專利名稱：飛機(jī)的動(dòng)力保護(hù)裝置的制作方法
飛機(jī)的動(dòng)力保護(hù)裝置本發(fā)明涉及飛機(jī)、特別是4發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)的動(dòng)力保護(hù)裝置。更準(zhǔn)確地說，所述裝置用于保護(hù)飛機(jī)免除低動(dòng)力狀態(tài)(低速度、高 入射角、弱發(fā)動(dòng)機(jī)推力)，這種狀態(tài)威脅飛機(jī)的安全，特別是在接近地 面時(shí)。通常，這樣一種裝置一般包括一可觸發(fā)的控制裝置，當(dāng)它被觸發(fā)時(shí)，用于起動(dòng)保護(hù)功能，所述 保護(hù)功能的要點(diǎn)在于自動(dòng)地控制所述發(fā)動(dòng)機(jī)，以便每臺發(fā)動(dòng)機(jī)提供最大 推力；和—觸發(fā)裝置，用于自動(dòng)地監(jiān)測多個(gè)參數(shù)，并且當(dāng)依賴于所述參數(shù) 的觸發(fā)條件得到滿足時(shí)用于自動(dòng)地觸發(fā)所述控制裝置。然而，由于起動(dòng)保護(hù)功能時(shí)每臺飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)上產(chǎn)生的最大推力，即 使這些發(fā)動(dòng)機(jī)的一臺出現(xiàn)故障，也會產(chǎn)生問題。事實(shí)上，在此情況下， 所述保護(hù)功能引致推力不平衡，這就是說，在飛機(jī)(一個(gè)機(jī)翼)的一個(gè) 側(cè)邊上產(chǎn)生的推力比(另 一個(gè)機(jī)翼的)另 一個(gè)側(cè)邊上產(chǎn)生的推力大得多。 這產(chǎn)生大的偏4元運(yùn)動(dòng)，它可導(dǎo)致側(cè)向控制困難，而因此產(chǎn)生大的飛4幾安 全問題。還有，為了避免這樣一種狀況，所迷形式的保護(hù)裝置通常還包括一檢測裝置，用于檢測全部所述發(fā)動(dòng)機(jī)的故障；和一抑制裝置，它連接于所迷檢測裝置，并且它能夠抑制所述觸發(fā)裝置而因此斷開所述保護(hù)功能。所述抑制裝置通常以下面這樣一種方式來制成 一旦由所述檢測裝置檢測出一臺發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障，就抑制觸發(fā)裝置，這就使得能夠避免前述問題。然而，這樣一種解決方法很大地降低了保護(hù)裝置的可獲得性，使得 一旦至少一臺發(fā)動(dòng)機(jī)有故障，飛機(jī)就不再有動(dòng)力保護(hù)。本發(fā)明的目的是克服這些缺點(diǎn)。它涉及飛機(jī)的動(dòng)力保護(hù)裝置，所述 飛才幾具有布置在其每個(gè)^幾翼上的至少 一 臺發(fā)動(dòng)#幾和至少 一 臺附加發(fā)動(dòng) 機(jī)；這種裝置具有延伸的應(yīng)用領(lǐng)域，并在其中保持了飛機(jī)安全。為此目的，一檢測裝置，用于^:測所述發(fā)動(dòng)機(jī)的故障；一可觸發(fā)的控制裝置，當(dāng)它被觸發(fā)時(shí)，用于起動(dòng)保護(hù)功能，所述 保護(hù)功能的要點(diǎn)在于自動(dòng)地控制所迷發(fā)動(dòng)機(jī)，以便它們提供最大推力；一觸發(fā)裝置；用于自動(dòng)地監(jiān)測多個(gè)參數(shù)，并且當(dāng)依賴于所迷被監(jiān) 測的參數(shù)的觸發(fā)條件得到滿足時(shí)用于自動(dòng)地觸發(fā)所述控制裝置；和一抑制裝置，它連接于所述檢測裝置并能夠作用于所述觸發(fā)裝置， 以便抑制所述保護(hù)功能的起動(dòng)，其特征在于一所述抑制裝置以這樣一種方法來制成僅當(dāng)布置在飛機(jī)同一機(jī) 翼上的所有發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)出現(xiàn)故障時(shí)，才抑制所述保護(hù)功能的起動(dòng)；和一所述控制裝置以這樣一種方法來制成當(dāng)所述控制裝置被觸發(fā) 時(shí)，依據(jù)可能出故障的發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)量和位置，控制至少某些未出故障的 發(fā)動(dòng)機(jī)，從而減小相對于飛機(jī)機(jī)身的、可能的推力不平衡。在優(yōu)先實(shí)施例中，根據(jù)本發(fā)明的裝置被應(yīng)用于飛機(jī)上，所述飛機(jī)設(shè) 置有成對地布置在其機(jī)翼上的4臺發(fā)動(dòng)機(jī)。