公開了為飛行器提供補充阻力的系統和方法。在一個實施例中，該方法包括探測至少一個油門解算器角度（ＴＲＡ）的變化。基于ＴＲＡ的變化來確定一個或更多個飛行控制表面的偏轉，并且因此所述一個或更多個飛行控制表面自動偏轉從而產生補充阻力。所述一個或更多個飛行控制表面包括副翼、阻流板和升降舵中的至少一個。此外，在一種情況下，所述一個或更多個飛行控制表面的偏轉作為ＴＲＡ變化的額定有限時滯函數而被來實現。
【技術實現步驟摘要】
【國外來華專利技術】
0001本專利技術涉及用于控制飛行器的系統和方法，并且更具體地，涉及用于在著陸期間控制飛行器下降的系統和方法。
技術介紹
0002創新和技術進步已經使得飛行器制造商能夠生產新型飛行器， 與現有飛行器相比該新型飛行器在著陸期間承受更小的阻力。更小的 阻力可降低在著陸期間產生的噪聲水平。與產生更大噪音的飛行器相 比，在著陸期間具有減小的噪音水平的飛行器可以被更多的空港認證。 然而，更小的阻力有時會不利地影響飛行器滑道控制的能力。換言之， 當在標準進場滑道飛行以便著陸時，具有更小阻力的飛行器可能不具 有理想的在足夠小的速率下降落的能力。當在標準進場滑道飛行時飛 行器減速的能力可以被稱為術語增量滑道能力，即飛行器在空載推 力和著陸襟翼的情況下飛行時陡于標準3°滑道的程度。在一些情況 下，與具有正常噪音輸出的可比商用飛行器相比，被設計用于減小的 噪音水平的現代商用飛行器可能經受滑道能力的相應減小(例如減小 卜2度)。0003飛行員在著陸期間試圖補償減小的滑道能力的一種方式是例 如通過早期伸出起落架或使用空中速度制動來手動增大阻力。然而， 這種嘗試經常產生不協調的結果。此外，在著陸襟翼的設定中通常不 推薦使用空中速度制動。補償的另一種方法是，降低空載推力水平。 然而，對于某些飛行器和發動機構造而言，降低空載推力水平是不可 能的。此外，降低空載推力水平可能會與在某些嚴酷天氣情況下需要 防止結冰的需求沖突。因此，對于著陸期間減小的滑道能力提供協調 且可靠補償的新型系統和方法是具有實用性的。
技術實現思路
0004本公開內容針對用于給飛行器自動增加補充阻力從而增大著 陸期間滑道能力的系統和方法。具體地，增加的阻力使得這樣的飛行 器在著陸進場期間能夠更迅速地下降并且更快速地減小空速。這樣， 飛行器能夠更好地下降并獲得滑道而不需要增大速度。可替換地，可 以增強這樣的飛行器在標準進場滑道上飛行時的減速能力。0005根據各種實施例，用于在飛行器著陸期間提供補充阻力的方 法包括使用控制信號(被稱作油門解算器角度(TRA))來探測至少一個推力控制裝置或信號(這里被稱作油門解算器)中的變化。該方法還包括:基于TRA的變化來確定一個或更多個飛行控制表面的偏轉，并且實現所述一個或更多個飛行控制表面的確定偏轉從而產生補充阻 力和所需相關俯仰力矩。在一個實施例中，飛行控制表面包括副翼、 阻流板和升降舵中的至少 一個。0006在另一個實施例中，公開了一種裝備有補充阻力系統的飛行 器。該飛行器包括結構組件和至少部分位于所述結構組件中用于實現 補充阻力的至少一個系統。用于實現補充阻力的系統包括輸入部件， 該輸入部件被構造成提供至少一個油門解算器角度(TRA)中的變化。 確定部件被構造成基于TRA中的變化來確定一個或更多個飛行控制表 面的偏轉，并且命令部件被構造成實現所述一個或更多個飛行控制表 面的確定偏轉從而產生補充阻力。在一個具體實施例中，命令部件被 構造成使得副翼、阻流板和升降舵中的至少一個偏轉。0007雖然如上所述在這里已經示出并描述了本專利技術的特殊實施例， 不過可以在不背離本專利技術的精神和范圍的情況下得出許多改型。因此， 本專利技術的范圍不應由上述特殊實施例的公開內容所限定。相反，參考 所附權利要求來整體確定本專利技術。附圖說明0008下面將參考附圖具體描述根據本
技術實現思路
教導的系統和方法 的實施例。0009圖1是示出了根據一個實施例為飛行器提供補充阻力的示例 性飛行控制表面的示0010圖2是油門解算角度(TRA)的示例性范圍的示圖，其中實現了根據一個實施例提供補充阻力的自動阻力功能；0011圖3a和圖3b是示出了根據一個實施例的示例性自動阻力軟 件算法的框圖，該算法在著陸期間為具有小滑道能力的飛行器提供了 補充阻力；0012圖4是示出根據一個實施例的由示例性自動阻力軟件算法實 現的響應油門解算器角度(TRA)變化的飛行控制表面的示0013圖5是根據另一個實施例的裝備有航空電子系統的飛行器的 側視圖，該航空電子系統自動地提供補充阻力。具體實施例方式0014根據本公開內容的系統和方法的實施例涉及為飛行器自動提 供補充阻力以便增加滑道能力。在下述說明和圖1-5中闡述了本專利技術的 某些實施例的多個特定細節以便提供對于這些實施例的全面理解。本 專利技術可以具有附加實施例，或者可以在缺少一個或更多個下述細節的 情況下被實踐。0015大體而言，根據本公開內容的系統和方法的實施例可以有利 地改進飛行器的滑道能力和減速能力。這些改進可以使得具有減小的 滑道能力的飛行器(例如被設計用于在著陸期間具有減小的噪音輸出 的飛行器)在著陸進場期間能夠更迅速地下降并且更快速地減小空速。 