用于飛行器的增升系統、飛行器系統以及具有增升系統的螺旋槳飛行器的制作方法

專利名稱：用于飛行器的增升系統、飛行器系統以及具有增升系統的螺旋槳飛行器的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種飛行器的增升系統、飛行器系統以及具有增升系統的螺旋槳飛行
O
背景技術：
關于控制飛行器的縱向運動的能力，存在升降舵單元上的流動分離(“尾翼失速”) 的風險。升降舵單元上的流動分離——其具有所謂的“負尾翼失速”的后果——的風險主要是在如果在增升構型(其中，著陸襟翼延伸)中必需由升降舵單元產生強的下推力的情況下發生。在渦輪螺旋槳飛行器的情況下，該效應因螺旋槳推力的效應而增強，該螺旋槳推力經由著陸襟翼被引導到升降舵單元上。通常，通過升降舵單元的適當指令來抵消該效應，從而以這種方式達到源自于適航規章(CS(審定規范)和FAR(美國航空管理條例))的穩定性和可控性標準。“尾翼失速”的風險取決于飛行器的飛行條件的迎角的動態分量和不穩定分量。已發現所謂的翻轉(push over)操縱特別關鍵，其無疑包含尾翼失速的風險。在這些操縱中， 通過對主控制表面的控制輸入將飛行器的前端向下推動。在如下情況下出現實際的危險， 即如果在該臨界操縱中超過失速迎角，則導致在尾翼單元上的流動分離，使得利用根據現有技術的升降舵的適當指令以及利用該升降舵的適當偏轉不再能夠使飛行器恢復到安全的飛行姿態。因此，對于尾翼單元設計的目標是在預定的飛行條件下維持與失速角的足夠大的安全余量(尾翼失速余量)。但是，為了確定該值，除了空氣動力學計算的可靠性以外，在升降舵單元上的結冰效應方面還存在另外的不確定因素。在適航規章中，不存在與尾翼失速相關的明確要求。但是，存在關于飛行器在飛行的所有階段中必需能夠被可靠地控制和操縱的基本要求(CS 25. 143概要)。如果存在在某些操縱期間可能發生負尾翼失速的風險， 則必需提供如下證據盡管流動分離、但是飛行器仍可保持可控，或者以足夠的安全性和可靠性設計飛行器使其不可能進入尾翼失速。為了避免就尾翼失速而過大地限制飛行器的已知現有技術的設計手段在于提供升降舵單元的表面面積的適當增大或者尾翼單元的杠桿臂的增大，并且由此使重量增大。

發明內容
本發明的目的是提供關于飛行器的增升系統、飛行器系統以及具有增升系統的飛行器的有效手段，利用該手段能夠使升降舵單元上的流動分離的風險最小化并且提高飛行中的安全性和可靠性的水平。利用權利要求1的特征實現該目的。實施方式的其它形式在引用權利要求1的從屬權利要求中得到詳細說明。基本上，在如下兩種不同的情況下，可以利用本發明的啟動功能執行穩定手段，用以產生用于調節增升襟翼的位置的致動指令，即在具有高發動機推力和高著陸襟翼角的飛行條件下；以及在所謂的翻轉操縱下。根據本發明提供的用以避免關于尾翼失速而過大地限制飛行器的手段在于通過用于調節增升襟翼的啟動功能的設計來減小升降舵單元上的向下流動，根據該設計，在一定的臨界飛行條件下進行著陸襟翼的自動縮回。根據本發明提供的解決方案不但具有不影響飛行器的重量的優點，而且具有能夠尤其適于飛行器的特定的空氣空力學設計并且能夠尤其優化后者的優點。現有技術中提供的解決方案僅能夠有限程度地抵消升降舵單元上的流動分離的風險。利用本發明的解決方案能夠防止在增升襟翼延伸的情況下可能發生的特定的空氣動力學效應，根據該解決方案，啟動功能考慮發動機推力限制，并且如果指令的發動機推力高于該發動機推力限制則作為后者的函數使增升襟翼縮回。根據本發明，提供一種飛行器的增升系統，其特別是具有一個或多個增升襟翼，具有啟動功能的啟動裝置，用以產生用于調節增升襟翼的位置的致動指令，與增升襟翼相聯的驅動裝置，該驅動裝置實施為使其基于啟動指令在縮回位置與延伸位置之間調節增升襟翼，其中，啟動功能基于輸入值產生致動指令并且將這些致動指令傳送到驅動裝置以調節增升襟翼。根據實施方式的一個發明實施例，啟動功能特別是具有用于在飛行中使增升襟翼自動縮回的功能，該功能實施為使得在增升襟翼已呈延伸位置的飛行條件下該功能同時考慮發動機推力和最小飛行高度來產生啟動指令，增升襟翼根據該啟動指令縮回。根據實施方式的另一發明實施例，或者在特定的操作模式下，啟動功能特別是具有用于在飛行中使增升襟翼自動縮回的功能，該功能實施為使得如果滿足啟動功能的預定條件，則從增升襟翼已呈最大延伸位置的80%與100%之間的延伸位置的飛行條件開始， 該功能產生啟動指令，增升襟翼根據該啟動指令縮回到最大延伸位置的30%與80%之間的延伸位置，其中所述條件以如下方式構造啟動功能接收當前發動機推力的值，該當前發動機推力的值已達到發動機推力限制，啟動功能接收當前飛行高度的值，該當前飛行高度越過針對地面上方的最小飛行高度的規定的飛行高度限制，其中飛行高度限制為至少20m。必需在規定的時間段內達到這些條件，以便啟動所述功能來縮回增升襟翼。此處，發動機推力限制能夠限定為大于最大發動機推力的50%的值。根據本發明，當前發動機推力能夠特別是指令值、或者是已得到或測量的發動機推力。根據實施方式的另一實施例，或者在本發明的特定的操作模式中，設置成使得用于使增升襟翼自動縮回的功能考慮如下值當前發動機推力，當前飛行高度的值，
