CN103287582B

CN103287582B - 飞行器下降异常检测

Info

Publication number: CN103287582B
Application number: CN201310146104.9A
Authority: CN
Inventors: N·科勒; J·罗塞; P·鲁凯特; E·科尔泰; F·梅林; P·路易斯; S·德维诺
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2012-02-15
Filing date: 2013-02-18
Publication date: 2016-12-28
Anticipated expiration: 2033-02-18
Also published as: EP2629052B1; CN103287582A; US20130211632A1; FR2986876B1; EP2629052A1; US9051058B2; FR2986876A1

Abstract

本发明涉及飞行器下降异常检测。一种检测飞行器接近地面或海面的异常的检测方法，包括下列步骤：表征飞行器的飞行阶段；根据已表征的飞行器的飞行阶段来确定禁止飞行包络线，禁止飞行包络线限定针对相对于给定地面或海面的高度而被禁止的一组飞行器垂直速度；根据飞行器的当前垂直速度和相对于地面或海面的当前高度，相对于所确定的禁止飞行包络线，检测飞行器接近地面的异常。

Description

飞行器下降异常检测

技术领域

本发明涉及飞行器的下降异常检测。

背景技术

存在在飞行器危险地接近地面情况下的一些碰撞危险报警系统。

例如，有下列系统：

-TAWS(英语缩略语“Terrain Awareness and Warning System(地面感知与报警系统)”，就是说法语的“système d′alerte et de prise de conscience du terrain (地面报警与感知系统)”；

-EGPWS(英语缩略语“Enhanced Ground Proximity Warning System(改进地面接近报警系统)”，或者法语的“système amélioré d′alerte de proximité du sol改进地面接近报警系统)”；或者还有

-GCAS(英语缩略语“Ground Collision Avoidance System(避免地面碰撞系统)”，或法语的“système d′évitement de collision avec le sol（避免地面碰撞系统)”。

这些系统基于可以是“反应性”或者“预测的”碰撞报警算法，向飞行器机组人员产生报警(声音和/或视觉)。

在第一类算法中，报警主要是根据飞行器中的测量链提供的信息，例如，根据无线电测高计提供的信息而被启动的。在第二类算法中，报警是基于在一个或几个数据库所包含的信息(例如，地面类型、障碍物、机场跑道等等)和基于飞行器地理定位装置(例如，GPS装置，英语缩略语“Global Positioning System(全球定位系统)”而被启动的。

当启动与所飞越的地面碰撞的危险报警时，机组人员应该在非常短的时间内分析情况、作出判断并采取措施把飞行器机头拉起，修正其垂直速度并且必要时把机翼放平或者修正飞机轨迹。

