CN104736819A - 用于监视飞行器涡轮式喷气发动机的推力错误的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于在修改涡轮扇的推力设定(NCONS)的过程中监视涡轮扇的推力错误的方法，所述方法包括：借助于滤波函数和过渡阶段模型处理推力设定(NCONS)以获得建模推力(NMOD)的步骤，将所述建模推力(NMOD)与实际推力(NEFF)相比较以确定推力差(Δ)的步骤，将所述推力差(Δ)与告警阈值(S)相比较的步骤，以及在超过所述告警阈值(S)的情况下发出告警的步骤，其中，在一次给定的迭代中，先前的建模推力是已知的，则过渡阶段模型提供根据先前的建模推力提供时间常数，并且滤波函数根据所获得的时间常数、先前的建模推力以及推力设定(NCONS)提供建模推力(NMOD)。

Description

用于监视飞行器涡轮式喷气发动机的推力错误的方法
技术领域
本发明涉及涡轮发动机的推力的监视领域，尤其涉及用于飞行器推进的涡轮式喷气发动机的推力的监视。
背景技术
通常，飞行器由至少两个涡轮式喷气发动机来进行推进，这至少两个涡轮式喷气发动机被分别安装在飞行器的两个机翼上。为了对涡轮式喷气发动机的推力进行控制，飞行器的飞行员通常驱动针对每个涡轮式喷气发动机的节流控制杆。
通常，对每个涡轮式喷气发动机的推力进行监视，以确保涡轮式喷气发动机的实际推力符合飞行器的飞行员使用节流控制杆所选择的推力设定。针对涡轮式喷气发动机而言，仅能够间接地测量涡轮式喷气发动机的有效推力。在实际中，对于包括低压转子和高压转子的双转子涡轮式喷气发动机，已知对低压转子的转速(也就是“速率N1”)进行监视，以确定涡轮式喷气发动机的推力。
在当前应用中，用不是很准确的表述，术语“推力测量”被用于指代对一参数的测量，该参数表示推力，例如，转速N1或参数EPR(engine pressure ratio，发动机压力比)。
用于测量涡轮式喷气发动机的推力错误的一种最直接的技术方案可以是始终将速率N1cons与有效速率N1EFF进行比较，速率N1cons与节流杆所限定的推力设定相对应，有效速率N1EFF是借助于机载传感器在涡轮式喷气发动机上实时测量得到。
在实际中，当飞行员命令增大或减小涡轮式喷气发动机的推力时，涡轮式喷气发动机的反应具有可能近似几秒的延迟时间。在该过渡阶段，由于延迟时间可能变化，所以无法检测推力错误，这推迟了UHT(uncontrolled high thrust，非受控大推力)和ATTCS(automatic take-off thrust control system，自动起飞推力控制系统)安全系统的驱动并且成为缺陷。
发明内容
为了消除这些缺陷中的至少一些，本发明涉及一种监视飞行器的涡轮式喷气发动机的推力错误的方法，当所述涡轮式喷气发动机的推力设定被修改时，所述方法借助于所述飞行器的机载计算机来监视飞行器的涡轮式喷气发动机的推力，所述涡轮式喷气发动机的有效推力在过渡阶段期间被修改以维持想要的推力设定，
所述方法包括：
借助于滤波函数和过渡阶段模型来处理所述推力设定以获得建模推力的步骤；
测量所述有效推力的步骤；
将所述建模推力与所述有效推力相比较以确定推力差的步骤；
将所述推力差与告警阈值相比较的步骤；以及
在所述阈值被超过的情况下发出告警的步骤；
在所述方法中，
在一次给定迭代下，其中，先前的建模推力是已知的，所述过渡阶段模型根据来自所述先前的建模推力提供时间常数，以及所述滤波函数根据所获得的时间常数、所述先前的建模推力和所述推力设定来提供建模推力。
有利地，所述有效推力与所述推力设定之间的延迟被精确建模以在所述过渡阶段期间对两个值进行持续比较。因此，在所述过渡阶段期间能够对任何推力错误进行快速和反应性检测。尤其是，如果涡轮式喷气发动机上检测到推力错误，则能够借助于同样处于过渡阶段的其他涡轮式喷气发动机来修正所述错误。
较优地，所述有效推力通过测量所述涡轮式喷气发动机的旋转转子(例如，低压转子)的转速间接获得。很明显还能够使用参数EPR(发动机压力比)。
较优地，当所述涡轮式喷气发动机启动时，所述滤波函数被初始化。同样较优地，所述滤波函数根据所述推力差的符号被初始化。这一类型的初始化允许在监视推力错误期间限制误告警的风险。
较优地，在初始化期间，所述先前的建模推力等于所述涡轮式喷气发动机的所述有效推力。以此方式，过渡阶段模型的快速收敛以在给定迭代下获得相关性最高的时间常数。
根据一个优选方面，所述滤波函数为低通函数，较优地，为2阶传递函数，从而在所述过渡阶段期间以相关方式对所述有效推力的延迟建模。
较优地，所述涡轮式喷气发动机包括适用于使用怠速值来预清空借助于节流控制杆限定的设定的怠速调节设备，所述怠速值取决于所确定的所述涡轮式喷气发动机的环境条件，为了监视过度推力，所述方法包括，测量所述涡轮式喷气发动机的至少一个环境参数的步骤，从而限定所述节流控制杆的设定是否由所述怠速值进行预清空。
