CN108732919B - 飞行器的飞行控制计算机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞行器的飞行控制计算机。飞行器(1)的飞行控制计算机(10)能够以所谓的攻角保护模式进行操作，在所述模式中，所述飞行控制计算机被配置成根据由攻角探测器(12a，12b，12c)组(12)提供的攻角值来计算升降舵(22)的偏转指令，以便将所述飞行器的攻角保持在可接受攻角值的范围内。所述飞行控制计算机被配置成当仅一个攻角探测器可操作时：‑通过第一估计器(14a)来计算所述飞行器的第一估计攻角值，并且通过与所述第一估计器不同的第二估计器(14b)来计算所述飞行器的第二估计攻角值；以及‑只要由所述可操作的单一攻角探测器提供的攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致，就保持启用所述攻角保护模式。

Description

飞行器的飞行控制计算机
技术领域
本发明涉及一种飞行器的针对飞行器的控制面提供的飞行控制计算机。
背景技术
现代飞行器、尤其是运输飞机包括一组飞行控制计算机，飞行控制计算机计算针对飞行器的控制面的偏转指令、将偏转指令传输到飞行器的针对所述控制面的致动器的控制器。这些控制面例如是位于飞行器机翼上的襟翼或副翼、位于例如飞行器后部的水平面上的升降舵、位于竖直安定面上的方向舵等。飞行控制计算机一般包括所谓的攻角保护模式，在该模式中，飞行控制计算机根据飞行器的当前攻角值来计算用于升降舵的偏转指令，以便将飞行器的攻角保持在可接受攻角值的范围内。这个可接受攻角值范围尤其被确定成避免飞行器失速。攻角保护模式要求飞行控制计算机对飞行器攻角信息的可用性。飞行器一般配备有至少三个攻角探测器。攻角探测器的冗余使得能够处理一部分攻角探测器失效的情况，例如当所述部分攻角探测器由于结冰或雷电的作用而受阻时。然而，当少于两个的攻角探测器可操作时，攻角保护模式一般被禁用。当若干个攻角探测器已经失效时，提高攻角保护模式的可用性将是所希望的。
发明内容
本发明的目的尤其是要提供对这些问题的解决方案。本发明涉及一种飞行器的飞行控制计算机，所述飞行控制计算机被配置成计算用于所述飞行器的至少一个升降舵的偏转指令，所述飞行控制计算机能够以所谓的攻角保护模式进行操作，在所述模式中，所述飞行控制计算机被配置成：
-获取由所述飞行器的攻角探测器组提供的所述飞行器的攻角值；以及
-根据所述攻角值计算用于所述至少一个升降舵的偏转指令，以便将所述飞行器的攻角保持在可接受攻角值的范围内。
所述飞行控制计算机值得注意的是，它被进一步配置成判定在所述飞行器的所述攻角探测器组的攻角探测器中是否是单一攻角探测器可操作，并且如果是单一攻角探测器可操作，则：
-通过第一估计器来计算所述飞行器的第一估计攻角值；
-通过与所述第一估计器不同的第二估计器来计算所述飞行器的第二估计攻角值；
-判定由所述可操作的单一攻角探测器提供的攻角值是否与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致；以及
-只要由所述可操作的单一攻角探测器提供的攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致，就保持启用所述攻角保护模式。
因此，即使单一攻角探测器可操作，攻角保护模式也可保持启用，只要由此攻角探测器提供的攻角值与通过这两个估计器之一计算出的估计攻角值一致即可。使用不相似的估计器使得能够避免这两个估计器共同的失效模式。
在优选实施例中，所述第一估计器能够被第一类干扰所干扰，并且所述第二估计器能够被独立于所述第一类干扰的第二类干扰所干扰。特别地，第一类干扰对应于飞行器的重量误差，并且第二类干扰对应于风。
有利地，所述第一估计器是基于飞行器升力方程的解：
Figure BDA0001617284900000021
其中：
Ps是所述飞行器周围空气的静压
M是所述飞行器的马赫数
Sref是所述飞行器的机翼的参考表面
Cz是所述飞行器的升力系数
T是发动机的总推力
α是所述飞行器的攻角
∈是所述飞行器的所述发动机的倾斜角
m是所述飞行器的重量
