CN103562682B - 主飞行显示器的基于俯仰和功率的不可靠空速符号系统 - Google Patents
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Abstract
一种用于响应于所测量的空中数据不能被依赖的情况而向飞行员显示各种显示模式（爬升、巡航、下降、着陆）下的基于俯仰和功率的制导命令和飞行路径信息的系统。该信息以直观且便捷的方式在其被需要的时间和地点呈现在主飞行显示器上。所显示的信息响应于飞机参数动态地改变。
Description
技术领域
本发明总体涉及用于在飞行期间当检测到空中数据系统不可靠或失效时确定俯仰和功率设置的系统和方法。
背景技术
现代商用飞行器对空中数据的可用性和完整性的要求日益增加。空中数据描述了飞行期间飞行器周围的飞行器的大气质量状态。飞行员和机载系统使用该空中数据作出关于飞行器的操作决定和控制措施。该空中数据可以包括，例如皮托压力或总压、静压、迎角、侧滑角和其它适合的空中数据。用于测量此类数据的常规的传感器可能受到环境条件或其它条件或事件的不利影响。例如，冰或其它外部物质可能妨碍用于测量总压的皮托管对压力的准确测量。
皮托管是用于测量流体速度的压力测量仪器。所测得的压力是空气的滞止压力，其也被称作总压。静压是在当前交通工具高度上的环境空气压力，而总压是静压和由于交通工具前向速度引起的冲击压力的和。这个测量值连同使用机身侧部上的静态端口传感器测得的静压测量值一起可以被用于识别冲击压力。然后该冲击压力可以被用于计算飞行器的空速。
信号处理电路基于由压力传感器提供的压力信号确定并提供代表着各种飞行相关的参数的信号。在一些应用中，传感器和相关处理电路被封装在一起，可能被称作空中数据模块。
空中数据系统向飞机提供空速、高度和垂直速度信息。当不可靠或失效的空中数据的情况出现时，机组人员被提供的是错误和冲突的信息，这会导致机组人员将飞行器置于潜在的不安全操作条件中。
商用飞机上的不可靠或失效的空中数据（高度和/或空速）系统事件会导致事故，这是由于机组人员没有意识到故障和/或不能在故障后保持安全的飞行条件。这些不可靠的空中数据事件可以是飞行穿越火山灰、冰冻、鸟或虫子，维修活动中飞机没有正确的返回到可飞行状态（例如胶带没有从静态端口移除），或其它故障的结果。当这些事件发生在晚上，没有外部可见参照物时，这加剧了保持空间定向的难度，因为飞行关键仪器是不可靠或错误的。
当飞行员意识到空中数据不可靠时，飞行员的训练（返回到他们一般的航空训练）要求他们飞行俯仰和功率。即，从拉（或推）操作杆以获得指定的垂直速度（在这些故障中是错误的）转变到检查俯仰（飞机高于或低于水平面的程度）和功率设定。飞行员知道俯仰/功率的结合什么是合适的，什么是不适合。例如，如果飞机被指出低于水平面朝向地面，并且其推力水平是高，则不管机载仪器显示的是什么，飞机必须被减速。意识到仪表是错误的并且建立安全的、已知的俯仰和功率配置对阻止飞机进入大角度俯冲或者会导致失速的过度拉升而言是至关重要的。
美国专利申请公开No2010/0100260A1公开了一种监控器，用于主空中数据和可替换的（即合成的）空中数据进行比较，以便确定是否可以依赖于主空中数据对飞行器执行操作。为了在提交专利申请时对本申请要求优先权，在不接受通过引用的结合的国家中，本公开包括直接取自US2010/0100260A1的附图（见图8）和相关的书面描述。
需要一种在不可靠或失效的空中数据（高度和/或空速）系统事件出现后，以直观方式显示基于俯仰和功率的制导命令和飞行路径信息的系统和方法。
发明内容
根据此后所公开的实施例，系统响应于所测得的空中数据不可靠的情况而向飞行员显示各种飞行阶段（爬升、巡航、下降、着陆）的基于俯仰和功率的制导命令和飞行路径信息的系统。该信息以直观且便捷的方式在其被需要的时间和地点呈现在主飞行显示器上。所显示的信息响应于飞机参数而动态地改变。
更具体地，全球定位系统（GPS）高度或气压高度（如果有效）、飞机重量、襟翼设定、空中/地面状态和油门操纵杆角度被用于确定适合的目标俯仰角和最大爬升的推力、用于水平飞行的推力、用于三度下滑道（three-degreeglideslope）降低的推力或者用于怠速降低的推力所需的推力差值。该方法着重于对俯仰角、功率、速度和垂直速度的控制（和宣布）。
此处所公开的实施例在空中数据系统被检测为不可靠或无效、与驾驶舱不一致或飞行员已经选定替换的空中数据选择时，使用现有的飞行器性能数据的表格为各种飞行条件确定俯仰和功率设置。该系统在主飞行显示器上以易于使用的方式呈现该信息。
所显示的符号并不是静态的，而是随着飞行器重量、高度、襟翼设定和推力改变而更新。因此，关键信息以直观且飞行员所需要的形式的格式传递，并且在整个飞行期间由于空中数据失效而便于由飞行员使用以保持安全、稳定的飞行条件。该符号系统与迎角（AOA）或空中数据系统无关。
