失速管理系统

IPRDB

API 数据接口

专利申请

使用指引 chat嘟嘟

会员体验

联系我们

交流群

现在联系顾问~

失速管理系统
申请号	CN201310240213.7	申请日	2013-06-18	公开(公告)号	CN103514360A	公开(公告)日	2014-01-15
申请人	波音公司;			发明人	J·M·斯密斯四世; F·J·李曼;
摘要	本发明涉及失速管理系统。一种用于指示飞机（202）在飞行期间的潜在失速条件（256）的方法和系统。确定飞机（202）的警报升力系数（244）。响应于飞机（202）的当前状态的数个改变而调节警报升力系数（244）。利用警报升力系数（244）来确定用于产生指示飞机（230）已经达到潜在失速条件（256）的警报的一组阈值（228）。
权利要求	1.一种用于在飞行期间管理飞机的方法，所述方法包含：利用先前确定的所述飞机（202）的警报速度（248）来确定所述飞机（202）的警报迎角（242）；利用所述飞机（200）的所述警报迎角（242）来确定所述飞机（200）的警报升力系数（244）；和利用所述飞机（200）的所述警报升力系数（244）和所述飞机（200）的当前升力系数（240）来确定所述飞机（200）的警报速度（246）。 2.根据权利要求1所述的方法，进一步包含：利用所述警报迎角（242）、所述警报升力系数（244）和所述警报速度（246）中的至少一个来确定用于产生指示所述飞机（200）的潜在失速条件（256）的警报（230）的一组阈值（228）。 3.根据权利要求2所述的方法，其中确定用于产生指示所述飞机（200）的潜在失速条件（256）的警报（230）的一组阈值（228）的步骤包含：利用所述警报迎角（242）来确定迎角阈值（231）、利用所述警报升力系数（242）来确定升力系数阈值（232）和利用所述警报速度（246）来确定速度阈值（234）中的至少一个。 4.根据权利要求3所述的方法，进一步包含：当所述飞机（202）的迎角（236）大于所述迎角阈值（231）、所述飞机（202）的当前升力系数（240）大于所述升力系数阈值（232）和所述飞机的速度低于所述速度阈值（234）中的至少一个出现时，产生所述警报（230）；和将所述警报（230）发送到所述飞机（202）中的振杆器（422）。 5.根据权利要求1所述的方法，其中利用先前确定的所述飞机（202）的警报速度（248）来确定所述飞机（202）的警报迎角（242）的步骤包含：利用襟翼制动位置（524）和表格（602）来确定初始警报迎角（610）；利用先前确定的所述飞机（202）的警报速度（246）来确定马赫数补偿偏置（612）；和利用所述初始警报迎角（610）和所述马赫数补偿偏置（612）来确定所述飞机（202）的所述警报迎角（242）。 6.根据权利要求5所述的方法，其中利用所述初始警报迎角（610）和所述马赫数补偿偏置（612）来确定所述飞机（202）的所述警报迎角（242）的步骤包含：利用所述初始警报迎角（610）、所述马赫数补偿偏置（612）和以下中的至少一个来确定所述飞机（202）的所述警报迎角（242）：当前机翼负载偏置（614）、速度制动补偿偏置（616）和迎角偏置（618）。 7.根据权利要求1所述的方法，其中利用所述飞机（202）的警报迎角（242）来确定所述飞机（202）的所述警报升力系数（244）的步骤包含：利用所述飞机（202）的警报迎角（242）、襟翼制动位置（524）、和表格（506）来确定所述飞机（200）的所述警报升力系数（244）。 8.根据权利要求1所述的方法，其中利用所述飞机（202）的警报升力系数（244）和所述飞机（202）的当前升力系数（240）来确定所述飞机（202）的警报速度（246）的步骤包含：利用校正后的迎角（520）、襟翼制动位置（524）和表格（504）来确定所述飞机（202）的当前升力系数（240）；将所述当前升力系数（240）除以所述警报升力系数（244），从而产生升力因子（536）；确定所述升力因子（536）的平方根（512），从而产生速度因子（538）；和利用所述速度因子（538）和所述飞机（202）的当前速度来确定所述警报速度（246），其中所述警报速度（246）是所述飞机（202）的警报马赫数（544），并且所述当前速度是所述飞机（202）的当前马赫数。 9.根据权利要求1所述的方法，其中利用所述飞机（202）的警报迎角（242）来确定所述飞机（202）的警报升力系数（244）的步骤包含：利用所述飞机（202）的警报迎角（242）来确定所述飞机（202）的警报升力系数（244），其中所述警报升力系数（244）是充分低于所述飞机的当前失速升力系数的选定百分比。 10.根据权利要求1所述的方法，其中为所述飞机（202）的机动飞行执行以下步骤：利用先前确定的所述飞机（202）的警报速度（246）来确定所述飞机（202）的警报迎角（242）；利用所述飞机（202）的警报迎角（242）来确定所述飞机（202）的警报升力系数（244）；以及利用所述飞机（202）的警报升力系数（244）和所述飞机（202）的当前升力系数来确定所述飞机（202）的警报速度（246）。
说明书全文	失速管理系统技术领域 [0001] 本公开整体涉及飞机，具体地，涉及管理飞机的飞行。更具体地，本公开涉及用于飞机在飞行期间的给定当前状态下，确定飞机可能潜在地失速的条件的方法和装置。背景技术 [0002] 飞机在飞行期间的状态由许多因素确定。这些因素可以包括，例如但不限于，飞机的速度、飞机的大小、飞机的形状、飞机的机翼形状、飞机的迎角和其他类型的因素。在某些情况下，飞机的机动性能可以响应于飞机在飞行期间的状态变化而改变。 [0003] 例如，如果飞机的迎角以导致飞行期间的飞机产生的升力量减少的方式增加，则飞机可能失速。如本文中使用的，“升力”是当空气流过飞行期间的飞机时产生的力。该力直接对抗飞机的重量并且将飞机保持在空中。 [0004] 对于不同类型的飞机，飞机产生的升力下降的特定迎角可能改变。飞机会潜在地失速的迎角可能基于一些因素，例如但不限于，飞机机翼的剖面、机翼的平台、机翼的宽高比和其他因素。进一步地，飞机会潜在地失速的迎角对应于飞机的特定速度。该速度可以称为“失速速度”。 [0005] 某些当前商售的飞机使用警报系统，当飞机速度降低到警报速度（该警报速度大于失速速度某些选定量）以下时，该警报系统产生警报。该警报速度也可以称为“最小速度”。具体地，当飞机速度小于警报速度时，产生警报，使得飞机的操作人员可以采取行动以防止飞机失速或至少减小飞机失速的可能性。 [0006] 飞机的失速速度可以确定飞机的机动性能。例如，失速速度可以确定飞机起飞和着陆时所需的最小距离。这些距离分别称为飞机的起飞距离和着陆距离。飞机的起飞距离和着陆距离由飞机能够在起飞和着陆期间飞行而失速的最小速度确定。飞机的起飞速度和着陆速度可能需要大于或等于飞机的警报速度。 [0007] 因此，飞机的失速速度可以影响飞机在不同机场的机动性能。具体地，飞机在机场起飞的跑道长度需要至少是起飞距离的长度。相似地，飞机在机场着陆的跑道长度需要至少是着陆距离的长度。通过分别减少起飞和着陆期间的警报速度可以减少飞机的起飞距离和着陆距离。 [0008] 此外，飞机的失速速度可以影响飞机针对不同负载因素以升高的坡度角进行机动飞行的性能。例如，飞机的转弯半径可以由飞机速度以及飞机能够飞行同时保持在警报速度和/或高于警报速度的最大坡度角确定。具体地，对于飞机的选定负载因素，飞行能够飞行的最小机动速度需要大于在该选定负载因素下的警报速度。 [0009] 飞机的起飞距离和着陆距离可以通过各种规则设定，例如由美国联邦航空管理局限定的那些规则。对于警报速度，某些当前使用的警报系统是保守的。