CN107065899B - 用于保护飞行器最大升力能力的方法和装置 - Google Patents

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Abstract

用于保护飞行器最大升力能力的方法和装置。飞行器自动控制系统通过使用取决于动压力或允许计算该动压力的参数的组合的最大允许迎角值，基于迎角保护来保护飞行器的结构参数。这里的示例技术根据动压力(或速度)限制机翼升力系数，以对飞行器机翼产生的最大升力建立限制。

Description

用于保护飞行器最大升力能力的方法和装置
技术领域
本文的技术涉及用于飞行器的飞行控制保护方法。更具体地，本文中的示例技术根据动压力(或速度)限制机翼升力系数，以对机翼产生的最大升力建立限制。
背景技术
共同受让的USP8,214,089(通过引用并入本文)公开了一种飞行控制系统，其根据与自动指令叠加的飞行员指令来移动诸如升降舵的控制表面。飞行控制系统监视诸如迎角(AOA)的一组飞行参数，以确定飞行器是否在允许的包络内操作。如果飞行器接近其包络边界，则飞行控制系统通过自动指令来整合自动保护。
虽然在该专利中公开的技术是非常有用的，但进一步改进仍是可能且需要的。
发明内容
本发明提供了一种自动飞行保护系统，其包括：
传感器，所述传感器构造成允许确定或获得飞行器的动压力和/或速度；
联接到所述传感器的处理器，所述处理器构造成根据飞行器的所述动压力和/或速度限制机翼升力系数，以对与飞行器的结构设计相关的载荷参数建立限制；
计算升降舵指令，该升降舵指令致动飞行控制表面，以限制所述机翼升力系数；以及
联接到所述处理器的机电联动机构，所述机电联动机构根据对与飞行器的结构设计相关的载荷参数的所述限制来控制飞行器。
优选地，与结构设计相关的所述载荷参数是飞行器机翼产生的最大升力。
优选地，与结构设计相关的所述载荷参数是飞行器机翼产生的最大弯矩。
优选地，所述处理器基于等效空速限制与结构设计相关的所述载荷参数。
优选地，所述处理器基于校准空速限制与结构设计相关的所述载荷参数。
优选地，所述处理器基于机翼燃料重量限制与结构设计相关的所述载荷参数。
优选地，所述处理器基于马赫数和气压高度限制与结构设计相关的所述载荷参数。
优选地，所述处理器基于气压高度限制与结构设计相关的所述载荷参数。
优选地，所述处理器基于升力系数和空速实施保护区域。
优选地，所述处理器基于根据飞行器质量自动设定的载荷因子实施最大升力保护。
优选地，所述处理器构造成降低对迎角误差的灵敏度。
优选地，所述处理器存储迎角控制表，所述迎角控制表还取决于动压力或允许计算动压力的参数的组合。
本发明还提供了一种用于飞行器的自动飞行保护方法，其包括：
确定或获得飞行器的动压力和/或速度；
根据所确定或获得的飞行器的动压力和/或速度，用处理器自动地限制机翼升力系数，以对与飞行器的结构设计相关的载荷参数建立限制；
其中所述处理器计算升降舵指令，该升降舵指令致动飞行控制表面，以限制所述机翼升力系数；以及
所述处理器根据载荷参数的所述限制对飞行器的至少一个控制表面进行自动机电控制。
优选地，与结构设计相关的所述载荷参数选自由(a)飞行器机翼产生的最大升力和(b)飞行器机翼产生的最大弯矩组成的组，并且所述载荷参数基于(c)等效空速、(d)校准空速、(e)机翼燃料重量、(f)马赫数和(g)气压高度中的至少一个来限制。
优选地，该方法进一步包括：所述处理器基于升力系数和空速实施保护区域。
优选地，该方法进一步包括：所述处理器基于根据飞行器质量自动设定的载荷因子来实施最大升力保护。
优选地，该方法进一步包括：所述处理器降低对迎角误差的灵敏度。
优选地，该方法进一步包括：所述处理器存储迎角控制表，所述迎角控制表也取决于动压力或允许计算该动压力的参数的组合。
