專利名稱：飛機(jī)的控制系統(tǒng)、飛機(jī)的控制方法以及飛機(jī)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機(jī)的控制系統(tǒng)、飛機(jī)的控制方法以及飛機(jī)，特別涉及舵面的一部分或者全部成為如不工作狀態(tài)或缺損狀態(tài)的功能不良狀態(tài)的情況下也能夠?qū)崿F(xiàn)穩(wěn)定的飛行的飛機(jī)的控制系統(tǒng)、飛機(jī)的控制方法以及飛機(jī)。
背景技術(shù)：
一般，飛機(jī)的姿勢(shì)控制是通過執(zhí)行機(jī)構(gòu)(actuator)根據(jù)規(guī)定的控制信號(hào)適當(dāng)驅(qū)動(dòng)升降舵(eIevator )、副翼(ai Ieron )以及方向舵(rudder )等各個(gè)舵面而進(jìn)行。更具體地說，在飛機(jī)的控制系統(tǒng)中，搭載到飛機(jī)上的控制用計(jì)算機(jī)基于從飛機(jī)中設(shè)置的慣性傳感器或空氣數(shù)據(jù)傳感器等的各種傳感器檢測(cè)出的信息以及來自操縱盤等操縱端的操作指示信號(hào)，計(jì)算用于控制舵面的舵角指令控制信號(hào)。然后，執(zhí)行機(jī)構(gòu)根據(jù)控制用的計(jì)算機(jī)算出的舵角指令控制信號(hào)來驅(qū)動(dòng)各個(gè)舵面，從而將飛機(jī)維持在所期望的姿勢(shì)，實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定的飛行。 但是，由于飛行中的故障或者損壞等導(dǎo)致舵面的一部分或者全部成為功能不良狀態(tài)的情況下，很難通過舵面來變更或者保持姿勢(shì)，因此駕駛員操作節(jié)流閥(throttle)以補(bǔ)償這ー情況從而保持所期望的姿勢(shì)，試圖繼續(xù)飛行或者著陸。關(guān)于舵面損壞時(shí)的飛機(jī)的控制，例如在專利文獻(xiàn)I (特開平8-183497號(hào)公報(bào))中公開了如下的控制方法設(shè)置通過將噴射排氣的方向偏轉(zhuǎn)從而生成偏航方向的轉(zhuǎn)矩的推力偏轉(zhuǎn)部件，在判定為方向舵不發(fā)揮作用的情況下，從方向舵的控制切換到推力偏轉(zhuǎn)部件的控制。[現(xiàn)有技術(shù)文獻(xiàn)][專利文獻(xiàn)][專利文獻(xiàn)I]特開平8-183497號(hào)公報(bào)

發(fā)明內(nèi)容
發(fā)明要解決的課題但是，上述的通過駕駛員的節(jié)流閥操作進(jìn)行的飛機(jī)的控制，存在難以繼續(xù)穩(wěn)定飛行或安全著陸的問題。此外，在專利文獻(xiàn)I所公開的技術(shù)中，需要另外設(shè)置推力偏轉(zhuǎn)部件，因此存在飛機(jī)的元件個(gè)數(shù)增加、重量化以及維修處增加的問題。本發(fā)明為了解決上述問題而完成，其目的在于提供一種即使在舵面的一部分或者全部成為功能不良狀態(tài)的情況下，也能夠?qū)崿F(xiàn)穩(wěn)定的飛行而不需要駕駛員進(jìn)行復(fù)雜的節(jié)流閥操作的飛機(jī)的控制系統(tǒng)。用于解決課題的方案為了解決上述課題，本發(fā)明采用以下方案。本發(fā)明提供ー種飛機(jī)的控制系統(tǒng)，包括運(yùn)算部件，基于表示機(jī)體的狀態(tài)的狀態(tài)信息以及來自操作端的操作指令信號(hào)，計(jì)算用于控制引擎推力的推力指令控制信號(hào)以及用于控制舵面的舵角指令控制信號(hào)；引擎驅(qū)動(dòng)部件，基于所述推力指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)引擎；以及舵面驅(qū)動(dòng)部件，基于所述舵角指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)各個(gè)舵面。