动态确定和指示飞机倾斜极限的系统和方法技术方案

动态确定和指示飞机倾斜极限的系统和方法。提供了用于在飞机的仪表显示器上指示倾斜极限的系统和方法。在示例实施方式中，可以从对应的传感器接收静态气压测量结果、冲击气压测量结果、加速度测量结果和攻角测量结果。当前空速和抖杆速度被确定。最小机动速度从所述当前空速和所述抖杆速度确定。当所述空速小于或者等于所述最小机动速度时倾斜极限指示器被提供在所述飞行显示器上。倾斜角极限基于所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度所达到的程度被显示在所述倾斜极限指示器上。

The system and method to dynamically determine and indicate the tilt limit of the aircraft

The system and method to dynamically determine and indicate the tilt limit of the aircraft. A system and method for indicating a tilt limit on an instrument display on an aircraft is provided. In the example implementation mode, we can receive static air pressure measurement results, impact pressure measurement results, acceleration measurement results and angle of attack measurements from the corresponding sensors. The current speed and the speed of the buffet are determined. The minimum speed of maneuver is determined from the current airspeed and the speed of the said buffet. The tilt limit indicator is provided on the flying display when the velocity is less than or equal to the minimum speed of the maneuver. The tilt angle limit is displayed on the tilt limit indicator based on the extent that the current velocity is less than or equal to the minimum speed of the maneuver.

