CN103649863A - 飞行员周期变距控制裕量显示 - Google Patents

飞行员周期变距控制裕量显示 Download PDF

Info

Publication number
CN103649863A
CN103649863A CN 201180072266 CN201180072266A CN103649863A CN 103649863 A CN103649863 A CN 103649863A CN 201180072266 CN201180072266 CN 201180072266 CN 201180072266 A CN201180072266 A CN 201180072266A CN 103649863 A CN103649863 A CN 103649863A
Authority
CN
Grant status
Application
Patent type
Prior art keywords
flight
aircraft
control
impending
region
Prior art date
Application number
CN 201180072266
Other languages
English (en)
Other versions
CN103649863B (zh )
Inventor
R·L·福滕博
F·康韦
J·S·格林伍德
Original Assignee
贝尔直升机泰克斯特龙公司
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date

Links

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C19/00Aircraft control not otherwise provided for
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02Initiating means
    • B64C13/04Initiating means actuated personally
    • B64C13/10Initiating means actuated personally comprising warning devices
    • GPHYSICS
    • G01MEASURING; TESTING
    • G01CMEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C23/00Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed, acceleration
    • G01C23/005Flight directors
    • GPHYSICS
    • G05CONTROLLING; REGULATING
    • G05DSYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
    • G05D1/08Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0858Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft specially adapted for vertical take-off of aircraft

Abstract

控制飞机飞行的系统,包括:旋翼桨叶,与旋翼桨叶可操作地相关联的驱动器,与驱动器可操作地相关联的控制器,以及飞行控制系统。飞行控制系统具有适用于根据对即将发生的危险飞行状况的检测来修正飞机的飞行控制限度的子系统和显示可行的飞行控制限度的显示器,该飞行控制限度通过根据对迫近危险飞行状况的检测修正设计控制限度获得。该方法包括生成控制限度,根据将要发生的危险飞行状况修正控制限度,并显示驱动器位置相对于显示的控制限度的位移,以此向飞行员提示提高将要发生的危险状况的操作裕量所必需的周期变矩杆的输入或踏板输入。

Description

飞行员周期变距控制裕量显示

技术领域

[0001] 本发明主要涉及飞行控制系统,更具体地,涉及一种针对旋翼桨叶(rotor blade)挥舞的飞机飞行控制系统。

背景技术

[0002] 在前向飞行状态下,所有的旋翼系统都受到不对称的升力。在悬停期间,整个旋翼浆盘(rotor disk)上各处的升力相等。随直升机空速增加,前行旋翼桨叶由于空速增加而产生更大的升力。例如,在悬停时旋翼桨叶以300海里/小时(knots)的速度移动,且前向飞行速度为100海里/小时,则前行桨叶以400海里/小时的相对速度运动,这时后行桨叶的运动速度是200海里/小时。必须以某种方式对此进行补偿,否则直升机会随着空速的增加越来越快地做快速横滚(snap rolls),而在空中螺旋前进。

[0003] 桨叶的挥舞运动补偿了升力的不对称。由于前行旋翼桨叶上的空速增加(以及相应的升力增加),该旋翼桨叶向上挥舞运动。后行旋翼桨叶上空速和升力的降低使该桨叶向下挥舞运动。这种流过旋翼系统的诱导气流改变了旋翼桨叶的迎角(angle of attack)并使向上挥舞运动的前行旋翼桨叶产生较小的升力,而使向下挥舞运动的后行旋翼桨叶相应地产生更大的升力。在一些旋翼系统的设计中,需要通过挥舞阻止件来限制这种挥舞,以防止由于过度挥舞对旋翼系统部件造成损伤。除了结构损伤,如果旋翼挥舞到了所述阻止件上,飞机的控制也会受到损害。因此,飞机设计者必需控制挥舞并对这种危险情况发出提醒。本申请用于解决这方面需求。

[0004] 常规的控制挥舞的装置和方法包括提供示出飞机纵杆(longitudinal stick)位置的显示器。在一个实施例中,显示出的是从中心位置生长出的简单的绿色条带。与显示器相关的刻度盘(tic mark)表示还剩10%的控制裕量。这种常规装置的常见问题包括:在到达危险挥舞状态之前,没有显示剩余控制功率(control power)的界面。虽然前述的开发工作在飞机显示领域表现出了巨大进步,但仍存在许多不足。