指示期望的俯仰姿态/俯仰角（pitchattitude）和推力差值的特殊符号系统在主飞行显示器上的呈现可以由驾驶员手动激活，或者可以通过由计算机（比如飞行控制计算机）执行的监控功能自动地激活。飞行员可以通过操作开关或者作为检查表的一部分而打开不可靠空速符号系统。
本发明的其它方面在下文中公开并要求保护。
附图说明
图1是示出根据本发明的一个实施例的用于显示基于俯仰和功率的制导命令和飞行路径信息的系统的一些组件的方框图。
图2-7是示出包括高度指示器的主飞行显示器的中心部分的图示，每个图示均示出在不同的飞行条件下通过图1中所示系统显示的俯仰和推力信息。
图8是用于计算合成动压的已知系统的方框图。
此后将参照附图，在其中，不同附图中的类似元件使用相同的标记。
具体实施方式
现代飞机通常包括空中数据系统和惯性参考系统。空中数据系统提供空速、迎角、温度和气压高度数据，而惯性参考系统提供高度、飞行路径矢量、对地速度和位置数据。所有这些数据都被发送到飞行控制系统的输入信号管理平台。飞行控制系统包括主飞行控制计算机/功能和自动驾驶计算机/功能。主飞行控制计算机和自动驾驶计算机可以具有独立的输入信号管理平台。现代飞机进一步包括显示计算机，其控制座舱显示器向飞行员显示使用的数据。
一些现代飞机中的空中数据信息由例如两个ARINC706空中数据计算机（ADC）提供。这些计算机通过贯穿飞行器的气流输送管被连接到常规皮托管和静态端口。一些备用的空中数据仪表和其它系统，包括位于飞行器尾部区域的主飞行控制模块，也被连接到皮托/静态端口管。
常规空中数据系统未在附图中示出，因为其对飞行控制领域的技术人员而言很熟悉。技术人员将会知晓例如空中数据计算机如何从静态端口和皮托管获取静态大气压力和冲压大气压力数据，并且使用这些数据确定飞行高度、空速和爬升或下降速率。
如之前所说明的，飞行员和机载系统使用空中数据作出关于飞行器的操作决定和控制措施。该空中数据可以包括例如，皮托或总压、静压、迎角、侧滑角和其它适合的空中数据。用于测量此类数据的常规传感器可能受环境条件或其它条件或事件不利影响。当出现不可靠或失效空中数据的情况时，机组人员被提供的是错误的和冲突的信息，这会导致机组人员将飞行器置于不安全和潜在的灾难性的操作条件中。
图1示出用于响应于不可靠或失效空中数据（高度和/或空速）系统事件而显示基于俯仰和功率的制导命令和飞行路径信息的系统的组件。该系统可以通过飞行员手动激活，或者可以通过由计算机执行的监控功能自动地激活。
图1中所示的系统包括计算机10例如飞行控制计算机，其接收发动机数据以及代表襟翼位置、高度和飞行器重量的数据。用于向计算机提供此类数据的机载子系统对本领域技术人员而言是公知的。发动机数据可以包括油门操纵杆角度、涡扇发动机功率比（TPR）或风扇转速（N1）；襟翼位置可以是实际或选定的襟翼位置；高度可以包括GPS高度、无线电高度、压力高度或表决静压状态；飞行器重量通过飞行管理计算机（未在图1中示出，参见图8）提供。
为了有助于响应于不可靠或失效空中数据系统事件而显示特殊符号系统，计算机10从查找表（LUT）12获取基于俯仰和功率的制导命令数据。LUT12存储对应于各种飞行条件下已知的飞行器状态的飞机性能数据表格。这种图表包括各种飞行阶段的期望的俯仰姿态和功率设置（包括爬升、巡航、下降和最后进场）以及各种参数（包括高度、飞行器重量、襟翼位置和发动机数据）。计算机10通过将地址发送到LUT，从而从LUT12获取数据，地址是所接收的数据（即发动机数据、襟翼位置、高度和飞行器重量）的函数。LUT12将返回代表针对飞行器的特定操作条件和飞行阶段的所期望的俯仰姿态和功率设置的数据。
根据一个实施例，全球定位系统（GPS）高度或气压高度（如果有效）、飞机重量、襟翼设定、空中/地面状态和油门操纵杆角度被用于确定适合的目标俯仰，以及最大爬升推力、用于水平飞行的推力、用于三度（three-degree）下滑道下降的推力或用于怠速降低的推力所需的推力差值。该方法着重于对俯仰、功率、模式、速度和垂直速度的控制（和宣布）。
基于响应于所测得的空中数据不可用或不可靠（自动地检测或者由飞行员检测）而从LUT12读取的信息，计算机10将代表针对特定飞行阶段的基于俯仰和功率的制导命令和飞行路径信息的数据发送到显示计算机14。响应于从计算机10接收的数据，显示计算机14控制座舱显示器例如主飞行显示器16显示代表这些相同的基于俯仰和功率的制导命令和飞行路径信息的符号系统。该信息以直观和便捷的方式在其被需要的时间和地点被呈现在主飞行显示器上。所显示的信息响应于飞机参数而动态地改变。显示计算机在本领域中是公知的并且显示计算机14的基本操作将不在此处详细描述。显示计算机14被编程为响应于来自计算机10的当所测得的空中数据不可用或者不可靠或者飞行员已经做出表示不可靠空中数据事件的特定切换选择时所发送的命令而使特殊符号系统显示在主飞行显示器16上。替换地，此处所公开的飞行控制计算机和显示计算机的相关功能可以通过具有单个处理器或多个处理器的单个计算机执行。
