飛行器失速保護(hù)系統(tǒng)的制作方法

本發(fā)明涉及飛行器失速保護(hù)系統(tǒng)，更具體地，涉及計算兩個不同最大攻角并且在不同時間將飛行器攻角限制成所述至少兩個不同最大攻角的飛行器失速保護(hù)系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

通常，飛行器具有附著流或非失速飛行區(qū)域和分離流或失速飛行區(qū)域。

在附著流飛行區(qū)域中，流過飛行控制面的流體(空氣)以可預(yù)測和預(yù)期的方式表現(xiàn)，并且因此能夠操縱控制面以在飛行器在空中飛行時控制飛行器的飛行路線和取向。在固定翼飛行器中，附著流飛行區(qū)域包括處于失速攻角之下的機(jī)翼和水平穩(wěn)定翼的攻角(其為在翼型的翼弦線與相對風(fēng)之間形成的入射角)。失速攻角為在飛行器機(jī)翼上方發(fā)生顯著的流體(空氣)分離時的攻角。在失速攻角的情況下，機(jī)翼不再生成足夠的升力來維持水平飛行，并且流過控制面(副翼、升降舵等)上方的流體不再足以允許控制面生成充足的力來控制飛行器。因此，控制面在控制飛行器的取向和飛行路線方面不再有效。超過失速攻角的攻角通常被稱為失速區(qū)域。

通常，不期望在失速飛行區(qū)域中操作飛行器。為防止在該區(qū)域中的操作，許多監(jiān)管機(jī)構(gòu)(諸如，在美國的聯(lián)邦航空局(FAA))要求主題飛行器呈現(xiàn)足夠的失速警告裕度和有效性。為滿足監(jiān)管的失速警告要求，許多飛行器制造商采用失速警告系統(tǒng)。失速警告系統(tǒng)為飛行員提供飛行器正在接近失速攻角的視覺、聽覺和/或觸覺指示。失速警告系統(tǒng)并不影響飛行員對飛行器的控制，并且由此，飛行員可選擇忽視失速警告系統(tǒng)并且命令飛行器進(jìn)入失速(或不受控)飛行區(qū)域。

在另一方面，通過從飛行員那里獲取對飛行控制面中的至少一些的控制并且致動飛行控制面以將飛行器維持在失速攻角之下的區(qū)域中，失速保護(hù)系統(tǒng)防止飛行器進(jìn)入失速飛行區(qū)域。通常，失速保護(hù)系統(tǒng)防止飛行器攻角超過失速攻角，使得機(jī)翼保持可預(yù)測的升力特性，并且除了防止可使飛機(jī)超過失速攻角的控制面的操縱以外，飛行員對控制面的操縱維持有效。

采用失速保護(hù)系統(tǒng)的飛行器通常通過特殊狀況問題報告過程(在美國)進(jìn)行認(rèn)證，因為傳統(tǒng)的失速要求不能被評估。一些監(jiān)管機(jī)構(gòu)(諸如，F(xiàn)AA)可授予飛行器制造商用于安裝失速保護(hù)系統(tǒng)的性能免除許可(performance relief credits)，這可在飛行器認(rèn)證過程期間產(chǎn)生競爭性的優(yōu)點。例如，不需要基于冰況中的失速速度的傳統(tǒng)操作速度裕度，這可產(chǎn)生改善的起飛和著陸性能。然而，盡管現(xiàn)有的失速保護(hù)系統(tǒng)防止飛行器偏移到不受控飛行區(qū)域中，但它們不一定使飛行器性能最大化，并且飛行員的輸入實際上能夠?qū)е嘛w行器能量比預(yù)期消耗地更快。已經(jīng)實施失速保護(hù)系統(tǒng)的飛行器通常已經(jīng)去除傳統(tǒng)的失速警告系統(tǒng)并且使用失速穩(wěn)健性/魯棒性展示替換失速警告展示。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

在一方面，控制處于大攻角中的飛行器的方法包括：測量飛行器的實際攻角，計算短期最大攻角，計算長期最大攻角，計算激活攻角，確定實際攻角是否大于激活攻角，將實際攻角限制成短期攻角，評估預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)是否滿足，以及如果預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)滿足，則將實際攻角限制成長期攻角。

