CN102458983A

CN102458983A - 用于飞行器的增升系统、飞行器系统以及具有增升系统的螺旋桨飞行器

Info

Publication number: CN102458983A
Application number: CN2010800260352A
Authority: CN
Inventors: 伊娜·鲁克斯; 彼得·谢弗斯; 迈克尔·威尔默; 奥拉夫·斯皮勒
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2009-04-16
Filing date: 2010-04-16
Publication date: 2012-05-16
Anticipated expiration: 2030-04-16
Also published as: RU2011146418A; US20120032030A1; CA2758461A1; CN102458983B; WO2010118886A3; WO2010118886A2; DE102009017653A1; EP2445782A2

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的增升系统，其包括：一个或多个增升襟翼(14a、14b)；具有启动功能的启动装置(60、160)，用以产生用于设定增升襟翼(14a、14b)的调节状态的位置指令；驱动装置(63、163)，驱动装置(63，163)与增升襟翼(14a、14b)相联并且设计成使其基于启动指令在缩回位置与延伸位置之间调节增升襟翼(14a、14b)，其中，启动功能基于输入值产生位置指令并且将其传送到驱动装置(63、163)用以调节增升襟翼(14a、14b)。启动功能包括用于在飞行期间使增升襟翼(14a、14b)自动缩回的功能，在增升襟翼(14a、14b)处于延伸位置的飞行条件下该功能同时考虑发动机推力和最小飞行高度来产生启动指令，增升襟翼(14a、14b)根据该启动指令缩回。

Description

用于飞行器的增升系统、飞行器系统以及具有增升系统的螺旋桨飞行器

技术领域

本发明涉及一种飞行器的增升系统、飞行器系统以及具有增升系统的螺旋桨飞行器。

背景技术

关于控制飞行器的纵向运动的能力，存在升降舵单元上的流动分离(“尾翼失速”)的风险。升降舵单元上的流动分离——其具有所谓的“负尾翼失速”的后果——的风险主要是在如果在增升构型(其中，着陆襟翼延伸)中必需由升降舵单元产生强的下推力的情况下发生。在涡轮螺旋桨飞行器的情况下，该效应因螺旋桨推力的效应而增强，该螺旋桨推力经由着陆襟翼被引导到升降舵单元上。

通常，通过升降舵单元的适当指令来抵消该效应，从而以这种方式达到源自于适航规章(CS(审定规范)和FAR(美国航空管理条例))的稳定性和可控性标准。

“尾翼失速”的风险取决于飞行器的飞行条件的迎角的动态分量和不稳定分量。已发现所谓的翻转(push over)操纵特别关键，其无疑包含尾翼失速的风险。在这些操纵中，通过对主控制表面的控制输入将飞行器的前端向下推动。在如下情况下出现实际的危险，即：如果在该临界操纵中超过失速迎角，则导致在尾翼单元上的流动分离，使得利用根据现有技术的升降舵的适当指令以及利用该升降舵的适当偏转不再能够使飞行器恢复到安全的飞行姿态。

因此，对于尾翼单元设计的目标是在预定的飞行条件下维持与失速角的足够大的安全余量(尾翼失速余量)。但是，为了确定该值，除了空气动力学计算的可靠性以外，在升降舵单元上的结冰效应方面还存在另外的不确定因素。在适航规章中，不存在与尾翼失速相关的明确要求。但是，存在关于飞行器在飞行的所有阶段中必需能够被可靠地控制和操纵的基本要求(CS 25.143概要)。如果存在在某些操纵期间可能发生负尾翼失速的风险，则必需提供如下证据：尽管流动分离、但是飞行器仍可保持可控，或者以足够的安全性和可靠性设计飞行器使其不可能进入尾翼失速。

为了避免就尾翼失速而过大地限制飞行器的已知现有技术的设计手段在于提供升降舵单元的表面面积的适当增大或者尾翼单元的杠杆臂的增大，并且由此使重量增大。

发明内容

本发明的目的是提供关于飞行器的增升系统、飞行器系统以及具有增升系统的飞行器的有效手段，利用该手段能够使升降舵单元上的流动分离的风险最小化并且提高飞行中的安全性和可靠性的水平。

利用权利要求1的特征实现该目的。实施方式的其它形式在引用权利要求1的从属权利要求中得到详细说明。

基本上，在如下两种不同的情况下，可以利用本发明的启动功能执行稳定手段，用以产生用于调节增升襟翼的位置的致动指令，即：

在具有高发动机推力和高着陆襟翼角的飞行条件下；以及

在所谓的翻转操纵下。

根据本发明提供的用以避免关于尾翼失速而过大地限制飞行器的手段在于通过用于调节增升襟翼的启动功能的设计来减小升降舵单元上的向下流动，根据该设计，在一定的临界飞行条件下进行着陆襟翼的自动缩回。根据本发明提供的解决方案不但具有不影响飞行器的重量的优点，而且具有能够尤其适于飞行器的特定的空气空力学设计并且能够尤其优化后者的优点。

现有技术中提供的解决方案仅能够有限程度地抵消升降舵单元上的流动分离的风险。利用本发明的解决方案能够防止在增升襟翼延伸的情况下可能发生的特定的空气动力学效应，根据该解决方案，启动功能考虑发动机推力限制，并且如果指令的发动机推力高于该发动机推力限制则作为后者的函数使增升襟翼缩回。

