CN101808900B - 在fadec和航空电子组件之间分配的结构 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及用于装有发动机的飞行器的装置，该装置包括位于所述飞行器中的至少一个航空电子组件、位于所述飞行器中的至少一个发动机接口和位于所述飞行器的发动机中或其附近的至少一个发动机控制器。按照本发明的装置，所述至少一个发动机接口适合于在所述至少一个航空电子组件和所述至少一个发动机控制器之间交换数据。所述至少一个发动机接口是标准接口而且适合于与可以装在所述飞行器上的不同类型发动机控制器进行联络。所述至少一个发动机控制器专用于一种类型的发动机。
Description
技术领域
本发明涉及航空电子系统，更具体涉及一种结构，按照该结构，将FADEC的功能在FADEC本身和航空电子组件之间进行分配。
背景技术
当前搭载的电子设备和航空电子系统越来越复杂，性能越来越好，集成了众多的先进功能，并且增多了系统之间的相互连接。
这些搭载的航空电子系统是高度集成的，该系统基于硬件、软件和共享的联络网络，使不断的技术进展的节奏加强并复杂化，为飞机制造者开拓了崭新的前景。但是，这些新技术、新概念和新航空电子系统的降临导致了教育和开发的滞后，而且导致很高的开发、集成和维护成本。
特别是，可以从被称为FADEC(古英语术语FullAuthorityDigitalEngineControl(充分授权数字发动机控制)的首字母的缩写)的发动机控制系统区分航空电子系统。这样的系统——尽管具有不同的功能，且一般由不同公司开发——通过复杂的联络机构而相连接，该复杂的联络机构特别用于对发动机进行控制和监测。
FADEC与每一台发动机相连。它经常位于喷气发动机的送风室中。它一般包括用于形成功能冗余的两个信道。FADEC集成有由信道控制的电子模块、与此模块有关的程序、传感器和必需的布线。
图1说明包括两台发动机和航空电子组件的飞行器FADEC之间的连接100的实例。在此，此连接是由联络网络构成的。两个FADEC105-1和105-2，每一个都包括两个使用的信道A和B。FADEC105-1是与第一台发动机相连的FADEC，而FADEC105-2是与第二台发动机相连的FADEC。在此用这些FEDEC交换数据的航空电子组件的整体的编号是110。
一般在飞行器上能够安装多种类型的发动机，要按照例如航空公司的需要来决定选择。此时需要采用具有可以使用的不同发动机控制系统的航空电子系统，或设计适合于多种类型发动机控制系统的航空电子系统。也需要设计用于每一个新型发动机的发动机控制系统。
发明内容
本发明能够至少解决前面曝露的问题之一，特别是使FADEC和航空电子组件之间的接口简化，降低FADEC的研发成本和缩短研发的滞后，改善电子系统的成熟度，使对飞行器不同机械化所用的某些FADEC标准化，增大在飞行员和机械师之间在设计周期的独立性。
因此，本发明的目的在于一种用于装有发动机的飞行器的装置，该装置包括位于所述飞行器中的至少一个航空电子组件和位于所述飞行器的发动机当中或附近的至少一个发动机控制器，此装置还包括位于所述飞行器中的至少一个发动机接口，所述至少一个发动机接口适合于在所述至少一个航空电子组件和所述至少一个发动机控制器之间交换数据，所述至少一个发动机接口是标准接口而且适合于与可以装在所述飞行器上的不同类型发动机控制器进行联络，所述至少一个发动机控制器专用于一种类型的发动机。
如此，按照本发明的装置，能够限制在飞行员和机械师之间的制约，以特别优化开发和维护的时间和成本。
按照一个特定的实施方式，所述至少一个发动机接口包括对在所述至少一个航空电子组件和所述至少一个发动机控制器之间交换的所述数据进行选择和确认(valider)的机构，用以集中在所述至少一个航空电子组件和所述至少一个发动机控制器之间的数据传送功能。
