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申请/专利权人：波音公司

摘要：本发明涉及用于控制由飞行器上的多个发动机产生的推力以辅助特定飞行状况的方法和系统。在一个示例中，描述了一种控制由飞行器上的多个发动机产生的推力以辅助飞行器的机头向下恢复的方法。所述方法包括：选择飞行器参数的最大值；在飞行器在飞行中时测量飞行器参数的值；基于最大值和测量值的比较，确定所述测量值超过所述最大值；以及减小由多个发动机中的每个发动机产生的推力，以使飞行器参数的测量值低于飞行器参数的最大值。

主权项：1.一种控制由飞行器100上的多个发动机104产生的推力以辅助所述飞行器100的机头向下恢复的方法200，所述方法包括：选择指示关键可控性状况的飞行器参数138的最大值；在所述飞行器100在飞行中时测量所述飞行器参数138的值；基于所述最大值和测量值的比较，确定所述测量值超过所述最大值；设定由所述多个发动机104中的每个发动机产生的推力可以减小的最大量，以保持所需爬升能力；以及仅当所述多个发动机中的所有发动机都在高推力下运转时，在所述最大量内减小由所述多个发动机104中的每个发动机产生的所述推力，以使所述飞行器参数138的所述测量值低于所述飞行器100参数的所述最大值，其中如果所述飞行器上所述多个发动机中少于阈值数量的发动机在运转，则禁止推力减小。

全文数据：用于控制由飞行器上的多个发动机产生的推力以辅助特定飞行状况的方法和系统技术领域本公开大体涉及飞行器的操作，并且更具体地，涉及控制由飞行器上的多个发动机产生的推力以辅助飞行器的机头向下俯冲nose-down恢复的方法。背景技术飞行器或飞机必须能够以飞机在任何允许的功率设置下能够实现的任何迎角AOA迅速从失速中恢复。正如美国联邦法规第14篇§25.145中规定的那样，从监管角度来看，这是必需的。飞机制造商可以施加适用于该飞行状态的附加要求和设计指南。在这种情况下提供足够的恢复能力传统上导致了飞机设计妥协，从而影响成本、复杂度和性能。提供足够恢复能力的现有方法传统上通过以下方式管理上仰并确保从高AOA迅速恢复机头向下：对机翼前缘和后缘襟翼设计施加约束和修改以减小空气动力学上仰的量级；在机翼前缘上使用失速条及其他流量控制装置来管理气流分离的进展；对机翼防冰系统施加约束和修改，以减小结冰情况下空气动力学上仰的量级；以及在水平尾翼添加区域以增加稳定性和俯仰控制力。现有方法影响系统复杂度、重量、维护及成本。此外，这些解决方案通过提高操作速度例如，影响顾客绩效保证和销售的着陆进场速度可能对飞行器性能产生负面影响。需要这样一种系统，其确保在临界状况下飞行器的迅速机头向下恢复，而不必增加飞行器设计的复杂度、增加重量和或增加成本。发明内容在一个示例中，描述了一种控制由飞行器上的多个发动机产生的推力以辅助飞行器的机头向下恢复的方法。该方法包括：选择飞行器参数的最大值；在飞行器在飞行中时测量飞行器参数的值；基于最大值和测量值的比较，确定测量值超过最大值；以及减小由多个发动机中的每个发动机产生的推力，以使飞行器参数的测量值低于飞行器参数的最大值。在另一示例中，描述了一种非暂时性计算机可读介质，其上存储有指令，当由计算设备的一个或更多个处理器执行所述指令时，所述指令使计算设备执行功能。这些功能包括：选择飞行器参数的最大值；在飞行器在飞行中时测量飞行器参数的值；基于最大值和测量值的比较，确定测量值超过最大值；以及减小每个发动机产生的推力，以使飞行器参数的测量值低于飞行器参数的最大值。在另一个示例中，描述了一种系统，所述系统包括飞行控制计算设备，该飞行控制计算设备具有处理器和存储器，该存储器存储可由处理器执行的指令以：选择飞行器的飞行器参数的最大值；在飞行器在飞行中时接收飞行器参数的值的测量值；基于最大值和测量值的比较，确定测量值超过最大值；并且发送指示减小由飞行器的多个发动机中的每个发动机产生的推力的信号，以使测量值低于飞行器参数的最大值。该系统还包括耦接到飞行器的多个发动机的多个推进控制计算设备，并且相应的推进控制计算设备耦接到相应的发动机。每个推进控制计算设备具有处理器和存储器，所述存储器存储可由处理器执行的指令以接收来自飞行控制计算设备的信号并控制由多个发动机中的相应发动机产生的推力。已经讨论的特征、功能和优点可以在各种示例中独立地实现，或者可以在其他示例中组合。参考以下描述和附图可以看到示例的进一步细节。附图说明被认为是说明性示例特有的新颖特征在随附的权利要求中阐述。然而，当结合附图阅读时，通过参考本公开的说明性示例的以下详细描述，将最好地理解说明性示例及其优选的使用模式、进一步的目的和描述，其中：图1示出了根据一个示例实施方式的示例飞行器的框图。图2是示出根据一个示例实施方式的STL功能的示例操作的流程图。图3是根据一个示例实施方式的飞行器和作用在飞行器上的力的示例图示。图4是示出根据一个示例实施方式的轻型飞行器的纵向加速度nxg和迎角AOA度之间的关系的示例图。图5是示出根据一个示例实施方式的重型飞行器的纵向加速度nxg和迎角AOA度之间的关系的另一示例图。图6示出了根据一个示例实施方式的控制由飞行器上的多个发动机产生的推力以辅助飞行器的机头向下恢复的示例方法的流程图。图7示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的选择功能的示例方法的流程图。图8示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的选择功能的另一示例方法的流程图。图9示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的选择功能的另一示例方法的流程图。图10示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的选择功能的另一示例方法的流程图。图11示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的选择功能的另一示例方法的流程图。图12示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的选择功能的另一示例方法的流程图。图13示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的选择功能的另一示例方法的流程图。图14示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的测量功能的另一示例方法的流程图。图15示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的减小功能的示例方法的流程图。图16示出了根据一个示例实施方式的与图6中示出的方法一起使用的示例方法的流程图。图17示出了根据一个示例实施方式的与图6中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。图18示出了根据一个示例实施方式的与图6中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。图19示出了根据一个示例实施方式的与图6中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。具体实施方式现在将在下文中参考附图更全面地描述所公开的示例，附图中示出了一些但不是全部所公开的示例。实际上，可以描述若干不同的示例，并且不应该将其解释为限于本文中阐述的示例。相反，描述这些示例使得本公开将是彻底和完整的，并且将向本领域技术人员充分传达本公开的范围。在示例中，描述了用于控制来自飞行器发动机的发动机推力以在极端临界状况期间修改飞行器定位的方法和系统。更具体地，示例方法和系统主动地管理由飞行器的每个发动机产生的发动机推力的量，用于辅助在高迎角和高推力飞行状况下的机头向下恢复。主动管理由飞行器的所有发动机产生的推力的量以对抗阻碍机头向下恢复的不利状况，即由机翼上的空气动力学流动分离导致的机头向上俯仰力矩和或由发动机产生的机头向上俯仰力矩。示例方法和系统连续地监测飞行器的各种控制参数并将监测的参数与预设的极限条件进行比较。在一个示例中，系统测量纵向加速度nx其是相对于飞行器的阻力和重量的过量发动机推力的测量，并将该测量值与预定的最大值nx进行比较。如果测量的nx值超过预定的最大值nx，则系统调节由飞行器的每个发动机产生的发动机推力，以使测量的nx值减小，这确保了迅速机头向下恢复。当该方法和系统被激活时，发动机推力减小预定量以确保飞行器的连续安全操作。例如，该方法和系统可以仅在关键控制状况期间激活，并且不干扰飞行器的正常操作。另外，为监测的飞行器参数设定的预定最大值被限制为是比仅具有单个发动机的飞行器的性能的能力更大的值，因此消除了对包括发动机故障的额外监测和检测的需要。换句话说，如果飞行器凭借一个发动机运转，则将不允许激活该方法和系统。该方法和系统采用其他控制参数与纵向加速度nx相结合或代替纵向加速度nx。这些其他参数包括飞行器的迎角、飞行路径角、俯仰角、总能量状态等。现在参考附图，图1示出了根据一个示例实施方式的示例飞行器100的框图。飞行器100包括耦接到多个发动机104的系统102。所述多个发动机104被示出为包括两个发动机106和108。虽然示出了具有两个发动机106和108的飞行器100，但是例如可以包括两个以上的发动机，并且每个发动机包括基本相同的部件。系统102包括飞行控制计算设备110，其直接或间接地并且使用无线或有线装置耦接到一个或更多个推进控制计算设备112a-b。系统102被示出为包括两个推进控制计算设备112a-b，并且每个推进控制计算设备独立地耦接到相应的发动机106和108。在飞行器100包括更多个发动机的示例中，包括更多个推进控制计算设备以例如为每个发动机提供一个推进控制计算设备。此外，每个推进控制计算设备112a-b是相同的并且包括相同的部件。因此，系统102包括耦接到飞行器100的所述多个发动机104的多个推进控制计算设备，并且相应的推进控制计算设备耦接到相应的发动机。推进控制计算设备112a-b负责操作发动机106和108以根据命令产生推力，其中一些命令包括例如来自飞行控制计算设备的用于该功能的命令。飞行控制计算设备110和推进控制计算设备112a-b中的每一个具有一个或更多个处理器114和116，并且还具有通信接口118和120、数据存储器122和124以及各自连接到通信总线130和132的输出接口126和128。飞行控制计算设备110和推进控制计算设备112a-b还包括用于实现计算设备内以及计算设备和其他设备未示出之间的通信的硬件。例如，硬件包括发射器、接收器和天线。通信接口118和120可以是允许与一个或更多个网络或与一个或更多个远程设备的短程通信和远程通信二者的无线接口和或一个或更多个有线接口。这种无线接口提供在一个或更多个无线通信协议、蓝牙、WiFi例如，电气和电子工程师协会IEEE802.11协议、长期演进LTE、蜂窝通信、近场通信NFC和或其他无线通信协议下的通信。这种有线接口包括经由电线、双绞线、同轴电缆、光链路、光纤链路或其他物理连接与有线网络进行通信的以太网接口、通用串行总线USB接口或类似接口。因此，通信接口118和120被配置为从一个或更多个设备接收输入数据，并且还被配置为将输出数据发送到其他设备。数据存储器122和124包括存储器诸如可由处理器114和116读取或访问的一个或更多个计算机可读存储介质或采取存储器的形式。计算机可读存储介质可包括易失性和或非易失性存储部件，诸如光、磁、有机或其他存储器或盘存储器，其可以整体或部分地与处理器114和116集成。数据存储器122和124被认为是非暂时性计算机可读介质。在一些示例中，数据存储器122和124可以使用单个物理设备例如，一个光、磁、有机或其他存储器或盘存储单元来实现，而在另一些示例中，可以使用两个或更多物理设备实现数据存储器122和124。因此，数据存储器122和124是非暂时性计算机可读存储介质，并且可执行指令134和136存储在其上。指令134和136包括计算机可执行代码。飞行控制计算设备110的数据存储器122还存储飞行器参数138下面更全面地描述。处理器114和116可以是通用处理器或专用处理器例如，数字信号处理器、专用集成电路等。一个或更多个处理器114和116接收来自通信接口118和120以及来自其他传感器的输入，并且处理输入以生成存储在数据存储器122和124中并用于控制所述多个发动机104的输出。处理器114和116可以被配置为执行存储在数据存储器122和124中并且可执行以提供本文所述的计算设备110和112a-b的功能的可执行指令134和136例如，计算机可读程序指令。输出接口126和128输出信息，诸如从飞行控制计算设备110向推进控制计算设备112a-b输出信息，或者从推进控制计算设备112a-b向多个发动机104输出信息。例如，飞行控制计算设备110耦接到推进控制计算设备112a-b中的每一个以输出信息。另外，推进控制计算设备112a将信息输出到发动机108，并且推进控制计算设备112b将信息输出到发动机106。然后，例如，每个发动机可以由相应的推进控制计算设备独立地控制。因此，输出接口126和128类似于通信接口118和120，并且也可以是无线接口例如，发射器或有线接口。系统102还包括一个或更多个惯性参考单元IRU140。IRU140是惯性传感器，其包括或使用陀螺仪和加速度计来确定在一段时间内飞行器100的旋转姿态相对于某个参考系的角度取向和平移位置通常是纬度、经度和高度的变化。IRU也可以被称为惯性测量单元IMU。IRU140在飞行器100飞行时测量一个或更多个飞行器参数的值，并将飞行器参数的值的测量值输出到飞行控制计算设备110。在一个示例中，在操作中，当可执行指令134由飞行控制计算设备110的处理器114执行时，使得处理器114执行包括以下的功能：选择飞行器100的飞行器参数的最大值；在飞行器100飞行时接收飞行器参数的值的测量值；基于最大值和测量值的比较确定测量值超过最大值；并发送指示减小由飞行器100的多个发动机104中的每个发动机106和108产生的推力的信号以使测量值低于飞行器参数的最大值。推进控制计算设备112a-b耦接到飞行器100的多个发动机104，并且当可执行指令136由推进控制计算设备112a-b的处理器116执行时，使处理器116执行包括接收来自飞行控制计算设备110的信号和控制由多个发动机104中的每个发动机106和108产生的推力的功能。推进控制计算设备112a-b彼此独立地控制由多个发动机104中的每个发动机106和108产生的推力。飞行器例如，特别是飞机必须能够以飞机在任何允许的功率设置下能够实现的任何迎角AOA迅速从失速中恢复。美国联邦法规第14篇§25.145中规定，从监管角度来看，要求从高AOA的恢复能力。这一要求概括如下：在任何正常配置包括速度制动器的情况下，飞机必须具有从飞机通过任何允许的功率设置能够实现的任何AOA迅速机头向下恢复，以速度低至1.23VS1g的任何功率设置配平。因此，飞行器应具有足够的机头向下俯仰能力，以确保在电源开启和关闭的情况下从失速速度迅速加速到配平速度。关于纵向控制，飞机必须能够在美国联邦法规第14篇§25.103b6中规定的配平速度和失速识别如§25.201d中定义的之间的任何点使机头向下俯冲，以便当飞机以§25.103b6中规定的配平速度进行配平、起落架伸展、机翼襟翼i缩回和ii伸展以及电源i关闭和ii处于发动机的最大持续功率时迅速加速到该选定的配平速度。在本文描述的示例中，飞行控制计算设备110和推进控制计算设备112a-b一起执行可执行指令134和136，以执行飞行器100的对称推力限制STL功能，以满足上述设计要求。STL功能是一种飞行控制法则，其在特定状况下主动管理过量的发动机推力能力，以确保从高迎角AOA和高推力状况下的迅速恢复能力，以便满足或超出上述设计要求。例如，STL功能包括可靠且稳健地检测触发发动机推力变化的状况。系统102利用易于测量的参数，将测量的参数值与预定的最大值进行比较，并调节由所有多个发动机104产生的发动机推力，以确保在临界状况下飞行器100的迅速机头向下恢复。在示例中，用于机头向下恢复的推力控制适用于其中推力作用于飞行器的重心下方的飞行器配置。例如，用于机头向上控制的推力控制也可以用于其中推力作用在重心上方的飞行器配置的机头向上控制。图2是示出根据一个示例实施方式的STL功能的示例操作的流程图。首先，选择飞行器参数的最大值用于监测。许多不同的飞行器参数用于STL功能，并且示例包括飞行器100的纵向加速度nx例如，纵向加速度nx是相对于飞行器100的阻力和重量的过量的发动机推力的测量、飞行器100的迎角AoA、飞行器100的飞行路径角和或飞行器100的俯仰角。此外，可以选择和监测一个以上的参数。例如，飞行器参数的最大值被选择为处于提供飞行器100在高于阈值的AOA下的恢复能力的极限，并且基于飞行器100的重量来选择。在另一些示例中，飞行器参数的最大值被选择为是比在飞行中的飞行器100在单个发动机发生故障的情况下可实现的值更大的值。例如，对于双发动机飞机，飞行器参数的最大值被选择为是比在飞行中的飞行器100使用多个发动机104中的单个发动机可实现的值更大的值。接下来，一个或更多个IRU140测量飞行器100在飞行中时飞行器参数的值。例如，在飞行器参数是纵向加速度nx的示例中，一个或更多个IRU140测量纵向加速度nx并将测量值输出到飞行控制计算设备110。飞行控制计算设备110参考存储的飞行器参数138，该飞行器参数包括针对每个飞行器参数选定或存储的最大值，以将所测量的飞行器参数与所存储的最大值进行比较。例如，如图2所示，飞行控制计算设备110将测量的纵向加速度nx与存储的纵向加速度nx_reference进行比较。基于最大值和测量值的比较，飞行控制计算设备110可以确定测量值是否超过最大值。在测量值超过最大值的情况下，飞行控制计算设备110向推进控制计算设备112a-b发送指示减小由多个发动机104中的发动机106和108中的每一个产生的推力的信号，以使飞行器参数的测量值低于飞行器参数的最大值。然后，推进控制计算设备112a-b操作多个发动机104从而以所需方式减小推力。在一个示例中，推力被减小的量与测量值超过最大值的量成比例。推进控制计算设备112a-b设定推力减小的最大量，以保持所需的爬升能力。为了确定推力减小的量，推进控制计算设备112a-b使发动机106和108中的每一个产生的推力减小第一量例如，所有运转的发动机产生的最大推力的大约20％，并且然后，在减小推力之后，STL功能监测飞行器响应142，例如通过测量飞行器参数的第二值。接着，基于第二测量值超过最大值，推进控制计算设备112a-b使发动机106和108中的每一个产生的推力减小第二量，该第二量大于第一量例如，额外增加5％。推进控制计算设备112a-b在迭代的基础上执行发动机推力减小，例如，迭代地测量飞行器参数的值并减小由发动机106和108中的每一个产生的推力，直到飞行器参数的测量值低于飞行器参数的最大值。如图2所示，实时地在飞行器100的飞行期间，飞行控制计算设备110将测量的nx相对于nx_reference进行比较，并且如果求和函数的输出是负的，则不触发STL功能。然而，如果飞行器100处于测量的nx高于nx_reference的飞行状况，则飞行控制计算设备110发送信号以使发动机推力减小一定量。当测量的nx开始减小并且求和函数的输出接近零时，则STL函数终止。因此，求和点的输出表示误差，其可以乘以增益以确定每个发动机的推力减小的量。如果误差是高值，则可以命令最大推力减小例如，约20％推力减小，或者如果误差低，则命令轻微低推力减小。然后，推力减小的量与误差成比例，并且STL函数是以迭代方式操作的闭环函数，以将误差驱动得更接近零。推力减小的最大量可以被限制为使得飞行器100的产生的总推力能力将大于在单个发动机发生故障的情况下的能力的量。结果，STL功能的任何错误激活仍然能够实现飞行器100的安全推力水平，并且这确保不会损失所需的爬升能力。该限制可以由飞行控制计算设备110强制执行并且由推进控制计算设备112a-b独立地强制执行。一旦飞行器参数的测量值低于飞行器参数的最大值，则飞行器100的机头向下恢复就得到改善，并且此时允许机头向下俯仰姿态的飞行员命令。在示例场景中，在高AOA下，有两个阻碍机头向下恢复的飞行器机头向上俯仰力矩的主要来源。首先，机头向上俯仰力矩是由飞行器100的机翼上的空气动力学流动分离引起的，并且这通常是由机翼的外侧部分在机翼的内侧部分之前失去空运能力引起的。这也可能发生在机翼前缘积冰的情况下。第二，可以通过多个发动机104产生机头向上俯仰力矩，并且该上仰来源由直接推力贡献和间接推力贡献组成。对上仰的直接推力贡献是多个发动机104的推力矢量的大小乘以它们在飞行器重心下方的力矩臂的结果。间接推力对上仰的贡献是由在较高推力设置下飞行器机翼上的空气动力学流量的变化引起的。直接和间接推力分量的总和在空转推力下通常可忽略不计，但在最大推力时显著。在高AOA时，空气动力和推力上仰分量可以组合以导致缓慢的机头向下恢复或无法恢复的失速，即使在完全机头向下俯仰控制的情况下。管理这种上仰的一些传统方法包括机翼前缘襟翼和机翼后缘襟翼的变化、机翼防冰覆盖的变化、更大的水平尾翼以及在轻重量下对后部重心范围的限制。然而，使用本文所述的STL功能，在特定控制状况下主动管理发动机推力减轻了由发动机引起的上仰并且确保在所有可实现的AOA下可获得迅速机头向下恢复能力。STL功能为飞行器设计者实现了额外的自由度，可以利用该自由度找到系统复杂度、飞行器性能、重心范围和飞行器成本的适当平衡。图3是根据一个示例实施方式的飞行器100和作用在飞行器100上的力的示例图示。通过将测量的纵向加速度nx与参考最大值nx进行比较来确定过量的发动机推力能力，并且通过一个或更多个IRU140测量纵向加速度nx。例如，当测量的nx超过参考nx时，系统102将主动控制发动机推力。当激活时，系统102的STL功能将发出命令以减小对多个发动机104中的所有发动机106和108的推力。纵向加速度nx是过量发动机推力能力的测量例如，如果过量发动机推力能力高，则nx高，而如果过量发动机推力能力低，则nx低。为了计算nx，作用在飞行器100上的力求和如下：接下来，纵向加速度nx求解：其中TNET是净推力lb，FAEROx是XBODY轴线中的空气动力lb，W是飞行器总重lb，以及nx是沿XBODY轴线的加速因子g。图4是示出根据一个示例实施方式的轻型飞行器的纵向加速度nxg和迎角AOA度之间的关系的示例图。图5是示出根据一个示例实施方式的重型飞行器的纵向加速度nxg和迎角AOA度之间的关系的另一示例图。在示例中，例如，轻型飞行器可以被认为大致小于1.25OEW操作空重量，而重型飞行器可以被认为高于高达最大起飞重量MTOW的最大着陆重量MLW。这种绝对重量例如取决于飞行器。纵向加速度nx是相对于阻力和重量的过量发动机推力的测量。高nx表示在给定重量下改变空速和或反重力的加速度。如图4所示，可以选择在可控性受到威胁的临界状况下在高AOA下提供足够的恢复能力的极限最大值nx。例如，如果nx极限被设置在水平飞行和空转推力的可实现的推力水平之上，但是低于给定AOA的最大推力，那么如果需要，飞行器仍然能够施加推力用于恢复目的。然而，如图5所示，对于重型飞行器，即使在高AOA下，极限最大值nx也不会减小推力，因为大重量导致在较低水平的nx下经历最大推力。如图所示，当nx高时，飞行器可以根据需要使用能量爬升或加速，但是当nx低时，这种能力会降低。因此，设定nx阈值或极限，在该阈值或极限以下，已知飞行器具有足够的恢复能力，并且该阈值或极限被设定为高于不希望激活STL功能的水平。因此，可以提供在影响飞行器可控性的特定状况下对飞行器100的发动机106和108上的最大推力的主动管理。STL功能管理发动机160和108二者的最大推力，同时保持所需的爬升能力。对于对机头向下恢复能力不重要的状况，STL功能不起作用，因此不会干扰正常的飞行器运行。STL功能包括检测关键控制限制状况的逻辑以及命令和调节两个发动机上的推力以确保迅速机头向下恢复的逻辑。如图4-5所示，可以选择极限最大值nx，其对于可控性可能存在风险的临界状况在高AOA下提供足够的恢复能力，同时提供正常情况和紧急情况所需的推力。使用像nx这样的高可用性惯性信号可以使STL功能在大多数如果不是全部飞行器运行状态下可用。如上所述，STL功能仅在飞行器100的飞行期间并且在检测到例如测量的nx高于预设阈值nx的状况时被激活。一旦触发，STL功能导致发动机106和108在飞行器100上的发动机推力减小，并且对减小量进行限制以限制遭受去除所有推力能力的风险。例如，推力减小极限可以设定为如下最大值：在发动机106和108二者上约20％，在发动机106和108二者上约10％，和或在约5％至约20％之间。例如，推力减小极限可以设定在大于0％和最大减小20％之间的任何范围。如果飞行器100上只有一个发动机发生故障，或者如果飞行器100上多个发动机104中的小于阈值数量的发动机在运转，则STL功能将不会激活。因此，STL功能仅在所有发动机都在高推力下运转时管理发动机推力，并且STL不会限制在诸如发动机熄火运转之类的爬升限制状态期间的推力。在飞行器100具有两个发动机的示例中，如果仅一个发动机正在运转，则飞行器100可能不能够在该一个运转的发动机上维持20％的推力减小并且仍然保持爬升能力。因此，为了避免这种情况，STL功能将飞行器参数阈值设置为低于在单发动机情况下激活的阈值，使得STL功能在单发动机情况下不会激活。例如，使用nx作为监测的飞行器参数，只有两个发动机相对于总飞行器重量以高功率运行时才会出现高nx水平。因此，nx阈值可以设定为足够高于单个发动机推力能力，以及高于其他发动机熄火控制极限。nx阈值取决于飞行器，并且示例范围可包括例如在约0.4至约0.5g之间。要求将nx阈值设定为高于某水平消除了对STL功能要求独立的发动机检测损失特征的需要，这减少了整体系统复杂度和潜在的故障模式。图6示出了根据一个示例实施方式的控制由飞行器100上的多个发动机104产生的推力以用于辅助飞行器100的机头向下恢复的示例方法200的流程图。例如，图6中示出的方法200呈现了可以与图1中示出的飞行器100一起使用或者与飞行器100的部件一起使用的方法的示例。此外，可以使用或配置设备或系统以执行图6中呈现的逻辑功能。在一些情况下，设备和或系统的部件被配置为执行功能，使得部件实际被配置和构造利用硬件和或软件以实现此类性能。在另一些示例中，设备和或系统的部件被布置为适于、能够或适合于执行功能，例如当以特定方式操作时。方法200包括一个或更多个如方框202-208中的一个或更多个所示的操作、功能或动作。尽管以连续顺序示出了方框，但是这些方框也可以并行执行和或以与本文描述的顺序不同的顺序执行。而且，各种方框可以被组合成更少的方框、划分成额外的方框和或基于期望的实施方式被移除。应当理解，对于本文公开的这个和其他工艺和方法，流程图示出了本示例的一种可能的实施方式的功能和操作。对此，每个方框或每个方框的部分表示程序代码的一个模块、区段或部分，其包括可由处理器执行的用于实施该工艺中的特定逻辑功能或步骤的一个或更多个指令。程序代码存储在任何类型的计算机可读介质或数据存储器上，例如，诸如包括磁盘或硬盘驱动器的存储设备。此外，程序代码可以以机器可读格式编码在计算机可读存储介质上，或者编码在其他非暂时性介质或制品上。计算机可读介质包括非暂时性计算机可读介质或存储器，例如，诸如像寄存器存储器、处理器高速缓冲存储器和随机存取存储器RAM之类的短时间存储数据的计算机可读介质。计算机可读介质还包括非暂时性介质，例如，诸如像只读存储器ROM、光盘或磁盘、光盘只读存储器CD-ROM之类的次要或持久长期存储器。计算机可读介质还可以是任何其他易失性或非易失性存储系统。例如，计算机可读介质可以被认为是有形计算机可读存储介质。另外，图6以及本文公开的其他工艺和方法中的每个方框或每个方框的部分可以表示被连线以执行工艺中的特定逻辑功能的电路。替代实施方式被包括在本公开的示例的范围内，其中如本领域技术人员将合理地理解的那样，功能可以不按示出或讨论的顺序执行，包括基本上同时或倒序，这取决于所涉及的功能。在方框202处，方法200包括选择飞行器参数的最大值。图7示出了根据一个示例实施方式的用于执行如方框202中所示的选择的示例方法的流程图。在方框210处，功能包括选择飞行器参数的最大值包括选择飞行器的纵向加速度Nx的最大值。示例最大纵向加速度Nx值可以在约0.4g至约0.5g之间的范围内。图8示出了根据一个示例实施方式的用于执行如方框202所示的选择的示例方法的流程图。在方框212处，功能包括选择飞行器参数的最大值包括选择飞行器的迎角AoA的最大值。飞行器的AoA取决于飞行器，并且AoA的示例最大值通常高于振杆器AoA。图9示出了根据一个示例实施方式的用于执行如方框202所示的选择的示例方法的流程图。在方框214处，功能包括选择飞行器参数的最大值包括选择飞行器的飞行路径角的最大值。例如，飞行器的飞行路径角的最大值约为15度以上。图10示出了根据一个示例实施方式的用于执行如方框202所示的选择的示例方法的流程图。在方框216处，功能包括选择飞行器参数的最大值包括选择飞行器的俯仰角的最大值。例如，飞行器的俯仰角的最大值大约在25度以上。图11示出了根据一个示例实施方式的用于执行如方框202中所示的选择的示例方法的流程图。在方框218处，功能包括选择最大值以使其处于提供在高于阈值的迎角AOA的飞行器的恢复能力的极限。图12示出了根据一个示例实施方式的用于执行如方框202所示的选择的示例方法的流程图。在方框220处，功能包括使用多个发动机中的单个发动机将最大值选择为是比飞行中的飞行器可实现的值更大的值。作为示例，对于纵向加速度，选择仅在轻重量、高推力和高AoA下可实现的最大nx_reference，根据定义，这意味着使用该参考值不会超过单个发动机运转。换句话说，如果nx_reference被设置为大约0.4g并且使用单个发动机，则飞行器仅达到0.15g，那么该功能在单个发动机场景下将不会激活。图13示出了根据一个示例实施方式的用于执行如方框202中所示的选择的示例方法的流程图。在方框222中，功能包括基于飞行器的重量例如，如图4-5所示选择飞行器参数的最大值。在更进一步的示例中，如方框202中所示的选择包括将参数定义为飞行器的总能量状态。例如，纵向加速度nx与飞行器100的总能量状态直接相关。它可以稳健地识别对于高AOA俯仰恢复至关重要的推力、高度和空速组合。如图7-13中描述的任何参数可以单独或以任何组合方式用于方法200，以触发方法200的以下功能。返回图6，在方框204处，方法200包括在飞行器在飞行中时测量飞行器参数的值。图14示出了根据一个示例实施方式的用于执行如方框204所示的测量的示例方法的流程图。在方框224处，功能包括测量纵向加速度，其中纵向加速度是相对于飞行器的阻力和重量的过量推力的测量。返回图6，在方框206，方法200包括基于最大值和测量值的比较，确定测量值超过最大值。例如，飞行控制计算设备110在飞行中将为飞行器参数选择的最大值与飞行器参数的测量值进行比较，以确定测量值是否超过最大设定值。在方框208处，方法200包括减小由多个发动机中的每个发动机产生的推力，以使飞行器参数的测量值低于飞行器参数的最大值。在一个示例中，每个发动机的推力减小的量是相同的，以便提供飞行器100上的所有发动机的对称推力减小。如上所述，例如，可以对发动机上的最大推力减小的量施加约20％的限制。可以在飞行器的发动机106和108中的每一个上对称地执行推力减小，以便针对每个发动机以相同的方式并且在同一时间即，同时地减小推力。在示例中，推力被限制为推力系数例如，总推力除以动态压力的函数和或被限制至特定推力安排例如，通过空速、AoA、θ、飞行路径来安排。例如，推力安排可以代替飞行器参数的反馈路径以通过增量减小推力。图15示出了根据一个示例实施方式的用于执行如方框208中所示的减小的示例方法的流程图。在方框226处，功能包括将推力减小与测量值超过最大值的量成比例的量。在该示例中，测量值与最大值的比较类似于误差量，并且当观察到的误差高时，可以对较大的校正动作进行较大减小。图16示出了根据一个示例实施方式的与方法200一起使用的示例方法的流程图。在方框228处，功能包括设定推力被减小以保持所需爬升能力的最大量。如上所述，可以限制最大推力减小，并且在这里被限制为仍然保持某些飞行要求所需的爬升能力的值。图17示出了根据一个示例实施方式的与方法200一起使用的示例方法的流程图。在方框230处，功能包括确定存在机头向下恢复状况。通过将测量的纵向加速度nx与极限最大值nx进行比较，可以执行可靠且稳健的临界状况检测。例如，可以由一个或更多个IRU140直接感测nx。接下来，基于机头向下恢复状况的确定，功能包括在飞行器在飞行中时测量飞行器参数的值，并减小每个发动机产生的推力以使飞行器参数的测量值低于飞行器参数的最大值，如方框232和234所示。然而，nx只是检测关键可控性状况的一种方法。可能存在可以使用的同样有效的其他参数，例如，迎角、飞行路径角、俯仰角或飞行器总能量计算。这些参数中的任何一个可以单独使用或彼此组合使用以完成STL触发状况的检测。图18示出了根据一个示例实施方式的与方法200一起使用的示例方法的流程图。在方法200的方框208处，减小由发动机106和108中的每一个产生的推力包括将推力减小第一量，附加功能包括在减小推力之后，测量飞行器参数的第二值，并且基于第二测量值超过最大值，将由发动机106和108中的每一个产生的推力减小第二量，该第二量大于第一量，如方框236和238所示。图19示出了根据一个示例实施方式的与方法200一起使用的示例方法的流程图。在方框240处，功能包括迭代地测量飞行器参数的值并减小由发动机106和108中的每一个产生的推力，直到飞行器参数的测量值低于飞行器参数的最大值。在本文描述的示例中，STL功能在特定临界状况下主动管理过量推力能力以满足设计要求，同时减轻已影响先前解决方案的影响。STL为飞行器设计和建造提供了额外的自由度，该自由度可用于找到系统复杂度、空气动力性能、负载能力和飞行器成本的适当平衡。即，STL功能主动管理由所有发动机产生的推力，以确保在临界状况下飞行器的迅速机头向下恢复，而不必增加飞行器设计的复杂度、增加重量和或成本，而这些通常与管理这种状况有关。这一优势可以包括性能改进和成本节约经常性和非经常性兼有。STL功能进一步减少了与对在高AOA下空气动力学上仰的准确飞行前预测这在飞行测试和认证之前可能需要相关的缺点。在某些情况下，与需要对设计进行后期修改的预测水平相比，在飞行测试期间发现了不同的上仰特性。这些后期发现会对项目进度、成本和性能能力的进一步损失产生负面影响。此外，使用STL功能运行的飞行器能够满足高α恢复要求，从而使得防冰翼展覆盖与发动机引气或发电能力并与上仰其影响建造成本和飞行器重量能够平衡，可以允许完全去除防冰系统或替换为替代电气冰保护概念其影响系统复杂度、重量、发动机引气电气要求，通过去除自动式前缘缝翼其影响系统复杂度和建造成本允许简化的前缘设计，通过降低接近速度其影响性能实现更高强度的内侧前缘以改善着陆性能，并且在轻重量其影响负载能力下允许去除后重心削减。这里使用的术语“基本上”和“约”是指所述特性、参数或值不需要精确地实现，而是指包括例如公差、测量误差、测量精度限制和本领域技术人员已知的其他因素的偏差或变化可以以不排除该特性旨在提供的效果的量发生。本文公开的一个或更多个系统、一个或更多个设备和一个或更多个方法的不同示例包括各种部件、特征和功能。应当理解，本文公开的一个或更多个系统、一个或更多个设备和一个或更多个方法的各种示例可以包括本文公开的一个或更多个系统、一个或更多个设备和一个或更多个方法的任意其他示例的部件、特征和功能中的任一个的任意组合或子组合，并且所有这些可能性都旨在包括在本公开的范围内。此外，本公开包括根据以下条款的示例：条款1.一种控制由飞行器100上的多个发动机104产生的推力以辅助所述飞行器100的机头向下恢复的方法200，所述方法包括：202选择飞行器参数138的最大值；204在所述飞行器100在飞行中时测量所述飞行器参数138的值；206基于所述最大值和测量值的比较，确定所述测量值超过所述最大值；和208减小由所述多个发动机104中的每个发动机产生的推力，以使所述飞行器参数138的所述测量值低于所述飞行器100参数的所述最大值。条款2.如条款1所述的方法，其中选择所述飞行器参数138的所述最大值包括210选择所述飞行器100的纵向加速度Nx的最大值。条款3.如条款1所述的方法，其中选择所述飞行器参数138的所述最大值包括212选择所述飞行器100的迎角AoA的最大值。条款4.如条款1所述的方法，其中选择所述飞行器参数138的所述最大值包括214选择所述飞行器100的飞行路径角的最大值。条款5.如条款1所述的方法，其中选择所述飞行器参数138的所述最大值包括216选择所述飞行器100的俯仰角的最大值。条款6.如条款1所述的方法，其中选择所述飞行器参数138的所述最大值包括：218将所述最大值选择为处于提供所述飞行器100在高于阈值的迎角AOA下的恢复能力的极限。条款7.如条款1所述的方法，其中选择所述飞行器参数138的所述最大值包括：220将所述最大值选择为是比在飞行中的所述飞行器100在所述多个发动机104中的一个发动机发生故障的情况下可实现的值更大的值。条款8.如条款1所述的方法，其中选择所述飞行器参数的所述最大值138包括：222基于所述飞行器100的重量选择所述飞行器参数138的所述最大值。条款9.如条款1所述的方法，其中在所述飞行器100在飞行中时测量所述飞行器参数138的所述值包括：224测量纵向加速度，其中所述纵向加速度是相对于所述飞行器100的阻力和重量的过量推力的测量。条款10.如条款1所述的方法，其中减小每个所述发动机产生的所述推力包括：226将所述推力减小与所述测量值超过所述最大值的量成比例的量。条款11.如条款1所述的方法，还包括：228设定所述推力可以减小以保持所需爬升能力的最大量。条款12.如条款1所述的方法，还包括：230确定存在机头向下恢复状况；和基于所述机头向下恢复状况的所述确定，232在所述飞行器100在飞行中时测量所述飞行器100参数的值；和234减小每个所述发动机产生的所述推力，以使所述飞行器参数138的所述测量值低于所述飞行器参数138的所述最大值。条款13.如条款1所述的方法，其中减小每个所述发动机产生的所述推力包括将所述推力减小第一量，并且所述方法还包括：236在减小所述推力后，测量所述飞行器参数138的第二值；和238基于所述第二测量值超过所述最大值，将每个所述发动机产生的所述推力减小第二量，所述第二量大于所述第一量。条款14.如条款1所述的方法，还包括：240迭代地测量所述飞行器参数138的所述值并减小每个所述发动机产生的所述推力，直到所述飞行器参数138的所述测量值低于所述飞行器参数138的所述最大值。条款15.一种非暂时性计算机可读介质122，其上存储有指令134，当由计算设备110的一个或更多个处理器114执行所述指令时，所述指令使所述计算设备110执行包括以下的功能：选择飞行器100的飞行器参数138的最大值；在所述飞行器100在飞行中时测量所述飞行器参数138的值；基于所述最大值和测量值的比较，确定所述测量值超过所述最大值；和减小由所述飞行器100上的多个发动机104中的每个发动机产生的推力，以使所述飞行器参数138的所述测量值低于所述飞行器参数138的所述最大值。条款16.如条款15所述的非暂时性计算机可读介质，其中在所述飞行器100在飞行中时测量所述飞行器参数138的所述值包括：测量纵向加速度，其中所述纵向加速度是相对于所述飞行器100的阻力和重量的过量推力的测量。条款17.如条款15所述的非暂时性计算机可读介质，其中减小由每个所述发动机产生的所述推力包括：将所述推力减小与所述测量值超过所述最大值的量成比例的量。条款18.一种系统102，其包括：飞行控制计算设备110，其具有处理器114和存储器122，所述存储器122存储可由所述处理器114执行的指令134以：选择飞行器100的飞行器参数138的最大值；在所述飞行器100在飞行中时，接收所述飞行器参数138的值的测量值；基于所述最大值和所述测量值的比较，确定所述测量值超过所述最大值；并且发送指示减小由所述飞行器100的多个发动机104中的每个发动机产生的推力的信号，以使所述测量值低于所述飞行器参数138的所述最大值；以及耦接到所述飞行器100的所述多个发动机104的多个推进控制计算设备112a-b，其中相应的推进控制计算设备耦接到相应的发动机，并且其中每个推进控制计算设备具有处理器116以及存储可由所述处理器116执行的指令136以接收来自所述飞行控制计算设备1100的所述信号并控制由所述多个发动机104中的相应发动机产生的推力的存储器124。条款19.如条款18所述的系统，其中所述多个推进控制计算设备112a-b彼此独立地控制由所述多个发动机104中的每个发动机产生的推力。条款20.如条款18所述的系统，还包括：惯性参考单元IRU140，用以在所述飞行器100在飞行中时测量所述飞行器参数138的所述值，并将所述飞行器参数138的所述值的测量值输出到所述飞行控制计算设备110。已经出于说明和描述的目的给出了对不同有利布置的描述，并且不旨在穷举或限于所公开形式的示例。许多修改和变化对于本领域普通技术人员来说将是显而易见的。此外，与其他有利示例相比，不同的有利示例可以描述不同的优点。选择和描述所选择的一个或更多个示例是为了最好地解释示例的原理、实际应用并且使本领域的其他普通技术人员能够理解本公开的适合于预期的特定用途的各种修改的各种示例。

权利要求：1.一种控制由飞行器100上的多个发动机104产生的推力以辅助所述飞行器100的机头向下恢复的方法200，所述方法包括：选择202飞行器参数138的最大值；在所述飞行器100在飞行中时测量204所述飞行器参数138的值；206基于所述最大值和测量值的比较，确定所述测量值超过所述最大值；和减小208由所述多个发动机104中的每个发动机产生的推力，以使所述飞行器参数138的所述测量值低于所述飞行器100参数的最大值。2.根据权利要求1所述的方法，其中选择所述飞行器参数138的所述最大值包括选择210所述飞行器100的纵向加速度Nx的最大值，或者选择所述飞行器参数138的所述最大值包括选择212所述飞行器100的迎角AoA的最大值。3.根据权利要求1所述的方法，其中选择所述飞行器参数138的所述最大值包括选择214所述飞行器100的飞行路径角的最大值，或者选择所述飞行器参数138的所述最大值包括选择216所述飞行器100的俯仰角的最大值。4.根据权利要求1所述的方法，其中选择所述飞行器参数138的所述最大值包括：将所述最大值选择218为处于提供所述飞行器100在高于阈值的迎角AOA下的恢复能力的极限。5.根据权利要求1所述的方法，其中选择所述飞行器参数138的所述最大值包括：将所述最大值选择220为是比在飞行中的所述飞行器100在所述多个发动机104中的一个发动机发生故障的情况下可实现的值更大的值。6.根据权利要求1所述的方法，其中选择所述飞行器参数的所述最大值138包括：基于所述飞行器100的重量选择222所述飞行器参数138的所述最大值。7.根据权利要求1-6中的任意一项所述的方法，其中在所述飞行器100在飞行中时测量所述飞行器参数138的所述值包括：测量224纵向加速度，其中所述纵向加速度是相对于所述飞行器100的阻力和重量的过量推力的测量。8.根据权利要求1-6中的任意一项所述的方法，其中减小每个所述发动机产生的所述推力包括：将所述推力减小226与所述测量值超过所述最大值的量成比例的量。9.根据权利要求1-8中的任意一项所述的方法，还包括：设定228所述推力可以减小以保持所需爬升能力的最大量。10.根据权利要求1-6中的任意一项所述的方法，还包括：确定230存在机头向下恢复状况；和基于所述机头向下恢复状况的所述确定，在所述飞行器100在飞行中时测量232所述飞行器100参数的值；和减小234每个所述发动机产生的所述推力，以使所述飞行器参数138的所述测量值低于所述飞行器参数138的所述最大值。11.根据权利要求1-6中的任意一项所述的方法，其中减小每个所述发动机产生的所述推力包括将所述推力减小第一量，并且所述方法还包括：在减小所述推力后，测量236所述飞行器参数138的第二值；和基于所述第二测量值超过所述最大值，将每个所述发动机产生的所述推力减小238第二量，所述第二量大于所述第一量。12.根据权利要求1-6中的任意一项所述的方法，还包括：迭代地测量240所述飞行器参数138的所述值并减小每个所述发动机产生的所述推力，直到所述飞行器参数138的所述测量值低于所述飞行器参数138的所述最大值。13.一种系统102，其包括：飞行控制计算设备110，其具有处理器114和存储器122，所述存储器122存储可由所述处理器114执行的指令134以：选择飞行器100的飞行器参数138的最大值；在所述飞行器100在飞行中时，接收所述飞行器参数138的值的测量值；基于所述最大值和所述测量值的比较，确定所述测量值超过所述最大值；并且发送指示减小由所述飞行器100的多个发动机104中的每个发动机产生的推力的信号，以使所述测量值低于所述飞行器参数138的所述最大值；以及耦接到所述飞行器100的所述多个发动机104的多个推进控制计算设备112a-b，其中相应的推进控制计算设备耦接到相应的发动机，并且其中每个推进控制计算设备具有处理器116以及存储可由所述处理器116执行的指令136以接收来自所述飞行控制计算设备1100的所述信号并控制由所述多个发动机104中的相应发动机产生的推力的存储器124。14.根据权利要求13所述的系统，其中所述多个推进控制计算设备112a-b彼此独立地控制由所述多个发动机104中的每个发动机产生的推力。15.根据权利要求13或14所述的系统，还包括：惯性参考单元IRU140，用以在所述飞行器100在飞行中时测量所述飞行器参数138的所述值，并将所述飞行器参数138的所述值的测量值输出到所述飞行控制计算设备110。

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