CN101400569A

CN101400569A - 控制多发动机飞行器的推力的方法和设备

Info

Publication number: CN101400569A
Application number: CNA2007800088241A
Authority: CN
Inventors: B·莱梅格南; G·马蒂厄
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2006-03-15
Filing date: 2007-03-08
Publication date: 2009-04-01
Anticipated expiration: 2027-03-08
Also published as: JP2009530151A; US8359129B2; CA2640925C; EP1993908B1; DE602007002060D1; FR2898584A1; CN101400569B; WO2007104851A1; CA2640925A1; BRPI0707011A2; ATE440028T1; US20090018714A1; JP5139333B2; RU2383474C1; EP1993908A1; FR2898584B1

Abstract

设备(1)，其包括用于确定飞行器的当前重量的装置(3)，用于计算与所述当前重量成比例的减小的推力值的装置(4)，用于确定至少一个发动机控制命令、以便发动机传递基本上等于所述减小的推力值的推力的装置(5)，以及用于将此控制命令应用到该飞行器的无故障的发动机上的装置(7)。

Description

控制多发动机飞行器的推力的方法和设备

本发明涉及用来控制多发动机(尤其是双发动机)类型的飞行器(尤其是运输机)的推力的方法和设备。

已知通常在飞机上，垂直安定面(即飞机的垂直尾翼，其用于确保飞机的稳定性)及转向舵面(即可移动襟翼，其安装在该垂直安定面上，且其可操作来改变该飞机的方向)具有使得该飞机能够完全满足各种飞行要求(诸如尤其是对于发生故障的发动机的VMC型最小控制速度)的尺寸。

还已知为了在不减小所运输的有效载荷的情况下改善飞机的性能(燃料消耗、噪声水平等)，导致制造商尽最大可能减小飞机的质量，即结构的质量、构件的质量、设备的质量等，尤其是所述垂直安定面和所述转向舵面的质量。然而，为了这样的目的而减小垂直安定面与转向舵面的尺寸机械地增加了前述VMC速度，这使得飞机的性能受到损失，因为在一个发动机发生故障时，要遵循的最小速度同样加大了。

本发明涉及控制多发动机飞行器的推力的方法，该方法使得能够弥补前述缺陷。

为此，根据本发明，所述方法值得注意的是：

a)确定代表该飞行器当前重量的参数，并从此参数中推算出所述当前重量。此参数例如可以是该当前重量自身或攻角(incidence)；

b)计算减小的推力值，该值与在步骤a)中所确定的所述当前重量成比例；

c)确定至少一个发动机控制命令，该命令是如果向所述飞行器的无故障的发动机应用此命令，则这些发动机传递的推力基本上等于在步骤b)中计算的所述减小的推力值；和

d)将在步骤c)中确定的所述控制命令应用到该飞行器的无故障的发动机上。

根据本发明的方法可应用到飞行器上，对于该飞行器，所有的发动机都是运转的。但是，在一个优选实施例中，对飞行器的这些发动机进行监视，以便能够检测其中一个发动机的故障，并仅在检测到其中一个发动机的故障时实施步骤a)和d)。

这样，受惠于本发明，当飞行器的其中一个发动机发生故障时，减小没有故障的一个或多个发动机的推力(根据该飞行器的重量)以便减小倾斜度(pente)，同时确保足够且一致的倾斜度，这避免了如果在低质量下复飞(remise des gaz)时不常见的飞行姿态。因此，通过减小那些没有故障的一个或多个发动机的偏航力矩(moment de lacet)，就减小了对于该飞行器整个重量的理论最小控制速度VMC。这样，就可能不必完全偏转该转向舵面而抵消该飞行器的偏航。这意味着速度不会受该最小速度VMC限制。这样，对于发生故障的发动机，由于最小控制速度而形成的性能限制被放松了，且需要时可通过减小飞行器的速度来获得该飞行器的纵向性能的全部好处。

因此，实施了根据本发明的方法的飞行器极大地减小了由于该最小速度VMC而形成的性能限制。且不管该飞行器的重量和速度如何，也能够满足前述这些不同的飞行要求。这对于双发动机飞行器尤其是有益的。事实上，对于双发动机飞行器，一个单个发动机的推力应该能够确保大质量下的最小规定倾斜度。由于此原因，在小质量下，一个单个发动机上可提供的推力大于对保持该规定倾斜度所必需的推力。

此外，在复飞的情况下，尤其是在全部发动机都运转的情况下，根据本发明的方法还使得能够使倾斜度和稳度(assiette)一致。

在一个优选实施例中，在步骤b)中，借助于如下公式计算减小的推力值FOEI：

FOEI＝m·g·(γcons+1/f)

其中：

m·g是所述当前重量，m是质量，而g是重力加速度；

γcons是对应于定值倾斜度的倾斜度值；而

f是该飞行器的升力和正面阻力之间的比。

在此优选实施例中，借助于如下公式计算所述倾斜度值γcons：

γcons＝γmin+Δγ

其中：

γmin是关于该飞行器的规定的最小倾斜度值；而

Δγ是预定倾斜度值，例如若干度。

此外，在一个特定实施例中，在步骤a)中通过如下方法确定该飞行器的当前重量：将没有燃料的该飞行器的重量与在所述飞行器上存在的燃料重量(当前的)进行求和。

在此情况下有利的是，在进场期间，还实施如下操作：

-在步骤d)之前：

·通过如下方式确定该飞行器的第一重量值：将没有燃料的该飞行器的重量和在所述飞行器上存在的燃料重量进行求和；

·根据该飞行器的当前攻角确定第二重量值；

·将所述第一重量值和第二重量值进行相互比较；以及

-在步骤d)中：

·如果所述第一重量值和第二重量值相等(差一个余量)，则对那些没有发生故障的发动机应用在步骤c)中确定的所述控制命令，该命令使得能够获得基本上等于在步骤b)中所计算的减小的推力值的推力；以及

·如果所述第一重量值和第二重量值不同(超过所述余量)，则对那些没有发生故障的发动机应用如下控制命令，该控制命令使得能够获得恒定的预定推力，例如TOGA型(英文为＂Take Off/Go Around＂)推力，即用于起飞或复飞。

这样，在当前重量(即所述第一重量值)不同于根据当前攻角计算的一个重量值(第二重量值)时，不施加根据本发明的所述减小的推力，其中所述当前重量借助于该飞行器上的可用燃料确定，且此当前重量可用来确定前述减小的推力值。事实上，在此情况下，根据攻角获得的重量值通常是精确的，因而在步骤a)中确定的当前重量可能存在误差值，这导致在步骤b)中计算的减小的推力值的误差值，以及在步骤c)中根据本发明的过程所确定的控制命令的误差值。

本发明还涉及用来控制多发动机(尤其是双发动机)的飞行器(尤其是多发动机的运输机)的推力的设备。根据本发明，所述类型的设备优选地包括用于监视所述飞行器的发动机的装置，以便能够检测所述发动机中的一个发动机的故障，值得注意的是，该设备还包括：

-用于确定代表该飞行器的当前重量的参数及用于从中推算出所述当前重量的第一装置；

-用于计算减小的推力值的第二装置，该减小的推力值与由所述第一装置确定的所述当前重量成比例；

-用于确定至少一个发动机控制命令的第三装置，该命令是如果向所述飞行器的无故障发动机应用此控制命令，则这些发动机传递的推力基本上等于在步骤b)中由所述第二装置计算的所述减小的推力值；和

-用于将由所述第三装置确定的所述控制命令应用到该飞行器的无故障的发动机上的第四装置。

这样在发动机发生故障时，根据本发明的设备使得能够使一个或多个无故障的发动机的推力适应，以便呈现足够的性能，而又具有更小的最小控制速度(VMC型)以及更一致的飞行稳度。

附图将使得易于理解如何实施本发明。在这些附图中，相同的标号代表相似的部件。

图1是根据本发明的控制设备的示意简图。

图2示意性地显示了根据本发明的控制设备的具体改进。

根据本发明并示意性地在图1中示出的设备1用于控制多发动机飞行器(未示出)尤其是多发动机运输机的推力。

尽管是非排他性的，但所述设备1更特别地适用于双发动机的飞机，并优选地至少在为了在着陆跑道上着陆的进场阶段中使用。

此外，更优选的是，所述设备1用于在所述多发动机飞行器的发动机中的一个发动机(未示出)发生故障时使用。为此，所述设备1包括常用的装置2，该装置2用于监视该飞行器的发动机，以便能够检测所述发动机中一个发动机的故障。

