CN105083536A - 用于优化水平尾翼载荷的***和方法 - Google Patents

用于优化水平尾翼载荷的***和方法 Download PDF

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Abstract

一种控制飞行器的升降舵的方法可以包括识别飞行器的稳定器的当前稳定器迎角。稳定器可以包括枢转地耦接至稳定器的升降舵。该方法可以进一步包括比较当前稳定器迎角与阈值稳定器迎角，并且如果所述当前稳定器迎角大于或等于阈值稳定器迎角，选择有较强的限制性的升降舵位置极限。该方法可以附加地包括移动升降舵至不大于升降舵位置极限的命令的升降舵位置。

Description

用于优化水平尾翼载荷的***和方法
技术领域
本公开大体涉及飞行控制，更具体地，涉及优化飞行器上的尾翼载荷的***和方法。
背景技术
飞行器的俯仰控制是在飞行期间飞行器的机头向上和机头向下俯仰姿态的控制。在俯仰姿态变化期间，飞行器围绕延伸通过飞行器的重心(CG)的横向轴线枢转。俯仰控制可以由水平尾翼提供，水平尾翼可以位于飞行器机翼的尾部。水平尾翼可以包括可调节水平稳定器和升降舵。升降舵可以被枢转地耦接至水平稳定器。可以沿相对于飞行器的纵向轴线的正方向和/或负方向调节水平稳定器的迎角以对飞行器进行调整，以便在飞行期间将飞行器维持在恒定的俯仰角度。例如，水平稳定器可以以负迎角被调节以提供向下载荷，以便关于飞行器CG产生机头向上俯仰力矩以抵消由机翼的正升力产生的机头向下的俯仰力矩。由水平尾翼产生的载荷可以由水平尾翼的结构和机身承担。
对于飞行期间飞行器的机头向上和机头向下俯仰操纵，升降舵可以被枢转地从相对于水平稳定器的中间位置向上或向下移动。例如，为了将飞行器从机头向上姿态操纵为水平姿态，升降舵可以被可枢转地向下(例如，升降舵后缘向下)偏转或定位，以便水平尾翼产生增加量的向上载荷以使飞行器的机头向下。升降舵可以被保持处于向下位置直到飞行器的水平姿态实现，其后升降舵可以返回中间位置。为了将飞行器从机头向下姿态操纵为水平姿态，升降舵可以被枢转地向上(例如，升降舵后缘向上)偏转或定位，以便水平尾翼产生增加量的向下载荷以使飞行器的机头向上直到飞行器的水平姿态实现。
随着飞行器的速度增加，水平稳定器和升降舵上的动态压力也增加，这导致由水平尾翼产生的向上载荷或向下载荷的增加。为了避免在机头向上或机头向下操纵期间超出水平尾翼和机身的承载能力，升降舵的运动或权限可以随着速度的增加被电子限制。限制升降舵权限还可以根据飞行员输入提供更线性或统一的俯仰反应以作为空气速度的函数。此外，限制升降舵权限可以阻止在相对高的动态压力处过高的操纵能力。不幸的是，根据空气速度过度地限制升降舵权限以减少尾翼载荷可以导致次佳的操纵能力。
由此可知，本领域需要一种用于在极限内移动升降舵的***和方法，该***和方法降低尾翼载荷同时提供了用于飞行器的俯仰控制的足够的权限。
发明内容
以上提到的关于升降舵控制的需要将由本公开具体地解决，本公开提供了控制飞行器的升降舵的方法。该方法可以包括识别飞行器的稳定器的当前稳定器迎角。稳定器可以包括枢转地耦接至稳定器的升降舵。该方法还可以包括比较当前稳定器迎角与阈值稳定器迎角，并且如果当前稳定器迎角大于或等于阈值稳定器迎角，选择有较强的限制性的升降舵位置极限。该方法可以附加地包括将升降舵移至不大于升降舵位置极限的命令的升降舵位置。
同样公开的是用于控制飞行器的升降舵的***。该***可以包括被配置成接收代表稳定器的当前稳定器迎角的稳定器信号的飞行控制处理器。如以上所指出的，稳定器可以包括可以被枢转地耦接至稳定器的升降舵。飞行控制处理器可以被配置成基于稳定器信号选择升降舵位置极限。如果当前稳定器迎角等于或大于阈值稳定器迎角，选择的升降舵位置极限可以有较强的限制性，且如果当前稳定器迎角小于阈值稳定器迎角，选择的升降舵位置极限可以有较弱的限制性。该***可以包括升降舵致动器，该升降舵致动器被配置成将升降舵移动至不大于升降舵位置极限的命令的升降舵位置。
同样公开的是控制升降舵的方法，且该方法可以包括基于至少一个飞行器参数选择用于增加或减少升降舵的预定的水平尾翼载荷减缓(HTLA)权限的因数。HTLA权限可以随着马赫数和/或空气速度的增加而减小。该方法可以进一步包括根据HTLA权限和因数的乘积来计算升降舵位置极限，并移动升降舵至不大于升降舵位置极限的命令的升降舵位置。
已经讨论的这些特征、功能和优点能够在本公开的各种实施例中被独立实现或者在其他实施例中被组合。参考后面的描述和以下附图能够了解实施例的进一步的细节。
附图说明
本公开的那些和其他特征参考附图将更加显而易见，在所有附图中，相同数字表示相同零件，并且其中：
图1是用于控制飞行器的升降舵的***的框图；
图2是飞行器的平面图；
图3是沿图2的线3截取的截面图，并示意性地图示说明机翼和水平尾翼，其中升降舵以负迎角被定向；
图4是机翼和水平尾翼的截面图，其中升降舵以正迎角被定向；
图5是飞行器的运转包络的图形，并图示说明基于马赫数、空气速度、动态压力和/或海拔可以用于限制升降舵的运动的飞行状态；
图6是用于基于水平尾翼的稳定器的当前稳定器迎角计算升降舵位置极限的***的示例的示意图；
图7是用于基于当前稳定器迎角和一个或更多个升降舵致动器的液压***的故障计算升降舵位置极限的***的示例的示意图；
图8是用于控制飞行器的升降舵的***的示例的示意图，该***通过基于当前稳定器迎角选择用于增加或减少预定组的水平尾翼载荷减缓(HTLA)权限的因数(例如，用于上极限和下极限二者的单个因数，或者用于上极限和下极限中的每一者的不同因数)控制飞行器的升降舵；
图9是用于控制升降舵的***的示例的示意图，其中用于增加或减少HTLA权限的因数基于马赫数和/或空气速度；
图10是列出基于马赫数和/或空气速度的用于不同的稳定器迎角的因数的一组查询表的示意图；
图11是列出用于速度制动手柄的不同展开水平和/或机翼操纵载荷减缓***的不同展开水平的因数的一组查询表的示意图；
图12是用于控制升降舵的***的示例的示意图，其中用于增加或减少HTLA权限的因数基于一个或更多个升降舵致动器的液压***的故障的发生；
图13是图示说明一个或更多个操作的流程图，所述操作可以被包括在基于当前稳定器迎角来定位升降舵的方法中；
图14是图示说明一个或更多个操作的流程图，所述操作可以被包括在基于预定组的HTLA权限来定位升降舵的方法中。
具体实施方式
现在参考附图，其中这些展示是为了说明本公开的优选的各种实施例，图1示出的是可以被实施用于控制飞行器100的升降舵360的升降舵控制***400的框图。飞行器100可以包括一对机翼200和水平尾翼306。每个机翼200可以包括可以被用于增大机翼200的升力特性的一个或更多个前和/或后缘设备222、224(例如，襟翼226)。在一些示例中，机翼200可以包括前缘设备222，诸如前缘缝翼或克鲁格襟翼。机翼200还可以包括一个或更多个后缘设备224，诸如后缘襟翼、襟副翼230和/或副翼228。此外，机翼200可以包括可以被安装至机翼200的顶表面的一个或更多个扰流板或速度制动器232，对于扰流板或速度制动器232的展开可以借助于作为飞行控制装置(未示出)的一部分的速度制动手柄234来命令，速度制动手柄234可以由飞行员和/或由自动驾驶***(未示出)操纵。机翼200可以进一步包括机翼操纵载荷减缓***208，用于降低在翼根210处的机翼弯矩，诸如通过偏转速度制动器232、前缘设备222和/或后缘设备224中的任意一个或更多个，从而改变沿翼展方向214的机翼弯度并且转变各机翼内侧的升力的中心。在一些示例中，如下所述，在巡航飞行期间，当飞行器100执行诸如在拐弯期间的操纵时、当飞行器100遭受到阵风时和/或当在飞行器100的俯仰变化期间(诸如在机头上移期间)飞行器上的载荷因数(例如，过载)增加时，机翼操纵载荷减缓***208可以被激活或展开。
