CN102667654A - 用于推力不对称控制的报警速度的计算及显示 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种系统和方法，其用于计算且然后显示飞机的最小安全飞行速度以在推力不对称条件下维持控制，并且用于提供飞行路径导航和自动驾驶命令以维持空速高于该计算的最小速度。当存在推力不对称时，飞行控制计算机的软件采用由于其他原因可用的现有飞机传感器的数据来计算最小安全速度。飞行控制计算机输出计算结果给显示计算机，显示计算机控制驾驶舱显示器将报警速度指示给飞行员，并且将报警速度指示给自动驾驶模块以用于生成控制升降舵的角位置的自动飞行命令。

Description

用于推力不对称控制的报警速度的计算及显示

技术领域

本发明一般涉及在引擎故障之后向多引擎飞机的飞行员指示最小安全飞行速度的系统和方法。本发明一般还涉及在引擎故障之后提供飞行路径导航和自动驾驶命令以维持多引擎飞机的安全空速的系统和方法。

背景技术

在本领域中已知的是检测在多引擎飞机中由于引擎故障导致的推力不对称并且随后照亮驾驶舱报警灯。指示引擎故障的报警灯不提供关于以何种空速来飞行以维持方向控制的任何信息。假设飞行员对引擎故障的反应足够及时，飞行员随后需要知道以何种空速飞行及应该避免何种空速。

要解决的问题是对于某些飞机类型和设计来说缺乏提供可接受的对推力不对称的飞机控制的最小速度的飞行员指示或报警。对于不具有最小可控速度的驾驶舱报警的飞机，疏忽的或分神的飞行员可能让空速降低，而飞机可能在飞行员接收危险报警前偏离受控飞行。

经FAR和CS第23章认证的某些轻量级多引擎飞机被FAA规程23.1545节要求在空速指示器上以放射状红线显示一个引擎失效时确认的最小控制速度V_mc。V_mc在25.149节被定义为“当主引擎突然失效时，能够维持该引擎仍然失效的飞机的控制并以不超过5度的倾斜角维持直线航行时的经校准的空速。”

虽然运输飞机规程（在FAR和CS第25章为质量大于12,500磅的飞机）要求运行速度相对于引擎停机（engine-out）最小控制速度具有特定的裕量，但为数不多（如果有的话）的大型多引擎飞机具有关于保持最低程度的横向和方向控制的最小空速的驾驶舱指示或飞行员报警。

某些飞机具有足够的方向控制，使得引擎停机最小控制速度低于由机翼上升力限制的最小飞行速度。对于这些飞机，失速速度的普通驾驶舱指示和普通失速报警系统提供在引擎停机条件下的足够最小速度警示。

然而，某些飞机在引擎失效时的最小运行速度由侧向或方向控制确定。也就是说，这些飞机能够受益于基于横向或方向控制能力的唯一的最小速度显示和报警。

现有的解决方案是将空速指示器或操纵面上的固定标记的尺寸放大到足以将最小控制速度放在最小失速报警速度下面。某些飞机没有这两种方案，而是依赖于不要飞得太慢或识别方向控制用法与空速的相关性的飞行技术，或者依赖于飞行员对特定条件下计算的最小控制空速的记忆。

根据定义，最小空速的固定数量仅在一组条件（襟翼、海拔、选择的推力降额）下计算。通常针对襟翼和海拔组合中最恶劣的情况进行计算。既然在较高的海拔处最大推力减少，则海平面计算对于较高海拔来说是过度限制的。同时，对于具有引擎降额能力的飞机，最小空速依赖于针对给定起飞所选择的降额。当运行于引擎降额时固定的最小空速将是过度限制的。

对于操纵面的尺寸适于将最小控制速度置于所有重量和推力组合的最小失速报警速度以下的飞机来说，它会为设计在空飞机失速时控制最大推力的能力付出大的重量和牵引力的代价。对携带非常大载油量的长途飞机来说，最大推力在充满燃油和有效负载的情况下是需要的，而在低燃油量和轻有效负载期间飞行时则很少使用。

