CN101267985A - 为多发动机飞机的飞行员提供有关发动机信息的方法和装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及包含装置(6A，6B，6n)及装置(8)的装置(1)；装置(6A，6B，6n)为飞机的每台发动机确定单个的最小可变温度；而装置(8)在所述单个的最小温度基础上确定地球的最小可变温度，以便能够计算最大可用推力。

Description

为多发动机飞机的飞行员提供有关发动机信息的方法和装置
本发明涉及为装有若干发动机的飞机的飞行员提供有关飞机的发动机的信息的方法及装置。
更准确地说，本发明的目的是提供信息，所述信息涉及飞机发动机在给定的外部条件(温度，高度)下能够输送的最大功率。
已知晓：对于每个被保证的速度而言，每台发动机都与最大推力特别是与最大的“寒冷天气”起飞推力有关。这个最大推力被保持直至达到称为“断裂点”的设想的外部温度。为监测发动机，除了这个最大推力之外，通常考虑了用其英文缩写EGT称呼的排出燃气温度，它代表在发动机的低压涡轮处的燃气温度。超出该断裂点，对于每个被保证的速度而言，这个温度(EGT)保持恒定，从而对应于在外部环境温度升高时减小的发动机推力。这个温度(EGT)用探头进行测量并被用于监测工作中的发动机的(情况)恶化。由于这些理由，由其英文措词“红线(redline)”称呼的温度极限值在发动机检验试验期间被限定，并且被呈报给检验当局。当工作中的发动机达到这个红线温度时，它必须拆下以便重新调整，或如果可能，被再编程用于较低的合格速度，所述较低的合格的速度对应于较低的排出燃气温度；当然，这具有降低最大推力的作用，所述最大推力是发动机可提供的。
本发明的目的是解决这些缺点。本发明涉及一种方法，用于为装有若干发动机的飞机的飞行员提供有关飞机的发动机的信息，所述方法能使上述缺点被纠正。
为此目的，根据本发明，所述方法值得注意之处是：
a)确定了(飞机的)实际高度和所述飞机所在机场的实际外部环境温度；
b)对于所述飞机的每台发动机，所述实际高度和所述实际外部温度被用于确定环境温度极限，对于所述环境温度极限，如果(飞机)在预定的排出燃气温度极限值(前述的“红线”值)下工作，发动机就提供预定的最大推力(前述的“寒冷天气”最大起飞推力)；
c)对于所述发动机中的任一个，根据在步骤b)中确定的相应的环境温度极限确定发动机的单个的最小可变(弹性)温度；和
d)从如此确定的单个的最小可变温度确定了飞机所有发动机的总的最小可变温度。
有利的是，在附加步骤中，在步骤d)中确定的所述总的最小可变温度被用于确定最大可用推力，后者是说明飞机发动机在所述机场于所述实际外部温度下能够提供的最大推力。
因此，借助于本发明，飞行员使用飞机的各发动机可以在给定日子在给定机场提供的最大推力。
此外，有利的是，在附加步骤中，至少在显示屏幕上向飞机飞行员显示在步骤d)中确定的至少是总的最小可变温度和可能的所述最大可用推力。
此外，有利的是，在附加步骤中：
-在步骤d)中确定的所述总的最小可变温度与可变温度进行比较，所述可变温度是为了调节所述飞机的发动机由飞机飞行员选择的；和
-验证这个可变温度保持高于所述总的最小可变温度。
已知晓：诸如这样的可变温度是由飞行员输入发动机调节系统的，其目的是使发动机相信飞机在高于实际温度的外部环境温度中工作，其作用是减小发动机推力，而因此降低发动机工作温度。
在特殊的实施例中，在步骤b)中，对于飞机的发动机中的每一个，外部环境温度极限被确定为设想的外部温度，对于后者而言，在最大推力下，排出燃气温度等于其极限值。
此外，有利的是，在步骤c)中，如果外部环境温度极限低于断裂点温度和低于外部环境温度，则应用下列表达式确定飞机的发动机中的每一个的单个的最小可变温度T1：
T1＝T2+T3-T4
其中：
-T2是外部温度；
-T3是预定断裂点温度；和
-T4是外部环境温度极限。
此外，有利的是，在步骤d)中，为了确定总的最小可变温度：
-使不同的单个最小可变温度相互比较；和
-最高的单个的最小可变温度被选作总的最小可变温度(因此它对应于最低的发动机推力)。
由此，确信没有超过前述的“红线”极限值，绝不会妨碍任何飞机发动机。
本发明还涉及一种装置，用于向装有若干发动机的飞机的飞行员提供有关飞机的发动机的信息，所述飞机例如是运输机。
