FR2956380A1

FR2956380A1 - Method for protecting propulsion engine of propeller assembly of airplane against pushed control abnormalities, involves performing possible action on engine during detection of abnormality by emission of cut-signal by protection unit

Info

Publication number: FR2956380A1
Application number: FR1051005A
Authority: FR
Inventors: Fabrice Bon; Franck Godel; Julien Marcel Roger Maille
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2010-02-15
Filing date: 2010-02-15
Publication date: 2011-08-19
Anticipated expiration: 2030-02-15
Also published as: FR2956380B1

Abstract

The method involves generating abnormality information in response to a detection of a pushed control abnormality of an engine. A partial cutting of fuel supply to the engine is controlled by emission of a cut-signal in response to a detection of overspeed. The abnormality information is transmitted by a regulation unit (30) to an electronic overspeed protection unit (32). A possible action on the engine during the detection of abnormality is performed by emission of the cut-signal by the electronic overspeed protection unit in a same manner as in an event of detection of overspeed. An independent claim is also included for a propeller assembly comprising a propulsion engine equipped with an engine protection device.

Description

Arrière-plan de l'invention L'invention concerne la protection contre des anomalies de commande de poussée de moteur d'avion ou TCM ("Thrust Control Malfunction"). BACKGROUND OF THE INVENTION The invention relates to protection against aircraft thrust control malfunctions or TCM (Thrust Control Malfunction).

La protection contre les TCM est une fonctionnalité qui est maintenant imposée par des avionneurs ou des autorités de sécurité aérienne. Elle est généralement activée seulement lors de certaines phases de vol, en particulier au décollage, afin d'éviter notamment une dissymétrie de poussée entre deux moteurs. Elle peut se traduire par la coupure d'un moteur qui n'a par exemple pas répondu à un ordre de réduction de poussée par action sur la manette des gaz. Cette fonction de protection est habituellement intégrée au calculateur de régulation du moteur ou unité de régulation moteur ECU ("Engine Control Unit"). L'ECU est alors agencée pour détecter une TCM en fonction de différents paramètres : position de la manette des gaz, régimes réels et de consigne du moteur, ... et pour agir en réponse à une telle détection si la phase de vol en cours l'autorise. On pourra se référer aux documents US 2003/0056494, US 6 704 630 et US 2009/0240386. Une telle intégration complète de la fonction de protection TCM dans l'ECU présente des inconvénients : exposition à des modes de défaillance communs (vibrations, chaleur) et accroissement de la taille du boîtier de l'ECU par la présence de module d'alimentation, paroi coupe-feu et cartes de traitement spécifiquement dédiées à cette fonction. Or, plus l'encombrement du boîtier est important, plus son intégration dans l'ensemble propulsif est difficile, notamment dans le cas de moteurs de taille relativement petite. MCT protection is a feature that is now imposed by aircraft manufacturers or aviation safety authorities. It is generally activated only during certain phases of flight, in particular at takeoff, in order to avoid in particular a dissymmetry of thrust between two engines. It can result in the shutdown of an engine which for example has not responded to a thrust reduction order by action on the throttle. This protection function is usually integrated into the engine control unit or engine control unit (ECU). The ECU is then arranged to detect a TCM according to various parameters: position of the throttle lever, actual engine speed and target, ... and to act in response to such detection if the current phase of flight permits. Reference may be made to US 2003/0056494, US 6 704 630 and US 2009/0240386. Such a complete integration of the TCM protection function in the ECU has drawbacks: exposure to common failure modes (vibrations, heat) and increase in the size of the ECU housing by the presence of power supply module, Firewall and processing cards specifically dedicated to this function. However, the larger the size of the housing, the greater its integration into the propulsion system is difficult, especially in the case of relatively small engines.

