專利名稱：線傳飛控靜態(tài)縱向穩(wěn)定性補償器系統(tǒng)的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及線傳飛控(fl y-by -w i r e)飛行控制系統(tǒng)，并且更具體地 涉及空速保持系統(tǒng)。
背景技術：
線傳飛控(FBW)飛行控制系統(tǒng)正成為控制旋翼式航空器的領域的趨 勢。FBW允許有助于降低飛行員工作負荷的大量改進。盡管通過FBW系 統(tǒng)實現(xiàn)了許多優(yōu)點，但是高級系統(tǒng)硬件可能按不滿足內(nèi)部驗證要求的方 式來改變飛行員-交通器接口。這樣，必須在控制系統(tǒng)中制定特殊規(guī)定 以滿足這些要求，這可能要以犧牲FBW的性能優(yōu)點為代價。
控制航空器俯仰高度(pitch altitude)的縱向周期飛行控制的靜態(tài)
位置根據(jù)航空器飛行條件而改變。飛行員一般在每次改變飛行條件(前 行速度、爬升/下降角)時重新調(diào)整在操縱桿上感受到的力。這樣的重 新調(diào)整最小化或消除了靜態(tài)控制力，以增加飛行員舒適度和飛行準確 度。然而，不斷重新調(diào)整周期操縱桿上的力的需要本身可能增加飛行員 工作負荷。為減少這種工作負荷，F(xiàn)BW系統(tǒng)引入了先進的控制法則和唯 一的調(diào)整控制裝置，其允許飛行員在直升機未機動時集中于控制操縱 桿。這些FBW改變掩蓋了空速、轉(zhuǎn)盤位置、以及周期操縱桿位置之間的 關系，并且給FAA驗證帶來了特殊的復雜度。
在旋翼航空器中，前向縱向周期俯仰(pitch)通常隨空速而增加。 即，傳統(tǒng)控制系統(tǒng)中的周期操縱桿的平衡縱向位置一般代表前向行進速 度前向位置對應于更高的穩(wěn)態(tài)前向速度，后向位置對應于更低的穩(wěn)態(tài) 前向速度。這也在速度變化的短期命令和長期命令(平衡)之間強制保 持了動作的一致性。在短期內(nèi)，增加速度的要求需要俯下命令(向前傾 斜轉(zhuǎn)盤)，并向前推動周期操縱桿。另外， 一些旋翼航空器可能在一定 速度范圍內(nèi)具有中性或否定性的縱向靜態(tài)穩(wěn)定性。該速度范圍 一般導致 飛行員工作負荷的增加，因為平衡的周期操縱桿的位置隨著速度增加以 進行持續(xù)的總體俯仰時會向后移動。為從一個穩(wěn)態(tài)速度改變到另一更高
4的穩(wěn)態(tài)速度而不觸碰總體俯仰控制桿，飛行員首先必須向前推操縱桿 (俯下命令)，然后將其撥回比初始位置更靠后的靜態(tài)位置，以便使速 度穩(wěn)定。而且，在外部擾動之后且缺少來自飛行員的正確動作時，航空 器可能傾向于偏離其穩(wěn)態(tài)位置而不是傾向于返回(速度擾動)，至少等 到航空器返回肯定性的靜態(tài)穩(wěn)定性的區(qū)域為止(如果有的話)。
為了校正這樣的不穩(wěn)定性，利用了各種傳統(tǒng)的調(diào)整補償系統(tǒng)。 一個 傳統(tǒng)的調(diào)整控制系統(tǒng)機械地偏移周期操縱桿的位置。然而，這種方法僅 僅向飛行員提供明顯的靜態(tài)穩(wěn)定性而不改善航空器的速度擾動抑制能 力。另 一 用于軍用旋翼航空器的傳統(tǒng)調(diào)整控制系統(tǒng)利用復雜的神經(jīng)網(wǎng)
