JP2009530151A - 多発エンジン航空機の推力制御方法および装置 - Google Patents

Abstract

装置(１)は、航空機の現在の重量を決定する手段(３)と、この現在の重量に比例する減少推力値を計算する手段(４)と、少なくとも１つのエンジン指令を決定し、エンジンが上記の減少推力値に等しい推力を伝達する手段(５)と、上記の指令を航空機の故障していないエンジンに与える手段(７)とからなる。
【選択図】 図１

Description

本発明は、多発エンジン、特に双発エンジンタイプの航空機、特に輸送機の推力を制御する方法と装置に関する。

一般に、飛行機では、垂直安定板(即ち、航空機の航行安定性を提供するのを意図する、飛行機の垂直尾翼の固定面)と方向舵(即ち、垂直安定版に取り付けられ、飛行機の方向を変更する目的で操作される移動自在なフラップ)が、特に、１つのエンジンが故障した場合のＶＭＣタイプの最小制御速度のような色々の飛行条件(これらが規定でカバーされていようといまいと)を飛行機が十分に満足できる大きさを有することは既知である。

有料荷重(ペイロード)を減少することなく、飛行機の性能(燃料消費、騒音レベル等)を改善するために、製造者は飛行機の質量、即ち構造体、構成要素、装置等の質量、特に上記の垂直安定板と方向舵の質量をできる限り減少しなければならないことも既知である。然し、そのような目的で垂直安定版と方向舵の大きさを減少することは、１つのエンジンが故障すると、達成しなければならない最小速度は増加されるので、機械的に上記のＶＭＣ速度を増加し、飛行機の性能を害する。

本発明は、上記の短所を解消できる多発エンジンの推力を制御するための方法に関する。

このため、本発明によれば、上記の方法は、
ａ) 航空機の現在の重量を表すパラメータを決定し、この現在の重量をこのパラメータから決定し、このパラメータは現在の重量それ自体あるいは迎え角(angle of attack)であり、
ｂ) 工程ａ)で決定された上記の現在の重量に比例する減少推力値が計算され、
ｃ) 少なくとも１つのエンジン指令が決定され、この指令は、航空機の故障していないエンジンに与えられると、これらのエンジンは減少推力値にほぼ等しい推力を出し、
ｄ) 上記の工程ｃ)で決定された指令が、故障していない航空機のエンジンに与えられる。

本発明による方法は、全てのエンジンが操作状態である航空機に適用できる。然し、好ましい実施例では、航空機のエンジンはそれらの１つの故障を検知できるように監視され、工程ａ)とｄ)とは、エンジンの１つの故障が検知される場合のみ行なわれる。

よって、本発明によれば、航空機のエンジンの１つが故障すると、故障していないエンジンの推力は(航空機の重量を関数として)減少されて、勾配を減少し、同時に、十分急で、一貫性のある勾配を保障し、よって、航空機が、その質量が軽いと旋回するように要求される場合異常な飛行姿勢を回避する。その結果、故障していないエンジンの偏揺れモーメントを減少することにより、理論的な最小制御速度ＶＭＣが全ての航空機の重量に対して減少される。こうして、方向舵を硬くする必要なく偏揺れ面で航空機の均衡をとることができる。これは航空機の速度が最小速度ＶＭＣにより制限されないことを意味する。よって、１つのエンジンが故障した場合の最小制御速度による性能の拘束はより緩和され、航空機の長手方向の性能の十分な恩恵を、必要なら、その飛行速度を減速することにより享受できる。

その結果、本発明による方法を実施している航空機は最小速度ＶＭＣによる性能の制限を大きく減少する。上記の色々の飛行条件は、よって、航空機の重量および速度に関係なく達成できる。これは、特に、双発エンジンの航空機には有利である。その理由は双発エンジンの航空機では、１つのエンジンの推力が高質量で規定の最小勾配を提供できる必要があるためである。この結果、低質量では、１つのエンジンで得られる推力は規定の勾配を得るのに必要な推力より大きい。

更に、本発明による方法は、又、特に、航空機の全てのエンジンが作動して航空機が旋回するよう要請されると、勾配および姿勢を均一にする。

好ましい実施例では、工程ｂ)では、減少推力値ＦＯＥＩは以下の式を用いて計算される。
ＦＯＥＩ ＝ ｍ・ｇ・(γcons ＋ １／ｆ)
式中
※ ｍ・ｇは上記の現在の重量、ｍは質量、そしてｇは重力加速度、
※ γconsは基準勾配に対応する勾配値
※ ｆは航空機の揚力と抗力(ドラグ)との現在の比率をしめす。

