CN104443357B - 用于前缘和后缘装置的控制接口 - Google Patents

用于前缘和后缘装置的控制接口 Download PDF

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Abstract

本申请公开一种用于控制飞机的高升力装置的系统，该系统可以包括放置在飞机的驾驶舱中的接口。该接口可以包括用于控制该高升力装置的位置的边缘控制装置。该接口可操作成选择多个控制装置位置中的任何一个。所述多个控制装置位置中的每一个可以与该飞机的不同飞行阶段相对应。该边缘控制装置可操作成响应选择第一控制装置位置接合命令模式，以用于根据与该第一控制装置位置相关联的飞行阶段以自动方式致动该高升力装置。

Description

用于前缘和后缘装置的控制接口
技术领域
本公开大体涉及飞行控制，并且更特别涉及用于控制飞机机翼的前缘和后缘装置的接口。
背景技术
诸如商务班机的飞机一般包括安装在机翼上的控制表面或装置，以改善飞机的空气动力学性能。这种控制表面包括机翼前缘装置和机翼后缘装置，它们在不同的飞行阶段期间可以伸展和/或偏转，以改变机翼的升力和/或阻力特性。例如，商务班机一般包括前缘缝翼和后缘襟翼，它们在起飞、进场、着陆和其他飞行阶段期间可以伸展和缩回，以改变机翼升力特性。
在一些飞行阶段期间，飞行人员通常在比较短的时间段期间执行大量的任务。例如，在飞行的进场阶段和着陆阶段期间，飞行人员会执行用于重新配置飞机以便为着陆做准备的多项任务。这种重新配置任务可以包括周期性地改变发动机推力设定、配备阻流板、放下着陆装置以及其他任务。此外，飞行人员可能需要观察仪表着陆图、评估目的地机场的气象条件、调整高度表、与空中交通管制人员联系以及持续地监控各种系统的运行。
而且，在进场和着陆期间，飞行人员可能需要对前缘和后缘装置的位置做出多项飞行人员命令的调节。重新定位前缘和后缘装置通常在规定的空速触发点进行。此外，前缘和后缘装置的位置可以考虑到最大操作速度(例如，襟翼标示速度)、空中交通管制人员的指示以及其他考虑根据驾驶员的判断来调整。
对于给定的飞行阶段，常规的飞机一般允许伸展前缘和后缘装置到有限数目设定。例如，在起飞期间，常规的飞机可只允许伸展襟翼到单个襟翼设定，例如襟翼15的起飞设定。这种起飞设定可以基于发动机以最大起飞推力运行并且不符合在海平面的标准长度跑道的情况下的最大的飞机起飞重量。但是，飞机可以具有小于最大起飞重量的实际的起飞重量，因此襟翼15设定可以导致以不必要的高推力设定来运行发动机，这会加快发动机磨损并且产生过分的发动机噪音。此外，将襟翼定位在襟翼15的襟翼设定处可以产生高于或低于阻碍物或发动机停止爬高要求所希望的和/或所要求的爬高速率。
因此，需要一种改进的用于调整飞机的前缘和/或后缘装置的位置的系统和方法。
发明内容
本公开描述用于控制飞机的高升力装置(例如，前缘和/或后缘装置)的系统和方法的例子。根据本发明的系统可以包括用于设置在飞机的驾驶舱中的接口。该接口可以包括用于控制高升力装置的位置的边缘控制装置。该接口可以是可操作的以选择多个控制装置位置的任何一个。所述多个控制装置位置中的每一个可以对应于飞机的不同飞行阶段。该边缘控制装置可以是可操作的，以响应第一控制装置位置的选择，接合命令模式，以用于根据与该第一控制装置位置有关的飞行阶段，以自动操作的方式致动该高升力装置。
在另一个实施例中，公开一种飞机，该飞机具有包括前缘装置和/或后缘装置的机翼。该飞机可以包括边缘控制系统，该边缘控制系统包含可定位在多个控制装置位置之一的边缘控制装置。每一个控制装置位置可以对应于飞机的一个飞行阶段。该边缘控制系统可以构造成命令装置致动系统以根据该控制装置位置和对应的飞行阶段以自动操作的方式致动前缘装置和/或后缘装置。
还公开一种用于操作飞机机翼的高升力装置的方法。该方法可以包括将飞机的边缘控制装置定位在来自多个控制装置位置的第一控制装置位置。所述多个控制装置位置中的每一个可以与该飞机的一个飞行阶段有关。该方法还可以包括响应该边缘控制装置定位在第一控制装置位置，接合命令模式。该方法可以附加地包括计算高升力装置设定，并且当该命令模式被接合时将该高升力装置自动地致动到该高升力装置设定。
已经讨论的特征、功能和优点在本公开的各种实施例中可以单独实现，或可以与其他的实施例结合，其进一步的细节可以参考下面的描述和附图来了解。
附图说明
当参考附图时本公开的这些和其他特征将变得更加明白，在所有的附图中相同的附图标记指的是相同的零部件，并且其中：
图1是飞机的俯视图；
图2是边缘控制系统的实施例的示意图，该边缘控制系统具有在巡航位置(例如，UP)的边缘控制装置(例如，襟翼控制杆)，以用于在可变弧高模式中控制前缘装置和/或后缘装置中的一个或更多个；
图3是机翼的剖视图，示出当边缘控制装置处在巡航位置时在可变弧高模式中前缘缝翼和后缘襟翼的向上和向下偏转；
图4是机翼前缘的示意平面图并且示意地示出在缩回位置的内侧缝翼和外侧缝翼；
图5是图4的机翼前缘的示意平面图，示出一致地被致动的内侧缝翼和外侧缝翼；
图6是图4的机翼前缘的示意平面图，示出独立于外侧缝翼被致动的内侧缝翼；
图7是图4的机翼前缘的示意平面图，示出独立于内侧缝翼被致动的外侧缝翼；
图8示出若干个曲线图，举例说明当边缘控制装置处在巡航位置时在可变弧高模式中前缘装置和后缘装置的致动；
图9是边缘控制系统的实施例的示意图，其中边缘控制装置在保持位置以用于将前缘装置致动到密封位置；
图10是机翼的剖视图，示出当边缘控制装置处在保持位置时前缘缝翼在密封位置中的定位；
图11是边缘控制系统的实施例的示意图，其中边缘控制装置在爬高/进场位置以用于按照相应的伸展顺序和缩回顺序自动伸展和缩回一个或更多个后缘装置；
图12是机翼的剖视图，示出当边缘控制装置在爬高/进场位置时前缘缝翼在密封位置中的定位和后缘襟翼按照伸展顺序的自动伸展；
图13示出若干个曲线图，举例说明当边缘控制装置在爬高/进场位置时作为马赫数和高度的函数，该缝翼和襟翼的自动伸展；
图14是边缘控制系统的实施例的示意图，其中边缘控制装置在起飞/盘旋位置以用于将一个或更多个后缘装置定位在最佳襟翼设定以用于飞机起飞；
图15是机翼的剖视图，举例说明当边缘控制装置在起飞/盘旋位置并且飞机在起飞时后缘襟翼在最佳襟翼设定处的定位；
图16是边缘控制系统的实施例的示意图，其中边缘控制装置在着陆位置，以用于在着陆期间按照伸展顺序伸展一个或更多个后缘装置，并且用于确定一个或更多个前缘装置的自动间隙(autogap)条件；
图17是机翼的剖视图，示出当边缘控制装置在着陆位置时，按照伸展方案前缘缝翼从密封位置到间隙位置的伸展和后缘襟翼的伸展；
图18是当边缘控制装置从着陆位置移动到起飞/盘旋位置时该边缘控制系统的实施例的示意图，这是针对在着陆失败之后进行盘旋操作的飞机用于将一个或更多个后缘装置定位在最佳襟翼设定处；
图19是机翼的剖视图，示出当边缘控制装置从着陆位置移动到起飞/盘旋位置时后缘襟翼在用于盘旋操作的最佳襟翼设定处的定位；
图20是示出边缘控制系统500的实施例的方块图；
图21A-21B是用于指示高升力装置的位置的指示器的实施例的例图；
图22是流程图，举例说明可以被包括在操作飞机的高升力装置的方法中的一个或更多个操作；以及
图23示出在不同的飞行阶段期间飞机的飞行轨迹和边缘控制装置(例如，襟翼控制杆)的定位。
具体实施方式
现在参考附图，其中该示出是为了更好地说明并且是本公开的各种实施例，图1示出的是具有机身102和一对机翼116的飞机100的俯视图。每个机翼116可以被附接到机身102并且可以从机翼根部130延伸到机翼尖端132。该飞机100可以包括包含有水平尾翼108和升降舵110以及竖直尾翼112和方向舵114的尾部。飞机100还可以包括一个或更多个推进单元104，所述推进单元104可以被安装到机翼116、尾部、机身或飞机100的其他结构。
