飞行器的飞行控制计算机制造技术

本发明专利技术涉及一种飞行器的飞行控制计算机。飞行器(1)的飞行控制计算机(10)能够以所谓的攻角保护模式进行操作，在所述模式中，所述飞行控制计算机被配置成根据由攻角探测器(12a，12b，12c)组(12)提供的攻角值来计算升降舵(22)的偏转指令，以便将所述飞行器的攻角保持在可接受攻角值的范围内。所述飞行控制计算机被配置成当仅一个攻角探测器可操作时：‑通过第一估计器(14a)来计算所述飞行器的第一估计攻角值，并且通过与所述第一估计器不同的第二估计器(14b)来计算所述飞行器的第二估计攻角值；以及‑只要由所述可操作的单一攻角探测器提供的攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致，就保持启用所述攻角保护模式。

Flight control computer for aircraft

The invention relates to a flight control computer for an aircraft. The flight control computer (10) of the aircraft (1) can operate in the so-called angle of attack protection mode, in which the flight control computer is configured to calculate the deflection instruction of the elevator (22) according to the angle of attack value provided by the angle of attack detector (12a, 12b, 12c) group (12) in order to maintain the angle of attack of the aircraft. Acceptable range of attack angle. The flight control computer is configured to calculate the first estimated angle of attack of the aircraft by a first estimator (14a) and the second estimated angle of attack of the aircraft by a second estimator (14b), which is different from the first estimator, when only one angle of attack detector is operable; and The angle of attack value provided by the operable single angle of attack detector is consistent with at least one of the first estimated angle of attack value and the second estimated angle of attack value, and the angle of attack protection mode is maintained.

