用于检测和发信告知旋翼飞机接近涡流域的方法和设备 【技术领域】
本发明涉及用于检测和发信告知旋翼飞机(尤其是直升飞机型)正在接近涡流域的方法和设备。
更具体地，所述检测和发信的方法和设备旨在通知旋翼飞机的飞行员所述旋翼飞机接近或甚至进入本领域内技术人员一般称为“涡流状态”的飞行区域。
背景技术
旋翼飞机——有时称其为旋翼飞行器——装有提供其全部或部分升力的基本垂直轴和大直径的主旋翼(可能是多个主旋翼)。
在直升飞机配置中，由至少一个引擎驱动的主旋翼用来提供升力和推力两者。原则上，直升飞机还具有辅助旋翼，其被称为尾部旋翼或“反转矩”旋翼，用于在偏航时控制飞机。
更准确地说，主旋翼由若干叶片构成，这些叶片可认为是大纵横比的翼片并被驱动旋转。
这些叶片附连于被称为“轮毂”的旋翼中央部分。
至少一个引擎将机械功率传递给主旋翼和尾部旋翼，还传递给辅助部件。
引擎一般为涡轮引擎。假设涡轮机输出位置的转数为30000转/分钟(rpm)的数量级，即等于大约500转/秒(rps)，而主旋翼的转数为300rpm的数量级，从涡轮机向主旋翼传输功率需要将名为主变速箱(MGB)的减速单元设置在两者之间。
来自MGB的输出轴因此特别用来驱动主旋翼并因此通过轮毂驱动叶片。
在这些条件下，旋翼飞机执行三种飞行，原则上为：
·垂直飞行，向上或向下；
·停悬飞行，飞机相对于大气保持静止；以及
·沿水平飞行或倾斜位移。
在垂直飞行中，所得到的空气动力和重量形成在同一轴上沿相反方向作用的两股力：飞行是向上还是向下取决于空气动力大于还是小于飞机的重量。
停悬对应于静态飞机处于平衡并同时受相等且相反的两股力作用，即所得到的空气动力和飞机重量。
平移飞行对应于飞机穿过空气运动的正常可能性：这种特征并非旋翼飞机所专有，但区别于飞机飞行方式。
在实践中，本发明涉及向下飞行中的旋翼飞机。
在这类情势下，由主旋翼产生的气流根据飞机是快速下降、中速下降还是低速下降而具有区别。
快速和中速向下飞行发生在“非动力”状态：动力通过气流传递并且自由飞轮介入于动力传输组件以使旋翼自由转动。
相比而言，低速向下飞行发生在动力状态下，飞行员通过减小主旋翼叶片的总和节距使旋翼飞机受到控制地下降。
本发明更具体地涉及旋翼飞机的低速向下飞行，这种下降可能垂直地发生或沿具有陡坡的飞行路径发生，即旋翼飞机具有被称为瞬时真空速Vp的一定量的向前水平速度，这种瞬时真速度保持在相对低的一定范围值内，并与瞬时垂直速度v关联。
在低速向下飞行中，如下文所述，伴流形成在主旋翼的底部，由此约束空气的底部中央流线变成向下并使空气的顶部中央流线形成朝向叶片外缘的紊乱区。由此扰乱空气动力流并因此存在外缘涡流形成和完全脱离旋翼平面的风险。这种危险现象(被称为“涡流状态”)导致升力和控制性的全面丢失。
换句话说，当旋翼飞机开始以低速下降时，在平移飞行中通常沿向上方向穿过旋翼的气流冒着逆流并且无法流过旋翼的风险，不管向上还是向下：叶片则工作在自我冲击，周围的空气在主旋翼附近形成“涡流环”。
这种现象的物理解释是在如此下降时旋翼“吞没”其本身的伴流，由此解释在这些情形下观察的流体的紊乱特征。
结果，这种工作模式的特征在于旋翼上的空气分离，从而形成伴流。
涡流环通常当直升飞机以接近旋翼引发的速度(即10米/秒(m/s))的垂直速度飞行时产生，关联于平移中的低速：大部分旋翼处于失速区，各叶片元件工作在相对高的入射角。当以中速或高速平移时，来自旋翼的冲击朝向后方，以使涡流状态不发生。
涡流模式是危险的，但驾驶员要么通过(使用旋翼叶片的循环节距控制)开始平移移动、要么通过增加垂直速度(减小旋翼叶片的总节距)使冲击从旋翼中消失，从而很容易从中脱离。
