《用于在水上降落期间控制飞机部件的方法和系统.pdf》由会员分享，可在线阅读，更多相关《用于在水上降落期间控制飞机部件的方法和系统.pdf（8页珍藏版）》请在专利查询网上搜索。
1、(10)申请公布号 CN 102933460 A (43)申请公布日 2013.02.13 CN 102933460 A *CN102933460A* (21)申请号 201180014726.5 (22)申请日 2011.02.23 102010012071.5 2010.03.19 DE 61/315,570 2010.03.19 US B64D 25/00(2006.01) (71)申请人 空中客车作业有限公司 地址 德国汉堡 (72)发明人 卡斯滕比格曼 奥格尔阿金 朱利安贝巴赫 (74)专利代理机构 北京德琦知识产权代理有限 公司 11018 代理人 康泉 宋志强 (54) 发明名称。
2、 用于在水上降落期间控制飞机部件的方法和 系统 (57) 摘要 本发明涉及用于控制飞机水上降落的系统 （10） ， 该系统 （10）包括至少一个检测设备 （12、 14、 16、 18） ， 该检测设备被设计为检测适于识别飞 机即将水上降落的至少一个信号。控制单元 （20） 被设计为接收适于识别飞机即将水上降落的至少 一个信号， 并基于表示飞机的水上降落的特征的 至少一个指定识别特征来评估上述信号。控制单 元 （20） 还被设计为如果控制单元 （20） 基于至少 一个信号以及至少一个识别特征识别出飞机的水 上降落即将发生， 则以如果发生飞机水上降落则 防止水通过开口 （22） 进入到飞机的内部。
3、区域的 方式， 控制与开口 （22） 相关联的关闭设备 （24） 。 (30)优先权数据 (85)PCT申请进入国家阶段日 2012.09.19 (86)PCT申请的申请数据 PCT/EP2011/000884 2011.02.23 (87)PCT申请的公布数据 WO2011/113516 DE 2011.09.22 (51)Int.Cl. 权利要求书 2 页 说明书 4 页 附图 1 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书 2 页 说明书 4 页 附图 1 页 1/2 页 2 1. 一种在飞机水上降落期间控制飞机部件的方法， 包括以下步骤 ： 检测适于识别。
4、所述飞机即将水上降落的至少一个信号， 将所述至少一个信号传输至控制单元 （20） ， 基于表示水上降落的特征的至少一个预定识别特征来评估所述至少一个信号， 如果所述控制单元 （20） 基于所述至少一个信号以及所述至少一个识别特征识别出所 述飞机的水上降落即将发生， 则以在如果发生所述飞机的水上降落时防止水通过开口 （22） 进入到所述飞机的内部区域的方式， 将与所述开口 （22） 相关联的关闭设备 （24） 控制到关 闭位置。 2. 根据权利要求 1 所述的方法， 其特征在于， 进一步包括以下步骤 ： 如果所述控制单元 （20） 识别出所述飞机的水上降落即将发生， 则以防止在所述飞机的 正常运。
5、行期间加压的飞机区域中的压力累积的方式来控制所述飞机的压力产生系统 （26） 。 3. 根据权利要求 1 或 2 所述的方法， 其特征在于， 所述控制单元 （20） 基于表示所述飞 机即将水上降落的特征的至少两个预定识别特征来识别所述飞机的水上降落即将发生， 其 中所述至少两个识别特征彼此不同。 4.根据权利要求1至3中任一项所述的方法， 其特征在于， 适于识别所述飞机即将水上 降落的所述信号是表示所述飞机的实际巡航高度的特征的信号、 表示外压的特征的信号、 表示飞机起落架的运行状态的特征的信号和 / 或表示所述飞机下方地球表面的性质的特 征的信号。 5.根据权利要求1至4中任一项所述的方法，。