根据本发明，提供一种飞行器的增升系统，其特别是具有：

一个或多个增升襟翼，

具有启动功能的启动装置，用以产生用于调节增升襟翼的位置的致动指令，

与增升襟翼相联的驱动装置，该驱动装置实施为使其基于启动指令在缩回位置与延伸位置之间调节增升襟翼，

其中，启动功能基于输入值产生致动指令并且将这些致动指令传送到驱动装置以调节增升襟翼。

根据实施方式的一个发明实施例，启动功能特别是具有用于在飞行中使增升襟翼自动缩回的功能，该功能实施为使得在增升襟翼已呈延伸位置的飞行条件下该功能同时考虑发动机推力和最小飞行高度来产生启动指令，增升襟翼根据该启动指令缩回。

根据实施方式的另一发明实施例，或者在特定的操作模式下，启动功能特别是具有用于在飞行中使增升襟翼自动缩回的功能，该功能实施为使得如果满足启动功能的预定条件，则从增升襟翼已呈最大延伸位置的80％与100％之间的延伸位置的飞行条件开始，该功能产生启动指令，增升襟翼根据该启动指令缩回到最大延伸位置的30％与80％之间的延伸位置，其中所述条件以如下方式构造：

启动功能接收当前发动机推力的值，该当前发动机推力的值已达到发动机推力限制，

启动功能接收当前飞行高度的值，该当前飞行高度越过针对地面上方的最小飞行高度的规定的飞行高度限制，其中飞行高度限制为至少20m。

必需在规定的时间段内达到这些条件，以便启动所述功能来缩回增升襟翼。

此处，发动机推力限制能够限定为大于最大发动机推力的50％的值。

根据本发明，当前发动机推力能够特别是指令值、或者是已得到或测量的发动机推力。

根据实施方式的另一实施例，或者在本发明的特定的操作模式中，设置成使得用于使增升襟翼自动缩回的功能考虑如下值：

当前发动机推力，

当前飞行高度的值，

升降舵的位置或运动、或者用于将升降舵调节到导致上仰运动的状态的指令信号。

根据实施方式的另一实施例，或者在本发明的特定的操作模式中，设置成使得用以产生用于缩回增升襟翼的启动指令的条件以如下方式构造：

启动功能接收当前发动机推力的值，该当前发动机推力的值超过发动机推力限制，其中发动机推力限制限定为在最大发动机推力的40％与90％之间的值，

启动功能接收当前飞行高度的值，该当前飞行高度越过针对地面上方的最小飞行高度的规定的飞行高度限制，其中飞行高度限制为至少20m，

启动功能接收用于升降舵的指令的值，该值超过规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％与100％之间的范围中。

根据本发明所提出的解决方案允许具体的改装，甚至在飞行器开发的非常后期的阶段，这是因为它们不需要任何设计手段。该事实显著地减小了开发风险并且在飞行器的开发期间容许在实际框架内的灵活性。飞行器的操作成本的降低明显比软件复杂性的增加以及因此在飞行器的开发期间的一次性成本的增加更为重要。在软件中实施的该启动功能监控相关的飞行器参数、评估这些飞行器参数并且产生用于缩回着陆襟翼的指令。在本发明的增升系统的实施方式的另一实施例中，启动装置以及用于由启动装置使用的值或信号的外部源设有冗余。

根据本发明的另一方面，飞行器系统设有本发明的增升系统。

根据本发明的另一方面，螺旋桨飞行器设有本发明的飞行器系统和/或本发明的增升系统。螺旋桨飞行器特别地可以是如下飞行器，即：在该飞行器中，驱动螺旋桨的发动机安装到机翼上。此处，螺旋桨飞行器特别地可以是上单翼飞行器。有利地，可以将本发明的功能引入到本发明的飞行器的实施方式的这些实施例中，这是因为在涡轮螺旋桨飞行器的情况下，由于经由着陆襟翼引导到升降舵单元上的螺旋桨推力的效应而导致在更大程度上存在升降舵单元上的流动分离的风险——其具有所谓的“负尾翼失速”的后果，特别是在增升构型(着陆襟翼延伸)中，其中必需由升降舵单元产生强的下推力。利用本发明的解决方案，能够确保飞行器在与存在这种流动分离风险的条件具有足够的安全余量的飞行条件下操作。

附图说明

借助于附图描述本发明的实施方式的如下实施例，附图中：

图1示出了飞行器的示意图，其具有本发明的增升系统的实施方式的形式的功能图；

图2示出了用以利用驱动装置调节增升襟翼的本发明的增升系统的实施方式的另一实施例的功能图；

图3示出了用以利用驱动装置调节增升襟翼的本发明的增升系统的实施方式的另一实施例的功能图；

图4示出了用以在增升系统的两个启动功能、发动机控制系统、用于确定地面上方的飞行高度的传感器装置和飞行控制装置之间通信的数据通信系统的实施方式的实施例；

图5示出了用以在增升系统的两个启动功能、发动机控制系统、用于确定地面上方的飞行高度的传感器装置和飞行控制装置之间通信的数据通信系统的实施方式的另一实施例；

图6示出了用以在增升系统的两个启动功能、发动机控制系统、用于确定地面上方的飞行高度的传感器装置和飞行控制装置之间通信的数据通信系统的实施方式的另一实施例；

图7示出了用以在增升系统的两个启动功能与用于确定地面上方的飞行高度的两个传感器装置之间通信的数据通信系统的实施方式的实施例。

具体实施方式

图1示出了具有两个机翼10a、10b的以闭环控制为特征的飞行器F的实施方式的实施例。机翼10a、10b各自分别具有至少一个副翼11a或11b、以及至少一个后缘襟翼14a、14b。机翼10a、10b分别能够可选地具有多个扰流板和/或前缘缝翼。另外，飞行器F具有竖直的尾翼单元20，该尾翼单元20具有至少一个方向舵以及一个升降舵22。竖直的尾翼单元20例如能够设计为T形尾翼单元或十字尾翼单元。飞行器F特别地可以是具有发动机P驱动的螺旋桨的螺旋桨飞行器。在后者的情况下，特别是可以设置成：在螺旋桨飞行器中，发动机P驱动的螺旋桨安装到机翼10a、10b上，如图1中所示。另外，螺旋桨飞行器F可以是上单翼飞行器。

