CN101512534B - 电子飞行数据显示设备 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种电子显示设备，所述电子显示设备配置为固定在飞机仪表板的多个预先存在的设备孔上方以替换多个传统显示设备，每个传统设备具有传统的示值。所述设备包括显示屏，所述显示屏具有多个对应于电子显示设备替换的多个传统设备的传统示值的示值。所述设备进一步包括具有前部、与所述前部相对的后部、顶部和与所述顶部相对的底部的主体。所述主体邻近显示屏设置并且与所述显示屏连接。所述设备还包括从所述主体的后部突出的电路模块以设置在飞机仪表面板的预先存在的设备孔中的一个中。

Description

电子飞行数据显示设备

相关申请的交叉引用

本申请要求下列共同未决申请的优先权：2006年7月5日提交的题为“电子飞行数据显示设备”的申请号为No.60/806,555的美国临时专利申请、2006年12月13日提交的题为“电子飞行数据显示设备”的申请号为No.60/869,868的美国临时专利申请、2007年1月10日提交的题为“电子飞行数据显示设备”的申请号为No.60/884,225的美国临时专利申请，上述申请公开的内容通过完整引用结合于此。

版权声明

本申请公开的信息包含可通过版权保护的材料。

技术领域

本发明主要的发明理念涉及数据显示设备，并且尤其涉及电子飞机飞行数据显示设备。

背景技术

具有设备面板10(如图1所示)的载人飞机显示在飞机运行期间飞行员所使用的信息。实际上对于每种在过去四十年间制造的传统飞机，设备面板10包括安装在面板或仪表板14上的基于机械的设备12。这些现有或传统设备12通常是下列的组合：齿轮、指针和包含以离散的三英寸圆形参数的旋转式陀螺仪。多数传统飞机包括直接设置在飞行员面前并在控制杆(control yoke)18上方的一组紧凑的六个基本设备16。这些基本设备16经常被总称为“基本六(primary six)”或“标准六(standardsix)”。标准飞行设备16通常是那些与飞机的直接控制和诸如姿态、飞行速度、高度和导航的显示信息相关的设备。显示非主要的信息的设备典型地靠近标准六设备16的左边和右边并且测量和显示其他飞行舱功能的阵列。驾驶舱指示器、开关和其他经常占用全部剩余设备面板的控制器 的大量阵列也包括在设备面板10上。

每种传统设备12通常执行单一的功能并且通过圆孔(未详细示出)安装到设备面板10上。传统设备12的主体(未示出)从设备的后部突出并且被设置在仪表板14的孔中。仪表板14可以具有多个对应于设备12的后部突起的尺寸的朝后的间隙，所述后部突起在很大部分上由与设备功能相关的机构控制。仪表板14通常是坚固的、作为飞机结构一部分的单一铝片。飞机可以被配置成使得仪表板14成为飞机的结构件并且仪表板能够提供飞机驾驶舱的刚度。

在标准六基本设备16中的设备12的布局以及围绕标准六的设备的紧密度经常导致设备面板10具有非常近的设备到设备孔间距。在相邻的三英寸直径设备之间经常只有小于0.5英寸的间距。

由于飞机的飞行时间(fleet age)，需要改造那些传统设备12以反映现代电子、计算机软件和显示技术的进步。作为部件升级，经常期望替代标准飞行设备16，因为这些设备更多地依赖于仪表气象条件(instrument meteorological conditions IMC)下的飞行。而且设备12更倾向于不提供他们对精确的气动和陀螺元件的依赖性。

通常地，在改造期间，设备面板10被完全从飞机移除和/或基本重新设计以适应现代飞行舱仪器。大量的重复工作花费高并且通常需要特别授权、修改资格和保证，因为这可能不利地影响飞机的结构完整性，包括机舱完整性(除其他事项外)。

通过制造或改造替代飞机的仪表板14上的传统设备12，试图将上述装置增加到飞机上，而不需要修改传统仪表板设计并且不(以任何方式)牵连飞机的结构完整性。

发明内容

本发明主要理念涉及一种或多种电子显示设备，所述电子显示设备配置为固定在飞机仪表板的多个预先存在的设备孔上方期望位置以替换多个传统显示设备，每个传统设备具有传统的示值。本发明主要理念不需要对飞机上的现有仪表板作重大修改，因为本发明的覆盖区域与设备 面板上预先存在的设备开口相配合。

所述设备可以包括显示屏，所述显示屏具有多个示值。所述设备可以提供定制的显示和定制的数据显示。位于显示器旁边的软键和控制器可以设置为提供特定的功能。

所述设备进一步包括具有前部、与所述前部相对的后部、顶部和与所述顶部相对的底部的主体。所述主体可以邻近显示屏设置并且与所述显示屏连接。所述设备还可以包括从所述主体的后部突出的电路模块以设置在飞机仪表面板的预先存在的设备孔中的一个中。

在另一个方面，本发明的主要理念涉及一种利用电子显示设备替换的设备面板的仪表板上多个相邻飞行数据设备的方法，所述电子显示设备包括主体、显示屏，以及从所述主体的后部延伸的电路模块，所述方法可以包括：从仪表板的预先存在孔中移除一个、一些或全部传统飞行数据设备，并且将所述电子显示设备定位以替换所述飞行数据设备，从而所述设备覆盖多个预先存在孔。

在另一个方面，本发明的主要理念涉及一种维修飞机的方法，所述飞机包括仪表板，所述仪表板具有多个相邻的预先存在的设备孔和定位在预先存在的设备孔中的多个传统设备，从而形成仪表板。所述方法可以包括：从仪表板的预先存在孔中移除一个、一些或全部传统飞行数据设备，并且将所述电子显示设备定位以替换所述飞行数据设备，从而所述设备覆盖多个预先存在孔。

在另一个方面，本发明的主要理念涉及一种升级飞机的方法，所述飞机包括仪表板，所述仪表板具有多个相邻的预先存在的设备孔和定位在预先存在的设备孔中的多个传统设备，从而形成仪表板。所述方法可以包括：从仪表板的预先存在孔中移除一个、一些或全部传统飞行数据设备，并且将所述电子显示设备定位以替换所述飞行数据设备，从而所述设备覆盖多个预先存在孔。

在另一个方面，本发明的主要理念提供了一种能够使本发明与已经安装在飞机上的现有遗留元件联结的方法，因此使得本发明能偶与大范围的设备类型以及来自大范围的设备制造商的设备合作，所述设备可以 是数字和模拟设备。

在另一个方面，本发明主要理念涉及一种飞机操作方法，所述飞机包括电力和通信线路并且设备面板包括电子显示设备，所述电子显示设备包括显示屏、具有前部相邻定位并且连接到显示屏的主体、所述前部相对的后部、从所述电子显示设备后部突出的控制模块，所述控制模块包括多个将所述电子显示设备连接到飞机电力和通信线路的连接器。所述方法可以包括对飞机加电并对电子显示设备加电。

在另一方面，本发明主要理念涉及飞机设备面板，所述飞机设备面板包括固定在飞机仪表板的多个预先存在孔上的期望位置以替换多个传统显示设备，每个传统显示设备具有传统的示值。电子显示设备可以包括具有多个对应于多个传统设备的传统示值的多个示值，电子显示设备替换所述传统设备，电子显示设备还包括主体，所述主体具有前部、与所述前部相对的后部、顶部和与所述顶部相对的底部。电子显示设备可以进一步包括从主体后部突出以定位在飞机仪表板的预先存在孔之一中的电路模块。

