CN102862682B - 爬升优化的自动起飞系统以及飞行器起飞的方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种爬升优化自动起飞系统。爬升优化自动起飞系统是旨在改进起飞性能的飞机功能。通过允许飞机在达到VR时和之后仰转到优化的俯仰姿态，同时确保正遵守飞机的最小所需起飞爬升梯度及几何限制，来获得该改进。在空中过渡阶段期间(d2)，通过准许一直跟踪飞机的俯仰姿态到其瞬时的最大约束限度，而非受到单个起飞约束的限制(诸如为避免尾部触地而给定的俯仰)，来获得最佳起飞性能。
Description
相关申请的交叉引用
不适用
关于联邦资助研发的声明
不适用
技术领域
本技术在此涉及执行/自动飞行控制系统。
背景技术
坐过飞机的人都知道飞机从跑道起飞时会有震颤感。当飞机明确将要起飞时，飞行员会松开刹车并控制发动机增加推力。飞机开始在跑道上移动得越来越快。当飞机移动的速度足够快，使得由机翼生成的升力的量允许安全起飞时，飞行员控制飞机的飞行控制表面(例如，升降舵)，以使飞机的机头向天空仰起。飞机在其机头仰转的情况下飞离地面。当飞机爬升到水平飞行所期望的海拔时，飞机实现该海拔的速度不尽相同，这取决于飞机的特定配置、重量、天气及其它因素。
某些飞机的性能速度，也就是所谓的“V速率”，基于操作环境的而改变。“V速率”之一是指VR-也被称为起飞仰转速率。VR是指飞行员开始拉起飞机起飞仰转的速率。VR总是大于另一个V速率(VMCA)，这是指在发动机故障期间在空中提供定向控制的最小速度。V速率可能受很多因素的影响，包括起飞毛重、气压、温度、飞机配置及跑道状况。
飞机起飞距离通常分为两段：地面加速段(d1)和空中过渡段(d2)。参见图1。
地面加速距离d1从松开刹车起测量，到以VR开始仰转为止。空中过渡距离d2从该点起测量，到飞机到达跑道上空指定高度(h)的点d1为止。
通常，d1段的长度是通过数学化的整合运动等式计算出来的，该等式反映了给定大气状况下发动机的推力、飞机的升力、阻力及重量。
对于d2段，基于能量守恒定理，可以推出以下等式：
其中：
表达式1：飞机开始仰转时的动能
表达式2：由于发动机沿飞行路径推进而增加的总能量
表达式3：飞机在空中过渡结束时的动能
表达式4：飞机在空中过渡结束时的重力势能。
为简化和更好地理解，考虑从水平跑道给定起飞的情况。在这种情况下，m、g、VR和h的值是先前已知的。因此，表达式1和4也是预定的。因此，表达式3的值越大，表达式2也将越大。换句话说，VSH越高，飞行路径(用“r”表示)可能越长。
空中过渡的详细数学建模可能很难，因为涉及许多对估算重要的因素，诸如多变的地面影响、瞬变的空气动力以及飞行技术的影响。因此，通常通过使用完全基于飞行试验数据的简化的参数模型来计算d2段。
传统上，d2段的核定长度基于要求飞机在给定的速度(VR)下且以给定的俯仰角速率(q)仰转到给定的俯仰姿态(θ)的操作程序。而无论在飞行试验还是日常飞行操作中，这些参数(θ，q和VR)都受到一系列约束，如：
●俯仰角(θ)：
○在一台发动机失效的情况下，受限于飞机要达到应用认证所要求的最小梯度的性能，在任何条件下均要处于飞机的使用状态范围内
○通过几何限制，目的是为避免尾部在起飞期间触地
●俯仰角速率(q)：
○低俯仰角速率导致起飞距离更长
○过高的角速率带来超过所定义的起飞角度θ的风险，并且可能增加尾部触地的风险
●仰转速率(VR)：
○VR受到使VR与典型起飞速度相关的要求的约束(对于部分-23和部分-25的适航飞，V1、VLOF和V2)
○在仰转之后，VR可能是这样：在到达给定高度之前，飞机将加速到给定速度(对于根据联邦航空管理局的条例第14章的部分23和部分25的适航飞机，在35英尺时是V2，通过引用的方式合并于此)，同时达到了在起飞期间所要求的最小爬升梯度。
为符合所有的应用需求，同时又不增加对飞行员技术的额外要求，飞机制造商通常将为每个起飞配置定义固定的起飞俯仰角，使其在VR时具有给定的仰转速率。
当执行用于确定额定的飞机起飞距离的飞行试验时，制造商可按照这写程序，使得所测量到的性能能在实际操作中重现。除前述限制外，由于飞行员在飞行反应方面的自然差异，因此飞行试验期间，还在性能模型中引入了合理的数据偏差量。结果，飞机的短跑道性能可能严重受到这些操作约束的影响，导致了非最优的起飞距离计算模型。
当前实践的另一方面是，起飞姿态通常被定义成满足飞机操作和负载包络内最不利条件下的爬升梯度的要求。
