確定和顯示飛行指示的方法以及實現所述方法的飛行指示器的製作方法

2023-08-02 00:06:46

專利名稱：確定和顯示飛行指示的方法以及實現所述方法的飛行指示器的製作方法
技術領域：
本發明涉及駕駛旋轉翼飛機的一般技術領域，尤其，涉及飛行儀器的一般技術領域。飛機駕駛員用這些儀器來監視環境和與飛行有關的技術參數。這些儀器首先能讓飛機 駕駛員知道設備(諸如飛機的發動機或設備的其它部件)的任何誤操作，其次在所述飛機 的各個駕駛階段幫助飛機駕駛員。
背景技術：
例如，當駕駛直升機時，必須監視儀器板上的許多儀器，大多數儀器用於顯示發動 機單元或飛機設備的其它部件的操作。為了物理的原因，飛機駕駛員必須在飛行期間的每 個時刻考慮許多限制情況，這些限制情況一般取決於飛機的狀態和外部條件。大多數當前製造的直升機配備有一般使用自由渦輪的、稱之為渦輪發動機電廠的 一個或多個渦輪發動機。也稱之為主傳輸齒輪箱(MGB)的減速齒輪箱的作用是實現發動機 單元和旋轉翼之間的驅動連接，具體地，旋轉驅動葉片。例如，專利EP 0 816 226揭示了一種用於飛機的飛行指示器，設計這種指示器以 指示作為飛行條件函數的、飛機的至少一個發動機可用的功率餘量(margin)。指示器使 用來自適用於傳送關於發動機的各種監視參數的信息的傳感器的信號，處理來自所述傳感 器的信息的處理器裝置，以及在顯示器屏幕上顯示經處理的信息的顯示裝置，所述信息涉 及所述多個發動機監視參數中的參數之一，所述參數的當前值最接近所述參數的定義極限 值。以實時建立極限值，同時考慮環境壓力和溫度。因此上述飛行指示器以相對值識別了重要發動機監視參數中之一接近了它的極 限值。然後，首先把與要彙編的極限值有關的信息一起組合在單個顯示服務中以概括信息， 並且單獨向飛機駕駛員顯示所述概括的結果，從而簡化飛機駕駛員的任務，其次，節省了儀 器板上的空間。因此，飛行指示器包括與需要監視的不同參數有關的以及適用於把與各個參數對 應的信息傳送到處理所述信息的計算機的各種傳感器。然後，顯示裝置在顯示器屏幕上顯 示從所述發動機監視參數中選擇的、其當前值最接近對應的極限值的、與所謂的「極限值」 參數有關的信息。把如此的飛行指示器稱為第一 _極限值指示器，或簡稱為FLI。在例如直升機之類的、具有至少一個渦輪發動機和至少一個旋轉翼的旋轉翼飛機 的具體例子中，特定的監視參數與所述渦輪發動機和主齒輪箱相關聯。但是在關於FLI類的當今飛行指示器向飛機駕駛員示出信息的某些情況下，它們 是不能滿足要求的。飛機駕駛員還需要使用與各種單獨顯示的附加參數有關的附加信息， 然後需要在採取適當的駕駛操作之前在心裡概括出所有這些信息。這對於簡化飛機駕駛員 的任務毫無貢獻，通常要飛機駕駛員極快地作出決定以避免危害機組人員和/或威脅飛機 的完整性。在這些附加參數中，存在對於駕駛極其重要的參數，例如，諸如旋轉翼(rotor) 的旋轉速度。
需要監視旋轉翼的旋轉速度，恰如通過第一 _極限值指示器處理監視參數那樣。旋轉翼的實際旋轉速度和稱為旋轉的「基準」速度的旋轉翼的正常旋轉速度之間的差異過 大，可能會導致飛機的嚴重的和不可逆轉的結果。在飛行的某些階段，當旋轉翼的旋轉速度偏離旋轉的基準速度時，飛機駕駛員對 葉片的螺距採取行動。因此，當旋轉的真實速度過快時，飛機駕駛員增加螺距以剎住旋轉翼 的運動。因此，當旋轉翼的真實旋轉速度過慢時，飛機駕駛員減少螺距以便增加所述旋轉翼 的真實旋轉速度。只要旋轉翼的旋轉速度存在任何情況下都不能超越的物理極限值，這些駕駛操作 就並非不存在危險性。因此，定義了旋轉翼的最大旋轉速度。此外，超過與主齒輪箱或旋轉 翼樞紐相關聯的物理極限值，就存在必定不能超過的失速極限值(Stalling limit)。因此， 在主齒輪箱的出口處定義了旋轉翼的最小旋轉速度。因此，旋轉翼的真實旋轉速度必須保 持在通過最大和最小旋轉速度定義的一個範圍內。超過最大旋轉速度對應於越過了螺距的下極限位置，並且對應於大於主齒輪箱施 加的葉片旋轉速度。這通過在主齒輪箱中本身結合眾所周知的自由輪機構而成為可能。這 使電廠和主齒輪箱之間的機械轉矩傳輸產生了中斷。具體地，然後，飛機駕駛員處於不再能 控制旋轉翼的旋轉速度的一個情況中。然後，駕駛飛機會變得非常困難或甚至不可能。飛 機駕駛員還面對了機械部件損壞的主要危險，最佳的情況是需要進行維修操作。當電廠和主齒輪箱之間的機械轉矩傳輸中斷而沒有超過旋轉翼的最大旋轉速度 時，飛機駕駛員處於螺距已經越過稱之為「去同步」螺距的一個門限值的情況中。例如，這 種情況與在某些情況下飛機駕駛員所處於的已知為「自轉」的飛行階段是兼容的，尤其，在 丟失發動機功率的事件中。去同步螺距的值與旋轉翼的最大和最小旋轉速度無關。在減慢方向上越過最小旋轉速度對應於越過用於設置螺距的上極限值和對應於 比主齒輪箱所施加的更慢的葉片的旋轉速度。這導致對渦輪發動機的功率要求的增加，這 可能導致十分快速地到達損壞所述發動機的工作極限。在所有情況下，飛機駕駛員所冒的 風險是面對不夠的或失敗的旋轉翼升降。