CN111332483A - 用于提供与飞行路径角度相关的推力制导的系统和方法 - Google Patents

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Abstract

本发明题为“用于提供与飞行路径角度相关的推力制导的系统和方法”。本发明提供了技术上改进的飞行制导系统和方法，这些系统和方法生成与潜在飞行路径角度相关的推力制导。推力制导作为加速度命令提供，该加速度命令可以直观的方式(诸如利用主飞行显示器(PFD)系统上的加速度提示)传达给飞行员。所提供的加速度提示在飞行包络中是统一的，并且对于两个基本推力制导模式而言呈现一致。

Description

用于提供与飞行路径角度相关的推力制导的系统和方法
技术领域
本发明整体涉及载具制导系统，并且更具体地讲，涉及用于提供与飞行路径角度相关的推力制导的飞行制导系统和方法。
背景技术
主飞行显示器(PFD)是以飞行路径为中心的，并且能够容易地识别出飞行器是在爬行还是下行(即，其轨迹)。为了改变轨迹，可能需要将飞行器的推力水平从当前推力改变为目标推力。在这些情形中，飞行员可能需要推力制导，并且具体地讲，可能需要加速度命令以获得目标推力。
在包括自动驾驶(AP)和自动油门(A/T)速度控制功能的自动飞行控制系统(AFCS)中，有两种控制推力的基本方法，这些方法称为推力制导模式，并且包括：速度控制和推力控制。因此，当飞行员需要推力制导时，飞行员还可能期望接收以相同方式呈现的推力制导，而不管使用两个推力制导模式中的哪一个。
另外，虽然一些飞行制导系统和方法提供推力提示，但该提示一般根据引擎功率、引擎功率误差或油门位置误差而言，因此，不是特别直观，并且不提供所表示的加速度指示。一些其他常见飞行制导系统将引擎功率命令转译为等同加速度，但这些具体实施通常在给定飞行包络中传递不同的加速度转译。此外，大多数系统呈现彼此非常不同的推力加速度提示，这取决于它们所用的是两个推力制导模式中的哪一个。
因此，需要技术上改进的飞行制导系统和方法，这些系统和方法提供用于基本推力制导模式的一致推力制导加速度命令。所需系统和方法生成用于推力制导的加速度命令，该加速度命令可以直观的方式(诸如利用主飞行显示系统上的提示)传达给飞行员。另外，根据随后的本发明的具体实施方式和所附权利要求，结合附图和本发明背景，本发明的其他期望特征和特性将变得显而易见。
发明内容
提供本发明内容以便以简化形式描述所选概念，这些概念在具体实施方式中进一步描述。本发明内容不旨在识别要求保护的主题的关键特征或基本特征，也不旨在用于帮助确定要求保护的主题的范围。
在一个实施方案中，提供了一种用于在飞行器的主飞行显示器(PFD)上提供推力制导的处理器实现方法。该方法包括：接收预期的空速；从状态数据源接收当前空速和当前飞行路径角度(FPA)；从航空电子数据源接收实时引擎推力(T)水平、实时油门水平角度(TLA)和实时重量；在包括推力导引器算法的控制模块处执行所述推力导引器算法以由此执行以下操作：引用飞行器约束数据以获得Tmax和Tidle；根据重量和最大TLA计算Tmax下实时TLA的投射潜在飞行路径角度(PPFPATLA)；根据重量和最小TLA计算Tidle下的PPFPATLA；根据Tmax下的PPFPATLA和Tidle下的PPFPATLA生成加速度命令(PFPACMD)；以及命令所述PFD渲染表示所述加速度命令的符号体系。
本发明还提供了一种用于在飞行器的主飞行显示器(PFD)上提供推力制导的系统，该系统包括：预期空速源；状态数据源，其提供当前空速和当前飞行路径角度(FPA)；航空电子数据源，其提供实时引擎推力(T)水平、实时油门水平角度(TLA)和实时重量；以及控制模块，其包括处理器，所述处理器被编程用于：引用飞行器约束数据以获得Tmax和Tidle；根据重量和最大TLA计算Tmax下的实时TLA的投射潜在飞行路径角度(PPFPATLA)；根据重量和最小TLA计算Tidle下的PPFPATLA；根据Tmax下的PPFPATLA和Tidle下的PPFPATLA生成加速度命令(PFPACMD)；以及命令所述PFD渲染表示所述加速度命令的符号体系。
本发明提供了一个飞行器实施方案，其包括：主飞行显示器(PFD)；预期空速源；状态数据源，其提供当前空速和当前飞行路径角度(FPA)；航空电子数据源，其提供实时引擎推力(T)水平、实时油门水平角度(TLA)和实时重量；以及推力导引器控制模块，其包括处理器，所述处理器被编程用于：确定真空速误差；将所述真空速误差转换为期望的加速度命令；利用约束数据对期望的加速度命令进行加速度限制，从而产生加速度输出，其中所述约束数据提供Tmax和Tidle；根据重量和最大TLA计算Tmax下的实时TLA的投射潜在飞行路径角度(PPFPATLA)；根据重量和最小TLA计算Tidle下的PPFPATLA；根据Tmax下的PPFPATLA和Tidle下的PPFPATLA生成加速度命令(PFPACMD)；以及命令所述PFD渲染表示所述加速度命令的符号体系。
另外，根据随后的具体实施方式和所附权利要求书，结合附图和前述背景技术，该系统和方法的其他期望的特征和特性将变得显而易见。
