提供航空器速度控制的飛行控制系統模式和方法

專利名稱：提供航空器速度控制的飛行控制系統模式和方法
技術領域：
在此的技術涉及人機航空器控制用戶接口，并且更具體地涉及使用瞬間打開關閉開關的閉環速度控制用戶接口系統。示范性示出的非限制實現是在縱軸裝備有閉環控制規則的飛行器中使用的系統、裝置和方法。
背景技術：
在飛機制造業的歷史上在飛行員和航空器的空中控制面之間的控制接口受到大量的關注。最早的控制接口非常簡單但是需要很多飛行員技能來操作。現代的“有線飛行”接口利用了許多電子設備來協助飛行員并且使得飛行更安全并且更經濟。在“有線飛行”中，飛行員與電子用戶接口交互，電子用戶接口然后在每一個航空器控制面控制致動器。設計者堅持不懈地工作使得控制用戶接口更安全，更容易理解和操作，并且更有效、效率更高并且更可靠。使用“控制規則”的所謂“閉環控制”一般地用于控制在飛行期間的航空器。自從20世紀下半時已經使用了反饋控制規則來擴增航空器俯仰軸中的升降舵命令。按照現代的航空器，使用數字控制規則來實現基于顛簸速率、負載系數或它們的組合使用參考命令的控制規則。與負載系數結合的空速也可以作為參考命令被考慮。在一些情形下，全部三個變量被考慮作為參考命令，即，考慮負載系數、顛簸速率和空速。通常，在航空工業中，沿縱軸在閉環中操作的“有線飛行”航空器保持航空器的飛行路徑而飛行員人工地移動(偏斜)側搖桿控制器來為大多數飛行階段提供負載系數命令。在這種情形下，縱向控制規則提供了中性靜態的速度穩定性和自動配平。該類型的控制規則在巡航中提供卓越的處理性能而在著陸期間不需要該控制規則。更具體地，縱向控制規則常常不提供適當的著陸拉平特性，并且尤其是在著陸期間的速度穩定性。一般而言，在著陸期間當起落架高于跑道表面某一距離時(例如，大約15英尺)時通過增加航空器的俯仰角啟動著陸拉平就足夠減少下降率至想要的量(例如，100-200英尺每分鐘)。在大多數噴氣式飛機中，這將需要俯仰角增加某一數量(例如，I度至3度)。在拉平過程期間所述推進完美地平穩地降低至空轉，而在緊急著陸階段速度穩定性是特別重要的。見例如，TheAirplane Flying Handbook (U.S.Federal aviation administration 2011)(飛機飛行手冊(美國聯邦航空管理局2011))。行業中標準的解決方案是利用無線電測高計傳感器。在地面標高以上的高度信息用于將控制規則改變為近地帶有正速度穩定性的配置。因而，已經成為行業標準的是，在用于拉平(即，當航空器海拔達到拉平海拔時)的縱向控制規則中的配置改變是基于無線電測高計信息。具體地，當達到拉平高度時，帶有中性速度穩定性和自動配平的控制規則提供了帶有正速度穩定性的控制規則。然而，這類解決方案已經偶爾呈現在職事件，例如在進近期間由于誤差的高度指示過早啟動拉平。由外部的和內部的原因，例如天線上的水流污染物或結冰、退化的連接器、地形中反射率的變化和污染的跑道，可以干擾無線電測高計信息。與在緊急飛行控制應用中使用無線電測高計有關的另一個挫折是依賴冗余傳感器來保證必需的系統完整性。換句話說，一個無線電測高計失敗的調度可能不能保證必需的安全裕量。

發明內容