因此，所述监视方法允许间接监视所述涡轮式喷气发动机的所述推力设定是由所述节流控制杆的设定或由所述怠速值来限定。与所述怠速调节设备无关的该空转间接检测通过避免使用公共模式来允许提高监视的可靠性。
较优地，所述监视方法包括确定借助于空转模型建模的怠速值，所述空转模型将建模怠速值与所述涡轮式喷气发动机的一个或更多环境参数值相关联。
较优地，所述空转模型将建模怠速值与所述涡轮式喷气发动机的环境压力和/或所述涡轮式喷气发动机的环境温度相关联。
根据本发明的一个方面，所述告警阈值是能够被参数化的阈值，所述涡轮式喷气发动机包括用于监视所述涡轮式喷气发动机的至少一个辅助条件的状态的装置，并且当检测到所述辅助条件的异常状态时，惩罚参数被应用于所述告警阈值。使用与推力错误相关的一组指数允许大幅提高检测灵敏度。辅助条件可以是各种各样的(涡轮式喷气发动机切断、泵送、高压轴的加速度、推力差的改变等等)。
较优地，根据所监视的辅助条件的关键性将惩罚参数应用于所述告警阈值。因此，如果关键辅助条件处于异常状态，则告警阈值被设计为由最小的推力差触发。通过形成辅助条件的等级，告警阈值以相关方式来限定，借此在增大监视的灵敏度的同时限制了误告警的风险。
附图说明
通过阅读仅关于附图中的非限制性示例给出的以下说明，本发明将变得更加清楚，在附图中：
图1为根据本发明的用于监视涡轮式喷气发动机的不足推力的方法的示意图；
图2为在实施图1的方法时处理推力设定的步骤的示意图；
图3为监视过度推力的第一视图和监视不足推力的第二视图；
图4为在监视过度推力时管理空转的步骤的示意图；
图5为告警阈值的参数化的一般示意图；
图6为将借由监视推力差的改变速率的告警阈值参数化的示意图；
图7为将借由监视涡轮式喷气发动机的高压转子的转速的告警阈值参数化的示意图；
图8为将借由监视涡轮式喷气发动机的泵送事件和/或切断事件的告警阈值参数化的示意图；
应当注意的是，附图详细公开了用于实施本发明的发明，但是所述附图在需要时能够用于更好地限定本发明。
具体实施方式
图1为根据本发明的用于借助于飞行器的机载计算机来在修改所述涡轮式喷气发动机的推力设定时监视飞行器涡轮式喷气发动机的推力错误的方法的示意图。
本发明将针对包括一个低压转子和一个高压转子的双转子涡轮式喷气发动机进行说明。为了清楚起见，低压转子的转速(也被称为“速率N1”)将被用于确定涡轮式喷气发动机的推力。很明显，还可以使用涡轮式喷气发动机的依赖于推力的其他参数，尤其是参数EPR(发动机压力比)。
在此示例中，推力设定N1CONS对应于低压转子的设定速率。较优地，推力设定N1CONS由安装有涡轮式喷气发动机的飞行器的飞行员使用节流控制杆来限定。
有利地，推力设定N1CONS被精确且可靠地得知。推力设定N1CONS是冗余的，因此确保了监视方法使用可靠的输入，换言之就是未受到影响的输入。因而提高了根据本发明的监视方法的可靠性。
如前序中所指，涡轮式喷气发动机的有效推力N1EFF在过渡推力阶段被修改，一直到有效推力N1EFF达到推力设定N1CONS。在此示例中，有效推力N1EFF对应于低压转子的有效速率。较优地，有效推力N1EFF由涡轮式喷气发动机的传感器以冗余方式测量并且被当作可靠输入。
根据本发明，参考图1，该方法包括：
在过渡推力阶段期间处理1推力设定N1CONS以便确定建模推力N1MOD的步骤；
测量有效推力N1EFF的步骤；
将所述建模推力N1MOD与所述有效推力N1EFF相比较以确定推力差Δ的步骤；
将所述推力差Δ与告警阈值S相比较的步骤；以及
发出所述阈值S被超过的告警ALARM的步骤。
该方法中值得注意的是，在处理步骤1期间，参考图2，使用滤波函数F和过渡阶段模型M处理推力设定N1CONS，从而获得建模推力N1MOD。
如图2中所示，处理步骤是迭代的。在一次给定迭代中，由于先前的建模推力N1MOD(OLD)是已知的，所以过渡阶段模型M根据来自先前的建模推力N1MOD(OLD)提供时间常数T，滤波函数F根据所获得的时间常数T、先前的建模推力N1MOD(OLD)和推力设定N1CONS来提供建模推力N1MOD。
换句话说，本发明提出将推力设定N1CONS变换为考虑到所述涡轮式发动机的过渡推力阶段的建模推力N1MOD。因而，建模推力N1MOD和实际推力N1EFF在过渡推力阶段期间相关，因此允许在过渡阶段中以相关方式持续比较建模推力N1MOD和实际推力N1EFF。这允许反应性检测任何推力错误(不足推力或者过度推力)。因而，不再需要像现有技术一样等待推力稳定以检测推力错误。
如图2中所示，在处理步骤1期间，使用2阶低通滤波函数F对推力设定N1CONS进行滤波。滤波函数F为本领域的技术人员所公知的传递函数，该传递函数允许根据时间常数T来提供建模推力N1MOD，以允许与有效推力N1EFF进行比较。较优地，滤波函数F具有单位增益，以使得在过渡阶段结束时，建模推力N1MOD等于推力设定N1CONS。
仍然参考图2，过渡阶段模型M将建模推力值N1MOD与时间常数值T相关联。过渡阶段模型M通常使用来自相同类型的涡轮式喷气发动机上采集的测量值的经验反馈来获得。如图2中所示，特定迭代的建模推力N1MOD根据在前迭代获得的建模推力N1MOD(OLD)和时间常数T来限定。
较优地，对于推力的增大和减小，过渡阶段模型M是不同的。同样为推力的每个类型的修改提供了过渡阶段模型M。
如图3中所示，涡轮式喷气发动机的过度推力和不足推力由两个不同的方法来监视，考虑到这两个不同的方法使用不同的过渡阶段模型MSUR、MSOUS和不同的滤波函数FSUR、FSOUS，这两个不同的方法包括不同的处理步骤1SUR、1SOUS。类似地，根据如图3中所示监视的推力错误，告警阈值为不同的SSUR、SSOUS。
为了清楚起见，以下参考图1中的一般示意图针对本发明的不足推力的情况进行说明。
较优地，如图2中所示，首先在启动涡轮式喷气发动机时并且其次取决于推力差Δ的符号进行滤波函数F的初始化INIT。
假定滤波函数为2阶的，初始化允许所述滤波函数以建模推力N1MOD(OLD)的预定值开始。滤波函数F根据推力差Δ的符号进行初始化使得可以防止监视方法根据所监视的错误的类型而发散。举例来说，如果有效推力N1EFF大于建模推力N1MOD(假设为过度推力)，则用于监视不足推力的方法的滤波函数FSOUS(参见图3)能够被初始化以防止提供不一致的结果，也就是误告警。尤其是，当加速与减速有关联时，这样的初始化是有利的。
较优地，在初始化期间，先前的建模推力N1MOD(OLD)等于涡轮式喷气发动机的有效推力N1EFF。
考虑怠速调节设备
根据本发明的一个优选方面，涡轮式喷气发动机包括适怠速调节设备，怠速调节设备被用于通过怠速值(取决于所确定的涡轮式喷气发动机的环境条件)来预清空由节流控制杆所限定的推力设定。
例如，参考图4，当飞行器的飞行员想要尽可能限制涡轮式喷气发动机的推力时，怠速调节设备通过怠速值N1RAL来预清空由节流控制杆所限定的推力设定N1MAN，以使得与速率N1之外的限制(速率N2，用于限制切断风险的最小燃料流速等等)相比较，涡轮式喷气发动机的推力减小不会过大。怠速值N1RAL不是计算得到的，而是来自怠速调节设备的各种限制，从而在涡轮式喷气发动机减速时为其提供了最佳的热动力循环。
然而，至于根据本发明的用于监视过度推力错误的方法，则必须考虑到在空转过程中怠速值N1RAL对应于推力设定N1CONS。
为此，参考图4，为了监视过度推力，该方法包括将节流控制杆的推力设定N1MAN与怠速值N1RAL相比较的步骤，最大推力值被用作上述处理步骤1中的推力设定N1CONS。换句话说，如果节流控制杆限定的推力设定N1MAN大于由怠速调节设备引起的怠速值N1RAL，则监视方法与图1中示出的实施例保持一致。
然而，如果节流控制杆限定的推力设定N1MAN小于由怠速调节设备引起的怠速值N1RAL，则监视方法将怠速值N1RAL作为上述处理步骤1中的推力设定N1CONS。
为了监视方法的可靠性，独立于怠速调节设备得知怠速值N1RAL是很重要的。相应地，如下所述对怠速值建模。
在图4中的示例中，怠速值N1RAL-MOD根据空转模型MRAL来获得，空转模型MRAL将建模怠速值N1RAL-MOD与涡轮式喷气发动机的一个或更多环境参数值相关联。然而，明显还可以使用其他方式来获得建模怠速值N1RAL-MOD。通过对涡轮式喷气发动机的作为怠速调节设备的驱动的特点的环境参数进行测量，能够间接确定怠速值N1RAL-MOD。
在此示例中，参考图4，空转模型MRAL将建模怠速值N1RAL-MOD与涡轮式喷气发动机的环境压力Pamb和涡轮式喷气发动机的环境温度Tamb相关联。在实际中，涡轮式喷气发动机的环境参数Pamb和Tamb被认为是可靠的冗余参数。尤其是，这些参数对于待监视的推力错误没有共同的模式。显而易见，其他环境参数也适用。类似于过渡阶段模型M，空转模型MRAL使用来自相同类型的涡轮式喷气发动机上采集的测量值的经验反馈来获得。
参考图4，监视方法包括测量涡轮式喷气发动机的环境参数Pamb和Tamb以借助于空转模型MRAL来限定建模怠速值N1RAL-MOD的步骤。一旦获得了建模怠速值N1RAL-MOD，则将所述值与控制杆的推力设定N1MAN相比较，最大推力被用作处理步骤1的推力设定N1CONS。
因为考虑到空转，所以提高了所监视的过度推力的精度。尤其是，可以避免当在高怠速值下正常调节涡轮式喷气发动机时声明过度推力错误。
可变的告警阈值
