CN103502096B - 一种用于限制运行在推力不对称的情况下的多发动机飞机的发动机产生的推力的系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于限制运行在推力不对称的情况下的多发动机飞机的发动机产生的推力的系统和方法。用于多发动机飞行器的飞行控制和发动机控制功能模块，其在另一个发动机上的推力丢失的情况下，自动地将运行中的发动机上的最大推力控制到比标称推力限制调度方案低的值。运行的发动机上的最大发动机推力被控制(限制)，使得可以在比原本情况低的空速下控制产生的推力不对称。发动机输出最小控制速度的降低可以减小原本由发动机输出最小控制速度引起的对着陆速度的限制。

Description

一种用于限制运行在推力不对称的情况下的多发动机飞机的发动机产生的推力的系统和方法

技术领域

本发明总体涉及改进对经历发动机推力不对称的多发动机飞行器的自动控制。

背景技术

大型飞机具有很宽范围的运行载重。发动机的尺寸被设计为在较大载重下实现期望的性能。这使飞机在较轻运行载重下具有比在该载重下实现期望的性能所需的动力多得多的动力。

着陆速度被设置为大于机翼升力限制速度或者发动机输出最小控制速度。升力限制速度被要求比失速速度至少大于23％，因此，其直接是飞机载重的函数。具有很小有效负载和燃料的大型飞机可以以比具有较大有效负载的同一飞机低得多的速度着陆。发动机输出最小控制速度被确定为空速，在空速下，可以通过运行中的发动机上的全推力、满舵偏转和不超过5度的倾斜角来控制发动机故障。该速度并不强烈依赖于载重，而是强烈依赖于最大发动机推力。

在一些飞机中，高推力发动机、飞机上可用的空气动力方向控制动力和着陆时的轻载重的结合可以使着陆速度由全推力最小控制速度而不是机翼的升力限制来限制。

减小该最小控制速度限制允许此类飞机在其在轻负载下运行时以较低的速度着陆。这样做的益处是着陆距离更短、着陆前或着陆后的浮动趋势较小、刹车磨损较少、接近噪音降低和着陆俯仰姿态改进。

现有的解决方案包括增加着陆速度、增大垂直尾翼和方向舵以及减小所有的着陆和巡航状态的发动机推力。

增大垂直尾翼和方向舵的缺点是载重和阻力较大。

具有复杂控制系统的发动机可以实现针对不同飞行阶段的单独的发动机推力限制调度方案。因此巡航推力可以被设置为低于起飞、爬升或最大连续推力所使用的推力水平。减小用于着陆和巡航的发动机推力限制调度方案可以用于减小或消除由发动机输出控制要求所带来的着陆速度限制，而不影响其它飞行阶段的飞机性能。然而，这些调度方案在整个运行速度范围上缩减(scale down)推力。缩减推力以针对期望的轻负载着陆速度实现期望的发动机输出控制速度，这也将意味着对于重负载的状况推力较低，在重负载的状况下，爬升性能要求可能指示这是不可接受的。

需要一种消除解决现有方法中的缺点的解决方案。

发明内容

在此所公开的是用于多发动机飞行器的飞行控制和发动机控制功能模块(function)，其在另一个发动机上的推力丢失的情况下，自动地将运行的发动机上的最大推力控制到低于标称推力限制调度方案的值。

在发动机失效的情况下，控制多发动机飞行器上的推力不对称的幅度，使得该不对称将不大于空气动力控制在空速范围内能够控制的幅度，使得可以减小用于控制推力不对称的最小空速。特别地，运行中的发动机的最大发动机推力被控制(限制)，使得可以在比原本情况低的空速下控制产生的推力不对称。发动机输出最小控制速度的降低可以消除原本由发动机输出最小控制速度引起的对着陆速度的限制。

根据在此公开的实施例，在推力不对称的情况下控制发动机推力，以减小控制推力不对称所需的空速。这是通过定义小于发动机正常运行能力的减小的推力限制调度方案来完成的(即减小的推力限制调度方案将运行中的发动机上的最大推力控制到比标称推力限制调度方案低的值)。

根据优选实施例的减小的推力限制调度方案是空速、检测到的推力不对称、飞行阶段和飞机状况(比如襟翼角和飞机载重)的函数，这些条件对确定最小飞机运行空速和飞机失速速度是很重要的。

更具体地，减小的推力限制调度方案可以是所测得的或估计的推力不对称的函数，使得减小的调度方案仅用在关心发动机输出控制的大的推力不对称的状况中。这使得全发动机推力可用于对称推力状况。因为推力限制调度方案是飞机状况的函数，所以该调度方案可以被调整，使得其满足在给定状况的运行速度下的发动机输出控制要求，而不过多减小推力。推力限制调度方案是飞行阶段的函数，使得对于起飞和着陆阶段，不同地减小推力。

可以基于飞机的空气动力特性的飞行测试知识调整推力限制调度方案。可选地，可以存在其他次要的调度方案改变，以便对所有的飞行状况和估计的机动性进行更好的优化。

根据进一步的方面，幅度限制、速率限制和过滤被应用到减小的推力限制调度方案，以防止对计算的错误输入并且过滤掉输入参数中的高频变化。这生成了发动机能够响应的较低频率推力命令。

减小的推力限制调度方案(以推力为单位进行计算)被转换为发动机控制器使用的推力控制参数，比如N1、发动机压力比、扭矩或歧管压力。发动机控制器将减小的推力限制调度方案和当前所命令的推力或动力进行比较，并且将发动机控制到推力限制调度方案值或当前命令的推力或动力中的较低者。

以上所描述的功能降低了能够在无需任何载重或阻力的情况下控制发动机失效所针对的空速，这些载重或阻力在原本通过空气动力控制实现相同的控制力度的空速时是需要的。该功能使得对于相同的飞机载重具有更低的接近速度，并且使得减小的运行空载保持相同的接近速度。

