侧向控制改进法和设备、侧控和电动飞行控制系统及飞机

摘要

本发明涉及改进起飞时飞机的地面方向和侧向控制的方法和设备，其中，飞机能够至少通过方向舵在地面侧向地被操控，方向舵根据操控指令进行控制，方法的特征在于，以自动的方式：a)进行监控，以便能够检测在至少飞机处于地面并进行起飞滑跑时存在的激活情形；b)当检测到这种激活情形时，产生控制命令，控制命令用于对称地控制扰流器偏转，扰流器对称地布置在机翼上；和c)将控制命令应用于扰流器的致动部件，以获得扰流器的对称偏转，对称偏转与至少通过方向舵进行的侧向操控相结合，允许减小飞机升力和因而允许改进飞机的地面方向和侧向控制；而设备包括相应的部件。本发明还涉及具有这种设备的飞机侧向操控和电动飞行控制系统及相应飞机。

说明书

技术领域

本发明涉及改进起飞阶段时在机场跑道上滑行的飞机的地面方向和侧向控制的方法和设备。 

本发明适用于飞机、特别是用于客运或货运的民用或军用飞机在起飞阶段时、特别是在这种阶段的起飞滑跑时的地面滑行。此外，该飞机可至少通过方向舵进行地面侧向操控，所述方向舵根据操控指令加以控制，优选地，所述操控指令由飞机飞行员致动方向舵脚蹬来产生。 

尽管非限制性地，本发明尤其适用于配有电动飞行控制系统的飞机，通常，所述电动飞行控制系统可借助计算机操控飞机，其尤其获得控制机构的位置并将该位置转换为控制目标。随后，飞机的惯性和风力测量值和该控制目标通过调节规律被用于计算控制飞机舵面的适当的控制命令。 

背景技术

目前，飞行员借助手动操控机构（例如可使前起落架的轮转向的方向盘、控制发动机推力的控制手柄、制动踏板、方向舵脚蹬）沿地面路径控制飞机的地面侧向运动。这些操控机构可控制飞机的执行机构，所述执行机构能够主要通过前轮的转向（和必要时，后起落架的转向）以及安定翼的方向舵，而较少地通过发动机和制动器的不对称使用，来影响飞机的侧向运动。 

已知在地面滑行、尤其是在机场的起飞跑道上滑行时，当滑行速度超过一般为40节的预定值时，飞行员使用方向舵脚蹬，以产生其操控指令，所述操控指令被计算机考虑，以进行飞机的侧向和方向控制。通常，该操控指令直接转换为用于方向舵的命令，一组反馈（通过称为稳定性增强系 统的系统）可添加于该命令，该组反馈使用一个或多个飞机惯性或风力测量值（通常是偏航角速度），以增大飞机的稳定性。 

本发明旨在提高通过方向舵脚蹬控制起飞阶段时地面飞机侧向和方向运动的效率。 

另外，已知飞机的安定翼和方向舵的尺寸确定成在一方面飞机控制（其要求大的安定翼）和另一方面阻力与重量（其要求小的安定翼）之间实现综合平衡。 

控制该综合平衡的规定要求之一是通过只使用方向舵脚蹬，在起飞滑跑时，以称为VMCG（指英文术语“Velocity Minimum Control Ground”）的（地面）最小操纵速度控制出现的发动机故障。在这种情况下需解决的技术问题是能够改进对飞机的侧向控制，同时继续使用方向舵脚蹬作为唯一的操控机构。 

发明内容

本发明涉及可改进起飞阶段时在机场（起飞）跑道上滑行的飞机、特别是运输机的地面方向和侧向控制的方法。 

为此，根据本发明，根据所述方法，飞机能够至少通过方向舵在地面侧向地被操控，所述方向舵根据操控指令进行控制，优选地，所述操控指令由飞机飞行员致动方向舵脚蹬产生， 

其特征在于，以自动的方式： 

a)进行监控，以便能够检测在至少所述飞机处于地面并进行起飞滑跑时存在的激活情形； 

b)当检测到这种激活情形时，产生控制命令，所述控制命令用于对称地控制扰流器偏转，所述扰流器对称地布置在机翼上；以及 

c)将所述控制命令应用于致动所述扰流器的致动部件，以获得所述扰流器的对称偏转，所述对称偏转与至少通过所述方向舵进行的侧向操控相结合，允许减小飞机升力和因而允许改进飞机的地面方向和侧向控制。 

因此，根据本发明的方法提出起飞时扰流器的对称偏转，以直接增大飞机和地面之间的正常接触载荷，这间接使得增大横向接触载荷，因而提高飞机的可控制性。因为现代飞机由于气动优化而在滑行条件下具有高升 力，所以所述方法更加有效。 

