專(zhuān)利名稱(chēng)：飛行器的活動(dòng)輔助翼、襟翼和起落架的布置的方法和設(shè)備的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及在活動(dòng)輔助翼(slat)和襟翼(flap)以及起落架(landing gear)的給定位置的情況下、用于飛行器、特別是飛機(jī)且具體地運(yùn)輸機(jī)的在沿著預(yù)定軌跡飛行時(shí)的最優(yōu)化能量管理、從而在給定能量狀態(tài)下進(jìn)入所述軌跡的給定點(diǎn)的方法和設(shè)備。更確切地，本發(fā)明旨在使飛機(jī)的氣動(dòng)配置、即飛機(jī)的活動(dòng)輔助翼和襟翼(定義氣動(dòng)配置)和起落架的使用的監(jiān)視最優(yōu)化，從而在速度、氣動(dòng)配置和起落架的位置被給定的情況下在軌跡的一個(gè)點(diǎn)上提供穩(wěn)定飛行。雖然非排他性地，本發(fā)明更特別地適用于鑒于在機(jī)場(chǎng)中的跑道上或任何其它已知路線(xiàn)上的著陸的進(jìn)場(chǎng)階段(approach phase)。本發(fā)明因此涉及朝著位于空間中的對(duì)象(給定點(diǎn))引導(dǎo)的飛機(jī)。除要滿(mǎn)足的相遇·點(diǎn)之外，其它約束被強(qiáng)加且必須被滿(mǎn)足，諸如設(shè)定點(diǎn)速度、氣動(dòng)配置、起落架的位置和/或操作約束。在本發(fā)明的范圍內(nèi)-飛機(jī)的能量狀態(tài)表示能夠根據(jù)飛機(jī)速度及其相對(duì)于地面的高度來(lái)定義的總能量；以及-術(shù)語(yǔ)空間指的是其中飛機(jī)能夠飛行且其各點(diǎn)通常由三個(gè)坐標(biāo)(經(jīng)度、緯度、高度)來(lái)定義的空氣空間。
背景技術(shù)：
已知的是飛機(jī)的飛行員具有可用的不同修正或監(jiān)視裝置以遇到相遇點(diǎn)，并且這是根據(jù)不同的關(guān)聯(lián)能量水平?？梢源嬖谥T如引擎和氣閘的常規(guī)裝置，而且還有被鏈接到飛機(jī)的動(dòng)力配置的其它裝置，諸如活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架，其還影響飛機(jī)性能并因此影響其修改其能量的能力。還可以提到三個(gè)其它所謂的操作裝置，即垂直面圖的修改，更多地基于動(dòng)能與勢(shì)能之間的能量分布的概念，側(cè)視圖的修改，允許調(diào)整地面軌跡并因此用設(shè)定點(diǎn)來(lái)適配飛機(jī)能量狀況，以及最后地設(shè)定點(diǎn)速度伺服的修改-由自推力控制。本發(fā)明更特別地適用于活動(dòng)輔助翼和襟翼的位置控制(定義飛機(jī)的氣動(dòng)配置)和起落架的位置控制。針對(duì)進(jìn)場(chǎng)情況下，無(wú)論所考慮的導(dǎo)航模式是什么(手動(dòng)、管理、選擇)，不同氣動(dòng)配置和起落架的命令始終保持手動(dòng)并由飛行員負(fù)責(zé)。特別地，飛行員借助于為此目的而提供的杠桿來(lái)手動(dòng)地控制活動(dòng)輔助翼和襟翼的伸展?；顒?dòng)輔助翼和襟翼的伸展對(duì)飛機(jī)性能具有直接影響，飛行員必須根據(jù)飛行軌跡和目標(biāo)設(shè)定點(diǎn)速度來(lái)規(guī)劃此類(lèi)伸展。在目前的飛機(jī)上，通過(guò)飛機(jī)速度與用已校準(zhǔn)速度CAS表示的特性速度之間的比較來(lái)判定活動(dòng)輔助翼和襟翼配置變化。此類(lèi)操作速度如下-平滑配置中的最小操作速度(所謂的“綠點(diǎn)速度”)。到配置I的切換一般地在此類(lèi)速度下發(fā)生。此速度具體地在平滑配置中提供最好的精細(xì)度。其取決于飛機(jī)的高度和
質(zhì)量
-推薦速度(所謂的“S速度”)，以控制配置2。此速度取決于最小監(jiān)視速度VMCL (最小監(jiān)視速度)、配置I中的速度VSlg (用以保持均勻直線(xiàn)飛行的最小速度)和配置2中的速度VFE (配置能夠被激活的最大速度)；-推薦速度(所謂的“F2速度”)，從而控制配置3。此類(lèi)速度取決于最小監(jiān)視速度VMCL、配置2中的速度VSlg和所謂的“完全”配置中的速度VFE ;以及-推薦速度(所謂的“F3速度”)，以控制所謂的“完全”配置。此類(lèi)速度取決于監(jiān)視最小速度VMCL、配置3中的速度VSlg和所謂的“完全”配置中的速度VFE。
按照常規(guī)，根據(jù)本發(fā)明，一旦配置2被伸展，則控制起落架的伸展。然而，一般而言，可以在所謂的DLO速度(能夠使起落架伸展的最大速度)下使用起落架。因此，盡管有飛機(jī)上的增加的自動(dòng)化，某些致動(dòng)器、尤其是活動(dòng)輔助翼、襟翼和起落架的致動(dòng)器僅保持以手動(dòng)方式可使用。因此，為了幫助飛行員進(jìn)行判定或告知飛行員關(guān)于飛機(jī)的當(dāng)前能量狀態(tài)，從文獻(xiàn)US-2800/0140272已知一種允許預(yù)期超能量狀況的解決方案。此類(lèi)解決方案的目的是在座艙的接口 ND( “導(dǎo)航顯示器”)上顯示兩個(gè)能量預(yù)測(cè)圓圈，從而將關(guān)于在跑道入口的水平處預(yù)測(cè)的其能量狀態(tài)告知飛行員。