RU2375260C1 - Устройство энергетической защиты для летательного аппарата - Google Patents
Устройство энергетической защиты для летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2375260C1 RU2375260C1 RU2008114392/11A RU2008114392A RU2375260C1 RU 2375260 C1 RU2375260 C1 RU 2375260C1 RU 2008114392/11 A RU2008114392/11 A RU 2008114392/11A RU 2008114392 A RU2008114392 A RU 2008114392A RU 2375260 C1 RU2375260 C1 RU 2375260C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- engines
- engine
- failed
- control
- Prior art date
Links
- 230000009993 protective function Effects 0.000 claims abstract description 44
- 230000001629 suppression Effects 0.000 claims description 13
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims description 9
- 238000013475 authorization Methods 0.000 claims description 3
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000006870 function Effects 0.000 abstract description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 4
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 208000024891 symptom Diseases 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
- B64D31/02—Initiating means
- B64D31/06—Initiating means actuated automatically
- B64D31/08—Initiating means actuated automatically for keeping cruising speed constant
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
- B64D31/02—Initiating means
- B64D31/06—Initiating means actuated automatically
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
- B64D31/02—Initiating means
- B64D31/06—Initiating means actuated automatically
- B64D31/09—Initiating means actuated automatically in response to power plant failure
- B64D31/10—Initiating means actuated automatically in response to power plant failure for preventing asymmetric thrust
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
- G05D1/0072—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements to counteract a motor failure
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
- Emergency Protection Circuit Devices (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Protection Of Generators And Motors (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Cable Accessories (AREA)
- Retarders (AREA)
Abstract
Изобретение относится к устройству энергетической защиты для летательного аппарата. Устройство (1) содержит средства (3) управления для приведения в действие защитной функции, автоматически управляющие двигателями (с M1 по M4), так что они поддерживают максимальную мощность, когда удовлетворены условия запуска, и средства (8) подавления для подавления защитной функции, включающиеся только когда одновременно вышли из строя все двигатели, которые скомпонованы на общем крыле летательного аппарата. Достигается безопасность полета летательного аппарата, имеется расширенная область применения. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к устройству энергетической защиты для летательного аппарата, в частности четырехмоторного летательного аппарата.
Более конкретно, упомянутое устройство предназначено для защиты летательного аппарата от ситуаций малой энергии (низкой скорости, высокого угла атаки, слабой тяги двигателей), которые могут угрожать безопасности летательного аппарата, особенно близко к земле.
Вообще, такое устройство обычно содержит:
- допускающие запуск извне средства управления для приведения в действие, когда они запущены, защитной функции, состоящей в автоматическом управлении упомянутыми двигателями, с тем чтобы каждый из них выдавал максимальную тягу; и
- средства запуска для автоматического отслеживания множества параметров и для автоматического запуска упомянутого средства управления, когда удовлетворены условия запуска, в зависимости от упомянутых параметров.
Однако вследствие формирования максимальной тяги на каждом из двигателей летательного аппарата в момент приведения в действие защитной функции возникает проблема в случае отказа одного из этих двигателей. Фактически, в этом случае упомянутая защитная функция вызывает разбаланс тяги, то есть тяга, формируемая на одной стороне (под одним крылом) летательного аппарата, оказывается гораздо большей, чем формируемая на другой стороне (под другим крылом). Это вызывает большое движение рыскания, которое может иметь результатом затруднение поперечного управления, а потому создает большую проблему безопасности для летательного аппарата.
К тому же, для того чтобы избежать такой ситуации, защитное устройство упомянутого типа обычно дополнительно содержит:
- средства обнаружения для обнаружения всех из упомянутых отказов двигателей; и
- средства подавления, которые присоединены к упомянутым средствам обнаружения и которые способны подавлять упомянутые средства запуска, а потому выводить из работы упомянутую защитную функцию.
Упомянутые средства подавления обычно выполняют таким образом, чтобы подавлять средства запуска, как только один из двигателей обнаружен в качестве отказавшегося упомянутым средством обнаружения, каковое дает возможность избежать вышеупомянутых проблем.
Однако такое решение значительно снижает полезность защитного устройства, так что как только, по меньшей мере, один двигатель отказывает, летательный аппарат больше не имеет энергетической защиты.
Цель настоящего изобретения состоит в том, чтобы устранить эти недостатки. Оно относится к устройству энергетической защиты для летательного аппарата, который содержит, по меньшей мере, один двигатель, скомпонованный на каждом из его крыльев, и, по меньшей мере, один дополнительный двигатель, это устройство имеет расширенную область применения, в которой поддерживается безопасность летательного аппарата.