進(jìn)一步根據(jù)前述第一方面，控制在接近失速飛行區(qū)域中的飛行器的方法可進(jìn)一步包括以下優(yōu)選形式中的一種或多種。

在一種優(yōu)選形式中，長期最大攻角小于短期最大攻角，并且在另一種優(yōu)選形式中，短期最大攻角小于或等于失速攻角。

在另一種優(yōu)選形式中，長期最大攻角與飛行器操作包線的上限或者與最優(yōu)氣動性能相關(guān)聯(lián)的預(yù)定攻角一致。

在另一種優(yōu)選形式中，激活攻角小于短期最大攻角，并且激活攻角小于或等于長期最大攻角。

在另一種優(yōu)選形式中，預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)取決于飛行器配置、飛行器狀態(tài)、環(huán)境飛行狀況、控制輸入和時間中的一個或多個，并且飛行器配置可由來自襟翼位置傳感器、縫翼位置傳感器、起落架位置傳感器、減速板位置傳感器、總重量傳感器或計算、重心傳感器或計算以及取決于環(huán)境狀況的系統(tǒng)設(shè)置(諸如防結(jié)冰系統(tǒng)或除冰系統(tǒng))中的一個或多個的輸入進(jìn)行確定。

在另一種優(yōu)選形式中，飛行器狀態(tài)可取決于飛行器攻角、飛行器俯仰角、飛行器傾斜角、飛行器空速或馬赫數(shù)、飛行器負(fù)荷系數(shù)、飛行器俯仰變化率和飛行器攻角變化率中的一個或多個。

在另一種優(yōu)選形式中，環(huán)境飛行狀況可取決于溫度和海拔中的一個或多個。

在另一種優(yōu)選形式中，控制輸入可取決于推力設(shè)置、控制攔截器位置和控制攔截器力中的一個或多個。

在另一種優(yōu)選形式中，飛行器的最大攻角可通過縱向控制面運動和橫向控制面運動的結(jié)合被限制。

在第二和第三方面，系統(tǒng)和飛行器包括操作性地聯(lián)接到存儲器的失速保護(hù)處理器，失速保護(hù)處理器執(zhí)行實現(xiàn)第一方面的方法的軟件，至少一個飛行配置傳感器操作性地聯(lián)接到失速保護(hù)處理器，飛行器配置傳感器向失速保護(hù)處理器提供飛行器配置數(shù)據(jù)，至少一個海拔傳感器操作性地聯(lián)接到失速保護(hù)處理器，所述至少一個海拔傳感器向失速保護(hù)處理器提供海拔數(shù)據(jù)，至少一個溫度傳感器操作性地聯(lián)接到失速保護(hù)處理器，所述至少一個溫度傳感器向失速保護(hù)處理器提供溫度數(shù)據(jù)。

已經(jīng)討論的特征、功能和優(yōu)點可在各個實施例中獨立完成，或者可在其他實施例中進(jìn)行結(jié)合，其進(jìn)一步的細(xì)節(jié)可參考以下描述和附圖。

附圖說明

圖1為根據(jù)本公開構(gòu)造的飛行器失速保護(hù)系統(tǒng)的示意圖；

圖2為可由圖1的系統(tǒng)使用的激活邏輯圖；以及

圖3為可由圖1的系統(tǒng)使用的攻角選擇邏輯圖。

具體實施方式

雖然下文闡述了許多不同實施例的詳細(xì)描述，但應(yīng)當(dāng)理解，本發(fā)明的法律范圍由隨附于本專利所列出的權(quán)利要求的文字進(jìn)行限定。詳細(xì)描述應(yīng)被解釋為僅為示例性的而并非描述每個可能的實施例，因為描述每個可能的實施例如果可能的話也是不切實際的?？墒褂卯?dāng)前技術(shù)或者在本專利提交日之后所開發(fā)的技術(shù)實現(xiàn)多種替代性實施例，它們?nèi)詫⒙淙霗?quán)利要求的范圍內(nèi)。

