专利名称：一种旋翼飞行器偏航控制的优化方法和实施该方法的系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种旋翼飞行器偏航控制的优化方法和实施该方法的装置。
本发明的技术领域是旋翼飞行器的设计领域。
本发明更具体地涉及一种通过使尾旋翼桨叶的总距改变而控制直升机偏航的优化方法，其中该直升机具有一个主旋翼和一个后旋翼或尾桨。
背景技术：
直升机的升力是由主旋翼通过其总距位置来提供的。在本申请中，除非特别指明，术语“总距(collective pitch)”都是指主旋翼桨叶的总距。
在总距控制中测量主旋翼桨叶的总距；由飞行员施加在总距控制元件上的一个指令引起该控制，但是该指令也可以作为其它参数的函数而通过自动驾驶仪类型的装置来进行修正；主旋翼桨叶的桨距控制元件的位置与其它桨叶的实际总距之间并不严格相等。
本发明的方法和装置优先使用了对应于主旋翼的实际总距的信息；不过，也可以利用与控制主旋翼桨距的元件位置相关的信息，特别是由一个电位计型传感器发出的信号或数据，该传感器用于感知飞行员的总距杆位置。
尾桨使直升机围绕偏航轴的运动可以通过执行两个主要函数来进行控制关于偏航轴的飞行员控制函数；及反扭矩函数。偏航轴的飞行员控制函数使飞行员可通过转向踏板上的动作来直接、动态地控制直升机围绕其偏航轴的动作，从而控制转弯、侧滑和/或横向加速度。
反扭矩函数是为了在总距中变化时限制围绕偏航轴的扰动。
为了改变直升机的升力，通过总距控制来修正主旋翼桨叶的入射角。这种修正改变了主旋翼施加在直升机上的扭矩。不用进行任何修正，扭矩的改变就会对直升机的偏航轴产生影响转向或侧滑。为了克服上述缺点，反扭矩函数可作为总距控制的变化的一个函数来自动调整对尾桨的控制。
这种调整通过定位(和/或确定)桨叶桨距变化控制来实现，该控制以一种预定的关系，根据总距的位置(或值)的一个函数传送给尾桨。
由飞行员控制函数所产生的飞行员指令围绕由反扭矩函数所产生的静止位置或“空档”变化；对尾桨桨距的控制在某种程度上不必是对称或居中的。
在一种轻型直升机上，这两种函数通常是由飞行员操作尾桨控制踏板或转向踏板或能达成此目的的其它等效元件来提供的。飞行员指令可任意与飞行控制系统(自动驾驶或电子飞行控制系统)的修正指令相关联。
在重型直升机上(如9吨(公制的)或以上)，总距的变化带来的扭矩变化是很大的，会对偏航轴产生强烈的扰动。反扭矩函数需要高水平的偏航控制，而无法由转向踏板直接控制(见下文具体说明的操作限制)。因此，需要提供一种能够自动控制反扭矩函数的特定装置来将这两种函数分开。
通常按下面方式来实现这两种函数·由一个机械解耦箱来实现反扭矩函数，该箱能够向尾桨任意施加桨距变化控制，该控制与施加在主旋翼上的总距成正比；·飞行员作用在踏板上可以直接实现关于偏航轴的飞行员控制函数；驾驶指令与飞行控制系统(自动驾驶或电子飞行控制系统)的附加指令相关联。
存在几种影响直升机偏航控制的操作限制·在巡航飞行和盘旋飞行中，必需将踏板的空档位置基本居中；通过避免让飞行员脚位置始终处于一种静态偏移状态来提高飞行员舒适性；·飞行员通过踏板进行的控制必须能提供绕偏航轴的足够的机动性，特别是盘旋时；·飞行员通过踏板进行的控制必须具有足够的余量以抵抗侧风(具有很强的侧风时，偏航控制很大程度上用于保持航向)；及·如果要保护以避免驾驶员泵效应(pilot pumping)的危险，必须优化且不能过度增加控制灵敏度，即踏板位移与施加在尾桨上的控制力的比值。
而且，在一个直升机上，巡航和盘旋时的尾桨平衡位置是不同的。
所以，通过反扭矩函数对尾桨控制进行预定位是在上述约束之间的一个艰难的折衷的结果。
