置；以
及
-用于確定飛機的偏航速率的裝置； 除此之外，有利的是
-所述第二裝置包括數據庫，該數據庫包含作為所述飛行參數的 值的函數的所述第一行程界限和第二行程界限的變化曲線；及/或 -所述第一裝置和所述第二裝置形成計算單元的一部分。
附圖的圖將4吏得易于理解如何實施本發明。在這些附圖中，相同 的標號代表相似的部件。
圖1是根據本發明的控制系統的示意簡圖。
圖2是顯示在飛機的具體移動狀況下，轉向舵面行程范圍的各種 行程界限的變化。
根據本發明并在圖1中示意性顯示的電氣控制系統1用于促動飛 才幾的轉向^1面2,該轉向舵面2以由雙向箭頭3所示的方式可轉動i也 安裝在圍繞垂直軸線Z-Z的兩個方向上。所述轉向舵面2能夠取行程 范圍內圍繞該軸線Z-Z的任何角度位置，該行程范圍在所述轉向舵面 2的中性空氣動力學位置兩側延伸，并且由第一行程界限L1和第二行
程界限L2限制。
飛機的所述電氣控制系統1是已知類型的系統，例如運輸機的系 統，其包括
-腳操縱桿5，其能夠由飛機的飛行員促動，且與傳輸代表所述 腳操縱桿5的促動的電子控制命令(涉及轉向舵面2的轉向)的換能器 相關聯；
-計算裝置7，其經由電氣連接8連接到換能器6上，且用于根 據接收到的所述駕駛命令，將所述第一行程界限Ll和第二行程界限 L2考慮在內來確定轉向命令，該轉向命令使得能夠將所述轉向舵面2 帶至位于所述第一行程界限Ll和第二行程界限L2之間并取決于所述 駕駛命令的位置；以及
- 一般的致動器9，其經由電氣連接IO接收此轉向命令并根據所 述接收到的轉向命令使所述轉向舵面2圍繞所述軸線Z-Z移動。
根據本發明，所述系統l還包括
-如下所述的信息源組ll，其能夠分別產生飛行參數的當前值。 這些飛行參數涉及飛機并代表所述飛機的實際移動狀況；以及
-裝置12，其經由連接13連接到所述組11上，且形成為以便 根據從所述信息源組11接收的所述飛行參數的當前值，改 變所述第一行程界限L1和第二行程界限L2，且至少部分 地以不對稱的方式這樣做；以及 將新的行程界限值Ll和L2經由連接14傳輸到所述裝置7， 以便裝置7利用這些值來確定用于該致動器9的轉向命令。 這樣，根據代表飛機的移動狀況的所述飛行參數的當前值，根據 本發明的系統1使所述第一行程界限L1和第二行程界限L2變化，并 且至少部分地以不對稱的方式這樣做。因此，所述系統l允許使該轉 向舵面2的行程范圍(以及從而使該轉向舵面的有效性)適應于所述實 際移動狀況。
盡管是非排它的，但根據本發明的系統1尤其在飛機在地面上滑
行且經受側向強風時特別有優勢。在此情況下，所述系統l使其中一
個行程界限(即位于使得該轉向舵面2能夠對抗所述側向風一側的行 程界限)更多地移動，以便使位于此行程界限一側的轉向舵面2的行程 范圍增加得比位于另一側的更多，這從而使得在此情況下能夠增加飛 機的方向控制的有效性，并限制另 一側上的載荷。
在一個特定實施例中，所述裝置7和12形成計算單元15的一部分。
除此之外，所述裝置12可以包括數據庫(未示出)，該數據庫包含 作為飛行參數的多個當前值的函數的所述行程界限Ll和L2的變化曲 線C1和C2。
在第一實施例變型中，所述變化曲線以經驗方式確定，而在第二 實施例變形中，所述變化曲線借助數學公式確定，在這些公式中結合 了所述飛行參數的當前值。
以說明的方式，在圖2中呈現了關于中性位置的最大行程角 ADM(例如以度表示)，代表了作為飛機速率V(以節點表示， 一個節點 等于大約0.5m/s)和其側滑角P的函數的所述行程界限L1和L2。更確 切地
滑角P作為速率V的函數的變化。這些曲線C1A和C2A由實線表示， 它們的一些值由方塊突出顯示；以及
-曲線C1B和C2B分別顯示所述行程界限Ll和L2對于明顯為 負的側滑角P作為速率V的函數的變化。這些曲線C1B和C2B由虛 線表示，它們的一些值由方塊突出顯示。
前值(在此情況下是速率V和側滑角P )的函數的非對稱變化的可能性 (至少是部分的可能性)。因此，變化曲線C1B和C2B是不對稱的。相 反，變化曲線C1A和C2A關于它們保持對稱。
