DE69909855T2

DE69909855T2 - Flugzeugmotor-Steuerungssystem

Info

Publication number: DE69909855T2
Application number: DE69909855T
Authority: DE
Inventors: Patrick Zaccaria; Patrice Ostermann
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 1998-01-30
Filing date: 1999-01-06
Publication date: 2004-06-03
Anticipated expiration: 2019-01-07
Also published as: EP0933294A1; CA2259676C; US6088632A; FR2774359B1; FR2774359A1; ES2201639T3; CA2259676A1; DE69909855D1; EP0933294B1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Luftfahrzeugmotor-Steuerungssystem.
Es ist bekannt, dass Luftfahrzeugkonstrukteure heutzutage immer häufiger Familien von Luftfahrzeugen, spezieller von Flugzeugen anbieten, die sich im wesentlichen durch unterschiedliche Transportkapazitäten und Aktionsradien unterscheiden.
Luftfahrzeuge ein und derselben Familie sind im allgemeinen mit denselben Motoren ausgerüstet, unterliegen jedoch verschiedenen Gesetzen der Schubkraftsteuerung. Schematisch gesehen ist der Hauptkennwert eines Schubkraftsteuerungsgesetzes die vom Motor geforderte maximale Schubkraft. Ein Flugzeug, das leichter als ein Bezugsflugzeug ist, wird mit einem Motor (oder mehreren Motoren) ausgerüstet, der (die) ein Schubkraftsteuerungsgesetz verwendet (verwenden), das (die) es ermöglicht (ermöglichen), weniger Schubkraft zu erzielen, was wirtschaftlich jedoch interessanter ist.
Jeder Flugzeugtyp muss für einen Motorentyp, der sein eigenes Schubkraftsteuerungsgesetzes besitzt, zertifiziert sein (das heißt, dass es die für seinen Betrieb erforderlichen gesetzlichen Zulassungen erhalten muss).
Will man eine neue Version eines Flugzeug ein und derselben Familie, das heißt, ein Flugzeug herstellen, das im wesentlichen mit einem bereits existierenden Flugzeug identisch ist, aber eine Masseerhöhung (in den festgelegten Grenzen) aufweist, so stellt die Wahl des Schubkraftsteuerungsgesetzes eines der zu lösenden Probleme dar.
Es werden zwei Lösungen deutlich: Untersuchung und Entwicklung eines neuen Schubkraftsteuerungsgesetzes oder gegebenenfalls Anwendung des Schubkraftsteuerungsgesetzes des Flugzeugs mit der unmittelbar größeren Masse der betreffenden Flugzeugfamilie.
Jedenfalls macht es jede dieser beiden Lösungen erforderlich, alle Zertifizierungsverfahren für das neue Flugzeug noch einmal durchzuführen und zwar für den gesamten Flugbereich, was insbesondere sehr kostspielige Testserien während des Flugs notwendig macht.
Ziel der vorliegenden Erfindung ist die Vermeidung dieses Nachteils.
Dazu ist das Motorsteuerungssystem für ein erstes Luftfahrzeug, das zu einer Luftfahrzeugfamilie gehört, die mehr oder weniger ein zweites Luftfahrzeug umfasst, wobei das genannte erste Luftfahrzeug eine Höchstmasse besitzt, die innerhalb eines vorher festgelegten Toleranzbereichs größer als die des genannten zweiten Luftfahrzeugs ist, das für jeden Motor ein Schubkraftsteuerungsgesetz hat, erfindungsgemäß dahingehend bemerkenswert, dass für jeden Motor des genannten ersten Luftfahrzeugs ein erstes Steuerungsgesetz für die Schubkraft des Motors des genannten ersten Luftfahrzeugs, das spezifisch für die Startphase ist, und ein zweites Steuerungsgesetz für die Schubkraft des genannten Motors vorgesehen ist, das dem Teil des genannten Schubkraftsteuerungsgesetzes entspricht, der auf das genannte zweite Luftfahrzeug während aller anderen Flugphasen anwendbar ist, wobei Mittel zur Erfassung des Übergangs von einer Flugphase zu einer anderen vorgesehen sind, damit sie dem genannten Motor zumindest ein Steuerungssignal liefern, das dem einen oder dem anderen des genannten ersten und zweiten Gesetzes entspricht.
So können die Zertifizierungsverfahren auf die Startphase reduziert werden, da das Luftfahrzeug (das vorstehend als „erstes Luftfahrzeug„ bezeichnet ist) in allen anderen Flugphasen dasselbe „Verhaften„ zeigt wie das als „zweites Luftfahrzeug„ bezeichnete Luftfahrzeug, wobei dies zu entsprechenden Einsparungen an Zeit und Kosten führt.
Auf vorteilhafte Weise verwendet das genannte System Signale, die im genannten ersten Luftfahrzeug zur Verfügung stehen und entweder mittels Datenverarbeitung oder elektronisch verarbeitet werden.
Es liefert vorzugsweise ein Signal „Start„ und ein Signal „kein Start„, wobei jedes Signal ausgehend von zwei Logiken und verschiedenen Parametern erzeugt wird.
Auf vorteilhafte Weise erfolgt die Wahl der Schubkraft beim Start durch den Logikschaltkreis, wenn Weiterhin wird das Ende der Startphase dadurch ermittelt, dass

