專利名稱：飛行輔助方法、飛行輔助裝置以及飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本申請從2011年7月27日提交的法國專利申請FR11/02368中得到，本文以參見的方式引入該申請的內(nèi)容。本發(fā)明涉及飛行輔助方法、飛行輔助裝置以及具有該飛行輔助裝置的飛行器。因此，本發(fā)明處于用于為飛行器、尤其是旋翼飛行器的飛行提供輔助儀器設(shè)備的技術(shù)領(lǐng)域中。
背景技術(shù)：
文獻EP1598720描述了一種具有計算單元的飛行指示器。該計算單元在顯示屏上顯示標記，該標記代表飛行器的最大總地面斜度，并且該標記疊置于地形起伏的表示上。 應(yīng)提及的是，飛行器的當前地面斜度代表所述飛行器的對地速度矢量相對于水平面、即正交于重力作用方向的平面所產(chǎn)生的角度。當前的地面斜度可確定飛行器的短期軌跡。與此相反，飛行器的總地面斜度用于預(yù)測飛行器相對于地面的長期軌跡并且是飛行器總能量平衡的函數(shù)。飛行器的總地面斜度考慮所述飛行器軌跡的瞬時加速度。應(yīng)注意到，術(shù)語“總空氣斜度”指代飛行器相對于飛行器周圍空氣團的長期軌跡。此外，飛行器包括設(shè)有用于提供升力的旋翼的旋翼飛行器，該旋翼還可有助于旋翼飛行器的推進。在旋翼飛行器的緩慢下降過程中，稱作“渦旋狀態(tài)”的危險現(xiàn)象在某些情況下會出現(xiàn)。此種渦旋狀態(tài)致使升力和操縱性產(chǎn)生大范圍的損失。在直升飛機的垂直空氣速度低于第一臨界值、且平移空氣速度低于第二臨界值的情形下會出現(xiàn)此種現(xiàn)象。因此，渦旋狀態(tài)是危險的。然而，飛行員可例如通過開始平移運動或者通過增大飛行器的垂直空氣速度、使得飛行器不再處于高風險的飛行包絡(luò)線中而避免此種渦旋狀態(tài)。此外，旋翼飛行器包括具有旋翼并且還包括至少一個推進螺旋槳的混合式飛行器。推進螺旋槳可產(chǎn)生正牽引力，即沿從飛行器后部朝飛行器前部的方向作用的牽引力，或者可實際上產(chǎn)生負牽引力，即從飛行器前部朝飛行器后部的方向作用的牽引力。在這些情形下，驅(qū)動螺旋槳的機械傳動裝置會受限，尤其是在直升飛機施加負牽引力時會受限。此種限制簡稱為“負動力極限”。此種限制對于飛行器在下降時會具有的總地面斜度有所限制。還已知以下文獻FR2 783 500 AUFR 2 887 065 Al 以及 US 4 004 758 A。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的因此是提出一種在混合式飛行器下降過程中輔助飛行的方法。根據(jù)本發(fā)明，一種輔助具有旋翼和至少一個推進螺旋槳的混合式飛行器飛行的方法的特征具體在于執(zhí)行以下步驟
確定螺旋槳的至少一個推力裕度，該至少一個推力裕度在由螺旋槳施加的當前推力和與驅(qū)動該螺旋槳的機械傳動裝置上規(guī)定的負推力極限相對應(yīng)的臨界推力之間；根據(jù)該推力裕度來確定飛行器在下降時可遵循的主要最小總地面斜度；以及在顯示單元上呈現(xiàn)主要標記，該主要標記用于飛行器在降落時可遵循的最小總地面斜度，且該主要標記是至少主要最小總地面斜度的函數(shù)，并且呈現(xiàn)出疊置在存在于飛行器前部的環(huán)境的表示上。 術(shù)語“存在于飛行器前部的環(huán)境”指代飛行器在向前飛行中朝向的環(huán)境，表示或者是代表著陸區(qū)域的標記，或者是飛行員在平視模式(head-upmode)中直接觀察到的所述著陸區(qū)域。因此，推力裕度代表飛行器可經(jīng)受的最大減速度，并且基于所述最大減速度來確定主要最小總地面斜度。