在紧急情况下，机组人员可能由于空间迷失方向导致保持错误动作，不考虑报警，结果使飞行器的状况处于危险之中。

为了处理这个问题，文献FR2956512公开了一种飞行器自动保护方法，允许避免飞行器再处于危险的飞行姿态。

于是，监测飞行器的垂直速度和高度，并在对于给定的高度而言下降速率过大的情况下，施加用于控制飞行器控制面的保护命令，以便重建危险较小的状况。

发明内容

本发明属于在上述文献带来的解决方案的范围。

于是，本发明的第一方面涉及一种检测飞行器下降异常的检测方法，包括下列步骤：

-表征飞行器的飞行阶段；

-根据已表征的飞行器的飞行阶段来确定禁止飞行包络线，禁止飞行包络线限定针对给定高度而被禁止的飞行器的一组垂直速度；和

-根据飞行器的当前垂直速度和高度，相对于所确定的禁止飞行包络线，检测飞行器的下降异常。

可以相对于飞行器的危险性来表征飞行阶段，例如，太低的高度下太高的垂直速度，或者把油门推力操纵杆维持在一个控制最大推力的位置上而飞机却处于接近地面的阶段，等等。

飞行器的下降可以定义为接近地面、海面或者水平面。

下降异常可以理解为显然不是着陆而又接近(地面、海面等)。

该方法允许准确地检测下降异常，以便特别是能够尽早地采取有效的对策。

使用根据飞行器的飞行状况(或者飞行阶段)选定的禁止飞行包络线允许进行这样一种准确的检测。

例如，飞行器的飞行阶段的表征包括：

-检测飞行器的推力控制操纵杆的位置；

-确定飞行器的推力参数的变化；

-把飞行器的当前速度与一个速度控制最小阈值比较；和/或

-检测飞行器附近没有着陆跑道。

这些“条件”允许作出恰当的检测。

例如，飞行器异常接近地面或者海面的检测，是以允许飞行器相对于地面或者海面高度下降为条件的。

这样一种允许在该检测中引入某些灵活性。例如，它可以为机组人员留出时间和机会，使之在启动异常检测之前作出反应。

所确定的禁止飞行包络线，例如，可以对应于这样的包络线：其在飞行器的垂直速度-高度平面上的面积大于标称禁止飞行包络线的面积。

于是，该检测方法可以补充已经安装在飞行器上的碰撞检测方法。这样一种补充可以允许加强安全性，并引入采取飞行器保护措施的检测阶段。

该方法还可以包括，如检测到异常则产生飞行器保护命令的步骤，用以响应于检测到的异常。

于是，可以对检测得的异常自动地作出反应。

该方法还可以包括施加所产生的保护命令的步骤。

所产生的命令可以不死板地施加。这可以为机组人员留出时间作出反应，而若同时存在几个飞行器保护系统，则还可以选择更恰当的命令。

保护命令例如施加在飞行器的控制面上。

这些控制面是，例如，飞机的侧翼、副翼或者能够制止甚至停止飞机下降的所有其他表面。

该方法还可以包括判断施加所产生的保护命令的步骤。

这个判断步骤可以包括选择此前提及的要实施的命令。

例如，该判断步骤包括在至少所产生的保护命令和飞行器驾驶机构发出的驾驶命令中间选择命令。

该方法还可以包括根据所确定的飞行器飞行阶段，禁止施加所产生的命令的步骤。

例如，在发生硬件故障可能导致错误评阶飞行器飞行阶段的情况下，可以实施这个禁止。

本发明的第二方面涉及执行按照第一方面的方法的系统。

这样一个系统包括处理单元，处理单元被配置为表征飞行器的飞行阶段；根据所表征的飞行器的飞行阶段来确定禁止飞行包络线，禁止飞行包络线限定针对相对于给定地面或海面的高度而被禁止的一组飞行器垂直速度；和根据飞行器的当前垂直速度和相对于地面或海面的当前高度，相对于所确定的禁止飞行包络线，检测飞行器接近地面的异常。

本发明的第三方面涉及一种包括按照第二方面的系统的飞行器，例如飞机。

本发明的第四方面涉及计算机程序以及计算机程序产品和这样的程序和产品用的存储载体，当该程序装入飞行器的接近地面或海面的异常的检测系统的处理器并由处理器执行时，允许执行按照第一方面的方法。

按照本发明的第二、第三和第四方面的目标提供由按照第一方面的方法所提供的至少相同的优点。按照第二和第三方面的目标可以包括被配置为实施对应于按照第一方面的方法的可选特征的步骤的要素。

附图说明

参照附图阅读作为非限制性示例的以下详细描述，将会清楚本发明的其他特征和优点，在附图中：

图1A和1B举例说明禁止飞行包络线；

图2至7举例说明GCoP模式的配备条件；

图8举例说明高度下降允许曲线；

图9举例说明用于产生保护命令的下降曲线；

图10举例说明所产生的保护命令的施加判定原理；

图11是按照一个实施方式的方法的步骤流程图；以及

图12示意地举例说明按照一个实施方式的系统。

具体实施方式

在下文的描述中，涉及飞行器防止与地面或海面碰撞危险的第一自动保护模式，称为GCoP(缩略语“Ground Collision Protection(地面碰撞保护)”，也就是法语的“Protection contre une collision avec le sol”)。

还涉及第二保护模式，称为UPE(缩略语“Ultimate Protected Envelope”，也就是法语的“Enveloppe de Protection Ultime”)。

例如，UPE保护模式是缺省运行模式。它适用于GCoP模式无效时。

在下文中，只涉及向地面下降或者相对于地面的高度。但若飞行器飞越这样的开阔水面，则本发明可以应用于对异常接近海面或者水平面的检测。

在UPE保护模式中，使用标称禁止飞行包络线。该包络线定义表示过大的和飞行器不允许的下降速率(一般对于较低的高度而言向地面或海面的垂直速度)的垂直速度-高度变量对。认为当飞行器的当前垂直速度-当前高度对进入这条包络线时，如果不强制进行立即的修正动作，就可能有与地面或海面碰撞的危险。

