专利名称：用于控制飞机操纵面补翼的系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一个用于控制飞机操纵面补翼的系统。
在飞机上具有机械控制而没有伺服控制是公知的，在所说飞机的一些空气动力面上装备例如方向舵、升降舵、辅助翼等之类的补翼是公知的。这样的补翼是用来改变操纵力，如果补翼不存在，为了使空气动力面旋转，驾驶员将不得不对空气动力面施加作用力。
许多著作提出了一些方法，在这些方法中这些具有补翼(这类补助副翼的通称)的装置象控制它们操作的方程式一样很好地工作，而且允许它们的特征作为具体实例的应用函数得以计算。在最近的许多著作中，由Roskam Aviation andEngineering Corporation在美国1979年发表的J.ROSKAM的“飞机飞行动力学和自动飞行控制”值得一提。
在已有的自动型式的补助系统中——铰接补翼以便它能在连带的空气动力面的后沿侧旋转，安装空气动力面本身以便它能在所说飞机构件(机翼、稳定器、尾翼等)上旋转；——飞机驾驶员可利用的操纵装置(操纵杆、驾驶盘、方向舵)以控制所说空气动力面相对于所说构件旋转的方式与所说空气动力面机械相连；和——机械连杆将补翼以这样一种方式与构件相连，即根据一个确定的关系，所说空气动力面相对于构件旋转的每个角度值都与补翼相对于所说空气动力面旋转的一个角度值相对应。
正是由于这样已有系统必须是机械的，它们不能将使作用力恰当地适用所有飞行条件所需要的所有参数考虑在内。由于必须得来源于综合考虑，因而在整个飞行状态中以及对空气动力面的任何旋转量来说，它们的作用都不是最佳的。一些飞行状态，如有一个发动机出故障或者在起飞过程使飞机回旋时所遇到的那些飞行状态，为了满足作用力的调整，势必导致采用高级补偿。
另外，在以高速巡航飞行期间结构上的制约将需要较小量的补偿，乃至在另一方向上的补偿。
另一方面，过量补偿会引起诸如对操纵面空吸作用之类的空气动力的异常。
在某些情况下，需要引入附加的保护装置。
本发明的主题是一个补翼控制系统，该系统以考虑数字参数易变形的平行四边形状的补翼装置原理为基础，而这些数字参数是至今还没有包括在所说系统中加以考虑的。
为此，按照本发明上述类型的用于控制飞机补翼的系统值得注意的在于它包括第一传感器，其检测所说空气动力面相对于所说构件旋转的角度值；与所说构件相连的可动并可控制的致动件，其能够对所说连杆施加作用以改变所说空气动力面和所说补翼旋转角度值间的所说确定关系；检测所说致动件位置的第二传感器；和控制装置，其接收所说第一和第二传感器发出的信息，根据该信息，将所说致动件的指令信息公式化。
因而能够将所说补翼的旋转控制到作为所说空气动力面旋转函数的任何期望值。
所说控制装置此外可以便于接收所说飞机产生的至少一个参数，并且当使所说指令信号公式化时把所说参数考虑在内。
所说可移动、可控制的致动件例如可以是一个致动器，为了控制一个固定点的轴向位置可以将该构件设置在所说构件和所说连杆之间，或者为了控制所说连杆的长度将其设置在所说连杆的两部分之间。
很显然，在两种情况下，所说致动件的作用都可改变补翼转过的角度与所说空气动力面转过角度间的关系。
另外，用于控制装置中的所说参数可以是不同型式的，例如可以是飞机的速度、表示升力增大装置位置的信息、驾驶员对操纵装置施加的作用力、装载系数、飞机配平角、空气动力迎角、表示飞机系统结构的信息、配平释放指令信号等。
用于控制所说致动件的装置可以是两种不同的类型在第一种类型中，根据所说第一传感器传送的信息，所说控制装置产生所说致动件位置的基准值，该基准值取决于所说参数，所说致动件的指令信号是所说基准值与所说第二传感器传送的信息间差值的误差信号；在第二种类型中，根据所说参数，所说控制装置产生所说空气动力面位置的基准值，所说致动件的指令信号是所说第二传感器发出的信息同所说基准值和所说第一传感器发出信息间差值误差信号的代数和。