例如，文献US 6 880 782记载了尝试作用于旋翼飞机的旋翼以脱离涡流域的设备。然而，这种类型的设备不能防止旋翼飞机进入涡流域。它不过就是纠正潜在危险的状况，但无法避免这种状况发生。
此外，David Varnes的文献“通过移动地图显示计算机的直升飞机涡流环状态警告系统的研发(Development of a helicopter vortex ringstate warning system through a moving map display computer)”涉及接近涡流域的旋翼飞机。
【发明内容】
本发明的一个目的是给出一种检测旋翼飞机正进入涡流状态并通知飞行员或事实上预测地检测旋翼飞机正在接近所述涡流状态的方法和设备，从而使这些飞行状态的上述固有缺陷得以补救。
为此，本发明的方法的特征是包括下列步骤：
(a)在预备飞行期间通过测量与气流相对于旋翼平面的速度地切向分量和法向分量关联的多对值而对特定类型旋翼飞机的基准旋翼飞机作出一系列先前测试，这些成对的值通过其中横轴和纵轴各自对应于所述切向和法向分量的至少一个图表来确定至少一个涡流状态的瞬时涡流表征；
(b)在所述具体类型的旋翼飞机的旋翼飞机飞行期间，实时地确定所述旋翼飞机的预测真空速Vpp以及关联的预测垂直速度VAP，即评估真空速和旋翼飞机在经过给定时间后将会达到的垂直速度；
(c)定义第一检测条件，其规定何时所述关联的预测真空速VPP和预测的垂直速度VAP包含在瞬时涡流域中；以及
(d)当满足所述第一检测条件时触发发信警报。
在描述获得预测真空速VPP和预测垂直速度VAP的过程前，重要的是理解涡流域关联于旋翼飞机的旋翼的平面，其垂直速度是相对于垂直线测得的，即重力作用于其上的直线，而其真空速是沿其飞行路径方向测得的，即如果处于水平飞行(沿水平面飞行)则等于其真实的空速。
在这种背景下，应当理解飞机的垂直速度、并因此旋翼飞机的垂直速度是通过垂直速度指示器测得的。其实际空速是从指示经修正的空速的空速指示器推导出的，这也被称为经校准的空速并在下文中表示为VC。
那么下面的应用是可接受的：
VC=Vpσ]]>
其中术语σ(空气的相对密度)等于所考虑高度的空气密度ρ除以标准大气下地平面的空气密度ρ0的商。
此外，为了正确地理解本发明，还要注意旋翼飞机以向前速度平移飞行，该向前速度随着循环操纵杆(用于控制叶片循环节距的控制器)向旋翼飞机翼前侧的档位增加而增加：这引起叶片节距的纵向循环变化，从而导致旋翼的平面向前倾斜，旋翼飞机的姿态基本遵循旋翼的倾斜度。
也就是说，很容易想到当旋翼的平面相对于水平面呈小角度时，即在水平加速度很小的飞行阶段，假设应用于瞬时涡流域的轴系(旋翼轴)与作用于水平和垂直速度的轴系一致是合理的。这种假设的确适用和对应于一般在称为“准垂直下降涡流”的情形下发生的情况。本领域内技术人员将该涡流域称为“静态的”，这假设旋翼飞机的姿态和旋翼平面的姿态均基本为零角度。
尽管这些情形事实上可适用，然而它们由于不对应于旋翼飞机的传统使用因此并不是很常见。
因而，本领域内技术人员同时还定义一种“动态”的涡流域。进入该动态涡流域，即存在强烈的水平负加速度且旋翼飞机的姿态处于20°(或更大)角，且因此在两个上面定义的轴系之间存在20°或更大的差，这一样是危险的并且会发生在任何以向下垂直速度和大量水平加速度着地期间，这种情况有时因少量的顺风而变得更为糟糕。
因此，静态型瞬时涡流域本质上是通过在与姿态角基本为零的旋翼平面关联的轴系中表示的单个域来定义的，而动态型瞬时涡流域可包括与旋翼平面关联的多个涡流域，每个涡流域对应于给定的姿态角并由与旋翼平面关联的轴系中的图表来表示(其横轴和纵轴分别对应空速相对旋翼平面的切向分量和法向分量)。自然，对于尚未对其建立涡流域的旋翼平面的任何给定姿态角来说，可针对较佳位于相对侧的两个紧邻姿态角来执行内插运算，否则就需要执行外插运算。