禁止飞行包络线可以基于飞行器的技术特征及其结构来加以确定。

当飞行器处于禁止飞行包络线中时，可以产生保护命令。这些命令特别旨在控制对飞行器的垂直速度起作用的飞行器控制面。这些保护命令可以是这样，当它们被施加到这些控制面时，使飞行器从禁止飞行包络线退出。

在UPE模式中，可以降低飞行器过大的下降速率，同时保持机组人员仍操作飞行器(例如，飞机)的可能性。这涉及当接近地面时，最大限度地阻止飞行器达到在考虑到飞行器的能力的情况下机组人员不再能够扭转情况的垂直速度。换句话说，在UPE模式中，避免使飞行器处于机组人员难以恢复正常、而最终还可能与地面碰撞的情况。

在可以理解为UPE模式的扩展的GCoP保护模式下，这次涉及表征可能导致CFIT碰撞(英文为“Controlled Flight Into Terrain(受控飞行撞地)”，这指的是既不由于故障也由于飞行器失去控制的与地面碰撞)的无法操作而又关键的情况，以便应用比在UPE模式中更有约束性的禁止飞行包络线，但是特别是在地面平坦的情况下允许避免与地面碰撞。

这个比UPE模式的包络线更有约束性的包络线，在下文中可以称为“有条件的禁止”(包络线)。由于如下文中描述的那样如果某些条件得到满足，则这个包络线的垂直速度-高度对被禁止，所以这种称谓是可以理解的。

该包络线可以包括若干个较大的垂直速度-高度对，或者该包络线包括针对几个更高高度的禁止对，在这个意义上，该包络线还可以被形容为“更受有约束性”。一般说来，可以认为GCoP模式的包络线包含UPE模式的包络线，正如下文提到的图1A和1B举例说明的。

为了表征危险情况，在GCoP模式中首先确定飞行器是否处于过度下降的阶段，就是说飞行器是否迅速失去高度。若检测到这样的一个下降阶段，则可以单独地或者彼此结合地监测几个参数，特别是：

-发动机操纵杆在满推力凹口上的位置，

-与操纵杆相联系的参数，用以使操纵杆的这个位置更牢固(例如，这涉及检验飞行器的发动机是否正确地跟随操纵杆在该凹口上的定位而作出反应)，

-飞行器附近没有跑道，和/或

-飞行器进入由特定的接近地面检测系统所监测的垂直速度-高度(Vz-H_AGL)平面上一个敏感飞行区域(这可以允许加强无跑道检测)。

上述参数代表一组条件，它们允许表征无法操作的和危险的下降情况和“预先配备”异常接近地面(或者接近异常)的检测。这涉及预先配备，因为在最终作出异常接近地面的结论之前可以检验下文将描述的一个额外条件。

这指的是在飞行器当前情况下是否“准许”丢失高度。损失高度的这种准许是在与飞行器相联系的曲线中检验的，在下文中称为“delta损失(delta loss)曲线”。

于是，若检验到例如发动机操纵杆凹口或者或附近没有跑道的一个条件成立并且若不准许损失高度，则最终检测为接近地面异常，并选择GCoP模式下特定的禁止飞行包络线。

这个情况可以解释为在与向要着陆的地面接近不兼容的某段时间里保持着发动机最大推力。因此，这可以表征非标称的危险的情况，其中在低的高度激活GCoP保护变得合理和有用。

若飞行器接近地面而又没有着陆的跑道，则可以检测出另一个异常的情况。

一旦选择GCoP模式下的特定包络线，正如在UPE模式中一样，可以产生保护命令，以便控制飞行器的对其垂直速度起作用的控制面，这些保护命令是这样的：即当对这些控制面执行这些保护命令时，使飞行器退出禁止飞行包络线。

在这些配备条件为真而且GCoP模式有效(就是说飞行器具有处于禁止飞行包络线内的一个垂直速度-高度对)时，就施加这些保护命令，这些保护命令允许逐渐减少飞行器的下降速率，例如，直至垂直速度重新变为零，以此阻止飞行器下降并因而与飞越的地面碰撞(在地面没有特定的凸起部分，地面平坦的条件下)。