需要在引擎故障之后基于当前推力不对称的幅度计算多引擎飞机的最小安全空速的方法。

发明内容

本发明的一个方面是一种用于计算且然后显示飞机的最小安全飞行速度以在推力不对称条件下维持控制的系统和方法。本发明的另一个方面是一种用于计算飞机的最小安全飞行速度以在推力不对称条件下维持控制并提供飞行路径导航和自动驾驶命令以维持空速在该计算的最小速度之上的系统和方法。

在此公开的每个实施例帮助多引擎飞机的飞行员在引擎故障之后在对给定推力不对称的横向或方向控制不足时避免以不安全的空速飞行。基于当前推力不对称或当前推力能力的最小速度计算比在对这些条件太保守且将影响可接受的运行速度的速度下不施加报警的固定速度更有利。

优选实施例在飞机的飞行控制和显示计算机的软件中实现。当存在推力不对称时，飞行控制计算机的软件采用由于其他原因可用的来自现有飞机传感器的数据来计算最小安全速度（下文记为“V_WARNING”）。飞行控制计算机输出计算结果给显示计算机，该显示计算机控制驾驶舱显示器以视觉指示报警速度V_WARNING给飞行员。飞机用以维持对推力不对称的控制的最小安全飞行速度的计算使得能够警示、报警和导航。它将飞行员的注意力放在空速上，这是对于引擎停机控制来说在方向舵角位置之后的第二重要参数。

本发明的其他方面公开和主张权利如下。

附图说明

图1是示出可被编程以提供在此公开的新颖功能的飞机控制系统的部件的高级框图。

图2是示出根据本发明的一个实施例的空速显示器的绘图。

图3是示出飞机机身迎角的绘图。

图4是示出自动飞行使用推力不对称控制的报警速度作为设置最小导航和控制速度的因子的框图。

图5是示出用于计算和显示推力不对称控制的报警速度的一个方法的框图。

图6是示出用于计算和显示推力不对称控制的报警速度的另一个方法的框图。

下文将参考这些附图，其中不同图中类似的元件具有相同的参考标记。

具体实施方式

图1是示出现代飞机上已存在的一种控制系统类型的硬件组件的框图。空气数据系统和惯性基准系统（ADIRS）14包括空气数据部分，其提供空速、迎角、温度和气压海拔数据，而惯性基准部分将姿态（attitude）、飞行路径矢量、地面速度和定位数据给予飞行控制系统2的输入信号管理平台8。飞行控制系统2包括主飞行控制计算机/功能4和自动驾驶计算机/功能6。主飞行控制计算机4和自动驾驶计算机6可具有独立的输入信号管理平台。飞行控制系统2进一步包括报警速度计算机/功能5，其基于由ADIRS 14获得的信息和稍后将参考图5和图6详细描述的其他信息来计算报警速度V_WARNING。[报警速度计算机可以可替换地合并到自动驾驶计算机或主飞行计算机中。]报警速度计算机5发送计算结果给显示计算机10，该显示计算机10控制驾驶舱显示器12显示报警速度，这将在下面参考图2更详细地描述。报警速度计算机5还发送计算结果给自动驾驶计算机6，该自动驾驶计算机6利用报警速度V_WARNING和其他信息来生成各种自动飞行命令（这将在下面参考图4更详细地描述），这些命令被发送给主飞行控制计算机4。当自动驾驶被启用（engaged）时，主飞行控制计算机4至少部分基于来自自动驾驶计算机6的那些命令输出升降舵命令给升降舵致动器16。作为替换，自动驾驶计算机6可以独立于主飞行控制计算机4而生成所需要的升降舵命令。升降舵命令是基于所需要的升降舵角度设置（未显示）来确定的。升降舵被用于实施俯仰飞行动作，也用作在起飞和降落时调整飞机相对地面的姿态。当飞行指挥仪被启用时，自动驾驶计算机6向飞行指挥仪提供俯仰姿态的导航提示。