g是重力加速度
Figure BDA0001617284900000031
是载荷系数的沿所述飞行器的空气动力学竖直轴线的分量
更有利地，所述第二估计器是基于以下角方程的解：
Figure BDA0001617284900000032
其中：
α是所述飞行器的攻角
θ是所述飞行器的俯仰角
β是所述飞行器的侧滑角
Figure BDA0001617284900000033
是所述飞行器的滚转角
γair是所述飞行器的空气梯度
特别地，γair是通过以下方程确定的：
Figure BDA0001617284900000034
其中：
Vz是所述飞行器的竖直速度
VTAS是所述飞行器相对于所述飞行器周围空气质量的速度(真空速)
在优选实施例中，所述飞行控制计算机被进一步配置成当所述飞行器的所述攻角探测器组的攻角探测器中仅两个攻角探测器可操作并且这两个攻角探测器提供的所述飞行器的攻角值不一致时执行以下步骤：
-判定由所述两个攻角探测器之一提供的攻角值是否与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个不一致；以及
-将所述两个攻角探测器中攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个不一致的攻角探测器限定为不可操作。
在另一优选实施例中，所述飞行控制计算机被进一步配置成当所述飞行器的所述攻角探测器组的攻角探测器中至少三个攻角探测器可操作时执行以下步骤：
-针对所述至少三个攻角探测器中的每一个攻角探测器，判定由此攻角探测器提供的攻角值是否与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致；以及
-如果有至少一个攻角探测器的攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致，则将攻角值与所述第一估计攻角值不一致并且与所述第二估计攻角值不一致的每个攻角探测器限定为不可操作。
有利地，当由所述攻角探测器提供的攻角值中的每一个都与所述第一估计攻角值不一致并且与所述第二估计攻角值不一致时，所述飞行控制计算机命令启用所述飞行器的驾驶舱中的警报，并且所述飞行控制计算机将这些攻角探测器保持限定为可操作。
本发明还涉及一种包括如以上指明的飞行控制计算机的飞行器。
附图说明
通过阅读以下说明并研究附图将更好地理解本发明。
图1是包括驾驶舱的飞行器的简化图示。
图2示意性地展示了根据本发明实施例的包括飞行控制计算机的飞行器的飞行控制系统。
具体实施方式
图1中所示的飞行器1包括如图2所示的飞行控制系统20。此飞行控制系统包括一组飞行控制计算机，例如在图中标记为FCC的飞行控制计算机10。此飞行控制计算机例如是飞行器的主飞行控制计算机。它例如位于飞行器的航空电子设备舱2中。飞行器包括攻角探测器组12，该组例如包括各自以通常方式定位在ADIRU(空气数据惯性参考单元)的ADR(空气数据参考)模块中的三个攻角探测器12a、12b、12c。这些攻角探测器和相应的ADIRU单元在图中标记为AoA1、AoA2和AoA3。飞行控制系统20还包括飞行器的至少一个升降舵22的致动器的控制器18(图中标记为“CTRL”)。飞行控制计算机10在输入端链接到与这三个攻角探测器12a、12b、12c相对应的ADIRU单元的输出端。飞行控制计算机在输出端链接到升降舵22的致动器的控制器18。
在操作中，飞行控制计算机10接收源自由飞行器的驾驶舱3中的驾驶员致动的驾驶构件(未在图中表示出)或源自飞行器的自动驾驶系统的驾驶设置。飞行控制计算机根据从驾驶构件(或从自动驾驶系统)接收的信息和当前飞行参数来计算有待发送到升降舵22的致动器的控制器18的命令。这些命令对应于用于升降舵的偏转指令。飞行控制计算机10被设计成以所谓的攻角保护模式进行操作，在该模式中，飞行控制计算机计算用于升降舵的偏转指令，以便将飞行器的攻角保持在可接受攻角值的范围内。特别地，这个可接受攻角值范围被确定成避免飞行器失速。在攻角保护模式中，飞行控制计算机10获取由攻角探测器组12中的攻角探测器提供的飞行器的攻角值、并且根据所述攻角值来计算用于升降舵22的偏转指令，以使飞行器的攻角保持在可接受攻角值范围内。
