CN103270390B - 动力安全仪器系统 - Google Patents

Abstract

动力安全系统设置为在飞行器内提供动力信息。该动力安全系统包括具有均位于显示器上的所需动力指示器和可用动力指示器的动力安全仪器。所需动力指示器和可用动力指示器的位置表示执行盘旋飞行操作的可用动力和所需动力。动力安全系统可以在飞行计划模式或当前飞行模式运行。该动力安全系统使用至少一个传感器去测量对所需动力和可用动力有影响的变量。

Description

动力安全仪器系统

技术领域

本发明的系统涉及用于飞行器的飞行仪表。本发明的系统尤其涉及用于旋翼飞行器（rotorcraft）的动力安全仪器。

相关申请的交叉引用

此处，通过引用的方式并入发明人为Oltheten等人的、专利号为7414544的美国专利。

背景技术

事实上，运行旋翼飞行器所需的动力可能随旋翼飞行器飞行路线而大体改变。相较于旋翼飞行器以适中的飞行速度向前飞行，旋翼飞行器在盘旋期间通常需要更多的动力。例如，当旋翼飞行器减速降落时，在盘旋时所增加的动力需求可以消耗掉所有的动力，该动力使发动机可有效（尤其对处于高温和高海拔环境的重型飞行器）引起丧失转子转速、不可控的降落和可能迫降。另外，在盘旋时所需的精确动力受各种变量例如气压高度和空气温度影响。

通常，飞行员将进行飞行前的计算来预测旋翼飞行器是否有足够的动力用于盘旋。典型地，飞行员将从几个来源收集信息来进行飞行前的计算。该计算可包括对飞行器在特定位置盘旋飞行所需动力的估算。另外的计算可包括对飞行器在特定位置盘旋的可用动力的估算。然后将可用动力和所需动力的计算结果进行对比以预测足够的动力限度。

通常，上述可用动力和所需动力的计算结果由地面上的飞行员参考旋翼飞行器人工飞行的相关操作性能图来完成。如果预期的飞行包括在与出发地点不同的降落地点完成盘旋降落，那么飞行员必须对降落时特定的条件做出有根据的推测。例如，飞行员通常将做出有根据的推测以预测旋翼飞行器在降落时的近似重量。另外，飞行员将对预测的降落地点的空气温度和气压高度做出有根据的推测。这些变量中的每一个可能难以准确地预测。

由于飞行员必须读出一个或多个图表并对将来的飞行状态和大气状态做出预测，故存在许多潜在的错误机会。另外，为了为任一计算错误分配余量（margin），飞行员通常都很保守。因此，由于飞行员要保护他们自己和乘客免于小但随之而来的错误和飞行中预测的变量（飞行器重量、外部空气温度和气压高度）变化的伤害，导致许多旋翼飞行器未被充分利用。例如，旋翼飞行器可能使用两个单独的航班将乘客从出发地点运送到目的地点，而事实上旋翼飞行器完全能够使用一个航班来完成该任务。上述的旋翼飞行器未充分利用的情况导致在旋翼飞行器的寿命内花费了旋翼飞行器操作者巨量的时间和金钱。

尽管旋翼飞行器飞行仪器的研制已经取得重大改进，但仍存在很多缺陷。

附图说明

在所附的权利要求中提出视为本申请系统特征的显著特征。然而，当结合附图阅读时，参考下述详细描述将更好地理解系统本身及其较优的使用模式及其进一步的目的和优点，其中在参考数字中最左边的有效数字表示各个参考数字出现的第一个附图，其中：

图1为根据本发明的优选实施例的旋翼飞行器的侧视图；

图2为图1旋翼飞行器的驾驶舱部分的局部透视图；

图3为根据本发明的优选实施例的动力安全系统的示意图；

图4为根据本发明的优选实施例的所需动力计算结果的计算示意图；

图5为根据本发明的优选实施例的可用动力计算结果的计算示意图。

当本申请的系统易受各种修改和变型影响时，其具体实现以附图中实施例的方式示出，并且在此处详细描述。然而应当理解，此处具体实施例的描述不是将方法限定到公开的具体形式，相反，目的是覆盖落入所附权利要求界定的本申请的精神和范围内的所有的修改和等同替换。

具体实施方式

以下描述本申请系统的说明性实施例。为了清楚起见，在说明书中并非描述实际实现的所有特征。应当理解，在任一实际实现的开发中，肯定要做出大量的具体实现决策去达到开发的具体目标，例如遵守系统相关和商业相关的限制条件，这将从一种实现转变成另一种实现。另外，可以理解的是这一开发工作可能是复杂和耗时的，然而对受益于本申请公开的本领域的普通技术人员而言是例行工作。

