专利名称：飞行辅助方法、飞行辅助装置以及飞行器的制作方法
技术领域：
本申请从2011年7月27日提交的法国专利申请FR11/02368中得到，本文以参见的方式引入该申请的内容。本发明涉及飞行辅助方法、飞行辅助装置以及具有该飞行辅助装置的飞行器。因此，本发明处于用于为飞行器、尤其是旋翼飞行器的飞行提供辅助仪器设备的技术领域中。
背景技术：
文献EP1598720描述了一种具有计算单元的飞行指示器。该计算单元在显示屏上显示标记，该标记代表飞行器的最大总地面斜度，并且该标记叠置于地形起伏的表示上。 应提及的是，飞行器的当前地面斜度代表所述飞行器的对地速度矢量相对于水平面、即正交于重力作用方向的平面所产生的角度。当前的地面斜度可确定飞行器的短期轨迹。与此相反，飞行器的总地面斜度用于预测飞行器相对于地面的长期轨迹并且是飞行器总能量平衡的函数。飞行器的总地面斜度考虑所述飞行器轨迹的瞬时加速度。应注意到，术语“总空气斜度”指代飞行器相对于飞行器周围空气团的长期轨迹。此外，飞行器包括设有用于提供升力的旋翼的旋翼飞行器，该旋翼还可有助于旋翼飞行器的推进。在旋翼飞行器的缓慢下降过程中，称作“涡旋状态”的危险现象在某些情况下会出现。此种涡旋状态致使升力和操纵性产生大范围的损失。在直升飞机的垂直空气速度低于第一临界值、且平移空气速度低于第二临界值的情形下会出现此种现象。因此，涡旋状态是危险的。然而，飞行员可例如通过开始平移运动或者通过增大飞行器的垂直空气速度、使得飞行器不再处于高风险的飞行包络线中而避免此种涡旋状态。此外，旋翼飞行器包括具有旋翼并且还包括至少一个推进螺旋桨的混合式飞行器。推进螺旋桨可产生正牵引力，即沿从飞行器后部朝飞行器前部的方向作用的牵引力，或者可实际上产生负牵引力，即从飞行器前部朝飞行器后部的方向作用的牵引力。在这些情形下，驱动螺旋桨的机械传动装置会受限，尤其是在直升飞机施加负牵引力时会受限。此种限制简称为“负动力极限”。此种限制对于飞行器在下降时会具有的总地面斜度有所限制。还已知以下文献FR2 783 500 AUFR 2 887 065 Al 以及 US 4 004 758 A。

发明内容
本发明的目的因此是提出一种在混合式飞行器下降过程中辅助飞行的方法。根据本发明，一种辅助具有旋翼和至少一个推进螺旋桨的混合式飞行器飞行的方法的特征具体在于执行以下步骤
确定螺旋桨的至少一个推力裕度，该至少一个推力裕度在由螺旋桨施加的当前推力和与驱动该螺旋桨的机械传动装置上规定的负推力极限相对应的临界推力之间；根据该推力裕度来确定飞行器在下降时可遵循的主要最小总地面斜度；以及在显示单元上呈现主要标记，该主要标记用于飞行器在降落时可遵循的最小总地面斜度，且该主要标记是至少主要最小总地面斜度的函数，并且呈现出叠置在存在于飞行器前部的环境的表示上。 术语“存在于飞行器前部的环境”指代飞行器在向前飞行中朝向的环境，表示或者是代表着陆区域的标记，或者是飞行员在平视模式(head-upmode)中直接观察到的所述着陆区域。因此，推力裕度代表飞行器可经受的最大减速度，并且基于所述最大减速度来确定主要最小总地面斜度。然后，飞行器可遵循的最小总地面斜度显示在显示单元上。根据该信息，飞行员可例如决定是否可达到既定的着陆区域。本方法可包括以下一个或多个附加特点。在一实施方式中，为了确定推力裕度，可执行以下步骤确定飞行器的当前前进速度；确定由螺旋桨产生的当前动力；根据当前前进速度和当前动力，通过使用给出当前推力的第一预定数据库来确定由螺旋桨施加的当前推力；根据当前前进速度，通过使用给出临界推力的第二预定数据库来确定临界推力；以及确定推力裕度，该推力裕度等同于当前推力和临界推力之间的差值。可选的是，前进空气速度与指示空气速度(IAS)或实际空气速度(TAS)相对应。可参见文献以获得与可获得这些速度的方式相关的信息。