当不再遇到这些条件时，使GCoP模式不激活，而且机组人员重新发现他掌握正常的权力，就是说，他的命令而不是保护命令重新被考虑。

在本描述中，区分GCoP模式的“配备”和“激活”(或者“开始进行”)。

在尽管这些条件为真，但飞行器处于禁止飞行区域以外的这种情况下， GCoP模式被称为“配备”。在这些条件总为真而且飞行器进入了禁止飞行包络线的情况下，保护开始进行而且这时作用在飞行器的控制面的系统上以使飞行器从包络线退出，这时说保护“开始进行”(或者“激活”)。

GCoP和UPE模式具有各自的飞行包络线。GCoP模式的包络线更具约束性，因为它旨在允许在启动UPE模式之前采取修正措施。

图1A举例说明UPE模式的禁止飞行包络线。

图1A是一个横坐标为飞行器垂直速度Vz(英尺/分钟，ft/min)(向天空为正)的图。在纵坐标上，该图表示飞行器相对于地面的高度H_AGL，单位英尺。

曲线10(向图的下部)限定一个向机组人员发出报警、例如声音报警的垂直速度-高度对区域。该区域允许通知机组人员真正检测到逼近的危险。曲线11(向图的下部)限定一个包含在上述区域中的区域。当飞行器的当前的垂直速度和当前的高度在这个区域中时，这意味着更可能(与处于曲线10所限定的区域相比)要机组人员干预。为了引起机组人员更多的注意，在声音报警上可以，例如，加上视觉报警。

曲线12和13分别代表自动驾驶仪的最大能力，换句话说，当自动驾驶仪开始运行时允许的最大负载系数；和手动驾驶的最大能力，换句话说，当飞行器手动控制时在不损坏飞行器结构的情况下允许的最大负载系数。

区域14表示禁止飞行包络线。当飞行器处在这个区域时，飞机极可能冒着危险或者处于与地面碰撞的危险之中。这时，可以产生并施加保护命令。

图1B举例说明GCoP模式用的禁止飞行包络线。

图1B是一个类似于图1A的图。在GCoP模式中，禁止飞行包络线15在垂直速度-高度平面上具有一个比图1A所示的UPE模式的包络线更大的面积。于是，在用于飞行器的禁止的垂直速度-高度对更多的意义上，图1B的包络线比图1A的包络线更有约束性。

GCoP模式相对于UPE模式可以构成一个额外的安全层。采用在上述条件下的异常检测，甚至在UPE模式启动之前可以尽早采取修正措施。事实上，飞行器可能在处于UPE包络线中之前处于GCoP包络线中。

GCoP模式在比UPE模式更有约束性的条件下生成保护命令。但是，GCoP模式具有一个比UPE模式更宽的包络线，于是可以在比UPE模式更高的高度上产生保护命令。这就允许实现伴随有按照并存的两种模式采取修正措施的异常检测，以此加强飞行器的安全。

在下文的描述中，描述允许表征飞行器飞行阶段的几个条件(和几组条件)。这些条件是作为示例给出的，而不应该看作是限制性的。

第一个条件可以例如涉及飞行器的控制机构，例如发动机推力操纵杆，的位置。参见图2，描述这个条件。

关于控制机构，例如推力操纵杆的条件可以用来针对这样的情况进行异常检测：例如，飞行器机组人员把操纵杆推到TOGA(缩略语“Take-Off-Go-Around(起飞飞行)”凹口，这对应于起飞时或者在飞行器处于下降阶段时复飞(remise des gaz)阶段使用的发动机强推力。

这样一种情况可能有危险，并因而配备GCoP模式保护可能是有用的。

为了加强异常检测，可以把对操纵杆存在于TOGA凹口上的检测与发动机对操纵杆的响应的检验机制结合起来。例如，这指的是，一旦操纵杆定位于TOGA凹口上，便在预定的时间期间监测发动机旋转速度(参数N1)的变化。作为另一方案或者彼此结合，可以监测参数EPR(缩略语“Engine Pressure Ratio(发动机压缩率)”。

于是，在图2上，分别表示操纵杆存在于TOGA凹口上和提高发动机旋转速度的信号20和21加在与逻辑门22的输入端。

为了进一步加强异常检测，可以把飞行器当前的速度与机组人员可以向飞行器发出命令的较低速度加以比较。这个速度一般用VLS(或者“Lowest Selectable Speed(最低可选速度)”标示。事实上，在低速下(就是说，低于速度VLS)，发动机最大推力命令可以构成正常运行操作，而不对应于异常。

