飛機著陸姿態調節裝置的製作方法
2023-04-30 23:08:16 2
專利名稱：飛機著陸姿態調節裝置的製作方法
技術領域：
本發明與飛機控制系統有關，具體而言，與飛機的活動翼面和/或高升力翼面(high lift surfaces)的控制系統有關。
飛機的俯仰角定義為飛機的縱軸與水平線之間的夾角。俯仰角是一個重要的飛機參數，在著陸進場和接地過程中必須加以考慮。飛機著陸過程中的俯仰角隨許多因素而變化。例如，諸如陣風等大氣擾動現象都將影響俯仰角，需要加以調整。根據大氣擾動調整俯仰角可以保證在著陸過程中保持需要的航跡傾角。
在著陸過程中，飛機的俯仰角範圍在一定程度上受到飛機形狀的限制。在著陸拉平和接地過程中，隨著機頭抬高以增大俯仰角，飛機的尾部逐漸與地面接近。機體的尾部與地面的間隔被稱作後機身觸地餘量。為減少尾部接觸地面的機會至最小，要求俯仰角不能超過一個最大值，通常稱為最大後機身臨界飛行狀態。該最大後機身臨界飛行狀態確定一個預定的最大俯仰角，其能夠在著陸時在機身尾部和地面之間提供所要求的空隙。所要求的空隙被稱作後機身觸地餘量要求。該指標單位為度，定義為跑道與通過飛機主起落架和飛機尾部最低區域的連線之間的夾角。見
圖1。
除了最大值外，在著陸過程中，還要求俯仰角不能超過一個最小值。在進場時，飛機的主起落架和前起落架都被放下。因為前起落架不能承受飛機接地時的衝擊，所以飛機著陸時讓主起落架首先接觸地面非常關鍵。當主起落架接觸地面時，前起落架和地面之間的間隔被稱作前起落架觸地餘量。為避免前起落架首先著地，規定一個最小俯仰角，通常稱之為最大前起落架臨界飛行狀態。以等於或大於最大前起落架臨界飛行狀態的最小值的俯仰角著陸可以保證主起落架比前起落架提前一個預定值接地。這個預定值被稱作前起落架觸地餘量要求。該需求值單位為度，定義為跑道和通過飛機主起落架和前起落架的連線之間的夾角。見圖2。
如上所述，飛機在著陸過程中的俯仰角隨著大氣條件和其它參數的變化而變化。有時，在進場和接地過程中，需將俯仰角增加到一個大的值，使飛機的尾部低到非常危險地靠近地面的程度。在有些情形下，可能會違反後機身觸地餘量要求，導致機身尾部接觸地面，從而對飛機造成損害。
為了減少在著陸過程中的後機身觸地效應或者說可能性，提供了各種各樣的建議。一種減少後機身觸地效應的此類建議包括增加一個後機身尾橇，以吸收尾部與地面的輕微接觸，從而幾乎不或不會對飛機結構造成損害。
後機身尾橇的增加存在許多缺點。首先，由在飛機結構上增加的後機身尾橇會減少飛機與地面之間的幾何結構空隙。其次，增加後機身尾橇必須對飛機結構進行調整。第三，後機身尾橇增加了重量，因而會減少飛機的有效載重量。第四，如果發生後機身尾橇觸地，除了檢查飛機本身的完整性外，還必須檢查後機身尾橇的完整性。這種檢查在經濟上是不合算的。更進一步，結構空隙的減少反過來又將增加飛機接觸地面的可能性，從而導致所述缺點。
在進場和著陸過程中後機身觸地的可能性要求對各種飛行參數進行重新調整以減少後機身觸地的危險。這些調整措施包括增大進場著陸速度，增加在著陸襟翼所在位置處(landing flap detents)後緣襟翼的偏轉度，並加大橫向操縱翼面的對稱下垂度(lateral control surface symmetric droop)。在機翼上增加旋渦發生器用來解決這一問題。所有這些措施都能成功減少飛機的著陸俯仰角，從而提供較大的後機身觸地餘量。然而，與此同時，這些措施將會減少前起落架的觸地餘量。因而，當後機身觸地的可能性得以減少時，前起落架首先觸地的可能性會相應地增大。
與後機身觸地問題類似，可以通過調整各種飛行參數來避免前起落架首先觸地。降低進場著陸速度，減小在著陸襟翼所在位置處後緣襟翼的偏轉度以及減少橫向操縱翼面的對稱下垂等措施都會增大飛機著陸時的俯仰角。俯仰角的增大會帶來更大的前起落架觸地餘量。這幾種方法的缺點是俯仰角的增大會相應地減少後機身觸地餘量。後機身觸地餘量的減少進而會增大後機身觸地的可能性。
為克服所述的缺點，提出了俯仰角限制技術。從效果來看，俯仰角限制技術可以將俯仰角自動限制在一個預定的範圍內。儘管對俯仰角的限制可以用於減少前起落架首先觸地和後機身觸地的可能性，但是它過分限制了飛行員對飛機的操縱。限制飛行員對飛機的操縱是不合乎要求的，因為它違背了一些飛機設計的基本原則，這些原則要求飛行員對飛機具有絕對的操縱權。
