專利名稱：一種旋翼飛行器偏航控制的優(yōu)化方法和實施該方法的系統(tǒng)的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種旋翼飛行器偏航控制的優(yōu)化方法和實施該方法的裝置。
本發(fā)明的技術領域是旋翼飛行器的設計領域。
本發(fā)明更具體地涉及一種通過使尾旋翼槳葉的總距改變而控制直升機偏航的優(yōu)化方法，其中該直升機具有一個主旋翼和一個后旋翼或尾槳。
背景技術：
直升機的升力是由主旋翼通過其總距位置來提供的。在本申請中，除非特別指明，術語“總距(collective pitch)”都是指主旋翼槳葉的總距。
在總距控制中測量主旋翼槳葉的總距；由飛行員施加在總距控制元件上的一個指令引起該控制，但是該指令也可以作為其它參數(shù)的函數(shù)而通過自動駕駛儀類型的裝置來進行修正；主旋翼槳葉的槳距控制元件的位置與其它槳葉的實際總距之間并不嚴格相等。
本發(fā)明的方法和裝置優(yōu)先使用了對應于主旋翼的實際總距的信息；不過，也可以利用與控制主旋翼槳距的元件位置相關的信息，特別是由一個電位計型傳感器發(fā)出的信號或數(shù)據(jù)，該傳感器用于感知飛行員的總距桿位置。
尾槳使直升機圍繞偏航軸的運動可以通過執(zhí)行兩個主要函數(shù)來進行控制關于偏航軸的飛行員控制函數(shù)；及反扭矩函數(shù)。偏航軸的飛行員控制函數(shù)使飛行員可通過轉(zhuǎn)向踏板上的動作來直接、動態(tài)地控制直升機圍繞其偏航軸的動作，從而控制轉(zhuǎn)彎、側(cè)滑和/或橫向加速度。
反扭矩函數(shù)是為了在總距中變化時限制圍繞偏航軸的擾動。
為了改變直升機的升力，通過總距控制來修正主旋翼槳葉的入射角。這種修正改變了主旋翼施加在直升機上的扭矩。不用進行任何修正，扭矩的改變就會對直升機的偏航軸產(chǎn)生影響轉(zhuǎn)向或側(cè)滑。為了克服上述缺點，反扭矩函數(shù)可作為總距控制的變化的一個函數(shù)來自動調(diào)整對尾槳的控制。
這種調(diào)整通過定位(和/或確定)槳葉槳距變化控制來實現(xiàn)，該控制以一種預定的關系，根據(jù)總距的位置(或值)的一個函數(shù)傳送給尾槳。
由飛行員控制函數(shù)所產(chǎn)生的飛行員指令圍繞由反扭矩函數(shù)所產(chǎn)生的靜止位置或“空檔”變化；對尾槳槳距的控制在某種程度上不必是對稱或居中的。
在一種輕型直升機上，這兩種函數(shù)通常是由飛行員操作尾槳控制踏板或轉(zhuǎn)向踏板或能達成此目的的其它等效元件來提供的。飛行員指令可任意與飛行控制系統(tǒng)(自動駕駛或電子飛行控制系統(tǒng))的修正指令相關聯(lián)。
在重型直升機上(如9噸(公制的)或以上)，總距的變化帶來的扭矩變化是很大的，會對偏航軸產(chǎn)生強烈的擾動。反扭矩函數(shù)需要高水平的偏航控制，而無法由轉(zhuǎn)向踏板直接控制(見下文具體說明的操作限制)。因此，需要提供一種能夠自動控制反扭矩函數(shù)的特定裝置來將這兩種函數(shù)分開。
通常按下面方式來實現(xiàn)這兩種函數(shù)·由一個機械解耦箱來實現(xiàn)反扭矩函數(shù)，該箱能夠向尾槳任意施加槳距變化控制，該控制與施加在主旋翼上的總距成正比；·飛行員作用在踏板上可以直接實現(xiàn)關于偏航軸的飛行員控制函數(shù)；駕駛指令與飛行控制系統(tǒng)(自動駕駛或電子飛行控制系統(tǒng))的附加指令相關聯(lián)。
