CN100559130C - 功率情况指示器，提供旋翼机功率信息的方法和设备 - Google Patents

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Abstract

本发明提出一种被配置为提供旋翼机中的功率信息的功率情况指示器(100)。该功率情况指示器(100)包括：检测单元(105a-f)，被配置为检测多个控制参数中每一个的当前值，所述多个控制参数中的每一个包括预定工作极限；计算单元(110)，被配置为在共同功率标度上对所述多个控制参数中每一个的当前值和预定工作极限进行归一化；和显示单元(115)，被配置为在共同功率标度上动态地显示第一可动(305，310)指示器和第二可动指示器(406)。所述第一可动指示器(305，310)由所述多个控制参数中的具有最高归一化当前值的一个控制参数驱动，所述第二可动指示器(406)由所述多个控制参数中的其归一化当前值最接近与其对应的归一化预定工作极限的一个控制参数驱动。

Description

功率情况指示器，提供旋翼机功率信息的方法和设备
本专利申请要求于2005年1月28日提交的美国临时专利申请第60/647,384号和2006年1月25日提交的标题为“POWERSITUATION INDICATOR”的美国专利申请(代理人案卷号017058-0311797，对其还没有分配专利申请号)的优先权，在此通过引用将它们的全部内容并入本专利申请中。
技术领域
本发明涉及用于管理飞机中的飞行数据的设备和方法。更具体地，本发明涉及被配置为将功率指示提供为飞行状况的飞机功率情况指示器，以及提供旋翼机功率信息的方法，机器可读介质。
背景技术
随着越来越多的信息可用，飞行仪表不断地得到改进。地形高度数据、测绘数据、交通回避和天气信息是当飞行时目前常规地提供给飞行员的数据的示例。然而，随着更多的信息可用，信息超载增加了。所以希望限制信息显示，只当该信息有关时才显示出来。这又增加了对直观的信息显示的需求，因为任何在“部分时间”中出现的信息都不能奢望通过熟悉性而进行连续训练。
虽然在飞行仪表领域中发生了所有这些改进，但是功率管理保持相对地不变。这在固定翼环境中是可以理解的，因为简单地看，功率只是一个最终在高度或飞行速度中显现出其作用的成分。
然而，对于旋翼机来说，功率指示与飞行仪表一样重要。了解旋翼机中的功率情况对于适当地掌握性能，保持对于功率情况的了解和延长部件寿命是极其重要的。统计结果揭示“内部地失去对情况的认知”和“超过实时的飞机性能”依然是直升飞机致命事故的最重要原因。“报告的功率损失”也是直升飞机致命事故的最重要原因，虽然它们中的许多已被证明不是根本的，但是提醒我们也许飞行员没有真实地了解功率情况与工作极限或允许极限的接近程度。
发明内容
在一个实施例中，提供了一种功率情况指示器，它是为了提供旋翼机中的功率信息而构造的，该旋翼机包括引擎，该功率情况指示器包括：检测单元，被配置为检测多个控制参数中每一个的当前值，所述多个控制参数中的每一个包括预定工作极限；计算单元，被配置为在共同功率标度上对所述多个控制参数中每一个的当前值和预定工作极限进行归一化；和显示单元，被配置为在共同功率标度上动态地显示第一可动指示器和第二可动指示器，所述第一可动指示器由所述多个控制参数中的具有最高归一化当前值的一个控制参数驱动，所述第二可动指示器由所述多个控制参数中的其归一化当前值最接近与其对应的归一化预定工作极限的一个控制参数驱动。
在另一个实施例中，提供了一种提供旋翼机的功率信息的方法，所述旋翼机包括引擎，该方法包含：检测多个控制参数中每一个的当前值，所述多个控制参数中的每一个包括预定工作极限；在共同功率标度上对所述多个控制参数中每一个的当前值和预定工作极限进行归一化；和在共同功率标度上动态地显示第一可动指示器和第二可动指示器，所述第一可动指示器由所述多个控制参数中的具有最高归一化当前值的一个控制参数驱动，所述第二可动指示器由所述多个控制参数中的其归一化当前值最接近与其对应的归一化预定工作极限的一个控制参数驱动。
在本发明的一个实施例中，提供一种用于提供旋翼机中的功率信息的设备，所述旋翼机包括引擎，所述设备包含：用于检测多个控制参数中每一个的当前值的装置，所述多个控制参数中的每一个包括预定工作极限；用于在共同功率标度上对所述多个控制参数中每一个的当前值和预定工作极限进行归一化的装置；和用于在共同功率标度上动态地显示第一可动指示器和第二可动指示器的装置，所述第一可动指示器由所述多个控制参数中的具有最高归一化当前值的一个控制参数驱动，所述第二可动指示器由所述多个控制参数中的其归一化当前值最接近与其对应的归一化预定工作极限的一个控制参数驱动。
附图说明
图1表示根据本发明的一个实施例的功率情况指示器；
图2表示根据本发明的一个实施例的功率情况指示器的显示单元；
图3表示根据本发明的一个实施例的功率情况指示器的功率计；
图4A表示根据本发明的一个实施例的功率情况指示器的功率计；
图4B-D表示根据本发明的一个实施例的作为飞行状况的函数的功率情况指示器的功率计；
图5表示图4A的功率情况指示器的功率计；
图6表示根据本发明的一个实施例在正常飞行范围内的全部引擎工作模式期间的功率情况指示器的转子计；
图7表示图6的转子计；
图8a-b表示在不同飞行状况下的图6的转子计；
图9a-b表示根据本发明的一个实施例的在检测出飞机的自转或低转子RPM期间的转子计格式的变化；
图10表示根据本发明的一个实施例的在自转或低转子RPM期间的转子计；
图11表示根据本发明的一个实施例的功率情况指示器的数字读数器；
图12表示由根据本发明的一个实施例的功率情况指示器显示的数字读数器的不同的着色；
图13a-f表示根据本发明的一个实施例的在飞机工作期间的功率情况指示器；以及
图14a-c表示根据本发明的一个实施例的在单引擎旋翼机工作期间的功率情况指示器。
具体实施方式
在本发明的下面的实施例中，将结合具有用于驱动至少一个转子的至少一个涡轮引擎的旋翼机(例如，直升飞机)来描述功率情况指示器(Power Situation Indicator(PSI))。然而，应当理解，能够将PSI用于其它类型的飞机。
