CN102803659B - 测量航空发动机内流动的燃气流压力的修正方法和装置 - Google Patents

Abstract

本发明的方法用来修正飞机飞行期间由发动机传感器提供的燃气流压力测量。所述方法包括：根据如下测量之间存在的差别，估算(步骤E50)影响传感器的偏移误差；发动机传感器提所供的燃气流压力的校准测量；以及，飞机传感器所提供的大气压力测量，所述飞机传感器的精度大于发动机传感器的精度；在发动机传感器和飞机传感器均受到相同周围环境大气压力时，进行所述这些测量；以及，从测量中减去所估算的偏移误差。

Description

测量航空发动机内流动的燃气流压力的修正方法和装置

技术领域

本发明涉及一般航空领域。本发明特别适用于(但并不限于)涡轮发动机，而且特别是涡轮喷气发动机。更具体地讲，本发明涉及到测量航空发动机的运行参数，诸如在发动机内流动的燃气流的压力。

背景技术

按照已知方式，航空发动机的控制和调节是基于飞机专用计算机提供的测量和稳定性和精度已知的传感器技术。这种情况特别适用于大气压力，写作P0，该压力数据由专门用于大气参数的计算机提供(称之为“大气数据计算机”)，例如，利用石英式或振筒式传感器，这些都具有长期精度。

为了简化起见，在下面的描述中，术语“飞机测量”用来表示飞机上这些专用计算机提供的压力测量。

大气压力的飞机测量由全权数字发动机控制(FADEC)装置特别用来控制飞机发动机推力。考虑到该参数的重要性，FADEC装置还有一个可使用的大气压力测量，该测量由另一个传感器进行，该传感器位于飞机发动机的计算机内。

该测量在下文中称之为“发动机测量”(与飞机测量不同)，在大气压力的飞机测量失去的情况下使用，目的是限制发动机的推力变化。因此，该测量必须非常准确，而且，在非常严酷的航空条例中，该测量是涉及最大推力变化的主要方面，最大推力变化是指在失去飞机测量情况下允许发生的变化。

为了符合这些条例要求，发动机制造商首先考虑的解决方案是采用具有良好性能的发动机传感器，即，接近于飞机传感器的性能。然而，这种传感器因为其精度而十分昂贵。

此外，发动机内的传感器会受到热机械环境的影响，这种环境要比飞机传感器所受环境更为严酷。结果，一般来讲，很难保证这种传感器的性能能够长期稳定使用。

为此，对于使用多年的发动机传感器来讲，普遍会出现相当大的偏移误差(又称之为“零点误差”或“偏移”)。尽管出现这种重大偏移误差，因为要求这种传感器始终符合现行的条例，所以这种传感器的精度在其还是新的时候必须非常大，从而确保精度尽可能长时期地处于其公差范围内。

发明内容

本发明的一个具体目的是提出一种测量发动机内流动的燃气流压力的的修正方法，所述发动机为正在推动飞机的发动机，从而解决上述缺陷，该测量在飞机飞行期间由发动机内的传感器来提供。根据本发明，该修正方法包括：

·在如下之间存在差别的基础上，估算影响传感器的偏移误差的估算步骤；

·发动机内传感器所提供的燃气流压力的校准测量；以及

·飞机传感器所提供的大气压力的测量，所述飞机传感器的测量精度要大于发动机内传感器的测量精度；

在发动机内传感器和飞机传感器受到相同周围大气压力的情况下，进行校准测量和大气压力测量；以及

·从燃气流压力测量中减去所估算偏移误差的减去步骤。

另外，本发明还相应地提供了一种可修正发动机内流动的燃气流压力测量的修正装置，所述发动机为正在推动飞机的发动机，所述测量在飞机飞行期间由发动机内传感器低通，所述装置包括：

