Система управления сваливанием

Система управления сваливанием

Иллюстрации

Показать все

Реферат

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СВАЛИВАНИЕМ

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее раскрытие, в общем, относится к самолетам, в частности к управлению полетом самолета. Еще более конкретно, настоящее раскрытие относится к способу и устройству для идентификации состояния, в котором самолет может потенциально перейти в сваливание, учитывая текущее состояние самолета во время полета.

Уровень техники

Состояние самолета во время полета определяется на основе многих факторов. Эти факторы могут включать в себя, например, без ограничения, скорость самолета, размер самолета, форму самолета, профиль крыла самолета, угол атаки самолета и другие типы факторов. В некоторых случаях могут изменяться возможности маневрирования самолета в ответ на изменение состояния самолета во время полета.

Например, самолет может перейти в сваливание, если угол атаки самолета увеличивается таким образом, что подъемная сила, генерируемая самолетом во время полета, уменьшается. Используемый здесь термин "подъемная сила" представляет собой силу, генерируемую, когда воздух протекает над самолетом во время полета. Эта сила прямо противоположна весу самолета и удерживает самолет в воздухе.

Конкретный угол атаки, при котором подъемная сила, генерируемая самолетом, уменьшается, может изменяться для различных типов самолета. Угол атаки, при котором самолет может потенциально перейти в сваливание, может быть основан на таких факторах, как, например, без ограничений, профиль крыльев самолета, форма в плане крыльев, соотношение размера крыльев и других факторах. Кроме того, угол атаки, при котором самолет может потенциально перейти в сваливание, соответствует определенной скорости самолета. Эта скорость может называться "скоростью сваливания".

На некоторых доступных в настоящее время коммерческих самолетах используется система аварийного оповещения, которая генерирует сигнал аварийного оповещения, когда скорость самолета падает ниже скорости аварийного оповещения, которая больше, чем скорость сваливания на определенную выбранную величину. Такая скорость аварийного оповещения также может называться "минимальной скоростью". В частности, когда скорость самолета меньше, чем скорость аварийного оповещения, аварийное оповещение генерируется таким образом, что оператор самолета может предпринять действия для предотвращения или, по меньшей мере, снижения вероятности сваливания самолета.

Скорость сваливания самолета может определять возможности маневрирования самолета. Например, скорость сваливания самолета может определять минимальные расстояния, требуемые для взлета и посадки самолета. Эти расстояния называются длиной взлета и длиной посадки, соответственно, для самолета. Длина взлета и длина посадки самолета определены самыми низкими скоростями, на которых самолет может лететь во время взлета и посадки без сваливания. Может потребоваться, чтобы скорости взлета и посадки для самолета были больше или равны скорости аварийного оповещения самолета.

Следовательно, скорость сваливания самолета может влиять на возможности маневрирования самолета в разных аэропортах. В частности, длина взлетно-посадочной полосы, с которой самолет взлетает в аэропорту, должна быть, по меньшей мере, равна длине его взлета. Аналогично, длина взлетно-посадочной полосы, на которую самолет садится в аэропорту, должна быть, по меньшей мере, равна длине посадки. Длина взлета и длина посадки для самолета могут быть уменьшены в результате уменьшения скорости аварийного оповещения во время взлета и посадки, соответственно.

Кроме того, скорость сваливания самолета может влиять на способность маневрирования самолета при увеличенных углах поперечного наклона, с учетом различных факторов перегрузки. Например, радиус поворота самолета может быть определен скоростью самолета и максимальным углом поперечного наклона, при котором самолет может лететь без сваливания на и/или выше скорости аварийного оповещения. В частности, минимальная скорость маневрирования, при которой самолет может лететь с учетом выбранного фактора нагрузки для самолета, должна быть больше, чем скорость аварийного оповещения при выбранном факторе нагрузки.