根据一个实施例，计算机10处理输入数据，包括飞行器重量、GPS高度、襟翼设定和油门操纵杆角度，并且接着通过参考LUT12确定用于主飞行显示器的模式、目标俯仰和目标发动机功率（例如TPR，N1等）。该模式至少部分地基于油门操纵杆角度而确定。油门操纵杆角度是油门操纵杆的角位置的函数，其通过飞行员手动或者自动油门系统定位。每个油门操纵杆均可以在满推力位置和怠速位置之间移动，移动范围在它们之间。当油门操纵杆处于或接近其满推力位置时，显示模式为最大爬升；当油门操纵杆处于或接近其怠速位置时，显示模式为怠速下降；以及当油门操纵杆在满推力位置和怠速位置之间的移动范围内的中间位置时，显示模式是水平飞行或者-3度下滑道（即着陆）。油门操纵杆角度被用来替代发动机产生的实际推力，因为发动机对当移动油门操纵杆时所产生的指令推力的变化响应很慢。模式之间的转换对真实性和持续性存在时间延迟，以避免因为推力改变而快速进入/退出不同的模式。
因为在水平飞行或者-3度下滑道模式期间油门操纵杆会在中间位置，所以需要额外的信息以区分这两个模式中的哪一个应当被显示。当襟翼为着陆配置而起落架放下并且油门操纵杆角度不处于起飞限制时，计算机10确定显示模式应当为-3度下滑道。相反的，如果起落架收起，则计算机10确定所显示的模式应当为水平飞行。
LUT12包括每个飞行阶段的对应数据表。这些数据（适当的俯仰和功率设置）的来源通常是飞行器制造商，其能够在较宽的飞行条件范围内生成性能数据。该相同的性能数据被用于生成简化的表格，其可以在快速参考手册的“不可靠空速下飞行”的部分中找到。在此公开的飞行控制系统使用与被用于生成现有图表相同的飞行器性能数据，因为飞行员必须执行的基本任务与当前飞行器相同：在已知/安全俯仰和功率设置下飞行。
在计算机10确定飞行阶段后，其查找LUT12中对应的数据表。从LUT12中读出的数据可以包括以下任何一种：用于水平飞行的俯仰/功率配置、用于怠速下降的俯仰、用于最大爬升的俯仰或者用于-3度下滑道的俯仰/功率。计算机10将代表模式和期望的俯仰/功率的数据发送到显示计算机14，其继而控制主飞行显示器16显示指示模式和期望俯仰/功率的符号系统。更具体地，主飞行显示器16显示刻度标记（下文中为“俯仰刻度标记”），其指示相对于水平指示器的俯仰目标。这些俯仰刻度标记20可以在图2-7中看到（下文将详细讨论）。主飞行显示器16也可以显示动态垂直线，其指示需要增加或减少的推力量，即推力差值。指示推力差值的这些动态线30延伸到高于或低于俯仰刻度标记20并终止在可变推力刻度标记22，如在图5-7中所示（下文将详细讨论）。
根据此处公开实施例所显示的各种符号系统现在将参考图2-7进行描述，每幅图都是主飞行显示器的俯仰姿态指示器的屏幕截图。常规主飞行显示器的姿态指示器提供给飞行员关于飞行器俯仰和摇摆特性的信息，以及飞行器相对水平面方向的信息。可选地，其它信息可以显示在姿态指示器上，比如失速余量、跑道图像、飞行指引仪、盲降航道和滑行着陆“指针”。这些所显示的信息可以根据要求动态地更新。常规主飞行显示器进一步包括空速和高度指示器（未在图2-7中示出），其通常分别显示在姿态指示器的左侧和右侧。
图2是描绘当主空中数据系统失效或不能被依赖并且显示为最大爬升推力模式时的姿态指示器的状态的示例性屏幕截图。显示计算机控制主飞行显示器以显示两对俯仰刻度标记20。在这个示例中，俯仰刻度标记20设置在靠近姿态指示器的左侧和右侧边界并在水平线18（此后称为“水平指示器”）以上相同的高度，该水平指示器指示水平线。每组俯仰刻度标记20包括一对短的相互平行的水平线。在姿态指示器的中间部分以等间隔竖直间隔显示的不同长度的短水平线32形成刻度，其示出相应的一组俯仰角。在姿态指示器中心的小正方形34代表飞行器的机头，而在中心正方形34两侧的L形符号代表着飞行器的机翼。符号34和36一直显示并且是固定的，即不在姿态指示器上移动，而俯仰角刻度线32和水平指示器18随着飞行器俯仰角的改变而一致移动。
图2中水平指示器18与符号36和34对齐的事实表明飞行器当前的俯仰角为零。俯仰刻度标记20设置在与最大爬升的目标俯仰设定相对应的俯仰姿态上。因为期望最大爬升速率，所以飞行器的俯仰角必须增加（例如通过向上偏转升降舵）到目标俯仰设定。因为此处公开的符号系统动态地响应于俯仰角的改变，所以随着飞行器俯仰角向上增加，俯仰刻度标记20将朝着对齐机翼符号36的方向向下移动。水平指示器18和刻度线32也随着俯仰刻度标记20一起移动。
除了图形符号，相关的字母数字标注也可以在主飞行显示器的姿态指示器上显示。通过这种标注传递的信息可以包括飞行阶段或者显示模式以及对当俯仰角达到目标俯仰角且推力达到目标推力水平时速度或垂直速度将是什么的估计。这些标注对油门操纵杆改变进行响应，以便得知模式。每个标注可以显示为靠近各自的一组俯仰刻度标记并随之移动。例如图2所示，标注“最大爬升”指示飞行阶段或推力模式，其显示在上方，在姿态指示器的左手侧的俯仰刻度标记20的右侧并靠近它，而标注“V/S3900”显示在上方，在右手侧的俯仰刻度标记20的左侧并靠近它。这向飞行员指示飞行器处于最大爬升模式并且当俯仰角达到目标俯仰角时飞行器的估计垂直速度将是3900ft/min。只要油门操纵杆角度保持在针对该模式指定的限制内（在这种情况下为最大爬升），目标俯仰设定相对于水平指示器就不会改变。