因此，静态型瞬时涡流域的使用对应于本发明的第一种实现。
第二种实现涉及使用动态型瞬时涡流域。
较佳地，预测垂直速度VAP是通过在步骤(b)执行下列附加步骤获得的：
b1)测量旋翼飞机的瞬时垂直速度v；
b2)根据预测项确定修正垂直速度VCORR；以及
b3)将修正垂直速度添加至瞬时垂直速度以获得所述预测的垂直速度VAP。
如上所述，旋翼飞机的瞬时垂直速度v是通过垂直速度指示器提供的。
此外，在步骤b2)过程中，在步骤b21)，对瞬时垂直速度v的测量值确定第一修正量作为瞬时真空速VP、预测真空速VPP、最小动力速度VY、通过垂直速度指示器测得的瞬时垂直速度v、是给定类型旋翼飞机的旋翼飞机特征的常数k的函数。
该特征常数k是通过测试确定的并基于相对于旋翼飞机的功率和垂直速度之间正比性比率的线性近似，与旋翼飞机的质量无关，表示为：
v=k(WWn-1)]]>
其近似表达为：
WnWvY=2-VPVY]]>
在这些关系中，WvY和Wn表示各自在最小功率速度VY和真速VP下的飞行水平所需的功率，而W表示来自旋翼飞机的瞬时功率。
在这个基础上，一开始预测项被确定为适用于瞬时垂直速度v并表示为：
CP1=(v+k)VPP-VP2VY-VPP]]>
在该第一次修正的背景下，可在步骤b21’)选择地提供第二操作，其借助通过与每种旋翼飞机关联的测试确定的第一加权系数A对该预测项进行加权。第一加权系数一般接近1。
加权预测项CPP1因此写成：
CPP1＝A×CP1
理论上不需要包括该第一加权系数，由于其理论上等于1。
然而，特定旋翼飞机可能与理论值具有一定的偏差。因此，本发明考虑用测试确定该第一加权系数的值，该值可略为不同于1。
符号“×”对应于乘法符号。
在这类条件下，测得的瞬时垂直速度v的第一修正量要么等于预测项CP1要么等于加权的预测项CPP1。
重要的是要注意该第一修正量(CP1或CPP1)仅适用于满足下面两个条件的情形：
·水平飞行中的经校准空速VC小于接近65节(kt)的速度VY；以及
·经校准的空速VC正在降低。
对于旋翼飞机，第一速度模式定义为在旋翼飞机经校准的空速VC大于其最小功率速度VY时适用。该模式的特征在于，功率随空速的增加而增加并且对应于稳定的飞行。
相比而言，第二速度模式适用于下面所述最小功率速度。该模式的特征是旋翼飞机飞行的不稳定性。在该第二速度模式下，经校准的空速低且功率随旋翼飞机速度的降低而增大。空速指示器的测量值随着旋翼飞机向前速度的减小而越来越不可靠。另外，由于垂直速度指示器的惯性，测得的瞬时垂直速度是近似值。
本发明的方法还包括步骤b2)中的步骤b22)，其中对瞬时垂直速度v确定第二修正量，其表示为：
CP2=VPdVPdt]]>
由于下列关系，这在定义上与旋翼飞机高度的变化dh/dt相反：
dhdt=-VpdVPdt]]>
这是通过对旋翼飞机的速度从最小功率速度VY下降至停悬飞行的速度减小期间假设为常数的能量平衡表达求微分来获得的，即：
12mVP2+mgh+∫Wn+∫W=CT]]>
其中m、h和g各自表示飞机质量、其飞行高度以及重力加速度，CT是常数而功率Wn和W保持恒定。
在这些条件下，飞机的瞬时加速度较为有利地从例如通过沿旋翼飞机的纵轴设置的加速度计产生的加速度测量值获得，因为它比低速处理的压力测量获得的结果更为精确。
在该第二次修正的背景中，接下来可在步骤b22’)选择地通过基本等于0.5的第二加权系数B对校正项进行加权。
经加权的校正项CPP2则写成：
CPP2＝B×CP2
第二加权系数则以任意方式设定为0.5。
然而，可通过根据要求的灵敏度进行测试而对该系数进行精炼。
结果，瞬时垂直速度v的测量值的第二次修正要么等于该修正项要么等于经加权的修正项。