– die Einschaltung des Rechners FADEC erfolgt, ODER (Logikglied)
– die Schubkraftumkehrvorrichtung ausgefahren worden ist UND (Logikglied) die Stellung des Gashebels unter einem gegebenen Wert liegt, der anzeigt, dass die Schubumkehrvorrichtung angewählt worden ist, ODER
– der Status „Boden„ über eine bestimmte Zeit gehalten wird. Weiterhin wird das Ende der Startphase dadurch ermitteit, das
– der Motor über eine definierte Zeitspanne auf die maximale Startschubkraft eingestellt wird, ODER
– die Machzahl Mn > 0,35 ist UND der Gashebel zurückgezogen wird.

Im übrigen wird der Wert „Boden„, der in der Logik zur Wahl der Startschubkraft verwendet wird, gewählt, wenn mindestens zwei Quellen von den folgenden vier zur Verfügung stehenden Quellen die gewünschten Kriterien erfüllen, wobei es sich bei diesen Quellen um folgende handelt:

– ADC1Mn (< 0,1 in Bezug auf die Auswahlstrategie),
– ADC2 Mn (< 0,1 in Bezug auf die Auswahlstrategie),
– FADEC Mn (< 0,15 berechnet durch seine eigenen Messfühler) UND (Logikglied) FADEC Mn ist aktiv,
– LGCIU = Boden UND (Logikglied) LGCIU ist aktiv, wobei ADC im allgemeinen die Windmessungszentrale bezeichnet, FADEC einen Steuerungsrechner des Motors und LGCIU die Steuerschnittstelleneinheit des Fahrwerks.

Im übrigen beruht die Wahl der Schubkraft einer anderen Flugphase nach Beendigung der Startphase darauf, dass

– der Motor über eine bestimmte Zeit mit der Startschubkraft gelaufen ist ODER
– die gewählte Machzahl über 0,35 liegt UND
– der Gashebel in einer bestimmten Zeit wieder nach hinten gezogen wird [und die FLEX genannte Betriebsart (die der Tatsache entspricht, dass bei bestimmten Temperaturen der Rechner FADEC mit Parametern einer Temperatur gespeist wird, die sich von der tatsächlichen Temperatur unterscheidet) abgewählt wird].

