CN107102646B - 防止飞行器尾部接触地面的系统和方法 - Google Patents

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Abstract

本申请涉及防止飞行器尾部接触地面的系统和方法。提供根据一个或更多个实施例的系统和方法，用于限制升降舵偏转命令以避免飞行器的后部主体在着陆机动动作期间接触地面。在一个示例中，系统包括处理器和经配置存储多个可执行指令的存储器。所述处理器经配置确定下降廓线和当前俯仰廓线。与所述下降廓线相关联的预定的最大俯仰廓线用于与当前俯仰廓线进行比较。所述比较用于计算为了避免尾部撞击而限制升降舵命令信号的升降舵偏转值。还提供了附加的系统和方法。

Description

防止飞行器尾部接触地面的系统和方法
技术领域
本发明一般涉及飞行器飞行控制，且更具体地，例如，涉及避免飞行器尾部接触地面。
背景技术
在飞行器控制领域中，一直在努力改善用于避免尾部撞击的方法。尾部撞击是在起飞、着陆或四处走动期间飞机的后部主体接触跑道的事件。尾部撞击将对航空公司征收经济费用，因为当发生尾部撞击时，飞行器必须从使用中带走以用于检查，并且必要时进行维修。尾部撞击是罕见的且通常能够通过飞行器的恰当的操作来避免。当恰当的操作不能被维持、不可能、或环境因素指示，控制律(control law)能够为后部主体提供保护。
发明内容
本文根据提供用以避免在着陆机动动作期间飞行器尾部撞击的改进方法的一个或更多个实施例公开了系统和方法。在一些实施例中，可以确定最大俯仰廓线(profile)以限制升降舵偏转命令来避免尾部撞击。在一个示例中，飞行器几何结构用来确定预定的最大俯仰廓线。最大俯仰廓线与当前的俯仰廓线相比较以确定过量的当前俯仰廓线。该过量的当前俯仰廓线通过与比例增益项相乘而被转换为递增的升降舵偏转值。滞后的当前升降舵偏转值与递增的升降舵偏转值相加以产生机头上仰升降舵偏转极限。
在一个实施例中，方法包括：基于飞行器的当前高度和当前垂直速度来确定飞行器下降廓线；确定与下降廓线相关联的最大俯仰廓线；基于飞行器的当前俯仰姿态和当前俯仰速率来确定当前俯仰廓线；将当前俯仰廓线与最大俯仰廓线进行比较来确定过量的当前俯仰廓线；以及基于所述比较限制升降舵命令信号来降低飞行器尾部撞击的可能性。
在另一个实施例中，系统包括：存储器，该存储器包含多个可执行指令；和处理器，该处理器适于执行所述指令，以用来：基于飞行器的当前高度和当前垂直速度来确定下降廓线；确定与下降廓线相关联的最大俯仰廓线；基于飞行器的当前俯仰姿态和当前俯仰速率来确定当前俯仰廓线；将当前俯仰廓线与最大俯仰廓线进行比较来确定过量的当前俯仰廓线；以及基于所述比较来限制升降舵命令信号。
本发明的保护范围由权利要求限定，权利要求通过引用被并入本部分。在考虑了一个或更多个实施例的以下详细描述的情况下，本领域技术人员将对本发明的实施例有更加全面的理解以及对其附加的优点有更全面的认识。将参考以下首先进行简要描述的随附的附图。
附图说明
图1图示说明了根据本公开的实施例的处于着陆机动动作的飞行器的图解。
图2图示说明了根据本公开的实施例的飞行器飞行控制系统的方框图。
图3A和图3B图示说明了根据本公开的实施例的用以选择性限制升降舵偏转以避免飞行器的尾部撞击的过程。
图4图示说明了根据本公开的实施例的最大俯仰廓线的边界图。
图5A至图5C图示说明了根据本公开的实施例的飞行器着陆机动动作的时间序列图。
通过参照接下来的详细描述将更好的理解本发明的实施例及其优点。应当理解，在所图示的一个或更多个图中，同样的参考数字用以表示同样的元件。
具体实施方式
提供用以在飞行器着陆机动动作期间通过确定升降舵偏转的最大可允许角度来防止飞行器的后部主体接触地面来避免尾部撞击的技术。升降舵是飞行器的主要控制表面，其提供纵向控制。升降舵为襟翼状且上下偏转。升降舵偏转的主要目的是增加或减小水平尾翼升力和水平尾翼俯仰力矩。负的升降舵偏转产生致使飞行器尾部向下转动的正的俯仰运动。正的升降舵偏转产生致使飞行器尾部向上转动的负的俯仰运动。
在各种实施例中，尾部撞击回避系统基于下降廓线和当前的俯仰廓线来确定升降舵偏转的最大可允许角度。例如，可以基于当前高度和当前垂直速度计算下降廓线。可以至少部分地根据无线电测高计测量信号和/或能够提供高度测量信号的各种其他传感器来确定当前高度(例如，从飞行器着陆架到跑道表面的当前高度)。可以根据垂直速度传感器测量信号来确定当前垂直速度。可以基于俯仰姿态和俯仰速率来计算当前的俯仰廓线。可以根据俯仰姿态传感器测量信号确定俯仰姿态，且可以根据俯仰速率传感器测量信号确定俯仰速率。