在第一种类型的优选实施例中，所说致动件具有一个中间位置，对该位置来说补翼和空气动力面旋转角度间所说的关系具有一个仅由所说机械连杆的几何结构所确定的基准值，所说传送到控制装置的参数是飞机的飞行速度，在所说控制装置作用下，所说致动件采用一个操作位置，该位置取决于所说飞行速度以及空气动力面旋转的角度，对该位置来说，所说的关系采用一个不同于所说基准值的操作值。
按照本发明有关上述的第二种类型控制装置的系统最好包括一个驾驶员对所说操纵机构施加作用力的传感器，传送到控制装置的所说参数是所说传感器传送的所说作用力的测量值。在所说控制装置作用下，所说致动件采用一个操作位置，对该位置来说，所说补翼相对于所说空气动力面的旋转将所说空气动力面的旋转控制到一个值，该值与驾驶员施加作用力的所说测量值以及其它参数的函数相对应。
因而能得到通过控制所说补翼位置用于操纵空气动力面的系统。在这样的系统中能够省去将操纵机构与空气动力面相连的机械连接。
另外，在这样类型的系统中，为了使所说致动件的指令信号公式化，可以想像到既可使用所说空气动力面位置的基准值，又可使用表示所说空气动力面旋转角度的一些其它信息项。
这样的其它信息项例如可以来源于机上飞机安装的自动驾驶仪，或者另外当所说基准值达到一定不能超越的极限值时可以是安全信号。
附图将更容易理解本发明是怎样加以实施的。在这些图中，同样的符号代表相似的部分。
图1是按本发明控制系统一个实施例的方框图。
图2用图示说明在图1的系统中就飞机的补翼和构件间的连接而言有关致动器的变化。
图3表示用于控制图1和2系统中致动器装置一个例子的方框图。
图4给出了补翼和空气动力面旋转角度间关系的一个例子的曲线图。
图5是就控制致动器的装置而言、图1和2系统的另一种形式的方框图。
图6表示图5系统控制装置一个例子的方框图。
图7给出了图6控制装置操作的一个例子曲线图说明。
图8是图6控制装置另一种形式的方框图。
图9表示图5系统变化的方框图。
如图1所示，飞机控制系统的实施例1按已知的方式包括——飞行员可利用的操纵机构1。尽管在图1中用图解法以在2处铰接到飞机构件上的操纵杆形式表示了该操纵机构，但是很显然该操纵机构也可以是方向舵杆、驾驶盘等；所安装的可控制的空气动力面3，如方向舵、升降舵、辅助翼等，以便它能围绕飞机构件部分5，如机翼、稳定器、尾翼等上的轴4旋转；——铰接的补助副翼6，通常称为补翼，以便它能在空气动力面3上围绕后沿侧设置的轴7旋转；——第一连杆8，以这样的方式将所说操纵机构1与同轴4连为一体的曲柄销9相连，即当飞行员操纵操纵机构1时所说空气动力面3以轴4转动；和——第二连杆10，将所说构件部分5同轴7连为一体的曲柄销11相连，以便当空气动力面3围绕它的轴4转动时所说补翼借助于轴7相对于空气动力面3转动。由于该连杆10，依据安装的几何特点确定的关系，空气动力面3相对于构件部分5围绕轴4的轴转过的每个角度值都对应着补翼6相对于空气动力面3围绕轴7的轴转过一个角度值。
根据本发明，图1的控制系统I此外还包括——第一传感器12，其检测空气动力面3相对于构件部分5围绕轴4的轴转过的角度值；——一个可移动并可控制的致动件13，例如致动器，安装在构件部分5上，能够为了改变所说补翼和所说空气动力面转过角度值间的确定关系对第二连杆10施加作用。在图1中，假设第二连杆10是刚性的且长度固定，其与补翼6相对端通过致动件13的可动件14连到构件部分5，以便该致动件的动作引起基本与其平行的所说第二连杆的平移运动。因而构件部分5和补翼6间的连接成为可变的，这意味着所说空气动力面3和补翼6转过的角度间的确定关系本身成为可变的。此外，在图1中将致动器表示成转动式。很明显，作为一种可选择的方式，它也可以是直线式的。