专利名称：用于能盘旋的飞行器的电子飞行控制系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于能盘旋的飞行器的电子飞行控制系统，具体地说，涉及一种装配有主旋翼(rotor)和尾旋翼的直升机，本发明仅通过实例的方式涉及这种直升机。
背景技术：
已知直升机包括相互连接并且通过一个或多个发动机旋转的主旋翼和尾旋翼。当被提供动力时，主旋翼和尾旋翼基本在三个范围内操作正常(稳定)操作范围，其中旋翼速度(rpm)通常在给定额定速度的96%与102%之间的范围；下操作范围， 其中旋翼速度通常在90%与96%的范围之间；上操作范围，其中旋翼速度通常在102%与 106%之间的范围。显然，这些旋速度只是指示性的，其中不同的直升机具有不同百分比的操作范围。已知这样的自动系统(例如在WO 2008/48245中所描述的)，该系统用于通过减小主旋翼和尾旋翼速度而减小由直升机产生的噪音。由旋翼产生的噪音随着速度(rpm)的增加而快速增加，并且该自动系统基于诸如飞行高度和速度以及空气温度的参数来操作，以帮助飞行员调整旋翼速度，从而实现期望的低噪音等级。
发明内容
申请人:已经发现，为了确保安全飞行，自动电子飞行控制系统必须要处理大量的数据。在给定的环境和/或飞行高度条件下，从低旋翼速度切换到高旋翼速度的切换可能导致直升机失去控制，或者损坏直升机，并且反转(reverse)也同样重要。在不合适的飞行条件下减小旋翼速度可能会导致直升机不可恢复地失去控制。在操作方式上，电子飞行控制系统也是相当硬式的(rigid)，因为该控制系统根据一种或多种类型的飞行信息来简单地自动控制主旋翼和尾旋翼的由高到低或者由低到高的速度切换，并且即使在临界情况下该电子飞行控制系统也不适于要求最大自动飞行控制的任务。实际上，除非符合特定条件， 这种系统仅局限于禁止从高噪音(高旋翼速度)模式到低噪音(低旋翼速度)模式的自动切换，并且反之亦然。用于临界情况下的个性化任务和自动飞行控制的范围因此相当有限，并且任务描述(mission profile)不能既有效又安全地限定和自动化。申请人:由此设计出一种电子飞行控制系统，该控制系统实现了安全地并且以高度灵活、可适应任务的方式自动地控制飞行器的一个或多个旋翼的速度。本发明的一个目的是提供一种用于能够盘旋的飞行器的电子飞行控制系统，该系统被设计用以消除现有技术的上述缺点。根据本发明，如在所附权利要求中限定的，提供了用于能盘旋的飞行器的电子飞行控制系统；配备有这种电子飞行控制系统的飞行器；以及供这种用于能盘旋的飞行器的电子飞行控制系统使用的软件。
图1示出了根据本发明的飞行控制系统的一个实施方式的框图；图2图示出了根据本发明的一个实施方式的不同旋翼速度控制模式的性能关系；图3示出了说明根据本发明一个实施方式的在不同飞行控制模式之间转换的状态图；图4示出了说明根据本发明另一个实施方式的在不同飞行控制模式之间转换的状态图；图5以表格的形式示出了在自动低噪音飞行控制模式中的包含随着密度高度 (density altitude)和飞行速度的变化的旋翼速度的数据库；图6以表格的形式示出了在自动高性能飞行控制模式中的包含随着密度高度和飞行速度的变化的旋翼速度的数据库；图7示出了配备有图1的飞行控制系统的直升机。
具体实施例方式下面将参照附图更详细地描述本发明，以便专业人员能够制造并使用本发明。如本领域的普通技术人员显而易见地，在不偏离如所附权利要求中所限定的本发明的保护范围的情况下，可以对所述的实施方式进行改变，并且所述的一般原理也可以应用到其它实施方式和应用中。因此，本发明不被认为限于所描述和说明的实施方式，而是必须与符合本文描述与要求的原理和特征的最宽保护范围相一致。图1示出了根据本发明一个实施方式的飞行控制系统1的框图。飞行控制系统1 安装在直升机100 (图7)上，并且另外地，设置为控制直升机100的一个或多个发动机101， 这随之控制直升机100的主旋翼102和尾旋翼104的速度。