此外，下降廓线和当前的俯仰廓线可以用来确定最大的俯仰廓线和过量的俯仰廓线值。例如，可以基于下降廓线确定预定的最大俯仰廓线。最大俯仰廓线可以与当前俯仰廓线相比较来确定过量的俯仰廓线值。过量的俯仰廓线值被转换为升降舵偏转的最大可允许角度。升降舵偏转的最大可允许角度用来限制升降舵命令信号来防止飞行器的后部主体接触地面。
在各种实施例中，本文所描述的处理技术对于用以允许飞行器(诸如，带长主体的商业飞行器)使用比原本所需更低的着陆进场速度来避免尾部撞击来说是有利的。在常规系统中，飞行员可以依靠增加的着陆速度来避免尾部撞击。较低的进场速度能够对很多飞行器系统和包括着陆场长度、高升力和噪音的性能指标具有积极的影响。
图1图示说明了根据本公开的实施例的处于着陆机动动作的飞行器100的图解。在一些实施例中，图1的飞行器100可以是带长主体的商业飞行器。在其他实施例中，飞行器100可以是例如使用用于着陆机动动作的跑道表面102的任何飞行器。如图1所示，飞行器100可以在跑道表面102的上方以张开的位置取向。在这方面，机身104可以相对于水平线108取向为具有正的(例如，+)俯仰姿态106。正的俯仰姿态106可以对应于飞行器100机头上仰，且后部主体142处于朝向跑道表面102向下转动。此外，飞行器100可以绕在纵向俯仰力矩112的重心以俯仰速率114来转动。俯仰速率114至少部分地取决于负的升降舵偏转120和/或正的升降舵偏转122的变化幅度。
在一些实施例中，飞行员和/或副驾驶可以施加驾驶柱力(control columnforce)以产生升降舵偏转命令信号(例如，诸如图3的升降舵命令信号320)来调节升降舵116。在其他实施例中，自动驾驶仪可以生成升降舵偏转命令信号来调节升降舵116。升降舵命令信号可以命令升降舵116做出其中产生正的(例如，机头上仰)的俯仰力矩112的负的升降舵偏转120的响应。负的升降舵偏转120可以致使飞行器100后部主体142在朝向跑道表面102的向下方向中转动并减少到跑道表面102的尾部高度143间隙。升降舵命令信号可以命令升降舵116做出其中产生负的(例如，机头下沉)的俯仰力矩112的正的升降舵偏转122的响应。正的升降舵偏转120可以致使飞行器100后部主体142在远离跑道表面102的向上方向中转动并增加到跑道表面102的尾部高度143间隙。升降舵116可以机械地联接到水平稳定器118。水平稳定器可以在飞行器100后部主体142处联接到机身104。
如图1所示，飞行器100可以朝向跑道102下降，其中前起落架126和主起落架128完全延伸。无线电测高计160测量信号提供从飞行器100的前部部分中的下表面105到跑道表面102的距离。无线电测高计测量信号可以部分地用于计算从主起落架128到跑道表面102的距离。可以部分地使用来自无线电测量计160的测量信号来确定从主起落架128到跑道表面102的距离(例如，起落架高度)。从无线电测量计160到起落架128的转换可以被计算用来提供起落架高度测量值(例如，当前高度)。从无线电测高计160测量信号到主起落架128的转换可以包括，例如，通过从延伸的主起落架128的下表面133到机身104的下表面105的距离所确定的长度。此外，惯性运动数据(例如，垂直速度124，以及俯仰姿态106)可以与该长度结合来确定当前高度129。垂直速度124可以在飞行器100的下降期间提供到跑道表面102的合拢的速率(例如，下沉率)。
如图1所示。当飞行器100下降时，负的飞行路径角度134可以被确定为飞机空速136与水平线108的角度。在一些实施例中，空速136可以被指示为飞行器100在朝向跑道102下降期间的空速。副翼138可以机械地联接到机翼132以为飞行器100的横滚提供改变。垂直稳定器140可以机械地联接到机身104以提供飞行器100的偏航控制。
图2图示说明了根据本公开的实施例的飞行器100的飞行器飞行控制系统200的方框图。飞行控制系统200可以用于接收来自飞行控制系统200内的各种传感器的传感器测量信号，以确定飞行器俯仰姿态106、俯仰速率114、垂直速度124和当前高度129，以及其他飞行器参数。飞行控制系统200可以用于计算一个或更多个下降和/或俯仰廓线值并根据本文所描述的各种技术基于俯仰和下降廓线确定升降舵偏转的极限。在一个实施例中，飞行控制系统200的各种部件可以分布在飞行器100内。在一个实施例中，飞行控制系统200包括处理器210、驾驶操控台220、存储器230、显示器240、俯仰姿态传感器250、俯仰速率传感器255、无线电测高计160、垂直速度传感器270、垂直加速度传感器280和其他部件290。
