涡轮喷气发动机推力控制方法和装置与流程

本发明大体上涉及航空领域。

本发明尤其涉及对航空涡轮喷气发动机的怠速推力进行控制，举例来说，所述涡轮喷气发动机可以是包括低压压气机和高压压气机的双转子旁路涡轮喷气发动机。涡轮喷气发动机的推力由在压气机入口和出口之间加速的一定量的空气产生。

已知涡轮喷气发动机高压压气机的工作点由压气机入口处降低的空气流量WR，以及由压气机出口处的总压力Ps和其入口处的总压力Pe的比值确定。如图1A所大概显示的那样，该图有助于(基于压气机的各个不同工作点)对压气机的工作线LFnom进行建模，并对其极限，特别是存在涡轮喷气发动机喘振风险的区域(由喘振线LPnom限定)进行建模。应该回顾一下，喘振是涡轮喷气发动机压气机的空气动力学不稳定，其由压气机入口和出口之间的巨大压力差引起，并特别表现为涡轮喷气发动机内的气流方向颠倒。

当控制涡轮喷气发动机时，考虑到可能对涡轮喷气发动机运行有影响的各种现象(例如，涡轮喷气发动机老化，热传递，部件分散，传感器误差等)，已知需要在新的一般发动机高压压气机的喘振极限和操作线之间留出称为“喘振裕度”的残留裕度(在图1A中标记为STACK)。和标称工作线LPnom和标称喘振极限LPnom相比，这些现象导致较高的高压压气机工作线LFdet和较低的喘振极限LPdet。

涡轮喷气发动机全权限数字电子控制(FADEC)计算机为防止喘振而对涡轮喷气发动机进行的调节不是通过测量压气机的内在参数(例如，入口处的空气流量，以及入口和出口处的总压力)执行的，而是通过使用比较便宜，但是更加稳健，易于安装的传感器，以及呈现更大的动态范围而执行的，该范围用于测量涡轮喷气发动机燃烧室的燃料喷射速度，压气机入口温度，燃烧室静压，以及涡轮喷气发动机速度XNR。可以使用这类传感器的原因是，在涡轮喷气发动机降低的速度和压气机入口处降低的空气流量之间，以及在压气机入口和出口处的总压力比值和燃料流量C和高压压气机出口压力P的比值之间存在已知的关系，或者某些假设。基于这些假设，可以通过计算燃料流量和压力的限制比C/P(也称为高限值BH，或者就称为喘振限值)来提供喘振防护，所述C/P对应于最低喘振极限LPdet，该最低喘振极限LPdet考虑到上述可能影响涡轮喷气发动机运行(特别是其调节)的现象。图1B显示了该高限值BH，其和压气机的标称工作线LFnom'作为对比，二者都表示为按涡轮喷气发动机速度XNR绘制比值C/P。

现今，飞机制造商对新一代发动机的怠速推力有日益严格的要求。这些要求导致了一些新的问题：在裕量方面，要能够设想在地面上时以越来越小水平的推力，也就是说越来越慢的发动机速度怠速运行，其中发动机速度是最能代表涡轮喷气发动机推力的要素之一。

特别地，太小的怠速推力会导致速度不足现象，或者涡轮喷气发动机加速阻塞现象。涡轮喷气发动机速度不足表现为涡轮喷气发动机的发动机速度异常降低，也就是说涡轮喷气发动机的异常减速，即使其燃料流量设定点处于其上述高限值BH，该高限值BH的目的是防止压气机喘振。

为了防止涡轮喷气发动机发生所述速度不足的风险，已知在调节涡轮喷气发动机时考虑额外的保护裕量(也称为“速度不足裕量”，表示为燃料流量和压力的比值C/P)，以防止涡轮喷气发动机速度不足。但是，将该裕量纳入考虑通常会导致涡轮喷气发动机怠速时的推力增加，从而确保当其怠速时涡轮喷气发动机能够呈现良好的运行稳定性和良好的加速时间。