如图1所示，飞机100可以包括一个或更多个前缘(LE)装置200和一个或更多个后缘(TE)装置300，所述前缘装置和后缘装置可以伸展和/或缩回以改变机翼116的升力特性。例如，飞机100可以包括被构造成被安装到机翼116的前缘124的缝翼202的前缘装置200。但是，前缘装置200可以被提供成替代性结构，例如Krueger襟翼或其他结构，并且不限于缝翼202。该前缘装置200可以包括一个或更多个内侧(IB)前缘装置200和一个或更多个外侧(OB)前缘装置200，例如分别是内侧缝翼204和外侧缝翼206。
机翼116还可以包括位于每个机翼116的后缘126处的后缘装置300。该后缘装置300可以被实现为襟翼302或其他的后缘装置结构。类似于前缘装置200，该后缘装置300可以包括内侧装置140和外侧装置142。例如，该内侧装置140可以包括被构造成襟副翼118(例如，组合襟翼-副翼)的一个或更多个内侧襟翼304和/或内侧翻滚控制襟翼302装置。该外侧装置142可以包括诸如副翼120的一个或更多个外侧襟翼306和/或外侧翻滚控制襟翼302装置。该后缘装置300可以被提供成其他的结构，包括但不限于，升降副翼和其他的后缘装置结构。飞机100还可以包括每个机翼116上的一个或更多个阻流板122，其可以用于产生气动阻力和/或减少机翼升力。
在图2中示出的是用于控制飞机的高升力装置(例如，前缘装置200和后缘装置300)的系统500的实施例的示意图。该系统500在本文中可以互换地被叫做边缘控制系统500并且可以包括在不同的飞行阶段期间用于控制前缘装置200和/或后缘装置300的边缘控制接口502。该边缘控制接口502可以被设置在飞机100的驾驶舱138中并且可以包括边缘控制装置504，例如襟翼拱杆506。该边缘控制装置504沿着前后方向是可移动的。但是，在替代性实施例中可以提供边缘控制装置504用于控制前缘装置200和/或后缘装置300，并且不限于襟翼拱杆506。例如，边缘控制装置504可以被实现为旋转开关、触摸垫或其他。边缘控制装置504可以可操作成选择多个控制装置位置510中的任何一个。每一个控制装置位置510可以对应于飞机100的不同的飞行阶段544。例如，在襟翼拱杆的情况下，襟翼拱杆506能够移动到多个襟翼拱杆位置，如图2所示。
当控制装置位置510被选择时，命令模式可以被接合，这可以导致边缘控制系统500命令装置致动系统144(例如，缝翼致动系统250和/或襟翼致动系统350)根据控制装置位置510和与控制装置位置510有关的对应的飞行阶段544以自动方式致动至少一个高升力装置(例如，前缘装置200和/或后缘装置300)。该边缘控制装置504可以包括一个或更多个机械闸门508，以防止边缘控制装置504运动，除非边缘控制装置504被提升、按下或其他方式被操作以移动该边缘控制装置504通过机械闸门508，该闸门508作为防止该前缘装置200和/或后缘装置300无意中的缩回的装置。
在图2中，该边缘控制装置504可以包括一个或更多个控制装置位置510。例如，控制装置位置510可以包括可以对应于飞行的巡航阶段的标志为UP的巡航位置520(例如，第一控制装置位置)、对应于当飞机处在保持样式(pattern)时的保持阶段的标志为HOLD的保持位置522(例如，第二控制装置位置)、可以对应于当飞机起飞后正在爬高时的爬高阶段或可以对应于例如当飞机100从巡航高度下降准备着陆时的进场阶段的标志为CLB/APP的爬高/进场位置524(例如，第三控制装置位置)。控制装置位置510还可以包括可以对应于起飞阶段或在着陆失败期间开始的盘旋操作的标志为TOGA的起飞/盘旋位置526(例如，第四控制装置位置)。控制装置位置510还可以包括可以对应于飞机100的着陆阶段的标志为LAND的着陆位置528(例如，第五控制装置位置)。然而，边缘控制装置504可以除了图2所示的控制装置位置510之外额外地包括或者包括不同于图2所示的控制装置位置510的控制装置位置510。而且，控制装置位置510可以被赋予不同的名称，并且不限于举例说明的标志。在这方面，控制装置位置510可以由各种不同的标签系统中的任何一个被识别并且不限于标志UP、HOLD、CLB/APP、TOGA和LAND。
在图2中，当边缘控制装置504处在巡航位置520(例如，第一控制装置位置)时，边缘控制系统500可以自动命令装置致动系统144在可变弧高模式中致动一个或更多个高升力装置(例如，一个或更多个前缘装置200和/或一个或更多个后缘装置300)。例如，当飞机100处在巡航飞行阶段时，边缘控制系统500可以命令装置致动系统144相对于缩回位置208、308沿着向上方向210、310和向下方向212、312致动一个或更多个前缘装置200和/或一个或更多个后缘装置300。边缘控制装置504可以通信地联接于飞行控制计算机540，该飞行控制计算机540可以被构造成根据飞机状态数据542计算用于高升力装置的设定。边缘控制系统500可以包括一个或更多个致动系统144，其被构造成如果命令模式被接合则将一个或更多个高升力装置自动地致动到高升力装置设定。在一些例子中，高升力装置设定可以是最佳装置设定。例如，飞行控制计算机540可以根据飞机状态数据542确定用于前缘缝翼202的最佳缝翼设定220和/或用于后缘襟翼302的最佳襟翼设定320。该飞机状态数据542可以包括但不限于，飞机总重量、飞机重心(CG)、马赫数、空速、海拔高度以及其他数据。
当边缘控制装置504处在巡航位置520时，边缘控制系统500可以自动命令缝翼致动系统250和/或襟翼致动系统350从而将缝翼202和/或襟翼302定位在由飞行控制计算机540根据飞机状态数据542确定的相应的最佳缝翼设定220处和最佳襟翼设定320处。正如在下面所描述的，当边缘控制装置504处在巡航位置520时，前缘装置200和/或后缘装置300可以沿着向上方向210、310和/或向下方向212、312相对于缩回位置208、308在相对小的偏转角216、316内被致动。而且，当边缘控制装置504处在巡航位置520并且飞机100在高于预定海拔高度飞行并且在预定的空速范围或马赫数范围内飞行时，边缘控制系统500可以按照缝翼定位方案和襟翼定位方案命令装置致动系统144周期性地重新定位前缘装置200(例如，缝翼202)和/或后缘装置300(例如襟翼302)。
参考图3，图3示出的是飞机机翼116的剖视图，其具有安装在机翼116的前缘124上的缝翼202和安装在机翼116的后缘126上的襟翼302。缝翼202和襟翼302用实线示出在缩回位置208、308。阻流板122可以被安装在机翼上表面128上并且可以部分地重叠襟翼的302的前边缘。阻流板122可以被布置成产生气动阻力和/或减少机翼的气动升力。当边缘控制装置504处在巡航位置520时，缝翼202和襟翼302可以沿着图3虚线所示的向上方向210、310和/或向下方向212、312以可变弧高模式被致动。
在图3中，诸如缝翼202的前缘装置200可以由缝翼致动系统250致动。缝翼202可以被联接于内侧转矩管146和外侧转矩管148或其他机械连接件。在前缘124上的内侧转矩管146可以被联接于居中定位的前缘、动力驱动单元(PDU)(未示出)。每个缝翼202可以由一个或更多个托架导轨组件252支撑，托架导轨组件每个均可以包括由被安装在机翼116上的一个或更多个导向辊256支撑的导向导轨254。转矩管146、148中的每一个可以包括用于接合导向导轨254的小齿轮258。缝翼202的伸展和缩回可以利用PDU通过旋转转矩管146、148来实现。每个PDU可以与可变弧高调整单元(VCTU)结合来操作。正如在下面所描述的，VCTU400可以被定位在每个机翼116上在内侧前缘装置200和外侧前缘装置200之间，以允许独立地致动内侧和外侧缝翼204、206。
在图3中，后缘装置300被示为被支撑在活页铰链354上的简单襟翼302。但是，襟翼302可以被提供成各种不同结构中的任何一种并且不限于简单襟翼。例如，襟翼302可以被构造成普通襟翼、单缝襟翼、多缝Fowler襟翼或可以被装置致动系统144致动的各种其他后缘装置300构造中的任何一种。襟翼302可以利用可以被联接于转矩管146、148的后缘连杆组件352由襟翼致动系统350致动。襟翼致动系统350也可以包括居中定位的后缘PDU(未示出)，其可以与被定位在每个机翼116上在内侧襟翼304和外侧襟翼306之间的VCTU400结合来操作，以便允许独立地致动内侧和外侧襟翼304、306。