处理器210可以包括，例如，微处理器、单核处理器、多核处理器、微控制器、逻辑设备(例如，经配置执行处理操作的可编程逻辑设备)、数字信号处理(DSP)设备、用于存储可执行指令(例如，软件、固件或其他指令)的一个或更多个存储器，和/或用以执行指令来实施本文所述的各种操作的处理设备和/或存储器的任何其他合适的组合。处理器210适于与部件160、220、230、240、250、255、270和280接口和通信来执行本文所述的方法和处理步骤。
在各种实施例中，应当理解的是，处理操作和/或指令可以集成在软件和/或硬件中作为处理器210的一部分或作为可以存储在存储器230中的代码(例如，软件或配置数据)的一部分。本文所公开的处理操作和/或指令的实施例可以由以非暂时性的方式的机器可读介质213(例如，存储器、硬盘驱动器、高密度磁盘、数字视频磁盘或闪速存储器)存储，以被计算机(例如，基于逻辑或基于处理器的系统)执行用以实施本文所公开的各种方法。
在各种实施例中，机器可读介质213可以被包括作为飞行控制系统200的一部分和/或与飞行控制系统200分离，其中通过将机器可读介质213联接到飞行控制系统200和/或通过飞行控制系统200(例如，经由有线或无线链接)从机器可读介质(例如，包含非暂时性信息)下载指令而将所存储的指令提供到飞行控制系统200。
在一个实施例中，存储器230包括一个或更多个存储设备(例如。一个或更多个存储器)来存储数据和信息。一个或更多个存储设备可以包括各种类型的存储器，包括易失性存储器设备和非易失性存储器设备，诸如RAM(随机存取存储器)、ROM(只读存储器)、EEPROM(电可擦只读存储器)、闪速存储器或其他类型的存储器。在一个实施例中，处理器210适于执行存储在存储器230和/或机器可读介质213中的软件从而以本文所述的方式执行各种方法、过程和操作。
在一个实施例中，飞行控制系统200包括一个或更多个传感器，用于为处理器210提供飞行控制数据信号。在一个实施例中，传感器包括俯仰姿态传感器250、俯仰速率传感器255、垂直速度传感器270、垂直加速度传感器280以及无线电测高计160。飞行控制系统200的传感器提供用于感测飞行器100的惯性运动(例如，来自传感器250、255、270和/或280的惯性运动测量信号)和高度(例如，来自无线电测高计160的高度测量信号)。在一些实施例中，传感器250、255、270、280和/或160可以实施作为分立的硬件设备。传感器可以提供传感器测量信号(例如，传感器数据)用于计算下降和俯仰廓线值，例如，当前高度129、垂直速度124、当前俯仰姿态106和当前俯仰速率114。
处理器210可以适于接收来自传感器的传感器数据、处理传感器数据、将传感器数据存储在存储器230中，和/或从存储器230检索所存储的传感器数据。在各个方面，传感器可以远程地定位且处理器210可以适于经由飞行器100内的有线或无线通信总线远程地接收来自传感器的传感器测量信号。处理器210可以适于处理存储在存储器230中的传感器数据以将传感器数据提供到显示器240，用于由使用者查看。
在一个实施例中，显示器240包括显示设备(例如，液晶显示器(LCD))或各种其他类型的公知视频显示器、监视器，和/或与飞行器飞行控制系统200一起使用的计量器。处理器210可以适于将传感器数据和信息显示在显示器240上。处理器210可以适于从存储器230检索传感器数据和信息并将任何所检索的传感器数据和信息显示在显示器240上。显示器240可以包括显示电子器件，处理器210可以利用该显示电子器件来显示传感器数据和信息。显示器240可以经由处理器210直接从一个或更多个传感器(例如，传感器250、255、160、270和/或280)接收传感器数据和信息，或者传感器数据和信息可以经由处理器210从存储器230传输。
在一个实施例中，驾驶操控台220包括具有一个或更多个使用者致动的部件(诸如适于产生一个或更多个使用者致动的输入控制信号的驾驶杆、支架，和/或其他控制设备)的用户输入和/或接口/界面设备。在另一个实施例中，驾驶操控台220包括提供相同或类似的控制信号的自动驾驶仪系统。处理器210可以适于感测来自驾驶操控台220的控制输入信号且对从其接收的任何感测的控制输入信号作出响应。例如，在一些实施例中，驾驶操控台220可以经由控制设备提供控制输入信号来调节主要的飞行控制表面。在各种实施例中，应当理解的是，驾驶操控台220可以适于包括一个或更多个其他用户激活的机构来提供飞行控制系统200的各种其他控制操作，诸如，导航、通信、俯仰控制、横滚控制、偏航控制、推力控制，和/或各种其他特征和/或参数。