Длина взлета и длина посадки для самолета могут быть установлены различными нормативными документами, такими как принятыми Федеральным управлением авиации. Некоторые используемые в настоящее время системы аварийного оповещения являются консервативными в отношении скорости аварийного оповещения. Например, при таких типах систем аварийного оповещения аварийное оповещение может быть сгенерировано при более высоких скоростях аварийного оповещения для повышения безопасности при управлении самолетом. Однако эти более высокие скорости аварийного оповещения могут привести к тому, что некоторые самолеты будут неспособны работать в некоторых аэропортах. Поэтому было бы желательно обеспечить способ и устройство, которые учитывали бы, по меньшей мере, некоторые из проблем, описанных выше, а также, возможно, другие проблемы.

Раскрытие изобретения

В другом иллюстративном варианте осуществления раскрыт способ управления самолетом во время полета, способ включает в себя следующие действия: идентифицируют угол атаки аварийного оповещения для самолета, используя ранее идентифицированную воздушную скорость аварийного оповещения для самолета; идентифицируют коэффициент подъемной силы аварийного оповещения для самолета, используя угол атаки аварийного оповещения для самолета; и идентифицируют воздушную скорость аварийного оповещения для самолета, используя коэффициент подъемной силы аварийного оповещения для самолета и текущий коэффициент подъемной силы для самолета.

Способ, описанный выше, включает в себя следующие действия: идентифицируют набор пороговых значений для использования при генерировании аварийного оповещения для оператора самолета, обозначающего потенциальное состояние сваливания для самолета, используя, по меньшей мере, одно из следующего: угол атаки аварийного оповещения, коэффициент подъемной силы аварийного оповещения и скорость аварийного оповещения.

Способ, описанный выше, в котором этап идентификации набора пороговых значений для использования при генерировании аварийного оповещения, обозначающего потенциальное состояние сваливания для самолета, включает в себя следующие действия: идентифицируют, по меньшей мере, одно из следующего: пороговое значение угла атаки, используя угол атаки аварийного оповещения, порогового значения коэффициента подъемной силы, используя коэффициент подъемной силы аварийного оповещения, и пороговое значение скорости, используя скорость аварийного оповещения.

Способ, описанный выше, включает в себя следующие действия: генерируют аварийное оповещение, когда, по меньшей мере, одно из следующего: угол атаки самолета больше, чем пороговое значение угла атаки, текущий коэффициент подъемной силы самолета больше, чем пороговое значение коэффициента подъемной силы, и скорость самолета ниже, чем пороговое значение скорости; и передают сигнал аварийного оповещения в вибросигнализатор рукоятки управления в самолете.

Описанный выше способ, в котором этап идентификации угла атаки аварийного оповещения для самолета, используя ранее идентифицированную скорость аварийного оповещения для самолета, включает в себя следующие действия: идентифицируют исходный угол атаки аварийного оповещения, используя положение фиксатора закрылка и таблицу; идентифицируют смещение компенсации числа Маха, используя ранее идентифицированную скорость аварийного оповещения самолета; и идентифицируют угол атаки аварийного оповещения для самолета, используя исходный угол атаки аварийного оповещения и смещение компенсации числа Маха.

Описанный выше способ, в котором этап идентификации угла атаки аварийного оповещения для самолета, используя исходный угол атаки аварийного оповещения и смещение компенсации числа Маха, включает в себя следующие действия: идентифицируют угол атаки аварийного оповещения самолета, используя исходный угол атаки аварийного оповещения, смещение компенсации числа Маха и, по меньшей мере, одно из следующего: текущее смещение нагрузки на крыло, смещение компенсации воздушного тормоза и смещение угла атаки.

Описанный выше способ, в котором этап идентификации коэффициента подъемной силы аварийного оповещения для самолета, используя угол атаки аварийного оповещения для самолета, включает в себя следующие действия: идентифицируют коэффициент подъемной силы аварийного оповещения для самолета, используя угол атаки аварийного оповещения для самолета, положение фиксатора закрылка и таблицу.

Описанный выше способ, в котором этап идентификации скорости аварийного оповещения для самолета, используя коэффициент подъемной силы аварийного оповещения для самолета и текущий коэффициент подъемной силы для самолета, включает в себя следующие действия: идентифицируют текущий коэффициент подъемной силы для самолета, используя скорректированный угол атаки, положение фиксатора закрылка и таблицу; делят текущий коэффициент подъемной силы на коэффициент подъемной силы аварийного оповещения для генерирования фактора подъемной силы; идентифицируют квадратный корень фактора подъемной силы для генерирования фактора скорости; и идентифицируют скорость аварийного оповещения, используя фактор скорости и текущую скорость для самолета, в котором скорость аварийного оповещения представляет собой число Маха аварийного оповещения для самолета, и текущая скорость представляет собой текущее число Маха для самолета.

Описанный выше способ, в котором этап идентификации коэффициента подъемной силы аварийного оповещения для самолета, используя угол атаки аварийного оповещения для самолета, включает в себя следующие действия: идентифицируют коэффициент подъемной силы аварийного оповещения для самолета, используя угол атаки аварийного оповещения для самолета, при котором коэффициент подъемной силы аварийного оповещения, по существу, на выбранный процент ниже, чем текущий коэффициент подъемной силы сваливания для самолета.

Описанный выше способ, в котором этапы включают следующие действия: идентифицируют угол атаки аварийного оповещения для самолета, используя ранее идентифицированную скорость аварийного оповещения для самолета; идентифицируют коэффициент подъемной силы аварийного оповещения для самолета, используя угол атаки аварийного оповещения для самолета; и идентифицируют скорость аварийного оповещения для самолета, используя коэффициент подъемной силы аварийного оповещения для самолета и текущий коэффициент подъемной силы для самолета, - выполняют для маневра самолета.

В другом варианте осуществления раскрыт способ для обозначения потенциального состояния сваливания для самолета во время полета, способ, включающий в себя следующие действия: идентифицируют коэффициент подъемной силы аварийного оповещения для самолета; регулируют коэффициент подъемной силы аварийного оповещения в ответ на количество изменений в текущем состоянии самолета; и идентифицируют набор пороговых значений для использования при генерировании аварийного оповещения для оператора самолета, обозначающего, что самолет достиг потенциального состояния сваливания, используя коэффициент подъемной силы аварийного оповещения.

Описанный выше способ, включающий в себя следующие действия: генерируют аварийное оповещение, в котором аварийное оповещение содержит, по меньшей мере, одно из следующего: тактильное аварийное оповещение, визуальное аварийное оповещение, звуковое аварийное оповещение и сообщение.

В еще одном варианте осуществления, раскрыта система управления сваливанием, включающая в себя генератор пороговых значений, выполненный с возможностью идентификации угла атаки аварийного оповещения для самолета, используя ранее идентифицированную воздушную скорость аварийного оповещения для самолета; идентификации коэффициента подъемной силы аварийного оповещения для самолета, используя угол атаки аварийного оповещения для самолета; и идентификации воздушной скорости аварийного оповещения для самолета, используя коэффициент подъемной силы аварийного оповещения для самолета и текущий коэффициент подъемной силы для самолета.

Система управления сваливанием, описанная выше, в которой генератор порогового значения выполнен с возможностью идентификации набора пороговых значений для использования при генерировании аварийного оповещения для оператора самолета, обозначающего потенциальное состояние сваливания для самолета, используя, по меньшей мере, одно из следующего: угол атаки аварийного оповещения, коэффициент подъемной силы аварийного оповещения и скорость аварийного оповещения.

Система управления сваливанием, описанная выше, в которой генератор порогового значения выполнен с возможностью идентификации набора пороговых значений для использования при генерировании аварийного оповещения, обозначающего потенциальное состояние сваливания для самолета, путем идентификации, по меньшей мере, одного из: пороговое значение угла атаки, используя угол атаки аварийного оповещения, порогового значения коэффициента подъемной силы, используя коэффициент подъемной силы аварийного оповещения, и порогового значения скорости, используя скорость аварийного оповещения.

Система управления сваливанием, описанная выше, дополнительно включающая в себя генератор аварийного оповещения, выполненный с возможностью приема набора пороговых значений из генератора пороговых значений и генерирования аварийного оповещения, когда, по меньшей мере, одно из следующего: угол атаки самолета больше, чем пороговое значение угла атаки, текущий коэффициент подъемной силы самолета больше, чем пороговое значение коэффициента подъемной силы, и скорость самолета ниже, чем пороговое значение скорости, и подачи аварийного оповещения в вибросигнализатор рукоятки управления в самолете.

Система управления сваливанием, описанная выше, в которой генератор порогового значения выполнен с возможностью идентификации угла атаки аварийного оповещения путем идентификации исходного угла атаки аварийного оповещения, используя положение фиксатора закрылка и таблицу среди множества таблиц; идентификации смещения компенсации числа Маха, используя ранее идентифицированную скорость аварийного оповещения для самолета; и идентификации угла атаки аварийного оповещения для самолета, используя исходный угол атаки аварийного оповещения и смещение компенсации числа Маха.

Система управления сваливанием, описанная выше, в которой генератор порогового значения выполнен с возможностью идентификации угла атаки аварийного оповещения для самолета, путем идентификации угла атаки аварийного оповещения для самолета, используя исходный угол атаки аварийного оповещения, смещение компенсации числа Маха и, по меньшей мере, одно из следующего: текущее смещение нагрузки на крыло, смещение компенсации воздушного тормоза и смещение угла атаки.

Система управления сваливанием, описанная выше, в которой генератор порогового значения выполнен с возможностью идентификации коэффициента подъемной силы аварийного оповещения для самолета, используя угол атаки аварийного оповещения для самолета, положение фиксатора закрылка и таблицу.

Система управления сваливанием, описанная выше, в которой генератор порогового значения дополнительно выполнен с возможностью выполнения этапов идентификации угла атаки аварийного оповещения для самолета, используя ранее идентифицированную скорость аварийного оповещения для самолета; идентификации коэффициента подъемной силы аварийного оповещения для самолета, используя угол атаки аварийного оповещения для самолета; и идентификации скорости аварийного оповещения для самолета, используя коэффициент подъемной силы аварийного оповещения для самолета и текущего коэффициента подъемной силы для самолета для выполнения маневра самолетом.

Эти свойства и функции могут быть достигнуты независимо в различных вариантах осуществления настоящего раскрытия или могут быть скомбинированы в других вариантах осуществления, в которых дополнительные детали будут представлены со ссылкой на следующее описание и чертежи.

Краткое описание чертежей

Новые свойства, которые составляют характеристики иллюстративных вариантов осуществления, представлены в приложенной формуле изобретения. Иллюстративные варианты осуществления, однако, а также предпочтительный способ использования, дополнительные его цели и преимущества будут более понятны со ссылкой на следующее подробное описание иллюстративного варианта осуществления настоящего раскрытия, которое следует читать совместно с приложенными чертежами, на которых:

на фиг. 1 показана иллюстрация самолета в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления;

на фиг. 2 показана иллюстрация самолета в среде самолета, в форме блок-схемы, в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления;

на фиг. 3 показана иллюстрация множества факторов, которые влияют на подъемную силу, создаваемую самолетом, в форме блок-схемы, в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления;

на фиг. 4 показана иллюстрация системы управления сваливанием, реализованной в системе управления полетом, в форме блок-схемы, в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления;

на фиг. 5 показана иллюстрация логической схемы для использования при идентификации скорости аварийного оповещения, в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления;

на фиг. 6 показана иллюстрация логической схемы для идентификации угла атаки аварийного оповещения в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления;

на фиг. 7 показана иллюстрация логической схемы, используемой для идентификации смещения компенсации числа Маха, в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления;

на фиг. 8 показана иллюстрация логической схемы для идентификации минимальной скорости маневра во время маневра поворота в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления;

на фиг. 9 показана иллюстрация логической схемы для идентификации скорости аварийного оповещения в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления;

на фиг. 10 показана иллюстрация логической схемы для генерирования аварийного оповещения в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления;

на фиг. 11 показана иллюстрация таблицы для идентификации коэффициента подъемной силы в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления;

на фиг. 12 показана иллюстрация графика коэффициента подъемной силы, в зависимости от числа Маха, в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления;

на фиг. 13 показана иллюстрация процесса управления полетом самолета, в форме блок-схемы, в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления; и

на фиг. 14 показана иллюстрация системы обработки данных в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления.

Осуществление изобретения

В иллюстративных вариантах осуществления можно распознавать и учитывать один или больше моментов. Например, в иллюстративных вариантах осуществления распознается и учитывается, что в некоторых доступных в настоящее время системах аварийного оповещения значения скорости аварийного оповещения, используемые для генерирования аварийного оповещения, основаны на предположении, что подъемная сила, генерируемая самолетом, остается, по существу, постоянной во время полета. Другими словами, фиксированный коэффициент подъемной силы аварийного оповещения используется для идентификации скорости аварийного оповещения для самолета. Этот фиксированный коэффициент подъемной силы аварийного оповещения может представлять собой некоторую выбранную величину, которая ниже, чем прогнозируемый коэффициент подъемной силы сваливания для самолета. Однако в иллюстративных вариантах осуществления распознается и учитывается, что фактический коэффициент подъемной силы самолета может изменяться при изменении состояния самолета во время полета. Кроме того, скорость сваливания самолета может изменяться при изменении коэффициента подъемной силы для самолета.

Например, коэффициент подъемной силы для выбранного угла атаки может уменьшаться при увеличении числа Маха самолета. Используемое здесь число Маха самолета представляет скорость самолета во время полета, разделенную на локальную скорость звука. Число Маха самолета может изменяться в зависимости от состояния воздуха вокруг самолета. Такое состояние может включать в себя, например, температуру и/или давление.

В представленных вариантах осуществления распознается и учитывается, что фиксированный коэффициент подъемной силы аварийного оповещения, используемый некоторыми доступными в настоящее время системами аварийного оповещения, может соответствовать значениям скорости аварийного оповещения, которые выше, чем требуются для взлета и посадки. Кроме того, в иллюстративных вариантах осуществления распознается и учитывается, что в некоторых случаях во время полета скорость аварийного оповещения, идентифицированная при использовании фиксированного коэффициента подъемной силы аварийного оповещения, может быть ниже, чем скорость сваливания самолета. Следовательно, аварийное оповещение может не быть сгенерировано до того, как самолет достигнет скорости сваливания самолета. Без такого аварийного оповещения оператор самолета может непреднамеренно перевести самолет в состояние сваливания при выполнении маневров, необходимых для выполнения задачи.

Кроме того, в различных иллюстративных вариантах осуществления распознается и учитывается, что некоторые используемые в настоящее время системы аварийного оповещения генерируют аварийное оповещение на основе угла атаки самолета. Например, такие системы аварийного оповещения могут генерировать аварийное оповещение, когда угол атаки самолета больше, чем угол атаки аварийного оповещения. В представленных вариантах осуществления распознается и учитывается, что угол атаки аварийного оповещения, используемый в таких применяемых в настоящее время системах аварийного оповещения, может не учитывать изменения коэффициента подъемной силы сваливания самолета и/или состояния самолета.

Таким образом, в иллюстративных вариантах осуществления предусмотрены способ и устройство для идентификации скорости аварийного оповещения для самолета, с требуемым уровнем точности. В частности, в разных иллюстративных вариантах осуществления предусмотрена система управления сваливанием, выполненная с возможностью идентификации скорости аварийного оповещения для самолета на основе коэффициента подъемной силы аварийного оповещения для самолета, который может изменяться в ответ на состояние изменения самолета. В одном иллюстративном варианте осуществления предусмотрен способ управления полетом самолета. Угол атаки аварийного оповещения для самолета идентифицируют, используя значение скорости аварийного оповещения, подаваемое по цепи обратной связи для самолета. Коэффициент подъемной силы аварийного оповещения идентифицируют, используя угол атаки аварийного оповещения. Скорость аварийного оповещения для самолета рассчитывают, используя коэффициент подъемной силы аварийного оповещения и скорректированный коэффициент подъемной силы для самолета. Скорость аварийного оповещения используется как скорость аварийного оповещения обратной связи при идентификации угла атаки аварийного оповещения.

Со ссылкой теперь на чертежи и, в частности, со ссылкой на фиг. 1, представлена иллюстрация самолета, в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления. В этом иллюстративном примере самолет 100 имеет крыло 102 и крыло 104, прикрепленные к корпусу 106. Самолет 100 включает в себя двигатель 108, закрепленный на крыле 102, и двигатель 110, закрепленный на крыле 104. Корпус 106 имеет участок 112 хвоста. Горизонтальный стабилизатор 114, горизонтальный стабилизатор 116 и вертикальный стабилизатор 118 установлены на участке 112 хвоста корпуса 106.

Самолет 100 представляет собой пример самолета, в котором может быть воплощена система управления сваливанием, в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления. Система управления сваливанием может использоваться для идентификации скорости аварийного оповещения для самолета, которая может изменяться в ответ на изменение состояния самолета. В частности, в системе управления сваливанием используется коэффициент подъемной силы, который изменяется на основе изменений состояния самолета во время полета. В результате такая система управления сваливанием выполнена с возможностью идентификации скорости аварийного оповещения, при которой учитываются изменения состояния самолета во время полета и которая постоянно остается выше скорости сваливания самолета.

Далее, при использовании переменного коэффициента подъемной силы аварийного оповещения может быть идентифицирована скорость аварийного оповещения, которая менее консервативна, чем скорость аварийного оповещения, идентифицированная с использованием фиксированного коэффициента подъемной силы аварийного оповещения. Другими словами, скорость аварийного оповещения, идентифицированная с использованием переменного коэффициента подъемной силы аварийного оповещения, может быть ниже, чем скорость аварийного оповещения, идентифицированная с использованием фиксированного коэффициента подъемной силы аварийного оповещения. Следовательно, возможности маневрирования самолета могут быть повышены. В частности, оператор может иметь возможность выполнять больше маневров с самолетом до получения аварийного оповещения. Кроме того, длина взлета и длина посадки, требуемые для самолета, могут быть уменьшены таким образом, что самолетом можно управлять в большем количестве аэропортов.

Обращаясь теперь к фиг. 2, можно видеть иллюстрацию самолета в среде самолета, в форме блок-схемы, которая представлена в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления. В этом иллюстративном примере окружающая среда самолета 200 включает в себя самолет 202. Самолет 100 на фиг. 1 представляет собой пример одного варианта осуществления самолета 202, представленного в виде блок-схемы на фиг. 2.

Как представлено, самолет 202 генерирует подъемную силу 204 во время полета в воздухе 205. На подъемную силу 204 может влиять множество факторов 206 во время полета самолета 202. Используемый здесь термин "множество" элементов означает один или больше элементов. Например, множество факторов 206 может представлять собой один или больше факторов подъемной силы. Множество факторов 206 может включать в себя, по меньшей мере, один из множества факторов 208 самолета, множества факторов 210 движения и множества факторов 212 окружающей среды.

Используемая здесь фраза "по меньшей мере, одно из следующего", при использовании со списком элементов, означает, что могут использоваться различные комбинации из одного или больше из представленных в виде списка элементов, и только один из каждого элемента в списке может быть необходимым. Например, "по меньшей мере, одно из следующего: элемент А, элемент В и элемент С" может включать в себя, без ограничений, элемент А или элемент А и элемент В. Этот пример также может включать в себя элемент А, элемент В и элемент С, или элемент В и элемент С. В других примерах, "по меньшей мере, одно из следующего" может, например, представлять собой, без ограничений, два элемента А, одно из следующего: элемент В и десять элементов С; четыре элемента В и семь элементов С; или некоторую другую их соответствующую комбинацию.

Множество факторов 208 самолета может включать в себя один или больше факторов, относящихся к размеру и/или форме самолета 202. Множество факторов 210 движения может включать в себя один или больше факторов, относящихся к движению самолета 202 в воздухе 205. Кроме того, множество факторов 212 окружающей среды может включать в себя один или больше факторов, относящихся к воздуху 205.

В этих иллюстративных примерах самолет 202 содержит систему 214 датчиков и систему 216 управления сваливанием. Система 214 датчиков выполнена с возможностью отслеживания множества факторов 206, в то время как система 216 управления сваливанием выполнена с возможностью аварийного оповещения оператора 217 самолета 202 о том, что может возникнуть нежелательная ситуация во время полета самолета 202, на основе множества факторов 206.

Как представлено, система 214 датчика содержит множество датчиков 218. Множество датчиков 218 может включать в себя, например, без ограничений, по меньшей мере, одно из следующего: индикатор угла атаки, датчик положения, датчик температуры, датчик движения и другие соответствующие типы датчиков.

Множество датчиков 218 может быть выполнено с возможностью генерировать данные 220 для, по меньшей мере, части из множества факторов 206. Данные 220 могут включать в себя, например, без ограничений, значения для множества факторов 206. В некоторых случаях, по меньшей мере, часть данных 220 может генерироваться непрерывно, по существу, в режиме реального времени. В других примерах часть данных 220 может генерироваться в установленные интервалы времени.

Система 216 управления сваливанием выполнена с возможностью приема данных 220 из системы 214 датчика. Система 216 управления сваливанием выполнена с возможностью идентификации ограничений для полета самолета 202, используя данные 220 таким образом, что вероятность сваливания самолета 202 во время полета может быть уменьшена.

В этих иллюстративных примерах система 216 управления сваливанием может быть воплощена с использованием аппаратных средств, программных средств или комбинации этих двух подходов. Например, система 216 управления сваливанием может быть воплощена в компьютерной системе 222. Компьютерная система 222 может содержать один или больше компьютеров. Когда присутствует больше чем один компьютер, эти компьютеры могут сообщаться между собой с возможностью передачи данных, например, через сеть.

Как представлено, система 216 управления сваливанием содержит генератор 224 порогового значения и генератор 226 аварийного оповещения. В этих иллюстративных примерах генератор 224 порогового значения выполнен с возможностью генерировать набор пороговых значений 228, используя данные 220, принятые из системы 214 датчика. Используемый здесь термин "набор" элементов означает один или больше элементов. Например, набор пороговых значений 228 может содержать одно или больше пороговых значений аварийного оповещения. Генератор 226 аварийного оповещения может генерировать аварийное оповещение 230, когда одно или больше пороговых значений в наборе пороговых значений 228 пересекаются.

В этих иллюстративных примерах набор пороговых значений 228 может включать в себя, по меньшей мере, одно из следующего: пороговое значение 231 угла атаки, пороговое значение 232 коэффициента подъемной силы и пороговое значение 234 скорости. Пороговое значение 231 угла атаки представляет собой угол атаки, который меньше, чем критический угол атаки для самолета 202, на некоторую выбранную величину. Критический угол атаки представляет собой угол атаки, при котором самолет 202 может перейти в сваливание, учитывая текущее состояние самолета 202 во время полета.

Пороговое значение 232 коэффициента подъемной силы представляет собой коэффициент подъемной силы, который меньше, чем коэффициент подъемной силы сваливания для самолета 202, на некоторую выбранную величину. Коэффициент подъемной силы сваливания представляет собой коэффициент подъемной силы, при котором самолет 202 может перейти в сваливание, учитывая текущее состояние самолета 202 во время полета.

