已知多种高升力系统，所述高升力系统用于对于起飞、着陆和慢速飞行提高机翼上的最大升力。这些高升力系统在民用交通飞机和其它运输飞机中，但也在商务旅行飞机和发动机驱动的运动飞机中使用。在民用交通飞机和其它运输飞机中，采用具有机翼前缘襟翼和机翼后缘襟翼的作为主要的在空气动力学上发挥作用的升力元件的高升力系统。机翼前缘襟翼设计在襟翼和主机翼之间有或没有间隙，而机翼后缘襟翼多数设计成单间隙或多间隙后缘襟翼。
对这种襟翼或升力元件的操作目前为止通常通过驾驶舱中的操作手柄手动地进行，其中，在襟翼控制单元中产生与手柄位置相对应的电信号，所述电信号通过电动或液力的致动器控制襟翼位置。通常对于起飞、待降飞行和着陆将襟翼伸出，而在巡航飞行中使所述襟翼缩回，以便降低空气动力学阻力。由于对于起飞、着陆以及必要时还有待降飞行，在飞行性能以及噪声产生方面最佳的偏转角是不同的，因此可以选择不同的位置。
还存在这样的构思，前缘升力辅助装置作为防过拉高保护在超过一临界迎角时或在低于一规定的飞行速度极限时自动伸出，从而可以避免失速和由此导致的升力损失。还存在这样的系统，这种系统应通过缩回在超过上限的规定的极限速度时防止前缘襟翼和后缘襟翼的结构上的过载。
还已知这样的设计方案，其目标在于，使高升力系统的控制自动化。在这种系统中，可以分为不同的系统，一些系统应用于飞行性能优化，这特别是与起飞时相关的，而在另一些系统中重要的是，保护飞机不受到损坏或防止出现不受控制的飞行状态。
由US 2350751已知一种系统，在该系统中，后缘襟翼的控制起动以及伸出和缩回都通过电机电动地进行。应这样来控制襟翼展开，即提高飞机机翼的最大升力。襟翼手柄允许手动地选择三个不同的偏转角，即，一个其中偏转角为零的偏转角(后面也称为“缩回状态”或“巡航位置”)，一个用于起飞的偏转角和一个用于着陆的偏转角。这种已知的系统为此设定，在超过一定的背压时，襟翼在起飞后自动缩回。根据在飞行期间通过襟翼手柄选择的襟翼手柄位置，在下降到低于与所选择的配置无关的背压阈值时，襟翼伸出至相对应的起飞或着陆位置。
该系统允许在背压低于背压阈值时通过襟翼手柄选择所有三个襟翼位置，其中可以直接占据所选择的配置。在阈值以上时，与襟翼手柄位置无关地始终开始转移到缩回位置。
在所述已知的系统中，不利的是只设定了唯一一个切换背压。对于将襟翼从起飞位置收回到巡航位置合适的速度由于现代大型飞机的升力性空气动力学、结构力学和飞行性能决定的边缘条件相对于用于将襟翼从巡航位置伸出到着陆飞行位置的速度有明显的不同。在这种飞机常见的手动操作的襟翼系统中，要考虑相邻的离散的襟翼偏转角、即襟翼位置，借助于相互重叠的速度范围级联。襟翼配置从巡航位置到着陆位置的变化利用分级的多个中间步骤实现。为了对于大型交通飞机获得足够大的速度重叠，如果同时要在各单个设置中限制最大的运行速度，则对于升力襟翼需要多于只有两个或三个不同的位置。在空中客车A320中，例如存在六个不同的位置(0、1、1+F、2、3、Full、)。对最大运行速度的限制用于避免可能在升力襟翼上出现不允许地高的结构载荷的飞行状态。通过限制运行速度降低了可预期的载荷并由此可以在具有相应的尺寸的同时将结构重量限制在对于整体设计最优的程度上。
DE 2531799C3说明了一种与速度相关的襟翼自动开关装置，该襟翼自动开关装置包括基本上自动的襟翼控制装置。其目的在于，避免发生由于飞机机组人员没有放下襟翼组件而造成的事故。与前面所述的已知的装置不同，这里只设有两个而不是三个襟翼位置。相反还设有速度滞后装置，该速度滞后装置在飞行中，如果设置在这种已知的襟翼自动开关装置中的背压开关的开关配置没有改变，那么襟翼在一个较高的飞行速度下缩回并在与该飞行速度相对较低的飞行速度下才伸出。如果动态压力处于明显大于零的范围，但小于离地/起飞(abheben)所需的压力，则背压开关的一个触点闭合，该背压开关按缩回方向给电动的襟翼驱动装置供电。在背压提高时，使该电路断开。在紧接着所述断开范围之后的较高的压力范围中，另一个触点闭合，由此按襟翼伸出方向给襟翼驱动电机供电，所述压力范围由离地所需的动态压力以下开始并终止于初始爬升常见的数值。在这种已知的自动开关装置的另一个构型中，用于伸出襟翼的电路在开始滑行(Anrollen)时就已经通过与起落轮的转速相耦合的开关闭合。在进一步提高到对于巡航飞行常见的背压时，通过第三触点的闭合导致襟翼重新缩回。在各单个背压范围之间存在这样的区域，在这些区域中各所述电路中没有电路闭合。在背压重新逐渐减小时，前面所述过程按相反的顺序进行。就是说，在飞行速度非常小时和在飞行速度非常大时，根据所存在的背压，将襟翼移到缩回状态，对于使飞机起飞离地、初始爬升飞行以及着陆进场常见的中等的背压，使襟翼伸出或使其处于伸出的状态。根据这种已知的解决方案，可选地还可在停止/静止之前手动地将襟翼伸出。此时断开的终端开关防止襟翼在起飞滑行(Startroll)过程期间缩回。所述已知襟翼自动开关装置的缺点是，只能对两个襟翼位置进行控制(缩回或伸出位置)。另一个缺点是，尽管可以通过背压开关的滑动触点来改变开关背压，但为此需要飞行员的介入。根据飞机的实际质量不同，必须分别在起飞之前和在着陆之前调整切换速度，以便在合适的速度下导入襟翼的缩回或伸出。
US 4042197记载了另一种用于飞机的起飞和着陆的自动升力装置，具有这样的区别，即，对于两个的飞行阶段的控制相互间明显不同。目标是降低在起飞和着陆时由于飞机在底部发出的噪声。通过所述自动装置在起飞时应在抬升离地之后应与传统的手动操作提早地实现使襟翼缩回，由此应降低空气动力学阻力并提前提高爬升率(Steigrate)。在进场时，所述自动装置应使得可以比通过飞行员手动选择襟翼位置时常见的情况推迟使飞机进入着陆设置。
在已知的自动装置中，襟翼在起飞前通过手动操作襟翼手柄而伸出。接着将襟翼手柄移动到所述位置，直至在起飞后自动装置应使襟翼自动缩回的位置。这里不对必要的开关逻辑进行详细说明。在起落架缩回之后，襟翼的自动缩回在起飞后与飞行速度相关地进行。襟翼的缩回开始时的速度在起飞前由驾驶舱机组成员预先选择。对飞机的纵向加速进行两次求积，以便确定到起飞滑行过程开始时的距离。在达到预选的距离时，发出驾驶舱指示，所述驾驶舱指示向机组人员指示降低动力装置推力的时刻。此外在收回推力之后，降低飞机的纵向倾斜角至这样的程度，飞机在有明显减小的爬升率的同时尽管推动力较小仍然加速并由此最终达到缩回襟翼的切换速度。
