CN104471502A - 安全起飞监控系统 - Google Patents

Abstract

一种安全起飞监控系统在起飞期间检查飞机的实际物理参数，确定实际起飞重量，并且在必需高能中止之前，如果任何危险情形正在发展，则警告飞行员中断所述起飞。

Description

安全起飞监控系统

本申请要求通过引用并入在本文中的2011年12月22日提交的临时申请no.61/579,378的优先权。

技术领域

本文技术一般地涉及飞机和航空工程，并且更特别地涉及飞机性能和飞机安全。还更特别地，本文技术涉及在起飞期间自动地监控飞机的飞行参数，并且如果应该中止起飞则提供诸如警报的干预的系统和方法。

背景技术

喷气式飞机飞行员被训练成对每个起飞做出“可行/不可行”决定。飞行员被训练成遵循制定的规则来确保直到起飞滑跑中的给定点时有可能在跑道上剩余的距离内将飞机停下。在这个特定点之后，即便在发动机故障情况下也有可能继续安全起飞。

为了实现这个目标，每个起飞必须被仔细地计划、计算，并且具有完美地自我匹配的有关参数。

在运输类飞机的航空历史的过去40年里，由在起飞数据的准备中和在调整用于起飞的飞机的符合配置中的错误所引起的事故已夺取了几百条生命。中断起飞(RTO)是异常事件，并且仅以1000次RTO中的一次的量级导致事故。然而，这样失败的RTO仍然夺取了数百条生命。尽管运输类飞机是所关注的一个领域，但是除了别的之外，该问题也适用于诸如军事和通勤飞机等等的其它类别的飞机。

一个这样的RTO事故发生在，当副驾驶员的侧窗户打开了时，飞行员在154节(V1——起飞决定速度——上下约2节)下中断起飞时。飞机超出了跑道并且撞到气流挡板，从而撕开其左机翼并且着火。

另一RTO事故因为机长在副机长沿7000英尺湿跑道前进有麻烦时中断起飞而发生。机长在飞机正以V1上下约5节行进时中断起飞。结果是方向舵在起飞之前全向左。飞机在它超出跑道的末端时毁坏，并且撞上从跑道外延伸到河里的桥墩而解体。

另一RTO事故发生在当飞机已经开始抬前轮时，飞机以很接近V1下遇到一群海鸥时。一号发动机喘震并且熄火，然后起飞被中断。尽管良好的RTO努力，飞机超出了6000英尺跑道的长度。

另一个RTO事故发生在当飞行人员注意到在120节下开始振动时。当振动(由于两个出故障轮胎而导致的)增加时，飞行员决定中断起飞并且采取手动控制。在首先记录下振动的点与RTO被启动时(正好在V1之后)之间经过了几秒钟。飞机在它开始慢下来之前达到158节的速度。飞机以35节的速度超出跑道并且最后在其机头进入沼泽地的情况下而停止。飞机毁坏了。

这些错误可能以孤立的方式发生或者能够存在于经典的一连串事件中，其中一个错误引起下一个错误。能够概括这些种类的错误如下：

a)飞机重量的不正确计算；

b)不正确的起飞推力设定；

c)不正确的襟翼设定，两者在正确的起飞范围内或外；

d)不正确的起飞速度的使用。

通常，RTO事故将牵涉超过V1起飞决定速度的起飞速度。在飞机正足够快地移动以成功起飞之后中止的起飞比较低速情形更可能导致事故，因为较高速度飞机更可能超出它们的跑道。如果RTO在它已达到V1之后被启动，则可能没有剩余足够的跑道来成功停止飞机。随着速度接近V1，RTO的成功完成变得越来越困难。

在本上下文中，V1可以被认为是能够启动中断起飞机动并且飞机在联邦航空条例中所限定的条件和程序下在剩余场地长度内停止的最大速度。它是能够启动停止的起飞滚行中的最后点。V1也是能够继续发动机停车起飞并且飞机在跑道的末端处达到35英尺的高度的最早点。参见例如通过引用并入在本文中的美国联邦航空管理局起飞安全培训援助(8/13/92)，AC No.120-62。

过去，其他人已开发了企图降低在起飞期间的错误的风险的技术。

例如，一个已知方法提供一种用于当在错误的跑道上试图起飞时自动地向飞机的飞行人员报警的系统和方法。

另一方法使得有可能在起飞期间在异常情况下得到飞机上的信息、警告或警报信号。这种信号将以完全安全方式允许起飞中断。然而，采用这样的系统，在起飞的中断仍然可能时的时刻与在它不再可能时的时刻之间的转变是非常突然的。因为在V1附近的飞行员反应时间的紧急性质和在达到V1之前计划RTO的需要，进一步改进是可能的。