還有人提出了其它的既降低前起落架首先觸地的可能性又不增大後機身觸地可能性的方案。一種通常被稱作用於航跡控制的直接升力控制的方案提出了一種將飛行軌跡控制與俯仰角控制相分離的閉環控制規則。飛行軌跡控制與俯仰角控制的分離允許改變航跡傾角的同時幾乎不或不改變俯仰角。飛行軌跡通過調節機翼操縱翼面和襟翼來控制，而不是通過調整俯仰角來控制。
儘管直接升力控制方案有一些優點，它也存在許多實質性缺點。因為直接升力控制技術將飛行軌跡控制與俯仰角控制分離，這與現實中所有常規的大型商用運輸機的飛行控制系統大不相同，直接升力控制將會導致商用飛機飛行員不熟悉飛機的操縱特性。這一方案將可能要求商用飛機飛行員另外參加培訓以掌握裝有直接升力控制機構的飛機的不同操縱特性。除了不同於常規的機動特性外，直接升力控制方案還會帶來後勤方面的困難。實施直接升力控制方案必須進行複雜的系統變動以確保飛行員和飛機控制系統之間的相互作用是可以接受的。而且，直接升力控制機構中經常採用的擾流器會導致無法接受的飛機抖振，從而過分犧牲乘客的舒適感。
本發明的目的在於提供一種能夠改善前起落架觸地餘量和/或後機身觸地餘量同時又沒有所述方法的所述以及其他缺點的方法。
根據本發明，提出了一種調節進場著陸和接地過程中飛機的俯仰角的方法。從一個預定飛行狀態參數的當前值中減去一個預設飛行狀態參數的參考值，得到一個差值。根據這個差值，按一定程序(schedule)確定能產生升力的活動翼面的相應偏轉值。飛機的活動翼面自動偏轉到等於此偏轉值的量。
根據本發明的其它方面，飛機的活動翼面為襟副翼。
根據本發明的再一些方面，預定的飛行狀態參數為進場空速，參考值為參考進場空速Vref，當前值為當前進場空速Vcur。參考進場空速Vref與當前進場空速Vcur之間的差值為空速差ΔV。
根據本發明的再一些另外的方面，按照等於襟副翼下垂度變化量ΔδFR來對稱調整襟副翼。襟副翼下垂度變化量ΔδFR按照預定程序進行選擇，其中，襟副翼下垂度變化量ΔδFR是空速差ΔV的函數。當空速差ΔV的值位於5和20之間時，預定程序按照下式提供襟副翼下垂度變化量的值FR=3115(V-5)]]>
當空速差ΔV小於5時，襟副翼下垂度變化量ΔδFR等於0。當空速差ΔV大於20時，襟副翼下垂度變化量ΔδFR等於31。
根據本發明又一另外的方面，參考進場空速Vref用下式確定Vref=1nZCGVcurCLcurCLref]]>其中nZCG＝重心處的正常載荷因子CLref＝參考升力係數CLcur＝當前升力係數根據本發明的另一些方面，重心處正常載荷因數nZCG的值限於提供機動補償。
根據本發明的另一些方面，對表示襟副翼下垂度變化量ΔδFR的指示信號進行低通濾波以衰減高頻湍流。
根據本發明的另一些方面，當飛機接觸地面時，襟副翼下垂度變化量保持不變。
根據本發明的作為替代的方面，預定的飛行狀態參數為進場著陸姿態角，參考值為參考進場著陸姿態角θref，當前值為當前進場著陸姿態角θcur，差值為姿態角差Δθ。
根據本發明的作為替代的另一些方面，預定的飛行狀態參數為進場著陸迎角，參考值為參考進場著陸迎角αref，當前值為當前進場著陸迎角αcur，差值為迎角差Δα。
從上面的概述中容易看出，本發明提供了一種改善前起落架觸地餘量和/或後機身觸地餘量的飛機著陸姿態調節裝置(LAM)。觸地餘量得以改善的原因在於飛機活動翼面和/或高升力翼面包括如襟副翼的自動、對稱地變化。因為LAM能夠增大後機身觸地餘量，所以該LAM沒有必要增加一個用於對後機身觸地加以保護的後機身尾橇。因而，重量的增加，結構空隙的減少以及與後機身尾橇有關的經濟上的開銷都能得以避免。更進一步，由於LAM既能改善飛機的前起落架觸地餘量，又能改善飛機的後機身觸地餘量，對僅調節進場著陸速度，在著陸襟翼所在位置處後緣襟翼偏轉度和橫向操縱翼面的對稱下垂度等傳統技術的限制也能得以避免。由於改善了在飛機著陸俯仰角範圍的兩個極端的觸地餘量，LAM可以克服這些以前起落架觸地餘量為代價僅改善後機身觸地餘量或反之以後機身觸地餘量為代價僅改善前起落架觸地餘量的措施的局限性。與一些傳統的俯仰角限制方法相反，由於LAM不對可用的飛機俯仰角進行人為的限制，飛行員可以保留對飛機的絕對操縱權。同時LAM也提出了一種保持飛行軌跡控制和俯仰角控制間相互關聯的開環控制規律，從而避免了採用閉環控制規律的直接升力控制方法帶來的脫離常規的機動特性和複雜性。
