用于增强性能的陡直爬升保护系统的制作方法

本公开总体涉及飞行器控件，并且更特别地涉及防止在电传操纵(fly-by-wire)飞行器中高迎角或超出期望迎角的不利飞行状态。

背景技术：

电传操纵飞机试图限制迎角以防止可以发生在高迎角下的不利飞行状态(UFC)，该UFC包括升力的减小超出可接受的极限、高速抖振、上仰、横向不稳定或这些状态的组合。通过将迎角限制在大约处于或稍微低于超出便会发生这些不期望的特性的迎角，这些状态可以被避免。迎角与速度(空速)密切相关并且与速度成反比例增加。然而，迅速的减速可以导致当前的迎角快速超出期望的迎角极限并将飞行器暴露在难以控制或上述任意其他不期望特性的状态。

技术实现要素：

在本公开的一个方面中，增强交通工具的运转方面的方法包括为用于偏转操纵面的控制变量设置极限，其中该极限被设置为不利飞行状态和/或期望目标迎角和迎角的变化速率的函数。该方法还包括防止飞行员控制变量命令超出该极限。

在本公开的另一个方面中，增强交通工具的运转方面的方法包括使用控制回路偏转操纵面以及确定状态存在。当状态存在时，基于迎角的变化速率设置偏转操纵面的极限。

在本公开的又一个方面中，增强交通工具的运转方面的系统包括机体、由飞行员使用以设置关于交通工具的姿态的控制变量的飞行控件、以及影响交通工具在飞行中的姿态的操纵面。该系统还包括耦合到机体的迎角传感器和迎角速率传感器以及耦合到飞行控件、迎角传感器和操纵面的临界飞行数字计算机。临界飞行数字计算机包括处理器和存储器，存储器具有计算机可执行指令，当计算机可执行指令被处理器执行时，使得临界飞行数字计算机接收来自飞行控件的控制变量并且响应于从飞行控件接收的控制变量而偏转操纵面。临界飞行数字计算机还确定控制变量超出阈值，并且当控制变量超出阈值时，设置作为不利飞行状态和/或期望目标迎角以及迎角的变化速率的函数的控制变量的极限以限制操纵面的偏转从而防止交通工具达到UFC或超出期望的迎角极限。

本发明可以涉及增强交通工具的运转方面的方法，该方法可以包括为用于偏转操纵面的控制变量设置极限，该极限被设置为不利飞行状态(UFC)/目标迎角(α)和迎角的变化速率的函数并且防止从飞行员接收到的控制变量命令超出控制变量的极限。设置控制变量的极限可以包括从UFC/目标α减去的增益调整值以增强准确度。用于偏转操纵面的控制变量可以是控制回路的一部分。为了提高可靠性，该方法还可以包括确定从飞行员接收的控制变量命令超出阈值极限；并且将控制回路从第一反馈基础改变到第二反馈基础。第一反馈基础可以包括固定的控制变量极限并且第二反馈基础包括设置为UFC/目标α和的函数的极限。第一反馈基础可以使用利用传感器数据计算的交通工具速度误差值并且第二反馈基础将交通工具速度误差值设置为零。该方法还可以包括结合基于设置用于偏转操纵面的控制变量的极限的减速的速率。减速的速率可以被限制为3节/秒。

本发明可以涉及增强交通工具的运转方面的方法，该方法可以包括使用控制回路偏转操纵面；确定状态存在；以及当状态存在时，基于迎角的变化速率设置偏转操纵面的极限。该方法还可以包括当状态存在时将控制回路的速度误差设置为零。基于迎角的变化速率设置偏转操纵面的极限可以包含设置该极限等于UFC/目标α的变量值减去当前迎角的变化速率与因子的乘积。UFC/目标α的变量值可以根据机翼配置、交通工具的速度(马赫数)和交通工具的高度的组合而确定。该方法还可以包括基于迎角的变化速率限制作为偏转操纵面的函数的交通工具减速。控制回路中的反馈增益可以被选择以使得阻尼响应大于0.7。反馈增益可以被选择为将速度减速限制为3节/秒的速率。该状态可以是超出c*-cmd的积分的预定阈值的c*-cmd的积分。如果c*-cmd小于c*-cmd阈值，该状态可能不存在，并且因此，c*-cmd的积分可以被设置为零并且调整操纵面的极限可以被设置为c*-cmd的最大值。

