CN106157555B - 伺服透明度警告系统和方法 - Google Patents

Abstract

对直升机飞行员警告关于伺服透明度状况的系统和方法包括用于如下操作的装置和步骤：从设计性能数据库取回直升机的多个设计性能参数，以及从航空电子数据源接收航空电子数据，航空电子数据表示直升机的多个实际性能参数。处理设计性能参数和航空电子数据，以确定一个或多个实际性能参数是否超过所述设计性能参数，从而表明伺服透明度状况存在。当所述伺服透明度状况存在时，生成一个或多个警报。

Description

伺服透明度警告系统和方法

技术领域

本发明一般地涉及直升机机动性，并且更特别地涉及一种警告直升机飞行员伺服透明度状况的系统和方法。

背景技术

在某些情况下，直升机可经历一种被称为伺服透明度的现象。伺服透明度，也称为伺服可逆性或千斤顶停机(jack stall)，可能在直升机经受高机动载荷、高前进空速、高总重以及高压力高度时会发生。飞行员难以理解这一现象并立即采取纠正动作。

伺服透明度现象平稳地发生，并且如果合理预期的话可被解决。然而，在某些证明的情况下，飞行员将伺服透明度误解为液压系统锁定。因此，飞行员实施不适当的纠正动作。目前，没有适当的机制警告飞行员伺服透明度的可能性，或直升机实际上正在经历伺服透明度。

因此，需要一种系统和方法来警告直升机飞行员伺服透明度的可能性和/或所述直升机实际上正在经历伺服透明度。本发明解决了至少这一需求。

发明内容

提供本发明内容以便以简化的形式描述在具体实施方式中进一步描述的选择概念。本发明内容并不旨在标识所要求保护的主题的关键或必要特征，其也不旨在用于协助确定所要求保护的主题的范围。

在一个实施例中，一种直升机的伺服透明度警告系统包括性能数据库、航空电子数据源和处理器。所述性能数据库具有存储在其中的对所述直升机的伺服透明度有贡献的所述直升机的设计性能参数。所述航空电子数据源被配置成提供航空电子数据，所述航空电子数据表示对所述直升机的伺服透明度有贡献的实际性能参数。所述处理器被耦合以从所述航空电子数据源接收所述航空电子数据，并且被配置成在所述航空电子数据接收后比较所述实际性能参数和所述设计性能参数，以及基于这个比较，选择性地生成一个或多个警报信号。

在另一实施例中，直升机的伺服透明度警告系统包括性能数据库、航空电子数据源、处理器、视觉警报装置和听觉警报装置。所述性能数据库具有存储在其中的对所述直升机的伺服透明度有贡献的所述直升机的设计性能参数。所述航空电子数据源被配置成提供航空电子数据，所述航空电子数据表示对所述直升机的伺服透明度有贡献的实际性能参数。所述处理器被耦合以从所述航空电子数据源接收所述航空电子数据，并且被配置成在所述航空电子数据接收后比较所述实际性能参数和所述设计性能参数，以及基于这个比较，选择性地生成视觉警报信号和听觉警报信号。所述视觉警报装置被耦合以接收所述视觉警报信号并被配置成在接收所述视觉警报信号后生成一个或多个视觉警报。所述听觉警报装置被耦合以接收所述听觉警报信号并被配置成在接收所述听觉警报信号后生成可听见的声音。

在再另一实施例中，一种向直升机飞行员警告关于伺服透明度状况的方法包括：从设计性能数据库取回所述直升机的多个设计性能参数；以及从航空电子数据源接收航空电子数据，所述航空电子数据表示所述直升机的多个实际性能参数。处理所述设计性能参数和所述航空电子数据，以确定所述实际性能参数中的一个或多个是否超过所述设计性能参数，从而表明伺服透明度状况存在。当所述伺服透明度状况存在时，生成一个或多个警报。