在另一方面，本发明具有一体的备用电池系统，所述系统使本发明独立于飞机的电子电力分配系统。本发明采用飞机的电子电力系统作为主电源，而当飞机系统故障时，本发明具有独立的、一体的电源。在优选实施方式中，备用电池系统对于主要发明理念是固有的，但可以自包含以独立于所述电池。

一体备用电池系统可以用于基本飞行显示设备。所述备用电池系统容纳在其自身的自包容腔体中以将电池与本发明的其他元件隔离。所述备用电池系统利用软件逻辑检测飞机电力系统的耗尽。如果检测到耗尽，则所述软件可以将本发明的电源从飞机电力系统切换到备用电池并且通知飞行员。

在另一方面，本发明的主要理念还涉及包括驾驶舱的飞机；并且定位在驾驶舱中的设备面板可以包括固定在在飞机仪表板的多个预先存在孔上的希望位置以替换多个传统显示设备的电子显示设备，每个传统显示设备具有传统的示值。电子显示设备可以包括具有多个对应于多个传 统设备的传统示值的多个示值的显示屏，电子显示设备替换所述传统设备，电子显示设备还包括主体，所述主体具有前部、与所述前部相对的后部、顶部和与所述顶部相对的底部。电子显示设备可以进一步包括从主体后部突出以定位在飞机仪表板的预先存在孔之一中的电路模块。

本发明的一些实施方式涉及一种电子显示设备，所述电子显示设备包括具有前部和后部的主体、连接到主体的显示屏和从所述主体后部突出以定位在飞机仪表板的预先存在孔中的控制模块，其中控制模块包括一些或全部备用电池、例如接收机、空气数据计算机和姿态航向参考系统的全球定位元件。

本发明主要理念的其他方面部分地是显而易见的以及部分地被在后面描述。

附图说明

图1是包括位于仪表板上的传统显示设备的传统设备面板的立体图；

图2表示根据本发明主要发明理念的电子显示设备的视图；

图3是图2所示电子显示设备的另一个视图；

图4是图2所示电子显示设备的主视图；

图5是排成行设置的图2所示电子显示设备的主视图；

图6是图2所示的三个电子显示设备的主视图，所述主视图提供关于设备用户界面和屏幕显示的透视图；

图7是图2所示的三个电子显示设备的主视图，所述主视图提供关于设备用户界面和屏幕显示的透视图。

具体实施方式

参考附图，并且特别参考图2，根据本发明主要理念的电子飞行数据显示设备或形状参数被设计为由附图标记30表示的整体。根据本发明主要理念的电子显示设备30设计为替换两个或多个传统显示设备12(如图1所示)。如下面进一步描述，电子显示设备30可以被改造到传统仪表板14(如图1所示)上并且数字化地重现原来由被替换的传统设备12表示 的信息。根据本发明主要理念的电子显示设备30配置为被改造到传统飞机的未改变仪表板上。电子显示设备30可以连接到传统仪表板14以替换传统显示设备12，而不需要重新配置或另外操作传统的仪表板14。进一步地，因为电子显示设备30包括独立的电子电路并且可以包括备用电池，当在先前确认过的飞机上改造电子显示设备时，电子显示设备的用户将不需要再确认整个飞机的电路负载分析。然而进一步地，根据本发明主要理念的电子显示设备30可以一般不需要定期的维护或校准工作。

电子显示设备30包括壳体或主体32，所述壳体或主体32具有前部34、与所述前部相对的后部36、顶部38、与所述顶部相对的底部40、左侧42以及与所述左侧相对的右侧44。电子显示设备30进一步包括显示屏46并且所述主体32的前部34形成围绕并保护所述显示屏的边框或框架48。在一种实施方式中(未示出)，显示屏46可以是无框的。所述设备30进一步包括从所述设备主体32的后部36突出的控制器或电子盒或模块50。控制模块50具有多个设置为将数据显示设备30连接至传统飞机的通信或控制线路(例如，气动或电动)的连接器52。尽管在不背离本发明主要理念的范围内所述控制模块可以具有其他尺寸或形状，在一种实施方式中，所述控制模块36的尺寸与形状合适地配合在预先存在的设备孔或传统飞机的仪表板14的腔室内，通过从仪表板上移除传统显示设备以在需要的位置固定所述设备30，所述孔或腔室暴露出来。在另一种实施方式中，控制模块36的尺寸很小以提供摆动室(wiggle room)，所述摆动室使得所述设备与传统设备水平和垂直对齐或在多个设备用于一架飞机中时对齐多个设备或由用户调整希望的角度以提供优化的视角。

尽管在不背离本发明主要理念的范围内所述主体32可能具有在左侧42和右侧44之间测量所得的其他宽度，在一种实施方式中，所述主体32具有大约3英寸和4英寸之间的宽度。在特定实施方式中，主体32具有大约3.3英寸和3.7英寸之间的宽度。在另一种实施方式中，主体32具有大约等于仪表板14上孔之间水平间距的宽度。尽管在不背离本发明主要理念的范围内，所述主体32可以具有在主体的顶部38和底部40之 间测量所得的其他高度，在一种实施方式中，所述主体32具有大约6.5英寸和9英寸之间的高度。在特定实施方式中，主体32具有大约7英寸和8.5英寸之间的高度。在另一种实施方式中，所述主体具有大约等于仪表板14上孔的垂直间隔的高度。尽管在不背离本发明主要理念的范围内，所述主体32可能具有在前部34和后部36之间测量所得的其他最大厚度，在一种实施方式中，所述主体32具有大约0.3英寸和1.5英寸之间的厚度。在特定实施方式中，主体32具有大约0.5英寸和1.3英寸之间的厚度。主体32的尺寸和形状，使得所述设备30不会突入与其他设备(例如，其他电子显示设备或传统设备)相关的面板空间，所述其他设备直接定位在被替换的所述设备的上方、下方或左侧、右侧。

在不背离本发明的范围内，主体32可以具有不同的形状。在一种实施方式中，主体32通常是矩形并且高度大于宽度。在一种特定实施方式中，主体32具有大约是宽度两倍的高度。具有该高或人像形状(portraitshape)的单个电子显示设备30可以被改造到仪表板14上以替代所述标准六传统设备16的顶部传统显示设备和底部传统显示设备，所述底部传统显示设备在所述顶部传统显示设备下方和邻近所述顶部传统显示设备。可以设想，主体32可以制造地足够小以允许用户选择性替换一个、一些或全部标准六设备16。在用户将第二主体32添加到已经具有第一主体32的仪表板14上的情况下，第二主体32可以安装在预先存在的孔中或者通过附接装置(未示出)安装在第一主体上，所述孔基于传统显示设备12之一移除后而形成，所述附接装置包括但不限于具有螺钉或搭扣的铰链。所述附接装置可以在每个主体32下方或上方的一侧，以便另外的主体32可以增量式地增加并且根据用户更换的传统显示设备12彼此匹配。选择性地彼此添加一个或多个单个主体32的能力提供了重要的通用性。除了允许用户有选择地替换一个、一些或全部标准六设备16，用户可以将一个或多个主体增加到其他预先存在的孔(未示出)，所述孔可以与标准六设备1 6无关并且与用户希望替换的其他设备或元件有关。进一步地，用户可以将一个或多个主体32安装到不位于仪表板14上的预先存在的孔(未示出)中。或者，用户可以在任何位置上创造一个或多个新孔以安装一个或多个主体32。