除非術(shù)語在本專利中使用語句“如本文所使用，術(shù)語‘____’在此限定為意為…”或類似語句被明確限定，否則并非旨在明確地或暗示地限制該術(shù)語的含義超出其平?；蚱胀ǖ暮x，并且此術(shù)語不應(yīng)被解釋為限制在基于在該專利的任何部分(除了權(quán)利要求的語言以外)中做出的任何陳述的范圍中。就在本專利所附的權(quán)利要求中列舉的任何術(shù)語以與單一含義一致的方式在本專利中加以引用而言，這樣做僅是為清楚起見以便不使讀者混淆，并且并非旨在暗示地或以其他方式將此權(quán)利要求術(shù)語限制到此單一含義。

如本文所用，術(shù)語“攻角”在此限定為意為在機(jī)翼的平均翼弦線或飛機(jī)上的其他所選參考線與相對風(fēng)之間形成的角度。

如本文所用，術(shù)語“冰況”在此限定為意為飛行器冰探測裝置指示冰可能積聚在空氣動力面上或者實際檢測到冰在空氣動力面上時的大氣狀況。

如本文所用，術(shù)語“αCLmax”在此限定為意為對于給定的飛行器配置和空速，飛行器生成最大升力時的攻角。術(shù)語“αCLmax”還意為生成最大升力系數(shù)的攻角，最大升力系數(shù)等于在攻角與升力系數(shù)曲線圖上的最高點。

如本文所用，術(shù)語“α失速”在此限定為意為飛行器進(jìn)入失速飛行區(qū)域時的攻角。術(shù)語“α失速”應(yīng)包括大于飛行器進(jìn)入空氣動力失速時的攻角的所有攻角。

如本文所用，術(shù)語“接近失速區(qū)域”在此限定為意為在αClmax之前但大于正常操作攻角的任何攻角。

如本文所用，術(shù)語“主飛行控制面”在此限定為意為由飛行器的飛行駕駛臺上的操作桿、控制桿或踏板激活的任何飛行控制面。術(shù)語“主飛行控制面”應(yīng)包括副翼、升降舵、方向舵和擾流板。

術(shù)語“副飛行控制面”在此限定為意為并未由飛行的飛行駕駛臺上的操作桿、控制桿或踏板激活的任何飛行控制面。術(shù)語“副飛行控制面”應(yīng)包括穩(wěn)定翼、后緣襟翼、諸如前緣襟翼或前緣縫翼的前緣設(shè)備以及飛行擾流板或減速板。

術(shù)語“機(jī)翼”在此限定為意為附接到飛行器、生成飛行所需的大部分升力的翼型。

術(shù)語“水平穩(wěn)定翼”在此限定為意為附接到飛行器、平衡任何飛機(jī)俯仰力矩的翼型。

參考圖1，其示出失速保護(hù)系統(tǒng)100，失速保護(hù)系統(tǒng)100針對第一時間段將飛行器限制成短期最大攻角或第一攻角(α1)，并且在滿足預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)之后針對第二時間段將飛行器限制成長期最大攻角或第二攻角(α2)。失速保護(hù)系統(tǒng)100基于預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)有利地防止飛行器持續(xù)行進(jìn)到不受控飛行區(qū)域內(nèi)，并且當(dāng)滿足第二組預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)時過渡到低于αClmax的更有效的攻角，以在飛行器在接近失速的區(qū)域中進(jìn)行操作的同時減少飛行器能量(空速和/或海拔)的損失。

通常，失速保護(hù)系統(tǒng)100包括失速保護(hù)計算機(jī)110，失速保護(hù)計算機(jī)110為飛行控制計算機(jī)(FCC)112的一部分或與其相關(guān)聯(lián)。FCC 112操縱飛行器的主飛行控制面和副飛行控制面。在一些實施例中，失速保護(hù)計算機(jī)110可集成到自動駕駛系統(tǒng)中。在另一些實施例中，失速保護(hù)系統(tǒng)110可集成到飛行器的飛行管理系統(tǒng)(FMS)中，飛行管理系統(tǒng)可包括飛行控制計算機(jī)(FCC)112。在另一些實施例中，失速保護(hù)計算機(jī)110可以為與FCC 112通信的單獨的設(shè)備。在圖1所示的實施例中，失速保護(hù)計算機(jī)110被FCC 112包圍。

