爬升優化的自動起飛系統的製作方法

2023-07-27 20:33:06

專利名稱：爬升優化的自動起飛系統的製作方法
技術領域：
本技術在此涉及執行/自動飛行控制系統。
背景技術：
坐過飛機的人都知道飛機從跑道起飛時會有震顫感。當飛機明確將要起飛時，飛行員會鬆開剎車並控制發動機增加推力。飛機開始在跑道上移動得越來越快。當飛機移動的速度足夠快，使得由機翼生成的升力的量允許安全起飛時，飛行員控制飛機的飛行控制表面(例如，升降舵)，以使飛機的機頭向天空仰起。飛機在其機頭仰轉的情況下飛離地面。當飛機爬升到水平飛行所期望的海拔時，飛機實現該海拔的速度不盡相同，這取決於飛機的特定配置、重量、天氣及其它因素。某些飛機的性能速度，也就是所謂的「V速率」，基於操作環境的而改變。「V速率」之一是指Vk-也被稱為起飛仰轉速率。Vk是指飛行員開始拉起飛機起飛仰轉的速率。\總是大於另一個V速率(Vka)，這是指在發動機故障期間在空中提供定向控制的最小速度。V速率可能受很多因素的影響，包括起飛毛重、氣壓、溫度、飛機配置及跑道狀況。飛機起飛距離通常分為兩段地面加速段(dl)和空中過渡段(d2)。參見圖I。地面加速距離dl從鬆開剎車起測量，到以Vk開始仰轉為止。空中過渡距離d2從該點起測量，到飛機到達跑道上空指定高度(h)的點dl為止。通常，dl段的長度是通過數學化的整合運動等式計算出來的，該等式反映了給定大氣狀況下發動機的推力、飛機的升力、阻力及重量。對於d2段，基於能量守恆定理，可以推出以下等式
:^mVR2 + |(t-6)-dr；=ImVsh2I +；mgh|
j :r [1]
I : I '丨 3i;4;
； ； ；； 其中表達式I :飛機開始仰轉時的動能表達式2 :由於發動機沿飛行路徑推進而增加的總能量表達式3 :飛機在空中過渡結束時的動能表達式4 :飛機在空中過渡結束時的重力勢能。為簡化和更好地理解，考慮從水平跑道給定起飛的情況。在這種情況下，h的值是先前已知的。因此，表達式I和4也是預定的。因此，表達式3的值越大，表達式2也將越大。換句話說，Vsh越高，飛行路徑(用「r」表示)可能越長。空中過渡的詳細數學建模可能很難，因為涉及許多對估算重要的因素，諸如多變的地面影響、瞬變的空氣動力以及飛行技術的影響。因此，通常通過使用完全基於飛行試驗數據的簡化的參數模型來計算d2段。傳統上，d2段的核定長度基於要求飛機在給定的速度(Vk)下且以給定的俯仰角速率(q)仰轉到給定的俯仰姿態(e)的操作程序。而無論在飛行試驗還是日常飛行操作中，這些參數(e，q和Vk)都受到一系列約束，如籲俯仰角(e):
〇在一臺發動機失效的情況下，受限於飛機要達到應用認證所要求的最小梯度的性能，在任何條件下均要處於飛機的使用狀態範圍內〇通過幾何限制，目的是為避免尾部在起飛期間觸地 俯仰角速率(q)〇低俯仰角速率導致起飛距離更長〇過高的角速率帶來超過所定義的起飛角度e的風險，並且可能增加尾部觸地的風險 仰轉速率(Vk)〇Ve受到使Vk與典型起飛速度相關的要求的約束(對於部分-23和部分-25的適航飛，和V2)〇在仰轉之後，Ve可能是這樣在到達給定高度之前，飛機將加速到給定速度(對於根據聯邦航空管理局的條例第14章的部分23和部分25的適航飛機，在35英尺時是V2,通過引用的方式合併於此)，同時達到了在起飛期間所要求的最小爬升梯度。為符合所有的應用需求，同時又不增加對飛行員技術的額外要求，飛機製造商通常將為每個起飛配置定義固定的起飛俯仰角，使其在\時具有給定的仰轉速率。當執行用於確定額定的飛機起飛距離的飛行試驗時，製造商可按照這寫程序，使得所測量到的性能能在實際操作中重現。除前述限制外，由於飛行員在飛行反應方面的自然差異，因此飛行試驗期間，還在性能模型中引入了合理的數據偏差量。結果，飛機的短跑道性能可能嚴重受到這些操作約束的影響，導致了非最優的起飛距離計算模型。當前實踐的另一方面是，起飛姿態通常被定義成滿足飛機操作和負載包絡內最不利條件下的爬升梯度的要求。爬升梯度Y被定義如下V = —~—-今I 2 I
