專利名稱：用于控制飛機的額外起飛推力的方法和裝置的制作方法
技術領域：
本發明涉及飛機推力控制領域，尤其涉及用于控制飛機的額外起飛推力(Bump Rating)的方法和裝置。
背景技術：
在諸如高原、高溫、和/或大飛機重量等的特定條件下，飛機正常起飛推力等級無 法滿足飛機起飛性能需求，此時應采用額外起飛推力等級以提供更大的起飛推力。該額外 起飛推力通常被稱為BumpRating。
在傳統方案中，對額外起飛推力的控制是通過設置在油門臺上的多個物理按鈕 (也被稱為硬按鈕)進行的，并且每個物理按鈕對應于一臺發動機。圖1示出了傳統額外起 飛推力控制按鈕，其中圖1(a)和圖1(b)分別示出了 A320和A330的油門臺，其上均設置有 用于控制額外起飛推力的物理按鈕。如圖1所示，油門臺上設置有多個物理按鈕110，每個 物理按鈕對應于一臺發動機。圖2示出了傳統額外起飛推力控制方案。如圖2所示，傳統 方案具有如下特點“
I)由飛行員210根據環境溫度、機場高度和飛機起飛重量決定是否使用額外起飛 推力；
2)額外起飛推力的激活是由飛行員210按壓設置在油門臺上的物理按鈕220-1至 220-n而實現的，各物理按鈕分別通過專用的傳輸線連接至對應的發動機230-1至230_n以 實現該發動機的額外起飛推力的激活。當通過按壓物理按鈕而激活了額外起飛推力后，飛 行員將油門桿推至正常起飛位即可實現額外起飛推力；
3)當油門桿角度低于限制值以后，物理按鈕彈出，額外起飛推力得以關閉。
傳統方案存在的缺點包括
I)需要專門按鈕和傳輸線，帶來重量問題和布置的問題；
2)在激活額外起飛推力時，飛行員需要手動地按壓所有可用發動機所對應的物理 按鈕，一旦飛行員僅按壓了部分可用發動機所對應的物理按鈕，便會造成單發激活的誤操 作。發明內容
針對上述技術問題，本發明提供了一種用于控制飛機的額外起飛推力的方案，其 能夠避免由于飛行員的誤操作而造成的單發激活。
根據本發明的一個方面，提供了一種用于控制飛機的額外起飛推力的方法，所述 方法包括A.接收來自所述飛機的飛行員的、用于激活所述額外起飛推力的第一指令，并 且響應于所述第一指令、向所述飛機的所有可用發動機中的每一個發動機發送用于激活所 述額外起飛推力的激活信號。
相應地，各個發動機響應于所接收的所述激活信號將激活所述額外起飛推力，并 且當額外起飛推力被激活后，飛行員只需按照正常起飛程序將油門桿推至正常起飛位即可實現額外起飛推力。
由于飛行員僅需發送一個指令即可為每一個發動機激活額外起飛推力，因此不僅 減輕了飛行員的負擔，而且避免了傳統方案所帶來的單發激活的誤操作。
根據本發明的一個實施例，所述方法還包括生成軟件按鈕；在用戶界面上顯示 所述軟件按鈕；以及經由所述軟件按鈕接收所述第一指令。
由于能夠通過一個軟件按鈕實現對兩臺(或多臺)發動機的額外起飛推力進行控 制，不僅避免了單發激活的誤操作，還無需設置專用的物理按鈕，從而解決了傳統方案中由 額外的物理按鈕而導致的重量和布置問題。
根據本發明的一個實施例，所述激活信號是通過飛機的總線傳遞的。
由此，無需設置專用的傳輸線來傳遞用于控制額外起飛推力的信號，從而解決了 傳統方案中由額外的傳輸線而導致的重量和布置問題。
根據本發明的一個實施例，所述方法還包括接收來自所述每一個發動機的、用于 指示該發動機的所述額外起飛推力是否被激活的狀態信號；根據所述狀態信號，生成用于 指示所述每一個發動機的所述額外起飛推力是否被激活的第一指示；以及將所述第一指示 提供給所述飛行員。
由此，飛行員能夠根據第一指示獲知每一個發動機的額外起飛推力是否被激活， 這能夠進一步提高起飛階段的安全性。
根據本發明的一個實施例，所述方法還包括接收用于指示機場高度的第一參數、 用于指示環境溫度的第二參數、以及用于指示所述飛機的重量的第三參數；根據所述第一、 第二、第三參數以及預存的第一準則，判斷是否激活所述額外起飛推力；根據所述判斷，生 成用于指示所述判斷的結果的第二指示；以及將所述第二指示提供給所述飛行員。