飞行控制计算机检查由不同攻角探测器提供的攻角值的相互一致性。如果这些攻角探测器中的一个攻角探测器提供的攻角值与其他攻角探测器提供的值不一致，则飞行控制计算机将此攻角探测器视为不可操作。飞行控制计算机根据所述攻角值通过排除被认为不可操作的攻角探测器提供的攻角值而仅基于被认为是可操作的攻角探测器提供的攻角值来计算用于升降舵22的偏转指令。根据本发明，当飞行控制计算机10确定攻角探测器组12中的攻角探测器中单一攻角探测器可操作时，飞行控制计算机10执行以下操作：
-它通过第一估计器使用图中标记为EST1的第一软件模块14a来计算飞行器的第一估计攻角值；
-它通过不同于第一估计器的第二估计器使用图中标记为EST2的第二软件模块14b来计算飞行器的第二估计攻角值；
-它使用图中标记为CALC的第三软件模块16来判定由所述可操作的单一攻角探测器提供的攻角值是否与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致；以及
-只要由所述可操作的单一攻角探测器提供的攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致，它就保持启用所述攻角保护模式。当由所述可操作的单一攻角探测器提供的攻角值与第一估计攻角值不一致或与第二估计攻角值不一致时，飞行控制计算机10将此攻角探测器视为不可操作、停用攻角保护模式、并且在驾驶舱内发出警报，以通知飞行器的驾驶员攻角保护模式停用。
因此，借助于本发明，即使只有一个攻角探测器被认为可操作，飞行控制计算机仍然保持启用攻角保护模式，只要由这个可操作的单一攻角探测器提供的攻角值与第一估计攻角值和/或第二估计攻角值一致即可。这对于飞行器的驾驶是有利的，因为飞行器因此被保护免于失速的风险。
在第一特定实施例中，所述第一估计器是基于飞行器升力方程的解：
Figure BDA0001617284900000061
其中：
Ps是所述飞行器周围空气的静压
M是所述飞行器的马赫数
Sref是所述飞行器的机翼的参考表面
Cz是所述飞行器的升力系数
T是发动机的总推力
α是所述飞行器的攻角
∈是所述飞行器的所述发动机的倾斜角
m是所述飞行器的重量
g是重力加速度
Figure BDA0001617284900000062
是载荷系数的沿所述飞行器的空气动力学竖直轴线的分量。
在可与第一特定实施例组合的第二特定实施例中，第二估计器是基于以下角方程的解：
Figure BDA0001617284900000071
其中：
α是所述飞行器的攻角
θ是所述飞行器的俯仰角
β是所述飞行器的侧滑角
Figure BDA0001617284900000072
是所述飞行器的滚转角
γair是所述飞行器的空气梯度
特别地，γair是通过以下方程确定的：
Figure BDA0001617284900000073
其中：
Vz是所述飞行器的竖直速度
VTAS是所述飞行器相对于所述飞行器周围空气质量的速度(真空速)。
根据第一特定实施例的第一估计器首先可能被与飞行器重量评估误差相对应的第一类干扰所干扰。根据第二特定实施例的第二估计器首先可能被与风、尤其是风的竖直分量相对应的第二类干扰所干扰。这种第二类干扰独立于第一类干扰。因此，这两个估计器是不相似的，并且可能仅被两种彼此独立的干扰所干扰。这两个估计器因此不会有遭受单一起源的共同失效的风险，这大大降低了这两个估计器同时失效的风险。将上述两个估计器相关联以用于检查由可操作的单一攻角探测器提供的攻角值的一致性因此允许飞行控制计算机10保持启用攻角保护模式，从而保证高水平的可靠性。
在特定实施例中，对于判定由可操作的单一攻角探测器提供的攻角值是否与估计攻角值一致，第三软件模块16计算由所述可操作的单一攻角探测器提供的攻角值与所述估计攻角值之间的偏差。如果该偏差的绝对值低于预定攻角阈值，则第三计算模块16确定由所述可操作的单一攻角探测器提供的攻角值与估计攻角值一致。否则，第三计算模块确定由所述可操作的单一攻角探测器提供的攻角值与估计攻角值不一致。
