專利名稱：飛機的高升力系統(tǒng)的自動控制裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種按權(quán)利要求1的前序部分所述的用于自動控制飛機的高升力系統(tǒng)的裝置。
背景技術(shù)：
已知多種高升力系統(tǒng)，所述高升力系統(tǒng)用于對于起飛、著陸和慢速飛行提高機翼 上的最大升力。這些高升力系統(tǒng)在民用交通飛機和其它運輸飛機中，但也在商務(wù)旅行飛機 和發(fā)動機驅(qū)動的運動飛機中使用。在民用交通飛機和其它運輸飛機中，采用具有機翼前緣 襟翼和機翼后緣襟翼的作為主要的在空氣動力學(xué)上發(fā)揮作用的升力元件的高升力系統(tǒng)。機 翼前緣襟翼設(shè)計在襟翼和主機翼之間有或沒有間隙，而機翼后緣襟翼多數(shù)設(shè)計成單間隙或 多間隙后緣襟翼。對這種襟翼或升力元件的操作目前為止通常通過駕駛艙中的操作手柄手動地進 行，其中，在襟翼控制單元中產(chǎn)生與手柄位置相對應(yīng)的電信號，所述電信號通過電動或液力 的致動器控制襟翼位置。通常對于起飛、待降飛行和著陸將襟翼伸出，而在巡航飛行中使所 述襟翼縮回，以便降低空氣動力學(xué)阻力。由于對于起飛、著陸以及必要時還有待降飛行，在 飛行性能以及噪聲產(chǎn)生方面最佳的偏轉(zhuǎn)角是不同的，因此可以選擇不同的位置。還存在這樣的構(gòu)思，前緣升力輔助裝置作為防過拉高保護在超過一臨界迎角時或 在低于一規(guī)定的飛行速度極限時自動伸出，從而可以避免失速和由此導(dǎo)致的升力損失。還 存在這樣的系統(tǒng)，這種系統(tǒng)應(yīng)通過縮回在超過上限的規(guī)定的極限速度時防止前緣襟翼和后 緣襟翼的結(jié)構(gòu)上的過載。還已知這樣的設(shè)計方案，其目標在于，使高升力系統(tǒng)的控制自動化。在這種系統(tǒng) 中，可以分為不同的系統(tǒng)，一些系統(tǒng)應(yīng)用于飛行性能優(yōu)化，這特別是與起飛時相關(guān)的，而在 另一些系統(tǒng)中重要的是，保護飛機不受到損壞或防止出現(xiàn)不受控制的飛行狀態(tài)。由US 2350751已知一種系統(tǒng)，在該系統(tǒng)中，后緣襟翼的控制起動以及伸出和縮回 都通過電機電動地進行。應(yīng)這樣來控制襟翼展開，即提高飛機機翼的最大升力。襟翼手柄 允許手動地選擇三個不同的偏轉(zhuǎn)角，即，一個其中偏轉(zhuǎn)角為零的偏轉(zhuǎn)角(后面也稱為“縮回 狀態(tài)”或“巡航位置”)，一個用于起飛的偏轉(zhuǎn)角和一個用于著陸的偏轉(zhuǎn)角。這種已知的系統(tǒng) 為此設(shè)定，在超過一定的背壓時，襟翼在起飛后自動縮回。根據(jù)在飛行期間通過襟翼手柄選 擇的襟翼手柄位置，在下降到低于與所選擇的配置無關(guān)的背壓閾值時，襟翼伸出至相對應(yīng) 的起飛或著陸位置。該系統(tǒng)允許在背壓低于背壓閾值時通過襟翼手柄選擇所有三個襟翼位置，其中可 以直接占據(jù)所選擇的配置。在閾值以上時，與襟翼手柄位置無關(guān)地始終開始轉(zhuǎn)移到縮回位置。在所述已知的系統(tǒng)中，不利的是只設(shè)定了唯一一個切換背壓。對于將襟翼從起飛 位置收回到巡航位置合適的速度由于現(xiàn)代大型飛機的升力性空氣動力學(xué)、結(jié)構(gòu)力學(xué)和飛行 性能決定的邊緣條件相對于用于將襟翼從巡航位置伸出到著陸飛行位置的速度有明顯的不同。在這種飛機常見的手動操作的襟翼系統(tǒng)中，要考慮相鄰的離散的襟翼偏轉(zhuǎn)角、即襟翼 位置，借助于相互重疊的速度范圍級聯(lián)。襟翼配置從巡航位置到著陸位置的變化利用分級 的多個中間步驟實現(xiàn)。為了對于大型交通飛機獲得足夠大的速度重疊，如果同時要在各單 個設(shè)置中限制最大的運行速度，則對于升力襟翼需要多于只有兩個或三個不同的位置。在 空中客車A320中，例如存在六個不同的位置(0、l、l+F、2、3、Full、)。對最大運行速度的限 制用于避免可能在升力襟翼上出現(xiàn)不允許地高的結(jié)構(gòu)載荷的飛行狀態(tài)。通過限制運行速度 降低了可預(yù)期的載荷并由此可以在具有相應(yīng)的尺寸的同時將結(jié)構(gòu)重量限制在對于整體設(shè) 計最優(yōu)的程度上。
DE 2531799C3說明了一種與速度相關(guān)的襟翼自動開關(guān)裝置，該襟翼自動開關(guān)裝 置包括基本上自動的襟翼控制裝置。其目的在于，避免發(fā)生由于飛機機組人員沒有放下襟 翼組件而造成的事故。與前面所述的已知的裝置不同，這里只設(shè)有兩個而不是三個襟翼位 置。相反還設(shè)有速度滯后裝置，該速度滯后裝置在飛行中，如果設(shè)置在這種已知的襟翼自動 開關(guān)裝置中的背壓開關(guān)的開關(guān)配置沒有改變，那么襟翼在一個較高的飛行速度下縮回并在 與該飛行速度相對較低的飛行速度下才伸出。如果動態(tài)壓力處于明顯大于零的范圍，但小 于離地/起飛(abheben)所需的壓力，則背壓開關(guān)的一個觸點閉合，該背壓開關(guān)按縮回方向 給電動的襟翼驅(qū)動裝置供電。在背壓提高時，使該電路斷開。在緊接著所述斷開范圍之后 的較高的壓力范圍中，另一個觸點閉合，由此按襟翼伸出方向給襟翼驅(qū)動電機供電，所述壓 力范圍由離地所需的動態(tài)壓力以下開始并終止于初始爬升常見的數(shù)值。在這種已知的自動 開關(guān)裝置的另一個構(gòu)型中，用于伸出襟翼的電路在開始滑行(Anrollen)時就已經(jīng)通過與 起落輪的轉(zhuǎn)速相耦合的開關(guān)閉合。在進一步提高到對于巡航飛行常見的背壓時，通過第三 觸點的閉合導(dǎo)致襟翼重新縮回。在各單個背壓范圍之間存在這樣的區(qū)域，在這些區(qū)域中各 所述電路中沒有電路閉合。在背壓重新逐漸減小時，前面所述過程按相反的順序進行。就 是說，在飛行速度非常小時和在飛行速度非常大時，根據(jù)所存在的背壓，將襟翼移到縮回狀 態(tài)，對于使飛機起飛離地、初始爬升飛行以及著陸進場常見的中等的背壓，使襟翼伸出或使 其處于伸出的狀態(tài)。根據(jù)這種已知的解決方案，可選地還可在停止/靜止之前手動地將襟 翼伸出。此時斷開的終端開關(guān)防止襟翼在起飛滑行(Startroll)過程期間縮回。所述已知 襟翼自動開關(guān)裝置的缺點是，只能對兩個襟翼位置進行控制(縮回或伸出位置)。另一個缺 點是，盡管可以通過背壓開關(guān)的滑動觸點來改變開關(guān)背壓，但為此需要飛行員的介入。根據(jù) 飛機的實際質(zhì)量不同，必須分別在起飛之前和在著陸之前調(diào)整切換速度，以便在合適的速 度下導(dǎo)入襟翼的縮回或伸出。US 4042197記載了另一種用于飛機的起飛和著陸的自動升力裝置，具有這樣的區(qū) 別，即，對于兩個的飛行階段的控制相互間明顯不同。目標是降低在起飛和著陸時由于飛機 在底部發(fā)出的噪聲。通過所述自動裝置在起飛時應(yīng)在抬升離地之后應(yīng)與傳統(tǒng)的手動操作提 早地實現(xiàn)使襟翼縮回，由此應(yīng)降低空氣動力學(xué)阻力并提前提高爬升率(Steigrate)。在進場 時，所述自動裝置應(yīng)使得可以比通過飛行員手動選擇襟翼位置時常見的情況推遲使飛機進 入著陸設(shè)置。在已知的自動裝置中，襟翼在起飛前通過手動操作襟翼手柄而伸出。接著將襟翼 手柄移動到所述位置，直至在起飛后自動裝置應(yīng)使襟翼自動縮回的位置。這里不對必要的 開關(guān)邏輯進行詳細說明。在起落架縮回之后，襟翼的自動縮回在起飛后與飛行速度相關(guān)地進行。襟翼的縮回開始時的速度在起飛前由駕駛艙機組成員預(yù)先選擇。對飛機的縱向加速 進行兩次求積，以便確定到起飛滑行過程開始時的距離。在達到預(yù)選的距離時，發(fā)出駕駛艙 指示，所述駕駛艙指示向機組人員指示降低動力裝置推力的時刻。此外在收回推力之后，降 低飛機的縱向傾斜角至這樣的程度，飛機在有明顯減小的爬升率的同時盡管推動力較小仍 然加速并由此最終達到縮回襟翼的切換速度。