一些方法围绕创建“安全停止准则”，其与现行适航认证要求平行并且可能与现行适航认证要求冲突。考虑这些方法，仍然存在改进的空间，因为在更广泛意义上，用于监控起飞的系统应该解决起飞的安全继续及其在早期阶段的中断的两个问题，而不招致与现行适航要求的任何冲突。

另一已知方法得到飞机位置并且将它与预期位置相比较。在偏差情况下发出警告。目前，用来执行那些功能的数个系统在商业上可从不同厂商得到。为了检查起飞安全，能够根据插入的和计算的参数更新传统上在飞行准备期间所执行的起飞距离计算。没有燃料的飞机的重量和外部环境温度是可以在飞行准备阶段插入飞行管理系统的参数的示例。飞机上燃料的重量、空调系统状态、除冰系统状态、超升力装置的推力和气动配置是实时地借助于飞机中的换能器所考虑的参数。

但是使用这样的技术，也许不可能检测到由飞行员在评估飞机重量时所造成的错误。

飞机重量评估中的错误可以常常是可能最后对飞机导致灾难性结果或严重损坏的事件链的起始点。

能够避免的事故场景将遵循由以下步骤所描述的事件的典型的(但不唯一的)序列：

·飞行员错误判断(偏低)飞机起飞重量；

·基于错误重量，飞行员选择执行降低推力起飞；

·基于低重量和已降低推力，确定错误(偏低)的起飞速度；

·有时，更糟糕的是，选取了不适当的襟翼设定。

在没有适当干预的情况下，前述的事件链的典型结果将是：

·在不太紧急的条件下，在尾接点和尾锥损坏情况下的过度抬前轮；

·在更紧急的情况下：

■超出跑道，碰撞机场设施；

■与在机场边界外的障碍物碰撞；

■失速；

■低或根本没有爬高能力；以及，

■在一些情况下，在多个伤员的情况下彻底损失飞机。

为了解决这些问题，本文的示例说明性技术提供非限制说明性系统来：

·在起飞期间检查实际物理参数；

·确定实际起飞重量；以及

在必需高能中止之前，如果任何危险情形正在发展，则警告飞行员以中断起飞。

附图说明

将结合附图通过参考示例性非限制性说明性实施例的以下详细描述来更好地且更完整地理解这些及其它特征和优点，其中：

图1示意性地示出操作的示例非限制性顺序；

图2示出示例非限制性总体系统；

图3示出系统与子系统之间的示例非限制性接口和集成。

图4示出子系统1的模块之间的示例非限制性集成。

图5示出子系统2的模块之间的示例非限制性集成。

图6示出子系统3的模块之间的示例非限制性集成。

图7示出子系统4的模块之间的示例非限制性集成。

图8示出子系统5的模块之间的示例非限制性集成。

图9示出示例非限制性子系统6模块。

图10示出示例非限制性子系统7模块。

图11示出示例非限制性子系统8模块。

图12示出示例非限制性子系统9模块。

图13示出子系统10的模块之间的示例非限制性集成。

具体实施方式

示例非限制性系统执行描述如下的和图1中所示出的一系例检查。

在发动机启动之前，飞行员或飞行人员在非限制性示例起飞监控系统中输入(10)以下数据：

·起飞数据(操作上执行起飞所需要的数据的集合)；

·起飞襟翼设定；

·跑道数据(机场代码、RWY名称、TORA、风力、温度、高度)；

·推力设定数据(发动机定额、空调状态、ATTCS状态、A/I状态等)。

在发动机启动之后，执行初始检查(20)以验证由飞行员所输入的起飞数据是否是一致的。在不一致性情况下，消息被示出和/或发声以警告飞行员。应该注意的是，这时，仅发现一致性错误。如果飞行员输入数据是相干的，但是将导致不安全情形，则这将不会在这种特定非限制性一致性检查中被发现。