根據(jù)本發(fā)明，在運(yùn)算部件中，從機(jī)體上設(shè)置的慣性傳感器和空氣數(shù)據(jù)傳感器等取得機(jī)體的角速度、姿勢(shì)角、加速度、迎角、側(cè)滑角、氣壓高度以及空速等有關(guān)機(jī)體狀態(tài)的各種狀態(tài)信息，并且取得駕駛員對(duì)操縱盤等操縱端進(jìn)行操作而產(chǎn)生的操作指令信號(hào)。然后，為了將機(jī)體控制為所期望的姿勢(shì)，基于這些狀態(tài)信息以及操作指令信號(hào)計(jì)算用于控制引擎推力的推力指令控制信號(hào)以及用于控制舵面的舵角指令控制信號(hào)。進(jìn)而，通過引擎驅(qū)動(dòng)部件基于推力指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)引擎，通過舵面驅(qū)動(dòng)部件基于舵角指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)各個(gè)舵面。這樣，除了通過驅(qū)動(dòng)舵面進(jìn)行的舵角的控制之外，還基于推力指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)引擎從而控制引擎推力，因此在舵面的一部分或者全部成為不能工作或者缺損狀態(tài)導(dǎo)致舵面不發(fā)揮作用的情況下，即難以通過舵面實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)體的姿勢(shì)控制的情況下，也能夠通過控制引擎推力將機(jī)體改變或者維持在所期望的姿勢(shì)，能夠繼續(xù)進(jìn)行穩(wěn)定的飛行而不需要駕駛員進(jìn)行復(fù)雜的節(jié)流閥操作。本發(fā)明的第I方式的飛機(jī)的控制系統(tǒng)包括舵面動(dòng)作狀態(tài)檢測(cè)部件，檢測(cè)所述舵 面的至少ー個(gè)為功能不良的情況，在檢測(cè)出了所述舵面的至少ー個(gè)為功能不良的情況時(shí)，所述運(yùn)算部件計(jì)算所述推力指令控制信號(hào)以及所述舵角指令控制信號(hào)。根據(jù)本發(fā)明的第I方式，在舵面成為功能不良時(shí)通過引擎推力來控制機(jī)體，從而能夠始終持續(xù)穩(wěn)定的飛行。一般，在通過引擎推力控制機(jī)體時(shí)，與通過舵面控制機(jī)體的情況相比，響應(yīng)速度更差。此外，在所有舵面正常的情況下，不需要為了維持機(jī)體的姿勢(shì)而控制引擎推力。因此，將通過引擎推力控制機(jī)體的情況設(shè)為舵面的一部分或者全部成為功能不良的情況，從而更準(zhǔn)確地控制機(jī)體，能夠始終維持穩(wěn)定的飛行。本發(fā)明的第2方式的飛機(jī)的控制系統(tǒng)包括警報(bào)部件，檢測(cè)出所述舵面的至少ー個(gè)為功能不良的情況，并將該情況通知給駕駛員。根據(jù)本發(fā)明的第2方式，將舵面的至少ー個(gè)成為功能不良的情況通知給駕駛員，從而能夠期待駕駛員進(jìn)行適當(dāng)?shù)膽?yīng)對(duì)，能夠更準(zhǔn)確地控制機(jī)體且維持穩(wěn)定的飛行。本發(fā)明的第3方式的飛機(jī)的控制系統(tǒng)包括用于調(diào)整所述引擎和所述舵面進(jìn)行的機(jī)體的響應(yīng)速度的響應(yīng)調(diào)整用濾波器。根據(jù)本發(fā)明的第3方式，能夠通過響應(yīng)調(diào)整用濾波器調(diào)整引擎推力進(jìn)行的機(jī)體響應(yīng)和舵面進(jìn)行的機(jī)體響應(yīng)的速度，因此能夠?qū)Τ掷m(xù)穩(wěn)定的飛行做貢獻(xiàn)。一般，在通過引擎推力控制機(jī)體時(shí)的機(jī)體的響應(yīng)速度，比在通過舵角控制機(jī)體時(shí)的機(jī)體的響應(yīng)速度需要更多的時(shí)間。