CN100519336C - 改进航空器的可操纵性的方法和装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种改进航空器着陆前的进场阶段及随后的拉平阶段期间的可操纵性的方法，所述航空器装配有空气制动器。根据所述方法，在所述着陆前的进场阶段期间，将所述空气制动器置于一第一弯曲展开位置(CFAA)，并根据代表一给定海拔高度的一参数且在以大倾角进场的情况下，控制所述空气制动器运行到一比所述第一弯曲位置更拉回的第二位置(CFSA)，从而实现一可以基本保持相同迎角的拉平，这对应于在大倾角进场的情况下实现在所述拉平阶段具有常规的外部驾控参照物的拉平。
Description
技术领域
[01]本发明涉及借助对翻升板(déporteur)——又称空气制动器——的适当控制，改进航空器在着陆前的进场阶段及随后的拉平阶段期间的可操纵性。
背景技术
[02]“改进航空器的可操纵性”这里即指方便航空器的驾驶。
[03]对于商业运营的飞机，大部分着陆前的进场(approche)以一约-3°的传统倾角γ进行。
[04]参照图5可注意到：所述倾角(pente)γ对应于所述航空器重心C的速度矢量V和水平线H之间的夹角。姿态角(assiette)θ是所述飞机轴线A和水平线H之间的夹角，而迎角(incidence)α为所述飞机轴线A和所述速度矢量V之间的夹角。联系这些不同角度之间的关系式如下：θ＝α+γ。
[05]一般说来，航空器的空气动力学形态尤其借助于空气制动器、襟翼和缝翼(bec)是可改变的。
[06]在着陆前以一约γ＝-3°的称为传统的倾角的进场阶段，所述航空器的空气动力学形态产生自：所述空气制动器收起，所述襟翼展开和所述缝翼展开。这样的空气动力学形态(其与给定的进场速度相关联)，使得所述航空器以一定的迎角因此也以一定的姿态角飞行。大部分为实现着陆的进场以一-3°的传统倾角进行，飞行员有每次完成相同的着陆的习惯，每次着陆时迎角和姿态角基本相同。由于着陆阶段所述飞行员不能转移其注意力来查看倾角和迎角的指示器，所述飞行员通过观察所述航空器相对于外界环境的姿态，而根据姿态角部分地判断所述航空器的状态。
[07]某些位于市区的机场的建设以及与降低所述航空器声学上的不良影响相关的努力促成了新的特别的进场程序的出现。这样的特别进场程序越来越要求所述倾角(绝对值)要大于所述为-3°的传统倾角。这些特别的倾角——又称大倾角——一般具有小于-4.5°的数值。
[08]为了能在着陆前的进场阶段使所述倾角符合要求，同时保持所述航空器的恒定速度，必须实现特定的阻力/推力平衡。研发的大部分采用这种进场方式的飞机装配有推进螺旋桨。这种类型的动力借助于所述螺旋桨的取向而可以获得达到所述要求的倾角必需的升力和阻力比值。
[09]对于装配有涡轮喷气发动机的飞机，需要借助于空气动力学设计以便获得必要的升力和阻力比值。
[10]对于某些飞机，使用翻升板(或空气制动器)。所述空气制动器构成空气动力学控制表面，且通常安置在机翼的拱背，并位于所述机翼的结构箱体(caisson structural)的后面与后缘襟翼(volets de bord de fuite)之前，所述翻升板自身的后缘支靠于所述后缘襟翼上。
[11]在作动部件的作用下，例如在液压、电动或机械作动筒的作用下(所述作动筒本身又由例如所述航空器飞行员操纵的操纵杆控制)，所述空气制动器可以处于下述位置之一：
[12]—拉回位置，在所述位置，所述空气制动器安置于所述对应机翼的拱背中，并保证所述拱背的空气动力学连续性；
[13]—展开位置之一，在这些展开位置，所述空气制动器相对于所述对应机翼的拱背凸起，且相对于所述拱背是倾斜的。
[14]因此，在拉回位置，所述空气制动器归并到所述航空器机翼拱背(extrados)的空气动力学翼型中。相反地，对于每个所述展开位置——其中的每一个位置与一特定功能相关联且由相对于所述对应拱背的倾转角(angle de braquage)的一个值确定，所述空气制动器导致升力减小而阻力增大，其变化的幅度取决于所述倾转角和所述空气制动器的表面。
[15]所述空气制动器可以用于不同的目的，如：