在飛機具有至少兩個渦輪型發動機單元的特別情況中，通過使用另一個發動機， 可以在某個給定持續期內補償所述發動機之一的故障。在這個給定持續期內，即使該持續 期是較短的，上述問題還是存在的。可以說兩個渦輪發動機是不對準的。然後在第一-極 限值指示器中向飛機駕駛員顯示對應於稱之為「避難」螺距的位置的指示，以便優化仍在運 轉的發動機的使用。文件WO 2006/081334揭示了一種飛機飛行指示器，用於指示作為飛行條件的函 數的、可在至少一個飛機發動機上用的功率餘量。所描述的指示器顯示多個參數，尤其， 具有最高歸一化值的第一參數以及具有與其歸一化極限值最接近的歸一化值的第二參數 (比照FLI)。這些指示器用來通知飛機駕駛員關於旋轉翼的旋轉速度、旋轉翼速度的最大 和最小值以及發動機渦輪的旋轉速度。還提供與基準值不同的旋轉翼的旋轉速度的駕駛。文件US 2001/044679也描述了一種飛機飛行指示器，用於指示作為飛行條件的 函數的、可在至少一個飛機發動機上用的功率餘量。所述指示器顯示最接近其極限值(FLI) 的參數，當旋轉翼的旋轉速度降低到預定的極限值以下時，它通知飛機駕駛員要校正螺距。

發明內容
本發明的目的是通過預先考慮駕駛所必需的信息的顯示以快速和恰當地反應而提高對飛機的控制。本發明的目的是提供一種用於旋轉翼飛機的新穎的駕駛輔助方法，所述方法簡化 了飛機駕駛員的任務，並且提高了飛機駕駛員作出決策的速度以進行恰當的駕駛動作。本發明的另一個目的是提供一種用於旋轉翼飛機的新穎的飛行指示器，所述供飛 機駕駛員使用的指示器是特別可靠的、簡單的和快速的。可以通過駕駛輔助方法來實現為本發明給出的目的，所述方法用於輔助旋轉翼飛 機的駕駛，所述方法包括使用至少一個旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr和基準值NrO，以及 使用顯示裝置以在顯示器屏幕上顯示用於指示螺距P的位置的可移動標度(scale)，所述 方法的特徵在於，包括·使用旋轉翼的旋轉速度的最大極限值Nr+和最小極限值Nr-； 確定去同步螺距Pds，所述去同步螺距Pds與中斷渦輪發動機單元和主齒輪箱的 機械轉矩的傳輸的、螺距P的位置相對應；·通過使用浮動基準標誌在可移動標度上顯示去同步螺距Pds ；·分別把最大極限值Nr+和最小極限值Nr-以實時和作為物理飛行參數的函數而 變換成螺距P的下限位置Pinf和上限位置Psup，所述極限位置Pinf和Psup是有效的；·在可移動標度上顯示下限位置和上限位置Pinf和Psup ；·以實時比較旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr與旋轉翼的旋轉速度的基準值NrO ； 以及·當在旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr和基準值NrO之間出現確定的差異時，在顯 示器屏幕上顯示校正信息的至少一項，所述信息至少是可視的，以及是關於飛機駕駛員在 調節螺距P時採取的動作的。在根據本發明的一個實施方式中，所述方法包括使用所顯示的校正信息，當螺距P 的位置接近下限位置Pinf或上限位置Psup時改變所述所顯示的校正信息，以便更強烈地 吸引飛機駕駛員的注意力。在根據本發明的一個實施方式中，所述方法包括在真實值Nr越過旋轉翼的旋轉 速度的最大極限值Nr+或最小極限值Nr-的事件中，使可視的校正信息與音頻報警相組合。在根據本發明的一個實施方式中，所述方法包括通過包含理論數據和/或飛行測 試期間測量到的數據的算法來確定去同步螺距。在根據本發明的一個實施方式中，所述方法包括使用應用顯示裝置的第一-極限 值指示器「FLI」以在顯示器屏幕上顯示信息，所述信息與從飛機的監視參數中選擇的參數 中之一有關，其真實值最接近於所述參數定義的極限值，以及還在所述顯示器屏幕上顯示 可移動標度。在根據本發明的一個實施方式中，所述方法包括使用附加撥盤以在可移動標度附 近的固定窗口中顯示數字值，所述數字值對應於旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr。在根據本發明的一個實施方式中，所述方法包括使附加可移動標度與固定窗口相 關聯，所述附加可移動標度表示與包括中央等級(central graduation)的中性中央區域 一起的、不同的顏色區域，所述區域對應於旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr，以及移動所述附加可移動標度以顯示用構成另一個固定基準標誌的固定窗口記錄的、包括真實值Nr的顏 色區域。 在根據本發明的一個實施方式中，所述方法包括使用下列參數作為物理飛行參 數溫度和高度、速度提前值的特定的測量值、和/或飛機的其它運載裝置參數的值與諸如 旋轉翼的旋轉速度、渦輪的旋轉速度、發動機轉矩、MGB轉矩、飛機重量之類的運載裝置參 數、以及關於控制件的參數。