CN104379909B - 一种用于调节影响燃气涡轮发动机的推力的参数的设定值的方法和装置 - Google Patents

一种用于调节影响燃气涡轮发动机的推力的参数的设定值的方法和装置 Download PDF

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Abstract

调节至少一个参数的设定值的方法，所述至少一个参数在飞行器的飞行阶段影响推进飞行器的燃气涡轮发动机的推力，所述方法包括：获得发动机的至少一个操作变量(T2，P大气)的当前值的步骤(E20)；从预先建立的表格(T)提取用于所述至少一个参数的递减值(ΔXN2，ΔPRS2)的步骤(E50)，该至少一个参数与所述至少一个操作变量的当前值相关联；以及通过将从所述表格中提取的递减值应用到所述设定值来调节所述至少一个参数的所述设定值的步骤(E60)。

Description

一种用于调节影响燃气涡轮发动机的推力的参数的设定值的 方法和装置
技术领域
本发明涉及航空的通用领域。
这特别地涉及在飞行器飞行阶段(例如起飞阶段)调节飞行器的燃气涡轮发动机的推力(即推进力)。
本发明在以下的环境中具有优选的应用，其中在飞行器的飞行阶段提出了相对于通常用于该飞行阶段的参考“限制”推力降低燃气涡轮发动机的推力(如在起飞阶段，相对于被称为“全速后燃烧(full throttle post-combustion)”推力或FTPC推力的推力)。
也被称为“推力降级”的推力降低具有几个优点。
因此，首先，降低了在该飞行阶段中由发动机产生的噪音。
此外，降低的推力用于限制被施加在发动机部件上的压力，特别地通过降低离开发动机热部(在燃烧室后)的废气温度：因此增加了这些部件的可靠性和寿命。
也降低了发动机的燃料消耗。
推力降级是在民航中在旁路涡轮喷气发动机(或涡扇)类型的发动机的起飞阶段中通常使用的功能。这导致用于通过全权数字发动机控制装置(FADEC)被传递到涡轮喷气发动机的发动机转速的设定点的降低。
对于旁路涡轮喷气发动机，在飞行器起飞阶段由发动机调节器装置传递的推力设定点可以图1所示的方式根据外部温度建模。
这是以几乎线性但以不同斜率的两个曲线部分P1和P2的形式，所述部分在不连续点或断点CP连接在一起。图1中断点的横坐标值是限制温度T0。
根据如图1所示的关系，推力由涡轮喷气发动机调节器装置调节，使得对于高于限制温度T0的所报道的外部温度，该调节器系统降低了推力设定点(即，涡轮喷气发动机的速度)，以限制涡轮喷气发动机的出口气体温度。
假设调节器装置的这种行为，一种用于降级推力的已知机构在于通过通知其外部温度高于其实际值(特别地高于限制温度T0)而欺骗发动机的调节器装置。因此，根据图1建模的调节关系，调节器装置准备了在起飞中小于“全速后燃烧”设定点的发动机推力设定点。
用于欺骗调节器装置的外部温度也称为“挠曲”温度(或T挠曲)。它由飞行员供给到调节器系统，并且它基于对于各种飞行条件(飞行器、跑道、飞行器荷载、风等类型)预先建立的表格而确定。仅仅通过作用于飞行器的控制杆上，飞行员以已知方式(例如通过将杆定位在确定位置)激活(或停止)在降低的推力下操作发动机的完全转换。
用于降级推力的机构的缺点是，它被限于呈现一种根据外部温度的推力调节关系的燃气涡轮发动机，所述关系类似于如图1所示的关系，即，呈现一个断点，超过所述断点降低了由调节器系统提供的推力设定点。
恰巧，存在燃气涡轮发动机对于其这种模型是不合适的(如，因为没有断点)，以及对于其偏置外部温度并不满足以能够以受控方式降低推力，即用已知的缩减因子。这种发动机的一个特定示例是具有可变截面的排气喷嘴的燃气涡轮发动机。
因此存在对另一种机构的需要，所述机构使燃气涡轮发动机的推力能够相对于参考极限推力降低，以及能够适于各种类型的燃气涡轮发动机，其可具有一个或多个调节推力的自由度(如发动机转速、喷嘴截面、参考极限推力等)。
发明目的和内容
本发明特别地通过提出一种调节至少一个参数的设定点值的方法满足这种需求，所述至少一个参数在飞行器的飞行阶段影响推进飞行器的燃气涡轮发动机的推力，所述方法包括：
·获得发动机的至少一个操作变量的当前值的步骤；
·从预先建立的表格提取用于所述至少一个参数的递减值的步骤，所述至少一个参数与发动机的所述至少一个操作变量的当前值相关联；以及
·通过将从所述表格中提取的递减值应用到设定值来调节所述至少一个参数的设定值的步骤。
