CN107618670A - 动态确定和指示飞机倾斜极限的系统和方法 - Google Patents

Abstract

动态确定和指示飞机倾斜极限的系统和方法。提供了用于在飞机的仪表显示器上指示倾斜极限的系统和方法。在示例实施方式中，可以从对应的传感器接收静态气压测量结果、冲击气压测量结果、加速度测量结果和攻角测量结果。当前空速和抖杆速度被确定。最小机动速度从所述当前空速和所述抖杆速度确定。当所述空速小于或者等于所述最小机动速度时倾斜极限指示器被提供在所述飞行显示器上。倾斜角极限基于所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度所达到的程度被显示在所述倾斜极限指示器上。

Description

动态确定和指示飞机倾斜极限的系统和方法

技术领域

本公开一般地涉及飞机仪表面板，并且更具体地，涉及用于在飞机仪表面板上指示飞机倾斜极限(bank limit)的系统和方法。

背景技术

典型的大型商业飞机利用关于各种参数的定义极限来操作以帮助飞行员避免不安全的飞行状况，诸如失速。这些极限的一个示例是作为飞行员被警告危急失速的抖杆(stick shaker)速度。术语“抖杆”指示向飞行员报警的典型方法，其通过在飞机接近被确定为将飞机置于危急失速中的速度时使操作杆振动的机械装置来执行。

可以将最小机动速度定义为仍然提供全机动能力的最小空速。被认为是大型商业运输飞机的正常机动所必需的最大倾斜角的行业标准是40度倾斜。在40度的最大正常倾斜角下维持水平飞行所需要的负荷是1.3倍重力(1.3G)。最小机动速度然后是将在没有设置抖杆的情况下提供水平40度倾斜转弯的最慢速度。低于此值的任何速度将在没有设置抖杆的情况下不允许水平40度倾斜转弯；因此，飞机在倾斜角方面机动受限制，这与特定转弯半径和特定重力负荷二者相关。当以低于最小机动速度的速度操作时，飞行员必须在操纵飞机时将倾斜角(以及因此重力负荷)限于稍微小于40度倾斜的角度。

在示例飞行显示器(一般地被称为主飞行显示器或“PFD”)中，飞机的当前空速被指示在(通常)在显示器的一部分上垂直地运行的PFD速度带或速度值带上。最小机动速度被标记在速度带上。在示例实施方式中，可以将最小机动速度标记于在速度值上向下地延伸到抖杆速度的突出速度带的高端处。在一个示例实施方式中，突出带被用颜色(诸如琥珀色)突出，并且可以被称为琥珀色带。突出带的下速度端在抖杆速度处，所述抖杆速度可以是另一突出速度带的一端。在示例实施方式中，第一突出带(出于描述的目的此后被称为“琥珀色带”)的下端是可以被称为“巴伯杆(Barber Pole)”的红黑色带的顶部。巴伯杆的顶部是抖杆速度。

如果飞行员理解强加于飞机的物理限制，则他们可以在琥珀色带中安全地飞行。高倾斜转弯可能需要足够的俯仰角(和重力)来维持水平飞行以遭遇抖杆状况。在一些飞机中，PFD显示俯仰极限指示器(PLI)，该PLI提供抖杆的俯仰余量的视觉指示。当在琥珀色带中飞行时，飞行员在不用知道任何倾斜角极限的情况下使飞机滚动成倾斜角。飞行员基本上调整飞机的倾斜并且设法凭感觉避免抖杆。

鉴于上文，在本领域中需要在飞机的速度下降至最小机动速度以下时向飞行员提供倾斜极限信息的方式。

发明内容

提供了用于在飞机中的仪表显示器上指示倾斜极限的系统和方法。在用于在仪表显示器上指示倾斜极限的方法的示例中，从静态气压传感器接收静态气压测量结果。从空速管气压传感器接收冲击气压测量结果。从加速度计接收加速度测量结果。从攻角传感器接收攻角测量结果。基于所述冲击气压测量结果和所述静态气压测量结果确定当前空速。基于所述当前空速确定抖杆速度。基于所述当前空速、所述加速度测量结果和所述抖杆速度确定最小机动速度。当所述空速小于或者等于所述最小机动速度时倾斜极限指示器被显示在飞行显示器上。倾斜角极限基于所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度所达到的程度被显示在所述倾斜极限指示器上。

本文所描述的主题的其它装置、设备、系统、方法、特征和优点对于研究了下图和具体实施方式的本领域技术人员而言将是或者将变得显而易见。被包括在此说明书内的所有这些附加的系统、方法、特征和优点旨在在本公开的范围内，并且受所附要求要求书保护。

