飞机的高升力控制方法和系统的制作方法
【专利说明】飞机的高升力控制方法和系统[0001 ] 相关申请案的交叉参考和优先权主张
[0002]本申请案主张2013年3月6日提交的美国临时专利申请案第61/773，564号的优先权，其完整内容以引用的方式并入本文中。
技术领域
[0003]本发明大致涉及飞机，且尤其涉及飞机的高升力控制方法和系统。
[0004]发明背景
[0005]现代飞机的高升力控制系统通常包括位于飞机的每个机翼上的一个或多个可移动前缘缝翼和/或一个或多个可移动后缘襟翼。缝翼和襟翼是气动力表面，其在从机翼的各自边缘向外展开或伸展时为飞机产生相对较高的升力系数。一些飞机具有缝翼和襟翼，而其它飞机仅具有襟翼。这种增大的升力允许飞机按较低速度飞行，由此允许飞机在较短距离内(即，在较短跑道上)起飞和着陆。另一方面，在飞机巡航高度上，缝翼和襟翼通常不被展开且因此保持在其缩回或存放位置中。
[0006]高升力表面(例如，缝翼和襟翼)通常通过机械致动器被保持在其缩回位置中和各种展开位置中，所述机械致动器各由一中央动力驱动单元经由机械动力传动系统驱动。驾驶舱中(例如，中央操纵台中)的可移动高升力选择器杆允许飞行员或副飞行员选择期望高升力配置(即，缝翼和襟翼的特定角位置)。杆通常具有若干分立的卡销位置，因为当期望使飞机从巡航飞行阶段着陆时，杆被向后或向后方移动或伸展。杆的分立卡销位置通过一个或多个传感器感测，所述传感器将杆位置转换为可变电信号。这些信号通过一个或多个控制计算机读取。响应于杆位置的改变，控制计算机命令动力驱动单元将致动器和因此缝翼和/或襟翼相对于机翼驱动至新位置。对于杆的每个分立卡销位置，通常存在缝翼和/或襟翼相对于相应机翼的唯一角位置。
[0007]此外，当在期望实现飞机的起飞以最终实现飞机的巡航条件时，在相反、缩回或向前方向上移动高升力选择器杆时，杆通常再次被移动至一些或所有分立卡销位置中。可能不存在多达这个缩回位置中使得飞机从起飞进入巡航所需的杆的这些分立卡销位置。然而，对于在这个起飞方向上的杆的每个分立卡销位置，通常在现有技术中，缝翼和/或襟翼处于如其在杆的相反向后延伸方向中的相同角位置中。在两个不同相对方向上移动的高升力选择器杆的特定示例性实施方案的情况是如此的。可利用其它类型的高升力选择器杆，其按与简单两个相反方向不同的方式操作。
[0008]用于飞机的这种类型的已知、传统高升力控制系统的问题包括由于高升力选择器杆的有限数量的不同分立机械位置而通常存在缝翼和/或襟翼的有限数量的唯一位置的事实。现代飞机通常具有高升力选择器杆，其具有从四个至九个分立机械位置的任意情况。通常，杆位置的数量依据驾驶舱的中央操纵台中可用于容纳高升力选择器杆的期望实体大小的实体空间。
[0009]当期望通过增大缝翼和/或襟翼的高升力位置的数量而增大飞机的起飞和着陆性能时，一个可能的解决方案是增大高升力选择器杆的分立、实体机械位置的数量。但是，这种方法的问题包括具有更多分立位置的这样一种杆导致较大襟翼杆总成来维持每个分立杆位置之间的适当分离的事实。此外，存在几何和人体工程学因素形式的人类性能因素影响(例如，减小的本体感受暗示)，以及各种认知因素(例如，增大的注意力、增大的存储器负载、错误的时间和机率和增大的认知及视觉复杂度)。因此，增大高升力选择器杆的分立、实体机械位置的数量并非增大飞机的起飞和着陆性能的期望解决方案。
[0010]需要一种用于飞机的改良高升力控制系统，其限制高升力选择器杆的分立实体机械位置的数量，而同时增大缝翼和/或襟翼的高升力位置的数量。
发明概要