图3是描绘当主空中数据系统失效或不能被依赖并且飞行器为最大爬升模式时姿态指示器的状态的示例性屏幕截图。显示计算机控制主飞行显示器以显示两对俯仰刻度标记20。图3描绘了在飞行器的俯仰姿态和用于最大爬升的目标俯仰设定相等的情况下的姿态指示器的外观。在这个示例中，俯仰刻度标记20和机翼符号36显示为对齐（即在显示器上为相同的高度），这向飞行员指示飞行器处于目标俯仰角。水平指示器18显示在机翼符号下方的高度处，这向飞行员指示飞行器指向水平线以上。
图2和图3描绘了当俯仰角小于（见图2）或等于（见图3）目标俯仰角时标注设置为略高于俯仰刻度标记20的示例。相反地，在俯仰角比目标俯仰角更大的情况中，标注设置为略低于俯仰刻度标记。一个这种示例在图4中被描绘。
图4是描绘当主空中数据系统失效或不能被依赖并且飞行器为怠速下降模式时姿态指示器的状态的示例性屏幕截图。同样，显示计算机控制主飞行显示器以显示两对俯仰刻度标记20。在这个示例中，俯仰刻度标记20设置在靠近姿态指示器的左边界和右边界，在水平指示器18下方的相同高度上。图4中水平指示器18与符号36对齐的事实再一次向飞行员指示飞行器当前的俯仰角为零。在这个示例中，俯仰刻度标记20被设置在与用于怠速下降模式的目标俯仰设定对应的俯仰姿态。在这个示例中，飞行器的俯仰角必须被减小（例如通过向下偏转升降舵）到目标俯仰设定。该符号系统动态地响应于俯仰角的改变，即随着飞行器俯仰角的向下减小，俯仰刻度标记20将朝着对齐机翼符号36的方向向上移动。水平指示器18和刻度线32也随着俯仰刻度标记20一起移动。
如图4中所示，指示显示模式的标注“怠速下降”被显示在下方，在姿态指示器的左手侧的俯仰刻度标记20的右侧并靠近它，而标注“V/S-1600”显示在下方，在姿态指示器的右手侧的俯仰刻度标记20的左侧并靠近它。这向飞行员指示飞行器处于怠速下降模式并且在该目标俯仰角下飞行器的估计垂直速度将为-1600ft/min。只要油门操纵杆角度保持在“怠速下降模式”的限制内，目标俯仰设定相对于怠速下降模式的水平指示器就不会改变。
根据一个实施例，俯仰刻度标记根据以下输入被显示：GPS高度、油门操纵杆角度、飞行器重量和襟翼设定。根据另一个实施例，主飞行显示器将额外示出可变推力刻度标记22，其通过相应的动态垂线30与俯仰刻度标记20连接，如图5-7所示。这些可变推力刻度标记根据以下输入被显示：GPS高度、油门操纵杆角度、飞行器重量和襟翼设定以及当前推力。可变推力刻度标记22的位置和动态垂线30的长度随着当前推力改变而改变。只有当飞行器处于水平飞行推力模式或者-3度下滑道模式时可变推力刻度标记才被显示。一侧的可变推力刻度标记22和同一侧的一对俯仰刻度标记20之间的中点之间的距离指示当前推力和目标推力之间的差值（此后称为“推力差值”）。更具体地，当可变推力刻度标记22位于相关的俯仰刻度标记20上方时，该推力差值的图形描绘指示需要从当前推力减少以达到目标推力的推力量；相反地，当可变推力刻度标记22位于相关的俯仰刻度标记20下方时，该推力差值的图形描绘指示需要增加到当前推力以达到目标推力的推力量。推力差值的图形描绘被按比例缩小以避免干扰侧滚和侧滑/滑动指示器（即显示器顶端的三角形和长方形）。刻度标记位置和推力差值被过滤以减少机组人员对移动目标过度控制的风险。更具体地，由于使用GPS高度和压力高度对TPR估计时的不准确性，TPR差值推力滑块被降低敏感度，以便在±5TPR的范围内显示为零误差，以避免过度控制振荡以试图取消无论如何也不能精确到1TPR的目标。
图5是描绘当主空中数据系统失效或不能被依赖并且飞行器为-3度下滑道模式时姿态指示器的状态的示例性屏幕截图。同样，显示计算机控制主飞行显示器以显示在左手侧和右手侧上的两对俯仰刻度标记20。在这个示例中，俯仰刻度标记20设置为靠近姿态指示器的左边界和右边界，在水平指示器18上方的相同高度处。图5中水平指示器18与符号34和36对齐的事实再一次向飞行员指示飞行器当前的俯仰角为零。在这个示例中，俯仰刻度标记20被设置在与用于-3度下滑道模式的目标俯仰设定对应的俯仰姿态。在这个示例中，提供给飞行员的指导指示飞行器的俯仰角应当被增加到目标俯仰设定。
如图5所示，标注“-3度”指示显示模式，其显示在上方，在姿态指示器的右手侧的俯仰刻度标记20的左侧并靠近它，而标注“180KTS”显示在上方，在姿态指示器的左手侧的俯仰刻度标记20的右侧并靠近它。这向飞行员指示飞行器处于-3度下滑道模式并且当飞行器达到目标俯仰角和目标推力时飞行器的估计速度将为180节（knot）。
