专利名称：为多发动机飞机的飞行员提供有关发动机信息的方法和装置的制作方法
为多发动机飞机的飞行员提供有关发动机信息的方法和装置本发明涉及为装有若干发动机的飞机的飞行员提供有关飞机的发 动机的信息的方法及装置。更准确地说，本发明的目的是提供信息，所述信息涉及飞机发动机 在给定的外部条件(温度，高度)下能够输送的最大功率。已知晓对于每个被保证的速度而言，每台发动机都与最大推力特 别是与最大的"寒冷天气"起飞推力有关。这个最大推力被保持直至达到 称为"断裂点"的设想的外部温度。为监测发动机，除了这个最大推力之 外，通常考虑了用其英文缩写EGT称呼的排出燃气温度，它代表在发 动机的低压涡轮处的燃气温度。超出该断裂点，对于每个被保证的速度 而言，这个温度(EGT)保持恒定，从而对应于在外部环境温度升高时 减小的发动机推力。这个温度(EGT)用探头进行测量并被用于监测工 作中的发动机的(情况)恶化。由于这些理由，由其英文措词"红线(red line)，，称呼的温度极限值在发动机检验试验期间被限定，并且被呈报给 检验当局。当工作中的发动机达到这个红线温度时，它必须拆下以便重 新调整，或如果可能，被再编程用于较低的合格速度，所述较低的合格 的速度对应于较低的排出燃气温度；当然，这具有降低最大推力的作用， 所述最大推力是发动机可提供的。本发明的目的是解决这些缺点。本发明涉及一种方法，用于为装有使上述缺点被纠正。为此目的，根据本发明，所述方法值得注意之处是a) 确定了(飞机的)实际高度和所述飞机所在机场的实际外部环 境温度；b) 对于所述飞机的每台发动机，所述实际高度和所述实际外部温 度被用于确定环境温度极限，对于所述环境温度极限，如果(飞机)在 预定的排出燃气温度极限值(前述的"红线"值)下工作，发动机就提供 预定的最大推力(前迷的"寒冷天气"最大起飞推力)；c) 对于所述发动机中的任一个，根据在步骤b)中确定的相应的环 境温度极限确定发动机的单个的最小可变(弹性)温度；和d )从如此确定的单个的最小可变温度确定了飞;f几所有发动机的总 的最小可变温度。有利的是，在附加步骤中，在步骤d)中确定的所迷总的最小可变 温度被用于确定最大可用推力，后者是说明飞机发动机在所述机场于所 述实际外部温度下能够提供的最大推力。因此，借助于本发明，飞行员使用飞机的各发动机可以在给定曰子 在给定机场提供的最大推力。此外，有利的是，在附加步骤中，至少在显示屏幕上向飞机飞行员 显示在步骤d)中确定的至少是总的最小可变温度和可能的所述最大可 用推力。此外，有利的是，在附加步骤中—在步骤d)中确定的所述总的最小可变温度与可变温度进行比 较，所述可变温度是为了调节所迷飞机的发动机由飞机飞行员选择的；和一验证这个可变温度保持高于所迷总的最小可变温度。已知晓诸如这样的可变温度是由飞行员输入发动机调节系统的， 其目的是使发动机相信飞机在高于实际温度的外部环境温度中工作，其 作用是减小发动机推力，而因此降低发动机工作温度。在特殊的实施例中，在步骤b)中，对于飞机的发动机中的每一个， 外部环境温度极限被确定为设想的外部温度，对于后者而言，在最大推 力下，排出燃气温度等于其极限值。此外，有利的是，在步骤c)中，如果外部环境温度极限低于断裂 点温度和低于外部环境温度，则应用下列表达式确定飞机的发动机中的 每一个的单个的最小可变温度T]:Tl =T2 + T3-T4其中一T2是外部温度； 一T3是预定断裂点温度；和 一 T4是外部环境温度极限。此外，有利的是，在步骤d)中，为了确定总的最小可变温度一使不同的单个最小可变温度相互比较；和一最高的单个的最小可变温度被选作总的最小可变温度(因此它对应于最低的发动机推力)。由此，确信没有超过前述的"红线"极限值，绝不会妨碍任何飞机发 动机。本发明还涉及一种装置，用于向装有若干发动机的飞机的飞行员提 供有关飞机的发动机的信息，所述飞机例如是运输机。