用于飞行器中的可活动尾翼配平的方法及设备技术

本发明专利技术涉及一种致动用于调节升降舵（１２）的调节驱动装置和用于调节可活动尾翼（２３）的调节驱动装置的方法，该方法包括如下步骤：生成升降舵命令用以致动升降舵调节驱动装置；以使可活动尾翼（２３）跟踪升降舵输入信号（１０）的方式计算用于致动可活动尾翼调节驱动装置的可活动尾翼命令（ＩＨＣ１）；根据升降舵（１２）的调节状态和／或可活动尾翼（２３）的调节状态或飞行状态，保持可活动尾翼调节驱动装置的调节状态或利用用于改变可活动尾翼（２３）调节状态的可活动尾翼命令（ＩＨＣＭＤ）来致动可活动尾翼调节驱动装置，在利用用于改变升降舵（２３）调节状态的升降舵命令来致动升降舵调节驱动装置期间以及在计算出的可活动尾翼命令（ＩＨＣ１）偏离于命令的可活动尾翼命令（ＩＨＣＭＤ）的情况下，按照升降舵命令来补偿可活动尾翼调节驱动装置的调节状态的保持。本发明专利技术还涉及一种执行该方法的控制设备。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及一种用于飞行器中的可活动尾翼配平的方法及设备。
技术介绍
在民用客机和运输机中，俯仰力矩平衡一一即实现飞行器俯仰运动 的绕横轴作用的力矩一一通常是通过可活动尾翼配平来进行补偿。为此 提供一种可调式可活动尾翼，其能够在不取决于升降航的某个配平范围 上进行调节。在常用的自动配平中，俯仰力矩的补偿是通过升降航和可活动尾翼 的组合运动来实现。在这种情况下，升降舵的运动提前于可活动尾翼的 运动，其中升降舵通常通过致动器驱动装置形式的致动设备以高调节速 度来进行调节，可活动尾翼通过主轴驱动装置以较低的速度来进行调 节。典型的用于升降舵的调节速度约为357s-407s，而用于可活动尾 翼的调节速度约为0.57s-2.07s。如果指示在俯仰力矩平衡中发生干扰 或在纵向轨道制导中发生变动时，快速运行的升降航首先产生为此所需 的额外空气动力。低速运行的可活动尾翼在升降航后面以相同方向的定 向运动运行，由此，从升降舵逐渐转换到可活动尾翼来产生用于飞行操 纵或配平的额外空气动力，进一步讲，可活动尾翼跟随升降舵。 一旦达 到所需的力的总效率，升降舵则停止并且随后以相对于其后运行的可活 动尾翼反向的运动运行。升降舵的分力进一步减小而可活动尾翼的分力 进一步增加。在这种情况下，于是控制两个调节面以使它们朝向彼此运动直至它 们的翼弦(部件中心线)形成直线。升降航的位置(相对于可活动尾翼) 再次返回到(T并且额外的空气动力现在基本上由可活动尾翼产生。此时 可活动尾翼的位置与先前不同。较小的湍流或阵风是通过自动配平功能进行补偿。因此升降航和可 活动尾翼以小的偏转不停地往复运动。为了小的飞行路径改变或者甚至 为了大的飞行路径改变一一如果其以适当緩慢的方式进行一一同样需 进行小的调节偏转。所述不停的往复运动导致在可活动尾翼调节设备的 特定位置上——即典型地在配平主轴上以及也在其它的运动部件 处一一产生磨损。根据飞行阶段，可活动尾翼的绝对定位基本上决定于重心的位置 (着陆状态，燃油消耗)、实际的襟翼位置(用于在起飞和着陆期间产 生高升力)以及发动机的推力矩(发动机力臂乘以发动机推力)。在通 常是最长的飞行阶段的巡航期间，可活动尾翼的位置在较长的时间段上 在相对较窄的调节范围内运动。因为在多数的飞行任务中该范围位于配 平主轴上的相同位置处，所以可以预期此处会增加磨损。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种用于可活动尾翼配平的方法和控制设备， 其能够灵活地适应飞行状况的要求和/或其它飞行器系统的要求。本发 明另一目的是提供一种用于可活动尾翼配平的方法和控制设备，通过该 方法和控制设备可减小在可活动尾翼驱动装置上的磨损。上述目的通过从属权利要求的特征来实现。进一步的实施方式和进 一步的改进在引用上述从属权利要求的从属权利要求中得到说明。术语可活动尾翼配平在此处应当广泛地理解为其同样涉及用来 校正俯仰力矩平衡干扰的可活动尾翼的运动和用于改变纵向轨道制导 的可活动尾翼的运动。可活动尾翼或升降舵的调节角度通常理解为相对于例如飞行器纵 向轴线的公共参考线或相对于公共参考面的角度。根据本专利技术的方法和根据本专利技术的设备的优点在于全部所有的运 动步骤采取特别的运动顺序，并因此使得磨损低于常规可活动尾翼配平 的磨损。