此外，根據(jù)成為功能不良的舵面位于哪個(gè)地方，也會(huì)在該響應(yīng)速度中產(chǎn)生不均勻。因此通過所述響應(yīng)調(diào)整用濾波器過濾舵角指令控制信號(hào)從而在舵面中也實(shí)現(xiàn)與引擎相同程度的響應(yīng)速度，從而控制所述響應(yīng)速度的不均勻，能夠?qū)Τ掷m(xù)穩(wěn)定的飛行做貢獻(xiàn)。本發(fā)明提供具備了上述的飛機(jī)的控制系統(tǒng)的飛機(jī)。根據(jù)本發(fā)明，通過飛機(jī)具備上述的控制系統(tǒng)，除了通過驅(qū)動(dòng)舵面進(jìn)行的舵角的控制之外，還基于推力指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)引擎而控制引擎推力，從而能夠?qū)C(jī)體改變或者維持在所期望的姿勢(shì)，能夠繼續(xù)進(jìn)行穩(wěn)定的飛行而不需要駕駛員進(jìn)行復(fù)雜的節(jié)流閥操作。本發(fā)明提供一種飛機(jī)的控制方法，包括基于表示機(jī)體的狀態(tài)的狀態(tài)信息以及來自操作端的操作指令信號(hào)，計(jì)算用于控制弓I擎推力的推力指令控制信號(hào)以及用于控制舵面的舵角指令控制信號(hào)的步驟；基于所述推力指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)引擎的步驟；以及基于所述舵角指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)各個(gè)舵面的步驟。發(fā)明效果如此，根據(jù)本發(fā)明，在舵面的一部分或者全部成為功能不良的情況下，也能夠進(jìn)行穩(wěn)定的飛行而不需要駕駛員進(jìn)行復(fù)雜的節(jié)流閥操作。


圖I是表示將本發(fā)明的實(shí)施方式的飛機(jī)的控制系統(tǒng)應(yīng)用到飛機(jī)時(shí)的概略結(jié)構(gòu)的方框圖。
具體實(shí)施方式

以下，參照

本發(fā)明的飛機(jī)的控制系統(tǒng)的ー實(shí)施方式。圖I是表示應(yīng)用了本實(shí)施方式的飛機(jī)的控制系統(tǒng)的飛機(jī)I時(shí)的概略結(jié)構(gòu)的方框圖。飛機(jī)I包括傳感器2、舵面3、引擎4、操縱室5、控制系統(tǒng)6。傳感器2包括慣性傳感器和空氣數(shù)據(jù)傳感器等的各種傳感器，取得機(jī)體的角速度、姿勢(shì)角、加速度、迎角、側(cè)滑角、氣壓高度以及空速等有關(guān)機(jī)體狀態(tài)的各種狀態(tài)信息，并將取得的狀態(tài)信息輸出到控制系統(tǒng)6。舵面3包括將機(jī)頭揚(yáng)起或降低的升降舵(elevator)、左右改變機(jī)頭的朝向的方向舵(rudder)、將機(jī)體左右傾斜的副翼(aileron)、修正主翼的翼型從而增大升カ的高升力裝置(flap)等，通過后述的執(zhí)行機(jī)構(gòu)來驅(qū)動(dòng)舵面3，從而通過空氣動(dòng)カ來控制機(jī)體的姿勢(shì)。引擎4例如是噴氣式引擎，通過后述的引擎控制裝置被驅(qū)動(dòng)，對(duì)吸入的空氣混合燃料后使其燃燒，通過高速噴出產(chǎn)生的氣體時(shí)的反作用而獲得推力。操縱室5配置有表示飛機(jī)I的飛行狀態(tài)的計(jì)量儀器類(未圖示)，并且如圖I所示，配置有操縱端10、節(jié)流閥11、警報(bào)部12、切換部13等用于實(shí)現(xiàn)駕駛員對(duì)飛機(jī)I的操縱的各種設(shè)備。操縱端10用于通過駕駛員進(jìn)行操作從而控制舵面，駕駛員對(duì)操縱端10進(jìn)行操作而產(chǎn)生的用于控制舵面的操作指令信號(hào)被輸出到控制系統(tǒng)6。