用于控制推力不對稱的修改的推力限制調(diào)度方案的制作方法
【專利摘要】用于多發(fā)動機飛行器的飛行控制和發(fā)動機控制功能模塊，其在另一個發(fā)動機上的推力丟失的情況下，自動地將運行中的發(fā)動機上的最大推力控制到比標稱推力限制調(diào)度方案低的值。運行的發(fā)動機上的最大發(fā)動機推力被控制（限制），使得可以在比原本情況低的空速下控制產(chǎn)生的推力不對稱。發(fā)動機輸出最小控制速度的降低可以減小原本由發(fā)動機輸出最小控制速度引起的對著陸速度的限制。
【專利說明】用于控制推力不對稱的修改的推力限制調(diào)度方案
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明總體涉及改進對經(jīng)歷發(fā)動機推力不對稱的多發(fā)動機飛行器的自動控制。
【背景技術(shù)】
[0002]大型飛機具有很寬范圍的運行載重。發(fā)動機的尺寸被設(shè)計為在較大載重下實現(xiàn)期望的性能。這使飛機在較輕運行載重下具有比在該載重下實現(xiàn)期望的性能所需的動力多得多的動力。
[0003]著陸速度被設(shè)置為大于機翼升力限制速度或者發(fā)動機輸出最小控制速度。升力限制速度被要求比失速速度至少大于23%，因此，其直接是飛機載重的函數(shù)。具有很小有效負載和燃料的大型飛機可以以比具有較大有效負載的同一飛機低得多的速度著陸。發(fā)動機輸出最小控制速度被確定為空速，在空速下，可以通過運行中的發(fā)動機上的全推力、滿舵偏轉(zhuǎn)和不超過5度的傾斜角來控制發(fā)動機故障。該速度并不強烈依賴于載重，而是強烈依賴于最大發(fā)動機推力。
[0004]在一些飛機中，高推力發(fā)動機、飛機上可用的空氣動力方向控制動力和著陸時的輕載重的結(jié)合可以使著陸速度由全推力最小控制速度而不是機翼的升力限制來限制。
[0005]減小該最小控制速度限制允許此類飛機在其在輕負載下運行時以較低的速度著陸。這樣做的益處是著陸距離更短、著陸前或著陸后的浮動趨勢較小、剎車磨損較少、接近噪音降低和著陸俯仰姿態(tài)改進。
[0006]現(xiàn)有的解決方案包括增加著陸速度、增大垂直尾翼和方向舵以及減小所有的著陸和巡航狀態(tài)的發(fā)動機推力。
[0007]增大垂直尾翼和方向舵的缺點是載重和阻力較大。
[0008]具有復雜控制系統(tǒng)的發(fā)動機可以實現(xiàn)針對不同飛行階段的單獨的發(fā)動機推力限制調(diào)度方案。因此巡航推力可以被設(shè)置為低于起飛、爬升或最大連續(xù)推力所使用的推力水平。減小用于著陸和巡航的發(fā)動機推力限制調(diào)度方案可以用于減小或消除由發(fā)動機輸出控制要求所帶來的著陸速度限制，而不影響其它飛行階段的飛機性能。然而，這些調(diào)度方案在整個運行速度范圍上縮減(scale down)推力。縮減推力以針對期望的輕負載著陸速度實現(xiàn)期望的發(fā)動機輸出控制速度，這也將意味著對于重負載的狀況推力較低，在重負載的狀況下，爬升性能要求可能指示這是不可接受的。
[0009]需要一種消除解決現(xiàn)有方法中的缺點的解決方案。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0010]在此所公開的是用于多發(fā)動機飛行器的飛行控制和發(fā)動機控制功能模塊(function)，其在另一個發(fā)動機上的推力丟失的情況下，自動地將運行的發(fā)動機上的最大推力控制到低于標稱推力限制調(diào)度方案的值。
[0011]在發(fā)動機失效的情況下，控制多發(fā)動機飛行器上的推力不對稱的幅度，使得該不對稱將不大于空氣動力控制在空速范圍內(nèi)能夠控制的幅度，使得可以減小用于控制推力不對稱的最小空速。特別地，運行中的發(fā)動機的最大發(fā)動機推力被控制(限制)，使得可以在比原本情況低的空速下控制產(chǎn)生的推力不對稱。發(fā)動機輸出最小控制速度的降低可以消除原本由發(fā)動機輸出最小控制速度引起的對著陸速度的限制。
[0012]根據(jù)在此公開的實施例，在推力不對稱的情況下控制發(fā)動機推力，以減小控制推力不對稱所需的空速。這是通過定義小于發(fā)動機正常運行能力的減小的推力限制調(diào)度方案來完成的(即減小的推力限制調(diào)度方案將運行中的發(fā)動機上的最大推力控制到比標稱推力限制調(diào)度方案低的值)。
[0013]根據(jù)優(yōu)選實施例的減小的推力限制調(diào)度方案是空速、檢測到的推力不對稱、飛行階段和飛機狀況(比如襟翼角和飛機載重)的函數(shù)，這些條件對確定最小飛機運行空速和飛機失速速度是很重要的。
[0014]更具體地，減小的推力限制調(diào)度方案可以是所測得的或估計的推力不對稱的函數(shù)，使得減小的調(diào)度方案僅用在關(guān)心發(fā)動機輸出控制的大的推力不對稱的狀況中。這使得全發(fā)動機推力可用于對稱推力狀況。因為推力限制調(diào)度方案是飛機狀況的函數(shù)，所以該調(diào)度方案可以被調(diào)整，使得其滿足在給定狀況的運行速度下的發(fā)動機輸出控制要求，而不過多減小推力。推力限制調(diào)度方案是飛行階段的函數(shù)，使得對于起飛和著陸階段，不同地減小推力。
[0015]可以基于飛機的空氣動力特性的飛行測試知識調(diào)整推力限制調(diào)度方案?？蛇x地，可以存在其他次要的調(diào)度方案改變，以便對所有的飛行狀況和估計的機動性進行更好的優(yōu)化。
[0016]根據(jù)進一步的方面，幅度限制、速率限制和過濾被應用到減小的推力限制調(diào)度方案，以防止對計算的錯誤輸入并且過濾掉輸入?yún)?shù)中的高頻變化。這生成了發(fā)動機能夠響應的較低頻率推力命令。
[0017]減小的推力限制調(diào)度方案(以推力為單位進行計算)被轉(zhuǎn)換為發(fā)動機控制器使用的推力控制參數(shù)，比如N1、發(fā)動機壓力比、扭矩或歧管壓力。發(fā)動機控制器將減小的推力限制調(diào)度方案和當前所命令的推力或動力進行比較，并且將發(fā)動機控制到推力限制調(diào)度方案值或當前命令的推力或動力中的較低者。
