專利名稱：限制飛行器方向舵偏轉角的方法和系統的制作方法
技術領域：
本發明涉及在特定飛行狀態下，尤其是當飛行器處于側滑狀態且以最大 偏轉角控制其方向航的偏轉時，用于限制飛行器方向舵偏轉角的方法。本發 明還涉及實施所述方法的系統。
本發明應用于航空領域，尤其是飛行器方向舵控制領域。
背景技術：
在飛行器中，方向舵是安裝在飛行器尾翼上的活動翼面，自駕駛艙控制 它以改變飛行器的方向。尾翼構成飛行器的相對較大的表面，其基本作用在 于保證飛行器路徑的穩定性。尾翼能夠支撐可能相對較大的力。然而，所述 力不應超過可能導致尾翼斷裂的一定負荷。所述力取決于飛行器的飛行狀 態，尤其是飛行速度。因此，為了限制尾翼上的力，存在一種安裝于大部分 飛行器上的系統，其允許在某些飛行狀態下限制方向舵的偏轉，也就是限制 方向舵的被允許的偏轉角。所述限制是借助于位于方向舵兩側的限位裝置獲 得的，所述限位裝置的位置通過作動器來控制。對方向舵的偏轉角的限制與
飛行器iUL直接相關。因此，飛行器飛行速度越快且方向舵的偏轉角越小， 則P艮位裝置越靠近方向舵。相反，飛行器速度越慢，所允許的偏轉角越大， 則P艮位裝置越遠離方向舵。
在飛行器正常飛行狀態下，方向舵用在降落時令飛行器對正降落跑道， 并在飛行器在地面滑行時使用。在所述的兩種情況下，飛行器ilJL緩慢。因 此，方向舵所允許的偏轉角可以較大。
在飛行器的非正常飛行狀態下，例如當出現發動機故障時，方向舵可以 用來補償在發動機效率下降時出現的不對稱。事實上，當發動機停止運轉時， 飛行器處于側滑狀態，歪斜航行，也就是飛行器不再處于飛行軸線上。因此 必須操作方向舵來使飛行器重新處于飛行軸線上。在所述狀況下，重要的是 方向舵允許的偏轉角足夠大，從而允許對飛行器進行這樣的矯正。
傳統的方向舵偏轉角限制系統被設置為用來使飛行員能補償所述發動機故障產生的效應。換言之，傳統上對限制的計算方式使飛行員有足夠的權 限以能補償由發動機故障導致的不對稱。
然而，傳統系統并未考慮可能需要方向舵的其他非正常情形。
事實上，沒有什么阻止飛行員在相反方向上以獲得所允許的最大偏轉的 角度相繼發出多個方向舵偏轉^^令。例如，如果飛行員由于第一種原因在第 一方向上控制進行第 一方向航偏轉，隨后由于其它原因在相反方向上進行笫 二方向舵偏轉，隨后又在第一方向上進行第三方向舵偏轉，這三次偏轉均以 最大偏轉角進行，從而，尾翼承受的應力可能變得很大，以致飛行器的結構 因之受到損傷。
在另一種非正常飛行狀態的例子中，如果在方向舵偏轉命令或發動機故
障之后飛行器處于側滑狀態，飛行器將歪斜航行。因ot(^在側面氣流。如果 在此時飛行員為了恢復飛行軸線而以最大角度進行方向舵的偏轉，則方向舵 會再次完全處于氣流中。應力開始重壓于方向舵。如果飛行員在相反方向以 最大角度再次操控方向舵的偏轉，則尾翼所承受的力可能超過針對飛行器所 計算的負載。
尾翼所承受的力因此可能達到甚至超過飛行器自身結構的極限。在最嚴 重的情況下，尾翼可能在力或應力的作用下斷裂，導致飛行器墜毀。
發明內容
本發明的目的正是在于彌補以上陳述的技術缺點。為此，本發明提出一 種方法和一種系統，其能通過阻止所述類型的^作(即在相反方向以最大偏 轉角相繼進行方向舵的偏轉)來增加飛行器安全性。為此，本發明的方法和 系統實現在特定飛行狀態下對方向舵所允許的偏轉角的限制。換言之，本發 明提出了減小飛行員對方向舵的操控的權限，從而在飛行器處于側滑并在相 反方向上操控方向舵的偏轉直到所允許的最大角度時，限制尾翼上的力。
更確切地，本發明涉及一種限制飛行器方向舵偏轉角的方法，其包括根 據飛行器速度確定所允許的最大偏轉角的操作，其特征在于，其包括以下操 作
-檢測飛行器側滑狀態以及接下來的以最大偏轉角及笫一方向對方向 舵偏轉的第一控制，
—實施對所允許的最大偏轉角的限制。所述方法可以包括以下一個或多個特征
-檢測飛行器的側滑狀態包括檢測方向舵以最大偏轉角及與第一方向 相反的第二方向進行的偏轉，