因此，需要一种对怠速涡轮喷气发动机的推力进行控制的方法，该方法可确保涡轮喷气发动机的正常运行，同时还满足飞机制造商日益严格的要求。

技术实现要素：

本发明满足该需求，特别提供一种借助于高限值对接受燃料流量调节的涡轮喷气发动机的怠速推力进行控制，从而为所述涡轮喷气发动机的压气机提供喘振防护的方法，该方法包括：

用于获得所述涡轮喷气发动机的所述高限值上的第一工作点的获得步骤，所述第一工作点对应于第一推力值，所述高限值考虑了对调节所述涡轮喷气发动机时燃料喷射到所述涡轮喷气发动机的燃烧室中的速度的低估；

用于达到所述第一工作点的涡轮喷气发动机的第一控制步骤；

用于监控所述涡轮喷气发动机从而检测所述压气机的速度不足的监控步骤；以及

如果检测到速度不足：

获得第二工作点的获得步骤，所述第二工作点对应于所述涡轮喷气发动机的第二推力值，所述第二推力值大于所述第一值，并且，相对于所述高限值，所述第二工作点保证为防止所述涡轮喷气发动机发生压气机速度不足而确定的裕量；以及

用于达到所述第二工作点的涡轮喷气发动机的第二控制步骤。

相应地，本发明还提供一种借助于高限值对接受燃料流量调节的涡轮喷气发动机的怠速推力进行控制，从而为所述涡轮喷气发动机的压气机提供喘振防护的控制装置，该装置包括：

用于获得所述涡轮喷气发动机的所述高限值上的第一工作点的获得模块，所述第一工作点对应于第一推力值，所述高限值考虑了对调节所述涡轮喷气发动机时燃料喷射到所述涡轮喷气发动机的燃烧室中的流量的低估；

适于控制所述涡轮喷气发动机达到所述第一工作点的控制模块；

用于监控所述涡轮喷气发动机并适于检测所述压气机的速度不足的监控模块；以及

如果所述监控模块检测到速度不足，则激活模块：

以获得第二工作点，所述第二工作点对应于所述涡轮喷气发动机的第二推力值，所述第二推力值大于所述第一值，并且，相对于所述高限值，所述第二工作点保证为防止所述涡轮喷气发动机发生压气机速度不足而确定的裕量；以及

以控制所述涡轮喷气发动机以达到所述第二工作点。

因此，本发明提供了一种机敏的机制，该机制考虑到调节涡轮喷气发动机所用的燃料流量的测量误差，使涡轮喷气发动机的推力能够根据其压气机遭受的速度不足的真实风险被调节。该机制持续防止涡轮喷气发动机的压气机发生喘振，因此在控制涡轮喷气发动机时避免使用最坏情况策略，该最坏情况策略总是假定存在速度不足的风险，替代地它适于涡轮喷气发动机的行为。更确切地说，最初控制涡轮喷气发动机达到和“低”第一推力值相对应的第一工作点，接下来，如果发现第一推力值不足，因此会导致涡轮喷气发动机速度不足，则转变为和大于第一推力值的第二推力值相对应的第二工作点，从而避免涡轮喷气发动机发生任何故障，并保证其可以被控制。

发明人有利地确定，存在一些现象，例如特别是测量涡轮喷气发动机燃烧室的燃料喷射速度时，或者测量涡轮喷气发动机压气机出口处抽气(即，泄露)时的某些误差，这些误差对压气机的喘振裕量具有正面影响(即减少喘振的任何风险)，但是可能不利于怠速(即，地面怠速)时涡轮喷气发动机的可控制性。

因此，更具体地，以比调节设定点小的速度将燃料喷射到涡轮喷气发动机燃烧室中(例如，原因是传感器高估了燃料流量)不存在压气机喘振的风险，但是可能阻止涡轮喷气发动机正确加速，甚至可能导致涡轮喷气发动机速度不足(即，减速而不是加速)。

同样，压气机出口处的过多漏气(例如，原因是低估了漏气)会降低压气机的工作线，因此降低了它的喘振风险，但是这也会改变和燃料流量与压力的比值C/P相比的压力比。这种现象对上述燃料流量测量误差也有类似影响。