失速保護(hù)系統(tǒng)100確定飛行器飛行狀態(tài)120，飛行狀態(tài)120包括攻角122(其可接收自攻角傳感器或為來自FCC的估計)、諸如襟翼位置124或減速板位置125(其可接收自襟翼傳感器或減速板傳感器)的副飛行控制面位置、空速或馬赫數(shù)126(其可接收自空速或馬赫數(shù)指示器)、冰況128(其可包括一個或多個冰檢測器以及接收自溫度傳感器的靜態(tài)空氣溫度和/或總空氣溫度)、推力130(其可包括接收自節(jié)流閥位置傳感器的節(jié)流閥位置)、起落架位置132(其可接收自起落架傳感器)、負(fù)荷系數(shù)134(其可接收自慣性傳感器)、飛行器總重量136(其可接收自FCC，或者被估計)、飛行器重心138(其也可接收自FCC或者被估計)、飛行器俯仰速率140(其可接收自內(nèi)部傳感器)、攻角變化速率142(其可接收自攻角傳感器)以及海拔143(其可接收自氣壓高度計、無線電高度計或全球定位系統(tǒng)高度計)中的一個或多個。

飛機(jī)狀態(tài)120可由失速保護(hù)計算機(jī)110經(jīng)由通信鏈路150接收。通信鏈路150可包括在失速保護(hù)計算機(jī)110與以上所列的各種傳感器之間的有線或無線通信鏈路150a，以及在FCC 112與以上所列的各種傳感器之間的有線或無線通信鏈路150b。

失速保護(hù)計算機(jī)110還接收來自飛行駕駛臺中的駕駛柱或控制桿的輸入。

失速保護(hù)計算機(jī)110包括處理器154和操作性地聯(lián)接到處理器154的存儲器156。存儲器156存儲激活邏輯158和選擇邏輯160。激活邏輯158和選擇邏輯160可由處理器154訪問和執(zhí)行。將關(guān)于圖2進(jìn)行進(jìn)一步描述的激活邏輯160確定飛行器狀態(tài)何時超過預(yù)定激活攻角(α3)。如果飛行器狀態(tài)120超過預(yù)定激活攻角(α3)，則失速保護(hù)計算機(jī)110前進(jìn)到使用選擇邏輯160計算第一最大攻角(α1)和第二最大攻角(α2)，其中選擇邏輯160將關(guān)于圖3進(jìn)行進(jìn)一步描述。

一旦已經(jīng)計算或選擇第一最大攻角(α1)和第二最大攻角(α2)，則失速保護(hù)計算機(jī)110就將第一最大攻角(α1)和第二最大攻角(α2)發(fā)送至FCC 112中的攻角控制法則162，使得FCC 112生成命令(諸如，升降舵命令170、穩(wěn)定翼命令172、推力命令174和/或擾流板命令175)，然后所述命令激活飛行控制面以根據(jù)選擇邏輯160將飛行器狀態(tài)維持在處于或低于第一最大攻角(α1)或第二最大攻角(α2)。在激活飛行控制面之后，飛行器將對飛行控制面的變化做出反應(yīng)，從而產(chǎn)生飛行器響應(yīng)164，飛行器響應(yīng)164由上述各種傳感器被記錄在更新的飛行器狀態(tài)120中?？蛇x地，地形防撞系統(tǒng)166可操作性地連接到失速保護(hù)計算機(jī)110，以向失速保護(hù)計算機(jī)110提供地形信息，這有助于為第一最大攻角(α1)選擇合適的時間段。

現(xiàn)在轉(zhuǎn)向圖2，其示出激活邏輯200的一個實施例，激活邏輯200可由失速保護(hù)計算機(jī)110執(zhí)行。通常，激活邏輯200開始于在210處超過某些約定閾值。約定閾值可包括空速界限或攻角界限。如果飛行器超過約定閾值，則失速保護(hù)計算機(jī)110執(zhí)行激活邏輯200。在激活之后，在212處測量飛行器攻角。如果在214處飛行器攻角低于預(yù)定激活攻角，并且如果攻角變化速率較低(例如，攻角以每秒小于5°進(jìn)行變化)，則激活邏輯200不再進(jìn)一步進(jìn)行，且在216處終止，這是因為飛行器沒有在接近失速的區(qū)域中進(jìn)行操作，或者對于飛行員而言有足夠的時間介入來防止飛行器偏移到接近失速區(qū)域。

