CN103324190A - 失速、抖振、低速和高姿态保护系统 - Google Patents

Abstract

一种飞行控制系统，依照添加了自动命令的飞行员命令来移动升降舵。飞行控制系统监视一组飞行参数以确定飞行器是否正在允许的包线内飞行。如果飞行器接近于其包线极限，则飞行控制系统通过自动升降舵命令来引入自动保护。这里示例说明的非限制性的实现方式提供了自动保护以防止飞行器受到低速、高姿态、失速和抖振的影响。

Description

失速、抖振、低速和高姿态保护系统

本申请是2010年4月29日进入中国国家阶段的国际申请（申请号PCT/BR2008/000189，申请日2008年7月2日）、国家申请号为200880113914.1的专利申请的分案申请。

技术领域

这里的技术涉及一种用于飞机的飞行控制系统。这里的技术尤其涉及用于向装备有操纵器（inceptor）的飞机提供多重保护的方法和设备，所述操纵器用于输入飞行员命令（pilot command）。

背景技术

虽然人类已经掌握了在陆地、海洋和空中的行驶，但是在上述三种行驶的任何一种当中仍然存在某些风险。尽管受过训练的驾驶员、船长和飞行员可能已经工作了多年来发展他们的技能，人为差错还是会发生。此外，在存在不利条件的情况下，例如恶劣天气，微小的差错或计算错误可能会恶化为极其危险的情形。

随着技术的进步，计算机在辅助车辆操控中扮演更加积极的角色。例如，诸如牵引控制、制动和转向之类的部件通常至少部分地由车内计算机芯片来处理，并且更高级的车载计算机甚至可检测不利的天气条件并进行补偿以有助于保持驾驶员的安全。

类似地，从二十世纪下半叶以来，已经使用反馈控制规律（feedbackcontrol law）来增强飞机的俯仰命令（pitch command）。就现代飞机而言，使用数字控制规律来实现使用基于俯仰变化率、负载系数或其组合的基准命令的控制规律。结合负载系数的空速也被认为是基准命令。在一些情况下，所有三个变量均被认为是基准命令，即考虑负载系数、俯仰变化率和空速。

发明内容

示例说明的非限制性的实现为飞机提供了进一步的安全控制。例如，一个示例说明的非限制性实现的飞行控制规律，基于一组飞行参数和所检测的飞行员操纵器的位置来计算增强的命令校正。飞行员操纵器（pilot inceptor）可以是在航空工业中使用的充当与人类飞行员（human pilot）接口的多种装置中的任何一种，例如操纵柱（column）、小操纵柱（mini-column）、操纵杆（stick）、控制轭（control yoke）、侧操纵杆（side-stick）等。可以把增强命令与可以被直接发送到俯仰控制面致动器的直接模式飞行员命令相混合。致动器控制诸如升降舵（elevator）之类的俯仰控制面。

正如司机的操作可以被车内计算机芯片修改以防止路上的意外事件一样，增强命令可以利用飞机的一些其他附加保护功能执行稳定性增强，这些附加保护外功能被设计成用于避免一些意外事件，诸如：(1)失速（stall），(2)由于结冰而导致的失速，(3)抖振（buffeting），(4)水平稳定器高负荷，(5)低速，(6)高俯仰姿态等。

依照一个示例说明的非限制性的实现，控制规律按至少部分基于飞行员操纵器位置的度数（degrees）计算基准命令（δ_law）。这种功能被称作命令整形（command shaping），并且功能可以在飞行中改变。基准命令可以在前馈和积分回路中使用：前馈命令可以至少部分地基于增益乘以基准命令（δ_law）来生成；积分命令可以至少部分地基于在迎角α或俯仰角θ与基准命令（δ_law）之间的误差的积分乘以另一增益。这样，例如误差可以是e=δ_law-α或e=δ_law-θ。

此外，在此示例说明的非限制性的实现中，反馈回路还可以基于一组检测的飞行参数来考虑状态反馈，所述飞行参数诸如迎角（α）、俯仰变化率（q）、俯仰角（θ）和空速（u），这些参数可以使用一组增益组合起来。