6、 其特征在于， 表示水上降落的特征的所述 预定识别特征为降至所述飞机的预定巡航高度的识别特征、 升至预定外压的识别特征、 缩 回的飞机起落架的识别特征和 / 或水域位于所述飞机下方的识别特征。 6. 一种在飞机水上降落期间控制飞机部件的系统 （10） ， 包括 ： 至少一个检测设备 （12、 14、 16、 18） ， 适合检测适于识别所述飞机即将水上降落的至少 一个信号， 控制单元 （20） ， 适合接收所述至少一个信号并基于表示所述飞机的水上降落的特征的 至少一个预定识别特征来评估所述信号， 进一步适合如果所述控制单元 （20） 基于所述至少 一个信号以及所述至少一个识别特征识别出所述飞机。
7、的水上降落即将发生， 则以在如果发 生所述飞机的水上降落时防止水通过开口 （22） 进入到所述飞机的内部区域的方式， 控制与 所述开口 （22） 相关联的关闭设备 （24） 。 7. 根据权利要求 6 所述的系统， 其特征在于， 所述控制单元 （20） 进一步适合如果所述 控制单元 （20） 识别出所述飞机的水上降落即将发生， 则以防止在所述飞机的正常运行期间 被加压的飞机区域中的压力累积的方式来控制所述飞机的压力产生系统 （26） 。 8. 根据权利要求 6 或 7 所述的系统， 其特征在于， 所述控制单元 （20） 适合基于表示所 述飞机即将水上降落的特征的至少两个识别特征来识别所述飞机的。
8、水上降落即将发生， 其 中所述至少两个识别特征彼此不同。 9.根据权利要求6至8中任一项所述的系统， 其特征在于， 适于识别所述飞机即将水上 降落的所述信号是表示所述飞机的实际巡航高度的特征的信号、 表示外压的特征的信号、 表示飞机起落架的运行状态的特征的信号和 / 或表示所述飞机下方地球表面的性质的特 征的信号。 权 利 要 求 书 CN 102933460 A 2 2/2 页 3 10. 根据权利要求 6 至 9 中任一项所述的系统， 其特征在于， 表示水上降落的特征的所 述预定识别特征为降至所述飞机的预定巡航高度的识别特征、 升至预定外压的识别特征、 缩回的飞机起落架的识别特征和 / 或。
9、水域位于所述飞机下方的识别特征。 权 利 要 求 书 CN 102933460 A 3 1/4 页 4 用于在水上降落期间控制飞机部件的方法和系统 技术领域 0001 本发明涉及用于在飞机水上降落期间控制飞机部件的方法和系统。 背景技术 0002 在飞机水上降落期间， 水进入到飞机内部导致了飞机下沉的加速， 从而缩短了飞 机乘客和飞机机组人员的疏散时间。此外， 应该尽可能长时间地防止水渗入到飞机的选定 的内部区域 （例如， 客舱和驾驶舱） 中或渗入到放置与飞机的疏散有关的系统的区域中。为 此， 在现代飞机中， 如果发生水上降落， 则习惯上响应于表示即将水上降落的相配信号， 关 闭在飞机的机身中。
10、形成的位于飞机水线以下的所有开口 （例如阀开口、 冲压空气通道口或 出气通道口） ， 以便防止水通过这些开口进入到飞机的内部。驾驶舱中的飞行员通过例如按 下按钮手动地将表示即将水上降落的信号输出到所有受影响的飞机系统。 发明内容 0003 本发明面向指示用于如果发生水上降落则在飞机水上降落期间控制飞机部件以 减少驾驶员的负担的方法和系统的目的。 0004 在根据本发明的用于在飞机水上降落期间控制飞机部件的方法中， 检测适于识别 飞机即将水上降落的至少一个信号， 并将该信号传输至控制单元。所述控制单元基于表示 水上降落的特征的至少一个预定识别特征来评估所述信号。 所述控制单元基于其所执行的 信号。
11、评估能够识别飞机水上降落即将发生。换言之， 根据本发明的控制方法包括自动识别 飞机即将水上降落。 0005 如果所述控制单元基于所述至少一个信号并基于所述至少一个识别特征检测出 飞机水上降落即将发生， 则将与开口相关联的关闭设备控制到关闭位置。借助于所述关闭 设备将关闭的开口可以为阀开口、 通道口 （例如冲压空气通道或出气通道） 和 / 或门孔。所 述开口可以为设置在所述飞机的机身任何位置中的开口。不过， 所述开口可替代地可以以 将所述飞机的两个内部区域彼此分开的结构性部件形式形成。 基本点仅在于如果发生飞机 水上降落则通过关闭开口来防止水通过所述开口进入到所述飞机的内部区域。 所述控制单 元。
