專利名稱：控制多發(fā)動機飛行器的推力的方法和設備的制作方法
控制多發(fā)動機飛行器的推力的方法和設備本發(fā)明涉及用來控制多發(fā)動機(尤其是雙發(fā)動機)類型的飛行器 (尤其是運輸機)的推力的方法和設備。已知通常在飛機上，垂直安定面(即飛機的垂直尾翼，其用于確 保飛機的穩(wěn)定性)及轉向舵面(即可移動襟翼，其安裝在該垂直安定面 上，且其可操作來改變該飛機的方向)具有使得該飛機能夠完全滿足各種飛行要求(諸如尤其是對于發(fā)生故障的發(fā)動機的VMC型最小控制速 度)的尺寸。還已知為了在不減小所運輸的有效載荷的情況下改善飛機的性 負fe(燃料消耗、噪聲水平等)，導致制造商盡最大可能減小飛機的質量， 即結構的質量、構件的質量、設備的質量等，尤其是所述垂直安定面 和所述轉向舵面的質量。然而，為了這樣的目的而減小垂直安定面與 轉向航面的尺寸機械地增加了前述VMC速度，這使得飛機的性能受 到損失，因為在一個發(fā)動機發(fā)生故障時，要遵循的最小速度同樣加大 了。本發(fā)明涉及控制多發(fā)動機飛行器的推力的方法，該方法使得能夠 彌補前述缺陷。為此，根據本發(fā)明，所述方法值得注意的是a) 確定代表該飛行器當前重量的參數，并從此參數中推算出所述 當前重量。此參數例如可以是該當前重量自身或攻角(incidence);b) 計算減小的推力值，該值與在步驟a)中所確定的所述當前重量 成比例；c) 確定至少一個發(fā)動機控制命令，該命令是如果向所述飛行器的 無故障的發(fā)動機應用此命令，則這些發(fā)動機傳遞的推力基本上等于在 步驟b)中計算的所述減小的推力值；和d)將在步驟c)中確定的所述控制命令應用到該飛行器的無故障的 發(fā)動一幾上。根據本發(fā)明的方法可應用到飛行器上，對于該飛行器，所有的發(fā) 動機都是運轉的。但是，在一個優(yōu)選實施例中，對飛行器的這些發(fā)動 機進行監(jiān)視，以便能夠檢測其中一個發(fā)動機的故障，并僅在檢測到其 中一個發(fā)動機的故障時實施步驟a)和d)。這樣，受惠于本發(fā)明，當飛行器的其中一個發(fā)動機發(fā)生故障時， 減小沒有故障的一個或多個發(fā)動機的推力(根據該飛行器的重量)以便 減小傾斜度(pente)，同時確保足夠且一致的傾斜度，這避免了如果在 低質量下復飛(remise des gaz)時不常見的飛行姿態(tài)。因此，通過減小 那些沒有故障的一個或多個發(fā)動機的偏航力矩(moment de lacet)，就減 小了對于該飛行器整個重量的理論最小控制速度VMC。這樣，就可 能不必完全偏轉該轉向舵面而抵消該飛行器的偏航。這意味著速度不 會受該最小速度VMC限制。這樣，對于發(fā)生故障的發(fā)動機，由于最 小控制速度而形成的性能限制纟皮放松了 ，且需要時可通過減小飛行器 的速度來獲得該飛行器的縱向性能的全部好處。因此，實施了根據本發(fā)明的方法的飛行器極大地減小了由于該最 小速度VMC而形成的性能限制。且不管該飛行器的重量和速度如何， 也能夠滿足前述這些不同的飛行要求。這對于雙發(fā)動機飛行器尤其是 有益的。事實上，對于雙發(fā)動機飛行器， 一個單個發(fā)動機的推力應該 能夠確保大質量下的最小規(guī)定傾斜度。由于此原因，在小質量下，一力。此外，在復飛的情況下，尤其是在全部發(fā)動機都運轉的情況下， 根據本發(fā)明的方法還使得能夠使傾斜度和穩(wěn)度(assiette)—致。