絡，該神經(jīng)網(wǎng)絡盡管有效地預測了航空器飛行模式(regime)，但是不提 供速率命令/姿態(tài)保持響應和空速保持功能之間的無縫轉(zhuǎn)變。這樣的系 統(tǒng)超級復雜，專用于特定的航空器，并且不能用于FAA驗證。
因此，期望提供一種FBW靜態(tài)縱向穩(wěn)定性系統(tǒng)，其提供反應于飛行 員控制輸入和測得的航空器狀態(tài)的恰當?shù)目账俦３止δ?，以當航空器?于已調(diào)整、非加速狀態(tài)下時平滑地投入使用(engage)和脫離使用 (disengage),而無需飛行員任何明確的模式選擇。

發(fā)明內(nèi)容
根據(jù)本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)提供了靜態(tài)縱向穩(wěn)定性(SLS)控制，其 被設計為提供反應于輸入飛行控制系統(tǒng)內(nèi)的飛行員控制輸入和測得的 航空器狀態(tài)的恰當?shù)目账俦３止δ?，以平滑地啟動和脫離而無需飛行員 任何明確的模式選擇。本系統(tǒng)的意圖是要在航空器處于已調(diào)整、非加速 狀態(tài)下時提供空速保持。僅僅在完全主飛行控制系統(tǒng)(PFCS)模式可用， 即，不存在傳感器數(shù)據(jù)的損失，且飛行員還未啟動任何自動或飛行定向 器穩(wěn)定化模式時，才提供此模式。啟動該模式的其他準則包括以下高 速轉(zhuǎn)彎協(xié)同設置邏輯為真(空速>50節(jié))，絕對傾斜角(bank angle )小
于允許標準速率轉(zhuǎn)彎(加上ioy。富裕)的預定義包絡線，以及絕對俯仰
姿態(tài)小于25度。意圖是要使得SLS能夠在有限的包絡線內(nèi)且用于標準 速率轉(zhuǎn)彎。
SLS啟動需要航空器接近于鄰近調(diào)整狀態(tài)。此邏輯將不會"置位"， 除非俯仰、翻滾和偏轉(zhuǎn)速率較小且縱向和橫向線性加速度也較小。該邏 輯允許飛行員接近于期望空速而飛行并使得SLS啟動，或者他可以在加
5速/減速機動中調(diào)整航空器并在縱向加速度較小時僅僅等待SLS捕捉速 度。注意到，偏轉(zhuǎn)速率包絡線大到足以將與傾斜角極限一致的轉(zhuǎn)彎飛行 包括到該啟動邏輯中。 一旦投入使用，則系統(tǒng)將在發(fā)生以下任何情況時 脫離使用SLS啟動邏輯變?yōu)榧?，絕對飛行員/副飛行員縱向操縱桿命令 脫離制動超過0. 5秒或超出絕對橫向操縱桿命令達到10%的值，絕對整 形偏轉(zhuǎn)命令大于10%，縱向呼叫器激活，縱向周期轉(zhuǎn)子命令處于其極限， 或者PFCS-CLAWS-IC-LOGIC為真。注意到，此邏輯不依賴于具體選擇此 模式的飛行員，而是響應于飛行控制系統(tǒng)狀態(tài)和航空器正如何機動來投 入使用和脫離使用。
因而，本發(fā)明提供了 FBW靜態(tài)縱向穩(wěn)定性系統(tǒng)，其提供反應于飛行 員控制輸入和測得的航空器狀態(tài)的恰當?shù)目账俦３止δ?，以當航空器?于已調(diào)整、非加速狀態(tài)下時平滑地投入使用而無需飛行員任何明確的模 式選擇，并且當飛行員命令航空器俯仰或偏轉(zhuǎn)機動時平滑地脫離使用。


根據(jù)目前優(yōu)選的實施例的以下詳細說明中，本發(fā)明的各個特征和優(yōu) 點對于本領域技術人員將變得更清楚?？扇缦潞喴枋鼋Y(jié)合該詳細說明 的附圖
