CN110174840B - 利用可变初始俯仰角目标优化起飞期间的爬升性能 - Google Patents
利用可变初始俯仰角目标优化起飞期间的爬升性能 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110174840B CN110174840B CN201910127809.3A CN201910127809A CN110174840B CN 110174840 B CN110174840 B CN 110174840B CN 201910127809 A CN201910127809 A CN 201910127809A CN 110174840 B CN110174840 B CN 110174840B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- takeoff
- initial pitch
- aircraft
- speed
- optimal
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 48
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 8
- 230000002708 enhancing effect Effects 0.000 abstract description 7
- 230000008685 targeting Effects 0.000 abstract description 2
- 230000006870 function Effects 0.000 description 35
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 14
- 230000001965 increasing effect Effects 0.000 description 9
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 6
- 230000008569 process Effects 0.000 description 6
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 230000008859 change Effects 0.000 description 3
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 3
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 3
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 3
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 2
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- NAGRVUXEKKZNHT-UHFFFAOYSA-N Imazosulfuron Chemical compound COC1=CC(OC)=NC(NC(=O)NS(=O)(=O)C=2N3C=CC=CC3=NC=2Cl)=N1 NAGRVUXEKKZNHT-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000018199 S phase Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000001174 ascending effect Effects 0.000 description 1
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 description 1
- 230000009194 climbing Effects 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 239000004973 liquid crystal related substance Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 1
- 239000012925 reference material Substances 0.000 description 1
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
- G01C23/005—Flight directors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
- B64D43/02—Arrangements or adaptations of instruments for indicating aircraft speed or stalling conditions
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P13/00—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement
- G01P13/02—Indicating direction only, e.g. by weather vane
- G01P13/025—Indicating direction only, e.g. by weather vane indicating air data, i.e. flight variables of an aircraft, e.g. angle of attack, side slip, shear, yaw
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
- G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
- G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
- G05B13/0205—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric not using a model or a simulator of the controlled system
- G05B13/024—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric not using a model or a simulator of the controlled system in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/04—Control of altitude or depth
- G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
- G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
- G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
- G05D1/0661—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for take-off
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Computer Vision & Pattern Recognition (AREA)