升降舵的位置或運動、或者用于將升降舵調節到導致上仰運動的狀態的指令信號。根據實施方式的另一實施例，或者在本發明的特定的操作模式中，設置成使得用以產生用于縮回增升襟翼的啟動指令的條件以如下方式構造啟動功能接收當前發動機推力的值，該當前發動機推力的值超過發動機推力限制，其中發動機推力限制限定為在最大發動機推力的40%與90%之間的值，啟動功能接收當前飛行高度的值，該當前飛行高度越過針對地面上方的最小飛行高度的規定的飛行高度限制，其中飛行高度限制為至少20m，啟動功能接收用于升降舵的指令的值，該值超過規定的升降舵位置指令限制，其中升降舵位置指令限制是在升降舵的最大延伸向下位置的50%與100%之間的范圍中。根據本發明所提出的解決方案允許具體的改裝，甚至在飛行器開發的非常后期的階段，這是因為它們不需要任何設計手段。該事實顯著地減小了開發風險并且在飛行器的開發期間容許在實際框架內的靈活性。飛行器的操作成本的降低明顯比軟件復雜性的增加以及因此在飛行器的開發期間的一次性成本的增加更為重要。在軟件中實施的該啟動功能監控相關的飛行器參數、評估這些飛行器參數并且產生用于縮回著陸襟翼的指令。在本發明的增升系統的實施方式的另一實施例中，啟動裝置以及用于由啟動裝置使用的值或信號的外部源設有冗余。根據本發明的另一方面，飛行器系統設有本發明的增升系統。根據本發明的另一方面，螺旋槳飛行器設有本發明的飛行器系統和/或本發明的增升系統。螺旋槳飛行器特別地可以是如下飛行器，即在該飛行器中，驅動螺旋槳的發動機安裝到機翼上。此處，螺旋槳飛行器特別地可以是上單翼飛行器。有利地，可以將本發明的功能引入到本發明的飛行器的實施方式的這些實施例中，這是因為在渦輪螺旋槳飛行器的情況下，由于經由著陸襟翼引導到升降舵單元上的螺旋槳推力的效應而導致在更大程度上存在升降舵單元上的流動分離的風險——其具有所謂的“負尾翼失速”的后果，特別是在增升構型(著陸襟翼延伸)中，其中必需由升降舵單元產生強的下推力。利用本發明的解決方案，能夠確保飛行器在與存在這種流動分離風險的條件具有足夠的安全余量的飛行條件下操作。


借助于附圖描述本發明的實施方式的如下實施例，附圖中圖1示出了飛行器的示意圖，其具有本發明的增升系統的實施方式的形式的功能圖；圖2示出了用以利用驅動裝置調節增升襟翼的本發明的增升系統的實施方式的另一實施例的功能圖；圖3示出了用以利用驅動裝置調節增升襟翼的本發明的增升系統的實施方式的另一實施例的功能圖；圖4示出了用以在增升系統的兩個啟動功能、發動機控制系統、用于確定地面上方的飛行高度的傳感器裝置和飛行控制裝置之間通信的數據通信系統的實施方式的實施例；
圖5示出了用以在增升系統的兩個啟動功能、發動機控制系統、用于確定地面上方的飛行高度的傳感器裝置和飛行控制裝置之間通信的數據通信系統的實施方式的另一實施例；圖6示出了用以在增升系統的兩個啟動功能、發動機控制系統、用于確定地面上方的飛行高度的傳感器裝置和飛行控制裝置之間通信的數據通信系統的實施方式的另一實施例；圖7示出了用以在增升系統的兩個啟動功能與用于確定地面上方的飛行高度的兩個傳感器裝置之間通信的數據通信系統的實施方式的實施例。
具體實施例方式圖1示出了具有兩個機翼10a、10b的以閉環控制為特征的飛行器F的實施方式的實施例。機翼10a、10b各自分別具有至少一個副翼Ila或lib、以及至少一個后緣襟翼14a、 14b。機翼10a、IOb分別能夠可選地具有多個擾流板和/或前緣縫翼。另外，飛行器F具有豎直的尾翼單元20，該尾翼單元20具有至少一個方向舵以及一個升降舵22。豎直的尾翼單元20例如能夠設計為T形尾翼單元或十字尾翼單元。飛行器F特別地可以是具有發動機P驅動的螺旋槳的螺旋槳飛行器。在后者的情況下，特別是可以設置成在螺旋槳飛行器中，發動機P驅動的螺旋槳安裝到機翼10a、10b上，如圖1中所示。另外，螺旋槳飛行器F 可以是上單翼飛行器。飛行器F或飛行管理系統FF具有飛行控制裝置50以及與飛行控制裝置50功能性連接的空氣數據傳感器裝置51用以記錄包括氣壓高度、環境溫度、流動速度、飛行器的迎角和偏航角的飛行條件數據。另外，飛行器具有高度測量裝置53，用以確定飛行器F在地面上方的高度。另外，飛行器能夠具有包括傳感器、并且特別是慣性傳感器的傳感器裝置， 用以記錄飛行器的旋轉率(未示出)。為此，飛行控制裝置50具有接收器裝置用以接收由傳感器裝置記錄并被傳送到飛行控制裝置50的傳感器值。另外，控制輸入裝置55與飛行控制裝置50功能性連接，利用該控制輸入裝置55 產生指令值形式的控制指令用以控制飛行器F并且將控制指令傳送到飛行控制裝置50。控制輸入裝置陽能夠具有手動輸入裝置。可替代地或附加地，控制輸入裝置陽還能夠具有自動導航裝置，該自動導航裝置基于從傳感器裝置傳送到控制輸入裝置陽的傳感器值自動產生指令值形式的控制指令用以控制飛行器F并且將控制指令傳送到飛行控制裝置50。將至少一個致動器和/或一個驅動裝置分配給諸如擾流板、前緣縫翼、后緣襟翼 14a、14b、方向舵和/或升降舵22的控制面，目前而言設有一個或多個這些控制面。特別是， 設置成分別將一個致動器分配給這些控制面的其中一個。多個控制面也能夠聯接到一個致動器上，或者分別聯接到由驅動裝置驅動的致動器上，用于多個控制面的調節。特別是，這些致動器能夠設置用于后緣襟翼14a、14b并且用于前緣縫翼13a、13b—一如果存在的話。飛行控制裝置50具有控制功能，該控制功能接收來自控制輸入裝置55的控制指令以及來自傳感器裝置、并且特別是來自空氣數據傳感器裝置51的傳感器值。控制功能實施為使其作為控制指令或指令值以及所記錄和接收的傳感器值的函數來產生用于致動器的致動指令，并且將致動指令傳送到致動器，從而借助于致動器的致動根據控制指令來控制飛行器F。