附图说明
下文将结合以下附图描述本发明，其中类似的数字表示类似的元件，并且
图1是根据示例性实施方案的推力导引器系统的框图；
图2是根据示例性实施方案的示例推力对油门水平约束图；
图3是根据示例性实施方案的由图1的推力导引器系统生成的PFD图像；
图4和图5是根据示例性实施方案的用于提供推力制导的方法的数据流程图；
图6和图7是根据示例性实施方案的推力导引器提示与PFPA提示之间关系的图示；并且
图8示出了根据示例性实施方案的用于在主飞行显示器上提供推力制导的方法。
具体实施方式
以下具体实施方式本质上仅是例示性的，并且不旨在限制主题的实施方案或此类实施方案的应用和使用。如本文所用，词语“示例性”是指“用作示例、实例或例证”。因此，本文中描述为“示例性”的任何实施方案不一定被理解为比其他实施方案优选或有利。本文描述的所有实施方案是被提供以使得本领域技术人员能够制造或使用本发明而不是限制由权利要求限定的本发明的范围的示例性实施方案。另外，不意图受前述背景技术或以下详细描述中呈现的任何理论的束缚。
所公开推力导引器模块的示例性实施方案(图1，104，在下文中也称为控制模块104)采用一种新型推力导引器算法以由此传递增强的飞行制导系统，该系统生成用于推力制导的新型加速度命令。实施为方法和系统的新型推力导引器算法利用飞行器的潜在飞行路径角度(PFPA)、推力(T)、油门水平角度(TLA)和重量(W)来生成加速度命令并进一步实现用于主飞行显示器的新的“推力导引器提示”。在功能上，新的推力导引器提示向飞行员显示推力水平、油门水平角度、重量、空速、飞行路径角度和加速度之间的一些互连关系。在所述实施方案中，在提供传统飞行路径矢量和传统飞行路径角度(FPA)符号的主飞行显示器(PFD)的上下文中应用推力导引器算法。尽管推力导引器算法一般被实现为飞行器内增强的飞行器飞行平台显示系统，但此处呈现的概念可被部署在多种移动平台中，诸如旋翼飞机、航天器等。此外，所提供的系统和方法可与预先存在的移动平台管理系统、电子飞行信息系统(EFIS)或飞行器飞行控制系统(AFCS)分开或集成在其中。
如概述，构成推力导引器算法(程序162加上存储变量164)的新型规则和指令生成统一且与等同飞行路径角度(FPA)相关的加速度命令。所生成的加速度命令可为速度误差或推力误差的函数，并且不依赖于可能不一致的阻力值。在各种实施方案中，所生成的加速度命令被渲染为驾驶舱显示器中的显示单元上的符号；该符号以直观的方式客观地提供附加信息，由此改善人机界面。推力导引器算法附加地将所生成的加速度命令限制为飞行器的可用能量可支持的加速度命令。因此，通过执行新型推力导引器算法产生的加速度制导增加了机组人员的情景感知，尤其是在飞行器的当前加速能力方面。
现在转向图1，在一个实施方案中，推力导引器系统102(本文中也称为“系统”102)通常与移动平台100相关联。在各种实施方案中，移动平台100是飞行器，并且被称为飞行器100。系统102包括控制模块104。虽然机载于飞行器100上，控制模块104显示为独立的功能块，但在一些实施方案中，控制模块104集成在预先存在的移动平台管理系统、航空电子系统、驾驶舱显示系统(CDS)、飞行控制系统(FCS)或飞行器飞行管理系统(FMS)内。在一些实施方案中，控制模块104、用户输入设备122和显示系统120被配置为控制显示单元(CDU)。在其他实施方案中，控制模块104可存在于电子飞行包(EFB)或便携式电子设备(PED)诸如平板电脑、蜂窝电话等中。在其中控制模块处于EFB或PED内的实施方案中，显示系统120和用户输入设备122也可为该EFB或PED的一部分。
控制模块104可操作地耦接到通常为机载系统的以下飞行器系统的任何组合：自动驾驶系统(AP)106；预期速度108的源；实时(RT)飞行器状态数据110的源；飞行器约束112的源；飞行器配置数据114的源，包括传感器信息和预先编程的信息(设备设置和重量)；油门116设置的源；推力水平118设置的源；显示系统120；以及用户输入设备122。在各种实施方案中，通信系统和结构126可驻留在飞机上并且用于将各种机载系统和外部源(诸如天气数据50的源)以通信方式耦接到控制模块104。下面更详细地描述了这些飞行器系统的功能以及其相互作用。
在一个实施方案中，预期速度108为校准的空速。在一个实施方案中，预期速度108为马赫速度。在各种实施方案中，预期速度108可经由用户输入设备122手动提供。在其他实施方案中，预期速度108可由与导航数据库通信的飞行管理系统(FMS)提供。预期速度108可从预先编程的飞行计划获得；在各种实施方案中，飞行计划提供在起飞与着陆之间的一系列预期地理空间中点中的一者处的预期速度，并且还可包括与每个地理空间中点相关联的性能数据(性能数据的非限制性示例包括预期导航数据，诸如：预期空速、预期高度、预期加速度、预期飞行路径角度等)。