[0011]根据本发明的实施方案，具有至少一个高升力表面的用于飞机的高升力控制系统包括选择器，所述选择器具有预定数量的分立位置，预定分立位置的至少一个对应于至少一个高升力表面的不同位置。
[0012]本发明的实施方案提供多个高升力配置的相对更大灵活性，由此在选择器(诸如，例如，飞机的驾驶舱中的高升力选择器杆)上的固定数量的位置的限制内增强飞机起飞和接近/着陆性能。
[0013]本发明的实施方案的好处包括减小杆位置的数量来简化飞行员工作负荷及减小飞行员的不正确选择的概率。本发明的实施方案也实现更小型的高升力选择器杆，其可为飞机驾驶舱的人体工程学设计的重要因素。此外，本发明的实施方案被视为与针对给定的高升力选择器杆位置实现不同的飞机高升力表面位置的其它方法相比更简单的实施。
[0014]附图简述
[0015]可参考下列附图理解本发明的各种实施方案。部件未必按比例。此外，在图中，在若干视图内，相同参考数字标注相应零件。
[0016]图1是具有若干高升力缝翼和襟翼和位于其上的相关部件，以及根据本发明的实施方案操作的高升力控制系统的飞机的机翼部分的示意图。
[0017]图2是根据本发明的实施方案的高升力选择器杆的各种分立位置，以及各种飞机飞行阶段及缝翼和襟翼的相应位置的图表；和
[0018]图3是根据本发明的实施方案的在用于控制飞机的至少一个高升力表面的方法中执行的步骤的流程图。
【具体实施方式】
[0019]本发明更具体地描述在仅旨在说明的下列描述和实例中，因为本领域技术人员将了解其中的许多修改和变化。如在说明书中和在权利要求中使用，单数形式的“一个(a/an)”和“所述”可包括多个参考物，除非上下文另有明确规定。此外，如在说明书中和在权利要求中使用，术语“包括”可包括实施方案“由......组成”和“基本上由......组成”。
此外，本文中公开的所有范围涵盖端点且可独立组合。
[0020]如本文中使用，近似用语可应用于修饰可变化而不导致与其相关的基本功能的改变的任何量化表示。因此，在一些情况下，由术语(诸如“大约”和“基本上”)修饰的值可不限于指定的精确值。在至少一些实例中，近似用语可对应于用于测量值的仪器的精确度。
[0021]在本发明的实施方案中，用于具有至少一个高升力表面的飞机的高升力控制系统包括选择器，所述选择器具有预定数量的分立位置，预定分立位置的至少一个对应于至少一个高升力表面的不同位置。
[0022]从本发明的说明性实施方案的下文详细描述和附图中将更易于了解本发明的各种所公开实施方案的上述和其它特征，其中相同参考数字指类似元件。
[0023]参考图1，图示具有两个机翼12、14的典型飞机10的一部分的示意图。机翼12、14各具有性质为缝翼16-30和襟翼32-38的若干高升力部件和相关部件，以及根据本发明的实施方案操作的高升力控制系统40。其它类型的飞机可仅具有襟翼32-38且不具有缝翼和襟翼。本发明的实施方案同样适用于这些各种缝翼和/或襟翼配置。应了解，高升力控制系统可包括一个或多个控制计算机、处理器、逻辑电路或其它类型的逻辑或处理电路，其中可执行体现用于控制高升力表面(例如，缝翼16-30和/或襟翼32-38)的方法中的逻辑的软件。在这个示例性实施方案中，各机翼12、14分别具有:四个缝翼16-22和24-30，其被安置在各机翼12、14的前缘上；以及两个襟翼32-34和36-38，其分别被安置在机翼12、14的后缘上。最靠近飞机机身的缝翼16、24被命名为内侧缝翼。各机翼12、14上的其余三个缝翼18-22和26-30被命名为外侧缝翼。
[0024]图1中也示出机械杆44，其通常位于飞机驾驶舱的中央操纵台中。在实施方案中，当期望在飞机10的各种飞行阶段期间控制缝翼16-30和襟翼32-38的位置时，可由任一个飞行员在两个