该系统仅在发动机失效之后并且仅针对特定的飞行状况减小最大推力，这与针对所有速度都缩小推力能力的现有解决方案不同，该现有解决方案在所有发动机都在运行的情况下损失了(take away)爬升性能，并且在发动机故障时存在过剩的空气动力控制能力的状况。仅针对某些空速减小最大推力而不管发动机是否发生故障也导致了在所有发动机都运行的情况下爬升性能降低。最好具有更多的爬升性能(只要其为可控的)，以更容易地处理诸如风切的罕见事件。

此处所公开的解决方案避免了现有解决方案的缺点，同时在发动机失效的情况下仍提供足够的发动机输出控制能力和足够的爬升能力的期望特性。这些优点对于在发动机失效之后不需要全发动机推力能力的飞机在轻负载下实现期望的爬升能力而言是可能的。

本发明可以涉及一种限制运行在推力不对称的情况下的多发动机飞机的发动机产生的推力的方法，其可以包括：至少基于与飞行阶段、襟翼位置和飞机载重有关的信息为所述发动机计算第一、第二和第三推力限制调度方案；根据所述第一推力限制调度方案和可变动态压力在时间上确定连续第一发动机推力限制；估计由于可变推力不对称而导致的连续偏航力矩系数；至少根据所述第二推力限制调度方案和所估计的连续偏航力矩系数的绝对值在时间上确定连续第二发动机推力限制；至少根据所述第三推力限制调度方案和所估计的连续偏航力矩系数的所述绝对值在时间上确定连续第三发动机推力限制；对于对应于相应时间的每一组连续第一、第二和第三发动机推力限制，选择所述第一、第二和第三发动机推力限制中具有中间值的一个，由此产生选定的连续发动机推力限制；以及控制所述发动机，使得所述发动机产生的推力不超过从所述选定的连续发动机推力限制得到的所应用的连续发动机推力限制。所述第一发动机推力限制可以被选择用于产生一定范围内的推力不对称的发动机故障状况，所述第二发动机推力限制被选择用于从没有发动机具有推力限制的状况到一个发动机失效而另一个发动机推力被限制的状况的过渡，以及所述第三发动机推力限制被选择用于产生比所述范围的上限大的推力不对称的发动机故障状况。该方法可以进一步包括传送受制于上限和下限的所述选定的连续发动机推力限制，所述上限是稍微超过所述发动机的推力能力的值，而所述下限是提供期望的控制能力所需要的最小值，所述传送步骤的结果是表示未过滤的连续发动机推力限制的输出信号。该方法可以进一步包括过滤所述输出信号以去除所述发动机不能响应的高频分量，所述过滤操作的结果是过滤后的输出信号。该方法进一步包括速率限制，以限制变化率从而确保所述过滤后的输出信号不比指定的正速率限制增加得快，其中所述正速率限制被设定为等于所述发动机的推力加速能力。所述速率限制可以进一步限制变化率，从而确保所述过滤后的输出信号不比指定的负速率限制减小得快，其中当所述推力限制处于高于所述发动机能够产生的最大推力的值时，所述负速率限制比所述发动机的推力减速能力大，并且其中所述速率限制的结果是所述所应用的连续发动机推力限制。所述计算所述第一推力限制调度方案包括：(a)至少根据飞机襟翼位置和飞行阶段信息计算升力系数和偏航力矩系数的值；以及(b)至少根据在步骤(a)中计算的升力系数值和飞机载重计算动态压力。所述计算所述第二和第三推力限制调度方案包括估计由于不对称推力而导致的偏航力矩系数。所述控制所述发动机可以包括计算推力控制参数的值，该值将使所述发动机使用空中数据信息产生等于所述选定的发动机推力限制的推力。根据权利要求1所述的方法，包括计算逻辑信号，当所述选定的推力限制小于所述发动机的推力能力、所述飞机在空中并且用于提供数据以便计算的所述传感器被宣布有效时，所述逻辑信号控制所述发动机产生不大于所述选定的发动机推力限制的推力。

本发明可以涉及一种用于限制运行在推力不对称的情况下的多发动机飞机的发动机产生的推力的系统，其包括：计算机系统和发动机控制器，其中所述计算机系统被编程以执行以下操作：至少基于与飞行阶段、襟翼位置和飞机载重有关的信息为所述发动机计算第一、第二和第三推力限制调度方案；根据所述第一推力限制调度方案和可变动态压力在时间上确定连续第一发动机推力限制；估计由于可变推力不对称而导致的连续偏航力矩系数；至少根据所述第二推力限制调度方案和所估计的连续的偏航力矩系数的绝对值在时间上确定连续第二发动机推力限制；至少根据所述第三推力限制调度方案和所估计的连续偏航力矩系数的所述绝对值在时间上确定连续第三发动机的推力限制；以及对于对应于相应时间的每一组连续第一、第二和第三发动机推力限制，选择所述第一、第二和第三发动机推力限制中具有中间值的一个，由此产生选定的连续发动机推力限制，其中所述发动机控制器被编程以控制所述发动机，使得所述发动机产生的推力不超过从所述选定的连续发动机推力限制得到的所应用的连续发动机推力限制。所述第一发动机推力限制被选择用于产生一定范围内的推力不对称的发动机故障状况，所述第二发动机推力限制被选择用于从没有发动机具有推力限制的状况到一个发动机失效而另一个发动机推力被限制的状况的过渡，以及所述第三发动机推力限制被选择用于产生比所述范围的上限大的推力不对称的发动机故障状况。所述计算机系统可以进一步被编程为传送受制于上限和下限的所述选定的连续发动机推力限制，所述上限是稍微超过所述发动机的推力能力的值，而所述下限是提供期望的控制能力所需要的最小值，所述传送步骤的结果是表示未过滤的连续发动机推力限制的输出信号。所述计算机系统可以进一步被编程为过滤所述输出信号，以去除所述发动机不能响应的高频分量，所述过滤操作的结果是过滤后的输出信号。所述计算机系统可以进一步被编程为限制变化率，以确保所述过滤后的输出信号不比指定的正速率限制增加得快，其中所述正速率限制被设定为等于所述发动机的推力加速能力。所述计算机系统可以进一步被编程为限制变化率，以确保所述过滤后的输出信号不比指定的负速率限制减小得快，其中当所述推力限制处于高于所述发动机能够提供的最大推力的值时，所述负速率限制大于所述发动机的推力减速能力，并且其中所述速率限制的结果是所述所应用的连续发动机推力限制。所述计算所述第一推力限制调度方案可以包括：(a)至少根据飞机襟翼位置和飞行阶段信息计算升力系数和偏航力矩系数的值；以及(b)至少根据在步骤(a)中计算的升力系数值和飞机载重计算动态压力。所述计算所述第二和第三推力限制调度方案可以包括估计由于不对称推力而导致的偏航力矩系数。所述控制所述发动机可以包括计算推力控制参数的值，该值将使所述发动机使用空中数据信息产生等于所述选定的发动机推力限制的推力。所述计算机系统可以进一步被编程为计算逻辑信号，当所述选定的推力限制小于所述发动机的推力能力、所述飞机在空中并且用于提供数据以便计算的所述传感器被宣布有效时，所述逻辑信号控制所述发动机产生不大于所述选定的发动机推力限制的推力。

