用于控制航空器可變噴嘴截面的方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種控制航空器可變噴嘴截面的方法。本發(fā)明涉及一種控制航空器可變噴嘴截面位置的方法，其中，在飛行期間，噴嘴在預(yù)定的時(shí)間段之后被指定移動(dòng)到最佳位置。
【專利說明】用于控制航空器可變噴嘴截面的方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種用于控制渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的引擎機(jī)艙可變噴嘴截面的方法。

【背景技術(shù)】
[0002]航空器通過多個(gè)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)來驅(qū)動(dòng)，每個(gè)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)都容納在引擎機(jī)艙中，該引擎機(jī)艙還容納與其操作相關(guān)的一組附加致動(dòng)設(shè)備，并確保渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)操作或停止時(shí)的不同功能。
[0003]引擎機(jī)艙通常呈現(xiàn)管狀結(jié)構(gòu)，該管狀結(jié)構(gòu)包括渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的上游進(jìn)氣口、用于環(huán)繞渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇的中間段、容納推力反向器且環(huán)繞渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的下游段，管狀結(jié)構(gòu)的末端通常為噴嘴，噴嘴的出口位于渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的下游。
[0004]現(xiàn)代引擎機(jī)艙旨在容納雙流渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，該雙流渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)能夠通過風(fēng)扇葉片旋轉(zhuǎn)的方式產(chǎn)生來自于渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的熱空氣流(也稱為主流)，以及在渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)外部通過環(huán)形通道循環(huán)的冷空氣流(也稱為次流)，環(huán)形通道形成于渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)整流罩和弓I擎機(jī)艙內(nèi)壁之間。
[0005]這兩股氣流通過引擎機(jī)艙尾部從渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)中噴出。
[0006]推力反向器的作用是，在航空器著陸過程中，將渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)所產(chǎn)生的至少一部分推力的方向改為向前，以此改善航空器的制動(dòng)能力。
[0007]在此階段，反向器阻塞了冷空氣流并將冷空氣流向引擎機(jī)艙前部引導(dǎo)，由此產(chǎn)生施加到航空器輪子上用于制動(dòng)的反向推力。
[0008]實(shí)施該方法以便實(shí)現(xiàn)根據(jù)反向器類型而改變冷氣流的再定向。
[0009]特別值得一提的是，具有門的推力反向器通常包括，與門關(guān)聯(lián)的推力反向罩用于通過罩的移動(dòng)轉(zhuǎn)向可置換的推力反向遮板所遮蓋的氣流。