-檢測飛行器的側滑狀態包括檢測飛行器的非零橫向加速度。
本發明還涉及用于實施所述方法的系統。所述系統是一種限制飛行器的 方向舵偏轉角的系統，其包括
-飛行器速度采集裝置，
-根據飛行器速度確定所允許的最大偏轉角的確定裝置， -方向舵當前位置采集裝置， 其特征在于，其包括
-用于檢測飛行器側滑狀態以及以所允許的最大偏轉角及第一方向進 行的方向舵偏轉控制的裝置，以及
-用于限制所允許的最大偏轉角值的裝置。
所述系統可包括一個或多個以下特征
—所述用于檢測側滑的裝置是邏輯電路，其檢查方向舵的兩次相繼的偏 轉(被稱為"雙偏轉，，(doublet))是否具有相反方向以及所允許的最大偏 轉角。
-用于檢測側滑的裝置包括橫向加速度傳感器。
—用于檢測側滑的裝置包括邏輯電路，其檢查當所檢測到的橫向加速度 為非零時，是否存在以最大偏轉角進行的偏轉控制。
-所迷邏輯電路包括由"與"門相連的兩個檢測通道。
-每一個檢測通道包括"與"門、延遲電路和觸發電路。
-通過改變構成方向舵限位裝置的作動器的長度，來獲得對所允許的最 大偏轉角的限制。
圖l示出允許檢測關鍵狀態的"雙偏轉"檢測邏輯電路。
圖2示出按照本發明的第一種實施方式的方向舵偏轉角限制系統的功能示意圖。
圖3示出本發明系統的一種實施變型。
圖4示出本發明的系統的第二種實施方式。
具體實施例方式
本發明涉及當飛行器處于側滑狀態，且在與方向舵當前位置(也就是當 側滑時方向舵所處的位置)相反的方向控制進行最大角度的偏轉時，能iStit 減小對于方向舵來說所允許的偏轉角的方法和系統。上述狀態在以下被稱為 關鍵狀態。
所允許的偏轉角對應于響應于偏轉命令方向舵所能接受的最大偏轉。所 述角由位于方向舵兩側的兩限位裝置限定。所述限位裝置的位置由被稱為 RTLU (方向航行程限制器，英語是Rudder Travel Limitation )的裝置所規 定。
本發明因此需要通過進行以下檢測來檢測關鍵狀態檢測飛行器側滑， 檢測RTLU最大值即所允許的最大偏轉角值，以及檢測對應于方向舵當前 位置的當前偏轉角值。然而，大部分飛行器不能獲得飛行器的側滑信息。
因此，為了確定側滑的存在，本發明提出檢測
-以最大偏轉先在一個方向、隨后在另一方向上的兩個相繼的偏轉指令 的施加，或者
—飛行器橫向加速度的存在。
所述兩種檢測方式能推出飛行器是否處于側滑。
更確切地，本發明的方法在于通過以上描述的方式之一檢測飛行器是否 處于側滑，并且檢測方向舵是否已經達到其最大偏轉且已經改變方向。 一旦 檢測到這兩件事實，本發明的方法即默認為飛行器處于關鍵狀態，并可能具 有超出極限負荷的風險。本發明的方法因此在于減小方向舵所允許的最大偏 轉，從而保證方向舵上的力不超過飛行器所設計的極限負荷。這樣，減小了 飛行員對方向舵的權限，提高了飛行器安全性。
剛剛描述的所述方法由本發明的系統實施。所述系統包括 -飛行器速度采集裝置3，
-根據飛行器速度確定所允許的最大偏轉角的確定裝置1,-方向舵當前位置采集裝置2。
其還包括用于檢測關鍵狀態以及確定方向舵偏轉極限值的電路，以及保 證飛行器的各個計算機以及檢測電落t間的連接、用于為所述電,供檢測 關鍵狀態所必須的、在計算機中采樣的數據的通信總線。
在圖2上示出了本發明的系統的一個示例，其具有能檢測關鍵狀態和方 向舵偏轉角極限的電路。所述電路實施本發明的笫一種實施方式，其中，從 以最大偏轉先在一個方向隨后在另一方向上進行偏轉的兩個相繼的指令的 施加，推知飛行器的側滑。其中之一的方向被稱為第一方向，另一方向被稱 為第二方向。圖2的電路因此能檢測在兩相反方向，直到到達限位裝置的兩 個相繼的偏轉的指令。為此，所述電路在輸入端El接收方向舵限位裝置的 位置，即對于飛行器飛行速度來說所允許的最大偏轉角值。所述值例如以才莫 擬形式由RTLU單元1提供。所述值然后被解調器D1轉換成數字數據，之 后被引入本發明的電路。