12、优选地启动适合关闭布置在所述飞机水线以下的开口的关闭设备。 0006 根据本发明的控制方法因此不仅能够实现飞机即将水上降落的自动检测， 而且能 够实现措施的自动启动， 这在如果发生飞机水上降落时防止水进入到所述飞机的选定内部 区域内。因此， 由驾驶员操作的指示即将水上降落的信号的手动输出不再是必需的。原则 上， 所述控制方法可局限于如果发生飞机水上降落则仅仅将与选定的开口相关联的一个关 闭设备控制到关闭位置， 其中所述选定的开口可以例如为布置在飞机的位于水线以下的机 身中、 具有较大的流体截面的开口。 不过可替代地， 所述控制方法可提供与多个开口相关联 的多个关闭设备的启动。 例如， 在根据本。
13、发明的控制方法的情况中， 可关闭在飞机的位于水 线以下的机身中形成的所有开口。 0007 根据本发明的控制方法， 如果发生飞机水上降落， 则可减少驾驶员的负担。 这使得 说 明 书 CN 102933460 A 4 2/4 页 5 驾驶员能够集中于降落操作本身。此外， 可排除在将飞机的运行状况评定为水上降落之前 的运行状况期间以及在手动输出指示即将水上降落的信号期间的驾驶员错误以及在这些 期间不必要的延时。 因此根据本发明的控制方法在如果发生水上降落时提高了位于飞机上 的人员的安全性。 0008 在根据本发明的在飞机水上降落期间控制飞机部件的方法中， 优选地以如果所述 控制单元识别出所述飞机水。
14、上降落即将发生则防止在飞机的正常操作期间被加压的飞机 区域中的压力累积的方式， 控制飞机的压力产生系统。所述压力产生系统可以为飞机的空 气调节系统的组成部分和 / 或可以为独立于飞机的空气调节系统的系统。由所述控制单元 对所述压力产生系统进行的控制可提供容量的限制或所述压力产生系统的断开。 在飞机的 正常运行期间被加压的飞机区域中， 这防止了压力的累积， 其中该压力的累积不能在飞机 的正常运行期间以通过打开在飞机的机身中形成的出气阀的理想的方式控制， 这是因为出 气阀在飞机水上降落时必须保持关闭， 以防止水通过这些阀渗入到飞机的内部中。 0009 在根据本发明的方法的优选实施例中， 所述控制单。
15、元基于表示飞机即将水上降落 的特征的至少两个预定识别特征来检测所述飞机的水上降落即将发生， 其中所述至少两个 识别特征彼此不同。在评定飞机的实际运行状况时考虑不止一个的识别特征提高了可靠 性， 在此情况下， 飞机的运行状况被正确地识别为水上降落前的运行状况。如果需要， 所述 控制单元可利用两个、 三个、 四个或更多识别特征， 来识别出飞机水上降落即将发生。 0010 在根据本发明的在飞机水上降落期间控制飞机部件的方法中使用的所述信号优 选是表示所述飞机的实际巡航高度的特征的信号、 表示外压的特征的信号、 表示飞机起落 架的运行状态的特征的信号和 / 或表示所述飞机下方地球表面的性质的特征的信号。
16、。表示 所述飞机的实际巡航高度的特征的信号可以例如是来自飞机的测高仪的信号， 并且例如可 指示飞机的几何高度， 即飞机离地面的距离。表示外压的特征的信号优选为表示修正的静 外压， 即飞机附近的静压减去大气湍流和 / 或大气运动的影响， 的特征的信号。外压随着高 度的增加而降低， 因此其是巡航高度的测量结果。修正的静外压使得能够实现飞机的最低 巡航高度的可靠评定。 表示飞机起落架的运行状态的特征的信号优选地指示所述起落架是 否缩回或伸出， 并且可以是由起落架控制单元发送的运行状态信号， 以及由光学照相机拍 摄的视频信号。 表示所述飞机下方地球表面的性质的特征的信号例如可是由光学照相机拍 摄的视频。