所計(jì)算的預(yù)測(cè)考慮標(biāo)準(zhǔn)降落(具有標(biāo)準(zhǔn)減速度步驟的標(biāo)準(zhǔn)軌跡、根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)程序的氣動(dòng)配置和起落架的伸展)和極限降落(氣動(dòng)配置的預(yù)期伸展、預(yù)期輪系伸展、最大伸展氣閘)的假設(shè)。由于此類(lèi)圓圈的表示，飛行員能夠通過(guò)分別使用引擎或氣閘來(lái)預(yù)期欠能量或過(guò)能量狀態(tài)，并且因此能夠朝著可接受能量狀態(tài)帶回飛機(jī)。此類(lèi)解決方案提出了將關(guān)于其能量狀態(tài)告知飛行員的興趣，然而要施加的修正停留在由飛行員負(fù)責(zé)。此外，能量圓圈是基于兩個(gè)軌跡類(lèi)型(極端軌跡)且不提供用于其它類(lèi)型的中間軌跡的任何精確指示。因此，要解決各種問(wèn)題-將關(guān)于縱貫其軌跡直至最終目標(biāo)的其能量狀態(tài)告知飛行員。由文獻(xiàn)US-2008/0140272提出的解決方案在降落階段直至減速度點(diǎn)具有很大的實(shí)用性，但其僅預(yù)先假定了駕駛飛機(jī)的兩個(gè)打包方式且其本身未提供飛機(jī)駕駛的實(shí)施方式；-幫助飛行員進(jìn)行其判定。在非標(biāo)稱(chēng)情況下(在風(fēng)、過(guò)能量、欠能量的情況下)，飛行員必須使用其專(zhuān)門(mén)技能來(lái)使飛機(jī)駕駛適應(yīng)變化的外部環(huán)境和飛機(jī)的當(dāng)前性能。飛行員必須調(diào)用其自己的經(jīng)驗(yàn)來(lái)估計(jì)不同致動(dòng)器的使用對(duì)將出現(xiàn)的能量狀態(tài)的影響。然而，此類(lèi)估計(jì)保持不精確的且不是最優(yōu)化的；-減少駕駛員的工作負(fù)荷(workingcharge)。實(shí)際上,如上文所指示的,必須手動(dòng)地調(diào)整多個(gè)致動(dòng)器。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明旨在彌補(bǔ)此類(lèi)缺點(diǎn)。其涉及一種用于飛機(jī)、特別是運(yùn)輸機(jī)在沿著軌跡飛行時(shí)的最優(yōu)化能量管理方法，允許使活動(dòng)輔助翼和襟翼(定義飛機(jī)的氣動(dòng)配置)和起落架的使用最優(yōu)化，從而在活動(dòng)輔助翼和襟翼以及起落架的給定位置的情況下，尤其是在用于著陸的進(jìn)場(chǎng)階段時(shí)，在給定能量狀態(tài)下加入所述軌跡的給定點(diǎn)。為此，根據(jù)本發(fā)明，所述方法值得注意之處在于在飛機(jī)沿著所述軌跡飛行直至所述給定點(diǎn)時(shí)，自動(dòng)地且反復(fù)地執(zhí)行如下的連續(xù)步驟序列
a)確定飛機(jī)的參數(shù)的當(dāng)前值；b)根據(jù)這些當(dāng)前值和預(yù)測(cè)模型來(lái)計(jì)算所述點(diǎn)處的飛機(jī)的預(yù)測(cè)能量狀態(tài)，并且迭代地根據(jù)預(yù)測(cè)能量狀態(tài)，確定用于控制飛機(jī)的活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架的裝置的最優(yōu)化命令指令(co_and orders),所述最優(yōu)化命令指令使得其允許飛機(jī)在所述給定能量狀態(tài)下到達(dá)所述給定點(diǎn)；以及c)將這樣確定的最優(yōu)化命令指令應(yīng)用于用于活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架的所述命令裝置。因此，由于本發(fā)明，經(jīng)過(guò)通過(guò)將要加入的點(diǎn)處的飛機(jī)的預(yù)測(cè)能量狀態(tài)考慮在內(nèi)進(jìn)行的上述迭代處理，自動(dòng)地可以在呈現(xiàn)所述給定能量狀態(tài)的情況下確定允許飛機(jī)到達(dá)所述點(diǎn)的(用于控制活動(dòng)輔助翼和襟翼以及起落架的裝置的)最優(yōu)化命令指令。此外，如下文詳述的，由于此類(lèi)處理是迭代的，所以遍及整個(gè)飛行過(guò)程，活動(dòng)輔助翼和襟翼以及起落架的命令適合于飛機(jī)的當(dāng)前狀況。 本發(fā)明的目的是在適度欠能量和過(guò)能量的情況下使此類(lèi)命令最優(yōu)化。優(yōu)選地，在實(shí)現(xiàn)本發(fā)明時(shí)，不使用飛機(jī)的引擎和氣閘，從而隱含地提供就由氣閘和引擎引起的噪聲而言最優(yōu)化的特性和就燃料消耗而言的最優(yōu)化特性。然而，本發(fā)明還在其中引擎推力處于給定水平的情況下和/或其中氣閘處于給定位置的情況下起作用。有利地，在步驟a)處，確定以下參數(shù)的當(dāng)前值-同步時(shí)間；-飛機(jī)的空速；-飛機(jī)相對(duì)于給定點(diǎn)的地面距離；-飛機(jī)的高度；-活動(dòng)輔助翼和襟翼的位置；-起落架的位置；-飛機(jī)的已校準(zhǔn)速度CAS；以及-可能引擎推力水平；以及-氣閘的位置。此外，根據(jù)本發(fā)明，在步驟b)處，提供用于要應(yīng)用于所述命令裝置的命令指令的最優(yōu)化模塊和預(yù)測(cè)模塊。另外，有利地，在步驟b)處，以迭代的方式進(jìn)行以下操作序列bl)計(jì)算通過(guò)預(yù)測(cè)模塊預(yù)測(cè)的能量分布圖；b2)針對(duì)此類(lèi)預(yù)測(cè)能量分布圖，計(jì)算能量誤差(對(duì)應(yīng)于預(yù)測(cè)能量與設(shè)定點(diǎn)能量之間的差)；b3)如果能量誤差不穩(wěn)定(在其不收斂的意義上)，以迭代方式實(shí)現(xiàn)以下操作 計(jì)算命令指令對(duì)要到達(dá)的目標(biāo)的效率； 計(jì)算要施加于命令指令的修正； 更新命令指令；籲然后返回步驟bl);以及b4)如果能量誤差被穩(wěn)定(在其收斂的意義上)且被最小化，則獲得所考查的所述最優(yōu)化命令指令(對(duì)應(yīng)于其中獲得能量誤差的此穩(wěn)定和此最小化的命令指令)。