在起飞滚行开始之后，系统从各种传感器连续地接收(30)数据并且计算以下要素：

·飞机实际(瞬时)重量；

·最小可接受的抬前轮速度；

·考虑全发动机操作条件，达到抬前轮、升空以及跑道上方35英尺高度所需的距离；

·评估在中断起飞情况下由制动器所吸收的能量；

·用于从目前位置停止飞机所需要的距离；

·考虑全发动机操作条件，评估在升空时可得到的爬高梯度。

如果发生以下条件中的至少一个，则系统以非常及时的方式警告飞行员(40)以中止起飞：

·在如由系统所确定的飞机重量与由飞行员所插入的飞机重量之间检测到大偏差；

·对于实际飞机条件，由飞行员所提议的抬前轮速度低于最小可接受的；

·跑道上可得到的距离将不确保安全起飞；

·在升空之后的爬高能力是不足够的。

在一个示例非限制性实施方式中，在以下场景下发出这种警告：

·在剩余跑道上停止飞机的距离是足够的；

·飞机能量是在制动器吸收能力内；

·实际飞机速度低于VR。

在示例非限制性系统中关于警告的这样的条件用来防止失败的中断起飞。

非限制性优选实施例的描述

在图2中示出了非限制性示例优选实施例系统和子系统集成。

如图2中所示，飞机上的传感器102以及飞行员输入104被提供给具有一个或多个计算机处理器的安全起飞监控系统100。安全起飞监控系统100处理器在存储在一个或多个非暂时性存储装置108中的软件指令的控制下执行软件程序以分析由传感器102所提供的输入和飞行员输入104。如上所述，在飞机正滚下跑道时期间的这样的连续分析能够被用来经由显示/警报106警告飞行员在特定情况下中止起飞。

图3示出安全起飞监控系统100的更详细视图。如可以在图3中所看到的，系统100可以包括多个不同的子系统1-10，子系统1-10被互连以作为集成整体一起起作用并且操作。在一个非限制性示例中：

子系统1可以包括图4中更详细地示出的飞行员系统接口模块和飞机基本数据模块，

子系统2可以包括图5中更详细地示出的起飞数据一致性检查模块和起飞数据一致性警告模块。

子系统3可以包括图6中更详细地示出的推力计算、EAS计算以及重量计算模块集，

子系统4可以包括图7中更详细地示出的T/W计算监控器和最小V_R模块，

子系统5可以包括图8中详细地示出的用来确定到V_R的瞬时距离的模块、用来计算从V_R至V₃₅的数据的模块、以及用来应用一个或多个安全准则的模块，

子系统6可以包括图9中更详细地示出的可用爬高能力计算模块，

子系统7可以包括图10中更详细地示出的停止距离计算模块，

子系统8可以包括图11中更详细地示出的制动能量计算模块，

子系统9可以包括图12中更详细地示出的飞行员警告模块，以及

子系统10可以包括图13中更详细地示出的飞机位置模块和TORA自确定模块。

虽然上面所描述的图将这些各种子系统中的每一个示出为由信号线所互连的单独块，但是实际的示例性非限制性实施方式可以具有各种方式中的任一个，包括例如以许多不同方式中的任一个互连的一个或多个硬件和/或软件模块。例如，一个可能的实施方式能够对于子系统和/或其功能部分中的每一个使用不同的硬件和/或软件控制的模块。另一示例性非限制性实施方式可能以在一个或多个公共处理器上执行的软件来实现一个或多个子系统功能。处理可以是集中式的或分布式的，或任何组合。一些功能可以用硬件实现而其它功能用软件实现，或者所有功能都能够用硬件实现，或者所有功能都能够用软件实现。所使用的特定实施方式可以取决于应用、已经适当并且用于其它目的的计算资源的可用性、容错考虑、可靠性考虑以及为本领域的技术人员所众所周知的其它方面。例如，在一个示例性非限制性实施方式中，子系统能够包括通过存储值和中断向彼此发信号在单个处理器上执行或者分布在多核处理系统的经由共享内存和其它众所周知的机制向彼此发信号的不同核之中的软件模块。替换地，子系统能够包括一起通信的不同计算机或处理器。在其它非限制性实施方式中，一些子系统能够包括诸如编程门阵列或其它逻辑的专用硬件以执行特定功能。针对特定实施方式在硬件与软件之间的最佳划分如由本领域的技术人员很好地理解的那样被留给系统设计者。

子系统1-飞行员与飞机之间的接口

在一个示例实施方式中，子系统1由描述如下的和图4中所示出的两个模块组成。

模块1.1-飞行员-飞机接口(飞行员接口装置)

它通常由能够接收并且存储由飞行员所输入的以下数据的元件(例如MCDU和FMS)构成：

·由飞行员所提议的起飞重量；

·由飞行员所提议的起飞速度(对于运输类飞机它们将由14 CFR25来限定；对于军事飞机将用MIL-STD-3013限定)；

·机场标识代码；

·预期起程的跑道的标识；

·预期起程的跑道的斜率；

·由于对预期起程的跑道的对准而导致的距离损失；(*)

·预期用于起程的跑道的长度；(*)

·在机场处的风力；

·在机场处的压力高度；

·在机场处的温度；

·预期用于起飞的襟翼设定；

·发动机起飞定额和相关信息(冒油、ATTCS等)。

(*)在一个示例性实施方式中，仅当模块10.2被激活时才需要引入这种数据。

模块1.2-所有飞行数据储存器(飞机基本数据存储装置)

