用于监视飞行器涡轮式喷气发动机的推力错误的方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及涡轮发动机的推力的监视领域，尤其涉及用于飞行器推进的涡轮式喷 气发动机的推力的监视。
【背景技术】
[0002] 通常，飞行器由至少两个涡轮式喷气发动机来进行推进，这至少两个涡轮式喷气 发动机被分别安装在飞行器的两个机翼上。为了对涡轮式喷气发动机的推力进行控制，飞 行器的飞行员通常驱动针对每个涡轮式喷气发动机的节流控制杆。
[0003] 通常，对每个涡轮式喷气发动机的推力进行监视，以确保涡轮式喷气发动机的实 际推力符合飞行器的飞行员使用节流控制杆所选择的推力设定。针对涡轮式喷气发动机而 言，仅能够间接地测量涡轮式喷气发动机的有效推力。在实际中，对于包括低压转子和高压 转子的双转子涡轮式喷气发动机，已知对低压转子的转速（也就是"速率N1"）进行监视， 以确定涡轮式喷气发动机的推力。
[0004] 在当前应用中，用不是很准确的表述，术语"推力测量"被用于指代对一参数的测 量，该参数表示推力，例如，转速Nl或参数EPR(enginepressureratio,发动机压力比）。
[0005]用于测量涡轮式喷气发动机的推力错误的一种最直接的技术方案可以是始终将 速率Nlems与有效速率NIEFF进行比较，速率NI_s与节流杆所限定的推力设定相对应，有效 速率NIeff是借助于机载传感器在涡轮式喷气发动机上实时测量得到。
[0006] 在实际中，当飞行员命令增大或减小涡轮式喷气发动机的推力时，涡轮式喷气 发动机的反应具有可能近似几秒的延迟时间。在该过渡阶段，由于延迟时间可能变化， 所以无法检测推力错误，这推迟了UHT(uncontrolledhighthrust，非受控大推力）和 ATTCS(automatictake-offthrustcontrolsystem，自动起飞推力控制系统）安全系统 的驱动并且成为缺陷。
【发明内容】
[0007] 为了消除这些缺陷中的至少一些，本发明涉及一种监视飞行器的涡轮式喷气发动 机的推力错误的方法，当所述涡轮式喷气发动机的推力设定被修改时，所述方法借助于所 述飞行器的机载计算机来监视飞行器的涡轮式喷气发动机的推力，所述涡轮式喷气发动机 的有效推力在过渡阶段期间被修改以维持想要的推力设定，
[0008] 所述方法包括：
[0009] 借助于滤波函数和过渡阶段模型来处理所述推力设定以获得建模推力的步骤；
[0010] 测量所述有效推力的步骤；
[0011] 将所述建模推力与所述有效推力相比较以确定推力差的步骤；
[0012] 将所述推力差与告警阈值相比较的步骤；以及
[0013] 在所述阈值被超过的情况下发出告警的步骤；
[0014] 在所述方法中，
[0015] 在一次给定迭代下，其中，先前的建模推力是已知的，所述过渡阶段模型根据来自 所述先前的建模推力提供时间常数，以及所述滤波函数根据所获得的时间常数、所述先前 的建模推力和所述推力设定来提供建模推力。
[0016] 有利地，所述有效推力与所述推力设定之间的延迟被精确建模以在所述过渡阶段 期间对两个值进行持续比较。因此，在所述过渡阶段期间能够对任何推力错误进行快速和 反应性检测。尤其是，如果涡轮式喷气发动机上检测到推力错误，则能够借助于同样处于过 渡阶段的其他涡轮式喷气发动机来修正所述错误。
[0017] 较优地，所述有效推力通过测量所述涡轮式喷气发动机的旋转转子（例如，低压 转子）的转速间接获得。很明显还能够使用参数EPR(发动机压力比）。
[0018] 较优地，当所述涡轮式喷气发动机启动时，所述滤波函数被初始化。同样较优地， 所述滤波函数根据所述推力差的符号被初始化。这一类型的初始化允许在监视推力错误期 间限制误告警的风险。
[0019] 较优地，在初始化期间，所述先前的建模推力等于所述涡轮式喷气发动机的所述 有效推力。以此方式，过渡阶段模型的快速收敛以在给定迭代下获得相关性最高的时间常 数。
[0020] 根据一个优选方面，所述滤波函数为低通函数，较优地，为2阶传递函数，从而在 所述过渡阶段期间以相关方式对所述有效推力的延迟建模。
[0021] 较优地，所述涡轮式喷气发动机包括适用于使用怠速值来预清空借助于节流控制 杆限定的设定的怠速调节设备，所述怠速值取决于所确定的所述涡轮式喷气发动机的环境 条件，为了监视过度推力，所述方法包括，测量所述涡轮式喷气发动机的至少一个环境参数 的步骤，从而限定所述节流控制杆的设定是否由所述怠速值进行预清空。
[0022] 因此，所述监视方法允许间接监视所述涡轮式喷气发动机的所述推力设定是由所 述节流控制杆的设定或由所述怠速值来限定。与所述怠速调节设备无关的该空转间接检测 通过避免使用公共模式来允许提高监视的可靠性。
[0023] 较优地，所述监视方法包括确定借助于空转模型建模的怠速值，所述空转模型将 建模怠速值与所述涡轮式喷气发动机的一个或更多环境参数值相关联。
[0024] 较优地，所述空转模型将建模怠速值与所述涡轮式喷气发动机的环境压力和/或 所述涡轮式喷气发动机的环境温度相关联。