參考下面的詳細敘述以及附圖，可以更容易、更好地理解所述的各方面的內容和本發明的許多優點，其中圖1用於說明飛機的後機身觸地餘量要求；圖2用於說明飛機的前起落架觸地餘量要求；圖3是關於按照本發明建立的飛機著陸俯仰角調節裝置的控制規律圖；圖4是關於適用於圖3所示的本發明實施例的Vref確定過程的工作原理圖；圖5是關於本發明的一種替代實施例的控制規律圖；圖6是關於本發明的另一種替代實施例的工作原理圖；圖7是關於適用於圖6所示的本發明的實施例的αref確定過程的工作原理圖；圖8A-8C用於說明圖3-7所示的本發明的特性曲線；圖9是關於本發明的另一種實施例的控制規律圖；圖10用於說明圖9所示的本發明的性能曲線。
按照慣例，這裡以包含能完成某一特定功能的分立方框的控制規律圖的形式來對本發明加以圖解說明和敘述。必須指出的是，實際應用中，本發明的各種功能可以按各種各樣的方式加以實施。例如，圖示的控制規則中的各種功能可以由一臺適當編程的計算機來完成。另一方面，這些功能也可以由數字或模擬電路來完成。
圖3以控制規律圖的形式圖解說明了按照本發明形成的著陸俯仰角調節裝置(LAM)10的第一實施例。在控制規律圖中包括幾個含有設計來完成各種功能元件的模塊。在飛機的著陸過程中，LAM10通過確定飛機襟副翼的位置來改善前起落架觸地餘量和後機身觸地餘量。LAM10根據飛機的當前進場著陸狀態和參考進場著陸狀態之間的差異來對稱地調整襟副翼相對於標稱位置的下垂度。這種調節使飛機著陸的俯仰角變化範圍減少。必須指出的是，儘管在本實施例中調整的是飛機的襟副翼，LAM10還可用於對稱地調整飛機的其它產生升力的活動翼面或產生升力的活動翼面的組合。
圖3所示的本發明實施例包括一個參考進場著陸速度Vref確定模塊12，一個加法器14，一個襟副翼下垂度變化量ΔδFR程序模塊16，一個增益模塊18，一個低通濾波器20和一個LAM開/關和命令凍結確定模塊24。參考進場著陸速度Vref的確定模塊12的功能最好以圖4所示的方式加以完成。實際上，參考進場著陸速度確定模塊的功能是完成下述公式的計算Vref=1nZCGVcurCLcurCLref]]>其中Vref＝參考進場著陸空速nZCG＝重心處的正常載荷因子Vcur＝當前進場著陸空速CLcur＝當前升力係數CLref＝參考升力係數圖4包括一個當前升力係數CLcur程序(schedule)模塊26，一個參考升力係數CLref程序模塊28，一個第一除法器30，一個第一平方根模塊32，一個乘法器34，一個第二除法器36，一個限幅器38和一個第二平方根模塊40。到當前升力係數CLcur程序模塊26的輸入為飛機的迎角α和襟翼偏轉位置或角度δF。對一個給定的襟翼位置或角度δF的值，當前升力係數CLcur近似是迎角α的線性函數，從而可按照普通的數學方法來求得CLcur。或者是可以將當前升力係數CLcur的值貯存在一個三維的表格中，再通過內插法來求得實際值。
參考升力係數CLcur程序模塊28的輸入為馬赫數M和襟翼位置或角度δF。根據馬赫數M和襟翼偏轉位置或角度δF，參考升力係數CLref程序模塊28可以求得參考升力係數CLref。最好是，對于波音777飛機，當襟翼偏轉位置(detent)為30時，參考升力係數CLref為1.53。當襟翼偏轉位置為25時，參考升力係數CLref為1.39。同當前升力係數CLcur程序模塊26的情形一樣，參考升力係數CLref可以通過數學方法或一個三維查找表來求得。熟悉空氣動力學的人都知道，參考升力係數CLref是與飛機的後機身觸地餘量要求、前起落架觸地餘量要求和著陸場長度要求有關一個參考值。
第一除法器30將當前升力係數CLcur除以參考升力係數CLref。其商的平方根由模塊32確定，乘法器34則將其結果與當前進場著陸空速Vcur相乘。
重心處的正常載荷因子nZCG通過保持飛機在正常商業運輸機動範圍內的基線穩定性和機動靈敏度來提供機動補償。重心處的正常載荷因數nZCG被送往限幅器38，並進行限幅。通過選擇限幅器38輸出的最大值和最小值來定義正常載荷因數nZCG的範圍，以便在此範圍內既或保持飛機的基線穩定性又可保證飛機的絕對機動能力不會降低。最好是，重心處的正常載荷因子nZCG被限為最大值為1.15g，最小值為0.85g。重心處正常載荷因子nZCG的限定值的平方根由第二個平方根模塊40確定。第二個除法器36將乘法器34的輸出結果除以第二個平方根模塊40的輸出結果，該第二除法器的輸出值即參考進場著陸空速Vref。熟悉本技術領域及其它相關領域的人都知道，參考進場著陸空速Vref還可以用其它方法來確定。例如，參考進場著陸空速Vref可以根據依賴於在給定襟翼位置處的飛機總重的程序來確定。