然后，飛行器可遵循的最小總地面斜度顯示在顯示單元上。根據(jù)該信息，飛行員可例如決定是否可達到既定的著陸區(qū)域。本方法可包括以下一個或多個附加特點。在一實施方式中，為了確定推力裕度，可執(zhí)行以下步驟確定飛行器的當前前進速度；確定由螺旋槳產(chǎn)生的當前動力；根據(jù)當前前進速度和當前動力，通過使用給出當前推力的第一預(yù)定數(shù)據(jù)庫來確定由螺旋槳施加的當前推力；根據(jù)當前前進速度，通過使用給出臨界推力的第二預(yù)定數(shù)據(jù)庫來確定臨界推力；以及確定推力裕度，該推力裕度等同于當前推力和臨界推力之間的差值?？蛇x的是，前進空氣速度與指示空氣速度(IAS)或?qū)嶋H空氣速度(TAS)相對應(yīng)。可參見文獻以獲得與可獲得這些速度的方式相關(guān)的信息。此外，可使用用于測量螺旋槳扭矩的裝置和用于測量螺旋槳轉(zhuǎn)動角速度的裝置來確定當前動力?？墒褂寐菪龢诤愣ㄇ斑M速度下的推力/動力曲線來獲得第一數(shù)據(jù)庫和第二數(shù)據(jù)庫。例如，制造商執(zhí)行測試來建立圖表，其中沿著橫軸標繪由螺旋槳施加的推力，而沿著縱軸標繪由螺旋槳產(chǎn)生的動力。該圖表則具有多個曲線，每個曲線與飛行器的特定前進速度相關(guān)聯(lián)。對于給定的當前動力和前進速度，可易于推導(dǎo)出當前推力。然后，可易于使用該圖表來構(gòu)建數(shù)據(jù)庫。此外,制造商建立規(guī)定最小動力。給定前進速度下的臨界推力則與同給定前進速度相關(guān)聯(lián)的曲線和平行于橫軸穿過所述規(guī)定最小動力的直線之間的交點相對應(yīng)。然后，制造商可容易地獲得第二數(shù)據(jù)庫。應(yīng)注意到，每個數(shù)據(jù)庫可以是這樣的數(shù)據(jù)庫或者例如是利用曲線或方程式的任何其它等同形式。另一方面，該飛行器具有多個螺旋槳，每個螺旋槳與推力裕度相關(guān)聯(lián)，且飛行器進場時的主要最小總地面斜度基于最小推力裕度來確定。
例如，飛行器可具有兩個螺旋槳，這兩個螺旋槳輸送不同的推力，以補償由旋翼在飛行器機身上施加的扭矩。在這些情形下，第一螺旋槳產(chǎn)生的第一推力裕度大于由第二螺旋槳產(chǎn)生的第二推力裕度。然后，基于較小的推力裕度、即在該示例中基于第二推力裕度來確定主要最小總地面斜度。此外，可使用以下關(guān)系來確定主要最小總地面斜度
(I I Λ
U m J其中，“ y u、”代表主要最小總地面斜度，“ Y ”代表當前的地面斜度，“g”代表重力加速度，“m”代表飛行器質(zhì)量，而“Λ P”代表所述推力裕度。在第一實施方式中，該主要標記說明主要最小總地面斜度，并且在飛行器所具有的前進速度慢于預(yù)定極限時，不會顯·示該主要標記。令人驚訝地發(fā)現(xiàn)，在第一預(yù)定極限的情形下，不再存在達到機械傳動裝置極限的任何風險。在這些情形下，最小總斜度在該實施方式中不再受限。因此，可不顯示主要標記。與此相反，在第二實施例中，可確定最小總空氣斜度來避免渦旋狀態(tài)，然后將該最小總空氣斜度轉(zhuǎn)換成次要最小總地面斜度。當主要最小總地面斜度大于次要最小總地面斜度時，則該主要標記說明主要最小總地面斜度，而當主要最小總地面斜度小于次要最小總地面斜度時，該主要標記說明次要最小總地面斜度。在一變型中，當飛行器的縱向前進速度小于預(yù)定極限時，主要標記可示出次要最小總地面斜度。然而，當飛行器的縱向前進速度大于或等于預(yù)定極限時，主要標記可示出主要最小總地面斜度。該實施方式具有降低出現(xiàn)渦旋狀態(tài)的風險的優(yōu)點。因此，假定飛行器的水平空氣速度是飛行器的垂直空氣速度的函數(shù)，則制造商可執(zhí)行模擬或飛行測試來確定由曲線所限定的渦旋包絡(luò)線。在這些情形下，例如通過使用稱作低空氣速度傳感器(LOAS)的系統(tǒng)來測量飛行中的當前水平空氣速度。然后，使用所述曲線和所述測得的當前水平空氣速度來確定極限垂直空氣速度。然后，可使用以下關(guān)系來由此推導(dǎo)出次要最小總地面斜度