附图说明

[0005] 在所附权利要求中阐明了被认为是本申请的特性的新颖特征。然而,当结合附图阅读时,本申请本身和优选的使用模式及其进一步的目的和优点将通过参照以下详细描述而被最好地理解,其中:

[0006] 图1为旋翼飞机的侧视图;

[0007] 图2为倾斜翼飞机的斜视图;

[0008] 图3A和图3B是旋翼系统的斜视图;

[0009] 图4A-4C是根据本申请优选实施例的控制系统的显示器的前视图;

[0010] 图5是从图4A示出的显示器中截取的V-V部分的放大图;

[0011] 图6是根据本申请优选实施例的飞行控制系统的结构示意图;以及

[0012] 图7是描述根据本申请优选实施例的优选方法的流程图。[0013] 尽管本申请的系统和方法易受各种不同的修改和可替换的形式的影响,但是其特定实施例在附图中通过实例而被示出并且在本文中详细地加以描述。然而,应当理解的是,本文中对于特定实施例的描述并非意在将本申请限制为所公开的具体实施例,而是相反地,意在覆盖落入由所附权利要求限定的本申请的过程的精神和范围内的所有修改、等效物和可替换方案。

具体实施方式

[0014] 本申请的系统和方法克服了常见的与常规飞机控制系统有关的上述问题。控制系统包括用于修正为特定飞机预设的飞行控制限度的子系统。该子系统确定飞机是否正运行于或接近于即将发生的危险飞行情况,在示例性实施例中,这些危险飞行情况即是发生桨叶过度挥舞的情况。控制系统进一步包括带记号(symbol)的显示器,即带有中心光点(pipper),该中心光点(pipper)结合楽;距(pitch)控制反馈和/或踏板位移以及相对于飞行控制限度的偏航控制反馈来识别飞行员的周期变距控制器(cyclic controller)的位移。对控制系统和方法的进一步描述和图解说明在下面的附图和公开内容中被提供。

[0015] 当然,应当理解的是,在任何这样的实际实施例的开发中,必需做出许多特定于实现方式的决定以便实现开发者的特定目标,例如遵从与系统有关和与商业有关的约束,这些约束将从一种实现方式到另一种实现方式变化。而且,应当理解的是,这样的开发工作可能是复杂而耗时的,但是仍然是受益于本公开的本领域普通技术人员承担的例行任务。

[0016] 现在参照附图,图1和图2示出了使用了本发明的飞行控制系统的两种不同的旋翼飞机。图1示出了直升机101的侧视图,图2示出了倾斜翼飞机201的斜视图。该飞行控制系统优选使用在低速飞行并具有固定横向周期变距的倾斜翼飞机201中。然而,应当理解的是该控制系统可以简单容易地适用于其他类型的旋翼飞机,即,以不同速度运行,带有或不带有固定横向周期变矩控件的直升机101。

[0017] 直升机101包括承载于机身105上的旋翼系统103。与旋翼系统103可操作地相关联的一个或多个旋翼桨叶107为直升机101提供飞行能力,这些旋翼桨叶由机身105内的多个控制器控制。例如,在飞行中,飞行员可以操控周期变距控制器109来改变旋翼桨叶107的浆距角,由此提供横向或纵向的飞行方向,和/或操控踏板111来控制偏航(yaw)方向。本申请中的系统优选地承载于机身105中,以供飞行员能够在飞行中查看。

[0018] 倾斜翼飞机201包括两个或两个以上承载于旋翼发动机舱(rotatable nacelle)的旋翼系统203。该旋翼发动机舱使飞机201能够像常规直升机一样起飞和降落,因此,倾斜翼飞机201的旋翼系统容易受到由旋翼桨叶控制,旋翼系统旋转以及例如风速和方向等旋翼运行环境引起的旋翼桨叶205过度挥舞的影响。在优选实施例中,本申请的控制系统承载于机身207中,以在飞行中为飞行员提供帮助。应该理解的是,与直升机101类似地,倾斜翼飞机201包括用于操控横向,纵向或偏航控制的周期变距控制器和踏板。