根据一个实施例，驾驶舱显示器包括由主飞行控制计算机4发送给显示计算机10的所计算的报警速度V_WARNING的视觉指示。报警速度V_WARNING以提供最小安全速度的清晰明确的指示的形式显示在速度带上，且其明显与现代驾驶舱显示器上显示的其他符号区别开来。图2示出速度带显示器20，其包括沿着竖直轴处于固定间隔的有序标记系统，每个间隔代表10节（knot）。当前速度由显示在图形符号22内部的数字（在本示例中为131节）来指示。图形符号22是固定的，而速度带的竖直刻度随着当前速度变化在符号22后面竖直地移动。另外，符号22内部显示的数字会随着当前速度改变而改变。在图形符号22右侧的指针22a会沿着竖直刻度指向对应于由图形符号22内部显示的数字指示的当前速度的位置。指针24指示由机组成员在模式控制面板（机组成员与自动飞行系统之间的飞行甲板界面）上选择的目标空速，而位于速度带显示器20上方的图形符号26包含同一飞行员选择的目标速度的数字指示符（在该示例中，目标速度已被设置为130节）。

根据本发明一个实施例，报警速度V_WARNING的视觉指示符被显示为水平线条，由图2中的参考数字28指示。从水平线条28向下延伸的竖直线条30指示飞机速度低于报警速度V_WARNING的范围。在实际实施时，水平线条28和五个相互平行的竖直线条30优选都以鲜红的颜色显示。

另外，图2中描绘的速度带显示器20包括棒振动速度（即机翼接近失速时的速度）的视觉指示。在图2中见到的显示器中，相对较粗的竖直条32的顶部指示机翼上升力接近失速时的棒振动速度。该竖直条优选实现为颜色从黑色到红色交替的一系列相等长度的条段。

图2示出的速度带显示器20可以被合并到其他典型的驾驶舱显示器中。此类典型驾驶舱显示器的其他图形元件在本领域中是已知的，并且没有在图2中示出。

除了视觉指示符28外，当飞机空速降到针对当前推力不对称计算的最小安全速度V_WARNING以下时，优选地驾驶舱音响报警响起来。优选的实施方案是声音报警“空速，空速”，其使飞行员专注于将空速恢复到大于所显示的报警速度的某一速度。

根据进一步的实施例，所计算的报警速度V_WARNING被用于自动飞行导航和控制，以便自动飞行系统不会指导飞行员或控制飞机到低于针对当前推力不对称计算的最小安全速度的低空速，若无推力不对称时在该低空速下是安全的。

图3是示出飞机机身120的迎角的绘图。虚线表示飞行路径矢量，其也指示在假设的静止空气条件（即无风）下迎面而来的空气的方向。飞行路径矢量的方向由相对于地平线的飞行路径角指示。参考线122指示机身的纵轴或中心线。用记号α_body指示的角度是飞机机身迎角，其为迎面而来的空气和机身中心线122之间的夹角。俯仰角（下文也称为“俯仰姿态”）是机身中心线122围绕平行于飞机的横轴的轴线的角位移。机身仰角α_body由安装在飞机机头上的AOA风向标（或传感器）测量并被转换为如下文解释的等价机身AOA。机身仰角α_body连同所计算的报警速度V_WARNING、俯仰姿态及其他参数一起被用于确定如下面参考图4所描述的升降舵命令。

根据本发明的一个实施例，自动驾驶模块在推力不对称期间提供飞行路径导航和自动驾驶命令的部分被显示在图4中。图4包括自动驾驶设计领域中通常采用的比例积分控制（PIC）方案的基本元件。PIC是一种反馈控制方案，其中误差信号（例如空速和期望目标空速之间的差异）的加权求和与误差信号的积分被用于驱动“设备”。为便于理解，图4中描绘的不同元件已被分组成用虚线矩形表示的功能块（functional block）。功能块40是新的，因为功能块42、44和46利用其输出和所计算的报警速度V_WARNING。

图4提供的信息是非常高层次的，其并不试图包括所有的输入和输出。相反，图4显示了现有基于失速的包络保护方案如何被修改以防止自动控制或导航到低于所计算的报警速度V_WARNING的空速。