根據本發明的飛行器、或本發明的增升系統HAS特別是具有在每個機翼上的一個或多個增升襟翼14a、14b，控制及監控裝置、或啟動裝置60，其具有啟動功能用以產生用于調節增升襟翼 14a、14b的位置的致動指令，與增升襟翼14a、14b相聯的驅動裝置63，該驅動裝置63實施為使其基于啟動指令在縮回位置與延伸位置之間調節增升襟翼14a、14b，其中，啟動功能基于輸入值產生致動指令并將致動指令傳送到驅動裝置63用以調節增升襟翼。借助于圖2來描述增升系統HAS的實施方式的實施例，其具有四個增升襟翼或著陸襟翼Al、A2 ；Bi、B2，但是其通常在主翼面上具有可調節襟翼或空氣動力繞流體。在圖2 中，每個機翼示有兩個著陸襟翼；在圖2的表示中未示出機翼。詳細示出第一機翼上的內著陸襟翼Al和外著陸襟翼A2、以及第二機翼上的內著陸襟翼Bl和外著陸襟翼B2。在本發明的增升系統中，在每個機翼上也可設有少于兩個或多于兩個的著陸襟翼。經由駕駛界面致動和控制增升系統HAS，例如，該增升系統特別是具有諸如致動桿的致動元件56。致動元件56是控制輸入裝置55的一部分或者被分配給控制輸入裝置55， 并且與控制及監控裝置50或啟動裝置60——其具有啟動功能用以產生致動指令或控制指令以調節增升襟翼的位置一功能性相聯。控制及監控裝置50、或啟動裝置60經由致動線纜68傳送控制指令用以啟動中央驅動單元7。在根據圖2的實施方式的形式中，驅動裝置63圖示為中央驅動裝置或驅動單元， 從而使得致動指令或控制指令從控制輸入裝置陽經由控制及監控裝置50、或者直接從控制輸入裝置陽經由啟動線纜68傳送用以啟動中央驅動單元63。例如布置在中央、即機身區域中的驅動單元63具有至少一個驅動馬達，將該驅動馬達的輸出動力傳送到旋轉傳動軸W1、W2。為此，兩個旋轉傳動軸W1、W2分別聯接到中央驅動單元63用以相應地致動每個機翼上的所述至少一個襟翼Al、A2或Bi、B2。兩個旋轉傳動軸Wl、W2聯接到中央驅動單元63，并且借助于中央驅動單元63彼此同步。中央驅動單元63基于適當的控制指令將旋轉傳動軸Wl、W2設置成旋轉，用以執行與旋轉傳動軸Wl、W2相聯的相應的襟翼調節裝置的致動運動。可將扭矩限制器T整合到旋轉傳動軸11、12的位于驅動單元63附近的部分中。 相應地在每個襟翼Al、A2或Bi、B2上設有兩個調節裝置。每個旋轉傳動軸Wl、W2分別聯接到其中一個調節裝置。在圖2示出的增升系統中，在每個襟翼上分別布置有兩個調節裝置，并且特別是，調節裝置All、A12和B11、B12相應地布置在內襟翼Al和Bl上，而調節裝置A21、A22和B21、B22相應地布置在外襟翼A2和B2上。根據實施方式的實施例，每個調節裝置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22均具有步進變速箱20、動態調節機構21、以及位置傳感器22。步進變速箱20機械地聯接到相應的旋轉傳動軸11、12并且將相應的旋轉傳動軸11、12的旋轉運動轉變成襟翼區域的調節運動，該襟翼區域與相應的調節裝置All、 A12、Bll、B12、A21、A22、B21、B22 相聯。在襟翼的每個調節裝置 All、A12、BlU B12、A21、 A22、B21、B22上均布置有位置傳感器22，該位置傳感器22確定相應的襟翼的當前位置并且經由未示出的線纜將該位置值傳送到啟動裝置60。圖3中示出了根據本發明的可替代的增升系統。在根據圖3的實施方式的形式中， 驅動裝置沒有構成中央驅動裝置或驅動單元——如在圖2中示出的實施方式的形式。相反， 每個襟翼Al、A2 ；BUB2能夠分別借助于所分配的驅動裝置PA1、PA2、PB1、PB2在縮回位置與多個延伸位置之間進行調節。圖3中示出的致動系統、或增升系統HAS設置用于調節每個機翼上的至少一個著陸襟翼。在圖3中示出的實施方式的實施例中，每個機翼上示有兩個空氣動力繞流體或襟翼或增升襟翼，在圖3的表示中未示出機翼內襟翼Al和外襟翼A2 位于第一機翼上、而內襟翼Bl和外襟翼B2位于第二機翼上。在所示出的增升系統的實施方式的實施例中，每個機翼上少于兩個或多于兩個襟翼也是可以采用的。驅動單元分別分配給每個空氣動力繞流體或每個襟翼，其中驅動單元PAl或PBl 相應地與內襟翼Al、Bl相聯，而驅動單元PA2或PB2相應地與外襟翼A2、B2相聯。能夠自動地或者經由具有輸入裝置155的駕駛界面致動和控制驅動裝置PA1、PA2、PB1、PB2，例如， 該驅動裝置特別是具有諸如致動桿的致動元件。駕駛界面1 與控制及監控裝置160功能性相聯。控制及監控裝置160與每個驅動裝置PA1、PA2、PB1、PB2功能性連接，其中驅動裝置PAl、PA2、PBl、PB2分別分配給每個空氣動力繞流體Al、A2 ;B1、B2。具有傳動軸的兩個傳動連接部151、152聯接到驅動裝置PA1、PA2、PB1、PB2 ；這些軸由驅動裝置？々1、？々2、？81、？82驅動。每個傳動連接部151、152均與調節機構121相聯。 