附图说明

可以通过参照下图更好地理解此公开。图中的组件未必按比例绘制，重点替代地被放在例示本公开的原理上。在图中，相同的附图标记在所有不同的视图中标明对应的部分。

图1A是被配置为在飞行显示器上提供倾斜极限指示器的示例飞机控制系统的框图。

图1B是可以被用在图1A中的飞机控制系统中的示例飞行控制系统的框图。

图2是例示了用于确定倾斜极限角并且在飞行显示器上显示倾斜极限指示器的方法的操作的流程图。

图3是示出了例示飞机在抖杆速度下的示例的倾斜极限指示器的飞行显示器的示例描绘。

图4是示出了当飞机空速高于抖杆速度并且小于最小机动速度时的倾斜极限指示器的图3中的飞行显示器的示例描绘。

图5是示出了当飞机空速高于图4所例示的示例中指示的飞机的速度时的倾斜极限指示器的图4中的飞行显示器的示例描绘。

图6是示出了当飞机空速正接近最小机动速度时的倾斜极限指示器的图5中的飞行显示器的示例描绘。

图7是示出了当飞机空速在大约最小机动速度下时的倾斜极限指示器的图6中的飞行显示器的示例描绘。

图8是示出了当飞机空速高于最小机动速度时的倾斜极限指示器的图6中的飞行显示器的示例描绘。

具体实施方式

图1A是被配置为在飞机飞行显示器130上提供倾斜极限指示器150的示例飞机控制系统100的框图。飞机控制系统100基于从各种传感器接收到的数据来控制飞机并且在飞机飞行显示器130上提供信息。飞机控制系统100包括大气数据系统120，该大气数据系统120包括到以下项的输入连接：用于接收静态气压测量结果的静态气压传感器102、用于接收冲击气压测量结果的空速管气压传感器104、用于接收攻角测量结果的攻角传感器106以及用于接收加速度测量结果的加速度计108。来自大气数据系统120的数据被传送到飞行控制系统122，该飞行控制系统122处理从大气数据系统120接收到的数据，诸如来自静态气压传感器102、空速管气压传感器104、攻角传感器106和加速度计108的测量结果。飞行控制系统122将选择的参数和飞行数据传送到飞行显示系统124。飞行显示系统124从飞行控制系统122接收飞行数据并且显示所选择的与飞机的飞行有关的数据。

一般而言，静态气压传感器102、空速管气压传感器104、攻角传感器106和加速度计108可以各自使用本领域中公知的常规传感器来实现。静态气压传感器102包括嵌装在机身或其它适合的表面上以接收气流的一个或更多个静态口。在计算飞机空速时且在确定垂直空速和高度时使用静态气压测量结果。

空速管气压传感器104包括安装在机翼或其它表面上的一个或更多个空速管口，所述机翼或其它表面使得空速管口能够接收直接流入空速管的大气。空速管气压传感器104测量由于飞机的运动而导致的冲击气压(或，冲压气压)。冲击气压与静态气压之间的差是动态气压。飞机空速从动态气压确定。

攻角传感器106使用从机身延伸或者安装在机翼上的襟翼状组件，以便随着飞机向前移动而上下摆动。攻角传感器106的襟翼状组件的运动是通过由于飞机的运动而导致的气流所引起的。襟翼状组件的随着气流上下移动它的线性轨迹提供飞机的飞行方向，其也是飞机的速率向量。由速率向量和飞机的主体的参照线形成的角度是飞机的攻角。攻角用于确定飞机的俯仰并确定在任何给定时间的升力系数。

加速度计108确定飞机的重力。可以利用壳体中的弹簧上的阻尼块(damped mass)来实现加速度计108。当块经受加速度时，块移位到弹簧能够以与壳体相同的速率使块加速的点。可以使用压电式、压阻式或电容式传感器来感测位移并且作为响应生成电信号。作为大气数据系统120的一部分的加速度计108以及静态气压传感器102和空速管气压传感器104可以是惯性导航系统的组件，该惯性导航系统允许在无需外部参照的情况下经由航位推算连续计算运动对象的位置、定向和速率(移动的方向和速度)。

图1示出了静态气压传感器102、空速管气压传感器104、攻角传感器106和加速度计108中的每一个的单个实例。在示例实施方式中，各个传感器可以用各个传感器的多个实例替换。例如，可以在飞机的不同位置上放置多个攻角传感器106。针对使用多个传感器的实施方式，可以使用选举过程来从多个传感器当中选择最好的传感器输出值。

可以将大气数据系统120实现为用于作为输入端连接到大气数据系统120的传感器装置的硬件接口。大气数据系统120可以包括用于执行某种数据转换、数据存储或其它初步功能的一些软件功能。大气数据系统120也可以包括用于其它功能的接口(其可以包括到其它装置的输出连接)，所述其它功能可能与或者可能不与要显示在飞行显示系统124上的飞行数据有关。静态气压传感器102、空速管气压传感器104、攻角传感器106和加速度计108可以是惯性导航系统的组件，该惯性导航系统也可以作为图1A所示的示例中的大气数据系统120被实现。

飞行控制系统122从大气数据系统120接收数据并且使用该数据以通过向飞行显示系统124传送信息来向飞行员提供关于飞行和飞机的信息。图1B是可以被用在图1A中的飞机控制系统中的示例飞行控制系统122的框图。飞行控制系统122包括或者连接到数据总线，该数据总线可访问处理器122a和非暂时性存储介质122b，该非暂时性存储介质122b存储执行大气飞行控制功能的机器可执行指令。在飞行控制系统122的示例实施方式中，通过机器可执行指令执行的功能包括当前空速功能170、抖杆速度功能172、最小机动速度功能174和倾斜极限指示器功能176。可以将飞行控制系统122的功能中的每一个实现为计算机程序，所述计算机程序可以经由大气数据系统120访问基于来自传感器的测量结果的数据。

当前空速功能170基于作为图1B中的飞行控制系统122的输入所示出的冲击气压测量结果和静态气压测量结果确定当前空速。当前空速从作为冲击气压和静态气压之间的差的动态压力计算。当前空速功能170可以计算校准的当前空速，该校准的当前空速是针对仪器误差、位置误差(由于静态口处的不正确压力而导致)和安装误差而校正的空速。当前空速和校准的当前空速的确定在本领域中是公知的。