如果在218處飛行器攻角大于預(yù)定激活攻角，或者如果攻角接近激活攻角(α3)并且變化速率足夠大(例如，攻角以每秒大于5°進(jìn)行變化)，則激活邏輯200指示處理器前進(jìn)到選擇邏輯(其將關(guān)于圖3進(jìn)行進(jìn)一步描述)，選擇邏輯200在220處確定第一最大攻角(α1)和第二最大攻角(α2)。一旦選擇邏輯已經(jīng)在220處確定了第一最大攻角和第二最大攻角，則激活邏輯200在通過失速保護(hù)計算機(jī)110的處理器154被執(zhí)行時在222處向FCC 112(圖1)發(fā)送命令，來激活飛行控制，從而將飛行器攻角限制成第一最大攻角(α1)(例如，在一個實施例中，將飛行器攻角限制成α失速)。

在222處發(fā)送命令之后，處理器154在224處檢查定時器，并且處理器154在225處檢查預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)(諸如，空速和/或攻角和/或飛行路線角度)，以查看是否滿足任意預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)。如果在226處定時器小于預(yù)定最大時間(例如，小于10秒，優(yōu)選地小于8秒，并且更優(yōu)選地小于5秒)，并且如果在225處未滿足預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)，則處理器154返回步驟212并且測量飛行器的攻角。然而，如果在228處定時器大于預(yù)定最大值或者如果滿足預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)，則處理器154在230處向FCC 112發(fā)送命令，以將飛行器攻角限制成第二最大攻角(α2)(在一個實施例中，其可以為針對最大性能的攻角)。處理器154還可更新激活攻角(α3)，以維持至第二最大攻角(α2)的裕度。FCC 112可向飛行控制面(主飛行控制和副飛行控制兩者)的一個或多個致動器發(fā)送激活命令，(所述控制面未在附圖中示出，但本領(lǐng)域的技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解，其存在于所述飛行器上)，以命令飛行控制面以期望的方式移動，從而防止飛行器超過第二最大攻角(α2)。飛行控制面的致動器可包括機(jī)械致動器、液壓致動器、電動致動器、氣動致動器或其任何組合。然后，處理器154可在232處繼續(xù)測量飛行器的攻角和飛行員駕駛柱輸入，直到飛行器攻角小于激活攻角(α3)，或者直到檢測到駕駛員干預(yù)(其由命令攻角減小的駕駛柱輸入指示)，此時激活邏輯200終止。

當(dāng)執(zhí)行激活邏輯200時，處理器154命令FCC 112針對預(yù)定最大時間段將飛行器攻角限制成第一最大攻角(α1)，這可防止飛行器進(jìn)入失速飛行區(qū)域。通過防止失速，這可有利地增強(qiáng)飛行安全，同時允許飛行器制造商實現(xiàn)由監(jiān)管機(jī)構(gòu)授權(quán)的性能優(yōu)勢。其后，激活邏輯200命令FCC 112將飛行器攻角限制成第二最大攻角(α2)，直到飛行器不再在接近失速的區(qū)域中進(jìn)行操作，這有利地使飛行器能量狀態(tài)最大化，其可用于針對可能的最大時間避開地形或障礙物。例如，在微爆流(microburst)期間，飛行員可向后拉滿駕駛柱或控制桿，從而命令將超過失速攻角的飛行狀況。失速保護(hù)系統(tǒng)100防止飛行器攻角超過第一最大攻角(α1)，這針對第一(較短)時間段防止在失速飛行區(qū)域中的操作。該較短時間段將允許飛行員評估情況并且確定脫險行動的最佳方案。在第一(較短)時間段過去之后，失速保護(hù)系統(tǒng)100過渡到第二最大攻角(α2)，這使飛行器能量狀態(tài)最大化以允許飛行員以最大的時間量執(zhí)行逃脫動作，從而避開地形或障礙物。換言之，所公開的失速保護(hù)系統(tǒng)100將失速保護(hù)和最大化的飛行器性能結(jié)合到單個系統(tǒng)中。

