用于估计飞行器的襟翼的位置的方法和系统及飞行器与流程

本发明涉及飞行器的飞行控制的领域。本发明尤其涉及对飞行器的襟翼的位置的估计。
背景技术：
：在飞行器的起飞阶段和着陆阶段，展开安装在飞行器的机翼上的缝翼和襟翼以便增大飞行器的升力系数，并且使飞行器以与缝翼和襟翼未展开时的速度相比更小的速度飞行。通常，缝翼的位置和襟翼的位置由缝翼和襟翼控制计算机(sfcc)控制，这些缝翼和襟翼控制计算机基于驾驶舱中的构型控制杆的位置来传输位置命令。构型控制杆使得可以根据不同构型来控制缝翼的位置和襟翼的位置。使用专用传感器来测量由控制计算机sfcc控制的位置。例如，这些传感器包括非对称位置传感单元(appu)、指示位置传感单元(ippu)以及反馈位置传感单元(fppu)。失去缝翼位置和襟翼位置的测量结果可能导致自动驾驶装置(或自动驾驶仪)和飞行指引仪的操作的降级、和/或引航规则的降级。对于襟翼的情况，其测量结果的失去可能发生在fppu单元失效的情况下、发生在ippu单元所使用的差速器齿轮箱失效的情况下、或发生在一个或多个控制计算机sfcc失效的情况下。在失去缝翼位置和襟翼位置的测量结果的情况下，飞行器可能处于默认构型中，该默认构型取决于起落架的位置而不取决于缝翼和襟翼的位置。例如，如果起落架展开，则认为飞行器处于所谓的“full(完全)”构型。如果起落架缩回，则认为飞行器处于所谓的“clean(净型)”构型。然而，在失去襟翼位置的测量结果的情况下，对襟翼的精确位置的估计可以允许改善自动驾驶仪的操作或改善根据正常引航规则的操作。技术实现要素：本发明的目的是通过提出一种方法和一种系统来缓解这些缺点，该方法和该系统使得可以在失去襟翼位置和缝翼位置的测量结果的情况下实时地估计襟翼的位置并且根据所估计的襟翼的位置来推断飞行器的当前构型。为此目的，本发明涉及一种用于估计飞行器的襟翼的位置的方法。根据本发明，所述估计方法包括：-测量步骤，所述测量步骤由测量模块执行，包括测量所述飞行器的当前迎角和所述飞行器的当前飞行参数；-第一估计步骤，所述第一估计步骤由第一估计模块执行，包括根据所述当前飞行参数和所述飞行器的质量m来估计所述飞行器的当前升力系数；-第二估计步骤，所述第二估计步骤由第二估计模块执行，包括根据所述当前迎角、所述第一估计步骤中所估计的当前升力系数、以及至少一条理论曲线的仿射部分的斜率来估计零升力时的迎角，所述至少一条理论曲线描绘了所述飞行器的随迎角而变的升力系数；-第三估计步骤，所述第三估计步骤由第三估计模块执行，包括根据所述第二估计步骤中所估计的零升力时的迎角来估计所述飞行器的襟翼的当前位置；-发送步骤，所述发送步骤由发送模块执行，包括向用户装置发送所述襟翼的当前位置。因此，凭借本发明，可以根据当前迎角和当前飞行参数来估计襟翼的当前位置；这允许在失去襟翼的位置的测量结果时改善自动驾驶仪的操作或改善根据正常引航规则的操作。此外，所述测量步骤包括：-第一测量子步骤，所述第一测量子步骤由第一测量子模块执行，包括测量所述飞行器的当前载荷系数的竖直分量；-第二测量子步骤，所述第二测量子步骤由第二测量子模块执行，包括测量当前静压；-第三测量子步骤，所述第三测量子步骤由第三测量子模块执行，包括测量所述飞行器的当前马赫数；-第四测量子步骤，所述第四测量子步骤由第四测量子模块执行，包括测量所述飞行器的当前迎角。此外，所述第一估计步骤包括根据以下表达式来估计所述飞行器的当前升力系数：其中：-nz对应于所述飞行器的当前载荷系数的竖直分量，-m对应于所述飞行器的当前质量，-g对应于重力加速度，-γ对应于空气的绝热系数，-ps对应于所述当前静压，-m对应于所述飞行器的当前马赫数，-s对应于所述飞行器的机翼的参考表面。