返回到圖3，在加法器14中，參考進場著陸空速Vref與當前進場著陸空速Vcur相減，得到的空速差ΔV被送往襟副翼下垂度變化量ΔδFR程序模塊16。在本發明的實施例中，襟副翼下垂度變化量ΔδFR是空速差ΔV的函數。如果空速差ΔV小於5，襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值為0。如果空速差ΔV的值位於5和20之間，襟副翼下垂度變化量ΔδFR由下式確定FR=3115(V-5)]]>如果空速差ΔV的值大於20，襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值就等於31。襟副翼下垂度變化量程序模塊隨飛機的不同而不同。襟副翼下垂度變化量ΔδFR被送往增益模塊18。根據LAM開/關和命令凍結確定模塊24的狀態，增益模塊18為ΔδFR加上增益係數0或1，這一點將在下面加以更詳細地敘述。因而，該增益模塊實質上是一個通/斷開關。增益模塊18的輸出結果被送往低通濾波器20。在低通濾波器20中的拉普拉斯(Laplace)變換為，1s+1]]>其中τ隨飛機的不同而不同。對于波音777飛機來說，最好取τ＝2秒。低通濾波器20衰減由於湍流引起的高頻成分並在保留對風的中度切變的響應性的同時保持飛機的短周期動態響應。低通濾波器20的帶寬還允許在失速預警之前將襟副翼重新定位於標稱位置。低通濾波器20的輸出即襟副翼下垂度變化量ΔδFR命令被送往另外一個加法器22。同時一個標稱襟副翼下垂度信號也被送往加法器22。加法器22從標稱襟副翼下垂度信號中減去襟副翼下垂度變化量ΔδFR命令，加法器22的輸出結果為襟副翼位置命令。
LAM開/關和命令凍結確定模塊24接收襟翼偏轉位置或角度δF輸入、複合信號有效性輸入和空/地分離輸入。根據輸入的襟翼偏轉位置或角度δF、信號有效性狀態和空/地分離輸入，LAM開/關和命令凍結確定模塊24打開和關閉LAM 10。對於正常系統操作，信號有效性狀態輸入表示下述的一系列條件已經滿足，並且當襟翼偏轉位置或角度δF輸入表明飛機的襟翼處於著陸偏轉位置時，LAM開/關和命令凍結確定模塊24就產生一個打開輸出信號。對于波音777飛機，要求著陸襟翼偏轉角最好為25°或30°。
如果輸入的襟翼偏轉角δF，信號有效性和空/地分離信號都合適的話，LAM開/關和命令凍結確定模塊24就輸出一個打開信號給增益模塊18，讓增益模塊18取增益係數為1。當增益模塊18的增益係數為1時，LAM10就開始運行。如果輸入的襟翼偏轉角δF、信號有效性和空/地分離信號中的任意一個不合適，LAM開/關和命令凍結確定模塊24就輸出一個關閉信號使增益模塊18的增益係數為0。零增益值使LAM10停止運行並使襟副翼恢復到標稱下垂位置。
信號有效性的狀態通過檢測各種條件來確定。這種檢測包括襟副翼操作檢測、LAM補償速度帶顯示檢測、空速檢測、迎角α檢測和馬赫數M檢測。襟副翼操作檢測的目的是為確認左右襟副翼是否正在正常操作。LAM補償速度帶檢測的目的是為確定飛機的警告電子系統是否已在其速度帶顯示和功能上針對LAM10作了補償。空速檢測、迎角α檢測和馬赫數M檢測包括採取冗餘管理算法來檢測多個參數源以保證信號的有效性，還確定每個參數是否位於希望的數值範圍內。如果所有的檢測結果都合乎要求，信號有效性狀態為有效。如果其中的任意一個檢測結果不合乎要求，信號有效性狀態為無效，從而導致增益模塊18的增益係數為0。
給LAM開/關和命令凍結確定模塊24的空/地分離輸入的狀態取決於對主起落架輪架位置的檢測，以確認飛機是在地面還是在飛行。只要輪架位置一表明已接地，LAM開/關和命令凍結確定模塊24就輸出一個表示飛機已在地面的命令凍結信號給低通濾波器20。表示飛機已在地面的命令凍結信號將保持在接地過程中低通濾波器20的輸出為常數，這樣有效地將襟副翼下垂度凍結在飛機接地時的位置。在接收到表示飛機已在地面的命令凍結信號之前，LAM 10允許根據當前參考進場著陸速度Vcur調整襟副翼下垂度。