【技术实现步骤摘要】
飞行器的飞行控制计算机
本专利技术涉及一种飞行器的针对飞行器的控制面提供的飞行控制计算机。
技术介绍
现代飞行器、尤其是运输飞机包括一组飞行控制计算机，飞行控制计算机计算针对飞行器的控制面的偏转指令、将偏转指令传输到飞行器的针对所述控制面的致动器的控制器。这些控制面例如是位于飞行器机翼上的襟翼或副翼、位于例如飞行器后部的水平面上的升降舵、位于竖直安定面上的方向舵等。飞行控制计算机一般包括所谓的攻角保护模式，在该模式中，飞行控制计算机根据飞行器的当前攻角值来计算用于升降舵的偏转指令，以便将飞行器的攻角保持在可接受攻角值的范围内。这个可接受攻角值范围尤其被确定成避免飞行器失速。攻角保护模式要求飞行控制计算机对飞行器攻角信息的可用性。飞行器一般配备有至少三个攻角探测器。攻角探测器的冗余使得能够处理一部分攻角探测器失效的情况，例如当所述部分攻角探测器由于结冰或雷电的作用而受阻时。然而，当少于两个的攻角探测器可操作时，攻角保护模式一般被禁用。当若干个攻角探测器已经失效时，提高攻角保护模式的可用性将是所希望的。
技术实现思路
本专利技术的目的尤其是要提供对这些问题的解决方案。本专利技术涉及一种飞行器的飞行控制计算机，所述飞行控制计算机被配置成计算用于所述飞行器的至少一个升降舵的偏转指令，所述飞行控制计算机能够以所谓的攻角保护模式进行操作，在所述模式中，所述飞行控制计算机被配置成：-获取由所述飞行器的攻角探测器组提供的所述飞行器的攻角值；以及-根据所述攻角值计算用于所述至少一个升降舵的偏转指令，以便将所述飞行器的攻角保持在可接受攻角值的范围内。所述飞行控制计算机值得注意的是，它被进一步配置成判定在所述飞行器的所述攻角探测器组的攻角探测器中是否是单一攻角探测器可操作，并且如果是单一攻角探测器可操作，则：-通过第一估计器来计算所述飞行器的第一估计攻角值；-通过与所述第一估计器不同的第二估计器来计算所述飞行器的第二估计攻角值；-判定由所述可操作的单一攻角探测器提供的攻角值是否与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致；以及-只要由所述可操作的单一攻角探测器提供的攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致，就保持启用所述攻角保护模式。因此，即使单一攻角探测器可操作，攻角保护模式也可保持启用，只要由此攻角探测器提供的攻角值与通过这两个估计器之一计算出的估计攻角值一致即可。使用不相似的估计器使得能够避免这两个估计器共同的失效模式。在优选实施例中，所述第一估计器能够被第一类干扰所干扰，并且所述第二估计器能够被独立于所述第一类干扰的第二类干扰所干扰。特别地，第一类干扰对应于飞行器的重量误差，并且第二类干扰对应于风。有利地，所述第一估计器是基于飞行器升力方程的解：其中：Ps是所述飞行器周围空气的静压M是所述飞行器的马赫数Sref是所述飞行器的机翼的参考表面Cz是所述飞行器的升力系数T是发动机的总推力α是所述飞行器的攻角∈是所述飞行器的所述发动机的倾斜角m是所述飞行器的重量g是重力加速度是载荷系数的沿所述飞行器的空气动力学竖直轴线的分量更有利地，所述第二估计器是基于以下角方程的解：其中：α是所述飞行器的攻角θ是所述飞行器的俯仰角β是所述飞行器的侧滑角是所述飞行器的滚转角γair是所述飞行器的空气梯度特别地，γair是通过以下方程确定的：其中：Vz是所述飞行器的竖直速度VTAS是所述飞行器相对于所述飞行器周围空气质量的速度(真空速)在优选实施例中，所述飞行控制计算机被进一步配置成当所述飞行器的所述攻角探测器组的攻角探测器中仅两个攻角探测器可操作并且这两个攻角探测器提供的所述飞行器的攻角值不一致时执行以下步骤：-判定由所述两个攻角探测器之一提供的攻角值是否与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个不一致；以及-将所述两个攻角探测器中攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个不一致的攻角探测器限定为不可操作。在另一优选实施例中，所述飞行控制计算机被进一步配置成当所述飞行器的所述攻角探测器组的攻角探测器中至少三个攻角探测器可操作时执行以下步骤：-针对所述至少三个攻角探测器中的每一个攻角探测器，判定由此攻角探测器提供的攻角值是否与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致；以及-如果有至少一个攻角探测器的攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致，则将攻角值与所述第一估计攻角值不一致并且与所述第二估计攻角值不一致的每个攻角探测器限定为不可操作。有利地，当由所述攻角探测器提供的攻角值中的每一个都与所述第一估计攻角值不一致并且与所述第二估计攻角值不一致时，所述飞行控制计算机命令启用所述飞行器的驾驶舱中的警报，并且所述飞行控制计算机将这些攻角探测器保持限定为可操作。本专利技术还涉及一种包括如以上指明的飞行控制计算机的飞行器。附图说明通过阅读以下说明并研究附图将更好地理解本专利技术。图1是包括驾驶舱的飞行器的简化图示。图2示意性地展示了根据本专利技术实施例的包括飞行控制计算机的飞行器的飞行控制系统。具体实施方式图1中所示的飞行器1包括如图2所示的飞行控制系统20。此飞行控制系统包括一组飞行控制计算机，例如在图中标记为FCC的飞行控制计算机10。此飞行控制计算机例如是飞行器的主飞行控制计算机。它例如位于飞行器的航空电子设备舱2中。飞行器包括攻角探测器组12，该组例如包括各自以通常方式定位在ADIRU(空气数据惯性参考单元)的ADR(空气数据参考)模块中的三个攻角探测器12a、12b、12c。这些攻角探测器和相应的ADIRU单元在图中标记为AoA1、AoA2和AoA3。飞行控制系统20还包括飞行器的至少一个升降舵22的致动器的控制器18(图中标记为“CTRL”)。飞行控制计算机10在输入端链接到与这三个攻角探测器12a、12b、12c相对应的ADIRU单元的输出端。飞行控制计算机在输出端链接到升降舵22的致动器的控制器18。在操作中，飞行控制计算机10接收源自由飞行器的驾驶舱3中的驾驶员致动的驾驶构件(未在图中表示出)或源自飞行器的自动驾驶系统的驾驶设置。飞行控制计算机根据从驾驶构件(或从自动驾驶系统)接收的信息和当前飞行参数来计算有待发送到升降舵22的致动器的控制器18的命令。这些命令对应于用于升降舵的偏转指令。飞行控制计算机10被设计成以所谓的攻角保护模式进行操作，在该模式中，飞行控制计算机计算用于升降舵的偏转指令，以便将飞行器的攻角保持在可接受攻角值的范围内。特别地，这个可接受攻角值范围被确定成避免飞行器失速。在攻角保护模式中，飞行控制计算机10获取由攻角探测器组12中的攻角探测器提供的飞行器的攻角值、并且根据所述攻角值来计算用于升降舵22的偏转指令，以使飞行器的攻角保持在可接受攻角值范围内。飞行控制计算机检查由不同攻角探测器提供的攻角值的相互一致性。如果这些攻角探测器中的一个攻角探测器提供的攻角值与其他攻角探测器提供的值不一致，则飞行控制计算机将此攻角探测器视为不可操作。飞行控制计算机根据所述攻角值通过排除被认为不可操作的攻角探测器提供的攻角值而仅基于被认为是可操作的攻角探测器提供的攻角值来计算用于升降舵22的偏转指令。根据本专利技术，当飞行控制计算机10确定攻角探测器组12本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器(1)的飞行控制计算机(10)，所述飞行控制计算机被配置成计算用于所述飞行器的至少一个升降舵(22)的偏转指令，所述飞行控制计算机能够以所谓的攻角保护模式进行操作，在所述攻角保护模式中，所述飞行控制计算机被配置成：‑获取由所述飞行器的攻角探测器(12a，12b，12c)组(12)提供的所述飞行器的攻角值；以及‑根据所述攻角值计算用于所述至少一个升降舵(22)的偏转指令，以便将所述飞行器的攻角保持在可接受攻角值的范围内，其特征在于，所述飞行控制计算机被进一步配置成判定在所述飞行器的所述攻角探测器组的攻角探测器中是否是单一攻角探测器可操作，并且如果是单一攻角探测器可操作，则：‑通过第一估计器(14a)来计算所述飞行器的第一估计攻角值；‑通过与所述第一估计器不同的第二估计器(14b)来计算所述飞行器的第二估计攻角值；‑判定由可操作的所述单一攻角探测器提供的攻角值是否与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致；以及‑只要由可操作的所述单一攻角探测器提供的攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致，就保持启用所述攻角保护模式。

