用于滑道控制的自动阻力功能制造技术

公开了为飞行器提供补充阻力的系统和方法。在一个实施例中，该方法包括探测至少一个油门解算器角度（ＴＲＡ）的变化。基于ＴＲＡ的变化来确定一个或更多个飞行控制表面的偏转，并且因此所述一个或更多个飞行控制表面自动偏转从而产生补充阻力。所述一个或更多个飞行控制表面包括副翼、阻流板和升降舵中的至少一个。此外，在一种情况下，所述一个或更多个飞行控制表面的偏转作为ＴＲＡ变化的额定有限时滞函数而被来实现。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
0001本专利技术涉及用于控制飞行器的系统和方法，并且更具体地，涉及用于在着陆期间控制飞行器下降的系统和方法。
技术介绍
0002创新和技术进步已经使得飞行器制造商能够生产新型飞行器， 与现有飞行器相比该新型飞行器在着陆期间承受更小的阻力。更小的 阻力可降低在着陆期间产生的噪声水平。与产生更大噪音的飞行器相 比，在着陆期间具有减小的噪音水平的飞行器可以被更多的空港认证。 然而，更小的阻力有时会不利地影响飞行器滑道控制的能力。换言之， 当在标准进场滑道飞行以便着陆时，具有更小阻力的飞行器可能不具 有理想的在足够小的速率下降落的能力。当在标准进场滑道飞行时飞 行器减速的能力可以被称为术语增量滑道能力，即飞行器在空载推 力和着陆襟翼的情况下飞行时陡于标准3°滑道的程度。在一些情况 下，与具有正常噪音输出的可比商用飞行器相比，被设计用于减小的 噪音水平的现代商用飞行器可能经受滑道能力的相应减小(例如减小 卜2度)。0003飞行员在着陆期间试图补偿减小的滑道能力的一种方式是例 如通过早期伸出起落架或使用空中速度制动来手动增大阻力。然而， 这种尝试经常产生不协调的结果。此外，在着陆襟翼的设定中通常不 推荐使用空中速度制动。补偿的另一种方法是，降低空载推力水平。 然而，对于某些飞行器和发动机构造而言，降低空载推力水平是不可 能的。此外，降低空载推力水平可能会与在某些严酷天气情况下需要 防止结冰的需求冲突。因此，对于着陆期间减小的滑道能力提供协调 且可靠补偿的新型系统和方法是具有实用性的。
技术实现思路
0004本公开内容针对用于给飞行器自动增加补充阻力从而增大着 陆期间滑道能力的系统和方法。具体地，增加的阻力使得这样的飞行 器在着陆进场期间能够更迅速地下降并且更快速地减小空速。这样， 飞行器能够更好地下降并获得滑道而不需要增大速度。可替换地，可 以增强这样的飞行器在标准进场滑道上飞行时的减速能力。0005根据各种实施例，用于在飞行器着陆期间提供补充阻力的方 法包括使用控制信号(被称作油门解算器角度(TRA))来探测至少一个推力控制装置或信号(这里被称作油门解算器)中的变化。该方法还包括:基于TRA的变化来确定一个或更多个飞行控制表面的偏转，并且实现所述一个或更多个飞行控制表面的确定偏转从而产生补充阻 力和所需相关俯仰力矩。在一个实施例中，飞行控制表面包括副翼、 阻流板和升降舵中的至少 一个。0006在另一个实施例中，公开了一种装备有补充阻力系统的飞行 器。该飞行器包括结构组件和至少部分位于所述结构组件中用于实现 补充阻力的至少一个系统。用于实现补充阻力的系统包括输入部件， 该输入部件被构造成提供至少一个油门解算器角度(TRA)中的变化。 确定部件被构造成基于TRA中的变化来确定一个或更多个飞行控制表 面的偏转，并且命令部件被构造成实现所述一个或更多个飞行控制表 面的确定偏转从而产生补充阻力。在一个具体实施例中，命令部件被 构造成使得副翼、阻流板和升降舵中的至少一个偏转。0007虽然如上所述在这里已经示出并描述了本专利技术的特殊实施例， 不过可以在不背离本专利技术的精神和范围的情况下得出许多改型。因此， 本专利技术的范围不应由上述特殊实施例的公开内容所限定。相反，参考 所附权利要求来整体确定本专利技术。附图说明0008下面将参考附图具体描述根据本
技术实现思路
教导的系统和方法 的实施例。0009图1是示出了根据一个实施例为飞行器提供补充阻力的示例 性飞行控制表面的示0010图2是油门解算角度(TRA)的示例性范围的示图，其中实现了根据一个实施例提供补充阻力的自动阻力功能；0011图3a和图3b是示出了根据一个实施例的示例性自动阻力软 件算法的框图，该算法在着陆期间为具有小滑道能力的飞行器提供了 补充阻力；0012图4是示出根据一个实施例的由示例性自动阻力软件算法实 现的响应油门解算器角度(TRA)变化的飞行控制表面的示0013图5是根据另一个实施例的装备有航空电子系统的飞行器的 侧视图，该航空电子系统自动地提供补充阻力。具体实施例方式0014根据本公开内容的系统和方法的实施例涉及为飞行器自动提 供补充阻力以便增加滑道能力。在下述说明和图1-5中阐述了本专利技术的 某些实施例的多个特定细节以便提供对于这些实施例的全面理解。本 专利技术可以具有附加实施例，或者可以在缺少一个或更多个下述细节的 情况下被实践。0015大体而言，根据本公开内容的系统和方法的实施例可以有利 地改进飞行器的滑道能力和减速能力。这些改进可以使得具有减小的 滑道能力的飞行器(例如被设计用于在着陆期间具有减小的噪音输出 的飞行器)在着陆进场期间能够更迅速地下降并且更快速地减小空速。 这样，飞行器可以更好地下降并且获得滑道而不增加速度。可替换地， 根据本公开内容的系统和方法的实施例可以有利地增强这样的飞行器 在标准进场滑道上飞行时的减速能力。0016图1示出了为飞行器提供补充阻力(其包括与补充阻力相关 的所需俯仰力矩)以便增加着陆期间的滑道能力的示例性飞行控制表 面偏转。补充阻力可以改进着陆飞行器的滑道能力和减速能力。如所 示，可以通过飞行器飞行控制表面的自动偏转来实现补充阻力。这些 飞行控制表面可以包括一个或更多个副翼、 一个或更多个阻流板以及 一个或更多个升降舵。使飞行控制表面偏转从而为飞行器提供补充阻 力的这种自动过程可以被称作自动阻力。0017自动偏转飞行控制表面从而实现补充阻力可以被实现为由推 力控制装置产生的控制信号的函数。推力控制装置可以被称为油门解算器，并且相应控制信号可以被称作油门解算器角度(TRA)。换言之， 每个飞行控制表面的偏转角度与这些实现方式中的TRA度数有关并且 取决于该TRA度数。油门解算器角度(TRA)可以被限定为油门操纵杆 相对于水平表面的物理角度(位置)。大体而言，油门被用于控制发动 机动力水平(推力)，因为其设定了燃料和/或空气的传送量。根据各 个实施例，当着陆期间油门解算器角度在近似4r到近似36°之间(包 括41°和36° )的范围内时可以启动自动阻力功能。当然，在其 它实施例中，可以在其它TRA范围或TRA值时启动自动阻力功能。0018图2提供了关于自动阻力响应油门解算器角度的变化而启动 的附加细节。具体而言，图2示出了着陆期间油门解算器角度的示例 性范围。如所示，近似38. 5°的TRA可以对应于进场空载(approach idle) 202，近似36°的TRA可以对应于最小空载204，并且近似34 °的TRA可以对应于油门停止206。图2也示出了在这些油门解算器角 度之间转变期间相应的发动机推力208。此外，图2也示出了如上所述 在近似41°和近似36° (包括41°和36° )的TRA之间自动阻力功 能的启动210。0019返回图1，在x轴线上示出了着陆期间飞行器通常使用的油门 解算器角度的范围。此外，图1也包括提供了以角度为单位的表面偏 转范围的y轴线。线102-108示出了根据一个实施例的因自动阻力功 能而产生的各种飞行控制表面的偏转。例如，线102图示性地表示了 油门解算器角度从41°到36°的转变期间副翼的偏转变化。线104图 示性表示了在相同的油门解算器角度转变期间第一对阻流板(例如阻 流板1和14)的偏转变化。本文档来自技高网...