[0010]除了它的推力反向功能，可移動(dòng)罩屬于后段并展示下游側(cè)所形成的且用于引導(dǎo)氣流噴射的噴嘴。
[0011]這種噴嘴可以作為引導(dǎo)熱流的主噴嘴的補(bǔ)充，因此被稱為次噴嘴。
[0012]這種噴嘴可以相對(duì)引擎機(jī)艙移動(dòng)，以此方式根據(jù)所述噴嘴的位置來調(diào)整用于噴射冷氣流的截面。
[0013]可移動(dòng)噴嘴也被稱為可移動(dòng)結(jié)構(gòu)，用于調(diào)整流體的出口截面。
[0014]噴嘴的最佳截面可以根據(jù)不同飛行階段進(jìn)行改變，S卩，航空器的起飛、爬升、巡航、下降、著陸階段。
[0015]噴嘴與致動(dòng)系統(tǒng)相關(guān)聯(lián)以優(yōu)化并使得其截面根據(jù)航空器所處的飛行階段而變化。
[0016]根據(jù)引擎機(jī)艙實(shí)施例考慮和所提供的致動(dòng)系統(tǒng)，存在多種解決方案以實(shí)現(xiàn)噴嘴的截面變化。
[0017]因此，可移動(dòng)噴嘴可以沿著引擎機(jī)艙大致縱向方向驅(qū)動(dòng)平移或圍繞垂直于引擎機(jī)艙縱向軸的軸樞旋轉(zhuǎn)，通過或不通過專用致動(dòng)器，獨(dú)立或不獨(dú)立于推力反向器罩的部分平移。
[0018]這種根據(jù)不同飛行階段的噴嘴位移需要控制噴嘴位置的方法，即用于控制與噴嘴位移相關(guān)聯(lián)的致動(dòng)器的方法。
[0019]因此已知，控制方法和相關(guān)控制系統(tǒng)允許在不同飛行階段期間改變噴嘴位置(在不同預(yù)定位置之間)。
[0020]在這種情況下，直到噴嘴位置被間隔至不同的預(yù)定位置，，否則燃料消耗過多，并且電機(jī)的操作并非最佳。
[0021]此外，如果它被設(shè)置以限定噴嘴的更接近位置，從一個(gè)位置到另一個(gè)位置的轉(zhuǎn)移變得頻密，因此導(dǎo)致控制系統(tǒng)和致動(dòng)裝置的磨損，并因此影響它們的可靠性。
[0022]因此，在航空器的巡航階段，它為噴嘴提供預(yù)定位置并不經(jīng)常適合于航空器飛行的高度，這個(gè)高度能夠在巡航階段通過隨著燃料儲(chǔ)量減少而產(chǎn)生的航空器變輕而被修正。
[0023]進(jìn)一步認(rèn)識(shí)到，為了獲得最優(yōu)化的電機(jī)操作，控制方法和相關(guān)控制和致動(dòng)系統(tǒng)允許在飛行的不同階段持續(xù)地變化噴嘴的位置。
[0024]然而，這意味著控制系統(tǒng)和用于在預(yù)定位置上定位噴嘴的相關(guān)致動(dòng)器的永久操作，從而始終高度影響這些隨飛行周期累進(jìn)的元件的可靠性。
[0025]【背景技術(shù)】
[0026]本發(fā)明的一個(gè)目的在于彌補(bǔ)上述缺陷。
[0027]本發(fā)明的另一個(gè)目的在于，提出一種控制方法的可選解決方案，所述控制方法用于定義改變噴嘴位置的規(guī)則，從而可以使得冷氣流流體的出口截面變化。
[0028]還希望提出一種用于控制噴嘴的位置的方法，從而可以在航空器的每個(gè)飛行階段優(yōu)化燃油消耗。
[0029]本發(fā)明的另一目的在于，提出一種控制噴嘴位置的方法，從而可以優(yōu)化巡航階段，而不管飛行情況如何。
[0030]還希望掌控控制和致動(dòng)系統(tǒng)的磨損，其在飛行中用于驅(qū)動(dòng)噴嘴位置的改變。
[0031]為此，本發(fā)明提出一種控制航空器可變噴嘴截面位置的方法，其中，基于在時(shí)間h所確定的噴嘴位置PUtl):
[0032]A)確定在每個(gè)時(shí)刻\噴嘴的最優(yōu)位置P Ui)，其中l(wèi)〈i〈N ；
[0033]B)以時(shí)間間隔Λ ti進(jìn)行測量，Δ ti定義為\和h之間差異，并且，
[0034]C)當(dāng)時(shí)間間隔Ati嚴(yán)格高于預(yù)定最小閾值時(shí)，噴嘴位置的位移被確認(rèn)為相應(yīng)的最優(yōu)位置p(ti)。
