CN109466783A - 安全起飞系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种安全起飞系统。飞机包括安全起飞系统，如果实际测量的加速度偏离基于飞行前参数的计算，并且沿着跑道行进的飞机的速度在保证成功的低惯性拒绝起飞的安全速度范围内，所述安全起飞系统自动和自主地拒绝起飞。

Description

安全起飞系统
技术领域
这里的技术涉及飞机性能和自动化，并且更具体地涉及用于在将错误的起飞信息输入到飞行计算机的情况下确保安全起飞的系统和方法。更详细地，本文的技术使得如果实际的测量加速度偏离基于飞行前参数的计算并且飞机沿着跑道行进的速度在保证成功的低惯性拒绝起飞的安全速度范围内，则飞机自动且自主地拒绝起飞。
背景技术和发明内容
商业航空公司每年进行数千万次起飞。只有很小比例的尝试起飞导致拒绝起飞(RTO)。飞行员由于各种因素决定执行RTO，该各种因素包括发动机故障、轮/轮胎故障、不正确的飞行前配置、指示灯/警告灯、缺乏机组人员协调和鸟击。低速RTO很少会导致任何不良后果。另一方面，高速RTO可能会导致飞机超越跑道末端，造成灾难性后果。参见联邦航空管理局，“Pilot Guide to Takeoff Safety(起飞安全试点指南)”，其被检索自https://www.faa.gov/other_visit/aviation_industry/airline_operators/training/media/takeoffsafety.pdf
航空中的重复出现的问题是飞机调度中的错误和/或起飞参数的不正确的飞行员输入。在起飞之前，通常用与起飞相关的某些参数初始化飞行控制计算机。这些输入包括重量、配置(襟翼位置)、推力和起飞速度(V1、VR和V2)。由于推力和V-speeds对于正确起飞至关重要，因此输入这些参数时的错误可能导致严重的飞机事故。下表呈现了一些与错误起飞数据有关的事故：
这样类型的事故通常是较低的飞机加速和/或爬升能力的后果。事故与错误的起飞配置(和超重)有关的一个特别可怕的例子是Union des Transports Africains deGuinée(UTA)航班141号的情况，其在2003年12月25日圣诞节离开几内亚科纳克里以计划飞往黎巴嫩贝鲁特。波音727于10点07分离开，载有86名乘客和10名机组人员。它于12:25抵达科托努，其中，9名乘客下机。共有63人在科托努机场登机手续办理处办理登机手续。其他十个人从自另一个机场抵达的航班上登机。乘客登机和行李装载是在非常混乱的气氛中进行的。飞机已经满了，并且据认为飞机上的乘客比正式登机的人多。
飞行机组人员在13:47开始了飞行前检查清单，并于13:52被准许滚出。当时乘客仍然站在过道里。在13:58:01，推力杆推进，14秒后制动器被释放，并且波音727开始沿着跑道加速。制动器释放后46秒，机长宣布V1和VR速度。那一刻，飞机以137航速节的速度沿着跑道位于1620米。
副驾驶员拉回控制杆，以VR旋转飞机。这个动作最初对飞机的攻角没有影响。船长叫“旋转，旋转”，并且副驾驶员更加猛烈地拉回。攻角只是缓慢增加。飞行员没有命令RTO。七秒钟后，以148航速节的速度并且在沿着跑道的2100米，机头仅仅慢慢升起。727几乎没有从地面爬升，导致其主起落架在跑道尽头撞击定位器天线，并撞上装有无线电设备的3米高的小型建筑。飞机继续到跑道尽头之外，冲破混凝土机场边界围栏并撞击海滩。机身分成几块。事故中至少有144人死亡。