爬升梯度γ被定义如下：
在以上等式中，T是净发动机推力，D是在指定配置下飞机的阻力，W是飞机重量，并且Φ是跑道坡度。计算T和D的条件已在以上提到的适用的部分23和部分25的认证要求中被定义，通过引用的方式将其合并于此。
然而，绝大多数时候(并且尤其是在短跑道情况下)实际条件是这样的：在所定义的俯仰情况下，可实现的实际爬升梯度远高于所要求的(存在所谓的“能量过剩”)，结果是以浅起飞飞行路径为代价的强加速。这导致从仰转到空中阶段结束的时间增加，并因此产生了更长的d2。下面的例子说明了这些影响。
示例1：几何受限的飞机
对于给定的飞机，对其空气动力、推力、重量及操作包络特征的研究表明，在起飞期间达到的最佳俯仰角是12°。然而，飞机具有长尾部段，并且因此为了避免尾部触地，最大仰转角度被限制到10°。
这种几何限度适用于减震器被飞机重量压缩时。然而，当飞机在起飞滑跑之后仰转并且假定迎角时，生成了气动升力，并且很快解除了这个约束。例如，如图2中所示可以找到俯仰角和间隙(clearance)的廓线。
示例2：非几何条件受限的飞机
对于经给定部分25认证的，非几何受限的双引擎涡扇飞机，11°的起飞俯仰角保证了在临界条件下以指定的速度(分别是零和2.4％)满足了25.121(a)和(b)要求的最小梯度。然而，如果飞机被派遣在海平面的短跑道上起飞，则在ISA温度下，起飞重量可能受到可用TOD而非梯度的限制。结果，要实现的真正起飞梯度将远高于25.121的起飞梯度。在这样的情况下，应用图3中所示的示例性典型俯仰廓线。
在这两种情况下，将允许飞机在空中过渡期间加速，并且在起飞结束时将具有更高的最终速度。换句话说，在空中过渡期间(等式1中的表达式2)，由发动机提供的过剩能量大多将转换成动能(等式1中的表达式3)而不是重力势能(等式1中的表达式4)。图4说明了这两个例子。
爬升优化的起飞系统是旨在改进起飞性能的飞机功能。通过允许飞机在达到VR时和之后仰转到优化的俯仰姿态，同时确保正遵守飞机的最小所需起飞爬升梯度及几何限制，来获得该改进。在空中过渡阶段期间(d2)，通过准许一直跟踪飞机的俯仰姿态到其瞬时的最大约束限度，而非受到单个起飞约束的限制(诸如为避免尾部触地而给定的俯仰)，来获得最佳起飞性能。
附图说明
通过参照下面结合附图对示例性非限制性实施例的详细描述将更好和更完整地理解本发明的这些和其他特征和优点。在附图中：
图1是示例的起飞段定义；
图2示出了几何受限的飞机的示例的俯仰和间隙时间历程；
图3示出了非几何受限的飞机的示例俯仰和间隙时间历程；
图4示出了由于非优化俯仰而引起的空中过渡距离的增加；
图5示出了自动起飞(优化爬升的起飞)系统视图；
图5-1示出了由处理器自动执行的执行存储在非暂态存储设备中的指令的示例流程图；
图5A示出了优化的起飞性能下，示例的俯仰和间隙时间历程；
图6示出了非几何受限的飞机的示例的俯仰和间隙时间历程；
图7示出了作为起飞俯仰角和跑道上空高度的函数的示例的机身间隙；
图8示出了作为跑道上空飞机高度的函数的尾部触地安全起飞俯仰角；
图9示出了作为第一段梯度和起飞俯仰角的函数的速度增长率；
图10示出了作为跑道上空飞机高度的函数的尾部触地安全起飞俯仰角。
具体实施方式
示例性的非限制性系统和方法提供了旨在改进起飞性能的优化爬升的飞行器功能。通过允许飞行器在达到VR时和之后仰转到优化的俯仰姿态，同时确保正在遵守飞行器的最小所需起飞爬升梯度及几何限制，来获得该改进。
示例的非限制性爬升优化的起飞系统可以通过以下实现：
1)具体设计的俯仰引导指示；以及
2)自动命令飞行器在起飞(自动起飞)期间仰转到优化的爬升俯仰姿态的控制系统特征。
更详细来说，图5示出了示例的非限制性自动起飞系统、以及与其它飞行器系统的接口的总体图。如图5所示，飞行器100包括常规传感器和表决阵列102，它们监视诸如温度、压力高程、速度、高度及俯仰角等参数，并将感测到(表决出)的值提供给俯仰引导子系统104。因此，该传感器/表决阵列102能够测量飞行器的响应，以控制来自飞行控制系统106的输入，诸如升降舵位置。俯仰引导子系统104也接收飞行员输入108，包括VR、重量及N1。此外，俯仰引导子系统104从配置子系统110接收起落架和着陆襟翼的信息。因此，俯仰引导子系统104从飞行器传感器102和飞行员输入设备108获得用于计算θTS和θGR的信息，同时将自动起飞系统的输出传送给飞行控制系统106。对于俯仰引导指示，俯仰指标也被传送给飞行器显示器。