根据本发明，所述设备1还包括：

-装置3，其用于确定代表该飞行器的当前重量的参数及用于减小所述当前重量。此参数可例如直接是当前重量或攻角，其使得能够借助于常用的升力公式确定当前重量；

-装置4，其用于计算减小的推力值，该减小的推力值与由所述装置3确定的当前重量成比例；

-装置5，其经由中间连接4A连接到所述装置4上，且该装置5形成为以便确定至少一个发动机控制命令。此控制命令是如果将该命令应用于没有发生故障的飞行器的(多个)发动机，(这些)发动机传递基本上等于由所述装置4计算的所述减小的推力值的推力。在一个具体实施例中，所述装置4和装置5属于中心单元UC，该中心单元UC例如经由连接6而连接到所述装置3上，以及经由连接13而连接到所述装置2上；以及

-常用的装置7，其经由连接8连接到所述中心单元UC上，且其形成为以便将由装置5确定的所述控制命令应用到该飞行器的(多个)无故障的发动机上。此常用的装置7可例如向FADEC型(英文为＂Full Authority Digital Engine Control＂)发动机全权限数字式控制系统提供控制命令。

这样，在飞行器发动机中的一个发动机发生故障时，根据本发明的设备1减小一个或多个有效发动机的推力(并根据该飞行器的重量来这样做)，以便减小所述飞行器的倾斜度，同时保证对于实施所准备的操作足够的倾斜度。因此，通过减小一个或多个无故障的发动机的偏航力矩，减小了对于该飞行器全部重量的理论最小控制速度VMC。这样，就可能不必完全偏转其转向舵面而抵消该飞行器的偏航。这意味着速度不会受该最小速度VMC限制。这样，对于发生故障的发动机，由于最小控制速度而导致对性能的限制更宽松了，且需要时可通过减小飞行器的速度来获得该飞行器的纵向性能的全部好处。

因此，采用了根据本发明的设备1的飞行器极大地减小了由于该最小速度VMC而形成的性能限制。并且，不管该飞行器的重量和速度如何，都能够满足不同的飞行要求。这对于双发动机飞行器是尤其有益的。

此外，根据本发明的设备1还呈现出如下好处，即，即使飞行器的全部发动机都运转，该设备1也可用于使稳度一致以及保护发动机并从而减小对它们的损坏，这样尤其产生了维护成本方面的收益。

在一个优选实施例中，装置4借助于如下关系式来计算减小的推力FOEI：

FOEI＝m·g·(γcons+1/f)

其中：

m·g是所述当前重量，m是质量，而g是重力加速度；

γcons是该飞行器对应于定值倾斜度的倾斜度值；而

f是该飞行器的升力和正面阻力之间的比。

在此优选实施例中，所述装置4还计算所述倾斜度值γcons并借助于如下公式：

γcons＝γmin+Δγ

其中：

γmin是关于该飞行器的规定的最小倾斜度值；而

Δγ是预定倾斜度值，例如0.5°。

所述设备1还包括信息源组9，该信息源组9经由连接10连接到所述中心单元UC上，且该信息源组9能够给中心单元UC提供多个参数值，尤其是前述所述的当前比f。

在一个具体实施例中，所述设备1还包括在图2中示意性显示的控制系统SC。此控制系统SC优选地在为了着陆的进场期间使用，其尤其包括：

-装置14，其例如类似于所述装置3或对应于该装置3，且该装置14形成为以便确定该飞行器的第一重量值。为此，所述装置14(如装置3)将没有燃料的飞行器的重量与该飞行器上存在的燃料的重量进行求和。以通常的方式，该没有燃料的飞行器的重量由飞行员确定，并由飞行员借助于常用的输入装置15输入到设备1中，该输入装置15尤其是MCDU型(英文为＂Multifunction Control Display Unit＂)的多功能控制及显示单元，其经由连接16连接到所述装置14上。

-装置17，其以通常的方式根据该飞行器的当前攻角确定第二重量值，该当前攻角例如从常用的装置18接收，该常用的装置18经由连接19连接到所述装置17上。此装置18可形成所述信息源组9的一部分。此外，所述装置17包括常用的模型，该模型使得能够根据例如升力公式基于对飞行攻角的测量而确定所述第二重量值。通过与速度相关而推算出质量；以及

-装置20，其经由连接21和连接22而连接到装置14和装置17上，且该装置20用于将所述第一重量值和第二重量值进行相互比较，并根据此比较发出命令。

根据本发明，当所述第一重量值和第二重量值彼此不同时，所述装置20的目的在于禁止对(那些)没有发生故障的发动机应用前述减小的推力值。为此，所述装置20例如可经由连接23向所述中心单元UC传递禁止命令。