[0019]为简化描述,并清楚地描述出该系统的新颖特征,一些与该控制系统可操作地相关联的必需的系统和装置没有示出,即,传感器,连接器,电源,安装支承,电路,软件等等。然而,应该理解的是,虽然未在图中示出,但正如在本领域内所公知的,本申请中的系统在运行中与这些或其他的必需的系统和装置可操作地关联

[0020] 参照附图中的图3A和3B,图中示出了旋翼系统103的斜视图。图3A示出了正常运行期间的旋翼系统103,而图3B示出了危险飞行状况下的旋翼系统103,即正在经受过度挥舞情况的旋翼系统103。旋翼系统103包括经由旋翼轭303与旋翼浆片107可旋转连接的桅杆301。一个或多个约束件305和/或其他的邻近结构沿桅杆301放置。在示例性的实施例中,约束件305是用于限制桨毂(hub)运动的常规“阻止件”。应该理解的是,直升机101和倾斜翼飞机201,以及其他种类的旋翼飞机,都容易受到过度挥舞的影响,这种过度挥舞会导致对旋翼系统的损害。

[0021] 在飞行过程中,如垂直箭头所描述的,桅杆301的旋转连同旋翼桨叶107的俯仰(pitching)引起挥舞。过度的挥舞会导致旋翼轭303向Dl方向运动,如水平箭头描述的,这种倾斜转而会使旋翼轭与约束件305接触,导致对旋翼系统部件和/或约束件305的损害,并且在一些情形下,导致灾难性的失效。应该理解的是,本申请中的控制系统的新颖特征之一就是协助飞行员控制飞机的飞行以避免旋翼轭303和约束件305之间的接触。

[0022] 现在参照附图中的图4A-4C,图中示出了根据本申请优选实施例的控制系统401。控制系统401包括用于在屏幕上显示飞行控制限度的显示器403。图4A示出了正常飞行中的系统401,这时设计控制包线的某一部分受到控制功率管理子系统(CPMS)的限制,而图4C示出了随着飞机接近危险飞行状况,控制包线发生变形。图4B示出了这种转变,即飞机运行到相对危险的飞行条件时,飞行包线的变形。

[0023] 显示器403带有记号405 (symbol),即中心光点,在优选实施例中,该中心光点显示出周期变距控制器109(cyclic controller)和踏板111的位移。在优选实施例中,中心光点在显示器403上的垂直运动表示对称周期变距,或等效地,纵向周期变距控制器109的位移,而光点在显示器403上的水平运动表示差分的左右旋翼周期变距的位移,或等效地,控制踏板111的位移。然而,应该理解的是,显示器403的可选实施例可以轻易地适用于包括其他的飞行参数和/或不同的控制器动作以替代该优选实施例。例如,作为优选实施例的替代,系统401可适用于显不一个表不周期变距横向和纵向运动的记号。记号405向飞行员提示提高对将要发生的危险状况的裕量所必需的周期变距杆的输入或踏板的输入。应该理解的是,图4B中的光点位置提示飞行员左踏板和拉杆(aft stick)会增加控制裕量。

[0024] 应该理解的是,显示器403既适于显示飞机的旋翼轭控制也适于显示飞机的浆距控制。例如,显示器403的纵轴表示与周期变距控制器109的操控有关的浆距控制,而显示器403的水平轴表示与踏板111的操控有关的飞机旋翼轭控制。显示器403通过显示与控制限度有关的旋翼轭和浆距控制提供了显著的优点。

[0025] 图4A示出了具有飞行包线407的显示器403,该飞行包线407由实线表示的飞机控制限度409限定。应该理解的是,控制限度409是针对飞机的特定飞行能力而建立的或由CPMS施加的限制而建立的设计飞行限度。例如,其他的旋翼飞机可能包括具有更小的近似矩形轮廓的飞行控制限度,以代替优选实施例中较大的八边形轮廓。应该理解的是,显示器403适于显示旋翼飞机的任何飞行控制限度。