此外，根据随后的详细描述和所附权利要求，结合附图和先前背景技术理解，所述伺服透明度警告系统和方法的其他期望特征和特性将变得显而易见。

附图说明

后面将结合以下绘制的附图描述本发明，其中相似的附图标记表示相似的元件，并且其中：

图1描绘了直升机的透视图以及安装在所述直升机中的伺服透明度警告系统的一个实施例的功能框图；

图2描绘了一种示例驾驶舱显示器，该驾驶舱显示器可被安装在图1的直升机中以及用于在图1中所述的系统中实施视觉警报装置；

图3A-3C描绘了可在视觉警报装置上呈现的图形警报的各种警报状况；以及

图4以流程图形式描绘了可通过图1的系统实施的过程的实施例。

具体实施方式

以下的详细描述本质上仅是示例性的，并且不旨在限制本发明或本发明的应用和用途。如本文所使用的，词语“示例性”是指“作为示例、实例、或举例”。因此，本文中描述为“示例性”的任何实施例不一定被解释为比其他实施例优选或有利。本文所描述的所有实施例都是被提供用于使本领域技术人员能够做出或使用本发明的示例性实施例并且不限制由权利要求所限定的本发明的范围。此外，不旨在受在先前的技术领域、背景技术、发明内容或者以下的详细描述中所呈现的任何明示或暗示的原理所约束。

现在参考图1，描绘了一种直升机100的透视图。所述直升机100包括各种系统和子系统，包括伺服透明度警告系统102。所述直升机100可以是由许多直升机制造商中的任一个制造的民用和军用的许多直升机型号中的任何一种。伺服透明度警告系统102被安装在直升机100中，并且被配置成向直升机飞行员警告迫近的或实际的伺服透明度状况。安装在所述直升机100中的伺服透明度警告系统102的一个实施例的功能框图也在图1中描绘，并且现在将被描述。

所描绘的伺服透明度警告系统102包括至少一个设计性能数据库104、航空电子数据源106以及处理器108。所述设计性能数据库104具有存储在其中的表示直升机100的各种设计性能参数的数据。应该注意的是，至少如本文所使用的，设计性能参数为直升机100的性能参数限制，并且其通常被公布在与所述直升机100相关的飞行手册中。

将要理解的是，被存储在设计性能数据库104中的所述直升机100的具体设计性能参数可以变化，但在所描绘的实施例中，所述设计性能参数至少包括对所述直升机100的伺服透明度状况有贡献的那些参数。尽管这些设计性能参数也可变化，但在所描绘的实施例中，这些参数包括至少设计空速、设计高度、设计俯仰角和设计总重。此外，尽管所述设计性能数据库104被描绘成被实施为与处理器108物理分离，但它可以部分或全部地被实施为处理器108的一部分。

所述航空电子数据源106被配置成提供表示对所述直升机100的伺服透明度有贡献的实际性能参数的航空电子数据。所述航空电子数据源106提供的航空电子数据也可变化，但如可以容易理解的，至少包括表示存储在设计性能数据库104中的相同性能参数的数据。因此，在所描绘实施例中，所述航空电子数据源106提供表示实际直升机空速、高度、俯仰角和总重的数据。

将要理解的是，所述航空电子数据源106可被不同地实施，但在所描绘的实施例中它包括飞行管理系统(FMS)112和多个传感器114。除各种其他功能外，所述FMS 112被配置成提供表示实际直升机总重的数据。所述传感器114(其也可被不同地实施)被配置成感测和提供表示实际直升机空速、高度和俯仰角的数据。

无论如何具体地实施所述设计性能数据库104和所述航空电子数据源106，所述处理器108被耦合以从航空电子数据源106实时地接收航空电子数据。所述处理器108也被耦合以至少从设计性能数据源选择性地取回数据。所述处理器108被配置成：在接收到所述航空电子数据后，比较所述实际性能参数和所述设计性能参数。所述处理器108被进一步配置成：基于这种比较，选择性地生成一个或多个警报信号。