于是，表示这个比较结果(若当前速度大于速度VLS则为1，否则为0)的信号23和门22的输出25一起加在与逻辑门24的输入端上。

逻辑门24的输出加在逻辑触发器26的SET(置位)输入端。

于是，当用信号20、21和23表示的条件为真时，触发器26发出信号1，其操控GCoP模式的保护的预先配备。

为了把触发器重新置零，表示操纵杆存在于TOGA凹口上的位置的信号21加在反向器27的输入端上，其输出加在该触发器的RESET(复位)输入端上。

于是，在操纵杆凹口不再在TOGA上的情况下，锁定不再有效，而该触发器重新初始化，其后果是不配备GCoP模式的保护。

第二个条件可以涉及飞行器在其下降阶段附近没有跑道。这个条件如图3所示。

这指的是飞行器在下降阶段在其位置周围的周边地区没有找到跑道时，预先配备GCoP模式保护。这个信息可来自跑道数据库，例如，导航系统(称为FMS，英语“Flight Management System(飞行管理系统)”)，或者还有附近地面检测系统数据库(称为TAWS，英语“Terrain Awareness and Warning System(地面感知与报警系统)”，或者其他所有包括这个信息的飞行器机载系统。

但是可以发现，允许获得附近跑道信息的这些数据库不总是集成在上面。

图4举例说明加强没有跑道检测的一组条件。

表示当飞行器向地面下降时飞行器附近没有跑道的信号40，加在与逻辑门41的输入端(当飞行器附近没有跑道时，该信号40为1，否则为0)。

此外，表示飞行器进入垂直速度-高度(Vz-H_AGL)平面的敏感飞行区域(例如，由图1A的曲线11限定的包络线)的信号42，同样提供在逻辑门41的输入端。

门41的输出加到逻辑触发器43的SET输入端，其输出可以允许预先配备GCoP模式的保护。

于是，当飞行器出现过大的下降速率(就是说，下降时飞行器在一个给定的相对于地面的高度上呈现对于这个高度而言太大的垂直速度)，和检测到飞行器附近没有跑道时，配备GCoP模式的保护。

为了使触发器清零，该触发器的RESET输入端连接至或逻辑门44的输出端。

这个门44在输入端接收由反相器45反相的信号40。于是，当检测到飞行器附近有跑道时，信号40变为0，接着由于反相器的作用，该触发器的RESET输入端变为1，而触发器被重新初始化，就是说其输出不再操控该保护的预先配备。

此外，门44还接收信号46，它当飞行器垂直速度重新变为正时，就是说飞行器退出下降阶段并开始重新上升时为1。

正如图4所描述的，GCoP保护的预先配备允许使飞行器附近没有跑道的判据变为更加可靠。

用于预先配备GCoP模式的保护而要满足的另一组条件如图5所示。

该组条件重新采用上述的飞行器附近没有跑道的条件(信号50)、飞行器的速度大于机组人员能够操控的最小速度VLS(信号51)、确认发动机推力提高(信号52)和操纵杆位置处于TOGA凹口上(信号53)。

信号52和53加在与逻辑门54的输入端，与逻辑门54的输出端连接至逻辑触发器55的SET输入端。该触发器的RESET输入端是连接至接收信号53的反相器56的输出端。

该触发器的输出和信号51加在与逻辑门57的输入端。逻辑门57的输出和信号50加在或逻辑门58的输入端。门58的输出允许预先配备或者不预先配备GCoP模式的保护。

上面参见图5描述的该组条件可以理解为参照图2和3所描述的结合。

图6举例说明可以理解为参照图2和4描述的条件的结合的一组条件。

图4的元件40至46与在图6中的相同。

此外，重新采用上述的关于飞行器速度大于机组人员能够操控的最低速度VLS(信号60)、发动机推力提高的确认(信号61)和操纵杆的位置在TOGA凹口上(信号62)的条件。

分别表示操纵杆存在于TOGA凹口上和发动机旋转速度提高的信号61和62加在与逻辑门63的输入端，与逻辑门63的输出端连接至逻辑触发器64的SET输入端。该触发器的RESET输入端本身连接至接收信号62的反相器65的输出端。

