专利名称：运输工具的能量控制系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及运输工具例如航空器的能量控制系统。
背景技术：
运输工具的能量可意指运输工具的机械能，即运输工具的动能和其势能之和。典型地，这种能量通过运输工具的推进部件、例如其推进发动机的推力进行控制。
本描述以航空领域为例。
在某些飞机上，能量控制通过推力手柄进行，推力手柄例如控制杆，根据其位置控制发动机的推力水平。
图1示出这类控制杆10，所述控制杆可绕正交于附图平面的转轴11枢转和其自由端部12可沿着行程13。在图1上所示的位置中，控制杆控制推进发动机的推力，该推力间于由位置(MAX) 14所控制的最大可用推力和由位置(MIN) 15所控制的最小推力之间。
当飞机配有调节推进发动机的推力以保持飞机速度的自动调节系统时，控制杆可在转轴11处配有伺服电动机(未显示)。该伺服电动机允许所述系统通过差不多瞬时地将控制杆引导到对应自动调节系统所确定的推进发动机当前推力的位置，使控制杆位置与推力调节相符。
不过，这类伺服电动机的存在使控制杆的机构变得复杂，这将控制杆置于功能障碍的风险下，功能障碍如故障、卡锁在一位置、不适宜的运动或其它。这类伺服电动机的使用则要求离合机构、超越(surpassement)机构和冗余机构，以保证可用性和安全性的目的。实际上，对推进发动机推力的手动控制的丧失会具有灾难性的后果，推力自动调节功能应具有较大的可用性。
作为选择，为避免使用伺服电动机，控制杆可配有如在图2上所示的中间槽口 16。
图2再现图1的元件和相同的数字标记。在配有根据图2的控制杆的飞机中，当推进发动机的推力的自动调节系统是工作的时，控制杆通过槽口 16被保持在固定的位置中，所述固定的位置对应于当系统被激活时所述推进发动机可给送的最大推力。因此，控制杆保持是固定的，不过推进发动机可给送一推力，该推力对应控制杆在行程17中的一位置，所述行程从最小推力位置15起直到控制杆被锁定在槽口 16中的位置。
根据图2的控制杆的机械结构并没有由于在转轴11处存在机动装置而变得复杂。不过，在推力的手动控制和推力的自动控制之间过渡时，可使机组人员对控制杆的位置进行调节，以避免会通过飞机中的抖动体现的推力过渡。
为此，机组人员典型地由在仪表盘上显示的指示或消息或由声音消息进行辅助。这些指示或这些消息例如指出为与当前推力相符控制杆应处于的位置。消息也可指示为在发生故障、如控制杆不适宜地退到固定槽口外时重新定位该控制杆要遵循的程序。消息也可指示相对于推力自动调节系统的投入运行状态而言的手柄的不合适位置，例如如果自动调节已通过飞机的控制系统、而不是通过飞行员被启动了。当推力的自动调节系统施加大于控制杆位置的推力时，也可向机组人员进行指示，以使飞机防护能量损耗过强的情形(例如在接近飞机失速时)。
在运输工具、例如航空器的能量控制系统中，在手动控制的简易性和使用的便利性之间并不存在折中。
因此存在对运输工具的能量控制系统进行改进的需要。发明内容
本发明属于该范围内。
为此，根据本发明的第一方面，提出运输工具、例如航空器的一种能量控制系统，其包括:
-控制界面，用于产生运输工具的当前能量变化的至少一第一指令，和
-调节单元，用于接收所述至少一第一指令和控制运输工具的至少一构件，以将运输工具带到符合所述至少一第一指令的能量。
控制界面可处于至少一第一状态和至少一第二状态中，所述第一状态是控制界面产生所述至少一第一指令的整定状态(6tat de consigne),所述第二状态是控制界面不给出指令的息止状态。界面被配置成在被带到第一状态中之后回到第二状态中。
