專利名稱：用于滑道控制的自動阻力功能的制作方法
技術領域：
0001本發明涉及用于控制飛行器的系統和方法，并且更具體地，
涉及用于在著陸期間控制飛行器下降的系統和方法。
背景技術：
0002創新和技術進步已經使得飛行器制造商能夠生產新型飛行器， 與現有飛行器相比該新型飛行器在著陸期間承受更小的阻力。更小的 阻力可降低在著陸期間產生的噪聲水平。與產生更大噪音的飛行器相 比，在著陸期間具有減小的噪音水平的飛行器可以被更多的空港認證。 然而，更小的阻力有時會不利地影響飛行器滑道控制的能力。換言之， 當在標準進場滑道飛行以便著陸時，具有更小阻力的飛行器可能不具 有理想的在足夠小的速率下降落的能力。當在標準進場滑道飛行時飛 行器減速的能力可以被稱為術語"增量滑道能力"，即飛行器在空載推 力和著陸襟翼的情況下飛行時陡于標準3°滑道的程度。在一些情況 下，與具有正常噪音輸出的可比商用飛行器相比，被設計用于減小的 噪音水平的現代商用飛行器可能經受滑道能力的相應減小(例如減小 卜2度)。
0003飛行員在著陸期間試圖補償減小的滑道能力的一種方式是例 如通過早期伸出起落架或使用空中速度制動來手動增大阻力。然而， 這種嘗試經常產生不協調的結果。此外，在著陸襟翼的設定中通常不 推薦使用空中速度制動。補償的另一種方法是，降低空載推力水平。 然而，對于某些飛行器和發動機構造而言，降低空載推力水平是不可 能的。此外，降低空載推力水平可能會與在某些嚴酷天氣情況下需要 防止結冰的需求沖突。因此，對于著陸期間減小的滑道能力提供協調 且可靠補償的新型系統和方法是具有實用性的。
發明內容
0004本公開內容針對用于給飛行器自動增加補充阻力從而增大著 陸期間滑道能力的系統和方法。具體地，增加的阻力使得這樣的飛行 器在著陸進場期間能夠更迅速地下降并且更快速地減小空速。這樣， 飛行器能夠更好地下降并獲得滑道而不需要增大速度。可替換地，可 以增強這樣的飛行器在標準進場滑道上飛行時的減速能力。
0005根據各種實施例，用于在飛行器著陸期間提供補充阻力的方 法包括使用控制信號(被稱作油門解算器角度(TRA))來探測至少
一個推力控制裝置或信號(這里被稱作油門解算器)中的變化。該方
法還包括:基于TRA的變化來確定一個或更多個飛行控制表面的偏轉，
并且實現所述一個或更多個飛行控制表面的確定偏轉從而產生補充阻 力和所需相關俯仰力矩。在一個實施例中，飛行控制表面包括副翼、 阻流板和升降舵中的至少 一個。
0006在另一個實施例中，公開了一種裝備有補充阻力系統的飛行 器。該飛行器包括結構組件和至少部分位于所述結構組件中用于實現 補充阻力的至少一個系統。用于實現補充阻力的系統包括輸入部件， 該輸入部件被構造成提供至少一個油門解算器角度(TRA)中的變化。 確定部件被構造成基于TRA中的變化來確定一個或更多個飛行控制表 面的偏轉，并且命令部件被構造成實現所述一個或更多個飛行控制表 面的確定偏轉從而產生補充阻力。在一個具體實施例中，命令部件被 構造成使得副翼、阻流板和升降舵中的至少一個偏轉。
0007雖然如上所述在這里已經示出并描述了本發明的特殊實施例， 不過可以在不背離本發明的精神和范圍的情況下得出許多改型。因此， 本發明的范圍不應由上述特殊實施例的公開內容所限定。相反，參考 所附權利要求來整體確定本發明。
0008下面將參考附圖具體描述根據本發明內容教導的系統和方法 的實施例。
0009圖1是示出了根據一個實施例為飛行器提供補充阻力的示例 性飛行控制表面的示0010圖2是油門解算角度(TRA)的示例性范圍的示圖，其中實
現了根據一個實施例提供補充阻力的自動阻力功能；
0011圖3a和圖3b是示出了根據一個實施例的示例性自動阻力軟 件算法的框圖，該算法在著陸期間為具有小滑道能力的飛行器提供了 補充阻力；
0012圖4是示出根據一個實施例的由示例性自動阻力軟件算法實 現的響應油門解算器角度(TRA)變化的飛行控制表面的示0013圖5是根據另一個實施例的裝備有航空電子系統的飛行器的 側視圖，該航空電子系統自動地提供補充阻力。
具體實施例方式
0014根據本公開內容的系統和方法的實施例涉及為飛行器自動提 供補充阻力以便增加滑道能力。在下述說明和圖1-5中闡述了本發明的 某些實施例的多個特定細節以便提供對于這些實施例的全面理解。本 發明可以具有附加實施例，或者可以在缺少一個或更多個下述細節的 情況下被實踐。
