CN113156989A - 具有起飞失速保护系统的控制器和飞机 - Google Patents

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Abstract

提供了飞行控制系统、飞行控制规则和飞机。一种飞行控制系统包括：输入装置，其被配置为接收俯仰率指令；处理器，其可操作以接收俯仰角度指令，计算俯仰角度饱和极限，将俯仰角率指令、缩放俯仰率和缩放俯仰角度的总和与俯仰角度饱和极限进行比较，响应于该总和超过俯仰角度饱和极限值而将俯仰率指令系统转换为俯仰角度指令系统以限制飞行员上仰俯仰率指令，并将俯仰率指令耦合到飞机控制表面，用于控制表面之一的故障情况，并且飞机控制表面被配置为响应于俯仰率指令和/或俯仰角度指令来调节飞机控制表面设置，以保护飞机不处于失速状态。

Description

具有起飞失速保护系统的控制器和飞机
技术领域
技术领域总体上涉及用于飞机的起飞失速保护系统，并且更具体地涉及具有俯仰率指令系统的飞行控制系统、飞行控制器算法以及飞机，俯仰率指令系统具有俯仰角目标限制功能，以保护飞机免受地面空气动力学失速，在升空后过渡到正常的空中控制规则。
背景技术
在飞机起飞期间，飞行员必须准确地将飞机旋转至俯仰姿态目标，而不能旋转不足或过度。准确的旋转可实现最佳的起飞场性能，并提高乘客和机组人员的安全性和舒适性。常规的直接增益俯仰控制器与小位移控制感收器(inceptor,如侧杆)配合使用，可能导致飞行员在起飞期间倾向于使飞机过度旋转，从而在任何空中失速保护控制规则能够被激活并保护飞机之前存在空气动力学失速的实际风险。减少控制权限或增加感受器控制力以防止这种趋势是不希望的，因为这会降低克服稳定器配平失误(mis-trim)或控制表面卡塞(surface jams)的能力。此外，由于地面的存在使空气动力学发生变化，所以在起飞阶段提供失速保护需要了解在地面上方的高度，以提供足够的保护而不会过于保守和影响性能。
因此，期望提供在俯仰和基于飞行路径的飞行任务期间改善起飞失速保护的飞行系统、飞行控制算法和飞机。另外，通过以下发明内容和具体实施方式部分以及所附权利要求并结合附图和背景技术，其他期望的特征和特性将变得显而易见。
发明内容
本文公开了飞行控制系统、飞行控制算法、飞机和用于提供给(provisioning)飞机的相关控制逻辑、制造这种系统的方法和用于操作这种系统的方法、以及配备有机载控制系统的其他运载工具。通过示例而非限制的方式，给出一种具有起飞失速保护系统和控制系统的飞机。
在第一非限制性实施例中，一种飞行控制系统包括但不限于：输入装置，其被配置为响应于飞行员输入而产生俯仰率指令；处理器，其可操作以接收俯仰角度指令，计算俯仰角度饱和极限，比较俯仰角度指令与俯仰角度饱和极限，响应于俯仰角度指令超过俯仰角度饱和极限而对俯仰角度指令施加系数，以生成阻尼俯仰率指令，以及将阻尼俯仰率指令耦合到飞机控制表面；和飞机控制表面，其被配置为响应于阻尼俯仰率来调节飞机控制表面设置。
根据本公开的另一方面，一种用于控制飞机的方法，包括：从飞机速度传感器接收飞机速度；响应于飞机速度来确定俯仰角度饱和极限；从飞机控制系统接收俯仰率指令；响应俯仰率指令、缩放俯仰率和缩放俯仰姿态角度的总和超过俯仰角度饱和极限而生成俯仰角度指令；以及将与俯仰饱和极限相同的俯仰角度指令耦合到飞机控制表面。