- Software Systems (AREA)
- Medical Informatics (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Artificial Intelligence (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
本申请涉及利用可变初始俯仰角目标优化起飞期间的爬升性能，并公开了通过显示表示优化飞机可以承载的有效载荷量的初始俯仰角目标的符号来增强起飞性能的系统和方法。这通过确定起飞期间旋转时的最佳初始俯仰角来完成，最佳初始俯仰角与满足一组特定的爬升/障碍物约束的起飞安全速度与失速速度的最佳比相关联。以该最佳初始俯仰角为目标允许选择对应于最佳起飞安全速度/失速速度比的最大起飞总重量。
Description
技术领域
本文公开的技术整体涉及用于控制飞机以实现期望性能的系统和方法，并且更具体地涉及用于增强起飞期间的飞机性能的系统和方法。
背景技术
起飞是飞机从沿地面移动过渡到空中飞行的阶段。飞机可以在达到起飞速度时进行这种过渡。飞机的起飞速度可基于多种因素而变化。这些因素包括，例如，空气密度、飞机总重量、飞机配置、跑道条件和其他适宜因素。典型的起飞距离(由飞行员参考)可基于所有跑道表面都是铺好、水平、平滑和干燥的假设。然而，实际上跑道表面因跑道的梯度或坡度(即，在整个跑道长度上的跑道高度的变化，表示为百分比)而不同。另外，飞行员在预测起飞距离(又名起飞滑跑)时应考虑飞机的总重量。总重量的增加可能对起飞性能具有以下影响：(1)升空速度更高；(2)加速质量更大；(3)阻力和地面摩擦力增加。此外，起飞所需的速度与空气的运动有关。例如，逆风降低起飞时的地面速度而顺风增加起飞时的地面速度。因此，在预测起飞距离时也必须考虑风的影响。密度高度也会影响起飞性能。通过首先找到压力高度，然后针对非标准温度变化校正该高度来确定密度高度。使用飞行计算机，可以通过输入压力高度和外部空气温度来计算密度高度。随着空气密度的增加(低密度高度)，飞机性能也会增加。
有关影响起飞性能的因素的信息可以包含在飞行员可以参考的图表中。起飞距离图表通常以多种形式提供，并允许飞行员计算无襟翼或具有特定襟翼配置的飞机的起飞距离。典型的起飞距离图表提供各种飞机重量、高度、温度、风和障碍物高度。
联邦航空条例第25部分规定了起飞飞行路径的各个区段。根据这些规范，在起飞飞行路径的第一区段期间，飞机稳定地将其速度从零增加到最小起飞安全速度V2。在该第一区段期间，在达到最小起飞安全速度V2之前，飞机首先达到起飞决断速度V1，并且然后达到旋转速度VR。
用于改进爬升起飞的已知操作技术使用额外的场地长度来增加爬升能量，并且从而增加不同起飞区段的总梯度。根据该程序，这通过以下方式实现：将旋转速度VR和起飞安全速度V2增加某一量(这对应于增加起飞距离)，或者每当VR达到轮胎速度额定值时。虽然旋转速度VR和起飞安全速度V2被修改，但是初始俯仰角目标固定并且与常规起飞技术中使用的相同。
发明内容
下文具体公开的主题针对通过显示表示优化飞机可以承载的有效载荷量的初始俯仰角目标(在下文中称为“初始俯仰目标”(IPT))的符号增强起飞性能的系统和方法。这通过确定起飞期间旋转时的最佳初始俯仰角来完成，最佳初始俯仰角与满足一组特定爬升/障碍物约束的起飞安全速度V2与失速速度Vs的最佳比(在下文中称为“最佳V2/Vs比”)相关联。以该最佳初始俯仰角为目标允许选择对应于最佳V2/Vs比的最大起飞总重量。
本公开提出了在航空电子设备中的可以用于以引起飞机可以承载的有效载荷量增加的方式改进起飞性能的实施方式。根据本文提出的方法，部分基于最佳V2/Vs比计算最佳初始俯仰角，并且然后将表示由飞行员在起飞期间待实现的初始俯仰目标的符号显示在驾驶舱中或飞行甲板上。从多个可变初始起飞俯仰角选择最优值的能力可以通过在根据爬升/障碍物约束的操作的同时最大化飞机的有效载荷潜在地增强飞机的起飞性能。
虽然下面具体公开了通过确定最佳初始俯仰角并且然后显示表示初始俯仰目标的符号来增强起飞性能的系统和方法的各种实施例，但是这些实施例中的一个或多个可以通过以下方面中的一个或多个表征。
下文具体公开的主题的一个方面是用于向驾驶舱中或飞行甲板上的飞行员显示信息的方法，其包括：计算飞机在跑道上的最佳初始俯仰角；以及在起飞期间，在显示屏上显示表示对应于最佳初始俯仰角的初始俯仰目标的符号。该方法还可以包括从查找表检索起飞安全速度与失速速度的最佳比，其中最佳初始俯仰角部分地基于起飞安全速度与失速速度的最佳比计算。多个输入参数值包括飞机的起飞重量、跑道的场地海拔、外部空气温度、襟翼设置以及放气和发动机防冰状态。
下文具体公开的主题的另一方面是包括显示屏和计算机系统的航空电子系统，该计算机系统被配置为计算飞机在跑道上的最佳初始俯仰角，并且然后控制显示屏显示表示对应于最佳初始俯仰角的初始俯仰目标的符号。计算机系统进一步被配置为从非暂时性有形计算机可读存储介质检索起飞安全速度与失速速度的最佳比，其中最佳初始俯仰角部分地基于起飞安全速度与失速速度的最佳比计算。
下文具体公开的主题的另一方面是飞行管理系统，其包括飞行管理计算机和与飞行管理计算机通信地耦合的控制显示单元，其中控制显示单元包括显示屏，并且飞行管理计算机被配置为执行初始俯仰目标函数，以该初始俯仰目标函数计算飞机在跑道上的最佳初始俯仰角，并且然后向控制显示单元发送命令，该命令指示控制显示单元在显示屏上显示表示对应于最佳初始俯仰角的初始俯仰目标的符号。飞行管理计算机进一步被配置为从查找表检索起飞安全速度与失速速度的最佳比，并且部分地基于起飞安全速度与失速速度的最佳比计算最佳初始俯仰角。控制显示单元被配置为从飞行员处接收启用初始俯仰目标函数的输入，并且然后控制显示屏显示表示是否已经启用初始俯仰目标函数的符号。
下面公开了通过确定最佳初始俯仰角和显示表示优化飞机可以承载的有效载荷量的初始俯仰目标的符号来增强起飞性能系统和方法的其他方面。
附图说明
前面部分中讨论的特征、功能和优点可在各种实施例中独立实现，或者可以在其他实施例中组合实现。为说明上述和其他方面，下文将根据附图描述各种实施例。附图未按比例绘制。
图1是示出飞机控制系统的部件的高级框图，该飞机控制系统可以被编程以提供本文公开的功能。
图2是示出用于在起飞期间显示基于俯仰的引导命令的系统的一些部件的框图。
图3是示出商用飞机在完成起飞飞行路径的第一区段后位于跑道末端处于35英尺高度处的情况的图。一系列共同的起飞V-速度由指向沿跑道各个位置的箭头指示，并伴随以实现那些速度的递增次序布置的V-速度指示符。
图4是高度(以英尺为单位)与制动释放水平距离(以英尺为单位)的曲线图，该曲线图示出当速度增加10个单位(从“零”点开始的线)时具有改进的爬升的起飞性能，以及在没有速度增加的情况下(从“参考”点开始的线)不具有改进的爬升的起飞性能。
图5是示例性商用飞机的作为V2/Vs比的函数的爬升极限重量的曲线图。
图6是示例性商用飞机的作为V2/Vs比的函数的场地极限重量的曲线图。
图7是组合图5和图6中所示曲线的曲线图。
图8是示例性商用飞机的俯仰角θ与V2/Vs比的曲线图。
图9是对于三个不同俯仰角θ1、θ2和θ3的示例性商用飞机的作为V2/Vs比的函数的场地极限重量的曲线图。
图10是作为V2/Vs比的函数的场地极限重量的曲线图，该场地极限重量曲线图除了增加表示最佳俯仰目标定律的粗曲线外与图9中所示的曲线图相同。
图11是示例性商用飞机的作为V2/Vs比的函数的爬升极限重量和最佳俯仰目标定律的曲线图。
图12是标识用于基于当前起飞条件在飞机起飞期间向飞行员显示可变初始俯仰目标的方法的一些步骤的流程图。
图13是表示包含在图1中部分描绘类型的一种系统中的主飞行显示器的前视图的图，该系统可以被配置为在主飞行显示器上显示表示初始俯仰目标的符号。