以上所描述的主题也可以在各种其它实施例中实现，而不脱离所附权利要求的范围。通过阅读以下具体实施方式并且查阅相关附图，这些特征及各种其它特征将是显而易见的。

附图说明

图1是示出用于多发动机飞行器的飞行控制和发动机控制系统的组件的高层次方框图，该飞行控制和发动机控制系统在另一个发动机上的推力丢失的情况下，自动地将运行中的发动机上的最大推力控制在比标称推力限制调度方案低的值。

图2A到图2E是示出根据各种实施例的修改推力限制调度方案的形式的示例的曲线图。

图3是示出根据一个实施例用于多发动机飞行器的飞行控制和发动机控制系统的组件的方框图，该飞行控制和发动机控制系统在另一个发动机上的推力丢失的情况下，自动地将运行中的发动机上的最大推力控制在比标称推力限制调度方案低的值。

图4是示出图3所描述的基于q的推力限制功能模块(function)的一个实施例的方框图。

图5是示出图3所描述的基于Cn的推力下限功能模块的一个实施例的方框图。

图6是示出图3所描述的基于Cn推力上限功能模块的一个实施例的方框图。

图7是示出图3所描述的推力限制选择和过滤以及限制功能模块的各自实施例的方框图。

图8是示出图3所描述的左侧和右侧发动机使能逻辑和推力限制功能模块的各自实施例的方框图。

图9是示出图3所描述的发动机控制器的一个实施例的方框图。

此后将参考附图，在附图中，不同附图中的相似元件具有相同的参考标号。

具体实施方式

此处所公开的系统提供了用于仅一个发动机上的最大发动机推力的可变调度方案，在轻负载下大推力不对称的状况期间应用该调度方案，以便改进轻负载着陆操作(即，减小接近速度)并且限制最大推力不对称。这个功能用高完整性信号和计算实现，而不使用发动机传感器检测推力不对称，使得该功能符合所有CFR/CS第25部分的规定。

根据此处所公开的实施例，在推力不对称的情况下控制发动机推力，以减小控制推力不对称所需的空速。这是通过定义小于发动机正常运行能力的减小的推力限制调度方案来完成的(即减小的推力限制调度方案将运行中的发动机上的最大推力控制到比标称推力限制调度方案低的值)。

根据优选实施例的减小的推力限制调度方案是空速、检测到的推力不对称、飞行阶段和飞机状况(比如襟翼角和飞机载重)的函数，这些条件对确定最小飞机运行空速和飞机失速速度很重要。

根据一个实施例，通过使用两个调度方案中的较高者，基于空速的调度方案和基于推力不对称的调度方案被结合。根据另一个实施例，整个推力限制调度方案可以是通过使用三个调度方案中的中间值而得到的基于空速调度方案和两个基于推力不对称调度方案的结合。

图1示出用于多发动机飞行器的飞行控制和发动机控制系统的组件，该飞行控制和发动机控制系统在另一个发动机上的推力丢失的情况下，自动地将运行的发动机上的最大推力控制在比标称推力限制调度方案低的值。该系统生成用于控制推力不对称的修改后的推力限制调度方案。该系统包括飞机上的一组传感器(未示出)、飞行控制计算机10和发动机控制器16、18。传感器将数据2传送给飞行控制计算机10，飞行控制计算机10使用传感器数据计算推力限制调度方案，然后将从这些调度方案中得到的推力限制(即Fn_Limit_Left和Fn_Limit_Right)输出到左侧发动机控制器16和右侧发动机控制器18。飞行控制计算机进一步计算逻辑信号(即Enable_Left和Enable_Right)，其指示推力限制是否应该被施加于发动机控制器。控制较高推力发动机的发动机控制器接收对应的推力限制和逻辑信号，并且如果某些条件存在，则根据所接收的推力限制，修改所命令的发动机推力。每个发动机控制器也从左侧推力杆4a和右侧推力杆4b接收相应的推力杆命令。这些命令可以是由于飞行员与推力杆交互而得到的，或者可以是来自自动油门系统的命令。每个发动机控制器均使用推力杆调度方案将相应的推力杆命令转换为以推力控制参数为单位的命令。

在一个实施例中，飞行控制计算机10使用传感器数据2为飞机的每个发动机12、14计算推力限制调度方案和逻辑信号。然而，这些功能模块也可以被实现在飞机的飞行控制或发动机控制系统的其它部分中。