Objet et résumé de l'invention L'invention a pour but d'éviter de tels inconvénients et propose à cet effet un procédé de protection contre des anomalies de commande de poussée de moteur d'avion équipé d'une unité de régulation moteur apte à générer une information d'anomalie en réponse à la détection d'une anomalie de commande de poussée du moteur et d'une unité électronique de protection survitesse distincte de l'unité de régulation moteur et agencée pour commander une coupure au moins partielle de l'alimentation du moteur en carburant par émission d'un signal de coupure en réponse à une détection de survitesse. procédé selon lequel l'information d'anomalie est transmise par l'unité de régulation moteur à l'unité électronique de protection survitesse et une action éventuelle sur le moteur en cas de détection d'anomalie de commande de poussée est réalisée par émission du signal de coupure par l'unité électronique de protection survitesse, de la même manière qu'en cas de détection de survitesse. Avantageusement, un signal de coupure est émis par l'unité électronique de protection survitesse en réponse à la réception à la fois de l'information d'anomalie et d'une information d'autorisation d'activation de la protection contre les anomalies de commande de poussée. Le signal d'autorisation peut être reçu par l'unité de protection survitesse d'un système de traitement d'information à bord de l'avion soit directement, soit via l'unité de régulation moteur. Dans ce dernier cas, l'information d'anomalie et l'information d'autorisation peuvent être transmises sous forme numérique sur un bus auquel l'unité de régulation moteur et l'unité électronique de protection survitesse sont reliées. Selon un autre aspect, l'invention a pour objet un dispositif de protection contre des anomalies de commande de poussée de moteur d'avion comprenant une unité de régulation moteur apte à émettre une information d'anomalie en cas de détection d'anomalie de commande de poussée, le moteur étant en outre équipé d'une unité électronique de protection survitesse distincte de l'unité de régulation moteur et agencée pour commander une coupure au moins partielle de l'alimentation du moteur en carburant par émission d'un signal de coupure en réponse à une détection de survitesse, le dispositif de protection comprenant en outre l'unité électronique de protection survitesse qui est reliée à l'unité de régulation moteur pour recevoir l'information d'anomalie et qui est agencée pour pouvoir émettre également le signal de coupure en réponse à la réception de l'information d'anomalie. Avantageusement, l'unité électronique de protection survitesse est agencée pour émettre le signal de coupure en réponse à la réception à la fois de l'information d'anomalie et d'une information d'autorisation d'activation de la protection contre les anomalies de commande de poussée. Selon un mode de réalisation, l'unité électronique de protection survitesse a une première entrée reliée à l'unité de régulation moteur pour recevoir l'information d'anomalie et une deuxième entrée pour recevoir l'information d'autorisation à partir d'un système de traitement d'information à bord de l'avion. Selon un autre mode de réalisation, l'unité de régulation moteur est agencée pour recevoir l'information d'autorisation à partir d'un système de traitement d'information à bord de l'avion et l'unité électronique de protection survitesse est reliée à l'unité de régulation moteur pour recevoir l'information d'anomalie et l'information d'autorisation transmises par l'unité de régulation moteur. L'invention vise encore un ensemble propulsif pour avion comprenant un moteur de propulsion équipé d'un dispositif de protection tel que défini ci-avant. L'invention est remarquable en ce que la fonction de protection TCM utilise l'unité électronique existante de protection survitesse distincte de l'ECU. Cette ségrégation permet d'éviter des modes de défaillance communs. En outre, la contribution de l'ECU à la fonction de protection TCM étant limitée à des calculs pour détecter une TCM, un surdimensionnement de l'ECU n'est pas nécessaire, les moyens de calcul et l'accès aux paramètres requis pour les calculs étant de toute façon présents. De plus, seule une adaptation limitée de l'unité électronique de protection survitesse est nécessaire. La fonction de protection TCM peut donc être ajoutée à un ensemble existant ECU et unité électronique de protection survitesse sans nécessiter de modifications importantes, sans surcoût élevé et sans augmentation sensible de masse. OBJECT AND SUMMARY OF THE INVENTION The object of the invention is to avoid such drawbacks and proposes for this purpose a method of protection against aircraft engine thrust control anomalies equipped with an engine control unit able to generating an abnormality information in response to detecting an engine thrust control abnormality and an overspeed protection electronics unit separate from the engine control unit and arranged to control an at least partial break of the engine control unit supplying the engine with fuel by issuing a cut-off signal in response to overspeed detection. method according to which the abnormality information is transmitted by the engine control unit to the electronic overspeed protection unit and a possible action on the engine in the event of detection of thrust control abnormality is carried out by transmission of the signal by the electronic over-speed protection unit, in the same way as in the case of overspeed detection. Advantageously, a cut-off signal is emitted by the overspeed protection electronic unit in response to the reception of both the fault information and an authorization information for activation of the protection against control anomalies. thrust. The authorization signal can be received by the overspeed protection unit of an information processing system on board the aircraft either directly or via the engine control unit. In the latter case, the fault information and the authorization information can be transmitted in digital form on a bus to which the motor control unit and the electronic overspeed protection unit are connected. According to another aspect, the subject of the invention is a device for protecting against aircraft engine thrust control anomalies comprising an engine control unit able to transmit an anomaly information in the event of detection of a control anomaly. the engine is furthermore equipped with an overspeed protection electronic unit separate from the engine control unit and arranged to control at least a partial cut-off of the engine fuel supply by emitting a cut-off signal in response to an overspeed detection, the protection device further comprising the overspeed electronic protection unit which is connected to the engine control unit to receive the fault information and which is arranged to also transmit the signal in response to receipt of the anomaly information. Advantageously, the electronic over-speed protection unit is arranged to emit the cut-off signal in response to the reception of both the fault information and an authorization authorization information for the protection against the anomalies of the fault. thrust control. According to one embodiment, the overspeed protection electronics unit has a first input connected to the engine control unit for receiving the fault information and a second input for receiving the clearance information from a information processing system on board the aircraft. According to another embodiment, the engine control unit is arranged to receive the authorization information from an information processing system on board the aircraft and the electronic overspeed protection unit is connected. to the engine control unit for receiving the fault information and the authorization information transmitted by the engine control unit. The invention also relates to a propulsion unit for an aircraft comprising a propulsion engine equipped with a protection device as defined above. The invention is notable in that the TCM protection function utilizes the existing electronic overspeed protection unit separate from the ECU. This segregation avoids common failure modes. In addition, the contribution of the ECU to the TCM protection function being limited to calculations for detecting a TCM, an oversizing of the ECU is not necessary, the means of calculation and the access to the parameters required for the calculations being anyway present. In addition, only limited adaptation of the electronic overspeed protection unit is necessary. The TCM protection function can therefore be added to an existing ECU and electronic overspeed protection unit assembly without major modifications, high overhead and no significant increase in mass.