相应地，本发明还提供了一种用于调节至少一个参数的设定值的装置，所述至少一个参数在飞行器的飞行阶段影响推进飞行器的燃气涡轮发动机的推力，所述装置包括：
·用于获得发动机的至少一个操作变量的当前值的设备；
·用于从预先建立的表格提取用于所述至少一个参数的递减值的设备，所述至少一个参数与发动机的所述至少一个操作变量的当前值相关联；以及
·用于通过将从所述表格中提取的递减值应用到所述设定值来调节所述至少一个参数的所述设定值的设备。
本发明从而提出了一种用于在飞行阶段中降低燃气涡轮发动机的推力的简单解决方案，所述解决方案是基于一种预先建立的表格，所述表格作为发动机的一个或多个操作变量的函数提供了被应用到设定值的递减值，所述设定值由发动机的调节器装置传递并涉及对其推力具有影响的涡轮喷气发动机的不同自由度。
当发动机为涡轮喷气发动机时，对其推力具有影响的这些自由度或参数可能特别地是以下的：
·涡轮喷气发动机的压气机的旋转速度；
·压气机的喘振余量；和/或
·涡轮喷气发动机的燃烧混合物的富集度。
一旦已经建立了这种表格，本发明可因此被应用到由一个或多个自由度表征的各类燃气涡轮发动机。
通过在类似条件下(如相同的跑道长度、相同的飞行器负载等)在多个飞行器飞行上实施测试和收集数据，或通过在重构发动机的热力学应用以及被应用到发动机的调节关系的传统数学模型的基础上模拟，所述表格可很容易地在实验上建立。
本发明因此不限于一种特定类型的发动机，但可以设想降低除民航中常规使用的以外的发动机推力，同时保持由此产生的优点(即，降低发动机元件上的压力，以及提高其可靠性，降低燃料消耗并降低噪音产生)。
本发明还可以通过同时调节多个设定值降低飞行器的推力。这因此可适于发动机，其推力不取决于单个参数，如特别地外部温度，而取决于多个参数。对于这种发动机，同时调节一个或多个设定值可取决于在复杂性和性能(或精确度)之间的折中。
此外，根据本发明，为了降低推力，与由飞行器的飞行员确定的虚构值相比，有利地利用发动机的一个或多个操作变量的当前值(即，代表操作变量的当前状态的实际值)。这些当前值可特别地是由飞行器的传感器传递的测量值或者它们由这些测量值重构。
与在民航中使用的上述机构相比，根据本发明的推力调节因此能精度地实施。
应该注意到的是，本发明所提出的解决方案可有利地完全地结合在发动机调节器装置(FADEC)中。
优选地，用于确定设定值的递减值的操作变量是：
·发动机进气口温度，如大气温度或环境温度；和/或
·发动机进气口的大气压力。
发动机的调节关系特别地取决于这些操作变量，以及特别地取决于发动机进口的大气温度。
可通过由飞行器的传感器实施的测量来获得这些变量的当前值。
用于确定被应用到设定值的递减值的这些实施例的操作变量本身不是限制性的，所述设定值对推力有影响以及由调节装置传递。在一种变型中，可以设想在本发明范围内的其他操作变量，如发动机的内部温度，或其废气的出口温度等。
此外，还可以设想的是，从每个参数的表格中提取的递减值也取决于飞行器的当前速度和/或当前负载。
当飞行阶段是飞行器起飞的阶段时，从每个参数的表格中提取的递减值也可能取决于在起飞阶段中由飞行器所滑过的跑道长度。
这些不同因素可以进一步提高降级的准确性，由于设定值被调节的方式适于飞行器的飞行条件。
因此，例如，当递减值取决于跑道长度时，本发明可适于在全部起飞中发动机的推力。
在本发明的一个特定实施方式中，在调节步骤中，调节了压气机的旋转速度的设定值和喘振余量的设定值。
当旨在降级具有可变喷嘴的旁路涡轮喷气发动机的推力时，该实施方式是特别有利的。这种发动机特别地用在军事航空中。例如，这种发动机是由斯奈克玛(Snecma)开发的M88发动机。
对于这种发动机，推力取决于涡轮喷气发动机的低压压气机的旋转速度以及压气机的喘振余量。这两个因素分别受到燃料被注入到发动机燃烧室内的速率以及喷嘴截面的影响。
在另一实施方式中，在调节步骤中，被应用到所述设定值的递减值以小于1的加权因子加权。
该加权因子可特别地取决于在飞行阶段之前的状态。
因此可根据飞行阶段之前状态应用一个下降的递减值到设定值。当实施调节的飞行阶段结束时，这可以逐步地降低在设定值上实施的调节的影响。该逐步的降低对于飞行器的飞行员是更符合人体工程学的，并且特别地寻求避免突然返回到最大推力，飞行员可能发现这是很讨厌的或令人惊讶。