处理器108生成的警报信号可在形式和内容方面变化。例如，所述警报信号可包括视觉警报信号、听觉警报信号或两者。如可以理解的，所述视觉警报信号用于生成视觉警报，听觉警报信号用于生成听觉警报。在所描绘的实施例中，处理器108被配置成生成视觉和听觉警报信号二者。因此，如图1所描绘的，所述系统100包括视觉警报装置116和听觉警报装置118二者。

所述视觉警报装置116以及特定的视觉警报(或多个警报)可以变化。例如，所述视觉警报装置116可以是单个灯、多个灯、专用显示装置或驾驶舱显示器之一。在所描绘的实施例中，所述视觉警报装置116是驾驶舱显示器之一，诸如图2中所描绘的那个，其响应于由处理器108提供的视觉警报信号以生成一个或多个视觉警报。

继续参考图2，看到的是，所述视觉警报装置116生成的特定视觉警报包括图形警报202和文本警报204二者。图形警报202用于提醒飞行员关于哪个被感测的性能参数超过所述设计性能参数。所述图形警报202可被不同地实施，但它优选地使用多个单独图形警报来实施，对伺服透明度状况有贡献的每个设计性能参数对应一个单独图形警报。在所描绘的实施例中，存在四个单独的警报，每个警报分别对应于总重(W)、高度(A)、空速(S)和俯仰角(P)。在一些实施例中，所述视觉警报装置116响应于视觉警报信号：选择性地改变一个或多个单独警报的颜色，选择性地用颜色呈现一个或多个单独警报，选择性地将多个单独警报之一从非可见改变为可见，或众多其他方案的任一个。

在图3A-3C中最清楚地图示的一个特定实施例中，所述视觉警报装置116响应于由处理器108提供的视觉警报信号，以用颜色选择性地呈现一个或多个单独警报。在图3A中所描绘的示例中，所述直升机的实际总重超过设计总重，因此用颜色呈现适当的单独警报(W)，而其他单独警报(A，S，P)不被呈现。在图3B中所描绘的示例中，所述直升机的实际总重超过了设计总重并且实际俯仰角超过设计俯仰角，因此用颜色呈现适当的单独警报(W、P)，而其他的单独警报(A，S)不被呈现。最后，图3C所描绘的示例中，所述直升机的实际高度和速度分别超过了设计高度和设计速度，因此用颜色呈现适当的单独警报(A，S)，而其他单独警报(W、P)不被呈现。

返回到图2，看到的是，文本警报204用于明确地提醒飞行员所述伺服透明度状况。尽管文本警报204也可被不同地实施，但在所描绘的实施例中，其通过至少文本地呈现短语“伺服透明度”来实施。在一些实施例中，可使用足够显著的颜色(诸如红色、黄色等)来呈现所述短语。所述短语的字母可以用该显著颜色呈现，或围绕字母的区域可以用显著颜色来呈现。在所描绘的实施例中，靠近图形警报呈现文本警报204，但在其他实施例中，可在视觉警报装置116上的不同位置呈现图形和文本警报202、204。

可使用许多已知装置中的任何一种来实施所述听觉警报装置118，所述已知装置响应于由处理器108所提供的听觉警报信号以生成可听见的声音。无论其具体实现方式如何，由处理器108生成和提供的所述听觉警报信号将使所述听觉警报装置生成可听见的短语“伺服透明度！”。因此，如果存在伺服透明度状况的可能性或所述直升机100实际上正在经历伺服透明度，则生成视觉和听觉警报二者。响应于这些警报生成，飞行员将更好地准备采取适当的动作来恢复。

伺服透明度警告系统102的功能在上面被一般地描述。现在将描述由所述系统102实施的，并且更具体地由处理器108实施的所述过程的更详细描述。在这样做时，应该参考图4，图4以流程图形式描绘了过程400。应该注意的是，在以下描述中括号中的附图标记在图4中指代相似的编号的流程图块。