在图3中，当边缘控制装置504处在巡航位置520时，边缘控制系统500可以自动命令装置致动系统144相对于缩回位置208、308沿向上方向210、310以相对小的偏转增量和/或相对于缩回位置208、308沿着向下方向212、312以相对小的偏转增量调整缝翼202和襟翼302的位置。偏转增量可以是不大于近似一(1)度的实际缝翼角或实际襟翼角。但是，缝翼202和襟翼302可以以大于一(1)度的缝翼角或襟翼角的增量被调整。缝翼致动系统250可以被构造成使得缝翼202的运动相对于缝翼202的缩回位置208沿着向上210和向下方向212中的每个被限制在小于近似三(3)度的缝翼偏转角216内。同样，襟翼致动系统550可以被构造成使得襟翼302的运动相对于襟翼302的缩回位置308沿着向上310和向下方向312中的每个被限制在小于近似三(3)度的襟翼偏转角316内。缝翼偏转角216可以被定义为局部机翼弦线134和局部缝翼弦线214之间的角度。当缝翼202处在缩回位置208时，缝翼弦线214可以延伸通过缝翼202上的最前面的点。同样，对于图3所示的简单襟翼302，襟翼偏转角316可以被定义为在局部机翼弦线134和局部襟翼弦线314之间的角度。当襟翼302处在收缩位置308时，该局部襟翼弦线314可以与局部机翼弦线134对齐。
参考图4，图4示出的是举例说明内侧和外侧前缘装置200的不同部署的机翼116的前缘124的示意平面图。在一个实施例中，推进单元中心线106可以将内侧装置与外侧装置划分开。虽然没有示出，但是内侧和外侧后缘装置300(例如，内侧和外侧襟翼304、306——图1)可以以类似于下面描述的内侧和外侧前缘装置200的不同部署的方式被不同地部署。有利的是，当边缘控制装置504处在巡航位置520时，边缘控制系统500可以自动命令装置致动系统144沿着向上方向210、310和向下方向212、312差别地致动内侧装置140和外侧装置142，以改变机翼弧高，作为减少气动阻力和/或使沿着机翼116的翼展方向气动升力的分布最佳化的手段。不同的部署可以通过与被定位在内侧装置140和外侧装置142之间的VCTU400结合地操作PDU来实现。该VCTU400可以包括专用的VCTU电动马达402，该电动马达402可以包括具有允许内侧转矩管146相对于外侧转矩管148的差动旋转的行星齿轮设置的速和变速箱(未示出)。
图5示出彼此一致地被致动的内侧缝翼204和外侧缝翼206。虽然没有示出，但是居中定位的PDU可以被激活以旋转内侧转矩管146。VCTU400可以将内侧转矩管146的旋转传递给外侧转矩管148，它们被一致地致动。图6示出独立于外侧缝翼206的内侧缝翼204的致动。在这种设置中，VCTU400可以被构造成防止外侧转矩管148的旋转且同时允许PDU旋转内侧转矩管146。图7示出独立于内侧缝翼204的外侧缝翼206的致动。在这种设置中，居中定位的PDU可以被锁定以便当VCTU电动马达402被激活以导致外侧转矩管148旋转时防止内侧转矩管146的旋转。
参考图8，图8示出若干个曲线图，举例说明当边缘控制装置504(例如，襟翼拱杆506)处在巡航位置520并且飞机100处在巡航飞行时在可变弧高模式中的前缘缝翼202和后缘襟翼302的自动致动的非限制性例子。在启用/使能可变弧高模式并且保持襟翼拱杆在相同的位置(例如，巡航位置520)的情况下，缝翼202和襟翼302可以作为飞机状态数据542的函数被周期性地重新定位在它们相应的最佳装置设定220、320处。缝翼202和襟翼302可以被定位在上面提到的相对小的偏转角216、316内，以使机翼弧高根据预定的偏转方案被最佳化。该飞机状态数据542可以包括在图8中随时间(例如，以小时)绘制的海拔高度、马赫数、飞机总重和飞机重心。曲线图举例说明内侧和外侧缝翼204、206和内侧和外侧襟翼304、306的偏转角216及其差别部署。当边缘控制装置504处在巡航位置520时，边缘控制系统500可以有利地按照根据重量-重心-海拔高度-空速被预先编制的表面偏转角在上面所述的缝翼偏转角216和襟翼偏转角316的限制内周期性地(例如，每5分钟、10分钟等)重定位缝翼202和襟翼302，以用于减少阻力和/或机翼负荷减轻。
参考图9，图9示出的是在边缘控制装置504在保持位置522(例如，第二控制装置位置)的情况下边缘控制系统500的实施例。边缘控制系统500可以可操作成响应第二控制装置位置的选择，接合用于自动命令一个或更多个前缘装置到密封位置222的命令模式。在这方面，当边缘控制装置504移动到保持位置522并且飞机100处在保持阶段时，装置致动系统144可以将一个或更多个前缘装置200自动定位在密封位置222。例如，当飞机100正在下降着陆时，可以接收到来自空中交通管制的指令将飞机100设置在保持样式。驾驶员或飞行人员可以将边缘控制系统500从巡航位置520移动到保持位置522。
参考图10，图10示出的是机翼116的剖视图，举例说明前缘缝翼202至密封位置222的移动。响应边缘控制装置504从巡航位置520移动到保持位置522，内侧缝翼204和外侧缝翼206可以从最佳缝翼设定220(即，在可变弧高模式中)移动到密封位置222。缝翼202从缩回位置208到密封位置222的伸展可以允许飞机100的空速减小，以减少燃油消耗并且允许飞机100保持在指定空间内，直到接收到来自空中交通管制的进一步指令，以开始向机场跑道进场。
参考图11，图11示出的是在边缘控制装置504移动到爬高/进场位置524的情况下边缘控制系统500的实施例。边缘控制系统500可以被构造成当边缘控制装置504(例如，从巡航位置520或从保持位置522)移动到爬高/进场位置524并且飞机100处在进场阶段(例如飞机100正在为着陆而下降时)时，命令装置致动系统144按照伸展顺序自动伸展一个或更多个后缘装置300。边缘控制系统500也可以被构造成当边缘控制装置504移动到爬高/进场位置524并且飞机100处在爬高阶段(例如在飞机从跑道起飞后或在着陆失败后的盘旋操作期间)时命令装置致动系统144按照缩回顺序自动缩回一个或更多个后缘装置300。
参考图12，图12示出的是机翼116的剖视图，其中当边缘控制装置504从巡航位置520移动到爬高/进场位置524时，前缘缝翼202从缩回位置208移动到密封位置222。如果因为边缘控制装置504在保持位置522而使得前缘缝翼202已经在缩回位置208，则当边缘控制装置504从保持位置522移动到爬高/进场位置524时，缝翼202可以被维持在缩回位置208。此外，图12示出的是后缘襟翼302按照襟翼伸展顺序从缩回位置到逐渐深入的襟翼302设定的自动伸展。
襟翼302的自动伸展可以有利地减少飞行人员需要的任务数目。此外，飞行控制计算机540(图11)可以根据连续监控的飞机状态数据542(例如飞机攻角、飞机总重量、加速度、空速、海拔高度和其他飞机参数)将襟翼302定位在最佳襟翼设定320处。飞行控制计算机540可以用诸如襟翼标示速度的数据被预编程以避免超过襟翼的空速限制。当飞机100爬高时，例如在离开机场跑道之后，边缘控制系统500可以按照由飞行控制计算机540根据飞机状态数据542计算的最佳襟翼设定320的顺序，命令襟翼致动系统350周期性地缩回襟翼302。当飞机100正在下降时，边缘控制系统500可以按照由飞行控制计算机540根据飞机状态数据542计算的最佳襟翼设定320的顺序，命令襟翼致动系统350周期性地伸展襟翼302。
参考图13，图13示出的是若干个曲线图，举例说明当边缘控制装置504移动到爬高/进场位置524并且在进场阶段期间飞机100正在下降时，作为飞机状态数据542的函数，缝翼202和襟翼302的自动伸展。飞机状态数据542可以包括在图13中随时间标绘的海拔高度和马赫数。还示出在曲线图上在近似78分钟标记处缝翼202从缩回位置208到密封位置222的自动伸展，和在78分钟标记之后立即发生的襟翼的302的伸展顺序。从75分钟标记到78分钟标记，曲线图用虚线示出内侧缝翼204和襟翼302并且用实线示出外侧缝翼206和襟翼302，以举例说明在飞机100下降期间根据自动伸展顺序，缝翼202和襟翼302的不同部署。