節(jié)流閥11用于通過駕駛員進(jìn)行操作從而控制引擎推力，駕駛員對(duì)節(jié)流閥11進(jìn)行操作而產(chǎn)生的用于控制引擎推力的操作指令信號(hào)被輸出到控制系統(tǒng)6。此外，警報(bào)部12通過蜂鳴器或在操縱室5內(nèi)設(shè)置的顯示部(未圖示)上進(jìn)行顯示，從而基于來自控制系統(tǒng)6的信息對(duì)駕駛員通知規(guī)定的警報(bào)，在本實(shí)施方式中，尤其在舵面發(fā)生了損壞的情況等舵面3成為功能不良的情況下，將該情況通知給駕駛員。切換部13輸出用于切換控制系統(tǒng)6的飛行控制規(guī)定20以及舵面/推力合并飛行控制規(guī)定22 (細(xì)節(jié)在后面敘述)的切換指令信號(hào)，基于駕駛員的操作將切換指令信號(hào)輸出到控制系統(tǒng)6?？刂葡到y(tǒng)6包括用于運(yùn)算規(guī)定的控制信號(hào)的計(jì)算機(jī)15、基于從計(jì)算機(jī)15輸出的控制信號(hào)來驅(qū)動(dòng)舵面3的執(zhí)行機(jī)構(gòu)16、同樣基于從計(jì)算機(jī)15輸出的控制信號(hào)來驅(qū)動(dòng)引擎4的引擎控制裝置17、以及檢測(cè)舵面的動(dòng)作狀態(tài)的舵面動(dòng)作狀態(tài)檢測(cè)部18。計(jì)算機(jī)15運(yùn)算舵角指令控制信號(hào)以及推力指令控制信號(hào)，包括飛行控制規(guī)定20、舵面/推力合并飛行控制規(guī)定22以及用于切換兩個(gè)控制規(guī)定的開關(guān)19。飛行控制規(guī)定20是在飛機(jī)I具備的舵面3等的各個(gè)設(shè)備沒有異常地正常飛行的狀態(tài)下用于自動(dòng)或者通過駕駛員的手動(dòng)來實(shí)現(xiàn)飛行的飛行控制規(guī)定。當(dāng)飛機(jī)I基于飛行控制規(guī)定20被控制的狀態(tài)下，尤其在控制其姿勢(shì)時(shí)，基于來自駕駛員的操作端10的操作指令信號(hào)和來自傳感器2的狀態(tài)信息，計(jì)算機(jī)15生成舵角指令控制信號(hào)。生成的舵角指令控制信號(hào)都被輸出到執(zhí)行機(jī)構(gòu)16，執(zhí)行機(jī)構(gòu)16按照該舵角指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)舵面3，通過舵角被控制，從而飛機(jī)I的姿勢(shì)被變更或維持。舵面/推力合并飛行控制規(guī)定22是在飛機(jī)I的舵面3中的某一個(gè)陷入功能不良狀態(tài)的情況下用于自動(dòng)或者通過駕駛員的手動(dòng)來實(shí)現(xiàn)飛行的飛行控制規(guī)定。當(dāng)飛機(jī)I基于舵面/推力合并飛行控制規(guī)定22被控制的狀態(tài)下，在控制其姿勢(shì)時(shí)，基于來自駕駛員的操作端10的操作指令信號(hào)和來自傳感器2的狀態(tài)信息，計(jì)算機(jī)15生成舵角指令控制信號(hào)以及推力指令控制信號(hào)。在舵面/推力合并飛行控制規(guī)定22中，基于操作指令信號(hào)和狀態(tài)信息來運(yùn)算推力指令控制信號(hào)，因此在節(jié)流閥11被操作的情況下，計(jì)算機(jī)15也限制該操作的效果，自動(dòng)地優(yōu)先進(jìn)行基于操作指令信號(hào)以及狀態(tài)信息的推力指令控制信號(hào)的運(yùn)算。