17、信号、 水敏雷达设备的信号和 / 或热成像照相机的信号。 0011 表示水上降落的特征的所述预定识别特征可以为降至所述飞机的预定巡航高度 的识别特征、 升至预定环境压力的识别特征、 缩回的飞机起落架的识别特征和 / 或水域位 于所述飞机下方的识别特征。例如， 如果测得的巡航高度降至例如 2000 英尺 （大约 610m） 的预定阈值以下， 则该测得的飞机的巡航高度被识别为表示即将水上降落的特征的巡航高 度。 以类似方式， 例如， 如果测得的外压升至例如571hPa （其对应于大约1.5万英尺 （4572m） 的飞机巡航高度） 的预定阈值以上， 则该测得的外压被识别为表示即将水上降落的特征的 外。
18、压。 考虑到外压以及巡航高度使得在将飞机的运行状况评定为水上降落之前的运行状况 时能够实现特殊的冗余， 因此提高了飞机的运行状况不会被错误地识别为水上降落之前的 运行状况的确定性。 0012 在考虑飞机起落架的运行状态时， 缩回的起落架， 尤其是结合更多的识别特征的 出现， 可被评估为飞机即将水上降落的指示。基于由起落架控制单元发送的运行状态或借 说 明 书 CN 102933460 A 5 3/4 页 6 助于由光学照相机拍摄的视频信号的相应评估可实现起落架是否缩回的识别。 合适的图像 识别软件可用于视频信号的评估。以类似的方式， 也可借助于合适的软件来评估光学照相 机所拍摄的视频信号、 雷。
19、达信号和 / 或热成像照相机的信号， 以便识别出水域是否位于飞 机的下方。如果需要， 可仅基于一个合适的信号 （例如视频信号） 识别出起落架缩回以及水 域位于飞机下方。在根据本发明的方法中， 为识别飞机即将水上降落而被检测的合适信号 的数量以及表示飞机即将水上降落的特征的预定识别特征的数量因此无需相等。 0013 根据本发明的用于在飞机水上降落期间控制飞机部件的系统包括至少一个检测 设备， 所述检测设备适合检测适于识别飞机即将水上降落的至少一个信号。控制单元适合 接收所述至少一个信号， 并基于表示所述飞机的水上降落的特征的至少一个预定识别特征 来评估所述信号。 控制单元进一步适合如果所述控制单。
20、元基于所述至少一个信号以及所述 至少一个识别特征识别出飞机的水上降落即将发生， 则以如果发生飞机水上降落就防止水 通过开口进入到飞机的内部区域的方式， 控制与所述开口相关联的关闭设备。 0014 在用于在飞机水上降落期间控制飞机部件的系统的优选实施例中， 所述控制单元 进一步适合如果所述控制单元识别出所述飞机水上降落即将发生， 则以防止在飞机的正常 操作期间被加压的飞机区域中的压力累积的方式控制飞机的压力产生系统。 0015 所述控制单元优选进一步被设计为基于表示飞机即将水上降落的特征的至少两 个指定的识别特征来识别飞机水上降落即将发生， 其中所述至少两个识别特征彼此不同。 0016 适于识别。
21、所述飞机即将水上降落的所述信号可以是表示所述飞机的实际巡航高 度的特征的信号、 表示修正的静外压的特征的信号、 表示飞机起落架的运行状态的特征的 信号和 / 或表示所述飞机下方地球表面的性质的特征的信号。 0017 表示飞机水上降落的特征的所述预定识别特征可以为降至所述飞机的预定巡航 高度的识别特征、 升至预定修正的静外压的识别特征、 缩回的飞机起落架的识别特征和 / 或水域位于所述飞机下方的识别特征。 附图说明 0018 接下来是参照附图对本发明优选实施例的详细描述， 其中附图示出了用于在飞机 水上降落期间控制飞机部件的系统的示意图。 具体实施方式 0019 用于在飞机水上降落期间控制飞机部。