触发器64的输出和表示这个比较结果(若当前速度大于速度VLS则为1，否则为0)的信号60加在与逻辑门66的输入端。

逻辑门66的输出端和触发器43的输出端加在或逻辑门67的输入端。最后，门67的输出端允许配备或不配备GCoP模式的保护。

图7举例说明准许损失高度的条件，使上述条件能够得到补充。具体地说，一旦产生预先配备的信号(例如，在元件26，43，58，67的输出端)，该条件便可以插入来配备GCoP模式。

这涉及确认模块70，在输入端接收预先配备的信号，并根据允许损失高度来发出该保护的最终配置信号。

允许损失高度可以用来延迟该保护的启动(或配置备，例如，为了允许机组人员重建飞行器本身的状况(实现底部(parle bas)等的避免操作)或者进行复飞(remise des gaz)。允许损失高度可以来自图8所示的高度损失曲线。

图8是一个横坐标为飞行器高度H_RA(单位，英尺，ft)而纵坐标为飞行器允许的高度损失(“delta Loss”)(单位：英尺，ft)的曲线图。

若飞行器的垂直速度为负并且预先配备该保护的条件得到满足，则确定飞行器的垂直速度从其开始变为负的高度Hra。然后在该曲线中确定(例如，通过在存储该曲线的表中读出)相应的高度损失，而若飞行器失去超过允许的高度，则配备该保护(产生保护命令并实施这些命令)。

于是，例如，当飞行器处于地面以上100英尺和预先配备信号有效时，在配备该保护之前等待飞行器损失50英尺。在500英尺以上遇到预先配备条件情况下，无论高度Hra如何，都允许100英尺的高度损失。上述数值是纯粹作为图解给出的。

当配备该保护时，确定一个禁止飞行包络线。它定义飞行器不允许的垂直速度(Vz，单位英尺/分钟)和相对于地面的高度(Hra，英尺)变量对。从飞行器进入“有条件禁止”飞行的包络线的时刻起，它遵循一条对应于所述禁止飞行包络线的下降曲线。

为了控制飞行器涉及其垂直速度的控制面而产生一些保护命令，这些保护命令是这样的，当其施加在控制面上时，使飞行器避免处于禁止飞行包络线内。

这些命令可以从图9举例说明的下降曲线出发来产生。

区域90表示在GCoP模式下的禁止飞行的包络线，区域91表示UPE模式下的禁止飞行包络线，曲线92、93和94代表允许飞行器在下降时逐步降低垂直速度(绝对值)的下降曲线。

这些曲线遵守手动驾驶的最大能力，换句话说，飞行器手动控制时，在飞行器结构几乎不受损坏的条件下允许的最大负载系数。所使用的曲线取决于从其开始配备GCoP保护的点(Vz，Hra)。

至于定义GCoP模式的禁止飞行包络线的端点的高度Hra，针对零垂直速度的最大高度Hra被固定为500英尺(如上所述，在零Vz处的这个高度可以随着再次遇到GCoP保护的配备条件的Vz/Hra点而改变)。这时，禁止飞行包络线占据从先前定义的点开始的区域Vz/Hra，就是说，在Vz为零的500英尺直至Vz为-12000英尺/分钟的2000英尺高度。

为了产生保护命令，垂直加速度γZ的值通过下列公式确定：

γZ＝(Vz²-Vmax²)/2h

式中：

-Vz是飞行器的所述当前测量的垂直速度；

-Vmax是按照禁止飞行包络线在当前高度下允许的最大垂直速度；和

-h是当前的实测高度。

所产生的保护命令这时对应于允许达到这样计算的垂直加速度的控制面的一个或几个偏转角命令。

当产生保护命令时，并不是可以立即执行的。它的实施可能经受一个正如下文所描述的判断机制。

具体地说，可以判断在实施所产生的命令和实施机组人员发出的命令之间选择。这样一种选择如图10所示。

保护模式选择模块100在输入端接收选择信号101，以便选择保护模式(UPE或GCoP)。例如，UPE模式是一个缺省模式，而信号101将激活GCoP模式。例如，信号101是一个作为由图7所示的模块70产生的配备信号。

于是，按照所选择的模式，按照UPE模式产生的用信号102表示的命令，或者由GCoP模式产生的用信号103表示的命令，将由保护选择模块100提供。

但是，在有效地实施模块100提供的命令之前，该命令经受表决模块104的选择，该表决模块104负责在实施由模块100发出的命令或者用信号105表示的由机组人员发出的命令之间的选择。例如，该命令源自对油门操纵杆106的操控。