无论致动器13以哪种形式形成，当它设有受到控制时，在外力作用下是不可逆转的。在具体的实施例中致动器13可以是具有中间位置的型式，在没有控制的情况下所说致动器自然采用中间位置，在这些情况中的所说中间位置是不可逆的；——第二传感器15，其检测致动件13可动件14的位置；——控制装置16，其通过引线17和18分别接收所说第一和第二传感器12和15产生的信息，该装置可以具有至少一个飞机产生的参数输入端19。控制装置16将指令信号作为所说传感器12和15产生的所说信息及所说参数的一个函数进行公式化，该指令信号通过连线20传送到致动件13。因而所说致动件13改变第二连杆10的轴向位置，从而改变3补翼6和空气动力表面3转过角度间的关系。
按本发明图2所示的控制系统实施例II与图1所示的实施例I非常相似。然而，在此情况中，第二连杆10由两部分10A和10B组成，它们通过致动器13连在一起(在此情况下致动器便于是直线式的)，它们在所说致动器13相对侧的一端分别与构件部分5(在21处)和曲柄销11相连。因而在此情况下补翼6和空气动力面3转过角度间关系的变化通过改变第二连杆10的长度来获得，而不是通过参考图1所述的平移运动来获得。
对于参考图1和2所作的描述，十分明显当致动件13不动且处于其中间位置时，补翼6围绕轴7转过的角度和空气动力面3围绕轴4转过的角度间的关系具有一个只通过该系统的几何结构和第二连杆10的长度所确定的基准值。
相比之下，当控制装置16使致动件13运动(通过连线20)并且使其采用一个不同于中间位置的操作位置时，所说致动件13使连杆10作直线运动(图1)或改变所说连杆的长度(图2)。其结果是所说补翼6和空气动力面3转过角度间的关系采用一个不同于所说基准值的操作值。
因而，由于将通过控制装置16传送到致动件13的指令信号作为位置传感器12和15产生的信息和传送到输入端19的参数的函数进行公式化，能够了解到控制装置16能够作为空气动力面3的旋转函数建立补翼6旋转的一些规则，而且能够通过下述方式确定所说补翼6的位置即使其以某种方式旋转，该方式为飞行条件的函数。这样操纵补翼6旋转的一些规则可以通过根据该装置几何结构知识的计算及使用飞行力学方程很容易地得以建立，然后可以通过飞行试验和/或风洞试验进行调整。此外，在没有进行力学修改及尽可能相同的飞行的试验期间，为了确定最优值，探测用于形成一个传统系统以及用于在装置16中记录这些值的整个值的范围，特别是所说关系的自动化程度。
如果致动件13遭到破坏，仍然能够驾驶飞机，但需要一个补翼6和空气动力面3转过角度间的固定关系。
图3表示图1和2的系统I和II控制装置16的一个实施例。该实施例包括——表21，其一方面通过输入端19接收参数P并通过连线17接收空气动力面3绕轴4旋转过的角度B的测量值，另一方面，在它的输出端22传送致动件13的基准值dc。该表21对于旋转角B的每个值都会给出一个基准值dc，该基准值是旋转角B和参数P的一个函数F(B，P)；和——减法器23，其一方面接收所说的基准值dc，另一方面接收传感器15测量的、并通过连线18传送到所说减法器23的可动件14的实际位置d，并将误差信号dc-d经连线20传送到致动件13。
很明显图3的装置16因而使致动件13的可动件14的位置跟踪基准位置dc。
设定——K1作为当致动件13不动且处于中间位置时补翼6和空气动力面3分别转过角度b和B间关系的基准值；——K2作为补翼6相对于致动件13的可动件14位移的移动系数，那么补翼旋转的角度b就等于b＝K1·B+K2·d。
此外，将可动件14的位置d跟踪到基准位置dc＝F(B，p)，转角b采用值K1·B+K2·F(B，P)。
