专利名称：限制飞行器方向舵偏转角的方法和系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及在特定飞行状态下，尤其是当飞行器处于侧滑状态且以最大 偏转角控制其方向航的偏转时，用于限制飞行器方向舵偏转角的方法。本发 明还涉及实施所述方法的系统。
本发明应用于航空领域，尤其是飞行器方向舵控制领域。
背景技术：
在飞行器中，方向舵是安装在飞行器尾翼上的活动翼面，自驾驶艙控制 它以改变飞行器的方向。尾翼构成飞行器的相对较大的表面，其基本作用在 于保证飞行器路径的稳定性。尾翼能够支撑可能相对较大的力。然而，所述 力不应超过可能导致尾翼断裂的一定负荷。所述力取决于飞行器的飞行状 态，尤其是飞行速度。因此，为了限制尾翼上的力，存在一种安装于大部分 飞行器上的系统，其允许在某些飞行状态下限制方向舵的偏转，也就是限制 方向舵的被允许的偏转角。所述限制是借助于位于方向舵两侧的限位装置获 得的，所述限位装置的位置通过作动器来控制。对方向舵的偏转角的限制与
飞行器iUL直接相关。因此，飞行器飞行速度越快且方向舵的偏转角越小， 则P艮位装置越靠近方向舵。相反，飞行器速度越慢，所允许的偏转角越大， 则P艮位装置越远离方向舵。
在飞行器正常飞行状态下，方向舵用在降落时令飞行器对正降落跑道， 并在飞行器在地面滑行时使用。在所述的两种情况下，飞行器ilJL緩慢。因 此，方向舵所允许的偏转角可以较大。
在飞行器的非正常飞行状态下，例如当出现发动机故障时，方向舵可以 用来补偿在发动机效率下降时出现的不对称。事实上，当发动机停止运转时， 飞行器处于侧滑状态，歪斜航行，也就是飞行器不再处于飞行轴线上。因此 必须操作方向舵来使飞行器重新处于飞行轴线上。在所述状况下，重要的是 方向舵允许的偏转角足够大，从而允许对飞行器进行这样的矫正。
传统的方向舵偏转角限制系统被设置为用来使飞行员能补偿所述发动机故障产生的效应。换言之，传统上对限制的计算方式使飞行员有足够的权 限以能补偿由发动机故障导致的不对称。
然而，传统系统并未考虑可能需要方向舵的其他非正常情形。
事实上，没有什么阻止飞行员在相反方向上以获得所允许的最大偏转的 角度相继发出多个方向舵偏转^^令。例如，如果飞行员由于第一种原因在第 一方向上控制进行第 一方向航偏转，随后由于其它原因在相反方向上进行笫 二方向舵偏转，随后又在第一方向上进行第三方向舵偏转，这三次偏转均以 最大偏转角进行，从而，尾翼承受的应力可能变得很大，以致飞行器的结构 因之受到损伤。
在另一种非正常飞行状态的例子中，如果在方向舵偏转命令或发动机故
障之后飞行器处于側滑状态，飞行器将歪斜航行。因ot(^在侧面气流。如果 在此时飞行员为了恢复飞行轴线而以最大角度进行方向舵的偏转，则方向舵 会再次完全处于气流中。应力开始重压于方向舵。如果飞行员在相反方向以 最大角度再次操控方向舵的偏转，则尾翼所承受的力可能超过针对飞行器所 计算的负载。
尾翼所承受的力因此可能达到甚至超过飞行器自身结构的极限。在最严 重的情况下，尾翼可能在力或应力的作用下断裂，导致飞行器坠毁。
发明内容
本发明的目的正是在于弥补以上陈述的技术缺点。为此，本发明提出一 种方法和一种系统，其能通过阻止所述类型的^作(即在相反方向以最大偏 转角相继进行方向舵的偏转)来增加飞行器安全性。为此，本发明的方法和 系统实现在特定飞行状态下对方向舵所允许的偏转角的限制。换言之，本发 明提出了减小飞行员对方向舵的操控的权限，从而在飞行器处于侧滑并在相 反方向上操控方向舵的偏转直到所允许的最大角度时，限制尾翼上的力。
更确切地，本发明涉及一种限制飞行器方向舵偏转角的方法，其包括根 据飞行器速度确定所允许的最大偏转角的操作，其特征在于，其包括以下操 作
-检测飞行器侧滑状态以及接下来的以最大偏转角及笫一方向对方向 舵偏转的第一控制，
—实施对所允许的最大偏转角的限制。所述方法可以包括以下一个或多个特征