对于飞行器再次处于在低的高度处的较大垂直下降速率并且GCoP保护条件不具备的情况，GCoP模式不生效。这时，该表决模块接收两个保护命令，一个是UPE模式的保护命令，而另一个是机组人员的命令(例如，跟随驾驶员对操纵杆的动作)。

为了进行要施加的命令的选择，该表决模块可以应用判据，例如，该命令意欲使飞行器更加上仰。于是，这是允许给出飞行器最大上仰角的命令，该上仰角被表决模块保留作为具有优先权的，于是被施加的是这个命令。

对于再次遇到GCoP保护条件的情况，要施加的命令的选择在GCoP保护的命令和机组人员的命令之间实现。为了进行选择，该表决模块可以利用与上述相同的判据。

当产生保护命令时，它可能不被施加。其施加可能被以下机制禁止：该机制保证在机组人员不应该被自动产生的命令约束的特定情况下机组人员对飞行器的易操纵性。

为了禁止所产生的保护命令，可以考虑几个判据，特别是：

-表示飞行器全部发动机的损坏的参数AEI(英语缩略语“All Engine lnoperative(全部发动机不可操作)”)，

-表示飞行器的全部发动机熄火的参数TEFO(英语缩略语“Total Engine Flame Out(全部发动机息火)”，

-飞行器无线电测高计1和2之间不一致，换句话说，飞行器上安装的并提供关于高度的情况(高度Hra，单位英尺)的测量仪表彼此送回出错的测量值，

-无线电测高计的参数NCD(英语缩略语“No Computed Data(非计算数据)”，也就是说，一个无线电测高计运行于被认为应该运行的区域以外，因而不能向飞行器提供目前高度的情况，

-失去正常规律(在飞行器机载的飞行操控保护系统不可操作的情况下)，

-飞行器附近存在跑道：从跑道处于飞行器附近的时刻起，人们不能阻止飞行器降落，即便情况被表征为异常，以及

-失去TAWS系统(英语缩略语“Terrain Awareness Warning System(地面感知与报警系统)”，具体地说，当GCoP保护模式应用于该系统上时。

图11是按照该实施方式的飞行器下降异常检测方法的步骤流程图。例如，该方法可以由飞行器下降异常检测系统实施。

在步骤S110，确定飞行器是否开始下降。可以为了这个确定使用下降速度阈值。

若飞行器确实在下降(是)，就是说，相对于地面快速地失去高度，则在步骤S111检验此前已经描述的一个或几个条件。

在步骤S112确定是否满足至少一个条件。若非如此(否)，则该方法返回步骤S110。

否则，在步骤S113确定，飞行器是否允许失去高度，其是此前已经提及的额外条件。

若飞行器被允许失去高度(是)，则该方法返回步骤S112。在另一个分支(否)，在步骤S114选择GCoP禁止飞行包络线。例如，正如此前已经提及的，模式UPE缺省是有效的。于是，飞行器当前垂直速度-当前高度对已经受到监测，只不过是相对于UPE模式专用的禁止飞行包络线(而且面积小于GCoP模式包络线)。这时，GCoP模式的禁止飞行包络线的选择可以包括不再考虑UPE模式的包络线，而是从此考虑GCoP模式专用的包络线。

一旦选择了包络线，便确定飞行器是否已经进入所考虑的包络线内。事实上已经检验飞行器的当前的垂直速度-高度对是否隶属该包络线。

若非如此(否)，则该方法继续把当前对与包络线进行比较，否则(是)，在步骤S116时产生保护命令。正如此前已经提及的，该保护命令可以包括对飞行器的控制面实施允许恢复高度或放慢下降垂直速度的操控。

接着，在步骤S117时确定，所产生的命令是否应该施加。例如，这指的是在所产生的这个命令和机组人员发出的命令之间进行选择。这个机制此前已经提及。

若判定施加所产生的命令(是)，这在步骤S118中被施加，否则(否)在步骤S119中施加机组人员的命令。

用于实施按照本发明一个实施例的方法的计算机程序，可以由本领域技术人员在阅读图11的流程图和本详细描述的基础上加以实现。

图12举例说明该实施方式的飞行器下降异常的检测系统。系统120包括一个存储单元121(MEM)。该存储单元包括随机存取存储器，用以非永久地储存当实现按照一个实施例的方法时用的计算数据。此外，该存储单元包括非易失存储器(例如，EEPROM类型)，例如，用以储存按照一个实施例的计算机程序，以便由系统处理单元122(PROC)的处理器(未示出)执行。该存储器同样可以储存按照该实施方式的一条或几条禁止飞行包络线、允许损失高度曲线、降落跑道地图、要检验的条件等等。