向飞行控制计算机10提供传感器数据2的传感器和系统使用现有技术和方法。在此所公开的系统中所使用的传感器数据在具有电子飞行控制系统的飞机上是常常可得到的。

仍然参考图1，飞行控制计算机10包括计算推力限制调度方案(方框20)、推力不对称检测(方框22)、左侧和右侧发动机使能逻辑(方框24)以及左侧和右侧发动机推力限制(方框26)的功能模块。所有这些功能模块优选实现在飞行控制计算机上运行的软件中。用于检测推力不对称的最简单的方法是使用发动机传感器检测发动机是否失效或发动机是否正在产生高的推力不对称，然后当大的推力不对称被检测到时为信号设置逻辑值。如果使用该方法，则可能需要采用监控若干发动机参数的逻辑，使得发动机推力的真实状态可以被可靠地确定，因为存在一些可以使发动机参数和发动机推力之间的比例关系不成立的发动机故障模式。

推力限制调度方案计算功能模块20使用飞机配置和飞行状况信息来计算修改的推力限制调度方案，修改的推力限制调度方案在大的推力不对称的情况下将被应用到较高推力的发动机上。飞机配置信息可以包括飞机载重、襟翼角、飞机的飞行阶段，或者对于给定的飞行状况区分要被调度的推力不对称的最大幅度的其它项目。飞行状况信息可以包括空速、动态压力、迎角，或者对于给定的飞机配置指示飞行器的空速的其它项目。可以依据推力Fn或者推力系数Cn，或者与当一个发动机失效时飞机所经历的推力不对称成比例的一些其它项目计算修改的推力限制调度方案，并且将剩余的发动机控制到由该修改的推力限制调度方案限定的推力。图2A到2E示出修改的推力限制调度方案的形式的示例。

以下所公开的优选的实施例应用于双发动机飞机，其中发动机对称布置在飞机的左侧和右侧上。然而，此处所公开的原理和方法可以被应用于具有三个、四个或更多发动机的飞机。

图3更详细地示出优选的实施例。传感器数据2被用于确定32起飞或着陆飞行阶段。飞行控制计算机使用该信息连同飞机配置和飞行状况信息来计算以磅为单位的推力的三个推力限制：基于动态压力的推力限制(称为基于q的推力限制)34、基于Cn的推力上限38和基于Cn的推力下限40。这两个基于Cn的推力限制38、40使用将在稍后描述的推力不对称估计功能模块30的输出的绝对值36。这三个限制被发送到推力限制选择功能模块42以选择适合的限制来应用。输出是以磅为单位的推力的单个推力限制。之后该输出被提供给过滤和限制功能模块44，在其中选定的推力限制被平滑并被限制到具体的上界和下界。然后输出(称为Fn_limit)被提供给左侧和右侧发动机使能逻辑功能模块24及左侧和右侧发动机推力限制功能模块26。左侧和右侧发动机使能逻辑功能模块24确定哪一个发动机(如果有)应当接收修改的推力限制。该逻辑允许两个发动机中的仅一个接收修改的推力限制值，并且仅在足够大的发动机推力不对称的情况下执行修改的推力限制。使能逻辑24的其它方面可以包括当飞机在地面上并且必要信号被认为无效时，阻止使用修改的推力限制。输出是用于每个发动机的逻辑标志，它们被传送到左侧和右侧发动机推力限制功能模块26以及每个发动机控制器16、18。这些标志确定启用哪个发动机来使用推力限制以控制发动机的最大可命令推力。左侧和右侧发动机推力限制功能模块26生成到每个发动机的单独的推力限制的输出。针对其启用推力限制的发动机接收推力限制，该推力限制等于从过滤和限制功能模块计算出的推力限制。另一发动机接收大于发动机的推力能力的缺省值。

图4更详细地示出基于q的推力限制功能模块34。飞机襟翼位置和飞行阶段信息32被用于为基于q的推力限制确定升力系数(CL)和偏航力矩系数(Cn)值。升力系数(CL)值CL1和CL2从CL值的表格50获取，而偏航力矩系数值Cn1和Cn2从Cn值的表格52获取。值CL1、CL2、Cn1和Cn2被用于在推力限制调度方案58中限定点1和点2。更具体地，值CL1、CL2连同飞机载重被用于计算推力限制调度方案58的点1和点2的动态压力(即qbar1和qbar2)。值CL1、CL2、Cn1和Cn2连同飞机载重被用于计算推力限制调度方案58的点1和点2的推力值Fn1和Fn2。尽管该实施例使用两个分离的点，但是实施方式可以使用一个、三个或更多个点。所得到的推力限制调度方案被示出在方框58中。

图4中Fn相对于qbar的推力限制调度方案58以实线示出了Fn_qbased_limit的公式的输出。虚线示出当Cn为等于Cn1的恒定值时的Fn相对于qbar的关系。“qbar1”标出了Cn1生成等于Fn1的推力时的qbar值。

Cn、Fn和qbar的关系是：

Fn＝Cn×qbar×机翼面积×翼展/发动机横向位置

其中由CL和飞机载重计算qbar：

qbar＝载重/(CL×机翼面积)

推力限制调度方案58定义了以飞机动态压力(qbar)为函数的基于q的推力限制的输出(Fn_qbased_limit)。对于大于qbar1的qbar，Fn_qbased_limit被计算为：

Fn_qbased_limit＝qbar×(Fn1/qbar1)

对于在qbar1和qbar2之间的qbar，Fn_qbased_limit被插值在调度方案上的点1和点2之间。对于小于qbar2的qbar，Fn_qbased_limit是保持恒定在Fn2的值

点1和点2反映了用于该系统的某些设计选择。这些点定义了设计者选择来相对于飞机起飞和/或着陆空速进行调度的推力不对称的幅度。通过实现该推力限制调度方案(在其中，升力系数指定这些点的动态压力，并且推力不对称偏航力矩系数指定这些点的推力值)，该调度方案使得推力不对称被控制，从而在类似运行状况下对飞机具有一致的效果，而不管飞机载重如何。因此，在该调度方案控制推力不对称的幅度的空速范围内，当相对于飞机调度的起飞和/或着陆空速运行在相同的动态压力裕量下时，飞机使用相同量的空气动力控制偏转来控制推力不对称，而不管载重如何。