这种系统存储以下数据：

·最大结构性起飞重量；

·基本操作重量；

·最大合格制动能量。

子系统2-起飞数据一致性检查

在一个示例实施方式中，子系统2由描述如下的两个模块组成。在图5中示出了子系统2以及模块之间的集成和接口的概要。

模块2.1-起飞数据检查(起飞数据一致性检查装置)

这个模块从发动机并且从子系统1接收数据(飞机和机场数据)。一旦从发动机接收到的数据指示第一发动机已经在运行，该模块就启动其检查例行程序。

a)第一检查

在该模块的数据库中，存储了起飞速度表。那些表将速度呈现为以下各项的函数：

·飞机重量；

·机场温度；

·机场压力高度；

·跑道斜率；

·起飞襟翼设定；

·起飞推力定额代码和相关联的条件。

该模块检查由飞行员所插入的起飞速度的值是否是在有效限制内。如果发现缺少一致性，则不一致性位被发送到起飞数据一致性警告模块。

b)第二检查

该模块检查速度之间的正确关系是否满足，例如，对于运输类飞机(参见下面的符号)：

·V_R≥V₁；

·V₂≥V_R；

·V_FTO≥V₂；

该模块还检查所提议的起飞重量是否是在可接受的范围内：

·基本操作重量(BOW)≤由飞行员所提议的起飞重量≤最大结构起飞重量(MTOW)。

如果关系中的一个不满足，则不一致性位(IB)被发送到模块2.2以发出起飞数据一致性警告。

重要的是注意，在一个示例非限制性实施例中，那两个检查仅发现一致性的错误。如果飞行员输入值是相干的，则示例非限制性实施方式不在这本阶段设法确定或者验证它们是否是适当的值。

模块2.2-起飞数据一致性警告(起飞数据一致性警告装置)

如果从模块2.1接收到不一致性位，则这个模块向飞行员发出“起飞数据不一致性”的消息。目的在于尽可能快地发出这种警告以便允许飞行员立即校正数据输入，从而避免起程延迟。

子系统3-实际起飞重量评估系统

子系统3在示例非限制性实施方式中由三个模块组成。在图6中示出了子系统3以及模块之间的集成和接口的概要。

模块3.1-推力计算(推力计算装置)

这个模块从飞机系统接收以下数据输入：

·来自每个发动机FADEC的瞬时N₁和节流阀位置；

·温度；

·压力高度；

·来自模块3.2的EAS；

·来自子系统1的、由飞行员所插入的抬前轮速度(V_R,P)。

这个模块根据与起飞意图一致的节流阀位置(TLA)来初始化子系统4、5、6、7、8、9和10的操作。

模块3.1呈现以下输出：

·T_inst(在瞬时等效空速V_IE下的总发动机推力)；

·TV_R,P(在飞行员插入的抬前轮速度下的总发动机推力)；

·TV_LOF(在估计升空速度下的总发动机推力，该估计升空速度是V_R,P和在抬前轮与升空之间的速度增量的和)。

模块3.2-等效空速(EAS)计算(等效空速计算装置)

这个模块确定等效空速和风力。

它以两个阶段工作：

a)第一阶段：低速度。

低速度阶段被定义为飞机的测风系统还不是活跃的阶段(即，它未呈现可读的和/或可靠的速度指示)。模块3.2根据以下数据计算V_IE。

·地面速度(来自GPS)；

·温度(来自飞机系统)；

·高度(来自飞机系统)；

·风速(来自子系统1)。

b)第二阶段：测风系统活跃

模块呈现从飞机系统所获得的等效空速(EAS)，并且从以下数据计算在地平面高度处的风速(在h_MAC处的风力)：

·地面速度(来自GPS)

·温度(来自飞机系统)；

·高度(来自飞机系统)；

·等效空速-EAS(来自飞机系统)。

模块3.3-重量确定(重量计算装置)

在这个模块中，对于每个襟翼设定存储了标准加速度等式。这种标准加速度被用来确定瞬时飞机重量(W_I)。

模块3.3从以下数据计算实际飞机重量：

·来自推力模块3.1的瞬时推力；

·来自模块3.2的V_IE；

·来自飞机上加速度计的纵向加速度；

·来自子系统1的跑道斜率。

这种数据被插入在适用的标准加速度等式上(即，适用于实际襟翼位置)，从而连续地得到飞机重量(W_I)。重量评估通过考虑起飞期间所设定的实际襟翼位置来执行，而不管它是否是计划待由飞行员使用的襟翼位置。

如果由飞机系统所通知的实际襟翼设定不与存储在这个模块中的标准加速度等式中的任一个匹配，或者如果飞机系统未发送任何有效的襟翼位置信息，则立即中止位(IAB)被发送到子系统9。