每個驅動裝置PA1、PA2、PB1、PB2均能夠特別是具有至少一個驅動馬達以及至少一個制動裝置(未示出)，以便如果通過控制及監控裝置160已檢測到有關故障，則基于來自控制及監控裝置160的適當指令相應地分別停止和鎖定第一驅動馬達和第二驅動馬達的輸出。在每個襟翼Al、A2或Bi、B2上相應地分別布置至少兩個調節裝置All、A12、A21、A22 ；BlU B12、B21、B22 ；這些調節裝置分別具有動態襟翼機構。分別地，兩個傳動連接部151、152的其中一個與每個調節裝置All、A12、A2UA22 ；Bll、B12、B2UB22相聯；這些傳動連接部又分別與驅動裝置PA1、PA2、PB1、PB2的其中一個相聯。在圖3示出的增升系統中，在每個襟翼上分別布置兩個調節裝置，并且特別是，調節裝置A11、A12和B11、B12相應地布置在內襟翼Al和Bl上，而調節裝置A2UA22和B2UB22分別布置在外襟翼A2和B2上。另外，步進變速箱120、動態調節機構121、以及位置傳感器120能夠特別是分配給每個調節裝置All、 A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22。一般而言，步進變速器120能夠以主軸傳動或旋轉致動器的形式實施。步進變速箱120相應地與相應的旋轉傳動軸151或152機械聯接，并且相應地將相應的旋轉傳動軸151或152的旋轉運動轉變成襟翼區域的調節運動，該襟翼區域與相應的調節機構相聯。另外，飛行器的控制輸入裝置55具有發動機推力輸入裝置(圖中未示出)，利用該發動機推力輸入裝置能夠命令發動機推力指令值，將發動機推力指令值傳送到發動機啟動裝置以調節由飛行器的發動機所產生的發動機推力。此處，設置成借助于手動輸入和/或借助于飛行器系統的自動導航功能來輸入發動機推力指令值。根據本發明，設置成使得發動機推力輸入裝置與增升系統HAS的啟動裝置功能性連接，從而使得發動機推力指令值、 或所測量的發動機推力值被傳送到啟動裝置60、160。根據本發明，啟動裝置、或控制及監控裝置60、160的啟動功能具有用于在飛行中使增升襟翼14a、14b自動縮回的功能，該功能實施為使得在增升襟翼14a、14b已呈延伸位置的飛行條件下該功能同時考慮發動機推力和最小飛行高度來產生縮回增升襟翼14a、14b 的啟動指令。特別是，用于使增升襟翼14a、14b自動縮回的功能實施為使得如果滿足啟動功能的預定條件，則從增升襟翼14a、14b已呈最大延伸位置的80%與100%之間的延伸位置的飛行條件開始，該功能產生啟動及指令，增升襟翼14a、14b根據該啟動及指令縮回到最大延伸位置的至少10%——例如30%與80%之間——的延伸位置，其中所述條件以如下方式構造啟動功能接收當前發動機推力的值，該當前發動機推力的值已達到發動機推力限制，啟動功能接收當前飛行高度的值，該當前飛行高度越過針對地面上方的最小飛行高度的規定的飛行高度限制，其中飛行高度限制為至少20m。必需在規定的時間段內達到這些條件，從而使得這些條件在這點上必需同時達到。根據實施方式的另一實施例，設置成使得發動機推力限制限定為大于最大發動機推力的50%的值。在啟動功能的實施方式的這些實施例中，無關于升降舵的指令值使所述至少一個增升襟翼縮回。在具有高發動機推力和高著陸襟翼角的飛行條件下，發動機的高推力連同高著陸襟翼角一起產生在升降舵單元上的強的向下流動。如果在這些條件下通過控制輸入向下推動飛行器的前端，則存在尾翼失速的風險。為了對此進行避免，著陸襟翼預防性地自動縮回所需的角度。這僅能夠在地面上方的足夠的飛行高度處進行，以便避免在地面附近突然失去升力以及與地面的任何相關聯的可能接觸。由此，根據本發明，在具有高著陸襟翼角和高發動機推力的情況下并在足夠的飛行高度處，著陸襟翼自動縮回所需的角度。在本發明的增升系統的實施方式的另一實施例中，設置成使得用于使增升襟翼 14a、14b自動縮回的功能考慮到如下值當前發動機推力，當前飛行高度的值，位置或運動、或使升降舵進入到導致上仰運動的方向中的指令。在實施方式的另一發明實施例中，用以產生用于縮回增升襟翼的啟動指令的條件能夠以如下方式構造啟動功能接收當前發動機推力的值，該當前發動機推力的值超過發動機推力限制，其中發動機推力限制限定為具有在最大發動機推力的40%與90%之間的值，啟動功能接收當前飛行高度的值，該當前飛行高度越過針對地面上方的最小飛行高度的規定的飛行高度限制，其中飛行高度限制為至少20m，啟動功能接收用于升降舵的指令的值，該值超過規定的升降舵位置指令限制，其中升降舵位置指令限制是在升降舵向下——即，在控制增大飛行器的負迎角的方向上—— 最大延伸位置的50%與100%之間的范圍中。在利用延伸的增升襟翼改進飛行穩定性和可控性的本發明解決方案的實施方式的這些實施例中，其中考慮當前發動機推力，當前飛行高度的值，升降舵的位置、或使升降舵進入到導致上仰運動的方向中的指令，評估和/或計算在迎角的動態的和不穩定的分量的影響下的“尾翼失速”的風險。已發現所謂的翻轉操縱特別關鍵，其無疑包含尾翼失速的風險。在這些操縱中，通過對主控制面的控制輸入將飛行器的前端向下推動。在如下情況下出現實際的危險，即如果在該臨界操縱中超過失速迎角，則導致在尾翼單元上的流動分離，使得不再能夠利用升降舵充分地控制飛行器。