以該種方式，能夠基于機場高度、環境溫度和飛機重量這三個因素判斷是否需要 激活額外起飛推力，并且將判斷結果提供給飛行員，從而能夠為飛行員在決定是否激活額 外起飛推力時提供決策輔助。
根據本發明的一個實施例，所述方法還包括接收用于指示飛機場高的第五參數、 以及用于指示所述飛機的飛行速度的第六參數；根據所述第五參數、所述第六參數、以及預 存的第二準則，判斷是否關閉所述額外起飛推力；以及如果所述判斷的結果是關閉所述額 外起飛推力，則向所述每一個發動機發送用于關閉所述額外起飛推力的關閉信號。
已知飛機場高是指飛機與機場的相對高度，因而第五參數能夠是指示飛機場高的 單一值，或者也能夠通過飛機的高度與機場的高度兩個值來表示。
以該種方式，能夠基于飛機場高、飛行速度等飛行狀態參數自動判斷出是否關閉 額外起飛推力，并且根據判斷結果自動關閉額外起飛推力。由此，額外起飛推力的關閉能夠 不依賴于飛行員對油門桿的操作。
根據本發明的一個實施例，所述關閉信號是通過飛機的總線傳遞的。
根據本發明的另一個方面，提供了一種用于控制飛機的額外起飛推力的裝置，所 述裝置包括激活模塊，其中所述激活模塊包括第一接收單元，其被配置為接收來自所述飛 機的飛行員的、用于激活所述額外起飛推力的第一指令；以及第一發送單元，其被配置為響 應于所述第一指令向所述飛機的所有可用發動機中的每一個發動機發送用于激活所述額 外起飛推力的激活信號。
根據本發明的一個實施例，所述第一接收單元與用戶界面相連，并且被配置為生 成軟件按鈕、在所述用戶界面上顯示所述軟件按鈕、以及經由所述軟件按鈕接收所述第一 指令。
根據本發明的一個實施例，所述激活單元與所述所有可用發動機經由所述飛機的 總線相連，以及所述激活信號是通過所述總線傳遞的。
根據本發明的一個實施例，所述裝置還包括用于向飛行員提供指示的指示模塊、 所述指示模塊包括第二接收單元，其被配置為接收來自所述每一個發動機的、用于指示該 發動機的所述額外起飛推力是否被激活的狀態信號；第一指示生成單元，其被配置為根據 所述狀態信號、生成用于指示所述每一個發動機的所述額外起飛推力是否被激活的第一指 示；以及第一指示提供單元，其被配置為將所述第一指示提供給所述飛行員。
根據本發明的一個實施例，所述裝置還包括激活判斷模塊，其與所述指示模塊相 連。所述激活判斷模塊包括第三接收單元、以及第一判斷單元，所述第三接收單元被配置為 接收用于指示機場高度的第一參數、用于指示環境溫度的第二參數、以及用于指示所述飛 機的重量的第三參數，所述第一判斷單元被配置為根據所述第一、第二、第三參數以及預存 的第一準則，判斷是否激活所述額外起飛推力并且將判斷結果發送給所述指示模塊。所述 指示模塊還被配置為接收所述激活判斷模塊的判斷結果、根據所述判斷結果生成用于指示 所述判斷結果的第二指示、并且將所述第二指示提供給所述飛行員。
根據本發明的一個實施例，所述關閉模塊所述裝置還包括所述關閉模塊，其包括 第五接收單元、第三判斷單元、以及第二發送單元。所述第五接收單元被配置為接收用于指 示飛機場高的第五參數、以及用于指示所述飛機的飛行速度的第六參數。所述第三判斷單 元被配置為根據所述第五參數、所述第六參數、以及預存的第二準則，判斷是否關閉所述額 外起飛推力。所述第二發送單元被配置為如果第二判斷單元判斷出要關閉所述額外起飛推 力，則發送向所述每一個發動機發送用于關閉所述額外起飛推力的關閉信號。
根據本發明的另一方面，提供了一種飛管計算機，所述飛管計算機與上述裝置相 連，并且所述飛管計算機的用戶界面被配置為顯示所述軟件按鈕。
通過參照附圖閱讀以下所作的對非限制性實施例的詳細描述，本發明的其它特 征、目的和優點將會變得更明顯。
圖1示出了傳統額外起飛推力控制按鈕；
圖2示出了傳統額外起飛推力控制方案；
圖3示出的根據本發明的一個實施例的用于控制額外起飛推力的方法的流程圖； 以及
圖4示出了包含根據本發明的一個實施例的用于控制額外起飛推力的裝置的系 統的方框圖。
具體實施方式
圖3示出的根據本發明的一個實施例的用于控制額外起飛推力的方法的流程圖。
參照圖3，在步驟S310中，接收來自所述飛機的飛行員的、用于激活所述額外起飛推力的第一指令。接著，在步驟S320中，響應于所述第一指令、向所述飛機的所有可用發動 機中的每一個發動機發送用于激活所述額外起飛推力的激活信號。
相應地，各個發動機響應于所接收的所述激活信號將激活所述額外起飛推力，并 且當額外起飛推力被激活后，飛行員只需按照正常起飛程序將油門桿推至正常起飛位即可 實現額外起飛推力。
附加地，該方法還能夠包括步驟S330。在步驟S330中，當基于飛行狀態參數自行 判斷出不再需要額外起飛推力時，向所述每一個發動機發送用于關閉所述額外起飛推力的 關閉信號。
下面參照圖4對本發明的方案進行詳細說明。
圖4示出了包含根據本發明的一個實施例的用于控制額外起飛推力的裝置410的 系統的方框圖。
參照圖4，裝置410包括激活模塊411。所述激活模塊411包括第一接收單元、第 一發送單元。其中，第一接收單元被配置為接收來自所述飛機的飛行員440的、用于激活所 述額外起飛推力的第一指令。第一發送單元被配置為響應于所述第一指令向所述飛機的所 有可用發動機中的每一個發動機發送用于激活所述額外起飛推力的激活信號。
在一個例子中，激活模塊411通過飛機的總線與飛機的所有發動機420相連，并且 由此能夠通過總線將激活信號發送給發動機420。
在一個例子中，第一接收單元與用戶界面430相連，并且被配置為生成軟件按鈕、 在所述用戶界面上顯示所述軟件按鈕、以及經由所述軟件按鈕接收所述第一指令。相應地， 飛行員440通過按壓該軟件按鈕以發出第一指令，即激活額外起飛推力的指令。例如，用戶 界面430能夠是飛管計算機的用戶界面。
根據本發明的一個實施例，能夠以兩種方式實現額外起飛推力的關閉。
在第一種關閉方式中，飛行員對油門桿的操作實現手動關閉。具體地，各發動機 420接收用于指示所述飛機的油門桿450的角度的第四參數，根據所述第四參數判斷所述 油門桿的角度是否低于預定的閾值，以及如果判斷出所述油門桿的角度低于所述閾值，則 關閉額外起飛推力。例如，第四參數能夠通過總線信號傳遞給發動機420。
在第二種關閉方式中，裝置410通過對飛行狀態參數的判斷實現額外起飛推力的 自動關閉。具體地，裝置410還包括關閉模塊412。關閉模塊412接收用于指示飛機場高的 第五參數、以及用于指示所述飛機的飛行速度的第六參數，根據所述第五參數、所述第六參 數、以及預存的第二準則，判斷是否關閉所述額外起飛推力，以及如果判斷出要關閉所述額 外起飛推力，則向所述每一個發動機發送用于關閉所述額外起飛推力的關閉信號。例如，第 五、第六參數能夠通過總線信號傳遞給關閉模塊412。例如，預存的第二準則能夠是內建的 飛機性能表。例如，關閉模塊412還能夠通過飛機的總線與飛機的所有發動機420相連，并 且由此能夠通過總線將關閉信號發送給發動機420。
繼續參照圖4，裝置410還可選地包括用于向飛行員440提供指示的指示模塊 413。指示模塊413能夠包括第二接收單元、第一指示生成單元、第一指示提供單元。第二 接收單元接收來自所述每一個發動機的、用于指示該發動機的所述額外起飛推力是否被激 活的狀態信號。接著，第一指示生成單元根據所述狀態信號生成用于指示所述每一個發動 機的所述額外起飛推力是否被激活的第一指示。接著，第一指示提供單元將所述第一指示提供給飛行員440。
例如，所述第一指示能夠包括一組布爾值，每個布爾指對應于一個發動機并且指 示所對應的發動機的額外起飛推力是否被激活。例如，發動機420能夠將實際起飛功率反 饋給指示模塊413，由此所述第一指示能夠包括各個發動機的實際起飛功率。
能夠以多種方式實現第一指示提供單元。例如，能夠將第一指示以文字和/或圖 像形式顯示第一指示，其中第一指示能夠顯示在用于顯示軟件按鈕的用戶界面420上，也 能夠顯示在其他用戶界面上。例如，能夠通過語音形式播報第一指示。
