专利名称：飞机发动机燃油供给系统过滤器的监测的制作方法
技术领域：
本发明涉及航空一般领域。特别是，本发明涉及到对飞机发动机燃油供给管路过滤器的监测。
背景技术：
按照已知方式，飞机发动机的燃油供给管路设有过滤器，可通过多孔过滤器芯子来滤除燃油中的微粒。这种滤除会影响过滤器芯子的孔隙，并在持续不断的工作条件下会引起流过过滤器的压力差，该压力差会随着时间的推移而增加。这种现象称之为“堵塞”，其会增加燃油流过过滤器的阻力。根据过滤器污染程度，这种堵塞时间长短不一。根据微粒数量和类型，燃油中的微粒造成的堵塞称之为“正常”堵塞和“极度”堵塞。在正常堵塞或极度堵塞时，合适的做法是更换过滤器芯子。为此，已知的方法是用压力差传感器来测量通过过滤器的压头损失，从而检测出是否存在堵塞。当通过过滤器的压头损失超过一定限度时，称之为“预堵塞”阈值，该系统按程序为发出警报，表示需要进行维护保养。此外，如果发现堵塞时，人们还可打开旁路导管，对过滤器进行短路，从而使得燃油能够通过管路继续流动。当流过过滤器端子的压力差超过一定的阈值(旁路打开阈值)时，旁路导管自动打开，所述阈值高于触发发布预堵塞警报的阈值。当旁路导管打开时，过滤器下游的管路会受到污染，所以，必须进行保养，而这种保养非常繁重，例如，需要拆除发动机和清洁燃油管路。专利文件FR 2 705 734介绍了上述类型的监测方法，按照这种方法，当通过过滤器的压头损失超过预定阈值时，就发出警报信息，所述压头损失是由燃油流量来修正的。
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此外，输油管路中存在水分是很难避免的。不幸的是，在飞机上，飞行期间会遇到的压力和温度都会使得水分成为固态。在这种结冰情况下，过滤器堵塞还会因冰所致。在上述现有技术中，正常堵塞、极度堵塞和冰堵塞之间没有区别。为此，在冰堵塞的情况下，甚至就会产生警报，结果，即便这种堵塞为冰堵塞且并不需要保养时，总是需要进行保养。
发明内容
本发明提出了一种监测方法，可监测飞机发动机燃油供给管路过滤器的情况，所述方法包括:.检测过滤器堵塞的步骤；以及.发出指示信息的步骤；所述方法的特征在于，其包括:.从飞机飞行任务的多个连续阶段中确定当前阶段的步骤，包括至少一个第一阶段，在该阶段期间，过滤器不会因冰而堵塞，以及第二阶段，在该阶段期间，过滤器可能会因冰而堵塞；以及.为了检测堵塞情况，根据所述当前阶段来确定堵塞类型的步骤；其中，在发出指示信息的步骤期间，所发布的信息取决于堵塞类型。换句话说，本发明提出了检测堵塞类型和使指示信息适合所检测到的堵塞类型。按照本发明，堵塞类型是在飞机飞行任务期间根据当前阶段来检测的，这样，就可以可靠地检测出堵塞的类型。在实施时，在当前阶段为过滤器可能因冰堵塞的阶段时，确定堵塞类型的步骤包括检测结冰条件的步骤。在这种情况下，在所述测试结冰条件的步骤之后，且如果发现所述结冰条件存在时，监测方法可以包括测量所检测堵塞的持续时间的步骤。.如果检测持续时间比预定超时时间(time-out duration)还要长时,贝U可确定堵塞类型为极度堵塞，所发出的指示信息表示需要进行保养；以及.