在翻轉操縱中，通過在主控制面(升降舵)上的控制輸入將飛行器的前端向下推動，以便快速地達到對于飛行器的高的負迎角。在這些動態的不穩定的操縱中，在平均發動機推力至高發動機推力下，在升降舵單元上快速地出現高的負迎角。在此為了主動避免具有高著陸襟翼角的負尾翼失速，如果在該情況下對下面的參數進行處理以確保著陸襟翼的安全的自動縮回，則著陸襟翼自動縮回所需的角度增升襟翼或空氣動力繞流體的延伸位置、以及例如著陸襟翼角；升降舵的運動或延伸位置、以及例如對升降舵的控制輸入；發動機推力的值；地面上方的飛行高度。在足夠的飛行高度下，在高著陸襟翼角和平均發動機推力至高發動機推力、以及對升降舵的高控制輸入的情況下，著陸襟翼自動縮回所需的角度。在本發明提供的飛行器系統中，特別是能夠設置成使得由根據實施方式的實施例的啟動功能使用的值是從下面的數據源獲得借助于傳感器確定增升襟翼的延伸位置，所述傳感器記錄相應的增升襟翼的當前位置。對于當前發動機推力可以使用相應的指令的發動機推力，從而將其確定為來自傳感器的指令值，所述傳感器記錄發動機推力輸入裝置的當前設定。當前發動機推力還能夠可替代地或附加地從發動機上記錄的傳感器值得到。針對地面上方的飛行高度可以使用雷達高度測量裝置的傳感器值。可替代地或附加地，還可以使用借助于衛星導航傳感器確定的高度的傳感器值。為了確定升降舵的運動或延伸位置的值、或確定用于調節升降舵的指令，可以使用傳感器裝置，該傳感器裝置在輸入裝置陽、巧5的輸入工具——例如飛行員的控制桿—— 上記錄用于命令升降舵的運動的輸入工具的設定。傳感器裝置還可以具有功能，利用該功能確定用于升降舵的運動或位置的指令值——其分別通過輸入工具控制，從而根據本發明，該指令值也能夠用作升降舵的在導致上仰運動的方向上運動的值。在本發明的解決方案中，特別是能夠設置成借助于駕駛艙中的顯示向飛行員通知著陸襟翼的自動縮回。根據本發明的增升系統的實施方式的一個實施例，還設置成在駕駛艙中顯示由于內部系統缺陷或數據的缺失而導致的功能的故障，隨后飛行員必需通過適當地控制飛行器來避免具有尾翼失速的風險的狀況。特別是，出于下面的原因，以增大增升系統的安全性及穩定性的手段來實施啟動功能未在駕駛艙中顯示功能的故障可能潛在地具有災難性的后果(升降舵單元上的負尾翼失速)。基于功能的不正確的實施方式的著陸襟翼的縮回可能潛在地具有危險的后果 (突然失去升力)。
在駕駛艙中顯示的功能的故障將具有可忽略的后果(飛行員的額外工作量)。因為功能的故障將導致排除某些飛行器構型(例如，最大著陸襟翼角)，所以必需確保功能的高度可用性。關于安全性和穩定性以及可用性的要求對于信號路徑(輸入和輸出)的設計以及對于控制器中的功能的設計具有直接后果。未在駕駛艙中顯示的功能的故障可能潛在地具有災難性的后果。為了實現對于整個飛行器系統的安全性和可靠性的所需水平，其在民用飛行器構造中限定為每個飛行小時1 * 10_9的概率，本發明的增升系統能夠實施為使得利用冗余將輸入信號一需要其用于本發明的啟動功能的執行一提供到具有啟動功能的啟動裝置， 以便增大輸入信號的存在的可靠性。根據本發明的實施方式的實施例，因此設置成利用冗余并且利用至少雙重冗余提供啟動裝置60、160的接口用以傳送發動機推力，以及最小飛行高度。另外，還能夠設置成利用冗余并且利用至少雙重冗余提供啟動裝置60、160的接口用以傳送用于升降舵的指令信號。另外，根據本發明，能夠提供具有本發明的增升系統的飛行器系統，其中如下傳感器值中的一個或多個，即發動機推力，和最小飛行高度，以及用于升降舵的指令信號借助于不同的傳感器裝置或具有冗余的相似的傳感器裝置產生，和/或經由具有冗余的傳送線路提供給具有啟動功能的啟動裝置60、160，用以產生用于調節增升襟翼 14a、14b的位置的致動指令。如果源頭或傳感器裝置均經由相同的傳送介質與啟動裝置60、160相連，則存在該傳送介質使兩個信號同時被誤傳的風險。出于該原因，根據本發明的實施方式的一個實施例設置成使得數據經由分離的路徑并且由此特別是經由不同的傳送介質傳送、或者經由相同的傳送介質傳送，但在后者情況下經由物理上分離的傳送鏈接傳送。特別是，本發明的飛行器系統能夠具有多個、也就是說至少兩個傳感器裝置用以確定在地面上方的飛行高度，多個、也就是說至少兩個傳感器裝置用以確定當前發動機推力或發動機推力指令值。在包括具有啟動裝置的增升系統的飛行器系統中，其用以使增升襟翼14a、14b自動縮回的功能使用用于位置或運動的值、或用于在導致上仰運動的方向上調節升降舵的指令信號，設置成利用至少兩個傳感器裝置用以確定該值。在根據本發明的增升系統中，還可以考慮襟翼的致動速度。于是，在本發明的增升系統的飛行器系統中，設置成使得在故障的情況下，保持致動鏈可用，如果同時還能夠獲得用于避免負尾翼失速的足夠快速的效果，其中致動鏈為從產生將被輸入到啟動功能中的傳感器值開始、通過借助于啟動功能來產生啟動指令、并以減小增升襟翼的運動的致動速度的減小模式來致動增升襟翼。