图14是表示包含在商用飞机的飞行管理系统中的控制显示单元的前视图的图，该飞行管理系统可以被配置为在控制显示单元上显示表示初始俯仰目标的符号(在该示例中为图形符号)。
图15是表示CDU页面的前视图的图，该CDU页面显示表示初始俯仰目标的第一符号(在该示例中为字母数字符号)和指示初始俯仰目标是否打开或者关闭的第二符号(在该示例中为字母数字符号)。
图16是表示包含在配置有起飞性能软件的电子飞行包中的显示屏的前视图的图。在该示例中，显示指示初始俯仰目标值的字母数字符号。
下文将参考附图，其中不同附图中的相似元件具有相同的附图标记。
具体实施方式
下文具体描述了通过确定最佳初始俯仰角和显示表示初始俯仰目标的符号来增强起飞性能的系统和方法的说明性实施例，其中初始俯仰目标优化了飞机可以承载的有效载荷量。然而，本说明书中并没有描述实际实施方式的所有特征。本领域技术人员应当认识到，在任何此类实际实施例的开发中，必须做出许多特定于实施的决策以实现开发者的特定目标，诸如遵守与系统相关和与业务相关的约束条件，这些约束条件在不同的实施方式之间不同。此外，应当认识到，这种开发工作可以是复杂且耗时的，但对于受益于本公开的本领域普通技术人员来说仍然是常规任务。
在航空领域，V-速度是用于定义对飞机操作重要或有用的空速的标准术语。这些速度来源于飞机设计者和制造商在飞行测试期间获得的数据，并在大多数国家由政府飞行检查员在飞机认证测试期间进行验证。这些指示符表示的实际速度特定于特定的飞机型号。它们由飞机的指示空速(而不是例如地面速度)表示，因此飞行员可以直接使用它们而不应用校正因子，因为典型商用飞机上的仪表也示出指示空速。
图1是示出现代飞机上已经存在的一种类型的飞行控制系统的硬件部件的框图。空气数据系统和惯性基准系统(ADIRS)14包括提供空速、攻角、温度和气压高度数据的空气数据部分，而惯性基准部分向飞行控制系统2的输入信号管理平台8给出姿态、飞行路径矢量、地面速度和位置数据。飞行控制系统2包括主飞行控制计算机/功能4和自动驾驶计算机/功能6。主飞行控制计算机4和自动驾驶计算机6可以具有独立的输入信号管理平台。
又可被称为航空电子系统的飞行控制系统2还包括飞行管理计算机20和控制显示单元22(在下文中称为“CDU 22”)。CDU 22是飞行管理计算机20和飞行员之间的主界面。飞行管理计算机20基于由ADIRS14获取的信息和下文将具体描述的其他信息来计算初始俯仰目标，该初始俯仰目标将优化飞机可以承载的有效载荷量。飞行管理计算机20将计算结果发送到控制主飞行显示器12的显示计算机10。
在起飞期间，主飞行控制计算机4基于飞行人员输入的命令向襟翼致动器16输出襟翼命令。襟翼命令基于将实现初始俯仰目标的襟翼18的角度设定来确定。襟翼18用于帮助实现初始俯仰目标的起飞旋转的性能。
根据一个实施例，主飞行显示器12包括由IPT计算机20发送到显示计算机10的所计算的初始俯仰目标的可视指示。表示初始俯仰目标的符号以提供与现代驾驶舱显示器上显示的其他符号明显区别的清晰、明确的初始俯仰目标指示的方式显示在主飞行显示器12的姿态指示器上。参见例如图13中示出的IPT指示器11(下文具体讨论)。
图2是示出用于在起飞期间显示基于俯仰的引导命令的系统的一些部件的框图。该系统可以由飞行员手动激活，或者可以由计算机执行的监测功能自动激活。
图2中所示的系统包括飞行管理计算机20、通信地耦合至飞行管理计算机20的显示计算机10、通信地耦合至显示计算机的主飞行显示器12、通信地耦合至飞行管理计算机20的CDU 22和通信地耦合至飞行管理计算机20的非暂时性有形计算机可读存储介质24。
飞行管理计算机20接收发动机数据以及表示襟翼位置、气压高度和飞机重量的数据。用于向计算机提供此类数据的机载子系统是本领域技术人员公知的。发动机数据可以包括节流阀杆角度、涡轮风扇功率比(TPR)或风扇速度(N1)；襟翼位置可以是实际的或所选择的襟翼位置；高度可包括GPS高度、无线电高度、压力高度或表决(voted)静压状态；并且从飞行管理计算机20的内部存储器检索飞机重量(之前由飞行管理计算机20计算)。
非暂时性有形计算机可读存储介质24存储对应于各种飞行条件的已知飞机状态的飞机性能数据表(例如，查找表)。此类图表包括各种飞行阶段的所需俯仰姿态和功率设置，包括爬升、巡航、下降和最后接近。存储介质22可以存储数据表以及表示作为另一参数的函数的一个参数的曲线的数字数据。
为便于IPT指示器11(参见图13)的显示，飞行管理计算机20以查找表的形式从非暂时性有形计算机可读存储介质22中检索基于俯仰的引导命令数据，该查找表可以临时存储在飞行管理计算机20的内部存储器中。然后飞行管理计算机20通过输入表示多个输入参数值的数据串从该查找表检索数据，输入参数值包括飞行器的起飞重量、跑道高度(在下文中称为“场地海拔”)、飞机附近的外部空气温度、襟翼设置、以及放气和防冰状态。查找表返回表示用于飞机起飞的最佳V2/Vs比的数据，该数据用于计算最佳初始俯仰角。
基于从存储介质22读取的信息，飞行管理计算机20将表示基于俯仰的引导命令的数据发送到显示计算机10，从而指示显示计算机10显示表示初始俯仰目标的符号。显示计算机在本领域中是公知的，并且本文将不再具体描述显示计算机10的基本操作。在图2中描绘的实施例中，显示计算机10被编程以使特殊符号显示在主飞行显示器12上。飞行员能够通过在起飞程序期间浏览IPT符号来获得起飞引导。
图3是示出商用飞机28在完成起飞飞行路径32的第一区段后位于跑道26末端处于35英尺高度处的情况的图。一系列共同的起飞V-速度(由联邦航空条例定义)由指向沿起飞飞行路径32的各个位置的箭头指示，并伴随以实现那些速度的递增次序布置的V-速度指示符。
指示符V1对应于起飞决断速度，超过该起飞决断速度不应中止起飞。指示符VR对应于旋转速度，旋转速度是飞行员开始应用控制输入以使飞机机头30上仰的速度，之后飞机机头30将离开地面。指示符VLOF对应于主起落架(图3中不可见)离开地面的离地速度。指示符V2对应于起飞安全速度，起飞安全速度是飞机28可以在单发动机失效的情况下安全爬升的速度。
通常总重量和襟翼设置是用于确定特定飞机型号在特定的一组起飞条件下的旋转速度VR的变量。一些飞机图表(存储在图2中所示的存储介质22中)也考虑高度。起飞安全速度V2在距地平面35英尺以上达到，并且永不小于用于起飞的配置中的失速速度Vs的1.2倍。起飞安全速度V2也随总重量和襟翼设置而变化。
如本文所用，术语“襟翼”是指安装到飞机的机翼的高升力装置，该装置在展开时增加外倾角(camber)并且通常增加机翼的面积，使机翼在低速时更高效，从而产生更大的升力。襟翼在起飞前展开，在爬升期间缩回。
商用飞机的起飞性能可以通过确定其在起飞时的最大总重量来评估。该重量可以受到几个约束中的任何一个的限制。适用的约束包括结构限制(例如，最大认证起飞重量)及爬升和场地长度极限。根据特定的飞机型号，起飞还可以受到影响场地长度极限的制动能量和轮胎额定速度的限制。跑道条件也应加以考虑。供飞行员参考的由制造商以图表的形式提供的列表数据(存储在存储介质22中)考虑了有限数量的因素。
如本文所用，术语“爬升极限重量”是指爬升能力限制的最大起飞总重量。该极限是飞机从离地爬升到距机场海拔1500英尺以上的能力，以及在用于确定密度高度的现有温度和压力高度条件下满足起飞飞行路径限制爬升梯度的能力。密度高度影响发动机产生推力和机翼产生升力的能力。
起飞飞行路径是联邦航空条例第25部分中所包含的认证过程的产物。起飞飞行路径通常具有四个区段，并且基于单发动机失效性能。起飞飞行路径中的所有梯度是总梯度。第一区段(图3中所示)在离地时开始，并且在起落架完全缩回时结束。制造商选择旋转速度VR，使得在飞机在达到距地平面35英尺以上时实现起飞安全速度V2。在旋转期间，机头30升高到标称的5°到15°(这个数字是可变的并且是飞机型号的函数)机头上仰的俯仰姿态(在下文中成为“初始俯仰目标”)以增加来自机翼升力并实现离地。