在本发明的实施例中的功率情况指示器(PSI)被配置为提供功率指示作为飞行状况的函数。对于双引擎旋翼机的飞行状况的示例包括全部引擎工作的飞行模式(AEO)、一个引擎不工作的飞行模式(OEI)、非控制模式(包括起飞前、起转和停转)、以及自转。单个引擎旋翼机的飞行状况示例包括引擎工作飞行模式、非控制模式(包括起飞前、起转和停转)、以及自转。
在本发明的实施例中，将PSI构造和安排为代替用于提供例如转子和功率涡轮(RPM)信息、引擎和桅杆转矩(分别为QE和QM)和测得的气体涡轮温度和气体涡轮速度(分别为MGT和NG)的常规仪器。
由引擎的功率涡轮速度(常规地称为NP或N2)和主转子速度(Nr)提供RPM信息。在飞行中，随着引擎工作，这些速度典型地被控制到预定的RPM或RPM的一个范围中。RPM的指示系统的基本目的是保证通过正确地应用引擎功率来将转子和功率涡轮速度保持在控制的速度。引擎转矩QE、测得的气体涡轮温度MGT、气体涡轮速度NG以及可选的桅杆转矩QM都是与对于能够提供给直升飞机转子系统的引擎功率量的限制有关的全部参数。这些功率参数(QE、MGT、NG和QM)中的每一个典型地被限制于最大值以及一个或多个时间限制范围内。它们的示例包括5分钟范围(典型地对于起飞)、30分钟范围、2分钟范围和30秒钟范围(典型地对于OEI工作)。将在没有进入这些时间限制范围中的任何一个范围的情况下而可以得到参数的最大值称为“最大连续功率(Maximum Continuous Power)”或MCP极限。
对于PSI，根据本发明的一个实施例，用计算出的参数转矩Q代替引擎转矩QE和桅杆转矩QM。引擎转矩QE是从引擎旋转轴测得的功率。桅杆转矩QM是在驱动主转子的传输轴处测得的功率。在许多双引擎直升飞机中，不测量桅杆转矩，用引擎转矩表示所有的限制。在这些情形中，参数Q与QE等效。当测量桅杆转矩时，该桅杆转矩与引擎转矩之和紧密相关。在加起来的引擎转矩与桅杆转矩之间的差对应于提供给例如尾部转子、液压泵和其它传输驱动附属装置的功率。该差别也是造成传输损失的原因。在这种情形中，对桅杆转矩与加起来的引擎转矩之间的差应用一种算法。当桅杆转矩是限制参数时(这对于所有引擎都工作的双引擎旋翼机的情形是典型的)，将该差按比例地在引擎转矩值之间分配并用作校正。由PSI使用的所得到的Q值稍小于测得的QE，以便使它在与桅杆转矩极限等效的贡献点处达到Q参数极限。
图1表示根据本发明一个实施例的双引擎旋翼机的PSI 100。PSI100包括被配置为感测不同参数的多个传感器105a-f、被配置为对由多个传感器105a-f提供的数据进行处理的计算单元110、和显示单元115。在实施中，由多个传感器105a-f感测的不同参数包括在上文中提到的不同参数(即，NP、Nr、QE、QM、MGT和NG)。显示单元115包括屏幕120，并被配置为根据直升飞机的飞行模式/状况以特定方式显示由计算单元110处理的数据。
现在参照图2，图2表示根据本发明的一个实施例的在AEO模式期间的显示单元115。显示单元115包括功率情况区域205、转子情况区域210、和数字读数器区域215。
如在图3中更详细地表示的，功率指示区域205包括圆形度盘格式的单个功率计/指示器300，其描述了一看即知的可用功率。在下文中也可以将功率计300称为共同功率标度。对每个引擎提供指示指针305，310。在图3中，引擎1是实心针，引擎2是空心的双杆针。功率计300被构造和安排为以通过单个指示指针就可以知道这些参数与若干个工作极限之间的关系的方式提供了MGT(Measured GasTemperature(测得的气体温度))、NG(Gas Turbine Speed(气体涡轮速度))、QE(Engine Torque(引擎转矩))和QM(Mast Torque(桅杆转矩))的联合指示。
表示在功率计300左边的数字1到10是无量纲的，只用作参考。由每个指针305，310表示的指示是根据MGT、NG和Q(转矩)导出的指示。相对于功率计300的标度或共同功率标度对每个参数进行归一化，使最大连续功率(MCP)发生在“10”，而在标准日(standardday)的空转发生在“3”。在下文中将MCP点称为功率计300的MCP极限306。指针305、310的位置由具有在归一化功率计300上最高值的参数驱动，该参数是可能达到MCP极限306的第一个参数(或者通过MCP极限306最远的参数)。以分段的线性方式进行到归一化标度的转换，以便能够容易地校正不同的引擎特性和参数的非线性。
特别是，参照图4A，功率计300包含15个分段的直线段A-O，其中包括在左边的每段为18°的10段(从段A到段J)和在右边的每段为18°的5段(从段K到段O)。在一个实施例中，段A到段J可以由第一着色圆弧段(例如绿色)401表示，该段401定义第一区域400，并且段A到段J被径向刻度线405加上在段A起点处的1而分开。段J的终点与MCP极限306对应，段C的终点与空转近似地对应。
在图4A中，功率计300还包括定义第二区域411的第二着色圆弧段410(例如黄色)和定义第三区域421的第三着色圆弧段420(例如灰色/红色)。第二区域411从MCP极限306延伸到由可动刻度线或指示器415表示的可动第二极限406。由驱动引擎指针的参数和最接近它的工作极限的参数两者驱动该可动第二极限406。可动刻度线或指示器415可以是着色的刻度线(例如红色)。第三区域421从可动第二极限406和刻度线415延伸到段O的终点。在一个实施例中，如果指针超出第二极限406，则圆弧段420的颜色从灰色变到红色。在图4A中，第二区域411覆盖段K和段L的一部分，第三区域421覆盖段L的其余部分直到段O的终点。然而，取决于飞行状况，第二极限406的位置能够在段K到段O中的任何地方。
在PSI 100工作期间，由计算单元110使用表1和内插公式(a)处理参数Q、MGT和NG，使其成为功率计300中的归一化角度值Qα、MGTα和NGα。表1包括在每段的终点处每个参数NG、MGT和Q所达到的值。这些值是由计算单元110根据引擎的特性而预定的，以提供对于标准日状况而言，每个参数从空转(在段C的终点附近)到MCP(段J的终点)的近似等效的角度移动。对于AEO工作与OEI工作而言，以不同的比例划分各段。在C之前的段被设置提供引擎起动的平滑操作，超出J的段被设置为通过MCP转变来保持等效的指针速率并且该段对于在时间限制区域内的操作提供足够的角度分辨率。例如，在一个实施例中，对于一个特殊的引擎，标称空转值可以是NG＝66％，Q＝12％和MGT＝450℃。对于AEO工作的MCP额定值是NG＝97.2％，Q＝50％和MGT＝850℃。而对于OEI工作的MCP额定值是NG＝99.8％，Q＝59％和MGT＝925℃。表1的数据(P1-P84)是对于AEO和OEI模式两者确定的，并存储在计算单元110中。