有利地，飞行控制计算机10被进一步配置成当所述飞行器的攻角探测器组12的攻角探测器中仅两个攻角探测器可操作并且这两个攻角探测器提供的所述飞行器的攻角值不一致时执行以下操作：
-判定由所述两个攻角探测器之一提供的攻角值是否与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个不一致；以及
-将所述两个攻角探测器中攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个不一致的攻角探测器限定为不可操作。
因此，使用估计攻角值使得能够在迄今认为可操作的两个攻角探测器之间进行仲裁。
在特定实施例中，当这两个攻角探测器提供的攻角值之间的偏差的绝对值高于预定阈值时，认为这两个攻角探测器提供的飞行器的攻角值不一致。如先前所指示的，在这种情况下，飞行控制计算机10判定由所述两个攻角探测器之一提供的攻角值是否与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个不一致。为此，如果一方面由这两个攻角探测器之一提供的攻角值与另一方面估计攻角值之间的偏差的绝对值高于所述预定阈值的一半，则由该攻角探测器提供的此攻角值被认为与所述估计攻角值不一致。这样可以保证当这两个攻角探测器提供的飞行器的攻角值不一致时，这两个攻角探测器中的至少一个被认为不可操作。
有利地，飞行控制计算机10被进一步配置成当所述飞行器的所述攻角探测器组的攻角探测器中至少三个攻角探测器可操作时执行以下操作：
-针对所述至少三个攻角探测器中的每一个攻角探测器，判定由此攻角探测器提供的攻角值是否与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致；以及
-如果有至少一个攻角探测器的攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致，则将攻角值与所述第一估计攻角值不一致并且与所述第二估计攻角值不一致的每个攻角探测器限定为不可操作。
因此，在两个攻角探测器会提供不正确攻角值并且第三攻角探测器会提供正确攻角值的假设中，使用估计攻角值来检查由这些攻角探测器提供的攻角值的一致性因此使得能够将提供不正确攻角值的所述两个攻角探测器视为不可操作。另一方面，基于攻角值的多数选择的常规方法具有将提供正确攻角值的单一攻角探测器视为不可操作的效果。
在特定的实施例中，如果一方面由这三个攻角探测器之一提供的攻角值与另一方面估计攻角值之间的偏差的绝对值低于预定攻角阈值，则飞行控制计算机10确定由该攻角探测器提供的此攻角值被认为与所述估计攻角值一致。当所述偏差的绝对值高于此预定阈值时，飞行控制计算机10在确定由攻角探测器提供的攻角值与估计攻角值不一致之前的确认时间期间检查所述偏差的绝对值是否保持高于此预定阈值。此确认时间优选在2分钟至5分钟之间。
此外，在由所述攻角探测器提供的攻角值中的每一个都与所述第一估计攻角值不一致并且与所述第二估计攻角值不一致的特定情况下，所述飞行控制计算机命令启用驾驶舱中的警报，并且所述飞行控制计算机将这些攻角探测器保持限定为可操作。如果攻角值与估计攻角值的一致性问题源自这两个估计器的同时失效，则这使得能够避免将这些不同的攻角探测器视为不可操作。启用驾驶舱中的警报可以将所述情形通知驾驶员，以便他或她应用适当的程序来检查攻角探测器是否失效或可操作。

Claims (9)

1.一种飞行器(1)的飞行控制计算机(10)，所述飞行控制计算机被配置成计算用于所述飞行器的至少一个升降舵(22)的偏转指令，所述飞行控制计算机能够以所谓的攻角保护模式进行操作，在所述攻角保护模式中，所述飞行控制计算机被配置成：
-获取由所述飞行器的攻角探测器(12a，12b，12c)组(12)提供的所述飞行器的攻角值；以及
-根据所述攻角值计算用于所述至少一个升降舵(22)的偏转指令，以便将所述飞行器的攻角保持在可接受攻角值的范围内，
其特征在于，所述飞行控制计算机被进一步配置成判定在所述飞行器的所述攻角探测器组的攻角探测器中是否是单一攻角探测器可操作，并且如果是单一攻角探测器可操作，则：
-通过第一估计器(14a)来计算所述飞行器的第一估计攻角值；
