用于能盘旋的飞行器的电子飞行控制系统 技术领域 本发明涉及一种用于能盘旋的飞行器的电子飞行控制系统， 具体地说， 涉及一种 装配有主旋翼 (rotor) 和尾旋翼的直升机， 本发明仅通过实例的方式涉及这种直升机。
背景技术 已知直升机包括相互连接并且通过一个或多个发动机旋转的主旋翼和尾旋翼。
当被提供动力时， 主旋翼和尾旋翼基本在三个范围内操作 ： 正常 ( 稳定 ) 操作范 围， 其中旋翼速度 (rpm) 通常在给定额定速度的 96 ％与 102 ％之间的范围 ； 下操作范围， 其中旋翼速度通常在 90％与 96％的范围之间 ； 上操作范围， 其中旋翼速度通常在 102％与 106％之间的范围。显然， 这些旋速度只是指示性的， 其中不同的直升机具有不同百分比的 操作范围。
已知这样的自动系统 ( 例如在 WO 2008/48245 中所描述的 )， 该系统用于通过减小 主旋翼和尾旋翼速度而减小由直升机产生的噪音。由旋翼产生的噪音随着速度 (rpm) 的增 加而快速增加， 并且该自动系统基于诸如飞行高度和速度以及空气温度的参数来操作， 以 帮助飞行员调整旋翼速度， 从而实现期望的低噪音等级。
发明内容
申请人已经发现， 为了确保安全飞行， 自动电子飞行控制系统必须要处理大量的 数据。在给定的环境和 / 或飞行高度条件下， 从低旋翼速度切换到高旋翼速度的切换可能 导致直升机失去控制， 或者损坏直升机， 并且反转 (reverse) 也同样重要。在不合适的飞行 条件下减小旋翼速度可能会导致直升机不可恢复地失去控制。在操作方式上， 电子飞行控 制系统也是相当硬式的 (rigid)， 因为该控制系统根据一种或多种类型的飞行信息来简单 地自动控制主旋翼和尾旋翼的由高到低或者由低到高的速度切换， 并且即使在临界情况下 该电子飞行控制系统也不适于要求最大自动飞行控制的任务。 实际上， 除非符合特定条件， 这种系统仅局限于禁止从高噪音 ( 高旋翼速度 ) 模式到低噪音 ( 低旋翼速度 ) 模式的自动 切换， 并且反之亦然。
用于临界情况下的个性化任务和自动飞行控制的范围因此相当有限， 并且任务描 述 (mission profile) 不能既有效又安全地限定和自动化。
申请人由此设计出一种电子飞行控制系统， 该控制系统实现了安全地并且以高度 灵活、 可适应任务的方式自动地控制飞行器的一个或多个旋翼的速度。
本发明的一个目的是提供一种用于能够盘旋的飞行器的电子飞行控制系统， 该系 统被设计用以消除现有技术的上述缺点。
根据本发明， 如在所附权利要求中限定的， 提供了用于能盘旋的飞行器的电子飞 行控制系统 ； 配备有这种电子飞行控制系统的飞行器 ； 以及供这种用于能盘旋的飞行器的 电子飞行控制系统使用的软件。附图说明
图 1 示出了根据本发明的飞行控制系统的一个实施方式的框图 ； 图 2 图示出了根据本发明的一个实施方式的不同旋翼速度控制模式的性能关系 ； 图 3 示出了说明根据本发明一个实施方式的在不同飞行控制模式之间转换的状态图 ； 图 4 示出了说明根据本发明另一个实施方式的在不同飞行控制模式之间转换的 状态图 ；
图 5 以表格的形式示出了在自动低噪音飞行控制模式中的包含随着密度高度 (density altitude) 和飞行速度的变化的旋翼速度的数据库 ；
图 6 以表格的形式示出了在自动高性能飞行控制模式中的包含随着密度高度和 飞行速度的变化的旋翼速度的数据库 ；
图 7 示出了配备有图 1 的飞行控制系统的直升机。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本发明， 以便专业人员能够制造并使用本发明。如 本领域的普通技术人员显而易见地， 在不偏离如所附权利要求中所限定的本发明的保护范 围的情况下， 可以对所述的实施方式进行改变， 并且所述的一般原理也可以应用到其它实 施方式和应用中。 因此， 本发明不被认为限于所描述和说明的实施方式， 而是必须与符合本 文描述与要求的原理和特征的最宽保护范围相一致。