在特定的实施例中，所述第二估计步骤中所使用的斜率对应于多个斜率的平均值，所述多个斜率中的每一个斜率与描绘了所述飞行器的随迎角而变的升力系数的所述理论曲线中的每一条理论曲线的仿射部分的斜率相对应。根据特定的特征，所述理论曲线中的每一条理论曲线都是针对所述飞行器的可能的构型来限定的。根据另一个特定的特征，所述方法包括确定步骤，所述确定步骤由确定模块执行、包括确定所述一条或多条理论曲线，针对所述飞行器的构型来确定所述理论曲线中的每一条理论曲线。此外，所述第三估计步骤还包括根据所述飞行器的襟翼的所估计的当前位置来估计所述飞行器的一种或多种当前构型。本发明还涉及一种用于估计飞行器的襟翼的位置的系统。根据本发明，所述估计系统包括：-测量模块，所述测量模块被配置成用于测量所述飞行器的当前迎角和所述飞行器的当前飞行参数；-第一估计模块，所述第一估计模块被配置成用于根据所述当前飞行参数和所述飞行器的质量来估计所述飞行器的当前升力系数；-第二估计模块，所述第二估计模块被配置成用于根据所述当前迎角、所述第一估计模块所估计的当前升力系数、以及至少一条理论曲线的仿射部分的斜率来估计零升力时的迎角，所述至少一条理论曲线描绘了所述飞行器的随迎角而变的升力系数；-第三估计模块，所述第三估计模块被配置成用于根据所述第二估计模块所估计的零升力时的迎角来估计所述飞行器的襟翼的当前位置；-发送模块，所述发送模块被配置成用于向用户装置发送所述襟翼的当前位置。此外，所述测量模块包括：-第一测量子模块，所述第一测量子模块被配置成用于测量所述飞行器的当前载荷系数的竖直分量；-第二测量子模块，所述第二测量子模块被配置成用于测量当前静压；-第三测量子模块，所述第三测量子模块被配置成用于测量所述飞行器的当前马赫数；-第四测量子模块，所述第四测量子模块被配置成用于测量所述飞行器的当前迎角。此外，所述系统包括确定模块，所述确定模块被配置成用于确定所述一条或多条理论曲线，针对所述飞行器的构型来确定所述理论曲线中的每一条曲线。本发明还涉及一种飞行器、尤其是运输飞机，所述飞行器包括如以上所描述的用于估计飞行器的襟翼的位置的系统。附图说明通过阅读参照附图给出的说明书，本发明连同其特征和优点将更清楚地显现，在附图中：-图1示意性地表示了用于估计襟翼的位置的系统，-图2示意性地表示了用于估计襟翼的位置的方法，-图3表示了描绘随迎角而变的升力系数的理论曲线，-图4表示了由缝翼的展开所引起的图3的理论曲线的更改，-图5表示了由襟翼的展开所引起的图3的理论曲线的更改，-图6表示了具有襟翼和缝翼的飞行器的侧视图，-图7表示了对于飞行器的若干构型而言的描绘随迎角而变的升力系数的理论曲线。具体实施方式本发明涉及一种用于估计飞行器ac的襟翼7的位置的系统1和一种用于估计飞行器ac的襟翼7的位置的方法。在下文的描述中，用于估计飞行器ac的襟翼7的系统1称为估计系统1。同样地，用于估计飞行器ac的襟翼7的位置的方法称为估计方法。图1表示了估计系统1的实施例，该估计系统可以嵌入在飞行器ac上(图6)。估计系统1包括测量模块meas2，该测量模块被配置成用于测量飞行器ac的当前迎角α和飞行器ac的当前飞行参数。根据一个实施例，测量模块2包括：-测量子模块meas121，该测量子模块被配置成用于测量飞行器ac的当前载荷系数的竖直分量nz；-测量子模块meas222，该测量子模块被配置成用于测量当前静压ps；-测量子模块meas323，该测量子模块被配置成用于测量飞行器ac的当前马赫数m；-测量子模块meas424，该测量子模块被配置成用于测量飞行器ac的当前迎角α。