CN116039937A - 飞行器起飞推力控制方法、装置及存储介质 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞行器起飞推力控制方法、装置及存储介质，方法包括：激活飞行器的起飞推力模式并监测发动机的运行状态，根据发动机的运行状态激活起飞推力等级，根据起飞推力等级对应的第一推力参数控制油门台和发动机推力；监测飞行器的实时高度和飞行管理系统发送的减推力高度，当实时高度大于减推力高度时，根据飞行管理系统的垂直模式请求激活垂直‑爬升模式；根据发动机的运行状态和垂直‑爬升模式确定目标推力模式和目标推力等级；根据目标推力等级对应的第二推力参数控制油门台和发动机推力。本发明所提供的技术方案能够解决现有技术中在飞行器起飞阶段，不能自动管理飞机推力控制的技术问题。
Description
技术领域
本发明涉及飞机控制技术领域，尤其涉及一种飞行器起飞推力控制方法、装置及存储介质。
背景技术
产生推力是飞机引擎工作的基本目的，推力可以改变飞机的速度，使飞机克服惯性而向前运动，同时使空气在机翼上下表面运动，从而产生压力，将机翼向上推。在飞机起飞阶段，推力控制不仅需要满足飞机爬升梯度的要求，同时需要兼顾发动机寿命并减少飞机噪音。为了最大化满足起飞要求，确定起飞推力如何转换以及如何设置转换设置条件是关键。
现有技术中，起飞推力控制相关的专利针对起飞阶段的推力做了研究，但是没有针对飞管模式而确定起飞推力逻辑的相关方法，不能在起飞阶段自动管理飞机推力控制，需要依赖飞行员控制飞机推力，推力使用不当还会造成对飞机发动机造成损耗。因此，现有技术中存在飞行器起飞阶段不能自动管理飞机推力控制的技术问题。
发明内容
本发明提供了一种飞行器起飞推力控制方法、装置及存储介质，旨在有效解决现有技术中在飞行器起飞阶段，不能自动管理飞机推力控制的技术问题。
根据本发明的一方面，本发明提供一种飞行器起飞推力控制方法，所述方法包括：
激活飞行器的起飞推力模式并监测发动机的运行状态，根据所述发动机的运行状态激活起飞推力等级，根据所述起飞推力等级对应的第一推力参数控制油门台和发动机推力，其中，所述发动机的运行状态为单发状态或双发状态；
监测飞行器的实时高度和飞行管理系统发送的减推力高度，当所述实时高度大于所述减推力高度时，根据所述飞行管理系统的垂直模式请求激活垂直-爬升模式；
根据所述发动机的运行状态和所述垂直-爬升模式确定目标推力模式和目标推力等级；
根据所述目标推力等级对应的第二推力参数控制所述油门台和所述发动机推力。
进一步地，所述激活飞行器的起飞推力模式包括：
当飞行器处于地面时，接收飞行员在飞行模式控制板上输入的垂直导航模式按钮指令，基于所述垂直导航模式按钮指令对垂直导航模式进行预位操作；
接收飞行员输入的起飞/复飞模式接通指令，基于所述起飞/复飞模式接通指令激活所述起飞推力模式。
进一步地，所述根据所述发动机的运行状态激活起飞推力等级包括：
自动飞行系统发送起飞推力等级请求至全权数字式发动机控制装置；
全权数字式发动机控制装置确定所述发动机的运行状态，并根据所述发动机的运行状态确定所述第一推力参数和起飞推力等级响应，发送所述起飞推力等级响应至自动飞行系统；
当所述起飞推力等级请求对应的推力等级和所述起飞推力等级响对应的推力等级保持一致时，自动飞行系统激活所述起飞推力等级。
进一步地，所述根据所述起飞推力等级对应的第一推力参数控制油门台和发动机推力包括：
自动飞行系统根据所述第一推力参数确定起飞推力目标值，并基于所述起飞推力目标值生成自动油门指令，根据所述自动油门指令控制所述油门台和所述发动机推力。
进一步地，所述方法还包括：
在所述监测飞行器的实时高度和飞行管理系统发送的减推力高度之后，若所述减推力高度小于所述实时高度且所述发动机的运行状态为所述单发状态时，自动飞行系统持续监测所述飞行管理系统发送的所述减推力高度直至所述实时高度大于所述减推力高度。
进一步地，所述根据所述飞行管理系统的垂直模式请求激活垂直-爬升模式包括：
自动飞行系统监测所述飞行管理系统发送的所述垂直模式请求；
当所述垂直模式请求为垂直-飞行高度层改变模式请求时，自动飞行系统将垂直-飞行高度层改变模式的可用参数设置为表征激活状态的第一参数。
进一步地，所述根据所述发动机的运行状态和所述垂直-爬升模式确定目标推力模式和目标推力等级包括：
当所述发动机的运行状态为所述单发状态时，自动飞行系统根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定所述目标推力模式为飞行高度层改变模式；
自动飞行系统根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定所述目标推力等级为最大连续推力等级。
