專利名稱：飛機(jī)的能量保護(hù)裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于飛機(jī)，更具體地為運(yùn)輸飛機(jī)的能量保護(hù)裝置。
背景技術(shù)：
更精確地，所述裝置旨在用于保護(hù)飛機(jī)免于受到能夠危及飛機(jī)安全的低能量狀況(低速，高發(fā)生率，低引擎推力)，更具體的是在靠近地面處。
一般來說，這種裝置通常包括一在飛機(jī)飛行時(shí)，自動(dòng)地且重復(fù)地，用于監(jiān)測(cè)飛機(jī)的多個(gè)數(shù)據(jù)的器件，以便檢測(cè)低能量狀況，其中滿足了與低能量情況相關(guān)的條件；一在檢測(cè)到如此低能量狀況的情況下的用于自動(dòng)地啟動(dòng)一種保護(hù)功能的器件，涉及自動(dòng)地接合一種自動(dòng)油門(autothiOttle)(《自動(dòng)推力》ATHR)并且自動(dòng)地控制著飛機(jī)的引擎，從而使得它們提供了最大推力。在飛機(jī)的導(dǎo)航和飛行控制計(jì)算器中限定了保護(hù)功能，因此在飛機(jī)處于低能量狀況的所有情況下，產(chǎn)生推力的自動(dòng)增長(zhǎng)以便實(shí)現(xiàn)最大的引擎推力，且這種情況無論飛機(jī)油門的初始位置怎樣。從文獻(xiàn)FR-2890645和W0-2007/031634中，一種能量保護(hù)裝置都已知為是在其每一個(gè)機(jī)翼上布置有至少一個(gè)引擎，且有至少一臺(tái)額外的引擎。這樣一種保護(hù)裝置具有廣泛的使用領(lǐng)域，其中飛機(jī)的安全得以維持。為此，它包括用于抑制保護(hù)功能的器件，但抑制這種功能僅是當(dāng)布置在飛機(jī)的同一單一機(jī)翼上的所有引擎同時(shí)出現(xiàn)缺陷時(shí)，這種情況使得針對(duì)飛機(jī)的橫向控制而創(chuàng)造的不對(duì)稱成為關(guān)鍵，允許抑制情況的數(shù)量大幅度地減少。因此，這種保護(hù)裝置具有一種比通常裝置更廣泛得多的使用領(lǐng)域，尤其是在單一引擎出現(xiàn)缺陷、或在兩個(gè)布置于不同機(jī)翼上的引擎出現(xiàn)缺陷的情況下。當(dāng)不再滿足用于觸發(fā)先前啟動(dòng)的保護(hù)功能的條件時(shí)，自動(dòng)油門仍然保持接合，最大推力仍然施加于引擎上，并且一條合適的訊息被顯示在飛機(jī)的飛行模式指示器上。的確，保護(hù)功能可通過脫離自動(dòng)油門而得以被解除，需要飛行員手動(dòng)操作。更準(zhǔn)確地說，為了脫離自動(dòng)油門，駕駛員應(yīng)當(dāng)作用在一種專用斷開器件上，或作用在油門上以使得它們處于怠速(idling)位置，或甚至作用在一種與自動(dòng)油門相關(guān)的FCU(《飛行控制單元》)的顯不上的一種控制器件上。因此，目前的飛機(jī)具有下列的限制。為了脫離上述的保護(hù)模式，由于保護(hù)功能被觸發(fā)并且如果自動(dòng)油門甚至在此保護(hù)功能被觸發(fā)之前已被接合，飛行員必需手動(dòng)地?cái)嚅_自動(dòng)油門，以便省略維持受阻塞的引擎推力處于TOGA型的最大推力。如果自動(dòng)油門被用于剩余的航程，則機(jī)組人員必須然后重新接合自動(dòng)油門以用于繼續(xù)所述飛行。因此，機(jī)組人員有時(shí)必須執(zhí)行各種連續(xù)的操作以便返回到與剩余行程可兼容的狀態(tài)。因此在這種情況下，機(jī)組人員的工作量是很大的