优选地，所述处理器使用取决于动压力或允许计算动压力的参数的组合的最大允许迎角值。
附图说明
下面结合附图阅读示例性且非限制性说明性实施例的详细描述，其中：
图1呈现了取决于飞行器重量的示例性非限制性典型载荷因子限制；
图2示出实施载荷因子限制的非限制性方案；
图3示出载荷因子随空速和升力系数的示例变化，其中(a)表示恒定CL，(b)表示限制CL；
图4示出在飞行器处于巡航型式时，最大升力系数随马赫数的典型变化；
图5示出在不同飞行高度下当飞行器处于巡航型式时，最大升力系数随等效空速的典型变化；
图6示出了机翼产生的升力的空气动力学约束及结构约束的示例曲线；
图7示出了基于常规失速保护的示例非限制性实现；
图7(a)示出失速保护和Lmax保护的示例致动区域；
图8示出通过本方法产生的最大载荷因子对(vs.)飞行器质量的示例结果；
图9(a)和9(b)示出了迎角误差对于CL估计的影响；
图10是示例性飞行器；
图11为示例性说明性非限制性飞行控制系统的示意图，示出了包括感测/计算离地高度的装置的该系统的基本架构；
图12示出了处理示例性飞行控制系统的功能的示例性说明性非限制性软件的示意图，其示出了根据逻辑模块如何将飞行员指令转换为升降舵指令以实现该指令；和
图13是详细说明示例性说明性非限制性逻辑模块的图。
具体实施方式
示例性非限制性方法和装置修改了常规迎角(AOA)包络保护，例如在USP 8,214,089中公开的，以实施额外的结构保护，例如保护最大升力。
示例非限制性实施例根据包含动压力的一组参数来构建AOA_max表。动压力可通过使用不同的参数组合计算，例如：Qdyn(动压力)，KCAS(校准空速，单位节)，KEAS(有效空速，单位节)，马赫数以及高程。
在货运飞机的操作包络的限定中，通常将最大载荷因子限制为飞行器重量的函数，以针对不同任务目标优化飞行器性能。图1示意性示出了与飞行器最大载荷因子能力相关地限定的、假想飞行器重量和重心(cg)包络。一般地，载荷因子限定为质量的函数，旨在处理在飞行器机动性和载荷能力之间的选择，通常注意飞行器的结构限制。通常，当不超过机翼产生的给定量的升力时，获得该条件。即，质量×载荷因子的乘积保持恒定，如图1中示例性所示。
限定载荷因子的通常过程是基于使用质量估计器。如图2所示，估计的质量(10)可以以至少两种方式使用：
1.Fly-By-Wire(FBW：线传飞控)飞行器(闭环)：飞行控制计算机实施控制规则(12)，即基于质量来限制可用的最大载荷因子。
2.常规飞行器(开环)：系统通知飞行员(14)该允许的载荷因子。然后，飞行员负责操纵飞行器，不超过所通知的限制。
两种方案都导致有限的载荷因子14，因此飞行器总是在重量和CG包络E(图1)限定的载荷因子限制内操作。
然而，图2示出的使用质量估计的特定方案在很大程度上取决于所使用的质量估计器10的精度。
在现有技术中，已知根据下面等式1和2基于飞行条件通过估计升力系数CL(使用飞行器的空气动力学数据库插值)来计算质量：
CL＝f(alpha，襟翼，马赫数，升降舵，平衡翼位置) (等式1)
估计质量＝Qdyn*S*CL/(nz*g) (等式2)
其中：
Qdyn＝动压力
S＝飞行器参考机翼面积
nz＝飞行器纵向载荷因子
g＝重力。
估计过程的问题可能源自空气动力学数据库中的不确定性和迎角测量的不精确。民用飞行器中使用的质量估计器10可呈现大约10％的感知误差。当将这项技术用于货运飞机时，当需要涵盖诸如货物空投或消防的敏感任务时，该方案变得更复杂。
期望通过提供不依赖于质量估计器的替代方法，用于获得如图1所示的载荷限制因子，来克服估计飞行器质量中的困难。然而，精确的重量估计过程是昂贵且复杂的。因此，简单的实施可能不能达到提供足够的结构保护所需的精度水平。