Figure C20068000653600141
表1
应当理解，在空转时发生的预先设置的值和MCP是基于所用的引擎类型的，所以在本发明的其它实施例中可以是不同的。
对于每个参数(NG、MGT和Q)，使用可应用的参数列来确定指针角度α的以度为单位的值，然后在表1中确定行“X，”，以使得参数值小于对于行“X，”的表项值并且大于或等于行“(X-1)”的表项值。然后通过以下公式(a)确定α的值。
α＝αx-1+[Δ*(P-Px-1)/(Px-Px-1)]    (a)
其中P＝参数值
Δ＝18，段大小(以度为单位)
PX＝对于在段X的终点处的参数值的表项值
PX-1＝对于在前一段的终点处的参数值的表项值
αX-1＝对于在前一段的终点处的角度的表项值
由具有在归一化功率计300或共同功率标度(即，Qα，MGTα或NGα)上的最高值α的参数驱动每个引擎的指针305，310的位置。
计算单元110也被配置为确定在每个参数的当前值与它对应工作极限之间的归一化差值。该归一化差值定义角度位置α’。值Qα’，MGTα’和NGα’由以下公式确定：
α’＝αLMT-α
其中α＝上面计算出的参数的归一化角度值。
αLMT＝参数极限的归一化角度值，如果用与该参数相同的方法对它进行处理的话。
αLMT的值对于AEO和OEI工作是固定的，并且是预定的。
表2表示根据本发明的一个实施例的对于AEO和OEI模式两者的预定工作极限(NG、MGT和Q)。
表2
图4A所示的可动第二极限406表示最接近于加到对于任一引擎的α的最高值中的其对应参数(NG、MGT或Q)的当前值(即，最小的α’值)的工作极限。
应当理解，对于AEO模式的工作不同于对于OEI模式的工作。现在将更详细地解释功率计300或对于AEO模式的共同功率标度的工作。
如前面提到的，一旦由计算单元110对全部参数进行了归一化，则具有最高指针角度值的参数是确定指针显示位置的参数。驱动参数可以由在数字读数器区域215中的着色盒框105a、1105b指示，如图11所示。可以不进行在功率计300上的驱动参数的公告，直到新参数的指针角度超过前一参数角度至少一个预定值。在一个实施例中，所述预定值与3个度数对应。
在工作中，第二和第三区域411、421由于可动第二极限406(角度α’)的值的变化，而在功率计300的180°～270°范围内可彼此相对地移动。特别的，在功率计300右边的第二区域411的大小和刻度线415的位置是动态的，并且能够在标度圆弧上移动经过12时到3时位置。可动第二极限406或刻度线415的位置，并且由此第二和第三区域411、421的长度被最高引擎指针角度和最接近它在归一化标度上的极限的参数控制，如在表2中定义的。如果这是与控制指针位置的参数相同的参数，则功率计300与一个固定的功率计相同地工作。然而，如果另一个参数开始接近它的工作极限，则在功率计300上的可动第二极限406或刻度线415向指针移动。以这种方式，PSI 100不仅表示最接近它的MCP的参数，而且也表示可用于可动第二极限406的容限——与参数无关。
例如，参照图4B-D，这些图表示在飞行期间可用于可动第二极限406的边缘的变化。为了简化下面的讨论，在图4B-D中只表示了1根指针(指针310-引擎2)。在图4B-D中，假定归一化转矩Q具有在MCP极限306(180°)和它的工作极限之间的15度的范围，并且假定归一化MGT在MCP极限306(180°)和它的工作极限之间具有10度的范围。在图4B-D中，直升飞机在转矩MCP额定值附近爬升，以便使指针305、310(指针310-引擎2)中的一个几乎在180°的位置上。
在较低的高度处，转矩Q是驱动参数并且对指针310的位置αQ和可动第二极限406的位置α’Q进行控制(请参见图4B)。在这种情形中，可动第二极限406由转矩Q驱动。因为指针310位于几乎180°处，所以α’Q基本上等于15度。图4B也用虚线表示了在较低高度处在功率计300上的归一化MGT的理论位置αMGT和α’MGT以及MGT的工作极限407。
当高度增加时，MGT上升。当MGT在MCP极限306的5度的圆弧内时，Q和MCT参数远离它们的极限15度(请参见图4C)。在这种情形中，α’Q＝α’MGT。然而，转矩Q仍然最接近于它的MCP极限306，并且因此仍然被作为驱动参数通告。但是当MGT进一步增加时，它到它的工作极限的容限减少。即便转矩Q不改变，到它的工作极限的MGT的剩余容限(即，α’MGT)已经减少了，相应地第二极限406或刻度线405开始向下移动标度。
可动第二极限406或刻度线415平滑地向下移动直到它达到超出MCP的10度，在该点处MGT将追上功率计300上的转矩位置，并将作为限制参数被通告(请参见图4D)。如能够在图4D中看到的那样，由MGT驱动可动第二极限406。应当理解，PSI 100提供指针位置、极限和标记的非常平滑的转变。还应当理解，这两个极限的容限总是已知的。
在一个实施例中，当引擎指针被写在区域411内时显示5分钟的起飞定时器。对于每个引擎的每个参数保持一个定时器(总共6个)。首先，当PSI工作在OEI模式中时定时器保持非激活。其次，当全部参数值低于阈值MCP值时将对于一个参数的定时器重置到300秒，并且是非激活的。再次，当对于一个引擎的一个参数在阈值以上时，对于该参数的定时器是激活的，并实时地以预定分辨率(例如1/4秒)递减，直到达到零。当达到零时，定时器超时并保持等于零直到重置。将具有最低保持值的激活定时器在PSI功率标度中显示出来。
现在将详细地解释对于OEI模式的功率计300的工作。在OEI模式中，可以用灰色(即，以与工作引擎指针的颜色不同的颜色)显示失败的引擎指针和数字读数器。指针位置在标度中一般非常低。这在功率计300中只留下一个相关的指针。移动的指针与保持激活的引擎对应。
