CN111586528A - 一种对飞机驾驶舱音源的音量动态调节的方法和系统 - Google Patents

Abstract

本公开涉及一种动态调节飞机驾驶舱中音源的音量的方案。所述方案包括：从一个或多个机载数据采集器采集与飞行阶段相关的各种数据；根据所采集的所述数据，识别出所述飞机当前所处的飞行阶段；根据所述飞行阶段生成与所述飞行阶段相匹配的音量调整指令；根据所述音量调整指令调整所述驾驶舱中所述音源的音量。

Description

一种对飞机驾驶舱音源的音量动态调节的方法和系统

技术领域

本公开涉及一种可动态调节飞机驾驶舱中音源的音量的方法和系统，尤其是一种可根据飞机所处的飞行阶段动态调节驾驶舱中音源的音量的方法和系统。

背景技术

现代民用飞机上通常使用统一处理系统对飞机上各种航空电子设备的信息进行统一处理，将功能相同或相近的设备组合在一个组件内，再在显示器上综合显示相关的参数，并在各航空电子设备之间通过机载数据总线来传送有关信息，从而使整个飞机上所有航空电子设备的性能达到更高的水平，这样的系统称为综合航电系统。

在所述综合航电系统中，音频综合系统为驾驶舱飞行机组提供了诸如音频合成、数据集中管理、存储告警音、通道选择和音量控制等涉及音频控制的功能。飞行机组通过扬声器或头戴耳机，可接听来自无线电台、乘务人员或旅客广播系统的声音。通常，当飞机驾驶舱背景噪音较大时，飞行机组可以通过音频控制面板上的音量按钮手动调节监听通道音量大小，以选择合适的音量等级。但是，在飞机实际运行过程中，在起飞、巡航、降落等不同飞行阶段，驾驶舱背景噪声的大小均不同，因而，飞行机组在执行各种机上复杂操作的同时，还需要根据驾驶舱内噪声大小手动调整监听通道的音量，从而引入额外的工作负担。特别是在当飞机出现紧急情况时，飞行员在高度紧张的情况下可能无暇顾及耳机音量调整，从而导致错过重要的通信信息，例如地面指挥人员的指令。

因此，现有的飞机上的音频综合系统并不能满足飞行机组的通信需求，急切需要一种能够根据不同飞行阶段动态调整驾驶舱中各音源的音量大小以使得扬声器或头戴耳机能够以合适的声音向飞行机组广播话音的方案。

发明内容

本公开涉及一种基于飞机所处的飞行阶段动态调节驾驶舱中音源的音量的方案。通过所述方案可以有效减轻飞行机组的工作负荷，进而提升驾驶体验。

根据本公开的第一方面，提供了一种动态调节飞机驾驶舱中音源的音量的系统，所述系统包括：一个或多个机载数据采集器，被配置为采集与飞行阶段有关的各种数据；通过机载数据总线与所述机载数据采集器通信的综合航电系统；通过机载数据总线与所述综合航电系统通信的一个或多个音源，所述音源被配置为根据所述综合航电系统的指令播放话音；其中所述综合航电系统包括：飞行阶段识别器，被配置为根据所述机载数据采集器采集到的所述数据识别出所述飞机所处的飞行阶段；动态音量调节器，被配置为根据所述飞行阶段识别器所识别出的飞行阶段生成音量控制指令；以及音频综合处理器，被配置为根据来自所述动态音量调节器的所述音量控制指令来调整所述音源的音量。

根据本公开的第二方面，提供了一种动态调节飞机驾驶舱中音源的音量的方法。所述方法包括：从一个或多个机载数据采集器采集与飞行阶段相关的各种数据；根据所采集的所述数据，识别出所述飞机当前所处的飞行阶段；根据所述飞行阶段生成与所述飞行阶段相匹配的音量调整指令；根据所述音量调整指令调整所述驾驶舱中所述音源的音量。