发明人提出在对涡轮喷气发动机的推力进行控制时机敏地考虑了这些现象。和漏气测量误差相比(决定和燃料流量的测量不确定性有关的现象，例如温度和燃料类型，以及用于测量燃料调整阀门位置的传感器的分散，自身要比决定与空气流量的测量误差有关并涉及多个传感器的现象要更好理解)，燃料流量有关的测量误差可以根据燃料流量传感器的规格更容易地估计，因此，本发明提出通过实时行动，根据和涡轮喷气发动机实际遇到的燃料流量有关的测量误差估计其速度不足裕量需求，从而调节涡轮喷气发动机的推力。更具体地，发明人依赖于燃料流量不能同时被燃料流量传感器高估和低估的原理。这样做的目的是避免现有技术中的缺陷，现有技术中倾向于总是以相同的方式对和燃料流量有关的测量误差进行处理，即使这些测量误差有时在一个方向上会不利于喘振，或者在相反方向上不利于速度不足。

当控制涡轮喷气发动机(即，控制其达到第一工作点)时，因此本发明提供的推力控制逻辑有利地包括最初只考虑可能影响喘振裕量的燃料流量测量误差，更具体地，导致燃料流量被低估的那些误差(即，在该阶段，不考虑可能导致燃料流量被高估的误差，这些误差可能对涡轮喷气发动机的速度不足裕量有影响)。

因此，举例来说，涡轮喷气发动机的第一工作点选择为这样的工作点：相对于可能影响涡轮喷气发动机的调节的现象(除了和燃料流量有关的测量误差以外)，该工作点考虑速度不足裕量。

应用该策略确定的涡轮喷气发动机的第一工作点还可以对应于在燃料流量方面相对于高限值的零残余裕量。这样做的目的是最小化当怠速时涡轮喷气发动机的第一推力值。

之后证明这是相关的，换句话说，如果第一推力值太小并导致涡轮喷气发动机速度不足，转变为第二推力值，该第二推力值大于第一推力值，并考虑了预定的速度不足裕量(控制涡轮喷气发动机达到第二工作点)。纳入考虑的速度不足裕量优选以考虑了对调节所述涡轮喷气发动机时燃料喷射到所述涡轮喷气发动机的燃烧室中的速度的高估的方式确定，特别是基于所用燃料流量传感器的规格并基于涡轮喷气发动机的物理方程估计。

本发明提出的该涡轮喷气发动机推力控制机制能够通过提供新的，相对较低的标称怠速推力级确保涡轮喷气发动机保持可控，并能够满足飞机制造商规定的要求。和第二推力值相对应的涡轮喷气发动机的第二工作点自然选择为使涡轮喷气发动机能够从第一推力值转变为第二推力值。这取决于通过其工作线建模的涡轮喷气发动机，第二工作点位于该工作线上。

应该遵守的是，该第二工作点优选选择为保证涡轮喷气发动机可以独立于燃料流量的测量条件受控。和燃料流量有关的测量误差取决于燃料的温度，因此测量误差不一定是恒定的。一旦检测到速度不足，速度不足裕量优选选择为能够采取决定性的安全条件(即，独立于燃料测量条件的条件)，从而避免涡轮喷气发动机发生故障。

在本发明的优选实施方式中，在监控步骤中，当压气机的速度梯度对于和高限值相对应的燃料流量设定点为负值时，检测到压气机的速度不足。

该实施方式提供了一种简单、可靠的对涡轮喷气发动机速度不足的实时指示。

在特定实施方式中，通过调节燃料流量的理论极限值确定高限值，所述理论极限值代表对调节涡轮喷气发动机有影响的不同现象，除了所述燃料流量的测量误差以外。该理论极限值代表压气机的喘振线。

以类似的方式，在特定实施方式中，第一工作点和第二工作点位于涡轮喷气发动机压气机的工作线上，该工作线考虑了对调节涡轮喷气发动机有影响的现象。

所述现象特别包括涡轮喷气发动机的老化，热传递，部件分散，除燃料测量传感器外其他传感器的误差，等等。这些现象对用于燃料流量调节的高限值，以及涡轮喷气发动机工作线的影响，可以通过本领域技术人员已知的方式，特别是基于飞机制造商，或者通过实验提供的信息(例如，部件规格)来确定。

因此，举例来说，在降低理论极限值和确定高限值时考虑以下现象：部件的制造分散，气流畸变，温度瞬变，压气机中的间隙磨损等。

同样，当确定本发明中使用的工作点所在的工作线时考虑以下现象：涡轮喷气发动机的一般性老化，畸变，温度瞬变，发动机瞬变(加速)，飞机运行动力输出装置(发电机，液压泵)等。