对于OEI模式，功率计300以与AEO模式中相同的方式进行工作。即，通过按照前面描述的归一化处理对Q、NG和MGT的值进行处理，来确定每个引擎的指针305，310的角度位置。这个归一化处理分别确定参数Q、NG和MGT的角度位置Qα、NGα和MGTα。在OEI模式中，如果没有参数具有比180°大的角度值α，则控制参数是具有最大角度值的参数。然而，如果一个或多个参数具有比180°大的角度值α，则根据不同的定时器确定控制参数。
具体地说，在本发明的一个实施例中，在OEI模式中可以对于每个参数使用3个定时器(总共9个定时器-3个参数)：与每个时间受限工作范围相对应的30秒OEI定时器、2分钟OEI定时器和30分钟OEI定时器。每个定时器由它的参数值的激活范围定义。当控制参数在该范围中时触发每个定时器。表3表示根据本发明的一个实施例的每个参数不同激活范围。在该表中以优先级顺序列出了这些定时器：具有最高优先级的30秒定时器和具有最低优先级的30分钟定时器。
Figure C20068000653600181
表3
在本发明的一个实施例中，每个定时器允许转变时间值“Tran”的规范，并且根据下列规则进行工作。第一，当定时器被重置时将定时器设置到它们的全值并且定时器是非激活的。第二，当定时器是激活的时，实时地以预定分辨率(例如至少1/4秒)递减时间直到达到零。当达到零时，每个定时器超时并将保持固定在零直到重置。
在一个实施例中，根据定时器表值和下面的逻辑来激活并重置定时器。第一，任何时候当多于1秒的时间中参数值低于或等于“从”值或者高于“峰值”值时重置定时器。第二，任何时候当参数值高于“从”值并低于“峰值”值(如果转变时间“Tran”值为零)或者下一优先级定时器(30秒为最高)的“从”值时，定时器变成激活的。当转变时间“Tran”值不为零时，则最低优先度的定时器被重置，并当次高优先度定时器变成激活的时将该最低优先度的定时器设置成非激活的，并在转变时间“Tran”字段中对秒数的计数进行减少。
在一个实施例中，在功率计300中可以使用附加的径向刻度线，以便对于每个参数将容限描绘成2分钟和30秒的OEI范围。图5表示根据本发明的一个实施例在OEI格式中的功率计300，它包括由短可动刻度线501表示的第三极限500和由长可动刻度线506表示的第四极限505。第三极限500表示30秒OEI极限，第四极限505表示2分钟OEI极限。超过第三极限500，定时器在2分钟范围内，超过第四极限505，定时器在30秒范围内。与第二极限406和极限标记415的角度值类似地计算对于这些极限和刻度线的角度值。对于这些角度值中的每一个，对于在参数值与极限值之间的归一化角度差计算类似于α’的值。将最小(或最负)的归一化角度差加到引擎指针位置以定位极限位置。在一个实施例中，基于在对于等效归一化角度值而处理的表3中提供的“从”参数值，对于每个参数计算在功率计300上的第四和第三极限的值角度。
在一个实施例中，可以使由PSI 100使用的不同定时器(OEI定时器和5分钟起飞定时器)处于功率指示区域205中。在OEI模式中，具有最低保持时间的最高优先级的定时器保持建立起对于PSI的控制参数。这是建立引擎指针位置305或310和所显示的相关保持时间的参数。
在本发明的一个实施例中，除了OEI中的范围标记外，功率指示区域205也可以包括由位于功率计300外面的刻度线511表示的可动第五极限510，如图5所示。可动第五极限510和刻度线511指示对于由全优先级数字引擎控制(FADEC)提供的自动限制的设置。FADEC是用于控制引擎的电子系统。FADEC被配置为通过控制燃料供应来控制引擎到特定的速度和提供自动限制以便防止引擎超出它的最大额定值。
例如，如果将FADEC设置到30秒限制，则第五极限510或刻度线511与短刻度线415外面的定义30秒区域的终点的第二极限406一致地出现。当2分钟极限是激活的时，第五极限510或刻度线511移动到双长度黄色径向标记506的外面，该标记506与定义2分钟区域的终点的第四极限505一致。如果FAGEC是手动模式或者取极限不是激活的，则第五极限510或刻度线511被抑制。在一个实施例中，刻度线511被着色成品红色或青色，这取决于被选择为表示飞机驾驶舱系统的驾驶员选择的颜色约定。
现在回过来参照图3，在本发明的一个实施例中，可以提供参考指示器315来指示不同的极限。在图3中，提供参考指示器315作为围绕功率计300外侧活动的三角指示器。参考指示器315可以出现在不同的飞行状况期间。在引擎起动期间，当MGT是驱动参数时，可以使用参考指示器315来指示热起动极限。在这个实施中，参考指示器315可以是红色的。在飞行期间，可以使用参考指示器315来表示基于温度、密度高度和ECU/加热器接通/断开选择，对无地效(OGE)悬停所需的功率。在这个实施中，参考指示器315可以具有不同的颜色，例如白色。
在一个实施例中，在低飞行速度时，或在低于判定高度的雷达高度时，可以出现第二参考指示器320，例如空心白色动标(bug)，来指示对于5英尺、在地上效应(IGE)悬停所需的功率。
现在参照图6-10，解释转子情况区域210。
转子情况区域210被配置为指示直升飞机的转子速度。在下面的实施例中，根据飞行状况(例如，正常飞行、自转、起飞和故障状况)来改变转子情况区域的格式。
图6表示根据本发明的一个实施例的正常飞行状况期间的转子情况区域210。在正常飞行状况期间，转子情况区域210被显示在PSI100中，并包括条线图指示器600或共同转子标度600，它提供关于每个引擎的功率涡轮速度(NP)、主转子速度(Nr)和控制引擎参考速度(Nref)的指示。Nr、Nref和NP都以基于Nr的百分数按比例变化。引擎控制器被配置为通过控制引擎功率涡轮速度(NP)来保持转子速度(Nr)等于控制器引擎参考速度(Nref)的所选值。典型的最佳转子速度(它也是正常控制速度)一般被定义为100％。然而，现代直升飞机经常改变控制速度，以便根据飞行状况使性能最佳化。在这些情形中，控制速度可以在100％标记上下改变某个百分数。将这种可变性的最大和最小值称为MAX ref和min ref值。