生成的舵角指令控制信號(hào)被輸出到執(zhí)行機(jī)構(gòu)16，執(zhí)行機(jī)構(gòu)16根據(jù)該舵角指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)舵面3。此外，生成的推力指令控制信號(hào)被輸出到引擎控制裝置17，引擎控制裝置17根據(jù)該推力指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)引擎4。并且，舵面3以及引擎4根據(jù)舵角指令控制信號(hào)以及推力指令控制信號(hào)被驅(qū)動(dòng)，從而舵角以及引擎推力被控制從而飛機(jī)I的姿勢(shì)被變更或維持。另外，這里，在根據(jù)舵面/推力合并飛行運(yùn)算規(guī)定22將舵角指令控制信號(hào)輸出到執(zhí)行機(jī)構(gòu)16時(shí)的路徑中，設(shè)置有用于調(diào)整引擎4和舵面3的響應(yīng)速度之差的響應(yīng)調(diào)整用濾波器23。響應(yīng)調(diào)整用濾波器23進(jìn)行的響應(yīng)速度的調(diào)整例如可以通過過濾舵角指令控制信號(hào)而進(jìn)行。一般，在控制引擎推力的情況下從輸出推力指令控制信號(hào)開始直到引擎4輸出基于該推力指令控制信號(hào)的引擎推力為止的響應(yīng)速度，比在控制舵角的情況下從輸出舵角指令控制信號(hào)開始直到舵面3到達(dá)基于該舵角指令控制信號(hào)的舵角為止的響應(yīng)速度需要更多的時(shí)間。此外，根據(jù)成為功能不良的舵面3位于哪個(gè)地方，也會(huì)在機(jī)體的響應(yīng)速度中產(chǎn)生不均勻，因此設(shè)置響應(yīng)調(diào)整用濾波器23進(jìn)行調(diào)整以便在舵面3中實(shí)現(xiàn)與引擎4的響應(yīng)速度相同程度的響應(yīng)速度，從而與成為功能不良的舵面3位于哪個(gè)地方無關(guān)地實(shí)現(xiàn)均勻的機(jī)體響應(yīng)速度。舵面動(dòng)作狀態(tài)檢測(cè)部18基于從傳感器2輸出的飛機(jī)I的狀態(tài)信息，判定舵面3是否正常地發(fā)揮作用，在舵面3的某一個(gè)或者全部成為不能工作或者缺損狀態(tài)的情況下，檢測(cè)出處于功能不良，并將表示該情況的功能不良信號(hào)輸出到警報(bào)部12以及計(jì)算機(jī)15。此夕卜，舵面動(dòng)作狀態(tài)檢測(cè)部18在檢測(cè)出舵面3的功能不良的狀態(tài)下，自動(dòng)地切換計(jì)算機(jī)15的飛行控制規(guī)定20以及舵面/推力合并飛行控制規(guī)定22的情況下，對(duì)計(jì)算機(jī)15輸出切換信號(hào)。開關(guān)19根據(jù)飛機(jī)I的狀態(tài)，通過基于駕駛員的指示的來自切換部13的切換指令信號(hào)，或者通過來自舵面動(dòng)作狀態(tài)檢測(cè)部18的切換信號(hào)，適當(dāng)切換飛行控制規(guī)定20以及舵面/推力合并飛行控制規(guī)定22。以下，說明這樣構(gòu)成的飛機(jī)的控制系統(tǒng)的作用。上述的飛機(jī)I具備的舵面3等的各個(gè)設(shè)備沒有異常吋，飛機(jī)I基于飛行控制規(guī)定20被控制而飛行。飛行中，如果舵面動(dòng)作狀態(tài)檢測(cè)部18檢測(cè)出舵面3的至少ー個(gè)因損壞等某種理由而成為功能不良，則通過舵面動(dòng)作狀態(tài)檢測(cè)部18，表示該情況的功能不良信號(hào)被輸出到警報(bào)部12，切換信號(hào)被輸出到計(jì)算機(jī)15。若通過功能不良信號(hào)被輸出到警報(bào)部12，飛機(jī)I的駕駛員意識(shí)到舵面3的功能不良，則駕駛員為了切換到舵面/推力合并飛行控制規(guī)定22而操作切換部13，從切換部13輸出切換指令信號(hào)。在計(jì)算機(jī)15中，基于切換指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)開關(guān)19，如圖I所示，進(jìn)行切換使得飛機(jī)I基于舵面/推力合并飛行控制規(guī)定22被控制。