递减值的加权也可以几乎瞬间地停止设定值的调节(通过应用零加权因子)，使得发动机可传递其最大推力。例如，调节的这种停止可能由检测特定事件导致，如来自飞行器飞行员的请求。
在一个特定的实施例中，该调节方法的各种步骤由计算机程序指令所确定。
因此，本发明还提供了一种在数据介质上的计算机程序，所述程序适合于在调节装置上实施，或更普遍地在计算机上实施，所述程序包括适于实施如上所述调节方法的步骤的指令。
程序可以使用任何编程语言，并且以源代码、目标代码或在源代码和目标代码的中间代码的形式，如以局部编译的形式，或以任何其他需要的形式。
本发明还提供了一种计算机可读取的数据介质，该数据介质包括如上所述计算机程序的指令。
数据介质可以是能够存储程序的任何实体或装置。例如，介质可包括如只读存储器(ROM)的存储设备，如光盘(CD)ROM或微电子电路OM，或真正地磁记录设备，如软盘或硬盘。
此外，数据介质可以是如电子或光学信号的传播介质，其可经由电缆或光缆、通过无线电或通过其他方式传送。本发明的程序特别地可从互联网类型网络下载。
另外，所述数据介质可以是集成电路，其中结合有程序，电路适于实施或用于所讨论方法的实施。
为了调节在飞行阶段推进飞行器的燃气涡轮发动机的推力，本发明还提供了至少一个参数的设定值的应用，所述至少一个参数影响所述推力以及已经借助于本发明的方法被调节。
附图说明
本发明的其它特征和优点从参考附图进行的以下描述中变得明显，该附图示出了没有限制特性的实施方式。在图中：
·如上所述，图1示出了民用航空涡轮喷气发动机的推力如何根据外部温度的变化；
·图2示出了一种用于调节涡轮喷气发动机的推力的系统，在特定的实施例中，所述系统包括根据本发明的调节装置；
·图3是示出由图2的调节装置实施的根据本发明的调节方法的主要步骤的流程图；以及
·图4示出了根据本发明适用于调节设定值的表格示例。
具体实施方式
图2是用于调节推进飞行器的燃气涡轮发动机的推力的系统1的框图。
在所述的示例中，推力被调节的燃气涡轮发动机是一种双轴涡轮喷气发动机，其具有混合在一起的两种气流，具有可变截面的排气喷嘴并推进飞行器。例如，它可以是由斯奈克玛开发的M88发动机。
自然地，本发明应用于任何其他类型的飞行器燃气涡轮发动机。
在飞行器起飞的阶段，更特别地注意相对于被称为“全速后燃烧”推力或FTPC推力的参考最大推力降低(即降级)涡轮喷气发动机的推力。
不过，涉及飞行阶段的这种假设不是限制性的，并且本发明在飞行器的其他飞行阶段中也应用于调节和降低涡轮发动机的推力，如特别地在巡航阶段中。
应该注意的是，可以利用用于自动检测飞行器飞行的当前阶段的机构，以仅在预定阶段(如，仅在起飞阶段)激活推力降级。这种机构本身是已知的，因此不在本文更详细地描述。
在一种变型中，在检测来自飞行员的特定命令(例如，将飞行器的控制杆放置在预定位置)时，根据本发明的推力降级可被激活(或停止)。
根据本发明在一个特定实施例中，在该示例中用于调节涡轮喷气发动机的推力的系统1结合有全权数字发动机控制(FADEC)装置2以及用于调节至少一个参数的设定值的装置3，所述至少一个参数影响涡轮喷气发动机的推力。
在一种变型实施例中，本发明的调节装置3被结合在FADEC 2中。
以已知方式，可通过特别地作用在两个参数上而调节具有可变截面喷嘴的双轴旁路涡轮喷气发动机的推力，即：
·涡轮喷气发动机的低压压气机的旋转速度，其对涡轮喷气发动机的速度具有影响，以及其取决于在涡轮喷气发动机的主燃烧室内燃料的流速；以及
·压气机的喘振余量，其直接地取决于涡轮喷气发动机喷嘴的截面。
在本发明的含义中，这些参数构成对涡轮喷气发动机的推力具有影响的参数。
以已知的方式，以最大“全速后燃烧”速度的涡轮喷气发动机的推力由FADEC 2调节：它在不同时刻t作用以传递涉及上述参数的设定值到涡轮喷气发动机的各种调节器循环，所述参数在该示例中分别写作XN2CS(t)和PRS2CS(t)。在以下描述中，这些设定值基于本身已知的预定调节关系由FADEC提供。由FADEC提供的用于在最大速度下调节涡轮喷气发动机的推力的设定值被称为是“标称的”的。
本发明通过调节在时刻t由FADEC 2传递的“全速后燃烧”设定值XN2CS(t)和PRS2CS(t)，借助于被写作ΔXN2(t)和ΔPRS2(t)以及由调节装置3确定的递减值，提出了在飞行器起飞阶段中降级涡轮喷气发动机的推力。为了简化符号，在以下描述中，涉及时间的依赖性(时刻t)可从变量XN2CS(t)、PRS2CS(t)、ΔXN2(t)和ΔPRS2(t)省略。
根据本发明基于涡轮喷气发动机的操作变量的当前值(即，基于代表这些操作变量的当前状态的真实值)，有利地确定递减值ΔXN2和ΔPRS2。
在当前所述的实施方式中，使用以下的操作变量：被写作T2的涡轮喷气发动机进气温度，被写作P大气的涡轮喷气发动机周围的环境大气压力。使用本身已知的以及已经在飞行器中出现的温度和压力传感器4测量这些操作变量的当前值。
此外，在当前所述的实施方式中，由调节装置3所确定的递减值也取决于除操作变量T2和P大气以外的因素，即：
·被写作CurMACH的飞行器当前速度，从使用本领域技术人员已知的原理由飞行器的位置传感器4特定地实施的测量中重构；以及
·由飞行器的飞行员传递的信息特别地涉及：
·在起飞阶段中由飞行器滑过的跑道的可用长度(写作L)；以及
·飞行器的负载结构(写作CH)(如其空重量，有效负载重量等)。
在这个示例中，调节装置3提出了计算机的硬件架构。
特别地，它包括处理器3A、随机存取存储器(RAM)3B，ROM 3C和非易失性闪存3D。
调节装置3也具有用于与飞行器的传感器4(温度传感器、压力传感器、位置传感器等)沟通的通信设备3E，用于与飞行器的飞行员沟通并特别地用于使飞行员能够提供关于跑道的可用长度以及飞行器负载的信息的接口设备3F，以及用于与FADEC 2沟通的通信设备3G。例如，通信设备3E和3G结合有使各种电子实体彼此通信的传统数字数据总线。
经由接口3F被提供给飞行员的信息被存储在非易失性存闪存3D内。
ROM 3C构成根据本发明的数据介质，该数据介质由处理器3可读取以及存储根据本发明的计算机程序，该计算机程序包括参考图3和4用于实施如下所述的本发明调节方法的步骤的指令。
图3示出了在飞行器的起飞阶段由调节装置3实施的主要步骤，以调节由FADEC 2在时刻t传递的标称设定值XN2CS(t)和PRS2CS(t)，用于相对于FTPC速度降低涡轮喷气发动机的推力的目的。
在本文中假设的是，由FADEC 2评估的设定值XN2CS和PRS2CS经由通信设备3F传输到调节装置3(步骤E10)。
为了调节这些值，调节装置3聚合了各种类型的数据。
因此，经由其通信设备3E，它获得了由传感器4测量的涡轮喷气发动机进气温度T2的当前值以及环境大气压力P大气的当前值(步骤E20)。
调节装置3也获得了传感器4的测量值，该测量值使得它能够重构飞行器的当前速度CurMACH(步骤E30)。
最后，它也查询了其非易失性存储器3D以获得由飞行员提供的额外信息，该额外信息特别地涉及对于飞行器起飞可用的跑道长度以及飞行器的起飞负载CH(步骤E40)。
应该注意到的是，步骤E20、E30和E40可以同样很好地同时地或相反连续地实施。
然后调节器装置3使用以这种方式聚集的数据来确定用于应用到由FADEC2传递的标称设定值XN2CS和PRS2CS的递减值。
更准确地，使用这些数据，装置3查询了被存储在非易失性闪存3D内的预先建立的表格T，以及它从该表格提取对于涡轮喷气发动机的低压压气机旋转速度和对于压气机的喘振余量的递减值，所述值与所述数据相关联。
在本文本使用术语“表格”以覆盖具有能使数据存储并交叉引用的两个或多个维度的任何类型的数据库或数据结构。
在当前所述的实施方式中，表格T被预先建立用于每个飞行阶段(例如用于起飞阶段的表格，用于巡航阶段的另一表格)。表格T被预先建立用于特定类型的发动机，以及在该示例中用于与使其推力被调节的涡轮喷气发动机相同类型的发动机。因此，如果使其推力被调节的涡轮喷气发动机是由斯奈克玛公司开发的M88发动机，然后使用了对于M88型发动机已经预先建立的表格T。
在一个变型中，可以设想建立一个单独地取决于其推力被调节的特定涡轮喷气发动机的表格。
这种表格T的一个示例在图4中示出用于起飞阶段。
在当前所述的实施方式中，表格T将由调节装置3聚集的各种操作数据值(换句话说，用于操作变量T2和P大气，以及用于飞行器速度的各种值，以及各种飞行器负载结构和起飞跑道长度)与被应用到标称设定值XN2CS(T)和PRS2CS(T)的相应递减值的阵列相关联，以限制涡轮喷气发动机的推力。
对这些递减值进行选择，以确保涡轮喷气发动机一直产生足够的推力，以在滑过可用的跑道长度L时使飞行器能够起飞，同时不利用涡轮喷气发动机的完全潜在推力。与以FTPC最大速度起飞相比，用于建立表格T的该逻辑因此在声音、以及在燃料消耗和潜在寿命方面提供了节省。