实时(RT)飞行器状态数据通常是指导航系统数据和惯性数据。在一些实施方案中，RT飞行器状态数据110的源可为导航系统，并且飞行器状态数据有时被称为导航数据。如本文所用，“实时”可与当前、瞬时和实际(与预期相反)互换。RT状态数据可包括以下任何一种：瞬时位置(例如，纬度、经度、取向、姿态)、瞬时轨迹(即，飞行器相对于一些基准行进的方向)、RT飞行路径角度、RT竖直速度、RT地速、RT瞬时高度(或高于地面水平的高度)、以及飞行器100的当前飞行阶段。如本领域将理解的，在各种实施方案中，飞行器状态数据110的源可包括以下中的每一个：飞行器数据系统(ADS)、全球定位系统(GPS)、惯性参考系统(IRS)、或基于无线电的导航系统(例如，VHF全向无线电范围(VOR)或远程辅助导航(LORAN))，并且可以包括一个或多个导航无线电部件或者适当地被配置为支持FMS的操作的其他传感器。在各种实施方案中，RT飞行器状态数据可通过通信系统和结构126来获得，因此其他部件诸如控制模块104和显示系统120可进一步处理和/或操纵飞行器状态数据。
航空电子状态124数据通常包括特定于飞行器100的部件和系统的数据，诸如可由传感器和/或设备规格提供的数据。在一个实施方案中，航空电子状态数据可组织为约束112、配置114、油门116和推力118。在一个实施方案中，约束112可包括飞行器100的预编程起始重量。在一个实施方案中，约束112可控制机载系统以在飞行期间提供舒适度。在一个实施方案中，约束112可包括查找表；在一个实施方案中，约束112还可包括飞行器/引擎专用查找表，该查找表将引擎推力(T)水平与每个油门水平角度(TLA)设置或自最小TLA至最大TLA的位置相关联。例如，在图2中示出的T对TLA图形200中，可在最低TLA 202观察到存在相关联的最小推力Tidle 204，并且在TLA提高至TLA 206时T为相当平坦的。自TLA 206至TLA208，存在TLA与引擎推力T之间更陡且更近似线性正关系。在TLA 208之后，T再次变平，从而在TLA继续提高至其最大值(Tmax)时接近最大值。可以理解，对于不同的飞行器和引擎，T对TLA图形200将有所不同。在飞行器专用存储中，诸如约束112，在T对TLA图形中所体现的信息可被存储为查找表。
返回图1，配置114可表示各种机载航空电子系统中每一个机载航空电子系统的当前(实时)感测的部件和系统信息和/或状态；特定于本公开，RT飞行器配置数据共同包括当前重量(W)、飞行器翼的状态、起落架位置、变速器状态、气闸状态、翼状态等。
尽管油门和推力可被视为配置114的一部分，但对于本文的实施例，我们将它们分开。油门116设置提供当前(实时)感测的油门水平角度(TLA)设置。推力118设置提供当前(实时)感测的推力(T)水平，一般在空转至最大的范围内。如结合图2所提及，在T与TLA之间存在关系，但它可能不是线性的。
在操作期间，航空电子状态数据的部件自行报告或提供相应的实时(RT)性能数据和感测数据以供进一步处理。因此，至少推力(T)水平、重量(W)和油门水平角度(TLA)设置被持续更新以供进一步处理。
天气数据50的源提供当前天气状况。控制模块104利用一些天气状况，诸如风、有效空速等。
在各种实施方案中，飞行器100子系统之间的通信由通信系统和结构126管理。通信系统和结构126被配置为支持机载系统(即，导航系统、导航数据库、各种航空电子系统、FMS)、控制模块104和一个或多个外部数据源122之间的瞬时(即，实时或当前)通信。作为功能块，通信系统和结构126表示一个或多个发射器、接收器以及系统102的部件进行如本文所述的通信所需的支持通信的硬件和软件。在各种实施方案中，通信系统和结构126可具有本文未直接依赖的附加通信，诸如经由数据链的双向飞行员到ATC(空中交通管制)通信；自动辅佐监视广播系统(ADS-B)的支持；通信管理功能(CMF)上行链路；终端无线局域网(LAN)单元(TWLU)；仪表着陆系统(ILS)；以及支持飞行器100和各种外部源之间的通信的任何其他合适的无线电通信系统。在各种实施方案中，控制模块104以及通信系统和结构126还支持管制员和飞行员数据链通信(CPDLC)，诸如通过飞行器通信寻址和报告系统(ACARS)路由器；在各种实施方案中，该特征可以称为通信管理单元(CMU)或通信管理功能(CMF)。概括的说，通信系统和结构126可以允许飞行器100和控制模块104仅使用机载系统来接收原本将对飞行员和/或副飞行员不可用的信息。
如下文更详细描述的，用户输入设备122和控制模块104协同地被配置为允许用户(例如，飞行员、副飞行员或机组人员)与显示系统120中的显示设备20和/或系统102的其他元件交互。根据实施方案，用户输入设备122可以被实现为光标控制设备(CCD)、小键盘、触摸板、键盘、鼠标、触摸面板(或触摸屏)、操纵杆、旋钮、线选择键、语音控制器、手势控制器、或适于接收来自用户的输入的其他合适的设备。当用户输入设备122被配置为触摸板或触摸屏时，该用户输入设备可以与显示系统120集成。如本文所用，用户输入设备122可用于修改或上载程序产品166，在其运行时覆写程序等。在各种实施方案中，显示系统120和用户输入设备122机载于飞行器100上并且还可操作地耦接到该通信系统和结构126。