この好ましい実施例では、上記の勾配値γconsは以下の式で得られる。
γcons＝γmin + Δγ
式中
※ γminは航空機に対する規定最小勾配値、
※ Δγは例えば、数度の所定の勾配値。

更に、特定の実施例では、工程ａ)で、航空機の現在の重量が、燃料を入れない航空機の重量とこの航空機内に積載されている燃料の(現在の)重量とを合計することにより決定される。

この場合、着陸進入段階中、以下の操作が行なわれるのが望ましい。
− 工程ｄ)の前に、
・ 燃料を入れない航空機の重量と、この航空機内に積載された燃料の重量とを合計することにより、第１航空機重量値が決定され、
・ 航空機の現在の迎え角を関数として第２重量値が決定され、
・ 上記の第１と第２の重量値が相互に比較され、
− 工程ｄ)で、
・ 上記の第１と第２の重量値が、マージンが多少あったとしても等しければ、工程ｃ)で決定された上記の指令が故障していないエンジンに与えられ、工程ｂ)で計算された減少推力値にほぼ等しい推力を得、
・ 上記の第１と第２の重量値が(上記のマージン以上分)異なっていれば、故障していないエンジンに指令が与えられ、一定の所定の推力、例えば、ＴＯＧＡタイプの推力(ここでＴＯＧＡとは、英語の表現“Take Off／Go Around” (離陸／着陸復行)に対する一般に認められた略語である)を得る。

よって、航空機内で得られる燃料の重量を用いて決定され、上記の減少推力値を決定するのに用いられる現在の重量 (即ち、上記の第１重量値)が現在の迎え角を関数として計算された(第２の)重量値から異なる場合、本発明による上記の減少推力値は適用されない。これはそのような場合、迎え角から得られた重量値は一般に正確であるからであり、これは工程ａ)で決定された現在の重量が恐らく間違っており、本発明による方法の工程ｂ)で計算された減少推力値および工程ｃ)で決定された指令にたいしては間違った値に到ることを意味する。

本発明は、又、多発エンジン航空機、特に多発エンジン輸送飛行機および特に、双発エンジン飛行機の推力を制御する装置にも関する。

本発明によれば、上記のタイプの装置はエンジンの１つの故障を検知できるように航空機を監視する手段を備えるのが好ましく、
更に、
− 航空機の現在の重量を表すパラメータを決定し、この現在の重量をこのパラメータから決定する第１手段と、
− 上記の第１手段により決定された上記の現在の重量に比例する減少推力値を計算する第２手段と、
− 少なくとも１つのエンジン指令を決定し、この指令は、故障していないエンジンに与えられると、これらのエンジンは上記の第２手段で計算された減少推力値にほぼ等しい推力を決定する第３の手段と、、
− 上記の第３手段で決定された指令を故障していない航空機のエンジンに与える第４手段を備えることを特徴とする。

よって、本発明による装置は、エンジンが故障すると、故障していないエンジンの推力を、より低い(ＶＭＣタイプの)最小制御速度と、より一貫性のある飛行姿勢で十分な性能を発揮するように適合できる。

添付図面の図により本発明がどのように実施されるかを理解するのが簡単になる。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、図示されていない多発エンジン航空機、特に、多発エンジン輸送機の推力制御を意図するものである。

これに限るものではないが、装置１は、特に双発飛行機に適用され、好ましくは、少なくとも滑走路に着陸の目的での進入段階中に用いられる。

更に、上記の装置１は、上記の多発エンジン航空機のエンジン(図示略)の１つが故障すると実施されるようになされるのがより好ましい。このため、この装置１は、上記のエンジンの１つの故障を検知できるように航空機のエンジンを監視するのを意図する通常の手段２を備える。

本発明によれば、上記の装置１は、更に、
− 航空機の現在の重量を表すパラメータを決定し、この現在の重量をこのパラメータから決定する手段３であって、このパラメータは、直接的には例えば、現在の重量あるいは迎え角で、通常の揚力等式を用いて現在の重量を決定できるものであり、
− 上記の手段３により決定された上記の現在の重量に比例する減少推力値を計算する手段４と、
− リンク4Aを介して上記の手段４に連結され、少なくとも1つのエンジン指令を決定するように形成されている手段５であって、この指令は、故障していないエンジンに与えられると、これらのエンジンは上記の手段４で計算された減少推力値にほぼ等しい推力を出し、１つの特定の実施例では、上記の手段４と５とは、例えば、リンク６を介して上記の手段３に、リンク13を介して上記の手段２に連結されている中央制御ユニットＵＣの１部を形成し、
− リンク８を介して上記の中央制御ユニットＵＣに連結され、上記の手段５で決定された指令を故障していない航空機のエンジンに与えるように形成されている通常の手段７を備え、この通常の手段７は、例えば、ＦＡＤＥＣ (ＦＡＤＥＣは一般に(Full Authority Digital Engine Control)の英語の表現の略語として認められている))タイプの全自動ディジタルエンジン制御システムに指令を与える。