我們已經發現，代替或附加使用高度信息，當航空器設為進近配置時，即，當襟翼杠桿設為著陸位置并且起落架被鎖定時，使用縱向控制規則時可以實現速度穩定性。這意味著，當在縱向飛行員監控器中施加力時可以只完成速度的改變。在這種情況之下，通過使用在側搖桿中的瞬間打開關閉開關可以極大地減少配平航空器速度的努力，代替或附加于常規的上下配平開關，使得飛行員選擇空速的任務更加容易。受益于在緊急安全應用中不需要或使用無線電測高計信息，該控制規則在進近和著陸期間提供了良好的處理性能。在示范性示出的非限制的實現中，呈現了基于負載系數控制的控制規則。例如，飛行控制規則基于一組飛行參數和飛行員監控器的感測的位置計算負載系數命令。飛行員監控器可以是在航空工業中使用的用作與人類飛行員的接口的多個設備中的任何一個，例如控制桿、迷你控制桿、中央搖桿、控制軛或側搖桿。在該示例中，飛行參數包括但不限于襟翼位置、校準空速和動壓。在此的技術的目標是提出一種飛行控制系統和方法，當航空器被設為進近配置時，即，當襟翼杠桿被設為著陸位置并且起落架被鎖定時，其將正速度穩定性特征增加至縱向控制規則，而不需要使用無線電測高計信息。通過使用側搖桿中瞬間打開關閉開關可以極大地減小在進近期間配平航空器速度的努力。在此所述的示范性示出的非限制技術是一種飛行控制系統，當航空器被配置為用于著陸時，即，當襟翼杠桿處于著陸位置并且起落架被鎖定時，所述飛行控制系統將正靜態速度穩定性增加至縱向控制規則。因為示出的重新配置的用于著陸的控制規則不再提供自動配平能力，執行類似于常規航空器的人工配平過程:為了降低航空器速度，將需要飛行員保持縱向監控器處于拉回位置。一旦達到目標速度，飛行員可以通過按壓位于側搖桿的瞬間打開關閉開關來設定該新的速度參考值，其顯著地降低了飛行員的工作量。只要按壓瞬間開關，參考速度連續地與當前空速進行再同步。當釋放所述開關時，當前空速被閉鎖為新的參考。當航空器還沒達到新的參考速度時，為了避免主要表面中的瞬變現象，應用速率限制器。作為速度帶中的速度提示(bug)在主要飛行顯示器中可以指示參考速度。著陸模式的進行(engagement)也在主顯示器中標示為標記。示出的解決方案的非限制的優點是在進近和拉平飛行階段期間提供適當的處理性能的控制規則。因此，不再需要無線電測高計作為拉平控制規則的觸發器。這排除了使用誤差的高度信息的失敗情形并且允許帶有一個失靈無線電測高計的航空器的調度而不減少安全裕量。在一個示例非限制的實現中，當與基本配置的航空器相比不需要額外的硬件或物理部件來實現所建議的解決方案。示例非限制的示出的系統提供了一種飛行控制系統模式和方法，其通過使用飛行員監控器中的瞬間打開關閉開關提供了航空器的速度控制。當被配置為用于著陸時，建議模式的進行向控制負載系數需求的縱向控制規則增加正靜態速度穩定性。這樣的示出的系統可以提供:飛行控制系統檢測航空器被配置為用于著陸的一種方法。例如襟翼杠桿、起落架位置和輪上重量傳感器可以用于表征著陸階段。然而，任何其他的在航空工業中使用的傳感器可以用于檢測飛行階段、例如但不限于空速、慣性數據、無線電測高計、或由機組成員啟動的飛行員座艙開關。當在進行正速度穩定性時飛行員改變航空器速度的一種方法。在一個建議的解決方案中，為了降低航空器速度將需要飛行員保持縱向監控器處于拉回位置，并且為了加速將需要飛行員保持縱向監控器處于向前位置。飛行員監控器可能是在航空工業中使用的用作與人類飛行員的接口的多個設備中的任何一個，例如控制桿、迷你控制桿、中央搖桿、控制軛或側搖桿。飛行員選擇新的參考速度的一種方法。當達到目標速度時按壓位于飛行員監控器中的瞬間打開關閉開關來選擇當前速度作為參考速度。該瞬間開關可以包括在航空工業中使用的多個設備中的任何一個，例如開關、按鈕、旋鈕、杠桿、觸摸屏、等；.一種基于確定的邏輯處理數據和計算輸出并且命令升降舵表面的裝置；.一種根據所述處理數據和計算輸出的裝置給定的命令來命令升降舵表面的裝置；.一組傳感器，所述傳感器感測航空器的配置和飛行狀態，以在邏輯模塊使用，所述邏輯模塊判定是否在進行和正在運行飛行控制模式。.一旦在進行，感測航空器配置和飛行狀態的一組傳感器在邏輯模塊使用，所述邏輯模塊判定是否應該脫離飛行控制模式。