在正常飞行状况期间，在PSI内部显示条线图指示器600或共同转子标度，并且该条线图指示器600或共同转子标度包括表示第一引擎1的功率涡轮速度(NP)的第一涡轮功率计605和表示第二引擎2的功率涡轮速度(NP)的第二涡轮功率计610。条线图指示器600还包括位于第一涡轮功率计605和第二涡轮功率计610之间的第三转子功率计615。第三转子功率计615表示主转子速度(Nr)。具体地将条线图指示器600的范围限制在从最小允许的动力驱动的转子的速度到转子及功率引擎速度的极限以外的容限的范围中。这提供在正常的动力驱动飞行期间感兴趣区域的最大显示分辨率。
参照图7，每根垂直条由4个分段直线段A，B，C，D组成，这些直线段可以按照表4而按比例绘制。
  段   尺寸(％)   N<sub>r</sub>/N<sub>P</sub>/N<sub>ref</sub>值(％)
  A-起点   0   90
  A-终点   20   96
  B-终点   50   100
  C-终点   80   104
  D-终点   100   110
表4
在图6中将段A的终点表示为“MIN ref”。在图6中将段C的终点表示为“MAX ref”。
第一和第二涡轮功率计605、610分别包括第一和第二涡轮极限620、625。类似地，第三涡轮功率计615包括转子极限630。这些极限表示对于第一和第二引擎的引擎功率涡轮速度(NP)和转子速度的最大可接受极限。在一个实施例中，可以将第一和第二涡轮极限620和625设置为104.5％，并可以将转子极限630设置为107％。
现在回来参照图6，条线图指示器600包括第一、第二和第三指针635、640、645，它们被配置为分别指示第一和第二引擎的引擎功率涡轮速度(NP)和主转子速度(Nr)。每个条状格式的指针由一根填充条(fillter bar)组成，该漏斗形条从垂直条的底部上升到与NP和Nr值对应的高度。
条线图指示器600还包括表示控制器引擎参考速度(Nref)的水平条650。Nref条650通过全部3个垂直条605、610、615并用一个实心圆标记它的右端。在一个实施例中，Nref条的颜色指示是否将Nref值自动地设置为当前值或是手动地设置为当前值。在一个实施例中，根据飞行速度和高度自动确定Nref是由该条和实心圆的品红色着色表示的，而对于固定手动值的选择是由杆和实心圆的青色着色表示出来的。在正常飞行状况期间，控制器引擎参考速度(Nref)处于MIN ref和MAX ref位置之间的位置处，第一、第二和第三指针635、640、645匹配，如图6所示。
通过按照与在功率指示区域205中的功率计300相同的方式进行内插，来确定第一、第二和第三指示器635、640、645和控制器Nref杆650的位置。特别是，对于每个参数Nr/NP/Nref，段“X”被确定为使得参数值处于定义该段的终点的表项与定义前一段“(X-1)”的终点的表项之间。然后，使用以下公式(b)确定参数的归一化值。
条百分数＝Bx-1+[(Bx-Bx-1)*(P-Px-1)/(Px-PX-1)]    (b)
其中P＝参数值
PX＝在段X的终点处的参数值的表项值
PX-1＝在前一段的终点处的参数值的表项值
BX＝在段X的终点处的条百分数偏转的表项值
BX-1＝在前一段的终点处的百分数偏转的表项值
转子情况区域210还包括第一、第二和第三显示区域655、660和665，它们被配置为分别显示第一和第二引擎的引擎功率涡轮速度(NP)和主转子速度(NR)。用大的字体将NR值显示在第三显示区域665中，并可以根据飞行状况加上颜色。当与NR匹配(例如，典型地在0.3到0.5％的范围内)时，第一和第二显示区域655和660的NP值被抑制并被三角符号656和666代替，如图6所示。当不匹配时，可以将NP数字以小字体(例如，绿色)显示在第一和/或第二涡轮功率计605和610的下面，如图8a所示。如果NP指示在垂直标度的范围外，则在该标度底部一半处条指示器被半遮蔽地显示，如图8b所示。
在本发明的一个实施例中，可以使用不同的颜色来显示在条线图指示器600中的信息。例如，在正常飞行状况期间，可以在第一和第二涡轮功率计605和610，第三转子功率计615以及第一、第二和第三显示区域655、600和665上加上绿色。
然而，如果飞行状况改变，则对于NR值和第三显示区域665可以使用下列颜色：红色-如果在极限以上，黄色-如果小于最小的动力驱动的下降点(这可以是基于工作引擎的数目和控制器点而计算出的值)。
类似地，当飞行状况改变时，对于功率涡轮计605和610以及第一和第二显示区域655和660可以使用下列颜色：具有大数字(小于NR但是大于绿色数字)的红色条，如果在极限以上，或者如果离合器或传动轴失败(NR＞NR+0.5％对于＞1/4秒)，或者如果发生高边失败(NP＞NREF+0.5％对于＞1/4秒)；黄色条，当与黄色(在min下降的下面)的转子指示匹配时，在这个情形中代替数字的灰色三角656、666保持灰色；在OEI期间具有灰色数字的灰色条。
在一个实施例中，PSI 100被配置为当检测出自转时改变转子情况区域210的格式。格式改变旨在当转子RPM最临界时向飞行员提供转子RPM的可能的最好显示。转子RPM的新表示也可以以较低的转子RPM速度，即以低于垂直标度范围的速度，显示出来。至少由于下列原因的格式改变是有益的。首先，飞行员习惯于每日看格式改变。第二，如果飞行员忽视动力驱动转子下降，则格式中的改变进一步警告飞行员需要注意转子速度。
在自转期间，指示只与转子速度NR有关。具体地说，希望迅速地将RPM速度的任何改变传达为在超速和速度不足状况之间的比例。在自转期间，控制器参考不是相关的参数，并且希望使NP干扰减到最小。在一个实施例中，能够最有效地将相关信息传达为具有感兴趣的区域的圆标度盘圆弧(例如，在一个实施例中的80到104％)，该圆弧很大地延伸以便给出趋势信息的最大表示和可检测性。
图9a-b表示当检测出自转时转子情况区域210的格式变化。具体地说，在自转期间，用圆弧指示器900或第二转子标度900代替条线图指示器600或共同转子标度600。
当引擎没有将功率传递给驱动系统(例如，两个引擎转矩QE都小于4％)并且当转子NR的速度超出两个引擎的功率涡轮速度值NP一个容限(该容限指示引擎被分离)(例如，0.3到0.5％)时，自转被视为激活的。此外，转子NR的速度应该大于最小自转速度，小于容限(例如，在一个实施例中75％)。在一个实施例中，当圆弧指示器900或第二转子标度900是自转的结果时，在转子情况区域210中可能出现通告“AUTOROT(自转)”。在一个实施例中，当转子速度低于90％时显示圆弧指示器900。
