CN104271923A - 包括具有用于执行涡轮机保护功能的模块的监视系统的涡轮机和监视方法 - Google Patents

包括具有用于执行涡轮机保护功能的模块的监视系统的涡轮机和监视方法 Download PDF

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Abstract

一种航空器涡轮引擎包括至少一个以速度N1旋转的轴和监视系统(1)，所述监视系统包括：调节模块(REG)，其包括适合于获得速度N1的测量值(N1A)的至少一个第一调节测量通道(A、b)；以及用于对所获得的速度测量值(N1A,N1B)与推力设定点(N1cons)进行比较以提供推力状态(EREG)的装置；以及用于执行所述涡轮引擎的UHT或ATTCS类型的保护功能的模块(ENG)；所述涡轮引擎还包括用于保护以防止超速度的系统以便防止高能量碎片喷出到所述涡轮引擎外部，所述保护系统包括适合于获得所述涡轮引擎的旋转轴的超速度(N1AS,N1BS)的至少一个超速度测量通道(AS、BS)，该涡轮引擎的特征在于，执行模块(ENG)包括用于对所获得的至少一个超速度(N1AS,N1BS)与依据要执行的保护功能限定的至少一个参考速度进行比较的装置，所述比较模块配置成以便依据所述比较的结果来执行所述保护功能(UHT,ATTCS)。

Description

包括具有用于执行涡轮机保护功能的模块的监视系统的涡轮机和监视方法
技术领域
本发明涉及监视涡轮引擎旋转速度的领域，特别涉及用于航空器推进的涡轮喷气发动机引擎。
背景技术
对于包括低压轴和高压轴的双轴涡轮喷气发动机引擎，已知要监视低压轴的旋转速度，在速度N1的设计下这对于本领域技术人员而言是已知的。对速度N1的监视使得如果检测到异常则能够发起用于涡轮喷气发动机引擎的保护的多个功能。
采用已知方式，参考图1，涡轮喷气发动机引擎包括监视系统1，监视系统1包括用于速度N1的调节的调节模块REG和执行模块ENG，调节模块REG意图依据航空器飞行员提供的设定点调节涡轮喷气发动机引擎的速度，执行模块ENG用于执行保护功能以便基于涡轮喷气发动机引擎的速度N1校正涡轮喷气发动机引擎的操作异常。
保护功能UHT
惯常保护功能是本领域技术人员已知的用于保护以防过推力的功能，“未受控的高推力”其英文缩写为UHT。功能UHT包括如果检测到所述涡轮喷气发动机引擎过推力则切断涡轮喷气发动机引擎的燃料流。此功能能够有利地防止航空器的推力在航空器两个引擎之间的不对称。保护功能UHT仅当航空器处于低海拔/低速度时激活而在此范围外不激活。
在常规方式下，参照图1，监视系统1包括用于调节速度N1的调节模块REG，其意图依据由航空器飞行员提供的设定点N1cons调节涡轮喷气发动机引擎的速度N1。仍然参照图1，涡轮喷气发动机引擎监视系统1的调节模块REG包括第一调节测量通道A和第二调节测量通道B，第一调节测量通道A适合于获得速度N1的测量值N1A,第二调节测量通道适合于获得速度N1的测量值N1B。调节模块REG还包括用于对在通道A和B中每一个上获得的速度测量值N1A,N1B与由航空器飞行员限定的推力设定点N1cons进行比较的装置2A、2B。在图1中，逻辑门ET(参考E2)使得能够合并由比较装置2A、2B推断出的信息以便调节模块REG在如图1中所图示的输出端供给更可靠的推力状态EREG。
例如，如果对于等于2000rpm的推力设定点N1cons而言测量值N1A等于4000rpm及测量值N1B等于5000rpm，则调节模块REG的比较装置2A、2B推断出涡轮喷气发动机引擎在调节通道A、B中的每一个上处于“过推力”。逻辑门ET(参考E2)于是据此推断出推力状态EREG等于“OVERTHRUST”。
如图1中所图示的，监视系统1还包括用于执行保护功能的模块ENG以便基于涡轮喷气发动机引擎的速度N1校正涡轮喷气发动机引擎的操作异常。