总是按照一个特定的实施方式，所述至少一个发动机接口包括用于确认在所述至少一个航空电子组件和所述至少一个发动机控制器之间交换的所述数据的至少某些数据的机构，用以集中在所述至少一个航空电子组件和所述至少一个发动机控制器之间进行数据确认的功能。
按照一个特定的实施方式，所述至少一个发动机接口至少部分地安装在LUR型计算机和/或在IMA型模块式航空电子计算机中。
所述至少一个发动机接口优选包括至少两个能够保证临界功能冗余的信道，以增大飞行器可靠性。同样，所述至少一个发动机控制器优选包括至少两个冗余信道，以增大飞行器的可靠性。
按照一个特定的实施方式，所述飞行器包括至少两个发动机、至少一个发动机接口和至少一个发动机控制器，所述至少一个发动机接口和所述至少一个发动机控制器分别与所述至少两个发动机中的每一个相连，所述飞行器还包括对由与所述至少两个发动机中的每一个相连的至少一个发动机接口和至少一个发动机控制器形成的系统的每一个中的交换数据进行分离的机构。
总是按照一个特定的实施方式，该装置还包括在所述飞行器的至少一个操控单元和至少一个发动机控制器之间进行直接连接以增大该飞行器的可靠性的机构。
附图说明
通过作为非限制性实例的以下详细说明，并参考附图，本发明的其它优点、目的和特征都将显现出来，在附图中：
-图1示意性地表示在飞行器的推进控制系统和其它航空电子系统之间的标准接口的实例；
-图2示意性地表示按照本发明的在包括两个发动机的飞行器的推进控制系统和该飞行器的其它航空电子系统之间的接口的实例；
-图3示出适合于实施本发明的物理结构的第一实例；
-图4表示适合于实施本发明的结构的第二实例，在其中，在气体操控装置和发动机控制单元之间建立了直接的联系。
具体实施方式
按照本发明的方法，能够在航空电子组件和FADEC之间分配传统上在FADEC中实施的功能，以使FADEC及其软件简化。此方法能够集中在FADEC和航空电子组件之间的航空电子数据的交换。
特别是，本发明的目的是将供电功能、航空电子数据传输功能转移到FADEC，而将与发动机有关的数据传输功能转移到航空电子组件，以及将与推力换向有关的功能从FADEC向航空电子组件转移。
FADEC主要由如下的两个元件组成，
-发动机控制单元，也称为ECU(古英语术语EngineControlUnit的首字母的缩写)，或者发动机电子控制器，也称为EEC(古英语术语ElectronicEngineControl的首字母的缩写)。在下面的描述中，此元件一般被称为发动机控制器；以及
-输入/输出联接装置，其特别包括联接器、电源、与致动器的接口和与传感器的接口。
每一个FADEC的功能主要如下，
-发动机的点火、起动和停止；
-推力控制；
-FADEC的输出控制；
-推力换向装置的控制；
-推力机能障碍的检测；
-预加热控制；
-发动机舱的防结冰控制；
-液压泵的降压控制；
-误差的检测、隔离、管理和显示；
-振动的平衡；
-FADEC的输入控制；
-FADEC的软件识别；以及
-FADEC的预程序设计。
按照本发明，现有技术的FADEC的功能被分成两个子系统，这两个子系统如下，
-发动机接口单元，也称为EIU(古英语术语EngineInterfaceUnit的首字母的缩写)，位于飞行器中，其功能是获得不同的源数据。发动机接口单元对于能够安装在飞行器上的不同类型的发动机是标准的。发动机接口单元包括发动机集成功能，也称为EIF(古英语术语EngineIntegrationFunction的首字母的缩写)，如数据的冗余和数据的可靠性的确认。
-发动机控制器，位于发动机中，其功能是对发动机进行控制和监测。发动机控制器对每个发动机都是专用的。
来源于航空电子组件的所有必需的数据会聚到发动机接口单元，然后传送到发动机控制器。同样，来源于FADEC的某些数据会聚到发动机接口单元，然后被传送到航空电子组件中。
发动机接口单元和发动机控制器的功能可以在一个或几个计算机中执行。