图 1 示出了根据本发明一个实施方式的飞行控制系统 1 的框图。飞行控制系统 1 安装在直升机 100( 图 7) 上， 并且另外地， 设置为控制直升机 100 的一个或多个发动机 101， 这随之控制直升机 100 的主旋翼 102 和尾旋翼 104 的速度。 飞行控制系统 1 包括飞行员控制模块 2， 该模块形成了飞行员 ( 未示出 ) 与作为整 体的飞行控制系统 1 之间的界面， 并且允许飞行员通过启动手动控制模块 4 来启动手动控 制模式， 或者通过启动自动控制模块 6 来启动自动控制模式。
飞行控制系统 1 包括已知的发动机控制或者 FADEC( 全权数字发动机控制 ) 模块 8， 该模块通常包括 EEC( 电子发动机控制器 ) 或者 ECU( 发动机控制单元 )。 FADEC 8 控制飞 行控制系统 1 所属的直升机 100 的发动机 101 的所有性能方面。更具体地， 发动机 101 的 性能通过连接到 FADEC 8 的发动机控制模块 10 来控制， 并且该发动机控制模块形成 FADEC 8 与发动机 101 之间的界面。
当启动时， 手动控制模块 4 形成会话界面 (dialog interface)， 以确保飞行员输 入的指令被 FADEC 8 准确地接收， 所述 FADEC 由此通过发动机控制模块 10 控制发动机的操 作 ( 速度、 功率等 )。
当启动手动控制模块 4 时， 自动控制模块 6 便被禁用， 并且飞行员具有对直升机 100 的完全控制。
当飞行员指令飞行员控制模块 2 启动自动控制模块 6 时， 手动控制模块 4 被禁用， 并且 FADEC 8 接收由速度控制模块 12 自动滴产生的指令， 所述速度控制模块包括存储数据 的一个或多个存储器 14， 速度控制模块 12 通过所述存储器识别要被发送到 FADEC 8 的指令 ( 通常与旋翼 101、 104 的期望速度相关 )。存储在存储器 14 中的数据可以在存储在存储器
14 中的数据库 ( 例如， 下面参照图 5 和图 6 所描述的 ) 中组织化。速度控制模块 12 连接到 飞行参数控制模块 16， 随之连接到多个传感器 17， 所述多个传感器为飞行参数控制模块 16 提供 ： 环境数据 ( 例如， 海拔高度、 地面距离、 周围环境温度、 大气压力 ) ； 与直升机 100 的飞 行条件相关的数据 ( 例如， 性能、 飞行速度和方向、 燃料流动 ) ； 以及与直升机 100 的载荷和 / 或重量情况相关的数据 ； 或者此外， 废气温度。
更具体地， 传感器 17 包括 ： 用于获取外部数据的环境传感器模块 18， 所述外部 数据诸如为空气温度和 / 或大气压力和 / 或温度条件和 / 或风力和风向和 / 或压力高度 (PA)， 等； 用于测量直升机 100 的重力的重力传感器 20( 例如， 通过测量在地面上的直升机 100 的轮子或起落撬 (skid) 上的重力 ) ； 用于指示方位和航向的方位传感器 22( 例如 GPS 接收器和 / 或回转罗盘 ) ； 用于确定直升机在地面水平以上的高度的高度计 24 ； 一个或多 个叶片转速传感器 26， 该转速传感器用于确定主旋翼 102 和 / 或尾旋翼 104 的速度 ； 以及 用于将任何功率需求传送到发动机的一个或多个集合位置传感器 (collective position sensor)28。当然， 直升机可以配备有其它传感器。
密度高度也可以以已知的方式获取。
在一个实施方式中， 重力传感器 20 还有利地设计为指示直升机 100 的实际空中飞 行重力， 例如， 指示由于燃料消耗而引起的直升机 100 的飞行中重量的减小， 或者指示由于 在飞行中将人和 / 或货物装载到直升机 100 上 ( 例如使用绞盘 ( 未示出 )) 而引起的直升机 100 的重力增加。因此， 将重力传感器 20 连接到燃料水平传感器 ( 未示出 )， 所述重力传感 器从所述燃料水平传感器获得剩余燃料水平并且将剩余燃料水平关联至或转化为所消耗 燃料的重量 ( 或者， 通过计算， 所述重力传感器获得由于燃料消耗而导致的重量损失 )。重 力传感器 20 还连接到另一个重力传感器 ( 未示出 )， 该另一个重力传感器连接至用来将人 或者货物装载到直升机 100 上的绞盘， 从而获取装载的人和 / 或货物的重量。在不存在连 接到绞盘的传感器的情况下， 飞行员可以手动地输入装载到直升机 100 上的人和 / 或货物 的重量、 或者估计的重量。