可以将积分、反馈和前馈命令求和以合成增强命令，增强命令驱动俯仰控制并且由于积分反馈而趋向于在稳定状态中将误差e减小到零。

依照这种示例的实现，可以计算增益，使得当检测到如上述的一个或多个不希望的条件时，命令增强自动地向下俯仰飞机。

依照另一示例说明的非限制性的实现，至少部分地基于一组飞行参数，逻辑模块可至少部分负责在诸如那些提及的保护功能中定义控制规律的接合（engagement），这可以在飞行期间动态地进行。在给定飞行条件下，逻辑模块可以根据所执行的保护功能来改变控制规律中的以下内容：(1)控制规律的所有增益，(2)用来定义在飞行员命令和基准命令δ_law之间关系的命令整形功能，和/或(3)在积分命令中迎角（α）或俯仰角（θ）之间的切换选择。在此示例性的实现中，整形功能根据在给定时刻的迎角或俯仰角中的哪个正被反馈来定义对应于最大操纵器位置的最大命令的迎角或俯仰角。这样，在不同的飞行阶段中能够使用相同的规律结构来按要求限制飞机包线（envelope），所述规律结构用于充当各种保护。

为了定义所有这些，逻辑模块和命令整形使用一组参数，包括：距地面的高度（h_AGL）、结冰检测情况（b_ICE）和发动机节流阀杆位置（δ_TLA）。

当不接合逻辑模块时，此控制规律可以不发送任何命令，即可以发送空增强命令。

而且，增益还可以根据飞行包线参数和配置参数来改变，所述参数诸如马赫数、海拔、襟翼位置和起落架位置。

从而，依照一个示例说明的非限制性的实现，迎角或俯仰角被认为是基准命令。此外，借助于命令整形将迎角和/或俯仰角值限制在允许的飞行包线内，并且改变增益，以适应一个或多个保护功能。

依照另一示例说明的非限制性的实现，改变命令整形、反馈和前馈增益以及从迎角（α）到俯仰角（θ）的切换和积分反馈。

附图说明

通过结合附图参照以下的示例性非限制说明的实现的详细描述，将更好地并且更完整地理解上述及其他特征和优点，其中：

图1是一个飞行器的例子—民用运输机涡轮风扇；

图2是示例说明的非限制性的飞行控制系统的示意图，示出了系统的基本体系结构；

图3给出了示例说明的非限制性的用于处理示例性的飞行控制系统功能的软件示意图，示出了根据逻辑模块如何将飞行员命令变换为升降舵命令以启用它；

图4是用于详细描述示例说明的非限制性的能够基于一系列传感器输入来启用升降舵命令的逻辑模块的示图；以及

图5是依照一个非限制性实现的示例性例程的示例性逻辑流程。

具体实施方式

这里的示例说明的非限制性的实现涉及在装备有诸如升降舵的俯仰控制件和诸如侧操纵杆或圆柱轭的飞行员操纵器的飞行器中使用的系统、设备和方法。图1示出了示例说明的双涡轮风扇发动机114的民用运输飞机。该飞机具有一组机翼113，机翼113设置有阻流板112和襟翼116。阻流板112帮助改变升力（lift）、阻力（drag）和滚转（roll），并且襟翼116帮助改变升力和阻力。飞机的尾部还装备有水平稳定器117，水平稳定器117设置有用于控制飞机在飞行中的俯仰方向的升降舵115。

在图2中示出了示例说明的非限制性的飞行控制系统。此示例性的飞行控制系统从飞行员操纵器202接收输入的位置信号命令（p）。术语“飞行员操纵器（pilot inceptor）”包括在航空工业中使用的多种装置，使得用作与人类飞行员的接口，例如操纵柱、小操纵柱、操纵杆、侧操纵杆以及所有其它的这类装置。

此外，该示例说明的非限制性的系统从一组传感器218、219、220、221、222接收信号。在此示例性的实现中，传感器提供：迎角（α）、迎角变化率

空速（u）、空速变化率

襟翼位置（δ_F）、起落架位置（δ_G）、俯仰姿态（θ）、俯仰变化率（q）、距地面的高度（h_AGL）、结冰检测情况（b_ICE）、发动机节流阀杆位置（δ_TLA）、马赫数（Mach）和海拔（h）。其它传感器也是可能的。

依照此示例性的实现，信息经由用于发送多个数据的装置流动，诸如总线205。将所有数据，即飞行员命令和传感器数据，发送到处理器204，所述处理器204在操作中例如基于可编程代码来计算输出。例如处理器204能够基于所接收的输入数据来计算升降舵命令。此命令被发送到用于驱动飞行控制面207的机构，飞行控制面207包括能够命令升降舵201到达所命令的位置的控制单元。这样，依照处理器204所计算的命令来部署升降舵表面。