[0035]有利地，在步驟B)期間，在每個(gè)時(shí)刻ti;還測量Pai)和PUci)之間的位置差異ΛΡ，并且，在步驟C)期間，當(dāng)位置差異ΛΡ的絕對(duì)值嚴(yán)格高于預(yù)定最小閾值且嚴(yán)格低于預(yù)定最大閾值時(shí)，噴嘴位置的位移被確認(rèn)為相應(yīng)的最優(yōu)位置P (h)。
[0036]有利地，在步驟B)期間，在每個(gè)時(shí)刻ti;測量Pai)和Patl)之間的位置差異ΛΡ，并且，
[0037]D)在確定的飛行階段，當(dāng)位置差異Λ P的絕對(duì)值高于或等于預(yù)定最大閾值時(shí)，步驟C)無效，并且，
[0038]Ε)噴嘴被移至位置PUi) , PUi)等于預(yù)定最大位置Pmax。
[0039]有利地，該方法提供最小時(shí)間間隔閾值和/或根據(jù)飛行的不同量值(例如航空器高度)而變化的位置差異的最大閾值航空器。
[0040]有利地，該方法提供，在航空器爬升階段的最小時(shí)間間隔閾值高于航空器巡航階段的最小時(shí)間間隔閾值。
[0041]有利地，當(dāng)且僅當(dāng)航空器高度在時(shí)刻t嚴(yán)格高于預(yù)定閾值高度時(shí)，C)被激活。
[0042]有利地，當(dāng)航空器的高度在時(shí)刻\低于或等于預(yù)定閾值高度，噴嘴被移至等于最大噴嘴出口截面位置P的位置P (ti)。
[0043]有利地，在步驟A期間，噴嘴的最優(yōu)位置Pai)根據(jù)飛行的不同量值(例如航空器的高度、速度和/或航空器的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的電機(jī)狀況)而確定航空器航空器。
[0044]有利地，該方法提供在步驟A期間噴嘴的最優(yōu)位置P (tj，PUi)由測量、估計(jì)或計(jì)算確定。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0045]本發(fā)明能夠根據(jù)下面的描述并參考附圖進(jìn)行更好地理解，其中:
[0046]-圖1是示出裝配有可移動(dòng)噴嘴截面的引擎機(jī)艙的透視圖；
[0047]-圖2示出了根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例用于控制圖1中噴嘴位置方法的邏輯圖；
[0048]-圖3圖示出了在飛行周期內(nèi)，根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例和根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)控制方法所確定的噴嘴位置之間的比較。

【具體實(shí)施方式】
[0049]參照圖1，引擎機(jī)艙I旨在構(gòu)成管狀殼體，用于容納具有高稀釋率的雙流渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)(未示出)并用于引導(dǎo)風(fēng)扇葉片產(chǎn)生的氣流，即穿過渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的熱氣流和在渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)外部循環(huán)的冷氣流。
[0050]該引擎機(jī)艙I通常具有一種結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)包括形成進(jìn)氣口 Ia的前段、環(huán)繞渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇的中間段Ib和環(huán)繞渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的下游段lc。