可选地， 飞行参数控制模块 16 还连接到机载装置 38( 例如一个或多个视频装置 )， 以给飞行员提供由上述传感器获得的数据的图像显示。
飞行控制系统 1 还包括用于收集与直升机的性能 ( 即飞行中的物理响应 ) 相关的 数据的性能模块 40， 并且该性能模块连接到发动机控制模块 10、 飞行参数控制模块 16， 并 且通过所述飞行参数控制模块连接到速度控制模块 12。速度控制模块 12 还通过自动驾驶 仪装置 42 和飞行控制模块 44 连接到性能模块 40。
旋翼 102、 104 速度的增加通过速度控制模块 12 使直升机 100 的飞行方向和 / 或 速度和 / 或高度产生变化。当盘旋时， 例如， 自动驾驶仪装置 42、 飞行控制模块 44、 和性能 模块 40 协同作用以维持飞行方向， 并且， 如果不被飞行员改变的话， 还维持速度或高度。由 于是公知的， 因此不详细地描述性能模块 40、 自动驾驶仪装置 42、 和飞行控制模块 44。最 后， 性能模块 40 连接到飞行参数控制模块 16， 并且所述飞行参数控制模块将通过由传感器 17 记录和 / 或测量的直升机性能信息提供给所述性能模块。
飞行控制系统 1 还包括将速度控制模块 12 连接到 FADEC 8 的第一和第二控制界 面模块 46、 48。FADEC 8 向第一控制界面模块 46 提供有关于发动机 101 当前操作状态的信 息 ( 例如， 发动机速度、 旋翼 102、 104 的控制速度等 )， 并且所述第一控制界面模块将该信息提供给速度控制模块 12。依次地， 基于来自环境传感器模块 18、 重力传感器 20、 方位传 感器 22、 高度计 24、 叶片转速传感器 26、 收集位置传感器 28、 和第一控制界面模块 46 的信 息， 以及来自性能模块 40 的直升机性能信息， 速度控制模块 12 经由第二控制界面模块 48 与 FADEC 8 通信。更具体地， 速度控制模块 12 与 FADEC 8 通信以设定主旋翼 102 和尾旋翼 104 的转速。 FADEC 8 随之将转速传送到发动机控制模块 10， 所述发动机控制模块经由发动 机 101 使主旋翼 102 和尾旋翼 104 以速度控制模块 12 所要求的速度旋转。
更具体地， 飞行参数控制模块 16 将由传感器 17 获得的信息提供给速度控制模块 12， 并且所述速度控制模块因此指令第二控制界面模块 48 增加或者减小旋翼 102、 104 的速 度。速度控制模块 12 还给自动驾驶仪装置 42 提供与指令相关的信息以增加或者减小旋翼 102、 104 的速度， 以便自动驾驶仪装置 42 经由飞行控制模块 44 并且基于来自性能模块 40 的当前直升机性能信息来控制直升机 100 的性能， 以使飞行方向保持不变。在起飞以前或 者在飞行中， 直升机 100 的飞行员可以通过飞行员控制模块 2 来选择最佳地适于计划任务 描述的飞行特性。例如， 飞行员可以选择以性能为代价来使噪音等级和 / 或燃料消耗最小 化的飞行模式， 或者选择以噪音等级和燃料消耗为代价来使飞行动力最大化的飞行模式。 根据飞行员的选择， 速度控制模块 12 据此自动地控制发动机 101( 以增加或减小主旋翼 102 和 / 或尾旋翼 104 的速度 )， 由此减轻飞行员作出安全性方面的重要决定的负担。
例如， 通过启动自动控制模块 6， 飞行员可以在两种模式之间进行选择 ： 一种模式 主要设计为使直升机 100 的性能优先于低噪音和 / 或燃料消耗， 并且另一种模式设计为低 噪音和燃料节约优先。高性能通常与直升机 100 的旋翼 102、 104 的高速度相对应， 然而通 过与环境条件和直升机 100 的当前重力 ( 取决于起飞时的载荷 ) 相适应地来减小旋翼 102、 104 的速度而使噪音和燃料节约最小化。 一旦选定飞行模式， 飞行控制系统 1 自动地适配主 旋翼 102 和尾旋翼 104 的速度控制， 以便尽可能接近地与飞行员的命令相符合。