在一個優(yōu)選實施例中，在步驟b)中，借助于如下公式計算減小的 推力值FOEI: FOEI -m'g'(Ycons + 1/f) 其中今m.g是所述當前重量，m是質量，而g是重力加速度； 今Ycons是對應于定4直傾斜度的傾斜度值；而 今f是該飛行器的升力和正面阻力之間的比。在此優(yōu)選實施例中，借助于如下公式計算所述傾斜度值ycons:■ycons = ymin +Ay其中今Ymin是關于該飛行器的規(guī)定的最小傾斜度值；而 令 是預定傾斜度值，例如若干度。 此外，在一個特定實施例中，在步驟a)中通過如下方法確定該飛 行器的當前重量將沒有燃料的該飛行器的重量與在所述飛^f亍器上存 在的燃料重量(當前的)進行求和。在此情況下有利的是，在進場期間，還實施如下操作 -在步驟d)之前 通過如下方式確定該飛行器的第一重量值將沒有燃料的 該飛行器的重量和在所述飛行器上存在的燃料重量進行求和； 根據該飛行器的當前攻角確定第二重量值； 將所述第一重量值和笫二重量值進行相互比較；以及 -在步驟d)中: 如果所述第一重量值和第二重量值相等(差一個余量)，則對 那些沒有發(fā)生故障的發(fā)動才幾應用在步驟c)中確定的所述控制命 令，該命令使得能夠獲得基本上等于在步驟b)中所計算的減小的 推力值的推力；以及 如果所述第一重量值和第二重量值不同(超過所述余量)，則 對那些沒有發(fā)生故障的發(fā)動機應用如下控制命令，該控制命令使 得能夠獲得恒定的預定推力，例如TOGA型(英文為"Take Off/ Go Around")推力，即用于起飛或復飛。
這樣，在當前重量(即所述第 一重量值)不同于^^艮據當前攻角計算 的一個重量值(第二重量值)時，不施加4艮據本發(fā)明的所述減小的推力， 其中所述當前重量借助于該飛行器上的可用燃料確定，且此當前重量 可用來確定前述減小的推力值。事實上，在此情況下，根據攻角獲得的重量值通常是精確的，因而在步驟a)中確定的當前重量可能存在誤 差值，這導致在步驟b)中計算的減小的推力值的誤差值，以及在步驟 c)中根據本發(fā)明的過程所確定的控制命令的誤差值。本發(fā)明還涉及用來控制多發(fā)動機(尤其是雙發(fā)動機)的飛行器(尤 其是多發(fā)動機的運輸機)的推力的設備。根據本發(fā)明，所述類型的設備 優(yōu)選地包括用于監(jiān)視所述飛行器的發(fā)動機的裝置，以^更能夠;險測所述 發(fā)動機中的一個發(fā)動機的故障，值得注意的是，該設備還包括-用于確定代表該飛行器的當前重量的參數及用于從中推算出 所述當前重量的第一裝置；-用于計算減小的推力值的第二裝置，該減小的推力值與由所述 第 一裝置確定的所述當前重量成比例；-用于確定至少一個發(fā)動機控制命令的第三裝置，該命令是如果 向所述飛行器的無故障發(fā)動機應用此控制命令，則這些發(fā)動機傳遞的 推力基本上等于在步驟b)中由所述第二裝置計算的所述減小的推力 值5和-用于將由所述第三裝置確定的所述控制命令應用到該飛行器 的無故障的發(fā)動機上的第四裝置。這樣在發(fā)動機發(fā)生故障時，沖艮據本發(fā)明的設備使得能夠使一個或 多個無故障的發(fā)動機的推力適應，以^便呈現足夠的性能，而又具有更 小的最小控制速度(VMC型)以及更一致的飛行穩(wěn)度。附圖將使得易于理解如何實施本發(fā)明。在這些附圖中，相同的標 號代表相似的部件。圖l是根據本發(fā)明的控制設備的示意簡圖。
圖2示意性地顯示了根據本發(fā)明的控制設備的具體改進。根據本發(fā)明并示意性地在

圖1中示出的設備1用于控制多發(fā)動 機飛行器(未示出)尤其是多發(fā)動才幾運輸機的推力。盡管是非排他性的，但所述設備l更特別地適用于雙發(fā)動機的飛 機，并優(yōu)選地至少在為了在著陸跑道上著陸的進場階^:中使用。此外，更優(yōu)選的是，所述^:備1用于在所述多發(fā)動機飛行器的發(fā) 動機中的一個發(fā)動機(未示出)發(fā)生故障時使用。為此，所述設備1包 括常用的裝置2，該裝置2用于監(jiān)視該飛行器的發(fā)動機，以便能夠枱r 測所述發(fā)動機中一個發(fā)動機的故障。根據本發(fā)明，所述設備l還包括-裝置3,其用于確定代表該飛行器的當前重量的參數及用于減 小所述當前重量。此參數可例如直接是當前重量或攻角，其使得能夠 借助于常用的升力公式確定當前重量；-裝置4，其用于計算減小的推力值，該減小的推力值與由所述 裝置3確定的當前重量成比例；-裝置5,其經由中間連接4A連接到所述裝置4上，且該裝置5 形成為以便確定至少一個發(fā)動4幾控制命令。此控制命令是如果將該命 令應用于沒有發(fā)生故障的飛行器的(多個)發(fā)動機，(這些)發(fā)動機傳遞基 本上等于由所述裝置4計算的所述減小的推力值的推力。在一個具體 實施例中，所述裝置4和裝置5屬于中心單元UC，該中心單元UC 例如經由連接6而連接到所述裝置3上，以及經由連接13而連接到 所述裝置2上；以及-常用的裝置7，其經由連接8連接到所述中心單元UC上，且 其形成為以便將由裝置5確定的所述控制命令應用到該飛行器的(多 個)無故障的發(fā)動機上。此常用的裝置7可例如向FADEC型(英文為 "Full Authority Digital Engine Control")發(fā)動機全^又限凄t字式控制系統 提供控制命令。 這樣，在飛行器發(fā)動機中的一個發(fā)動機發(fā)生故障時，根據本發(fā)明 的設備1減小一個或多個有效發(fā)動機的推力(并根據該飛行器的重量 來這樣做)，以便減小所述飛行器的傾斜度，同時保證對于實施所準備 的操作足夠的傾斜度。因此，通過減d、一個或多個無故障的發(fā)動機的偏航力矩，減小了對于該飛行器全部重量的理論最小控制速度VMC。 這樣，就可能不必完全偏轉其轉向舵面而抵消該飛行器的偏航。這意 味著速度不會受該最小速度VMC限制。這樣，對于發(fā)生故障的發(fā)動 機，由于最小控制速度而導致對性能的限制更寬松了，且需要時可通 過減小飛行器的速度來獲得該飛行器的縱向性能的全部好處。因此，采用了根據本發(fā)明的設備1的飛行器極大地減小了由于該 最小速度VMC而形成的性能限制。并且，不管該飛行器的重量和速 度如何，都能夠滿足不同的飛行要求。這對于雙發(fā)動機飛行器是尤其 有益的。此外，根據本發(fā)明的設備l還呈現出如下好處，即，即使飛行器 的全部發(fā)動機都運轉，該設備l也可用于使穩(wěn)度一致以及保護發(fā)動機 并從而減小對它們的損壞，這樣尤其產生了維護成本方面的收益。在一個優(yōu)選實施例中，裝置4借助于如下關系式來計算減小的推 力FOEI:FOEI = m'g'(ycons + 1/f)其中今nvg是所述當前重量，m是質量，而g是重力加速度； 今ycons是該飛行器對應于定值傾斜度的傾斜度值；而 今f是該飛行器的升力和正面阻力之間的比。在此優(yōu)選實施例中，所述裝置4還計算所述傾斜度值Ycons并借 助于如下公式ycons = ymin + Ay其中今ymin是關于該飛行器的規(guī)定的最小傾斜度值；而 今Ay是預定傾斜度值，例如0.5°。所述設備1還包括信息源組9，該信息源組9經由連接10連接到 所述中心單元UC上，且該信息源組9能夠給中心單元UC提供多個 參數值，尤其是前述所述的當前比f。在一個具體實施例中，所述設備1還包括在圖2中示意性顯示的 控制系統SC。此控制系統SC優(yōu)選地在為了著陸的進場期間使用，其 尤其包括-裝置14，其例如類似于所述裝置3或對應于該裝置3，且該裝 置14形成為以便確定該飛行器的第一重量值。為此，所述裝置14(如 裝置3)將沒有燃料的飛行器的重量與該飛行器上存在的燃料的重量進 行求和。以通常的方式，該沒有燃料的飛行器的重量由飛行員確定， 并由飛行員借助于常用的輸入裝置15輸入到設備1中，該輸入裝置 15尤其是MCDU型(英文為"Multifunction Control Display Unit")的多 功能控制及顯示單元，其經由連接16連接到所述裝置14上。-裝置17，其以通常的方式根據該飛行器的當前攻角確定第二重 量值，該當前攻角例如從常用的裝置18接收，該常用的裝置18經由 連接19連接到所述裝置17上。此裝置18可形成所述信息源組9的 一部分。此外，所述裝置17包括常用的模型，該模型使得能夠根據 例如升力公式基于對飛行攻角的測量而確定所述第二重量值。通過與 速度相關而推算出質量；以及-裝置20，其經由連接21和連接22而連接到裝置14和裝置17 上，且該裝置20用于將所述第一重量值和第二重量值進行相互比較， 并根據此比較發(fā)出命令。根據本發(fā)明，當所述第一重量值和第二重量值彼此不同時，所述 裝置20的目的在于禁止對(那些)沒有發(fā)生故障的發(fā)動才幾應用前迷減小 的推力值。為此，所述裝置20例如可經由連接23向所述中心單元 UC傳遞禁止命令。這樣，受惠于所述控制系統SC.- -如果第一重量值和第二重量值相等(差一個余量，例如差當前質 量的百分之幾)，則設備1對沒有發(fā)生故障的(那些)發(fā)動機應用由裝置5確定的所述控制命令，而該裝置5使得能夠獲得基本上等于由裝置 4計算的減小的推力值的推力；以及-如果所述第一重量值和第二重量值彼此不同(超過所述余量)， 則設備1對沒有發(fā)生故障的(那些)發(fā)動機應用常用的控制命令，該命 令使得能夠獲得恒定的預定推力，例如TOGA型(英文為"Take Off / Go Around")推力，即用于起飛或復飛的預定常用推力。因此，在由裝置14確定的當前重量(即所述第一重量值)不同于由 裝置17根據當前攻角計算的一個重量值(第二重量值)時，根據本發(fā)明 的設備l不施加所述減小的推力，其中，所述當前重量借助于該飛行 器上的可用燃料確定，且此當前重量可用來確定前述減小的推力值。 事實上，在進場期間(在此時所述控制系統SC優(yōu)選是激活的)，根據攻 角獲得的重量值通常是精確的，因而由裝置14或裝置3確定的當前 重量在此情況下可能有誤差值，這導致由裝置4計算的減小的推力值 的誤差值，以及由裝置5確定的控制命令的誤差值。
權利要求
1. 一種控制多發(fā)動機飛行器的推力的方法，在所述方法中c)確定至少一個發(fā)動機控制命令，該控制命令為，如果向所述飛行器的無故障的發(fā)動機應用此命令，則這些無故障的發(fā)動機傳遞基本上等于減小的推力值的推力；和d)將在步驟c)中確定的所述控制命令應用到所述飛行器的無故障的發(fā)動機上，其特征在于，為確定在所述步驟c)中使用的所述減小的推力值a)確定代表所述飛行器當前重量的參數，并從此參數中推算出所述當前重量；以及b)作為減小的推力值而計算減小的推力值FOEI，所述推力值FOEI與當前重量成比例，且此計算借助于如下公式FOEI＝m·g·(γcons+1/f)其中m·g是所述當前重量，m是質量，而g是重力加速度；γcons是對應于定值傾斜度的傾斜度值；而f是所述飛行器的升力和正面阻力之間的比。