圖5圖解說明了按照本發明建立的另一個實施例LAM 41。如圖5所示的LAM 41包括一個參考進場著陸姿態角θref程序模塊42，一個加法器44，一個襟副翼下垂度變化量ΔδFR程序模塊46，一個增益模塊48，一個低通濾波器50和一個LAM開/關和命令凍結確定模塊54。參考進場著陸姿態角θref程序模塊42的輸入為襟翼偏轉位置或角度δF。根據輸入的襟翼偏位置或角度δF，參考進場著陸姿態角θref程序模塊42確定參考進場著陸姿態角θref。參考進場著陸姿態角θref表示飛機按給定的襟翼偏轉位置或角度δF、以參考進場著陸空速Vref沿希望的航跡傾角飛行時的俯仰角。最好是，當襟翼偏轉角為25時，參考進場著陸姿態角θref的值為3.0度，當襟翼偏轉角為30時，參考進場著陸姿態角θref的值為2.8。25和30的襟翼偏轉位置是波音777飛機的正常著陸襟翼偏轉位置。
參考進場著陸姿態角θref程序模塊的輸出被送往加法器44。飛機的當前進場著陸姿態角θcur也被送往加法器44。加法器44從當前進場著陸姿態角θcur中減去參考進場著陸姿態角θref，加法器44的輸出為姿態角差Δθ。
該姿態角差Δθ被送往襟副翼下垂度變化量ΔδFR程序模塊46。由襟副翼下垂度變化量ΔδFR程序模塊46產生作為姿態角差Δθ的函數的襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值。具體而言，當姿態角差Δθ的值小於或等於-3度時，襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值為31度。當姿態角差Δθ的值大於或等於-1度時，襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值為0。當姿態角差Δθ的值位於-3度和-1度之間時，襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值由下式決定FR=-312(+1)]]>所述這些襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值對于波音777飛機來說是優選值，而對於其它飛機來說，則可能不同。
襟副翼下垂度變化量ΔδFR程序模塊46的輸出被送往增益模塊48。增益模塊48、低通濾波器50和LAM開/關和命令凍結程序模塊54的功能與這些元件在所述的如圖3所示的本發明實施例中的功能一樣，這裡不再進一步討論。如圖5所示的LAM41的輸出襟副翼下垂度變化量ΔδFR命令，同如圖3所示的本發明實施例的情形一樣，此信號在加法器52中與一個標稱襟副翼下垂度相減，得到一個襟副翼命令信號。
圖6圖解說明了按照本發明建立的另一個實施例LAM81。如圖6所示的LAM 81包括一個參考進場著陸迎角αref確定模塊80，一個加法器82，一個襟副翼下垂度變化量ΔδFR程序模塊84，一個增益模塊86，一個低通濾波器88，一個LAM開/關和命令凍結確定模塊92。圖7圖解說明了進場著陸迎角αref確定模塊80確定參考進場著陸迎角αref的工作原理。參考進場著陸迎角αref確定模塊包括一個參考升力係數CLref程序模塊94和一個當前升力係數CLcur程序模塊96。
參考升力係數CLref程序模塊94接收的輸入為馬赫數M和襟翼偏轉角δF。根據這些輸入參數就可確定參考升力係數CLref。最好是對于波音777飛機來說，當襟翼偏轉位置為30時，參考升力係數CLref為1.53；當襟翼偏轉位置為25時，參考升力係數CLref為1.39。如上說明的，襟翼偏轉程度為25和30是為波音777著陸設置的正常襟翼偏轉程度。參考升力係數CLref被送往當前升力係數CLcur程序模塊96。當前升力係數CLcur確定程序塊96根據輸入的CLref和襟翼偏轉角δF確定參考進場著陸迎角αref。
參考圖6，參考進場著陸迎角αref被送往加法器82。飛機的當前進場著陸迎角αcur也被送往加法器82。加法器82從當前進場著陸迎角αcur中減去參考進場著陸迎角αref，其輸出結果為迎角差Δα。迎角差Δα被送往襟副翼下垂度變化量ΔδFR確定模塊84，由襟副翼下垂度變化量ΔδFR程序模塊84產生作為迎角差Δα的函數的襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值。