圖l是用于旋翼航空器的線傳飛控飛行控制的靜態(tài)縱向穩(wěn)定性啟動 邏輯的框圖2A和2B是用于旋翼航空器的線傳飛控飛行控制的靜態(tài)縱向穩(wěn)定 性投入使用/脫離使用邏輯的框圖3A和3B是用于旋翼航空器的線傳飛控飛行控制的靜態(tài)縱向穩(wěn)定
性補償控制法則的框圖4是遵循示意性示出與圖3A和3B的靜態(tài)縱向穩(wěn)定性補償控制法 則進行的通信的控制法則的PFCS模型的框圖5是圖3A和3B的靜態(tài)縱向穩(wěn)定性補償控制法則的自適應同步器 功能的框圖6是當由根據(jù)本發(fā)明設計的靜態(tài)縱向穩(wěn)定性補償控制法則使用自 適應同步功能時的航空器響應的圖形表示；
圖7是當在空速保持系統(tǒng)中使用現(xiàn)有技術的同步功能時的航空器響 應的圖形表示。
具體實施例方式
根據(jù)本發(fā)明設計的靜態(tài)縱向穩(wěn)定性(SLS)補償系統(tǒng)被分為三個部 分啟動邏輯(圖1 )、投入使用邏輯(圖2A和2B)、以及補償整形(圖 3A和3B)。
確定進入空速保持所需的調(diào)整條件需要監(jiān)視航空器狀態(tài)并解釋飛 行員輸入。可應用的飛行模式包括高速穩(wěn)態(tài)水平飛行(V>50節(jié))、合理 攻擊(aggressiveness)的協(xié)同轉(zhuǎn)彎、以及緩慢上升及下降。使用線性 加速度、角速率和傾斜角來確定航空器調(diào)整?？杀O(jiān)視其他的參數(shù)，以對 于給定的控制策略來定制模式投入使用的要求。飛行員與系統(tǒng)的交互也 指示模式轉(zhuǎn)變。特定的飛行員輸入可導致模式脫離使用。飛行員操縱桿 或呼叫器交互自動地將控制系統(tǒng)切換到期望的速率命令/姿態(tài)保持控制 策略，使得不犧牲操縱質(zhì)量的優(yōu)點。航空器狀態(tài)的脫離使用闊值優(yōu)選不 等于投入使用閾值。期望的是，當遇到大干擾時，使得補償器保持使用。 然而，可能需要額外提供邏輯，使得在劇烈的湍流期間強迫飛行員與系 統(tǒng)進行交互。
參照圖1，示意性地圖解了靜態(tài)縱向穩(wěn)定性啟動邏輯的框圖。輸入 "FD—ENABLE—L0GIC-ML ，， 飛行導向器啟動邏輯以及輸入 "AFCS—ENABLE—LOGIC —ML" AFCS啟動邏輯經(jīng)過NOT (非)功能塊；從 而在輸入為假(即，F(xiàn)D和AFCS未啟動)時每個NOT的輸出為真。每個 NOT功能塊的輸出傳遞到AND (與)門"A"。 AND門"A"的輸出傳遞到 AND門"B，，。到AND門"B，，的其他輸入包括輸入"FULL—PFCS —ENGAGED—ML" 完全PFCS投入使用邏輯以及輸入"HSTC—SET —LOGIC—TCSL，，高速轉(zhuǎn)彎 協(xié)調(diào)(HSTC)設置邏輯。當速率、姿態(tài)和空速數(shù)據(jù)可用于飛行控制系統(tǒng)并 且航空器在空中時，完全PFCS投入使用邏輯為真。
為在淺轉(zhuǎn)彎(shallow turns)中啟動SLS功能，將輸入"PHIB—ISM" 航空器傾斜角phib與由輸入"AIRSPEED—AFP"空速驅(qū)動的查找表的輸 出進行比較。查找表的輸出是標準速率轉(zhuǎn)彎的傾斜角(3度/秒)加上 10%的富裕。當輸入值的絕對值小于比較值時(|IV|<CV)，絕對值比較 功能的輸出為真。此輸出傳遞到AND門"C"。將輸入"THETAB —ISM"航 空器俯仰姿態(tài)與值"度比較，并且此絕對值比較的輸出也傳遞到AND 門"C"。 AND門"C"的輸出傳遞到AND門"B"， "B"的輸出是SLS啟動