[0026] 飞行包线407包括第一区域411,在该区域中,飞行控制限度没有经过CPMS的修正,这将在下文中详细解释。飞行包线407进一步包括第二区域413,特别地,区域411中一共设置有4个第二区域413。在示例性实施例中,区域413由虚线415限定。在区域413中,飞机运行于或即将运行至将要发生的危险状况,即过度挥舞,并且飞行控制限度受到CPMS的修正。[0027] 图4B示出了第一飞行包线407转变为第二包线417。第一包线407的变形发生在飞机接近将要发生的危险飞行状况时。在第二飞行包线417中,区域411仍然不受CPMS的影响。应该理解的是,显示器403连续且可逆的显示包线407和包线417之间的转变。

[0028] 图4C示出了第三飞行包线419,这是将要发生的危险状况中显示器403的最终形状,其中,整个可用的控制包线受CPMS限制。飞行包线419中包括虚线421,该虚线在包线419中形成区域,用于提示飞行员注意避免飞行控制限度。该区域划定了不考虑接近非安全飞行条件时飞机控制的安全裕量。

[0029] 应该理解的是,本文中公开的飞行包线是由飞机控制限度生成的,飞机的控制限度经过了由CPMS建立的控制限度的修正,CPMS是根据桨叶挥舞和驱动器运动连续计算得到的。因此,包线的整体形状和尺寸会变化。例如,在图5中,区域413具有宽度W,W的长度在桨叶挥舞增强时增加,随桨叶挥舞减弱而减小。这些特征使飞行员能够有效操纵控制器,避免过度挥舞。

[0030] 还应该理解的是,显示器403在包线407和419之间的持续变化,飞行控制包线407和419取决于CPMS所施加的约束,其中包线407表示最小的CPMS限制而包线419表示最大的CPMS限制。应该理解的是,图4B示出了飞机从正常飞行,即第一飞行包线407,转换到将要发生的危险状况,即第三飞行包线419时可能产生的众多飞行包线中的一种。应该注意到,在包线转换期间,飞行控制限度409的水平线和垂直线变化。例如,图4A和图4B之间的对比表明,飞行控制限度409的水平长度和垂直长度在飞机接近将要发生的危险飞行状况时,随飞行包线的变化而变短。

[0031] 在示例性的实施例中,飞行控制包线407和419都产生各自的八边形和菱形的几何形状。当然,应该理解的是,根据所需求的限度以及飞机的飞行特点,在可选实施例中,可以包括不同的几何形状。

[0032] 参照附图中的图6,示出了飞行控制系统401的结构示意图。系统401进一步包括飞行控制子系统(FCS) 601和控制功率管理子系统(CPMS) 603。FCS601和CPMS603可操作地相互关联,用于辅助飞行员避免过度挥舞。

[0033] 被标记为飞行控制规则(CLAW)的框605描述了由FCS601和CPMS603生成的飞行控制限度结果。如图所示,实线表示初始飞行控制限度,而虚线表示修正过的飞行控制限度,即应用CPMS603降低了该实线。应该理解的是,只有在飞机飞行于或接近于将要发生的危险飞行状况时,即桨叶挥舞过度时,CPMS603才会限制飞行控制限度。之后,修正过的飞行控制限度显示在显示器403中。

[0034] 在优选实施例中,辅助控制器(pilot controller)指令607,即来自周期变距控制器109和/或踏板111,以及自动飞机控件609的命令被FCS601接收,之后中继给飞机驱动器611。驱动器611的定位由记号405显不在显不器403上。

[0035] 优选地,CPMS603可操作地关联到第一传感器613和第二传感器615,其中,第一传感器613适于感测驱动器611的位移运动,第二传感器615适于感测旋翼系统103的桨叶挥舞。CPMS603中提供有挥舞限度算法,通过算法从传感器613和传感器615中接收感测数据,并生成控制限度包线(参见图4A-4C)。正如讨论的那样,在飞行期间,挥舞大小和驱动器位移的变化将导致由CPMS603所生成的控制限度的变化。