坠机的官方解释是飞机的重量超过了其最大重量容量。这次事故是由于飞行机组人员在使用超载飞机进行旋转时遇到的困难，该飞机的前方重心对于他们是未知的。
为了避免此类灾难，飞行前操作工程师通常会根据重量和平衡电子表格仔细计算飞机的起飞重量(TOW)。电子表格和/或计算提供了一些统计简化，其降低了准确度。示例是可能与真实重量明显不同的乘客估计的重量。同样可以与行李和其他货物有关。
起飞“V-speeds”(V1，VR，V2)评估基于起飞重量。因此，如果重量是错误的，则起飞速度也是如此。即使重量确定正确，也可能错误地计算V-speeds。即使操作工程师的计算都是正确的，向飞行计算机的飞行员和/或调度输入也可能错误。
今天，确认数据是否正确的唯一方法是重新计算和/或重新检查输入数据。这当然不是防故障过程。
过去有些人提出了方法，用于监视数据是否正确，并且在检测到错误的情况下，提醒飞行员采取一些行动。但由于起飞时飞行员的工作量较大，因此这些建议必须以某种方式确保如果飞行员决定中止起飞，那么剩余足够的跑道来停止飞机而没有跑道偏离(超限)。
尽管这些现有技术提出了检查调度是否存在一些错误的方法，但是它们都引入了更高的飞行员工作量，因为飞行员必须了解情况并且必须决定首先中止起飞。
附图说明
将结合附图阅读以下对示例性非限制性说明性实施例的详细描述，在附图中：
图1是示出飞机在起飞期间产生的力(例如，推力、轮摩擦、轮阻力、配置阻力等)和结果导致的纵向加速度的非限制性说明性实施例。
图2是用于有条件地自动拒绝起飞的示例性非限制性安全起飞系统的示例性示意性框图。
图3示意性地示出了示例性非限制性数据评估和系统决策过程。
图4A示出了基于实际飞机重量相对于预测飞机重量的比率的安全速度窗口的示例性非限制性定义，该窗口提供上阈值和下阈值。
图4B示出了具有优选的上限和下限速度范围的安全速度窗口的非限制性示例。
图5示出了自动起飞拒绝系统的示例性非限制性实施例的信号流。
图6A示出了可以如何计算估计的纵向加速度。
图6B示出了示例性非限制性自动起飞拒绝决策逻辑。
图7示出了如何可以测量/确定当前加速度。
具体实施方式
图1示出了包括飞机在飞行的起飞阶段期间通常经历的阻力100和轮摩擦力105的力。该图示出了在根据F＝ma确定的纵向加速度下沿着跑道移动的飞机，其中，F是施加在飞机上的力，m是飞机的质量，并且a是加速度。
质量m是根据飞机的总重量确定的，飞机的总重量包括飞机本身、燃料、乘客、行李和货物。
飞机上的力F有几个分量。一个分量是发动机产生的推力。另一个分量是施加在飞机上的摩擦力和阻力。阻力定义为与飞机正在移动的方向103相对的抵抗力。
图形105'是自由体图，用于表示与前向加速度(Fa)相关的力大于在飞机起飞阶段所涉及的所有其他力。这样的其他力包括朝向地面拉动飞机的重力(Fg)、摩擦力(Fμ)(与飞机运动方向相反)和法向力(Fn)，它们是飞机在起飞期间产生的阻力的原因。
存在很多影响阻力100的大小的因素，包括飞机的空气动力学形状(包括其当前配置，例如襟翼的位置)、空气的粘度(取决于空气温度和高度)以及飞机的速度。阻力的所有单独分量被组合成单个飞机阻力大小。
滚动摩擦105是减慢滚轮运动的阻力。它也被称为滚动阻力。
一旦轮滚动，对运动的阻力通常是在轮与地面或其他表面之间的接触点处的若干摩擦力的组合。这假设制动器已关闭——因为制动器被设计为增加滚动摩擦力。滚动摩擦力的量取决于若干因素，包括飞机的重量(因为重量在轮上施加向下的力，其增加摩擦系数)、轮胎的膨胀和类型以及跑道表面的组成。
本非限制性技术提供的见解之一：纵向加速度可以使用惯性传感器直接测量，并用于检查由飞行工程师/调度员计算的重量和相关参数。
