用飞行器航空电子设备自动控制飞行器的下降阶段的方法

关于联邦资助研发声明

本发明根据美国联邦航空局授予的合同号DTFAWA-10-C-00046以政府支持进行。政府在本发明中具有某些权利。

技术领域

本发明涉及使用运行下降算法的飞机航空电子器件来自动控制飞机的下降阶段的方法。

背景技术

可出于多种原因来控制飞行器从巡航阶段到着陆阶段的下降，多种原因可能具有矛盾目标。当燃料节省是主要目标时，常见的是执行怠速下降，其中发动机设置于怠速（即最小推力），并且使用控制面来控制下降的路径。在怠速下降期间，飞行器可遇到超速状况，当前这通过飞行员展开减速板来解决，从而生成许多乘客不喜欢的大量噪声。对于没有减速板的飞行器，可使用通常更不期望的其他解决方案。

备选地，飞行员能够应用输入到飞行器中的俯仰，其改变轨迹并消耗额外的燃料，并且阻挠怠速下降的目的。另一种备选解决方案是利用飞行器航空电子设备的一个或多个、例如飞行管理系统和/或飞行引导系统(FMS&FGS)，以及使发动机油门高于怠速大约10%，并且当超速状况发生时减小油门，这也消耗额外的燃料并且阻挠怠速下降的目的。

发明内容

本发明涉及使用运行下降算法的飞行器航空电子设备来自动控制飞行器的下降阶段的方法。飞行器航空电子设备反复接收飞行器空速输入，并且将所述空速与第一参考空速进行比较，以确定超速状况是否已经发生。如果超速状况已经发生，则飞行器进入滑动机动（slipmaneuver）。

技术方案1：一种使用运行下降算法的飞行器航空电子设备来自动控制飞行器的下降阶段的方法，所述方法包括：

反复接收指示所述飞行器的空速的空速输入作为对所述飞行器航空电子设备的输入；

由所述飞行器航空电子设备将所述空速输入与第一参考空速进行比较；

由所述飞行器航空电子设备基于所述比较来确定空速输入指示超速状况的时间；以及

响应由所述飞行器航空电子设备所确定的超速状况而使所述飞行器进入滑动机动。

技术方案2：如技术方案1所述的方法，还包括当所述超速状况停止时使所述飞行器退出所述滑动机动。

技术方案3：如技术方案2所述的方法，还包括在所述滑动机动期间通过下列步骤来确定所述超速状况的停止：

反复接收指示所述飞行器的所述空速的空速输入作为对飞行管理的输入；

由所述飞行器航空电子设备将所述空速输入与第二参考空速进行比较；以及

由所述飞行器航空电子设备基于所述比较来确定空速输入指示没有所述超速状况的时间。

技术方案4：如技术方案3所述的方法，其中，所述第一参考空速大于所述第二参考空速。

技术方案5：如技术方案4所述的方法，其中，所述第一和第二参考空速相差至少10节。

技术方案6：如技术方案1所述的方法，其中，所述参考空速是阈值速度。

技术方案7：如技术方案6所述的方法，其中，所述阈值速度是最大操作速度极限(Vmo)。

技术方案8：如技术方案1所述的方法，其中，所述第一参考空速是速度范围。

技术方案9：如技术方案1所述的方法，其中，所述超速状况的所述确定包括所述空速输入超过所述参考空速。

技术方案10：如技术方案1所述的方法，还包括当所述超速状况在最小推力状况期间发生时使所述飞行器进入所述滑动机动。

技术方案11：如技术方案1所述的方法，还包括当所述超速状况在怠速下降期间发生时使所述飞行器进入所述滑动机动。

技术方案12：如技术方案1所述的方法，其中，所述滑动机动包括侧滑机动或前滑机动中的至少一个。

技术方案13：如技术方案1所述的方法，其中，使所述飞行器进入所述滑动机动包括所述飞行器航空电子设备输出控制面设定以调整所述飞行器的一个或多个控制面和/或输出发动机油门控制信号。