Для этой цели согласно изобретению упомянутое устройство типа содержит:
- средство обнаружения для обнаружения отказов упомянутых двигателей;
- допускающие запуск извне средства управления для приведения в действие, когда они запущены, защитной функции, состоящей в автоматическом управлении упомянутыми двигателями, с тем чтобы они выдавали максимальную тягу;
- средства запуска для автоматического отслеживания множества параметров и для автоматического запуска упомянутых средств управления, когда удовлетворены условия запуска в зависимости от упомянутых отслеживаемых параметров; и
- средства подавления, присоединенные к упомянутым средствам обнаружения и способные воздействовать на упомянутые средства запуска, для того чтобы подавлять приведение в действие упомянутой защитной функции, характеризуется тем, что:
- упомянутые средства подавления выполнены таким образом, чтобы подавлять приведение в действие упомянутой защитной функции, только когда одновременно отказали все из двигателей, которые скомпонованы на общем крыле летательного аппарата; и
- упомянутые средства управления выполнены таким образом, что, когда они запущены, они управляют в зависимости от количества и расположения возможно отказавших двигателей, по меньшей мере, некоторыми из двигателей, которые не отказали, таким образом, чтобы минимизировать возможный разбаланс тяги по отношению к фюзеляжу летательного аппарата.
В предпочтительном варианте осуществления устройство согласно изобретению применяется на летательном аппарате, который снабжен четырьмя двигателями, скомпонованными парами на его крыльях. В этом случае упомянутые средства подавления поэтому выполнены таким образом, чтобы подавлять приведение в действие упомянутой защитной функции, только когда отказали все из двигателей, которые скомпонованы на общем крыле летательного аппарата.
Таким образом, благодаря изобретению функция энергетической защиты подавляется, только если одновременно отказали два двигателя, расположенные на общем крыле, такая ситуация затем делает созданный разбаланс критическим для поперечного управления летательным аппаратом, каковое дает возможность значительно сократить количество случаев подавления этой защитной функции. Следовательно, устройство защиты согласно изобретению имеет гораздо более широкую область применения, чем обычное устройство вышеупомянутого типа, в частности, в случае отказа одиночного двигателя или в случае отказа двух двигателей, которые скомпонованы на разных крыльях.
Более того, благодаря изобретению, средства управления выполнены таким образом, чтобы минимизировать возможный разбаланс тяги (по отношению к фюзеляжу летательного аппарата), как описано ниже. Следовательно, приведение в действие защитной функции не нарушает поперечного управления летательным аппаратом.
Вышеупомянутые признаки поэтому дают возможность повысить безопасность летательного аппарата как в целом, так и относительно обычного устройства энергетической защиты вышеупомянутого типа.
В предпочтительном варианте осуществления упомянутые средства управления выполнены таким образом, чтобы управлять (для того, чтобы получить максимальную тягу), когда они запущены:
- когда ни один двигатель не отказал, всеми четырьмя двигателями;
- когда внешний двигатель отказал, только двумя внутренними двигателями по любую сторону фюзеляжа;
- когда внутренний двигатель отказал, только двумя внешними двигателями по любую сторону фюзеляжа;
- когда отказали два внешних двигателя, двумя внутренними двигателями по любую сторону фюзеляжа;
- когда отказали два внутренних двигателя, двумя внешними двигателями по любую сторону фюзеляжа; и
- когда отказали внутренний двигатель первого крыла и внешний двигатель второго крыла, двумя двигателями, которые не отказали.
Устройство согласно настоящему изобретению также может быть применено на трехмоторном летательном аппарате, который снабжен одним двигателем, скомпонованным на каждом из своих крыльев, и дополнительным двигателем, скомпонованным на фюзеляже. В этом случае предпочтительно упомянутые средства подавления выполнены так, что они подавляют приведение в действие упомянутой защитной функции, только когда отказал, по меньшей мере, один из двигателей, которые скомпонованы на крыльях.
Кроме того, предпочтительно упомянутые средства запуска связаны с множеством датчиков для измерения, по меньшей мере, некоторых из следующих параметров: угла атаки летательного аппарата, продольной ориентации летательного аппарата, скорости изменения угла тангажа летательного аппарата, скорости летательного аппарата и его интенсивности торможения, числа Маха летательного аппарата, положения предкрылков и закрылков летательного аппарата, высоты по радиовысотомеру летательного аппарата (высоты относительно земли), положение рычага управления и параметры двигателя (частота вращения двигателя) дают возможность обнаруживать отказы двигателя.
Упомянутое средство обнаружения и вышеприведенные датчики могут быть частью одного и того же измерительного устройства.
В предпочтительном варианте осуществления упомянутые средства запуска учитывают в качестве условий запуска:
- первые условия, относящиеся к необходимости запуска; и
- вторые условия, относящиеся к санкционированию запуска, которые должны быть удовлетворены одновременно, чтобы сформировать запуск.
В этом случае предпочтительно упомянутые первые условия удовлетворены, если подтверждена, по меньшей мере, одна из следующих ситуаций:
- угол атаки летательного аппарата является большим чем или равным первому значению угла атаки, и условие малой энергии было активным в течение заранее определенной длительности;
- угол атаки летательного аппарата является большим чем или равным второму заранее определенному значению угла атаки;
- включено средство защиты по углу атаки, и элемент управления летательного аппарата находится в положении, близком к остановке задирания носа;
- высота летательного аппарата является большей, чем заранее определенное значение высоты, а элемент управления находится в положении, близком к остановке задирания носа.
