具体实施方式

以下结合附图阐述的具体实施方式旨在作为各种配置的描述，而无意表示可实践本文中所描述的概念的仅有配置。本具体实施方式包括具体细节以提供对各种概念的透彻理解。然而，对于本领域技术人员将显而易见的是，没有这些具体细节也可以实践这些概念。

基于本教导，本领域技术人员应领会，本公开的范围旨在覆盖本公开的任何方面，不论其是与本公开的任何其他方面相独立地还是组合地实现的。例如，可以使用所阐述的任何数目的方面来实现装置或实践方法。另外，本公开的范围旨在覆盖使用作为所阐述的本公开的各个方面的补充或者与之不同的其他结构、功能性、或者结构及功能性来实践的此类装置或方法。

尽管本文描述了特定方面，但这些方面的众多变体和置换落在本公开的范围之内。虽然提到了优选方面的一些益处和优点，但本公开的范围并非旨在被限定于特定益处、用途或目标。具体实施方式和附图仅仅解说本公开而非限定本公开，本公开的范围由所附权利要求及其等效技术方案来定义。

为了解决一些现有问题，本公开提出了一种自动反推控制系统和方法。该自动反推控制系统可以根据飞行器状态自动控制反推罩的展开和收起，不需要飞行员进行判断和操纵，减轻了飞行员的负担。该自动反推控制系统可根据飞行器状态自动展开反推罩，降低了反推展开时间，提高了反推在高速阶段起到的减速效果。该自动反推控制系统还可根据飞行器当前速度确定收起反推罩的时机并在该时机处自动收起反推罩，防止气流反吸，保证了发动机的正常运行，提高了发动机的寿命。此外，该自动反推控制系统还具有结构简单、易实现、可靠性高等优点。下面结合具体实施例和附图对本公开作进一步说明，但不应以此限制本公开的保护范围。

图1中示出了根据本公开一实施例的自动反推控制系统100的示例架构图。如图1中所示，自动反推控制系统100可包括电子控制器101、油门台(Throttle ControlQuadrant，简称TCQ)102、发动机接口控制单元(Engine Interface Control Unit，简称EICU)103和反推驱动装置104。电子控制器101可以例如为全权限数字电子控制器(FullAuthority Digital Electrical Controller，简称FADEC)。油门台102可耦合至电子控制器101。在一个示例中，油门台102上可设有反推杆。发动机接口控制单元103经由总线通过航电网络耦合至电子控制器101。在一个示例中，发动机接口控制单元103经由总线耦合至航电网络，并且电子控制器101经由总线耦合至航电网络。

反推驱动装置104可耦合至电子控制器101并耦合至发动机接口控制单元103。在一个示例中，反推驱动装置104可包括反推控制单元(Thrust Reverser Controller Unit，简称TRCU)105。在一个示例中，反推控制单元105可以独立存在。在该示例中，反推控制单元105可耦合至电子控制器101以与电子控制器101进行通信。反推控制单元105还可耦合至反推驱动装置104并控制反推驱动装置104中除反推驱动装置104的操作以外的其他组件的操作。在其他示例中，反推控制单元105可被集成在电子控制器101中。在该示例中，电子控制器101中的反推控制单元105可控制反推驱动装置104中除反推驱动装置104的操作以外的其他组件的操作。

反推驱动装置104还可包括驱动装置(例如，功率驱动器)和作动机构(图1中未示出)，作动机构在功率驱动器的带动下运动。反推驱动装置104可耦合至反推罩。反推罩上可装有位置传感器以用于感测反推罩的位置。在一个示例中，位置传感器可耦合至反推驱动装置104(例如，其中的反推控制单元105)、反推控制单元105或电子控制器101(例如，其中的反推控制单元105)。反推控制单元105可从位置传感器获取反推罩的位置并向电子控制器101反馈反推罩的位置，以使得电子控制器101完成实现对反推罩的闭环控制。

自动反推控制系统100可进一步包括自动反推预位开关106。自动反推预位开关106可耦合至电子控制器101。自动反推预位开关106上可设置有开启(例如，ARM或A/TR)档和关闭(例如，OFF)档。