如本文所用，术语“场地极限重量”是指对于可用的跑道长度的最大起飞总重量。与爬升极限重量的情况一样，必须考虑环境条件。除温度和压力高度外，还考虑风和跑道坡度。
如本文所用，术语“起飞距离”是指实现以下过程所需的距离：所有发动机加速直到达到起飞决断速度V1，失去一个发动机，继续加速到旋转速度VR，旋转并达到地平面35英尺以上。
如本文所用，术语“总梯度”是指高度的变化除以飞机28行进的水平距离的变化(乘以100)，其中高度和距离数据在由制造商在认证期间进行的飞行测试期间获得。例如，2％总梯度是指飞机28每飞行100英尺水平距离将爬升2英尺。
当飞机28被准许起飞时，飞行员释放制动器并控制发动机以增加推力。飞机28沿跑道26加速，直到机翼产生的升力的量允许安全起飞，此时飞行员致动襟翼以使飞机28的机头30向上旋转。飞机28随着其机头30向上倾斜而离开地面，并且然后继续加速到离地速度VLOF。当起落架缩回完成并且飞机至少在距地平面35英尺以上且已经达到起飞安全速度V2时，第一区段结束。第二区段在第一区段结束时开始。在第二区段期间，飞机爬升到距地平面400英尺以上的最小高度。
如前所述，改进的操作技术已经用于使用额外的场地长度以增加爬升能量，因此增加起飞飞行路径28的至少第一区段的总梯度，从而增加爬升极限重量。这可以通过以下方式实现：将旋转速度VR和起飞安全速度V2增加某一量(这对应于增加起飞距离)或者每当VR达到轮胎速度额定值时。虽然旋转速度VR和起飞安全速度V2被修改，但是初始俯仰目标固定并且与常规起飞技术中使用的相同。图4是高于地平面的高度(以英尺为单位)与自制动释放的水平距离(以英尺为单位)的曲线图，该曲线图示出当速度增加10个单位(从“零”点开始的线)时具有改进的爬升的起飞性能，以及在没有速度增加的情况下(从“参考”点开始的线)不具有改进的爬升的起飞性能。
可以解释使用额外的场地长度来改进爬升能量的技术(如图4所示)，以在初始爬升期间检查已知的运动方程(假设V＝V2)。能够看出，在达到最大爬升极限重量的情况下，起飞安全速度V2与失速速度Vs之比(在下文中称为“V2/Vs比”)的值始终存在。图5是示例性商用飞机的作为V2/Vs比的函数的爬升极限重量的曲线图。指向下的箭头指示对应于最大爬升极限重量的最佳V2/Vs比。
然而，图4中描绘的起飞安全速度V2的增加伴随着可用加速停止距离的增加(一旦VR也增加)。(如本文所用，术语“可用加速停止距离”是起飞行程的长度加上停车道(stopway)的长度，如果提供停车道的话。)因此，可以预期当可用加速停止距离固定时，这些增加将对场地极限重量具有负面影响。图6是示例性商用飞机的作为V2/Vs比的函数的场地极限重量的曲线图。
组合这两种影响，可以确定考虑爬升和场地限制的任何起飞的最佳V2/Vs比。图7是组合图5和图6中所示曲线的曲线图。两条曲线相交的点对应最佳V2/Vs比。该最佳V2/Vs比进而对应于飞机的最佳起飞总重量(在下文中称为“起飞重量”)。
根据前述概念，可以确定与最佳V2/Vs比相关联的最佳俯仰角θ。一旦最佳俯仰角与最佳V2/Vs比恰好对应，则以该最佳俯仰角为目标最大化爬升极限重量。一方面，如果俯仰角太低，则在到达距地面35英尺以上的高度之前，起飞距离可能增加到飞机必须行进太长的距离的程度，从而导致较低的可允许起飞总重量。另一方面，如果俯仰角太高，则阻力可增加太多，除非起飞总重量减小，否则飞机将无法达到所需的起飞安全速度V2。
图8是示例性商用飞机的俯仰角θ与V2/Vs比的曲线图。在中短程窄体喷气机(诸如波音737系列)中，典型的V2/Vs范围为1.2至1.5。出于说明的目的，当V2/Vs＝1.25时，处于最大起飞重量的示例性飞行器可以具有约17度的初始俯仰角。对于最大V2/Vs＝1.5，初始俯仰角可以改变到大约12度。因此，灵敏度为V2/Vs比每增加0.3而约为-5度。图8描绘其中最佳V2/Vs比等于1.3的示例(由图8中竖直虚线指示)。基于下文具体公开的一种类型的计算，所得到的最佳初始俯仰角可以是14度(由图8中水平虚线表示)。图9是表示对于三个不同俯仰角θ1、θ2和θ3的示例性商用飞机的作为V2/Vs比的函数的场地极限重量的曲线图。从图9可以看出，不同俯仰角的选择影响场地极限重量。如图10中呈现的标记为“场地极限”的粗体曲线所示，要注意始终存在最佳俯仰目标定律，该定律符合场地极限以及相应的最大和最小V2/Vs比(由认证要求设置)。因此，通过组合图11所示的爬升和场地重量极限，可以选择与起飞极限重量(在下文中称为“最大起飞重量”)相关的最佳初始起飞俯仰角。
考虑根据图5至图11所解释的概念，本公开提出在用于商用飞机的航空电子系统中实施可变起飞俯仰目标概念。该技术有可能增强当前的改进爬升技术(使用固定初始爬升俯仰目标)，从而充分利用关于最佳V2/Vs比计算的全面的爬升/障碍物/场地性能权衡。以下操作概念将嵌入到所提出的航空电子设备实施方式中。
首先，飞行管理计算机20根据起飞重量、环境条件(外部空气温度(OAT)和指示大气压(QNH)的Q代码)以及入境机场(AOE)和单发动机失效(OEI)情景两者中的配置(襟翼设置、放气和发动机防冰状态)来计算对应于俯仰角的最优值的初始俯仰目标(IPT)。
IPT还将受到飞机的几何形状(最低离地速率(VMU)，即起飞所需的最低速度)、轮胎速度额定值、制动能量极限和V2/Vs的认证边界(最小值和最大值)的限制。
根据一个实施例，在飞行管理计算机20的每个刷新周期(参见图1)，通过以下公式计算(和更新)从离地到某个最终高度(由飞行员定义)的与最佳V2/Vs比相关联的最佳俯仰角θ：
其中，α0是零升力的攻角(以弧度为单位)(飞机空气动力学参数)；F0为参考高度下的净起飞推力(以牛顿为单位)，该推力由飞行管理计算机20(或发动机控制计算机)根据高度、OAT以及放气和防冰状态计算；CD0是升力为零时的阻力系数(飞机空气动力学参数)；S是飞机机翼参考面积(以平方米为单位)；CLmax是给定襟翼设置的最大升力系数(飞机空气动力学参数)；e是翼展效率因子(又名奥斯瓦尔德(Oswald)因子)(飞机空气动力学参数)；AR是机翼纵横比；a是低速升力系数曲线的斜率(1/rad)(飞机空气动力学参数)；SAT是从空气数据惯性基准单元(ADIRU)获取的静态空气温度(摄氏度)，空气数据惯性基准单元(ADIRU)是ADIRS 14(参见图1)的关键部件；GW是实际总重量；(V2/Vs)opt是由飞行管理计算机20根据总重量、高度、温度和配置(即，襟翼设置和放气和防冰系统状态)通过表插值(参见图7中爬升和场地极限)确定的最佳V2/Vs比。因此，从该插值导出最佳俯仰角θ。然后将最佳俯仰角θ设定为等于要显示给飞行员的初始俯仰目标。
图12是标识用于基于当前起飞条件在飞机起飞期间向飞行员显示表示可变初始俯仰目标的符号的方法70的一些步骤的流程图。在初始化期间(步骤72)，飞行员通过操纵CDU 22上的输入元件来启用IPT功能。然后CDU 22确定飞行状态(步骤74)。如果飞机在地面上，则从飞行管理计算机20或电子飞行包中的内部存储器76中检索初始起飞条件。如果飞机正在飞行，那么从航空电子总线48将初始起飞条件发送到飞行管理计算机20。初始起飞条件包括飞机28的起飞重量、跑道26的场地海拔、起飞时的外部空气温度和飞机配置，即襟翼设置及放气和防冰状态(在下文中成为“输入参数值”)。这些输入参数值被发送到飞行管理计算机20。飞行管理计算机20被配置为(即，被编程为)执行IPT计算算法，该算法包括以下步骤：确定起飞安全速度与失速速度的最佳比(步骤78)；部分地基于起飞安全速度与失速速度的最佳比(例如，使用用于上述θ的等式)计算最佳初始俯仰角θ(步骤82)；以及向主飞行显示器12和CDU 22发送命令指令，以指示两者都显示表示等于最佳初始俯仰角θ的初始俯仰目标的符号。步骤78包括使用插值从存储在飞行管理计算机20的内部存储器80中的查找表检索起飞安全速度与失速速度的最佳比。更具体地，查找表包含根据输入参数的预设值组织的多个IPT值。对于输入参数值与预设参数值不匹配来说，飞行管理计算机被配置为通过插值找到中间IPT值。