本发明可以涉及增强交通工具的运转方面的系统，该系统可以包括机体；由飞行员使用以产生关于交通工具的姿态的控制变量的飞行控件；影响交通工具在飞行中的姿态的操纵面；耦合到机体的迎角传感器；以及耦合到飞行控件、迎角传感器和操纵面的临界飞行数字计算机，临界飞行数字计算机包括处理器和存储器，存储器具有计算机可执行指令，当计算机可执行指令被处理器执行时，使得临界飞行数字计算机：接收来自飞行控件的控制变量；响应于由飞行控件接收的控制变量偏转操纵面；确定控制变量的时间积分超出阈值；以及当控制变量超出阈值时，设置控制变量的极限作为UFC/目标迎角(α)以及迎角的变化速率的函数以限制操纵面的运动从而阻止交通工具超出计算的迎角。为了增强性能，该系统还可以包括报告交通工具的速度的速度传感器；以及报告交通工具的高度的高度传感器，其中临界飞行数字计算机使用交通工具的速度和高度以确定UFC/目标α。为了提高可靠性，当控制变量小于阈值时，临界飞行数字计算机可以使用第一反馈回路，并且当控制变量的时间积分大于阈值时，使用第二反馈回路。第一反馈回路可以基于最大控制变量值设置控制变量限制器，并且第二反馈回路基于UFC/目标α和的函数设置控制变量限制器。

讨论的特征、功能以及优势可以在各种实施例中独立实现或可以在其他实施例中结合实现，这些实施例的进一步细节可以通过参考以下说明和附图看到。

附图说明

对于本公开的方法和装置的更完整的理解，应该参考在附图中更加详细说明的实施例，其中：

图1是根据本公开的代表性交通工具的透视图；

图2是用在图1的交通工具中的临界飞行数字计算机的框图；

图3是迎角的说明；

图4是迎角的另一个说明；

图5是根据本公开的命令循环的图示；

图6是操作模式期间命令循环的子集的图示；

图7是说明陡直爬升UFC保护的交通工具中的控制操纵杆位置的时间历程图示；

图8是交通工具的迎角的比较图表；

图9是交通工具的速度(空速)的比较图表；

图10是交通工具的俯仰姿态的比较图表；

图11是进入和退出陡直爬升UFC/迎角极限保护的流程图；以及

图12是图11中的流程图的单元中的c*-cmd积分的使用的示例。

应该理解的是，附图不必要成比例并且公开的实施例在部分视图中有时被粗略地描述。在某些情况下，对理解本公开的方法和装置不是必要的细节或使得其他细节很难被察觉的细节可以被省略。当然应该理解的是，本公开不限于在此说明的特定实施例。

具体实施方式

图1说明了交通工具100。在图1的说明中是飞行器的交通工具100具有包括机身103和机翼104的机体102。推进单元106可以耦接到机翼104。机翼104还可以包括襟翼108和可以在某些情况(例如着陆)中展开的前缘装置110以增加机翼前缘拱度由此引起更多的升力。尾部112包括作为影响交通工具在飞行中的俯仰姿态的操纵面116的示例的升降舵114。

图2是交通工具100的附加元件的框图。临界飞行数字计算机122包括处理器124和存储器126。数据输入/输出总线128将处理器124耦合到存储器126。总线128还将临界飞行数字计算机122连接到各种输入和输出，这些输入和输出包括但不限于交通工具配置130、迎角传感器131、飞行控件132、速度传感器133、高度传感器134、重力传感器135、俯仰传感器136以及俯仰速率传感器137。交通工具配置130代表来自确定交通工具100的状态(包括前缘装置110、襟翼108、升降舵114等的位置)的多个传感器和/或致动器的输入。

