CN109144104B - 一种用于飞机复飞的方法和装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于飞机复飞的方法和装置。该方法可包括：响应于飞机进入复飞模式，将用于所述飞机的俯仰角指令设置为固定的初始俯仰角；基于目标航迹角与当前航迹角之间的航迹角偏差来确定第一俯仰角；当所述第一俯仰角大于所述初始俯仰角时或者当进入所述复飞模式达预设时间段之后，将所述俯仰角指令设置为所述第一俯仰角。该方法还可包括基于目标速度与飞机当前速度之间的速度偏差来确定第二俯仰角；以及当飞机当前速度达到目标速度后，将所述俯仰角指令设置为所述第二俯仰角。本发明还提供了相应的用于飞机复飞的装置。

Description

一种用于飞机复飞的方法和装置

技术领域

本发明涉及飞机领域，尤其涉及一种用于飞机复飞的方法和装置。

背景技术

复飞模式是飞机在飞行过程中非常重要的一个模式。当飞机在机场能见度过低或者有跑道入侵情况下应果断放弃降落并执行复飞。飞机在复飞模式下，能从下滑进近构型或者触地拉平的着陆构型成功转变为爬升构型，并最终保证足够的安全速度。在复飞模式下给出合适的复飞导引，使飞行员比较容易地跟随导引，是成功复飞的关键技术。

目前，民用飞机主要有采用固定俯仰角和基于目标速度的复飞导引方式。采用基于固定俯仰角的复飞导引方式，可以让飞机快速改出低头趋势，但不能捕获和维持一个合适的复飞爬升速度区间，此时飞行员不能跟随导引，需手动保持飞行速度为规定的爬升速度，这无疑会增加飞行员的操作负担。而采用基于目标速度的复飞导引方式，可以让飞行员跟随复飞指引，就能达到安全爬升速度。但基于目标速度的复飞导引方式，在复飞初始阶段，由于追踪目标速度，会给飞机较低的俯仰角指令，不能满足爬升梯度要求。且会造成飞机复飞后高度损失较大，使飞机复飞所需要的时间会比较长。

发明内容

本发明的目的是为了解决以上缺陷，提供一种改进的用于飞机复飞的方法和装置，其融合了初始固定俯仰角控制、基于航迹角偏差的俯仰角控制和基于速度偏差的俯仰角控制。

在一个实施例中，提供了一种用于飞机复飞的方法，其可包括：响应于飞机进入复飞模式，将用于所述飞机的俯仰角指令设置为固定的初始俯仰角；基于目标航迹角与当前航迹角之间的航迹角偏差来确定第一俯仰角；当所述第一俯仰角大于所述初始俯仰角时或者当进入所述复飞模式达预设时间段之后，将所述俯仰角指令设置为所述第一俯仰角。