·采集如下测量的装置；

·由发动机内传感器所提供的燃气流压力的校准测量；以及

·由飞机传感器所提供的大气压力测量，所述飞机传感器提供的测量精度要大于发动机内传感器的测量精度；

在发动机内传感器和飞机传感器受到相同周围环境大气压力的情况下，进行校准测量和大气压力测量；

·根据校准测量和大气压力测量之间存在的差别，估算影响发动机内传感器的偏移误差的装置；以及

·从燃气流压力测量中减去所估算的偏移误差的装置。

应该关注的是，在本发明说明中，术语“飞机传感器”的使用与术语“发动机中传感器”相反，意思是指传感器置于飞机上且在发动机外部。

为此，本发明提出了利用大气压力的飞机测量来对流过发动机燃气流压力的发动机测量进行修正。考虑到飞机上通常使用的传感器，这种飞机测量准确而稳定。

本发明所修正的当前发动机测量可涉及到在发动机不同位置处所测燃气流压力：例如，该压力可以是发动机入口处的大气压力，若为涡轮喷气发动机时，则是其风扇出口处燃气流的压力等等。特别是，本发明可以对用来调节推力或监测发动机的压力测量进行修正，每当所测压力提供的参数值范围大于还是等于大气压力值的范围。

为此，无需在发动机内安装非常精确和非常昂贵的传感器，因为本发明可很方便地补偿发动机传感器的精确偏差。本发明优选应用到主要由于偏移误差而导致精度不准的发动机传感器。

更具体地说，本发明提出通过测量发动机和飞机在预定工作状态时的大气压力，以及通过从发动机测量中减去零点误差估算值，来估算发动机传感器零点误差，从而修正发动机传感器的偏移情况。

此处应该注意的是，术语“偏移误差”或“零点误差”用来表示变量X本身的值为零时所发生的该变量X的测量误差。该偏移误差并不取决于所测变量值的大小。

为了估算偏移误差而选择的工作状态对应于发动机传感器和飞机传感器均受到相同周围大气压力的条件。显然，为了确保满足这种限制条件，可考虑传感器的安装高度差异，换句话说，所述发动机传感器和飞机传感器之间的高度差。

为此，且优选地，这些测量是在发动机停车时(即，在发动机起动前或发动机停机一定时间后的给定发动机计算机温度，目的是估算与温度滞后相关的误差)，以及当飞机在地面静止状态时，例如，在由涡轮喷气发动机推动的飞机中，即就在FADEC装置初始化之后。

在这种条件下，除了可能影响飞机传感器和发动机传感器的偏移误差之外，其它各种精度偏差，诸如校准误差、压力滞后、和/或温度滞后、传感器周围环境等，都会对飞机和发动机传感器所提供的测量产生有限的影响，或至少对飞机传感器所提供的测量和对发动机所提供的测量具有相同的影响。

换句话说，在这种条件下，发动机传感器所提供的流经发动机的燃气流所述压力值和飞机传感器所提供的大气压力值之间的差异在本发明中被认为主要是由于影响发动机传感器的偏移误差所致。因为飞机传感器与发动机传感器相比更精确、更稳定，所以，对其所具有的偏移误差可视为微不足道。

所以，通过从飞机飞行时发动机测量中减去该差别，便可获得有关燃气流压力的更为准确的测量，而且不论飞机和发动机的运行速度如何，都适用。

根据本发明，发动机制造商于是可以采用不昂贵的传感器，即使这些传感器会引起大量偏移误差，而且，这样，通过确保测量精度，从而可符合现行条例要求(即，在失去飞机测量的情况下，可允许的最大推力变化)。

此外，在飞机设备使用寿命期间的各个时间段，可估算偏移误差，目的是修正随着时间的推移发动机传感器可能出现的偏移。

在另一方面，本发明还提供一种包括本发明修正装置的涡轮发动机。

在具体实施例中，修正方法的各个步骤可通过计算机程序指令来确定。

为此，本发明还提供了有关数据媒体的计算机程序，所述程序适合在修正装置或更普遍的是在计算机内实施，所述程序包括适合上述修正方法实施步骤的各种指令。

本发明可以使用任何编程语言，并可以是源代码、目标码，或源代码和目标码之间的中间码形式，诸如采用部分编制形式，或任何其它可取形式。

本发明还提供了一种计算机可读数据媒体，包括上述计算机程序的指令。

数据媒体可以是任何能够存储程序的实体或装置。例如，媒体可以包括诸如只读存储器(ROM)的存储装置，例如，光盘ROM，或微电子电路ROM，或实际上就是一个磁记录装置，例如，软盘或硬盘。