提供本概述以便以简化的形式介绍以下在详细描述中进一步描述的一些概念。本概述并不旨在标识所要求保护主题的关键特征或必要特征，也不旨在用于限制所要求保护主题的范围。

附图说明

为了描述可获得本发明的上述和其它优点和特征的方式，将通过参考附图中示出的本发明的具体实施例来呈现以上简要描述的本发明的更具体描述。可以理解，这些附图只描绘了本发明的各典型实施例，并且因此不被认为是对其范围的限制，将通过使用附图并利用附加特征和细节来描述和解释本发明，在附图中：

图1示出了根据本公开的一个实施例的基于飞机的飞行阶段动态调节驾驶舱中音源的音量的系统的示意性框图。

图2示出了根据本公开的一个实施例的在飞机整个飞行过程中所涉及的各飞行阶段的示意图。

图3示出了根据本公开的一个实施例的基于飞机的飞行阶段动态调节驾驶舱中音源的音量的方法的示意性流程图。

图4示出了根据本公开的一个实施例的基于飞机的飞行阶段动态调节驾驶舱中音源的音量的示意性功能框图。

具体实施方式

为了解决现有的飞机的音频综合系统中的所述不足之处，使民用飞机驾驶舱扬声器广播和/或飞行机组头戴耳机的音量大小能够随不同飞行阶段而自动调整显得十分有必要。在本公开的方案中，首先，民用飞机可以通过遍及机身的各种机载传感器获取与飞机的飞行状态相关的各种信息，例如发动机运行状态、空速、离地高度、离地时间等参数，并将所述参数通过机载数据总线汇总到综合航电系统中，进而判读出飞机处于何种飞行阶段。接着，综合航电系统可以根据所判定的飞行阶段，动态调节飞机驾驶舱中音源的音量，以使得驾驶舱的扬声器或头戴耳机的音量能够自动适应当前飞行阶段的背景噪声，避免了由于背景噪声增加而无法分辨有用声音信号信息，或由于背景噪声减小而使得音量损害机组人员的听力或引起任何身体不适。基于飞行阶段进行音量动态调整的具体实例可以包括：在诸如起飞、降落等背景噪声增大的飞行阶段，音频综合系统可以适当增大音量；而在飞机巡航、滑行等背景噪声减小的飞行阶段，则可以适当降低音量。这样，可以免去飞行机组大量繁琐的手动调节通道音量的程序。

在一些实施例中，所述方案还可以涵盖在发生紧急情况的飞行阶段时，对驾驶舱中音源的音量的动态调整。例如在发生诸如飞机失速、发动机意外停机、驾驶舱玻璃窗碎裂、火灾等紧急情况时，音频综合系统可以根据该紧急情况阶段所检测到的具体故障原因来动态调节飞机驾驶舱中音源的音量。这样，该技术方案可以为飞行人员提供更多时间执行飞机操作，避免注意力分散，提高了飞行人员应变能力，并为故障排除赢得了宝贵的时间，有助于确保飞机安全驾驶。

在概述了本公开的基于飞机的飞行阶段动态调节驾驶舱中音源的音量的方案后，结合各附图对所述方案进行进一步的详细说明。

在图1中示出了根据本公开的一个实施例的基于飞机的飞行阶段动态调节驾驶舱中音源的音量的系统的示意性框图。

总体，本公开的系统可以包括分布在飞机各个部位的一个或多个机载数据采集器102(a)、102(b)、……、102(n)、综合航电系统110以及位于驾驶舱中的一个或多个音源120(a)、120(b)、……、120(n)。

机载数据采集器通常是指用于采集与飞行状态相关的参数(例如“发动机运行状态”、“空地状态”、“空速”、“离地高度”、“离地时间”等参数)的各种传感器，例如飞行高度传感器、飞行速度传感器、发动机转速传感器等等。这些机载数据采集器分布在飞机的整个机身的相应位置处，通过机载数据总线将收集到的各种飞行参数源源不断地传输到综合航电系统110。除了上述传感器之外，所述机载数据采集器还可以是用于检测各种故障或异常情况的传感器，例如烟雾报警器、失速警告器、发动机故障警报器等等。来自这些类型的传感器的数据可以提示所述综合航电系统110及时判定飞机正处在紧急状况阶段。所述紧急状况例如包括：出现了各种机械故障或损坏问题、诸如太过接近地面或山体即将发生碰撞、失速等异常飞行状态，或发生了火灾、断电等灾害事件。

而综合航电系统110可以包括：飞行阶段识别器112、动态音量调节器114以及音频综合处理器116。

飞行阶段识别器112被配置为基于来自机载数据采集器102的数据，通过逻辑判断来识别当前飞机所处的飞行阶段。广义的飞行阶段可以包括诸如：发动机启动、滑行、起飞、爬升、巡航、下降、进近(飞机下降接近地面的阶段)、着陆、滑行和发动机关闭等阶段。并且在一些实施例中，所述飞行阶段还可以包括飞机上发生的各种紧急情况，例如机械故障、飞行状态异常或火灾、断电等灾害事件。举例而言，飞行阶段识别器通常驻留在用于实现综合航电系统110的飞行管理计算机(FMC)或飞行管理系统(FMS)中，当FMC/FMS接收到来自各个机载数据采集器102的数据后，通过逻辑判断，识别当前飞机所处的飞行阶段。例如，起飞阶段可以通过下述一系列参数来判定：1)在空中、2)至少一台发动机启动、3)飞机在起飞推力、4)无线电高度小于400英尺、5)飞机离地时间小于等于2分钟。当从机载数据采集器102接收到的数据满足上述所有逻辑时，可以判定飞机的当前阶段为“起飞阶段”。再比如，“巡航阶段”的判定可以根据下述一系列的参数的逻辑关系来实现：1)在空中、2)无线电高度大于等于1500英尺或者飞机离地时间大于2分钟。应该理解，所述飞行阶段识别器112已经广泛地存在于很多现有的飞机的综合航电系统中，以用于识别飞机的当前飞行阶段。因此，在此不再进一步对其进行详述。

在飞行阶段识别器112识别出飞机的当前飞行阶段后，动态音量调节器114可以根据通过数据总线接收到的所述飞行阶段生成相应的音量调整指令。例如，动态音量调节器114可以通过对基准音量值乘以比例系数的方式，动态修正当前的驾驶舱中音源播放音量大小。基准音量值可以使用固定值，也可以使用巡航阶段的播放音量值作为参考基准，例如75dB。而所述动态音量调节概括而言可以是：对于起飞、爬升、降落、进近等背景噪声大的飞行阶段，比例系数可设置为1.2或更大；而对滑行、着陆、发动机初始启动等背景噪声小的飞行阶段，比例系数可设置为0.9或更小。当然，所述比例系数可以针对不同飞行阶段被进一步地细分，例如可以为每个飞行阶段都指定一个比例系数。或者，除了指定比例系数之外，还可以直接为各飞行阶段直接指定音量的具体分贝值，这也属于本公开的范畴。

在一个实施例中，动态音量调节器114可以包括一张飞行阶段-音量设置表。如表1所示，在该表格中可以包括“飞行阶段”和“比例系数”(或“音量分贝”)两个项。针对每一种飞行阶段都有一个对应的基于基准音量(例如“75dB”)的比例系数，该系数的范围可以在例如(0.5-2.0)的范围内变化。当然，技术人员可以根据实际需要适当调整所述变化范围。

飞行阶段	比例系数(基准值为75dB)
		发动机初始启动	0.9
起飞	1.2
		巡航	1.0
降落	1.2
		发动机关闭	0.8
……	……

表1：飞行阶段-音量设置表

通过这样的一张设置表，动态音量调节器114可以很容易地根据飞行阶段识别器112所识别的飞行阶段来生成对驾驶舱中音源的音量的进行动态调节的音量调整指令，而无需人工介入。并且，针对不同的机型，技术人员也可以很容易地通过对所述表格进行适当修改来满足不同的音源硬件要求。

在一个实施例中，如上所述，所述飞行阶段还可以包括“紧急情况”，而所述紧急情况可能也包含多种类型，例如机械故障(例如发动机异常停机、前档风玻璃碎裂)、灾害(例如火灾、断电)、异常飞行状态(例如失速、即将碰撞地面或山体)等等。现有的飞机已经装备了各种传感器来对这些紧急状况进行警报，因此，飞行阶段识别器112也能通过这些传感器识别出这些紧急情况。针对所述紧急情况的出现，也可以另外配置一张紧急情况-音量设置表以指导动态音量调节器114在这些紧急情况下如何对驾驶舱中音源的音量进行动态调节。所述设置表可以如表2所示：

紧急情况	比例系数(基准值为75dB)
		发动机异常停机	0.9
驾驶舱玻璃碎裂	2.0
		火灾	1.2
靠近地面或山体	1.6
		……	……

表2：紧急情况-音量设置表

应该理解，上述表格仅仅是作为示例说明而举出，并非是要将方案局限于此。更多或更少的飞行阶段和比例系数也都属于本公开的范畴内。

在动态音量调节器114基于飞行阶段生成了包含对应的比例系数或音量分贝值的音量调整指令之后，可以通过机载数据总线将所述音量调整指令传送给音频综合处理器116。

随后，音频综合处理器116在接收到来自动态音量调节器114的音量调整指令后分别对相应的音源120的音量进行调整。在驾驶舱中可以包括一个或多个音源120(a)、120(b)、……、120(n)用于播放音频信号。例如所述音源可以包括安装在驾驶舱壁上的一个或多个扬声器和每个机组人员所佩戴的头戴式耳机。具体而言，所述音源可以将来自不同的传输通道(例如甚高频VHF、高频HF、卫通SATCOM等通道)的话音播放出来。在传统的音频综合处理器116中，所述音源的音量是通过控制面板上对应的按钮来手动调节的。但在本公开中，音频综合处理器116可以根据来自动态音量调节器114的音量调整指令对这些音源的音量进行自动调节。

举例而言，以在飞机巡航时驾驶舱扬声器或飞行员头戴耳机播放的音量作为基准音量。如果飞机开始降落，则音频综合处理器116就会收到来自动态音量调节器114的基于降落飞行阶段生成的包含新的比例系数(例如1.2)的音量调整指令。随后，根据所述指令，音频综合处理器116分别控制驾驶舱扬声器和/或飞行员头戴耳机的音量将其设定为基准音量的1.2倍。这样，机组人员无需任何操作就能收听到增加的音量下的话音，提升了驾驶体验。

而在一些实施例中，动态音量调节器114可以为驾驶舱扬声器和飞行员头戴耳机分别生成各自的比例系数，例如针对背景噪声增加的“降落”阶段，可以将驾驶舱扬声器的音量比例系数设置为1.3，而将飞行员头戴耳机的音量比例系数设置为1.1。这是因为头戴式耳机的包裹结构与扬声器的开放式结构相比受背景噪声的影响更小，因此，不需要将其音量增加太高比例。这种方案可以通过将上述表1和表2中的“比例系数”项拆分成“扬声器比例系数”项和“耳机比例系数”项，以针对同一飞行阶段分别设置扬声器和耳机的比例系数来实现不同监听通道的音量的精准控制。以此类推，如果驾驶舱存在更多的音源，还可以相应增加更多的比例系数项，在此不再具体累述。

