CN107054672B - 在起飞阶段期间控制飞机的喷气发动机的推力的方法、控制装置和与其对应的飞机 - Google Patents

在起飞阶段期间控制飞机的喷气发动机的推力的方法、控制装置和与其对应的飞机 Download PDF

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Abstract

本发明涉及在在飞机起飞阶段期间控制多喷气发动机飞机(1)的喷气发动机的推力的方法，其连续地包括：第一步骤，将喷气发动机控制为第一推力水平P1，直到飞机(1)达到第一预定速度VA；和第二步骤，当飞机(1)呈现大于第一预定速度VA的速度时，将喷气发动机控制为小于第一推力水平P1的第二推力水平P2；第一预定速度VA被选择为小于当喷气发动机处于第二推力水平P2时所述飞机(1)的最小地面控制速度VMCG。

Description

在起飞阶段期间控制飞机的喷气发动机的推力的方法、控制 装置和与其对应的飞机
技术领域
本发明涉及控制飞机的喷气发动机的推力从而使得能够优化飞机在起飞时的性能的方法，涉及允许执行该方法的控制装置，且涉及包括此种控制装置的飞机。
背景技术
为了起飞，多喷气发动机商用飞机通过在地面上移动而从停止位置加速直到其从地面起飞。
在该加速过程中，飞机首先达到其最小地面控制速度VMCG，其是万一其喷气发动机中的一个具有故障则飞机保持能够由飞行员侧向地控制所需的最小速度。通过继续其加速，飞机达到其决定速度，或者临界速度V1，在低于该速度的情况下，飞行员可决定中断起飞，且在高于该速度的情况下，飞行员不得不继续起飞。该临界速度V1必然大于最小地面控制速度VMCG，但其在某些情况下可非常接近最小地面控制速度VMCG。为了避免万一中断起飞则离开跑道，飞机必须能够加速至其临界速度V1，且然后能够制动为完全停止，同时行进由表达“加速-停止距离”或由首字母缩略词“ASD”指示的距离，该距离必须小于可用的跑道长度。该可用的跑道长度有时由表达“可用加速-停止距离”或由首字母缩略词“ASDA”指示。该可用的跑道长度在某些情况下，当跑道后面跟着延伸部时，可大于跑道自身的长度，飞机在例外条件下可在该延伸部上移动。
通过在已超过临界速度V1之后继续其加速，飞机达到其旋转速度VR。当飞机达到该速度时，飞行员作用于控制表面上，以使飞机起飞。
根据法规要求，作为在飞机的试验期间执行的测量的函数且作为参数的函数来确定最小地面控制速度VMCG、临界速度V1和旋转速度VR，参数诸如飞机在起飞时的最大重量(通常由表达“最大起飞重量”或由首字母缩略词“MTOW”指示)、飞机的喷气发动机的推进功率、起飞跑道的长度和当天的大气条件(温度、压力)。
当起飞跑道相对短时，必须相对于在长的跑道上利用的ASD距离减小ASD距离，以便保持小于可用的跑道长度。ASD距离的该减小可通过降低飞机在起飞时的最大重量MTOW或通过降低临界速度V1来获得。
降低起飞时最大重量MTOW使得需要减少燃料量或者减少所运输的有用重量。该降低影响飞行的盈利能力，且因此尽可能地避免该降低。人们一般相反地寻求提高该重量。
降低临界速度V1通常使得需要在起飞跑道短时减小最小地面控制速度VMCG。该降低可通过减小喷气发动机的推力水平来获得。实际上，在减小的推力值(称为表达“降级推力(derate thrust)”)下，减小最小地面控制速度VMCG，且飞机在其喷气发动机中的一个故障的情况下能够更容易控制。用于飞机喷气发动机的推力控制杆因此包括使得能够根据期望的减小速率来减小推力的控制。
在具有较短长度的某些起飞跑道上，起飞时最大重量MTOW因而在减小的喷气发动机推力下与在名义喷气发动机推力下相比可为更重要的。然而，在具有较短距离的起飞跑道上仍然存在如下设置，在这些设置中利用减小的喷气发动机推力不足以避免对起飞时最大重量MTOW的限制，且因此不足以避免对起飞时的飞机性能的限制。
发明内容
发明目的
此后的说明提出了一种控制方法，和使得可能执行该控制方法的装置，这可消除现有技术的至少一些缺点。
具体而言，本方法的目标是当起飞跑道的过短长度限制商用飞机的起飞时最大重量时，允许该重量的增大。
发明的公开
这些目标，以及之后将变得更显而易见的其他目标，是在在飞机起飞阶段期间控制多喷气发动机飞机的喷气发动机的推力的方法的辅助下实现的，该方法的特征在于其包括以下连续步骤：
- 第一步骤，将喷气发动机控制为第一推力水平P1，直到飞机达到第一预定速度VA；
- 第二步骤，当飞机呈现大于第一预定速度VA的速度时，将喷气发动机控制为小于第一推力水平P1的第二推力水平P2；
第一预定速度VA被选择为小于当喷气发动机处于第二推力水平P2时所述飞机的最小地面控制速度VMCG。