存在幾種影響直升機偏航控制的操作限制·在巡航飛行和盤旋飛行中，必需將踏板的空檔位置基本居中；通過避免讓飛行員腳位置始終處于一種靜態(tài)偏移狀態(tài)來提高飛行員舒適性；·飛行員通過踏板進行的控制必須能提供繞偏航軸的足夠的機動性，特別是盤旋時；·飛行員通過踏板進行的控制必須具有足夠的余量以抵抗側(cè)風(具有很強的側(cè)風時，偏航控制很大程度上用于保持航向)；及·如果要保護以避免駕駛員泵效應(pilot pumping)的危險，必須優(yōu)化且不能過度增加控制靈敏度，即踏板位移與施加在尾槳上的控制力的比值。
而且，在一個直升機上，巡航和盤旋時的尾槳平衡位置是不同的。
所以，通過反扭矩函數(shù)對尾槳控制進行預定位是在上述約束之間的一個艱難的折衷的結果。
為了結合考慮機械約束(踏板行程)和控制靈敏度兩個方面，駕駛控制不能涵蓋所有預期的位置巡航和盤旋(具有相關裕度(associated margins))。在分析了上述約束之后，可以得到最終的踏板行程，其確定了在人機工程學(飛行員座艙設計)和控制靈敏性限制(駕駛員泵效應的風險)之間的折衷辦法。
用在這種結構的折衷辦法通常并不能夠為所有上述約束提供最佳優(yōu)化，而且它們通常會增加對操作的限制。如果巡航圖表被優(yōu)化，那么當盤旋時就會以靜態(tài)方式產(chǎn)生偏移，導致不舒適的駕駛位置(腳偏移)，從而就會對來自腳靜態(tài)偏移側(cè)的側(cè)風控制產(chǎn)生限制。如果希望通過增加踏板所提供的控制范圍來獲得控制裕度(能夠補償側(cè)風)，則很快就會遇到與過高靈敏度相關的駕駛員泵效應問題。圖2示出了由虛線表示的巡航優(yōu)化的總距及偏航圖與由實線表示的盤旋優(yōu)化圖表之間的差別。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種用于旋翼飛行器的偏航控制方法和實施該方法的系統(tǒng)，其至少部分改善了和/或克服了現(xiàn)有偏航控制系統(tǒng)的缺陷。
第一方面，本發(fā)明給出了一種控制旋翼飛行器尾槳的葉片槳距的方法，該方法包括下述操作a)產(chǎn)生一個尾槳葉片槳距的主控制，使其為控制尾槳葉片槳距的第一控制元件的函數(shù)，其中元件通常由踏板構成且由飛行器飛行員操動；和b)產(chǎn)生一個總距及偏航解耦控制，使其作為旋翼總距的函數(shù)；
c)產(chǎn)生一個偏差控制(或指示)，其可作為飛行器飛行速度(位移)以及尾槳總距的函數(shù)進行變化，特別是作為飛行速度和第一控制元件位置的函數(shù)進行變化；和d)將該偏差控制加到所述解耦控制和所述主控制上，以得到一個總偏航控制，從而使尾槳的葉片總距可以作為所述總控制的一個函數(shù)來變化。
該偏差控制優(yōu)選地還能作為主旋翼總距的函數(shù)而產(chǎn)生，特別是作為第二控制元件位置的函數(shù)，該控制元件由飛行員操動以控制飛行器的主旋翼的總距。
同樣優(yōu)選地，作為速度函數(shù)、作為第一控制元件的所述位置的函數(shù)、和/或作為第二控制元件的所述位置的函數(shù)的偏差控制的變化，與一個或多個大體單調(diào)限制函數(shù)相一致，該函數(shù)可被畫成線性或指數(shù)增長的斜線或線段。
另一方面，本發(fā)明提供了一種旋翼飛行器(總)的偏航控制系統(tǒng)，該旋翼飛行器具有一個主旋翼和一個尾槳，該系統(tǒng)包括一用于發(fā)出一個解耦控制的解耦裝置，和用于產(chǎn)生主偏航控制的裝置，其中該主控制是第一偏航控制元件位置的函數(shù)，該系統(tǒng)還包括用于確定一偏差控制的裝置和加法裝置，該偏差控制是(總或主)偏航控制、飛行器速度和優(yōu)選總距的函數(shù)，該加法裝置用于將該偏差控制加在所述解耦控制和所述主控制上，以得到該尾槳葉片槳距的總控制。