在起飞滚行开始时，像滚行起飞、转向对准跑道中的飞机、制动器的使用等的数个事件给出可以掩盖并且干涉重量计算输出的加速度计读数。在一个非限制性实施方式中，为了使重量值输出稳定，通常两秒或三秒的计算是必要的。

在获得稳定起飞重量时的第一时刻被认为是“参考零”。

确定在所计算的起飞重量与由飞行员所提议的起飞重量之间的相关差是在起飞计划中出现错误的第一迹象。

因此定义了以下安全准则：

·如果(瞬时重量/最大结构性起飞重量)≥K₁；则生成紧急情形位(CSB)；

·如果(瞬时重量/由飞行员所提议的起飞重量)≥K₂，则生成紧急情形位(CSB)。

K₁和K₂在示例非限制性实施例中是待调整为每个飞机模型/类型的值。

子系统4-最小抬前轮速度验证系统

子系统4在示例非限制性实施方式中由两个模块组成。在图7中示出了子系统4及其模块之间的集成和接口的概要。

模块4.1-T/W计算(总推力/重量比计算装置)

这个模块从模块3.1接收总推力并且从模块3.3接收重量，在以下条件下计算T/W：

在瞬时速度下；

在飞行员插入的V_R(V_R,P)下；

在估计升空速度处(V_R,P+抬前轮和升空之间的速度增量)下。

模块4.2-最小抬前轮速度的计算(最小V_R计算装置)

在这个模块中，存储了作为在抬前轮下的T/W和襟翼设定的函数的最小V_R的表。

这个模块基于以下数据来计算最小可接受的V_R(V_R,min)：

实际起飞襟翼设定(来自飞机系统)；

在V_R,P下计算的T/W(来自模块4.1)。

V_R,min被定义为比操作上定义的V_R小5kt。

以下安全标准因此被定义：

如果V_R,P<V_R,min，则生成紧急情形位(CSB)。

子系统5-距离的确定

子系统5在示例非限制性实施方式中由三个模块组成。在图8示出了子系统5及其模块之间的集成和接口的概要。

模块5.1-到VR的瞬时距离确定(到V_R的瞬时距离计算装置)

最初，V_RMS被如下计算。V_RMS是瞬时速度V_IE与V_R,P(飞行员插入的V_R)之间的均方根速度：

$V_{\mathrm{RMS}}=[(V_{\mathrm{IE}}^2-V_{R,P}^2)/2{]}^{0.5}$    (等式1)

其中按照等效空速(EAS)考虑V_RMS、V_IE以及V_R,P。

所计算的V_RMS值在适用的(对于实际起飞襟翼位置)标准加速度等式中被用来获得标准加速度并且然后得到物理加速度。

从V₁到V_R的瞬时距离D₁通过等式2来计算：

$D_1=\left\{\right[(V_{\mathrm{RE}}^2-V_{\mathrm{IE}}^2)/\mathrm{\&sigma;}]+[(2\&CenterDot;V_W/{\mathrm{\&sigma;}}^{0.5})\&CenterDot;(V_{\mathrm{IE}}-V_{\mathrm{RE}})\left]\right\}/(2\&CenterDot;A)$    (等式2)

其中：

·A是物理加速度；

·V_RE是按照等效空速(EAS)的V_R；

·V_IE是按照等效空速(EAS)的瞬时速度；

·V_w是风速；

·σ是空气密度比。

这个距离被加到D2——从参考零到跑道上的瞬时位置的距离——以获得从参考零到V_RE的总距离，如等式3中所示：

D_R＝D₁+D₂   (等式3)

能够从GPS系统直接地获得D₂。

模块5.2-从V _R 至地面上方35英尺的数据的计算(用于计算从V_R至V₃₅的数据的装置)

在一个非限制性示例实施例中，这个模块具有根据在V_R处的T/W和襟翼位置的、在下面所列举的数据的内部列表。

·抬前轮与升空之间的速度增量

·升空与35ft之间的速度增量

·抬前轮与升空之间的时间

·升空与35ft之间的时间

采用来自这些表的数据，执行在升空处和在地面上方35ft处的、按照等效空速(EAS)的速度的计算。

考虑空气密度和风速，那些速度被转换成地面速度。

针对35英尺所考虑的风速在一个非限制性实施方式中应考虑跑道上方的飞机重量。这在一个示例实施方式中通过转换使用等式4以先前计算的h_MAC下转换风速(在地平面处的风速)来完成：

$V_{W35}=V_W\&CenterDot;{\left(\frac{h_{\mathrm{MAC}}+10.67}{h_{\mathrm{MAC}}}\right)}^{0.143}$    (等式4)