图2示出了遵循飞行计算机200以决定是否拒绝起飞的示意性逻辑。飞行计算机/电传操纵(FBW)控制器200在这种情况下包括至少一个处理器222、存储器224和安全起飞程序224'。它被配置成在某些判据下自动和自主地拒绝起飞。飞行计算机200通过处理各种起飞参数来确定起飞拒绝，所述各种起飞参数包括：
来自空速传感器202的信号，
来自惯性传感器204的信号，
来自飞机配置传感器206的信号，
调度/飞行员输入208，以及
推力杆210选择。
飞行计算机200有条件地输出：
到飞行员显示器212的信号(例如，PDF、EICAS)，
到发动机控制器214的信号，
到制动控制器216的信号，
到襟翼控制器218的信号，以及
到其他控制器220的信号。
在适当的情况下，飞行计算机200的输出信号命令飞机通过减小或反转推力、施加制动、通过控制襟翼减小来增加阻力并且安全地减速到停止来自动执行RTO。
在确定是否执行RTO时，飞行计算机200能够确定飞机在起飞期间的操作程序是安全的还是不安全的。起飞期间的操作程序由输入起飞参数定义。安全起飞涉及下述两者之间的一致性：(a)基于飞机的假定重量计算的估计纵向加速度，与(b)由惯性传感器测量的当前实际加速度。基于估计的纵向加速度和当前测量的加速度的比较中的不一致来检测导致拒绝起飞的不安全的参数集。
然而，并非所有这些不一致都是示例性非限制性实施例中的自动RTO的基础。特别地，示例性非限制性实施例飞行计算机200还确定是否可以安全地执行RTO。众所周知，以接近或超过V1的高速进行的RTO可能是危险的。因此，示例性非限制性实施例将仅当飞机的测量速度在安全范围内时执行自动RTO。
如果检测到不一致，则飞行计算机200通过下述方式来执行起飞拒绝：在驾驶舱上显示系统已经决定拒绝起飞，同时减小飞机的推力，激活轮制动器以及控制空气动力学表面(例如，提升扰流板、降低襟翼等)以增加阻力以试图使飞机安全停止。
图3描绘了非限制性示例数据评估和系统决策过程。响应于由飞行工程师/调度系统提供的估计重量208'、天气参数208'(例如，温度、风等)和机场数据208'(跑道信息)，计算机(在飞机上的飞行计算机200、调度中的地面计算机或一些其他计算机)被配置成计算应该在起飞程序期间应用的推力210'和V-speeds 302。V-speeds或Velocity-speeds是众所周知的传统速度术语，用于定义飞机操作程序的关键空速。
V1是所谓的“决策点”——即起飞期间飞行员可以在不超越跑道的情况下安全地执行RTO的最大速度。V2定义为起飞安全速度。而VR是旋转速度，即飞行员可以使飞机旋转因此其前轮离开地面并开始爬升到空中的速度。
基于输入到调度计算机300的这些相同参数(重量208'、起飞配置206'、V-speeds302和推力210')，还可以估计飞机的阻力100和轮摩擦力105。通过估计推力210'、阻力100'和轮摩擦力105'，可以基于调度信息估计飞机的纵向加速度值204-A。当飞机沿跑道加速时，可以相对于从飞机的惯性传感器204'获得的测量加速度204-B检查该估计的加速度值。
简单来说，如果测量的加速度与估计的加速度显著不同，那么飞机的实际重量可能与用于计算估计加速度的估计重量不同。F＝ma可以重写为a＝F/m。所以对于等式：
F/mestimated：ameasured
如果估计质量(m)非常错误，那么测量的加速度将与基于估计质量计算的估计加速度不匹配。