【技术实现步骤摘要】
动态确定和指示飞机倾斜极限的系统和方法
本公开一般地涉及飞机仪表面板，并且更具体地，涉及用于在飞机仪表面板上指示飞机倾斜极限(banklimit)的系统和方法。
技术介绍
典型的大型商业飞机利用关于各种参数的定义极限来操作以帮助飞行员避免不安全的飞行状况，诸如失速。这些极限的一个示例是作为飞行员被警告危急失速的抖杆(stickshaker)速度。术语“抖杆”指示向飞行员报警的典型方法，其通过在飞机接近被确定为将飞机置于危急失速中的速度时使操作杆振动的机械装置来执行。可以将最小机动速度定义为仍然提供全机动能力的最小空速。被认为是大型商业运输飞机的正常机动所必需的最大倾斜角的行业标准是40度倾斜。在40度的最大正常倾斜角下维持水平飞行所需要的负荷是1.3倍重力(1.3G)。最小机动速度然后是将在没有设置抖杆的情况下提供水平40度倾斜转弯的最慢速度。低于此值的任何速度将在没有设置抖杆的情况下不允许水平40度倾斜转弯；因此，飞机在倾斜角方面机动受限制，这与特定转弯半径和特定重力负荷二者相关。当以低于最小机动速度的速度操作时，飞行员必须在操纵飞机时将倾斜角(以及因此重力负荷)限于稍微小于40度倾斜的角度。在示例飞行显示器(一般地被称为主飞行显示器或“PFD”)中，飞机的当前空速被指示在(通常)在显示器的一部分上垂直地运行的PFD速度带或速度值带上。最小机动速度被标记在速度带上。在示例实施方式中，可以将最小机动速度标记于在速度值上向下地延伸到抖杆速度的突出速度带的高端处。在一个示例实施方式中，突出带被用颜色(诸如琥珀色)突出，并且可以被称为琥珀色带。突出带的下速度端在抖杆速度处，所述抖杆速度可以是另一突出速度带的一端。在示例实施方式中，第一突出带(出于描述的目的此后被称为“琥珀色带”)的下端是可以被称为“巴伯杆(BarberPole)”的红黑色带的顶部。巴伯杆的顶部是抖杆速度。如果飞行员理解强加于飞机的物理限制，则他们可以在琥珀色带中安全地飞行。高倾斜转弯可能需要足够的俯仰角(和重力)来维持水平飞行以遭遇抖杆状况。在一些飞机中，PFD显示俯仰极限指示器(PLI)，该PLI提供抖杆的俯仰余量的视觉指示。当在琥珀色带中飞行时，飞行员在不用知道任何倾斜角极限的情况下使飞机滚动成倾斜角。飞行员基本上调整飞机的倾斜并且设法凭感觉避免抖杆。鉴于上文，在本领域中需要在飞机的速度下降至最小机动速度以下时向飞行员提供倾斜极限信息的方式。
技术实现思路
提供了用于在飞机中的仪表显示器上指示倾斜极限的系统和方法。在用于在仪表显示器上指示倾斜极限的方法的示例中，从静态气压传感器接收静态气压测量结果。从空速管气压传感器接收冲击气压测量结果。从加速度计接收加速度测量结果。从攻角传感器接收攻角测量结果。基于所述冲击气压测量结果和所述静态气压测量结果确定当前空速。基于所述当前空速确定抖杆速度。基于所述当前空速、所述加速度测量结果和所述抖杆速度确定最小机动速度。当所述空速小于或者等于所述最小机动速度时倾斜极限指示器被显示在飞行显示器上。倾斜角极限基于所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度所达到的程度被显示在所述倾斜极限指示器上。本文所描述的主题的其它装置、设备、系统、方法、特征和优点对于研究了下图和具体实施方式的本领域技术人员而言将是或者将变得显而易见。被包括在此说明书内的所有这些附加的系统、方法、特征和优点旨在在本公开的范围内，并且受所附要求要求书保护。附图说明可以通过参照下图更好地理解此公开。图中的组件未必按比例绘制，重点替代地被放在例示本公开的原理上。在图中，相同的附图标记在所有不同的视图中标明对应的部分。图1A是被配置为在飞行显示器上提供倾斜极限指示器的示例飞机控制系统的框图。图1B是可以被用在图1A中的飞机控制系统中的示例飞行控制系统的框图。图2是例示了用于确定倾斜极限角并且在飞行显示器上显示倾斜极限指示器的方法的操作的流程图。图3是示出了例示飞机在抖杆速度下的示例的倾斜极限指示器的飞行显示器的示例描绘。图4是示出了当飞机空速高于抖杆速度并且小于最小机动速度时的倾斜极限指示器的图3中的飞行显示器的示例描绘。图5是示出了当飞机空速高于图4所例示的示例中指示的飞机的速度时的倾斜极限指示器的图4中的飞行显示器的示例描绘。图6是示出了当飞机空速正接近最小机动速度时的倾斜极限指示器的图5中的飞行显示器的示例描绘。图7是示出了当飞机空速在大约最小机动速度下时的倾斜极限指示器的图6中的飞行显示器的示例描绘。图8是示出了当飞机空速高于最小机动速度时的倾斜极限指示器的图6中的飞行显示器的示例描绘。具体实施方式图1A是被配置为在飞机飞行显示器130上提供倾斜极限指示器150的示例飞机控制系统100的框图。飞机控制系统100基于从各种传感器接收到的数据来控制飞机并且在飞机飞行显示器130上提供信息。飞机控制系统100包括大气数据系统120，该大气数据系统120包括到以下项的输入连接：用于接收静态气压测量结果的静态气压传感器102、用于接收冲击气压测量结果的空速管气压传感器104、用于接收攻角测量结果的攻角传感器106以及用于接收加速度测量结果的加速度计108。来自大气数据系统120的数据被传送到飞行控制系统122，该飞行控制系统122处理从大气数据系统120接收到的数据，诸如来自静态气压传感器102、空速管气压传感器104、攻角传感器106和加速度计108的测量结果。飞行控制系统122将选择的参数和飞行数据传送到飞行显示系统124。飞行显示系统124从飞行控制系统122接收飞行数据并且显示所选择的与飞机的飞行有关的数据。一般而言，静态气压传感器102、空速管气压传感器104、攻角传感器106和加速度计108可以各自使用本领域中公知的常规传感器来实现。静态气压传感器102包括嵌装在机身或其它适合的表面上以接收气流的一个或更多个静态口。在计算飞机空速时且在确定垂直空速和高度时使用静态气压测量结果。空速管气压传感器104包括安装在机翼或其它表面上的一个或更多个空速管口，所述机翼或其它表面使得空速管口能够接收直接流入空速管的大气。空速管气压传感器104测量由于飞机的运动而导致的冲击气压(或，冲压气压)。冲击气压与静态气压之间的差是动态气压。飞机空速从动态气压确定。攻角传感器106使用从机身延伸或者安装在机翼上的襟翼状组件，以便随着飞机向前移动而上下摆动。攻角传感器106的襟翼状组件的运动是通过由于飞机的运动而导致的气流所引起的。襟翼状组件的随着气流上下移动它的线性轨迹提供飞机的飞行方向，其也是飞机的速率向量。由速率向量和飞机的主体的参照线形成的角度是飞机的攻角。攻角用于确定飞机的俯仰并确定在任何给定时间的升力系数。加速度计108确定飞机的重力。可以利用壳体中的弹簧上的阻尼块(dampedmass)来实现加速度计108。当块经受加速度时，块移位到弹簧能够以与壳体相同的速率使块加速的点。可以使用压电式、压阻式或电容式传感器来感测位移并且作为响应生成电信号。作为大气数据系统120的一部分的加速度计108以及静态气压传感器102和空速管气压传感器104可以是惯性导航系统的组件，该惯性导航系统允许在无需外部参照的情况下经由航位推算连续计算运动对象的位置、定向和速率本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于在飞机中的仪表显示器上指示倾斜极限的方法(200)，该方法(200)包括以下步骤：从静态气压传感器(102)接收(202)静态气压测量结果；从空速管气压传感器(104)接收(204)冲击气压测量结果；从加速度计(108)接收(206)加速度测量结果；从攻角传感器(106)接收(208)攻角测量结果；基于所述冲击气压测量结果和所述静态气压测量结果确定(210)当前空速；基于所述当前空速确定(212)抖杆速度；基于所述当前空速、所述加速度测量结果和所述抖杆速度确定(214)最小机动速度；在所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度时在飞行显示器(124)上显示(216)倾斜极限指示器(150、302)；以及基于所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度所达到的程度在所述倾斜极限指示器(150、302)上显示(218)倾斜角极限。