参数p可以是不同类型的。在参数p是飞行速度Vc(Vc值在机上飞机是可利用的)的具体例子中，基准值dc可以是dc＝K3·B的型式，其中符号K3可以作为参数Vc的函数而改变。补翼6旋转的角度b因此采用值(给定或取一个常数)b＝B(K1+K2·K3)＝B·K让K＝K1+K2·K3。
图4表示一个旋转角b和B间关系的精确简化例子，假设作为对于速度临界值Vo的飞行速度Vc的位置函数，K3只能取三个固定值O、K31、K32。——如果Vc＝Vo，K3等于0，K取值为K1，这意味着空气动力面3旋转的每个角B都对应着一个旋转角b＝K1·B。在此情况下，可动件14处于其中间位置，旋转角b和B(见曲线24)间的关系具有其仅由连杆10的几何结构确定的基准值；——如果Vc＜Vo，K3取固定值K31，K就等于K1+K2·K31，这意味着可动件14取一个操作位置，以便空气动力面3旋转的每个角B都对应着补翼6的一个旋转角b＝(K1+K2·K31)·B。因此旋转角b和B间的关系取一个位于曲线25上的操作值；——如果Vc＞Vo，K3取固定值K32，K等于K1+K2·K32，这意味着可动件14取一个操作位置，该操作位置以使空气动力面3旋转的每个角B都对应着补翼6的一个旋转角b＝(K1+K2·K3)。因此旋转角b和B间的关系取一个位于曲线26上的操作值。
在图4中假定处于低速的旋转角b和B间关系的操作值小于基准值，而处于高速的所说操作值大于基准值。依据飞机，相反的情况是与高速相对应的操作值小于基准值，与低速对应的操作值大于基准值。
此外，代替或除采用飞行速度Vc作为参数p之外，例如，还能够以下面参考图6和7描述的类似方法采用升力增大装置的位置。在此情况下，依据飞机的类型，补翼6和空气动力面3旋转角度间的关系操作值在所说升力增大装置展开时比升力增大装置折回时可能要大或者可能要小。
如图5和6所示在按本发明的系统实施例III中，我们再次采用了参考图1和2上述的组成部分1到15、17、18和20。然而，在该实施例111中——实施例I和II的控制装置16已由控制装置27所代替，控制装置27具有输入端28和34。控制装置27同控制装置16一样分别通过连线17、18和20同传感器12、15以及致动件13相连；——在操纵机构1和空气动力面3之间在第一连杆8上设置一个力传感器29，其测量飞行员直接施加在所说空气动力面3上的作用力，该传感器通过连线30将测量的这些作用力传送到控制装置27的输入端28。
如图6所示，控制装置27包括——表31，该表与输入端28和34相连，对于传感器29测量的每个作用力值该表都会给出一个对应的空气动力面3旋转的基准值Bc。在它的输入端34，表31接收机上飞机可利用的飞行速度Vc。——减法器32，一方面减法器32接收来自表31所说的基准值Bc，另一方面通过连线17接收来自传感器12测量的旋转角B的实际值，并产生一个误差信号；和——跟踪装置33，其一方面接收所说来自减法器32的误差信号，另一方面通过连线18接收传感器15测量的致动件13的位移值d，并经过连线20将一个指令信号传送到致动件13，该指令信号与所说旋转角b的值及所说误差信号的代数和相对应。
因而图5和6的系统III能够产生一个装置，在该装置中空气动力面3的旋转是一个函数，例如是飞行员施加的作用力的正比函数。由减法器32产生的误差信号被用来与不需满足期望函数的值相加，或从旋转角B中减该误差信号(在跟踪装置33中)，旋转角B归因于第二连杆的几何结构。因此根据给定规则为了使操纵表面的位置跟随作用到操纵机构的作用力，补翼6被用来减小及增大气动力。
因而很显然，系统III能够——以最优方式改变飞行员引起的作为飞行条件函数的操纵力；——修正铰接力矩的异常情况，也就是说特别修正不希望的非线性；——通过跟踪将空气动力面3带到所控制的位置。实际上，趋于使空气动力面3移开其基准位置的任何运动都可导致对补翼6产生作用使它返回。这特别能够抵消如空吸对操纵平面影响之类的空气动力的异常情况；和——即使失去操纵装置也不需要啮合/解除装置并且不需这样的系统引进寄生力就可保持操纵面的机械操纵。
