CN1957267B - 飞行器的上升湍流预测系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞行器(14)的上升湍流预测系统，其被安装在飞行器上，包括雷达(10)，向飞行器的前方发出光束(11)并接收反向散射的光束(12)；与控制装置相连的直接检测装置；使用内部校正编码的第一处理部件和使用外部校正编码的第二处理部件，为飞行器(14)上至少一个控制翼面(16)的传动装置传送可能的控制信号。

Description

飞行器的上升湍流预测系统 
技术领域
本发明涉及飞行器的上升湍流预测系统。 
在下面的示例性描述中，考虑的飞行器是飞机。 
背景技术
在多于100个座位的运输客机上，减小湍流影响的方式是依靠传感器进行的，传感器在飞机进入湍流时测量飞机的反应，或者对到达飞机的风的分力作出估测。减小湍流的影响通常是通过减少湍流环境中飞机的负载系数和角速度，减少产生的结构震动以改善乘客舒适度，和减少飞机结构上施加的压力来实现的。测量装置位于飞机的前端，可以在机翼被风撞击时获得一个相位超前(avance dephase)。然而，即使是在最大型的飞机上，飞机前端与机翼之间的距离也不可能获得大于100ms的相位超前。以当前传动装置(actionneur)的输出速度，不可能获得控制翼面的完全偏转，因此不可能获得尤其是减少负载或提高乘客舒适度的定律的最佳效力。这样的效力可以通过安装更快的传动装置或保持当前传动装置并在装置(即飞机)前端测量风速的方式提高。对当前应用在民用航空上的传感器和方法的指示在很多文献中都能找到。例如说明书后面引用的参考文献[1]。 
为克服现有技术(文献)的缺点，本发明的目的是在雷达的帮助下(LIDAR＝“light detection and ranging”，即用光波检测和遥测) 测量在飞行器前端的一段足够的距离的风速，以便在飞机控制系统的帮助下相比于使用传统数据的系统(ADC“Air Data Computer”，IRS“Inertial Reference System”，...)，以相位超前致动飞行器的导向装置。 
应该注意到，在参考文献(2)中设想了使用雷达以减少飞行器遇到纵向湍流的后果。 
发明内容
本发明涉及一种飞行器(例如飞机)的上升湍流预测系统，其被安装在飞行器上，其特征在于，包括： 
-雷达，比如紫外线雷达，向飞行器的前方发出光束并接收反向散射的光束， 
-与控制装置相连的直接检测装置， 
-使用第一内部校正编码(algorithme)的第一处理部件，和 
-使用第二外部校正编码的第二处理部件，为飞行器上至少一个控制翼面的传动装置传送可能的控制信号。 
本发明系统优选地包括光学发射接收部分以及接收部分。 
光学部分包括： 
-激光器， 
-可选的倍频器， 
-闭塞器， 
-旋镜和棱镜系统， 
-望远镜， 
-为所选择的激光频率而处理的窗口， 
-光学纤维， 
接收部分包括： 
-光学纤维， 
-法布里-珀罗标准具，设置在两个光学透镜之间， 
-滤光器(或过滤器)， 
-图像增强器， 
-图像检测器和使用第一编码的处理部件。 
本发明的系统与参考文献(2)不同，尤其是以下的特征： 
-直接检测(参考文献(2)只涉及相干检测)。 
-干扰的侧向与轴向速度效应的校正。最新实验显示了这些分力的作用已开始受到影响，一方面由于纵向分力的校正越来越有效，另一方面由于飞机的加长(参考文献(2)只涉及纵向速度的校正)。 
本发明系统提供了许多优势： 
-使用紫外线雷达可以获得比使用红外线雷达更好的性能。该雷达可以通过红外线二极管和倍频器或通过紫外线二级管制成。参考文献(3)中给出了关于雷达技术的材料。 
-直接检测系统的使用可以利用米氏(Mie)和瑞利(Rayleigh)反向散射(浮质和微粒的反向散射)。因此可以在洁净空气中进行测量。参考文献(3)对这种直接检测进行了阐释。 
-使用很短的雷达控制脉冲(10ns)可以获得很小的测量体积，这样得到在空中准确定位的速度数据。 
-只使用一个激光器向多个点扫描以获得速度数据(多普勒仪雷达只能在激光瞄准线上获得速度数据)。参考文献(4)中描述了可能应用的扫描系统。 
-将该雷达安装(或整合)到飞行器上可以得到时间相位超前d/v的风速的三个分力，d是显示距离(distance de visée)，v是飞机速度。回收速度位于飞行器将穿过其上游的区域，距离大于或等于500英尺(约150米)。因此，该测量对所遇到的干扰具有代表性，它假定了一个在持续时间d/v中的稳定状态。 
-使用与飞行器参数相关的风速数据可以确定在控制翼面上执行的指令： 