用于执行功能UHT的模块ENG包括比较装置3A、3B，其适合于对由调节模块REG的调节测量通道A、B获得的速度测量值N1A,N1B和安全设定点N1SEC进行比较以便执行保护功能UHT。在图1中，逻辑门ET(参考E3)使得能够合并由比较装置3A、3B推断出的信息以便执行模块ENG在如图1中所图示的输出端供给更可靠的活动状态EENG。换言之，用于执行功能UHT的模块ENG基于由调节模块REG的调节测量通道A、B获得的相同速度测量值N1A,N1B以便供给保护功能UHT的更可靠的活动状态EENG。
因而，如果对于安全设定点N1SEC等于3000rpm而言测量值N1A等于4000rpm以及测量值N1B等于5000rpm，则用于执行功能UHT的模块ENG在输出端供给等于“UHT ACTIVE”的活动状态，当功能UHT必须执行时。
保护功能ATTCS
另一惯常保护功能是本领域技术人员已知的用于保护以防推力损失的功能，“自动起飞推力控制系统”其英文缩写为ATTCS。功能ATTCS包括当在例如起飞期间的关键飞行阶段在航空器第二引擎上检测到推力损失或导致推力损失的不充分加速时自动增加航空器第一引擎的推力。为了允许用于包括两个涡轮喷气发动机引擎的航空器的功能ATTCS的实施，ARINC类型的通信链路提供在第一引擎和第二引擎之间以便能够进行对话。在引擎之间的此对话期间，对第一引擎的速度N1和第二引擎(参考N1mot2)的速度N1进行比较。
为了简明起见，当不存在不兼容时，在图2中采用了图1中用于功能UHT的描述的附图标记来表述功能ATTCS。参照图2，用于执行涡轮喷气发动机引擎监视系统的功能ATTCS的模块ENG包括比较装置3A、3B，其用于对由调节模块REG的调节测量通道A、B获得的速度测量值N1A,N1B与第二引擎的速度N1mot2进行比较以便执行保护功能ATTCS。逻辑门ET(参考E3)使得能够合并由比较装置3A、3B推断出的信息以便执行模块ENG在如图2中所图示的输出端供给更可靠的活动状态EENG。
监视系统的可靠性
为了验证监视系统1的可靠性，即使监视系统1的一些组件发生故障时，也有必要确保包括UHT或ATTCS类型的保护功能正确执行。已经知道要记录导致所述功能UHT和ATTCS执行故障的关注事件。关注事件采用本领域技术人员知道的标准由规定CS-25来限定。
在最关注的事件之中，采用标准CS-25记录与下面相对应的事件。
第一引擎((EREG＝UNDER-THRUST))上的推力损失和第二引擎((EENG＝ATTCS INACTIVE))上的功能ATTCS的未执行；以及
-过推力(EREG＝OVERTHRUST)和功能UHT((EENG＝UHT INACTIVE))的未执行。
举例来说，在图2中示出了事件“第一引擎上的推力损失和第二引擎上的功能ATTCS的未执行”。如果在第一引擎(EREG＝UNDER-THRUST)上累积地检测到推力损失并且在第二引擎(EENG＝ATTCS INACTIVE)上未执行功能ATTCS，则仅发生参考E1的关注事件。
作为关注事件的示例，如果速度N1的真实值等于1000rpm，如果对于推力设定点N1cons等于2000rpm而言测量值N1A等于4000rpm且测量值N1B为空，则调节模块REG的比较装置2A、2B推断出涡轮喷气发动机引擎处于“过推力”。由于调节通道A的测量值N1A的高错误值，所以推力状态EREG不正确。相对于执行模块ENG，对于速度N1MOT2等于2000rpm的设定点，由于调节通道A的测量值N1A错误地高，所以用于执行功能ATTCS的模块ENG在输出端供给等于“ATTCS不激活”的活动状态EENG，尽管引擎处于欠推力。