, .(^z I
r領(lǐng)滅=血Csm^
I V:氣 J其中，“ y”代表次要最小總地面斜度，“Vz—Sm值”代表極限垂直空氣速度，而“VhSn ”代表當前水平空氣速度。因此，可理解的是，不管實施方式如何，主要標記是主要最小總地面斜度的函數(shù)在第一實施方式中，代表主要最小總地面斜度；以及在第二實施例方式中，根據(jù)所述主要最小總地面斜度的數(shù)值與次要最小總地面斜度的數(shù)值的相對關(guān)系而代表主要最小總地面斜度或次要最小總地面斜度。另一方面，可示出顯示單元，該顯示單元示出至少一個次要標記，該至少一個次要標記選自包括至少一個以下標記的列表
第一次要標記，該第一次要標記示出飛行器在上升時可遵循的最大總地面斜度；第二次要標記，該第二次要標記示出飛行器的當前地面斜度；以及第三次要標記，該第三次要標記示出跑道。除了方法以外，本發(fā)明還提供實施該方法的裝置。此種用于輔助具有旋翼和至少一個推進螺旋槳的混合式飛行器飛行的飛行輔助裝置的具體特征在于包括計算單元和顯示單元，該計算單元執(zhí)行所存儲的指令確定螺旋槳的至少一個推力裕度，該至少一個推力裕度在由螺旋槳施加的當前推力和與驅(qū)動該螺旋槳的機械傳動裝置上規(guī)定的負推力極限相對應(yīng)的臨界推力之間；根據(jù)該推力裕度來確定飛行器在下降時可遵循的主要最小總地面斜度；以及
在顯示單元上呈現(xiàn)主要標記，該主要標記用于飛行器在降落時可遵循的最小總地面斜度，且該主要標記是至少主要最小總地面斜度的函數(shù)，并且呈現(xiàn)出疊置在存在于飛行器前部的環(huán)境的表示上。該飛行輔助裝置可具有一個或多個附加特征。因此，該飛行輔助裝置可包括用于確定飛行器的當前前進速度的第一裝置以及用于確定由所述螺旋槳所產(chǎn)生的當前動力的第二裝置，且第一和第二裝置連接于計算單元。借助示例，第一裝置可包括皮托管和靜壓輸出，該第二裝置可實施用于測量螺旋槳扭矩的裝置和用于感測螺旋槳轉(zhuǎn)動角速度的傳感器。此外，該飛行輔助裝置可包括用于確定飛行器的當前地面斜度的第三裝置。該第三裝置可包括諸如全球定位系統(tǒng)(GPS)或慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(INS)之類的已知系統(tǒng)。此外，在一實施例中，為了確定次要最小總地面斜度來使渦旋狀態(tài)出現(xiàn)的風險最小化，所述飛行輔助裝置包括低速傳感器。最后，本發(fā)明提供一種旋翼混合式飛行器，該旋翼混合式飛行器具有至少一個推進螺旋槳，并且該飛行器包括本發(fā)明的飛行輔助裝置。


從下面參照附圖以說明方式給出的實施方式描述中，將更詳細地呈現(xiàn)本發(fā)明及其優(yōu)點，在附圖中圖I是代表本發(fā)明飛行器的視圖；圖2是標繪確定推力裕度方法的圖表；以及圖3和4是示出不同飛行形態(tài)的顯示單元的視圖。
具體實施例方式圖I示出具有旋翼以及至少一個諸如推進螺旋槳之類附加推進部件的飛行器I。為了避免使圖I過度雜亂，圖I僅僅示出飛行器的飛行輔助裝置5。該飛行輔助裝置5包括計算單元10，該計算單元可例如設(shè)有處理器11或等同裝置以及存儲器12。在這些情形下，處理器11執(zhí)行存儲在存儲器12中的指令以實施本發(fā)明的飛行輔助方法。因此，計算單元確定每個螺旋槳在由螺旋槳施加的當前推力P2和與由制造商所預(yù)定的負動力極限Pu、相對應(yīng)的臨界推力Pl之間的至少一個推力裕度Λ P。