在一方面，该方法还可包括：基于目标速度与飞机当前速度之间的速度偏差来确定第二俯仰角；以及当飞机当前速度达到目标速度后，将所述俯仰角指令设置为所述第二俯仰角。

在一方面，所述第一俯仰角和所述第二俯仰角是在飞行过程中实时地确定的，所述第一俯仰角使得所述航迹角偏差趋于0，而所述第二俯仰角使得所述速度偏差趋于0。

在一方面，所述目标速度包括以下之一：预选空速；复飞前的飞机空速；或者预选空速和复飞前的飞机空速中的较大值。

在一方面，该方法还可包括：在基于目标航迹角与当前航迹角之间的航迹角偏差来确定第一俯仰角时，在当前航迹角达到目标航迹角后，维持当前航迹角进行增速爬升。

在一方面，该方法还可包括：基于所述俯仰角指令自动执行复飞；和/或基于所述俯仰角指令提供复飞导引。

在一方面，基于下式来确定第一俯仰角：

其中Δθ为第一俯仰角与飞机当前俯仰角的差值，γ_c是目标航迹角，γ是当前航迹角，k_γ是针对航迹角的增益因子，

是飞机沿着飞行路径的加速度，

是针对加速度的增益因子。

在一方面，基于下式来确定第二俯仰角：

其中Δθ为第二俯仰角与飞机当前俯仰角的差值，V是飞机当前速度，V_target是目标速度，k_V是针对速度的增益因子，

是飞机沿着飞行路径的加速度，

是针对加速度的增益因子。

在一方面，所述初始俯仰角为4～12度，所述预设时间段为6～10秒。

在一方面，所述初始俯仰角为8度，所述预设时间段为8秒。

在一方面，所述俯仰角指令为4度～30度。

在另一个实施例中，提供了一种用于飞机复飞的装置，其可包括：俯仰角指令生成器，其响应于飞机进入复飞模式，将用于所述飞机的俯仰角指令设置为固定的初始俯仰角；航迹角偏差确定单元，其确定目标航迹角与当前航迹角之间的航迹角偏差，其中所述俯仰角指令生成器被配置成：基于所述航迹角偏差来确定第一俯仰角，当所述第一俯仰角大于所述初始俯仰角时或者当进入所述复飞模式达预设时间段之后，将所述俯仰角指令设置为所述第一俯仰角。

在一方面，该装置还可包括：速度偏差确定单元，其确定目标速度与飞机当前速度之间的速度偏差，其中所述俯仰角指令生成器被配置成：基于所述速度偏差来确定第二俯仰角，当飞机当前速度达到目标速度后，将所述俯仰角指令设置为所述第二俯仰角。

在一方面，该装置还可包括：补偿滤波器，其对所述飞机的指示空速进行滤波和补偿以生成平滑的补偿空速，并将所述补偿空速提供给所述速度偏差确定单元作为飞机当前速度。

在一方面，所述俯仰角指令生成器在飞行过程中实时地确定所述第一俯仰角或所述第二俯仰角，所述第一俯仰角使得所述航迹角偏差趋于0，而所述第二俯仰角使得所述速度偏差趋于0。

在一方面，所述俯仰角指令用于自动执行复飞；和/或所述俯仰角指令用于提供复飞导引。

在一方面，所述俯仰角指令生成器基于下式来生成所述俯仰角指令：

其中Δθ为所述俯仰角指令与飞机当前俯仰角的差值，γ_c是目标航迹角，γ是当前航迹角，k_γ是针对航迹角的增益因子，V是飞机当前速度，V_target是目标速度，k_V是针对速度的增益因子，

是飞机沿着飞行路径的加速度，

是针对加速度的增益因子。

在一方面，所述初始俯仰角为4～12度，所述预设时间段为6～10秒。

在一方面，所述初始俯仰角为8度，所述预设时间段为8秒。

在一方面，所述俯仰角指令为4度～30度。

如上，本发明提供了一种用于飞机复飞的方法和装置，其能在复飞初始阶段快速改出飞机低头趋势并保证飞机达到规定的爬升梯度要求和稳定的安全爬升速度。

附图说明

图1是根据本发明的一个实施例的复飞方法的流程图；

图2是根据本发明的一个实施例的复飞模式的俯仰角曲线示意图；

图3是根据本发明的一个实施例的复飞装置的框图；

图4是根据本发明的一个实施例的复飞装置的电路示意图；以及

图5是根据本发明的一个实施例的用于指示空速的滤波补偿器框图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，但不应以此限制本发明的保护范围。

本发明提供了一种改进的用于飞机复飞的方法和装置。飞机复飞发生在近进着陆阶段或者拉平触地阶段，此时飞机处于高度逐渐下降的过程。当发生复飞时，应尽快让飞机减缓下降，提高飞机的爬升梯度。

图1是根据本发明的一个实施例的复飞方法的流程图。当按压TOGA(起飞/复飞)按钮后，飞机进入复飞模式。例如，在飞机准备降落时，如果机场能见度过低或者有跑道入侵，飞行员可通过按压TOGA执行复飞。

步骤S1：在飞机进入复飞模式时，在复飞初始阶段提供固定俯仰角作为俯仰角指令。即，响应于飞机进入复飞模式，可将用于飞机的俯仰角指令θ_cmd设置为固定的初始俯仰角θ_initial。在复飞初始阶段，飞机可能继续减速，固定俯仰角使得飞机能以稳定的速率抬头，可以让飞机快速改出低头趋势，减缓下滑速度。作为示例而非限定，在一个实施例中，初始俯仰角可为4～12度。在优选实施例中，初始俯仰角可为8度。以上给出的数值仅作为示例而非限定，本领域技术人员可以根据设计需要或飞行规范来选择合适的初始俯仰角。