重复上述过程直到飞机的高度达到预设的高度极限。更具体地，在每次计算最佳初始俯仰角θ(步骤82)之后，确定飞机的高度是否大于高度极限(步骤84)。如果飞机的高度不大于高度极限，则重复上述过程并重新计算最佳初始俯仰角θ。如果飞机的高度大于高度极限，则关闭IPT功能。
如前所述，指示初始俯仰目标的符号可以显示在主飞行显示器12上。图13是表示来自主飞行显示器12的示例性屏幕截图的图。主飞行显示器12的中心包括姿态指示器50，该指示器向飞行员给出有关飞机的俯仰和滚转特性以及飞机相对于地平线的取向的信息。姿态指示器50的左侧和右侧分别是空速指示器52和高度指示器54。空速指示器52以节(knots)为单位显示飞机的速度，而高度指示器54显示飞机高于平均海平面的高度。这两个指示器都以竖直“条带”的形式显示，该“条带”随着高度和空速的变化上下滚动。两个指示器都有“漏洞(bugs)”，即指示器显示各种重要的速度和高度，诸如由飞行管理计算机20计算的V速度、当前配置的不超过的速度、失速速度、自动驾驶仪6的所选择的高度和空速等。紧靠高度指示器54的竖直速度指示器56向飞行员指示飞机上升或下降的速度，或高度变化的速率。在主飞行显示器12的底部是向飞行员显示飞机的磁航向的航向显示器58。该功能很像标准磁航向指示器，根据需要转动。
根据本文公开的系统的一个实施例，显示计算机10控制主飞行显示器12以显示IPT指示器11，IPT指示器11指示由飞行管理计算机20计算的IPT值。更具体地，主飞行显示器12显示指示相对于地平线指示器5的初始俯仰目标的IPT指示器11。IPT指示器11被设计为使飞行员在起飞期间清楚且易于辨别。在该示例中，IPT指示器11是水平线。当IPT指示器11与机翼符号1a和1b对齐时，飞行员被告知飞机处于初始俯仰目标处。符号3a和3b指示俯仰极限。如果飞机将俯仰的目标定到高于该极限，飞机将进入失速。
仍参考图13，俯仰角刻度线9(即以等距竖直间隔出现在姿态指示器50的中心部分中的不同长度的短水平线)形成示出相应的一组俯仰角的刻度。在姿态指示器50中心处的机头符号7(在该示例中为正方形)表示飞机28的机头30(参见图3)，而机头符号7的相对两侧上的机翼符号1a和1b(在该示例中为一对镜像直线)表示飞机28的机翼。机头符号7和机翼符号1a与1b始终显示并且固定，即不在姿态指示器50上移动，而地平线指示器5、俯仰角刻度线9和IPT指示器11随着飞机28的俯仰角的变化而一致的移动。
在图13中描绘的示例中，由IPT指示器11的竖直位置指示的初始俯仰目标是15度。图13中的机翼符号1a和1b与IPT指示器11对齐的事实向飞行员指示已经实现初始俯仰目标。如果当前俯仰角小于初始俯仰目标，则IPT指示器11将位于机翼符号1a和1b之上。在起飞期间，飞行员将按照IPT指示器11指示的初始俯仰目标定向。预计工作量不会显着增加。然而，初始俯仰目标不会像在当前传统的V速度原理中那样固定(根据飞机型号在12到15度之间)。在主飞行显示器12关闭(或失效)的情况下，应该禁用最佳俯仰目标函数。
根据替代实施例，表示初始俯仰目标的符号也可以显示在CDU 22上。图14是表示商用飞机的CDU 22的前视图的图。CDU 14具有液晶显示器(LCD)屏40和键盘46。键盘46包括CDU页面键、字母数字输入键和各种CDU显示功能键。LCD屏40可以具有至少一个输入区域、多个显示行和与显示行对应的多个行选择键。典型的CDU 14包括十二个显示行和十二个行选择键，行选择键包括形成右行选择键组42(分别由名称1R至6R标识)的右侧六个行选择键和形成左行选择键组44(分别由名称1L至6L标识)的左侧六个行选择键。所描绘的CDU 14的输入区域位于第十二显示行下方，并且一般被称为“暂存器(scratchpad)”。暂存器是缓冲器，以用于在执行输入之前保存所有数据以供查看。当数据通过键盘46被键入CDU 14时，输入的值显示在LCD屏40底部处的暂存器区域内。在CDU上输入和显示信息的传统方法需要飞行员多次输入。飞行员首先使用键盘46将信息输入到暂存器输入区域中，然后按下与要显示的输入信息的显示行相关联的行选择键中的一个。
键盘46的标记功能键用于调用CDU 14的特定顶级页面，并同时将行选择键专用于该页面上指示的功能。在飞行中较不频繁使用的一些功能通过索引和飞行计划编辑功能键，并且然后经由相应菜单页面上的行选择键1L-6L和1R-6R进行访问。行选择键1L-6L和1R-6R可以用于访问较低级别页面、切换功能模式、在相关联的区域中输入数据或在暂存器中复制数据。当按下未定义的行选择键时，不执行任何操作，也不显示任何通知。
图15是表示名为“起飞参考(TAKEOFF REF)”的CDU页面的前视图的图，该CDU页面显示表示初始俯仰目标值的第一符号36(在该示例中为字母数字符号)和指示初始俯仰目标功能是否打开或关闭的第二符号38(在该示例中为字母数字符号)。由飞行管理计算机20计算的IPT值被显示为如起飞参考页面所示。可以根据飞行员的判断通过按下行选择键6R关闭该功能(即切换为OFF和ON)。在飞行员禁用该显示功能的情况下，俯仰目标逻辑将恢复到固定的初始俯仰目标。
本文公开的IPT概念还可以在起飞性能软件工具中实施，以便优化有效载荷计算。图16是表示包含在配置有起飞性能软件的电子飞行包中的显示屏60的前视图的图。在该示例中，显示指示初始俯仰目标值的字母数字符号62。
电子飞行包是电子信息管理装置，它能帮助飞行人员用更少的纸张更轻松、高效地执行飞行管理任务。电子飞行包是通用计算平台，其旨在减少或替换飞行员随身携带的飞行包中常见的纸质参考资料，包括飞机操作手册、飞行人员操作手册和导航图(包括空中和地面操作的移动地图)。另外，电子飞行包还能托管专用软件应用程序以自动执行一般手动执行的其他功能，诸如性能起飞计算。
在常规起飞性能计算中操作受到爬升和障碍物性能限制的情况下(与改进爬升要求相同)，推荐使用本文公开的可变俯仰目标技术。
根据本文公开的实施例，飞行管理计算机20基于可用信息计算初始俯仰目标。该方法可以包括在飞行管理计算机20处接收飞机数据。飞机数据可以预加载到飞行管理计算机20中和/或手动输入到飞行管理计算机20中。例如，诸如机场参数(包括机场海拔、跑道长度、跑道梯度和障碍物位置以及障碍物高度)的静态信息可以预加载到飞行管理计算机20中。可变或变化的机场参数(诸如外部空气温度、气压、风向和速度和/或跑道条件(例如，潮湿、雪、烂泥、冰))可以被实时手动或自动地输入到飞行管理计算机20中。同样地，飞机数据(诸如飞机起飞重量、飞机重心和/或能够影响起飞性能的其他飞机数据)可以在飞机已经加注燃料并装载乘客、货物和起飞前的其他有效载荷后被输入到飞行管理计算机20。
虽然已经参考各种实施例描述了通过增加飞机可以承载的有效载荷量来增强起飞期间的飞机性能的系统和方法，但是本领域技术人员应理解，在不偏离本文的教导的情况下，可以进行各种改变并且等同物可以替代其元件。另外，可以进行许多修改以使本文公开的概念和实际删减适应特定情况。因此，权利要求所涵盖的主题旨在不限于所公开的实施例。
如权利要求中所用，术语“计算机系统”应广义地解释为包含具有至少一个计算机或处理器的系统，并且该系统可具有通过网络或总线通信的多个计算机或处理器。例如，图1中标识的显示计算机10和飞行管理计算机20一起并且在通信中可被归类为“计算机系统”。如前句所用，术语“计算机”和“处理器”均指包括至少处理单元(例如，中央处理单元、集成电路或运算逻辑单元)的装置。
本文所描述的方法可被编码为在非暂时性有形计算机可读存储介质(包括但不限于存储装置和/或存储器装置)中实现的可执行指令。当由处理系统或计算系统执行时，这些指令使系统装置执行本文描述的方法的至少一部分。
进一步地，本公开包括根据以下条款的实施例：
条款1.一种向驾驶舱中或飞行甲板上的飞行员显示信息的方法，其包括：
计算飞机在跑道上的最佳初始俯仰角；以及