優(yōu)選地，確定偏差控制的裝置包括裝置(CL1，CL2，CL3)，用于在速度值(特別是極限值)范圍內(nèi)、在偏航控制元件和/或總偏航控制的位置值(特別是極限值)范圍內(nèi)、和/或控制主旋翼總距的第二控制元件(4a)位置的極限值范圍內(nèi)、和/或代表主旋翼總距的信號或數(shù)據(jù)值范圍內(nèi)限制該偏差控制；確定該偏差控制的裝置與一電子飛行控制計算機相結合，該計算機與傳感器相連，該傳感器發(fā)出關于偏航控制元件及總距控制元件位置的信號或數(shù)據(jù)，其中控制元件由飛行器飛行員操動，該計算機還與伺服控制相連，用于調(diào)節(jié)尾槳葉片的槳距。
確定該偏差控制的裝置可以以相同的方式與具有常規(guī)飛行控制系統(tǒng)和控制偏航的自動駕駛儀(一個三軸或四軸自動駕駛儀)的飛行器相連；當本發(fā)明應用在具有一機械控制系統(tǒng)的飛行器時，在偏航軸上提供一個特定操作機構來進行偏差控制其可以是一附加操作機構或者一特別適于該應用的操作機構。


從下文參考附圖的詳細說明可以看出本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點，附圖用非限制性的方式表示出了本發(fā)明的優(yōu)選實施方式。
圖1示出了平行四邊形形式的總距及偏航控制圖表的例子。
圖2示出了兩個平行四邊形形式的總距及偏航控制圖表的例子，其相互重疊且分別是對盤旋狀態(tài)的直升機和巡航狀態(tài)的直升機進行優(yōu)化的。
圖3是一個電子飛行控制系統(tǒng)的總體方框圖。
圖4示出了一個包括根據(jù)本發(fā)明計算偏差控制的裝置的電子飛行控制系統(tǒng)。
圖5是表示一函數(shù)的曲線圖，其用于將偏差控制限制為一個關于飛行器飛行速度的函數(shù)。
圖6是表示一函數(shù)的曲線圖，其用于將偏差控制限制為一個關于踏板位置的函數(shù)。
圖7和8分別表示采用圖5和6所示限制結果而得到的盤旋圖表，同時包括根據(jù)本發(fā)明的偏差控制。
圖9是表示一函數(shù)的曲線圖，其用于將偏差控制限制為一個關于總距控制元件位置的函數(shù)。
具體實施例方式
根據(jù)本發(fā)明的一方面內(nèi)容，總距及偏航圖是通過在其上加一個變偏差控制(varying bias control)來進行優(yōu)化的，該控制是飛行類型及飛行員控制位置的函數(shù)。
參考圖1、2、7和8，橫坐標軸表示直升機尾槳控制CRA的幅度，縱坐標軸表示主旋翼總距PCRP的幅度。
在圖1的圖表中，對于一特定總距位置COL1飛行員(和飛行控制系統(tǒng))可用的尾槳控制范圍P1在一最小控制位置P10和一最大控制位置P11之間延伸。在另一總距位置COL2上，飛行員可到達的尾槳控制范圍是從一最小控制位置P20和一最大控制位置P21之間延伸的范圍P2。由于總距從COL1變化到COL2而產(chǎn)生的P1到P2的切換沿著平行四邊形的斜邊進行。在該圖中，總距及偏航DSCL間的靜態(tài)解耦形成了平行四邊形的斜邊。尾槳的總范圍PT是使總距在其整個行程范圍內(nèi)變化所形成的總范圍；為了指示說明，總距PCRP延伸經(jīng)過從-6℃到+10℃的范圍，而尾槳控制CRA延伸經(jīng)過從-21℃到+21℃的整個范圍PT。
參考圖2，總距及偏航圖DCL1是對一第一預定速度范圍(巡航)進行優(yōu)化，且由粗虛線表示，其與一個對相同直升機的第二預定速度范圍進行優(yōu)化的總距及偏航圖DCL2相區(qū)別，其中第二預定速度范圍與第一預定速度范圍不同，特別是對于零速對于一給定總距，尾槳槳距的可控范圍在所述巡航速度與零速相應的控制范圍不同；這兩個平行四邊形圖表沿橫軸相互錯開。