飞行器F或飞行管理系统FF具有飞行控制装置50以及与飞行控制装置50功能性连接的空气数据传感器装置51用以记录包括气压高度、环境温度、流动速度、飞行器的迎角和偏航角的飞行条件数据。另外，飞行器具有高度测量装置53，用以确定飞行器F在地面上方的高度。另外，飞行器能够具有包括传感器、并且特别是惯性传感器的传感器装置，用以记录飞行器的旋转率(未示出)。为此，飞行控制装置50具有接收器装置用以接收由传感器装置记录并被传送到飞行控制装置50的传感器值。

另外，控制输入装置55与飞行控制装置50功能性连接，利用该控制输入装置55产生指令值形式的控制指令用以控制飞行器F并且将控制指令传送到飞行控制装置50。控制输入装置55能够具有手动输入装置。可替代地或附加地，控制输入装置55还能够具有自动导航装置，该自动导航装置基于从传感器装置传送到控制输入装置55的传感器值自动产生指令值形式的控制指令用以控制飞行器F并且将控制指令传送到飞行控制装置50。

将至少一个致动器和/或一个驱动装置分配给诸如扰流板、前缘缝翼、后缘襟翼14a、14b、方向舵和/或升降舵22的控制面，目前而言设有一个或多个这些控制面。特别是，设置成分别将一个致动器分配给这些控制面的其中一个。多个控制面也能够联接到一个致动器上，或者分别联接到由驱动装置驱动的致动器上，用于多个控制面的调节。特别是，这些致动器能够设置用于后缘襟翼14a、14b并且用于前缘缝翼13a、13b——如果存在的话。

飞行控制装置50具有控制功能，该控制功能接收来自控制输入装置55的控制指令以及来自传感器装置、并且特别是来自空气数据传感器装置51的传感器值。控制功能实施为使其作为控制指令或指令值以及所记录和接收的传感器值的函数来产生用于致动器的致动指令，并且将致动指令传送到致动器，从而借助于致动器的致动根据控制指令来控制飞行器F。

根据本发明的飞行器、或本发明的增升系统HAS特别是具有：

在每个机翼上的一个或多个增升襟翼14a、14b，

控制及监控装置、或启动装置60，其具有启动功能用以产生用于调节增升襟翼14a、14b的位置的致动指令，

与增升襟翼14a、14b相联的驱动装置63，该驱动装置63实施为使其基于启动指令在缩回位置与延伸位置之间调节增升襟翼14a、14b，其中，启动功能基于输入值产生致动指令并将致动指令传送到驱动装置63用以调节增升襟翼。

借助于图2来描述增升系统HAS的实施方式的实施例，其具有四个增升襟翼或着陆襟翼A1、A2；B1、B2，但是其通常在主翼面上具有可调节襟翼或空气动力绕流体。在图2中，每个机翼示有两个着陆襟翼；在图2的表示中未示出机翼。详细示出：第一机翼上的内着陆襟翼A1和外着陆襟翼A2、以及第二机翼上的内着陆襟翼B1和外着陆襟翼B2。在本发明的增升系统中，在每个机翼上也可设有少于两个或多于两个的着陆襟翼。

经由驾驶界面致动和控制增升系统HAS，例如，该增升系统特别是具有诸如致动杆的致动元件56。致动元件56是控制输入装置55的一部分或者被分配给控制输入装置55，并且与控制及监控装置50或启动装置60——其具有启动功能用以产生致动指令或控制指令以调节增升襟翼的位置——功能性相联。控制及监控装置50、或启动装置60经由致动线缆68传送控制指令用以启动中央驱动单元7。

在根据图2的实施方式的形式中，驱动装置63图示为中央驱动装置或驱动单元，从而使得致动指令或控制指令从控制输入装置55经由控制及监控装置50、或者直接从控制输入装置55经由启动线缆68传送用以启动中央驱动单元63。例如布置在中央、即机身区域中的驱动单元63具有至少一个驱动马达，将该驱动马达的输出动力传送到旋转传动轴W1、W2。为此，两个旋转传动轴W1、W2分别联接到中央驱动单元63用以相应地致动每个机翼上的所述至少一个襟翼A1、A2或B1、B2。两个旋转传动轴W1、W2联接到中央驱动单元63，并且借助于中央驱动单元63彼此同步。中央驱动单元63基于适当的控制指令将旋转传动轴W1、W2设置成旋转，用以执行与旋转传动轴W1、W2相联的相应的襟翼调节装置的致动运动。可将扭矩限制器T整合到旋转传动轴11、12的位于驱动单元63附近的部分中。相应地在每个襟翼A1、A2或B1、B2上设有两个调节装置。每个旋转传动轴W1、W2分别联接到其中一个调节装置。在图2示出的增升系统中，在每个襟翼上分别布置有两个调节装置，并且特别是，调节装置A11、A12和B11、B12相应地布置在内襟翼A1和B1上，而调节装置A21、A22和B21、B22相应地布置在外襟翼A2和B2上。根据实施方式的实施例，每个调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22均具有步进变速箱20、动态调节机构21、以及位置传感器22。步进变速箱20机械地联接到相应的旋转传动轴11、12并且将相应的旋转传动轴11、12的旋转运动转变成襟翼区域的调节运动，该襟翼区域与相应的调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22相联。在襟翼的每个调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22上均布置有位置传感器22，该位置传感器22确定相应的襟翼的当前位置并且经由未示出的线缆将该位置值传送到启动装置60。