步骤S2：当基于航迹角偏差确定的俯仰角指令大于初始俯仰角时或者按压TOGA按钮一定时间后，则给出基于航迹角偏差确定的俯仰角指令。例如，飞机上的计算机系统或用于复飞的控制装置可基于目标航迹角与当前航迹角之间的航迹角偏差来确定第一俯仰角θ₁，当第一俯仰角θ₁大于初始俯仰角θ_initial(即，复飞初始阶段提供的固定俯仰角)时或者当进入复飞模式达预设时间段之后，将俯仰角指令θ_cmd设置为第一俯仰角θ₁。

航迹角是飞行中航迹线与基准线(例如，经线)之间的夹角。根据适航条例，飞机的爬升梯度有规定的目标航迹角。以航迹角偏差作为输入信号来给出俯仰角指令，能使飞机复飞后快速达到规定的目标航迹角，以满足爬升梯度要求。即，第一俯仰角θ₁使得能够逐渐消除当前航迹角与目标航迹角的偏差。应注意，由于飞机当前航迹角可以是动态变化的，因此根据航迹角偏差确定的第一俯仰角θ₁可以是动态变化的。

下式1给出了基于目标航迹角与当前航迹角之间的航迹角偏差来确定俯仰角指令θ_cmd(此时为第一俯仰角θ₁)的一个示例。

在式(1)中，Δθ为俯仰角指令θ_cmd与飞机当前俯仰角θ的差值，即θ_cmd＝θ+Δθ，γ_c是目标航迹角，γ是当前航迹角，k_γ是针对航迹角的增益因子，

是飞机沿着飞行路径的加速度，

是针对加速度的增益因子。

在复飞俯仰指令中起增加阻尼作用，当飞机的爬升速度稳定后，该值则为零。在基于目标航迹角与当前航迹角的偏差来确定俯仰角指令以控制复飞过程时，使Δθ趋近于0，由此使得飞机当前俯仰角θ趋向于俯仰角指令θ_cmd，当前航迹角将趋向于目标航迹角。在其他实施例中，也可以基于航迹角偏差来迭代地(例如，按预定步长)增减俯仰角指令θ_cmd(此时为第一俯仰角θ₁)，以使得当前航迹角趋向于目标航迹角，即逐渐消除航迹角偏差。

作为示例而非限定，根据适航条例规定，在单发情况下复飞后的定常爬升梯度，对于双发飞机不得小于2.1％，对于三发飞机不得小于2.4％，对于四发飞机不得小于2.7％。没有发生单发情况下复飞后的定常爬升梯度不得小于3.2％。根据飞机的爬升梯度与航迹角之间的转化关系，对于双发飞机要求双发复飞情况下，规定目标航迹角为1.8度，在单发复飞情况下，规定目标航迹角为1.2度。

另外，无论基于航迹角偏差确定的第一俯仰角θ₁是否大于初始俯仰角θ_initial，当进入复飞模式达预设时间段之后，将俯仰角指令θ_cmd设置为基于航迹角偏差确定的第一俯仰角θ₁。作为示例而非限定，根据一个实施例，该预设时间段可为6～10秒。在一个优选实施例中，该预设时间段可为8秒。例如，假设初始的俯仰角指令为8度，当基于航迹角偏差确定的俯仰角指令大于8度或者复飞模式激活8s后，则按照基于航迹角偏差给出俯仰角指令。

在基于航迹角偏差来确定俯仰角指令时，能使飞机快速达到目标航迹角，以满足爬升梯度要求。

步骤S3：在飞机达到目标航迹角后，保持此航迹角增速爬升，直到飞机速度达到目标速度。由于飞机复飞是采用起飞复飞推力，其推力值很大，飞机也会一直保持增速。

步骤S4：当飞机速度达到目标速度后，基于当前速度与目标速度之间的速度偏差来确定第二俯仰角θ₂，并将俯仰角指令θ_cmd设置为第二俯仰角。以速度偏差作为输入信号来给出俯仰角指令，能使飞机保持目标速度爬升。即，第二俯仰角θ₂使得能够逐渐消除当前速度与目标速度的偏差。应注意，由于飞机当前速度可能发生变化，因此根据速度偏差确定的第二俯仰角θ₂可以是动态变化的。