在一个实施中，圆弧指示器900由125度圆弧组成，该圆弧包括每段15度的7段A-G和每段10度的2段H-I，如图10所示。圆弧指示器900还包括指示速度转子NR的归一化值的指针905。圆弧指示器还包括第一、第二和第三显示输出910、915和920。第一显示输出910指示速度转子NR的当前值。第二和第三显示输出915和920指示第一和第二引擎的功率涡轮速度的当前值。
在一个实施例中，圆弧指示器900的格式由表5定义。指针905由角度α”定义。
  段   角度α”(度)   N<sub>r</sub>值(％)
  A-起点   0   20
  A-终点   15   60
  B-终点   30   85
  C-终点   45   90
  D-终点   60   95
  E-终点   75   97.5
  F-终点   90   100
  G-终点   105   104
  H-终点   115   107
  I-终点   125   115
表5
指针905的角度α”是通过以使NR小于对于行X的表项值以及大于或等于对于列(X-1)的表项值的方式确定表5中行“X”而计算出的。然后通过以下公式(c)确定角度α”的值。
α″＝α″x-1+[Δ*(P-Px-1)/(Px-Px-1)]    (c)
其中P＝百分数形式的NR参数值
PX＝对于在段X的终点处的Nr值的表项值
PX-1＝对于前一段的Nr值的表项值
Δ＝对于段A-G的15和对于段H-I的10
α”X-1＝对于在前一段的终点处的角度的表项值
如图10所示，圆弧指示器900还包括第一、第二、第三和第四圆弧极限925、930、935和940。这些标记的数量和意义将根据每架直升飞机的自转特性而不同。在一个实施例中，第一圆弧极限925表示在轻的毛重时的最小转子速度。第一圆弧极限925使第一圆弧部分945(段A和B)与圆弧900的其余部分分开。第一圆弧部分945可以加上红色或灰色(例如，当指针在范围内时为红色，否则为灰色)。在一个实施例中，第二圆弧极限930表示在最大毛重时的最小转子速度。第二圆弧极限930使第二圆弧部分950(段C)与第三圆弧部分955(段D-F)分开。在一个实施例中，第二圆弧部分950被表示成黄色。第三圆弧极限935表示最佳自转速度并位于与角度90°对应的100％的速度转子值处。第三圆弧极限935使第三圆弧部分955与第四圆弧部分960(段F-G)分开。第四圆弧极限940表示转子速度极限并位于与角度115°对应的107％的速度转子值处。第四圆弧极限940使第四圆弧部分960与第五圆弧部分965(段H-I)分开。在本发明的一个实施例中，第三和第四圆弧部分955和960被着上绿色，而第五圆弧部分着加灰色/红色。在图10所示的实施例中，第一、第三和第四圆弧极限925、935和940由刻度线表示。
现在参照图11，该图表示PSI 100的数字读数器区域215。数字读数器区域215包括第一引擎数字显示1100a和第二引擎数字显示1100b，它们分别对于第一和第二引擎提供所选参数的值。每个引擎框包括转矩(Q)、测得的气体温度(MGT)和气体涡轮速度(NG)的读数器。NG是百分数RPM，MGT是摄氏度。
第一引擎数字显示1100a和第二引擎数字显示1100b包括在框的顶部处的标志，该标志为功率指示区域中所示的指针的格式：引擎1具有实心指针；引擎2具有空心指针。第一和第二引擎数字显示1100a、1100b分别包括在参数标签周围的第一和第二框1105a、1105b。第一和第二框1105a、1105b指示驱动功率计300上的指针位置的参数。在本发明的一个实施例中，数字读数器和框的着色根据工作范围而改变，如图12所示。
在一个实施例中，PSI 100被配置为显示特殊提示和标志来指示引擎状态或飞行状况。
例如，当发生引擎熄灭状况时，标志“ENG OUT”出现在数字显示1100a、1100b的底部。当发生OEI状况时(它包括飞行中引擎熄灭状况或当实施引擎节流阀的有意重新运行时)在功率计300内出现OEI标志。当OEI训练是激活的时，用“TRNG”代替“OEI”标志。
进一步，定时器出现在用于时间限制区域的功率计中。所示的定时器基于优先级逻辑，并且由标签(例如，30SEC)和以分和秒表示的时间值组成。而该点定时器在该区域中递减到0:00，在0:00点处，定时器值和标签改变到红色，并可以触发主警告音。当进入功率计的2分钟或30秒区域的任何时候都可以触发主警告音。
此外，当参数接近它的极限时，指针、数字读数器和相关的定时器标签和值可能闪烁(例如，以2Hz的速率以及60％的占空比)。这可以应用于：剩余小于10秒的时间限制区域，或在该极限之上的转换操作。
而且，在一个实施例中，与绿色相反，对于在手动FADEC模式下的引擎的功率可用指针呈现为青色。此外，当转子RPM的速度在应用于转子刹车的最大转子RPM与20％(减去)之间并正在减小时，可以呈现通告“RTR BRT”，以指示能够应用转子刹车。
现在参照图13a-f，描述在不同飞行状况期间的PSI 100的工作。
图13a表示起动状况下的PSI 100。第一和第二引擎的指针305、310两者都指向零。转子情况区域215包括圆弧指示器900，该圆弧指示器900的指针905也指向零。标志“ENG OUT”出现在数字读数器区域215的底部。
当起动器开始工作时，气体涡轮速度Ng是驱动参数，直到点火为止。此时，气体涡轮温度MGT很快接替而成为驱动参数。适当的边NP和NR开始增加。
当起动稳定在空转状态时，功率计300上的驱动参数将根据周围的状况改变。在热天，指针可能在3或稍大。如果空转是平衡的，则两个涡轮速度NP数字可能被抑制，显示出灰色三角形。假定在一时刻，使一个引擎提升到FLY位置(例如，引擎1)，则转子速度NR指示(数字和指针)将增加，而保持的涡轮速度NP将变成绿色但是保持在空转值。