[0051]對(duì)于此處所述雙流渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)引擎機(jī)艙的情形，下游段Ic包括外部結(jié)構(gòu)2，通常包括推力反向系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)部整流罩結(jié)構(gòu)，與外部表面一起限定用于循環(huán)冷氣流的流體。
[0052]如上所述，下游段裝配有推力反向設(shè)備10，其包括前框架11、推力反向器12的可移動(dòng)罩和可變截面噴嘴13。
[0053]在具有格柵的推力反向設(shè)備的非限制性實(shí)施例中，可移動(dòng)罩12能夠優(yōu)選但不排他地沿著引擎機(jī)艙的大致縱向方向在關(guān)閉位置和開啟位置之間運(yùn)轉(zhuǎn)，在關(guān)閉位置，可移動(dòng)罩12與前框架11相接觸并確保下游段線路的空氣動(dòng)力學(xué)連續(xù)性且覆蓋偏差格柵14，在開啟位置，可移動(dòng)罩12與前框架11分開，因此暴露引擎機(jī)艙內(nèi)的通道并露出偏差格柵14。最終位置在圖1中示出。
[0054]在開啟期間，可移動(dòng)罩通過固定在內(nèi)部整流罩結(jié)構(gòu)內(nèi)的連接桿旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)遮板(圖中未示出)，所述遮板至少部分阻塞流體，以此方式來優(yōu)化氣流反轉(zhuǎn)。
[0055]根據(jù)選定的具有格柵的推力反向器的實(shí)施例，偏差格柵14可以采用任何已知的形狀。因此，它們可以是固定的或以平移或旋轉(zhuǎn)方式可動(dòng)的。特別地，它們可以在縮回位置(其處于中間結(jié)構(gòu)內(nèi))和展開位置之間是平移可動(dòng)的，在展開位置時(shí)，在反向噴射階段，它們將中間段的下游延伸到下游段。可選地，它們可以在徑向堆疊或縱向排列位置之間是平移可動(dòng)的。
[0056]此外，可移動(dòng)罩12至少通過安裝在所述可移動(dòng)罩下游末端的噴嘴截面13而延伸。
[0057]噴嘴13是可移動(dòng)的，其也被稱為可移動(dòng)結(jié)構(gòu)，用于調(diào)整冷氣流流體的出口截面。
[0058]噴嘴13的最優(yōu)截面可以根據(jù)不同的飛行階段調(diào)整，即，航空器的起飛、爬升、巡航、下降和著陸階段。
[0059]噴嘴13與控制和致動(dòng)系統(tǒng)20相關(guān)聯(lián)，可以根據(jù)給定的控制以必需的距離來控制和驅(qū)動(dòng)噴嘴13位移，以便獲得所需的冷氣流流體的出口截面。
[0060]控制和致動(dòng)系統(tǒng)20允許根據(jù)航空器所處的飛行階段來改變并優(yōu)化噴嘴截面。
[0061]控制和致動(dòng)系統(tǒng)20可以采用任何已知的形狀。
[0062]因此，根據(jù)已知推力反向器實(shí)施例，致動(dòng)裝置可以是用于以平移或旋轉(zhuǎn)方式驅(qū)動(dòng)噴嘴的裝置，以此方式實(shí)現(xiàn)噴嘴的截面變化。
[0063]噴嘴截面13的變化示出冷氣流流體截面的變化，該變化是通過噴嘴13從不同截面的一個(gè)位置到另一個(gè)的轉(zhuǎn)移，這是由于噴嘴13和/或反向器罩12沿著引擎機(jī)艙縱向軸的縱向位移或者通過噴嘴13在流體內(nèi)部或外部的角位移來實(shí)現(xiàn)的。
[0064]發(fā)動(dòng)機(jī)艙的可選實(shí)施例中，噴嘴由下游樞轉(zhuǎn)遮板形成，遮板安裝在反向罩的下游末端，在流體內(nèi)部或外部的樞轉(zhuǎn)通過流體出口截面的增加或減少而轉(zhuǎn)換。
[0065]在另一可選實(shí)施例中，噴嘴由面板形成，面板以可伸縮方式平移可移動(dòng)地安裝在可移動(dòng)罩內(nèi)部，其中引擎機(jī)艙下游反轉(zhuǎn)或回縮導(dǎo)致流體出口截面的增加或減小。
[0066]在另一可選實(shí)施例中，噴嘴是由罩體下游末端形成，并且引擎機(jī)艙內(nèi)部結(jié)構(gòu)的圓錐形狀與在引擎機(jī)艙上游和下游之間平移可動(dòng)的反向罩之間的協(xié)作導(dǎo)致流體出口截面的增加或減少。