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是解決這些弊端。它涉及一種飛機(jī)的能量保護(hù)方法，其具備有至少一個(gè)引擎和一個(gè)允許自動(dòng)地管理停止保護(hù)功能的自動(dòng)油門。為此，根據(jù)本發(fā)明，所述的方法中a)在飛機(jī)的飛行期間，自動(dòng)地和重復(fù)地監(jiān)測(cè)飛機(jī)的多個(gè)數(shù)據(jù)，以便能檢測(cè)到觸發(fā)狀況，該狀況滿足了用于觸發(fā)能量保護(hù)的條件；b)在檢測(cè)到觸發(fā)狀況的情況下,保護(hù)功能被自動(dòng)地啟動(dòng),這涉及自動(dòng)地接合所述自動(dòng)油門，如果自動(dòng)油門尚未接合的話；以及自動(dòng)地控制飛機(jī)的引擎，從而使得它們提供一種最大推力，另外，其顯著之處在于 c)在保護(hù)功能被觸發(fā)的情況下，自動(dòng)油門的接合狀態(tài)在所述的觸發(fā)時(shí)就被自動(dòng)地記錄下來，并且監(jiān)測(cè)被實(shí)施，涉及到飛機(jī)的自動(dòng)地且重復(fù)地監(jiān)測(cè)到的參數(shù)，以便能檢測(cè)到返回至預(yù)定的飛行操作域；d)在飛機(jī)返回到所述的飛行操作域被檢測(cè)到的情況下，保護(hù)功能被自動(dòng)地關(guān)停，并且自動(dòng)油門會(huì)自動(dòng)進(jìn)入接合狀態(tài)，這取決于所述記錄的接合狀態(tài)(一旦觸發(fā)保護(hù)之后)。因此，由于本發(fā)明，在檢測(cè)到飛機(jī)返回到一種特定的飛行操作域的情況下，此處下文所闡明的，保護(hù)功能自動(dòng)地關(guān)閉，并且自動(dòng)油門的狀態(tài)被自動(dòng)地加以管理。因此在停止能量保護(hù)模式的這樣一個(gè)階段不需要飛行員的任何動(dòng)作，允許，更具體地說，克服上述弊端。此外，正如此處下文所列的，自動(dòng)油門(自動(dòng)地)進(jìn)入一種狀態(tài)，根據(jù)當(dāng)觸發(fā)了保護(hù)功能時(shí)先前記錄的接合狀態(tài)，適應(yīng)于飛行階段的這樣一個(gè)新狀態(tài)在當(dāng)前時(shí)間能被實(shí)施，正如此處下文闡明的。有利的是，在步驟c)中，檢測(cè)到飛機(jī)返回到所述的飛行操作域，這發(fā)生于當(dāng)下列兩個(gè)條件同時(shí)滿足時(shí)一飛機(jī)的當(dāng)前的糾正速度(VCAS型)，在至少一個(gè)預(yù)定的時(shí)間段內(nèi)，比參考速度(VLS型)的總和更高，這取決于飛機(jī)和預(yù)定閾值的當(dāng)前飛行配置；一不再達(dá)到用于觸發(fā)能量保護(hù)的條件。此外，在第一實(shí)施例中，在步驟d)中dla)如果所存儲(chǔ)的接合狀態(tài)顯示出自動(dòng)油門在觸發(fā)了保護(hù)功能后被接合，所述自動(dòng)油門保持接合。在這種情況下，施加于飛機(jī)引擎上的推力因此完全地被自動(dòng)油門加以管理；dlb)如果所存儲(chǔ)的接合狀態(tài)顯示自動(dòng)油門在所述的觸發(fā)時(shí)被脫離，則所述的自動(dòng)油門自動(dòng)地脫離，脫離了飛機(jī)復(fù)飛的特殊狀況。在這種情況下，施加于引擎(在停止能量保護(hù)功能時(shí))上的推力與由飛行員經(jīng)由油門加以控制的手動(dòng)推力相對(duì)應(yīng)。此外，有利地，如果在返回到飛行操作域的情況下檢測(cè)到飛機(jī)處于復(fù)飛狀態(tài)，并且如果其不是處于平穩(wěn)的配置，則自動(dòng)油門在步驟dlb)中保持接合，使得能夠預(yù)測(cè)與停止保護(hù)時(shí)所存在的狀況同類的行為。