以增强升力构形优化副翼控制的驾驶飞行器的方法和设备
专利汇可以提供以增强升力构形优化副翼控制的驾驶飞行器的方法和设备专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且根据本 发明 ，基于倾 角 和速度条件，副翼的偏转角为轻微的负值(b0)，或者与 飞行器 的最大的 升阻比 对应(b1)，或者与飞行器的最佳升 力 对应(b2)。，下面是以增强升力构形优化副翼控制的驾驶飞行器的方法和设备专利的具体信息内容。
1.一种用于驾驶包括两个对称机翼(2G，2D)的飞行器(1)的方法， 所述机翼(2G，2D)装备有：
-可移动的增强升力的空气动力表面(4G，4D；5G，5D)，其能够给 所述机翼赋予平滑的构形，或至少一种增强升力的构形；和
-横滚控制副翼(6G，6D)，当所述机翼呈现所述平滑的构形时，其 中间位置对应于零度偏转角，
其特征在于，在所述机翼的增强升力的构形中，所述副翼(6G，6D) 以相同的方式设于两个机翼上，且不管可能的横滚控制命令(db)如何：
-当该飞行器的倾角和速度分别小于倾角阈值(αs)和大于速度阈 值(Vs)时，第一状态(b0)对应于向上偏转一个角度的位置，使得 所述副翼(6G，6D)几乎完整地保留了其横滚效应；和-当该飞行器的倾角等于或大于所述倾角阈值(αs)时，或者当该 飞行器的速度等于或小于所述速度阈值(Vs)时，第二状态对应 于：
·如果该飞行器处于起飞或再起飞阶段，或是对应于第一向 下偏转角(b1)，该第一向下偏转角具有至少大约对应于该飞 行器的最大升阻比(Fmax)的值，
·如果该飞行器处于着陆阶段，或是对应于第二向下偏转角 (b2)，该第二向下偏转角具有至少大约对应于该飞行器的最 佳升力(P2)的值。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，通过将表达式α+K1·q 和所述阈值αs进行比较，确定所述倾角关于所述倾角阈值αs的位置， K1是正的常数系数，而q是所述飞行器的俯仰速度。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述倾角阈值αs 依赖于所述增强升力的空气动力表面的位置和马赫数。
4.根据权利要求1至3中的任一项所述的方法，其特征在于， 通过将表达式Vc+K2·dVc/dt和所述阈值Vs进行比较，确定该飞行器 的速度Vc关于所述速度阈值Vs的位置，K2是正的常数系数，而 dVc/dt是所述飞行器的加速度。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述速度阈值(Vs) 依赖于所述增强升力的空气动力表面的位置和马赫数。
6.根据权利要求1至5中的任一项所述的方法，其特征在于， 在从所述第一状态转换至所述第二状态之后，即使倾角和速度条件重 新变得符合所述第一状态，所述副翼也保持在所述第二状态。
7.根据权利要求1至5中的任一项所述的方法，其特征在于， 在从所述第一状态转换至所述第二状态之后，当倾角和速度条件重新 变得符合所述第一状态时，所述副翼返回所述第一状态。
8.一种用于执行根据权利要求1至7中的任一项所述的方法的 设备，其特征在于，所述设备包括：
-第一比较装置(11)，其用于将所述倾角α与所述倾角阈值αs进 行比较；
-第二比较装置(12)，其用于将所述速度Vc与所述速度阈值Vs 进行比较；
-“或”类型的逻辑装置(13)，其接收由所述第一比较装置和所 述第二比较装置(11，12)执行的比较结果；
-第一转换装置(14)，其用于在所述第一偏转角和所述第二偏转 角之间进行选择；和
-第二转换装置(16)，其由所述逻辑装置(13)促动，用于在所述第 一转换装置(14)的选择结果和所述向上偏转一个角度的位置之 间进行选择，使得所述副翼(6G，6D)几乎完整地保留其横滚效 应。
9.一种飞行器，其执行权利要求1至7中的任一项所述的方法。
本发明涉及用于飞行器的驾驶方法和设备，其使得以增强升力的 构形优化副翼控制成为可能。
已经知道，在其它可移动的空气动力表面之间，飞行器的两个对 称的机翼可包括前缘缝翼(bec de bord d’attaque)和/或后缘襟翼，它们 在展开时能够产生所述机翼以及副翼的增强升力，以在横滚方面控制 所述飞行器。在一种这样的增强升力的构形中，副翼通常向下偏转， 以采取补偿的中间位置，参与飞行器的整体升力增强。