在起飞期间，在显示屏上显示表示对应于最佳初始俯仰角的初始俯仰目标的符号。
条款2.根据条款1所述的方法，其中显示屏是主飞行显示器。
条款3.根据条款1所述的方法，其中显示屏包含在控制显示单元中。
条款4.根据条款1所述的方法，其中显示屏包含在在电子飞行包中。
条款5.根据条款1所述的方法，其还包括从非暂时性有形计算机可读存储介质检索起飞安全速度与失速速度的最佳比，其中最佳初始俯仰角部分地基于起飞安全速度与失速速度的最佳比来计算。
条款6.根据条款5所述的方法，其中从非暂时性有形计算机可读存储介质检索起飞安全速度与失速速度的最佳比包括将多个输入参数值输入到查找表。
条款7.根据条款5所述的方法，其中多个输入参数值包括飞机的起飞重量、跑道的场地海拔和外部空气温度。
条款8.根据条款7所述的方法，其中多个输入参数值还包括襟翼设置以及放气和发动机防冰状态。
条款9.一种航空电子系统，其包括显示屏和计算机系统，计算机系统被配置为计算飞机在跑道上的最佳初始俯仰角，并且然后控制显示屏以显示表示对应于最佳初始俯仰角的初始俯仰目标的符号。
条款10.根据条款9所述的航空电子系统，其中计算机系统包括飞行管理计算机。
条款11.根据条款10所述的航空电子系统，还包括通信耦合至飞行管理计算机的控制显示单元，其中显示屏包含在控制显示单元中。
条款12.根据条款10所述的航空电子系统，其中计算机系统还包括通信地耦合至飞行管理计算机的显示计算机，并且显示屏是通信地耦合至显示计算机的主飞行显示器。
条款13.根据条款9所述的航空电子系统，其中计算机系统和显示屏包含在电子飞行包中。
条款14.根据条款9所述的航空电子系统，其还包括通信地耦合至计算机系统的非暂时性有形计算机可读存储介质，其中计算机系统被配置为从非暂时性有形计算机可读存储介质检索起飞安全速度与失速速度的最佳比，其中最佳初始俯仰角部分地基于起飞安全速度与失速速度的最佳比来计算。
条款15.根据条款14所述的航空电子系统，其中从非暂时性有形计算机可读存储介质检索起飞安全速度与失速速度的最佳比包括将多个输入参数值输入到查找表。
条款16.根据条款15所述的航空电子系统，其中多个输入参数值包括飞机的起飞重量、跑道的场地海拔和外部空气温度。
条款17.根据条款16所述的航空电子系统，其中多个输入参数值还包括襟翼设置以及放气和发动机防冰状态。
条款18.一种飞行管理系统，其包括飞行管理计算机和通信地耦合至飞行管理计算机的控制显示单元，其中控制显示单元包括显示屏，并且飞行管理计算机被配置为执行初始俯仰目标函数，以该初始俯仰目标函数计算飞机在跑道上的最佳初始俯仰角，然后向控制显示单元发送命令，该命令指示控制显示单元在显示屏上显示表示对应于最佳初始俯仰角的初始俯仰目标的符号。
条款19.根据条款18所述的飞行管理系统，其中飞行管理计算机进一步被配置为从查找表检索起飞安全速度与失速速度的最佳比，并且部分地基于起飞安全速度与失速速度的最佳比计算最佳初始俯仰角。
条款20.根据条款18所述的飞行管理系统，其中控制显示单元被配置为从飞行员接收启用初始俯仰目标函数的输入，并且然后控制显示屏以显示表示初始俯仰目标函数是否已经启用的符号。
在下文中阐述的过程权利要求不应解释为要求其中所记载的步骤按字母顺序(权利要求中的任何字母顺序仅用于参考先前所记载的步骤)或按它们所记载的顺序执行，除非权利要求语言明确指定或陈述指示执行那些步骤中的一些或全部的特定顺序的条件。除非所述权利要求语言明确声明排除这种解释的条件，否则该过程权利要求也不应解释为排除同时或交替执行的两个或更多步骤的任何部分。
Claims (14)
1.一种使用向驾驶舱或飞行甲板上的飞行员显示的信息在起飞期间控制飞机的方法，其包括：
从非暂时性有形计算机可读存储介质（24）检索起飞安全速度与失速速度的最佳比；
计算（82）飞机（28）在跑道（26）上的最佳初始俯仰角，其中所述最佳初始俯仰角部分地基于起飞安全速度与失速速度的所述最佳比来计算；
在起飞期间，在显示屏（60）上显示表示对应于所述最佳初始俯仰角的初始俯仰目标的符号；以及
向飞行控制计算机输入设置所述飞机的襟翼处于一襟翼角度的命令，所述襟翼角度将促使所述飞机在起飞旋转期间实现所述初始俯仰目标。
2.根据权利要求1所述的方法，其中所述显示屏（60）是主飞行显示器。
3.根据权利要求1所述的方法，其中所述显示屏（60）包含在控制显示单元（22）中。
4.根据权利要求1所述的方法，其中所述显示屏（60）包含在电子飞行包中。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的方法，其中从非暂时性有形计算机可读存储介质（24）检索起飞安全速度与失速速度的最佳比包括将多个输入参数值输入到查找表中。
6.根据权利要求5所述的方法，其中所述多个输入参数值包括所述飞机（28）的起飞重量、所述跑道（26）的场地海拔和外部空气温度。
7.一种包括电子飞行包的航空电子系统（2），所述电子飞行包具有显示屏、被配置为计算飞机在跑道（26）上的最佳初始俯仰角的计算机系统以及通信地耦合到所述计算机系统的非暂时性有形计算机可读存储介质（24），其中所述计算机系统进一步被配置为从所述非暂时性有形计算机可读存储介质（24）检索起飞安全速度与失速速度的最佳比，部分地基于起飞安全速度与失速速度的所述最佳比来计算所述最佳初始俯仰角，并且然后发送命令给所述电子飞行包的所述显示屏以显示表示对应于所述最佳初始俯仰角的初始俯仰目标指示的符号，由此通过在起飞程序期间显示所述初始俯仰角符号来向飞行员提供起飞引导，使得所述飞行员能够设置所述飞机的襟翼以在起飞期间实现所述初始俯仰目标。
8.根据权利要求7所述的航空电子系统，其中所述计算机系统包括飞行管理计算机（20）。
9.根据权利要求8所述的航空电子系统，其还包括通信地耦合至所述飞行管理计算机的控制显示单元，其中所述显示屏包含在所述控制显示单元中。
10.根据权利要求8所述的航空电子系统，其中所述计算机系统还包括通信地耦合至所述飞行管理计算机（20）的显示计算机（10），并且所述显示屏是通信地耦合至所述显示计算机（10）的主飞行显示器（12）。
11.根据权利要求7至10中任一项所述的航空电子系统，其中从非暂时性有形计算机可读存储介质（24）检索起飞安全速度与失速速度的最佳比包括将多个输入参数值输入到查找表，其中所述多个输入参数值包括所述飞机的起飞重量、所述跑道的场地海拔和外部空气温度。
12.一种飞行管理系统，其包括权利要求9中所述的航空电子系统（2），所述航空电子系统（2）包括所述飞行管理计算机（20）和通信地耦合至所述飞行管理计算机（20）的所述控制显示单元（22），其中所述控制显示单元（22）包括显示屏（60），其中所述飞行管理计算机（30）被配置为执行初始俯仰目标函数，根据所述初始俯仰目标函数计算飞机在跑道上的最佳初始俯仰角，并且然后向所述控制显示单元（22）发送命令，所述命令指示所述控制显示单元（22）在所述显示屏（60）上显示表示对应于所述最佳初始俯仰角的初始俯仰目标的符号。
13.根据权利要求12所述的飞行管理系统，其中所述飞行管理计算机（30）进一步被配置为从查找表检索起飞安全速度与失速速度的最佳比，并且部分地基于起飞安全速度与失速速度的所述最佳比来计算所述最佳初始俯仰角。
14.根据权利要求12至13中任一项所述的飞行管理系统，其中所述控制显示单元（22）被配置为从飞行员接收启用所述初始俯仰目标函数的输入，并且然后控制所述显示屏（60）以显示表示所述初始俯仰目标函数是否已经被启用的符号。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US15/899,435 | 2018-02-20 | ||