0015大體而言，根據本公開內容的系統和方法的實施例可以有利 地改進飛行器的滑道能力和減速能力。這些改進可以使得具有減小的 滑道能力的飛行器(例如被設計用于在著陸期間具有減小的噪音輸出 的飛行器)在著陸進場期間能夠更迅速地下降并且更快速地減小空速。 這樣，飛行器可以更好地下降并且獲得滑道而不增加速度。可替換地， 根據本公開內容的系統和方法的實施例可以有利地增強這樣的飛行器 在標準進場滑道上飛行時的減速能力。
0016圖1示出了為飛行器提供補充阻力(其包括與補充阻力相關 的所需俯仰力矩)以便增加著陸期間的滑道能力的示例性飛行控制表 面偏轉。補充阻力可以改進著陸飛行器的滑道能力和減速能力。如所 示，可以通過飛行器飛行控制表面的自動偏轉來實現補充阻力。這些 飛行控制表面可以包括一個或更多個副翼、 一個或更多個阻流板以及 一個或更多個升降舵。使飛行控制表面偏轉從而為飛行器提供補充阻 力的這種自動過程可以被稱作"自動阻力"。
0017自動偏轉飛行控制表面從而實現補充阻力可以被實現為由推 力控制裝置產生的控制信號的函數。推力控制裝置可以被稱為油門解
算器，并且相應控制信號可以被稱作油門解算器角度(TRA)。換言之， 每個飛行控制表面的偏轉角度與這些實現方式中的TRA度數有關并且 取決于該TRA度數。油門解算器角度(TRA)可以被限定為油門操縱桿 相對于水平表面的物理角度(位置)。大體而言，油門被用于控制發動 機動力水平(推力)，因為其設定了燃料和/或空氣的傳送量。根據各 個實施例，當著陸期間油門解算器角度在近似4r到近似36°之間(包 括41°和36° )的范圍內時可以啟動"自動阻力"功能。當然，在其 它實施例中，可以在其它TRA范圍或TRA值時啟動自動阻力功能。
0018圖2提供了關于自動阻力響應油門解算器角度的變化而啟動 的附加細節。具體而言，圖2示出了著陸期間油門解算器角度的示例 性范圍。如所示，近似38. 5°的TRA可以對應于進場空載(approach idle) 202，近似36°的TRA可以對應于最小空載204，并且近似34 °的TRA可以對應于油門停止206。圖2也示出了在這些油門解算器角 度之間轉變期間相應的發動機推力208。此外，圖2也示出了如上所述 在近似41°和近似36° (包括41°和36° )的TRA之間自動阻力功 能的啟動210。
0019返回圖1，在x軸線上示出了著陸期間飛行器通常使用的油門 解算器角度的范圍。此外，圖1也包括提供了以角度為單位的表面偏 轉范圍的y軸線。線102-108示出了根據一個實施例的因自動阻力功 能而產生的各種飛行控制表面的偏轉。例如，線102圖示性地表示了 油門解算器角度從41°到36°的轉變期間副翼的偏轉變化。線104圖 示性表示了在相同的油門解算器角度轉變期間第一對阻流板(例如阻 流板1和14)的偏轉變化。類似地，線106示出了相同轉變期間第二 對阻流板(例如阻流板2和13)的偏轉。此外，線108示出了相同轉 變期間升降舵的偏轉。可以意識到，由線102-108所代表的這些飛行 控制表面的自動偏轉可以有利地提供可變的補充阻力量從而改進著陸 期間飛行器的滑道能力和減速能力。在一些實施例中，如下面參考圖4 所述，飛行控制表面同時偏轉。可替換地，飛行控制表面可以不同時偏轉從而實現所需的自動阻力功能性。
0020圖3a和圖3b是示出了示例性自動阻力系統300的框圖，該 系統300可以被用于在著陸期間為飛行器提供補充阻力。該自動阻力 系統300可以被實施在飛行器上的機載航空電子系統中。例如，在一 種情形下，自動阻力系統300可以被實施在飛行控制計算機中。在其 他情形下，自動阻力系統300可以被實施在自動駕駛儀、飛行管理計 算機(FMC)、飛行管理系統(FMS)或者其他航空電子系統中。
0021大體而言，自動阻力系統300可以包括軟件元件、硬件元件 或其二者的結合，并且自動阻力系統300可以被實施在計算機系統中， 該計算機系統具有處理能力(例如一個或更多個計算機指令處理器) 并且具有適于存儲、讀取和執行計算機可執行指令的存儲器。根據各 種實施例，存儲器可以包括易失和非易失存儲器、在任意方法或技術 中被執行以便存儲信息(例如計算機可讀指令、數據結構、程序模塊 或其他數據)的可移動和不可移動介質。這些存儲器包括但不限于隨 機存取存儲器(RAM)、只讀存儲器(ROM)、電可擦可編程只讀存儲 器(EEPROM)、閃存或其他存儲技術、光盤、只讀存儲器(CD-ROM)、 多功能數碼光盤(DVD)或其他光學貯存器、盒式磁帶、磁帶、磁盤 貝亡存器或其他磁性貯存設備、獨立磁盤冗余陣列(RAID)貯存系統或 者可用于存儲所需信息并可被計算機系統存取的任意其他媒體介質。
