一种用于能盘旋并且具有至少一个旋翼(102；104)的飞行器(100)的电子飞行控制系统(1)。所述飞行控制系统(1)构造为：以手动飞行控制模式操作，其中所述飞行控制系统(1)响应于来自飞行员的直接指令来控制旋翼速度；并且在与所述飞行器的相应飞行模式对应的至少两个自动飞行控制模式中操作，并且其中，所述飞行控制系统(1)基于飞行条件自动地控制旋翼速度。所述飞行控制系统(1)还构造为，针对每个自动飞行控制模式存储相应的飞行表格，所述飞行表格将所述旋翼的不同速度值与至少一个飞行量的不同值相关联；并且构造为在所述自动飞行控制模式中基于相应的飞行表格自动地控制旋翼速度。
【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能盘旋的飞行器的电子飞行控制系统，具体地说，涉及一种装配有主旋翼(rotor)和尾旋翼的直升机，本专利技术仅通过实例的方式涉及这种直升机。
技术介绍
已知直升机包括相互连接并且通过一个或多个发动机旋转的主旋翼和尾旋翼。当被提供动力时，主旋翼和尾旋翼基本在三个范围内操作正常(稳定)操作范围，其中旋翼速度(rpm)通常在给定额定速度的96%与102%之间的范围；下操作范围， 其中旋翼速度通常在90%与96%的范围之间；上操作范围，其中旋翼速度通常在102%与 106%之间的范围。显然，这些旋速度只是指示性的，其中不同的直升机具有不同百分比的操作范围。已知这样的自动系统(例如在WO 2008/48245中所描述的)，该系统用于通过减小主旋翼和尾旋翼速度而减小由直升机产生的噪音。由旋翼产生的噪音随着速度(rpm)的增加而快速增加，并且该自动系统基于诸如飞行高度和速度以及空气温度的参数来操作，以帮助飞行员调整旋翼速度，从而实现期望的低噪音等级。
技术实现思路
申请人:已经发现，为了确保安全飞行，自动电子飞行控制系统必须要处理大量的数据。在给定的环境和/或飞行高度条件下，从低旋翼速度切换到高旋翼速度的切换可能导致直升机失去控制，或者损坏直升机，并且反转(reverse)也同样重要。在不合适的飞行条件下减小旋翼速度可能会导致直升机不可恢复地失去控制。在操作方式上，电子飞行控制系统也是相当硬式的(rigid)，因为该控制系统根据一种或多种类型的飞行信息来简单地自动控制主旋翼和尾旋翼的由高到低或者由低到高的速度切换，并且即使在临界情况下该电子飞行控制系统也不适于要求最大自动飞行控制的任务。实际上，除非符合特定条件， 这种系统仅局限于禁止从高噪音(高旋翼速度)模式到低噪音(低旋翼速度)模式的自动切换，并且反之亦然。用于临界情况下的个性化任务和自动飞行控制的范围因此相当有限，并且任务描述(mission profile)不能既有效又安全地限定和自动化。申请人:由此设计出一种电子飞行控制系统，该控制系统实现了安全地并且以高度灵活、可适应任务的方式自动地控制飞行器的一个或多个旋翼的速度。本专利技术的一个目的是提供一种用于能够盘旋的飞行器的电子飞行控制系统，该系统被设计用以消除现有技术的上述缺点。根据本专利技术，如在所附权利要求中限定的，提供了用于能盘旋的飞行器的电子飞行控制系统；配备有这种电子飞行控制系统的飞行器；以及供这种用于能盘旋的飞行器的电子飞行控制系统使用的软件。附图说明图1示出了根据本专利技术的飞行控制系统的一个实施方式的框图；图2图示出了根据本专利技术的一个实施方式的不同旋翼速度控制模式的性能关系；图3示出了说明根据本专利技术一个实施方式的在不同飞行控制模式之间转换的状态图；图4示出了说明根据本专利技术另一个实施方式的在不同飞行控制模式之间转换的状态图；图5以表格的形式示出了在自动低噪音飞行控制模式中的包含随着密度高度 (density altitude)和飞行速度的变化的旋翼速度的数据库；图6以表格的形式示出了在自动高性能飞行控制模式中的包含随着密度高度和飞行速度的变化的旋翼速度的数据库；图7示出了配备有图1的飞行控制系统的直升机。具体实施例方式下面将参照附图更详细地描述本专利技术，以便专业人员能够制造并使用本专利技术。如本领域的普通技术人员显而易见地，在不偏离如所附权利要求中所限定的本专利技术的保护范围的情况下，可以对所述的实施方式进行改变，并且所述的一般原理也可以应用到其它实施方式和应用中。