根据本发明，所述装置值得注意之处在于它包括：
-第一装置，用于确定(飞机的)实际高度和所述飞机所处的机场的实际外部温度；
-多个第二装置，每个第二装置以这样一种方法来构成：对于与它有关的所述飞机的发动机之一来说，应用所述实际高度和所述实际外部温度确定环境温度极限；对于所述环境温度极限，如果(飞机)在预定的排出燃气温度极限值下工作，发动机就提供预定的最大推力；
-多个第三装置，每个第三装置以这样-种方法来构成：对于与它有关的所述发动机之一而言，根据相应的环境温度极限确定发动机的单个的最小可变温度；和
-第四装置，用于根据如此为飞机的所有发动机确定的单个最小可变温度，确定总的最小可变温度。
在一个特殊实施例中，所述装置还包括：
-第五装置，用于应用所述总的最小可变温度确定最大可用推力，所述最大可用推力表示在所述机场处借助所述实际外部温度飞机发动机能够提供的最大推力；和/或
-第六装置，用于至少在显示屏幕上向飞机飞行员显示由所述第四装置确定的至少是总的最小可变温度。
在特殊的实施例中，与所述发动中的至少一个相关的第二及第三装置构成发动机调整装置的一部分。
附图的各图将使得容易理解如何实现本发明。在这些图中，相同的标号标示相似的元件。
图1是根据本发明的装置的方块图；以及
图2简略地图释应用根据本发明的装置在双发动机飞机上获得的某些信息。
根据本发明并简略地描绘于图1的装置1，用于向装有若干发动机3A，3B，…，3n的飞机A-例如双发动机的或4发动机的运输机-的飞行员提供有关所述飞机A的发动机3A，3B，…，3n的信息。
为这样做，根据本发明，所述装置1包括：
-通常的装置组件2，用于确定：
·一方面，所述飞机A所处机场(未描绘)的实际状态；和
·另一方面，所述机场的实际外部温度；
-多个装置4A，4B，…，4n，它们中的每一个与飞机A的发动机3A，3B，…，3n中的一台相关联，并分别经连线5A，5B，5n连接于所述组件2。所述装置4A，4B，...4n中的每一个以这样一种方法来构成：对于与它有关的发动机，借助接收自所述收集装置2的信息(实际高度和实际外部环境温度)，去确定以其英文缩写OATL来称呼的环境温度极限，对于所述环境温度极限，如果发动机在预定的EGT极限(通常称为“红线”极限)下工作，相关的发动机就提供预定的最大推力(寒冷天气起飞的常用最大推力)；
-多个装置6A，6B，...，6n，它们中的每一个与所述发动机3A，3B，...，3n之一相关联，并且经连线7A，7B，...，7n连接于所述装置4A，4B，...，4n之一。所述装置6A，6B，...，6n之一以这样一种方法来构成：对于与它相关的发动机而言，根据相应的环境温度极限去确定相关发动机3A，3B，...，3n的单个的最小可变温度，所述相应的环境温度极限接收自与它连接的装置4A，4B，...，4n；和
-装置8，用于根据单个的最小可变温度确定总的最小可变温度，所述单个的最小可变温度经连线9A，9B，...，9n接收自所述装置6A，6B，...，6n。
此外，在优先实施例中，所述装置1还包括一些装置10：
-它经连线11连接于所述装置8；和
-它以这样一种方法来构成：借助接收自所述装置8的总的最小可变温度去确定最大可用推力，所述最大可用推力显示了在所述机场于所述实际外部温度下飞机A的发动机3A，3B，...，3n能够提供的最大推力。
由此，借助于根据本发明的装置1，飞机A的飞行员使用：在给定日期和在给定机场，飞机A的不同发动机3A，3B，...，3n能够提供的最大推力。
还应注意：借助于本发明，最大可用推力持续地变化，因此允许航空公司使其飞机的工作性能最大化。
在一个特殊的实施例中，所述装置8及10可被组合入中央装置12。
此外，在优先实施例中，所述装置1还包括显示装置13，它例如：经连线14被连接于所述中央装置12，并且能够在飞机A的至少一个显示屏幕15上显示来自所述中央装置12的信息，和特别是显示由所述装置8确定的总的最小可变温度。当然，所述显示装置13也可向飞机A的飞行员显示其它信息，特别是显示由所述装置10确定的最大可用推力。
此外，在一个优先实施例中，所述装置4A，4B，4n每次以如下方式确定环境温度极限：
-对于恒定的最大“寒冷天气”起飞推力，排出燃气温度EGT随着外部温度升高；