技术方案14：如技术方案13所述的方法，其中，所述油门控制信号实现来自所述飞行器发动机的差分推力。

技术方案15：如技术方案13所述的方法，其中，所述控制面包括方向舵和副翼中的至少一个。

技术方案16：如技术方案15所述的方法，其中，所输出的控制面设定提供给相对方向舵和副翼。

技术方案17：如技术方案1所述的方法，其中，所述使所述飞行器进入所述滑动机动在所述飞行器发起着陆阶段之前发生。

技术方案18：如技术方案17所述的方法，还包括在所述着陆阶段之前停止所述滑动机动。

技术方案19：如技术方案18所述的方法，其中，所述着陆阶段在所述飞行器的拉平之前开始。

技术方案20：如技术方案1所述的方法，其中，所述滑动机动在没有对所述飞行器应用速度制动的情况下发生。

附图说明

在附图中：

图1是与地面系统进行数据通信的飞行器的透视图，并且提供本发明的实施例的说明性环境。

图2是供控制飞行器使用的飞行器航空电子设备系统及其周围环境的基本图示。

图3是飞行计划的示范高度剖面。

图4是前滑（forward-slip）的飞行器的示图。

图5是侧滑（side-slip）的飞行器的示图。

图6是按照示范实施例的用于控制飞行器的飞行的飞行器系统的流程图。

图7是根据示范实施例的控制飞行器的飞行路径的控制器的示意框图。

具体实施方式

图1示出可使用飞行器航空电子设备100、例如飞行管理系统和飞行引导系统(下文中称作“FMS&FGS”)来运行本发明的实施例的飞行器10。虽然专用或专门的飞行器航空电子设备100执行本发明的不同实施例在本发明的范围之内，但是本实施例的当前实用实现能够使用当前驻留在当代飞行器上的FMS&FGS。FMS&FGS可编程为执行本发明的实施例。对本说明书来说，将在FMS&FGS100的上下文中描述飞行器航空电子设备100。但是，应当理解，具体航空电子设备系统并不是对本发明的限制。

飞行器10可包括机身12、机首26、耦合到机身12的一个或多个推进发动机16、定位在机身12中的座舱14以及从机身12向外延伸的机翼30。飞行器10还可包括机翼30和尾翼32上的控制面18。控制面18还包括：副翼22，其使飞行器10滚转；方向舵20，其使飞行器10向偏转方向转动；发动机油门，如果不对称施加例如差分推力时其能够使飞行器10向偏转方向转动；以及速度制动器24，减慢飞行器10的空速40。存在许多不同类型的控制面，并且其使用可取决于它们被用于其上的飞行器10的尺寸、速度和复杂度。

地面系统404可经由无线通信链路402与飞行器10和包括接口装置400的其他装置进行通信，其可以是任何适当类型的通信、例如卫星传输、无线电等。地面系统404可以是任何类型的通信地面系统404，例如航线控制或者飞行操作部门。

图2示意说明FMS&FGS100与其周围环境。FMS&FGS100要求来自飞行仪器140、航空电子设备150和接口装置400的输入，以便控制飞行器10的飞行计划124(示意地示出为框)。飞行仪器140包括但不限于高度计、高度指示器、空速指示器、罗盘、航向指示器、垂直速度指示器、航向偏差指示器和/或无线电磁指示器。航空电子设备150包括电子系统，包括但不限于多个子系统的通信、导航、以及显示和管理。接口装置400可包括任何视觉显示器，其收集来自操作员410的输入，并且向操作员410呈现输出，以及可包括控制显示单元，其结合小屏幕和键盘或者触摸屏。

FMS&FGS100可用于包括商业或军事用途的具有单个或多个发动机16的任何飞行器10。飞行器10可包括但不限于涡轮机、涡轮螺桨发动机、多发动机活塞、单发动机活塞和涡轮扇。