可以预期其他类型的驾驶操控台220，诸如，可以集成为显示器240的一部分(例如，用户致动的触摸屏)的图形用户界面(GUI)，其具有用户激活的机构(例如，按钮、旋钮、滑块或其他)的一个或更多个图像，其适于与使用者交互且经由显示器240接收用户输入控制信号。作为本文进一步论述的一个或更多个实施例的示例，显示器240和驾驶操控台220可以表示平板电脑、笔记本电脑、台式机或其他类型的设备的合适部分。此外，驾驶操控台220可以适于集成为显示器240的一部分，以作为用户输入设备和显示设备二者操作，诸如，例如，适于接收来自用户触摸显示器屏幕的不同部分的输入信号的触摸屏设备。
在一个实施例中，飞行控制表面致动器285包括用以控制飞行器100主要的飞行控制表面的致动器。主要的飞行器控制表面可以包括升降舵116。在一些实施例中，飞行员和/或副驾驶可以通过施加驾驶柱力或位置来调节水平稳定器118的升降舵116从而调节飞行器100的纵向俯仰姿态106。驾驶柱力可以产生升降舵命令信号(例如，诸如，图3的升降舵命令信号320)来调节升降舵偏转(例如，升降舵偏转120和/或升降舵偏转122)。在其他实施例中。自动驾驶仪系统(例如，被提供为驾驶操控台的一部分)可以产生升降舵命令信号来调节升降舵偏转120和/或升降舵偏转122。处理器210可以接收升降舵命令信号320并提供相应的升降舵偏转信号(例如，诸如，提供至升降舵致动器的图3B的升降舵偏转信号326)来调节水平稳定器118的升降舵116。
其他主要的飞行控制表面可以位于机翼132和垂直稳定器140上。处理器210可以接收来自驾驶操控台220的命令来调节联接到机翼132的副翼138从而为飞行器的横滚提供改变。处理器210可以接收来自驾驶操控台220的命令以调节垂直稳定器140(例如，通过调节作为垂直稳定器140的一部分的可移动方向舵)从而提供飞行器100的偏航控制。
在另一实施例中，飞行控制系统200可以包括其他部件290(包括环境和/或操作传感器)，其他部件290根据所感测的应用或实施方式将信息提供至处理器210(例如，通过接收来自其他部件290的每个的传感器测量信号)。在一个实施例中，其他部件290可以包括分立的开关(例如，诸如图3B的开关322)。分立的开关322可以由处理器210控制以将升降舵命令信号320耦合或解耦至限制器319从而激活尾部撞击回避。在各种实施例中，其他部件290可以适于提供与操作和/或环境条件相关的信号数据和信息，诸如内部和/或外部温度条件、照明条件(例如，安装在机翼132和/或机身104上的信标灯)和/或距离(例如，激光测距仪)。因此，其他部件290可以包括本领域技术人员所熟知的用于检测有关飞行器100的各种条件(例如，环境和/或操作条件)的一个或更多个常规传感器。
图3A和图3B图示说明了根据本公开的实施例的用以选择性限制升降舵偏转来避免飞行器100尾部撞击的过程。在各种实施例中，例如，可以通过飞行器100的处理器210实施图3A和图3B的过程。特别地，图3A图示说明了整体处理流，而图3B提供了各种操作的进一步细节。因此，图3A和图3B将关于彼此进行描述。在图3A和图3B的过程期间，各种数据值可以根据一个或更多个传感器来确定和/或如本文所进一步论述的被计算。
在图3A的方框350中，可以计算下降廓线H’302来确定起落架128在不久的将来相对于跑道102的位置。下降廓线H’302可以通过结合主起落架128的当前高度和起落架128的当前垂直速度来确定。如本文所述的，可以通过结合无线电测高计160测量信号和惯性运动数据(例如，如例如通过俯仰姿态传感器250、俯仰速率传感器255、垂直速度传感器270和/或垂直加速度传感器280所提供的惯性运动数据)来计算当前高度129。当前垂直速度124可以以垂直速度传感器270测量信号被提供至处理器210。在计算下降廓线H’302时，垂直速度124可以乘以增益项。
在方框355中，可以使用方框350的所确定的下降廓线H’302，根据θ’对(vs)H’查询表303来确定预定的最大俯仰廓线304。θ’对H’查询表303提供最大俯仰廓线304和下降廓线H’302之间的关系。在这方面，随着起落架128接近跑道表面102，如由下降廓线H’302的不断减小的值所指示的，最大俯仰廓线304减小，从而允许飞行器100的较小的正的俯仰廓线值θ’306。θ’对H’查询表303可以包括多个计算的最大俯仰廓线304，其中每个最大俯仰廓线304基于多个下降廓线H’302中的对应的一个。此外，如本文所述的，最大俯仰廓线304可以取决于飞行器100几何结构。
参照图3B，在一些实施例中，当机翼上安装的速度制动器305延伸时，最大俯仰廓线304可以减少。可以通过来自处理器210的速度制动命令来致动机翼上安装的速度制动器305，从而产生正的(例如，机头上仰)俯仰力矩112。因此，减小最大俯仰廓线304可以抵消通过致动速度制动器305引起的附加的机头上仰俯仰力矩112。