在所示的示例中，当飞机开始沿跑道移动时，在飞机的飞行计算机200'中比较预期纵向加速度值204-A和测量的加速度值204-B。这有具有实际后果的物理实验的性质：如果飞行计算机200确定两个加速度值是一致的，则遵循正常起飞程序312并且不需要干预。然而，如果飞行计算机200'确定两个加速度值不一致，则存在问题。具体而言，飞机的估计重量已通过实验确定为不正确。飞行员被通知这种差异；并且在示例性非限制性实施例中，如果安全的话，飞行计算机200自主地执行RTO。
为了确定RTO的安全性，在示例性非限制性实施例中的安全起飞程序224'-B被配置成确定飞机的速度202'是否在安全的“速度窗口”内。因此，例如，起飞拒绝311以所测量的飞机的速度是否低于安全停止速度为条件。如果飞机在安全速度窗口内，则飞行计算机200'自动中止起飞311。另一方面，如果飞机速度超出安全停止速度的限定边界，则安全起飞程序224'-B被配置成重复313加速度值的比较，同时可能还警告飞行员可能发生了错误。
在示例性非限制性实施例中，整个过程对于飞行员是透明的。飞行员不需要执行任何程序。这将减少飞行员在非常苛刻的飞行阶段的工作量，并产生更一致的操作。
因此，本文的新的非限制性技术提出了一种系统，如果检测到错误的起飞参数或数据，该系统自动拒绝或中止起飞。为了防止跑道偏移或超限，被拒绝的起飞应仅在下限速度和上限速度之间的明确定义的“速度窗口”中发生，其中：
·下限速度：低于此值，风速测量系统无法以必要的精度估算飞机的速度。
·上限速度：直至此速度，可以保证飞机可以安全地中止起飞，而不会有跑道偏移或超限的风险。通俗地说，这意味着低动能拒绝起飞。
图4A描绘了其中定义“速度窗口”的概念的图表。速度窗口403是由上限阈值402和下限阈值401限定的余量。下限阈值401(称为下限速度(“LLS”))是由于飞机运动得不够快低于该限的任何空速无法通过风速测量系统测量的特定值。以相同的方式，被称为上限速度(“ULS”)的上限阈值402是保证安全拒绝起飞而没有跑道偏移风险的限制。虽然图表比较了计算重量与实际重量之比，但加速度应该是比较的参数，但重量和加速度是相关的，并且最终效果是相似的。
图4B考虑“速度窗口”的非限制性实施例，其具有：
·下限：通常，该值应为约30至50航速节，最好约为30-40航速节。
·上限：此速度应为70至100航速节的数量级，最好约为80至100航速节。
在非限制性示例中，考虑到速度窗口，没有必要估计跑道上的剩余距离，因为在低能量的情况下，飞机将能够在可以被调度到的任何跑道中拒绝起飞。
应当注意，安全速度窗口的安全方面是由速度上限引起的。在示例性实施例中，速度下限仅用于确保测量的飞机速度是准确的。众所周知，典型的风速测量速度传感器直到飞机在最低速度以上运动时才开始提供有效的速度数据。然而，存在其他已知的测量飞机速度的方法诸如GPS，并且低速阈值的特定性质(或者如果任何适用的话)可取决于所使用的速度传感器的类型。
然而，从图4A和4B可以看出，对于宽范围的估计到实际重量值，得到的速度数据在统计上收敛于低速阈值以上。这是因为对于给定的推力，速度的变化率取决于重量。这意味着在低速阈值以上，相同的程序可以适用于各种重量差异，从而产生有效的测试。
图5示出了飞机的自动拒绝系统的示例性非限制性信号流。该系统被配置成从地面计算机接收调度数据(例如，估计的重量208'、天气参数208'、跑道信息208'、起飞配置206'等)。由调度计算机300'使用调度数据计算的参数包括V-speeds(例如，V1，VR，V2)和推力杆210选择。如前所述，利用输入到调度计算机300中的这些参数，还可以估计飞机的阻力100'和轮摩擦力105'。在计算了阻力100'和轮摩擦力105'的情况下，可以估计纵向加速度值204-A。该估计的加速度值可以与从惯性传感器204'获得的测量的加速度204'比较224'-A。