根据优选实施例，控制方法包括第三步骤，该第三步骤当飞机呈现比第二预定速度VB大的速度时，将喷气发动机控制为大于第二推力水平P2的第三推力水平P3，所述第二预定速度VB被选择为大于当喷气发动机处于第三推力水平P3时所述飞机的最小地面控制速度VMCG。
有利地，第三推力水平P3等于所述第一推力水平P1。
优选地，第一推力水平P1等于可由飞行员获得的最大推力水平。
优选地，第二推力水平P2在第一推力水平P1的80%和95%之间。
本发明还涉及用于在飞机起飞阶段期间控制多喷气发动机飞机的喷气发动机的推力的装置，包括计算机，该计算机在飞机上且能够控制飞机的喷气发动机的推力水平，其特征在于，其包括计算程序，该计算程序由所述计算机执行且能够按照之前描述的方法控制飞机的喷气发动机的推力水平。
本发明还涉及包括诸如之前描述的装置的多喷气发动机飞机。
附图说明
其他特性和优点将来自关于附图的本发明的以下说明，该说明仅是作为示例给出的，在附图中：
- 图1是在飞机用于起飞的加速期间经历喷气发动机故障的该飞机的示意图；
- 图2是关于喷气发动机的两个推力水平的，在起飞跑道上加速的飞机和相关速度的示意图；
- 图3是在根据本发明的实施例的控制喷气发动机的推力的方法的执行期间，在起飞跑道上加速的飞机和相关速度的示意图；
- 图4是对于给定飞机例示关于若干设置的，作为可用跑道长度的函数的起飞时最大重量的图；
- 图5示意地表示在由图3例示的控制方法的执行期间，作为飞机速度的函数的喷气发动机的推力水平；
- 图6示意地表示由图3例示的控制喷气发动机的推力的方法的步骤。
具体实施方式
图1示意地表示装备有两个喷气发动机11和12且在跑道2上移动的飞机1。由箭头120表示的喷气发动机12的推力产生力矩M1，力矩M1然后倾向于使飞机如由箭头21表示的那样回转，且因此使得其从跑道2偏离。飞行员然后通过作用在飞机的舵13上来补偿该旋转，以便生成由箭头130表示的力，该力产生倾向于使飞机如由箭头22表示的那样回转的力矩M2。由舵13产生的偏移取决于飞机的移动速度。
飞机的侧向运动仅在力矩M2至少等于力矩M1时可由飞行员控制，从而意味着飞机1的移动速度大于示为VMCG的最小地面控制速度，最小地面控制速度VMCG是作为飞机的试验结果的函数且作为各喷气发动机11和12的推力的函数特别确定的。
实际上，当在喷气发动机11的故障期间操作的喷气发动机12施加更低的推力时，该推力产生更低的力矩M1'。用于偏移以产生补偿该力矩M1'的力矩所需的最小地面控制速度VMCG因而更小。
图2示意地表示当飞机1的两个喷气发动机正常地操作时，在起飞跑道2上处于若干位置的飞机1，和在该飞机在其在跑道上行进期间的速度。由飞机1在起飞跑道上行进的距离表示为横坐标，且其速度表示为纵坐标。在位置20中，飞机1静止。其随后借助于其喷气发动机的推力而加速。
当其喷气发动机的推力是名义推力(通常由表达“起飞/复飞”或由首字母缩略词TO/GA表示)时，飞机的速度在其向前移动时根据曲线31增大。当飞机处于位置201时，其达到必然大于最小地面控制速度VMCG的临界速度V1，且然后当飞机到达位置202时，达到旋转速度VR，飞行员在旋转速度VR下使飞机起飞。
当喷气发动机的推力相对于名义推力减小时，飞机的速度在其向前移动时根据曲线32增大。由于喷气发动机的更低推力，最小地面控制速度减小至示为VMCG'的值，从而使得可能将临界速度减小至小于V1的标为V1'的值。当飞机处于位置201'时，飞机达到其临界速度V1'，且然后当飞机到达位置202'时达到旋转速度VR。当推力减小时达到临界速度所行进的跑道距离更低，ASD距离减小。在该ASD距离决定所需的跑道长度的情况下，起飞跑道的长度可减小。在短的跑道上，使得需要减小ASD距离，因而利用减小的推力使得可能增大起飞时最大重量MTOW。
图4表示对于给定条件(特别是海拔高度和温度)且对于给定飞机例示了该增大的曲线。该图的图表作为横坐标示出由表达“跑道长度”指示且按照米表示的可用跑道长度，且作为纵坐标示出指示为MTOW且按照吨表示的起飞时最大重量。曲线401表示当喷气发动机的推力为名义的(TO/GA)时，作为起飞跑道长度的函数的商用飞机的起飞时最大重量MTOW。曲线402表示当喷气发动机推力相对于名义推力减小时，作为跑道长度的函数的商用飞机的起飞时最大重量MTOW。
根据这些曲线，当跑道长度小于长度L1时，在减小的推力下与在名义推力下相比，起飞时最大重量MTOW更大。另一方面，对于更大的跑道长度，在名义推力的情况下的起飞时最大重量更大。实际上，对于短的跑道，起飞时最大重量MTOW主要受到与最小地面控制速度VMCG相关的约束的限制。对于更长的跑道，起飞时最大重量MTOW受到其他因素的限制，且最小控制速度VMCG的降低不能使其增大。
为了优化起飞时飞机最大重量MTOW，根据本发明的实施例，规定根据在飞机的用于起飞的加速阶段期间修改推力水平的方法来控制喷气发动机的推力。