抖杆速度功能172基于当前空速、冲击气压测量结果和静态气压测量结果确定抖杆速度。抖杆速度是飞行员被警告危急失速的速度并且可以在示例实施方式中利用下式来计算：

其中：

V_CAS＝校准的当前空速。

C_L＝基于当前马赫速度和/或校正的攻角仅从干净机翼或从不干净机翼襟翼/缝翼台计算出的升力系数。

K_SB＝速度制动杠杆补偿因子。

C_LSB＝基于当前马赫速度和/或校正的攻角仅从干净机翼或从不干净机翼襟翼/缝翼台计算出的减速板的升力校正系数。

C_LFC＝用于由飞行控件提供的着陆高度修改器(LAM)和/或Autodrag考虑通过LAM功能和Autodrag功能命令的升力损失的升力校正系数。

C_LSS＝在抖杆处仅从干净机翼或从不干净机翼襟翼/缝翼台计算出的升力系数。

C_LSSSB＝基于当前马赫和/或αSTRIP仅从干净机翼或从不干净机翼襟翼/缝翼台计算出的减速板的升力校正系数。

注意，升力系数是在确定飞机飞行信息时使用的公知参数。飞机采用诸如用于控制飞机的减速板、缝翼和襟翼的飞行控制面也是公知的。针对减速板和其它飞行控制面的各种状态来确定升力系数在本领域中也是公知的。为了避免某些算术异常，为式(1)定义了以下极限：

针对V_SS：如果(C_L+(K_SB*C_LSB)+C_LFC)＜0，则(C_L+(K_SB*C_LSB)+C_LFC)＝0，并且

如果C_LSSP+(K_SB*C_LSSPSB)≤0，则C_LSSP+(K_SB*C_LSSPSB)＝0.001。 式(2)

以上式(1)和(2)作为用于确定抖杆速度V_SS的示例方法被提供。如以上指出的，抖杆速度被定义为飞行员被警告危急失速的速度。通常，当飞机在抖杆速度下时，飞机控制系统使操作杆摇动或者振动以向飞行员报警危急失速的危险。抖杆速度也用于确定最小机动速度。

最小机动速度功能174基于当前空速、抖杆速度、飞机的重量以及取决于飞机的各种其它因素确定最小机动速度。可以将最小机动速度定义为飞机的机动能力限于降低飞机失速的可能性的速度。具体地，可以将飞机的倾斜角和攻角限制在最小机动速度下或以下。超过最小机动速度的空速不对攻角或倾斜角构成限制。通常，上限机动速度被定义为某些机动被类似地限制超过以在飞机结构上避免过度机械应力的速度。

最小机动速度的精确定义取决于飞机的设计特性。某个飞机针对倾斜角或俯仰角(例如，在接近抖杆速度的速度下)可以具有较高的容差。在示例实施方式中，最小机动速度被定义为在不松开(tripping)抖杆的情况下提供40度倾斜(和1.3G)的全机动能力的最小空速。

空速、抖杆速度和最小机动速度的确定在噪声环境中执行，这可能导致无效的数据。在一些示例实施方式中，可以利用数字滤波器(诸如例如，Tustin双线性数字滤波器)来执行飞机空速诸如抖杆速度或最小机动速度的计算。这些数字滤波器对本领域普通技术人员而言是公知的。

可以利用下式来确定最小机动速度：

其中

式(3)

V_SS＝抖杆速度，未滤波。

S＝用于双线性变换数字滤波器的拉普拉斯算子。

n＝负荷因子＝1+(AL_FIL*sinα)+(AN_FIL*cosα)； 式(4)

α＝攻角，其可以是选举值。

AL＝来自飞行控件的主体纵向加速度，

AN＝来自飞行控件的主体法向加速度。

n极限：0.5≤n≤1.5；

V_MMS极限：0≤V_MMS≤512节；

V_MMS极限通过下式来确定：

如果V_MMS极限为True，则设置

否则设置V_MMS＝V_MMS{f}。

如果BA≥20,200且SBLP＜10且干净机翼为TRUE，

则V_MMS＝V_MMS-0， 式(6)

其中：

BA＝气压高度，

SBLP是PFC SPDBK LEVER POSN(主飞行控件速度制动杠杆位置)，

如果缝翼缩进为TRUE且“襟翼位置止动装置向上”为TRUE

则干净机翼为TRUE。

式(3)、(4)、(5)和(6)用于在示例飞机的示例实施方式中确定最小机动速度。本领域普通技术人员应当理解，可以利用基于飞机的物理规格的其它式或关系来确定最小机动速度。其它实施方式可以使用或者可以不使用Tustin双线性数字滤波器，或者可以使用其它类型的滤波器。可以使用各种方法来针对给定飞机确定最小机动速度。

倾斜极限指示器功能176被配置为在当前空速小于或者等于最小机动速度时确定用于显示在飞行显示器上的倾斜极限指示器上的倾斜角极限。倾斜极限指示器功能176基于当前空速小于或者等于最小机动速度所达到的程度将倾斜角极限显示在倾斜极限指示器上。

注意，可以将倾斜极限指示器功能176实现为作为存储在非暂时性存储介质122b中的机器可执行指令集所实现的一个或更多个软件功能。可以如下所述添加功能性以向显示给飞行员的信息添加特征。这种功能性可以作为作为附加机器可执行指令所实现的附加软件功能被添加。机器可执行指令可以被配置为根据在下面或在附图中描述的任何逻辑来执行倾斜极限指示器功能176和其它特征功能的功能。