在一个实施例中，当自动反推预位开关106被设定在ARM档时，电子控制器101可根据自动反推控制逻辑来控制反推驱动装置的展开。具体而言，电子控制器101可获取飞行器状态信号。例如，电子控制器101可周期性地(例如，每10ms～100ms)经由总线从航电网络(或其他单元)获取飞行器状态信号。在一个示例中，飞行器状态信号可包括但不限于：轮载信号、轮速信号和/或无线电高度信号等。在一些情形中，航电网络可从发动机接口控制单元103或其他单元获取轮载信号、轮速信号和/或无线电高度信号等中的一个或多个信号。航电网络还可从其他单元接收轮载信号、轮速信号和/或无线电高度信号等中的一个或多个信号。在一个示例中，电子控制器101可根据所获取的飞行器状态信号来判断飞行器状态是否满足反推驱动条件。例如，反推驱动条件可包括飞行器状态为地面状态。判断飞行器是否为地面状态(即，已着陆)包括：判断轮载信号是否表示地面状态；判断轮速信号是否表示地面状态；判断无线电高度信号是否表示地面状态。在一个示例中，轮速信号可来自于起落架系统。若电子控制器101根据飞行器状态信号确定反推驱动条件被满足，则电子控制器101可向油门台102可发送驱动信号(例如，电机驱动信号，诸如正转驱动信号)以使油门台102驱动反推杆。例如，油门台102处的电机可带动反推杆运动以使反推杆推开大于0°的角度，诸如大于和/或等于3°。在自动控制过程中，由于电子控制器101、油门台102、、发动机接口控制单元103和反推驱动装置104以较短周期接收数据，由此这些控制器和控制单元能够在飞行器状态处于地面状态之后快速打开反推罩(相比于人工控制)，从而最大化反推罩的减速效果，延长了刹车片的使用寿命。

发动机接口控制单元103随后可从油门台103接收到反推杆被驱动的信号。类似于电子控制器101，发动机接口控制单元103可周期性地(例如，每10ms～100ms)经由总线从航电网络(或其他单元)获取飞行器状态信号(例如，轮载信号、轮速信号和/或无线电高度信号等)。发动机接口控制单元103随后可响应于反推杆被驱动并且飞行器状态为地面状态来解锁第一反推防线锁。

优选地，发动机接口控制单元103可被配置成进一步基于以下各项中的一项或多项来解锁第一反推防线：自检正常、反推未被抑制和/或反推罩未打开。具体而言，发动机接口控制单元103可进行自检，在自检通过的情况下，解锁第一反推防线。发动机接口控制单元103可检测反推功能是否被抑制。例如，当反推罩发生故障或者执行反推功能的其他组件发生故障时，可抑制(例如，人工抑制、程序抑制等)反推功能。例如，在单侧反推罩故障的情况下，可人工断开反推罩的供电、或禁止液压驱动反推罩，从而确保两侧反推罩均无法打开，由此确保飞行安全性。在检测到反推功能未被抑制的情况下，发动机接口控制单元103可解锁第一反推防线。发动机接口控制单元103可检测反推罩是否已经打开。例如，发动机接口控制单元103可(例如，每10ms～100ms)经由总线从航电网络获取当前反推罩位置。在一些情形中，电子控制器101可周期性地(例如，每10ms～100ms)从反推驱动装置104接收来自位置传感器的位置反馈并将位置反馈经由总线提供给航电网络。发动机接口控制单元103可周期性地(例如，每10ms～100ms)从航电网络获取当前反推罩位置并由此确定反推罩是否已打开。在检测到反推功能未打开的情况下，发动机接口控制单元103可解锁第一反推防线。发动机接口控制单元103可基于上述判断条件(例如，飞行器状态是否为地面状态、自检是否正常、反推是否被抑制、反推罩是否已打开等)中的一个或多个条件来解锁第一反推防线锁。附加地，发动机接口控制单元103可通过航电网络向电子控制器101发送第一反推防线锁被解锁的指示。以下将参照图2来详细描述第一反推防线锁的解锁。虽然在该实施例中解说了一个反推防线锁，但是本领域技术人员将领会，发动机接口控制单元103可以基于不同的判断条件来解锁不止一个反推防线锁。

在一个优选实施例中，在接收到第一反推防线锁已经被解锁的指示之后，电子控制器101可从航电网络获取飞行器状态信号(例如，轮载信号、轮速信号和/或无线电高度信号)。电子控制器101还可从反推驱动装置104获取来自位置传感器的反推罩位置反馈。电子控制器101随后可基于以下判断条件中的一个或多个条件来解锁一个或多个其他反推防线锁：例如，电子控制器自检正常、反推杆被驱动、飞行器状态为地面状态、反推未被抑制和/或反推罩未打开等等。在电子控制器101和发动机接口控制单元103解锁所有反推防线锁之后，电子控制器101可向反推驱动装置104发出展开指令以使反推驱动装置104展开反推罩。在反推控制单元105位于反推驱动装置104中的示例中，电子控制器101可向反推驱动装置104中的反推控制单元105发出展开指令以使反推控制单元105控制反推驱动装置104中的驱动装置带动作动机构展开反推罩。在反推控制单元105位于电子控制器101中的示例中，电子控制器101中的反推控制单元105在接收到展开指令之际控制反推驱动装置104中的驱动装置带动作动机构展开反推罩。在反推控制单元105独立存在的示例中，电子控制器101可向反推控制单元105发出展开指令，并且反推控制单元105向反推驱动装置104中发送展开指令以使反推驱动装置104展开反推罩。

虽然在该优选实施例中解说了由电子控制器101和发动机接口控制单元103解锁一个或多个反推防线锁，但是本领域技术人员将领会，其他控制单元也可解锁反推防线锁。为了保证安全性，一般由两个或更多个控制器或控制单元来解锁反推防线锁，防止单个控制器或控制单元发生故障时，导致反推防线锁发生故障，特别是防止反推罩在空中打开这种灾难性现象。

在一个实施例中，当自动反推预位开关106被设定在ARM档时，电子控制器101可根据自动反推控制逻辑来控制反推驱动装置执行收起操作。飞行员可在降落阶段之间就将自动反推预位开关106拨在ARM档，在该状态下，本公开的自动反推控制系统能够对反推驱动装置进行自动控制，而无需飞行员在降落过程中关注对反推驱动装置的人工操作。为了保护发动机、延长发动机的使用寿命，一般期望在飞行器的发动机发生气流反吸之前收起反推罩。在自动反推控制过程中，可通过合理设置发推罩收起时机在发生气流反吸收起反推罩。即，保证反推罩的最长打开时间以确保反推罩的减速效果最大化，同时在发生气流反吸之前收起反推罩，保护发动机。

具体而言，电子控制器101可获取飞行器状态信号。在一些情形中，电子控制器101可经由总线从航电网络获取飞行器状态信号。例如，飞行器状态信号可包括但不限于：飞行器的当前速度V_AC、自动减速率λ、防反吸速度阈值V_BS以及收取反推罩所需的时间T_stow等。防反吸速度阈值V_BS一般指在不发生反吸的情况下完全收起反推罩时的速度。例如，V_BS可根据飞行器类型、发动机类型等进行预设。收取反推罩所需的时间T_stow指从发出收起反推罩指令至反推罩完全收起之间的时间。例如，收取反推罩所需的时间T_stow可基于大数据或者经验值获取。一般地，T_stow可小于3s。例如，自动减速率λ可从刹车控制阀获取。例如，电子控制器101可确定刹车控制阀所在的自动刹车档位，并确定与自动刹车档位相对应的自动减速率λ。

在一些情形中，电子控制器101随后可根据V_AC、λ、V_BS和T_stow来确定反推罩收起时机。一旦确定了飞行器处于反推罩收起时机，电子控制器101就可向油门台102发送驱动信号(例如，电机驱动信号，诸如反转驱动信号)以使向油门台102将反推杆收起，例如，收起至0°，并反推驱动装置104发送收起指令以使反推驱动装置104驱动反推罩收起。具体地，反推驱动装置104可驱动功率驱动器以使功率驱动器带动作动机构运动，收起反推罩。

在其他情形中，反推罩收起时机也可由反推驱动装置104处确定。具体而言，反推驱动装置104可从电子控制器101接收相关参数(例如，V_AC、λ、V_BS和T_stow)并由其根据相关参数来确定反推罩收起时机。反推驱动装置104随后可将反推罩收起时机发送给电子控制器101以供电子控制器101进行后续控制。在一个优选示例中，反推罩收起时机可由反推控制单元105来确定。在一些情形中，反推罩收起时机速度V_stow可满足下式：V_AC+G≥V_stow≥V_AC，其中V_AC＝V_BS+λT_stow，12≥G≥2。

在一个实施例中，当自动反推预位开关106被设定在OFF档时，电子控制器101可根据飞行员操纵油门台上的反推杆输入的操作信号来控制反推驱动装置104。在一些情形中，油门台102的反推杆随反推驱动装置104展开和收起状态运动，在特殊情形下，可由飞行员直接接管进行后续控制。即使在自动反推预位开关106被设定在ARM档时，飞行员也可直接操纵油门台上的反推杆来控制反推驱动装置104。在该情形中，飞行员操纵油门台上的反推杆，油门台由此产生超控指令电信号。电子控制器101响应于从油门台102接收到超控指令电信号而基于超控指令电信号进行反推控制。也就是说，飞行员随时可以在任意情形(尤其是紧急情形，或反推功能故障的情形)中介入控制反推驱动装置104，从而能够确保飞行安全性。

为了确保反推不会在空中展开，根据本公开一实施例引入了反推防线锁设计。图2示出了根据本公开一实施例的解锁反推防线锁的逻辑图。本公开的反推防线锁不选用单一信号，做到控制逻辑的高安全性。

在上述实施例中，飞行器状态信号可包括轮载信号、轮速信号和/或无线电高度信号等。在一个示例中，假定轮载信号置1可视为飞行器状态处于地面状态；轮载信号置0可视为飞行器状态处于空中状态。假定轮速信号≥20节可被置1，此时可认为飞行器状态处于地面状态，而置0可视为飞行器处于空中状态。假定无线电地面高度信号≤0可被置1，此时可认为飞行器状态处于地面状态，而置0可视为飞行器处于空中状态。上述信号的值可仅作为示例而非限定，具体可根据飞行器型号、飞行状况等进行设定。替换地，这也可以通过大数据来获得。

在上述实施例中，其他信号输入可包括控制器/控制单元自检(图2中示为失效模式)、反推是否被抑制(图2中示为反推抑制信号)、反推罩是否已展开(图2中示为反推罩已展开)等等。这些信号可作为逻辑判断的信号输入的示例，本领域技术人员将领会，逻辑判断可包括上述信号中的一个或多个信号，或者还可包括其他信号，这可以视飞行器信号和飞行状况进行设定。替换地，这也可以通过大数据来获得。在图2中所示的示例中，将轮载信号、轮速信号和无线电高度信号中的任意两者为一组分别输入三个“与”门中，并将三个“与”门的输出输入“或”门，从“或”门输出的信号即为反推地信号。反推地信号可根据飞行器状态信号来确定。

例如，飞行器状态信号包括：主轮载信号和轮速信号(输入“与”门)、主轮载信号和无线电高度信号(输入“与”门)、轮速信号和无线电高度信号(输入“与”门)。将输入主轮载信号和轮速信号的“与”门输出、主轮载信号和无线电高度信号的“与”门输出和轮速信号和无线电高度信号的“与”门输出分别输入“或”门得到“或”门输出，即反推地信号。当轮载信号、轮速信号和无线电高度信号中任意两个信号为1表示地面状态时，反推地信号输出为1。也就是说，当主轮载信号、轮速信号、无线电高度信号中的两者表示飞行器状态为地面状态时，反推防线锁可被解锁。在一些情形中，电子控制器可基于反推杆被推动并且反推地信号为1来确定向油门台发送驱动信号以使油门台102驱动反推杆。

在一个优选示例中，发动机接口控制单元103可进行自检。自检不正常进入失效模式置为1，反之为0。如图2所示，将失效模式输入“非”门后获得1。

在一个优选示例中，发动机接口控制单元103可从电子控制器获取反推抑制信号。飞行员可以设置反推抑制，反推抑制状态时该信号为1，反之为0。如图2所示，将反推抑制信号输入“非”门后获得1。