因此，对于由方向舵偏转产生的相同的气动载荷，借助本发明，地面反作用所产生的侧向载荷增大，因而赋予飞行员以更大的方向和侧向控制权。 

因此，根据本发明的方法可改进起飞阶段时飞机的地面方向和侧向控制，即朝与沿所用的起飞跑道滑行的方向正交的方向的飞机控制，尤其是以便于飞机沿着跑道的中轴线行驶。 

为实现它，本发明使用机翼上已有的、但从未用于这种目的的控制面即扰流器，这可便于这种实现并降低其成本。 

另外，以自动的方式进行的本发明的实施，对于飞行员来说是显而易见的，飞行员可以通过继续以同样的方式使用相同的操控机构（方向舵脚蹬），保持其手动操控习惯用来进行地面操纵，因而飞行员方面不需要适应时间。 

有利地，在步骤b)，产生控制命令，所述控制命令产生扰流器的对称偏转，扰流器的对称偏转具有预定的偏转速度例如5°/秒、和同样预定的扰流器偏转角，例如相对于初始偏转为5°（向上）。 

另外，在一特殊的实施方式中，有利地，在步骤a)，为检验所述飞机处在地面上，监控所述飞机的下述参数中的至少一个： 

－起落架降下； 

－轮的转速；以及 

－相对于跑道的高度，其由无线电高度表提供。 

此外，有利地，在步骤a)，为检验所述飞机进行起飞滑跑，监控所述飞机的下述参数中的至少一个： 

－发动机推力控制机构的位置； 

－扰流器功能的激活指示；以及 

－速度。 

此外，有利地，在步骤a)，当除前述条件以外另外还需要增强飞机的可控制性时，检测激活情形，如下文所详述的。 

另外，有利地，当满足至少下述条件即飞机开始起飞阶段时的转动时，自动地禁止至少所述步骤c)并使所述扰流器自动地恢复到其初始位置。 

此外，尤其是为将本发明的实施限于发动机故障的专门问题，可以增加下文详述的其它的激活和禁止条件。 

本发明还涉及改进起飞阶段时在机场起飞跑道上滑行的飞机、特别是运输机的地面方向和侧向控制的设备，所述飞机能够至少通过方向舵在地面侧向地被操控，所述方向舵根据操控指令进行控制，优选地，所述操控指令由飞机飞行员致动方向舵脚蹬产生。 

根据本发明，所述设备的特征在于，其具有： 

－监控部件，其进行监控，以便能够检测在至少所述飞机处于地面并进行起飞滑跑时存在的激活情形； 

－第一部件，用于在检测到激活情形时产生控制命令，所述控制命令用于对称地控制扰流器偏转，所述扰流器对称地布置在机翼上；以及 

－第二部件，用于将所述控制命令应用于所述扰流器的致动部件，以获得所述扰流器的对称偏转，所述对称偏转与至少通过所述方向舵进行的侧向操控相结合，允许减小飞机升力和因而允许改进飞机的地面方向和侧向控制。 

有利地，所述第一部件形成用以产生控制命令，控制命令产生所述扰流器的对称偏转，所述对称偏转具有预定的偏转速度和同样预定的扰流器偏转角。 

在一优选实施方式中，所述设备另外还具有部件，用于当满足至少下述条件即飞机开始起飞转动时，自动地禁止至少所述控制命令的应用和使所述扰流器自动地恢复到其初始位置。 

因此，根据本发明的设备可改进起飞阶段时飞机的地面方向和侧向控制。特别是，关于VMCG类型的（地面）最小操纵速度，能够对于飞机的相同特性，限定更低的速度，因而能使飞机从更短的起飞跑道起飞。 

本发明还涉及： 

－飞机侧向操控系统，所述飞机侧向操控系统具有根据操控指令进行控制的至少一方向舵，优选地，所述操控指令由飞机飞行员致动方向舵脚蹬产生，飞机侧向操控系统配有前述设备；和/或 

－飞机的电动飞行控制系统，其配有这种设备；和/或 

－飞机，特别是运输机，其配有这种设备或这种系统（侧向操控系统 和/或电动飞行控制系统）。 

在应用于配有电动飞行控制系统的飞机中，当飞行员致动方向舵脚蹬时，电动飞行控制系统（通常）命令方向舵偏转，而且还根据本发明命令扰流器对称偏转。因此，对于由方向舵偏转产生的相同的气动载荷，地面反作用所产生的侧向载荷增大，因而赋予飞行员以更大的飞机方向和侧向控制权。 

附图说明

附图会促使清楚地理解如何能够实施本发明。在这些附图上，相同的标号指示相似的元件。 

图1是在一基本实施方式中的根据本发明的设备的原理图； 

图2是具有根据本发明的设备的飞机侧向操控系统的原理图； 

图3是线图，示出扰流器偏转对阻力的气动效应； 

图4是线图，示出扰流器偏转对升力的气动效应。 

具体实施方式

根据本发明的示意地示于图1中的设备1，用于改进当未示出的飞机在起飞阶段中在机场起飞跑道上滑行时对该飞机的地面方向和侧向控制。特别是，该飞机可以是用于客运或货运的民用或军用飞机。 