在表格T中列出的递减值可在初步步骤中建立，例如基于使用传统数学数字模型所实施的模拟结果，该传统数学数字模型用于重构涡轮喷气发动机的热力学以及考虑由FADEC 2提供的调节关系。这些模型特定于每个涡轮喷气发动机，并通常由发动机制造商提供。
因此，作为说明，对于由斯奈克玛开发的M88发动机推进的“阵风(Rafale)”类型飞行器，可以在该初步步骤中开始通过使用“阵风”类型飞行器的模型以计算在每个时刻所需的最小推力，从而使用飞行器可用的整个可用跑道长度(如在跑道A上的2700米(m))使飞行器能够起飞。该最小推力取决于大气条件(大气温度和压力)，跑道长度以及飞行器的负载和速度。
此后，使用M88发动机的模型，确定了对于低压压气机速度和对于与该最小推力对应的喘振余量的设定点值。该模型也可以用于获得对应于FTPC最大速度被调节的涡轮喷气发动机的低压压气机速度的标称设定值以及对应于FTPC最大速度被调节的涡轮喷气发动机的喘振余量的标称设定值。
此后，进入表格T的递减值从这些标称设定值和设定点推导出来。
在一个变型中，通过在涡轮喷气发动机上实施的测试，在表格T中的值可以在实验上建立。
调节装置3因此从表格T提取对于涡轮喷气发动机的低压压气机旋转速度以及压气机的喘振余量的设定点的递减值ΔXN2和ΔPRS2，该递减值与在步骤E20、E30和E40中被聚集的数据相关联。
应该观察到的是，当在步骤E20、E30和E40中获得的数据并不完全地对应于表格T中提供的值时，调节装置3从表格T中提取递减值，所述递减值对应于在表格中提供的在步骤E20、E30和E40中获得的值的两侧上最接近的值，然后再以这种方式提取的递减值之间实施数值插值(如线性插值)。调节装置3因此获得对应于在步骤E20，E30和E40中所获得数据的递减值。
作为说明，参考图4所示的表格给出了两个示例。
示例1
假设：
·鉴于飞行器的当前高度，T2和P大气代表等同于由标准大气模型(特别地，国际标准大气(ISA))给出的温度和压力的温度和压力。换句话说，T2和P大气代表参考图4的表格T内“ISA”的大气条件。
·飞行器的结构代表“轻”结构。
·可用跑道长度是2700米。
·飞行器的当前速度CurMACH估计在0.3马赫。
在该示例中，调节装置3从表格T中提取如下的递减值：
ΔXN2＝-x2转/分钟(rpm)
以及
ΔPRS2＝+y2％
示例2
假设：
·T2和P大气代表相当于ISA+15的大气条件。
·飞行器的结构代表“轻”结构。
·可用的跑道长度是2700米。
·飞行器的当前速度CurMACH估计在0.2马赫。
在第二个示例中，调节装置3从表格T中提取：
·用于低压压气机的旋转速度的两个递减值，即-x3rpm和-x4rpm；以及
·用于低压压气机的喘振余量的两个递减值，即+y3％和+y4％。
此后，基于对于在-x3和-x4之间的ΔXN2和对于在+y3和+y4之间ΔPRS2所实施的插值，这推导了被应用到设定值的递减值ΔXN2和ΔPRS2。调节装置3然后应用以这种方式从表格T中提取的递减值ΔXN2和ΔPRS2到由FADEC 2提供的设定值XN2CS和PRS2CS(步骤E60)。
特别地，在当前所述的实施方式中，如下调节设定值：
XN2CS(调节后)＝XN2CS+γ×ΔXN2
PRS2CS(调节后)＝PRS2CS+γ'×ΔPRS2
其中γ和γ'指代小于或等于1的加权因子。
加权因子γ和γ'可能等同或它们可能不同。
此外，这些加权因子可作为时间的函数而改变，例如，根据飞行阶段之前的状态。因此可以以渐进方式停止推力降级，使得在起飞阶段的最后，由FADEC 2传递的设定值不再被调节。
在一个变型实施方式中，如果调节装置3检测试图受益于FTPC最大推力的飞行员命令或某种其他类型的预定事件(例如，飞行器控制杆的特定位置)表明标称推力是必需的(即，推力对应于在调节前由FADEC 2传递的设定点)，然后加权因子γ和γ'被设置为零，以停止降级。
调节装置3然后传递被调节的设定值XN2CS(被调节的)和PRS2CS(被调节的)到涡轮喷气发动机的调节循环(步骤E70)。
然后以这种方式调节的设定值的基础上实施涡轮喷气发动机的调节，使得与其FTPC最大推力相比，确实降低了涡轮喷气发动机的推力。
在当前所述的实施方式中，通过调节涉及涡轮喷气发动机低压压气机的旋转速度的设定值以及涉及压气机的喘振余量的设定值，降级双轴旁路涡轮喷气发动机的推力。
在不最理想的变型实施方式中，可以设想仅调节这两个值的一个。
在另一变型中，可以设想调节对涡轮喷气发动机的推力具有影响的其他参数(除了以上提到的两个参数或取代这两个参数的一个或两个)，例如涡轮喷气发动机燃烧混合物的富集度。表格T然后适于反映能使该燃烧混合物富集度跟据在步骤E20、E30和E40中聚集的数据被调节的递减值。
此外，在当前所述的实施方式中，可以设想，涡轮喷气发动机的推力相对于“全速后燃烧”最大推力被降低。在一个变型中，可以设想相对于本身小于FTPC推力的某种其他参考推力降低涡轮喷气发动机的推力，例如相对于本身已知的中速后燃烧推力(intermediate post-combustion thrust)、干全速推力(dry full throttle thrust)或干中速推力(dry intermediate thrust)。

Claims (9)

1.一种调节至少一个参数的设定值(XN2CS、PRS2CS)的方法，所述至少一个参数在飞行器的飞行阶段影响推进飞行器的燃气涡轮发动机的推力，所述方法包括：
·获得发动机的至少一个操作变量(T2，P大气)的当前值的步骤(E20)；
·从预先建立的表格(T)中提取用于所述至少一个参数的递减值(ΔXN2，ΔPRS2)的步骤(E50)，所述至少一个参数与发动机的所述至少一个操作变量的当前值相关联；以及
·通过将从所述表格中提取的递减值应用到所述设定值来调节所述至少一个参数的所述设定值的步骤(E60)。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，发动机的所述至少一个操作变量选自：
·发动机进口处的温度(T2)；以及
·发动机进口处的大气压力(P大气)。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述发动机是涡轮喷气发动机，以及所述至少一个参数选自：
·所述涡轮喷气发动机的压气机的旋转速度；
·所述压气机的喘振余量；以及
·所述涡轮喷气发动机的燃烧混合物的富集度。
4.根据权利要求3所述的方法，其中，在调节步骤(E60)中，调节所述压气机的旋转速度的设定值(XN2CS)和喘振余量的设定值(PRS2CS)。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，从所述表格中提取的用于每个参数的递减值还取决于所述飞行器的当前速度(CurMACH)和/或负载(CH)。
6.根据权利要求1所述的方法，其中，所述飞行阶段是飞行器起飞的阶段以及从每个参数的表格中提取的所述递减值还取决于在所述起飞阶段飞行器所滑过的跑道长度(L)。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，在调节步骤(E60)中，应用到所述设定值的递减值由小于1的加权因子进行加权。
8.根据权利要求7所述的方法，其中，所述加权因子取决于所述飞行阶段之前状态。
9.至少一个参数的设定值(XN2CS，PRS2CS)的应用，以调节在飞行阶段推进飞行器的燃气涡轮发动机的推力，所述至少一个参数影响所述推力并借助于根据权利要求1到8任一所述的方法予以调节。
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9605598B2 (en) * 2014-10-17 2017-03-28 United Technologies Corporation Fuel system for tone control and operability
CN106321252B (zh) * 2015-06-19 2018-01-09 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种航空发动机的起动过程燃油控制方法和系统
US10279918B2 (en) * 2016-08-31 2019-05-07 The Boeing Company Methods and apparatus to control thrust ramping of an aircraft engine
GB2574495B (en) * 2019-02-04 2021-02-17 Rolls Royce Plc Gas turbine engine shaft break mitigation
