CN111846250A - 用于控制飞机的航速和姿态模式的方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于控制飞机的航速和姿态模式的方法及系统，飞机包括发动机及能够控制发动机运转并具有油门台和油门杆的推力控制装置，该方法包括：当飞机处于地面时，响应于将油门杆推动超过模式切换卡位的操作，飞机进入起飞推力控制模式，起飞推力控制模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式，其中在油门台中设置有该模式切换卡位；在起飞推力控制模式中，油门杆根据发动机的运转在油门台的第一档位区间中随动，第一档位区间为自模式切换卡位至前止动位的区间。根据本发明的用于控制飞机的航速和姿态模式的方法及系统，通过带有设定或固定的模式切换卡位的可随动油门台装置，有助于改善操控可靠性和便捷程度，降低飞行安全风险。

Description

用于控制飞机的航速和姿态模式的方法及系统

技术领域

本发明涉及飞机机体设计领域，尤其涉及对飞机航速和姿态模式的控制，尤其涉及一种用于控制飞机的航速和姿态模式的方法及系统。

背景技术

随着航空技术尤其是自动飞行控制相关技术的发展，飞机在飞行中的各个阶段，都可执行对航速和飞行姿态的自动控制或半自动控制，以辅助飞行员操控飞机的飞行。然而，在涉及飞机的航速和飞行姿态的相关控制的具体操控方式上，目前已有的解决方案仍然存在诸多不足之处。

众所周知，飞行员在通常的飞行操控过程中需要通过操控油门台装置以控制发动机的推力。简而言之，现有飞机中的油门台装置通常包括油门台(也可称为油门台本体)和可操作地附接至油门台的油门杆(也可称为推力杆或操纵杆)。根据一些现有设计，通过油门杆的前推可使发动机推力增大，而通过将油门杆后拉则可使发动机推力减小。油门杆的前极限位置是使发动机推力增大到最大推力，一般可用于飞机起飞或者复飞，油门杆的后极限位置是使发动机推力降至最小推力(也称为慢车位置或慢车止动位置)，一般用于飞机着陆或地面静止。

在此基础上，已有的解决方案还进一步提供了如下的操控方式。举例来说，在波音公司设计的飞机中，往往采用按钮触发适于飞机飞行的某一阶段的控制模式。例如，飞机中可能采用通过按压复飞按钮来触发复飞控制模式(复飞推力模式)。然而，这样的方案存在以下亟待解决的问题。

飞行员在诸如紧急情况下容易遗忘按压复飞按钮的操作按钮，或者可能出现因按压动作不到位而导致未能有效触发该模式，又或者可能在慌忙中只将油门杆前推至最大而忘记按压复飞按钮，这会造成飞机只触发复飞推力控制模式而未触发复飞姿态模式，严重危及飞行安全。这导致飞机的诸如复飞模式的触发方式可靠性不够高，操控方式也不够便捷。

又例如，在空客公司设计的飞机中，在使用各种自动推力的推力模式管理飞机发动机的推力时，其油门杆总是固定在某一卡位，这会导致当前的自动推力所选择的推力(或发动机实际输出的推力)与油门杆所处的实际位置不相符或者说不一致。因此，当飞行员需要断开自动推力切换为手动控制推力或者需要执行超控操作时，需要先按照与发动机相关的指示将油门杆调整到实际推力位置，才能切断自动推力，否则会导致在断开当前使用的自动推力模式或者自当前使用的自动推力模式切换控制时，发动机的推力发生突然的指令变化(例如，突然增大或突然变小)。这会破坏飞机状态的稳定，对飞行安全造成风险，并且不利于飞行员的操控，操控便捷性不佳且也不利于飞行员有效管理飞行数据。

因此，亟需提供一种新的用于控制飞机的航速和姿态模式的方法及系统，以解决现有技术存在的上述问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术在使用自动推力模式对飞机的航速和姿态模式进行控制的过程中，操控可靠性不够高、操控方式不够便捷以及可能给飞行安全造成风险的缺陷，提出一种新的用于控制飞机的航速和姿态模式的方法及系统。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