通過結合附圖參考示范性非限制的示出的實施例的以下詳細描述將更好并且更完全地理解這些和其他的特征和優點:圖1是航空器的非限制的示例，例如民用運輸機渦輪風扇；圖2是示例非限制的飛行控制系統的示范性示出的非限制的實現的示意圖，顯示了基本的非限制的系統結構；圖3呈現了基于帶有速度路徑的負載系數控制的縱向控制規則的示例非限制的結構的示意圖，所述速度路徑提供了正靜態速度穩定性；圖4是詳述了示范性示出的非限制的邏輯模塊的圖，其使控制規則的配置能夠帶有速度穩定性；圖5繪畫地描述了更多示例非限制的細節，速度穩定性如何被加進控制規則，顯示了參考速度如何設定并且德爾塔速度如何被轉換成德爾塔負載系數命令；以及圖6呈現了與示范性示出的非限制的飛行控制系統模式有關的示例非限制的主飛行顯示指示。
具體實施例方式圖1顯示了示例:雙渦輪風扇引擎民用運輸航空器A。在水平尾翼TW中安裝了兩個升降舵(I)用于顛簸控制，在主翼中安裝了兩個襟翼F用于控制上升和在著陸期間使航空器減速。尾升降舵I在起飛、飛行和著陸期間控制航空器A的顛簸。飛行員座艙C中的飛行員與航空器A交互以控制包括襟翼F和升降舵I的控制面。有線飛行電子飛行控制系統接受飛行員輸入(例如，通過襟翼杠桿7和飛行員監控器(inceptor) 2的人工操作，見圖2)，并且使用通常由數字(計算機)處理系統實現的自動控制規則來控制致動器，所述致動器進而控制襟翼F和升降舵I的位置。當著陸時，航空器A下側的起落架(未顯示)從航空器腹部中的艙下降，以提供輪子，其在著陸時接觸跑道并且允許航空器在跑道上滑行。圖2顯示了示例非限制的電子飛行控制系統FCS。航空器裝備有飛行員襟翼杠桿
(7)，飛行員可以人工地移動該襟翼杠桿來控制襟翼F的位置(控制主翼上的表面)，例如，來使航空器A著陸。本系統在著陸操作期間自動地進行，當:a)在著陸配置中(通過感測裝置9)感測和識別襟翼杠桿位置信號(8)，并且b)(通過感測裝置12)航空器被識別為正在空中，以及c)(通過感測裝置14感測到)起落架被鎖定。在進行該模式之后，控制規則把它的中性靜態速度穩定性和自動配平的特征改變成帶有正速度穩定性和人工配平的配置。在該帶有正速度穩定性的配置中，以與常規的航空器類似的方式完成配平過程。系統接收來自飛行員監控器(2)的縱向位置輸入(3)(其通過感測裝置4感測)。為了降低航空器速度將需要飛行員保持縱向監控器處于拉回位置。在相反的情況下，如果飛行員保持監控器向前推，則增加航空器速度。術語飛行員監控器包括在航空工業中使用的允許與人類飛行員交互的多個設備，例如，控制桿、迷你控制桿、搖桿、側搖桿和所有其他的設備。一旦達到目標航空器速度，飛行員致動(位于飛行員監控器2中)瞬間打開關閉開關(5)例如，通過用他的拇指按它，并且開關位置信息(其通過感測裝置6感測)用于選擇當前速度作為新的參考速度。例如，當按壓瞬間打開關閉開關時(指示飛行員希望設定速度)并且然后釋放(即，當飛行員滿意當前速度，其為他想要使用的速度設定)，參考速度可以這種形式設定。如圖6所示，飛行員經由顯示器D可以接收作為提示的視覺反饋，來使用瞬間打開關閉控制5設定速度配平并且使用常規速度帶ST上的速度提示46表示設定的速度。在該示例圖示中，當飛行員推并且然后釋放瞬間開關5時，在由飛行控制系統FCS自動地應用的控制規則中作為參考使用并且鎖定當前速度。在一個示例非限制的實現中，飛行員一釋放所述瞬間打開關閉控制5就鎖定當前速度。公開的瞬間打開關閉飛行員開關5可以包括在航空工業中使用的用于允許飛行員打開或關閉系統的多個設備中的任意一個，例如按鈕、杠桿、旋鈕、語音命令、思考命令、和其他的設備。