在图5和6的系统III中，如上所述，致动件13的可动件14随着基准位置Bc和操纵表面位置B间的误差函数而定，基准位置Bc是飞行员对操纵杆1施加作用力的函数，操纵表面位置B由传感器12检得。控制装置27为了以所说误差符号所确定的方向操纵致动件13利用该误差，直到误差信号Bc-B消失。
图7表示表31对旋转基准Bc公式化的一个例子。在已精确得以简化的此例中，假定基准值Bc与传感器29测得的作用力E成正比，也就是说是Bc＝K4·E的形式，K4本身是一个可以随飞行条件的函数而改变的系数。在图7的例子中，假定飞机装备有升力增大装置，该装置可以采用三个位置，对每个位置来说都对应有一个一定不能超越的限速度VFE。该图表明——如果飞行速度Vc超过了与升力增大装置最大展开位置对应的VFE的第一个值VFE1，系数K4取值为K41，基准Bc作为作用力E的函数由曲线35表示。可以观察到在VFE1的极限速度下，超过作用力E的值Em后基准Bc可以被限定在最失值Bcmax(曲线35’)；——如果飞行速度Vc低于所说VFE的第一个值VFE1，升力增大装置处于中间展开位置，系数K4取值为K42，基准Bc作为作用力E的函数由线36表示；
如果飞行速度Vc低于VFE的第二个值VFE2，该值低于值VFE1，并且与所说升力增大装置的折回位置相对应，系数K4取值为K43，作为作用力E函数的基准Bc由曲线37表示。
由跟踪装置33用可能的最大速度极限可以将致动件13的可动件14控制到正比于误差Bc-B的速度，直到该误差消失。另外，跟踪装置33可以包括一个积分器，它的输入端接收所说的误差，输出端代表可动件14的位置控制。这里也能够展望可动件14位移的最大速度极限。这是随动控制中的经典问题，随动控制中心须使误差最小化并保证系统整个操作范围的稳定性。
因此可以看到，在图5的系统III中，当飞行员对操纵杆1施加作用时，在第一连杆8的作用下空气动力面3绕轴4的轴旋转，由于补翼6的旋转，由跟踪装置将所说空气动力面旋转的角度调整到值Bc。
图8表示控制装置27的另一种形式38。这里，我们又看到各种组成部分17、18、20、28和30到34。控制装置38另外还包括在表31和减法器32之间插入的开关39，既能将表31的输出与所说减法器32相连，也能将端子40与减法器32相连。
可以将安装在机上飞机的自动驾驶仪(没有示出)发出的空气动力面旋转信号加到端子40上。因而当开关39占用恰当的位置时，按本发明的系统起着自动驾驶仪伺服马达的作用。
另外，在空气动力面3是升降舵的情况下，可以将机头下降信号加到端子40上，当飞机倾角超过了给定的临界值时，开关39自动将由表31与减法器32相连的位置移动到减法器32与端子37相连的位置。在此情况下，可以通过倾角传感器发出的信号操纵开关39。
如图9所示，连杆8甚至也可以省去。在图9的实施例IV中，连杆8已被省去，并由“人工感力”装置41所代替，只就飞行员施加的作用力来说，该装置能够完成相同的功能。
在此情况下，作用力传感器可以被位置传感器所代替，该位置传感器将直接给出被传送到输入端28的驱动命令。
权利要求
1.一种控制飞机补翼(6)的系统，在该系统中铰接所说补翼(6)，以便它能在空气动力面(3)的后沿侧旋转，安装空气动力面(3)本身以便它能在所说飞机的构件(5)上旋转；所说飞机驾驶员可利用的操纵装置(1)与所说空气动力面(3)用控制空气动力面(3)相对于所说构件(5)旋转的这样一种方式机械连接；和机械连杆(10)用这样一种方式将所说补翼(6)与所说构件(5)相连，即根据确定的关系，所说空气动力面相对所说构件旋转的每个角度值都对应着所说补翼相对于所说空气动力面旋转的一个角度值，该系统包括第一传感器(12)，其所说空气动力面(3)相对于所说构件(5)旋转的角度值；与所说构件(5)相连的可活动的并可控制的致动件(13)，其能够对所说连杆(10)施加作用以改变所说空气动力面和所说补翼旋转角度值间的所说确定关系；检测所说致动件(13)位置的第二传感器(15)；和控制装置(16、27)，其接收所说第一和第二传感器发出的信息，并根据该信息将所说致动件(13)的指令信号公式化。
