本发明涉及用于飞行器的辅助起飞方法，它可使起飞转动时所述飞 行器的状态均衡，并且消除，或至少减小飞行器某些参数变化的影响， 例如质量、前缘缝翼和后缘襟翼的外形、牵引力、在转动时的速度等。

已知在飞行器起飞前，飞行员确定称作转动速度的飞行器的速度的 值VR，在所述飞行器行驶在起飞跑道上并同时加速的加速阶段的最后 时刻，起飞转动必须以这个速度开始。这个转动速度VR是飞行器起飞 的最优化计算结果，它同时考虑到所述飞行器的特性(质量、牵引力、 缝翼和襟翼的外形等)和起飞跑道的特性(长度、高度、状态、温度等)。 此外，它必须在规章条例所要求的速度值范围内。

而且，已知某些飞行器包含可调倾斜度的水平稳定尾翼。这种可调 整水平稳定尾翼在本技术领域中用缩写PHR(代表可调节水平面)或 THS(代表可调整水平尾翼)中的任何一个来描述。正如固定的水平尾 翼一样，可调整水平尾翼配有一些形成所述可调整水平尾翼的后缘的深 度舵。

可调整水平尾翼可在上仰或俯冲方向中偏转，并且它用于某些飞行 阶段。例如，在飞行器起飞时和转动之前，通常由飞行员或自动系统的 操作使所述可调整水平尾翼偏转预定值的偏转角。可调整水平尾翼的偏 转角的理论最佳值取决于飞行器的若干参数，例如重心的纵向位置、起 飞时的总质量、前缘缝翼和后缘襟翼的外形、牵引力、产生转动时的速 度等。

偏转角的实际值很重要，因为它决定飞行器在转动时的状态。如果 所述偏转角的实际值过于上仰，则导致无飞行员介入地可能碰触尾部的 自发起飞，或者至少相反的，如果所述偏转角过于俯冲，则导致破坏飞 行器性能的费力起飞。

通常，在起飞时，可调整水平尾翼的偏转角数值对应于一个上仰力 矩，特别是当飞行器的重心占据朝向飞行器头部的前部纵向位置时就是 如此：实际上，在这种情况下，飞行器很难在转动时进行旋转，并且可 调整水平尾翼产生很大的上仰力矩。然而，当飞行器的重心位于后部纵 向位置时，飞行器就非常容易倾向于旋转，并且可调整水平尾翼只需要 产生较弱的俯仰力矩，所述俯仰力矩上仰或甚至下倾。

如上文所述，在起飞时可调整水平尾翼偏转角的理论最佳值取决于 许多参数。因此，为了所述可调整水平尾翼倾斜度的精确调整，必须考 虑全部参数，或者至少大多数参数，从而导致复杂的调整。

本发明的目的是克服这些缺点。

为此，根据本发明，用于包括可调整水平尾翼的飞行器的辅助起飞 方法，在所述可调整水平尾翼上铰接有深度舵，根据所述方法：

 -预先确定：

·飞行器的速度，也称作转动速度的值VR，在所述飞行器加速行 驶在地面上的加速阶段的最后，起飞转动必须开始这个速度， 以及

·速度值的规定范围，所述转动速度VR必须在这个范围之内；以 及

-将起飞辅助的俯仰指令应用于所述飞行器，使所述可调整水平 尾翼偏转预定值的角度，

所述方法的显著特点在于：

-在所述加速阶段之前，在所述速度值的规定范围内任意选定低 于所述转动速度VR的参考速度VRref，并且对于参考速度

VRref，至少根据起飞时所述飞行器的重心纵向位置，确定所述 可调整水平尾翼偏转角的预定值；以及

-在所述加速阶段期间：

·测量所述飞行器的速度VC；

·连续测量存在于所述测得的速度VC和所述参考速度VRref之间 的可变偏差；以及

·根据所述速度偏差执行所述起飞辅助的俯仰指令的可变校正。

在转动时，可在飞行器起飞时允许延长校正一段时间，或者把校正 固定在达到转动时刻的用于速度值VC的数值，所述速度值VC至少近 似等于转动速度VR。

因此，根据本发明，在转动之前，使可调整水平尾翼的偏转角依靠 仅仅上述提及的限定数量的参数，包括至少飞行器重心的纵向位置，也 称作“对中调整”，它是重要的且被精确已知的。用这种方法就可以获得 所述可调整水平尾翼偏转调节的极大简化。