在这种已知的升力自动装置中，在进场阶段设定，襟翼与(额定)触地点或持续测得的高度相关地而伸出。在第一种情况下，或者通过惯性导航系统或通过对DME信号的分析来提供距离信息。在第二种情况下，采用气压(测量)高度，气压高度明显要优于无线电(测量)高度。驾驶舱机组人员通过操作单元预设应实现着陆设置的运行方式以及距离或高度。这种已知的系统设定了一种具有连续减速的进场，在这种进场中也使襟翼连续地从缩回位置移至着陆位置。动力推动装置以及可修正的升降舵机构的调整角度都通过预控制功能与相应的襟翼位置相匹配。用于推进调节器的驾驶指令与襟翼位置相关地调整。在通过操作装置由飞行员输入的最终进场速度作为下限时，最终达到着陆襟翼配置。
这种已知的自动升力装置的缺点是，飞行员必须在进场开始前手动给出应采用哪些用于控制用于升力襟翼的自动装置的信号。由飞行员手动设定飞行引导参数(速度、距离、高度)不仅提高其工作负担，而且还存在发生误输入危险的隐患。对于应由着陆进场拉高的情况并不存在复飞逻辑，从而需要与所述自动装置并行的手动操作装置。
EP 1684144A1最后还提出了除了包括用于在进场轨迹的最佳点指示升力襟翼的伸出的信号的飞行员辅助功能以外，还采用所述辅助信号用于升力襟翼的自动伸出。其中说明，所述自动功能优选在飞行管理系统中实现。导航系统就用于该目的，该导航系统基于横向和竖向的飞行路线轮廓的预先计划。用于从一个路线段到另一个路线段的过渡的开关条件，但还有用于产生导致升力襟翼移动进入对应于预先计划的位置的信号的开关条件以高度、飞行速度或飞机的横向位置或由这些参数组成的组合的形式确定。如果开关条件达到或超过了开关必须的状态参数，则将升力元件移到根据规划分配的位置中。
这种功能的缺点是，只能用于进场阶段。由此在飞行准备、在地面上滑行、起飞期间、在爬升飞行和巡航飞行中、在从进场出发复飞期间、在着陆期间，以及在着陆后在地面上运行期间没有设定升力襟翼的自动运行。此外还强制性地要求提供相应的导航信息，以便沿着预先计划的飞行路线对飞机进行导向。如果不能提供所述信息，则导航系统不能工作并由此也不能提供用于自动伸出升力襟翼的功能。

本发明的目的是提供一种用于自动控制飞机的高升力系统的装置，该装置使得能够降低飞机飞行员在临近地面的飞行阶段的工作负荷。特别是可通过减少错误操作的可能性而提高飞行安全性。还应在起飞和爬升飞行中优选改进飞机的飞行性能。
所述目的通过具有权利要求1的特征的装置来实现。
通过本发明提供一种用于自动控制飞机的高升力系统的装置，所述高升力系统包括升力元件、襟翼控制单元和连接在襟翼控制单元上的用于输入控制升力元件的设置的操作指令的操作单元，各所述升力元件能够调整到一个缩回配置和多个用于巡航飞行、待降飞行、起飞或着陆的伸出配置，所述襟翼控制单元通过控制连接装置功能作用地与升力元件的驱动系统相连。根据本发明所述襟翼控制单元设定位用于根据飞行状态数据和/或其它飞行运行相关的数据计算相应的配置以及配设给配置变化方向的切换速度，以便调整升力元件，并且所述襟翼控制单元设置成根据飞行速度和/或其它飞行状态数据自动产生指示配置转换的指令。
根据本发明的用于自动控制飞机的高升力系统的装置的一个特别有利的实施形式，襟翼控制单元附加地设置为用于自动切换用于起飞或着陆飞行的运行模式。
根据本发明的其他有利的实施形式以及改进方案在其余的从属权利要求中给出。

下面根据附图来说明本发明的几个实施例。其中：
图1示出具有设置在机翼上的前缘襟翼和后缘襟翼形式的升力元件的飞机的示意图；
图2示出框图，该框图示出根据本发明的一个实施例的、用于自动控制飞机的高升力系统的装置连同其它的对于系统的功能重要的部件；
图3示出图表，该图表用于理解后面使用的速度定义；
图4示出根据本发明的一个实施例的用于自动控制飞机的高升力系统的装置的操作单元的俯视图；
图5示出时间图表，该时间图表示出根据本发明的一个实施例在起飞期间状态与控制参数的时间进程；
图6示出图表，该图表示出根据本发明的一个实施例在起飞时对于用于自动控制飞机的高升力系统的、速度控制的装置升力性能优化的工作曲线，以及根据速度的襟翼配置；
图7示出图表，该图表示出根据本发明的一个实施例在进场、着陆以及着陆后滑行时状态与控制参数的时间进程；
图8示出图表，该图表示出根据本发明的一个实施例在进场时用于自动控制飞机的高升力系统的、速度控制的装置的工作曲线；
图9示出图表，该图表示出在从进场过渡到爬升飞行期间在复飞操作中状态和控制参数的时间进程；
图10示出图表，在该图表中从用于进场的工作曲线过渡到用于在复飞情况下起飞的工作曲线；
图11示出图表，该图表示出从用于起飞的工作曲线到用于进场的工作曲线的过渡；
图12示出根据本发明的一个实施例的用于自动控制飞机的高升力系统的装置的简化程序流程图；
图13示出包括控制逻辑的重要元素的子程序的简化流程图；
图14示出使得能够确定自动装置不应起作用的条件的逻辑的程序流程图；
图15示出用于运行模式切换的逻辑的程序流程图；、
图16示出一个获取控制底部上的升力襟翼的自动或手动缩回的参数的子程序的程序流程图；以及
图17示出用于获取设置更换速度和根据当前存在的设置指令和瞬时的飞行速度以及必要时还有飞行高度产生缩回或伸出升力襟翼的信号的逻辑的程序流程图。

图1示出设置在飞机的机翼20上的高升力系统的一部分，该高升力系统包括前缘襟翼21和后缘襟翼22形式的升力元件。所述升力元件能够分别按本身已知的合适的方式通过在图2中示出的驱动系统23、24伸出和缩回，所述驱动系统通常包括至少两个驱动单元23和与襟翼21、22联接的机械式的驱动连接24。升力襟翼21、22的控制通过在图2中示出的襟翼控制单元26进行，所述襟翼控制单元通过控制连接25与驱动系统23、24功能作用地连接，以便根据所获得的控制指令通过所述合适的机械式连接24调整在图2中用附图标记21、22概括示出的升力元件。
襟翼控制单元26可以以软件方式实现地构成机载计算机28的组成部分，所述机载计算机除了另外的功能27’以外，还具有测量、处理和传输用于与飞机运行相关的数据的功能。后面所述的各功能用附图标记27概括表示。
连接在襟翼控制单元26上的操作单元7用于调整升力襟翼21、22的起飞配置、预选着陆配置以及输入其它的影响自动控制的操作指令。
飞机的高升力系统在图1中用前缘襟翼21和后缘襟翼22示出。但这应理解为只是示例性的。高升力系统也可以设置成其它方式，例如只具有后缘襟翼22，通过在其曲率上连续变化的柔性机翼区域或者以其他合适的方式。这应用术语“升力元件”来表达。本发明不仅限于组合了前缘襟翼21和后缘襟翼22的高升力系统。
襟翼控制单元26和驱动系统23、24之间的控制连接25一方面包括用于将前缘襟翼21和后缘襟翼22调整到相应希望的位置中的所有指令的传输，所述位置根据第一幅图形的表格概括地称为配置，另一方面还包括襟翼控制单元26传输关于升力襟翼21、22所占据的配置的反馈。
