用於確定飛行器空速的方法和裝備有實施裝置的飛行器的製作方法

2023-10-26 09:21:22 1

專利名稱：用於確定飛行器空速的方法和裝備有實施裝置的飛行器的製作方法
技術領域：
本發明涉及用於由壓力參數，特別是靜壓和總壓，確定空中飛行器的速度即所謂的「空速」的方法。本發明還涉及設有渦輪發動機，特別是渦輪噴氣發動機或渦輪螺槳發動機，的飛行器，所述渦輪發動機中的至少一個裝備有適於這樣的方法的裝置。這些渦輪發動機在下文中還被稱作「發動機」。本發明的領域是確定飛行器空速。通過一些壓力參數的知識實施所述確定步驟，所述壓力參數為與大氣壓力相對應的靜壓和總壓，即所述靜壓和動壓的總和。該動壓由飛行器在飛行時相對於環境空氣氣團的速度即空速產生。本發明特別適用於，但也不排它地，裝備有渦輪噴氣發動機或渦輪螺槳發動機的飛行器，如下文中更詳細所述，本發明還可適用於任何飛行器或航空器。
背景技術：
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壓力參數常規上是通過被定位在飛行器前部部分上的探頭來測量的。這些測量是通過與換能器相關的獲取得到的靜壓記錄和通過一體的壓力計測量總壓的全壓管而執行的。出於可用性方面的考慮，由於信息速度和這些知識對於飛行控制而言的重要性，存在三種用於測量各壓力參數的主要鏈，且在一些體系機構中，還包括所謂的第四應急鏈。現在看起來，可以訪問速度備選信息，所述速度備選信息獨立於由對於給定故障而言敏感度不同的常規風力測定單元獲得的信息。對於飛行員和顧客而言，獲得備選的空速信息記錄，實際上允許處於能夠補救可能影響基本風力測定數據的任何簡單或多項缺陷的狀態。—種解決方案是通過升力方程式由其入射角和其它參數開始估算飛行器的速度。然而，在較高速度條件下，入射變化會以較大的交換率顯著地影響對應的估算速度的變化量。還存在較大的不準確度，從而導致所著眼的目標是這種解決方案僅可在低速範圍內實施，而不能在整個飛行器飛行場中實施。

發明內容
本發明的目的在於包括在實時方面並且特別是在以前的解決方案不能使用的速度場中，能夠獲得足夠精確和可使用的飛行中的飛行器的備選空速信息記錄。為此，本發明利用由飛行器發動機供給的壓力信息以便重建可在飛行器飛行控制系統中使用的空速信息記錄。更準確地說，本發明的目的在於提供一種用於確定「在飛機高度下(at theairplane level)」實施的空速的方法，包括用於飛行器的特別是在座艙中顯示、監控、例如對於風力測定系統而言的報警、導航和飛行指令系統。所述飛行器包括各自至少由一個吊艙和一個空氣壓縮/氣體膨脹栓(hitch)構成的發動機。在這樣一種方法中，空速為所謂的發動機空速，其由具體的發動機參數確定，即由在發動機吊艙下面測得的環境空氣的靜壓即所謂的吊艙靜壓和由通過用於發動機的至少一個部件的空氣動力場和/或熱力學循環的建模裝置得到的發動機參數值確定的總壓即所謂的發動機總壓確定，所述具體的發動機參數是通過僅在至少一個發動機水平處執行測量得到的。術語「在吊艙下面」所指的是在該吊艙的外包皮與內包皮之間。對發動機空速的確定或是在飛機高度處，或是在發動機水平處的中間處理過程中執行的，並且隨後被傳送至飛機高度，以便以適於需求的形式定義空速。