当然，由此获得的所述偏转角数值仅仅是简化的折衷数值，它可能 带来的结果是：从一次起飞到另一次，飞行器在转动时的姿态是不同 的，因为这个折衷数值没有考虑的参数中的一个或多个在变化，它会干 扰飞行员并且可能导致飞行器的尾部与地面接触。

然而，根据本发明，通过在转动开始前施行校正和使VC与VRref 之间的偏差介入来消除这种缺点，而且还能通过消除或至少减小未考虑 参数变化的影响使飞行器的起飞姿态均衡。在这方面将注意到VRref与 飞行员无关。

本发明因此对于所述可调整水平尾翼的偏转角允许使用简化的折 衷数值，同时避免了考虑许多介入了偏转角理论值的参数带来的复杂 性，并且允许在连续起飞时飞行器的姿态一致。

通过所述可调整水平尾翼或所述深度舵的动作，或部分通过所述可 调整水平尾翼的动作和部分通过所述深度舵的动作获得所述起飞辅助 的俯仰指令的校正。

此外，所述数值VC和VRref之间的速度偏差可通过它们的比例或 通过它们的差值来估算。

由于一般来说，对于相同的效果，在起飞时飞行器的俯仰控制必然 是飞行器的速度越大就越下倾，因此，如果飞行器的速度VC大于参考 速度VRref，则必须所述起飞辅助俯仰指令的校正必然表现为一个下倾 动作，相反地，如果飞行器的速度VC小于所述参考速度VRref，则所 述起飞辅助的俯仰指令的校正必然产生上仰动作的增加，当速度VC等 于参考速度VRref时，所述校正为零。

然而，很容易理解到当飞行器的速度VC远低于参考速度VRref 时，修正水平尾翼的动作是没有必要的。而且，通常只要速度VC低于 VRref或低于比VRref略低的速度(例如低于10节(Kts))时，执行 这样的修正是没用的。

为了简化本发明的实施，有利地选择转动速度范围的最小速度作为 参考速度VRref符合行政规章的所述实际转动速度必须位于所述范围 内。

这个最小值，也就是参考速度VRref就可等于乘积K×VS1g，其中 K是取决于牵引力的大于1的系数，并且VS1g是所述飞行器在以类似 用于起飞的外形的前缘缝翼和后缘襟翼的外形水平飞行时所述飞行器 失速时的速度。

注意到在失速速度VS1g时的升力公式写作：

M×g＝0.5×ρ×(VS1g)2×Czmax×S

其中M是飞行器的质量，g是重力加速度，ρ是空气密度，Czmax是最 大升力系数，S是参考面积。由此公式得出失速速度VS1g取决于飞行 器的质量、高度(由密度ρ表示)、缝翼和襟翼的外形(由系数Czmax 表示)以及飞行器重心的纵向位置(也由系数Czmax表示)。

乘积K×VS1g中的系数K取决于飞行器起飞时的牵引力和所述飞行 器的重力之间的比例。因此它取决于起飞时操控的牵引力等级并且间接 取决于高度和温度(由牵引力表示)以及飞行器的质量。系数K的平均 值接近1.06。

虽然如上文所述，存在于所述速度VC和VRref之间的变量偏差可 用它们的比例来估算，但是对其特别有利地是用它们的差值来估算，以 VC-VRref的形式，也就是用VC-K×VS1g计算上述特性。

实际上，差值VC-K×VS1g给出关于飞行器转动品质的快速或费力 提示(由可调整水平尾翼和深度舵产生的上仰力矩取决于转动时刻速度 的平方)并因此允许动作。

在使用可调整水平尾翼的情况中，所述尾翼的偏转角的预定值用变 量校正角ΔiH来修正，表示如下：

ΔiH＝K1×(VC-K×VS1g)