本文中的示例性非限制性技术提供了限制飞行器可产生的最大提升力的功能。该功能关于设计机翼结构的最大提升力来限制飞行器根据重量(不需要估计它)所获得的最大载荷因子。该功能还允许添加其它特征以更有效地降低载荷，因为控制的参数更忠实地表示设计结构的现象(phenomena)。
本方法例如可应用于结构限制主要由飞行器机翼产生的最大提升力控制的情况。本文的示例非限制性方法和装置将机翼升力系数限制为动压力(或速度)的函数，以对机翼产生的最大升力建立限制。
图3示出了在给定质量下，载荷因子根据空速(或动压力)的示例变化。图3中(a)的曲线图示出在恒定的机翼升力系数下，提升力(及相应地载荷因子)随着空速成二次方地变化。曲线图3中(b)示出了关于将机翼(注意，特征52)产生的最大升力限制为预定值，可以产生CL限制(注意，特征50)。
图4示出在巡航型式下机翼的最大升力系数根据马赫数(无因次量，表示超过边界的流速与本地音速的比)的典型变化。随着马赫数增加，最大升力系数保持恒定，直到处于亚音速状态(基本上，马赫数低于0.3)，然后随着马赫数增加开始减小。
在图5上也可观察到对最大升力系数的马赫效应，图5示出了图4所示的曲线的相同数据，同时在各种高度下根据等效空速绘出CL。在图5中，水平轴表示空速(等效空速，单位节，或“KEAS”)。在所示的示例中，绘出的空速从50节变化到350节。不同的CL曲线表示不同的飞行高度(FL)，即，以几百英尺的标称高度表示的特定大气压力。因此，曲线70表示FL＝10，曲线68表示FL＝100，曲线66表示FL＝200，曲线64表示FL＝300，而曲线62表示FL＝400。如能够从该曲线图中看到的，最大升力系数CL随着空速增加而降低，并且也随着空气压力减小而降低。
在常规迎角保护中，由控制规则允许的参考最大值基于飞行器构造(例如襟翼/缝翼偏转、起落架位置…)以及与飞行条件相关的一组参数(例如马赫数、结冰情况…)来计算。构造和飞行条件参数均是基于与空气动力失速现象的相关性来选择。
在一个示例性非限制性实施例中，升力系数限制可以通过迎角保护实施，其中该功能使用的参考最大值额外地由与动压力相关的参数限制，例如等效空速、校准空速、动压力及其它组合。
一般地，公开的保护系统实施例可被实施用于限制与结构设计相关的其它载荷参数，例如机翼升力和机翼弯矩。此外，其它相关参数，诸如机翼燃料重量，可用于改进系统性能。如果机翼弯矩是要限制的参数，则机翼燃料重量是特别相关的。
图6是在图5曲线的上覆盖了一附加区域，该附加区域要基于对示例机翼产生的升力的空气动力学(失速)约束以及结构约束进行升力保护。在迎角保护控制规则中使用的最大迎角值应该是两个限制中的较小者。换句话说，示例性非限制性实施的自动控制系统可以将迎角控制为保护迎角所需的值和保护最大升力所需的值中的较小值。
方法的一个示例非限制性实现的结构类似于失速保护。差异在于使用允许飞行条件的动压力计算的参数的任意组合，以保护最大升力(Lmax)。
图7示出了通过将校准空速添加到迎角(AOA)最大表来实现Lmax保护的示例。如图7中所示，典型的常规AOA保护是基于飞行器构造(例如襟翼/缝翼偏转、起落架位置…)和与飞行条件相关的一组参数(例如马赫数、结冰情况…)的函数。在所示的示例中，引入附加因子KCAS(校准空速，单位为节)，以提供最大升力保护。通过在控制规则中根据等效空速实施迎角限制，能够实现图7(a)和8所示的结果。
更详细地，图7(a)示出了基于考虑了最大升力的增强AOA保护的、失速和Lmax保护的示例性致动区域。在该示例中，Lmax被限定，并且最大载荷因子Nz根据飞行器质量被自动设定(即，实施等式Nz＝L/W)。图8示出了最大载荷因子Nz对飞行器质量(以公斤计)的示例结果。