在示例实施方式中，倾斜极限指示器功能176可以还被配置为在当前空速等于最小机动速度时将倾斜极限指示器上的倾斜角极限设置为最大倾斜角极限，而在当前空速等于抖杆速度时将倾斜极限指示器上的倾斜角极限设置为最小倾斜角极限。倾斜极限指示器功能176也可以在当前空速介于最小机动速度与抖杆速度之间时将倾斜角极限设置为介于最大倾斜角极限与最小倾斜角极限之间的倾斜角。对于正常飞行来说最大倾斜角极限是40度倾斜的行业接受值。因为40度倾斜需要1.3G来保持水平飞行，所以40度倾斜和1.3G负荷将不设置抖杆的最慢空速是最小机动速度。在低于最小机动速度的速度下，倾斜角极限变成飞机可在不松开抖杆的情况下飞行的最大倾斜角(和相关重力负荷)。此极限将从40度到低至15度变化。

可以通过建立介于最大倾斜角与最小倾斜角之间的倾斜角的范围与介于最小机动速度与抖杆速度之间的空速的范围之间的关系来确定针对介于最小机动速度与抖杆速度之间的空速值的倾斜角极限。在一个示例实施方式中，倾斜极限指示器功能176可以选择与当前空速对应的介于最大倾斜角速极限与最小倾斜角极限之间的倾斜角值，其中介于最大倾斜角极限与最小倾斜角极限之间的倾斜角值与介于最小机动速度与抖杆速度之间的空速值线性地对应。也就是说，倾斜极限指示器功能176可以定义使倾斜角的范围和空速的范围相关的标度。

返回参照图1A，飞行显示系统124接收要显示给飞行员的数据，然后在飞行显示器130上配置和布置数据。图1A中的飞行显示器130例示了可以如何在飞行显示器上向飞行员提供数据和信息的一个示例。显示给飞行员的一个类别的信息与飞机的飞行速度有关。飞行显示系统124可以例如通过将飞行显示器130上的指向图形元素131定位为指向显示在飞行显示器130上的空速带132上的当前空速来显示当前空速。空速带132在图1A中作为布置在飞行显示器130一侧的垂直带被示出。

倾斜极限指示器功能176也可以给飞行显示系统124提供用于在显示在飞行显示器130上的空速带132上利用突出图形元素139来指示抖杆速度137的数据。在图1A所示的示例中，突出图形元素139是从在条顶部的抖杆速度137延伸到在条底部的空速的下限的条形垂直条。在另一个示例实施方式中，可以用指示警告或临界状况的颜色来设置突出图形元素139。例如，一些飞行显示器可以将突出图形元素139示出为红黑色条形杆。

倾斜极限指示器功能176也可以给飞行显示系统124提供用于在显示在飞行显示器130上的空速带132上利用第二突出图形元素134来指示最小机动速度138的数据。在图1A所示的示例中，第二突出图形元素134被显示为从在带顶部的最小机动速度138延伸到在带底部的抖杆速度137的垂直带。在示例实施方式中，可以用指示警告状况的颜色来显示第二突出图形元素134。在一个示例中，第二突出图形元素134被显示为琥珀色带。

倾斜极限指示器功能176可以给飞行显示系统124提供用于指示与倾斜角的范围对应的倾斜极限指示器150的数据。倾斜极限指示器150被显示为具有指示介于零倾斜与倾斜角极限之间的安全倾斜角的范围的第一区域151的弓形带。倾斜极限指示器150的弓形带也可以包括被划分成两个不安全倾斜角部分152a、152b的第二区域。第一不安全倾斜角部分152a指示当飞机左转时的不安全倾斜角的范围。第二不安全倾斜角部分152a指示当飞机右转时的不安全倾斜角的范围。可以将指示安全倾斜角的第一区域151布置在第一不安全倾斜角部分152a与第二倾斜角部分152b之间。

倾斜极限指示器功能176也可以给飞行显示系统124提供用于利用固定在飞行显示器130上的第二指向图形元素140来显示零倾斜参照以指向形成倾斜极限指示器150的弓形带上的零倾斜位置的数据。注意，示出倾斜角的范围的倾斜极限指示器150作为飞机的参照并且因此保持在基本上在显示器的上部中心的固定位置处。随着飞机进入转弯并且开始倾斜，倾斜极限指示器150参照飞行显示器130，使得其定向固定到飞行显示器130。也就是说，在倾斜中，飞行显示器130与飞机的倾斜角成一角度。倾斜极限指示器150也在显示器上的固定位置中弯曲成一角度。

倾斜极限指示器功能176也可以给飞行显示系统124提供用于利用第三指向图形元素来显示当前倾斜角指针142的数据。当前倾斜角指针142作为地面的参照并且沿着相对于地面的真实垂直坐标指向。随着飞机滚动，当前倾斜角指针142因此沿着弓形路径移动，以指向附加到显示器的倾斜角的范围上的当前倾斜角。

倾斜极限指示器功能176也可以给飞行显示系统124提供用于将第三指向图形元素定位在指示俯仰角的俯仰标度143的上端处的数据。飞行显示系统124还可以在俯仰标度143上显示标记飞机的当前俯仰角的当前俯仰指示器146。随着飞机的俯仰上下移动，当前俯仰指示器146沿着俯仰标度143移动以指向当前俯仰角值。

倾斜极限指示器功能176也可以给飞行显示系统124提供用于基于抖杆的俯仰余量确定俯仰极限角的数据。当飞机当前空速达到最小机动速度或以下时的倾斜极限角的确定是公知的。飞行显示系统124可以在俯仰标度143上的俯仰极限角处显示俯仰极限指示器144。