電路在輸入端E2接收方向舵的當前位置值dr，即 方向舵的真實位置和所述方向舵起始位置之間的角度的值(所謂真實位置是 方向舵在計算的瞬間所處的位置)，也就是方向舵的偏轉角。所述值經由 ARINC429 (ARINC:航空無線電協會)類型的通信總線B2由管理方向舵 位置的計算機2例如數據采集集獲器SDAC (System Data Acquisition Concentrator,系統數據集獲器)提供。電路在輸入端E3處接收飛行器速 度的信息。所述信息經由總線B3由管理飛行器速度的計算機3例如ADC 計算機(Air Data Computer,大氣數據計算機)或ADIRU (大氣數據/慣性 基準組件)計算M供。
所述電路在RTLU的值和方向舶當前位置的值dr之間進行比較。所述 兩值為以度表示的值。所述比較通過"雙偏轉"檢測電路4實現，如圖l詳 細所示。
更確切地，圖l示出了實現"雙偏轉"檢測的邏輯電路的一個示例。所 謂"雙偏轉，，的檢測，即檢測以最大偏轉及相反方向進行方向舵的兩個相繼 的偏轉的指令。該"雙偏轉"檢測電路4包括第一檢測通道41和第二檢測 通道42。所述兩檢測通道41和42被連接在邏輯"與"門43上。
第一通道41包括"與"門413，當方向舵的偏轉dr的方向為正(電路 4的輸入端411 )，且偏轉dr的絕對值大于或等于RTLU的值(電路4的輸 入端412)時，所述"與"門413取值1。所述通道41包括延遲電路414， 所^遲電路414對在"與"門413的輸出端所獲得的邏輯值施加一定的延 遲。所^遲至少對應于在方向航偏轉指令和方向舵^^應(即方向舵位置變
8化)之間觀察到的時間。所述延遲約5到6秒。此外，通道41還包括觸發 電路415，其一方面接收直接來自"與"門的邏輯值，另一方面接收來自延 遲電路414的邏輯值。所述觸發電路415允許鎖定自"與"門413接收的邏 輯值1或0。電路的通道41因此在5到6秒的所述時間內保持在第一 "與" 門413輸出端所獲得的邏輯值，從而保證方向舵有時間對偏轉指4*^應。
通道41因此檢測到存在以最大角和第一方向進行的偏轉。
"雙偏轉"檢測電路4的第二通道42包括"與"門423，當方向舵偏 轉dr的方向為負(電路4的輸入端421 )且偏轉dr的絕對值大于或等于 RTLU的值(電路的輸入端422 )時取值1。所述通道42包括延遲電路424, 所fel遲電路424對在"與"門423的輸出端所獲得的邏輯值施加與延遲電 路414相同的延遲。通道42還包括觸發電路425，其允許鎖定自"與"門 423接收的邏輯值1或0。電路的通道42因此在5到6秒的所述時間內保持 在第一 "與"門423輸出端所獲得的邏輯值，從而保證方向舵有時間對偏轉
通道42因此檢測到存在以最大角和第二方向進行的偏轉。
各通道41和42輸出端連接到邏輯"與"門43。當"與"門43在其每 一個輸入端接收邏輯值1時，這意p木檢測到在相反方向上以最大角進行偏轉 的兩個指令。從"雙偏轉，，檢測電路4的輸出端發出邏輯值1。在相反情況 下，從電路4的輸出端發出邏4W0。
當"與"門43的輸出為1時，這意P未險測到關鍵狀態。那么圖2的電 路保證對RTLU的值的限制。與加法器7及功率電路8相連的限位裝置控 制電路5保證對RTLU的值的限制，即所允許的極限偏轉角。
剛剛描述圖2時，考慮到了 RTLU的值是直接由單元RTLU單元1提 供的角值。然而，需注意方向舵的限位裝置是借助于M式作動器實現的。 因此，由RTLU單元1所提供的信息是公制值，例如用亳米表示。圖2的 電路因此包括將公制值轉換為角值的轉換部件，尤其是把亳米轉換為度的部 件6。因此，對所允"^午的偏轉角的限制對應于以毫米計的作動器的伸長作 動器伸長得越多，所允許的偏轉角越受限制。
在圖2的示例中，通過比較方向舵的偏轉角ijM^測關鍵狀態。圖3示出 了電路示例，其允許通過比較方向舵當前位置和對RTLU的位置命令M 測關鍵狀態。換言之，使用所述電路，不等待RTLU就位，直接利用RTLU 命令。"雙偏轉"檢測電路4因此在輸入端接收方向舵的位置值dr以及由限位裝置控制電路5提供的RTLU命令值。