[0018]以上所描述的功能降低了能夠在無需任何載重或阻力的情況下控制發(fā)動機失效所針對的空速，這些載重或阻力在原本通過空氣動力控制實現(xiàn)相同的控制力度的空速時是需要的。該功能使得對于相同的飛機載重具有更低的接近速度，并且使得減小的運行空載保持相同的接近速度。
[0019]該系統(tǒng)僅在發(fā)動機失效之后并且僅針對特定的飛行狀況減小最大推力，這與針對所有速度都縮小推力能力的現(xiàn)有解決方案不同，該現(xiàn)有解決方案在所有發(fā)動機都在運行的情況下?lián)p失了(take away)爬升性能,并且在發(fā)動機故障時存在過剩的空氣動力控制能力的狀況。僅針對某些空速減小最大推力而不管發(fā)動機是否發(fā)生故障也導致了在所有發(fā)動機都運行的情況下爬升性能降低。最好具有更多的爬升性能(只要其為可控的)，以更容易地處理諸如風切的罕見事件。
[0020]此處所公開的解決方案避免了現(xiàn)有解決方案的缺點，同時在發(fā)動機失效的情況下仍提供足夠的發(fā)動機輸出控制能力和足夠的爬升能力的期望特性。這些優(yōu)點對于在發(fā)動機失效之后不需要全發(fā)動機推力能力的飛機在輕負載下實現(xiàn)期望的爬升能力而言是可能的。[0021]以上所描述的主題也可以在各種其它實施例中實現(xiàn)，而不脫離所附權(quán)利要求的范圍。通過閱讀以下【具體實施方式】并且查閱相關(guān)附圖，這些特征及各種其它特征將是顯而易見的。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0022]圖1是示出用于多發(fā)動機飛行器的飛行控制和發(fā)動機控制系統(tǒng)的組件的高層次方框圖，該飛行控制和發(fā)動機控制系統(tǒng)在另一個發(fā)動機上的推力丟失的情況下，自動地將運行中的發(fā)動機上的最大推力控制在比標稱推力限制調(diào)度方案低的值。
[0023]圖2A到圖2E是示出根據(jù)各種實施例的修改推力限制調(diào)度方案的形式的示例的曲線圖。
[0024]圖3是示出根據(jù)一個實施例用于多發(fā)動機飛行器的飛行控制和發(fā)動機控制系統(tǒng)的組件的方框圖，該飛行控制和發(fā)動機控制系統(tǒng)在另一個發(fā)動機上的推力丟失的情況下，自動地將運行中的發(fā)動機上的最大推力控制在比標稱推力限制調(diào)度方案低的值。
[0025]圖4是示出圖3所描述的基于q的推力限制功能模塊(function)的一個實施例的方框圖。
[0026]圖5是示出圖3所描述的基于Cn的推力下限功能模塊的一個實施例的方框圖。
[0027]圖6是示出圖3所描述的基于Cn推力上限功能模塊的一個實施例的方框圖。
[0028]圖7是示出圖3所描述的推力限制選擇和過濾以及限制功能模塊的各自實施例的方框圖。
[0029]圖8是示出圖3所描述的左側(cè)和右側(cè)發(fā)動機使能邏輯和推力限制功能模塊的各自實施例的方框圖。
[0030]圖9是示出圖3所描述的發(fā)動機控制器的一個實施例的方框圖。
[0031]此后將參考附圖，在附圖中，不同附圖中的相似元件具有相同的參考標號。
【具體實施方式】
[0032]此處所公開的系統(tǒng)提供了用于僅一個發(fā)動機上的最大發(fā)動機推力的可變調(diào)度方案，在輕負載下大推力不對稱的狀況期間應用該調(diào)度方案，以便改進輕負載著陸操作(即，減小接近速度)并且限制最大推力不對稱。這個功能用高完整性信號和計算實現(xiàn)，而不使用發(fā)動機傳感器檢測推力不對稱，使得該功能符合所有CFR/CS第25部分的規(guī)定。
[0033]根據(jù)此處所公開的實施例，在推力不對稱的情況下控制發(fā)動機推力，以減小控制推力不對稱所需的空速。這是通過定義小于發(fā)動機正常運行能力的減小的推力限制調(diào)度方案來完成的(即減小的推力限制調(diào)度方案將運行中的發(fā)動機上的最大推力控制到比標稱推力限制調(diào)度方案低的值)。
[0034]根據(jù)優(yōu)選實施例的減小的推力限制調(diào)度方案是空速、檢測到的推力不對稱、飛行階段和飛機狀況(比如襟翼角和飛機載重)的函數(shù)，這些條件對確定最小飛機運行空速和飛機失速速度很重要。
[0035]根據(jù)一個實施例，通過使用兩個調(diào)度方案中的較高者，基于空速的調(diào)度方案和基于推力不對稱的調(diào)度方案被結(jié)合。根據(jù)另一個實施例，整個推力限制調(diào)度方案可以是通過使用三個調(diào)度方案中的中間值而得到的基于空速調(diào)度方案和兩個基于推力不對稱調(diào)度方案的結(jié)合。
[0036]圖1示出用于多發(fā)動機飛行器的飛行控制和發(fā)動機控制系統(tǒng)的組件，該飛行控制和發(fā)動機控制系統(tǒng)在另一個發(fā)動機上的推力丟失的情況下，自動地將運行的發(fā)動機上的最大推力控制在比標稱推力限制調(diào)度方案低的值。該系統(tǒng)生成用于控制推力不對稱的修改后的推力限制調(diào)度方案。該系統(tǒng)包括飛機上的一組傳感器(未示出)、飛行控制計算機10和發(fā)動機控制器16、18。傳感器將數(shù)據(jù)2傳送給飛行控制計算機10，飛行控制計算機10使用傳感器數(shù)據(jù)計算推力限制調(diào)度方案，然后將從這些調(diào)度方案中得到的推力限制(即Fn_Limit_Left和Fn_Limit_Right)輸出到左側(cè)發(fā)動機控制器16和右側(cè)發(fā)動機控制器18。飛行控制計算機進一步計算邏輯信號(即Enable_Left和Enable_Right),其指示推力限制是否應該被施加于發(fā)動機控制器?？刂戚^高推力發(fā)動機的發(fā)動機控制器接收對應的推力限制和邏輯信號，并且如果某些條件存在，則根據(jù)所接收的推力限制，修改所命令的發(fā)動機推力。每個發(fā)動機控制器也從左側(cè)推力桿4a和右側(cè)推力桿4b接收相應的推力桿命令。這些命令可以是由于飛行員與推力桿交互而得到的，或者可以是來自自動油門系統(tǒng)的命令。每個發(fā)動機控制器均使用推力桿調(diào)度方案將相應的推力桿命令轉(zhuǎn)換為以推力控制參數(shù)為單位的命令。
[0037]在一個實施例中，飛行控制計算機10使用傳感器數(shù)據(jù)2為飛機的每個發(fā)動機12、14計算推力限制調(diào)度方案和邏輯信號。然而，這些功能模塊也可以被實現(xiàn)在飛機的飛行控制或發(fā)動機控制系統(tǒng)的其它部分中。
[0038]向飛行控制計算機10提供傳感器數(shù)據(jù)2的傳感器和系統(tǒng)使用現(xiàn)有技術(shù)和方法。在此所公開的系統(tǒng)中所使用的傳感器數(shù)據(jù)在具有電子飛行控制系統(tǒng)的飛機上是常常可得到的。
[0039]仍然參考圖1，飛行控制計算機10包括計算推力限制調(diào)度方案(方框20)、推力不對稱檢測(方框22)、左側(cè)和右側(cè)發(fā)動機使能邏輯(方框24)以及左側(cè)和右側(cè)發(fā)動機推力限制(方框26)的功能模塊。所有這些功能模塊優(yōu)選實現(xiàn)在飛行控制計算機上運行的軟件中。用于檢測推力不對稱的最簡單的方法是使用發(fā)動機傳感器檢測發(fā)動機是否失效或發(fā)動機是否正在產(chǎn)生高的推力不對稱，然后當大的推力不對稱被檢測到時為信號設(shè)置邏輯值。如果使用該方法，則可能需要采用監(jiān)控若干發(fā)動機參數(shù)的邏輯，使得發(fā)動機推力的真實狀態(tài)可以被可靠地確定，因為存在一些可以使發(fā)動機參數(shù)和發(fā)動機推力之間的比例關(guān)系不成立的發(fā)動機故障模式。
[0040]推力限制調(diào)度方案計算功能模塊20使用飛機配置和飛行狀況信息來計算修改的推力限制調(diào)度方案，修改的推力限制調(diào)度方案在大的推力不對稱的情況下將被應用到較高推力的發(fā)動機上。飛機配置信息可以包括飛機載重、襟翼角、飛機的飛行階段，或者對于給定的飛行狀況區(qū)分要被調(diào)度的推力不對稱的最大幅度的其它項目。飛行狀況信息可以包括空速、動態(tài)壓力、迎角，或者對于給定的飛機配置指示飛行器的空速的其它項目?？梢砸罁?jù)推力Fn或者推力系數(shù)Cn，或者與當一個發(fā)動機失效時飛機所經(jīng)歷的推力不對稱成比例的一些其它項目計算修改的推力限制調(diào)度方案，并且將剩余的發(fā)動機控制到由該修改的推力限制調(diào)度方案限定的推力。圖2A到2E示出修改的推力限制調(diào)度方案的形式的示例。
[0041]以下所公開的優(yōu)選的實施例應用于雙發(fā)動機飛機，其中發(fā)動機對稱布置在飛機的左側(cè)和右側(cè)上。然而，此處所公開的原理和方法可以被應用于具有三個、四個或更多發(fā)動機的飛機。[0042]圖3更詳細地示出優(yōu)選的實施例。傳感器數(shù)據(jù)2被用于確定32起飛或著陸飛行階段。飛行控制計算機使用該信息連同飛機配置和飛行狀況信息來計算以磅為單位的推力的三個推力限制:基于動態(tài)壓力的推力限制(稱為基于q的推力限制)34、基于Cn的推力上限38和基于Cn的推力下限40。這兩個基于Cn的推力限制38、40使用將在稍后描述的推力不對稱估計功能模塊30的輸出的絕對值36。這三個限制被發(fā)送到推力限制選擇功能模塊42以選擇適合的限制來應用。輸出是以磅為單位的推力的單個推力限制。之后該輸出被提供給過濾和限制功能模塊44，在其中選定的推力限制被平滑并被限制到具體的上界和下界。然后輸出(稱為Fn_limit)被提供給左側(cè)和右側(cè)發(fā)動機使能邏輯功能模塊24及左側(cè)和右側(cè)發(fā)動機推力限制功能模塊26。左側(cè)和右側(cè)發(fā)動機使能邏輯功能模塊24確定哪一個發(fā)動機(如果有)應當接收修改的推力限制。該邏輯允許兩個發(fā)動機中的僅一個接收修改的推力限制值，并且僅在足夠大的發(fā)動機推力不對稱的情況下執(zhí)行修改的推力限制。使能邏輯24的其它方面可以包括當飛機在地面上并且必要信號被認為無效時，阻止使用修改的推力限制。輸出是用于每個發(fā)動機的邏輯標志，它們被傳送到左側(cè)和右側(cè)發(fā)動機推力限制功能模塊26以及每個發(fā)動機控制器16、18。這些標志確定啟用哪個發(fā)動機來使用推力限制以控制發(fā)動機的最大可命令推力。左側(cè)和右側(cè)發(fā)動機推力限制功能模塊26生成到每個發(fā)動機的單獨的推力限制的輸出。針對其啟用推力限制的發(fā)動機接收推力限制，該推力限制等于從過濾和限制功能模塊計算出的推力限制。另一發(fā)動機接收大于發(fā)動機的推力能力的缺省值。
[0043]圖4更詳細地示出基于q的推力限制功能模塊34。飛機襟翼位置和飛行階段信息32被用于為基于q的推力限制確定升力系數(shù)(CL)和偏航力矩系數(shù)(Cn)值。升力系數(shù)(CL)值CLl和CL2從CL值的表格50獲取，而偏航力矩系數(shù)值Cnl和Cn2從Cn值的表格52獲取。值CLl、CL2、Cnl和Cn2被用于在推力限制調(diào)度方案58中限定點I和點2。更具體地，值CL1、CL2連同飛機載重被用于計算推力限制調(diào)度方案58的點I和點2的動態(tài)壓力(即qbarl和qbar2)。值CLl、CL2、Cnl和Cn2連同飛機載重被用于計算推力限制調(diào)度方案58的點I和點2的推力值Fnl和Fn2。盡管該實施例使用兩個分離的點,但是實施方式可以使用一個、三個或更多個點。所得到的推力限制調(diào)度方案被示出在方框58中。
[0044]圖4中Fn相對于qbar的推力限制調(diào)度方案58以實線示出了 Fn_qbased_limit的公式的輸出。虛線示出當Cn為等于Cnl的恒定值時的Fn相對于qbar的關(guān)系?！皅barl”標出了 Cnl生成等于Fnl的推力時的qbar值。