此外，图5显示一对可变推力刻度标记22，其通过相应的垂线30与对应的俯仰刻度标记20分别相连。因为可变推力刻度标记22分别位于俯仰刻度标记20上方，所以从推力刻度标记22的顶点到同一侧的相关俯仰刻度标记20之间的中点的距离向飞行员指示需要从当前推力减少以达到目标推力的推力量。随着飞行员减少推力（为了说明的目的，假设俯仰没有改变），可变推力刻度标记22将向下移动（接近相应的俯仰刻度标记）并且动态垂线30的长度将减小，直到当前推力等于目标推力时，可变推力刻度标记22将被显示在姿态指示器的相应一侧上的相关俯仰刻度标记20之间。这将向飞行员指示推力设定正确。
图6示出了使用类似符号系统描绘当主空中数据系统失效或不能被依赖并且飞行器处于水平飞行模式时的姿态指示器的状态。同样，显示计算机控制主飞行显示器以显示在左手侧和右手侧上的两对俯仰刻度标记20。在这个示例中，俯仰刻度标记20设置为靠近姿态指示器的左边界和右边界，在水平指示器18上方的相同高度处。图6中水平指示器18与符号34和36对齐的事实再一次向飞行员指示飞行器当前的俯仰角为零。在这个示例中，俯仰刻度标记20被设置在与用于水平飞行的目标俯仰设定对应的俯仰姿态。在这个示例中，提供给飞行员的指导指示飞行器的俯仰角应当被增加到目标俯仰设定。
如图6所示，标注“LVL飞行”指示显示模式，其显示在上方，在姿态指示器的右手侧的俯仰刻度标记20的左侧并靠近它，而标注“260KTS”显示在上方，在姿态指示器的左手侧的俯仰刻度标记20的右侧并靠近它。这向飞行员指示飞行器处于水平飞行模式并且当飞行器达到目标俯仰角和目标推力时飞行器的估计速度将为260节。
此外，图6显示一对可变推力刻度标记22，其通过相应的垂线30与对应的俯仰刻度标记20各自相连。因为可变推力刻度标记22位于相应的俯仰刻度标记20下方，所以从推力刻度标记22的顶点到同一侧的相关俯仰刻度标记20之间的中点（在图6中中点由水平虚线连接）的距离向飞行员指示需要增加到当前推力以达到目标推力的推力量。随着飞行员增加推力（为了说明的目的，假设俯仰没有改变），可变推力刻度标记22将向上移动（接近相应的俯仰刻度标记）并且动态垂线30的长度将减小，直到当前推力等于目标推力时，可变推力刻度标记22将被显示在姿态指示器的相应一侧上的相关俯仰刻度标记20之间。这将再次向飞行员指示推力设定正确。
在图6中，在其两端有相反指向的箭头的垂线24指示俯仰差值的大小（可变），而在其两端有相反指向的箭头的垂线26指示推力差值的大小（可变）。应当领会的是，垂线24和26以及水平虚线不是实际显示的一部分，而是用于指示由符号20、22和30描绘的差值的图形符号。
图7示出了使用类似符号系统来描绘当主空中数据系统失效或不能被依赖并且飞行器处于水平飞行模式时的姿态指示器的状态。图7不同于图6的是，目标速度指示为“240KTS”而不是“260KTS”。图7进一步的区别是，目标推力比当前推力小而不是图6中所描绘的目标推力比当前推力大，这向飞行员指示推力应当被减小。总之，图6指示俯仰和推力应当被增加的情形，而图7指示俯仰应当被增加而推力应当被减小的情形。
因为飞行员需要知道当模式为水平飞行或者-3度下滑道时是增加还是减少推力以及增加或减少多少，所以计算机10（见图1）需要以下信息：（1）当前推力（最有可能的分别是N1或TPR，发动机RPM或压力参数）；（2）目标推力（来自“水平飞行推力”的表格的N1或TPR值）；以及（3）这两者间的差值。这是用于显示延伸超过或低于俯仰刻度标记的动态（即移动）线的推力差值。例如，假设当空中数据失效发生时，飞行器在油门操纵杆靠近中间位置的情况下飞行。接着，该系统显示用于水平飞行模式的符号。计算机确定需要6度俯仰目标。响应于适当的命令，显示计算机14使主飞行显示器16显示一对俯仰刻度标记以指示期望俯仰姿态。然后计算机10查到需要发动机N1值是55。计算机10接收信息，其指示当前发动机的N1值是76。所以推力差值是+21N1。该数字用于将符号22描绘在俯仰刻度标记上方，如图7中看到的。随着飞行员将发动机推力收回，该差值变得越来越小，直到发动机N1值等于55，即移动线30变得越来越短，直到它们消失。
可变推力刻度标记22和动态垂线30非常快地更新（与主飞行显示器的速率相同），所以它是机组人员可以将油门操纵杆定位到的移动目标。例如，在已知的主飞行显示器上，所显示的符号系统大约以20次每秒持续更新。
相反地，俯仰刻度标记和空速/高度/垂直速度的文本估计值不需要如此频繁地更新。用于在短期内生成静态俯仰刻度标记的重量和高度为静态的，因为随着飞行员飞行的俯仰姿态，俯仰目标不应动态地改变。这将会降低飞行员紧密且持续地追踪俯仰目标的能力。然而，随着飞行器燃烧燃料并下降，飞行员应当飞行的俯仰姿态目标将改变，并且这是所公开的系统的一种优势：该系统将使用更新的重量和高度计算新的俯仰目标。可能期望每分钟更新俯仰目标一次或两次，所以它将是间歇性的，所以俯仰目标才不会移动过快，但在较长时期内仍然设定为动态（除了飞行降落）。