飞行器100可以进一步包括水平尾翼306。水平尾翼306可以包括一对水平稳定器330。尽管被描述为水平稳定器330，稳定器330可以以某一角度被定向，而并不一定是水平的。例如，稳定器330可以以相对于水平(例如，上反角)稍微向上的方向被定向或以相对于水平(例如，下反角)稍微向下的方向被定向。术语水平稳定器和稳定器在本文可以被交换使用。一个或更多个稳定器330可以由诸如稳定器致动螺杆(未示出)的一个或更多个稳定器致动器344或其他的稳定器致动机构致动。尽管稳定器致动器344可以被液压地驱动，但稳定器致动器344也可以是机电装置。一个或更多个稳定器330可以包括升降舵360，升降舵360可以被枢转地耦接至稳定器后缘336。每个升降舵360可以由一个或更多个升降舵致动器378致动。在一些示例中，一个或更多个升降舵致动器378可以被配置为液压致动器并且可以作为飞行器100的液压***380的一部分被运转。在一些示例中，升降舵致动器378可以被配置为机电致动器。
如前所提到的，对于飞行器100的俯仰操纵，升降舵360可以被枢转地向上或向下移动。例如，为了将飞行器100从机头向上姿态操纵至水平姿态，升降舵360可以被枢转地向下偏转或定位(例如，升降舵后缘向下)，以便水平尾翼306产生增加量的向上载荷(例如，尾翼载荷308)以使飞行器100的机头恢复至水平。为了将飞行器100从机头向下姿态操纵至水平姿态，升降舵360可以被枢转地向上偏转或定位(例如，升降舵后缘向上)，以便水平尾翼306产生增加量的向下载荷(例如，尾翼载荷308)以使飞行器100的机头恢复至水平。当水平稳定器330和升降舵360上的动态压力随着增加的空气速度增加时，增加量的向上载荷或向下载荷由水平尾翼306产生。为了避免超过水平尾翼306和机身104的承载能力，升降舵360的权限可以随着空气速度增加而被电子地限制。不幸的是，根据空气速度过分地限制升降舵的权限以减少尾翼载荷可以导致次佳的操纵能力。
图1中，飞行器100可以包括用于控制升降舵360的偏转在极限内的升降舵控制***400，其减少了尾翼载荷同时提供了用于飞行器100的俯仰控制的足够的权限。升降舵控制***400可以以一种方式控制升降舵360的偏转角度或位置以减少在飞行器100的水平尾翼306和/或机身104上的尾翼载荷308以避免超过水平尾翼306和/或机身104的承载结构(未示出)的承载能力。在这方面而言，升降舵控制***400可以减少尾翼载荷306同时为操纵飞行器100提供足够的俯仰控制。在一些示例中，升降舵控制***400可以包括飞行控制处理器402(例如，飞行管理计算机)。飞行控制处理器402可以接收关于飞行器100的一个或更多个控制表面的位置和一个或更多个***的状态的信号。例如，飞行控制处理器402可以接收代表机翼200的控制表面的位置和/或展开水平(诸如前缘设备222、速度制动器232和后缘设备224的位置和/或展开水平)的信号。
在一些示例中，飞行控制处理器402可以接收代表机翼操纵载荷减缓***208的展开水平的信号。机翼操纵载荷减缓***208可以包括速度制动器232、前缘设备222和/或后缘设备224，这些装置的任意组合可以向上和/或向下偏转，以作为改变机翼弯度从而转变沿内侧方向的机翼载荷并因而减小翼根210处的机翼弯曲的手段。飞行控制处理器402还可以接收代表速度制动手柄234的位置的信号，该手柄可以被安装在飞行器100的飞行甲板上(未示出)并且可以由机组人员操纵(如以上所指出的)。飞行控制处理器402可以附加地接收代表水平稳定器330的当前稳定器迎角338的信号。例如，飞行控制处理器402可以接收来自一个或更多个稳定器传感器(未示出)的、指示当前稳定器迎角338的信号。
参考图1，在一些示例中，飞行控制处理器402可以被配置成借助于一个或更多个升降舵致动器378控制升降舵360的位置。如以下更详细描述的，在一些示例中，飞行控制处理器402可以基于当前稳定器迎角338选择或计算升降舵位置极限374、376(例如，图6-9和图12)。在一些示例中，升降舵位置极限374、376可以是由飞行控制处理器402计算的电子位置极限。升降舵致动器378可以响应于由飞行员(例如，经由飞行甲板上的驾驶杆)或由自动驾驶***发起的升降舵命令将升降舵360移动至命令的升降舵位置。在一些示例中，升降舵命令可以由飞行控制处理器402接收。飞行控制处理器402可以将升降舵命令与由飞行控制处理器402计算的升降舵位置极限374、376进行比较。如果升降舵命令的大小在升降舵位置极限374、376之内，则升降舵命令可以被发送至升降舵致动器378或者被发送至集成到或嵌入升降舵致动器378中的计算机或其他控制器。如果升降舵命令的大小大于升降舵位置极限374、376，升降舵命令可以在升降舵命令被发送至升降舵致动器378或者被发送至嵌入升降舵致动器378中的计算机之前被降低至升降舵位置极限374、376的值。在另一些示例中，升降舵命令可以被直接发送至升降舵致动器并且如果升降舵命令超过升降舵位置极限374、376，升降舵致动器可以以如下描述的方式将升降舵的运动限制至升降舵位置极限374、376的大小。
图2是飞行器100的平面图，该飞行器100可以包括本文所公开的升降舵控制***400的任意示例。飞行器100可以包括机身104和可以沿机身104纵向延伸的纵向轴线106。飞行器100可以包括垂直于纵向轴线106定向的横向轴线108。横向轴线108可以穿过飞行器重心(CG)114。在飞行器100的俯仰姿态变化期间，飞行器100可以绕横向轴线108枢转。飞行器100可以具有CG范围116，该CG范围116可以限定飞行器CG114的前和后极限。飞行器CG114在飞行期间可以转变，诸如由于燃料燃烧、乘客或货物移动的结果和/或由于可以引起飞行器100绕横向轴线108枢转的其他原因，从而引起飞行器俯仰姿态的变化。机翼空气动力中心204(图2)或升力中心在飞行期间由于飞行器100的速度变化、控制表面的偏转(例如，前缘设备222、后缘设备224、速度制动器232、副翼228等)和/或由于其他原因也可以向前或向后转变。空气动力中心204相对于飞行器CG114的转变也可以引起飞行器100俯仰姿态的变化。
飞行器100可以包括一对机翼200，机翼200可以在翼根210处被附接至机身104。每一个机翼200可以朝向翼尖212沿翼展方向214向外延伸。在所示出的示例中，机翼200向后扫掠。在一些示例中，飞行器100可以被配置成使得空气动力中心204(例如，升力中心)位于飞行器CG114和俯仰轴线或横向轴线108的后面。然而，空气动力中心204可以位于飞行器CG114和横向轴线108的前面。机翼200可以包括一个或更多个控制表面，诸如，前缘设备222、后缘设备224和/或速度制动器232。前缘设备222可以包括前缘缝翼和/或克鲁格襟翼226或其他前缘设备配置。后缘设备224可以是后缘襟翼226、襟副翼230、副翼228和/或其他后缘设备配置。每个机翼200还可以包括安装至机翼200的顶表面的一个或更多个扰流板或速度制动器232。飞行器100可以包括一个或更多个推进单元102，所述推进单元可以被安装在机翼200上或安装在飞行器100的其他位置处。
如图2所示，飞行器100可以包括在机身104的后端处的尾翼300。尾翼300可以包括水平尾翼306和竖直尾翼。水平尾翼306可以包括一个或更多个水平稳定器330。如以上所指出的，每个稳定器330可以包括枢转地耦接至稳定器330的升降舵360。竖直尾翼可以包括竖直稳定器302和用于飞行器100的方向控制的方向舵304。水平尾翼306可以由机身104的承载结构支撑。机身104的承载结构可以包括后机身主体结构112(例如，蒙皮、纵梁、框架等)和机翼200上方的机身中心段110。尽管本公开的升降舵控制***400是在图2所示的管型机翼飞行器的背景下描述的，升降舵控制***400可以不受限制地在任意飞行器配置中被实施。
图3是机翼200和水平尾翼306的截面图。机翼200可以包括机翼前缘设备222和机翼后缘设备224。机翼200可以包括在缩回位置中示出的一个或更多个速度制动器232。在一些示例中，机翼空气动力中心204(例如，升力中心)可以位于飞行器CG114的后面。机翼200可以产生正的机翼升力202，该升力可以关于飞行器CG114产生机翼俯仰力矩206。在其中飞行器CG114位于空气动力中心204的前面的示例中，机翼200的正的机翼升力202可以产生机头向下的机翼俯仰力矩206。在进一步的示例中，飞行器CG114可以位于空气动力中心204的后面，在这种情况下，机翼200的正的机翼升力202可以产生机头向上的机翼俯仰力矩206。机翼200可以具有从机翼前缘218向机翼后缘220延伸的翼弦216，并且该翼弦可以被用于描述机翼200相对于纵向轴线106的取向。在所示出的示例中，翼弦216平行于纵向轴线106(例如，迎角为0)被定向。然而，翼弦216可以以相对于纵向轴线106的某一迎角(未示出)被定向。