[0067]這些可選實(shí)施例絕不是限制性的，應(yīng)當(dāng)認(rèn)為允許流體出口截面的增加和/或減少的可變噴嘴的其他可選實(shí)施例均處于本發(fā)明的控制方法的范圍之內(nèi)。
[0068]事實(shí)上，無論所選的控制和致動(dòng)系統(tǒng)以及所選可變噴嘴的可選實(shí)施例如何，這種控制和致動(dòng)系統(tǒng)中均存在通過電子控制單元對(duì)噴嘴位置進(jìn)行控制的方法。
[0069]參考圖2，用于控制噴嘴位置的方法的邏輯圖，S卩，展示了根據(jù)本發(fā)明的噴嘴出口截面的變化。
[0070]首先，在初始步驟100中，確定噴嘴在時(shí)間h處的位置PUci)。
[0071]以非限制的方式，該位置可以是最大、最小或中間的噴嘴截面位置。
[0072]根據(jù)本發(fā)明，用于控制噴嘴位置的方法提供以下步驟:
[0073]A)確定在每個(gè)時(shí)刻&噴嘴的最優(yōu)位置P (tj，其中l(wèi)〈i〈N ；
[0074]B)以時(shí)間間隔Λ ti進(jìn)行測量，Δ ti定義為\和h之間差異，并且
[0075]C)當(dāng)時(shí)間間隔Ati嚴(yán)格高于預(yù)定最小閾值T時(shí)，噴嘴位置的位移被確認(rèn)為相應(yīng)的最優(yōu)位置Pai)。
[0076]因此，有利地，定義可變噴嘴系統(tǒng)可以位于所有可能的噴嘴位置，沒有限制，但需要在高于預(yù)定閾值T的期間內(nèi)維持每個(gè)噴嘴的位置。
[0077]更特別地，在步驟A期間，通過測量、估計(jì)、映射或計(jì)算來實(shí)時(shí)確定噴嘴最優(yōu)位置Pai)的設(shè)定值。
[0078]對(duì)于飛行時(shí)刻ti的噴嘴最優(yōu)位置Pai)的確定可以通過任何已知的方法以非限制方式實(shí)施。
[0079]根據(jù)選定的可選實(shí)施例，根據(jù)飛行的不同量值(例如航空器的高度、速度和/或航空器的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的電機(jī)狀況)可以確定噴嘴的最優(yōu)位置Pai)航空器航空器。
[0080]這些量值可以通過適當(dāng)?shù)膫鞲衅鱽頊y量，由映射或其他或計(jì)算來估算。
[0081]此外，在步驟B)之前的步驟101中，確定最小時(shí)間間隔閾值T。
[0082]最小時(shí)間間隔閾值T可以設(shè)置針對(duì)于整個(gè)飛行期間或根據(jù)飛行的不同量值而變化。
[0083]有利地，此不同量值是飛行的特殊階段和/或航空器所處的高度。
[0084]因此，可以提供一個(gè)步驟，其中根據(jù)飛行不同量值來確定最小時(shí)間間隔閾值T。
[0085]在此步驟中，當(dāng)航空器高度超過最小閾值時(shí)，可以修正最小時(shí)間間隔閾值T。
[0086]優(yōu)選地，當(dāng)航空器的高度超過該閾值時(shí)，增加最小時(shí)間間隔閾值T。
[0087]在以往非排他性的可選實(shí)施例中，可以設(shè)定，在航空器的起飛和/或爬升階段的最小時(shí)間間隔閾值T小于在航空器巡航階段的最小時(shí)間間隔閾值T，該參數(shù)影響位置的變化，且負(fù)責(zé)更快速地轉(zhuǎn)變飛行階段。
[0088]這具有特別在航空器的起飛和爬升階段最大化噴嘴位置改變次數(shù)，以及在航空器巡航階段(此階段飛行條件幾乎不發(fā)生變化)減少噴嘴位置改變次數(shù)的優(yōu)點(diǎn)航空器航空器。
[0089]此外，在步驟B)期間，可以在每個(gè)時(shí)刻\設(shè)置中間步驟102，其測量在Pai)和P (to)之間的位置差異Λ P。
[0090]在步驟C)期間，在步驟103中，當(dāng)位置差異Λ P的絕對(duì)值嚴(yán)格高于預(yù)定最小閾值Fmin且嚴(yán)格低于預(yù)定最大閾值Fmax時(shí),噴嘴位置的位移被確認(rèn)為相應(yīng)的最優(yōu)位置PUi)。