为了提高与在相同类型的不同涡轮式喷气发动机之间的离散相比较的监视方法的鲁棒性，告警阈值S较优地为将附加条件考虑在内的可变阈值，从而例如减小告警阈值S的值并因此增大检测的灵敏度。换句话说，参考图5，该方法使用对涡轮式喷气发动机的至少一个附加条件COND1、COND2的监视。如果检测到与所述附加条件COND1、COND2有关的故障，则使用惩罚参数PEN1、PEN2来惩罚告警阈值S以助于推力错误的快速检测。
较优地，该方法实现了涡轮式喷气发动机的多个附加条件COND1、COND2的监视。附加条件COND1、COND2根据其关键性排名。附加条件COND1、COND2越关键，告警阈值S的惩罚参数PEN1、PEN2越大。因此，阈值S适于在限制误告警风险的同时允许快速检测，这是有利的。
根据所监视的推力错误的类型(不足推力或过度推力)，能够对阈值S减去/加上惩罚参数PEN1、PEN2。显而易见，惩罚参数PEN1、PEN2还可以采用乘法器系数、数学函数等形式。较优地，惩罚参数PEN1、PEN2还能够取决于所监视的辅助条件COND1、COND2以逐步调整告警阈值S。
以下与多个辅助条件用于监视涡轮式喷气发动机的不足推力的惩罚参数相关联的该多个辅助条件进行说明。
a)测量推力差Δ的改变速率
举例来说，参考图6，该方法包括测量推力差的改变速率，也就是参数的步骤，以及将推力差的改变速率与预定阈值SdΔ相比较的步骤。
如果阈值SdΔ并未被超过，则不修改告警阈值。然而，如图6中所示，如果阈值SdΔ被超过，则告警阈值S减小了惩罚参数PENdΔ，因此造成推力错误的检测更加灵敏。
换句话说，如果推力差Δ的改变非常快，则能够得出，涡轮式喷气发动机的有效推力N1EFF与建模推力N1MOD越来越不符，并且这就是推力错误的特点。
较优地，惩罚参数PENdΔ取决于推力差Δ的改变速率，因此允许逐步调整告警阈值S。举例来说，惩罚参数PENdΔ对于推力差Δ的快速改变能够采用等于0.5的系数并且对于推力差Δ的极快改变能够采用0.2的系数。
b)测量高压转子的速率
举例来说，参考图7，该方法包括测量高压转子的速率，也就是涡轮式喷气发动机的速率N2的步骤。
与低压转子类似，高压转子的有效速率N2EFF与建模速率N2MOD相比较，建模速率N2MOD根据节流控制杆的位置来直接确定或者借助于适用于高压转子的速率N2的改变的过渡阶段模型来间接确定，高压转子的速率N2的改变的过渡阶段模型与之前所述的过渡阶段模型M相似。
换句话说，如图7中所示，执行测量有效速率N2EFF和建模速率N2MOD之间的差ΔN2的步骤，并且执行将该高压速率差ΔN2与高压阈值SN2的预定值相比较7的步骤。
如果阈值SN2并未被超过，则不修改告警阈值S。然而，如果阈值SN2被超过，则告警阈值S减小了惩罚参数PENN2，因此造成推力错误的检测更加灵敏。
能够得出涡轮式喷气发动机的有效速率N2EFF与其建模速率N2MOD越来越不符，并且这就是推力错误的特点。
这一类型的辅助条件使得可以提高监视的可靠性。速率N1关于速率N2的关系在时间上不是线性的。尤其是，高压转子的响应时间小于低压转子的响应时间。因此，高压转子在低速时比低压转子更快加速。为此，首先对低压转子的速率N1并且其次对监视高压转子的速率N2的监视允许对推力错误进行最佳监视。
某些涡轮式喷气发动机在过渡阶段期间依照速率设定N2CONS或者依照加速度进行调节。另外，根据该第一假设，执行测量有效速率N2EFF与速率设定N2CONS之差的步骤。换句话说，速率设定N2CONS代替建模速率N2MOD。如果依照加速度来调节涡轮式喷气发动机，则加速度代替建模速率N2MOD。
c)检测辅助事件
不但是测量低压转子的速率N1和高压转子的速率N2，涡轮式喷气发动机还可以包括对可以影响涡轮式喷气发动机的推力的辅助条件进行检测的装置。
举例来说，参考图8，涡轮式喷气发动机可以包括对涡轮式喷气发动机的泵送(pumping)进行检测的装置，从而在检测到这样的泵送时将泵送惩罚参数PENPOMP应用于告警阈值S。
类似地，同样参考图8，涡轮式喷气发动机可以包括对涡轮式喷气发动机的切断(cut-off)进行检测的装置，从而在检测到这样的切断时将切断惩罚参数PENEXT应用于告警阈值S。
在图8中的示例中，惩罚参数PENPOMP和PENEXT被结合使用，但是很明显，惩罚参数PENPOMP和PENEXT可以被单独应用于告警阈值S。因此，如果检测到可能影响推力的辅助事件(泵送或切断)，则告警阈值S的值减小以提高检测的灵敏度。
此外，在本发明的一个优选实施例中，所述惩罚参数PENPOMP和PENEXT可以取消告警阈值S以直接触发告警。
d)测量低压转子或高压转子的速率改变
较优地，该方法可以包括在过渡阶段期间测量差ΔN1、ΔN2的改变速率的步骤，也就是参数或以及与预定阈值SΔN1或SΔN2相比较的步骤。类似地，惩罚参数可以取决于差ΔN1、ΔN2的改变速率，因此允许逐步调整告警阈值S。