本发明提供了一种用于控制飞机的航速和姿态模式的方法，其中所述飞机包括发动机及被配置为能够控制所述发动机运转的推力控制装置，所述推力控制装置具有油门台和油门杆，其特点在于，所述方法包括：

当所述飞机处于地面时，响应于将所述油门杆推动超过模式切换卡位的操作，所述飞机进入起飞推力控制模式，所述起飞推力控制模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式，其中在所述油门台中设置有所述模式切换卡位；

在所述起飞推力控制模式中，所述油门杆根据所述发动机的运转在所述油门台的第一档位区间中随动，所述第一档位区间为自所述模式切换卡位至所述油门台的前止动位的区间。

根据本发明的一种实施方式，所述方法还包括：

在所述起飞推力控制模式中，响应于将所述油门杆收回至所述模式切换卡位以下的操作，所述飞机自所述起飞推力控制模式切换至正常推力模式，所述正常推力模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式；

在所述正常推力模式中，所述油门杆根据所述发动机的运转在所述油门台的第二档位区间中随动，所述第二档位区间为自所述油门台的慢车止动卡位至所述模式切换卡位的区间。

根据本发明的一种实施方式，所述方法还包括：

在所述正常推力模式中，响应于将所述油门杆推动超过所述模式切换卡位的操作，所述飞机自所述正常推力模式切换至复飞推力控制模式，所述复飞推力控制模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式；

在所述复飞推力控制模式中，所述油门杆根据所述发动机的运转在所述油门台的所述第一档位区间中随动。

根据本发明的一种实施方式，所述方法还包括：

在所述起飞推力控制模式中，响应于将所述油门杆进一步推动至超过所述油门台的所述前止动位的操作，所述飞机进入最大推力起飞模式，否则，所述飞机进入灵活推力起飞模式。

根据本发明的一种实施方式，所述方法还包括：

当所述飞机进入所述起飞推力控制模式时，检查所述飞机是否已进行灵活起飞推力设置，若已进行所述灵活起飞推力设置，则所述飞机进入灵活推力起飞模式，否则所述飞机进入最大推力起飞模式，其中所述灵活起飞推力设置包括经由设置灵活温度或设置减额定功率起飞(也称为DERATE模式)方式设置灵活起飞推力。

根据本发明的一种实施方式，所述方法还包括：

在所述最大推力起飞模式中，所述油门杆根据所述发动机的运转在所述第一档位区间中的高档位子区间中随动，在所述灵活推力起飞模式中，所述油门杆根据所述发动机的运转在所述第一档位区间中的低档位子区间中随动；

其中，所述高档位子区间和所述低档位子区间由所述油门台中设置的起飞推力切换点分隔，其中所述起飞推力切换点根据所述发动机在所述最大推力起飞模式和/或所述灵活推力起飞模式下能够输出的推力范围确定。

根据本发明的一种实施方式，所述方法还包括：

在所述复飞推力控制模式中，检查所述飞机是否出现单发故障，在出现单发故障的情况下，所述飞机切换至最大推力复飞模式，否则所述飞机切换至灵活推力复飞模式；

在所述最大推力复飞模式中，所述油门杆根据所述发动机的运转在所述第一档位区间中的高档位子区间中随动，在所述灵活推力复飞模式中，所述油门杆根据所述发动机的运转在所述第一档位区间中的低档位子区间中随动；

其中，所述高档位子区间和所述低档位子区间由所述油门台中设置的复飞推力切换点分隔。

根据本发明的一种实施方式，所述油门杆的所述随动，使得所述油门杆相对于所述油门台所处的档位与所述发动机运转所提供的推力保持一致。

本发明还提供了一种用于控制飞机的航速和姿态模式的系统，其中所述飞机包括发动机，其特征在于，所述系统包括：

推力控制装置，所述推力控制装置被配置为能够控制所述发动机的运转，并具有油门台及可操作地附接至所述油门台的油门杆，所述油门台设置有一模式切换卡位；

全权限数字电子控制装置(也可简称为FADEC)，所述全权限数字电子控制装置被配置为能够在所述飞机处于地面时，响应于将所述油门杆推动超过所述模式切换卡位的操作，以起飞推力控制模式控制所述飞机，其中所述起飞推力控制模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式，以及，使得所述油门杆根据所述发动机的运转在所述油门台的第一档位区间中随动；

其中，所述第一档位区间为自所述模式切换卡位至所述油门台的前止动位的区间。

根据本发明的一种实施方式，所述全权限数字电子控制装置还被配置为能够在所述起飞推力控制模式中，响应于将所述油门杆收回至所述模式切换卡位以下的操作，自所述起飞推力控制模式切换至正常推力模式以控制所述飞机，所述正常推力模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式，以及，使得所述油门杆根据所述发动机的运转在所述油门台的第二档位区间中随动；

其中，所述第二档位区间为自所述油门台的慢车止动卡位至所述模式切换卡位的区间。

根据本发明的一种实施方式，所述全权限数字电子控制装置还被配置为能够在所述正常推力模式中，响应于将所述油门杆推动超过所述模式切换卡位的操作，自所述正常推力模式切换至复飞推力控制模式以控制所述飞机，所述复飞推力控制模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式，以及，使得所述油门杆根据所述发动机的运转在所述油门台的所述第一档位区间中随动。

根据本发明的一种实施方式，所述全权限数字电子控制装置还被配置为能够监测所述发动机运转所提供的推力，并根据监测到的所述推力控制所述油门杆移动到所述油门台上和所述推力相一致的档位。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。

本发明的积极进步效果在于：

根据本发明的用于控制飞机的航速和姿态模式的方法及系统，通过带有设定或固定的模式切换卡位的可随动油门台装置，使得飞行员在诸如执行起飞或复飞程序时，可仅通过油门杆的相关操作，便捷地使用相关自动控制模式，从而同时触发相应的对发动机推力和飞行姿态模式的控制。

这有助于减少飞行员涉及相关操作的思考及动作过程，降低了其工作负担，并有助于改善飞行员对飞机的操控可靠性，降低飞行安全风险，同时随动的油门台设计还能够改善飞行员在必要时切换操控方式的便捷程度和安全性，有利于飞行员有效管理飞行耗能。

附图说明

图1为根据本发明的优选实施方式的用于控制飞机的航速和姿态模式的方法及系统中所涉及的包括油门台的一种示例性设计的示意图。

图2为根据本发明的优选实施方式的用于控制飞机的航速和姿态模式的方法的一应用实例中，执行起飞程序及正常飞行程序的流程示意图。

图3为根据本发明的优选实施方式的用于控制飞机的航速和姿态模式的方法的一应用实例中，执行复飞程序的流程示意图。

具体实施方式

下面结合说明书附图，进一步对本发明的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本发明的限制，任何的其他类似情形也都落入本发明的保护范围之中。

在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”等，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

如图1所示，在下文的根据本发明的各个较佳实施方式中，在油门台中设置有一模式切换卡位，该模式切换卡位可以是固定的，也可以是预先设定而确定的。在图1所示的示例中，该模式切换卡位可将正常推力模式和起飞推力控制模式、复飞推力控制模式(起复飞可选地分别包括灵活推力模式和最大推力模式)分隔开，其中参考图1所示，在油门台上位于该模式切换卡位的左侧的档位范围对应于正常推力模式，右侧的档位范围则对应于起飞推力控制模式、复飞推力控制模式。另外，本文中所称的“随动”一般是指，油门杆的位置将根据发动机运转状态或者说发动机实时的推力而改变，即，油门杆在油门台上所处位置或档位与发动机的实时推力相符或者说保持一致。

如前，在一些现有设计中，油门台被设计成，使得通过油门杆的前推可诸如使发动机推力增大，而通过将油门杆后拉则可使发动机推力减小，相应的油门杆的前极限位置是使发动机推力增大到最大推力，油门杆的后极限位置是使发动机推力降至最小推力(也称为慢车位置或慢车止动位置)。因此，如图1所示的示例也可以通过在这类现有设计的基础上进行改进增设该模式切换卡位的方式实施。在此情形下，图1所示的左端IDLE档位可理解为是油门台的后极限位置，右端的TOGA_max档位则可理解为是前极限位置。

另外，应当理解的是，本文中所称的各种“模式”或“推力控制模式”，可按本文中所定义的那样包含或者说定义有对应的推力功率和飞机姿态模式。换言之，其中所称的“推力控制”应理解为该模式包括对于发动机推力的控制或者说其能够实现对发动机推力控制，而非专用于或仅仅用于发动机推力的控制。还应理解的是，本文中诸如飞机进入某一模式或者飞机自某一模式切换至另一模式的表述，是以一种较为简洁的表达方式描述或限定以某一模式控制飞机或者自某一模式切换至另一模式以控制飞机。其中，模式的切换和对飞机的推力和/或飞机姿态的控制，例如可经由飞机的全权限数字电子控制装置(全权限数字电子控制装置)实现，其具体控制方式可以根据本领域技术人员业已知晓的各种方式实现。

根据本发明的较佳实施方式的用于控制飞机的航速和姿态模式的方法，包括：

当飞机处于地面时，响应于将油门杆推动超过模式切换卡位的操作，飞机进入起飞推力控制模式，起飞推力控制模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式；

在起飞推力控制模式中，油门杆根据发动机的运转在油门台的第一档位区间中随动，第一档位区间为自模式切换卡位至油门台的前止动位的区间，例如图1中示出的自模式切换卡位至左端的IDLE档位之间的区间。

其中，可理解的是，飞机处于地面还是空中，可诸如通过起落架的轮载信号等方式确定或判断。通过这种解决方案，飞行员仅通过将油门杆推过模式切换卡位这一操作，例如图1中所示地自左向右推过该模式切换卡位，就能便捷地使用定义有对应的推力功率和飞机姿态模式的起飞推力控制模式，即，触发相应的对发动机推力和飞行姿态模式的控制。

在本文中，通过飞行员对油门杆的操作所触发的各种模式，其中涉及的对发动机推力和飞行姿态模式的控制典型的均可以是至少一定程度上的自动控制，可诸如通过全权限数字电子控制装置实现。

根据本发明的一些优选实施方式，该方法还可包括：

在起飞推力控制模式中，响应于将油门杆收回至模式切换卡位以下(例如图1中所示地自右向左将油门杆收回至该模式切换卡位左侧)的操作，飞机自起飞推力控制模式切换至正常推力模式，正常推力模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式；

在正常推力模式中，油门杆根据发动机的运转在油门台的第二档位区间中随动，第二档位区间为自油门台的慢车止动卡位至模式切换卡位的区间。

进一步优选地，该方法还可包括：

在正常推力模式中，响应于将油门杆推动超过模式切换卡位的操作，飞机自正常推力模式切换至复飞推力控制模式，复飞推力控制模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式；

在复飞推力控制模式中，油门杆根据发动机的运转在油门台的第一档位区间中随动。

可替代地，也可设置有一进近模式，在该进近模式中，可响应于油门杆的操作而切换至复飞推力控制模式，复飞推力控制模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式。

应理解的是，上述在诸如起飞推力控制模式、复飞推力控制模式、正常推力模式中定义的推力功率和飞机姿态模式，在不同模式中可根据所需执行的飞行任务(诸如起飞、复飞等)的不同等因素而定义不同的推力和飞机姿态，并且本文中各个模式中所定义的推力功率可以是一个适当的功率范围，与之相似的，所定义的飞机姿态模式也可以是将相关的飞机姿态参数限定在某一数值范围内。

根据本发明的一些优选实施方式，该方法还可包括：

在起飞推力控制模式中，响应于将油门杆进一步推动至油门台的前止动位(触发TOGA_max)的操作，飞机进入最大推力起飞模式，否则，飞机进入灵活推力起飞模式。

根据这种实施方式，可通过油门杆的进一步操作确定选取最大推力起飞模式和灵活推力起飞模式中的哪一种，从而将飞行员所需执行的操作仍然集中在对油门杆的操控上，使得飞行员得以更便捷地操控飞行。

根据本发明的另一些优选实施方式，该方法还可包括：

当飞机进入起飞推力控制模式时，检查飞机是否已设置灵活起飞推力，若已设置灵活起飞推力，则飞机进入灵活推力起飞模式，否则飞机进入最大推力起飞模式。

换言之，根据这种实施方式，根据是否已设置灵活起飞推力，自动确定这两种推力模式的选取，而无需其他额外的操作。或者说，可以通过前移相应操作，即提前设置灵活起飞推力，从而使得后续操控变得更为便捷。

