JP2009509088A - 多発航空機をこれらエンジンに関するデータにより操縦する方法と装置 - Google Patents

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Abstract

本発明は、航空機の各エンジンに対し、個別の最小可変温度を決定する手段(６Ａ、６Ｂ、６ｎ)と、この個別の最小可変温度に基づき包括的な最小可変温度を決定し、最大利用可能な推力を計算できる手段(８)とからなる装置(１)に関する。
【選択図】 図１

Description

本発明は多数のエンジンを備えた航空機を、この航空機のエンジンに関する情報で操縦する方法と装置に関する。
特に、本発明の目的は、所定の外部条件(温度、高度)に対し航空機のエンジンが出すことのできる最大パワーに関する情報を提供することである。
各エンジンに対しては、最大推力が各公認エンジン速度、特に最大“低温気象”離陸推力と関連していることは既知である。この最大推力は“ブレークポイント(中断点)温度”として知られている仮想外気温度に達するまで、維持される。エンジンを監視するため、この最大推力に加えて、エンジンの低圧タービンでのガスの温度を示す、英語の略語ＥＧＴで知られている排気ガス温度(exhaust gas temperature)が一般に考慮される。各公認エンジン速度に対しては、ブレークポイントを超えると、この温度(ＥＧＴ)は一定となり、外気温度が上昇するにつれて減少するエンジン・推力に対応する。この温度(EGT)はプローブを用いて測定され、作動中のエンジンの悪化を監視するのに使用される。これらの理由で、その英語の表現“red line (レッド・ライン)”で知られている制限温度がエンジン公認テスト中決められ、公認当局に申し出される。作動中のエンジンがこのレッド・ライン温度に達すると、修理のため取除くか、より低いガス温度に対応するより低い公認エンジン速度用に再プログラムされなければならず、これは勿論、エンジンがその時提供できる最大推力を減少させるという影響がある。
本発明の目的は、これらの短所を解消することである。本発明は、上記の短所が解消できる、航空機の多数のエンジンに関する情報で多数のエンジンを備えた航空機を操縦する方法に関する。
このため、本発明によれば、上記の方法は
ａ) 航空機が位置する所での航空機の実際の高度と実際の外気温度が決定され、
ｂ) 航空機の各エンジンに対し、上記の実際の高度と実際の外気温度とが、所定の排気ガス制限温度(上記の“レッド・ライン”値)で作動していれば、エンジンが所定の最大推力(上記の“低温気象”最大離陸推力)を提供する外気制限温度を決定するのに使用され、
ｃ) 各エンジンに対し、工程b)で決定された対応する外気制限温度が、エンジンに対する個別の最小可変温度を決定するのに用いられ、
ｄ) 航空機の全てのエンジンに対して、こうして決定された個別の最小可変温度から全最小可変温度が決定される
ことを特徴する。
追加の工程では、工程ｄ)で決定された上記の全最小可変温度が、航空機のエンジンが上記の実際の外気温度で空港で供給できる最大推力を示す、最大利用可能な推力を計算するのに使用されるのが望ましい。
よって、本発明によれば、パイロットには、所定の空港で所定の日に航空機の色々のエンジンが提供できる最大推力が分る。
加えて、追加の工程では、航空機のパイロットに少なくとも表示スクリーン上で、工程ｄ)で決定された全最小可変温度と、恐らくは利用可能な上記の最大推力が提示されるのが望ましい。
更に、追加の工程では、
− 工程ｄ)で決定された上記の全最小可変温度が、航空機のエンジンを設定するために航空機のパイロットにより選択された可変温度と比較され、
− この可変温度が上記の全最小可変温度より高いままであることを確認するため照合がなされる
のが望ましい。