因此，示例性非限制性实施例使用可在不同飞行条件下估计CL的质量估计器。因此，质量估计器在所有这些条件下受到空气动力学数据库误差的影响。Lmax保护因此取决于在较小包络中的数据库的准确度，并且可以用飞行测试数据校正。示例：通过爬升转弯而在三个不同高度下扫过相关速度，构建alpha(AOA)对KEAS(等效空速)边界。
在一些示例性非限制性实施例中，Lmax在高alpha条件下受到alpha读数误差的影响，其中相对误差变得较低。此外，升力曲线斜率通常在高迎角下减小；这被减小，也有助于降低alpha读数误差的影响。重量估计器过程需要处理迎角较小的状态，其使得alpha传感器读数相对较大。这些影响例如可在图9(a)和9(b)中看到，图9(a)和9(b)示出对于给定Δα(迎角变化)，增加的迎角如何能够减小最大升力曲线的斜率。
示例性非限制性实现
本文中的示例性说明性非限制性实现涉及在配备有俯仰控制器(例如，升降舵)和飞行员操纵器(例如，侧杆或操纵杆)的飞行器中使用的系统、设备和方法。图10示出了示例说明性飞行器。该飞机具有一组机翼113，其配备有控制机翼升力的扰流板112和襟翼116。扰流板112有助于改变机翼的升力、阻力和滚动，而襟翼116有助于改变机翼的升力和阻力。飞机的尾部还配备有水平稳定器117，该水平稳定器117设有在飞行中控制飞行器的俯仰定向的升降舵115。
图11中示出示例说明性非限制性的飞行控制系统。该示例性飞行控制系统从飞行员操纵器202指令(p)接收输入的位置信号。术语“飞行员操纵器”包括在航空工业中使用的多个装置，用以允许与人类飞行员的配合(interface)，例如操纵杆、微型操纵杆、操作杆、侧杆及所有其它装置。
此外，该示例说明性非限制性系统接收来自传感器218、219、220、221、222的信号。在该示例性实施例中，这些传感器提供：迎角(α)、迎角率
Figure GDA0003009243720000101
空速(u)、空速率
Figure GDA0003009243720000102
襟翼位置(δF)、起落架位置(δG)、俯仰姿态(θ)、俯仰率(q)、离地高度(hAGL)、冰探测位(bICE)、发动机节流杆位置(δTLA)、马赫数(Mach)和高程(h)。其它传感器也是可能的。例如，可以使用皮托管或其它传感器来测量大气压力，以确定上述的空气动压力。
根据该示例性实现，信息流经传输多路数据的装置，例如总线205。所有这些数据，即飞行员指令和传感器，均被传送到处理器204，处理器204基于例如可编程代码操作以计算输出。处理器204能够例如基于接收的输入数据计算升降舵指令。这一指令被发送到用以致动飞行控制表面207的机构，以控制或限制升力。结果，根据处理器204计算的指令来部署该控制表面。
图12示出可以处理飞行控制系统中的功能的示例说明性非限制性软件中的主要单元。飞行员指令块305表示飞行员操纵器的位置，该位置被直接发送到控制升力的控制表面。如上所述，示例非限制性实现中的控制规则根据动压力(或速度)限制机翼升力系数，以对机翼产生的最大升力建立限制。
在示例示意非限制性实施例中，当保护激活时，飞行员操纵器指令被转换为alpha(α)指令和/和俯仰角(θ)指令。要控制的变量(α或θ)和飞行员指令之间的关系被描述成指令修整308。指令修整的输出(δLAW)用作操纵升降舵的参考，以追踪变量α或θ。当飞行员将操纵器移动到止挡(即，操纵器的机械极限)时，指令修整产生最大α或θ，以防止飞行器超过当前飞行器型式的最大允许α或θ。
飞行器动态307中的俯仰状态被反馈到闭环控制规则，并且使用这些俯仰状态计算控制规则。空速(u)、俯仰率(q)、俯仰角(θ)以及迎角(α)分别乘以列出为301、302、303、304的增益。基于前馈增益309乘以通过指令修整输出308产生的参考值，产生前馈指令。
作为该参考值和迎角或俯仰角之间的差的结果来计算误差(e)。当进行失速保护、低速保护和/或抖振保护时，使用迎角。当进行高姿态(high attitude)保护时，使用俯仰角(θ)。误差(e)积分乘以积分增益，产生积分指令。