因此，本专利技术不被认为限于所描述和说明的实施方式，而是必须与符合本文描述与要求的原理和特征的最宽保护范围相一致。图1示出了根据本专利技术一个实施方式的飞行控制系统1的框图。飞行控制系统1 安装在直升机100 (图7)上，并且另外地，设置为控制直升机100的一个或多个发动机101， 这随之控制直升机100的主旋翼102和尾旋翼104的速度。飞行控制系统1包括飞行员控制模块2，该模块形成了飞行员(未示出)与作为整体的飞行控制系统1之间的界面，并且允许飞行员通过启动手动控制模块4来启动手动控制模式，或者通过启动自动控制模块6来启动自动控制模式。飞行控制系统1包括已知的发动机控制或者FADEC(全权数字发动机控制)模块 8，该模块通常包括EEC (电子发动机控制器)或者E⑶(发动机控制单元)。FADEC 8控制飞行控制系统1所属的直升机100的发动机101的所有性能方面。更具体地，发动机101的性能通过连接到FADEC 8的发动机控制模块10来控制，并且该发动机控制模块形成FADEC 8与发动机101之间的界面。当启动时，手动控制模块4形成会话界面(dialog interface)，以确保飞行员输入的指令被FADEC 8准确地接收，所述FADEC由此通过发动机控制模块10控制发动机的操作(速度、功率等)。当启动手动控制模块4时，自动控制模块6便被禁用，并且飞行员具有对直升机 100的完全控制。当飞行员指令飞行员控制模块2启动自动控制模块6时，手动控制模块4被禁用， 并且FADEC 8接收由速度控制模块12自动滴产生的指令，所述速度控制模块包括存储数据的一个或多个存储器14，速度控制模块12通过所述存储器识别要被发送到FADEC 8的指令 (通常与旋翼101、104的期望速度相关)。存储在存储器14中的数据可以在存储在存储器14中的数据库(例如，下面参照图5和图6所描述的)中组织化。速度控制模块12连接到飞行参数控制模块16，随之连接到多个传感器17，所述多个传感器为飞行参数控制模块16 提供环境数据(例如，海拔高度、地面距离、周围环境温度、大气压力)；与直升机100的飞行条件相关的数据(例如，性能、飞行速度和方向、燃料流动)；以及与直升机100的载荷和 /或重量情况相关的数据；或者此外，废气温度。更具体地，传感器17包括用于获取外部数据的环境传感器模块18，所述外部数据诸如为空气温度和/或大气压力和/或温度条件和/或风力和风向和/或压力高度 (PA)，等；用于测量直升机100的重力的重力传感器20 (例如，通过测量在地面上的直升机 100的轮子或起落撬(skid)上的重力)；用于指示方位和航向的方位传感器22(例如GPS 接收器和/或回转罗盘)；用于确定直升机在地面水平以上的高度的高度计M ；—个或多个叶片转速传感器26，该转速传感器用于确定主旋翼102和/或尾旋翼104的速度；以及用于将任何功率需求传送到发动机的一个或多个集合位置传感器(collective position sensorUS。当然，直升机可以配备有其它传感器。密度高度也可以以已知的方式获取。在一个实施方式中，重力传感器20还有利地设计为指示直升机100的实际空中飞行重力，例如，指示由于燃料消耗而引起的直升机100的飞行中重量的减小，或者指示由于在飞行中将人和/或货物装载到直升机100上(例如使用绞盘(未示出))而引起的直升机 100的重力增加。因此，将重力传感器20连接到燃料水平传感器(未示出)，所述重力传感器从所述燃料水平传感器获得剩余燃料水平并且将剩余燃料水平关联至或转化为所消耗燃料的重量(或者，通过计算，所述重力传感器获得由于燃料消耗而导致的重量损失)。重力传感器20本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...
【专利技术属性】
技术研发人员：法比奥·纳诺尼，皮埃尔·阿卜杜勒诺尔，马尔科·西卡莱，
申请(专利权)人：法比奥·纳诺尼，皮埃尔·阿卜杜勒诺尔，马尔科·西卡莱，
类型：发明
国别省市：
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