參見圖2，制造商可繪制圖表，其中沿著橫軸標繪由螺旋槳施加的推力，而沿著縱軸標繪由螺旋槳產(chǎn)生的動力。該圖表則具有多個曲線，每個曲線與當前前進速度、例如實際空氣速度TAS相對應(yīng)。對于既定的當前動力W2和既定的當前前進速度，可推導(dǎo)出當前推力P2。圖2示出具有200knots (kts)的當前前進速度的飛行器的示例。此外，制造商建立負動力極限P·、。與特定前進速度相關(guān)聯(lián)的曲線和負動力極限Pu、之間的交點用于建立與該特定前進速度相關(guān)聯(lián)的臨界動力P1。例如，圖2示出通過以200knots (kts)的當前前進速度的飛行而推導(dǎo)出的臨界推 力P1。應(yīng)注意到，當飛行器以低于預(yù)定極限的當前前進速度飛行時，無法達到負動力極限Pu、，該預(yù)定極限在該示例中會是大約80kts。使用該圖表，根據(jù)當前前進速度以及螺旋槳的當前動力W2，制造商可建立給出螺旋槳當前推力P2的第一預(yù)定數(shù)據(jù)庫，而根據(jù)飛行器的當前前進速度，可建立給出螺旋槳臨界推力Pl的第二預(yù)定數(shù)據(jù)庫。這些數(shù)據(jù)庫可以是這樣的數(shù)據(jù)庫或者數(shù)據(jù)文件的形式，或者具有一定關(guān)系或者具有任何等同形式。參見圖1，計算單元10則既連接于與螺旋槳的當前推力相關(guān)的第一數(shù)據(jù)庫13，又連接于與螺旋槳的臨界推力相關(guān)的第二數(shù)據(jù)庫14。此外，計算單元10連接于用于確定飛行器的當前前進速度的第一裝置15，并且連接于用于確定由螺旋槳所產(chǎn)生的當前動力W2的第二裝置16。為了確定動力裕度，計算單元10與第一裝置15通信以確定飛行器的當前前進速度。此外，計算單元10與第二裝置16通信以確定由螺旋槳所產(chǎn)生的當前動力WZ0因此，計算單元10通過使用第一預(yù)定數(shù)據(jù)庫13來確定由螺旋槳施加的當前推力P2，并且通過使用第二數(shù)據(jù)庫14來確定臨界推力Pl。由此，計算單元10推導(dǎo)出推力裕度Λ P，該推力裕度等同于當前推力Ρ2和臨界推力Pl之間的差值。因此，計算單元10通過使用該推力裕度Λ P來確定飛行器在下降時可遵循的主要最小總地面斜度Y最小。有利的是，計算單元10還連接于用于確定飛行器的當前地面斜度Y的第三裝置17。在這些情形下，計算單元10通過使用以下關(guān)系來確定主要最小總地面斜度
(I I ^
=γ ——*—*ΑΡm{g m )其中，“ Y ^、”代表主要最小總地面斜度，“ Y ”代表當前的地面斜度，“g”代表重力加速度，“m”代表飛行器質(zhì)量，而“Λ P”代表所述推力裕度。當飛行器具有多個螺旋槳時，計算單元10可基于最小推力裕度來確定飛行器進場時的王要最小地面斜度Y最小。此外,應(yīng)注意到,計算單元10連接于設(shè)有顯示屏23的顯示單元20。顯示單元20顯示飛行器外部環(huán)境的表示21以及以度數(shù)分度的刻度22。該表示21和該刻度可通過顯示單元20或者通過計算單元10或者實際上通過飛行器的一些其它單元而與慣用裝置協(xié)配來確定。計算單元10然后使主要標記25顯示在顯示屏23上，來代表飛行器I在下降時可遵循的最小總地面斜度，且該主要標記25疊置在存在于飛行器前部的環(huán)境的表示21上。在較佳實施方式中，該主要標記顯示主要最小總地面斜度Y u、的度數(shù)值。