这不仅在直升机 100 的正常飞行操作过程中有优势， 而且也提供了更有效的突发 事件控制。例如， 在恶劣的天气条件下， 通过自动地调节旋翼 102、 104 的速度 ( 例如， 通过 在恶劣天气条件或者在特别高的高度下自动地增加速度 ) 的飞行控制系统 1 来持续地辅助 飞行员， 因此提高了安全性。
飞行员控制模块 2 有利地提供有至少四种操作模式的选择 ： 两种手动模式以及两 种自动模式。 两种自动模式包括第一高性能自动模式， 和用以使噪音、 燃料消耗以及污物排 放最小化的第二低性能自动模式。
更 具 体 地， 第 一 自 动 模 式 用 于 减 小 疲 劳 应 力 并 且 增 加 飞 行 包 络 线 (flight envelope)。飞行包络线是基于直升机 100 的基本性能来限定的， 具体地是基于所指示的飞 行速度限定， 所指示的飞行速度的标定 (calibration) 是已知的， 但是所述飞行包络线也 基于诸如压力高度和外部空气温度的环境条件来限定。
两种手动模式包括第一和第二手动模式。
在第一手动模式中， 旋翼速度除非被飞行员改变， 否则便固定为给定额定速度的 一个百分比数值， 比方说 100％。
在第二手动模式中， 同样地， 旋翼速度除非被飞行员改变， 否则便固定在比方说 102％的百分比数值处。
在这种背景下， 手动操作模式用于表示这样的操作模式 ： 其中在整个飞行包络线内， 主旋翼 102 和尾旋翼 104 的速度通过 FADEC 8 保持恒定 (100％或 102％ )， 而不考虑飞 行参数 ( 温度、 飞行速度、 大气压力、 直升机重力、 压力高度、 密度高度等。 ) 发动机的操作范 围和转矩范围由飞行员控制， 如果超过上面的范围， 则要求飞行员如直升机 100 的飞行参 考手册中所限定的那样来操作。
在另一个方面， 自动操作模式用于表示这样的模式 ： 其中主旋翼 102 和尾旋翼 104 的速度受制于控制律 ( 存储在速度控制模块 12 的存储器 14 中 )， 在整个飞行过程中所述控 制律基于来自飞行参数模块 16 的飞行参数来限定最佳速度。当第一或者第二自动模式被 启动时， 旋翼 102、 104 的速度 ( 每分钟圈数 -rpm) 变化， 与恒定的状态相反。
根据飞行员选定的模式 ( 第一或第二自动模式 )， 自动控制模块 6 指令速度控制模 块 12 给 FADEC 8 发送与选定的模式相符的旋翼 102、 104 的 rpm 值 ( 大致地说， 在第一模式 中为高旋翼 rpm， 并且在第二模式中为低旋翼 rpm)。
速度控制模块 12 将旋翼 102、 104 的要求 rpm 经由第二控制界面模块 48 传送到 FADEC 8， FADEC 8 解释该 rpm 请求， 并且由此指令发动机控制模块 10 控制发动机 101 以实 现旋翼 102、 104 的要求速度。出于安全考虑， 飞行员总是可以通过启动手动控制模块 4 而 使自动控制模块 6 无效来手动地干涉。 出于安全考虑， 优选地， 仅当直升机 100 在地面上时 ( 这可以例如基于由重力传感 器 20 记录下的重力来确定 )， 并且如果在起动后驱动主旋翼 102 和尾旋翼 104 的电机 101 在正常包络线内操作 (100％ o102％ )， 则第一与第二自动模式才是可启动的。 然而， 甚至在 飞行中， 飞行员仍然可以选择任何模式。
图 2 的图示了第一自动模式、 第二自动模式、 以及手动模式之间在性能和旋翼速 度控制极限方面的关系。
用于实现最大可能飞行包络线的高性能第一自动模式由区域 50 来表示。受制于 极限 ( 诸如最大起飞重力 ) 的手动模式通过整个包含在区域 50 内的区域 52 来共同地表示。
低性能、 低消耗、 低噪音的第二自动模式通过完全包含在区域 52 内的区域 54 表 示。实际上， 第二自动模式相对于手动模式具有附加的极限， 例如附加起飞重力极限、 和最 大旋翼和飞行速度极限。