Im letztgenannten Fall umfasst der Logikkreis folgendes:

– einen Eingang TLA = MCT, wobei MCT die maximale Dauerdrehzahl darstellt,
– einen FLEX genannten Betriebsarteneingang, die beide mit einem Logikglied UND verbunden sind, dessen Ausgang an ein Logikglied ODER angeschlossen ist, das an seinem anderen Eingang das Signal TLA = MCT erhält; und der Ausgang des Logikglieds ODER ist mit einem Logikglied UND verbunden, dessen anderer Eingang das Signal erhält, das der Drehzahl des Motors entspricht. Nach der Bestätigung, dass der Motor über eine bestimmte Zeitspanne mit der Startschubkraft gelaufen ist, wird das entsprechende Signal zu einem ODER-Logikglied geleitet, das an seinem anderen Eingang das Signal des Status „Flug„ erhält, wobei der Ausgang des Logikglieds mit einem ersten Rechner verbunden ist, und ein UND-Logikglied erhält als Eingangswerte TLA ≤ MCT und FLEX-Betriebsart, und sein Ausgang wird nach Bestätigung in einer bestimmten Zeitspanne mit einem UND-Logikglied verbunden, dessen anderer Eingang das Ausgangssignal des ersten Rechners erhält, der wiederum als zweiten Eingangswert das Ausgangssignal erhält, das der Wahl der Startschubkraft entspricht und ebenfalls als erster Eingangswert zu einem zweiten Rechner geleitet wird, und dessen zweiter Eingang mit dem Ausgang des Logikglieds verbunden ist, wobei der Ausgangswert des zweiten Rechners der Wahl der Schubkraft einer anderen Flugphase als der Startphase entspricht.

Im Besonderen wird der Wert „Flug„ gewählt, wenn mindestens zwei Quellen von den drei folgenden zur Verfügung stehenden Quellen die gewünschten Kriterien erfüllen, wobei es sich bei den genannten Quellen um folgende handelt:

– ADC1 Mn (> 0,35),
– ADC2 Mn (> 0,35),
– FADEC Mn (> 0,35) UND (Logikglied) FADEC Mn ist aktiv.

Die Figuren der beigefügten Zeichnung machen gut verständlich, wie die Endung ausgeführt werden kann. Auf diesen Figuren bezeichnen gleiche Bezugszeichen ähnliche Elemente.
1 veranschaulicht ein erstes Prinzipbeispiel zur Unterscheidung zwischen zwei Flugphasen eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs.
2, die der 1 ähnelt, veranschaulicht ein zweites Prinzipbeispiel zur Unterscheidung zwischen zwei Flugphasen eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs
3 ist ein Logikkreis, der das Prinzip der Wahl der Startschubkraft im Rahmen der Erfindung veranschaulicht.
4 ist ein Logikkreis, der zu dem der 3 gehört und diesen präzisiert.
5 ist ein Logikkreis, der das Prinzip der Wahl der Gasdrosselungsschubkraft im Rahmen der Erfindung veranschaulicht.
6 ist ein Logikkreis, der zu dem der 5 gehört und diesen präzisiert.
Wie bereits angegeben, sieht das Motorsteuerungssystem für ein erstes Luftfahrzeug 1, das zu einer Luftfahrzeugfamilie gehört, die mehr oder weniger ein zweites Luftfahrzeug umfasst, wobei das erste Luftfahrzeug eine maximale Masse besitzt, die in einem vorher ermittelten Toleranzbereich größer ist als die des genannten ersten Luftfahrzeugs, das für jeden Motor ein Schubkraftsteuerungsgesetz besitzt, im allgemeinen für jeden Motor des genannten Luftfahrzeugs ein erstes Steuerungsgesetz für die Schubkraft des genannten Motors, das für das genannte erste Luftfahrzeug 1 in der Startphase T spezifisch ist, und ein zweites Steuerungsgesetz für die Schubkraft des genannten Motors vor, das dem Teil des genannten Schubkraftsteuerungsgesetzes entspricht, der während aller anderen Flugphasen R auf das genannte zweite Luftfahrzeug anwendbar ist, wobei Mittel 2, 22 zur Erfassung des Übergangs von einer Flugphase zu einer anderen vorgesehen sind, damit sie dem genannten Motor zumindest ein Steuerungssignal liefern, das dem einen oder dem anderen des genannten ersten und zweiten Gesetzes entspricht.
Außerdem verwendet das System im Luftfahrzeug zur Verfügung stehende Signale, die entweder auf dem Wege der Datenverarbeitung (Algorithmen) oder elektronisch (Logikglieder, Wippen u. a.) verarbeitet werden.
Im übrigen liefert das System als Gründen der Zuverlässigkeit ein Signal „Start„ und ein Signal „kein Start„, wobei jedes Signal ausgehend von zwei Logiken und verschiedenen Parametern erzeugt wird. Es ist dabei zu beachten, dass jedes gleichzeitige Auftreten der beiden Signale nur durch mindestens einen doppelten Ausfall des Systems verursacht sein könnte.
1, die ein erstes Prinzipbeispiel der Unterscheidung zwischen zwei Flugphasen eines Luftfahrzeugs (Start T und Gasdrosselung R) veranschaulicht, gibt eine bestimmte Anzahl von Punkten an, die repräsentativ für die Unterscheidung Startphase T/andere Phase (Gasrücknahme) R sind:

– A: Beginn der Startsequenz der Motoren ( Einschalten des Rechners FADEC),
– B: Start der Motoren,
– C: Gashebel in Startstellung,
– D: TLA s MCT und keine Betriebsart FLEX in einer bestimmten Zeit t1 (die beispielsweise 20 Sekunden beträgt) (TLA = Drosselhebelwinkel und MCT = Max. Dauerbetrieb, wobei die Betriebsart FLEX der Tatsache entspricht, dass bei bestimmten Temperaturen der Rechner FADEC mit Parametern einer Temperatur gespeist wird, die sich von der tatsächlichen Temperatur unterscheidet).

2, die ein zweites Prinzipbeispiel der Unterscheidung zwischen zwei Flugphasen (R und T) eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs veranschaulicht, gibt bestimmte Punkte an, die repräsentativ für diese Unterscheidung sind:

– E: Boden (LGCIU = Landing Gear Control Interface Unit oder Schnittstelleneinheit der Fahrwerksteuerung),
– F: Mn (Machzahl) = 0,15 (FADEC) während einer bestimmten Zeit t2, beispielsweise 30 Sekunden, für den Übergang von der Phase R zur Phase T (Start) (2 unten), wenn LGCIU und Mn FADEC verfügbar sind, aber T/R (Thrust Reverser = Schubumkehrvorrichtung) nicht aktiv ist,
– G: Mn = 0,1 während einer bestimmten Zeit t3, beispielsweise 30 Sekunden, für den Übergang von der Phase R zur Phase T (Start) (2 oben), wenn LGCIU und Mn FADEC nicht verfügbar sind und T/R nicht aktiv ist.

Es ist zu beachten, dass in genannten Fall die Startschubkraft gewählt wird, wenn die Schubumkehrvorrichtung gewählt und vollständig ausgefahren ist.
Die Wahl der Startschubkraft, die durch den Logikkreis 2 der 3 veranschaulicht wird, erfolgt, wenn:

– das Einschalten 3 des Rechners FADEC (in dem die Gesetze der Schubkraftsteuerung eingespeichert sind) erfolgt, ODER (Logikglied 4)
– die Schubumkehrvorrichtung ausgefahren ist 5 UND (Logikglied 6) die Stellung des Gashebels (TLA = Throttle Lever Angle) 7 unter einem gegebenen Wert liegt, der beispielsweise kleiner oder gleich 4,3° ist, ODER
– der Status „Boden„ 8 [auf der Grundlage der der Schnittstelleneinheit der Fahrwerksteuerung (LGCIU = Landing Gear Control Interface Unit) und der Machzahl (Mn)] beispielsweise länger als 30 Sekunden gehalten wird.

Bezüglich der 3 ist zu beachten, dass der Ausgang des Logikglieds 4 mit einem Rechner 9 verbunden ist, der an seinem Ausgang 10 das Signal zur Auswahl der Startschubkraft liefert und im übrigen von 11 das einer anderen Flugphase (insbesondere der Gasdrosselung) entsprechende Signal erhält.
Diese Logik ermöglicht es, „Start„

– nach dem Landen,
– nach einem abgelehnten „Start„, wenn die „Gasdrosselung„ gewählt war,
– nach einer Motorpanne oder vor einem Motorstart zu wählen.