【技术保护点】
用于在飞行器（５００）着陆期间补充阻力的方法，该方法包括：　探测（３０２）至少一个油门解算器角度“ＴＲＡ”的变化；　基于所述至少一个ＴＲＡ的所述变化来确定（３１０，３２４）一个或更多个飞行控制表面（１０２－１０８）的偏转；以及　 　实现（３４８）所述一个或更多个飞行控制表面的确定偏转从而产生补充的阻力。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】US 2007-6-15 11/763,7541.用于在飞行器(500)着陆期间补充阻力的方法，该方法包括探测(302)至少一个油门解算器角度“TRA”的变化；基于所述至少一个TRA的所述变化来确定(310，324)一个或更多个飞行控制表面(102-108)的偏转；以及实现(348)所述一个或更多个飞行控制表面的确定偏转从而产生补充的阻力。2. 根据权利要求1所述的方法，其中实现所述确定的偏转包括使得副翼(102)、阻流板(104， 106)以及升降舵(108)中的至少一个偏 t/二3. 根据权利要求1所述的方法，还包括探测至少一个襟翼位置，并 且其中实现所述确定的偏转包括当所述襟翼位置处于着陆构造时实现 所述一个或更多个飞行控制表面的所述确定的偏转。4. 根据权利要求1所述的方法，其中实现所述确定的偏转包括当所 述至少一个TRA从第一角度阈值变化到第二角度阈值时使得所述确定 偏转成比例地攀升，其中所述第一角度阈值大于所述第二角度阈值。5. 根据权利要求1所述的方法，还包括探测高于地面水平的高度， 并且其中实现所述确定偏转包括当所述高于地面水平的高度大于或等 于最低高度时实现所述一个或更多个飞行控制表面的所述确定的偏 转。6. 根据权利要求5所述的方法，还包括当所述高于地面水平的高度 从初始高度变化到所述最低高度时使得所述确定的偏转成比例地降 低，其中所述初始高度高于所述最低高度。7. 根据权利要求1所述的方法，还包括探测(310)攻角AOA，并且其中实现所述确定的偏转包括当所述AOA小于或等于最大AOA时实现所述一个或更多个飞行控制表面的所述确定的偏转。8. 根据权利要求7所述的方法，还包括当所述AOA从初始AOA 变化到所述最大AOA时使得所述一个或更多个飞行控制表面的...

【专利技术属性】
技术研发人员：DL威尔森，JR布莱特威尔，CP比米斯，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：US[美国]