换言之，如果第一引擎的第一调节测量通道A累积地供给错误项的错误速度信息N1-N1A而第一引擎的第二测量通道B不供给信息或者错误项的速度信息N1-N1B不存在或者错误，则仅发生推力损失(EREG＝UNDER-THRUST)。因而，如果在调节测量通道A、B中每一个上累积了两个同时故障，则仅发生不正确的推力状态EREG。同样地，如果第二引擎的两个调节测量通道A、B从第一引擎累积地接收错误的速度N1A和N1B，则功能ATTCS未执行在第二引擎(EENG＝ATTCS INACTIVE)上。因而，如果调节测量通道A、B同时供给了错误的数据，则功能EENG的活动状态和推力状态EREG是不正确的，这是因为调节测量通道A、B把速度值供给到了监视系统1的这两个模块REG、ENG。
在实践中，出现最关注事件是极其罕见的，这是因为它对应于调节模块REG的故障和执行模块ENG的故障同时出现。此外，如上面所陈述的，监视系统1包括两个调节测量通道A、B，其使得能够相当大地增加监视系统的可靠性。因而，对于执行功能UHT(图1)或者执行功能ATTCS(图2)而言单个孤立的组件失效不影响涡轮喷气发动机引擎的监视系统1。
在“调度”模式下监视系统的可靠性
在新一代的航空器中，已经提出了即使航空器包括具有有缺陷的调节测量通道的计算机也允许航空器飞行。本领域技术人员把此操作模式称为“损害配置”或者“调度模式”。在现有技术中，不允许“调度”操作模式，其会促使航空器乘客不便利，于是航空器乘客会滞留在地面上等待修复，尽管没有引擎的关键组件失效，仅仅是一个测量通道有缺陷而已。
在“调度”模式下，会影响监视系统1的可靠性。举例来说，图3示出了当调节测量通道B失效并且不再供给数据时针对功能ATTCS的执行的可靠性树。采用与图2类似的方式，如果在第一引擎(EREG＝UNDER-THRUST)上累积地检测到推力损失并且在第二引擎(EENG＝ATTCS INACTIVE)上未执行功能ATTCS，则仅发生关注事件E1。如图3中所图示的，调节测量通道B已经失效，监视仅基于第一引擎的调节测量通道A。
举例来说，如果第一引擎的第一调节测量通道A提供了错误的速度N1A，例如N1A是如先前所呈现的涡轮喷气发动机引擎的真实速度N1的过估计，则可能发生推力损失(EREG＝UNDER-THRUST)。通过调节模块REG获得的推力状态EREG仅依赖于孤立的故障。仍参照图3，由于由第一引擎提供的值N1A是错误的，所以未执行功能ATTCS。因而，在“调度”模式下可靠性基本上是一种折衷方案，这是因此单个错误值可以导致保护功能ATTCS的关注事件。这同样应用于功能UHT(图4)。
为了消除此缺陷的直接解决方案会是允许航空器飞行员手动执行保护功能。然而，想要自动执行保护功能的航空器制造者不会设想此解决方案。另一直接解决方案会是要添加调节测量通道，但是此解决方案增加了监视系统的制造和维护成本，这同样是不想要的。
发明内容
为了消除这些缺陷中的至少一些，本发明涉及一种包括至少一个以速度N1旋转的轴和一个监视系统的航空器涡轮引擎，所述监视系统包括：
-调节模块，其包括适合于获得速度N1的测量值的第一调节测量通道和独立于第一测量通道的第二调节测量通道，第二调节测量通道适合于获得速度N1的测量值；以及用于对所获得的速度测量值与推力设定点进行比较以提供推力状态的装置；以及
-用于执行涡轮引擎的UHT或ATTCS类型的保护功能的模块，
涡轮引擎还包括用于保护以防止超速的系统以便防止高能量碎片喷出到所述涡轮引擎外部，该保护系统包括至少一个超速测量通道，其适合于获得涡轮引擎的旋转轴的超速度，该涡轮引擎包括能够基于当调节测量通道之一有缺陷时获得的超速度来提供超速度的至少一个测量值，以及其中执行模块包括用于所述超速度测量值与依据要执行的保护功能限定的至少一个参考速度的比较的至少一个装置，所述执行模块配置成使得依据比较的结果执行所述保护功能。
因而，依据本发明，用于执行UHT或者ATTCS类型的保护功能的模块不是基于如现有技术那样在调节通道上获得的速度测量值，而是基于在用于保护以防止超速度的系统的超速度测量通道上获得的超速度测量值来决定保护功能的执行，以便防止高能量碎片喷出到所述涡轮引擎外部。由于由保护系统使用的超速度测量值独立于监视系统的超速度测量值，所以在调节通道上的测量故障不影响保护功能的执行模块。换言之，压力的调节和保护功能的执行是独立的，这提高了监视系统的可靠性。此外，执行模块独立于调节模块而起作用。因此它可以基于超速度测量值独立于调节模块地执行其保护功能。
调节模块还包括两个冗余独立测量模块以便增加推力调节的可靠性，这使得能够在两个测量通道之一有缺陷时设想在“调度”模式下涡轮引擎的操作。依据超速度测量和执行模块的特性，在仅调节测量通道上的故障不能够导致保护功能的执行的故障。在“调度”模式下关注事件的可能性极其低。
在第一候选实施例中，用于保护以防止超速度的系统包括：第一超速度检测通道，其适合于获得涡轮引擎的旋转轴的超速度；独立于第一超速度检测通道的第二超速度检测通道；其适合于获得涡轮引擎的旋转轴的超速度，执行模块包括用于对所获得的两个超速度与依据要执行的保护功能限定的参考速度进行比较的装置。因而，不管在调度模式下超速度测量通道和调节测量通道的链路如何，在调度模式下总是存在至少一个超速度测量值可用于执行模块的操作。
在第二候选实施例中，用于保护以防止超速度的系统包括：用于检测超速度的第一通道，适合于获得涡轮引擎的旋转轴的超速度；独立于第一超速度检测通道的第二超速度检测通道，适合于获得涡轮引擎的旋转轴的超速度并且它配置成依据在超速度测量通道上获得的超速度把合并超速度供给监视系统的执行模块。用于此部分的执行模块包括用于对合并超速度与依据要执行的保护功能的限定参考速度进行比较的装置。相对于“调度”模式此变体与第一候选实施例一样。另外，传送给执行模块的超速度的合并有利地使得能够避免在仅一个测量通道上获取的错误超速度的传送。在合并期间，对独立地获得的两个超速度进行比较以便验证它们的可能性。
在第三候选实施例中，超速度测量通道独立于速度测量通道。此变体针对“调度”模式利用仅仅一个超速度测量通道进行操作，这是由于在此情况下调节测量通道的失效不影响超速度测量通道。由于它添加了额外的冗余，所以它还可以与其它变体结合。
依据本发明的一方面，对于执行涡轮引擎的功能UHT，执行模块的比较装置可以配置成以便对所获得的至少一个超速度和与涡轮引擎的最大容许过推力相对应的安全速度进行比较。执行功能UHT的决定独立于推力调节模块。如果超速度超过了安全速度，则执行功能UHT并且切断涡轮引擎的燃料供给。
依据本发明的另一方面，涡轮引擎包括与另一类似涡轮引擎的至少一个通信链路以便彼此传输它们的涡轮引擎旋转轴的速度值，在所述涡轮引擎中，执行了所述涡轮引擎的功能ATTCS，执行模块的比较装置配置成以便对所述涡轮引擎的至少一个所获得超速度与通过通信链路获得的所述另一涡轮引擎的速度进行比较。功能ATTCS使得能够对这两个涡轮引擎旋转体的旋转速度进行比较以便检测可能的推力不对称。由于调节独立于保护功能ATTCS，所以增加了涡轮引擎的监视的可靠性。
此外，本发明涉及一种用于监视包括至少一个以速度N1旋转的轴的航空涡轮引擎的方法，所述方法包括：
-依据速度N1的监视系统的第一调节测量通道获得旋转轴的速度的第一测量值和依据所述监视系统的独立于第一测量通道的第二调节测量通道获得旋转轴的速度的至少第二测量值的步骤；
-对所获得的速度的所述测量值与推力设定点进行比较以供给推力状态的步骤；
-依据保护以防止超速度的系统的第一超速度检测通道获得旋转轴的第一超速度和依据相同保护系统的独立于第一超速度检测通道的第二超速度检测通道获得涡轮引擎的旋转轴的第二超速度的步骤，其中所述保护以防止超速度的系统适合于防止高能量碎片喷出到所述涡轮引擎外部；以及
-使用所获得两个超速度值执行涡轮引擎的“抗过推”或“抗推力损失”保护功能以便对超速度测量值和依据要执行的保护功能限定的至少一个参考速度进行比较的步骤。