根据本公开的另一方面，一种飞机，包括：飞机控制手柄，其被配置为接收用于飞机中的姿态调节的控制运动，并响应于用于姿态调节的控制运动而产生俯仰角度指令；空速传感器，其用于确定飞机的空速；处理器，其被配置为接收飞机的空速和飞行路径角度，响应于飞机的空速来计算俯仰角度饱和极限，比较俯仰率指令、缩放俯仰率和缩放俯仰角度的总和与俯仰角度饱和极限；并对上仰俯仰率指令施加限制，以生成对作为俯仰角度饱和极限的俯仰角度指令的阻尼俯仰角度响应。飞行控制规则被配置为响应于阻尼俯仰角度指令而控制飞机控制表面以控制飞机俯仰。
附图说明
通过参考以下结合附图对本发明的实施例的描述，本发明的上述和其他特征和优点以及实现它们的方式将变得更加明显，并且可以更好地理解该系统和方法。
图1是示出根据本公开的教导的飞机的非限制性实施例的简化图。
图2是示出根据本公开的用于提供起飞失速保护控制的系统的非限制性实施例的简化框图。
图3示出用于说明根据本公开的教导的提供起飞失速保护控制的方法的非限制性实施例的流程图。
图4是示出根据本公开的用于提供起飞失速保护控制的系统的另一非限制性实施例的简化框图。
图5示出用于说明根据本公开的教导的提供起飞失速保护控制的方法的另一非限制性实施例的流程图。
这里阐述的示例示出了本发明的优选实施例，并且这样的示例不应被解释为以任何方式限制本发明的范围。
具体实施方式
以下详细描述本质上仅是示例性的，并且不意图限制本发明或本发明的应用和用途。此外，无意受到在先前背景技术或以下详细描述中提出的任何理论的约束。
提供了飞行控制系统、飞行控制算法和飞机的各种非限制性实施例。一般而言，本文的公开内容描述了在飞行的起飞阶段期间使用的飞行控制系统设计。在起飞期间，飞行员必须准确地将飞机旋转到俯仰姿态目标，而不能不足或过度旋转。在起飞期间，俯仰角目标限制功能可操作以限制飞行员上仰指令，以避免使飞机进入失速状态。这对于具有小位移飞行员控制器的侧杆控制特别有用。参考附图可以更好地理解。
图1是示出飞行中的飞机100的侧视图。飞机100具有俯仰姿态θ，其指示飞机100相对于地平线108的纵向取向106，如本领域普通技术人员所理解的。飞机100包括执行各种飞行相关任务的飞行控制系统102。飞机100具有指示飞行路径与纵向取向之间的角度的迎角。飞机100具有指示纵向取向轴线与飞行路径之间的角度的飞行路径角度。在较慢的起飞速度时，增加俯仰角度θ导致较大的迎角，这增加了来自飞机机翼的升力，但是如果该角度大于失速角度，则可能导致加速度降低，这可能导致飞机失速状态。
现在参考图2，示出了用于说明根据本公开的示例性实施例的用于飞机中的起飞失速控制的飞行控制系统200的框图。示例性飞行控制系统200包括输入装置210、处理器220、控制表面230和俯仰调节器240。示例性飞行控制系统102可操作以防止飞机在起飞期间过度旋转，以降低进入空气动力学失速状态的风险。通常，在飞机升空期间，当主起落架与地面接触时，不会激活空中失速保护控制规则，以消除可靠的雷达高度所需的地面失速角度信息的依赖性。此外，地面的空气动力学效应可能对空中失速保护控制规则计算产生不利影响，从而使这些规则的有效性降低。
示例性起飞失速保护(takeoff stall protection,TSP)是具有俯仰角度目标限制功能的俯仰率指令系统，用于保护飞机免受地面空气动力学失速。在起飞阶段期间，TSP控制规则可以保护飞机免受意外的过度旋转和空气动力学失速，而无需使用电传(fly bywire)控制系统中的雷达高度信息。示例性TSP系统允许一致的力用于正常起飞并且允许完全控制权限，以管理稳定器配平失误或控制表面故障，同时防止可能导致地面或刚升空后过渡到空中阿尔法限制保护之前空气动力学失速的旋转率或俯仰姿态。TSP可以在刚升空后或升空后很快过渡到正常的空中控制规则。