飞行控制系统1包括飞行员控制模块2，该模块形成了飞行员(未示出)与作为整体的飞行控制系统1之间的界面，并且允许飞行员通过启动手动控制模块4来启动手动控制模式，或者通过启动自动控制模块6来启动自动控制模式。飞行控制系统1包括已知的发动机控制或者FADEC(全权数字发动机控制)模块 8，该模块通常包括EEC (电子发动机控制器)或者E⑶(发动机控制单元)。FADEC 8控制飞行控制系统1所属的直升机100的发动机101的所有性能方面。更具体地，发动机101的性能通过连接到FADEC 8的发动机控制模块10来控制，并且该发动机控制模块形成FADEC 8与发动机101之间的界面。当启动时，手动控制模块4形成会话界面(dialog interface)，以确保飞行员输入的指令被FADEC 8准确地接收，所述FADEC由此通过发动机控制模块10控制发动机的操作(速度、功率等)。当启动手动控制模块4时，自动控制模块6便被禁用，并且飞行员具有对直升机 100的完全控制。当飞行员指令飞行员控制模块2启动自动控制模块6时，手动控制模块4被禁用， 并且FADEC 8接收由速度控制模块12自动滴产生的指令，所述速度控制模块包括存储数据的一个或多个存储器14，速度控制模块12通过所述存储器识别要被发送到FADEC 8的指令 (通常与旋翼101、104的期望速度相关)。存储在存储器14中的数据可以在存储在存储器14中的数据库(例如，下面参照图5和图6所描述的)中组织化。速度控制模块12连接到飞行参数控制模块16，随之连接到多个传感器17，所述多个传感器为飞行参数控制模块16 提供环境数据(例如，海拔高度、地面距离、周围环境温度、大气压力)；与直升机100的飞行条件相关的数据(例如，性能、飞行速度和方向、燃料流动)；以及与直升机100的载荷和 /或重量情况相关的数据；或者此外，废气温度。更具体地，传感器17包括用于获取外部数据的环境传感器模块18，所述外部数据诸如为空气温度和/或大气压力和/或温度条件和/或风力和风向和/或压力高度 (PA)，等；用于测量直升机100的重力的重力传感器20 (例如，通过测量在地面上的直升机 100的轮子或起落撬(skid)上的重力)；用于指示方位和航向的方位传感器22(例如GPS 接收器和/或回转罗盘)；用于确定直升机在地面水平以上的高度的高度计M ；—个或多个叶片转速传感器26，该转速传感器用于确定主旋翼102和/或尾旋翼104的速度；以及用于将任何功率需求传送到发动机的一个或多个集合位置传感器(collective position sensorUS。当然，直升机可以配备有其它传感器。密度高度也可以以已知的方式获取。在一个实施方式中，重力传感器20还有利地设计为指示直升机100的实际空中飞行重力，例如，指示由于燃料消耗而引起的直升机100的飞行中重量的减小，或者指示由于在飞行中将人和/或货物装载到直升机100上(例如使用绞盘(未示出))而引起的直升机 100的重力增加。因此，将重力传感器20连接到燃料水平传感器(未示出)，所述重力传感器从所述燃料水平传感器获得剩余燃料水平并且将剩余燃料水平关联至或转化为所消耗燃料的重量(或者，通过计算，所述重力传感器获得由于燃料消耗而导致的重量损失)。重力传感器20还连接到另一个重力传感器(未示出)，该另一个重力传感器连接至用来将人或者货物装载到直升机100上的绞盘，从而获取装载的人和/或货物的重量。在不存在连接到绞盘的传感器的情况下，飞行员可以手动地输入装载到直升机100上的人和/或货物的重量、或者估计的重量。可选地，飞行参数控制模块16还连接到机载装置38 (例如一个或多个视频装置)， 以给飞行员提供由上述传感器获得的数据的图像显示。飞行控制系统1还包括用于收集与直升机的性能(即飞行中的物理响应)相关的数据的性能模块40，并且该性能模块连接到发动机控制模块10、飞行参数控制模块16，并且通过所述飞行参数控制模块连接到速度控制模块12。速度控制模块12还通过自动驾驶仪装置42和飞行控制模块44连接到性能模块40。旋翼102、104速度的增加通过速度控制模块12使直升机100的飞行方向和/或速度和/或高度产生变化。