在根據本發明的一個實施方式中，所述方法包括使用以實時工作的第一-極限值 指示器FLI的計算機來確定螺距的上限和下限位置Psup和Pinf，並且還確定去同步螺距 Pds。以實時，尤其，作為旋轉翼的旋轉速度的函數，來確定這些位置。在根據本發明的一個實施方式中，所述方法包括使用與第一-極限值指示器FLI 無關的計算機以實時確定螺距的上限和下限位置Psup和Pinf，並且還確定去同步螺距 Pds。以實時，尤其，作為旋轉翼的旋轉速度的函數，來確定這些位置。在根據本發明的一個實施方式中，所述方法包括使用在飛行測試期間測量的數據 以實時確定螺距P的上限和下限位置Psup和Pinf，並且還確定去同步螺距Pds。在根據本發明的一個實施方式中，當飛機具有至少兩個發動機單元時，所述方法 包括至少可視地在附加可移動標度附近的附加撥盤上表示發動機單元中之一的故障。還通過飛行指示器的幫助實現了本發明的目的，所述指示器包括適合於傳送關 於飛機各種監視參數的信息的傳感器；用於處理所述信息的諸如計算機之類的處理器裝 置；用於在顯示器屏幕上顯示信息的顯示裝置，所述指示器的特徵在於，它包括·相對於顯示器屏幕上的固定基準標誌可移動的屏幕、指示螺距P的位置的標度；·附加處理器裝置，用於在螺距P的下限和上限位置Pinf和Psup處分別以實時處 理旋轉翼的旋轉速度的預定最大和最小極限值Nr+和Nr-，所述極限位置Pinf和Psup是有 效的；·所述附加處理器裝置用來確定與螺距位置(超過該螺距位置，渦輪發動機單元 和主齒輪箱之間的機械轉矩傳輸就會中斷)對應的去同步螺距Pds ； 顯示裝置，用於以實時在可移動標度上顯示下限和上限位置Pinf和Psup與去同 步螺距Pds ；·附加處理器裝置包括比較器裝置，用於以實時對旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr 與基準值NrO進行比較；以及·附加處理器裝置還包括激勵裝置，用於激勵顯示裝置在顯示器屏幕上顯示作為 給出旋轉翼的旋轉速度真實值Nr和基準值NrO之間的差異的比較結果的函數的校正信息， 校正信息至少是可視的，並且是與要在螺距杆上採取的動作有關的。在根據本發明的一個實施例中，由第一 _極限值指示器FLI的計算機來控制處理 器裝置、附加處理器裝置、顯示裝置以及激勵裝置。在根據本發明的另一個實施例中，由與第一-極限值指示器FLI的計算機不同的 計算機來控制附加處理器裝置和激勵裝置。在根據本發明的一個實施例中，計算機包括軟體資源，用於通過計算首先確定螺 距P的上限和下限位置Psup和Pinf，其次確定去同步螺距Pds。在根據本發明的一個實施例中，計算機還包括存儲器裝置，在所述存儲器裝置中存儲了預定數據與飛行測試數據，所述數據是供計算時使用的。 在根據本發明的一個實施例中，顯示器屏幕包括兩個並列的撥盤，撥盤之一用於第一-極限值指示器，而另一個撥盤特定地用於顯示表示螺距極限位置和去同步螺距的可 移動標度。在根據本發明的一個實施例中，顯示器屏幕具有供第一 _極限值指示器使用的單 個撥盤，用於顯示表示螺距極限位置和去同步螺距的可移動標度。在根據本發明的一個實施例中，飛行指示器包括附加撥盤，該撥盤表示在也構成 另一個固定基準標誌的固定窗口中的旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr ；與旋轉翼的旋轉速 度的真實值Nr和基準值NrO之間的差有關的至少一項附加可視信息；和/或與發動機單元 的工作狀態有關的至少一項信息。還在包括根據本發明的飛行指示器的、旋轉翼飛機的改進的第一 _極限值指示器 的幫助下實現本發明的目的。還在包括根據本發明的飛行指示器的、直升機類的旋轉翼飛機的幫助下實現本發 明的目的。根據本發明的駕駛輔助方法使之有可能在與飛行指示器或第一 _極限值指示器 相關聯的情況下，使用旋轉速度的真實值和與旋轉翼的旋轉速度有關的其它信息。因此，飛 機駕駛員具有考慮基本參數的飛行指示器，對於只考慮旋轉翼的旋轉速度的所述真實值的 現有儀器所考慮的參數來說，所述基本參數為額外添加的。飛機駕駛員不再需要觀看在與旋轉翼的旋轉速度和/或相關聯的極限值有關的 儀器面板上的另一個撥盤，以便分析情況和然後採取正確的駕駛動作，如果這是必須的話。此外，根據本發明的方法和指示器將與飛機機動性餘量有關的情況通知飛機駕駛 員。飛機駕駛員立刻就可以知道在避免越過特別的或臨界的值或管理特定的飛行階段(諸 如自轉)的情況下螺距杆可以操縱的幅度。飛機駕駛員不需要計算或估計這些極限值，因此使飛機駕駛員的任務更輕鬆。在已知的旋轉翼飛機中，作為對螺距杆採取行動的結果，飛機駕駛員一般只能夠 在事後觀察旋轉翼的旋轉速度的任何增加或減少。飛機駕駛員所採取行動的結果可以與所 要求的目的相反。在飛機飛行的某些情況下，這可能是危險的。藉助於根據本發明的駕駛輔 助方法和飛行指示器，飛機駕駛員可以以實時知道正在接近哪個極限值以及需要對螺距調 節杆採取什麼行動以便返回到正常情況，這可應用於著陸、起飛或自轉的飛行的所有階段。 因此，不斷地把與飛機機動性餘量有關的情況通知飛機駕駛員。