下文的說明涉及將本發(fā)明應用到一具有電子飛控系統(tǒng)的直升機上；本發(fā)明也可應用在偏航軸上使用特定操作機構的機械系統(tǒng)上。
參考圖3和4，由電子飛行控制系統(tǒng)實現(xiàn)的飛行控制系統(tǒng)包括一個計算機1，其產(chǎn)生發(fā)送給主旋翼2和尾槳3的伺服控制的指令，該指令作為飛行員指令4(代表駕駛桿、總距、踏板及控制按鈕的位置的信號)、檢測到的信息5、5a、5b(特別是縱向速度、配平度(trim)、角速度)以及其它系統(tǒng)6發(fā)出的信息。
參考圖3和4，飛行控制計算機1根據(jù)以下內(nèi)容產(chǎn)生一個總偏航控制10i)由裝在總距操縱桿4a和踏板4b上的位置傳感器發(fā)出的電子信號；ii)適當情況下，根據(jù)飛行員輔助函數(shù)1 12(穩(wěn)定性，參數(shù)一致，……)；和iii)反扭矩函數(shù)106；該反扭矩函數(shù)在上述情況中是通過包括在飛行控制計算機1中的解耦函數(shù)106來實現(xiàn)的，且得出一總距和偏航解耦控制16；該反扭矩函數(shù)也可以通過一包含機械飛行控制的飛行器上的機械傳動箱來實現(xiàn)；該解耦函數(shù)確定了表示總距及偏航圖的平行四邊形的斜邊。
在本文中所示的例子對應于巡航優(yōu)化的總距及偏航圖，且在產(chǎn)生總偏航控制10時應用一個可變偏差控制17以改善盤旋時的飛行性能。
可選地，從盤旋優(yōu)化的總距及偏航圖開始，可以基于相同原理來提供一個偏差控制，其變化可以改善巡航性能，具有特定的與所選結構相匹配的邊界形狀。
由模塊107發(fā)出的計算偏差控制的這種可變偏差控制17(通過加法電路111)與模塊108發(fā)出的飛行員控制18相加，并導致踏板4b靜態(tài)位置的變化，從而可在盤旋時修正巡航優(yōu)化的總距及偏航圖的靜態(tài)偏差。該偏差控制可以適應直升機(或其它旋翼飛行器)所遇到的所有特定類型的情況。為此，計算機1的偏差控制計算模塊107包括限制函數(shù)CL1、CL2和CL3。
下文詳細描述的限制是用于巡航優(yōu)化圖表的，也就是用于與盤旋不同的偏差控制第一限制函數(shù)CL1作為飛行器縱向速度的函數(shù)進行變化；第二限制函數(shù)CL2作為踏板位置的函數(shù)進行變化。
圖5表示限制函數(shù)CL1的特性曲線，該限制使偏差控制按速度的函數(shù)變化。
在圖5所示的例子中，該偏差控制在盤旋過程中被激活且值為Coef11，其通過限制系數(shù)CL1逐漸變?yōu)橹礐oef12，CL1作為速度V(沿橫坐標)的函數(shù)線性(或者其它方式)變化對于接近盤旋的速度而言該系數(shù)是常量(等于Coef11)，在從盤旋到巡航的加速過程中，該系數(shù)從縱向速度的第一值SV1開始下降。當速度V到達另一閾值SV2時該限制系數(shù)CL1等于Coef12。該變化關系優(yōu)選是線性的，以下述方式來選擇該變化關系以足夠循序漸進的方式來消除該作為速度函數(shù)的偏差控制，從而避免在加速期間阻礙飛行員的輔助函數(shù)。這種類型的變化限制可以在所討論的直升機的速度的整個范圍內(nèi)優(yōu)化總距及偏航圖。