参考图14，图14示出的是边缘控制系统500的实施例，其中边缘控制装置504移动到起飞/盘旋位置526。边缘控制系统500可以被构造成当边缘控制装置504移动到起飞/盘旋位置526并且飞机100处在起飞阶段时命令装置致动系统144将一个或更多个后缘装置300定位在最佳襟翼设定320处。边缘控制系统500可以包括飞行控制计算机540，以用于根据飞机状态数据542和/或机场信息548计算最佳襟翼设定320。飞机状态数据542和/或机场信息548可以由飞行人员或由航班调度人员或其他人员预先加载在飞行控制计算机540中和/或输入到飞行控制计算机540中。飞行控制计算机540可以在起飞之前和/或在飞行期间的任何时间计算最佳襟翼设定320。
在图14中，飞机状态数据542可以包括飞机总重量、飞机重心、推进装置的起飞推力以及表示飞机100的状态的其他飞机状态数据542。机场信息548可以包括机场参数550和/或机场大气数据552。机场参数550可以包括关于机场的大体静态或不变的数据。例如，机场参数550可以包括跑道长度、当地地形信息、诸如障碍物高度和相对于跑道位置的障碍物限定、机场标高以及其他参数。机场大气数据522可以包括表示机场气象条件的数据并且可以包括大气压力、外面的空气温度、风速、风向、阵风信息以及其他大气数据522。
在图14中，边缘控制系统500可以包括显示窗口514，以用于将最佳襟翼设定320的值(例如，数字值)作为可视指示显示给飞行人员。显示窗口514可以被设置在襟翼302控制拱杆下面或飞行人员可以看见的任何其他位置，例如在飞行控制仪表(未示出)的主显示器(未示出)上。在显示窗口514中显示的最佳襟翼设定320可以随着飞机状态数据542的实时变化和/或机场信息548的实时变化而变化。正如在下面所描述的，显示窗口514还可以显示可以由飞行人员选择的所需襟翼设定320。
在图14中，边缘控制系统500可以包括可变后缘位置开关512，其可以用作高升力装置的第二边缘控制装置或辅助输入装置。在这方面，第二边缘控制装置(例如，可变后缘位置开关512)可以实现由飞行人员选择用于高升力装置的不同于计算的高升力装置设定的所需设定，而不要求第一边缘控制装置(例如，襟翼拱杆506)从第一控制装置位置(例如，从巡航位置520)移动。在一些例子中，该所需设定可以是基于由飞行控制计算机540计算的最佳襟翼设定320的所需襟翼设定322。当边缘控制装置504处在起飞/盘旋位置526时可变后缘位置开关512可以是操作的。但是，当边缘控制装置504处在与起飞/盘旋位置526不同的控制装置位置510时，可变后缘位置开关512可以是操作的。有利的是，该可变后缘位置开关512可以为飞行人员提供用于将最佳襟翼设定320调节或精细调整到不同于最佳襟翼设定320的所需襟翼设定320的手段。例如，将边缘控制装置504移动到起飞/盘旋位置526可以导致襟翼302被自动命令到由飞行控制计算机540计算的二十(20)度的最佳襟翼偏转角316。飞行人员可以手动地旋转可变后缘位置开关512，以将襟翼设定从二十(20)度的最佳襟翼偏转角316改变到十八(18)度的所需襟翼偏转角316。
虽然示为具有数字显示窗口514的旋转标度盘，但是可变后缘位置开关512可以被构造成具有围绕可变后缘位置开关512以圆形样式被设置的襟翼设定值的模拟标度盘。替代性地，可变后缘位置开关512可以被构造成按钮装置、机械滑块或其他机构。可变后缘位置开关512可以被构造成将襟翼302或其他后缘装置300定位在预定襟翼设定范围内。例如，当边缘控制装置504位于起飞/盘旋位置526时，可变后缘位置开关512可以被限制成选择在近似5-20度之间的襟翼偏转角316，或一些其他的襟翼302设定范围内的襟翼偏转角316。
在图14中，可变后缘位置开关512可以包括多个开关位置。两个相邻的开关位置之间的差可以对应于如上面所指出的用于调节襟翼302的位置的襟翼偏转增量。例如，将可变后缘位置开关512从17(未示出)移动到18(图14)可以移动襟翼302近似一(1)度实际襟翼角的襟翼偏转增量。但是，在两个相邻的开关位置之间移动可变后缘位置开关512可以以小于或大于近似一(1)度实际襟翼角的襟翼偏转增量移动襟翼302。
在一个实施例中，可变后缘位置开关512可以被构造成不可移动的，除非被来自飞行人员的积极动作所命令。例如，在可变后缘位置开关512能够被移动或旋转之前，可变后缘位置开关512可以需要按下可变后缘位置开关512或向上拉动可变后缘位置开关512。可变后缘位置开关512也可以被构造成具有不连续接触点和/或机械止动件的掣子开关，以防止可变后缘位置开关512的意外致动。此外，可变后缘位置开关512可以被构造成使得通过沿着相互不相容的方向移动可变后缘位置开关512来命令襟翼伸展和襟翼缩回。在另一个实施例中，代替利用可变后缘位置开关512机械地选择所需襟翼设定322，所需襟翼设定322可以在可选地实现在飞行控制计算机540中的软件程序(未示出)中被数字地选择。这种设置也可以包括用于允许飞行人员超控最佳襟翼设定320或调节最佳襟翼设定320到不同于该最佳襟翼设定320的所需襟翼设定322的手段。
参考图15，图15示出的是机翼116的剖视图，举例说明当边缘控制装置504处在起飞/盘旋位置526时将后缘装置200定位在机翼前缘124上的密封位置222。当边缘控制装置504处在起飞/盘旋位置526时后缘襟翼302可以被自动地命令到最佳襟翼设定320(实线所示)。虚线所示的是移动到不同于由飞行控制计算机540计算的最佳襟翼设定320的所需襟翼设定322的襟翼302。可变后缘位置开关512可以允许飞行人员以相对小的襟翼偏转增量318精细调整襟翼设定。
参考图16，图16示出的是边缘控制系统500的实施例，其中边缘控制装置504在着陆位置528(例如，在第三控制装置位置)。边缘控制装置504可操作成接合第三命令模式，以用于在第三模式被接合并且至少一个前缘间隙226条件发生的同时将前缘装置自动伸展到间隙位置224。在一个实施例中，当边缘控制装置504移动到着陆位置528时，如果飞行控制计算机540检测到飞机100的前缘间隙226条件的发生，则边缘控制装置504可以接合第三命令模式，从而导致装置致动系统144将前缘装置200自动伸展到间隙位置224。例如，当飞机100在进场时正在降落时，诸如缝翼202的前缘装置200可以初始地保持在密封位置222，以使在间隙位置224的缝翼202将会产生的气动噪音最小化。当边缘控制装置504移动到着陆位置528时，如果相对于气流方向136的机翼116的实际攻角546超过被预先编程在飞行控制计算机540中的阈值攻角，则缝翼202可以被自动地伸展到间隙位置224。
在图16中，当边缘控制装置504处在着陆位置528时，只要该飞机100的实际雷达高度超过阈值雷达高度，飞行控制计算机540可以禁止前缘缝翼202从密封位置222到间隙位置224的移动。与飞机100的雷达高度无关地，当机翼116的实际攻角546超过阈值攻角时该飞行控制计算机540可以产生间隙命令。此外，与机翼116的攻角546无关地，当飞机100下降到低于阈值雷达高度时飞行控制计算机540也可以产生间隙命令。当飞行控制计算机540产生间隙命令时，边缘控制系统500可以自动地命令缝翼致动系统250将前缘装置202从密封位置222伸展到间隙位置224。当机翼116的攻角小于阈值攻角和/或飞机攀升到高于阈值雷达高度时，飞行控制计算机540也可以产生缩回命令以将前缘缝翼202从间隙位置224缩回密封位置222。