在這種已知的升力自動裝置中，在進場階段設(shè)定，襟翼與(額定)觸地點或持續(xù)測 得的高度相關(guān)地而伸出。在第一種情況下，或者通過慣性導(dǎo)航系統(tǒng)或通過對DME信號的分 析來提供距離信息。在第二種情況下，采用氣壓(測量)高度，氣壓高度明顯要優(yōu)于無線電 (測量)高度。駕駛艙機組人員通過操作單元預(yù)設(shè)應(yīng)實現(xiàn)著陸設(shè)置的運行方式以及距離或 高度。這種已知的系統(tǒng)設(shè)定了一種具有連續(xù)減速的進場，在這種進場中也使襟翼連續(xù)地從 縮回位置移至著陸位置。動力推動裝置以及可修正的升降舵機構(gòu)的調(diào)整角度都通過預(yù)控制 功能與相應(yīng)的襟翼位置相匹配。用于推進調(diào)節(jié)器的駕駛指令與襟翼位置相關(guān)地調(diào)整。在通 過操作裝置由飛行員輸入的最終進場速度作為下限時，最終達到著陸襟翼配置。這種已知的自動升力裝置的缺點是，飛行員必須在進場開始前手動給出應(yīng)采用哪 些用于控制用于升力襟翼的自動裝置的信號。由飛行員手動設(shè)定飛行引導(dǎo)參數(shù)(速度、距 離、高度)不僅提高其工作負擔，而且還存在發(fā)生誤輸入危險的隱患。對于應(yīng)由著陸進場拉 高的情況并不存在復(fù)飛邏輯，從而需要與所述自動裝置并行的手動操作裝置。EP 1684144A1最后還提出了除了包括用于在進場軌跡的最佳點指示升力襟翼的 伸出的信號的飛行員輔助功能以外，還采用所述輔助信號用于升力襟翼的自動伸出。其中 說明，所述自動功能優(yōu)選在飛行管理系統(tǒng)中實現(xiàn)。導(dǎo)航系統(tǒng)就用于該目的，該導(dǎo)航系統(tǒng)基于 橫向和豎向的飛行路線輪廓的預(yù)先計劃。用于從一個路線段到另一個路線段的過渡的開關(guān) 條件，但還有用于產(chǎn)生導(dǎo)致升力襟翼移動進入對應(yīng)于預(yù)先計劃的位置的信號的開關(guān)條件以 高度、飛行速度或飛機的橫向位置或由這些參數(shù)組成的組合的形式確定。如果開關(guān)條件達 到或超過了開關(guān)必須的狀態(tài)參數(shù)，則將升力元件移到根據(jù)規(guī)劃分配的位置中。這種功能的缺點是，只能用于進場階段。由此在飛行準備、在地面上滑行、起飛期 間、在爬升飛行和巡航飛行中、在從進場出發(fā)復(fù)飛期間、在著陸期間，以及在著陸后在地面 上運行期間沒有設(shè)定升力襟翼的自動運行。此外還強制性地要求提供相應(yīng)的導(dǎo)航信息，以 便沿著預(yù)先計劃的飛行路線對飛機進行導(dǎo)向。如果不能提供所述信息，則導(dǎo)航系統(tǒng)不能工 作并由此也不能提供用于自動伸出升力襟翼的功能。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種用于自動控制飛機的高升力系統(tǒng)的裝置，該裝置使得能 夠降低飛機飛行員在臨近地面的飛行階段的工作負荷。特別是可通過減少錯誤操作的可能 性而提高飛行安全性。還應(yīng)在起飛和爬升飛行中優(yōu)選改進飛機的飛行性能。所述目的通過具有權(quán)利要求1的特征的裝置來實現(xiàn)。通過本發(fā)明提供一種用于自動控制飛機的高升力系統(tǒng)的裝置，所述高升力系統(tǒng)包 括升力元件、襟翼控制單元和連接在襟翼控制單元上的用于輸入控制升力元件的設(shè)置的操 作指令的操作單元，各所述升力元件能夠調(diào)整到一個縮回配置和多個用于巡航飛行、待降 飛行、起飛或著陸的伸出配置，所述襟翼控制單元通過控制連接裝置功能作用地與升力元件的驅(qū)動系統(tǒng)相連。根據(jù)本發(fā)明所述襟翼控制單元設(shè)定位用于根據(jù)飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和/或其它飛行運行相關(guān)的數(shù)據(jù)計算相應(yīng)的配置以及配設(shè)給配置變化方向的切換速度，以便調(diào)整升 力元件，并且所述襟翼控制單元設(shè)置成根據(jù)飛行速度和/或其它飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)自動產(chǎn)生指 示配置轉(zhuǎn)換的指令。根據(jù)本發(fā)明的用于自動控制飛機的高升力系統(tǒng)的裝置的一個特別有利的實施形 式，襟翼控制單元附加地設(shè)置為用于自動切換用于起飛或著陸飛行的運行模式。根據(jù)本發(fā)明的其他有利的實施形式以及改進方案在其余的從屬權(quán)利要求中給出。


下面根據(jù)附圖來說明本發(fā)明的幾個實施例。其中圖1示出具有設(shè)置在機翼上的前緣襟翼和后緣襟翼形式的升力元件的飛機的示 意圖；圖2示出框圖，該框圖示出根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的、用于自動控制飛機的高 升力系統(tǒng)的裝置連同其它的對于系統(tǒng)的功能重要的部件；圖3示出圖表，該圖表用于理解后面使用的速度定義；圖4示出根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的用于自動控制飛機的高升力系統(tǒng)的裝置的 操作單元的俯視圖；圖5示出時間圖表，該時間圖表示出根據(jù)本發(fā)明的一個實施例在起飛期間狀態(tài)與 控制參數(shù)的時間進程；圖6示出圖表，該圖表示出根據(jù)本發(fā)明的一個實施例在起飛時對于用于自動控制 飛機的高升力系統(tǒng)的、速度控制的裝置升力性能優(yōu)化的工作曲線，以及根據(jù)速度的襟翼配 置；圖7示出圖表，該圖表示出根據(jù)本發(fā)明的一個實施例在進場、著陸以及著陸后滑 行時狀態(tài)與控制參數(shù)的時間進程；圖8示出圖表，該圖表示出根據(jù)本發(fā)明的一個實施例在進場時用于自動控制飛機 的高升力系統(tǒng)的、速度控制的裝置的工作曲線；圖9示出圖表，該圖表示出在從進場過渡到爬升飛行期間在復(fù)飛操作中狀態(tài)和控 制參數(shù)的時間進程；圖10示出圖表，在該圖表中從用于進場的工作曲線過渡到用于在復(fù)飛情況下起 飛的工作曲線；圖11示出圖表，該圖表示出從用于起飛的工作曲線到用于進場的工作曲線的過 渡；圖12示出根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的用于自動控制飛機的高升力系統(tǒng)的裝置的 簡化程序流程圖；圖13示出包括控制邏輯的重要元素的子程序的簡化流程圖；圖14示出使得能夠確定自動裝置不應(yīng)起作用的條件的邏輯的程序流程圖；圖15示出用于運行模式切換的邏輯的程序流程圖；、圖16示出一個獲取控制底部上的升力襟翼的自動或手動縮回的參數(shù)的子程序的 程序流程圖；以及
圖17示出用于獲取設(shè)置更換速度和根據(jù)當前存在的設(shè)置指令和瞬時的飛行速度 以及必要時還有飛行高度產(chǎn)生縮回或伸出升力襟翼的信號的邏輯的程序流程圖。