[0091]因此,如果所確定的位置幅度改變已經(jīng)超過特定的預(yù)定最小閾值Fmin,則確認(rèn)噴嘴將被移動(dòng)。
[0092]有利地，因此，它可以在飛行階段期間防止噴嘴位置發(fā)生任何不合時(shí)宜地改變，特別是在飛行條件幾乎沒有改變的巡航階段。
[0093]它減少與噴嘴位移相關(guān)聯(lián)的控制和致動(dòng)系統(tǒng)磨損的風(fēng)險(xiǎn)。
[0094]此外，當(dāng)位置差異ΔΡ的絕對(duì)值高于或等于預(yù)定最大閾值Fmax時(shí),實(shí)現(xiàn)下述步驟D)，即步驟C)無效，也就是說刪除噴嘴出口截面的兩個(gè)變化位置之間的臨時(shí)閾值，和
[0095]Ε)噴嘴被移至位置PUi) , PUi)等于預(yù)定最大位置Pmax。
[0096]由此示出了，電機(jī)狀況快速變化的情況需要噴嘴出口截面位置的快速改變，例如以非限制方式的(著陸不成時(shí)的)復(fù)飛階段。
[0097]值得注意的是，位置差異的最大閾值Fmax可以在飛行期間被設(shè)定，或根據(jù)飛行的不同量值(例如航空器的高度)而變化航空器。
[0098]此外，在控制方法的實(shí)施例中，當(dāng)且僅當(dāng)航空器的高度在時(shí)刻t嚴(yán)格高于預(yù)定閾值高度S時(shí)，激活步驟C)。
[0099]在相反的情況下，實(shí)施一步驟(未示出)，該步驟中噴嘴被移至與航空器的低空飛行領(lǐng)域相配且等于噴嘴最大出口截面位置P的位置Pai)航空器。
[0100]優(yōu)選地，該步驟發(fā)生在接近地面或位于地面的飛行階段期間。
[0101]圖3中，以圖表表示，其比較了對(duì)于給定飛行在給定期間內(nèi)可變截面噴嘴的不同確定位置，所比較的方法為根據(jù)本發(fā)明的控制方法(具有圓點(diǎn)的曲線)，根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的控制方法(具有三角形點(diǎn)的曲線)，其在飛行期間在多個(gè)預(yù)定離散位置之間控制噴嘴，以及定義了每個(gè)時(shí)刻噴嘴最優(yōu)位置的控制方法(圓滑曲線)。
[0102]這些圖示疊加在定義了依據(jù)橫坐標(biāo)飛行時(shí)間變化的縱坐標(biāo)航空器高度的圖表上。
[0103]這些圖示的實(shí)驗(yàn)條件如下:
[0104]-假定噴嘴出口截面的變化幅度為標(biāo)稱巡航位置參考值的-5%/+15% ；
[0105]-T的值為4分鐘并且Fmin的值為0.5%。
[0106]在這些圖表上，可以觀察到，在巡航階段(以兩個(gè)階段的兩個(gè)不同高度表示)以位置離散點(diǎn)來控制噴嘴定位的控制方法中，噴嘴未定位在其最優(yōu)位置。
[0107]相反，根據(jù)本發(fā)明的控制方法，在巡航階段和整個(gè)飛行中，可以觀察到噴嘴位于渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的最優(yōu)操作位置。
[0108]因此，相對(duì)于現(xiàn)有技術(shù)的控制方法，本領(lǐng)域技術(shù)人員將認(rèn)識(shí)到，根據(jù)本發(fā)明的控制方法，該方法允許在給定的巡航階段最優(yōu)化噴嘴的位置，使得相應(yīng)的燃料消耗達(dá)到最優(yōu)。
[0109]事實(shí)上，根據(jù)本發(fā)明的控制方法有利地通過噴嘴位置的低變化可以最優(yōu)化航空器的巡航階段。
[0110]因此，在長途飛行中，根據(jù)本發(fā)明的控制方法可以定義噴嘴的最優(yōu)位置，而不管處于何種巡航階段及其所達(dá)到的高度。
[0111]根據(jù)本發(fā)明的控制方法進(jìn)一步可以限制與本發(fā)明方法相關(guān)聯(lián)的控制和致動(dòng)系統(tǒng)的磨損。事實(shí)上，可以確定并掌握在給定的飛行期間內(nèi)控制和致動(dòng)系統(tǒng)操作周期的數(shù)目，因?yàn)樵撝芷诘臄?shù)目由飛行時(shí)間除以噴嘴位置的兩次改變之間的最小確認(rèn)閾值T而得到。
