專利名稱：用于在飛機(jī)起飛期間產(chǎn)生可變推力縮減的飛行管理系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本文所描述的技術(shù)一般地涉及飛機(jī)飛行管理，更特別地，涉及用于計(jì)算飛機(jī)起飛期間飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)油門(engine throttle )縮減的系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
飛機(jī)通常裝備有飛行管理系統(tǒng)用于管理飛機(jī)飛行控制、產(chǎn)生飛行輪廓數(shù)據(jù)和提供例如是由導(dǎo)航位置坐標(biāo)表示的航點(diǎn)指定的飛行路徑的導(dǎo)航信息。另外，飛行管理控制系統(tǒng)也可配置成為發(fā)動(dòng)機(jī)推力(engine thrust)的手動(dòng)或自動(dòng)控制提供飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)油門設(shè)置。在飛機(jī)起離(takeoff)期間，飛行管理系統(tǒng)可確定發(fā)動(dòng)機(jī)推力要求，以在從跑道上升起時(shí)充分地提升飛機(jī)，使得飛機(jī)典型地根據(jù)空中交通管制所提出的要求或程式化時(shí)間表以俯仰角速率(pitchrate)充分地爬升。
飛機(jī)典型地裝備有能產(chǎn)生高強(qiáng)度聲音的噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。假定機(jī)場的位置緊靠住宅區(qū)，由于飛機(jī)起飛而附近社區(qū)內(nèi)所經(jīng)歷的曝露聲級(jí)(SEL)已經(jīng)變成了日益嚴(yán)重的問題，該問題引起噪聲減輕程序的實(shí)施，以便減少飛機(jī)起飛期間的社區(qū)噪音。最近，美國商用飛機(jī)協(xié)會(huì)(NBAA)試圖建立用于噪聲減輕程序的飛行操作的國家標(biāo)準(zhǔn)。這些程序通常要求飛機(jī)在起飛期間剛從跑道升起時(shí)，飛機(jī)以最大可行俯仰角速率爬升到機(jī)場跑道上方一千英尺的高度(其中具有起離設(shè)置中的阻力板(flap))。當(dāng)?shù)竭_(dá)機(jī)場水平上方一千英尺時(shí)，程序通常推薦飛機(jī)加速到最后段速度并收回阻力板。程序也推薦飛機(jī)將發(fā)動(dòng)機(jī)推力減少至安靜爬升設(shè)置，同時(shí)保持每分鐘一千英尺的爬升速率并且空速不超過限定 速度直到到達(dá)機(jī)場水平上方的三千英尺的高度為止。在三千英尺水平 以上，飛機(jī)將恢復(fù)具有逐步應(yīng)用爬升功率的正常爬升時(shí)間表。當(dāng)然， 飛機(jī)控制將經(jīng)受飛機(jī)控制要求和其它空速限制。如果飛機(jī)類型和起離 條件不同，飛行員將能自主地決定應(yīng)該在阻力板收回之前、期間或之 后減少起離推力。
先前提議的噪聲減輕程序典型地使用用于推力縮減和恢復(fù)的固 定高度，該固定高度通常引起具有不同重量和不同工作溫度的飛機(jī)以 在指定高度時(shí)處于不同地面位點(diǎn)上方。例如，熱天的重型飛機(jī)相比冷
天的較輕型飛機(jī)而言，以較少的俯仰(pitch)爬升。為了確保整個(gè)起飛 程序中足夠的降噪，推力縮減和恢復(fù)高度一般指定為保守的，這就引 起燃油的浪費(fèi)。 一般地意識(shí)到，更有效的爬升輪廓需要以最大提升力 爬升，使得飛機(jī)在阻力系數(shù)典型較高的低高度處花費(fèi)較少的時(shí)間。