此外，可使用用于测量螺旋桨扭矩的装置和用于测量螺旋桨转动角速度的装置来确定当前动力。可使用螺旋桨在恒定前进速度下的推力/动力曲线来获得第一数据库和第二数据库。例如，制造商执行测试来建立图表，其中沿着横轴标绘由螺旋桨施加的推力，而沿着纵轴标绘由螺旋桨产生的动力。该图表则具有多个曲线，每个曲线与飞行器的特定前进速度相关联。对于给定的当前动力和前进速度，可易于推导出当前推力。然后，可易于使用该图表来构建数据库。此外,制造商建立规定最小动力。给定前进速度下的临界推力则与同给定前进速度相关联的曲线和平行于横轴穿过所述规定最小动力的直线之间的交点相对应。然后，制造商可容易地获得第二数据库。应注意到，每个数据库可以是这样的数据库或者例如是利用曲线或方程式的任何其它等同形式。另一方面，该飞行器具有多个螺旋桨，每个螺旋桨与推力裕度相关联，且飞行器进场时的主要最小总地面斜度基于最小推力裕度来确定。
例如，飞行器可具有两个螺旋桨，这两个螺旋桨输送不同的推力，以补偿由旋翼在飞行器机身上施加的扭矩。在这些情形下，第一螺旋桨产生的第一推力裕度大于由第二螺旋桨产生的第二推力裕度。然后，基于较小的推力裕度、即在该示例中基于第二推力裕度来确定主要最小总地面斜度。此外，可使用以下关系来确定主要最小总地面斜度
(I I Λ
U m J其中，“ y u、”代表主要最小总地面斜度，“ Y ”代表当前的地面斜度，“g”代表重力加速度，“m”代表飞行器质量，而“Λ P”代表所述推力裕度。在第一实施方式中，该主要标记说明主要最小总地面斜度，并且在飞行器所具有的前进速度慢于预定极限时，不会显·示该主要标记。令人惊讶地发现，在第一预定极限的情形下，不再存在达到机械传动装置极限的任何风险。在这些情形下，最小总斜度在该实施方式中不再受限。因此，可不显示主要标记。与此相反，在第二实施例中，可确定最小总空气斜度来避免涡旋状态，然后将该最小总空气斜度转换成次要最小总地面斜度。当主要最小总地面斜度大于次要最小总地面斜度时，则该主要标记说明主要最小总地面斜度，而当主要最小总地面斜度小于次要最小总地面斜度时，该主要标记说明次要最小总地面斜度。在一变型中，当飞行器的纵向前进速度小于预定极限时，主要标记可示出次要最小总地面斜度。然而，当飞行器的纵向前进速度大于或等于预定极限时，主要标记可示出主要最小总地面斜度。该实施方式具有降低出现涡旋状态的风险的优点。因此，假定飞行器的水平空气速度是飞行器的垂直空气速度的函数，则制造商可执行模拟或飞行测试来确定由曲线所限定的涡旋包络线。在这些情形下，例如通过使用称作低空气速度传感器(LOAS)的系统来测量飞行中的当前水平空气速度。然后，使用所述曲线和所述测得的当前水平空气速度来确定极限垂直空气速度。然后，可使用以下关系来由此推导出次要最小总地面斜度
, .(^z I
r领滅=血Csm^
I V:气 J其中，“ y”代表次要最小总地面斜度，“Vz—Sm值”代表极限垂直空气速度，而“VhSn ”代表当前水平空气速度。因此，可理解的是，不管实施方式如何，主要标记是主要最小总地面斜度的函数在第一实施方式中，代表主要最小总地面斜度；以及在第二实施例方式中，根据所述主要最小总地面斜度的数值与次要最小总地面斜度的数值的相对关系而代表主要最小总地面斜度或次要最小总地面斜度。另一方面，可示出显示单元，该显示单元示出至少一个次要标记，该至少一个次要标记选自包括至少一个以下标记的列表
第一次要标记，该第一次要标记示出飞行器在上升时可遵循的最大总地面斜度；第二次要标记，该第二次要标记示出飞行器的当前地面斜度；以及第三次要标记，该第三次要标记示出跑道。除了方法以外，本发明还提供实施该方法的装置。此种用于辅助具有旋翼和至少一个推进螺旋桨的混合式飞行器飞行的飞行辅助装置的具体特征在于包括计算单元和显示单元，该计算单元执行所存储的指令确定螺旋桨的至少一个推力裕度，该至少一个推力裕度在由螺旋桨施加的当前推力和与驱动该螺旋桨的机械传动装置上规定的负推力极限相对应的临界推力之间；根据该推力裕度来确定飞行器在下降时可遵循的主要最小总地面斜度；以及