更具體地講，當迎角差Δα的值小於或等於-3度時，襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值為31度。當迎角差的值大於或等於-1度時，襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值為0度。當迎角差Δα的值位於-3度和-1度之間時，襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值由下式確定FR=-312(+1)]]>
上述這些襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值對于波音777飛機來說為優選值，對於其它類型的飛機來說，則可能不同。襟副翼下垂度變化量ΔδFR被送往增益模塊86。增益模塊86、低通濾波器88和LAM開/關和命令凍結確定模塊的功能與在所述的如圖3所示的本發明實施例中的相應元件的功能一樣，其操作這裡不再討論。如圖6所示的LAM 81的輸出為襟副翼下垂度變化量ΔδFR命令，同如圖3所示的本發明實施例的情形一樣，此信號在加法器90中與一個標稱襟副翼下垂度變化量相減，產生一個襟副翼位置命令信號。
如上所述，LAM能增大前起落架觸地餘量和/或後機身觸地餘量。圖8A-8C通過與沒有LAM的飛機的情形比較圖解說明了如圖3所示的LAM 10是如何改善前起落架觸地餘量和後機身觸地餘量的。圖8A是用於說明一架進場著陸航跡傾角恆定、沒有LAM的飛機的升力係數CL隨進場著陸俯仰角(θ)的變化情況曲線圖(線60)。橫坐標表示進場著陸俯仰角(θ)的變化，單位為度，縱坐標表示升力係數CL的變化。線60有一個恆定的正的斜率。兩條彼此分開的垂直線分別表示前起落架首先觸地和後機身觸地。熟悉本技術領域和其它相關領域的人都知道，為了補償陣風，在進場著陸和接地過程中，飛機的速度通常位於Vref和Vref+20之間。線60上的點A對應於何時飛機以Vref速度飛行。線60上的點B對應於飛機以Vref+20的速度飛行。點A和表示後機身觸地的垂直線之間的水平距離表示以Vref速度飛行時的後機身觸地餘量。類似地，點B和表示前起落架首先觸地的垂直線之間的水平距離表示以Vref+20速度飛行時的前起落架觸地餘量。線60上的點A和點B之間的水平距離則表示俯仰角變化量Δθ1。俯仰角變化量Δθ1表示一架沒有LAM的飛機在進場著陸時在重心處總的俯仰角變化情況。
圖8B用於說明，在給圖8A所表徵的飛機上增加LAM後，前起落架觸地餘量是如何得到改進的。為便於參照，圖8B中以虛線的形式畫出了圖8A中的線60。線62為LAM增加後得到的新的性能曲線。線62中的點C表示此種情形下飛機以Vref+20的速度飛行。線60上的點B和線62上的點C之間的水平距離表示前起落架觸地餘量改善值θimp,n。線62上的點D和點E對應於由如圖3所示的襟副翼下垂度變化量ΔδFR程序模塊16得到的最大值和最小值。線62的尾段64、66分別對應當襟副翼下垂度變化量ΔδFR恆定為所述最大值和最小值時LAM的工作範圍，其中襟副翼保持在固定的極端的偏轉位置。線62上點D和點E之間的區域表示由於加裝LAM引起的飛機配置的變化。線62上對應於Vref和Vref+20的兩點之間的水平距離則表示俯仰角變化量Δθ2。比較圖8A中的Δθ1和圖8B中的Δθ2可以發現Δθ2小於Δθ1。相對較小的Δθ2值表明俯仰角變化量，更確切地說是前起落架觸地餘量得到了改善。
圖8C圖解說明了由於加裝了如圖3所示類型的LAM 10後的飛機以參考進場著陸速度Vref飛行時得到的後機身觸地餘量的改善情況。線70(部分點劃線)說明了沒有LAM的飛機的升力係數CL隨俯仰角θ的變化情況。線70上的點F和表示後機身觸地的豎直線之間的水平距離表示一架沒有LAM的飛機的後機身觸地餘量。線70上的點G和表示前起落架首先觸地的豎直線之間的水平距離表示一架沒有LAM的飛機的前起落架觸地餘量。線72(部分點劃線)表示隨著進場著陸速度的增加，升力係數CL隨俯仰角θ的變化情況。當以參考進場著陸速度即Vref飛行時，後機身觸地餘量得到了改善，因為線72上的點H與表示後機身觸地的直線之間的水平距離要大於點F與表示後機身觸地的線之間的水平距離。後機身觸地餘量的改善值以Θimp,a表示。