根据本专利技术，提供一种致动用于调节升降舵的调节驱动装置和用于调节可活动尾翼的调节驱动装置的方法，该方法包括如下步骤生成升降舵命令用以致动升降舵调节驱动装置；以使可活动尾翼跟踪计算出的升降舵信号输入的方式计算用于致动所述可活动尾翼调节驱动装置的可活动尾翼命令；根据升降舵的调节状态和/或可活动尾翼的调节状态或飞行状态，保持可活动尾翼调节驱动装置的调节状态或利用用于改变所述可活动尾翼的调节状态的可活动尾翼命令来致动可活动尾翼调节驱动装置；在利用用于改变升降舵的调节状态的升降舵命令致动升降舵调节驱动装置期间以及在计算出的可活动尾翼命令偏离于命令的(commanded )可活动尾翼命令的情况下，按照升降舵命令来补偿可活动尾翼调节驱动装置的调节状态的保持，从而达到中和的空气动力效能。在进一步的实施方式中，基于可活动尾翼命令的范围一一其界限与升降舵的调节状态相关，根据升降舵的调节状态来保持可活动尾翼调节驱动装置的调节状态或利用可活动尾翼命令致动可活动尾翼调节驱动装置。可活动尾翼命令范围的界限可以根据计算出的可活动尾翼命令来获得或计算出。在进一步的实施方式中，可活动尾翼命令范围的界限由第一阈值和第二阈值形成，'其中在一个时间段，仅当与该时间段相关的所计算出的可活动尾翼命令与所命令的可活动尾翼命令之间的差值的绝对量或可活动尾翼的实际调节状态超过第一阈值时，利用用于改变可活动尾翼调节状态的可活动尾翼命令来致动可活动尾翼调节驱动装置，并且'其中以如下的方式利用可活动尾翼命令来致动可活动尾翼调节驱动装置，即如果与该时间段相关的从计算的可活动尾翼命令和/或命令的可活动尾翼命令得到的值或可活动尾翼的实际调节状态低于第二阈值，则可活动尾翼的调节状态不改变。第一阈值和/或第二阁值可以是对应于差角的恒定值。另外，所述第一阈值和/或第二阈值是从飞行状况变量和/或在所述时间段中发生的升降舵的调节状态和/或可活动尾翼的调节状态而得到的值。在这些实施方式中，可以以如下的方式利用可活动尾翼命令来致动可活动尾翼调节驱动装置，即如果与该时间段相关的所计算出的可活动尾翼命令与所命令的可活动尾翼命令之间的差值的绝对量或可活动尾翼的实际调节状态低于第二阈值，则可活动尾翼的调节状态不改变。在本专利技术进一步的实施方式中，与第二阈值进行比较的值是可活动尾翼的调节位置与可活动尾翼的瞬时调节位置之间的距离或者是从该距离得到的值，从而当可活动尾翼相对于可活动尾翼低于一角距离时则低于第二阈值。可替代地，与第二阈值进行比较的值是可活动尾翼和/或升降舵的调节速度或者是从该速度得到的值，从而当可活动尾翼低于预定调节速度时则低于所述阈值。特别地，依据根据本专利技术的响应可活动尾翼命令来致动飞行器的可活动尾翼和升降舵的方法，逐步地致动可活动尾翼，并且同时在升降舵上的可活动尾翼命令中的偏移高频运动部分、未命令的(non-commanded )可活动尾翼命令部分的预命令是通过升降舵实现。可以设置成将可活动尾翼命令与预定的阈值进行比较，而且仅当其超过阈值时才作为实际的可活动尾翼命令输出给可活动尾翼，如果其低于预定的阈值，则用以补偿差值DiH offset = IHC1-IHCMD的与之相应的升降舵动作的升降舵命令通过预控制输出给升降舵。在该实施方式中，特别是在包括具有高调节速度的升降舵和具有低调节速度的可活动尾翼的飞行器中，可进一步设置成生成用以致动升降舵的升降舵命令和用以致动可活动尾翼的可活动尾翼命令，其中从升降舵信号计算可活动尾翼命令，将该可活动尾翼命令输出给緩慢运行的可活动尾翼，并且升降舵和可活动尾翼的整体效应响应于升降舵信号，并且在通过緩慢运行的可活动尾翼的调节速度给出的调节时间期间，升降舵和可活动尾翼进入相互匹配的终点位置，其中，将计算的可活动尾翼命令与预定的阈值进行比较，而且仅当其超过所述阈值时才作为实际的可活动尾翼命令输出给可活动尾翼，如果其低于预定的所述阈值则用以补偿差值DiH offset =IHC1-本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种致动用于调节升降舵（１２）的调节驱动装置和用于调节可活动尾翼（２３）的调节驱动装置的方法，其包括如下步骤：　生成升降舵命令用以致动所述升降舵调节驱动装置（１２）；　以使所述可活动尾翼（２３）跟踪计算出的升降舵信号输入（１０）的方式计 