在该示例性实施例中，输入装置210可以是用于控制飞机高度的飞机控制柱或轭。在示例性实施例中，输入装置210可以是通常位于飞行员一侧的侧杆控制器，并且用于响应电传控制系统来控制飞机的高度。侧杆配置的一个缺点是，控制器比传统的中心杆设计短得多，因此与较长的中心杆相比，其具有较小的范围或线性位移，因此使小的高度改变更加困难，从而在执行大动作时增加了飞机的超调和/或过度旋转的可能性。
在示例性电传系统中，输入装置210可操作以将指示飞机控制杆位置的控制信号耦合至处理器220。最初，处理器220然后可以可操作以将指示输入控制值(例如俯仰杆偏转)的控制信号耦合到控制表面230，如升降舵。俯仰调节器240然后可操作以从控制表面230、飞机传感器或相关的控制逻辑接收俯仰率、俯仰角度和飞行路径角度。可替代地，处理器220可以从飞机传感器、全球定位系统传感器等接收空速指示。然后，处理器220可以响应于控制表面位置、飞机空速和/或飞行路径角度来计算俯仰角度饱和极限。如果俯仰率指令、缩放俯仰率和缩放俯仰角度的总和达到俯仰角度饱和极限，则俯仰调节器240可操作以利用飞机俯仰率的比例和积分反馈来跟踪俯仰率指令。然后将俯仰调节器240耦合到处理器220。然后，处理器220可操作以通过在直接控制和俯仰率指令之间产生切换来缩放来自输入装置210的输入控制值。在一个示例性实施例中，俯仰调节器系数是与飞机空速相关的一组值。例如，在低于75KCAS时，俯仰调节器系数可以为0，从而飞行员操纵杆位置直接生成升降舵指令以进行飞行前控制表面检查。同样，在高于75KCAS时，俯仰调节器系数可以为1，从而飞行员操纵杆输入生成俯仰率指令，并且调节器过程使飞机的俯仰率追踪俯仰率指令。然后将缩放控制值耦合到控制表面230，用于飞机控制表面的俯仰控制。缩放控制值可以进一步响应于俯仰角度、俯仰率、迎角、飞行路径角度、法向加速度和/或飞机空速的飞机状态测量值而产生。
在示例性TSP中，当空速高于75KCAS时，输入装置210可操作以响应于俯仰杆偏转而产生俯仰率指令。然后，当俯仰角度饱和极限功能无效(not active)时，处理器220跟踪俯仰率指令。俯仰角度饱和极限被定义为：
τθ*θlimit＝τθ*(α1p0-Kconst+LFτ(0.3)*γ)
其中：
τθ是代表俯仰角度增益的设计参数。
θlimit是俯仰姿态极限，假设飞行路径(或跑道斜度)为零时，其在充分地面效应时提供足够的失速裕度。
γ是飞行路径角度校正。
LFτ(0.3)是以0.3秒时间常数施加到γ的低通滤波器。
α1p0是归一化迎角1.0时的迎角，它是飞机速度、飞机襟翼配置和飞机机翼防冰功能状态的函数。基准1.0迎角被定义为从具有1度裕度的自由空气失速迎角到航空(aero)失速。该迎角可以不取决于雷达高度值。
Kconst是常数值，其取决于自由空气和地面效应攻角之间的裕度，在该示例性实施例中，其可以在2至3度之间。
在当前俯仰角度、当前俯仰率乘以增益和俯仰率指令的总和小于饱和极限值时，俯仰杆指令直接指挥俯仰率。当该总和高于饱和极限值时，将饱和极限值指定为俯仰角度指令。当饱和无效时，比例和积分增益将有效，以减小俯仰率指令与当前飞机俯仰率之间的误差。在示例性实施例中，当饱和有效时，俯仰率指令系统可以被转换成具有额外俯仰角度和俯仰率反馈的俯仰角度目标跟随系统。另外，对于起飞阶段，飞行路径角度信息用于将俯仰姿态校正为近似迎角，但也用于设置限制，以消除TSP系统中对雷达高度的依赖性。
在示例性实施例中，可以仅在飞机的起飞阶段应用TSP。在飞机高度超过预定水平之后，例如在升空，离地10英尺等之后，TSP可被禁用并过渡到飞行中失速保护或正常的空中飞行控制规则。另外，在示例性实施例中，当满足一个或多个条件时，例如，速度大于75节校准空速(KCAS)，飞机处于地面上，襟翼手柄处于起飞配置，以及/或者地面扰流板未激活，则可以启用TSP。当飞机正在降落并且在着陆瞬间地面扰流板伸展时，TSP无效，但俯仰阻尼器有效。