Das Ende der Startphase wird dadurch bestimmt, dass

– der Motor (beispielsweise) 20 Sekunden lang auf die maximale Startschubkraft eingestellt wird ODER
– Mn > 0,35 UND der Gashebel zurückgezogen wird, wobei innerhalb von 20 Sekunden bestätigt wird, dass die Stellung des Gashebels einem Wert unter oder gleich der verwendeten Motordrehzahl entspricht, wenn der andere Motor ausgefallen ist (MCT = Max Continuous).

Zu diesem Zeitpunkt wird die Gasdrosselungsschubkraft gewählt.
Bezüglich der Bestimmung „Boden„ (4) für die Wahl der Startschubkraft stehen vier Quellen zur Verfügung:

– ADC1 Mn (< 0,1 in Bezug auf die Auswahlstrategie) 12,
– ADC2 Mn (< 0,1 in Bezug auf die Auswahlstrategie) 13,
– FADEC Mn (< 0,15 berechnet durch seine eigenen Messfühler) UND (Logikglied 15) FADEC Mn ist aktiv (16),
– LGCIU = Boden (17) UND (Logikglied 18) LGCIU ist aktiv (19).

[ADC (Air Data Computer – Luftdatenrechner) bezeichnet im allgemeinen die Windmessungszentrale, die insbesondere den Druck, die Temperatur und die Machzahl liefert].
Mindestens zwei mit dem Rechner 20 verbundene Quellen müssen die gewünschten Kriterien so erfüllen, dass der in der Auswahllogik für die Startschubkraft verwendete Wert „Boden„ (21) gewählt wird.
Die Wahl der Gasdrosselungsschubkraft (die durch den Logikkreis 22 der 5 veranschaulicht wird) erfolgt nach Beendigung der Startphase.
Die Kriterien beruhen darauf, dass

– der Motor (beispielsweise) länger als 20 Sekunden mit der Startschubkraft gelaufen ist, ODER
– die gewählte Machzahl über 0,35 liegt UND
– der Gashebel länger als 20 Sekunden auf MCT oder einen niedrigeren Wert zurückgezogen wird [und die FLEX genannte Betriebsart (die der Tatsache entspricht, dass bei bestimmten Temperaturen (heiß) der FADEC-Rechner mit Parametern einer Temperatur gespeist wird, die sich von der tatsächlichen Temperatur unterscheidet) abgewählt wird].

Genauer umfasst der in 5 veranschaulichte Logikkreis 22 folgendes:

– einen Eingang TLA = MCT 23,
– einen Eingang FLEX genannte Betriebsart 24, die beide mit einem Logikglied UND 25 verbunden sind, dessen Ausgang mit einem Logikglied ODER 26 verbunden ist, das an seinem anderen Eingang 27 das Signal TLA = MCT erhält.

Im übrigen ist der Ausgang des Logikglieds ODER 26 mit einem Logikglied UND 28 verbunden, dessen anderer Eingang von 29 ein Signal erhält, das der Drehzahl des Motors entspricht und das anzeigen soll, dass sich der Motor auf Startleistung befindet.
Nach Bestätigung, dass der Motor länger als 20 Sekunden (30) mit der Startschubkraft gelaufen ist, wird das entsprechende Signal zu einem Logikglied ODER 31 geleitet, das an seinem anderen Eingang 32 das Signal des Status „Flug„ erhält, das wie nachstehend unter Bezugnahme auf 4 angegeben ermittelt wird. Der Ausgang des Logikglieds 31 ist mit dem Rechner 33 verbunden.
Außerdem erhält ein Logikglied UND 34 als Eingangswerte TLA ≤ MCT 35 und als FLEX bezeichnete Betriebsart 36, und sein Ausgang wird nach Bestätigung innerhalb von 20 Sekunden (38) mit einem Logikglied UND 37 verbunden, dessen anderer Eingang das Ausgangssignal des Rechners 33 erhält, wobei dieser als zweiten Eingangswert das Ausgangssignal (von 39) erhält, das der Wahl der Startschubkraft (Impuls 10 Sekunden) entspricht und ebenfalls als erster Eingangswert zum Rechner 40 geleitet wird, dessen zweiter Eingang mit dem Ausgang des Logikglieds 37 verbunden ist. Der Ausgang 41 des Rechners 40 entspricht der Auswahl der Drosselungsschubkraft (oder allgemeiner einer anderen Flugphase als dem Start).
Sobald die Drosselungsschubkraft ausgewählt ist, muss sie bis zur nächsten Wahl der Startschubkraft verriegelt werden.
Bezüglich der Bestimmung „Flug„ (6) für die Wahl der Drosselungsschubkraft stehen drei Quellen zur Verfügung:

– ADC1 Mn (> 0,35) 42,
– ADC2 Mn (> 0,35) 43,
– FADEC Mn (> 0,35) 44 UND (Logikglied 45) FADEC Mn ist aktiv (46).

Mindestens zwei mit dem Rechner 47 verbundene Quellen müssen die gewünschten Kriterien so erfüllen, dass der in der Auswahllogik für die Gasdrosselungsschubkraft verwendete Wert „Flug„ (48) gewählt wird.
Die Bestimmung Flug/Boden durch ADC Mn kann unter folgenden Bedingungen erfolgen:

–für die Bedingung „Flug„: der Wert ADC muss aktiv sein UND Mn > 0,35
–für die Bedingung „Boden„: wenn Mn des Luftfahrzeugs unter 0,1 liegt, wird die Anzeige ADC Mn mit einem Nullwert zu den NCD (Non Computed Data – nicht berechneten Daten) gesandt. Diese Bedingung wird verwendet um zu ermitteln, ob das Flugzeug am Boden ist, vorausgesetzt, dass der letzte richtige Wert unter 0,15 lag.

Claims

Motorsteuerungssystem für ein erstes Luftfahrzeug, das zu einer Luftfahrzeugfamilie gehört, die außerdem mindestens ein zweites Luftfahrzeug umfasst, wobei das genannte erste Luftfahrzeug eine Höchstmasse besitzt, die innerhalb eines vorher festgelegten Toleranzbereichs größer als die des genannten zweiten Luftfahrzeugs ist, das für jeden Motor ein Schubkraftsteuerungsgesetz hat, dadurch gekennzeichnet, dass für jeden Motor des genannten ersten Luftfahrzeugs (1) ein erstes Steuerungsgesetz für die Schubkraft, das spezifisch für den Motor des genannten ersten Luftfahrzeugs (1) in der Startphase (T) ist, und ein zweites Steuerungsgesetz für die Schubkraft des genannten Motors vorgesehen ist, das dem Teil des genannten Schubkraftsteuerungsgesetzes entspricht, der auf das genannte zweite Luftfahrzeug während aller anderen Flugphasen ( R) anwendbar ist, wobei Mittel zur Erfassung (2, 22) des Übergangs von einer Flugphase zu einer anderen vorgesehen sind, damit sie dem genannten Motor zumindest ein Steuerungssignal liefern, das dem einen oder dem anderen des genannten ersten und zweiten Gesetzes entspricht.
System gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das genannte System Signale verwendet, die im genannten ersten Luftfahrzeug (1) zur Verfügung stehen und mittels Datenverarbeitung verarbeitet werden.
System gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das genannte System Signale verwendet, die im genannten ersten Luftfahrzeug (1) zur Verfügung stehen und elektronisch verarbeitet werden.
System gemäß einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass es vorzugsweise ein Signal „Start" und ein Signal „kein Start" liefert, wobei jedes Signal ausgehend von zwei Logiken und verschiedenen Parametern erzeugt wird.
System gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Wahl der Schubkraft beim Start durch den Logikschaltkreis (2) erfolgt, wenn – die Einschaltung (3) des Rechners FADEC erfolgt, – die Schubkraftumkehrvorrichtung (5) ausgefahren worden ist UND (6) die Stellung des Gashebels (7) unter einem gegebenen Wert liegt, ODER der Status „Boden" (8) über eine bestimmte Zeit gehalten wird.
System gemäß Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Ende der Startphase (T) dadurch ermittelt wird, dass – der Motor über eine definierte Zeitspanne auf die maximale Startschubkraft eingestellt wird, ODER – die Machzahl Mn > 0,35 ist UND der Gashebel zurückgezogen wird.