另外，關(guān)于先前提議的噪聲減輕程序，指定的每分鐘一千英尺的 爬升速率目的是提供可能的最多推力減少，并還保持安全級(jí)別的性 能。然而，取決于飛機(jī)，在獲得每分鐘一千英尺的爬升速率功率設(shè)置 下實(shí)現(xiàn)的降噪可能少于符合社區(qū)地面噪聲限制所需要的降噪。地面上 實(shí)際的噪聲印跡典型地是發(fā)動(dòng)機(jī)推力設(shè)置、飛機(jī)速度和飛機(jī)在地面上 方的高度的函數(shù)。如果發(fā)動(dòng)機(jī)推力僅減少到足以滿足在當(dāng)前飛行條件 下需要的曝露聲級(jí)，那么更高的爬升速率可能導(dǎo)致在較低高度更少的 時(shí)間，從而減少阻力并提高燃油經(jīng)濟(jì)性。
因此，期望提供飛機(jī)起飛程序，其在飛機(jī)起飛期間在社區(qū)噪聲標(biāo) 準(zhǔn)內(nèi)提供了足夠降噪，同時(shí)增強(qiáng)了燃油經(jīng)濟(jì)性。進(jìn)一步期望的是提供 飛行管理系統(tǒng)和方法，該系統(tǒng)和方法有效地管理飛才幾的起飛而同時(shí)摘: 供優(yōu)化的發(fā)動(dòng)機(jī)推力縮減，以有效地獲得社區(qū)噪聲減輕。

發(fā)明內(nèi)容
在本發(fā)明的 一 個(gè)方面，飛行管理系統(tǒng)提供用于在飛機(jī)起飛期間產(chǎn)生可變的推力縮減。飛行管理系統(tǒng)包括存儲(chǔ)器和 一 個(gè)或多個(gè)輸入裝 置，存儲(chǔ)器用來存儲(chǔ)用于導(dǎo)航飛行的曝露聲級(jí)限制并存儲(chǔ)用于飛機(jī)的 期望曝露聲級(jí)，輸入裝置用來接收感測的包括高度和空速的飛機(jī)變 量。該系統(tǒng)還包括用于處理感測的高度和空速以及存儲(chǔ)的曝露聲級(jí)的 處理器。該處理器進(jìn)一步基于高度、空速和曝露聲級(jí)來計(jì)算符合曝露 聲級(jí)限制的發(fā)動(dòng)機(jī)推力值以控制起飛期間飛機(jī)油門。


附示了本文所描述技術(shù)的幾個(gè)實(shí)施例，其中
圖1是根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的飛機(jī)離開機(jī)場跑道使用推力縮減
爬升輪廓的正視圖2是根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的飛機(jī)離開機(jī)場跑道使用推力縮減 爬升輪廓的飛行路徑的俯視圖3是根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的飛機(jī)離開機(jī)場跑道使用推力縮減 爬升輪廓的飛行路徑的正視圖4是根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的在飛機(jī)上使用的和配置成提供推 力縮減飛行控制的飛行管理系統(tǒng)的框圖5是圖示了用于確定飛機(jī)起飛程序期間發(fā)動(dòng)機(jī)推力的dB航段 (dB leg)推力縮減例程的流程圖6是圖示了在圖5例程中使用的計(jì)算推力例程的流程圖；以及
圖7是包含示例性飛機(jī)性能數(shù)據(jù)的表，其包括存儲(chǔ)在存儲(chǔ)器中用 于計(jì)算推力縮減的高度、發(fā)動(dòng)機(jī)推力和曝露聲級(jí)。
具體實(shí)施例方式
參考圖1，根據(jù)本發(fā)明一般地圖示了飛機(jī)10從機(jī)場跑道12的起
率獲得社區(qū)降噪。飛機(jī)10可包括噴氣推進(jìn)式和推進(jìn)器驅(qū)動(dòng)式飛機(jī)， 如其通常在整個(gè)飛機(jī)業(yè)中使用。在示出的示例中，不同重量的三架飛機(jī)10由于飛機(jī)的差異(例如重量差別)沿著不同的起飛路徑。
在從機(jī)場跑道12起離或起飛期間，飛才幾10典型地以全功率加速， 其中飛機(jī)阻力板設(shè)置在起離位點(diǎn)，使得飛機(jī)以路徑14上的初始爬升 速率(俯仰角速率)和爬升角度a從跑道升起。飛機(jī)爬升速率可取決于 飛機(jī)的大小和重量、發(fā)動(dòng)機(jī)推力和大氣條件(例如溫度、風(fēng)和其它可變 量)變化。當(dāng)飛機(jī)10到達(dá)安靜爬升位置或航點(diǎn)20時(shí)，導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫中的 dB航段開始，并且推力計(jì)算例程開始，使得飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力被縮減 以滿足需要的最大允許的曝露聲級(jí)(SEL)。發(fā)動(dòng)機(jī)推力縮減可以是可變 的并是基于連續(xù)計(jì)算的值。開始于安靜爬升區(qū)域內(nèi)的航點(diǎn)20，飛機(jī) 10在路徑16上繼續(xù)，直到到達(dá)推力恢復(fù)/加速位置或航點(diǎn)22為止。 在位置22外，dB航段結(jié)束并且推力計(jì)算例程結(jié)束，以及全功率可恢 復(fù)給飛機(jī)10,而飛機(jī)IO繼續(xù)在路徑18上并以爬升角度a爬升。
還示出的聲音監(jiān)測器24通常位于推力縮減位置20和推力恢復(fù)/ 加速位置22之間的地面上，以監(jiān)測由于飛機(jī)在空中飛行而在地面所 經(jīng)歷的聲音。聲音監(jiān)測器24典型地位于鄰近機(jī)場的地方，并可由政 府職權(quán)(例如空中交通管制)監(jiān)測，以確保從跑道12起飛的飛機(jī)符合社 區(qū)噪聲標(biāo)準(zhǔn)。有利地是，本發(fā)明所提供的飛機(jī)起飛程序確保飛機(jī)在起 飛期間以有效的方式符合社區(qū)噪聲標(biāo)準(zhǔn)。
參考圖2和3， dB航段可基于沿飛行路徑26的多個(gè)聲音監(jiān)測點(diǎn) 25來計(jì)算，作為存儲(chǔ)與飛行航段關(guān)聯(lián)的固定最大SEL水平的備選。 在此實(shí)施例中，與預(yù)期飛行路徑關(guān)聯(lián)的SEL水平通過在與各聲音監(jiān)測 點(diǎn)27正橫的點(diǎn)之間內(nèi)插而被確定為沿飛行路徑的變量。相比較飛行 路徑上方離飛機(jī)的距離29,路徑上各正橫點(diǎn)處的最大SEL是基于正 橫點(diǎn)處從飛機(jī)到聲音監(jiān)測點(diǎn)的距離28。
參考圖4,飛行管理系統(tǒng)30的一個(gè)實(shí)施例通常圖示為配置有本發(fā) 明的飛機(jī)起飛程序，以便有效地提供發(fā)動(dòng)機(jī)推力縮減以獲得社區(qū)降 噪。在示出的實(shí)施例中，飛行管理系統(tǒng)30包括FMS機(jī)載計(jì)算機(jī)處理 器32和存儲(chǔ)器34。存儲(chǔ)器34包括存儲(chǔ)的導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫36，該存儲(chǔ)導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫36存儲(chǔ)包括dB航段37信息的飛機(jī)導(dǎo)航信息。dB航4爻37 包括導(dǎo)航航點(diǎn)和一個(gè)或多個(gè)用于該航段的曝露聲級(jí)限制。存儲(chǔ)器34 也包括飛機(jī)性能數(shù)據(jù)庫38,該性能數(shù)據(jù)庫38包括飛機(jī)特定信息，該 特定信息包括SEL表39內(nèi)的期望曝露聲級(jí)。dB航段推力縮減例程100 和推力計(jì)算例程110也存儲(chǔ)在存儲(chǔ)器34中。機(jī)載計(jì)算機(jī)處理器32接 收包括來自飛行數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)50的感測的飛機(jī)高度52、感測的飛機(jī)速 度54和感測的空氣溫度56的各種輸入。另外，處理器32自導(dǎo)航傳 感器40接收輸入，例如來自全球定位系統(tǒng)(GPS)42的位置坐標(biāo)和來自 慣性傳感器44的慣性數(shù)據(jù)。此外，處理器32自其它傳感器接收其它 輸入，比如燃油量58，以及本領(lǐng)域技術(shù)人員顯見的其它感測變量。
機(jī)載計(jì)算機(jī)處理器32進(jìn)一步示出與具有顯示器62的控制和顯示 單元(CDU) 60通信。應(yīng)該了解的是，控制和顯示單元60是允許飛行 員輸入數(shù)據(jù)并接收輸出數(shù)據(jù)的人機(jī)界面。例如，指示計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)推 力或推力縮減的輸出數(shù)據(jù)可在顯示器62上呈現(xiàn)的顯示頁面中提供， 以允許飛機(jī)的飛行員依照飛行管理系統(tǒng)30所提供的輸出數(shù)據(jù)來操作 飛機(jī)。
飛行管理系統(tǒng)30進(jìn)一步示出具有馬赫/空速指示器64、高度方向 指示器66和水平地點(diǎn)指示器68。符號(hào)發(fā)生器78耦合在處理器32和 各指示器66和68之間。飛行管理系統(tǒng)30還包括將輸出提供給自動(dòng) 駕駛儀72的模式控制面板70,該自動(dòng)駕駛儀72也與處理器32通信。 自動(dòng)駕駛儀72可以是飛行控制系統(tǒng)的一部分，并可在自動(dòng)駕駛模式 中操作控制輪74。
飛行管理系統(tǒng)30進(jìn)一步示出包括用于控制發(fā)動(dòng)機(jī)油門的油門控 制器80，這對(duì)本領(lǐng)域技術(shù)人員來說是顯見的。油門控制器80可被飛 機(jī)飛行員在手動(dòng)模式中手動(dòng)地致動(dòng)。在自動(dòng)飛行控制模式中，油門控 制器80可被由處理器32提供的自動(dòng)油門信號(hào)82自動(dòng)地控制。應(yīng)該 了解的是，處理器32可通過經(jīng)顯示器62提供輸出指令或經(jīng)油門信號(hào) 82自動(dòng)控制油門80來輸出用于控制飛機(jī)的具有根據(jù)本發(fā)明的計(jì)算的油門或油門縮減值的指令信號(hào)。
本文示出和描述的飛行管理系統(tǒng)30是飛行管理系統(tǒng)的一個(gè)實(shí)施
例，該飛行管理系統(tǒng)可配置成在飛機(jī)起飛程序期間完成飛機(jī)的推力縮
減。在此實(shí)施例中，推力縮減例程100、它關(guān)聯(lián)的推力計(jì)算子例程110、 具有SEL限制的dB航段和曝露聲級(jí)(SEL)表36存儲(chǔ)在存儲(chǔ)器34中。 應(yīng)該了解的是，存儲(chǔ)器34和它存儲(chǔ)的導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫36可包括在現(xiàn)有飛 行管理系統(tǒng)中的現(xiàn)有導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫，其被更新以完成推力縮減起飛程 序?，F(xiàn)有飛行管理系統(tǒng)的一個(gè)示例在美國第5，121，325號(hào)專利中公開。 飛機(jī)性能數(shù)據(jù)庫38也可增加到現(xiàn)有FMS中以作為更新。應(yīng)該了解的 是，根據(jù)本發(fā)明的教導(dǎo)，其它飛行管理系統(tǒng)可配置成執(zhí)行推力縮減。
dB航段推力縮減例程100持續(xù)地產(chǎn)生符合SEL限制的可變的推 力值，SEL限制是指定的最大不超過噪聲級(jí)別要求。dB航段由航點(diǎn)位 置指定，并且指定的不超過曝露聲級(jí)指派給下一個(gè)航點(diǎn)之前的整個(gè)航 段的dB航段。當(dāng)飛機(jī)位點(diǎn)確定已經(jīng)經(jīng)過開始dB航段的導(dǎo)航航點(diǎn)20 時(shí)，推力縮減例程100計(jì)算噪聲限制推力，其可應(yīng)用以將飛機(jī)保持在 對(duì)于那個(gè)導(dǎo)航航段的最大曝露聲級(jí)內(nèi)。如果值落在起離期間的可適用 飛行階段推力限制和最小允許推力之間，應(yīng)用噪聲限制推力，該最小 允許推力通常指定為滿額定推力的最小百分比減少。另夕卜，飛機(jī)高度， 當(dāng)在dB航段上時(shí)，必需在預(yù)置水平以上，根據(jù)一個(gè)示例，典型地在 應(yīng)用任何減少之前，在起飛機(jī)場基準(zhǔn)高度上方大約800英尺。
根據(jù)一個(gè)實(shí)施例，存儲(chǔ)在存儲(chǔ)器34并由處理器32執(zhí)行的dB航 段推力縮減例程IOO在圖5中得到圖示。例程100從步驟102開始， 并在步驟104中進(jìn)行以確定飛機(jī)的高度是否小于機(jī)場上方800英尺。 如果飛機(jī)沒有獲得至少800英尺的海拔或高度，例程IOO將在步驟124 中將發(fā)動(dòng)機(jī)推力設(shè)至額定推力，然后在步驟126退出。為安全的目的， 推力減少直到飛機(jī)在預(yù)定高度(如地面水平上方800英尺)時(shí)才執(zhí)行。 一旦飛機(jī)已經(jīng)獲得至少800英尺的高度，例程100在步驟106中確定 到dB航段開始位置的距離是否小于O，如果否，進(jìn)行到步驟108,以確定到dB航段的結(jié)束的距離是否大于0。步驟106確定dB航段的開 始點(diǎn)是否已經(jīng)到達(dá)，并且步驟108確定dB航段的結(jié)束點(diǎn)是否已經(jīng)到 達(dá)。如果飛機(jī)的位置在dB航段之外，不應(yīng)用推力減少，并且推力在 步驟124中設(shè)置為額定推力并為飛機(jī)爬升所使用。在此飛行階段，速 度典型地由在起飛程序中通過俯仰控制指定的飛機(jī)阻力板設(shè)置來控 制。由于飛機(jī)升降舵(elevator)用來控制俯仰，這通常被稱作根據(jù)升 降舵模式的速度。
一旦確定飛機(jī)基于dB航段飛行，例程100進(jìn)行到步驟110以計(jì) 算dB推力，其是導(dǎo)致有效獲得由推力縮減程序所指定的曝露聲級(jí)限 制的推力值。根據(jù)一個(gè)實(shí)施例，dB推力的計(jì)算通過處理一組存儲(chǔ)在飛 機(jī)性能數(shù)據(jù)庫38中的SEL表39獲得。這種SEL表39的一個(gè)示例在 圖7中圖示。適用到特定飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)類型的SEL表集合選自飛機(jī)/ 發(fā)動(dòng)機(jī)性能數(shù)據(jù)庫38。對(duì)于表的輸入包括推力、超出地面的高度和真 空速(TAS)，其結(jié)合導(dǎo)致產(chǎn)生的如指定的曝露聲級(jí)(SEL)。在此應(yīng)用中， 推力縮減例程100確定用于指定SEL水平所要求的推力，使得推力 中的增量改變(指德耳塔(A)推力值)得以應(yīng)用，直到計(jì)算的SEL等于 SEL限制，這在圖6所示的子例程110中得到示出和描述。
參考圖6， dB推力子例程開始于步驟150，并在步驟152進(jìn)行以 將推力設(shè)置成等于額定推力。下一步，在步驟154，推力計(jì)算子例程 110將SEL設(shè)置成等于基于推力、高度和真空速(TAS)的函數(shù)。假定 SEL、高度和TAS是已知的，例程110能解出推力。下一步，例程110 將SEL與SEL限制相比，如果相等，進(jìn)行到步驟160，以在步驟166 結(jié)束之前將dB推力設(shè)置成等于該推力。如果SEL和SEL限制之間的 差小于0，例程110進(jìn)行到步驟162,以將推力設(shè)置成等于正的德耳 塔(+A)推力，然后返回到步驟154。如果SEL減去SEL限制的差大于 0，然后例程110進(jìn)行到步驟164，以將推力設(shè)置成等于負(fù)的德耳塔(-A) 推力，然后返回到步驟154。