繼續參照圖4，裝置410還可選地包括激活判斷模塊414。激活判斷模塊414包括 第三接收單元、以及第一判斷單元。所述第三接收單元被配置為接收用于指示機場高度的 第一參數、用于指示環境溫度的第二參數、以及用于指示所述飛機的重量的第三參數。所述 第一判斷單元被配置為根據所述第一、第二、第三參數以及預存的第一準則，判斷是否激活 所述額外起飛推力。預存的第一準則例如是內建的飛機性能表。激活判斷模塊414與指示 模塊413相連，并將判斷結果發送給指示模塊413。指示模塊413接收來自激活判斷模塊 414的判斷結果，根據所述判斷結果生成用于指示所述判斷結果的第二指示，并且將所述第 二指示提供給所述飛行員。例如，所述第二指示包括激活決策輔助指示。
圖4所示的系統的一個示例性工作流程如下
I)起飛前，飛行員通過對起飛條件(包括場高、環境溫度、起飛重量等)的判斷，決 定是否采用額外起飛推力，與此同時，指示模塊在用戶界面上顯示激活判斷模塊的判斷結 果;
2)若飛行員決定激活額外起飛推力，對軟件按鈕進行操作，發出激活指令；
3)軟件按鈕通過總線將激活信號傳送到所有可用發動機；
4)各發動機接到激活信號后通過控制單元對功率狀態進行調整以激活額外起飛 推力，并將調整結果反饋到指示模塊；
5)飛行員根據指示模塊所提供的指示檢查激活指令是否得到成功實施，若成功， 則開始正常起飛過程；
6)起飛成功后，在手動關閉的情形下，飛行員將油門桿角度降到最大爬升位置，發 動機通過對油門桿信號的解讀判斷出關閉額外起飛推力并且相應地通過控制單元對功率 狀態進行調整以關閉額外起飛推力；在自動關閉的情形下，當關閉模塊判斷出當前飛行狀 態(包括飛機場高、飛行速度)已滿足關閉額外起飛推力的條件時，通過總線將關閉信號傳 送到所有可用發動機，而各發動機接到關閉信號后通過控制單元對功率狀態進行調整以關 閉額外起飛推力。
本領域技術人員應能理解，上述實施例均是示例性而非限制性的。在不同實施例 中出現的不同技術特征可以進行組合，以取得有益效果。本領域技術人員在研究附圖、說明 書及權利要求書的基礎上，應能理解并實現所揭示的實施例的其他變化的實施例。在權利 要求書中，術語“包括”并不排除其他裝置或步驟；不定冠詞“一個”不排除多個；術語“第 一”、“第二”用于標示名稱而非用于表示任何特定的順序。權利要求中的任何附圖標記均不 應被理解為對保護范圍的限制。某些技術特征出現在不同的從屬權利要求中并不意味著不 能將這些技術特征進行組合以取得有益效果。
權利要求
1.一種用于控制飛機的額外起飛推力的方法，所述方法包括接收來自所述飛機的飛行員的、用于激活所述額外起飛推力的第一指令，并且響應于所述第一指令、向所述飛機的所有可用發動機中的每一個發動機發送用于激活所述額外起飛推力的激活信號。
2.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法還包括生成軟件按鈕；在用戶界面上顯示所述軟件按鈕；以及經由所述軟件按鈕接收所述第一指令。
3.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，所述激活信號是通過飛機的總線傳遞的。
4.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法還包括接收來自所述每一個發動機的、用于指示該發動機的所述額外起飛推力是否被激活的狀態信號；根據所述狀態信號，生成用于指示所述每一個發動機的所述額外起飛推力是否被激活的第一指示；以及將所述第一指示提供給所述飛行員。
5.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法還包括接收用于指示機場高度的第一參數、用于指示環境溫度的第二參數、以及用于指示所述飛機的重量的第三參數；根據所述第一、第二、第三參數以及預存的第一準則，判斷是否激活所述額外起飛推力；根據所述判斷，生成用于指示所述判斷的結果的第二指示；以及將所述第二指示提供給所述飛行員。
6.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，接收用于指示飛機場高的第五參數、以及用于指示所述飛機的飛行速度的第六參數；根據所述第五參數、所述第六參數、以及預存的第二準則，判斷是否關閉所述額外起飛推力；以及如果所述判斷的結果是關閉所述額外起飛推力，則向所述每一個發動機發送用于關閉所述額外起飛推力的關閉信號。