-通过这个特性的外推，OATL极限是设想的外部温度，在所述设想的外部温度下和在最大的“寒冷天气”起飞推力下，EGT温度就是前述的“红线”温度极限值。
此外，所述装置6A，6B，6n每次以如下方式确定单个的最小可变温度：
-如果OATL极限高于或等于断裂点(温度)，就没有单个的最小可变温度，而对于当日的外部分条件，发动机可提供所述的被检验的速度的最大推力；和
-如果OATL极限低于断裂点(温度)，就以如下方式获得单个的最小可变温度：
·如果外部温度低于或等于OATL极限，就没有单个的最小可变温度，而对于当天的外部条件，发动机可提供所述的被检验的速度的最大推力；和
·如果外部温度高于OATL极限，应用下列表达式来获得单个的最小可变温度：
单个的最小可变温度＝外部环境温度+断裂点温度-OATL极限。
在一个特殊的实施例中，装置4A，4B，4n和装置6A，6B，6n分别被包含在所述发动机3A，3B，3n的通常的调整装置16A，16B，16n中，装置4A，4B，4n和装置6A，6B，6n与同一个发动机3A，3B，3n相连。
此外，为了确定总的最小可变温度，所述装置8：
-将所接收到的不同的单个的最小可变温度自动地互相比较；和
-自动地选择最高的单个的最小可变温度(因此它对应于最低的发动机推力)用作总的最小可变温度。
因此可以确信将绝不会超过飞机A的任何发动机3A，3B，3n上的前述极限值。
还可以构思，为了确定总的最小可变温度，装置1在显示屏幕上-例如在显示屏幕15上-显示不同的单个的最小可变温度，和飞行员应用合适的元件(例如计算机的键盘)，选择总的最小可变温度并以这个选择通知所述装置1，所述合适的元件较好是构成所述装置8的一部分。
图2描绘应用本发明在例如飞机A上获得的某些信息，飞机A具有安装在其机翼19A及19B上的两台发动机3A及3B，即：
-对于每台所述发动机3A及3B，分别对应于单个的最小可变温度的信息I1A，I1B由相关的调整装置16A及16B产生；
-代表整个飞机A的总的最小可变温度的信息I 2由装置8确定；和
-信息I3(由装置10确定)代表在给定日期这两台发动机3A及3B在飞机A上的最大可用性能。
此外，在一个特殊的实施例中，所述装置1还包括装置17，它例如通过连线18连接于所述中央装置12，并且装置17被用于：
-使由装置8决定的所述总的最小可变温度与由飞机A的飞行员选择的可变温度进行比较，以调节所述飞机A的发动机3A，3B，3n；和
-验证这个可变温度保持高于所述总的最小可变温度。
已知晓：诸如由飞行员输入每台发动机3A，3B，3n的调整系统中的这个可变温度，被用于使发动机3A，3B，3n相信它在比实际温度热的外部环境温度下工作，其作用是减小发动机3A，3B，3n的推力，因此降低其工作温度。
还要指出：借助于根据本发明的装置1，在必须拆卸之前发动机保持更长的服务时间，由此允许航空公司在最好的工作条件下使发动机工作更长时间。

Claims (13)

1.为装有若干发动机(3A，3B)的飞机(A)的飞行员提供有关所述飞机(A)的发动机(3A，3B)的信息的方法，
其特征在于：
a)确定了实际高度和所述飞机(A)所在的机场的实际外部温度；
b)对于所述飞机(A)的发动机(3A，3B)中的每个而言，借助所述实际高度和所述实际外部温度，确定外部环境温度极限，对于所述外部温度极限而言，如果发动机(3A，3B)在预定的排出燃气温度极限下工作，则发动机(3A，3B)就提供预定的最大推力；
c)对于所述发动机(3A，3B)中的每个而言，根据在步骤b)中确定的相应的环境温度极限，确定发动机(3A，3B)的单个的最小可变温度；和
d)根据用于飞机(A)的所有发动机(3A，3B)的如此确定的单个的最小可变温度，确定总的最小可变温度。
2.如权利要求1要求的方法，其特征在于：在附加步骤中，根据在步骤d)中确定的所述总的最小可变温度，确定最大可用推力，所述最大可用推力表示了在所述机场于所述实际外部温度下飞机(A)的发动机(3A，3B)能够提供的最大推力。
3.如权利要求1及2中一项要求的方法，其特征在于：在附加步骤中，至少在显示屏幕(15)上向飞机(A)的飞行员显示在步骤d)中确定的至少总的最小可变温度。
4.如先前各权利要求中任一项要求的方法，其特征在于：在附加步骤中：