在一個非限制的示例中，位于飛行員監控器側搖桿2的TCS(Touch ControlSteeringswitch觸摸控制操縱開關)按鈕可以作為“瞬間打開關閉開關”使用，因為該使用與互斥的兩個功能(即，操縱和著陸降落不能同時執行)給定的飛行指揮儀同步使用相互兼容。因為TCS按鈕已經在其他的應用中出現，沒有額外的重量被加到航空器并且沒有提供附加的控制一在著陸階段TCS開關僅僅再用于二次使用。然而，替代地可以使用任何其他的或附加的瞬間打開關閉開關或其他的位于飛行員座艙的控制。示出的系統接收來自一組傳感器的信號，S卩:ADS-空中數據系統一(10)，其提供攻角和空速，AHRS—姿態和朝向參考系統一(11)，其提供顛簸速率和法向加速度，和襟翼位置(13)。也可以使用其他的輸入。在示例非限制的實現中，經由發送數據的裝置(15)信息流出。全部這些數據，SP，來自飛行員命令和航空器傳感器，基于存儲在非臨時存儲介質SM中的可編程的代碼，被發送至處理數據和計算輸出的裝置(16)。處理裝置16可以包括，基于例如數字微處理器和相關聯的存儲器、外圍設備和硬件接口的任何常規的已知處理系統。然后，處理裝置(16)能夠基于接收的輸入數據，計算升降舵命令(18)。所述命令被發送至致動飛行控制面的裝置
(17)，其包括能夠命令升降舵表面(19)至所命令的位置的控制單元或致動器。因此，根據由處理系統(16)計算的命令定位升降舵表面I。經由一個或多個電子顯示器D和/或其他的輸出設備，例如音頻揚聲器、蜂鳴器等，處理系統16也能夠向飛行員和機組成員提供信息。圖3詳述了存儲在非臨時存儲介質SM中并且由處理系統(16)執行的示范性軟件程序控制指令，呈現了示意性的信號流圖。在該方法中，所述系統包括“正常負載系數命令(Nzcmd)功能的監控器位置”(20)。正常負載系數命令Nzcmd (21)用作閉環控制規則的設定點。基于兩項的總和計算饋送的向前命令(feed forward command)(34)。第一項(25)是通過與增益相乘得到的正常負載系數(Nzcmd)。為了計算第二項，通過二階濾波器(23)濾波所述正常負載系數(Nzcmd)。在該濾波過程中，估算負載系數命令的導數并且計算負載系數命令的濾波版本Nzf ilt。這兩個信號丨NzfiIt)通過與增益相乘以構成第二項(26)。作為結果的饋送向前命令(34)是(25)和(26)的總和。濾波的負載系數命令Nzfilt和負載系數命令的導數也被用于計算閉環命令的高頻路徑。在第一步驟中，分別地通過轉換系數(24)，作為Nzfilt和相乘的結果，創建攻角的參考和攻角速率的參考。然后從通過互補濾波器(α )和估算的攻角的導數值(cil)(27)傳遞的實際感測的攻角值中分別減去這些參考值。這兩個減法的結果分別與兩個增益(Gd、G )相乘，以產生閉環命令的高頻路徑(29)。

通過在濾波的負載系數命令Nzfilt和感測的負載系數之間的差的積分產生該閉環命令的積分路徑(30 )，所述感測的負載系數與增益相乘被轉換成穩定性軸(28 )。當航空器被配置為用于著陸時，為了提供正靜態速度穩定性，對基本控制規則進行兩個修改。第一修改是在參考速度(通過瞬間打開關閉開關由飛行員選擇)和感測的校準空速之間的誤差Λ VCAS (22)的計算。該誤差轉換成負載系數命令(20)中的德耳塔。然后結果Nzcmd (21)為原始Nzcmd加上由在參考速度和被轉換成德耳塔負載系數命令的CAS(校準空速)之間的差產生的誤差。第二修改是控制規則的閉環命令中低頻項(31)的計算。該項是與單獨增益相乘的姿態角(Θ )的感測值與真實空速(U)的總和。總的閉環命令(32)是積分項(30)、高頻項(29)和低頻項(31)的總和。