有利地，该类型的监视允许快速反应来检测任何推力错误。推力错误引起差ΔN1或ΔN2的异常改变，该异常改变能够被快速检测。
e)使用优先告警
在一个优选实施例中，惩罚参数对于检测不足推力的方法具有负值。因此，即便推力差Δ为零，也能够直接发出告警。换句话说，惩罚参数允许触发独立于推力差Δ的优先告警。有利地，这允许使用高度反应的监视方法。
在图6至8中独立示出了涡轮式喷气发动机监视的辅助条件，但是这些辅助条件明显能够相结合进行监视。
如果涡轮式喷气发动机上检测到推力错误，则能够借助于同样处于过渡阶段的其他涡轮式喷气发动机通过修改检测到推力错误的涡轮式喷气发动机自身的推力设定来修正该错误。因此，推力被实施监测和修正，因此安全性和可靠性得到提高。

Claims (8)

1.一种用于监视飞行器的涡轮式喷气发动机的推力错误的方法，当所述涡轮式喷气发动机的推力设定(N1CONS)被修改时，所述方法借助于所述飞行器的机载计算机来监视飞行器的涡轮式喷气发动机的推力错误，所述涡轮式喷气发动机的有效推力(N1EFF)在过渡阶段期间被修改以获得所期望的推力设定(N1CONS)，
所述方法包括：
借助于滤波函数(F)和过渡阶段模型(M)来处理所述推力设定(N1CONS)以获得建模推力(N1MOD)的步骤；
测量所述有效推力(N1EFF)的步骤；
将所述建模推力(N1MOD)与所述有效推力(N1EFF)相比较以确定推力差(Δ)的步骤；
将所述推力差(Δ)与告警阈值(S)相比较的步骤；以及
在所述阈值(S)被超过的情况下发出告警的步骤；
在所述方法中，
在一次给定迭代下，其中，先前的建模推力(N1MOD(OLD))是已知的，所述过渡阶段模型根据来自所述先前的建模推力(N1MOD(OLD))提供时间常数(T)，以及所述滤波函数(F)根据所获得的时间常数(T)、所述先前的建模推力(N1MOD(OLD))和所述推力设定(N1CONS)来提供建模推力(N1MOD)。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，当所述涡轮式喷气发动机启动时，所述滤波函数(F)根据所述推力差(Δ)的符号被初始化，在该初始化过程中，所述先前的建模推力(N1MOD(OLD))等于所述涡轮式喷气发动机的所述有效推力(N1EFF)。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述滤波函数(F)为低通函数，较优地，为2阶传递函数。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的方法，其中，所述涡轮式喷气发动机包括适用于使用怠速值(N1RAL)来预清空借助于节流控制杆限定的设定(N1MAN)的怠速调节设备，所述怠速值(N1RAL)取决于所确定的所述涡轮式喷气发动机的环境条件，为了监视过度推力，所述方法包括，测量所述涡轮式喷气发动机的至少一个环境参数的步骤，从而限定所述节流控制杆的设定(N1MAN)是否由所述怠速值(N1RAL)预清空。
5.根据权利要求4所述的方法，其中，所述监视方法包括确定借助于空转模型(MRAL)建模的怠速值(N1RAL-MOD)，所述空转模型(MRAL)将建模怠速值(N1RAL-MOD)与所述涡轮式喷气发动机的一个或更多环境参数值相关联。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，所述空转模型(MRAL)将建模怠速值(N1RAL-MOD)与所述涡轮式喷气发动机的环境压力和所述涡轮式喷气发动机的环境温度相关联。
7.根据权利要求1至6所述的方法，其中，所述告警阈值(S)是能够被参数化的阈值，所述涡轮式喷气发动机包括用于监视所述涡轮式喷气发动机的至少一个辅助条件(COND1、COND2)的状态的装置，当检测到所述辅助条件(COND1、COND2)的异常状态时，惩罚参数(PEN1、PEN2)被应用于所述告警阈值(S)。
8.根据前项权利要求所述的方法，其中，根据所监视的辅助条件(COND1、COND2)的关键性将惩罚参数(PEN1、PEN2)应用于所述告警阈值(S)。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108688823A (zh) * 2017-03-29 2018-10-23 空中客车运营简化股份公司 允许取消推力设定上限的飞行器推进机组的降级工作模式
CN110582626A (zh) * 2017-05-05 2019-12-17 赛峰飞机发动机公司 用由磨损因子校正的异常检测来监视涡轮机的系统和方法
CN111237062A (zh) * 2020-01-16 2020-06-05 中国商用飞机有限责任公司 一种实现发动机自动起飞推力控制功能的系统及方法