根据一个实施例，计算机10（见图1）被编程为监控空中数据。这通过比较检测到的动压值（实际q）和合成动压值（合成q）而完成。合成（即内部）动压基于估计的升力系数，该升力系数进而是迎角和其它因素的函数。然后该合成动压与气流中在皮托管上检测到的动压进行比较。响应于检测到的动压偏离于合成动压超过阈值，监控器断开（trip），不可靠空中数据被标记并且指示期望的俯仰姿态和推力差值的新符号系统被提供在主飞行显示器上。
根据一个实施例，空中数据的可靠性可以通过将合成动压qLIFT和通过气流中的皮托管检测到的动压（实际动压）进行比较而被测试出。合成动压基于估计的升力系数CL而被计算：
qLIFT=L/(CLxS)
其中升力L=WxnZ；W是飞行器的总重；nZ是负载因子；S是机翼面积；并且CL=CL0+ΔCL+CLαxαVANES，其中CL0是迎角等于零时的升力系数，ΔCL是由于高升力和移动表面导致的升力系数的变化，CLα是升力系数与αVANES的函数关系的斜率，而αVANES是迎角传感器所测得的迎角。
众所周知的是，动压等于1/2ρv2，其中ρ是飞行器飞行时所穿过的空气的密度而v是飞行器的速度。因为合成动压是可得到的，所以飞行控制计算机可以求解v并且一旦指示实际动压和合成动压之间不一致的状态已经中断，就给机组人员提供备用飞行空速。
再一次地，这实际上是通过比较合成动压和检测的动压q而完成。在不当的高度（不当的静压）下，进行上述CL的计算将导致合成q错误，并因此中断同一监控器，由此检测到“不当的空中数据”。可选地，如果所测得的空速或所测得的高度不可靠，则所有的主空中数据被标记为错误。
图8是从US2010/0100260A1中复制的附图，其描绘了已知的空中数据系统300的组件，该系统可以用于识别空中数据，用于产生控制信号以控制飞行器操作。该已知的空中数据系统300包括飞行控制计算机302，其与位置传感器304、皮托管306、静压传感器308、迎角传感器310、惯性参考系统311以及飞行管理计算机313进行通信。位置传感器304、皮托管306、静压传感器308和/或迎角传感器310可以是冗余的探测器和传感器。也就是说，不同的探测器和传感器可以提供相同的信息。该信息的冗余性用于增强传感器测量的数据的可用性和完整性。
位置传感器304生成表面位置数据312，其代表飞行器上的控制表面和高升力表面的位置。这些控制表面包括例如，升降舵、水平稳定面、副翼、方向舵、纵倾调整片、扰流板、襟翼、缝翼和其它可移动表面。位置传感器304可以与用于移动和定位这些控制表面的致动器关联。根据特定的实施方式可以使用任何类型的位置传感器。
皮托管306是当移动的空气停留在皮托管内时测量总压的传感器。作为这些测量值的结果，总压数据314被生成。皮托管306可以位于飞行器的机身上。
静压传感器308生成静压数据316。这些传感器也可以位于飞行器的机身上。静压传感器308可以采用静态端口的形式。静态端口可以是飞行器的机身中的平行安装的孔。
迎角传感器310生成迎角数据318。迎角传感器310也可以位于飞行器的机身上。迎角传感器310可以使用迎角叶片传感器而实现。迎角叶片传感器是空中数据传感器，其中叶片与可以自由旋转的曲轴相连。此类传感器测量飞行器的迎角。
惯性参考系统311生成惯性数据319。惯性数据319包括诸如负载因子321的数据。
来自迎角传感器310、皮托管306和静压传感器308的数据被空中数据处理320使用以计算主空中数据322和替换的空中数据324。而且，来自惯性参考系统311的惯性数据319也可以用于计算替换的空中数据324。主空中数据322包括迎角326、动压328和空速330。替换的空中数据324包括合成迎角332、合成动压334、合成侧滑角336和合成空速338。替换的空中数据324可以被用于验证主空中数据322。此外，替换的空中数据324可以被用于主空中数据322无法使用或者没有提供的情况中。
在这些示例中，迎角326可以是迎角数据318或者从迎角数据318导出。动压328和空速330可以由总压数据314和静压数据316计算。
合成迎角332可以使用表面位置数据312、升力340和动压328计算。升力340通过空中数据处理320计算。升力340使用总重344和负载因子321计算。在这个示例中，总重344是为飞行器估计的重量。合成动压334由升力340、表面位置数据312和迎角数据318计算。升力340等于飞行器的总重344乘以负载因子。该力是三个变量的函数。这些变量包括高升力和控制表面的位置、动压和机翼的迎角。假设升力340和表面位置数据312已知，如果迎角也已知则可以计算合成动压334，如果动压也已知则可以计算合成迎角332。合成动压334可以用于生成或识别飞行器的合成空速338。合成动压334也可以用于验证总压数据314和静压数据316。
仍参考图8，共模监控器346比较主空中数据322和替换的空中数据324。该比较可以确定是否可以依据主空中数据322执行关于飞行器的控制操作。例如，共模监控器346可以比较合成迎角332和迎角326。该比较可以确定迎角326是否可以用于操作飞行器。以相似的方式，动压328可以与合成动压334进行比较以监控和识别可能影响皮托管306或静压传感器308的故障。