0022自動阻力系統300可以包括多個模塊(例如軟件、硬件或二 者的結合)。具體而言，每個模塊被實施成執行特定功能。因此，這些 模塊可以包括被一個或更多個計算機指令處理器執行的計算機可執行 指令。
0023如圖3a所示，自動阻力系統300可以包括命令部分302，該 命令部分302被構造成確定油門解算器角度(TRA)以便實現自動阻 力功能。更具體地，在這個實施例中，命令部分302包括第一模塊304， 該第一模塊304被構造成接收一個或更多個油門(例如左和右油門) 的TRA。 一旦接收到油門位置，則第二模塊306可以確定所述一個或 更多個油門的油門解算器角度的更高值(或最大值)。之后，第三模塊 308可以將這個最大TRA與油門解算器角度的預定范圍做比較從而得出自動阻力命令。在一種實施方式中，油門解算器角度的預定范圍在 第一角度閾值和第二角度閾值之間變化。
0024在這種實施方式中，第三模塊308可以被構造成提供一個或 更多個信號，所述一個或更多個信號被構造成當TRA從第一角度閾值 向第二角度閾值減小時使得自動阻力功能從無效果攀升到滿效果。換 言之，所述一個或更多個信號可以導致當著陸期間TRA減小時自動阻 力功能在效果上反向增大。這個過程可以被稱作自動阻力功能的"攀 升"。例如，在一個實施例中，當油門解算器角度到達41。(第一角度 閾值或者初始空載)時第三模塊308可以產生一個信號，該信號設定 最小效果下的自動阻力功能。此外，第三模塊308可以產生附加信號 以便導致自動阻力功能以與油門解算器角度基本成反比地在效果上增 大，直到自動阻力功能的效果在36° (第二角度閾值或者最小空載) 時到達滿效果。可以意識到，第三模塊308產生的所述一個或更多個 信號可以被共同地稱作"TRA因子"。
0025如圖3a進一步所示，可以使用"洗出(washout)"部分310 來提供自動阻力功能的"洗出"因子。自動阻力功能的"洗出"因子 被構造成減小自動阻力功能在飛行器的飛行控制表面上的效果。如下 所述，當某些飛行條件要求對自動阻力功能進行逐步改進和/或終止時 洗出部分310提供自動阻力的"洗出因子"。
0026具體而言，在這個實施例中，洗出部分310包括襟翼監控模 塊312以便確定襟翼是否處于著陸構造。因此，在一個實施例中，僅 僅當襟翼處于25。或30°時自動阻力功能被啟動。這可以確保當飛行 器起飛或攀高時不啟動自動阻力功能。因此，如果襟翼處于著陸構造
(例如25°或30° )，則襟翼監控模塊312可以提供第一信號(g卩"開"
信號)，以便可以啟動自動阻力功能。反之，當襟翼不處于著陸形態并 且自動阻力功能不應被啟動時，襟翼監控模塊312可以提供第二信號， 即"關"信號。
0027在降落前一個或更多個油門通常被拉回(或被關小)以便即 刻降低推力水平。因此，可能必要的是，當飛行器接近地面時使得能 夠禁用自動阻力功能以便確保不影響降落姿態。如圖3a所示，末期模塊314可以被用于逐漸禁用自動阻力功能。在一個實施例中，末期模
塊314可以被構造成當飛行器進場降落時接受給監控器的雷達高度計 讀數并且因此調節自動阻力功能。此外，末期模塊314還可以被構造 成提供使得自動阻力功能"降低(ramp out)"(即，當飛行器從高于地 面水平的初始高度下降到高于地面水平的最低高度時減小自動阻力功 能在表面偏轉上的效果)的-個或多個信號。在一種實施方式中，對 于商用客運飛行器而言，初始高度是高于地面水平500英尺，并且最 低高度是高于地面水平300英尺。當然，在可替換實施例中，可以使 用其他高度范圍和量值。此外，末期部分314可以實現為所述一個 或更多個"降低"信號與飛行器的下降(從初始高度到更低高度)成 正比，直到在最低高度吋末期部分314提供了終止自動阻力功能的信
號
0028負攻角(AOA)模塊316可以被構造成使自動阻力功能降低。 具體而言，負AOA模塊316可以被構造成探測到飛行器正處于負攻角 并且可以提供即以與攻角(AOA)的變化成正比的關系逐漸"降低" 即減小自動阻力功能的效果的一個或更多個信號。在一種實施方式中， 負AOA模塊316可以提供使得自動阻力功能的效果在近似-2° AOA 到近似-6° AOA之間逐漸"降低"或減小一個或更多個信號。這意味 著，當AOA處于近似-2。時自動阻力功能可以處于滿效果。然而當接 近最大AOA角度(例如-6° )時，自動阻力功能可以被完全地"降低" 即終止。