下式2给出了基于目标速度与当前速度之间的速度偏差来确定俯仰角指令的一个示例。

在式(2)中，Δθ为俯仰角指令θ_cmd与飞机当前俯仰角θ的差值，V是当前速度，V_target是目标速度，k_V是针对速度的增益因子，

是飞机沿着飞行路径的加速度，

是针对加速度的增益因子。即，在基于目标速度与当前速度的速度偏差来确定俯仰角指令以控制复飞过程时，使Δθ趋近于0，由此使得飞机当前俯仰角θ趋向于俯仰角指令θ_cmd，当前速度V将趋向于目标速度V_target。在其他实施例中，也可以基于速度偏差来迭代地(例如，按预定步长)增减俯仰角指令θ_cmd(此时为第二俯仰角θ₂)，以使得当前速度V趋向于目标速度V_target，即逐渐消除速度偏差。基于目标速度与当前速度的速度偏差信号来给出俯仰角指令能保持飞机的速度为复飞的目标速度。

复飞的目标速度V_target可由飞行员设置(预选空速)，或者可为复飞前某一时刻的飞机空速，或者可为预选空速和复飞前的飞机空速中的较大值，等等。对于复飞的目标速度V_target，要求单发情况下目标速度在[V_ref+5，V_ref+15]区间范围内、双发情况下目标速度则在[V_ref+5，V_ref+20]区间范围内。其中，V_ref为飞机近进参考速度。当飞机稳定在爬升速度后，此时飞机俯仰角指令和当前俯仰角近似相等。

可选步骤S5：飞机稳定在目标速度爬升后，当有必要时，例如飞行高度达到1500ft后可以开始增速以追踪最终的爬升速度，或者根据需要或者飞行计划退出复飞模式，进入其他模式。

在替换实施例中，步骤S2和S4可以合并成：当基于航迹角偏差或速度偏差确定的俯仰角指令大于初始俯仰角时或者在进入复飞模式达预设时间段之后，给出基于航迹角偏差或速度偏差确定的俯仰角指令。

作为示例，以上式(1)和式(2)可合并为：

在该实施例中，俯仰角指令由航迹角偏差(γ_c-γ)、速度差(V-V_target)、和沿着路径的加速度

三部分组成。当飞行速度V小于目标速度V_target时，此时只引入航迹角偏差信号，不引入速度差信号。该阶段使飞机能快速达到目标航迹角，从而能满足安全的爬升梯度。当飞行航迹角达到目标航迹角后，飞机保持该航迹角进行爬升，直到飞行速度达到复飞目标速度。由于飞机复飞是采用起飞复飞推力，其推力值很大，飞机也会一直保持增速。当飞机增速达到目标速度后，即达到了安全爬升速度，随后俯仰角指令信号则只由速度差信号决定，最终使飞机能保持目标速度进行爬升。即，在能够维持目标速度飞行时，保持俯仰角不变。在飞机速度由于例如环境影响而变化时，使得俯仰角指令发生变化，再次使得飞机速度趋于目标速度V_target。俯仰角指令θ_cmd可用于使飞机自动执行复飞和/或为飞行员提供复飞导引(例如，显示在主飞行显示器上)。

规定在基于航迹角偏差或速度偏差给出的复飞俯仰角指令中，俯仰角指令最小值为4度，最大值为30度。最小值是考虑到飞机的爬升梯度要求，最大值是考虑到乘客的舒适度要求。以上给出的数值仅作为示例而非限定，本领域技术人员可以根据设计需要或飞行规范来选择合适的俯仰角指令区间。此外，以上给出的公式(1)-(3)也是作为示例而非限定给出的，本领域技术人员可以根据实际情况使用不同的方式基于航迹角偏差来确定第一俯仰角θ₁和/或基于速度偏差来确定第二俯仰角θ₂。

图2是根据本发明的一个实施例的复飞模式的俯仰角曲线示意图。在图2中，横坐标是时间，纵坐标是俯仰角指令θ_cmd。

在复飞初始阶段，俯仰角指令θ_cmd被设为固定初始值θ_initial(例如，8度)且最多持续预设时间段(例如，8s)，如曲线段201所示。当基于目标航迹角与当前航迹角之间的航迹角偏差确定的第一俯仰角θ₁大于初始固定俯仰角时，俯仰角指令θ_cmd则变为基于航迹角偏差的第一俯仰角θ₁，如曲线段202所示。在此阶段中，飞机航迹角逐渐接近目标航迹角并保持目标航迹角增速爬升。当飞行速度V达到复飞目标速度V_target时，则开始基于目标速度与当前速度之间的速度偏差确定俯仰角指令(俯仰角指令θ_cmd设置为第二俯仰角θ₂)，如曲线段203所示。