飞行显示系统124可以在飞行显示器130上提供地面参照指示器148、天空指示器158和地平线指示器160以给飞行员提供飞机如何关于地面被定向的指示。

注意，图1A所例示的图形显示是可以如何将上述信息呈现给飞行员的一个示例。显示可以使用不同的颜色来向飞行员提供另外的信息，并且可以在不同的地方且按照不同的方式定位信息。例如，带132在图1A中被示出为垂直带。在另一示例中，可以水平地布置带132。另外，可以在显示器上提供更多的信息，诸如高度信息。

图2是例示了用于确定倾斜极限角并且在飞行显示器上显示倾斜极限指示器的方法200的操作的流程图。可以在诸如以上参照图1A和图1B所描述的飞机控制系统100的飞机控制系统中执行图2中的方法200。除非另外陈述，否则对执行图2中的步骤的组件的参照将与以上参照图1A和图1B所描述的组件对应。

在图2中的方法200中，在步骤202处，可以从静态气压传感器102接收静态气压测量结果。在步骤204处，可以从空速管气压传感器104接收冲击气压测量结果。在步骤206处，可以从加速度计或重力传感器108接收重力。在步骤208处，从攻角传感器106接收攻角测量结果。可以在步骤210处根据冲击气压测量结果和静态气压测量结果确定当前空速。可以像以上参照图1B所描述的那样执行步骤210。在步骤212处，可以根据当前空速、冲击气压测量结果和静态气压测量结果确定抖杆速度。可以像以上参照图1B及式(1)和(2)所描述的那样执行步骤212。在步骤214处，可以基于当前空速、抖杆速度和其它参数确定最小机动速度。可以像以上参照图1B及式(4)、(5)和(6)所描述的那样执行步骤214。在步骤216处，飞行显示系统124在当前空速小于或者等于最小机动速度时在飞行显示器上显示倾斜极限指示器。可以与示出在图1A中的飞行显示器130上的其它信息元素一起像以上参照图1A所描述的那样显示倾斜极限指示器。

倾斜极限指示器功能在飞机正以最小机动速度或更低速度飞行时给飞行员提供对飞机倾斜的限制的指示以引导飞行员转弯。此倾斜极限指示使飞行员免于必须依靠对飞机的感觉来留在安全倾斜角度内。图3、图4、图5、图6、图7和图8例示了倾斜极限指示器功能如何随着飞机空速从抖杆速度增加到比最小机动速度高的空速而在飞行显示器300上改变。

图3、图4、图5、图6、图7和图8所描绘的飞行显示器300包括倾斜极限指示器302，该倾斜极限指示器302具有布置在安全倾斜角部分306的相反侧的第一不安全倾斜角部分304a和第二不安全倾斜角部分304b。零倾斜角参照303可以是固定的以指向零倾斜角值。当前倾斜角指针308可以被定位为指向飞机的当前倾斜角并且随着飞机倾斜而沿着倾斜角移动以继续指向当前倾斜角。飞行显示器300也包括空速带310和当前空速指示器324，该当前空速指示器324指向空速带310上的当前空速值。机动余量区域312被设置在空速带310上以指示从在机动余量区域312顶部的最小机动速度314向下延伸到在机动余量区域312底部的抖杆速度322的空速的范围。在抖杆316下面的空速的第二范围被从向下延伸到空速带310上的空速的下限的抖杆速度起设置。可以用不同的模式和/或颜色来指示机动余量区域312和在抖杆316下面的空速的第二范围，以更充分地向飞行员通知飞机飞行信息。在示例实施方式中，可以将在抖杆316下面的空速的第二范围显示为与巴伯杆类似的红黑色条形垂直条。图3、图4、图5、图6、图7和图8中的飞行显示器300还包括当前俯仰指示器318和俯仰极限指示器320。当前俯仰指示器318随着飞机攻角改变而沿着俯仰标度326移动以指向俯仰标度326上的当前飞机俯仰。俯仰极限指示器320指示飞机可以被定位为在空速低于最小机动速度时防止失速状况的最高安全俯仰。

参照图3，飞机的当前空速在当前空速指示器314处被指示为113节，其在抖杆速度322处。抖杆将在此空速下被激活。倾斜极限指示器302将安全倾斜角部分306显示为最低倾斜角极限。也就是说，倾斜极限指示器302将安全倾斜角极限306示出为具有相对于第一不安全倾斜角极限部分304a和第二不安全倾斜角极限部分304b可能的最小部分。因此，第一倾斜角极限部分304a和第二倾斜角极限部分304b延伸通过倾斜极限指示器304的范围的大部分。

当飞机以抖杆速度飞行时，抖杆被激活并且飞行员被刺激以增加空速。飞行员可以通过增加飞机的推力来这样做。图4是示出了当飞机空速高于抖杆速度322并且小于最小机动速度314时的倾斜极限指示器302的图3中的飞行显示器的示例描绘。飞机空速正从图3所示的空速起增加。当前空速指示器324指示120节的空速，从而将空速置于机动余量区域312的约略中心部分中。倾斜极限指示器302也示出了安全倾斜角部分306的范围大于在图3中的范围，指示倾斜角极限已随着增加的空速而增加。注意，俯仰极限指示器320也指向在俯仰标度326上的较高的俯仰角，该较高的俯仰角指示飞机可以在较高的速度下增加其攻角。