图3示意地表示在起飞跑道2上的若干位置的装备有允许执行本方法的用于控制推力的装置的飞机1，以及该飞机的在其在跑道上行进期间的速度。由飞机在起飞跑道上行进的距离表示为横坐标，且其速度表示为纵坐标。在位置20中，飞机1静止。其随后借助于其喷气发动机的推力而加速。
在加速的开始时，控制装置将喷气发动机的推力维持在高水平P1，优选地维持在名义推力TO/GA。飞机的速度根据曲线33增大，直到其达到速度VA。当飞机达到该速度时，推力控制装置将推力降低至小于水平P1的减小的水平P2。
最小地面控制速度VMCG'与推力水平P2相关。P2小于P1，该速度VMCG'小于与推力水平P1相关的最小地面控制速度VMCG。根据本发明，速度VA选择为小于与推力水平P2相关的速度VMCG'。更精确地说，速度VA以如下方式选择：在飞机已到达速度VMCG'之前或同时，喷气发动机的推力水平等于P2。因此，推力P1(在实践中，名义推力TO/GA)用在飞机的加速开始时，以便该加速更高。一接近飞机的最小地面控制速度，推力就降低，以便降低最小地面控制速度的值。飞机因此在比现有技术短的距离中达到其最小地面控制速度，只要其加速可在该距离的几乎全部上最大，且要达到的速度和在现有技术解决方案中一样地减小从而实现减小的推力。
通过减小最小地面控制速度，可能选择减小的临界速度V1'的值。因此，在由图3例示的实施例中，由飞机行进直到位置201''(在此飞机达到其临界速度V1')的距离比在图2例示的现有技术解决方案中短，从而使得可能减小ASD距离而不修改起飞时最大重量MTOW，在图4中，曲线403表示当按照根据本发明的控制方法来控制喷气发动机的推力时，作为跑道长度的函数的飞机的起飞时最大重量MTOW。如由曲线示出的，当跑道相对短(在此小于长度L2)时，使用此种控制喷气发动机的推力的方法使得可能相对于在现有技术中使用的解决方案增大起飞时最大重量MTOW。
根据可能的实施例，用于控制喷气发动机的装置在起飞程序的其余部分期间将喷气发动机的推力维持在相对于它们的名义推力减小的水平。
根据由图3表示的另一特别有利的实施例，当飞机达到比与喷气发动机的推力水平P3相关的最小控制速度VMCG大的速度VB时，用于控制喷气发动机的装置再次将喷气发动机的推力增大至该水平P3。该推力水平P3大于水平P2，且在由图3表示的实施例中可等于推力水平P1且优选地等于名义推力水平TO/GA。因此，在该情况下，推力水平的减小仅在飞机的速度接近临界速度V1时发生。飞机在此情况下在起飞阶段的较大部分期间从名义TO/GA中受益，且在比当推力贯穿起飞阶段减小时短的距离中在位置202"处达到旋转速度VR。
在上面作出的说明中，喷气发动机从飞机的停止位置开始应用恒定的推力水平P1，直到其达到预定速度VA，且在高于该预定速度VA的情况下应用恒定的推力水平P2且直到其达到第三预定速度VB。然而，在这些实施例的实际应用中，在不偏离本发明的范围的情况下推力水平可能在低于速度VA的情况下在该值P1附近稍微变化，或在高于速度VB的情况下在速度P2附近变化。
而且，在喷气发动机的两个推力水平之间，例如在推力水平P1和P2之间的过渡必然是渐进的，喷气发动机的动态不允许瞬时变化。因此，在实践中从推力水平P1到水平P2的转变在飞机达到速度VA的时刻到其达到与推力水平P2相关的速度VMCG'的时刻之间在数秒内渐进地进行。类似地，从推力水平P2到水平P3的转变在飞机到达速度VB的时刻之后在数秒内渐进地进行。推力水平的该发展由图5的曲线示意地表示，该曲线表示在该方法的执行期间的作为飞机速度V的函数的喷气发动机的推力水平P。
图6表示由图3表示的实施例中的控制喷气发动机的推力的方法的各种步骤。在本方法的第一步骤601的过程中，使推力水平为值P1，优选为等于名义推力水平TO/GA，以便使飞机加速至速度VA。当飞机达到速度VA时，推力水平在飞机达到与推力水平P2相关的速度VMCG'之前在本方法的第二步骤602的过程中减小至值P2。在本方法的第三步骤603的过程中，当飞机的速度已超过与推力水平P3(其在此等于P1)相关的速度VMCG且已达到速度VB时，推力水平P增大至值P3。如之前指出的，在本发明的另一实施例中可能不执行该第三步骤603。
在优选的方式中，为了获得起飞时最大重量MTOW的显著优化，推力水平P2在推力水平P1的80%和95%之间。
在有利的方式中，根据本发明的实施例的用于控制推力的装置包括在飞机上且能够控制飞机的喷气发动机的功率的计算机。该装置还包括计算程序，该计算程序由该计算机执行且能够按照根据本发明实施例的控制方法控制飞机的喷气发动机的推力。飞行驾驶舱中的适合的控制允许飞行员选择他是希望按照根据本发明实施例的控制方法还是根据现有技术的控制方法控制喷气发动机的推力以用于起飞。