在这里所述的实施例中，高升力系统具有n＝4个离散的配置，用0、1、2和3表示。但在其它实施例中，所述系统也可以具有与此不同的更小或更大的配置数量。附图第1页中的表示例性地包括机翼前缘襟翼21的可能的展开角δS和机翼后缘襟翼22的可能的展开角δF的各种组合，它们相互结合地称为配置。驱动装置23根据表对归属于襟翼控制单元26相应的配置预设的、前缘襟翼和后缘襟翼的指令位置进行分配。对于当前实施例，所述表还包含各配置与各单个飞行阶段的配设关系。
为了说明对升力襟翼21、22的自动控制，对各种速度进行定义是有用的，各所述速度与相应的由升力襟翼21、22占据的配置相结合是有重要意义的。基于空气数据测量而修正的飞行速度用作用于控制包括升力襟翼21、22的飞机高升力系统的主要对比参量。代表飞行速度的信号在其继续应用之前通过低通滤波器平整，以便补偿信号的短时间的干扰，如可能通过湍流造成的干扰。
飞机正常的工作范围通过在高升力系统21、22的襟翼缩回时以及襟翼伸出时的运行极限速度限定。图3用高升力系统21、22的两个相邻配置的一个示例示出各单个速度的位置。
在配置0中，机翼前缘襟翼21以及机翼后缘襟翼22都处于完全缩回的位置，如对应于巡航飞行位置的位置。在配置1中升力襟翼21、22处于伸出状态，其中，如上面说明的那样，此时是前缘襟翼21或后缘襟翼22伸出或是否对两个襟翼类型的组合或其它升力元件进行操作并不重要。
当飞机的升力对应于飞机重量时(负载倍数n＝1)，在配置1中，机翼20上的气流在速度VSlg1下流动。该速度主要取决于飞机实际的质量以及还取决于飞行马赫数。通过给VSlg1附加安全裕度对于配置1得到(较高的)最小运转的工作速度VMINOP1。
所述安全裕度通常多数用系数kj限定，即
VMINOPi＝kj·VSlg1
其中i是用于各单个配置的下标，而下标j表示各种不同的系数k，但这些系数根据配置的不同可以也可与飞行阶段相关地具有不同的值。
配置1的正常的运转的工作范围向上由最大速度VMAXOP1限定。
在巡航配置0中的速度VSlg0和VMINP0的定义与在配置1中对于VSlg1和VMINOP1的定义相类似。
阴影区域1表示速度带，在该速度带中配置0的速度以及配置1的速度都处于正常的运转的范围内，就是在配置1和配置0中都存在对于可靠的飞行运行足够的升力。在配置0中还存在最大的运转的工作速度，即在具有完全缩回的襟翼21、22的巡航飞行速度范围的上端，但该速度对于自动控制高升力系统并不重要。
对于进一步的说明应考察以下场景：
-起飞准备、起飞和爬升飞行
-进场、着陆、着陆后飞机在地面上的运行
-待降飞行
-从进场过程复飞或按地面引导的复飞(“Touch and Go”)
-在起飞后爬升飞行和加速飞行的中止，并直接接着进行着陆。
这里假设，所有飞机系统都正常工作。
所述升力自动装置的操作单元7的一个实施例在图4中示出。该操作单元包括用于预设起飞配置(T/O)的部分8、用于预选着陆配置(LDG)的部分9、用于将所述自动装置的从起飞工作模式切换到进场工作模式的部分18和用于在地面上的附加控制功能的部分10。各具体的起飞配置可以通过按键11选择，各所述按键设置在设定用于起飞配置选择的操作区8中。各按键12相应地允许在用于着陆配置预选的操作区9中预选着陆配置。设有数字显示装置15，以便显示用于证实所进行的选择的相应值。在图4中所示的实施例中，选择用于起飞的配置2，而没有预选着陆配置。
在用于地面控制功能的操作区10内设置的按键13使得在地面上可以将升力辅助装置缩回。切换开关14用作自动装置锁并在操作(该开关)后禁止升力襟翼21、22在着陆后自动缩回。所述自动装置锁定件14的开关状态通过集成在该开关中的灯指示。在操作位于操作区内的按键开关19时，对于在起飞之后应直接进行进场和着陆以及飞行速度还没有提高到进行设定的自动运行模式切换的情况，切换件18可以在飞行期间进行从起飞运行模式到进场运行模式的明确的、直接的切换。开关19可以由盖子覆盖，以便防止无意地操作。
其它关于系统实际状态、特别是关于自动或手动发出指令的期望配置以及机翼前缘襟翼21和后缘襟翼22的实际位置的信息，但还有关于可能的系统故障的信息通过传统的驾驶舱显示装置提供给机组人员，这种指示装置本身不是本发明的内容。
图5示出状态和控制参数在飞机的起飞准备、起飞和爬升飞行的时间变化过程。
在停放在地面上或在地面上滑行时，升力襟翼21、22的要求的起飞位置由飞行员手动地通过操作单元7的区域8的按键11规定，见图4。在该示例中示出配置2，见图5。
在需要时通过操作操作区7的地面控制功能的操作区10的按键13可以实现在地面上升力元件21、22的重新缩回，其中使所述系统返回初始状态。
为了避免在起飞过程中襟翼过早缩回，通过起飞配置选择将参数“自动装置锁(AUTOMATIKSPERRE)”置于值1。
在该实施例中，直至信号“自动装置锁”被置于值零之前，都抑制襟翼自动装置的襟翼调节信号的执行。在该实施例中，在到达一个超过起飞跑道的水平面的高度时，实现将信号“自动装置锁”切换到零，所述水平面对应于预先确定的值Hnoreconf。
在另外的实施例中，自动装置锁的切换点也可以与其它条件或这些条件的组合相关联，例如起落架的缩回，在从在起飞跑道上的开始滑行的点起测量行进一定路段之后或在信号“在地面(AM BODEN)”切换到零之后。信号“在地面”按已知方式确定，例如通过传感器基于飞机的主起落架支柱的收回。如果起落架支柱通过在离地时的卸荷而伸出，则将该信号置于值零。
此外可以设想，参数“自动装置锁”的切换只有在出现必要的切换条件后经过一定延迟时间之后才进行。
优选在起飞之前在t2时就已经通过操作单元7的部分9的按键12实现升力襟翼21、22预期对于在设定目标进场和着陆合适的设置的(预)选择。在该示例中这个选择是配置3(见图5)。该选择可以在需要时在飞行期间由于变化的进场条件(风、轨道)由机组人员手动地调整。为了减弱操作错误的后果，如果没有进行手动的预选，在后面描述的进场模式中根据速度将升力襟翼21、22移到通常设定用于着陆的配置。
随着在时刻tBR起飞推动力的设置，产生相应的信号，并实现自动地将参数“起飞”从值零切换到值1，这对应于从进场工作模式切换到起飞工作模式。在这个切换配置中，采用用于起飞的配置转换速度。
飞机在跑道上加速，直至在tLO时离地。此后不久在图5中示出的示例中用于使襟翼从配置2进入配置1的第一切换条件在tCC21时达到。但自动装置锁禁止实现用于使升力襟翼21、22缩回的信号。
当达到高度Hnorecof时，将参数“自动装置锁”置于值0。这个对于将升力襟翼21、22从配置2缩回到配置1也还有效的信号现在在时刻tnoreconf自动实现。