-通过与所述第一估计器不同的第二估计器(14b)来计算所述飞行器的第二估计攻角值；
-判定由可操作的所述单一攻角探测器提供的攻角值是否与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致；以及
-只要由可操作的所述单一攻角探测器提供的攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致，就保持启用所述攻角保护模式。
2.根据权利要求1所述的飞行控制计算机，其特征在于，所述第一估计器(14a)能够被第一类干扰所干扰，并且所述第二估计器(14b)能够被独立于所述第一类干扰的第二类干扰所干扰。
3.根据权利要求1和2之一所述的飞行控制计算机，其特征在于，所述第一估计器基于以下飞行器升力方程的解：
Figure FDA0001617284890000021
其中：
Ps是所述飞行器周围的空气的静压，
M是所述飞行器的马赫数，
Sref是所述飞行器的机翼的参考表面，
Cz是所述飞行器的升力系数，
T是发动机的总推力，
α是所述飞行器的攻角，
∈是所述飞行器的所述发动机的倾斜角，
m是所述飞行器的重量，
g是重力加速度，以及
Figure FDA0001617284890000022
是载荷系数的沿所述飞行器的空气动力学竖直轴线的分量。
4.根据权利要求1或2所述的飞行控制计算机，其特征在于，所述第二估计器基于以下角方程的解：
Figure FDA0001617284890000023
其中：
α是所述飞行器的攻角，
θ是所述飞行器的俯仰角，
β是所述飞行器的侧滑角，
Figure FDA0001617284890000024
是所述飞行器的滚转角，以及
γair是所述飞行器的空气梯度。
5.根据权利要求4所述的飞行控制计算机，其特征在于，γair是通过以下方程来确定的：
Figure FDA0001617284890000025
其中：
Vz是所述飞行器的竖直速度，以及
VTAS是所述飞行器相对于所述飞行器周围的空气质量的速度。
6.根据权利要求1或2所述的飞行控制计算机，其特征在于，所述飞行控制计算机被进一步配置成当所述飞行器的所述攻角探测器组的攻角探测器中仅两个攻角探测器可操作并且这两个攻角探测器提供的所述飞行器的攻角值不一致时执行以下步骤：
-判定由所述两个攻角探测器之一提供的攻角值是否与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个不一致；以及
-将所述两个攻角探测器中攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个不一致的攻角探测器限定为不可操作。
7.根据权利要求1或2所述的飞行控制计算机，其特征在于，所述飞行控制计算机被进一步配置成当所述飞行器的所述攻角探测器组的攻角探测器中至少三个攻角探测器可操作时执行以下步骤：
-针对所述至少三个攻角探测器中的每一个攻角探测器，判定由此攻角探测器提供的攻角值是否与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致；以及
-如果有至少一个攻角探测器的攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致，则将攻角值与所述第一估计攻角值不一致并且与所述第二估计攻角值不一致的每个攻角探测器限定为不可操作。
8.根据权利要求7所述的飞行控制计算机，其特征在于，当由所述攻角探测器提供的攻角值中的每一个都与所述第一估计攻角值不一致并且与所述第二估计攻角值不一致时，所述飞行控制计算机命令启用所述飞行器的驾驶舱(3)中的警报，并且所述飞行控制计算机将这些攻角探测器保持限定为可操作。
9.一种飞行器(1)，包括根据权利要求1至8中任一项所述的飞行控制计算机(10)。
CN201810296679.1A 2017-04-19 2018-04-03 飞行器的飞行控制计算机 Active CN108732919B (zh)

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