在启动后，所述过程400包括从设计性能数据库104取回表示所述直升机100的设计性能参数的数据(402)，并从航空电子数据源接收适当的航空电子数据(404)。接下来，做出关于一个或多个实际性能参数是否超过设计性能参数的确定(406)，以表明伺服透明度状况存在。如果否，则从步骤(404)开始重复所述过程。如果是，则生成适当的视觉警报(图形和文本的)和听觉警报(408)。所述警报将继续，直到所述伺服透明度状况不再存在。

本文所述的系统和方法向直升机飞行员警告伺服透明度的可能性和/或所述直升机实际上正在经历伺服透明度。因此，使飞行员更好地准备实施适当的纠正动作。

本领域技术人员将理解的是，结合本文所公开的实施例描述的各种说明性逻辑块、模块、电路和算法步骤可被实施为电子硬件、计算机软件或两者的组合。以上在功能和/或逻辑块组件(或模块)和各种处理步骤方面描述了一些实施例和实施方式。然而，应该理解的是，可通过任意数量的被配置成实施指定功能的硬件、软件和/或固件组件来实现这种块组件(或模块)。为了清楚地说明硬件和软件的互换性，各种说明性组件、块、模块、电路和步骤已经在其功能方面在上文被一般地描述。这种功能被实施为硬件还是软件取决于特定应用以及施加在整体系统上的设计限制。技术人员对于每个特定应用可以按照不同方式来实施所述功能，但这种实施决定不应解释为导致背离本发明的范围。例如，一种系统或组件的实施例可采用可在一个或多个微处理器或其他控制装置的控制下实施各种功能的各种集成电路组件，例如存储器元件、数字信号处理元件、逻辑元件，查找表等。此外，本领域技术人员将理解的是，本文所述的实施例仅是示例性的实施方式。

结合本文所公开的实施例描述的各种说明性逻辑块、模块和电路可以用被设计成实施本文所述功能的通用处理器、数字信号处理器(DSP)、专用集成电路(ASIC)、现场可编程门阵列(FPGA)或其他可编程逻辑器件、分立的门或晶体管逻辑、分立的硬件组件或他们的任何组合来实施或实现。一种通用处理器可以是微处理器，但在替代方案中，所述处理器可以是任何传统的处理器、控制器、微控制器或状态机。一种处理器也可被实施为计算装置的组合，如DSP和微处理器的结合，多个微处理器的组合，一个或多个微处理器连同DSP核心的组合，或任何其他这种配置。

结合本文所公开的实施例所描述的方法或算法的步骤可直接体现在硬件中、在由处理器执行的软件模块中，或两者的组合中。软件模块可驻留在RAM存储器、闪存、ROM存储器、EPROM存储器、EEPROM存储器、寄存器、硬盘、可移除盘、CD-ROM或本领域已知的任何其他形式的存储介质中。示例性存储介质耦合到所述处理器，使得所述处理器可从所述存储介质读取信息以及写入信息到所述存储介质。在替代方案中，所述存储介质可以是所述处理器的必不可少的部分。所述处理器和所述存储介质可驻留在ASIC中。

在本文献中，诸如第一和第二等的关系术语可单独使用以区分一个实体或动作与另一实体或动作，而不必需要或暗示在这种实体或动作之间的任何实际的这种关系或次序。诸如“第一”、“第二”、“第三”等的数值序数简单地表示多个对象的不同个体，并不暗示任何次序或顺序，除非由权利要求语言具体地限定。在任一权利要求中的文本的顺序并不暗示必须根据这种顺序以时间或逻辑次序实施过程步骤，除非它由所述权利要求的语言具体地限定。所述过程步骤可以按任何次序互换，而不背离本发明的范围，只要这种互换不与权利要求语言相矛盾以及在逻辑上有意义。

此外，根据上下文，用于描述不同元件之间关系的词语(诸如“连接”或“耦合到”)并不暗示必须在这些元件之间进行直接的物理连接。例如，两个元件可物理地、电子地、逻辑地、或以任何其他方式，通过一个或多个额外元件彼此连接。

