增强起飞配平指示的制作方法

示例非限制性技术涉及飞机座舱指示，并且更特别地涉及能够进行飞机起飞配平调节计算和指示的自动系统、方法和存储器存储装置。

背景技术：

飞机通常具有控制装置，使飞行员能够“配平”(trim)俯仰，即飞机的“机首向上”/“机首向下”姿态。“机首向上”俯仰通常意味着飞机的高度正在升高，而“机首向下”俯仰通常意味着飞机的高度正在降低。通常期望当控制装置处于中立位置时使飞机的俯仰保持在中立姿态。

实现此目的的一种方法是基于当前空速、推力和其它因素“配平”俯仰，使得摇杆或其它接收器的中性位置提供水平飞行，没有迫使机首向上或向下的力矩。配平中和了将控制面保持在特定位置所需的力。经适当配平的飞机减轻了升降舵控制装置上的压力，或者飞行员必须施加以保持飞机水平的力。使用飞机的自然稳定性与俯仰配平相结合能够允许更平稳的飞行控制并减少飞行员的工作量。

大多数飞机具有俯仰配平控制器控制装置，当摇杆(通常控制升降舵和/或其它俯仰控制表面)处于其中立位置时，该俯仰配平控制器控制装置设定“机首向上”、“机首向下”或中性俯仰。在小型飞机中，俯仰配平通常通过升降舵控制表面上的可移动配平凸片调整片来实现，所述可移动配平凸片调整片由驾驶舱中的其它配平轮或其它配平控制器控制装置控制。例如，向下旋转凸片调整片在配平凸片调整片上产生向上提升，这使升降舵旋转到期望配平角度。通过适当调节配平凸片调整片，升降舵移动到所需配平角度以获得所需的速度，并且维持所需俯仰姿态所需的控制杆上的力变为零。在较大飞机中，俯仰配平通常由操作电机的处理器执行，以控制升降舵所附接的水平安定面稳定器的角度/位置(参见图1)。

虽然可以在飞机航行中调节俯仰配平，但是通常将其在起飞时设置，以建立机首向上/机首向下偏移，以考虑飞机的重心(cg)所在的位置。在这种情况下，“cg”表示飞机重心的平均位置(即整个飞机的质心)——其对于空的飞机为特定已知位置，但可能随着燃料量、载客/载物量等因素而变化。

技术实现要素：

根据本发明的一个方面，提供一种指示方法，包括：输入配平值；使用至少一个处理器，从输入的所述配平值得到配平重心值；以及显示得到的所述配平重心值。

根据本发明的又一个方面，提供一种指示系统，包括：输入电路，所述输入电路接收输入的配平；耦合至所述输入电路的至少一个处理器，所述至少一个处理器从所述配平值得到配平重心值；以及耦合至所述至少一个处理器的电子显示器，所述电子显示器显示得到的所述配平重心值。

附图说明

以下结合附图阅读例证性非限制性示例性实施例的详细说明，其中：

图1示出示例飞机的控制表面；

图2示出示例非限制性水平安定面控制系统；

图3示出示例非限制性飞机配平电子显示器；

图4示出飞机的典型起飞配平位置控制；

图4a示出以平均空气动力弦(meanaerodynamicchord)的百分比表示的重心(cg)指示；

图5示出计算和设置飞机起飞配平位置的示例非限制性过程；

图6示出其中配平位置仅为cg位置的函数的飞机的配平位置标度转换；

图7示出等效cgtrim位置的示例非限制性指示；并且

图8示出现有技术和所提出的新解决方案过程。

具体实施方式

本文的示例非限制性技术呈现了简化设置用于具有多参数依赖起飞配平位置(通常是大型飞机)的飞机的起飞配平位置的过程的功能性，允许飞行员以比现有过程更容易的方式配置起飞配平，也减少了错误计算导致误差的可能性。

示例非限制性技术应用于具有多参数依赖起飞配平的飞机，并且其中起飞配平定义中使用的全部参数(除了cg位置之外)都可用于处理单元，诸如飞行控制模块，从而执行必要的计算。

