飞行器失速保护系统的制作方法

本发明涉及飞行器失速保护系统，更具体地，涉及计算两个不同最大攻角并且在不同时间将飞行器攻角限制成所述至少两个不同最大攻角的飞行器失速保护系统。

背景技术：

通常，飞行器具有附着流或非失速飞行区域和分离流或失速飞行区域。

在附着流飞行区域中，流过飞行控制面的流体(空气)以可预测和预期的方式表现，并且因此能够操纵控制面以在飞行器在空中飞行时控制飞行器的飞行路线和取向。在固定翼飞行器中，附着流飞行区域包括处于失速攻角之下的机翼和水平稳定翼的攻角(其为在翼型的翼弦线与相对风之间形成的入射角)。失速攻角为在飞行器机翼上方发生显著的流体(空气)分离时的攻角。在失速攻角的情况下，机翼不再生成足够的升力来维持水平飞行，并且流过控制面(副翼、升降舵等)上方的流体不再足以允许控制面生成充足的力来控制飞行器。因此，控制面在控制飞行器的取向和飞行路线方面不再有效。超过失速攻角的攻角通常被称为失速区域。

通常，不期望在失速飞行区域中操作飞行器。为防止在该区域中的操作，许多监管机构(诸如，在美国的联邦航空局(FAA))要求主题飞行器呈现足够的失速警告裕度和有效性。为满足监管的失速警告要求，许多飞行器制造商采用失速警告系统。失速警告系统为飞行员提供飞行器正在接近失速攻角的视觉、听觉和/或触觉指示。失速警告系统并不影响飞行员对飞行器的控制，并且由此，飞行员可选择忽视失速警告系统并且命令飞行器进入失速(或不受控)飞行区域。

在另一方面，通过从飞行员那里获取对飞行控制面中的至少一些的控制并且致动飞行控制面以将飞行器维持在失速攻角之下的区域中，失速保护系统防止飞行器进入失速飞行区域。通常，失速保护系统防止飞行器攻角超过失速攻角，使得机翼保持可预测的升力特性，并且除了防止可使飞机超过失速攻角的控制面的操纵以外，飞行员对控制面的操纵维持有效。

采用失速保护系统的飞行器通常通过特殊状况问题报告过程(在美国)进行认证，因为传统的失速要求不能被评估。一些监管机构(诸如，FAA)可授予飞行器制造商用于安装失速保护系统的性能免除许可(performance relief credits)，这可在飞行器认证过程期间产生竞争性的优点。例如，不需要基于冰况中的失速速度的传统操作速度裕度，这可产生改善的起飞和着陆性能。然而，尽管现有的失速保护系统防止飞行器偏移到不受控飞行区域中，但它们不一定使飞行器性能最大化，并且飞行员的输入实际上能够导致飞行器能量比预期消耗地更快。已经实施失速保护系统的飞行器通常已经去除传统的失速警告系统并且使用失速稳健性/鲁棒性展示替换失速警告展示。

技术实现要素：

在一方面，控制处于大攻角中的飞行器的方法包括：测量飞行器的实际攻角，计算短期最大攻角，计算长期最大攻角，计算激活攻角，确定实际攻角是否大于激活攻角，将实际攻角限制成短期攻角，评估预定标准是否满足，以及如果预定标准满足，则将实际攻角限制成长期攻角。

进一步根据前述第一方面，控制在接近失速飞行区域中的飞行器的方法可进一步包括以下优选形式中的一种或多种。

在一种优选形式中，长期最大攻角小于短期最大攻角，并且在另一种优选形式中，短期最大攻角小于或等于失速攻角。

在另一种优选形式中，长期最大攻角与飞行器操作包线的上限或者与最优气动性能相关联的预定攻角一致。

在另一种优选形式中，激活攻角小于短期最大攻角，并且激活攻角小于或等于长期最大攻角。

在另一种优选形式中，预定标准取决于飞行器配置、飞行器状态、环境飞行状况、控制输入和时间中的一个或多个，并且飞行器配置可由来自襟翼位置传感器、缝翼位置传感器、起落架位置传感器、减速板位置传感器、总重量传感器或计算、重心传感器或计算以及取决于环境状况的系统设置(诸如防结冰系统或除冰系统)中的一个或多个的输入进行确定。

在另一种优选形式中，飞行器状态可取决于飞行器攻角、飞行器俯仰角、飞行器倾斜角、飞行器空速或马赫数、飞行器负荷系数、飞行器俯仰变化率和飞行器攻角变化率中的一个或多个。

在另一种优选形式中，环境飞行状况可取决于温度和海拔中的一个或多个。

在另一种优选形式中，控制输入可取决于推力设置、控制拦截器位置和控制拦截器力中的一个或多个。

在另一种优选形式中，飞行器的最大攻角可通过纵向控制面运动和横向控制面运动的结合被限制。

在第二和第三方面，系统和飞行器包括操作性地联接到存储器的失速保护处理器，失速保护处理器执行实现第一方面的方法的软件，至少一个飞行配置传感器操作性地联接到失速保护处理器，飞行器配置传感器向失速保护处理器提供飞行器配置数据，至少一个海拔传感器操作性地联接到失速保护处理器，所述至少一个海拔传感器向失速保护处理器提供海拔数据，至少一个温度传感器操作性地联接到失速保护处理器，所述至少一个温度传感器向失速保护处理器提供温度数据。

已经讨论的特征、功能和优点可在各个实施例中独立完成，或者可在其他实施例中进行结合，其进一步的细节可参考以下描述和附图。

附图说明

图1为根据本公开构造的飞行器失速保护系统的示意图；

图2为可由图1的系统使用的激活逻辑图；以及

图3为可由图1的系统使用的攻角选择逻辑图。

具体实施方式

虽然下文阐述了许多不同实施例的详细描述，但应当理解，本发明的法律范围由随附于本专利所列出的权利要求的文字进行限定。详细描述应被解释为仅为示例性的而并非描述每个可能的实施例，因为描述每个可能的实施例如果可能的话也是不切实际的。可使用当前技术或者在本专利提交日之后所开发的技术实现多种替代性实施例，它们仍将落入权利要求的范围内。

除非术语在本专利中使用语句“如本文所使用，术语‘____’在此限定为意为…”或类似语句被明确限定，否则并非旨在明确地或暗示地限制该术语的含义超出其平常或普通的含义，并且此术语不应被解释为限制在基于在该专利的任何部分(除了权利要求的语言以外)中做出的任何陈述的范围中。就在本专利所附的权利要求中列举的任何术语以与单一含义一致的方式在本专利中加以引用而言，这样做仅是为清楚起见以便不使读者混淆，并且并非旨在暗示地或以其他方式将此权利要求术语限制到此单一含义。

如本文所用，术语“攻角”在此限定为意为在机翼的平均翼弦线或飞机上的其他所选参考线与相对风之间形成的角度。

如本文所用，术语“冰况”在此限定为意为飞行器冰探测装置指示冰可能积聚在空气动力面上或者实际检测到冰在空气动力面上时的大气状况。

如本文所用，术语“αCLmax”在此限定为意为对于给定的飞行器配置和空速，飞行器生成最大升力时的攻角。术语“αCLmax”还意为生成最大升力系数的攻角，最大升力系数等于在攻角与升力系数曲线图上的最高点。

如本文所用，术语“α失速”在此限定为意为飞行器进入失速飞行区域时的攻角。术语“α失速”应包括大于飞行器进入空气动力失速时的攻角的所有攻角。

如本文所用，术语“接近失速区域”在此限定为意为在αClmax之前但大于正常操作攻角的任何攻角。

如本文所用，术语“主飞行控制面”在此限定为意为由飞行器的飞行驾驶台上的操作杆、控制杆或踏板激活的任何飞行控制面。术语“主飞行控制面”应包括副翼、升降舵、方向舵和扰流板。

术语“副飞行控制面”在此限定为意为并未由飞行的飞行驾驶台上的操作杆、控制杆或踏板激活的任何飞行控制面。术语“副飞行控制面”应包括稳定翼、后缘襟翼、诸如前缘襟翼或前缘缝翼的前缘设备以及飞行扰流板或减速板。

术语“机翼”在此限定为意为附接到飞行器、生成飞行所需的大部分升力的翼型。

术语“水平稳定翼”在此限定为意为附接到飞行器、平衡任何飞机俯仰力矩的翼型。

参考图1，其示出失速保护系统100，失速保护系统100针对第一时间段将飞行器限制成短期最大攻角或第一攻角(α1)，并且在满足预定标准之后针对第二时间段将飞行器限制成长期最大攻角或第二攻角(α2)。失速保护系统100基于预定标准有利地防止飞行器持续行进到不受控飞行区域内，并且当满足第二组预定标准时过渡到低于αClmax的更有效的攻角，以在飞行器在接近失速的区域中进行操作的同时减少飞行器能量(空速和/或海拔)的损失。

通常，失速保护系统100包括失速保护计算机110，失速保护计算机110为飞行控制计算机(FCC)112的一部分或与其相关联。FCC 112操纵飞行器的主飞行控制面和副飞行控制面。在一些实施例中，失速保护计算机110可集成到自动驾驶系统中。在另一些实施例中，失速保护系统110可集成到飞行器的飞行管理系统(FMS)中，飞行管理系统可包括飞行控制计算机(FCC)112。在另一些实施例中，失速保护计算机110可以为与FCC 112通信的单独的设备。在图1所示的实施例中，失速保护计算机110被FCC 112包围。

失速保护系统100确定飞行器飞行状态120，飞行状态120包括攻角122(其可接收自攻角传感器或为来自FCC的估计)、诸如襟翼位置124或减速板位置125(其可接收自襟翼传感器或减速板传感器)的副飞行控制面位置、空速或马赫数126(其可接收自空速或马赫数指示器)、冰况128(其可包括一个或多个冰检测器以及接收自温度传感器的静态空气温度和/或总空气温度)、推力130(其可包括接收自节流阀位置传感器的节流阀位置)、起落架位置132(其可接收自起落架传感器)、负荷系数134(其可接收自惯性传感器)、飞行器总重量136(其可接收自FCC，或者被估计)、飞行器重心138(其也可接收自FCC或者被估计)、飞行器俯仰速率140(其可接收自内部传感器)、攻角变化速率142(其可接收自攻角传感器)以及海拔143(其可接收自气压高度计、无线电高度计或全球定位系统高度计)中的一个或多个。

飞机状态120可由失速保护计算机110经由通信链路150接收。通信链路150可包括在失速保护计算机110与以上所列的各种传感器之间的有线或无线通信链路150a，以及在FCC 112与以上所列的各种传感器之间的有线或无线通信链路150b。

失速保护计算机110还接收来自飞行驾驶台中的驾驶柱或控制杆的输入。

失速保护计算机110包括处理器154和操作性地联接到处理器154的存储器156。存储器156存储激活逻辑158和选择逻辑160。激活逻辑158和选择逻辑160可由处理器154访问和执行。将关于图2进行进一步描述的激活逻辑160确定飞行器状态何时超过预定激活攻角(α3)。如果飞行器状态120超过预定激活攻角(α3)，则失速保护计算机110前进到使用选择逻辑160计算第一最大攻角(α1)和第二最大攻角(α2)，其中选择逻辑160将关于图3进行进一步描述。

一旦已经计算或选择第一最大攻角(α1)和第二最大攻角(α2)，则失速保护计算机110就将第一最大攻角(α1)和第二最大攻角(α2)发送至FCC 112中的攻角控制法则162，使得FCC 112生成命令(诸如，升降舵命令170、稳定翼命令172、推力命令174和/或扰流板命令175)，然后所述命令激活飞行控制面以根据选择逻辑160将飞行器状态维持在处于或低于第一最大攻角(α1)或第二最大攻角(α2)。在激活飞行控制面之后，飞行器将对飞行控制面的变化做出反应，从而产生飞行器响应164，飞行器响应164由上述各种传感器被记录在更新的飞行器状态120中。可选地，地形防撞系统166可操作性地连接到失速保护计算机110，以向失速保护计算机110提供地形信息，这有助于为第一最大攻角(α1)选择合适的时间段。

现在转向图2，其示出激活逻辑200的一个实施例，激活逻辑200可由失速保护计算机110执行。通常，激活逻辑200开始于在210处超过某些约定阈值。约定阈值可包括空速界限或攻角界限。如果飞行器超过约定阈值，则失速保护计算机110执行激活逻辑200。在激活之后，在212处测量飞行器攻角。如果在214处飞行器攻角低于预定激活攻角，并且如果攻角变化速率较低(例如，攻角以每秒小于5°进行变化)，则激活逻辑200不再进一步进行，且在216处终止，这是因为飞行器没有在接近失速的区域中进行操作，或者对于飞行员而言有足够的时间介入来防止飞行器偏移到接近失速区域。

如果在218处飞行器攻角大于预定激活攻角，或者如果攻角接近激活攻角(α3)并且变化速率足够大(例如，攻角以每秒大于5°进行变化)，则激活逻辑200指示处理器前进到选择逻辑(其将关于图3进行进一步描述)，选择逻辑200在220处确定第一最大攻角(α1)和第二最大攻角(α2)。一旦选择逻辑已经在220处确定了第一最大攻角和第二最大攻角，则激活逻辑200在通过失速保护计算机110的处理器154被执行时在222处向FCC 112(图1)发送命令，来激活飞行控制，从而将飞行器攻角限制成第一最大攻角(α1)(例如，在一个实施例中，将飞行器攻角限制成α失速)。

在222处发送命令之后，处理器154在224处检查定时器，并且处理器154在225处检查预定标准(诸如，空速和/或攻角和/或飞行路线角度)，以查看是否满足任意预定标准。如果在226处定时器小于预定最大时间(例如，小于10秒，优选地小于8秒，并且更优选地小于5秒)，并且如果在225处未满足预定标准，则处理器154返回步骤212并且测量飞行器的攻角。然而，如果在228处定时器大于预定最大值或者如果满足预定标准，则处理器154在230处向FCC 112发送命令，以将飞行器攻角限制成第二最大攻角(α2)(在一个实施例中，其可以为针对最大性能的攻角)。处理器154还可更新激活攻角(α3)，以维持至第二最大攻角(α2)的裕度。FCC 112可向飞行控制面(主飞行控制和副飞行控制两者)的一个或多个致动器发送激活命令，(所述控制面未在附图中示出，但本领域的技术人员应当理解，其存在于所述飞行器上)，以命令飞行控制面以期望的方式移动，从而防止飞行器超过第二最大攻角(α2)。飞行控制面的致动器可包括机械致动器、液压致动器、电动致动器、气动致动器或其任何组合。然后，处理器154可在232处继续测量飞行器的攻角和飞行员驾驶柱输入，直到飞行器攻角小于激活攻角(α3)，或者直到检测到驾驶员干预(其由命令攻角减小的驾驶柱输入指示)，此时激活逻辑200终止。

当执行激活逻辑200时，处理器154命令FCC 112针对预定最大时间段将飞行器攻角限制成第一最大攻角(α1)，这可防止飞行器进入失速飞行区域。通过防止失速，这可有利地增强飞行安全，同时允许飞行器制造商实现由监管机构授权的性能优势。其后，激活逻辑200命令FCC 112将飞行器攻角限制成第二最大攻角(α2)，直到飞行器不再在接近失速的区域中进行操作，这有利地使飞行器能量状态最大化，其可用于针对可能的最大时间避开地形或障碍物。例如，在微爆流(microburst)期间，飞行员可向后拉满驾驶柱或控制杆，从而命令将超过失速攻角的飞行状况。失速保护系统100防止飞行器攻角超过第一最大攻角(α1)，这针对第一(较短)时间段防止在失速飞行区域中的操作。该较短时间段将允许飞行员评估情况并且确定脱险行动的最佳方案。在第一(较短)时间段过去之后，失速保护系统100过渡到第二最大攻角(α2)，这使飞行器能量状态最大化以允许飞行员以最大的时间量执行逃脱动作，从而避开地形或障碍物。换言之，所公开的失速保护系统100将失速保护和最大化的飞行器性能结合到单个系统中。

现在转向图3，其示出选择逻辑300的一个实施例。最初，当在处理器154上被执行时，选择逻辑300在310处确定飞行器配置。例如，选择逻辑300可接收来自档位指示器的输入(以确定档位位置)、来自襟翼指示器的输入(以确定前缘和/或后缘襟翼或缝翼位置)、来自推力杆的输入(以确定可用推力)、来自空速或马赫数指示器的输入(以确定空速或马赫数)、来自飞行器积冰仪表的输入(以确定冰的存在)、来自减速板手柄或指示器的输入(以确定减速板位置)、来自FMC或FCC的输入(以确定重心和/或飞行器重量)以及来自攻角指示器的输入(以确定攻角或攻角的变化速率)。在320处，选择逻辑300确定飞行器状态(包括配置和飞行状况)。飞行器状态可用于修改从第一最大攻角(α1)到第二最大攻角(α2)的过渡。选择逻辑还在335处测量驾驶柱力和位置以估计飞行员输入或自动驾驶仪输入。选择逻辑300使用来自步骤310至步骤335的输入以在340处计算第一最大攻角(α1)，并且在350处计算第二最大攻角(α2)。激活攻角(α3)在360处被计算或预先确定。然后，如上所述，失速保护系统110使用第一最大攻角(α1)、第二最大攻角(α2)和激活攻角(α3)。

在所有情况下，第二最大攻角(α2)均将小于第一最大攻角(α1)，因为产生最大性能的攻角通常小于CLmax处的攻角。

在上述示例中，预定标准(在过渡到第二最大攻角(α2)之前)可以为与海拔有关，因为由于飞行器能量状态在较低海拔处较低，所以过渡到第二最大攻角(α2)在较低海拔处更关键，因此在较低海拔处保存/节省能量更重要。

示例实施例

在一个实施例中，失速误用保护功能设置的子集可基于以下因素被确定。α1可基于与气动失速相关联的α一致的着陆配置。对于该实施例，确定α1为18°。确定α2为与和失速警告系统的激活一致的操作飞行包线的上限一致。对于该实施例，确定α2为14°。对于该实施例，确定α3为与α2一致。在另一些实施例中，α3可小于α2。预定逻辑用于确定α1和α2之间的过渡，预定逻辑可基于测量实际攻角至少等于α1，并且然后依据监测纵向控制件抵抗后部止动进行测量至少2秒的持续时间。在另一些实施例中，过渡可仅基于失速警告的持续时间；例如，如果失速警告保持激活至少5秒，则系统将界限命令从α1过渡到α2。

当驾驶员在处于最终进场时的着陆配置中的情况下通过应用后部纵向控制输入对情况作出反应以试图获得期望的俯仰姿态或者试图维持到跑道的特定下滑路线时，可遇到第一情形。此飞行员输入可在风向或风速变化期间诸如在遇到风切变期间发生。在该情况下，飞行员可应用还未到达后部止动的恒定的后部纵向控制件。由于该控制输入，测量的攻角增加超过α3，并且实际俯仰姿态增加超过预期的姿态，从而导致俯仰和攻角两者均过冲。该过冲导致失速误用保护功能的激活，失速误用保护功能将实际攻角限制成α1。一旦预期到飞行员通过手动释放纵向控制后部压力或位置将实际攻角减小至低于α3对激活的失速警告作出反应，则失速误用保护功能将停止限制实际攻角。

当驾驶员在处于最终进场时的着陆配置中的情况下对情况作出反应从而导致突然且持续地应用后部纵向控制输入到后部界限时，可遇到第二情形。此控制输入可在微爆流或其他下降气流期间经历。由于这种无意或有意的控制输入，测量的攻角增加超过α3，从而导致失速误用保护功能的激活，失速误用保护功能首先将实际攻角限制成α1。然后，到α2界限的预定过渡被激活，从而导致实际攻角被限制成α2，由此以与飞行员训练和程序一致的更有效且安全的方式管理飞行器的总能量。一旦通过手动释放纵向控制后部压力或位置使测量的攻角小于激活α3，则失速误用保护功能将停止限制实际攻角。

在上述实施例中，第一最大攻角(α1)通常等于αCLmax，而第二最大攻角(α2)通常等于最大性能的α。然而在另一些实施例中，第一最大攻角(α1)和第二最大攻角(α2)可不同。

在一些实施例中，使用飞行器纵向控制和横向控制的结合限制实际攻角(α)。

在另一些实施例中，飞行器配置可由来自一个或多个位置传感器的输入进行确定，并且取决于环境飞行状况的系统设置可基于冰或冰况的存在进行确定。

在又一些其他实施例中，第一最大攻角(α1)可稍微大于αCLmax，并且实际攻角(α)受到限制以防止较大地行进超出气动失速的攻角。

上述系统有利地允许飞行器操作者或飞行员对于任何给定的一组飞行状况均从飞行器获取最大性能，而不存在飞行器失速或者在高阻力状况下操作较长/延长时间段的风险。因此，所述系统允许飞行员针对最长时间段维持最大飞行器能量，这对在低海拔飞行期间避开地形或其他障碍物来说是有必要的。此外，上述系统以与当前的飞行员训练理念一致的方式控制飞行器，并且在维持失速保护时允许飞行员使用当前的警告和程序。上述系统还保持由常规失速警告系统提供的优点特征。

尽管以上描述总体涉及飞行员对飞行器的手动控制，但本说明书也可应用到由自动驾驶仪进行的飞行器的自动控制。

本公开的进一步示例性实施例将在以下条款中进行阐述。

条款1.一种用于控制处于大攻角的飞行器的方法，所述方法包括测量飞行器的实际攻角(α)；计算短期α(α1)；计算长期α(α2)；计算激活α(α3)；确定所述实际攻角(α)是否大于α3；将所述实际攻角(α)限制成所述短期α(α1)；评估预定标准是否已经满足；以及如果所述预定标准已经满足，则将所述实际攻角(α)限制成所述长期α(α2)。

条款2.根据条款1所述的方法，其中所述短期α(α1)等于或小于α失速。

条款3.根据条款1或2中的任一项所述的方法，其中所述长期α(α2)小于所述短期α(α1)。

条款4.根据条款3所述的方法，其中所述长期α(α2)可与所述飞行器操作包线的上限或者与最优气动性能相关联的预定攻角一致。

条款5.根据条款1至4中任一项所述的方法，其中所述激活α(α3)小于所述短期α(α1)。

条款6.根据条款5所述的方法，其中所述激活α(α3)可小于、等于或大于所述长期α(α2)。

条款7.根据条款1至6中的任一项所述的方法，其中包括以下各项中的至少一种：a)所述预定标准取决于飞行器配置、飞行器状态、环境飞行状况、控制输入和时间；b)所述飞行器配置取决于襟翼位置、起落架位置、减速板位置、总重量、重心和取决于环境飞行状况的系统设置；c)所述飞行器状态取决于所述攻角、俯仰角、倾斜角、空速、马赫数、负荷系数、俯仰速率和攻角速率；d)所述环境飞行状况取决于温度和海拔；e)所述环境飞行状况取决于温度和海拔；或者f)所述控制输入取决于推力、控制拦截器位置和控制拦截器力。

条款8.根据条款7所述的方法，其中包括以下各项中的至少一种：a)所述控制数输入在所述激活α(α3)处开始；或者b)所述控制输入包括移动一个或多个飞行器纵向和横向控制件，包括升降舵、稳定翼、推力杆和扰流板中的至少一个。

条款9.根据条款1至8中的任一项所述的方法，其中包括以下各项中的至少一种：a)所述短期α(α1)基于飞行器配置、飞行器状态和环境飞行状况进行确定；b)所述长期α(α2)基于飞行器配置、飞行器状态和环境状况进行确定；(c)所述激活α(α3)基于所述短期α(α1)、所述长期α(α2)中的一个或基于飞行器状态的其他预定义计算进行确定。

条款10.一种用于限制飞行器的攻角接近大攻角的系统，所述系统包括操作性地联接到存储器的失速保护处理器；其中，所述失速保护处理器可操作成联接到至少一个飞行器配置传感器并且接收来自所述飞行器配置传感器的飞行器配置数据；其中所述失速保护处理器可操作成联接到至少一个海拔传感器并且接收来自所述至少一个海拔传感器的海拔数据；其中所述失速保护处理器可操作成联接到至少一个温度传感器并且接收来自所述至少一个温度传感器的温度数据；以及存储在所述存储器中并且可在所述处理器上执行的软件程序，所述软件程序实现根据条款1至9中任一项所述的方法。

条款11.根据条款10所述的系统，其中所述失速保护处理器指示飞行控制计算机针对预定最大时间段将所述实际飞行器攻角限制成所述短期α(α1)，并且在所述预定最大时间段已过或者单独的预定标准已经满足之后，所述失速保护处理器指示所述飞行控制计算机将所述实际飞行器攻角限制成所述长期α(α2)。

条款12.根据条款10或11中的任一项所述的系统，其中包括以下各项中的至少一种：a)所述海拔传感器包括气压海拔传感器和无线电测高计传感器中的一个或多个；或者b)所述温度传感器包括静态空气温度传感器和总空气温度传感器中的一个或多个。

条款13.根据条款10至12中的任一项所述的系统，其进一步包括操作性地连接到所述失速保护处理器的地形防撞系统，所述地形防撞系统向所述失速保护处理器提供地形数据。

条款14.一种飞行器，其包括：飞行控制计算机，所述飞行控制计算机联接到升降舵致动器、稳定翼致动器、推力致动器和扰流板致动器；根据条款10至13中的任一项所述的攻角限制系统，其中所述失速保护处理器操作性地联接到所述飞行控制计算机。

尽管以上已经描述了各种实施例，但本公开并非旨在限制于此。可对所公开的实施例作出变化，所述变化仍在随附权利要求的范围内。