因此,發動機空速信息是由在發動機水平下(at the engine level)實施的壓力測量而得到的，而與由風力測定單元供給的參數值無關。特別是，對發動機總壓的確定可以要求，除了測量吊艙靜壓之外，還要測量在發動機水平下的空氣靜壓即所謂的發動機靜壓、至少一個壓縮輸出壓力、至少一個壓縮/膨脹栓的轉速和環境空氣溫度中選定的參數。優選地，當發動機中設有鼓風機時，在鼓風機的上遊和/或下遊測量發動機靜壓，或者當發動機中沒有鼓風機時，在發動機的空氣輸入導管中測量發動機靜壓。有利的是，常規的速度和馬赫數數據是通過對在飛機高度下傳送的吊艙靜壓和發動機總壓數據進行處理而得到的。此外，這些數據可形成與所述飛行器所裝備的發動機的個數一樣多的備選的速度信息源。優選地，飛行器的處於飛機高度的至少一個系統接收發動機空速和風力測定速度數據等確定參數，以便形成能夠根據需要由所述系統實施的不同的源。本發明還涉及一種飛行器，其中如上面所述的在飛機高度下的空速供給方法能夠得以實施。這樣一種飛行器裝備有發動機，每一個發動機由至少一個發動機數據處理單元的至少一個吊艙和至少一個壓縮機/渦輪機栓例如高壓(HP以下)栓和低壓(BP以下)栓構成，以及與該單元相關聯的在飛機高度下的飛機的特別是座艙中的顯示、監控、導航、警報和飛行指令系統。在所述飛行器中，至少一個發動機至少設有一個被布置在所述吊艙下面的環境空氣靜壓探頭、至少一個發動機靜壓探頭、至少一個發動機轉速傳感器、至少一個用於壓縮機級的輸出壓力探頭和至少一個環境空氣溫度探頭。這些探頭和傳感器(在下文中被稱作探測器)與處理單元相連，所述處理單元能夠將由所述探測器的至少一部分在空氣動力場建模裝置和/或至少一個發動機的至少一個部件的熱力學循環的輸入端供給的測量數據、用於確定空速的發動機數據傳送至在飛機高度下的系統中的至少一個。特別是，在飛機高度下的這樣的系統裝備有能夠對吊艙靜壓和發動機總壓數據進行處理以便能夠以常規速度和馬赫數的形式確定空速數據的裝置。另一種選擇是且另外，所述處理單元還裝備有這些壓力數據處理裝置。所述空氣動力場或所述熱力學循環是在鼓風機、空氣輸入端、壓縮機級和渦輪機級中選定的發動機部件之一。優選地，所述環境空氣溫度探頭可被布置在發動機的空氣輸入端。其中，鼓風機的空氣動力場可以由來自鼓風機轉速傳感器、被布置在鼓風機上遊和/或下遊的「發動機」靜壓探頭和空氣溫度的數據來構建模型。與換能器系統相關聯的探測器能夠將所述信號轉為靜壓、轉速和溫度參數等代表性信號，並且將這些信號傳送至數據處理單元。這樣一種處理單元隨後易於將這些信號，如吊艙靜壓和發動機總壓數據，傳送至在發動機水平下的系統中的至少一個，以便以適於需求的形式，特別是以常規速度和馬赫數的形式，確定空速數據。根據一個優選實施例，所述飛行器還包括風力測定單元，在飛機發動機水平下的接收吊艙靜壓和發動機總壓數據的這樣的系統還接收通過與所述風力測定單元相關聯獲得的風力測定數據並且能夠隨著需求的變化實施所述空速和風力測定數據。


通過結合附圖閱讀下文中對本發明的非限制性描述，本發明的其它數據、特徵和優點將會變得更加明顯。在所述附圖中
圖I是根據本發明的涉及提供飛行器空速的裝備有測量探 測器的飛行器發動機的剖視不意圖；和
圖2是根據本發明的方法的研發和利用飛行器空速的功能圖。