更准确地说，该第二修正量用来补偿对垂直速度指示器给出的指示可能存在的错误解读，并涉及称为“上升”的现象。
当飞行员使旋翼飞机采取鼻朝上姿态——即使量非常小和可能出自本能——而不同时改变旋翼飞机的瞬时引擎功率(能量)时，垂直速度指示器开始时指示垂直速度为正。
因此，在短期内，机身的纵向姿态角增大且旋翼飞机倾向于上升。然而，旋翼飞机的总能量是其动能及其势能之和。由于功率保持恒定，随着势能增加，动能减小，因此旋翼飞机速度减慢。
不幸的是，由于飞行员相信旋翼飞机可借助自然上升现象，因此飞行员仍然不知道旋翼飞机的这种速度损失。飞行员因此不会通过增加旋翼飞机功率来弥补这种速度损失。
此外，第二速度模式的这种速度减小如上所述地伴随有精确要求的功率增加。
在这类情形下，由于飞行员未增加向前速度的降低所需的功率，垂直速度突然下降并成为强烈的负值。旋翼飞机因此以驾驶员无法预见的方式快速下坠或甚至达到危险程度，然而仅在前一刻，垂直速度指示器还在指示正的垂直速度(向上速度)。
在这种情况下，首先单独施加第一修正量，此后同时施加第一和第二修正量，修正垂直速度VCORR一直取决于预测项CP1并表现出下面一种形式：
vCORR＝CP1
或vCORR＝CPP1
或vCORR＝CP1+CP2
或vCORR＝CP1+CPP2
或vCORR＝CPP1+CP2
或vCORR＝CPP1+CPP2
因而，并根据情势，在步骤b3)中使用并传达给飞行员的预测的垂直速度VAP表示为：
vAP＝v+CP1
或vAP＝v+CPP1
或vAP＝v+CP1+CP2
或vAP＝v+CP1+CPP2
或vAP＝v+CPP1+CP2
或vAP＝v+CPP1+CPP2
较佳地，预测的正常速度VPP由下式给出：
VPP=VP+dVPdtΔt]]>
时间间隔Δt较为有利地等于10秒。
这个条件导致将真速写成针对10秒预测的值，如下：
VP10=VP+(10×dVPdt)]]>
作为示例，针对10秒预测的垂直速度因此被写成如下更为一般的形式：
vAP=v+A[(v+k)VPP-VP2VY-VPP]+B(VPdVPdt)]]>
即，如果Δt＝10秒：
vAP=v+A(v10-v)+B(VPdVPdt)]]>
其中：
v10=v+(v+k)VP10-VP2VY-VP10)]]>
v10是10秒的预测垂直速度v，因此，不将修正项或加权的修正项考虑在内。
确定在至少三个变例中应用的瞬时真速VP，每个变例可适用于本发明的两种实现，尤其用来减小在空速指示器低速下的灵敏度损失。
在本发明的第一变例中，瞬时真速是使用已知为全向空气数据系统(ODAS)的仪器测得的，这种仪器例如用于类似UH60的军用直升机或应用在由申请人研发的“Dauphin海岸警戒”直升飞机上的类似设备。
该设备具有位于旋转天线两相对臂上的两个皮托管，所述旋转天线居中于主旋翼的转轴上，高于叶片平面。
该设备提供或多或少恒定的灵敏度并，能设备的旋转平面内提供空速的两个分量而排除第三分量。
第二变例通过使用以申请人名义作出的FR 06/07239文献中记载的空速指示器测量飞机的速度，尤其是低速状态下的旋翼飞机。
该仪器包括以恒速旋转并设有两个压力探头的臂，每个探头设置在臂的一个端部，每个探头具有对称地设置在所述臂的旋转平面的两个压力输入口，由此提供对于空速的全部三个分量的访问。
结果，通过这两个装置中的任一个，这种空速指示器的压力测量类型不再是低速下测量静态压力和总压力的限制因素，因此可获得良好准确性的旋翼飞机真速同时以低速前进。
第三变例基于风的大小和方向不变且旋翼飞机的速度从最小功率速度VY减慢至停悬飞行的假设。