CN111734536B (zh) * 2020-07-02 2021-11-30 中国人民解放军海军工程大学 一种采用自适应分数阶微分的发动机稳定供油方法
GB2610199B (en) * 2021-08-25 2024-01-17 Rolls Royce Plc Computer-implemented methods for enabling optimisation of derate for a propulsion system of a vehicle
CN114013678B (zh) * 2021-11-19 2024-05-17 中国航发沈阳发动机研究所 一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法及装置

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0198751A1 (fr) * 1985-04-03 1986-10-22 AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle Système pour l'alimentation d'un moteur d'aéronef en carburant
FR2890939A1 (fr) * 2005-09-22 2007-03-23 Airbus Sas Procede et dispositif pour fournir a un pilote d'un aeronef multimoteur des informations relatives auxdits moteurs
US20090222187A1 (en) * 2008-02-28 2009-09-03 Power Systems Mfg., Llc Gas turbine engine controls for minimizing combustion dynamics and emissions

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1530693A (en) * 1976-06-24 1978-11-01 Rolls Royce Fuel control systems for gas turbine engines
US4136517A (en) * 1976-07-06 1979-01-30 General Electric Company Thrust control system for a gas turbine engine
US4445179A (en) * 1980-03-07 1984-04-24 Michelotti Paul E Aircraft minimum drag speed system
US5211007A (en) * 1991-04-10 1993-05-18 General Electric Company Method of pressure-ratio control of gas turbine engine
US5305599A (en) * 1991-04-10 1994-04-26 General Electric Company Pressure-ratio control of gas turbine engine
US5315819A (en) * 1991-09-17 1994-05-31 Allied-Signal Inc. Power management system for turbine engines
US5732546A (en) * 1996-07-19 1998-03-31 General Electric Company Transient turbine overtemperature control
US6209821B1 (en) * 1999-09-14 2001-04-03 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Apparatus and method for measuring air temperature ahead of an aircraft for controlling a variable inlet/engine assembly