为了结合考虑机械约束(踏板行程)和控制灵敏度两个方面，驾驶控制不能涵盖所有预期的位置巡航和盘旋(具有相关裕度(associated margins))。在分析了上述约束之后，可以得到最终的踏板行程，其确定了在人机工程学(飞行员座舱设计)和控制灵敏性限制(驾驶员泵效应的风险)之间的折衷办法。
用在这种结构的折衷办法通常并不能够为所有上述约束提供最佳优化，而且它们通常会增加对操作的限制。如果巡航图表被优化，那么当盘旋时就会以静态方式产生偏移，导致不舒适的驾驶位置(脚偏移)，从而就会对来自脚静态偏移侧的侧风控制产生限制。如果希望通过增加踏板所提供的控制范围来获得控制裕度(能够补偿侧风)，则很快就会遇到与过高灵敏度相关的驾驶员泵效应问题。图2示出了由虚线表示的巡航优化的总距及偏航图与由实线表示的盘旋优化图表之间的差别。
发明内容
本发明的目的是提供一种用于旋翼飞行器的偏航控制方法和实施该方法的系统，其至少部分改善了和/或克服了现有偏航控制系统的缺陷。
第一方面，本发明给出了一种控制旋翼飞行器尾桨的叶片桨距的方法，该方法包括下述操作a)产生一个尾桨叶片桨距的主控制，使其为控制尾桨叶片桨距的第一控制元件的函数，其中元件通常由踏板构成且由飞行器飞行员操动；和b)产生一个总距及偏航解耦控制，使其作为旋翼总距的函数；
c)产生一个偏差控制(或指示)，其可作为飞行器飞行速度(位移)以及尾桨总距的函数进行变化，特别是作为飞行速度和第一控制元件位置的函数进行变化；和d)将该偏差控制加到所述解耦控制和所述主控制上，以得到一个总偏航控制，从而使尾桨的叶片总距可以作为所述总控制的一个函数来变化。
该偏差控制优选地还能作为主旋翼总距的函数而产生，特别是作为第二控制元件位置的函数，该控制元件由飞行员操动以控制飞行器的主旋翼的总距。
同样优选地，作为速度函数、作为第一控制元件的所述位置的函数、和/或作为第二控制元件的所述位置的函数的偏差控制的变化，与一个或多个大体单调限制函数相一致，该函数可被画成线性或指数增长的斜线或线段。
另一方面，本发明提供了一种旋翼飞行器(总)的偏航控制系统，该旋翼飞行器具有一个主旋翼和一个尾桨，该系统包括一用于发出一个解耦控制的解耦装置，和用于产生主偏航控制的装置，其中该主控制是第一偏航控制元件位置的函数，该系统还包括用于确定一偏差控制的装置和加法装置，该偏差控制是(总或主)偏航控制、飞行器速度和优选总距的函数，该加法装置用于将该偏差控制加在所述解耦控制和所述主控制上，以得到该尾桨叶片桨距的总控制。
优选地，确定偏差控制的装置包括装置(CL1，CL2，CL3)，用于在速度值(特别是极限值)范围内、在偏航控制元件和/或总偏航控制的位置值(特别是极限值)范围内、和/或控制主旋翼总距的第二控制元件(4a)位置的极限值范围内、和/或代表主旋翼总距的信号或数据值范围内限制该偏差控制；确定该偏差控制的装置与一电子飞行控制计算机相结合，该计算机与传感器相连，该传感器发出关于偏航控制元件及总距控制元件位置的信号或数据，其中控制元件由飞行器飞行员操动，该计算机还与伺服控制相连，用于调节尾桨叶片的桨距。
确定该偏差控制的装置可以以相同的方式与具有常规飞行控制系统和控制偏航的自动驾驶仪(一个三轴或四轴自动驾驶仪)的飞行器相连；当本发明应用在具有一机械控制系统的飞行器时，在偏航轴上提供一个特定操作机构来进行偏差控制其可以是一附加操作机构或者一特别适于该应用的操作机构。
从下文参考附图的详细说明可以看出本发明的其它特征和优点，附图用非限制性的方式表示出了本发明的优选实施方式。
图1示出了平行四边形形式的总距及偏航控制图表的例子。
图2示出了两个平行四边形形式的总距及偏航控制图表的例子，其相互重叠且分别是对盘旋状态的直升机和巡航状态的直升机进行优化的。
图3是一个电子飞行控制系统的总体方框图。