可以理解的是，在该最大推力起飞模式下，可控制发动机输出最大推力，或者也可输出在较接近该最大推力的一区间内的大推力。

根据本发明的另一些优选实施方式，该方法还可包括：

在最大推力起飞模式中，油门杆根据发动机的运转在第一档位区间中的高档位子区间中随动，在灵活推力起飞模式中，油门杆根据发动机的运转在第一档位区间中的低档位子区间中随动；

其中，高档位子区间和低档位子区间由油门台中设置的起飞推力切换点分隔，其中起飞推力切换点根据发动机在最大推力起飞模式和/或灵活推力起飞模式下能够输出的推力范围确定，其中，该起飞推力切换点位于例如图1中右侧的虚线段所标示的位置。

根据本发明的另一些优选实施方式，该方法还可包括：

在复飞推力控制模式中，检查飞机是否出现单发故障，在出现单发故障的情况下，飞机切换至最大推力复飞模式，否则飞机切换至灵活推力复飞模式；

在最大推力复飞模式中，油门杆根据发动机的运转在第一档位区间中的高档位子区间中随动，在灵活推力复飞模式中，油门杆根据发动机的运转在第一档位区间中的低档位子区间中随动；

其中，高档位子区间和低档位子区间由油门台中设置的复飞推力切换点分隔。

其中，可选地，复飞和起飞模式中的最大推力和灵活推力模式的设置可以是彼此一致的。

根据本发明的一些优选实施方式的用于控制飞机的航速和姿态模式的系统，包括：

推力控制装置，推力控制装置被配置为能够控制飞机的发动机的运转，并具有油门台及可操作地附接至油门台的油门杆，油门台设置有一模式切换卡位；

全权限数字电子控制装置，该全权限数字电子控制装置被配置为能够在飞机处于地面时，响应于将油门杆推动超过模式切换卡位的操作，以起飞推力控制模式控制飞机，其中起飞推力控制模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式，以及，使得油门杆根据发动机的运转在油门台的第一档位区间中随动；

其中，第一档位区间为自模式切换卡位至油门台的前止动位的区间。

其中，全权限数字电子控制装置还可被配置为能够在起飞推力控制模式中，响应于将油门杆收回至模式切换卡位以下的操作，自起飞推力控制模式切换至正常推力模式以控制飞机，正常推力模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式，以及，使得油门杆根据发动机的运转在油门台的第二档位区间中随动；

其中，第二档位区间为自油门台的慢车止动卡位至模式切换卡位的区间。

优选地，全权限数字电子控制装置还可被配置为能够在正常推力模式中，响应于将油门杆推动超过模式切换卡位的操作，自正常推力模式切换至复飞推力控制模式以控制飞机，复飞推力控制模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式，以及，使得油门杆根据发动机的运转在油门台的第一档位区间中随动。

进一步优选地，全权限数字电子控制装置还被配置为能够监测发动机运转所提供的推力，并根据监测到的推力控制油门杆移动到油门台上和推力相一致的档位。

图2示出了根据上述优选实施方式的方法执行起飞程序及正常飞行程序的一应用实例的流程示意图。

如图2所示，在该应用实例中，首先，在地面起飞阶段，飞行员将油门杆推过模式切换卡位，若起飞前未设置灵活起飞推力，油门杆自动将移动到如图1中所示的TOGA档位，触发最大推力起飞模式；若已设置过灵活起飞推力，则油门杆自动移动至如图1中所示的FLX档位或(或减推力位)，触发灵活推力模式(也称为FLX GA模式)，飞行员此时若向前推油门杆至前止动位(触发TOGA_max)则激活最大起飞推力模式。

