CN103930347B - 用于在至少一个航空器引擎故障的情况下调节功率的方法和系统 - Google Patents
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Abstract
考虑到在至少一个主引擎损坏时最优化需要来继续飞行的资源，本发明寻求卸掉推进系统的负担，所述推进系统通过继续运行附加生成的非推进功率来保持所有或一些非推进能量脉冲的运行。更具体地，该方法包括：使用在飞行期间经常操作的功率产生单元GPP；以及根据在所述引擎故障时至少三个各自的紧急状态(RS，RM，RI)，采用航空器的一些(PGA)额定非推进功率(PTA),以几乎立即供应提升的非推进功率(PSU，PMU，PTU)。GPP控制和监视功能评估每个紧急状态(RS，RM，RI)所消耗的时间，并通过分配到每个紧急状态(RS，RM，RI)的运行时间(XMAX，YMAX，ZMAX)被超过时发出的警报通知数据处理单元此时间，应急功能或是自动地或是按照飞行员的指令调节在主引擎和单元GPP之间的航空器非推进功率脉冲。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于在至少一个航空器引擎故障的情况下调节功率的方法和系统。
本发明应用于航空器的牵引系统，换句话说，主要是飞机的牵引系统(喷气引擎、涡轮喷气引擎和涡轮螺旋桨引擎)和直升机引擎的牵引系统(涡轮轴引擎)两者。
简单地说，航空器引擎通常包括形成气体发生器的压缩机/燃烧室/涡轮总成。燃烧后，热压缩气体在涡轮机中膨胀，其经由高压(缩写为HP)轴驱动压缩机以形成HP主体。这些气体因此生成推进功率和在额定AEO(“所有引擎运行”的缩写)运行条件下的非推进功率，即电气和/或气动功率。
因此在对应于瞬时功率传输的电平的周期内提供能量。就飞机来说，经由低压主体BP(在扇型涡轮喷气引擎或空气螺旋桨型涡轮螺旋桨引擎中)或是直接地(在喷气引擎内)或是间接地以推力的形式生成推进功率。就直升机来说，推进功率借助于功率传送盒(通常法语称为BTP)传递到旋转翼上。
在引擎故障状态下(OEI，“单引擎故障”的缩写)，维持运行的引擎保持推进力并生成用于航空器的非推进功率。就“全电飞机”或主要电飞机来说，气动发生器经由适当转换器从发电中获得其电功率。
背景技术
通常，在推进引擎损坏的情况下，即，在OEI状态下，维持运行的引擎至少补偿部分该损失，以维持航空器的推进和非推进功率的生成两者。然而，虽然引擎尺寸过大以提供在特殊情况下(例如在OEI状态下)的剩余功率，但是，看起来好像此功率不足够于在飞行的所有阶段内确保推进力和可接受飞行条件的修复，以及进一步确保易耗件要求的所有非推进功率需求(客舱空调和起落架等)。特别地，该需求的规模可能限制在过渡阶段期间加速的能力。
一个解决方案是航空器的APU(辅助动力单元)向维持运行或“尚存”状态的牵引系统提供至少部分的协助。APUs(“辅助动力单元”的缩写)通常安装到航空器上，以在着陆时向易耗性设备(电动的、气动的和液压的)的各种部件提供动力，并启动主引擎。
APU是“简化的”涡轮喷气引擎。通常，其包括气体生成器和装置，所述装置用于直接地驱动或利用转速的调节经由电源传送箱驱动在航空器上的设备(负载压缩机、发电机和/或电起动器/生成器)。在负载压缩机或进口压缩机的出口处脱离的空气可以使用于主引擎空气启动。
当引擎故障时，一些APU具有足够的备份，使得在飞行期间可以重新启动它们，以在飞行的同时尝试重新启动故障的引擎和/或将部分电功率提供给设备。
然而，在飞行期间使用APU意味着其必须重新启动并要求航空器下降一给定高度，以允许其生成足够的气动功率。如果航空器例如因为飞行条件而必须保留在该高度以上，则气动功率仍然由尚存引擎所提供。