如在图4中看到的，功能块40接收以下输入：α_body—机身迎角（单位为度）；所计算的报警速度V_WARNING（单位为节）；襟翼位置—当前襟翼位置（单位为度），其基于后缘襟翼角位置和前缘缝翼位置；以及CAS（校正的空速）—针对仪器误差和位置错误校正的空速（单位为节）。安装于飞机机身的空速探头和静压孔（static pressure port）被用于确定CAS。至二维查找表52的输入“襟翼位置”和α_body确定输出C_L1，该C_L1是当前空速的升力系数[无单位]。输入CAS和V_WARNING在块48中相乘，然后其乘积在块50中被平方。块50的输出和查找表52的输出在块54中相乘，所得乘积是C_L2，其为报警速度V_WARNING的设计拉升力系数[无单位]。然后参数C_L2和襟翼位置被输入到另一个二维查找表56中，其输入确定输出α_{floor_Lat/Dir}（横向/方向阿尔法底线（alpha floor）），其为报警速度V_WARNING的等价迎角（单位为度）。如在图4中看到的，等价仰角α_{floor_Lat/Dir}由功能块40输出给阿尔法保护功能块42和阿尔法底线子模式功能块46，后者是升降舵上速度控制法则功能块44的一部分。

如在图4中看到的，阿尔法保护功能块42接收以下输入：α_body；α_{floor_Lat/Dir}；以及α_ss（棒振动迎角，单位为度），其为发生棒振动时的机身迎角。[棒振动是在飞机接近失速时给机组人员的指示（触觉、听觉和视觉提示）。]棒振动迎角α_ss和偏差在求和节点58处求和。然后等价迎角α_{floor_Lat/Dir}和求和节点58的输出被输入到MIN选择块60，其输出参数α_Max，该参数是由阿尔法保护功能使用的目标（期望）迎角（以度表示）。MIN选择块60的功能是传递两个输入中的较小者。参数α_Max和α_body被输入到阿尔法保护命令处理器62。阿尔法保护命令处理器62输出两个命令：阿尔法保护比例命令和阿尔法保护积分命令。阿尔法保护比例命令与阿尔法保护误差信号成比例，该阿尔法保护误差信号是α_Max和α_body之间的差异（单位为度）。阿尔法保护积分命令是阿尔法保护误差信号的积分（单位为度/秒）。

对于非升降舵上速度模式的自动飞行模式（海拔保持、海拔捕捉、竖直速度、竖直导航和下滑道），速度控制由引擎推力控制（自动油门或手动油门控制）提供。需要注意的是图3不包括对这些模式的任何参考。作为包络保护方案的一部分，阿尔法保护功能适于在没有足够推力的情况下防止飞机飞得太慢。当迎角增加超出α_Max时，自动驾驶从其当前启动（engaged）模式切换到阿尔法控制模式，在阿尔法控制模式下自动驾驶主动控制到安全的迎角。

仍然参考图4，用于爬升和下降飞行动作的自动飞行升降舵上速度控制法则（由功能块44表示）通过俯仰飞机来提供对目标空速的精确速度控制。通过移动升降舵操纵面（并因此改变升降舵上的名义速度或经过升降舵的名义速度）来提供俯仰姿态变化。当自动驾驶启动时，升降舵的控制是自动的。如果飞行员在手动驾驶飞机，则通过飞行指挥仪俯仰导航向飞行员提供俯仰导航。升降舵上速度（speed on elevator）模式包括：飞行水平变化、起飞和巡航。对于起飞和巡航模式，升降舵上速度控制法则具有提高风剪切性能的条款。当低于指定的爬升率时，自动驾驶控制到西塔参考命令，而不是向下俯冲以在减少的逆风剪切中维持空速。西塔参考命令是起飞和巡航条件下的俯仰姿态目标。这一俯仰姿态被称为“参考”俯仰姿态，因为它是在起飞或巡航飞行动作期间飞机的初始俯仰目标。通过在起飞或巡航飞行动作期间旋转飞机机头到“西塔参考”俯仰姿态，飞机将生成以期望目标空速向上爬升（获得高度）所需的上升力。在减少逆风剪切的事件中，会有上升力和空速的损失。不同于使飞机机头向下俯冲来恢复速度，更期望的是将飞机的俯仰姿态“停驻”在西塔参考目标直到不利条件（风剪切）已减弱到有足够的能量爬升并精确地控制空速。