图5是示出了当飞机空速高于图4所例示的示例中指示的飞机的速度时的倾斜极限指示器302的图3中的飞行显示器300的示例描绘。飞机空速正从图4所示的空速(大约120节)起增加。图5中的当前空速指示器324指示125节的空速，从而将空速置于离机动余量区域312的顶部约略1/3处。倾斜极限指示器302也示出了安全倾斜角部分306的范围大于在图4中的范围，指示倾斜角极限已随着增加的空速而增加。

图6是示出了当飞机空速正接近最小机动速度时的倾斜极限指示器的图5中的飞行显示器300的示例描绘。飞机空速正从图5所示的空速(大约125节)起增加。图6中的当前空速指示器324指示130节的空速，从而将空速置于靠近机动余量区域312的顶部。倾斜极限指示器302也示出了安全倾斜角部分306的范围大于在图5中的范围，指示倾斜角极限已随着增加的空速而增加。

图7是示出了当飞机空速在大约最小机动速度314下时的倾斜极限指示器302的图6中的飞行显示器300的示例描绘。飞机空速正从图6所示的空速(大约130节)起增加。图7中的当前空速指示器324指示132节的空速，从而将空速置于机动余量区域312的顶部。倾斜极限指示器302示出了安全倾斜角部分306的范围大于在图6中包含倾斜角的几乎整个范围。不安全倾斜角极限部分304a、304b延伸通过倾斜极限指示器302的非常小的一部分。

图8是示出了当飞机空速高于最小机动速度314时的倾斜极限指示器302的图7中的飞行显示器300的示例描绘。如在图8中的飞行显示器300上所示，倾斜极限指示器302不再被显示，这指示当飞机的开始超过最小机动速度时对飞机的倾斜机动没有限制。

在上面参照图1、图2、图3、图4、图5、图6、图7和图8描述了用于在飞机达到或者小于最小机动速度的速度时在飞机显示器上提供倾斜极限指示器的系统和方法的示例。具体地参照图3、图4、图5、图6、图7和图8描述了具有倾斜极限指示器的飞行显示器的示例。应当注意，可以改变在图3、图4、图5、图6、图7和图8中设置在显示器上的图形元素的细节。可以在形状、屏幕上的位置、字体和内容方面改变传达倾斜极限、俯仰极限、空速和其它信息的图形元素。在一些示例中，颜色用于增强显示器上传达的信息。

此外，本公开包括根据以下条款的示例：

条款1.一种用于在飞机中的仪表显示器上指示倾斜极限的方法，该方法包括：

从静态气压传感器接收静态气压测量结果；

从空速管气压传感器接收冲击气压测量结果；

从加速度计接收加速度测量结果；

从攻角传感器接收攻角测量结果；

基于所述冲击气压测量结果和所述静态气压测量结果确定当前空速；

基于所述当前空速确定抖杆速度；

基于所述当前空速、所述加速度测量结果和所述抖杆速度确定最小机动速度；

在所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度时在飞行显示器上显示倾斜极限指示器；以及

基于所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度所达到的程度在所述倾斜极限指示器上显示倾斜角极限。

条款2.根据条款1所述的方法，其中显示所述倾斜角极限的步骤还包括：

在所述当前空速等于所述最小机动速度时将用于显示在所述倾斜极限指示器上的所述倾斜角极限确定为最大倾斜角极限，在所述当前空速等于所述抖杆速度时确定为最小倾斜角极限，以及在所述当前空速介于所述最小机动速度到所述抖杆速度之间时确定为介于所述最大倾斜角极限到所述最小倾斜角极限之间的倾斜角。

条款3.根据条款2所述的方法，其中确定所述倾斜角极限的步骤包括：

选择与所述当前空速对应的介于所述最大倾斜角极限到所述最小倾斜角极限之间的倾斜角值，其中介于所述最大倾斜角极限到所述最小倾斜角极限之间的倾斜角值与介于所述最小机动速度到所述抖杆速度之间的空速值线性地对应。

条款4.根据条款1所述的方法，该方法还包括：

通过将所述飞行显示器上的指向图形元素定位为指向显示在所述飞行显示器上的空速带上的所述当前空速来显示所述当前空速。

条款5.根据条款4所述的方法，该方法还包括：

在显示在所述飞行显示器上的所述空速带上利用突出图形元素来指示所述抖杆速度。

条款6.根据条款4所述的方法，该方法还包括：

在显示在所述飞行显示器上的所述空速带上利用突出图形元素来指示所述最小机动速度。

条款7.根据条款1所述的方法，其中显示所述倾斜极限指示器的步骤包括：

给所述飞行显示器提供用于指示与倾斜角的范围对应的弓形带，该弓形带包括指示介于零倾斜位置到所述倾斜极限角之间的安全倾斜角的范围的第一区域和指示不安全倾斜角的范围的第二区域。