1W在以上等式中，T是淨髮動機推力，D是在指定配置下飛機的阻力，W是飛機重量，並且①是跑道坡度。計算T和D的條件已在以上提到的適用的部分23和部分25的認證要求中被定義，通過引用的方式將其合併於此。然而，絕大多數時候(並且尤其是在短跑道情況下)實際條件是這樣的在所定義的俯仰情況下，可實現的實際爬升梯度遠高於所要求的(存在所謂的「能量過剩」)，結果是以淺起飛飛行路徑為代價的強加速。這導致從仰轉到空中階段結束的時間增加，並因此產生了更長的d2。下面的例子說明了這些影響。示例I :幾何受限的飛機對於給定的飛機，對其空氣動力、推力、重量及操作包絡特徵的研究表明，在起飛期間達到的最佳俯仰角是12°。然而，飛機具有長尾部段，並且因此為了避免尾部觸地，最大仰轉角度被限制到10°。這種幾何限度適用於減震器被飛機重量壓縮時。然而，當飛機在起飛滑跑之後仰轉並且假定迎角時，生成了氣動升力，並且很快解除了這個約束。例如，如圖2中所示可以找到俯仰角和間隙(clearance)的廓線。示例2 :非幾何條件受限的飛機
對於經給定部分25認證的，非幾何受限的雙引擎渦扇飛機，11°的起飛俯仰角保證了在臨界條件下以指定的速度(分別是零和2. 4% )滿足了 25. 121 (a)和(b)要求的最小梯度。然而，如果飛機被派遣在海平面的短跑道上起飛，則在ISA溫度下，起飛重量可能受到可用TOD而非梯度的限制。結果，要實現的真正起飛梯度將遠高於25. 121的起飛梯度。在這樣的情況下，應用圖3中所示的示例性典型俯仰廓線。在這兩種情況下，將允許飛機在空中過渡期間加速，並且在起飛結束時將具有更高的最終速度。換句話說，在空中過渡期間(等式I中的表達式2)，由發動機提供的過剩能量大多將轉換成動能(等式I中的表達式3)而不是重力勢能(等式I中的表達式4)。圖4說明了這兩個例子。爬升優化的起飛系統是旨在改進起飛性能的飛機功能。通過允許飛機在達到Vk時和之後仰轉到優化的俯仰姿態，同時確保正遵守飛機的最小所需起飛爬升梯度及幾何限制，來獲得該改進。在空中過渡階段期間(d2)，通過準許一直跟蹤飛機的俯仰姿態到其瞬時的最大約束限度，而非受到單個起飛約束的限制(諸如為避免尾部觸地而給定的俯仰)，來獲得最佳起飛性能。


通過參照下面結合附圖對示例性非限制性實施例的詳細描述將更好和更完整地理解本發明的這些和其他特徵和優點。在附圖中圖I是示例的起飛段定義；圖2示出了幾何受限的飛機的示例的俯仰和間隙時間歷程；圖3示出了非幾何受限的飛機的示例俯仰和間隙時間歷程；圖4示出了由於非優化俯仰而引起的空中過渡距離的增加；圖5示出了自動起飛(優化爬升的起飛)系統視圖；圖5-1示出了由處理器自動執行的執行存儲在非暫態存儲設備中的指令的示例流程圖；圖5A示出了優化的起飛性能下，示例的俯仰和間隙時間歷程；圖6示出了非幾何受限的飛機的示例的俯仰和間隙時間歷程；圖7示出了作為起飛俯仰角和跑道上空高度的函數的示例的機身間隙；圖8示出了作為跑道上空飛機高度的函數的尾部觸地安全起飛俯仰角；圖9示出了作為第一段梯度和起飛俯仰角的函數的速度增長率；
圖10示出了作為跑道上空飛機高度的函數的尾部觸地安全起飛俯仰角。
具體實施例方式示例性的非限制性系統和方法提供了旨在改進起飛性能的優化爬升的飛行器功能。通過允許飛行器在達到Vk時和之後仰轉到優化的俯仰姿態，同時確保正在遵守飛行器的最小所需起飛爬升梯度及幾何限制，來獲得該改進。示例的非限制性爬升優化的起飛系統可以通過以下實現I)具體設計的俯仰引導指示；以 及2)自動命令飛行器在起飛(自動起飛)期間仰轉到優化的爬升俯仰姿態的控制系統特徵。更詳細來說，圖5示出了示例的非限制性自動起飛系統、以及與其它飛行器系統的接口的總體圖。如圖5所示，飛行器100包括常規傳感器和表決陣列102，它們監視諸如溫度、壓力高程、速度、高度及俯仰角等參數，並將感測到(表決出)的值提供給俯仰引導子系統104。因此，該傳感器/表決陣列102能夠測量飛行器的響應，以控制來自飛行控制系統106的輸入，諸如升降舵位置。俯仰引導子系統104也接收飛行員輸入108，包括Vk、重量及NI。此外，俯仰引導子系統104從配置子系統110接收起落架和著陸襟翼的信息。因此，俯仰引導子系統104從飛行器傳感器102和飛行員輸入設備108獲得用於計算e TS和