如在图4中看到的，功能块44接收以下输入：所计算的报警速度V_WARNING；VCMIN—飞行操作中基于失速的最小速度（单位为节）（通常VCMIN是失速速度的130%）；目标空速—期望的空速目标，其或者是飞行员选择的空速（之前参考图3描述的），或者是基于起飞或巡航启用时的空速的内部目标；实际空速—针对温度和密度而校正的校准空速；最大行速—最大运行速度；俯仰姿态—飞机的俯仰角度；飞行路径加速度—沿着飞行路径的加速度；以及海拔率—爬升率（或下降率）。所计算的报警速度V_WARNING和偏差在求和节点处70求和。然后基于失速的最小速度VCMIN与求和节点70的输出被输入到MAX选择块72，该MAX选择块输出参数VCAS_min，其为用在升降舵上速度操作法则中的最小速度底线。MAX选择块72的功能是传递两个输入中的较大者。目标速度被输入到限制器块74，该限制器块也接收来自块72的VCAS_min并将其应用为目标速度的下限。如果目标速度小于限值VCAS_min，则输出CMD_CASlim（受限制的升降舵上速度命令）将被限制为VCAS_min。否则CMD_CASlim是目标速度。参数CMD_CASlim、CAS、实际空速、最大行速，俯仰姿态、飞行路径加速度、海拔率等被输入到升降舵上速度命令处理器76。升降舵上速度命令处理器76输出两个命令：升降舵上速度比例命令和升降舵上速度积分命令。升降舵上速度比例命令与升降舵上速度误差信号成比例，该误差信号是实际空速与目标空速（即CMD_CASmin）之间的差值（单位为度）。升降舵上速度积分命令是升降舵上速度误差信号的积分（单位为度/秒）。

功能块44还包括阿尔法底线子模式功能块46，其防止自动飞行系统在起飞和巡航操作期间控制（启用的自动驾驶）或提供导航（飞行指挥仪）至不安全的迎角。只要阿尔法底线命令比西塔参考命令导致更大程度的机头向下，自动飞行系统就切换至阿尔法底线子模式。西塔参考命令是指前面提到的自动驾驶对俯仰姿态参考的命令。

如图4所看到的，阿尔法底线子模式功能块46接收以下输入：α_body；α_{floor_Lat/Dir}；以及α_ss。棒振动迎角α_ss和偏差在求和节点64处求和。然后等价迎角α_{floor_Lat/Dir}和求和节点64的输出被输入到MIN块66，该MIN块输出参数α_FLOOR，其为用于阿尔法底线子模式功能的目标（期望）迎角（单位为度）。参数α_FLOOR和α_body被输入到阿尔法底线命令处理器68。阿尔法底线命令处理器68输出两个命令：阿尔法底线比例命令和阿尔法底线积分命令。阿尔法底线比例命令于阿尔法底线误差信号成比例，该误差信号是α_FLOOR与α_body之间的差值（单位为度）。阿尔法底线积分命令是阿尔法底线误差信号的积分（单位为度/秒）。

图4包括3个命令处理器62、68和76。每个命令处理器都产生比例和积分命令。这些命令是“外回路”命令。如上面提到的，图4不包括所有外回路命令，而仅是那些为了利用所计算的报警速度信息（V_WARNING）而被修改的命令。外回路比例命令还进一步被处理以生成飞行指挥仪导航俯仰提示。当自动驾驶被启用时，外回路命令在下游被俯仰内回路（其可存在于自动驾驶计算机中或主飞行计算机中）处理以产生所需要的升降舵命令来达到期望的结果（例如控制到目标空速或目标迎角）。换句话说，自动驾驶模块命令升降舵以达到目标空速的方式移动，或者如果空速太低，则由自动驾驶模块命令的升降舵控制飞机达到最小速度或安全的迎角。

现在将参考图5描述基于横向和方向控制能力计算在对应于当前推力不对称幅度的推力不对称情况下的最小安全空速（V_WARNING）的方法。该方法提供实时计算以使得显示器能够随着推力不对称变化显示当前最小安全速度，避免不需要的速度限制或报警，并且提供剩余控制权的当前裕度（margin）的警示。例如，随着运行的引擎从高推力减速至低推力，飞行员会在显示器上看到最小速度减少，显示飞机更远离其横向和方向控制限值。所公开的计算可由主飞行控制计算机实施，其将所计算的报警速度发送给显示计算机和自动驾驶模块。

参考图5，块82计算产生偏航加速度的偏航力矩系数。该块将所测量的偏航加速度转换成总体飞机偏航力矩系数。为了做到这一点，使用两个一般已知的方程式。第一个使偏航加速度