在優(yōu)選實(shí)施例中-所述預(yù)測(cè)模塊通過(guò)針對(duì)沿著軌跡直至給定點(diǎn)的多個(gè)連續(xù)段進(jìn)行漸進(jìn)計(jì)算來(lái)預(yù)測(cè)所述給定點(diǎn)處的能量，每個(gè)段對(duì)應(yīng)于起落架有被伸展或沒(méi)有被伸展的情況下的恒定氣動(dòng)配置階段或氣動(dòng)配置的瞬態(tài)階段或起落架的伸展，在任何段的結(jié)尾處預(yù)測(cè)的參數(shù)被用作用于直接隨后的段的初始參數(shù)；以及-所述最優(yōu)化模塊計(jì)算要施加于命令指令的修正，從而能夠抵消能量誤差。此外，有利地，在步驟b)處，還將以下約束中的某些考慮在內(nèi)；-表示每個(gè)氣動(dòng)配置的最大速度的約束；-表示每個(gè)氣動(dòng)配置的最小速度的約束；以及-用于活動(dòng)輔助翼和襟翼以及起落架的伸展時(shí)間?！ご送?，有利地-上述模型包括以下元素中的至少某些風(fēng)模型、飛機(jī)性能模型、用于致動(dòng)器的動(dòng)力學(xué)的指示和操作約束的指示；以及-在步驟c)處，向飛機(jī)的飛行員呈現(xiàn)關(guān)于活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架的命令的信
肩、O本發(fā)明因此呈現(xiàn)出許多優(yōu)點(diǎn)。其中，其允許-自動(dòng)地實(shí)現(xiàn)能量管理裝置(活動(dòng)輔助翼、襟翼和架)的粘合控制(cohesivecontrol)；-通過(guò)適當(dāng)?shù)牟僮鲄?shù)(速度、高度等的指示)來(lái)實(shí)時(shí)地告知飛行員關(guān)于飛機(jī)的能量狀態(tài)，即時(shí)的和未來(lái)的任何東西。未來(lái)狀態(tài)是在相遇操作狀態(tài)的給定點(diǎn)處預(yù)測(cè)的狀態(tài)；-將關(guān)于在當(dāng)前時(shí)間或在未來(lái)時(shí)間應(yīng)用于活動(dòng)輔助翼、襟翼和架的命令及其對(duì)飛機(jī)的軌跡和能量平衡的影響實(shí)時(shí)地告知飛行員；以及-全局地減少飛行員的駕駛負(fù)荷。本發(fā)明還涉及用于飛機(jī)、特別是運(yùn)輸機(jī)在沿著預(yù)定軌跡飛行時(shí)的最優(yōu)化能量管理設(shè)備，允許使活動(dòng)輔助翼和襟翼(定義飛機(jī)的氣動(dòng)配置)及起落架的使用最優(yōu)化，從而在活動(dòng)輔助翼和襟翼以及起落架的給定位置的情況下、具體地鑒于著陸在進(jìn)場(chǎng)階段時(shí)，以給定的能量狀態(tài)加入所述軌跡的給定點(diǎn)。根據(jù)本發(fā)明，所述設(shè)備值得注意之處在于其包括-用于確定飛機(jī)沿著所述軌跡飛行直至給定點(diǎn)時(shí)的飛機(jī)的參數(shù)的當(dāng)前值的裝置；-用于根據(jù)這些當(dāng)前值和預(yù)定模型來(lái)計(jì)算所述點(diǎn)處的飛機(jī)的預(yù)測(cè)能量狀態(tài)并用于根據(jù)預(yù)測(cè)能量狀態(tài)以迭代方式確定用于飛機(jī)的活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架的命令裝置的最優(yōu)化命令指令的裝置，所述最優(yōu)化命令指令使得其允許飛機(jī)在所述給定能量狀態(tài)下到達(dá)給定點(diǎn)；以及-用于飛機(jī)的活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架的命令裝置，這樣確定的最優(yōu)化命令指令將被應(yīng)用于該裝置。在特定實(shí)施例中，被提供用于飛行控制和飛行操作管理的所述設(shè)備另外包括-顯示裝置，其用以在觀(guān)看屏上向飛機(jī)的飛行員呈現(xiàn)關(guān)于命令的信息；和/或-接口裝置，其允許飛行員在所述設(shè)備中輸入數(shù)據(jù)。本發(fā)明還涉及飛機(jī)，特別是運(yùn)輸機(jī)，其提供有諸如上述那個(gè)的設(shè)備。


附圖中的各圖將使人理解如何能夠?qū)崿F(xiàn)本發(fā)明。在這些圖上，相同的注釋表示類(lèi)似的元件；圖I是根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備的方框圖。圖2和3示意性地舉例說(shuō)明作為根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備的一部分的裝置。圖4是舉例說(shuō)明進(jìn)場(chǎng)階段時(shí)的飛機(jī)的能量分布圖以能夠解釋由用于根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備的預(yù)測(cè)模塊實(shí)現(xiàn)的處理的圖。