进一步地，所述根据所述发动机的运行状态和所述垂直-爬升模式确定目标推力模式和目标推力等级包括：
当所述发动机的运行状态为所述双发状态时，自动飞行系统根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定所述目标推力模式为飞行高度层改变模式；
自动飞行系统根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定所述目标推力等级为爬升推力等级；
当所述发动机的运行状态由所述双发状态切换为所述单发状态时，所述目标推力等级由所述爬升推力等级转换为最大连续推力等级。
进一步地，所述根据所述目标推力等级对应的第二推力参数控制所述油门台和所述发动机推力包括：
自动飞行系统根据所述第二推力参数确定爬升推力目标值，并基于所述爬升推力目标值生成自动油门指令，根据所述自动油门指令控制所述油门台和所述发动机推力。
进一步地，所述方法还包括：
在所述根据所述飞行管理系统的垂直模式请求激活垂直-飞行高度层改变模式之后，监测飞行管理系统发送的目标速度，若所述目标速度不在预设的目标速度范围内，则关闭所述垂直-爬升模式。
进一步地，所述目标速度范围的最小值为飞行器的最小特征速度，所述目标速度范围的最大值为飞行器的最大特征速度。
进一步地，所述方法还包括：
当飞行器停止飞行后的落地时间大于预设的第一时间长度时，自动飞行系统将所述垂直-飞行高度层改变模式的可用参数设置为表征关闭状态的第二参数。
进一步地，所述方法还包括：
在所述激活飞行器的起飞推力模式并监测发动机的运行状态之后，计算飞行器处于所述起飞推力模式时的累计时间长度；
当所述发动机的运行状态为所述单发状态且所述累计时间长度大于第二时间长度时，发送提示信号；
当所述发动机的运行状态为所述双发状态且所述累计时间长度大于第三时间长度时，将所述起飞推力等级切换为最大连续推力等级，其中，所述第二时间长度大于所述第三时间长度。
根据本发明的另一方面，本发明还提供了一种飞行器起飞推力控制装置，所述装置包括：
起飞推力模块，用于激活飞行器的起飞推力模式并监测发动机的运行状态，根据所述发动机的运行状态激活起飞推力等级，根据所述起飞推力等级对应的第一推力参数控制油门台和发动机推力，其中，所述发动机的运行状态为单发状态或双发状态；
第一爬升推力模块，用于监测飞行器的实时高度和飞行管理系统发送的减推力高度，当所述实时高度大于所述减推力高度时，根据所述飞行管理系统的垂直模式请求激活垂直-爬升模式；
第二爬升推力模块，用于根据所述发动机的运行状态和所述垂直-爬升模式确定目标推力模式和目标推力等级；
第三爬升推力模块，用于根据所述目标推力等级对应的第二推力参数控制所述油门台和所述发动机推力。
根据本发明的另一方面，本发明还提供了一种存储介质，所述存储介质中存储有多条指令，所述指令适于由处理器加载以执行如上所述的任一飞行器起飞推力控制方法。
通过本发明中的上述实施例中的一个实施例或多个实施例，至少可以实现如下技术效果：
在本发明所公开的技术方案中，自动飞行系统接收飞行管理系统的模式请求、减推力高度、速度目标等信号，作为判断垂直-爬升模式接通的条件，接收全权数字式发动机控制装置发送的可接受的推力等级、推力参数(N1参考值)、发动机的运行状态等信号，在自动飞行计算机中计算出接通的飞行指引模式、接通的自动油门模式和接通的推力等级，进而确定推力目标值，通过发送控制指令至油门台进而控制发动机，实现起飞阶段的推力控制。本方案基于管理模式控制起飞推力，实现了在飞机起飞阶段自动管理飞机推力控制，能够减轻飞行员在起飞阶段的工作负荷。此外，在激活起飞推力模式后，设置起飞推力接通计时功能，并行实现起飞阶段自动管理飞机的推力控制，防止起飞推力时间太长而损害发动机，可以有效延长发动机使用寿命。
附图说明
下面结合附图，通过对本发明的具体实施方式详细描述，将使本发明的技术方案及其它有益效果显而易见。
图1为本发明实施例提供的一种飞行器起飞推力控制方法的步骤流程图；
图2为本发明实施例提供的一种飞行器起飞推力控制方法的逻辑示意图；
图3为本发明实施例提供的一种飞行器起飞推力控制装置的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，本文中术语“和/或”，仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。另外，本文中字符“/”，在不做特别说明的情况下，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。