-在步骤d)中确定的所述总的最小可变温度与为了调节所述飞机(A)的发动机(3A，3B)经由飞机(A)的飞行员选择的设想的最小可变温度进行比较；和
-验证这个可变温度保持高于所述总的最小可变温度。
5.如先前各权利要求中任一项要求的方法，其特征在于：对于飞机(A)的发动机(3A，3B)中的每个而言，在步骤b)中，环境温度极限被确定为设想的外部温度，对于所述设想的外部温度而言，在最大推力下，排出燃气温度等于其极限值。
6.如先前各权利要求中任一项要求的方法，其特征在于：在步骤c)中，如果环境温度极限低于断裂点温度和低于外部温度，则应用下列表达式为飞机发动机中的每个确定单个的最小可变温度T1：
T1＝T2+T3-T4
其中：
-T2是外部温度；
-T3是断裂点温度；和
-T4是环境温度极限。
7.如先前各权利要求中任一项要求的方法，其特征在于：在步骤d)中，为了确定总的最小可变温度：
-不同的单个的最小可变温度相互进行比较；和
-最高的单个的最小可变温度被选作总的最小可变温度。
8.用于为装有若干发动机(3A，3B)的飞机(A)的飞行员提供有关飞机(A)的发动机(3A，3B)的信息的装置，其特征在于，它包括：
-第一装置(2)，用于确定实际高度和所述飞机(A)所在的机场的实际外部温度；
-多个第二装置(4A，4B，4n)，每个第二装置(4A，4B，4n)以这样一种方法来构成：对于与它相关的所述飞机(A)的发动机(3A，3B)之一而言，应用所述实际高度和所述实际外部温度，确定环境温度极限；对于所述环境温度极限而言，如果发动机(3A，3B)在预定的排出燃气温度极限下工作，发动机(3A，3B)就提供预定的最大推力；
-多个第三装置(6A，6B，6n)，每台第三装置(6A，6B，6n)以这样一种方法来构成：对于与它相关的所述发动机(3A，3B)之一而言，根据相应的环境温度极限确定发动机(3A，3B)的单个的最小可变温度；和
-一些第四装置(8)，用于根据对飞机(A)的所有发动机(3A，3B)而言如此确定的单个的最小可变温度，确定总的最小可变温度。
9.如权利要求8要求的装置，其特征在于：它还包括一些第五装置(10)，借助所述总的最小可变温度，确定最大可用推力，所述最大可用推力示出在所述机场于所述实际外部环境温度下飞机(A)的发动机(3A，3B)能够提供的最大的推力。
10.如权利要求8及9中的一项要求的装置，其特征在于：它还包括第六装置(13)，用于至少在显示屏幕(15)上向飞机(A)的飞行员显示由所述第四装置(8)确定的至少总的最小可变温度。
11.如权利要求8-10中任一项要求的装置，其特征在于：与所述发动机中至少一个相连的第二及第三装置构成所述发动机(3A，3B)的调整装置(16A，16B，16n)的一部分。
12.装有若干发动机(3A，3B)的飞机，其特征在于：它包括装置(1)，所述装置(1)能够完成权利要求1-7中任一项所述的方法。
13.装有若干发动机(3A，3B)的飞机，其特征在于：它包括权利要求8-11中任一项所述的装置(1)。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8615335B2 (en) * 2008-09-17 2013-12-24 The Boeing Company Progressive takeoff thrust ramp for an aircraft
FR2973840B1 (fr) * 2011-04-07 2015-09-18 Airbus Operations Sas Procede et dispositif pour la commande du regime des moteurs d'un aeronef au cours d'une phase de decollage.
FR2992354B1 (fr) * 2012-06-20 2015-09-18 Snecma Procede et dispositif d'ajustement d'une valeur de consigne d'un parametre influencant une poussee d'un moteur a turbine a gaz