由于在第一速度模式下，如上所述，来自空速指示器的信息是可靠的，因此在高于最小功率速度的经校准空速下确定风速是容易的。空速指示器因此在经过大气压力修正后给出经校准的空速VC和真速VP，所述大气压力修正如下：
Vp=VCσ]]>
然而，在低速(VC＜VY)和当今普通设备下，目前可用的唯一可靠的对地速度测量值是全球定位系统(GPS)提供的。速度VP因此不再是由空速指示器提供的与经校准的空速VC关联的空气压力测量的结果。
在本发明中，并在这类情势下，在速度降至VY以下时的风速是通过将由GPS提供的对地速度从空速指示器测量提供的速度中作矢量减来确定的。假设速度在旋翼飞机接近时保持恒定，在接近过程中其速度从VY下降至零，以使真速估计为等于矢量和，其中是在第二速度模式下从GPS获得的瞬时对地速度。相应经校准空速VC因此等于VP√σ。
由此获得旋翼飞机的真速vP，不管其接地速度为何。然而可以观察到，如本发明该第三变例中确定的真速Vp本质上是二维的，由于GPS所提供的对地速度同样是二维的。
本发明还提供一种用于在给定类型旋翼飞机的旋翼飞机中检测和发信警告“瞬时”涡流域的设备，该设备实现上述方法并且其特征包括：
·用于测量旋翼飞机的瞬时垂直速度v的第一装置；
·用于测量旋翼飞机的瞬时真空速Vp的第二装置；
·构成数据库的第三装置，该数据库涉及在与旋翼平面关联的轴系中用图表表示至少一个瞬时涡流域，使横轴和纵轴各自对应于与旋翼飞机的旋翼的所述平面呈切向和法向的空速分量；
通过第一、第二和第三连接l1、l2和l3各自连接于第一、第二和第三装置的第四装置，该第四装置设计成：
·实时地计算旋翼飞机的预测垂直速度VAP；
·实时地计算与预测垂直速度VAP关联的旋翼飞机的预测真空速VPP；
·检测包含预测垂直速度和关联的预测真空速的该对是否落在瞬时涡流域内；并且
·如果包含预测垂直速度和关联的预测真空速的所述对被检测为落在瞬时涡流域内，则触发警报。
在这类状态下，通过连接l4连接于第四装置的第五装置发警报给旋翼飞机的飞行员。
在本发明的第一实施例中，瞬时涡流域是静态型的，以使表示相应涡流状态并建立在上面提到的轴系(关联于旋翼平面)中的唯一图表涉及旋翼平面基本为零的姿态角。
在第二实施例中，瞬时涡流域是动态型的。结果，第三装置具有表征相应数量的涡流状态的多个图表，每个图表对应于旋翼平面的给定姿态。
在这种情况下，本发明的设备利用动态型瞬时涡流域，就需要使用用于测量所述旋翼姿态的第六装置来实现这种设备，假设所述旋翼姿态与旋翼飞机的姿态相同。第五装置则响应于第三装置而确定与所述测量的姿态关联的瞬时涡流域。
第六装置通过连接l6连接于所述第四装置。
此外作为选择，设备可包括通过连接l7连接于第四装置的第七装置，用于测量旋翼飞机的瞬间加速度，从而计算上述修正项或经加权的修正项。
较为有利地，可以观察到：
·第一装置是由垂直速度指示器构成的；
·第二装置较为有利地、但非排他地是上面提到的两个变例中的空速指示器或第三变例中的GPS。在这种情形下，当经校准的空速等于最小功率速度时，真空速对应于由GPS提供的速度与风速的矢量和所述风速通过取真速和GPS提供的速度之差获得；
·第四装置包括计算器；
·第五装置包括听觉或视觉警报器，或例如具有适宜象征表示的指示器的任何其它等效装置；
·第六装置包括人工地平仪；而
·第七装置包括加速度计。
此外，想到第三装置在存储器中包含最小功率速度VY和特征系数k的预定值，这些值是给定类型旋翼飞机的旋翼飞机常数。
因此，在本发明中并与已有偏见相反，可管理旋翼飞机的飞行域的极限，尤其避免或延迟进入涡流环状态(VRS)。
【附图说明】
本发明及其优势更详细地表现在下面说明书中，说明书示出没有任何限定意思并结合附图予以描述的较佳实施例，在附图中：
图1示出涡流状态下的旋翼飞机的旋翼中的气流；
图2是描述本发明的设备的图；