Кроме того, предпочтительно, упомянутые вторые условия удовлетворены, если одновременно подтверждены все из следующих ситуаций:
- высота летательного аппарата относительно земли является большей, чем предопределенное значение высоты во время приземления;
- число Маха летательного аппарата является меньшим, чем предопределенное значение числа Маха; и
- действует множество конкретных систем летательного аппарата, таких как устройство ADR («Отсчета аэродинамических данных»), система IRS («Инерциальной системы отсчета»), радиовысотомер, средство определения скорости полета и средство определения угла атаки.
Кроме того, устройство энергетической защиты согласно изобретению дополнительно содержит по меньшей мере одно средство, которое выполнено с возможностью управления оператором и которое создано таким образом, чтобы выводить из работы упомянутую защитную функцию, когда им управляются. Это средство, в частности, может быть пусковой кнопкой, средством управления, ассоциативно связанным с экраном, рычагом управления тягой, который, например, может быть помещен в положение работы на холостом ходу.
Кроме того, предпочтительно, упомянутые средства управления выполнены таким образом, чтобы управлять, когда защитная функция приведена в действие, по меньшей мере, некоторыми из двигателей, которые не отказали, из условия чтобы каждый из последних выдавал максимальную тягу для взлета (известную как «максимальная взлетная» тяга) или для ухода на следующий круг.
На прилагаемых чертежах представлены варианты осуществления изобретения, где идентичные ссылки указывают подобные элементы.
Фиг.1 - структурная схема устройства согласно изобретению;
Фиг.2-9 схематически показывают летательный аппарат, на котором показаны, как заранее определено, отказавшие двигатели, двигатели, чья тяга не изменяется, и двигатели, чья тяга изменяется согласно настоящему изобретению.
Устройство 1 согласно изобретению и схематически показанное на Фиг.1 является устройством энергетической защиты для летательного аппарата А, оснащенного четырьмя двигателями М1, М2, М3 и М4. В более общем смысле, устройство 1 предназначено для защиты летательного аппарата от ситуаций с малой энергией (низкой скорости, высокого угла атаки, слабой тяги двигателей), которые могут подвергать риску безопасность летательного аппарата А особенно близко к земле.
Для того чтобы делать это, упомянутое устройство 1 принадлежит к обычному типу, содержащему:
- средство обнаружения, например, формирующее часть измерительного устройства 2, для обнаружения всех отказов упомянутых двигателей М1, М2, М3 и М4;
- средства 3 управления, которые могут быть запущены и которые выполнены таким образом, чтобы приводить в действие защитную функцию, когда они запущены. Эта защитная функция состоит в автоматическом управлении упомянутыми двигателями М1, М2, М3 и М4 таким образом, чтобы изменить выдаваемую тягу, с тем чтобы каждый из них обеспечивал максимальную тягу. Для того чтобы сделать это, упомянутые средства 3 управления присоединены посредством линий L связи к обычному средству 4 для изменения тяги, выдаваемой упомянутыми двигателями М1, М2, М3 и М4, в частности, посредством изменения подачи топлива упомянутых двигателей;
- средства 6 запуска, которые присоединены посредством линий 5 и 7 связи к упомянутому измерительному устройству 2 и упомянутому средству 3 управления соответственно и которые выполнены таким образом, чтобы автоматически отслеживать множество конкретных параметров (описанных ниже) и автоматически запускать упомянутые средства 3 управления, когда удовлетворены условия запуска (описанные ниже) в зависимости от упомянутых параметров; и
- средства 8 подавления, которые связаны с упомянутыми средствами 6 запуска, например, будучи интегрированным в последние, и которые выполнены таким образом, чтобы воздействовать на упомянутые средства 6 запуска для того, чтобы подавлять приведение в действие упомянутой защитной функции.
Если защитная функция не приводится в действие или если ее приведение в действие было подавлено, различные двигатели с М1 по М4 летательного аппарата, конечно, управляются обычным образом согласно обычным командам, в частности, формируемым пилотом летательного аппарата А.
Согласно изобретению в частности, для того чтобы расширить область применения устройства 1 наряду с обеспечением безопасности летательного аппарата А:
- упомянутые средства 8 подавления выполнены таким образом, чтобы подавлять приведение в действие упомянутой защитной функции (то есть чтобы предотвращать или прекращать использование этой функции), только когда одновременно отказали два двигателя, которые скомпонованы на общем крыле В или С летательного аппарата А; и
- упомянутые средства 3 управления выполнены таким образом, что, когда они запущены упомянутым средством 6 запуска, они осуществляют управление в зависимости от количества и положения на крыльях В и С двигателей, которые отказали, по меньшей мере, некоторыми из двигателей, которые в это время не отказали, для того чтобы одновременно:
- получать максимальную тягу; и
- минимизировать возможный разбаланс тяги относительно фюзеляжа летательного аппарата А, проиллюстрированного осью X-X на Фиг.2.