具體實施例方式參見圖I所示的剖視圖，自空氣輸入端El相對於由箭頭F標識的空氣流從上遊到下遊，飛行器的渦輪噴氣發動機I包括鼓風機10、壓縮機BP 12和HP 14、燃燒室15、膨脹渦輪HP 16和BP 18以及排氣管19。壓縮級和膨脹級HP和BP各自連同驅動軸13和11形成栓HP 2和BP 3。整流罩20保護整個栓HP和BP直至主排氣管19並且鼓風機罩殼21受到臂31的支承。吊艙30被裝配在罩殼21上面和發動機附接支柱(圖中未示出)上面。輸入空氣流F通過鼓風機10得到加速，隨後經由整流矯直裝置17取直，以便形成二次流Fs。該二次流Fs在通過次級管道25被噴射前在整流罩20與吊艙30之間循環流動。輸入流的中心流形成初級流Fp，所述初級流在栓HP 2和BP 3中受壓、燃燒和膨脹。然後，該初級流Fp與經取直的次級流Fs —起執行所述飛行器的推進。產生膨脹的該初級流Fp還允許所述飛行器的其它能量需求(氣動、電氣和液壓能量)經由配件箱22的得到滿足。該初級流Fp的殘留氣體通過主管19排出。此外，渦輪噴氣發動機I常規地裝備有大量的探測器用於栓HP 2和BP 3 (壓縮機BP 12和HP 14)以及鼓風機10的各部件的壓力探頭、速度傳感器和溫度傳感器。通過將由這些探測器供給的數據即所謂的「發動機參數」傳送給FADEC (「全權數字式發動機控制」)型的處理單元40從而對發動機的狀態進行監控和調節。這些單元特別是使得能夠引導控制燃料泵的流速，以便對作為發動機參數的函數的燃燒進行調節。處理單元40被布置在鼓風機罩殼21上面。根據本發明，「吊艙」和「發動機」壓力參數被選擇以分別由環境空氣靜壓和總壓確定所述飛行器的空速，並且將這些速度信息提供給「處於飛機高度」的系統。除了環境空氣靜壓之外，所述總壓要求還要對靜壓和發動機內部工作的模型的其它測量。在特別是如圖I的示意圖所示出的一個實例中，作出了如下選擇被布置在吊艙30下面，即該吊艙的外包皮3a與內包皮3b之間的，用於測量環境空氣靜壓的探頭Pl ;壓縮機的輸出壓力探頭P4 ;以及用於鼓風機10的轉速傳感器NI和位於渦輪噴氣發動機I的空氣輸入端El處的空氣溫度探頭Tl。探頭P1-P3的數據以及傳感器NI的數據被傳送至處理單元。
如圖2中所示，分別由探測器P1-P3、NI和N2供給的鼓風機速度Mv和空氣溫度Mt的環境空氣靜壓Mpl和「發動機」靜壓Mp2、Mp3的測量值如所屬領域的技術人員已公知地通過適當的換能器Trl-Tr5被轉換為電信號Spl_Sp3、Sv和St。隨後，這些信號在數字處理單元40的模數轉換器Cl中被轉換為數字數據。環境空氣靜壓信號Spl被轉換為「吊艙」靜壓的數字數據Psn。另外，發動機靜壓信號Sp2和Sp3被轉換為在模擬器SI中使用的「發動機」靜壓Psm0 「發動機」靜壓Psm是將由轉換器Cl數位化的信號Sp2和Sp3合在一起而生成的。另一種可選方式是，在數位化後，轉換器可將信號Sp2和Sp3 二者傳送至模擬器SI。最後,速度信號Sv和溫度信號St經由轉換器被轉換為數字數據Vm和Tm。在模擬器SI中利用對應於測量值Mpl的數字數據生成「吊艙」靜壓Psn，而由對應於測量值MpU Mp2和/或Mp3、NI和Tl的輸入數據Psn、Psm、Vm和Tm推導出總壓Ptm0該模擬器利用選定的發動機部件的熱動力學循環或空氣動力場的多個建模部分，由此生成發動機的整個熱動力學循環的演繹(extracts) Es (在下文中被稱作發動機建模)。