CN114375388A

CN114375388A - 航空器中的机载装置的硬件配置的自动检测

Info

Publication number: CN114375388A
Application number: CN202080064155.5A
Authority: CN
Inventors: 杰克奎斯·保尔·米切尔·戈弗里特; 戴维·菲利普·马松
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2019-07-31
Filing date: 2020-07-31
Publication date: 2022-04-19
Also published as: FR3099575B1; EP4004354A2; US20220283213A1; WO2021019190A3; FR3099575A1; US11747386B2; WO2021019190A2

Abstract

本发明涉及一种用于检测航空器中的机载装置的硬件配置的方法，所述装置能够接收设定点电流(Ic)作为输入且能够产生响应电流(I)作为输出，所述方法包括以下步骤：a)在给定时间(t₀)处将设定点电流(Ic)发送到所述装置的所述输入；b)在限定在所述初始时刻(t₀)之后的两个时刻(t₁和t₂)之间的测量时间间隔中测量所述装置的所述输出处的所述响应电流(I)的一个或多个值；c)根据所测量的所述响应电流(I)的一个或多个值来推断所述装置的所述硬件配置。

Description

航空器中的机载装置的硬件配置的自动检测

技术领域

本发明涉及航空器中的机载装置，确切地说，燃料调节装置，尤其用于涡轮机，例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。

背景技术

航空器中存在若干机载计算器，其旨在监督各种机载装置，以便确保所述各种机载装置的恰当运行。确切地说，其中功能失常将至关重要的任何装置需要由两个计算器监督，所述计算器中的一个专用于冗余且在其它计算器功能失常的情况下使用。两个计算器通常形成被称为电子和保护监测单元(EPMU)的控制单元的两个通道。

这些计算器也被称为保护计算器。其任务中的一个为在识别出功能失常的情况下防止燃料流动到涡轮机，以便避免灾难性事件。

从一个涡轮机模型到另一涡轮机模型，取决于其架构，可能需要保护计算器来控制燃料计量和调节装置(燃料计量单元，FMU)。举例来说，如果检测到涡轮机超速，则EPMU将命令发送到FMU以控制和/或减少燃料注入。

存在调节装置的不同模型，其具有不同硬件特性，并且因此，确切地说，需要不同控制电流。

在维护操作期间，还有可能用第二FMU模型替换第一FMU模型。发送过高的控制电流可能会损坏装置，并且发送过低的控制电流可能会在功能失常的情况下影响对涡轮机的保护。

目前，关于涡轮机架构的信息，即数目、定位和所使用的FMU模型，被输入到由保护计算器运行的保护应用程序软件中。

因此，在维护操作期间，对FMU模型的修改需要对保护应用程序软件的修改，以避免任何操作问题。

本发明的目的确切地说是为上文所描述的现有技术的问题提供简单、有效和经济的解决方案。

发明内容

为此目的，提议一种用于检测航空器中的机载装置的硬件配置的方法，所述装置能够接收设定点电流Ic作为输入且能够产生响应电流I作为输出，所述方法包括以下步骤：

a)在给定时间t₀处将设定点电流Ic发送到装置的输入；

b)在限定在初始时刻t₀之后的两个时刻t₁和t₂之间的测量时间间隔中测量装置的输出处的响应电流I的一个或多个值；

c)根据所测量的响应电流I的一个或多个值来推断装置的硬件配置。

装置的硬件配置的推断可根据所测量的电流I的一个或多个值和装置的电流响应特性得出。

在装置为例如FMU时，在保护计算器上实施的此类方法使得有可能在使装置通电的阶段期间，即在所述装置启动时，自动地检测连接到保护计算器的FMU模型，并且因此使控制电流适应于每一FMU模型。

因此，基于FMU模型的电特性，有可能推断其模型。出于此目的，分析对控制电流的电流响应，以便自动地(即无人为干预)推断每一装置的硬件配置。术语‘分析’意味着分析响应于控制电流的装置的输出电流的值以及输出电流的时间变化。

因此，通过进行配置的判别测试，解决方案确保对具有异构硬件配置的装置的控制，同时保证防止涡轮机的非预期功能失常(危险引擎效应)的功能。

本发明适用于包括电致动器的任何装置，所述电动致动器包括线圈，并且因此具有电感。举例来说，在FMU的情况下，本发明归功于允许对燃料计量阀(FMV)的控制的电动液压伺服阀(EHSV)的存在而适用。