在图16中，当边缘控制装置504移动到着陆位置528时，边缘控制系统500可以自动地命令襟翼致动系统350按照伸展方案伸展后缘装置300(例如，襟翼)。例如，飞行控制计算机540可以连续地接收飞机状态数据542，例如向前的空速、竖直速度、发动机推力变化、阻流板(即，减速板)部署以及其他飞机状态数据542。飞行控制计算机540可以作为飞机状态数据542的函数来确定最佳襟翼设定320。最佳襟翼设定320可以使得气动噪音和/或发动机噪音最小化。边缘控制系统500可以包括襟翼负荷减轻能力，从而当飞机100空速超过襟翼标定速度时允许临时和自动地缩回襟翼302，并且当飞机100空速小于襟翼标定速度时允许该襟翼302自动伸展回到最佳襟翼设定320。
参考图17，图17示出的是机翼116的剖视图，举例说明响应机翼的实际攻角546超过阈值攻角，将缝翼202从密封位置222伸展到间隙位置224。在前缘缝翼202伸展到间隙位置224的情况下，机翼弧高可以增加，这可以改善机翼116的升力特性。此外，当前缘缝翼202处在间隙位置224时，在缝翼202和机翼前缘124之间可以形成间隙226，从而允许空气流过该间隙226，在高攻角下这可以延迟机翼上表面上的流分离并且因此延迟失速开始，以改善失速性能。图13示出响应飞机100下降到低于阈值雷达高度，缝翼202从密封位置222到间隙位置224的自动移动(恰在80分钟标记之前)。
在图17中，在另一个实施例中，边缘控制系统500可以自动命令缝翼致动系统250将外侧缝翼206伸展到间隙位置224，同时将内侧缝翼204初始地保持在密封位置222。在外侧缝翼206到达间隙位置224之后内侧缝翼204可以移动到间隙位置224。通过在内侧缝翼204之前将外侧缝翼206初始地移动到间隙位置224，由于机翼116的减少弧高的内侧部分趋于在增加弧高的外侧部分之前失速，可以改善飞机100的失速特性，并且使飞机100的机头向下俯仰，这可以帮助失速发现。图17还示出前缘装置200(例如，襟翼)至逐渐深入的襟翼设定的自动伸展，直到襟翼302处于最终着陆襟翼设定。正如上面所指出的，飞行控制计算机540可以确定在伸展顺序每个步骤的最佳襟翼设定320以使在襟翼302的部署期间的噪音最小。此外，襟翼302的自动伸展可以有利地减少在进场期间飞行人员要求的任务数目。
参考图18，图18示出的是边缘控制系统500的实施例，举例说明在着陆失败的情况下开始盘旋操作期间会发生的当边缘控制装置504从着陆位置528被手动移动到起飞/盘旋位置526时的其功能性。飞行控制计算机540可以包括当边缘控制装置504处在着陆位置528时用于计算盘旋操作的最佳襟翼设定320的盘旋逻辑。飞行控制计算机540可以根据飞机状态数据542和/或机场信息548连续地计算最佳襟翼设定320。
在图18中，飞机状态数据542可以包括飞机总重量、飞机重心、襟翼掣子设定、飞机在空中指示以及襟翼负荷减轻能力。此外，飞机状态数据542可以包括可以得到以用于定位襟翼302的偏转角增量、推进装置104的最大盘旋推力能力以及其他飞机状态数据542。飞机在空中指示可以为飞行控制计算机540提供关于飞机100是在空中还是在地面上的指示。机场信息548可以包括外面空气温度、大气压力以及可以影响最佳襟翼设定320的确定的其他信息。每当边缘控制装置504处在着陆襟翼302位置和/或起飞/盘旋位置526，最佳襟翼设定320可以被显示在显示窗口514中。
在图18中，飞行员可以通过选择推力杆(未示出)上的TOGA开关(未示出)使推力杆自动前进到盘旋推力设定(例如，最大推力设定)从而开始盘旋操作。飞行员可以缩回着陆装置并且将边缘控制装置504(例如，襟翼拱杆506)从着陆位置528手动移动到起飞/盘旋位置526，从而导致后缘装置300(例如，襟翼)自动移动到由飞行控制计算机540确定的最佳襟翼设定320。飞机100可以爬高到预定海拔高度(例如，1500英尺)并且加速到襟翼向上的(flaps-up)机动速度，其后飞机100可以进行另一次进场。此外，当边缘控制装置504从着陆位置528被手动移动到起飞/盘旋位置526时，前缘装置200(例如，缝翼202)可以从间隙位置224自动缩回到密封位置222以在盘旋操作期间减少气动阻力并改善飞机100的爬高性能。
在图18中，可变后缘位置开关512可以允许飞行人员将襟翼302的位置从计算的最佳襟翼设定320手动调整到所需襟翼设定322，该所需襟翼设定322不同于最佳襟翼设定320。替代性地，飞行控制计算机可以被构造成将襟翼302的位置自动调整到所需襟翼设定322。有利的是，可变后缘位置开关512可以允许飞行人员在开始盘旋操作之前精细调整襟翼302的位置。例如，考虑到可能位于在将进行襟翼盘旋操作的区域中的障碍或地形，飞行员可以将襟翼设定从最佳襟翼设定320改变到所需襟翼设定322。当进行盘旋操作时可变后缘位置开关512也可以允许飞行人员手动调整襟翼设定。
参考图19，图19示出的是机翼116的剖视图，举例说明响应飞行人员将边缘控制装置504从着陆位置528手动移动到起飞/盘旋位置526，前缘缝翼202从间隙位置224自动移动到密封位置222。还示出当边缘控制装置504从着陆位置528移动到起飞/盘旋位置526时，后缘襟翼302从着陆襟翼302设定到最佳襟翼设定320的自动缩回。最佳襟翼设定320可以不同于与标准的起飞或盘旋襟翼掣子有关的标准襟翼设定。例如，最佳襟翼设定320可以对应于十八(18)度的襟翼偏转角316，而不是二十(20)度的标准襟翼偏转角316。最佳襟翼设定320可以通过允许较浅的襟翼设定，导致相对于在用于盘旋操作的标准襟翼偏转角316中的襟翼302所产生的气动阻力量更小的气动阻力，从而有利地使飞机100的爬高性能最佳化。在图19中，还用虚线示出对应于利用可变后缘位置开关512定位襟翼302的襟翼偏转增量的可选所需襟翼设定322。通过调整(例如，旋转)可变后缘位置开关512，飞行人员可以手动选择所需襟翼设定322，该所需襟翼设定322可以不同于由飞行控制计算机540计算的最佳襟翼设定320。
图20示出根据本公开的一些例子的用于控制飞机的高升力装置(例如，前缘装置200和后缘装置300)的系统500的方块图。正如在本文中所描述的，系统500可以包括接口150，该接口150可以被设置在飞机100的驾驶舱138中。接口150可以被构造成用于接收来自飞行人员的输入和/或向飞行人员提供反馈。接口150可以被实现为边缘控制接口502，例如，如前面参考图2、图9、图11、图14、图16和图18所描述的。接口150可以包括可操作成控制其高升力装置的位置的边缘控制装置504。边缘控制装置504可以可操作成选择多个控制装置位置510中的任何一个，其中每个均关联于飞机的不同飞行阶段544。边缘控制装置504可以可操作成响应选择多个控制装置位置510中的一个，接合自动命令模式，自动命令模式以用于根据与所选控制装置位置相关联的飞行阶段以自动方式致动高升力装置。
系统500还可以包括飞行控制计算机540，该计算机540可以以多种命令模式560(例如，560-(1)、560-(2)、560-(3)等)操作。命令模式560中的每一种可以关联于给定的飞行阶段540(例如，544-(1)、544-(2)、544-(3)等)。边缘控制装置504可以可操作成响应选择与对应的飞行阶段相关联的控制装置位置510，接合具体命令模式560。飞行控制计算机540可以被构造成接收飞机状态数据542并且还可以被构造成至少部分地根据飞机状态数据542计算用于高升力装置的高升力装置设定(例如，最佳襟翼设定320、最佳缝翼设定220)。接口150和飞行控制计算机540可以通信地联接到彼此和/或通信地联接到可以被构造成致动飞机的一个或更多个高升力装置的致动系统144。致动系统144可以被构造成如果命令模式被接合则将高升力装置自动地致动到计算的高升力装置设定。
例如，在第一命令模式560-(1)中，其可以是与第一控制装置位置544-(1)(例如边缘控制装置504的巡航位置520(例如，图2))有关的可变弧高模式(例如，图2)，致动系统144可以被构造成相对于缩回位置沿着向上方向和向下方向致动高升力装置。在一些例子中并且如上面所述，致动系统144可以被构造成沿着向上方向和/或沿着向下方向以小增量(例如但不限于高达近似两(2)度的增量)致动高升力装置。在进一步的例子中，边缘控制装置504可以可操作成响应选择第二控制装置位置544-(2)(例如，保持位置522——图9)，接合第二命令模式560-(2)，以用于当接合第二命令模式560-(2)时自动地命令前缘装置200到密封位置222。