当盘旋时，例如，自动驾驶仪装置42、飞行控制模块44、和性能模块40协同作用以维持飞行方向，并且，如果不被飞行员改变的话，还维持速度或高度。由于是公知的，因此不详细地描述性能模块40、自动驾驶仪装置42、和飞行控制模块44。最后，性能模块40连接到飞行参数控制模块16，并且所述飞行参数控制模块将通过由传感器 17记录和/或测量的直升机性能信息提供给所述性能模块。飞行控制系统1还包括将速度控制模块12连接到FADEC 8的第一和第二控制界面模块46、48。FADEC 8向第一控制界面模块46提供有关于发动机101当前操作状态的信息(例如，发动机速度、旋翼102、104的控制速度等)，并且所述第一控制界面模块将该信息提供给速度控制模块12。依次地，基于来自环境传感器模块18、重力传感器20、方位传感器22、高度计24、叶片转速传感器26、收集位置传感器观、和第一控制界面模块46的信息，以及来自性能模块40的直升机性能信息，速度控制模块12经由第二控制界面模块48 与FADEC 8通信。更具体地，速度控制模块12与FADEC 8通信以设定主旋翼102和尾旋翼 104的转速。FADEC 8随之将转速传送到发动机控制模块10，所述发动机控制模块经由发动机101使主旋翼102和尾旋翼104以速度控制模块12所要求的速度旋转。更具体地，飞行参数控制模块16将由传感器17获得的信息提供给速度控制模块 12，并且所述速度控制模块因此指令第二控制界面模块48增加或者减小旋翼102、104的速度。速度控制模块12还给自动驾驶仪装置42提供与指令相关的信息以增加或者减小旋翼 102,104的速度，以便自动驾驶仪装置42经由飞行控制模块44并且基于来自性能模块40 的当前直升机性能信息来控制直升机100的性能，以使飞行方向保持不变。在起飞以前或者在飞行中，直升机100的飞行员可以通过飞行员控制模块2来选择最佳地适于计划任务描述的飞行特性。例如，飞行员可以选择以性能为代价来使噪音等级和/或燃料消耗最小化的飞行模式，或者选择以噪音等级和燃料消耗为代价来使飞行动力最大化的飞行模式。 根据飞行员的选择，速度控制模块12据此自动地控制发动机101 (以增加或减小主旋翼102 和/或尾旋翼104的速度)，由此减轻飞行员作出安全性方面的重要决定的负担。例如，通过启动自动控制模块6，飞行员可以在两种模式之间进行选择一种模式主要设计为使直升机100的性能优先于低噪音和/或燃料消耗，并且另一种模式设计为低噪音和燃料节约优先。高性能通常与直升机100的旋翼102、104的高速度相对应，然而通过与环境条件和直升机100的当前重力(取决于起飞时的载荷)相适应地来减小旋翼102、 104的速度而使噪音和燃料节约最小化。一旦选定飞行模式，飞行控制系统1自动地适配主旋翼102和尾旋翼104的速度控制，以便尽可能接近地与飞行员的命令相符合。这不仅在直升机100的正常飞行操作过程中有优势，而且也提供了更有效的突发事件控制。例如，在恶劣的天气条件下，通过自动地调节旋翼102、104的速度(例如，通过在恶劣天气条件或者在特别高的高度下自动地增加速度)的飞行控制系统1来持续地辅助飞行员，因此提高了安全性。飞行员控制模块2有利地提供有至少四种操作模式的选择两种手动模式以及两种自动模式。两种自动模式包括第一高性能自动模式，和用以使噪音、燃料消耗以及污物排放最小化的第二低性能自动模式。更具体地，第一自动模式用于减小疲劳应力并且增加飞行包络线(flight envelope)。飞行包络线是基于直升机100的基本性能来限定的，具体地是基于所指示的飞行速度限定，所指示的飞行速度的标定(calibration)是已知的，但是所述飞行包络线也基于诸如压力高度和外部空气温度的环境条件来限定。两种手动模式包括第一和第二手动模式。在第一手动模式中，旋翼速度除非被飞行员改变，否则便固定为给定额定速度的一个百分比数值，比方说100%。在第二手动模式中，同样地，旋翼速度除非被飞行员改变，否则便固定在比方说 102%的百分比数值处。