图5示出基于Cn的推力下限功能模块40。该限制是两个基于Cn的限制中的较低者。对该功能模块的输入包括在基于q的推力限制功能模块中所计算的量：Cn1，Fn1和Fn2。在基于Cn的推力下限功能模块40中，以0.6倍的增益(方框60)修改Cn1，以计算值Cn3。该功能模块还接收来自推力不对称估计功能模块30的输入，其提供由于不对称推力(CnT)导致的偏航力矩系数的估计值。[在附录中描述了用于计算由于不对称推力导致的偏航力矩系数的一个已知的方法。替换地，推力不对称的大小可以来自发动机仪表]。由于不对称推力导致的偏航力矩系数被发送通过绝对值功能模块36，以传送仅具有正幅度的值。接下来，偏航力矩系数被发送到最大值选择功能模块64，其输出值CnT，值CnT是所输入的偏航力矩系数或者接近零的恒定值(比如0.01)(图5中方框62)中的较大者。需要该步骤的原因是，该信号的下一次使用是在公式的分母中，而传送零值会导致分母为零的除法。

图5中Fn相对于qbar的推力限制调度方案66以实线示出了Fn_Cn_limit的公式的输出。虚线示出了当Cn为等于Cn3的恒定值时的Fn和qbar的关系。Fn1和Fn2标记出与图4中相同的两个Fn值。“qbar3”标记出Cn3生成等于Fn1的推力时的qbar值。

飞行控制计算机使用输入的量来使用以下公式计算推力限制：

Fn_LowerCn_limit＝Fn1×(Cn3/|CnT|)

该计算通过使用图5中示出的推力限制调度方案66来执行。然后，计算结果被发送到最大值选择功能模块68，其输出推力限制或者量Fn2中的较大者。这样做使得基于Cn的推力下限功能模块40的输出的最小值等于基于q的推力限制功能模块(图4中方框34)的最小值。Fn2的这个最小值被使用，使得无论推力限制功能模块使用什么样的输入的飞行状况信息，该功能模块的输出都不会低于仅由载重和飞机配置信息所确定的值，如图4中Fn2的计算所示。

基于Cn的推力下限的使用目的是，为最终的推力限制提供从没有发动机具有推力限制的状况到一个发动机失效而另一个发动机推力被限制的状况的平滑过渡。当飞机推力不对称接近零时，基于Cn的推力下限将具有非常大的值，并且当通过基于q的推力限制来限制运行中的发动机的推力时，基于Cn的推力下限将具有比基于q的推力限制低的值。

基于Cn的推力上限功能模块38(见图6)与基于Cn的推力下限功能模块非常类似。对功能模块38的输入包括在基于q的推力限制功能模块中所计算的量：Cn2、Fn1和Fn2。图6中Fn相对于qbar的推力限制调度方案70以实线示出了用于Fn_Cn_limit的公式的输出。虚线示出了当Cn为等于Cn2的恒定值时的Fn和qbar的关系。Fn1和Fn2标记出与图4及图5中相同的两个Fn的值。“qbar4”标记出Cn2生成等于Fn1的推力时的qbar值。

对来自推力不对称估计功能模块30的信号的处理与在基于Cn的推力下限功能模块中的处理相同。值Cn2被用于使用以下公式计算基于Cn的推力上限：

Fn_UpperCn_limit＝Fn1×[(Cn2/|CnT|–1)×K_ul+1]

其中K_ul的值可以是4。然后该计算被发送到最大值选择功能模块68，其输出推力限制或者量Fn2中的较大者。

基于Cn的推力上限的使用目的是，如果发动机故障的影响导致的推力不对称比为基于q的推力限制设定调度方案时所假设的推力不对称大，则提供一种设定推力限制的替换方法。基于q的限制的选择假设由故障发动机导致的阻力的量是已知的，使得通过将运行的发动机设定为已知的推力值，得知整个推力不对称并且将其设定为期望值。存在该假设不成立的几种情况。一种是如果发动机以不同的方式失效，比如螺旋桨没有移动到活叶(feathered)位置，或者推力换向器部署错误。另一种是如果空速是错误的，但没有被检测为无效，从而导致基于q的限制过高。在这些情况中，Cn上限可以计算比基于q的限制小的限制，并且将该限制值提供给发动机。但是因为基于q的限制不是针对这些状况设计的，因此将推力限制设定为小于基于q的限制是适当的且有用的。

通过计算三个单独的推力限制，推力限制选择功能模块42(见图7)通过选择三个中具有中间值的限制，而从它们之中选择单个值。该中间值选择72如何进行的示例如下。当飞机在对称推力下飞行时，推力不对称估计值CnT将大致为零。基于Cn的推力限制的公式示出这些限制的值可以是Fn1的2倍或更多倍，因为|CnT|的最小值比Cn2或Cn3小得多。两个基于Cn的推力限制都比基于q的推力限制大。在这种情况下，三个限制的中间值将是基于Cn的推力下限。在对称推力下，该限制将比发动机的推力能力大。对于空速范围内的大的推力不对称(在其中，基于q的推力限制比发动机推力能力小)，两个基于Cn的推力限制都比对称推力情况小。对于基于q的推力限制所针对设计以提供优势的发动机故障状况，基于q的推力限制将是三个推力限制的中间值。

仍参考图7，接着，选定的推力限制(Fn_limit)被传送通过过滤和限制功能模块44。信号限制器功能模块74将受制于(subject to)下限Fn_minimum和上限Fn_maximum的输入信号传递到输出。这些下限和上限设定可以从飞行控制计算机传送到发动机控制器的推力限制的边界。上限Fn_maximum被设定为稍微超过一个发动机的推力能力的值。下限Fn_minimum被设定为使用在此公开的方法提供期望的控制能力所需的最小值。接着，信号限制器74的输出被传送通过滤波器76，以去除发动机不能响应的高频分量。接下来，滤波器功能模块76的输出被传送通过速率限制器功能模块78，其确保输出不比指定的正负速率限制变化快。正速率限制被设定为等于发动机的推力加速能力。在发动机故障的情况下，发动机快速响应以减小推力是很重要。因此，当到速率限制器78的输入在Fn_maximum和基于q的推力限制范围内的值之间时，负速率限制选择功能模块80设置大的负速率限制，其比发动机减速能力大得多。因此，当推力限制的值高于发动机能够产生的最大推力时，其被允许迅速降低到发动机将响应的推力水平。一旦推力限制处于发动机将响应的值，负速率限制就被设置为发动机的推力减速能力。

来自过滤和限制功能模块44(在图7中示出)的输出Fn_limit被输入到图8所示的左侧和右侧发动机使能逻辑功能模块24以及左侧和右侧发动机推力限制功能模块26。左侧和右侧发动机使能逻辑功能模块24计算逻辑信号，Enable_Left和Enable_Right，它们被用于控制每个发动机何时被控制到其推力限制。迟滞逻辑功能模块92比较Fn_limit和Fn_maximum的值。如果Fn_limit比Fn_maximum小一个小的裕量，则输出是为真(True)的逻辑信号。该输出保持为真，直到Fn_limit比Fn_maximum大一个小的裕量。当迟滞逻辑功能模块92的输出为真时，其意味着Fn_limit的值处于一个发动机的发动机推力可能需要被限制到小于该发动机的推力能力的范围内。当迟滞逻辑功能模块92的输出为假(False)时，其意味着Fn_limit的值过高而无法限制任一个发动机的推力。迟滞逻辑功能模块92的输出连同第一离散信号和第二离散信号被输入到“与(AND)”功能模块88，当飞机在空中时该第一离散信号为真，并且当计算中使用的传感器被宣布有效时该第二离散信号为真。只有全部输入均为真，“与”功能模块88的输出才为真。这确保只有当飞机在空中并且计算中使用的传感器被宣布为有效时该输出才为真。

然后，“与”功能模块88的输出被施加到“与”功能模块86和90(连同依赖于推力不对称检测功能模块22的输出的其它信号)，以为每个发动机生成逻辑信号：“与”功能模块90输出Enable_Left的状态，而“与”功能模块86输出Enable_Right的状态。对于左侧发动机，只有有效推力限制将被施加(即“与”功能模块88的输出为真)并且推力不对称正引起该方向上的偏航力矩从而使飞行器的机头向右移动(即监控功能模块82的输出为真，其意味着CnT>0)时，Enable_Left为真。对于右侧发动机，只有有效推力限制将被施加(即“与”功能模块88的输出为真)并且推力不对称正引起该方向上的偏航力矩从而使飞行器的机头向左移动(即监控功能模块82的输出为假，使得“非(NOT)”功能模块84的输出为真)时，Enable_Right为真。由左侧和右侧发动机推力限制功能模块26接收输出Enable_Left和Enable_Right。[图8没有示出输出Enable_Left和Enable_Right也被相应的发动机控制器接收，参见图9]。

仍参考图8，左侧和右侧发动机推力限制功能模块26使推力限制被(酌情)应用到每个发动机的单独的推力限制信号(Fn_Limit_Left和Fn_Limit_Right)。只有当该发动机的使能信号为真时，该功能模块才将推力限制应用到发动机推力限制信号。当发动机的使能信号为假时，值Fn_Maximum被应用到发动机推力限制信号。当Enable_Left标志为真时，开关功能模块94将标记为“真”的输入路由到其输出，并且当Enable_Left标志为假时，将标记为“假”的输入路由到其输出。类似地，当Enable_Right标志为真时，开关功能模块96将标记为“真”的输入路由到其输出，并且当Enable_Right标志为假时，将标记为“假”的输入路由到其输出。

参考图9，相应的发动机控制器(16或18)接收对应于发动机位置即左侧或右侧(分别为12或14)的推力限制和使能信号。在一个有利的实施例中，发动机控制器将推力限制和预定的最小预期限制(Fn_Floor)进行比较，并在最大值选择模块108中选择推力限制(Fn_limit)和预定底线中的较高者。发动机逆模型功能模块98使用推力限制Fn_limit和可用的空中数据信息(例如，马赫数、温度和海拔)来计算推力控制参数的值，其可以使发动机产生等于推力限制的推力。推力控制参数是可测量的量，发动机控制器使用该参数作为命令来设定发动机的推力。该参数在闭环控制系统中可以用作到发动机控制器的反馈，以便设定发动机推力。用于涡轮风扇发动机的推力控制参数的示例为风扇转子速度和发动机压力比。已知的实践是，创建将空中数据和推力控制参数与发动机推力关联的发动机模型。通常这些模型具有作为独立参数的推力控制参数和作为依赖参数的发动机推力。该发动机逆模型将其反转，使发动机推力作为独立参数而推力控制参数作为依赖参数。

每个发动机控制器也接收相应的推力杆命令4。该命令可以是由于飞行员与相应的推力杆交互而得到的，或者可以是来自自动油门系统的命令。每个发动机控制器均使用推力杆调度方案100将各自的推力杆命令转换为以推力控制参数为单位的命令。

由最小值功能模块102比较来自推力调度方案和发动机逆模型的推力控制参数值，并且将两个值中的较小者传送到输出。这意味着输出具有从推力杆命令得到的值，只要该值不超过从推力限制得到的值。最后，开关功能模块104在推力调度方案100的输出和最小值功能模块102的输出之间进行选择。当给定的发动机的使能信号为真时，由从推力限制得到的信号所限制的推力调度方案输出被发送作为开关功能模块104的输出。当使能信号为假时，推力调度方案的未限制的输出被发送作为输出。