如果测量和估计的加速度值在特定公差内匹配，则从安全起飞程序224'-A之后开始正常起飞过程312'。然而，如果飞行计算机200'确定加速度值非常不同，则安全起飞程序224'-B被配置成确定飞机的速度202'是否在安全的“速度窗口”内。如果飞机在速度窗口内，则飞行计算机200'自动中止起飞311'并自主地执行RTO。另一方面，如果测量的飞机速度在安全速度窗口之外，则安全起飞程序224'-B被配置成不采取行动并且重复313'加速度值的比较。
图6A示出了飞机可用于计算估计的纵向加速度的非限制性装置。用于计算估计的纵向610加速度的一些输入来自不同的传感器或指示飞机起飞配置206'(例如，襟翼/板条配置)的状态信息。从调度获得其他输入参数(待测试的参数)，这些参数包括估计的重量208'。调度还提供其他信息，如天气208'(包括空气密度)、跑道信息208'等。使用这样的输入(例如，估计的重量208'、天气208'、跑道信息208'等，如上所述)计算诸如V-speeds 302'和推力设置210'的判据。所有输入由飞机的飞行计算机200'中的处理单元(例如，微处理器)608和/或地面计算机或一些其他计算机处理。处理单元能够计算飞机的阻力和轮摩擦力，使得可以估计飞机204-A的纵向加速度。
图6B示出了通过下述方式来确定起飞拒绝的示例性非限制性装置：将估计的纵向加速度与测量的加速度进行比较，并确定飞机是否以安全停止速度移动。这种逻辑可以例如通过软件控制的过程、门/逻辑阵列或任何其他合适的实施方式以各种方式实现。估计的纵向加速度信号704和测量的加速度信号702由飞行计算机200'中的子处理单元700接收。飞行计算机被配置成接收两个加速度值，并使用比较器706进行比较。比较器706确定是否输出安全起飞信号312'(意味着两个加速度基本相等)或者将信号708发送到基于结构和/或软件的逻辑来检查拒绝起飞是否安全。
同时，风速测量系统804测量风速以确定飞机的速度是否在由安全速度窗口限定的范围内。风速测量系统804测量风相对于飞机的速度并因此测量飞机的速度(一旦考虑风速和风向)。风速测量系统804将测量值输出到比较器806，比较器806确定测量的风速值是否在由速度窗口限定的下限和上限之间。如果测量值在限制之间限定的范围内，则将信号808发送到基于结构和/或软件的逻辑与门。
基于结构和/或软件的逻辑与门被配置成遵循与门的布尔逻辑，意味着两个条件必须为真以使门生成真实输出。可以以众所周知的方式使用正或负逻辑(例如，与非)。要使系统执行自动起飞拒绝，加速度值的差异和指定速度窗口内的空速必须为真。
图7示出了飞机的惯性传感器204'如何可用于测量纵向加速度的非限制性示例。一般而言，惯性传感器是设计用于测量惯性值例如加速度和旋转的设备。惯性传感器的示例包括陀螺仪500和加速度计501。
存在许多类型的加速度计501，例如机械加速度计，其由测量由弹簧悬挂的惯性质量的位移的设备组成。另一种类型的加速度计是表面声波(SAW)加速度计，其由在特定频率下谐振的悬臂梁组成，当施加加速度时，该梁弯曲以改变频率，频率的变化可用于确定加速度。另一种类型的加速度计是MEMS加速度计，其使用电容来测量漂浮在弹簧上的微小质量的位移。