具體實(shí)施例方式提供根據(jù)本發(fā)明并在圖I上示意性地表示的設(shè)備I是為了實(shí)現(xiàn)用于飛機(jī)(未表示)、特別是運(yùn)輸機(jī)在沿著預(yù)定軌跡飛行時(shí)的最優(yōu)化能量管理，從而尤其是鑒于在機(jī)場(chǎng)的跑 道上或在任何其它已知路線(xiàn)上著陸的進(jìn)場(chǎng)階段時(shí)，在給定能量狀態(tài)下加入所述軌跡的給定點(diǎn)。更確切地說(shuō)，所述設(shè)備I旨在使活動(dòng)輔助翼和襟翼(限定飛機(jī)的氣動(dòng)配置)的使用和起落架的使用最優(yōu)化，從而允許飛機(jī)在具有設(shè)定點(diǎn)速度、設(shè)定點(diǎn)氣動(dòng)配置和起落架的設(shè)定位置的情況下滿(mǎn)足在所述點(diǎn)處的相遇，以及這來(lái)自具有初始速度、初始?xì)鈩?dòng)配置和起落架的給定位置的軌跡的另一點(diǎn)。根據(jù)本發(fā)明，為了這樣做，所述設(shè)備I包括-下文詳述的一組2常見(jiàn)信息源，允許確定飛機(jī)的飛行參數(shù)的當(dāng)前值；-至少一個(gè)數(shù)據(jù)庫(kù)3，包括下文也將詳述的模型；-接口裝置4，特別是與屏幕或任何其它常見(jiàn)裝置相關(guān)聯(lián)以便允許飛行員向設(shè)備I中輸入數(shù)據(jù)的鍵盤(pán)；-信息處理單元5，其通過(guò)鏈路6至8分別被鏈接至所述裝置2至4，并且其被形成為從而 尤其是根據(jù)這些當(dāng)前值和這些模型來(lái)計(jì)算要到達(dá)的點(diǎn)處的飛機(jī)的預(yù)測(cè)能量狀態(tài)；以及 根據(jù)用于飛機(jī)的活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架(未表示)的預(yù)測(cè)能量狀態(tài)最優(yōu)化命令指令來(lái)確定迭代方式，所述最優(yōu)化命令指令使得其允許飛機(jī)在給定能量狀態(tài)下到達(dá)要加入的點(diǎn)；以及-常見(jiàn)裝置10，其用于活動(dòng)輔助翼和襟翼的自動(dòng)命令，以及常見(jiàn)裝置11，其用于飛機(jī)的起落架的自動(dòng)命令，由信息處理單元5確定的分別經(jīng)由鏈路12和13傳送的最優(yōu)化命令指令被施加到其上。通常，起落架可以采取兩個(gè)位置，即一個(gè)縮回位置和一個(gè)伸展位置，并且活動(dòng)輔助翼和襟翼能夠采取限定飛機(jī)的可能氣動(dòng)配置的不同位置?？梢砸苑浅４蟮臄?shù)目來(lái)定義這些配置。在其中所述飛機(jī)可得到活動(dòng)輔助翼和襟翼在兩個(gè)極限之間的連續(xù)位置的情況下，此連續(xù)的位置范圍能夠被分段為給定數(shù)目的中間位置。因此，本發(fā)明同樣地(indifferently)適合于具有離散或連續(xù)氣動(dòng)配置的飛機(jī)。可以是飛機(jī)的常見(jiàn)計(jì)算器的一部分的單元5包括
-預(yù)測(cè)模塊14:以及-最優(yōu)化模塊15。從計(jì)劃的垂直軌跡和橫向軌跡開(kāi)始，設(shè)備I因此在第一時(shí)間能夠借助于預(yù)測(cè)模塊14來(lái)預(yù)測(cè)飛機(jī)能量狀況。并行地，最優(yōu)化模塊15能夠以迭代方式來(lái)使活動(dòng)輔助翼、襟翼和起落架的命令序列最優(yōu)化，從而調(diào)制總能量分布圖，特別是將飛機(jī)重新確立在穩(wěn)定進(jìn)場(chǎng)上。在優(yōu)選實(shí)施例中-所述預(yù)測(cè)模塊14通過(guò)針對(duì)沿著軌跡直至所述給定點(diǎn)的多個(gè)連續(xù)段進(jìn)行漸進(jìn)計(jì)算來(lái)預(yù)測(cè)所述給定點(diǎn)處的能量，每個(gè)段對(duì)應(yīng)于起落架有伸展或沒(méi)有被伸展的情況下的恒定氣動(dòng)配置階段或氣動(dòng)配置的瞬態(tài)階段或起落架的伸展，在任何段的結(jié)尾處預(yù)測(cè)的參數(shù)被用作用于直接隨后的段的初始參數(shù)；以及-所述最優(yōu)化模塊15特別地計(jì)算要施加于命令指令的修正，從而能夠抵消能量誤差。所述設(shè)備I還包括顯示裝置17，其被鏈路18鏈接到單元5且被形成為從而在駕駛座艙的觀(guān)看屏19上向飛機(jī)的飛行員呈現(xiàn)關(guān)于本發(fā)明的實(shí)施方式的信息且尤其是關(guān)于裝置10和11的控制的信息，例如起落架被伸展的時(shí)刻或氣動(dòng)配置被修改的時(shí)刻。 此外，數(shù)據(jù)庫(kù)3可以包括被單元5所使用的后續(xù)元素中的至少某些風(fēng)模型、至少一個(gè)性能模型、與能量監(jiān)視裝置相關(guān)聯(lián)的致動(dòng)器的動(dòng)力學(xué)(dynamics)的指示和操作約束的指示。因此，通過(guò)將飛機(jī)在要加入的點(diǎn)處的預(yù)測(cè)能量狀態(tài)考慮在內(nèi)的上述迭代處理，根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備I在自動(dòng)地確定最優(yōu)化命令指令(用于活動(dòng)輔助翼和襟翼的命令裝置10以及用于起落架的命令裝置11)的位置中，其允許飛機(jī)在處于所述給定能量狀態(tài)的同時(shí)到達(dá)所述點(diǎn)。