可选择地，还可以设想，主体32可以制造得足够高以替换三个或更多沿一列邻近设置的传统显示设备(例如，标准六设备16的顶部和底部行的最右边的传统设备12和标准六设备16最右边两个传统设备下方的传统显示设备或设备位置19)。还可以设想，主体32可以被制造为尺寸和形状适合替换三行两列的传统显示设备组(例如，标准六设备16的最右边四个传统设备12，标准六设备16右边的两个右侧传统显示设备20、21，以及另一个设置在所述两个右侧传统显示设备下方的侧向传统显示设备22)。

在另一种实施方式中，主体32通常是矩形并且宽度大于高度。在一种特定实施方式中，主体32具有大约是高度三倍的宽度。具有该宽度或景观形状(landscape shape)的单个电子显示设备30可以被改造到仪表板14上以替代标准六传统设备16的左侧传统显示设备12，所述标准六传统设备16与所述左侧传统显示设备相邻。可以设想，主体32可以制造地足够宽以替换在一行上邻近地设置的三个传统显示设备。例如，这种超宽电子显示设备30可以替换标准六设备16的顶部三个传统设备12或所述标准六设备的底部三个传统设备。

在另一个实施方式中，主体32可以配置为替换四个以两行两列设置的传统显示设备。根据本实施方式的主体32通常为正方形。

通常，电子显示设备30可以配置为替换任何结构的彼此临近设置的传统显示设备12。作为电子显示设备30结构的另外实例，主体32可以是L形以替换例如一组传统显示设备12，所述一组传统显示设备包括具有公共角部传统设备的一列两个或三个传统显示设备或者一行两个或三个传统显示设备。

主体32可以由不背离本发明主要理念范围的各种材料制成。例如，所述主体32可以由通常用于飞机制造的材料制成。

尽管屏幕46可以包括不背离本发明主要理念范围的其他材料，在一种实施方式中，所述屏幕包括保护性覆盖层。在种实施方式中，所述覆盖层(cover)由玻璃制成。所述覆盖层还可以由其他适合的材料制成， 例如各种视觉上透明的聚合物。在不背离本发明主要理念的范围内，可以采用不同类型的显示屏46。例如，屏幕46可以包括液晶屏(LCD)。在一种实施方式中，屏幕46是薄膜晶体管液晶显示器(TFT LCD)。显示屏46可以具有不背离本发明主要理念范围的各种尺寸和形状。例如，所述屏幕可以为大致矩形、大致正方形、大致圆形或大致椭圆形。所述屏幕46可以具有大于宽度的高度。如上面对与主体32的描述，根据本实施方式，屏幕46具有高的或人像定位。在一种实施方式中，屏幕46为大致矩形，具有大约3英寸和大约3.5英寸之间的宽度，并且具有大约6英寸和大约6.5英寸之间的高度。在一些实施方式中，屏幕46具有大于其高度的宽度。如上面关于主体32的描述，这些屏幕46具有宽的或景观定位。

电子显示设备30的显示屏46可以具有不同的特性和显示质量，包括在显示器工业领域公知的特性。例如，显示屏46可以为高分辨率。屏幕46还可以是日光下可读的(sunlight readable)。在一种实施方式中，电子显示设备30包括整合在显示屏46中或者安装在显示屏46或所述设备的其他部件上的光电池(未具体示出)。所述光电池连接到显示屏46的背光源并且探测驾驶舱内的环境光。所述光电池则向背光屏幕46发射环境光信息，使得所述屏幕的亮度和/或其他特性(例如对比度)可以由飞行员调整以提高可读性。在一种实施方式中，所述光电池通过控制模块50的方式连接到显示屏46，所述控制模块处理所述环境光信息并且根据所述信息控制所述屏幕。 

屏幕46可以包括增透膜(anti-reflective coating)。屏幕46的覆盖层还可以非常结实(strong)以保护屏幕和如上所述的设备30。显示屏46还可以显示各种颜色。在一种实施方式中，显示屏46是彩色有源矩阵屏幕。显示屏46或主体32可以包括一个或多个元件(未具体示出)以从背后照亮所述屏幕。例如，在包括LCD屏幕46的电子显示设备30的实施方式中，所述元件从背后照亮玻璃结构的LCD。在特定实施方式中，背光元件包括高密度白光发光二极管。显示屏46可以具有调光能力，例如自动调光功能，由此所述屏幕在一定的预定条件下变暗。还可以配置 所述电子显示设备30以便所述屏幕的亮度和/或其他特性(例如对比度)可以由飞行员自动调整(例如，通过控制模块50响应从上述光电池接收到的光信息)或手动调整(例如，通过接触所述屏幕或利用旋钮或按钮，这将在下面详细描述)。

显示屏46还可以显示消息，例如飞机和电子显示设备30操作指令或警告。例如，指示器信号或报警器(未详细示出)可以整合进显示器以提供关于飞机部件的功能的信息，例如高度、地形警告、舱压和传动报警(gear alert)。当例如设备30工作在如下面详细描述的演示模式下时，显示示例性的文本消息“DEMO MODE”。当例如全球定位系统数据无法利用或被设置在飞机上基本或可能在电子显示设备中的GPS接收器(未详细示出)无效标记时，显示另一个示例性的消息“NO GPS”。当例如飞机的当前位置降落在地形数据库的地形覆盖区域之外时，显示另一个示例性的消息“NO COVERAGE”。当例如飞机总线电压低时，显示另一个示例性的消息“LOW VOLTS”。所述设备30可以改变为从设置在控制模块中的备用电池(下面更详细描述)接收电能。当例如基于所述设备可以接收并且考虑关于包括最近机场的距离、飞行方向、高度和升高速度的信息的变量，所述设备30已经确定飞机可能在飞行降落阶段时，显示另一个示例性的消息“LANDING”。当例如基于所述装置可以接收并考虑关于包括着陆速度的信息的变量，设备30已经确定飞机可能在地面时，显示另一个示例性的消息“ON GROUND”。当例如基于所述装置30可以接收并考虑关于包括例如到最近机场距离、飞行方向、高度和升高速度的信息的变量，设备30已经确定飞机可能在飞行的起飞阶段或飞行的复飞(Missed Approach)阶段时，显示另一个示例性的消息“DEPARTURE”。

可以设想，所述显示屏46可以是接触感应的。例如可以配置电子显示设备30以便用户可以在使用该设备期间通过触摸所述屏幕与控制模块50通信。

显示屏46可以以一种或多种不同的格式显示飞行数据信息。例如，所述显示屏46可以数字地或图形地显示信息，例如以实时图形或实时图 表的形式。在一种实施方式中，电子显示设备30配置为在屏幕上以条状图或带(tape)显示信息，例如垂直带或水平带。在一种实施方式中，显示屏46和/或所述主体32的前部34可以包括固定刻度标记(fixed tickmark)(比例标记)和数值以指示变量值。当刻度标记设置在显示器屏幕46(如图4所示)上时，刻度标记可以移动或作其他改变。例如，所述刻度标记可以根据所述变量值的改变即时变化。电子显示设备30可以配置成在多个表格中显示相同的变量。例如，显示屏46可以图形化和数字化地显示变量(例如，高度、姿态，或空气速度)。这些不同的格式可以选择地被显示(例如在屏幕46的相同位置)或同时在屏幕的不同位置显示。

通常，电子显示设备30可以以任何传统的和本领域公知的方式显示信息。在一种实施方式中，设备30采用色彩指示显示的信息。例如，当设备30数字地显示数值时，该数字可以是当其为正时为绿色当其为负时为红色。作为数字色彩编码的另一个实例，变量的数字代表(numericalrepresentation)可以对应于特定变量范围的各种色彩显示。例如，高度的数字代表可以对应于特定时刻的高度范围的黄色、浅绿、深绿、红色、洋红和蓝色表示。