0029此外，在某些工作條件下如飛行器以可能導致失速的大攻角 下進場時可能必須終止自動阻力功能。在這些情況下終止自動阻力功 能可以用于防止自動阻力功能影響飛機的失速速度。因此，失速監控 模塊318可以被構造成關于操縱桿抖動器或其他失速警告系統的啟動 來終止自動阻力功能。應該意識到操縱桿抖動器是被構造一種成當飛 行器接近失速時振動飛行器的控制件的機械裝置。
0030具體而言，失速監控模塊318可以探測到飛行器的攻角(通 常與空速結合)是否到達低于啟動失速警告系統(例如操縱桿抖動器) 的閾值的初始設定(以角度為單位)，并且該閾值可以被稱作AOA操縱桿抖動器。此外，失速監控模塊318可以被構造成當在這個初始角 度設定和第二設定(以角度為單位)之間時使自動阻力功能的效果從 滿到零逐漸"降低"。
0031在一種實施方式中，在低于操縱桿抖動器閾值5。至r之間， 失速監控模塊318可以提供使得自動阻力功能的效果相應地從滿到零 逐漸"降低"的一個或更多個信號。例如，失速監控模塊318可以提 供與AOA的幅值成正比的一個或更多個"降低"信號。換言之，在低 于操縱桿抖動器閾值或A0A操縱桿抖動器近似5。時，自動阻力功能 處于滿效果。之后，當AOA繼續增大時，自動阻力功能的效果成比例 地減小。這種自動阻力功能的減小可以繼續直到低于操縱桿抖動器閾 值近似1° ，此時由失速監控模塊318提供的一個或更多個信號可以完 全終止自動阻力功能。
0032此外，在某些實施例中，當自動阻力功能被啟動時，可以為 操縱桿抖動器啟動閾值的計算提供升力系數校正因子。該升力系數校 正因子可以減輕被啟動的自動阻力功能對預計的操縱桿抖動器閾值的 影響。這將在下面被進一步描述。
0033如圖3a進一步所示，空速模塊320可以被構造成，當飛行器 空速從初始速度閾值減小到更低的第二速度閾值時，使自動阻力功能 逐漸攀升。在一種實施方式中，對于商用客運飛行器，初始速度閾值 可以是近似225哩/小時，并且第二速度閾值可以是近似200哩/小時。 具體而言，空速模塊320可以提供一個信號，該信號使得以225哩/小 時開始"攀升"并且逐漸增加"攀升"，也就是說，空速模塊320可以 提供一個或更多個信號，所述一個或更多個信號能夠增加自動阻力功 能的效果直到到達200哩/小時時的滿"攀升"。在一種實施方式中，空 速模塊320可以以與空速成反比的關系執行"攀升"。換言之，在225 哩/小時時，未啟動自動阻力功能。然而，在200哩/小時時，自動阻力 命令處于滿效果。
0034隨后，針對低于200哩/小時的所有空速，自動阻力功能可以 保持在滿效果。自動阻力命令的這個攀升在225至200哩/小時并且在 200哩/小時及以下時全面啟動后續自動阻力功能，則可以確保在巡航速度下發生襟翼信號失效時不會有害地啟動自動阻力功能。
0035應該意識到，洗出部分310的模塊312-320可以被構造成以各 種方式提供"降低"和"攀升"信號。例如，如果飛行器高度適于在 滿效果下進行自動阻力功能則洗出部分310可以提供第一信號。相反 地，如果襟翼角度使得必須終止自動阻力功能，則洗出部分310可以 提供第二信號。此外，洗出部分310可以進一步被構造成提供與自動 阻力功能的增量"降低"相對應的附加信號。可以進一步意識到，可 以采用任意形式的信號。在一種情況下，第一信號可以是由"l"代表 的"開"邏輯信號，并且第二信號可以是由"0"代表的"關"邏輯信
號
0036此外，洗出部分310可以包括被構造成處理各種信號的一個
或更多個附加軟件模塊，所述信號包括來自襟翼監控模塊312的信號 以及由其他模塊314-318提供的"降低"禾卩"攀升"信號。布一個實
施例中，洗出部分310可以被構造成同時地感應來自各模塊312-320
的信號并且結合并處理信號從而確定"自動阻力洗出"因子。
0037在一個實施例中，如果來自模塊312-320的任意信號指示出飛 行情況必須要暫停自動阻力功能，則洗出部分310可以產生自動阻力 功能終止信號。例如，洗出部分310可以接收來自模塊312-320的多個 邏輯信號"1"。然而，如果洗出部分310也接收到來自末期模塊314 的邏輯信號"0"(由于飛行器處于300英尺的最低高度以下)，則洗出 部分310可以使用邏輯處理過程來確定自動阻力"洗出因子"應該被 終止。
0038此外，洗出部分310可以使各信號(包括"攀升"和"降低"
信號)"相乘"從而產生適當的自動阻力"洗出因子"。換言之，自動 阻力"洗出因子"可以是由模塊312-320產生的各信號的乘積，其中每 個信號均是自動阻力"洗出因子"量值的影響因素。應該意識到，洗 出部分310可以進一步使用各種處理過程作為邏輯運算，即包括布爾 邏輯和/或模糊邏輯運算。