參考圖6，為了優(yōu)化控制，必須使該偏差控制作為踏板位置PP的函數(shù)不對稱(沿橫軸繪制)?？梢栽趫D表的一側(cè)的控制中加一個對稱的偏差控制，同時應該從另一側(cè)的控制中減去一個對稱的偏差控制。通過包括一個限制函數(shù)CL2，該CL2可作為踏板位置的函數(shù)來逐漸修正該偏差控制，從而可以優(yōu)化盤旋時的偏航控制。該限制由一個限制系數(shù)CL2構成，其在低于閾值SP1的踏板位置內(nèi)等于Coef21，然后逐漸下降，直到接近踏板閾值SP2處的Coef22。選擇閾值及系數(shù)(Coef21和Coef22)的值以在該偏差控制下降時使相關控制的靈敏度變化所產(chǎn)生的沖擊最小。
圖7表示盤旋的結果圖，其包括本發(fā)明的可變偏差控制。
虛線所示的圖是巡航圖。兩個圖之間的過渡部分由限制函數(shù)CL1和CL2控制。
由于該飛行器的特定約束(例如機械約束)，在特殊環(huán)境下，尾槳伺服控制范圍不能得到一個能完全實施該圖的足夠大的控制范圍，所以會有截斷。
施加在總距及偏航圖上的截斷會導致踏板死區(qū)。除了上述限制函數(shù)CL1和CL2之外，可以設一個作為總距的函數(shù)的第三限制函數(shù)CL3，以對含有不允許的截斷死區(qū)時的結果進行修正。
圖8表示出了這種情況。截斷TRO出現(xiàn)在總距閾值SC1處。
圖9所示的限制是通過限制系數(shù)CL3得到的，該系數(shù)在圖示實施例中在總距COL小于閾值SC1時等于Coef31。當總距COL到達閾值SC2時，其隨著增加的總距而下降到值Coef32，例如，該閾值可以是總距的最大值。
該偏差控制和相關的限制函數(shù)可以利用本發(fā)明系統(tǒng)外部的信息來進行計算。在故障的情況下，一個特定的偏差控制處理裝置(將其設為零或者其它特定值)用于返回到一預定的總距及偏航圖，該圖表具有足夠的魯棒性而能使飛行繼續(xù)。
通過改變該偏差控制，本發(fā)明用于獲得在全部約束條件下的最佳優(yōu)化，這些約束用于限定偏航控制系統(tǒng)i)該變偏差控制使得其可以通過重新確定中心來人為地偏移踏板的靜態(tài)位置(人機工程學效果)；ii)該偏差控制可用于優(yōu)化不受約束踏板的靈敏度(限制駕駛員泵效應的可能性)；以及iii)該變偏差控制也使得可以在不利的一側(cè)恢復偏航控制(在上述盤旋例子中)，但不會在另一側(cè)丟失相應的控制量(改善了操作性能)。
通過結合總距及偏航圖的具有兩個位置(巡航和盤旋)的優(yōu)點可以改善性能，同時不改變踏板所能達到的旋翼控制范圍(使泵效應的危險性最小)。
權利要求
1.一種控制旋翼飛行器尾槳的葉片槳距的方法，該方法包括下述步驟a)產(chǎn)生一個尾槳葉片槳距的主控制(18)，使其為由飛行器飛行員操動的、控制尾槳葉片槳距的元件(4b)的函數(shù)；和b)產(chǎn)生一個總距及偏航解耦控制(16)，使其作為旋翼總距的函數(shù)；該方法特征在于還具有下述附加步驟c)產(chǎn)生一個偏差控制(17)，其可作為飛行器飛行速度(V)的函數(shù)以及主或全局控制和/或控制元件(4b)位置(PP)的函數(shù)進行變化；和d)將該偏差控制加(111)到所述解耦控制和所述主控制上，以得到一個總控制(10)，從而可控制尾槳的葉片槳距。
2.根據(jù)權利要求1的方法，其中該偏差控制還能作為主旋翼總距的函數(shù)，特別是作為一第二控制元件(4a)位置的函數(shù)(COL)，該控制元件由飛行員操動以控制該主旋翼的總距。
3.根據(jù)權利要求1或2的方法，其中該偏差控制的變化(CL1)是速度(V)的函數(shù)，從一閾值(SV1，SV2)處進行。
4.根據(jù)權利要求1至3任意一個的方法，其中該偏差控制的變化(CL1)是速度(V)的函數(shù)，沿線性或指數(shù)的斜線進行。