在這樣的非限制性實例中，鼓風機10的空氣動力場被建模並且參數Psm、Vm和Tm被用在發動機建模的演繹Es中，例如在生成鼓風機10的空氣動力場建模的演繹中。對於所屬領域的技術人員而言，發動機建模和用於演繹所述建模以便形成發動機部件的特定模型的手段是已公知的。單元40隨後將數據Psn和Ptm傳送給「處於飛機高度」的系統S1-S3，由此以適於使用這些速度信息的形式確定所述飛行器的空速。在如圖所示的實例中，分別對於飛機座艙的顯示器、風力測定單元Sa的警報和飛行指令而言，這些系統S1-S3是專用的。在其它可選方案中，數據被供給到這些系統的子組件和/或風力測定系統或單元Sa。例如，有可能通過下面的已公知公式確定常規空氣速度Vc和馬赫數Mn的數據
權利要求
1.一種用於飛行器的確定在飛機高度下實施的空速的方法，所述飛行器包括各自至少由一個吊艙(30 )和一個空氣壓縮/氣體膨脹栓(2，3 )構成的發動機(I)，其中所述空速為所謂的發動機空速(Vc，Mn)，其由僅通過在至少一個發動機(I)的水平處測量得到的具體的發動機參數確定，即由 在所述發動機(I)吊艙(30)下面測得(Mpl)的環境空氣的靜壓即所謂的吊艙靜壓(Psn)，和 由通過用於發動機的至少一個部件的空氣動力場和/或熱力學循環的建模裝置得到的發動機參數值確定的總壓即所謂的發動機總壓(Ptm)確定。
2.根據權利要求I所述的空速確定方法，其中對發動機空速(Vc，Mn)的確定或是在飛機高度處，或是在發動機水平處的中間處理過程中執行的，並且隨後被傳送至飛機高度，以便以適於需求的形式定義空速。
3.根據權利要求I或2所述的空速確定方法，其中對發動機總壓(Ptm)的確定要求測量吊艙靜壓(Mpl)，測量在發動機(I)水平下的空氣靜壓(Mp2，Mp3)即所謂的發動機靜壓、至少一個壓縮輸出壓力、至少一個壓縮/膨脹栓的轉速和環境空氣溫度(Mt)中選定的參數。
4.根據權利要求I所述的空速確定方法，其中在裝備發動機的鼓風機(10)的上遊(Mp2)和/或下遊(Mp3)測量發動機靜壓。
5.根據權利要求I或2所述的空速確定方法，其中常規的速度(Vc)和馬赫數(Mn)數據是通過對在飛機高度下傳送的吊艙靜壓(Psn)和發動機總壓(Ptm)數據進行處理而得到的，這些數據形成作為與所述飛行器所裝備的發動機個數一樣多的多個備選的速度信息源。
6.根據前述權利要求中任一項所述的空速確定方法，其中處於飛行器的飛機高度的至少一個系統(S1-S3)接收用於發動機空速(Vc，Mn)和風力測定速度數據的確定參數(Psn，Ptffl),以便形成能夠根據需要由所述系統(S1-S3)實施的不同的源。
7.一種裝備有發動機的飛行器，每一個發動機(I)由至少一個吊艙(30)和至少一個壓縮機/渦輪機栓(2，3)，至少一個發動機數據處理單元(40)以及與該單元(40)相關聯的在飛機高度下的飛機的顯示、監控、導航、警報和飛行指令系統(S1-S3)構成，其中至少一個發動機(I)至少設有一個被布置在所述吊艙(30)下面的環境空氣靜壓探頭(P1)、至少一個被布置在發動機水平處的發動機靜壓探頭(P2，P3)、至少一個用於壓縮機級(12)的輸出壓力探頭(P4)、至少一個發動機轉速傳感器(NI，N2)、和至少一個環境空氣溫度探頭(Tl)，這些探測器(P1-P4，NI，Tl)與處理單元(40)相連，所述處理單元能夠將由所述探測器的至少一部分在空氣動力場模型裝置和/或至少一個發動機的至少一個部件的熱力學循環的建模裝置的輸入端供給的測量數據、用於確定空速的發動機數據(Psn，Ptffl, Vc, Mn)傳送至在所述飛行器的飛機高度下的系統(S1-S3)中的至少一個。