此外，数据媒体可以是一种可传送的媒体，诸如可通过无线电或其它手段经由电缆或光缆来传输的电气或光学信号。特别是，本发明的程序可以从因特网类型的网络上下载。

或者，数据媒体可以是装有所述程序的集成电路，所述电路适合在执行所述方法时执行或使用。

在另一个方面，本发明还提供了可测量发动机内流动燃气流的压力的系统，所述发动机为正在推动飞机的发动机，所述测量系统包括：

·测量燃气流压力的第一传感器，所述第一传感器在发动机内；

·测量大气压力的第二传感器，所述第二传感器位于发动机外的飞机上，其测量精度大于第一传感器的测量精度；

·起动如下测量的装置：

·第一传感器进行的燃气流压力校准测量；以及

·第二传感器进行的大气压力测量；

在第一和第二传感器均受到相同周围环境大气压力的情况下；以及

·本发明的修正装置，适应于修正飞机飞行期间由第一传感器提供的当前压力测量和根据大气压力测量和校准测量之间存在的差异估算影响第一传感器的偏移误差。

下面参照附图给出的实施例进行介绍，本发明的其它特性和优点就会显现出来，本发明并不仅限于所述实施例，

附图说明

图1示出了本发明修正装置的具体实施例，所示为其所处周围环境；

图2示出了影响图1所示发动机传感器的偏移误差的示例；以及

图3A和3B为流程图，示出了本发明修正方法的主要步骤，所示为由图1所示装置实施的具体实施例。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的装置1的一个具体实施例，所示实施例为修正发动机压力测量M1，所示为该装置的周围环境。

在本示例中，测量M1为涡轮喷气发动机2高压压气机出口处静空气压力的测量，所述发动机正在推动飞机3。该测量在飞机飞行期间由安装在涡轮喷气发动机--例如涡轮喷气发动机外壳--上的传感器4提供。

然而，这些设想都不是限定性的。本发明可以修正涡轮喷气发动机任何其它部位流动的空气或任何其它气流的压力的测量：例如，涡轮喷气发动机入口、高压压气机入口、风扇出口、低压涡轮出口等等。

本发明还适用于飞机(和通常的飞机)其它类型的发动机，而且特别是其它涡轮发动机(例如，涡轮螺旋桨发动机)。

在这个示例中，传感器4是一种压敏电阻压力传感器，带有作为惠斯通电桥连接的应变计，这种传感器为所属领域技术人员所熟知。可以假设传感器4主要因存在偏移误差而出现精度不准。

按照已知方式，飞机3还装有适合测量飞机和涡轮喷气发动机2运行参数的各种传感器，诸如，特别是，大气压力P0。这些传感器位于涡轮喷气发动机的外部。人们知道，这些传感器随着时间的推移仍能保持精确和稳定(无偏移，或几乎无偏移)。

为此，特别是，飞机3带有所属领域技术人员所熟知的石英压力传感器5，位于驾驶舱内。显然，传感器5可以设想安装在其它位置。

传感器5的测量精度要大于传感器4的精度，一般大约为1毫巴或几个百帕(hPa)。

在该示例中，传感器5的精度之所以较高还在于，压力传感器5所测量的大气压力P0是在包括传感器4所测量压力值PS3的范围内。例如，在安装涡轮喷气发动机的飞机飞行期间，通常，大气压力P0和涡轮喷气发动机高压压气机出口处压力PS3之间的系数为30到40。

压力传感器5在本发明中为飞机传感器。其适用于将大气压力P0的飞机测量M2送至飞机的FADEC(图1中未示)，特别是，可以使得涡轮喷气发动机2得以调节和控制。

应该注意的是，每个传感器4和5都与各自采集系统(图1中未示)相连，采集系统特别包括了模拟数字转换器，用来将传感器4或5采集的测量结果以数字形式提供。构成采集系统的各个部分和工作原理为所属领域技术人员所熟知，在此不再详细赘述。