在此情況下，所述抑制裝置 以這樣一種方法來制成僅當(dāng)布置在飛機(jī)同一機(jī)翼上的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí) 出現(xiàn)故障時(shí)，才抑制所述保護(hù)功能的起動(dòng)。因此，由于本發(fā)明，僅在如果位于同一機(jī)翼上的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)出 現(xiàn)故障時(shí)，動(dòng)力保護(hù)功能才被抑制，這樣一種狀態(tài)(同時(shí)出現(xiàn)故障)則 使產(chǎn)生的不平衡危及飛機(jī)的側(cè)向控制；這使得可能顯著地減少(出現(xiàn)) 抑制這個(gè)保護(hù)功能情況的數(shù)量。因此，根據(jù)本發(fā)明的保護(hù)裝置比前述形 式的通常裝置具有寬得多的應(yīng)用領(lǐng)域，特別是在單臺發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障的 情況下，或是在布置于不同機(jī)翼上的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障的情況下。此外，由于本發(fā)明，如下面所描述的，控制裝置制成為減少(相對 于飛機(jī)機(jī)身的)可能的推力不平衡。因此，保護(hù)功能的起動(dòng)不會干擾飛 機(jī)的側(cè)向控制。因此，上述的特點(diǎn)，在一般情況和相對于前述形式的通常動(dòng)力保護(hù) 裝置，同時(shí)增加飛機(jī)的安全。在優(yōu)先實(shí)施例中，當(dāng)所述控制裝置被觸發(fā)時(shí)，它形成為使得實(shí)施以 下控制(以獲得最大推力)一當(dāng)沒有發(fā)動(dòng)機(jī)故障時(shí)，控制所有4臺發(fā)動(dòng)機(jī)；一當(dāng)外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障時(shí)，僅控制機(jī)身兩側(cè)上的兩臺內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)；一當(dāng)內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障時(shí)，僅控制機(jī)身兩側(cè)上的兩臺外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)；一當(dāng)兩臺外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障時(shí)，控制機(jī)身兩側(cè)上的兩臺內(nèi)側(cè)發(fā) 動(dòng)機(jī)；一當(dāng)兩臺內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障時(shí)，控制機(jī)身兩側(cè)上的兩臺外側(cè)發(fā) 動(dòng)機(jī)；和-當(dāng)?shù)谝粰C(jī)翼的內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)和笫二機(jī)翼的外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障 時(shí)，控制未出現(xiàn)故障的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)。根據(jù)本發(fā)明的裝置也可應(yīng)用于3發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)，它設(shè)置有布置在其每 個(gè)機(jī)翼上的一臺發(fā)動(dòng)機(jī)和布置在機(jī)身上的附加發(fā)動(dòng)機(jī)。在此情況下，最好所述抑制裝置被制成為使得僅當(dāng)布置在機(jī)翼上的至少一臺發(fā)動(dòng)機(jī)出 現(xiàn)故障時(shí)，它才抑制所述保護(hù)功能的起動(dòng)。此外，有利的是，所述觸發(fā)裝置與多個(gè)傳感器相連，所迷傳感器用 于測量至少下列參數(shù)中的一些飛機(jī)的入射角，飛機(jī)的縱向配平角，飛 機(jī)的俯仰速度，飛機(jī)的速度及其減速率，飛機(jī)的馬赫數(shù)，飛機(jī)的前緣縫 翼及襟翼的位置，飛機(jī)的無線電測高高度(相對于地面的高度)，小操 縱桿的位置和能夠檢測出發(fā)動(dòng)機(jī)故障的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)(發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速)。