以此方式，共模监控器346可以向飞行控制计算机302提供主空中数据322，比如总压数据314、静压数据316和迎角数据318，以便由控制规则348使用以生成控制信号350。控制信号350可以控制各种组件，比如控制表面和发动机。监控器347可以是飞行控制计算机302使用的另一个监控器，其用于比较一组传感器内的数据，比如位置传感器304、皮托管306、静压传感器308和迎角传感器310内的数据。监控器347可以是任何监控器，比如，在线监控器。
如果空中数据处理320中的共模监控器346和/或监控器347确定某些传感器没有提供所需的空中数据，控制规则348或其它飞机功能可以使用替换的空中数据324。该第二数据来源可以是例如，飞行控制计算机302使用的合成迎角332和/或合成动压334。控制规则348或其它飞行器功能可以使用主空中数据322或替换的空中数据324生成控制信号350以控制飞行器的操作。
所公开的符号系统给机组人员提供了返回或保持安全飞行配置所需的俯仰和功率参考值。新的符号系统可以指示用于水平飞行的俯仰/功率配置、用于怠速下降的俯仰、用于最大爬升速率的俯仰或者用于-3度下滑道的俯仰/功率。新的符号系统提供给机组人员足够精确的数据以允许其到达机场并安全着陆。
该设计迅速并直观地将俯仰/功率解决方法在其最被需要的时候，即在飞行员必须立即以一俯仰和功率飞行以保持安全飞行的高工作负载空中数据或者迎角失效期间，在主飞行显示器上呈现给飞行员。该设计不要求飞行员在参考手册中查找这些值（由此减少了引用错误和反应时间）。该显示是一种描绘在建立适当的俯仰和功率设定期间飞行员必须参考的仪表（即主飞行显示器）上的空中数据失效期间飞行员要做的基本任务的方式。此外，在随后的飞行阶段，修改的俯仰和功率设定（用于下降和着陆）在主仪表上显示给飞行员，这减轻了机组人员之前可能已经花费来手动地引用不可靠的空速表的工作负担。
此处公开的系统和方法不限于用于飞机上，还可以用于飞行器飞行模拟器。
虽然本发明已经参照各种实施例被描述，但本领域的技术人员应当理解的是可以在不脱离本发明范围的情况下做出各种变化并用等价物替换。此外，在不脱离本发明实质范围的情况下，可以进行很多修改以使本发明的启示适用于特定情况。因此本发明没有旨在限于所公开的作为预期实现本发明的最佳模式的具体实施例。
在本要求中使用的词组“计算机系统”应当广义的理解为包括具有至少一个计算机或处理器的系统，也可以具有两个或更多个计算机或处理器。
Claims (20)
1.一种用于在实际或模拟飞行期间向飞行器飞行员显示信息的方法，其包括：
显示代表飞行器的一部分的飞行器符号(34，36)；
显示水平指示器(18)，所述水平指示器相对于所述飞行器符号具有一位置，该位置为当前俯仰姿态的函数；
至少根据油门操纵杆的当前角度确定显示模式；
至少根据所确定的显示模式、当前高度和当前飞行器重量确定目标俯仰姿态；以及
显示代表所述目标俯仰姿态的第一符号系统(20)，所显示的第一符号系统相对于所述飞行器符号(34，36)具有一位置，该位置为所述当前俯仰姿态和所述目标俯仰姿态之间的差值的函数。
2.根据权利要求1所述的方法，其中当主空中数据(322)不可用或不可靠时，显示所述第一符号系统。
3.根据权利要求1所述的方法，其中至少根据油门操纵杆的当前角度和当前襟翼设定来确定所述显示模式。
4.根据权利要求3所述的方法，进一步包括使所述第一符号系统(20)随着所述当前俯仰姿态相对于所述目标俯仰姿态改变而相对于所述飞行器符号(34，36)移动，当所述当前俯仰姿态等于所述目标俯仰姿态时，所述第一符号系统(20)与所述飞行器符号(34，36)对齐。
5.根据权利要求1所述的方法，进一步包括：
至少根据所确定的显示模式、所述当前高度和所述当前飞行器重量确定目标推力；以及
显示代表当前推力的第二符号系统(22)，所显示的第二符号系统相对于所述第一符号系统(20)具有一位置，该位置为所述当前推力和所述目标推力之间的差值的函数。
6.根据权利要求5所述的方法，进一步包括使所述第二符号系统(22)随着所述当前推力相对于所述目标推力改变并且所述当前俯仰姿态保持不变时而相对于所述第一符号系统(20)移动，当所述当前推力等于所述目标推力时，所述第二符号系统(22)与所述第一符号系统(20)对齐。
7.根据权利要求6所述的方法，进一步包括当所述第一和第二符号系统彼此没有对齐时显示连接所述第一和第二符号系统的垂线(30)，其中所述垂线(30)的长度根据所述当前推力和所述目标推力之间的差值而改变。
8.一种用于在实际或模拟飞行期间向飞行器飞行员显示信息的方法，其包括：
显示代表飞行器的一部分的飞行器符号(34，36)；
显示水平指示器(18)，所述水平指示器相对于所述飞行器符号(34，36)具有一位置，该位置为当前俯仰姿态的函数；