有许多不同种类的陀螺传感器，例如机械、光学和MEMS。通常在飞机工业中用于确定飞行期间飞机姿态的机械陀螺仪包括安装在两个万向节上的旋转轮，其允许轮在所有三个轴上旋转。光学陀螺仪(例如，光纤陀螺仪“FOG”)使用光的干涉来测量角速度。MEMS陀螺传感器通常包含用于测量科里奥利效应的振动元件。例如，被驱动以沿驱动轴振动的单个质量。当陀螺仪旋转时，由于科里奥利力，沿垂直轴引起二次振动。这种系统输出的角速度或速率表示姿态的变化率。这可以被区分以确定加速度。
这样的设备可以具有任意数量的轴，包括三轴，意味着它们测量所有三个自由度。一旦感测到这样的惯性值，就可以使用常规矩阵乘法来处理它们，以确定在任何期望的特定方向上的加速度的分量。
因此，惯性传感器500、501能够通过陀螺仪500测量诸如角速度(ωx 500-A，ωy500-B，ωz 500-C)的惯性值，并且经由加速度计501测量加速度(ax 500-A，ay 500-B，az500-C)。适当的传统轴变换(其还涉及知道测量轴相对于飞机的物理纵向中心线的定向)可以用于计算飞机的当前纵向加速度。
虽然已经结合目前被认为是的最实用和优选的实施例描述了本发明，但是应该理解，本发明不限于所公开的实施例，而是相反，意欲包括在所附权利要求的精神和范围内的各种修改和等同布置。

Claims (29)

1.一种在飞机上的系统包括：
至少一个惯性传感器，所述至少一个惯性传感器产生第一信号；
至少一个风速传感器，所述至少一个风速传感器产生第二信号；以及
至少一个飞行计算机，所述至少一个飞行计算机操作地耦合到所述至少一个惯性传感器和所述至少一个风速传感器，所述至少一个飞行计算机被配置成：
响应于所述第一信号确定加速度；
将所确定的加速度与预期加速度值进行比较；
响应于所述第二信号确定所述飞机是否在安全速度内操作；以及
以所述比较和所述安全速度的确定两者为条件发出控制信号以自动中止起飞。
2.根据权利要求1所述的系统，其中，所述惯性传感器包括加速度计。
3.根据权利要求1所述的系统，其中，所述惯性传感器包括陀螺仪传感器。
4.根据权利要求1所述的系统，其中，所述风速传感器包括风速计。
5.根据权利要求1所述的系统，还包括传感器，所述传感器被配置成测量指示飞机配置的参数。
6.根据权利要求1所述的系统，其中，所述至少一个飞行计算机响应于指示至少一个参数的所述第一信号确定所述加速度，所述至少一个参数指示惯性运动。
7.根据权利要求1所述的系统，其中，所述至少一个飞行计算机被配置成响应于飞机重量、跑道信息、天气参数和起飞配置来计算预期加速度。
8.根据权利要求1所述的系统，其中，所述至少一个飞行计算机使用所述比较来由于起飞参数之间的差异而自动地拒绝起飞。
9.根据权利要求1所述的系统，其中，所述至少一个飞行计算机还包括：
至少一个处理器，所述至少一个处理器被配置成自动：
a)处理所述第一信号并响应于此计算当前加速度；
b)比较预期纵向加速度值和所述当前加速度，以使用当前起飞参数预测飞机是否无法安全起飞；以及
c)确定所述飞机是否在安全速度内操作，并且因此能够执行安全的RTO。
10.一种用于监视飞机的安全起飞的系统，包括：
至少一个惯性传感器，所述至少一个惯性传感器产生信号；以及
至少一个飞行计算机，所述至少一个飞行计算机操作地耦合到所述至少一个惯性传感器，所述至少一个飞行计算机被配置成：
a)响应于所述信号确定加速度；
b)将所确定的加速度与预期加速度值进行比较；以及
c)以所述比较的差异为条件发出控制信号以自动中止起飞。
11.一种用于监视飞机的安全起飞的系统，包括：
至少一个风速传感器，所述至少一个风速传感器产生信号；以及