Brève description des dessins L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés, sur lesquels : - la figure 1 est un schéma très simplifié d'un moteur de propulsion d'avion à turbine à gaz ; - la figure 2 montre très schématiquement un système d'alimentation en carburant pour un moteur tel que par exemple celui de la figure 1 avec protection survitesse et protection TCM, selon un mode de réalisation de l'invention ; et - la figure 3 montre une variante du système de la figure 1. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The invention will be better understood on reading the description given below, by way of indication but not limitation, with reference to the accompanying drawings, in which: FIG. 1 is a very simplified diagram of an engine propulsion of gas turbine aircraft; - Figure 2 shows very schematically a fuel supply system for an engine such as for example that of Figure 1 with overspeed protection and TCM protection, according to one embodiment of the invention; and - Figure 3 shows a variant of the system of Figure 1.

Description détaillée de modes de réalisation de l'invention Des modes de réalisation de l'invention seront décrits ci-après dans le cadre d'une application à un moteur de propulsion d'avion à turbine à gaz double corps tel que celui représenté très schématiquement sur la figure 1, l'invention étant toutefois applicable à d'autres moteurs d'avion, par exemple des moteurs à turbine à gaz à un seul corps ou à plus de deux corps, ou des moteurs de propulsion d'avion autres qu'à turbine à gaz. DETAILED DESCRIPTION OF EMBODIMENTS OF THE INVENTION Embodiments of the invention will be described hereinafter in the context of an application to a twin-engine gas turbine engine propulsion engine such as that shown very schematically. in FIG. 1, the invention being however applicable to other aircraft engines, for example gas turbine engines with a single body or with more than two bodies, or aircraft propulsion engines other than gas turbine.

