CN112512923B - 一种飞机推进参数调整方法和相关的计算机程序 - Google Patents

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Abstract

一种飞机推动力的管理方法，所述飞机从后往前沿X轴纵向延伸并包括至少两个侧向推进系统(2)和至少一个后推进系统(3)，每个侧向推进系统包括风扇，每个侧向推进系统具有风扇转速N2，所述后推进系统(3)被配置为吸收所述飞机的边界层的气流，所述后推进系统包括风扇并具有风扇转速N3。所述管理方法包括，在巡航阶段P4，根据以下公式调整所述后推进系统3的风扇转速N3：N3＝a*N2，其中，a是常数。

Description

一种飞机推进参数调整方法和相关的计算机程序
技术领域
本发明涉及一种飞机，其包括至少一个侧向推进系统和至少一个后推进系统，后推进系统安装在飞机的后部处以吸收飞机的边界层的气流。更具体地，本发明涉及一种用于在飞机的不同位移阶段管理推进系统的方法。
背景技术
飞机以已知的方式沿轴向延伸并包括侧翼，在该侧翼上安装有侧向推进系统，特别是涡轮发动机。为了提高飞机的推进效率，已知的是将后推进系统安装在飞机的后部以吸收飞机边界层的气流。应理解，边界层形成于机身的表面处。在边界层中，气流的最大速度等于自由气流速度的99％。因此，边界层的气流比自由气流移动地更为缓慢。因此，当后推进系统被配置为吸收边界层的气流，侧向推进系统置于飞机机翼下方并被配置为吸收自由气流时，后推进系统产生的气流的排气速度低于侧向推进系统的排气速度，从而提高了后推进系统的效率。
目前，飞机在不同位移阶段(起飞、地面和空中慢车、爬升和巡航等)以恒定动力使用后推进系统，以减小侧向推进系统的动力并降低飞机的能耗。
实际上，由后推进系统提供的动力可能导致侧向推进系统中断，这可能导致操作性问题以及侧向推进系统出现喘振问题。实际应用中，后推进系统的贡献越大，上述缺点的后果越严重。
后推进系统的动力管理特别复杂，因为一方面必须使其最大化以降低飞机的燃料消耗，另一方面还应对其进行限制以降低侧向推进系统中断的风险。
本发明的目的是通过提出一种以最佳方式管理后推进系统动力的新的方法来克服这些缺点。
此外，专利US2018/118356A1公开了无热力的侧向系统的全电气架构。
发明内容
为此，本发明涉及一种飞机推动力的管理方法，所述飞机从后往前沿X轴纵向延伸并包括至少两个侧向推进系统和至少一个后推进系统，每个侧向推进系统包括风扇并具有风扇转速N2，所述后推进系统被配置为吸收所述飞机的边界层的气流，所述后推进系统包括风扇并具有风扇转速N3。
本发明的显著之处在于，所述方法包括，在巡航阶段P4，根据以下公式调整所述后推进系统3的风扇转速N3：
N3＝a*N2；
其中，a是常数。
有利地，在巡航阶段，所述后推进系统的风扇转速N3与所述侧向推进系统的风扇转速N2同步，以优化所述后推进系统和所述侧向推进系统的性能。
优选地，所述侧向推进系统的风扇的直径为d2，所述后推进系统的风扇的直径为d3，所述方法包括，在巡航阶段P4，根据以下公式调整所述后推进系统的风扇转速N3：
d3*N3＝b*d2*N2；
其中，b是介于0.85与1.15之间的常数。
有利地，风扇叶片头部的速度相等。介于0.85与1.15之间的常数b可以提供15％的动力变化，这可实现最佳性能的保持。优选地，所述侧向推进系统是热的，以便产生推动力和电能。优选地，所述侧向推进系统为涡轮发动机。
进一步地，所述方法包括：在所述飞机的爬升阶段P1，将所述后推进系统的风扇转速N3调整到第一参考转速NS1，以便提供第一设定推动力VP1。
有利地，将所述后推进系统的推动力设定为在爬升阶段P1使用的动力值VP1。这特别有利于提升后推进系统的寿命，尤其是当后推进系统包括电动马达时，并且有利于提升侧向推进系统的寿命，尤其是当侧向推进系统包括电流发生器时。
优选地，所述方法包括：在慢车阶段P3，根据所述侧向推进系统的风扇转速N2调整所述后推进系统的风扇转速N3，其中：