為了使根據本發明提供的增升襟翼14a、14b或著陸襟翼自動地橫移，啟動裝置 60、160的啟動功能執行如下步驟接收和評估來自外部數據源并且特別是來自傳感器裝置的數據用以確定增升襟翼的延伸位置、發動機推力、在地面上方的高度、和/或位置或運動，或者接收和評估用于調節升降舵的指令信號，執行數據輸入、執行來自相應的外部源或傳感器裝置的無錯傳送的測試、執行針對可信度及針對排除錯誤數據的存在的測試；針對達到本發明提供的用于陸襟翼的自動運動的條件的測試；計算橫移指令并將其發送到適合的功能或驅動裝置，用以啟動用于使位于兩個機翼上的一個或多個空氣動力繞流體或增升襟翼縮回的橫移程序。接收和評估來自外部數據源并且特別是來自傳感器裝置的數據能夠以多種方式實施，特別是關于克服具有增升系統的飛行器系統的故障的完整性或安全性。這種飛行器系統的實施方式的實施例在下面進行描述。在實施方式的這些實施例中，多次實施驅動裝置63、163的功能并且特別是驅動裝置的啟動功能。根據實施方式的一個實施例，分別在一臺計算機上實施用于使增升襟翼 14a、14b自動縮回的啟動功能，并且多臺計算機分別設有一個這種啟動功能。在圖2和圖3 中示意性地示出的實施方式的實施例中，啟動裝置60、160相應地分別具有兩臺計算機，這兩臺計算機分別具有一個啟動功能，從而使得利用雙重冗余來實施啟動功能。在圖4、圖5 和圖6中示出的包括具有本發明的啟動功能的增升系統的飛行器系統200的實施方式的實施例分別均具有兩臺計算機、或增升系統的第一啟動裝置和第二啟動裝置——相應地為 201或202，其分別具有啟動功能；發動機控制系統210，特別是用以將用于發動機的指令值轉變成用于控制發動機的啟動指令；傳感器裝置220，其用以確定在地面上方的飛行器的高度；以及飛行控制裝置230。發動機控制系統210、用以確定在地面上方的飛行器的高度的傳感器220、和/或飛行控制裝置230能夠分別利用多重冗余實施。在該情況下，設置成使得通過發動機控制系統210、用以確定在地面上方的飛行器的高度的傳感器裝置220、和 /或飛行控制裝置230的每個冗余構造的單元分別產生并輸出一個或多個輸出信號。增升系統的每個啟動裝置201或202相應地利用冗余——即，經由分離的連接線路分別從至少兩個獨立的源頭——接收用于執行相應的啟動功能的所需的輸入信號。分別設置的連接線路或數據鏈接能夠以多種方式實施，其中在圖4、圖5和圖6中分別示出了數據鏈接的實施方式的可替代的實施例，其中相應示出的增升系統相應地分別具有啟動裝置201或202。根據本發明，增升系統還能夠相應地分別具有多于兩個的啟動裝置201或202。在該情況下， 所示出的數據鏈接能夠類似地進行改變。在圖4中示出的冗余地構造的輸入信號相應地至啟動裝置201或202的鏈接中， 外部數據至每個控制器的鏈接是經由彼此物理上分離的數據連接進行，從而設置例如分別從每個發動機控制系統210、從每個傳感器裝置220、以及從每個飛行控制裝置230到每個啟動裝置201、202的連接線路。通過該手段，使得每個啟動裝置201、202分別能夠在另一啟動裝置故障的情況下執行啟動功能。通過實施方式的該實施例，實現了啟動功能的高度的可用性。根據圖5，在冗余地構造的輸入信號相應地至啟動裝置201或202的鏈接中，外部數據至每個控制器的鏈接是經由分開的數據連接、也就是說經由分離的路徑進行，即，分別經由不同的傳送介質、或經由相同的傳送介質但具有物理上分離的數據連接，其中數據連接分別從每個外部數據源延伸到第一啟動裝置201，而第二數據連接分別從每個外部數據源延伸到第二啟動裝置202。特別是，在實施方式的一個實施例中，其中飛行器系統分別具有兩個或多于兩個的如下單元，即發動機控制系統210、用以確定在地面上方的飛行器的高度的傳感器裝置220、和/或飛行控制裝置230，數據連接能夠分別從這些單元的其中一個相應地延伸到僅其中一個啟動裝置201或202。例如，設置成利用發動機控制系統210的兩個冗余地構造的單元，一個數據連接從發動機控制系統210的冗余地構造的單元中的第一個延伸到第一啟動裝置201，而另一數據連接從發動機控制系統210的另一冗余地構造的單元延伸到第二啟動裝置202，利用用以確定在地面上方的飛行器的高度的傳感器裝置220的兩個冗余地構造的單元，一個數據連接從傳感器裝置220的冗余地構造的單元的其中一個延伸到第一啟動裝置201，而另一數據連接從傳感器裝置220的另一冗余地構造的單元延伸到第二啟動裝置 202，利用飛行控制裝置230的兩個冗余地構造的單元，一個數據連接從飛行控制裝置 230的冗余地構造的單元的其中一個延伸到第一啟動裝置201，而另一數據連接從飛行控制裝置230的另一冗余地構造的單元延伸到第二啟動裝置202。在數據鏈接的該基本結構中，啟動裝置201或202的其中一個相應地僅與冗余地構造的單元的一部分相連，并且特別是分別僅與冗余地構造的外部源頭的一個單元相連。 這樣相應地將每個啟動裝置201或202的接口復雜度減半。為了達到安全性及可靠性的要求，根據本發明設置成使得數據相應地分別經由分開的數據連接線路、也就是說經由分離的路徑——即，分別經由不同的傳送介質、或經由相同的傳送介質但具有物理上分離的數據連接——發送到另一啟動裝置201或202。通過該手段，避免了用于兩個控制器的數據均被一個介質誤傳的風險。每個啟動裝置201或202相應地使用相應地分別從另一啟動裝置 202或201發送的數據，以便借助于冗余測試來自其它系統的輸入信號的可信度和正確性。 該基礎結構是邏輯性的，自動功能的執行僅在兩個啟動裝置201和202均操作的情況下有效。在根據圖5的實施方式的實施例中，降低了啟動裝置201和202上的接口復雜度。