图 3 示出了说明在本发明的一个实施方式中的上面限定的两个自动模式与两个 手动模式之间的切换的状态图。在图 3 的例子中， 状态之间的切换由设计为确保最大飞行 安全性的条件所控制， 这意味着不是所有的状态转换都被允许， 而只有从低性能状态到高 性能状态的转换是允许的。 如所述的， 如果有必要， 飞行员显然可以不考虑自动飞行控制系 统并且迫使从图 3 中的任一个状态到任何其它状态的切换。
在起动发动机 101 之前， 或者以起飞前的任何速率， 飞行员根据计划的任务可以 选择以下模式中的任一个 ： 第一自动模式 ( 状态 A1)、 第二自动模式 ( 状态 A2)、 第一手动模 式 ( 状态 M1)、 和第二手动模式 ( 状态 M1)。一旦做出选择， 则直升机 100 在起飞后便保持 在状态 A1 或 A2 或 M1 或 M2， 使来自飞行员的另一个指令待决。
如所述的， 状态 A2 在最大性能 ( 这里用于表示旋翼 102、 104 的最大 rpm) 方面受 限以使低噪音和消耗优先， 并且旋翼 102、 104 速度的任何变化对于飞行员来说都是明显 的。更具体地， 在稳定直线水平飞行的情形中， 或者当盘旋时， 由环境因素引起的旋翼 102、 104 速度的自动改变不产生飞行性能或方向的改变， 这是因为自动驾驶仪装置 42 启动并且
注意保持稳定的轨迹。
状态 A2 是低性能状态， 总是可以离开该状态以切换到另一较高性能自动状态、 或 者切换至手动状态， 而不会引起任何安全问题。因此， 根据飞行员的选择， 状态 A2 可以切换 到状态 A1、 M1、 M2 中的任一个状态。
在状态 A1 中， 最大性能 ( 也是旨在表示旋翼 102、 104 的最大 rpm) 是不受限的， 并 且以低噪音和消耗为代价， 速度、 响应、 和动力是优先的。 A1 是自动状态， 旋翼 102、 104 的速 度的任何改变对于飞行员来说都是明显的 ； 并且自动驾驶仪装置 42 在状态 A1 的整个过程 中都是起作用的， 并且不管旋翼 102、 104 速度的变化而保持稳定的轨迹。
状态 1 是最大飞行包络线状态， 由于其它状态 A2、 M1、 M2 不能确保状态 A1 所保证 的相同的性能以及因此飞行安全性， 因此不能退出状态 1。
在第一手动模式 M1 中， 旋翼 102、 104 的速度设定为预订值， 例如 100％， 如在飞行 参考手册 (RFM) 中规定的。然而， 在飞行员的判断下， 预订值可以改变， 并且飞行员具有对 直升机 100 的完全控制。除非有飞行员的指令， 否则旋翼 102、 104 的速度不会随着环境条 件和 / 或直升机 100 的重力的改变而自动地改变， 并且保持固定在预定值或飞行员设定的 值。 在第二手动模式 M2 中， 旋翼 102、 104 的速度设定为高于第一手动模式 M1 的预订 值， 例如 102％， 如在飞行参考手册 (RFM) 中规定的。 例如， 当在局限的空间中要求飞行员的 复杂操纵的起飞或着陆时， 第二手动模式 M2 是合适的。还是在这种情形中， 预定旋翼的速 度可以在飞行员判断下改变， 并且除非由飞行员指令， 旋翼 102、 104 的速度保持固定。
状态 M1 可以被飞行员切换到状态 A1 或者 M2。并且飞行员可以退出状态 M2， 但 是， 在示出的实施方式中， 状态 M2 仅能够切换到状态 A1， 因为其它状态不能确保与状态 M2 相同、 或者更好的性能。
图 4 示出了相对于本发明的另一个实施方式的与图 3 中的状态图类似的状态图， 并且其中相同的状态用相同的参考标记表示， 并且不进一步地描述。不像图 3 中的状态图， 图 4 的状态图提供了从状态 A1、 A2、 M1、 M2 中的任何一个以及到这些状态中的任何一个的 双向切换。然而， 从高性能状态 ( 例如 A1) 到低性能状态 ( 例如 A2) 的切换受制于一个或 多个条件， 并且仅当这些条件都满足时， 飞行控制系统 1 才允许高性能状态到低性能状态 的转换。 即使仅有其中的一个条件未满足， 也不被准许高性能状态到低性能状态的切换， 并 且保持高性能状态。