在包括上面提及的前两个步骤的方法的候选实施例中，第一变体中提及的后两个步骤由下面步骤代替：
-依据保护以防止超速度的系统的独立于调节测量通道的至少一个第一超速度通道来获得旋转轴的超速度的步骤，所述保护以防止超速度的系统适合防止高能量碎片喷出到所述涡轮引擎外部；和
-通过对获得的所述超速度与依据要执行的保护功能限定的至少一个参考速度进行比较来执行涡轮引擎的“抗过推”或“抗推力损失”保护功能的步骤。
附图说明
在阅读参考附图且仅仅通过示例给出的下面说明将更好地理解本发明，其中：
-图1是依据现有技术的用于执行UHT功能的涡轮引擎监视系统的可靠性的示意图解(已经提及)；
-图2是依据现有技术的用于执行功能ATTCS的涡轮引擎监视系统的可靠性的示意图解(已经提及)；
-图3是依据现有技术的在“调度”模式下用于执行功能ATTCS的涡轮引擎监视系统的可靠性的示意图解(已经提及)；
-图4是依据现有技术的在“调度”模式下用于执行功能UHT的涡轮引擎监视系统的可靠性的示意图解(已经提及)；
-图5是依据本发明的用于执行功能UHT的涡轮引擎监视系统的可靠性的示意图解；
-图6是依据本发明的在“调度”模式下用于执行功能UHT的涡轮引擎监视系统的可靠性的示意图解；
-图7是依据本发明的用于执行功能ATTCS的涡轮引擎监视系统的可靠性的示意图解；
-图8是依据本发明的在“调度”模式下用于执行功能ATTCS的涡轮引擎监视系统的可靠性的示意图解；
-图9是依据本发明的在“调度”模式下用于执行功能UHT或ATTCS的涡轮引擎监视系统的示意图解；
具体实施方式
应当注意：附图在用于实现本发明的详细方式中公开了本发明，但是所述附图当然能够用来在适当时给出本发明的较佳定义。
本发明将把涡轮引擎呈现为具有双轴，但是本发明应用于具有至少一个旋转轴的任何航空器涡轮引擎。
在此示例中，具有双轴的涡轮引擎包括低压轴和高压轴的双轴涡轮喷气发动机引擎，低压轴的旋转速度在速度N1的设计下这对于本领域技术人员而言是已知的。如上面所陈述的，对速度N1的监视使得如果检测到异常则能够发起用于涡轮喷气发动机引擎的保护的多个功能。
如图5至8中所图示的，涡轮喷气发动机引擎包括监视系统1，监视系统1包括用于速度N1的调节的调节模块REG和执行模块ENG，调节模块REG意图依据航空器飞行员提供的设定点N1CONS调节涡轮喷气发动机引擎的速度，执行保护功能的执行模块ENG以便基于涡轮喷气发动机引擎的速度N1校正涡轮喷气发动机引擎的操作异常。
速度N1的调节模块REG
监视系统1的调节模块REG是与现有技术类似的调节模块，其包括第一调节测量通道A和第二调节测量通道B，第一调节测量通道A适合于获得速度N1的测量值N1A,第二调节测量通道适合于获得速度N1的测量值N1B。
监视系统1的调节模块REG还包括用于对所获得的速度的测量值N1A,N1B与推力设定点N1cons进行比较以便在输出端供给涡轮引擎推力状态EREG的装置2A、2B。如图5至8中所示，逻辑门ET(参考E2)使得能够合并由比较装置2A、2B推断出的信息。
举例来说，如果推力设定点N1cons等于4000rpm并且所获得的速度测量值N1A,N1B分别等于2000rpm和1000rpm，则调节模块REG供给指示涡轮喷气发动机引擎的推力损失的推力状态EREG。如果仅调节测量通道A指示了推力损失，则推力状态EREG不指示推力损失(两个通道A、B之间的门ET)。
常规地，每个调节测量通道A、B包括其自己的获取装置及其自己的速度传感器。调节模块REG常规地采用安装在涡轮喷气发动机引擎上FADEC类型的调节计算机的形式。
用于执行保护功能的模块
依据本发明，用于执行UHT或ATTCS类型的保护功能的模块ENG独立于调节模块REG的调节测量通道A、B。实际上，依据本发明，保护功能的执行依赖于涡轮喷气发动机引擎的旋转轴的超速度的测量值，以便防止高能量碎片喷出到涡轮喷气发动机引擎外部，以及特别是朝着涡轮喷气发动机引擎所安装在的航空器喷出。