所述檢測裝置和以上傳感器可以是同一個(gè)^:測單元的一部分。在優(yōu)先實(shí)施例中，所述觸發(fā)裝置把以下內(nèi)容作為觸發(fā)條件一與觸發(fā)要求有關(guān)的第一條件；和一與觸發(fā)準(zhǔn)許有關(guān)的第二條件；為產(chǎn)生觸發(fā)，以上條件必須同時(shí)滿足。在此情況下，有利的是，如果以下狀態(tài)的至少一種得到驗(yàn)證，所述 第一條件就得到滿足一飛機(jī)的入射角大于或等于第一入射角值，并且在預(yù)定期間低動(dòng) 力條件是有效的；一飛機(jī)的入射角大于或等于第二預(yù)定入射角值；一入射角保護(hù)裝置被接合，并且飛機(jī)的控制桿處于接近上仰停止 的位置；一飛才幾的配平角大于預(yù)定的配平角值，并且控制桿處于接近上仰 停止的位置。7此外，有利的是，如果所有下列狀況同時(shí)被驗(yàn)證了，所述第二條件就得到滿足—在著陸時(shí)，飛機(jī)相對于地面的高度大于預(yù)定的高度值； 一飛機(jī)的馬赫數(shù)小于預(yù)定的馬赫數(shù)值；和一多個(gè)飛機(jī)專用系統(tǒng)是有效的，所述系統(tǒng)諸如是ADR(飛行數(shù) 據(jù)參照值)裝置，1RS系統(tǒng)(慣性基準(zhǔn)系統(tǒng))，無線電測高儀，空氣速 確定裝置及入射角確定裝置。此外，根據(jù)本發(fā)明的動(dòng)力保護(hù)裝置還包括至少一個(gè)裝置，所述至少 一個(gè)裝置可由操作者操縱，并且它以這樣一種方法來制成當(dāng)它被操縱 時(shí)，可斷開所述保護(hù)功能。特別是這個(gè)裝置可能是按鈕；控制裝置， 它與屏幕相連；或是推力控制桿，它例如可被置于慢速。此外，有利的是，所迷控制裝置以這樣一種方法來制成當(dāng)保護(hù)功 能已被起動(dòng)時(shí)，控制至少某些未出故障的發(fā)動(dòng)機(jī)，使得每臺未出現(xiàn)故障 的發(fā)動(dòng)機(jī)為起飛提供最大推力(稱為"最大起飛推力")或油門恢復(fù)(稱 為"Go-Around"的推力水平)。附圖的各圖將為如何實(shí)施本發(fā)明提供良好的理解。在這些圖中相同 的標(biāo)號標(biāo)示類似的元件。

圖1是根據(jù)本發(fā)明的裝置的方塊圖；以及圖2-9簡略地顯示了飛機(jī)，在飛機(jī)上恰當(dāng)?shù)仫@示了出故障的發(fā)動(dòng) 機(jī)，所述發(fā)動(dòng)機(jī)的推力未被修正；以及其推力已根據(jù)本發(fā)明被修正的發(fā) 動(dòng)機(jī)。根據(jù)本發(fā)明并在圖1中被簡略顯示的裝置1是飛機(jī)A的動(dòng)力保護(hù)裝 置，飛機(jī)A裝設(shè)有4臺發(fā)動(dòng)機(jī)M1、 M2、 M3和M4。更普遍的是，裝置 1用于保護(hù)飛機(jī)A免除低動(dòng)力狀況(低速度，高入射角，低發(fā)動(dòng)機(jī)推力)， 這在危險(xiǎn)時(shí)刻4吏飛^LA處于安全狀態(tài)，特是在接近地面之時(shí)。為做到這點(diǎn)，通常形式的所述裝置1包括一檢測裝置，例如它構(gòu)成檢測單元2的一部分，用于檢測所述發(fā) 動(dòng)機(jī)M1、 M2、 M3及M4的所有故障；一控制裝置3，它可被觸發(fā)，并且它以這樣一種方法來制成當(dāng)它 已被觸發(fā)時(shí)起動(dòng)保護(hù)功能。這個(gè)保護(hù)功能的要點(diǎn)在于自動(dòng)地控制所述 發(fā)動(dòng)機(jī)M1、 M2、 M3及M4從而修正所傳遞的推力，以便它們每臺都 能提供最大推力。為了做到這點(diǎn)，所述控制裝置3通過連線L連接于常用裝置4，該常用裝置4修正所述發(fā)動(dòng)機(jī)M1、 M2、 M3及M4施加的推 力，特別是通過修正所述發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料供應(yīng)；一觸發(fā)裝置6,它通過中間連線5及7分別地連接于所述沖企測單元 2和所述控制裝置3，并且觸發(fā)裝置6以這樣一種方法來制成當(dāng)依賴 于所述參數(shù)的觸發(fā)條件(下面描迷)得到滿足時(shí)，自動(dòng)地監(jiān)測多個(gè)特別 參數(shù)(下面描述)和自動(dòng)地觸發(fā)所述控制裝置3;和一抑制裝置8,它例如通過被集成于所述觸發(fā)裝置6中而連接于后 者，并且它形成為作用于所述觸發(fā)裝置6,以便抑制所述保護(hù)功能的起 動(dòng)。如果保護(hù)功能未被起動(dòng)，或如果其起動(dòng)已被抑制，飛,機(jī)A的各發(fā)動(dòng) 機(jī)M1 -M4當(dāng)然以通常方法被控制，所述通常方法特別是根據(jù)由飛機(jī)A 的駕駛員發(fā)出的通常命令而產(chǎn)生的。根據(jù)本發(fā)明，特別是為了增大裝置1的應(yīng)用領(lǐng)域，通過保持飛機(jī)A 的安全一所述抑制裝置8制成為使得僅當(dāng)布置在飛機(jī)A的同一機(jī)翼B或 C上的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)出現(xiàn)故障時(shí)，才抑制所述保護(hù)功能的起動(dòng)(即阻 止或停止這個(gè)功能的應(yīng)用)；和一所述控制裝置3制成為使得當(dāng)控制裝置3被所述觸發(fā)裝置6觸 發(fā)時(shí)，依據(jù)可能已出故障的發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)量和在機(jī)翼B及C上的位置，控 制裝置3控制至少某些仍未出故障的發(fā)動(dòng)機(jī)，以便同時(shí)地 獲得最大推力；和 減小相對于飛機(jī)A機(jī)身的可能的推力不平衡，飛機(jī)A的機(jī)身在 圖2中以軸線X-X表示。因此，由于本發(fā)明，僅如果位于飛機(jī)A的同一機(jī)翼B或C上的兩 臺發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)出現(xiàn)故障，保護(hù)功能才被抑制，這樣一種狀況使可能的推 力不平衡的減小成為不可能。前述特點(diǎn)使得可能顯著地減少(出現(xiàn))抑 制這個(gè)保護(hù)功能情況的次數(shù)。因此，根據(jù)本發(fā)明的保護(hù)裝置1具有比常 用裝置寬得多的應(yīng)用領(lǐng)域。即使單臺發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障或即使布置在飛機(jī) A的不同機(jī)翼上的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障，也是特別有效的。此外，由于本發(fā)明，控制裝置3以減小〔相對于飛機(jī)A的機(jī)身(X -X)的D可能的推力不平衡這樣一種方法來構(gòu)成，如下面所描述。因此， 保護(hù)功能的起動(dòng)不會干擾飛機(jī)A的側(cè)向控制。因此，前述的特點(diǎn)，以通常方式和相對通常動(dòng)力保持裝置同時(shí)增大 飛^幾A的安全。在特別的實(shí)施例中，所迷檢測單元2包括用于分別地測量至少下列參數(shù)(它們被觸發(fā)裝置6監(jiān)測)中的一些的多個(gè)傳感器Cl、 C2…Cn: 飛機(jī)A的入射角，飛機(jī)A的縱向配平角，飛機(jī)A的俯仰速度，飛機(jī)A 的速度及其減速率，飛機(jī)A的馬赫數(shù)，飛機(jī)A的前緣縫翼及襟翼的位置， 飛機(jī)A的無線電測高高度(相對于地面的高度)，小操縱桿的位置，以 及能夠檢測出發(fā)動(dòng)機(jī)故障的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)(發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速)。此外，所述觸發(fā)裝置6把以下內(nèi)容考慮成觸發(fā)條件一涉及觸發(fā)保護(hù)功能的要求的第一條件，所述笫一條件基于代表駕 駛員動(dòng)作和飛機(jī)A狀態(tài)的參數(shù)；和一涉及觸發(fā)保護(hù)功能的準(zhǔn)許的第二條件，所述第二條件基于飛機(jī)A 的參數(shù)和所述飛才幾A的系統(tǒng)。為了引致觸發(fā)控制裝置3，這些第一及第二條件必須同時(shí)得到滿足。在特別的實(shí)施例中，如滿足下列狀態(tài)A/、 B/、 C/及D/中的至少一個(gè)， 所述第一條就得到滿足A/:飛機(jī)A的入射角大于或等于第一入射角值，并且從預(yù)定期間起 低動(dòng)力條件是有效的；B/:飛機(jī)A的入射角大于或等于第二入射角值；C/:入射角保護(hù)裝置被接合，并且控制桿處于接近上仰停止的位置。D/:飛才幾A的配平角大于預(yù)定的配平角值，并且控制桿處于接近上 仰停止的位置。關(guān)于所述狀態(tài)A/,要注意到_飛機(jī)A的入射角對應(yīng)于飛機(jī)的飛機(jī)入射角a與動(dòng)力值cxd之和。 這個(gè)動(dòng)力值ad是一個(gè)相位提前項(xiàng)，它考慮了飛機(jī)A的減速、高氣流條 件或飛才幾A的俯仰速度，因此預(yù)期會有入射角方面的短期間增大；一所述第一入射角值被確定成飛機(jī)A的機(jī)動(dòng)性約束與保護(hù)功能的 有效性之間的折衷值。這個(gè)第一入射角值例如取決于飛機(jī)A的前緣縫翼 及襟翼的位置和馬赫數(shù)；一所述預(yù)定的間隔代表延遲，所迷延遲允許駕駛員在保護(hù)功能的 觸發(fā)之前有充分時(shí)間做出反應(yīng)(從低動(dòng)力條件的第一次檢測開始，它例 如可能僅是聲音的，不會影響發(fā)動(dòng)機(jī)的速度)，這可被駕駛員以被動(dòng)方式考慮，因?yàn)樗３?dǎo)致油門恢復(fù)。關(guān)于狀態(tài)B/,所述第二入射角值對應(yīng)于被判斷為最大的入射角，再次給出了相對飛機(jī)A的失速入射角的可接受的限度。這個(gè)第二入射角值 大于所述第一入射角值，并且例如可被確定為飛機(jī)A的前緣縫翼及襟翼 的位置以及馬赫數(shù)的函數(shù)。此外，如果全部狀態(tài)E/、 F/及G/同時(shí)得到滿足，則所述第二條件就 得到滿足E/:在著陸時(shí)，飛才幾A相對于地面的高度大于預(yù)定的高度值；F/:飛機(jī)A的馬赫數(shù)小于預(yù)定的馬赫數(shù)值；和G/:多個(gè)特別系統(tǒng)，諸如ADR ("飛行數(shù)據(jù)參照值")類型的空 氣數(shù)據(jù)參考單元、IRS類型的慣性參考系統(tǒng)("慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)")、無 線電高度儀、空速確定裝置及飛機(jī)A的入射角確定裝置是有效的。要指出的是由于所述條件涉及所述狀態(tài)E/，在地面上甚至在著陸 期間，如果飛機(jī)A的位置過于接近地面，保護(hù)功能是被抑制的。此外，根據(jù)本發(fā)明的裝置1還包括至少一個(gè)裝置9,其例如通過連 線10連接于所述控制裝置3 (或連接于所述觸發(fā)裝置6 ),所述裝置9 可由操作者操縱，并且以這樣一種方式來制成當(dāng)它被操縱時(shí)，斷開了 所述保護(hù)功能。因此駕駛員能在任何時(shí)候斷開所迷保護(hù)功能。通過圖釋， 所述裝置9可以是 —按鈕；一控制裝置，它與屏幕相連，例如是FCU ("飛行控制裝置") 式的屏幕；一推力控制桿，它例如可被設(shè)置至慢速，以斷開保護(hù)功能。所迷裝置1也可包括顯示裝置11，它通過連線12連接于所述控制 裝置3,并且它能夠顯示告知飛機(jī)A的駕駛員，任何起動(dòng)所迷飛機(jī)A的 保護(hù)功能的信息，例如通過在屏幕上顯示合適的信息，所述屏幕例如是 PDF (主飛行顯示)屏幕。此外，所述控制裝置3以這樣一種方法來制成當(dāng)保護(hù)功能已被起 動(dòng)時(shí)，控制裝置3控制飛機(jī)A的至少某些未出故障的發(fā)動(dòng)機(jī)，使得未出 故障的每臺發(fā)動(dòng)機(jī)為起飛或油門恢復(fù)提供通常的最大推力。如先前提到的，每次所述合適條件得到滿足時(shí)，保護(hù)功能就被觸發(fā)。 此外，僅如果位于飛機(jī)A的同一機(jī)翼B或C上的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)出現(xiàn)故障，則這個(gè)保護(hù)功能被抑制。圖2 - 9是不同的可能狀態(tài)的簡略表示，每次它都顯示具有機(jī)翼B 及C的飛機(jī)A。每個(gè)機(jī)翼B、 C包括相對于飛機(jī)A的機(jī)身(X-X)的外 側(cè)發(fā)動(dòng)沖幾M1、 M4和相對于所述才幾身的內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)才幾M2、 M3。在這些圖 2-9中，所述發(fā)動(dòng)才幾Ml, M4^皮顯成以下形式一當(dāng)相應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)出了故障時(shí)，是帶有十字的圓圏，例如圖3中顯 示的發(fā)動(dòng)才幾M1;一當(dāng)根據(jù)本發(fā)明使相應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)被控制在最大功率下時(shí)，是涂黑的 圓圈。這樣 一 種控制由箭頭E代表，箭頭E圖釋相應(yīng)的推力(或牽引力)， 例如圖3中所示的發(fā)動(dòng)機(jī)M2及M3;和一當(dāng)相應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)未出故障，但根據(jù)本發(fā)明而被控制，使得它繼續(xù) 產(chǎn)生代表正常命令的功率時(shí)，此時(shí)是簡單的未涂黑的圓圏，例如圖3中 所示的發(fā)動(dòng)才幾M4。根據(jù)本發(fā)明，所述控制裝置3以這樣一種方法來制成當(dāng)它被觸發(fā) 時(shí)，為獲得最大推力，所述控制裝置3實(shí)施以下控制當(dāng)沒有發(fā)動(dòng)機(jī)出故障時(shí)，控制全部4臺發(fā)動(dòng)機(jī)M1-M4,如圖2中所示；—當(dāng)一臺外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)M1出現(xiàn)故障時(shí)，僅控制飛機(jī)A機(jī)身(X-X) 兩側(cè)上的兩臺內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)M2及M3，如圖3中所示；一當(dāng)一臺內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)M2出現(xiàn)故障時(shí)，僅控制機(jī)身兩側(cè)上的兩臺 外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)M1及M4，如圖4中所示；一當(dāng)兩臺內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)M2及M3出現(xiàn)故障時(shí)，控制^L身兩側(cè)上的兩 臺外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)M1及M4,如圖5中所示；—當(dāng)兩臺外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)M1及M4出現(xiàn)故障時(shí)，控制沖幾身兩側(cè)上的兩 臺內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)^LM2及M3，如圖6中所示；和一當(dāng)?shù)?一機(jī)翼C上的內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)M3和第二機(jī)翼B上的外側(cè)發(fā)動(dòng) 機(jī)M1出現(xiàn)故障時(shí)，控制未出現(xiàn)故障的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)M2及M4。簡單地說，當(dāng)涉及保護(hù)功能的觸發(fā)條件得到滿足，并且一如果沒有發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障，所有的發(fā)動(dòng)機(jī)被控制在最大推力狀 態(tài)下，如圖2中所示。從而獲得對稱的推力；一如果兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障、但不在同一個(gè)機(jī)翼B或C上，則余 下的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)被控制在最大推力狀態(tài)下，如圖7中所示。這可導(dǎo)致輕微的推力不平衡；和一如果同一個(gè)機(jī)翼上的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障，保護(hù)功能就被抑制。這是如圖8中所示的、當(dāng)僅有兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)M1及M2出現(xiàn)故障時(shí)的情況， 或是如圖9中所示的、當(dāng)3臺發(fā)動(dòng)機(jī)M1、 M3及M4出現(xiàn)故障時(shí)的情況。當(dāng)然，在所有4臺發(fā)動(dòng)機(jī)M1 — M4同時(shí)出現(xiàn)故障的情況下就不會 產(chǎn)生發(fā)動(dòng)機(jī)控制的問題。要注意到根據(jù)本發(fā)明的動(dòng)力保護(hù)裝置也可以應(yīng)用于3發(fā)動(dòng)機(jī)的飛 機(jī)(未圖示)，3發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)包括兩臺機(jī)翼下的發(fā)動(dòng)機(jī)和一臺機(jī)身上 的發(fā)動(dòng)機(jī)。如果機(jī)身上的發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障，就采取措施在兩臺機(jī)翼下的 發(fā)動(dòng)機(jī)上起動(dòng)動(dòng)力保護(hù)功能。為此，以這樣一種方法制成抑制所述動(dòng)力 保護(hù)裝置的裝置僅當(dāng)至少一臺機(jī)翼下的發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障時(shí)，才抑制所 述保護(hù)功能的起動(dòng)。
權(quán)利要求
1.飛機(jī)(A)的動(dòng)力保護(hù)裝置(1)，它具有布置在其每個(gè)機(jī)翼(B，C)上的至少一臺發(fā)動(dòng)機(jī)(M1，M3)和至少一臺附加發(fā)動(dòng)機(jī)(M2，M4)，所述裝置(1)包括—檢測裝置(2)，用于檢測所述發(fā)動(dòng)機(jī)(M1-M4)的故障；—可觸發(fā)的控制裝置(3)，用于在控制裝置(3)被觸發(fā)時(shí)起動(dòng)保護(hù)功能，所述保護(hù)功能在于自動(dòng)地控制所述發(fā)動(dòng)機(jī)(M1-M4)以使它們提供最大推力；—觸發(fā)裝置(6)，用于自動(dòng)地監(jiān)測多個(gè)參數(shù)，并且用于當(dāng)觸發(fā)條件得到滿足時(shí)自動(dòng)地觸發(fā)所述控制裝置(3)，所述觸發(fā)條件依賴于所述監(jiān)測到的參數(shù)；和—抑制裝置(8)，它連接于所述檢測裝置(2)并能夠作用于所述觸發(fā)裝置(6)，以便抑制所述保護(hù)功能的起動(dòng)；其特征在于—所述抑制裝置(8)以這樣一種方法制成僅當(dāng)布置在飛機(jī)(A)的同一機(jī)翼(B，C)上的所有發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)出現(xiàn)故障，才抑制所述保護(hù)功能的起動(dòng)；和—所述控制裝置(3)以這樣一種方法來制成當(dāng)控制裝置(3)被觸發(fā)時(shí)，根據(jù)可能出現(xiàn)故障的發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)量及位置，控制裝置(3)控制至少某些未出故障的發(fā)動(dòng)機(jī)，使得減小相對于飛機(jī)(A)機(jī)身的可能的推力不平衡。
2. 如權(quán)利要求1所要求的裝置，用于設(shè)置有成對地布置在其機(jī)翼 (B, C)上的4臺發(fā)動(dòng)機(jī)(Ml-M4)的飛機(jī)(A),其特征在于所迷抑制裝置(8)以這樣一種方法構(gòu)成僅當(dāng)布置在飛機(jī)(A)的同一機(jī)翼 (B, C )上的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)出現(xiàn)故障時(shí)，才抑制所述保護(hù)功能的起動(dòng)。
3. 如權(quán)利要求2所要求的裝置，其特征在于所述控制裝置(3) 以這樣一種方法來構(gòu)成，當(dāng)控制裝置(3)被觸發(fā)時(shí)，它實(shí)施以下控制一當(dāng)沒有發(fā)動(dòng)機(jī)出故障時(shí)，控制全部4臺發(fā)動(dòng)機(jī)(Ml-M4);一當(dāng)外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)(Ml, M4)出現(xiàn)故障時(shí)，僅控制機(jī)身兩側(cè)上的兩 臺內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)才幾(M2, M3 );一當(dāng)內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)(M2， M3)出現(xiàn)故障時(shí)，僅控制機(jī)身兩側(cè)上的兩 臺外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)(Ml, M4);—當(dāng)兩臺外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)(Ml, M4)出現(xiàn)故障時(shí)，控制機(jī)身兩側(cè)上的 兩臺內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)片幾(M2, M3);一當(dāng)兩臺內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)(M2， M3)出現(xiàn)故障時(shí)，控制機(jī)身兩側(cè)上的 兩臺外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)(Ml, M4);一當(dāng)?shù)谝粰C(jī)翼(C)上的內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)(M3)和第二機(jī)翼(B)上的 外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)(M1)出現(xiàn)故障時(shí)，控制未出現(xiàn)故障的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)(M2, M4)。