具體實施例方式圖1示出設(shè)置在飛機的機翼20上的高升力系統(tǒng)的一部分，該高升力系統(tǒng)包括前緣 襟翼21和后緣襟翼22形式的升力元件。所述升力元件能夠分別按本身已知的合適的方式 通過在圖2中示出的驅(qū)動系統(tǒng)23、24伸出和縮回，所述驅(qū)動系統(tǒng)通常包括至少兩個驅(qū)動單 元23和與襟翼21、22聯(lián)接的機械式的驅(qū)動連接24。升力襟翼21、22的控制通過在圖2中 示出的襟翼控制單元26進行，所述襟翼控制單元通過控制連接25與驅(qū)動系統(tǒng)23、24功能 作用地連接，以便根據(jù)所獲得的控制指令通過所述合適的機械式連接24調(diào)整在圖2中用附 圖標記21、22概括示出的升力元件。襟翼控制單元26可以以軟件方式實現(xiàn)地構(gòu)成機載計算機28的組成部分，所述機 載計算機除了另外的功能27’以外，還具有測量、處理和傳輸用于與飛機運行相關(guān)的數(shù)據(jù)的 功能。后面所述的各功能用附圖標記27概括表示。連接在襟翼控制單元26上的操作單元7用于調(diào)整升力襟翼21、22的起飛配置、預(yù) 選著陸配置以及輸入其它的影響自動控制的操作指令。飛機的高升力系統(tǒng)在圖1中用前緣襟翼21和后緣襟翼22示出。但這應(yīng)理解為只 是示例性的。高升力系統(tǒng)也可以設(shè)置成其它方式，例如只具有后緣襟翼22，通過在其曲率上 連續(xù)變化的柔性機翼區(qū)域或者以其他合適的方式。這應(yīng)用術(shù)語“升力元件”來表達。本發(fā) 明不僅限于組合了前緣襟翼21和后緣襟翼22的高升力系統(tǒng)。襟翼控制單元26和驅(qū)動系統(tǒng)23、24之間的控制連接25 —方面包括用于將前緣襟 翼21和后緣襟翼22調(diào)整到相應(yīng)希望的位置中的所有指令的傳輸，所述位置根據(jù)第一幅圖 形的表格概括地稱為配置，另一方面還包括襟翼控制單元26傳輸關(guān)于升力襟翼21、22所占 據(jù)的配置的反饋。在這里所述的實施例中，高升力系統(tǒng)具有η = 4個離散的配置，用0、1、2和3表示。 但在其它實施例中，所述系統(tǒng)也可以具有與此不同的更小或更大的配置數(shù)量。附圖第1頁 中的表示例性地包括機翼前緣襟翼21的可能的展開角δ s和機翼后緣襟翼22的可能的展 開角Sf的各種組合，它們相互結(jié)合地稱為配置。驅(qū)動裝置23根據(jù)表對歸屬于襟翼控制單 元26相應(yīng)的配置預(yù)設(shè)的、前緣襟翼和后緣襟翼的指令位置進行分配。對于當前實施例，所 述表還包含各配置與各單個飛行階段的配設(shè)關(guān)系。為了說明對升力襟翼21、22的自動控制，對各種速度進行定義是有用的，各所述 速度與相應(yīng)的由升力襟翼21、22占據(jù)的配置相結(jié)合是有重要意義的?；诳諝鈹?shù)據(jù)測量 而修正的飛行速度用作用于控制包括升力襟翼21、22的飛機高升力系統(tǒng)的主要對比參量。 代表飛行速度的信號在其繼續(xù)應(yīng)用之前通過低通濾波器平整，以便補償信號的短時間的干 擾，如可能通過湍流造成的干擾。飛機正常的工作范圍通過在高升力系統(tǒng)21、22的襟翼縮回時以及襟翼伸出時的 運行極限速度限定。圖3用高升力系統(tǒng)21、22的兩個相鄰配置的一個示例示出各單個速度 的位置。在配置0中，機翼前緣襟翼21以及機翼后緣襟翼22都處于完全縮回的位置，如對應(yīng)于巡航飛行位置的位置。在配置1中升力襟翼21、22處于伸出狀態(tài)，其中，如上面說明的那樣，此時是前緣襟翼21或后緣襟翼22伸出或是否對兩個襟翼類型的組合或其它升力元 件進行操作并不重要。當飛機的升力對應(yīng)于飛機重量時(負載倍數(shù)η = 1)，在配置1中，機翼20上的氣 流在速度VSig1T流動。該速度主要取決于飛機實際的質(zhì)量以及還取決于飛行馬赫數(shù)。通 過給VSlg1附加安全裕度對于配置1得到(較高的)最小運轉(zhuǎn)的工作速度VMINOPlt5所述安全裕度通常多數(shù)用系數(shù)、限定，即<formula>formula see original document page 9</formula>
其中i是用于各單個配置的下標，而下標j表示各種不同的系數(shù)k，但這些系數(shù)根 據(jù)配置的不同可以也可與飛行階段相關(guān)地具有不同的值。配置1的正常的運轉(zhuǎn)的工作范圍向上由最大速度VMAXOP1限定。在巡航配置0中的速度VSlgtl和VMINPtl的定義與在配置1中對于VSlg1和VMINOP1 的定義相類似。陰影區(qū)域1表示速度帶，在該速度帶中配置0的速度以及配置1的速度都處于正 常的運轉(zhuǎn)的范圍內(nèi)，就是在配置1和配置0中都存在對于可靠的飛行運行足夠的升力。在 配置0中還存在最大的運轉(zhuǎn)的工作速度，即在具有完全縮回的襟翼21、22的巡航飛行速度 范圍的上端，但該速度對于自動控制高升力系統(tǒng)并不重要。對于進一步的說明應(yīng)考察以下場景-起飛準備、起飛和爬升飛行-進場、著陸、著陸后飛機在地面上的運行-待降飛行-從進場過程復(fù)飛或按地面引導(dǎo)的復(fù)飛(“Touchand Go”)-在起飛后爬升飛行和加速飛行的中止，并直接接著進行著陸。這里假設(shè)，所有飛機系統(tǒng)都正常工作。所述升力自動裝置的操作單元7的一個實施例在圖4中示出。該操作單元包括用 于預(yù)設(shè)起飛配置(Τ/ο)的部分8、用于預(yù)選著陸配置(LDG)的部分9、用于將所述自動裝置 的從起飛工作模式切換到進場工作模式的部分18和用于在地面上的附加控制功能的部分 10。各具體的起飛配置可以通過按鍵11選擇，各所述按鍵設(shè)置在設(shè)定用于起飛配置選擇的 操作區(qū)8中。各按鍵12相應(yīng)地允許在用于著陸配置預(yù)選的操作區(qū)9中預(yù)選著陸配置。設(shè) 有數(shù)字顯示裝置15，以便顯示用于證實所進行的選擇的相應(yīng)值。在圖4中所示的實施例中， 選擇用于起飛的配置2，而沒有預(yù)選著陸配置。在用于地面控制功能的操作區(qū)10內(nèi)設(shè)置的按鍵13使得在地面上可以將升力輔助 裝置縮回。切換開關(guān)14用作自動裝置鎖并在操作(該開關(guān))后禁止升力襟翼21、22在著 陸后自動縮回。所述自動裝置鎖定件14的開關(guān)狀態(tài)通過集成在該開關(guān)中的燈指示。在操 作位于操作區(qū)內(nèi)的按鍵開關(guān)19時，對于在起飛之后應(yīng)直接進行進場和著陸以及飛行速度 還沒有提高到進行設(shè)定的自動運行模式切換的情況，切換件18可以在飛行期間進行從起 飛運行模式到進場運行模式的明確的、直接的切換。開關(guān)19可以由蓋子覆蓋，以便防止無 意地操作。其它關(guān)于系統(tǒng)實際狀態(tài)、特別是關(guān)于自動或手動發(fā)出指令的期望配置以及機翼前緣襟翼21和后緣襟翼22的實際位置的信息，但還有關(guān)于可能的系統(tǒng)故障的信息通過傳統(tǒng) 的駕駛艙顯示裝置提供給機組人員，這種指示裝置本身不是本發(fā)明的內(nèi)容。圖5示出狀態(tài)和控制參數(shù)在飛機的起飛準備、起飛和爬升飛行的時間變化過程。在停放在地面上或在地面上滑行時，升力襟翼21、22的要求的起飛位置由飛行員手動地通過操作單元7的區(qū)域8的按鍵11規(guī)定，見圖4。在該示例中示出配置2，見圖5。在需要時通過操作操作區(qū)7的地面控制功能的操作區(qū)10的按鍵13可以實現(xiàn)在地 面上升力元件21、22的重新縮回，其中使所述系統(tǒng)返回初始狀態(tài)。為了避免在起飛過程中襟翼過早縮回，通過起飛配置選擇將參數(shù)“自動裝置鎖 (AUTOMATIKSPERRE) ” 置于值 1。在該實施例中，直至信號“自動裝置鎖”被置于值零之前，都抑制襟翼自動裝置的 襟翼調(diào)節(jié)信號的執(zhí)行。在該實施例中，在到達一個超過起飛跑道的水平面的高度時，實現(xiàn)將 信號“自動裝置鎖”切換到零，所述水平面對應(yīng)于預(yù)先確定的值Hn。re。。nf。在另外的實施例中，自動裝置鎖的切換點也可以與其它條件或這些條件的組合相 關(guān)聯(lián)，例如起落架的縮回，在從在起飛跑道上的開始滑行的點起測量行進一定路段之后或 在信號“在地面(AM B0DEN)”切換到零之后。信號“在地面”按已知方式確定，例如通過傳 感器基于飛機的主起落架支柱的收回。如果起落架支柱通過在離地時的卸荷而伸出，則將 該信號置于值零。此外可以設(shè)想，參數(shù)“自動裝置鎖”的切換只有在出現(xiàn)必要的切換條件后經(jīng)過一定 延遲時間之后才進行。優(yōu)選在起飛之前在t2時就已經(jīng)通過操作單元7的部分9的按鍵12實現(xiàn)升力襟翼 21、22預(yù)期對于在設(shè)定目標進場和著陸合適的設(shè)置的(預(yù))選擇。在該示例中這個選擇是 配置3(見圖5)。該選擇可以在需要時在飛行期間由于變化的進場條件(風、軌道)由機組 人員手動地調(diào)整。為了減弱操作錯誤的后果，如果沒有進行手動的預(yù)選，在后面描述的進場 模式中根據(jù)速度將升力襟翼21、22移到通常設(shè)定用于著陸的配置。