22、件的系统10包括四个检测设备12、 14、 16和 18， 每个检测设备均适合检测适于识别飞机即将水上降落 （imminent water landing） 的信 号。第一检测设备 12 被配置为采用雷达测高仪的形式， 并且适合检测并输出表示飞机实 际巡航高度的特征的信号。在该例子中， 表示飞机实际巡航高度的特征的信号代表飞机的 几何高度并且指示飞机离地面的距离。第二检测设备 14 被配置为采用压力测量设备， 其被 集成在飞机的大气数据惯性基准系统内， 并适合检测并输出表示修正的静外压的特征的信 号。表示修正的静外压的特征的信号指示在飞机附近存在的静压减去大气湍流和 / 或大气 运动的影响。该。
23、信号使得能够可靠地评定飞机和地球表面之间的高度测量的下限。第三检 测设备 16 被配置为采用飞机的起落架控制单元的运行状态传感器的形式， 并且适合检测 并输出表示飞机起落架的运行状态的特征的信号。 表示飞机起落架的运行状态的特征的信 说 明 书 CN 102933460 A 6 4/4 页 7 号具体指出起落架是否伸出或缩回。最后， 第四检测设备 18 被配置为采用照相机的形式， 第四检测设备 18 被集成在飞机的地形显示系统内， 并适合检测周围区域， 即飞机以下的地 球表面的视频信号， 0020 用于在飞机水上降落期间控制飞机部件的系统 10 进一步包括控制单元 20， 控制 单元 20 适。
24、合接收由检测设备 12、 14、 16 和 18 检测的信号， 并基于表示飞机水上降落特征的 四个预定识别特征来估计上述那些信号。第一识别特征是降至飞机的预定巡航高度以下。 该预定巡航高度为 2000 英尺 （大约 610m） 。作为比较第一检测设备 12 所测量的巡航高度 值和预定巡航高度值的结果， 如果控制单元 20 确定飞机已降至 2000 英尺 （大约 610m） 的预 定巡航高度以下， 则控制单元 20 将此评估为即将水上降落的指示。第二识别特征是升至预 定的修正静外压以上。预定的修正静外压为 571hPa， 其对应于 1.5 万英尺 （4572m） 的飞机 巡航高度。作为比较第二检。
25、测设备 14 所测量的外压值和预定的外压值的结果， 如果控制单 元20确定飞机已降至1.5万英尺 （4572m） 的巡航高度以下， 则控制单元20同样将其评估为 即将水上降落的指示。 考虑到外压以及巡航高度使得能够实现飞机的巡航高度的冗余的评 定， 从而提高了不会将飞机的运行状况错误地识别为水上降落之前的运行状况的确定性。 0021 第三识别特征为缩回的飞机起落架， 即， 如果表示飞机起落架的运行状态的特征 的信号表示起落架缩回， 则即使飞机已降至 2000 英尺 （大约 610m） 的指定巡航高度以下， 并 且即使第二检测设备 14 所测量的外压值与预定的外压值的比较结果为飞机已降至 1.5。
26、 万 英尺 （4572m） 的巡航高度以下， 控制单元 20 也将 “起落架缩回” 运行状态评估为即将水上降 落的进一步指示。最后， 控制单元 20 利用水域位于飞机下方的识别作为即将水上降落的第 四个识别特征。为此， 借助于合适的图像识别软件来评估由地形显示系统的照相机拍摄的 图像。在图中所示的实施例中， 只有检测设备 12、 14、 16 和 18 所检测的信号表示符合全部 四个识别特征， 控制单元 20 才将飞机的运行状态评估为水上降落之前的运行状态。 0022 响应于控制单元 20 对飞机即将水上降落的自动识别， 控制单元 20 进一步提供在 水上降落期间提高安全性的自动启动措施。具体地， 控制单元 20 控制到与布置在飞机的水 线以下的机身中的开口 22（例如阀开口或空气通道口） 相关联的所有关闭设备 24 的关闭 位置。如果飞机水上降落发生， 则这防止水通过开口 22 进入到飞机的内部区域。控制单元 20 进一步断开压力产生系统 26。在飞机的正常运行期间被加压的飞机区域 28 中， 这防止 了压力累积， 其中该压力累积高于外压， 并且由于布置在飞机机身中的出气阀关闭的事实 在飞机的正常运行期间不能通过打开出气阀 22 被控制。 说 明 书 CN 102933460 A 7 1/1 页 8 说 明 书 附 图 CN 102933460 A 8 。