2. 根據權利要求1所述的方法，其特征在于，在所述飛行器飛 行期間，監(jiān)視所述飛行器的發(fā)動機，以便能夠檢測所述發(fā)動機中的一 個發(fā)動機的故障，并僅在檢測到所述發(fā)動機中的一個發(fā)動機的故障時 實施步驟a)和步驟d)。 '
3. 根據權利要求1和2中任一項所述的方法，其特征在于，借 助于如下公式計算所述傾斜度值ycons:ycons = ymin十/Vy 其中今ymin是關于所述飛行器的規(guī)定最小傾斜度值；而今Ay是預定的傾斜度值。
4. 根據前述權利要求中的任一項所述的方法，其特征在于，在 步驟a)中，通過如下方法確定所述飛行器的當前重量將沒有燃料的 所述飛行器的重量和在所述飛行器上存在的燃料重量進行求和。
5. 根據前述權利要求中的任一項所述的方法，其特征在于，在 進場階段期間，還實施如下操作-在步驟d)之前 通過如下方式確定所述飛行器的第一重量值，即，將沒有燃料的所述飛行器的重量和在所述飛行器上存在的燃料重量進 行求和； 根據所述飛行器的當前攻角來確定第二重量值； 將所述第一重量值和所述第二重量值進行相互比較；以及 -在步驟d)中 如果所述第一重量值和所述第二重量值差一個余量地相 等，則對那些沒有發(fā)生故障的發(fā)動才幾應用所述控制命令，所述控 制命令使得能夠獲得基本上等于在步驟b)中所計算的減,J、的推 力值的推力；以及 如果所述第一重量值和所述第二重量值不同，則對那些沒 有發(fā)生故障的發(fā)動機應用控制命令，所述控制命令使得能夠獲得 恒定的預定推力。
6. —種控制多發(fā)動機飛行器的推力的設備，所述設備包括-裝置(5)，其用于確定至少一個發(fā)動機控制命令，所述控制命令 是，如果向所述飛行器的無故障的發(fā)動機應用此命令，則這些發(fā)動機 傳遞基本上等于減小的推力值的推力；和-裝置(7)，其用于將這樣確定的所述控制命令應用到所述飛行器 的無故障的發(fā)動機，其特征在于，所述設備還包括-裝置(3)，其用于確定代表所述飛行器的當前重量的參數以及用 于推算所述當前重量；以及-裝置(4)，其用于作為減小的推力值而計算減小的推力值FOEI， 所述推力值FOEI與當前重量成比例，且此計算借助于如下公式 <formula>formula see original document page 4</formula> 其中今m.g是所述當前重量，m是質量，而g是重力加速度； 今ycons是對應于定值傾斜度的傾斜度值；而 今f是所述飛行器的升力和正面阻力之間的比。 7. —種飛行器，其特征在于，所述飛行器包括如權利要求6所 述的設備(l)。
全文摘要
設備(1)，其包括用于確定飛行器的當前重量的裝置(3)，用于計算與所述當前重量成比例的減小的推力值的裝置(4)，用于確定至少一個發(fā)動機控制命令、以便發(fā)動機傳遞基本上等于所述減小的推力值的推力的裝置(5)，以及用于將此控制命令應用到該飛行器的無故障的發(fā)動機上的裝置(7)。
文檔編號G05D1/00GK101400569SQ200780008824
公開日2009年4月1日 申請日期2007年3月8日 優(yōu)先權日2006年3月15日
發(fā)明者B·萊梅格南, G·馬蒂厄 申請人:法國空中巴士公司