現(xiàn)在轉(zhuǎn)向圖3，其示出選擇邏輯300的一個實施例。最初，當(dāng)在處理器154上被執(zhí)行時，選擇邏輯300在310處確定飛行器配置。例如，選擇邏輯300可接收來自檔位指示器的輸入(以確定檔位位置)、來自襟翼指示器的輸入(以確定前緣和/或后緣襟翼或縫翼位置)、來自推力桿的輸入(以確定可用推力)、來自空速或馬赫數(shù)指示器的輸入(以確定空速或馬赫數(shù))、來自飛行器積冰儀表的輸入(以確定冰的存在)、來自減速板手柄或指示器的輸入(以確定減速板位置)、來自FMC或FCC的輸入(以確定重心和/或飛行器重量)以及來自攻角指示器的輸入(以確定攻角或攻角的變化速率)。在320處，選擇邏輯300確定飛行器狀態(tài)(包括配置和飛行狀況)。飛行器狀態(tài)可用于修改從第一最大攻角(α1)到第二最大攻角(α2)的過渡。選擇邏輯還在335處測量駕駛柱力和位置以估計飛行員輸入或自動駕駛儀輸入。選擇邏輯300使用來自步驟310至步驟335的輸入以在340處計算第一最大攻角(α1)，并且在350處計算第二最大攻角(α2)。激活攻角(α3)在360處被計算或預(yù)先確定。然后，如上所述，失速保護(hù)系統(tǒng)110使用第一最大攻角(α1)、第二最大攻角(α2)和激活攻角(α3)。

在所有情況下，第二最大攻角(α2)均將小于第一最大攻角(α1)，因為產(chǎn)生最大性能的攻角通常小于CLmax處的攻角。

在上述示例中，預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)(在過渡到第二最大攻角(α2)之前)可以為與海拔有關(guān)，因為由于飛行器能量狀態(tài)在較低海拔處較低，所以過渡到第二最大攻角(α2)在較低海拔處更關(guān)鍵，因此在較低海拔處保存/節(jié)省能量更重要。

示例實施例

在一個實施例中，失速誤用保護(hù)功能設(shè)置的子集可基于以下因素被確定。α1可基于與氣動失速相關(guān)聯(lián)的α一致的著陸配置。對于該實施例，確定α1為18°。確定α2為與和失速警告系統(tǒng)的激活一致的操作飛行包線的上限一致。對于該實施例，確定α2為14°。對于該實施例，確定α3為與α2一致。在另一些實施例中，α3可小于α2。預(yù)定邏輯用于確定α1和α2之間的過渡，預(yù)定邏輯可基于測量實際攻角至少等于α1，并且然后依據(jù)監(jiān)測縱向控制件抵抗后部止動進(jìn)行測量至少2秒的持續(xù)時間。在另一些實施例中，過渡可僅基于失速警告的持續(xù)時間；例如，如果失速警告保持激活至少5秒，則系統(tǒng)將界限命令從α1過渡到α2。

當(dāng)駕駛員在處于最終進(jìn)場時的著陸配置中的情況下通過應(yīng)用后部縱向控制輸入對情況作出反應(yīng)以試圖獲得期望的俯仰姿態(tài)或者試圖維持到跑道的特定下滑路線時，可遇到第一情形。此飛行員輸入可在風(fēng)向或風(fēng)速變化期間諸如在遇到風(fēng)切變期間發(fā)生。在該情況下，飛行員可應(yīng)用還未到達(dá)后部止動的恒定的后部縱向控制件。由于該控制輸入，測量的攻角增加超過α3，并且實際俯仰姿態(tài)增加超過預(yù)期的姿態(tài)，從而導(dǎo)致俯仰和攻角兩者均過沖。該過沖導(dǎo)致失速誤用保護(hù)功能的激活，失速誤用保護(hù)功能將實際攻角限制成α1。一旦預(yù)期到飛行員通過手動釋放縱向控制后部壓力或位置將實際攻角減小至低于α3對激活的失速警告作出反應(yīng)，則失速誤用保護(hù)功能將停止限制實際攻角。