在图3中，水平尾翼306包括水平稳定器330。水平稳定器330具有限定稳定器弦332的稳定器前缘334和稳定器后缘336。在图3中，稳定器弦332以相对于纵向轴线106的负迎角被定向。如以上所指出的，稳定器330可以包括一个或更多个稳定器致动器344，所述稳定器致动器344可以***作以调整稳定器迎角338，从而抵消由机翼200产生的俯仰力矩206。稳定器330包括升降舵360。升降舵360可以被枢转地耦接至稳定器330。升降舵360在中间位置368以实线被示出。在中间位置368，升降舵弦362与稳定器弦332对齐。一个或更多个升降舵致动器378可以被命令以在上升降舵位置极限374和下升降舵位置极限376之间枢转地移动升降舵360。如以下更详细描述的，上和下升降舵位置极限374、376可以由飞行控制处理器402确定。当水平稳定器330以负稳定器迎角338定向时，水平尾翼306可以产生负升力或向下载荷312，所述负升力或向下载荷312可以被描述为作用于水平尾翼空气动力中心314。水平稳定器330和升降舵360可以被调整以便向下载荷312提供机头向上的水平尾翼力矩316，从而抵消由机翼200的正的机翼升力202(诸如当机翼空气动力中心204位于飞行器CG114的后面时)产生的机头向下的机翼俯仰力矩206。
图4是机翼200和水平尾翼306的截面图。示出机翼200与展开的速度制动器232。稳定器弦332以相对于纵向轴线106的正迎角被定向。升降舵360在中间位置368以实线被示出。随着水平稳定器330以正的稳定器迎角338被定向，水平尾翼306可以产生作用于水平尾翼空气动力中心314的正的机翼升力202或向上载荷310。水平稳定器330和/或升降舵360可以被调整以便向上载荷310提供机头向下的水平尾翼力矩316，从而抵消由机翼200的正的机翼升力202(诸如当机翼空气动力中心204位于飞行器CG114的后面时)产生的机头向上的机翼俯仰力矩206和/或由于由速度制动器232被展开时产生的机头向上的俯仰力矩。
图5示出了飞行器100的示例运转包络的图形，并图示说明基于马赫数414、空气速度410、动态压力416和/或海拔412可以用于限制升降舵360的运动的飞行状态(regime)或临界载荷区域，如下面所描述的。在所示出的示例中，临界载荷区域包括第一临界载荷区域382和第二临界载荷区域384。临界载荷区域382、384可以基于强度分析和/或测试被确定以响应于指出的运转参数(例如，马赫数414、空气速度410、动态压力416和海拔412)下的尾翼载荷来识别水平尾翼306和机身104的承载能力，并且其中在飞行器100上的这种尾翼载荷308可以接近于水平尾翼306和/或机身104的承载能力。在所示出的示例图形中，第一和第二临界载荷区域382、384可以基于空气速度410和马赫数414。然而，参数马赫数414、空气速度410、动态压力416和/或海拔412中的任意一个或更多个单独或与另一个的任意组合可以被用于限定临界载荷区域。例如，临界载荷区域可以由动态压力(例如，qbar)416和马赫数414限定(例如，以其为边界)，或临界载荷区域可以由海拔412和空气速度410或马赫数414、空气速度410、动态压力416和海拔412的任意其他组合限定。在所示出的示例中，第一和第二临界载荷区域382、384具有各自的减小因数0.8和0.7，如下所述，该减小因数可以被用于计算上和下升降舵位置极限374、376。可以被理解的是，飞行器100的运转包络可以包括任意数量的临界载荷区域。每个临界载荷区域的减小因数可以不受限制地具有任意值。
图6示出了升降舵控制***400的示例，其中升降舵360位置根据水平稳定器330的当前迎角338被调节。升降舵控制***400可以限制升降舵360位置(例如，升降舵的运动范围)，以作为避免水平尾翼306和/或机身104(图1)中过多的尾翼载荷308，同时提供了飞行器100(图1)的足够的机头向上和机头向下操纵性以维持飞行器100的俯仰控制的手段。在本公开中，尾翼载荷308可以被描述为通过包括稳定器330和升降舵360的水平尾翼306的承载结构传送的载荷。此外，尾翼载荷308可以包括通过包括机身蒙皮、纵向纵梁和周围框架的后机身主体结构112(图1)的承载结构传送的载荷，并且可以进一步包括在诸如机身104的机翼上方主体结构中的机身中心段110中的载荷。此外，尾翼载荷308可以包括施加在水平稳定器致动器344和升降舵致动器378上或由水平稳定器致动器344和升降舵致动器378承受的结构载荷，并且可以进一步包括在铰链、枢轴和可以传送尾翼载荷308的任意其他结构或装置上的载荷。
在图6中，飞行控制处理器402可以接收代表当前稳定器迎角338的稳定器信号。在一些示例中，当前稳定器迎角338可以被描述为用于速度制动器232的位置的代表，在这种意义上，当前稳定器迎角338可以指示速度制动器232是否缩回或展开。在一些示例中，速度制动器232的展开可以代表飞行器100的配置，其中，水平尾翼306可能更易于受与速度制动器232被缩回时的尾翼载荷308相比相对高的尾翼载荷308的影响。飞行控制处理器402可以接收来自一个或更多个稳定器传感器的稳定器信号，并基于当前稳定器迎角338计算升降舵位置极限374、376。
升降舵位置极限374、376可以被描述为升降舵360相对于升降舵360的中间位置368(图3-4)的位置(例如，偏转角)。飞行控制处理器402可以计算上升降舵位置极限374和下升降舵位置极限376，并且上升降舵位置极限374和下升降舵位置极限可以被传送至一个或更多个升降舵致动器378，诸如经由飞行控制处理器402。升降舵致动器378可以枢转地移动升降舵360至命令的升降舵位置，该命令的升降舵位置不大于上和下升降舵位置极限374、376。该命令的升降舵位置可以由飞行员和/或由自动驾驶***使用与升降舵致动器378通信的升降舵输入406设备来命令。升降舵控制输入406设备可以是位于飞行器100的飞行甲板(未示出)上的控制杆(未示出)。在一些示例中，飞行控制处理器402可以将飞行员发起的或自动驾驶***发起的升降舵命令与上和下升降舵位置极限374、376进行比较，并且如果升降舵命令超过上和下升降舵位置极限374、376，飞行控制处理器402可以在将升降舵命令发送至升降舵致动器378之前减小升降舵命令的大小。在进一步的示例中，使用升降舵控制输入406设备可以将升降舵命令直接发送至升降舵致动器378。在致动升降舵360之前，升降舵致动器378可以将升降舵命令的大小减小至不超过上和下升降舵位置极限374、376的大小，如下所述。
如以上所指出的，水平稳定器330可以被放置在当前稳定器迎角338处，以便水平尾翼力矩316抵消机翼俯仰力矩206。以此方式，飞行器100可以被调整以维持基本恒定的俯仰角度。当前稳定器迎角338可以基于一个或更多个飞行器参数。例如，当前稳定器迎角338可以基于空气速度、马赫数、动态压力、当前飞行器毛重、当前飞行器CG位置、当前飞行器俯仰率、速度制动器位置(例如，缩回或展开，和展开角度)、推进单元102的推力装置、机翼操纵载荷减缓***208的致动状态(例如，非主动或主动以及展开的水平)以及当前稳定器迎角338可以基于的多种其他飞行器参数的任一一种。当前稳定器迎角338可以由飞行员或自动驾驶***使用与飞行控制处理器402通信和/或与一个或更多个稳定器致动器344(图1)通信的稳定器控制设备(未示出)来命令。
如图6所示，飞行控制处理器402可以接收阈值稳定器迎角342，该阈值稳定器迎角342可以被储存在飞行器100的数据存储设备(例如，飞行器100的飞行控制计算机401的存储设备403)中。一个或更多个阈值稳定器迎角342可以被存储，每一个与给定的飞行状况、飞行器类型、飞行器配置和/或一个或更多个飞行参数关联。飞行控制处理器402可以将阈值稳定器迎角342与当前稳定器迎角338进行比较，当前稳定器迎角338可以高于或低于阈值稳定器迎角342。阈值稳定器迎角342可以被描述为代表速度制动器232是否被缩回(例如，见图3)或展开(例如，见图4)的迎角。