在又一些例子中，边缘控制装置504可以可操作成响应选择第三控制装置位置或第四控制装置位置，接合相应的第三或第四命令模式560，以用于根据本文所述的其他的控制逻辑自动地命令高升力装置。在一些例子中，接口150可以包括多个边缘控制装置，例如，第一边缘控制装置504和可以被实现为开关512(图18)的第二边缘控制装置。第二边缘控制装置可以可操作成在命令模式期间超控对高升力装置的命令，例如使飞行人员能够选择不同于计算的高升力装置设定的高升力装置的所需设定，而不需要从第一控制装置位置移动第一边缘控制装置504。一旦选择所需设定，系统300可以构造成命令高升力装置到所需设定。
接口150还可以包括被构造成提供关于高升力装置的信息的指示器516。指示器516可以被构造成指示高升力装置的位置。例如，指示器516可以被构造成指示计算的高升力装置设定、由飞行人员选择的设定(例如，所需设定322)、对应于计算的设定或所需设定的高升力装置的偏转角或其组合。指示器516可以与边缘控制装置502集成或分开。正如本文所描述的，控制装置504可以移动到多个控制装置位置510。在这方面，控制装置504和选择的控制装置位置510因此可以用作襟翼位置指示器，其能够被用来代替或补充接口150的一个或更多个其他的指示器。在一些例子中，指示器516可以是显示器514(见图18)或用于向飞行员传递关于高升力装置的信息(例如，何时高升力装置被系统300自动命令)的其他装置。实际上，关于高升力装置的任何信息可以被显示在显示器514上，例如，缝翼和/或襟翼偏转角216、316；最佳缝翼和/或襟翼设定220、320；所需设定322；缝翼的状态554(例如，密封的或间隙的)；或其组合。
在一些例子中，指示器516可以被实现为填充型指示器(例如类似于空速带的带指示器)，例如，如图21A-21B所示。图21A示出指示爬高-下降的填充型指示器150，以指示后缘装置300(例如，襟翼302)处在爬高设定或进场设定。填充型指示器150可以包括表示最大可用襟翼偏转的竖直量器并且可以附加地包括可以沿着竖直量器竖直移动的水平杆。水平杆在竖直量器上的竖直位置可以表示襟翼的实际襟翼偏转角或最大襟翼偏转的百分比。图21B示出指示TOGA 3的填充型指示器150，以指示后缘装置300(例如，襟翼302)处在起飞或盘旋设定并且还示出比图21A在较低竖直位置的水平杆，以指示对应于起飞或盘旋设定的较深的襟翼设定。也可以用其他的填充型指示器。例如，指示器516可以被实现为量器指示器，其中充满的量器对应于可得到的襟翼的完全伸展(例如，最大的襟翼偏转)，并且实际襟翼偏转角或最大襟翼偏转的百分比可以被显示在量器的对应位置。在其他的例子中，指示器516可以是多种填充型指示器其中之一，其包括用于显示关于飞机的前缘装置的信息的至少一个指示器和用于显示关于飞机的后缘装置的信息的至少一个指示器。实际上可以显示关于高升力装置的任何信息。
参考图22-23，图22示出的是流程图，举例说明可以被包括在操作飞机的诸如前缘装置200和/或后缘装置300的高升力装置的方法600中的一个或更多个操作。图23示出在飞行任务期间飞机100的飞行轨迹和对应于不同飞行阶段544的不同的控制装置位置510。
图22的方法600的步骤602可以包括将边缘控制装置504定位在多个控制装置位置510中的第一控制装置位置。正如上面所指出的，所述多个控制装置位置510中的每个可以关联于飞机100的一个飞行阶段544(图20)。在一个实施例中，该方法可以包括当飞机100处在巡航阶段(图23)时将边缘控制装置504移动到巡航位置520(UP)。例如，在飞机100到达巡航高度之前或到达巡航高度时，边缘控制装置504可以被移动到巡航位置520。
图22的方法600的步骤604可以包括，响应将边缘控制装置504定位在第一控制装置位置，接合命令模式。自动命令模式的接合可以导致根据与选择的控制装置位置510相关联的飞行阶段544以自动方式致动高升力装置。如图20所示，命令模式560中的每一种(例如，560-(1)、560-(2)、560-(3)等)可以与对应的飞行阶段540(例如，544-(1)、544-(2)、544-(3)等)相关联。
图22的方法600的步骤606可以包括计算用于高升力装置的高升力装置设定。在一个实施例中，飞行控制计算机540可以被构造成至少部分地根据飞机状态数据542计算高升力装置设定。飞机状态数据542可以包括飞机总重量、飞机重心、飞机攻角、马赫数、海拔高度和/或其他飞机参数或其组合。飞行控制计算机540可以用飞机状态数据542被预编程且/或飞机状态数据542可以被周期性地或连续地提供给飞行控制计算机540。飞行控制计算机540可以至少部分地根据飞机状态数据542计算作为最佳襟翼设定320和/或最佳缝翼设定的高升力装置设定。
图22的方法600的步骤608可以包括在命令模式被接合的同时将高升力装置自动致动到高升力装置设定。例如，方法可以包括当命令模式被接合时将前缘装置200和/或后缘装置300自动地致动到对应的高升力装置设定。在一些实施例中，系统500可以包括第一边缘控制装置(例如，襟翼拱杆506——图18)和第二边缘控制装置(例如，开关512——图18)。方法还可以包括利用第二边缘控制装置命令高升力装置到不同于计算的高升力装置设定的第二高升力装置设定且同时第一高升力装置(例如，襟翼拱杆506)保持在第一控制装置位置。方法还可以包括将高升力装置致动到第二高升力装置设定。在这方面，第二边缘控制装置可以允许飞行人员将计算的高升力装置设定精细地调整或调节到不同的高升力装置设定。
在第一控制装置位置是巡航位置520并且高升力装置包括前缘装置200、后缘装置300或两者的一些例子中，方法可以包括当命令模式(例如，第一命令模式)被接合时，相对于缩回位置208、308沿着向上方向和向下方向自动致动前缘装置200、后缘装置300或两者。在这方面，方法可以包括当边缘控制装置504处在巡航位置520时在可变弧高命令模式中自动致动一个或更多个前缘装置200和/或一个或更多个后缘装置300。例如，在可变弧高命令模式中，缝翼202和/或襟翼302可以相对于缩回位置208、308沿着向上方向210、310和向下方向212、312被致动到其相应的最佳缝翼设定220和最佳襟翼设定320并且在如图5所示的上面所述的缝翼偏转角216和襟翼偏转角316的限制内。边缘控制系统500可以周期性地(例如，每5分钟等)将缝翼202和襟翼302重新定位到关于飞机总重量、飞机重心、海拔高度、马赫数和/或其他飞机状态数据542被最佳化的表面偏转角，如图8所示。
方法可以包括响应沿着向上方向210、310和向下方向212、312将前缘装置200和后缘装置300致动到其最佳偏转角，来改变机翼116弧高，以使气动阻力最小化。在一些例子中，内侧装置140和外侧装置142如图6和图7所示可以被不同地部署，以沿着机翼116的翼展方向改变机翼116弧高。前缘装置200和后缘装置300可以按照根据重量-重心-海拔高度-空速被预先编制的表面偏转角被自动地致动，以沿着翼弦方向和/或沿着翼展方向改变机翼弧高，以使气动阻力最小化和/或使翼展负荷分布最佳化，从而使翼根130处的机翼弯曲最小化，这可以允许减少机翼结构的尺寸。
图22的方法600的步骤610可以包括在飞机100的驾驶舱138中显示高升力装置设定、对应于该高升力装置设定的偏转角或其组合。在一些例子中，飞机100可以包括指示器516(例如，见图20)，其被构造成指示计算的高升力装置设定、所需设定、对应于该计算的高升力装置设定或所需设定的高升力装置的偏转角或其组合。当高升力装置被系统300自动命令时，指示器516可以向飞行人员显示关于高升力装置的信息。例如，指示器516可以显示实际的襟翼偏转角或最大襟翼偏转的百分比，如图21A-21B所示。