如果沒有加裝LAM，線72(部分點劃線部分)將與表示前起落架首先觸地的豎直線相交於Vref+20，其結果是沒有前起落架觸地餘量。這種情形不允許出現。線74說明了LAM是如何改變這一情形的。隨著參考速度的變化，LAM會引起斜率出現變化(線74)。線74在到達前起落架觸地餘量之前與線70相交，其結果是，沒有LAM時的前起落架觸地餘量得以保持。
通過理解上述的討論將容易看出，LAM也可用於同時改善後機身觸地餘量和前起落架觸地餘量。一個結合有圖8B和8C所述特點的LAM可以既改善前起落架觸地餘量又改善後機身觸地餘量。
圖9圖解說明了通過改變如圖3所示類型的LAM 10來改善後機身觸地餘量的另外一種方法。除了用一個襟副翼下垂度變化量ΔδFR程序模塊102和一個加法器100分別代替圖3中的襟副翼下垂度變化量ΔδFR程序模塊16和加法器22外，圖9所示的LAM 10與圖3所示的LAM 10完全一樣。如圖9所示，當空速差ΔV的值小於一個預設的較小值時，襟副翼下垂度變化量ΔδFR取最大值。當空差ΔV的值位於一個預設的較小值和一個預設的較大值之間時，襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值將從最大值連續降低至最小值。當空速差大於預設的較大值時，襟副翼下垂度變化量ΔδFR取最小值。
襟副翼下垂度變化量ΔδFR命令與標稱襟副翼下垂度信號一起被送往加法器100。加法器100將襟副翼下垂度變化量ΔδFR信號與標稱襟副翼下垂度信號相加，輸出一個襟副翼位置指令信號。因為圖9所示的LAM的功能同圖3所示的LAM的功能在其它方面都一樣，這裡不再敘述。
圖10圖解說明了飛機加裝圖9所述的LAM後後機身觸地餘量的改善情況。如圖10所示，線80對應於飛機以一些標稱下垂位置飛行時的情形。熟悉本技術領域和其它相關領域的人都知道，對於不同的飛機，標稱下垂位置可以有不同的值。點R和表示後機身觸地的豎直線之間的距離表示飛機以Vref速度飛行時的後機身觸地餘量。
線82對應於飛機變為能產生最大升力的襟副翼下垂位置時的情形。當然，飛機不同，最大升力偏轉位置值也將不同。線84上點P和點Q之間的區域表示當襟副翼保持為固定的極限偏轉度即襟副翼下垂度變化量ΔδFR恆定為最大值和最小值時LAM的工作範圍。線82上的點S和線80上的點R之間的水平距離表示加裝LAM後得到的後機身觸地餘量改善值，以θimp,a表示。
必須指出的是，儘管已經敘述並圖解說明了本發明的實施例，在不偏離本發明的精神和範圍的基礎上，還可以對上述的實施例進行各種改動。
權利要求
1.在著陸過程中調整飛機俯仰角的方法，包括生成預設飛行狀態參數的參考值；產生所述預設飛行狀態參數的當前值；將所述預設飛行狀態參數的所述參考值與所述當前值相減得到一個差值；排定至少一個能產生升力的活動翼面的偏轉值作為所述差值的函數；根據所述差值確定所述至少一個活動翼面的偏轉值；按照等於所述偏轉值的量來調整所述至少一個活動翼面的位置。
2.如權利要求1所述的方法，其中所述至少一個活動翼面為襟副翼。
3.如權利要求1所述的方法，其中所述預定飛行狀態參數為進場著陸空速，所述參考值為參考進場著陸空速Vref，所述當前值為當前進場著陸空速Vcur，所述差值為空速差ΔV。
4.如權利要求3所述的方法，其中所述至少一個活動翼面為襟副翼。
5.如權利要求4所述的方法，其中偏轉值為襟副翼下度變化量ΔδFR，所述排定步驟進一步包括當所述空速差ΔV小於5時，提供所述襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值為0；當所述空速差ΔV位於5和20之間時，根據下式提供所述襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值FR=3115(V-5)]]>當所述空速差ΔV大於20時，提供所述襟副翼下垂度變化量的值為31。
6.如權利要求5所述的方法，其中生成參考值的過程中包括按照下式來確定參考進場著陸空速VrefVref=1nZCGVcurCLcurCLref]]>其中Vref＝參考進場著陸空速nZCG＝重心處的正常載荷因子Vcur＝當前進場著陸空速CLcur＝當前升力係數CLref＝參考升力係數
7.如權利要求6所述的方法，包括限制重心處的正常載荷因子nZCG以不致降低飛機的絕對機動能力。