Таким образом, благодаря изобретению защитная функция подавляется, только если одновременно отказали два двигателя, расположенные на общем крыле В или С летательного аппарата А, такая ситуация делает снижение возможного разбаланса тяги невозможным. Предыдущий признак дает возможность значительно снижать количество случаев подавления этой защитной функции. Следовательно, защитное устройство 1 согласно изобретению имеет гораздо более широкую область применения, чем обычное устройство. Оно, в частности, активно в случае отказа одиночного двигателя или в случае отказа двух двигателей, которые скомпонованы на разных крыльях летательного аппарата А.
Кроме того, благодаря изобретению средства 3 управления выполнены таким образом, чтобы минимизировать возможный разбаланс тяги (по отношению к фюзеляжу (X-X) летательного аппарата А), как описано ниже. Следовательно, приведение в действие защитной функции не нарушает поперечного управления летательного аппарата А.
Вышеупомянутые признаки поэтому дают возможность повышать безопасность летательного аппарата А как обычным образом, так и по сравнению с обычным устройством энергетической защиты.
В конкретном варианте осуществления упомянутое измерительное устройство 2 содержит множество датчиков C1, C2, …, Cn для соответственного измерения по меньшей мере некоторых из следующих параметров (которые отслеживаются средством 6 запуска): угла атаки летательного аппарата А, продольной ориентации летательного аппарата А, скорости изменения угла тангажа летательного аппарата А, скорости летательного аппарата А и его интенсивности торможения, числа Маха летательного аппарата А, положения предкрылков и закрылков летательного аппарата А, высоты по радиовысотомеру летательного аппарата А (высоты относительно земли), положение рычага управления и параметры двигателя (частота вращения двигателя) дают возможность обнаруживать отказы двигателя.
Кроме того, упомянутые средства 6 запуска учитывают в качестве условий запуска:
- первые условия, относящиеся к необходимости запускать защитную функцию, которые основаны на параметрах, представляющих действия пилота и состояние летательного аппарата А; и
- вторые условия, относящиеся к санкционированию в отношении запуска защитной функции, которые основаны на параметрах летательного аппарата А и систем упомянутого летательного аппарата А.
Эти первые и вторые условия должны быть удовлетворены одновременно, для того чтобы вызывать запуск средства 3 управления.
В конкретном варианте осуществления упомянутые первые условия удовлетворены, если имеет место, по меньшей мере, одна из следующих ситуаций A/, B/, C/ и D/:
A/ угол атаки летательного аппарата А является большим чем или равным первому значению угла атаки, и условие малой энергии было активным в течение заранее определенной длительности;
B/ угол атаки летательного аппарата А является большим чем или равным второму заранее определенному значению угла атаки;
C/ включено средство защиты по углу атаки, и элемент управления летательного аппарата находится в положении, близком к остановке задирания носа;
D/ высота летательного аппарата А является большей, чем заранее определенное значение высоты, а элемент управления находится в положении, близком к остановке задирания носа.
Что касается упомянутой ситуации A/, будет отмечено, что:
- угол атаки летательного аппарата А соответствует сумме угла бavion атаки летательного аппарата и динамического значения бd. Динамическое значение бd является составляющей опережения по фазе, которая учитывает торможение летательного аппарата А, условия сильного ветра или условия высокой скорости изменения угла тангажа летательного аппарата А и, таким образом, упреждает кратковременное увеличение угла атаки;
- упомянутое первое значение угла атаки определяется в качестве компромисса между ограничениями маневренности летательного аппарата А и эффективности защитной функции. Это первое значение угла атаки, например, зависит от положений предкрылков и закрылков летательного аппарата А и от числа Маха;
- упомянутая заранее определенная длительность представляет задержку, которая предоставляет пилоту возможность иметь достаточное время, чтобы реагировать (начиная с первого обнаружения условия с малой энергией, которое, например, может быть только слуховым, без влияния на частоту вращения двигателей) до запуска защитной функции, которая может рассматриваться пилотом отрицательно, поскольку она часто имеет следствием уход на второй круг.
Что касается ситуации B/, упомянутое второе значение угла атаки соответствует углу атаки, рассматриваемому в качестве максимального, снова давая приемлемый запас по отношению к критическому углу атаки летательного аппарата А. Это второе значение угла атаки является большим, чем упомянутое первое значение угла атаки, и может определяться, например, в качестве функции положения предкрылков и закрылков, а также числа Маха летательного аппарата А.
Более того, упомянутые вторые условия удовлетворены, если одновременно осуществляются все из ситуаций E/, F/ и G/:
E/ высота летательного аппарата А относительно земли является большей, чем заранее определенное значение высоты во время приземления;
F/ число Маха летательного аппарата А является меньшим, чем заранее определенное значение числа Маха; и
G/ действительно множество конкретных систем, таких как устройство ADR («Отсчета аэродинамических данных»), система IRS («Инерциальной системы отсчета»), радиовысотомер, средство определения скорости полета и средство определения угла атаки летательного аппарата А.
Следует отметить, что вследствие условия, относящегося к упомянутой ситуации E/, защитная функция подавляется на земле, и даже во время приземления, если летательный аппарат А расположен слишком близко к земле.
Кроме того, устройство 1 согласно изобретению дополнительно содержит, по меньшей мере, одно средство 9, которое присоединено, например, посредством линии 10 связи, к упомянутому средству 3 управления (или к упомянутому средству 6 запуска), которое может управляться оператором и которое выполнено таким образом, чтобы выводить из работы упомянутую защитную функцию, когда им управляют. Таким образом, пилот способен в любое время выводить из работы упомянутую защитную функцию. В качестве иллюстрации упомянутым средством 9 может быть:
- пусковая кнопка;
- средство управления, которое связано с экраном, например, экраном типа FCU («Устройства управления полетом»);
- рычаг управления тягой, например, который может быть установлен в режим холостого хода, для того чтобы выводить из работы защитную функцию.
Упомянутое устройство 1 также может содержать средство 11 отображения, которое присоединено посредством линии 12 связи к упомянутым средствам 3 управления и которое выполнено с возможностью отображать сообщение, предупреждающее пилота летательного аппарата А о любом приведении в действие защитной функции, например, посредством отображения соответствующего сообщения на экране, например, таком как экран PDF («Главного рабочего дисплея»).
Кроме того, упомянутые средства 3 управления выполнено таким образом, чтобы управлять, когда защитная функция приведена в действие, по меньшей мере, некоторыми из двигателей летательного аппарата А, которые не отказали, из условия чтобы каждый из последних выдавал максимальную возможную тягу для взлета или для ухода на следующий круг.
Как упомянуто ранее, защитная функция запускается каждый раз, когда удовлетворяются упомянутые надлежащие условия. Более того, эта защитная функция подавляется, только если одновременно отказали два двигателя, которые расположены на общем крыле В или С летательного аппарата А.
Фиг.2-9 являются схематическими представлениями разных возможных ситуаций, которые каждый раз показывают летательный аппарат, имеющий крылья В и С. Каждое крыло В, С содержит внешний двигатель М1, М4 относительно фюзеляжа (Х-Х) летательного аппарата А и внутренний двигатель М2, М3 относительно упомянутого фюзеляжа. На этих фигурах с 2 по 9 упомянутые двигатели М1, М4 показаны в виде:
- кружка с крестом, когда соответствующий двигатель отказал, например, как показано для двигателя М1 на фиг.3;
- зачерненного кружка, когда соответствующий двигатель управляется на максимальной мощности согласно настоящему изобретению. Такое управление представлено посредством стрелки Е, которая иллюстрирует соответствующую тягу (или силу тяги), например, как показано для двигателей М2 и М1 на фиг.3; и
- простого незачерненного кружка, когда соответствующий двигатель не отказал, но управляется согласно изобретению, из условия чтобы он продолжал вырабатывать мощность, которая является представляющей нормальные команды, например, как показано для двигателя М4 на Фиг.3.
Согласно изобретению упомянутые средства 3 управления выполнены таким образом, чтобы управлять, для того чтобы получить максимальную тягу, когда они запущены:
- когда ни один двигатель не отказал, всеми четырьмя двигателями с М1 по М4, как показано на Фиг.2;
- когда отказал один внешний двигатель М1, только двумя внешними двигателями М2 и М3 по любой стороне фюзеляжа (Х-Х) летательного аппарата А, как показано на Фиг.3;
- когда внутренний двигатель М2 отказал, только двумя внешними двигателями М1 и М4 по любой стороне фюзеляжа, как показано на Фиг.4;
- когда отказали два внутренних двигателя М2 и М3, двумя внешними двигателями М1 и М4 по любой стороне фюзеляжа, как показано на Фиг.5;
- когда отказали два внешних двигателя М1 и М4, двумя внутренними двигателями М2 и М3 по любой стороне фюзеляжа, как показано на Фиг.6; и
- когда отказали внутренний двигатель M3 первого крыла С и внешний двигатель М1 второго крыла В, двумя двигателями М2 и М4, которые не отказали.
Кратко, когда удовлетворены условия, относящиеся к запуску защитной функции, и:
- если ни один двигатель не отказал, всеми из двигателей управляют на максимальной тяге, как показано на Фиг.2. Таким способом получается симметричная тяга;
- если два двигателя отказали, но не на общем крыле В, С, оставшимися двумя двигателями управляют на максимальной тяге, как показано на Фиг.7. Это может иметь следствием легкий разбаланс тяги; и
- если отказали два двигателя на общем крыле, защитная функция подавляется. Это имеет место, когда отказали только два двигателя М1 и М2, как показано на Фиг.8, или когда отказали три двигателя М1, М3 и М4, как показано на Фиг.9.
Конечно, вопрос не возникает в случае одновременного отказа всех четырех двигателей с М1 по М4.
Будет отмечено, что устройство энергетической защиты согласно изобретению также может быть применено на трехмоторном летательном аппарате (не показан), содержащем два двигателя под крыльями и один двигатель на фюзеляже. Если двигатель на фюзеляже отказывает, производятся мероприятия для приведения в действие функции энергетической защиты на двух двигателях под крыльями. Для того чтобы выполнить это, средства подавления упомянутого устройства энергетической защиты созданы таким образом, чтобы подавлять приведение в действие упомянутой защитной функции, только когда отказал, по меньшей мере, один из двигателей под крыльями.
Claims (11)
1. Устройство энергетической защиты для летательного аппарата (А), который содержит, по меньшей мере, один двигатель (M1, М3), скомпонованный на каждом из его крыльев (В, С), и, по меньшей мере, один дополнительный двигатель (М2, М4), упомянутое устройство (1) содержит средство (2) обнаружения для обнаружения отказов упомянутых двигателей (с M1 по М4), допускающие запуск извне средства (3) управления, для приведения в действие, когда они запущены, защитной функции, состоящей в автоматическом управлении упомянутыми двигателями (с M1 по M4), с тем, чтобы они выдавали максимальную тягу, средства (6) запуска для автоматического отслеживания множества параметров и для автоматического запуска упомянутого средства (3) управления, когда удовлетворены условия запуска, в зависимости от упомянутых отслеживаемых параметров, и средства (8) подавления, присоединенные к упомянутому средству (2) обнаружения и способные воздействовать на упомянутые средства запуска, для того, чтобы подавлять приведение в действие упомянутой защитной функции, в котором упомянутые средства (8) подавления выполнены таким образом, чтобы подавлять приведение в действие упомянутой защитной функции, только когда одновременно отказали все из двигателей, которые скомпонованы на общем крыле (В, С) летательного аппарата (А), и упомянутые средства (3) управления выполнены таким образом, что, когда они запущены, они управляют, в зависимости от количества и расположения возможно отказавших двигателей, по меньшей мере, некоторыми из двигателей, которые не отказали, таким образом, чтобы минимизировать возможный разбаланс тяги по отношению к фюзеляжу летательного аппарата (А).
2. Устройство по п.1, для летательного аппарата (А), который снабжен четырьмя двигателями (с M1 по M4), скомпонованными парами на его крыльях (В, С), в котором упомянутые средства (8) подавления выполнены таким образом, чтобы подавлять приведение в действие упомянутой защитной функции, только когда одновременно отказали два двигателя, которые скомпонованы на общем крыле (В, С) летательного аппарата (А).
3. Устройство по п.2, в котором упомянутые средства (3) управления выполнены таким образом, чтобы управлять, когда они приведены в действие, когда ни один двигатель не отказал, всеми четырьмя двигателями (с M1 по M4), когда внешний двигатель (M1, M4) отказал, только двумя внутренними двигателями (М2, М3) по любой стороне фюзеляжа, когда внутренний двигатель (М2, М3) отказал, только двумя внешними двигателями (M1, M4) по любой стороне фюзеляжа, когда отказали два внешних двигателя (M1, M4), двумя внутренними двигателями (М2, М3) по любой стороне фюзеляжа, когда отказали два внутренних двигателя (М2, М3), двумя внешними двигателями (M1, M4) по любой стороне фюзеляжа и когда отказали внутренний двигатель (М3) первого крыла (С) и внешний двигатель (Ml) второго крыла (В), двумя двигателями (М2, M4), которые не отказали.
4. Устройство по п.1 для трехмоторного летательного аппарата, который снабжен одним двигателем, скомпонованным на каждом из его крыльев, и дополнительным двигателем, скомпонованным на фюзеляже, при этом упомянутые средства подавления выполнены так, что они подавляют приведение в действие упомянутой защитной функции, только когда отказал, по меньшей мере, один из двигателей, которые скомпонованы на крыльях.
5. Устройство по п.1, в котором упомянутые средства (6) запуска связаны с множеством датчиков (C1, C2, Сn) для измерения, по меньшей мере, некоторых из следующих параметров: угла атаки летательного аппарата (А), продольной ориентации летательного аппарата (А), скорости изменения угла тангажа летательного аппарата (А), скорости летательного аппарата (А) и его интенсивности торможения, числа Маха летательного аппарата (А), положения предкрылков и закрылков летательного аппарата (А), высоты по радиовысотомеру летательного аппарата (А), положение рычага управления и параметры двигателя дают возможность обнаруживать отказ двигателя.
6. Устройство по п.1, в котором упомянутые средства (6) запуска учитывают в качестве условий запуска первые условия, относящиеся к необходимости запуска, и вторые условия, относящиеся к санкционированию запуска, которые должны быть удовлетворены одновременно, чтобы сформировать запуск.
7. Устройство по п.6, в котором упомянутые первые условия удовлетворены, если подтверждена, по меньшей мере, одна из следующих ситуаций: угол атаки летательного аппарата (А) является большим, чем или равным первому значению угла атаки, и условие малой энергии было активным в течение заранее определенной длительности, угол атаки летательного аппарата (А) является большим, чем или равным второму заранее определенному значению угла атаки, включено средство защиты по углу атаки, а элемент управления летательного аппарата (А) находится в положении, близком к остановке задирания носа, высота летательного аппарата (А) является большей, чем заранее определенное значение высоты, а элемент управления находится в положении, близком к остановке задирания носа.
8. Устройство по п.6, в котором упомянутые вторые условия удовлетворены, если одновременно подтверждены все из следующих ситуаций: высота летательного аппарата (А) относительно земли является большей, чем заранее определенное значение высоты во время приземления, число Маха летательного аппарата (А) является меньшим, чем предопределенное значение числа Маха, и множество конкретных систем летательного аппарата (А) действуют.
9. Устройство по п.1, причем оно дополнительно содержит, по меньшей мере, одно средство (9), которое выполнено с возможностью управления оператором и которое создано таким образом, чтобы выводить из работы упомянутую защитную функцию, когда им управляют.
10. Устройство по п.1, в котором упомянутые средства (6) управления выполнены таким образом, чтобы управлять, когда защитная функция приведена в действие, по меньшей мере, некоторыми из двигателей, которые не отказали, из условия, чтобы каждый из последних выдавал максимальную тягу для взлета или для ухода на следующий круг.
11. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он содержит устройство (1) по п.1.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR05/09,324 | 2005-09-13 | ||
| FR0509324A FR2890645B1 (fr) | 2005-09-13 | 2005-09-13 | Dispositif de protection d'energie pour un avion. |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2375260C1 true RU2375260C1 (ru) | 2009-12-10 |
Family
ID=36691446
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008114392/11A RU2375260C1 (ru) | 2005-09-13 | 2006-09-12 | Устройство энергетической защиты для летательного аппарата |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8798810B2 (ru) |
| EP (1) | EP1924497B1 (ru) |
| JP (1) | JP5032480B2 (ru) |
| CN (1) | CN100576122C (ru) |
| AT (1) | ATE435812T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0616531A2 (ru) |
| CA (1) | CA2619067C (ru) |
| DE (1) | DE602006007715D1 (ru) |
| FR (1) | FR2890645B1 (ru) |
| RU (1) | RU2375260C1 (ru) |
| WO (1) | WO2007031634A1 (ru) |
Families Citing this family (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| NL2002064C (nl) * | 2008-10-07 | 2010-04-08 | Robertus Gerardus De Boer | Gedifferentieerde stuwkracht startmethode voor een vliegtuig. |
| FR2937008B1 (fr) | 2008-10-09 | 2010-11-05 | Airbus France | Procede et dispositif pour la protection d'energie d'un aeronef. |
| FR2946018B1 (fr) * | 2009-06-02 | 2012-09-28 | Airbus France | Dispositif pour compenser la perte de poussee d'un moteur d'aeronef et systeme de communication entre lesdits moteurs et un calculateur comportant ledit dispositif. |
| FR2973777B1 (fr) * | 2011-04-07 | 2014-04-18 | Airbus Operations Sas | Dispositif de protection d'energie pour un aeronef. |
| FR2983319B1 (fr) * | 2011-11-25 | 2014-02-07 | Turbomeca | Procede et systeme de regulation de puissance en cas de defaillance d'au moins un moteur d'aeronef |
| FR3007131B1 (fr) * | 2013-06-14 | 2015-12-11 | Thales Sa | Procede et dispositif de diagnostic d'une perte de controle d'un aeronef |
| FR3016158B1 (fr) * | 2014-01-09 | 2017-09-01 | Airbus Operations Sas | Dispositif de protection d'energie pour un aeronef. |
| DE102014204115A1 (de) * | 2014-03-06 | 2015-09-10 | Robert Bosch Gmbh | Notlaufmodus für einen Kolbenmotor in einem Flugzeug |
| EP2957977B1 (en) * | 2014-06-20 | 2018-01-31 | Patents Factory Ltd. Sp. z o.o. | Method and system for compensation of an asymmetric configuration of an all-wing carrier for flying units |
| AU2015361236A1 (en) | 2014-08-29 | 2017-04-20 | Zunum Aero, Inc. | System and methods for implementing regional air transit network using hybrid-electric aircraft |
| JP6432903B2 (ja) | 2014-09-26 | 2018-12-05 | 三菱重工業株式会社 | 垂直離着陸機、及び垂直離着陸機の制御方法 |
| FR3028244B1 (fr) | 2014-11-06 | 2016-12-09 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif de protection d'energie pour un aeronef. |