[0045]Cn、Fn 和 qbar 的關(guān)系是:
[0046]Fn=CnX qbar X機翼面積X翼展/發(fā)動機橫向位置
[0047]其中由CL和飛機載重計算qbar:
[0048]qbar=載重/ (CLX機翼面積)
[0049]推力限制調(diào)度方案58定義了以飛機動態(tài)壓力(qbar)為函數(shù)的基于q的推力限制的輸出(Fn_qbased_limit)。對于大于 qbarl 的 qbar, Fn_qbased_limit 被計算為:
[0050]Fn_qbased_limit=qbarX (FnI/qbarl)
[0051]對于在qbarl和qbar2之間的qbar, Fn_qbased_limit被插值在調(diào)度方案上的點I和點2之間。對于小于qbar2的qbar, Fn_qbased_limit是保持恒定在Fn2的值
[0052]點I和點2反映了用于該系統(tǒng)的某些設(shè)計選擇。這些點定義了設(shè)計者選擇來相對于飛機起飛和/或著陸空速進行調(diào)度的推力不對稱的幅度。通過實現(xiàn)該推力限制調(diào)度方案(在其中，升力系數(shù)指定這些點的動態(tài)壓力，并且推力不對稱偏航力矩系數(shù)指定這些點的推力值)，該調(diào)度方案使得推力不對稱被控制，從而在類似運行狀況下對飛機具有一致的效果，而不管飛機載重如何。因此，在該調(diào)度方案控制推力不對稱的幅度的空速范圍內(nèi)，當相對于飛機調(diào)度的起飛和/或著陸空速運行在相同的動態(tài)壓力裕量下時，飛機使用相同量的空氣動力控制偏轉(zhuǎn)來控制推力不對稱，而不管載重如何。
[0053]圖5示出基于Cn的推力下限功能模塊40。該限制是兩個基于Cn的限制中的較低者。對該功能模塊的輸入包括在基于q的推力限制功能模塊中所計算的量:Cnl，F(xiàn)nl和Fn2。在基于Cn的推力下限功能模塊40中，以0.6倍的增益(方框60)修改Cnl，以計算值Cn3。該功能模塊還接收來自推力不對稱估計功能模塊30的輸入，其提供由于不對稱推力(CnT)導致的偏航力矩系數(shù)的估計值。[在附錄中描述了用于計算由于不對稱推力導致的偏航力矩系數(shù)的一個已知的方法。替換地，推力不對稱的大小可以來自發(fā)動機儀表]。由于不對稱推力導致的偏航力矩系數(shù)被發(fā)送通過絕對值功能模塊36，以傳送僅具有正幅度的值。接下來，偏航力矩系數(shù)被發(fā)送到最大值選擇功能模塊64，其輸出值CnT，值CnT是所輸入的偏航力矩系數(shù)或者接近零的恒定值(比如0.01)(圖5中方框62)中的較大者。需要該步驟的原因是，該信號的下一次使用是在公式的分母中，而傳送零值會導致分母為零的除法。
[0054]圖5中Fn相對于qbar的推力限制調(diào)度方案66以實線示出了 Fn_Cn_limit的公式的輸出。虛線示出了當Cn為等于Cn3的恒定值時的Fn和qbar的關(guān)系。Fnl和Fn2標記出與圖4中相同的兩個Fn值。“qbar3”標記出Cn3生成等于Fnl的推力時的qbar值。
[0055]飛行控制計算機使用輸入的量來使用以下公式計算推力限制:
[0056]Fn_LowerCn_limi t=FnI X (Cn3/|CnT|)
[0057]該計算通過使用圖5中示出的推力限制調(diào)度方案66來執(zhí)行。然后，計算結(jié)果被發(fā)送到最大值選擇功能模塊68，其輸出推力限制或者量Fn2中的較大者。這樣做使得基于Cn的推力下限功能模塊40的輸出的最小值等于基于q的推力限制功能模塊(圖4中方框34)的最小值。Fn2的這個最小值被使用，使得無論推力限制功能模塊使用什么樣的輸入的飛行狀況信息，該功能模塊的輸出都不會低于僅由載重和飛機配置信息所確定的值，如圖4中Fn2的計算所示。
[0058]基于Cn的推力下限的使用目的是，為最終的推力限制提供從沒有發(fā)動機具有推力限制的狀況到一個發(fā)動機失效而另一個發(fā)動機推力被限制的狀況的平滑過渡。當飛機推力不對稱接近零時，基于Cn的推力下限將具有非常大的值，并且當通過基于q的推力限制來限制運行中的發(fā)動機的推力時，基于Cn的推力下限將具有比基于q的推力限制低的值。
[0059]基于Cn的推力上限功能模塊38 (見圖6)與基于Cn的推力下限功能模塊非常類似。對功能模塊38的輸入包括在基于q的推力限制功能模塊中所計算的量:Cn2、Fnl和Fn2。圖6中Fn相對于qbar的推力限制調(diào)度方案70以實線示出了用于Fn_Cn_limit的公式的輸出。虛線示出了當Cn為等于Cn2的恒定值時的Fn和qbar的關(guān)系。Fnl和Fn2標記出與圖4及圖5中相同的兩個Fn的值。“qbar4”標記出Cn2生成等于Fnl的推力時的qbar 值。
[0060]對來自推力不對稱估計功能模塊30的信號的處理與在基于Cn的推力下限功能模塊中的處理相同。值Cn2被用于使用以下公式計算基于Cn的推力上限:[0061]Fn_UpperCn_limit=Fnl X [ (Cn2/ | CnT | -1) XK_ul+l]
[0062]其中K_ul的值可以是4。然后該計算被發(fā)送到最大值選擇功能模塊68，其輸出推力限制或者量Fn2中的較大者。