图3示出涡流状态如何表现在图表中；以及
图4是示出涉及实现本发明方法的步骤的方框图。
一张以上附图中给出的要素在全部附图中用相同附图标记表示。
【具体实施方式】
图1所示的空速的方向对应于缓慢且几乎垂直下降的旋翼飞机。速度Vz表示与旋翼PR的平面垂直的气流速度分量，而称为“弗鲁德”速度或下冲速率的值VF在这种情况下大于Vz。
可以观察到，伴流S形成在旋翼下，由此约束空气FCS的顶部中央流线以产生朝向叶片P外缘的涡流区ZT。
在这类状态下，原则上通过乘客感受到的振动所表现的这种涡流状态现象开始于旋翼飞机开始下降(在陡峭下降斜坡上垂直下降或等距下降)时。旋翼随后由于与气流隔离而沉入其自我洗冲击并由此丧失升力。除非采取修正控制，否则这样会导致突然下坠。
为了弥补直升飞机所特有的这个危险缺陷，申请人提出一种方法和装置，它能意想不到地执行检测和发信警告接近涡流状态的预测功能。在该情势下，旋翼飞机的飞行员可采用必要措施，对所述接近的预知作出反应，并因此防止旋翼飞机进入涡流状态。
为此图2且根据本发明的设备D包括：
·用于测量旋翼飞机的瞬时垂直速度v的第一装置1，所述第一装置较佳地由垂直速度指示器构成；
·用于测量旋翼飞机的瞬时真空速VP的第二装置2，所述第二装置较佳地对应于下面三个变例中的一个：
·上面提到的第一和第二变例中的空速指示器；或
·上面提到的变例中的GPS，其中真空速对应于GPS提供的速度加上风速的矢量和所述风速经校准的空速VC等于或大于最小功率速度VY时通过取真速和由GPS提供的速度之差而得出；自然，可想出其它用于测量真速的仪器，而并不因此超出本发明的范围。
·包括数据库BDD的第三装置3，该数据库涉及在与旋翼平面关联的轴系中用图表表示至少一个瞬时涡流域并因此使图表的横轴和纵轴各自对应于与旋翼飞机的旋翼的平面呈切向和法向的空速分量；
由通过第一、第二和第三连接l1、l2和l3各自连接于第一、第二和第三装置的计算器构成的第四装置4，该第四装置设计成：
·实时地计算旋翼飞机的预测的垂直速度VAP；
·实时地计算与预测的垂直速度VAP关联的旋翼飞机的预测真空速VPP；
·检测由预测的垂直速度和关联的预测的真空速构成的对是否包含在瞬时涡流域内；并且
·如果由预测的垂直空速VPP和关联的预测垂直速度VAP构成的所述对被检测为落在瞬时涡流域内，则触发警报；
·用于发出所述警报的第五装置5，该第五装置通过连接l4连接于第四装置4并由听觉警报器、视觉警报器或具有例如合适象征表示的指示器等任何其它警报器构成。
可选择地，设备D可进一步包括：涉及人工地平仪的第六装置6，其通过连接L1连接于第四装置4以选择代表涉及旋翼平面测得姿态(实际上与旋翼飞机的姿态一样)的动态涡流域的图表，从而确定与所述测得的姿态对应的瞬时涡流域，在这里需要对旋翼的所述平面的其它姿态根据其它定义图表作内插或外插，或事实上要采用与最接近测得姿态的旋翼平面姿态关联的图表。
通过连接L2连接于第四装置4的第七装置7，用以确定旋翼飞机的瞬时加速度为了所谓的“上升”效应以进行适当修正，所述第七装置较佳地由加速度计构成。
此外，想到使第四装置4在存储器中首先包含最小功率速度VY和特征系数k的预定值，这些值给定类型旋翼飞机的旋翼飞机的常数，其次可随要求进行调整的常数值A和B。
想到使该设备具有至少两个实施例，即第一和第二实施例，它们对应于分别基于静态型瞬时涡流域(只有一个图表表示原则上关联于姿态角即旋翼平面基本为零的瞬时涡流域)或动态型(具有多个图表，每个图表关联于表现出某些特定瞬时涡流域的旋翼平面的姿态)来使用第三装置3。
作为示例，图3以图表DVS的形式示出静态型瞬时涡流域，而图表DVD对应于从代表动态型涡流域的多个图表选择的瞬时涡流状态。横轴和纵轴代表分别在旋翼平面内的气流速度分量(以节表示)和垂直于所述平面的气流速度分量(以英尺/分钟(ft/min)表示)。