在各种实施方案中，控制模块104单独地或作为中央管理计算机(CMS)或飞行管理系统(FMS)的一部分而加载指令160，由此以指令160进行编程。控制模块执行指令160，并且由此汲取输入数据和信息以为飞行器100提供实时飞行制导。该实时飞行制导可通过用于显示系统120、音频系统等的图形和命令提供给用户。例如，控制模块104可将飞行器100的瞬时(当前)位置和航向与飞行器100的规定或预期飞行计划数据进行比较并生成显示命令来渲染图像22从而区分这些特征。控制模块104还可将相应的机场、其地理位置、跑道(及其相应的取向和/或方向)、仪表程序(例如，接近程序、到达路线和程序、起飞程序等)、空域限制、和/或与相应机场相关联的其他信息或属性(例如，滑行道路径的宽度和/或重量限制、跑道或滑行道路径的场面类型等)与飞行器100的瞬时位置和航向相关联并且/或者与天气数据50相关联。
控制模块104生成用于显示系统120的显示命令以使显示设备20在其上渲染图像22，包括各种图形用户界面元素、表格、图标、警报、菜单、按钮和绘画图像，如本文所述。该显示系统120被配置为连续地接收和处理来自控制模块104的显示命令。显示系统120包括用于呈现图像22的显示设备20。在本文所述的各种实施方案中，显示系统120包括合成视景系统(SVS)，并且图像22是SVS图像。在示例性实施方案中，显示设备20实现在被配置作为以下任意组合的一个或多个电子显示设备上：平视显示器(HUD)、字母数字显示器、竖直状态显示器(VSD)和横向导航显示器(ND)。在各种实施方案中，显示系统120包括主飞行显示器(PFD)。
显示系统120上的渲染可通过图形系统来处理，该图形系统的部件可被集成到显示系统120中并且/或者被集成在控制模块104内。显示方法包括各种类型的计算机生成的符号、文本和图形信息，其以集成的多色或单色形式表示例如俯仰、航向、飞行路径、空速、高度、跑道信息、航点、目标、障碍物、地形和所需导航性能(RNP)数据。显示方法还包括用于在其他类似对象和路线中在视觉上区分对象和路线的各种格式化技术。控制模块104可被认为显示本文所述的各种图像和可选选项。实际上，这可能意味着控制模块104生成显示命令，以及响应于从控制模块104接收该显示命令，显示系统120在显示设备20上显示、渲染或以其他方式在视觉上传达与飞行器100的操作相关联的图形图像，并且具体地，如由控制模块104所指示的推力制导符号和图形图像。
控制模块104执行系统102的功能。如本文所用，术语“模块”是指用于促进系统102的元件之间的通信和/或交互以及执行附加的过程、任务和/或功能以支持系统102的操作的任何装置，如本文所述。在各种实施方案中，控制模块104可以单独地或以任何组合为任何硬件、软件、固件、电子控制部件、处理逻辑和/或处理器设备。根据实施方案，控制模块104可以功能性使用以下项来实施或实现：通用处理器(共享、专用或群组)控制器、微处理器或微控制器，该微控制器执行储存在或编程到存储器设备中的一个或多个软件或固件程序；内容可寻址存储器；数字信号处理器；专用集成电路(ASIC)、现场可编程门阵列(FPGA)；任何合适的可编程逻辑设备；组合逻辑电路，包括离散门或晶体管逻辑；离散硬件部件和存储器设备；和/或被设计成执行本文所述的功能的它们的任何组合。
因此，在图1中，控制模块104的实施方案被描绘为包括处理器150和存储器152的增强计算机系统。处理器150可以包括任何类型的处理器或多个处理器，单个集成电路诸如微处理器，或者通过操纵表示系统存储器中的存储器位置处的数据位的电信号以及对信号的其他处理来协同工作以执行所描述的操作、任务和功能的任何合适数量的集成电路设备和/或电路板。存储器152可以包括RAM存储器、ROM存储器、闪存存储器、寄存器、硬盘，或能够存储计算机可执行编程指令或其他数据以供执行的另一种合适的非暂态短期或长期存储介质。存储器152可位于和/或协同位于与处理器150相同的计算机芯片上。一般来讲，存储器152维持数据位并且可以在操作期间被处理器150用作存储和/或便笺簿。可以在过程的初始化步骤期间从外部数据源组织和/或导入存储器152中的信息；该信息还可经由用户输入设备122来编程。在一些实施方案中，数据库156是存储器152的一部分。在一些实施方案中，将指令160、程序162和存储变量164预先加载到存储器152或数据库156中，并且因此在控制模块104的内部。
程序162包括先前描述的推力导引器算法，该算法包括规则和指令，该规则和指令在被执行时将处理器150/存储器152/数据库156配置转换到控制模块104中，该控制模块执行归因于系统102的操作的功能、技术和处理任务。可以将新型程序162和相关联的存储变量164以功能形式存储在例如存储器152中所示的计算机可读介质上。尽管在完全运行的计算机系统的背景下描述了所示示例性实施方案，但本领域技术人员将认识到，本公开的机制能够作为程序产品166分发。作为程序产品166，可以使用一种或多种类型的非暂态计算机可读信号承载介质来存储和分发程序162，诸如非暂态计算机可读介质承载程序162并且在其中包含附加计算机指令，该附加计算机指令用于使计算机处理器(诸如处理器150)加载并执行程序162。此类程序产品166可采用多种形式，并且无论用于执行分发的计算机可读信号承载介质的类型如何，本公开同样适用。信号承载介质的示例包括：可记录介质，诸如软盘、硬盘、存储卡和光盘，以及传输介质，诸如数字和模拟通信链路。应当理解，基于云的存储和/或其他技术可也用于某些实施方案中。