图4示出了一个包括根据本发明计算偏差控制的装置的电子飞行控制系统。
图5是表示一函数的曲线图，其用于将偏差控制限制为一个关于飞行器飞行速度的函数。
图6是表示一函数的曲线图，其用于将偏差控制限制为一个关于踏板位置的函数。
图7和8分别表示采用图5和6所示限制结果而得到的盘旋图表，同时包括根据本发明的偏差控制。
图9是表示一函数的曲线图，其用于将偏差控制限制为一个关于总距控制元件位置的函数。
具体实施例方式
根据本发明的一方面内容，总距及偏航图是通过在其上加一个变偏差控制(varying bias control)来进行优化的，该控制是飞行类型及飞行员控制位置的函数。
参考图1、2、7和8，横坐标轴表示直升机尾桨控制CRA的幅度，纵坐标轴表示主旋翼总距PCRP的幅度。
在图1的图表中，对于一特定总距位置COL1飞行员(和飞行控制系统)可用的尾桨控制范围P1在一最小控制位置P10和一最大控制位置P11之间延伸。在另一总距位置COL2上，飞行员可到达的尾桨控制范围是从一最小控制位置P20和一最大控制位置P21之间延伸的范围P2。由于总距从COL1变化到COL2而产生的P1到P2的切换沿着平行四边形的斜边进行。在该图中，总距及偏航DSCL间的静态解耦形成了平行四边形的斜边。尾桨的总范围PT是使总距在其整个行程范围内变化所形成的总范围；为了指示说明，总距PCRP延伸经过从-6℃到+10℃的范围，而尾桨控制CRA延伸经过从-21℃到+21℃的整个范围PT。
参考图2，总距及偏航图DCL1是对一第一预定速度范围(巡航)进行优化，且由粗虚线表示，其与一个对相同直升机的第二预定速度范围进行优化的总距及偏航图DCL2相区别，其中第二预定速度范围与第一预定速度范围不同，特别是对于零速对于一给定总距，尾桨桨距的可控范围在所述巡航速度与零速相应的控制范围不同；这两个平行四边形图表沿横轴相互错开。
下文的说明涉及将本发明应用到一具有电子飞控系统的直升机上；本发明也可应用在偏航轴上使用特定操作机构的机械系统上。
参考图3和4，由电子飞行控制系统实现的飞行控制系统包括一个计算机1，其产生发送给主旋翼2和尾桨3的伺服控制的指令，该指令作为飞行员指令4(代表驾驶杆、总距、踏板及控制按钮的位置的信号)、检测到的信息5、5a、5b(特别是纵向速度、配平度(trim)、角速度)以及其它系统6发出的信息。
参考图3和4，飞行控制计算机1根据以下内容产生一个总偏航控制10i)由装在总距操纵杆4a和踏板4b上的位置传感器发出的电子信号；ii)适当情况下，根据飞行员辅助函数1 12(稳定性，参数一致，……)；和iii)反扭矩函数106；该反扭矩函数在上述情况中是通过包括在飞行控制计算机1中的解耦函数106来实现的，且得出一总距和偏航解耦控制16；该反扭矩函数也可以通过一包含机械飞行控制的飞行器上的机械传动箱来实现；该解耦函数确定了表示总距及偏航图的平行四边形的斜边。
在本文中所示的例子对应于巡航优化的总距及偏航图，且在产生总偏航控制10时应用一个可变偏差控制17以改善盘旋时的飞行性能。
可选地，从盘旋优化的总距及偏航图开始，可以基于相同原理来提供一个偏差控制，其变化可以改善巡航性能，具有特定的与所选结构相匹配的边界形状。
由模块107发出的计算偏差控制的这种可变偏差控制17(通过加法电路111)与模块108发出的飞行员控制18相加，并导致踏板4b静态位置的变化，从而可在盘旋时修正巡航优化的总距及偏航图的静态偏差。该偏差控制可以适应直升机(或其它旋翼飞行器)所遇到的所有特定类型的情况。为此，计算机1的偏差控制计算模块107包括限制函数CL1、CL2和CL3。