在圖6中示出的冗余地構造的輸入信號至啟動裝置201或202的鏈接中，外部數據相應地至啟動裝置201或202中的第一個的鏈接經由分開的數據連接、也就是說經由分離的路徑進行，即，分別經由不同的傳送介質、或經由相同的傳送介質但具有物理上分離的數據連接進行，從而使得分別借助于連接線路分別提供從發動機控制系統210、傳感器裝置 220、以及飛行控制裝置230的各個冗余地構造的單元至第一啟動裝置201、202的連接。第二啟動裝置202經由數據總線以從屬功能的方式聯接到第一啟動裝置201。所有外部數據相應地至啟動裝置201或202的鏈接是通過主從式架構實施。此處，一個啟動裝置201承擔對所有數據的接收和評估并且將用以執行功能的指令發送至另一啟動裝置202。與圖4 和圖5的實施方式的形式相比，飛行器系統、特別是驅動裝置63、163的這種形式的實施方式具有降低的克服故障的安全性，這是因為在第一啟動裝置201故障的情形下不再能夠執行啟動功能。根據本發明的另一方面，關于傳送錯誤的存在以及關于可信度對來自外部源頭的數據進行評估。對于所建立的數據路徑，經由兩個分離的路徑的簡單的數據冗余是足夠的。AFDX(航空電子全雙工交換式以太網)和ARINC429(航空總線協議標準)能夠用作具有數據傳送協議的數據傳送介質或總線。取決于傳送介質，能夠訪問不同的參數來提供關于輸入數據的傳送錯誤或有效性的證據。用于該目的的實施例為預期的傳送率，奇偶性，狀態位(將傳送數據標記為正常、缺陷、測試數據、或未分析)。錯誤檢測必需在固定的時間段內進行確認，以獲得對數據有效性的有力的鑒定。 在該時間段期間，無效的輸入數據必需由上一個有效的輸入數據替代以用于在功能中的進一步處理。為了檢測輸入數據的可信度，對已由不同的路徑傳送和接收的相同數據之間的任何差異進行評估。最大容許差異包括信號公差以及經由不同路徑的信號的時間偏差乘以信號的最大變化率。這將在下面利用雷達高度參數的實施例來闡明。用以確定在地面上方的飛行器的高度的傳感器裝置220——例如，雷達高度系統——包括不同步工作的兩個雷達高度控制器。分別地，增升系統HAS的其中一個冗余地構造的啟動裝置201接收來自雷達高度控制器的雷達高度信號。分別地，將所接收的信號傳送到另一啟動裝置202。每個啟動裝置201 或202相應地能夠將相應地分別從另一啟動裝置202或201發送的信號與直接從雷達高度系統接收的信號進行比較。例如，最大爬升率能夠為200ft/s。高度測量分別以^ms的間隔進行。在該間隔的末尾，同步進行并且發送所測量和校正的信號。由此在雷達高度控制器中不存在延時。圖7示出了雷達高度信號到達增升系統以及在增升系統內的不同的信號路徑和信號傳送時間(分別在圖7中標出)，其中示出了相應地從雷達高度控制器131、132 傳送到第一啟動裝置201或202的信號的傳送時間。從每個雷達高度控制器131、132，相應地進行將所測量的信號傳送到輸入數據記錄站133或134。從該處，相應地將所測量的信號傳送到數據發送站135或136。雷達高度控制器并不同步運行。由此可以假定，在來自第一雷達高度控制器131的值與通過第二雷達高度控制器132傳送的值之間的最大時間是在118ms與Oms之間變化，換言之，其能夠具有118ms * 200ft/s = 23. 6ft 25ft的最大差值。除了雷達高度控制器信號的公差以外，因此還必需允許25ft的差異。超過該值的兩個接收信號之間的差值被認為是錯誤的。所接收的數據不能夠進一步使用。為了獲得關于缺陷數據源的有力的證據，還必需多次確認該差異。因為兩個信號相對于彼此的最大時間偏差不能在測試差異的每一次均出現，所以必需確定在具有特定周期時間的特定周期數上在每種情況下存在的最大時間偏差(也就是說，最小值)。以該方式，能夠減小最大容許差異。輸入信號的最大容許差異的計算必需針對每一參數進行。其分別是信號路徑和關聯連的延時的函數、每單位時間的數據的最大變化的函數、以及還是數據自身不準確性的函數。根據本發明的實施方式的一個實施例，以周期時間執行傳送功能，該周期時間確保以新的數據執行每個計算周期。必需多次確認達到功能干預的條件，以便保證有力的性能。但是，為了在系統中保證對功能的快速干預，還應盡可能低的保持確認的數目。在本發明的實施方式的該實施例中，通過用于使增升襟翼14a、14b自動縮回的啟動功能進行檢測，一方面達到關于發動機推力和最小飛行高度的條件以及可選地達到升降舵22的位置或運動或者用于調節升降舵22的指令信號的條件。另一方面，還檢測與功能的先決條件相關聯的條件。此處，如果從兩個雷達高度控制器將關于雷達高度的信息項——其彼此僅偏差最大的規定的差值——同時相應地傳送到啟動裝置201或202，則僅能夠由啟動功能命令延伸運動。由此，必需經由在兩個啟動裝置201或202之間的通信相應地獲得關于增升系統的其它啟動裝置的狀態的信息。根據本發明，關于雷達高度控制器131、132所描述的方法能夠設置用于每個冗余實施源，也就是說，特別是還用于發動機控制系統210的冗余地構造的單元和/或飛行控制裝置230的冗余地構造的單元。根據本發明，還能夠設有檢測，利用其來確立用于驅動的電源為足夠的。例如，如果必需用以供應液壓驅動式驅動裝置的液壓不存在，則不產生縮回襟翼的指令。如果不再達到這些條件，則設置成使得僅可以由于飛行員的主動干預來縮回襟翼。為此，必需分配給該手動輸入功能在所存在的任意其它功能之上的優先權。另外，必需為飛行員生成顯示，這樣使得能夠觀察到功能的任意干預、和關于他/她的任意反應。例如，控制器在斷電后的重啟之后，在系統中必需處于安全狀態。在重啟之前產生的用以縮回襟翼的指令可能在沒有等到來自飛行員的動作的情況下未被取消。為此，必需評估系統信息，以便確定功能指令是否是在重啟之前待解決的。