-检测飞行器的侧滑状态包括检测方向舵以最大偏转角及与第一方向 相反的第二方向进行的偏转，
-检测飞行器的侧滑状态包括检测飞行器的非零横向加速度。
本发明还涉及用于实施所述方法的系统。所述系统是一种限制飞行器的 方向舵偏转角的系统，其包括
-飞行器速度采集装置，
-根据飞行器速度确定所允许的最大偏转角的确定装置， -方向舵当前位置采集装置， 其特征在于，其包括
-用于检测飞行器侧滑状态以及以所允许的最大偏转角及第一方向进 行的方向舵偏转控制的装置，以及
-用于限制所允许的最大偏转角值的装置。
所述系统可包括一个或多个以下特征
—所述用于检测侧滑的装置是逻辑电路，其检查方向舵的两次相继的偏 转(被称为"双偏转，，(doublet))是否具有相反方向以及所允许的最大偏 转角。
-用于检测侧滑的装置包括横向加速度传感器。
—用于检测侧滑的装置包括逻辑电路，其检查当所检测到的横向加速度 为非零时，是否存在以最大偏转角进行的偏转控制。
-所迷逻辑电路包括由"与"门相连的两个检测通道。
-每一个检测通道包括"与"门、延迟电路和触发电路。
-通过改变构成方向舵限位装置的作动器的长度，来获得对所允许的最 大偏转角的限制。
图l示出允许检测关键状态的"双偏转"检测逻辑电路。
图2示出按照本发明的第一种实施方式的方向舵偏转角限制系统的功能示意图。
图3示出本发明系统的一种实施变型。
图4示出本发明的系统的第二种实施方式。
具体实施例方式
本发明涉及当飞行器处于侧滑状态，且在与方向舵当前位置(也就是当 侧滑时方向舵所处的位置)相反的方向控制进行最大角度的偏转时，能iStit 减小对于方向舵来说所允许的偏转角的方法和系统。上述状态在以下被称为 关键状态。
所允许的偏转角对应于响应于偏转命令方向舵所能接受的最大偏转。所 述角由位于方向舵两侧的两限位装置限定。所述限位装置的位置由被称为 RTLU (方向航行程限制器，英语是Rudder Travel Limitation )的装置所规 定。
本发明因此需要通过进行以下检测来检测关键状态检测飞行器侧滑， 检测RTLU最大值即所允许的最大偏转角值，以及检测对应于方向舵当前 位置的当前偏转角值。然而，大部分飞行器不能获得飞行器的侧滑信息。
因此，为了确定侧滑的存在，本发明提出检测
-以最大偏转先在一个方向、随后在另一方向上的两个相继的偏转指令 的施加，或者
—飞行器横向加速度的存在。
所述两种检测方式能推出飞行器是否处于侧滑。
更确切地，本发明的方法在于通过以上描述的方式之一检测飞行器是否 处于侧滑，并且检测方向舵是否已经达到其最大偏转且已经改变方向。 一旦 检测到这两件事实，本发明的方法即默认为飞行器处于关键状态，并可能具 有超出极限负荷的风险。本发明的方法因此在于减小方向舵所允许的最大偏 转，从而保证方向舵上的力不超过飞行器所设计的极限负荷。这样，减小了 飞行员对方向舵的权限，提高了飞行器安全性。
刚刚描述的所述方法由本发明的系统实施。所述系统包括 -飞行器速度采集装置3，
-根据飞行器速度确定所允许的最大偏转角的确定装置1,-方向舵当前位置采集装置2。
其还包括用于检测关键状态以及确定方向舵偏转极限值的电路，以及保 证飞行器的各个计算机以及检测电落t间的连接、用于为所述电,供检测 关键状态所必须的、在计算机中采样的数据的通信总线。
在图2上示出了本发明的系统的一个示例，其具有能检测关键状态和方 向舵偏转角极限的电路。所述电路实施本发明的笫一种实施方式，其中，从 以最大偏转先在一个方向随后在另一方向上进行偏转的两个相继的指令的 施加，推知飞行器的側滑。其中之一的方向被称为第一方向，另一方向被称 为第二方向。图2的电路因此能检测在两相反方向，直到到达限位装置的两 个相继的偏转的指令。为此，所述电路在输入端El接收方向舵限位装置的 位置，即对于飞行器飞行速度来说所允许的最大偏转角值。所述值例如以才莫 拟形式由RTLU单元1提供。所述值然后被解调器D1转换成数字数据，之 后被引入本发明的电路。