在各种实施方案中，控制模块104的处理器/存储器单元可通信地(经由总线155)耦接到输入/输出(I/O)接口154和数据库156。总线155用于在控制模块104的各个部件之间传输程序、数据、状态和其他信息或信号。总线155可以为连接计算机系统和部件的任何合适的物理或逻辑装置。这包括但不限于直接硬接线连接、光纤、红外和无线总线技术。
I/O接口154使帧间控制模块104通信，以及使控制模块104与其他系统102部件之间通信，并且使控制模块104与外部数据源之间经由通信系统和结构126通信。I/O接口154可以包括一个或多个网络接口，并且可使用任何合适的方法和装置来实现。在各种实施方案中，I/O接口154被配置为支持来自外部系统驱动器和/或另一个计算机系统的通信。在一个实施方案中，I/O接口154与通信系统和结构126集成并直接从外部数据源获得数据。另外，在各种实施方案中，I/O接口154可以支持与技术人员的通信，和/或用于直接连接到存储装置(诸如数据库156)的一个或多个存储接口。
如所提及的，主飞行显示器(PFD)有助于容易地识别飞行器是正在爬行还是正在下行。当FPA提示位置高于地平线时，飞行器正在爬行，并且当FPA提示位置低于地平线时，飞行器正在下行。如Wyatt等人的美国专利申请公布15/700,416，“自动飞行控制系统和方法(AUTOMATIC FLIGHT CONTROL SYSTEMS AND METHODS)”中所公开的，将潜在飞行路径角度(PFPA)提示添加到PFD中改善了飞行员对飞行器的当前能量状态的识别。在FPA提示上方/下方的PFPA提示指示飞行器沿其当前飞行路径或轨迹加速/减速。
提供增强特征的新型推力制导算法将飞行制导系统转换为增强飞行制导系统，该系统与具有至少以下特征的常规飞行制导系统相比具有技术改进：针对推力制导T生成单个加速度命令(PFPAcmd 52)，这对于两个推力制导模式而言是相同的；以及渲染独特且视觉上可分辨的符号体系，该符号体系表示加速度命令(下文所述的图3推力导引器提示306，其被缩放至潜在飞行路径角度(PFPA))。在操作期间，处理器150加载并执行体现为包含在存储器152内的指令和应用程序160的一个或多个程序、算法和规则，并且因而控制该控制模块104以及系统102的一般操作。具体参考本文所述的过程和任务，处理器150加载程序162，由此使用新型推力导引器算法来唯一地编程。现在移动到图3-5并继续参考图1-2，描述了推力导引器系统102的操作和性能。
在图3中，示出了具有飞行路径角度提示(FPA)302的主飞行显示器(PFD)300。在各种实施方案中，潜在飞行路径角度(PFPA)304提示表示可保持在当前空速下的飞行路径角度。速度磁带308在左侧是竖直的。如所提及的，推力导引器控制模块104生成加速度命令PFPAcmd 52和相关联的推力导引器提示306。在各种实施方案中，并且如图3所示，推力导引器提示306被成形为六边形的一半，即六边形的3个邻接侧，该提示被缩放至与PFPA提示304相同的单元(竖直六边形的中间部分)。如图3所示，PFPA提示304被向左打开的推力导引器提示306略微包络：推力导引器提示306的第一侧和第三侧朝PFPA提示304成角度并且略微包络PFPA提示304)；推力导引器提示306在与PFPA提示304相同的侧向轴线上对准。在其他实施方案中，推力导引器提示306可具有其他形状。应当理解，控制模块104根据飞行器100的轨迹或飞行路径角度(FPA)处的当前速度来连续地计算当前加速度(AFPA)。
潜在飞行路径角度(PFPA)304表示可保持在当前空速下的飞行路径角度。其可使用小角度逼近来定义，如以下公式1所示：
Figure BDA0002317959050000111
其中FPA302为飞行器的飞行路径角度，aFPA为沿飞行路径角度的加速度(也称为轨迹和飞行路径矢量)，并且g为重力所引起的加速度。注意加速度为给定FPA 302的唯一变量，并且将当前加速度(aFPA当前)插入到公式1中获得当前PFPA 304。由于PFPA与飞行器的飞行路径之间的差异表示当前加速度/减速度，因此该指示器为飞行员提供简单的参照系，以手动控制飞行器的空速或者使飞行器以预定加速度/减速度运动至期望的空速。
如所提及的，存在两种基本推力制导模式：
·速度控制模式；其中提供制导以将飞行器保持在目标空速。
·推力控制模式；其中提供制导以将飞行器保持在固定引擎推力下(基于引擎等级和性能值)，并且AFCS控制飞行器的速度。
有利的是，新型推力导引器算法为这些情况中的每一种情况提供相同的PFPAcmd52和推力导引器提示306，而不管使用两个推力制导模式中的哪一个。另外，推力导引器算法执行独特的加速度限制技术，使得提供的PFPAcmd 52和推力导引器提示206在给定当前引擎，其当前最大和最小油门水平角度、以及当前飞行器配置的情况下确保是可实现的。加速度限制由系统102执行，如下所述。