直接在控制预设的切换之后进行对下一个切换条件的连续的检查，当速度升高到大于VCC10的值时，该切换条件生成用于配置零的控制指令。
该切换条件在tCC10时达到并产生一个信号，该信号使升力襟翼移到用于巡航飞行的完全缩回的配置0。
在该实施例中，在超过速度VSSc时将信号“起飞”从值1置于值0。速度VSSc是两个速度VCC10和VCC01，APPR中较大的一个速度，在这两个速度中，后一个定义为用于使升力襟翼21、22从完全缩回的配置伸出至在自动装置的进场运行模式中的第一伸出配置。
图6在图表中示出一个如何能够确定切换速度VCCi+1，i(i＝0，......，n-1；n-最高配置的下标，在该示例中n＝3)的示例，这些切换速度在起飞和爬升飞行过程中使得实现尽可能高的升力L与阻力D的比值(升阻比)，并由此实现尽可能高的爬升速度(在理想化的螺旋桨驱动的情况下)或爬升梯度(在理想化的涡轮喷气驱动的情况下)。升阻比对于给定的飞机质量取决于升力以及起落架配置。此外，在图6中下面示出的比值还随着飞行马赫数改变，但以较小的程度。根据驱动特性和希望的待优化的性能程度的不同，也可以根据与升阻比不同的其它质量水平的曲线来确定切换速度。
在图6中，进程2示出了配置转换速度的一种有利的组合，就是说，在飞机加速的过程中飞机的各种应发生各单个配置之间的转换或切换的速度。该附图用来举例说明对升力襟翼21、22的位置进行调节的各种的速度的确定。这些切换或者说配置转换速度这样来确定，即向下一个较小的配置的转换总是在下面的配置的升阻比高于当前的升阻比时才启动。对于所述自动装置的实际构型，合适的转换速度优选根据实际的飞机质量由各飞机专有的数值表插值求出。除此以外，还可以根据飞机质量和飞行高度或飞机质量和飞行马赫数导出所述数据。此外，在其它构型中，还考虑实际的起落架位置。
在这里所说明的该实施例中，应遵守这样的条件，即，配置转换速度始终位于重叠区域1’中，各所述重叠区域分别通过两个相邻的升力配置的共同的运转的速度带1形成并同时考虑了附加的速度裕度3。
在建立用于自动装置控制的切换速度表时，考虑了用附图标记3表示的各速度裕度ΔVi+1，i，它们还附加地向上限制配置转换速度。通过考虑恰当地确定的速度裕度3，可以减小超过最大速度VMAXOP的风险。当按照飞行性能评判参数确定的配置转换速度超出极限以外时，上述限制才是有效(起作用)的。
在图6中上面的垂直的箭头16表示在自动装置的运行模式“起飞”中的配置转换速度。如果所测量的和低通滤波的经校正的飞行速度超过了应将升力元件或襟翼21、22移到进一步缩回的位置中的配置转换速度，则产生一个信号，该信号促使升力元件21、22缩回下一个较低的配置中。在这里说明的实施例中，对于起飞过程只设定了升力襟翼21、22的缩回，没有设定伸出。但在其它实施方式中，也可以配置成在降低到低于用于伸出的配置转换速度时使升力襟翼21、22自动重新伸出。所述配置转换速度必须在没有运行模式的切换的情况下小于或等于用于升力襟翼21、22的缩回的配置转换速度。
飞机通常具有一个允许升力襟翼21、22伸出的最大高度HSF，max。如果存在该最大高度并且在超过该高度时升力襟翼处于伸出状态，则对机组人员进行声音和视觉的报警，同时在为此设置的显示装置上还给出建议，提高飞机的速度，由此所述自动装置可以启动襟翼的缩回。在用于缩回升力襟翼21、22的信号始终发生的同时，在最大高度HSF，max以上禁止伸出信号的产生。
图7与图5类似地示出对于所述升力自动装置重要的参数的变化过程，其中区别在于，这里考察以下运行阶段：进场和着陆以及着陆后的地面运行。
在以大于配置转换速度VCC01，APPR的速度从巡航高度下降飞行之后，飞机减速，这既可以在具有恒定高度的进场区段也可以在略微的下降飞行中进行。在低于VCC01，APPR时在tCC01时接着产生用于使升力襟翼21、22从巡航飞行位置的配置0伸出进入第一伸出配置1的信号。飞机的继续减速导致逐渐地低于配置转换速度VCC12，APPR和VCC23，APPR，这两个速度导致升力襟翼21、22伸出直至进入预选的着陆配置3。进场此时以恒定的配置和进场速度VAPPR继续进行，直至在tTD时水平飞行并着陆在地面上，其中将上面已经说明的信号“在地面上”从值0置于值1。
如果飞机的速度降低到VCCfret以下，则襟翼21、22完全缩回。声音信号和在驾驶舱的为此设置的显示装置上的文字显示向驾驶舱机组人员指示，现在襟翼自动完全缩回并且在没有重新输入起飞配置的情况下不再能够执行常规的复飞操作。在另一个实施变型中，该条件也可以在采用飞机相对于地面固定的参照物的真实速度来实现。如果升力襟翼21、22完全缩回，则在时刻tfret产生相应的信号并删除用于进场的控制预选配置的值。
适用于进场模式的工作曲线在图8中示出。下面根据所示的速度进程曲线4来说明工作原理，所述速度进程反映了在图7中示出进场的直到达到VAPPR的时间变化过程的一部分。配置转换速度17在所示实施例中通过相对于上限VMAXOPi+1的单独的速度差ΔVi，i+1，APPR(i＝0，......，n-1)来确定，所述速度差由用附图标记5和5’表示的区域的总和得到。所述速度差针对飞机和配置专门地选择。
到具有相应的下一个较高的下标的配置上限的间隔空间确保了，保持到切换速度17’有足够的距离，在超过这个切换速度时启动后缘和/或前缘襟翼21、22的分级的缩回。这种缩回功能包含了已知的保护功能，所述保护功能降低由于襟翼展开回收在襟翼上出现不允许地高的载荷的风险，同时保证运转的必要性，即在进场运行模式中，即“起飞”＝0，配置在不超过最大运行速度VMAXOP的情况下也可以减小。同样相对于所述最大运行速度限定所述切换速度的速度裕度在图8中用ΔVi+1，i，APPR表示并通过附图标记5’示出。由于其中使用缩回功能的情况的数量小于预期，到最大运行速度的裕度5’优选较小。
配置转换速度17或值ΔVi+1，i，APPR此外还这样来确定，即在出现对于相应的配置常见的减速度以及在受到阵风影响的前提条件下，不可能出现低于VMINOP的情况，但仍要确保到进场运行模式的缩回速度的足够的假想距离5。由于起落架对阻力强烈的影响，合理的是，对于这些值的确定考虑起落架的位置。
如果相反配置转换速度处于速度带1的上部区域内，则不仅在较高的速度时就提高配置，而且在进场的平均值上阻力较高，这完全可以是符合希望的，以便对飞机对进场速度的减少提供辅助。
在另外的实施形式中，也可以从飞行性能的角度实现配置转换速度17的确定，如对于用于自动装置的起飞运行模式的切换速度16的确定已经讨论的那样。由此可以实现特别低阻力并由此低燃料消耗或低噪声的进场。