例如，在使用者松开控制界面后，该控制界面就回到第二状态中。
第一指令可以是运输工具的当前能量的变化速度的指令。
运输工具的能量例如对应其动能、其势能或者对应这两个能量之和。运输工具的动能根据其速度变化，和运输工具的势能根据其海拔高度变化。运输工具的能量变化可通过其动力平衡进行控制，动力平衡例如对应在由运输工具发动机施加于运输工具的推力和运输工具的气动阻力之差。推力和气动阻力并不是会施加在运输工具上的仅有的作用力，其它的作用力也可能施加在运输工具上。
例如，为控制运输工具的能量变化，特别是对发动机的推力、飞机的空气动力元件(减速板或其它)进行控制。
根据本发明的系统允许摆脱现有技术的系统的弊端，这是因为其不再需要将界面带回到一特定状态以从自动模式过渡到手动模式(或相反地)。
实际上，根据本发明，界面总是回到其息止状态中。此外，界面并不是给出用于飞机能量的特定值的指令，而是变化指令。界面允许“通过推力(impulsion)”(或“通过按键”)进行调节，这避免对于现有技术所述及的控制杆重新定位的问题。
本发明简化对运输工具的操控，这是因为在从能量的自动管理过渡到手动管理时，不需要对界面状态进行任何调节行动。
此外，本发明允许降低控制系统的重量，因为其不需要用于如在现有技术中所述的界面状态校正的仪器(既不需要伺服电动机，也不需要控制杆位置的校正装置或其它装置)。
例如，第一指令对应运输工具的至少一发动机的推力变化。
因此，容易地对运输工具的总能量、特别是其动能进行控制。发动机可理解为推进发动机。
例如还有，第一指令对应于对运输工具的空气动力构件的控制。
界面此外可被配置成产生控制运输工具的至少一发动机的推力值的第二控制指令。
因此，将由本发明所提供的优点与对于紧急情形直接控制推力的可能性进行结口 ο
第二指令例如可控制运输工具的至少一空气动力构件。
因此，通过例如作用在减速构件(减速板，换向器)或停止构件(制动器)上，可作用于运输工具的能量。
在一实施方式中，界面包括控制杆，所述控制杆被配置成按照转轴成角度地移动，和在其中，所述至少一第一指令与在控制杆的当前位置和息止位置之间形成的角度相关。
因此，界面对于飞行员保持是直观性的，飞行员习惯于用控制杆来控制运输工具的能量。
例如，在控制杆正常行程中的需要定位作用力的控制杆角位置中，产生第二指令。
因此，飞行员感受到在界面操作中在能量变化控制和推力直接控制之间的差异。
例如，该角位置处于控制杆的行程末。
因此，界面具有简单的机械结构和很少遭受功能障碍。
在一些实施方式中，界面包括至少一致动器，用以启动第一和第二指令中的至少一个。
例如，致动器是键盘的按键。该键盘可例如作为触控屏的组成部分。
第一指令可与致动次数或致动时间相关。
这类界面提供更小的体积尺寸。例如，在按键上的按压时间决定所控制的变化量。因此，为获得强的能量变化，与获得弱的变化相比，使用者要按压更长时间。
致动器可作为界面的应急模块的组成部分。因此，可以使用带有控制杆的第一界面作为主界面，和使用带有致动器的第二界面作为辅助界面，例如在出现故障的情形下。界面的这两个实施方式因此以补充的方式被使用。
本发明的第二方面涉及航空器，所述航空器包括根据第一方面的系统。
本发明的第三方面涉及运输工具、例如航空器的能量控制方法，所述方法包括以下步骤:
-确定控制界面的当前状态，所述控制界面可处于至少一第一和第二状态中，所述第一状态是所述控制界面产生运输工具的当前能量的变化的至少一第一指令的整定状态，所述第二状态是所述控制界面不给出指令的息止状态，在被带到所述第一状态之后，所述控制界面回到所述第二状态，如果所述控制界面处于第二状态，
-接收所述至少一指令，和
-控制运输工具的至少一构件，以将运输工具带到与所述至少一第一指令相符的倉tfi。
本发明的第四方面涉及计算机程序以及计算机程序产品和用于这类程序及产品的存储载体，从而当程序通过运输工具的能量控制系统的处理器被加载和被运行时，允许实施根据第三方面的方法。
根据本发明的第二方面和第四方面的对象至少带来与由根据第一方面的系统所带来的优点相同的优点。根据第三方面和第四方面的对象可实施对应根据第一方面的系统的可选特征的步骤。
通过参阅接下来的作为非限定性示例的本详细说明和附图，本发明的其它特征和优点将体现出来，附图中，除图1和图2以外:
一图3a示出根据一实施方式的系统的界面；
一图3b是一线图，示出根据在图3a的界面上的控制命令，飞机能量随时间的变化；
一图4示出根据一实施方式的控制系统的总体结构；
一图5和图6示出根据其它实施方式的系统界面；
—图7是根据一实施方式的方法的步骤流程图；和
一图8示意性地示出根据一实施方式的系统。
具体实施方式
本发明提出一种控制系统，所述控制系统允许给出运输工具的能量变化的指令(例如变化速度指令)。指令通过界面被给出，当界面被激活时，该界面发送变化命令和一旦被使用者释放，就总是回到对应无指令的同一息止位置中。
图3a示出根据一实施方式的系统的界面。这种界面包括控制杆30，控制杆30可绕正交于附图平面的转轴31枢转和其自由端部32可随循一行程33，所述行程33处于两个端位置34 (MAX)和35 (MIN)之间。当控制杆被致动时，控制杆的轴线38与表示控制杆息止位置的垂直轴线37形成一角度36( Θ )。该角度沿顺时针方向正向计算。控制杆通过复位弹簧39向其息止位置回复。该弹簧可与缓冲器(未显示)相连接，以在控制杆返回到息止位置时避免发生振颤。
在轴线37和轴线38之间形成的角度36表示飞行员所期望控制的飞机能量的变化。因此，角度36越大，控制就越增加飞机的能量。如果角度36是正的，这种变化是增加，而如果角度36是负的，则这种变化是减小。在息止位置，飞机能量不发生变化(控制为零)。
通过将控制杆保持在对应所述角度36的位置，飞行员保持能量变化恒定。
图3b是一线图，示出根据对应所述角度36的第一值Θ I的图3a界面上的第一控制命令、和根据角度36的第二值Θ 2的飞机能量随时间的变化。假定值Θ I小于值Θ 2和这些值是正的。
图3b的横坐标轴(T)表示时间，纵坐标轴(E)表示飞机能量。
第一条实线曲线表示对于以角度36的值Θ I控制所述控制杆的飞机能量的变化。在第一时刻t0，控制杆位于息止位置中。飞机能量位于值E1，飞机保持其当前能量恒定在值E1，直到时刻tl，该时刻tl是控制杆被导引至对应角度36的值Θ I的角位置的时刻。该角度值表示一指令，该指令继而被转换为一控制命令，所述控制命令由调节单元接收，用以作用在飞机构件上，来改变飞机能量的变化。角度36的值表示能量变化的速度，这在本示例中通过恒定的斜率体现。在时刻t2，控制杆被松开和通过弹簧39的作用回到其息止位置中。在时刻t2，飞机的能量已达到值E2。由于控制杆此后位于其息止位置中，因而没有控制任何的能量变化，或者换句话说，所控制的变化量是零。飞机于是保持其能量恒定在值E2。
第二条虚线曲线表示对于以角度36的值Θ 2控制所述控制杆的飞机能量的变化。这次，在时刻t2，控制杆被导引到对应角度36的值Θ 2的角位置。该角度值表示一指令，该指令继而被转变成一控制命令，所述控制命令由调节单元接收，用以作用于飞机构件，来改变飞机能量。角度36的值通过大于实线曲线的斜率的恒定斜率体现。在时刻t2，控制杆被松开和通过弹簧39的作用回到其息止位置。在时刻tl和t2之间，对于虚线曲线，角度36的值比对于实线曲线要更大。能量的变化则更大，这通过更大的斜率体现。在时刻t2，由于角度36的值更大，因此飞机能量已达到大于值E2的值E3。如前文所述，由于控制杆此后处于其息止位置中，飞机则保持其能量恒定等于值E3。
图3b的曲线纯粹是示意性的，并没有体现围绕时刻tl和t2的过渡现象，过渡现象反映控制杆达到其控制位置或回到其息止位置的时间。实际上，在这两个位置之间，角度36根据移动控制杆的方式取中间值。
图4示出根据本发明的一实施方式的控制系统的总体结构。
该结构分解为三个模块400、401和402。
第一模块400作为飞机驾驶舱的组成部分。第一模块包括一组显示器403，用以向驾驶舱中的机组人员显示飞机的控制数据。因此，机组人员具有关于飞机状态的信息反馈，其中特别有动力平衡(也被称为飞机的总斜率和表示飞机的动能和势能之和的瞬时变化)、飞机的斜率(即在飞机的瞬时速度矢量和水平面之间的角度)、发动机的当前推力水平和发动机的受控制的推力水平。这些信息可以特别是在平视显示器(或英文术语“Head UpDisplay”)上、在导航显示器(或英文术语“Navigation Display”)上、在主飞行显示器(或英文术语“Primary Flight Display”)上、在专用于发动机状态的屏幕上或其它上进行显/Jn ο
模块400还包括根据本发明的系统的界面404。因此，机组人员，例如飞行员，获悉所显示的数据，和对于 飞机能量变化作出决定，继而机组人员作用于界面404，以给出飞机能量减小或增加的命令。
模块400与飞机的调节单元401相连接。调节单元在输入端从界面404接收控制值、例如控制杆的角位置。
模块401是机载计算机，所述机载计算机包括放大单元405，用以将指令的值、例如角度值转换为飞机能量的变化命令。该变化命令例如可对应发动机推力的变化命令，用以使飞机的速度(和因此其动能)变化或使飞机的海拔高度(和因此其势能)变化。例如，通过用转换系数相乘进行转换。转换系数(或增益)可以根据飞行阶段是可变的或是固定的。 Ap
在一应用不例中，转换规则可以与作~^.= IxS >其中，P。是所控制的推力，K是增益或转换系数。在另一示例中，是一动力参数(即与转速相关的一参数)作为发动机参数NI。
利用该关系式，对于控制杆的恒定角度，可以发现如对于图3b的能量的线性变化。
增益K可根据飞机所处的飞行包线(飞机可在其中安全运行的速度和海拔高度线图空间)的点进行调节，以改变界面的灵敏度，用于更佳的操控精度。
放大器的输出值被发送给模块401的积分器406。一旦执行积分运算,积分器的输出值就被发送给控制飞机发动机所给送的功率的控制单元407。控制单元407例如对应FADEC (英文术语“FulI Authority Digital Engine Control (全权限数字电子控制系统)”的首字母缩合词)计算机。该控制单元此外接收表示来自测量单元408的由这些发动机当前所发送的功率的一信号，以保证由发动机给送的功率的当前值相对于命令P。受控制。
控制单元向单元402发送一控制命令,所述单元402具有包括发动机的飞机动力推进装置409。动力推进装置则作用于由组块410表示的飞机的动力性上。测量单元408则测定一定数目的信息——其中有发动机的目前功率，以便将这些信息向控制单元407发送和用于将这些信息显示在显示器403上。
在前例中，控制参数对应发动机推力，不过，控制参数可以是不同于此的参数，控制参数可以是一高级参数，如飞机的总能量(其通过动力平衡或总斜率给出)的变化或加速。
如上文所述的推动力操控以对于发动机推力相同的方式允许使该高级参数变化。系统于是保证借助飞机所具有的用以使该参数变化的所有部件使加速或当前动力平衡受控于目标水平，其中所述部件特别是:发动机(用于推力，即增大速度或使动能增加的正力)、作用于飞机速度的减速板或各种其它受控装置(用以产生附加的阻力，即使飞机减速或减小其动能的负力)。
为使控制飞机能量变化的可能性变得完整，控制系统的界面可包括一专用致动器，用以直接地控制发动机参数Pc、例如推力的一个或多个特定值。所述特定值可以是发动机的可用推力的最大值和最小值。
这类界面通过图5示出。
该界面包括控制杆500，控制杆500可绕正交于附图平面的转轴501枢转和其自由端部502可随循一行程503。行程503在第一位置(PMX)504和位置(PMIN)505之间延伸，第一位置504控制发动机的最大推力，位置505控制发动机的最小推力。行程503还包括一些中间位置(MAX) 506和507 (MIN)，这些中间位置分别地控制飞机能量的最大变化的速度和最小变化的速度。在图5上所示的位置，控制杆处于息止位置，在该息止位置，控制杆控制飞机能量的零变化。控制杆通过复位弹簧508向该息止位置回复。该弹簧可与缓冲器(未显示)相联接，以避免在控制杆返回到息止位置时发生振颤。
为表明在能量变化的控制和发动机推力值的控制之间的差异，界面被配置成表现对于飞行员用以从位置506过渡到位置504或从位置507过渡到位置505的机械作用力。
为此，根据一实施例，活动元件509被布置成按控制杆500的轴被导向地移动。活动元件还通过复位弹簧510进行保持，以便当控制杆被驱动围绕所述转轴501转动时,保持与支架511相接触。复位弹簧在活动元件上施加拉力，以使其朝转轴501的方向上回复。
支架511具有三个部分，其中每个部分都与控制杆的自由端部的行程503平行。中间部分512呈圆弧形，距转轴501第一距离延伸。当控制杆的端部在位置506和507之间移动时，活动元件在该中间部分上移动。呈圆弧形的第一端部分513距转轴501第二距离延伸，该第二距离大于中间部分512与转轴501的分隔距离。当控制杆的端部到达位置504时，活动元件在该第一端部分上移动。呈圆弧形的第二端部分514如同第一端部分那样，距转轴501第二距离延伸。当控制杆的端部到达位置505时，活动元件在该第二端部分上移动。支架511具有在部分512和513之间和在部分512和514之间的中间部分。
当活动元件从中间部分512运行到第一端部分时，飞行员应施加作用力以拉伸复位弹簧510，这是因为活动元件远离转轴501。以相同的方式，飞行员应施加作用力，用以拉伸弹簧，以使得活动元件从中间部分运行到第二端部分。
因此，当飞行员需要控制发动机的最大推力或最小推力时，飞行员在控制杆处感受到行程末“槽口”。
一旦跨过这些槽口，控制系统就探测出位置504和505，系统对飞机进行重新配置，以实施一定数目的操纵。
例如，当控制杆处于位置504中时，系统以可用的最大推力控制飞机能量尽可能快地增加。
例如还在控制杆处于位置505中时，系统控制最小推力。
位置504和505构成用以容易地和直观地控制对于一些特定飞行操纵有用的预定推力水平的“捷径”。直观性来自这样的事实:手柄的运动与对于现有技术所述的“机动的”或“带有槽口 ”类型的手柄是相同的。
在一实施变型中，控制杆的位置504或505产生对其它飞机飞行控制元件的附加控制，其它飞机飞行控制元件例如:
-飞机位于地面时的制动系统，
-减速板元件，和/或
-空气动力配置。
例如，当控制杆位于位置504且飞机处于飞行中时，控制命令组合可以是控制满推力以及可能偏转的所有减速板元件的减少。作为说明，该操纵典型地被使用于飞行中的避让、重飞操纵、或以英文术语“touch and go”表示的所谓触地重飞的操纵。