FMS&FGS具有飞行计划124的飞行中管理的主要功能。使用各种传感器，例如GPS(全球定位系统)和INS(惯性导航系统)来确定飞行器10的位置，FMS&FGS100能够按照飞行计划124来引导飞行器10。飞行计划124一般在起飞之前或者由飞行员或者专业调度员在地面来确定。飞行计划124或者通过将其键入或者从所保存的通用路线库中选取其或者经由与航线调度中心的链路来被输入FMS&FGS100。一旦在飞行中，FMS&FGS100的主要任务特别是相对于飞行计划来确定飞行器的位置和那个位置的精度。简单FMS&FGS100使用单个传感器、一般为GPS，以便确定位置。

图3示出飞行计划124的示范高度与距离剖面，其包括起飞阶段330、上升阶段340、对于当代商业飞行器通常在高于海平面30000与40000英尺之间的巡航阶段300，然后在着陆阶段320之前进入下降阶段310。下降阶段310可以是飞行器在除了着陆阶段320之外的高度下降的任何时间。在大多数情况下，下降阶段310是从巡航阶段300到着陆阶段320的过渡。对于本说明书来说，下降阶段310不包括着陆阶段320。着陆阶段320包括最后接近阶段324、着陆拉平322、触地326和滑跑阶段328。着陆拉平322是飞行器10的着陆阶段320期间的机动或阶段，以及跟随最后接近阶段324并且先于着陆310的触地326和滑跑阶段328。在拉平322，飞行器10的机首26升高，减慢下降速率，并且为触地326设置适当高度。在常规的配备起落架的飞行器10的情况下，高度设置为三个轮子同时触地或者只有主起落架34触地。在配备三轮起落架的飞行器10的情况下，高度设置成主起落架34触地326。

下降310可包括正常、快速、梯级、连续、有动力、无动力下降、怠速或者标称推力或者先前或任何其他已知下降方法的任何组合。可利用怠速下降，其中发动机16设置在怠速、即最小推力，然后使飞行器10的高度朝着陆区或地面54下降。标称推力下降也可在下降阶段310期间来实现，其中发动机16设置在高于怠速大约10%推力。怠速下降或标称推力下降可以是连续接近下降的一部分，其中飞行器10的高度以稳定速率发生变化。

在当前市场中，成本压力正推动飞行器运营商寻求燃料节省、环保和维护节省。因此，怠速下降成为下降阶段310期间的优选方法，因为怠速下降提供燃料的最有效利用，同时降低噪声并且增加发动机16的使用寿命。怠速下降的损害在于，飞行控制的至少一个自由度丧失，因为飞行员不再能使用推力来控制下降速率。推力的使用增加燃料消耗，这打消怠速下降的燃料节省有益效果。不幸的是，在怠速下降期间，飞行器10遇到空速超速状况120是常见的。当前解决方案是使飞行器10上仰，并且增加推力，以减慢飞行器10的空速40，这打消怠速下降的燃料节省有益效果。本发明的实施例通过使飞行器10进入滑动机动200(其增加气动阻力来减慢飞行器而不是使用推力和俯仰)来解决这个超速状况120。滑动机动200增加飞行器10的气动阻力，这降低空速40。在下降阶段310期间应用滑动机动200可通过FMS&FGS100反复得到空速输入116(其对应于飞行器10的空速40)来达到。当飞行器10因重力而遇到超速状况120时，FMS&FGS100将使飞行器10进入滑动机动200，以便减慢飞行器10的空速40。一旦滑动机动200完成并且空速16如预期的被降低，下降阶段310如前、即如进入滑动机动200之前继续进行。滑动机动200能够用来控制上面描述的备选下降310中的空速40。

参照图4和图5，滑动机动200的具体实现可以是至少一个侧滑202或前滑204机动。首先来看前滑机动204，飞行器10通过FMS&FGS100输出控制面设定以调整飞行器10的一个或多个控制面18来进入前滑机动204。更具体来说，FMS&FGS将控制飞行器10，使得飞行器10倾转并且应用相对方向舵或油门20和副翼22，以便保持沿地面跑道52直线移动。飞行器10的机首26将指向改变了滑动角212的备选方向而不是地面跑道52的方向。滑动机动204的效果是将飞行器10旋转滑动角212(其是几分之一度)，以便增加气动阻力，以降低飞行器10的空速40。在一个实施例中，前滑机动204的滑动角212为0.2-0.3度，虽然滑动角212在备选实施例中可以更大或更小。