0039自動阻力系統300也可以包括組合模塊322。組合模塊322 可以被構造成使得命令部分302所產生的TRA因子與洗出部分310所產生的自動阻力"洗出"因子相結合從而產生自動阻力(AD)因子。
在一種實施方式下，自動阻力因子是自動阻力洗出因子和TRA因子的
乘積。這樣，由自動阻力軟件算法所產生的"降低"和"攀升"方面可以被整合從而產生自動阻力因子。
0040如圖3a所示，自動阻力系統300的系統校驗部分324可以被用于檢驗各飛行系統和飛行控制表面的工作。更具體地，在這個實施例中，副翼模塊326可以被構造成檢驗左和右副翼是可運轉的并且能夠正確地接收命令輸入。阻流板模塊328 n」以檢驗左阻流板的工作。在一種實施例中，阻流板模塊328可以確定當探測到僅一個左阻流板失效時左阻流板的工作狀態有效。類似地，阻流板模塊328可以檢驗右阻流板的工作。在一個實施例中，阻流板模塊328可以確定當探測到僅右阻流板失效時右阻流板的工作狀態有效。
0041此外，副翼和阻流板模塊326-328可以進一步被構造成將副翼和阻流板控制表面的工作狀態傳送給第一控制表面模塊330。依次地，如果第一控制表面運轉時第一控制表面模塊330可以輸出指示第一控制表面(例如副翼和阻流板)"有效"的第一控制表面狀態，或者如果當第一控制表面中的至少一個不運轉時則第一控制表面模塊330可以輸出指示控制表面的狀態"無效"的第二控制表面狀態。
0042類似地，TRA有效性模塊332可以被構造成檢驗自動阻力系統300是否正接收有效的TRA輸入。在一個實施例中，TRA有效性模塊332可以被構造成輸出"有效"TRA狀態，其意味著自動阻力軟件算法正接收TRA輸入。相反地，如果自動阻力系統300沒有正在接收TRA輸入，則軟件模塊330輸出"無效"TRA狀態。
0043AOA有效性模塊334可以被構造成檢驗自動阻力系統300是否正在接收有效AOA輸入。在一個實施例中，AOA有效性模塊334輸出"有效"AOA狀態以指示正接收有效的AOA輸入，并且如果自動阻力系統300沒有正在接收有效AOA輸入則AOA有效性模塊334輸出"無效"AOA狀態。
0044此外，高度有效性模塊336可以被用于確保探測到的雷達高度有效。在一個實施例中，高度有效性模塊336可以被構造成確定雷達高度計的工作狀態。例如，高度有效性模塊336可以輸出"有效"
雷達狀態以指示雷達高度計在運轉。可替換地，高度有效性模塊336
可以輸出"無效"狀態以指示雷達高度計不能產生有效高度數據。
0045襟翼有效性模塊338可以被構造成確定自動阻力系統300是否正在接收有效襟翼位置輸入。在一個實施例中，襟翼有效性模塊338可以被構造成輸出"有效"襟翼狀態以表示自動阻力系統300正在接收有效的襟翼位置輸入。相反地，如果自動阻力系統300沒有在接收有效襟翼位置輸入，則襟翼有效性模塊338可以輸出"無效"襟翼狀
0046縫翼有效性模塊340可以被構造成確定前緣縫翼的位置是否有效。可以意識到縫翼可以被用于改變機翼的AOA。因此，縫翼有效性模塊340可以被構造成輸出"有效"縫翼狀態以表示自動阻力系統300正在接收有效縫翼位置輸入，并且如果自動阻力系統300沒有正在接收有效縫翼位置輸入，則縫翼有效性模塊340輸出"無效"縫翼狀態。
0047發動機有效性模塊342可以被構造成確定一個或更多個發動機的狀態。在-一個實施例中，發動機有效性模塊342可以被構造成輸出"有效"發動機狀態以表示自動阻力系統300正在接收有效發動機性能數據(例如推力數據)并且該數據指示出發動機正在運轉。相反地，如果自動阻力系統300沒有正在接收有效發動機數據，則發動機有效性模塊342輸出"無效"發動機狀態。
0048此外，系統校驗部分324可以包括一個或更多個附加模塊，這些附加模塊被構造成處理來自部件有效性模塊330-342的各信號。根據各實施例，系統校驗部分324可以被構造成同時地感應來自部件有效性模塊330-342的被輸出的狀態，并且如果沒有接收到"無效"狀態則可以提供"自動阻力使能"信號。"自動阻力使能"信號指示出自動阻力系統300正在接收適當的數據輸入以便實現自動阻力功能。然而，如果系統校驗部分324接收到來自部件有效性模塊330-342的至少一個
"無效"狀態，則系統校驗部分324可以產生"自動阻力禁能"信號。在一種實施方式中，產生的"自動阻力使能"信號可以是邏輯信號"l"，并且產生的"自動阻力禁能"信號可以是邏輯信號"0"。