就这方面而言，为了计算升降舵位置极限374、376的目的，阈值稳定器迎角342可以被描述为某一值，低于该值，速度制动器232被假定缩回。例如，阈值稳定器迎角342相对于飞行器100的纵向轴线106(图1)可以是+1°。在这种示例中，小于+1°的当前稳定器迎角338可以代表速度制动器232被缩回。+1°或更大的当前稳定器迎角338可以代表速度制动器232被展开。在进一步的示例中，阈值稳定器迎角342可以不同于+1°。例如，对于一种类型的飞行器，阈值稳定器迎角342相对于飞行器100的纵向轴线106可以为+2°，以及对于另一种类型的飞行器，阈值稳定器迎角342相对于飞行器100的纵向轴线106可以为0°。速度制动器232的展开可以产生机头向上的俯仰力矩，该机头向上的俯仰力矩可以降低由机翼升力202产生的机头向下的机翼俯仰力矩206。就这方面而言，当速度制动器232被展开时，稳定器330可以以稳定器迎角338被放置，这导致水平尾翼306产生较少量的向下载荷312或产生向上载荷310，以抵消速度制动器232被展开时机头向下的机翼俯仰力矩206的降低。
飞行控制处理器402可以将当前稳定器迎角338与阈值稳定器迎角342进行比较并选择升降舵位置极限374、376，如果当前稳定器迎角338等于或大于阈值稳定器迎角342，位置极限374、376有较强的限制性，如果当前稳定器迎角338小于阈值稳定器迎角342，位置极限374、376有较弱的限制性。飞行控制处理器402可以计算可以被储存在查询表(例如，图6的示例中所图示说明的查询表418)中的多个升降舵位置极限374、376。对于任意一个参数或任意给定的参数(例如，马赫数、空气速度，等等)的组合，飞行控制处理器402可以计算上和下升降舵位置极限374、376并可以将上和下升降舵位置极限374、376储存在各自的查询表418(例如，升降舵向上查询表和升降舵向下查询表)中。在进一步的示例中，多个升降舵位置极限374、376可以被预先(例如，在飞行之前)计算并且可以被编程到飞行控制计算机401(例如，储存在存储设备403中的查询表中)中用于飞行期间由飞行控制处理器402访问。上和下升降舵位置极限374、376的值可以基于当前稳定器迎角338，因为如果当前稳定器迎角338小于阈值稳定器迎角342，较弱的限制性的值可以被计算用于升降舵位置极限374、376，并且如果当前稳定器迎角338大于或等于阈值稳定器迎角342，较强的限制性的值可以被计算用于升降舵位置极限374、376。成对的查询表可以被产生用于多组上升降舵位置极限和下升降舵位置极限。例如，第一对查询表可以包含上升降舵位置极限，并且第二对查询表可以包含下升降舵位置极限。图6中第一和第二对查询表中的每一个可以包括用于其中当前稳定器迎角小于阈值稳定器迎角的情况的升降舵位置极限的第一个表(例如，升降舵上限-(1)、升降舵下限-(1))，和用于其中当前稳定器迎角大于或等于阈值稳定器迎角的情况的升降舵位置极限的第二表(例如，升降舵上限受限的-(1)、升降舵下限受限的-(1))。
在图6中，针对给定的马赫数和空气速度，上升降舵位置极限374和下升降舵位置极限376可以基于当前稳定器迎角338相对于阈值稳定器迎角342的值被选择。即，多个上和下升降舵位置极限374、376可以被计算，每一个均针对空气速度和马赫数的给定组合。用于图6以及图7-12的马赫数和空气速度的值的具体示例不代表排他性的可能值的列表，而只是提供用于说明的目的。在另一些示例中，马赫数和空气速度值可以是不同的。在进一步的示例中，如上所述，飞行控制处理器402可以基于包括马赫数、空气速度、海拔、动态压力或其任意组合的参数的任意组合计算上和下升降舵位置极限374、376，且并不局限于基于马赫数和空气速度计算上和下升降舵位置极限374、376。例如，可以单独基于马赫数或空气速度或海拔计算上和下升降舵位置极限374、376。在另一种示例中，可以单独基于动态压力计算上和下升降舵位置极限374、376。
在本文公开的任意示例中，空气速度可以被描述为飞行器的等价空气速度或飞行器的校准空气速度。等价空气速度可以被描述为在海平面处飞行器的速度，在海平面处将产生与飞行器飞行的真实空气速度和海拔处的动态压力大小相同的动态压力。校准空气速度可以被描述为指示的空气速度(例如，由在仪表板上的空气速度指示器指示的空气速度)，其被修正用于仪器误差并且被修正用于在空气速度传感器(例如，安装在飞行器外面的空速管)处的位置误差和安装误差。
仍然参考图6，稳定器信号可以包括当前稳定器迎角338的大小。飞行控制处理器402可以接收来自一个或更多个稳定器传感器(未示出)的稳定器位置信号并可以将当前稳定器迎角338的大小与阈值稳定器迎角342进行比较。飞行控制处理器402可以实时选择和/或计算升降舵位置极限374、376，该位置极限374、376针对当前稳定器迎角338的相对高的值有较强的限制性，针对当前稳定器迎角338的相对低的值有较弱的限制性。对于该示例，对于给定的马赫数和/或空气速度，对于+5°的当前稳定器迎角338，飞行控制处理器402可以选择+10°的上升降舵位置极限374和-10°的下升降舵位置极限376。然而，对于+1°的当前稳定器迎角338，飞行控制处理器402可以选择+18°的上升降舵位置极限374和-18°的下升降舵位置极限376。
在一些示例中，升降舵位置极限374、376可以与当前稳定器迎角338的大小成比例。在一些情况下，升降舵位置极限374、376可以与当前稳定器迎角338的大小成线性比例。在进一步的示例中，升降舵位置极限374、376对于给定的马赫数一般可以随着增加的空气速度而减小(例如，可以有较强的限制性)，或上和/或下升降舵位置极限374、376对于给定的马赫数可以针对增加的空气速度而增加(例如，可以有较弱的限制性)。上和/或下升降舵位置极限374、376针对动态压力、海拔或马赫数、空气速度、动态压力和海拔的任意组合的增加同样可以增加(例如，可以有较弱的限制性)。
在一些示例中，对于给定的马赫数和空气速度，升降舵位置极限的绝对值(这里也称为大小)在上和下方向中可以是相同的。然而，该需求不是以下将进一步描述的情况。如本文所描述的，对于其中当前稳定器迎角338小于阈值稳定器迎角342的情况的升降舵位置极限374、376的绝对值高于对于其中当前稳定器迎角338等于或大于阈值稳定器迎角342的情况的升降舵位置极限374、376的绝对值。升降舵位置极限374、376可以是相同的，或对于给定的空气速度的马赫数其可以是不同的。例如，飞行控制处理器402可以计算随着马赫数增加有较强的限制性的升降舵位置极限374、376和/或随着马赫数增加有较弱的限制性的升降舵位置极限374、376。飞行控制处理器402还可以单独根据马赫数或空气速度或动态压力或海拔计算升降舵位置极限374、376。飞行控制处理器402还可以根据马赫数、空气速度或动态压力和海拔的任意组合计算升降舵位置极限374、376。
在进一步的示例中，飞行控制处理器402还可以被配置为计算和/或选择升降舵位置极限374、376，该升降舵位置极限374、376沿当前稳定器迎角338的方向有较强的限制性，其可以作为相对于在其中升降舵位置极限374、376具有沿正方向与沿负方向相同的值的配置中产生的尾翼载荷308减少尾翼载荷308的手段。由于由水平尾翼306产生的尾翼升力(例如，正或负)沿稳定器330的取向的方向较大，升降舵位置极限374、376沿当前稳定器迎角338方向可以有较强的限制性。以此方式，尾翼载荷308可以被减少，并且升降舵位置极限374、376提供足够的俯仰操纵性以允许飞行器100从机头向上或机头向下的俯仰姿态恢复。在一些示例中，飞行控制处理器402可以计算和/或选择对于当前稳定器迎角的较高大小(例如，绝对值)有较强的限制性的升降舵位置极限374、376，并计算对于当前稳定器迎角的较低大小(例如，绝对值)有较弱的限制性的升降舵位置极限374、376。