在飛機(jī)I基于舵面/推力合并飛行控制規(guī)定22被控制的狀態(tài)下，從操作端10對(duì)計(jì)算機(jī)15輸出了操作指令信號(hào)的情況下，計(jì)算機(jī)15基于操作指令信號(hào)以及來自傳感器2的狀態(tài)信息，在考慮了某個(gè)舵面3為功能不良的基礎(chǔ)上，運(yùn)算舵角指令控制信號(hào)以及推力指令控制信號(hào)以便ー邊補(bǔ)償成為功能不良的舵面3，一邊將機(jī)體變更或者維持在所期望的姿勢(shì)。然后，執(zhí)行機(jī)構(gòu)16基于運(yùn)算后的舵角指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)舵面3，引擎控制裝置17基于推力指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)引擎，從而將機(jī)體變更或者維持在所期望的姿勢(shì)。
例如，在想要使機(jī)體左滾時(shí)，當(dāng)舵面3全部正常的情況下，將左舷側(cè)的副翼(aileron)后緣朝上從而降低左舷側(cè)主翼的升力，并且將右舷側(cè)的副翼后緣朝下從而提升右舷側(cè)主翼的升力，從而在機(jī)體的左右產(chǎn)生升力差。但是，在右舷側(cè)的副翼成為功能不良的情況下，由于無法生成上述那樣的足夠的升力差，因此不能以所期望的速度來實(shí)現(xiàn)左滾(旋轉(zhuǎn))。因此，在計(jì)算機(jī)15中，基于舵面/推力合并飛行控制規(guī)定22，生成將左舷側(cè)的副翼后緣朝上的舵角指令控制信號(hào)，并且運(yùn)算ー邊増大右舷側(cè)的引擎的引擎推力一邊減小左舷側(cè)的引擎的引擎推力的推力指令控制信號(hào)。然后，根據(jù)這些控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)舵面3以及引擎4，從而在降低左舷側(cè)主翼的升力的同時(shí)生成左偏航的偏航轉(zhuǎn)矩從而產(chǎn)生側(cè)滑角，生成由上反角效果引起的滾動(dòng)轉(zhuǎn)矩從而能夠使機(jī)體以所期望的速度進(jìn)行左滾。此外，作為其他例子，想要降低機(jī)頭時(shí)，當(dāng)舵面3全部正常的情況下，通過驅(qū)動(dòng)升降舵從而能夠容易降低機(jī)頭，但在升降舵成為功能不良的情況下，計(jì)算機(jī)15生成用于同時(shí)減少左右的引擎的引擎推力的推力指令控制信號(hào)。由此，能夠通過引擎進(jìn)行斜度(pitch)方向的控制，能夠降低機(jī)頭。如此，除了通過驅(qū)動(dòng)舵面3來控制舵角之外，還控制引擎推力，因此在舵面3的一部分或者全部成為功能不良導(dǎo)致舵面3不發(fā)揮作用的情況下，即難以通過舵面實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)體的姿勢(shì)控制的情況下，也自動(dòng)地運(yùn)算用于控制引擎推力的推力指令控制信號(hào)而控制引擎推力，從而補(bǔ)償這ー情況。由此，即使在舵面3的一部分或者全部成為功能不良導(dǎo)致舵面3不發(fā)揮作用的情況下，也能夠?qū)C(jī)體改變或者維持在所期望的姿勢(shì)而不需要駕駛員進(jìn)行復(fù)雜的節(jié)流閥操作，且能夠繼續(xù)進(jìn)行穩(wěn)定的飛行。另外，計(jì)算機(jī)15當(dāng)然也能通過開關(guān)19在軟件上切換飛行控制規(guī)定20以及舵面/推力合并飛行控制規(guī)定22的兩個(gè)控制規(guī)定，也可以設(shè)為分別具備用于運(yùn)算舵角指令控制信號(hào)以及推力指令控制信號(hào)的各自獨(dú)立的運(yùn)算器，并且通過開關(guān)19在軟件上切換飛行控制規(guī)定20以及舵面/推力合并飛行控制規(guī)定22的兩個(gè)控制規(guī)定的結(jié)構(gòu)。標(biāo)號(hào)說明I 飛機(jī)