從下面參考附圖進行的、作為非限制性說明而給出的實施例的說明的上下文中， 可以更詳細地顯示出本發明及其優點，在附圖中圖Ia是示出用於顯示來自飛機的各種儀器的信息的一般屏幕例子的圖，尤其示 出了根據本發明的飛行指示器的實施例；圖Ib是示出用於顯示來自飛機的各種儀器的信息的一般屏幕的另一個例子的 圖，尤其示出了根據本發明的飛行指示器的另一個實施例；圖2到6示出根據本發明的飛行指示器的一個例子，表示在飛機工作的不同階段期間返回給飛機駕駛員的信息；圖7到9是分別與圖2、3、和4中所示出的工作階段對應的、圖Ib的飛行指示器的詳細視圖；以及圖10和11是分別與圖2和3中所示出的工作階段對應的、圖Ib的飛行指示器的 詳細視圖，其中飛機具有兩個發動機單元。用相同的數字或字母數字標號來給出在不止一幅圖中示出的、結構和功能相同的 每一個元件。
具體實施例方式圖Ia示出包括根據本發明的飛行指示器的飛機儀器面板的一般屏幕1的一個實 施例。尤其，一般屏幕1包括各種不同的指示器2、3和4，這些指示器本身是已知的，並且可 用於控制飛機的工作和進行導航。飛行指示器包括，例如，與顯示器屏幕5相關聯的第一-極限值指示器(FLI)。如 上所簡單描述的第一 _極限值指示器是眾知的，所以不再詳細地描述。顯示器屏幕5具有在其上顯示了可移動標度6a的第一撥盤6，如圖2到6中所示。 可移動標度6a具有螺距P的位置的垂直的分等級顯示。可移動標度6a相對於顯示器屏幕 5上的固定基準6b而移動，作為螺距P的設置的函數，然後用表示由飛機駕駛員所控制的螺 距P的當前位置表示的可移動標度6a的等級來記錄所述可移動標度6a。 顯示器屏幕5還具有區域7或並列的附加撥盤，用於顯示第一 _極限值指示器FLI 的極限參數。例如，通過水平固定標誌來表示固定基準6b，其中可移動標度6a在其後面垂直地 移動。可移動標度6a還與附加指示10和11 一起表示與以前定義的避難螺距(refuge pitch)8對應的可移動的等級，附加指示10和11與渦輪發動機的工作不相關聯，而且也可 以出現在撥盤6上。可移動標度6a還在可移動標度6a上顯示浮動的標誌9，該標誌對應於稱之為去同 步螺距Pds的螺距P的特定位置。通過根據本發明的方法來確定該螺距。舉例來說，使用如下規定的閉環關係來確定去同步螺距Pds
f \p \f AP λPds 二 P+ (K-Wjx —- +(iV,-iVjx — XC
、經mJ、組J其中如果Ne彡Neo,則C = 1，而如果Ne < Neo,則C = 0。在該公式中，P表示螺距位置當前測量到的電流，Wm表示主齒輪箱傳輸到旋轉翼的 測量功率值，Ne表示旋轉翼的當前旋轉速度，而Nki表示旋轉翼的基準旋轉速度。項κ表示η階的線性變化，其中η在當前螺距P和旋轉翼盤的影響速度\之間的 1到4的範圍內。使用下列公式K = a X Pn+b X Pn"1+- · +c X P2+d X P+e其中係數互、h、￡、d和g具有下面的形式i1XVi2+i2XVi+i3其中ip i2和i3是通過模擬確定的常數。
旋轉翼盤的影響速度Vi是旋轉葉片組相對於空氣品質而非相對於地面的平均速 度。建立旋轉翼盤的影響速度作為計算的真實空氣速度(TAS)的函數。
因此可以從預先記錄的曲線來計算項K，預先記錄的曲線的通過模擬得到的，而且 給出了作為當前螺距P變化的函數的、測量到的旋轉翼盤的影響速度變化。對於不同重量
的每一架飛機，存在一條如此的特定曲線。
APAP項^表示螺距變化和傳輸到旋轉翼的功率變化之間的比值，而項^表示螺距
變化和旋轉翼的旋轉速度變化之間的變化。
AP從預先記錄的曲線計算項^，執行使用已知模型的模擬而得到該曲線，給出作
為螺距變化的函數的測量到的功率變化。對於不同重量的每一架飛機，存在一條如此的特 定曲線。
Ai5從預先記錄的曲線計算項^ ，使用已知模型通過模擬而得到該曲線，給出作
為螺距變化的函數的旋轉翼的旋轉速度的變化。對於不同重量的每一架飛機，存在一條如 此的特定曲線。上述各條曲線的形狀還與飛機的前進速度有關。可以通過計算和/或基於飛行測試的模擬來得到上述三項。一個解決方案包括計 算所述項，然後在飛行中重新調節這些項。因此，通過觀看由固定基準標誌6b和浮動基準標誌9標識的等級，就可以以實時 把關於相對於去同步螺距的機動性餘量的情況通知飛機駕駛員。根據本發明的飛行指示器還具有附加處理器裝置，所述裝置使用旋轉翼的旋轉速 度的最大和最小極限值Nr+和Nr-，並且以實時和作為物理飛行參數的函數而把所述最大 和最小極限值Nr+和Nr-分別轉換成螺距的下限和上限位置Pinf和Psup。因此螺距的下 限位置Pinf對應於與機械強度相關聯的物理極限值，而螺距的上限位置Psup對應於與升 降相關聯的空氣動力學極限值。極限位置Psup和Pinf是有效的，即，它們相對於可移動標度6a不是凍結的，而是 它們以通過附加處理器裝置考慮的、與物理飛行參數的變化對應的一種方式在可移動標度 6a上移動。