此外，在第二個(gè)實(shí)施例中，在步驟d)中，d2a)如果所存儲(chǔ)的接合狀態(tài)顯示了在觸發(fā)保護(hù)功能時(shí)自動(dòng)油門被接合，則所述自動(dòng)油門被保持接合；d2b)除了兩個(gè)上述特殊情況之外，如果所存儲(chǔ)的接合狀態(tài)指示出了在所述觸發(fā)時(shí)自動(dòng)油門被脫離，則所述的自動(dòng)油門保持接合，但所述自動(dòng)油門的目標(biāo)速度是與機(jī)動(dòng)速度同步的。這種同步允許返回到適于飛行點(diǎn)的目標(biāo)速度。有利地，所述機(jī)動(dòng)速度取決于在檢測(cè)到飛機(jī)返回到飛行操作域時(shí)飛機(jī)的氣動(dòng)(aerodynamic)布局。此外，有利地，在步驟d2b)，如果飛機(jī)在兩種下列特殊情況之一中一種呈高度持續(xù)性配置的復(fù)飛情況、和一種選定的接近情況，自動(dòng)油門的速度不是同步的，因?yàn)樗呀?jīng)適應(yīng)了相應(yīng)的情況。事實(shí)上一復(fù)飛的目標(biāo)速度是飛機(jī)在復(fù)飛時(shí)所存儲(chǔ)的當(dāng)前速度；以及一在選定的接近狀態(tài)時(shí)的目標(biāo)速度是由FMS類型的飛機(jī)管理系統(tǒng)所計(jì)算出的接 近速度。本發(fā)明還涉及到一種飛機(jī)的能量保護(hù)裝置，特別是運(yùn)輸飛機(jī)，其設(shè)置有至少一個(gè)引擎和一個(gè)自動(dòng)油門。根據(jù)本發(fā)明，所述裝置被嵌入并且包括一在飛機(jī)飛行時(shí)，自動(dòng)地并且重復(fù)地對(duì)飛機(jī)的多個(gè)數(shù)據(jù)進(jìn)行檢查的器件，以便能夠檢測(cè)到觸發(fā)狀況，其中滿足了用于觸發(fā)能量保護(hù)的條件；以及—用于自動(dòng)地進(jìn)行啟動(dòng)的器件，在檢測(cè)到觸發(fā)狀況的情況下，一種涉及自動(dòng)地接合所述自動(dòng)油門并且自動(dòng)地控制飛機(jī)引擎從而使得它們提供一種最大推力的保護(hù)功能的顯著之處在于，此外，它包括一在所述保護(hù)功能被觸發(fā)的情況下用于自動(dòng)地記錄當(dāng)觸發(fā)時(shí)自動(dòng)油門的接合狀態(tài)的器件；一在所述保護(hù)功能被觸發(fā)的情況下用于實(shí)施監(jiān)測(cè)的器件，涉及自動(dòng)地并且反復(fù)地監(jiān)測(cè)飛機(jī)的參數(shù)，以便能檢測(cè)到飛機(jī)返回到預(yù)定的飛行操作域；以及一在檢測(cè)到飛機(jī)返回到所述飛行操作域的情況下，自動(dòng)地停用保護(hù)功能并且自動(dòng)地將自動(dòng)油門帶入接合狀態(tài)，這取決于所述所記錄的接合狀態(tài)。因此，根據(jù)本發(fā)明的這種裝置允許用以自動(dòng)地停止一種初步啟動(dòng)的能量保護(hù)功能，并且用以避免將被阻塞的引擎推力保持處于TOGA類型的最大推力。本發(fā)明還涉及到一種飛機(jī)，特別是運(yùn)輸飛機(jī)，其包括諸如上面所述的裝置。


附圖將更好地解釋如何實(shí)施本發(fā)明。在這些圖中，相同的附圖標(biāo)記涉及的是相同的部件。圖I是根據(jù)本發(fā)明的一種裝置的框圖。圖2是作為根據(jù)本發(fā)明的裝置的一部分的器件的特定實(shí)施例的框圖，其能夠檢測(cè)到飛機(jī)返回預(yù)定的飛行操作域。
具體實(shí)施例方式根據(jù)本發(fā)明并在圖I中示意性地示出的裝置I是一種用于(未顯示的)飛機(jī)，特別是運(yùn)輸機(jī)，的能量保護(hù)裝置，該飛機(jī)上設(shè)置有至少一個(gè)，但優(yōu)選地多個(gè)通常的引擎M，以及也帶有自動(dòng)油門2。該裝置I為此包括這一器件，此處下文所闡明的，其允許保護(hù)飛機(jī)免受能夠危及安全，更具體地是靠近地面的低能量情況(低速，高發(fā)生率，低引擎推力)。為此，通常類型的所述裝置I包括一監(jiān)測(cè)器件3，用于在飛機(jī)飛行時(shí)自動(dòng)地監(jiān)測(cè)所述飛機(jī)的多個(gè)數(shù)據(jù)以便能以平常方式檢測(cè)到觸發(fā)狀況，其中該狀況滿足用于觸發(fā)能量保護(hù)的條件；以及一控制器件4，其經(jīng)由鏈路19連接到所述監(jiān)測(cè)器件3、且被形成為使得在由所述監(jiān)測(cè)器件3檢測(cè)到觸發(fā)狀況的情況下，自動(dòng)地啟動(dòng)保護(hù)功能(優(yōu)選地是《ALPHA FLOOR》類型的)。此保護(hù)功能涉及自動(dòng)地控制所述引擎M以便修正被傳遞的推力，從而使得它們各自提供一種最大的推力。為此，所述控制器件4被經(jīng)由鏈路5而與用于修正由所述引擎M施加的推力的通常器件6相連接，更特定地是修正所述引擎M的燃料供應(yīng)。所述控制器件4也
(經(jīng)由鏈路7)自動(dòng)地接合著例如經(jīng)由鏈路8連接到所述器件6上的所述自動(dòng)油門2。顯然，如果沒有啟動(dòng)保護(hù)功能，則飛機(jī)的不同引擎M通常是依據(jù)/追隨所產(chǎn)生的一般指令來得以控制的，更確切地，由使用(未示出的)油門的飛機(jī)駕駛員來控制。所述裝置I可進(jìn)一步包括一種經(jīng)由鏈路10與一種單元11 (待在后面加以描述)相連接的顯示器件9，該顯示器件能夠顯示一種訊息，其警告飛機(jī)的飛行員關(guān)于保護(hù)功能的任何啟動(dòng)，例如，在屏幕上顯示一種適當(dāng)?shù)挠嵪ⅲT如在PFD(《主飛行顯示器》)類型的主飛行屏幕上。在一種特定的實(shí)施例中，所述監(jiān)測(cè)器件3包括多個(gè)(未顯示的)傳感器，用于分別測(cè)量至少部分的下列參數(shù)飛機(jī)的迎角/攻角(incidence)、飛機(jī)的俯仰角、俯仰率、飛機(jī)速度、以及其減速率、飛機(jī)的馬赫數(shù)、飛機(jī)縫翼(slat)和襟翼/副翼(flap)的位置，飛機(jī)的雷達(dá)高度(radio-altitude)。器件3監(jiān)測(cè)著這些參數(shù)以用于能夠檢測(cè)到飛機(jī)的低能量狀況。優(yōu)選地，所述監(jiān)測(cè)器件3檢測(cè)到用于啟動(dòng)所述保護(hù)功能的觸發(fā)狀況，如果飛機(jī)的能量過低，則呈兩個(gè)下列情形之一一飛機(jī)的機(jī)翼前緣大于保護(hù)值(或俯仰角大于預(yù)定閾值、并且對(duì)操縱桿的指令大于用于預(yù)定拉起的閾值)；和一過濾的機(jī)翼前緣大于由飛行品質(zhì)所限定的閾值。因而，在保護(hù)功能啟動(dòng)后，實(shí)施了不同的下列操作一自動(dòng)油門2的自動(dòng)接合；一將最大推力施加到引擎M上；一將相應(yīng)的訊息顯示于FMA(《飛行模式信號(hào)指示器》)類型的飛機(jī)的飛行模式信號(hào)指示器上，例如，飛行模式信號(hào)指示器位于PFD類型的主飛行屏幕的上部上。根據(jù)本發(fā)明，所述裝置I還包括一器件12 (經(jīng)由一種鏈路13而與自動(dòng)油門2相連接)，用于在保護(hù)功能被觸發(fā)的情況下，在由器件3和4觸發(fā)了能量保護(hù)時(shí)自動(dòng)地將自動(dòng)油門2的接合狀態(tài)(接合的自動(dòng)油門或脫離的自動(dòng)油門)記錄到通常的存儲(chǔ)器件上；一器件14，用于在所述的保護(hù)功能被觸發(fā)的情況下實(shí)施監(jiān)測(cè)，涉及自動(dòng)地且反復(fù)地監(jiān)測(cè)飛機(jī)的參數(shù)，以便使得能夠檢測(cè)到飛機(jī)返回到預(yù)定的飛行操作域；以及一器件15，經(jīng)由鏈路16和17分別地連接到所述器件14和12、并且被形成為自動(dòng)地實(shí)施下列的操作，在器件14檢測(cè)到飛機(jī)返回到所述的飛行操作域的情況下·自動(dòng)地停止保護(hù)功能，比如通過鏈路18 ；
自動(dòng)地使得自動(dòng)油門12處于接合狀態(tài)，這取決于由器件12所記錄的所述接合狀態(tài)，例如，經(jīng)由鏈路20。因而，在檢測(cè)到飛機(jī)返回到一種特定的飛行操作域的情況下，將要在此處下文闡明的是，根據(jù)本發(fā)明的裝置I自動(dòng)地關(guān)閉保護(hù)功能、并且自動(dòng)地管理自動(dòng)油門2的狀態(tài)。因而飛行員在脫離了能量保護(hù)模式的這一階段中不需要?jiǎng)幼鳌４送?，正如此處下文闡明的，使得自動(dòng)油門2(自動(dòng)地)進(jìn)入一種狀態(tài)，這取決于先前記錄的接合狀態(tài)，適于飛行階段的這種狀態(tài)能夠在當(dāng)前時(shí)刻被實(shí)施，正如此處下文闡明。在一種特定的實(shí)施例中，所述器件4、12、15，更具體地，可以是控制單元11的一部分。此外，當(dāng)兩個(gè)下列條件同時(shí)滿足時(shí)，設(shè)備14檢測(cè)出飛機(jī)返回到所述的飛行操作域
一第一條件在至少一個(gè)預(yù)定的時(shí)間段期間，飛機(jī)的當(dāng)前修正速度VCAS比取決于飛機(jī)、VLS類型和預(yù)定閥值的當(dāng)前飛行配置的參考速度的總和更大；—第二條件用于觸發(fā)能量保護(hù)的條件不再被滿足，這種條件，例如，經(jīng)由鏈路21從設(shè)備3接收到的一條信息而被推導(dǎo)得出。在一種特定的實(shí)施例中，如圖2所示，所述器件14包括—用于確定飛機(jī)的速度VLS的通常器件；一器件25，用于對(duì)從器件24接收的速度VLS和，例如，在通常存儲(chǔ)器26中所記錄的閾值進(jìn)行合計(jì)；—用于確定飛機(jī)的當(dāng)前修正速度VCAS的通常器件27 ；一器件28，用于將從器件28接收到的速度VCAS與從器件25接收到的總和作比較，并且用于檢查速度VCAS是否大于所述總和；—用于在預(yù)定時(shí)間段內(nèi)檢查速度VCAS大于所述總和的通常器件29 ;以及—種與邏輯門31，用于當(dāng)兩個(gè)下列條件同時(shí)滿足時(shí)檢測(cè)出飛機(jī)返回到所述飛行操作域 在所述預(yù)定的時(shí)間段內(nèi)，速度VCAS大于所述總和，這種條件從器件29被接收； 用于觸發(fā)能量保護(hù)的條件不再被滿足，這種條件，例如，從器件30而被接收。為此，器件30逆轉(zhuǎn)了經(jīng)由鏈路21所接收的完成了觸發(fā)條件的信息。上述閾值被限定，從而使得能量保護(hù)不會(huì)在脫離保護(hù)之后就立即再次被觸發(fā)，以便避免過于頻繁的轉(zhuǎn)換。下文中，根據(jù)本發(fā)明提供兩個(gè)實(shí)施例，允許自動(dòng)地脫離保護(hù)功能并且省略將所阻塞的引擎推力維持在最大推力TOGA。在第一實(shí)施例中一如果由器件12所存儲(chǔ)的接合狀態(tài)指示了自動(dòng)油門2在觸發(fā)保護(hù)功能時(shí)就得以接合，所述自動(dòng)油門2維持接合。在這種情況下，施加于飛機(jī)引擎M上的推力因而完全地由自動(dòng)油門2管理，如果后者是活動(dòng)的；并且—如果由器件12所存儲(chǔ)的接合狀態(tài)指示了自動(dòng)油門2在所述觸發(fā)時(shí)脫離，所述自動(dòng)油門2被自動(dòng)地脫離，在飛機(jī)特定的復(fù)飛狀況的外圍。在這種情況下，施加于引擎M(在脫離能量保護(hù)功能時(shí))上的推力與由油門所控制的手動(dòng)推力相對(duì)應(yīng)。
另一方面，如果飛機(jī)處于特定的《復(fù)飛》狀況，則在檢測(cè)到返回到飛行操作域的情況下，自動(dòng)油門2保持接合。因此，這對(duì)于涉及存儲(chǔ)在復(fù)飛情況下自動(dòng)油門2接合狀態(tài)的原則而言是個(gè)例外，在飛機(jī)未處于平滑/穩(wěn)定的氣動(dòng)布局(縫翼/襟翼)的情況下。在高度持續(xù)性的氣動(dòng)布局中復(fù)飛的情況下，在保護(hù)功能已被啟動(dòng)后，自動(dòng)油門2必須在返回到飛行操作域后保持接合，即使它最初是脫離的。事實(shí)上，一般地(保護(hù)情況除外)，在機(jī)組人員觸發(fā)了復(fù)飛之后則自動(dòng)油門2被接合。涉及保持自動(dòng)油門2保持接合(即使在保護(hù)功能被觸發(fā)之前未接合)的例外允許恢復(fù)與ALPHA FLOOR類型的保護(hù)功能狀況的外部同類的行為。此外，在第二個(gè)實(shí)施例中

一如果由器件12所存儲(chǔ)的接合狀態(tài)指示出了在觸發(fā)保護(hù)功能時(shí)自動(dòng)油門2被接合了，所述自動(dòng)油門2被器件15保持接合；并且一有兩個(gè)特殊情況的例外，其將要在此處闡明，如果由器件12所存儲(chǔ)的接合狀態(tài)指示出了，自動(dòng)油門2在所述觸發(fā)時(shí)被脫離，所述自動(dòng)油門2保持接合。另一方面，裝置I (例如經(jīng)由器件15)與自動(dòng)油門2的目標(biāo)速度同步，那是自動(dòng)油門2在機(jī)動(dòng)速度上試圖實(shí)現(xiàn)的速度。這種同步使得能夠恢復(fù)適于飛行點(diǎn)的目標(biāo)速度。有利地，所述機(jī)動(dòng)速度取決于當(dāng)檢測(cè)到飛機(jī)返回到飛行操作域時(shí)的飛機(jī)氣動(dòng)布局。通過說明，機(jī)動(dòng)速度是如此處闡明的，在飛機(jī)包括下列通常的其縫翼和襟翼等氣動(dòng)布局(即是，后者的位置)一種所謂的《平穩(wěn)》布局，這樣一種布局被稱為1，一種所謂的配置2，一種所謂的配置3，和一種所謂的《完全》配置。在這種情況下，機(jī)動(dòng)速度優(yōu)選地相當(dāng)于一在平穩(wěn)配置內(nèi)的最高精度速度，被稱為“綠點(diǎn)”速度；一在配置I中，在起飛時(shí)用于選定平穩(wěn)配置的推薦速度S ；一在配置2中，用于選定配置3的入口的推薦速度F2 ；一在配置3中，用于選定完全配置的入口的推薦速度F3 ；—在完全配置中，速度VLS和預(yù)定義閾值的總和。當(dāng)在高度持續(xù)氣動(dòng)布局中復(fù)飛的情況時(shí)或者當(dāng)已經(jīng)選定接近FMS階段時(shí)，屬于例外的情況(即使在保護(hù)功能之前自動(dòng)油門2脫離了，也不進(jìn)行目標(biāo)速度的重新同步)。在這兩種情況下，目標(biāo)速度是相關(guān)的，因此不需要對(duì)其重新同步。事實(shí)上一復(fù)飛時(shí)的目標(biāo)速度是在復(fù)飛時(shí)存儲(chǔ)的飛機(jī)的當(dāng)前速度；一經(jīng)選定入口的目標(biāo)速度是由《飛行管理系統(tǒng)》或FMS系統(tǒng)計(jì)算的進(jìn)場(chǎng)速度。因此，在這第二個(gè)實(shí)施例中，除了前兩種情況之外，當(dāng)飛機(jī)返回到飛行操作域時(shí)，在保護(hù)功能已被觸發(fā)后自動(dòng)油門2仍然保持接合。然而，如果在保護(hù)功能被觸發(fā)之如，自動(dòng)油門2最初是脫離的，則目標(biāo)速度是與機(jī)動(dòng)速度是重新同步的，以便作為飛行點(diǎn)的功能而恢復(fù)一種相關(guān)的目標(biāo)速度。
權(quán)利要求
1.一種用于飛機(jī)的能量保護(hù)方法，該飛機(jī)具備有至少一個(gè)引擎(M)以及一個(gè)自動(dòng)油門(2)，所述方法能保護(hù)飛機(jī)免受低能量的狀況，其中所述方法包括 a)在飛機(jī)的飛行時(shí)，自動(dòng)地且重復(fù)地監(jiān)測(cè)飛機(jī)的多個(gè)數(shù)據(jù)，從而能夠檢測(cè)觸發(fā)狀況，該觸發(fā)狀況滿足用于觸發(fā)能量保護(hù)的條件；以及 b)在檢測(cè)到觸發(fā)狀況的情況下,保護(hù)功能自動(dòng)地啟動(dòng),包括如果自動(dòng)油門(2)尚未接合，則自動(dòng)地接合所述自動(dòng)油門(2);以及自動(dòng)地控制所述引擎(M)，從而使得它提供了最大的推力， 其特征在于，還包括 c)在保護(hù)功能受觸發(fā)的情況下，自動(dòng)油門的接合狀態(tài)在所述觸發(fā)時(shí)得以自動(dòng)地記錄，并且實(shí)施了監(jiān)測(cè)，涉及自動(dòng)地且重復(fù)地監(jiān)測(cè)飛機(jī)的參數(shù)，以便能檢測(cè)到返回到預(yù)定的飛行操作域；和 d)在檢測(cè)到飛機(jī)返回到所述飛行操作域的情況下，保護(hù)功能自動(dòng)地關(guān)停，并且自動(dòng)油門(2)自動(dòng)地進(jìn)入取決于所述記錄的接合狀態(tài)的一種接合狀態(tài)。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，在步驟c)，當(dāng)同時(shí)滿足兩個(gè)下列條件時(shí)，則是檢測(cè)到了飛機(jī)返回到所述飛行操作域 一在至少一個(gè)預(yù)定的時(shí)間段期間，飛機(jī)的當(dāng)前修正速度大于參考速度和預(yù)定閾值之和，其中該參考速度取決于飛機(jī)的當(dāng)前飛行配置；以及 一不再滿足了用于觸發(fā)能量保護(hù)的條件。
3.根據(jù)權(quán)利要求I和2任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于，在步驟d)中 dla)如果所存儲(chǔ)的接合狀態(tài)指示出了自動(dòng)油門(2)在觸發(fā)了保護(hù)功能時(shí)受接合，則所述自動(dòng)油門⑵保持接合；和 dlb)如果所存儲(chǔ)的接合狀態(tài)指示出了自動(dòng)油門(2)在所述觸發(fā)時(shí)是脫離的，則所述自動(dòng)油門(2)自動(dòng)地脫離，其中飛機(jī)處于復(fù)飛狀況的特殊情況除外的情況。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，如果飛機(jī)處于復(fù)飛狀況，在檢測(cè)到返回到飛行操作域的情況下，且如果飛機(jī)不是呈平穩(wěn)配置，則自動(dòng)油門(2)在步驟dlb)保持接合。