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9625886B1 (en) * 2012-06-22 2017-04-18 The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration Conditionally active min-max limit regulators
FR2996474B1 (fr) 2012-10-05 2014-12-12 Snecma Procede pour l'integration de materiau abradable dans un logement par compression isostatique
FR3021701B1 (fr) * 2014-05-27 2016-06-17 Snecma Procede et dispositif de controle d'une poussee d'un turboreacteur
US10414512B2 (en) * 2014-10-01 2019-09-17 Sikorsky Aircraft Corporation Power management between a propulsor and a coaxial rotor of a helicopter
US10487752B2 (en) * 2015-03-11 2019-11-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Overthrust protection system and method
US9932906B2 (en) * 2015-09-23 2018-04-03 Honeywell International Inc. Gas turbine engine uncontrolled high thrust detection system and method
US10443512B2 (en) 2017-03-31 2019-10-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events
US10302021B2 (en) 2017-05-03 2019-05-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events
US10155578B1 (en) * 2017-08-16 2018-12-18 Brunswick Corporation Method and system for controlling a marine drive during shift sensor fault
US10823113B2 (en) 2017-08-21 2020-11-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for limiting power of an engine
FR3076361B1 (fr) * 2018-01-04 2019-12-13 Safran Aircraft Engines Procede de filtrage adaptatif
CN112943453A (zh) * 2021-01-21 2021-06-11 西北工业大学 气路部件故障下基于iga的发动机最大推力控制优化方法
CN113188799B (zh) * 2021-04-27 2022-09-30 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所 基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法
US11674450B1 (en) * 2021-12-13 2023-06-13 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for synthesizing engine thrust
CN116773138B (zh) * 2023-08-23 2023-12-19 国科大杭州高等研究院 冷气微推力响应时间测量系统及方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS54142411A (en) * 1978-04-26 1979-11-06 United Technologies Corp Controller for jet engine
CN88100576A (zh) * 1987-02-03 1988-08-17 联合工艺公司 燃气涡轮发动机的瞬变控制系统