APU的激活因此导致了几个缺点：重新启动APU需要额外的工作量和在飞行员必须保持其所有专注力时进行监视；APU具有大约90秒的重新启动时间，这意味着其不能立即援助；当上升限度低于当主引擎故障而允许的最大值时，修改飞行计划以允许APU生成足够的气动功率；如果航空器必须保持在特定高度以上，则APU只供应电功率，尚存引擎没有完全减轻功率需求。
发明内容
本发明的目的是消除这些缺点。为了达到这个目的，所提供的功率由额外非推进功率的生成所供应，其持续地运行并由额外的引擎级的主功率单元(法语“groupe de puissance principal”的缩写)所产生。当所生成的功率的结构和性能适用于做为引擎验证用于所有飞行阶段中时，基于与由主航空器引擎所供应的功率的生成相同的条件，功率单元被描述为引擎级的。GPP包括气体生成器，其尺寸在传统的APU与主飞机引擎之间。
计算GPP型的附加功率的生成，使得其可以迅速地满足航空器的所有或一些非推进功率的要求。例如当机舱空调是电力提供动力时，可以取决于所述要求都是气动和电动两者还是主要是电动来调节经常使用的GPP。此外，比较于APU设备，当飞机配备有GPP单元时，在OEI状态下的飞机的飞行高度可以提高至用于OEI状态的最大允许上升限度。
更具体地，本发明的主题是一种用于在至少一个航空器引擎故障的情况下调节功率的方法。该航空器引擎包括提供能够触发紧急信号的应急功能的中央数字数据处理单元。所述方法因此在于使用被称为GPP的引擎级主功率单元，其由控制和监视功能管理并在飞行中持续运行，同时占据航空器的总额定非推进功率的某些功率引擎，以在接收到紧急信号时延伸其运行极限，以基于在所述引擎故障时响应于对GPP的提高的消耗需求的至少三个紧急状态，能够几乎立即地供应提高的非推进功率。每个紧急状态均具有最大激活周期，该最大激活周期可以从一个紧急状态至另外一个紧急状态实施并可以几个交替序列分配。按照下降的功率水平分级，这些状态至少包括：超级紧急状态，其中采用加上附加功率的所有或一些非推进功率；最大紧急状态，其中采用所有或一些所述非推进功率；以及中间紧急状态，其中采用对应于可保持持续使用直至飞行结束的最小部分的非推进功率。GPP的控制和监视功能计算每个紧急状态所消耗的时间，并通知其中央处理单元，同时，如果超过了分配到各紧急状态的最大运行周期，则发送警报。此外，应急功能基于与一状态所消耗时间有关的此信息以及使用一紧急状态的限度被超过的警告而自动地或是根据飞行员的指令调节由在主电动机与GPP单元之间的航空器所提出的非推进功率要求调节。
有利地，基于对一台或多台引擎损坏的管理，使用所述状态的激活周期。较低的功率状态可以代替给定周期的可获得的较高功率状态来使用：超级紧急状态只有在尝试重新启动引擎的阶段才到达，最大紧急状态在一台或多台引擎故障时到达，例如在恢复航空器轨迹和/高度的阶段，同时供应航空器的所有或一些非推进功率。在飞行结束期间，在至少一台引擎完全失效的情况下，通过尽可能减少施加在维持运行的引擎上的荷载，所述中间紧急状态只有在维持部分的总非推进功率的阶段中才激活。
特别地，尤其在遇险的情况下，中间应急功率状态沿着远离应急机场的航线与监管导航兼容：这是国际ETOPS条例(“双引擎延程操作标准”的缩写)或应用于所有类型飞机的任何未来条例。
根据特定的实施例，在运行时供应非推进功率的航空器的仅一台引擎故障的情况下，调节模式包括只呼叫GPP单元的中间紧急状态，以补偿故障引擎(M1)的贡献缺失，同时运行的引擎没有减少其对总非推进功率的贡献。
或者，可以在另一调节模式中连续地和交替地呼叫三种状态，运行的引擎减少其/它们对非推进功率的贡献，直至故障引擎重新启动，即最大紧急状态的一可选次序，其中采用至少一些非推进功率，之后是当尝试重新启动故障引擎的时间不长于分配到所述状态的整个可用周期时对应于超级紧急状态的功率需求，在恢复成最大紧急状态，总非推进功率如之前被采用之前，重新启动引擎此后面的状态可以持续直至分配到该状态的可用周期被消耗完。
于是，如果故障引擎重新启动，则应急功能调节在两台引擎与GPP单元之间的非推进功率，其在恢复的额定非推进功率状态下再次运行，直到飞行结束，GPP单元提供给定部分的功率，两台引擎(M1，M2)提供额外部分的功率。可替代地，如果故障引擎没有重新启动，则基于飞行数据自动地或在飞行员认为该飞行状态允许而发出命令，并呼叫在中间紧急状态下的GPP单元直至该飞行结束，应急功能停止减少对运行引擎的需求，恢复在那时其对非推进功率的贡献引擎。
有利地，该飞机因此具有带有GPP单元的额外资源，以通过暂时地减少对剩余运行引擎的需求来重新获得可接受的飞行状态。
如果两台引擎故障，则由应急功能实施的调节模式包括呼叫如以上所述的可选顺序，激活最大紧急状态，随后激活超级紧急状态，同时在返回到最大紧急状态前，尝试重新启动引擎。然后，如果引擎重新启动，或是基于当飞行员考虑到飞行状态允许时发出的命令，或是基于飞行数据自动地，则应急功能将一些消耗件转移到重新启动后的引擎，该引擎提供其那份非推进功率，并将其他消耗件转移到GPP单元，该GPP单元在中间应急状态(RI)下运行直至飞行结束。
或者，如果该引擎没有重新启动，则呼叫最大紧急状态直至其激活周期消逝，然后通过应急功能减少对非推进功率的需求，以切换到中间紧急状态。
可选择地，当在中间紧急状态下的整个非推进功率只由GPP单元供应时，RAT(“冲压空气涡轮机”的缩写)可以提供额外的非推进功率。
本发明涉及一种用于在至少一个航空器引擎故障的情况下调节功率的系统。此系统包括被称为航空器控制器且配备有数字数据处理单元的飞行控制中心、航空器维修模块以及被称为FADEC的用于GPP单元和用于引擎的控制和监视模块。GPP单元的FADEC配备有由处理单元的应急功能所触发的用于紧急状态的时间消耗计算器，其通过GPP单元和引擎并经由它们的FADEC调节非推进功率的供应。双向链接将航空器控制中心连接到FADEC，并将这些FADEC连接到GPP单元以及引擎，使得它们可基于所述消耗的时间以及与引擎和GPP单元的状态有关的信息来管理来自消耗件的需求，其中所述信息由FADEC提供给维修模块以及经由处理单元提供给飞行员。
有利地，所到达的功率水平的所述消耗时间和信息以及引擎和GPP单元的状态由FADEC经由处理单元供应到维修模块，可实现优化的预防性维护，并在GPP单元受损的情况下易于规划维修操作。
附图说明
从以下非限制性的描述、涉及特定实施例并参考附图，本发明的其他方面、特点和优点将是显而易见的，其分别地示为：
图1是根据本发明的调节系统的交互设备的流程图；
图2是根据本发明的在没有尝试重新启动引擎而损坏引擎的情况下在紧急调节时非推进功率管理的示意图；
图3是如果在重新启动尝试后重新启动故障引擎在引擎损失的情况下调节先前例子时此管理的示意图；
图4是如果在尝试后没有重新启动故障引擎通过调节先前例子的紧急管理的示意图；此示意图也图示了当在一次尝试后重新启动故障引擎时在两台引擎损坏的情况下非推进功率的紧急调节；以及
图5是当重新启动引擎的尝试失败时在两台引擎损坏的情况下调节的示意图。
具体实施方式
在所有图2至5中，根据双引擎飞机飞行期间的时间“t”，示意图显示非推进功率P如何基于满足飞机气动和电动要求的管理系统来变化。在对应的时间窗口中，非推进功率的不同可变水平也沿着时间轴线显示：
-由牵引系统所供应的非推进功率PM，这里其包括两个涡轮喷气引擎，所述引擎具有附图标记M1和M2；
-由上述GPP单元所供应的功率PG；以及
-由引擎和GPP单元供应的总非推进功率PT，以满足所有的功率要求(电力的和气动的)。
特别地，它们显示了在名义模式(被称为“AEO”模式，“所有引擎运行”的缩写)下主引擎的非推进功率：由主引擎M1和M2(用于每个这些引擎的PMA)所形成的牵引系统的功率2PMA以及主功率单元和GPP的被标记为PGA的功率。