滑动角212是航向50与地面跑道52之间的角度。航向50是机首26所指的方向。地面跑道52是就在飞行器10下方的地球表面上的路径。在前滑机动204中，在飞行器的航向50发生变化时，地面跑道52保持与机动之前相同。

参照图5，侧滑机动202是当飞行器10的航向50保持相同但是地面跑道52因控制面18的移动、特别是通过以相反方向调整方向舵油门20和副翼22而发生变化之时。水平升力分量迫使飞行器10朝低翼侧向移动，从而创建成角度地面跑道52。由于滑动角212是几分之一度并且滑动机动通常是短暂的，使得飞行器10基本上将不会离开预定航道。偏离跑道行程量能够在退出滑动机动202之后易于校正。

图6说明运行下降算法110的FMS&FGS100的具体实现的示范操作的流程图。空速输入116反复发送给FMS&FGS100，以便确定超速状况120是否已经发生。如果飞行器10的空速40大于或等于预定第一参考空速112，则超速状况120发生。示范第一参考空速112是对于给定条件（即最大操作速度极限(Vmo)122）的阈值空速118。在这个实施例中，第一参考空速112等于比最大操作速度极限(V_mo)122要小五节。如果空速输入116小于第一参考空速112，则下降阶段310如所计划的继续进行，而不具有滑动机动200。如果空速输入116等于或大于第一参考空速112，则进入滑动机动200。一旦飞行器10处于滑动机动200中，则空速输入116继续反复发送给FMS&FGS100，并且与预定第二参考空速114进行比较。一旦空速输入116被确定为低于第二参考空速114，则飞行器10将退出滑动机动200。第二参考空速114在这个实施例中等于比V_mo122要小十五节。在那时，下降310将如滑动机动200之前继续进行。

第一参考空速112大于第二参考空速114。第一112与第二参考空速114之间的范围为十节。在备选实施例中，范围可以更大，以便防止飞行器在下降阶段310期间多次进入和退出滑动机动200。所述范围可对特定飞行器10及其预计操作来适当选择。在退出滑动机动200之后，飞行器10的空速40固有地自然再次增加，预期飞行器10可多次进入滑动机动200。

图7说明FMS&FGS100的控制器130的示范框图。空速输入116反复发送给FMS&FGS100，并且经由关系算子与第一参考空速112进行比较。如果空速输入116等于或大于第一参考空速112，则激活滑动机动200。当空速输入116被确定为小于第二参考空速114时，停用滑动机动200。将滑动输入206和滑动机动200输入到FMS&FGS100，然后从合计点计算滑动误差210。滑动误差210确定前向增益132，其与来自滑动速率输入208的阻尼增益134来合计。前向增益132和阻尼增益134的和产生缩放增益136，并且因此确定控制面18命令。说明的示范控制器130决不是对所公开发明的限制。

在先前描述的实施例的任一个中，可在达到超速状况之前进入滑动机动。由FMS&FGS所运行以控制下降的下降算法可编程为监测飞行器的速度，以及在达到操作速度极限（例如Vmo）之前以预定值(百分比、阈值、增量、变化率等)，FMS&FGS发起向适当控制面（例如方向舵或油门和副翼）发送适当控制信号，以执行滑动机动并且使飞行器进入滑动状况。FMS&FGS还可编程为基于飞行器的加速度和当前空速来设计飞行器是否可能达到超速状况或飞行器可能达到超速状况的时间。响应于这个设计，FMS&FGS能够运行滑动机动。

本书面描述使用包括最佳模式的示例来公开本发明，并且还使本领域的技术人员能够实施本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何结合方法。本发明的专利范围由权利要求书来定义，并且可包括本领域的技术人员想到的其他示例。如果这样的其他示例具有与权利要求书的文字语言相同的结构元件，或者如果它们包括具有与权利要求书的文字语言的非实质差异的等效结构元件，则它们意在权利要求书的范围之内。