0049主開關部分344也可以被包括在自動阻力系統300中。主開關部分344執行"開關"功能，如果適當的話，則該功能將自動阻力因子傳遞到飛行器的適當系統。在一個實施例中，主開關部分344被構造成，如果接收到來自系統校驗部分324的"自動阻力使能"信號則傳遞自動阻力因子。相反地，如果主開關部分344接收到來自系統校驗部分324的"自動阻力禁能"信號，則"開關"功能可以斷開從而自動阻力因子不會被傳遞經過主開關部分344。
0050圖3b中示出了自動阻力系統300的附加方面，其示出了過濾器模塊346，該過濾器模塊346接收并過濾接收自圖3a的主開關部分344的自動阻力因子。根據各實施例，過濾器模塊346可以使用一級滯后而過濾自動阻力因子的任何變化。此外，過濾器模塊346的低和高等級限制均會進一步限制自動阻力因子的變化。具體地，因為自動阻力因子的變化與TRA的變化相關，所以一級滯后和等級限制可以被用于模仿飛行員所經歷的基本油門響應。此外，滯后和限制也可以使得TRA突變(例如油門突然拉回)時的擾動最小化。為了以另一種方式實現，許多商業飛行員希望TRA變化(由于油門滯后噴氣式發動機自旋上升和下降的時間)時飛行器逐漸進行響應。因此，過濾器模塊346過濾自動阻力因子的變化以便自動阻力功能對于飛行器的效果可以近似地呈現飛行器對TRA變化的典型響應。這個自動阻力因子過濾的效果(被最終被傳遞到各飛行控制表面)在圖4中被示出并在下文被描述。
0051返回圖3b，過濾器模塊346過濾之后，被過濾的自動阻力因子可以被傳遞到控制信號部分348以便可以產生針對飛行控制表面的偏轉命令。在一種實施方式中，控制信號部分348可以包括存儲二維數據的表350-354，這些二維數據提供了與被過濾的自動阻力因子的強度有關的表面偏轉。例如，表350-354可以為更強的自動阻力因子提供更大的表面偏轉。另一方面，小的或被洗出的自動偏轉因子可以與表350-354中的小的表面偏轉相關。根據各實施例，表350-354可以包括非線性表及線性表。如所示，被過濾的自動阻力因子可以被傳遞到副翼表346、外側阻流板表348以及內側阻流板表348。在可替換實施例中，可以包括其他適當的表。在進一步的實施例中，可以使用等式或其他確定控制信號的適當方式來代替表。
0052一旦表350-354已經使控制信號部分348產生必要的表面偏轉信號，則偏轉信號可以被放大并且被傳遞到相應控制表面。在一個實施例中，在將被計算的偏轉作為副翼命令360傳遞到副翼之前，控制信號部分348可以通過增益358來放大被計算的副翼表面偏轉信號356
(如同由副翼表350提供的)。
0053類似地，在將偏轉信號366傳遞到相應外側阻流板之前，控制信號部分348可以通過一個或更多個增益364來放大由外側阻流板表352所提供的外側阻流板偏轉信號362。在具體實施例中，當飛行器是伊利諾伊州芝加哥的波音公司制造的787型商用飛行器時，控制信號部分348可以分別通過獨立的增益364a、 364b和364c來放大來自外側阻流板表352的偏轉信號362，之后偏轉信號作為獨立命令366a、366b、 366c被傳遞到相應外側阻流板1和14、阻流板2和13以及阻流板3和12。
0054類似地，控制信號部分348可以進一步通過一個或更多個增益370來放大由內側阻流板表354提供的內側阻流板偏轉信號368。隨后，偏轉信號372可以被傳遞到內側阻流板。再次，在飛行器是波音787商用飛行器的實施例中，偏轉信號368可以被增益370a和370b放大，并且之后偏轉信號可以分別作為獨立命令372a和372b被傳遞到阻流板7和8以及阻流板6和9。
0055控制信號部分348可以被進一步構造成通過增益374放大自動阻力因子從而形成Delta CL命令376。如上所述，啟動自動阻力功能可以影響AOA和升力系數(CL)之間的關系。因此，Delta CL命令376在被增益374放大后可以被傳遞回AOA模塊318從而調整操縱桿抖動器啟動閾值計算。
0056自動阻力系統300可以進一步包括第二過濾器部分378。第二過濾器部分378可以包括一個或更多個模塊380以便進一步過濾被主開關部分344傳遞的被過濾的自動阻力因子。根據各實施例，第二過濾器部分378進一步使用一級滯后來過濾自動阻力因子，該一級滯后
被高和低限制所限制(以與過濾器部分346所過濾的原始自動阻力因子相同的方式)。因此，產生被過濾的升降舵因子。第二過濾器部分378所產生的被過濾的升降舵因子可以被用于產生俯仰響應以補償在自動阻力功能啟動期間由副翼與阻流板偏轉所導致的俯仰紊亂。在一個實施例中，由第二過濾器部分378實現的附加過濾被構造成，當油門急劇關閉時防止飛行器機頭明顯上揚。