Claims (7)

1.一种在飞机起飞阶段期间控制多喷气发动机飞机(1)的喷气发动机的推力的方法，其特征在于，其包括以下连续步骤：
- 第一步骤，将所述喷气发动机控制为第一推力水平P1，直到所述飞机(1)达到第一预定速度VA；
- 第二步骤，当所述飞机(1)呈现大于所述第一预定速度VA的速度时，将所述喷气发动机控制为小于所述第一推力水平P1的第二推力水平P2；
所述第一预定速度VA被选择为小于当所述喷气发动机(11、12)处于所述第二推力水平P2时所述飞机(1)的最小地面控制速度VMCG。
2.根据权利要求1所述的在飞机起飞阶段期间控制多喷气发动机飞机(1)的喷气发动机的推力的方法，其特征在于，其包括第三步骤，所述第三步骤当所述飞机(1)呈现大于第二预定速度VB的速度时，将所述喷气发动机控制为大于所述第二推力水平P2的第三推力水平P3，所述第二预定速度VB被选择为大于当所述喷气发动机(11、12)处于所述第三推力水平P3时所述飞机(1)的最小地面控制速度VMCG。
3.根据权利要求2所述的在飞机起飞阶段期间控制多喷气发动机飞机(1)的喷气发动机的推力的方法，其特征在于，所述第三推力水平P3等于所述第一推力水平P1。
4.根据前述权利要求中的任一项所述的在飞机起飞阶段期间控制多喷气发动机飞机(1)的喷气发动机的推力的方法，其特征在于，所述第一推力水平P1等于可由飞行员获得的最大推力水平。
5.根据权利要求4所述的在飞机起飞阶段期间控制多喷气发动机飞机(1)的喷气发动机的推力的方法，其特征在于，所述推力水平P2在所述推力水平P1的80%和95%之间。
6.一种用于在飞机起飞阶段期间控制多喷气发动机飞机(1)的喷气发动机的推力的装置，包括计算机，所述计算机在所述飞机上且能够控制所述飞机的喷气发动机的推力水平，其特征在于，其包括计算程序，所述计算程序由所述计算机执行且能够按照权利要求1至5中的任一项的方法控制所述飞机的喷气发动机的推力水平。
7.一种多喷气发动机飞机(1)，其特征在于，其包括根据权利要求6的装置。
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