图3是根据本发明的一个实施例的复飞装置的框图。该复飞装置可以是用于飞机复飞的控制装置，并且可执行以上参照图1描述的方法过程。该装置可包括俯仰角指令生成器301，其响应于飞机进入复飞模式，将用于飞机的俯仰角指令θ_cmd设置为固定的初始俯仰角θ_initial。该装置还包括航迹角偏差确定单元302，其确定目标航迹角与当前航迹角之间的航迹角偏差Δγ，其中俯仰角指令生成器301被配置成基于航迹角偏差来确定第一俯仰角θ₁，当第一俯仰角θ₁大于初始俯仰角θ_initial时或者当进入复飞模式达预设时间段之后，将俯仰角指令θ_cmd设置为所述第一俯仰角θ₁。

该装置可进一步包括速度偏差确定单元303，其确定目标速度与当前速度之间的速度偏差ΔV，其中俯仰角指令生成器301被配置成基于速度偏差来确定第二俯仰角θ₂，当飞机速度达到目标速度后，将俯仰角指令θ_cmd设置为第二俯仰角θ₂。俯仰角指令生成器301可基于上式(1)-(3)来确定第一俯仰角θ₁和第二俯仰角θ₂。在其他实施例中，俯仰角指令生成器301也可以使用不同的方式基于航迹角偏差来确定第一俯仰角θ₁和/或基于速度偏差来确定第二俯仰角θ₂(例如，增量递增/递减等)。

图3所示的用于复飞的装置可以通过飞机上的飞行控制系统来实现。该装置提供的俯仰角指令θ_cmd可用于使飞机自动执行复飞和/或为飞行员提供复飞导引(例如，显示在主飞行显示器上)。

图4是根据本发明的一个实施例的复飞装置的示意图，其示出了图3的复飞装置的一个具体实现方式。图4中示出的实现细节仅是作为示例提供的，本领域技术人员可根据需要采取合适的替换实现方式。

如上所述，俯仰角指令生成器301可包括复用器427，用于选择基于航迹角偏差或目标偏差给出的俯仰角或固定初始俯仰角θ_initial作为俯仰角指令θ_cmd。在复飞初始阶段，复用器427将输出初始俯仰角θ_initial作为俯仰角指令θ_cmd。注意，初始固定俯仰角最多只能持续预设时间段(例如，8s)。

当基于航迹角偏差或速度偏差给出的俯仰角指令大于初始的固定俯仰角或者复飞模式激活超过预设时间段(例如，8s)后，则复用器427开始输出基于航迹角偏差或速度偏差给出的俯仰角指令。

航迹角偏差确定单元302用于确定目标航迹角与当前航迹角之间的航迹角偏差Δγ。飞机为达到适航条例规定的爬升梯度，需达到一定的航迹角，正常情况下要求达到的目标航迹角为fpa_ref1，当发生单发失效时，通过转换开关411，目标航迹角则转变为fpa_ref2。计算单元412计算目标航迹角和飞机当前航迹角fpa的差值，并经过增益环节413，即形成航迹角偏差信号Δγ。

速度偏差确定单元303确定目标速度与当前速度之间的速度偏差ΔV。作为示例而非限定，当前速度可以使用指示空速V_ias。指示空速V_ias可经过补偿滤波器419，得到的补偿空速V_comp变化连续平滑，且相比较于指示空速没有明显的滞后。如上所述，V_target可由飞行员设置(预选空速V_FCP)，或者可为复飞前某一时刻的飞机空速V_bug，或者可为预选空速和复飞前飞机空速中的较大值。作为示例而非限定，图4示出了比较器414，其选择复飞模式激活时飞机的当前速度V_bug和飞行控制板上预选空速V_FCP的大值作为复飞目标速度。该目标速度进入限幅器415，防止复飞的目标速度V_target过大或者过小。在限幅器415中，最小值可选为V_ref+5节，正常情况下最大值为V_ref+20节，当有单发失效信号时，则最大值则为V_ref+15节。计算单元417计算限幅器415产生的目标速度V_target和补偿滤波器419产生的补偿空速V_comp的差值，其经过速度增益环节418，形成速度偏差信号ΔV。