このような可変温度はパイロットによりエンジン制御システムに入力されその目的はエンジンを騙して実際の温度より高い外気温度で作動していると信じさせ、この結果エンジン推力、よってエンジン作動温度を下げることは既知である。
好ましい実施例では、工程ｂ)で、航空機の各エンジンに対して、外気制限温度が仮定外気温度として決定され、この仮定外気温度では、最大推力で、排気ガス温度がその制限値に等しい。
更に、工程ｃ)では、外気の制限温度がブレークポイント温度より下および外気温度より下であれば、個別の最小可変温度Ｔ１は、以下の式
Ｔ１ ＝ Ｔ２ ＋ Ｔ３ − Ｔ４
を用いて、航空機の各エンジンに対して決定される。
ここで
− Ｔ２は外気温度、
− Ｔ３はブレークポイント温度、
− Ｔ４は外気制限温度である。
更に、工程ｄ)では、全最小可変温度を決定するため、
− 色々の個別の最小可変温度が相互に比較され、
− 最高の個別の最小可変温度が全最小可変温度(よって最低のエンジン推力に対応するもの)であると選択されるのが望ましい。
よって、航空機のどのエンジンでも上記のレッド・ラインの制限値を決して越えないことが保証されている。
本発明は、又、航空機の多数のエンジンに関する情報で多数のエンジンを備えた航空機、例えば、輸送機を操縦する装置にも関する。
本発明によれば、上記の装置は
− 航空機が位置する所での航空機の実際の高度と実際の外気温度を決定するための第１の手段と、
− 連携している航空機の各エンジンに対し、所定の排気ガス制限温度で作動していれば、エンジンが所定の最大推力を提供する外気制限温度を、上記の実際の高度と実際の外気温度とを用いて決定するように形成されている複数個の第２手段と、
− 連携している各エンジンに対し、対応する外気制限温度を用いて、エンジンに対する個別の最小可変温度を決定する複数個の第３手段と、
− 航空機の全てのエンジンに対して、こうして決定された個別の最小可変温度から全最小可変温度を決定する第４手段と
からなる。
１つの特定の実施例では、上記の装置は、更に、
− 航空機のエンジンが上記の実際の外気温度で空港で供給できる最大推力を示す最大利用可能な推力を、上記の全最小可変温度を用いて決定するための第５手段と、
− 航空機のパイロットに少なくとも表示スクリーン上で、上記の第４手段で決定された少なくとも全最小可変温度を提示する第6手段とを備える。
好ましい実施例では、上記の複数のエンジンの少なくとも１つと連携する第２手段と第３手段とが、上記のエンジンを設定するのに用られるエンジン制御ユニットの１部を形成する。
添付図面の図によりどのように発明が達成されるかが容易に理解される。これらの図中、同一符号は同一要素を示す。
図１に略示されている本発明による装置１は多数のエンジン３Ａ、３Ｂ、……、３ｎを備えた航空機Ａ、例えば、双発あるいは４つのエンジンを備えた輸送機を、上記の航空機Ａのエンジン３Ａ、３Ｂ、……、３ｎに関する情報で操縦するのを意図している。
このため、本発明による上記の装置１は、
−・ 一方では、上記の航空機Aが位置する空港(図示略)の実際の高度と、
・ 他方では、上記の空港の実際の外気温度とを
決定するための通常の手段の集合体２と、
− 上記の航空機Ａの複数のエンジン３Ａ、３Ｂ、……、３ｎの１つと連携しており、各リンク５Ａ、５Ｂ、５ｎを介して上記手段の集合体２に連結されている複数個の手段４Ａ、４Ｂ、……、４ｎであって、各手段４Ａ、４Ｂ、……、４ｎは、これと連携しているエンジンに対し、上記手段の集合体2から受け取った情報(実際の高度と実際の外気温度)を用いて、上記の連携しているエンジンが所定のＥＧＴ制限(通常“レッド・ライン”制限と称されている)で作動していれば、所定の最大推力(低温気象離陸用の通常の最大推力)を提供する、英語の略称ＯＡＴＬ(outside air temperature limit)により知られている外気制限温度を決定するように形成されており、
− 上記のエンジン３Ａ、３Ｂ．．．３ｎの１つと連携しており、リンク７Ａ、７Ｂ、……、７ｎを介して上記の手段４Ａ、４Ｂ、……、４ｎの１つに連結されている複数個の手段６Ａ、６Ｂ、……、６ｎであって、これらの手段６Ａ、６Ｂ、……、６ｎの各々が、これと連携するエンジンに対して、それが連結している手段４Ａ、４Ｂ、……、４ｎから受け取った対応する外気温度から、上記の連携するエンジン３Ａ、３Ｂ、……、３ｎに対する個別の最小可変温度を決定するように形成されているものと、
− リンク９Ａ、９Ｂ、……、９ｎを介して手段６Ａ、６Ｂ、……、６ｎから受け取った個別の最小可変温度から全最小可変温度を決定する手段８と
からなる。
更に、好ましい実施例では、上記の装置1は、加えて、
− リンク１１を介して上記の手段８に連結されていて、
− 航空機Ａのエンジン３Ａ、３Ｂ、……、３ｎが上記の外気温度で空港で提供できる最大の推力を示す最大の利用可能な推力を、上記の手段８から受け取った全最小可変温度を用いて決定するように形成されている
手段１０を備える。
よって、本発明による装置１により、航空機Ａのパイロットは、航空機Ａのエンジン３Ａ、３Ｂ、……、３ｎが所定の空港で所定の日に提供できる最大推力が分る。
また、本発明によれば、最大の利用可能な推力は連続的に変化し、よって航空機はその操作性能を最大にできる。
１つの特定の実施例では、上記の手段８と１０は中央ユニット１２にまとめることができる。
更に、好ましい実施例では、上記の装置１は、更に、例えばリンク１４を介して上記の中央ユニット１２に連結され、航空機Ａに属する少なくとも１つの表示スクリーン１５上に上記の中央ユニット１２からの情報と、特に、上記の手段８により決定された全最小可変温度とを表示できる表示手段１３を備える。勿論、上記の表示手段１３は、又、航空機Ａのパイロットにその他の情報、特に上記の手段１０によって決定された最大の利用可能な推力を提供できる。
更に、好ましい実施例では、上記の手段４Ａ、４Ｂ、４ｎは各時点で以下のように外気制限温度(上記のＯＡＴＬ)を決定する。
− 一定最大“低温気象”離陸推力に対して、排気ガス温度ＥＧＴは外気温度で上昇し、
− この特性を補外することによって、上記のＯＡＴＬは、上記最大“低温気象”離陸推力で、ＥＧＴが上記のレッド・ライン温度である仮想外気温度である。
更に、上記の手段６Ａ、６Ｂ、６ｎは各時点で個別の最小可変温度を以下のように決定する。
− ＯＡＴＬがブレークポイントより上あるいはこれに等しければ、個別の最小可変温度はなく、エンジンはその日の外側の条件のための、当該公認エンジン速度に対する最大推力を提供でき、
− ＯＡＴＬがブレークポイントより下であれば、個別の最小可変温度は以下のように求められる。
・ 外気温度がＯＡＴＬより下あるいはこれに等しければ、個別の最小可変温度はなく、エンジンはその日の外側の条件のための、当該公認エンジン速度に対する最大推力を提供でき、
・ 外気温度がＯＡＴＬより上であれば、個別の最小可変温度は、以下の式を用いて得られる。
個別の最小可変温度 ＝ 外気温度 ＋ ブレークポイント温度 − ＯＡＴＬ
１つの特定の実施例では、１つで同じエンジン３Ａ、３Ｂ、３ｎに連携する手段４Ａ、４Ｂ、４ｎと手段６Ａ、６Ｂ、６ｎとは、各々、上記のエンジン３Ａ、３Ｂ、３ｎを制御するのに使用される通常のエンジン制御ユニット１６Ａ、１６Ｂ、１６ｎに組み込まれる。
更に、全最小可変温度を決定するために、上記の手段８は
− 受け取った色々の最小可変温度を相互に自動的に比較し、
− 最高の個別の最小可変温度(故に最低のエンジン推力に対応するもの)を自動的に選択して全最小可変温度として用いる。
こうして、上記の航空機Ａのエンジン３Ａ、３Ｂ、３ｎのどのエンジンも上記のレッド・ラインを決して超えないことが保証できる。
又、全最小可変温度を決定するために、装置１は表示スクリーン、例えば、表示スクリーン１５に色々の最小可変温度を表示する、するとパイロットは全最小可変温度を選択し、その選択を、上記の手段８の１部を形成するのが好ましい適切な要素(例えば、コンピュタのキィーボード)を用いて上記の装置１に知らせる。
図２は、両翼１９Ａと１９Ｂとに取り付けられた２つのエンジンを備えた航空機Ａの例について得られた情報の幾つかを示す。即ち
− 上記のエンジン３Ａおよび３Ｂの各々に対しては、連携する制御ユニット１６Ａおよび１６Ｂにより記録されている個別の最小可変温度にそれぞれ対応する情報Ｉ１ＡとＩ１Ｂと、
− 手段８により決定された、飛行機Ａ全体に対する全最小可変温度を示す情報Ｉ２と、
− 所定の日に、これら２つのエンジン３Ａ、３Ｂを備えた飛行機Ａで得られる最大性能を示す(手段１０により決定される)情報Ｉ３である。
更に、１つの特定の実施例では、上記装置１は、加えて、例えば、リンク１８を介して上記の中央制御ユニット１２に連結され、
− 航空機Ａのエンジン３Ａ、３Ｂ、３ｎをセッティングする目的で、手段８により決定された全最小可変温度を、航空機Ａのパイロットにより選択された可変温度と比較し、
− この可変温度が上記の全最小可変温度より高いままであることを照合することを意図した手段１７を備える。
このように、パイロットにより、各エンジン３Ａ、３Ｂ、３ｎの制御システムに入力された可変温度はエンジン３Ａ、３Ｂ、３ｎを騙して、実際の空気温度より高い外気温度で作動していると思い込ませ、この結果エンジン３Ａ、３ｂ、３ｎの推力、よってその作動温度を下げるのを意図していることは既知である。
本発明による装置１により、エンジンは除去されなければならない前までより長く作動し続け、よって飛行機はエンジンを最良の作動状態でより長く作動できることも又分る。
本発明による装置のブロック図である。 本発明による装置を用いて、双発飛行機で得られた情報の幾らかを示す略図である。
符号の説明
１…航空機を操縦する装置、２…外気温度決定手段、３Ａ・３Ｂ・３ｎ…エンジン、４Ａ・４Ｂ・４ｎ…外気制限温度決定手段、６Ａ・６Ｂ・６ｎ…最小可変温度決定手段、８…全最小可変温度決定手段、１０…最大利用可能推力決定手段、１３…全最小可変温度提示手段、１５…表示スクリーン、１６Ａ・１６Ｂ・１６ｎ…エンジン制御ユニット、Ａ…航空機、Ｔ１…最小可変温度、Ｔ２…外気温度、Ｔ３…ブレークポイント温度、Ｔ４…外気制限温度。

Claims (13)

  1. 航空機(Ａ)の多数のエンジン(３Ａ、３Ｂ)に関する情報で多数のエンジン(３Ａ、３Ｂ)を備えた航空機(Ａ)を操縦する方法で、
    ａ) 航空機(Ａ)が位置する所での航空機の実際の高度と実際の外気温度が決定され、
    ｂ) 航空機(Ａ)の各エンジン(３Ａ、３Ｂ)に対し、所定の排気ガス制限温度で作動していれば、エンジン(３Ａ、３Ｂ)が所定の最大推力を提供する外気制限温度を決定するのに上記の実際の高度と実際の外気温度とを使用し、
    ｃ) エンジン(３Ａ、３Ｂ)各々に対し、工程ｂ)で決定された対応する外気制限温度が、エンジン(３Ａ、３Ｂ)に対する個別の最小可変温度を決定するのに用いられ、
    ｄ) 航空機(Ａ)の全てのエンジン(３Ａ、３Ｂ)に対して、こうして決定された個別の最小可変温度から全最小可変温度が決定される
    ことを特徴する方法。
  2. 追加の工程では、工程ｄ)で決定された上記の全最小可変温度が、航空機(Ａ)のエンジン(３Ａ、３Ｂ)が上記の実際の外気温度で空港で供給できる最大推力を示す、最大利用可能な推力を計算するのに使用されることを特徴とする請求項１に記載の方法。
  3. 追加の工程では、航空機(Ａ)のパイロットに少なくとも表示スクリーン(１５)上で、少なくとも工程ｄ)で決定された全最小可変温度が提示されることを特徴とする請求項１または２に記載の方法。