常规地，防止超速度的保护由电子保护系统实现，该电子保护系统独立于使得能够调节和执行保护功能UHT和ATTCS的监视系统1。保护以防止超速度的系统例如根据以SNECMA名义的专利申请FR2960906可以得知。
采用已知方式，涡轮喷气发动机引擎的低压轴的超速度由第一超速度检测通道AS和由第二超速度检测通道BS检测，以便防止高能量碎片喷出到涡轮喷气发动机引擎外部。常规地，每个超速度检测通道AS、BS包括其自己的获取装置及其自己的速度传感器。超速度检测通道AS、BS分别适合于获得如图5-8中所图示的涡轮引擎的旋转轴的超速度N1As,N1Bs。
依据本发明，超速度保护系统的超速度检测通道AS、BS连接至用于执行保护功能的模块ENG。因而，为低压轴的旋转速度的值的超速度N1AS,N1BS,用作执行保护功能的基础并且独立于针对调节模块REG所获得的速度N1A,N1B，这增加了监视系统1的可靠性。
常规地，执行模块ENG包括比较装置3A、3B，其适合于对获得的超速度N1AS,N1BS与依据要执行的保护功能(UHT,ATTCS)预先确定的至少一个参考速度进行比较，如将在下面陈述的。
保护功能UGT的执行
对于保护功能UHT的执行，首先参考图5，由超速度保护系统获得的超速度N1AS,N1BS均与基于其执行保护功能UHT的安全设定点N1SEC进行比较。用于功能UHT的安全设定点N1SEC类似于现有技术中使用的安全设定点，并且对应于在激励功能UHT之前涡轮喷气发动机引擎允许的最大速度。当功能UHT被激活时，切断对涡轮喷气发动机引擎的燃料供给。
如图5中所图示的，当通过对超速度N1AS,N1BS与安全设定点N1SEC进行比较的执行模块ENG检测到过推力时，执行UHT保护功能(EENG＝UHT ACTIVE)以便避免航空器的推力不对称。由于对执行功能UHT的决定独立于推力调节模块REG，所以提高了监视系统1的可靠性。附带地，尽管推力状态EREG不指示任何过推力也可以执行保护功能UHT。
举例来说，参照图6，监视系统的所有通道B在“调度”模式下都失效，也就是说，调节测量通道B和超速度测量通道BS这二者。借助于依据本发明的监视系统1，调节模块REG和执行模块ENG具有独立的速度信息N1以便限定推力和功能UHT的活动状态，这提高了监视系统1的可靠性，孤立的失效不会导致如图6中所图示的关注事件。
保护功能ATTCS的执行
在下面实施例中，依据本发明的第一涡轮喷气发动机引擎和第二涡轮喷气发动机引擎安装在航空器上。每个涡轮喷气发动机引擎包括与另一个涡轮喷气发动机引擎的至少一个通信链路以便允许涡轮喷气发动机引擎之间的对话。通信链路使得能够把旋转轴的速度N1的值以功能ATTCS可以校正任何推力不对称的方式传输到另一个涡轮喷气发动机引擎。在此示例中，这两个涡轮喷气发动机引擎通过ARINC类型的通信链路连接，但是当然其它通信装置也是适合的。
每个涡轮喷气发动机引擎包括超速度保护系统和监视系统1，其具有其自己的调节模块REG和其自己的执行模块ENG。参照图7，对于在第一涡轮喷气发动机引擎上的保护功能ATTCS的执行，第一涡轮喷气发动机引擎的所获得的超速度N1AS,N1BS均和与第二涡轮喷气发动机引擎的调节模块REG的更可靠的速度N1相对应的参考速度进行比较。在此实例中，更可靠的速度N1mot2通过处理通过第二涡轮喷气发动机引擎的调节模块REG的调节测量通道A、B所测量的速度来获得。
换言之，第一涡轮喷气发动机引擎具有第二涡轮喷气发动机引擎的低压轴的旋转速度N1mot2的值。如图7中所图示的，由于用于对涡轮喷气发动机引擎的速度的比较的装置3A、3B，于是能够检测两个涡轮喷气发动机引擎之间的推力不对称。采用与功能UHT的执行相似的方式，借助于依据本发明的监视系统1，调节模块REG和执行模块ENG具有独立的速度信息N1以便限定推力和功能ATTCS的活动状态，这提高了监视系统1的可靠性，孤立的失效不会导致关注事件。同样应用于如图8中所示的在“调度”模式下的功能ATTCS的执行。