在方框360中，处理器210可以计算当前俯仰廓线θ’306来确定飞行器100的俯仰倾向。可以通过结合当前俯仰姿态106和当前俯仰速率114来计算当前俯仰廓线θ’306，其中，在计算当前俯仰廓线θ’306时，俯仰速率114可以乘以增益项。在这方面，可以提供在不久的将来的飞行器100俯仰姿态的指示来辅助确定尾部撞击是否可能。当前俯仰姿态106可以通过由俯仰姿态传感器250产生的测量信号被提供至处理器210。当前俯仰速率114可以通过由俯仰速率传感器255产生的测量信号被提供至处理器210。
在方框365中，处理器210可以将当前俯仰廓线θ’306与最大俯仰廓线304进行比较来确定过量的当前俯仰廓线θ’308。如果存在过量的当前俯仰廓线θ’308(例如，当前俯仰廓线θ’306大于最大俯仰廓线θ’304)，则基于最大俯仰廓线θ’304来限制升降舵偏转从而避免尾部撞击。此外，过量的当前俯仰廓线θ’308可以乘以比例增益项310并且乘积可以转换成升降舵偏转角度309。
在一些实施例中，过量的当前俯仰廓线θ’308可以被积分且与比例增益项310求和。在这方面，过量的当前俯仰廓线θ’308可以通过积分增益被转换成升降舵变化的速率。升降舵变化的速率被积分以产生升降舵位置输出(例如，升降舵偏转角度)。升降舵位置输出可以与比例增益项310求和来产生升降舵偏转角度309。
在一些实施例中，升降舵偏转角度309可以被验证在用于飞行器100的升降舵完全授权(Elevator full authority)311的范围(标记的限制器-30至25)内。升降舵完全授权311为飞行器100提供全范围的升降舵偏转。例如，在一些实施例中，飞行器100升降舵完全授权311可以包括包含负30度至正25度在内的升降舵偏转值。升降舵完全授权311可以取决于飞行器100几何结构，而其他飞行器升降舵完全授权311可以等于、小于或大于飞行器100升降舵完全授权311。升降舵完全授权311的输出为升降舵偏转限制命令312。
在一些实施例中，升降舵偏转限制命令312可以与滞后滤波器314的输出(例如，基准升降舵命令信号315)求和来产生升降舵偏转限制器值318，升降舵偏转限制器值318被提供至限制器块319(标记的限制器)。在这方面，升降舵偏转限制命令312可以使基准升降舵命令信号315递增和/或递减来产生升降舵偏转限制器值318。滞后滤波器314可以提供输出升降舵偏转信号326的反馈来产生升降舵偏转角度的基准升降舵命令信号315。滞后滤波器314有效地输出低频率升降舵偏转信号，以在着陆机动动作期间控制飞行器100。
参照图3B，当前俯仰廓线θ’306与最大俯仰廓线304进行比较来提供输出的过量的当前俯仰廓线θ’308。过量的当前俯仰廓线θ’308与比例增益项310相乘来提供升降舵偏转角度309。在一些实施例中，升降舵偏转角度309可以与升降舵完全授权311(标记的限制器-30至25)进行比较来验证升降舵偏转值309是否在飞行器100上的升降舵116的升降舵偏转的范围内。升降舵完全授权311的输出为升降舵偏转限制命令312。升降舵偏转限制命令312与滞后滤波器314求和来产生升降舵偏转限制器值318。升降舵偏转限制器值318可以被提供至限制器319以限制当前升降舵命令信号320。
在方框370中，限制器319可以限制当前升降舵命令信号320。在这方面，限制器319可以将较低的极限强加到升降舵命令信号320且大于升降舵偏转限制器值318的升降舵命令信号320被提供至限制器319的输出。
在方框375中，处理器210可以向升降舵116提供限制的输出升降舵偏转信号326。参照图3B，较低的升降舵偏转限制器值318可以电耦合到限制器319从而通过限制器319来限制升降舵命令信号320。开关322可以在开关输入325处被耦合至限制器319。
再次参照图3B，开关322可用于在飞行器100着陆机动动作期间开启尾部撞击回避以及在飞行器100的其他飞行条件(诸如，正常飞行巡航机动动作)下关掉尾部撞击回避。在一个实施例中，开关322可以以处理器210中的软件代码和数据而实施来开启和关掉尾部撞击回避升降舵命令限制。在另一实施例中，开关322可以作为物理的分立开关(例如，由其他部件290所提供)实施。在这方面，开关322可以在直接接收升降舵命令信号320输出与由在限制器319处的升降舵偏转限制器值318限制的升降舵命令信号320之间切换。开关322可以在开关输入323处被电耦合至升降舵命令信号320。开关322可以在开关输入325处被电耦合至限制器块319的输出。此外，开关滑动片327可以在开关滑动片327第一端327a处被耦合到输出升降舵偏转信号326。处理器210可以在开关命令输入328处产生电信号以使开关滑动片327在开关滑动片327第二端327b处在开关输入325与开关输入323之间切换。