US9828106B2 (en) 2015-06-18 2017-11-28 Honeywell International Inc. Aircraft gas turbine propulsion engine control without aircraft total air temperature sensors
US10683099B2 (en) * 2017-02-08 2020-06-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Methods and systems for controlling operation of aircraft engines

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3721120A (en) * 1970-11-16 1973-03-20 Howell Instruments Engine performance indicator
US4954974A (en) * 1988-12-15 1990-09-04 Howell Instruments, Inc. Turbine engine fan speed monitor
US5270931A (en) * 1989-02-23 1993-12-14 The Boeing Company Software controlled aircraft component configuration system
US5142860A (en) * 1990-06-18 1992-09-01 United Technologies Corporation Constant thrust retention turbine temperature limit system
US5315819A (en) * 1991-09-17 1994-05-31 Allied-Signal Inc. Power management system for turbine engines
US5165240A (en) * 1991-09-18 1992-11-24 Allied-Signal Inc. Method for matching engine torques for multiple engine aircraft
GB2262623B (en) * 1991-12-17 1995-04-26 Rolls Royce Plc Aircraft engine management system
DE10329252A1 (de) * 2003-06-25 2005-01-13 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Regelsystem für ein Flugtriebwerk

Also Published As

Publication number Publication date
DE602006008970D1 (de) 2009-10-15
FR2890939A1 (fr) 2007-03-23
US8150564B2 (en) 2012-04-03
FR2890939B1 (fr) 2007-10-19
ATE441579T1 (de) 2009-09-15
CA2620186A1 (fr) 2007-03-29
BRPI0617571A2 (pt) 2011-07-26
JP2009509088A (ja) 2009-03-05
RU2378161C1 (ru) 2010-01-10
CA2620186C (fr) 2013-05-14
US20080249671A1 (en) 2008-10-09
CN100556757C (zh) 2009-11-04
EP1937555B1 (fr) 2009-09-02
RU2008115513A (ru) 2009-10-27
WO2007034049A1 (fr) 2007-03-29
EP1937555A1 (fr) 2008-07-02

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