7邏輯"SLS_ENB_L0GIC—SLEL"。應理解，在此引用的具體數(shù)值是一個實
施例，通過本公開，也可使用特定于具體航空器的其他值。
圖2A和2B是SLS啟動邏輯的框圖。輸入"LONG—ACCEL—ASLF"濾
波后縱向加速度傳遞到絕對值比較功能，該絕對值比較功能將該輸入與 值2英尺/秒2進行比較。當絕對輸入值小于比較值時，絕對值比較的輸 出為真。此輸出傳遞到AND門"D"。輸入"AYCG —ISM"濾波后橫向加速 度傳遞到絕對值比較功能，在此將該輸入與值2英尺/秒2進行比較。將 輸出傳遞到AND門"D"。輸入"PDEG —ISM"體軸翻滾速率傳遞到絕對值 比較功能，在此將該輸入與值2度/秒進行比較。將輸出傳遞到AND門 "D"。輸入"QDEG —ISM"體軸俯仰速率傳遞到絕對值比較功能，其中將 其與值2度/秒進行比較。將輸出傳遞到AND門"D"。輸入"RDEG—ISM" 體軸偏轉(zhuǎn)速率傳遞到絕對值比較功能，在此將該輸入與值4度/秒進行 比較。將輸出傳遞到AND門"D"。 AND門"D"的輸出是輸入到鎖存功能 "E "的"置位"。當該置位輸入為真時，鎖存器的輸出 "SLS —ENG—LOGIC-SLSL" ( SLS投入使用邏輯)被設置為真，且維持為真
(不管該置位輸入是否維持為真)，直到重置輸入變?yōu)檎鏋橹?。重置?輯比置位邏輯更優(yōu)先。輸出"SLS—RESET—LOGIC-SLSL" SLS重置邏輯是 NOT的輸出"SLS —ENG—LOGIC—SLSL"。
如下描述該重置邏輯輸入"LAT—STATIC—SHAPING—OUT—FL"整形 橫向操作桿命令傳遞到絕對值功能，然后傳遞到查找表。查找表的輸出
等于直到10. o的值的輸入。查找表的輸出傳遞到絕對值比較功能的"cv"
輸入。此比較功能的"IV"輸入是"LONG —STATIC—SHAPING-OUT—FL"整 形縱向操作桿命令。當絕對值IV大于CV時，輸出為真。該輸出傳遞到 OR (或)門"F"。輸入"LONG—CMD—OUT —DETENT—DNTL"縱向操縱桿脫 離制動邏輯傳遞到真狀態(tài)延遲塊。如杲該輸入為假，或者如果該輸入為 真的時間少于O. 5秒，例如操作桿的短撞擊不會影響投入使用邏輯，則 此延遲塊的輸出為假。延遲塊的輸出傳遞到OR門"F"。輸入"DIR-STATIC—SHAPING—OUT—FL"整形定向命令傳遞到絕對值比較功能，其中 將其與值10%進行比較。將輸出傳遞到OR門"F"。 OR門"F"的輸出傳 遞到OR門"H"。輸入"LONG—BEEP —CMD — BPP"縱向呼叫命令傳遞到絕對 值比較功能，在此將該輸入與值0. Q進行比較。將輸出傳遞到OR門"H"。 輸入"LONG—CYC—CMD_ON_LIMIT— CL"縱向周期命令開啟限幅邏輯(longitudinal cyclic command on limit logic)傳遞到OR門 "H"。 輸入"SLS — ENG—LOGIC—SLEL"(圖1 )SLS啟動邏輯傳遞到NOT功能。NOT 的輸出傳遞到OR門"G"。輸入"PFCS—CLAWS —IC-LOGIC" PFCS控制法 則IC邏輯傳遞到OR門"G"。 OR門"G"的輸出傳遞到OR門"H"。 OR 門的輸出"H"是輸入到鎖存器功能"E"的"重置"(即，如果OR門"H" 的任何輸入變?yōu)檎?，則SLS投入使用邏輯被設置為假)。