在显示单元上呈现主要标记，该主要标记用于飞行器在降落时可遵循的最小总地面斜度，且该主要标记是至少主要最小总地面斜度的函数，并且呈现出叠置在存在于飞行器前部的环境的表示上。该飞行辅助装置可具有一个或多个附加特征。因此，该飞行辅助装置可包括用于确定飞行器的当前前进速度的第一装置以及用于确定由所述螺旋桨所产生的当前动力的第二装置，且第一和第二装置连接于计算单元。借助示例，第一装置可包括皮托管和静压输出，该第二装置可实施用于测量螺旋桨扭矩的装置和用于感测螺旋桨转动角速度的传感器。此外，该飞行辅助装置可包括用于确定飞行器的当前地面斜度的第三装置。该第三装置可包括诸如全球定位系统(GPS)或惯性导航系统(INS)之类的已知系统。此外，在一实施例中，为了确定次要最小总地面斜度来使涡旋状态出现的风险最小化，所述飞行辅助装置包括低速传感器。最后，本发明提供一种旋翼混合式飞行器，该旋翼混合式飞行器具有至少一个推进螺旋桨，并且该飞行器包括本发明的飞行辅助装置。


从下面参照附图以说明方式给出的实施方式描述中，将更详细地呈现本发明及其优点，在附图中图I是代表本发明飞行器的视图；图2是标绘确定推力裕度方法的图表；以及图3和4是示出不同飞行形态的显示单元的视图。
具体实施例方式图I示出具有旋翼以及至少一个诸如推进螺旋桨之类附加推进部件的飞行器I。为了避免使图I过度杂乱，图I仅仅示出飞行器的飞行辅助装置5。该飞行辅助装置5包括计算单元10，该计算单元可例如设有处理器11或等同装置以及存储器12。在这些情形下，处理器11执行存储在存储器12中的指令以实施本发明的飞行辅助方法。因此，计算单元确定每个螺旋桨在由螺旋桨施加的当前推力P2和与由制造商所预定的负动力极限Pu、相对应的临界推力Pl之间的至少一个推力裕度Λ P。
参见图2，制造商可绘制图表，其中沿着横轴标绘由螺旋桨施加的推力，而沿着纵轴标绘由螺旋桨产生的动力。该图表则具有多个曲线，每个曲线与当前前进速度、例如实际空气速度TAS相对应。对于既定的当前动力W2和既定的当前前进速度，可推导出当前推力P2。图2示出具有200knots (kts)的当前前进速度的飞行器的示例。此外，制造商建立负动力极限P·、。与特定前进速度相关联的曲线和负动力极限Pu、之间的交点用于建立与该特定前进速度相关联的临界动力P1。例如，图2示出通过以200knots (kts)的当前前进速度的飞行而推导出的临界推 力P1。应注意到，当飞行器以低于预定极限的当前前进速度飞行时，无法达到负动力极限Pu、，该预定极限在该示例中会是大约80kts。使用该图表，根据当前前进速度以及螺旋桨的当前动力W2，制造商可建立给出螺旋桨当前推力P2的第一预定数据库，而根据飞行器的当前前进速度，可建立给出螺旋桨临界推力Pl的第二预定数据库。这些数据库可以是这样的数据库或者数据文件的形式，或者具有一定关系或者具有任何等同形式。参见图1，计算单元10则既连接于与螺旋桨的当前推力相关的第一数据库13，又连接于与螺旋桨的临界推力相关的第二数据库14。此外，计算单元10连接于用于确定飞行器的当前前进速度的第一装置15，并且连接于用于确定由螺旋桨所产生的当前动力W2的第二装置16。为了确定动力裕度，计算单元10与第一装置15通信以确定飞行器的当前前进速度。此外，计算单元10与第二装置16通信以确定由螺旋桨所产生的当前动力WZ0因此，计算单元10通过使用第一预定数据库13来确定由螺旋桨施加的当前推力P2，并且通过使用第二数据库14来确定临界推力Pl。由此，计算单元10推导出推力裕度Λ P，该推力裕度等同于当前推力Ρ2和临界推力Pl之间的差值。因此，计算单元10通过使用该推力裕度Λ P来确定飞行器在下降时可遵循的主要最小总地面斜度Y最小。有利的是，计算单元10还连接于用于确定飞行器的当前地面斜度Y的第三装置17。在这些情形下，计算单元10通过使用以下关系来确定主要最小总地面斜度