如果所述侧向推进系统的风扇转速N2乘以常数a得到的数值小于所述第一参考转速NS1，则调整所述后推进系统的风扇转速N3为所述侧向推进系统2的风扇转速N2的函数。优选地，根据如前所述的公式N3＝a*N2来定义所述后推进系统3的风扇转速N3；
如果所述侧向推进系统的风扇转速N2乘以常数a得到的数值大于所述第一参考转速NS1，则调整所述后推进系统的风扇转速N3等于所述第一参考转速NS1。
有利地，在慢车阶段，所述后推进系统的速度N3与所述侧向推进系统的风扇转速N2同步，以便优化所述后推进系统和所述侧向推进系统的性能。
优选地，所述方法包括：在起飞阶段P2，将所述后推进系统的风扇转速N3调整到第二参考转速NS2，以便提供大于第一设定推动力VP1的第二设定推动力VP2。
在起飞阶段，提供强大的推动力很重要。有利地，为了降低侧向推进系统在起飞阶段的燃料消耗和控制侧向推进系统的喘振问题，后推进系统需高速运转。
优选地，所述第二设定推动力VP2根据以下公式进行定义：Vp2＝Vp1+F1；其中，F1是正适应函数，其主要取决于所述飞机的海拔高度和速度。
因此，根据飞机的飞行条件，随着值VP1的增大而增加第二设定推动力，以便防止侧向推进系统中的任何喘振现象。进一步优选地，所述正适应函数也是控制杆的位置和环境温度的函数。
根据本发明的一方面，所述后推进系统包括至少一个由电动马达驱动的风扇。电力驱动的后推进系统可以降低燃料消耗。优选地，所述电动马达由至少一个发电机供电，该发电机从其中一个侧向推进系统的一个轴，特别是低压轴，获得机械扭矩。
优选地，根据所述后推进系统的电动马达的最大连续动力预先设定所述第一推动力VP1。有利地，设定所述第一推动力VP1以最大化地吸收机身边界层的气流并优化燃料消耗。
根据本发明的一方面，所述管理方法包括：在一个侧向推进系统发生故障的情况下，调整所述后推进系统的风扇转速N3等于第三参考转速NS3，以提供第一设定推动力VP1的一半动能。
鉴于仅剩一个侧向推进系统可操作，则后推进系统的推动力降低50％，避免唯一可操作的侧向推进系统出现超载。
优选地，除所述巡航阶段外，所述后推进系统的风扇转速N3被确定为N3≤a*N2，以便获得最优性能。这使得可根据与爬升、慢车和起飞相关的具体影响因素相应地调整后推进系统的风扇转速。
优选地，每个侧向推进系统包括至少一个排气阀，所述方法包括：在所述后推进系统发生故障的情况下，打开所述侧向推进系统的排气阀。后推进系统的缺失会导致侧向推进系统的低压压缩机产生强烈的压缩。打开排气阀可以控制压力，从而避免侧向推进系统的低压压缩机出现喘振现象。
本发明还涉及一种计算机程序，该计算机程序包括：当计算机程序运行时，执行如前所述的一种管理方法的各步骤的指令。
本发明还涉及一种用于飞机的电子单元，该电子单元包括存储器，该存储器包括如前所述的计算机程序的指令。最后，本发明还涉及一种如上所述的电子单元。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明的具有后推进系统的飞机的示意图；
图2是推进系统和电子单元的示意图；
图3是本发明提供的管理方法在爬升阶段的功能框图；
图4是本发明提供的管理方法在起飞阶段的功能框图；
图5是本发明提供的管理方法在慢车阶段的功能框图；
图6是本发明提供的管理方法在慢车阶段的功能框图；
图7是在飞行条件恒定下的慢车阶段后推进系统的风扇转速随侧向推进系统的风扇转速变化的示意图；
图8是本发明提供的管理方法在巡航阶段的功能框图；
图9是本发明提供的管理方法在一侧向推进系统发生故障的情况下的功能框图；
图10是本发明提供的管理方法在后推进系统发生故障的情况下的功能框图。
具体实施方式
如图1所示，飞机1沿X轴纵向延伸并包括侧翼，侧翼上安装有侧向推进系统2，主要为诸如涡轮发动机的热力系统。该热力的侧向推进系统2可产生推动力。优选地，侧向推进系统是双流涡轮发动机。优选地，它包括低压压缩机、高压压缩机、低压涡轮机和高压涡轮机。