图形代表还可以用不同的方式进行色彩编码。例如，电子显示设备30可以配置成显示具有对应于地图公知常识的色彩的图像(例如地形图、气象图或全球定位地图)，所述地图例如地形变化、从陆地到水域的变化或地面高度的变化、天气类型或典型建筑物(例如塔和跑道)。

电子显示设备30可以在不同的区域或块显示多种类型的信息。在这种情况下，电子显示设备30替换标准六基本设备16的至少两个传统设备12，所述电子显示设备30可以配置成显示至少两种类型的对应于由传统设备12显示的信息的信息。例如，电子显示设备30可以显示的两种类型信息中的一种可以包括对应于传统上由标准六设备16的升降速率表(VSI)显示的速度值的速度。在一种实施方式中，电子显示设备30被配置成显示从信息类型组选择出来的至少两种信息，所述信息类型组包括姿态、速度、高度、地形、天气、正常导航、交通、光线、发动机、燃 料和其他飞机状态或性能。然而，电子显示设备30不限于显示由传统设备12显示的信息并且可以显示任何数量类型的信息。例如，除了显示由传统设备12显示的数据，电子显示设备30可以显示另一类从参数化数据的结果获得的信息，所述数据由传统设备12显示。另一类可以显示的信息包括从一个或多个附加元件收集到的信息，例如但不限于售后升级装置。

电路模块50可以具有不背离本发明主要理念范围的不同尺寸和形状。通常，控制模块50的尺寸和形状适于理想地配合在仪表板14上预先存在的孔中(如图1所示)，所述孔通过移除相应的传统设备12而暴露出来。在普通的实施方式中，电路模块50具有与标准六基本设备16的传统三英寸直径仪表板孔相对应的大约3英寸的外直径。在具有矩形主体32的电子显示设备30的一种实施方式中，电路模块50从比到主体的相对一端更靠近主体的一端所述主体的后部36延伸。例如，如图3所示，电路模块50从比靠近底部40更靠近顶部38的所述主体32的后部36延伸。以这种方式，电路模块50可以设置在仪表板14的预先存在一对孔的上部孔中，所述孔通过移除传统设备12而暴露，从而所述主体32覆盖所述一对孔的上部孔和下部孔，所述下部孔与所述上部孔直接相邻并在所述上部孔下方。

尽管所述电路模块50可以具有其他深度，所述深度可以被称为“容器深度(can depth)”，以及在临近主体32的电路模块的基座54(如图3所示)和电路模块的一端56之间测得，在一种实施方式中，电路模块具有大约3英寸和大约4英寸之间的深度。在特定实施方式中，所述容器深度大约3.4英寸。通常，考虑到连接器52和其他适配器(下面详细描述)需要的空间，所述容器深度对应于电路模块50将要设置的预先存在的仪表板孔的向后的间隙(未示出)，所述适配器可以将所述模块连接到飞机的电源、地线和通信线路。尽管在不背离本发明主要理念的范围内所述电子显示设备30可以具有另外的在最前面的设备部件58(例如，如图2所示并在下面描述的从主体32的前部34延伸的旋钮的尖端)和电路模块50的连接器52的最后部尖端60之间测量的总深度，在一种实施 方式中，电子显示设备具有大约4英寸和大约4.5英寸之间的总深度。在特定实施方式，所述电子显示设备的总深度是大约4.25英寸。

电路模块50包括控制所述电子显示设备30的电路(未详细示出)，所述控制包括根据从飞机的通信线路和其他信号源(例如卫星发送的全球定位信息)接收到的信号控制在显示屏46上显示什么。所述电路可以包括任何本领域公知的电子元件。在一种实施方式中，电路模块50包括紧凑固态电路(compact solid state electronics)。在电路模块50和显示屏46中的电路可以配置为显示与飞行舱的现代化功能相关的任何信息。

电路模块50可以包括全球定位系统(GPS)接收机(未示出)。GPS接收机接收来自例如GPS卫星的GPS源的关于所述接收机(以及因此电子显示设备30安装于其上的飞机)在地球上的位置的信息。所述飞机可以包括储存全球定位(例如全球地图)的数据库(未示出)，根据所述数据库，关于接收机位置的GPS信息可以被比较以向GPS系统的用户(例如飞行员和塔台控制者)传送飞机的特定全球定位。在一种实施方式中，电路模块50包括计算机(未示出)，所述计算机可以保存GPS数据库。本领域技术人员可以理解，对于其他位置，所述数据库可以存储在电路模块50的计算机的存储器中、例如光盘或存储卡的飞机的存储装置(例如在电路模块50中)上，或存储在远离飞机并通过无线通信由飞机访问的计算机或服务器中。在一种实施方式中，GPS接收机从同一个GPS源(例如卫星)接收包含GPS全球地图定位信息的GPS信息。在特定实施方式中，数据库存储在数据卡(未示出)中，所述数据卡插在主体32或电路模块50的卡槽(未示出)中。

因为GPS数据库信息(例如GPS地图)的元素，例如地形特征、障碍物位置、机场距离有时会改变，GPS数据库可能需要阶段性更新。GPS信息可以由政府提供并且阶段性地更新。对于电子显示设备30的实施方式，其中GPS数据库存储在可移动装置上，例如前面段落中描述的数据卡，所述卡可以由使用所述更新的政府信息的公司连同日期标签提供给所述设备的用户。所述用户可以将所述更新的数据卡插入数据卡槽中并覆盖具有相应日期标签的所述槽。在这种方式中，维护人员或其他人可 以轻易地知道所述电子显示设备正在使用的GPS数据的版本。GPS图像数据卡的提供者可以提供定期的卡更新，例如每六个月(大约)。

电路模块50还可以包括姿态导航参考系统(attitude heading referencesystem)。所述电子显示设备30还可以包括内部速率传感器，例如从整体压力传感器(未示出)得出的或从例如空气数据计算机(未示出)的其他来源获得和/或计算得到速率信息。在一种实施方式中，计算机被配置成处理GPS信息和空气数据信息。电子显示设备30还可以使用其他适合的方法获得或提供速率数据。例如，所述设备30可以采用内部和外部速率传感或测量的组合。

电路模块50还可以包括备用电池(未示出)。电路模块50中的所述电池是所述模块通过连接器52接收的主电源的备份。所述备用电池可以在从机场失去电子显示设备30的主电源的情况下(例如，到所述设备的电力线被切断)为电子显示设备30供电。在优选实施方式中，对于本发明，所述备用电池是自容式的(self-contained)和内在的。

所述备用电池用于所述主要飞行显示设备。容纳在其自身中的、自容式模块将所述备用电池与本发明的其他元件隔离。所述备用电池利用软件逻辑检测飞机电子系统的电压降低。如果检测到所述降低，所述软件则将本发明的电源从飞机电力系统切换到备用电池并且通知飞行员。

可以设想，电子显示设备30包括多个电路模块(未示出)。例如，当电子显示设备30配置为如上所述替换四传统显示设备12(如图1所示)的两个两行两列组时，电子显示设备可以包括两个并排设置在邻近所述主体的顶部38的主体32后部36上的电子显示装置。在这种方式中，两个电路模块50可以设置在四个预先存在的仪表板孔的顶部两个预先存在仪表板孔中，所述四个仪表板孔通过移除四个传统显示设备12而暴露。