相同的方法還可應用於去同步螺距Pds，在所有的情況下，去同步螺距Pds都處 於這兩個極限位置Pinf和Psup之間。為了確定對應於Nr-的Psup的值，應用已知的第一-極限值儀器的方法，這些方 法使用螺距/功率關係。為了確定對應於Nr+的Pinf的值，應用上述公式，其中為了該目的，用Nr+代替 Neo,同時除去任何關於Ne的條件，即，C = 1。根據本發明的飛行指示器還包括顯示裝置，用於以實時在可移動標度6a上顯示 下限和上限位置Pinf和Psup。附加處理器裝置包括比較器裝置，用於以實時工作而對旋轉翼的旋轉速度的真實 值Nr與基準值NrO進行比較。因此，使用電子線路以及計算機工具(諸如在至少一種算法 控制下工作的計算機)來實現互補處理器裝置。
附加處理器裝置還包括用於激勵顯示裝置的裝置，所述顯示裝置在顯示器屏幕5上顯示作為比較結果的函數的、給出旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr和基準值NrO之間的差 的校正信息，所述校正信息至少是可視當，並且表示適合於在螺距杆上採取的動作。舉例來說，以第一信號12的形式顯示校正信息，在某些情況下，該信號可以與第 二信號13相關聯。在根據本發明的飛行指示器的一個實施例中，處理器裝置、附加處理器裝置、顯示 裝置和激勵裝置受到計算機的控制，例如，受到第一-極限值指示器的計算機的控制。計算機包括軟體資源，用於通過計算確定螺距的上限和下限位置Psup和Pinf，以 及還確定去同步螺距Pds。在根據本發明的飛行指示器的一個實施例中，計算機還包括存儲器裝置，用於存 儲在給性測試期間測量的數據以及與物理飛行和駕駛參數有關的數據。用這些數據進行計 算，以便根據最大和最小值Nr+和Nr-來確定極限位置Pinf和Psup。舉例來說，顯示器屏幕5具有兩個並列的撥盤6和7，用於第一-極限值指示器的 一個撥盤7和用於顯示可移動標度6a以調節螺距P的另一個撥盤6。在另一個實施例中，顯示器屏幕5具有供第一 _極限值指示器使用的和顯示用於 螺距、第一信號12和第二信號13的可移動標度6a的單個撥盤。在一個特別以圖lb、7、8和9示出的實施例中，飛行指示器包括附加撥盤14，用於 在還構成另一個固定基準標誌16的固定窗口 15中指示旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr。舉 例來說，把旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr表示為基準值NrO的百分比，或表示為每分鐘的 轉數。附加撥盤14顯示與旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr和基準值NrO之間的差有關的 至少一個附加可視信息項。例如，以在附加窗口 18中相對於另一個固定基準標誌16實質 上沿水平方向移動的附加可移動標度17的方式，來顯示附加可視信息。附加可移動標度17具有中性色和中央等級19a的中央區域19，以及在所述中性中 央區域19的兩側上的不同顏色的兩個區域20和21。在圖10和11所示的實施例中，附加可移動標度17與至少關於發動機單元的工作 狀態的信息相關聯。例如，當飛機具有兩個發動機單元時，通過能夠沿附加窗口 18移動的 實心符號和空心符號來表示這個信息。實心符號22表示第一發動機單元，而空心符號表示第二發動機單元。當兩個發動 機單元都正確地工作時，即，當它們在每個發動機輸出處都顯示最優旋轉速度時，兩個符號 22和23重疊，並且保持在與中央等級19a對準的一個位置上。例如，可以參考圖11。相反地，在第一發動機單元有故障的事件中，實心符號22離開空心符號23，並且 移動到圖10的左邊。只有空心符號23仍處於與中央等級19a對準的位置上，這意味著第二 發動機正在向旋轉翼發送更高的轉矩。第二發動機單元輸出處的旋轉速度保持最優狀態。圖11示出的工作情況是無發動機故障，但是由於旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr 的增加而已經超過了去同步螺距，如在固定窗口 15中所顯示的那樣。然後，系統處於去同 步狀態。在該例子中，在數字上把真實值Nr表示為旋轉翼的旋轉速度的基準值NrO的百分 比。下面通過本發明的駕駛輔助方法的詳細說明來說明飛行指示器的工作。