为提高飞机的推进效率，飞机1还包括后部11，该后部11上安装有后推进系统3，以便吸收飞机1的边界层气流。应理解，边界层形成于机身的表面处。边界层的气流的最大速度等于自由气流速度的99％。因此，边界层的气流相比自由气流移动地更为缓慢。因此，当后推进系统3被配置为吸收边界层的气流，侧向推进系统置于飞机机翼下方并被配置为吸收自由气流时，后推进系统3产生的气流的排气速度低于侧向推进系统的排气速度，从而提高了后推进系统3的效率。其次，每个侧向推进系统2具有风扇转速N2。在本实施例中，每个侧向推进系统2包括风扇，侧向推进系统2的风扇转速N2与该风扇的转速N2对应。优选地，风扇与低压压缩机同步旋转。
两个侧向推进系统2的风扇转速N2相等。如下文所述，每个侧向推进系统2包括至少一个排气阀，该排气阀被配置为排放侧向推进系统2的压缩机中的空气。类似地，后推进系统3具有风扇转速N3。在本实施例中，后推进系统3包括风扇，后推进系统3的风扇转速N3与该风扇的转速N3对应。在本实施例中，飞机1进一步包括电子单元4，该电子单元与侧向推进系统2和后推进系统3连接，以控制推进系统2的速度N2和后推进系统3的速度N3。电子单元4为电子卡，用于接收飞机10、侧向推进系统2和后推进系统3的不同信息和参数。
在本实施例中，如图2所示，后推进系统3包括风扇30，该风扇30由电动马达31驱动，该电动马达31由电子单元4控制。有利地，后推进系统3可在降低燃料消耗的同时提供推动力。优选地，电动马达31由一个或多个从侧向推进系统2获取机械能的发电机20供电。对于具有低压轴和高压轴的双体涡轮机形式的侧向推进系统2，电动马达31优选地从低压轴获取机械能。
以下实施例具体描述了如何根据飞机1在不同的位移阶段提供飞机1的推动力的管理方法。在本实施例中，该管理方法由电子单元4实现。
具体地，如下文所述，该管理方法旨在根据飞机1的位移阶段，通过调整后推进系统3的风扇转速N3来调整后推进系统3的推动力P3，以及根据侧向推进系统2的风扇转速N2来调整后推进系统3的风扇转速N3。
该电子单元4实时监测侧向推进系统2的风扇转速N2和后推进系统3的风扇转速N3的数值。此外，该电子单元4根据飞机1的不同参数(尤其是海拔高度、控制侧向推进系统2的油门杆的位置、飞机的速度和环境温度等)来确定飞机1的位移阶段。因此，该电子单元4可检测出从一个位移阶段向另一移位阶段的转变。有利地，该电子单元4可根据飞机1的位移阶段最优地调整后推进系统3的风扇转速N3的数值。在本实施例中，该电子单元4包括存储器40，该存储器中存储有参数。
下面将根据如下位移阶段来描述推动力的管理：爬升阶段P1、起飞阶段P2、慢车阶段P3和巡航阶段P4。
在本实施例中，后推进系统3的风扇转速N3根据两个侧向推进系统2的风扇转速N2来确定。
如图3所示，在爬升阶段P1，电子单元4调整后推进系统3的风扇转速N3，使其等于第一参考转速NS1，从而提供第一设定推动力VP1。第一参考转速NS1是预先设定的并且存储在电子单元4的存储器中。优选地，第一参考转速NS1是海拔高度、飞行速度和环境温度的函数。实际上，对于第一设定推动力VP1，第一参考转速NS1随飞行条件而变化。
因此，在爬升阶段P1，第一设定推动力VP1不取决于侧向推进系统2的风扇转速N2。优选地，第一推动力VP1被配置为与后推进系统3的电动马达30的最大连续动力相匹配。有利地，这可利用后推进系统3最大化地吸收边界层的气流并使燃料消耗最小化。
如图4所示，在起飞阶段P2，电子单元4调整后推进系统3的风扇转速N3，使其与第二参考转速NS2相等，以提供第二设定推动力VP2。第二参考转速NS2被预先设定并且存储在电子单元4的存储器40中。优选地，第二参考转速NS2是海拔高度、飞行速度和环境温度的函数。对于相同的飞行条件，第二参考转速NS2完全大于第一参考转速NS1，使得第二设定推动力VP2完全大于第一设定推动力VP1。实际上，第二参考转速NS2随飞行条件而变化。