更具体地， 因为涉及减小旋翼 102、 104 的速度， 所以从状态 A1、 M1、 M2 中的一个状 态到状态 A2 的切换取决于直升机 100 的重力 ( 如所述的， 通过重力传感器 20 记录， 并且基 于燃料消耗以及飞行中获取或损失的载荷而在飞行中更新 )， 所述重力必须在给定的预定 阈值以下并且关于飞行速度和高度来估算。
如果不涉及减小旋翼 102、 104 的速度， 则无条件地允许从高性能状态 A1 到状态 M1 或 M2 的切换。逆向地， 该切换受制于对直升机 100 的总重力的估算， 如当从状态 A1、 M1、 M2 中的一个到状态 A2 的切换那样。
在手动状态中 ( 其中飞行员对直升机 100 具有完全的控制 )， 可以通过简单地确定 飞行员的做出切换的真实意图来允许从状态 M2 到状态 M1 的切换。替换地， 或者附加地， 还 可以检查直升机 100 的重力， 并且仅当重力在预定阈值以下时才允许切换。
在另一个实施方式中 ( 未示出 )， 不考虑是否符合具体条件 ( 例如直升机 100 的重 力 )， 都允许从高性能状态到低性能状态的切换， 但是可以有利地为飞行员作出预备， 以提 醒警告飞行员没有满足一定条件的事实， 并留给飞行员来决定是否切换状态。
在状态 A1 和 A2( 第一和第二自动模式 ) 中允许的飞行包络线被分割成操作区， 根 据所选的模式， 所述操作区中的每一个均与旋翼 102、 104 给定的速度相关。
例如， 操作区被存储在数据库中并随后存储在速度控制模块 12 的存储器 14 中。 对 个每个自动模式 ( 图 3 和图 4 中的状态 A1 和 A2) 来说， 基于通过所考虑的参数中一个或多 个 ( 例如飞行速度和高度 ) 而假设的值来明确地访问相应数据库的每个存储位置， 并且对 所述位置进行共同地估算。
图 5 以表格的形式示出了包含随着高度以及飞行速度 ( 水平轴线 ) 变化的旋翼速 度值的数据库， 高度在这里指的是密度高度 ( 竖直轴线 )。更具体地， 图 5 的表格涉及在第 二自动模式 ( 图 3 和图 4 中的状态 A2) 中的旋翼 102、 104 的操作， 使低噪音和最小燃料消 耗处于优先。
通过飞行速度范围以及通过密度高度范围 ( 即， 表格中的每个格子 ) 所指示的每 个操作区均与旋翼 102、 104 的给定速度相对应。 如在图 5 中所示出的， 在最小值 Tmin_s( 比方说， 0km/h) 与第一值 T1_s( 比方说 93km/ h) 之间的飞行速度下， 并且在最小值 Hmin_s( 比方说， 大致 -2000 米 ) 与第一值 H1_s( 比方说， 大致 5000 米 ) 之间的密度高度处， 旋翼 102、 104 以 94％的速度驱动。使飞行速度保持在 Tmin_s 与 T1_s 之间， 但是使密度高度增加到第一值 H1_s 以上 ( 但是仍然在最大允许高度 Hmax_ 大致 6000 米 ) 以内 )， 旋翼 102、 104 以 106％的更高速度驱动。出于安全性的原 s( 比方说， 因这是必要的， 因为， 对于给定的控制界限来说， 相对低的飞行速度和在高的高度处的稀薄 空气要求旋翼 102、 104 的速度增加， 以在飞行中支撑直升机 100。如图 5 中所示， 在第一值 T1_s 与第二值 T2_s 之间的较高飞行速度 ( 比方说， 200km/h) 下， 并且在与之前相同的密度高 度处， 旋翼 102、 104 能够以较低速度驱动。 也就是说， 在 T1_s 与 T2_s 之间的飞行速度下， 并且 在 Hmin_s 与 H1_s 之间的密度高度处， 旋翼 102、 104 以 92％的速度被驱动 ； 并且， 使飞行速度保 持在上面的范围以内， 并且使密度高度增加到第一值 H1_s 与最大值 Hmax_s 之间， 旋翼 102、 104 被以 95％的速度被驱动。
飞行速度增加到 T2_s 以上要求旋翼 102、 104 的速度对应地增加。 在最小值 Hmin_s 与 中间值 H2_s 之间的低密度高度处 ( 比方说 2800 米 )， 并且在第二值 T2_s 与第三值 T3_s 之间 的飞行速度下 ( 比方说 260km/h)， 旋翼 102、 104 以 96％的速度被驱动。在相同的密度高度 处， 但是在达到最大值 Tmas_s 的更高飞行速度 ( 比方说， 310km/h) 下， 旋翼 102、 104 以 100％ 的速度被驱动。在高的飞行速度 ( 在第二值 T2_s 以上 ) 下并且在高的密度高度 ( 在中间值 H2_s 以上 ) 处， 在所述的例子中旋翼 102、 104 以最大速度 -106％被驱动。