然而，通过这种补偿的中间位置，所述副翼的横滚效应相对较低， 使得飞行器的横滚性能被严重降低。此外，由于这种较低的横滚效应， 飞行器在驾驶喘振(pompage piloté)现象方面呈现出降低的裕度。
本发明的目的是弥补这些缺陷。
为此，根据本发明，提供了驾驶包括两个对称机翼的飞行器的方 法，该机翼装备有：
-可移动的增强升力的空气动力表面，其能够给所述机翼赋予一 种平滑的构形，或至少一种增强升力的构形；和
-横滚控制副翼，当所述机翼呈现所述平滑的构形时，其中间位 置对应于零度偏转角，
值得注意的是，在所述机翼的增强升力的构形中，使得所述副翼 以相同的方式设于两个机翼上，并且不管可能的横滚控制命令如何：
-当飞行器的倾角和速度分别小于倾角阈值和大于速度阈值时， 第一状态对应于向上偏转一个角度(例如至多等于5°)的位置， 使得所述副翼几乎完整地保留了其横滚效应；和
-当飞行器的倾角等于或大于所述倾角阈值时，或者当飞行器的 速度等于或小于所述速度阈值时，第二状态对应于：
·如果飞行器处于起飞或再起飞阶段，或是对应于第一向下 偏转角，该第一向下偏转角具有至少大约对应于该飞行器 的最大升阻比的值，
·如果飞行器处于着陆阶段，或是对应于第二向下偏转角， 该第二向下偏转角具有至少大约对应于该飞行器的最佳升 力的值。
因而，由于本发明，当飞行器处于增强升力的构形时，向所述副 翼传递三个偏转位置而不是一个单独的偏转位置：
-当飞行器处于着陆进场或起飞结束时，副翼的向上偏转角足够 小，以使所述副翼呈现优良的横滚效应。此外，在这个位置， 副翼不仅发生很小的噪声，而且还通过产生局部涡旋而对抗尾 流涡旋，该局部涡旋与飞机产生的其它涡旋相关联，有利于逐 步耗散所述尾流涡旋；
-当飞行器着陆时，副翼的偏转角对应于最大升力，也就是说对 应于最小的失速速度，因此对应于最小的着陆速度，这构成 了最佳的着陆条件。此外，在着陆阶段，副翼的偏转角产生了 最大的阻力，这有利于飞行器的减速；和
-当飞行器开始起飞时，副翼的偏转角为其赋予了良好的升力和 不太高的阻力(升阻比对应于升力对阻力的比值)，这有利于飞 行器起飞。
优选地，为了加快从一种状态向另一状态转换，一方面有利的是 通过将表达式α+K1·q与所述阈值αs进行比较来确定关于所述倾角阈 值αs的倾角位置，K1是正的常数系数，而q是所述飞行器的俯仰速 度(也就是说所述倾角α关于时间的导数)，并且另一方面，通过将表 达式Vc+K2·dVc/dt与所述阈值Vs进行比较从而确定飞行器速度Vc 关于所述速度阈值Vs的位置，K2是正的常数系数，且dVc/dt是所述 飞行器的加速度。
所述倾角阈值和速度阈值的值依赖于所述增强升力的空气动力 表面的增强升力的位置和马赫数。
副翼从一种状态转换至另一状态可以是可逆的或不可逆的。例 如，在从所述第一状态转换至第二状态之后，即使倾角和速度条件重 新变得符合所述第一状态，所述副翼也保持在所述第二状态。相反， 在从所述第一状态转换至第二状态之后，当倾角和速度条件重新变得 符合所述第一状态时，所述副翼可优选地具有滞后作用而转换回所述 第一状态。
为了实现根据本发明的方法，可以使用一种安装在所述飞行器上 的设备，其包括：
-第一比较装置，其用于将所述倾角α与所述倾角阈值αs进行比 较；
-第二比较装置，其用于将所述速度Vc与所述速度阈值Vs进行 比较；
-“或”类型的逻辑装置，其接收由所述第一比较装置和所述第 二比较装置执行的比较结果；
-第一转换装置，其用于在所述第一偏转角和所述第二偏转角之 间进行选择；和
-第二转换装置，其由所述逻辑装置促动，用于在所述第一转换 装置的选择结果和所述向上偏转一个角度的位置之间进行选 择，使得所述副翼几乎完整地保留其横滚效应。
附图的图形将很好地理解如何能够实现本发明。在这些图中，相 同的标号表示相似的元件。
图1以示意性的透视图显示了装备有缝翼和增强升力的襟翼以及 副翼的宽体民用运输飞机。
图2、图3和图4分别显示了图1的飞机随副翼的偏转角而变化 的横滚效应、升阻比和升力的曲线图。
图5是用于执行根据本发明的方法的设备的方框示意图。
图1的透视图中示意性地显示了民用运输机1，其包括两个关于 机身3在所有位置都彼此对称的机翼2G和2D。
机翼2G和2D分别包括前缘缝翼4G，4D、后缘襟翼5G，5D(所述 缝翼和襟翼构成了用于飞行器1的增强升力的空气动力表面)和横滚 控制副翼6G，6D。
按照通常的方式，缝翼和襟翼4G，4D；5G，5D可展开并可伸缩， 以便在它们收缩时将平滑的构形传递至机翼2G，2D，并从而传递至飞 行器1，并且在它们展开时将至少一个增强升力的构形传递至机翼 2G，2D，并从而传递至飞行器1。
