技术领域
[0001] 本文中的示例性非限制性技术涉及飞行控制、航空
电子设备、飞机性能和自动飞行，更具体地涉及用于控制飞机在从地面起飞时自动遵循预定的一组控制参数的
自动驾驶仪系统和方法。更具体地，本文的技术涉及使用纵向控制律和横向控制律的自动起飞系统。
[0003] 在整个航空历史上，自动化
水平的提高降低了飞行员的工作量，改善了情境觉知和轨迹控制
精度，从而大大有助于不断提高的安全水平和提高的运行效率。进一步改进现有系统以将自动化引入起飞过程将是有利的。
附图说明
[0004] 将结合附图阅读对示例性非限制性说明性
实施例的以下详细描述，其中：
[0005] 图1和图2示出了一示例性非限制性的飞机起飞操作序列；
[0006] 图3示出了包括增强起飞系统(ETS)设置的一整体示例性非限制性系统；
[0007] 图4示出了一示例性ETS图；
[0008] 图4A示出了一示例性非限制性
流程图；
[0009] 图5示出了一示例性ETS横向逻辑图；
[0010] 图5A示出了一示例性非限制性流程图；
[0012] 图7示出了一示例性非限制性操作图。
具体实施方式
[0013] 早期的几乎所有驾驶任务在现代
驾驶舱中都已经变得自动化了。然而，直到今天，每架认证飞机上的飞行员仍然需要执行一项任务：从上仰到初始爬升的起飞操纵。无需飞行员动作的自动起飞允许改进起飞距离(TOD)，因此允许改进起飞重量(TOW)。
[0014] 基本原理是起飞剖面(takeoff profile)优化，如已经在通过引用并入本文的、标题为“Climb-Optimized Auto Takeoff System(爬升优化的自动起飞系统)”的共同转让的US 8,793,040B2中所描述的那样。本非限制性技术旨在考虑与自动起飞相关的其它性能改进。
[0015] 众所周知，商用飞机的正常飞机起飞程序由图1所示的以下阶段组成：
[0016] 飞行员将飞机
定位在跑道开始处(52)。
[0017] 飞行员可以根据情况而应用或不应用
制动器，以便在引擎加快旋转期间保持飞机不
滑行(54)。
[0018] 飞行员然后指令引擎加快旋转，直至达到该特定起飞所需的必要推力(56)。
[0019] 如果应用了制动器，飞行员则释放制动器(58)。
[0020] 飞机开始沿着跑道滑跑，并提高其速度(60)。
[0021] 飞行员控制定向运动，保持飞机与跑道对齐(62)。
[0022] 飞行员监控基本起飞参数(64)。
[0023] 在达到V1(“决断速度”)之后，将进行所谓的继续起飞(66)。
[0024] 飞行员然后等待，直到达到Vr(上仰速度)，以指令飞机上仰(68)。
[0025] 在上仰之后，飞机升起离开跑道(70)。
[0026] 在升起后，飞行员应控制飞机姿势(theta(西塔)或θ)直至达35英尺，或达到预定义V2，以先到达者为准(72)。V2是在V1之后引擎发生故障的情形中，直到
加速高度所需维持的最小速度。在V2下飞行确保实现最小所需爬升梯度，并且确保飞机是可控的。
[0027] 35英尺的屏障高度标志着飞行的起飞阶段结束，被爬升阶段取代(74)。
[0028] 根据通过引用并入本文的当前美国交通部联邦航空管理局咨询通告《Flight Test Guide For Certification Of Transport Category Airplanes(运输类飞机合格审定飞行试验指南)》(AC 25-7C 10/16/12)，起飞阶段如图2所示的那样划分。在该图中，路径1描绘了在飞行路径的第二阶段爬升部分之后，基于最小400英尺平飞用于加速和
襟翼收起的飞行路径。路径2描绘了在延长的第二阶段之后，起飞飞行路径的上限。根据障碍间隙的需要，第二阶段可能会延长。
[0029] 根据本文的非限制性实施例，图2的某些段值得注意：
[0030] 地面滑跑和地面距离：从飞机的起始
位置直到飞机升起离开地面的时刻。
[0031] 第一阶段：从升起一直到
起落架完全收起的时刻。
[0032] 第二阶段：从第一阶段结束直至飞机达到高于跑道水平400英尺或平飞高度，以较大者为准。