在至少一个主引擎故障的情况下，GPP单元也能够根据要求依次地或交替地供应对应于不同紧急状况的不同水平的附加功率。每个紧急状态下的最大运行周期可以累积。控制中心通常包括用于存储供应和联结到一中央数字数据处理单元上的数据的装置，以及用于将命令信号发送到引擎和GPP单元的装置。此中央处理单元也管理功率消耗件和供应器。
例如，图1中的流程图图示紧急调节“R”的路径，反映了以下所描述的紧急调节R1、R2或R3的每个例子，由紧急信号“S”携带并由中央数字数据处理单元100的应急功能处理。在该例子中，所述单元100合并到被称为飞机控制器200的控制中心中。所述数据涉及来自被称为主引擎的主引擎M1和M2的“FADEC”300和400(“全权数字引擎控制”的缩写)的控制和监视模块的信息。每个设备的FADEC均是可以在其整个功率范围内控制后者的数字模块。紧急调节信号“S”经由其FADEC800发送到GPP单元700。一旦接收到紧急信号，FADEC800授权GPP单元提升由GPP单元所供应的功率。飞行员900也可以将命令“C”触发到处理单元100，以根据飞行状态一方面修正在主引擎M1与M2之间的非推进功率需求的分布，另一方面修正GPP单元700。
此外，FADEC300、400和800能够经由飞机控制器200的处理单元100，提供给飞行员900和航空器950的维修模块以与引擎和GPP单元的状态有关的信息“I”以及它们提供非推进功率的能力。存在双向链接“L”以连接各种所提到的设备。
可以由GPP供应的附加功率在图2-5中表示如下：
-超级应急功率PSU，其允许采用所有或一些总的非推进功率PT，从而避免或最小化航空器消耗件的需求的缓解，同时足够尝试重新启动发生故障的主引擎；
-最大应急功率PMU，其也允许采用所有或一些总的非推进功率PT，从而避免或最小化航空器消耗件的需求的缓解，但不尝试重新启动主引擎；以及
-中间应急功率PIU，其例如在ETOPS状态下允许采用一部分总的非推进功率，并可以供应直至飞行结束。
限制在各种应急功率处的运行周期，以保持与损害GPP单元的容许极限兼容。但这些周期可以累积。例如，如果只在中间应急功率水平处呼叫GPP单元，则在中间紧急状态下供应较高功率所消耗的时间添加到最大允许时间上。
在示例性实施例中，功率PSU达到额定连续工作功率(xmax＝1分钟)的130％，同时，PMU是额定连续工作功率(ymax＝2分钟)的约120％，功率PIU不超过额定连续工作功率(zmax＝180分钟)的110％。在可以呼叫不同状态的这些最大周期连续地或交替地取决于引擎的尺寸。在示例性实施例中，在功率PSU处所述周期分配为35秒，在功率PMU处分配为2分15秒(此外对于功率PMU和/或PIU，在功率PSU处未使用的25秒保持可用)和在功率PIU处分配为110分钟。
根据在OEI运行中不同的调节模式，取决于是否减少对“尚存”(仍然运行的)引擎需求的选择，如以下所详细描述激活这些附加功率。具体为，每个状态所消耗的时间由合并到GPP单元700的FADEC800中的时间计算器801计算。此计算避免损坏GPP单元，否则其将在超高功率状态下长时间呼叫。由GPP单元所供应的功率也根据消耗件的功率需求由其FADEC自动地调节。此调节对飞行员是明晰的。
当至少一个引擎失效时，数据处理单元200将紧急信号“S”发送到GPP单元700的FADEC800。此信号公布对GPP的授权，以立即使用分别对应于功率PSU、PMU和PIU的供应的状态RS、RM和RI。取决于GPP单元700的消耗，所述状态在适当时间窗口中的横坐标上显示给定期间，该消耗取决于通过分配在GPP单元与运行引擎之间的非推进功率而进行的调节。此分配基于由航空器制造商或飞行员的指令所定义的优选权由处理单元100处理。
例如使用以下标准，由航空器制造商所定义的优选权可以给出一层级：
-给予飞行安全的绝对优选权：所期望的飞行轨迹仍然没到达或航空器的危险高度要求完全获得仍然运行的引擎的推进功率，同时如果飞行安全受到威胁则应超过使用GPP的紧急状态的时间限制；
-给予保护设备的相对优选权：如果飞行轨迹再次令人满意，则应关注使用GPP紧急状态的时间限制；
-给予消耗优选权：最优化消耗用于该飞行的结束，其可能导致一些消耗件无需首要地考虑切断电源。
在紧急信号“S”发送前，根据额定管理状态RA，所有的引擎均运行，非推进功率均在名义AEO模式下，其如以下进行分配：
-功率2PMA由包括引擎M1和M2的主牵引系统供应，其中PMA＝150kW；
-在示例性实施例中，由GPP单元所供应的功率PGA高于由主牵引系统所供应的功率2PMA，例如，PGA＝500kW；
-由引擎和GPP单元供应总非推进功率PTA，以满足所有的功率要求(电力的和气动的)，此功率因此核实：PTA＝2PMA+PGA。
如以下详细描述的那样，图2至5涉及在不同模式下在紧急管理时非推进功率的分配。以下描述也涉及设备、飞行员、条例、信号和链接，按图1中所显示的进行组织，并保持相同的附图标记。因此也参考图1和与本说明书有关的相关文本。
参考图2，其显示在模式R1下用于紧急调节的非推进功率管理P的示意图。如果左引擎M1发生故障，且不尝试重新启动此引擎，则通过控制中心200的处理单元100，此模式由在时间t0处发送的信号“S”所触发。
在此调节模式R1下，中间紧急状态RI直接地且连续地被要求直至该飞行结束，不使用保持潜在可用的(虚线)超级应急功率PSU或最大应急功率PMU。因此呼叫GPP单元700以供应中间应急功率PIU，其高于额定功率PGA，但低于最大应急功率PMU。在这种情况下，尚存的引擎M2没有减少其非推进荷载，其继续供应它的那份非推进功率PMA。
供应自力矩t2的中间功率和供应自力矩t1的非推进功率PMA仅由仍然运行的右引擎M2提供，于是在接收到由GPP单元700的FADEC发出的紧急信号“S”与飞行结束之间的此飞行阶段中构成了总的非推进功率PT。此总功率PT大致等同于在名义状态模式RA下的总非`推进功率PTA。所供应的应急功率PIU的水平因此对应于采用总的非推进功率中的，在ETOPS状态下GPP单元700能够持续地供应，直至该飞行结束的该部分非推进功率。在状态RI下的GPP单元700的激活周期因此包括在中间功率水平PIU处的超级紧急RS(xmax)状态和最大紧急RM(ymax)的可能激活周期以及中紧急状态RI所消耗的周期(zmax)。
图3图示在模式R2下用于紧急调节的非推进功率管理P的示意图。在其中左引擎M1如前述情况发生故障，并试图要求重新启动此引擎的情况下，通过控制中心200的处理单元，由在时间t0处发送的紧急信号“S”触发此模式。
在AEO模式中的名义状态RA中，以与图2中的相同的结构，在左引擎M1停止时紧急信号“S”发送之前，分配非推进功率。
在此调节模式R2中，仍然运行的右引擎M2减少其非推进荷载(从时间t3开始完全减少)，以具有其暂时可获得的更大的推进功率。航空器控制中心200管理命令，以经由应急功能根据紧急调节模式R2减少需求。此功能由编程处理器提供并合并到航空器控制中心的处理单元中。
通常，或是自动地根据由航空器制造商首次实施的并合并到应急功能中的优先选择(如上述例子中)，或是由飞行员介入，此功能自动地生成紧急信号并管理在GPP与运行引擎之间的非推进功率的分配。
在接收到GPP单元的FADEC发出的紧急信号“S”时，维持运行的引擎M2减少需求，非推进功率于是作为补偿如以下由GPP单元供应。应急功能首先使GPP单元的FADEC处于警戒状态，使得其提升GPP的运行极限，以使得能够马上经历荷载的增加。然后处理单元100按照飞行员的指令或根据自动编程规则将引擎M2的功率传送设备切换到GPP单元。在时间t3处，由GPP单元所承受的荷载突然提升。响应于此附加荷载，GPP单元的气体生成器加速。然后GPP单元供应比前一阶段更大的非推进功率。因此加速GPP单元的气体生成器，以在时间t4处到达功率PMU的最大紧急状态RM水平。此功率水平能够补偿其供应非推进功率的荷载被减少的引擎M2，以及补偿引擎M1的故障。在这些情况下，从时间t3开始所有的非推进功率PT均由GPP单元供应，其中水平PG(这里即时间t4和t5之间的PMU)从时间t4开始大致地保持在额定水平PTA处。
在此最大紧急状态RM中时间为y1的给定周期(例如等于10秒)的操作之后(如果必要，该时间可以减少或取消)，飞行员在时间t5处向控制中心的处理单元发送命令，以尝试重新启动左主引擎M1。控制中心200然后要求GPP单元700的FADEC800切换到引擎M1的开始模式。GPP单元进一步加速其气体生成器，以具有超级应急功率PSU，包括重新启动所需要的功率。GPP单元因此几乎立即达到超级紧急状态RS，其中此单元以名义水平PTA加上用于重新启动左引擎M1的功率供应所有的非推进功率。
在图3中的示意图对应于其中故障引擎M1在所述尝试后重新启动的情况。在使用重新启动所要求的所有功率35秒钟的时间后，GPP单元700在时间t6处向后切换到对应于功率PMU的最大紧急状态RM。此状态可以持续直至分配到该状态的最大周期“y”(2分钟)的剩余时间y2(等于(y–y1)的差)结束，加上所允许的但不在超级应急状态RS下使用的剩余时间(x–x1)(最大持续时间“x”等于1分钟)。最大紧急状态RM可以因此持续((y+x)–(y1+x1))，即，在该例子中的2分15秒。
然而，当在时间t7处的情况要求主引擎M1和M2供应它们的那份在AEO模式下的非推进功率2PMA时，或是自动地或是根据飞行员的要求的应急功能再次调节供应到主引擎和GPP单元上的非推进功率。然后此GPP单元在此时间t7处切换到额定功率供应状态RA，由此单元供应的功率返回到水平PGA。
在图4中的示意图对应于图3中所图示的紧急情况，但是其中重新启动故障引擎M1的尝试并不成功。图4中的参考标记然后涉及参考图3的描述部分。在图4的可替代情况下，尚存引擎M2向后切换，以在飞行员考虑时如果飞行状态允许则从时间t8开始供应额定非推进功率PMA。GPP单元然后在时间t8处同时切换到具有功率PIU的中间紧急状态RI，对应于GPP单元能够供应直至飞行结束的功率水平。
图4也图示了在模式R3中对应于两个引擎M1和M2的同时发生故障的用于紧急调节的非推进功率管理P的示意图。由应急功能产生且在时间t0处通过控制中心的处理单元传送的紧急信号“S”由GPP单元的FADEC接收。
在这种情况下，所有的非推进功率如在前述情况下由GPP单位供应。在接收到紧急信号“S”时，所消耗的所有非推进功率PT通过加速其气体生成器由GPP单元生成，直至其达到功率PMU的最大紧急状态RM水平。GPP单元然后能够补偿引擎M1和M2的故障。在这些情况下，所有的非推进功率PT从时间t3开始在大致等同于名义水平PTA的水平处均由GPP单元的功率PG供应。
在此最大紧急状态RM的运行周期之后(如果引擎要求尽快地重新启动，则其可以减少或甚至取消)，飞行员在时间t5处向控制中心发送命令，以尝试重新启动例如引擎M2的引擎。此中心的处理单元随后要求GPP单元的FADEC切换到引擎M2的启动模式。GPP单元进一步加速其气体生成器，以便随后具有可获得的超级应急功率PSU，包括重新启动所必需的功率和在名义水平PTA处供应所有的非推进功率的功率。然后取决于是否重新启动引擎M2来管理两种状况。
在图4中的示意图对应于其中故障引擎M2在尝试后重新启动。在利用需要用于重新启动的所有功率后，GPP单元从时间t6开始切换回对应于功率PMU的最大紧急状态RM，只要引擎M2没有供应任何非推进功率。