具体地说，图3中的图表涉及申请人制造的Ecureuil AS 350直升飞机。如果真空速和关联的垂直速度的一对值落在静态涡流域DVS中，则飞机位于涡流区(旋翼平面和旋翼飞机的姿态基本相同)。这同样适用于动态涡流域，尤其是如果这一对值落在与旋翼平面关联的姿态的图表DVD中。在本例中，图表DVD对应于旋翼平面大约22°的姿态，这提供根据旋翼平面姿态如何变化而将DVD域转变至DVD域的一种可行方法。
自然地，作为其表示瞬时涡流域的图表，设备可使用：
·要么代表静态涡流域的图要么其它；
·代表静态涡流域的图和代表动态涡流域的图表两者；
当使用代表动态涡流域的图表时，则获得用于旋翼飞机测得姿态的瞬时涡流图表：
·基于可用的多个图表要么进行内插要么进行外插，每个图表关联于旋翼平面的各个姿态；或其它
·选择与最接近已测得姿态的旋翼平面姿态关联的图表。
使用动态涡流域确定相对于气流速度分量的真预测空速和垂直速度，可接受的假设给出上述预测特性和结果简化。
在这种状态下，设备1采用图4示意的方法。
检测和发信告知涉及旋翼飞机的涡流域的方法的特征在于，连续执行下列步骤：
(a)在预备飞行中通过测量与气流相对于旋翼平面的速度的切向分量和法向分量关联的多对值，对特定种类旋翼飞机的基准旋翼飞机作出一系列的在先测量，这些成对的值通过其中横轴和纵轴分别对应于所述切向和法向分量的至少一个图表来确定涡流状态的至少一个瞬时涡流表征；
(b)在所述特定类型旋翼飞机的旋翼飞机飞行中，实时地确定所述旋翼飞机的预测真空速VPP和关联的预测垂直速度VAP；
(c)定义第一检测条件，其规定何时所述关联的预测真空速VPP和预测垂直速度VAP包含在瞬时涡流域中；以及
(d)当满足所述第一检测条件时触发发信警报。
如上所述，瞬时涡流域由来自要么静态型要么动态型的涡流域的图表表示，所述图表的横轴和纵轴各自对应于空速相对于旋翼平面的切向分量和法向分量。
较为有利地，预测垂直速度VAP是在步骤(b)中执行下列附加步骤获得的：
(b1)测量旋翼飞机的瞬时垂直速度v；
(b2)根据预测项确定修正垂直速度VCORR；以及
(b3)将修正垂直速度加上瞬时垂直速度，获得所述预测垂直速度VAP。
另外，在步骤b2)，在步骤b21)中，针对测得的瞬时垂直速度v确定第一修正量，所述第一修正量随垂直真空速VP、预测真空速VPP、最小功率速度VY、由垂直速度指示器测得的瞬时垂直速度v以及给定类型旋翼飞机的旋翼飞机的特征常数k而改变。
在这基础上，最先测定适用于垂直速度v的预测项CP1，如下面给出的：
CP1=(v+k)VPP-VP2VY-VPP]]>
在该第一修正量的背景中，可选择地在步骤b21’)之后通过专门针对每种旋翼飞机进行测试确定的第一加权系数A来对预测项CP1进行加权。该第一加权系数一般接近1。
该加权预测项CPP1因此被写成：
CPP1＝A×CP1
在这些条件下，对瞬时垂直速度测量值v的第一修正量要么等于预测项CP1的要么等于加权预测项CPP1。
重要的是要注意到，该第一修正量(CP1或CPP1)仅当满足下面两个条件时才适用：
·水平飞行时经校准空速VC小于接近65kt的速度VY；以及
·经校准的空速在减小。
本发明的方法在步骤b2)可进一步包括步骤b22)，其中第二修正量是针对瞬时垂直速度v确定的，并写成：
CP2=VPdVPdt]]>
这在别处讨论的条件下在定义上与旋翼飞机高度的变化相反。
在该第二修正量的背景中，可在步骤b22’)之后选择地通过基本等于0.5的第二加权系数B对修正项进行加权。
经加权的修正项CPP2因此如下表示：
CPP2＝B×CP2