System gemäß Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, dass der Wert „Boden" (21), der in der Logik zur Wahl der Startschubkraft verwendet wird, gewählt wird, wenn mindestens zwei Quellen von den folgenden vier zur Verfügung stehenden Quellen die gewünschten Kriterien erfüllen, wobei es sich bei diesen Quellen um folgende handelt: – ADC1 Mn (12), – ADC2 Mn (13), – FADEC Mn (14) UND (15) FADEC Mn ist aktiv (16), – LGCIU = Boden (17) UND (18) LGCIU ist aktiv (19), wobei ADC im allgemeinen die Windmessungszentrale bezeichnet, FADEC einen Steuerungsrechner des Motors und LGCIU die Steuerschnittstelleneinheit des Fahrwerks.
System gemäß einem der Ansprüche 5 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass nach Beendigung der Startphase die Wahl der Schubkraft einer anderen Flugphase (R) darauf beruht, dass – der Motor über eine bestimmte Zeit mit der Startschubkraft gelaufen ist ODER – die gewählte Machzahl über 0,35 liegt UND – der Gashebel in einer bestimmten Zeit wieder nach hinten gezogen wird.
System gemäß Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Logikkreis (22) folgendes umfasst: – einen Eingang TLA = MCT (23), wobei MCT die maximale Dauerdrehzahl darstellt, – einen FLEX genannten Betriebsarteneingang (24), die beide mit einem Logikglied UND (25) verbunden sind, dessen Ausgang an ein Logikglied ODER (26) angeschlossen ist, das an seinem anderen Eingang (27) das Signal TLA = MCT erhält; und der Ausgang des Logikglieds ODER (26) ist mit einem Logikglied UND (28) verbunden, dessen anderer Eingang das Signal erhält, das der Drehzahl des Motors entspricht, und nach der Bestätigung, dass der Motor über eine bestimmte Zeitspanne (30) mit der Startschubkraft gelaufen ist, wird das entsprechende Signal zu einem ODER-Logikglied (31) geleitet, das an seinem anderen Eingang (32) das Signal des Status „Flug" erhält, wobei der Ausgang des Logikglieds (31) mit einem ersten Rechner (33) verbunden ist, und ein UND-Logikglied (34) erhält als Eingangswerte TLA ≤ MCT (35) und FLEX-Betriebsart (36), und sein Ausgang wird nach Bestätigung in einer bestimmten Zeitspanne (38) mit einem UND-Logikglied (37) verbunden, dessen anderer Eingang das Ausgangssignal des ersten Rechners (33) erhält, der wiederum als zweiten Eingangswert das Ausgangssignal erhält, das der Wahl der Startschubkraft entspricht und ebenfalls als erster Eingangswert zu einem zweiten Rechner (40) geleitet wird, und dessen zweiter Eingang mit dem Ausgang des Logikglieds (37) verbunden ist, wobei der Ausgangswert (41) des zweiten Rechners (40) der Wahl der Schubkraft einer anderen Flugphase (R) als der Startphase entspricht.
System gemäß Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass der Wert „Flug" gewählt wird, wenn mindestens zwei Quellen von den drei folgenden zur Verfügung stehenden Quellen die gewünschten Kriterien erfüllen, wobei es sich bei den genannten Quellen um folgende handelt: – ADC1 Mn (42), – ADC2 Mn (43), – FADEC Mn (44) UND (45) FADEC Mn ist aktiv (46).