图3中示出了根据本发明的可替代的增升系统。在根据图3的实施方式的形式中，驱动装置没有构成中央驱动装置或驱动单元——如在图2中示出的实施方式的形式。相反，每个襟翼A1、A2；B1、B2能够分别借助于所分配的驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2在缩回位置与多个延伸位置之间进行调节。图3中示出的致动系统、或增升系统HAS设置用于调节每个机翼上的至少一个着陆襟翼。在图3中示出的实施方式的实施例中，每个机翼上示有两个空气动力绕流体或襟翼或增升襟翼，在图3的表示中未示出机翼：内襟翼A1和外襟翼A2位于第一机翼上、而内襟翼B1和外襟翼B2位于第二机翼上。在所示出的增升系统的实施方式的实施例中，每个机翼上少于两个或多于两个襟翼也是可以采用的。

驱动单元分别分配给每个空气动力绕流体或每个襟翼，其中驱动单元PA1或PB1相应地与内襟翼A1、B1相联，而驱动单元PA2或PB2相应地与外襟翼A2、B2相联。能够自动地或者经由具有输入装置155的驾驶界面致动和控制驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2，例如，该驱动装置特别是具有诸如致动杆的致动元件。驾驶界面155与控制及监控装置160功能性相联。控制及监控装置160与每个驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2功能性连接，其中驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2分别分配给每个空气动力绕流体A1、A2；B1、B2。

具有传动轴的两个传动连接部151、152联接到驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2；这些轴由驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2驱动。每个传动连接部151、152均与调节机构121相联。每个驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2均能够特别是具有：至少一个驱动马达以及至少一个制动装置(未示出)，以便如果通过控制及监控装置160已检测到有关故障，则基于来自控制及监控装置160的适当指令相应地分别停止和锁定第一驱动马达和第二驱动马达的输出。在每个襟翼A1、A2或B1、B2上相应地分别布置至少两个调节装置A11、A12、A21、A22；B11、B12、B21、B22；这些调节装置分别具有动态襟翼机构。分别地，两个传动连接部151、152的其中一个与每个调节装置A11、A12、A21、A22；B11、B12、B21、B22相联；这些传动连接部又分别与驱动装置PA1、PA2、PB1、PB2的其中一个相联。在图3示出的增升系统中，在每个襟翼上分别布置两个调节装置，并且特别是，调节装置A11、A12和B11、B12相应地布置在内襟翼A1和B1上，而调节装置A21、A22和B21、B22分别布置在外襟翼A2和B2上。另外，步进变速箱120、动态调节机构121、以及位置传感器120能够特别是分配给每个调节装置A11、A12、B11、B12、A21、A22、B21、B22。一般而言，步进变速器120能够以主轴传动或旋转致动器的形式实施。步进变速箱120相应地与相应的旋转传动轴151或152机械联接，并且相应地将相应的旋转传动轴151或152的旋转运动转变成襟翼区域的调节运动，该襟翼区域与相应的调节机构相联。

另外，飞行器的控制输入装置55具有发动机推力输入装置(图中未示出)，利用该发动机推力输入装置能够命令发动机推力指令值，将发动机推力指令值传送到发动机启动装置以调节由飞行器的发动机所产生的发动机推力。此处，设置成借助于手动输入和/或借助于飞行器系统的自动导航功能来输入发动机推力指令值。根据本发明，设置成使得发动机推力输入装置与增升系统HAS的启动装置功能性连接，从而使得发动机推力指令值、或所测量的发动机推力值被传送到启动装置60、160。

根据本发明，启动装置、或控制及监控装置60、160的启动功能具有用于在飞行中使增升襟翼14a、14b自动缩回的功能，该功能实施为：使得在增升襟翼14a、14b已呈延伸位置的飞行条件下该功能同时考虑发动机推力和最小飞行高度来产生缩回增升襟翼14a、14b的启动指令。

特别是，用于使增升襟翼14a、14b自动缩回的功能实施为使得如果满足启动功能的预定条件，则从增升襟翼14a、14b已呈最大延伸位置的80％与100％之间的延伸位置的飞行条件开始，该功能产生启动及指令，增升襟翼14a、14b根据该启动及指令缩回到最大延伸位置的至少10％——例如30％与80％之间——的延伸位置，其中所述条件以如下方式构造：

必需在规定的时间段内达到这些条件，从而使得这些条件在这点上必需同时达到。

根据实施方式的另一实施例，设置成使得发动机推力限制限定为大于最大发动机推力的50％的值。

在启动功能的实施方式的这些实施例中，无关于升降舵的指令值使所述至少一个增升襟翼缩回。

在具有高发动机推力和高着陆襟翼角的飞行条件下，发动机的高推力连同高着陆襟翼角一起产生在升降舵单元上的强的向下流动。如果在这些条件下通过控制输入向下推动飞行器的前端，则存在尾翼失速的风险。为了对此进行避免，着陆襟翼预防性地自动缩回所需的角度。这仅能够在地面上方的足够的飞行高度处进行，以便避免在地面附近突然失去升力以及与地面的任何相关联的可能接触。由此，根据本发明，在具有高着陆襟翼角和高发动机推力的情况下并在足够的飞行高度处，着陆襟翼自动缩回所需的角度。

在本发明的增升系统的实施方式的另一实施例中，设置成使得用于使增升襟翼14a、14b自动缩回的功能考虑到如下值：

当前发动机推力，

当前飞行高度的值，

位置或运动、或使升降舵进入到导致上仰运动的方向中的指令。

在实施方式的另一发明实施例中，用以产生用于缩回增升襟翼的启动指令的条件能够以如下方式构造：

启动功能接收当前发动机推力的值，该当前发动机推力的值超过发动机推力限制，其中发动机推力限制限定为具有在最大发动机推力的40％与90％之间的值，

启动功能接收用于升降舵的指令的值，该值超过规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，在控制增大飞行器的负迎角的方向上——最大延伸位置的50％与100％之间的范围中。