根据本发明，所迷装置值得注意之处在于它包括—第一装置，用于确定(飞机的)实际高度和所述飞机所处的机 场的实际外部温度；—多个第二装置，每个第二装置以这样一种方法来构成对于与 它有关的所述飞机的发动机之一来说，应用所迷实际高度和所述实际外 部温度确定环境温度极限；对于所述环境温度极限，如杲(飞机)在预 定的排出燃气温度极限值下工作，发动机就提供预定的最大推力；一多个第三装置，每个第三装置以这样一种方法来构成对于与 它有关的所述发动机之一而言，根据相应的环境温度极限确定发动机的 单个的最小可变温度；和—第四装置，用于根据如此为飞机的所有发动机确定的单个最小 可变温度，确定总的最小可变温度。在一个特殊实施例中，所述装置还包4舌一第五装置，用于应用所述总的最小可变温度确定最大可用推力， 所述最大可用推力表示在所述机场处借助所迷实际外部温度飞机发动机能够提供的最大推力；和/或一第六装置，用于至少在显示屏幕上向飞机飞行员显示由所迷第 四装置确定的至少是总的最小可变温度。在特殊的实施例中，与所述发动中的至少一个相关的第二及第三装 置构成发动机调整装置的一部分。附图的各图将使得容易理解如何实现本发明。在这些图中，相同的 才示号标示相似的元件。
图1是根据本发明的装置的方块图；以及 图2简略地图释应用根据本发明的装置在双发动机飞机上获得的某 些信息 根据本发明并简略地描绘于图1的装置1,用于向装有若千发动机 3A， 3B,…，3n的飞机A—例如双发动机的或4发动机的运输机 一 的飞行员提供有关所述飞机A的发动机3A， 3B,…，3n的信息。为这样做，根据本发明，所迷装置1包括一通常的装置组件2，用于确定 一方面，所述飞机A所处机场(未描绘)的实际状态；和 另一方面，所述机场的实际外部温度；一多个装置4A， 4B,…，4n,它们中的每一个与飞才几A的发动机 3A， 3B， ...， 3n中的一台相关联，并分别经连线5A, 5B， 5n连接于 所述组件2。所述装置4A, 4B, ...4n中的每一个以这样一种方法来构 成对于与它有关的发动机，借助接收自所述收集装置2的信息(实际 高度和实际外部环境温度)，去确定以其英文縮写OATL来称呼的环境 温度极限，对于所述环境温度极限，如果发动机在预定的EGT极限(通 常称为"红线，，极限)下工作，相关的发动机就提供预定的最大推力(寒 冷天气起飞的常用最大推力)；—多个装置6A, 6B, ...， 6n,它们中的每一个与所迷发动机3A, 3B， ...， 3n之一相关联，并且经连线7A, 7B, 7n连接于所述装置 4A， 4B, ...， 4n之一。所述装置6A, 6B, 6n之一以这样一种方法 来构成对于与它相关的发动机而言，才艮据相应的环境温度极限去确定 相关发动机3A, 3B, 3n的单个的最小可变温度，所述相应的环境 温度极限接收自与它连接的装置4A, 4B,4n;和一装置8,用于根据单个的最小可变温度确定总的最小可变温度， 所迷单个的最小可变温度经连线9A, 9B, 9n接收自所述装置6A, 6B,…，6n 。此外，在优先实施例中，所述装置1还包括一些装置10: 一它经连线11连接于所述装置8;和一它以这样一种方法来构成借助接收自所迷装置8的总的最小 可变温度去确定最大可用推力，所述最大可用推力显示了在所迷机场于 所述实际外部温度下飞机A的发动机3A， 3B, 3n能够提供的最大 推力。由此，借助于根据本发明的装置1,飞机A的飞行员使用在给定 日期和在给定机场，飞机A的不同发动机3A, 3B, 3n能够提供的 最大推力。还应注意借助于本发明，最大可用推力持续地变化，因此允许航空公司使其飞机的工作性能最大化。在一个特殊的实施例中，所述装置8及IO可被组合入中央装置12。 此外，在优先实施例中，所迷装置1还包括显示装置]3，它例如 经连线14被连接于所述中央装置12,并且能够在飞才/LA的至少一个显 示屏幕15上显示来自所述中央装置12的信息，和特别是显示由所述装 置8确定的总的最小可变温度。当然，所述显示装置13也可向飞机A 的飞行员显示其它信息，特别是显示由所述装置10确定的最大可用推 力。