在一些示例中，上升降舵位置极限374的大小可以不同于下升降舵位置极限376的大小。例如，如果当前稳定器迎角338大于阈值稳定器迎角342，飞行控制处理器402可以计算和/或选择升降舵位置极限374、376，该升降舵位置极限374、376沿正方向比沿负方向有较强的限制性。在一种示例中，如果当前稳定器迎角338大于阈值稳定器迎角342，对于飞行器100以0.6的马赫数和600英里每小时(mph)的空气速度移动，飞行控制处理器402可以计算上升降舵位置极限374为8°，以及对于同样的马赫数和空气速度计算下升降舵位置极限为10°。如果当前稳定器迎角338低于阈值稳定器迎角342，飞行控制处理器402可以计算升降舵位置极限374、376，该升降舵位置极限374、376沿负方向比沿正方向有较强的限制性。例如，如果当前稳定器迎角338小于阈值稳定器迎角342，对于飞行器100以0.6的马赫数和600的空气速度移动，飞行控制处理器402可以计算和/或选择上升降舵位置极限374为10°，以及对于同样的马赫数和空气速度计算下升降舵位置极限376为8°。
在一些示例中，由飞行员或自动驾驶***发起的升降舵命令可以绕过飞行控制处理器402被直接发送至升降舵致动器378。升降舵命令可以基于稳定器迎角342并基于马赫数、空气速度、动态压力和/或海拔被减少。升降舵命令可以被直接发送至一个或更多个升降舵致动器378以降低液压升降舵致动器378的液压压力能力或解除液压升降舵致动器378内侧的限制。在一些示例中，升降舵计算机(未示出)可以响应于关于稳定器迎角、马赫数、空气速度、动态压力和/或海拔的输入计算减小因数。升降舵致动器378的液压压力能力的降低可以类似于上述升降舵的电子位置极限，并可以在飞行器100的主计算机中断的情况下或飞行器100的其他状况下被实施。
图7示出了根据本公开的进一步的示例的升降舵控制***400。升降舵控制***400可以是可操作的以基于当前稳定器迎角338以类似于上述和图6中示出的升降舵控制***400的方式计算升降舵位置极限374、376。图7中所示的升降舵控制***400被进一步配置以适应一个或更多个液压***380(例如，之前关于附图1-3所描述的液压***)的故障。例如，飞行器100可以包括左和右升降舵360，左和右升降舵360中的每一个可以包括可以与中央液压***(未示出)流体连通的专用的、独立的液压升降舵致动器378。液压致动器中的每一个可以被配置以便：如果失去液压压力，诸如由于失去推进单元102(图1)，一个或更多个液压致动器可以保持操作的以提供移动升降舵360中的至少一个(例如，左升降舵或右升降舵)的能力，以便能够维持飞行器100的俯仰控制。在这种情形下，冒着暂时超出水平尾翼306和/或机身104的设计可允许承载能力的风险，可以增加一个或两个升降舵360的偏转能力。在一些示例中，可以期望增加在竖直尾翼的一侧的升降舵(例如，左升降舵)的偏转能力以增加操纵能力，因为在竖直尾翼的相对侧的升降舵(例如，右升降舵)不能正常工作或无功能。在另一些示例中，如果一个升降舵(例如，右升降舵)无功能，降低其相对侧的升降舵(例如左升降舵)的偏转能力是可取的，以便避免由于因非对称升降舵输入导致相对高的滚动力矩造成的尾翼的结构故障。如图7所图示说明的，升降舵控制***400可以被配置成考虑一个或更多个液压***的故障而选择上和/或下升降舵位置极限374、376。飞行控制处理器可以访问查询表420，该查询表420包括与液压***故障情形关联的升降舵位置极限374、376。与液压***故障情形(例如，升降舵上限-(2)、升降舵下限-(2)、升降舵上限减小的-(2)、升降舵下限减小的-(2))关联的升降舵位置极限374、376可以比与图6所示的非故障情形关联的升降舵位置极限374、376有较弱的限制性。飞行控制处理器402可以被进一步配置成响应于接收到液压***故障的信号或指示从查询表420选择升降舵位置极限374、376。
图8是用于控制飞行器100的水平尾翼306的升降舵360的升降舵控制***400的进一步实施例的示意图。可以基于可以根据马赫数和/或空气速度被设定的预定组的水平尾翼载荷减缓(HTLA)权限操作图8的***400。可以使用基于控制表面的载荷用于限制控制表面的运动的已知的载荷减缓过程计算HTLA权限，例如，如专利号为8342445的美国专利中所描述的，该专利已被授权予申请人并为任意目的在本文被整体并入以供参考。HTLA权限可以被储存在一组查询表422中。HTLA权限370、372可以被描述为限定升降舵360对其最大位置的偏转能力的电子限制，该最大位置可以由用于升降舵360的机械极限或止点(未示出)确定。随着由于渐增的动态压力导致的升降舵360效用增加而增加的马赫数和/或空气速度，HTLA权限370、372可以渐增地限定升降舵运动(例如，偏转角度)。以此方式，升降舵控制***400可以阻止升降舵360向过高的偏转角度运动，该过高的偏转角度可以导致尾翼载荷308接近尾翼、尾翼支撑结构、机身以及包括但不限于稳定器致动器344和升降舵致动器378以及相关联的硬件的其他结构和装置的结构承载能力。
在图8中，飞行控制处理器402可以利用如查询表422中所列出的预定组的上和下HTLA权限370、372(例如，升降舵上限-(3)，升降舵下限-(3))被预编程。在一些示例中，飞行控制处理器402可以实时(例如，飞行期间)计算HULA权限370、372并将所计算的HTLA权限储存在查询表422中。飞行控制处理器402可以基于一个或更多个飞行器参数选择用于增加或减少不同的升降舵360位置的预定组的HTLA权限370、372的因数。飞行控制处理器402可以根据因数和上和下HTLA权限370、372的乘积来计算上和下升降舵位置极限374、376。上和下升降舵位置极限374、376可以被传送至一个或更多个升降舵致动器378。如上所述，命令的升降舵位置可以由飞行员或自动驾驶***使用与升降舵致动器378通信的升降舵控制输入406设备来命令。一个或更多个升降舵致动器378可以将升降舵360移动至不大于上和下升降舵位置极限374、376的命令的升降舵位置，以便避免过多的尾翼载荷308同时维持飞行器100的俯仰操纵性。
在图8的示例中，因数基于的飞行器参数408是稳定器330的当前稳定器迎角338。如以上所指出的，当前稳定器迎角338可以被描述为速度制动器232的位置的代表。飞行控制处理器402可以接收代表当前稳定器迎角338的信号，并可以计算用于当前稳定器迎角338的因数。图8示出了包含因数的列表的查询表424，每一个因数可以对应于或可以被计算用于给定的稳定器迎角338。在一些示例中，因数的大小可以随着当前稳定器迎角338的增加而增加，随着当前稳定器迎角338沿正方向移动，其作为限制尾翼载荷308的手段。在一些实施例中，单组因数可以被提供用于计算上和下升降舵位置极限374、376二者。在另一些实施例中，一组因数可以被提供用于确定上升降舵位置极限374，并且不同组的因数可以被提供用于确定下升降舵位置极限376。
尽管图8的查询表424中所列的因数基于当前稳定器迎角338，在进一步的实施例中(未示出)，升降舵控制***400可以被配置，以便这些因数基于一个或更多个其他类型的控制表面的展开设置，且不限于基于当前稳定器迎角338的因数。例如，升降舵控制***400可以包括基于一个或更多个机翼前缘设备222、一个或更多个机翼后缘设备224或各种前和后缘设备222、224(图1-2)的任意组合或可以影响机翼俯仰力矩206并因此可以影响尾翼载荷的大小的其他控制表面的位置的因数的查询表(未示出)。例如，因数可以至少部分地基于安装在机翼200上的速度制动器232(见图1-2)的位置。如上所述，速度制动器232在掠翼飞行器上的展开可以产生机头向上的机翼俯仰力矩206(见图4)。升降舵控制***400可以被配置成：单独基于速度制动器232的展开设置或基于其与当前稳定器迎角338的组合或用于其他机翼控制表面(诸如速度制动器232、前缘设备222、和后缘设备224，或可以影响机翼俯仰力矩206的任意其他一个或多个飞行器表面或设备)的任意一个或更多个组合展开设置来计算或应用一个或更多个因数至上和下HTLA权限370、372以确定上和下升降舵位置极限374、376。