在利用延伸的增升襟翼改进飞行稳定性和可控性的本发明解决方案的实施方式的这些实施例中，其中考虑：

当前发动机推力，

当前飞行高度的值，

升降舵的位置、或使升降舵进入到导致上仰运动的方向中的指令，评估和/或计算在迎角的动态的和不稳定的分量的影响下的“尾翼失速”的风险。已发现所谓的翻转操纵特别关键，其无疑包含尾翼失速的风险。在这些操纵中，通过对主控制面的控制输入将飞行器的前端向下推动。在如下情况下出现实际的危险，即：如果在该临界操纵中超过失速迎角，则导致在尾翼单元上的流动分离，使得不再能够利用升降舵充分地控制飞行器。

在翻转操纵中，通过在主控制面(升降舵)上的控制输入将飞行器的前端向下推动，以便快速地达到对于飞行器的高的负迎角。在这些动态的不稳定的操纵中，在平均发动机推力至高发动机推力下，在升降舵单元上快速地出现高的负迎角。在此为了主动避免具有高着陆襟翼角的负尾翼失速，如果在该情况下对下面的参数进行处理以确保着陆襟翼的安全的自动缩回，则着陆襟翼自动缩回所需的角度：

增升襟翼或空气动力绕流体的延伸位置、以及例如着陆襟翼角；

升降舵的运动或延伸位置、以及例如对升降舵的控制输入；

发动机推力的值；

地面上方的飞行高度。

在足够的飞行高度下，在高着陆襟翼角和平均发动机推力至高发动机推力、以及对升降舵的高控制输入的情况下，着陆襟翼自动缩回所需的角度。

在本发明提供的飞行器系统中，特别是能够设置成使得由根据实施方式的实施例的启动功能使用的值是从下面的数据源获得：

借助于传感器确定增升襟翼的延伸位置，所述传感器记录相应的增升襟翼的当前位置。

对于当前发动机推力可以使用相应的指令的发动机推力，从而将其确定为来自传感器的指令值，所述传感器记录发动机推力输入装置的当前设定。当前发动机推力还能够可替代地或附加地从发动机上记录的传感器值得到。

针对地面上方的飞行高度可以使用雷达高度测量装置的传感器值。可替代地或附加地，还可以使用借助于卫星导航传感器确定的高度的传感器值。

为了确定升降舵的运动或延伸位置的值、或确定用于调节升降舵的指令，可以使用传感器装置，该传感器装置在输入装置55、155的输入工具——例如飞行员的控制杆——上记录用于命令升降舵的运动的输入工具的设定。传感器装置还可以具有功能，利用该功能确定用于升降舵的运动或位置的指令值——其分别通过输入工具控制，从而根据本发明，该指令值也能够用作升降舵的在导致上仰运动的方向上运动的值。

在本发明的解决方案中，特别是能够设置成借助于驾驶舱中的显示向飞行员通知着陆襟翼的自动缩回。

根据本发明的增升系统的实施方式的一个实施例，还设置成在驾驶舱中显示由于内部系统缺陷或数据的缺失而导致的功能的故障，随后飞行员必需通过适当地控制飞行器来避免具有尾翼失速的风险的状况。

特别是，出于下面的原因，以增大增升系统的安全性及稳定性的手段来实施启动功能：

未在驾驶舱中显示功能的故障可能潜在地具有灾难性的后果(升降舵单元上的负尾翼失速)。

基于功能的不正确的实施方式的着陆襟翼的缩回可能潜在地具有危险的后果(突然失去升力)。

在驾驶舱中显示的功能的故障将具有可忽略的后果(飞行员的额外工作量)。

因为功能的故障将导致排除某些飞行器构型(例如，最大着陆襟翼角)，所以必需确保功能的高度可用性。关于安全性和稳定性以及可用性的要求对于信号路径(输入和输出)的设计以及对于控制器中的功能的设计具有直接后果。未在驾驶舱中显示的功能的故障可能潜在地具有灾难性的后果。

为了实现对于整个飞行器系统的安全性和可靠性的所需水平，其在民用飞行器构造中限定为每个飞行小时1＊10^-9的概率，本发明的增升系统能够实施为使得利用冗余将输入信号——需要其用于本发明的启动功能的执行——提供到具有启动功能的启动装置，以便增大输入信号的存在的可靠性。根据本发明的实施方式的实施例，因此设置成利用冗余并且利用至少双重冗余提供启动装置60、160的接口用以传送：

发动机推力，以及

最小飞行高度。

另外，还能够设置成利用冗余并且利用至少双重冗余提供启动装置60、160的接口用以传送：

用于升降舵的指令信号。

另外，根据本发明，能够提供具有本发明的增升系统的飞行器系统，其中如下传感器值中的一个或多个，即：

发动机推力，和

最小飞行高度，以及

用于升降舵的指令信号

借助于不同的传感器装置或具有冗余的相似的传感器装置产生，和/或经由具有冗余的传送线路提供给具有启动功能的启动装置60、160，用以产生用于调节增升襟翼14a、14b的位置的致动指令。

如果源头或传感器装置均经由相同的传送介质与启动装置60、160相连，则存在该传送介质使两个信号同时被误传的风险。出于该原因，根据本发明的实施方式的一个实施例设置成使得数据经由分离的路径并且由此特别是经由不同的传送介质传送、或者经由相同的传送介质传送，但在后者情况下经由物理上分离的传送链接传送。