4. 如權(quán)利要求1所要求的裝置，用于在其每個(gè)機(jī)翼上設(shè)置有一臺 發(fā)動(dòng)機(jī)和在機(jī)身上設(shè)置有附加發(fā)動(dòng)機(jī)的3發(fā)動(dòng)機(jī)飛坤幾，其特征在于所 述抑制裝置以這樣一種方法來制成僅當(dāng)布置在機(jī)翼上的至少一臺發(fā)動(dòng) 機(jī)出現(xiàn)故障時(shí)，所述抑制裝置才抑制所述保護(hù)功能的起動(dòng)。
5. 如先前各項(xiàng)權(quán)利要求中任一項(xiàng)所要求的裝置，其特征在于所 述觸發(fā)裝置(6)與多個(gè)傳感器(CI, C2, Cn)連接，多個(gè)傳感器(C1, C2, Cn)用于測量下列參數(shù)中的至少一些飛機(jī)(A)的入射角，飛機(jī)(A)的縱向配平角，飛機(jī)(A)的俯仰速度，飛機(jī)(A)的速度及其減 速率，飛機(jī)(A)的馬赫數(shù)，飛機(jī)(A)的前緣縫翼及襟翼的位置，飛 機(jī)(A)的無線電測高高度，小操縱桿的位置，以及能夠檢測出發(fā)動(dòng)機(jī) 故障的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)。
6. 如先前各項(xiàng)權(quán)利要求中任一項(xiàng)要求的裝置，其特征在于所述 觸發(fā)裝置(6)把以下內(nèi)容考慮為觸發(fā)條件一有關(guān)觸發(fā)要求的第一條件；和 一有關(guān)觸發(fā)準(zhǔn)許的第二條件， 為產(chǎn)生觸發(fā)，必須同時(shí)滿足以上條件。
7. 如權(quán)利要求6所要求的裝置，其特征在于如果下列狀態(tài)中的 至少一個(gè)被驗(yàn)證，所述第一條件就得滿足一飛機(jī)(A)的入射角大于或等于第一入射角值，并且從預(yù)定期間起保持了低動(dòng)力狀態(tài)；一飛機(jī)(A)的入射角大于或等于預(yù)定的第二入射角值；一入射角保護(hù)裝置已接合，并且飛機(jī)(A)的控制軒處于接近上仰停止的位置；一飛機(jī)(A)的配平角大于預(yù)定的配平角值，并且控制桿處于接近 上仰停止的位置。
8. 如權(quán)利要求6及7中的一項(xiàng)所要求的裝置，其特征在于如果 全部下列狀態(tài)同時(shí)被驗(yàn)證，所述第二條件就得到滿足一在著陸時(shí)，飛機(jī)(A)相對于地面的高度大于預(yù)定的高度值； 一飛機(jī)(A)的馬赫數(shù)小于預(yù)定的馬赫數(shù)值；和 一飛機(jī)(A)的多個(gè)特別系統(tǒng)是有效的。
9. 如先前各項(xiàng)權(quán)利要求中任一項(xiàng)所要求的裝置，其特征在于它 還包括至少一個(gè)裝置(9),其能夠由操作者操縱，并且它以這樣一種 方法來制成當(dāng)它被操縱時(shí)，斷開所述保護(hù)功能。
10. 如先前各項(xiàng)權(quán)利要求中任一項(xiàng)所要求的裝置，其特征在于所 述控制裝置(6)以這樣一種方法制成當(dāng)保護(hù)功能已被起動(dòng)，控制裝 置(6)控制至少某些未出故障的發(fā)動(dòng)機(jī)，使得每臺未出故障的發(fā)動(dòng)機(jī) 為起飛或?yàn)橛烷T恢復(fù)提供最大推力。
11. 一種飛機(jī)，其特征在于它含有如權(quán)利要求1-10中任一項(xiàng)所要 求的裝置(1)。
全文摘要
本發(fā)明涉及飛機(jī)(A)的動(dòng)力保護(hù)裝置，它具有布置在其每個(gè)機(jī)翼(B，C)上的至少一臺發(fā)動(dòng)機(jī)(M1，M3)和至少一臺附加發(fā)動(dòng)機(jī)(M2，M4)，所述裝置(1)包括檢測裝置(2)，用于檢測所述發(fā)動(dòng)機(jī)(M1-M4)的故障；可觸發(fā)的控制裝置(3)，用于在控制裝置(3)被觸發(fā)時(shí)去起動(dòng)保護(hù)功能，所述保護(hù)功能的要點(diǎn)在于自動(dòng)地控制所述發(fā)動(dòng)機(jī)(M1-M4)以使它們提供最大推力；觸發(fā)裝置(6)，用于自動(dòng)地監(jiān)測多個(gè)參數(shù)，并且當(dāng)觸發(fā)條件得到滿足時(shí)用于自動(dòng)地觸發(fā)所述控制裝置(3)，所述觸發(fā)條件依賴于所述監(jiān)測到的參數(shù)；和抑制裝置(8)，它連接于所述檢測裝置(2)，并能夠作用于所述觸發(fā)裝置(6)，以便抑制所述保護(hù)功能的起動(dòng)。
文檔編號G05D1/00GK101263056SQ200680033494
公開日2008年9月10日 申請日期2006年9月12日 優(yōu)先權(quán)日2005年9月13日
發(fā)明者D·龍塞雷, F·德拉普萊斯, J·米勒 申請人:法國空中巴士公司