0GE的信息，同時將自動起飛系統的輸出傳送給飛行控制系統106。對於俯仰引導指示，俯仰指標也被傳送給飛行器顯示器。俯仰控制子系統從俯仰引導子系統104接收俯仰角、俯仰指標和仰轉觸發信息。俯仰控制子系統114應用上述的爬升優化的起飛計算，以向飛行器提供用於計算並在自動起飛選項的情況下遵循作為受到上述飛行器幾何限制的約束的實際起飛幅度(radiant)(在考慮派遣的情況下)的函數的最優起飛俯仰引導的能力，如果適用的話(見圖5-1)。所得到的俯仰角廓線類似於圖5A中示出的俯仰角廓線，並且所得到的從仰轉到SH的飛行路徑類似於圖6中所示的飛行路徑。在空中過渡階段期間(d2)，通過準許一直跟蹤飛行器的俯仰姿態到其瞬時的最大約束限度，而非受到單個起飛約束的限制(諸如為避免尾部觸地而給定的俯仰)，來獲得最佳起飛性能。圖5A說明了這個行為。圖6圖示了所得到的飛行路徑，並將其與傳統單純的俯仰起飛而獲得的非優化飛行路徑進行比較。在該示例的非限制性系統和方法中，在尾部觸地之前的機身間隙是飛行器尾部段幾何形狀和俯仰角的函數，並且針對跑道上空飛行器高度而被調度，如圖7所示。本功能的目標是，在保持安全起飛間隙餘量(圖7中的虛線)的同時，使得俯仰最大化。因此，為避免尾部觸地而限制的起飛俯仰(0TS)作為跑道上空飛行器高度的函數被調度，如圖8所示。為了仰轉至給定的起飛俯仰角，從離地至起飛幕高(screen height)增長的速度變化率是第一段梯度的函數(已由等式2定義)。相反，對於給定的梯度，該速度變化率是俯仰角的函數。速度變化率由下面的等式3定義
權利要求
1.一種用於飛行器的爬升優化起飛系統，包括 部署在所述飛行器上的各傳感器，所述各傳感器被配置成檢測飛行器飛行條件； 部署在所述飛行器上並且可操作地連接到所述各傳感器的至少一個處理器，所述處理器在飛行器起飛的空中過渡階段期間自動跟蹤飛行器的瞬時俯仰姿態到約束限度，以及飛行管理計算機，所述飛行管理計算機控制所述飛行器的至少一個氣流表面，以允許所述飛行器在達到VR之時和之後仰轉到優化俯仰姿態，同時確保正在遵守飛行器的最小所需起飛爬升幅度以及幾何限制。
2.根據權利要求I所述的系統，其中所述處理器在起飛滑跑期間持續地估算優化起飛俯仰9To = minmum( 0 TS ； 0 GE),以達到在起飛仰轉時和之後要遵循的可變俯仰指標。
3.根據權利要求2所述的系統，其中所述處理器被配置成根據^=■來估算 VVs從離地到起飛幕高增長的速度變化率。
4.根據權利要求I所述的系統，其中所述飛行管理計算機通過調度作為跑道上空飛行器高度的函數的起飛俯仰角限度來使俯仰最大，同時保持安全起飛間隙餘量以避免尾部觸地。
5.根據權利要求I所述的系統，其中所述處理器被配置成推導出梯度優化的俯仰角調度。
6.一種飛行器起飛的方法，包括 飛行器沿跑道加速； 在所述加速期間，使用至少一個傳感器來確定俯仰角、俯仰指標和仰轉觸發信息；以及用至少一個處理器，自動地執行爬升優化起飛計算，以向飛行器提供遵循作為受到飛行器幾何限制約束的實際起飛幅度的函數的起飛俯仰引導、從而在由地面到空中的起飛過渡階段期間智能地改變飛行器俯仰的能力。
7.一種非暫態存儲介質，所述非暫態存儲介質存儲了用於由至少一個機載處理器在飛行器沿跑道加速期間自動執行的指令，所述指令被配置成 在所述加速期間，從至少一個傳感器中讀取信號，以確定俯仰角、俯仰指標和仰轉觸發Ih息；以及 自動地執行爬升優化起飛計算，以向飛行器提供遵循作為受到飛行器幾何限制約束的實際起飛幅度的函數的起飛俯仰引導、從而在由地面到空中的起飛過渡階段期間智能地改變飛行器俯仰的能力。
全文摘要
本發明公開了一種爬升優化自動起飛系統。爬升優化自動起飛系統是旨在改進起飛性能的飛機功能。通過允許飛機在達到VR時和之後仰轉到優化的俯仰姿態，同時確保正遵守飛機的最小所需起飛爬升梯度及幾何限制，來獲得該改進。在空中過渡階段期間(d2)，通過準許一直跟蹤飛機的俯仰姿態到其瞬時的最大約束限度，而非受到單個起飛約束的限制(諸如為避免尾部觸地而給定的俯仰)，來獲得最佳起飛性能。
文檔編號B64D31/06GK102862682SQ20121025127
公開日2013年1月9日 申請日期2012年6月11日 優先權日2011年6月10日
發明者帕特裡斯·倫敦·格德斯, 裡卡多·沃勒克, 吉列爾梅·馬克西米利亞諾·維哈倫, 薩爾瓦多·豪爾赫·達庫尼亞龍科尼 申請人:埃姆普裡薩有限公司