参考返回公式1，PFPA被定义为当前FPA加上沿当前飞行路径的加速度/减速度。PFPA 304也可使用小角度逼近和推力(T)和阻力(D)来定义，如以下公式2所示：
Figure BDA0002317959050000121
其中T表示在当前油门水平角度(TLA)处的推力，D为飞行器的当前阻力，并且W为飞行器的当前重量。解决公式2的这一侧要求在当前飞行器配置下可获得T和D。
如所提及的，对于给定的FPA 302，加速度可为具有范围的变量。为了获得在给定的FPA 302处的飞行器100的加速度aFPA范围极限，需要使用飞行器100的T极限(其为引擎约束)来投射潜在飞行路径角度。对于给定TLA，投射潜在飞行路径角度表示为PPFPATLA。换句话讲，对于任何给定的油门水平角度(TLA)，投射潜在飞行路径角度(PPFPATLA)可按公式3计算。
Figure BDA0002317959050000122
在公式3中，下标“proj”用于指示投射值。其中PPFPATLA表示给定油门水平角度下的投射潜在飞行路径角度，TTLA表示给定油门水平角度下的推力，DProj表示一旦实现TTLA便作用于飞行器的投射阻力，并且W为飞行器的重量。
如所提及的，T可容易地跨油门弧座投射，例如，使用查找表来获得图2中所示的信息(例如，这可为飞行器制造商提供的预先编程的飞行器专用数据)，以获得Tmax和Tidle。然而，投射阻力D更复杂，并且需要来自飞行器制造商的高保真数据，该数据并非总是可用的。这会在生成有意义的阻力D分量时产生技术问题。通过导出不需要DProj的PPFPATLA的计算，新型推力导引器算法解决了该技术问题。为了实现这一点，首先以如下公式4所示的形式书写公式3：
Figure BDA0002317959050000131
如本文所用，TTLA_Actual为TLA处的当前推力T，并且DActual为当前阻力。通过使用公式2所示的关系，我们可重写该公式的首项，如以下公式5所示：
Figure BDA0002317959050000132
在大多数操作情形中，DProj与DActual之间的误差很小且可被视为最小。此外，当飞行器的推力(T)接近新的或命令推力TTLA时，DProj与DActual之间的误差减小至基本上为零。因此，我们可以在不使用阻力D分量的情况下逼近给定TLA处的PPFPA，如以下公式6所示：
Figure BDA0002317959050000133
因此，使用公式6，新型推力导引器算法通过针对TTLA_proj插入最大推力(Tmax)来估算Tmax下PPFPATLA并且通过针对TTLA_proj插入空转推力(Tidle)来估算Tidle下PPFPATLA。在一个实施方案中，所估算的PPFPATLA值表示飞行器100可达到的加速度/减速度极限(即，最大PPFPATLA和最小PPFPATLA)，该飞行器已给定当前引擎、其当前最大和最小TLA以及当前飞行器重量。在一个实施方案中，所估算的PPFPATLA值表示飞行器100可达到的加速度/减速度极限(即，最大PPFPATLA和最小PPFPATLA)，该飞行器已给定当前引擎、其当前最大和最小TLA以及当前飞行器配置。
包括推力导引器算法的控制模块104执行推力导引器算法以由此根据所估算的PPFPATLA值生成PFPAcmd 52和相关联的推力导引器提示206。对于速度控制模式和推力控制模式，计算以不同方式进行。
对于速度控制模式，系统102采用数据流程图400所示的速度控制方案来生成PFPA加速度命令PFPAcmd 52，其为速度误差的函数，如图4所示。速度控制方案的第一步为计算预期速度、目标速度Vtarget 402与实际或实时速度V 404(无论是校准空速还是马赫数，其响应于飞行员的选择)之间的速度误差并且将该速度误差转换成等同的真空速误差407。实际或实时速度V 404可源自空气数据系统(ADS)、IRS或其他航空电子传感器系统。可以基于可用的机载传感器确定的实际或实时速度V 404来执行过滤406，以提供适当的噪声抑制。
在过程408中，控制模块104将真空速误差407转换为期望的加速度命令410。过程408引用针对增益的飞行器特定约束来处理真空速误差407。在一个实施方案中，增益是固定值。在一个实施方案中，增益是以下项的函数：重量、重心和高度。过程408的输出(期望的加速度命令410)为每单位速度误差的Δ加速度。将期望的加速度命令410输入到加速度限制过程412。