【技术特征摘要】
2017.04.19 FR 17533661.一种飞行器(1)的飞行控制计算机(10)，所述飞行控制计算机被配置成计算用于所述飞行器的至少一个升降舵(22)的偏转指令，所述飞行控制计算机能够以所谓的攻角保护模式进行操作，在所述攻角保护模式中，所述飞行控制计算机被配置成：-获取由所述飞行器的攻角探测器(12a，12b，12c)组(12)提供的所述飞行器的攻角值；以及-根据所述攻角值计算用于所述至少一个升降舵(22)的偏转指令，以便将所述飞行器的攻角保持在可接受攻角值的范围内，其特征在于，所述飞行控制计算机被进一步配置成判定在所述飞行器的所述攻角探测器组的攻角探测器中是否是单一攻角探测器可操作，并且如果是单一攻角探测器可操作，则：-通过第一估计器(14a)来计算所述飞行器的第一估计攻角值；-通过与所述第一估计器不同的第二估计器(14b)来计算所述飞行器的第二估计攻角值；-判定由可操作的所述单一攻角探测器提供的攻角值是否与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致；以及-只要由可操作的所述单一攻角探测器提供的攻角值与所述第一估计攻角值和所述第二估计攻角值中的至少一个一致，就保持启用所述攻角保护模式。2.根据权利要求1所述的飞行控制计算机，其特征在于，所述第一估计器(14a)能够被第一类干扰所干扰，并且所述第二估计器(14b)能够被独立于所述第一类干扰的第二类干扰所干扰。3.根据权利要求1和2之一所述的飞行控制计算机，其特征在于，所述第一估计器基于以下飞行器升力方程的解：其中：Ps是所述飞行器周围的空气的静压，M是所述飞行器的马赫数，Sref是所述飞行器的机翼的参考表面，Cz是所述飞行器的升力系数，T是发动机的总推力，α是所述飞行器的攻角，∈是所述飞行器的所述发动机的倾斜角，m是所述飞行器的重量，g是重力加速度，以及是载荷系数的沿所述飞行器的空气动力学竖直轴线的分量。4.根据权利要求1或2所述的飞行控...

【专利技术属性】
技术研发人员：J·高芬，L·波姆帕特，D·洛佩斯费尔南德斯，
申请(专利权)人：空中客车运营简化股份公司，
类型：发明
国别省市：法国,FR