特别是，本发明的飞行器系统能够具有：

多个、也就是说至少两个传感器装置用以确定在地面上方的飞行高度，

多个、也就是说至少两个传感器装置用以确定当前发动机推力或发动机推力指令值。

在包括具有启动装置的增升系统的飞行器系统中，其用以使增升襟翼14a、14b自动缩回的功能使用用于位置或运动的值、或用于在导致上仰运动的方向上调节升降舵的指令信号，设置成利用至少两个传感器装置用以确定该值。

在根据本发明的增升系统中，还可以考虑襟翼的致动速度。于是，在本发明的增升系统的飞行器系统中，设置成使得在故障的情况下，保持致动链可用，如果同时还能够获得用于避免负尾翼失速的足够快速的效果，其中致动链为：从产生将被输入到启动功能中的传感器值开始、通过借助于启动功能来产生启动指令、并以减小增升襟翼的运动的致动速度的减小模式来致动增升襟翼。

为了使根据本发明提供的增升襟翼14a、14b或着陆襟翼自动地横移，启动装置60、160的启动功能执行如下步骤：

接收和评估来自外部数据源并且特别是来自传感器装置的数据用以确定增升襟翼的延伸位置、发动机推力、在地面上方的高度、和/或位置或运动，或者接收和评估用于调节升降舵的指令信号，执行数据输入、执行来自相应的外部源或传感器装置的无错传送的测试、执行针对可信度及针对排除错误数据的存在的测试；

针对达到本发明提供的用于陆襟翼的自动运动的条件的测试；

计算横移指令并将其发送到适合的功能或驱动装置，用以启动用于使位于两个机翼上的一个或多个空气动力绕流体或增升襟翼缩回的横移程序。

接收和评估来自外部数据源并且特别是来自传感器装置的数据能够以多种方式实施，特别是关于克服具有增升系统的飞行器系统的故障的完整性或安全性。这种飞行器系统的实施方式的实施例在下面进行描述。

在实施方式的这些实施例中，多次实施驱动装置63、163的功能并且特别是驱动装置的启动功能。根据实施方式的一个实施例，分别在一台计算机上实施用于使增升襟翼14a、14b自动缩回的启动功能，并且多台计算机分别设有一个这种启动功能。在图2和图3中示意性地示出的实施方式的实施例中，启动装置60、160相应地分别具有两台计算机，这两台计算机分别具有一个启动功能，从而使得利用双重冗余来实施启动功能。在图4、图5和图6中示出的包括具有本发明的启动功能的增升系统的飞行器系统200的实施方式的实施例分别均具有：两台计算机、或增升系统的第一启动装置和第二启动装置——相应地为201或202，其分别具有启动功能；发动机控制系统210，特别是用以将用于发动机的指令值转变成用于控制发动机的启动指令；传感器装置220，其用以确定在地面上方的飞行器的高度；以及飞行控制装置230。发动机控制系统210、用以确定在地面上方的飞行器的高度的传感器220、和/或飞行控制装置230能够分别利用多重冗余实施。在该情况下，设置成使得通过发动机控制系统210、用以确定在地面上方的飞行器的高度的传感器装置220、和/或飞行控制装置230的每个冗余构造的单元分别产生并输出一个或多个输出信号。增升系统的每个启动装置201或202相应地利用冗余——即，经由分离的连接线路分别从至少两个独立的源头——接收用于执行相应的启动功能的所需的输入信号。分别设置的连接线路或数据链接能够以多种方式实施，其中在图4、图5和图6中分别示出了数据链接的实施方式的可替代的实施例，其中相应示出的增升系统相应地分别具有启动装置201或202。根据本发明，增升系统还能够相应地分别具有多于两个的启动装置201或202。在该情况下，所示出的数据链接能够类似地进行改变。

在图4中示出的冗余地构造的输入信号相应地至启动装置201或202的链接中，外部数据至每个控制器的链接是经由彼此物理上分离的数据连接进行，从而设置例如分别从每个发动机控制系统210、从每个传感器装置220、以及从每个飞行控制装置230到每个启动装置201、202的连接线路。通过该手段，使得每个启动装置201、202分别能够在另一启动装置故障的情况下执行启动功能。通过实施方式的该实施例，实现了启动功能的高度的可用性。

根据图5，在冗余地构造的输入信号相应地至启动装置201或202的链接中，外部数据至每个控制器的链接是经由分开的数据连接、也就是说经由分离的路径进行，即，分别经由不同的传送介质、或经由相同的传送介质但具有物理上分离的数据连接，其中数据连接分别从每个外部数据源延伸到第一启动装置201，而第二数据连接分别从每个外部数据源延伸到第二启动装置202。特别是，在实施方式的一个实施例中，其中飞行器系统分别具有两个或多于两个的如下单元，即：发动机控制系统210、用以确定在地面上方的飞行器的高度的传感器装置220、和/或飞行控制装置230，数据连接能够分别从这些单元的其中一个相应地延伸到仅其中一个启动装置201或202。例如，设置成：

利用发动机控制系统210的两个冗余地构造的单元，一个数据连接从发动机控制系统210的冗余地构造的单元中的第一个延伸到第一启动装置201，而另一数据连接从发动机控制系统210的另一冗余地构造的单元延伸到第二启动装置202，

利用用以确定在地面上方的飞行器的高度的传感器装置220的两个冗余地构造的单元，一个数据连接从传感器装置220的冗余地构造的单元的其中一个延伸到第一启动装置201，而另一数据连接从传感器装置220的另一冗余地构造的单元延伸到第二启动装置202，