Le moteur de la figure 1 comprend une chambre de combustion 1, les gaz de combustion issus de la chambre 1 entraînant une turbine haute-pression (HP) 2 et une turbine basse-pression (BP) 3. La turbine HP 2 est couplée par un arbre HP à compresseur HP 4 alimentant la chambre de combustion en air sous pression tandis que la turbine BP 3 est couplée à une soufflante 5 en entrée du moteur au moyen d'un arbre BP coaxial à l'arbre HP. Une boîte de transmission mécanique 7 ou boîte de relais d'accessoires est reliée par une prise de puissance mécanique 9 à un arbre de turbine et comprend un ensemble de pignons pour l'entraînement de différents accessoires tels que des pompes, un ou plusieurs démarreurs/ générateurs, un ou plusieurs générateurs à aimants permanents,... La figure 2 est un schéma très simplifié d'un système d'alimentation en carburant pour un moteur tel que par exemple celui de la figure 1. The engine of FIG. 1 comprises a combustion chamber 1, the combustion gases coming from the chamber 1 driving a high-pressure turbine (HP) 2 and a low-pressure turbine (LP) 3. The HP turbine 2 is coupled by an HP HP compressor shaft 4 supplying the combustion chamber with pressurized air while the LP turbine 3 is coupled to a fan 5 at the engine inlet by means of a LP shaft coaxial with the HP shaft. A mechanical gearbox 7 or accessory relay box is connected by a mechanical power plug 9 to a turbine shaft and comprises a set of gears for driving various accessories such as pumps, one or more starters / generators, one or more generators with permanent magnets, ... FIG. 2 is a very simplified diagram of a fuel supply system for an engine such as for example that of FIG. 1.

Une pompe carburant haute pression 10 reçoit du carburant provenant d'un réservoir (non représenté) et délivre du carburant haute pression sur une conduite d'alimentation 12. Le carburant est acheminé jusqu'à des injecteurs 14 de la chambre de combustion 1 du moteur à un débit contrôlé au moyen d'une unité de dosage carburant 16, ou FMU ("Fuel Metering Unit"). La FMU 16 comprend une vanne de dosage 16a montée sur la conduite 12, une vanne de dérivation 16b pour ramener en entrée de la pompe 10 via une conduite de retour 18 le débit de carburant excédentaire et une servo-vanne 16c de pilotage de la vanne de dosage 16a. La sortie de la pompe 10 est reliée en commun à l'entrée de la vanne de dosage 16a et à l'entrée de la vanne de dérivation 16b. Cette dernière a un port de commande relié à la sortie de la vanne de dosage 16a pour maintenir entre entrée et sortie de la vanne de dosage 16a une différence de pression OP sensiblement constante fonction d'un ressort de tarage incorporé à la vanne 16b. La servo-vanne 16c est commandée par une unité de régulation du moteur ou ECU 30 afin de positionner la vanne de dosage 16a en fonction d'une valeur de consigne de débit de carburant à délivrer aux injecteurs 14. Une unité de coupure carburant 20 comprend une vanne de coupure 20a ou HPSOV ("High Pressure Shut-Off Valve") qui est montée sur la conduite 12 en aval de la vanne de dosage 16a et qui est pilotée par une servo-valve 20b. La vanne de coupure 20a est amenée en position de fermeture pour interrompre l'alimentation en carburant en réponse à un ordre de fermeture transmis à la servo-valve 20b par l'ECU 30 ou provenant du cockpit de l'avion, ainsi qu'en réponse à une diminution de pression dans la conduite 12 en deçà d'un seuil de fermeture fixé par un ressort de rappel de la vanne de coupure 20a en position de fermeture. On notera que la vanne de coupure 20a pourrait être amenée en position d'ouverture partielle réduite plutôt qu'en position de fermeture en réponse à un ordre de fermeture ou à une chute de pression dans la conduite 12 en deçà du seuil de fermeture. A high pressure fuel pump 10 receives fuel from a tank (not shown) and delivers high pressure fuel to a supply line 12. The fuel is conveyed to injectors 14 of the combustion chamber 1 of the engine at a controlled rate by means of a fuel metering unit 16, or FMU ("Fuel Metering Unit"). The FMU 16 comprises a metering valve 16a mounted on the pipe 12, a bypass valve 16b for bringing back to the inlet of the pump 10 via a return line 18 the excess fuel flow and a servo valve 16c for controlling the valve. dosing 16a. The output of the pump 10 is connected in common to the inlet of the metering valve 16a and the inlet of the bypass valve 16b. The latter has a control port connected to the output of the metering valve 16a to maintain between the inlet and outlet of the metering valve 16a a substantially constant pressure difference OP according to a calibration spring incorporated in the valve 16b. The servo valve 16c is controlled by a motor control unit or ECU 30 to position the metering valve 16a according to a fuel flow setpoint value to be delivered to the injectors 14. A fuel cutoff unit 20 comprises a shutoff valve 20a or HPSOV ("High Pressure Shut-Off Valve") which is mounted on the pipe 12 downstream of the metering valve 16a and which is controlled by a servo valve 20b. The shut-off valve 20a is brought into the closed position to interrupt the fuel supply in response to a closing command transmitted to the servo valve 20b by the ECU 30 or from the cockpit of the aircraft, as well as response to a decrease in pressure in the pipe 12 below a closure threshold fixed by a return spring of the shutoff valve 20a in the closed position. It should be noted that the shut-off valve 20a could be brought into the reduced partial open position rather than in the closed position in response to a closing command or a pressure drop in the pipe 12 below the closing threshold.