最终给予上述说明的两个原则中的哪一个优先权，首先取决于进场方法，即取决于所选择的进程辅助措施和跑道分布，其特征在于要飞行经过的高度分布和速度分布。
此外，将升力元件21、22移到为着陆设定的配置的配置转换速度还必须大于该将转换到的配置的最小的运转的速度加上速度裕度5”。该速度裕度ΔVAPPR，MAx的大小由针对飞机专门要求的用于风和湍流的、相对于用于最终进场的基准速度的附加值而得到。通过这个规则可以避免促使转换到着陆配置的配置转换速度小于进场速度VAPPR。
根据飞机质量和在待降飞行中的速度要求，可能需要的是，升力襟翼21、22在待降飞行中必须伸出。在前面的实施例中没有设定专门为待降飞行确定的运行模式。替代地，根据图8在进场运行模式中实现升力襟翼取决于速度的伸出。在下降到速度VCC01，APPR时，升力襟翼21、22从缩回状态0移动进入下一个伸出位置1。当超过切换速度VCC01，APPR时，在没有运行模式转换的要求的情况下，升力襟翼重新返回缩回配置零。
下面应根据在图9中示出的时间变化过程说明在从进场到复飞阶段的过渡中自动装置的工作原理。如果推力升高到位复飞设定的值，这在图9中在时刻tGA进行，则发出用于复飞的信号。在其它实施例中，复飞信号的发出取决于其它条件，如必须存在附加的正的爬升率或升力襟翼至少应处于第一伸出配置。图10连同切换速度一起示出了在机动飞行期间速度的路程6。一旦复飞信号存在，则实现从襟翼自动装置的运行模式进场到起飞的切换(图9中的时刻tSSc)，其中将参数“起飞”从0置于1。因为在该示例中实际的速度V在这个时刻高于VCC32和VCC21，因此产生一个信号，该信号导致，升力襟翼21、22缩回配置1。如果飞机加速到大于等于VCC10，则襟翼在tCC10时开始完全缩回。当在时刻tSSc’超过了速度VSSc时，则最终实现从运行模式起飞切换回到运行模式进场。
所述的过程相应地也可以应用于这样的情况，在这种情况下，飞机已经在地面上着陆并且速度没有下降到VCCfret以下。
在这样的特殊情况下，即，飞机在起飞不久之后过渡至进场并且飞机还没有加速到大于或等于VSSc的速度，驾驶员必须手动地通过操作按键19实现从自动装置的运行模式起飞到运行模式进场的转换。在高升力系统的自动控制的其它构型中，当除了速度控制自动切换以外还附加了一种可选的条件时，所述条件例如可以是通过低通滤波的爬升率降低到低于预先确定的阈值，必要时高升力系统的自动控制可以放弃使用手动输入。
在图11示出的图表中，切换在特征为飞行速度VSFAMC的点进行。飞机此时首先处于配置1。但由于实际的速度可能小于配置转换速度VCC12，APPR，因此直接在切换之后就产生用于使升力襟翼伸出到配置2的信号。为了使机组人员可以估计出，升力元件21、22在操作切换按键19后是否伸出，如果伸出，则伸出了多少个级别，在显示装置上向驾驶员指示在自动装置的进场模式中在实际速度下期待的襟翼调节命令。
当配置3预选为着陆配置时，根据进场运行模式的正常特性，在进一步减速和降低到低于VCC23，APPR时切换到配置3。如果没有预选着陆配置，则当配置3被设定成基本配置时，升力襟翼21、22仍在降低到VCC23，APPR以下时移动到配置3，该实施例中就采用了这种方式。
如果修正着陆的决定，则可以对应于前面针对复飞所说明的过程实现从进场运行模式转换回到起飞运行模式。
由于高升力系统自动控制的实现既可以在模拟计算机架构也可以在数字计算机架构中实现，因此在下面的说明中术语信号和参数作为同义的概念使用。自动控制可以设置为总体控制的软件式的模块，也可以设置为硬件式的模块。但根据该实施例，所述自动控制优选以软件程序的形式集成到襟翼控制单元26的假定的数字计算机架构中。
在图12中示出该程序的简化的流程图。该程序嵌入实时环境中并按确定的时间间隔每秒多次重复地调用。
首先在框29中从用附图标记27表示的单元中询问操作单元7的状态和开关逻辑要求的飞行状态参数。在控制逻辑30中获得影响襟翼自动装置的行为的控制参数的状态。在下面在分支点31处询问，在地面上用于使襟翼完全缩回的信号是否存在。在存在的情况下，则在框32中将控制指令“预设配置”置于值0。在不存在的情况下，则在分支点33处询问，信号“自动装置锁”是否置于值1。如果是，则在用34表示的程序步骤中将控制指令“预设配置”置于手动预选的用于起飞配置的值。如果框33的结果在逻辑上是假，特征在于输出“否”，则调用速度切换逻辑35，该速度切换逻辑根据在调用时存在的该参数(“预设配置”)值、飞机质量、当前运行模式、修正的飞行速度V和相对于标准压力面的高度产生新的用于控制指令“预设配置”的值。在分支36处检查，是否存在有效的值“预选着陆配置”，即，手动通过操作单元7的开关12选择的配置。如果是这种情况，则在框38中将参数“最大着陆配置”置于“预选着陆配置”。如果不存在预选值，则由分支36出发进入用“否”表示的程序进程并在框37中将参数“最大着陆配置”置于用于着陆配置的基本配置的值。通过另一个程序进程中的分支点39确保，框35的结果不会大于最大着陆配置。如果该配置的预设值在用于着陆配置的最大值以上，则在用附图标记40表示的框中将控制指令“预设配置”限制在用于着陆配置的最大值上。该控制指令传输到用于实施对升力襟翼21、22的调节的框41中。此外，输出用于显示目的的控制的状态参数并向操作单元产生反馈。
图13示出控制逻辑的简化程序流程图，所述控制逻辑的调用在主程序(图12)中用附图标记30标注。控制逻辑本身顺序地调用另外的子程序或处理步骤。按附图的顺序，在其下附图标记51下面是对用于产生信号“自动装置锁”(图14)的子程序调用，该信号在主程序分支点33处是必要的。带有附图标记55的框包括了这样的各过程，所述过程一方面对于在起飞后删除起飞配置值必须的，另一方面负责这样的情况，在既没有设定也不需要对开关11进行的操作的时刻，这种操作会导致升力自动装置不希望的行为。用于运行模式切换的、在附图标记57下对其进行调用的子程序(图16)的结果是信号“起飞”，该信号对于在由主程序(图12)出发的附图标记35处调用的子程序中产生用于升力襟翼21、22的控制预设值是必需的，该子程序包括速度逻辑(图17)。下面的框59包括用于保留或删除着陆配置预设的过程。最后在附图标记61处进行一个子程序(图16)的调用，该子程序可以产生一个信号，该信号在地面上控制升力襟翼21、22的缩回并用在主程序(图12)的带有附图标记31的分支点处。