暂时转向图3和图4，迎角(α)被定义为机翼170的翼弦172和气流174之间的角。图3说明了零度角α，而图4说明了正角α。返回图2，α传感器131可以是光探测预测量(LIDAR)传感器或α可以使用压力传感器(未描绘)、叶片或另一机械装置的阵列而确定。交通工具100的飞行控件132可以包括分别用于命令俯仰/滚动和发动机功率的已知的操纵杆/轮以及节流控件。速度传感器133可以使用皮氏管(pitot tube)、GPS、惯性传感器、LIDAR等，以便报告速度(空速)、对地速度或这两者。高度传感器134可以使用气压计、GPS、雷达应答机等来确定交通工具100的高度。重力传感器135依据关于重力的力来测量加速度。俯仰传感器136和俯仰速率传感器137分别测量交通工具100的俯仰以及俯仰的变化速率，其中俯仰是交通工具100关于水平线的前端到后端的姿态。

临界飞行数字计算机122还可以包括一个或多个输出(例如操作诸如液压汽缸或电动伺服马达的操纵面致动器138的输出)，以偏转诸如升降舵114的操纵面116。其他操纵面的附加输出(包括舵、扰流板以及副翼)也可以由临界飞行数字计算机122命令，但是为了清晰而故意省略。

处理器124是被物理配置为执行存储在存储器126内的指令的硬件设备。存储器126可以是半导体存储器，该半导体存储器包括但不限于RAM、ROM、PROM以及其他固态结构，但也可以包括大容量存储设备、和/或诸如CD、DVD和/或闪存设备的可移动存储介质，但是不包括诸如载波的传播介质。存储器126可以包括用于管理临界飞行数字计算机122的操作的操作系统140和用于配置和诊断在临界飞行数字计算机122中的状态的工具142。存储器126还可以包括用于控制函数144的指令以及操作数据和/或查找表146。控制函数144可以包括指令，当通过处理器124执行时，该指令使得临界飞行数字计算机122接收来自飞行控件的控制变量，确定操纵面116的期望设置以及响应于控制变量移动操纵面116。

控制函数144还可以包括用于确定控制变量超出阈值的指令。在实施例中，阈值可以存储在操作数据和查找表146中。控制变量可以是重力命令(g-cmd)，有时称为负载因子，或迎角命令(α-cmd)。在其他实施例中，另一个优点可以是用于在C*命令系统(基于法向力和以g’s为单位的俯仰速率命令的组合的重力命令系统)中已知的命令变量或由各种飞机制造商使用的C*U命令系统中已知的命令变量。在本讨论中，控制变量将被称为c*-cmd。例如，当交通工具100配置为非终端操作时在高于一定速度时，许多现代系统主要使用重力(g-cmd)信号。在这种情况下，控制回路可以基于飞行器法向加速度(例如，从-0.5g到+2.5g)的飞行控制调节。在其他情况下，例如当交通工具100正在着陆时，控制回路可以更加响应于俯仰速率命令而不是法向加速度命令。

如以下所讨论的，如果例如c*-cmd值高于阈值导致交通工具100过于迅速地减速，则极限可以置于c*-cmd上。在实施例中，命令变量可以被限制为目标迎角(UFC迎角和/或其他目标迎角)和迎角的变化速率的函数，以便防止不利飞行状态或防止超出期望目标迎角的发生。当以这种方式操作时，UFC/目标迎角可以通过临界飞行数字计算机122使用由速度传感器134报告的交通工具100的速度218和由高度传感器136报告的高度227的组合而被确定。换句话说，因为没有固定的UFC/目标迎角，所以UFC/目标迎角值可以基于这些和其他状态(例如机翼配置)被实时确定。