[16]—在着陆阶段结束时、以及在有可能的起飞中断时，减小所述航空器的速度；
[17]—减小飞行中所述航空器的速度或者增大所述航空器的下降角；
[18]—使航空器平贴(plaquage)地面，用于在着陆阶段或者中断起飞阶段改进制动；
[19]—在按传统倾角(-3°)进场时，基于一整定值(consigne)(即所述航空器相对于下降轨迹的倾角、海拔高度(altitude)、垂直速度)根据所述整定值和所述航空器实际位置之间的偏差，伺服所述航空器的转向(连续振动)于所述整定值(US 3,589,648)；
[20]—通过以非对称方式作用于所述两机翼的空气制动器上，控制飞行中所述航空器的侧滚(roulis)；
[21]—通过非对称作用于所述两机翼的空气制动器上的方法产生一首摇力矩(moment de lacet)，这有助于减小起飞时发动机故障造成的影响；或者
[22]—在大载荷系数(forts facteurs de charge)(演习，阵风)时通过改变沿所述机翼的升力分布，而有助于减小所述机翼/机身的定端力矩(moment d′encastrement，fixed end moment)。
[23]因此，所述空气制动器具有多种功能。
[24]通过减小所述升力和阻力的比值，倾转所述空气制动器同样可以在一给定速度下增大所述下降角。这已经用在所述航空器突然减压的情况下，所述突然减压迫使飞行员重新下降到乘客可以不靠氧气罩而呼吸周围空气的深入海拔高度。
[25]发明人曾考虑过在以大倾角进场的情况下应用所述性能。因此，借助所述空气制动器的展开，所述航空器可以达到所述位于市区的机场要求的大倾角。
[26]然而，发明人发现拉平时(当所述飞行员拉动操纵杆以便在接触着陆跑道之前拉平所述航空器的时候)，所述形态中的航空器的可操纵性较弱。事实上，在所述空气制动器被收起的情况下，所述航空器太慢响应所述飞行员的请求。这源于如下事实：为了拉平所述航空器且消除所述倾角，必须产生一更大的载荷系数，并且分配于所述动作的时间比传统进场的更短。为了产生所述载荷系数，必须增大所述迎角并因此增大所述姿态角一数值，所述数值比传统进场中的更大。为了减小所述倾角至一确保冲击足够平缓的数值，同样必须要改变所述姿态角的一数值，该数值比传统进场中的更大，因为初始倾角更大。因此，大倾角进场时，所述拉平期间所述姿态角的取值(prises d′assiette)几乎为传统进场时的两倍。倾角越大则姿态角的变化也应越大。因此，所述飞行员的外部参照物完全改变，且在这些特殊条件下该飞行阶段中的驾控变得不太自然，并要求飞行员有一适应阶段且注意力要更集中。
发明内容
[27]本发明弥补了所述不足。
[28]本发明涉及在航空器着陆前的进场阶段及随后的拉平阶段期间改进其可操纵性的方法，所述航空器装配有空气制动器。
[29]根据本发明的一般定义，在所述进场阶段期间，将所述空气制动器置于一第一展开位置；并且，根据代表一给定海拔高度的一参数且在以大倾角进场的情况下，对于在拉平阶段之初，控制所述空气制动器运行至一第二位置，所述第二位置比所述第一位置拉回更多。
[30]根据本发明的另一方面，在航空器着陆前的进场阶段及随后的拉平阶段期间改进其可操纵性的方法，所述航空器装配有空气制动器，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
[31]—配设所述空气制动器作动部件和适于控制所述空气制动器作动部件的控制部件；
[32]—在所述着陆前的进场阶段期间，将所述空气制动器置于一第一展开位置；以及
[33]—根据代表一给定海拔高度的一参数且在以大倾角进场的情况下，对于在拉平阶段之初，自动控制所述空气制动器运行到一第二位置，所述第二位置比所述第一位置拉回更多。
[34]换句话说，根据本发明，所述空气制动器从所述第一位置向所述第二位置的回拉(rétraction)，可以实现一可以基本保持相同迎角的拉平，这对应于在大倾角进场的情况下实现在拉平阶段具有常规的外部驾控参照物的拉平。
[35]事实上，所述空气制动器从所述第一位置向所述第二位置的回拉直到起落架加载(chargement)之前是不可逆行的。