Une unité électronique 32 de position survitesse reçoit une information représentative du régime du moteur, par exemple une information fournie par un capteur 22 et représentative de la vitesse de rotation N2 de l'arbre HP du moteur. Lorsque la vitesse N2 dépasse un seuil maximum N2max, l'unité de protection survitesse 32 génère un signal de coupure transmis à un actionneur 24, par exemple de type électromagnétique, qui amène la vanne de dérivation 16b dans une position dans laquelle la totalité ou une majorité du débit de carburant issu de la pompe 10 est dérivée dans la conduite de retour 18. La chute de pression qui en résulte dans la conduite 12 en aval de la vanne de dosage 16a provoque la fermeture de la vanne de coupure 20a. An electronic unit 32 of overspeed position receives information representative of the engine speed, for example information provided by a sensor 22 and representative of the rotation speed N2 of the HP shaft of the engine. When the speed N2 exceeds a maximum threshold N2max, the overspeed protection unit 32 generates a cut-off signal transmitted to an actuator 24, for example of the electromagnetic type, which brings the bypass valve 16b to a position in which all or a Most of the fuel flow from the pump 10 is diverted into the return line 18. The resulting pressure drop in the line 12 downstream of the metering valve 16a closes the shutoff valve 20a.

L'alimentation électrique de l'ECU 30 et de l'unité électronique de protection survitesse 32 est assurée par liaison avec un réseau électrique de bord de l'avion et/ou par un générateur par exemple à aimants permanents entraîné par le moteur. The power supply of the ECU 30 and the overspeed electronic protection unit 32 is ensured by connection with an electrical network on board the aircraft and / or by a generator for example with permanent magnets driven by the engine.

Un agencement du système d'alimentation carburant tel que décrit ci-avant est bien connu en soi, l'ECU 30 et l'unité électronique de protection survitesse 32 pouvant être logées dans un même boîtier. L'ECU 30 est programmée pour détecter une anomalie de commande de poussée moteur, ou TCM. Cette détection est effectuée par calcul en fonction de différents paramètres, de façon connue en soi. L'un des paramètres est la position de la manette des gaz. Une information représentative de cette position est fournie par un système de traitement d'information 34 à bord de l'avion, tel qu'un calculateur de commande de vol auquel l'unité de régulation moteur est reliée par une liaison 36 sous forme par exemple d'un bus numérique. Au moins un autre paramètre est une information représentative de la poussée réelle du moteur, par exemple le rapport de poussée du moteur EPR (« Engine Pressure Ratio ») ou le régime du moteur traduit par une information représentant la vitesse de rotation d'un arbre du moteur, par exemple la vitesse de rotation N1 de l'arbre BP fournie par un capteur 26. Une information d'anomalie ou information TCM est élaborée par l'ECU 30 lorsque la valeur constatée de régime ou de poussée du moteur est supérieure à une valeur de consigne, correspondant à la position de la manette des gaz, d'une quantité dépassant un seuil prédéterminé. An arrangement of the fuel supply system as described above is well known per se, the ECU 30 and the electronic protection unit overspeed 32 can be housed in the same housing. The ECU 30 is programmed to detect an engine thrust control abnormality, or TCM. This detection is performed by calculation according to various parameters, in a manner known per se. One of the parameters is the position of the throttle. Information representative of this position is provided by an information processing system 34 on board the aircraft, such as a flight control computer to which the engine control unit is connected by a link 36 in the form, for example a digital bus. At least one other parameter is information representative of the actual thrust of the engine, for example the engine pressure ratio (EPR) or the engine speed translated by information representing the speed of rotation of a shaft. of the engine, for example the rotation speed N1 of the LP shaft supplied by a sensor 26. An anomaly information or TCM information is generated by the ECU 30 when the observed value of the engine speed or thrust is greater than a set value, corresponding to the position of the throttle lever, of an amount exceeding a predetermined threshold.