Кроме того, пороговое значение 234 скорости представляет собой скорость, которая больше, чем скорость сваливания для самолета 202. Скорость сваливания представляет собой скорость, при которой самолет 202 может перейти в сваливание, учитывая текущее состояние самолета 202. Пороговое значение 234 скорости может быть представлено, используя множество разных способов. Например, пороговое значение 234 скорости может быть выражено в узлах, милях в час, в виде числа Маха, или используя некоторый другой тип представления скорости.

Набор пороговых значений 228 может быть сгенерирован, используя множество разных подходов. В одном иллюстративном примере, генератор 224 порогового значении использует данные 220 для идентификации угла 236 атаки и профиля 238 крыла. Используемый здесь угол 236 атаки представляет собой угол между линиями хорды крыльев самолета 202 и вектором, представляющим относительное движение между самолетом 202 и воздухом 205. Линия хорды крыла, используемая здесь, представляет собой воображаемую прямую линию между задней кромкой крыла и центром кривизны передней кромки поперечного сечения профиля 238 крыла.

В этих примерах профиль 238 крыла также может называться "аэродинамическим профилем" или "конфигурацией крыла". Профиль 238 крыла может включать в себя профиль крыла самолета 202 и любые закрылки, предкрылки и/или другие поверхности управления, закрепленные на крыле.

Генератор 224 порогового значения использует угол 236 атаки и профиль 238 крыла для идентификации коэффициента 240 подъемной силы для самолета 202. Коэффициент 240 подъемной силы представляет собой текущее значение коэффициента подъемной силы для самолета 202. Кроме того, генератор 224 порогового значения использует профиль 238 крыла и угол 242 атаки аварийного оповещения для идентификации коэффициента 244 подъемной силы аварийного оповещения. Угол 242 атаки аварийного оповещения может быть идентифицирован генератором 224 порогового значения, используя контур 248 обратной связи.

В некоторых иллюстративных примерах коэффициент 244 подъемной силы аварийного оповещения может быть идентифицирован таким образом, что коэффициент 244 подъемной силы аварийного оповещения всегда, по существу, ниже на определенный процент, чем текущий коэффициент подъемной силы сваливания для самолета 202. В некоторых случаях такой выбранный процент может составлять приблизительно пять процентов, десять процентов или некоторое другое выбранное процентное значение. Таким образом, когда коэффициент подъемной силы сваливания для самолета 202 изменяется, на основе изменений состояния самолета 202, пороговое значение 232 коэффициента подъемной силы также изменяется.

В этом иллюстративном примере коэффициент 244 подъемной силы аварийного оповещения и коэффициент 240 подъемной силы используются для идентификации скорости 246 аварийного оповещения. Скорость 246 аварийного оповещения может использоваться как обратная связь 248 для идентификации следующего угла 242 атаки аварийного оповещения. Следующий угол 242 атаки аварийного оповещения представляет собой угол атаки для самолета 202 в момент времени после текущего момента времени. Следовательно, обратная связь 248, используемая для идентификации угла 242 атаки аварийного оповещения, представляет собой ранее идентифицированную скорость 246 аварийного оповещения в этом иллюстративном примере. Таким образом, угол 242 атаки аварийного оповещения и коэффициент 244 подъемной силы аварийного оповещения можно отрегулировать на основе множества изменений текущего состояния самолета 202 во время полета. Эти изменения могут включать в себя изменения одного или больше из множества факторов 206.

В некоторых иллюстративных примерах скорость 246 аварийного оповещения может быть идентифицирована для конкретного маневра самолета 202. Например, скорость 246 аварийного оповещения может быть идентифицирована для маневра поворота самолета 202, при котором самолет 202 летит с углом поперечного наклона больше, чем ноль градусов. Такая скорость аварийного оповещения может быть другой, чем скорость аварийного оповещения для самолета 202 во время, по существу, горизонтального полета.

Генератор 224 порогового значения может использовать множество структур 250 данных и/или модель 252 при идентификации коэфф