[0025] 根据本发明的一个方面，所述告警阈值是能够被参数化的阈值，所述涡轮式喷气 发动机包括用于监视所述涡轮式喷气发动机的至少一个辅助条件的状态的装置，并且当检 测到所述辅助条件的异常状态时，惩罚参数被应用于所述告警阈值。使用与推力错误相关 的一组指数允许大幅提高检测灵敏度。辅助条件可以是各种各样的（涡轮式喷气发动机切 断、泵送、高压轴的加速度、推力差的改变等等）。
[0026] 较优地，根据所监视的辅助条件的关键性将惩罚参数应用于所述告警阈值。因此， 如果关键辅助条件处于异常状态，则告警阈值被设计为由最小的推力差触发。通过形成辅 助条件的等级，告警阈值以相关方式来限定，借此在增大监视的灵敏度的同时限制了误告 警的风险。
【附图说明】
[0027] 通过阅读仅关于附图中的非限制性示例给出的以下说明，本发明将变得更加清 楚，在附图中：
[0028] 图1为根据本发明的用于监视涡轮式喷气发动机的不足推力的方法的示意图；
[0029] 图2为在实施图1的方法时处理推力设定的步骤的示意图；
[0030] 图3为监视过度推力的第一视图和监视不足推力的第二视图；
[0031] 图4为在监视过度推力时管理空转的步骤的示意图；
[0032] 图5为告警阈值的参数化的一般示意图；
[0033] 图6为将借由监视推力差的改变速率的告警阈值参数化的示意图；
[0034] 图7为将借由监视涡轮式喷气发动机的高压转子的转速的告警阈值参数化的示 意图；
[0035] 图8为将借由监视涡轮式喷气发动机的泵送事件和/或切断事件的告警阈值参数 化的示意图；
[0036] 应当注意的是，附图详细公开了用于实施本发明的发明，但是所述附图在需要时 能够用于更好地限定本发明。
【具体实施方式】
[0037] 图1为根据本发明的用于借助于飞行器的机载计算机来在修改所述涡轮式喷气 发动机的推力设定时监视飞行器涡轮式喷气发动机的推力错误的方法的示意图。
[0038] 本发明将针对包括一个低压转子和一个高压转子的双转子涡轮式喷气发动机进 行说明。为了清楚起见，低压转子的转速（也被称为"速率N1"）将被用于确定涡轮式喷气 发动机的推力。很明显，还可以使用涡轮式喷气发动机的依赖于推力的其他参数，尤其是参 数EPR(发动机压力比）。
[0039] 在此示例中，推力设定Nlcws对应于低压转子的设定速率。较优地，推力设定NIcws 由安装有涡轮式喷气发动机的飞行器的飞行员使用节流控制杆来限定。
[0040] 有利地，推力设定Nlras被精确且可靠地得知。推力设定Nl〇*是冗余的，因此确 保了监视方法使用可靠的输入，换言之就是未受到影响的输入。因而提高了根据本发明的 监视方法的可靠性。
[0041] 如前序中所指，涡轮式喷气发动机的有效推力NIeff在过渡推力阶段被修改，一直 到有效推力NIeff达到推力设定NICQNS。在此示例中，有效推力NIeff对应于低压转子的有效 速率。较优地，有效推力NIeff由涡轮式喷气发动机的传感器以冗余方式测量并且被当作可 靠输入。
[0042] 根据本发明，参考图1，该方法包括：
[0043] 在过渡推力阶段期间处理1推力设定NIcqns以便确定建模推力Nl_的步骤；
[0044] 测量有效推力NIeff的步骤；
[0045] 将所述建模推力附")与所述有效推力NIEFF相比较以确定推力差A的步骤；
[0046] 将所述推力差A与告警阈值S相比较的步骤；以及
[0047] 发出所述阈值S被超过的告警ALARM的步骤。
[0048] 该方法中值得注意的是，在处理步骤1期间，参考图2,使用滤波函数F和过渡阶段 模型M处理推力设定Nlras，从而获得建模推力NImod。
[0049] 如图2中所示，处理步骤是迭代的。在一次给定迭代中，由于先前的建模推力 N1"D(_是已知的，所以过渡阶段模型M根据来自先前的建模推力NIMQD_提供时间常数T， 滤波函数F根据所获得的时间常数T、先前的建模推力N1MQD(_和推力设定Nl^来提供建 模推力NImodo
[0050] 换句话说，本发明提出将推力设定NIots变换为考虑到所述涡轮式发动机的过渡 推力阶段的建模推力N1MQD。因而，建模推力NImqd和实际推力NIEFF在过渡推力阶段期间相 关，因此允许在过渡阶段中以相关方式持续比较建模推力NImqd和实际推力NIEFF。这允许反 应性检测任何推力错误（不足推力或者过度推力）。因而，不再需要像现有技术一样等待推 力稳定以检测推力错误。
[0051] 如图2中所示，在处理步骤1期间，使用2阶低通滤波函数F对推力设定叫_进 行滤波。滤波函数F为本领域的技术人员所公知的传递函数，该传递函数允许根据时间常 数T来提供建模推力N1MQD，以允许与有效推力NIeff进行比较。较优地，滤波函数F具有单 位增益，以使得在过渡阶段结束时，建模推力Nlsra等于推力设定NIC0NS。
[0052] 仍然参考图2,过渡阶段模型M将建模推力值NImqd与时间常数值T相关联。过渡 阶段模型M通常使用来自相