在一个优选示例中，发动机接口控制单元103可从电子控制器获取反推罩已展开信号。反推罩已展开状态该信号为1，反之为0。如图2所示，将反推罩已展开信号输入“非”门后获得1。

当反推地信号为1、失效模式为0、反推抑制模式为0、反推罩已展开信号为0时，反推防线锁可被解锁。在一个示例中，反推防线锁可被发动机接口控制单元103解锁。

发动机接口控制单元103解锁反推防线锁之后，可向电子控制器101发出反推防线锁被解锁的指示。电子控制器101随后可基于上述信号中的一个或多个信号基于判断逻辑来解锁其他反推防线锁。值得注意的是，自动反推控制系统中包括两个或更多个反推防线锁。这些反推防线锁可分别通过两个或更多个控制器和/或控制单元来解锁，以防止单个控制器和/或控制单元故障而导致无法正确解锁反推防线锁(特别是，防止在空中打开反推罩)。图2中所示的反推防线锁仅作为示例，其他反推防线锁也可适用于本公开。

图3示出了根据本公开一实施例的用于展开反推罩的方法300的流程图。

方法300始于可任选地在步骤301，电子控制器101可将自动反推预位开关设在ARM档。

在步骤302，电子控制器101可获取飞行器状态信号，例如，轮载信号、轮速信号和/或无线电高度信号。电子控制器101根据飞行器状态信号来判断飞行器状态是否为地面状态进一步包括：判断轮载信号是否表示地面状态；判断轮速信号是否表示地面状态；和/或判断无线电高度信号是否表示地面状态。

在步骤303，电子控制器101可根据飞行器状态信号来判断飞行器状态是否满足反推驱动条件。若确定反推驱动条件不被满足，则电子控制器101可继续获取飞行器状态信号。在一些情形中，判断飞行器状态是否满足反推驱动条件可包括判断飞行器状态是否为地面状态。

若确定反推驱动条件被满足，则在步骤304，电子控制器101可向油门台102发送驱动信号以使油门台102驱动反推杆。例如，油门台102可被电机驱动信号驱使以带动反推杆至大于0°的任意角度。

在步骤305，发动机接口控制单元103可响应于反推杆被驱动并且飞行器状态为地面状态来解锁第一反推防线锁并通过航电网络向电子控制器101发送第一反推防线锁被解锁的指示。发动机接口控制单元103还可基于失效信号、反推抑制信号、反推罩位置反馈来解锁反推罩。发动机接口控制单元103可从电子控制器101接收反推罩位置反馈。电子控制器101可从反推驱动装置104接收反推罩位置反馈。反推驱动装置104可从位置传感器获取反推罩的位置并向电子控制器101反馈反推罩的位置，其中位置传感器用于感测反推罩的位置。在一个优选示例中，可由发动机接口控制单元103响应于反推杆被驱动并且反推地信号为1来解锁反推防线锁。在一个替换实施例中，反推防线锁也可以由反推驱动装置104(例如，反推控制单元105)来解锁。在接收到第一反推防线锁已经被解锁的指示之后，电子控制器101可进一步基于以下各项中的一项或多项来解锁其他反馈防线锁：电子控制器101自检正常、反推杆被驱动、飞行器状态为地面状态、反推未被抑制和/或反推罩未打开。

在步骤306，电子控制器101可基于解锁了反推防线锁来向反推驱动装置104发出展开指令。在反推罩完全展开之后，可由电子控制器101向油门台102发送电机驱动信号以使油门台将反推杆驱动至最大反推角度。

图4示出了根据本公开一实施例的用于收起反推罩的方法400的流程图。一般而言，电子控制器101可在飞行器的发动机发生气流反吸之前收起反推罩。同时，反推罩展开的时间应尽可能的长从而增强反推罩减速效果，减轻刹车片的负担。由此，合适反推罩收起时机的确定是至关重要的。以下结合图4具体阐述。

方法400可在306之后始于在步骤401，可由电子控制器101获取飞行器的当前速度V_AC、自动减速率λ、防反吸速度阈值V_BS以及收取反推罩所需的时间T_stow。电子控制器101确定刹车控制阀的刹车档位并确定与刹车档位相对应的自动减速率λ。