[0063]基于Cn的推力上限的使用目的是，如果發(fā)動機故障的影響導致的推力不對稱比為基于q的推力限制設(shè)定調(diào)度方案時所假設(shè)的推力不對稱大，則提供一種設(shè)定推力限制的替換方法。基于q的限制的選擇假設(shè)由故障發(fā)動機導致的阻力的量是已知的，使得通過將運行的發(fā)動機設(shè)定為已知的推力值，得知整個推力不對稱并且將其設(shè)定為期望值。存在該假設(shè)不成立的幾種情況。一種是如果發(fā)動機以不同的方式失效，比如螺旋槳沒有移動到活葉(feathered)位置，或者推力換向器部署錯誤。另一種是如果空速是錯誤的，但沒有被檢測為無效，從而導致基于q的限制過高。在這些情況中，Cn上限可以計算比基于q的限制小的限制，并且將該限制值提供給發(fā)動機。但是因為基于q的限制不是針對這些狀況設(shè)計的，因此將推力限制設(shè)定為小于基于q的限制是適當?shù)那矣杏玫摹?br> [0064]通過計算三個單獨的推力限制，推力限制選擇功能模塊42 (見圖7)通過選擇三個中具有中間值的限制，而從它們之中選擇單個值。該中間值選擇72如何進行的示例如下。當飛機在對稱推力下飛行時，推力不對稱估計值CnT將大致為零?；贑n的推力限制的公式示出這些限制的值可以是Fnl的2倍或更多倍，因為|CnT|的最小值比Cn2或Cn3小得多。兩個基于Cn的推力限制都比基于q的推力限制大。在這種情況下，三個限制的中間值將是基于Cn的推力下限。在對稱推力下，該限制將比發(fā)動機的推力能力大。對于空速范圍內(nèi)的大的推力不對稱(在其中，基于q的推力限制比發(fā)動機推力能力小)，兩個基于Cn的推力限制都比對稱推力情況小。對于基于q的推力限制所針對設(shè)計以提供優(yōu)勢的發(fā)動機故障狀況，基于q的推力限制將是三個推力限制的中間值。
[0065]仍參考圖7,接著,選定的推力限制(Fn_limit)被傳送通過過濾和限制功能模塊44。信號限制器功能模塊74將受制于(subject to)下限Fn_minimum和上限Fn_maximum的輸入信號傳遞到輸出。這些下限和上限設(shè)定可以從飛行控制計算機傳送到發(fā)動機控制器的推力限制的邊界。上限Fn_maximum被設(shè)定為稍微超過一個發(fā)動機的推力能力的值。下限Fnjninimum被設(shè)定為使用在此公開的方法提供期望的控制能力所需的最小值。接著，信號限制器74的輸出被傳送通過濾波器76，以去除發(fā)動機不能響應的高頻分量。接下來，濾波器功能模塊76的輸出被傳送通過速率限制器功能模塊78，其確保輸出不比指定的正負速率限制變化快。正速率限制被設(shè)定為等于發(fā)動機的推力加速能力。在發(fā)動機故障的情況下，發(fā)動機快速響應以減小推力是很重要。因此，當?shù)剿俾氏拗破?8的輸入在Fnjnaximum和基于q的推力限制范圍內(nèi)的值之間時，負速率限制選擇功能模塊80設(shè)置大的負速率限制，其比發(fā)動機減速能力大得多。因此，當推力限制的值高于發(fā)動機能夠產(chǎn)生的最大推力時，其被允許迅速降低到發(fā)動機將響應的推力水平。一旦推力限制處于發(fā)動機將響應的值，負速率限制就被設(shè)置為發(fā)動機的推力減速能力。
[0066]來自過濾和限制功能模塊44 (在圖7中示出)的輸出Fn_limit被輸入到圖8所示的左側(cè)和右側(cè)發(fā)動機使能邏輯功能模塊24以及左側(cè)和右側(cè)發(fā)動機推力限制功能模塊26。左側(cè)和右側(cè)發(fā)動機使能邏輯功能模塊24計算邏輯信號，Enable_Left和Enable_Right，它們被用于控制每個發(fā)動機何時被控制到其推力限制。遲滯邏輯功能模塊92比較Fn_limit和Fn_maximum的值。如果Fn_limit比Fn_maximum小一個小的裕量，貝U輸出是為真(True)的邏輯信號。該輸出保持為真，直到Fn_limit比Fn_maximum大一個小的裕量。當遲滯邏輯功能模塊92的輸出為真時，其意味著Fn_limit的值處于一個發(fā)動機的發(fā)動機推力可能需要被限制到小于該發(fā)動機的推力能力的范圍內(nèi)。當遲滯邏輯功能模塊92的輸出為假(False)時,其意味著Fn_limit的值過高而無法限制任一個發(fā)動機的推力。遲滯邏輯功能模塊92的輸出連同第一離散信號和第二離散信號被輸入到“與(AND)”功能模塊88，當飛機在空中時該第一離散信號為真，并且當計算中使用的傳感器被宣布有效時該第二離散信號為真。只有全部輸入均為真，“與”功能模塊88的輸出才為真。這確保只有當飛機在空中并且計算中使用的傳感器被宣布為有效時該輸出才為真。
[0067]然后，“與”功能模塊88的輸出被施加到“與”功能模塊86和90 (連同依賴于推力不對稱檢測功能模塊22的輸出的其它信號)，以為每個發(fā)動機生成邏輯信號:“與”功能模塊90輸出Enable_Left的狀態(tài)，而“與”功能模塊86輸出Enable_Right的狀態(tài)。對于左側(cè)發(fā)動機，只有有效推力限制將被施加(即“與”功能模塊88的輸出為真)并且推力不對稱正引起該方向上的偏航力矩從而使飛行器的機頭向右移動(即監(jiān)控功能模塊82的輸出為真，其意味著CnT>0)時，Enable_Left為真。對于右側(cè)發(fā)動機，只有有效推力限制將被施加(即“與”功能模塊88的輸出為真)并且推力不對稱正引起該方向上的偏航力矩從而使飛行器的機頭向左移動(即監(jiān)控功能模塊82的輸出為假，使得“非(NOT)”功能模塊84的輸出為真)時，Enable_Right為真。由左側(cè)和右側(cè)發(fā)動機推力限制功能模塊26接收輸出Enable_Left和Enable_Right。[圖8沒有不出輸出Enable_Left和Enable_Right也被相應的發(fā)動機控制器接收，參見圖9]。
[0068]仍參考圖8，左側(cè)和右側(cè)發(fā)動機推力限制功能模塊26使推力限制被(酌情)應用到每個發(fā)動機的單獨的推力限制信號(Fn_Limit_Left和Fn_Limit_Right)。只有當該發(fā)動機的使能信號為真時，該功能模塊才將推力限制應用到發(fā)動機推力限制信號。當發(fā)動機的使能信號為假時，值Fn_Maximum被應用到發(fā)動機推力限制信號。當Enable_Left標志為真時，開關(guān)功能模塊94將標記為“真”的輸入路由到其輸出，并且當Enable_Left標志為假時，將標記為“假”的輸入路由到其輸出。類似地，當Enable_Right標志為真時，開關(guān)功能模塊96將標記為“真”的輸入路由到其輸出，并且當Enable_Right標志為假時，將標記為“假”的輸入路由到其輸出。