与总体飞机偏航力矩N和飞机惯性偏航力矩I_ZZ相关联：

$\stackrel{\·}{r}=N\·I_{\mathrm{ZZ}}$

通过传递所测量的飞机偏航率经过冲失滤波器78和额外滤波以减少信号噪声来近似计算偏航加速度。飞机惯性偏航力矩可近似为块80中的飞机重量的函数。飞机重量是可被获得为来自现有飞机系统的信号的物理量。根据这个信息，可以计算总体飞机偏航力矩N。

第二个方程式将量纲偏航力矩N转换成偏航力矩系数C_n：

$C_n=\frac{N}{\stackrel{\‾}{q}\·S\·b}$

其中动态压力

可从飞机空气数据系统获知，并且对于该飞机来说机翼面积S和翼展b的值是已知常数。该方程式计算出总体飞机偏航力矩系数。它是作用于飞机上的所有偏航力矩（包括来自空气动力（N_Aero）和推进系统（N_Thrust）的力矩）的总和。

仍参考图5，空气动力偏航力矩系数在块84中被建模。此块估算由空气动力生成的总体飞机偏航力矩系数的分量。这可包括由于方向舵偏转引起的偏航力矩、飞机侧滑角、飞机角速率（侧倾率、偏航率）以及横向控制偏转的贡献。在整个飞行包络和飞机配置范围内生成和利用飞机的空气动力和力矩的模型是该行业的常见做法。块84实现空气动力偏航力矩系数的此类模型。该模型可简化和调整以适应在推力不对称时飞机能够接近其控制极限飞行的飞行条件和飞机配置。

块84输出的空气动力学模型Cn经由简单延迟匹配滤波器86处理，以便输出信号具有与根据偏航加速度计算的总体飞机偏航力矩系数（Cn_Total）相同的总时间延迟。当输入信号和计算的总时间延迟小于输入信号、滤波和计算总体飞机偏航力矩系数信号的时间延迟时，该滤波器被用在这一信号上。

然后可以通过在节点88中从总飞机偏航力矩减去空气动力效应（Cn_Aero）来计算推力不对称偏航力矩系数。该计算利用飞机引擎和模型化空气动力学是总体飞机偏航力矩的来源的假设。另一个显著贡献因子是飞机在地面上时起落架上的作用力的影响。由于该系统不是为了在陆地上运行并且包括了防止显示在陆地上的报警速度的逻辑，因此起落架作用力的贡献可以忽略不计。总体飞机偏航力矩（N_total）的简化方程式和推力不对称偏航力矩系数（Cn_Thrust）的方程式如下所示：

N_total=N_Aero+N_Thrust

Cn_Thrust=Cn_Total-Cn_Aero

如图5所示，推力不对称偏航力矩系数随后经绝对值功能92处理以消除方向信息但保留幅度值。这用于允许所有后面的计算生成相同的输出，无论推力不对称试图使飞机向左还是向右偏航。

下一步是使用当前空速（V_current）和用于报警的Cn值（Cn_Warning）来计算报警速度V_WARNING。正如在典型的多引擎飞机的设计和分析里一样，控制推力不对称的能力可以用术语“推力不对称偏航力矩系数”来表述。偏航力矩系数的单个值可被选择以代表针对给定飞机配置的飞机控制的某种程度。利用这种无量纲的参数允许快速计算空速，该空速将对可随海拔、温度和所选推力限值变化的一系列推力不对称提供相同程度的飞机控制。以类似的方式，Cn值被选择为对应于当期望推力不对称报警时的飞机控制程度。图5显示该Cn值（块90）作为飞机襟翼位置的函数，但其可作为常数或作为更多或不同参数的函数来实现。

推力不对称偏航力矩系数的当前计算值被用于计算推力不对称报警速度，其采用以下方程式：

$V_{\mathrm{warning}}=V_{\mathrm{current}}\·\sqrt{\frac{{\mathrm{Cn}}_{\mathrm{Thrust}}}{{\mathrm{Cn}}_{\mathrm{Warning}}}}$