例如，利用这些类型的警报系统，可以在较高警报速度下产生警报，从而增加操作飞机时的安全性。然而，这些较高的警报速度会使某些飞机不能操作在某些机场。因此，期望具有一种考虑至少某些以上所述的难题和可能的其他难题的方法和装置。发明内容 [0010] 在另一个说明性的实施例中，公开了用于在飞行期间管理飞机的方法，该方法包括：利用先前确定的飞机的警报速度来确定飞机的警报迎角；利用飞机的警报迎角来确定飞机的警报升力系数；以及利用飞机的警报升力系数和飞机的当前升力系数来确定飞机的警报速度（246）。 [0011] 以上的方法包括在利用警报迎角、警报升力系数和警报速度中的至少一个来确定用于产生指示飞机的潜在失速条件的警报的一组阈值。 [0012] 以上方法，其中确定用于产生指示飞机的潜在失速条件的警报的一组阈值的步骤包括利用警报迎角确定迎角阈值、利用警报升力系数确定升力系数阈值和利用警报速度确定速度阈值中的至少一个。 [0013] 以上方法包括当以下情况中的至少一个发生时，产生警报：飞机迎角大于迎角阈值、飞机的当前升力系数大于升力系数阈值和飞机的速度低于速度阈值。 [0014] 以上方法，其中利用先前确定的飞机的警报速度来确定飞机的警报迎角的方法包括：利用襟翼制动位置和表格来确定初始警报迎角；利用先前确定的飞机的警报速度来确定马赫数补偿偏置（Mach compensation bias）；以及利用初始警报迎角和马赫数补偿偏置来确定飞机的警报迎角。 [0015] 以上方法，其中利用初始警报迎角和马赫数补偿偏置来确定飞机的警报迎角的步骤包括利用初始警报迎角、马赫数补偿偏置和以下中的至少一个来确定飞机的警报迎角：当前机翼负载偏置、速度制动补偿偏置和迎角偏置。 [0016] 以上方法，其中利用飞机的警报迎角来确定飞机的警报升力系数的步骤包括利用飞机的警报迎角、襟翼制动位置和表格来确定飞机的警报升力系数。 [0017] 以上方法，其中利用飞机的警报升力系数和飞机的当前升力系数的步骤包括：利用校正后的迎角、襟翼制动位置和表格来确定飞机的当前升力系数；将当前升力系数除以警报升力系数，从而产生升力因子；确定升力因子的平方根，从而产生速度因子；以及利用速度因子和飞机的当前速度来确定警报速度，其中警报速度是飞机的警报马赫数，并且当前速度是飞机的当前马赫数。 [0018] 以上方法，其中利用飞机的警报迎角来确定飞机的警报升力系数的步骤包括利用飞机的警报迎角来确定飞机的警报升力系数，其中警报升力系数大致是低于飞机的当前失速升力系数的选定百分比。 [0019] 以上方法，为飞机的机动飞行执行以下步骤：利用先前确定的飞机警报速度来确定飞机的警报迎角；利用飞机的警报迎角来确定飞机的警报升力系数；以及利用飞机的警报升力系数和飞机的当前升力系数来确定飞机的警报速度。 [0020] 在另一个实施例中，公开了指示飞行期间飞机的潜在失速条件的方法，该方法包括：确定飞机的警报升力系数；响应于飞机的当前状态的数个改变而调节警报升力系数；以及利用警报升力系数来确定用于产生指示飞机已经达到潜在失速条件的警报的一组阈值。 [0021] 以上方法包括产生警报，其中警报包含触觉警报、视觉警报、听觉警报和消息中的至少一个。 [0022] 在另一个说明性的实施例中，公开了包括阈值产生器的失速管理系统，阈值产生器被配置为：利用先前确定的飞机的警报速度来确定飞机的警报迎角；利用飞机的警报迎角来确定飞机的警报升力系数；以及利用飞机的警报升力系数和飞机的当前升力系数来确定飞机的警报速度。 [0023] 以上的失速管理系统，其中阈值产生器被配置为利用警报迎角、警报升力系数和警报速度中的至少一个来确定用于产生指示飞机的潜在失速条件的警报的一组阈值。 [0024] 以上的失速管理系统，其中阈值产生器被配置为通过以下中的至少一个来确定用于产生指示飞机的潜在失速条件的警报的一组阈值：利用警报迎角确定迎角阈值、利用警报升力系数确定升力系数阈值和利用警报速度确定速度阈值。 [0025] 以上的失速管理系统进一步包括警报产生器，其被配置为从阈值产生器接收一组阈值，当飞机的迎角大于迎角阈值、飞机的当前升力系数大于升力系数阈值和飞机的速度低于速度阈值中至少一个发生时，产生警报，并且将警报发送到飞机中的振杆器。 [0026] 以上的失速管理系统，其中阈值管理器被配置为：通过以下步骤来确定警报迎角：利用襟翼制动位置和数个表格中的表格来确定初始警报迎角；利用先前确定的飞机的警报速度来确定马赫数补偿偏置；和利用初始警报迎角和马赫数补偿偏置来确定飞机的警报迎角。 [0027] 以上的失速管理系统，其中阈值产生器被配置为通过利用初始警报迎角、马赫数补偿偏置和以下中的至少一个来确定飞机的警报迎角，从而确定飞机的警报迎角：当前机翼负载偏置、速度制动补偿偏置和迎角偏置。 [0028] 以上的失速管理系统，其中阈值产生器被配置为利用飞机的警报迎角、襟翼制动位置和表格来确定飞机的警报升力系数。 [0029] 以上的失速管理系统，其中阈值产生器进一步被配置为执行以下步骤，以便进行飞机的机动飞行：利用先前确定的飞机的警报速度来确定飞机的警报迎角；利用飞机的警报迎角来确定飞机的警报升力系数；以及利用飞机的警报升力系数和飞机的当前升力系数来确定飞机的警报速度。 [0030] 特征和功能可以在本公开的不同实施例中独立地实现，或可以在其他实施例中组合起来，参考下面的描述和附图将看出进一步的细节。附图说明 [0031] 在随附的权利要求中阐述了被认为是表征说明性实施例的新颖特征。然而，当结合附图参考以下对本发明的说明性实施例的详细描述，将最佳地理解说明性实施例和优选使用模式、进一步目标和优势。 [0032] 图1示出根据说明性实施例的飞机。 [0033] 图2示出根据说明性实施例的方框图形式的飞机环境中的飞机； [0034] 图3示出根据说明性实施例的方框图形式的影响飞机产生的升力的许多因素； [0035] 图4示出根据说明性实施例的方框图形式的在飞行控制系统中实施的失速管理系统； [0036] 图5示出根据说明性实施例的用于确定警报速度的逻辑； [0037] 图6示出根据说明性实施例的用于确定警报迎角的逻辑； [0038] 图7示出根据说明性实施例的用于确定马赫数补偿偏置的逻辑； [0039] 图8示出根据说明性实施例的用于确定转弯动作期间的最小机动速度的逻辑； [0040] 图9示出根据说明性实施例的用于确定警报速度的逻辑； [0041] 图10示出根据说明性实施例的用于产生警报的逻辑； [0042] 图11示出根据说明性实施例的用于确定升力系数的表格； [0043] 图12示出根据说明性实施例的升力系数与马赫数的关系图； [0044] 图13示出根据说明性实施例的流程图形式的用于管理飞机飞行的过程；和[0045] 图14示出根据说明性实施例的数据处理系统。具体实施方式 [0046] 说明性的实施例认识到并考虑到一个或多个因素。例如，说明性的实施例认识到并考虑到，利用某些当前可用的警报系统，用于产生警报的警报速度是基于如下假设：飞机产生的升力在飞行期间基本保持恒定。换句话说，固定的警报升力系数用于确定飞机的警报速度。该固定的警报升力系数可以是低于飞机的预测失速升力系数的某些选定量。然而，说明性的实施例认识到并考虑到，随着飞行期间飞机状态改变，飞机的实际升力系数会改变。进一步地，飞机的失速速度可以随着飞机的升力系数改变而改变。 [0047] 例如，对于选定迎角的升力系数可以随着飞机的马赫数增加而降低。如本文中所使用的，飞机的马赫数表示飞机经过空气的速度除以本地音速。飞机的马赫数可以基于飞机周围空气的条件而改变。这些条件可以包括，例如，温度和/或压力。 [0048] 说明性的实施例认识到并考虑到，某些当前可用的警报系统所使用的固定警报升力系数可能对应于高于起飞和着陆所需的速度的警报速度。