圖3A和3B是SLS補償?shù)目驁D。輸入"FILTERED—AIRSPEED—ASCF，， 濾波后空速傳遞到1.689的增益，該增益將速度從節(jié)轉(zhuǎn)換為英尺/秒。 此轉(zhuǎn)換后的空速是輸入到積分器"I"的"IC Var"。輸入
"LONG—ACCEL—ASCF"濾波后縱向加速度是輸入到遲滯功能的"IC Var"。 此遲滯的"輸入"是值0 ,并且"重置，，邏輯是輸入
"SLS —RESET-LOGIC-SLSL"(圖2A和2B)。當重置"SLS—RESET — LOGIC—SLSL"變?yōu)榧?SLS投入使用)時，遲滯輸出從IC值開始，并平 滑地轉(zhuǎn)變?yōu)? (圖6)。此遲滯加速度信號是積分器"I"的"輸入"，并 且"重置，，邏輯是輸入"SLS—RESET—LOGIC—SLSL"(從圖2A和2B)。積 分器"I"的輸出是用于SLS補償?shù)目账賲⒖肌?br> 此控制法則實現(xiàn)方式的凈效應是在SLS算法投入使用時提供平滑的 轉(zhuǎn)變。空速參考信號是求和器"J"的"+"輸入。上述經(jīng)轉(zhuǎn)換的空速被 限幅然后傳遞到求和器"J"的"-"輸入。求和器"J"的輸出是以英 尺/秒為單位的空速誤差。
空速誤差是對乘法器塊"K"的輸入。乘法器的另一輸入是通過空 速(目前是常值1. 0)安排的查找表1的輸出。此增益具有單位1/秒， 其將空速誤差轉(zhuǎn)換為加速度信號。然后將此加速度命令信號限幅到+/-4 英尺/秒2，然后傳遞到求和器"N"的"+"輸入。限幅器輸出還被傳遞 到乘法器"L"，在此該輸出與查找表輸出相乘。所得的調(diào)整速率信號被 限幅到+/-1英寸/秒，然后經(jīng)由輸出"SLS—INT—CMD—SLSL"而傳遞到PFCS 模型遵循控制法則(圖4)積分路徑。輸入"LONG—ACEL —ASCF"濾波后 縱向加速度是求和結(jié)點"M"的"+"輸入。此求和器的"-"輸入是前述 遲滯的加速度信號。求和器的第二 " + ，，輸入是輸入
"PITCH—RATE—CMD — CM"，即已被遲滯且轉(zhuǎn)換以產(chǎn)生偽加速度信號的命令 俯仰速率信號。
因為俯仰速率和縱向加速度具有相反的符號(即，正俯仰產(chǎn)生負加
9速度)，所以由俯仰操縱桿輸入生成的此信號傾向于抵消加速度反饋信
號。求和器的輸出"M"是經(jīng)過校正的加速度反饋信號。此校正信號最 小化SLS投入使用時的瞬變過程(transient),還在移動俯仰操縱桿時 抵消了短期加速度反饋。求和器"M"的輸出是求和器"N"的"-"輸 入。
求和結(jié)點"N"的輸出是加速度誤差，并遵循兩個路徑。在第一路 徑中，該輸出被傳遞到創(chuàng)建短期俯仰速率信號的清洗(washout)功能。 此信號被限幅到+/-5度/秒，然后傳遞通過由輸入 "SLS — ENB—LOGIC-SLSL"(圖1 )控制的、具有1秒的時間常數(shù)的對稱衰 減功能。此俯仰速率信號經(jīng)由輸出"SLS—PITCH—RATE—CMD-SLSC"而傳 遞到主飛行控制系統(tǒng)。在用于"N"的輸出的第二路徑中，加速度誤差 被乘以加速度反饋增益、由遲滯功能濾波、傳遞通過衰減功能(由來自 圖1的輸入"SLS —ENB_L0GIC_SLEL"控制)、然后強制限幅到+/-2英寸。 輸出經(jīng)由輸出"SLS—PROP—CMD-SLSC"而傳遞到PFCS比例路徑。