现在参照图13b，当转子速度NR达到最小正常工作速度时，切换到条线图指示器600。该转子和第一引擎应该稳定为与用于控制点的Nref控制器水平条650成同一直线。在这种情况下，第一指示器635与Nref控制器水平杆650成一直线。其它引擎速度NP指示将呈现为绿色的半指示器640，在标度的底部(在图13b中没有画出)的第二显示区域660中有数字。
随着第二引擎(即，引擎2)提升，第二引擎显示1100b的参数增加，然后第二指示器640开始向上移动到控制器参考点或Nref控制器水平条650。在该点，指示第二引擎的涡轮速度NP的第二显示区域660也变换成灰色三角形，并且现在驱动系统处于100％RPM的稳定状态(请参见图13b)。
同时功率指示区域205已经按照一次一个指针的方式改变到4到5范围中的某处。随着总距(collective pitch)增加，转矩Q可能接替成为驱动参数，并且指针305、310将匹配地移动到功率计的左上象限中(参见图13b)。
如果在飞行期间发生OEI状况，功率计300的标度将OEI MCP调整到12时，并且呈现OEI标志，如图13c所示。在这种情形中，一个指针指向零附近(例如，第一引擎的指针305)，而标志“ENGOUT”呈现在第一引擎数字显示区域1100b的底部。
如果功率被拉过12时这一点，如图13c所示，将对于2分钟区域呈现OEI区域标签和定时器，并且定时器将开始从2:00向下计数。
如果功率被进一步拉过表示2分钟OEI极限的第四极限505，则OEI标签将改变到30秒，并且定时器开始从0:30向下计数，如图13c所示。如果任何一个定时器值小于10秒，则OEI标签、定时器值和引擎指针将开始闪烁。如果总距进一步增加，并且当达到引擎工作极限(即，指针310通过第二极限405)时，功率指针将停止响应于总距增加的增加(由于FADEC限制)。
进一步增加总距将导致转子RPM下降并且被看作第二和第三指示器640和615远离NREF控制器水平条650而向下的移动。如果总距仍然进一步增加，则条线图指示器600的转子速度NR指示和剩余NP指示将变成黄色。最终，条线图指示器600变成圆弧指示器900。
现在参照图13d，进入自转，对显示的改变非常显著。在图13d中，已经使第一和第二引擎降为空转，在圆弧指示器900中所示的转子速度NR显然稍小于最佳速度，即，在第三圆弧极限935的下面。
当正常着陆时，随着节流阀减小到空转，引擎离合器脱离时，圆弧格式900将再次出现，如图13e所示。当转子速度Nr成为红色时，抑制“AUTOROT”指示。
当关闭引擎时，在第一和第二显示区域1100a、1100b下将出现“ENG OUT”指示，如图13e所示。当转子速度Nr进一步变慢到低于最大刹车应用速度时，将呈现通告“RTR BRK”以表示能够应用刹车(参见图13f)。
虽然已经对于双引擎旋翼机描述了PSI 100，但是应当理解，PSI100也能够用于监视单引擎旋翼机的功率。图14a-c表示对于单引擎旋翼机的PSI 100(作为飞行状况的函数)的显示单元1400。图14a表示在正常飞行状况期间的显示单元1400。图14b表示在自转期间的显示单元1400。
如能够在图14a-c中看到的那样，PSI 100包括与在双引擎中相似的特点。然而，只有一个功率指针。此外，不需要OEI格式，并且不提供2号引擎涡轮速度NP条线图。在转子速度NR指示器1405上保持双边指示器，以使它可以容易地与涡轮速度NP指示器1410区别开来。对于单引擎表示，当在图14b中的NP显示区域1415中显示的涡轮速度NP与转子速度匹配时，使用符号1420(一对灰色三角形-参见图14c)。因为涡轮速度NP值不再跨立在转子速度NR上，所以这提供更为相关的符号。
虽然在上面给出了本发明的现在优先实施例的详细描述，但是对于本领域技术人员来说，在没有脱离本发明精神的情况下的不同另选、修改和等价物是显而易见的。所以，不应该将上面的描述看作对本发明范畴的限制。
此外，应当理解，可以根据机器可执行指令来执行与提供功率信息有关的不同动作。可以将这些机器可执行指令嵌入PSI的数据存储介质中。在一种实施中，可以将机器可执行指令嵌入计算机产品中。在一个实施例中，提供包含程序代码的计算机程序，当在计算机系统上执行该程序代码时，该程序代码指示计算机系统执行本文描述的多个方法中的任何一个或全部。

Claims (36)

1.一种功率情况指示器，被配置为提供旋翼机中的功率信息，所述旋翼机包括引擎，该功率情况指示器包含：
检测单元，被配置为提供多个控制参数中每一个的当前值，所述多个控制参数中的每一个包括预定工作极限；
计算单元，被配置为在共同功率标度上对所述多个控制参数中每一个的当前值和预定工作极限进行归一化；和
显示单元，被配置为在共同功率标度上动态地显示第一可动指示器和第二可动指示器，所述第一可动指示器由所述多个控制参数中的具有最高归一化当前值的一个控制参数驱动，所述第二可动指示器由所述多个控制参数中的其归一化当前值最接近与其对应的归一化预定工作极限的一个控制参数驱动。
2.根据权利要求1所述的功率情况指示器，其中，所述多个控制参数包括桅杆转矩(QM)或引擎转矩(QE)或基于桅杆和引擎转矩计算出的转矩(Q)、引擎内的气体温度(MGT)、和气体涡轮速度(NG)。
3.根据权利要求1所述的功率情况指示器，其中，计算单元被配置为当检测出旋翼机的飞行模式的改变时改变共同功率标度的尺度并在改变了尺度的共同功率标度上对所述多个控制参数中的每一个的当前值和预定工作极限进行归一化，所述飞行模式包括全部引擎工作的飞行模式和一个引擎不工作的飞行模式。
4.根据权利要求1所述的功率情况指示器，其中，显示单元被配置为在共同功率标度上显示与归一化的第一极限相关的第一可动指示器，所述第一极限与所述多个控制参数中的获得最大连续功率的一个控制参数的预定值对应。
5.根据权利要求4所述的功率情况指示器，其中，当所述多个控制参数中的所述一个控制参数是气体涡轮速度(NG)时，第一极限对于全部引擎工作的飞行模式为97.2％，对于一个引擎不工作的飞行模式为99.8％。
6.根据权利要求4所述的功率情况指示器，其中，当所述多个控制参数中的所述一个控制参数是引擎内的气体温度(MGT)时，第一极限对于全部引擎工作的飞行模式为850℃，对于一个引擎不工作的飞行模式为900℃。
7.根据权利要求4所述的功率情况指示器，其中，当所述多个控制参数中的所述一个控制参数是计算出的转矩(Q)时，第一极限对于全部引擎工作的飞行模式为50％，对于一个引擎不工作的飞行模式为59％。