图1所示为本发明实施例所提供的飞行器起飞推力控制方法的步骤流程图，根据本发明的一方面，本发明提供一种飞行器起飞推力控制方法，所述方法包括：
步骤101：激活飞行器的起飞推力模式并监测发动机的运行状态，根据所述发动机的运行状态激活起飞推力等级，根据所述起飞推力等级对应的第一推力参数控制油门台和发动机推力，其中，所述发动机的运行状态为单发状态或双发状态；
步骤102：监测飞行器的实时高度和飞行管理系统(FMS)发送的减推力高度，当所述实时高度大于所述减推力高度时，根据所述飞行管理系统(FMS)的垂直模式请求激活垂直-爬升模式；
步骤103：根据所述发动机的运行状态和所述垂直-爬升模式确定目标推力模式和目标推力等级；
步骤104：根据所述目标推力等级对应的第二推力参数控制所述油门台和所述发动机推力。
图2为本发明实施例提供的一种飞行器起飞推力控制方法的逻辑示意图，如图2所示，飞机系统的主要组成部分包括飞行管理系统(FMS)、全权数字式发动机控制装置(FADEC)、自动飞行系统(AFCS)和油门台，另外还包括无线电高度表和起落架系统，下面介绍在本方案中每一部分的具体功能。
飞行管理系统(Flight Management System，FMS)，用于使机组在FMS页面输入本次飞行的减推力高度，飞行管理系统(FMS)根据飞行计划提供起飞时的飞行管理模式请求，数据通过ARINC664总线传输至自动飞行系统(AFCS)。
全权数字式发动机控制装置(Full Authority Digital Engine Control，FADEC)，用于输出各推力等级的N1参考值、接受的推力等级、发动机的运行状态等，数据通过ARINC664总线传输至自动飞行系统(AFCS)。
自动飞行系统(Automatic Flight Control System，AFCS)，用于自动飞行接收飞行管理系统(FMS)发送的推力模式请求和减推力高度，并在结合飞机当前状态以及激活模式确定推力等级后发给全权数字式发动机控制装置(FADEC)、飞行管理系统(FMS)。同时根据全权数字式发动机控制装置(FADEC)的N1参考值、油门杆角度和TCQ油门运动反馈等计算自动油门指令。
油门台(Throttle Control Quadrant,TCQ)，用于反馈油门运动状态至全权数字式发动机控制装置(FADEC)，通过模拟线传输。
无线电高度表(Radio Altimeter，RA)，用于输出飞机当前的高度，通过A429总线发给自动飞行系统(AFCS)。
起落架系统(Landing Gear System，LGS)，用于输出轮载信号，通过A429总线发送给自动飞行系统(AFCS)。
本方案提出一种飞行器起飞推力控制方法，基于管理模式控制起飞推力，以实现在飞机起飞阶段自动管理飞机推力控制，以下对上述步骤101～104进行具体描述。
在步骤101中，激活飞行器的起飞推力模式并监测发动机的运行状态，根据所述发动机的运行状态激活起飞推力等级，根据所述起飞推力等级对应的第一推力参数控制油门台和发动机推力，其中，所述发动机的运行状态为单发状态或双发状态。
示例性地，在飞机处于多种地面预位状态时，飞行员通过飞机模式控制板上的按钮启动起飞推力模式。自动飞行系统(AFCS)监测发动机的运行状态，飞机上有一个或者两个发动机，在不同飞行模式下使用的发动机数量不同。然后，在垂直导航模式处于预位状态时，激活起飞推力等级，进而根据起飞推力等级对应的第一推力参数确定起飞推力目标值，再根据起飞推力目标值生成控制油门台和发动机推力的控制指令。
在步骤102中，监测飞行器的实时高度和飞行管理系统(FMS)发送的减推力高度，当所述实时高度大于所述减推力高度时，根据所述飞行管理系统(FMS)的垂直模式请求激活垂直-爬升模式。
示例性地，无论发动机的运行状态为单发状态或双发昨天，自动飞行系统(AFCS)都监测减推力高度。当实时高度大于减推力高度时，自动飞行系统(AFCS)等待飞行管理系统(FMS)发送的垂直模式请求，其中，飞行器具有多种类型的垂直模式，且不同飞机的垂直模式可能不同，在本方案中，当垂直模式请求为垂直-爬升模式对应的请求时，将飞行模式由原来的起飞推力模式切换到垂直-爬升模式。
在步骤103中，根据所述发动机的运行状态和所述垂直-爬升模式确定目标推力模式和目标推力等级。
示例性地，在爬升推力阶段，发动机的运行状态也可能为单发状态或者双方状态，当处于不同状态时，目标推力模式相同，都为飞行高度层改变模式，举例来说，为FLC推力模式。但是发动机的运行状态不同，目标推力等级不同。
在步骤104中，根据所述目标推力等级对应的第二推力参数控制所述油门台和所述发动机推力。