【技术特征摘要】
2016.07.15 US 15/212,0151.一种用于在飞机中的仪表显示器上指示倾斜极限的方法(200)，该方法(200)包括以下步骤：从静态气压传感器(102)接收(202)静态气压测量结果；从空速管气压传感器(104)接收(204)冲击气压测量结果；从加速度计(108)接收(206)加速度测量结果；从攻角传感器(106)接收(208)攻角测量结果；基于所述冲击气压测量结果和所述静态气压测量结果确定(210)当前空速；基于所述当前空速确定(212)抖杆速度；基于所述当前空速、所述加速度测量结果和所述抖杆速度确定(214)最小机动速度；在所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度时在飞行显示器(124)上显示(216)倾斜极限指示器(150、302)；以及基于所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度所达到的程度在所述倾斜极限指示器(150、302)上显示(218)倾斜角极限。2.根据权利要求1所述的方法(200)，其中，显示(216)所述倾斜角极限的步骤还包括：在所述当前空速等于所述最小机动速度时将用于显示在所述倾斜极限指示器(150、302)上的所述倾斜角极限确定为最大倾斜角极限，在所述当前空速等于所述抖杆速度时确定为最小倾斜角极限，以及在所述当前空速介于所述最小机动速度到所述抖杆速度之间时确定为介于所述最大倾斜角极限到所述最小倾斜角极限之间的倾斜角。3.根据权利要求2所述的方法(200)，其中，确定所述倾斜角极限的步骤包括：选择与所述当前空速对应的介于所述最大倾斜角极限到所述最小倾斜角极限之间的倾斜角值，其中介于所述最大倾斜角极限到所述最小倾斜角极限之间的倾斜角值与介于所述最小机动速度到所述抖杆速度之间的空速值线性地对应。4.根据权利要求1至3中的任一项所述的方法(200)，该方法(200)还包括：通过将所述飞行显示器(130、300)上的指向图形元素(131)定位为指向显示在所述飞行显示器(130、300)上的空速带(310)上的所述当前空速来显示所述当前空速。5.根据权利要求1至3中的任一项所述的方法(200)，其中，显示(216)所述倾斜极限指示器的步骤包括：给所述飞行显示器(130、300)提供用于指示与倾斜角的范围对应的弓形带，该弓形带包括指示介于零倾斜位置到所述倾斜极限角之间的安全倾斜角的范围的第一区域(151)和指示不安全倾斜角的范围的第二区域。6.一种用于控制飞机的飞机控制系统(100)，该飞机控制系统(100)包括：大气数据系统(120)，该大气数据系统(120)包括到以下项的输入连接：用于接收攻角测量结果的攻角传感器(106)；用于接收静态气压测量结果的静态气压传感器(102)；用于接收加速度测量结果的加速度计(108)；以及用于接收冲击气压测量结果的空速管气压传感器(104)；飞行显示器(130、300)，该飞行显示器(130、300)连接以接收与所述飞机有关的飞行数据并且显示该飞行数据；以及飞行控制系统(122)，该飞行控制系统(122)包括处理器和用于存储机器可执行指令的非暂时性存储介质，所述机器可执行指令当由所述处理器执行时执行：当前空速功能(170、324)，该当前空...

【专利技术属性】
技术研发人员：F·E·路迪克二世，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国,US