舉例來說，輔助旋轉翼飛機的駕駛的駕駛輔助方法包括使用與第一-極限值指示器FLI相關聯的飛行指示器，通過顯示裝置的動作在顯示器屏幕5上顯示與從飛機監視參 數中選中的參數有關的信息，所述選中的參數是這樣的參數，即其真實值最接近於為該參 數定義的極限值。第一 _極限值儀器是眾所周知的，所以不再詳細地描述其工作。駕駛輔助方法包括使用旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr和基準值NrO以及使用顯 示器屏幕5上指示螺距P的位置的可移動標度6a。因此，該方法適用於具有至少兩個旋轉翼(例如，兩個反向的旋轉翼)的飛機。駕駛輔助方法包括使用旋轉翼的旋轉速度的最大極限值Nr+和最小極限值Ni·-。 為給定的飛機設置這些最大和最小極限值Nr+和Nr-，但是，把它們轉換成螺距的極限位置 Psup和Pinf的方式會作為飛行參數或階段的函數而變化。為了定義飛機的特徵，廣泛應 用確定最大和最小極限值Nr+和Nr-的方法，並且是熟悉本領域的技術人員眾所周知的，因 此，不再在本說明中進行進一步的描述。駕駛輔助方法包括以實時和作為物理飛行參數的函數分別把最大極限值Nr+和 最小極限值Nr-轉換成螺距的下限位置Pinf和上限位置Psup。這些極限位置Psup和Pinf 是有效的，它們作為物理飛行參數的變化的函數和適合的發動機參數而在可移動標度6a 上移動。根據本發明的方法還包括確定去同步螺距Pds和在具有浮動基準標誌9的可移動 標度6a上顯示它。駕駛輔助方法則包括在可移動標度6a上顯示下限和上限位置Pinf和Psup。駕駛輔助方法則包括以實時對旋轉翼的旋轉速度的真實值和基準值Nr和NrO進 行比較。在該比較步驟之後，駕駛輔助方法包括當在旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr和基 準值NrO之間出現確定的差異時，在顯示器屏幕5上顯示校正信息，所述校正信息是至少可 視的，並且是與飛機駕駛員要對螺距調節採取行動以便重新建立良好的情況有關的。舉例來說，駕駛輔助方法包括使用顯示的校正信息，當螺距接近下限位置Pinf或 上限位置Psup時，該校正信息改變以便更吸引飛機駕駛員的注意力。舉例來說，圖2示出正常工作，而圖3示出一種情況，在該情況中，出現第一信號 12，通知飛機駕駛員此時適合於增加螺距以便減少旋轉翼的真實速度值Nr。舉例來說，第一 信號12的形式是琥珀色方向向下的人字紋。圖4示出接近極限位置Pinf的情況，在該情況中，適合於緊急地增加螺距P以便 減少旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr，並且避免實際到達極限位置Pinf。然後，第一信號12 伴隨了第二信號13，第二信號13的形式是上升的線條。然後，第一信號12和第二信號13 成為紅色以標明緊急性，在該情況下必須採取校正操縱。相似地，圖5和6示出在可移動標度6a上出現上限位置Psup的情況，對應於減少 旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr。第一信號12的形式是圖5中琥珀色方向向下的人字紋。 因此，飛機駕駛員減少螺距。在圖6中，形式為方向向下的人字紋的第一信號12與第二信 號13相關聯，第二信號13的形式是方向向下的線條。然後，信號12和13兩者都成為紅色， 表示操縱的緊急性。舉例來說，駕駛輔助方法包括如果越過了旋轉翼的旋轉速度的最大極限值Nr+或最小極限值Nr-，就使由第一信號12和第二信號13構成的可視的校正信息與聲音報警組合起來。通過相對於固定基準6b的可移動標度6a的螺距極限位置Pinf或Psup來顯示這 種越過。然後，固定基準6b越過一個或其它極限位置Pinf或Psup。在一般在圖1中示出的一個實施方式中，使用位於第一撥盤6上面的一個附加撥 盤14。舉例來說，駕駛輔助方法包括在接近於可移動標度6a的附加撥盤14的固定窗口 15中顯示數字值，數字值對應於旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr。駕駛輔助方法則包括使附加撥盤14中的固定窗口 15與附加可移動標度17相關 聯，所述附加可移動標度17表示不同顏色的區域20和21以及與旋轉翼的旋轉速度的特定 真實值Nr對應的特定中性中央區域19 ；以及移動所述附加可移動標度17，為的是顯示用構 成其它固定基準標誌16的固定窗口 15記錄的相應顏色區域。附加可移動標度17實質上在附加窗口 18中沿水平方向移動，並且具有中性中央 區域19中的中央等級19a。當旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr為最優時，中央等級19a與固 定基準標誌16對準。當真實值Nr增加時，如圖8和9中所示，附加可移動標度17移動，並且根據情況， 固定基準標誌16指向圖8中的琥珀色區域20或指向圖9中的紅色區域21。舉例來說，駕駛輔助方法包括作為物理參數而使用溫度和高度的測量值；正向 速度值和/或飛機的其它運載裝置參數。在一個實施方式中，駕駛輔助方法包括使用計算機，例如，第一 _極限值指示器FLI 的計算機，以按實時確定螺距P的上限和下限位置Psup和Pinf，還確定去同步螺距Pds。有利地，駕駛輔助方法還可以包括使用在飛行測試期間測量的數據，以便尤其通 過計算和以實時來確定螺距P的上限和下限位置Psup和Pinf，以及以便確定去同步螺距 Pds。