所述飞机可至少通过方向舵2在地面侧向地被操控，所述方向舵2根据操控指令加以控制，优选地，所述操控指令由飞机飞行员致动方向舵脚蹬3产生，如下面参照图2详述的。 

根据本发明，如图1中所示，飞机上装载的设备1具有： 

－信息源组件4，其尤其具有用于测量飞机参数的当前值的部件，如下面所详述的； 

－监控部件5，其通过连接件6连接到组件4，形成用以进行自动监控，以便能够检测在至少飞机处于地面和进行起飞滑跑时存在的激活情形； 

－计算单元7，其通过连接件8连接到所述监控部件5，形成用以在监控部件5检测到激活情形时自动地产生控制命令，所述控制命令用于对称地控制常见的扰流器11A、11B、……、11N偏转，其中N是大于或等于2的整数，这些扰流器对称地布置在机翼（未示出）上；以及 

－连接件9A至9N，用于自动地将计算单元7所产生的控制命令应用于所述扰流器11A至11N的常规致动部件10A至10N，如点划线箭头12A至12N所表示的，以便获得扰流器11A至11N的对称偏转，其与至少通过方向舵2实现的侧向操控（下面予以详述）相结合，可减小飞机升力和因而改进其地面方向和侧向控制。 

优选地，所述监控部件5和所述计算单元7属于处理单元14的组成部分。 

在本发明的范围中： 

－根据本发明实施的扰流器偏转可涉及飞机上存在的所有扰流器或仅一部分扰流器。但是，根据本发明的偏转应用于两个机翼中的每个机翼上的相同数量的扰流器，此外应用于相对经过飞机纵向轴线的垂直平面对称布置的扰流器；以及 

－扰流器偏转以对称的方式实现，这意味着对称布置的两个扰流器的偏转以相同的偏转速度和以相同的偏转最终角度进行。优选地，根据本发明受控制的所有扰流器以相同的偏转速度和以相同的偏转最终角度进行偏转。 

因此，根据本发明的设备1实现起飞时扰流器11A至11N的对称偏转，以直接增大飞机和地面之间的正常接触载荷，这间接地导致增大横向接触载荷，因而提高飞机的可控制性。因为现代飞机由于其气动优化而在滑行条件下具有高升力，所以设备1更加有效。 

因此，根据本发明的设备1可改进在起飞阶段时的飞机的地面方向和侧向控制，即朝与沿所用的起飞跑道滑行的方向正交的方向的飞机控制，尤其是以便于飞机沿着跑道的中轴线行驶。 

为实现它，所述设备1因此使用机翼上已有的、但从未用于这种目的的扰流器11A至11N，这可便于其实现和降低其成本。 

另外，由设备1自动进行的本发明的实施，对于飞行员来说是显而易见的，飞行员可以通过继续以同样的方式使用相同的操控机构，保持其手动操控习惯用来进行地面操纵，因而飞行员方面不需要适应时间。 

因此，根据本发明的设备1可改进起飞阶段时飞机的地面方向和侧向控制。特别是，关于（地面）最小操纵速度VMCG，能够借助本发明，对 于飞机的相同性能，限定更低的速度，因而能够使飞机从更短的起飞跑道起飞。 

所述计算单元7形成用以产生引起（扰流器11A至11N）偏转的控制命令，所述偏转具有： 

－预定的偏转速度；以及 

－扰流器11A至11N的也是预定的最终的偏转角度（相对于在设备1作用之前的扰流器位置）。 

已知扰流器11A至11N的对称偏转产生负升力和阻力。还应注意： 

－机翼控制面的大偏转干扰在机翼下游的气动流，对位于尾翼上的控制面的效率产生负面影响；以及 

－方向舵2快速偏转至其止挡件保持优先，该运动所需的液压必须始终是可用的。因此，与方向舵2偏转同时发生的一定数量扰流器11A至11N的偏转，不应产生超过飞机液压系统能力的要求。因此，选择适当的运动学特性（受控的最大偏转和偏斜速度）。 

在图上表示： 

－在图3上示出曲线C1，曲线C1示出扰流器11A至11N偏转对阻力的气动效应。该图3以横坐标表示扰流器的偏转角AB（单位：°），以纵坐标表示阻力系数差（écart）E1（无量纲量）；以及 

－在图4上示出曲线C2，曲线C2示出扰流器11A至11N偏转对升力的气动效应。该图4以横坐标表示扰流器的偏转角AB（单位：°），以纵坐标表示升力系数差E2（无量纲量）。 