模块5.3-关于起飞距离的安全准则的应用

以下安全准则被考虑并且被检查：

·如果(D_R+D_LOF+D_AIR)≤TORA→存在安全情形；

·如果(D_R+D_LOF+D_AIR)≥TORA→应该执行第二检查：

■如果[D_R+D_LOF+(D_AIR/2)]≤TORA→存在安全情形；

■如果[D_R+D_LOF+(D_AIR/2)]≥TORA→生产紧急情形位(CSB)。

其中TORA是如由子系统10所通知的、在实际上被用于起飞的跑道上从“参考零”到在飞机前面的可用跑道的最后点的距离。

子系统6-可用爬高能力

在一个非限制性实施方式中，子系统6由如下描述的并且在图9中所示出的单个模块组成。

模块6.1-爬高能力确定(可用爬高能力计算装置)

这个模块使用等式5计算在升空处的预期爬高梯度：

γ_LOF＝(T/W)-(C_D/C_L)   (等式5)

其中：

·对于在从模块3.1所获得的预期升空速度下的可用推力计算T/W；

·W_I是从模块3.3所获得的瞬时重量；

·C_L是对于在所计算的升空速度下的瞬时重量的适用升力系数；

C_D是针对如由飞机系统所通知的实际起飞襟翼位置和上面提到的C_L从阻力极性所获得的阻力系数。

该系统在一个示例非限制性实施例中不利用地面效应。

以下安全准则被考虑并且检查：

·如果γ_LOF<K₄，则生成紧急情形位。

K₄是待调整成适合每个飞机模型/类型的值。

子系统7-用于停止所需要的距离

子系统7由如下描述并且在图10中所示出的单个模块组成。

模块7.1-停止距离计算器(停止距离计算装置)

这个模块连续地计算考虑对于在模块3.3中获得的重量和实际条件以目前速度开始的全发动机操作停止而停止所需要的距离。

这个距离使用与飞机的认证基础一致的准则来计算。

附加地，停止裕量被连续地计算并且建立限制中的一个以发出放弃警告(见子系统9)。使用等式6来计算停止裕量：

子系统8-制动能量系统

在非限制性示例实施例中，子系统8由如下描述并且在图11中所示出的单个模块组成。

模块8.1–由制动器所耗散的能量(制动能量计算装置)

这个模块针对从模块3.3所获得的重量和现行条件考虑以当前速度开始的停止，连续地计算由制动器所耗散的能量。

由于子系统7中所呈现的相同原因，这种能量使用与每个飞机模型/类型的认证基础一致的标准来计算，并且所以在这里不需要详述。

子系统9-飞行员警告系统

子系统9在一个非限制性实施方式中由如下描述并且在图12中所示出的单个模块组成。

模块9.1-飞行员警告(飞行员警告计算装置)

这种子系统负责向飞行员发出警告以中止起飞。

如果接收到立即中止位(IAB)或者如果同时发生以下条件，则向飞行员发出警告：

瞬时速度<由飞行员所提议的V_R；

·停止裕量>K₅，其中K₅是待调整为每个飞机模型/类型的值；

·由制动器所耗散的能量<最大合格制动能量(来自子系统1)；

·接收到紧急情形位(CSB)。

子系统10-TORA计算

子系统10在示例非限制性实施方式中由两个模块组成。在图13中示出了子系统10及其模块之间的集成和接口的概要。

模块10.1-飞机在机场中的位置

存在能够呈现飞机在机场中的位置并且提供关于可用起飞滑跑的信息的数个基于GPS的在商业上可用的(COTS)系统。

本文示例非限制性技术能够被配置成与这些系统中的任一个一起工作，所以在这里不需要再进一步详述这个常规模块。

模块10.2-TORA自确定(TORA确定装置)

当COTS系统未能提供这种信息时，这个模块承担通知飞机在机场中和在跑道上的位置的功能。这种情形很可能在以下情况时发生：

·当前机场未被包括在机场数据库中；

·所选取的跑道正在经受维修工作并且数据库中的数据是暂时地不适用的。

这个模块根据等式7中所阐述的准则考虑TORA：

A＝B–(C+D)   (等式7)