因此， 在低飞行速度和高度下噪音和燃料消耗可以最小化， 与此同时保证安全性 和动力 ( 当需要时 ) 以达到高的飞行速度和高度。
如图 5 中以及上面的说明中所示， 在预定的步骤中， 使旋翼 102、 104 的速度的变化 与密度高度和 / 或飞行速度的变化一起离散地进行， 与连续的方式相反。
明显地， 从旋翼 102、 104 的一个速度切换到另一个速度包括转换阶段， 其中速度 以步进轮廓 (stair-step profile) 逐渐增加或减小到目标值， 并且其中步长的大小的范围
在开始及目标速度范围的 1％与 10％之间。
在本发明的一个实施方式中， 可以基于除了飞行速度和密度高度之外的参数、 并 且还基于环境条件来控制旋翼 102、 104 速度的变化。
在本发明的另一个实施方式中， 旋翼 102、 104 速度的变化可以基于不同于飞行速 度和密度高度的参数来控制， 并且更具体地基于一个、 两个或更多个飞行量来控制， 所述飞 行量指示飞行器飞行速度、 密度高度、 压力高度、 飞行器重力、 地面水平之上的高度、 方位、 飞行方向、 空气温度、 大气压力、 天气条件、 以及风力和风向。
在本发明的一个实施方式中， 除了上面列出参数中的一个或多个之外或者替代所 述参数， 有利地， 旋翼 102、 104 速度的变化基于自动记录的或者飞行员输入的直升机 100 的 飞行中重量的改变 ( 由于燃料消耗而产生的重力损失， 或在飞行中装载在飞行器上的人或 货物的重量增加 ) 来控制。
图 5 的表格明显仅是指示性的， 并且可以包括更多或者更少的操作区。
如图 5 中所示的那样， 图 6 中以表格的形式示出了包含随着高度以及飞行速度 ( 水平轴线 ) 的变化的旋翼 102、 104 的速度值的第二个数据库， 高度在这里指的是密度高度 ( 竖直轴线 )。更具体地， 图 6 的表格涉及在高性能的第一自动模式 ( 图 3 和图 4 中的状态 A1) 中旋翼 102、 104 的操作。
同样在这种情形中， 每个操作区均由与旋翼 102、 104 的给定速度相对应的飞行速 度范围以及密度高度范围 ( 即表格中的每个格子 ) 指示。
在最小值 Tmin_p( 比方说， 0km/h) 与第一值 T1_p( 比方说， 93km/h) 之间的飞行速度 下， 并且在最小值 Hmin_p( 比方说， 大致 -2000m) 与第一值 H1_p( 比方说， 5000m) 之间的密度高 度处， 旋翼 102、 104 以 102％的速度被驱动。使飞行速度保持在 Tmin_p 与 T1_p 之间， 但是使密 度高度增加到第一值 H1_p 以上 ( 但是仍然在最大允许高度 Hmax_p( 比方说， 6000 米 ) 以内 )， 旋翼 102、 104 以 106％的更高速度被驱动。 在第一值 T1_p 与第二值 T2_p 之间的较高飞行速度 ( 比方说， 200km/h) 下， 并且在与之前相同的密度高度处， 旋翼 102、 104 能够以较低速度被 驱动。也就是说， 在 T1_p 与 T2_p 之间的飞行速度下， 以及在 Hmin_p 与 H1_p 之间的密度高度处， 旋翼 102、 104 以 96％的速度被驱动 ； 并且， 使飞行速度保持在上面范围内， 并且使密度高度 增加到第一值 H1_p 与最大值 Hmax_p 之间， 旋翼 102、 104 以 100％的速度被驱动。
飞行速度增加到 T2_p 以上要求旋翼速度相应地增加。在第二值 T2_p 与第三值 T3_p 之间的飞行速度 ( 比方说， 260km/h) 下， 旋翼 102、 104 以 100％的速度被驱动直到第一密度 高度值 H1_p， 并且以 102％的速度被驱动到第一密度高度值 H1_p 以上。