进一步地，说明性的实施例认识到并考虑到，在飞行期间的某些情况中，利用固定警报升力系数确定的警报速度可能低于飞机的失速速度。因此，在飞机已经达到飞机的失速速度之前可能不产生警报。在没有警报的情况下，飞机的操作人员可能无意地使飞机失速同时执行完成任务所需的机动飞行。 [0049] 此外，不同的说明性实施例认识到并考虑到，某些当前使用的警报系统基于飞机的迎角产生警报。例如，这些警报系统可以在飞机的迎角大于警报迎角时产生警报。说明性的实施例认识到并考虑到，这些当前使用的警报系统所使用的警报迎角可能没有考虑到飞机的失速升力系数和/或飞机状态的改变。 [0050] 因此，说明性的实施例提供用于以期望的精确度水平确定飞机的警报速度的方法和装置。具体地，不同的说明性实施例提供失速管理系统，该失速管理系统被配置为基于飞机的警报升力系数来确定飞机的警报速度，飞机的警报升力系数可以响应于飞机状态变化而改变。在一个说明性的实施例中，提供用于管理飞机飞行的方法。利用飞机的反馈警报速度确定飞机的警报迎角。利用警报迎角确定警报升力系数。利用飞机的警报升力系数和校正的升力系数计算飞机的警报速度。在确定警报迎角时，警报速度用作反馈警报速度。 [0051] 现在参考附图，具体地，参考图1，描绘了根据说明性实施例的飞机图示。在这个说明性的示例中，飞机100具有附连至主体106的机翼102和机翼104。飞机100包括附连至机翼102的发动机108和附连至机翼104的发动机110。主体106具有尾部段112。水平稳定器114、水平稳定器116和垂直稳定器118附连至主体106的尾部段112。 [0052] 飞机100是根据说明性实施例的可以在其中实现失速管理系统的飞机的示例。失速管理系统可以用于确定飞机的警报速度，飞机的警报速度可以响应于飞机状态变化而改变。具体地，失速管理系统使用基于飞行期间飞机状态变化而改变的升力系数。因此，该失速管理系统能够确定警报速度，该警报速度考虑到飞行期间飞机状态变化，并且总是保持高于飞机的失速速度。 [0053] 进一步地，当利用可变警报升力系数时，可以确定比利用固定警报升力系数确定的警报速度较少保守的警报速度。换句话说，利用可变警报升力系数确定的警报速度可以低于利用固定警报升力系数确定的警报速度。因此，可以提高飞机的机动性能。具体地，操作人员能够在接收警报之前利用飞机执行更多的机动飞行。此外，可以减少飞机所需的起飞距离和着陆距离，使得飞机可以操作在更多数目的机场。 [0054] 现在转向图2，根据说明性实施例描绘了方框图形式的飞机环境中的飞机的图示。在说明性的示例中，飞机环境200包括飞机202。图1中的飞机100是图2中的方框图所示的飞机202的一个示例的实现。 [0055] 如所描绘的，飞机202在经过空气205的飞行期间产生升力204。升力204可以受到飞机202飞行期间的数个因素206的影响。如本文中所使用的，“数个”项意味着一个或多个项。例如，数个因素206可以是一个或多个升力因素。数个因素206可以包括数个飞机因素208、数个运动因素210和数个环境因素212中的至少一个。 [0056] 如本文中所使用的，短语“中的至少一个”，当其与一系列项使用时，是指可以使用一个或多个所列项的不同组合，并且可以需要列表中每个项的仅一个。例如，“项A、项B和项C中的至少一个”可以包括但不限于，项A或项A和项B。该示例还可以包括项A、项B和项C，或项B和项C。在其他示例中，“中的至少一个”可以是例如但不限于，两个项A、一个项B和十个项C；四个项B和七个项C；或某些其他合适的组合。 [0057] 数个飞机因素208可以包括与飞机202的大小和/或形状相关的一个或多个因素。数个运动因素210可以包括与飞机202经过空气205的运动相关的一个或多个因素。进一步地，数个环境因素212可以包括与空气205相关的一个或多个因素。 [0058] 在这些说明性的示例中，飞机202包含传感器系统214和失速管理系统216。传感器系统214被配置为监控数个因素206，而失速管理系统216被配置为基于数个因素206警报飞机202的操作人员217在飞机202的飞行期间可能出现的不期望情况。 [0059] 如所描绘的，传感器系统214包含数个传感器218。数个传感器218可以包括例如但不限于，迎角指示器、位置传感器、温度传感器、运动传感器和其他合适类型的传感器中的至少一个。 [0060] 数个传感器218可以被配置为针对数个因素206中的至少一部分产生数据220。数据220可以包括例如但不限于，用于数个因素206的值。在某些情况下，至少一部分数据 220可以基本实时连续地产生。在其他示例中，一部分数据220可以以指定时间间隔产生。 [0061] 失速管理系统216被配置为从传感器系统214接收数据220。失速管理系统216被配置为利用数据220确定飞机202飞行的限制，使得可以减小飞机202在飞行期间失速的可能性。 [0062] 在这些说明性的示例中，失速管理系统216可以利用硬件、软件或两者的组合实现。例如，失速管理系统216可以在计算机系统222中实现。计算机系统222可以包含一个或多个计算机。当存在不只一个计算机时，这些计算机可以通过通信介质（例如网络）互相通信。 [0063] 如所描绘的，失速管理系统216包含阈值产生器224和警报产生器226。在这些说明性的示例中，阈值产生器224被配置为利用从传感器系统214接收的数据220产生一组阈值228。如本文中所使用的，“一组”项是指一个或多个项。例如，一组阈值228可以包含一个或多个警报阈值。当越过（cross）该组阈值228中的一个或多个阈值时，警报产生器226可以产生警报230。 [0064] 在这些说明性的示例中，一组阈值228可以包括迎角阈值231、升力系数阈值232和速度阈值234中的至少一个。迎角阈值231是小于飞机202的临界迎角某一选定量的迎角。临界迎角是在飞行期间飞机202的给定的当前状态下，飞机202可能失速的迎角。 [0065] 升力系数阈值232是低于飞机202的失速升力系数某一选定量的升力系数。该失速升力系数是在飞行期间飞机202的给定的当前状态下，飞机202可能失速的升力系数。 [0066] 进一步地，速度阈值234是高于飞机202的失速速度的速度。失速速度是在飞机202的给定的当前状态下，飞机202可能失速的速度。速度阈值234可以通过许多不同的方式表示。例如，速度阈值234可以通过海里、每小时公里数、马赫数或某些其他类型的速度表示来表述。 [0067] 一组阈值228可以通过许多不同的方式产生。在一个说明性的示例中，阈值产生器224使用数据220来确定迎角236和机翼形状238。如本文中所使用的，迎角236是飞机202的机翼的翼弦线和表示飞机202与空气205之间的相对运动的矢量之间的角度。如本文中所使用的，机翼的翼弦线是在机翼后缘和机翼形状238的横截面前缘的曲率中心之间的假想的直线。 [0068] 在这些示例中，机翼形状238还可以称为“螺旋桨”或“机翼配置”。机翼形状238可以包括飞机202上的机翼的形状和附连至机翼的任何襟翼、缝翼和/或其他控制表面。 [0069] 阈值产生器224使用迎角236和机翼形状238来确定飞机202的升力系数240。升力系数240是飞机202的当前升力系数。进一步地，阈值产生器224使用机翼形状238和警报迎角242来确定警报升力系数244。警报迎角242可以通过阈值产生器224利用反馈248确定。 [0070] 在某些说明性的示例中，警报升力系数244可以通过以下方式确定，即警报升力系数244总是充分低于飞机202的当前失速升力系数的选定百分比。在某些情况中，选定百分比可以是大约百分之五、百分之十或某些其他选定百分比。用这种方式，当飞机202的失速升力系数基于飞机202的状态变化而改变时，升力系数阈值232也改变。 [0071] 在这个说明性的示例中，警报升力系数244和升力系数240用于确定警报速度246。警报速度246可以用作确定下一个警报迎角242的反馈248。下一个警报迎角242是飞机202在晚于当前时间点的时间点处的迎角。因此，在这个说明性的示例中，用于确定警报迎角242的反馈248是先前确定的警报速度246。用这种方式，可以基于飞行期间飞机 202的当前状态的数个改变来调节警报迎角242和警报升力系数244。这些改变可以包括数个因素206中的一个或多个因素的改变。 [0072] 在某些说明性的示例中，可以针对飞机202的特定机动飞行确定警报速度246。例如，可以针对飞机202转弯机动飞行确定警报速度246，在飞机202转弯机动飞行中，飞机202以大于大约零度的坡度角飞行。该警报速度可以不同于飞机202在基本水平飞行期间的警报速度。 [0073] 阈值产生器224可以使用数个数据结构250和/或模型252来确定升力系数240、警报迎角242、警报升力系数244、警报速度246和/或其他类型的参数。数个数据结构250可以采用如下形式，例如但不限于，数个表格251。当然，在其他说明性的示例中，数个数据结构250中的数据结构可以包含数据库、表格、中间文件、链表、电子表格、模型、联合存储器或某些其他合适类型的数据结构中的至少一种。模型252可以包含，例如但不限于，用于计算这些参数的值的任何数目的方程式、算法和/或处理。 [0074] 阈值产生器224可以分别使用警报迎角242、警报升力系数244、和警报速度246中的至少一个作为迎角阈值231、升力系数阈值232和速度阈值234，从而形成一组阈值228。阈值产生器224将该组阈值228发送到警报产生器226。 [0075] 根据实施方式，阈值产生器224可以响应于周期性事件和/或非周期性事件的发生而在飞机202飞行期间连续产生一组阈值228。进一步地，一组阈值228可以针对数个因素206考虑飞行期间飞机202的状态改变。此外，一组阈值228可以考虑飞机202执行的机动飞行，例如转弯。用这种方式，可以针对飞行期间的飞机202动态确定一组阈值228。 [0076] 警报产生器226可以使用一组阈值228中的迎角阈值231、升力系数阈值232和速度阈值234中的至少一个来形成警报230。在这些说明性的示例中，警报230可以采用如下形式中的至少一个：视觉警报、听觉警报、触觉警报和某些其他类型的警报。警报230指示潜在失速条件256。具体地，警报230可以指示飞机202已经达到潜在失速条件256。当飞机202达到潜在失速条件256时，飞机202会接近失速。例如，当飞机202处于潜在失速条件256时，飞机202会接近飞机202的临界迎角、失速升力系数和/或失速速度中的至少一个。 [0077] 警报230可以以飞机202的操作人员217检测到的方式产生。飞机202的操作人员217可以执行任何数目的机动飞行来防止飞机202失速或减小飞机202失速的可能性。 [0078] 用这种方式，说明性的实施例提供用于管理飞机202的飞行的系统。具体地，失速管理系统216允许向飞机202的操作人员217呈现指示与当前可用的失速管理系统相比更准确的潜在失速条件256的警报230。进一步地，失速管理系统216可以增加飞机202可以操作的速度范围、飞机202可以执行的机动飞行的数目，或同时增加飞机202可以操作的速度范围和增加飞机202可以执行的机动飞行的数目。可以通过更新用于基于飞机202的当前状态产生警报230的一组阈值228来增加速度范围和机动飞行中的至少一个。 [0079] 现在参考图3，描绘了根据说明性实施例的方框图形式的影响飞机202产生的升力204的数个因素206。如所描绘的，数个因素206可以包括数个飞机因素208、数个运动因素210和数个环境因素212。 [0080] 在这些说明性的示例中，数个飞机因素208可以包括重量302、迎角304、机翼形状306、坡度角308、正常负载因素310和数个外挂物312中的至少一个。最初，重量302可以是图2中的飞机202在起飞的总重量。重量302可以随着飞机202的飞行而改变。例如，重量302可以随着在飞行期间消耗更多燃料而改变。 [0081] 迎角304可以是图2中飞机202的机翼的翼弦线和表示飞机202与空气205之间相对运动的矢量之间的角度。有关迎角304的数据220可以包括来自飞机202上的一个或多个迎角叶片的一个或多个测量值。图2中的阈值产生器224可以使用这些测量值来计算图2中的迎角236。例如，阈值产生器224可以基于这些迎角叶片与飞机202的重心的距离对一个或多个迎角叶片产生的测量值进行校正。用这种方式，图2中的迎角236可以是校正后的迎角。 [0082] 在这些说明性的示例中，飞机202的机翼形状306可以基于，例如但不限于，附连至飞机202的一个或多个机翼的控制表面314的位置。附连至这些机翼的控制表面可以包括，例如襟翼、缝翼和/或其他合适类型的控制表面。在一个说明性的示例中，飞机202的机翼形状306可以是基于襟翼位置315和缝翼位置316中的至少一个。襟翼位置315是飞机202的机翼上的襟翼的位置。缝翼316是飞机202上的缝翼的位置。 [0083] 坡度角308是飞机202关于通过飞机202的机身的纵轴相对于飞机202的路径倾斜的角度。正常负载因素310是飞机202上的垂直负载，可以以克为单位测量。数个外挂物312可以是附连至机翼、机身或可能引起升力204改变的飞机202的某些其他部分的一个或多个部件。这些部件可以包括，例如但不限于，外部油箱、存储吊舱、外挂架和某些其他类型的部件。 [0084] 如所描绘的，数个运动因素210可以包括速度318。速度318可以表示为，例如马赫数320、真实空速322和校正空速324中的至少一个。当然，在其他说明性的示例中，速度318可以表示为指示空速、等效空速或某些其他速度度量。 [0085] 数个环境因素212可以包括空气温度326、静态压力328和冲压空气压力330中的至少一个。空气温度326是飞机202外部的空气205的温度。静态压力328是诸如飞机202中的风速管的设备端口或齐平静态端口内测得的压力。冲压空气压力330是空气205进入飞机202中的风速管引起的压力。 [0086] 图3中描述的因素仅仅作为可能影响飞机202产生的升力204的数个因素206中的某些类型因素的示例。这些示例并非意味着限制或具体指定可能影响升力204的因素和/或可以被图2中的失速管理系统216考虑的因素。 [0087] 现在参考图4，其描绘了根据说明性实施例的方框图形式的在飞行控制系统中实现的失速管理系统216。在这个说明性的示例中，失速管理系统216被实现在飞行控制系统400内。如所描绘的，飞行控制系统400的至少一部分可以被实现在计算机系统222中。 [0088] 如所描绘的，飞行控制系统400包括失速管理系统216、数个系统控制器402、数个飞行控制设备403和自动驾驶仪404。数个系统控制器402可以利用硬件、软件或两者的组合实现。在一个说明性的实施例中，数个系统控制器402包括发动机控制器406和控制表面控制器408。 [0089] 发动机控制器406被配置为控制飞机202的数个发动机410。数个发动机410可以包括被配置为提供运行飞机202所需的推力的一个或多个发动机。发动机控制器406可以控制数个发动机410的操作。例如，发动机控制器406可以控制由数个发动机410产生的推力量。 [0090] 控制表面控制器408被配置为控制飞机202的数个控制表面412。数个控制表面412可以包括一个或多个可移动表面，它们可以被定位以控制飞机202的飞行。控制表面控制器408可以被配置为控制数个控制表面412的位置和配置。 [0091] 在这些说明性的示例中，数个控制表面412和数个发动机410不被认为是飞行控制系统400的一部分。然而，在其他说明性的示例中，飞行控制系统400可以包括数个控制表面412和数个发动机410。 [0092] 数个飞行控制设备403可以包括飞行员（例如图2中的操作人员217）可以使用的一个或多个物理控制件，以控制飞机202的操作。控制杆413是数个飞行控制设备403中的一个飞行控制设备的示例。操作人员217可以通过操纵控制杆413控制飞机202。在这个说明性的示例中，数个飞行控制设备403可以与发动机控制器406和控制表面控制器408通信，从而控制飞机202的飞行。 [0093] 自动驾驶仪404是被配置为控制飞机202的飞行的系统。例如，自动驾驶仪404可以与发动机控制器406和控制表面控制器408通信，从而控制飞机202的飞行。自动驾驶仪404可以基于飞行员输入、飞行计划或其某些组合来控制飞机202的飞行。 [0094] 在这个说明性的示例中，警报230可以由警报产生器226通过许多不同形式产生。例如，警报230可以包含触觉警报414、视觉警报416、听觉警报418和消息420中的至少一个。触觉警报414可以是，例如但不限于，发送到振杆器422的命令。振杆器422是附连至控制杆413并且被配置为引起控制杆413震动或振动的设备。具体地，振杆器422响应于接收触觉警报414而引起控制杆413振动。 [0095] 视觉警报416和/或听觉警报418可以被发送到飞机202中的飞行仪表系统424。飞行仪表系统424可以包含显示系统426和音频系统428中的至少一个。显示系统426可以包含任何数目的显示设备、监控器、触摸屏、计量表、灯和/或其他类型的视觉指示器设备。音频系统428可以包含任何数目的扬声器、麦克风和/或其他类型的音频设备。 [0096] 视觉警报416可以包含，例如闪烁颜色、粗体、字体改变、动画、闪烁数字、闪烁灯或某些其他合适类型的指示器中的至少一个。听觉警报418可以包含，例如但不限于，音调、口头消息或某些其他合适类型的听觉警报。 [0097] 消息420可以被发送到自动驾驶仪404。消息420可以包含请求、命令或某些其他合适类型的消息中的至少一个。响应于接收消息420，自动驾驶仪404被配置为在不需要操作人员217输入情况下自动采取行动以控制数个系统控制器402和/或数个飞行控制设备403，从而防止飞机202失速。 [0098] 例如，自动驾驶仪404可以发送命令到数个控制表面412，从而控制一个或多个控制表面的配置。如一个说明性的示例，自动驾驶仪404可以控制数个控制表面412中的升降舵430和缝翼432，从而防止飞机202失速。更具体地，自动驾驶仪404可以增加升降舵430的偏转，从而减小飞机202的迎角。此外，自动驾驶仪404可以发送命令到控制表面控制器408，从而延伸飞机202中机翼前缘上的缝翼432。 [0099] 图2中的飞机环境200中的飞机、图3中的数个因素206和图4中的飞行控制系统400的图示并非意味着暗示了对可以实现说明性实施例的方式的物理限制或结构限制。可以使用除了所示部件之外的其他部件，或代替所示部件的其他部件。某些部件可以是可选的。而且，呈现方框是为了说明某些功能部件。当在说明性的实施例中实现时，这些方框中的一个或多个方框可以组合起来、划分或组合且划分成不同的方框。 [0100] 例如，警报产生器226和阈值产生器224可以组合起来。在某些说明性的示例中，失速管理系统216可以只使用模型252并且不使用数个数据结构250。在其他说明性的示例中，阈值产生器224可以修改警报迎角242、警报升力系数244和/或警报速度246，从而分别确定迎角阈值231、升力系数阈值232和/或速度阈值234。 [0101] 现在参考图5，其描绘了根据说明性实施例的在确定警报速度时使用的逻辑的图示。在这个说明性的示例中，逻辑500被配置为确定警报速度，例如，图2中的警报速度246。在这个说明性的示例中，逻辑500可以被实现在图2中的失速管理系统216的阈值产生器 224中。 [0102] 如所描绘的，逻辑500包括滤波器502、查找表单元504、查找表单元506、求和器508、除法器510、平方根单元512、乘法器514和滤波器516。在这个说明性的示例中，滤波器502接收校正后的迎角520作为输入。校正后的迎角520是图2中迎角236的一个实现示例。校正后的迎角520可以是，例如但不限于，根据叶片角指示器针对飞机的俯仰角速率校正的当前迎角测量值。 [0103] 在这个说明性的示例中，滤波器502采用低通滤波器的形式。具体地，滤波器502是一阶低通滤波器。例如，滤波器502可以利用拉普拉斯变换实现，例如1/(0.5S+1)乘以校正后的迎角520。 [0104] 滤波器502产生过滤的迎角522作为输出，并且将过滤的迎角522发送到查找表单元504作为输入。查找表单元504还接收襟翼制动位置524作为输入。襟翼制动位置524是图2中机翼形状238的指示器的一个实现的示例。如所描绘的，襟翼制动位置524是飞行控制设备的当前位置，其中飞行控制设备控制附连至飞机机翼的襟翼配置，由此控制飞机的机翼形状。查找表单元504使用过滤的迎角522、襟翼制动位置524和表格来确定初始的升力系数526。该表格可以是，例如但不限于，图2中的数个表格251中的一个表格。在某些说明性的示例中，查找表单元504还可以使用马赫数542作为输入。 [0105] 初始的升力系数526连同delta升力系数518作为输入被发送到求和器508。求和器508被配置为对初始的升力系数526和delta升力系数518求和，从而产生升力系数530。升力系数530是图2中升力系数240的一个实现的示例。在这个说明性的示例中，delta升力系数528是对飞机上的飞行管理系统确定的初始的升力系数526的校正值。求和器508发送升力系数530到除法器510。 [0106] 进一步地，襟翼制动位置524连同警报迎角532还可以作为输入发送到查找表单元506。在某些说明性的示例中，警报马赫数544是到查找表单元506的输入。警报迎角532是图2中警报迎角242的一个实现的示例。在以下图6中更详细地描述了警报迎角的产生。 [0107] 在这个说明性的示例中，查找表单元506可以使用查找表单元504使用的同一表格来基于襟翼制动位置524和警报迎角532确定警报升力系数534。警报升力系数534是图2中警报升力系数244的一个实现的示例。 [0108] 警报升力系数534作为输入被发送到除法器510。除法器510被配置为将升力系数530除以警报升力系数534，从而产生升力因子536。升力因子536作为输入被发送到平方根单元512。平方根单元512对升力因素536求平方根并且产生速度因子538。在这个说明性的示例中，速度因子538连同过滤的马赫数540作为输入被发送到乘法器514。乘法器514将过滤的马赫数540乘以速度因子538，从而产生警报马赫数544。在这个说明性的示例中，警报马赫数544是图2中警报速度246的一个实现的示例。 [0109] 如所描绘的，由滤波器516产生过滤的马赫数540。在这个说明性的示例中，滤波器516采用低通滤波器的形式。具体地，滤波器516可以是一阶低通滤波器。滤波器516被配置为过滤马赫数542，从而产生过滤的马赫数540。在这些说明性的示例中，马赫数542是根据飞机外部的空气温度和压力校准的飞机的当前速度的表示。特别地，马赫数542是飞机的当前马赫数。 [0110] 在这个说明性的示例中，警报迎角532、警报升力系数534和警报马赫数544中的至少一个用作产生警报的阈值。例如，警报迎角532可以用作迎角阈值，例如图2中的迎角阈值231，使得无论何时飞机的迎角大于警报迎角532，就产生警报。在某些情况中，警报马赫数544用作速度阈值，例如图2中的速度阈值234，使得无论何时飞机达到低于警报马赫数544的速度，就产生警报。 [0111] 现在转向图6，其描绘了根据说明性实施例的用于确定警报迎角的逻辑的图示。在这个说明性的示例中，逻辑600被配置为根据图5确定警报迎角532。逻辑600可以实现在图2的阈值产生器224中。 [0112] 如所描绘的，逻辑600包括查找表单元602和求和器604。查找表单元602接收襟翼制动位置524作为输入和用于确定初始警报迎角610的表格。该表格可以是，例如但不限于，图2中的数个表格251中的一个表格。初始警报迎角610连同马赫数补偿偏置612、当前机翼负载偏置614、速度制动补偿偏置616和数个其他迎角偏置618作为输入发送到求和器604。 [0113] 当前机翼负载偏置614是考虑附连至飞机机翼的当前外挂物的校正值。马赫数补偿偏置612是考虑飞机的先前确定的警报马赫数的校正值。以下在图7中更详细地描述了马赫数补偿偏置612的产生。 [0114] 速度制动补偿偏置616是对飞机的速度制动的校正值。数个其他迎角偏置618是基于数个因素的校正值，包括但不限于，飞机上的襟翼和缝翼的位置、飞机产生的推力和/或其他类型的因素。 [0115] 求和器604被配置为从初始警报迎角610中减去马赫数补偿偏置612、减去当前机翼负载偏置614、减去速度制动补偿偏置616和减去数个其他迎角偏置618，从而产生警报迎角532。用这种方式，警报迎角532是校正后的警报迎角。 [0116] 现在参考图7，其描绘了根据说明性实施例的用于确定马赫数补偿偏置的逻辑的图示。在这个说明性的示例中，逻辑700被配置为确定图6的马赫数补偿偏置612。逻辑700可以实现在图2的阈值产生器224中。 [0117] 如所描绘的，逻辑700包括查找表单元702、查找表单元704、查找表单元706、求和器708、乘法器710、选择上界单元710和决策单元714。查找表单元702被配置为接收警报马赫数544作为输入。查找表单元702使用警报马赫数544和表格来确定襟翼向上马赫数偏置716。该表格可以是，例如但不限于，图2中数个表格251中的一个表格。 [0118] 查找表单元704和查找表单元706都被配置为接收襟翼制动位置524作为输入。查找表单元704使用襟翼制动位置524和表格来确定拦截偏置718。该表格可以是，例如但不限于，图2中数个表格251中的一个表格。查找表单元706使用襟翼制动位置524和表格来确定斜坡偏置720。该表格还可以是，例如但不限于，图2中数个表格251中的一个表格。拦截偏置718和斜坡偏置720都是在对应于飞机的襟翼处于向下位置的偏置使用的值。 [0119] 斜坡偏置720和警报马赫数544被发送到乘法器710作为输入。乘法器710将斜坡偏置720乘以警报马赫数544，从而产生乘积722。乘积722和拦截偏置718被发送到求和器708作为输入。求和器708将拦截偏置718和乘积722彼此相加，从而产生和724。和724被发送到选择上界单元712作为输入。选择上界单元712被配置为选择和724以及零值726中的较大值，并将该值作为上界值727输出。 [0120] 选择上界单元712将上界值727发送到决策单元714。决策单元714还接收襟翼向上马赫数偏置716。决策单元714使用襟翼向上指示728来确定是否输出襟翼向上马赫数偏置716或上界值727作为马赫数补偿偏置612。马赫数补偿偏置612从决策单元714输出，然后发送到图6中的求和器604。 [0121] 用这种方式，来自图5的警报马赫数544用作确定马赫数补偿偏置612的反馈，由此确定警报迎角532。换句话说，在图5中先前确定的警报马赫数544用作确定图7中的下一个马赫数补偿偏置612的反馈，由此确定图6中的下一个警报迎角532。 [0122] 现在参考图8，其描绘了根据说明性实施例的用于确定转弯动作期间的最小机动飞行速度的逻辑的图示。在这个说明性的示例中，逻辑800被配置为确定当飞机执行机动飞行时，特别地执行转弯机动飞行时的最小机动飞行速度。逻辑800可以实现在图2的阈值产生器224中。 [0123] 如所描绘的，在这个示例中，逻辑800包括查找表单元801、除法器802、除法器804、乘法器806、平方根单元808、乘法器810、求和器812、求和器814、乘法器816和选择上界单元818。查找表单元801被配置为接收襟翼制动位置524和机动飞行警报迎角820作为输入。机动飞行警报迎角820是图2中警报迎角242关于机动性的一个实现的示例。 [0124] 查找表单元801使用襟翼制动位置524、机动飞行警报迎角820和表格来确定机动飞行警报升力系数822。该表格可以是，例如但不限于，图2中数个表格251中的一个表格。机动飞行警报升力系数822是图2中警报升力系数244关于机动性的一个实现的示例。机动飞行警报升力系数822是除法器802的输入。 [0125] 此外，除法器804被配置为接收选定负载824和负载因子826作为输入。选定负载824是表示飞机的最小机动飞行性能的负载。例如，在这个说明性的示例中，选定负载824可以是大约1.3g，其可以表示大约40度的最小机动飞行性能。可以通过以快于最小机动飞行速度的速度飞行来获得高于选定负载824的负载因子。负载因子826是飞机的升力与飞机的重量之比。在某些情况中，在计算负载因子826时可以考虑其他因素。除法器804将选定负载824除以负载因子826，从而产生机动飞行因子828。 [0126] 来自图5的升力系数530和机动飞行因子828被发送到乘法器806作为输入。乘法器806将升力系数530乘以机动飞行因子828，从而产生调节的升力系数830。调节的升力系数830被发送到除法器802作为输入。 [0127] 除法器802将调节的升力系数830除以机动飞行警报升力系数822，从而产生机动飞行升力系数832。如所描绘的，平方根单元808被配置为接收机动飞行升力因子832并且输出机动飞行升力因子832的平方根作为机动飞行速度因子834。乘法器810接收机动飞行速度因子834，并且将其乘以马赫数542，从而产生最小机动飞行警报马赫数836。最小机动飞行马赫数836是图2中的警报速度246关于选定负载824的机动性的一个实现示例。 [0128] 在这个示例中，如所描绘的，最小机动飞行警报马赫数836用作确定警报迎角820时的反馈。从求和器812中输出机动飞行警报迎角820。求和器812被配置为对来自图6的初始警报迎角、负机动飞行马赫数补偿偏置838、来自图6的当前机翼负载偏置614和来自图6的负迎角偏置620求和，从而产生机动飞行警报迎角820。利用最小机动飞行警报马赫数836产生机动飞行马赫数补偿偏置838。 [0129] 具体地，乘法器816被配置为将来自图7的坡度偏置720乘以最小机动飞行警报马赫数836，从而产生乘积840。求和器814被配置为将来自图7的拦截偏置718与乘积840求和，从而产生和842。选择上界单元818被配置为选择和842与零值844中的较大值，并且输出该较大值作为机动飞行马赫数补偿偏置838。 [0130] 现在参考图9，其描绘了根据说明性实施例的用于确定警报速度的逻辑的图示。在这个说明性的示例中，逻辑900被配置为确定以海里为单位的飞机的警报速度。逻辑900可以实现在图2的阈值产生器224中。 [0131] 如所描绘的，逻辑900包括滤波器902和乘法器904。滤波器902被配置为接收空速作为输入。在这个说明性的示例中，空速906是以海里为单位的飞机的真实空速322。滤波器902可以是例如低通滤波器。具体地，滤波器902可以是一阶低通滤波器。 [0132] 滤波器902使用空速906来产生过滤的空速908。过滤的空速908连同来自图5的速度因子538作为输入发送到乘法器904。乘法器904将速度因子538乘以过滤的空速908，从而产生警报空速910。在某些情况下，警报空速910可以用作速度阈值，例如，图2中的速度阈值234，用于产生警报。 [0133] 在其他说明性的示例中，当飞机正在执行机动飞行时，过滤的空速908与来自图8的机动飞行速度因子834，从而产生机动飞行警报空速。该机动飞行警报空速还可以用作速度阈值，用于产生警报。 [0134] 现在转向图10，其描绘了根据说明性实施例的用于产生警报的逻辑的图示。逻辑1000是可以产生警报的一个方式的示例。逻辑1000可以实现在图2的警报产生器226中。 [0135] 如所描绘的，逻辑1000包括求和器1002和比较单元1004。求和器1002接收来自图5的过滤迎角522和来自图5的警报迎角532作为输入。用这种方式，图2中的警报产生器226可以接收警报迎角532作为图2中的迎角阈值231。 [0136] 求和器1002将过滤的迎角522与负警报迎角532求和，从而产生和1006。比较单元1004被配置为比较和1006与零。如果和1006大于零，则产生警报1008。警报1008是图2中的警报230的一个实现示例。警报230可以是，例如但不限于，发送到飞机中的振杆器（例如图4中的振杆器422）的命令。 [0137] 图5中的逻辑500、图6中的逻辑600、图7中的逻辑700、图8中的逻辑800、图9中的逻辑900和图10中的逻辑1000的图示并非意味着暗示对可以实现说明性实施例的方式的物理限制或结构限制。可以使用除了所示部件之外的其他部件，或代替所示部件的其他部件。某些部件可以是可选的。 [0138] 而且，呈现方框图是为了说明某些逻辑部件。当在说明性的实施例中实现时，这些方框中的一个或多个方框可以组合起来、划分或组合且划分成不同的方框。进一步地，图5到图10中的一个或多个逻辑可以互相组合起来。 [0139] 现在参考图11，其描绘了根据说明性实施例的用于确定升力系数的表格的图示。在这个说明性的示例中，表格1100是图2中数个表格251中的表格的一个实现示例。具体地，表格1100可以是图5中的查找表单元504、图5中的查找表单元506和图8中的查找表单元801可以使用的表格的一个实现示例。 [0140] 在这些说明性的示例中，行1102对应于以度为单位的迎角，而列1104对应于襟翼制动位置。查找表单元可以使用迎角和襟翼制动位置形式的输入来确定表格1100内升力系数1106中的特定升力系数。在某些说明性的示例中，当查找表单元的输入没有被包括在行1102中的值和/或列1104中的值时，查找表单元可以使用插值法来确定校正升力系数。 [0141] 表格1100的图示并非意味着暗示对查找表单元可以实现表格的方式的限制。在这个说明性的示例中，只描述了四行和四列。然而，在其他说明性的示例中，其他数量的行和列可以被包括在表格1100中。 [0142] 现在参考图12，其描绘了根据说明性实施例的升力系数与马赫数的关系图。在这个说明性的示例中，图1200包含垂直轴1202和水平轴1204。垂直轴1202表示升力系数值。水平轴1204表示马赫数值。 [0143] 线1206对应于针对马赫数的飞机的失速升力系数。如所示的，飞机的失速升力系数随飞机的马赫数改变而改变。 [0144] 线1208对应于某些当前可用的警报系统可以产生的、用于当飞机达到潜在失速条件时产生警报的警报升力系数。如所描绘的，所使用的警报升力系数在飞行期间保持固定，并且不会随马赫数改变而改变。当使用该类型的警报升力系数时，对于马赫数大于大约0.38，可能不会产生警报，直到飞机已经达到失速升力系数之后。换句话说，可能不会产生警报，直到飞机已经失速之后。 [0145] 线1210对应于可以由图2中的失速管理系统216产生的警报升力系数。具体地，线1210可以对应于警报升力系数244。如所描绘的，警报升力系数244随着失速升力系数改变而改变。特别地，警报升力系数被配置为总是保持比失速升力系数低大约百分之十。 [0146] 通过利用被配置为随飞机的马赫数改变而改变的警报升力系数，可以总是在飞机失速之前产生警报。用这种方式，操作人员可以具有充足的时间来执行数个机动飞行，从而防止飞机失速或减小飞机失速的可能性。 [0147] 现在转向图13，其描绘了根据说明性实施例的流程图形式的用于管理飞机飞行的过程的图示。可以利用图2中的失速管理系统216在飞机202中实现图13中所示的过程。 [0148] 该过程开始于利用先前确定的飞机的警报速度来确定飞机的警报迎角（操作1300）。在操作1300中，可以利用初始警报迎角和多个偏置来确定警报迎角。这些偏置可以包括，例如但不限于，迎角偏置、马赫数补偿偏置、当前机翼负载偏置和速度制动补偿偏置中的至少一个。在一个说明性的示例中，利用襟翼制动位置和表格确定初始警报迎角。 [0149] 然后，该过程利用警报迎角确定飞机的警报升力系数（操作1302）。在操作1302中，可以利用襟翼制动位置和表格确定警报升力系数。 [0150] 此后，该过程利用警报升力系数和飞机的当前升力系数来确定飞机的警报速度（操作1304）。警报速度可以是，例如警报马赫数。换句话说，警报速度表示为马赫数。进一步地，警报速度可以用作反馈，用于确定下一个警报迎角。 [0151] 然后，该过程利用警报迎角、警报升力系数和警报速度中的至少一个确定一组阈值，用于产生指示飞机的潜在失速条件的警报（操作1306）。该组阈值可以包括，例如，迎角阈值、升力系数阈值和/或速度阈值。在某些情况中，迎角阈值、升力系数阈值和速度阈值可以分别是警报迎角、警报升力系数和警报速度。 [0152] 接着，当越过该组阈值中的至少一个阈值时，该过程产生警报（操作1308），此后过程终止。在操作1308中，当例如出现以下情况中的至少一个时，可以产生警报：飞机的迎角大于迎角阈值、飞机的当前升力系数大于警报升力系数和飞机的速度低于速度阈值。 [0153] 在图13中，利用警报速度作为反馈来确定警报迎角允许响应于飞机当前状态的数个改变而调节利用警报迎角确定的警报升力系数。换句话说，可以根据飞机当前状态的改变调节警报迎角、警报升力系数和警报速度。用这种方式，可以在飞机实际上失速之前产生飞机已经达到潜在失速条件的警报。 [0154] 在不同描述的实施例中的流程图、逻辑和方框图说明了说明性实施例中的装置和方法的某些可能实现的结构、功能和操作。关于这点，流程图、逻辑和方框图中的每个方框可以表示模块、段、功能和/或一部分操作或步骤。例如，一个或多个方框可以实现为程序代码、实现在硬件中或程序代码和硬件的组合。当在硬件中实现时，硬件可以例如采用集成电路的形式，集成电路被制造或配置为执行流程图、逻辑或方框图中的一个或多个操作。 [0155] 在说明性实施例的某些替换实现中，方框中所示的一个或多个功能可以不按照附图中所示的顺序发生。例如，在某些情况中，连续示出的两个方框可以基本同时地执行，或方框有时可以按照相反顺序执行，这取决于所包含的功能性。而且，除了流程图、逻辑或方框图中所示的方框之外，可以增加其他方框。 [0156] 现在参考图14，其描绘了根据说明性实施例的数据处理系统。在这个说明性的示例中，数据处理系统1400可以用于实现图2的计算机系统222中的一个或多个计算机。在这个说明性的示例中，数据处理系统1400包括通信结构1402，其提供在处理器单元1404、内存1406、永久性存储器1408、通信单元1410、输入/输出（I/O）单元1412和显示器1414之间的通信。 [0157] 处理器单元1404用于执行可以装载到内存1406中的软件的指令。处理器单元1404可以是数个处理器、多处理器核心或某些其他类型的处理器，这取决于特定的实现。进一步地，处理器单元1404可以利用数个异种处理器系统实现，在其中主处理器可以与次级处理器处于单个芯片上。作为另一个说明性的示例，处理器单元1404可以是含有多个相同类型的处理器的对称多处理器系统。 [0158] 内存1406和永久性存储器1408都是存储设备1416的示例。存储设备是能够暂时和/或永久性地存储信息的任何硬件，信息是例如但不限于，数据、功能形式的程序代码和/或其他合适类型的信息。在这些示例中，存储设备1416还可以称为计算机可读存储设备。在这些示例中，内存1406可以是，例如随机存取存储器或任何其他合适的易失性或非易失性存储设备。永久性存储器1408可以采用不同形式，这取决于特定的实现。 [0159] 例如但不限于，永久性存储器1408可以含有一个或多个部件或设备。例如，永久性存储器1408可以是硬盘驱动器、闪存、可重写光盘、可重写磁带或以上某些组合。永久性存储器1408使用的介质还可以是可移除的。例如，可移除硬盘驱动器可以用作永久性存储器1408。 [0160] 在这些示例中，通信单元1410提供与其他数据处理系统或设备进行通信。在这些示例中，通信单元1410是网络接口卡。通信单元1410可以提供通过使用物理通信链路和无线通信链路中的一个或两者进行通信。 [0161] 输入/输出单元1412允许与可以连接到数据处理器系统1400的其他设备进行数据的输入和输出。例如，输入/输出单元1412可以通过键盘、鼠标和/或某些其他合适的输入设备为用户输入提供连接。进一步地，输入/输出单元1421可以发送输出到打印机。显示器1414提供显示信息给用户的机构。 [0162] 操作系统、应用程序和/或程序的指令可以位于存储设备1416中，存储设备通过通信结构1402与处理器单元1404进行通信。在这些说明性的示例中，指令以功能形式在永久性存储器1408上。这些指令可以被装载到内存1406中，以供处理器单元1404执行。不同实施例的过程可以由处理器单元1404利用计算机实现的指令执行，其中计算机实现的指令可以位于内存中，例如内存1406。 [0163] 这些指令称为程序代码、计算机可用程序代码或计算机可读程序代码，处理器单元1404中的处理器可以读取和执行这些指令。不同实施例中的程序代码可以体现在不同的物理或计算机可读存储介质上，例如内存1406或永久性存储器1408。 [0164] 程序代码1418以功能形式位于选择性可移除的计算机可读介质1420上，并且可以装载或转移到数据处理系统1400，以供处理器单元1404执行。在这些示例中，程序代码1418和计算机可读介质1420形成计算机程序产品1422。在一个示例中，计算机可读介质 1420可以是计算机可读存储介质1424或计算机可读信号介质1426。 [0165] 计算机可读存储介质1424可以包括，例如但不限于，光盘或磁盘，其被插入或放入永久性存储器1408的一部分的驱动器或其他设备，用于转移到存储设备，例如作为永久性存储器1408的一部分的硬盘驱动器。计算机可读存储介质1424还可以采用永久性存储器的形式，例如连接数据处理系统1400的硬盘驱动器、U盘或闪存。在某些情况中，从数据处理系统1400中不可移除计算机可读存储介质1424。 [0166] 在这些示例中，计算机可读存储介质1424是用于存储程序代码1418的物理或有形存储设备，而不是传播或传输程序代码1418的介质。计算机可读存储介质1424还称为计算机可读有形存储设备或计算机可读物理存储设备。换句话说，计算机可读存储介质1424是人可以触摸的介质。 [0167] 替换地，程序代码1418可以利用计算机可读信号介质1426转移到数据处理系统1400。计算机可读信号介质1426可以是，例如但不限于，含有程序代码1418的传播数据信号。例如，计算机可读信号介质1426可以是电磁信号、光信号和/或任何其他合适类型的信号。这些信号可以通过通信链路传输，例如无线通信链路、光纤电缆、同轴电缆、导线和/或任何其他合适类型的通信链路。换句话说，在说明性的示例中，通信链路和/或连接可以是物理的或无线的。 [0168] 在某些说明性的实施例中，程序代码1418可以通过计算机可读信号介质1426从另一个设备或数据处理系统通过网络下载到永久性存储器1408，以供数据处理系统1400内使用。例如，存储在服务器数据处理系统中的计算机可读存储介质中的程序代码可以从服务器通过网络下载到数据处理系统1400。提供程序代码1418的数据处理系统可以是服务器计算机、客户端计算机或能够存储和传输程序代码1418的某些其他设备。 [0169] 针对数据处理系统1400示出的不同部件并非意味着提供对可以实现不同实施例的方式的结构限制。不同的说明性实施例可以实现在如下数据处理系统中，该数据处理系统包括除了针对数据处理系统1400所示的部件之外的部件，或替换针对数据处理系统1400所示的部件的组件。图14中所示的其他部件可以根据所示的说明性示例而变化。不同的实施例可以利用能够运行程序代码的任何硬件设备或系统实现。作为一个示例，数据处理系统可以包括与无机部件集成的有机部件，和/或可以完全由除了人之外的有机部件组成。例如，存储设备可以由有机半导体组成。 [0170] 在另一个说明性的示例中，处理器单元1404可以采用硬件单元的形式，该硬件单元具有针对特定用途而制造或配置的电路。该类型的硬件可以在不需要将程序代码从存储设备装载到内存中从而被配置为执行操作的情况下执行操作。 [0171] 例如，当处理器单元1404采用硬件单元的形式时，处理器单元1404可以是电路系统、专用集成电路（ASIC）、可编程逻辑器件或被配置为执行数个操作的某些其他合适类型的硬件。利用可编程逻辑器件，该器件被配置为执行数个操作。该器件可以在稍后被重新配置，或可以永久地配置为执行数个操作。可编程逻辑器件的示例包括，例如但不限于，可编程逻辑阵列、现场可编程逻辑阵列、现场可编程门阵列和其他合适的硬件器件。利用该类型的实现，可以省略程序代码1418，因为不同实施例的过程在硬件单元中实现。 [0172] 在又一个说明性的示例中，处理器单元1404可以利用在计算机和硬件单元中发现的处理器的组合实现。处理器单元1404可以具有被配置为运行程序代码1418的数个硬件单元和数个处理器单元。利用所描述的示例，某些过程可以实现在数个硬件单元中，而其他过程可以实现在数个处理器中。 [0173] 在另一个示例中，总线系统可以用于实现通信结构1402，并且可以由一个或多个总线构成，例如系统总线或输入/输出总线。当然，总线系统可以利用在附连至总线系统的不同部件或设备之间提供数据传输的任何合适类型的结构实现。 [0174] 此外，通信单元可以包括发送数据、接收数据或发送和接收数据的数个设备。通信单元可以是，例如，调制解调器或网络适配器、两个网络适配器或其某些组合。进一步地，内存可以是，例如但不限于，内存1406或高速缓存，例如，可能存在于通信结构1402中的接口和内存控制器中心中找到的那些。 [0175] 因此，一个或多个说明性的实施例可以提供更精确地确定飞机可以操作的速度。不同的说明性实施例考虑了飞机在不同飞行阶段期间升力的改变。具体地，说明性的实施例认识到和考虑到，随着飞机的各种条件改变，飞机的升力可以改变。通过考虑这些不同的条件，与当前使用的系统相比，飞机能够操作在具有较短跑道的机场。 [0176] 对不同的说明性实施例进行描述是为了图解和说明，而无意穷尽或限于所公开形式的实施例。许多修改和变化对本领域技术人员将是显而易见的。进一步地，与其他说明性的实施例相比较，不同的说明性实施例可以提供不同的优势。选择和描述选定实施例是为了最佳地解释实施例的原理和实际应用，使本领域技术人员能够理解具有适合于所考虑的特定用途的各种修改的不同实施例的公开。