至少一个飞行计算机，所述至少一个飞行计算机操作地耦合到所述至少一个风速传感器，所述至少一个飞行计算机被配置成：
a)响应于所述信号确定所述飞机是否在安全速度内操作；以及
b)以所述安全速度的确定和至少一个附加因素为条件发出控制信号以自动拒绝起飞。
12.一种飞机，包括：
至少一个惯性传感器，所述至少一个惯性传感器产生第一信号；
至少一个风速传感器，所述至少一个风速传感器产生第二信号；
至少一个飞行计算机，所述至少一个飞行计算机操作地耦合到所述至少一个惯性传感器和所述至少一个风速传感器，所述至少一个飞行计算机被配置成：
a)响应于所述第一信号确定当前加速度；
b)将所确定的当前加速度与估计的加速度值进行比较；
c)响应于所述第二信号确定所述飞机是否在安全速度内操作；以及
d)以所述比较和所述安全速度的确定两者为条件发出控制信号以自动中止起飞。
13.根据权利要求12所述的飞机，其中，所述惯性传感器包括加速度计。
14.根据权利要求12所述的飞机，其中，所述惯性传感器包括陀螺仪传感器。
15.根据权利要求12所述的飞机，其中，所述风速传感器包括风速计。
16.根据权利要求12所述的飞机，还包括至少一个传感器，所述至少一个传感器被配置成测量指示飞机配置的参数。
17.根据权利要求12所述的飞机，其中，所述至少一个飞行计算机响应于指示所述飞机的惯性运动的所述第一信号确定所述当前加速度。
18.根据权利要求12所述的飞机，其中，所述至少一个飞行计算机被配置成通过处理飞机重量、跑道信息、天气参数和起飞配置来计算预期估计加速度值。
19.根据权利要求12所述的飞机，其中，所述至少一个飞行计算机使用所述比较来由于起飞参数之间的差异自动地拒绝起飞。
20.根据权利要求12所述的飞机，其中，所述至少一个飞行计算机还包括：
至少一个处理器，所述至少一个处理器被配置成自动：
a)处理所述第一信号并响应于此计算当前加速度；
b)比较预期估计纵向加速度和所述当前加速度，以预测所述飞机是否无法安全起飞；以及
c)确定所述飞机是否在所述安全速度的上限和下限界限内，并且因此能够执行安全的RTO。
21.一种自动拒绝起飞的方法，包括：
a)响应于惯性感测信号确定当前加速度；
b)将所确定的当前加速度与预期加速度值进行比较；
c)响应于速度信号确定所述飞机是否在安全速度内操作；以及
d)以所述比较和所述安全速度的确定两者为条件发出控制信号以自动中止起飞。
22.根据权利要求21所述的方法，还包括从估计的飞机重量、跑道信息、天气参数和起飞配置导出所述预期加速度值。
23.根据权利要求21所述的方法，还包括导出有利飞机速度的下限和上限的所述安全速度的界限。
24.一种自动中止起飞的方法，所述方法包括：
响应于信号确定当前加速度；
将所确定的当前加速度与预期加速度值进行比较；以及
以所述比较的差异为条件发出控制信号以自动中止起飞。
25.根据权利要求24所述的方法，还包括产生所述信号是通过惯性传感器产生的。
26.根据权利要求24所述的方法，还包括从估计的飞机重量、跑道信息、天气参数和起飞配置产生所述预期加速度值。
27.一种自动拒绝起飞的方法，所述方法包括：
响应于速度信号确定所述飞机是否在安全速度窗口内操作；以及
以在所述安全速度窗口的确定为条件发出控制信号以自动中止起飞。
28.根据权利要求27所述的方法，还包括使用风速传感器产生所述信号。
29.根据权利要求27所述的方法，其中，所述安全速度窗口限定在起飞期间有利的飞机速度的下限和上限。
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