-用于减小尺寸负载：在遇到异常的大气湍流时，应用到飞行器上的最大的负载将被减小。这样能减小飞行器结构的质量。 
-用于减小疲劳负载：在遇到湍流的情况下，减小机翼上的压力，使得产生的压力符合较低的疲劳周期，这样可以延长飞机结构的寿命。 
-改善乘客舒适度：在这种环境下，减少以灵敏机身模式的加速度为特征的反应，以致在遇到很小的湍流时，乘客也不会因振动而感到不适。 
-与检测系统相联系的控制定律可以是开环或闭环。 
-执行最适合用于实现对飞行器导向系统上的传动装置的控制的指令是可能的。 
附图说明
图1展示了设置在飞机上的本发明系统。 
图2展示了飞机上的不同的导向装置。 
图3展示了本发明系统的开环工作原理。 
图4展示了本发明系统的闭环工作原理。 
图5展示了本发明系统的扫描系统。 
具体实施方式
如图1所示，在本发明的系统中，从雷达10(其向前方发射一道激光束11并接收反向散射光束12)发出的信号，以及从飞机14的传感器13发出的信号进入到飞行控制计算机15，该飞行控制计算机向导向装置16传达指令。 
如图2所示，导向装置16可以是： 
-机翼20，是卷起或跷曲的导向装置，它给出关于Ox轴(飞机轴)的力矩。 
-前缘副翼21，在起飞和进场时用于推迟机翼失速。 
-方向舵22，是偏向或转向导向装置，它提供关于Oz轴的力矩。 
-升降舵23，是俯仰或高度导向装置，它提供关于Oy轴的力矩。 
-扰流器24，主要用在着陆时使飞机保持在地面上，以提高制动效率，并且可以用在飞行中用于进行紧急降落。 
-襟翼25，用于起飞和进场时获得低速下的额外升力。 
-快速控制翼面，如小型TEDs(Training Edge Devices)或者 
Figure S05816390020061123D000061
(见参考文献[6])，它也可以用于升力的直接控制。 
在该图中，O点是飞机的重心。 
如图3和4中所示，本发明的系统包括雷达10，它由发射接收光学部分和接收部分组成。 
光学部分包括： 
-激光器30 
-可选的倍频器31 
-闭塞器32 
-旋镜和棱镜系统33 
-望远镜34 
-为所选择的激光频率而处理的窗口46 
-光学纤维35 
接收部分包括： 
-一个法布里-珀罗标准具(Fabry-Perot étalon)36，安装在两个光学透镜37之间 
-滤光器38 
-图像增强器39 
-图像检测器40和使用第一编码的处理部件41(内部校正)。 
本发明的系统与飞行指挥计算机42相联系，飞行指挥计算机： 
一使用计算出的风速Vx，Vy，和Vz实施速度校正43，飞行员行动AP和飞机准静止参数PA(质量，重心，Vtas(实际空速)，Vcas，角速度)， 
-运作计算机44，它基于角速度和加速度确定要执行的导向装置命令， 
-实现飞机控制定律45，其使用飞机准静止参数PA(质量，重心，Vtas，Vcas，角速度，加速度)。 
光学发射部分可以向激光器30发送很短的脉冲(比如，类似于10ns)和希望的能量用于获得想要的测量距离。所使用的激光束有利地位于近紫外线，并且因较短的波长而获得高质量的信号。 
输出光束11随后被旋镜和棱镜系统33分开。如图5所示，该系统33通过镜子52，53和54发出光束50到棱镜51，它能将输出光束分成交替地扫描4个可能的方向中的一个方向的光束，从而测量根据关于飞机轴OX的+/-α°的四个方向的速度：角度越大，精确度越高。比如选择10°。选择每15ms使用一个新的方向。一个完整的旋转ABCD在60ms内完成。 
光束随后经过望远镜34，望远镜保持发散度较弱的光束(大约1mrad)。该光束随后经过处理过的窗口46以获得对于选择的波长而言较高的传输系数，并进入大气中。 
传播的光束11撞击位于其路线上的大气粒子和分子。该信号的一部分被反向散射(信号12)，并被望远镜34收集(或回收)。 
闭塞器32只允许收集在2d/c和2(d/c+τ)之间的时间量中的数据，其中，d是希望的显示距离，c是光速，τ是每个脉冲的持续时间。 
在光学接收部分中，光束12中包含的数据被15ms的信息包(对应于一个特殊的方向)分开。 
接收的光束接下来穿过光学纤维35进入到接收部分。 
这个接收部分构成数据处理中心。它由能产生干扰圈(cerclesd’interférence)的法布里-珀罗标准具36组成。图像检测器40，如CCD摄像机，可以拍摄与飞机逆流风速变化相关的不同圈的大小变化。 
第一编码(algorithme)处理从原始图像得出的圈的直径变化数据。激光系统的其它内部和外部参数(温度，传输功率，相对飞机参照物的望远镜的位置...)对于计算相关风速的分力值是必要的。参考文献(5)中描述了数据处理系统。 