用于评估自动装置锁的子程序“自动装置锁”的程序流程在图14中示出。在分支点71处检查，飞机是否还处于一定的高度Hnoreconf以下。分支71的询问结果为“是”的情况下，在分支75处进行另一次询问，是否选择了有效的起飞配置。如果是这样，则在用附图标记77表示的框中将参数或信号“自动装置锁”置于值1或逻辑真。如果两次询问71或75都得到答案“否”，则在过程步骤73中将信号“自动装置锁”置于零，这对应于逻辑假。
在图15中示出子程序“运行模式切换”。模块91确定，是否存在用于复飞的信号。如果是这样，则在框93中将参数“起飞”置于1。如果在模块91的输入端不存在用于复飞的信号，则进行到用于询问的分支点95，其中确定，参数“起飞”是否已经具有值1。如果是这种情况，则在框97中检查，是否存在来自用于切换到进场运行模式19的压力开关的信号。如果这种情况也没有出现，则最后在99中检查实际的飞行速度是否已经达到或超过用于自动运行模式切换的速度VSSc。就是说，如果自动装置处于运行模式“起飞”中，不存在开关19的信号并且还没有达到速度VSSc，则在不改变参数“起飞”的值的情况实现返回进行调用的程序。在框101中可将值“起飞”置于零，这意味着，高升力系统的自动控制处在设置为用于进场的运行模式中或转换到该运行模式中。当在框95处的询问之后程序进程进入标注了“否”的分支或在分支点97或99的输出端上的用“是”标注的分支。
图16示出用于在地面控制升力襟翼21、22的缩回的子程序的流程图。首先，在框111中根据信号“在地面上”进行分支。如果飞机没有在地面上，则参数“自动缩回”在框115中以及“手动缩回”在框121中置于零。在另一种情况下，程序流程进入第一分支以及进入第二分支中，在第一分支中检查用于产生用于在地面上自动使升力襟翼缩回的信号的条件并以分支点112开始，在第二分支中检查用于在地面上手动缩回襟翼的条件并以分支点119开始。用于自动控制的分支以在框112中的询问开始，即询问是否速度V小于或等于为缩回设定的最高速度VCCfret。如果为是，则在框113中继续询问，是否用于参数“自动装置”的值为1。如果不是这种情况，并且在分支部117中不存在用于在地面上禁止自动装置功能的转换开关14的信号，则在框118中将参数“自动缩回”置于1。如果转换开关14被按压并且与其相对应的信号为1，则应禁止在地面上自动缩回升力辅助装置并在带有附图标记115的框中将参数“自动缩回”置于零。如果在分支点111或112中对切换条件的检查得到结果“否”，就是说，飞机或者在空中或在地面上的速度仍然较高，则进行相同的执行步骤115。如果这两种情况都没有出现，但信号“自动装置锁”被置于1，这将导致在框113中的询问得到肯定的答案，则进行115的执行。就是说，在后一种情况中，飞机处于起飞准备或起飞滑行过程的阶段。
并行地进行另一个处理分支，该处理分支由询问119开始，即，升力襟翼21、22是否已经处于完全缩回的位置。如果是这种情况，则在用121标注的框中将参数“手动缩回”置于零。如果询问119的到否定的结果，则在框123中进行对用于在地面上使升力襟翼完全缩回的开关值13的询问，并且在得到正面回答的情况下进入到框125的进一步分支。如果飞机的实际速度V小于或等于VCCfret，则在框129中将参数“手动缩回”置于1。在另一种速度较高的情况下在125处分支到框121并且参数“手动伸出”得到值零。如果没有按压开关13并且因此信号为零，则分支由123进行到框127，该框的特征是，保持从子程序开始就存在的参数“手动缩回”的值。该子程序的另一种实施形式利用在分支131对参数“手动缩回”的检查来实现。如果襟翼应缩回，则在框135中将信号“缩回”置于1。如果不存在用于手动缩回的信号，则在133中进行检查，是否存在用于自动缩回升力襟翼21、22的信号并基于真值进入到框135的分支，或者对于升力襟翼21、22不应缩回的情况，进入到框137的分支。
本发明的一个特别重要的元素是速度切换逻辑，图17示出了这种逻辑的程序流程图。在该子程序起动之后，首先在模块141中根据实际的飞机质量从表143中借助于插值程序获得配置转换速度。
如果高升力系统的自动处于运行模式“起飞”，则程序流程在分支点145中被导入相应的用“是”标注的分支中。如果用于配置“预设配置”控制指令具有值3，则程序流程在用于检查速度切换条件的分支点157中被导入分支框159。该分支仅在相关的复飞的情况下执行，因为在当前实施例中配置3不是设置为用于起飞。如果速度V大于配置变化速度VCC32，则在用附图标记161标注的框中将值“预设配置”置于值2，就是说，升力襟翼21、22应缩回一个配置级。如果不是这种情况，则保持控制指令“预设配置”的显存的值3，并实现返回到主程序。类似地，对输入配置预设值的2和1的询问在附图标记157a或157b处进行，同时在159a或159b中进行完全类似的对速度切换条件的检查，并在必要时在161a或161b中产生新的改变的预设值。由于在起飞运行模式中没有设定配置的升力，因此可以省去用于配置0的分支。
如果高升力系统的自动控制没有处于起飞运行模式，而是处于进场运行模式(“起飞”＝0)，则程序流程在分支点145导入用“否”标注的分支。类似与在框157中进行的询问，在分至点147中也检查参数“预设配置”是否具有值3。在得到肯定的结果时，并且当速度大于用于将升力襟翼21、22从用于伸出最远的配置3的预设缩回配置2的配置转换速度VCC32，APPR时——这在用附图标记149标注的分支框中检查，在框151中实现将参数“预设配置”置于值2。如果“预设配置”在子程序起动时已经具有值2，则程序流程在分至点147a导向分支点149a。这里类似于149进行检查。对于实际的飞行速度V不大于VCC21，APPR的情况——这可能通过在框151a中将参数“预设配置”置于1而实现升力襟翼21、22的缩回，则在框153a中接着进行检查，V是否小于VCC32，APPR，并且还检查实际高度是否小于带有伸出的升力襟翼21、22的飞机的最大运行高度。如果这两个条件都给出逻辑真的结果，则调用框155a并将“预设配置”置于值3。
询问级联(Abfragekaskade)用附图标记147b表示的进一步的各程序步骤类似于147和147a地进行，分支部149b类似于149和149a地构成，询问153b和153c类似于153a，程序步骤151b类似部151和151a，以及步骤155b和155c类似于155a。在任何情况下，最终都返回主程序。