其中：

·A是在“参考零”前面可用的起飞滑跑；

·B是预期用于起程的跑道的长度；

·C是由于预期用于起程的跑道上的对准而导致的距离损失；

D是从系统操作的初始化至“参考零”的距离。

警告的性质

起飞数据不一致性

这种警告在飞机仍然是在停机坪上情况下，恰好在启动第一发动机之后作为EICAS消息被发出。

这种警告不传达紧急意思，即危急危险。然而，它指示飞行员应该校正任何数据输入错误以便在起飞中避免另外的延迟。

需要起飞中止的错误

与这些错误相关联的警告要求立即的飞行员动作以便将飞机停止在剩余跑道上。

出于这种目的使用了音响警告，并且可选地，座舱多功能显示器(MFD)呈现示出机场平面图，并且具有在35ft高度点处以及在完全停止点处的标记。在一个示例非限制性实施方式中，35ft点标记保持基本上固定，并且完全停止点标记随着飞机移动和速度增加而沿着跑道移动。

通过基本上固定，这意味着小位置波动由于以下各项而是正常的和期望的：

·计算循环本身；

·风力的改变；

·跑道斜率的改变；

·滚行摩擦的改变。

附加地，在结果中反映像例如突然推力减少这样的飞行员的动作。

上面使用的示例符号

A                  加速度，在参考零前面可用的起飞滑行

A/C                飞机

A/I                防冰系统

A_STD               标准加速度

ATOW               实际起飞重量

ATTCS              自动起飞推力控制系统

B                  预期用于起程的跑道的长度

BOW                基本操作重量

C                  预期用于起程的跑道上的对准的距离损失

C_D                 飞机阻力系数

CFR                联邦条例的代码(美国)

C_L                 飞机升力系数

COTS               商业现用系统

CSB                紧急情形位

D                  从系统操作的初始化到参考零的距离

D_AIR               空中距离

D_LOF               从抬前轮速度到升空速度的距离

D_R                 从参考零到抬前轮速度的距离

D₁                 从V₁到V_R的瞬时距离

D₂                 从参考零到跑道上的瞬时位置的距离

EAS                等效空速

E_BR                在制动器中耗散的能量

E_BR,MAX,CER         最大合格制动能量

EICAS              发动机信息和机组警报系统

FADEC              全权限数字发动机控制

FMS                飞行管理系统

GPS                全球定位系统

h_MAC               平均气动弦的高度

H_P                 压力高度

IAB                立即中止位

IB                 不一致性位

ICAO               国际民间航空组织

K₁,K₂,K₄,Κ₅        数值常数

MAC                平均气动弦

MCDU               多功能控制显示单元

MFD                多功能显示器

MIL-STD            军用标准(美国)

MTOW               最大起飞重量(结构性)

N₁                 发动机风扇速度

N_1,P                瞬时发动机风扇速度

OAT                室外气温

OAT_P               由飞行员在FMS中所插入的室外气温

RWY                跑道

RWY ID             跑道标识

S                  机翼参考面积

STOMS              安全起飞监控系统

T                  总推力(全发动机操作)

T_inst              总瞬时推力(全发动机操作)

T_STD               标准推力

TV_R,P             在V_R,P下的总推力

TV_LOF             在V_LOF下的总推力

T/W                推力与重量比

(T/W)_LOF           在升空处的推力与重量比

TLA                推力杆角度

TLA_inst             瞬时推力杆角度

TO                 起飞

TORA               可用起飞滑行

V_G                 地面速度

V_R                 起飞抬前轮速度

V_RE                按照等效空速的起飞抬前轮速度

V_RMS               平均速度(均方根)

V_R,min             最小起飞抬前轮速度

V_R,P               由飞行员在FMS中所插入的飞行抬前轮速度

V_LOF               升空速度

V_I                 瞬时空速

V_IE                瞬时等效空速

V_FTO               最后起飞速度

V_FTO,P             由飞行员在FMS中所插入的最后起飞速度

V₁                 起飞决定速度

V_1,P               由飞行员在FMS中所插入的起飞决定速度

V₂                 起飞安全速度

V_2,P               由飞行员在FMS中所插入的起飞安全速度

V₃₅                在跑道上方35ft处的空速，在全发动机操作起飞中

V_W                 风速

V_W35               在跑道上方35ft处的风速

W                  飞机重量

W_I                 飞机瞬时重量

γ_LOF              在升空处的爬高梯度

σ                 空气密度比

φ                 跑道斜率

虽然已经结合示例性说明性非限制性实施例对本文技术进行了描述，但是本发明将不被本公开内容限制。本发明旨在由权利要求来限定，并且旨在涵盖所有对应的和等效的布置，而无论是否被在此具体地公开。

Claims (21)

1.一种用于飞机的安全起飞监控系统，所述系统包括：

机载的传感器，所述传感器检测关于飞机重量的参数；以及

自动处理器，所述自动处理器操作地耦合到所述传感器，所述自动处理系统连续地计算包括从所述飞机的目前位置停止所述飞机所需要的距离的参数，如果跑道上的剩余距离足以停止所述飞机并且实际飞机速度低于V_R，则所述自动处理器有条件地向飞行员发出警告以中止起飞。