  4. 追加の工程では、
    − 工程ｄ)で決定された上記の全最小可変温度が、航空機(Ａ)のエンジン(３Ａ、３Ｂ)を設定するために航空機(Ａ)のパイロットにより選択された仮定最小可変温度と比較され、
    − この仮定最小可変温度が上記の全最小可変温度より高いままであることを確認するため照合がなされる
    ことを特徴とする前記請求項１から３のいずれか１項に記載の方法。
  5. 工程ｂ)では、航空機(Ａ)の各エンジン(３Ａ、３Ｂ)に対して、外気制限温度が仮定外気温度として決定され、この仮定外気温度では、最大推力で、排気ガス温度がその制限値に等しいことを特徴とする前記請求項１から４のいずれか１項に記載の方法。
  6. 工程ｃ)では、外気の制限温度がブレークポイント温度より下および外気温度より下であれば、個別の最小可変温度(Ｔ１)が、以下の式
    Ｔ１ ＝ Ｔ２ ＋ Ｔ３ − Ｔ４
    を用いて、航空機の各エンジンに対して決定されることを特徴とする前記請求項１から５のいずれか１項に記載の方法。
    なお、ここで
    − Ｔ２は外気温度、
    − Ｔ３はブレークポイント温度、
    − Ｔ４は外気制限温度である。
  7. 工程ｄ)では、全最小可変温度を決定するため、
    − 色々の個別の最小可変温度が相互に比較され、
    − 最高の個別の最小可変温度が全最小可変温度あると選択される
    ことを特徴とする前記請求項１から６のいずれか１項に記載の方法。
  8. 上記の航空機(Ａ)のエンジン(３Ａ、３Ｂ)に関する情報で多数のエンジン(３Ａ、３Ｂ)を備えた航空機を操縦する装置であって、
    − 航空機(Ａ)が位置する所での航空機の実際の高度と実際の外気温度を決定するための第１の手段(２)と、
    − 連携している航空機(Ａ)の各エンジン(３Ａ、３Ｂ)に対し、所定の排気ガス制限温度で作動していれば、エンジン(３Ａ、３Ｂ)が所定の最大推力を提供する外気制限温度を、上記の実際の高度と実際の外気温度とを用いて決定するように形成されている複数個の第２手段(４Ａ、４Ｂ、４ｎ)と、
    − 連携している各エンジン(３Ａ、３Ｂ)に対し、対応する外気制限温度を用いて、エンジン(３Ａ、３Ｂ）に対する個別の最小可変温度を決定するように形成されている複数個の第３手段(６Ａ、６Ｂ、６ｎ)と、
    − 航空機(Ａ)の全てのエンジン(３Ａ、３Ｂ)に対して、こうして決定された個別の最小可変温度から全最小可変温度を決定する第４手段(８)と
    からなることを特徴とする装置。
  9. 更に、航空機(Ａ)のエンジン(３Ａ、３Ｂ)が上記の実際の外気温度で空港で供給できる最大推力を示す最大利用可能な推力を、上記の全最小可変温度を用いて決定するための第５手段(１０)を備えることを特徴とする請求項８に記載の装置。
  10. 更に、航空機(Ａ)のパイロットに少なくとも表示スクリーン(１５)上で、上記の第４手段(８)で決定された少なくとも全最小可変温度を提示する第６手段(１３)を備えることを特徴とする請求項８または９に記載の装置。
  11. 上記の複数のエンジンの少なくとも１つと連携する第２手段と第３手段とが、上記のエンジン(３Ａ、３Ｂ)を設定するのに用いられるエンジン制御ユニット(１６Ａ、１６Ｂ、１６ｎ)の１部を形成することを特徴とする請求項８から１０のいずれか１項に記載の装置。
  12. 請求項１から７のいずれか１項に記載された方法を実施できる装置(１)を備えることを特徴とする多数のエンジン(３Ａ、３Ｂ)を備えた航空機。
  13. 請求項８から１１のいずれか１項に記載されたような装置(１)を備えることを特徴とする多数のエンジン(３Ａ、３Ｂ)を備えた航空機。
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