按照一个特定的实施方式，可以进行专门的开发以在LRU(古英语术语LineReplaceableUnit(可线互换单元)的首字母的缩写)型计算机中执行这些功能。
另外，按照另一个实施方式，可以在模块式航空电子计算机——-例如在IMA(古英语术语IntegratedModularAvionics(集成模块航空电子)的首字母的缩写)型——中，在一种或几种CPIOM(古英语术语CoreProcessingInput/OutputModule(核处理输入/输出模块)的首字母的缩写)型模块中执行这些功能。
按照另一个实施方式，这些功能的一部分在LRU型计算机中执行，而另一部分在IMA型模块式航空电子计算机中执行。
下面的表格表示可能的不同执行的综合，
| 发动机接口的功能 | 发动机的特殊功能 | |
| 现有技术(仅一个LRU) | 在发动机中的LRU | 在发动机中的LRU |
| LRU(两个不同的LRU) | 在飞行器中的LRU | 在发动机中的LRU |
| LRU(两个不同的LRU) | 在飞行器中的LRU | 在飞行器中的LRU |
| LRU和IMA | 在飞行器中的IMA | 在发动机中的LRU |
| LRU和IMA | 在飞行器中的IMA | 在飞行器中的LRU |
| IMA(单个) | 在飞行器中的IMA | 在飞行器中的IMA |
图2示出按照本发明的在包括两个发动机的飞行器的FADEC和航空电子组件之间的物理联接的实例。如在图1中给出的实例中，连接200是由联络网络实现的。同样，使用每个都包括两个信道(canal)A和B的两个FADEC205-1和205-2，FADEC与每个发动机相连。与FADEC交换数据的航空电子组件组标号是210。标号215表示发动机接口单元，在FADEC和航空电子组件之间交换的数据由此单元通过。在此通常要注意到，并非所有的数据都仅由该发动机接口单元通过。实际上，在某些航空电子组件和FADEC之间有着专门直接联络的需要，特别是在例如发动机接口单元或使用的联络网络例如AFDX(古英语术语AvionicsFullDuplexSwitchedEthernet(航空电子全双工切换以太网)的首字母的缩写)网络失效的情况下安全原因的需要。
图1和图2的比较示出在FADEC和航空电子组件的连接性方面由本发明所获得的好处，特别是简化了在航空电子组件和FADEC之间所必需的布线。
为了实施本发明而使用的FADEC，需要减少开发和维护的时间，并且因此，FADEC的使用就降低了开发和维护的成本。实际上，飞机制造者能够自己开发、测试和配置发动机接口单元，这使得能够限制飞机制造者和机修工之间的交流，因此减少开发和维护的滞后和成本。此外，不管安装在飞行器上的发动机是什么类型，对于该飞行器只有一种类型的发动机接口单元是必需的。发动机接口单元的开发和维护独立于发动机控制器的开发和维护。
按照一个特定的实施方式，使用发动机接口单元作为FADEC和航空电子系统之间的主接口。一方面，该发动机接口单元获得、选择并合并来源于航空电子系统的众多数据，并在确认之后以合成的形式传送必要的数据。另一方面，该发动机接口单元合并来源于一个或多个发动机控制器的数据并将其传送到航空电子组件中，而FADEC并不与这些航空电子组件直接接口。此外，发动机接口单元独立于FADEC对航空电子组件进行监测。
按照一个特定的实施方式，发动机接口单元的功能在IMA型模块式航空电子计算机中，在现有的CPIOM模块(在此每台发动机使用两个CPIOM模块)中执行。每个发动机控制器由一对CPIOM模块管理，两个模块中的每一个都执行同一个应用软件，即两个模块中的每一个都实施发动机接口单元的功能，并且传送同样的带有来源于航空电子系统的经确认的数据的周期性信息。如此，此解决方案基于镜像应用的概念。
此实施方式特别提供如下的优点，
-发动机的分离：两对CPIOM模块不交换数据。因此，由于AFDX型网络的分离能力而使发动机必须分离；
-CPIOM模块中之一的故障管理：在CPIOM模块中一块发生故障的情况下，FADEC的两个冗余信道接收剩下的CPIOM模块的数据；
-发动机控制器的故障管理：发动机控制器的结构与在现有技术中使用的结构是相似的，即具有双信道的结构，对发动机控制器的故障管理不由本发明进行；
-IMA的故障管理：AFDX网络的损失被认为是唯一的故障，与一对CPIOM模块的全部故障相类似。因此，全部的安全功能都有利地基于使用发动机控制器和飞行器之间专用布线的交换方案。此发动机控制器包括例如直接通往气体控制的通道；
-安全数据的集成的控制：如果安全分析要求进行数据集成，可以由发动机控制器进行安全数据的双重控制。发动机控制器是基于双信道式结构的DAL-A(古英语术语DevelopmentAssuranceLevel(开发安全水平)，相当于最高的需求水平)，也是符合必要安全需求下尽可能简单的。此外，通过使用一应用程序来检测并在必要时校正通过网络的数据的损毁，以使在发动机接口单元和发动机控制器之间传送的数据安全，该应用程序使用“求校验和”(古英语术语checksum)型校正码；以及
-用于区分发动机的特征的发动机构型的软件程序：无论在飞行器上安装的发动机是什么类型，发动机接口单元的大部分功能是一样的。但是，发动机控制器可以为发动机接口单元指示所用发动机的类型，以使得能够促进在该发动机接口单元的内部的特定操作。
图3示出适合于实施本发明的物理结构的第一实施例。如所示的，航空电子系统300与AFDX网络305相连接，该AFDX网络还连接着包括信道A和B的发动机接口单元310-1以及包括信道A和B的发动机控制器315-1。发动机控制器315-1与发动机320相连。
如前所示，在发动机控制器315-1和航空电子系统300之间交换的数据，传送穿过发动机接口单元310-1。
图4表示适合于实施本发明的软件结构的实例，其中在包括两个发动机的飞行器中的气体操控装置和发动机控制器之间建立直接联接。如所示的，对于两个发动机300-1和300-2中的每一个，发动机的控制和管理是完全独立的。在与每一个发动机相连的系统之间存在物理分离。当然，AFDX型的同样连接被使用，并与每一个发动机相连的系统相连接，已示出这种连接保证数据的分离。
包括信道A和B的发动机控制器305-1与发动机300-1相连。发动机控制器305-1的每一个信道A和B连接发动机接口单元310-1的每一个信道。如此，发动机控制器305-1的信道A与发动机接口单元310-1的信道A和发动机接口单元310-1的信道B相连接。同样，发动机控制器305-1的信道B与发动机接口单元310-1的信道A和发动机接口310-1的信道B相连接。两个发动机接口单元的信道A和B也都连接航空电子系统(图中未显示)。
此外，在气体控制器315和发动机控制器305-1的每一个信道A和B之间建立了直接连接。此直接连接使得能够在发动机接口单元310-1的两个信道和/或在发动机接口单元310-1和发动机控制器305-1的信道之间建立的连接发生故障的情况下对气体进行控制。
如所示的，发动机300-1中由附图标记描述的结构与和发动机300-2相连的结构是类似的。
当然，供电系统没有示出，优选遵守每一个发动机的电源的物理分离。
按照一个特定的实施方式，发动机接口单元负责将来源于航空电子系统的如下数据传送到发动机控制器。
-与外界空气连接的数据，特别是来源于航空电子系统的三个不同来源的选择的、合并的和确认的静压力、总压力和温度；
-合并的并考虑到气体操控系统的气体操控装置的位置；
-必要时确认的与发动机连接的驾驶舱的操控转换器的位置；
-启动数据(来源于驾驶舱的确认的位置，启动的指令被传送到发动机，例如在湿排气或干排气的同时自动或手动启动)；
-飞行状态，特别是由着陆起落架系统(lessystèmedetrainsd’atterrissage)确定的飞行状态；