[0036] 参照附图中的图7,示出了描述优选方法的流程图701。框703示出了第一步,包括为飞机生成控制限度,该控制限度是对特定飞机的预定控制限度。在优选的方法中,组合控制的飞行员控件以及自动飞机控件受飞行控制裕量的限制。框705描述了下一步骤,该步骤包括修正控制限度以避免将要发生的危险状况,即过度挥舞。该步骤利用CPMS经由与飞机旋翼系统和飞机驱动器可操作地关联的挥舞限制算法实现。如同在框707中描述的。显示器被提供用来显示由飞行控制限度限定的飞行控制包线。使用记号示出控制器相对于控制限度的位移。下一步是在飞机接近将要发生的危险飞行状况时改变包线的形态,如框709所描述的。

[0037] 明显地,该系统和方法所具有的显著优点已被描述和说明。上文公开的倾斜翼的特定实施例作为示例,实施例可以经过修改并以不同但等效的方式实施,这些方式对受益于本文教示的本领域技术人员是显而易见的。因此,明显地,上文中公开的特定实施例可以被改变或修改,而所有这些变动都应被认为处于本发明的范围和精神内。相应地,本文所要求的保护已在说明书中阐明。虽然上文中给出了实施例,但本申请并不限于这些实施例,而可经过各种变化和修改而不脱离其精神。

Claims (19)

1.一种旋翼飞机,包括: 旋翼桨叶; 与所述旋翼桨叶可操作地相关联的驱动器,所述驱动器被配置用于改变所述旋翼桨叶的浆距; 与所述驱动器可操作地相关联的控制器;以及 飞行控制系统,该系统具有: 配置用于基于对即将发生的危险飞行状况的检测来修正所述飞机的飞行控制限度的子系统;以及 配置用于显示记号的显示器,所述记号用于识别所述控制器相对于所述飞行控制限度的位移,所述显示器显示飞行包线,所述飞行包线被配置成当所述飞机接近所述即将发生的危险飞行状况时发生变形。
2.根据权利要求1所述的飞机,进一步包括: 与所述驱动器和所述子系统可操作地相关联的第一传感器;以及 与所述旋翼桨叶和所述子系统可操作地相关联的第二传感器; 其中,所述子系统利用来自所述第一传感器和所述第二传感器的信息,以确定是否存在即将发生的危险飞行状况。
3.根据权利要求1所述的飞机,进一步包括: 适用于控制所述飞机的偏航运动的踏板控制器; 其中,所述记号识别所述浆距和偏航控制位移。
4.根据权利要求1所述的飞机,其中,所述飞机是倾斜翼飞机。
5.根据权利要求1所述的飞机,其中所述即将发生的危险飞行状态是所述旋翼桨叶的过度挥舞。
6.根据权利要求1所述的飞机,其中,浆距控制器是周期变距控制器,并且偏航控制器是踏板。
7.根据权利要求1所述的飞机,所述飞行包线包括: 第一区域;以及 位于所述第一区域内的第二区域; 其中,所述第一区域被配置成描绘未被所述子系统修正的控制限度;以及 其中,所述第二区域描绘被所述子系统修正后的控制限度。
8.根据权利要求7所述的飞机,其中,所述第二区域的尺寸在接近所述即将发生的危险飞行状况时发生改变。
9.根据权利要求7所述的飞机,其中,所述第一区域和所述第二区域的控制限度在所述即将发生的危险飞行状况中被所述子系统修正。
10.根据权利要求1所述的飞机,其中,所述显示器显示所述飞机的偏航控制方向和所述飞机的周期纵向控制方向。
11.用于旋翼飞机的飞行控制系统,包括: 配置用于基于对即将发生的危险飞行状况的检测来修正所述旋翼飞机的飞行控制限度的子系统; 配置用于显示记号的显示器,所述记号用于识别所述控制器相对于所述飞行控制限度的位移,所述显示器显示飞行包线,所述飞行包线被配置成当所述飞机接近所述即将发生的危险飞行状况时发生变形。
12.根据权利要求11所述的飞行控制系统,其中,飞行员浆距控制器是周期变距控制器,并且飞行员偏航控制器是踏板。
13.根据权利要求11所述的飞行控制系统,所述第一包线具有: 第一区域;以及 位于所述第一区域内的第二区域; 其中,所述第一区域被配置成描绘未被所述子系统修正的所述控制限度;以及 其中,所述第二区域描绘被所述子系统修正后的控制限度。
14.根据权利要求11所述的飞行控制系统,其中所述第二区域的面积根据所述即将发生的危险飞行状态增大或减小。
15.根据权利要求11所述的飞行控制系统,其中,所述第一区域和所述第二区域的控制限度在所述即将发生的危险飞行状况中被所述子系统修正。
16.根据权利要求11所述的飞行控制系统,其中,所述即将发生的危险飞行状况是旋翼桨叶的过度挥舞。
17.一种方法,包括: 生成飞机的飞行控制限度; 根据即将发生的危险飞行状况修正所述控制限度; 提供显示器,显示有: 用于识别由所述飞行控制限度限定的飞行包线内的驱动器位移的记号; 在所述飞机在正常飞行状况和即将发生的危险飞行状况之间转变时,改变所述飞行包线的尺寸。
18.根据权利要求17所述的方法,进一步包括: 测量所述旋翼飞机的旋翼桨叶的挥舞;以及 根据测量的所述挥舞修正所述控制限度; 其中,所述旋翼桨叶的过度挥舞是所述即将发生的危险飞行状况。
19.根据权利要求17所述的方法,进一步包括: 测量与所述旋翼桨叶可操作地相关联的驱动器的位移运动;以及根据测量的所述挥舞和所述驱动器的位移运动修正所述控制限度。
CN 201180072266 2011-07-12 2011-07-12 一种旋翼飞机及用于该飞机的飞行控制系统和方法 CN103649863B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US2011/043724 WO2013009303A1 (en) 2011-07-12 2011-07-12 Pilot cyclic control margin display