此外，在一个优先实施例中，所述装置4A, 4B, 4n每次以如下方 式确定环境温度4及限—对于恒定的最大"寒冷天气"起飞推力，排出燃气温度EGT随着 外部温度升高；一通过这个特性的外推，OATL极限是设想的外部温度，在所述设 想的外部温度下和在最大的"寒冷天气"起飞推力下，EGT温度就是前述 的"红线"温度极限值。此外，所述装置6A， 6B, 6n每次以如下方式确定单个的最小可变 温度—如果OATL极限高于或等于断裂点(温度)，就没有单个的最 小可变温度，而对于当日的外部分条件，发动机可提供所述的被检验的 速度的最大推力；和一如果OATL极限低于断裂点(温度)，就以如下方式获得单个 的最小可变温度 如果外部温度低于或等于OATL极限，就没有单个的最小可变 温度，而对于当天的外部条件，发动机可提供所述的被检验的 速度的最大推力；和 如果外部温度高于OATL极限，应用下列表达式来获得单个的 最小可变温度单个的最小可变温度=外部环境温度+断裂点温度-OATL极限。在一个特殊的实施例中，装置4A, 4B, 4n和装置6A, 6B, 6n分 别被包含在所述发动机3A, 3B, 3n的通常的调整装置16A, 16B,6n 中，装置4A, 4B, 4n和装置6A, 6B， 6n与同一个发动机3A, 3B， 3n 相连。此外，为了确定总的最小可变温度，所述装置8:—将所接收到的不同的单个的最小可变温度自动地互相比较；和 一自动地选择最高的单个的最小可变温度(因此它对应于最低的发动机推力)用作总的最小可变温度。因此可以确信将绝不会超过飞机A的任何发动机3A, 3B, 3n上的前述极限值。还可以构思，为了确定总的最小可变温度，装置1在显示屏幕上一 例如在显示屏幕15上 一 显示不同的单个的最小可变温度，和飞行员 应用合适的元件(例如计算机的键盘)，选择总的最小可变温度并以这 个选择通知所述装置1，所述合适的元件较好是构成所述装置8的一部 分。图2描绘应用本发明在例如飞机A上获得的某些信息，飞机A具有 安装在其机翼19A及19B上的两台发动机3A及3B，即一对于每台所述发动片几3A及3B,分別对应于单个的最小可变温 度的信息I1A， I1B由相关的调整装置16A及16B产生；—代表整个飞机A的总的最小可变温度的信息12由装置8确定；和一信息13 (由装置IO确定)代表在给定日期这两台发动机3A及 3B在飞机A上的最大可用性能。此外，在一个特殊的实施例中，所述装置1还包括装置17,它例如 通过连线18连接于所述中央装置12,并且装置17被用于一使由装置8决定的所迷总的最小可变温度与由飞机A的飞行员 选择的可变温度进行比较，以调节所述飞机A的发动机3A, 3B, 3n; 和_验证这个可变温度保持高于所述总的最小可变温度。已知晓诸如由飞行员输入每台发动才几3A, 3B, 3n的调整系统中的这个可变温度，被用于使发动机3A, 3B, 3n相信它在比实际温度热的外部环境温度下工作，其作用是减小发动机3A, 3B， 3n的推力，因此降低其工作温度。还要指出借助于根据本发明的装置1,在必须拆卸之前发动机保持更长的服务时间，由此允许航空公司在最好的工作条件下使发动机工作更长时间。
权利要求
1.为装有若干发动机(3A，3B)的飞机(A)的飞行员提供有关所述飞机(A)的发动机(3A，3B)的信息的方法，其特征在于a)确定了实际高度和所述飞机(A)所在的机场的实际外部温度；b)对于所述飞机(A)的发动机(3A，3B)中的每个而言，借助所述实际高度和所述实际外部温度，确定外部环境温度极限，对于所述外部温度极限而言，如果发动机(3A，3B)在预定的排出燃气温度极限下工作，则发动机(3A，3B)就提供预定的最大推力；c)对于所述发动机(3A，3B)中的每个而言，根据在步骤b)中确定的相应的环境温度极限，确定发动机(3A，3B)的单个的最小可变温度；和d)根据用于飞机(A)的所有发动机(3A，3B)的如此确定的单个的最小可变温度，确定总的最小可变温度。
2. 如权利要求1要求的方法，其特征在于在附加步骤中，根据 在步骤d)中确定的所述总的最小可变温度，确定最大可用推力，所述 最大可用推力表示了在所述机场于所述实际外部温度下飞机(A)的发 动机(3A, 3B)能够提供的最大推力。