よって、航空機のエンジンの１つが故障すると、本発明による装置１は作用しているエンジンの推力を(航空機の重量を関数として)減少して、航空機の勾配を減少し、同時に、計画した操縦を行なうのに十分な勾配を保証する。その結果、故障していないエンジンの偏揺れモーメントを減少することにより、理論的な最小制御速度ＶＭＣが全ての航空機の重量に対して減少される。こうして、方向舵を硬くする必要なく偏揺れ面での航空機の均衡をとることができる。これは航空機の速度が最小速度ＶＭＣにより制限されないことを意味する。よって、１つのエンジンが故障した場合の最小制御速度による性能の拘束はより緩和され、航空機の長手方向の性能の十分な恩恵を、必要なら、その飛行速度を減速することにより享受できる。

その結果、本発明による装置１を用いている航空機は最小速度ＶＭＣによる性能の制限を大きく減少する。上記の色々の飛行条件は、よって、航空機の重量および速度に関係なく達成できる。これは、特に、双発エンジンの航空機には有利である。

更に、本発明による装置１は、又、特に、航空機の全てのエンジンが作動している際にも使用でき、航空機の姿勢をより一貫性のあるものにし、エンジンを保護してそれに対する損害を減少させることができて、特にメンテナンス費用の節約になる。

好ましい実施例では、手段４は、減少推力値ＦＯＥＩを以下の式を用いて計算し、
ＦＯＥＩ ＝ ｍ・ｇ・(γcons ＋ １／ｆ)
式中
※ ｍ・ｇは上記の現在の重量、ｍは質量そしてｇは重力加速度、
※ γconsは基準勾配に対応する勾配値、
※ ｆは航空機の揚力と抗力との現在の比率。

この好ましい実施例では、上記の手段４は、又、上記の勾配値γconsを以下の式で計算される。
γcons ＝γmin + Δγ
式中
※ γminは航空機に対する規定最小勾配値、
※ Δγは所定の勾配値、例えば、０.５度。

上記の装置１は又情報源群９を備え、この情報源群９はリンク10を介して上記の中央制御ユニットＵＣに連結されて、このユニットＵＣに複数のパラメータ、特に上記の現在比率ｆを供給する。

１つの特定の実施例では、図２に略示されている制御システムＳＣを更に備える。この制御システムＳＣは着陸の目的で進入中用いられるのが好ましく、特に
− 例えば、上記の手段３に類似あるいはこれに対応し、第１航空機重量値を決定する手段14であって、この(手段３のような)手段14は燃料を入れない航空機の重量と、この航空機内に積載されている燃料の重量とを合計する。通常の方法では、燃料を入れない航空機の重量はパイロットにより決定され、通常の入力手段15、特に、リンク16を介して上記の手段14に連結されるＭＣＤＵタイプ(ここでＭＣＤＵはMultifunction Control Display Unitの英語の表現の一般に認められた略語である)多機能制御表示ユニットを用いて装置１に入力され、
− 航空機の現在の迎え角を関数として、通常の方法で第２重量値を決定する手段17であって、この第２重量値は、例えば、通常の手段18により受信され、この通常の手段18はリンク19を介して上記の手段17に連結されており、上記の情報源群９の一部を形成し、加えて、上記の手段17は、例えば、飛行迎え角の測定値に基づき揚力等式から上記の第２重量値を決定するのに用いられる通常のモデルを備え、質量は、このモデルを速度と相互に関連させることによりこのモデルから算出でき、
− リンク21と22とを介して上記の手段14と17に連結されており、上記の第１と第２の重量値を相互に比較し、この比較の強度で指令を発するように意図されている手段20とからなる。

本発明によれば、上記の手段20の目的は上記の減少推力値を、上記の第１および第２重量値が相互に異なる際は故障していないエンジンに与えないことである。このため、上記の手段20は、例えば、抑止指令を、リンク23を介して上記の中央制御ユニットＵＣに送信する。

よって、上記の制御システムＳＣによれば、
− 上記の第１と第２の重量値が、(マージン、例えば、現在の質量の数％を前後して）等しければ、装置１は上記の指令を故障していないエンジンに与え、手段４により計算された減少推力値にほぼ等しい推力を得、
− 上記の第1と第2の重量値が(上記のマージン以上分)相互に異なっていれば、装置1は故障していないエンジンに通常の指令を与え、一定の所定の推力、例えば、ＴＯＧＡタイプの推力(ここでＴＯＧＡとは、英語の表現“Take Off／Go Around” (離陸／着陸復行)に対する一般に認められた略語である)を得る。