[0033] 在起飞阶段，自动化的创新使用能够提高安全性和性能水平。下面，首先介绍示例性非限制性系统实施方面，包括竖向轴的控制策略和横向轴的控制策略。然后，进一步解释示例性非限制性的性能改进。
[0034] 增强的起飞系统(“ETS”)概述
[0035] 为了通过自动化提高安全性和操作效率，期望在示例性非限制性实施例中同时实现系统设计的两个方面：高集成性和高可用性。所提出的系统通过在现有闭环电传操纵(fly-by-wire)架构内实现其功能来实现这些目标，该架构在起飞阶段已经需要符合类似的设计目标。
[0036] 在一个非限制性实施例中，在起飞操纵期间不需要额外的输入
信号来控制飞机轨迹。
[0037] 只要可能，就使用与应用于标准自动驾驶操作相同的构思，使用相同的控制和通告(annunciation)来定义飞行员
接口。这大大降低了飞行员出错的可能性，并且因此允许新功能的无缝集成。
[0038] 飞行员向飞行计算机指示：飞行员期望通过飞行员驾驶舱接口(例如，多功能控制显示一体机-MCDU)来执行自动起飞。从那开始，执行标准起飞准备任务，诸如襟翼形态、V速度插入(vspeeds insertion)、水平稳定器定位，和飞行导向器启动。
[0039] 现有的起飞形态监视器适用于验证ETS功能的所有必要条件，并且如果有任何不可用的，则提醒飞行员。
[0040] 最后，在起飞滑跑开始时，向前移动节流
阀以激活ETS功能。模式和参与状态指示通过标准飞行模式信号器连同用于飞行员监控的标准飞行指引指令被一起提供给机组人员。
[0041] 飞行员操纵器(Pilot inceptors)以与标准自动驾驶仪相同的方式被
锁定在适当的位置，以避免不期望的功能脱离，在任一操纵器被移动到任一方向中时，将会发生这种不期望的功能脱离。
[0042] 如果任何意外的故障组合导致功能丧失，则通过标准自动驾驶仪听觉警告、飞行模式信号器(FMA)上的视觉指示以及机组人员警报系统(CAS)消息来提醒机组人员。在这种情况下，独立飞行指引仪仍然提供飞行员必须遵循的指导。
[0043] ETS纵向控制
[0044] 示例性非限制性实施方式的目的是优化纵向控制表面偏转，以向飞机提供最大爬升率。
[0045] 图3是整个飞机控制系统100的示意性
硬件或系统组件
框图。该示例性非限制性实施方式使用：用于测量大气数据的装置102(例如，探针)；测量飞机惯性信息的装置，该装置包括用于测量飞机惯性信息的惯性测量系统104(例如，AHRS)；以及用于计算纵向控制表面偏转的、处理数据和计算输出的装置108(例如，常规飞行计算机)。所有这些信息在一些电子设备中被处理，所述设备例如但不限于常规的电传操纵处理器108。这样的处理器可以例如执行存储在诸如闪存或其它易失性或非易失性
存储器装置中的指令。处理器108生成指令，并将指令发送到用于致动
飞行控制系统110的装置(例如，液压或机电
致动器)来控制纵向控制表面112，诸如升降
舵114。
[0046] 图4示出了有关飞机200和ETS系统100'的图，图4A示出了相应的流程图。从大气数据(air data)102获得的信息用于在飞机的
空速达到预定的上仰速度(Vr)时，使飞机上仰(图4A框202)。从大气数据102和惯性系统104获得的信息被反馈，以允许ETS逻辑108'计算最大允许
俯仰角，该最大允许俯仰角不会使飞机尾部在飞机上仰时
接触到地面，并且还防止飞机的最大
攻角不超过飞机
失速极限(图4A框204)。
[0047] ETS控制逻辑108'计算在最大允许俯仰角下将飞机控制到飞机屏障高度和/或预定的爬升速度(VCLIMB)所需的纵向控制表面偏转(图4A框206)。基于这一点，系统控制纵向控制表面致动器110，以将空速保持在另一个参考值(例如，V2、VCLIMB等)(图4A框208)。
[0048] ETS横向控制
[0049] 这里的非限制性示例性技术包括图5所示的附加控制回路，该附加控制回路提出横向轴线，以使用横向控制表面来保持飞机机翼在地面滑跑阶段期间水平(图5A框302)。在升起之后，示例性非限制性实施例指令飞机200达到实现最佳起飞性能的倾斜角，这限制了倾斜角，以避免翼尖撞击地面(图5A框304)。
[0050] 系统计算方向控制表面偏转，以便在地面滑跑阶段期间为飞机提供一定程度的增强的
