专利名称：用于飞机的转向舵面的电气控制系统的制作方法
用于飞机的转向舵面的电气控制系统 本发明涉及用于飞机尤其是运输机的转向舵面的电气控制系统。
已知为了在不减小所运输的有效载荷的情况下改善飞机的性能 (燃料消耗，噪声水平等)，导致制造商尽最大可能减小飞机的质量， 即所述飞机的结构的质量、构件的质量、设备的质量等。
为此，减小诸如垂直安定面(即飞机垂直尾翼的固定翼面)的稳定 元件的质量会是有意义的，该垂直安定面用于确保飞机航线的稳定， 并且其承载着转向舵面(即活动的舵面，其安装在该垂直安定面上，并 且可操作来改变该飞机的方向)。转向舵面以一般的方式安装成可围绕 轴线旋转，以能够取行程范围内的任何转向角度位置，该行程范围由 第 一行程界限和第二行程界限(或第 一限位块和第二限位块)限制。
已知飞机的稳定元件的尺寸设置为将其在该飞机的不同飞行配 置期间可能经受的最大载荷考虑在内。因此，为了限制这种稳定元件 的质量，并因而也限制该飞机的质量， 一种解决方法是减小该稳定元 件在飞行期间可能经受的载荷。
为此，由申请文献FR-2 809 373已知一种用于飞^L的转向舵面的 电气控制系统，借助该系统可以限制在操纵期间施加在所述转向舵面 上的側向栽荷，并因而减小该转向舵面的尺寸和质量，而不会降低该 飞才几飞行的质量或飞行安全性。
为此，所述控制系统包括
-由飞行员促动并与传输电子驾驶命令的换能器相关联的脚操 纵杆，该驾驶命令代表飞行员在所述脚操纵杆上的动作；
-致动器，其接收从所述驾驶命令产生的控制命令并围绕所述转 向舵面的旋转轴线使所述转向舵面移动；以及
-位于所述脚操纵杆和所述致动器之间的低通型滤波装置，其接 收所述换能器的所述驾驶命令，并产生针对所述致动器的所述控制命 令，所述滤波装置的时间常数比对应于该转向舵面的行程的最大值中 的较大部分的所述驾驶命令的幅度更大。
因此，此已知控制系统在对该脚操纵杆的驾驶命令中引入了非线 性的滤波，该滤波取决于对该转向舵面可用的行程，当所述转向舵面 靠近限制最大行程的限位块时，此滤波就更加重要，它限制了施加在 所述舵面上的负荷并因而使得能够减小此舵面的尺寸和质量。
然而，所述滤波的调节在该飞机的整个飞行范围内都是一致的， 所述滤波取决于与该舵面的转向命令相关的状况，而不取决于该飞机 的飞行状况。
相反地，由申请文献FR-2 844 251,已知用于舵面的电气控制系 统，该系统使得能够将稳定元件(诸如垂直安定面)所经受的栽荷限制 在最大载荷，且这是在不管飞行状况和飞机的操纵如何的情况下。
但是，这种 一般的控制系统不能在该飞机的任何移动状况下从转 向舵面的最大性能中获益，尤其是在地面上滑行期间，特别是有强风 导致重大侧滑的时候。事实上，在这样的情况下，转向舵面不仅仅应 该按照由飞行员通过该脚操纵杆发出的控制命令引导该飞机，并且还 应该对抗此侧向风。同样，由于转向舵面的行程界限(左或右)，在这 种状况下会发生该转向舵面被引向其中一个行程界限而不能完全实 现其目标(关于控制该飞机的方向)的情况。如此到达的行程范围的此 行程界限是非常低的，并且因而在此情况下限制了飞机的方向控制， 而另 一个行程界限却从不会到达。
因此，如前述的一般控制系统不能总是在任何移动状况(尤其是 在由地面上的强侧向风造成的移动状况)下以完全满意的方式操纵飞 机。本发明涉及用于飞机的转向舵面的电气控制系统，其使得能够弥 补前述缺陷。
为此，根据本发明，所述类型的系统包括
-转向舵面，其安装成可围绕轴线旋转，以能够取4亍程范围内的 任何转向角度位置，该行程由第 一行程界限和第二行程界限限制；
-脚操纵杆，其能够由该飞机的飞行员促动，并且与传输驾驶命 令的换能器相关联，该驾驶命令代表飞行员在所述脚操纵杆上的动 作；
-第一装置，其根据所述驾驶命令，通过计算所述第一行程界限 和第二行程界限，确定转向命令，该转向命令使得能够将所述转向舵 面带至位于所述第一行程界限和第二行程界限之间并取决于所述驾 驶命令的位置；以及
-致动器，其接收此转向命令且根据所述接收到的转向命令使所 述转向舵面围绕所述轴线移动，
值得注意的是其还包括
-信息源组，其能够分别产生与该飞机相关的飞行参数的当前 值；以及
-第二装置，其用于根据所述飞行参数的当前值，在将所述第一 行程界限和第二行程界限传输至所述第一装置之前，改变所述第一行 程界限和第二行程界限，且至少部分地以不对称的方式这样做。
这样，借助本发明，根据代表飞机的移动状况的所述飞行参数的 当前值(如下所述)，使所述第一行程界限和第二行程界限变化，并且 至少部分地以不对称的方式这样做。因此，可以使该转向舵面的行程 范围(以及从而使该转向舵面的有效性)适应于所述实际移动状况。