權利要求
1.一種飛行器的增升系統，其具有一個或多個增升襟翼(14a、14b)，具有啟動功能的啟動裝置(60、160)，用以產生用于調節所述增升襟翼(14a、14b)的位置的致動指令，與所述增升襟翼(Ha、14b)相聯的驅動裝置(63、163)，所述驅動裝置(63、163)實施為使其基于啟動指令在縮回位置與延伸位置之間調節所述增升襟翼(14a、14b)，其中，所述啟動功能基于輸入值產生致動指令并且將所述致動指令傳送到所述驅動裝置(63、163)以調節所述增升襟翼(Ha、14b)，其特征在于，所述啟動功能具有用于在飛行中使所述增升襟翼(14a、14b)自動縮回的功能，在所述增升襟翼(14a、14b)已呈延伸位置的飛行條件下所述功能同時考慮發動機推力和最小飛行高度來產生啟動指令，所述增升襟翼(14a、14b)根據所述啟動指令縮回。
2.根據權利要求1所述的增升系統，其特征在于，當前發動機推力是用于所述發動機推力的指令值。
3.根據權利要求1或2所述的增升系統，其特征在于，所述啟動功能具有用于在飛行中使所述增升襟翼(14a、14b)自動縮回的功能，所述功能實施為使得如果滿足所述啟動功能的預定條件，則從所述增升襟翼(14a、14b)已呈最大延伸位置的80%與100%之間的延伸位置的飛行條件開始，所述功能產生啟動指令，所述增升襟翼(14a、14b)根據所述啟動指令縮回到所述最大延伸位置的30%與80%之間的延伸位置，其中所述條件以如下方式構造所述啟動功能接收到如下的當前發動機推力的值所述當前發動機推力的值已達到發動機推力限制，所述啟動功能接收到如下的當前飛行高度的值所述當前飛行高度的值越過針對地面上方的最小飛行高度的規定的飛行高度限制，其中所述飛行高度限制為至少20m。
4.根據權利要求3所述的增升系統，其特征在于，所述發動機推力限制限定為大于最大發動機推力的50%的值。
5.根據前述權利要求中任一項所述的增升系統，其特征在于，用于使所述增升襟翼 (14a、14b)自動縮回的所述功能考慮如下值當前發動機推力，當前飛行高度的值，升降舵0 的位置或運動、或者用于將所述升降舵0 調節到導致上仰運動的狀態的指令信號。
6.根據權利要求5所述的增升系統，其特征在于，用以產生用于使所述增升襟翼縮回的所述啟動指令的條件以如下方式構造所述啟動功能接收到如下的當前發動機推力的值所述當前發動機推力的值超過發動機推力限制，其中所述發動機推力限制限定為在最大發動機推力的40%與90%之間的值，所述啟動功能接收到如下的當前飛行高度的值所述當前飛行高度的值越過針對地面上方的最小飛行高度的規定的飛行高度限制，其中所述飛行高度限制為至少20m，所述啟動功能接收到如下的升降舵0 的位置或運動或者升降舵0 的指令的值所述升降舵0 的位置或運動或者升降舵0 的指令的值超過規定的升降舵位置指令限制，其中所述升降舵位置指令限制是在所述升降舵0 沿導致上仰運動的方向的最大延伸位置的50%與100%之間的范圍中。
7.根據前述權利要求中任一項所述的增升系統，其特征在于，所述啟動裝置(60、160) 的用以傳送發動機推力和最小飛行高度的接口設有冗余。
8.根據權利要求7所述的增升系統，其特征在于，所述啟動裝置(60、160)的用以傳送所述升降舵0 的位置或運動、或者用以傳送用于調節所述升降舵0 的指令信號的所述接口設有冗余。
9.一種具有根據前述權利要求中任一項所述的增升系統的飛行器系統。
10.一種具有根據權利要求1至8中任一項所述的增升系統的螺旋槳飛行器。
11.一種具有根據權利要求9所述的飛行器系統的螺旋槳飛行器。
12.根據權利要求10或11所述的螺旋槳飛行器，其特征在于，在所述螺旋槳飛行器上， 驅動螺旋槳的發動機(P)安裝到所述機翼(10a、10b)。
13.根據權利要求10至12中任一項所述的螺旋槳飛行器，其特征在于，所述螺旋槳飛行器是上單翼飛行器。
全文摘要
本發明涉及一種用于飛行器的增升系統，其包括一個或多個增升襟翼(14a、14b)；具有啟動功能的啟動裝置(60、160)，用以產生用于設定增升襟翼(14a、14b)的調節狀態的位置指令；驅動裝置(63、163)，驅動裝置(63，163)與增升襟翼(14a、14b)相聯并且設計成使其基于啟動指令在縮回位置與延伸位置之間調節增升襟翼(14a、14b)，其中，啟動功能基于輸入值產生位置指令并且將其傳送到驅動裝置(63、163)用以調節增升襟翼(14a、14b)。啟動功能包括用于在飛行期間使增升襟翼(14a、14b)自動縮回的功能，在增升襟翼(14a、14b)處于延伸位置的飛行條件下該功能同時考慮發動機推力和最小飛行高度來產生啟動指令，增升襟翼(14a、14b)根據該啟動指令縮回。
文檔編號B64C13/16GK102458983SQ201080026035
公開日2012年5月16日 申請日期2010年4月16日 優先權日2009年4月16日
發明者伊娜·魯克斯, 奧拉夫·斯皮勒, 彼得·謝弗斯, 邁克爾·威爾默 申請人:空中客車營運有限公司