在说明书中，由于附图中描述设备，因而涉及各种组件间的空间关系和组件各相位的空间方位。然而，通读本申请后，本领域的技术人员将会意识到：此处描述的设备、部件、装置等可设置在任何期望的方位。因此，由于此处描述的设备可朝向任何期望的方向，诸如描述各种组件间的空间关系和组件各相位的空间方位的术语“在上面”、“在下面”、“上面的”、“下游的”或其他类似术语应当各自被理解成描述组件间的相对关系或者上述组件相位的空间方位。

参见图1和图2，描述了具有动力安全系统301的旋翼飞行器101。旋翼飞行器101具有机身105和转子系统103。转子系统103包括由旋筒桅风力推进器和至少一个发动机驱动的多个旋翼桨叶。在优选实施例中，发动机是涡轮发动机。然而，可以使用其他发动机。转子系统103设置成提供用于在至少盘旋模式和前飞模式飞行的推进力。旋翼飞行器101包括多个传感器309，其设置成实施和记录各种测量，仅举几个例子，诸如燃油量表、货钩称重传感器、空气温度表、高度计、发动机扭矩仪、燃气发生器速度仪、燃气温度表、发动机排气指示器、主旋筒桅风力推进器扭矩传感器、燃料流量表和发电机负荷计。旋翼飞行器101也包括容纳动力安全系统301的动力安全仪器303的驾驶舱107。应当理解，驾驶舱107可以是各种驾驶舱设计中的任意一种，包括“玻璃驾驶舱”的设计，在该设计中使一个或多个仪器（例如动力安全仪器303）数字化且以图表显示在屏幕上。应当理解，即使旋翼飞行器101被描述为直升飞行器；本申请的保护范围也不受此限制。例如，旋翼飞行器101可以是任何能够执行垂直起飞、垂直降落或盘旋的飞行器。同样地，仅举几个例子，旋翼飞行器101可以是直升飞行器、倾斜翼飞行器、偏转翼飞行器、混合式飞行器或者垂直降落喷气式飞行器。旋翼飞行器101也可以是无人机。设计用于无人机的动力安全系统301的实施例优选地设置成通过遥测技术等为飞行器的远程操作者提供动力安全仪器303信息。如果无人机不需要远程操作者，那么动力安全仪器303信息可以直接被负责无人机飞行的飞行器系统处理。

参见图3，描述了动力安全系统301的实施例。动力安全系统301优选地包括动力安全仪器303、计算单元307、至少一个传感器309和至少一个数据输入设备319。动力安全仪器303设置为安装在旋翼飞行器101的驾驶舱107内。动力安全仪器303包括明显刻画在显示器305上的动力仪表315。较优地，动力仪表315包括所需动力（PR）指示器311、可用动力（PA）指示器313和动力使用率指针317。动力仪表315包括数字1到14连同对应的影线标记，该影线标记无量纲且仅被提供用于参考。

动力安全系统301包括多个传感器，诸如旋翼飞行器101上的传感器309，这多个传感器按照图式描述成图3中的传感器309。传感器309设置成检测各种参数。数据输入设备319被设置用于人工输入数据。仅举几个例子，数据输入设备319可以是多种硬件设备，诸如键盘、数字小键盘、转动按钮或位于显示器305上的触摸屏部分。计算单元307设置成处理传感器309和数据输入设备319提供的数据，如此处进一步论述的。计算单元307可以是任何能够储存并处理通过动力安全仪器303传递给飞行员的数据的处理器。

动力安全仪器303便于通过PR指示器311显示所需动力（PR），通过PA指示器313显示可用动力（PA），通过动力使用率指针317显示动力使用率，所有数据即时计算并更新。因此，当旋翼飞行器的飞行员使旋翼飞行器开始盘旋降落时，能够确定将有多少动力余量可用。为了本公开，动力余量是在飞行器运行在盘旋状态时的PA和PR之间的差值，PA和PR分别如PA指示器313和PR指示器311在视觉上所对应描述的。

应当理解，动力安全仪器303可具有多种多样的配置。动力安全仪器303的输出可以各种方式传送到飞行员，仅举几个例子，各种方式包括视觉的、听觉的和/或通过感觉触摸系统例如振动提示。另外，即使PR指示器311和PA指示器313被描述成三角形，指示器311和313各自可以被配置成多种形状和颜色。类似地，动力安全仪器303可具有多种多样的配置。动力安全仪器303的特征可以集成到驾驶舱107内的其他仪器中。