实际上，在起飞阶段P2，飞机1需要强大的推动力。后推进系统3的高速运转使得可以在降低侧向推进系统2的燃料消耗的同时，避免侧向推进系统2中出现任何喘振现象。
优选地，第二推动力VP2由以下公式确定：Vp2＝Vp1+F1，其中，F1是正适应函数，其取决于飞机的海拔高度、飞机的速度、操纵杆的位置和环境温度。在本实施例中，正适应函数F1存储于电子单元4的存储器40中。
在起飞阶段P2，后推进系统3在短时间内处于高负荷状态。
最后，参考图8，在巡航阶段P4，电子单元4根据以下公式调整后推进系统3的风扇转速N3：
N3＝a*N2
其中，a是常数。
优选地，侧向推进系统2的风扇的直径为d2，后推进系统3的风扇的直径为d3，该方法包括：根据以下公式来调整后推进系统3的风扇转速N3：
d3*N3＝b*d2*N2
其中，b是介于0.85和1.15之间的常数。
因此，根据本发明，风扇叶片头部的速度基本相等。这实现了推进系统的最佳性能。
有利地，在巡航阶段P4，使用后推进系统3，可同时优化其自身效率和侧向推进系统2的性能。风扇转速N3与风扇转速N2同步，以优化性能。
如图5所示，在慢车阶段P3，电子单元4根据侧向推进系统2的风扇转速N2调整后推进系统3的风扇转速N3。慢车阶段P3不仅表示地面上的慢车阶段，还表示在飞行中的慢车阶段。
作为示例，图7是慢车阶段的示意图，在慢车阶段飞行条件保持不变。如图5和图7所示，如果侧向推进系统2的风扇转速N2乘以常数a得到的数值小于第一参考转速NS1(a*N2<NS1)，则调整后推进系统3的风扇转速N3，使其成为侧向推进系统2的风扇转速N2的函数。优选地，后推进系统3的风扇转速N3根据前述公式N3＝a*N2来定义。
因此，后推进系统3提供小于第一设定推动力VP1的推动力，并且与侧向推进系统2的动力相匹配以获得最佳性能。
相反地，如图6和图7所示，如果侧向推进系统2的风扇转速N2乘以常数a得到的数值大于第一参考转速NS1(a*N2>NS1)，则调整后推进系统3的风扇转速N3等于第一参考转速NS1。因此，后推进系统3提供第一设定推动力VP1。根据该管理方法，限制后推进系统3的风扇转速N3以避免后推进系统3超过运作极限。此外，有利地，该方法还可避免后推进系统3在其高效率范围之外运作。
如图7所示，在飞行条件恒定的理想状态下，在时间段t0-t1内，当侧向推进系统2的速度N2乘以常数a得到的数值小于第一参考转速NS1(a*N2<NS1)时，则调整后推进系统3的风扇转速N3，使其成为侧向推进系统2的风扇转速N2的函数。优选地，后推进系统3的风扇转速N3根据前述公式N3＝a*N2来定义。在时段t1-t2内，当侧向推进系统2的风扇转速N2乘以常数a得到的数值大于第一参考转速NS1(a*N2>NS1)时，则后侧推进系统3的风扇转速N3等于第一参考转速NS1。
在图7中，第一参考转速NS1是常数，但是不言而喻，该参考转速可随飞行条件而变化。
如图9所示，该管理方法还可处理其中一个侧向推进系统2的严重故障。实际上，在其中一个侧向推进系统2发生故障期间，电子单元4调整后推进系统3的风扇转速N3，使其等于第三参考转速NS3，以提供一半的第一设定推动力VP1。在本实施例中，第三参考转速NS3主要为海拔高度、飞行速度和环境温度的函数。
实际上，电子单元4检测出一个侧向推进系统2的功能障碍DYS2，则如图9所示将转速指令NS3传送给后推进系统3，以提供第一设定推动力VP1的一半动力。
换言之，后推进系统3减小其作用，以避免提供大于运行中的侧向推进系统2所提供的推动力。鉴于其中一个侧向推进系统2出现故障而停止提供50％的侧向推动力，则后推动力3可成比例地减小以保证最佳运行。
如图10所示，所述管理方法还可处理后推进系统3出现故障的紧急情况。在此情形下，当后推进系统3出现故障时，电子单元4指挥打开侧向推进系统2的排气阀，以避免出现喘振现象。被本领域技术人员称为“可变排气阀”的排气阀可有利地避免侧向推进系统2的涡轮机压缩机内部的空气出现超压情况，同时向外排出易引起喘振的大量空气。实际上，电子单元4检测出功能障碍DYS3，并且发送指令以打开侧向推进系统2的排气阀VBV，如图10所示。