0057具體而言，過濾器升降舵因子可以被傳遞到升降舵表382，以便可以產生到升降舵的升降舵偏轉信號384。在一種實施方式中，升降舵表382可以存儲二維數據，該二維數據相對于過濾器升降舵因子的強度提供升降舵偏轉。例如，表382可以為強的被過濾的升降舵因子提供更大的表面偏轉。另一方面，被洗出的被過濾升降舵因子可以被關聯于小的升降舵偏轉。根據各實施例，升降舵表380可以包括非線性表，例如當表350-354是非線性表的情況下。在其它實施例中，升降舵表382可以包括線性表。
0058因此，第二過濾器部分378可以基于被過濾的升降舵因子和升降舵表382而產生升降舵偏轉信號384。之后，被增益386放大的升降舵偏轉信號384被作為升降舵命令388而傳遞以便控制升降舵。
0059圖4圖示地表現了基于飛行控制表面對油門解算器角度(TRA)變化的響應，自動阻力因子過濾的效果。如所示，在x軸線上以秒為單位示出了時間，并且在y軸線上以度為單位示出了表面偏轉。根據TRA408的相應變化劃分了升降舵偏轉402、副翼偏轉404和阻流板偏轉406。從圖4中可以容易地看出，過濾器部分346和378可以過濾自動阻力因子的變化(通過滯后和等級限制功能)，以便TRA的變化(例如410)最終作為相應飛行控制表面的偏轉角度的逐次一級變化(例如412、 414、 416)而被傳遞。
0060簡言之，自動阻力系統300可以通過根據油門解算器角度(TRA)控制信號或等價推力控制信號(包括數字和模擬控制信號)來自動偏轉各飛行控制表面從而有利地為飛行器提供補充阻力從而改進著陸期間的滑道能力。在上述一個實施例中，飛行控制表面可以包括一個或更多個副翼、 一個或更多個阻流板以及一個或更多個升降舵。然而，可以意識到在其它實施方式中，也可以偏轉附加控制表面來提高補償阻力。還可以意識到，在其它實施例中，可以使用硬件模塊而不是軟件模塊來實現自動阻力軟件算法的一個或更多個功能。這些硬件部件可以包括專用電子電路、專用集成電路、機械裝置(例如繼電器、接觸器和開關)、其它等價電子或機械部件或者其結合。換言之，只要自動阻力功能的全部工作保持不變，則可以使用硬件來替代并執行自動阻力軟件算法的軟件模塊。
0061圖5是根據本發明的一個實施例的飛行器500的側視圖。大
體而言，除了根據本發明的一個或更多個系統外，為了清楚的目的，
這里將不再具體描述飛行器500作為公知結構的各部件和子系統。如圖5所示，飛行器500包括連接于機身502的一個或更多個推進單元504、機身502內的駕駛艙506、機翼組件508 (或其他升力表面)、尾翼組件510、著陸組件512、控制系統(不可見)以及其他系統和子系統的主體，其能夠使得飛行器500的適當操作包括飛行器結構組件中通常被稱為機身502的部分。根據本發明形成的自動阻力功能系統514的至少一個部件位于機身502內。然而，捕獲機動系統514的部件可以分布于飛行器500的各部分。
0062雖然圖5示出的飛行器500大體上代表商用客運飛行器(其包括例如可從伊利諾伊州芝加哥波音公司商用獲得的737、 747、 767、777和787型)，不過這里公開的創造性設備和方法實際上可以用于任意類型的飛行器的組件中。更具體地，本發明的教導額可以被用于其它客運飛行器、貨運飛行器、直升機和任意其他類型飛行器的制造和組裝，飛行器例如包括2001年9月Book Sales Publishers出版的EnzoAngelucci的"The Illustrated Encyclopedia of Military Aircraft"以及英國Surrey, Coulsdon的Jane's Information Group出版的"Jane's All theWorld's Aircraft"中描述的飛行器。也可以意識到可以在其它航空運輸器中使用根據本發明的系統和方法的實施例。
0063根據本公開內容的系統和方法的實施例可以提供優于現有技術的顯著優點。例如，自動阻力功能可以使得飛行器能夠在著陸期間
19自動補償減小的滑道能力。具體而言，附加的阻力能夠使得這樣的飛 行器在著陸進場期間更迅速地下降并且更快速地減小空速。這樣，飛 行器能夠更好地下降并捕獲滑道而不需要增大速度。可替換地，可以 增強在標準進場滑道上飛行時這樣的飛行器減速的能力。因此，可以 提高飛行器著陸性能而不損失由小阻力著陸構造提供的減噪優點。