因此，对于小于10°的扰流器偏转来说，每度偏转约破坏2个升力点，而不产生很大的附加阻力（小于约2个阻力点）。因此，在一优选实施方式中，对于所有扰流器11A至11N，相对于使构型最佳化的其初始位置，保持为5°的附加偏转（向上）。 

此外，在一优选实施方式中，受控制的偏斜速度选择成等于5°/秒，这与以在起飞滑跑时对抗发动机故障所要求的响应时间相兼容，而不会对液压系统构成过高的要求。 

另外，如上所述，为实施本发明，监控部件5检验飞机处在地面上和飞机正在起飞阶段时进行起飞滑跑。实际上: 

－在着陆时，扰流器功能已经起该作用；以及 

－在低速滑行阶段时，飞机升力可略而不计，因此，扰流器偏转除无效外，也是无用的。 

在一特殊的实施方式中，为检验飞机确实处在地面上，所述监控部件5监控飞机上满足以下条件中的至少一个条件： 

－飞机起落架降下，该信息从属于组件4组成部分的常规部件接收到； 

－（从也属于组件4组成部分的常规部件接收到的）轮转速的测量值与地面滑行相符合；以及 

－由（属于组件4组成部分的）无线电高度表所提供的相对于跑道的高度测量值，小于预定值。 

此外，为检验飞机良好地进行起飞滑跑，所述监控部件5监控飞机的（从属于组件4组成部分的常规部件接收到的）下述参数中的至少一个参数： 

－发动机推力控制机构的位置（以能够区分滑行阶段、起飞阶段、中止起飞阶段和着陆阶段）； 

－扰流器功能的激活指示（以能够区分起飞阶段、中止起飞阶段和着陆阶段）；以及 

－应大于预定值的相对于空中或地面的飞机速度测量值（以能够区分滑行阶段和起飞阶段）。 

此外，在一特殊的实施方式中，当除前述条件外还需要增强飞机的可控制性时，所述监控部件5检测激活情形。为进行这种检测，所述监测器5可以使用，例如，由（组件4的）常规部件实现的下述测量结果中的至少一个： 

－方向舵脚蹬3相对于其止挡件的接近性的测量结果；以及 

－方向舵2相对于其止挡件的接近性的测量结果。 

在一优选实施方式中，所述设备1另外还具有部件13（其例如是监控部件5的组成部分），用于当满足至少下述条件即飞机在起飞滑跑期间开始转动时，自动地禁止本发明所实施的功能、尤其是扰流器偏转命令的应用，自动地使扰流器恢复到其初始位置。 

所产生的负升力不得妨碍飞机的飞行，因此应使扰流器11A至11N恢 复到其初始位置，以恢复使起飞性能最佳化的机翼的气动构型。这种情形的检测例如可在下述条件中的至少一个满足时进行： 

－飞机姿态的测量值大于预定值；以及 

－纵向操控机构的位置大于沿使飞机上仰的方向的预定值。 

所需的测量借助于常规部件（属于组件4的组成部分）进行。 

必要时，为将根据本发明的功能的活动性限于发动机故障的专门问题，部件5和部件13可考虑其它的激活和禁止条件： 

－推力不对称性测量或检测到的发动机故障信息超过某一数值，用以允许激活；和/或 

－对于配有气动滑移估测或测量设备的飞机，一旦估测或测得的滑移超过某一数值，使用该信息用以禁止强横风激活。 

在一优选实施方式中，如图2中示意地所示，所述设备1集成于飞机的侧向操控系统15，其属于电动飞行控制系统的组成部分。 

通常，该侧向操控系统15尤其具有： 

－信息源组件16，其尤其具有用于测量飞机参数的当前值的部件； 

－操控指令产生部件17，其具有至少一方向舵脚蹬3，所述方向舵脚蹬可由飞机飞行员致动； 

－计算机18，其通过连接件19和20分别连接到所述组件16和所述部件17，形成用以根据从部件17接收到的操控指令，自动地产生用于控制方向舵2的控制命令；以及 

－连接件21，用于将计算机18产生的控制命令自动地应用于方向舵2的常规致动部件22，如点划线箭头23所示。 

在该应用中，特别是： 

－设备1的组件4可集成于系统15的组件16中；以及 

－处理单元14可集成于计算机18中。 

通常地，当飞机的滑行速度超过一般为40节的预定值时，飞行员使用方向舵脚蹬3以产生操控指令。 

在该应用中，当飞行员致动方向舵脚蹬3时，计算机18命令方向舵2偏转，而且还根据本发明命令扰流器11A至11N对称偏转（如果激活条件得到满足）。因此，对于由方向舵2偏转产生的相同的气动载荷，地面反 作用所产生的侧向载荷增大，因而赋予飞行员以更大的飞机方向和侧向控制权。