下文详细描述的限制是用于巡航优化图表的，也就是用于与盘旋不同的偏差控制第一限制函数CL1作为飞行器纵向速度的函数进行变化；第二限制函数CL2作为踏板位置的函数进行变化。
图5表示限制函数CL1的特性曲线，该限制使偏差控制按速度的函数变化。
在图5所示的例子中，该偏差控制在盘旋过程中被激活且值为Coef11，其通过限制系数CL1逐渐变为值Coef12，CL1作为速度V(沿横坐标)的函数线性(或者其它方式)变化对于接近盘旋的速度而言该系数是常量(等于Coef11)，在从盘旋到巡航的加速过程中，该系数从纵向速度的第一值SV1开始下降。当速度V到达另一阈值SV2时该限制系数CL1等于Coef12。该变化关系优选是线性的，以下述方式来选择该变化关系以足够循序渐进的方式来消除该作为速度函数的偏差控制，从而避免在加速期间阻碍飞行员的辅助函数。这种类型的变化限制可以在所讨论的直升机的速度的整个范围内优化总距及偏航图。
参考图6，为了优化控制，必须使该偏差控制作为踏板位置PP的函数不对称(沿横轴绘制)。可以在图表的一侧的控制中加一个对称的偏差控制，同时应该从另一侧的控制中减去一个对称的偏差控制。通过包括一个限制函数CL2，该CL2可作为踏板位置的函数来逐渐修正该偏差控制，从而可以优化盘旋时的偏航控制。该限制由一个限制系数CL2构成，其在低于阈值SP1的踏板位置内等于Coef21，然后逐渐下降，直到接近踏板阈值SP2处的Coef22。选择阈值及系数(Coef21和Coef22)的值以在该偏差控制下降时使相关控制的灵敏度变化所产生的冲击最小。
图7表示盘旋的结果图，其包括本发明的可变偏差控制。
虚线所示的图是巡航图。两个图之间的过渡部分由限制函数CL1和CL2控制。
由于该飞行器的特定约束(例如机械约束)，在特殊环境下，尾桨伺服控制范围不能得到一个能完全实施该图的足够大的控制范围，所以会有截断。
施加在总距及偏航图上的截断会导致踏板死区。除了上述限制函数CL1和CL2之外，可以设一个作为总距的函数的第三限制函数CL3，以对含有不允许的截断死区时的结果进行修正。
图8表示出了这种情况。截断TRO出现在总距阈值SC1处。
图9所示的限制是通过限制系数CL3得到的，该系数在图示实施例中在总距COL小于阈值SC1时等于Coef31。当总距COL到达阈值SC2时，其随着增加的总距而下降到值Coef32，例如，该阈值可以是总距的最大值。
该偏差控制和相关的限制函数可以利用本发明系统外部的信息来进行计算。在故障的情况下，一个特定的偏差控制处理装置(将其设为零或者其它特定值)用于返回到一预定的总距及偏航图，该图表具有足够的鲁棒性而能使飞行继续。
通过改变该偏差控制，本发明用于获得在全部约束条件下的最佳优化，这些约束用于限定偏航控制系统i)该变偏差控制使得其可以通过重新确定中心来人为地偏移踏板的静态位置(人机工程学效果)；ii)该偏差控制可用于优化不受约束踏板的灵敏度(限制驾驶员泵效应的可能性)；以及iii)该变偏差控制也使得可以在不利的一侧恢复偏航控制(在上述盘旋例子中)，但不会在另一侧丢失相应的控制量(改善了操作性能)。
通过结合总距及偏航图的具有两个位置(巡航和盘旋)的优点可以改善性能，同时不改变踏板所能达到的旋翼控制范围(使泵效应的危险性最小)。
权利要求
1.一种控制旋翼飞行器尾桨的叶片桨距的方法，该方法包括下述步骤a)产生一个尾桨叶片桨距的主控制(18)，使其为由飞行器飞行员操动的、控制尾桨叶片桨距的元件(4b)的函数；和b)产生一个总距及偏航解耦控制(16)，使其作为旋翼总距的函数；该方法特征在于还具有下述附加步骤c)产生一个偏差控制(17)，其可作为飞行器飞行速度(V)的函数以及主或全局控制和/或控制元件(4b)位置(PP)的函数进行变化；和d)将该偏差控制加(111)到所述解耦控制和所述主控制上，以得到一个总控制(10)，从而可控制尾桨的叶片桨距。