[36]根据另一实施方式，所述空气制动器从所述第一位置向所述第二位置的回拉是渐进的。
[37]又根据另一实施方式，所述空气制动器的回拉是从一完全展开的第一位置一直进行到一完全拉回的第二位置。
[38]作为变型，所述空气制动器的回拉是从一至少部分展开的第一位置一直进行到一至少部分拉回的第二位置。
[39]根据另一特征，所述航空器装配有后缘襟翼(volets de bord defuite，trailing edge flap)，所述方法还包括一步骤，在所述步骤中在所述着陆前的进场阶段期间，将所述后缘襟翼置于一第一展开位置，并根据代表一给定海拔高度的一参数且在以大倾角进场的情况下，控制所述后缘襟翼运行到一第二位置，所述第二位置比所述第一位置展开幅度更大。
[40]事实上，所述后缘襟翼从所述第一位置到所述第二位置的展开直到起落架加载之前是不可逆行的。
[41]根据一实施方式，所述后缘襟翼的控制是自动的。
[42]事实上，所述后缘襟翼从所述第一位置向所述第二位置的展开是渐进的。
[43]例如，所述空气制动器的控制和所述后缘襟翼的控制是联动的。
[44]本发明的目的还在于一在航空器着陆前的进场阶段及随后的拉平阶段期间改进其可操纵性的装置，所述航空器装配有空气制动器。
[45]根据本发明的该另一方面，所述装置包括：作动部件，其用于在所述进场阶段期间将所述空气制动器置于一第一展开位置；和控制部件，其适于根据代表一给定深入海拔高度的一参数且在以大倾角进场的情况下控制所述作动部件，以使所述空气制动器运行到一第二位置，所述第二位置比所述第一位置拉回更多。
[46]根据本发明的一手动型的实施方式，所述控制部件是手动控制杆型，而所述作动部件包括一计算机，所述计算机适于响应于所述控制杆发出的一指令而控制所述空气制动器的回拉。
[47]根据本发明的另一方面，所述装置包括空气制动器作动部件和适于控制所述空气制动器作动部件的控制部件，所述控制部件适于在所述进场阶段期间将所述空气制动器自动置于一第一展开位置；并且，根据一代表一给定海拔高度的参数且在以大倾角进场的情况下，所述控制部件适于自动控制所述空气制动器运行到一第二位置，所述第二位置比所述第一位置拉回更多。
[48]事实上，所述控制部件是计算机类型的，所述计算机适于按海拔高度阈值发出一控制指令，而所述作动部件是计算机类型的，该计算机适于响应于所述控制部件发出的所述指令而控制所述空气制动器的回拉。
[49]作为变型，所述控制部件是计算机类型的，所述计算机适于根据海拔高度发出一控制指令，而所述作动部件是计算机类型的，该计算机适于响应于所述控制部件发出的所述指令而控制所述空气制动器的回拉。
[50]本发明的目的还在于一装配有空气制动器的航空器，包括如上所述的一在着陆前的进场阶段及随后的拉平阶段期间改进航空器可操纵性的装置。
附图说明
[51]本发明的其它特点和优点将在下面的详细描述和附图中阐明，附图包括：
[52]—图1示出一大型民航客机飞行中俯瞰的透视图；
[53]—图2以大比例的局部俯视示意图示出图1飞机的一机翼及其在拉回位置上的翻升板、前缘缝翼和后缘襟翼；
[54]—图3示出沿图2的线III-III的局部放大剖视示意图；
[55]—图4以类似于图3的图示出处于一展开位置的一翻升板；
[56]—图5已在前面描述过，其示意性地表示出一航空器的姿态角、迎角和倾角之间的关系；
[57]—图6为一曲线图，其示出对于图1飞机在着陆前的进场期间的一形态，所述航空器的升力系数随其迎角的变化，所述空气制动器在该着陆前的进场期间没有展开。图6也示出在传统倾角(-3°)进场后的拉平阶段所述升力系数的变化(粗线)；
[58]—图7为一曲线图，其示出对于所述飞机在着陆前的进场期间的形态，所述飞机的升力系数随其迎角的变化，所述空气制动器在该着陆前的进场期间已展开。图7也示出在大倾角(-5.5°)进场后的拉平阶段所述升力系数的变化(粗线)；
[59]—图8为一曲线图，其(以粗线)示出对于所述飞机着陆前以大倾角(-5°)进场期间的形态，拉平期间所述航空器的升力系数随其迎角的变化，根据本发明，所述空气制动器从一展开位置向一比第一位置拉回更多的位置逐渐拉回；