该方程式通过除法器94、平方根功能块96和乘法器98来实施。乘法器的输出可送入平滑滤波器100以减少信号中的噪声。

由于各种原因，推力不对称报警速度显示106可能需要被移除或禁止使用，例如当飞机在地面上以及当已知用于计算的任意参数是无效的。针对这些情况，可使用很多标准方法中的任一个在期望的时间量内将输出信号从输入值平滑地变换为缺省值。一个方法是使用变换逻辑，当启动信号的状态在TRUE（是）和FALSE（否）之间变化时，其输出信号在1秒钟内在零和输入值之间缓升（ramp）。该方法由图5中可见的“平滑开-关”（smooth on-off）块104来实现。所有这些计算的结果是提供给飞机显示功能106的推力不对称报警速度V_WARNING。

图6是示出图5中描绘的方法的变体的流程图。该变体是一种简化，其中最小安全空速是基于在当前飞行条件下给定引擎推力能力时的最大可能推力不对称而计算的，而不管实际的推力不对称如何。最小速度可以一直显示或仅在检测到阈值水平的推力不对称时显示。

更特别地，图6显示了用于计算推力不对称偏航力矩系数的不同方法。首先，块108计算引擎的推力能力。该过程包括引擎的最大推力的模型。这可以利用将推力能力模拟到期望精度所需要和可用的尽可能多的输入信号来实现。这种类型的计算对飞机推进系统领域中的技术人员来说是熟悉的。

然后块110计算最大推力不对称偏航力矩系数。针对具有对称定位在飞机左右两侧的引擎的双引擎飞机来说，最大推力（Thrust_max）到最大推力不对称偏航力矩系数

的转换可通过以下方程式来完成：

${\mathrm{Cn}}_{\mathrm{Thrus}{t}_{\max }}=({\mathrm{Thrust}}_{\max }-{\mathrm{Thrust}}_{\mathrm{failed}\_\mathrm{engiine}})\·(y_{\mathrm{engine}}/\stackrel{\‾}{q}\·S\·b)$

其中失效引擎的推力Thrust_{failed_engine}被近似为常数或以典型方法估算；从飞机中心线算起的引擎横向距离y_engine是已知常数；动态压力

从飞机空气数据系统获知；并且该飞机的机翼面积S和翼展b是已知常数。对具有不同数量引擎或不同引擎位置的飞机来说，该方程式可容易地被飞机设计领域中的技术人员调适。

接下来的几个计算步骤与图5中描绘的方法的那些步骤是相同的。在开/关切换（on/off switching）逻辑112中出现差异。在这一功能中，指示引擎失效或推

力不对称条件的信号可用作额外的判断标准来确定所计算的V_WARNING是否将被显示在驾驶舱仪器上。这允许仅在大推力不对称情况下显示报警速度。存在通常已知用于检测引擎失效或大推力不对称的很多方法。

这些公开的实施例利用现有飞机传感器在飞行控制和显示计算机的软件上实施，这些传感器的数据由于其他原因在飞行控制计算机中可用。本发明提供警示、报警和导航。它使飞行员的注意力集中在空速上，空速是引擎失控后排在方向舵后的第二重要的参数。本发明提供在达到具有不对称推力的飞机控制的最小速度之前对飞行员报警的解决方案。通过将这种系统布置在适当位置，有可能减小竖直尾翼尺寸并实现显著的重量和牵引减小，而不是使用允许最小控制速度低于失速报警速度的更大竖直尾翼的现有解决方案。

固定最小速度显示对于具有高推力引擎的飞机是不可行的，该高推力引擎可以在起飞时显著减小的推力下工作（例如减小30%到40%），以便允许由于控制引擎以较低速度起飞的能力而从较短的跑道起飞。与其他商业运输飞机相比，基于最高等级（rating）的固定速度使得减小的推力操作具有非常小的价值，并且可能是操作能力的显著损失。

虽然本发明已经参考各种实施例进行描述，但是本领域技术人员应该理解可以做出各种变化和以等价物取代其元件而不偏离本发明的范围。另外，可以为适应本发明教导的特定情形做出许多修改而不偏离其基本范围。因此，希望本发明不限于在此作为实施本发明的预期最佳模式公开的特定实施例。

Claims (20)