图22的方法600的步骤612可以包括将边缘控制装置504定位在第二控制装置位置。例如，方法可以包括将边缘控制装置504从巡航位置520(例如，第一控制装置位置)移动到保持位置522(例如，第二控制装置位置)。第一控制装置位置可以对应于如上所述的第一命令模式。图22的方法600的步骤614可以包括响应将边缘控制装置定位在第二控制装置位置接合第二命令模式。第一命令模式和第二命令模式均可以与飞机的不同飞行阶段关联。
图22的方法600的步骤616可以包括如果第二命令模式被接合则以自动方式只致动前缘装置200或后缘装置300。例如，在第二控制装置位置是保持位置522的情况下，方法可以包括响应将边缘控制装置504移动到保持位置522，命令前缘装置200从缩回位置208到密封位置222。当第二命令模式被接合时后缘装置300可以保持在缩回位置308。例如，在从图23所示的巡航高度初始下降期间，飞行人员可以被空中交通管制人员指示在着陆之前在目的地机场上空以保持样式维持规定的高度。响应该指示，飞行人员可以将边缘控制装置504从巡航位置520移动到保持位置522。响应将边缘控制装置504移动到保持位置522，前缘装置200可以被自动命令到密封位置222，并且后缘装置300可以保持在缩回位置308。例如，在飞机100处在保持样式的同时，内侧和外侧缝翼204、206可以从其相应的最佳缝翼设定220(例如，从可变弧高模式)移动到密封位置222，这可以使飞机100在减小的推力设定下保持高度，从而导致减少燃油消耗。
图22的方法600的步骤618可以包括将边缘控制装置定位在第三控制装置位置以接合第三命令模式。在一些例子中，边缘控制装置504(例如，襟翼拱杆506)可以移动到爬高/进场位置524(CLB/APP)。例如，在飞机100的下降期间(图23)，飞行人员可以将边缘控制装置504从保持位置522(HPLD)移动到爬高/进场位置524(CLB/APP)。替代性地，飞行人员可以将边缘控制装置504从巡航位置520(UP)直接移动到爬高/进场位置524(CLB/APP)，并且可以跳过保持位置522(HPLD)以在进场期间使飞行人员命令的襟翼拱杆移动的次数最少。
方法的步骤620可以包括响应接合第三命令模式按照伸展顺序或缩回顺序致动后缘装置。例如，该方法可以包括当第三命令模式对应于飞机100的进场阶段或着陆阶段时按照伸展顺序伸展后缘装置300。该方法可以包括当第三命令模式对应于爬高阶段时按照缩回顺序缩回后缘装置300。当边缘控制装置504移动到爬高/进场位置524时前缘装置200可以保持在密封位置222，这可以相对于当前缘装置200处在间隙位置224时产生的噪音量减少由飞机产生的社区(community)噪音(即，在地面感觉的噪音)的量。当边缘控制装置504移动到爬高/进场位置524(CLB/APP)时，后缘装置300可以按照伸展顺序或缩回顺序被致动。例如，当飞机100在进场阶段期间正在下降时(图23)，方法可以包括按照伸展顺序自动伸展后缘装置300(见图13)。当飞机100爬高时，例如在起飞之后或在盘旋操作期间，方法可以包括当边缘控制装置504处在爬高/进场位置524时按照缩回顺序自动缩回后缘装置300。
在一些实施例中，方法可以包括将边缘控制装置504移动到起飞/盘旋位置526(TOGA)。例如，在飞机100下降期间，飞行人员可以将边缘控制装置504从爬高/进场位置524(CLB/APP)移动到起飞/盘旋位置526(TOGA)。该方法可以包括利用飞行控制计算机540根据上面提到的可以被连续提供给该飞行控制计算机540的飞机状态数据542计算最佳襟翼设定320。响应边缘控制装置504移动到起飞/盘旋位置526，后缘装置300可以被定位在最佳襟翼设定320处。在另一个实施例中，如上面所描述的，该方法可以包括通过利用第二边缘控制装置(例如，开关512——图18)选择所需襟翼设定322来改变最佳襟翼设定320。例如，通过旋转可变后缘位置开关512直到所需襟翼设定322出现在显示窗口514中(图14)，二十(20)度的最佳襟翼设定320可以被改变成十八(18)度的所需襟翼设定322。可以在将边缘控制装置504移动到起飞/盘旋位置526之前或之后选择该所需襟翼设定322。后缘装置300移动到所需襟翼设定可以要求边缘控制装置504处在起飞/盘旋位置526。
在一些实施例中，该方法可以包括将边缘控制装置504移动到着陆位置528(LAND)。例如，在飞机100的最后进场期间，飞行人员可以将边缘控制装置504从起飞/盘旋位置526(TOGA)移动到着陆位置528(LAND)。替代性地，飞行人员可以将边缘控制装置504从爬高/进场位置524(CLB/APP)直接移动到着陆位置528并且可以跳过起飞/盘旋位置526，以使飞行人员命令的襟翼拱杆移动的次数最少化。在一些实施例中，当边缘控制装置504移动到着陆位置528时(例如，图13)，该方法可以包括按照伸展方案逐渐伸展后缘装置300到最终着陆襟翼设定。飞行控制计算机540可以连续地接收飞机状态数据542，例如向前空速、竖直速度、发动机推力的变化、阻流板(即，减速板)部署以及其他飞机状态数据542。作为诸如空速、飞机总重量、飞机重心、外面空气温度和其他数据的飞机状态数据542的函数，飞行控制计算机540可以计算在襟翼302伸展顺序的每个步骤处的最佳襟翼设定320。飞行控制计算机540可以计算最佳襟翼设定320，以便由于在最佳襟翼设定320的襟翼302产生的气动阻力减少而导致的减小的推力设定，从而使来自襟翼302的噪音最小化和/或使发动机噪音最小化。
图22的方法600的步骤622可以包括将边缘控制装置504移动到不同于第一控制装置位置的控制装置位置。在一些例子中，边缘控制装置(例如，襟翼拱杆506)可以移动到着陆位置528(LAND)。图22的方法600的步骤624可以包括响应检测到一个或更多个条件将前缘装置300从第一位置自动伸展到比第一位置更加展开的第二位置。例如，如果飞机100的雷达高度小于阈值雷达高度和/或如果该飞机的机翼116的实际攻角546大于阈值攻角，前缘装置可以自动伸展。在一个实施例中，一旦检测到上面提到的两个自动间隙条件中的至少一个，则前缘装置200可以从密封位置222伸展到间隙位置224。当边缘控制装置504初始移动到着陆位置528(LAND)时，飞行控制计算机540可以初始地禁止前缘装置200移动到间隙位置224，作为在最后进场期间当飞机处在低海拔高度时使社区噪音最小化的手段。
该方法可以包括当机翼116的实际攻角546超过阈值攻角时，利用飞行控制计算机540检测自动间隙条件并且产生间隙命令，从而使前缘装置200从密封位置222自动移动到间隙位置224。在间隙位置224，空气可以流过机翼116和前缘装置200之间的间隙226，从而允许空气流以可以延迟失速的高攻角保持对机翼上表面218的附着。低于阈值雷达高度，飞行控制计算机540也可以检测自动间隙条件并且产生间隙命令，从而导致前缘装置200自动伸展到间隙位置224，以便为飞机100提供稳定着陆构造。
方法可以额外地包括将边缘控制装置504从着陆位置528(LAND)移动到起飞/盘旋位置526(TOGA)，如图23所示。边缘控制装置504可以移动到起飞/盘旋位置526(TOGA)作为在着陆失败的情况下开始盘旋操作的过程的一部分。在将边缘控制装置504从着陆位置528移动到起飞/盘旋位置526之前，飞行控制计算机540可以根据上面指出的飞机状态数据542计算用于盘旋操作的最佳襟翼设定320。该方法还可以包括响应将边缘控制装置504移动到起飞/盘旋位置526，将后缘装置300移动到用于盘旋操作的最佳襟翼设定320。例如，在飞机100降落之前，后缘襟翼302可以从最终着陆襟翼设定缩回到最佳襟翼设定320以减少气动阻力。在盘旋操作期间气动阻力的减小可以改善飞机的爬高速率。飞行人员也可以利用可变后缘位置开关512将最佳襟翼设定320调整到所需襟翼设定322以作为盘旋操作的进程。替代性地，飞行控制计算机540可以被构造成将襟翼302自动调整到由飞行控制计算机540计算的最佳襟翼设定320。