电路在输入端E2接收方向舵的当前位置值dr，即 方向舵的真实位置和所述方向舵起始位置之间的角度的值(所谓真实位置是 方向舵在计算的瞬间所处的位置)，也就是方向舵的偏转角。所述值经由 ARINC429 (ARINC:航空无线电协会)类型的通信总线B2由管理方向舵 位置的计算机2例如数据采集集获器SDAC (System Data Acquisition Concentrator,系统数据集获器)提供。电路在输入端E3处接收飞行器速 度的信息。所述信息经由总线B3由管理飞行器速度的计算机3例如ADC 计算机(Air Data Computer,大气数据计算机)或ADIRU (大气数据/惯性 基准组件)计算M供。
所述电路在RTLU的值和方向舶当前位置的值dr之间进行比较。所述 两值为以度表示的值。所述比较通过"双偏转"检测电路4实现，如图l详 细所示。
更确切地，图l示出了实现"双偏转"检测的逻辑电路的一个示例。所 谓"双偏转，，的检测，即检测以最大偏转及相反方向进行方向舵的两个相继 的偏转的指令。该"双偏转"检测电路4包括第一检测通道41和第二检测 通道42。所述两检测通道41和42被连接在逻辑"与"门43上。
第一通道41包括"与"门413，当方向舵的偏转dr的方向为正(电路 4的输入端411 )，且偏转dr的绝对值大于或等于RTLU的值(电路4的输 入端412)时，所述"与"门413取值1。所述通道41包括延迟电路414， 所^迟电路414对在"与"门413的输出端所获得的逻辑值施加一定的延 迟。所^迟至少对应于在方向航偏转指令和方向舵^^应(即方向舵位置变
8化)之间观察到的时间。所述延迟约5到6秒。此外，通道41还包括触发 电路415，其一方面接收直接来自"与"门的逻辑值，另一方面接收来自延 迟电路414的逻辑值。所述触发电路415允许锁定自"与"门413接收的逻 辑值1或0。电路的通道41因此在5到6秒的所述时间内保持在第一 "与" 门413输出端所获得的逻辑值，从而保证方向舵有时间对偏转指4*^应。
通道41因此检测到存在以最大角和第一方向进行的偏转。
"双偏转"检测电路4的第二通道42包括"与"门423，当方向舵偏 转dr的方向为负(电路4的输入端421 )且偏转dr的绝对值大于或等于 RTLU的值(电路的输入端422 )时取值1。所述通道42包括延迟电路424, 所fel迟电路424对在"与"门423的输出端所获得的逻辑值施加与延迟电 路414相同的延迟。通道42还包括触发电路425，其允许锁定自"与"门 423接收的逻辑值1或0。电路的通道42因此在5到6秒的所述时间内保持 在第一 "与"门423输出端所获得的逻辑值，从而保证方向舵有时间对偏转
通道42因此检测到存在以最大角和第二方向进行的偏转。
各通道41和42输出端连接到逻辑"与"门43。当"与"门43在其每 一个输入端接收逻辑值1时，这意p木检测到在相反方向上以最大角进行偏转 的两个指令。从"双偏转，，检测电路4的输出端发出逻辑值1。在相反情况 下，从电路4的输出端发出逻4W0。
当"与"门43的输出为1时，这意P未险测到关键状态。那么图2的电 路保证对RTLU的值的限制。与加法器7及功率电路8相连的限位装置控 制电路5保证对RTLU的值的限制，即所允许的极限偏转角。
刚刚描述图2时，考虑到了 RTLU的值是直接由单元RTLU单元1提 供的角值。然而，需注意方向舵的限位装置是借助于M式作动器实现的。 因此，由RTLU单元1所提供的信息是公制值，例如用亳米表示。图2的 电路因此包括将公制值转换为角值的转换部件，尤其是把亳米转换为度的部 件6。因此，对所允"^午的偏转角的限制对应于以毫米计的作动器的伸长作 动器伸长得越多，所允许的偏转角越受限制。
在图2的示例中，通过比较方向舵的偏转角ijM^测关键状态。图3示出 了电路示例，其允许通过比较方向舵当前位置和对RTLU的位置命令M 测关键状态。换言之，使用所述电路，不等待RTLU就位，直接利用RTLU 命令。"双偏转"检测电路4因此在输入端接收方向舵的位置值dr以及由限位装置控制电路5提供的RTLU命令值。
