CN107526347A - 飞行器的发动机的监测方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种飞行器的发动机的监测方法和新的逻辑。该逻辑旨在检测到发动机的功率损失(S_Fail(1))的情况下以在驾驶舱的显示屏幕上显示单个消息的形式生成警告以指示发动机所遭受的损坏程度是否严重。所实施的逻辑基于由发动机的中央单元所发送的警告信号(S_Vib(1)N(Y);S_EGT(1))并且还基于由飞行器的机载系统的诊断装置所发送的警告信号(S_Fuelleak、S_Hydroleak;S_Current(1);S_Smoke(1);S_Pressurecabine和S_Cool),从而在考虑发动机的情况的同时还考虑可能因发动机的损坏而受到影响的发动机周围的系统的情况。
Description
技术领域
本发明涉及一种飞行器的发动机的监测方法,其使得能够向机组人员通知飞行器的发动机的状态。
背景技术
商用飞行器包括监控装置(ECAM即电子中央飞行器监控系统,或EICAS即发动机指示和机组警告系统),该监控装置与安装在飞行器的系统/发动机上的不同传感器相连,以便通过显示在驾驶舱的警告屏幕上的消息(警告型消息)来向飞行员通知存在系统/发动机故障。当显示有多条有关发动机的警告消息时,飞行器的飞行员必须通过阅读显示在警告屏幕上的不同消息来快速地评估工作情况并且决定是否关闭发动机(在关闭发动机的情况下,飞行员可以使用其他发动机所提供的推进力来使飞行器降落)。
发明内容
本发明旨在对决定是否关闭发动机提供改进的协助。
为实现这一目的,本发明涉及一种飞行器的发动机的监测方法,该飞行器包括至少两个发动机、中央单元、多个机载系统、飞行器的机载系统的诊断装置、显示屏幕和监测装置,该中央单元与每个发动机相关联并且被配置成测量发动机的排出气体的温度、发动机的至少一个转子的振动幅度以及发动机的功率,诊断装置被配置成测量飞行器的至少一个机载系统的至少一个参数的值,监测装置与每个中央单元、诊断装置以及屏幕相连,方法由监测装置来实施,针对每个发动机,监测装置在检测到发动机的功率损失并且在两个条件即条件A或条件B中的一个为真的情况下,生成指示发动机严重损坏的信号,在监测装置发送指示发动机严重损坏的信号时在显示屏幕上显示关于发动机已遭受严重损坏的消息,其中:
条件A至少在以下情况下为真:飞行器的至少一个机载系统的至少一个参数的值在可接受的值的范围之外;以及
条件B至少在以下情况下为真:发动机的排出气体的温度超过预定值并且发动机的至少一个转子的振动幅度超过预定值。
由于本发明,飞行员可以通过阅读单个消息而非多个连续的消息来快速地了解发动机的状态并且评估发动机的故障程度。
附图说明
通过阅读以下结合图1对示例性实施方式的描述,本发明的上述特征以及其他特征将更加显而易见:
-图1是根据本发明的一个实施方式的飞行器的示意图,飞行器包括两个发动机以及与每个发动机的中央单元相连并且与飞行器的系统的诊断装置相连的监测装置;
-图2是根据本发明的一个实施方式的、由监测装置实施的针对发动机的监测逻辑的示意图;以及
-图3是类似于图2的图,其示出了根据本发明的另一实施方式的、由监测装置实施的针对发动机的监测逻辑。
具体实施方式
参照图1,飞行器A包括两个发动机即发动机1、发动机2,发动机1、发动机2中的每个发动机被布置在固定在例如飞行器的机翼4、机翼5之下的发动机舱1a、发动机舱2a中;(FADEC,即全权限数字式发动机计算机,类型:发动机接口系统的)中央单元10、中央单元20,中央单元10、中央单元20与发动机1、发动机2中的每个发动机相关联以控制发动机;飞行器的(除发动机之外的)机载系统的诊断装置40,也称为诊断装置;(例如ECAM或EICAS型的)监测装置50,监测装置50专用于在飞行器的发动机之一出故障的情况下向机组人员生成警报,并且监测装置50与发动机1、发动机2中的每个发动机的中央单元10、中央单元20相连并且与诊断装置40相连;以及最后,驾驶舱P,驾驶舱P包括用于以消息的形式显示由监测装置生成的警报的至少一个显示屏幕80;以及用于控制与中央单元10、中央单元20相连的发动机的人机接口70。
根据本发明,(中央单元型)监测装置50实施一种逻辑,该逻辑的目的是在检测到发动机的功率损失时生成被显示在显示屏幕80上的、指示发动机所遭受的损坏程度是否严重的消息。所实施的逻辑基于发动机的中央单元10、中央单元20所发送的警告来考虑发动机的状态,并且基于诊断装置40所发送的警告来考虑由于发动机遇到的问题(例如溅射到发动机外部并损坏发动机周围的不同机载系统的叶片碎片)而同样遭到损坏的机载系统的状态。
与每个发动机1、发动机2相关联的中央单元10、中央单元20以已知的方式通过来自机组人员的设定值以及由安装在发动机舱1a、发动机舱2a中的发动机部件(油泵、燃料泵等)上或安装在发动机上的传感器阵列所测量的发动机的参数值,对发动机的工作进行管理来控制发动机的性能。
与发动机1、发动机2或发动机部件相关联的传感器阵列特别地包括发动机的不同部件——例如压缩机或涡轮机的转子——的振动幅度传感器,以及排出气体的温度(即EGT温度)传感器。
发动机1、发动机2中的每个发动机的中央单元10、中央单元20针对所测量的每个参数向监测装置50发送状态信号。
信号例如是布尔型的,当该信号被设置为1时指示异常状态(警告)。因此,例如,针对排出气体的温度,发动机X(其中,X对于发动机1等于1,或对于发动机2等于2)的中央单元10、中央单元20向监测装置50发送布尔信号S_EGT(X),该布尔信号S_EGT(X)在发动机X的排出气体的温度在可接受的值的范围以内时被设置为0,而在该温度高于该范围的上限时被设置为1。对于振动幅度来说,发动机X的中央单元10、中央单元20针对所监测的每个转子发送布尔信号S_Vib(X)N(Y)(其中,Y是发动机X中的转子的编号,例如Y对于压缩机的转子N2等于2),该布尔信号S_Vib(X)N(Y)在振动幅度小于或等于可接受的最大值时被设置为0,而在该幅度大于该可接受的值时被设置为1。
诊断装置40采集由被布置在飞行器A的机载系统上的传感器进行测量而得到的不同参数的值,并且将这些值与可接受的值进行比较以由此推断系统的健康状态。被诊断装置监测的机载系统是其工作会受到发动机1、发动机2上发生的意外事件的影响的那些机载系统,意外事件例如是发动机火花或者喷射桨叶或叶片碎片的发动机爆炸。机载系统例如是:发动机舱、燃料回路、液压回路、舱室、飞行器的气动生成回路、飞行器的电子电力回路等。
作为示例,针对这些系统而考虑的参数例如是:
●针对燃料回路或液压回路:由机械传感器测量的流速或液位,其使得能够检测液体诸如煤油或液压液的泄漏;这样的泄漏可以是由于发动机出现问题之后的发动机碎片造成管子或容器穿孔而导致的;
●针对电子电力回路:由电传感器测量的电压或电流。对电压和电流的测量使得能够例如检测可能已经受到火花影响或者其部件在发动机的叶片/桨叶爆炸之后被损坏的电子回路中的短路;
●针对发动机舱1a、发动机舱2a:由温度传感器测量的发动机的发动机舱1a、发动机舱2a内部的温度。该温度测量使得能够检测造成温度突然上升的火花,火花可能是在发动机出现问题之后引发的(例如由于发动机碎片或发动机壳穿孔导致的短路而引起泄漏燃料燃烧)。
●针对舱室:由压力传感器测量的压力。压力损失可能是由于发动机的爆炸并伴随发动机的碎片击穿机身的蒙皮而造成的;以及
●针对飞行器的气动生成回路:由温度传感器测量的飞行器的气动生成回路的温度。这样的温度测量使得能够检测由破坏了回路的碎片所引起的飞行器或发动机的热空气回路的泄漏。
这些参数是作为示例而给出的,也可以考虑其他系统的其他参数,例如襟翼或前缘缝翼的位置指示,或发动机的推力反相器的位置指示。
诊断装置40针对所测量的每个参数向监测装置50发送状态信号。该信号例如是布尔型的。
因此,例如:
●针对液体泄漏,诊断装置40发送布尔信号S_Fuelleak以及布尔信号S_Hydroleak,布尔信号S_Fuelleak在未检测到任何煤油泄漏时被设置为0否则被设置为1,而布尔信号S_Hydroleak在未检测到任何液压液泄漏时被设置为0否则被设置为1;
●针对电流/电压测量,诊断装置发送布尔信号S_Current(X),布尔信号S_Current(X)在检测到位于发动机X周围预定区域的电回路中出现短路时被设置为1否则被设置为0;
●针对发动机X的发动机舱的温度测量,诊断装置40发送布尔信号S_Smoke(X),布尔信号S_Smoke(X)在飞行器的发动机舱的温度值在可接受的值的范围内时被设置为0,否则被设置为1;
●针对舱室压力测量,诊断装置发送布尔信号S_Pressurecabine,布尔信号S_Pressurecabine在舱室压力的值在(随着海拔高度而变化的)可接受的值的范围内时被设置为0,否则被设置为1;
●针对飞行器的气动生成回路的温度测量,诊断装置发送布尔信号S_Cool,布尔信号S_Cool在回路的温度的值在可接受的值的范围内时被设置为0,否则被设置为1。
监测装置50是中央单元型的电子装置,其例如被安装在飞行器A的航空电子设备舱(未示出)中。监测装置50针对两个发动机即发动机1、发动机2而利用由发动机的中央单元10、中央单元20以及由诊断装置40所发送的信号作为输入来实施相似的逻辑。
应当注意,由诊断装置40发送的一些信号与特定的发动机不相关,所述信号例如是与舱室中的压力有关的信号、或者与飞行器的气动生成回路的温度有关的信号、或者与液体泄漏有关的信号。因此,这样的信号被用在由监测装置50针对发动机1、发动机2中的一个或另一个所实施的逻辑中。另一方面,与特定发动机相关的信号——例如与发动机的发动机舱的温度有关的信号——仅被用于监测装置50针对该发动机所实施的逻辑。
参照图2,监测装置50针对发动机1所实施的布尔逻辑的示例如下:
●监测装置50接收由发动机1的中央单元10发送的所谓故障信号S_Fail(1)。该信号在单元10检测到发动机1的功率损失时被设置为1,否则被设置为0。发动机1、发动机2的功率损失被认为意味着发动机释放的推力低于机组人员(经由人机接口70输入的)期望的推力设定值。例如在发动机1、发动机2产生仅20%的功率而机组人员期望的推力设定值高于20%——例如60%——时,发动机的中央单元将检测到功率损失。
●监测装置50接收来自中央单元10的、分别与发动机1的排出气体的温度和发动机1的至少一个转子的振动幅度有关的信号S_EGT(1)和S_Vib(1)N(Y)。信号S_Eng(1)是以信号S_Vib(1)N(Y)(对任何Y)和信号S_EGT(1)作为输入的逻辑与门200的输出。因此,警告信号S_Eng(1)在至少一个转子的振动幅度值异常并且排出气体的温度值异常时被设置为1。
●监测装置50接收来自诊断装置40的信号S_Fuelleak、S_Hydroleak、S_Current(1)、S_Smoke(1)、S_Presscabine和S_Cool。警告信号S_Aircraft(1)是以信号S_Fuelleak、S_Hydroleak、S_Current(1)、S_Smoke(1)、S_Presscabine和S_Cool作为输入的逻辑或门210的输出。
●因此,信号S_Aircraft(1)在诊断装置40向监测装置50发送的信
号中的至少一个信号被设置为1时被设置为1。
监测装置50针对发动机1所实施的逻辑的输出信号是发动机1的状态信号S_SevDamage(1),当状态信号S_SevDamage(1)被设置为1时指示发动机1严重损坏的情况。信号S_SevDamage(1)是在其输入端接收信号S_Fail(1)和信号S_Pb(1)的逻辑与门230的输出,信号S_Pb(1)是在其输入端接收信号S_Aircraft(1)和信号S_Eng(1)的逻辑或门220的输出。