图3示出了示例说明的非限制性的用于处理示例性飞行控制系统中的功能的软件的示例性主要单元。飞行员命令块305表示被直接发送到升降舵表面306的飞行员操纵器的位置。依照此示例性的实现，只要失速、抖振、高姿态或低速保护是有效的，则取消此操纵器命令，即通过全权自动系统在俯仰轴上完全地控制飞机。

在示例说明的非限制性的实现中，当失速、抖振和低速保护有效时，飞行员操纵器命令被变换为阿尔法（α）命令，并且当高姿态保护被激活时被变换为俯仰角（θ）命令。将受控的变量（α或θ）和飞行员命令之间的关系描述为命令整形308。命令整形（δ_law）的输出被用作操纵升降舵的基准，使得跟踪变量α或θ。当飞行员把操纵器移动到停止（即操纵器的机械极限）时，命令整形生成最大α或θ使得防止对于当前的飞机配置来说飞机超过最大允许的α或θ。

状态反馈、前馈命令和积分命令复合了自动升降舵命令。使用飞机动态307的俯仰状态来计算状态反馈信号，所述飞机动态307的俯仰状态被反馈到闭环回路控制规律。空速（u）、俯仰变化率（q）、俯仰角（θ）和迎角（α）分别乘以列出的增益301、302、303、304。基于前馈增益309乘以由命令整形输出308所产生的基准来生成前馈命令。

根据基准与迎角或俯仰角之间的差异来计算误差（e）。当接合失速、低速和/或抖振保护时使用迎角。当接合高姿态保护时使用俯仰角（θ）。误差（e）的积分乘以积分增益以生成积分命令。

增益值依赖于哪个保护是有效的。例如，较之在失速保护功能中使用的俯仰角增益303和真空速增益301，当低速保护有效时，增加俯仰角增益303和真空速增益301。还依照马赫数和飞机在接合保护的时刻正在飞行的海拔来调度增益。

图4包括依照一个示例说明的实现的所有数据处理，使得依照飞行状态允许示例性的飞行控制系统模式的适当接合和增益切换。

当以下任何一个条件为真时可以启用自动升降舵命令：

1.迎角加上至少部分地基于迎角变化率的偏置超过迎角基准值。

2.空速减去至少部分地基于空速变化率的偏置低于空速基准值。

3.俯仰姿态加上至少部分地基于俯仰变化率的偏置高于俯仰姿态基准值。

迎角基准值至少部分地依赖于马赫数、起落架、襟翼位置和结冰情况。空速基准值至少部分地依赖于襟翼位置。俯仰姿态基准值至少部分地依赖于襟翼位置和距地平面高度。至少部分地基于起飞的地面速度和飞行路径倾角以及基于着陆的雷达高度表传感器来估计距地平面高度。

图5示出了用于确定操纵器命令处理的算法的示例性流程。最初，获得操纵器数据（步骤501）。除操纵器数据之外，还获得传感器数据（步骤503）。传感器数据可以用来确定各种飞行参数，并且可以进一步用来判定任何保护是否是有效的。基于传感器数据，运行示例性算法的系统将判定失速、抖振或低速保护是否是有效的（步骤505）。如果它们中的任何一个是有效的，则在此示例性的实现中，将操纵器命令变换为迎角基准α（步骤511）。如果没有一个所提及的保护是有效的，则系统判定高姿态保护是否是有效的（步骤507）。如果高姿态保护是有效的，则将操纵器命令变换为俯仰角基准θ（步骤513）。如果没有保护是有效的，则直接处理操纵器命令（步骤509）。

在保护有效的情况下，系统提供命令整形，用于把初始操纵器命令转换为用于升降舵的控制命令。为此，系统计算状态反馈、前馈和/或积分命令并且通过转换功能把它们应用到各自的基准值α或θ（步骤515，517）。然后，把升降舵命令输出到致动器（步骤519），并且致动器调整升降舵（步骤521）。

虽然已经结合示例说明的非限制性的实现描述了这种技术，但是本发明并不受这里所公开内容的限制。本发明由权利要求定义并且覆盖所有对应和等效的方案，而不管这些方案是否在这里被具体公开。

Claims (7)