为此，根据本发明，传感器4和5分别提供的测量M1和M2系指传感器采集系统中模拟数字转换器的数字输出。

为了简化起见，在下面的介绍中，涡轮喷气发动机2内的传感器4称之为“发动机传感器4”，而飞机传感器5则仍称作“飞机传感器5”。

应该注意的是，本发明还应用于除上述传感器之外的其它类型的传感器。成本较低的其它传感器，甚至偏移误差很大的传感器，都可以用作发动机传感器，而随着时间的推移仍具有良好精度和稳定性的其它传感器则可以预期用作飞机传感器5。例如，在一种实施方式中，传感器4和5可以为振筒式传感器。

在所述实施例中，修正装置1集成在FADEC内，具有计算机的硬件体系结构。

该修正装置具体包括处理器10、只读存储器(ROM)11、随机存取存储器(RAM)12、非易失性存储器13，以及与发动机传感器4和飞机传感器5通信的通信装置14。

特别是，这些通信装置都是由传统的数字数据总线构成。

只读存储器(ROM)11是一种修正装置处理器10可读取的记录媒体，其上记录了计算机程序S，包括执行本发明修正方法各个步骤的指令，如下面将要介绍的图3A和图3B所示。

如上所述，根据本发明，在飞行期间，传感器4所提供的测量M1通过影响该传感器偏移误差的估算值来进行修正。

图2示出了影响传感器4的偏移误差。

在该附图中，曲线CRef表示传感器4所提供的压力测量M1Ref(PS3)等于涡轮喷气发动机2高压压气机出口处空气的真实压力PS3的参考曲线。换句话说，如果传感器4未受到任何故障，特别是任何偏移误差影响时，曲线CRef所示为该传感器4所提供的压力测量。

曲线C示出了传感器4随压力PSC变化而实际提供的压力测量M1(PS3)。

在所述示例中，可以看出，曲线CRef和C是平行的。更确切地说，对于高压压气机出口处的压力PS3的每个值来讲，适用如下关系：

M1(PS3)＝M1Ref(PS3)+ε

式中，ε是真实数字，表示影响传感器4的偏移误差。

为了简化起见，图2未示出可能会影响传感器4所提供压力测量的其它精度偏差原因，诸如：校准误差、压力和/或温度滞后；以及传感器4的周围环境。为此，已知偏移误差ε未考虑这些其它的可能的误差。

偏移误差ε不受所测压力PS3的支配。在图2所给示例中，该误差是正的。然而，偏移误差同样有可能是负的。

为了按照本发明估算该偏移误差，两个测量分别写作M1Cal(PS3)和M2(P0)，这些测量由发动机传感器4和飞机传感器5在特别时刻采集，这些特别时刻代表了涡轮喷气发动机2和飞机3的特定工作状态。

这些特定的工作状态对应于发动机传感器4和飞机传感器5受到相同周围大气压力P0的条件，忽略不计传感器的安装高度差别。

为此，在这种条件下，且在无偏移误差时，发动机传感器4应该提供与飞机传感器5提供的大气压力测量P0相同或近乎相同的压力测量PS3，该测量假设为非常准确，大体上等于M1Ref(PS3)。因为飞机传感器比发动机传感器更精确且更稳定，所以被认为其呈现的偏移误差微乎其微。

应该注意的是，图2中未示出影响传感器4提供压力测量的其它精度偏差来源，这种假设对本发明所进行的修正的影响甚微。如上所述，有利的是，本发明提出了利用涡轮喷气发动机2和飞机3的特定工作状态，在这种工作状态下，这些误差对飞机测量和发动机测量的影响被认为较小，或者，至少可以认为，飞机测量和发动机测量的这些误差之间存在的差别至少被降到最小。

因为传感器4呈现偏移误差，其给出的测量M1Cal(PS3)是这样的：

M1Cal(PS3)＝M2(P0)+ε

换句话说，

ε＝M1Cal(PS3)-M2(P0)