| FR3035642B1 (fr) * | 2015-04-30 | 2017-04-21 | Airbus Operations Sas | Aeronef equipe d'un dispositif de surveillance de la gestion electronique des moteurs |
| FR3044358B1 (fr) * | 2015-11-27 | 2017-11-24 | Airbus Operations Sas | Procede de controle de la poussee des reacteurs d'un avion pendant la phase de decollage, dispositif de controle et avion correspondant |
| US9862499B2 (en) * | 2016-04-25 | 2018-01-09 | Airbus Operations (S.A.S.) | Human machine interface for displaying information relative to the energy of an aircraft |
| WO2018175349A1 (en) * | 2017-03-19 | 2018-09-27 | Zunum Aero, Inc. | Hybrid-electric aircraft, and methods, apparatus and systems for facilitating same |
| KR102419393B1 (ko) * | 2020-11-10 | 2022-07-11 | 국방과학연구소 | 비행 안전 판단 시스템 및 방법 |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3987279A (en) * | 1975-04-22 | 1976-10-19 | The Boeing Company | Automatic performance reserve (APR) system |
| US4884205A (en) * | 1987-08-04 | 1989-11-28 | Hernandez Diaz Jorge H | Method and apparatus for limiting adverse yaw-induced roll during engine failure in multiengine aircraft |
| US5374010A (en) * | 1993-09-23 | 1994-12-20 | E.G.R. Company | Deflected slipstream vertical lift airplane structure |
| FR2753171B1 (fr) * | 1996-09-09 | 1998-11-13 | Aerospatiale | Dispositif de controle de la poussee d'un aeronef a plusieurs moteurs |
| US6880784B1 (en) * | 2003-05-08 | 2005-04-19 | Supersonic Aerospace International, Llc | Automatic takeoff thrust management system |
| FR2860081B1 (fr) * | 2003-09-18 | 2005-12-02 | Airbus France | Procede et dispositif d'evitement de terrain pour un aeronef |
-
2005
- 2005-09-13 FR FR0509324A patent/FR2890645B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-09-12 WO PCT/FR2006/002082 patent/WO2007031634A1/fr active Application Filing
- 2006-09-12 RU RU2008114392/11A patent/RU2375260C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-09-12 JP JP2008529663A patent/JP5032480B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-12 CA CA2619067A patent/CA2619067C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-12 DE DE602006007715T patent/DE602006007715D1/de active Active
- 2006-09-12 EP EP06808108A patent/EP1924497B1/fr active Active
- 2006-09-12 CN CN200680033494A patent/CN100576122C/zh active Active
- 2006-09-12 AT AT06808108T patent/ATE435812T1/de not_active IP Right Cessation
- 2006-09-12 US US12/066,599 patent/US8798810B2/en active Active
- 2006-09-12 BR BRPI0616531-1A patent/BRPI0616531A2/pt not_active Application Discontinuation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN101263056A (zh) | 2008-09-10 |
| CA2619067A1 (fr) | 2007-03-22 |
| US20080208398A1 (en) | 2008-08-28 |
| JP5032480B2 (ja) | 2012-09-26 |
| US8798810B2 (en) | 2014-08-05 |
| BRPI0616531A2 (pt) | 2011-06-21 |
| EP1924497B1 (fr) | 2009-07-08 |
| DE602006007715D1 (de) | 2009-08-20 |
| JP2009507700A (ja) | 2009-02-26 |
| WO2007031634A1 (fr) | 2007-03-22 |
| CA2619067C (fr) | 2013-04-02 |
| ATE435812T1 (de) | 2009-07-15 |
| CN100576122C (zh) | 2009-12-30 |
| EP1924497A1 (fr) | 2008-05-28 |
| FR2890645B1 (fr) | 2007-10-12 |
| FR2890645A1 (fr) | 2007-03-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2375260C1 (ru) | Устройство энергетической защиты для летательного аппарата | |
| US11560237B2 (en) | Method for assisting a single-engine rotorcraft during an engine failure | |
| US10081438B2 (en) | Engine control computer of aircraft, and aircraft | |
| US8249792B2 (en) | Method and device for the energy protection of an aircraft | |
| RU2383474C1 (ru) | Способ и устройство для управления тягой многодвигательного летательного аппарата | |
| KR20160113052A (ko) | 차량, 특히 항공기의 차량 제어 시스템용의 인위적인 힘-느낌 발생장치 | |
| JPS58214499A (ja) | 航空機エンジン及び航空機の制御装置 | |
| WO2017026337A1 (ja) | 飛行制御装置およびこれを備える無人航空機 | |
| EP0743242A1 (en) | Autopilot/flight director stall protection system | |
| US9665097B2 (en) | Aircraft ground lift dump flight control function | |
| US11459096B2 (en) | Propeller impact detection and force reduction | |
| US20150191251A1 (en) | Energy protection device for an aircraft | |
| Lambregts | Flight envelope protection for automatic and augmented manual control | |
| CA3057356A1 (en) | System and method for operating a gas turbine engine coupled to an aircraft propeller | |
| JPH0438639B2 (ru) | ||
| US20220340268A1 (en) | Method and system for assisting with piloting an aircraft and aircraft | |
| US9914547B2 (en) | Aircraft equipped with a device for monitoring the electronic management of the engines | |
| CA2992351A1 (en) | Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events | |
| KR102479843B1 (ko) | 위치판단 신호 출력 방법 및 위치판단 신호 출력 장치 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180913 |