示例自动电传操纵俯仰配平系统

在一些飞机中，能够手动输入俯仰配平，然后通过安装在控制柱上的开关进行调节，其致动配平电机。图2示出了包括至少一个处理器102的示例机载飞机驾驶舱控制系统100，处理器102被编程和配置成生成水平安定面位置电机控制信号以设定水平安定面110的配平角度/位置。在这种示例系统100中，飞行控制模块(fcm)102接收来自驾驶舱控制系统112(例如，包括摇杆或其它接收器)和其它飞机系统106的输入，诸如传感器输出，包括经校准空气速度和诸如负载因子的存储值，并将输出提供给包括hs-ace(水平安定面致动器控制电子装置)108的电传操纵(fbw)系统。fcm102执行存储在非瞬态存储器中的程序代码指令，这些指令响应于这些输入产生电子控制信号，fcm通过hs-ace108将电子控制信号提供给致动器104，例如电动机和/或液压致动器。在这种特定示例中，驾驶舱控制系统112还可以直接向hs-ace104提供输入。当激活时，致动器104基于其通过hs-ace108从fcm102接收的控制信号改变水平安定面俯仰飞行控制表面110的位置。当输入改变时，fcm102使用控制律来更新控制信号，这使得致动器104改变飞行控制表面110的位置，由此使飞机的俯仰适应于变化的输入，包括飞行员控制输入112和与飞机飞行环境有关的其它输入，飞机的当前状态(包括重量和分布)等。

图3示出了用于向飞行员通知飞机的当前配平状态的示例非限制性电子显示器150(可操作地耦合到fcm102)的典型示例性配平指示。每个轴的配平位置都由指针箭头指示。示出了三个配平(俯仰、偏航、横滚(roll))，飞机的每个自由度一个。俯仰配平指示(向右)显示俯仰配平的量(角度)，以及当前俯仰相对于设定配平的方向(向上或向下)。特别地，俯仰配平指示上的抽动标记152可指示一系列俯仰配平角度，诸如4°、0.25°、-3.5°、-7.25°和-11°。箭头指针相对于这些抽动标记的位置表示俯仰配平。数码数字指示器158可指示水平安定面的角度位置(以度为单位)，其中“up”和“dn”指示器156指示根据配平设置调高或调低(高于或低于)读数。

期望在起飞前设置适当的俯仰配平，以使控制装置在起飞期间更容易操纵。为此，如图3中所示，在起飞期间可以显示从例如2°延伸到-4°的“绿色”带154，以指示用于起飞的可允许俯仰配平位置范围。通过观察箭头相对于带154的位置，飞行员可以知道拨入的俯仰配平超出了正确的起飞范围。但是这个指示并没有告诉飞行员正确的俯仰配平应该是什么——只是它不应该是什么。

fcm102使用多维表设置起飞俯仰配平

过去，对于某些飞机，使用多维表来执行起飞俯仰配平(例如，水平安定面角度)的调节，多维表是根据诸如襟翼、缝翼、重量、cg等若干参数。通常实现这种额外的复杂性是为了在诸如性能、处理和故障条件等因素之间取得良好的平衡。起飞俯仰配平值能够由飞机机载的fcm102计算，或者通常由飞机外部的其它计算机计算，并且在起飞前提供给飞行员以输入到fcm中。

图4示出了示例查找功能(可以存储在表格中)，其中起飞配平(水平安定面角度(度))被确定或计算为襟翼位置和cg位置(％mac或平均空气动力弦)的函数。安定面位置被确定为重心的函数，但也取决于襟翼在机翼上的位置(见图1)。不同的襟翼位置产生不同的升力量，因此能够改变飞机的俯仰姿态。特别是，襟翼伸展对飞机的俯仰行为有一定的影响。从襟翼偏转增加的外倾角主要在机翼的后部产生升力，产生机首向下的力。每个襟翼延伸对飞机的精确影响都取决于特定的飞机。

例如，图4显示与“襟翼3”位置相比，“襟翼4”位置与用于起飞的更负的水平安定面位置(以度为单位)相关联，但是与“襟翼2”位置相比与用于起飞的更小负水平安定面位置相关联。该图表还显示，水平安定面位置对起飞重心的依赖性通常是线性的，但特定的线性函数取决于襟翼位置。