现有的燃料控制器功能模块106对其接收的推力控制参数进行响应，以控制发动机产生所命令的发动机推力。

总之，根据以上所公开的实施例的用于限制运行在推力不对称的情况下的多发动机飞机的发动机产生的推力的方法包括：(a)至少基于与飞行阶段、襟翼位置和飞机载重有关的信息为发动机计算第一、第二和第三推力限制调度方案；(b)根据第一推力限制调度方案和可变动态压力确定一定时间内连续第一发动机推力限制；估计由于可变推力不对称而导致的连续偏航力矩系数；(c)至少根据第二推力限制调度方案和所估计的连续偏航力矩系数的绝对值确定一定时间内连续第二发动机推力限制；(d)至少根据第三推力限制调度方案和所估计的连续的偏航力矩系数的绝对值确定一定时间内连续的第三发动机推力限制；(e)对于对应于相应时间的每一组连续第一、第二和第三发动机推力限制，选择第一、第二和第三发动机推力限制中具有中间值的一个，由此产生选定的连续发动机推力限制；以及(f)控制发动机，使得发动机产生的推力不超过从选定的连续的发动机推力限制得到的所应用的连续发动机推力限制。

此外，根据以上所公开的实施例的用于限制运行在推力不对称的情况下的多发动机飞机的发动机产生的推力的系统包括计算机系统和发动机控制器，其中计算机系统被编程以执行以下操作：至少基于与飞行阶段、襟翼位置和飞机载重有关的信息为发动机计算第一、第二和第三推力限制调度方案；根据第一推力限制调度方案和可变动态压力确定一定时间内连续第一发动机推力限制；估计由于可变推力不对称而导致的连续偏航力矩系数；至少根据第二推力限制调度方案和所估计的连续偏航力矩系数的绝对值确定一定时间内连续第二发动机推力限制；至少根据第三推力限制调度方案和所估计的连续偏航力矩系数的绝对值确定一定时间内连续第三发动机推力限制；以及对于对应于相应时间的每一组连续第一、第二和第三发动机推力限制，选择第一、第二和第三发动机推力限制中具有中间值的一个，由此产生选定的连续发动机推力限制，并且其中发动机控制器被编程为控制发动机，使得发动机产生的推力不超过从选定的连续的发动机推力限制得到的所应用的连续发动机推力限制。

在各种实施例中，发动机可能以如下方式安装和操作，该方式使得它们产生不相等的净推力，因此增加了飞行器偏航的可能性。由于不对称推力，飞行器可能朝着失效的发动机偏航。应当理解，不对称推力可能是由于在不同的运行推力水平下操作两个发动机而造成的，或者是在其中一个发动机可能已经失效或可能是故障的情况下而造成的。还应当理解，多发动机飞行器可以包括多于两个的发动机，并且发动机可以沿着飞行器上的多个位置被安置。如以上所述，应当清楚的是，本公开意在覆盖经历推力不对称的多发动机飞行器，这可以包括在飞行器的一侧上的净推力大于另一侧的飞行器。

应当理解，此处所描述的逻辑操作被实现为(1)在计算机系统上运行的一系列计算机实现的动作或程序模块和/或(2)计算机系统内的互连的机器逻辑电路或者电路模块。实施方式是取决于计算机系统的性能和其它操作参数的选择问题。因此，此处所描述的逻辑操作被不同地称为操作、结构器件、功能或模块。这些操作、结构器件、功能或模块可以被实现在软件、硬件、固件、专用数字逻辑或其任何组合中。还应当理解，可以执行比附图中所示的和此处所描述的更多或更少的操作。这些操作也可以并行执行，或以与此处所描述的不同的顺序执行。

尽管已经参照各种实施例描述了本发明，但是本领域技术人员应当理解，可以进行各种改变并且可以用等价物代替其元件，而不背离本发明的范围。另外，可以进行许多修改以使特定情况适应本发明的教导，而不偏离其基本范围。因此，意图是本发明不局限于作为为了实施本发明而考虑的最佳方式而公开的特定实施例。

如在权利要求中所使用的，术语“计算机系统”应当广泛地解释为包括如下系统，其具有至少一个计算机或处理器，并且也可以具有两个或更多个计算机或处理器。同样地，在方法权利要求中叙述的步骤不应被理解为要求这些步骤按它们被叙述的顺序执行。

附录

为了计算偏航力矩系数，所测得的偏航加速度可以被转换为总的飞机偏航力矩系数。为此，使用两个熟知的公式。第一个公式将偏航加速度与总的飞机偏航力矩N及飞机偏航惯性力矩IZZ关联：

$\stackrel{\·}{r}=N\·I_{\mathrm{ZZ}}$

偏航加速度通过将所测得的飞机偏航速率传送通过冲洗(washout)滤波器并且额外地过滤以减小信号噪声来近似。飞机偏航惯性力矩可以被近似为飞机载重的函数。飞机载重是可以从现有飞机系统中作为信号而获得的量。根据该信息，可以计算总的飞机偏航力矩N。

第二个公式将空间偏航力矩转换为偏航力矩系数:

$C_n=\frac{N}{\stackrel{\‾}{q}\·S\·b}$

其中动态压力从飞机空中数据系统获知，并且机翼面积S和翼展b的值是飞机的已知常数。这样计算出总的飞机偏航力矩系数。该系数是作用于飞机上的所有偏航力矩(包括来自空气动力和推进系统的偏航力矩)的总和。

然后，空气动力偏航力矩系数的模型被用来估计空气动力所产生的总的飞机偏航力矩系数的分量。这可以包括诸如由舵偏转、飞机侧滑角度、飞机角速度(侧倾速率、偏航角速度)和横向控制偏转而导致的偏航力矩的贡献。产生并使用飞行包线上的飞机空气动力和力矩以及飞机配置范围的模型是本行业中的常见实践。该模型可以被简化和调整到在推力不对称的情况下飞机可以接近其控制限制而飞行所针对的飞行条件和飞机配置。

空气动力偏航力矩系数通过简单的延迟匹配滤波器进行处理，使得输出信号具有与从偏航加速度计算的总的飞机偏航力矩系数相同的总时间延迟。当输入信号和计算的总时间延迟比输入信号、总的飞机偏航力矩系数信号的过滤和计算的时间延迟小时，该滤波器被用于该信号。