[0112]當(dāng)然，本發(fā)明絕不局限于以上示例性描述的該引擎機(jī)艙的單個(gè)實(shí)施例，相反地，其包括所有可選方式。因此，特別是可移動(dòng)噴嘴能夠與光滑的引擎機(jī)艙而非裝配有推力反向器的發(fā)動(dòng)機(jī)艙5相關(guān)聯(lián)。
【權(quán)利要求】
1.一種控制航空器可變噴嘴截面位置的方法，其中，基于在時(shí)間h所確定的噴嘴位置P (t0): A)在每個(gè)時(shí)刻ti;根據(jù)航空器飛行的不同量值確定導(dǎo)致流體最優(yōu)出口截面的噴嘴的最優(yōu)位置P (\)，其中l(wèi)〈i〈N; B)以時(shí)間間隔Ati進(jìn)行測量，八\定義為\和、之間差異，并且 C)當(dāng)時(shí)間間隔△h嚴(yán)格高于預(yù)定最小閾值時(shí),噴嘴位置的位移被確認(rèn)為相應(yīng)的最優(yōu)位置 P(ti)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中: 在步驟B)期間，在每個(gè)時(shí)刻\也測量在Pai)和PUci)之間的位置差異ΛΡ，并且 在步驟C)期間，當(dāng)位置差異△ P的絕對(duì)值嚴(yán)格高于預(yù)定最小閾值且嚴(yán)格低于預(yù)定最大閾值時(shí)，噴嘴位置的位移被確認(rèn)為相應(yīng)的最優(yōu)位置P Ui)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中: 在步驟B)期間，在每個(gè)時(shí)刻ti;測量在P(ti)和Patl)之間的位置差異ΛΡ，并且 D)在確定的飛行階段，當(dāng)位置差異△P的絕對(duì)值高于或等于預(yù)定最大閾值時(shí)，步驟C)無效，并且， E)噴嘴被移至位置PaiLPai)等于預(yù)定最大位置Pmax。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中，最小時(shí)間間隔閾值和/或位置差異的最大閾值根據(jù)飛行的不同量值而變化，例如航空器的高度。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其中，航空器爬升階段的最小時(shí)間間隔閾值高于航空器巡航階段的最小時(shí)間間隔閾值。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中，當(dāng)且僅當(dāng)航空器高度在時(shí)刻t嚴(yán)格高于預(yù)定的閾值高度時(shí)，C)被激活。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其中，當(dāng)航空器高度在時(shí)刻\低于或等于預(yù)定的閾值高度，噴嘴被移至等于最大噴嘴出口截面位置P的位置P Ui)。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中，在步驟A期間，噴嘴的最優(yōu)位置Pai)根據(jù)飛行的不同量值而確定，例如航空器的高度、航空器速度和/或航空器的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的電機(jī)狀況。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其中，在步驟A期間，噴嘴的最優(yōu)位置Pai)由測量、估計(jì)或計(jì)算確定。
【文檔編號(hào)】F02K9/80GK104411959SQ201380035244
【公開日】2015年3月11日 申請日期:2013年6月27日 優(yōu)先權(quán)日:2012年7月2日
【發(fā)明者】皮埃爾·卡呂埃勒, 埃爾韋·于爾蘭, 奧利維爾·凱爾布萊尓 申請人:埃爾塞樂公司