隨著在時刻tBK起飛推動力的設(shè)置，產(chǎn)生相應(yīng)的信號，并實現(xiàn)自動地將參數(shù)“起飛” 從值零切換到值1，這對應(yīng)于從進場工作模式切換到起飛工作模式。在這個切換配置中，采 用用于起飛的配置轉(zhuǎn)換速度。飛機在跑道上加速，直至在時離地。此后不久在圖5中示出的示例中用于使襟 翼從配置2進入配置1的第一切換條件在tCC21時達到。但自動裝置鎖禁止實現(xiàn)用于使升 力襟翼21、22縮回的信號。當達到高度Hn。ra。f時，將參數(shù)“自動裝置鎖”置于值0。這個對于將升力襟翼21、 22從配置2縮回到配置1也還有效的信號現(xiàn)在在時刻tn。ra。nf自動實現(xiàn)。直接在控制預(yù)設(shè)的切換之后進行對下一個切換條件的連續(xù)的檢查，當速度升高到 大于VCCltl的值時，該切換條件生成用于配置零的控制指令。該切換條件在tCC1(l時達到并產(chǎn)生一個信號，該信號使升力襟翼移到用于巡航飛 行的完全縮回的配置0。在該實施例中，在超過速度Vss。時將信號“起飛”從值1置于值0。速度Vss。是兩 個速度VCCltl和VCCc1Uppk中較大的一個速度，在這兩個速度中，后一個定義為用于使升力襟 翼21、22從完全縮回的配置伸出至在自動裝置的進場運行模式中的第一伸出配置。
圖6在圖表中示出一個如何能夠確定切換速度VCCi+1,i(i = 0，......，n-1 ;n-最
高配置的下標，在該示例中η = 3)的示例，這些切換速度在起飛和爬升飛行過程中使得實 現(xiàn)盡可能高的升力L與阻力D的比值(升阻比)，并由此實現(xiàn)盡可能高的爬升速度(在理想 化的螺旋槳驅(qū)動的情況下)或爬升梯度(在理想化的渦輪噴氣驅(qū)動的情況下)。升阻比對 于給定的飛機質(zhì)量取決于升力以及起落架配置。此外，在圖6中下面示出的比值還隨著飛 行馬赫數(shù)改變，但以較小的程度。根據(jù)驅(qū)動特性和希望的待優(yōu)化的性能程度的不同，也可以 根據(jù)與升阻比不同的其它質(zhì)量水平的曲線來確定切換速度。
在圖6中，進程2示出了配置轉(zhuǎn)換速度的一種有利的組合，就是說，在飛機加速的 過程中飛機的各種應(yīng)發(fā)生各單個配置之間的轉(zhuǎn)換或切換的速度。該附圖用來舉例說明對升 力襟翼21、22的位置進行調(diào)節(jié)的各種的速度的確定。這些切換或者說配置轉(zhuǎn)換速度這樣來 確定，即向下一個較小的配置的轉(zhuǎn)換總是在下面的配置的升阻比高于當前的升阻比時才啟 動。對于所述自動裝置的實際構(gòu)型，合適的轉(zhuǎn)換速度優(yōu)選根據(jù)實際的飛機質(zhì)量由各飛機專 有的數(shù)值表插值求出。除此以外，還可以根據(jù)飛機質(zhì)量和飛行高度或飛機質(zhì)量和飛行馬赫 數(shù)導(dǎo)出所述數(shù)據(jù)。此外，在其它構(gòu)型中，還考慮實際的起落架位置。在這里所說明的該實施例中，應(yīng)遵守這樣的條件，S卩，配置轉(zhuǎn)換速度始終位于重疊 區(qū)域1’中，各所述重疊區(qū)域分別通過兩個相鄰的升力配置的共同的運轉(zhuǎn)的速度帶1形成并 同時考慮了附加的速度裕度3。在建立用于自動裝置控制的切換速度表時，考慮了用附圖標記3表示的各速度裕 度AVi+1,i，它們還附加地向上限制配置轉(zhuǎn)換速度。通過考慮恰當?shù)卮_定的速度裕度3，可以 減小超過最大速度VMAXOP的風險。當按照飛行性能評判參數(shù)確定的配置轉(zhuǎn)換速度超出極 限以外時，上述限制才是有效(起作用)的。在圖6中上面的垂直的箭頭16表示在自動裝置的運行模式“起飛”中的配置轉(zhuǎn)換 速度。如果所測量的和低通濾波的經(jīng)校正的飛行速度超過了應(yīng)將升力元件或襟翼21、22移 到進一步縮回的位置中的配置轉(zhuǎn)換速度，則產(chǎn)生一個信號，該信號促使升力元件21、22縮 回下一個較低的配置中。在這里說明的實施例中，對于起飛過程只設(shè)定了升力襟翼21、22 的縮回，沒有設(shè)定伸出。但在其它實施方式中，也可以配置成在降低到低于用于伸出的配置 轉(zhuǎn)換速度時使升力襟翼21、22自動重新伸出。所述配置轉(zhuǎn)換速度必須在沒有運行模式的切 換的情況下小于或等于用于升力襟翼21、22的縮回的配置轉(zhuǎn)換速度。飛機通常具有一個允許升力襟翼21、22伸出的最大高度Hsf,_。如果存在該最大 高度并且在超過該高度時升力襟翼處于伸出狀態(tài)，則對機組人員進行聲音和視覺的報警， 同時在為此設(shè)置的顯示裝置上還給出建議，提高飛機的速度，由此所述自動裝置可以啟動 襟翼的縮回。在用于縮回升力襟翼21、22的信號始終發(fā)生的同時，在最大高度Hsf,_以上 禁止伸出信號的產(chǎn)生。圖7與圖5類似地示出對于所述升力自動裝置重要的參數(shù)的變化過程，其中區(qū)別 在于，這里考察以下運行階段進場和著陸以及著陸后的地面運行。在以大于配置轉(zhuǎn)換速度VCCc^appk的速度從巡航高度下降飛行之后，飛機減速，這 既可以在具有恒定高度的進場區(qū)段也可以在略微的下降飛行中進行。在低于VCCc1Uppk時在 tCC01時接著產(chǎn)生用于使升力襟翼21、22從巡航飛行位置的配置0伸出進入第一伸出配置1 的信號。飛機的繼續(xù)減速導(dǎo)致逐漸地低于配置轉(zhuǎn)換速度VCC12, APPE和VCC23, APPE,這兩個速度導(dǎo)致升力襟翼21、22伸出直至進入預(yù)選的著陸配置3。進場此時以恒定的配置和進場速度 VAPra繼續(xù)進行，直至在tTD時水平飛行并著陸在地面上，其中將上面已經(jīng)說明的信號“在地 面上”從值O置于值1。
如果飛機的速度降低到VCCftrt以下，則襟翼21、22完全縮回。聲音信號和在駕駛 艙的為此設(shè)置的顯示裝置上的文字顯示向駕駛艙機組人員指示，現(xiàn)在襟翼自動完全縮回并 且在沒有重新輸入起飛配置的情況下不再能夠執(zhí)行常規(guī)的復(fù)飛操作。在另一個實施變型 中，該條件也可以在采用飛機相對于地面固定的參照物的真實速度來實現(xiàn)。如果升力襟翼 21,22完全縮回，則在時刻產(chǎn)生相應(yīng)的信號并刪除用于進場的控制預(yù)選配置的值。適用于進場模式的工作曲線在圖8中示出。下面根據(jù)所示的速度進程曲線4來說 明工作原理，所述速度進程反映了在圖7中示出進場的直到達到VAPra的時間變化過程的 一部分。配置轉(zhuǎn)換速度17在所示實施例中通過相對于上限VMAX0Pi+1的單獨的速度差Mi,
i+1,APPE(i = 0，......，n-1)來確定，所述速度差由用附圖標記5和5’表示的區(qū)域的總和得
至IJ。所述速度差針對飛機和配置專門地選擇。到具有相應(yīng)的下一個較高的下標的配置上限的間隔空間確保了，保持到切換速度 17’有足夠的距離，在超過這個切換速度時啟動后緣和/或前緣襟翼21、22的分級的縮回。 這種縮回功能包含了已知的保護功能，所述保護功能降低由于襟翼展開回收在襟翼上出現(xiàn) 不允許地高的載荷的風險，同時保證運轉(zhuǎn)的必要性，即在進場運行模式中，即“起飛” =0，配 置在不超過最大運行速度VMAXOP的情況下也可以減小。同樣相對于所述最大運行速度限 定所述切換速度的速度裕度在圖8中用Δ Vi+1, Uppk表示并通過附圖標記5’示出。由于其 中使用縮回功能的情況的數(shù)量小于預(yù)期，到最大運行速度的裕度5’優(yōu)選較小。配置轉(zhuǎn)換速度17或值Δ Vi+1,Uppk此外還這樣來確定，即在出現(xiàn)對于相應(yīng)的配置常 見的減速度以及在受到陣風影響的前提條件下，不可能出現(xiàn)低于VMINOP的情況，但仍要確 保到進場運行模式的縮回速度的足夠的假想距離5。由于起落架對阻力強烈的影響，合理的 是，對于這些值的確定考慮起落架的位置。如果相反配置轉(zhuǎn)換速度處于速度帶1的上部區(qū)域內(nèi)，則不僅在較高的速度時就提 高配置，而且在進場的平均值上阻力較高，這完全可以是符合希望的，以便對飛機對進場速 度的減少提供輔助。在另外的實施形式中，也可以從飛行性能的角度實現(xiàn)配置轉(zhuǎn)換速度17的確定，如 對于用于自動裝置的起飛運行模式的切換速度16的確定已經(jīng)討論的那樣。