[60]—图9为一曲线图，其示出对于在40米和地面之间随时间逐渐变化的海拔高度，所述倾角、迎角和姿态角的变化；
[61]—图10为一曲线图，其示出对于所述飞机着陆前的进场期间的形态，所述后缘襟翼的展开对所述飞机的升力系数随其迎角的变化的影响，所述后缘襟翼从一第一展开位置运行到一第二展开位置，根据本发明，所述第二展开位置比第一位置展开幅度更大；
[62]—图11a示意性表示一符合本发明的手动控制装置，其用于改进图1航空器在着陆前的进场阶段及随后的拉平阶段期间的可操纵性；
[63]—图11b示意性地表示一符合本发明的自动控制装置，其用于改进图1航空器在着陆前的进场阶段及随后的拉平阶段期间的可操纵性；以及
[64]—图11c示意性地示出图11b的装置的一变型。
具体实施方式
[65]图1所示的民用大运载量飞机A/C具有两机翼1。
[66]如图2以大比例图所示出的，每个机翼1包括一前缘(bordd′attaque)2、一后缘(bord de fuite)3、一拱背(extrados)4和一接合部E。
[67]所述前缘2由至少一增升缝翼5形成。
[68]所述机翼1的后缘3由多个相邻的后缘襟翼6的后缘并置而形成。
[69]在所述的拱背4中，在所述后缘襟翼6的上游(相对于所述机翼1上的空气动力学流)，安置有多个翻升板7，所述翻升板的平面形状为一矩形或一直角梯形。
[70]如图3所示，各翻升板7在其前缘8一侧围绕一平行于所述前缘8的轴10与所述机翼1的结构体9相铰接。
[71]图2和图3所示的拉回位置中，各翻升板7的后缘11支靠在一后缘襟翼6上，并且所述翻升板7的拱背12保证所述机翼1的拱背4和所述后缘襟翼6的拱背13之间的空气动力学连续性。
[72]另外，各翻升板7通过一倾斜的支杆和所述机翼1的结构体9相连，其中所述支杆由一作动器14构成，所述作动器的两端部15和16分别铰接于所述结构体9和所述翻升板7上。
[73]在所述翻升板7的拉回位置，如图2和图3所示，所述作动器14施加一作用力以便保持所述翻升板位于拉回位置。
[74]当所述作动器14被促动伸长时，所述翻升板7围绕所述轴10逐渐枢转并展开。如图4所示，对于一对应于一倾转角B的展开位置，所述翻升板7可以减小所述升力，并且与所述倾转角B的值成正比地增大所述机翼1的阻力。
[75]当然，虽然图4中只示出对应于倾转角B的一个数值的唯一展开位置，但显然所述翻升板7可以占据对应于该倾转角其它数值的一个或多个其它的展开位置。
[76]根据本发明，所述空气制动器在着陆前的大倾角进场阶段及拉平阶段期间以适当方式被操控，从而改进所述航空器的可操纵性。
[77]事实上，在所述着陆前的进场阶段期间将所述空气制动器置于一第一展开位置，并且，从给定海拔高度起且在大倾角进场的情况下，控制所述空气制动器运行到比第一位置拉回更多的第二位置。
[78]所述空气制动器从第一位置向第二位置的拉回直到起落架加载之前是不可逆行的。这样的在大倾角下的倾转并未伴随着为补偿所述空气制动器的作用而对所述航空器的配置加以变化(例如文献US 3,589,648中描述的推力)。
[79]所述空气制动器的倾转例如被逐渐减小至一对于开始所述拉平可接受的水平，所述空气制动器在后续的操纵中继续收起，直至到达完全拉回的位置(称为0位)。
[80]例如，所述空气制动器在所述进场阶段倾转到30°，然后在离地40米处开始收起。在所述拉平开始(例如离地20米处)时，所述空气制动器倾转到例如15°，并且它们继续逐渐收起直至0°，0°例如是在离地10米达到的数值。
[81]事实上，所述空气制动器从第一位置向第二位置的回拉直到起落架加载是不可逆行的。
[82]所述空气制动器的回拉是例如自动的，以便在此关键的飞行阶段不增加机组人员的工作负荷。
[83]事实上，所述空气制动器的回拉控制基于海拔高度的信息。
[84]系统发出收起指令的海拔高度例如根据所述表面的回拉速度、它们的起始位置、在拉平时希望的位置和所述垂直下降速度计算而得，这样计算：
[85]
[86]方程中：
[87]BA：进场时所述空气制动器的倾转；
[88]BF：拉平开始时(例如60ft，即18米)所希望的倾转；
[89]RS：所述空气制动器的回拉速度；
[90]Vz：进场时的垂直速度；