利用飞行控制装置230的两个冗余地构造的单元，一个数据连接从飞行控制装置230的冗余地构造的单元的其中一个延伸到第一启动装置201，而另一数据连接从飞行控制装置230的另一冗余地构造的单元延伸到第二启动装置202。

在数据链接的该基本结构中，启动装置201或202的其中一个相应地仅与冗余地构造的单元的一部分相连，并且特别是分别仅与冗余地构造的外部源头的一个单元相连。这样相应地将每个启动装置201或202的接口复杂度减半。为了达到安全性及可靠性的要求，根据本发明设置成使得数据相应地分别经由分开的数据连接线路、也就是说经由分离的路径——即，分别经由不同的传送介质、或经由相同的传送介质但具有物理上分离的数据连接——发送到另一启动装置201或202。通过该手段，避免了用于两个控制器的数据均被一个介质误传的风险。每个启动装置201或202相应地使用相应地分别从另一启动装置202或201发送的数据，以便借助于冗余测试来自其它系统的输入信号的可信度和正确性。该基础结构是逻辑性的，自动功能的执行仅在两个启动装置201和202均操作的情况下有效。在根据图5的实施方式的实施例中，降低了启动装置201和202上的接口复杂度。

在图6中示出的冗余地构造的输入信号至启动装置201或202的链接中，外部数据相应地至启动装置201或202中的第一个的链接经由分开的数据连接、也就是说经由分离的路径进行，即，分别经由不同的传送介质、或经由相同的传送介质但具有物理上分离的数据连接进行，从而使得分别借助于连接线路分别提供从发动机控制系统210、传感器装置220、以及飞行控制装置230的各个冗余地构造的单元至第一启动装置201、202的连接。第二启动装置202经由数据总线以从属功能的方式联接到第一启动装置201。所有外部数据相应地至启动装置201或202的链接是通过主从式架构实施。此处，一个启动装置201承担对所有数据的接收和评估并且将用以执行功能的指令发送至另一启动装置202。与图4和图5的实施方式的形式相比，飞行器系统、特别是驱动装置63、163的这种形式的实施方式具有降低的克服故障的安全性，这是因为在第一启动装置201故障的情形下不再能够执行启动功能。

根据本发明的另一方面，关于传送错误的存在以及关于可信度对来自外部源头的数据进行评估。对于所建立的数据路径，经由两个分离的路径的简单的数据冗余是足够的。AFDX(航空电子全双工交换式以太网)和ARINC429(航空总线协议标准)能够用作具有数据传送协议的数据传送介质或总线。取决于传送介质，能够访问不同的参数来提供关于输入数据的传送错误或有效性的证据。用于该目的的实施例为：

预期的传送率，

奇偶性，

状态位(将传送数据标记为正常、缺陷、测试数据、或未分析)。

错误检测必需在固定的时间段内进行确认，以获得对数据有效性的有力的鉴定。在该时间段期间，无效的输入数据必需由上一个有效的输入数据替代以用于在功能中的进一步处理。为了检测输入数据的可信度，对已由不同的路径传送和接收的相同数据之间的任何差异进行评估。最大容许差异包括信号公差以及经由不同路径的信号的时间偏差乘以信号的最大变化率。

这将在下面利用雷达高度参数的实施例来阐明。用以确定在地面上方的飞行器的高度的传感器装置220——例如，雷达高度系统——包括不同步工作的两个雷达高度控制器。分别地，增升系统HAS的其中一个冗余地构造的启动装置201接收来自雷达高度控制器的雷达高度信号。分别地，将所接收的信号传送到另一启动装置202。每个启动装置201或202相应地能够将相应地分别从另一启动装置202或201发送的信号与直接从雷达高度系统接收的信号进行比较。例如，最大爬升率能够为200ft/s。高度测量分别以28ms的间隔进行。在该间隔的末尾，同步进行并且发送所测量和校正的信号。由此在雷达高度控制器中不存在延时。图7示出了雷达高度信号到达增升系统以及在增升系统内的不同的信号路径和信号传送时间(分别在图7中标出)，其中示出了相应地从雷达高度控制器131、132传送到第一启动装置201或202的信号的传送时间。从每个雷达高度控制器131、132，相应地进行将所测量的信号传送到输入数据记录站133或134。从该处，相应地将所测量的信号传送到数据发送站135或136。雷达高度控制器并不同步运行。由此可以假定，在来自第一雷达高度控制器131的值与通过第二雷达高度控制器132传送的值之间的最大时间是在118ms与0ms之间变化，换言之，其能够具有118ms＊200ft/s＝23.6ft≈25ft的最大差值。除了雷达高度控制器信号的公差以外，因此还必需允许25ft的差异。超过该值的两个接收信号之间的差值被认为是错误的。所接收的数据不能够进一步使用。为了获得关于缺陷数据源的有力的证据，还必需多次确认该差异。因为两个信号相对于彼此的最大时间偏差不能在测试差异的每一次均出现，所以必需确定在具有特定周期时间的特定周期数上在每种情况下存在的最大时间偏差(也就是说，最小值)。以该方式，能够减小最大容许差异。输入信号的最大容许差异的计算必需针对每一参数进行。其分别是信号路径和关联连的延时的函数、每单位时间的数据的最大变化的函数、以及还是数据自身不准确性的函数。

根据本发明的实施方式的一个实施例，以周期时间执行传送功能，该周期时间确保以新的数据执行每个计算周期。必需多次确认达到功能干预的条件，以便保证有力的性能。但是，为了在系统中保证对功能的快速干预，还应尽可能低的保持确认的数目。