由此可以實現(xiàn) 特別低阻力并由此低燃料消耗或低噪聲的進場。最終給予上述說明的兩個原則中的哪一個優(yōu)先權(quán)，首先取決于進場方法，即取決 于所選擇的進程輔助措施和跑道分布，其特征在于要飛行經(jīng)過的高度分布和速度分布。此外，將升力元件21、22移到為著陸設(shè)定的配置的配置轉(zhuǎn)換速度還必須大于該將 轉(zhuǎn)換到的配置的最小的運轉(zhuǎn)的速度加上速度裕度5”。該速度裕度Δ Vappk, mx的大小由針對 飛機專門要求的用于風和湍流的、相對于用于最終進場的基準速度的附加值而得到。通過 這個規(guī)則可以避免促使轉(zhuǎn)換到著陸配置的配置轉(zhuǎn)換速度小于進場速度VAPHL根據(jù)飛機質(zhì)量和在待降飛行中的速度要求，可能需要的是，升力襟翼21、22在待 降飛行中必須伸出。在前面的實施例中沒有設(shè)定專門為待降飛行確定的運行模式。替代地， 根據(jù)圖8在進場運行模式中實現(xiàn)升力襟翼取決于速度的伸出。在下降到速度VCCc1Uppk時，升力襟翼21、22從縮回狀態(tài)0移動進入下一個伸出位置1。當超過切換速度VCC& APPK時， 在沒有運行模式轉(zhuǎn)換的要求的情況下，升力襟翼重新返回縮回配置零。下面應(yīng)根據(jù)在圖9中示出的時間變化過程說明在從進場到復(fù)飛階段的過渡中自 動裝置的工作原理。如果推力升高到位復(fù)飛設(shè)定的值，這在圖9中在時刻tM進行，則發(fā)出 用于復(fù)飛的信號。在其它實施例中，復(fù)飛信號的發(fā)出取決于其它條件，如必須存在附加的正 的爬升率或升力襟翼至少應(yīng)處于第一伸出配置。圖10連同切換速度一起示出了在機動飛 行期間速度的路程6。一旦復(fù)飛信號存在，則實現(xiàn)從襟翼自動裝置的運行模式進場到起飛的 切換(圖9中的時刻tss。)，其中將參數(shù)“起飛”從0置于1。因為在該示例中實際的速度V 在這個時刻高于VCC32和VCC21，因此產(chǎn)生一個信號，該信號導(dǎo)致，升力襟翼21、22縮回配置 1。如果飛機加速到大于等于VCC1(I，則襟翼在tCC1(l時開始完全縮回。當在時刻tss?！^ 了速度Vss。時，則最終實現(xiàn)從運行模式起飛切換回到運行模式進場。所述的過程相應(yīng)地也可以應(yīng)用于這樣的情況，在這種情況下，飛機已經(jīng)在地面上 著陸并且速度沒有下降到vccftet以下。在這樣的特殊情況下，S卩，飛機在起飛不久之后過渡至進場并且飛機還沒有加速 到大于或等于vss。的速度，駕駛員必須手動地通過操作按鍵19實現(xiàn)從自動裝置的運行模式 起飛到運行模式進場的轉(zhuǎn)換。在高升力系統(tǒng)的自動控制的其它構(gòu)型中，當除了速度控制自 動切換以外還附加了一種可選的條件時，所述條件例如可以是通過低通濾波的爬升率降低 到低于預(yù)先確定的閾值，必要時高升力系統(tǒng)的自動控制可以放棄使用手動輸入。在圖11示出的圖表中，切換在特征為飛行速度VSFAMe的點進行。飛機此時首先處 于配置1。但由于實際的速度可能小于配置轉(zhuǎn)換速度vcc12,APPK，因此直接在切換之后就產(chǎn)生 用于使升力襟翼伸出到配置2的信號。為了使機組人員可以估計出，升力元件21、22在操 作切換按鍵19后是否伸出，如果伸出，則伸出了多少個級別，在顯示裝置上向駕駛員指示 在自動裝置的進場模式中在實際速度下期待的襟翼調(diào)節(jié)命令。當配置3預(yù)選為著陸配置時，根據(jù)進場運行模式的正常特性，在進一步減速和降 低到低于VCC23,APPK時切換到配置3。如果沒有預(yù)選著陸配置，則當配置3被設(shè)定成基本配 置時，升力襟翼21、22仍在降低到VCC23,APPK以下時移動到配置3，該實施例中就采用了這種 方式。如果修正著陸的決定，則可以對應(yīng)于前面針對復(fù)飛所說明的過程實現(xiàn)從進場運行 模式轉(zhuǎn)換回到起飛運行模式。由于高升力系統(tǒng)自動控制的實現(xiàn)既可以在模擬計算機架構(gòu)也可以在數(shù)字計算機 架構(gòu)中實現(xiàn)，因此在下面的說明中術(shù)語信號和參數(shù)作為同義的概念使用。自動控制可以設(shè) 置為總體控制的軟件式的模塊，也可以設(shè)置為硬件式的模塊。但根據(jù)該實施例，所述自動控 制優(yōu)選以軟件程序的形式集成到襟翼控制單元26的假定的數(shù)字計算機架構(gòu)中。在圖12中示出該程序的簡化的流程圖。該程序嵌入實時環(huán)境中并按確定的時間 間隔每秒多次重復(fù)地調(diào)用。首先在框29中從用附圖標記27表示的單元中詢問操作單元7的狀態(tài)和開關(guān)邏輯 要求的飛行狀態(tài)參數(shù)。在控制邏輯30中獲得影響襟翼自動裝置的行為的控制參數(shù)的狀態(tài)。 在下面在分支點31處詢問，在地面上用于使襟翼完全縮回的信號是否存在。在存在的情況 下，則在框32中將控制指令“預(yù)設(shè)配置”置于值0。在不存在的情況下，則在分支點33處詢問，信號“自動裝置鎖”是否置于值1。如果是，則在用34表示的程序步驟中將控制指令 “預(yù)設(shè)配置”置于手動預(yù)選的用于起飛配置的值。如果框33的結(jié)果在邏輯上是假，特征在 于輸出“否”，則調(diào)用速度切換邏輯35，該速度切換邏輯根據(jù)在調(diào)用時存在的該參數(shù)(“預(yù)設(shè) 配置”)值、飛機質(zhì)量、當前運行模式、修正的飛行速度V和相對于標準壓力面的高度產(chǎn)生新 的用于控制指令“預(yù)設(shè)配置”的值。在分支36處檢查，是否存在有效的值“預(yù)選著陸配置”， 即，手動通過操作單元7的開關(guān)12選擇的配置。如果是這種情況，則在框38中將參數(shù)“最 大著陸配置”置于“預(yù)選著陸配置”。如果不存在預(yù)選值，則由分支36出發(fā)進入用“否”表示 的程序進程并在框37中將參數(shù)“最大著陸配置”置于用于著陸配置的基本配置的值。通過 另一個程序進程中的分支點39確保，框35的結(jié)果不會大于最大著陸配置。如果該配置的 預(yù)設(shè)值在用于著陸配置的最大值以上，則在用附圖標記40表示的框中將控制指令“預(yù)設(shè)配 置”限制在用于著陸配置的最大值上。該控制指令傳輸?shù)接糜趯嵤ι笠?1、22的調(diào) 節(jié)的框41中。此外，輸出用于顯示目的的控制的狀態(tài)參數(shù)并向操作單元產(chǎn)生反饋。圖13示出控制邏輯的簡化程序流程圖，所述控制邏輯的調(diào)用在主程序(圖12)中 用附圖標記30標注?？刂七壿嫳旧眄樞虻卣{(diào)用另外的子程序或處理步驟。按附圖的順序， 在其下附圖標記51下面是對用于產(chǎn)生信號“自動裝置鎖”(圖14)的子程序調(diào)用，該信號在 主程序分支點33處是必要的。帶有附圖標記55的框包括了這樣的各過程，所述過程一方 面對于在起飛后刪除起飛配置值必須的，另一方面負責這樣的情況，在既沒有設(shè)定也不需 要對開關(guān)11進行的操作的時刻，這種操作會導(dǎo)致升力自動裝置不希望的行為。用于運行模 式切換的、在附圖標記57下對其進行調(diào)用的子程序(圖16)的結(jié)果是信號“起飛”，該信號 對于在由主程序(圖12)出發(fā)的附圖標記35處調(diào)用的子程序中產(chǎn)生用于升力襟翼21、22 的控制預(yù)設(shè)值是必需的，該子程序包括速度邏輯(圖17)。下面的框59包括用于保留或刪 除著陸配置預(yù)設(shè)的過程。最后在附圖標記61處進行一個子程序(圖16)的調(diào)用，該子程序 可以產(chǎn)生一個信號，該信號在地面上控制升力襟翼21、22的縮回并用在主程序(圖12)的 帶有附圖標記31的分支點處。用于評估自動裝置鎖的子程序“自動裝置鎖”的程序流程在圖14中示出。在分支 點71處檢查，飛機是否還處于一定的高度Hn。re。。nf以下。分支71的詢問結(jié)果為“是”的情況 下，在分支75處進行另一次詢問，是否選擇了有效的起飛配置。