随后，当起飞完成，飞机爬升达到一定的高度(例如减推力高度)后，飞机无需以起飞推力爬升时，飞行员可操纵油门杆收过模式切换卡位。油门杆在模式切换卡位以下至处于正常推力模式时，全权限数字电子控制装置根据飞机发动机是双发工作或单发工作进行随动。双发模式下油门杆在IDLE位至CLB位(即爬升推力位)之间随动。当出现单发情况(例如单发故障)时，随动范围扩展至MCT位(即最大连续推力位),工作发动机对应的油门杆位置体现工作发动机当前转速，自动油门功能正常工作。在出现单发故障的情形下，故障发动机对应的油门杆由飞行员人工收回至IDLE位置，其自动油门断开，发动机转速表上的限制标志可随之从CLB位处增大至MCT位处。在使用人工油门时，只要油门杆大于CLB位，N1转速表会自动跳出MCT限制标志。

图3示出了根据上述优选实施方式的方法执行复飞程序的一应用实例的流程示意图。

如图3所示，在该应用实例中，在着陆进近阶段当飞行员决定复飞时，飞行员只需将油门杆推过该模式切换卡位。若飞机的双发动机正常工作，则可激活灵活推力模式(即FLX GA模式)。此时，优选地，全权限数字电子控制装置与FMS(即飞行管理系统)可根据飞机复飞时的重量、高度、速度、总温、着陆跑道及构型等因素计算出合适的灵活复飞所需的推力，计算出的这一推力足以产生满足目的地机场安全爬升要求的上升梯度。随之，油门杆自动移动到对应位置，同时飞机由进近模式切换至灵活复飞对应的飞行姿态模式。可选地，可由飞行员根据PFD(即主飞行显示器)或FMA(即飞行方式信号牌)显示的飞行姿态模式或对应的飞行指引或自动驾驶执行复飞动作。

此时，飞行员若向前推油门杆至前止动位则触发最大推力模式，使得飞机产生最大上升率。而在单发失效的情况下，一旦油门杆推过该模式切换卡位，将直接激活最大推力模式(无论飞行员是否将油门杆推至前止动位)，油门杆自动达到最大复飞推力的对应位置。同时飞机由进近模式转变为最大推力复飞的姿态模式，并显示在PFD和FMA上，飞行员可根据飞行指引或自动驾驶执行复飞动作。

另外，例如，通过按压自动油门断开按钮或人工将油门杆收至慢车止动位，可使得自动油门断开。在着陆进近阶段，若飞行员未手动将所有油门杆收到该慢车止动位，则当无线电高度达到某一高度阈值诸如30英尺时，油门杆可自动收至该慢车止动位并断开自动油门，以辅助飞行员完成着陆接地。

综上所述，可以理解的是，相比于现有技术，本发明的上述优选实施方式所提出的解决方案，通过带有设定或固定的模式切换卡位的可随动油门台装置，可更加便捷可靠地辅助飞行员执行诸如起飞或复飞程序，并可有助于降低飞行员操控的负担，降低飞行安全风险，同时通过油门台装置中油门杆的随动设计，还能够改善飞行员在必要时切换操控方式的便捷程度和安全性。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (12)

1.一种用于控制飞机的航速和姿态模式的方法，其中所述飞机包括发动机及被配置为能够控制所述发动机运转的推力控制装置，所述推力控制装置具有油门台和油门杆，其特征在于，所述方法包括：

当所述飞机处于地面时，响应于将所述油门杆推动超过模式切换卡位的操作，所述飞机进入起飞推力控制模式，所述起飞推力控制模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式，其中在所述油门台中设置有所述模式切换卡位；

在所述起飞推力控制模式中，所述油门杆根据所述发动机的运转在所述油门台的第一档位区间中随动，所述第一档位区间为自所述模式切换卡位至所述油门台的前止动位的区间。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

在所述起飞推力控制模式中，响应于将所述油门杆收回至所述模式切换卡位以下的操作，所述飞机自所述起飞推力控制模式切换至正常推力模式，所述正常推力模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式；

在所述正常推力模式中，所述油门杆根据所述发动机的运转在所述油门台的第二档位区间中随动，所述第二档位区间为自所述油门台的慢车止动卡位至所述模式切换卡位的区间。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

当所述飞机处于空中时，在所述正常推力模式中，响应于将所述油门杆推动超过所述模式切换卡位的操作，所述飞机自所述正常推力模式切换至复飞推力控制模式，所述复飞推力控制模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式；