用于监视航空器的电子设备在图9中示意性地示出。此电子设备采用例如FADEC类型的计算机的形式，并且包括监视系统1和保护系统2。为了简明起见，监视系统1的通道A示出在计算机的上部分中，而监视系统1的通道B示出在计算机的下部分中。
该计算机在其输入端接收通过调节通道A、B的速度测量值N1A,N1B和通过超速度测量通道AS、BS的超速度测量值N1AS,N1BS，如图9中所图示的。这些速度和超速度测量值通过测量传感器S借助于例如FPGA器件(“场可编程门阵列”)的获取系统3来实施。测量传感器S和获取系统3采用独立实施对速度的测量N1A,N1B和超速度的测量N1AS,N1BS的方式来配置。
图9的计算机示出为处于“调度”模式，所有的测量通道B都失效了。失效在视觉上由删除计算机下部分的叉来表示。由于失效，监视系统1针对其调节模块REG仅接收单个速度测量值N1A，不存在速度测量值N1B。对于其执行模块ENG，监视系统从保护系统2仅接收单个超速度测量值N1S，其在此情况下等于在保护系统2的通道A上测量的超速度测量值N1AS，由于失效不存在速度测量值N1BS。
仍然参照图9，通过监视系统1接收速度测量值N1A和超速度测量值N1AS。如上面所呈现的，监视系统1的调节模块REG对速度测量值N1A与设定点速度N1CONS(图9中未示出)进行比较。监视系统1的用于接合的模块ENG对由保护系统2供给的超速度N1S与图9中未示出的用于执行功能UHT的安全设定点N1SEC进行比较。相对于功能ATTCS,对由保护系统2供给的超速度N1S与另一涡轮引擎的旋转轴的速度进行比较。在互反方式下，参照图9，保护系统2通过通信链路以第二涡轮喷气发动机引擎同样可以实现功能ATTCS的方式向第二涡轮喷气发动机引擎传送超速度N1S的值。
通过本发明，监视系统的可靠性在所有情况下都得到增加，特别是在“调度”模式下，这提高了涡轮喷气发动机引擎的更大的安全性以及该涡轮喷气发动机引擎安装于其上的航空器的较佳的可用性。
监视系统1和保护系统2优选是电子系统，这些电子系统优选是独立的但是当然可以组合在相同计算机中。采用类似方式，执行和调节模块同样是电子模块。

Claims (8)

1.一种航空器涡轮引擎，其包括至少一个以速度N1旋转的轴和监视系统(1)，所述监视系统包括：
-调节模块(REG)，其包括适合于获得速度N1的测量值(N1A)的第一调节测量通道(A)和独立于所述第一测量通道的第二调节测量通道(B)，所述第二测量通道(B)适合于获得速度N1的测量值(N1B)；以及用于对所获得的速度测量值(N1A,N1B)与推力设定点(N1cons)进行比较以提供推力状态(EREG)的装置；以及
-用于执行所述涡轮引擎的“抗过推”或者“抗推力损失”保护功能的模块(ENG),
所述涡轮引擎还包括用于保护以防止超速度的系统(2)以便防止高能量碎片喷出到所述涡轮引擎外部，所述保护系统(2)包括适合于获得所述涡轮引擎的旋转轴的超速度(N1AS,N1BS)的至少一个超速度测量通道(AS、BS)，所述涡轮引擎的特征在于，它包括能够基于所述调节测量通道(A、B)之一有缺陷时获得的超速度(N1AS,N1BS)来提供至少一个超速度测量值的装置，以及在于，所述执行模块(ENG)包括用于对所述超速度测量值与依据要执行的保护功能限定的至少一个参考速度进行比较的至少一个装置，所述执行模块(ENG)配置成以便依据所述比较的结果来执行所述保护功能(“抗过推”、“抗推力损失”)。