在一些实施例中，处理器210可以经配置定期地更新下降廓线H’302和当前俯仰廓线θ’306。此外，更新的廓线值H’302和θ’306可以用于计算更新的升降舵偏转限制器值318，如本文所述的。
因此，根据各种实施例，可以基于滞后滤波器314的输出和各种判据(例如，下降廓线H’302、当前俯仰廓线θ’306、最大俯仰廓线304、升降舵偏转角度309、升降舵偏转限制命令312和/或其他判据)来选择性限制升降舵命令信号320。在其他实施例中，可以以相同或类似的方式选择性限制其他飞行控制命令。
图4图示说明了根据本公开的实施例的最大俯仰廓线304的边界图400。边界图400提供最大俯仰廓线304和下降廓线H’302之间的关系的曲线。边界图400可以提供当前廓线条件下的最大俯仰廓线304的曲线以避免尾部撞击。在这方面，倾斜线430表示基于所确定的下降廓线H’302的最大俯仰廓线304。在图4中，倾斜线430上方的区域(例如，区域440)为其中当前俯仰廓线θ’306超过最大俯仰廓线304的俯仰廓线。在这方面，区域440中的当前俯仰廓线θ’306可以产生升降舵偏转限制器值318从而生成正的升降舵偏转122来避免尾部撞击。相反地，倾斜线430下方的区域(例如，区域450)为其中附加的当前俯仰廓线θ’306可以被允许高至倾斜线430的最大俯仰廓线304同时避免尾部撞击的俯仰廓线304。如图4所示，随着起落架128到跑道表面120的高度(例如，作为下降廓线H’302的一部分的起落架128的高度)增加，可允许的最大俯仰廓线(例如作为倾斜线430的一部分的最大俯仰廓线304)增加。
在各种实施例中，最大俯仰廓线304取决于下降廓线H’302和飞行器100几何结构。飞行器100几何结构包括起落架压缩值且取决于飞行器。在这方面，每种类型的飞行器可以包括独特的θ’对H’查询表303。
图5A至图5C图示说明了根据本公开的实施例的误用的飞行器100着陆机动动作的时间序列图。图5A至图5C图示说明了在飞行器100着陆机动动作期间与尾部撞击回避系统300相关联的参数的曲线。图5A至图5C的时间序列图包括在着陆机动动作的连续时期期间标绘的俯仰姿态106、当前俯仰廓线θ’306、最大俯仰廓线304、飞行员和/或自动驾驶仪命令信号320和升降舵偏转限制器值318。图5A至图5C的x轴线上的时间被划分为时期505、510、515、520、525和530。图5A以角度图示说明了示出俯仰姿态106、当前俯仰廓线θ’306和最大俯仰廓线304的时间序列图。图5A以英尺图示说明了飞行器100后部主体142到跑道表面102的间隙。图5B以磅图示说明了当飞行员断言升降舵偏转时的驾驶柱(column)力的曲线512。图5C图示说明了图5A的时间序列，其以升降舵偏转角度示出升降舵命令信号320、升降舵偏转限制器值318和输出升降舵偏转信号326的曲线。
时期505可以对应于飞行器100正在接近跑道102。如图5A所示，俯仰姿态106和当前俯仰廓线θ’306的角度可以近乎等于指示没有俯仰速率114。图5B的驾驶柱力512也近乎为零，从而指示飞行员没有尝试使飞行器100俯仰。图5C示出输出升降舵偏转信号326等于升降舵命令320，从而指示限制器319不限制升降舵命令320。升降舵偏转限制器值318基本上在零以下指示当前俯仰廓线θ’306基本小于最大俯仰廓线304。
时期510可以对应于飞行器100朝跑道102下降。如图5A所示，当前俯仰廓线θ’306和俯仰姿态的角度二者都在增加，指示飞行器100的机头上仰姿态。此外，驾驶柱力512正在增加，指示飞行员正在使飞行器100俯仰。后部主体142处于朝向跑道表面102陡峭向下倾斜。随着后部主体142接近跑道表面102，最大俯仰廓线304不断减小，指示后部主体142到跑道表面102的间隙不断减小。响应于后部主体142到跑道表面102的间隙的减少，图5C的升降舵偏转限制器值318在正方向中移动。在图5C的时期510的点535处，升降舵偏转限制器值318、升降舵命令信号320和升降舵偏转信号326相交。时间535对应于后部主体142高度接近跑道表面102。在此之后，如图5C所示，升降舵偏转信号326通过限制器319被限制。如图5C所示，飞行员可以命令附加的负的升降舵偏转120。响应于驾驶柱力512，升降舵命令信号320可以命令附加角度的负的升降舵偏转，如图5C所指示的。但是，限制器319正在将升降舵命令信号320限制到大于升降舵命令信号320的负的升降舵偏转值326。