现请同时参见图4，计算单元307在PR计算401中计算瞬时的所需功率（PR）。PR在视觉上使用动力仪表315上的PR指示器311描述给飞行员。PR计算401包括用于计算旋翼飞行器101的起飞重量的步骤403。在一实施例中，飞行员简单计算在增加燃料重量、乘客/货物重量和任何其他参与物重量之前旋翼飞行器101的起飞重量。飞行员然后通过数据输入设备319输入旋翼飞行器起飞重量。在另一实施例中，起落架传感器自动计算起飞重量，并发送数据到计算单元307。作为增加的安全措施，设置PR计算401以便如果飞行员未录入起飞时旋翼飞行器的重量，那么默认使用旋翼飞行器的最大总重量。动力安全系统301设置成在显示器305上显示信息提示飞行员录入和/或核实起飞之前的旋翼飞行器重量。例如，如果飞行员在未关闭系统的情况下暂时降落旋翼飞行器101接纳额外两名乘客，那么起落架上的重量传感器通知动力安全系统301旋翼飞行器已经降落，因此，在显示器305上为飞行员显示信息以录入起飞前旋翼飞行器新的重量。

步骤405包括计算旋翼飞行器101在燃料重量上的任何变化。例如，随着运行期间旋翼飞行器燃烧燃料，步骤405包括根据消耗掉的燃料数量计算当前旋翼飞行器重量的变化。可以通过各种方式例如燃料流量测量设备或通过简单地计算燃料箱液位计的变化来计算燃烧燃料的重量。步骤407包括计算货钩负载的变化。一些旋翼飞行器可能包括支持外加负载的货钩。同样地，称重传感器设备可用于计算货钩负载的变化。其他传感器和设备可用于计算运行期间旋翼飞行器重量的变化。例如，如果旋翼飞行器是带有军需品（子弹、导弹、火箭弹等等）的军用飞行器，军需品的调度会引起旋翼飞行器重量的变化。步骤406包括计算旋翼飞行器重量的其他任何变化。另外，步骤406包括飞行员人工输入任何已知的旋翼飞行器重量的变化。例如，如果飞行员知道他在飞行（空降、空投货物等）期间恰好损耗了500磅，那么步骤406包括飞行员计算重量随数据输入设备319录入数据的变化。步骤406也包括当任一传感器309测量或报告了旋翼飞行器的重量变化行为时，自动计算旋翼飞行器重量的任何变化。

步骤409表示在计算旋翼飞行器101运行期间重量变化之后，旋翼飞行器在运行期间的实时重量。随着旋翼飞行器重量的减少，在盘旋时运行旋翼飞行器的所需动力也随之减少。如果（例如通过货钩）运行期间旋翼飞行器的重量增加，那么在盘旋时运行旋翼飞行器的所需动力也随之增加。

步骤411包括使用OAT探针或其他温度测量设备不停地测量外部空气温度（OAT）。OAT影响在盘旋时运行飞行器所需的动力。例如，对于给定高度，通常较高OAT的空气不如较低OAT的空气稠密。同样地，在盘旋时运行飞行器的PR是OAT的函数。例如，OAT可能由于主转子叶尖马赫效应影响PR。较优地，OAT对PR的影响由在计算单元307中使用查阅表来决定。在该实施例中，将OAT与PR相关联的旋翼飞行器特定性能数据以查阅表数据格式存储在计算单元307内，或者存储在与计算单元307相关的其他可用数据存储设备中。在可选实施例中，OAT测量数据可用于使用旋翼飞行器性能方程计算PR。

步骤413包括不停地测量气压高度（Hp），气压高度为在特定高度的空气压力。Hp影响在盘旋时运行飞行器所需的动力部分是因为较高压力的空气比较低压力的空气更紧缩和更稠密。同样地，在盘旋时运行飞行器的PR是Hp的函数。较优地，Hp对PR的影响由在计算单元307中使用查阅表来决定。在该实施例中，将Hp与PR相关联的旋翼飞行器特定性能数据以查阅表数据格式存储在计算单元307内，或者存储在与计算单元307相关的其他可用数据存储设备中。在可选实施例中，Hp测量数据可用于使用旋翼飞行器性能方程计算PR。

应当理解，在PR计算中可测量和使用其他数据。例如，也可在PR的计算中使用空气湿度和风速。在特定情况下，风速在盘旋地点被测量。所测量的风速数据可通过数据输入设备319传送给飞行员以便人工录入。例如，在降落地点的仪器可测量风速并通过VHF无线通信将其传送到飞行员。无论飞行员在降落地点是如何知道风速的，飞行员可通过数据输入设备319录入风速数据。另外，相对旋翼飞行器测量的实时的外部气流速度可以由旋翼飞行器上的低气流速度传感器来决定，外部气流速度数据被自动发送到计算单元307。应当理解，可选地，飞行员可以将外部气流速度数据输入到计算单元307。外部气流速度对PR的影响在计算单元307中计算。系统301可被配置，因此只要外部气流速度超过最小阈值，就在PR计算中使用外部气流速度数据。例如，可使用最小阈值为10节的外部气流速度。