然后，可以通过从总的飞机偏航力矩减去空气动力效应计算推力不对称偏航力矩系数。这个计算使用如下假设，即飞机发动机和所建模的空气动力是总的飞机偏航力矩的唯一来源。简化的用于总的飞机偏航力矩的公式和用于推力不对称偏航力矩系数的公式如下：

N_total＝N_Aero+N_Thrust

$C_{n_{\mathrm{Thrust}}}=C_{n_{\mathrm{Total}}}-C_{n_{\mathrm{Aero}}}$

Claims (14)

1.一种限制运行在推力不对称的情况下的多发动机飞机的发动机产生的推力的方法，其包括：

至少基于与飞行阶段、襟翼位置和飞机载重有关的信息为所述发动机计算第一、第二和第三推力限制调度方案；

根据所述第一推力限制调度方案和可变动态压力在时间上确定连续第一发动机推力限制；

估计由于可变推力不对称而导致的连续偏航力矩系数；

至少根据所述第二推力限制调度方案和所估计的连续偏航力矩系数的绝对值在时间上确定连续第二发动机推力限制；

至少根据所述第三推力限制调度方案和所估计的连续偏航力矩系数的所述绝对值在时间上确定连续第三发动机推力限制；

对于对应于相应时间的每一组连续第一、第二和第三发动机推力限制，选择所述第一、第二和第三发动机推力限制中具有中间值的一个，由此产生选定的连续发动机推力限制；以及

控制所述发动机，使得所述发动机产生的推力不超过从所述选定的连续发动机推力限制得到的所应用的连续发动机推力限制。

2.根据权利要求1所述的方法，其中所述第一发动机推力限制被选择用于产生一定范围内的推力不对称的发动机故障状况，所述第二发动机推力限制被选择用于从没有发动机具有推力限制的状况到一个发动机失效而另一个发动机推力被限制的状况的过渡，以及所述第三发动机推力限制被选择用于产生比所述范围的上限大的推力不对称的发动机故障状况。

3.根据权利要求1所述的方法，其进一步包括传送受制于上限和下限的所述选定的连续发动机推力限制，所述上限是稍微超过所述发动机的推力能力的值，而所述下限是提供期望的控制能力所需要的最小值，所述传送步骤的结果是表示未过滤的连续发动机推力限制的输出信号。

4.根据权利要求1所述的方法，其中所述计算所述第一推力限制调度方案包括：

(a)至少根据飞机襟翼位置和飞行阶段信息计算升力系数和偏航力矩系数的值；以及

(b)至少根据在步骤(a)中计算的升力系数值和飞机载重计算动态压力。

5.根据权利要求1所述的方法，其中所述计算所述第二和第三推力限制调度方案包括估计由于不对称推力而导致的偏航力矩系数。

6.根据权利要求1所述的方法，其中所述控制所述发动机包括计算推力控制参数的值，该值将使所述发动机使用空中数据信息产生等于所述选定的发动机推力限制的推力。

7.根据权利要求1所述的方法，包括计算逻辑信号，当所述选定的推力限制小于所述发动机的推力能力、所述飞机在空中并且用于提供数据以便计算的传感器被宣布有效时，所述逻辑信号控制所述发动机产生不大于所述选定的发动机推力限制的推力。

8.一种用于限制运行在推力不对称的情况下的多发动机飞机的发动机产生的推力的系统，其包括：计算机系统和发动机控制器，其中所述计算机系统被编程以执行以下操作：

至少基于与飞行阶段、襟翼位置和飞机载重有关的信息为所述发动机计算第一、第二和第三推力限制调度方案；

根据所述第一推力限制调度方案和可变动态压力在时间上确定连续第一发动机推力限制；

估计由于可变推力不对称而导致的连续偏航力矩系数；

至少根据所述第二推力限制调度方案和所估计的连续的偏航力矩系数的绝对值在时间上确定连续第二发动机推力限制；

至少根据所述第三推力限制调度方案和所估计的连续偏航力矩系数的所述绝对值在时间上确定连续第三发动机的推力限制；

对于对应于相应时间的每一组连续第一、第二和第三发动机推力限制，选择所述第一、第二和第三发动机推力限制中具有中间值的一个，由此产生选定的连续发动机推力限制；以及

其中所述发动机控制器被编程以控制所述发动机，使得所述发动机产生的推力不超过从所述选定的连续发动机推力限制得到的所应用的连续发动机推力限制。

9.根据权利要求8所述的系统，其中所述第一发动机推力限制被选择用于产生一定范围内的推力不对称的发动机故障状况，所述第二发动机推力限制被选择用于从没有发动机具有推力限制的状况到一个发动机失效而另一个发动机推力被限制的状况的过渡，以及所述第三发动机推力限制被选择用于产生比所述范围的上限大的推力不对称的发动机故障状况。

10.根据权利要求8所述的系统，其中所述计算机系统进一步被编程为传送受制于上限和下限的所述选定的连续发动机推力限制，所述上限是稍微超过所述发动机的推力能力的值，而所述下限是提供期望的控制能力所需要的最小值，所述传送步骤的结果是表示未过滤的连续发动机推力限制的输出信号。

11.根据权利要求8所述的系统，其中所述计算所述第一推力限制调度方案包括：

(a)至少根据飞机襟翼位置和飞行阶段信息计算升力系数和偏航力矩系数的值；以及

(b)至少根据在步骤(a)中计算的升力系数值和飞机载重计算动态压力。

12.根据权利要求8所述的系统，其中所述计算所述第二和第三推力限制调度方案包括估计由于不对称推力而导致的偏航力矩系数。

13.根据权利要求8所述的系统，其中所述控制所述发动机包括计算推力控制参数的值，该值将使所述发动机使用空中数据信息产生等于所述选定的发动机推力限制的推力。

14.根据权利要求8所述的系统，其中所述计算机系统进一步被编程为计算逻辑信号，当所述选定的推力限制小于所述发动机的推力能力、所述飞机在空中并且用于提供数据以便计算的传感器被宣布有效时，所述逻辑信号控制所述发动机产生不大于所述选定的发动机推力限制的推力。