现在转到图3，该流程图示出了根据本公开的教导的提供起飞失速控制的方法300的非限制性实施例。首先，该方法可操作以响应于飞行员动作而从飞机控制器(例如，轭，侧杆等)接收310俯仰率指令。例如，飞行员可在侧杆上向后拉，从而引起侧杆的位移，其指示俯仰率。响应于侧杆位移而产生俯仰率指令，然后将俯仰率指令耦合至飞机控制处理器等。例如，处理器220可以通过将电子数据信号发送到飞机控制处理器来将俯仰率指令耦合到飞机控制处理器。
接下来，该方法可操作以根据一个或多个飞机传感器计算俯仰角度饱和极限320。可以响应于归一化的迎角、飞机速度的函数、飞机襟翼配置和WAI状态、飞行路径角度和/或预定的俯仰姿态极限来确定俯仰角度饱和极限。
接下来，该方法可操作以确定俯仰率指令、缩放俯仰率和缩放俯仰角度的总和是否超过俯仰角度饱和极限。如果该总和不超过俯仰角度饱和极限，则该方法可操作以向升降舵控制器、飞机控制表面控制器等施加360俯仰率指令。
如果该总和确实超过俯仰角度饱和极限，则接下来该方法可操作以确定340该总和是否适合于TSP340。在示例性实施例中，可以仅在飞机起飞期间应用TSP。在飞机高度超过预定水平之后，例如在升空或10英尺等之后，TSP可被禁用并过渡到飞行失速保护或正常的飞行控制规则。另外，在示例性实施例中，当满足一个或多个条件时，例如在速度大于75节校准空速(KCAS)，飞机处于地面上，襟翼手柄处于起飞配置，以及/或者地面扰流板未激活，则可以启用TSP。如果该总和不适合于TSP，则该方法可操作以将俯仰率指令应用于升降舵控制器、飞机控制表面控制器等。
如果该总和适合于TSP，则接下来该方法可操作以应用调节器或额外的俯仰阻尼器，以将其转换为俯仰角度指令350。在一个示例性实施例中，当饱和有效时，俯仰率指令系统转换为俯仰角度限制系统。接下来，该方法可操作以将修改后的俯仰率指令应用360到升降舵控制器、飞机控制表面控制器等。
现在转到图4，示出了用于说明根据本公开的示例性实施例的用于飞机中的起飞失速控制的系统400的框图。示例性系统440可以包括俯仰率控制器410、处理器420、空速传感器430、襟翼位置传感器440和控制表面。
俯仰率控制器410可以是输入装置，例如飞机控制柱、侧杆控制器、轭等，其被配置为响应于飞行员输入(例如，俯仰率控制器410的偏转等)而产生俯仰率指令。俯仰率控制器可操作以产生指示俯仰率控制器410的方向和偏转程度的俯仰率指令，并且还可操作以将控制信号耦合至处理器420或飞机控制器等。在示例性实施例中，响应于飞行员产生的俯仰率控制器的偏转而产生俯仰角度指令，并且其中俯仰率控制器是飞机控制柱。
处理器420可操作以从俯仰率控制器410接收俯仰率指令，并且生成用于耦合至控制表面450的控制信号，以便控制飞机的俯仰率和其他控制方面。在示例性实施例中，处理器420可操作以从俯仰率控制器410接收俯仰率指令，计算俯仰角度饱和极限，并且比较俯仰率指令、缩放俯仰率和缩放俯仰角度的总和与俯仰角度饱和极限。在示例性实施例中，俯仰角度饱和极限是在给定的空速时的安全的飞机俯仰极限，其被选择以限制失速事件的风险。可以响应于飞机速度、飞机飞行路径角度和自由空气失速迎角来确定俯仰角度饱和极限。如果该总和超过俯仰角度饱和极限，表明存在潜在的失速风险，则处理器420可操作以将其转换为俯仰率指令，以调节俯仰角度并限制飞行员上仰俯仰率指令。在示例性实施例中，当饱和有效时，飞行员上仰俯仰率指令无效。当飞行员输入生成下俯的俯仰率指令足以使该总和小于饱和极限时，系统转换为俯仰率指令系统。该过程可以进一步考虑飞机襟翼配置处于起飞状态。