此外，在一個特定實施例中，所述信息源組11至少包括如下一
般裝置中的一些
-用于確定飛機的移動階段的裝置16A。它可以是飛行階段(爬升 階段，巡航飛行階段等)或在地面上滑行的階段，例如為了起飛的階段 或在著陸之后的階段；
-用于確定飛機的速度的裝置16B;
-用于確定飛機的馬赫數的裝置16C;
-用于確定飛機的高度的裝置16D;
-用于確定飛機的空氣動力學外形的裝置16E;
-用于確定飛機的側滑角P的裝置16F;此側滑角P可例如在該 飛才幾的重心水平測量，在垂直安定面的水平測量或在飛^幾的才幾頭的水 平測量；
-用于確定由飛機的發動機所產生的推力的裝置16G; -用于確定飛機的不同控制面(機翼，升降舵，擾流片)在轉向之 間的相互作用的裝置16H;以及
-用于確定飛機的偏航速率的裝置161;
在第一改型中，所述裝置12利用某些前述飛行參數(移動階段， 速度，馬赫數，高度，空氣動力學外形，側滑角，推力，不同控制面 在轉向之間的相互作用，偏航速率)的當前值，而在第二改型中，所述 裝置12同時利用所有這些飛行參數的當前值。
權利要求
1. 一種用于飛機的轉向舵面的電氣控制系統，所述系統(1)包括-所述轉向舵面(2)，其安裝成可圍繞軸線(Z-Z)旋轉，以能夠取行程范圍內的任何轉向角度位置，所述行程范圍由第一行程界限和第二行程界限限制；-信息源組(11)，其能夠分別產生與所述飛機相關的飛行參數的當前值；-腳操縱桿(5)，其能夠由所述飛機的飛行員促動，并且與傳輸駕駛命令的換能器(6)相關聯，所述駕駛命令代表飛行員在所述腳操縱桿(5)上的動作；-第一裝置(7)，其根據所述駕駛命令，通過計算所述第一行程界限和第二行程界限來確定轉向命令，所述轉向命令使得能夠將所述轉向舵面(2)帶至位于所述第一行程界限和第二行程界限之間并取決于所述駕駛命令的位置；以及-致動器(9)，其接收此轉向命令且根據接收到的所述轉向命令使所述轉向舵面(2)圍繞所述軸線(Z-Z)移動，其特征在于，所述系統(1)還包括第二裝置(12)，其用于根據代表所述飛機的實際移動狀況的所述飛行參數的當前值，使所述第一行程界限和第二行程界限變化，并且至少部分地以不對稱的方式這樣做，以便使所述轉向舵面(2)的所述行程范圍適應于所述飛機的實際移動狀況，并且用于將這些第一行程界限和第二行程界限傳輸給所述第一裝置(7)。
2. 根據權利要求1所述的系統，其特征在于，所述信息源組(ll) 至少包括如下裝置中的一些-用于確定所述飛機的移動階段的裝置(16A); -用于確定所述飛機的速度的裝置(16B); -用于確定所述飛機的馬赫數的裝置(16C); -用于確定所述飛機的高度的裝置(16D); -用于確定所述飛機的空氣動力學外形的裝置(16E); -用于確定所述飛機的側滑角的裝置(16F); -用于確定由所述飛機的發動機所產生的推力的裝置(16G); -用于確定所述飛機的不同控制面在轉向之間的相互作用的裝 置(16H);以及-用于確定所述飛機的偏航速率的裝置(161)。
3. 根據權利要求1和2中任一項所述的系統，其特征在于，所 述第二裝置(12)包括數據庫，所述數據庫包含作為所述飛行參數的值 的函數的所述第一行程界限和所述第二行程界限的變化曲線。
4. 根據前述權利要求中任一項所述的系統，其特征在于，所述 第一裝置和所述第二裝置(7,12)形成計算單元(15)的一部分。
5. —種飛機，其特征在于，所述飛機包括如權利要求1到4中 任一項所述的控制系統(l)。
全文摘要
系統(1)包括轉向舵面(2)和裝置(12)，轉向舵面(2)可在行程范圍內轉動，該行程范圍由第一行程界限和第二行程界限限制，裝置(12)用于以不對稱的方式根據該飛機的飛行參數的當前值改變所述第一行程界限和第二行程界限。
文檔編號B64C13/50GK101389532SQ200780006615
公開日2009年3月18日 申請日期2007年2月19日 優先權日2006年2月27日
發明者C·勞格洛特, D·龍塞雷 申請人:法國空中巴士公司;空中巴士公司