在所述复飞推力控制模式中，所述油门杆根据所述发动机的运转在所述油门台的所述第一档位区间中随动。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

在所述起飞推力控制模式中，响应于将所述油门杆进一步推动至所述油门台的所述前止动位的操作，所述飞机进入最大推力起飞模式，否则，所述飞机进入灵活推力起飞模式。

5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

当所述飞机进入所述起飞推力控制模式时，检查所述飞机是否已进行灵活起飞推力设置，若已进行所述灵活起飞推力设置，则所述飞机进入灵活推力起飞模式，否则所述飞机进入最大推力起飞模式，其中所述灵活起飞推力设置包括经由设置灵活温度或设置减额定功率起飞方式设置灵活起飞推力。

6.如权利要求4或5所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

在所述最大推力起飞模式中，所述油门杆根据所述发动机的运转在所述第一档位区间中的高档位子区间中随动，在所述灵活推力起飞模式中，所述油门杆根据所述发动机的运转在所述第一档位区间中的低档位子区间中随动；

其中，所述高档位子区间和所述低档位子区间由所述油门台中设置的起飞推力切换点分隔，其中所述起飞推力切换点根据所述发动机在所述最大推力起飞模式和/或所述灵活推力起飞模式下能够输出的推力范围确定。

7.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

在所述复飞推力控制模式中，检查所述飞机是否出现单发故障，在出现单发故障的情况下，所述飞机切换至最大推力复飞模式，否则所述飞机切换至灵活推力复飞模式；

在所述最大推力复飞模式中，所述油门杆根据所述发动机的运转在所述第一档位区间中的高档位子区间中随动，在所述灵活推力复飞模式中，所述油门杆根据所述发动机的运转在所述第一档位区间中的低档位子区间中随动；

其中，所述高档位子区间和所述低档位子区间由所述油门台中设置的复飞推力切换点分隔。

8.如权利要求1-7中任意一项所述的方法，其特征在于，所述油门杆的所述随动，使得所述油门杆相对于所述油门台所处的档位与所述发动机运转所提供的推力保持一致。

9.一种用于控制飞机的航速和姿态模式的系统，其中所述飞机包括发动机，其特征在于，所述系统包括：

推力控制装置，所述推力控制装置被配置为能够控制所述发动机的运转，并具有油门台及可操作地附接至所述油门台的油门杆，所述油门台设置有一模式切换卡位；

全权限数字电子控制装置，所述全权限数字电子控制装置被配置为能够在所述飞机处于地面时，响应于将所述油门杆推动超过所述模式切换卡位的操作，以起飞推力控制模式控制所述飞机，其中所述起飞推力控制模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式，以及，使得所述油门杆根据所述发动机的运转在所述油门台的第一档位区间中随动；

其中，所述第一档位区间为自所述模式切换卡位至所述油门台的前止动位的区间。

10.如权利要求9所述的系统，其特征在于，所述全权限数字电子控制装置还被配置为能够在所述起飞推力控制模式中，响应于将所述油门杆收回至所述模式切换卡位以下的操作，自所述起飞推力控制模式切换至正常推力模式以控制所述飞机，所述正常推力模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式，以及，使得所述油门杆根据所述发动机的运转在所述油门台的第二档位区间中随动；

其中，所述第二档位区间为自所述油门台的慢车止动卡位至所述模式切换卡位的区间。

11.如权利要求10所述的系统，其特征在于，所述全权限数字电子控制装置还被配置为能够在所述正常推力模式中，响应于将所述油门杆推动超过所述模式切换卡位的操作，自所述正常推力模式切换至复飞推力控制模式以控制所述飞机，所述复飞推力控制模式中定义有对应的推力功率和飞机姿态模式，以及，使得所述油门杆根据所述发动机的运转在所述油门台的所述第一档位区间中随动。

12.如权利要求9-11中任意一项所述的系统，其特征在于，所述全权限数字电子控制装置还被配置为能够监测所述发动机运转所提供的推力，并根据监测到的所述推力控制所述油门杆移动到所述油门台上和所述推力相一致的档位。

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