另一示例可以是当控制杆处于位置505且飞机位于地面上时，通过应用最小推力命令(甚至借助“换向器”系统施加反推力)、所有减速板最大偏转指令以及机轮制动指令，来尽可能强地控制飞机减速。
行动组合可以与飞机的状态或飞行点有关。
在一些实施方式中，如通过图6所示，界面包括按钮，这些按钮可以是真实的或是在触控屏上呈现的。
这类界面包括用以控制飞机能量增加的按键(+ ) 60、和用以控制飞机能量减小的按键(_)61。
例如，飞机能量变化的控制与在按键60或61上的按压数有关。因此，以图3b的曲线作为支撑，为获得如实线曲线所表示的能量变化，飞行员在时刻tl和t2之间在按键60上按压N次，而为获得如虚线曲线所表示的能量变化，飞行员按压M次，其中M大于N。
例如，在按键上的每次按压控制预定的变化(增加或减少)。
作为补充，界面可包括其它按键(MAX) 62和按键(MIN) 63，这些按键给出控制捷径，其具有与图5的控制杆的位置504和505相同的功能。
根据参照图6所描述的实施方式的界面，可以例如用作根据图3a或图5的带控制杆的界面的应急界面，例如在出现故障的情形下。
图7是根据一实施方式的运输工具的能量控制方法的步骤流程图。该方法例如可通过根据图4的系统来实施。
在步骤S70时，能量控制系统确定控制界面的状态。如果界面处于息止中，则所述方法重新实施该步骤，直到确定界面处于整定状态中。例如，步骤S70在于探测参照图3b所描述的控制杆的运动、或参照图6所描述的界面按键的按压。该步骤可通过系统的负责对其进行控制的处理单元来实施。
一旦探测到整定状态，系统就在步骤S71时接收运输工具能量变化指令。系统继而在步骤S72时将该指令转换为对运输工具的一构件的控制命令。例如，转换通过如参照图4所述的增益和积分器的结合来实现。
一旦执行了转换，就在步骤S73时，例如通过控制单元407，实施控制。
在步骤S74中，可执行测量以显示与飞机能量控制相关的数据，例如通过使用测量单元408和显示器403。
本领域技术人员通过阅读图7的流程图和本详细说明书可以实现用于实施根据本发明的一实施方式的一方法的计算机程序。
图8示出根据一实施方式的控制系统。系统800包括存储单元801 (MEM)0该存储单元包括读写存储器，用以非持久地存储在实施根据一实施方式的方法时所使用的计算数据。存储单元此外包括非易失性存储器(例如EEPROM (电可擦可编程只读存储器)类型)，用以存储例如根据一实施方式的计算机程序，该程序通过系统的处理单元802 (PROC)的处理器(未显示)运行。
装置此外包括通信单元803(C0M1 )，用以实施通信，特别是与推进控制构件如发动机、减速板或其它进行通信。通信单元还可用于接收来自如前所述的测量单元的控制数据。
系统还包括与参照图4所描述的单元402相似的调节单元(RE⑶L)804、和用以如前文所述传送能量变化指令的界面(INTERF) 805。
当然，本发明并不局限于所述的实施方式，其它的变型和特征组合也是可能的。
本发明在本详细说明书和附图中进行描述和表示。本发明并不局限于所展示的实施方式。本领域技术人员可以通过阅读本说明书和附图，实施和推导其它的变型和实施方式。
在权利要求中，术语“包括”并不排除其它元件或其它步骤。不定冠词“一”并不排除复数。单一处理器或多个其它单元可以被使用来实施本发明。所描述的和/或请求保护的不同特征可有利地加以组合。特征在说明书或在不同从属权利要求中的存在并不排除这种可能性。参考标号并不应被理解作为对本发明范围的限制。
权利要求