当飞行条件允许时，飞行员决定在时间t7处不再减少对引擎M2的需求。飞行控制中心200的应急功能随后使引擎M2可再次供应它的那份非推进功率PMA。GPP单元在与时间t7相同的时间处减慢其气体发生器至具有功率PIU的中间状态RI，使得总的非推进功率PT大致保持在名义水平PTA处。
功率PIU采用GPP单元能够供应直至飞行结束的那部分的非推进功率。此功率PIU保持高于在名义水平PGA处的功率，以补偿由故障引擎M1供应的非推进功率的缺失。
图5中的示意图采用图4中的，但是对应于其中失效引擎M2在尝试期间不重新启动的可替代情况，两个引擎均失效。在这种情况下，在超级紧急状态RS运行结束时，从时间t6开始返回到具有最大功率PMU的状态RM的GPP单元保持在此状态RM下，直至允许用于此状态的时间消耗完。接着，在时间t9处，应急功能减少来自GPP单元的非推进功率的消耗，GPP单元在那时切换到中间应急功率PIU的状态RI，因此减少了非推进功率的供应。
处理单元考虑已实现状态RS、RM和RI的周期(x，y和z)的限度的信息。此信息由GPP单元的FADEC供应，飞机控制中心200的应急功能于是在适当时间(这里在时间t9处)例如根据以上所提供的优先权，通过在那些时间处将一个状态切换到另一个状态而减少GPP单元的功率消耗。
为了提高非推进功率的供应，飞机配备有RAT型(冲压空气)涡轮机。这是连接到液压泵或发电机的小的或“微小型风成”涡轮机。
本发明并不限制于所描述的和图示的例子。例如可以意想例如结合以上所提出的所有或一些条例R1至R3的情况的其他情景。此外，例如可以通过提供几个中间功率水平来定义GPP单元所供应的其他附加功率状态。
Claims (10)
1.一种用于在至少一个航空器的引擎发生故障的情况下调节功率的方法，所述引擎包括提供能够触发紧急信号S的应急功能的中央数字数据处理单元(100)，其特征在于，所述方法包括：使用已知为GPP单元(700)的引擎级主功率单元，该引擎级主功率单元通过控制和监视功能来管理，在飞行中持续工作，同时占据所述航空器的额定的总非推进功率PTA中的由GPP单元所供应的功率PGA，以基于在所述引擎故障时响应于对GPP单元(700)的增加的消耗需求的至少三个紧急状态RS，RM，RI，在接收到紧急信号S时延伸其工作极限，从而能够几乎在瞬间供应增加的非推进功率PSU，PMU，PIU，每个紧急状态均具有最大激活周期，所述最大激活周期可从一个状态转换到另一状态，并可分配于几个交替的次序，这些状态至少包括，按照下降的功率水平按顺序进行分级，已知的超级紧急状态RS，其中采用所有或一些非推进功率，加上附加功率，以尝试重新启动所述故障的引擎；已知的最大紧急状态RM，其中采用所有或一些非推进功率；以及已知的中间紧急状态RI，其中采用非推进功率的对应于保持持续可用，直至飞行结束的最小部分功率，所述GPP单元(700)的控制和监视功能计算每个紧急状态RS，RM，RI所消耗的时间，并通知其所述中央数字数据处理单元(100)，同时，如果超过了分配到各紧急状态RS，RM，RI的最大运行周期xmax，ymax，zmax，则发送一警报，并且，基于与一状态中所消耗时间有关的此信息以及基于超过使用于紧急状态的限度的警告，自动地或者根据飞行员的指令，所述应急功能在所述引擎与所述GPP单元(700)之间调节由所述航空器所需的非推进功率的需求。
2.根据权利要求1所述的方法，其中所述超级紧急状态RS只有在尝试重新启动一引擎，同时供应所述航空器的所有或一些非推进功率的阶段内才出现，所述最大紧急状态RM在一个或多个引擎发生故障，同时供应所述航空器的所有或一些非推进功率时出现，所述中间紧急状态RI只有在飞行结束期间至少一个引擎完全失效的情况下，通过尽可能减少对维持运行的引擎的需求，在维持总非推进功率的一部分的阶段中才被激活。