类似地，副翼6G，6D旋转地铰接在所述机翼2G，2D上，以能够获 得关于所述机翼2G，2D的各种偏转位置。
图2中示出了已知的曲线图，该曲线图显示了随所述副翼的偏转 角度b而变化的飞行器1上的副翼6G，6D的横滚效应R。在此曲线图 中，正角b对应于向下的偏转角，而负角b对应于向上的偏转角。从 此已知的曲线图中，很容易看到只要偏转角b采用接近零的值，所述 副翼的横滚效应R就是良好的。因而，对于接近于零，例如至多等于 -5°的负值b0，副翼的横滚效果实际上与偏转角为零时一样好。
此外，图3中示出了另一已知的曲线图，其显示了飞行器1的升 阻比F，也就是说其升力与其阻力之间的比值，该升阻比随所述副翼 6G，6D的偏转角b而变化。可以看出对于所述偏转角b的正值b1，所 述升阻比经过最大值Fmax。
最后，图4中示出了已知的第三曲线图，其显示了对于副翼6G，6D 的偏转角b的负值b0和正值b1及b2(b2>b1)，随其倾角α而变化的 飞行器1的升力P。后一曲线图显示了对于确定的α值αd，偏转角b 的值越大，升力P的相应值P0，P1或P2也同样地越大。
以下参照图5的示意图描述本发明，其受到由图2、图3和图4 所示特征的支持。
用于执行根据本发明的方法、并由图5示意图所示的设备包括：
-第一比较器11，其在它的其中一个输入上接收飞行器1的当前 倾角α与项K1·q之和，项K1·q由正的常数K1和所述飞行器 的当前俯仰速度q的乘积形成，并且在它的另一输入上接收倾 角阈值αs，该阈值αs的值依赖于缝翼4G，4D、襟翼5G，5D的 位置以及马赫数，所述第一比较器11仅在表达式α+K1·q等于 或大于αs时传递信号；
-第二比较器12，其在它的其中一个输入上接收飞行器1的当前 速度Vc和项K2·dVc/dt之和，项K2·dVc/dt由正的常数K2和 所述飞行器的速度的导数dVc/dt的乘积形成，并且在它的另一 输入上接收速度阈值Vs，该阈值Vs的值依赖于缝翼4G，4D、 襟翼5G，5D的位置以及马赫数，所述第二比较器12仅在表达 式Vc+K2·dVc/dt等于或小于Vs时传递信号；
-“或”类型的逻辑门13，其输入分别联接在比较器11和12的 输出上；
-第一转换器14，其分别在其输入处接收偏转角b的两个正值 b1和b2，这些值分别对应于飞行器1的最大的升阻比Fmax和 最佳的升力P2，所述转换器14响应于命令15，分别对应于飞 行器1处于起飞阶段(或再起飞阶段)或着陆阶段将这些值b1或 b2中一个或另一个指向其输出；
-第二转换器16，其分别在其两个输入处接收负值b0和其中一 个或另一个正值b1或b2(根据第一转换器14的命令15)，所述 第二转换器16由逻辑门13的输出控制，以或者将负值b0，或 者将其中一个或另一个正值b1，b2指向过滤器17；和
-加法器18，其可将其中一个或另一个值b0，b1或b2添加到副 翼6G，6D的驾驶命令db上。
根据图1的示意图的说明，很容易懂得在机翼2G，2D的增强升力 的构形中：
-当表达式α+K1·q小于倾角阈值αs，且表达式Vc+K2·dVc/dt大 于速度阈值Vs时，逻辑门13不传递任何信号，以便通过过滤 器17并且在可能添加横滚控制命令db之后，将负的偏转角b0 一起强加于副翼6G，6D上。从图2的曲线图所示以及相关联的 说明中将懂得，小的负偏转角b0容许实现可能的有效横滚控 制；且
-当表达式α+K1·q等于或大于倾角阈值αs，或者表达式 Vc+K2·dVc/dt等于或小于速度阈值Vs时，逻辑门13触发第二 转换器16，以便通过过滤器17并且在可能添加横滚控制命令 db之后，将对应于起飞的正的偏转角b1或对应于着陆的正的 偏转角b2(根据第一转换器15的状态)一起强加于副翼6G，6D 上。偏转角b1和b2可分别大约为5°和10°的量级。
在图4中通过虚线7和8分别描绘了当触发所述第二转换器16 时，一方面从偏转角b0，另一方面向偏转角b1或b2转换的情况。
将会注意到，由于过滤器17的作用，从偏转角b0向偏转角b1 或b2的转换是平稳的，没有急动。
第二开关16可以是单稳态的，并且只要逻辑门13不再发送任何 信号给它，就会自发地返回其对应于偏转角b0的初始位置。作为变 体，第二开关16可以是双稳态的，并且即使逻辑门13不再发送任何 信号给它，也将保持在其对应于偏转角b1或b2的触发位置。
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