时期515对应于后部主体142继续接近跑道表面102。如图5A所示，后部主体142接近为距跑道表面102几乎为零英尺，如时间545所指示的。最大俯仰廓线304在后部主体接近跑道表面102之前的时间期间继续减小。在这之后，最大俯仰廓线304保持恒定。当前俯仰廓线θ’306和俯仰姿态106二者都示出过冲超过最大俯仰廓线304。由于可以在显示器240上为飞行员提供后部主体142正在接近跑道表面102的信息，驾驶柱力在时期515期间不断减小。然而，升降舵偏转限制器值318正在命令升降舵116作出机头下沉俯仰力矩112的响应，并且升降舵偏转信号326正在响应于限制器319而作出正的升降舵偏转。
时期520可以对应于飞行器朝向跑道表面102减速向下。在这方面，后部主体142到跑道表面102的间隙正在远离跑道表面102移动。在这段时期，俯仰姿态106近似等于最大俯仰廓线304，指示当条件已经稳定时俯仰姿态106通过最大俯仰廓线304被限制。机头下沉命令的升降舵偏转限制器值318在该时期不断减小，且升降舵偏转信号326正在响应限制器319。在此时期，升降舵命令信号320被限制。在这方面，时间555指示对应于飞行员命令升降舵偏转的显著变化的强劲的驾驶柱力。升降舵命令信号320以显著的机头上仰作为响应。然而，如图5C所指示的，当升降舵偏转信号326没有响应飞行员输入且继续追踪升降舵偏转限制器值318时，升降舵命令信号320在时间555通过限制器319被限制。此外，时间565指示当升降舵命令信号320的度数大于升降舵偏转限制器值318时，升降舵偏转信号326可以响应升降舵命令信号320。
时期525可以对应于飞行器100正去旋转(de-rotating)到跑道表面102。在这方面，后部主体142从跑道表面102起向上转动至后部主体142正常高度。俯仰姿态106和当前俯仰廓线θ’306正在减小，指示负的俯仰速率(例如，机头下沉)。图5C再次指示，随着升降舵偏转信号326正在响应升降舵命令信号320且升降舵偏转限制器值318正在显著减小，当前俯仰廓线θ’306小于最大俯仰廓线304。
时期530可以对应于飞行器100在跑道表面102上滑行。在这方面，后部主体到跑道表面的间隙保持恒定，俯仰姿态106和当前俯仰廓线θ’306保持恒定。此外，驾驶柱力512为零且升降舵命令信号320、升降舵偏转信号326和限制器319为恒定的。
鉴于本公开，应当理解的是，根据本文所阐述的各种实施例通过使用俯仰廓线和下降廓线来确定实施的限制的升降舵偏转值可以提供用以在飞行器着陆机动动作期间防止飞行器的后部主体接触地面的改进方法。在这方面，在依然提供飞行器着陆控制的同时，限制升降舵偏转值允许飞行器(诸如，带长主体的商业飞行器)使用比原本所需更低的着陆进场速度来避免尾部撞击。飞行员可以在常规系统中依靠增加的着陆速度来避免尾部撞击。较低的进场速度能够对很多飞行器系统和包括着陆场长度、高升力和噪音的性能指标具有积极的影响。
在适用情况下，本公开所提供的各种实施例能够使用硬件、软件或者硬件和软件的组合来实施。同样在适用情况下，在不偏离本公开的精神的情况下，本文所阐述的各种硬件部件和/或软件部件能够被结合到包括软件、硬件和/或二者的复合部件中。在适用情况下，在不偏离本公开的精神的情况下，本文所阐述的各种硬件部件和/或软件部件能够被分离成到包括软件、硬件和/或二者的子部件中。此外，在适用情况下，可以预期软件部件能够实施为硬件部件，且反之亦然。
根据本公开的软件(诸如程序代码和/或数据)能够存储在一个或更多个计算机可读介质上。同样可以预期本文所认定的软件能够使用一个或更多个通用或专用计算机和/或计算机系统、网络化的和/或其他方式来实施。在适用情况下，本文所述的各种步骤的顺序能够被改变、结合到复合步骤中、和/或被分成子步骤以提供本文所述的特征。
根据本公开的一方面提供了一种方法，所述方法包括：基于飞行器的当前高度和当前垂直速度来确定下降廓线；确定与下降廓线相关联的最大俯仰廓线；基于飞行器的当前俯仰廓线姿态和当前俯仰速率来确定当前俯仰廓线；将当前俯仰廓线与最大俯仰廓线进行比较来确定过量的当前俯仰廓线；以及基于所述比较来限制升降舵命令信号从而降低飞行器尾部撞击的可能性。
还公开了所述方法，其中当前高度基于至少部分通过传感器测量信号所确定的从飞行器起落架到跑道表面的距离。
还公开了所述方法，其中确定最大俯仰廓线包括访问最大俯仰廓线的表，其中每个最大俯仰廓线基于下降廓线中对应的一个，并且其中至少部分地根据下降廓线和飞行器几何结构来确定最大俯仰廓线。
还公开了所述方法，其包括当速度制动器延伸(extend)时减小最大俯仰廓线。
还公开了所述方法，其中通过垂直速度传感器测量信号来确定当前垂直速度；通过俯仰速率传感器测量信号来确定当前俯仰速率；并且通过俯仰姿态传感器测量信号来确定当前俯仰姿态。