示例性地，在确定了目标推力等级后，进而可以确定对应的第二推力参数，然后根据第二推力参数确定爬升推力目标值，基于爬升推力目标值生成控制指令来控制油门台和发动机推力。
进一步地，所述激活飞行器的起飞推力模式包括：
当飞行器处于地面时，接收飞行员在飞行模式控制板上输入的垂直导航模式按钮指令，基于所述垂直导航模式按钮指令对垂直导航模式进行预位操作；
接收飞行员输入的起飞/复飞模式接通指令，基于所述起飞/复飞模式接通指令激活所述起飞推力模式。
示例性地，地面飞行员进行地面预位，使飞机处在自动油门模式(AT)预位状态、横向导航模式(LNAV)预位状态和垂直导航模式(VNAV)预位状态。飞行员按压飞行模式控制板上的VNAV按钮，垂直导航模式(VNAV)预位成功。然后飞行员接通AT或者按压起飞/复飞模式(TO/GA)按钮，自动飞行系统(AFCS)激活起飞推力模式。
进一步地，所述根据所述发动机的运行状态激活起飞推力等级包括：
自动飞行系统(AFCS)发送起飞推力等级请求至全权数字式发动机控制装置(FADEC)；
全权数字式发动机控制装置(FADEC)确定所述发动机的运行状态，并根据所述发动机的运行状态确定所述第一推力参数和起飞推力等级响应，发送所述起飞推力等级响应至自动飞行系统(AFCS)；
当所述起飞推力等级请求对应的推力等级和所述起飞推力等级响对应的推力等级保持一致时，自动飞行系统(AFCS)激活所述起飞推力等级。
示例性地，全权数字式发动机控制装置(FADEC)向自动飞行系统(AFCS)发送Engine running信号，该信号表征每一台发动机是否处于工作状态。
自动飞行系统(AFCS)发送起飞推力等级请求发送至全权数字式发动机控制装置(FADEC)，全权数字式发动机控制装置(FADEC)根据发动机的运行状态等信息确定可接受的推力等级后，发出FADEC_Accepted_Rating_Type＝1的起飞推力等级响应，该响应表示全权数字式发动机控制装置(FADEC)可接受的自动飞行的起飞推力。自动飞行系统(AFCS)收到响应后，比较发出的推力等级指令和接受的推力等级，在推力等级一致时激活起飞推力等级。
进一步地，所述根据所述起飞推力等级对应的第一推力参数控制油门台和发动机推力包括：
自动飞行系统(AFCS)根据所述第一推力参数确定起飞推力目标值，并基于所述起飞推力目标值生成自动油门指令，根据所述自动油门指令控制所述油门台和所述发动机推力。
示例性地，根据第一推力参数FADEC_N1_Reference确定N1参考值，不同推力等级对应不同的N1参考值。起飞推力等级确定后，自动飞行系统(AFCS)根据对应的第一推力参数找出对应的N1参考值，确定起飞推力目标值，进而发出自动油门指令控制油门台和发动机推力。
进一步地，所述方法还包括：
在所述监测飞行器的实时高度和飞行管理系统(FMS)发送的减推力高度之后，若所述减推力高度小于所述实时高度且所述发动机的运行状态为所述单发状态时，自动飞行系统(AFCS)持续监测所述飞行管理系统(FMS)发送的所述减推力高度直至所述实时高度大于所述减推力高度。
示例性地，自动飞行系统(AFCS)持续监控飞行管理系统(FMS)发出的减推力高度，例如减推力高度表示为FMS_Autothrust_Reduction_Altitude。如果飞机高度在减推力高度以下时，自动飞行系统(AFCS)持续监控全权数字式发动机控制装置(FADEC)发出的发动机的运行状态，如果判断为单发状态，则监控飞行管理系统(FMS)发出的单发状态时的减推力高度信息，直至飞机高度大于或等于单发时减推力高度。
进一步地，所述根据所述飞行管理系统(FMS)的垂直模式请求激活垂直-爬升模式包括：
自动飞行系统(AFCS)监测所述飞行管理系统(FMS)发送的所述垂直模式请求；
当所述垂直模式请求为垂直-飞行高度层改变模式请求时，自动飞行系统(AFCS)将垂直-飞行高度层改变模式的可用参数设置为表征激活状态的第一参数。
示例性地，自动飞行系统(AFCS)继续监控飞行管理系统(FMS)发出的多种垂直模式请求，当飞管系统发送的垂直模式请求为垂直-飞行高度层改变模式(VNAV-VFLC)模式时，即FMS_Vertical_Mode_Request＝1(VFLC)，激活垂直-飞行高度层改变模式。例如系统判定垂直-飞行高度层改变模式的可用参数Takeoff_VNAV_Available＝1，在本例中第一参数为1，表示垂直-飞行高度层改变模式(VNAV-VFLC)被激活。
进一步地，所述根据所述发动机的运行状态和所述垂直-爬升模式确定目标推力模式和目标推力等级包括：
当所述发动机的运行状态为所述单发状态时，自动飞行系统(AFCS)根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定所述目标推力模式为飞行高度层改变模式；
自动飞行系统(AFCS)根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定所述目标推力等级为最大连续推力等级。
示例性地，当发动机的运行状态为单发状态时，自动飞行系统(AFCS)根据激活的飞行高度层改变模式激活对应FLC推力模式，即飞行高度层改变推力模式。
自动飞行系统(AFCS)根据激活的垂直-飞行高度层改变模式(VNAV-VFLC)，激活对应的爬升推力等级，即最大连续推力等级(MCT推力等级)。
进一步地，所述根据所述发动机的运行状态和所述垂直-爬升模式确定目标推力模式和目标推力等级包括：
当所述发动机的运行状态为所述双发状态时，自动飞行系统(AFCS)根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定所述目标推力模式为飞行高度层改变推力模式；
自动飞行系统(AFCS)根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定目标推力等级为爬升推力等级；
当所述发动机的运行状态由所述双发状态切换为所述单发状态时，所述目标推力等级由所述爬升推力等级转换为最大连续推力等级。
示例性地，当发动机的运行状态为双发状态时，自动飞行系统(AFCS)根据激活的垂直-飞行高度层改变模式(VNAV-VFLC)激活对应的模式，即FLC推力模式，FLC推力模式为飞行高度层改变推力模式。
自动飞行系统(AFCS)根据激活的垂直-行高度层改变模式(VNAV-VFLC)，激活对应的目标推力等级，在发动机为双发状态时，首先将目标推力等级确定为CLB推力等级，即爬升推力等级。然后，自动飞行系统(AFCS)持续监控全权数字式发动机控制装置(FADEC)发出的发动机的运行状态，如果判断发动机为单发可用，则将爬升推力等级转为最大连续推力等级(MCT推力等级)，在推力等级转换后，推力变大，即可使用的最大推力变大，最大推力由原来的CLB对应的N1变为MCT对应的N1。
进一步地，所述根据所述目标推力等级对应的第二推力参数控制所述油门台和所述发动机推力包括：
自动飞行系统(AFCS)根据所述第二推力参数确定爬升推力目标值，并基于所述爬升推力目标值生成自动油门指令，根据所述自动油门指令控制所述油门台和所述发动机推力。
示例性地，根据第二推力参数FADEC_N1_Reference确定N1参考值，不同推力等级对应不同的N1参考值。目标推力等级确定后，自动飞行系统(AFCS)根据对应的第二推力参数找出对应的N1参考值，确定爬升推力目标值，进而发出自动油门指令控制油门台和发动机推力。
进一步地，所述方法还包括：
在所述根据所述飞行管理系统(FMS)的垂直模式请求激活垂直-爬升模式之后，监测飞行管理系统(FMS)发送的目标速度，若所述目标速度不在预设的目标速度范围内，则关闭所述垂直-爬升模式。
进一步地，所述目标速度范围的最小值为飞行器的最小特征速度，所述目标速度范围的最大值为飞行器的最大特征速度。
示例性地，自动飞行系统(AFCS)根据飞行管理系统(FMS)提供的速度目标，监控其数据有效性，判断速度目标是否在目标速度范围内，如果数据无效或者数据有效且超出目标速度范围，则断开垂直-飞行高度层改变模式(VNAV-VFLC)，结束管理的推力控制。
其中，目标速度范围可定义为[Vls,Vmo/Mmo]，其中，Vls为飞行器的最小特征速度，Vmo/Mmo为飞行器的最大特征速度。对于目标速度范围，本发明不做限定，也可以为其它自动飞行系统(AFCS)允许的阈值范围，具体可根据实际应用需求确定。
进一步地，所述方法还包括：
当飞行器停止飞行后的落地时间大于预设的第一时间长度时，自动飞行系统(AFCS)将所述垂直-飞行高度层改变模式的可用参数设置为表征关闭状态的第二参数。
示例性地，在飞机落地(即WOW＝1)且持续的落地时间大于第一时间长度时，重置垂直-飞行高度层改变模式的可用参数。例如，可用参数Takeoff_VNAV_Available在起飞时被置为第一参数1后，第一时间长度为40s，重置可用参数Takeoff_VNAV_Available＝0，即第二参数为0，充值数据以后可以便于下一次起飞时对该信号的使用。
进一步地，所述方法还包括：
在所述激活飞行器的起飞推力模式并监测发动机的运行状态之后，计算飞行器处于所述起飞推力模式时的累计时间长度；
当所述发动机的运行状态为所述单发状态且所述累计时间长度大于第二时间长度时，发送提示信号；
当所述发动机的运行状态为所述双发状态且所述累计时间长度大于第三时间长度时，将所述起飞推力等级切换为最大连续推力等级，其中，所述第二时间长度大于所述第三时间长度。
示例性地，起飞推力模式接通后，自动飞行系统(AFCS)持续判断起飞推力模式接通后的累计时间长度和发动机的运行状态。
当发动机的运行状态为单发状态时，起飞推力模式接通时长超过第二时间长度，向飞行员发送提示信号。例如，第二时间长度为10分钟，超时后，FMA上起飞推力模式带虚线框闪烁，提示机组按需操作。
当发动机的运行状态为双发状态时，且起飞推力模式接通时长超过第三时间长度，起飞推力等级自动转为MCT推力等级。其中，第三时间长度小于第二时间长度，例如第三时间长度为5分钟。通过控制推力的方式，防止起飞推力时间太长，损害发动机寿命。
通过本发明中的上述实施例中的一个实施例或多个实施例，至少可以实现如下技术效果：
在本发明所公开的技术方案中，自动飞行系统(AFCS)接收飞行管理系统(FMS)的模式请求、减推力高度、速度目标等信号，作为判断垂直-爬升模式接通的条件，接收全权数字式发动机控制装置(FADEC)发送的可接受的推力等级、推力参数(N1参考值)、发动机的运行状态等信号，在自动飞行计算机中计算出接通的飞行指引模式、接通的自动油门模式和接通的推力等级，进而确定推力目标值，通过发送控制指令至油门台进而控制发动机，实现起飞阶段的推力控制。本方案基于管理模式控制起飞推力，实现了在飞机起飞阶段自动管理飞机推力控制，能够减轻飞行员在起飞阶段的工作负荷。此外，在激活起飞推力模式后，设置起飞推力接通计时功能，并行实现起飞阶段自动管理飞机的推力控制，防止起飞推力时间太长而损害发动机，可以有效延长发动机使用寿命。
基于与本发明实施例的一种飞行器起飞推力控制方法同样的发明构思，本发明实施例提供了一种飞行器起飞推力控制装置，请参考图3，所述装置包括：
起飞推力模块201，用于激活飞行器的起飞推力模式并监测发动机的运行状态，根据所述发动机的运行状态激活起飞推力等级，根据所述起飞推力等级对应的第一推力参数控制油门台和发动机推力，其中，所述发动机的运行状态为单发状态或双发状态；
第一爬升推力模块202，用于监测飞行器的实时高度和飞行管理系统发送的减推力高度，当所述实时高度大于所述减推力高度时，根据所述飞行管理系统的垂直模式请求激活垂直-爬升模式；
第二爬升推力模块203，用于根据所述发动机的运行状态和所述垂直-爬升模式确定目标推力模式和目标推力等级；
第三爬升推力模块204，用于根据所述目标推力等级对应的第二推力参数控制所述油门台和所述发动机推力。
进一步地，所述起飞推力模块201还用于：
当飞行器处于地面时，接收飞行员在飞行模式控制板上输入的垂直导航模式按钮指令，基于所述垂直导航模式按钮指令对垂直导航模式进行预位操作；
接收飞行员输入的起飞/复飞模式接通指令，基于所述起飞/复飞模式接通指令激活所述起飞推力模式。
进一步地，所述起飞推力模块201还用于：
自动飞行系统发送起飞推力等级请求至全权数字式发动机控制装置；
全权数字式发动机控制装置确定所述发动机的运行状态，并根据所述发动机的运行状态确定所述第一推力参数和起飞推力等级响应，发送所述起飞推力等级响应至自动飞行系统；
当所述起飞推力等级请求对应的推力等级和所述起飞推力等级响对应的推力等级保持一致时，自动飞行系统激活所述起飞推力等级。
进一步地，所述起飞推力模块201还用于：
自动飞行系统根据所述第一推力参数确定起飞推力目标值，并基于所述起飞推力目标值生成自动油门指令，根据所述自动油门指令控制所述油门台和所述发动机推力。
进一步地，所述装置还用于：
在所述监测飞行器的实时高度和飞行管理系统发送的减推力高度之后，若所述减推力高度小于所述实时高度且所述发动机的运行状态为所述单发状态时，自动飞行系统持续监测所述飞行管理系统发送的所述减推力高度直至所述实时高度大于所述减推力高度。
进一步地，所述第一爬升推力模块202还用于：
自动飞行系统监测所述飞行管理系统发送的所述垂直模式请求；
当所述垂直模式请求为垂直-飞行高度层改变模式请求时，自动飞行系统将垂直-飞行高度层改变模式的可用参数设置为表征激活状态的第一参数。
进一步地，所述第二爬升推力模块203还用于：
当所述发动机的运行状态为所述单发状态时，自动飞行系统根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定所述目标推力模式为飞行高度层改变模式；
自动飞行系统根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定所述目标推力等级为最大连续推力等级。
进一步地，所述第二爬升推力模块203还用于：
当所述发动机的运行状态为所述双发状态时，自动飞行系统根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定所述目标推力模式为飞行高度层改变模式；
自动飞行系统根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定所述目标推力等级为爬升推力等级；
当所述发动机的运行状态由所述双发状态切换为所述单发状态时，所述目标推力等级由所述爬升推力等级转换为最大连续推力等级。
进一步地，所述第三爬升推力模块204还用于：
自动飞行系统根据所述第二推力参数确定爬升推力目标值，并基于所述爬升推力目标值生成自动油门指令，根据所述自动油门指令控制所述油门台和所述发动机推力。
进一步地，所述装置还用于：
在所述根据所述飞行管理系统的垂直模式请求激活垂直-飞行高度层改变模式之后，监测飞行管理系统发送的目标速度，若所述目标速度不在预设的目标速度范围内，则关闭所述垂直-爬升模式。
进一步地，所述目标速度范围的最小值为飞行器的最小特征速度，所述目标速度范围的最大值为飞行器的最大特征速度。
进一步地，所述装置还用于：
当飞行器停止飞行后的落地时间大于预设的第一时间长度时，自动飞行系统将所述垂直-飞行高度层改变模式的可用参数设置为表征关闭状态的第二参数。
进一步地，所述装置还用于：
在所述激活飞行器的起飞推力模式并监测发动机的运行状态之后，计算飞行器处于所述起飞推力模式时的累计时间长度；
当所述发动机的运行状态为所述单发状态且所述累计时间长度大于第二时间长度时，发送提示信号；
当所述发动机的运行状态为所述双发状态且所述累计时间长度大于第三时间长度时，将所述起飞推力等级切换为最大连续推力等级，其中，所述第二时间长度大于所述第三时间长度。
其中，所述飞行器起飞推力控制装置的其它方面以及实现细节与前面所描述的飞行器起飞推力控制方法相同或相似，在此不再赘述。
根据本发明的另一方面，本发明还提供一种存储介质，所述存储介质中存储有多条指令，所述指令适于由处理器加载以执行如上所述的任一飞行器起飞推力控制方法。
综上所述，虽然本发明已以优选实施例揭露如上，但上述优选实施例并非用以限制本发明，本领域的普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围内，均可作各种更动与润饰，因此本发明的保护范围以权利要求界定的范围为准。
Claims (15)
1.一种飞行器起飞推力控制方法，其特征在于，所述方法包括：
激活飞行器的起飞推力模式并监测发动机的运行状态，根据所述发动机的运行状态激活起飞推力等级，根据所述起飞推力等级对应的第一推力参数控制油门台和发动机推力，其中，所述发动机的运行状态为单发状态或双发状态；
监测飞行器的实时高度和飞行管理系统发送的减推力高度，当所述实时高度大于所述减推力高度时，根据所述飞行管理系统的垂直模式请求激活垂直-爬升模式；
根据所述发动机的运行状态和所述垂直-爬升模式确定目标推力模式和目标推力等级；
根据所述目标推力等级对应的第二推力参数控制所述油门台和所述发动机推力。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述激活飞行器的起飞推力模式包括：
当飞行器处于地面时，接收飞行员在飞行模式控制板上输入的垂直导航模式按钮指令，基于所述垂直导航模式按钮指令对垂直导航模式进行预位操作；
接收飞行员输入的起飞/复飞模式接通指令，基于所述起飞/复飞模式接通指令激活所述起飞推力模式。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述发动机的运行状态激活起飞推力等级包括：
自动飞行系统发送起飞推力等级请求至全权数字式发动机控制装置；
全权数字式发动机控制装置确定所述发动机的运行状态，并根据所述发动机的运行状态确定所述第一推力参数和起飞推力等级响应，发送所述起飞推力等级响应至自动飞行系统；
当所述起飞推力等级请求对应的推力等级和所述起飞推力等级响对应的推力等级保持一致时，自动飞行系统激活所述起飞推力等级。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述起飞推力等级对应的第一推力参数控制油门台和发动机推力包括：
自动飞行系统根据所述第一推力参数确定起飞推力目标值，并基于所述起飞推力目标值生成自动油门指令，根据所述自动油门指令控制所述油门台和所述发动机推力。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
