用于在飞机起飞期间产生可变推力缩减的飞行管理系统的制作方法

专利名称：用于在飞机起飞期间产生可变推力缩减的飞行管理系统的制作方法
技术领域：
本文所描述的技术一般地涉及飞机飞行管理，更特别地，涉及用于计算飞机起飞期间飞机发动机油门(engine throttle )缩减的系统。
背景技术：
飞机通常装备有飞行管理系统用于管理飞机飞行控制、产生飞行轮廓数据和提供例如是由导航位置坐标表示的航点指定的飞行路径的导航信息。另外，飞行管理控制系统也可配置成为发动机推力(engine thrust)的手动或自动控制提供飞机发动机油门设置。在飞机起离(takeoff)期间，飞行管理系统可确定发动机推力要求，以在从跑道上升起时充分地提升飞机，使得飞机典型地根据空中交通管制所提出的要求或程式化时间表以俯仰角速率(pitchrate)充分地爬升。
飞机典型地装备有能产生高强度声音的喷气发动机。假定机场的位置紧靠住宅区，由于飞机起飞而附近社区内所经历的曝露声级(SEL)已经变成了日益严重的问题，该问题引起噪声减轻程序的实施，以便减少飞机起飞期间的社区噪音。最近，美国商用飞机协会(NBAA)试图建立用于噪声减轻程序的飞行操作的国家标准。这些程序通常要求飞机在起飞期间刚从跑道升起时，飞机以最大可行俯仰角速率爬升到机场跑道上方一千英尺的高度(其中具有起离设置中的阻力板(flap))。当到达机场水平上方一千英尺时，程序通常推荐飞机加速到最后段速度并收回阻力板。程序也推荐飞机将发动机推力减少至安静爬升设置，同时保持每分钟一千英尺的爬升速率并且空速不超过限定 速度直到到达机场水平上方的三千英尺的高度为止。在三千英尺水平 以上，飞机将恢复具有逐步应用爬升功率的正常爬升时间表。当然， 飞机控制将经受飞机控制要求和其它空速限制。如果飞机类型和起离 条件不同，飞行员将能自主地决定应该在阻力板收回之前、期间或之 后减少起离推力。
先前提议的噪声减轻程序典型地使用用于推力缩减和恢复的固 定高度，该固定高度通常引起具有不同重量和不同工作温度的飞机以 在指定高度时处于不同地面位点上方。例如，热天的重型飞机相比冷
天的较轻型飞机而言，以较少的俯仰(pitch)爬升。为了确保整个起飞 程序中足够的降噪，推力缩减和恢复高度一般指定为保守的，这就引 起燃油的浪费。 一般地意识到，更有效的爬升轮廓需要以最大提升力 爬升，使得飞机在阻力系数典型较高的低高度处花费较少的时间。
另外，关于先前提议的噪声减轻程序，指定的每分钟一千英尺的 爬升速率目的是提供可能的最多推力减少，并还保持安全级别的性 能。然而，取决于飞机，在获得每分钟一千英尺的爬升速率功率设置 下实现的降噪可能少于符合社区地面噪声限制所需要的降噪。地面上 实际的噪声印迹典型地是发动机推力设置、飞机速度和飞机在地面上 方的高度的函数。如果发动机推力仅减少到足以满足在当前飞行条件 下需要的曝露声级，那么更高的爬升速率可能导致在较低高度更少的 时间，从而减少阻力并提高燃油经济性。
因此，期望提供飞机起飞程序，其在飞机起飞期间在社区噪声标 准内提供了足够降噪，同时增强了燃油经济性。进一步期望的是提供 飞行管理系统和方法，该系统和方法有效地管理飞才几的起飞而同时摘: 供优化的发动机推力缩减，以有效地获得社区噪声减轻。

发明内容
在本发明的 一 个方面，飞行管理系统提供用于在飞机起飞期间产生可变的推力缩减。飞行管理系统包括存储器和 一 个或多个输入装 置，存储器用来存储用于导航飞行的曝露声级限制并存储用于飞机的 期望曝露声级，输入装置用来接收感测的包括高度和空速的飞机变 量。该系统还包括用于处理感测的高度和空速以及存储的曝露声级的 处理器。该处理器进一步基于高度、空速和曝露声级来计算符合曝露 声级限制的发动机推力值以控制起飞期间飞机油门。


附示了本文所描述技术的几个实施例，其中
图1是根据本发明一个实施例的飞机离开机场跑道使用推力缩减