尽管是非排它的，但根据本发明的控制系统尤其在飞机在地面上 滑行且经受侧向强风时特别有优势。在此情况下，所述控制系统能够 形成为以便使其中一个行程界限(即位于使得该转向舵面能够对抗所 述侧向风一侧的行程界限)更多地移动，以便使位于此行程界限一侧的 转向舵面的行程范围增加得比另一侧更多，这从而使得在此情况下能 够增加飞机的方向控制的有效性，并限制另 一侧上的载荷。
在 一 个特定实施例中，所述信息源组至少包括如下装置中的一
些
-用于确定飞^L的移动阶段的装置；
-用于确定飞机的速度的装置；
-用于确定飞机的马赫(Mach)数的装置；
-用于确定飞机的高度的装置；
-用于确定飞机的空气动力学外形的装置；
-用于确定飞机的侧滑角的装置；
-用于确定由飞机的发动机所产生的推力的装置；
-用于确定飞机的不同控制面在转向之间的相互作用的装置；以
及
-用于确定飞机的偏航速率的装置； 除此之外，有利的是
-所述第二装置包括数据库，该数据库包含作为所述飞行参数的 值的函数的所述第一行程界限和第二行程界限的变化曲线；及/或 -所述第一装置和所述第二装置形成计算单元的一部分。
附图的图将4吏得易于理解如何实施本发明。在这些附图中，相同 的标号代表相似的部件。
图1是根据本发明的控制系统的示意简图。
图2是显示在飞机的具体移动状况下，转向舵面行程范围的各种 行程界限的变化。
根据本发明并在图1中示意性显示的电气控制系统1用于促动飞 才几的转向^1面2,该转向舵面2以由双向箭头3所示的方式可转动i也 安装在围绕垂直轴线Z-Z的两个方向上。所述转向舵面2能够取行程 范围内围绕该轴线Z-Z的任何角度位置，该行程范围在所述转向舵面 2的中性空气动力学位置两侧延伸，并且由第一行程界限L1和第二行
程界限L2限制。
飞机的所述电气控制系统1是已知类型的系统，例如运输机的系 统，其包括
-脚操纵杆5，其能够由飞机的飞行员促动，且与传输代表所述 脚操纵杆5的促动的电子控制命令(涉及转向舵面2的转向)的换能器 相关联；
-计算装置7，其经由电气连接8连接到换能器6上，且用于根 据接收到的所述驾驶命令，将所述第一行程界限Ll和第二行程界限 L2考虑在内来确定转向命令，该转向命令使得能够将所述转向舵面2 带至位于所述第一行程界限Ll和第二行程界限L2之间并取决于所述 驾驶命令的位置；以及
- 一般的致动器9，其经由电气连接IO接收此转向命令并根据所 述接收到的转向命令使所述转向舵面2围绕所述轴线Z-Z移动。
根据本发明，所述系统l还包括
-如下所述的信息源组ll，其能够分别产生飞行参数的当前值。 这些飞行参数涉及飞机并代表所述飞机的实际移动状况；以及
-装置12，其经由连接13连接到所述组11上，且形成为以便 根据从所述信息源组11接收的所述飞行参数的当前值，改 变所述第一行程界限L1和第二行程界限L2，且至少部分 地以不对称的方式这样做；以及 将新的行程界限值Ll和L2经由连接14传输到所述装置7， 以便装置7利用这些值来确定用于该致动器9的转向命令。 这样，根据代表飞机的移动状况的所述飞行参数的当前值，根据 本发明的系统1使所述第一行程界限L1和第二行程界限L2变化，并 且至少部分地以不对称的方式这样做。因此，所述系统l允许使该转 向舵面2的行程范围(以及从而使该转向舵面的有效性)适应于所述实 际移动状况。
尽管是非排它的，但根据本发明的系统1尤其在飞机在地面上滑
行且经受侧向强风时特别有优势。在此情况下，所述系统l使其中一
个行程界限(即位于使得该转向舵面2能够对抗所述侧向风一侧的行 程界限)更多地移动，以便使位于此行程界限一侧的转向舵面2的行程 范围增加得比位于另一侧的更多，这从而使得在此情况下能够增加飞 机的方向控制的有效性，并限制另 一侧上的载荷。
在一个特定实施例中，所述装置7和12形成计算单元15的一部分。
除此之外，所述装置12可以包括数据库(未示出)，该数据库包含 作为飞行参数的多个当前值的函数的所述行程界限Ll和L2的变化曲 线C1和C2。
在第一实施例变型中，所述变化曲线以经验方式确定，而在第二 实施例变形中，所述变化曲线借助数学公式确定，在这些公式中结合 了所述飞行参数的当前值。
以说明的方式，在图2中呈现了关于中性位置的最大行程角 ADM(例如以度表示)，代表了作为飞机速率V(以节点表示， 一个节点 等于大约0.5m/s)和其侧滑角P的函数的所述行程界限L1和L2。更确 切地
滑角P作为速率V的函数的变化。这些曲线C1A和C2A由实线表示， 它们的一些值由方块突出显示；以及