8.如權利要求5所述的方法，其中生成參考值的過程包括按下式來確定VrefVref=VcurCLcurCLref]]>其中Vref＝參考進場著陸空速Vcur＝當前進場著陸空速CLcur＝當前升力係數CLref＝參考升力係數
9.如權利要求5所述的方法，其中所述生成參考值的過程包括從一個依據飛機的總重和襟翼偏轉程度或位置的數值表中確定參考進場著陸空速Vref。
10.如權利要求5所述的方法，包括低通濾波所述襟副翼下垂度變化量ΔδFR以在保持對風的切變的反應的同時，衰減由湍流引起的高頻成分，防止對飛機的短周期動力學特性產生重大影響。
11.如權利要求5所述的方法，包括當飛機接地時固定所述的襟副翼下垂度變化量ΔδFR。
12.如權利要求3所述的方法，其中所述生成參考值的過程包括按下式來確定VrefVref=1nZCGVcurCLcurCLref]]>其中Vref＝參考進場著陸空速nZCG＝重心處的正常載荷因子Vcur＝當前進場著陸空速CLcur＝當前升力係數CLref＝參考升力係數
13.如權利要求12所述的方法，包括限制重心處的所述正常載荷因子nZCG以不致於降低飛機的絕對機動能力。
14.如權利要求3所聲明的方法，其中的所述生成步驟包括按以下方程來確定VrefVref=VcurCLcurCLref]]>其中Vref＝參考進場著陸空速Vcur＝當前進場著陸空速CLcur＝當前升力係數CLref＝參考升力係數
15.如權利要求3所述的方法，其中的所述生成步驟包括從一個依據於飛機的總重和襟翼偏轉程度或位置的數值表中確定所述的參考進場著陸空速Vref。
16.如權利要求1所述的方法，其中的所述預設飛行狀態參數為進場著陸姿態角，所述參考值為參考進場著陸姿態角θref，所述當前值為當前進場著陸姿態角θcur，所述差值為姿態角差Δθ。
17.如權利要求16所述的方法，其中的所述至少一個活動翼面為襟副翼。
18.如權利要求17所述的方法，其中的所述偏轉值為襟副翼下垂度變化量ΔδFR。
19.如權利要求18所述的方法，其中的所述偏轉值為襟副翼下垂度變化量ΔδFR，所述預定步驟進一步包括當所述姿態角差Δθ大於-1時，提供所述襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值為0；當所述姿態角差Δθ位於-3和-1之間時，按下式提供襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值FR=-312(+1)]]>當所述姿態角差Δθ小於-3時，得到所述襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值為31。
20.如權利要求1所述的方法，其中的所述預設飛行狀參數為進場著陸迎角，所述參考值為參考進場著陸迎角αref，所述當前值為當前進場著陸迎角αcur，所述差值為迎角差Δα。
21.如權利要求20所述的方法，其中的所述至少一個活動翼面為襟副翼。
22.如權利要求21所述的方法，其中的所述偏轉值為襟副翼下垂度變化量ΔδFR。
23.如權利要求22所述的方法，其中的所述偏轉值為襟副翼下垂度變化量ΔδFR，而且所述的預定步驟還進一步包括子步驟當所述迎角差Δα小於-3時，提供所述的襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值為31；當所述迎角差Δα位於-3和-1之間時，按下式提供所述襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值FR=-312(+1)]]>當所述迎角差Δα大於-1時，提供所述襟副翼下垂度變化量ΔδFR的值為0。
全文摘要
一種在進場著陸和接地過程中調整飛機著陸俯仰角的方法。從一個預設飛行狀態參數的當前值中減去該預設飛行狀態參數的參考值,得到一個差值。根據該差值,一個程序確定產生升力的一個活動翼面的相應偏轉值。該活動翼面根據偏轉值自動偏轉。作為本發明的替代的實施例,預設的飛行狀態參數包括進場著陸空速、姿態角和迎角。
文檔編號B64C13/00GK1169552SQ9711104
公開日1998年1月7日 申請日期1997年5月20日 優先權日1996年5月20日
發明者布賴恩·N·尼爾德, 羅斯·A·蘭迪斯, 蒙蒂·R·埃文斯 申請人:波音公司