3.根据权利要求1所述的方法，其中在运行时供应非推进功率的航空器的所述引擎为两个，其中恰好一个第一引擎M1发生故障的情况下，第一调节模式R1包括只呼叫所述GPP单元(700)的所述中间紧急状态RI，以补偿所述故障的第一引擎M1的贡献缺失，同时运行着的第二引擎M2没有减少其对总非推进功率PTA的贡献。
4.根据权利要求1所述的方法，其中在运行时提供非推进功率的航空器的所述引擎为两个，其中恰好一个第一引擎M1发生故障的情况下，第二调节模式R2包括依次地和交替地呼叫三个状态RS，RM，RI，运行着的第二引擎M2减少其对非推进功率的贡献，直至故障的第一引擎M1重新启动，即其中至少一些非推进功率被采用的最大紧急状态RM的一可选次序，之后是在转到最大紧急状态RM前，其中总非推进功率如前所述被采用，当尝试重新启动所述故障的第一引擎M1的时间不长于分配到该状态的整个可用周期时，对应于所述超级紧急状态RS的功率需求，该最大紧急状态RM可持续，直至分配到该状态的可用周期被消耗完。
5.根据权利要求4所述的方法，其中如果故障的第一引擎M1重新启动，则所述应急功能在所述第一引擎M1和第二引擎M2与所述GPP单元(700)之间调节非推进功率，其再次在恢复的额定的非推进功率状态下运行，直至飞行结束，所述GPP单元提供该功率的给定部分，即由GPP单元所供应的功率PGA，所述两个引擎提供额外部分的功率，即第一引擎M1和第二引擎M2所提供的功率2PMA。
6.根据权利要求4所述的方法，其中如果所述故障的第一引擎M1没有重新启动，则自动地基于飞行数据或是基于当飞行员(900)考虑到飞行状态允许而呼叫在所述中间紧急状态RI中的所述GPP单元直至该飞行结束时的飞行员的指令，所述应急功能停止减少对所述运行着的第二引擎M2的需求，恢复在那时其对非推进功率的贡献，即所述第二引擎M2所提供的功率PMA。
7.根据权利要求4所述的方法，其中如果所述两个引擎均已故障，则所述应急功能的第三调节模式R3包括呼叫所述可选次序，激活最大紧急状态RM，之后是超级紧急状态RS,同时在返回到最大紧急状态RM前，尝试重新启动所述第二引擎M2。
8.根据权利要求7所述的方法，其中如果所述第二引擎M2重新启动，则当飞行员(900)考虑到该飞行状态允许时根据其命令，或自动地基于飞行数据，所述应急功能将一些消耗件转移至所述重新启动的第二引擎M2，该第二引擎M2供应其非推进功率PMA的份额，其他消耗件转移至所述GPP单元(700)，该GPP单元(700)在所述中间应急状态RI中运行直至飞行结束。
9.根据权利要求7所述的方法，其中如果所述第二引擎M2在尝试后没有重新启动，则呼叫所述最大紧急状态RM，直至其激活周期ymax消逝，随后通过所述应急功能减少对非推进功率的需求，以切换到中间紧急状态RI。
10.一种用于在至少一个航空器的引擎发生故障的情况下调节功率的系统，包括已知为航空器控制器(200)且配备有中央数字数据处理单元(100)的飞行控制中心、航空器维修模块(950)以及已知为FADEC的用于GPP单元(700)和用于所述引擎的控制和监视模块，其特征在于：所述GPP单元(700)的FADEC配备有由所述处理单元(100)的应急功能所触发的用于紧急状态RS，RM，RI的时间消耗计算器(801)，该中央数字数据处理单元(100)通过所述GPP单元(700)和所述引擎经由它们的FADEC调节非推进功率PG，PM的供应，双向链接(L)将所述飞行控制中心连接到FADEC，并将这些FADEC连接到所述GPP单元(700)和所述引擎，使得具体通过实施根据前述权利要求中任何一项所述的方法，它们可以基于所消耗的时间以及关于所述引擎和所述GPP单元(700)的状态的信息来管理来自消耗件的需求，所述信息由所述FADEC提供给所述维修模块(950)以及经由所述中央数字数据处理单元(100)提供给飞行员(900)。
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