应该理解，所述机载数据采集器和音源都是飞机上现有的硬件设备。而所述综合航电系统110中所包括的飞行阶段识别器112、动态音量调节器114以及音频综合处理器116也不需要专门的硬件来实现，而是可以通过对现有的综合航电系统进行软件升级更新来实现这些组件的功能。因此，本公开的方案无需额外增加飞机系统或设备，完全可以通过对现有综合航电系统110进行软件升级来实现，节省了硬件和维护成本。

在描述了本公开的系统框图之后，在图2中，示出了根据本公开的一个实施例的在飞机整个飞行过程中所涉及的各飞行阶段的示意图。

如图所示，公开了组成一个完整的飞行过程的各飞行阶段的分段示意图，可以理解，不同的飞机在飞行阶段的定义上可能存在一些差异，因此，本公开中提及的飞行阶段仅为一个实例，具体涵盖的飞行参数的数值或阶段名称可能因不同飞机而异。以安装有两台发动机的民用飞机为例，在图中，“5”为发动机(初始)启动阶段，该阶段可以包括飞机在地面上、两台发动机启动、飞机不在起飞推力等判定参数；“6”为飞机滑行阶段，是指飞机在起飞前从初始位置(一般是停机位)滑行至跑道指定位置，具体而言可以指从接通电源开始到滑出停机坪停在起飞跑道端头这个过程，该阶段可以包括飞机在地面、两台发动机启动、小功率起飞推力等判定参数；“7”为起飞阶段，指从起飞跑道端头松刹车开始滑跑直至达到起飞安全高度35英尺的过程，该阶段涉及至少一台发动机启动、飞机为大功率起飞推力以及离地高度等判定参数；“8”为爬升阶段，是指飞机在空中从达到起飞安全高度35英尺开始提升至达到巡航高度的过程，该阶段可以包括：离地高度、离地时间、大功率起飞推力、飞行速度、机身角度等判定参数；“9”为巡航阶段，指飞机从爬升至巡航高度开始到开始下降为止的过程，该阶段可以包括加速至巡航马赫数、巡航速度、减速、中功率起飞推力、离地高度等判定参数；“10”为下降过程，指飞机从巡航高度下降到进场高度1500英尺的过程，所述阶段可以涉及离地高度、飞行速度、较小功率起飞推力、机身角度、减速持续时间等判定参数；“11”为进近过程，指飞机从到达进场高度1500英尺开始至下滑到着陆安全高度50英尺的过程，该阶段可以涉及离地高度、飞行速度、较小功率起飞推力、机身角度、起落架放下等判定参数；“12”为着陆过程，指飞机从下滑到着陆安全高度50英尺开始至接地、滑跑并减速至速度低于20节的过程，该阶段可以涉及离地高度、飞行速度、小功率起飞推力、起落架放下、刹车踩紧等判定参数；“13”为飞机着陆之后的滑行阶段，指飞机着陆后从20节速度开始滑跑到滑进停机坪再到切断电源的过程，该阶段涉及的判定参数可以包括飞机在地面上、两台发动机启动、小功率起飞推力、电源关闭等；“14”为发动机关闭阶段，指整个飞行结束后，关闭发动机的过程，该阶段的判定参数可以飞机在地面上、两台发动机关闭等。

如上所述，每个阶段都可以通过安装在机身各处的各种传感器感测到的一系列状态参数来从逻辑上判断出来。而除了上述飞行状态传感器之外，飞机上还安装了很多监测紧急情况的传感器，例如各种故障传感器、烟雾传感器、失速警报器等等。利用这些传感器所采集的数据，飞行阶段识别器112可以很容易地识别出相应的紧急状态，进而启动音量的动态调节。

图3示出了根据本公开的一个实施例的基于飞机的飞行阶段动态调节驾驶舱中音源的音量的方法的示意性流程图。

首先，在步骤310中，从一个或多个机载数据采集器102(a)、102(b)、……、102(c)采集与飞行阶段相关的各种数据。如前所述，所述数据可以包括与飞行状态有关的参数，例如“发动机运行状态”、“空地状态”、“空速”、“离地高度”、“离地时间”等参数。而在一些实施例中，所述数据还可以包括与紧急情况有关的数据，例如火灾警报、失速警报、故障代码等参数。所有这些参数有助于随后确定飞机所处的飞行阶段。