然后处理器420可操作以将阻尼俯仰率指令耦合到飞机控制表面450。飞机控制表面450可以被配置为响应于阻尼俯仰率来调节飞机控制表面设置，以调节俯仰角度。例如，飞机控制表面450可以是升降舵，并且可以进一步包括用于调节飞机控制表面(例如，对称副翼和/或升降舵)的控制电路或其他控制器和/或处理器。
现在转到图5，该流程图示出了提供起飞失速控制的方法500的另一个非限制性实施例。用于控制飞机的该示例性方法首先可操作用于从飞机速度传感器接收510飞机速度。
接下来，该方法可操作以响应于飞机速度来确定520俯仰角度饱和极限。也可以响应于飞机飞行路径角来确定俯仰角度饱和极限。在示例性实施例中，响应于可能不依赖于雷达高度值的飞机速度、飞机飞行路径角度和自由空气失速迎角来确定俯仰角度饱和极限。
接下来，该方法可操作以从飞机控制系统接收530俯仰率指令。在示例性实施例中，飞机控制系统是侧杆飞机控制柱。可替代地，飞机控制系统可以是可操作用于驾驶和控制飞机姿态的飞机控制柱、轭、控制轮等。俯仰率指令代表响应于飞行员输入的飞机控制系统的偏转度。例如，飞行员在侧杆飞机控制柱上向后拉可能导致+9度/秒的俯仰率指令被耦合到飞机控制处理器等。
接下来，该方法可操作用于响应于俯仰角度饱和极限而生成540受限的上仰俯仰率指令。如果在地面状态下在飞机空速范围内，俯仰率指令、缩放俯仰率和缩放俯仰角度的总和超过俯仰角度饱和极限，则将调节器系数作为附加反馈信号施加于俯仰角度和俯仰率，以便于将俯仰率指令控制规则转换为俯仰角度跟踪控制规则。在示例性实施例中，如果该总和超过俯仰角度饱和极限，则俯仰角极限值等于俯仰角度指令。在该示例中，控制规则作为俯仰角度指令系统代替俯仰率角度指令有效。在示例性实施例中，可以将受限的上仰俯仰率指令与俯仰角度指令叠加，并且调节器过程使飞机俯仰角度被跟踪到俯仰角度指令。在该示例中，当飞行员输入生成下俯俯仰率指令时，该总和可以小于饱和极限。处理器从俯仰角度指令系统转换为俯仰率指令系统。处理器生成控制表面指令，以将飞机俯仰率跟踪到下俯俯仰率指令。可以进一步响应于指示飞机处于起飞配置的起飞状态指示器来生成俯仰角度指令。在另一个示例性实施例中，TSP响应于飞机速度超过75节校准空速而有效。
然后，该方法可操作用于将俯仰角度指令耦合550到飞机控制表面。飞机控制表面是升降舵。在一个替代实施例中，该方法可以可操作用于响应于一个控制表面故障情况、一个升降舵卡住或一个升降舵浮动而将俯仰角度指令耦合到飞机控制表面。
尽管在本发明的以上详细描述中已经给出了至少一个示例性实施例，但是应当理解，存在大量的变型。还应当理解，一个或多个示例性实施方式仅是示例，并且无意以任何方式限制本发明的范围、适用性或配置。相反，以上详细描述将为本领域技术人员提供用于实施本发明的示例性实施例的便利路线图。应当理解，可以对示例性实施例中描述的元件的功能和布置进行各种改变，而不脱离所附权利要求书中阐述的本发明的范围。

Claims (20)

1.一种飞行控制系统，包括：
输入装置，其被配置为响应于飞行员输入而产生位置信号；和
处理器，其可操作以接收所述位置信号，响应于所述位置信号而计算俯仰率指令，计算俯仰角度饱和极限，将所述俯仰率指令、缩放俯仰率和缩放俯仰角的总和与所述俯仰角度饱和极限进行比较，响应于所述总和超过所述俯仰角度饱和极限而产生俯仰调节器，并且将所述俯仰调节器耦合到飞机控制表面。
2.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其中所述输入装置是飞机控制柱。