测量子模块21可以包括惯性单元，该惯性单元使得可以确定飞行器ac的当前载荷系数的竖直分量nz。测量子模块22可以包括静压传感器，该静压传感器使得可以测量当前静压ps。测量子模块23可以包括马赫计，该马赫计使得可以确定马赫数m。通常，可以根据静压传感器测量到的当前静压ps和总压力传感器测量到的当前总压力来确定马赫数m。测量子模块24可以包括倾角计，该倾角计使得可以确定迎角。估计系统还包括估计模块estim13，该估计模块被配置成用于根据当前飞行参数和飞行器ac的质量m来估计飞行器ac的当前升力系数cz。根据上述实施例，飞行参数至少包括飞行器ac的当前载荷系数nz、当前静压ps、飞行器ac的当前马赫数m。可以根据以下表达式来估计飞行器ac的当前升力系数cz：其中：-nz对应于飞行器ac的当前载荷系数的竖直分量(无单位)，-m对应于飞行器ac的当前质量(单位为千克)，-g对应于重力加速度(等于9.81m.s-2的常数)，-γ对应于空气的绝热系数(等于1.4的无单位常数)，-ps对应于当前静压(单位是帕斯卡)，-m对应于飞行器ac的当前马赫数(无单位)，-s对应于飞行器ac的机翼的参考表面(单位是平方米的常数)。机翼的参考表面s的常数的值取决于飞行器的类型。估计系统1还包括估计模块estim24，该估计模块被配置成用于根据当前迎角α、第一估计模块3所估计的当前升力系数cz、以及至少一条理论曲线cz(α)的仿射部分的斜率czα来估计当前升力迎角α0，该至少一条理论曲线描绘了飞行器ac的随迎角而变的升力系数。图3表示了描绘随迎角α而变的升力系数cz的理论曲线cz(α)。升力系数cz随迎角α线性增大，直到达到失速迎角α失速。理论曲线cz(α)的仿射部分对应于曲线的升力系数cz随迎角α线性增大的部分。图4表示了缝翼10展开的效果。虚线展示了当展开缝翼10时理论曲线cz(α)的更改。此图4示出了仿射部分得以延长，并且仿射部分的斜率czα未经更改。图5表示了襟翼7展开的效果。虚线展示了当展开襟翼7时理论曲线cz(α)的更改。此图5示出了仿射部分的斜率czα也是未经更改的。因此，无论缝翼10的位置和襟翼7的位置如何，斜率czα基本上保持相同。根据变体，斜率czα是根据理论曲线cz(α)来确定的。根据另一个变体，斜率czα可以对应于根据缝翼10的不同位置和襟翼7的不同位置的若干理论曲线cz(α)的斜率的平均值。图7表示了根据襟翼7和缝翼10所处的七种不同构型而示出的飞行器ac的理论曲线cz(α)。估计系统1可以包括确定模块det8，该确定模块被配置成用于确定一条或多条理论曲线cz(α)。针对飞行器ac的构型确定这些理论曲线cz(α)中的每一条理论曲线。因此确定的理论曲线cz(α)可以存储在嵌入式存储器中。随构型控制杆而变的襟翼位置和缝翼位置取决于飞行器的类型。作为实例，对于特定类型的飞行器，其理论曲线cz(α)在图7中表示出的构型展现出关于襟翼位置和缝翼位置的以下特征：-称为“conf0”的构型，其中，缝翼具有0°的偏转角，并且襟翼具有0°的偏转角。这个也被称为“净型构型”的构型尤其用在飞行器的巡航阶段期间；-称为“conf1”的构型，其中，缝翼具有18°的偏转角，并且襟翼具有0°的偏转角；-称为“conf1+f”的构型，其中，缝翼具有18°的偏转角，并且襟翼具有12°的偏转角；-称为“conf2”的构型，其中，缝翼具有18°的偏转角，并且襟翼具有20°的偏转角；-称为“conf3”的构型，其中，缝翼具有18°的偏转角，并且襟翼具有26°的偏转角；-称为“conf3+s”的构型，其中，缝翼具有27°的偏转角，并且襟翼具有26°的偏转角；以及-称为“conf4”的构型，其中，缝翼具有27°的偏转角，并且襟翼具有37°的偏转角。