虽然已经在本发明的以上详细描述中呈现了至少一个示例性实施例，但应当理解的是，存在大量的变型。还应当理解的是，一个或多个示例性实施例仅是示例，并且不旨在以任何方式限制本发明的范围、适用性或配置。相反，上述详细描述将为本领域技术人员提供用于实施本发明的示例性实施例的方便路线图。应当理解的是，可在示例性实施例中所描述的元件的功能和布置方面进行各种改变，而不背离在所附权利要求中阐述的本发明的范围。

Claims (9)

1.一种直升机的伺服透明度警告系统，包括：

性能数据库，具有存储在其中的对所述直升机的伺服透明度有贡献的所述直升机的设计性能参数；

航空电子数据源，被配置成提供航空电子数据，所述航空电子数据表示对所述直升机的伺服透明度有贡献的实际性能参数；

处理器，被耦合以从所述航空电子数据源接收所述航空电子数据，并且被配置成在所述航空电子数据接收后比较所述实际性能参数和所述设计性能参数，以及基于这个比较，选择性地生成一个或多个警报信号，其中所述一个或多个警报信号包括视觉警报信号；以及

视觉警报装置，被耦合以接收所述视觉警报信号并被配置成在接收所述视觉警报信号后生成一个或多个视觉警报，

其中，

所述一个或多个视觉警报包括图形警报以及文本警报，

所述图形警报包括多个单独的图形警报，每个单独的图形警报与所述设计性能参数中不同的设计性能参数相关联，所述设计性能参数对所述直升机的伺服透明度有贡献，并且

所述设计性能参数是直升机的性能参数限制，所述性能参数限制被公布在与所述直升机相关联的飞行手册中，并且包括设计重量、设计高度、设计空速和设计俯仰角值，

其中所述文本警报用于表明伺服透明度状况。

2.根据权利要求1所述的系统，其中，所述文本警报包括所呈现的短语。

3.根据权利要求1所述的系统，其中：

所述一个或多个警报信号包括听觉警报信号；并且

所述系统进一步包括：听觉警报装置，被耦合以接收所述听觉警报信号并被配置成在接收所述听觉警报信号后生成可听见的声音。

4.根据权利要求3所述的系统，其中所述可听见的声音包括可听见的短语。

5.根据权利要求1所述的系统，其中，所述航空电子数据包括表示所述设计性能参数的数据。

6.根据权利要求1所述的系统，其中，所述航空电子数据包括实际直升机重量、实际直升机高度、实际直升机空速，以及实际直升机俯仰角。

7.根据权利要求6所述的系统，其中，所述航空电子数据源包括：

飞行管理系统；以及

多个传感器。

8.根据权利要求7所述的系统，其中：

所述飞行管理系统提供实际直升机重量；以及

所述多个传感器提供实际直升机高度、实际直升机空速和实际直升机俯仰角。

9.一种向直升机飞行员警告关于伺服透明度状况的方法，包括如下步骤：

从设计性能数据库取回所述直升机的多个设计性能参数；

从航空电子数据源接收航空电子数据，所述航空电子数据表示所述直升机的多个实际性能参数；

处理所述设计性能参数和所述航空电子数据，以确定所述实际性能参数中的一个或多个是否超过所述设计性能参数，从而表明伺服透明度状况存在；

当所述伺服透明度状况存在时，生成一个或多个警报，其中所述一个或多个警报信号包括视觉警报信号；以及

使用视觉警报装置响应于所述视觉警报信号而生成一个或多个视觉警报，

其中，

所述一个或多个视觉警报包括图形警报以及文本警报，

所述图形警报包括多个单独的图形警报，每个单独的图形警报与所述设计性能参数中不同的设计性能参数相关联，所述设计性能参数对所述直升机的伺服透明度有贡献，以及

所述设计性能参数是直升机的性能参数限制，所述性能参数限制被公布在与所述直升机相关联的飞行手册中，并且包括设计重量、设计高度、设计空速和设计俯仰角值，

其中所述文本警报用于表明伺服透明度状况。