以襟翼位置为函数的 转弯协调增益的 方法和装置 本发明涉及飞机转弯控制系统，特别是涉及一种可改变以飞机襟翼位置为函数的飞机偏航阻尼器转弯协调增益的新系统。
在一架固定翼构形的飞机作机动时，转弯通过多种控制单元协调。例如，飞行员通过使用固定翼飞机座舱内的操纵杆来操纵飞机的副翼、方向舵和升降舵来实现转弯。
长期以来，在飞机压坡度机动中采用计算机控制方向舵偏转来实现转弯协调。众所周知，希望实现转弯协调，这是因为，举例而言，当飞机向左坡度机动时，由于绕偏航轴的副翼诱导力矩作用，飞机趋向右偏航。对于协调转弯，在左坡度机动期间引起的偏航轴力矩可通过左偏方向舵加以消除。在现代大型商用客机中，方向舵偏度由计算机通过采用称为偏航阻尼器的系统来控制。因此，飞行员仅需操纵驾驶盘来正确地完成转弯。
偏航阻尼器包括飞机上的各种传感器和根据来自偏航阻尼器的信号操纵方向舵的偏航阻尼伺服器。根据由机上飞行员的指令，偏航阻尼器必须确定对应一给定坡度角数的方向舵的偏度。例如，授于Tran的第5,452,865号美国专利和授予Chakravarty的第5,072,893号美国专利等详细论述了现有技术水平的转弯协调系统。
偏航阻尼器中的一个关键部分被称作增益调节器(gain schedule)。在转弯机动期间，通过操纵增益调节器为方向舵提供转弯协调。已知地一些转弯协调增益调节器基于又被称为冲击压力的参数Qc。特别地，在图1中示出了波音747-400的增益调节器。由图可见，在到达临界气压之前转弯协调增益保持恒定，在此临界点，转弯协调增益呈线性下降。由图1发现所示的增益调节器不能最佳地提供转弯协调，有时会出现发散或收敛转弯特征。
本发明提供了一种改进的方法和装置，用于确定转弯机动时在飞机偏航阻尼器系统中的转弯协调增益的数量。偏航阻尼器包括从飞机惯性基准部件和飞机襟翼缝翼电子部件(FSEU)的输入。惯性基准部件提供有关飞机滚转速率、横向加速度、滚转角和偏航速率的信息。FSEU为偏航阻尼器提供一个指明飞机襟翼位置的信号。该偏航阻尼器包括一个转弯协调增益盒，它接收襟翼位置信号并输出一个与襟翼位置相关的转弯协调增益值。然后偏航阻尼器采用该转弯协调增益值来确定方向舵位移的数值。一般来说，随着襟翼位置进一步展开，转弯协调增益值增大，这主要指诸如用于低速时机翼的增开装置偏度位置(high lift configuration)。每一个襟翼位置的精确转弯协调增益值取决于飞机在各种飞行条件下的特定气动特征。
通过如下参照附图的详细描述，本发明的前述各方面及其许多附带优点将变得更好理解，其中：
图1是一个现有技术水平的转弯协调增益调节器特性曲线的示意图；
图2是一个包括转弯协调增益单元的现有技术水平的偏航阻尼器的示意图；
图3是一个根据本发明的偏航阻尼器系统的示意图；
图4是一个用于本发明的转弯协调增益盒的检索表；
图5～9是构成用于本发明的增益调节器的数学模型的图形表达；
图10是一个根据本发明计算出的转弯增益值曲线图。
图2显示了简化的现有技术水平的偏航阻尼器201，它用于生成一个偏航阻尼指令，YDCMD，在转弯过程期间控制方向舵的偏度。通常将该YDCMD信号提供给一个或多个驱动飞机方向舵的偏航阻尼伺服器。这种特定的偏航阻尼器201已经应用于波音747-400型飞机上。偏航阻尼器201采用从飞机上的惯性基准部件输入的数据来计算与当时实际飞机条件相对应的方向舵指令(YDCMD)。然后该偏航阻尼伺服器转换来自偏航阻尼器201的电信号以控制流向驱动飞机方向舵的致动器活塞的湍流。
偏航阻尼器201的输入包括：Ny，表示飞机的横向加速度；R，表示飞机的偏航速率；Φ，表示飞机的滚转角；P，表示飞机的滚转速率。上述参数均由飞机上的惯性基准部件提供。