(I I ^
=γ ——*—*ΑΡm{g m )其中，“ Y ^、”代表主要最小总地面斜度，“ Y ”代表当前的地面斜度，“g”代表重力加速度，“m”代表飞行器质量，而“Λ P”代表所述推力裕度。当飞行器具有多个螺旋桨时，计算单元10可基于最小推力裕度来确定飞行器进场时的王要最小地面斜度Y最小。此外,应注意到,计算单元10连接于设有显示屏23的显示单元20。显示单元20显示飞行器外部环境的表示21以及以度数分度的刻度22。该表示21和该刻度可通过显示单元20或者通过计算单元10或者实际上通过飞行器的一些其它单元而与惯用装置协配来确定。计算单元10然后使主要标记25显示在显示屏23上，来代表飞行器I在下降时可遵循的最小总地面斜度，且该主要标记25叠置在存在于飞行器前部的环境的表示21上。在较佳实施方式中，该主要标记显示主要最小总地面斜度Y u、的度数值。
在一替代实施方式中，计算单元还连接于包括低速传感器的一组装置18，该组装置18用于确定次要最小总地面斜度Y’，来试图使出现涡旋状态的任何风险最小化。在该替代实施方式中，计算单元5确定次要最小总地面斜度Y’，避免此种涡旋状态。因此，主要标记25示出选自主要最小总地面斜度Y 和次要最小总地面斜度Y ’的较小数值。不管实施方式如何，计算单元5可在显示单元20上呈现至少一个次要标记，该次要标记可选自包括至少一个以下标记的列表第一次要标记26，该第一次要标记示出飞行器在上升时可遵循的最大总地面斜度；第二次要标记27，该第二次要标记示出飞行器的当前地面斜度；以及第三次要标记28，该第三次要标记示出着陆带。参见图1，当主要标记25位于第三标记下方时，应理解的是，在给定规定最小地面斜度的情形下，飞行器I能够到达着陆带。与此相反，参见图3，主要标记25位于第三标记28上方。由于代表当前地面斜度的第二标记27与此相反位于主要标记25上方，因而飞行员可减小当前前进速度来达到着陆带。相反，参见图4,如果第二标记27和主要标记25指示相同的数值,则飞行员不具有任何裕度来减小前进速度。因此，飞行员须重启进场以达到跑道。当然，本发明在其实施方式方面可有许多变型。尽管上文描述了若干实施方式，但是容易理解，不可能穷举地给出所有可能实施方式。当然可设想在本发明范围内还可用等同装置来替换所述装置中的任一个。
权利要求
1.一种辅助具有旋翼和至少一个推进螺旋桨的混合式飞行器(I)飞行的方法，所述方法的特征在于 确定所述螺旋桨的至少一个推力裕度(Λ P)，所述至少一个推力裕度在由所述螺旋桨施加的当前推力(P2)和与驱动所述螺旋桨的机械传动装置上规定的负推力极限(Pi+)相对应的临界推力(Pl)之间； 根据所述推力裕度(Λ P)来确定所述飞行器在下降时可遵循的主要最小总地面斜度(Y最小)；以及 在显示单元(20 )上呈现主要标记(25 )，所述主要标记用于所述飞行器(I)在降落时可遵循的最小总地面斜度，且所述主要标记是至少所述主要最小总地面斜度(Y Φ)的函数，并且呈现出叠置在存在于所述飞行器前部的环境的表示上。
2.如权利要求I所述的方法，其特征在于，为了确定所述推力裕度(ΛP)，执行以下步骤 确定所述飞行器的当前前进速度； 确定由所述螺旋桨产生的当前动力(W2)； 根据所述当前前进速度和所述当前动力(W2)，通过使用给出所述当前推力(Ρ2)的第一预定数据库来确定由所述螺旋桨施加的所述当前推力(Ρ2)； 根据所述当前前进速度，通过使用给出所述临界推力(Pl)的第二预定数据库来确定所述临界推力(Pl);以及 确定所述推力裕度(Λ P)，所述推力裕度等同于所述当前推力(Ρ2)和所述临界推力(Pl)之间的差值。