3. 如权利要求1及2中一项要求的方法，其特征在于在附加步 骤中，至少在显示屏幕(15)上向飞机(A)的飞行员显示在步骤d) 中确定的至少总的最小可变温度。
4. 如先前各权利要求中任一项要求的方法，其特征在于在附加 步骤中—在步骤d)中确定的所述总的最小可变温度与为了调节所述飞机 (A)的发动机(3A, 3B)经由飞机(A)的飞行员选择的设想的最小 可变温度进行比较；和一验证这个可变温度保持高于所述总的最小可变温度。
5. 如先前各权利要求中任一项要求的方法，其特征在于对于飞 机(A)的发动机(3A, 3B)中的每个而言，在步骤b)中，环境温度 斗及限被确定为设想的外部温度，对于所述设想的外部温度而言，在最大 推力下，排出燃气温度等于其极限值。
6. 如先前各权利要求中任一项要求的方法，其特征在于在步骤c)中，如果环境温度极限低于断裂点温度和低于外部温度，则应用下列表达式为飞4几发动^f几中的每个确定单个的最小可变温度Tl:Tl = T2 + T3 - T4其中一T2是外部温度； 一T3是断裂点温度；和 一T4是环境温度极限。
7. 如先前各权利要求中任一项要求的方法，其特征在于在步骤d) 中，为了确定总的最小可变温度一不同的单个的最小可变温度相互进行比较；和—最高的单个的最小可变温度被选作总的最小可变温度。
8. 用于为装有若干发动机(3A, 3B)的飞机(A)的飞行员提供 有关飞机(A)的发动机(3A, 3B)的信息的装置，其特征在于，它包 括一第一装置(2),用于确定实际高度和所述飞机(A)所在的机场的实际外部温度；一多个第二装置(4A， 4B， 4n)，每个第二装置(4A, 4B, 4n) 以这样一种方法来构成对于与它相关的所述飞机(A)的发动机(3A, 3B)之一而言，应用所述实际高度和所述实际外部温度，确定环境溫度 极限；对于所述环境温度极限而言，如果发动机(3A, 3B)在预定的排 出燃气温度极限下工作，发动机(3A， 3B)就提供预定的最大推力；一多个第三装置(6A, 6B, 6n)，每台第三装置(6A， 6B, 6n) 以这样一种方法来构成对于与它相关的所述发动冲几(3A， 3B)之一而 言，根据相应的环境温度极限确定发动机(3A， 3B)的单个的最小可变 温度；和一 一些第四装置(8),用于根据对飞机(A)的所有发动机(3A, 3B)而言如此确定的单个的最小可变温度，确定总的最小可变温度。
9. 如权利要求8要求的装置，其特征在于它还包括一些第五装 置(IO),借助所述总的最小可变温度，确定最大可用推力，所迷最大 可用推力示出在所述机场于所述实际外部环境温度下飞机(A)的发动 机(3A, 3B)能够提供的最大的推力。
10. 如权利要求8及9中的一项要求的装置，其特征在于它还包括第六装置(13),用于至少在显示屏幕(15)上向飞机(A)的飞行 员显示由所迷第四装置(8)确定的至少总的最小可变温度。
11. 如权利要求8-10中任一项要求的装置，其特征在于与所述 发动机中至少一个相连的第二及第三装置构成所迷发动机(3A， 3B)的 调整装置(16A, 16B, 16n)的一部分。
12. 装有若干发动机(3A， 3B)的飞机，其特征在于它包括装置 (1),所述装置(1)能够完成权利要求1-7中任一项所述的方法。
13. 装有若干发动机(3A, 3B)的飞机，其特征在于它包括权利 要求8-11中任一项所述的装置(1 )。
全文摘要
本发明涉及包含装置(6A，6B，6n)及装置(8)的装置(1)；装置(6A，6B，6n)为飞机的每台发动机确定单个的最小可变温度；而装置(8)在所述单个的最小温度基础上确定地球的最小可变温度，以便能够计算最大可用推力。
文档编号F02C9/28GK101267985SQ200680034774
公开日2008年9月17日 申请日期2006年9月13日 优先权日2005年9月22日
发明者S·雷米 申请人:空中巴士公司