由图2可见，在第一乘法器盒203处，横向加速度Ny乘上常数K11。然后将第一乘法器盒203的输出提供给第一加法器205，它将对第一乘法器203和第二乘法器207两者的输出进行求和。第二乘法器207接收偏航速率R作为输入并将该偏航速率R乘上一个预定常数K12。该偏航速率R也提供给第三乘法器盒209，并被乘上一个预定常数N12。
将滚转角Φ提供给第七乘法器盒227，并被乘上一个常数C。将第七乘法器盒227的输出提供给第四乘法器盒211，并被乘上一个常数N13。将第四乘法器盒211的输出提供给第二加法器213，在其中对第四乘法器盒211的输出与第五乘法器215的输出进行求和。第五乘法器215将滚转速率P乘上一个预定常数N14。将该第二加法器213的输出提供给第三加法器217，第三加法器217同时还接收第三乘法器盒209的输出作为输入。将第三加法器217的输出提供给第四加法器219。
将第一加法器205的输出提供给一阶延迟盒221。将该一阶延迟盒221的输出提供给第六乘法器盒223，并在其中将该一阶延迟盒221的输出乘上一个增益因子M。将第六乘法器盒223的输出也提供给第四加法器219。然后，将第四加法器219的输出提供给第五加法器225。
第七乘法器227的输出也提供给转弯协调增益盒229。转弯协调增益盒229同样还从飞机的大气数据计算机接收一个信号231作为输入信号，如空气速度VTAS(用于波音767时)或外部气压Qc(用于波音747时)。在现有技术水平下，采用来自大气数据计算机的输入计算转弯协调增益值，该值与第七乘法器227的输出值相乘。波音747中的转弯协调增益的计算结果与图1相符。
在本发明的优先实施例中，提供给转弯协调增益盒229的输入231是从襟翼缝翼电子部件(FSEU)中输出的信号，该信号表明了该飞机襟翼的位置。与现有技术不同的是，现有技术的输入231是VTAS或Qc，而本发明优先实施例中的输入231是襟翼位置。该襟翼位于飞机机翼上，被伸展或收回来控制机翼产生的升力数。襟翼位置通常用角度表示。对于许多飞机，襟翼可置于多个不连续的角度位置其中之一。例如，在波音777中，襟翼可以从收回位置伸展到下列角度：1，5，10，15，20，25或30度。
参照图3，本发明的偏航阻尼系统301包括一个偏航阻尼部件303，一个偏航阻尼伺服器305，一个方向舵307，一个惯性基准部件309，以及一个FSEU 311。飞机的运动信息由惯性基准部件309提供给偏航阻尼部件303。襟翼位置信息由FSEU 311提供给偏航阻尼部件303。偏航阻尼部件303接收该信息，并按照其计算技术，生成一个YDCMD信号给偏航阻尼伺服器305。然后，该偏航阻尼伺服器驱动方向舵而达到所希望的偏转。这样，不同于依赖于飞机的VTAS或Qc的现有技术，本发明根据飞机的襟翼位置确定转弯协调增益。
转弯协调增益盒229包括一个乘法器和一个由一个微处理机实现的检索表。从第七乘法器227的输入乘上该检索表中一个相应的转弯协调增益值。该检索表可放置在ROM中。基于FSEU 311报告的襟翼位置，该相应的转弯协调增益值被用作乘数。图4表示了该检索表的一种表格形式，其中从G1到G8是可能的增益值。
图5～9表示了如何计算该转弯协调增益以及用于计算的理论基础。就目前所知的技术，当偏航阻尼环路结束后，最佳的转弯协调增益要求一个中性稳定的螺旋模态(neutrally stable spiral mode)。因此，该偏航阻尼器的增益必须将闭环系统的螺旋模态驱使到初始状态。可以通过求解在一个稳态转弯角时闭环飞机系统的状态方程得到驱使螺旋模态至初始状态的增益。这个过程的数学推导如下：