5.根據(jù)權(quán)利要求I和2任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于，在步驟d)中 d2a)如果所存儲(chǔ)的接合狀態(tài)指示出了在觸發(fā)保護(hù)功能時(shí)自動(dòng)油門(2)處于接合狀態(tài)，則所述自動(dòng)油門(2)保持接合狀態(tài)；以及 d2b)除了兩個(gè)特殊情況之外，如果所存儲(chǔ)的接合狀態(tài)指示出了在所述觸發(fā)時(shí)自動(dòng)油門(2)脫離，所述自動(dòng)油門(2)保持接合，但所述自動(dòng)油門(2)的目標(biāo)速度與機(jī)動(dòng)速度同步。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，所述機(jī)動(dòng)速度取決于在檢測(cè)到飛機(jī)返回到飛行操作域時(shí)的飛機(jī)的氣動(dòng)布局。
7.根據(jù)權(quán)利要求5和6任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于，在步驟d2b)中，如果飛機(jī)不在兩種下列特殊情況之一中一種高度持續(xù)性配置的復(fù)飛狀況和一種選定的接近狀況，則自動(dòng)油門的速度是不同步的。
8.一種用于飛機(jī)的能量保護(hù)裝置，該飛機(jī)具備有至少一臺(tái)引擎(M)以及一個(gè)自動(dòng)油門(2)，能保護(hù)飛機(jī)免受低能量狀況的所述保護(hù)裝置(I)包括 一器件(3)，用于在飛機(jī)飛行時(shí)自動(dòng)地且重復(fù)地檢查所述飛機(jī)的多個(gè)數(shù)據(jù)以便能檢測(cè)到觸發(fā)狀況，其中觸發(fā)狀況滿足用于觸發(fā)能量保護(hù)的條件；以及一在檢測(cè)到觸發(fā)狀況的情況下用于自動(dòng)地啟動(dòng)的器件(4)，保護(hù)功能涉及到如果所述自動(dòng)油門(2)尚未接合，則自動(dòng)地結(jié)合所述自動(dòng)油門；以及自動(dòng)地控制所述引擎(M)從而使得其提供最大推力，其特征在于，它進(jìn)一步包括 一器件(12)，在保護(hù)功能受觸發(fā)的情況下，用于自動(dòng)地記錄在所述觸發(fā)時(shí)的自動(dòng)油門(2)接合狀態(tài)； 一用于在所述保護(hù)功能受觸發(fā)時(shí)實(shí)施監(jiān)測(cè)的器件，涉及到自動(dòng)地且反復(fù)地監(jiān)測(cè)飛機(jī)的參數(shù)，以便能檢測(cè)到飛機(jī)返回到預(yù)定的飛行操作域；以及 一器件(15)，用于在檢測(cè)到飛機(jī)返回到飛行操作域的情況下，自動(dòng)地停止保護(hù)功能并且自動(dòng)地將自動(dòng)油門(2)帶入取決于所記錄的接合狀態(tài)的一種接合狀態(tài)。
9.一種飛機(jī)，其特征在于，它包括如權(quán)利要求8所述的裝置(I)。
全文摘要
—飛機(jī)的能量保護(hù)裝置?！b置(1)包括當(dāng)在啟動(dòng)保護(hù)功能后檢測(cè)到飛機(jī)返回到飛機(jī)操作域時(shí)，用于自動(dòng)地停止能量保護(hù)功能、并自動(dòng)地管理自動(dòng)油門(2)的器件(12，14，15)。
文檔編號(hào)B64D31/06GK102730196SQ20121018183
公開日2012年10月17日 申請(qǐng)日期2012年4月6日 優(yōu)先權(quán)日2011年4月7日
發(fā)明者J·米勒, M-C·穆內(nèi) 申請(qǐng)人:空中客車運(yùn)營(yíng)簡(jiǎn)化股份公司