2傳感器3 舵面4 引擎5操縱室6控制系統(tǒng)10操縱端 11節(jié)流閥12警報(bào)部(警報(bào)部件)13切換部15計(jì)算機(jī)(運(yùn)算部件)16執(zhí)行機(jī)構(gòu)(舵面驅(qū)動(dòng)部件)17引擎控制裝置(引擎驅(qū)動(dòng)部件)18舵面動(dòng)作狀態(tài)檢測(cè)部(舵面動(dòng)作狀態(tài)檢測(cè)部件)19 開關(guān)20飛行控制規(guī)定22舵面/推力合并飛行控制規(guī)定23響應(yīng)調(diào)整用濾波器
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)的控制系統(tǒng)，包括 運(yùn)算部件，基于表示機(jī)體的狀態(tài)的狀態(tài)信息以及來自操作端的操作指令信號(hào)，計(jì)算用于控制引擎推力的推力指令控制信號(hào)以及用于控制舵面的舵角指令控制信號(hào)； 弓I擎驅(qū)動(dòng)部件，基于所述推力指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)引擎；以及 舵面驅(qū)動(dòng)部件，基于所述舵角指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)各個(gè)舵面。
2.如權(quán)利要求I所述的飛機(jī)的控制系統(tǒng)，包括 舵面動(dòng)作狀態(tài)檢測(cè)部件，檢測(cè)所述舵面的至少ー個(gè)為功能不良的情況， 在檢測(cè)出了所述舵面的至少ー個(gè)為功能不良的情況時(shí)，所述運(yùn)算部件計(jì)算所述推力指令控制信號(hào)以及所述舵角指令控制信號(hào)。
3.如權(quán)利要求I或2所述的飛機(jī)的控制系統(tǒng)，包括 警報(bào)部件，檢測(cè)出所述舵面的至少ー個(gè)為功能不良的情況，并將該情況通知給駕駛員。
4.如權(quán)利要求I至3的任ー項(xiàng)所述的飛機(jī)的控制系統(tǒng)，其中， 設(shè)置了用于調(diào)整所述引擎和所述舵面的響應(yīng)速度的響應(yīng)調(diào)整用濾波器。
5.ー種飛機(jī)，包括權(quán)利要求I至4的任一項(xiàng)所述的飛機(jī)的控制系統(tǒng)。
6.一種飛機(jī)的控制方法，包括 基于表示機(jī)體的狀態(tài)的狀態(tài)信息以及來自操作端的操作指令信號(hào)，計(jì)算用于控制引擎推力的推力指令控制信號(hào)以及用于控制舵面的舵角指令控制信號(hào)的步驟； 基于所述推力指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)引擎的步驟；以及 基于所述舵角指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)各個(gè)舵面的步驟。
全文摘要
在舵面的一部分或者全部成為功能不良的情況下，也能夠進(jìn)行穩(wěn)定的飛行而不需要駕駛員進(jìn)行復(fù)雜的節(jié)流閥操作。包括運(yùn)算部件(15)，基于機(jī)體的狀態(tài)信息以及來自操作端的操作指令信號(hào)，計(jì)算用于控制引擎推力的推力指令控制信號(hào)以及用于控制舵面的舵角指令控制信號(hào)；引擎驅(qū)動(dòng)部件(17)，基于所述推力指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)引擎；以及舵面驅(qū)動(dòng)部件(16)，基于所述舵角指令控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)各個(gè)舵面。
文檔編號(hào)B64C13/00GK102695649SQ20118000517
公開日2012年9月26日 申請(qǐng)日期2011年2月25日 優(yōu)先權(quán)日2010年2月26日
發(fā)明者山崎光一 申請(qǐng)人:三菱重工業(yè)株式會(huì)社