这些速度分力被传送到飞机计算机42内，该计算机拥有关于飞行员行动AP和飞机当前状态PA(例如负载系数，飞机角速度...)的数据。第二编码使用第一编码得出的速度数据和飞机数据((实际空速)，飞行员指令，负载系数(主要是nz))，以确定所遇到的干扰的振幅。 
第二编码可以： 
-从速度Vx，Vy，和Vz减去由飞机的飞行机械运动引发的速度， 
-建立导向系统指令，以便按照所作的选择使飞机的反应最小化并减少负载。 
如图3和4所示，第二编码通过一些更改，可以用在开环或闭环中。 
1)开环： 
在这种情况下，如图3所示，使用纯湍流数据以给飞机14的导向系统16指令。没有飞机14的惯性数据或测定风力的数据反馈。 
为了举例，假设飞机在巡航，nz＝1g，速度Vtas已知。雷达测量一个速度V，它可以等于或不等于Vtas。如果有纵向风Vzvent，那么Vzvent＝Vzalgo(Vz algorithme)-Vztas。该纵向风对升力，(机翼)倾角和飞机负载系数有影响。 
第二编码可以在已计算出风速的分力后，将该风对飞机的影响减到最小。 
为此给出导向系统的指令。在这个例子中，高度导向系统(gouvernes de profondeur)被偏离角度x°，这可以预测风对飞机的影响。在如例子中所描述的最简式中，给予开环导向装置的指令可以是下面的形式： 
δQ＝K(ω)Vzvent 
2)闭环 
在这种情况下，如图4所示，通过利用飞机14上的所有必要的传感器13，使用由雷达提供的关于风的分力的数据以及给予飞机导向系统16的指令对飞机性能的影响。 
不做简单化的假设，考虑风的三个分力，给予导向系统的指令可以是下面形式： 
δp δq δr = k 11 ( ω ) k 12 ( ω ) k 13 ( ω ) k 21 ( ω ) k 22 ( ω ) k 23 ( ω ) k 31 ( ω ) k 32 ( ω ) k 33 ( ω ) Vxvent Vyvent Vzvent + K 1 ( ω ) ‾ nx - nxpilote ny - nypolote nz - nzpolote + K 2 ( ω ) ‾ p - ppilote q - qpilote r - rpilote
其中，ω是角频率。 
δp：滚动导向装置的偏转角。 
δq：俯仰导向装置的偏转角。 
δr：偏向导向装置的偏转角。 
nx，ny，xz：根据x，y，z的负载系数。 
不同的系数Kii可以根据想要达到的目的包含或不包含激活逻辑(logiques d’activation)。矩阵k1和k2(3×3矩阵)也可以包含激活逻辑和延迟。 
以上所述仅为本发明的实施例而已，对其进行的描述可以扩展到其它控制翼面和类型。在描述本发明时虽然使用了特定术语，但其目的只是用于描述并非限制。 
参考文献 
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DE 10316762 
US 6601801 

Claims (4)

1.一种飞行器的上升湍流预测系统，其被安装在飞行器上，其特征在于，包括：
-雷达，向所述飞行器的前方发出光束并接收反向散射的光束，其中，所述雷达包括发射接收光学部分，所述发射接收光学部分包括：
激光器，产生所述光束；
闭塞器，只允许收集在2d/c和2(d/c+τ)之间的时间量中的数据，其中，d是希望的显示距离，c是光速，τ是每个脉冲的持续时间；
旋镜和棱镜系统，将输出光束分成交替地扫描4个可能的方向中的一个方向的光束；
望远镜，防止由所述旋镜和棱镜系统输出的所述光束发散，
窗口，其被定位成使得由所述望远镜输出的所述光束经过所述窗口并进入所述飞行器的上游的大气中；以及
滤光镜，在被反向散射的光束经过所述窗口和所述望远镜之后的所述被反向散射的光束被所述滤光镜接收；
图像检测器，基于所述被反向散射的光束来检测风速的变化；
-接收部分，包括：
使用第一内部校正编码的第一处理部件，其计算所述风速的分量的值；和
使用第二外部校正编码的第二处理部件，基于从所述第一内部校正编码而计算的所述风速的分量的值，为飞行器上至少一个控制翼面的传动装置传送控制信号。
2.根据权利要求1所述的系统，其中，所述雷达是紫外线雷达。
3.根据权利要求1所述的系统，其中，为所选择的激光频率而处理所述窗口以获得对于选择的波长而言较高的传输系数。
4.根据权利要求3所述的系统，包括在激光器(30)出口处的倍频器(31)。
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