其中K1是取决于参考速度VRref、重心纵向位置和后缘襟翼与前缘缝 翼外形的系数，例如系数K1能具有约为每节速度0.16角度的平均值。

类似地，如果使用深度舵，那么该深度舵偏转附加的可变校正角 Δδq，其数值表示如下：

Δδq＝K2×(VC-K×VS1g)

其中K2也是取决于参考速度VRref、重心纵向位置、后缘襟翼与前缘 缝翼的外形以及起飞时牵引力的系数。

如果，对于所述的飞行器，对于俯仰控制来说，可调整水平尾翼的 效率比所述深度舵大n倍，那么就选择K2比K1大n倍。

本发明方法的使用特别简单，特别是使用深度舵时。实际上，它能 在转动阶段期间满足修改飞行器的特性，根据操控的偏转指令产生深度 舵的偏转。正如在下文所看到的，可能有许多这些特性的修正以实施本 发明。

附图中的图形将给出如何详尽理解本发明的具体实施方式。在这些 附图中，相同的标号表示相同的部件。

图1用概略的透视图示出带有可调整水平尾翼的大容量民用航空 器；

图2用三个标准连续阶段示出所述飞行器的起飞；

图3A和图3B分别示出起飞转动前以及从起飞转动开始时可调整水 平尾翼和深度舵通常位置的例子，所述深度舵连接到所述可调整水平尾 翼；

图4A-4C、5A-5C、6A-6D和7A-7D分别示出实施本发明所述方法 的例子；

图8示出一个已知常用图示的例子，它说明了飞行器深度舵偏转角 的变化，作为操控偏转指令的函数变量；以及

图9和图10示出图8所示图示的变化，以为了实施由图4A-4C和 6A-6D分别示出的本发明方法的两个例子。

在图1中图解示出的大容量飞机1具有纵轴L-L并且包含可调整倾 斜度的水平尾翼2，如双箭头3所示。在所述可调整水平尾翼2的后缘 上铰接了深度舵4，它能关于所述尾翼2旋转，如双箭头5所示。

此外，飞行器1在它的机翼6上包含后缘襟翼7和前缘缝翼8。

在现有技术中，当停在起飞跑道9上的飞行器1准备起飞时，根据 至少前述的某些参数，一方面确定起飞转动必须开始的并且必须在规章 条例所要求的速度值范围内的速度VR，另一方面确定可调整水平尾翼2 的偏转角iH的数值iH1，并且该水平尾翼的倾斜度相对于所述纵轴(见 图3A)调整到数值iH1(通常为上仰)，使得所述可调整水平尾翼2用 在起飞时执行适当的起飞辅助俯仰动作。

在图2中已示出飞行器1在其起飞时经历的三个通常阶段I、II和 III。

在阶段I中，飞行器1行驶在起飞跑道9上，同时加速以为了达到 预定转动速度VR。

在此加速阶段I中，后缘襟翼7和前缘缝翼8以通常方式展开(未 示出)，可调整水平尾翼2倾斜角度iH1，并且深度舵4，例如，位于 所述可调整水平尾翼2的空气动力伸展的位置。以图3A所示的这种通 常的外形，所述可调整水平尾翼2和深度舵4的组件产生上仰空气动力 学作用力，为飞行器1产生上仰力矩。

仍然以通常的方式，当飞机1的速度VC达到转动速度VR(图2 中的阶段II)时，飞行员启动深度舵4以使它们采取上仰位置，所述位 置由相对于可调整水平尾翼2的偏转角δq的数值δq1限定(见图3B)。 然后所述可调整水平尾翼2和深度舵4的组件产生上仰空气动力学作用 力以及上仰力矩，它们分别大于图3A所示配置产生的作用力和力矩， 并且能够导致飞行器1的起飞。