图9示出了用于控制升降舵360的***400，其中如果预测的尾翼载荷308被确定超过水平尾翼306的承载能力，用于增加或减少列举在查询表中的HTLA权限370、372的因数基于马赫数和/或空气速度。就这方面而言，飞行控制处理器402可以计算可以被施加在水平尾翼306上的预测的尾翼载荷308，其中升降舵360在给定的HTLA权限370、372处。预测的尾翼载荷308可以基于多种飞行器参数中的一个或更多个，所述飞行器参数包括但不限于当前飞行器毛量、当前飞行器CG位置、当前飞行器俯仰率、空气速度、机翼冲角、控制表面偏转(例如，前和/或后缘设备)、速度制动位置和展开水平、起落架位置和其他飞行器参数。飞行控制处理器402可以确定对于给定组的飞行器参数，预测的尾翼载荷308是否超过水平尾翼306的承载能力。如果确定预测的尾翼载荷308可能超过水平尾翼306和/或机身104的承载能力，基于飞行器100的马赫数和/或空气速度，飞行控制处理器402可以计算或从查询表426选择用于应用至HTLA权限370、372的因数。
图10示出了一组查询表428，该查询表428列出了基于马赫数和/或空气速度的不同的稳定器设置(迎角338)的不同的因数。图10中的查询表428可以被描述为图8和图9中分别示出的和以上描述的因数查询表424、426的组合。图10代表能够根据当前稳定器迎角338、马赫数和/或空气速度安排升降舵位置极限374、376的升降舵控制***400的实施例。这些因数一般可以随着空气速度的增加而增加(例如，变的有较强的限制性)，尽管对于一些飞行状态，这些因数可能不必随着马赫数的增加而增加，如查询表428所示。
图11示出了一组查询表430，该组查询表430列出了用于速度制动手柄234的不同展开水平和/或机翼操纵载荷减缓***208的不同展开水平的不同的因数。如较早前所指出的，速度制动器232可以响应于由飞行员对速度制动手柄234(图1)的操纵而被致动。例如，飞行员可以将速度制动手柄234从缩回卡位(未示出)移动至飞行卡位(未示出)，其可以代表50％的速度制动器232的展开水平，并且其可以产生机头向上的俯仰力矩，该机头向上的俯仰力矩可以减小或增加机翼俯仰力矩206，这取决于机翼空气动力中心204(例如，升力中心)相对于飞行器CG114的位置。如果预测的尾翼载荷308被确定超过水平尾翼306的承载能力，飞行控制处理器402可以根据减小因数和所述上和下HTLA权限370、372的乘积来计算上和下升降舵位置极限374、376。如图11的查询表430所示，减小因数可以由飞行控制处理器402基于马赫数和空气速度被计算。上和下升降舵位置极限374、376可以减少尾翼载荷308,同时保留飞行器100的俯仰操纵性。
在一些示例中，机翼200(图2)可以进一步包括机翼操纵载荷减缓***208，机翼操纵载荷减缓***208在巡航飞行期间可以通过偏转速度制动器232、前缘设备222和/或后缘设备224中的一个或更多个被致动至期望的展开水平以降低机翼弯矩，从而改变沿翼展方向214(图2)的机翼弯度。飞行控制处理器402可以被配置成计算或查询在一组查询表430中的因数，该查询表对应于机翼操纵载荷减缓***208的展开水平并基于飞行器100的马赫数和/或空气速度。飞行控制处理器402可以确定预测的尾翼载荷308是否应该超过水平尾翼306的承载能力，并且如果是，飞行控制处理器402可以使用合适的减小因数针对机翼操纵载荷减缓***208的给定的展开水平，计算上和下升降舵位置极限374、376。
图12示出了使用用于增加在查询表422中列出的HTLA权限370、372的因数的升降舵控制***400的进一步的实施例。这些因数可以基于一个或更多个升降舵致动器378的一个或更多个液压***380(图1)的故障。尽管查询表432示出了当指示液压***故障时有待使用的单个因数，不同的因数可以被用于飞行器的不同的马赫数和空气速度。当探测到一个或更多个升降舵致动器378的液压***故障时，飞行控制处理器402可以计算因数或从查询表432选择因数以应用至HTLA权限370、372。这些因数可以有较弱的限制性(例如，允许较强的偏转能力)以在一个或更多个液压***故障期间提供对飞行器100的足够的俯仰控制。在这种情形下，冒着暂时超出水平尾翼306和/或机身104的设计可允许承载能力的风险，可以增加一个或两个升降舵360的偏转能力，以便可以维持飞行器的俯仰控制。
图13是图示说明一个或更多个操作的流程图，这些操作可以被包括在基于当前稳定器迎角338来定位升降舵360的方法500中。关于图6，该方法的步骤502可以包括识别当前稳定器迎角338。如以上所指出的，飞行控制处理器402可以接收代表当前稳定器迎角338的信号。当前稳定器迎角338可以代表速度制动器232是否被缩回或展开，并可以基于包括但不限于空气速度、马赫数、动态压力、当前飞行器毛重、当前飞行器CG位置、当前飞行器俯仰率、速度制动位置、机翼MLA***的致动状态和其他飞行器参数的各种飞行器参数408的一个或更多个而被确定。
该方法的步骤504包括将当前稳定器迎角338与阈值稳定器迎角342进行比较以确定当前稳定器迎角338是否在阈值稳定器迎角342之上或之下。如以上所指出的，阈值稳定器迎角342可以对应于某一值，低于该值，飞行器100的速度制动器232可以被缩回。例如，小于+1°的当前稳定器迎角338可以代表速度制动器232被缩回，以及+1°或更大的当前稳定器迎角338可以代表速度制动器232被展开。然而，阈值稳定器迎角342可以不同于+1°。
方法500的步骤506可以包括基于当前稳定器迎角338选择升降舵位置极限374、376。在一些示例中，该方法可以包括产生包括第一对查询表和第二对查询表的多个查询表418，第一对查询表包含用于上升降舵位置极限374的值，第二对查询表包含用于下升降舵位置极限376的值。如以上所指出的，升降舵位置极限可以根据马赫数、空气速度、动态压力和/或海拔被计算，并可以基于阈值稳定器迎角342。升降舵位置极限可以选自查询表418。在一些示例中，飞行控制处理器402(图1)可以计算升降舵位置极限374、376并将升降舵位置极限374、376储存在存储设备403(图1)的查询表418中。在另一些示例中，升降舵位置极限374、376可以被预先(例如，在飞行之前)计算并且可以被编程到飞行控制计算机401并被储存在存储设备403中用于飞行期间由飞行控制处理器402访问。
在步骤506中，该方法可以包括：如果当前稳定器迎角338等于或大于阈值稳定器迎角342，选择有较强的限制性的升降舵位置极限374、376，以及如果当前稳定器迎角338小于阈值稳定器迎角342，选择有较弱的限制性的升降舵位置极限374、376。例如，如果当前稳定器迎角338大于或等于阈值稳定器迎角342，用于上升降舵位置极限374的值可以选自第一对查询表的第一个表，以及如果当前稳定器迎角338小于阈值稳定器迎角342，用于上升降舵位置极限374的值可以选自第一对查询表的第二个表。
在一些示例中，上升降舵位置极限374可以与飞行器100的给定的空气速度和马赫数关联。下升降舵位置极限376可以选自第二对查询表。下升降舵位置极限376可以与与上升降舵位置极限374相同的空气速度和马赫数关联。然而，下升降舵位置极限376可以具有与上升降舵位置极限374的大小不同的大小。例如，以0.6的马赫数和600英里每小时的空气速度移动的飞行器100可以具有8°的上升降舵位置极限374和对于同样的马赫数和空气速度的10°的下升降舵位置极限。
在一些示例中，升降舵位置极限374、376的选择可以包括从第二对查询表中选择下升降舵位置极限376。下升降舵位置极限376可以与给定的空气速度和马赫数关联。如果当前稳定器迎角338为负，下升降舵位置极限376的大小可以大于上升降舵位置极限374的大小，以及如果当前稳定器迎角338为正，下升降舵位置极限的大小可以小于上升降舵位置极限374的大小。例如，对于飞行器100以0.6的马赫数和600英里每小时的空气速度移动，如果当前稳定器迎角338为负，下升降舵位置极限376可以是-10°而上升降舵位置极限374可以是+8°。然而，对于同样的马赫数和空气速度，如果当前稳定器迎角338为正，下升降舵位置极限376可以是-8°而上升降舵位置极限374可以是+10°。
在一些示例中，该方法可以包括：如果当前稳定器迎角338大于或等于阈值稳定器角，从第二对查询表的一个表中选择用于下升降舵位置极限376的值，以及如果当前稳定器迎角338小于阈值稳定器迎角342，从第二对查询表的另一个表中选择用于下升降舵位置极限376的值。参照图7，该方法还可以包括基于飞行器液压***的状态选择用于升降舵位置极限374、376的值。例如，如果液压***故障，该方法可以包括选择升降舵位置极限374、376，该升降舵位置极限374、376比无液压***故障下可以选择的升降舵位置极限374、376有较弱的限制性。如以上所指出的，如果液压***故障，一个或两个升降舵360的升降舵位置极限(例如，偏转能力)可以作为维持飞行器100的俯仰操纵性的手段被增加。