總的閉環增益(總的閉環命令)經過階式濾波器(33)傳遞來服從結構穩定性的需要。最終升降舵命令(35)是與饋送向前命令(34)相加的階式濾波的閉環命令。升降舵命令被發送至電子單元，其通過電動液壓致動器(36)控制升降舵的位置。通過反饋控制系統的特定傳感器(37)感測在航空器動態響應中新的升降舵位置的效果。圖4描述了示例非限制的邏輯條件，為了滿足互鎖(bf =真)需要完成該條件，所述互鎖向縱向控制規則提供了正靜態速度穩定性:襟翼杠桿被配置為用于著陸(39)，起落架鎖定(40)并且航空器指示“空中”狀態(WOW (輪上重量weight on wheels) =假)(41)。在非限制的示出的示例中，為了提供速度穩定性，還需要不按位于飛行員監控器的瞬間打開關閉開關(38)。當按壓TCS或其他的瞬間打開開關，參考速度被同步為當前速度，其強制負載系數命令(20)中的德爾塔為零。隨著按開關，默認控制規則提供了中性靜態速度穩定性。圖5提供了當按壓瞬間開關5時控制規則算法內的配平過程上的細節。當在進行著陸模式時(bf =真)，參考速度(45)被利用當前速度的值更新(閉鎖)。如果飛行員在縱向監控器中用力，則改變航空器速度并且在參考速度和當前航空器速度之間產生誤差(42)。通過轉換增益將該速度誤差轉換成負載系數誤差。當按壓瞬間開關5時(bf =假)，參考速度同步為當前空速。換句話說，速度誤差即刻被設為零。為了避免當按壓瞬間開關時升降舵表面中的瞬時突變，使用速率限制器(43 )。進一步地，最終負載系數命令是監控器命令，由于在參考速度和當前空速之間的誤差其被轉換成通過整形函數(44)與德耳塔負載系數相加計算的需要的負載系數。控制規則(30)的積分路徑保證了配平速度達到零代替狀態誤差并且側搖桿處于中性位置。圖6顯示了示范性示出的主飛行顯示指示。當系統檢測到航空器被配置為用于著陸，通過“TCS TRM”標記(47)指示該模式，表明當在進行該模式時使用TCS開關作為用于配平航空器速度的主裝置。通過速度提示(46)在常規的速度帶ST中也指示參考速度。盡管已結合示范性示出的非限制的實施例描述了在此的技術，但是本發明不限于本公開。本發明旨在無論是否具體地在此公開，由權利要求限定并且覆蓋全部對應的和等價的布置。
權利要求
1.一種航空器飛行控制系統，所述航空器飛行控制系統用于控制具有控制航空器顛簸的至少一個升降舵的類型的航空器，所述系統包括: 操作地耦合于所述升降舵的致動器，所述致動器被構造為響應于控制信號而操作所述升降舵； 處理系統，所述處理系統耦合于所述致動器并且選擇地生成所述控制信號；以及 人工可操作的瞬間打開關閉控制，所述人工可操作的瞬間打開關閉控制向所述處理系統提供輸入； 所述處理系統被構造為基于控制負載系數需求的縱向控制規則來操作所述升降舵致動器，并且響應于所述人工可操作的瞬間打開關閉控制輸入，修改所述縱向控制規則以在進近和著陸期間設置速度。
2.根據權利要求1所述的飛行控制系統，其中所述瞬間打開關閉控制包括在飛行員監控器中的瞬間打開關閉開關。
3.根據權利要求1所述的飛行控制系統，其中所述處理系統自動地確定何時所述航空器被配置為用于著陸并且響應于自動著陸確定而基于所述瞬間打開關閉控制來有條件地進行速度設置。
4.根據權利要求3所述的飛行控制系統，進一步包括襟翼杠桿和起落架位置和輪上重量傳感器，所述處理系統使用所述襟翼杠桿和傳感器來表征著陸階段。
5.根據權利要求1所述的飛行控制系統，進一步包括人工可操作的縱向監控器，其中所述處理系統被構造為:當通過為了使航空器減速保持所述縱向監控器處于拉回位置并且為了使所述航空器加速保持所述縱向監控器處于向前位置來進行正速度穩定性時，允許飛行員改變航空器速度。
