[发明专利]用于估计飞行器的襟翼的位置的方法和系统及飞行器

说明书

披露了用于估计飞行器的襟翼的位置的方法和系统及飞行器。‑该估计系统(1)包括：用于测量飞行器的当前迎角和当前飞行参数的模块(2)；用于根据当前飞行参数和飞行器的质量来估计飞行器的当前升力系数的模块(3)；用于根据当前迎角、当前升力系数、以及至少一条理论曲线的仿射部分的斜率来估计零升力时的迎角的模块(4)，该至少一条理论曲线描绘了飞行器的随迎角而变的升力系数；用于根据零升力时的迎角来估计飞行器的襟翼的当前位置的模块(5)；以及向用户装置(9)发送襟翼的当前位置的模块(6)。

技术领域

本发明涉及飞行器的飞行控制的领域。本发明尤其涉及对飞行器的襟翼的位置的估计。

背景技术

在飞行器的起飞阶段和着陆阶段，展开安装在飞行器的机翼上的缝翼和襟翼以便增大飞行器的升力系数，并且使飞行器以与缝翼和襟翼未展开时的速度相比更小的速度飞行。

通常，缝翼的位置和襟翼的位置由缝翼和襟翼控制计算机(SFCC)控制，这些缝翼和襟翼控制计算机基于驾驶舱中的构型控制杆的位置来传输位置命令。构型控制杆使得可以根据不同构型来控制缝翼的位置和襟翼的位置。

使用专用传感器来测量由控制计算机SFCC控制的位置。例如，这些传感器包括非对称位置传感单元(APPU)、指示位置传感单元(IPPU)以及反馈位置传感单元(FPPU)。

失去缝翼位置和襟翼位置的测量结果可能导致自动驾驶装置(或自动驾驶仪)和飞行指引仪的操作的降级、和/或引航规则的降级。

对于襟翼的情况，其测量结果的失去可能发生在FPPU单元失效的情况下、发生在IPPU单元所使用的差速器齿轮箱失效的情况下、或发生在一个或多个控制计算机SFCC失效的情况下。

在失去缝翼位置和襟翼位置的测量结果的情况下，飞行器可能处于默认构型中，该默认构型取决于起落架的位置而不取决于缝翼和襟翼的位置。例如，如果起落架展开，则认为飞行器处于所谓的“FULL(完全)”构型。如果起落架缩回，则认为飞行器处于所谓的“CLEAN(净型)”构型。

然而，在失去襟翼位置的测量结果的情况下，对襟翼的精确位置的估计可以允许改善自动驾驶仪的操作或改善根据正常引航规则的操作。

发明内容

本发明的目的是通过提出一种方法和一种系统来缓解这些缺点，该方法和该系统使得可以在失去襟翼位置和缝翼位置的测量结果的情况下实时地估计襟翼的位置并且根据所估计的襟翼的位置来推断飞行器的当前构型。

为此目的，本发明涉及一种用于估计飞行器的襟翼的位置的方法。

根据本发明，所述估计方法包括：

-测量步骤，所述测量步骤由测量模块执行，包括测量所述飞行器的当前迎角和所述飞行器的当前飞行参数；

-第一估计步骤，所述第一估计步骤由第一估计模块执行，包括根据所述当前飞行参数和所述飞行器的质量m来估计所述飞行器的当前升力系数；

-第二估计步骤，所述第二估计步骤由第二估计模块执行，包括根据所述当前迎角、所述第一估计步骤中所估计的当前升力系数、以及至少一条理论曲线的仿射部分的斜率来估计零升力时的迎角，所述至少一条理论曲线描绘了所述飞行器的随迎角而变的升力系数；

-第三估计步骤，所述第三估计步骤由第三估计模块执行，包括根据所述第二估计步骤中所估计的零升力时的迎角来估计所述飞行器的襟翼的当前位置；

-发送步骤，所述发送步骤由发送模块执行，包括向用户装置发送所述襟翼的当前位置。

因此，凭借本发明，可以根据当前迎角和当前飞行参数来估计襟翼的当前位置；这允许在失去襟翼的位置的测量结果时改善自动驾驶仪的操作或改善根据正常引航规则的操作。

此外，所述测量步骤包括：