爬升轮廓的正视图2是根据本发明一个实施例的飞机离开机场跑道使用推力缩减 爬升轮廓的飞行路径的俯视图3是根据本发明一个实施例的飞机离开机场跑道使用推力缩减 爬升轮廓的飞行路径的正视图4是根据本发明一个实施例的在飞机上使用的和配置成提供推 力缩减飞行控制的飞行管理系统的框图5是图示了用于确定飞机起飞程序期间发动机推力的dB航段 (dB leg)推力缩减例程的流程图6是图示了在图5例程中使用的计算推力例程的流程图；以及
图7是包含示例性飞机性能数据的表，其包括存储在存储器中用 于计算推力缩减的高度、发动机推力和曝露声级。
具体实施例方式
参考图1，根据本发明一般地图示了飞机10从机场跑道12的起
率获得社区降噪。飞机10可包括喷气推进式和推进器驱动式飞机， 如其通常在整个飞机业中使用。在示出的示例中，不同重量的三架飞机10由于飞机的差异(例如重量差别)沿着不同的起飞路径。
在从机场跑道12起离或起飞期间，飞才几10典型地以全功率加速， 其中飞机阻力板设置在起离位点，使得飞机以路径14上的初始爬升 速率(俯仰角速率)和爬升角度a从跑道升起。飞机爬升速率可取决于 飞机的大小和重量、发动机推力和大气条件(例如温度、风和其它可变 量)变化。当飞机10到达安静爬升位置或航点20时，导航数据库中的 dB航段开始，并且推力计算例程开始，使得飞机发动机的推力被缩减 以满足需要的最大允许的曝露声级(SEL)。发动机推力缩减可以是可变 的并是基于连续计算的值。开始于安静爬升区域内的航点20，飞机 10在路径16上继续，直到到达推力恢复/加速位置或航点22为止。 在位置22外，dB航段结束并且推力计算例程结束，以及全功率可恢 复给飞机10,而飞机IO继续在路径18上并以爬升角度a爬升。
还示出的声音监测器24通常位于推力缩减位置20和推力恢复/ 加速位置22之间的地面上，以监测由于飞机在空中飞行而在地面所 经历的声音。声音监测器24典型地位于邻近机场的地方，并可由政 府职权(例如空中交通管制)监测，以确保从跑道12起飞的飞机符合社 区噪声标准。有利地是，本发明所提供的飞机起飞程序确保飞机在起 飞期间以有效的方式符合社区噪声标准。
参考图2和3， dB航段可基于沿飞行路径26的多个声音监测点 25来计算，作为存储与飞行航段关联的固定最大SEL水平的备选。 在此实施例中，与预期飞行路径关联的SEL水平通过在与各声音监测 点27正横的点之间内插而被确定为沿飞行路径的变量。相比较飞行 路径上方离飞机的距离29,路径上各正横点处的最大SEL是基于正 横点处从飞机到声音监测点的距离28。
参考图4,飞行管理系统30的一个实施例通常图示为配置有本发 明的飞机起飞程序，以便有效地提供发动机推力缩减以获得社区降 噪。在示出的实施例中，飞行管理系统30包括FMS机载计算机处理 器32和存储器34。存储器34包括存储的导航数据库36，该存储导航数据库36存储包括dB航段37信息的飞机导航信息。dB航4爻37 包括导航航点和一个或多个用于该航段的曝露声级限制。存储器34 也包括飞机性能数据库38,该性能数据库38包括飞机特定信息，该 特定信息包括SEL表39内的期望曝露声级。dB航段推力缩减例程100 和推力计算例程110也存储在存储器34中。机载计算机处理器32接 收包括来自飞行数据计算机50的感测的飞机高度52、感测的飞机速 度54和感测的空气温度56的各种输入。另外，处理器32自导航传 感器40接收输入，例如来自全球定位系统(GPS)42的位置坐标和来自 惯性传感器44的惯性数据。此外，处理器32自其它传感器接收其它 输入，比如燃油量58，以及本领域技术人员显见的其它感测变量。
机载计算机处理器32进一步示出与具有显示器62的控制和显示 单元(CDU) 60通信。应该了解的是，控制和显示单元60是允许飞行 员输入数据并接收输出数据的人机界面。例如，指示计算的发动机推 力或推力缩减的输出数据可在显示器62上呈现的显示页面中提供， 以允许飞机的飞行员依照飞行管理系统30所提供的输出数据来操作 飞机。
飞行管理系统30进一步示出具有马赫/空速指示器64、高度方向 指示器66和水平地点指示器68。符号发生器78耦合在处理器32和 各指示器66和68之间。飞行管理系统30还包括将输出提供给自动 驾驶仪72的模式控制面板70,该自动驾驶仪72也与处理器32通信。 自动驾驶仪72可以是飞行控制系统的一部分，并可在自动驾驶模式 中操作控制轮74。
飞行管理系统30进一步示出包括用于控制发动机油门的油门控 制器80，这对本领域技术人员来说是显见的。油门控制器80可被飞 机飞行员在手动模式中手动地致动。在自动飞行控制模式中，油门控 制器80可被由处理器32提供的自动油门信号82自动地控制。应该 了解的是，处理器32可通过经显示器62提供输出指令或经油门信号 82自动控制油门80来输出用于控制飞机的具有根据本发明的计算的油门或油门缩减值的指令信号。
本文示出和描述的飞行管理系统30是飞行管理系统的一个实施
例，该飞行管理系统可配置成在飞机起飞程序期间完成飞机的推力缩
减。在此实施例中，推力缩减例程100、它关联的推力计算子例程110、 具有SEL限制的dB航段和曝露声级(SEL)表36存储在存储器34中。 应该了解的是，存储器34和它存储的导航数据库36可包括在现有飞 行管理系统中的现有导航数据库，其被更新以完成推力缩减起飞程 序。现有飞行管理系统的一个示例在美国第5，121，325号专利中公开。 飞机性能数据库38也可增加到现有FMS中以作为更新。应该了解的 是，根据本发明的教导，其它飞行管理系统可配置成执行推力缩减。
dB航段推力缩减例程100持续地产生符合SEL限制的可变的推 力值，SEL限制是指定的最大不超过噪声级别要求。dB航段由航点位 置指定，并且指定的不超过曝露声级指派给下一个航点之前的整个航 段的dB航段。当飞机位点确定已经经过开始dB航段的导航航点20 时，推力缩减例程100计算噪声限制推力，其可应用以将飞机保持在 对于那个导航航段的最大曝露声级内。如果值落在起离期间的可适用 飞行阶段推力限制和最小允许推力之间，应用噪声限制推力，该最小 允许推力通常指定为满额定推力的最小百分比减少。另夕卜，飞机高度， 当在dB航段上时，必需在预置水平以上，根据一个示例，典型地在 应用任何减少之前，在起飞机场基准高度上方大约800英尺。
根据一个实施例，存储在存储器34并由处理器32执行的dB航 段推力缩减例程IOO在图5中得到图示。例程100从步骤102开始， 并在步骤104中进行以确定飞机的高度是否小于机场上方800英尺。 如果飞机没有获得至少800英尺的海拔或高度，例程IOO将在步骤124 中将发动机推力设至额定推力，然后在步骤126退出。为安全的目的， 推力减少直到飞机在预定高度(如地面水平上方800英尺)时才执行。 一旦飞机已经获得至少800英尺的高度，例程100在步骤106中确定 到dB航段开始位置的距离是否小于O，如果否，进行到步骤108,以确定到dB航段的结束的距离是否大于0。步骤106确定dB航段的开 始点是否已经到达，并且步骤108确定dB航段的结束点是否已经到 达。如果飞机的位置在dB航段之外，不应用推力减少，并且推力在 步骤124中设置为额定推力并为飞机爬升所使用。在此飞行阶段，速 度典型地由在起飞程序中通过俯仰控制指定的飞机阻力板设置来控 制。由于飞机升降舵(elevator)用来控制俯仰，这通常被称作根据升 降舵模式的速度。
一旦确定飞机基于dB航段飞行，例程100进行到步骤110以计 算dB推力，其是导致有效获得由推力缩减程序所指定的曝露声级限 制的推力值。根据一个实施例，dB推力的计算通过处理一组存储在飞 机性能数据库38中的SEL表39获得。这种SEL表39的一个示例在 图7中图示。适用到特定飞机和发动机类型的SEL表集合选自飞机/ 发动机性能数据库38。对于表的输入包括推力、超出地面的高度和真 空速(TAS)，其结合导致产生的如指定的曝露声级(SEL)。在此应用中， 推力缩减例程100确定用于指定SEL水平所要求的推力，使得推力 中的增量改变(指德耳塔(A)推力值)得以应用，直到计算的SEL等于 SEL限制，这在图6所示的子例程110中得到示出和描述。
参考图6， dB推力子例程开始于步骤150，并在步骤152进行以 将推力设置成等于额定推力。下一步，在步骤154，推力计算子例程 110将SEL设置成等于基于推力、高度和真空速(TAS)的函数。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 将SEL与SEL限制相比，如果相等，进行到步骤160，以在步骤166 结束之前将dB推力设置成等于该推力。如果SEL和SEL限制之间的 差小于0，例程110进行到步骤162,以将推力设置成等于正的德耳 塔(+A)推力，然后返回到步骤154。如果SEL减去SEL限制的差大于 0，然后例程110进行到步骤164，以将推力设置成等于负的德耳塔(-A) 推力，然后返回到步骤154。
在子例程110中计算dB推力值之后，例程100进行到判定步骤112,以确定计算的dB推力值是否大于额定推力，并且如果是这样， 在步骤126退出之前，在步骤124中进行以将推力设置成等于额定推 力。因此，如果计算的dB推力大于额定推力，使用额定推力，因为 SEL将在SEL限制以下。如果计算的dB推力小于额定推力，例程100 进行到步骤114，以用计算的dB推力来计算飞机垂直速度(v/s)。下一 步，在判定步骤116中，例程100确定计算的垂直速度是否小于每分 钟一千英尺。如果计算的飞机垂直速度等于或大于每分钟一千英尺， 在步骤126退出之前在步骤122中，例程100进行以将推力设置成等 于计算的dB推力。如果计算的飞机垂直速度小于每分钟一千英尺， 在步骤118中例程100将目标垂直速度设置成等于每分钟一千英尺， 然后在步骤120中将推力模式设置成等于根据油门的速度。在这种情 况下，忽略计算的dB推力，并且控制油门以便保持最小的指定飞机 垂直速度(其在本实施例中是每分钟一千英尺)。可备选地，最小爬升 梯度(典型地1.2%)可用来计算飞机推力的下限，以代替最小飞机垂直 速度。如此一来，当飞机不能保持最小值爬升性能时，可忽略噪声减 轻限制。
因此，当计算的dB推力大于额定推力时，由于SEL将在SELP艮 制以下，将使用额定推力。如果计算的dB推力小于额定推力，只要 所得的爬升梯度在指定限制(例如每分钟一千英尺)以上，就应用dB推 力。在这些情况中的任何一个中，飞机速度由根据升降舵模式的速度 来控制。如果dB推力导致小于每分钟一千英尺的爬升梯度，改变俯 仰模式以控制垂直速度，并且所得的推力所控制的空速将引起SEL在 SEL限制以上。应当了解的是，依赖于飞机和条件，每分钟一千英尺 的指定爬升梯度可以得以改变。
参考图7，对于在指定真空速160节(knot)的特定飞机发动机 的以分贝(dB)计的期望曝露声级(SEL)的一个示例得以图示。SEL值是 真空速、最小距离(高度)和推力的函数。在3000、 4000、 7000和9000 磅力(lbf)的发动机推力值处选择的最小距离的示例在示例性表中得以示出。对于给定的发动机，90001bf的推力可代表初始飞机起离时全功 率发动机推力，其中70001bf的推力可代表中间推力缩减水平。应该 了解的是，表中所出现的期望SEL值可基于用于特定飞机发动机的现 场做出的测量来确定。也应该了解的是，表中所获得的值可从给飞机 建模和估计SEL值来获得。可针对不同的飞机速度产生其它表，并且 各个表可存储在存储的导航数据库中，并用来计算飞才几起飞期间的推 力缩减。
用于计算由于喷气式和推进器驱动式飞机在机场附近工作而在 地面位置所产生的曝露声级技术是已知的。用于计算才几场附近的机场 噪声程序的一个示例在1986年3月发布的标题为"Procedure for the Calculation for Airport Noise in the Vicinity of Airports" 的 SAE Aerospace Information Report SAE AIR 1845中得以7>开。另 一个公开 用于计算机场噪声的程序的文献是2002年1月报告的题目为 "Integrated Noise Model (INM) Version 6.0 Technical Manual"的美国 运输部报告。应该了解的是，这些和其它程序是已知的，并可用来计 算飞机起飞期间机场附近的机场噪声，其可用来产生存储在导4元数据 库中的曝露声级。
应该意识到，本文所描述的推力减少方法和飞行管理系统可有利 地用于有效的飞机起飞，同时符合社区噪声要求。应该意识到，在轻 型飞机的情况中，飞机可在dB航段的开始具有足够的高度，使得无 需推力减少到SEL限制内。因而，仅当推力需要满足SEL限制时才 减少推力，导致了更加燃料高效的飞行轮廓。
上文的描述仅考虑了优选实施例。本发明的修改将被本领域技术 人员和制造或使用本发明的那些人想到。因此，应该了解的是，附图 中所示并在上文描述的实施例仅仅是为了演示目的，而不是企图限制 本发明的范围，本发明的范围由根据专利法原则(包括等效原则)所解 释的下述权利要求所限定。
权利要求
1.一种用于飞机起飞期间产生可变推力缩减的飞机飞行管理系统，所述系统包括存储器，其存储用于导航飞行的曝露声级限制和存储用于飞机的期望曝露声级；一个或多个输入装置，其用来接收感测的包括高度和空速的飞机变量；以及处理器，其用来处理所感测的高度和空速以及所存储的曝露声级，所述处理器进一步基于所述高度、空速和期望曝露声级来计算符合所述曝露声级限制的发动机推力值以用于控制起飞期间飞机油门。
2. 如权利要求1所述的系统，进一步包括用来将所计算的发动机推力值输出到显示器的输出装置。
3. 如权利要求1所述的系统，进一步包括用来将所计算的发动机推力值输出到发动机油门控制器以控制发动机油门的输出装置。
4. 如权利要求1所述的系统，其特征在于，所计算的发动机推力用来在飞机到达导航位置时控制发动机油门。
5. 如权利要求l所述的系统，其特征在于，所述存储器所计算的发动机推力用来在飞机在预定高度以上时控制发动机油门。
6. 如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述存储器包括所存储的存储所述曝露声级限制的导航数据库。
7. 如权利要求1所述的系统，其特征在于，如果飞机的垂直速度在预定最小垂直速度以下时，所计算的发动机推力保持在最小值。
8. 如权利要求1所述的系统，其特征在于，所计算的发动机推力通过将所感测的飞机变量与期望曝露声级进行对比以及计算对应于曝露声限的推力值来确定。
9. 如权利要求1所述的系统，进一步包括多个存储在存储器中的表，其指定用于飞机的作为推力、海拔和飞机速度的函数的地面上期望声级。
10. —种用于飞才几起飞期间产生可变推力缩减的飞才几飞^f亍管理系统，所述系统包括存储器，其存储用于导航飞行的曝露声级限制和存储用于飞机的 期望曝露声级；一个或多个输入装置，其用来接收感测的包括高度和空速的飞机 变量；用于输出所计算的发动机推力值的输出装置；多个表，其存储在存储器中，指定用于飞机的作为推力、海拔和 飞机速度的函数的地面上期望声级；以及处理器，其用来处理所感测的高度和空速以及所存储的曝露声 级，所述处理器进一步基于所述高度、空速和期望曝露声级来计算符 合所述曝露声级限制的发动机推力值以用于控制起飞期间飞机油门；其中，所计算的发动机推力通过将所感测的飞机变量与期望曝露 声级进行对比以及计算对应于曝露声限的推力值所确定；以及其中，所计算的发动机推力用来控制发动机油门。
全文摘要
提供了一种用于飞机起飞期间产生可变推力缩减的飞行管理系统。该飞行管理系统包括存储用于导航飞行的曝露声级限制和存储飞机的期望曝露声级的存储器；一个或多个用来接收感测的包括高度和空速的飞机变量的输入装置。该系统还包括用来处理感测高度和空速以及存储的曝露声级的处理器。该处理器进一步基于高度、空速和期望曝露声级来计算符合曝露声级限制的发动机推力值以在起飞期间控制飞机油门。
文档编号G05D1/06GK101646984SQ200880008370
公开日2010年2月10日 申请日期2008年3月7日 优先权日2007年3月14日
发明者M·K·德容热 申请人:通用电气公司