这样，受惠于所述控制系统SC：

-如果第一重量值和第二重量值相等(差一个余量，例如差当前质量的百分之几)，则设备1对没有发生故障的(那些)发动机应用由装置5确定的所述控制命令，而该装置5使得能够获得基本上等于由装置4计算的减小的推力值的推力；以及

-如果所述第一重量值和第二重量值彼此不同(超过所述余量)，则设备1对没有发生故障的(那些)发动机应用常用的控制命令，该命令使得能够获得恒定的预定推力，例如TOGA型(英文为＂Take Off/GoAround＂)推力，即用于起飞或复飞的预定常用推力。

因此，在由装置14确定的当前重量(即所述第一重量值)不同于由装置17根据当前攻角计算的一个重量值(第二重量值)时，根据本发明的设备1不施加所述减小的推力，其中，所述当前重量借助于该飞行器上的可用燃料确定，且此当前重量可用来确定前述减小的推力值。事实上，在进场期间(在此时所述控制系统SC优选是激活的)，根据攻角获得的重量值通常是精确的，因而由装置14或装置3确定的当前重量在此情况下可能有误差值，这导致由装置4计算的减小的推力值的误差值，以及由装置5确定的控制命令的误差值。

Claims

1.一种控制多发动机飞行器的推力的方法，在所述方法中：

c)确定至少一个发动机控制命令，该控制命令为，如果向所述飞行器的无故障的发动机应用此命令，则这些无故障的发动机传递基本上等于减小的推力值的推力；和

d)将在步骤c)中确定的所述控制命令应用到所述飞行器的无故障的发动机上，

其特征在于，为确定在所述步骤c)中使用的所述减小的推力值：

a)确定代表所述飞行器当前重量的参数，并从此参数中推算出所述当前重量；以及

b)作为减小的推力值而计算减小的推力值FOEI，所述推力值FOEI与当前重量成比例，且此计算借助于如下公式：

FOEI＝m·g·(γcons+1/f)

其中：

m·g是所述当前重量，m是质量，而g是重力加速度；

γcons是对应于定值倾斜度的倾斜度值；而

f是所述飞行器的升力和正面阻力之间的比。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述飞行器飞行期间，监视所述飞行器的发动机，以便能够检测所述发动机中的一个发动机的故障，并仅在检测到所述发动机中的一个发动机的故障时实施步骤a)和步骤d)。

3.根据权利要求1和2中任一项所述的方法，其特征在于，借助于如下公式计算所述倾斜度值γcons：

γcons＝γmin+Δγ

其中：

γmin是关于所述飞行器的规定最小倾斜度值；而

Δγ是预定的倾斜度值。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，其特征在于，在步骤a)中，通过如下方法确定所述飞行器的当前重量：将没有燃料的所述飞行器的重量和在所述飞行器上存在的燃料重量进行求和。

5.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，其特征在于，在进场阶段期间，还实施如下操作：

- 在步骤d)之前：

·通过如下方式确定所述飞行器的第一重量值，即，将没有燃料的所述飞行器的重量和在所述飞行器上存在的燃料重量进行求和；

·根据所述飞行器的当前攻角来确定第二重量值；

·将所述第一重量值和所述第二重量值进行相互比较；以及

- 在步骤d)中：

·如果所述第一重量值和所述第二重量值差一个余量地相等，则对那些没有发生故障的发动机应用所述控制命令，所述控制命令使得能够获得基本上等于在步骤b)中所计算的减小的推力值的推力；以及

·如果所述第一重量值和所述第二重量值不同，则对那些没有发生故障的发动机应用控制命令，所述控制命令使得能够获得恒定的预定推力。

6.一种控制多发动机飞行器的推力的设备，所述设备包括：

- 装置(5)，其用于确定至少一个发动机控制命令，所述控制命令是，如果向所述飞行器的无故障的发动机应用此命令，则这些发动机传递基本上等于减小的推力值的推力；和

- 装置(7)，其用于将这样确定的所述控制命令应用到所述飞行器的无故障的发动机，

其特征在于，所述设备还包括：

- 装置(3)，其用于确定代表所述飞行器的当前重量的参数以及用于推算所述当前重量；以及

- 装置(4)，其用于作为减小的推力值而计算减小的推力值FOEI，所述推力值FOEI与当前重量成比例，且此计算借助于如下公式：

FOEI＝m·g·(γcons+1/f)

其中：

m·g是所述当前重量，m是质量，而g是重力加速度；

γcons是对应于定值倾斜度的倾斜度值；而

f是所述飞行器的升力和正面阻力之间的比。

7.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括如权利要求6所述的设备(1)。