0064雖然上面示出和描述了本發明的具體實施例，不過在不背離 本發明精神的范圍的前提下可以進行許多改變。因此，本發明的范圍 不由這些實施例的公開內容所限定。實際上，應該參考所附權利要求 來整體確定本發明。
權利要求
1.用于在飛行器(500)著陸期間補充阻力的方法，該方法包括探測(302)至少一個油門解算器角度“TRA”的變化；基于所述至少一個TRA的所述變化來確定(310，324)一個或更多個飛行控制表面(102-108)的偏轉；以及實現(348)所述一個或更多個飛行控制表面的確定偏轉從而產生補充的阻力。
2. 根據權利要求1所述的方法，其中實現所述確定的偏轉包括使得副翼(102)、阻流板(104， 106)以及升降舵(108)中的至少一個偏 t/二
3. 根據權利要求1所述的方法，還包括探測至少一個襟翼位置，并 且其中實現所述確定的偏轉包括當所述襟翼位置處于著陸構造時實現 所述一個或更多個飛行控制表面的所述確定的偏轉。
4. 根據權利要求1所述的方法，其中實現所述確定的偏轉包括當所 述至少一個TRA從第一角度閾值變化到第二角度閾值時使得所述確定 偏轉成比例地攀升，其中所述第一角度閾值大于所述第二角度閾值。
5. 根據權利要求1所述的方法，還包括探測高于地面水平的高度， 并且其中實現所述確定偏轉包括當所述高于地面水平的高度大于或等 于最低高度時實現所述一個或更多個飛行控制表面的所述確定的偏 轉。
6. 根據權利要求5所述的方法，還包括當所述高于地面水平的高度 從初始高度變化到所述最低高度時使得所述確定的偏轉成比例地降 低，其中所述初始高度高于所述最低高度。
7. 根據權利要求1所述的方法，還包括探測(310)攻角"AOA"，并且其中實現所述確定的偏轉包括當所述AOA小于或等于最大AOA時實現所述一個或更多個飛行控制表面的所述確定的偏轉。
8. 根據權利要求7所述的方法，還包括當所述AOA從初始AOA 變化到所述最大AOA時使得所述一個或更多個飛行控制表面的所述 確定的偏轉成比例地降低，其中所述初始AOA小于所述最大AOA。
9. 根據權利要求1所述的方法，還包括探測空速，并且其中實現所 述確定的偏轉包括當所述空速小于或等于初始空速閾值時實現所述一 個或更多個飛行控制表面的所述確定的偏轉。
10. 根據權利要求9所述的方法，還包括當所述空速從所述初始空 速閾值變化到第二空速閾值時使得所述確定的偏轉成比例地攀升，其 中所述第二空速閾值小于所述初始速度閾值。
11. 根據權利要求l所述的方法，還包括探測AOA，并且其中實現 所述確定的偏轉包括當所述AOA小于或等于初始設定時實現所述一 個或更多個飛行控制表面的所述確定的偏轉，其中所述初始設定低于 操縱桿振動啟動時的閾值。
12. 根據權利要求11所述的方法，還包括當所述AOA從所述初始 設定變化到第二設定時使得所述確定的偏轉成比例地降低，該第二設 定低于所述操縱桿抖動啟動時的閾值，并且其中所述初始設定緩于所 述第二設定。
13. —種飛行器(500)，其包括 結構組件(502);以及至少部分位于所述結構組件內用于實現補充阻力的至少一個系統 (514)，該系統包括輸入部件(302)，其被構造成提供至少一個油門解算器角度 "TRA"的變化；確定部件(310， 324)，其被構造成基于TRA的所述變化來確定一個或更多個飛行控制表面的偏轉(102-108);以及命令部件(348)，其被構造成實現所述一個或更多個飛行控制表面的確定的偏轉從而產生補充阻力。
14. 根據權利要求13所述的飛行器，其中所述命令部件被構造成使 得副翼(102)、阻流板(104， 106)以及升降舵(108)中的至少一個 偏轉。
15. 根據權利要求13所述的飛行器，其中所述命令部件被構造成在 響應所述至少一個TRA的所述變化的額定有限時滯中來偏轉所述一個 或更多個飛行控制表面。
全文摘要
公開了為飛行器提供補充阻力的系統和方法。在一個實施例中，該方法包括探測至少一個油門解算器角度(TRA)的變化。基于TRA的變化來確定一個或更多個飛行控制表面的偏轉，并且因此所述一個或更多個飛行控制表面自動偏轉從而產生補充阻力。所述一個或更多個飛行控制表面包括副翼、阻流板和升降舵中的至少一個。此外，在一種情況下，所述一個或更多個飛行控制表面的偏轉作為TRA變化的額定有限時滯函數而被來實現。
文檔編號B64D31/04GK101678894SQ200880016559
公開日2010年3月24日 申請日期2008年5月21日 優先權日2007年6月15日
發明者C·P·比米斯, D·L·威爾森, J·R·布萊特威爾 申請人:波音公司