1.一种飞行控制设备,在操作中用来部署飞行器的控制面，使得建立自动保护以保护所述飞行器，该飞行控制设备包括：

处理器；

操纵器，包括命令传感器，所述命令传感器用于检测操纵器命令并把所述操纵器命令递送到所述处理器；

多个传感器，用于检测多个参数并把所述多个参数递送到所述处理器；

与所述处理器相关联的第一变换例程，用于变换所述操纵器命令；

与所述处理器相关联的第二变换例程，用于把所变换的操纵器命令变换为输出命令；

与所述处理器相关联的判定例程，用于判定保护是否被接合；以及

致动器，由所述输出命令来驱动，使得控制至少一个控制面，

其中，所述判定例程能够判定失速保护、抖振保护、低速保护和/或高姿态保护是否被接合；

其中，如果失速保护、抖振保护或低速保护被接合，则所述第一变换例程在操作中把所述操纵器命令变换为迎角基准值；

其中，如果高姿态保护被接合，则所述第一变换例程在操作中把所述操纵器命令变换为俯仰角基准值；以及

其中，由所述第二变换例程执行的变换依赖于所接合的保护的类型并且对于每种保护的类型是不同的。

2.如权利要求1所述的飞行控制设备，其中，所述传感器在操作中至少检测飞行器的迎角、迎角变化率、马赫数、襟翼位置、起落架位置和结冰情况，所述设备进一步包括：

与所述处理器相关联的计算例程，用于计算迎角阈值使等于迎角加上至少部分地基于迎角变化率的偏置；

与所述处理器相关联的计算例程，用于至少部分地基于马赫数、襟翼位置、起落架位置和结冰情况来计算迎角基准值；

与所述处理器相关联的比较例程，用于把所述迎角阈值与迎角基准值相比较，其中如果所述迎角阈值大于所述迎角基准值，则所述处理器使用自动功能来命令所述致动器。

3.如权利要求1所述的飞行控制设备，其中，所述传感器在操作中至少检测飞行器的空速、空速变化率和襟翼位置，所述设备进一步包括：

与所述处理器相关联的第一计算例程，用于计算空速阈值使等于所述空速减去至少部分地基于所述空速变化率的偏置；

与所述处理器相关联的第二计算例程，用于基于所述飞行器的襟翼位置来计算空速基准值；和

与所述处理器相关联的比较例程，用于把所述空速阈值与空速基准值相比较，其中如果所述空速阈值低于所述空速基准值，则所述处理器使用自动功能来命令所述致动器。

4.如权利要求3所述的飞行控制设备，其中，所述传感器在操作中进一步至少检测所述飞行器的节流阀杆位置，所述设备进一步包括：

与所述处理器相关联的位置检测例程，用于处理所述节流阀杆位置以定义在预定的飞行控制模式下允许的推进包线；以及

与所述处理器相关联的防止例程，用于如果节流阀杆位置指出飞行器并不在允许的推进包线中，则防止自动功能命令所述致动器。

5.如权利要求1所述的飞行控制设备，其中所述传感器在操作中至少检测俯仰姿态、俯仰姿态变化率、襟翼位置和飞行器距地面的高度；

与所述处理器相关联的第一计算例程，用于至少部分地基于所述俯仰姿态变化率来计算俯仰姿态阈值加偏置；

与所述处理器相关联的第二计算例程，用于至少部分地基于所述襟翼位置和所述飞行器距地面的高度来计算俯仰姿态基准值；以及

与所述处理器相关联的比较例程，用于把所述俯仰姿态阈值与俯仰姿态基准值相比较，其中如果所述俯仰姿态阈值大于所述俯仰姿态基准值，则所述处理器使用自动功能来命令所述致动器。

6.如权利要求1所述的飞行控制设备，其中所述传感器在操作中至少检测襟翼位置、起落架位置、马赫数和海拔；以及

依照飞行器的所述襟翼位置、起落架位置、马赫数和海拔来调整所述反馈、前馈和积分增益。

7.如权利要求1所述的飞行控制设备，包括：

第一增益调整例程，用于当空速阈值小于空速基准值时调整前馈、反馈和积分增益的空速设置；

第二增益调整例程，用于当迎角阈值大于迎角基准值时调整前馈、反馈和积分增益的迎角设置；

第三增益调节例程，用于当俯仰姿态阈值大于俯仰姿态基准值时调整前馈、反馈和积分增益的俯仰姿态设置；以及

其中，如果所述迎角阈值大于其基准值则依照增益的迎角设置，如果空速阈值小于其基准值则依照增益的空速设置，或者当俯仰姿态阈值大于其基准值时则依照俯仰姿态增益，据此所述处理器使用自动功能来命令所述致动器。

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