-低速靠近(古英语术语approachidle)的显示；
-气体恢复的或起飞的信息；以及
-空气取样的状态。
当然，也可以传送其它的数据，例如电源的管理方式的数据。
总是按照一个特定的实施方式，将以下数据从发动机控制器传送到发动机接口单元，该发动机接口单元负责传送到具有需求的航空电子组件中。
-指示发动机停止或未停止的发动机状态的信息；
-发动机启动的显示；
-操控在起飞阶段禁止防结冰；
-燃料泄漏的显示(通过对每一台发动机的碳氢燃料流和使用的碳氢燃料进行比较在碳氢燃料流的测量装置和燃烧室之间检测的燃料泄漏)；
-液压泵的降压的操控(飞行中的发动机的重新启动)，以及
-用于使用来源于发动机的数据的航空电子组件监测的显示。
有利地，与推力变换器有关的数据——特别是推力变换器的位置，也被从发动机控制器传送到发动机接口单元中，该发动机接口单元负责将与推力变换器有关的数据传送到具有需求的航空电子组件中。
当然，为了满足特定的需要，在本发明的领域中的专业人员将能够应用前面描述中的改进。
Claims (8)
1.用于装有发动机的飞行器的装置，所述装置包括位于所述飞行器中的至少一个航空电子组件和位于所述飞行器的发动机中或其附近的至少一个发动机控制器，
此装置的特征在于，所述装置还包括位于所述飞行器中的至少一个发动机接口，所述至少一个发动机接口用于获得不同的源数据和确认数据的可靠性，所述至少一个发动机接口适合于获得、选择并合并来源于航空电子系统的众多数据，并在确认之后以合成的形式传送必要的数据，所述至少一个发动机接口适合于合并来源于所述至少一个发动机控制器的数据并将其传送到所述至少一个航空电子组件中，所述至少一个发动机接口独立于所述至少一个发动机控制器对所述至少一个航空电子组件进行监测，
所述至少一个发动机接口适合于在所述至少一个航空电子组件和所述至少一个发动机控制器之间交换数据，所述至少一个发动机接口是标准的并且适合于与能安装在所述飞行器上的不同类型的发动机控制器进行联络，所述至少一个发动机控制器专用于一种类型的发动机，
其特征还在于，所述至少一个发动机接口包括至少两个冗余信道。
2.按照权利要求1所述的装置，其特征在于，所述至少一个发动机接口包括用于选择在所述至少一个航空电子组件和所述至少一个发动机控制器之间交换的所述数据的机构。
3.按照权利要求2所述的装置，其特征在于，所述至少一个发动机接口包括用于确认在所述至少一个航空电子组件和所述至少一个发动机控制器之间交换的所述数据的至少某些数据的机构。
4.按照前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述至少一个发动机接口至少部分地安装在LRU型计算机中。
5.按照前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述至少一个发动机接口至少部分地安装在IMA型的模块式航空电子计算机中。
6.按照前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述至少一个发动机控制器包括至少两个冗余信道。
7.按照前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述飞行器包括至少两个发动机、至少一个发动机接口和至少一个发动机控制器，所述至少一个发动机接口和所述至少一个发动机控制器分别与所述至少两个发动机中的每一个相连，
并且，所述装置还包括对由与所述至少两个发动机中的每一个相连的至少一个发动机接口和至少一个发动机控制器形成的系统的每一个中的交换数据进行分离的机构。
8.按照前述权利要求中任一项所述的装置，其特征在于，所述装置还包括在所述飞行器的至少一个操控单元和至少一个发动机控制器之间的直接连接机构。
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