在本发明的实施方式的该实施例中，通过用于使增升襟翼14a、14b自动缩回的启动功能进行检测，一方面达到关于发动机推力和最小飞行高度的条件以及可选地达到升降舵22的位置或运动或者用于调节升降舵22的指令信号的条件。另一方面，还检测与功能的先决条件相关联的条件。此处，如果从两个雷达高度控制器将关于雷达高度的信息项——其彼此仅偏差最大的规定的差值——同时相应地传送到启动装置201或202，则仅能够由启动功能命令延伸运动。由此，必需经由在两个启动装置201或202之间的通信相应地获得关于增升系统的其它启动装置的状态的信息。

根据本发明，关于雷达高度控制器131、132所描述的方法能够设置用于每个冗余实施源，也就是说，特别是还用于发动机控制系统210的冗余地构造的单元和/或飞行控制装置230的冗余地构造的单元。

根据本发明，还能够设有检测，利用其来确立用于驱动的电源为足够的。例如，如果必需用以供应液压驱动式驱动装置的液压不存在，则不产生缩回襟翼的指令。如果不再达到这些条件，则设置成使得仅可以由于飞行员的主动干预来缩回襟翼。为此，必需分配给该手动输入功能在所存在的任意其它功能之上的优先权。另外，必需为飞行员生成显示，这样使得能够观察到功能的任意干预、和关于他/她的任意反应。例如，控制器在断电后的重启之后，在系统中必需处于安全状态。在重启之前产生的用以缩回襟翼的指令可能在没有等到来自飞行员的动作的情况下未被取消。为此，必需评估系统信息，以便确定功能指令是否是在重启之前待解决的。

Claims

1.一种飞行器的增升系统，其具有：

一个或多个增升襟翼(14a、14b)，

具有启动功能的启动装置(60、160)，用以产生用于调节所述增升襟翼(14a、14b)的位置的致动指令，

与所述增升襟翼(14a、14b)相联的驱动装置(63、163)，所述驱动装置(63、163)实施为使其基于启动指令在缩回位置与延伸位置之间调节所述增升襟翼(14a、14b)，

其中，所述启动功能基于输入值产生致动指令并且将所述致动指令传送到所述驱动装置(63、163)以调节所述增升襟翼(14a、14b)，

其特征在于，

所述启动功能具有用于在飞行中使所述增升襟翼(14a、14b)自动缩回的功能，在所述增升襟翼(14a、14b)已呈延伸位置的飞行条件下所述功能同时考虑发动机推力和最小飞行高度来产生启动指令，所述增升襟翼(14a、14b)根据所述启动指令缩回。

2.根据权利要求1所述的增升系统，其特征在于，当前发动机推力是用于所述发动机推力的指令值。

3.根据权利要求1或2所述的增升系统，其特征在于，所述启动功能具有用于在飞行中使所述增升襟翼(14a、14b)自动缩回的功能，所述功能实施为使得如果满足所述启动功能的预定条件，则从所述增升襟翼(14a、14b)已呈最大延伸位置的80％与100％之间的延伸位置的飞行条件开始，所述功能产生启动指令，所述增升襟翼(14a、14b)根据所述启动指令缩回到所述最大延伸位置的30％与80％之间的延伸位置，其中所述条件以如下方式构造：

所述启动功能接收到如下的当前发动机推力的值：所述当前发动机推力的值已达到发动机推力限制，

所述启动功能接收到如下的当前飞行高度的值：所述当前飞行高度的值越过针对地面上方的最小飞行高度的规定的飞行高度限制，其中所述飞行高度限制为至少20m。

4.根据权利要求3所述的增升系统，其特征在于，所述发动机推力限制限定为大于最大发动机推力的50％的值。

5.根据前述权利要求中任一项所述的增升系统，其特征在于，用于使所述增升襟翼(14a、14b)自动缩回的所述功能考虑如下值：

当前发动机推力，

当前飞行高度的值，

升降舵(22)的位置或运动、或者用于将所述升降舵(22)调节到导致上仰运动的状态的指令信号。

6.根据权利要求5所述的增升系统，其特征在于，用以产生用于使所述增升襟翼缩回的所述启动指令的条件以如下方式构造：

所述启动功能接收到如下的当前发动机推力的值：所述当前发动机推力的值超过发动机推力限制，其中所述发动机推力限制限定为在最大发动机推力的40％与90％之间的值，

所述启动功能接收到如下的当前飞行高度的值：所述当前飞行高度的值越过针对地面上方的最小飞行高度的规定的飞行高度限制，其中所述飞行高度限制为至少20m，

所述启动功能接收到如下的升降舵(22)的位置或运动或者升降舵(22)的指令的值：所述升降舵(22)的位置或运动或者升降舵(22)的指令的值超过规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(22)沿导致上仰运动的方向的最大延伸位置的50％与100％之间的范围中。

7.根据前述权利要求中任一项所述的增升系统，其特征在于，所述启动装置(60、160)的用以传送发动机推力和最小飞行高度的接口设有冗余。

8.根据权利要求7所述的增升系统，其特征在于，所述启动装置(60、160)的用以传送所述升降舵(22)的位置或运动、或者用以传送用于调节所述升降舵(22)的指令信号的所述接口设有冗余。

9.一种具有根据前述权利要求中任一项所述的增升系统的飞行器系统。

10.一种具有根据权利要求1至8中任一项所述的增升系统的螺旋桨飞行器。

11.一种具有根据权利要求9所述的飞行器系统的螺旋桨飞行器。

12.根据权利要求10或11所述的螺旋桨飞行器，其特征在于，在所述螺旋桨飞行器上，驱动螺旋桨的发动机(P)安装到所述机翼(10a、10b)。

13.根据权利要求10至12中任一项所述的螺旋桨飞行器，其特征在于，所述螺旋桨飞行器是上单翼飞行器。