如果是這樣，則在用附圖標 記77表示的框中將參數(shù)或信號“自動裝置鎖”置于值1或邏輯真。如果兩次詢問71或75 都得到答案“否”，則在過程步驟73中將信號“自動裝置鎖”置于零，這對應(yīng)于邏輯假。在圖15中示出子程序“運行模式切換”。模塊91確定，是否存在用于復(fù)飛的信號。 如果是這樣，則在框93中將參數(shù)“起飛”置于1。如果在模塊91的輸入端不存在用于復(fù)飛 的信號，則進行到用于詢問的分支點95，其中確定，參數(shù)“起飛”是否已經(jīng)具有值1。如果是 這種情況，則在框97中檢查，是否存在來自用于切換到進場運行模式19的壓力開關(guān)的信 號。如果這種情況也沒有出現(xiàn)，則最后在99中檢查實際的飛行速度是否已經(jīng)達到或超過用 于自動運行模式切換的速度VSSc。就是說，如果自動裝置處于運行模式“起飛”中，不存在 開關(guān)19的信號并且還沒有達到速度VSSc，則在不改變參數(shù)“起飛”的值的情況實現(xiàn)返回進 行調(diào)用的程序。在框101中可將值“起飛”置于零，這意味著，高升力系統(tǒng)的自動控制處在 設(shè)置為用于進場的運行模式中或轉(zhuǎn)換到該運行模式中。當在框95處的詢問之后程序進程 進入標注了 “否”的分支或在分支點97或99的輸出端上的用“是”標注的分支。
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圖16示出用于在地面控制升力襟翼21、22的縮回的子程序的流程圖。首先，在框 111中根據(jù)信號“在地面上”進行分支。如果飛機沒有在地面上，則參數(shù)“自動縮回”在框 115中以及“手動縮回”在框121中置于零。在另一種情況下，程序流程進入第一分支以及 進入第二分支中，在第一分支中檢查用于產(chǎn)生用于在地面上自動使升力襟翼縮回的信號的 條件并以分支點112開始，在第二分支中檢查用于在地面上手動縮回襟翼的條件并以分支 點119開始。用于自動控制的分支以在框112中的詢問開始，即詢問是否速度V小于或等 于為縮回設(shè)定的最高速度VCCftrt。如果為是，則在框113中繼續(xù)詢問，是否用于參數(shù)“自動 裝置”的值為1。如果不是這種情況，并且在分支部117中不存在用于在地面上禁止自動裝 置功能的轉(zhuǎn)換開關(guān)14的信號，則在框118中將參數(shù)“自動縮回”置于1。如果轉(zhuǎn)換開關(guān)14 被按壓并且與其相對應(yīng)的信號為1，則應(yīng)禁止在地面上自動縮回升力輔助裝置并在帶有附 圖標記115的框中將參數(shù)“自動縮回”置于零。如果在分支點111或112中對切換條件的檢 查得到結(jié)果“否”，就是說，飛機或者在空中或在地面上的速度仍然較高，則進行相同的執(zhí)行 步驟115。如果這兩種情況都沒有出現(xiàn)，但信號“自動裝置鎖”被置于1，這將導(dǎo)致在框113 中的詢問得到肯定的答案，則進行115的執(zhí)行。就是說，在后一種情況中，飛機處于起飛準 備或起飛滑行過程的階段。并行地進行另一個處理分支，該處理分支由詢問119開始，S卩，升力襟翼21、22是 否已經(jīng)處于完全縮回的位置。如果是這種情況，則在用121標注的框中將參數(shù)“手動縮回” 置于零。如果詢問119的到否定的結(jié)果，則在框123中進行對用于在地面上使升力襟翼完 全縮回的開關(guān)值13的詢問，并且在得到正面回答的情況下進入到框125的進一步分支。如 果飛機的實際速度V小于或等于VCCfret，則在框129中將參數(shù)“手動縮回”置于1。在另一 種速度較高的情況下在125處分支到框121并且參數(shù)“手動伸出”得到值零。如果沒有按 壓開關(guān)13并且因此信號為零，則分支由123進行到框127，該框的特征是，保持從子程序開 始就存在的參數(shù)“手動縮回”的值。該子程序的另一種實施形式利用在分支131對參數(shù)“手 動縮回”的檢查來實現(xiàn)。如果襟翼應(yīng)縮回，則在框135中將信號“縮回”置于1。如果不存在 用于手動縮回的信號，則在133中進行檢查，是否存在用于自動縮回升力襟翼21、22的信號 并基于真值進入到框135的分支，或者對于升力襟翼21、22不應(yīng)縮回的情況，進入到框137 的分支。本發(fā)明的一個特別重要的元素是速度切換邏輯，圖17示出了這種邏輯的程序流 程圖。在該子程序起動之后，首先在模塊141中根據(jù)實際的飛機質(zhì)量從表143中借助于插 值程序獲得配置轉(zhuǎn)換速度。如果高升力系統(tǒng)的自動處于運行模式“起飛”，則程序流程在分支點145中被導(dǎo)入 相應(yīng)的用“是”標注的分支中。如果用于配置“預(yù)設(shè)配置”控制指令具有值3，則程序流程在 用于檢查速度切換條件的分支點157中被導(dǎo)入分支框159。該分支僅在相關(guān)的復(fù)飛的情況 下執(zhí)行，因為在當前實施例中配置3不是設(shè)置為用于起飛。如果速度V大于配置變化速度 VCC32，則在用附圖標記161標注的框中將值“預(yù)設(shè)配置”置于值2，就是說，升力襟翼21、22 應(yīng)縮回一個配置級。如果不是這種情況，則保持控制指令“預(yù)設(shè)配置”的顯存的值3，并實現(xiàn) 返回到主程序。類似地，對輸入配置預(yù)設(shè)值的2和1的詢問在附圖標記157a或157b處進 行，同時在159a或159b中進行完全類似的對速度切換條件的檢查，并在必要時在161a或 161b中產(chǎn)生新的改變的預(yù)設(shè)值。由于在起飛運行模式中沒有設(shè)定配置的升力，因此可以省
15去用于配置0的分支。如果高升力系統(tǒng)的自動控制沒有處于起飛運行模式，而是處于進場運行模式(“起 飛” =0)，則程序流程在分支點145導(dǎo)入用“否”標注的分支。類似與在框157中進行的詢 問，在分至點147中也檢查參數(shù)“預(yù)設(shè)配置”是否具有值3。在得到肯定的結(jié)果時，并且當速 度大于用于將升力襟翼21、22從用于伸出最遠的配置3的預(yù)設(shè)縮回配置2的配置轉(zhuǎn)換速度 VCC32,APPE時一這在用附圖標記149標注的分支框中檢查，在框151中實現(xiàn)將參數(shù)“預(yù)設(shè)配 置”置于值2。如果“預(yù)設(shè)配置”在子程序起動時已經(jīng)具有值2，則程序流程在分至點147a 導(dǎo)向分支點149a。這里類似于149進行檢查。對于實際的飛行速度V不大于VCC21,APPK的情 況——這可能通過在框151a中將參數(shù)“預(yù)設(shè)配置”置于1而實現(xiàn)升力襟翼21、22的縮回， 則在框153a中接著進行檢查，V是否小于VCC32,APPK，并且還檢查實際高度是否小于帶有伸出 的升力襟翼21、22的飛機的最大運行高度。如果這兩個條件都給出邏輯真的結(jié)果，則調(diào)用 框155a并將“預(yù)設(shè)配置”置于值3。詢問級聯(lián)(Abfragekaskade)用附圖標記147b表示的進一步的各程序步驟類似 于147和147a地進行，分支部149b類似于149和149a地構(gòu)成，詢問153b和153c類似于 153a，程序步驟151b類似部151和151a，以及步驟155b和155c類似于155a。在任何情況 下，最終都返回主程序。通過降低必要的駕駛員輸入，在上面所述的用于自動控制高升力系統(tǒng)的方法中， 降低了手動錯誤操作，也包括由于未能操作導(dǎo)致的風險。用于升力輔助裝置的恰當?shù)钠痫w 或著陸配置按照通常的已知的方式根據(jù)用于起飛跑道的起飛性能計算以及根據(jù)用于計劃 的著陸跑道的著陸性能計算得到。這兩個配置在起飛之前手動地通過操作單元7輸入。在 直接產(chǎn)生用于起飛配置的控制信號的同時，存儲著陸預(yù)選。只在很少的情況下才在進程準 備期間由于改變的邊緣條件必須修正(Revision)著陸配置預(yù)選，這例如可能是出于改變 著陸跑道或風的變化的原因。對于客運或貨運飛機的正常運行，除了所述的例外以外，在飛 行期間將機組人員完全從手動操作飛機的高升力系統(tǒng)中解放出來。