所以，在本发明中，有利的是，影响传感器4的偏移误差只要根据测量M1Cal(PS3)和M2(P0)便可直接估算得出。

下面，参照附图3A和3B，更详细地介绍本发明修正方法的主要步骤，用来实施图1所示修正装置1的具体方法。这些步骤可方便地依靠上述原则。

 本发明修正方法的实施分为两个明显的阶段：第一阶段涉及到校准，在校准期间，影响传感器4的偏移误差得以估算(图3A)，然后是第二阶段涉及到修正，在修正期间，传感器4提供的测量通过采用这种方法估算的偏移误差而得以修正(图3B)。

如上所述，根据本发明估算偏移误差时，要求发动机传感器4和飞机传感器5受到相同周围大气压力P0。只有当这些条件满足时，才可以使用分别由传感器4和传感器5提供的测量，从而估算偏移误差。

因此，参照图3A，在飞机3起动(步骤E10)后，处理器10开始确定上述估算偏移误差ε的条件是否得到满足(步骤E20)。

根据已知方式，当首先涡轮喷气发动机2停止(即，当其不再转动时)，其次，当飞机3在地面处于静止状态时，发动机传感器4和飞机传感器5均受到相同的周围大气压力(传感器之间的高度差忽略不计)：那么，估算偏移误差的条件有效。

具体是，这两个限制条件在FADEC初始化阶段结束时(在飞机3启动指令执行后发生)，在FADEC发出起动程序给涡轮喷气发动机使其转动之前得到满足。

在该初始化阶段期间，FADEC(以及进而是集成在FADEC内的修正装置)由飞机3电网供电，但是，涡轮喷气发动机的起动发电机尚未接通。因此，涡轮喷气发动机2还未转动，在本发明中仍被视为停止状态。

而后，在该初始化阶段结束时，FADEC的发动机控制装置(ECU)向涡轮喷气发动机起动发电机的控制器发出起动程序，以便使其激励器接通到起动器方式。起动发电机而后接通。

而后，发动机控制装置(ECU)控制涡轮喷气发动机的各个附件直到其正常起动，即，直到其已经加快旋转。发动机控制装置(ECU)的电源和更普遍称之为FADEC的电源而后由涡轮喷气发动机本身提供。

为此，在目前所述实施例中，即压力PS3的发动机测量在利用压力P0的飞机测量下予以修正时，估算偏移误差的条件可被视为已经满足，直到检测到FADEC初始化阶段结束而且在向涡轮喷气发动机发送起动程序之前。在任何情况下，都应确保涡轮喷气发动机还未旋转。

当涉及到除压力PS3之外的其它压力时，也可考虑类似的限制条件，只要其它这些压力不同于大气压力P0。

相反，当试图采用该大气压力的飞机测量来修正大气压力的发动机测量时，在除涡轮喷气发动机停机和飞机在地面静止状态时之外的情况下，要求发动机传感器和飞机传感器受到相同大气压力的限制条件可以满足。在飞机飞行期间，这种限制条件也可以得到满足。

如果处理器10确定估算偏移误差ε的条件未满足，修正方法则停止(步骤E30)。

相反，如果处理器确定估算偏移误差ε的条件得到满足，那么，就可获取发动机传感器4和飞机传感器5所提供的测量(步骤E40)。

这些测量首先由发动机传感器4提供的压力PS3的“校准”测量M1Cal(PS3)，其次由飞机传感器5提供的大气压力P0的测量M2(P0)来构成。

应该注意的是，在目前介绍的实施例中，在处理器10发现估算偏移误差的条件得到满足时，处理器10只是重新获得了传感器4和5提供的测量。在另一种实施方式中，一旦发现估算偏移误差的条件得到满足时，处理器10可以主动地启动这些测量。

而后，处理器10通过计算测量M1Cal(PS3)和M2(P0)之间存在的差别，使用所述两个测量来评估影响传感器4的偏移误差ε(步骤E50)：

ε＝M1Cal(PS3)-M2(P0)

采用这种方法估算的偏移误差而后存入修正装置的非易失性存储器13。

在该示例中，偏移误差在实际起动涡轮喷气发动机2之前进行评估。然而，在另一种实施方式中，只要传感器4和传感器5均受到相同周围环境压力时获得了测量M1Cal(PS3)和M2(P0)，随后就可以接着进行估算。