通过降低必要的驾驶员输入，在上面所述的用于自动控制高升力系统的方法中，降低了手动错误操作，也包括由于未能操作导致的风险。用于升力辅助装置的恰当的起飞或着陆配置按照通常的已知的方式根据用于起飞跑道的起飞性能计算以及根据用于计划的着陆跑道的着陆性能计算得到。这两个配置在起飞之前手动地通过操作单元7输入。在直接产生用于起飞配置的控制信号的同时，存储着陆预选。只在很少的情况下才在进程准备期间由于改变的边缘条件必须修正(Revision)着陆配置预选，这例如可能是出于改变着陆跑道或风的变化的原因。对于客运或货运飞机的正常运行，除了所述的例外以外，在飞行期间将机组人员完全从手动操作飞机的高升力系统中解放出来。
本发明的有利之处还在于，考虑到了在飞机运行期间的设计高升力系统控制的特殊情况。特别是这里所述的明确地对复飞情况的考虑，对于这种情况目前为止没有说明全自动的过程。因为在这种情况下原则上就是以提高驾驶舱机组人员的工作强度为基础的，通过根据本发明的自动装置实现了明显的降低强度，这同样使得可以提高飞行安全性。
将用于起飞和进场的不同的工作曲线进行区分使得可以比一个共同的工作曲线所能实现的情况明显更好地接近飞行性能的最优状态。此外，运行模式取决于飞行阶段的切换提供了改进运行平稳性的可能性，因为基本上可以避免用于缩回和伸出襟翼的交替的控制信号，如在飞行速度围绕各单个用于缩回和伸出襟翼的切换条件瞬时地波动的情况下可能出现的控制信号那样。对于运行模式的切换的评判标准本身可以这样表述，要避免指令快速交替地转换。尽管如此，用于正常运行的系统并不具有延迟元件，从而在出现切换条件是可以直接地进行配置改变。运行模式明确的切换还使得可以基本上相互独立地一方面在起飞之后确定用于缩回升力襟翼的切换条件，另一方面在进程期间着陆之前确定用于伸出升力襟翼的切换条件。这是与开头所述的按DE 2531799C3的与速度相关的襟翼切换自动装置的主要区别，这里这种行为只能够通过手动调节由飞行员在飞行期间实现的。在正常的运行流程期间，在本发明中只通过操作单元7规定起动和着陆配置。补充地存在用于从起飞运行模式向进场运行模式的过渡的切换开关19。但该切换开关必须只能在特殊的运行流程中操作。相同的情况也适用于在地面上为了缩回襟翼对襟翼系统的手动控制，以及在地面上禁止襟翼21、22自动缩回的开关14。
升力自动装置的真正的功能基于有限数量的飞机状态参数，其中经修正的飞行速度和对于飞机当前质量的估计值是最重要的并且由此提出了一种对升力襟翼21、22的根据飞行速度的控制的简单的设计思路。但飞机配置转换速度的确定与现有技术已知的取决于速度的襟翼切换自动装置US 2350751和DE 2531799C3不同地进行，即要保持到运行模式极限速度的速度裕度。本发明由于这个原因还对提高飞行安全性做出了一定的贡献。为了针对各种不同飞行阶段的特殊要求优化切换点，还需要另一个参数，该参数使得可以区分相应的运行模式。在上面所述的实施例中对于运行模式切换设定一个信号，该信号显示，飞机是否处于起飞阶段或复飞阶段。此外还需要一个高度信号，该高度信号是相对于固定的基准高度或压力面而言。
所述飞行状态参数通过地面信号和关于升力襟翼21、22的实际配置的信号补充完整。由于所有所述的信号对于当今的大型飞机的运行都具有基本的重要意义，用于产生这些信号的相应部件具有非常高的运行可靠性。由此这里建议的自动控制区别于如US 4042197或EP 1684144A1中的、其功能基于飞行计划数据和导航数据基础的系统，因为其信号通常具有要小得多的可获得性。
附图标记列表
1    运行速度带
1’  重叠区域
2    速度进程
3    速度裕度
4    速度进程
5    速度差
5’  速度差
5”  速度裕度
6    速度进程
7    操作单元
8    操作区起飞配置选择
9    操作区降落配置选择
10   操作区地面控制功能
11   按键起飞配置选择
12   按键地面上缩回
14   自动装置锁
15   数字显示器
16   配置转换速度
17   配置转换速度
17’ 配置转换速度
18   操作区切换
19   按键直接切换
20    机翼
21    前缘襟翼
22    后缘襟翼
23    驱动单元
24    机械连接
25    控制连接
26    襟翼控制单元
27    用于测量、预备处理和传输数据的功能的总和
27’  其它集成在机载计算机中的功能
28    机载计算机
29    询问操作单元和飞行状态参数
30    调用控制逻辑
31    询问是否存在用于完全缩回升力襟翼的信号
32    将配置预设值置于0
33    分支点
34    将配置预设值置于用于起飞的值
35    调用速度切换逻辑
36    分支点
37    将最大着陆配置置于预设值
38    将最大着陆配置置于预选值
39    分支点
40    设置最大着陆配置预设值
41    传输调节指令和状态数据
51    调用自动装置锁子程序
55    调用用于控制起飞配置选择的处理块
57    调用运行模式切换
59    调用用于控制着陆配置预选的处理块
61    调用在地面上缩回升力襟翼
71    分支点
73    处理块
75    分支点
77    处理块
91    分支点
93    处理块
95    分支点
97    分支点
99    分支点
101   处理块
111   分支点
112   分支点
113   分支点
115   处理块
117   分支点
118   处理块
119   分支点
121   处理块
123    分支点
125    分支点
127    处理块
129    处理块
131    分支点
133    分支点
135    处理块
137    处理块
141    处理块
143    表
145    分支点
147    分支点
147a   分支点
147b   分支点
149    分支点
149a   分支点
149b   分支点
151    处理块
151a   处理块
151b   处理块
153a   分支点
153b   分支点
153c   分支点
155a    处理块
155b    处理块
155c    处理块
157     分支点
157a    分支点
157b    分支点
159     分支点
159a    分支点
159b    分支点
161     处理块
161a    处理块
161b    处理块
权利要求书(按照条约第19条的修改)