US6389816B1 (en) * 2000-07-25 2002-05-21 Honeywell International, Inc. Simplified fuel system for jet engines
US6748744B2 (en) * 2001-11-21 2004-06-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and apparatus for the engine control of output shaft speed
US6778884B2 (en) * 2002-06-11 2004-08-17 Honeywell International, Inc. System and method for generating consolidated gas turbine control tables
DE10329252A1 (de) * 2003-06-25 2005-01-13 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Regelsystem für ein Flugtriebwerk
US7194392B2 (en) * 2003-10-23 2007-03-20 Taner Tuken System for estimating model parameters
RU2347093C2 (ru) * 2007-01-30 2009-02-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Способ управления двухконтурным двухвальным газотурбинным двигателем самолета и устройство для его осуществления
US8437941B2 (en) * 2009-05-08 2013-05-07 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Automated tuning of gas turbine combustion systems
FR2978589B1 (fr) * 2011-07-29 2013-08-23 Airbus Operations Sas Procede et dispositif de gestion optimisee de la trajectoire verticale d'un aeronef
US8977413B2 (en) * 2012-03-07 2015-03-10 Ge Aviation Systems Llc Methods for derated thrust visualization

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0198751A1 (fr) * 1985-04-03 1986-10-22 AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle Système pour l'alimentation d'un moteur d'aéronef en carburant
FR2890939A1 (fr) * 2005-09-22 2007-03-23 Airbus Sas Procede et dispositif pour fournir a un pilote d'un aeronef multimoteur des informations relatives auxdits moteurs
US20090222187A1 (en) * 2008-02-28 2009-09-03 Power Systems Mfg., Llc Gas turbine engine controls for minimizing combustion dynamics and emissions

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