应注意，在图4中，重心(cg)被定义为“％mac”。作为进一步说明，上下文中的重心(“cg”)通常相对于机翼的宽度来识别——其被称为“弦”。锥形和/或后掠机翼的宽度沿其整个长度是不同的。参见图4a。如图4a所示，在机翼与机身相交并且朝向顶端逐渐减小的情况下，宽度最大。关于机翼的空气动力学，这些锥形后掠翼上的弦的平均长度被称为平均空气动力弦(“mac”)。更多内容请阅读www.flight-mechanic.com/mean-aerodynamic-chord。

在这些飞机中，cg被识别为位于平均空气动力弦的特定百分比(％mac)位置处。例如，假设特定飞机上的mac为100"，并且cg在mac前缘之后20"。这意味着它下降了五分之一，或者是mac的20％。参见图4a。

对于具有取决于多个参数的起飞配平的飞机，为了在起飞之前配置调度，有必要使用起飞参数插入诸如图4中所示的存储值表，以获得起飞配平位置。在图5中示出了用于确定和设定起飞俯仰配平的这种过程的示例。水平安定面角度(以度为单位)由fcm102中的至少一个处理器基于被输入fcm的飞机的重心计算(例如基于飞机的配置以及乘客数量、燃料量、货物量等)。该水平安定面角度(以度为单位)被显示为图3上的数值的俯仰配平显示(显示在图5的左侧分支电子显示器中的显示的右下角上)。例如，如果襟翼处于位置4并且cg为20％mac，则fcm102确定并在电子显示器上显示-3.0°的水平安定面角度，并使用该值来设置水平安定面的角度位置。

对于一些小型飞机，其中起飞配平位置可能仅为cg位置的函数(即，不需要考虑襟翼位置)，则可使用图6中例证的简单标度转换简化起飞配平位置的调节。在这种情况下，安定面角度根据cg确定，不需要基于襟翼位置计算。

在商业航空中，这些计算通常对飞行员是透明的。飞行员只需要通过由fcm102或调度人员给予他或她的所计算的起飞配平位置配置飞机。在这些情况下，飞行员不计算或确定俯仰配平，因此仅输入已经提供给他或她的值，不需要现成的重新计算或重新检查该值的能力。甚至当军事飞行员计算他或她自己的俯仰配平时，现有技术方法通常也不对输入的值执行任何中间健全性检查，除非通过检查是否“绿色带”(例如，2°到-4°)已经超出限制(极端条件)的验证。

过去有时会遇到一些困难：

·起飞配平位置可能计算错误

·仅在极端条件下(绿色带限制之外)识别操作错误

·灵活性低(主要或仅与军事行动有关)。在军事行动中，有些情况下飞行员(出于战术原因)负责计算应该使用的配平位置。

计算反函数以检查配平位置

起飞配平位置通常是cg位置和其它参数的函数f，包括但不限于襟翼位置。例如：

takeofftrim＝f(flap,slat,cg)(等式1)

在上述等式中，起飞配平位置为(a)襟翼位置，(b)缝翼位置，和(c)重心三个因素的函数。

这里的示例非限制性技术通过求解cg的上述等式(其中f'是f的反函数)来计算反函数f'以便获得等效的trimcg位置。

cgtrim＝f'(totrim,flap,slat)(等式2)

换句话说，在该示例中，重心配平被计算为起飞配平(“totrim”)、襟翼位置和缝翼位置的函数。

如图7所示，当飞行员调节trim位置时，fcm102计算该cg配平，并同时在显示器150上指示计算出的cgtrim位置值。特别地，图7示出了新显示的指示(“cgtrim”)，其同时指示等效于飞行员输入的水平安定面位置的cg位置。因而，在图7中，“2.0”安定面位置是由飞行员输入的水平安定面的角度。fcm102同时使用该输入的安定面位置自动地计算在同一显示器上显示的“20.6”％mac的等效“cgtrim”cg位置。当飞行员输入不同的安定面位置或者以其它方式确定不同安定面位置时，所显示的“cgtrim”位置实时地变化。飞行员能够将所指示的“cgtrim”位置与实际已知的cg位置进行比较，作为后退或交叉检查，以确保输入的安定面位置对于当前加载的飞机的cg是正确的。