算用于致动所述可活动尾翼调节驱动装置的可活动尾翼命令（ＩＨＣ１）；　根据所述升降舵（１２）的调节状态和／或所述可活动尾翼（２３）的调节状态或根据飞行状态，保持所述可活动尾翼调节驱动装置的调节状态或利用用于改变所述可活动尾翼（２３）的调节状 态的可活动尾翼命令（ＩＨＣＭＤ）来致动所述可活动尾翼调节驱动装置；　在利用用于改变所述升降舵（１２）的调节状态的升降舵命令致动所述升降舵调节驱动装置期间以及在所计算出的可活动尾翼命令（ＩＨＣ１）偏离于所命令的可活动尾翼命令（ＩＨＣＭＤ）的 情况下，按照所述升降舵命令来补偿所述可活动尾翼调节驱动装置的调节状态的保持，从而达到中和的空气动力效能。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】DE 2007-3-15 102007012425.41.一种致动用于调节升降舵(12)的调节驱动装置和用于调节可活动尾翼(23)的调节驱动装置的方法，其包括如下步骤生成升降舵命令用以致动所述升降舵调节驱动装置(12)；以使所述可活动尾翼(23)跟踪计算出的升降舵信号输入(10)的方式计算用于致动所述可活动尾翼调节驱动装置的可活动尾翼命令(IHC1)；根据所述升降舵(12)的调节状态和/或所述可活动尾翼(23)的调节状态或根据飞行状态，保持所述可活动尾翼调节驱动装置的调节状态或利用用于改变所述可活动尾翼(23)的调节状态的可活动尾翼命令(IHCMD)来致动所述可活动尾翼调节驱动装置；在利用用于改变所述升降舵(12)的调节状态的升降舵命令致动所述升降舵调节驱动装置期间以及在所计算出的可活动尾翼命令(IHC1)偏离于所命令的可活动尾翼命令(IHCMD)的情况下，按照所述升降舵命令来补偿所述可活动尾翼调节驱动装置的调节状态的保持，从而达到中和的空气动力效能。2.根据权利要求l所述的方法，其特征在于，基于可活动尾翼命令的 范围，该范围的界限与所述升降舵(12)的调节状态相关，根据所述升降 舵(12)的调节状态来保持所述可活动尾翼调节驱动装置的调节状态或利 用可活动尾翼命令致动所述可活动尾翼调节驱动装置。3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述可活动尾翼命 令(IHCMD)的范围的界PM艮据所计算出的可活动尾翼命令(IHC1)而 获得。4.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述可活动 尾翼命令(IHCMD)的范围的界限由第一阈值和第二阈值形成，其中在一个时间段，仅当与该时间斜目关的所计算出的可活动尾翼命令(IHC1)与所命令的可活动尾翼命令(IHCMD)之间的差值的绝对量 或所述可活动尾翼(23)的实际调节状态超过笫一阈值时，利用用于改变 所述可活动尾翼(23)的调节状态的可活动尾翼命令(IHCMD)来致动 所述可活动尾翼调节驱动装置，并且其中以如下的方式利用可活动尾翼命令(IHCMD)来致动所述可活 动尾翼调节驱动装置，即如^与该时间勤目关的所计算出的可活动尾 翼命令(IHC1)和/或所命令的可活动尾翼命令(IHCMD)得到的值或 所述可活动尾翼(22)的实际调节状态低于所述第二阈值，则所述可活动 尾翼(23)的调节状态不改变。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述第一阈值和/或第 二阈值是J寸应于差角的恒定值。6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述第一阈值和/或第 二阈值是从飞行状况变量和/或在所述时间段中发生的所述升降舵(12 ) 的调节状态和/或所述可活动尾翼(22)的调节状态而得到的值。7.根据前i^5l利要求4-6中任一项所述的方法，其特征在于，能够 以如下的方式利用可活动尾翼命令(IHCMD)来致动所述可活动尾翼调 节驱动装置，即如果与该时间段相关的所计算出的可活动尾翼命令 (IHC1)与所命令的可活动尾翼命令(IHCMD)之间的差值的绝对量或 所述可活动尾翼(22)的实际调节状态低于所述第二阈值，则所述可活动 尾翼(23)的调节状态不改变。8.根据前g利要...

【专利技术属性】
技术研发人员：托尔斯滕霍尔茨豪森，
申请(专利权)人：空中客车营运有限公司，
类型：发明
国别省市：DE[德国]