条款8.根据条款7所述的方法，该方法还包括：

利用在所述飞行显示器上固定到所述弓形带上的所述零倾斜位置的第二指向图形元素来显示零倾斜参照。

条款9.根据条款7所述的方法，该方法还包括：

利用第三指向图形元素来显示当前倾斜角指针，该第三指向图形元素随着所述飞机的所述倾斜角改变而沿着弓形路径移动以指向倾斜角的范围上的当前倾斜角。

条款10.根据条款9所述的方法，其中所述第三指向图形元素被定位在指示俯仰角的俯仰标度的上端处，该方法还包括：

在所述俯仰标度上显示标记所述飞机的当前俯仰角的当前俯仰指示器。

条款11.根据条款10所述的方法，该方法还包括：

基于到抖杆的俯仰余量确定俯仰极限角；

在所述俯仰标度上的所述俯仰极限角处显示俯仰极限指示器。

条款12.一种用于控制飞机的飞机控制系统，该飞机控制系统包括：

大气数据系统，该大气数据系统包括到以下项的输入连接：

用于接收攻角测量结果的攻角传感器；

用于接收静态气压测量结果的静态气压传感器；

用于接收加速度测量结果的加速度计；以及

用于接收冲击气压测量结果的空速管气压传感器；

飞行显示器，该飞行显示器连接以接收与所述飞机有关的飞行数据并且显示该飞行数据；以及

飞行控制系统，该飞行控制系统包括处理器和用于存储机器可执行指令的非暂时性存储介质，所述机器可执行指令当由所述处理器执行时执行：

当前空速功能，该当前空速功能被配置为基于所述冲击气压测量结果和所述静态气压测量结果确定当前空速；

抖杆速度功能，该抖杆速度功能被配置为基于所述当前空速确定抖杆速度；

最小机动速度功能，该最小机动速度功能被配置为基于所述当前空速、所述加速度测量结果和所述抖杆速度确定最小机动速度；以及

倾斜极限指示器功能，该倾斜极限指示器功能被配置为在所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度时生成用于显示在所述飞行显示器上的倾斜极限指示器并且将该倾斜极限指示器发送到所述飞行显示器，其中所述倾斜极限指示器基于所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度所达到的程度显示倾斜角极限。

条款13.根据条款12所述的飞机控制系统，其中所述倾斜极限指示器功能还被配置为在所述当前空速等于所述最小机动速度时将所述倾斜极限指示器上的所述倾斜角极限设置为最大倾斜角极限，在所述当前空速等于所述抖杆速度时设置为最小倾斜角极限，以及在所述当前空速介于所述最小机动速度到所述抖杆速度之间时设置为介于所述最大倾斜角极限到所述最小倾斜角极限之间的倾斜角。

条款14.根据条款13所述的飞机控制系统，其中所述倾斜极限指示器功能还被配置为选择与所述当前空速对应的介于所述最大倾斜角极限到所述最小倾斜角极限之间的倾斜角值，其中介于所述最大倾斜角极限到所述最小倾斜角极限之间的倾斜角值与介于所述最小机动速度到所述抖杆速度之间的空速值线性地对应。

条款15.根据条款12所述的飞机控制系统，其中所述非暂时性存储介质还包括机器可执行指令，该机器可执行指令当由所述处理器执行时能够操作以：

通过将所述飞行显示器上的指向图形元素定位为指向显示在所述飞行显示器上的空速带上的所述当前空速来显示所述当前空速。

条款16.根据条款15所述的飞机控制系统，其中所述非暂时性存储介质还包括机器可执行指令，该机器可执行指令当由所述处理器执行时能够操作以：

在显示在所述飞行显示器上的所述空速带上利用突出图形元素来指示所述抖杆速度。

条款17.根据条款15所述的飞机控制系统，其中所述非暂时性存储介质还包括机器可执行指令，所述机器可执行指令当由所述处理器执行时能够操作以：

在显示在所述飞行显示器上的所述空速带上利用突出图形元素来指示所述最小机动速度。

条款18.根据条款12所述的飞机控制系统，其中所述倾斜极限指示器功能还被配置为：

给所述飞行显示器提供用于指示与倾斜角的范围对应的弓形带，该弓形带包括指示介于零倾斜位置到所述倾斜极限角之间的安全倾斜角的范围的第一区域和指示不安全倾斜角的范围的第二区域。

条款19.根据条款18所述的飞机控制系统，其中所述倾斜极限指示器功能还被配置为：

利用在所述飞行显示器上固定到所述弓形带上的所述零倾斜位置的第二指向图形元素来显示零倾斜参照。

条款20.根据条款18所述的飞机控制系统，其中所述倾斜极限指示器功能还被配置为：

利用第三指向图形元素来显示当前倾斜角指针，该第三指向图形元素随着所述飞机的所述倾斜角改变而沿着弓形路径移动以指向倾斜角的范围上的当前倾斜角。

应当理解，可以在不脱离本公开的范围的情况下改变本公开的各个方面或细节。以上描述不是详尽的并且不将权利要求限于本文所公开的精确形式。此外，以上描述仅用于例示的目的，而不用于限制的目的。修改和变化鉴于以上描述是可能的或者可以从实践所公开的示例实施方式中获取。权利要求书及其等同物限定本公开的范围。

Claims (12)

1.一种用于在飞机中的仪表显示器上指示倾斜极限的方法(200)，该方法(200)包括以下步骤：

从静态气压传感器(102)接收(202)静态气压测量结果；

从空速管气压传感器(104)接收(204)冲击气压测量结果；

从加速度计(108)接收(206)加速度测量结果；

从攻角传感器(106)接收(208)攻角测量结果；

基于所述冲击气压测量结果和所述静态气压测量结果确定(210)当前空速；

基于所述当前空速确定(212)抖杆速度；

基于所述当前空速、所述加速度测量结果和所述抖杆速度确定(214)最小机动速度；

在所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度时在飞行显示器(124)上显示(216)倾斜极限指示器(150、302)；以及

基于所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度所达到的程度在所述倾斜极限指示器(150、302)上显示(218)倾斜角极限。