2.如权利要求1所述的系统，其中所说控制装置(16、27)此外至少接收所说飞机产生的一个参数(P)，并且当将所说指令信号公式化时将所说参数考虑在内。
3.如权利要求1所述的系统，其中所说致动件(13)是一个为了给所说机械连杆(10)的部分(10B)一个可变长度而插在机械连杆(10)的两个部分(10A，10B)间的致动器。
4.如权利要求1所述的系统，其中所说致动件是一个为调整其纵向位置而插在所说机械连杆(10)的两个部分(10A，10B)之间的致动器(13)。
5.如权利要求2所述的系统，其中，控制装置(16)根据所说第一传感器(12)传送的信息产生所说致动件(13)位置(d)的基准值(dc)，该基准值依赖于所说的参考(P)，其中所说致动件(13)的指令信号是所说基准值(dc)和所说第二传感器(15)传送的信息间差值的误差信号。
6.如权利要求5所述的系统，其中所说致动件(13)位置的基准值(dc)取决于飞机的飞行速度。
7.如权利要求6所述的系统，其中所说致动件(13)具有一个中间位置，对于该位置来说所说补翼和空气动力而旋转角度间的关系具有一个仅由所说机械连杆(10)几何结构确定的基准值，其中所说传送到控制装置(16)的参数(P)是飞机的飞行速度，其中，在所说控制装置(16)的作用下，所说致动件(13)适合一个操作位置，该位置取决于所说飞行速度及空气动力面旋转的角度，对该位置来说所说关系采用一个不同于所说基准值的操作值。
8.如权利要求7所述的系统，其中在低飞行速度下所说操作值大于所说基准值，在高飞行速度下所说操作值小于所说基准值。
9.如权利要求7所述的系统，其中在低飞行速度下所说操作值小于所说基准值，在高飞行速度下所说操作值大于所说基准值。
10.如权利要求2所述的用于飞机的系统包括升力增大装置，其中所说传送到控制装置的参数(P)是表示所说升力增大装置位置的一个信息项，其中在所说控制装置的作用下所说致动件(13)采用一个操作位置，该位置取决于所说升力增大装置的位置。
11.如权利要求10所述的系统，其中所说补翼(6)和所说空气动力面(3)旋转角度间的关系值在所说升力增大装置展开时比升力增大装置折回时要大。
12.如权利要求10所述的系统，其中所说补翼(6)和所说空气动力面(3)旋转角度间的关系值在所说升力增大装置展开时比升力增大装置折回时要小。
13.如权利要求2所述的系统，其中根据所说参数，所说控制装置(27)产生所说空气动力面(13)位置的基准值(Bc)，其中所说致动件(13)的指令信号是所说第二传感器(15)发出的信息与所说基准值(Bc)同所说第一传感器(12)间差值误差信号的代数和。
14.如权利要求13所述的系统，其中所说参数由飞行员对操纵装置(1)施加的作用力(E)构成。
15.如权利要求13所述的系统，其中所说基准值是飞机飞行速度的函数。
16.如权利要求13所述的系统，其中包括飞行员对所说操纵装置(1)施加作用力(E)的传感器(29)，其中所说传送到控制装置的参数是作为所说传感器传送的所说作用力(E)的测量值，其中在所说控制装置(27)的作用下，所说致动件(13)取一个操作位置，对该位置来说，所说补翼(6)相对于所说空气动力面(3)的旋转将所说空气动力面(3)的旋转控制到一个值，该值与所说飞行员施加的作用力的测量值相对应。