在子例程110中計(jì)算dB推力值之后，例程100進(jìn)行到判定步驟112,以確定計(jì)算的dB推力值是否大于額定推力，并且如果是這樣， 在步驟126退出之前，在步驟124中進(jìn)行以將推力設(shè)置成等于額定推 力。因此，如果計(jì)算的dB推力大于額定推力，使用額定推力，因?yàn)?SEL將在SEL限制以下。如果計(jì)算的dB推力小于額定推力，例程100 進(jìn)行到步驟114，以用計(jì)算的dB推力來計(jì)算飛機(jī)垂直速度(v/s)。下一 步，在判定步驟116中，例程100確定計(jì)算的垂直速度是否小于每分 鐘一千英尺。如果計(jì)算的飛機(jī)垂直速度等于或大于每分鐘一千英尺， 在步驟126退出之前在步驟122中，例程100進(jìn)行以將推力設(shè)置成等 于計(jì)算的dB推力。如果計(jì)算的飛機(jī)垂直速度小于每分鐘一千英尺， 在步驟118中例程100將目標(biāo)垂直速度設(shè)置成等于每分鐘一千英尺， 然后在步驟120中將推力模式設(shè)置成等于根據(jù)油門的速度。在這種情 況下，忽略計(jì)算的dB推力，并且控制油門以便保持最小的指定飛機(jī) 垂直速度(其在本實(shí)施例中是每分鐘一千英尺)?？蓚溥x地，最小爬升 梯度(典型地1.2%)可用來計(jì)算飛機(jī)推力的下限，以代替最小飛機(jī)垂直 速度。如此一來，當(dāng)飛機(jī)不能保持最小值爬升性能時(shí)，可忽略噪聲減 輕限制。
因此，當(dāng)計(jì)算的dB推力大于額定推力時(shí)，由于SEL將在SELP艮 制以下，將使用額定推力。如果計(jì)算的dB推力小于額定推力，只要 所得的爬升梯度在指定限制(例如每分鐘一千英尺)以上，就應(yīng)用dB推 力。在這些情況中的任何一個(gè)中，飛機(jī)速度由根據(jù)升降舵模式的速度 來控制。如果dB推力導(dǎo)致小于每分鐘一千英尺的爬升梯度，改變俯 仰模式以控制垂直速度，并且所得的推力所控制的空速將引起SEL在 SEL限制以上。應(yīng)當(dāng)了解的是，依賴于飛機(jī)和條件，每分鐘一千英尺 的指定爬升梯度可以得以改變。
參考圖7，對(duì)于在指定真空速160節(jié)(knot)的特定飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī) 的以分貝(dB)計(jì)的期望曝露聲級(jí)(SEL)的一個(gè)示例得以圖示。SEL值是 真空速、最小距離(高度)和推力的函數(shù)。在3000、 4000、 7000和9000 磅力(lbf)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力值處選擇的最小距離的示例在示例性表中得以示出。對(duì)于給定的發(fā)動(dòng)機(jī)，90001bf的推力可代表初始飛機(jī)起離時(shí)全功 率發(fā)動(dòng)機(jī)推力，其中70001bf的推力可代表中間推力縮減水平。應(yīng)該 了解的是，表中所出現(xiàn)的期望SEL值可基于用于特定飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的現(xiàn) 場做出的測量來確定。也應(yīng)該了解的是，表中所獲得的值可從給飛機(jī) 建模和估計(jì)SEL值來獲得。可針對(duì)不同的飛機(jī)速度產(chǎn)生其它表，并且 各個(gè)表可存儲(chǔ)在存儲(chǔ)的導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫中，并用來計(jì)算飛才幾起飛期間的推 力縮減。