[0069]參考圖9，相應的發(fā)動機控制器(16或18)接收對應于發(fā)動機位置即左側(cè)或右側(cè)(分別為12或14)的推力限制和使能信號。在一個有利的實施例中，發(fā)動機控制器將推力限制和預定的最小預期限制(Fn_Floor)進行比較，并在最大值選擇模塊108中選擇推力限制(Fn_limit)和預定底線中的較高者。發(fā)動機逆模型功能模塊98使用推力限制Fn_limit和可用的空中數(shù)據(jù)信息(例如，馬赫數(shù)、溫度和海拔)來計算推力控制參數(shù)的值，其可以使發(fā)動機產(chǎn)生等于推力限制的推力。推力控制參數(shù)是可測量的量，發(fā)動機控制器使用該參數(shù)作為命令來設(shè)定發(fā)動機的推力。該參數(shù)在閉環(huán)控制系統(tǒng)中可以用作到發(fā)動機控制器的反饋，以便設(shè)定發(fā)動機推力。用于渦輪風扇發(fā)動機的推力控制參數(shù)的示例為風扇轉(zhuǎn)子速度和發(fā)動機壓力比。已知的實踐是，創(chuàng)建將空中數(shù)據(jù)和推力控制參數(shù)與發(fā)動機推力關(guān)聯(lián)的發(fā)動機模型。通常這些模型具有作為獨立參數(shù)的推力控制參數(shù)和作為依賴參數(shù)的發(fā)動機推力。該發(fā)動機逆模型將其反轉(zhuǎn)，使發(fā)動機推力作為獨立參數(shù)而推力控制參數(shù)作為依賴參數(shù)。
[0070]每個發(fā)動機控制器也接收相應的推力桿命令4。該命令可以是由于飛行員與相應的推力桿交互而得到的，或者可以是來自自動油門系統(tǒng)的命令。每個發(fā)動機控制器均使用推力桿調(diào)度方案100將各自的推力桿命令轉(zhuǎn)換為以推力控制參數(shù)為單位的命令。
[0071]由最小值功能模塊102比較來自推力調(diào)度方案和發(fā)動機逆模型的推力控制參數(shù)值，并且將兩個值中的較小者傳送到輸出。這意味著輸出具有從推力桿命令得到的值，只要該值不超過從推力限制得到的值。最后，開關(guān)功能模塊104在推力調(diào)度方案100的輸出和最小值功能模塊102的輸出之間進行選擇。當給定的發(fā)動機的使能信號為真時，由從推力限制得到的信號所限制的推力調(diào)度方案輸出被發(fā)送作為開關(guān)功能模塊104的輸出。當使能信號為假時，推力調(diào)度方案的未限制的輸出被發(fā)送作為輸出。
[0072]現(xiàn)有的燃料控制器功能模塊106對其接收的推力控制參數(shù)進行響應，以控制發(fā)動機產(chǎn)生所命令的發(fā)動機推力。
[0073]總之，根據(jù)以上所公開的實施例的用于限制運行在推力不對稱的情況下的多發(fā)動機飛機的發(fā)動機產(chǎn)生的推力的方法包括:(a)至少基于與飛行階段、襟翼位置和飛機載重有關(guān)的信息為發(fā)動機計算第一、第二和第三推力限制調(diào)度方案；(b)根據(jù)第一推力限制調(diào)度方案和可變動態(tài)壓力確定一定時間內(nèi)連續(xù)第一發(fā)動機推力限制；估計由于可變推力不對稱而導致的連續(xù)偏航力矩系數(shù)；(C)至少根據(jù)第二推力限制調(diào)度方案和所估計的連續(xù)偏航力矩系數(shù)的絕對值確定一定時間內(nèi)連續(xù)第二發(fā)動機推力限制；(d)至少根據(jù)第三推力限制調(diào)度方案和所估計的連續(xù)的偏航力矩系數(shù)的絕對值確定一定時間內(nèi)連續(xù)的第三發(fā)動機推力限制；(e)對于對應于相應時間的每一組連續(xù)第一、第二和第三發(fā)動機推力限制，選擇第一、第二和第三發(fā)動機推力限制中具有中間值的一個，由此產(chǎn)生選定的連續(xù)發(fā)動機推力限制；以及(f)控制發(fā)動機，使得發(fā)動機產(chǎn)生的推力不超過從選定的連續(xù)的發(fā)動機推力限制得到的所應用的連續(xù)發(fā)動機推力限制。
[0074]此外，根據(jù)以上所公開的實施例的用于限制運行在推力不對稱的情況下的多發(fā)動機飛機的發(fā)動機產(chǎn)生的推力的系統(tǒng)包括計算機系統(tǒng)和發(fā)動機控制器，其中計算機系統(tǒng)被編程以執(zhí)行以下操作:至少基于與飛行階段、襟翼位置和飛機載重有關(guān)的信息為發(fā)動機計算第一、第二和第三推力限制調(diào)度方案；根據(jù)第一推力限制調(diào)度方案和可變動態(tài)壓力確定一定時間內(nèi)連續(xù)第一發(fā)動機推力限制；估計由于可變推力不對稱而導致的連續(xù)偏航力矩系數(shù)；至少根據(jù)第二推力限制調(diào)度方案和所估計的連續(xù)偏航力矩系數(shù)的絕對值確定一定時間內(nèi)連續(xù)第二發(fā)動機推力限制；至少根據(jù)第三推力限制調(diào)度方案和所估計的連續(xù)偏航力矩系數(shù)的絕對值確定一定時間內(nèi)連續(xù)第三發(fā)動機推力限制；以及對于對應于相應時間的每一組連續(xù)第一、第二和第三發(fā)動機推力限制，選擇第一、第二和第三發(fā)動機推力限制中具有中間值的一個，由此產(chǎn)生選定的連續(xù)發(fā)動機推力限制，并且其中發(fā)動機控制器被編程為控制發(fā)動機，使得發(fā)動機產(chǎn)生的推力不超過從選定的連續(xù)的發(fā)動機推力限制得到的所應用的連續(xù)發(fā)動機推力限制。
[0075]在各種實施例中，發(fā)動機可能以如下方式安裝和操作，該方式使得它們產(chǎn)生不相等的凈推力，因此增加了飛行器偏航的可能性。由于不對稱推力，飛行器可能朝著失效的發(fā)動機偏航。應當理解，不對稱推力可能是由于在不同的運行推力水平下操作兩個發(fā)動機而造成的，或者是在其中一個發(fā)動機可能已經(jīng)失效或可能是故障的情況下而造成的。還應當理解，多發(fā)動機飛行器可以包括多于兩個的發(fā)動機，并且發(fā)動機可以沿著飛行器上的多個位置被安置。如以上所述，應當清楚的是，本公開意在覆蓋經(jīng)歷推力不對稱的多發(fā)動機飛行器，這可以包括在飛行器的一側(cè)上的凈推力大于另一側(cè)的飛行器。