SLS補償控制法則被設計為提供從基線速率命令/姿態(tài)保持控制整 形到空速保持模態(tài)的無縫轉(zhuǎn)變。SLS補償控制法則的獨特特征是自適應 同步器功能，其控制對模式投入使用的期望航空器響應。通過在詳細的 補償控制法則說明中描述的(并在圖5中單獨示出的)遲滯、積分器和 求和結(jié)點來提供此功能。
參照圖4， SLS COMPENSATION (補償)生成3個輸出，這些輸出與
遵循示意性圖解的控制法則的PFCS 模型連接。 "SLS—PITCH_RATE—CMD—SLCS"與飛行員俯仰速率命令相加，以產(chǎn)生總
命令俯仰速率。將此速率命令與感測到的俯仰速率進行比較，并且反饋 誤差以提供速率增加(augmentation)。還對總命令速率進行積分，以產(chǎn)
生命令俯仰姿態(tài)，然后減去感測到的姿態(tài)，以產(chǎn)生姿態(tài)誤差。反饋此信 號以提供姿態(tài)穩(wěn)定化。"SLS—PROP—CMD—SLSC"信號與姿態(tài)比例反饋信號
相加。當保持姿態(tài)時，還對姿態(tài)誤差進行積分，以將任何穩(wěn)態(tài)姿態(tài)誤差 強迫為0。當SLS COMPENSATION投入使用時，用"SLS —INT—CMD—SLSC"
代入積分路徑中的姿態(tài)信號。
參照圖5,遲滯功能以0值作為其輸入，并以濾波后縱向加速度作 為其"ICVAR"輸入。圖6中示出了遲滯的輸出，即期望的縱向加速度。 在SLS重置邏輯變?yōu)榧俚臅r刻，遲滯輸出停止跟蹤IC值(縱向加速度)
10并平滑地轉(zhuǎn)變?yōu)閛。此遲滯的時間常數(shù)控制該期望加速度有多快地變?yōu)?br> o。然后，期望縱向加速度傳遞到積分器，該積分器的ic輸入是經(jīng)轉(zhuǎn)換
的空速。在SLS重置邏輯變?yōu)榧?即A/S保持投入使用)的時刻，積分 器輸出停止跟蹤IC值(經(jīng)轉(zhuǎn)換的空速)并平滑地積分到新的期望的空 速參考(轉(zhuǎn)換為英尺/秒)，如圖6所示。如圖6和圖7所對比，現(xiàn)有技 術的傳統(tǒng)的同步器產(chǎn)生突然得多的轉(zhuǎn)變。
從期望空速中減去該轉(zhuǎn)換的空速信號，以產(chǎn)生空速誤差。自適應同 步器的使用使得平滑地轉(zhuǎn)變到空速保持，在期望和實際空速之間僅僅有 小的誤差，并且穩(wěn)態(tài)空速參考沒有過沖。這比現(xiàn)有技術的傳統(tǒng)響應(圖 7)更加值得期望。在使用傳統(tǒng)同步器的系統(tǒng)(圖7)中，該系統(tǒng)在其投 入使用時選擇當前空速作為參考。理論上，這會使得航空器加速度立刻 變?yōu)?。但是，航空器的慣性迫使響應超越該參考，然后返回到期望的 值。
自適應同步器輸出，即空速誤差乘以以l/秒為單位的增益，以產(chǎn)生 加速度命令(即，當該參考大于實際空速時，航空器必須加速以達到該 參考；圖6)。此信號乘以增益，然后由控制系統(tǒng)調(diào)整積分器進行積分， 以強迫任何穩(wěn)態(tài)空速誤差變?yōu)?。
加速度命令還與經(jīng)過校正的加速度信號進行比較，并且反饋此誤差 (比例路徑)。經(jīng)過校正的加速度信號包括實際加速度減去期望加速度 (來自自適應同步器)減去由于飛行員縱向命令而產(chǎn)生的加速度。去除 短期的期望加速度使得向空速保持的轉(zhuǎn)變更為平滑，并且去除由于飛行 員命令產(chǎn)生的加速度立即抵消了在飛行員進行俯仰輸入同時啟動空速 保持的情況下的加速度反饋，以保持系統(tǒng)不與飛行員沖突。加速度反饋 增加了系統(tǒng)帶寬，但必須適當?shù)卣{(diào)節(jié)/濾波以最小化對駕駛舒適度的任 何負面影響。