8.根據前述權利要求中任一項所述的飛行器，其中在飛機高度下的所述至少一個系統(S1-S3)裝備有能夠對吊艙靜壓(Psn)和發動機總壓(Ptm)數據進行處理以便能夠以常規速度(Vc)和馬赫數(Mn)的形式確定空速數據的裝置。
9.根據權利要求7或8所述的飛行器，其中所述空氣動力場或所述熱力學循環是在鼓風機(10)、空氣輸入端(El )、壓縮機級(12，14)和渦輪機級(16，18)中選定的一個發動機部件。
10.根據權利要求7所述的飛行器，其中所述環境空氣溫度探頭(Tl)被布置在發動機Cl)的空氣輸入端(El )。
11.根據權利要求7所述的飛行器，其中所述鼓風機(10)的空氣動力場由來自鼓風機轉速傳感器(NI)、被布置在鼓風機上遊(P2)和/或下遊(P3)的「發動機」靜壓探頭和空氣溫度傳感器(Tl)的數據來構建模型。
12.根據權利要求7所述的飛行器，其中與換能器系統(Trl-Tr5)相關聯的探測器能夠將由探測器(P1-P4，附，吧，11，了2)供給的參數測量值(1^1-1^3，Mv, Mt)轉換為表示靜壓(Spl-Sp3)、轉速(Sv)和溫度(St)等參數的信號(Spl-Sp3，Sv, St)，並且將這些信號傳送至數據處理單元(40)，所述數據處理單元能夠將這些信號，吊艙靜壓(Psn)和發動機總壓(Ptffl)數據，傳送至在所述飛行器的發動機水平下的系統(S1-S3)中的至少一個，以便確定空速數據(Vc，Mn)。
13.根據前述權利要求中任一項所述的飛行器，其中所述發動機靜壓探頭(P2，P3)被布置在發動機水平處且被布置在鼓風機(10)的上遊和/或下遊。
14.根據前述權利要求中任一項所述的飛行器，其中所述飛行器還包括風力測定單元(Sa)，在飛機發動機處的接收吊艙靜壓(Psn)和發動機總壓(Ptm)數據的這樣的系統(SI，S2，S3)還接收通過與所述風力測定單元相關聯獲得的風力測定數據並且能夠隨著需求的變化將發動機空速和風力測定數據合併在一起。
全文摘要
用於確定飛行器空速的方法和裝備有實施裝置的飛行器。本發明的目的在於在基於關聯測量的手段不適用的部分飛行場中，能夠供給足夠精確和可使用的飛行器的備選空速信息記錄。為此，本發明利用由在所述飛行器的飛機高度下可在系統中工作的飛行器發動機供給的壓力信息。飛行器裝備有由至少一個吊艙和一個壓縮機/渦輪機栓構成的發動機，飛行器包括至少一個數據處理單元以及在發動機水平下的至少一個系統。飛行器的至少一個發動機裝備有至少一個被布置在所述吊艙下面的環境空氣靜壓探頭、被布置在發動機水平處的空氣靜壓探頭、一個位於壓縮機輸出端的壓力探頭、至少一個例如鼓風機的轉速傳感器、和位於空氣輸出端或在任何壓縮點處的環境空氣溫度探頭。
文檔編號B64D43/02GK102879602SQ20121024234
公開日2013年1月16日 申請日期2012年7月13日 優先權日2011年7月13日
發明者J.費奧, F.雨果 申請人:空中巴士運營簡化股份公司, 空中巴士公司