旧和新技术的概要

出于说明的目的而没有任何意图限制，图8的a、b和c示出了两种现有技术方法和本文的示例非限制性实施例。可以看出，在左图所示的图8的a现有技术过程中，其中配平仅是cg的函数，在两种不同的静态标度上(例如，-10到+2安定面迎角标度，和40％至10％重心标度)显示一个定义的配平位置。飞行员仅根据调度过程中计算的值检查所显示的重心。

在中心显示的图8的b现有技术过程中，基于cg内插多变量配平表以获得所显示的起飞配平位置。没有简单的方法来检查所计算的起飞配平位置以确保其有意义(唯一的检查在于确保它在上面讨论的“绿色”带内)。

在图8的c所示的新的非限制性示例过程202中(在右侧)，飞行员仅对其中俯仰配平仅为cg的函数的小飞机设置起飞配平位置(方框204)——并且与其中fcm102获得定义起飞配平位置的cg值和其它参数的较大飞机不同。在当前实施例中，fcm102执行指令以读取飞行员已设定的起飞配平位置(方框206)，然后执行读取定义起飞配平位置的其它参数(例如，襟翼和缝翼位置以及水平安定面位置)的进一步的指令(方框208)。然后，fcm102执行指令以自动计算上面讨论的反函数(参见等式2)，以便获得等效的cg配平值(方框210)。然后，fcm102显示等效于飞行员已设定的起飞配平位置的已计算出的cg配平值(方框212)。

如上所述，该显示的“cgtrim”值不是配平值，而是从输入的俯仰配平值反算的等效cg位置(例如，％mac)。fcm102基于例如将起飞配平位置与至少飞机重心相关联的起飞配平表计算该等效cg位置；其中fcm使用飞机实际输入的俯仰配平位置，而其他实际地设置配置参数以插入所引用的配平表(参见图4)，以便计算与输入的俯仰配平相关的重心。fcm102基于例如起飞配平表或将起飞配平位置与飞机重心、襟翼和缝翼位置相关联的其它计算来执行这种计算；其中使用飞机实际设定的俯仰配平、襟翼和缝翼位置以内插参考配平表或其它计算，以便确定与输入的俯仰配平相关的重心。

然后，飞行员可以读取所显示的“cgtrim”值并使用它来检查它是否符合在调度过程中计算或以其它方式提供的飞机的cg位置值(方框214)。如果显示的“cgtrim”值与飞行员认为的实际cg值不匹配，则飞行员可以进行校正(或请求重新计算)。

在另一实施例中，fcm102可以执行所输入(或调度的)cg位置值与反向计算的cg位置值之间的比较，并且如果两者在特定预定容差范围内不一致，则生成听觉和/或视觉警报(和/或校正信号)。

示例非限制性优点

·最小化计算错误

-消除以若干参数对表进行内插的必要性

·在一些军事行动中提供灵活性

-飞行员仅基于cg评价调节起飞配平

·在民用操作的情况下提高安全性

-飞行员接收由计算飞机的调度的团队生成的配平位置。飞行员调节(输入)该配平值并检查所指示的相应cg位置是否胜过所编程的cg位置(交叉检查)；

-如果飞行员输入错误的配平设置(仍在绿色起飞带内)，他将能够通过检查等效的cg配平与针对调度计算的cg不同来检测误差。在现有技术中，仅当误差足以超过绿带限制(极端条件)时才警告飞行员；

-一旦在这种情况下等效的cg配平与针对调度计算的cg不同，则系统还允许飞行员检测襟翼/缝翼定位上的可能误差。

因而，示例非限制性技术提供了一种方法，这种方法转换起飞配平设置，起飞配平设置将是仅仅是cg位置函数的配平设置中的若干参数的函数。通过这种方式，可以在安定面角度和cg之间建立直接的简单等效。等效的cg可以实时呈现给飞行员。

虽然已经结合目前被认为是最实用和优选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，本发明旨在涵盖所附权利要求书的精神和范围内包括的各种变型和等效布置。