相关申请的交叉引用
无
关于联邦资助研究或开发的声明
无
本文的技术落入飞行器飞行控制的领域内，并且更特别地涉及通过使用俯仰控制系统来改进制动性能的飞行控制律。
背景技术：
在飞行器着陆或中断起飞的制动阶段期间，减速力的主要来源从飞行器轮胎与跑道表面之间的摩擦接触产生。通过在主起落架轮上施加制动的动作产生这些摩擦力。
由于常规的飞行器通常仅在主轮上(并且不在前轮上)具有制动器，所以影响制动能力的关键参数是在地面减速期间作用在主起落架中的竖直负荷。作用在主起落架上的竖直负荷越大，则制动器所能够提供以减慢并且使飞行器停止的减速力就越高。
附图说明
应结合附图阅读下文对示例性的非限制示意性实施例的详细描述，其中：
图1示意了在制动段期间作用在飞机上的力；
图2示意了在制动期间作用在飞机上的力和示例非限制性控制律方案；并且
图3示出由电传操纵控制器执行的示例控制律。
具体实施方式
图1示意了在制动段期间作用在飞机100中的力。该图示出在跑道102上移动的飞行器100受到来自机翼104的向上升力l、来自发动机106的向前推力t、以及气动阻力d。作用在整个飞行器100上的净竖直负荷是飞行器升力l和重力w的合力。分别作用在主起落架11和前起落架13上的各个竖直负荷rmlg、rnlg是竖直负荷在飞行器的前起落架和主起落架之间分布的结果。主起落架11的轮子施加的制动力fatmlg产生俯冲旋转力矩，该俯冲旋转力矩降低主起落架11上的局部负荷，并且增加前起落架13上的负荷。结果，制动效率由于制动力产生的朝下的俯仰力矩而降低。
该示例非限制性技术提供了一种解决上述制动效率问题的技术方案。
一个示例非限制性实施例提供一种飞行控制律，该飞行控制律通过使用测量到的纵向加速度和/或制动踏板位置作为控制律的基准量而操作飞行器升降舵108(或其他俯仰控制系统)来增强制动效率。通过这种技术方案，能够增加主起落架11中的竖直负荷，且因此增强制动效率。
使用该示例非限制性方法，能够调节加速度和/或制动踏板与升降舵108偏转之间的关系，以始终在前起落架13上保持至少最小竖直负荷，以在起飞和着落期间提供足够的方向性操纵性能。不需要直接测量前起落架13上的瞬时竖直负荷。这种技术方案提供了一种简单且可靠的系统，因为测量到的减速度和制动踏板位置参数通常已经被电传操纵控制律使用，并且已经具有必要的可靠性。
更详细地，图2示出了包括实施控制律的电传操纵控制器52(其可以是执行存储在非暂时性存储器中的软件的一个或多个处理器)的示例控制系统50。特别地，控制器52接收指示纵向加速度(例如，由常规的线性加速度计或其它加速度测量传感器测量到的负加速度或减速度)的输入accx和来自常规的制动踏板位置传感器的制动踏板位置(pedalpos)。控制器52还可以从风速指示仪或测量飞行器速度的其它传感器接收速度信号。控制器52不需要前负荷或力的测量值作为输入。
响应于这些输入中的一些输入或全部输入，控制器52产生输出δelev，该输出δelev被应用以改变升降舵108或其它俯仰控制面的位置。控制器52输出参数δelev以控制产生后部的向下升力lht的后部控制面(例如，升降舵108)。向下升力lht在飞行器上执行旋转力矩，该旋转力矩至少部分地抵消由主起落架11上的制动力产生的俯冲力矩。该抵消力矩具有增加主起落架11上的局部负荷并且减小前起落架13上的负荷的效果。
图3示出了控制器52执行的示例非限制性控制律步骤。在该示例中，控制器52读取加速度(方框102)、制动踏板位置(方框104)和速度(方框106)。控制器52从这些参数中的一个、一些或全部参数来计算参数δelev，从而如上所述地控制后部控制面108(方框108)。这导致增加朝向地面的飞行器主起落架11的法向竖直负荷rmlg(方框110)，并且相应地增加制动力fatmlg(方框112)。通过重复地读取加速度(方框102)、制动踏板位置(方框104)和速度(方框106)，并且重复地执行方框108、110和112的计算和步骤而持续地重复该过程。
虽然已经结合当前被视为最实际和优选实施例的实施例描述了本发明，但是应理解，本发明不限于所公开的实施例，相反，本发明有意涵盖所附权利要求的精神和范围内所包括的各种变型和等效布置。