在本发明的第二实施方式中，考虑飞行器M在非零的横向加速度的时 刻起处于侧滑中。事实上，在大部分飞行器中，存在位于飞行器侧面的速度 传感器。所述传感器能检测飞行器的横向加速度值。如果所述横向加速度值 不为零，也就是存在侧滑。如果检测到侧滑，且也检测到以最大偏转进行的 方向舵操控，则飞行器处于关键状态。图4示出能实施所述实施方式的电路 的一个示例。
图4的电路与图2的电路相同，只是在电路输入端接收的特定数据以及 "双偏转，，的检测电路方面有所不同。更确切地，在所述实施方式中，电路 包括接收飞行器横向加速度值Ny的输入端EIO。所述值Ny由计算机10经 由总线B2提供。
在所述实施方式中，"双偏转"检测电路4包括能检查Ny是否为非零 且方向舵是否处于第一方向的第一通道，以及检查是否存在方向舵在第二方 向以最大偏转进行的偏转的第二通道。如果两通道的逻辑值为1，则认为飞 行器处于关键状态。
无论哪种实施方式，本发明的系统可以被植入飞行器飞行控制计算机 内，例如FLC计算机(Field Limitation Computer,感觉和限制计算机)内。 所述FLC计算机具有的优点在于尤其能保证对RTLU的测定和操控，因此 其必然知道RTLU的值。
权利要求
1.一种限制飞行器方向舵偏转角的方法，其包括根据飞行器速度确定所允许的最大偏转角的操作，其特征在于包括以下操作-检测飞行器侧滑状态以及接下来以最大偏转角及第一方向进行的对方向舵偏转的第一控制，-实施对所允许的最大偏转角的限制。
2. 按照权利要求1所述的方法，其特征在于，检测飞行器侧滑状态 包括检测方向舵以最大偏转角及第二方向进行的偏转。
3. 按照权利要求1所述的方法，其特征在于，检测飞行器侧滑状态 包括检测飞行器的非零横向加速度。
4. 一种限制飞行器方向舵偏转角的系统，其包括 -飞行器速度釆集装置，—根据飞行器速度确定所允许的最大偏转角的确定装置，-方向舵当前位置采集装置，其特征在于包括-用于检测飞行器侧滑状态以及以所允许的最大偏转角及第一方向 对方向舵的偏转的控制的装置，以及-用于限制所允许的最大偏转角值的装置。
5. 按照权利要求4所述的系统，其特征在于，用于检测侧滑的装置 是逻辑电路，该逻辑电路检查方向舵的两次相继的偏转是否具有相反方向 以及所允许的最大偏转角。
6. 按照权利要求4所述的系统，其特征在于，用于检测侧滑的装置 包括4黄向加速度传感器。
7. 按照权利要求6所述的系统，其特征在于，用于检测侧滑的装置 包括逻辑电路，该逻辑电路检查当所检测到的横向加速度为非零时，是否 存在以最大偏转角进行的偏转控制。
8. 按照权利要求5至7中任一项所述的系统，其特征在于，所述逻 辑电路包括由"与"门相连的两个检测通道。
9. 按照权利要求8所述的系统，其特征在于，每一个检测通道包括"与"门、延迟电路和触发电路。
10. 按照权利要求4至9中任一项所述的系统，其特征在于，通过改 变构成方向舵P艮位装置的作动器的长度，来获得对所允许的最大偏转角的 限制。
11. 一种飞行器，其特征在于其包括按照权利要求4至10中任一项 所述的限制方向舵偏转角的系统。
12. —种飞行器，其特征在于其包括能够实施按照权利要求1至3中 任一项所述的限制方向舵角度的方法的系统。
全文摘要
本发明涉及限制飞行器方向舵偏转角的方法，其包括以下操作按照飞行器速度确定所允许的最大转向角，检测飞行器侧滑状态以及接下来的以最大偏转角及第一方向对方向舵偏转进行的第一控制，对所允许的最大偏转角实施限制。本发明还涉及用于实施所述方法的系统。
文档编号G05D1/00GK101297250SQ200680039616
公开日2008年10月29日 申请日期2006年10月19日 优先权日2005年10月27日
发明者迪迪埃·埃弗桑 申请人:空中客车法国公司