在本發明的第二實施方式中，考慮飛行器M在非零的橫向加速度的時 刻起處于側滑中。事實上，在大部分飛行器中，存在位于飛行器側面的速度 傳感器。所述傳感器能檢測飛行器的橫向加速度值。如果所述橫向加速度值 不為零，也就是存在側滑。如果檢測到側滑，且也檢測到以最大偏轉進行的 方向舵操控，則飛行器處于關鍵狀態。圖4示出能實施所述實施方式的電路 的一個示例。
圖4的電路與圖2的電路相同，只是在電路輸入端接收的特定數據以及 "雙偏轉，，的檢測電路方面有所不同。更確切地，在所述實施方式中，電路 包括接收飛行器橫向加速度值Ny的輸入端EIO。所述值Ny由計算機10經 由總線B2提供。
在所述實施方式中，"雙偏轉"檢測電路4包括能檢查Ny是否為非零 且方向舵是否處于第一方向的第一通道，以及檢查是否存在方向舵在第二方 向以最大偏轉進行的偏轉的第二通道。如果兩通道的邏輯值為1，則認為飛 行器處于關鍵狀態。
無論哪種實施方式，本發明的系統可以被植入飛行器飛行控制計算機 內，例如FLC計算機(Field Limitation Computer,感覺和限制計算機)內。 所述FLC計算機具有的優點在于尤其能保證對RTLU的測定和操控，因此 其必然知道RTLU的值。
權利要求
1.一種限制飛行器方向舵偏轉角的方法，其包括根據飛行器速度確定所允許的最大偏轉角的操作，其特征在于包括以下操作-檢測飛行器側滑狀態以及接下來以最大偏轉角及第一方向進行的對方向舵偏轉的第一控制，-實施對所允許的最大偏轉角的限制。
2. 按照權利要求1所述的方法，其特征在于，檢測飛行器側滑狀態 包括檢測方向舵以最大偏轉角及第二方向進行的偏轉。
3. 按照權利要求1所述的方法，其特征在于，檢測飛行器側滑狀態 包括檢測飛行器的非零橫向加速度。
4. 一種限制飛行器方向舵偏轉角的系統，其包括 -飛行器速度釆集裝置，—根據飛行器速度確定所允許的最大偏轉角的確定裝置，-方向舵當前位置采集裝置，其特征在于包括-用于檢測飛行器側滑狀態以及以所允許的最大偏轉角及第一方向 對方向舵的偏轉的控制的裝置，以及-用于限制所允許的最大偏轉角值的裝置。
5. 按照權利要求4所述的系統，其特征在于，用于檢測側滑的裝置 是邏輯電路，該邏輯電路檢查方向舵的兩次相繼的偏轉是否具有相反方向 以及所允許的最大偏轉角。
6. 按照權利要求4所述的系統，其特征在于，用于檢測側滑的裝置 包括4黃向加速度傳感器。
7. 按照權利要求6所述的系統，其特征在于，用于檢測側滑的裝置 包括邏輯電路，該邏輯電路檢查當所檢測到的橫向加速度為非零時，是否 存在以最大偏轉角進行的偏轉控制。
8. 按照權利要求5至7中任一項所述的系統，其特征在于，所述邏 輯電路包括由"與"門相連的兩個檢測通道。
9. 按照權利要求8所述的系統，其特征在于，每一個檢測通道包括"與"門、延遲電路和觸發電路。
10. 按照權利要求4至9中任一項所述的系統，其特征在于，通過改 變構成方向舵P艮位裝置的作動器的長度，來獲得對所允許的最大偏轉角的 限制。
11. 一種飛行器，其特征在于其包括按照權利要求4至10中任一項 所述的限制方向舵偏轉角的系統。
12. —種飛行器，其特征在于其包括能夠實施按照權利要求1至3中 任一項所述的限制方向舵角度的方法的系統。
全文摘要
本發明涉及限制飛行器方向舵偏轉角的方法，其包括以下操作按照飛行器速度確定所允許的最大轉向角，檢測飛行器側滑狀態以及接下來的以最大偏轉角及第一方向對方向舵偏轉進行的第一控制，對所允許的最大偏轉角實施限制。本發明還涉及用于實施所述方法的系統。
文檔編號G05D1/00GK101297250SQ200680039616
公開日2008年10月29日 申請日期2006年10月19日 優先權日2005年10月27日
發明者迪迪埃·埃弗桑 申請人:空中客車法國公司