3.如权利要求I所述的方法，其特征在于，所述飞行器(I)具有多个螺旋桨，每个螺旋桨与推力裕度相关联，且所述飞行器进场时的主要最小总地面斜度(Y Φ)基于最小推力裕度来确定。
4.如权利要求I所述的方法，其特征在于，通过使用以下关系来确定所述主要最小总地面斜度
5.如权利要求I所述的方法，其特征在于，所述主要标记(25)说明所述主要最小总地面斜度(Y ■、)，并且在所述飞行器所具有的前进速度慢于预定极限时，不会显示所述主要标记(25)。
6.如权利要求I所述的方法，其特征在于，确定最小总空气斜度以避免涡旋状态，然后将所述最小总空气斜度转换成次要最小总地面斜度(Y’)，当所述主要最小总地面斜度(Y u、)大于所述次要最小总地面斜度(Y’)时，所述主要标记(25)说明所述主要最小总地面斜度(Y副、)，而当所述主要最小总地面斜度(Y u、)小于所述次要最小总地面斜度(Y’)时，所述主要标记(25)说明所述次要最小总地面斜度(Y’)。
7.如权利要求I所述的方法，其特征在于，显示单元(20)示出至少一个次要标记，所述至少一个次要标记选自包括至少一个以下标记的列表第一次要标记(26)，所述第一次要标记示出所述飞行器在上升时可遵循的最大总地面斜度； 第二次要标记(27)，所述第二次要标记示出所述飞行器的当前地面斜度；以及 第三次要标记(28 )，所述第三次要标记示出着陆带。
8.一种辅助具有旋翼和至少一个推进螺旋桨的混合式飞行器(I)飞行的飞行辅助装置(5)，其中所述飞行辅助装置包括计算单元(10)和显示单元(20)，并且所述计算单元(10)执行所存储的指令 确定所述螺旋桨的至少一个推力裕度(Λ P)，所述至少一个推力裕度在由所述螺旋桨施加的当前推力(P2)和与驱动所述螺旋桨的机械传动装置上规定的负推力极限(Pi+)相对应的临界推力(Pl)之间； 根据所述推力裕度(Λ P)来确定所述飞行器在下降时可遵循的主要最小总地面斜度(Y最小)；以及 在显示单元(20 )上呈现主要标记(25 )，所述主要标记用于所述飞行器(I)在降落时可遵循的最小总地面斜度，且所述主要标记(25)是至少所述主要最小总地面斜度(Y ^、)的函数，并且呈现出叠置在存在于所述飞行器前部的环境的表示上。
9.如权利要求8所述的飞行辅助装置，其特征在于，所述飞行辅助装置包括用于确定所述飞行器的当前前进速度的第一装置(15)以及用于确定由所述螺旋桨所产生的当前动力的第二装置(16)，所述第一和第二装置(15、16)连接于所述计算单元(10)。
10.如权利要求8所述的飞行辅助装置，其特征在于，所述飞行辅助装置包括用于确定所述飞行器(I)的当前地面斜度(Y )的第三装置(17)。
11.如权利要求8所述的飞行辅助装置，其特征在于，为了确定所述次要最小总地面斜度(Y’)来使涡旋状态出现的风险最小化，所述飞行辅助装置(5)包括低速传感器。
12.—种旋翼混合式飞行器(I )，所述旋翼混合式飞行器具有至少一个推进螺旋桨并且包括如权利要求8所述的飞行辅助装置(5)。
全文摘要
一种飞行辅助装置(5)，该飞行辅助装置包括计算单元(10)和显示单元(20)。该计算单元(10)执行所存储的指令，以确定螺旋桨在由所述螺旋桨施加的当前推力和与负动力极限(P最小)相对应的临界推力之间的至少一个推力裕度，并且根据所述推力裕度来确定飞行器在下降时可遵循的主要最小总地面斜度。最后，计算单元在显示单元(20)上呈现主要标记(25)，该主要标记表示飞行器(1)在降落时可遵循的最小总地面斜度，且该主要标记(25)呈现出叠置在存在于飞行器(1)前部的环境的表示(21)上。
文档编号G01C23/00GK102901513SQ20121026201
公开日2013年1月30日 申请日期2012年7月26日 优先权日2011年7月27日
发明者P·艾格林 申请人:尤洛考普特公司