在本发明的一个实施方式中，第二控制步骤包括：

增加所述高限值；

增加燃料喷射到所述涡轮喷气发动机的燃烧室中的流量；以及

对所述涡轮喷气发动机的至少一个可变几何元件，例如涡轮喷气发动机的压气机的处理放泄阀采取动作。

在特定实施方式中，控制方法的不同步骤由计算机程序指令确定。

因此，本发明还提供一种数据介质上的计算机程序，该程序适于在控制装置，更具体地，计算机中执行，所述程序包括适于执行上述控制方法步骤的指令。

该程序可以使用任意编程语言，并且形式上可以为源代码，目标代码，或者源代码和目标代码中间的代码，例如部分编译的形式，或者任何其他所期望的形式。

本发明还提供了一种包括上述计算机程序指令的计算机可读数据介质。

该数据介质可以是能够存储程序的任何实体或装置。例如，介质可以包括存储装置，例如只读存储器(ROM)，例如光盘(CD)ROM，或微电子电路ROM，或者磁性记录装置，例如软盘或硬盘。

此外，数据介质可以是可以通过电缆或光缆，通过无线电，或者通过其他手段传输的可传送介质，例如电信号或光信号。本发明的程序尤其可以从因特网类型的网络上下载。

或者，数据介质可以是包含程序的集成电路，该电路适于执行或者用于执行所讨论的方法。

在特定实施方式中，控制装置合并到涡轮喷气发动机的全权限数字电子控制(FADEC)设备的计算机中。

本发明还提供一种包括本发明的控制装置的涡轮喷气发动机。

在其他实施方式和实施例中，还可以想到本发明的控制方法，控制装置和涡轮喷气发动机结合了上述特定特征的全部或一部分。

附图说明

通过参考附图进行的下面描述，可以理解本发明的其他特征和优点，这些附图显示了实施方式，不具有限制性。在这些附图中：

图1A和1B，如上所述，描述了借助于燃料流量的高限值对涡轮喷气发动机进行调节的原理的图；

图2描述了根据本发明的一种特定实施方式的控制装置和涡轮喷气发动机的图；

图3描述了图2所示控制装置的硬件架构；

图4为流程图，描述了根据本发明的一种特定实施方式的控制方法的主要步骤，其中本发明的方法由图2所示的控制装置执行；

图5描述了选择为在本发明的控制方法中使用的工作点；

图6描述了根据本发明的一种特定实施方式，为检测压气机速度不足而实施的步骤；以及

图7A和7B描述了应用本发明的控制方法的示例。

具体实施方式

图2显示了，在其环境中，根据本发明的一种特定实施方式的涡轮喷气发动机1的图。

在这里描述的实施方式中，涡轮喷气发动机1是用于推动飞机的双转子旁路涡轮喷气发动机，其具有低压压气机和高压压气机(图2未显示)。但是，本发明还应用于其他涡轮喷气发动机，例如，如单转子涡轮喷气发动机，还应用于其他类型的飞机。

根据本发明，涡轮喷气发动机1的怠速推力由本发明的推力控制装置2控制，该推力控制装置2嵌入在涡轮喷气发动机1中。更确切地，在当前描述的实施方式中，推力控制装置2包含在涡轮喷气发动机的全权限数字电子控制(FADEC)的计算机3中。

如上所述，装置2控制以下两个可能阶段中涡轮喷气发动机1的怠速推力：

在第一阶段，其利用控制模块2A控制涡轮喷气发动机1，由此涡轮喷气发动机1到达和“低”第一推力THR1相对应的第一工作点P1，确定该第一工作点从而防止涡轮喷气发动机1的高压压气机发生喘振；以及接下来

在第二阶段，如果发现推力THR1太低，正在引起涡轮喷气发动机1的高压压气机动力不足，则控制装置2利用控制模块2A对涡轮喷气发动机1进行控制，由此涡轮喷气发动机达到和大于第一推力的第二推力THR2相对应的第二工作点P2，确定该第二工作点从而不仅防止涡轮喷气发动机1的高压压气机发生喘振，而且防止其发生速度不足。

工作点P1和P2各自由一对值限定，所述值包括：

涡轮喷气发动机1的高压压气机的转速；以及

比值C/P，其中C是燃料流量设定点，P是高压压气机的出口压力。

为了简单起见，除非另有明确说明，下文中使用术语“压气机”来表示涡轮喷气发动机的高压压气机。

通过借助于为此目的而设置的检测模块2B检测涡轮喷气发动机1的高压压气机的速度不足，触发从一种控制模式到另一种控制模式(即，从以推力THR1为特征的怠速到以推力THR2为特征的怠速)的转换。控制模块2A使用的工作点P1和P2通过获得模块2C获得。在当前描述的实施方式中，基于涡轮喷气发动机1和其部件的特征，预先确定这些工作点，下文对此进行更详细的描述。

在当前描述的实施方式中，上述控制功能模块2A，速度不足检测功能模块2B和工作点获得功能模块2C是通过控制装置2在逻辑背景下实施的软件模块，用于由FADEC3对涡轮喷气发动机1进行调节。

为此，如图3所示，控制装置2具有计算机的硬件架构(在本示例中，其依赖于FADEC3的硬件架构)。特别地，其包括处理器4，随机存取存储器(RAM)5，ROM6，非易失性闪速存储器7，以及用于和涡轮喷气发动机1的部件进行通信的通信装置8。这些硬件元件可以可选地和FADEC3的其他调节单元共享。

控制装置2的ROM6构成本发明的数据介质，该数据介质可由处理器4读取，并存储本发明的计算机程序，该计算机程序包括用于执行本发明的控制方法中的步骤的指令，下面参考图4进行描述。

图4为流程图，显示了根据本发明特定实施方式的涡轮喷气发动机1怠速推力控制方法的主要步骤，其中该方法由图2所示的控制装置2执行。本发明涉及对地面上怠速时涡轮喷气发动机1的推力进行控制。

在当前描述的实施方式中，确切地说，在推力控制之前的步骤(步骤E00)中确定控制装置2进行推力控制所用的工作点P1和P2。该步骤可以由操作员或者由不同于控制装置2的装置执行，工作点P1和P2接下来通过通信装置8被提供给控制装置2，更具体，提供给其获得模块2C。接下来它们被获得模块2C存储在控制装置2的非易失性存储器7中(步骤E10)。

如上所述，为了确定这些工作点，发明人利用了这一事实：测量喷射到涡轮喷气发动机1燃烧室中的燃料的流量时的任何误差都不会同时导致对燃料流量的低估和高估。换句话说，对涡轮喷气发动机进行调节以估计喷射到燃烧室中的燃油的流量所用的传感器不能同时低估和高估流量。这种传感器本身是已知的，这里不再详细描述。

如上面所强调的那样，对燃料流量的高估(这会导致燃料流量过小)不会产生压气机喘振的任何风险，但是会阻止涡轮喷气发动机1正确加速，甚至会导致涡轮喷气发动机1的高压压气机速度不足。当检测到这种情形时，发明人提议有利设置防止压气机速度不足的额外保护裕量，因此不仅防止涡轮喷气发动机的压气机喘振，还防止其速度不足。

但是，为了优化涡轮喷气发动机1的怠速推力，只有当检测到燃料流量被高估时，换句话说，只有当确认存在对涡轮喷气发动机1的高压压气机速度不足时(换句话说，一旦确认存在涡轮喷气发动机1的高压压气机速度不足)才使用这种防止速度不足的额外保护裕量(在本说明书中称为“速度不足裕量”)。这样就能够在相反情况下减少涡轮喷气发动机1的推力，因此满足飞机制造商日益严格的限制。

参考图5，在当前描述的实施方式中，为了执行该策略，确定工作点P1是两个曲线之间的交叉点，即：

比值C/P的高限值Bmax；以及

涡轮喷气发动机1的高压压气机的工作线Lpc。

通过调节理论高限值BT获得高限值Bmax，从而考虑到对调节所述涡轮喷气发动机时燃料喷射到所述涡轮喷气发动机的燃烧室中的速度的低估。换句话说，理论极限值BT减少防止涡轮喷气发动机的高压压气机发生喘振的裕量M_喘振。该喘振裕量M_喘振可以很容易根据飞机制造商或者传感器制造商提供的信息估计出来，所述传感器用于测量燃料喷射到燃烧室中的流量(即，特别是基于传感器的精度)。可以利用涡轮喷气发动机1的物理方程对其量化，并转换为比值C/P的值。

理论极限值BT是调节高限值，表示为以已知方式确定的C/P，并且代表对调节涡轮喷气发动机有影响的不同现象，例如：涡轮喷气发动机的老化，热传递，调节用传感器的测量误差(例如，温度传感器，压力传感器等)，但是燃料流量传感器的测量误差除外，从而避免不止一次地考虑这些误差。

因此，高限值Bmax不相对于燃料流量传感器的测量误差对速度不足裕量做出规定。

压气机的工作线Lpc是最坏情况工作线，通过调节新的一般涡轮喷气发动机的高压压气机的平均工作线L_平均以已知的方式获得，从而考虑到上述各种现象，即涡轮喷气发动机的老化，部件的分散，以及调节所涉及的传感器的测量误差(例如，温度传感器，压力传感器等)。换句话说，考虑具有平均表现燃料流量传感器的涡轮喷气发动机的高压压气机的工作线。

通过这种方式选择的工作点P1在高压压气机的喘振线Bmax和工作线Lpc之间不提供任何残余裕量(裕量叠加)。但是，喘振线Bmax包括速度不足裕量，该速度不足裕量考虑了对调节涡轮喷气发动机1有影响的不同现象，除了燃料流量传感器的测量误差以外。

以这种方式限定的工作点P1以高压压气机的速度XNR1和燃料流量与压力的比值(C/P)1为特征。速度XNR1对应于涡轮喷气发动机1的怠速推力THR1。

应该遵守的是，某些涡轮喷气发动机具有与高压压气机关联的处理放泄阀，能够恢复喘振极限和工作点之间的裕量。该裕量被用于确定涡轮喷气发动机的标称加速率。所述阀门的存在能够修改以C/P表示的极限值。当实施本发明时，如果存在所述阀门，优选将它们纳入考虑中，从而确定涡轮喷气发动机能够加速的速度，以及相应的加速率，换句话说，确定工作点P1。

工作点P2确定为两个曲线之间的交叉点，即：

比值C/P的高限值Bmin；以及

涡轮喷气发动机1的高压压气机的工作线Lpc。

通过调节理论高限值Bmax获得高限值Bmin，从而考虑到对调节所述涡轮喷气发动机时燃料喷射到所述涡轮喷气发动机1的燃烧室中的速度的高估。换句话说，极限值Bmax现在减少防止涡轮喷气发动机的高压压气机发生速度不足的额外裕量M速度不足，该额外裕量M速度不足考虑了燃料流量的测量误差，更确切地，考虑了当调节涡轮喷气发动机1时对喷射到涡轮喷气发动机燃烧室中的燃料的流量的高估。该速度不足裕量M速度不足可以很容易根据飞机制造商或者传感器制造商提供的信息估计出来，所述传感器用于测量燃料喷射到燃烧室中的流量(即，特别是基于传感器的精度)。可以利用涡轮喷气发动机1的物理方程对其量化，并转换为比值C/P的值。但是，应该遵守的是，与燃料流量有关的测量误差不仅与用于测量流量的传感器有关系，还根据测量条件发生变化。例如，流量调整阀的精度与燃料的温度有关系。因此，传感器的测量精度误差不一定在整个航程中都是恒定不变的。为了确定裕量M速度不足，优选考虑到决定性的安全条件(换句话说，利用最坏情况来估计裕量M速度不足)。

因此，通过将和燃料流量有关的测量误差纳入考虑，高限值Bmin提供了喘振裕量以及速度不足裕量。

以这种方式限定的工作点P2以高压压气机的速度XNR2和燃料流量与压力的比值(C/P)2为特征。速度XNR2对应于涡轮喷气发动机1的怠速推力THR2。

下面描述当具有涡轮喷气发动机1的飞机在地面上怠速运行时，如何根据本发明通过控制装置2对涡轮喷气发动机1的推力进行控制。如上所述，假定控制装置2的获得模块2C获得了工作点P1和P2的值，并且这些值存储在非易失性存储器7中(步骤E10)。

当检测到地面怠速时，控制装置2通过控制模块2A对涡轮喷气发动机1进行控制，因此它达到第一工作点P1和第一推力THR1(步骤E20)。该控制以常规方式进行，考虑到与工作点P1关联的燃料流量设定点(C/P)1和发动机速度XNR1。