7.根據權利要求6所述的方法，其特征在于，所述關閉信號是通過飛機的總線傳遞的。
8.一種用于控制飛機的額外起飛推力的裝置，所述裝置包括激活模塊，其中所述激活模塊包括第一接收單元，其被配置為接收來自所述飛機的飛行員的、用于激活所述額外起飛推力的第一指令；以及第一發送單元，其被配置為響應于所述第一指令向所述飛機的所有可用發動機中的每一個發動機發送用于激活所述額外起飛推力的激活信號。
9.根據權利要求8所述的裝置，其特征在于，所述第一接收單元與用戶界面相連，并且被配置為生成軟件按鈕、在所述用戶界面上顯示所述軟件按鈕、以及經由所述軟件按鈕接收所述第一指令。
10.根據權利要求8所述的裝置，其特征在于，所述激活單元與所述所有可用發動機經由所述飛機的總線相連，以及所述激活信號是通過所述總線傳遞的。
11.根據權利要求8所述的裝置，其特征在于，所述裝置還包括用于向飛行員提供指示的指示模塊，所述指示模塊包括第二接收單元，其被配置為接收來自所述每一個發動機的、用于指示該發動機的所述額外起飛推力是否被激活的狀態信號；第一指示生成單元，其被配置為根據所述狀態信號、生成用于指示所述每一個發動機的所述額外起飛推力是否被激活的第一指示；以及第一指示提供單元，其被配置為將所述第一指示提供給所述飛行員。
12.根據權利要求11所述的裝置，其特征在于，所述裝置還包括激活判斷模塊，其與所述指示模塊相連，其中所述激活判斷模塊包括第三接收單元、以及第一判斷單元，所述第三接收單元被配置為接收用于指示機場高度的第一參數、用于指示環境溫度的第二參數、以及用于指示所述飛機的重量的第三參數，所述第一判斷單元被配置為根據所述第一、第二、第三參數以及預存的第一準則，判斷是否激活所述額外起飛推力并且將判斷結果發送給所述指示模塊；以及所述指示模塊還被配置為接收所述判斷結果、根據所述判斷結果生成用于指示所述判斷結果的第二指示、并且將所述第二指示提供給所述飛行員。
13.根據權利要求8所述的裝置，其特征在于，所述裝置還包括所述關閉模塊，其還包括第五接收單元、第三判斷單元、以及第二發送單元，其中所述第五接收單元被配置為接收用于指示飛機場高的第五參數、以及用于指示所述飛機的飛行速度的第六參數；所述第三判斷單元被配置為根據所述第五參數、所述第六參數、以及預存的第二準則， 判斷是否關閉所述額外起飛推力；以及所述第二發送單元被配置為如果第二判斷單元判斷出要關閉所述額外起飛推力，則發送向所述每一個發動機發送用于關閉所述額外起飛推力的關閉信號。
14.根據權利要求13所述的裝置，其特征在于，所述激活單元與所述所有可用發動機經由所述飛機的總線相連，以及所述激活信號是通過所述總線傳遞的。
15.一種飛管計算機，其特征在于，所述飛管計算機與根據權利要求9所述的裝置相連，并且所述飛管計算機的用戶界面被配置為顯示所述軟件按鈕。
全文摘要
本發明涉及一種控制飛機的額外起飛推力的方法和裝置。所述方法包括接收來自所述飛機的飛行員的、用于激活所述額外起飛推力的第一指令，并且響應于所述第一指令、向所述飛機的所有可用發動機中的每一個發動機發送用于激活所述額外起飛推力的激活信號。當額外起飛推力被激活后，飛行員只需將油門桿推至正常起飛位即可實現額外起飛推力。由于飛行員僅需發送一個指令即可為每一個發動機激活額外起飛推力，因此避免了傳統方案中的單發激活的誤操作。附加地，能夠經由軟件按鈕接收所述第一指令，以及通過飛機的總線傳遞所述激活信號。由此，無需設置專門的按鈕和傳輸線即可實現額外起飛推力的激活與關閉，從而解決了傳統方案中的重量問題和布置問題。
文檔編號B64D31/00GK103057711SQ20121051425
公開日2013年4月24日 申請日期2012年12月4日 優先權日2012年12月4日
發明者曾濤, 戚學鋒, 王鵬, 唐宏剛 申請人:中國商用飛機有限責任公司, 中國商用飛機有限責任公司上海飛機設計研究院