如上所述，当基于航迹角偏差或速度偏差给出的俯仰角指令大于初始的固定俯仰角或者复飞模式激活超过预设时间段(例如，8s)后，则复用器427开始输出基于航迹角偏差或速度偏差给出的俯仰角指令。此时飞机速度(例如，补偿空速V_comp)一般小于目标速度V_target，开关421将航迹角偏差信号Δγ输入到计算单元424。计算单元424可计算θ_cmd＝θ+Δθ，其中Δθ是根据式(1)计算的。当飞机达到规定的航迹角，航迹角偏差信号Δγ基本为零，此时给出的俯仰角指令也基本不变。在这一阶段，飞机保持当前航迹角增速爬升。当飞机增速到目标爬升速度即V_comp＝V_target时，此时转换开关421，开关421将速度偏差信号ΔV输入到计算单元424。计算单元424可计算θ_cmd＝θ+Δθ，其中Δθ是根据式(2)计算的。参照式(1)-(3)，飞机沿着飞行路径的加速度

通过增益环节422可以增加俯仰角指令的阻尼。

在进一步实施例中，计算单元424生成的俯仰角指令θ_cmd可进入限幅器425，避免俯仰角指令过大或者过小。规定限幅器的最小值为4度，最大值为30度。此外，可将俯仰角指令通过超前-滞后滤波环节426，使俯仰角指令变化平缓，防止剧烈跳动。

在进一步的实施例中，飞机在复飞爬升过程中，当爬升高度h到达一定高度后(如1500ft)，飞机的目标速度可通过转换开关416自动切换到最终爬升速度V_FS，如250kt，此阶段为飞机复飞后的增速阶段。飞行员也可以在这一阶段选择其他目标速度或者退出复飞模式。

图5是根据本发明的一个实施例的用于指示空速的滤波补偿器框图。

在基于速度偏差给出俯仰角指令时，可以用飞机的空速作为控制变量。表征飞机的空速有指示空速V_ias、真实空速和地速等。由于飞机的性能通常是以指示空速计算得来且飞行员在飞行过程中使用的也是指示空速，故以指示空速作为速度控制系统的控制变量。考虑到飞机在不稳定的气流状态下，空速在速度带上将会变化迅速，会产生剧烈的跳动。这会使得速度变化不连续，不利于导引控制系统中俯仰角指令的生成。所以对指示空速进行处理，加一个补偿滤波器，使得补偿后的空速变化连续平滑。

如图5所示，该补偿滤波器包括三阶滤波器501和速度补偿部分(502、503)。指示空速V_ias经过一个三阶数字滤波器501，过滤掉高频部分，但也造成了相位延迟。故用过滤后的空速变化率502进行修正，用空速变化率乘上延迟时间503进行补偿。三阶数字滤波器501输出的信号和经由503进行延迟补偿后的信号在加法器单元504相加，得到补偿空速V_comp。该补偿滤波器是以三阶数字滤波器将指示空速的高频部分过滤掉，然后以过滤后的空速变化率作为补偿，消除滤波后产生的相位滞后。指示空速V_ias经过滤波补偿后得到的补偿空速V_comp变化连续平滑，且相比较于指示空速没有明显的滞后。

如上所述，根据本发明，在复飞初始阶段给出固定俯仰角指令，使得飞机能以稳定的速率抬头。初始给出固定俯仰角指令，一方面可以使飞机能以固定的速率抬头，另一方面避免基于航迹角偏差或基于速度偏差给出的俯仰角指令太小，从而不能快速使飞机抬头。然后再给出基于航迹角偏差的俯仰角指令，以使得飞机接近目标航迹角。当飞机达到目标航迹角时，保持此航迹角增速爬升。当飞机增速达到复飞的目标速度后，则基于速度偏差给出俯仰角指令。采用这样的复飞方式，不仅能快速改出飞机低头趋势，还能保证飞机达到最小的爬升梯度要求和稳定的安全爬升速度。本发明给出的俯仰角指令可用于自动执行复飞和/或显示在飞行显示器上为飞行员提供复飞导引。本发明适用于各种类型的飞机，尤其适用于必须遵循适航性要求的商用客机复飞。

上面结合附图对本发明的实施例进行了描述，但是本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护范围之内。

Claims (20)