| US15/899,435 US10302451B1 (en) | 2018-02-20 | 2018-02-20 | Optimizing climb performance during takeoff using variable initial pitch angle target |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN110174840A CN110174840A (zh) | 2019-08-27 |
| CN110174840B true CN110174840B (zh) | 2023-03-31 |
Family
ID=65496720
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201910127809.3A Active CN110174840B (zh) | 2018-02-20 | 2019-02-20 | 利用可变初始俯仰角目标优化起飞期间的爬升性能 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10302451B1 (zh) |
| EP (1) | EP3528080B1 (zh) |
| JP (1) | JP7333696B2 (zh) |
| CN (1) | CN110174840B (zh) |
| BR (1) | BR102019001096A2 (zh) |
| CA (1) | CA3028394C (zh) |
| RU (1) | RU2018145951A (zh) |
Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3078796B1 (fr) * | 2018-03-09 | 2020-07-03 | Thales | Procede et dispositif electronique de gestion de l'affichage d'un profil de vol d'un aeronef, programme d'ordinateur et systeme electronique d'affichage associes |
| CN110956334B (zh) * | 2019-12-10 | 2023-04-07 | 中国民航科学技术研究院 | 一种基于超长越障路径下的飞机起飞性能优化方法及系统 |
| US11841713B2 (en) * | 2020-01-07 | 2023-12-12 | Gulfstream Aerospace Corporation | Controllers and aircraft with takeoff stall protection system |
| CN112357060B (zh) * | 2020-10-29 | 2022-08-02 | 天津腾云智航科技有限公司 | 一种固定翼无人机襟翼高程收敛控制方法 |
| GB2604180A (en) * | 2021-02-26 | 2022-08-31 | Airbus Operations Ltd | Aircraft system |
| GB2604183A (en) * | 2021-02-26 | 2022-08-31 | Airbus Operations Ltd | Aircraft system |
| US11932412B2 (en) | 2022-01-05 | 2024-03-19 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for providing reduced flaps takeoff and landing advice |
| US11846944B2 (en) * | 2022-02-09 | 2023-12-19 | The Boeing Company | Takeoff performance alert |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4149148A (en) * | 1977-04-19 | 1979-04-10 | Sperry Rand Corporation | Aircraft flight instrument display system |
| GB1553407A (en) * | 1975-07-04 | 1979-09-26 | Sfena | Flying method and system using total energy for an aircraft |
| CN101646984A (zh) * | 2007-03-14 | 2010-02-10 | 通用电气公司 | 用于在飞机起飞期间产生可变推力缩减的飞行管理系统 |
| CN102862682A (zh) * | 2011-06-10 | 2013-01-09 | 埃姆普里萨有限公司 | 爬升优化的自动起飞系统 |
| CN106477055A (zh) * | 2015-08-31 | 2017-03-08 | 波音公司 | 飞行器失速保护系统 |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3681580A (en) * | 1969-08-01 | 1972-08-01 | Teledyne Inc | Rotation,climbout,and go-around control system |
| US3691356A (en) * | 1970-12-10 | 1972-09-12 | Sperry Rand Corp | Speed command and throttle control system for aircraft |
| US4019702A (en) * | 1975-11-13 | 1977-04-26 | The Boeing Company | Method and apparatus for guiding a jet aircraft in a noise-abated post-takeoff climb |
| US4247843A (en) * | 1978-08-23 | 1981-01-27 | Sperry Corporation | Aircraft flight instrument display system |
| US8665120B2 (en) | 2011-05-25 | 2014-03-04 | The Boeing Company | Primary flight display pitch- and power-based unreliable airspeed symbology |
| US9098996B2 (en) * | 2011-10-11 | 2015-08-04 | The Boeing Company | Methods and systems for integrating runway status and layout |
| FR2986065B1 (fr) * | 2012-01-23 | 2015-04-17 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif d'affichage d'informations d'assiette sur un avion lors d'un decollage. |
| US9359065B2 (en) | 2013-09-24 | 2016-06-07 | The Boeing Company | System and method for optimizing performance of an aircraft |
-
2018
- 2018-02-20 US US15/899,435 patent/US10302451B1/en active Active