在这种背景下，手动操作模式用于表示这样的操作模式其中在整个飞行包络线内，主旋翼102和尾旋翼104的速度通过FADEC 8保持恒定(100%或102% )，而不考虑飞行参数(温度、飞行速度、大气压力、直升机重力、压力高度、密度高度等。)发动机的操作范围和转矩范围由飞行员控制，如果超过上面的范围，则要求飞行员如直升机100的飞行参考手册中所限定的那样来操作。在另一个方面，自动操作模式用于表示这样的模式其中主旋翼102和尾旋翼104 的速度受制于控制律(存储在速度控制模块12的存储器14中)，在整个飞行过程中所述控制律基于来自飞行参数模块16的飞行参数来限定最佳速度。当第一或者第二自动模式被启动时，旋翼102、104的速度(每分钟圈数-rpm)变化，与恒定的状态相反。根据飞行员选定的模式(第一或第二自动模式)，自动控制模块6指令速度控制模块12给FADEC 8发送与选定的模式相符的旋翼102、104的rpm值(大致地说，在第一模式中为高旋翼rpm，并且在第二模式中为低旋翼rpm)。速度控制模块12将旋翼102、104的要求rpm经由第二控制界面模块48传送到 FADEC 8，FADEC 8解释该rpm请求，并且由此指令发动机控制模块10控制发动机101以实现旋翼102、104的要求速度。出于安全考虑，飞行员总是可以通过启动手动控制模块4而使自动控制模块6无效来手动地干涉。出于安全考虑，优选地，仅当直升机100在地面上时(这可以例如基于由重力传感器20记录下的重力来确定)，并且如果在起动后驱动主旋翼102和尾旋翼104的电机101 在正常包络线内操作(100% ol02%)，则第一与第二自动模式才是可启动的。然而，甚至在飞行中，飞行员仍然可以选择任何模式。图2的图示了第一自动模式、第二自动模式、以及手动模式之间在性能和旋翼速度控制极限方面的关系。用于实现最大可能飞行包络线的高性能第一自动模式由区域50来表示。受制于极限(诸如最大起飞重力)的手动模式通过整个包含在区域50内的区域52来共同地表示。低性能、低消耗、低噪音的第二自动模式通过完全包含在区域52内的区域M表示。实际上，第二自动模式相对于手动模式具有附加的极限，例如附加起飞重力极限、和最大旋翼和飞行速度极限。图3示出了说明在本发明的一个实施方式中的上面限定的两个自动模式与两个手动模式之间的切换的状态图。在图3的例子中，状态之间的切换由设计为确保最大飞行安全性的条件所控制，这意味着不是所有的状态转换都被允许，而只有从低性能状态到高性能状态的转换是允许的。如所述的，如果有必要，飞行员显然可以不考虑自动飞行控制系统并且迫使从图3中的任一个状态到任何其它状态的切换。在起动发动机101之前，或者以起飞前的任何速率，飞行员根据计划的任务可以选择以下模式中的任一个第一自动模式(状态Al)、第二自动模式(状态A2)、第一手动模式(状态Ml)、和第二手动模式(状态Ml)。一旦做出选择，则直升机100在起飞后便保持在状态Al或A2或Ml或M2，使来自飞行员的另一个指令待决。如所述的，状态A2在最大性能(这里用于表示旋翼102、104的最大rpm)方面受限以使低噪音和消耗优先，并且旋翼102、104速度的任何变化对于飞行员来说都是明显的。更具体地，在稳定直线水平飞行的情形中，或者当盘旋时，由环境因素引起的旋翼102、 104速度的自动改变不产生飞行性能或方向的改变，这是因为自动驾驶仪装置42启动并且注意保持稳定的轨迹。状态A2是低性能状态，总是可以离开该状态以切换到另一较高性能自动状态、或者切换至手动状态，而不会引起任何安全问题。因此，根据飞行员的选择，状态A2可以切换到状态Al、Ml、M2中的任一个状态。在状态Al中，最大性能(也是旨在表示旋翼102、104的最大rpm)是不受限的，并且以低噪音和消耗为代价，速度、响应、和动力是优先的。Al是自动状态，旋翼102、104的速度的任何改变对于飞行员来说都是明显的；并且自动驾驶仪装置42在状态Al的整个过程中都是起作用的，并且不管旋翼102、104速度的变化而保持稳定的轨迹。状态1是最大飞行包络线状态，由于其它状态A2、M1、M2不能确保状态Al所保证的相同的性能以及因此飞行安全性，因此不能退出状态1。在第一手动模式Ml中，旋翼102、104的速度设定为预订值，例如100%，如在飞行参考手册(RFM)中规定的。然而，在飞行员的判断下，预订值可以改变，并且飞行员具有对直升机100的完全控制。除非有飞行员的指令，否则旋翼102、104的速度不会随着环境条件和/或直升机100的重力的改变而自动地改变，并且保持固定在预定值或飞行员设定的值。在第二手动模式M2中，旋翼102、104的速度设定为高于第一手动模式Ml的预订值，例如102%，如在飞行参考手册(RFM)中规定的。例如，当在局限的空间中要求飞行员的复杂操纵的起飞或着陆时，第二手动模式M2是合适的。还是在这种情形中，预定旋翼的速度可以在飞行员判断下改变，并且除非由飞行员指令，旋翼102、104的速度保持固定。状态Ml可以被飞行员切换到状态Al或者M2。并且飞行员可以退出状态M2，但是，在示出的实施方式中，状态M2仅能够切换到状态Al，因为其它状态不能确保与状态M2 相同、或者更好的性能。图4示出了相对于本发明的另一个实施方式的与图3中的状态图类似的状态图， 并且其中相同的状态用相同的参考标记表示，并且不进一步地描述。不像图3中的状态图， 图4的状态图提供了从状态Al、A2、Ml、M2中的任何一个以及到这些状态中的任何一个的双向切换。然而，从高性能状态(例如Al)到低性能状态(例如A2)的切换受制于一个或多个条件，并且仅当这些条件都满足时，飞行控制系统1才允许高性能状态到低性能状态的转换。即使仅有其中的一个条件未满足，也不被准许高性能状态到低性能状态的切换，并且保持高性能状态。更具体地，因为涉及减小旋翼102、104的速度，所以从状态Al、Ml、M2中的一个状态到状态A2的切换取决于直升机100的重力(如所述的，通过重力传感器20记录，并且基于燃料消耗以及飞行中获取或损失的载荷而在飞行中更新)，所述重力必须在给定的预定阈值以下并且关于飞行速度和高度来估算。如果不涉及减小旋翼102、104的速度，则无条件地允许从高性能状态Al到状态Ml 或M2的切换。逆向地，该切换受制于对直升机100的总重力的估算，如当从状态A1、M1、M2 中的一个到状态A2的切换那样。在手动状态中(其中飞行员对直升机100具有完全的控制)，可以通过简单地确定飞行员的做出切换的真实意图来允许从状态M2到状态Ml的切换。替换地，或者附加地，还可以检查直升机100的重力，并且仅当重力在预定阈值以下时才允许切换。
在另一个实施方式中(未示出)，不考虑是否符合具体条件(例如直升机100的重力)，都允许从高性能状态到低性能状态的切换，但是可以有利地为飞行员作出预备，以提醒警告飞行员没有满足一定条件的事实，并留给飞行员来决定是否切换状态。在状态Al和A2 (第一和第二自动模式)中允许的飞行包络线被分割成操作区，根据所选的模式，所述操作区中的每一个均与旋翼102、104给定的速度相关。例如，操作区被存储在数据库中并随后存储在速度控制模块12的存储器14中。对个每个自动模式(图3和图4中的状态々1和似)来说，基于通过所考虑的参数中一个或多个(例如飞行速度和高度)而假设的值来明确地访问相应数据库的每个存储位置，并且对所述位置进行共同地估算。图5以表格的形式示出了包含随着高度以及飞行速度(水平轴线)变化的旋翼速度值的数据库，高度在这里指的是密度高度(竖直轴线)。更具体地，图5的表格涉及在第二自动模式(图3和图4中的状态A2)中的旋翼102、104的操作，使低噪音和最小燃料消耗处于优先。通过飞行速度范围以及通过密度高度范围(即，表格中的每个格子)所指示的每个操作区均与旋翼102、104的给定速度相对应。如在图5中所示出的，在最小值Tmin s(比方说，Okm/h)与第一值T1 s(比方说93km/ h)之间的飞行速度下，并且在最小值Hmins(比方说，大致-2000米)与第一值H1 s(比方说， 大致5000米)之间的密度高度处，旋翼102、104以94%的速度驱动。使飞行速度保持在 Tmin s与T1 s之间，但是使密度高度增加到第一值H1 s以上(但是仍然在最大允许高度Hmax s(比方说，大致6000米)以内)，旋翼102、104以106%的更高速度驱动。出于安全性的原因这是必要的，因为，对于给定的控制界限来说，相对低的飞行速度和在高的高度处的稀薄空气要求旋翼102、104的速度增加，以在飞行中支撑直升机100。如图5中所示，在第一值 Tl s与第二值T2 s之间的较高飞行速度(比方说，200km/h)下，并且在与之前相同的密度高度处，旋翼102、104能够以较低速度驱动。也就是说，在T1 s与T2 s之间的飞行速度下，并且在Hmin—s与H1 s之间的密度高度处，旋翼102、104以92%的速度被驱动；并且，使飞行速度保持在上面的范围以内，并且使密度高度增加到第一值Hb与最大值Hmax s之间，旋翼102、104 被以95%的速度被驱动。飞行速度增加到T2 s以上要求旋翼102、104的速度对应地增加。在最小值11_ 3与中间值H2 s之间的低密度高度处(比方说观00米)，并且在第二值T2 s与第三值T3 s之间的飞行速度下(比方说^Okm/h)，旋翼102、104以96%的速度被驱动。在相同的密度高度处，但是在达到最大值Tmas s的更高飞行速度(比方说，310km/h)下，旋翼102、104以100% 的速度被驱动。在高的飞行速度(在第二值T2 s以上)下并且在高的密度高度(在中间值 H2 s以上)处，在所述的例子中旋翼102、104以最大速度-106%被驱动。因此，在低飞行速度和高度下噪音和燃料消耗可以最小化，与此同时保证安全性和动力(当需要时)以达到高的飞行速度和高度。如图5中以及上面的说明中所示，在预定的步骤中，使旋翼102、104的速度的变化与密度高度和/或飞行速度的变化一起离散地进行，与连续的方式相反。明显地，从旋翼102、104的一个速度切换到另一个速度包括转换阶段，其中速度以步进轮廓(stair-st印profile)逐渐增加或减小到目标值，并且其中步长的大小的范围在开始及目标速度范围的与10%之间。在本发明的一个实施方式中，可以基于除了飞行速度和密度高度之外的参数、并且还基于环境条件来控制旋翼102、104速度的变化。在本发明的另一个实施方式中，旋翼102、104速度的变化可以基于不同于飞行速度和密度高度的参数来控制，并且更具体地基于一个、两个或更多个飞行量来控制，所述飞行量指示飞行器飞行速度、密度高度、压力高度、飞行器重力、地面水平之上的高度、方位、 飞行方向、空气温度、大气压力、天气条件、以及风力和风向。在本发明的一个实施方式中，除了上面列出参数中的一个或多个之外或者替代所述参数，有利地，旋翼102、104速度的变化基于自动记录的或者飞行员输入的直升机100的飞行中重量的改变(由于燃料消耗而产生的重力损失，或在飞行中装载在飞行器上的人或货物的重量增加)来控制。图5的表格明显仅是指示性的，并且可以包括更多或者更少的操作区。如图5中所示的那样，图6中以表格的形式示出了包含随着高度以及飞行速度 (水平轴线)的变化的旋翼102、104的速度值的第二个数据库，高度在这里指的是密度高度 (竖直轴线)。更具体地，图6的表格涉及在高性能的第一自动模式(图3和图4中的状态 Al)中旋翼102、104的操作。同样在这种情形中，每个操作区均由与旋翼102、104的给定速度相对应的飞行速度范围以及密度高度范围(即表格中的每个格子)指示。在最小值Tminj(比方说，Okm/h)与第一值T1 p(比方说，93km/h)之间的飞行速度下，并且在最小值Hminj (比方说，大致-2000m)与第一值Hu^比方说，5000m)之间的密度高度处，旋翼102、104以102%的速度被驱动。使飞行速度保持在!^吣与！^』之间，但是使密度高度增加到第一值Huj以上(但是仍然在最大允许高度Hmaxjj(比方说，6000米)以内)， 旋翼102、104以106%的更高速度被驱动。在第一值T1 p与第二值T2 p之间的较高飞行速度 (比方说，200km/h)下，并且在与之前相同的密度高度处，旋翼102、104能够以较低速度被驱动。也就是说，在T1 p与T2jj之间的飞行速度下，以及在Hminp与H1 p之间的密度高度处， 旋翼102、104以96 %的速度被驱动；并且，使飞行速度保持在上面范围内，并且使密度高度增加到第一值Huj与最大值Hmaxjj之间，旋翼102、104以100%的速度被驱动。飞行速度增加到T2 p以上要求旋翼速度相应地增加。在第二值T2jj与第三值T3 p 之间的飞行速度(比方说，260km/h)下，旋翼102、104以100%的速度被驱动直到第一密度高度值Huj,并且以102%的速度被驱动到第一密度高度值Huj以上。在较高飞行速度下，在最小值^吣与中间值H2p之间的低密度高度(比方说 2800m)处，并且在第三值T3j5与最大值Tmaxp之间的飞行速度(比方说，325km/h)下，旋翼 102,104以102%的速度被驱动。在相同范围内的飞行速度下，但是在H2 p与Huj之间的更高密度高度处，旋翼102、104以104%的速度被驱动。在Huj与最大值Hmaxjj之间的甚至更高的密度高度处，旋翼102、104以最大的速度被驱动，在所述的例子中是106%的速度。如在图5中那样，图6的表格可以包括更多或者更少的操作区，并且旋翼102、104 速度的变化可以基于除了飞行速度和密度高度以外的参数、并且还基于环境条件来控制。 例如，旋翼102、104速度的变化可以基于不同于飞行速度和密度高度的参数来控制，并且更具体地，基于一个、两个或多个飞行量来控制(所述飞行量指示飞行器飞行速度、密度高度、压力高度、飞行器重力、地面水平之上的高度、方位、飞行方向、空气温度、大气压力、天气条件、以及风力和风向)，或者基于在飞行中记录的或者被飞行员输入的直升机100的重力变化来控制。如图6中所示并且参照图5所述的，在预定的步骤中，旋翼102、104的速度变化与密度高度和/或飞行速度的变化一起离散地进行，与连续的方式相反。明显地，在这种情形中，同样，从旋翼102、104的一个速度切换到另一个速度包括转换阶段，其中速度以步进轮廓逐渐增加或减小到目标值，并且其中步长的大小的范围在开始及目标速度范围的与 10%之间。同时参见图5和图6，飞行参数和环境条件信息优选地在固定的、预定时间间隔处获得。出于安全性的原因，从一个操作区域到另一个操作区(图5和图6中示出的操作区) 的自动切换受制于一致性检查(congruency check)，诸如确定密度高度、地面距离、温度、 飞行速度、旋翼102、104当前速度，并且所述自动切换基于所获得的信息和参数、旋翼102、 104的目标速度、以及在给定时间期间密度高度以及飞行速度情况的持续性。上述记录的结果必须关于合适的公差范围和时间变化梯度来估算，以防止自动系统进入(kick in)不稳定的短暂飞行阶段。从一个操作区到另一个操作区(即，如表格5和6中所示出的，从一个旋翼速度到另一个旋翼速度)的切换以预订的步骤逐渐地发生，例如，通过每秒将旋翼速度调整士以使速度变化达到5%，以及每秒将旋翼速度调整士2%以使速度变化超过5%。给定了旋翼102、104的起始速度和目标速度，只要使旋翼102、104的速度增加或减小，旋翼102、104 的速度就仅保持在起始速度与目标速度之间。在旋翼速度快速与发动机速度脱离的情况下(如当进入自动旋转状态时)，必须确保稳定的旋翼控制，以使即使在零动力下(怠速飞行(idle flight))的情况下，所述旋翼控制也能适应由外部条件引起的速度变化。图7示出了直升机100，该直升机包括通过各自的电机或者相同的电机(在图7中仅示出了一个电机101)驱动的主旋翼102和尾旋翼 104 ；以及包括如图1-图6中所示出和说明的飞行控制系统1。替换地，图7中的直升机100可以是单旋翼的类型。本发明的优点从上面的描述中将会很明显。特别地，根据本发明的系统兼顾通用性和适应性。通用性的意义是指飞行员可以选择飞行器的最佳地适合于任务描述的所有性能；并且适应性的意义是指，一旦选定自动飞行模式中的一个，飞行器便自动地使旋翼速度适应当前的环境条件，从而缓解飞行员必须依据环境参数(特别地在临界飞行条件中)持续监控旋翼速度的任务，由此大大提高了飞行安全性。明显地，在不背离如在所附权利要求中所限定的本发明的范围的情况下，可以对本文中所描述和说明的系统进行改变。