电子显示设备30的电路模块50的数量不必对应于所述电子显示设备替换的传统显示设备12的数量。例如，在一种实施方式中，电子显示设备30配置为替换所有的标准六传统设备16并且包括从主体32的后部36沿邻近所述主体的顶部38的装置的中心线(未示出)突出的单一电路模块50。在这种方式中，所述单一电路模块50设置在通过移除标准六传 统设备16而暴露的孔中的上部中心预先存在孔中并且所述主体32覆盖所有六个预先存在的孔。

在不背离本发明主要理念的范围内，电子显示设备30可以包括多个连接器52。连接器52对应于被导向通过移除传统显示设备12而暴露的预先存在孔的电力线/地线和通信线路，当电子显示设备30定位在仪表板14(如图1所示)的希望位置上时，所述电路模块50设置在所述孔中。连接器52可以包括气动连接器62。气动连接器62可以连接到飞机的飞行员静态系统。在一种实施方式中，气动连接器是传统的0.125英寸NPT气动连接器。

连接器52还包括电力连接器64。所述电力连接器64可以是多端口(例如多针)连接器以同时接收多个信号。在一种实施方式中，电力连接器64是15针公头“d-sub”连接器。电力连接器64的针是固定的、机械针以便耐用。15针公头连接器64可以对应于邻近仪表板14的底部预先存在孔(未示出)设置的飞机的15针母头“d-sub”连接器使用。所述电力连接器64的各个端口或针接收或者输出各种类型信息。例如，电力连接器64的多针中的一根针(例如，针1)可以设计为接收电力(例如，主DC电源或正输入)并且邻近的针(例如，针9)可以设计为接地(例如，主DC电源负极或地线连接)。作为另一个实施方式，电力连接器64可以配置成电力连接器的多针中特定针(例如针5)是GPS信息的串行输入。在不背离本发明主要理念的范围内，数据信号可以多种格式传输到电子显示设备30。例如，可以从定位在仪表板14(如图1所示)上或在电路模块50中的GPS导航仪以例如RS-232的串行格式接收GPS数据。

因为电子显示设备30的连接器52和飞机通信线路的相应连接器之间的差异，可能需要使用适配器(未示出)。在一些实施方式中，可以采用辅助连接器材料以确保电子显示设备30的连接器52和飞机通信线路的相应连接器之间的牢固连接。例如，对于气动连接，用户可以使用例如 带的带以保证紧密地密封连接。Teflon是E.I.Du Pont DeNemours和Wilmington，Delaware公司的注册商标。可以与连接器工具(未示出)制造、分配和/或固定电子显示设备30。连接器工具可以包括例如 连接器壳体、滑动锁定机构和卷缩销(crimp pin)的连接器元件。

电子显示设备30可以包括也可以不包括从所述主体32的后部36突出的辅助模块66(如图3所示)。所述辅助模块可以用作多种目的。例如，辅助模块66可以设置在主体32的后部36上，使得其定位在仪表板14的预先存在孔中，当电子显示设备30定位在仪表板的希望位置上时，所述电路模块52设置在所述孔中。通过设置在所述预先存在孔之一中，辅助模块66用于将电子显示设备30固定到仪表板14。

辅助模块66可以包括也可以不包括冷却风扇68，如图3所示。在不背离本发明主要理念的范围内，冷却风扇68可以以多种方式工作。冷却风扇68可以吹动从仪表板14后面拖出的空气通过在预先存在的仪表板的一侧(未示出)的通道，当电子显示设备30定位在希望位置上时，辅助模块66设置在所述孔中。冷却风扇68在电子显示设备30工作期间可以连续地、定期地或间歇地工作。风扇68可以连接到电路模块50并由所述电路模块50控制。电子显示设备30还可以包括一个或多个连接到风扇68和/或电路模块50的温度计(未示出)，并且所述风扇和/或电路模块50可以选择性地编程成在设备温度高于预定温度时操作风扇。

在一种实施方式中(未示出)，电子显示设备30包括一个以上的辅助模块66。任何数量的该多个辅助模块66可以包括冷却风扇68。对应于预先存在的仪表板孔的位置辅助模块66被定位在主体32的后部36上，当电子显示设备30定位在仪表板14希望位置上时，辅助模块设置在所述孔中。

在另一种实施方式中(未示出)，电路模块50设置在邻近主体底部40的主体后部36上，并且辅助模块66设置在邻近主体顶部38的主体后部36上。在另一种实施方式中，电子显示设备30不具有辅助模块66并且电路模块50可以在邻近主体的顶部38或主体的底部40设置。

在一种实施方式中(如图3所示)，电路模块50设置在邻近主体32的顶部38的主体后部36上，并且辅助模块66设置在邻近主体底部40的主体后部上。在这种方式中，电路模块50和辅助模块66可以分别设置在邻近主体的顶部/底部对的预先存在的顶部和底部孔中，所述孔通过 移除一对顶部/底部传统显示设备12而暴露。

在不背离本发明主要理念的范围内，辅助模块66可以具有各种形状和尺寸。在一种实施方式中，对应于传统仪表板的三英寸直径，辅助模块66具有大约3英寸的最大尺寸(例如，直径、宽度、高度或左上角和右下角之间的距离)。对于其他形状，辅助模块66通常是圆形、椭圆形或正方形。

在另一种实施方式中，本发明可以不采用辅助模块66而只采用电路模块50。

电子显示设备30还可以包括一个或多个例如旋钮72和按钮74(如图2所示)的邻近主体32的前部34设置的用户接口部件70。可以配置电子显示设备30以便可以出于多种目的应用所述用户接口部件70。例如，用户接口部件70可以用于与电路模块50通信，比如启动电路模块计算机的重启动。用户接口部件70还可以用于操纵所述设备30的显示。例如，用户可以操作旋钮72以操纵显示屏46上的数据显示，比如在不同视图、格式(例如图形到数字显示格式)和语言之间切换以调整屏幕显示特性(例如亮度和对比度)。

可以采用不同类型的旋钮72。在一种实施方式中，旋钮72是光编码旋钮。旋钮72可以具有记忆推送(memory push)功能。也就是说，所述旋钮可以被配置成使得它们停留在变换推动的向下/向上的位置并且当旋钮相对于向上时而向下时，电路模块50由旋钮72以不同方式控制。在一种实施方式中，参考图6，设备30在显示屏46上提供定制的显示和定制的数据显示。位于显示屏46旁边的软键80将使用户配置所述软键80以提供可以由用户编程的特定功能。在优选实施方式中，具有多个软键并且用户可以利用可编程信息对每一个键编程，使得显示屏46被以每个用户喜欢的方式定制。软键可以与用于用户从中选择的例如“地形(TERRAIN)”、“交通(TRAFFIC)”、“天气(WEATHER)”、“辅助/设置AUX/SETUP”的不同标题相关。以用户意愿的不同方式编程这些各个标题。然而，可以理解，对于安全的原因，某些功能是不可编程的而是被设定功能。由用户购买的软件包可以确定旋钮和控制器的功能 以及向用户显示的信息。例如，这种软件包可以包括“飞行员(Pilot)”、“专业(Pro)”、“军队训练程序(ATP)”，每个提供不同的功能等级。可以有多个不同软件具有的功能和不同操作。

如上所述，电子显示设备30的使用和功能(即信息显示)不限于标准六基本设备16(如图1所示)。也就是说，电子显示设备30可以替代其他的传统设备12(如图1所示)或从标准六基本设备16之外的其他传统设备复制信息。总体上，电子显示设备30可以显示用户希望的在飞机操作期间由飞行员使用的任意信息。