その結果、航空積載燃料の重量を用いて手段14により決定され、上記の減少推力値を決定するのに用いられる現在の重量(即ち上記の第１の重量値)が、現在の迎え角を関数として手段17により計算された重量値と異なっていれば、本発明による装置１は上記の減少推力値を適用しない。これは進入中(この間上記の制御システムＳＣは作動しているのが好ましい)、迎え角から得られた重量値は一般に正確であるからであり、これは手段14により決定された現在の重量が恐らく間違っており、手段４で計算され減少推力値および手段５により決定された指令の間違った値に到ることを意味する。

本発明による制御装置のブロック図である。 本発明による制御装置の特定の改良例を示す略図である。

符号の説明

１…推力制御装置、３…現在の重量を決定する手段、４…減少推力値計算手段、５…エンジン指令決定手段、７…指令を故障していないエンジンに与える手段。

Claims (7)

1. 多発エンジン航空機の推力を制御する方法であって、
   ｃ) 少なくとも１つのエンジン指令が決定され、この指令が、航空機の故障していないエンジンに与えられると、これらのエンジンは減少推力値にほぼ等しい推力を出し、
   ｄ) 上記の工程ｃ)で決定された指令が、故障していない航空機のエンジンに与えられ、前記工程ｃ)で用いられる上記の減少推力値を決定するために、
   ａ) 航空機の現在の重量を表すパラメータを決定し、この現在の重量をこのパラメータから決定し、
   ｂ) 減少推力値により、上記の現在の重量に比例する減少推力値ＦＯＥＩは、
   ※ ｍ・ｇを上記の現在の重量、ｍを質量、そしてｇを重力加速度、
   ※ γconsを基準勾配に対応する勾配値、
   ※ ｆを航空機の揚力と抗力との現在の比率としたとき、
   以下の式
   ＦＯＥＩ ＝ ｍ・ｇ・(γcons + １／ｆ)
   を用いて計算されたものであることを特徴とする方法。
2. 航空機が飛行中、航空機のエンジンはそれらの１つの故障を検知できるように監視され、工程ａ)とｄ)とは、エンジンの１つの故障が検知される場合のみ行なわれることを特徴とする請求項１に記載の方法。
3. 上記の勾配値γconsは
   ※ γminは航空機に対する規定最小勾配値、
   ※ Δγは所定の勾配値
   とした際、以下の式
   γcons＝γmin + Δγ
   で得られるものであることを特徴とする請求項１あるいは２に記載の方法。
4. 工程ａ)において、航空機の現在の重量が、燃料を入れない航空機の重量とこの航空機内に在る燃料の重量とを合計することにより決定されることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の方法。
5. 進入段階中、工程ｄ)の前に、以下の操作、
   ・ 燃料を入れない航空機の重量と、この航空機内に在る燃料の重量とを合計することにより、第１航空機重量値が決定され、
   ・ 航空機の現在の迎え角を関数として第２重量値が決定され、
   ・ 上記の第１と第２の重量値が相互に比較され、
   工程d)で、
   ・ 上記の第１と第２の重量値が、マージンが多少あったとしても等しければ、上記の指令が故障していないエンジンに与えられ、工程ｂ)で計算された減少推力値にほぼ等しい推力を得、
   ・ 上記の第１と第２の重量値が異なっていれば、故障していないエンジンに指令が与えられ、一定の所定の推力が得られることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の方法。
6. 多発エンジン航空機の推力を制御する装置であって、
   − 少なくとも１つのエンジン指令を決定する手段(５)であって、この指令は、航空機の故障していないエンジンに与えられると、これらのエンジンは減少推力値にほぼ等しい推力を出し、
   − こうして決定された指令を、故障していない航空機のエンジンに与える手段(７)とからなり、
   − 航空機の現在の重量を表すパラメータを決定し、この現在の重量をこのパラメータから決定する手段(３)と、
   − 減少推力値により、上記の現在の重量に比例する減少推力値ＦＯＥＩを
   ※ ｍ・ｇを上記の現在の重量、ｍを質量、ｇを重力加速度、
   ※ γconsを基準勾配に対応する勾配値、
   ※ ｆを航空機の揚力と抗力との現在の比率とした時、以下の式
   ＦＯＥＩ ＝ ｍ・ｇ・(γcons ＋ １／ｆ)
   を用いて計算する手段(４)とを更に備えてあることを特徴とする装置。
7. 請求項６に記載された装置(１)を備える航空機。

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