還經(jīng)由增益和清洗(圖3A和3B;即，短期導數(shù))對加速度誤差信
號進行整形，以產(chǎn)生俯仰速率命令，從而改善空速保持性能。所有的邏 輯和補償路徑一起作用來提供空速保持與基線控制法則的無縫集成。
自適應同步器功能可應用于可得到速率的任何信號(或者其合理的 近似值)。對于SLS補償，空速是經(jīng)同步的信號，并且縱向加速度是"速 率"項。自適應同步器的目的是要從零輸出平滑地轉(zhuǎn)變?yōu)闇y得的參考誤 差輸出。由遲滯功能的時間約束(time constraint)來控制此轉(zhuǎn)變的平滑性；該時間約束越大，則轉(zhuǎn)變越長。傳統(tǒng)的同步器(圖7)抓取空 速的瞬間值作為調(diào)整值，并且由于航空器投入使用時的前向加速度，航 空器響應必然會超過此值(即，投入使用時的加速度不可能立即變?yōu)?零)。必須阻止此加速度(其消耗有限量的時間)，然后航空器必須減速 以返回期望的調(diào)整值(然后必須抑制該減速)。當模式投入使用時，結(jié) 果可能是不滿意的航空器響應。本申請的自適應同步器(圖6)提供了 更令人滿意(且可調(diào)節(jié))的響應。主要差別在于空速參考不只是"抓取" 的值；相反，空速參考是作為空速的改變速率的函數(shù)來計算的，即，該 函數(shù)適應于投入使用時刻的航空器飛行條件。投入使用的平滑性是由于 通過簡單地停止已有加速來允許航空器平滑地到達新的空速參考這一 事實。如圖6所示，期望的縱向加速度需要有限時間來變?yōu)榱?。這是遲 滯的輸出從模式投入使用時的加速度(遲滯輸出的初始條件值)變?yōu)榱?(輸入值)所需的時間量。在此時間期間，反^t空速以抑制此加速度。 如圖6所示，空速響應無需精確地匹配期望響應。因為不意圖強迫航空 器返回到初始投入使用空速，所以整體機動性更加良性且投入使用誤差 較小。
應理解，相對位置術語，如"向前(前向)"、"向后"、"較上"、"較 下"、"上方"、"下方"等是參照交通器的正常操作姿態(tài)，并且不應被理 解為限制性的。
應理解，盡管在所示的實施例中公開了具體的部件布置，但其他布 置也可從本發(fā)明獲益。
盡管示出、描述和要求了具體的步驟序列，但應理解，除非另外指 出就可按任何順序、分開或組合地執(zhí)行這些步驟，并將仍然從本發(fā)明獲益。
前述說明是示例性的而不是由其限制所限定。根據(jù)上述教導，本發(fā) 明的許多修改和變化是可能的。已經(jīng)公開了本發(fā)明的優(yōu)選實施例，然而， 本領域技術人員將意識到，某些修改將落入本發(fā)明的范圍內(nèi)。因而，將 理解，在所附權(quán)利要求的范圍內(nèi)可與具體描述不同地實踐本發(fā)明。為此， 應考慮權(quán)利要求來確定本發(fā)明的真正范圍和內(nèi)容。
1權(quán)利要求
1、一種為旋翼航空器的線傳飛控系統(tǒng)提供空速保持功能的方法，包括以下步驟(1)確定絕對俯仰、翻滾和偏轉(zhuǎn)速率分別何時低于預定值；(2)響應于所述步驟(1)，停止已有的航空器加速或減速，使得航空器空速向著空速參考值移動；以及(3)將航空器空速保持為所述空速參考值。
2、 如權(quán)利要求l所述的方法，其中所述步驟(l)還包括確定空速是 否大于預定值。