此外，由于此類(lèi)處理是迭代的，所以設(shè)備I在整個(gè)飛行過(guò)程中使裝置10和11的命令適應(yīng)于飛機(jī)的當(dāng)前狀況。雖然非排他性地，本發(fā)明更特別地適用于鑒于在機(jī)場(chǎng)的跑道上或在任何其它已知路線(xiàn)上著陸的進(jìn)場(chǎng)階段，從而在最后著陸之前到達(dá)預(yù)定點(diǎn)。在此類(lèi)優(yōu)選情況下，目標(biāo)是保持某些軌跡，并且然后使飛機(jī)以某個(gè)進(jìn)場(chǎng)速度穩(wěn)定，并且這在跑道入口之前在所述軌跡的空間中的某個(gè)點(diǎn)處。在本發(fā)明的范圍內(nèi)，所述組2信息源可以包括例如-ADC( “大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)”)型的大氣數(shù)據(jù)計(jì)算器；-IRS ( “慣性參考系”)型的至少一個(gè)慣性參考系；以及-FMS ( “飛行管理系統(tǒng)”)型的飛行管理系統(tǒng)。在特定實(shí)施例中，所述組件2特別地提供以下參數(shù)的當(dāng)前值-時(shí)間(與設(shè)備I同步)；-飛機(jī)的空速；-飛機(jī)相對(duì)于給定點(diǎn)、優(yōu)選地到跑道的入口的地面距離；-飛機(jī)的高度；-活動(dòng)輔助翼和襟翼的位置(即氣動(dòng)配置)；-起落架的位置；
-飛機(jī)的已校準(zhǔn)速度(CAS);以及-可能地引擎推力水平；以及-氣閘的位置。信息處理單元5因此要求輸入以保證其操作并提供輸出命令指令。更特別地，其使用以下輸入
-垂直軌跡；-橫向軌跡；-包含在數(shù)據(jù)庫(kù)3中的信息；-由組2提供的測(cè)量和信息；以及-引導(dǎo)目標(biāo)。下面詳述此類(lèi)不同的輸入。為了最好地計(jì)算用于以給定速度、給定氣動(dòng)配置和起落架的給定位置將飛機(jī)弓I導(dǎo)至軌跡的某個(gè)點(diǎn)的不同命令，設(shè)備I必須知道正在飛行或能夠飛行的垂直軌跡。此垂直軌跡是由根據(jù)地面距離的不同高度處的通過(guò)點(diǎn)定義的。根據(jù)本發(fā)明，使用垂直軌跡引導(dǎo)法則來(lái)將飛機(jī)保持在所述計(jì)劃垂直軌跡上。并且，為了最好地計(jì)算不同的命令，設(shè)備I還必須知道正在飛行或能夠飛行的橫向軌跡。根據(jù)本發(fā)明，還使用橫向軌跡引導(dǎo)法則來(lái)將飛機(jī)保持在所述計(jì)劃?rùn)M向軌跡上。此外，數(shù)據(jù)庫(kù)3能夠提供不同的信息片，尤其是-風(fēng)模型。為了使得預(yù)測(cè)精確，縱貫整個(gè)軌跡使用大概的風(fēng)信息。為此，可以使用與飛機(jī)的飛行管理系統(tǒng)FMS相同的風(fēng)模型；-致動(dòng)器的動(dòng)力學(xué)。為了使得預(yù)測(cè)是精確的，使用不同致動(dòng)器的動(dòng)力學(xué)(尤其是活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架的伸展時(shí)間)；-速度約束。為了設(shè)備I能夠?qū)⒉僮骷s束考慮在內(nèi)，提供最小和最大操作速度；以及-性能模型。為了能夠?qū)崿F(xiàn)預(yù)測(cè)，使用飛機(jī)的不同性能模型，優(yōu)選地用于起落架有被伸展或沒(méi)有被伸展的情況下的每個(gè)氣動(dòng)配置的模型。此外，由于設(shè)備I使飛行命令最優(yōu)化，從而在具有給定氣動(dòng)配置和起落架的給定位置的情況下以某個(gè)給定速度在軌跡的給定點(diǎn)處與飛機(jī)的相遇點(diǎn)相遇，所以這四個(gè)最后的信息片是必需的，使得單元5能夠?yàn)榇藞?zhí)行不同的處理。這四個(gè)信息片由飛行員告知，或者可以是默認(rèn)值。此外，根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備I還可以將以下約束中的至少某些考慮在內(nèi)-表示每個(gè)氣動(dòng)配置的最大速度約束VFE(結(jié)構(gòu)負(fù)荷方面)；-表示每個(gè)氣動(dòng)配置的最小速度約束VLS(滑離方面)；以及-用于活動(dòng)輔助翼和襟翼和用于起落架的伸展時(shí)間?？梢酝ㄟ^(guò)考慮其中將必須改變伸展時(shí)間的降級(jí)情況來(lái)修改這些伸展時(shí)間。單元5以迭代方式實(shí)時(shí)地執(zhí)行以下操作序列，如在圖2上所表示的bl)預(yù)測(cè)模塊14以下文詳述的方式根據(jù)經(jīng)由鏈路LI (將鏈路6、7和8 —起分組)接收到的信息來(lái)計(jì)算預(yù)測(cè)能量分布圖；b2)針對(duì)每個(gè)預(yù)測(cè)能量分布圖，一個(gè)元件21計(jì)算能量誤差(對(duì)應(yīng)于預(yù)測(cè)能量與設(shè)定點(diǎn)能量之間的差)。設(shè)定點(diǎn)能量通常是根據(jù)相對(duì)于正在遵循的飛行計(jì)劃的速度和高度設(shè)定點(diǎn)而計(jì)算的。然后裝置22驗(yàn)證此類(lèi)能量誤差是否穩(wěn)定(收斂)；b3)如果能量誤差不穩(wěn)定(NI)(不收斂) 一個(gè)元件23計(jì)算命令指令對(duì)要到達(dá)的目標(biāo)的效率； 一個(gè)元件24計(jì)算要施加于命令指令的修正；以及 一個(gè)元件25更新命令指令并將其傳送至預(yù)測(cè)模塊14 (返回至步驟bl);以及b4)如果能量誤差被穩(wěn)定化(01)(收斂)，則元件26驗(yàn)證其是否是被最小化。如果能量誤差不被最小化(N2)，則該狀況對(duì)應(yīng)于具有太重要的過(guò)能量或欠能量的狀態(tài)，并且相應(yīng)的信息片例如經(jīng)由鏈路L2被傳送至顯示裝置17，從而警告飛行員。相反，如果能量誤差被最小化(02)，則獲得所述最優(yōu)化命令指令，其對(duì)應(yīng)于被用來(lái)駕駛飛機(jī)的命 令指令。此命令信息經(jīng)由鏈路L3 (例如將鏈路12、13和18 —起分組)被發(fā)送到裝置10和11以進(jìn)行活動(dòng)輔助翼/襟翼配置和起落架的自動(dòng)控制，并且可能至顯示裝置17。預(yù)測(cè)模塊14的原理是預(yù)測(cè)飛機(jī)在軌跡的給定點(diǎn)處的最終能量狀態(tài)，同時(shí)將上文詳述的各種輸入以及由用于命令的迭代修正模塊15 (尤其包括所述元件23、24和25)定義的活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架的命令序列考慮在內(nèi)。因此’針對(duì)用變量丨^/^^^^^丨表示的給定命令序列(具有迭代k)，預(yù)測(cè)模塊14如圖4所示地執(zhí)行能量預(yù)測(cè)。在圖4上，每個(gè)段Sn表示飛行階段，處于有起落架被伸展或沒(méi)有起落架被伸展的恒定配置或者在氣動(dòng)配置或起落架伸展的瞬態(tài)時(shí)。更確切地說(shuō)，在圖4上，表示了作為時(shí)間t的函數(shù)示出了進(jìn)場(chǎng)階段時(shí)在時(shí)間t0處的初始能量Ei和時(shí)間t5處的最終能量Ef之間的飛機(jī)能量E的變化的圖。在圖4的示例中，表示了對(duì)應(yīng)于以下連續(xù)階段的段Sn -在t0與tic之間，處于平滑配置的飛行階段；-在tic與tl之間，從平滑配置至配置I的瞬態(tài)飛行階段；-在tl與t2c之間，處于配置I的飛行階段；-在t2c與t2之間，從配置I至配置2的瞬態(tài)飛行階段；-在t2與tlgc之間，處于配置2的飛行階段；-在tlgc與tig之間，處于具有起落架的(瞬態(tài))伸展階段的配置2的飛行階段；-在tig與t3c之間，處于起落架被伸展的配置2的飛行階段；-在t3c與t3之間，從該架被伸展的配置2至配置3的瞬態(tài)飛行階段；-在t3與t4c之間，處于配置3且該架被伸展的飛行階段；-在t4c與t4之間，從該架被伸展的配置3至配置4的瞬態(tài)飛行階段；-在t4與t5之間，處于該架被伸展的配置4的飛行階段。因此，從飛機(jī)的當(dāng)前狀態(tài)(t0)開(kāi)始，預(yù)測(cè)模塊14通過(guò)計(jì)算第一段結(jié)尾處的一組參數(shù)開(kāi)始(在圖4的示例中處于平滑配置的段，但在實(shí)際情況下處于當(dāng)前配置)。該段的結(jié)尾是由命令修正模塊15通過(guò)用于下一個(gè)給定氣動(dòng)配置的變化時(shí)間定義的。此類(lèi)參數(shù)集包括-時(shí)間t;-空速TAS Va;
-相對(duì)于給定參考X的地面距離；-高度h;以及-已校準(zhǔn)速度CASVc。此外，圖3示出預(yù)測(cè)模塊14的單元27，被用來(lái)執(zhí)行用于給定段的上述參數(shù)集的預(yù)測(cè)。為此，所述單元27包括-一個(gè)元件28，其執(zhí)行正在考慮的段上的最終空速Vaf的預(yù)測(cè)?？紤]具有恒定配置的段的情況和配置瞬態(tài)時(shí)的段的情況。為了計(jì)算具有恒定配置的段上的最終空速Vaf，元件28通過(guò)使用初始速度Vai (經(jīng)由鏈路11接收)和時(shí)間偏差Λ t (經(jīng)由鏈路12接收)來(lái)執(zhí)行 常見(jiàn)計(jì)算模式，該時(shí)間偏差表不正在考慮的段的最終和初始時(shí)間之間的偏差時(shí)間，因此A t=tf-tio形容詞(adjective)初始適用于進(jìn)入單元28、29、30和31的任何主要參數(shù),并且形容詞最終適用于由此類(lèi)單元28、29、30和31計(jì)算并提供的任何主要參數(shù)。為了計(jì)算配置瞬態(tài)時(shí)的段上的最終空速，將元件28的上述計(jì)算執(zhí)行兩次。事實(shí)上，對(duì)于從配置“j”至配置“ j+1”的瞬態(tài)段，由以下計(jì)算來(lái)預(yù)測(cè)最終空速= KxVcIf + K2V^具有· Kl和K2是兩個(gè)加權(quán)增益，諸如K1+K2 = I ；·”是在來(lái)自處于配置“j”的飛機(jī)性能的具有恒定配置的段的情況下通過(guò)使用上述方法進(jìn)行的最終空速的第一預(yù)測(cè)計(jì)算；以及是在來(lái)自處于配置"j + 1"的飛機(jī)配置的具有恒定配置的段的情況下通過(guò)還使用上述方法在此類(lèi)相同瞬態(tài)段上的與用于最終空速預(yù)測(cè)的前一計(jì)算并行的第二計(jì)算；-一個(gè)元件29，其借助于初始Vai和最終Vaf空速(經(jīng)由鏈路13和14接收到)、時(shí)間偏差(鏈路15)和正在考慮的段上的初始地面距離Xi (鏈路16)來(lái)執(zhí)行在正在考慮的段的結(jié)尾處預(yù)測(cè)的地面距離Xf的預(yù)測(cè)。