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103649863A true true CN103649863A (zh) 2014-03-19
CN103649863B CN103649863B (zh) 2016-03-23

Family

ID=47506345

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN 201180072266 CN103649863B (zh) 2011-07-12 2011-07-12 一种旋翼飞机及用于该飞机的飞行控制系统和方法

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9216816B2 (zh)
EP (1) EP2732351B1 (zh)
CN (1) CN103649863B (zh)
CA (1) CA2841434C (zh)
WO (1) WO2013009303A1 (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8976043B2 (en) * 2012-08-20 2015-03-10 Textron Innovations, Inc. Illuminated sidestick controller, such as an illuminated sidestick controller for use in aircraft
EP3055207B1 (en) * 2013-10-10 2018-10-03 UMS Skeldar Sweden AB Helicopter flap angle measurement system and method
CA3023826A1 (en) * 2016-05-11 2017-11-16 Bombardier Inc. Method of and system for displaying an aircraft control input

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN2101639U (zh) * 1990-11-17 1992-04-15 祝子高 运载器
CN1136522A (zh) * 1995-05-22 1996-11-27 赵增光 高安全性旋翼航空飞行器
US20020116097A1 (en) * 2000-10-10 2002-08-22 Block Gerald J. Method and apparatus for reducing false taws warnings and navigating landing approaches
US20100017048A1 (en) * 2007-06-01 2010-01-21 Vineet Sahasrabudhe Model based sensor system for loads aware control laws
US20100235019A1 (en) * 2009-03-12 2010-09-16 Eurocopter Method of determining and displaying flying indications and a flight indicator for implementing said method

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4422987C2 (de) * 1994-06-30 1996-07-18 Wilmowsky Freiherr Von Kaspar Kipprotorhubschrauber
US5607122A (en) * 1994-12-22 1997-03-04 Bell Helicopter Textron Inc. Tail rotor authority control for a helicopter
FR2756252B1 (fr) * 1996-11-22 1999-01-22 Eurocopter France Systeme de commande de vol pour aeronef a voilure tournante, notamment pour un helicoptere
US20050042094A1 (en) * 2003-08-22 2005-02-24 Occhiato John Joseph Graphical display for cueing helicopter main rotor aerodynamic braking
KR100557192B1 (ko) 2004-04-06 2006-03-03 삼성전자주식회사 서버와 클라이언트간에 데이터 동기화 시 비정상 종료된경우 데이터 전송 방법 및 그 시스템.
US7908082B2 (en) * 2007-05-04 2011-03-15 The Boeing Company Methods and systems for displaying airport moving map information
US9091545B2 (en) 2007-11-27 2015-07-28 Florida Institute For Human And Machine Cognition, Inc. Motion-resolving hover display
US8195346B1 (en) * 2009-01-21 2012-06-05 Garmin International, Inc. Envelope protection for mechanically-controlled aircraft