方法500的步骤508可以包括将升降舵360移动至不大于升降舵位置极限374、376的命令的升降舵位置。如图6的实施例中所示，飞行控制处理器402可以计算上升降舵位置极限374和下升降舵位置极限376，并将升降舵位置极限374、376传送至升降舵致动器378。飞行员或自动驾驶***可以命令升降舵致动器378移动升降舵360至可以不大于升降舵位置极限374、376的命令的升降舵位置。在一些实施例中，该方法可以包括确定速度制动器232是否被展开，并且如果被展开，将稳定器330放置在稳定器迎角338处，其导致比由稳定器330在用于速度制动器232被缩回时的稳定器迎角338处产生的各自的向下载荷312或向上载荷310更小的向下载荷312或更大的向上载荷310。以此方式，稳定器330可以抵消可以在速度制动器232的展开期间产生的机头向上的俯仰力矩。
图14是图示说明一个或更多个操作的流程图，这些操作可以被包括在基于预定组的HTLA权限370、372来定位升降舵360的方法600中。方法600的步骤602可以包括基于一个或更多个飞行器参数408选择用于增加或减少预定的HTLA权限370、372的因数。如以上所指出的，HTLA权限370、372可以随着马赫数和/或空气速度或其他参数(例如，海拔)的增加而减少以补偿随着增加的马赫数和/或空气速度的动态压力中的任意增加。在一些实施例中，该方法可以包括基于图8所示以及以上描述的当前稳定器迎角338来选择减小因数。如查询表所示，减小因数可以随着当前稳定器迎角338的增加而减小。
在一些实施例中，该方法可以包括计算在水平尾翼306上的预测的尾翼载荷308，其中升降舵360处于给定的HTLA权限370、372。预测的尾翼载荷308可以基于一个或更多个飞行器参数被确定，如上所述，所述飞行器参数包括但不限于当前飞行器毛量、当前飞行器CG114位置、当前飞行器俯仰率和/或其他飞行器参数。该方法可以进一步包括确定预测的尾翼载荷308是否超过水平尾翼306和/或机身104的承载能力。如果预测的尾翼载荷308超过水平尾翼306和/或机身104的承载能力，该方法可以包括基于飞行器100的马赫数和空气速度选择用于HTLA权限370、372的减小因数。
在一些示例中，该方法可以包括基于如图10所图示说明的马赫数、空气速度和当前稳定器迎角338来选择减小因数。减小因数可以由飞行控制处理器402实施以基于图9所示以及以上描述的上和下HTLA权限370、372来计算上和下升降舵位置极限374、376。可替代地，选择用于HTLA权限370、372的因数的步骤可以包括如果速度制动器232被展开和/或如果机翼操纵载荷减缓***208被激活，选择减小因数，如图11所图示说明的以及以上描述的。在另一些实施例中，选择用于HTLA权限370、372的因数的步骤可以包括当探测到升降舵致动器378的液压***380(图1)故障时选择因数以增加HTLA权限370、372。例如，飞行控制处理器402可以接收用于升降舵致动器378的一个或更多个液压***故障的指示。一旦接受到液压***故障的这种指示，飞行控制处理器402可以计算用于上升降舵位置极限374和/或下升降舵位置极限376的增加的值，以便在液压***故障期间维持飞行器100的俯仰操纵性。
方法600的步骤604可以包括根据HTLA权限370、372和因数的乘积来计算升降舵位置极限374、376(如图8、9和12所示)。飞行控制处理器402可以基于上和下HTLA权限370、372计算上升降舵位置极限374和下升降舵位置极限376。如以上所指出的，可以基于飞行器100的马赫数和/或空气速度预定HTLA权限370、372。
方法600的步骤606可以包括将升降舵360移动至命令的升降舵位置，该命令的升降舵位置不大于由飞行控制处理器402计算的上和下升降舵位置极限374、376。如以上所指出的，飞行员或自动驾驶***可以命令升降舵致动器378移动升降舵360至命令的升降舵位置。升降舵致动器378可以接收来自升降舵控制输入406的命令，并可以枢转地移动升降舵360至命令的升降舵位置，并且可以限制升降舵360向不大于上和下升降舵位置极限374、376的位置的运动。
以下枚举段落描述了根据本公开的发明主题的说明性的、非排他性的示例：
A1.一种控制飞行器的升降舵的方法，所述方法包含：
识别飞行器的当前稳定器迎角，所述飞行器包括稳定器和枢转地耦接至稳定器的升降舵；
比较所述当前稳定器迎角与阈值稳定器迎角；
如果所述当前稳定器迎角大于或等于阈值稳定器迎角，选择有较强的限制性的升降舵位置极限。
A2.根据段A1所述的方法，其中所述升降舵位置极限的选择包括：
如果所述当前稳定器迎角大于或等于阈值稳定器迎角，从第一对查询表的第一个表中选择升降舵位置极限；以及
如果所述当前稳定器迎角小于阈值稳定器迎角，从第一对查询表的第二个表中选择所述升降舵位置极限。
A3.根据段A2所述的方法，其中所述升降舵位置极限是与给定的空气速度和马赫数关联的上升降舵位置极限，并且其中升降舵位置极限的选择还包括：
从第二对查询表中选择下升降舵位置极限，所述下升降舵位置极限与所述给定的空气速度和马赫数关联并具有不同于上升降舵位置极限的大小的大小。
A4.根据段A2所述的方法，其中所述升降舵位置极限是与给定的空气速度和马赫数关联的上升降舵位置极限，并且其中所述升降舵位置极限的选择还包括：
从第二对查询表中选择下升降舵位置极限，所述下升降舵位置极限与所述给定的空气速度和马赫数关联；以及
其中，如果当前稳定器迎角为负，所述下升降舵位置极限的大小大于上升降舵位置极限的大小，并且如果当前稳定器迎角为正，所述下升降舵位置的大小小于上升降舵位置极限的大小。
A5.根据段A2所述的方法，还包含：
产生包括第一对查询表和第二对查询表的多个查询表，所述第一对查询表包含用于上升降舵位置极限的值，所述第二对查询表包含用于下升降舵位置极限的值；以及
并且其中所述升降舵位置极限的选择包括：如果当前稳定器迎角等于或大于阈值稳定器迎角，从第一对查询表中的一个中选择用于上升降舵位置极限的值，以及如果当前稳定器迎角小于阈值稳定器迎角，从第一对查询表中的另一个中选择用于上升降舵位置极限的值。
A6.根据段A3所述的方法，其中所述升降舵位置极限的选择还包括：
如果当前稳定器迎角大于或等于阈值稳定器迎角，从第二对查询表中的一个中选择用于下升降舵位置极限的值；以及
如果当前稳定器迎角小于阈值稳定器迎角，从第二对查询表中的另一个中选择用于下升降舵位置极限的值。
A7.根据段A1所述的方法，其中所述阈值稳定器迎角对应于某一值，低于该值时，飞行器的速度制动器被缩回。
A8.根据段A1所述的方法，还包含：
根据马赫数、空气速度、动态压力和海拔中的至少一者并基于阈值稳定器迎角计算所述升降舵位置极限。
A9.根据段A1所述的方法，其中所述升降舵位置极限是第一升降舵位置极限，所述方法还包含：
响应于液压***故障的确定选择第二升降舵位置极限，所述第二升降舵位置极限比第一升降舵位置极限有较弱的限制性。
A10.根据段A1-A9中的任一段所述的方法，还包含将所述升降舵移动至不大于所述升降舵位置极限的升降舵位置。
A11.一种用于控制飞行器的升降舵的***，其包含：
飞行控制处理器，其被配置成接收代表稳定器的当前稳定器迎角的稳定器信号并且基于所述稳定器信号选择升降舵位置极限，所述稳定器具有枢转地耦接至所述稳定器的升降舵，其中如果所述当前稳定器迎角等于或大于阈值稳定器迎角，选择的升降舵位置极限有较强的限制性，并且如果所述当前稳定器迎角小于所述阈值稳定器迎角，选择的升降舵位置极限有较弱的限制性；以及
被配置成移动所述升降舵至不大于所述升降舵位置极限的升降舵位置的升降舵致动器。
A12.根据段A11所述的***，其中所述阈值稳定器迎角对应于某一值，低于该值时，飞行器的速度制动器被缩回。
A13.根据段A11或A12所述的***，其中所述飞行控制处理器被进一步配置成：针对给定的马赫数和空气速度，选择上升降舵位置极限和下升降舵位置极限，所述下升降舵位置极限具有不同于上升降舵位置极限的大小的大小。