1.一种用于自动控制飞机的高升力系统的装置，包括：多个升力元件(21、22)，所述升力元件能够调整到用于巡航飞行、起飞或着陆的一个缩回的配置和多个伸出的配置；襟翼控制单元(26)，该襟翼控制单元通过控制连接(25)功能作用地与升力元件(21、22)的驱动系统(23、24)相连；以及连接在襟翼控制单元(26)上的操作单元(7)，用于输入影响升力元件(21、22)的配置的操作指令，其特征在于，所述襟翼控制单元(26)设置成用于根据飞行状态数据和/或其它飞行运行相关的数据计算升力元件(21、22)相应的配置以及用于调节升力元件(21、22)的相关切换速度的配置变化的方向，并且所述襟翼控制单元(26)设置成根据飞行速度自动产生指示配置转换的指令，以及所述襟翼控制单元(26)附加地设置成用于自动切换用于起飞或着陆进场的运行模式。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述操作单元(7)设置为用于分开地输入相应于希望的最大升力提高的预先选择的配置分别用于起飞和着陆进场和/或用于分开地输入多个不同的分别用于起飞和着陆的配置。
3.根据权利要求2所述的装置，其特征在于，所述操作单元(7)具有分别用于起飞配置选择和着陆配置预选的分开的操作区(8、9)。
4.根据权利要求3所述的装置，其特征在于，在所述用于起飞配置选择和着陆配置预选的操作区(8、9)中分别设有分开的各个按键(11、12)，所述按键分别与一个配置相关联。
5.根据权利要求2或3所述的装置，其特征在于，所述操作单元(7)具有分开的观察显示器(15)，所述观察显示器(15)分别与起飞配置选择和着陆配置预选的操作区(8、9)相关联，所述观察显示器设置为用于显示相应地进行的配置预选。
6.根据上述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述操作单元(7)具有带有用于在自动控制的起飞运行模式和进场运行模式之间直接进行手动切换的操作元件(19)的操作区(18)，其中襟翼控制单元(26)响应于手动输入的运行模式而产生指示进行配置转换的指令。
7.根据上述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述操作单元(7)具有另一个用于地面控制功能的操作区(10)，所述操作区(10)具有用于在地面上手动输入用于升力元件(21、22)的调节指令的操作元件(13、14)。
8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，用于地面控制功能的操作区(10)具有用于在地面使升力元件(21、22)缩回的操作区(13)，其中所述襟翼控制单元(26)设置为用于只在存在相应的释放信号时才执行所输入的指令，和/或用于地面控制功能的操作区(10)具有操作元件(14)，所述操作元件(14)禁止在着陆之后在地面上升力元件(21、22)自动缩回。
9.根据权利要求8所述的装置，其特征在于，在设置为用于在地面上禁止自动装置功能的操作元件(4)中设有指示开关状态的视觉的显示装置。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的装置，其特征在于，所述襟翼控制单元(26)设置成，产生参数，直至所述参数取消之前，在起飞滑行过程期间和在直至达到起飞跑道水平以上预先确定的高度之前的初始爬升飞行期间不进行升力元件(21、22)的自动缩回。
11.根据权利要求1至10中任一项所述的装置，其特征在于，所述襟翼控制单元(26)设置为用于随着起飞或复飞推力的产生而产生参数“起飞”，该参数指示，襟翼控制单元(26)在起飞运行模式中工作，或者在从进场运行模式转换到起飞运行模式之后开始工作。
12.根据权利要求11所述的装置，其特征在于，所述襟翼控制单元(26)设置为，当速度超过当时自动有效的进场运行模式中没有导致升力襟翼(21、22)伸出的速度时，重置参数“起飞”，和/或所述襟翼控制单元(26)设置为，当用于爬升率的平滑的信号降低到低于预先确定的阈值时，重置参数“起飞”。
13.一种用于自动控制飞机的高升力系统的装置，包括：多个升力元件(21、22)，所述升力元件能够调整到用于巡航飞行、起飞或着陆的一个缩回的配置和多个伸出的配置；襟翼控制单元(26)，该襟翼控制单元通过控制连接(25)功能作用地与升力元件(21、22)的驱动系统(23、24)相连；以及连接在襟翼控制单元(26)上的操作单元(7)，用于输入影响升力元件(21、22)的配置的操作指令，其特征在于，所述襟翼控制单元(26)设置成用于根据飞行状态数据和/或其它飞行运行相关的数据计算升力元件(21、22)相应的配置以及用于调节升力元件(21、22)的相关切换速度的配置变化的方向，并且所述襟翼控制单元(26)设置成根据飞行速度自动产生指示配置转换的指令，以及所述襟翼控制单元(26)设置为，当满足相应的与速度相关的配置转换或切换条件时，在进场期间在不存在通过操作单元(7)进行预选时自动将升力元件(21、22)移动至设置用于着陆的配置。
14.根据权利要求13所述的装置，其特征在于，根据不同的飞机质量与升力元件(21、22)的相应的配置、相应的运行模式和配置改变方向相关联的切换速度或配置转换速度(16、17、17’)以表的形式存储在襟翼控制单元(26)中。
15.根据权利要求14所述的装置，其特征在于，所述切换速度或配置转换速度附加地根据飞行高度或飞行马赫数以不同的方式存储。
16.根据权利要求14或15所述的装置，其特征在于，切换速度或配置转换速度还根据不同的起落架位置存储。
17.根据权利要求16所述的装置，其特征在于，在考虑到相应的升力配置中最大运行速度的速度裕度(3)的情况下确定所述切换速度或配置转换速度(16)，和/或在相应的通过速度裕度(5”)限定的升力元件(21、22)的各配置中在根据相对于最大运行速度的速度裕度(5、5’)以及根据视为最大的进场速度确定所述切换速度或配置转换速度(17、17’)。
18.根据权利要求13至17中任一项所述的装置，其特征在于，通过针对运行模式的并按配置变化方向区分的权重因子在考虑到相对于按当前条件存在的和/或对于其他升力配置预期的运转的运行极限的速度裕度或速度差(3、5、5’、5”)的情况下，计算出与升力元件(21、22)的相应的各配置的相关联的切换速度或配置转换速度(16、17、17’)，和/或通过相对于在当前的飞行状态数据和其他飞行相关数据下对于各单个配置预期的运行极限的特定速度差，在考虑速度裕度或速度差(3、5、5’、5’)的情况下，确定与升力元件(21、22)的相应的各配置的相关联的切换速度或配置转换速度(16、17、17’)。
19.根据权利要求14或18所述的装置，其特征在于，根据最佳爬升性能特征和/或根据在进场飞行中最小的燃料消耗确定：根据权利要求18的权重因子；根据权利要求18的相对于运行极限的速度差；或根据权利要求14的用于起飞运行模式(16)的配置转换速度。