权利要求
1.一种用于能盘旋并且包括至少一个旋翼(102;104)的飞行器(100)的电子飞行控制系统(1)；所述飞行控制系统(1)被构造为以下列模式操作-手动飞行控制模式，其中所述飞行控制系统(1)响应于来自飞行员的直接指令来控制旋翼速度；以及-至少两个自动飞行控制模式，所述至少两个自动飞行控制模式与所述飞信器的相应飞行模式对应，并且其中，所述飞行控制系统(1)基于飞行条件自动地控制旋翼速度；所述飞行控制系统(1)的特征在于还构造为-对于所述自动飞行控制模式中的每个模式均存储相应的飞行表格，所述飞行表格将所述旋翼的不同速度值与至少一个飞行量的不同值相关联；以及-在所述自动飞行控制模式中基于所述相应的飞行表格来自动地控制旋翼速度。
2.根据权利要求1所述的飞行控制系统(1)，其中，在每个飞行表格中的所述至少一个飞行量的值被分割成多个范围，每个范围与对应的旋翼速度值相关。
3.根据权利要求1或2所述的飞行控制系统(1)，还构造为自动地并且以步进轮廓来控制相同的自动飞行控制模式中的不同旋翼速度值之间的切换。
4.根据权利要求3所述的飞行控制系统(1)，其中，所述步进轮廓的步长的大小的范围在执行切换的值的跨度范围的与10%之间。
5.根据前述权利要求中任一项所述的飞行控制系统(1)，其中，所述自动飞行控制模式使得所述飞行器在以下模式中飞行-低噪音和/或低燃料消耗飞行模式；以及-高性能飞行模式。
6.根据权利要求5所述的飞行控制系统(1)，其中，所述高性能飞行模式使飞行包络线最大化。
7.根据前述权利要求中任一项所述的飞行控制系统(1)，其中，所述飞行表格将所述旋翼的不同速度值与至少两个不同飞行量的不同值相关联；并且每个飞行表格中的所述至少两个不同飞行量的值被分成多个区域，每个区域与对应的旋翼速度值相关。
8.根据权利要求7所述的飞行控制系统(1)，其中，所述至少两个不同的飞行量从指示飞行器飞行速度、密度高度、压力高度、地面水平之上的高度、飞行器重力、方位、飞行方向、 空气温度、大气压力、天气条件、以及风力和风向的量中选择。
9.根据前述权利要求中任一项所述的飞行控制系统(1)，还构造为响应于飞行员指令来自动地控制所述两个自动飞行控制模式之间的切换。
10.根据权利要求9所述的飞行控制系统(1)，还构造为基于所述飞行器在飞行中的重力来启用或禁用所述两个自动飞行控制模式之间的切换。
11.一种能装载到用于能盘旋并且包括主旋翼(102)和尾旋翼(104)的飞行器(100) 的电子飞行控制系统(1)上的软件；所述软件设计为使得当被执行时，所述电子飞行控制系统(1)被构造为如前述权利要求中任一项所述那样。
12.一种能盘旋的飞行器(100)，包括至少一个旋翼(102;104)，以及根据权利要求1 至10中任一项所述的电子飞行控制系统(1)。
全文摘要
一种用于能盘旋并且具有至少一个旋翼(102；104)的飞行器(100)的电子飞行控制系统(1)。所述飞行控制系统(1)构造为以手动飞行控制模式操作，其中所述飞行控制系统(1)响应于来自飞行员的直接指令来控制旋翼速度；并且在与所述飞行器的相应飞行模式对应的至少两个自动飞行控制模式中操作，并且其中，所述飞行控制系统(1)基于飞行条件自动地控制旋翼速度。所述飞行控制系统(1)还构造为，针对每个自动飞行控制模式存储相应的飞行表格，所述飞行表格将所述旋翼的不同速度值与至少一个飞行量的不同值相关联；并且构造为在所述自动飞行控制模式中基于相应的飞行表格自动地控制旋翼速度。
文档编号G05D13/62GK102483630SQ201080035702
公开日2012年5月30日 申请日期2010年6月10日 优先权日2009年6月10日
发明者法比奥·纳诺尼, 诺尔 皮埃尔·阿卜杜勒, 马尔科·西卡莱 申请人:奥格斯塔韦斯兰股份公司