理论曲线cz(α)中的每一条理论曲线都是针对飞行器ac的可能的构型来限定的。根据理论曲线cz(α)中的一条理论曲线、或根据理论曲线cz(α)中的至少两条理论曲线的斜率czα的平均值来估计斜率czα。可以在理论曲线cz(α)与x轴交叉的点处确定升力系数cz为零时的迎角α0。迎角α0可以因此通过表达式来确定，其中α对应于测量模块2测量到的当前迎角，cz相对应于估计模块3所估计的当前升力系数，并且czα对应于描绘了随迎角而变的升力系数的至少一条理论曲线cz(α)的仿射部分的斜率。估计系统1进一步包括第三估计模块estim35，该第三估计模块被配置成用于根据第二估计模块4所估计的零升力时的迎角α0来估计飞行器ac的襟翼7的当前位置。如图5中所表示的，襟翼7展开的效果是增大了对于给定迎角的升力系数cz，或者是等效地减小了零升力时的迎角α0。在理论曲线cz(α)上，襟翼7展开由理论曲线cz(α)向左平移反映出。零升力时的迎角α0因此与襟翼7的位置相关联。可以根据飞行器ac的襟翼7的所估计的当前位置来确定飞行器ac的一种或多种当前构型。作为实例，下表表示了插值表，该插值表使得可以根据其理论曲线cz(α)在图7中表示出的构型来确定至少一种构型。α0-1.15°-5.48°-6.67°-8.70°-10.51°襟翼的位置0°12°20°26°37°conf0或11+f23或3+s4估计系统还包括发送模块send6，该发送模块被配置成用于向用户装置9发送襟翼7的当前位置。发送模块send6还可以被配置成用于向用户装置user9发送该构型。根据一个实施例，这些模块结合在中央处理单元或计算机中。作为实例，这些模块可以与中央处理单元中的软件所执行的算法相对应。特别地，这些模块可以存储在中央处理单元的至少一个存储器区域中。用于估计飞行器ac的襟翼7的位置的方法包括：-测量步骤e2，该测量步骤由测量模块2执行，包括测量飞行器ac的当前迎角α和飞行器ac的当前飞行参数；-估计步骤e3，该估计步骤由估计模块3执行，包括根据当前飞行参数和飞行器ac的质量m来估计飞行器ac的当前升力系数cz；-估计步骤e4，该估计步骤由估计模块4执行，包括根据当前迎角α、估计步骤e3中所估计的当前升力系数cz、以及至少一条理论曲线cz(α)的仿射部分的斜率czα来估计零升力时的迎角α0，该至少一条理论曲线描绘了飞行器ac的随迎角而变的升力系数；-估计步骤e5，该估计步骤由估计模块5执行，包括根据估计步骤e4中所估计的零升力时的迎角α0来估计飞行器ac的襟翼7的当前位置；-发送步骤e6，该发送步骤由发送模块6执行，包括向用户装置9发送襟翼7的当前位置。测量步骤e2包括：-测量子步骤e21，该测量子步骤由测量子模块21执行，包括测量飞行器ac的当前载荷系数的竖直分量nz；-测量子步骤e22，该测量子步骤由测量子模块22执行，包括测量当前静压ps；-测量子步骤e23，该测量子步骤由测量子模块23执行，包括测量飞行器ac的当前马赫数m；-测量子步骤e24，该测量子步骤由测量子模块24执行，包括测量飞行器ac的当前迎角α。估计步骤e3包括从根据以下表达式来估计飞行器ac的当前升力系数cz：该方法还可以包括确定步骤e1，该确定步骤由确定模块8执行、包括确定一条或多条理论曲线cz(α)。估计步骤e5还包括根据飞行器ac的襟翼7的所估计的当前位置来估计飞行器ac的一种或多种当前构型。当前第1页12