在圖10和11所示的實施方式中，當飛機具有兩個發動機單元時，駕駛輔助方法包 括，例如，在附加可移動標度17上至少可視地指示發動機單元中之一的故障。在圖10中以圖形來示出發動機單元中之一的故障，其中使實心符號22偏離到左 邊，為的是不與中央等級19a對準。空心符號23表示第二發動機單元仍與中央等級19a對 準，表示第二發動機單元的工作沒有受到影響，並且它是向旋轉翼傳輸更大轉矩的第二單 元。因此，圖10對應於圖2所示的第一撥盤6的顯示。在兩個發動機單元都正確工作的情況中，圖11示出增加旋轉翼的旋轉速度的真 實值Nr。因此該情況與圖3中所示的情況相似，其中適當地增加螺距P以便返回到工作的 最優狀態。通過藉助浮動基準標誌9示出螺距的極限位置Pinf和/或Psup以及還示出去同 步螺距，第一撥盤6的作用是把可用的機動性餘量通知飛機駕駛員，例如，為了響應於限制 而執行或處於駕駛階段，或例如，處於自轉階段。自然，就本發明的實施方式而言，本發明可以有許多變型。雖然描述了數個實施例 和實施方式，但是可以容易地理解，並不是想詳情地確定所有可能的實施方式或實施例。自 然，可能由等效的裝置或等效的步驟來代替所描述的任何裝置或所描述的任何步驟而不超 出本發明的範圍。
權利要求
一種用於輔助旋轉翼飛機的駕駛的駕駛輔助方法，所述方法包括使用至少一個旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr和基準值Nr0以及使用顯示裝置以在顯示器屏幕(5)上顯示用於指示螺距P的位置的可移動標度(6a)，所述方法的特徵在於它包括·使用旋轉翼的旋轉速度的最大極限值Nr+和最小極限值Nr-；·確定與螺距P的位置相對應的去同步螺距Pds，根據所述去同步螺距Pds中斷來自渦輪發動機單元和主齒輪箱的機械轉矩的傳輸；·通過使用浮動基準標誌(9)在可移動標度(6a)上顯示去同步螺距Pds；·根據物理飛行參數分別實時地把最大極限值Nr+和最小極限值Nr-變換成螺距P的下限位置Pinf和上限位置Psup，極限位置Pinf和Psup是有效的；·在可移動標度(6a)上顯示下限和上限位置Pinf和Psup；·實時地比較旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr與旋轉翼的旋轉速度的基準值Nr0；以及·當在旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr和基準值Nr0之間出現確定的差異時，在顯示器屏幕(5)上顯示校正信息的至少一項，所述信息至少是可視的並且是關於飛機駕駛員在調節螺距P時要採取的行動。
2.如權利要求1所述的駕駛輔助方法，其特徵在於，所述方法包括使用所顯示的校正 信息，當螺距P的位置接近下限位置Pinf或上限位置Psup時，改變所顯示的校正信息以便 更強烈地吸引飛機駕駛員的注意力。
3.如權利要求2所述的駕駛輔助方法，其特徵在於，所述方法包括在真實值Nr越過 旋轉翼的旋轉速度的最大極限值Nr+或最小極限值Nr-的事件中，使可視的校正信息與音 頻報警相組合。
4.如前面任何一項權利要求所述的駕駛輔助方法，其特徵在於，所述方法包括通過 包含理論數據和/或飛行測試期間測量到的數據的算法，來確定去同步螺距。
5.如前面任何一項權利要求所述的駕駛輔助方法，其特徵在於，所述方法包括使用 第一-極限值指示器「FLI」;使用顯示裝置在顯示器屏幕(5)上顯示信息，所述信息與從飛 機的監視參數中選擇的參數之一有關，其真實值最接近於針對所述參數定義的極限值；以 及還在所述顯示器屏幕(5)上顯示可移動標度(6a)。
6.如前面任何一項權利要求所述的駕駛輔助方法，其特徵在於，所述方法包括使用 附加撥盤(14)以在可移動標度(6a)附近的固定窗口(15)中顯示數字值，所述數字值對應 於旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr。
7.如權利要求6所述的駕駛輔助方法，其特徵在於，所述方法包括使附加可移動標度 (17)與固定窗口(15)相關聯，所述附加可移動標度表示不同顏色的區域(20、21)與包括中 央等級(19a)的中性中央區域(19)，所述區域對應於旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr ；以及 使所述附加可移動標度(17)移動以顯示與構成另一個固定基準標誌(16)的固定窗口(15) 互相對準的包括真實值Nr的顏色區域(19、20、21)。
8.如前面任何一項權利要求所述的駕駛輔助方法，其特徵在於，所述方法包括特別使 用下列參數作為物理飛行參數溫度和高度的測量值；速度提前值；和/或飛機的其它運載 裝置參數的值。
9.如前面任何一項權利要求所述的駕駛輔助方法，其特徵在於，所述方法包括使用 實時工作的第一-極限值指示器FLI的計算機，來確定螺距的上限和下限位置Psup和Pinf，並且還確定去同步螺距Pds。