3、 如權(quán)利要求l所述的方法，其中所述步驟(l)還包括確定絕對傾 斜角是否低于預定傾斜值。
4、 如權(quán)利要求l所述的方法，其中所述步驟(l)還包括確定俯仰姿 態(tài)是否低于預定俯仰姿態(tài)。
5、 如權(quán)利要求l所述的方法，其中所述步驟(l)還包括確定完全主 飛行控制系統(tǒng)模式是否可用。
6、 如權(quán)利要求5所述的方法，其中當預定量的傳感器數(shù)據(jù)可用于 所述線傳飛控系統(tǒng)時，主飛行控制系統(tǒng)模式是可用的。
7、 如權(quán)利要求l所述的方法，其中所述步驟(l)在投入使用空速時 而不是在空速參考值時進行。
8、 如權(quán)利要求l所述的方法，還包括步驟響應于絕對飛行員縱 向周期操縱桿命令脫離制動有大于預定值的時間，而禁止所述空速保持 功能。
9、 如權(quán)利要求l所述的方法，還包括步驟響應于絕對飛行員縱 向周期操縱桿命令大于作為橫向操縱桿位移的函數(shù)的預定值，而禁止所 述空速保持功能。
10、 如權(quán)利要求l所述的方法，還包括步驟響應于縱向周期轉(zhuǎn)子 命令達到極限，而禁止所述空速保持功能。
11、 如權(quán)利要求l所述的方法，還包括步驟響應于絕對整形偏轉(zhuǎn) 命令大于預定值，而禁止所述空速保持功能。
12、 如權(quán)利要求l所述的方法，其中響應于將空速在期望空速上維 持預定時間段而激活所述步驟(2)。
13、 如權(quán)利要求l所述的方法，其中響應于維持低于預定值的縱向 加速度而激活所述步驟(2)。
14、 如權(quán)利要求1所述的方法，其中響應于以下而激活所述步驟(2): 調(diào)整航空器到加速/減速機動；以及等到縱向加速度低于預定值。
15、 一種為旋翼航空器的線傳飛控系統(tǒng)提供空速保持功能的方法， 包括以下步驟(1) 作為航空器空速的改變速率的函數(shù)來來計算空速參考；以及(2) 停止已有的航空器加速或減速，使得航空器航空器空速向著該 空速參考移動。
16、 如權(quán)利要求11所述的方法，還包括步驟(3) 將所述航空器空速維持在所述空速參考。
17、 如權(quán)利要求15所述的方法，其中所述步驟(2)在有限的時間量 期間進行。
18、 如權(quán)利要求17所述的方法，其中所述有限的時間量是由遲滯 輸出從所述已有的航空器加速度變?yōu)榱愕臅r間所限定的。
19、 如權(quán)利要求15所述的方法，其中所述步驟(2)在有限的時間量 期間進行。
全文摘要
靜態(tài)縱向穩(wěn)定性(SLS)系統(tǒng)提供反應于輸入到飛行控制系統(tǒng)中的飛行員控制輸入和測得的航空器狀態(tài)的恰當?shù)目账俦３止δ埽援敽娇掌鹘咏谝颜{(diào)整、非加速狀態(tài)下時平滑地投入使用和脫離使用，而無需飛行員任何明確的模式選擇。該邏輯允許飛行員接近于期望空速地飛行并使得SLS投入使用，或者在加速/減速機動中調(diào)整航空器并縱向加速度較小時僅僅等待SLS捕捉速度。SLS不依賴于具體選擇此模式的飛行員，而是響應于飛行控制系統(tǒng)狀態(tài)和航空器正如何機動來投入使用和脫離使用。
文檔編號B64C27/04GK101495369SQ200680024387
公開日2009年7月29日 申請日期2006年4月28日 優(yōu)先權(quán)日2005年5月3日
發(fā)明者P·J·戈德, T·M·范丘洛 申請人:西科爾斯基飛機公司