8.根据权利要求4所述的功率情况指示器，其中，显示单元被配置为当第一可动指示器达到归一化的第一极限时激活并显示定时器。
9.根据权利要求8所述的功率情况指示器，其中，定时器被配置为在激活后，在预定时间段期间递减。
10.根据权利要求9所述的功率情况指示器，其中，该时间段为5分钟。
11.根据权利要求1所述的功率情况指示器，其中，显示单元被配置为在一个引擎不工作的飞行模式期间，在共同功率标度上动态地显示第三可动指示器，所述第三可动指示器由所述多个控制参数中的其归一化当前值最接近归一化预定极限的一个控制参数驱动。
12.根据权利要求11所述的功率情况指示器，其中，显示单元被配置为当第一可动指示器达到归一化预定极限时激活并显示定时器。
13.根据权利要求12所述的功率情况指示器，其中，定时器被配置为在激活后，在预定时间段期间递减。
14.根据权利要求13所述的功率情况指示器，其中，该预定时间段为30分钟、2分钟或30秒。
15.根据权利要求1所述的功率情况指示器，其中，显示单元被配置为在共同功率标度上显示与全优先级数字引擎控制极限点、无地效(OGE)悬停和测得的气体温度起始参考相关的第一可动指示器。
16.根据权利要求1所述的功率情况指示器，其中，计算单元被配置为在共同功率标度上对所述多个控制参数中每一个的受限工作区域进行归一化。
17.根据权利要求16所述的功率情况指示器，其中，显示单元被配置为按照预定逻辑改变第一可动指示器、第二可动指示器和受限工作区域中至少一个的颜色，所述预定逻辑基于至少第一可动指示器、第二可动指示器和受限工作区域之间的关系。
18.根据权利要求16所述的功率情况指示器，其中，显示单元被配置为当第一可动指示器处在受限工作区域之一内时改变所述受限工作区域之一的颜色。
19.根据权利要求4所述的功率情况指示器，其中，所述第二可动指示器是在预定受限工作区域之一中可动的。
20.根据权利要求4所述的功率情况指示器，其中，共同功率标度包括从共同功率标度的起点延伸到归一化第一极限的第一受限工作区域、从归一化第一极限延伸到第二可动指示器的第二受限工作区域、和从第二可动指示器延伸到共同功率标度的终点的第三受限工作区域。
21.根据权利要求1所述的功率情况指示器，其中，所述第一可动指示器是指针，所述第二可动指示器是位于所述共同功率标度上的可动刻度线。
22.根据权利要求1所述的功率情况指示器，其中，所述共同功率标度是具有270°角半径的圆弧。
23.根据权利要求1所述的功率情况指示器，其中，
检测单元被配置为检测第二多个参数中每一个的当前值，所述第二多个参数中的每一个包括预定工作极限；
计算单元被配置为在共同转子标度上使所述第二多个控制参数中每一个的(i)当前值和(ii)预定工作极限归一化；
显示单元被配置为在共同转子标度上动态地显示所述第二多个控制参数中每一个的归一化当前值和归一化预定工作极限；
所述共同转子标度被与所述共同功率标度同时显示。
24.根据权利要求23所述的功率情况指示器，其中，第二多个参数包括引擎的功率涡轮速度(NP)和主转子速度(NR)。
25.根据权利要求23所述的功率情况指示器，其中，共同转子标度是包括多个条的多条线图，所述多个条中的一个的高度与所述第二多个控制参数中的一个的归一化当前值对应。
26.根据权利要求23所述的功率情况指示器，其中，计算单元被配置为当检测出旋翼机的自转时改变共同转子标度的格式。
27.根据权利要求26所述的功率情况指示器，其中，在自转期间
显示单元被配置为用第二转子标度代替共同转子标度；
计算单元被配置为在第二转子标度上对所述第二多个控制参数中的一个控制参数的当前值进行归一化；
将第二转子标度与共同功率标度同时显示。
28.根据权利要求27所述的功率情况指示器，其中，所述第二多个控制参数中的所述一个是主转子速度。
29.根据权利要求27所述的功率情况指示器，其中，在自转期间，显示单元被配置为与第二转子标度同时地显示利用所述共同转子标度获得的所述第二多个控制参数中每一个的归一化当前值。
30.根据权利要求27所述的功率情况指示器，其中，显示单元被配置为与共同转子标度的格式的变化相结合地显示自转状况的公告。
31.根据权利要求27所述的功率情况指示器，其中，显示单元被配置为与共同转子标度同时地显示利用所述共同转子标度得到的所述第二多个控制参数中每一个的归一化当前值。
32.根据权利要求29所述的功率情况指示器，其中，第二多个控制参数包括引擎的功率涡轮速度(NP)和主转子速度(NR)，其中显示单元被配置为当引擎的功率涡轮速度(NP)与主转子速度(NR)匹配时取消引擎的功率涡轮速度(NP)的归一化当前值的显示。
33.根据权利要求27所述的功率情况指示器，其中，第二转子标度是具有125°角半径的圆弧。
34.根据权利要求23所述的功率情况指示器，其中，显示单元被配置为在数字读数器上显示所述多个控制参数中每一个的当前值。
35.一种提供旋翼机的功率信息的方法，所述旋翼机包括引擎，该方法包含：
检测多个控制参数中每一个的当前值，所述多个控制参数中的每一个包括预定工作极限；
在共同功率标度上对所述多个控制参数中每一个的当前值和预定工作极限进行归一化；和
在共同功率标度上动态地显示第一可动指示器和第二可动指示器，所述第一可动指示器由所述多个控制参数中的具有最高归一化当前值的一个控制参数驱动，所述第二可动指示器由所述多个控制参数中的其归一化当前值最接近与其对应的归一化预定工作极限的一个控制参数驱动。
36.一种用于提供旋翼机中的功率信息的设备，所述旋翼机包括引擎，所述设备包含：
用于检测多个控制参数中每一个的当前值的装置，所述多个控制参数中的每一个包括预定工作极限；
用于在共同功率标度上对所述多个控制参数中每一个的当前值和预定工作极限进行归一化的装置；和
用于在共同功率标度上动态地显示第一可动指示器和第二可动指示器的装置，所述第一可动指示器由所述多个控制参数中的具有最高归一化当前值的一个控制参数驱动，所述第二可动指示器由所述多个控制参数中的其归一化当前值最接近与其对应的归一化预定工作极限的一个控制参数驱动。
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