-曲线C1B和C2B分别显示所述行程界限Ll和L2对于明显为 负的侧滑角P作为速率V的函数的变化。这些曲线C1B和C2B由虛 线表示，它们的一些值由方块突出显示。
前值(在此情况下是速率V和侧滑角P )的函数的非对称变化的可能性 (至少是部分的可能性)。因此，变化曲线C1B和C2B是不对称的。相 反，变化曲线C1A和C2A关于它们保持对称。
此外，在一个特定实施例中，所述信息源组11至少包括如下一
般装置中的一些
-用于确定飞机的移动阶段的装置16A。它可以是飞行阶段(爬升 阶段，巡航飞行阶段等)或在地面上滑行的阶段，例如为了起飞的阶段 或在着陆之后的阶段；
-用于确定飞机的速度的装置16B;
-用于确定飞机的马赫数的装置16C;
-用于确定飞机的高度的装置16D;
-用于确定飞机的空气动力学外形的装置16E;
-用于确定飞机的侧滑角P的装置16F;此侧滑角P可例如在该 飞才几的重心水平测量，在垂直安定面的水平测量或在飞^几的才几头的水 平测量；
-用于确定由飞机的发动机所产生的推力的装置16G; -用于确定飞机的不同控制面(机翼，升降舵，扰流片)在转向之 间的相互作用的装置16H;以及
-用于确定飞机的偏航速率的装置161;
在第一改型中，所述装置12利用某些前述飞行参数(移动阶段， 速度，马赫数，高度，空气动力学外形，侧滑角，推力，不同控制面 在转向之间的相互作用，偏航速率)的当前值，而在第二改型中，所述 装置12同时利用所有这些飞行参数的当前值。
权利要求
1. 一种用于飞机的转向舵面的电气控制系统，所述系统(1)包括-所述转向舵面(2)，其安装成可围绕轴线(Z-Z)旋转，以能够取行程范围内的任何转向角度位置，所述行程范围由第一行程界限和第二行程界限限制；-信息源组(11)，其能够分别产生与所述飞机相关的飞行参数的当前值；-脚操纵杆(5)，其能够由所述飞机的飞行员促动，并且与传输驾驶命令的换能器(6)相关联，所述驾驶命令代表飞行员在所述脚操纵杆(5)上的动作；-第一装置(7)，其根据所述驾驶命令，通过计算所述第一行程界限和第二行程界限来确定转向命令，所述转向命令使得能够将所述转向舵面(2)带至位于所述第一行程界限和第二行程界限之间并取决于所述驾驶命令的位置；以及-致动器(9)，其接收此转向命令且根据接收到的所述转向命令使所述转向舵面(2)围绕所述轴线(Z-Z)移动，其特征在于，所述系统(1)还包括第二装置(12)，其用于根据代表所述飞机的实际移动状况的所述飞行参数的当前值，使所述第一行程界限和第二行程界限变化，并且至少部分地以不对称的方式这样做，以便使所述转向舵面(2)的所述行程范围适应于所述飞机的实际移动状况，并且用于将这些第一行程界限和第二行程界限传输给所述第一装置(7)。
2. 根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述信息源组(ll) 至少包括如下装置中的一些-用于确定所述飞机的移动阶段的装置(16A); -用于确定所述飞机的速度的装置(16B); -用于确定所述飞机的马赫数的装置(16C); -用于确定所述飞机的高度的装置(16D); -用于确定所述飞机的空气动力学外形的装置(16E); -用于确定所述飞机的侧滑角的装置(16F); -用于确定由所述飞机的发动机所产生的推力的装置(16G); -用于确定所述飞机的不同控制面在转向之间的相互作用的装 置(16H);以及-用于确定所述飞机的偏航速率的装置(161)。
3. 根据权利要求1和2中任一项所述的系统，其特征在于，所 述第二装置(12)包括数据库，所述数据库包含作为所述飞行参数的值 的函数的所述第一行程界限和所述第二行程界限的变化曲线。
4. 根据前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述 第一装置和所述第二装置(7,12)形成计算单元(15)的一部分。
5. —种飞机，其特征在于，所述飞机包括如权利要求1到4中 任一项所述的控制系统(l)。
全文摘要
系统(1)包括转向舵面(2)和装置(12)，转向舵面(2)可在行程范围内转动，该行程范围由第一行程界限和第二行程界限限制，装置(12)用于以不对称的方式根据该飞机的飞行参数的当前值改变所述第一行程界限和第二行程界限。
文档编号B64C13/50GK101389532SQ200780006615
公开日2009年3月18日 申请日期2007年2月19日 优先权日2006年2月27日
发明者C·劳格洛特, D·龙塞雷 申请人:法国空中巴士公司;空中巴士公司