Conformément à l'invention, l'information TCM est transmise par l'ECU 30 à l'unité électronique de protection survitesse 32 via une liaison 38. L'information TCM peut être sous forme d'un signal discret ou sous forme numérique, la liaison 38 étant alors un bus numérique. De façon connue en soi, il peut être prévu qu'une action sur le moteur en réponse à une information TCM soit commandée uniquement dans certaines configurations de fonctionnement de l'avion, selon des spécifications de l'avionneur ou d'autorités de sécurité aérienne. Ainsi, une coupure du moteur peut n'être autorisée que lors du décollage et éventuellement de l'atterrissage et/ou du roulage au sol. Les configurations de fonctionnement de l'avion, notamment les différentes phases de vol étant reconnues par le calculateur de vol 34, une information d'autorisation de coupure peut être élaborée par celui-ci. Dans le mode de réalisation de la figure 2, l'information d'autorisation de coupure est transmise sur une liaison 40 reliant directement le calculateur de vol 34 à l'unité électronique de protection survitesse 32. L'information d'autorisation peut être sous forme d'un signal discret ou sous forme numérique, la liaison 40 étant alors un bus numérique. L'unité électronique de régulation survitesse 32 est agencée pour générer le signal de coupure à destination de l'actionneur 24 non seulement en réponse à une détection de survitesse, mais aussi en réponse à la présence simultanée de l'information TCM d'anomalie et de l'information d'autorisation afin de provoquer la fermeture de la vanne 20a. According to the invention, the TCM information is transmitted by the ECU 30 to the electronic overspeed protection unit 32 via a link 38. The TCM information may be in the form of a discrete signal or in digital form, the link 38 then being a digital bus. In a manner known per se, it can be expected that an action on the engine in response to a TCM information is controlled only in certain operating configurations of the aircraft, according to specifications of the aircraft manufacturer or aviation safety authorities . Thus, an engine shutdown may be authorized only during takeoff and possibly landing and / or taxiing. The aircraft's operating configurations, in particular the various flight phases being recognized by the flight computer 34, a cut-off authorization information can be developed by it. In the embodiment of FIG. 2, the cut-off authorization information is transmitted on a link 40 directly connecting the flight computer 34 to the electronic overspeed protection unit 32. The authorization information may be under form of a discrete signal or in digital form, the link 40 then being a digital bus. The overspeed electronic control unit 32 is arranged to generate the shutdown signal to the actuator 24 not only in response to overspeed detection, but also in response to the simultaneous presence of the anomaly TCM information and authorization information to cause the closure of the valve 20a.