增益值取决于激活哪一种保护。例如，当低速保护激活时，与失速保护功能中使用的俯仰角增益303和真实空速增益301相比，俯仰角增益303和真实空速增益301增大。此外，增益根据在进行保护时飞行器的马赫数及高度进行调节。
图13包括根据一个示例说明性实施例的数据处理，以根据飞行条件允许示例性飞行控制系统模式的适当进行和增益切换。
虽然已经结合目前认为是最实用和优选的实施例描述了本发明，但应当理解，本发明不限于公开的实施例，而是相反，倾向于涵盖包括在所附权利要求的精神和范围内的各种修改和等同布置。

Claims (11)

1.一种自动飞行保护系统，包括：
传感器(218,219,220,221,222)，所述传感器构造成允许确定或获得飞行器的动压力；
联接到所述传感器(218,219,220,221,222)的处理器(204)，所述处理器(204)构造成根据飞行器的所述动压力限制机翼升力系数，以对与飞行器的结构设计相关的载荷参数建立限制；
其中所述处理器(204)控制取决于动压力或允许计算该动压力的参数的组合的迎角；
所述处理器(204)存储迎角控制表，该迎角控制表取决于动压力或允许计算该动压力的参数的组合；以及
联接到所述处理器(204)的机电联动机构，所述机电联动机构根据对与飞行器的结构设计相关的载荷参数的限制来控制飞行器。
2.根据权利要求1所述的自动飞行保护系统，其中与结构设计相关的载荷参数是飞行器机翼(113)产生的最大升力以及经受的飞行器机翼(113)产生的最大弯矩。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的自动飞行保护系统，其中所述处理器(204)基于升力系数和空速实施保护区域。
4.根据权利要求1或权利要求2所述的自动飞行保护系统，其中所述处理器(204)基于根据飞行器质量自动设定的载荷因子实施最大升力保护。
5.根据权利要求1或权利要求2所述的自动飞行保护系统，其中所述处理器构造成降低对迎角误差的灵敏度。
6.一种用于飞行器的自动飞行保护方法，包括：
确定或获得飞行器的动压力；
根据所确定或获得的飞行器的动压力，用处理器(204)自动地限制机翼升力系数，以对与飞行器的结构设计相关的载荷参数建立限制；
其中所述处理器(204)控制取决于动压力或允许计算该动压力的参数的组合的迎角；
所述处理器(204)存储迎角控制表，该迎角控制表取决于动压力或允许计算该动压力的参数的组合；以及
所述处理器(204)根据载荷参数的限制对飞行器的至少一个控制表面进行自动机电控制。
7.根据权利要求6所述的用于飞行器的自动飞行保护方法，其中与结构设计相关的载荷参数选自由(a)飞行器机翼(113)产生的最大升力和(b)飞行器机翼(113)产生的最大弯矩组成的组，并且所述载荷参数基于(c)等效空速、(d)校准空速、(e)机翼燃料重量、(f)马赫数和(g)气压高度中的至少一个来限制。
8.根据权利要求6或权利要求7所述的用于飞行器的自动飞行保护方法，进一步包括：所述处理器基于升力系数和空速实施保护区域。
9.根据权利要求6或权利要求7所述的用于飞行器的自动飞行保护方法，进一步包括：所述处理器(204)基于根据飞行器质量自动设定的载荷因子来实施最大升力保护。
10.根据权利要求6或权利要求7所述的用于飞行器的自动飞行保护方法，进一步包括：所述处理器(204)降低对迎角误差的灵敏度。
11.根据权利要求6或权利要求7所述的用于飞行器的自动飞行保护方法，其中所述处理器(204)使用取决于动压力或允许计算动压力的参数的组合的最大允许迎角值。
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