步骤421包括使用旋翼飞行器盘旋性能数据处理在步骤409、411和413中记录的数据以在步骤423中获得实时的PR。盘旋性能数据存储在计算单元307中。PR至少可源于有地面效应（IGE）盘旋或者无地面效应（OGE）盘旋。OGE可以被称为在离地面或其他硬面大约一个转子直径的距离之上执行旋翼飞行器的盘旋。例如，如果转子直径为37英尺，那么在离地面37英尺内的盘旋将被视为OGE盘旋。IGE盘旋包括旋翼飞行器在离地面一定距离执行的盘旋。IGE的距离通常由起落架在离地面一定距离内的旋翼飞行器的盘旋操作界定。由于与转子叶片下洗相关的地面效应的影响，IGE盘旋比OGE需要较少的动力，该转子叶片下洗在转子叶片和地面之间引起高压区域。在较佳实施例中，动力安全仪器303包括开关和其他输入设备以便飞行员可以指示PR基于IGE或者OGE进行计算。可选地，IGE或OGE可以自动地由旋翼飞行器101上的一个或多个传感器309确定。应当理解，某些降落地点的状态可以抵消对盘旋的地面效应的影响，例如在广阔的草地上或水上盘旋。同样地，系统301被设置，以便飞行员可以指示PR基于IGE或者OGE进行计算。

另外，动力安全仪器303可设置成将PR指示器311基于IGE盘旋或者OGE盘旋进行计算并以图形的方式传送给飞行员。例如，PR指示器311可能具有与PR指示器311相关的“I”字符以将PR当前基于IGE盘旋进行计算传送给飞行员。类似地，PR指示器311可能具有与PR指示器311相关的“O”字符以将PR当前基于OGE盘旋进行计算传送给飞行员。作为增加的安全措施，动力安全系统301对OGE可设置成默认值，因为执行OGE盘旋比IGE盘旋需要更多的动力。同样地，如果旋翼飞行器有足够的动力执行OGE盘旋，那么它有足够的动力执行IGE盘旋。IGE盘旋的例子是在直升机场起飞或降落。OGE盘旋的例子是伐木的旋翼飞行器在林木线之上盘旋等待地面人员连接大量悬起的木材，盘旋距离是PR使用OGE计算的距离。

旋翼飞行器盘旋性能数据通常由旋翼飞行器制造商以图表格式提供。优选地，动力安全系统301包括电子格式的旋翼飞行器盘旋性能数据的数学关系，因此，在计算单元307中的计算机处理器可以基于步骤409、411和413中收集的实时数据计算PR。步骤423代表PR的实时计算。PR的实时计算通过PR指示器311以图表形式显示在动力安全仪器303上。

步骤415包括重量-高度-温度（WAT）计算。WAT计算比作与旋翼飞行器相关的WAT限度。旋翼飞行器的WAT限度代表在特定的飞行器重量、高度和OAT组合下飞行器的极限。步骤415包括通过分析步骤409、411和413中获取的实时数据计算WAT计算。如果WAT计算结果低于旋翼飞行器的WAT限度，那么WAT计算结果不产生极限，如步骤419所述。然而，如果WAT计算结果等于或高于旋翼飞行器的WAT限度，那么WAT计算结果产生极限，如步骤417所述。同样地，当WAT计算结果超过旋翼飞行器的WAT限度，那么动力安全系统301设置成将WAT计算结果传送到飞行员。在一实施例中，PR指示器311改变大小、形状或颜色以便使飞行员知道如果他或她试图在当前重量/高度/OAT完成盘旋，那么将超过WAT限度，从而可能在试图完成盘旋期间引起飞行器失控。PR指示器311的上述变换阻止飞行员错误地认为：即使动力安全仪器303在PA指示器313和PR指示器311之间可能表示出足够的余量，完成盘旋、起飞或降落也是安全的。

现参见图5，计算单元307在PA计算501中计算瞬时的可用功率（PA）。PR在视觉上使用动力仪表315上的PA指示器313描述给飞行员。PA计算501包括用于执行旋翼飞行器101发动机的动力保证检查的步骤513。在步骤513中，执行动力保证检查包括从一个或多个传感器309获得数据以评估发动机的健康状况和性能。动力保证检查可能旨在验证发动机能够满足最小要求。另外，动力保证检查可能旨在验证发动机的频率性能。通常，旋翼飞行器的发动机最初在“最小规格”以上被交付，意思是：发动机的性能比旋翼飞行器的说明书和可用动力图表中所述的性能提供更多可用动力。例如，在相同的外部条件下，如果发动机在“最小规格”6%以上，那么发动机比最小规格的发动机有多出约6%的可用动力。然而，除非飞行员能够计算出比最小规格的动力超出6%以上，否则飞行员在飞行期间不能自信地利用上述最小规格的可用动力。也应当理解，发动机的性能可能随着时间而降低，因此，对飞行员来说为了旋翼飞行器的继续安全运行，能够计算发动机的老化是重要的。