[0076]應當理解，此處所描述的邏輯操作被實現(xiàn)為(I)在計算機系統(tǒng)上運行的一系列計算機實現(xiàn)的動作或程序模塊和/或(2)計算機系統(tǒng)內(nèi)的互連的機器邏輯電路或者電路模塊。實施方式是取決于計算機系統(tǒng)的性能和其它操作參數(shù)的選擇問題。因此，此處所描述的邏輯操作被不同地稱為操作、結(jié)構(gòu)器件、功能或模塊。這些操作、結(jié)構(gòu)器件、功能或模塊可以被實現(xiàn)在軟件、硬件、固件、專用數(shù)字邏輯或其任何組合中。還應當理解，可以執(zhí)行比附圖中所示的和此處所描述的更多或更少的操作。這些操作也可以并行執(zhí)行，或以與此處所描述的不同的順序執(zhí)行。
[0077]盡管已經(jīng)參照各種實施例描述了本發(fā)明，但是本領(lǐng)域技術(shù)人員應當理解，可以進行各種改變并且可以用等價物代替其元件，而不背離本發(fā)明的范圍。另外，可以進行許多修改以使特定情況適應本發(fā)明的教導，而不偏離其基本范圍。因此，意圖是本發(fā)明不局限于作為為了實施本發(fā)明而考慮的最佳方式而公開的特定實施例。
[0078]如在權(quán)利要求中所使用的，術(shù)語“計算機系統(tǒng)”應當廣泛地解釋為包括如下系統(tǒng)，其具有至少一個計算機或處理器，并且也可以具有兩個或更多個計算機或處理器。同樣地，在方法權(quán)利要求中敘述的步驟不應被理解為要求這些步驟按它們被敘述的順序執(zhí)行。
[0079]附錄
[0080]為了計算偏航力矩系數(shù)，所測得的偏航加速度可以被轉(zhuǎn)換為總的飛機偏航力矩系數(shù)。為此，使用兩個熟知的公式。第一個公式將偏航加速度;^與總的飛機偏航力矩N及飛機偏航慣性力矩Izz關(guān)聯(lián):
[0081]r = N ?ζζ
[0082]偏航加速度通過將所測得的飛機偏航速率傳送通過沖洗(washout)濾波器并且額外地過濾以減小信號噪聲來近似。飛機偏航慣性力矩可以被近似為飛機載重的函數(shù)。飛機載重是可以從現(xiàn)有飛機系統(tǒng)中作為信號而獲得的量。根據(jù)該信息，可以計算總的飛機偏航力矩N。
[0083]第二個公式將空間偏航力矩轉(zhuǎn)換為偏航力矩系數(shù):
【權(quán)利要求】
1.一種限制運行在推力不對稱的情況下的多發(fā)動機飛機的發(fā)動機產(chǎn)生的推力的方法，其包括: 至少基于與飛行階段、襟翼位置和飛機載重有關(guān)的信息為所述發(fā)動機計算第一、第二和第三推力限制調(diào)度方案； 根據(jù)所述第一推力限制調(diào)度方案和可變動態(tài)壓力在時間上確定連續(xù)第一發(fā)動機推力限制； 估計由于可變推力不對稱而導致的連續(xù)偏航力矩系數(shù)； 至少根據(jù)所述第二推力限制調(diào)度方案和所估計的連續(xù)偏航力矩系數(shù)的絕對值在時間上確定連續(xù)第二發(fā)動機推力限制； 至少根據(jù)所述第三推力限制調(diào)度方案和所估計的連續(xù)偏航力矩系數(shù)的所述絕對值在時間上確定連續(xù)第三發(fā)動機推力限制； 對于對應于相應時間的每一組連續(xù)第一、第二和第三發(fā)動機推力限制，選擇所述第一、第二和第三發(fā)動機推力限制中具有中間值的一個，由此產(chǎn)生選定的連續(xù)發(fā)動機推力限制；以及 控制所述發(fā)動機，使得所述發(fā)動機產(chǎn)生的推力不超過從所述選定的連續(xù)發(fā)動機推力限制得到的所應用的連續(xù)發(fā)動機推力限制。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中所述第一發(fā)動機推力限制被選擇用于產(chǎn)生一定范圍內(nèi)的推力不對稱的發(fā)動機故障狀況，所述第二發(fā)動機推力限制被選擇用于從沒有發(fā)動機具有推力限制的狀況到一個發(fā)動機失效而另一個發(fā)動機推力被限制的狀況的過渡，以及所述第三發(fā)動機推力限制被選擇用于產(chǎn)生比所述范圍的上限大的推力不對稱的發(fā)動機故障狀況。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其進一步包括傳送受制于上限和下限的所述選定的連續(xù)發(fā)動機推力限制，所述上限是稍微超過所述發(fā)動機的推力能力的值，而所述下限是提供期望的控制能力所需要的最小值，所述傳送步驟的結(jié)果是表示未過濾的連續(xù)發(fā)動機推力限制的輸出信號。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其進一步包括過濾所述輸出信號以去除所述發(fā)動機不能響應的高頻分量，所述過濾操作的結(jié)果是過濾后的輸出信號。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其進一步包括速率限制，以限制變化率從而確保所述過濾后的輸出信號不比指定的正速率限制增加得快，其中所述正速率限制被設(shè)定為等于所述發(fā)動機的推力加速能力。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其中所述速率限制進一步限制變化率，從而確保所述過濾后的輸出信號不比指定的負速率限制減小得快，其中當所述推力限制處于高于所述發(fā)動機能夠產(chǎn)生的最大推力的值時，所述負速率限制比所述發(fā)動機的推力減速能力大，并且其中所述速率限制的結(jié)果是所述所應用的連續(xù)發(fā)動機推力限制。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中所述計算所述第一推力限制調(diào)度方案包括: Ca)至少根據(jù)飛機襟翼位置和飛行階段信息計算升力系數(shù)和偏航力矩系數(shù)的值；以及 (b)至少根據(jù)在步驟(a)中計算的升力系數(shù)值和飛機載重計算動態(tài)壓力。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中所述計算所述第二和第三推力限制調(diào)度方案包括估計由于不對稱推力而導致的偏航力矩系數(shù)。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中所述控制所述發(fā)動機包括計算推力控制參數(shù)的值，該值將使所述發(fā)動機使用空中數(shù)據(jù)信息產(chǎn)生等于所述選定的發(fā)動機推力限制的推力。