作為圖示，初始Vai和最終Vaf空速能夠允許計(jì)算平均速度乘以時(shí)間偏差A(yù)t，從而獲得覆蓋距離。后者被與初始地面距離Xi相加，從而形成最終地面距離Xf ；-一個(gè)元件30，其通過(guò)將常見(jiàn)表格考慮在內(nèi)根據(jù)最終地面距離Xf (鏈路17)來(lái)執(zhí)行正在考慮的段上的最終高度預(yù)測(cè)hf。此類(lèi)表格表示要飛行的計(jì)劃垂直軌跡。計(jì)劃軌跡常常是簡(jiǎn)單的且可以用連續(xù)的段來(lái)定義。然后可以用來(lái)自此類(lèi)表格的通過(guò)點(diǎn){X，h}(或內(nèi)插點(diǎn))來(lái)表示這些軌跡。所有這些點(diǎn)的內(nèi)插允許表示軌跡的總體外觀(guān)。然后可以從地面標(biāo)記中的一個(gè)點(diǎn)(最終預(yù)測(cè)地面距離Xf)開(kāi)始計(jì)算與地面標(biāo)記中的所述點(diǎn)相關(guān)聯(lián)的最終高度hf。此表格在其中促使垂直軌跡被修改的情況下能夠演進(jìn)；以及-一個(gè)元件31，其根據(jù)最終空速Vaf(鏈路14)和最終高度hf (鏈路18)通過(guò)常見(jiàn)的計(jì)算來(lái)執(zhí)行已校準(zhǔn)速度CAS Vcf (由鏈路19傳送)的預(yù)測(cè)?！┰诘谝欢蔚慕Y(jié)尾處預(yù)測(cè)了參數(shù)集，則通過(guò)傳播將這些值用作用于第二段(圖4的示例中的從平滑配置至配置I的瞬態(tài)段)等的計(jì)算的初始值直至倒數(shù)第二段。對(duì)最后一段執(zhí)行的計(jì)算不同于對(duì)先前的段執(zhí)行的那些計(jì)算。事實(shí)上，針對(duì)最后一段，初始空速、最終空速(相遇或優(yōu)選地穩(wěn)定的目標(biāo)中的一個(gè))和初始時(shí)間是已知的，通常被用于計(jì)算最終時(shí)間(圖4上的t5)。然后能夠定義最后一段上的時(shí)間偏差。
已知此類(lèi)時(shí)間偏差A(yù)t，然后可以執(zhí)行由元件29定義的計(jì)算，從而計(jì)算t5處的最終地面距離并隨后使用元件30來(lái)計(jì)算與所述最終地面距離相關(guān)聯(lián)的t5處的最終高度。預(yù)測(cè)模塊14能夠通過(guò)使用以下公式(g是重力加速度)來(lái)計(jì)算軌跡的結(jié)尾所特定的能量
權(quán)利要求
1.一種在活動(dòng)輔助翼和襟翼以及起落架的給定位置的情況下、用于飛行器在沿著預(yù)定軌跡飛行時(shí)的最優(yōu)化能量管理、從而在給定能量狀態(tài)下進(jìn)入所述軌跡的給定點(diǎn)的方法，在該方法中，在飛行器沿著所述軌跡飛行直至所述給定點(diǎn)時(shí)自動(dòng)地且重復(fù)地如下執(zhí)行連續(xù)步驟序列 a)確定飛行器的參數(shù)的當(dāng)前值； b)根據(jù)這些當(dāng)前值和預(yù)測(cè)模型來(lái)計(jì)算飛行器在所述點(diǎn)處的預(yù)測(cè)能量狀態(tài)，并且迭代地根據(jù)預(yù)測(cè)能量狀態(tài)來(lái)確定用于控制飛行器的活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架的裝置的最優(yōu)化命令指令，所述最優(yōu)化命令指令使得其允許飛行器在所述給定能量狀態(tài)下到達(dá)所述給定點(diǎn)，以下操作序列是以迭代方式實(shí)現(xiàn)的 bl)計(jì)算通過(guò)預(yù)測(cè)模塊(14)預(yù)測(cè)的能量分布圖； b2)針對(duì)此類(lèi)預(yù)測(cè)能量分布圖，計(jì)算能量誤差； b3)如果能量誤差不穩(wěn)定，則以迭代方式實(shí)現(xiàn)以下操作； 籲計(jì)算命令指令對(duì)要到達(dá)的目標(biāo)的效率； 計(jì)算要施加于命令指令的修正； 籲更新命令指令； 然后返回至步驟bl);以及 b4)如果能量誤差被穩(wěn)定且被最小化，則獲得所考查的所述最優(yōu)化命令指令，其中，其對(duì)應(yīng)于其中獲得能量誤差的此穩(wěn)定和此最小化的命令指令； c)將這樣確定的最優(yōu)化命令指令應(yīng)用于用于活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架的所述命令裝置(10、11)。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法， 其特征在于在步驟a)處，確定以下參數(shù)的當(dāng)前值； -同步時(shí)間； -飛行器的空速； -飛行器相對(duì)于給定點(diǎn)的地面距離； -飛行器的高度； -活動(dòng)輔助翼和襟翼的位置； -起落架的位置； -飛行器的已校準(zhǔn)速度； -引擎推力水平；以及 -氣閘的位置。
3.根據(jù)權(quán)利要求I和2中的任一項(xiàng)所述的方法， 其特征在于在步驟b)處，提供用于要應(yīng)用于所述命令裝置(10、11)的命令指令的預(yù)測(cè)模塊(14)和最優(yōu)化模塊(15)。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法， 其特征在于所述預(yù)測(cè)模塊(14)通過(guò)針對(duì)沿著軌跡的多個(gè)連續(xù)段直至給定點(diǎn)進(jìn)行漸進(jìn)計(jì)算來(lái)預(yù)測(cè)所述給定點(diǎn)處的能量，每個(gè)段對(duì)應(yīng)于有起落架被伸展或沒(méi)有起落架被伸展的恒定氣動(dòng)配置階段或氣動(dòng)配置的瞬態(tài)階段或起落架的伸展，在任何段的結(jié)尾處預(yù)測(cè)的參數(shù)被用作直接隨后的段的初始參數(shù)。