另外，装置的硬件配置可为以下配置中的至少一个：

-具有第一电感L₁的第一装置；

-具有第二电感L₂的第二装置；

-具有未知硬件配置的装置，并且其中L₂＝x·L₁，其中

且x≥10。

因此，具有在50mH与150mH之间的L1电感的装置被视为低电感装置。具有在0.9H与1.5H之间的L2电感的装置被视为高电感装置。

步骤c)可由以下组成：将所测量的响应电流的一个或多个值与在第一阈值I_min1,FMU1处和在低于第一阈值的第二阈值I_max2,FMU2处测量的第一阈值I进行比较，使得：

-如果所测量电流I的值高于第一阈值I_min1,FMU1，则检测到第一装置，

-如果所测量电流I的值低于第二阈值I_max2,FMU2，则检测到第二装置，

-如果所测量电流I的值在第二阈值与第一阈值之间，则检测到具有未知硬件配置的装置。

因此，通过获取电流，方法响应于相同控制电流而在相同时刻t处将所测量的电流的值与第一装置的输出电流的最小值进行比较以及与第二装置的输出电流的最大值进行比较。

另外，方法还可包括以下步骤：

-在测量时间间隔的上限值t₂之后的至少一个时间t₃处测量响应电流I的一个或多个值，以及

-如果所测量响应电流I的值低于第三阈值(I_{min 3})，则推断硬件配置为第一缺陷装置的硬件配置或第二缺陷装置的硬件配置。

因此，第三阈值允许进一步识别第一故障装置或第二故障装置。

第一装置和第二装置的硬件配置可具有相同电阻值。

优选地，第一电感L₁可约为100mH且第二电感L₂可约为1H。

另外，装置的响应电流可表达为：

其中L为装置的阻抗且R为装置的电阻。

取决于在装置的输出处所测量的电流的值，以及知道装置的电阻，无关于其结构，有可能自动地确定装置的硬件配置。

换句话说，装置对由计算器发送的控制电流的响应时间允许所述计算器在每一装置启动时针对其以自动方式识别其硬件配置。因此，保护计算器可接着根据装置中的每一个的硬件配置(即其模型)使这些控制电流的电平适应于所述装置。

替代地，设定点电流可由航空器的机载保护计算器发送。设定点电流Ic可约为400mA。

取决于在时间t₁和t₂处所测量的电流的值I₁、I₂，有可能表征装置对控制电流的响应，确切地说，其响应时间。在两个时间点t₁和t₂处的电流值的测量确保方法在可影响装置的时间的环境变化性方面具有一定稳固性。

确切地说，可在装置接通时进行步骤a)到c)。

另外，装置可包括燃料计量单元的移动部件的致动器，所述致动器包括至少一个固定电线圈和移动芯。实际上，存在具有不同材料配置的至少两种类型的燃料计量单元，如上文所详述，其特征在于低阻抗或高阻抗。这是因为用于控制在两种FMU模型中使用的燃料计量阀(FMV)的电动液压伺服阀(EHSV)具有不同阻抗。归功于本发明，在维护工作期间，第一类型的燃料计量单元可由第二类型的燃料计量单元替换，而无具有不合适电平的控制电流馈送到其的风险。接着自动地完成由保护计算器发送的电流电平的调适。

本文档还涉及一种计算器程序，其包括用于在处理器上执行时实施如上文所描述的方法的指令。

本文档还涉及一种保护计算器，其包括处理器，处理器耦合到存储器，使得前述程序存储在存储器上。此外，本文档涉及一种保护计算器，其包括耦合到存储器的处理器，在所述存储器上存储有用于在计算器上执行时实施如上所述的方法的指令。

附图说明

[图1]展示响应于约为400mA的控制电流的第一燃料计量单元模型和第二燃料计量单元模型的最大输出电流和最小输出电流的时间演进；

[图2]为根据第一实施例的检测航空器中的机载装置的硬件配置的方法的流程图；

[图3]展示根据第一实施例的在方法中进行的测量；

[图4A]为展示响应于设定点电流的第一模型的燃料计量单元的最大输出电流和最小输出电流的曲线；

[图4B]为表示在短路发生在控制单元的通道中的一个上时第一模型的输出电流的曲线；

[图5A]为展示响应于设定点电流的第一模型的燃料计量单元的最大输出电流和最小输出电流的曲线；

[图5B]为表示在短路发生在控制单元的通道中的一个上时第一模型的输出电流的曲线；

具体实施方式

在维护操作期间，燃料计量单元(FMU)的替换未必暗示相同替换，使得具有第一硬件配置的FMU可由具有不同于第一硬件配置的第二硬件配置的FMU替换。

现今使用计量单元的两种模型，其各自具有其自身特有硬件配置。

被称为FMU削减(FMU Cutback)的第一模型具有约为100mH的第一电感L1。一般来说，此第一模型的第一电感在0mH与150mH之间。

被称为FMU基线(FMU Baseline)的第二模型具有约为1H的第二电感L2。一般来说，此第二模型的第二电感在0.9H与1.5H之间。

这两种材料配置具有相同电阻。然而，这些FMU的电阻很大程度上取决于FMU所经受的温度。因此，取决于电阻公差以及其中FMU集成的环境的温度，此装置的电阻呈现高变化性。