在起飞时，可调整水平尾翼2保持在由角度iH1限定的倾斜位置， 深度舵4上仰偏转角度δq1(图3B)。

飞机1在倾斜的飞行路线上稳定之后(图2的阶段III)，用飞行控 制规则操控可调整水平尾翼2的倾斜度，深度舵4返回到所述尾翼2的 空气动力伸展姿态。

当飞机1正在准备起飞时，如果考虑根据本发明的起飞辅助方法， 则不仅要预先确定转动速度VR，而且要由支配民用运输飞机运转的规 章条例要求的速度值范围内任意选择一个低于VR的参考速度VRref， 并且根据有限数量参数为任意的参考速度VRref确定所述可调整水平尾 翼2偏转角iH的预定值iH2(见图4A、5A、6A和7A)，所述参数至 少包括重心CG沿轴线L-L的纵向位置，它通过计算所述重心相对于原 点O的距离cg得到(见图2)。然后，在加速阶段II期间，测量行驶 在地面上并同时加速的飞机的速度VC，并且确定存在于数值VC和 VRref之间的可变偏差(用比例VC/VRref或用差值VC-Vrref表示)， 以及如下文参考附图4A-4C、5A-5C、6A-6D和7A-7D所示，在转动开 始前校正由偏转角度iH2的可调整水平尾翼2实施的俯仰动作。

为了简化本发明的实施，在有利的实施例中本发明规定参考转动速 度VRref选择为与用于在起飞状态时的飞行器1规章条例要求的转动速 度范围中的最低速度相等。

在这些状态下，参考转动速度VRref可选择等于乘积K×VS1g，其 中K是取决于牵引力的大于1的系数，并且VS1g是所述飞行器1当以 前缘缝翼8和后缘襟翼7的外形类似用于起飞时的外形水平飞行时失速 的速度。

这个系数K取决于起飞时飞机1的牵引力和所述飞机的重力之间的 比例。它的平均值接近1.06。

通过可调整水平尾翼2上的动作，通过深度舵4上的动作或通过可 调整水平尾翼2和深度舵4上的动作可实施根据本发明的可变俯仰控制 校正。

在由图4A、4B和4C示出的根据本发明方法实施的例子中，单独 用深度舵4执行校正。在这个例子中，只要飞行器1的速度VC小于参 考速度VRref或小于接近参考速度的速度(例如VRref-10节(kts))， 就不执行校正(上仰)，可调整水平尾翼2和深度舵4仍然位于它们如 图4A所示的原始位置(可与图3A比较)。另外，当速度VC增大并达 到所述参考速度(或接近所述速度)时，深度舵4沿下倾方向动作校正 角度Δδq1(见图4B)，例如：

Δδq1＝K2(VC-K×VS1g)

其中K2是取决于参考速度VRref、重心CG的纵向位置cg、后缘襟翼7 与前缘缝翼8的外形以及起飞时牵引力的系数。飞机1的速度VC一达 到转动速度VR(大于VRref＝K×VS1g)，飞行员就操控深度舵4上仰 角度δq2，所述角度δq2代数相加到校正值Δδq1上，该校正值Δδq1固 定在数值K2(VR-K×VS1g)(见图4C)。

图5A、5B和5C所示的例子相应于图4A、4B和4C所示的例子， 现在通过控制可调整水平尾翼2加入根据本发明的校正。当飞机1的速 度VC增大并达到参考速度VRref或接近速度(VRref-10节(kts))时， 可调整水平尾翼2沿下倾方向(见图5B)偏转(从图5A中与图4A相 同的位置)经过校正角度ΔiH1，例如：

ΔiH1＝K1(VC-K×VS1g)

其中K1是取决于参考速度VRref、重心CG的纵向位置cg和后缘襟翼7 与前缘缝翼8的外形的系数。它的平均值接近0.16°/节。然后，在转动 时刻(VC＝VR)，操控深度舵4，如前所述，上仰经过角度δq2，而可 调整水平尾翼2倾斜角度iH2-ΔiH1(见图5C)，所述校正角度ΔiH1固 定在数值K1(VR-K×VS1g)。