3.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其中所述输入装置是侧杆飞机控制。
4.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其中所述俯仰率指令是响应于飞行员产生的所述输入装置的偏转而生成的，并且其中所述输入装置是飞机控制侧杆。
5.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其中所述飞机控制表面是升降舵。
6.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其中所述俯仰角度饱和极限是响应于飞机速度、飞机姿态、飞机飞行路径角度和自由空气失速迎角而确定的。
7.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其中所述俯仰调节器被配置为增加所述飞机控制表面的有效阻尼。
8.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其中响应于所述飞机超过预定速度并且飞机襟翼处于起飞状态，将所述俯仰调节器施加于所述俯仰率指令。
9.一种用于控制飞机的方法，包括：
从飞机速度传感器接收飞机速度；
响应于所述飞机速度和飞行路径角度确定俯仰角度饱和极限；
从飞机控制系统接收俯仰率指令；
响应于所述俯仰率指令超过所述俯仰角度饱和极限而产生俯仰调节器；和
将所述俯仰调节器耦合到飞机控制表面。
10.根据权利要求9所述的用于控制飞机的方法，其中所述俯仰调节器还响应于指示所述飞机处于起飞配置的起飞状态指示器而生成。
11.根据权利要求9所述的用于控制飞机的方法，其中所述飞机控制表面是升降舵。
12.根据权利要求9所述的用于控制飞机的方法，其中所述飞机控制系统是侧杆式飞机控制柱。
13.根据权利要求9所述的用于控制飞机的方法，其中所述俯仰调节器是响应于自由空气失速迎角和飞行路径角度而确定的。
14.根据权利要求9所述的用于控制飞机的方法，其中所述俯仰角度饱和极限进一步响应于飞机俯仰姿态而确定。
15.根据权利要求9所述的用于控制飞机的方法，其中所述俯仰调节器还响应于所述俯仰率指令、缩放俯仰率和缩放俯仰角度的总和超过所述俯仰角度饱和极限而确定。
16.根据权利要求9所述的用于控制飞机的方法，包括：响应于所述俯仰角度饱和极限超过所述俯仰率指令而将所述俯仰角度指令耦合至所述飞机控制表面。
17.根据权利要求9所述的用于控制飞机的方法，其中所述俯仰调节器是响应于所述飞机速度超过75节校准空速而产生的。
18.一种飞机，包括：
飞机控制手柄，其被配置为接收用于飞机中的姿态调节的控制运动，并且响应于用于姿态调节的所述控制运动而产生俯仰率指令；
空速传感器，其用于确定飞机的空速；
处理器，其被配置为接收所述飞机的所述空速和所述俯仰率指令，响应于所述飞机的所述空速来计算俯仰角度饱和极限，将所述俯仰率指令与所述俯仰角度饱和极限进行比较，响应于所述俯仰率指令、缩放俯仰率和缩放俯仰角度的总和超过所述俯仰角度饱和极限而产生俯仰调节器；和
控制器，其被配置为响应于所述俯仰调节器而控制飞机控制表面以控制飞机俯仰。
19.根据权利要求18所述的飞机，其中所述俯仰角度饱和极限是响应于所述飞机速度、飞机飞行路径角度和失速迎角而确定的。
20.根据权利要求18所述的飞机，其中所述俯仰调节器是响应于自由空气失速迎角和飞行路径角度而确定的。
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