结果，对测得的瞬时垂直速度v的第二修正量要么等于该修正项要么等于经加权的修正项。
在这种情况下，首先单独应用第一修正量并其次同时应用第一和第二修正量，则修正垂直速度VCORR满足下面等式之一：
vCORR＝CP1
或vCORR＝CPP1
或vCORR＝CP1+CP2
或vCORR＝CP1+CPP2
或vCORR＝CPP1+CP2
或vCORR＝CPP1+CPP2
因此，根据情形，用于步骤b3)并将其提供给飞行员的预测垂直速度VAP为：
vAP＝v+CP1
或vAP＝v+CPP1
或vAP＝v+CP1+CP2
或vAP＝v+CP1+CPP2
或vAP＝v+CPP1+CP2
或vAP＝v+CPP1+CPP2
较佳地，预测的真空速VPP是通过下式确定的：
VPP=VP+dVPdtΔt]]>
其中时间间隔Δt较佳等于10秒。
这个条件导致将10秒的真空速预告表示如下：
VP10=VP+(10×dVPdt)]]>
作为示例，对10秒预测的垂直速度以最一般形式表示如下：
vAP=v+A[(v+k)VPP-VP2VY-VPP]+B(VPdVPdt)]]>
即，如果Δt＝10秒：
vAP=v+A(v10-v)+B(VPdVPdt)]]>
其中：
v10=v+(v+k)VP10-VP2VY-VP10)]]>
V10是对于10秒预测的垂直速度v，因此不将修正项或加权修正项计入其中。
自然，本发明的实现可以有多种变化形式。尽管上面给出了若干实施例，然而容易理解它们并非穷尽地给出全部可用实施例。自然可通过等效手段代替任何前述手段而不会超出本发明的范围。
为了提高预测速度的精确度，在飞行中用特定类型旋翼飞机的基准旋翼飞机作了特定试验，以准确地确定第一和第二加权系数A、B而不是武断地将其设定在1和0.5的各个值。
在实践中，并且在较佳协议应用中，所述基准旋翼飞机大致在最小功率速度VY下行驶并也可以非零瞬时垂直速度移动，测试包括在第一时刻t使旋翼飞机的前进速度从瞬时真速VP减小至低于或等于VY，如有可能，同时维持引擎功率恒定。此外，通过使旋翼飞机在每次测试时或多或少以恒定速率减速而重复测试，要知道首先所述减速率可彼此不同而其次可以相同减速力进行多次测试，或事实上在第一时刻t从不同的瞬时真速VP开始。
各减速率是通过飞行员朝旋翼飞机后侧纵向移动循环操纵杆来获得的。在这些条件下，斜盘倾斜并因此旋翼的转动平面沿使旋翼飞机呈鼻朝上位置的方向倾斜。
这个动作的效果是将减速度作用于基准旋翼飞机。
此外，每次测试持续至少10秒的时间，即直到第二时间(t+10秒)，较佳地保持该10秒的持续时间以预测以VP10形式写成的预测真空速VPP。
结果，在每次测试中，至少在10秒内记录下面量的测量值：
·在第一时间t开始测量时的瞬时垂直速度v；
·在第二时间(t+10秒)的垂直速度v，这等于在第二时间(t+10秒)的垂直速度VAP；
·在第一时间t的瞬时真速VP；以及
·减速度
要理解，量Vy和k是从其它资源获知的，例如所述类型旋翼飞机的特征。
此后，针对每次测试计算项Cp1和Cp2以对每次测试建立以下形式的等式：
(A×Cp1)+(B×Cp2)＝vAP-V
其中：
vAP等于在第二时间(t+10秒)测得的垂直速度v；而
v等于在第一时间(t)测得的垂直速度v。
因此等式的数目等于测试的次数，最终的等式系列用一般数学方法求解，这里无须再说。
求解该等式系就能够获得第一和第二加权系数A和B。
可根据所构想的情势在下面的上述等式中同样可使用这些加权系数：
vAP＝v+CPP1(仅使用系数A)
vAP＝v+CPP2(仅使用系数B)
vAP＝v+CP1+CPP2(仅使用系数B)
vAP＝v+CPP1+CPP2(仅使用系数A)
vAP＝v+CPP1+CPP2(使用系数A和B两者)