5.根據(jù)前述權(quán)利要求中的任一項(xiàng)所述的方法， 其特征在于所述能量誤差對(duì)應(yīng)于預(yù)測(cè)能量與設(shè)定點(diǎn)能量之間的差。
6.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法， 其特征在于最優(yōu)化模塊(15)計(jì)算要施加于命令指令的修正，從而能夠抵消能量誤差。
7.根據(jù)前述權(quán)利要求中的任一項(xiàng)所述的方法， 其特征在于在步驟b)處，還將以下約束中的某些考慮在內(nèi) -表示每個(gè)氣動(dòng)配置的最大速度的約束； -表示每個(gè)氣動(dòng)配置的最小速度的約束；以及 -用于活動(dòng)輔助翼和襟翼以及起落架的伸展時(shí)間。
8.根據(jù)前述權(quán)利要求中的任一項(xiàng)所述的方法， 其特征在于所述模型包括以下元素中的至少某些風(fēng)模型、至少一個(gè)性能模型、用于致動(dòng)器的動(dòng)態(tài)學(xué)的指示和操作約束的指示。
9.根據(jù)前述權(quán)利要求中的任一項(xiàng)所述的方法， 其特征在于在步驟c)處，在觀(guān)看屏(19)上向飛行員呈現(xiàn)關(guān)于活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架的命令的信息。
10.一種在沿著預(yù)定軌跡飛行時(shí)用于飛行器、從而在活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架的給定位置的情況下在給定能量狀態(tài)下加入所述軌跡的給定點(diǎn)的最優(yōu)化能量管理設(shè)備，所述設(shè)備⑴包括 -第一裝置(2)，其用于在飛行器沿著所述軌跡飛行直至給定點(diǎn)時(shí)確定飛行器的參數(shù)的當(dāng)前值； -第二裝置(5)，其用于根據(jù)這些當(dāng)前值和預(yù)定模型來(lái)計(jì)算飛行器在所述點(diǎn)處的預(yù)測(cè)能量狀態(tài)并根據(jù)預(yù)測(cè)能量狀態(tài)以迭代方式來(lái)確定用于飛行器的活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架的命令裝置的最優(yōu)化命令指令，所述最優(yōu)化命令指令使得其允許飛行器在所述給定能量狀態(tài)下到達(dá)所述給定點(diǎn)；以及 -第三命令裝置(10、11)，其用于被應(yīng)用這樣確定的最優(yōu)化命令指令的飛行器的活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架， 所述第二裝置(5)包括 -預(yù)測(cè)模塊(14)，其用以計(jì)算預(yù)測(cè)能量分布圖； -一個(gè)元件(21)，其用以計(jì)算用于此類(lèi)預(yù)測(cè)能量分布圖的能量誤差； -如果能量誤差不被穩(wěn)定； 一個(gè)元件(23)，其用以計(jì)算命令指令對(duì)要到達(dá)的目標(biāo)的效率； 一個(gè)元件(24)，其用以計(jì)算要施加于命令指令的修正；以及 一個(gè)元件(25)，其用以更新命令指令并將其傳送至預(yù)測(cè)模塊(14);以及 -如果能量誤差被穩(wěn)定，則元件(26)，其用以驗(yàn)證其是否被最小化，并且如果能量誤差被最小化，則獲得所述最優(yōu)化命令指令。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的設(shè)備， 其特征在于其另外包括顯示裝置(17)，其用于在觀(guān)看屏(19)上向飛行器的飛行員呈現(xiàn)關(guān)于活動(dòng)輔助翼和襟翼及起落架的命令的信息。
12.根據(jù)權(quán)利要求10和11中的任一項(xiàng)所述的設(shè)備，其特征在于其另外包括用于允許操作員在所述設(shè)備(I)中輸入數(shù)據(jù)的接口裝置(4)。
13.一種飛行器，其特征在于其包括諸如在權(quán)利要求10至12中的任一項(xiàng)中指定的設(shè)備(I)。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了飛行器的活動(dòng)輔助翼、襟翼和起落架的布置的方法和設(shè)備。設(shè)備(1)包括用于以迭代方式根據(jù)預(yù)測(cè)能量狀態(tài)來(lái)確定用于控制飛行器的活動(dòng)輔助翼、襟翼和起落架的裝置(10、11)的最優(yōu)化命令的裝置(5)，其允許飛行器在具有給定氣動(dòng)配置和起落架的給定位置的情況下在給定能量狀態(tài)下到達(dá)軌跡的給定點(diǎn)。
文檔編號(hào)B64C19/02GK102897313SQ20121026879
公開(kāi)日2013年1月30日 申請(qǐng)日期2012年7月27日 優(yōu)先權(quán)日2011年7月29日
發(fā)明者F·康斯坦斯, M·勒菲維雷 申請(qǐng)人:空中客車(chē)運(yùn)營(yíng)簡(jiǎn)化股份公司