本公开的额外修改和改进对于本领域的技术人员是显然的。因此，本文描述和举例说明的具体实施例旨在表示本公开的仅一些实施例而不是想要用来限制本公开精神和范围内的其他实施例或装置。
根据本公开的一方面，提供一种用于控制飞机的高升力装置的系统，该系统包括用于放置在飞机的驾驶舱中的接口并且包括用于控制该飞机的高升力装置的位置并且可操作成选择多个控制装置位置中的任何位置的边缘控制装置，所述多个控制装置位置中的每一个对应于该飞机的不同飞行阶段；并且该边缘控制装置可操作成响应选择第一控制装置位置接合命令模式以用于根据与该第一控制装置位置相关联的飞行阶段以自动方式致动该高升力装置。
所公开的系统，其中该边缘控制装置可定位在下述控制装置位置中的至少一个中：巡航位置、保持位置、爬高/进场位置、起飞/盘旋位置、着陆位置，该第一控制装置位置是巡航位置。
所公开的系统还包括通信地联接于该接口并且被构造成计算用于该高升力装置的高升力装置设定的飞行控制计算机；和被构造成如果该命令模式被接合将该高升力装置自动致动到高升力装置设定的致动系统。
所公开的系统还包括可操作联接于该高升力装置并且被构造成相对于缩回位置沿着向上方向和向下方向致动该高升力装置的装置致动系统。
所公开的系统，其中该边缘控制装置可操作成响应选择第二控制装置位置，接合第二命令模式以用于在第二命令模式被接合时自动命令该前缘装置到密封位置。
所公开的系统还包括可操作成致动后缘装置的装置致动系统，并且其中该接口被构造成，如果该边缘控制装置移动到爬高/进场位置或着陆位置，命令该装置致动系统分别按照伸展顺序和/或缩回顺序伸展和/或缩回该后缘装置。
所公开的系统，其中该边缘控制装置是第一边缘控制装置，该接口还包括第二边缘控制装置，该第二边缘控制装置可操作成选择用于该高升力装置的不同于计算的高升力装置设定的所需设定，而不从第一控制装置位置移动该第一边缘控制装置。
所公开的系统，其中该边缘控制装置可操作成响应选择第三控制装置位置，接合第三命令模式以用于当第三命令模式被接合并且至少一个下述条件——飞机的雷达高度低于阈值雷达高度，实际攻角超过阈值攻角——被满足时，将前缘装置自动伸展到间隙位置。
所公开的系统，其中该接口还包括指示器，其被构造成指示计算的高升力装置设定、所需设定、对应于该计算的高升力装置设定或所需设定的高升力装置的偏转角或其组合。
所公开的系统，其中该指示器是填充型指示器，以用于显示该高升力装置的偏转角、高升力装置的设定或其组合。
所公开的系统，其中该指示器是多种填充型指示器之一，包括用于显示与前缘装置有关的信息的至少一个指示器和用于显示与后缘装置有关的信息的至少一个指示器。
根据本公开的另一方面，提供一种飞机，其包括包含有前缘装置和后缘装置至少其中之一的机翼；包含有可定位在多个控制装置位置其中之一的边缘控制装置的边缘控制系统，其中每一个控制装置位置对应于飞机的一个飞行阶段；并且该边缘控制系统被构造成命令装置致动系统根据控制装置位置和对应的飞行阶段以自动方式致动该前缘装置和该后缘装置至少其中之一。
根据本公开的另一方面，提供一种操作飞机的高升力装置的方法，该方法包括将飞机的边缘控制装置定位在来自多个控制装置位置的第一控制装置位置，所述多个控制装置位置中的每个与飞机的一个飞行阶段相关联；响应将该边缘控制装置定位在第一控制装置位置，接合命令模式；计算高升力装置设定；以及当该命令模式被接合时将该高升力装置自动致动到高升力装置设定。
所公开的方法，其中第一控制装置位置是巡航位置，并且其中高升力装置包括前缘装置、后缘装置或两者，该方法还包括相对于缩回位置沿着向上方向和向下方向致动该前缘装置、该后缘装置或两者。
所公开的方法还包括在飞机的驾驶舱中显示该高升力装置设定、对应于该高升力装置设定的偏转角或其组合。
所公开的方法还包括至少部分地根据飞机状态数据计算该高升力装置设定。
所公开的方法，其中该飞机状态数据包括飞机总重量、飞机重心、马赫数、海拔高度或其组合。
所公开的方法，其中该命令模式是第一命令模式，该方法还包括响应将边缘控制装置定位在第二控制装置位置接合第二命令模式；如果该第二命令模式被接合，以自动方式只致动前缘装置或后缘装置。
所公开的方法，其中该第二控制装置位置是保持位置，该方法还包括响应将该边缘控制装置移动到保持位置命令该前缘装置到密封位置。
所公开的方法，其中该命令模式是第一命令模式，该方法还包括将边缘控制装置定位在第三控制装置位置以接合第三命令模式；以及根据如下至少一个来致动后缘装置：当第三命令模式对应于进场阶段或着陆阶段时按照伸展顺序致动后缘装置；以及当该第三命令模式对应于爬高阶段时按照缩回顺序缩回该后缘装置。
所公开的方法，其中该边缘控制装置是第一边缘控制装置，该方法还包括利用第二边缘控制装置，命令该高升力装置到不同于计算的高升力装置设定的第二高升力装置设定且同时第一边缘控制装置保持在第一控制装置位置；以及将该高升力装置致动到第二高升力装置设定。
所公开的方法还包括将该边缘控制装置移动到不同于第一控制装置位置的控制装置位置；以及响应检测到一个或更多个下述条件——飞机的雷达高度低于阈值雷达高度，和该飞机的机翼的攻角大于阈值攻角——将前缘装置从第一位置自动伸展到比第一位置更加展开的第二位置。

Claims (9)

1.一种用于控制飞机的高升力装置的系统，其包括：
接口，其用于放置在飞机的驾驶舱中并且包括边缘控制装置，该边缘控制装置用于控制所述飞机的后缘装置的位置并且可操作成选择多个控制装置位置中的任何位置包括爬高/进场位置，所述多个控制装置位置中的每一个与所述飞机的不同飞行阶段包括爬高阶段相对应；
飞行控制计算机，其通信地联接到所述接口并且被构造成基于飞机状态数据计算所述后缘装置的最佳装置设定；
所述边缘控制装置可操作成，响应选择所述爬高/进场位置，接合命令模式以用于根据与所述边缘控制装置的所述爬高/进场位置相关联的所述爬高阶段以自动方式致动所述高升力装置；以及
装置致动系统，其通信地联接到所述飞行控制计算机并且操作地联接到所述后缘装置，并且被构造成当所述边缘控制装置移动到所述爬高/进场位置时按照襟翼缩回顺序自动地且逐渐地缩回所述后缘装置，所述装置致动系统被构造成在所述襟翼缩回顺序的每个步骤处将所述后缘装置移动到最佳襟翼设定，所述最佳襟翼设定在每个步骤处通过所述飞行控制计算机基于连续监控的飞机状态数据来计算，所述连续监控的飞机状态数据包括攻角、飞机总重量、空速和加速度。
2.根据权利要求1所述的系统，其中：
所述边缘控制装置可定位在下述控制装置位置中的至少一个中：巡航位置、保持位置、所述爬高/进场位置、起飞/盘旋位置、着陆位置。
3.根据权利要求1所述的系统，其中：
所述飞机包括前缘装置；并且
所述装置致动系统被构造成相对于缩回位置沿着向上方向和向下方向致动所述高升力装置。
4.根据权利要求1所述的系统，其中：
所述边缘控制装置可操作成，响应选择第二控制装置位置，接合第二命令模式以用于当接合所述第二命令模式时自动命令前缘装置到密封位置。
5.根据权利要求2所述的系统，其中：
所述接口被构造成，如果所述边缘控制装置移动到所述爬高/进场位置或所述着陆位置，命令所述装置致动系统根据伸展顺序伸展所述后缘装置。
6.根据权利要求1所述的系统，其中所述边缘控制装置是第一边缘控制装置，所述接口还包括：
第二边缘控制装置，其可操作成选择所述高升力装置的不同于计算的高升力装置设定的所需设定。
7.根据权利要求4所述的系统，其中：
所述边缘控制装置可操作成，响应选择第三控制装置位置，接合第三命令模式以用于在所述第三命令模式被接合并且满足下述条件中至少一个时自动伸展前缘装置到间隙位置：所述飞机的雷达高度低于阈值雷达高度，实际攻角超过阈值攻角。
8.根据权利要求6所述的系统，其中所述接口还包括：
指示器，其被构造成指示所述计算的高升力装置设定、所述所需设定、对应于所述计算的高升力装置设定或所述所需设定的所述高升力装置的偏转角或其组合。
9.根据权利要求8所述的系统，其中：
所述指示器是填充型指示器，以用于显示所述高升力装置的所述偏转角、所述高升力装置的设定或其组合。
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