至少根据油门操纵杆的当前角度确定显示模式；
显示代表当前推力的第一符号系统(22)；
至少根据所确定的显示模式、当前高度和当前飞行器重量确定目标俯仰姿态；
至少根据所确定的显示模式、所述当前高度和所述当前飞行器重量确定目标推力；以及
显示代表目标俯仰姿态的第二符号系统(20)，所显示的第二符号系统相对于所述第一符号系统具有一位置，该位置为所述当前推力和所述目标推力之间的差值的函数。
9.根据权利要求8所述的方法，进一步包括使所述第二符号系统随着所述当前推力相对于所述目标推力改变而相对于所述第一符号系统(22)移动，当所述当前推力等于所述目标推力时，所述第二符号系统(20)与所述第一符号系统对齐。
10.根据权利要求9所述的方法，进一步包括当所述第一和第二符号系统彼此没有对齐时显示连接所述第一和第二符号系统的垂线(30)，其中所述垂线(30)的长度根据所述当前推力和所述目标推力之间的差值而改变。
11.一种用于在实际或模拟飞行期间向飞行器飞行员显示信息的系统，其包括座舱显示器(16)和控制所述座舱显示器的计算机系统，所述计算机系统被编程以执行以下操作：
使所述座舱显示器(16)显示代表飞行器的一部分的飞行器符号(34，36)；
使所述座舱显示器显示水平指示器(18)，所述水平指示器相对于所述飞行器符号(34，36)具有一位置，该位置为当前俯仰姿态的函数；
至少根据油门操纵杆的当前角度确定显示模式；
至少根据所确定的显示模式、当前高度和当前飞行器重量确定目标俯仰姿态；以及
使所述座舱显示器显示代表所述目标俯仰姿态的第一符号系统(20)，所显示的第一符号系统(20)相对于所述飞行器符号(34，36)具有一位置，该位置为所述当前俯仰姿态和所述目标俯仰姿态之间的差值的函数。
12.根据权利要求11所述的系统，其中当主空中数据(322)不可用或不可靠时，显示所述第一符号系统(20)。
13.根据权利要求11所述的系统，其中至少根据油门操纵杆的当前角度和当前襟翼设定来确定所述显示模式。
14.根据权利要求13所述的系统，其中所述计算机系统进一步编程为使所述座舱显示器(16)显示的所述第一符号系统(20)随着所述当前俯仰姿态相对于所述目标俯仰姿态改变而相对于所述飞行器符号(34，36)移动，当所述当前俯仰姿态等于所述目标俯仰姿态时，所述第一符号系统与所述飞行器符号对齐。
15.根据权利要求11所述的系统，其中所述计算机系统进一步编程为执行以下操作：
至少根据所确定的显示模式、所述当前高度和所述当前飞行器重量确定目标推力；以及
使所述座舱显示器显示代表当前推力的第二符号系统(22)，所显示的第二符号系统(22)相对于所述第一符号系统具有一位置，该位置为所述当前推力和所述目标推力之间的差值的函数。
16.根据权利要求15所述的系统，其中所述计算机系统进一步编程为使所述第二符号系统(22)随着所述当前推力相对于所述目标推力改变并且当前俯仰姿态保持不变时而相对于所述第一符号系统(20)在所述座舱显示器上移动，当所述当前推力等于所述目标推力时，所述第二符号系统和所述第一符号系统对齐。
17.根据权利要求16所述的系统，其中所述计算机系统进一步编程为当所述第一和第二符号系统彼此没有对齐时使所述座舱显示器显示连接所述第一和第二符号系统的垂线(30)，其中所述垂线的长度根据所述当前推力和所述目标推力之间的差值而改变。
18.一种用于在实际或模拟飞行期间向飞行器飞行员显示信息的系统，其包括座舱显示器和控制所述座舱显示器的计算机系统，所述计算机系统被编程为执行以下操作：
使所述座舱显示器显示代表飞行器的一部分的飞行器符号(34，36)；
使所述座舱显示器显示水平指示器(18)，所述水平指示器相对于所述飞行器符号具有一位置，该位置为当前俯仰姿态的函数；
至少根据油门操纵杆的当前角度确定显示模式；
使所述座舱显示器显示代表当前推力的第一符号系统(22)；
至少根据所确定的显示模式、当前高度和当前飞行器重量确定目标俯仰姿态；
至少根据所确定的显示模式、所述当前高度和所述当前飞行器重量确定目标推力；以及
使所述座舱显示器显示代表目标俯仰姿态的第二符号系统(20)，所显示的第二符号系统(20)相对于所述第一符号系统具有一位置，该位置为所述当前推力和所述目标推力之间的差值的函数。
19.根据权利要求18所述的系统，其中所述计算机系统进一步编程为使所述第二符号系统(20)随着所述当前推力相对于所述目标推力改变而相对于所述第一符号系统(22)在所述座舱显示器上移动，当所述当前推力等于所述目标推力时所述第二符号系统与所述第一符号系统对齐。
20.根据权利要求19所述的系统，其中所述计算机系统进一步编程为当所述第一和第二符号系统彼此没有对齐时使所述座舱显示器显示连接所述第一和第二符号系统的垂线(30)，其中所述垂线的长度根据所述当前推力和所述目标推力之间的差值而改变。
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