加速度限制过程412接收期望的加速度命令410，并且利用约束数据对其进行加速度限制。在各种实施方案中，用于进行加速度限制的约束数据包括飞行器重量、引擎性能数据、油门水平角度(TLA)最小值、油门水平角度(TLA)最大值、空转推力(Tidle)、最大推力(Tmax)等，以基于其生成输出。在各种实施方案中，约束数据包括T对TLA表；如相对于图2所提及，T对TLA不是线性的。因此，加速度限制过程412充当预先编程的加速度限制器，因为其引用现有约束而不是传感器。在各种实施方案中，加速度限制过程412可为以下的任何组合：表示放松/舒适度修改(例如，用于商业飞行，在该商业飞行中乘客期望以平缓过渡来平稳行驶)、表示飞行器专用或任务专用需求、来自飞行制导系统、以及作为程序162和存储变量164的一部分上载并存储在存储器152中。依据实施方案，任意一个或多个可应用：加速限制过程412可针对每次应用被修改，可被修改以采用速度包络的不同部分处的可变加速度限制，并且可被修改以采用基于飞行阶段的可变加速度限制。
在生成加速度输出的加速度限制过程412之后，在过程414中将加速度输出转译为Δ飞行路径角度(ΔFPA)。在操作416中，控制模块104将ΔFPA添加到参考FPA以获得无限制潜在飞行路径命令。可基于到自动驾驶/自动飞行系统的耦接状态来确定参考FPA，并且可被设置为以下之一：来自自动飞行系统的FPA命令、经过滤的FPA、或原始FPA。过程414和操作416表示上文公式1的具体实施。
在过程418中，使操作416的输出经受实时可用加速度限制。过程418利用上文所述最大推力(Tmax)下PPFPATLA和空转推力(Tidle)下PPFPATLA(公式6)，并且基于所感测的当前配置114执行在它们上的加速度限制。在一个示例中，当飞行器的飞行路径角度加上推力导引器所要求的所需推力变化超过PPFPA时，需要过程418中的实时可用加速度限制；在该情形中，PFPA命令将受限于PPFPA。
在命令被发出并显示在PFD上之前，过程418的输出在420处经历显示过滤。在420处的显示过滤涉及减小抖动，从而改善人机界面，并且由此改善所显示的推力导引器提示306的飞行员处理质量。
对于推力控制模式，一般来讲，飞行员将意欲以PPFPAmax下的加速度爬行飞行并且以PPFPAmin下的加速度下行飞行。如结合图2所示，即使瞬时地将TLA自最小值翻转至最大值，也可在速度针对其所响应的推力T过渡中观察到延迟时间。系统102采用数据流程图中所示的推力控制方案，其中其产生目标推力的PPFPA(PPFPAtarget 504)并且将PFPA加速度命令(PFPAcmd 52)驱动到所计算的PPFPAtarget 504。在各种实施方案中，PPFPAtarget 504为上文所述的来自过程412的加速度输出。
在数据流程图500中所示的推力控制模式的初始化处，将积分器502初始化为当前PFPA 304并且经由第一次序延迟响应(K 506)驱动到目标PPFPA(PPFPAtarget 504)以允许修改过渡的速度。时间常数K 506为变量。在各种实施方案中，K 506为飞行条件、所测量(即，实际、实时、当前)加速度、或类似条件中的每一者的函数。此外，在飞行器100超前PFPAcmd52情况下(如在非耦接操作、爬行至下行、或者下行至爬行过渡时可能发生的)，PFPA补偿项508提供了一种机制来加速瞬态过滤器。与速度控制模式一样，在显示之前，PFPAcmd 52由可用加速度(每个公式6和7的PPFPA极限)界定。
图6和图7示出了由新的推力导引器提示306在视觉上传达给飞行员的内容。在图6中，推力导引器提示306处于PFPA提示304上方，这指示推力必须增大。在图7中，推力导引器提示306处于PFPA提示304下方，这指示推力必须减小。在图6和图7中，如果FPA 202被描绘在PFPA提示204下方，则飞行器100正在加速，如图2所示；然而，如果FPA 202被描绘在PFPA提示204上方，则飞行器100正在减速。
现在参考图8，并且继续参考图1-7，提供了根据各种示例性实施方案的用于提供推力制导的方法800的流程图。出于例示性目的，方法800的以下描述可以结合图1-7参考上文所提及的元件。实际上，方法800的各部分可以由所描述系统的不同部件来执行。应当理解，方法800可包括任何数量的附加或另选任务，图8中所示的任务不需要以所示顺序执行，并且方法800可以结合到具有本文未详细描述的附加功能的更全面的程序或方法中。此外，如果预期的整体功能保持完整，就可以从方法800的实施方案中省略图8中所示的一个或多个任务。
该方法开始，并且在802处，初始化控制模块104。如上文所提及，初始化可包括上载或更新指令和应用160、程序162、存储变量164诸如T对TLA查找表等。802处的初始化还可以包括识别天气信息源50和/或外部信号以及与其每一者一起使用的通信协议。
在804处，接收包括至少当前空速和当前飞行路径角度(FPA)的当前飞行器状态数据。在806处，从一个或多个航空电子120源接收航空电子数据。在各种实施方案中，航空电子数据包括约束112、配置114信息(包括至少飞行器重量)、油门116水平角度(TLA)、以及推力118水平(T)。
在808处，查阅了飞行器专用和/或引擎专用的推力对油门水平角度(T对TLA)查找表。该查找表传达油门水平角度与相关联的引擎推力之间的特定关系，并且通常为非线性的。
在810处，根据重量和最大TLA计算Tmax下实时TLA的投射潜在飞行路径角度(PPFPATLA)。在812处，根据重量和最小TLA计算Tidle下PPFPATLA。这些计算值为投射值，该投射值为T对TLA查找表中的信息、飞行器重量和给定实时TLA的函数。