2.根据权利要求1所述的方法(200)，其中，显示(216)所述倾斜角极限的步骤还包括：

在所述当前空速等于所述最小机动速度时将用于显示在所述倾斜极限指示器(150、302)上的所述倾斜角极限确定为最大倾斜角极限，在所述当前空速等于所述抖杆速度时确定为最小倾斜角极限，以及在所述当前空速介于所述最小机动速度到所述抖杆速度之间时确定为介于所述最大倾斜角极限到所述最小倾斜角极限之间的倾斜角。

3.根据权利要求2所述的方法(200)，其中，确定所述倾斜角极限的步骤包括：

选择与所述当前空速对应的介于所述最大倾斜角极限到所述最小倾斜角极限之间的倾斜角值，其中介于所述最大倾斜角极限到所述最小倾斜角极限之间的倾斜角值与介于所述最小机动速度到所述抖杆速度之间的空速值线性地对应。

4.根据权利要求1至3中的任一项所述的方法(200)，该方法(200)还包括：

通过将所述飞行显示器(130、300)上的指向图形元素(131)定位为指向显示在所述飞行显示器(130、300)上的空速带(310)上的所述当前空速来显示所述当前空速。

5.根据权利要求1至3中的任一项所述的方法(200)，其中，显示(216)所述倾斜极限指示器的步骤包括：

给所述飞行显示器(130、300)提供用于指示与倾斜角的范围对应的弓形带，该弓形带包括指示介于零倾斜位置到所述倾斜极限角之间的安全倾斜角的范围的第一区域(151)和指示不安全倾斜角的范围的第二区域。

6.一种用于控制飞机的飞机控制系统(100)，该飞机控制系统(100)包括：

大气数据系统(120)，该大气数据系统(120)包括到以下项的输入连接：

用于接收攻角测量结果的攻角传感器(106)；

用于接收静态气压测量结果的静态气压传感器(102)；

用于接收加速度测量结果的加速度计(108)；以及

用于接收冲击气压测量结果的空速管气压传感器(104)；

飞行显示器(130、300)，该飞行显示器(130、300)连接以接收与所述飞机有关的飞行数据并且显示该飞行数据；以及

飞行控制系统(122)，该飞行控制系统(122)包括处理器和用于存储机器可执行指令的非暂时性存储介质，所述机器可执行指令当由所述处理器执行时执行：

当前空速功能(170、324)，该当前空速功能(170、324)被配置为基于所述冲击气压测量结果和所述静态气压测量结果确定当前空速；

抖杆速度功能(172)，该抖杆速度功能(172)被配置为基于所述当前空速确定抖杆速度；

最小机动速度功能(174)，该最小机动速度功能(174)被配置为基于所述当前空速、所述加速度测量结果和所述抖杆速度确定最小机动速度；以及

倾斜极限指示器功能(176)，该倾斜极限指示器功能(176)被配置为在所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度时生成用于显示在所述飞行显示器(130、300)上的倾斜极限指示器(150、302)并且将该倾斜极限指示器(150、302)发送到所述飞行显示器(130、300)，其中所述倾斜极限指示器(150、302)基于所述当前空速小于或者等于所述最小机动速度(138、314)所达到的程度显示倾斜角极限。

7.根据权利要求6所述的飞机控制系统(100)，其中，所述倾斜极限指示器功能(176)还被配置为在所述当前空速等于所述最小机动速度(138、314)时将所述倾斜极限指示器(150、302)上的所述倾斜角极限设置为最大倾斜角极限，在所述当前空速等于所述抖杆速度(137、322)时设置为最小倾斜角极限，以及在所述当前空速介于所述最小机动速度(138、314)到所述抖杆速度(137、322)之间时设置为介于所述最大倾斜角极限到所述最小倾斜角极限之间的倾斜角。

8.根据权利要求7所述的飞机控制系统(100)，其中，所述倾斜极限指示器功能(176)还被配置为选择与所述当前空速对应的介于所述最大倾斜角极限到所述最小倾斜角极限之间的倾斜角值，其中介于所述最大倾斜角极限到所述最小倾斜角极限之间的倾斜角值与介于所述最小机动速度(138、314)到所述抖杆速度(137、322)之间的空速值线性地对应。

9.根据权利要求6至8中的任一项所述的飞机控制系统(100)，其中，所述非暂时性存储介质还包括机器可执行指令，该机器可执行指令当由所述处理器执行时能够操作以：

通过将所述飞行显示器(130、300)上的指向图形元素(131)定位为指向显示在所述飞行显示器(130、300)上的空速带(310)上的所述当前空速来显示所述当前空速。

10.根据权利要求9所述的飞机控制系统(100)，其中，所述非暂时性存储介质还包括机器可执行指令，该机器可执行指令当由所述处理器执行时能够操作以：

在显示在所述飞行显示器(130、300)上的所述空速带(310)上利用突出图形元素(139)来指示所述抖杆速度(137、322)。

11.根据权利要求9所述的飞机控制系统(100)，其中，所述非暂时性存储介质还包括机器可执行指令，所述机器可执行指令当由所述处理器执行时可操作来：

在显示在所述飞行显示器(130、300)上的所述空速带(310)上利用突出图形元素(139)来指示所述最小机动速度(138、314)。

12.根据权利要求6至8中的任一项所述的飞机控制系统(100)，其中，所述倾斜极限指示器功能(176)还被配置为：

给所述飞行显示器(130、300)提供用于指示与倾斜角的范围对应的弓形带，该弓形带包括指示介于零倾斜位置到所述倾斜极限角之间的安全倾斜角的范围的第一区域(151)和指示不安全倾斜角的范围的第二区域。