[91]Hra：空气制动器的收起海拔高度；
[92]Har：拉平海拔高度。
[93]所述空气制动器的回拉通过一针对俯仰控制的驾控规律的作用以传统方式得到补偿。
[94]有利地是，根据本发明的装置为飞行员恢复了他在传统的进场阶段(约-3°的倾角或类似的倾角)所常规理解的环境条件及外部参照物，同时能在所述下降阶段使用所述空气制动器以便增大所述飞机的倾角。
[95]另外，通过使所述飞机重新具有“常规”的空气动力学配置，还恢复了已知的令人满意的可操作性。
[96]换句话说，所述空气制动器回拉的作用在于实现一可以基本保持相同迎角的拉平。因此，在以大倾角进场后的拉平的情况下，所述空气制动器回拉的作用在于实现借助与在传统进场(-3°的倾角)后的拉平时机组人员所感知的基本相同的参照物(特别是外部可视的参照物)进行操纵(拉平)。实际上，中断轨迹必需的升力是在不会显著增大迎角的情况下形成的：只需改变所述航空器的空气动力学形态，尤其是通过收起所述空气制动器。
[97]通过收起所述空气制动器的“直接的”升力的产生更为迅速，且在该关键的飞行阶段提供更优良的可操纵性。
[98]所述轨迹中断因此能够被飞行员直接地感知为姿态角的变化，所述姿态角变化的数值与小倾角例如-3°的传统进场的变化数值完全相类似。
[99]根据本发明的装置例如应用于空客A318，所述空客A318力求完成着陆前的大倾角进场，所述大倾角例如直到-5.5°。
[100]参照图6，其中示出一曲线图，该曲线图示出对于飞机着陆前的小倾角进场的形态，所述飞机的升力系数随其迎角而变化。
[101]所述空气制动器这里被收起。曲线CFSA对应于称为“无空气制动器”的空气动力学形态，也就是说所述空气制动器完全收起。
[102]所述曲线图中同样还以粗线示出变化ECA1，其对应于所述拉平阶段中所述升力系数的变化。
[103]以小倾角(γ1＝-3°)进场时，所述迎角α1app对应于一进场升力系数Cz1app。例如，所述迎角α1app约为8°。
[104]用于拉平的迎角α1对应拉平必需的升力系数Cz1，Cz1是产生足以中断所述-3°倾角的有效载荷系数所必需的升力系数。例如，α1为9.5°。所述倾角在拉平结束阶段等于例如-1°。
[105]在所述拉平阶段迎角的改变量Δα1(α1-α1app)为例如1.5°。
[106]轮子触地时(au toucher des roues)的姿态角θ1例如约为8.5°。所述拉平阶段姿态角的改变量Δθ1为例如3.5°。
[107]参照图7，所述飞机以大倾角(例如γ2＝-5.5°)进行着陆前的进场。
[108]所述空气制动器这里在着陆前的进场阶段及拉平阶段被展开。连续实线表示的曲线CFAA对应称为“空气制动器展开”的空气动力学形态。
[109]同样还以虚线示出没有空气制动器的曲线CFSA。
[110]在曲线图7上同样还以粗线示出变化ECA2，其对应于所述拉平阶段升力系数的变化。
[111]所述迎角α2app对应于一进场升力系数Cz2app。例如所述迎角α2app约为9°。
[112]拉平时的迎角α2对应拉平时必需的一升力系数Cz2，Cz2是产生足以中断所述-5.5°的倾角的有效载荷系数所必需的升力系数。例如，α2为12°。
[113]所述拉平阶段迎角的改变量Δα2(α2-α2app)为例如3°。
[114]轮子触地时的姿态角θ2约为11°。所述拉平阶段姿态角的改变量Δθ2为例如7.5°。
[115]所述姿态角改变量Δθ2这里很大，且和在前述情形中以-3°的传统倾角进场后的拉平的情况下观察到的姿态角变化显著不同，这使得所述航空器的可操纵性变复杂。
[116]参照图8，所述飞机以大倾角(γ2＝-5.5°)进行着陆前的进场。
[117]根据本发明，所述空气制动器在着陆前的进场阶段及拉平阶段，从所述展开位置(曲线CFAA)运行到所述拉回位置(曲线CFSA)。这种从一条曲线到另一曲线的变化对应于所述空气制动器从一展开位置到一拉回更多的位置的倾转。例如，所述倾转以约5°/秒的速度逐渐进行。
[118]在曲线图8上同样还以粗线示出变化ECA3，其对应于所述拉平阶段升力系数的变化。
[119]所述迎角α2app对应一进场升力系数Cz2app。例如，所述迎角α2app约为9°。