在步骤320，根据来自机载数据采集器所采集的数据，飞行阶段识别器112结合如图2所述的各飞行阶段的相应参数快速识别出所述飞机当前所处的飞行阶段(如上所述，所述飞行阶段也可以包括紧急情况)并将所识别的飞行阶段通过机载数据总线传送给动态音量调节器114。

在一些实施例中，飞行阶段识别器112可以被配置为仅当新识别的飞行阶段与前一飞行阶段不同时，才将所述新识别的飞行阶段传送给动态音量调节器114以触发其生成相应的音量调整指令。而当新识别的飞行阶段与前一飞行阶段相同时，则说明所述飞行阶段没有发生变化，因此，无需执行后续的步骤来对驾驶舱内的音源的音量进行调整。

在步骤330，动态音量调节器114可以根据通过数据总线从飞行阶段识别器112接收到的飞行阶段生成与所述飞行阶段相匹配的音量调整指令。所述音量调整指令可以包括基于基准音量的比例系数或者音量分贝值。所述比例系数或者音量分贝值可以基于一张飞行阶段-音量设置表来设置。在一些实施例中，当来自飞行阶段识别器112的飞行阶段属于紧急情况时，所述动态音量调节器114还可以根据一张紧急情况-音量设置表来生成所述音量调整指令。如前所述，如果驾驶舱内存在多个音源，则可以针对每个音源设置一个比例系数，或者为了简便起见，所有音源可以根据同一比例系数进行调整。

在步骤340，在收到来自动态音量调节器114的所述音量调整指令之后，音频综合处理器116根据所述指令中的相应的比例系数或音量分贝值对驾驶舱内的各音源的音量分别进行调整。如前所述，如果所述音量调整指令采用同一比例系数，则可以统一将所有音源音量以比例系数乘以基准值的形式进行调整。而如果所述音量调整指令针对不同的音源包含各自的比例系数，则音频综合处理器116针对每个音源分别按其相应的比例系数来逐一进行音量调整。至此，整个动态音量调整流程结束。

可以理解的是，上述各方法流程并不仅仅执行一次，而是可以在整个飞行过程中以某个时间间隔(频率)被重复执行，例如每隔数毫秒或更短时间就采集一次飞行状态数据、识别飞行阶段并动态调整音量。

在其它实施例中，当飞机发生紧急情况时，例如在高空飞行时驾驶舱玻璃碎裂，将会在一眨眼时间内产生诸如机舱温度骤降到零下四十多度、高空失压、大量自动设备出现故障等一系列问题。而这些问题又会导致飞行员面临诸如缺氧、手脚冻伤难以手动操作设备、耳膜受损听力下降但背景噪声却成倍增加等诸多困难。在这种情况下，原本非常简单的用手调节面板上的音量按钮以增加耳机音量的操作也变得格外困难，甚至可能出现控制面板被强风损坏而无法操作的情况。而如果不能及时将耳机音量调节到最大，则飞行员很可能因为无法清楚收听到地面指挥部的指导意见而酿成飞行惨剧。