如果检测持续时间比超时时间短时，则可确定堵塞类型为冰堵塞，不必发出表示需要进行保养的指示信息。还有，在这种情况下，且按另一种方式，在所述的测试结冰条件步骤之后，如果发现所述结冰条件不存在，则可确定堵塞类型为极度堵塞，发出的指示信息表示需要进行保养。根据上述各种不同特性，可以区分冰造成的堵塞和极度堵塞。在极度堵塞情况下，发出的指示信息表明必须进行保养。相反 ，如果为冰堵塞，则不必发出信息，或者，发出专指冰堵塞的信息。这样，就可以避免不必要的维护保养。尤其是，当检测到的堵塞为冰堵塞时，在旁路导管未打开的情况下或过滤器下游管路带有在结冰情况下旁路导管打开的飞机上，无需进行保养。在实施时，在当前阶段为过滤器不是因为冰造成堵塞阶段时，则可确定堵塞类型为正常堵塞或极度堵塞，所发出的指示信息表明需要进行保养。确定当前阶段步骤可以包括至少一个测试步骤，即测试转入下一个阶段的条件。所述连续阶段可以包括第一阶段，即飞机为起飞前的地面状态，第二阶段，即飞机正在起飞，第三阶段，即飞机在飞行中，以及第四阶段，即飞机为降落后的地面状态。本发明还提出了一种计算机程序，当该程序由计算机执行时，其包括执行本发明监测方法的指令。另外，本发明还提供了控制涡轮发动机的电子装置，所述电子装置带有存储器，其含有根据本发明的计算机程序。例如，该电子装置可以是燃气涡轮的计算机或可以是专门用于监测过滤器的装置。另外，本发明还提供了一种飞机发动机，包括燃气涡轮和根据本发明的电子装置。通过阅读以非限定性示例并参照附图给出的如下说明，可以更好地理解本发明。
图1为涡轮发动机燃油供给管路和该发动机电子控制装置的示意图；图2为在飞机执行飞行任务期间涡轮发动机在不同时间的转速曲线图；以及
图3A和3B为实施本发明监测方法的流程图。
具体实施例方式图1为飞机燃气涡轮发动机燃油供给管路图1以及电子装置7。燃油供给管路I包括油箱2、过滤器3，和带有阀5的旁路导管4。燃油供给管路I用来供燃油给发动机的燃烧室6。按照已知方式，当通过过滤器的压差超过预定阈值时，阀门5自动打开，该阈值称之为旁路打开阈值。电子装置7提供计算机的硬件结构。其具体包括处理器8、只读存储器(ROM) 9、随机存储存储器(RAM) 10、以及接口 11。处理器8用来执行存储在ROM 9内并使用RAM 10的计算机程序。接口 11具体用来获得测量信号和发布控制信号和信息。电子装置7执行监测过滤器的方法。该监测方法可以由存在ROM 9内并由处理器8执行的计算机程序12来实施。所述监测方法检测过滤器3的堵塞情况，且在因为堵塞时发出需要进行保养的指示信息，也可以检测阀门5的打开状况。例如，电子装置7可以是发动机计算机或可以是专门用来监测过滤器3的电子装置。更确切地说，程序12包括用来检测堵塞情况的第一模块13，和用来确定堵塞类型并根据堵塞类型发布指示信息的第二模块14。特别是，第一模块13根据通过过滤器3的压差DP或压头损失来检测过滤器3的堵塞情况。为此，电子装置7获得表示压差DP的测量信号，例如，来自应变仪类的差动压力传感器的测量信号。第一模块13应用一种安全裕度，这样，在飞机起飞期间，如果未检测到堵塞时，那么，飞机就可以执行整个飞行任务，污染程度为正常。所属领域技术人员可以使用这种模块13，无需更详细的说明。例如，在前面介绍中提及的文件中，当压差DP (根据燃油流量修正)超过称之为预堵塞阈值的预定阈值时，就可检测为堵塞。预堵塞阈值可以进行选择，以便使得飞机能够完成其任务，且又不会到达不能接受的堵塞程度。在另一种方式中，也可以使用其它的堵塞检测技术。第一模块13向第二模块14输送二进制信号DETECT，例如，当检测到堵塞时，该信号等于1，而当未检测到堵塞时，该信号等于O。在另一种方式中，模块13还可检测阀门5的打开情况。在这种情况下，模块13还提供给模块14 二进制信号，表示阀门5是否为打开状态。第二模块14确定飞机飞行任务的当前阶段，并根据当前阶段来确定堵塞类型。下面参照图2来介绍飞机飞行任务的各个连续阶段，参照图3介绍堵塞类型的确定。图2为曲线图，给出了飞机执行飞行任务期间涡轮发动机转速与时间i的曲线。例如，所述转速为XN25转速，然而，表示发动机转速的任何其它数据也可使用。图2示出了飞机飞行任务分为四个连续阶段，分别用Pl，P2，P3和P4表示。在Pl阶段，飞机在地面。起动最初停车的发动机，然后以地面怠速(G/I)运行。此后，其转速迅速增加，直到其起飞(T/0)转速。在该Pl阶段，堵塞不会因冰所致.即使在结冰情况下，瞬变起飞期间流过过滤器3的燃油流量是限制 的。因此，在该起动瞬变过程期间喷入过滤器3内的冰的重量不会足以堵塞过滤器，除非过滤器已经提前开始堵塞。此后，在地面怠速T/I时，电动机发热，过滤器3内的燃油温度为正，因此，熔化了可能存在的任何冰。最后，在转入起飞转速T/Ο和P2阶段开始之间经过的持续时间太短，以致于堆积在过滤器内的冰不会很多。相反，在Pl阶段因为污染而造成正常堵塞或极度堵塞，可以通过模块13检测得知。在从地面怠速转入起飞转速时，流过过滤器3的燃油流量会增加，从而增加了流过过滤器3的压头损失，使得这种堵塞得以被检测到。此外，如果在Pl阶段未检测到堵塞，那么，在随后的P2和P3阶段检测到的任何堵塞都不是正常堵塞。如上所述，第一模块13应用安全余量，从而在飞机起飞期间检测不到堵塞的情况下，而且污染程度属于正常时，飞机则肯定能够执行全部飞行任务。在P2阶段期间，发动机以起飞速度T/0运转，飞机起飞。此后，其转速逐渐增加，直到达到巡航转速，简称C。如上所述，在P2阶段期间发现的任何堵塞都不是正常堵塞。在无结冰情况下，这就属于极度堵塞。在结冰情况下，那么，这种堵塞不是极度堵塞就是冰堵塞，P3阶段期间，可以区分这两种情况。在P3阶段期间，飞机在飞行中，其发动机以循环转速C运行。此后，在P3阶段结束时，飞机开始下降，发动机转速逐渐降低。如上所述，在P3阶段期间检测到的堵塞不是正常堵塞。此外，在以循环速度飞行时，燃油温度会逐渐增加。于是，在P3阶段期间，不会发生冰堵塞。那么在P3阶段期间出现的任何堵塞都是极度堵塞。如果在P2阶段期间发现堵塞，且在P3阶段期间继续，尽管燃油温度在增加，那么这种堵塞同样属于极度堵塞。
相反，如果在P2阶段期间发现堵塞但由于燃油温度上升而在P3阶段期间未发现时，那么，该堵塞就是冰堵塞。在P4阶段期间，飞机降落，在地面。在P4阶段开始时，发动机转速急剧增加，与此同时，反推装置起动。此后，发动机按地面怠速G/I运行。正如在Pl阶段期间那样，在反推装置起动的同时，转速增加，引起流过过滤器3的压头损失的增加，使得模块13可检测到正常堵塞或极度堵塞。图3A和3B —起构成流程图，示出了第二模块14所执行的监测方法的各个步骤。步骤21到23对应于Pl阶段。模块14在步骤20时开始，此时飞机在地面，发动机起动。因此，在步骤21时，模块14确定模块13是否检测到堵塞情况。如果在步骤21时未发现堵塞情况，模块14则直接进入步骤23，如下所述。相反，如果发现堵塞，在步骤22时，模块14确定堵塞是否为正常还是极度堵塞。如上参照图2所述，在Pl阶段，冰不会引起堵塞。为此，模块14会发出信息，表示存在堵塞，必须进行维护保养。例如，该信息发送到驾驶室显示器上和/或发给存储器，作为维护保养信息而储存。当飞行员在显示器上观察到已经检测到堵塞时，正常程序是中止起飞，更换过滤器。无需区分正常堵塞还是极度堵塞，因为，在这两种情况下，都必须进行维护保养。而后，进行目视检查，可以区别是正常堵塞还是极度堵塞。此后，在步骤23，模块14测试是否满足转入P2阶段的条件。例如，当飞机速度大于速度阈值时，或者飞机速度指示器故障的情况下，则满足转入P2阶段的条件，不论飞机起落架机轮承重(WOW)指示灯(所属领域技术人员所熟知)指示飞机已经离开地面。如果未满足转入P2阶段的条件，模块14则会重复步骤21。反之，如果转入P2阶段的条件得到满足，模块14会转入步骤24。为此，步骤24到30’对应于P2阶段。在步骤24，模块14确定模块13是否检测到堵塞情况。因为步骤24是转入P2阶段后随之直接进行的步骤，那么在步骤24时发现的任何堵塞对应于在Pl阶段步骤21时已经发现的堵塞。因此，如上所述，该堵塞不是正常堵塞就是极度堵塞。在这种情况下，在步骤25时，模块14会发出信息，表示存在堵塞，如步骤22所述。此后，模块14转入步骤30。在步骤30时，模块14会测试是否满足转入P3阶段的条件。例如，当喷入燃烧室6内的燃油流量小于阈值流量(爬升流量)时，或者，在喷入流量指示器故障时，当飞机传感器指示喷入流量小于所述阈值流量时，则已满足转入阶段P3的条件。如果飞机传感器指示的喷入流量上也存在故障的情况下，步骤30的条件会始终缺省为真实状态。根据步骤30时的测试结果，模块14会重复步骤24并转入P3阶段的步骤31。如果在步骤24时未发现堵塞，那么，就可转入步骤26。在P2阶段其余时间内发现的堵塞则不再是Pl阶段所检测到的堵塞。如上所述，堵塞为冰堵塞或极度堵塞。在步骤26时，模块14确定模块13是否检测到堵塞。如果未检测到堵塞，那么，模块14就转入上述步骤30’。如果检测到堵塞，模块14则转入步骤27。在步骤27时，模块14确定过滤器3内是否存在结冰情况。例如，可将过滤器3内燃油温度T与结冰情况 阈值温度Tg进行比较.
在无结冰情况下，如上所述，这意味着在步骤26时发现的堵塞为极度堵塞.为此，在步骤28时，模块14会确定所检测到的堵塞为极度堵塞，其会发出相应的信息，指示需要进行维护保养.步骤28的信息不同于步骤22和25的信息，明确该信息与极度堵塞有关.这种信息具有较大的危险性，因为极度堵塞会使得航空公司确定飞行员采取最佳相应行动的机会，例如，试图避免冒着打开阀门5的风险.