步骤E50为校准阶段的结束。该校准阶段可以在飞机3每次飞行开始时实施，或相隔较长时间后，例如，每年一次，因为随着时间的推移传感器的偏移误差变化会很缓慢。

非易失性存储器13中存储偏移误差可以使修正装置1很容易访问最新的偏移误差估算值，从而在飞机3随后飞行期间对发动机传感器4所提供的测量进行修正。

参照图3B，涡轮喷气发动机一经起动，修正阶段(步骤F10)便开始了，在这个阶段，对传感器4的测量进行修正。

修正装置1处理器1获取传感器4提供的压力PS3的每个测量M1(PS3)(步骤F20)。

然后，从该测量中去除从非易失性存储器13提取的偏移误差ε(步骤F30)，目的是获得修正后的测量M1Corr(PS3)。

M1Corr(PS3)＝M1(PS3)-ε

采用这种方式修正的测量M1Corr(PS3)构成了压力PS3的精确测量，无任何偏移误差。为此，本发明可以使用成本较低的发动机传感器，同时又符合现行条例有关这种传感器测量精度的要求。

值得注意的是，在此处所述示例中，大气压力测量P0用来修正压力PS3的测量。然而，这种假设是不受限制的，在涡轮喷气发动机内流动的燃气流的其它压力测量也可得到修正。特别是，本发明还可以利用相同大气压力的飞机测量来对大气压力P0的发动机测量进行修正。

Claims (5)

1.一种测量在发动机(2)内流动的燃气流压力(M1)的修正方法，所述发动机正在推动飞机(3)，所述测量在飞机飞行期间由发动机内传感器(4)提供，所述修正方法包括：

根据如下两种测量之间存在的差别，估算影响传感器的偏移误差(ε)的估算步骤(E50)；

发动机(2)内传感器(4)提供的燃气流压力的校准测量；以及

飞机(3)传感器(5)提供的大气压力的测量，所述飞机传感器的测量精度大于发动机内传感器的测量精度；

所述校准测量和大气压力测量是在发动机传感器和飞机传感器受到相同周围环境大气压力的条件下进行的；以及

从燃气流压力测量中减去所估算偏移误差的减去步骤(F30)。

2.根据权利要求1所述的修正方法，其特征在于，进行校准测量和大气压力测量的条件与发动机(2)停机和飞机(3)处于地面静止状态一致。

3.一种修正发动机内流动的燃气流压力测量(M1)的修正装置(1)，所述发动机正在推动飞机，所述测量是在飞机(3)飞行期间由发动机(2)传感器(4)提供的，所述装置包括：

获取如下测量的装置：

发动机传感器(4)提供的燃气流压力的校准测量；以及

飞机传感器(5)提供的大气压力测量，所述飞机传感器的测量精度大于发动机传感器的测量精度；

所述校准测量和大气压力测量是在发动机传感器和飞机传感器受到相同周围环境大气压力的条件下进行的；

根据校准测量和大气压力测量之间存在的差别，估算影响发动机传感器的偏移误差的装置；以及

从燃气流压力测量中减去所估算偏移误差的装置。

4.一种涡轮机(2)，包括了根据权利要求3所述的装置(1)。

5.一种测量发动机内流动燃气流压力的系统，所述发动机正在推动飞机(3)，所述系统包括：

测量燃气流压力的第一传感器(4)，所述第一传感器在发动机内；

测量大气压力的第二传感器(5)，所述第二传感器在发动机外的飞机上，该传感器提供的测量精度大于第一传感器的测量精度，

起动如下测量的装置：

第一传感器对燃气流压力的校准测量；以及

第二传感器进行的大气压力测量；

在第一和第二传感器均受到相同周围大气压力的情况下；以及

根据权利要求3所述的修正装置(1)，适合对在飞机飞行期间由第一传感器提供当前压力测量进行修正和根据大气压力测量和校准测量之间存在的差异对影响第一传感器的偏移误差进行估算。