一方面在图4A-4C的例子中，另一方面在图5A-5C的例子中，如果 所述可调整水平尾翼2n倍有效于所述深度舵4，对于俯仰控制来说K2 就等于n倍K1。

在图6A-6D中，示出了图4A-4C所示例子的变化。在这种变化中， 图6A、6C和6D分别与图4A、4B和4C相似。这两个实施本发明方法 的例子之间的区别由下述事实产生：在低于VRref(例如等于80节)的 速度阈值SV和VRref之间，通过使深度舵4偏转校正角度Δδq2＝K2 (VC-K×VS1g)实施上仰校正(见图6B)。因此，如果飞行员决定在 速度VC低于VRref时执行转动，那么后部空气动力表面2、4就位于适 当的位置以辅助转动。如果VC变为大于VRref，那么就在以速度VR 执行转动之前(图6D)如图6C所示施加下倾力矩。

类似地，在图7A-7D中示出了图5A-5C所示例子的变化，图7A、 7C和7D分别与图5A、5B和5C相似。两个例子之间的区别在于：在 速度阈值SV(低于VRref)和VRref之间，为了图6B中关于Δδq2所 述的相同目的，通过使可调整水平尾翼2偏转校正角度ΔiH2等于K1 (VC-K×VS1g)实施上仰校正(见图7B)。如果VC变为大于VRref， 那么就在以速度VR执行转动之前(图7D)如图7C所示施加下倾力矩。

由上所述很容易预见到可通过结合可调整水平尾翼2和深度舵4的 动作来执行根据本发明的俯仰校正。

利用深度舵4的本发明的方法的变化(图4A-4C和图6A-6D)特别 容易在飞机1上实施。

如图8所示，实际上已知飞机1的特性包括通常为线性的下倾部分 P以及也通常为线性的上仰部分C，所述特性在直角坐标轴系统中根据 在控制杆上的偏转指令δm给出深度舵4的偏转角δq，所述下倾和上仰 部分P和C在中间点N互相连接，对该点来说δq＝0并且δm＝0。因此， 对于在0和最大值+δmmax之间(以及相反地在+δmmax和0之间)的 下倾偏转指令δm的变化，深度舵4的下倾偏转在0和最大值+δqmax之 间(以及相反地在+δqmax和0之间)变化。类似地，对于在0和最大 值-δmmax之间(以及相反地在-δmmax和0之间)的上仰偏转指令δm 的变化，深度舵4的上仰偏转在0和最大值-δqmax之间(以及相反地在 -δqmax和0之间)变化。

在图9所示的实施本发明的例子中，通过在下倾部分P上和上仰部 分C上加入校正角度Δδq(代表图4B、4C、6C和6D中的Δδq1以及图 6D中的Δδq2)来修改如图8所示已知的特性C、P。由于沿+δqmax方 向平行于δq轴的幅度平移Δδq导致的，得到了专属于本发明的改进的 特性C1、P1。中间点N也经过这样的平移，使得由此得到的坐标点N1 不再位于中间，因为它的横坐标δm＝0，它的纵坐标等于Δδq。

在图10所示的第二个实施例中，引入上仰部分C的坐标点，它由 坐标-δm3和-δq3定义，并且对应用于转动的偏转角度δq2。例如，-δm3 和-δq3分别等于-δmmax和-δqmax的三分之二。在这个例子中，改进的 上仰部分包括-δm3和0之间类似于图9的上仰部分C1的第一部分 C21，沿+δqmax方向平行于δq轴的幅度平移Δδq，以及连接坐标点- δm3，-δq3+Δδq到坐标点-δmmax，-δqmax的第二倾斜部分C22。在第 二个例子中，中间点N移位到N2(类似于N1)，以及改进特性的下倾 部分P2是倾斜的并且连接坐标点N2到坐标点+δmmax，+δqmax。

图9和图10给出的两个改进特性的例子当然没有限制性，可以预 见到有许多其他对特性C、P的改进。

在飞机1包含存储了起飞规则的计算机(未示出)的通常情况中， 将本发明的方法集成到所述规则中是有利的。

无论怎样可能实施根据本发明的方法，都可以在转动时延长一定时 间的校正，或把校正选定在达到速度值VC的数值，所述速度值VC至 少近似等于转动速度VR。