但在本公开的方案中，一旦出现所述驾驶舱玻璃碎裂的情况，驾驶舱内的传感器就会立刻感测到诸如驾驶舱温度骤降、气压失衡、电子设备失灵等各种异常数据，这些数据会被立刻发送给飞行阶段识别器112。而飞行阶段识别器112根据所述异常数据可以立刻判断出驾驶舱在高空飞行期间发生了密封性被破坏的紧急情况。基于所述紧急情况，动态音量调节器114立刻生成设置成最大比例系数的音量调整指令(因为密封性被破坏的紧急状况将产生大量背景噪声，因此，针对这种情况在设置表中通常可以将比例系数设置为最大，例如2.0)。根据所述音量调整指令，音频综合处理器116将驾驶舱内的机组人员的头戴耳机的音量自动设置到最大值。而这一系列过程可以在毫秒级就完成。这样，即使面板损坏，飞行员的耳机音量也会被立刻自动调整到最大值以应对背景噪声的增加和听力受损的问题。这为飞行员及时处理故障、安全飞行提供了有力的保障。

图4为根据本公开的一个实施例的基于飞机的飞行阶段动态调节驾驶舱中音源的音量的示意性功能框图。在该图中，针对图1中的各个组成部分进行了更加详细的描述。在其中，首先举例示出了一些与飞行阶段有关的飞行参数的示例。具体而言，“15”为飞机空地状态参数，用于指示飞机当前处于地面还是空中，该参数可以由“16”所指示的起落架传感器获得；“17”为发动机运行状态，指示发动机转速，该参数可由“18”所指示的发动机转速传感器获得；“19”为发动机推力状态，其可由“20”所指示的发动机推力传感器获得；“21”为离地高度，指示飞机当前运行的高度数值，由“22”所指示的无线电高度传感器获得；“23”为空速，表示飞机当前的运行速度，可由“24”所指示的空速传感器获得；“25”为离地时间，表示飞机起飞后的运行时间，可基于UTC时间和离地状态通过逻辑计算获得。所有获取的飞行参数，

通过数据总线被送入飞机的飞行管理系统(FMS)或飞行管理计算机(FMC)，即“27”，其是实现所述综合航电系统110的核心硬件。在所述FMS/FMC上通过软件升级可以构建诸如飞行阶段识别器112、动态音量调节器114等功能模块。

在从上述机载数据采集器接收到飞机的各种参数后，基于所述参数对飞行阶段做出逻辑识别，进而基于所识别出的飞行阶段生成包含对驾驶舱中音源的音量的修正系数k的音量调整指令，即图中“28”所示的功能模块。所述修正系数所基于的基准音量值可以使用固定值，也可以使用巡航阶段的播放音量值作为参考，如75dB。FMS/FMC通过对基准音量值乘以修正比例系数的方式，动态修正当前的驾驶舱中各音源播放音量大小。

例如，如前所述，对于起飞、爬升、降落、进近等背景噪声大的飞行阶段，所述比例系数可设置为1.1-1.3之间；而对于滑行、着陆、发动机初始启动等背景噪声小的飞行阶段，所述比例系数可设置为0.8－0.9之间。FMS/FMC将包含修正后的音量值的音量控制指令通过数据总线送至音频综合系统116，由音频综合系统根据所述指令控制驾驶舱扬声器音量值35和飞行员耳机音量值36。不同机型下音频综合系统的组成存在差异，一般而言，其可以由音频控制装置、无线电接口装置、音频输出装置等组成。值得注意的是，通常情况下，驾驶舱扬声器音量值要大于飞行员耳机音量值，因此，FMS/FMC所生成的修正的比例系数也可以针对扬声器和耳机进行区分。音频综合系统116可接收控制不同通道下的话音，例如甚高频语音通道30、高频语音通道31、卫星语音通道32、导航台通道33和客舱语音通道34等。飞行机组可根据飞行任务选择不同通道进行收听。

在一些实施例中，图4还可以包括更多与紧急状态相关的传感器，例如烟雾探测器、舱内温度传感器、碰撞警报器等等以便于FMS/FMC能够及时识别出紧急情况以对驾驶舱音源音量进行即时调整。

与现有技术相比，本公开具有如下有益效果：

1)基于现有飞机驾驶舱中音源的音量控制的设计理念，在原有手动调节音量大小的基础上，增加了基于飞行阶段的动态调节音量大小方法，免去飞行机组大量繁琐的调节通道音量的程序，避免注意力分散，有助于确保飞行安全行驶，提高飞行人员应变能力，为航行安全赢得时间；