2.根据权利要求1的方法，其中该偏差控制还能作为主旋翼总距的函数，特别是作为一第二控制元件(4a)位置的函数(COL)，该控制元件由飞行员操动以控制该主旋翼的总距。
3.根据权利要求1或2的方法，其中该偏差控制的变化(CL1)是速度(V)的函数，从一阈值(SV1，SV2)处进行。
4.根据权利要求1至3任意一个的方法，其中该偏差控制的变化(CL1)是速度(V)的函数，沿线性或指数的斜线进行。
5.根据权利要求1至4任意一个的方法，其中作为飞行速度的函数、作为主控制(18)或偏航控制元件(4b)位置的函数、和/或作为总距的函数的偏差控制的变化与一个或多个单调函数相一致。
6.根据权利要求1至5任意一个的方法，其中作为主控制和/或第一控制元件位置的函数的偏差控制的变化(CL2)是非对称的。
7.根据权利要求1至6任意一个的方法，其中作为第一控制元件位置的函数的偏差控制的变化(CL2)在两个值(SP1，SP2)之间是线性的。
8.根据权利要求2至5任意一个的方法，其中作为第二控制元件位置的函数的偏差控制的变化(CL3)在两个值(SC1，SC2)之间是线性的。
9.一种具有一个主旋翼和一个尾桨的旋翼飞行器的偏航控制系统，该系统包括一用于发出一个解耦控制(16)的解耦装置(106)、和用于产生一飞行员控制和发出一主控制(18)的装置(108)，其中该主控制(18)是一偏航控制元件(4b)位置的函数，该系统特征在于其还包括用于确定一偏差控制(17)的装置(107)和加法装置(111)，用于将该偏差控制加在所述解耦控制和所述主控制上，以得到该尾桨叶片桨距的总控制(10)，所述偏差控制(17)是偏航控制和飞行器速度的函数。
10.根据权利要求9的系统，其中用于确定一偏差控制的装置(107)包括用于在速度值范围内限制该偏差控制的装置(CL1)。
11.根据权利要求9或10的系统，其中用于确定一偏差控制的装置(107)包括用于在偏航控制值范围内限制该偏差控制的装置(CL2)。
12.根据权利要求9至11任何一个的系统，其中用于确定一偏差控制的装置(107)包括用于在该主旋翼总距的控制值范围内限制该偏差控制的装置(CL3)。
13.根据权利要求9至12任何一个的系统，其中用于确定一偏差控制的装置(107)与一电子飞行控制计算机(1)相结合。
14.根据权利要求13的系统，其中该解耦装置(106)和产生一主控制的装置(108)与一电子飞行控制计算机(1)相结合，该计算机(1)与传感器相连，该传感器发出关于偏航及总距控制元件(4a，4b)位置的信号或数据，其中控制元件由飞行器飞行员操动，该计算机(1)还与伺服控制(3)相连，用于调节尾桨叶片的桨距。
15.根据权利要求9至12任何一个的系统，其与机械飞行控制系统相连，所述机械飞行控制系统包括在偏航轴上的一个特定操作机构，例如一辅助操作机构或者一特殊应用操作机构。
全文摘要
本发明的一种控制旋翼飞行器尾桨的叶片桨距的方法，该方法包括下述操作a)产生一个尾桨叶片桨距的主控制(18)，使其作为控制尾桨叶片桨距的控制元件(4b)的函数，由飞行器飞行员操动的；和b)产生一个总距及偏航解耦控制(16)，使其作为旋翼总距的函数；c)产生一个偏差控制(17)，其可作为飞行器飞行速度的函数以及控制元件(4b)位置的函数进行变化；和将该偏差控制加(111)到所述解耦控制和所述主控制上，以得到一个总控制(10)，从而可控制尾桨的叶片桨距。
文档编号G05D1/08GK1721274SQ20051009130
公开日2006年1月18日 申请日期2005年6月15日 优先权日2004年6月15日
发明者J·贝莱拉 申请人:欧洲直升机公司