10.如權利要求1-8中任何一項所述的駕駛輔助方法，其特徵在於，所述方法包括使 用與第一 _極限值指示器FLI無關的計算機，來實時確定螺距P的上限和下限位置Psup和 Pinf，並且還確定去同步螺距Pds。
11.如權利要求1-10中任何一項所述的駕駛輔助方法，其特徵在於，所述方法包括使 用在飛行測 試期間測量的數據以實時確定螺距P的上限和下限位置Psup和Pinf。
12.如權利要求6所述的駕駛輔助方法，其特徵在於，當飛機具有至少兩個發動機單元 時，所述方法包括至少可視地在附加可移動標度(17)附近的附加撥盤(14)上表示發動機 單元之一的故障。
13.一種飛行指示器，用於實現如權利要求1-12中至少一項所述的方法，所述指示器 包括適合於傳送關於飛機的各種監視參數的信息的傳感器、用於處理所述信息的諸如計算 機之類的處理器裝置以及用於在顯示器屏幕(5)上顯示信息的顯示裝置，所述指示器的特 徵在於，它包括 相對於顯示器屏幕(5)上的固定基準標誌(6b)可移動的標度(6a)，所述標度指示螺 距P的位置； 附加處理器裝置，用於在螺距P的下限和上限位置Pinf和Psup處分別實時地處理旋 轉翼的旋轉速度的預定最大和最小極限值Nr+和Nr-，極限位置Pinf和Psup是有效的； 所述附加處理器裝置用來確定與所述螺距的位置相對應的去同步螺距Pds，超過所述 去同步螺距就中斷在渦輪發動機單元和主齒輪箱之間的機械轉矩的傳輸； 顯示裝置，用於在可移動標度(6a)上實時地顯示下限和上限位置Pinf和Psup以及 去同步螺距Pds ； 所述附加處理器裝置包括比較器裝置，用於實時地對旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr 與基準值NrO進行比較；以及 所述附加處理器裝置還包括激勵裝置，用於激勵所述顯示裝置在顯示器屏幕(5)上 顯示與給出旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr和基準值NrO之間差異的比較結果有關的校正 信息，所述校正信息至少是可視的並且是關於要在螺距杆上採取的行動。
14.如權利要求13所述的飛行指示器，其特徵在於，由第一_極限值指示器FLI的計算 機來控制所述處理器裝置、所述附加處理器裝置、所述顯示裝置以及所述激勵裝置。
15.如權利要求13所述的飛行指示器，其特徵在於，由與第一-極限值指示器FLI的計 算機不同的計算機來控制所述附加處理器裝置和所述激勵裝置。
16.如權利要求14或15所述的飛行指示器，其特徵在於，所述計算機包括軟體資源，用 於通過計算來首先確定螺距P的上限和下限位置Psup和Pinf，其次確定去同步螺距Pds。
17.如權利要求14或15所述的飛行指示器，其特徵在於，所述計算機還包括存儲器裝 置，在所述存儲器裝置中存儲了預定的數據與飛行測試數據，所述數據是供計算時使用的。
18.如權利要求13-17中任何一項所述的飛行指示器，其特徵在於，所述顯示器屏幕 (5)包括兩個並列的撥盤(6、7)，撥盤之一(7)用於第一-極限值指示器(FLI)，而另一個撥 盤(6)特定地用於顯示表示螺距極限位置和去同步螺距的可移動標度(6a)。
19.如權利要求13-17中任何一項所述的飛行指示器，其特徵在於，所述顯示器屏幕 (5)具有供第一-極限值指示器(FLI)使用的單個撥盤，所述單個撥盤還用於顯示表示螺距極限位置和去同步螺距的可移動標度(6a)。
20.如權利要求13-19中任何一項所述的飛行指示器，其特徵在於，所述飛行指示器包 括附加撥盤(14)，所述撥盤表示在構成另一個固定基準標誌(16)的固定窗口(15)中的 旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr ；與旋轉翼的旋轉速度的真實值Nr和基準值NrO之差有關 的至少一項附加可視信息；和/或與發動機單元的工作狀態有關的至少一項信息。
21.一種用於旋轉翼飛機的改進的第一-極限值指示器，所述指示器的特徵在於它包 括根據權利要求13-20中任何一項的飛行指示器。
22.—種直升機類的旋轉翼飛機，包括根據權利要求13-20中任何一項的飛行指示器。
全文摘要
本發明涉及駕駛輔助方法，用於給出旋轉翼飛機的駕駛輔助，該方法包括使用可在顯示器屏幕上移動的、具有螺距等級的標度，以指示螺距的位置；確定去同步螺距；使用旋轉翼的旋轉速度的最大極限值和最小極限值；以實時和作為物理飛行參數的函數把最大極限值和最小極限值分別轉換成螺距的下限和上限位置；以及當在旋轉翼的旋轉速度的真實值和基準值Nr0之間出現確定的差異時，顯示與螺距的調節有關的至少一項校正信息。
文檔編號B64D43/00GK101837837SQ201010144059
公開日2010年9月22日 申請日期2010年3月11日 優先權日2009年3月12日
發明者K·德博諾, M·科拉德 申請人:尤洛考普特公司