[120]用于拉平的迎角现在对应于在曲线CFSA上为得到一升力系数Cz2所必需的迎角，也就是说α3＝9.5°。
[121]所述拉平阶段迎角的改变量Δα3(α3-α2app)因而为0.5°(也就是说可以基本保持相同的迎角)。
[122]因此，以一θ2＝θ3且为3.5°的进场阶段姿态角，根据本发明可得到所述拉平阶段姿态角的改变量Δθ3为5°。
[123]数值计算因此显示，相比于大倾角进场时未利用本发明给出的装置时所述拉平阶段中姿态角的改变量(Δθ2＝7.5°)，大倾角(γ＝-5.5°)进场时利用本发明给出的装置，所述拉平阶段中姿态角的改变量(Δθ3＝5°)较小。所述姿态角改变量因此和在小倾角下获得的姿态角改变量(Δθ1＝3.5°)相近。
[124]参照图9，其示出对于在40m到地面之间随时间逐渐变化的海拔高度，所述倾角、迎角和姿态角的变化。可看出，所述倾角的变化和所述姿态角与所述迎角的变化直接相关。
[125]参照图10，其示出参照图6到图8所描述的曲线CFSA和CFAA。
[126]航空器在着陆前以大倾角进场阶段及拉平阶段的可操纵性的改进同样可以借助于对所述后缘襟翼的适当控制获得。这种改进和通过对上述空气制动器的控制获得的改进相类似。
[127]因此，在所述着陆前的进场阶段期间，将所述后缘襟翼置于一第一展开位置，并且，从一给定海拔高度起，且在以大倾角进场的情况下，控制所述后缘襟翼运行到一第二位置，该第二位置比所述第一位置展开幅度更大。
[128]根据本发明，在所述着陆前的进场阶段及拉平阶段，所述后缘襟翼从所述展开位置(曲线CFAA)运行到更大的展开位置(曲线CFSA)。所述从一曲线到另一曲线的变化EV对应所述后缘襟翼从一展开位置到一更大展开位置的倾转。例如，所述倾转以一约5°/秒的速度逐渐进行。
[129]例如，所述后缘襟翼的控制是自动的。
[130]事实上，所述后缘襟翼从第一位置到第二位置的展开是渐进的。
[131]例如，所述空气制动器的控制和所述后缘襟翼的控制是联动的。
[132]参照图11a，其示出一手动操作装置，用于手动操作所述空气制动器的收起。
[133]所述飞机包括一飞行控制计算机CALC1。
[134]根据一选定的参数，在实践中是所述飞机的海拔高度，机组人员EQU通过操作所述空气制动器的控制杆LEV来手动控制所述空气制动器的位置POS(例如完全收起)。所述飞行控制计算机CALC1获得所述控制杆的位置POS，并作为对所述位置的响应而控制所述空气制动器的倾转(回拉)。事实上，所述回拉是渐进的，例如5°/秒。
[135]参照图11b，其示出所述空气制动器按海拔高度阈值启动以及空气制动器的自动操纵。
[136]这涉及到一更先进的实施方式(所述空气制动器的自动收起)，其优点在于减轻所述机组人员的工作负荷。
[137]包含所述海拔高度阈值和空气制动器根据该海拔高度要进行的倾转的软件存储于一计算机CALC2中。
[138]所述空气制动器的收起指令(在0位或一其它预置的位置)接着被传输到所述计算机CALC1中，该计算机管理并控制所述空气制动器的倾转。
[139]参照图11c，其示出前一运行方式的一变型，对于所述前一运行方式，所述空气制动器的位置是所述海拔高度的连续函数。这里不再如参照图11b所示的那样从一给定海拔高度起控制空气制动器的一给定位置，而是针对一给定海拔高度控制空气制动器的一给定位置。
[140]所述函数G是所述海拔高度的一连续函数：空气制动器的一倾转对应于各海拔高度。
[141]和所述函数相关的软件建立于所述计算机CALC2中。如此利用计算机CALC2而确定的所述空气制动器位置被传输到所述计算机CALC1，所述计算机CALC1控制所述空气制动器的位置。
Technical Terms
Referenced Technical Terms
| French | Chinese |
| aile 1 | 机翼1 |
| angle de braquage b | 倾转角b |
| axe 10 | 轴10 |
| bec hypersustentateur 5 | 缝翼5 |
| bord d′attaque 2 | 前缘2 |