因此,信号S_SevDamage(1)在中央单元10检测到发动机1的功率损失并且中央单元10或诊断装置40发送关于所监测的参数中之一的警告时被设置为1。当信号S_SevDamage(1)被设置为1时,监测装置50向显示屏幕80发送命令信号(指令),使得显示屏幕80通过消息的方式来指示发动机1已遭受严重损坏。
应当理解,尽管未说明,但通过对发动机的标号进行修改,相同的逻辑也被用于发动机2。
由于本发明,飞行员可以通过阅读单个消息而非多个连续的消息来在突然出现功率损失的情况下快速地了解发动机1、发动机2的情况并且快速地做出是否关闭发动机的决定。
在本发明的变型实施方式中,可以将所描述的逻辑修改为每个发动机1、2的中央单元10、中央单元20考虑除了转子的振动幅度或发动机排出气体的温度之外的其他参数。因此,如图3所示,发动机1的中央单元20向监测装置50发送信号S_Mecafail(1),当信号S_Mecafail(1)被设置为1时指示发动机1遇到机械异常。信号S_Mecafail(1)例如指示传动轴异常或由于与鸟相撞而致使发动机1的机舱增压器的转子损坏。
根据该变型,信号S_Eng(1)是以信号S_Mecafail(1)以及以信号S_Vib(1)N(Y)(对任何Y)和信号S_EGT(1)作为输入的逻辑与门200的输出作为输入的逻辑或门205的输出。因此,信号S_Eng(1)针对发动机1在转子振动幅度值异常并且排出气体温度值异常时或者在检测到机械部件异常时被设置为1。
已经将诊断装置40描述为收集由与飞行器A的不同机载系统相关联的传感器进行测量而得到的不同参数的值。在不偏离本发明上下文的情况下,诊断装置40可以只收集由与飞行器A的机载系统相关联的传感器进行的单次测量而得到的单个参数的值。
以上描述涉及本发明针对双发动机飞行器的示例性实施方式,在不偏离本发明上下文的情况下,本发明也可以用在包括多个发动机的飞行器中,例如四发动机飞行器。
Claims (2)
1.一种飞行器(A)的发动机的监测方法,所述飞行器(A)包括至少两个发动机(1,2)、中央单元(10,20)、多个机载系统、所述飞行器的机载系统的诊断装置(40)、显示屏幕(80)以及监测装置(50),其中,所述中央单元(10,20)与每个发动机相关联并且被配置成测量所述发动机的排出气体的温度、所述发动机的至少一个转子的振动幅度以及所述发动机的功率,所述诊断装置(40)被配置成测量所述飞行器(A)的至少一个机载系统的至少一个参数的值,所述监测装置(50)与所述中央单元中的每个中央单元相连并且与所述诊断装置(40)和所述屏幕相连,所述方法由所述监测装置(50)来实施,其特征在于,针对每个发动机(1,2),所述监测装置(50)在检测到所述发动机的功率损失(S_Fail(1))的情况下并且在两个条件即条件A(S_Aircraft(1))或条件B(S_Eng(1))中的一个为真的情况下,生成指示所述发动机被严重损坏的信号(S_SevDamage(1)),在所述监测装置(50)发送指示所述发动机被严重损坏的信号(S_SevDamage(1))时,在所述显示屏幕(80)上显示关于所述发动机(1,2)已遭受严重损坏的消息,其中,
所述条件A至少在以下情况下为真:所述飞行器(A)的至少一个机载系统的至少一个参数的值在可接受的值的范围以外;以及
所述条件B至少在以下情况下为真:所述发动机的排出气体的温度超过预定值并且所述发动机的至少一个转子的振动幅度超过预定值。
2.根据权利要求1所述的监测方法,其特征在于,与发动机相关联的每个中央单元(10,20)被配置成检测所述发动机(1,2)的机械异常,所述条件B在以下情况下为真:
所述发动机(1,2)的排出气体的温度超过预定值并且所述发动机的至少一个转子的振动幅度超过预定值,或
检测到所述发动机(1,2)的机械异常。
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