设飞机模型的动力学方程为：x.1=a1x1+b1u1]]>y1＝c1x1＋d1u1其中a1=a11a12a13a14a21a22a23a24a31a32a33a34a41a42a43a44;x1=βRΦP;]]>β＝侧滑角b1=b11b12b13b14;u1=[δr];y1=NyRΦP]]>c1=c11c12c13c14c21c22c23c24c31c32c33c34c41c42c43c44;d1=d11d21d31d41]]>
图5以框图形式表示上面的方程。
矩阵a1，b1，c1，d1表示被模拟的特定飞机的气动模型。参数u1表示方向舵偏转量。本行业专业人士都能了解，按照已知的技术，基于飞机的物理尺寸及飞机的飞行参数可以计算这些矩阵。此外，当飞机的襟翼位置不同时，矩阵a1，b1，c1和d1将会变化。这是由于，当飞机的襟翼位置改变时，飞机的气动特征随之改变，所以定义飞机特征的矩阵也就改变了。
接下来，设偏航阻尼器(无转弯协调通路)的动力学方程为：x.2=a2x2+b2u2]]>y2＝c2x2＋d2u2其中：a2＝[j]；b2＝[k11k12k13k14]；u2=NyRΦP]]>y2＝[ydcmd]；c2＝[m]；d2＝|n11n12n13n14]
图6以框图形式表示上面的方程。
从特定飞机的偏航阻尼系统可以获得数值a2，b2，y2，c2和d2。因此，由图2所示的乘法器可获得值b2，c2和d2。将飞机的输出(y1)与偏航阻尼器的输入(u2)顺序连接，所得出的系统的框图表达如图7所示。其中：
因为n11，d21，d31和d41始终等于零，所以d’＝d2d1＝0。通过将ydcmd(y2)和δr(u1)连接结束该闭环，图8显示闭环系统的框图表达。
该闭环系统可简化为如图9所示，其中：A＝a′＋b′c′；b′=b11b12b13b14b15]]>其中：b15＝b2d1该闭环系统的状态方程可展开如下：β.=A11β+A12R+A13Φ+A14P+A15X+b11δr]]>R.=A21β+A22R+A23Φ+A24P+A25X+b12δr]]>Φ.=A31β+A32R+A33Φ+A34P+A35X+b13δr---Eq.(1)]]>P.=A41β+A42R+A43Φ+A44P+A45X+b14δr]]>X.=A51β+A52R+A53Φ+A54P+A55X+b15δr]]>其中：A＝a′ij＋b′ilc′lj对于一个稳定状态转弯：因此，方程(1)变成：β.=A11β+A12R+A13Φ+A14P+A15X+b11δr=0]]>R.=A21β+A22R+A23Φ+A24P+A25X+b12δr=0]]>Φ.=A31β+A32R+A33Φ+A34P+A35X+b13δr=0---Eq.(2)]]>P.=A41β+A42R+A43Φ+A44P+A45X+b14δr=0]]>X.=A51β+A52R+A53Φ+A54P+A55X+b15δΓ=0]]>当滚转速率为定值时，可以通过求解方程(2)得出δr。δr是通过滚转角反馈以保持飞机既不发散又不收敛的方向舵的量。一旦算出δr的值，则将δr除以一个那架飞机的常数，就得简单地算出理想转弯协调增益值。
矩阵a1，b1，c1和d1的值的变化取决于包括襟翼位置在内的飞机飞行运行条件的变化。例如，飞机的速度、重量、高度、襟翼位置及重心的变化都会对矩阵产生影响。在本优先实施例中，所使用的矩阵中包括这些运行参数的极值。这样，用于检索表中的所得出的转弯协调增益是用各个极值矩阵算出的转弯协调增益的平均值。这保证了转弯协调增益盒229将所有可能的飞行条件都考虑进去。
例如，如图10所示，算出了波音747-400飞机在各种襟翼位置，即1，5，10和20度的实际转弯协调增益值。值得注意的是，对应每一个襟翼位置有多个转弯协调增益值。这与飞机的各种极限操纵条件相符。在本优选实施例中，检索表中所用的转弯协调增益将是这些极值的平均值。
通过对本发明的优先实施例的图示和描述，可以理解，在不脱离本发明的主诣和范围下可以进行各种变型。