6.根據權利要求1所述的飛行控制系統，其中所述處理系統被構造為使得所述飛行員通過人工地按壓和/或釋放所述瞬間打開關閉控制來在進近和著陸期間選擇新的參考速度，當達到想要的目標速度時選擇當前速度作為所述參考速度。
7.根據權利要求1所述的飛行控制系統，其中所述處理系統被構造為基于確定的邏輯來處理數據和計算輸出，并且作為響應而命令所述升降舵致動器。
8.根據權利要求1所述的飛行控制系統，進一步包括一組傳感器，所述傳感器感測所述航空器的配置和飛行狀態，所述處理系統包括邏輯模塊，所述邏輯模塊判定是否允許進行和操作響應于所述瞬間打開關閉控制的預定飛行控制模式。
9.根據權利要求1所述的飛行控制系統，進一步包括一組傳感器，所述傳感器感測飛行器的配置和飛行狀態，所述處理系統包括邏輯模塊，所述邏輯模塊判定是否應該脫離響應于所述瞬間打開關閉控制的預定飛行控制模式。
10.在包括用于控制至少在著陸拉平期間控制航空器顛簸的至少一個升降舵的航空器飛行控制系統的類型的航空器上，一種控制方法包括: 基于控制負載系數需求的縱向控制規則，操作所述升降舵；以及 當飛機處于著陸階段時，響應于人工可操作的瞬間打開關閉控制輸入的飛行員人工操作，選擇地修改所述縱向控制規則以允許在進近和著陸期間所述飛行員設置速度。
11.根據權利要求10所述的方法，其中所述人工操作包括人工按壓和/或釋放布置在飛行員監控器的瞬間打開關閉開關。
12.根據權利要求10所述的方法，進一步包括在顯示的速度帶上顯示設置的速度提/Jn ο
13.根據權利要求10所述的方法，包括:響應于襟翼杠桿設置和起落架傳感器，確定何時所述飛機處于著陸階段。
14.在包括用于控制至少在著陸拉平期間控制航空器顛簸的至少一個升降舵的航空器飛行控制系統的類型的航空器上，一種存儲程序控制指令的非臨時存儲介質，所述程序控制指令控制所述飛行控制系統以: 基于控制負載系數需求的縱向控制規則，操作所述升降舵；以及當飛機處于著陸階段時，響應于人工可操作的瞬間打開關閉控制輸入的飛行員人工操作，選擇地修改所述縱向控制規則以允許在進近和著陸期間所述飛行員設置速度。
15.根據權利要求14所述的非臨時存儲介質，其中所述存儲的程序控制指令響應于布置在飛行員監控器上的瞬間打開關閉開關的人工按壓和/或釋放，選擇地修改所述縱向控制規則。
16.根據權利要求14所述的非臨時存儲介質，其中所述存儲介質存儲進一步的控制指令，所述進一步的控制指令引起在顯示的速度帶上顯示設置的速度提示。
17.根據權利要求14所述的非臨時存儲介質，其中所述存儲的程序控制指令進一步被構造為:響應于襟翼 杠桿設置和起落架傳感器，確定何時飛機處于著陸階段。
全文摘要
一種提供航空器速度控制的飛行控制系統模式和方法。縱向控制規則被設計為當航空器設為進近配置時，即當襟翼杠桿設為著陸位置并且起落架被鎖定時，優化飛行性能。在這種情況之下，通過使用瞬間打開關閉開關或側搖桿中的其他控制可以極大地減少對航空器速度的配平的努力，代替或附加于常規的上下配平開關，使得飛行員選擇空速的任務更加容易。受益于不需要或不使用緊急安全應用中的無線電測高計信息，所述控制規則在進近和著陸期間提供了卓越的處理性能。
文檔編號B64D31/06GK103144774SQ201210495608
公開日2013年6月12日 申請日期2012年11月28日 優先權日2011年11月28日
發明者法夫里西奧·賴斯·卡爾代拉, 馬科斯·維尼修斯·坎波斯, 小勒納·魯茲·安德廖利, 瓦戈納·奧利韋拉·德卡瓦略, 達芬·岡薩斯, 愛德華多·凱梅利耶爾, 丹尼爾·西凱拉, 盧卡斯·魯維亞諾 申請人:埃姆普里薩有限公司