1.一种用于飞机复飞的方法，其特征在于，包括：

响应于飞机进入复飞模式，将用于所述飞机的俯仰角指令设置为固定的初始俯仰角；

基于目标航迹角与当前航迹角之间的航迹角偏差来确定第一俯仰角；

当所述第一俯仰角大于所述初始俯仰角时或者当进入所述复飞模式达预设时间段之后，将所述俯仰角指令设置为所述第一俯仰角。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：

基于目标速度与飞机当前速度之间的速度偏差来确定第二俯仰角；以及

当飞机当前速度达到目标速度后，将所述俯仰角指令设置为所述第二俯仰角。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，

所述第一俯仰角和所述第二俯仰角是在飞行过程中实时地确定的，所述第一俯仰角使得所述航迹角偏差趋于0，而所述第二俯仰角使得所述速度偏差趋于0。

4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述目标速度包括以下之一：

预选空速；

复飞前的飞机空速；或者

预选空速和复飞前的飞机空速中的较大值。

5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：

在基于目标航迹角与当前航迹角之间的航迹角偏差来确定第一俯仰角时，在当前航迹角达到目标航迹角后，维持当前航迹角进行增速爬升。

6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：

基于所述俯仰角指令自动执行复飞；和/或

基于所述俯仰角指令提供复飞导引。

7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，基于下式来确定第一俯仰角：

其中Δθ为第一俯仰角与飞机当前俯仰角的差值，γ_c是目标航迹角，γ是当前航迹角，k_γ是针对航迹角的增益因子，

是飞机沿着飞行路径的加速度，

是针对加速度的增益因子。

8.如权利要求2所述的方法，其特征在于，基于下式来确定第二俯仰角：

其中Δθ为第二俯仰角与飞机当前俯仰角的差值，V是飞机当前速度，V_target是目标速度，k_V是针对速度的增益因子，

是飞机沿着飞行路径的加速度，

是针对加速度的增益因子。

9.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述初始俯仰角为4～12度，所述预设时间段为6～10秒。

10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，所述初始俯仰角为8度，所述预设时间段为8秒。

11.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述俯仰角指令为4度～30度。

12.一种用于飞机复飞的装置，其特征在于，包括：

俯仰角指令生成器，其响应于飞机进入复飞模式，将用于所述飞机的俯仰角指令设置为固定的初始俯仰角；

航迹角偏差确定单元，其确定目标航迹角与当前航迹角之间的航迹角偏差，

其中所述俯仰角指令生成器被配置成：基于所述航迹角偏差来确定第一俯仰角，当所述第一俯仰角大于所述初始俯仰角时或者当进入所述复飞模式达预设时间段之后，将所述俯仰角指令设置为所述第一俯仰角。

13.如权利要求12所述的装置，其特征在于，还包括：

速度偏差确定单元，其确定目标速度与飞机当前速度之间的速度偏差，

其中所述俯仰角指令生成器被配置成：基于所述速度偏差来确定第二俯仰角，当飞机当前速度达到目标速度后，将所述俯仰角指令设置为所述第二俯仰角。

14.如权利要求13所述的装置，其特征在于，还包括：

补偿滤波器，其对所述飞机的指示空速进行滤波和补偿以生成平滑的补偿空速，并将所述补偿空速提供给所述速度偏差确定单元作为飞机当前速度。

15.如权利要求13所述的装置，其特征在于，

所述俯仰角指令生成器在飞行过程中实时地确定所述第一俯仰角或所述第二俯仰角，所述第一俯仰角使得所述航迹角偏差趋于0，而所述第二俯仰角使得所述速度偏差趋于0。

16.如权利要求12所述的装置，其特征在于，

所述俯仰角指令用于自动执行复飞；和/或

所述俯仰角指令用于提供复飞导引。

17.如权利要求13所述的装置，其特征在于，所述俯仰角指令生成器基于下式来生成所述俯仰角指令：

其中Δθ为所述俯仰角指令与飞机当前俯仰角的差值，γ_c是目标航迹角，γ是当前航迹角，k_γ是针对航迹角的增益因子，V是飞机当前速度，V_target是目标速度，k_V是针对速度的增益因子，

是飞机沿着飞行路径的加速度，

是针对加速度的增益因子。

18.如权利要求12所述的装置，其特征在于，所述初始俯仰角为4～12度，所述预设时间段为6～10秒。

19.如权利要求12所述的装置，其特征在于，所述初始俯仰角为8度，所述预设时间段为8秒。

20.如权利要求12所述的装置，其特征在于，所述俯仰角指令为4度～30度。

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