| bord d′attaque 8 | 前缘8 |
| bord de fuite 11 | 后缘11 |
| bord de fuite 3 | 后缘3 |
| extrados 13 | 拱背13 |
| extrados 4 | 拱背4 |
| extrémités 15 et 16 | 端部15和16 |
| structure 9 | 结构体9 |
| vérin 14 | 作动器14 |
| volet déporteur 7 | 翻升板7 |
| volets de bord de fuite 6 | 后缘襟翼6 |
Claims (12)
1.改进航空器可操纵性的方法，其在航空器着陆前的进场阶段及随后的拉平阶段期间改进航空器可操纵性，所述航空器装配有空气制动器(7)，
其特征在于，在所述着陆前的进场阶段，将所述空气制动器置于一第一展开位置；
并且，根据代表一给定海拔高度的一参数，且在以大倾角进场的情况下，对于在拉平阶段之初，控制所述空气制动器运行至一第二位置，所述第二位置比所述第一位置拉回更多。
2.改进航空器可操纵性的方法，其在航空器着陆前的进场阶段及随后的拉平阶段期间改进航空器可操纵性，所述航空器装配有空气制动器，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
—配设所述空气制动器作动部件和适于控制所述空气制动器作动部件的控制部件；
—在所述着陆前的进场阶段，将所述空气制动器置于一第一展开位置；以及
—根据代表一给定海拔高度的一参数，且在以大倾角进场的情况下，对于在拉平阶段之初，自动控制所述空气制动器运行到一第二位置，所述第二位置比所述第一位置拉回更多。
3.按照权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述空气制动器的回拉实施成达到一可基本保持相同迎角的拉平，这对应于在大倾角进场的情况下实现在拉平阶段具有常规的外部驾控参照物的拉平。
4.按照权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述空气制动器从所述第一位置向所述第二位置的回拉直到起落架加载之前是不可逆行的。
5.按照权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述空气制动器的回拉是渐进的。
6.按照权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述空气制动器的回拉从一完全展开的第一位置一直进行到一完全拉回的第二位置。
7.按照权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述空气制动器的回拉从一至少部分展开的第一位置一直进行到一至少部分拉回的第二位置。
8.按照权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述航空器装配有后缘襟翼，所述方法还包括一步骤，在所述步骤中，在所述着陆前的进场阶段期间，将所述后缘襟翼置于一第一展开位置，并根据代表一给定海拔高度的一参数且在以大倾角进场的情况下，控制所述后缘襟翼运行到一第二位置，所述第二位置比所述第一位置展开幅度更大。
9.按照权利要求8中所述的方法，其特征在于，所述后缘襟翼从所述第一位置到所述第二位置的展开直到起落架加载之前是不可逆行的。
10.按照权利要求8中所述的方法，其特征在于，所述后缘襟翼的控制是自动的。
11.按照权利要求8所述的方法，其特征在于，所述后缘襟翼的展开是渐进的。
12.按照权利要求1所述的方法，其特征在于，所述航空器装配有后缘襟翼，所述方法还包括一步骤，在所述步骤中，在所述着陆前的进场阶段期间，将所述后缘襟翼置于一第一展开位置，并根据代表一给定海拔高度的一参数且在以大倾角进场的情况下，控制所述后缘襟翼运行到一第二位置，所述第二位置比所述第一位置展开幅度更大；并且，所述空气制动器的控制和所述后缘襟翼的控制是联动的。
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