1.一种控制经受推力不对称的多引擎飞机的俯仰姿态的方法，其包括以下步骤：

计算经受推力不对称的所述多引擎飞机的最小安全速度；以及

输出控制命令给升降舵致动器来设置所述飞机的升降舵的角位置，选择所述角位置的设置以使得所述飞机的当前空速停留在所计算的最小安全速度之上。

2.根据权利要求1所述的方法，其中所述计算最小安全速度的步骤包括计算推力不对称偏航力矩系数的步骤。

3.根据权利要求2所述的方法，其中所述推力不对称偏航力矩系数被计算为至少以下参数的函数：动态压力、偏航率和飞机重量。

4.根据权利要求1所述的方法，其中所述计算最小安全速度的步骤包括计算所述飞机的引擎的推力能力以及计算最大推力不对称偏航力矩系数的步骤。

5.根据权利要求4所述的方法，其中所述最大推力不对称偏航力矩系数被计算为至少以下参数的函数：动态压力和所计算的推力能力。

6.根据权利要求1所述的方法，其进一步包括在所述飞机的驾驶舱显示器上显示所述最小安全速度的步骤。

7.根据权利要求6所述的方法，其中仅在已经检测到引擎失效或大推力不对称时显示所述最小安全速度。

8.根据权利要求1所述的方法，其进一步包括，当所述飞机在地面上或当所述计算步骤中使用的任一个参数无效时，禁止在所述飞机的驾驶舱显示器上显示所述最小安全速度的步骤。

9.一种用于多引擎飞机的系统，其包括驾驶舱显示器和计算机系统，所述计算机系统包括在推力不对称期间计算所述多引擎飞机的最小安全速度的装置以及控制所述驾驶舱显示器来显示代表所计算的最小安全速度的指示符的装置。

10.根据权利要求9所述的系统，其中所述计算机系统包括报警速度计算机和显示计算机，所述最小安全速度计算装置是存在于所述报警速度计算机中的软件，以及所述驾驶舱显示控制装置是存在于所述显示计算机中的软件。

11.根据权利要求10所述的系统，其中所述驾驶舱显示器包括空速值的刻度，并且所述最小安全速度指示符包括覆盖所述刻度的线条。

12.根据权利要求10所述的系统，其中所述计算机系统进一步包括自动驾驶模块，所述自动驾驶模块包括生成命令的软件，所述命令是从所述报警速度计算机接收的信号的函数，所述接收的信号代表所述计算的最小安全速度。

13.根据权利要求12所述的系统，其中所述自动驾驶软件包括生成所述飞机的等价机身迎角的函数，所述飞机的等价机身迎角是襟翼位置、机身迎角、校准的空速和所述计算的最小安全速度的函数。

14.根据权利要求13所述的系统，其进一步包括升降舵致动器，其中所述自动驾驶模块进一步包括输出至少是所述等价机身迎角的函数的比例和积分命令的命令处理器，所述升降舵致动器接收至少是所述比例和积分命令的函数的升降舵命令。

15.一种用于多引擎飞机的系统，其包括飞行控制计算机系统和升降舵致动器，所述计算机系统被编程以计算所述多引擎飞机在推力不对称期间的最小安全速度，以及输出至少是所计算的最小安全速度的函数的控制命令给所述升降舵致动器。

16.根据权利要求15所述的系统，其中所述计算机系统被编程以通过计算推力不对称偏航力矩系数来计算所述最小安全速度，所述推力不对称偏航力矩系数是至少以下参数的函数：动态压力、偏航率和飞机重量。

17.根据权利要求15所述的系统，其中所述计算机系统被编程以通过计算所述飞机的引擎的推力能力和计算最大推力不对称偏航力矩系数来计算所述最小安全速度，所述最大推力不对称偏航力矩系数是至少以下参数的函数：动态压力和所计算的推力能力。

18.根据权利要求15所述的系统，其进一步包括驾驶舱显示器和显示计算机，所述显示计算机被编程以控制所述驾驶舱显示器显示代表所计算的最小安全速度的指示符。

19.根据权利要求18所述的系统，其中仅在已经检测到引擎失效或大推力不对称时显示所述最小安全速度。

20.根据权利要求18所述的系统，其中所述显示计算机被进一步编程，以便当所述飞机在地面上或当在所述计算步骤中使用的任一个参数是无效的时，禁止在所述驾驶舱显示器上显示所述最小安全速度。

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