此外，控制装置2的检测模块2B被用于监控被控制为以该速度怠速运行的涡轮喷气发动机1中是否出现了速度不足(步骤E30)。

在当前描述的实施方式中，该监控是以图6所示的方式进行的。

更确切地，检测模块2B利用高压压气机的速度XN25的测量值，以本领域技术人员已知的方式来评估速度梯度dXN25/dt(步骤E31)。

此后，确定该梯度是否为负值或零(测试步骤E32)。

如果梯度为负值，则未检测到速度不足，并利用高压压气机的速度XR25的新的测量值评估新的梯度(步骤E32中响应为“否”)。

同时，检测模块2B还利用下面的方程评估燃料流量WF1，该燃料流量WF1对应于提供喘振防护的极限值(C/P)1：

其中PS3表示高压压气机的静态压力，T25表示高压压气机入口处的总压力，Tstd表示海平面上的标准温度(即，等于288.15K(开氏温度)，即15℃(摄氏温度))。

之后，检测模块2B比较调节涡轮喷气发动机1所用的燃料流量设定点值WFc和该值WF1(测试步骤E34)。检测模块2B从FADEC获得设定点值WFc不会遇到任何特别的困难，在此不再赘述。

如果设定点值WFc和高限值WF1不一样(在预定的公差阈值内)，则未检测到速度不足，继续监控(步骤E34中响应为“否”)。

如果速度梯度dXN25/dt是负值(步骤E32中响应为“是”)，并且如果设定点值WFc为高限值WF1(步骤E34中响应为“是”)(测试步骤E35中响应为“是”)，则检测模块2B检测到高压压气机速度不足(步骤E36)。

否则(测试步骤E35中响应为“否”)，在步骤E31-E35的应用中，控制装置2的检测模块2B未检测到速度不足并继续监控。

如果检测模块2B检测到速度不足(测试步骤E40中响应为“是”)，则涡轮喷气发动机1开始转变为比当前推力THR1更高的推力THR2。换句话说，燃料流量传感器低估涡轮喷气发动机燃烧室燃料喷射流量的假设(并且其对应于如何限定工作点P1)是不正确的，即传感器实际上高估了燃料喷射到燃烧室中的真实流量。因此，当在存在燃料流量测量误差的情况下怠速运行时，在压气机的工作线Lpc和高限值Bmax之间需要速度不足裕量(即，有必要使用高限值Bmin)。

为此，控制装置2的控制模块2A对涡轮喷气发动机1进行控制，从而使其到达非易失性存储器7中存储的工作点P2(步骤E50)。这意味着提高了压气机的速度设定点(从值XNR1到XNR2)。确定该设定点值XNR2，从而保证压气机不会发生速度不足。

该控制步骤可以包括以下步骤中的至少一个：

增大高限值(在图5所示区域Z1中将高限值从Bmax修正为BT)；

提高燃料喷射到燃烧室中的流量(工作点从P1变为P2的直接结果，通过增大极限值实现)；和/或

对涡轮喷气发动机的至少一个可变几何元件采取动作，例如对高压压气机的处理放泄阀(HBV)采取瞬变动作。

图7A和7B显示了上述控制装置2实施的逻辑，并显示了控制涡轮喷气发动机1到达工作点P2所采取的动作的示例。

图7A显示了燃料流量设定点WFc是如何相对于高限值WF(Bmax)(虚线曲线)随时间(连续曲线)变化的。

图7B显示了高压压气机的降低的速度XNR25是如何随时间变化的。

在瞬间t＝T1，当燃料流量设定点位于高限值Bmax时，检测到高压压气机的速度不足。当检测模块2B检测到速度不足时，控制模块2A自动提高极限值Bmax(应用预定的偏差)，并且速度设定点XNR25增加，以达到和工作点P2的值XNR2相对应的值，从而保证高压压气机不会发生速度不足。

通过增大极限值，涡轮喷气发动机1能够加速到新的怠速速度XNR2，该怠速速度XNR2对应于在瞬时T2达到的工作点P2。当达到新的怠速速度时，控制模块2A将极限值返回为其标称值。与此相反，在本示例中，在飞行过程中保持速度XNR2。这样做的目的是确保涡轮喷气发动机在飞行过程中正常运行，不需要在飞行过程中确定速度不足原因是否消失。