10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，包括計算邏輯信號，當所述選定的推力限制小于所述發(fā)動機的推力能力、所述飛機在空中并且用于提供數(shù)據(jù)以便計算的所述傳感器被宣布有效時，所述邏輯信號控制所述發(fā)動機產(chǎn)生不大于所述選定的發(fā)動機推力限制的推力。
11.一種用于限制運行在推力不對稱的情況下的多發(fā)動機飛機的發(fā)動機產(chǎn)生的推力的系統(tǒng)，其包括:計算機系統(tǒng)和發(fā)動機控制器，其中所述計算機系統(tǒng)被編程以執(zhí)行以下操作: 至少基于與飛行階段、襟翼位置和飛機載重有關(guān)的信息為所述發(fā)動機計算第一、第二和第三推力限制調(diào)度方案； 根據(jù)所述第一推力限制調(diào)度方案和可變動態(tài)壓力在時間上確定連續(xù)第一發(fā)動機推力限制； 估計由于可變推力不對稱而導致的連續(xù)偏航力矩系數(shù)； 至少根據(jù)所述第二推力限制調(diào)度方案和所估計的連續(xù)的偏航力矩系數(shù)的絕對值在時間上確定連續(xù)第二發(fā)動機推力限制； 至少根據(jù)所述第三推力限制調(diào)度方案和所估計的連續(xù)偏航力矩系數(shù)的所述絕對值在時間上確定連續(xù)第三發(fā)動機的推力限制； 對于對應于相應時間的每一組連續(xù)第一、第二和第三發(fā)動機推力限制，選擇所述第一、第二和第三發(fā)動機推力限制中具有中間值的一個，由此產(chǎn)生選定的連續(xù)發(fā)動機推力限制；以及 其中所述發(fā)動機控制器被編程以控制所述發(fā)動機，使得所述發(fā)動機產(chǎn)生的推力不超過從所述選定的連續(xù)發(fā)動機推力限`制得到的所應用的連續(xù)發(fā)動機推力限制。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的系統(tǒng)，其中所述第一發(fā)動機推力限制被選擇用于產(chǎn)生一定范圍內(nèi)的推力不對稱的發(fā)動機故障狀況，所述第二發(fā)動機推力限制被選擇用于從沒有發(fā)動機具有推力限制的狀況到一個發(fā)動機失效而另一個發(fā)動機推力被限制的狀況的過渡，以及所述第三發(fā)動機推力限制被選擇用于產(chǎn)生比所述范圍的上限大的推力不對稱的發(fā)動機故障狀況。
13.根據(jù)權(quán)利要求11所述的系統(tǒng)，其中所述計算機系統(tǒng)進一步被編程為傳送受制于上限和下限的所述選定的連續(xù)發(fā)動機推力限制，所述上限是稍微超過所述發(fā)動機的推力能力的值，而所述下限是提供期望的控制能力所需要的最小值，所述傳送步驟的結(jié)果是表示未過濾的連續(xù)發(fā)動機推力限制的輸出信號。
14.根據(jù)權(quán)利要求13所述的系統(tǒng)，其中所述計算機系統(tǒng)進一步被編程為過濾所述輸出信號，以去除所述發(fā)動機不能響應的高頻分量，所述過濾操作的結(jié)果是過濾后的輸出信號。
15.根據(jù)權(quán)利要求14所述的系統(tǒng)，其中所述計算機系統(tǒng)進一步被編程為限制變化率，以確保所述過濾后的輸出信號不比指定的正速率限制增加得快，其中所述正速率限制被設(shè)定為等于所述發(fā)動機的推力加速能力。
16.根據(jù)權(quán)利要求15所述的系統(tǒng)，其中所述計算機系統(tǒng)進一步被編程為限制變化率，以確保所述過濾后的輸出信號不比指定的負速率限制減小得快，其中當所述推力限制處于高于所述發(fā)動機能夠提供的最大推力的值時，所述負速率限制大于所述發(fā)動機的推力減速能力，并且其中所述速率限制的結(jié)果是所述所應用的連續(xù)發(fā)動機推力限制。
17.根據(jù)權(quán)利要求11所述的系統(tǒng)，其中所述計算所述第一推力限制調(diào)度方案包括: Ca)至少根據(jù)飛機襟翼位置和飛行階段信息計算升力系數(shù)和偏航力矩系數(shù)的值；以及 (b)至少根據(jù)在步驟(a)中計算的升力系數(shù)值和飛機載重計算動態(tài)壓力。
18.根據(jù)權(quán)利要求11所述的系統(tǒng)，其中所述計算所述第二和第三推力限制調(diào)度方案包括估計由于不對稱推力而導致的偏航力矩系數(shù)。
19.根據(jù)權(quán)利要求11所述的系統(tǒng)，其中所述控制所述發(fā)動機包括計算推力控制參數(shù)的值，該值將使所述發(fā)動機使用空中數(shù)據(jù)信息產(chǎn)生等于所述選定的發(fā)動機推力限制的推力。
20.根據(jù)權(quán)利要求11所述的系統(tǒng)，其中所述計算機系統(tǒng)進一步被編程為計算邏輯信號，當所述選定的推力限制小于所述發(fā)動機的推力能力、所述飛機在空中并且用于提供數(shù)據(jù)以便計算的所述傳感器被宣布有效時，所述邏輯信號控制所述發(fā)動機產(chǎn)生不大于所述選定的發(fā)動機推力 限制的推力。
【文檔編號】B64D31/10GK103502096SQ201180070464
【公開日】2014年1月8日 申請日期:2011年4月28日 優(yōu)先權(quán)日:2011年4月28日
【發(fā)明者】D·P·艾戈德, E·W·約翰森, L·M·庫埃, E·G·科羅娜 申請人:波音公司