2.依据权利要求1所述的涡轮引擎，其中，用于保护以防止超速度的系统(2)包括：第一超速度检测通道(AS)，其适合于获得所述涡轮引擎的旋转轴的超速度(N1As)；独立于所述第一超速度检测通道(AS)的第二超速度检测通道(BS),其适合于获得所述涡轮引擎的旋转轴的超速度(N1Bs)，所述执行模块包括用于对所获得的这两个超速度(N1AS,N1BS)与依据要执行的保护功能限定的参考速度进行比较的装置。
3.依据权利要求1所述的涡轮引擎，其中，所述用于保护以防止超速度的系统(2)包括：第一超速度检测通道(AS)，其适合于获得所述涡轮引擎的旋转轴的超速度(N1As)；独立于所述第一超速度检测通道(AS)的第二超速度检测通道(BS)，其适合于获得所述涡轮引擎的旋转轴的超速度(N1Bs)，所述用于保护以防止超速度的系统(2)配置成依据在所述测量通道(AS、BS)上获得的超速度(N1AS,N1BS)将合并超速(N1S)的供给到所述监视系统(1)的执行模块(ENG)，所述执行模块包括用于对所获得的所述合并超速度(N1S)与依据要执行的保护功能限定的参考速度进行比较的装置。
4.依据权利要求1至3中任何一项所述的涡轮引擎，其中，所述超速度测量通道(AS、BS)独立于所述速度测量通道(A、B)。
5.依据权利要求1至4中任何一项所述的涡轮引擎，其中，对于所述涡轮引擎的“抗过推”功能的执行，所述执行模块(ENG)的比较装置配置成以便对所获得的至少一个超速度(N1AS,N1BS)和与所述涡轮引擎的最大容许过推相对应的安全速度(NSEC)进行比较。
6.依据权利要求1至4中任何一项所述的涡轮引擎，包括与另一类似涡轮引擎的至少一个通信链路以便向彼此传输它们的涡轮引擎旋转轴的速度的值，在所述涡轮引擎中执行所述涡轮引擎的“抗推力损失”，所述执行模块(ENG)的比较装置配置成以便对所述涡轮引擎的至少一个所获得超速度(N1AS,N1BS)与通过通信链路获得的所述其它涡轮引擎的速度(Nmot2)进行比较。
7.用于监视包括至少一个以速度N1旋转的轴的航空涡轮引擎的方法，所述方法包括：
-依据速度N1的监视系统的第一调节测量通道(A)获得所述旋转轴的速度的第一测量值(N1A)和依据所述监视系统的独立于所述第一测量通道的第二调节测量通道(B)获得所述旋转轴的速度的至少第二测量值的步骤；
-对所获得的速度的所述测量值与推力设定点(N1cons)进行比较以供给推力状态(EREG)的步骤；
-依据防止超速度的系统(2)的第一超速度检测通道获得所述旋转轴的第一超速度(N1As)和依据相同保护系统(2)的独立于所述第一超速度检测通道(AS)的第二超速度检测通道(BS)获得所述涡轮引擎的旋转轴的第二超速度(N1Bs)的步骤，其中保护以防止超速度的系统(2)适合于防止高能量碎片喷出到所述涡轮引擎外部；
-使用所获得两个超速度值(N1AS,N1BS)执行涡轮引擎的“抗过推”或“抗推力损失”保护功能以便对超速度测量值和依据要执行的保护功能限定的至少一个参考速度进行比较的步骤。
8.用于监视包括至少一个以速度N1旋转的轴的航空涡轮引擎的方法，所述方法包括：
-依据速度N1的监视系统的第一调节测量通道(A)获得所述旋转轴的速度的第一测量值(N1A)和依据所述监视系统的独立于所述第一测量通道的第二调节测量通道(B)获得所述旋转轴的速度的至少第二测量值的步骤；
-对所获得的速度测量值与推力设定点(N1cons)进行比较以供给推力状态(EREG)的步骤；
-依据保护以防止超速度的系统(2)的独立于所述调节测量通道(A、B)的至少一个第一超速度测量通道(AS、BS)获得所述旋转轴的超速度(N1AS,N1BS)的步骤，所述保护以防止超速度的系统(2)适合于防止高能量碎片喷出到所述涡轮引擎外部；和
-通过对获得的所述超速度(N1AS,N1BS)与依据要执行的保护功能限定的至少一个参考速度进行比较来执行所述涡轮引擎的“抗过推”或“抗推力损失”保护功能的步骤。
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