为了在步骤513中完成动力保证检查，可采用多种测量。例如，步骤503包括测量旋翼飞行器发动机产生的扭矩。步骤505包括测量影响发动机产生动力的OAT。步骤507包括测量发动机的燃气发生器的速度（Ng）。步骤509包括测量气压高度（Hp），其影响发动机产生的动力。步骤511包括测量燃气温度（MGT），其影响发动机产生的动力。应当理解，为了完成步骤513中的动力保证检查可以采取任意组合的测量，其包括不同于步骤503、505、507、509和511中所述的测量。

定期执行步骤513的动力保证检查，例如在盘旋或前飞过程中。步骤513的动力保证检查也可以在预起飞过程中执行。另外，步骤513的动力保证检查可以由飞行员完成，或者可以在不需要飞行员互动的情况下自动发生。优选地，计算单元307记录最新动力保证检查的移动平均数（rolling average）。例如，可以对十个最新动力保证检查的结果进行平均得到动力保证计算结果。在另一实施例中，步骤513的动力保证检查可简单地提供通过/失败结果，通过的结果意味着发动机满足最小规格发动机的要求。

步骤515包括解释（interpret）来自步骤513的动力保证数据，以便根据超出或低于最小规格的百分比来确定发动机的性能。在一实施例中，来自步骤513的动力保证数据与最小规格发动机动力进行比较，从而得出超出或低于最小规格动力的百分比。在另一实施例中，来自步骤513的动力保证检查仅提供通过/失败测定结果，因此步骤515包括基于飞行员的输入确定超出或低于最小规格发动机的百分比。例如，如果飞行员知道旋翼飞行器有+10%的发动机（超出最小规格10%），那么飞行员通过数据输入设备319将其录入到动力安全系统301。可选地，步骤515可由计算单元307自动执行或由飞行员手工录入。

优选地，步骤515也包括计算可能影响发动机性能的任何旋翼飞行器推进力配置。例如，旋翼飞行器上的进风口配置可能增加或降低可用动力。另外，仅举几个例子，进风口配置可能包括标准的入口、颗粒分离器入口、入口障碍过滤器和挡雪板。同样地，特定进风口配置可能与用于步骤525中计算PA的特定性能数据相关。因此，步骤515包括对飞行员而言能够使用数据输入设备319录入关于配置（例如进风口配置）的信息，该配置反过来可以影响由计算单元307在计算PA中使用的特定的性能数据。

步骤525包括计算基于步骤515的超出/低于最小规格发动机测定结果的瞬时PA和多个来自传感器309的瞬时测量值。步骤517包括测量发动机排出气体，其从发动机中得到。测量发动机排出气体利用率可能包括简单地确定发动机排气开关是开启还是关闭。可选地，测量发动机排出气体可能包括进行一个或多个测量来量化从发动机中得到的排出气体的总量。发动机排出气体作为对发动机PA的消耗。同样地，如果关闭发动机排出气体，那么PA会增加。步骤519包括测量OAT，其对PA有影响。步骤521包括测量发动机上的发电机负载，其影响PA。例如，如果飞行员关闭需要电源的系统，那么发动机上的发电机负载降低，因而引起PA增加。步骤523包括测量Hp，其与OAT相似，对PA有影响。应当理解，为了完成步骤525中的PA计算可以进行任意组合的测量，其包括不同于步骤517、519、521和523中所述的测量。步骤525中瞬时PA的计算通过PA指示器313以图形的方式显示在动力安全仪器303上。

在优选实施例中，步骤525中计算PA受任一旋翼飞行器极限的限制。例如，在特定条件下，PA受传动装置扭矩极限的限制。在该情况下，PA指示器313最好不超过传动装置扭矩极限。因此，飞行员可以信任PA指示器313的位置是PA的绝对值。在一实施例中，PA指示器313包括将PA指示器313的位置受传动装置扭矩极限或其他旋翼飞行器极限的限制传送到飞行员的图形。例如，如果PA指示器313受传动装置扭矩极限的限制，那么“T”显示在PA指示器313中。在可选实施例中，PA指示器313不受传动装置扭矩极限或其他旋翼飞行器极限的限制。