俯仰控制子系统从俯仰引导子系统104接收俯仰角、俯仰指标和仰转触发信息。俯仰控制子系统114应用上述的爬升优化的起飞计算，以向飞行器提供用于计算并在自动起飞选项的情况下遵循作为受到上述飞行器几何限制的约束的实际起飞幅度(radiant)(在考虑派遣的情况下)的函数的最优起飞俯仰引导的能力，如果适用的话(见图5-1)。所得到的俯仰角廓线类似于图5A中示出的俯仰角廓线，并且所得到的从仰转到SH的飞行路径类似于图6中所示的飞行路径。
在空中过渡阶段期间(d2)，通过准许一直跟踪飞行器的俯仰姿态到其瞬时的最大约束限度，而非受到单个起飞约束的限制(诸如为避免尾部触地而给定的俯仰)，来获得最佳起飞性能。图5A说明了这个行为。
图6图示了所得到的飞行路径，并将其与传统单纯的俯仰起飞而获得的非优化飞行路径进行比较。
在该示例的非限制性系统和方法中，在尾部触地之前的机身间隙是飞行器尾部段几何形状和俯仰角的函数，并且针对跑道上空飞行器高度而被调度，如图7所示。
本功能的目标是，在保持安全起飞间隙余量(图7中的虚线)的同时，使得俯仰最大化。因此，为避免尾部触地而限制的起飞俯仰(θTS)作为跑道上空飞行器高度的函数被调度，如图8所示。
为了仰转至给定的起飞俯仰角，从离地至起飞幕高(screen height)增长的速度变化率是第一段梯度的函数(已由等式2定义)。相反，对于给定的梯度，该速度变化率是俯仰角的函数。速度变化率由下面的等式3定义：
为了改进将引擎过剩功率转换成势能(即，高度)，作为具体起飞条件下的第一段梯度的函数来计算起飞的俯仰，以便达到特定的速度增长率(图9中的虚线)。结果是如图10中所示的优化坡度的俯仰调度。
通过下面的表达式来获得最终优化后的起飞俯仰：
θTO＝minimum(θTS；θGR) [4]
假定θTS取决于地面上空飞行器高度，在起飞滑行期间，持续地估算等式[4]，并且将达到在起飞仰转之时和之后遵循可变的俯仰指标。
虽然已经结合示例性的说明性的非限制性实施例描述了此处的技术，但本发明并不局限于本公开。本发明意在由权利要求来限定，并且覆盖所有对应和等同的布置，而与是否在此具体公开无关。
Claims (5)
1.一种用于飞行器的爬升优化自动起飞系统，包括：
部署在所述飞行器上的各传感器，所述各传感器被配置成检测飞行器飞行条件；
部署在所述飞行器上并且可操作地连接到所述各传感器的至少一个处理器，所述处理器自动测量瞬时飞机俯仰姿态，以及
飞行管理计算机，所述飞行管理计算机响应于俯仰控制而控制空气动力控制表面，即，所述飞行器的升降舵，以允许所述飞行器在达到起飞仰转速率VR之时和之后仰转到优化俯仰姿态，同时确保正在遵守飞行器的最小所需起飞爬升梯度γ以及几何限制，
其中，爬升梯度由下式给出：
其中，T是净发动机推力，D是在指定配置下飞机的阻力，W是飞机重量，并且Φ是跑道坡度；并且
飞行控制法则，所述飞行控制法则允许所述飞行管理计算机根据优化升降舵偏移控制所述升降舵，由此在达到起飞仰转速率VR之时和之后产生所述优化俯仰姿态，同时确保遵守最小所需起飞爬升梯度(γ)以及所有飞行器限制。
2.根据权利要求1所述的系统，其中所述处理器持续地估算由所述传感器测量的参数并且利用其内部控制法则自动确定在所述起飞仰转之时和之后直到水平飞行要遵循的优化姿态指标，为所述升降舵提供优化自动偏移而无需飞行员的干涉；并且
仅仅基于其内部逻辑而与飞行员的控制输入无关地测量、计算和动作。
3.根据权利要求1所述的系统，其中所述飞行管理计算机通过调度作为跑道上空飞行器高度的函数的起飞俯仰角限度来使俯仰最大，同时保持安全起飞间隙余量以避免尾部触地。
4.根据权利要求1所述的系统，其中所述处理器被配置成使用其内部控制法则和被实现的逻辑，推导出俯仰角调度，该俯仰角调度使爬升梯度优化，由此最佳化过剩能量到势能的转化，产生更快的飞行器爬升。
5.一种飞行器起飞的方法，包括：
飞行器沿跑道加速；
在所述加速期间，使用至少一个传感器来确定俯仰角、俯仰指标和仰转触发信息；以及
用至少一个处理器，自动地执行爬升优化起飞计算，以向飞行器提供在达到起飞仰转速度VR之时和之后遵循作为受到飞行器几何限制约束的实际起飞梯度的函数的起飞俯仰引导、从而在由地面到空中的起飞过渡阶段期间智能地改变飞行器俯仰的能力。
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