當(dāng)駕駛員在處于最終進(jìn)場時的著陸配置中的情況下對情況作出反應(yīng)從而導(dǎo)致突然且持續(xù)地應(yīng)用后部縱向控制輸入到后部界限時，可遇到第二情形。此控制輸入可在微爆流或其他下降氣流期間經(jīng)歷。由于這種無意或有意的控制輸入，測量的攻角增加超過α3，從而導(dǎo)致失速誤用保護(hù)功能的激活，失速誤用保護(hù)功能首先將實際攻角限制成α1。然后，到α2界限的預(yù)定過渡被激活，從而導(dǎo)致實際攻角被限制成α2，由此以與飛行員訓(xùn)練和程序一致的更有效且安全的方式管理飛行器的總能量。一旦通過手動釋放縱向控制后部壓力或位置使測量的攻角小于激活α3，則失速誤用保護(hù)功能將停止限制實際攻角。

在上述實施例中，第一最大攻角(α1)通常等于αCLmax，而第二最大攻角(α2)通常等于最大性能的α。然而在另一些實施例中，第一最大攻角(α1)和第二最大攻角(α2)可不同。

在一些實施例中，使用飛行器縱向控制和橫向控制的結(jié)合限制實際攻角(α)。

在另一些實施例中，飛行器配置可由來自一個或多個位置傳感器的輸入進(jìn)行確定，并且取決于環(huán)境飛行狀況的系統(tǒng)設(shè)置可基于冰或冰況的存在進(jìn)行確定。

在又一些其他實施例中，第一最大攻角(α1)可稍微大于αCLmax，并且實際攻角(α)受到限制以防止較大地行進(jìn)超出氣動失速的攻角。

上述系統(tǒng)有利地允許飛行器操作者或飛行員對于任何給定的一組飛行狀況均從飛行器獲取最大性能，而不存在飛行器失速或者在高阻力狀況下操作較長/延長時間段的風(fēng)險。因此，所述系統(tǒng)允許飛行員針對最長時間段維持最大飛行器能量，這對在低海拔飛行期間避開地形或其他障礙物來說是有必要的。此外，上述系統(tǒng)以與當(dāng)前的飛行員訓(xùn)練理念一致的方式控制飛行器，并且在維持失速保護(hù)時允許飛行員使用當(dāng)前的警告和程序。上述系統(tǒng)還保持由常規(guī)失速警告系統(tǒng)提供的優(yōu)點特征。

盡管以上描述總體涉及飛行員對飛行器的手動控制，但本說明書也可應(yīng)用到由自動駕駛儀進(jìn)行的飛行器的自動控制。

本公開的進(jìn)一步示例性實施例將在以下條款中進(jìn)行闡述。

條款1.一種用于控制處于大攻角的飛行器的方法，所述方法包括測量飛行器的實際攻角(α)；計算短期α(α1)；計算長期α(α2)；計算激活α(α3)；確定所述實際攻角(α)是否大于α3；將所述實際攻角(α)限制成所述短期α(α1)；評估預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)是否已經(jīng)滿足；以及如果所述預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)已經(jīng)滿足，則將所述實際攻角(α)限制成所述長期α(α2)。

條款2.根據(jù)條款1所述的方法，其中所述短期α(α1)等于或小于α失速。

條款3.根據(jù)條款1或2中的任一項所述的方法，其中所述長期α(α2)小于所述短期α(α1)。

條款4.根據(jù)條款3所述的方法，其中所述長期α(α2)可與所述飛行器操作包線的上限或者與最優(yōu)氣動性能相關(guān)聯(lián)的預(yù)定攻角一致。