2)无需额外增加飞机系统或设备，依据现有的技术，只需在飞行管理系统

/飞行管理计算机中通过软件升级增加相应的功能模块，即可实现动态调节驾驶舱音量增益，成本低，易于维护。

以上结合附图对本公开的实施例进行了详细描述，但需要指出的是，上述实例所描述的是仅为本方案的优选实例而已，并不用于限制本方案。其它实施例在所附权利要求书的范围内。在一些情况下，在权利要求书中记载的动作或步骤可以按照不同于实施例中的顺序来执行并且仍然可以实现期望的结果。

另外，在附图中描绘的过程不一定要求示出的特定顺序或者连续顺序才能实现期望的结果。在某些实施方式中，多任务处理和并行处理也是可以的或者可能是有利的。而且，相关领域的技术人员将领会，在不偏离如所附权利要求书所定义的本公开的精神和范围的情况下，所述实施例可以在形式和细节方面进行各种修改。因此，此处所公开的本公开的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。

Claims (10)

1.一种动态调节飞机驾驶舱中音源的音量的系统，所述系统包括：

一个或多个机载数据采集器，被配置为采集与飞行阶段有关的各种数据；

通过机载数据总线与所述机载数据采集器通信的综合航电系统；

通过机载数据总线与所述综合航电系统通信的一个或多个音源，所述音源被配置为根据所述综合航电系统的指令播放话音；

其中所述综合航电系统包括：

飞行阶段识别器，被配置为根据所述机载数据采集器采集到的所述数据识别出所述飞机所处的飞行阶段；

动态音量调节器，被配置为根据所述飞行阶段识别器所识别出的飞行阶段生成音量控制指令；以及

音频综合处理器，被配置为根据来自所述动态音量调节器的所述音量控制指令来调整所述音源的音量。

2.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述飞行阶段包括下述阶段：发动机启动、滑行、起飞、爬升、巡航、下降、进近、着陆、滑行、发动机关闭以及紧急情况；

其中所述紧急情况包括：飞机故障、异常飞行状态和灾害。

3.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述机载数据采集器包括与飞行状态有关的传感器和与紧急状态相关的传感器。

4.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述音量控制指令包括基于基准音量的比例系数或直接指定的音量的分贝值；

其中所述基准音量可以是飞机在巡航阶段的播放音量值；

其中当所述驾驶舱具有多个音源时，所述动态音量调节器可以根据所述飞行阶段为每个音源设置相应的比例系数。

5.如权利要求4所述的系统，其特征在于，所述动态音量调节器根据一张飞行阶段-音量设置表来基于所述飞行阶段设置音量的比例系数，以便于维护和修改；

其中，在所述飞行阶段-音量设置表中，每个飞行阶段与各个音源的音量的相应比例系数相关联。

6.如权利要求5所述的系统，其特征在于，所述动态音量调节器还包括一张基于紧急情况设置音量的比例系数的紧急情况-音量设置表。

7.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述飞行阶段识别器、动态音量调节器以及音频综合处理器可以通过对传统的综合航电系统进行软件升级来实现。

8.一种动态调节飞机驾驶舱中音源的音量的方法，所述方法包括：

从一个或多个机载数据采集器采集与飞行阶段相关的各种数据；

根据所采集的所述数据，识别出所述飞机当前所处的飞行阶段；

根据所述飞行阶段生成与所述飞行阶段相匹配的音量调整指令；

根据所述音量调整指令调整所述驾驶舱中所述音源的音量。

9.如权利要求8所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

如果识别出的当前飞行阶段与前一飞行阶段相同，则中断执行所述方法。

10.如权利要求8所述的方法，其特征在于，在整个飞行过程中可以以一定时间间隔重复执行所述方法。

Images