本發(fā)明的有利之處還在于，考慮到了在飛機運行期間的設(shè)計高升力系統(tǒng)控制的特 殊情況。特別是這里所述的明確地對復(fù)飛情況的考慮，對于這種情況目前為止沒有說明全 自動的過程。因為在這種情況下原則上就是以提高駕駛艙機組人員的工作強度為基礎(chǔ)的， 通過根據(jù)本發(fā)明的自動裝置實現(xiàn)了明顯的降低強度，這同樣使得可以提高飛行安全性。將用于起飛和進場的不同的工作曲線進行區(qū)分使得可以比一個共同的工作曲線 所能實現(xiàn)的情況明顯更好地接近飛行性能的最優(yōu)狀態(tài)。此外，運行模式取決于飛行階段的 切換提供了改進運行平穩(wěn)性的可能性，因為基本上可以避免用于縮回和伸出襟翼的交替的 控制信號，如在飛行速度圍繞各單個用于縮回和伸出襟翼的切換條件瞬時地波動的情況下 可能出現(xiàn)的控制信號那樣。對于運行模式的切換的評判標準本身可以這樣表述，要避免指 令快速交替地轉(zhuǎn)換。盡管如此，用于正常運行的系統(tǒng)并不具有延遲元件，從而在出現(xiàn)切換條 件是可以直接地進行配置改變。運行模式明確的切換還使得可以基本上相互獨立地一方面 在起飛之后確定用于縮回升力襟翼的切換條件，另一方面在進程期間著陸之前確定用于伸 出升力襟翼的切換條件。這是與開頭所述的按DE 2531799C3的與速度相關(guān)的襟翼切換自 動裝置的主要區(qū)別，這里這種行為只能夠通過手動調(diào)節(jié)由飛行員在飛行期間實現(xiàn)的。在正 常的運行流程期間，在本發(fā)明中只通過操作單元7規(guī)定起動和著陸配置。補充地存在用于從起飛運行模式向進場運行模式的過渡的切換開關(guān)19。但該切換開關(guān)必須只能在特殊的運 行流程中操作。相同的情況也適用于在地面上為了縮回襟翼對襟翼系統(tǒng)的手動控制，以及 在地面上禁止襟翼21、22自動縮回的開關(guān)14。升力自動裝置的真正的功能基于有限數(shù)量的飛機狀態(tài)參數(shù)，其中經(jīng)修正的飛行速 度和對于飛機當前質(zhì)量的估計值是最重要的并且由此提出了一種對升力襟翼21、22的根 據(jù)飛行速度的控制的簡單的設(shè)計思路。但飛機配置轉(zhuǎn)換速度的確定與現(xiàn)有技術(shù)已知的取決 于速度的襟翼切換自動裝置US 2350751和DE 2531799C3不同地進行，即要保持到運行模 式極限速度的速度裕度。本發(fā)明由于這個原因還對提高飛行安全性做出了一定的貢獻。為 了針對各種不同飛行階段的特殊要求優(yōu)化切換點，還需要另一個參數(shù)，該參數(shù)使得可以區(qū) 分相應(yīng)的運行模式。在上面所述的實施例中對于運行模式切換設(shè)定一個信號，該信號顯示， 飛機是否處于起飛階段或復(fù)飛階段。此外還需要一個高度信號，該高度信號是相對于固定 的基準高度或壓力面而言。所述飛行狀態(tài)參數(shù)通過地面信號和關(guān)于升力襟翼21、22的實際配置的信號補充 完整。由于所有所述的信號對于當今的大型飛機的運行都具有基本的重要意義，用于產(chǎn) 生這些信號的相應(yīng)部件具有非常高的運行可靠性。由此這里建議的自動控制區(qū)別于如US 4042197或EP 1684144A1中的、其功能基于飛行計劃數(shù)據(jù)和導(dǎo)航數(shù)據(jù)基礎(chǔ)的系統(tǒng)，因為其 信號通常具有要小得多的可獲得性。
0119]附圖標記列表0120]1運行速度帶0121]1'重疊區(qū)域0122]2速度進程0123]3速度裕度0124]4速度進程0125]5速度差0126]5，速度差0127]5，，速度裕度0128]6速度進程0129]7操作單元0130]8操作區(qū)起飛配置選擇0131]9操作區(qū)降落配置選擇0132]10操作區(qū)地面控制功能0133]11按鍵起飛配置選擇0134]12按鍵地面上縮回0135]14自動裝置鎖0136]15數(shù)字顯示器0137]16配置轉(zhuǎn)換速度0138]17配置轉(zhuǎn)換速度0139]17，配置轉(zhuǎn)換速度0140]18操作區(qū)切換
19按鍵直接切換20機翼21前緣襟翼22后緣襟翼23驅(qū)動單元24機械連接25控制連接26襟翼控制單元27用于測量、預(yù)備處理和傳輸數(shù)據(jù)的功能的總和27’ 其它集成在機載計算機中的功能28機載計算機29詢問操作單元和飛行狀態(tài)參數(shù)30調(diào)用控制邏輯31詢問是否存在用于完全縮回升力襟翼的信號32將配置預(yù)設(shè)值置于033分支點34將配置預(yù)設(shè)值置于用于起飛的值35調(diào)用速度切換邏輯36分支點37將最大著陸配置置于預(yù)設(shè)值38將最大著陸配置置于預(yù)選值39分支點40設(shè)置最大著陸配置預(yù)設(shè)值41傳輸調(diào)節(jié)指令和狀態(tài)數(shù)據(jù)51調(diào)用自動裝置鎖子程序55調(diào)用用于控制起飛配置選擇的處理塊57調(diào)用運行模式切換59調(diào)用用于控制著陸配置預(yù)選的處理塊61調(diào)用在地面上縮回升力襟翼71分支點73處理塊75分支點77處理塊91分支點93處理塊95分支點97分支點99分支點101處理塊
111分支點112分支點113分支點115處理塊117分支點118處理塊119分支點121處理塊123分支點125分支點127處理塊129處理塊131分支點133分支點135處理塊137處理塊141處理塊143表145分支點147分支點147a分支點147b分支點149分支點149a分支點149b分支點151處理塊151a處理塊151b處理塊153a分支點153b分支點153c分支點155a處理塊155b處理塊155c處理塊157 分支點157a分支點157b分支點159分支點159a分支點
159b分支點161處理塊161a處理塊161b處理塊
權(quán)利要求
一種用于自動控制飛機的高升力系統(tǒng)的裝置，所述裝置包括多個升力元件(21、22)，所述升力元件能夠調(diào)整到用于巡航飛行、起飛或著陸的一個縮回的配置和多個伸出的配置；襟翼控制單元(26)，該襟翼控制單元通過控制連接(25)功能作用地與升力元件(21、22)的驅(qū)動系統(tǒng)(23、24)相連；以及連接在襟翼控制單元(26)上的操作單元(7)，用于輸入影響升力元件(21、22)的配置的操作指令，其特征在于，所述襟翼控制單元(26)設(shè)置成用于根據(jù)飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和/或其它飛行運行相關(guān)的數(shù)據(jù)計算升力元件(21、22)相應(yīng)的配置以及用于調(diào)節(jié)升力元件(21、22)的相關(guān)切換速度的配置變化的方向，并且所述襟翼控制單元(26)設(shè)置成根據(jù)飛行速度自動產(chǎn)生指示配置轉(zhuǎn)換的指令。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的裝置，其特征在于，所述襟翼控制單元(26)附加地設(shè)置成用 于自動切換用于起飛或著陸進場的運行模式。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的裝置，其特征在于，所述操作單元(7)設(shè)置為用于分開地 輸入相應(yīng)于希望的最大升力提高的預(yù)先選擇的配置分別用于起飛和著陸進場。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的裝置，其特征在于，所述操作單元(7)設(shè)置為用于分開地輸入 多個不同的分別用于起飛和著陸的配置。
5.根據(jù)權(quán)利要求3或4所述的裝置，其特征在于，所述操作單元(7)具有分別用于起飛 配置選擇和著陸配置預(yù)選的分開的操作區(qū)(8、9)。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的裝置，其特征在于，在所述用于起飛配置選擇和著陸配置預(yù) 選的操作區(qū)(8、9)中分別設(shè)有分開的各個按鍵(11、12)，所述按鍵分別與一個配置相關(guān)聯(lián)。