根据本发明，可在任何位移阶段实现以最佳方式管理不同的侧向推进系统2和后推进系统3。
除巡航阶段P4外，后推进系统3的风扇转速N3被确定为N3≤a*N2，以获得最佳性能，尤其地，针对爬升阶段P1和慢车阶段P3的第一设定推动力VP1和关于起飞阶段P2的第二设定推动力VP2。

Claims (11)

1.一种飞机(1)的推动力的管理方法，所述飞机(1)从后往前沿X轴纵向延伸并包括至少两个热力的侧向推进系统(2)和至少一个后推进系统(3)，每个热力的侧向推进系统包括风扇并具有风扇转速N2，所述后推进系统被配置为吸收所述飞机(1)的边界层的气流，所述后推进系统(3)包括风扇并具有风扇转速N3，其特征在于，包括：在巡航阶段P4，根据以下公式调整所述后推进系统(3)的风扇转速N3：
N3＝a*N2；其中，a是常数。
2.根据权利要求1所述的一种飞机(1)的推动力的管理方法，其特征在于，所述侧向推进系统(2)的风扇的直径为d2，所述后推进系统(3)的风扇的直径为d3，所述方法包括：在巡航阶段P4，根据以下公式调整所述后推进系统(3)的风扇转速N3：
d3*N3＝b*d2*N2；其中，b是介于0.85与1.15之间的常数。
3.根据权利要求1所述的一种飞机(1)的推动力的管理方法，其特征在于，包括：在飞机(1)的爬升阶段P1，将所述后推进系统(3)的风扇转速N3调整到第一参考转速NS1以提供第一设定推动力VP1。
4.根据权利要求3所述的一种飞机(1)的推动力的管理方法，其特征在于，包括：在慢车阶段P3，根据所述侧向推进系统(2)的风扇转速N2调整所述后推进系统(3)的风扇转速N3，其中：
如果所述侧向推进系统(2)的风扇转速N2乘以常数a得到的数值小于所述第一参考转速NS1，则根据以下公式调整所述后推进系统(3)的风扇转速N3：
N3＝a*N2；
如果所述侧向推进系统(2)的风扇转速N2乘以常数a得到的数值大于所述第一参考转速NS1，则调整所述后推进系统(3)的风扇转速N3等于所述第一参考转速NS1。
5.根据权利要求3或4所述的一种飞机(1)的推动力的管理方法，其特征在于，包括：在起飞阶段P2，将所述后推进系统(3)的风扇转速N3调整到第二参考转速NS2，以提供大于第一设定推动力VP1的第二设定推动力VP2。
6.根据权利要求5所述的一种飞机(1)的推动力的管理方法，其特征在于：所述第二设定推动力VP2根据以下公式进行定义：
Vp2＝Vp1+F1；
其中，F1是正适应函数，其取决于飞机的海拔高度、飞机的速度、操纵杆的位置和环境温度。
7.根据权利要求3所述的一种飞机(1)的推动力的管理方法，其特征在于，所述后推进系统(3)包括至少一个由电动马达(31)驱动的风扇(30)，第一推动力(VP1)根据所述后推进系统(3)的电动马达(31)的最大连续动力预先设定。
8.根据权利要求3所述的一种飞机(1)的推动力的管理方法，其特征在于，包括：
若所述侧向推进系统(2)发生故障，调整所述后推进系统(3)的风扇转速N3等于第三参考转速NS3，以提供一半的第一设定推动力VP1。
9.根据权利要求1所述的一种飞机(1)的推动力的管理方法，其特征在于，每个侧向推进系统(2)包括至少一个排气阀，所述方法包括：
若所述后推进系统(3)发生故障，打开所述侧向推进系统(2)的排气阀。
10.根据权利要求1所述的一种飞机(1)的推动力的管理方法，其特征在于，除所述巡航阶段(P4)外，根据以下公式N3≤a*N2来定义所述后推进系统(3)的风扇转速N3。
11.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，当计算机程序运行时执行如权利要求1-10中任一项所述的一种飞机(1)的推动力的管理方法的各步骤的指令。
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