5.根據(jù)權利要求1至4任意一個的方法，其中作為飛行速度的函數(shù)、作為主控制(18)或偏航控制元件(4b)位置的函數(shù)、和/或作為總距的函數(shù)的偏差控制的變化與一個或多個單調(diào)函數(shù)相一致。
6.根據(jù)權利要求1至5任意一個的方法，其中作為主控制和/或第一控制元件位置的函數(shù)的偏差控制的變化(CL2)是非對稱的。
7.根據(jù)權利要求1至6任意一個的方法，其中作為第一控制元件位置的函數(shù)的偏差控制的變化(CL2)在兩個值(SP1，SP2)之間是線性的。
8.根據(jù)權利要求2至5任意一個的方法，其中作為第二控制元件位置的函數(shù)的偏差控制的變化(CL3)在兩個值(SC1，SC2)之間是線性的。
9.一種具有一個主旋翼和一個尾槳的旋翼飛行器的偏航控制系統(tǒng)，該系統(tǒng)包括一用于發(fā)出一個解耦控制(16)的解耦裝置(106)、和用于產(chǎn)生一飛行員控制和發(fā)出一主控制(18)的裝置(108)，其中該主控制(18)是一偏航控制元件(4b)位置的函數(shù)，該系統(tǒng)特征在于其還包括用于確定一偏差控制(17)的裝置(107)和加法裝置(111)，用于將該偏差控制加在所述解耦控制和所述主控制上，以得到該尾槳葉片槳距的總控制(10)，所述偏差控制(17)是偏航控制和飛行器速度的函數(shù)。
10.根據(jù)權利要求9的系統(tǒng)，其中用于確定一偏差控制的裝置(107)包括用于在速度值范圍內(nèi)限制該偏差控制的裝置(CL1)。
11.根據(jù)權利要求9或10的系統(tǒng)，其中用于確定一偏差控制的裝置(107)包括用于在偏航控制值范圍內(nèi)限制該偏差控制的裝置(CL2)。
12.根據(jù)權利要求9至11任何一個的系統(tǒng)，其中用于確定一偏差控制的裝置(107)包括用于在該主旋翼總距的控制值范圍內(nèi)限制該偏差控制的裝置(CL3)。
13.根據(jù)權利要求9至12任何一個的系統(tǒng)，其中用于確定一偏差控制的裝置(107)與一電子飛行控制計算機(1)相結合。
14.根據(jù)權利要求13的系統(tǒng)，其中該解耦裝置(106)和產(chǎn)生一主控制的裝置(108)與一電子飛行控制計算機(1)相結合，該計算機(1)與傳感器相連，該傳感器發(fā)出關于偏航及總距控制元件(4a，4b)位置的信號或數(shù)據(jù)，其中控制元件由飛行器飛行員操動，該計算機(1)還與伺服控制(3)相連，用于調(diào)節(jié)尾槳葉片的槳距。
15.根據(jù)權利要求9至12任何一個的系統(tǒng)，其與機械飛行控制系統(tǒng)相連，所述機械飛行控制系統(tǒng)包括在偏航軸上的一個特定操作機構，例如一輔助操作機構或者一特殊應用操作機構。
全文摘要
本發(fā)明的一種控制旋翼飛行器尾槳的葉片槳距的方法，該方法包括下述操作a)產(chǎn)生一個尾槳葉片槳距的主控制(18)，使其作為控制尾槳葉片槳距的控制元件(4b)的函數(shù)，由飛行器飛行員操動的；和b)產(chǎn)生一個總距及偏航解耦控制(16)，使其作為旋翼總距的函數(shù)；c)產(chǎn)生一個偏差控制(17)，其可作為飛行器飛行速度的函數(shù)以及控制元件(4b)位置的函數(shù)進行變化；和將該偏差控制加(111)到所述解耦控制和所述主控制上，以得到一個總控制(10)，從而可控制尾槳的葉片槳距。
文檔編號G05D1/08GK1721274SQ20051009130
公開日2006年1月18日 申請日期2005年6月15日 優(yōu)先權日2004年6月15日
發(fā)明者J·貝萊拉 申請人:歐洲直升機公司