7.根據(jù)權(quán)利要求3、4或5所述的裝置，其特征在于，所述操作單元(7)具有分開的觀 察顯示器(15)，所述觀察顯示器(15)分別與起飛配置選擇和著陸配置預(yù)選的操作區(qū)(8、9) 相關(guān)聯(lián)，所述觀察顯示器設(shè)置為用于顯示相應(yīng)地進行的配置預(yù)選。
8.根據(jù)上述權(quán)利要求中任一項所述的裝置，其特征在于，所述操作單元(7)具有帶有 用于在自動控制的起飛運行模式和進場運行模式之間直接進行手動切換的操作元件(19) 的操作區(qū)(18)，其中襟翼控制單元(26)響應(yīng)于手動輸入的運行模式而產(chǎn)生指示進行配置 轉(zhuǎn)換的指令。
9.根據(jù)上述權(quán)利要求中任一項所述的裝置，其特征在于，所述操作單元(7)具有另一 個用于地面控制功能的操作區(qū)(10)，所述操作區(qū)(10)具有用于在地面上手動輸入用于升 力元件(21、22)的調(diào)節(jié)指令的操作元件(13、14)。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的裝置，其特征在于，用于地面控制功能的操作區(qū)(10)具有用 于在地面使升力元件(21、22)縮回的操作區(qū)(13)，其中所述襟翼控制單元(26)設(shè)置為用于 只在存在相應(yīng)的釋放信號時才執(zhí)行所輸入的指令。
11.根據(jù)權(quán)利要求9或10所述的裝置，其特征在于，用于地面控制功能的操作區(qū)(10) 具有操作元件(14)，所述操作元件(14)禁止在著陸之后在地面上升力元件(21、22)自動縮 回。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的裝置，其特征在于，在設(shè)置為用于在地面上禁止自動裝置 功能的操作元件(4)中設(shè)有指示開關(guān)狀態(tài)的視覺的顯示裝置。
13.根據(jù)權(quán)利要求1至12中任一項所述的裝置，其特征在于，所述襟翼控制單元(26) 設(shè)置成，產(chǎn)生參數(shù)，直至所述參數(shù)取消之前，在起飛滑行過程期間和在直至達到起飛跑道水 平以上預(yù)先確定的高度之前的初始爬升飛行期間不進行升力元件(21、22)的自動縮回。
14.根據(jù)權(quán)利要求1至13中任一項所述的裝置，其特征在于，所述襟翼控制單元(26) 設(shè)置為用于隨著起飛或復(fù)飛推力的產(chǎn)生而產(chǎn)生參數(shù)“起飛”，該參數(shù)指示，襟翼控制單元 (26)在起飛運行模式中工作，或者在從進場運行模式轉(zhuǎn)換到起飛運行模式之后開始工作。
15.根據(jù)權(quán)利要求14所述的裝置，其特征在于，所述襟翼控制單元(26)設(shè)置為，當速度 超過當時自動有效的進場運行模式中沒有導(dǎo)致升力襟翼(21、22)伸出的速度時，重置參數(shù) “起飛”。
16.根據(jù)權(quán)利要求14或15所述的裝置，其特征在于，所述襟翼控制單元(26)設(shè)置為， 當用于爬升率的平滑的信號降低到低于預(yù)先確定的閾值時，重置參數(shù)“起飛”。
17.根據(jù)上述權(quán)利要求中任一項所述的裝置，其特征在于，所述襟翼控制單元(26)設(shè) 置為，當滿足相應(yīng)的與速度相關(guān)的配置轉(zhuǎn)換或切換條件時，在進場期間在不存在通過操作 單元(7)進行預(yù)選時自動將升力元件(21、22)移動至設(shè)置用于著陸的配置。
18.根據(jù)權(quán)利要求1至17中任一項所述的裝置，其特征在于，根據(jù)不同的飛機質(zhì)量與升 力元件(21、22)的相應(yīng)的配置、相應(yīng)的運行模式和配置改變方向相關(guān)聯(lián)的切換速度或配置 轉(zhuǎn)換速度(16、17、17’ )以表的形式存儲在襟翼控制單元(26)中。
19.根據(jù)權(quán)利要求18所述的裝置，其特征在于，所述切換速度或配置轉(zhuǎn)換速度附加地 根據(jù)飛行高度或飛行馬赫數(shù)以不同的方式存儲。
20.根據(jù)權(quán)利要求18或19所述的裝置，其特征在于，切換速度或配置轉(zhuǎn)換速度還根據(jù) 不同的起落架位置存儲。
21.根據(jù)權(quán)利要求18所述的裝置，其特征在于，在考慮到相應(yīng)的升力配置中最大運行 速度的速度裕度(3)的情況下確定所述切換速度或配置轉(zhuǎn)換速度(16)。
22.根據(jù)權(quán)利要求18所述的裝置，其特征在于，在相應(yīng)的通過速度裕度(5”)限定的升 力元件(21、22)的各配置中在根據(jù)相對于最大運行速度的速度裕度(5、5’ )以及根據(jù)視為 最大的進場速度確定所述切換速度或配置轉(zhuǎn)換速度(17、17’)。
23.根據(jù)權(quán)利要求1至22中任一項所述的裝置，其特征在于，通過針對運行模式的并按 配置變化方向區(qū)分的權(quán)重因子在考慮到相對于按當前條件存在的和/或?qū)τ谄渌ε?置預(yù)期的運轉(zhuǎn)的運行極限的速度裕度或速度差(3、5、5’、5”)的情況下，計算出與升力元件 (21,22)的相應(yīng)的各配置的相關(guān)聯(lián)的切換速度或配置轉(zhuǎn)換速度(16、17、17’)。
24.根據(jù)權(quán)利要求1至22中任一項所述的裝置，其特征在于，通過相對于在當前的飛行 狀態(tài)數(shù)據(jù)和其他飛行相關(guān)數(shù)據(jù)下對于各單個配置預(yù)期的運行極限的特定速度差，在考慮速 度裕度或速度差(3、5、5’、5’ )的情況下，確定與升力元件(21、22)的相應(yīng)的各配置的相關(guān) 聯(lián)的切換速度或配置轉(zhuǎn)換速度(16、17、17’)。
25.根據(jù)權(quán)利要求18、23或24所述的裝置，其特征在于，根據(jù)最佳爬升性能特征確定 根據(jù)權(quán)利要求23的權(quán)重因子；根據(jù)權(quán)利要求24的相對于運行極限的速度差；或根據(jù)權(quán)利 要求18的用于起飛運行模式(16)的配置轉(zhuǎn)換速度。
26.根據(jù)權(quán)利要求18、23或24所述的裝置，其特征在于，根據(jù)在進場飛行中最小的燃料 消耗確定根據(jù)權(quán)利要求23的權(quán)重因子；根據(jù)權(quán)利要求24的相對于運行極限的速度差；或 根據(jù)權(quán)利要求18的用于進場運行模式(16)的配置轉(zhuǎn)換速度。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于自動控制飛機的升力元件(21、22)的系統(tǒng)的裝置，所述升力元件能夠調(diào)整到用于巡航飛行、待降飛行、起飛或著陸的一個縮回的配置和多個伸出的配置，該裝置包括襟翼控制單元(26)，該襟翼控制單元通過控制連接(25)功能作用地與升力元件(21、22)的驅(qū)動系統(tǒng)(23、24)相連；以及連接在襟翼控制單元(26)上的操作單元(7)，用于輸入影響升力元件(21、22)的配置的操作指令。根據(jù)本發(fā)明，所述襟翼控制單元(26)設(shè)置成用于根據(jù)飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和/或其它飛行運行相關(guān)的數(shù)據(jù)計算升力元件(21、22)相應(yīng)的配置以及配設(shè)給配置變化的方向的切換速度，以便調(diào)節(jié)升力元件(21、22)，并且所述襟翼控制單元(26)設(shè)置成根據(jù)飛行速度自動產(chǎn)生指示配置轉(zhuǎn)換的指令。
文檔編號B64C9/16GK101808896SQ200880109093
公開日2010年8月18日 申請日期2008年9月24日 優(yōu)先權(quán)日2007年9月24日
發(fā)明者于爾根·奎爾, 奧古斯特·克勒格爾, 馬丁·貝倫斯 申請人:空中客車營運有限公司