电子显示设备30可以替换传统基本姿态/航向设备。在这种实施方式中，所述设备30作为基本飞行显示器(PFD)。电子显示设备30还可以替换传统导航设备。在这种实施方式中，所述设备30作为多功能显示器(MFD)。电子显示设备30还可以替换传统发动机设备。在这种实施方式中，所述设备30作为发动机监视显示器(EMD)。电子显示设备30可以作为PFD、MFD和EMD的任意组合。所述设备30也可以用于其他方式，包括上面已经描述的方式。当作为PFD、MFD和/或EMD的传统设备12的替代品或者替代另外或其他传统飞机设备时，电子显示设备提供了在机械相对物上的极大改善的环境意识(situationalawareness)。环境意识是通常指飞行员与飞机操作相关的所有事有关的意识的技术术语。例如，容易地读出显示以及精确报警系统增加了环境意识并促进了飞行的成功。进一步地，当用作作为PFD、MFD和/或EMD的传统设备12的替换品或者替代另外或其他传统飞机设备时，电子显示设备提供了在机械相对物上的极大的改善精度。

根据本发明主要发明理念的电子显示设备30可以包括上面描述的多种方式使用。应用电子显示设备30的特定方法包括用电子显示设备替换多个邻近的传统飞行数据设备的方法。另一种应用电子显示设备30的方法是通过用电子显示设备替换多个邻近的传统飞行数据设备升级或更新飞机的方法。而另一种应用电子显示设备30的特定方法是维修飞机。还有一种应用电子显示设备30的特定方法是操作飞机。

在所有应用电子显示设备30的方法中，所述设备可以用非强迫方 式(non-obtrusive manner)安装在飞机上。也就是说，所述设备30可以被安装或改造到仪表板14上，并且特别是安装在预先存在的仪表板孔(未示出)中，所述孔通过移除传统显示设备12(如图1所示)而暴露，而不需要实质地改变所述仪表板。所述方法缓解了与其他最新型安装(state-of-the-art)相关的问题，由于飞机设备面板的空间限制，所述最新型安装需要改造仪表板或取代/重新布置现有设备。

本发明主要理念提供了一种能够使本发明与已经安装在飞机上的现有遗留元件联结的方法，因此使得本发明能够与大范围内的设备类型和来自大范围的设备制造商的设备合作，所述设备可以是数字和模拟设备。本发明包括航空电子转换器单元(Avionics Converter Unit)(ACU)，所述ACU利用不同信号协议接收来自不同制造商的传统信号，然后将这些不同的信号转换为对应单一、工业标准协议的数字信号，以便使得现有传统设备与本发明关联。在优选实施方式中，ACU是单独的设备，但ACU可以整合进电子显示设备中。

ACU可以利用多种不同的协议接收来自多个不同制造商的信号。ACU软件检测到所述信号并且能够识别出可以使用哪种协议。然后所述软件解释这些信号并将其转换为工业标准协议。然后，所述转换后的信号被传送到本发明并且为本发明提供飞行信息以便在所述设备30上解释和显示。

ACU可以包含但不限于下列主要接口：(1)VOR(甚高频全向无线电信标)/陆航向偏离(localizer deviation)；(2)滑翔斜率偏差(glide slopedeviation)；(3)GPS(全球定位系统)模式通告；(4)GPS/OBS(全方位选择器)(omni bearing selector)接口；(5)雷达测高计决断高通告(radaraltimeter decision height anninciation)；(6)自动驾驶指挥仪指令条接口(autopilot flight director command bar interface)；(7)自动驾驶航向误差接口(autopilot heading error interface)；(8)自动驾驶/VHF(甚高频)导航水平和垂直引导；(9)自动驾驶/VHF导航粗大误差接口；和(10)具有电子显示设备30姿态/水平状态的ARNIC 429低速接口。

ACU从现有的VHF导航无线接收机接收导航合成信号(Nav Composite signal)。该信号包含VOR方位信息或定位信息。VHF导航无线电采用表示合成信号数据的离散的“调谐定位(tune-to-Loc)”状态。(“调谐定位”还称作“ILS Energize”。两个名词可交换使用)。如果“调谐定位”是错误的(离散未接地)，则所述合成信号包含30Hz的参考分量(reference component)和30Hz可变相位分量。所述参考信号被调制在所述合成信号上，使得其相位独立于来自VOR地面站的飞机方位。所述可变相位被调制在所述合成信号上，使得其相位变化一定的角度，所述角度等于来自VOR地面站的飞机相位。30Hz可变相位信号通过调幅(AM)所述合成信号来应用。利用被叠加在AM调制的30Hz可变相位信号上的9960Hz子载波，所述30Hz参考信号设置在所述合成信号上。所述9960子载波是利用30Hz参考信号的调频(FM)。峰值FM偏差是480Hz。来自VOR地面站的方位FROM是30Hz参考信号和30Hz可变信号之间的简单相位差。

ACU解调电路滤波和放大所述参考信号和可变相位信号，然后将这两个信号施加到XA-G49处理器作为一对30Hz的方波信号。处理器使用其内部计数器之一测量参考信号上升沿和可变信号上升沿之间的时间。计数器值与方位FROM成比例。该值转换为+180度(VOR方位是FROM，RMI方位是TO)，然后通过429端口发出作为GAMA标签222上的RMI方位。通过比较从合成信号得出的RMI方位和从AIRNC 429输入端口标签100读出的选择航向指针角度，处理器计算方向偏差和To/From。所述选择航向指针角度由飞行员设置以选择希望的VOR半径。当RMI方位和所述选择航向指针角度相互在±180度内时，TO/FROM状态是TO，否则是FROM。

XA-G49计数器配置为从具有预定比例16分频的内部25MHz时钟中实现。30Hz参考信号的周期是33 1/3毫秒，所述周期等于2PI弧度或360度转角。因此，计数器可以在33 1/3毫秒内达到52,083，这表示每度144.675个计数，或每次计数0.006912度，从而：

方位(角度)＝计数*0.006912(从0至360)

当RMI方位和所述选择航向指针角度之差等于10度时，方向偏差设置 为满刻度(full scale)。当选择航向角小于RMI方位时，针向航向的右侧偏转。偏转在-10度到+10度的范围内是线性的。航向偏差还被转换为150mV模拟左/右信号以及用于自动驾驶NAV模式的有效标志。对于那些接收所述输入的自动驾驶仪，选择的航向还可以转换为模拟量。

当“调谐定位”为真时(离散接地)，表示VHF导航无线电调谐到定位频率，所述合成信号包含90Hz和150Hz信号对。定位地面站产生这些信号，使得当飞机在中心线左侧时，90Hz信号更强，并且当飞机在中心线右侧时，150Hz信号更强。当飞机在中心线上时，这些信号具有相等的幅度。

ACU滤波器放大和整形由VHF导航接收机提供的定位合成信号中的90Hz和150Hz分量。然后将这些直流(DC)信号施加到模数(A2D)转换器上。由XA-G49处理器读出的A2D值与在飞机定位仪天线处的90Hz和150Hz信号成比例。所述DC值的差值用于产生在ARINC 429端口上的定位偏差输出。在定位操作期间隐藏TO/FROM标志并且忽略航向指针角。定位偏差还可以转换为±150mV模拟左/右信号和由自动驾驶NAV/APPR模式使用的有效标志。定位偏差在GAMA标签173中输出。