相反，如上所述，在结冰情况下，在步骤26时检测到的堵塞可能是极度堵塞或可能是冰堵塞。在这种情况下，在步骤29时，模块14启动计时器，该计时器可以在P3阶段区分这两种可能性。在步骤26、28或29之后，模块14在步骤30’时测试是否满足转入P3阶段的条件。步骤30’的条件与步骤30的条件可以相同。根据步骤30’时的测试结果，模块14重复步骤26或转入P3阶段的步骤31。为此，步骤31至34’对应于阶段P3。在步骤31时，模块14确定模块13是否检测到堵塞。如果没有检测到堵塞，那么，在步骤31时，模块14转入步骤35。反之，如果检测到堵塞，模块14会转入步骤32。因为步骤31是在转入阶段P3后直接开始，在步骤31时检测到的任何堵塞对应于在P2阶段步骤24或26时已经检测到的堵塞。在这些情况下，在步骤32时，模块14会验证上述参照步骤29的计时器的状态。如果计时器已经起动但尚未超过预定时间，那就是说步骤29已经执行，但是，暂时来讲，自从检测到堵塞以来已经经过的时间比计时器预定超时时间短。模块14为此暂时确定该堵塞可能是极度堵塞，也可能是冰堵塞，于是，其会重复步骤31。不发送信息。如果计时器尚未起动，那就是说，步骤29未执行，因此，已经检测到的堵塞不是冰堵塞。如果计时器已经起动且已经到达预定时间，那就是说，步骤29已经执行，自从检测到堵塞以来所经过的时间长度要比计时器的预定超时时间长。不管怎样，在步骤33时，模块14会确定该堵塞是极度堵塞，并给出相应的信息。例如，步骤33的信息与步骤28的信息相同。此后，模块14转入步骤34。在步骤34时，模块14测试是否满足转入P4阶段的条件。例如，当喷入燃烧室6的燃油流量小于某个阈值流量(下降流量)时，或者喷入流量指示器故障的情况下，当发动机转速低于转速阈值(下 降转速)时，则满足了 P4转入阶段的条件。另外，在测试失败的情况下，步骤34的情况缺省为总是故障的。根据步骤34的测试结果，模块14重复步骤31或者转入P4阶段的步骤37。在步骤26检测到冰堵塞的情况下，计时器在P2阶段的步骤29时接通。此后，在P3阶段，模块14重复步骤31和32。如上所述，燃油温度会逐渐增加，而且在比计时器预定超时时间短的某个时间段之后，则不再会检测到堵塞。在这种情况下，那么，从步骤31进入到步骤35。此后，在P3阶段检测到的堵塞不是阶段P2时已经检测到的堵塞。如上所述，这种
堵塞是极度堵塞。在步骤35时，模块14确定模块13是否检测到堵塞。如果未检测到堵塞，模块14会转入上述步骤34’。如果检测到堵塞，模块14会转入步骤36。于是，在步骤36时，模块14确定所检测到的堵塞是极度堵塞，其发布对应的信息。例如，步骤36的信息可以与步骤28和33的信息相同。在步骤35或步骤36之后，且在步骤30’时，模块14测试是否满足转入P4阶段的条件。步骤34，的条件可以与步骤34的条件相同。根据步骤34’时的测试结果，模块14重复步骤35或转入到P4阶段的步骤37。步骤37至39对应于P4阶段。在步骤37时，模块14确定模块13是否检测到堵塞。如果在步骤37时未检测到堵塞，模块14会按如下所述直接转入步骤39。相反，如果检测到堵塞，模块14会在步骤38时确定该堵塞为正常堵塞还是极度堵塞。如上参照图2所述，这两种堵塞可以在P4阶段检测到。为此，模块14发出信息，指示已经出现堵塞。例如，该信息可以与步骤22的信息相同。此后，在步骤39时，模块14测试是否满足转入Pl阶段的条件。例如，当喷入的流量小于最小流量阈值或当飞机操纵杆处于OFF位置时，则说明满足转入Pl阶段的条件。如果喷入流量指示器故障，但如果发动机转速小于另一个转速阈值(最小转速)，也算满足条件。另外，在转速指示器故障的情况下，步骤39的情况缺省到总是真实的。如果转入Pl阶段的条件不真实，模块14会重复步骤37。否则，如果转入Pl阶段的条件是真实的，模块14会重复步骤21。由此可以看出，模块14可以根据当前阶段来确定模块13所检测到的堵塞的类型，并根据堵塞类型发出指示信息。