A14.根据段A11或A12所述的***，其中对于给定的马赫数、空气速度和当前稳定器迎角，所述飞行控制处理器被进一步配置成：选择另一升降舵位置极限，所述另一升降舵位置极限比响应于液压***故障的指示而选择的升降舵位置极限有较弱的限制性。
A15.一种用于控制飞行器的水平尾翼的升降舵的方法，其包含：
基于至少一个飞行器参数选择用于增加或减少升降舵的预定的水平尾翼载荷减缓(HTLA)权限的因数，所述HTLA权限随着马赫数和/或空气速度的增加而减少；
根据HTLA权限和所述因数的乘积，计算升降舵位置极限；以及
移动所述升降舵至不大于所述升降舵位置极限的命令的升降舵位置。
A16.根据段A15所述的方法，其中所述飞行器参数是所述水平尾翼的稳定器的当前稳定器迎角，选择用于HTLA权限的因数的步骤包含：
基于所述当前稳定器迎角选择减小因数。
A17.根据段A16所述的方法，其中选择所述减小因数的步骤包括：
随着所述当前稳定器迎角的增加而减小所述减小因数。
A18.根据段A15所述的方法，其中选择用于所述HTLA权限的因数的步骤包含：
计算在所述水平尾翼上的预测的尾翼载荷，其中所述升降舵在给定的HTLA权限处；
确定所述预测的尾翼载荷是否超过所述水平尾翼的承载能力；以及
如果所述预测的尾翼载荷超过所述承载能力，基于所述飞行器的马赫数和/或空气速度，选择用于所述HTLA权限的减小因数。
A19.根据段A18所述的方法，其中选择用于所述HTLA权限的减小因数的步骤包含：
基于马赫数、空气速度和当前稳定器迎角选择减小因数。
A20.根据段A15所述的方法，其中选择用于所述HTLA权限的因数的步骤包含：
如果速度制动器被展开且/或如果机翼操纵载荷减缓***被激活，选择减小因数。
A21.根据段A15所述的方法，其中选择用于所述HTLA权限的因数的步骤包含：
在探测到升降舵致动器的液压***故障时，选择因数以增加HTLA权限。
本公开的附加修改和改进对于本领域的普通技术人员会是显而易见的。因而，本文所描述和图示说明的部件的特定组合旨在仅代表本公开的某些实施例，并不是为了限制在本公开的精神和范围内的可替代实施例或设备。

Claims (14)

1.一种控制飞行器(100)的升降舵(360)的方法，所述方法包含：
识别飞行器(100)的当前稳定器迎角(338)，所述飞行器(100)包括稳定器(330)和枢转地耦接至所述稳定器(330)的升降舵(360)；
比较所述当前稳定器迎角(338)与阈值稳定器迎角(342)；
如果所述当前稳定器迎角(338)大于或等于所述阈值稳定器迎角(342)，选择有较强的限制性的升降舵位置极限(374、376)。
2.根据权利要求1所述的方法，其中所述升降舵位置极限(374、376)的选择包括：
如果所述当前稳定器迎角(338)大于或等于所述阈值稳定器迎角(342)，从第一对查询表(418、420)的第一个表中选择升降舵位置极限(374、376)；以及
如果所述当前稳定器迎角(338)小于所述阈值稳定器迎角(342)，从所述第一对查询表(418、420)的第二个表中选择所述升降舵位置极限(374、376)。
3.根据权利要求2所述的方法，其中所述升降舵位置极限(374、376)是与给定的空气速度(410)和马赫数(414)关联的上升降舵位置极限(374)，并且其中所述升降舵位置极限(374、376)的选择还包括：
从第二对查询表(418、420)中选择下升降舵位置极限(376)，所述下升降舵位置极限(376)与所述给定的空气速度(410)和马赫数(414)关联并具有不同于所述上升降舵位置极限(374)的大小的大小。
4.根据权利要求2所述的方法，其中所述升降舵位置极限(374、376)是与给定的空气速度(410)和马赫数(414)关联的上升降舵位置极限(374)，并且其中所述升降舵位置极限(374、376)的选择还包括：
从第二对查询表(418、420)中选择下升降舵位置极限(376)，所述下升降舵位置极限(376)与所述给定的空气速度(410)和马赫数(414)关联；以及
其中，如果所述当前稳定器迎角(338)为负，所述下升降舵位置极限(376)的大小大于所述上升降舵位置极限(374)的大小，并且如果所述当前稳定器迎角(338)为正，所述下升降舵(360)位置的大小小于所述上升降舵位置极限(374)的大小。
5.根据权利要求2所述的方法，还包含：
产生包括第一对查询表(418、420)和第二对查询表(418、420)的多个查询表(418、420)，所述第一对查询表(418、420)包含用于上升降舵位置极限(374)的值，所述第二对查询表(418、420)包含用于下升降舵位置极限(376)的值；以及
其中所述升降舵位置极限(374、376)的选择包括：如果所述当前稳定器迎角(338)大于或等于所述阈值稳定器迎角(342)，从所述第一对查询表(418、420)中的一个中选择用于所述上升降舵位置极限(374)的值，以及如果所述当前稳定器迎角(338)小于所述阈值稳定器迎角(342)，从所述第一对查询表(418、420)中的另一个中选择用于所述上升降舵位置极限(374)的值。
6.根据权利要求3所述的方法，其中所述升降舵位置极限(374、376)的选择还包括：
如果所述当前稳定器迎角(338)大于或等于所述阈值稳定器迎角(342)，从所述第二对查询表(418、420)中的一个中选择用于所述下升降舵位置极限(376)的值；以及
如果所述当前稳定器迎角(338)小于所述阈值稳定器迎角(342)，从所述第二对查询表(418、420)中的另一个中选择用于所述下升降舵位置极限(376)的值。
7.根据权利要求1所述的方法，其中所述阈值稳定器迎角(342)对应于某一值，低于该值时，所述飞行器(100)的速度制动器(232)被缩回。
8.根据权利要求1所述的方法，还包含：
根据马赫数(414)、空气速度(410)、动态压力(416)和海拔(412)中的至少一者并基于阈值稳定器迎角(342)计算所述升降舵位置极限(374、376)。
9.根据权利要求1所述的方法，其中所述升降舵位置极限(374、376)是第一升降舵位置极限(374、376)，所述方法还包含：
响应于液压***故障的确定，选择第二升降舵位置极限(374、376)，所述第二升降舵位置极限(374、376)比所述第一升降舵位置极限(374、376)有较弱的限制性。
10.根据权利要求1-9中任一项所述的方法，还包含：
将所述升降舵(360)移动至不大于所述升降舵位置极限(374、376)的升降舵(360)位置。
11.一种用于控制飞行器(100)的升降舵(360)的***(400)，其包含：
飞行控制处理器(402)，其被配置成接收代表稳定器(330)的当前稳定器迎角(338)的稳定器信号并基于所述稳定器信号选择升降舵位置极限(374、376)，所述稳定器(330)具有枢转地耦接至所述稳定器(330)的升降舵(360)，其中如果所述当前稳定器迎角(338)等于或大于阈值稳定器迎角(342)，选择的升降舵位置极限(374、376)有较强的限制性，而如果所述当前稳定器迎角(338)小于所述阈值稳定器迎角(342)，所述选择的升降舵位置极限(374、376)有较弱的限制性；以及
升降舵致动器(378)，其被配置成移动所述升降舵(360)至不大于所述升降舵位置极限(374、376)的升降舵(360)位置。
12.根据权利要求11所述的***(400)，其中所述阈值稳定器迎角(342)对应于某一值，低于该值时，所述飞行器(100)的速度制动器(232)被缩回。
13.根据权利要求11或12所述的***(400)，其中所述飞行控制处理器(402)被进一步配置成：针对给定的马赫数(414)和空气速度(410)，选择上升降舵位置极限(374)和下升降舵位置极限(376)，所述下升降舵位置极限(376)具有不同于所述上升降舵位置极限(374)的大小的大小。
14.根据权利要求11或12所述的***(400)，其中针对给定的马赫数(414)、空气速度(410)和当前稳定器迎角(338)，所述飞行控制处理器(402)被进一步配置成：选择另一升降舵位置极限(374、376)，所述另一升降舵位置极限(374、376)比响应于液压***故障的指示的所述选择的升降舵位置极限(374、376)有较弱的限制性。
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