在所述监测飞行器的实时高度和飞行管理系统发送的减推力高度之后，若所述减推力高度小于所述实时高度且所述发动机的运行状态为所述单发状态时，自动飞行系统持续监测所述飞行管理系统发送的所述减推力高度直至所述实时高度大于所述减推力高度。
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述飞行管理系统的垂直模式请求激活垂直-爬升模式包括：
自动飞行系统监测所述飞行管理系统发送的所述垂直模式请求；
当所述垂直模式请求为垂直-飞行高度层改变模式请求时，自动飞行系统将垂直-飞行高度层改变模式的可用参数设置为表征激活状态的第一参数。
7.如权利要求6所述的方法，其特征在于，所述根据所述发动机的运行状态和所述垂直-爬升模式确定目标推力模式和目标推力等级包括：
当所述发动机的运行状态为所述单发状态时，自动飞行系统根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定所述目标推力模式为飞行高度层改变模式；
自动飞行系统根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定所述目标推力等级为最大连续推力等级。
8.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述发动机的运行状态和所述垂直-爬升模式确定目标推力模式和目标推力等级包括：
当所述发动机的运行状态为所述双发状态时，自动飞行系统根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定所述目标推力模式为飞行高度层改变模式；
自动飞行系统根据所述垂直-飞行高度层改变模式确定所述目标推力等级为爬升推力等级；
当所述发动机的运行状态由所述双发状态切换为所述单发状态时，所述目标推力等级由所述爬升推力等级转换为最大连续推力等级。
9.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述目标推力等级对应的第二推力参数控制所述油门台和所述发动机推力包括：
自动飞行系统根据所述第二推力参数确定爬升推力目标值，并基于所述爬升推力目标值生成自动油门指令，根据所述自动油门指令控制所述油门台和所述发动机推力。
10.如权利要求6所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
在所述根据所述飞行管理系统的垂直模式请求激活垂直-飞行高度层改变模式之后，监测飞行管理系统发送的目标速度，若所述目标速度不在预设的目标速度范围内，则关闭所述垂直-爬升模式。
11.如权利要求10所述的方法，其特征在于，所述目标速度范围的最小值为飞行器的最小特征速度，所述目标速度范围的最大值为飞行器的最大特征速度。
12.如权利要求6所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
当飞行器停止飞行后的落地时间大于预设的第一时间长度时，自动飞行系统将所述垂直-飞行高度层改变模式的可用参数设置为表征关闭状态的第二参数。
13.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
在所述激活飞行器的起飞推力模式并监测发动机的运行状态之后，计算飞行器处于所述起飞推力模式时的累计时间长度；
当所述发动机的运行状态为所述单发状态且所述累计时间长度大于第二时间长度时，发送提示信号；
当所述发动机的运行状态为所述双发状态且所述累计时间长度大于第三时间长度时，将所述起飞推力等级切换为最大连续推力等级，其中，所述第二时间长度大于所述第三时间长度。
14.一种飞行器起飞推力控制装置，其特征在于，所述装置包括：
起飞推力模块，用于激活飞行器的起飞推力模式并监测发动机的运行状态，根据所述发动机的运行状态激活起飞推力等级，根据所述起飞推力等级对应的第一推力参数控制油门台和发动机推力，其中，所述发动机的运行状态为单发状态或双发状态；
第一爬升推力模块，用于监测飞行器的实时高度和飞行管理系统发送的减推力高度，当所述实时高度大于所述减推力高度时，根据所述飞行管理系统的垂直模式请求激活垂直-爬升模式；
第二爬升推力模块，用于根据所述发动机的运行状态和所述垂直-爬升模式确定目标推力模式和目标推力等级；
第三爬升推力模块，用于根据所述目标推力等级对应的第二推力参数控制所述油门台和所述发动机推力。
15.一种存储介质，其特征在于，所述存储介质中存储有多条指令，所述指令适于由处理器加载以执行如权利要求1至13中任一项所述的方法。
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