在一替代實施方式中，計算單元還連接于包括低速傳感器的一組裝置18，該組裝置18用于確定次要最小總地面斜度Y’，來試圖使出現(xiàn)渦旋狀態(tài)的任何風險最小化。在該替代實施方式中，計算單元5確定次要最小總地面斜度Y’，避免此種渦旋狀態(tài)。因此，主要標記25示出選自主要最小總地面斜度Y 和次要最小總地面斜度Y ’的較小數(shù)值。不管實施方式如何，計算單元5可在顯示單元20上呈現(xiàn)至少一個次要標記，該次要標記可選自包括至少一個以下標記的列表第一次要標記26，該第一次要標記示出飛行器在上升時可遵循的最大總地面斜度；第二次要標記27，該第二次要標記示出飛行器的當前地面斜度；以及第三次要標記28，該第三次要標記示出著陸帶。參見圖1，當主要標記25位于第三標記下方時，應(yīng)理解的是，在給定規(guī)定最小地面斜度的情形下，飛行器I能夠到達著陸帶。與此相反，參見圖3，主要標記25位于第三標記28上方。由于代表當前地面斜度的第二標記27與此相反位于主要標記25上方，因而飛行員可減小當前前進速度來達到著陸帶。相反，參見圖4,如果第二標記27和主要標記25指示相同的數(shù)值,則飛行員不具有任何裕度來減小前進速度。因此，飛行員須重啟進場以達到跑道。當然，本發(fā)明在其實施方式方面可有許多變型。盡管上文描述了若干實施方式，但是容易理解，不可能窮舉地給出所有可能實施方式。當然可設(shè)想在本發(fā)明范圍內(nèi)還可用等同裝置來替換所述裝置中的任一個。
權(quán)利要求
1.一種輔助具有旋翼和至少一個推進螺旋槳的混合式飛行器(I)飛行的方法，所述方法的特征在于 確定所述螺旋槳的至少一個推力裕度(Λ P)，所述至少一個推力裕度在由所述螺旋槳施加的當前推力(P2)和與驅(qū)動所述螺旋槳的機械傳動裝置上規(guī)定的負推力極限(Pi+)相對應(yīng)的臨界推力(Pl)之間； 根據(jù)所述推力裕度(Λ P)來確定所述飛行器在下降時可遵循的主要最小總地面斜度(Y最小)；以及 在顯示單元(20 )上呈現(xiàn)主要標記(25 )，所述主要標記用于所述飛行器(I)在降落時可遵循的最小總地面斜度，且所述主要標記是至少所述主要最小總地面斜度(Y Φ)的函數(shù)，并且呈現(xiàn)出疊置在存在于所述飛行器前部的環(huán)境的表示上。
2.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，為了確定所述推力裕度(ΛP)，執(zhí)行以下步驟 確定所述飛行器的當前前進速度； 確定由所述螺旋槳產(chǎn)生的當前動力(W2)； 根據(jù)所述當前前進速度和所述當前動力(W2)，通過使用給出所述當前推力(Ρ2)的第一預(yù)定數(shù)據(jù)庫來確定由所述螺旋槳施加的所述當前推力(Ρ2)； 根據(jù)所述當前前進速度，通過使用給出所述臨界推力(Pl)的第二預(yù)定數(shù)據(jù)庫來確定所述臨界推力(Pl);以及 確定所述推力裕度(Λ P)，所述推力裕度等同于所述當前推力(Ρ2)和所述臨界推力(Pl)之間的差值。
3.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，所述飛行器(I)具有多個螺旋槳，每個螺旋槳與推力裕度相關(guān)聯(lián)，且所述飛行器進場時的主要最小總地面斜度(Y Φ)基于最小推力裕度來確定。
4.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，通過使用以下關(guān)系來確定所述主要最小總地面斜度
5.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，所述主要標記(25)說明所述主要最小總地面斜度(Y ■、)，并且在所述飛行器所具有的前進速度慢于預(yù)定極限時，不會顯示所述主要標記(25)。