WO2000071876A1 (en) * 1999-05-26 2000-11-30 General Electric Company Speed modification system for gas turbine engine to allow trimming of excess thrust
EP1420153A2 (en) * 2002-11-13 2004-05-19 General Electric Company Adaptive model-based control systems for controlling a gas turbine
US20060212281A1 (en) * 2005-03-21 2006-09-21 Mathews Harry Kirk Jr System and method for system-specific analysis of turbomachinery

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3691356A (en) * 1970-12-10 1972-09-12 Sperry Rand Corp Speed command and throttle control system for aircraft
US4242864A (en) * 1978-05-25 1981-01-06 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Integrated control system for a gas turbine engine
FR2922959B1 (fr) * 2007-10-31 2009-12-04 Airbus France Systeme de controle et procede de controle.

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS54142411A (en) * 1978-04-26 1979-11-06 United Technologies Corp Controller for jet engine
CN88100576A (zh) * 1987-02-03 1988-08-17 联合工艺公司 燃气涡轮发动机的瞬变控制系统
WO2000071876A1 (en) * 1999-05-26 2000-11-30 General Electric Company Speed modification system for gas turbine engine to allow trimming of excess thrust
EP1420153A2 (en) * 2002-11-13 2004-05-19 General Electric Company Adaptive model-based control systems for controlling a gas turbine
US20060212281A1 (en) * 2005-03-21 2006-09-21 Mathews Harry Kirk Jr System and method for system-specific analysis of turbomachinery

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108688823A (zh) * 2017-03-29 2018-10-23 空中客车运营简化股份公司 允许取消推力设定上限的飞行器推进机组的降级工作模式
CN110582626A (zh) * 2017-05-05 2019-12-17 赛峰飞机发动机公司 用由磨损因子校正的异常检测来监视涡轮机的系统和方法
CN110582626B (zh) * 2017-05-05 2022-05-06 赛峰飞机发动机公司 用由磨损因子校正的异常检测来监视涡轮机的系统和方法
CN111237062A (zh) * 2020-01-16 2020-06-05 中国商用飞机有限责任公司 一种实现发动机自动起飞推力控制功能的系统及方法

Also Published As

Publication number Publication date
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EP2917537B1 (fr) 2018-08-01
CA2886401A1 (fr) 2014-04-10

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