在多发动机旋翼飞行器的情况下，步骤525也可以设置成为了计算失去发动机紧急迫降操作下的PA而处理数据。例如，如果多发动机旋翼飞行器失去发动机，那么PA指示器313可以设置成表示用于旋翼飞行器在一个发动机不能运行（OEI）的情况下执行紧急迫降操作的PA。同样地，飞行员能够查看动力安全仪器303，并确定在当前大气条件和带有OEI的旋翼飞行器配置的情况下，为了执行紧急迫降操作，PR指示器311和PA指示器313之间是否有足够的余量。进一步关于OEI情况，如果旋翼飞行器101失去发动机，那么剩余的发动机可能需要运行在无法维持的水平高度。同样地，动力仪表315可被设置，因此PA指示器313在特定的发动机水平高度直观地预测PA。例如，如果发动机在非常高的水平高度只能运行30秒，那么PA指示器313可能直观地传达：PA指示器的位置将在30秒时间期限到期后下降。然后，可运行的发动机能够在30秒时间期限到期后在降低的水平高度运行两分钟。因此，PA指示器313将相应地移动，那么直观地传达：当前PA指示器的位置对接下来的两分钟是有效的。如果发动机以可维持的PA运行，则这一过程仍将继续。系统301的该特征允许飞行员快速确定在多发动机旋翼飞行器的OEI情况期间PR和PA之间的余量。

又参见图3，动力安全系统301为旋翼飞行器101提供有效率地且安全地运行。在旋翼飞行器101运行期间，动力安全系统301实时地面向飞行员，以便飞行员可以快速准确地确定是否可以完成盘旋降落或起飞。另外，动力安全系统301在当前旋翼飞行器的位置不断地显示PR和PA，以便飞行员通过观察PR指示器311和PA指示器313的位置来确定在飞行期间的任意时间完成盘旋是否是安全的。为了在PR和PA之间产生足够的余量完成盘旋，动力安全系统301也为飞行员提供改变飞行器的重量的能力。非限制性实施例是飞行员仅为降低飞行器的重量而额外燃烧燃料30分钟。因为PR和PA被实时计算，所以飞行员能够按照需要燃烧正好剩余的燃料，使PR和PA之间有盘旋所需的足够的余量。

提供以下的非限制性简化飞行场景，用于说明运行中的动力安全系统301。旋翼飞行器飞行员被分派执行搜索营救（SAR）登山运动员的任务。飞行员仅大概知道登山运动员可能位于的区域。因为飞行员不知道将来盘旋的位置，所以他不能就旋翼飞行器是否能够在未知的位置执行盘旋进行准确的预起飞计算。

然而，旋翼飞行器配备有动力安全系统301。之后，飞行员对登山运动员和降落区域进行定位，当保持足够向前的速度时，飞行员简单地飞过盘旋地点。动力安全系统301记录和处理对计算PA和PR必要的数据以在该地点进行盘旋。飞行员也可以通过数据输入设备319将登山运动员的体重输入动力安全系统301。飞行员查看动力安全仪器303并确认PR指示器311和PA指示器313之间有足够的余量进行盘旋。飞行员然后将旋翼飞行器减速进行盘旋并且在盘旋地点安全地进行盘旋。

动力安全系统301优先设置为除了在实时飞行模式，还在飞行计划模式运行。飞行计划模式允许飞行员在将来盘旋的位置预测PA和PR。动力安全系统301可以在预起飞或飞行期间在飞行计划模式下运行。当动力安全系统301在飞行期间在飞行计划模式下运行时，动力安全仪器303优先将动力安全系统301在飞行计划模式下运行传送到飞行员，以便飞行员不会误将PR指示器311和PA指示器313的位置当作实时飞行的位置。动力安全系统301的飞行计划模式运行包括飞行员手工录入在预期的盘旋地点预测的旋翼飞行器的重量、压力高度（Hp）和外部空气温度（OAT）。应当理解，OAT和Hp可以用密度高度测量代替。另外，飞行员可能通过无线通信例如VHF无线通信从盘旋地点的仪器知道盘旋地点情况。在预期的盘旋地点的Hp和OAT可以通过无线数据传输例如遥测技术等等自动传送到动力安全系统301。例如，如果预期的盘旋地点是使用连接到发射机的天气测试仪器改进的降落地点，那么动力安全系统301可以自动获得Hp和OAT数据，从而飞行员仅需录入预测的飞行器重量。动力安全系统301在飞行计划模式下的运行阻止飞行员出现与试图阅读小的纸质图表相关的错误。另外，通过执行高准确度的PA和PR计算，动力安全系统301在飞行计划模式下的运行允许旋翼飞行器被更加充分地使用。