1.航空器的能量控制系统，其包括: -控制界面(404，805)，用于产生航空器的当前能量的变化速度的至少一第一指令，和 -调节单元(401，804)，用于接收所述至少一第一指令和控制航空器(409)的至少一构件，以将航空器带到符合所述至少一第一指令的能量， 其特征在于，所述控制界面能处于至少一第一状态和至少一第二状态，所述第一状态是所述控制界面产生所述至少一第一指令的整定状态，所述第二状态是所述控制界面不给出指令的息止状态；并且，所述控制界面被配置成在被带到所述第一状态之后回到所述第二状态。
2.根据权利要求1所述的航空器的能量控制系统，其特征在于，所述第一指令对应于航空器的至少一发动机的推力变化。
3.根据权利要求1或2所述的航空器的能量控制系统，其特征在于，所述第一指令对应于对航空器的空气动力构件的控制。
4.根据前述权利要求中任一项所述的航空器的能量控制系统，其特征在于，所述控制界面被配置成产生控制航空器的至少一发动机的推力值的第二指令。
5.根据前述权利要求中任一项所述的航空器的能量控制系统，其特征在于，所述控制界面包括控制杆(30，500)，所述控制杆被配置成按照转轴(31，501)成角度地移动；并且，所述至少一第一指令与在所述控制杆的当前位置和息止位置之间形成的角度(36)有关。
6.根据权利要求4和5所述的航空器的能量控制系统，其特征在于，所述第二指令在控制杆正常行程中的需要定位作用力的控制杆角位置(504，505)中产生。
7.根据前述权利要求中任一项并结合权利要求1所述的航空器的能量控制系统，其特征在于，第二指令此外控制航空器的至少一空气动力构件。
8.根据前述权利要求中任一项所述的航空器的能量控制系统，其特征在于，所述控制界面包括至少一致动器(60，61，62，63)，用以启动所述第一指令和第二指令中的至少一个。
9.根据权利要求8所述的航空器的能量控制系统，其特征在于，所述至少一致动器被配置成启动所述第一指令；并且，所述第一指令与对所述至少一致动器的致动次数有关。
10.根据权利要求8所述的航空器的能量控制系统，其特征在于，所述至少一致动器被配置成启动所述第一指令；并且，所述第一指令与对所述至少一致动器的致动时间有关。
11.根据权利要求8到10中任一项所述的航空器的能量控制系统，其特征在于，所述至少一致动器作为所述控制界 面的应急模块的组成部分。
12.根据权利要求8到11中任一项所述的航空器的能量控制系统，其特征在于，所述至少一致动器作为触控屏的组成部分。
13.航空器，所述航空器包括根据前述权利要求中任一项所述的航空器的能量控制系统。
14.航空器的能量控制方法，所述能量控制方法包括以下步骤: -确定(S70)控制界面的当前状态，所述控制界面能处于至少一第一状态和至少一第二状态，所述第一状态是所述控制界面产生航空器的当前能量的变化速度的至少一第一指令的整定状态，所述第二状态是所述控制界面不给出指令的息止状态，所述控制界面在被带到所述第一状态之后回到所述第二状态，如果所述控制界面处于第二状态， -接收(S71)所述至少一第一指令，和-控制(S73)航空器的至少一构 件，以将航空器带到与所述至少一第一指令相符的能 量。
全文摘要
运输工具例如航空器的能量控制系统，其包括控制界面，控制界面可处于至少一第一状态和第二状态，第一状态是控制界面产生航空器的当前能量的变化速度的至少一第一指令的整定状态，第二状态是控制界面不给出指令的息止状态，控制界面另外被配置成在被带到第一状态之后回到所述第二状态。
文档编号B64C19/00GK103158864SQ20121055319
公开日2013年6月19日 申请日期2012年12月19日 优先权日2011年12月19日
发明者F·康斯坦, T·布雷, F·佩兰 申请人:空中客车运营简化股份公司