还公开了所述方法，其中所述比较包括将过量的当前俯仰廓线转换为升降舵偏转限制命令。
还公开了所述方法，其包括将滞后滤波器应用至输出升降舵偏转信号以提供基准升降舵偏转命令信号。
还公开了所述方法，其包括结合升降舵偏转限制命令值与基准升降舵偏转命令信号来产生升降舵偏转限制器值；以及限制升降舵命令信号来生成不大于升降舵偏转限制器值的升降舵偏转值。
还公开了所述方法，其中当升降舵偏转限制器值没有过量时，所述限制包括响应于升降舵命令信号以生成输出升降舵偏转信号。
还公开了所述方法，其中所述确定包括定期地更新下降廓线和当前俯仰廓线以用于限制升降舵命令信号。
根据本公开的另一方面公开了一种系统，所述系统包括：存储器，所述存储器包括多个可执行指令；以及处理器，所述处理器适于执行所述指令，以便基于飞行器的当前高度和当前垂直速度来确定下降廓线；确定与下降廓线相关联的最大俯仰廓线；基于飞行器的当前俯仰姿态和当前俯仰速率来确定当前俯仰廓线；将当前俯仰廓线与最大俯仰廓线进行比较以确定过量的当前俯仰廓线；以及基于所述比较来限制升降舵命令信号。
公开了所述系统，其中当前高度基于至少部分通过传感器测量信号所确定的从飞行器起落架到跑道表面的距离。
公开了所述系统，其中至少部分地根据下降廓线和飞行器几何结构来确定最大俯仰廓线。
还公开了所述系统，其包括飞行器速度制动器，其中当速度制动器延伸时，调节最大俯仰廓线。
公开了所述系统，其中处理器经配置定期地更新当前俯仰廓线和下降廓线；且其中定期的更新用于限制升降舵命令信号。
公开了所述系统，其中处理器经配置将过量的当前俯仰廓线转换为升降舵偏转值的角度。
还公开了所述系统，其包括滞后滤波器，所述滞后滤波器提供基准升降舵偏转命令信号。
公开了所述系统，其中处理器经配置结合升降舵偏转限制命令值与基准升降舵偏转命令信号来产生升降舵偏转限制器值；以及限制升降舵命令信号来生成不大于升降舵偏转限制器值的升降舵偏转值。
公开了所述系统，其中处理器被配置成当升降舵偏转限制器值没有过量时，响应于升降舵命令信号来生成升降舵偏转值。
公开了所述系统，其中所述系统是飞行器，所述飞行器还包括：经配置向处理器提供俯仰姿态测量信号的俯仰姿态传感器；经配置向处理器提供俯仰速率测量信号的俯仰速率传感器；经配置向处理器提供垂直速度测量信号的垂直速度传感器；和/或经配置向处理器提供高度测量信号的无线电测高计。
以上所述实施例图示说明本发明但是不限制本发明。应当理解，根据本发明的原理，很多修改和变化是可能的。因此，本发明的范围仅由随附权利要求限定。

Claims (9)

1.一种用于飞行器的方法，所述方法包括：
基于飞行器的当前高度和当前垂直速度，确定下降廓线；
确定与所述下降廓线相关联的最大俯仰廓线；
基于所述飞行器的当前俯仰姿态和当前俯仰速率，确定当前俯仰廓线；
将所述当前俯仰廓线与所述最大俯仰廓线进行比较来确定过量的俯仰廓线；
确定与用于所述过量的俯仰廓线的所述飞行器的升降舵相关联的偏转下限；
接收具有相关联的升降舵偏转的升降舵命令信号；
如果所述相关联的升降舵偏转大于所述偏转下限，则传递所述升降舵命令信号以根据所述相关联的升降舵偏转来致动所述升降舵；
如果所述相关联的升降舵偏转小于所述偏转下限，则根据所述偏转下限限制所述升降舵命令信号致动所述升降舵以降低飞行器的尾部撞击的可能性；以及
将滞后滤波器施加到升降舵命令信号输出以提供所述升降舵命令信号输出的低频率反馈信号。
2.根据权利要求1所述的方法，其中所述当前高度基于至少部分通过传感器测量信号所确定的从飞行器起落架到跑道表面的距离。
3.根据权利要求1所述的方法，其中确定所述最大俯仰廓线包括访问最大俯仰廓线的表，其中每个最大俯仰廓线基于对应的下降廓线，并且其中至少部分地根据所述下降廓线和飞行器几何结构来确定所述最大俯仰廓线。
4.根据权利要求1所述的方法，还包括当速度制动器延伸时减小所述最大俯仰廓线。
5.根据权利要求1所述的方法，其中：
通过垂直速度传感器测量信号确定所述当前垂直速度；
通过俯仰速率传感器测量信号确定所述当前俯仰速率；以及
通过俯仰姿态传感器测量信号确定所述当前俯仰姿态。
6.根据权利要求1所述的方法，其中确定所述偏转下限包括将所述过量的俯仰廓线转换为升降舵偏转角度。
7.根据权利要求1所述的方法，还包括根据传递的升降舵命令信号和受限制的升降舵命令信号中的至少一个，致动所述升降舵。
8.根据权利要求1所述的方法，其中所述偏转下限对应于负的升降舵偏转。
9.根据权利要求1所述的方法，还包括定期地更新所述下降廓线和所述当前俯仰廓线。
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