17.如权利要求16所述的系统，其中所说空气动力面(3)旋转的控制是这样进行的即空气动力面(3)旋转的角度正比于所测量的飞行员施加的作用力(E)。
18.如权利要求16所述的系统，其中所说空气动力面(3)旋转的控制是这样进行的。即所说空气动力面施转的角度与所测量的飞行员施加的作用力的比是所说飞机飞行速度的函数。
19.如权利要求18所述的系统，其中所说空气动力面旋转的控制是这样进行的即在飞行速度增大时所说空气动力面施转的角度与所测量的飞行员施加的作用力之比减小。
20.如权利要求16所述的用于具有升力增大装置的飞机的系统，其中所说空气动力面旋转的控制是这样进行的即所说空气动力面旋转与所测量的飞行员施加的作用力之比取决于所说升力增大装置的位置。
21.如权利要求20所述的系统，其中所说空气动力面旋转的控制是这样进行的即所说空气动力面旋转的角度与所测量的飞行员施加的作用力之比在升力增大装置展开时比升力增大装置折回时要大。
22.如权利要求13所述的系统，包括减法器(32)，该减法器为了产生所说的误差信号在一个输入端接收所说第一传感器(12)传送的所说信息，在它的另一个输入端接收所说空气动力面(3)位置的所说基准值(Bc)，该系统包括与所说另一输入端相连的开关(39)，以便它能将所说基准值(Bc)或表示所说空气动力面旋转角度的一些其它信息项传送到所说减法器(32)。
23.如权利要求22所述的用于具有自动驾驶仪的飞机的系统，其中所说其它信息项是所说自动驾驶仪发出的使空气动力面(3)旋转某个角度的指令信号。
24.如权利要求22所述的系统，其中所说空气动力面是一个升降舵，其中当所说升降舵的倾角达到一个一定不能超越的安全极限时，所说其它信息项与机头下降信号相对应，其中当所说基准值(Bc)超过所说安全极限时，自动控制所说的开关(39)使它将所说其它信息项传送到所说减法器(32)。
25.一种控制飞机补翼(6)的系统，在该系统中铰接所说补翼(6)以便它能在空气动力面(3)的后沿侧旋转，安装空气动力面(3)本身以便它能在所说飞机的构件(5)上旋转；一个所说飞机驾驶员可利用的操纵装置(1)以控制所说空气动力面(3)相对于所说构件(5)旋转；和机械连杆(10)将所说补翼(6)用这样方式与所说构件(5)相连，即根据一个确定的关系，所说空气动力面相对于所说构件旋转的每一个角度值都与所说补翼相对于所说空气动力面旋转的一个角度值相对应，其中在所说操纵装置(1)和所说空气动力面(3)之间没有机械连接件；并且该系统也包括第一传感器(12)，其检测所说空气动力面(3)相对于所说构件(5)旋转的角度值；与所说构件(5)相连的可动并可控制的致动件(13)，其能够对所说连杆(10)施加作用以改变所说空气动力面和所说补翼旋转角度值的所说确定关系；检测所说致动件(13)位置的第二传感器(15)；与所说操纵装置(1)相连的第三传感器(29)；和控制装置(27)，其接收所说第一、第二和第三传感器发出的信息，根据这个信息将所说致动件(13)的指令信号公式化，以便所说致动件适合一个操作位置，对该位置来说，所说补翼(6)相对于所说空气动力面(3)的旋转将空气动力面(3)的旋转控制到一个值，该值与所说第三传感器(29)传送的测量值相对应。
全文摘要
一种控制飞机操纵面(3)补翼(6)的系统。根据本发明,位置传感器(12和15)分别提供关于操纵面(3)旋转以及关于致动器(13)位置的信息,控制装置(16)根据所说传感器(12和15)产生的信号,以及尽可能根据从飞机产生的至少一个参数(P)(飞行速度、升力增大装置的位置、驾驶员对操纵机构(1)施加的作用力等)将所说致动器(13)的指令信号公式化。
文档编号B64C9/00GK1176208SQ97113518
公开日1998年3月18日 申请日期1997年5月17日 优先权日1996年5月17日
发明者M·杜兰迪奥, E·福彻 申请人:国家航空工业公司