條款5.根據(jù)條款1至4中任一項所述的方法，其中所述激活α(α3)小于所述短期α(α1)。

條款6.根據(jù)條款5所述的方法，其中所述激活α(α3)可小于、等于或大于所述長期α(α2)。

條款7.根據(jù)條款1至6中的任一項所述的方法，其中包括以下各項中的至少一種：a)所述預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)取決于飛行器配置、飛行器狀態(tài)、環(huán)境飛行狀況、控制輸入和時間；b)所述飛行器配置取決于襟翼位置、起落架位置、減速板位置、總重量、重心和取決于環(huán)境飛行狀況的系統(tǒng)設(shè)置；c)所述飛行器狀態(tài)取決于所述攻角、俯仰角、傾斜角、空速、馬赫數(shù)、負(fù)荷系數(shù)、俯仰速率和攻角速率；d)所述環(huán)境飛行狀況取決于溫度和海拔；e)所述環(huán)境飛行狀況取決于溫度和海拔；或者f)所述控制輸入取決于推力、控制攔截器位置和控制攔截器力。

條款8.根據(jù)條款7所述的方法，其中包括以下各項中的至少一種：a)所述控制數(shù)輸入在所述激活α(α3)處開始；或者b)所述控制輸入包括移動一個或多個飛行器縱向和橫向控制件，包括升降舵、穩(wěn)定翼、推力桿和擾流板中的至少一個。

條款9.根據(jù)條款1至8中的任一項所述的方法，其中包括以下各項中的至少一種：a)所述短期α(α1)基于飛行器配置、飛行器狀態(tài)和環(huán)境飛行狀況進(jìn)行確定；b)所述長期α(α2)基于飛行器配置、飛行器狀態(tài)和環(huán)境狀況進(jìn)行確定；(c)所述激活α(α3)基于所述短期α(α1)、所述長期α(α2)中的一個或基于飛行器狀態(tài)的其他預(yù)定義計算進(jìn)行確定。

條款10.一種用于限制飛行器的攻角接近大攻角的系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括操作性地聯(lián)接到存儲器的失速保護(hù)處理器；其中，所述失速保護(hù)處理器可操作成聯(lián)接到至少一個飛行器配置傳感器并且接收來自所述飛行器配置傳感器的飛行器配置數(shù)據(jù)；其中所述失速保護(hù)處理器可操作成聯(lián)接到至少一個海拔傳感器并且接收來自所述至少一個海拔傳感器的海拔數(shù)據(jù)；其中所述失速保護(hù)處理器可操作成聯(lián)接到至少一個溫度傳感器并且接收來自所述至少一個溫度傳感器的溫度數(shù)據(jù)；以及存儲在所述存儲器中并且可在所述處理器上執(zhí)行的軟件程序，所述軟件程序?qū)崿F(xiàn)根據(jù)條款1至9中任一項所述的方法。

條款11.根據(jù)條款10所述的系統(tǒng)，其中所述失速保護(hù)處理器指示飛行控制計算機(jī)針對預(yù)定最大時間段將所述實際飛行器攻角限制成所述短期α(α1)，并且在所述預(yù)定最大時間段已過或者單獨的預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)已經(jīng)滿足之后，所述失速保護(hù)處理器指示所述飛行控制計算機(jī)將所述實際飛行器攻角限制成所述長期α(α2)。

條款12.根據(jù)條款10或11中的任一項所述的系統(tǒng)，其中包括以下各項中的至少一種：a)所述海拔傳感器包括氣壓海拔傳感器和無線電測高計傳感器中的一個或多個；或者b)所述溫度傳感器包括靜態(tài)空氣溫度傳感器和總空氣溫度傳感器中的一個或多個。

條款13.根據(jù)條款10至12中的任一項所述的系統(tǒng)，其進(jìn)一步包括操作性地連接到所述失速保護(hù)處理器的地形防撞系統(tǒng)，所述地形防撞系統(tǒng)向所述失速保護(hù)處理器提供地形數(shù)據(jù)。

條款14.一種飛行器，其包括：飛行控制計算機(jī)，所述飛行控制計算機(jī)聯(lián)接到升降舵致動器、穩(wěn)定翼致動器、推力致動器和擾流板致動器；根據(jù)條款10至13中的任一項所述的攻角限制系統(tǒng)，其中所述失速保護(hù)處理器操作性地聯(lián)接到所述飛行控制計算機(jī)。

盡管以上已經(jīng)描述了各種實施例，但本公開并非旨在限制于此?？蓪λ_的實施例作出變化，所述變化仍在隨附權(quán)利要求的范圍內(nèi)。