2.根据权利要求1所述的系统，其中，所述自动处理器响应于所述传感器来计算飞机实际瞬时重量。

3.根据权利要求1所述的系统，其中，所述自动处理器计算最小可接受抬前轮速度。

4.根据权利要求1所述的系统，其中，所述自动处理器考虑全发动机操作条件来计算达到抬前轮、升空以及所述跑道上方35英尺高度所需要的距离。

5.根据权利要求1所述的系统，其中，所述自动处理器评估在中止起飞情况下由飞机制动器所吸收的能量。

6.根据权利要求1所述的系统，其中，所述自动处理器考虑全发动机操作条件来评估在升空时可用的爬高梯度。

7.根据权利要求1所述的系统，其中，如果在由所述自动处理器所确定的飞机重量与由所述飞行员所输入的飞机重量之间检测到大偏差，则所述自动处理器警告所述飞行员中止起飞。

8.根据权利要求1所述的系统，其中，如果由所述飞行员所提议的抬前轮速度低于对于实际飞机操作条件可接受的最小值，则所述自动处理器警告所述飞行员中止起飞。

9.根据权利要求1所述的系统，其中，所述自动处理器仅在飞机能量是在飞机制动器的吸收能力内时发出中止警告。

10.一种用于飞机的安全起飞监控方法，所述方法包括：

使用机载的电子传感器感测；

使用至少一个处理器，响应于所述感测连续地计算参数，包括从所述飞机的目前位置停止所述飞机所需要的距离，以及

如果跑道上的剩余距离足以停止所述飞机并且实际飞机速度低于V_R，则使用所述至少一个处理器向飞行员发出警告以中止起飞。

11.根据权利要求10所述的方法，进一步包括计算飞机实际瞬时重量。

12.根据权利要求10所述的方法，进一步包括计算最小可接受抬前轮速度。

13.根据权利要求10所述的方法，进一步包括考虑全发动机操作条件，计算达到抬前轮、升空以及所述跑道上方35英尺高度所需要的距离。

14.根据权利要求10所述的方法，进一步包括评估在中止起飞情况下由所述飞机制动器所吸收的能量。

15.根据权利要求10所述的方法，进一步包括考虑全发动机操作条件来评估在升空时可用的爬高梯度。

16.根据权利要求10所述的方法，进一步包括如果在由所述自动处理器所确定的飞机重量与由所述飞行员所输入的飞机重量之间检测到大偏差，则警告所述飞行员中止起飞。

17.根据权利要求10所述的方法，进一步包括如果由所述飞行员所提议的抬前轮速度低于对于实际飞机操作条件可接受的最小值，则警告所述飞行员中止起飞。

18.根据权利要求10所述的方法，进一步包括仅在飞机能量是在飞机制动器的吸收能力内时发出中止警告。

19.一种用于飞机的安全起飞监控系统，所述系统包括：

机载的传感器，所述传感器检测关于飞机重量的参数；

飞行员接口系统，

起飞数据一致性检查器，

计算单元，所述计算单元包括推力计算器、等效空速计算器以及飞机重量计算器，

VR计算单元，所述VR计算单元计算最小VR、确定到VR的瞬时距离、计算从VR到V35的数据、以及应用安全准则，

可用爬高能力计算器，

停止距离计算器，

制动能量计算器，以及

飞行员警告系统，所述飞行员警告系统操作地耦合到上面提到的计算器，如果所述跑道上的剩余距离足以停止所述飞机并且实际飞机速度低于VR，则所述飞行员警告系统有条件地向飞行员发出警告以中止起飞。

20.一种用于飞机的安全起飞监控系统，所述系统包括：

机载的传感器，所述传感器检测关于飞机重量的参数；

用于提供飞行员接口的装置，

用于检查起飞数据一致性的装置，

用于计算推力的装置，

用于计算等效空速的装置，

用于计算飞机推力与重量比的装置，

VR计算装置，所述VR计算装置用于计算最小VR、确定到VR的瞬时距离、计算从VR至V35的数据、以及应用安全准则，

用于计算可用爬高能力的装置，

用于计算停止距离的装置，

用于计算制动能量的装置，以及

飞行员警告单元，所述飞行员警告单元操作地耦合到上面提到的装置，如果所述跑道上的剩余距离足以停止所述飞机并且实际飞机速度低于VR，则所述飞行员警告单元有条件地向飞行员发出警告以中止起飞。

21.根据权利要求20所述的系统，其中，所述飞行员警告单元包括用于如果所述跑道上的剩余距离足以停止所述飞机并且实际飞机速度低于VR则向飞行员有条件地发出警告以中止起飞的装置。