来自VHF导航无线电作为一组低电平DC电压的滑翔斜率偏差和有效性被提供到ACU。滑翔斜率偏差是与关于期望滑翔路径的飞机位置成比例的±150mV信号。有效标志信号大于125mV。GS偏差和标志信号通过ACU放大，然后被发送到A2D，XA-G49阶段性地从A2D读出它们并且与ILS Energize离散一起处理。当ILS Energize为真(ILS Energize离散接地)和GS Valid为真时，ACU在ARINC 429输出总线上输出有效的滑翔数据。滑翔斜率输入和标志被缓存并且被ACU重复以由自动驾驶NAV/APPR模式使用。

GPS模式通告接口是一系列由GPS提供的离散体，所述离散体由ACU读出并向电子显示设备30转换为ARINC 429输出总线上的一组待确定的标签。

GPS/OBS接口和从ACU到GPS的模拟输出信号与电子显示设备30HSI发送的选择航向输入成比例。当工作在OBS模式(伪VOR)时，通 过GPS使用。Pre-WAAS接收机进入该模式以使得飞行员执行程序循环并且保持模式，因为除了Trimble系列没有装置支持必要的ARINC 424管脚类型以通过这些程序自动排序。

所述软件将串行地将16位字(14位数据和2位D2A控制位)写入数模转换器(D2A)。与D2A相关联的硬件将使得所述信号与Garmin OBS接口兼容。

参考雷达测高计决断高通告，ACU读出由雷达测高计提供的决断高指示器的状态。ACU放大该信号并且将其作为离散信号发送给XA-G49，从而一个(高)等于“DH”指示器ON。DH通告的状态是ARINC 429总线上的输出。

当软件将要读出一组由硬件提供的配置设置时，自动驾驶航向误差接口配置ACU评价HSI或DG的所需航向误差特征，所述HSI或DG由电子显示设备30 HSI替换。

所述软件串行地将一对16位字(14位数据和2位D2A控制位)写入一对数模转换器(D2A)。一个D2A基于可编程的管脚设置来设置总增益；第二D2A提供成比例的航向误差信号。与所述D2A相关联的硬件将进一步使得所述信号与目标自动驾驶航向误差输入相兼容。

具有电子显示设备30姿态/水平位置指示器的ARINC 429低速接口发送和接收波特率为低速，12.5KHz。

尽管所述装置的安装是主要在维修、升级、改造和更新应用中描述，可以设想，所述装置也可以用于新的制造，例如，所述设备30可以设置在传统仪表板14孔中以替换最初制造的传统设备。而且，所述设备30可以设置在仪表板的新成形的是或不是传统形状的孔中。例如，所述孔可以在制造期间在仪表板上成形，所述孔被形成为能容纳所述电子显示设备30。

如上所述，使用电子显示设备30的一种方式是替换多个相邻的传统飞行数据设备12的方法。传统的或遗留的飞行数据设备设置在设备面板10的仪表板14和包括主体的电子显示设备30，所述主体具有前部显示屏46、后部36和从所述主体的后部延伸的电路模块50。该方法包括从 仪表板14的孔(未示出)中移除传统飞行数据设备12。所述方法还包括定位所述电子显示设备30以替换传统飞行数据设备12。所述定位操作包括将电子显示设备50的电路模块50定位在一个仪表板孔中，所述孔通过移除所述遗留设备12而暴露。进一步地，该方法可以包括通过连接器52将电子显示设备30连接到飞机的通信线路。

电子显示设备30的实施方式包括辅助模块66，该方法可以包括将电路模块50定位在一对相邻的现有或遗留设备孔的顶部孔中，并且将将所述辅助模块定位在这对相邻的现有设备孔的下部孔中。所述移除操作可以包括从左侧孔中移除一对并排传统飞行数据设备的左侧传统飞行数据设备12，并且从右侧孔中移除这对传统飞行数据设备的右侧传统飞行数据设备12，所述右侧孔与顶部孔直接相邻，并且定位电子显示设备30可以包括通过所述电子显示设备覆盖左侧孔和右侧孔。

当所述设备30用于替换多个以两行两列组排列的相邻传统设备12时，所述方法的移除操作包括移除四个传统设备。在本特定实施方式，所述方法的定位操作包括定位一个电子显示设备以替换四个设备的左侧顶部/底部对并且定位另一个电子显示设备以替换四个设备的右侧顶部/底部对。对于本特定实施方式，可选择地，所述定位操作可以包括定位一个电子显示设备30以替换顶部成对并排的四个设备12并且定位另一个电子显示设备以替换底部成对并排的四个设备12。另一方面，所述定位操作可以包括定位单个电子显示设备30以替换四个传统设备。

当电子显示设备30用于替换两行三列排列的一组六传统设备12时，所述移除操作包括移除六个传统设备。对于特定实施方式，定位操作可以包括定位右侧电子显示设备30以替换六个设备的左侧顶部/底部对，定位中间电子显示设备以替换六个设备的中间顶部/底部对，并且定位右侧电子显示设备30以替换六个设备的右侧顶部/底部对。对于本特定实施方式，可选择地，所述定位操作包括定位单个电子显示设备30以替换六个传统设备。

如上所述，使用电子显示设备30的另一种方式是升级飞机的方法。所述方法包括从仪表板的预先存在孔中移除传统飞行数据设备12。所述 方法进一步包括定位电子显示设备30以替换传统飞行数据设备12，从而电子显示设备覆盖在移除操作期间暴露的预先存在的孔。所述方法可以包括把适配器添加到至少一个的连接器和/或至少一条线路。

如上所述，使用电子显示设备30的另一种方式是维修飞机的方法。所述方法包括从仪表板的预先存在孔中移除传统飞行数据设备并且定位电子显示设备30以替换传统飞行设备，从而电子显示设备覆盖所述预先存在的孔。

使用电子显示设备30的另一种方式是操作飞机的方法。所述方法包括为飞机加电并且加电或启动所述电子显示设备。在一种实施方式中，当飞机加电时所述设备30被自动加电。所述设备30的实施方式包括具有冷却风扇的辅助模块，使飞机飞行的方法可以进一步包括利用所述冷却风扇冷却所述电子显示设备。所述设备30的实施方式包括一个或多个旋钮72和/或一个或多个按钮74，飞机的操作方法可以包括通过按压一个按钮或旋转一个旋钮为电子显示设备模块加电。

所述设备30可以配置为具有在不同模式下启动的能力，例如演示模式和操作模式。在一种特定实施方式中，当通过按下旋钮并保持两秒钟以上对所述设备加电时，所述设备30在演示模式中启动，并且当通过仅瞬时按压所述旋钮对所述设备加电时，所述设备30在操作模式中启动。这些实施方式中的所述设备30还可以包括切换模式的方式(例如，退出所述演示模式)。如上所述，显示屏46可以显示对应于设备30正在工作的模式的消息，例如显示“DEMO MODE”消息。操作飞机的方法还包括观看电子显示设备30的显示屏以接收与飞机及其使用有关的信息，例如，飞行(例如，高度和速度)或飞机(例如，发动机和燃油)信息。本发明主要理念可能表现的电子显示设备30的所述信息的其他实例如上面所提供的。

当进入本发明主要理念或其优选实施方式的元件时，文中“一个”、“该”和“所述”意味其为至少一个或一个或多个元件。词语“包括”、“包含”和“具有”意思是包含的并且意味着可以有所列元件之外的其他元件。

由于在不背离本发明的范围内可以在上述架构中进行多种变化，在上述说明书中包含或在附图中示出的所有事物应该解释为描述性的，而不起限定作用。

Claims (32)