在较高飞行速度下， 在最小值 Hmin_p 与中间值 H2_p 之间的低密度高度 ( 比方说 2800m) 处， 并且在第三值 T3_p 与最大值 Tmax_p 之间的飞行速度 ( 比方说， 325km/h) 下， 旋翼 102、 104 以 102％的速度被驱动。在相同范围内的飞行速度下， 但是在 H2_p 与 H1_p 之间的更 高密度高度处， 旋翼 102、 104 以 104％的速度被驱动。在 H1_p 与最大值 Hmax_p 之间的甚至更 高的密度高度处， 旋翼 102、 104 以最大的速度被驱动， 在所述的例子中是 106％的速度。
如在图 5 中那样， 图 6 的表格可以包括更多或者更少的操作区， 并且旋翼 102、 104 速度的变化可以基于除了飞行速度和密度高度以外的参数、 并且还基于环境条件来控制。 例如， 旋翼 102、 104 速度的变化可以基于不同于飞行速度和密度高度的参数来控制， 并且 更具体地， 基于一个、 两个或多个飞行量来控制 ( 所述飞行量指示飞行器飞行速度、 密度高度、 压力高度、 飞行器重力、 地面水平之上的高度、 方位、 飞行方向、 空气温度、 大气压力、 天 气条件、 以及风力和风向 )， 或者基于在飞行中记录的或者被飞行员输入的直升机 100 的重 力变化来控制。
如图 6 中所示并且参照图 5 所述的， 在预定的步骤中， 旋翼 102、 104 的速度变化与 密度高度和 / 或飞行速度的变化一起离散地进行， 与连续的方式相反。明显地， 在这种情形 中， 同样， 从旋翼 102、 104 的一个速度切换到另一个速度包括转换阶段， 其中速度以步进轮 廓逐渐增加或减小到目标值， 并且其中步长的大小的范围在开始及目标速度范围的 1％与 10％之间。
同时参见图 5 和图 6， 飞行参数和环境条件信息优选地在固定的、 预定时间间隔处 获得。出于安全性的原因， 从一个操作区域到另一个操作区 ( 图 5 和图 6 中示出的操作区 ) 的自动切换受制于一致性检查 (congruency check)， 诸如确定密度高度、 地面距离、 温度、 飞行速度、 旋翼 102、 104 当前速度， 并且所述自动切换基于所获得的信息和参数、 旋翼 102、 104 的目标速度、 以及在给定时间期间密度高度以及飞行速度情况的持续性。
上述记录的结果必须关于合适的公差范围和时间变化梯度来估算， 以防止自动系 统进入 (kick in) 不稳定的短暂飞行阶段。 从一个操作区到另一个操作区 ( 即， 如表格 5 和 6 中所示出的， 从一个旋翼速度到 另一个旋翼速度 ) 的切换以预订的步骤逐渐地发生， 例如， 通过每秒将旋翼速度调整 ±1％ 以使速度变化达到 5％， 以及每秒将旋翼速度调整 ±2％以使速度变化超过 5％。给定了旋 翼 102、 104 的起始速度和目标速度， 只要使旋翼 102、 104 的速度增加或减小， 旋翼 102、 104 的速度就仅保持在起始速度与目标速度之间。
在旋翼速度快速与发动机速度脱离的情况下 ( 如当进入自动旋转状态时 )， 必须 确保稳定的旋翼控制， 以使即使在零动力下 ( 怠速飞行 (idle flight)) 的情况下， 所述旋 翼控制也能适应由外部条件引起的速度变化。 图 7 示出了直升机 100， 该直升机包括通过各 自的电机或者相同的电机 ( 在图 7 中仅示出了一个电机 101) 驱动的主旋翼 102 和尾旋翼 104 ； 以及包括如图 1- 图 6 中所示出和说明的飞行控制系统 1。
替换地， 图 7 中的直升机 100 可以是单旋翼的类型。
本发明的优点从上面的描述中将会很明显。
特别地， 根据本发明的系统兼顾通用性和适应性。通用性的意义是指飞行员可以 选择飞行器的最佳地适合于任务描述的所有性能 ； 并且适应性的意义是指， 一旦选定自动 飞行模式中的一个， 飞行器便自动地使旋翼速度适应当前的环境条件， 从而缓解飞行员必 须依据环境参数 ( 特别地在临界飞行条件中 ) 持续监控旋翼速度的任务， 由此大大提高了 飞行安全性。
明显地， 在不背离如在所附权利要求中所限定的本发明的范围的情况下， 可以对 本文中所描述和说明的系统进行改变。