飞行计划模式也被设置为当盘旋时PA和PR之间有足够的余量时，确定旋翼飞行器的最大允许重量。在该情况下，飞行员录入PA和PR之间合适数量的余量以及录入必要数据。系统301计算旋翼飞行器的最大重量，并将该数值在显示器305上显示给飞行员。

应当理解，PA和PR之间的余量根据重量余量可以传送给飞行员。例如，显示器305可以包括根据重量余量量化的PA和PR之间的余量图表，重量余量是当旋翼飞行器仍有足够的PA以满足盘算时的PR时，旋翼飞行器可以承载的额外数量的重量。某些飞行员可能希望根据重量理解PA和PR之间的余量，而不是直观地观察PR指示器311和PA指示器313之间的间距。

本申请的系统提供了重要的优点，包括：（1）在旋翼飞行器运行期间为飞行员提供实时数据以确定执行盘旋是否安全；（2）允许飞行员最大化旋翼飞行器的负载；（3）在非必须执行预飞行盘旋计算的情况下，允许飞行员运行旋翼飞行器；（4）允许飞行员在运行旋翼飞行器时，确定盘旋地点；（5）提供准确地计算用于预测盘旋的可用动力和所需动力的飞行计划工具；（6）提供在盘旋位置PR和PA之间仍有足够的余量时，确定旋翼飞行器可以承载的重量的工具；（7）降低飞行员的潜在错误；以及（8）提高旋翼飞行器的效率和安全。

以上仅示出了特定的实施例，当然本申请可以被修改和以不同的方式实施，但对在这方面获得技术启示的本领域的技术人员而言显然是等同形式。另外，不同于以下权利要求所述，此处所示的具体架构和设计不受限制。因此，显然以上公开的特定实施例可以被改动或修改，并且所有这些变型均被视为在本申请的保护范围和精神之内。相应地，此处寻求的保护如下文权利要求所述。很显然，描述和示出了具有重大优势的申请。尽管本申请的系统以有限数量的形式被示出，但它并不限于这些形式，而是在不脱离其精神的情况下经得起各种改动和变型。

Claims (29)

1.一种设置为在飞行器内提供动力信息的动力安全仪器，该飞行器包括动力装置，该动力安全仪器包括：

显示器；

位于所述显示器上的所需动力指示器，该所需动力指示器设置成传送在盘旋飞行模式运行该飞行器的所需动力；位于所述显示器上的可用动力指示器，该可用动力指示器设置成传送所述飞行器内动力装置的可用动力；以及