因此，一般来说，电感L1和L2分别被称为低电感和高电感，并且这些电感可表达为L₂＝x·L₁，其中

且x≥10。

图1说明第一FMU1模型和第二FMU2模型对约为400mA的设定点电流2的电流响应。

第一FMU1模型对此设定点电流的电流响应在最大输出电流4的曲线与最小输出电流6的曲线之间。输出电流的此变化取决于燃料计量单元所经受的温度。

第一FMU2模型对此设定点电流的电流响应在最大输出电流8的曲线与最小输出电流10的曲线之间。

一般来说，装置的输出电流表达为：

其中L为装置的阻抗且R为装置的电阻，取决于FMU所经受的温度，电阻可变。

因此，定界两个区域Z1和Z2，第一区域Z1表示可由第一模型FMU1的输出电流采用的所有值，并且第二区域Z2表示可由第二模型FMU2的输出电流采用的所有值。如在图1中可见，这些区域Z1、Z2不重叠。根据本发明的检测方法依赖于此最后一点以允许所使用的FMU模型的自动检测。

图2说明用于检测航空器中的机载装置的硬件配置的方法的实施例，所述装置在此情况下为燃料计量单元。

如参考图1详述，两个燃料计量单元模型FMU1和FMU2适于接收设定点电流Ic作为输入。并且，响应于此设定点电流，产生输出电流I。

计量单元嵌入在环境中，其中所述计量单元由双通道控制单元EPMU(即具有用于保护的冗余的两个计算器)监督。这两个计算器，例如由在同一外壳中的两个电子卡构成，连接到同一FMU，使得在一个单元功能失常的情况下，由剩余健康计算器确保对燃料计量单元的控制。方法的第一步骤A由以下组成：在给定时间t₀处将设定点电流Ic发送到装置的输入。

如从图3中的实例可见，设定点电流Ic为从t₀＝0ms发出的直流电流。

所述方法的第二步骤B在t₀之后的时间t₁和t₂处测量装置的输出处的电流I₁和I₂的值。

在此第二步骤期间，例如，在当前装置的输出处对电流响应的两次测量(图3中未展示)在t₀之后的两个时间t₁和t₂处进行。

时刻t₁和t₂例如选择为约5ms，以便限定例如小于1ms的测量时间间隔，如图1中示意性地说明。

如简图中所展示，取决于在t₁与t₂之间的测量时间间隔中所测量的电流值，可在第三步骤C中推断燃料计量单元的硬件配置。

举例来说，通过在时间t₁处测量响应电流I₁以及在时间t₂处测量响应电流I₂，推断是基于将值I₁、I₂与以下范围进行比较：

-时间t₁处的I₁和时间t₂处的I₂的比较：

-如果I₁∈[I_{min 1；FMU1}；I_{max 1；FMU1}]且I₂∈[I_{min 2；FMU1}；I_{max 2；FMU1}]，即在区域Z1处，则燃料计量单元具有第一模型FMU1的硬件配置；

-如果I₁∈[I_{min 1；FMU2}；I_{max 1；FMU2}]且I₂∈[I_{min 2；FMU2}；I_{max 2；FMU2}]，即在区域Z2处，则燃料计量单元具有第二模型FMU2的材料配置。

换句话说，此比较允许表征燃料计量单元的响应时间且将其与第一模型和第二模型的已知响应时间进行比较。

如可见，如果I₁∈[I_{max 1；FMU2}；I_{min 1；FMU1}]且I₂∈[I_{max 2；FMU2}；I_{min 2；FMU1}]，即在区域Z3处，则不可能确定燃料计量单元的材料配置。在ECU上实施方法时，返回错误消息。

当然，有可能将方法限制于在t₁与t₂之间的测量时间间隔内的时间t处输出电流的单个值的测量以及取决于所测量电流I的值而推断装置的硬件配置。换句话说，为了识别所测量电流位于区域Z1或Z2中的位置，定位I。

举例来说，如果短路发生在EPMU通道中的一个中，则在时间t₃处的第三测量可为有用的。图3中识别的此时间t₃迟于时间t₂。图3中识别的此时间迟于检测到的电流的时间，并且允许识别低于区域Z2的输出电流的区域Z4中的电流，所述电流接着对应于具有材料故障的第一装置或第二装置。在此情况下，如图4B和5B中可见，燃料计量单元的输出电流响应于约为400mA的控制电流而受到影响。通过将时间t₃处的输出电流值与第三阈值I_{min 3}进行比较，有可能检测故障装置。