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN2101639U (zh) * 1990-11-17 1992-04-15 祝子高 运载器
CN1136522A (zh) * 1995-05-22 1996-11-27 赵增光 高安全性旋翼航空飞行器
US20020116097A1 (en) * 2000-10-10 2002-08-22 Block Gerald J. Method and apparatus for reducing false taws warnings and navigating landing approaches
US20100017048A1 (en) * 2007-06-01 2010-01-21 Vineet Sahasrabudhe Model based sensor system for loads aware control laws
US20100235019A1 (en) * 2009-03-12 2010-09-16 Eurocopter Method of determining and displaying flying indications and a flight indicator for implementing said method

Also Published As

Publication number Publication date Type
CA2841434A1 (en) 2013-01-17 application
WO2013009303A1 (en) 2013-01-17 application
CA2841434C (en) 2016-02-23 grant
US9216816B2 (en) 2015-12-22 grant
CN103649863B (zh) 2016-03-23 grant
EP2732351B1 (en) 2015-09-02 grant
US20130134255A1 (en) 2013-05-30 application
EP2732351A1 (en) 2014-05-21 application
EP2732351A4 (en) 2014-09-03 application

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5098034A (en) Vertical/short takeoff or landing aircraft having a rotatable wing and tandem supporting surfaces
US6885917B2 (en) Enhanced flight control systems and methods for a jet powered tri-mode aircraft
US6817570B2 (en) Ducted fan vehicles particularly useful as VTOL aircraft
US4720059A (en) High speed helicopter
US6435453B1 (en) High speed rotor aircraft
US20060027703A1 (en) System and method for improved rotor tip performance
US7717368B2 (en) Apparatus for generating horizontal forces in aerial vehicles and related method
US20110036954A1 (en) Compound Aircraft with Autorotation
US7448571B1 (en) Rotor collective pitch VS Mu to control flapping and mast/rotor tilt to control rotor RPM
US20110031346A1 (en) Method of assisting piloting, piloting assistance means, and a piloting assistance device for a rotorcraft using said piloting assistance means to implement said piloting assistance method
US20110024551A1 (en) Variable damping of haptic feedback for a flight-attitude changing linkage of an aircraft
US5067668A (en) Compound helicopter with no tail rotor
US20050004721A1 (en) Constant vertical state maintaining cueing system
US20140339372A1 (en) System, a method and a computer program product for maneuvering of an air vehicle with tiltable propulsion unit
US8922046B2 (en) Kite configuration and flight strategy for flight in high wind speeds
US20130221153A1 (en) System and method for automation of rotorcraft entry into autorotation and maintenance of stabilized autorotation
US20150197335A1 (en) System, a method and a computer program product for maneuvering of an air vehicle
US6290171B1 (en) Device for controlling a helicopter hybrid countertorque system
US20050178881A1 (en) Ducted fan vehicles particularly useful as VTOL aircraft
US20130338859A1 (en) Aircraft control system, aircraft, aircraft control program, and method for controlling aircraft
GB2419122A (en) Vertical take-off and landing aircraft
US20080191100A1 (en) System for controlling flight direction
US20120292456A1 (en) Method and Apparatus for In-Flight Blade Folding
US8352099B1 (en) Varying engine thrust for directional control of an aircraft experiencing engine thrust asymmetry
US20050042094A1 (en) Graphical display for cueing helicopter main rotor aerodynamic braking

Legal Events

Date Code Title Description
C10 Entry into substantive examination
C14 Grant of patent or utility model