6.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，確定最小總空氣斜度以避免渦旋狀態(tài)，然后將所述最小總空氣斜度轉(zhuǎn)換成次要最小總地面斜度(Y’)，當所述主要最小總地面斜度(Y u、)大于所述次要最小總地面斜度(Y’)時，所述主要標記(25)說明所述主要最小總地面斜度(Y副、)，而當所述主要最小總地面斜度(Y u、)小于所述次要最小總地面斜度(Y’)時，所述主要標記(25)說明所述次要最小總地面斜度(Y’)。
7.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，顯示單元(20)示出至少一個次要標記，所述至少一個次要標記選自包括至少一個以下標記的列表第一次要標記(26)，所述第一次要標記示出所述飛行器在上升時可遵循的最大總地面斜度； 第二次要標記(27)，所述第二次要標記示出所述飛行器的當前地面斜度；以及 第三次要標記(28 )，所述第三次要標記示出著陸帶。
8.一種輔助具有旋翼和至少一個推進螺旋槳的混合式飛行器(I)飛行的飛行輔助裝置(5)，其中所述飛行輔助裝置包括計算單元(10)和顯示單元(20)，并且所述計算單元(10)執(zhí)行所存儲的指令 確定所述螺旋槳的至少一個推力裕度(Λ P)，所述至少一個推力裕度在由所述螺旋槳施加的當前推力(P2)和與驅(qū)動所述螺旋槳的機械傳動裝置上規(guī)定的負推力極限(Pi+)相對應(yīng)的臨界推力(Pl)之間； 根據(jù)所述推力裕度(Λ P)來確定所述飛行器在下降時可遵循的主要最小總地面斜度(Y最小)；以及 在顯示單元(20 )上呈現(xiàn)主要標記(25 )，所述主要標記用于所述飛行器(I)在降落時可遵循的最小總地面斜度，且所述主要標記(25)是至少所述主要最小總地面斜度(Y ^、)的函數(shù)，并且呈現(xiàn)出疊置在存在于所述飛行器前部的環(huán)境的表示上。
9.如權(quán)利要求8所述的飛行輔助裝置，其特征在于，所述飛行輔助裝置包括用于確定所述飛行器的當前前進速度的第一裝置(15)以及用于確定由所述螺旋槳所產(chǎn)生的當前動力的第二裝置(16)，所述第一和第二裝置(15、16)連接于所述計算單元(10)。
10.如權(quán)利要求8所述的飛行輔助裝置，其特征在于，所述飛行輔助裝置包括用于確定所述飛行器(I)的當前地面斜度(Y )的第三裝置(17)。
11.如權(quán)利要求8所述的飛行輔助裝置，其特征在于，為了確定所述次要最小總地面斜度(Y’)來使渦旋狀態(tài)出現(xiàn)的風險最小化，所述飛行輔助裝置(5)包括低速傳感器。
12.—種旋翼混合式飛行器(I )，所述旋翼混合式飛行器具有至少一個推進螺旋槳并且包括如權(quán)利要求8所述的飛行輔助裝置(5)。
全文摘要
一種飛行輔助裝置(5)，該飛行輔助裝置包括計算單元(10)和顯示單元(20)。該計算單元(10)執(zhí)行所存儲的指令，以確定螺旋槳在由所述螺旋槳施加的當前推力和與負動力極限(P最小)相對應(yīng)的臨界推力之間的至少一個推力裕度，并且根據(jù)所述推力裕度來確定飛行器在下降時可遵循的主要最小總地面斜度。最后，計算單元在顯示單元(20)上呈現(xiàn)主要標記(25)，該主要標記表示飛行器(1)在降落時可遵循的最小總地面斜度，且該主要標記(25)呈現(xiàn)出疊置在存在于飛行器(1)前部的環(huán)境的表示(21)上。
文檔編號G01C23/00GK102901513SQ20121026201
公開日2013年1月30日 申請日期2012年7月26日 優(yōu)先權(quán)日2011年7月27日
發(fā)明者P·艾格林 申請人:尤洛考普特公司