特别是，如果当前阶段不是因冰而堵塞的阶段时(P2阶段或P3阶段)，那么，模块14则用来区别极限堵塞和冰堵塞。如果是冰堵塞时，模块14不会发出表明需要维护保养的信息。为此，可以避免毫无意义的维护保养。步骤23，30，30’，34，34’，和39用来检测当前阶段。上述参照每个阶段的各个步骤可以根据当前阶段来确定堵塞类型。如上所述，监测器13可以检测到已经打开的阀5，并告知飞行员，例如，根据流过过滤器的压头损失超过打开阈值，该阈值高于用来检测迫近堵塞的预堵塞阈值。上述说明涉及到装有过滤器下游管路的飞机，所述管路能够在结冰情况下设置阀5的打开。在结冰情况下因为打开阀5而损害过滤器3下游管路的飞机上，打开阀5会发出信息，该信息说 明需要维 护保养，即使确定所述堵塞为冰堵塞的情况。
权利要求
1.一种监测飞机发动机燃油供给管路(I)的过滤器(3)的方法，所述方法包括: 检测过滤器堵塞的步骤；以及 发布指示信息的步骤(22，25，28，33，38); 所述方法的特征在于，其包括: 从飞机执行飞行任务多个连续阶段(Pl，P2, P3, P4)中确定当前阶段的步骤，包括至少一个阶段(Pl，P4),在该阶段期间，过滤器的堵塞不会是因为冰所致，以及阶段(P2，P3),在该阶段期间，过滤器堵塞可能会因为冰所致；以及 为了检测堵塞情况，根据所述当前阶段确定堵塞类型的步骤； 其中，在发布指示信息步骤期间，所发布的信息取决于堵塞类型。
2.根据权利要求1所述的监测方法，其特征在于，在当前阶段为过滤器可能因冰堵塞的阶段(P2)时，确定堵塞类型的步骤包括测试结冰情况的步骤(27)。
3.根据权利要求2所述的监测方法，包括，在所述测试结冰情况步骤后，且如果发现存在所述结冰情况时，测量检测持续时间的步骤(29，32)，在该持续时间已经检测到堵塞，其特征在于: 如果检测持续时间比预定超时时间长，则确定堵塞类型为极度堵塞，所发布的指示信息表示需要进行维护保养；以及 如果检测持续时间比预定超时时间短，则确定堵塞类型为冰堵塞，则不发布需要维护保养的指示信息。
4.根据权利要求2或权利要求3所述的监测方法，其特征在于，在所述测试结冰情况步骤(27)之后，如果发现所述结冰情况不存在，则确定堵塞类型为极度堵塞，所发布的指示信息表示需要进行维护保养。
5.根据权利要求1所述的监测方法，其特征在于，在当前阶段为过滤器不会因冰堵塞的阶段时，则确定堵塞类型为正常堵塞或极度堵塞，所发布的指示信息说明需要进行维护保养。
6.根据权利要求1至权利要求5任何一项所述的监测方法，其特征在于，确定当前阶段的步骤包括测试转入下一阶段的条件的指示一个步骤(23，30，30’，34，34’，39)。
7.根据权利要求1至权利要求6任何一项所述的监测方法，其特征在于，所述连续阶段包括第一阶段(P1)，在此期间，飞机为起飞前在地面状态，第二阶段(P2)，在此期间，飞机正在起飞，第三阶段(P3)，在此期间，飞机在飞行中，以及第四阶段(P4)，在此期间，飞机降落后在地面。
8.一种计算机程序,当该程序由计算机来执行时，其包括执行根据权利要求1到7任一项所述的监测方法的指令。
9.一种控制涡轮发动机的电子装置(7)，所述电子装置带有含根据权利要求8所述计算机程序的存储器(9)。
10.一种飞机发动机，其包括燃气涡轮和根据权利要求9所述的电子装置(7)。
全文摘要
一种监测飞机发动机燃油供给管路(1)过滤器(3)的方法，所述方法包括:检测过滤器堵塞的步骤;以及发布指示信息的步骤；所述方法的特征在于，其包括:从飞机执行飞行任务的多个连续阶段中确定当前阶段的步骤，包括至少一个阶段，在该阶段，过滤器不会因为冰而堵塞，以及过滤器可能会因为冰而堵塞的阶段；以及为了检测堵塞情况，根据所述当前阶段确定堵塞类型的步骤; 其中，在发布指示信息步骤期间，所发布的信息取决于堵塞类型。
文档编号F02C9/26GK103249930SQ201180055878
公开日2013年8月14日 申请日期2011年11月21日 优先权日2010年11月26日
发明者基姆·弗罗仁汀, 卡瑞姆·索亚 申请人:斯奈克玛