用于計(jì)算由于噴氣式和推進(jìn)器驅(qū)動(dòng)式飛機(jī)在機(jī)場附近工作而在 地面位置所產(chǎn)生的曝露聲級(jí)技術(shù)是已知的。用于計(jì)算才幾場附近的機(jī)場 噪聲程序的一個(gè)示例在1986年3月發(fā)布的標(biāo)題為"Procedure for the Calculation for Airport Noise in the Vicinity of Airports" 的 SAE Aerospace Information Report SAE AIR 1845中得以7>開。另 一個(gè)公開 用于計(jì)算機(jī)場噪聲的程序的文獻(xiàn)是2002年1月報(bào)告的題目為 "Integrated Noise Model (INM) Version 6.0 Technical Manual"的美國 運(yùn)輸部報(bào)告。應(yīng)該了解的是，這些和其它程序是已知的，并可用來計(jì) 算飛機(jī)起飛期間機(jī)場附近的機(jī)場噪聲，其可用來產(chǎn)生存儲(chǔ)在導(dǎo)4元數(shù)據(jù) 庫中的曝露聲級(jí)。
應(yīng)該意識(shí)到，本文所描述的推力減少方法和飛行管理系統(tǒng)可有利 地用于有效的飛機(jī)起飛，同時(shí)符合社區(qū)噪聲要求。應(yīng)該意識(shí)到，在輕 型飛機(jī)的情況中，飛機(jī)可在dB航段的開始具有足夠的高度，使得無 需推力減少到SEL限制內(nèi)。因而，僅當(dāng)推力需要滿足SEL限制時(shí)才 減少推力，導(dǎo)致了更加燃料高效的飛行輪廓。
上文的描述僅考慮了優(yōu)選實(shí)施例。本發(fā)明的修改將被本領(lǐng)域技術(shù) 人員和制造或使用本發(fā)明的那些人想到。因此，應(yīng)該了解的是，附圖 中所示并在上文描述的實(shí)施例僅僅是為了演示目的，而不是企圖限制 本發(fā)明的范圍，本發(fā)明的范圍由根據(jù)專利法原則(包括等效原則)所解 釋的下述權(quán)利要求所限定。
權(quán)利要求
1.一種用于飛機(jī)起飛期間產(chǎn)生可變推力縮減的飛機(jī)飛行管理系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括存儲(chǔ)器，其存儲(chǔ)用于導(dǎo)航飛行的曝露聲級(jí)限制和存儲(chǔ)用于飛機(jī)的期望曝露聲級(jí)；一個(gè)或多個(gè)輸入裝置，其用來接收感測的包括高度和空速的飛機(jī)變量；以及處理器，其用來處理所感測的高度和空速以及所存儲(chǔ)的曝露聲級(jí)，所述處理器進(jìn)一步基于所述高度、空速和期望曝露聲級(jí)來計(jì)算符合所述曝露聲級(jí)限制的發(fā)動(dòng)機(jī)推力值以用于控制起飛期間飛機(jī)油門。
2. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，進(jìn)一步包括用來將所計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)推力值輸出到顯示器的輸出裝置。
3. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，進(jìn)一步包括用來將所計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)推力值輸出到發(fā)動(dòng)機(jī)油門控制器以控制發(fā)動(dòng)機(jī)油門的輸出裝置。
4. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)推力用來在飛機(jī)到達(dá)導(dǎo)航位置時(shí)控制發(fā)動(dòng)機(jī)油門。
5. 如權(quán)利要求l所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述存儲(chǔ)器所計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)推力用來在飛機(jī)在預(yù)定高度以上時(shí)控制發(fā)動(dòng)機(jī)油門。
6. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述存儲(chǔ)器包括所存儲(chǔ)的存儲(chǔ)所述曝露聲級(jí)限制的導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫。
7. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，如果飛機(jī)的垂直速度在預(yù)定最小垂直速度以下時(shí)，所計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)推力保持在最小值。
8. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)推力通過將所感測的飛機(jī)變量與期望曝露聲級(jí)進(jìn)行對(duì)比以及計(jì)算對(duì)應(yīng)于曝露聲限的推力值來確定。
9. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，進(jìn)一步包括多個(gè)存儲(chǔ)在存儲(chǔ)器中的表，其指定用于飛機(jī)的作為推力、海拔和飛機(jī)速度的函數(shù)的地面上期望聲級(jí)。
10. —種用于飛才幾起飛期間產(chǎn)生可變推力縮減的飛才幾飛^f亍管理系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括存儲(chǔ)器，其存儲(chǔ)用于導(dǎo)航飛行的曝露聲級(jí)限制和存儲(chǔ)用于飛機(jī)的 期望曝露聲級(jí)；一個(gè)或多個(gè)輸入裝置，其用來接收感測的包括高度和空速的飛機(jī) 變量；用于輸出所計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)推力值的輸出裝置；多個(gè)表，其存儲(chǔ)在存儲(chǔ)器中，指定用于飛機(jī)的作為推力、海拔和 飛機(jī)速度的函數(shù)的地面上期望聲級(jí)；以及處理器，其用來處理所感測的高度和空速以及所存儲(chǔ)的曝露聲 級(jí)，所述處理器進(jìn)一步基于所述高度、空速和期望曝露聲級(jí)來計(jì)算符 合所述曝露聲級(jí)限制的發(fā)動(dòng)機(jī)推力值以用于控制起飛期間飛機(jī)油門；其中，所計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)推力通過將所感測的飛機(jī)變量與期望曝露 聲級(jí)進(jìn)行對(duì)比以及計(jì)算對(duì)應(yīng)于曝露聲限的推力值所確定；以及其中，所計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)推力用來控制發(fā)動(dòng)機(jī)油門。
全文摘要
提供了一種用于飛機(jī)起飛期間產(chǎn)生可變推力縮減的飛行管理系統(tǒng)。該飛行管理系統(tǒng)包括存儲(chǔ)用于導(dǎo)航飛行的曝露聲級(jí)限制和存儲(chǔ)飛機(jī)的期望曝露聲級(jí)的存儲(chǔ)器；一個(gè)或多個(gè)用來接收感測的包括高度和空速的飛機(jī)變量的輸入裝置。該系統(tǒng)還包括用來處理感測高度和空速以及存儲(chǔ)的曝露聲級(jí)的處理器。該處理器進(jìn)一步基于高度、空速和期望曝露聲級(jí)來計(jì)算符合曝露聲級(jí)限制的發(fā)動(dòng)機(jī)推力值以在起飛期間控制飛機(jī)油門。
文檔編號(hào)G05D1/06GK101646984SQ200880008370
公開日2010年2月10日 申請(qǐng)日期2008年3月7日 優(yōu)先權(quán)日2007年3月14日
發(fā)明者M·K·德容熱 申請(qǐng)人:通用電氣公司