1.一种用于飞机设备面板的信息显示单元，其特征在于，包括：

大体矩形的面板，所述面板具有前侧面和后侧面，并且高度大于宽度或者宽度大于高度；

至少一个显示器，所述显示器设置在所述面板的前侧面以传送信息；以及

包括控制模块的至少一个突起，对应于所述至少一个显示器，所述突起设置在所述面板的后侧面上以将所述单元定位在飞机上；

其中所述控制模块从所述面板的后部上较接近所述面板的一端而不是所述面板的与所述一端相对的另一端之处延伸；

其中所述控制模块具有多个连接器，所述连接器配置为将所述显示器连接至飞机的通信或控制线路；

其中所述控制模块的尺寸和形状配合在预先存在的飞机的仪表板的孔或腔室内。

2.根据权利要求1所述的单元，其特征在于，进一步包括：

位于至少一个突起中以容纳电池的电池腔室。

3.根据权利要求2所述的单元，其特征在于，所述电池是备用电池以为所述单元提供第二电源。

4.根据权利要求1所述的单元，其特征在于，进一步包括：

安装在所述面板后部以冷却所述单元的冷却元件。

5.根据权利要求4所述的单元，其特征在于，所述冷却元件是一个或多个冷却风扇。

6.根据权利要求4所述的单元，其特征在于，所述冷却元件具有对应于飞机仪表板上的原先存在设备孔的形状，并且所述冷却元件安装在所述原先存在设备孔中以将所述单元定位在所述仪表板上。

7.根据权利要求1所述的单元，其特征在于，所述电池腔室、电池或冷却元件从所述面板的后侧面延伸出来并且延伸进飞机仪表板的预先存在的设备孔以将所述单元定位在飞机上。

8.根据权利要求1所述的单元，其特征在于，进一步包括：

在所述面板后侧面上的第二突起，以与所述至少一个突起相配合，从而将所述面板定位在飞机的仪表板上。

9.根据权利要求8所述的单元，其特征在于，所述第二突起是电池腔室、电池或冷却元件。

10.根据权利要求1所述的单元，其特征在于，所述至少一个显示器是有源矩阵屏、液晶显示器或触摸屏，其中，进一步采用航空电子转换器单元，用于利用不同信号协议接收来自不同制造商的不同信号，然后将这些不同信号转换为对应单一、工业标准协议的数字信号。

11.根据权利要求1所述的单元，其特征在于，进一步包括：

邻近所述至少一个显示器安装的一个或多个显示器。

12.根据权利要求1所述的单元，其特征在于，进一步包括：

显示器的多个示值对应于所述单元替换的飞机设备面板的示值。

13.根据权利要求1所述的单元，其特征在于，进一步包括：

显示器的多个示值对应于从下列组成的组中选择的信息：姿态、速度、高度、导航、地形、天气、交通、灯光、发动机、全球定位和燃料。

14.根据权利要求1所述的单元，其特征在于，所述单元被配置成在所述单元安装在飞机的仪表板上时物理地和功能性地替换飞机仪表板上至少两个邻近的设备。

15.根据权利要求1所述的单元，其特征在于，所述单元被配置成当所述单元定位在多个预先存在的设备孔之一中时，所述单元隐藏所述多个预先存在设备孔中的两个或多个预先存在的设备孔。

16.根据权利要求1所述的单元，其特征在于，进一步包括：

至少一个连接器以将所述单元连接到所述飞机的电力线路或通信线路。

17.根据权利要求1所述的单元，其特征在于，进一步包括：

至少一个气动连接器以连接到飞机的气动线路；以及

电子连接器以连接到飞机的电力、地线和数据线。

18.根据权利要求1所述的单元，其特征在于，进一步包括：

控制器，以控制显示在所述至少一个显示器上的信息，所述信息对应于所述单元通过至少一个连接器接收的信号。

19.根据权利要求1所述的单元，其特征在于，进一步包括：

至少一个控制器，位于所述面板的前侧面以可选择地控制所述至少一个显示器的操作或所述飞机的操作。

20.一种利用电子显示设备替换设备面板的仪表板上多个相邻飞行数据设备的方法，所述电子显示设备包括大体矩形的主体、前部显示屏，以及从所述主体的后部延伸的第一元件，所述第一元件包括控制或电子模块，所述方法包括：

从仪表板中的多个预先存在孔中移除所述飞行数据设备；以及

通过把所述第一元件插入进多个预先存在孔之一中，将所述电子显示设备定位以替换所述飞行数据设备；

其中所述第一元件从所述主体的后部上较接近所述主体的一端而不是所述主体的与所述一端相对的另一端之处突出；

其中所述第一元件具有多个连接器，所述连接器配置为将所述电子显示设备连接至飞机的通信或控制线路；

其中所述第一元件的尺寸和形状配合在预先存在的飞机的仪表板的孔或腔室内；

其中所述主体高度大于宽度或者宽度大于高度。

21.根据权利要求20所述的方法，其特征在于，将所述电子显示设备定位包括：隐藏所述多个预先存在孔中的至少两个。

22.根据权利要求20所述的方法，其特征在于，将所述电子显示设备定位包括：将所述电子显示设备的一部分延伸进入多个预先存在孔中的至少一个。

23.根据权利要求20所述的方法，其特征在于，所述第一电子元件是电池腔体以容纳为所述电子显示设备供电的第二电源。

24.根据权利要求20所述的方法，其特征在于，进一步包括：

将从所述主体后部延伸进入多个预先存在孔中的另一个的第二元件定位。

25.根据权利要求24所述的方法，其特征在于，所述第二元件是冷却所述电子显示设备的冷却装置。

26.根据权利要求24所述的方法，其特征在于，所述第一元件或第二元件具有将所述电子显示设备连接到通信线路和所述飞机的主电源的连接器。

27.根据权利要求24所述的方法，其特征在于，所述定位操作包括：将第一元件定位在多个预先存在孔中的上部孔中并且将第二元件定位在多个预先存在孔中的下部孔中。

28.根据权利要求20所述的方法，其特征在于，进一步包括：

将一个或多个显示器邻近所述电子显示设备安装，其中，进一步采用航空电子转换器单元，用于利用不同信号协议接收来自不同制造商的不同信号，然后将这些不同信号转换为对应单一、工业标准协议的数字信号。

29.根据权利要求28所述的方法，其特征在于，所述一个或多个显示器被安装在所述多个预先存在孔中的一个或多个中。

30.根据权利要求20所述的方法，其特征在于，所述包括多个预先存在孔的仪表板在所述方法执行期间基本未改变。

31.一种飞机设备面板，包括安装在飞机仪表板的预先存在设备孔上方的需要位置上以替换多个传统显示设备的电子显示设备，每个传统显示设备具有传统的示值，所述电子显示设备包括：

具有前部和后部的主体；

设置在所述主体前部并具有多个对应于多个传统设备的传统示值的大体矩形的显示屏，所述电子显示设备替换了所述传统设备，其中所述显示屏高度大于宽度或者宽度大于高度；并且

从所述主体的后部突出以定位在飞机仪表板上的所述预先存在设备孔之一中的电子模块；

其中所述电子模块从所述主体的后部上较接近所述主体的一端而不是所述主体的与所述一端相对的另一端之处突出；

其中所述电子模块的尺寸和形状配合在预先存在的飞机的仪表板的孔或腔室内；

其中所述电子模块具有多个连接器，所述连接器配置为将所述显示器连接至飞机的通信或控制线路。

32.根据权利要求31所述的飞机设备面板，其特征在于，进一步包括：

至少一个适配器，以使得能够在飞机设备面板和至少一个预先存在孔之间连接，其中，进一步采用航空电子转换器单元，用于利用不同信号协议接收来自不同制造商的不同信号，然后将这些不同信号转换为对应单一、工业标准协议的数字信号。