在步骤402，电子控制器101可根据V_AC、λ、V_BS和T_stow来确定飞行器是否处于反推罩收起时机。反推罩收起时机速度V_stow可满足下式：V_AC+G≥V_stow≥V_AC，其中V_AC＝V_BS+λT_stow，12≥G≥2。

一旦确定飞行器处于反推罩收起时机，则在步骤403，电子控制器101可向油门台102发送电机驱动信号以使油门台102收起反推杆，例如，收起至0°，并向反推驱动装置104发送收起指令以使反推驱动装置104收起反推罩。

本公开的自动反推控制系统在顶部板增加自动反推预位开关。飞行员可在降落过程之前就将自动反推预位开关拨在ARM档，自动反推控制系统可自动完成对反推驱动装置104的控制，而无需飞行员在着陆阶段关注和操纵反推杆，只需在进近阶段扳动自动反推预位开关即可，大大减轻了飞行员的心里和身体负担，节省了飞行员判断及操纵反推杆时间，提高了反推驱动装置104在高速阶段起到的减速效果。此外，本公开的自动反推控制系统通过判断轮载状态，采用合理的控制逻辑，解决飞行器轮载的弹跳问题，提高了系统的可靠性。通过减速率数据提前预判飞行器速度，保证了反推驱动装置104不超限使用，不发生反吸情况，提高了发动机使用寿命。

与现有反推控制系统对比，本公开具备如下优点：

1)本公开的自动反推控制系统自动实现对反推驱动装置的控制，减轻了飞行员操作负担；

2)本公开的自动反推控制系统更精确地控制反推驱动装置的展开和收起，还节省了飞行员分析和判断展开和收起反推力的时机的时间，提高了反推驱动装置在飞行器高速阶段的减速效果，降低了刹车片的磨损；

3)本公开的反推解锁控制逻辑完全独立，能够抵抗飞行器轮载弹跳的影响，提高了自动反推控制系的可靠性；

4)本发明通过从刹车控制阀获取飞行器自动减速率来计算并预测反推驱动装置收起点，能够在发动机反吸之前完全收起反推驱动装置，解决了发动机反吸问题，提高了发动机使用寿命。

5)油门台的反推杆随反推驱动装置展开和收起状态而呈现不同的状态，在特殊情形下，可由飞行员直接接管进行后续控制。

措辞“示例性”在本文中用于表示“用作示例、实施例、或解说”。本文中描述为“示例性”的任何方面不必被解释为优于或胜过其他方面。

提供之前的描述是为了使本领域任何技术人员均能够实践本文中所描述的各种方面。对这些方面的各种修改将容易为本领域技术人员所明白，并且在本文中所定义的普适原理可被应用于其他方面。因此，权利要求并非旨在被限定于本文中所示的方面，而是应被授予与语言上的权利要求相一致的全部范围，其中对要素的单数形式的引述除非特别声明，否则并非旨在表示“有且仅有一个”，而是“一个或多个”。除非特别另外声明，否则术语“一些”指的是一个或多个。本公开通篇描述的各个方面的要素为本领域普通技术人员当前或今后所知的所有结构上和功能上的等效方案通过引述被明确纳入于此，且旨在被权利要求所涵盖。

在各实施例中给出的数值仅作为示例，而不作为对本发明范围的限制。此外，作为一个整体技术方案，还存在其他没有被本发明权利要求或说明书所列举的元器件或者步骤。而且，一个元器件的单个名称不排除该元器件的其他名称。

还应注意，这些实施例可能是作为被描绘为流程图、流图、结构图、或框图的过程来描述的。尽管流程图可能会把诸操作描述为顺序过程，但是这些操作中有许多操作能够并行或并发地执行。另外，这些操作的次序可被重新安排。

所公开的方法、装置和系统不应以任何方式被限制。相反，本公开涵盖各种所公开的实施例(单独和彼此的各种组合和子组合)的所有新颖和非显而易见的特征和方面。所公开的方法、装置和系统不限于任何具体方面或特征或它们的组合，所公开的任何实施例也不要求存在任一个或多个具体优点或者解决特定或所有技术问题。

本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护范围之内。