Ainsi, la fonction TCM utilise des ressources logiques de l'unité de régulation moteur, pour élaborer l'information TCM, et des ressources logiques et matérielles utilisées pour la protection survitesse. La figure 3 illustre une variante de réalisation selon laquelle l'information d'autorisation élaborée par le calculateur de vol 34 est transmise à l'unité électronique de protection survitesse 32 via l'ECU 30, la liaison 40 étant omise. Avantageusement, l'information d'autorisation est sous forme numérique transmise sur le bus 36. L'information TCM est également avantageusement sous forme numérique et est acheminée avec l'information d'autorisation, sur la liaison 38 formée par un bus numérique. Ainsi, aucune liaison supplémentaire n'est requise entre le calculateur de vol et l'ECU 30 ou l'unité électronique de protection survitesse 32 pour implémenter la fonction TCM. Bien entendu, l'ECU 30, l'unité de protection survitesse 32, les liaisons entre celles-ci et avec l'ordinateur de vol 34 ainsi que les capteurs fournissant des informations représentatives de la poussée ou du régime du moteur peuvent être doublés à titre de redondance comme cela est bien connu en soi. Thus, the TCM function uses logical resources of the engine control unit, to develop the TCM information, and logical and hardware resources used for the overspeed protection. FIG. 3 illustrates an alternative embodiment according to which the authorization information produced by the flight computer 34 is transmitted to the overspeed electronic protection unit 32 via the ECU 30, the link 40 being omitted. Advantageously, the authorization information is in digital form transmitted on the bus 36. The information TCM is also advantageously in digital form and is conveyed with the authorization information, on the link 38 formed by a digital bus. Thus, no additional link is required between the flight computer and the ECU 30 or the electronic overspeed protection unit 32 to implement the TCM function. Of course, the ECU 30, the overspeed protection unit 32, the links between these and the flight computer 34 as well as the sensors providing information representative of the thrust or the engine speed can be doubled to redundancy as is well known in itself.

Claims

REVENDICATIONS1. A method of protecting against aircraft engine thrust control abnormalities equipped with an engine control unit capable of generating an abnormality information in response to the detection of a thrust control abnormality of the engine and a electronic overspeed protection unit separate from the engine control unit and arranged to control an at least partial cut-off of the fuel supply of the engine by emission of a cut-off signal in response to overspeed detection, characterized in that the fault information is transmitted by the engine control unit to the electronic overspeed protection unit and a possible action on the engine in case of detection of thrust control abnormality is performed by transmitting the cut-off signal by the electronic over-speed protection unit, in the same way as in the case of overspeed detection.

2. Method according to claim 1, characterized in that a cut-off signal is emitted by the overspeed protection electronic unit in response to the receipt of both the fault information and an authorization information. activation of protection against thrust control anomalies.

3. Method according to claim 2, characterized in that the authorization information is received by the overspeed protection electronic unit directly from an information processing system on board the aircraft.

4. Method according to claim 2, characterized in that the authorization information is received by the electronic overspeed protection unit of an information processing system on board the aircraft via the engine control unit. .

Method according to Claim 4, characterized in that the fault information and the authorization information are transmitted in digital form on a bus to which the motor control unit and the electronic over-speed protection unit are connected. .

6. Protection device against aircraft engine thrust control abnormalities comprising an engine control unit (30) adapted to issue an anomaly information in the event of thrust control anomaly detection, the engine being in position. further equipped with an electronic overspeed protection unit (32) separate from the engine control unit and arranged to control an at least partial cut-off of the engine fuel supply by emitting a cut-off signal in response to a overspeed detection, the protection device being characterized in that it further comprises the overspeed electronic protection unit (32) which is connected to the engine control unit for receiving the fault information and which is arranged to be able to also transmit the cutoff signal in response to the receipt of the fault information.

7. Device according to claim 6, characterized in that the overspeed electronic protection unit (32) is arranged to emit the cut-off signal in response to the receipt of both the fault information and a piece of information. authorization to activate protection against thrust control anomalies.

8. Device according to claim 7, characterized in that the electronic over-speed protection unit (32) has a first input connected to the engine control unit (30) for receiving the fault information and a second input for receiving the authorization information from an information processing system (34) on board the aircraft.

9. Device according to claim 7, characterized in that the engine control unit (30) is arranged to receive the authorization information from an information processing system (34) aboard the airplane and the overspeed electronic protection unit (32) is connected to the engine control unit to receive the fault information and the authorization information transmitted by the engine control unit.

An aircraft propulsion assembly comprising a propulsion engine equipped with a thrust control fault protection device according to any one of claims 6 to 9.