此外，该系统包括一个通信单元123(COM)，用以实现通信，例如，用以与降落跑道定位数据库等等进行通信。

显而易见，本发明不限于所描述的实现形式，其他方案和各特征的结合都是可能的。在一个实施方式中对一个特征的描述不排除在另一个实施方式中利用这个特征的可能性。本领域技术人员在阅读以上描述和附图的基础上可以推导出和实施其他方案和实施方式。

在权利要求书中，术语“包括”不排除其他要点或其他步骤。不定冠词“un(一)”不排除复数。可以利用单一处理器或几个其他单元来实现本发明。所示的和/或要求保护的不同的特征可以有利地加以结合。其在描述中或者在不同的从属权利要求中的存在不排除这个可能性。附图标记不应理解为对本发明的范围的限制。

Claims

1.一种检测飞行器的下降异常的检测方法，包括下列步骤：

-通过飞行器下降异常检测系统表征(S110，S111，S112，S113)飞行器的飞行阶段，其中所述飞行器下降异常检测系统包括：处理器、电子电路以及表决模块，所述表征包括以下中至少一个：

位置数据，该位置数据基于飞行器的推力控制操纵杆的位置；

变化推力控制数据，该变化推力控制数据基于推力控制在飞行器的时段上的变化的参数；

速度数据，该速度数据基于确定飞行器的当前速度超过最小速度控制阈值；

通过处理器确定禁止飞行包络，

通过处理器根据被表征的飞行器的飞行阶段来定义用于给定高度的飞行器的禁止的一组垂直速度；

通过处理器根据飞行器的当前垂直速度和高度来相对于所确定的禁止飞行包络检测飞行器的下降异常；

通过处理器响应于所检测到的异常并且基于位置数据、变化推力控制数据、以及速度数据来生成飞行器保护命令；

通过表决模块基于判据来接收作为飞行器保护命令和机组人员高度控制命令中的被施加的保护命令；以及

通过飞行器下降异常检测系统施加所述被施加的保护命令。

2.按照权利要求1所述的检测方法，其中，飞行器接近地面或海面的异常的检测是以准许飞行器的高度减小为条件的。

3.按照权利要求1或2所述的检测方法，其中，所确定的禁止飞行包络线对应于这样的包络线：其在飞行器的垂直速度-高度平面上的面积大于标称禁止飞行包络线的面积。

4.按照权利要求1或2所述的检测方法，还包括，若检测出异常则产生飞行器的保护命令的步骤(S116)，以响应于所检测出的异常。

5.按照权利要求4所述的检测方法，还包括施加所产生的保护命令的步骤。

6.按照权利要求4所述的检测方法，其中，保护命令被施加在飞行器的控制面上。

7.按照权利要求4所述的检测方法，还包括判断(S117)施加所产生的保护命令的步骤。

8.按照权利要求7所述的检测方法，其中，判断的步骤包括在至少所产生的保护命令和飞行器的驾驶机构发出的驾驶命令中选择一个命令。

9.按照权利要求4所述的检测方法，还包括根据所确定的飞行器的飞行阶段禁止施加所产生的命令的步骤。

10.一种检测飞行器的下降异常的检测系统，包括处理单元，该处理单元被配置为表征飞行器的飞行阶段，所述表征包括对飞行器的推力控制操纵杆的位置的检测、对飞行器的推力参数的变化的确定、对飞行器的当前速度与速度控制最小阈值的比较、和对飞行器附近没有降落跑道的检测之中的至少一个，该处理单元还被配置为根据已表征的飞行器的飞行阶段来确定禁止飞行包络线，禁止飞行包络线限定针对给定高度而被禁止的飞行器的一组垂直速度，并根据飞行器的当前垂直速度和高度、相对于所确定的禁止飞行包络线来检测飞行器的下降异常。

11.一种飞行器，包括按照权利要求10所述的检测系统。