在814处，根据Tmax下PPFPATLA和Tidle下PPFPATLA生成加速度命令(PFPACMD)。在816处，方法800在主飞行显示器上渲染表示PFPACMD的符号体系，如本文所述。在816之后，方法800可以结束或返回到804。
应当理解，推力导引器系统102可与图1中描绘的实施方案不同。推力导引器系统102可与飞行器100中的现有飞行管理系统(FMS)、飞行控制系统(FCS)或驾驶舱显示器集成。
因此，上文所讨论示例性实施方案提供了一种用于具体实施针对所有推力制导模式生成加速度命令PFPAcmd 52的新型推力导引器算法的方法。这些命令随后被显示在与主飞行显示器上的潜在飞行路径加速度提示204相同的侧向轴上。该推力导引器算法还基于飞行器在其当前飞行器配置下的可用能量来提供其命令的加速度限制。加速度限制的PFPAcmd 52方案不需要阻力来计算加速度限制，从而允许将功能部署到不具有可用的高保真阻力数据的飞行器中，如在复合应用的情况下。该推力导引器方法和系统102将提高飞行员在非耦接操作中控制飞行器速度的能力，并且提高飞行员对当前飞行器配置下可用的加速度/减速度的意识。此外，该推力导引器方案可用作自动油门的外环，以将飞行路径加速命令转译成期望的油门位置来实现自动速度或推力控制。
虽然在本发明的前述具体实施方式中已呈现了至少一个示例性实施方案，但是应当理解存在大量的变型形式。还应当理解，一个示例性实施方案或多个示例性实施方案仅是示例，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，前述具体实施方式将为本领域的技术人员提供一种用于实现本发明的示例性实施方案的便利路线图。应当理解，在不脱离如所附权利要求书中阐述的本发明的范围的情况下，可对示例性实施方案中描述的元件的功能和布置进行各种改变。

Claims (10)

1.一种用于在飞行器的主飞行显示器(PFD)上提供推力制导的处理器实现方法，所述方法包括：
接收预期的空速；
从状态数据源接收当前空速和当前飞行路径角度(FPA)；
从航空电子数据源接收实时引擎推力(T)水平、实时油门水平角度(TLA)和实时重量；
在包括推力导引器算法的控制模块处执行所述推力导引器算法以由此执行以下操作：
引用飞行器约束数据以获得Tmax和Tidle，其中Tmax为最大推力并且Tidle为空转下推力；
根据重量和最大TLA计算Tmax下的实时TLA的投射潜在飞行路径角度(PPFPATLA)；
根据重量和最小TLA计算Tidle下的PPFPATLA；
根据Tmax下的PPFPATLA和Tidle下的PPFPATLA生成加速度命令(PFPACMD)；以及
命令所述PFD渲染表示所述加速度命令的符号体系。
2.根据权利要求1所述的方法，还包括：
确定真空速误差；
将所述真空速误差转换为期望的加速度命令；以及
其中利用来自T对TLA表的约束数据对所述期望的加速度命令进行加速度限制。
3.根据权利要求2所述的方法，其中所述约束数据还包括舒适度修改。
4.根据权利要求3所述的方法，还包括：
接收所述飞行器的配置数据；以及
基于所述配置数据执行Tmax下的PPFPATLA与Tidle下的PPFPATLA上的加速度限制。
5.根据权利要求4所述的方法，还包括：命令所述PFD渲染表示可保持在所述当前空速下的FPA的符号体系。
6.根据权利要求5所述的方法，还包括：在渲染所述加速度命令之前预先形成显示过滤。
7.根据权利要求6所述的方法，其中表示所述加速度命令的所述符号体系为成形为六边形的3个邻接侧的推力导引器提示，所述推力导引器提示被缩放至与PFPA提示相同的单元。
8.一种用于在飞行器的主飞行显示器(PFD)上提供推力制导的系统，包括：
预期空速源；
状态数据源，其提供当前空速和当前飞行路径角度(FPA)；
航空电子数据源，其提供实时引擎推力(T)水平、实时油门水平角度(TLA)和实时重量；和
控制模块，其包括处理器，所述处理器被编程用于：
引用飞行器约束数据以获得Tmax和Tidle，其中Tmax为最大推力并且Tidle为空转下推力；
根据重量和最大TLA计算Tmax下的实时TLA的投射潜在飞行路径角度(PPFPATLA)；
根据重量和最小TLA计算Tidle下的PPFPATLA；
根据Tmax下的PPFPATLA和Tidle下的PPFPATLA生成加速度命令(PFPACMD)；以及
命令所述PFD渲染表示所述加速度命令的符号体系。
9.根据权利要求8所述的系统，其中所述处理器还被编程用于：
确定真空速误差；
将所述真空速误差转换为期望的加速度命令；并且
其中利用来自T对TLA表的约束数据对所述期望的加速度命令进行加速度限制，从而产生加速度输出。
10.根据权利要求9所述的系统，其中所述处理器还被编程用于：
接收所述飞行器的配置数据；以及
基于所述配置数据执行Tmax下的PPFPATLA与Tidle下的PPFPATLA上的加速度限制。
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