命令回路200的图示在图5中示出，命令回路200用于在交通工具100涉及陡直爬升时避免UFC。陡直爬升是当爬升的速率大于由飞行器的发动机的推力确定的持续爬升的最大值时的爬升。命令回路200用于增强诸如限制交通工具100的迎角的操作方面。当正常飞行时，在停用陡直爬升UFC/迎角保护的情况下，三个选择器：命令选择器202、速度反馈选择器226以及极限选择器234都在图5中示出的取消选择的位置中。在这种状态下，命令回路200以常规的方式操作。当前的控制变量命令(cv-cmd)基于飞行控件132的飞行员的定位而被用作输入变量。作为cv-cmd经过的实际的控制变量可以基于上述的当前飞行廓线。

cv-cmd被接收并通过命令选择器202之后，速度误差反馈项在运算符204处被添加到cv-cmd中。作为结果的控制变量基于下面讨论的控制变量极限236在限制器206处被截断。飞行控制回路207用于管理交通工具100的实际操纵面。比例积分(PPI)运算符208接收限制器的输出并使用下面讨论的反馈值以产生控制在实施例中连接到升降舵114的致动器210(例如液压汽缸或电动马达(未描绘))的命令209。致动器/升降舵的运动改变交通工具100的姿态以允许传感器212确定用于命令回路200中的反馈的飞行特性。

速度(V)218(即，空速)被馈送到加法器220，加法器220比较当前速度V 218和参考速度224以产生速度误差信号Ve。速度误差信号Ve乘以在框228处的比例因子k_ss并且产生的速率误差反馈项被添加到运算符204处。控制变量反馈项216(例如，重力、俯仰速率、迎角等)根据控制方案在反馈增益框214中参数地变化并提供给PPI运算符208。反馈增益值或反馈增益框214的值可以随飞行状态变化以实现所需的响应特性。

控制变量极限(cv-limit)236基于cv-cmd类型设置。例如，如果cv-cmd是g-cmd，则cv-limit 236可以被设置为2.5g，意味着即使飞行员将操纵杆充分向后地移动，交通工具100也不会超出2.5g的重力。类似地，如果cv-cmd是α命令，则该极限可以是14度。

当cv-cmd的阈值被超出时，命令回路200被切换到陡直爬升UFC保护模式。自该模式的进入和退出在以下关于图7更加详述地讨论。当进入陡直爬升UFC保护模式后，选择器202、226和234中的每一个都被切换。命令选择器202促使cv-cmd控制命令从当前选择(例如，c*-cmd)转换到α命令。由于α命令系统是固有的速度稳定的并且为此目的不需要速度反馈，因此速度反馈选择器226将速度218反馈从回路中移除并将速度反馈误差值设置为零。最后，极限选择器234从cv-limit 236的当前值被设置为可变值，α-limit。α-limit是迎角的变化速率的函数。运算符232根据公式设置α-limit

其中UFC是不利状态的速记，

[α_UFC|α-target]＝基于观测状态的当前不利状态角或目标迎角中的任意一个，以及

被选择为基于模拟信息设置c*-cmd和α-cmd之间的变换点。这个值(像α_UFC)可以根据经验产生并且随着考虑中的环境、交通工具配置以及诸如高度和速度的飞行状态而变化。

α_UFC/α-target和的值可以从框229中的查找表或公式中选择。这些值是速度218、高度227以及机翼配置(襟翼和前缘装置)的函数并且对每一种交通工具类型都是唯一的。例如，不利状态迎角(α_UFC)在低速时更高。在高速时，马赫数/压缩性效应可以导致高速抖震和在低迎角下的不利状态。机翼配置还影响失速迎角(例如，随着前缘装置110的延伸，在机翼翼面上的流动分离因此被延时，增大了机翼不利状态发生时的迎角)。然后计算的α-limit被设置为限制器206的最大值，并且相应地，作为进入到PPI运算符208的α-cmd的最大值。α-limit作为α_UFC和/或期望α目标的函数被实时计算，并且二阶项防止迎角(α)超出它的目标极限。将限制器206的极限设置为α-limit因此是当前状态和处于α-cmd模式中的命令回路200的状态的函数，以便极限选择器234因此被设置。设置极限防止操纵面116被充分偏转以导致UFC或防止超出目标迎角。

尽管本公开讨论了将交通工具限制在低于不利状态迎角(α_UFC)或其他目标α的能力，但事实上，α_UFC仅仅是一般目标α使得目标α等于不利状态α的具体实例。

参考图6，图5中的飞行控制回路207在α-limit操作期间的图示被说明。反馈增益Kα290和292被设置以便根据可接受命令响应短周期处理特性而调节迎角，如下面讨论的示例性性能图所示。在实施例中，(其不同于)被设置为确保短周期阻尼响应大于0.7以将α过冲减到最小。当陡直爬升保护系统(ZCPS)被接合并且α过冲且速度218下冲被避免时，和速度减小的速率两者都被有效限制。导致受限的α-cmd的α命令极限被如上所述地设置。效果是飞行员不能有意地或无意地将交通工具100带入一种飞行模式中，在该飞行模式中，由操纵杆持续大范围向后命令引起的迅速减速导致现有的控制回路过冲并且潜在地使交通工具置于不利飞行状态中。

图7-10说明了与现有飞行控制方案比较的陡直爬升保护的α极限的示例性实施例。图7说明了曲线302示出的在交通工具100中由飞行员进行的操纵杆充分向后运动。在示例性实施例中，交通工具状态包括襟翼40、40％重心以及14度的α-target。也就是，交通工具100的最大α不大于14度。图8说明了三个不同飞行控制方案产生的α。曲线304说明了不具有α限制器的常规受控变量C*类命令系统。当交通工具100达到被认为是不利的飞行状态时，最大α超出90度。曲线306显示了具有α-limit的现有技术的C*类命令系统的结果。在曲线306中，在过冲至高于20度长达15秒之后，α最终安定在14度的目标。曲线308显示了使用本文讨论的陡直爬升UFC保护的交通工具响应，在所述陡直爬升UFC保护中，在整个操纵过程中交通工具100的α被控制在14度的目标而不具有过冲。

图9和图10说明了速度(空速)和俯仰姿态的相应结果。分别由α-limit曲线304和306显示的C*类命令系统和现有技术的C*类命令控制说明了迅速下落的速度和接近或超出40度的相应俯仰姿态。甚至由曲线306说明的现有技术的α-limit命令控制方案在α结合可以引起UFC的迅速下降的速度中经受过冲。由于当前部署的系统的这种过冲的危险，大速度安全裕度被建立在飞机的运行速度中以防止飞行员无意地接近交通工具UFC；然而，并不能保证飞行器可以始终避免UFC。这些大安全裕度的结果是着陆速度被增加以适应该裕度。增加的着陆速度增加了着陆飞行器所需要的以及需要其他设计权衡的跑道长度。

相比之下，本示例性实施例的图9中的陡直爬升UFC保护曲线308显示了减速的速率从未超出联邦航空条例(FAR)部分25要求的具有减小的俯仰姿态偏移的3节/秒的UFC示范速率。在反馈增益框214中设置合适的比例因子确保在调节α时可接受的短周期的处理质量。装备有陡直爬升UFC/α-target保护的交通工具100本质上被保护以防止进入不利飞行状态并且不需要现有技术的系统的大安全裕度，使得着陆速度可以被降低，并且相应减小着陆区域长度以及飞行器上的磨损和损伤。

陡直爬升不利飞行状态保护进入和退出的时间历程250在图11中示出。该策略涉及首先比较迎角的变化速率与预定极限，并且然后当满足附加标准时将命令回路200置于陡直爬升UFC保护模式中。在框252中，ZCPS/迎角极限的阈值测试被执行。在实施例中，该测试是的值是否超出当前α值。如果为否，则“否”分支进行到框264并且正常操作模式通过选择器202、226和234设置被设置或保持为如图5所示的正常操作。

如果在框252中满足触发条件，则在框254中，确定ZCPS模式是否已经被启用。也就是，是将cv-cmd设置为c*-cmd(是)还是将cv-cmd设置为α-cmd(否)。如果为是，则过程在框262中继续并且确定c*-cmd的时间积分是否大于或等于c*-cmd的时间积分的第一阈值。在实施例中，根据飞机配置和/或飞行状态，阈值是诸如2、3或4的简单值。暂时转向图12，c*-cmd的特定实例的值的示例性设置通过曲线280示出。c*-cmd的积分(即在增量1-g c*-cmd曲线280下方的面积282)与阈值＝2g-sec相比较。在说明的示例中，面积282等于阈值2并且因此满足框262的触发。返回图11，如果在框262中不满足触发值，则执行继续到框264并且命令回路200处于如上所述的正常操作中，并且执行继续到框252。可替代方案在下面讨论。

返回到框254，如果cv-cmd不等于c*-cmd(即，ZCPS模式已经被启用)，则进行测试以确定c*-cmd是否小于或等于c*-cmd阈值(即，驾驶员是否将操纵杆降低到某位置，低于该位置则需要ZCPS)。如果c*-cmd低于c*-cmd阈值，则“是”分支进行到框260。在框260中，c*-cmd的时间积分被复位为零并且命令回路200在框264中返回到正常操作。

如果在框256中c*-cmd大于c*-cmd阈值，则“否”分支进行到框258。类似地，如果在框262中c*-cmd的积分大于或等于c*-cmd的积分的阈值，则执行继续到框258。在框258中，选择器202、226和234均设置为ZCPS模式，并且cv-cmd设置为α-cmd，限制器206设置为α-limit，以及速度误差设置为零。从框258中，执行继续到框252。时间历程250仅是ZCPS模式的进入和退出可以如何被执行的一个示例并且具有类似结果的其他过程可以被预计。

为了说明具体的示例，交通工具100可以在35英尺的高度下运行在130节(knot)的速度。c*-cmd阈值是0.5g。飞行员向后充分拉动控制操纵杆以产生c*-cmd，其具有在6.25度的初始α下的2.5g重力并且该α在大约0.55秒的过程中上升到8.0度。然后为(8-6.25)/0.5度/秒或3.5度/秒。对于本示例性实施例，的值是2秒并且α_UFC是14度。参考图11，在框252中满足ZCPS触发，这是因为的值是(14度-(2秒*3.5度/秒))＝14-7＝7，使得α的当前值(8.0度)≥7度触发极限。

随着触发的满足，执行继续到框254，cv-cmd被设置为c*-cmd，因此执行继续到框262。继续之前的示例，∫g-cmd阈值是2。用于充分向后的控制操纵杆的等价g-cmd是2.5g，意味着g-cmd的积分在0.8秒处在稍大于0.55秒后等于2，如图12所示。

随着∫g-cmd阈值测试在框262中满足，执行进行到框258。如上所述，选择器202、226和234被切换。cv-cmd被设置为α-cmd，Ve被设置为零，并且限制器206被设置为α-limit，框232的输出。如上计算的，的值≥α，因此在框206中的极限最初设置为8.4度：在∫g-cmd阈值测试被满足的时刻的变量α_limit的值。由于较小的g命令导致∫g-cmd阈值测试被满足的时间越长，α_limit的值将越大，参见例如图12所示。可预料的是，由于来自飞行员的不彻底的后置操纵杆命令将导致缓慢的变化速率，使得增加。因此，即使飞行员请求的α(α-cmd)超过20，限制器206的输出将被最初设置为8.4。随着的减小，当变为零时(在本示例中为大约4秒)，限制器206的值增加到接近14度。

当飞行员松弛控制操纵杆以便请求的c*-cmd低于0.5g的阈值时，框256变成正确的并且“是”分支进行到框260，其清除∫g-cmd值并将选择器202、226和234重置为其原始的正常的操作状态。

UFC防护的迎角的变化速率的使用提供了限制减速的速率的手段，并且其在交通工具控制的特定模式中的使用确保了电传操纵交通工具100将不会因为在迅速减速期间迎角的过冲而达到UFC或超出期望迎角。因为在不利飞行状态处的运转可以被有效地消除，所以过量的UFC裕度可以被减小，由此允许更低速着陆，同时始终保证美国联邦航空管理局要求的操纵性能和具有可接受的操控质量的转弯能力。

尽管仅提出了某些实施例，但对于本领域技术人员来说，可替代的实施例和修改从上面的描述中将是显而易见的。这些和其他可替代的实施例被认为是等价物并且在本公开和所附权利要求的精神和范围内。