装置故障的实例为致动器漂移，其中在经受电流负载时致动器的响应时间在预定义范围外部。故障的另一实例可为双线圈致动器的一线圈的短路。

然而，如在上文所描述的情况下，燃料计量单元的输出电流的演进保持类似于没有短路的情况。

实际上，如图4A中可见，假设设定点电流从t＝0ms发出，响应于比如400mA的设定点电流，第一模型FMU1的输出电流在1.5ms与2ms之间(取决于燃料计量单元环境的温度)达到400mA。在短路的情况下，在2ms处达到400mA的值，如图4B中所展示。因此，尽管控制单元的通道中的一个短路，但输出电流值的测试保持有区别。

对于第二硬件配置，也证实了这一点。实际上，如图5A中可见，考虑到400mA的设定电流从t₀＝0ms发射，第二模型FMU2的输出电流在50ms与120ms之间(取决于燃料计量单元环境的温度)达到300mA。在短路的情况下，在约30ms处达到300mA的值，如图5B中所展示。因此，所述响应时间比第一配置的响应时间长约15倍，如在没有短路的情况下。

因此，无论是否存在短路，在约2ms的两个时间处，例如在0ms与2ms之间的时间t₁和t₂处的电流测量可用于推断燃料计量单元的硬件配置。实际上，如果所测量值I₁值在对应于Z3区域的范围内，则无法推断出硬件配置的值，但I₂在[I_{min 2；FMU1}；I_{max 2；FMU1}]或[I_{min 2；FMU2}；I_{max 2；FMU2}]的范围内，则仍可推断出燃料计量单元具有与第一模型FMU1或第二模型FMU2相同的硬件配置。

优选地，在装置接通时，由控制单元进行方法。确切地说，由控制单元的保护计算器中的每一个进行此方法。

为此目的，包括耦合到存储器的处理器的保护计算器在存储器中含有计算器程序，所述计算器程序包括用于在处理器上执行时实施如上文所描述的方法的指令。

Claims

1.一种用于检测航空器中的机载装置的硬件配置的方法，所述装置能够接收设定点电流(Ic)作为输入且能够产生响应电流(I)作为输出，所述方法包括以下步骤：

a)在给定初始时间(t₀)处将设定点电流(Ic)发送到所述装置的输入；

b)在限定在所述初始时刻(t₀)之后的两个时刻(t₁、t₂)之间的测量时间间隔中测量所述装置的输出处的一个或多个响应电流值(I)；

c)根据所测量的所述响应电流(I)的一个或多个所述值和所述装置的电流响应特性来推断所述装置的所述硬件配置。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，装置的所述硬件配置为以下配置中的至少一个：

-具有第一电感L₁的第一装置；

-具有第二电感L₂的第二装置；

-具有未知硬件配置的装置，并且其中L₂＝x·L₁，其中

且x≥10。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤c)包括比较在第一阈值(I_min1,FMU1)处和在低于所述第一阈值的第二阈值(I_max2,FMU2)处测量的所述响应电流(I)的一个或多个值，使得：

-如果所测量响应电流(I)的值高于所述第一阈值(I_min1,FMU1)，则检测到第一装置，

-如果所测量响应电流(I)的值低于所述第二阈值(I_max2,FMU2)，则检测到第二装置，

-如果所测量电流I sare的值在所述第二阈值与所述第一阈值之间，则检测到具有未知硬件配置的装置。

4.根据权利要求1或2所述的方法，其进一步包括以下步骤：

-在所述测量时间间隔的上限值(t₂)之后的至少一个时间(t₃)处测量所述响应电流(I)的一个或多个值，以及

-如果所测量响应电流(I)的所述值低于第三阈值(I_min3)，则推断所述硬件配置为第一缺陷装置的硬件配置或第二缺陷装置的硬件配置。

5.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述第一装置和所述第二装置的所述硬件配置具有相同电阻值。

6.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述第一电感L₁约为100mH且所述第二电感L₂约为1H。

7.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述装置的输出处的所述响应电流(I)表达为：

其中，L为所述装置的阻抗且R为所述装置的电阻。

8.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述设定点电流(Ic)由所述航空器的机载保护计算器发送。

9.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，步骤a)到c)在所述装置通电时进行。

10.一种保护计算器，其包括耦合到存储器的处理器，在所述存储器上存储有用于在所述计算器上执行时实施根据权利要求1到8中任一项所述的方法的指令。