稳定性和可控性(框302)。在升起之后，ETS逻辑108"计算方向控制表面偏转和指令，以便在寻求实现最佳起飞性能的侧滑中提供适当的稳定性和飞行
质量(框306)。
[0051] 这使用用于测量惯性信号的装置(例如，惯性系统104)和用于测量大气数据信号的装置(例如，探针)102，以通过在一些电子设备(诸如但不限于，电传操纵处理器108)中处理所测量的信号，来计算横向表面偏转和定向表面偏转。
[0052] ETS性能改善
[0053] 如前所述，提供以下性能改进：
[0054] 1)降低起飞速度：为了保证一些飞行员错误不会影响起飞安全，认证机构(FAA)提出了一些裕量。由于在自动起飞的情况下没有飞行员动作，所以可以抑制这些速度裕量。在这样做时，应减小起飞距离(TOD)，结果起飞重量(TOW)能够增大。
[0055] 2)起飞配平不当(Mistrim)：飞机能够飞行，是因为由机翼产生的升力等于飞机重量。另一方面，升力在压力中心产生，并且在
重心(CG)(参见图4)处在与重量相同的竖直面中不起作用。结果是导致机鼻俯冲的力矩。为了抵消这种运动，有帮助的是在尾部有一个小的(可移动的)机翼，即产生相反力矩的水平稳定器(HSTAB)。当合成力矩为零时，就认为该飞机将配平。在通常的手动起飞中，飞机在起飞时配平，在操纵杆中(in the column)产生零力，以减小飞行员的负荷。由于在自动起飞中没有飞行员动作，所以水平稳定器(HSTAB)可以被设置为非配平状态，即，“配平不当”。由于更大的俯仰率，俯仰配平不当有助于飞机实现最佳的起飞性能。
[0056] 3)用起飞时的最优爬升的最佳β：由于飞机的引擎通常与中央
机身轴线相距一定距离，因此OEI状态会产生不对称的推力和阻力形态，这导致整体阻力增加。这种阻力增加是
侧滑角(β)和方向舵偏转角与
横滚角(Φ)组合的结果。对于给定的空速，β、方向舵偏转和Φ有无限可能的组合，这将导致不同的总阻力。
[0057] 在先前的非限制性情况下，飞行员负责手动追踪和保持β和Φ的这些值。
[0058] 在当前的非限制性OEI情景中，
航空电子设备以对给定速度降低阻力的、预先计算的最优β角度的值向主飞行显示器PFD发送信号。
[0059] 为了追踪该β和Φ角度，该指导被显示给操纵飞机控制系统的飞行员，从而最大限度地减小阻力。
[0060] 最优β指示仅在以下情况下出现：
[0061] -在空中
[0062] -起落架LG未下锁
[0063] -推力杆处于起飞(TO)形态
[0064] -起飞摆动
[0065] 由于这些限制，可以仅从第二阶段实现利用该功能获得的不对称减阻。
[0066] 所提出的非限制性特征提供了一种装置，通过该装置，飞机可以使用给定的控制律架构，从飞机从地面升起之后的第一时刻，自动遵循预定(列表)的一组β和Φ值。
[0067] 该实施方式提供了一些益处：
[0068] -自动控制更平滑，更精确，响应更快，从而减小阻力，
[0069] -由于可以在飞机升起后立即实施自动控制，以追踪目标，因此从这一刻开始，即从起飞的第一阶段开始，通过采取减阻的功劳(credit)，增强了飞机的性能。
[0070] 所提出的控制律通过
传感器来感测飞机的
姿态和加速度。然后，它计算追踪这些β和Φ值所需的指令量，将信号发送到控制表面执行器。
[0071] 然后，自动控制律控制这些表面偏转，以精确地
跟踪β和Φ的预定最优值。
[0072] 受影响的控制表面是负责
偏航(YAW)运动和横滚(ROLL)运动的控制表面，可能是但不限于：
[0073] -副翼
[0074] -方向舵
[0075] -扰流板
[0076] -副翼扰流板
[0077] -升降舵混合副翼
[0078] -襟副翼
[0079] 图6示出了作用在飞机200上的示例力。图7示出了示例性非限制性ETS系统的新的俯仰和速度控制以及侧翼水平功能，其增强基本的先前存在的电传操纵(FBW)功能，以提供用于最佳性能的机翼水平和/或机翼水平/倾斜角。
[0080] 虽然已经结合目前被认为是最实际且优选的实施例描述了本发明，但是应当理解，本发明并不限于所公开的实施例，而是相反，是旨在涵盖包括在所附
权利要求的精神和范围内的各种
修改和等同布置。