输入设备，用于使用户指示在盘旋飞行模式运行该飞行器的所需动力是基于有地面效应IGE的性能数据而计算的或者基于无地面效应OGE的性能数据而计算的。

2.根据权利要求1所述的动力安全仪器，其中，所述所需动力指示器由一个或多个变量驱动，所述变量中的每一个至少部分地影响在盘旋时运行该飞行器的所需动力。

3.根据权利要求2所述的动力安全仪器，其中，所述变量中的至少一个是以下因素至少之一：当前外部空气温度、当前气压高度和当前飞行器重量。

4.根据权利要求3所述的动力安全仪器，其中，所述当前飞行器重量是基于所述飞行器中承载的燃料数量的变化而计算的。

5.根据权利要求3所述的动力安全仪器，其中，所述当前飞行器重量是基于所述飞行器上货钩承载的负载的变化而计算的。

6.根据权利要求3所述的动力安全仪器，其中，所述当前飞行器重量是基于由所述飞行器承载的军需品负载的变化而计算的。

7.根据权利要求1所述的动力安全仪器，其中，所述在盘旋飞行模式运行该飞行器的所需动力是基于对盘旋性能方程中的至少一个被测变量的处理而计算的。

8.根据权利要求1所述的动力安全仪器，其中，所需动力指示器的位置受重量-高度-温度WAT计算结果的限制。

9.根据权利要求8所述的动力安全仪器，其中，所述重量-高度-温度WAT计算结果是依据飞行器重量测量、气压高度测量和外部空气温度测量而计算的。

10.根据权利要求1所述的动力安全仪器，其中，所述可用动力指示器由一个或多个变量驱动，所述变量中的每一个至少部分地表示该飞行器内动力装置的可用动力。

11.根据权利要求10所述的动力安全仪器，其中，所述变量中的至少一个是以下因素至少之一：当前外部空气温度测量、发电机负载测量、气压高度测量和发动机排出气体测量。

12.根据权利要求1所述的动力安全仪器，其中，所述飞行器内所述动力装置的所述可用动力是基于所述动力装置中的发动机是否被看作不同于最小规格的发动机而计算的。

13.根据权利要求1所述的动力安全仪器，其中，所述飞行器内动力装置的所述可用动力是基于动力保证检查而计算的，所述动力保证检查设置为测试所述动力装置的性能。

14.根据权利要求13所述的动力安全仪器，其中，所述动力保证检查的结果是通过/失败的读数。

15.根据权利要求1所述的动力安全仪器，其中，所述飞行器内所述动力装置的所述可用动力是部分地基于特定进风口配置而计算的。

16.根据权利要求1所述的动力安全仪器，还包括：

动力使用率指针，设置为传送实时动力使用率。

17.根据权利要求1所述的动力安全仪器，其中，所述动力安全仪器设置为：在飞行计划模式运行以使所述所需动力指示器的位置表示在预测盘旋操作中执行所述飞行器所预测的所需动力，以及所述可用动力指示器的位置表示在预测盘旋操作期间所述飞行器内来自所述动力装置的所预测的可用动力。

18.根据权利要求1所述的动力安全仪器，其中，所需动力指示器的第一位置和可用动力指示器的第二位置之间的余量表示超过执行所述盘旋飞行模式所需要的过剩的动力。

19.一种设置为在飞行器内提供动力信息的动力安全系统，该飞行器包括发动机，该动力安全系统包括：

动力安全仪器，包括：

位于显示器上的所需动力指示器，该所需动力指示器设置成传送在盘旋飞行模式运行该飞行器的所需动力；

位于所述显示器上的可用动力指示器，该可用动力指示器设置成传送盘旋飞行模式期间所述飞行器内动力装置的可用动力；

至少一个传感器，设置为测量对所述所需动力和所述可用动力有影响的至少一个变量；

至少一个数据输入设备；以及

计算单元；

其中，所述动力安全仪器还包括：输入设备；所述输入设备设置成使用户指示在盘旋飞行模式运行该飞行器的所需动力是基于有地面效应IGE的性能数据而计算的或者基于无地面效应OGE的性能数据而计算的。

20.根据权利要求19所述的动力安全系统，其中，所述所需动力是基于在一个瞬间对多个变量的测量而计算的，所述所需动力指示器设置为以图表的形式显示大约在同一瞬间执行盘旋飞行模式的所需动力的数量。

21.根据权利要求19所述的动力安全系统，其中，所述可用动力是基于在一个瞬间对多个变量的测量而计算的，所述可用动力指示器设置为以图表的形式显示大约在同一瞬间执行盘旋飞行模式的可用动力的数量。

22.根据权利要求19所述的动力安全系统，其中，动力安全仪器设置为：在飞行计划模式运行以使所需动力指示器的位置表示在预测盘旋操作中执行所述飞行器所预测的所需动力，以及可用动力指示器的位置表示在预测盘旋操作期间飞行器内来自所述动力装置的所预测的可用动力。

23.根据权利要求19所述的动力安全系统，其中，所需动力指示器的第一位置和可用动力指示器的第二位置之间的余量表示可用于执行所述盘旋飞行模式的过剩的动力。

24.根据权利要求19所述的动力安全系统，其中，所需动力指示器的位置受重量-高度-温度WAT极限的限制。

25.根据权利要求19所述的动力安全系统，其中，可用动力指示器的位置受传动装置扭矩极限的限制。

26.一种在旋翼飞行器内提供动力信息的方法，所述旋翼飞行器具有动力装置，该方法包括：

计算实时的所需动力，包括：

记录与变量相关的数据，所述变量包括旋翼飞行器的实时重量、实时的外部空气温度和实时的气压高度中的至少一个；以及

使用盘旋性能信息处理所述数据，其中所述盘旋性能信息基于用户选择的有地面效应IGE计算或者无地面效应OGE计算而获得的有地面效应IGE的性能数据或者无地面效应OGE的性能数据；

计算实时的可用动力，包括：

进行动力保证检查以产生动力保证数据；

确定动力装置的数量在最小规格标准以上还是以下；

记录与变量测量相关的信息，所述变量影响可用动力；以及

使用动力装置性能信息处理所述信息；

确定所需动力指示器在动力安全仪器上的方向，所需动力指示器的位置根据所需动力计算；以及

确定可用动力指示器在动力安全仪器上的方向，可用动力指示器的位置根据可用动力计算。

27.根据权利要求26所述的方法，还包括：

确定动力使用率指针在动力安全仪器上的方向，动力使用率指针的位置表明所述旋翼飞行器消耗的当前动力。

28.根据权利要求26所述的方法，其中，所需动力指示器的定向在超过重量-高度-温度WAT限度的所需动力的基础上受限。

29.根据权利要求26所述的方法，其中，测量关于当前发动机排出气体使用率、当前外部空气温度、发电机负载数量和当前气压高度中的至少一个。