這樣，飛行器可以更好地下降并且獲得滑道而不增加速度。可替換地， 根據本公開內容的系統和方法的實施例可以有利地增強這樣的飛行器 在標準進場滑道上飛行時的減速能力。0016圖1示出了為飛行器提供補充阻力(其包括與補充阻力相關 的所需俯仰力矩)以便增加著陸期間的滑道能力的示例性飛行控制表 面偏轉。補充阻力可以改進著陸飛行器的滑道能力和減速能力。如所 示，可以通過飛行器飛行控制表面的自動偏轉來實現補充阻力。這些 飛行控制表面可以包括一個或更多個副翼、 一個或更多個阻流板以及 一個或更多個升降舵。使飛行控制表面偏轉從而為飛行器提供補充阻 力的這種自動過程可以被稱作自動阻力。0017自動偏轉飛行控制表面從而實現補充阻力可以被實現為由推 力控制裝置產生的控制信號的函數。推力控制裝置可以被稱為油門解算器，并且相應控制信號可以被稱作油門解算器角度(TRA)。換言之， 每個飛行控制表面的偏轉角度與這些實現方式中的TRA度數有關并且 取決于該TRA度數。油門解算器角度(TRA)可以被限定為油門操縱桿 相對于水平表面的物理角度(位置)。大體而言，油門被用于控制發動 機動力水平(推力)，因為其設定了燃料和/或空氣的傳送量。根據各 個實施例，當著陸期間油門解算器角度在近似4r到近似36°之間(包 括41°和36° )的范圍內時可以啟動自動阻力功能。當然，在其 它實施例中，可以在其它TRA范圍或TRA值時啟動自動阻力功能。0018圖2提供了關于自動阻力響應油門解算器角度的變化而啟動 的附加細節。具體而言，圖2示出了著陸期間油門解算器角度的示例 性范圍。如所示，近似38. 5°的TRA可以對應于進場空載(approach idle) 202，近似36°的TRA可以對應于最小空載204，并且近似34 °的TRA可以對應于油門停止206。圖2也示出了在這些油門解算器角 度之間轉變期間相應的發動機推力208。此外，圖2也示出了如上所述 在近似41°和近似36° (包括41°和36° )的TRA之間自動阻力功 能的啟動210。0019返回圖1，在x軸線上示出了著陸期間飛行器通常使用的油門 解算器角度的范圍。此外，圖1也包括提供了以角度為單位的表面偏 轉范圍的y軸線。線102-108示出了根據一個實施例的因自動阻力功 能而產生的各種飛行控制表面的偏轉。例如，線102圖示性地表示了 油門解算器角度從41°到36°的轉變期間副翼的偏轉變化。線104圖 示性表示了在相同的油門解算器角度轉變期間第一對阻流板(例如阻 流板1和14)的偏轉變化。本文檔來自技高網...
【技術保護點】
用于在飛行器（５００）著陸期間補充阻力的方法，該方法包括： 探測（３０２）至少一個油門解算器角度“ＴＲＡ”的變化； 基于所述至少一個ＴＲＡ的所述變化來確定（３１０，３２４）一個或更多個飛行控制表面（１０２－１０８）的偏轉；以及 實現（３４８）所述一個或更多個飛行控制表面的確定偏轉從而產生補充的阻力。
【技術特征摘要】
【國外來華專利技術】US 2007-6-15 11/763,7541.用于在飛行器(500)著陸期間補充阻力的方法，該方法包括探測(302)至少一個油門解算器角度“TRA”的變化；基于所述至少一個TRA的所述變化來確定(310，324)一個或更多個飛行控制表面(102-108)的偏轉；以及實現(348)所述一個或更多個飛行控制表面的確定偏轉從而產生補充的阻力。2. 根據權利要求1所述的方法，其中實現所述確定的偏轉包括使得副翼(102)、阻流板(104， 106)以及升降舵(108)中的至少一個偏 t/二3. 根據權利要求1所述的方法，還包括探測至少一個襟翼位置，并 且其中實現所述確定的偏轉包括當所述襟翼位置處于著陸構造時實現 所述一個或更多個飛行控制表面的所述確定的偏轉。4. 根據權利要求1所述的方法，其中實現所述確定的偏轉包括當所 述至少一個TRA從第一角度閾值變化到第二角度閾值時使得所述確定 偏轉成比例地攀升，其中所述第一角度閾值大于所述第二角度閾值。5. 根據權利要求1所述的方法，還包括探測高于地面水平的高度， 并且其中實現所述確定偏轉包括當所述高于地面水平的高度大于或等 于最低高度時實現所述一個或更多個飛行控制表面的所述確定的偏 轉。6. 根據權利要求5所述的方法，還包括當所述高于地面水平的高度 從初始高度變化到所述最低高度時使得所述確定的偏轉成比例地降 低，其中所述初始高度高于所述最低高度。7. 根據權利要求1所述的方法，還包括探測(310)攻角AOA，并且其中實現所述確定的偏轉包括當所述AOA小于或等于最大AOA時實現所述一個或更多個飛行控制表面的所述確定的偏轉。8. 根據權利要求7所述的方法，還包括當所述AOA從初始AOA 變化到所述最大AOA時使得所述一個或更多個飛行控制表面的...
【專利技術屬性】
技術研發人員：DL威爾森，JR布萊特威爾，CP比米斯，
申請(專利權)人：波音公司，
類型：發明
國別省市：US[美國]
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