- 2018-12-20 CA CA3028394A patent/CA3028394C/en active Active
- 2018-12-24 RU RU2018145951A patent/RU2018145951A/ru unknown
-
2019
- 2019-01-18 BR BR102019001096A patent/BR102019001096A2/pt unknown
- 2019-02-13 JP JP2019023413A patent/JP7333696B2/ja active Active
- 2019-02-18 EP EP19157657.8A patent/EP3528080B1/en active Active
- 2019-02-20 CN CN201910127809.3A patent/CN110174840B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1553407A (en) * | 1975-07-04 | 1979-09-26 | Sfena | Flying method and system using total energy for an aircraft |
| US4149148A (en) * | 1977-04-19 | 1979-04-10 | Sperry Rand Corporation | Aircraft flight instrument display system |
| CN101646984A (zh) * | 2007-03-14 | 2010-02-10 | 通用电气公司 | 用于在飞机起飞期间产生可变推力缩减的飞行管理系统 |
| CN102862682A (zh) * | 2011-06-10 | 2013-01-09 | 埃姆普里萨有限公司 | 爬升优化的自动起飞系统 |
| CN106477055A (zh) * | 2015-08-31 | 2017-03-08 | 波音公司 | 飞行器失速保护系统 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2018145951A (ru) | 2020-06-29 |
| EP3528080B1 (en) | 2022-04-06 |
| EP3528080A1 (en) | 2019-08-21 |
| JP7333696B2 (ja) | 2023-08-25 |
| JP2019177863A (ja) | 2019-10-17 |
| CA3028394A1 (en) | 2019-08-20 |
| CN110174840A (zh) | 2019-08-27 |
| RU2018145951A3 (zh) | 2022-04-14 |
| US10302451B1 (en) | 2019-05-28 |
| CA3028394C (en) | 2023-07-11 |
| BR102019001096A2 (pt) | 2019-09-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110174840B (zh) | 利用可变初始俯仰角目标优化起飞期间的爬升性能 | |
| US11500394B2 (en) | Airplane climb thrust optimization | |
| Cooke et al. | Helicopter test and evaluation | |
| CN103991552B (zh) | 用于图示飞行器处境信息的方法 | |
| US8774989B1 (en) | Aircraft energy state display | |
| US9472107B2 (en) | Method and device for determining a control set point of an aircraft, associated computer program and aircraft | |
| EP2676883B1 (en) | Stall management system | |
| US20160085239A1 (en) | Method of adapting a segment of an aircraft trajectory with constant ground gradient segment according to at least one performance criterion | |
| US10429856B2 (en) | Safe takeoff system | |
| CN105717937B (zh) | 用飞行器航空电子设备自动控制飞行器的下降阶段的方法 | |
| US10358232B2 (en) | Detecting that a rotorcraft is approaching a vortex domain, and signaling that detection | |
| US20100305784A1 (en) | Embedded Ground Proximity Warning System for Helicopters | |
| EP3521175B1 (en) | Methods and systems for controlling thrust produced by a plurality of engines on an aircraft for assisting with certain flight conditions | |
| US20240012432A1 (en) | Systems and methods for controlling a flight boundary of an aircraft | |
| KR101298619B1 (ko) | 헬리콥터 성능계획표 실시간 자동화 생성 시스템 및 ｐｃ기반 헬리콥터 성능계산 시뮬레이션 프로그램이 저장된 컴퓨터 판독 가능한 기록매체 | |
| Wang et al. | Analysis of Aerodynamic Parameters Change for Drift Down Situation | |
| Avrenli et al. | Assessment of the engines-out flight performance of a commercial jet | |
| Grillo et al. | Gain scheduling automatic landing system by modeling Ground Effect | |
| Gratton et al. | The Flight Envelope | |
| Glubokaya | Method of Take-Off Monitoring by Means of Effective Take-Off Mass Function | |
| Chiles | VFR in the Himalayas | |
| Grillo et al. | Automatic Landing System for C | |
| Torenbeek et al. | Aeroplane Performance | |
| Gratton | A theoretical and experimental appraisal of airworthiness evaluation techniques for small light aeroplanes | |
| Eshelby | Aeroplane Performance |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |