渦輪噴氣發動機推力控制方法和裝置與流程
2023-12-09 14:41:51 2
本發明大體上涉及航空領域。
本發明尤其涉及對航空渦輪噴氣發動機的怠速推力進行控制，舉例來說，所述渦輪噴氣發動機可以是包括低壓壓氣機和高壓壓氣機的雙轉子旁路渦輪噴氣發動機。渦輪噴氣發動機的推力由在壓氣機入口和出口之間加速的一定量的空氣產生。
已知渦輪噴氣發動機高壓壓氣機的工作點由壓氣機入口處降低的空氣流量WR，以及由壓氣機出口處的總壓力Ps和其入口處的總壓力Pe的比值確定。如圖1A所大概顯示的那樣，該圖有助於(基於壓氣機的各個不同工作點)對壓氣機的工作線LFnom進行建模，並對其極限，特別是存在渦輪噴氣發動機喘振風險的區域(由喘振線LPnom限定)進行建模。應該回顧一下，喘振是渦輪噴氣發動機壓氣機的空氣動力學不穩定，其由壓氣機入口和出口之間的巨大壓力差引起，並特別表現為渦輪噴氣發動機內的氣流方向顛倒。
當控制渦輪噴氣發動機時，考慮到可能對渦輪噴氣發動機運行有影響的各種現象(例如，渦輪噴氣發動機老化，熱傳遞，部件分散，傳感器誤差等)，已知需要在新的一般發動機高壓壓氣機的喘振極限和操作線之間留出稱為「喘振裕度」的殘留裕度(在圖1A中標記為STACK)。和標稱工作線LPnom和標稱喘振極限LPnom相比，這些現象導致較高的高壓壓氣機工作線LFdet和較低的喘振極限LPdet。
渦輪噴氣發動機全權限數字電子控制(FADEC)計算機為防止喘振而對渦輪噴氣發動機進行的調節不是通過測量壓氣機的內在參數(例如，入口處的空氣流量，以及入口和出口處的總壓力)執行的，而是通過使用比較便宜，但是更加穩健，易於安裝的傳感器，以及呈現更大的動態範圍而執行的，該範圍用於測量渦輪噴氣發動機燃燒室的燃料噴射速度，壓氣機入口溫度，燃燒室靜壓，以及渦輪噴氣發動機速度XNR。可以使用這類傳感器的原因是，在渦輪噴氣發動機降低的速度和壓氣機入口處降低的空氣流量之間，以及在壓氣機入口和出口處的總壓力比值和燃料流量C和高壓壓氣機出口壓力P的比值之間存在已知的關係，或者某些假設。基於這些假設，可以通過計算燃料流量和壓力的限制比C/P(也稱為高限值BH，或者就稱為喘振限值)來提供喘振防護，所述C/P對應於最低喘振極限LPdet，該最低喘振極限LPdet考慮到上述可能影響渦輪噴氣發動機運行(特別是其調節)的現象。圖1B顯示了該高限值BH，其和壓氣機的標稱工作線LFnom'作為對比，二者都表示為按渦輪噴氣發動機速度XNR繪製比值C/P。
現今，飛機製造商對新一代發動機的怠速推力有日益嚴格的要求。這些要求導致了一些新的問題：在裕量方面，要能夠設想在地面上時以越來越小水平的推力，也就是說越來越慢的發動機速度怠速運行，其中發動機速度是最能代表渦輪噴氣發動機推力的要素之一。
特別地，太小的怠速推力會導致速度不足現象，或者渦輪噴氣發動機加速阻塞現象。渦輪噴氣發動機速度不足表現為渦輪噴氣發動機的發動機速度異常降低，也就是說渦輪噴氣發動機的異常減速，即使其燃料流量設定點處於其上述高限值BH，該高限值BH的目的是防止壓氣機喘振。
為了防止渦輪噴氣發動機發生所述速度不足的風險，已知在調節渦輪噴氣發動機時考慮額外的保護裕量(也稱為「速度不足裕量」，表示為燃料流量和壓力的比值C/P)，以防止渦輪噴氣發動機速度不足。但是，將該裕量納入考慮通常會導致渦輪噴氣發動機怠速時的推力增加，從而確保當其怠速時渦輪噴氣發動機能夠呈現良好的運行穩定性和良好的加速時間。
因此，需要一種對怠速渦輪噴氣發動機的推力進行控制的方法，該方法可確保渦輪噴氣發動機的正常運行，同時還滿足飛機製造商日益嚴格的要求。
技術實現要素：
本發明滿足該需求，特別提供一種藉助於高限值對接受燃料流量調節的渦輪噴氣發動機的怠速推力進行控制，從而為所述渦輪噴氣發動機的壓氣機提供喘振防護的方法，該方法包括：
用於獲得所述渦輪噴氣發動機的所述高限值上的第一工作點的獲得步驟，所述第一工作點對應於第一推力值，所述高限值考慮了對調節所述渦輪噴氣發動機時燃料噴射到所述渦輪噴氣發動機的燃燒室中的速度的低估；
用於達到所述第一工作點的渦輪噴氣發動機的第一控制步驟；
用於監控所述渦輪噴氣發動機從而檢測所述壓氣機的速度不足的監控步驟；以及
如果檢測到速度不足：
獲得第二工作點的獲得步驟，所述第二工作點對應於所述渦輪噴氣發動機的第二推力值，所述第二推力值大於所述第一值，並且，相對於所述高限值，所述第二工作點保證為防止所述渦輪噴氣發動機發生壓氣機速度不足而確定的裕量；以及
用於達到所述第二工作點的渦輪噴氣發動機的第二控制步驟。
相應地，本發明還提供一種藉助於高限值對接受燃料流量調節的渦輪噴氣發動機的怠速推力進行控制，從而為所述渦輪噴氣發動機的壓氣機提供喘振防護的控制裝置，該裝置包括：
用於獲得所述渦輪噴氣發動機的所述高限值上的第一工作點的獲得模塊，所述第一工作點對應於第一推力值，所述高限值考慮了對調節所述渦輪噴氣發動機時燃料噴射到所述渦輪噴氣發動機的燃燒室中的流量的低估；
適於控制所述渦輪噴氣發動機達到所述第一工作點的控制模塊；
用於監控所述渦輪噴氣發動機並適於檢測所述壓氣機的速度不足的監控模塊；以及
如果所述監控模塊檢測到速度不足，則激活模塊：
以獲得第二工作點，所述第二工作點對應於所述渦輪噴氣發動機的第二推力值，所述第二推力值大於所述第一值，並且，相對於所述高限值，所述第二工作點保證為防止所述渦輪噴氣發動機發生壓氣機速度不足而確定的裕量；以及
以控制所述渦輪噴氣發動機以達到所述第二工作點。
因此，本發明提供了一種機敏的機制，該機制考慮到調節渦輪噴氣發動機所用的燃料流量的測量誤差，使渦輪噴氣發動機的推力能夠根據其壓氣機遭受的速度不足的真實風險被調節。該機制持續防止渦輪噴氣發動機的壓氣機發生喘振，因此在控制渦輪噴氣發動機時避免使用最壞情況策略，該最壞情況策略總是假定存在速度不足的風險，替代地它適於渦輪噴氣發動機的行為。更確切地說，最初控制渦輪噴氣發動機達到和「低」第一推力值相對應的第一工作點，接下來，如果發現第一推力值不足，因此會導致渦輪噴氣發動機速度不足，則轉變為和大於第一推力值的第二推力值相對應的第二工作點，從而避免渦輪噴氣發動機發生任何故障，並保證其可以被控制。
發明人有利地確定，存在一些現象，例如特別是測量渦輪噴氣發動機燃燒室的燃料噴射速度時，或者測量渦輪噴氣發動機壓氣機出口處抽氣(即，洩露)時的某些誤差，這些誤差對壓氣機的喘振裕量具有正面影響(即減少喘振的任何風險)，但是可能不利於怠速(即，地面怠速)時渦輪噴氣發動機的可控制性。
因此，更具體地，以比調節設定點小的速度將燃料噴射到渦輪噴氣發動機燃燒室中(例如，原因是傳感器高估了燃料流量)不存在壓氣機喘振的風險，但是可能阻止渦輪噴氣發動機正確加速，甚至可能導致渦輪噴氣發動機速度不足(即，減速而不是加速)。
同樣，壓氣機出口處的過多漏氣(例如，原因是低估了漏氣)會降低壓氣機的工作線，因此降低了它的喘振風險，但是這也會改變和燃料流量與壓力的比值C/P相比的壓力比。這種現象對上述燃料流量測量誤差也有類似影響。
發明人提出在對渦輪噴氣發動機的推力進行控制時機敏地考慮了這些現象。和漏氣測量誤差相比(決定和燃料流量的測量不確定性有關的現象，例如溫度和燃料類型，以及用於測量燃料調整閥門位置的傳感器的分散，自身要比決定與空氣流量的測量誤差有關並涉及多個傳感器的現象要更好理解)，燃料流量有關的測量誤差可以根據燃料流量傳感器的規格更容易地估計，因此，本發明提出通過實時行動，根據和渦輪噴氣發動機實際遇到的燃料流量有關的測量誤差估計其速度不足裕量需求，從而調節渦輪噴氣發動機的推力。更具體地，發明人依賴於燃料流量不能同時被燃料流量傳感器高估和低估的原理。這樣做的目的是避免現有技術中的缺陷，現有技術中傾向於總是以相同的方式對和燃料流量有關的測量誤差進行處理，即使這些測量誤差有時在一個方向上會不利於喘振，或者在相反方向上不利於速度不足。
當控制渦輪噴氣發動機(即，控制其達到第一工作點)時，因此本發明提供的推力控制邏輯有利地包括最初只考慮可能影響喘振裕量的燃料流量測量誤差，更具體地，導致燃料流量被低估的那些誤差(即，在該階段，不考慮可能導致燃料流量被高估的誤差，這些誤差可能對渦輪噴氣發動機的速度不足裕量有影響)。
因此，舉例來說，渦輪噴氣發動機的第一工作點選擇為這樣的工作點：相對於可能影響渦輪噴氣發動機的調節的現象(除了和燃料流量有關的測量誤差以外)，該工作點考慮速度不足裕量。
應用該策略確定的渦輪噴氣發動機的第一工作點還可以對應於在燃料流量方面相對於高限值的零殘餘裕量。這樣做的目的是最小化當怠速時渦輪噴氣發動機的第一推力值。
之後證明這是相關的，換句話說，如果第一推力值太小並導致渦輪噴氣發動機速度不足，轉變為第二推力值，該第二推力值大於第一推力值，並考慮了預定的速度不足裕量(控制渦輪噴氣發動機達到第二工作點)。納入考慮的速度不足裕量優選以考慮了對調節所述渦輪噴氣發動機時燃料噴射到所述渦輪噴氣發動機的燃燒室中的速度的高估的方式確定，特別是基於所用燃料流量傳感器的規格並基於渦輪噴氣發動機的物理方程估計。
本發明提出的該渦輪噴氣發動機推力控制機制能夠通過提供新的，相對較低的標稱怠速推力級確保渦輪噴氣發動機保持可控，並能夠滿足飛機製造商規定的要求。和第二推力值相對應的渦輪噴氣發動機的第二工作點自然選擇為使渦輪噴氣發動機能夠從第一推力值轉變為第二推力值。這取決於通過其工作線建模的渦輪噴氣發動機，第二工作點位於該工作線上。
應該遵守的是，該第二工作點優選選擇為保證渦輪噴氣發動機可以獨立於燃料流量的測量條件受控。和燃料流量有關的測量誤差取決於燃料的溫度，因此測量誤差不一定是恆定的。一旦檢測到速度不足，速度不足裕量優選選擇為能夠採取決定性的安全條件(即，獨立於燃料測量條件的條件)，從而避免渦輪噴氣發動機發生故障。
在本發明的優選實施方式中，在監控步驟中，當壓氣機的速度梯度對於和高限值相對應的燃料流量設定點為負值時，檢測到壓氣機的速度不足。
該實施方式提供了一種簡單、可靠的對渦輪噴氣發動機速度不足的實時指示。
在特定實施方式中，通過調節燃料流量的理論極限值確定高限值，所述理論極限值代表對調節渦輪噴氣發動機有影響的不同現象，除了所述燃料流量的測量誤差以外。該理論極限值代表壓氣機的喘振線。
以類似的方式，在特定實施方式中，第一工作點和第二工作點位於渦輪噴氣發動機壓氣機的工作線上，該工作線考慮了對調節渦輪噴氣發動機有影響的現象。
所述現象特別包括渦輪噴氣發動機的老化，熱傳遞，部件分散，除燃料測量傳感器外其他傳感器的誤差，等等。這些現象對用於燃料流量調節的高限值，以及渦輪噴氣發動機工作線的影響，可以通過本領域技術人員已知的方式，特別是基於飛機製造商，或者通過實驗提供的信息(例如，部件規格)來確定。
因此，舉例來說，在降低理論極限值和確定高限值時考慮以下現象：部件的製造分散，氣流畸變，溫度瞬變，壓氣機中的間隙磨損等。
同樣，當確定本發明中使用的工作點所在的工作線時考慮以下現象：渦輪噴氣發動機的一般性老化，畸變，溫度瞬變，發動機瞬變(加速)，飛機運行動力輸出裝置(發電機，液壓泵)等。
在本發明的一個實施方式中，第二控制步驟包括：
增加所述高限值；
增加燃料噴射到所述渦輪噴氣發動機的燃燒室中的流量；以及
對所述渦輪噴氣發動機的至少一個可變幾何元件，例如渦輪噴氣發動機的壓氣機的處理放洩閥採取動作。
在特定實施方式中，控制方法的不同步驟由電腦程式指令確定。
因此，本發明還提供一種數據介質上的電腦程式，該程序適於在控制裝置，更具體地，計算機中執行，所述程序包括適於執行上述控制方法步驟的指令。
該程序可以使用任意程式語言，並且形式上可以為原始碼，目標代碼，或者原始碼和目標代碼中間的代碼，例如部分編譯的形式，或者任何其他所期望的形式。
本發明還提供了一種包括上述電腦程式指令的計算機可讀數據介質。
該數據介質可以是能夠存儲程序的任何實體或裝置。例如，介質可以包括存儲裝置，例如只讀存儲器(ROM)，例如光碟(CD)ROM，或微電子電路ROM，或者磁性記錄裝置，例如軟盤或硬碟。
此外，數據介質可以是可以通過電纜或光纜，通過無線電，或者通過其他手段傳輸的可傳送介質，例如電信號或光信號。本發明的程序尤其可以從網際網路類型的網絡上下載。
或者，數據介質可以是包含程序的集成電路，該電路適於執行或者用於執行所討論的方法。
在特定實施方式中，控制裝置合併到渦輪噴氣發動機的全權限數字電子控制(FADEC)設備的計算機中。
本發明還提供一種包括本發明的控制裝置的渦輪噴氣發動機。
在其他實施方式和實施例中，還可以想到本發明的控制方法，控制裝置和渦輪噴氣發動機結合了上述特定特徵的全部或一部分。
附圖說明
通過參考附圖進行的下面描述，可以理解本發明的其他特徵和優點，這些附圖顯示了實施方式，不具有限制性。在這些附圖中：
圖1A和1B，如上所述，描述了藉助於燃料流量的高限值對渦輪噴氣發動機進行調節的原理的圖；
圖2描述了根據本發明的一種特定實施方式的控制裝置和渦輪噴氣發動機的圖；
圖3描述了圖2所示控制裝置的硬體架構；
圖4為流程圖，描述了根據本發明的一種特定實施方式的控制方法的主要步驟，其中本發明的方法由圖2所示的控制裝置執行；
圖5描述了選擇為在本發明的控制方法中使用的工作點；
圖6描述了根據本發明的一種特定實施方式，為檢測壓氣機速度不足而實施的步驟；以及
圖7A和7B描述了應用本發明的控制方法的示例。
具體實施方式
圖2顯示了，在其環境中，根據本發明的一種特定實施方式的渦輪噴氣發動機1的圖。
在這裡描述的實施方式中，渦輪噴氣發動機1是用於推動飛機的雙轉子旁路渦輪噴氣發動機，其具有低壓壓氣機和高壓壓氣機(圖2未顯示)。但是，本發明還應用於其他渦輪噴氣發動機，例如，如單轉子渦輪噴氣發動機，還應用於其他類型的飛機。
根據本發明，渦輪噴氣發動機1的怠速推力由本發明的推力控制裝置2控制，該推力控制裝置2嵌入在渦輪噴氣發動機1中。更確切地，在當前描述的實施方式中，推力控制裝置2包含在渦輪噴氣發動機的全權限數字電子控制(FADEC)的計算機3中。
如上所述，裝置2控制以下兩個可能階段中渦輪噴氣發動機1的怠速推力：
在第一階段，其利用控制模塊2A控制渦輪噴氣發動機1，由此渦輪噴氣發動機1到達和「低」第一推力THR1相對應的第一工作點P1，確定該第一工作點從而防止渦輪噴氣發動機1的高壓壓氣機發生喘振；以及接下來
在第二階段，如果發現推力THR1太低，正在引起渦輪噴氣發動機1的高壓壓氣機動力不足，則控制裝置2利用控制模塊2A對渦輪噴氣發動機1進行控制，由此渦輪噴氣發動機達到和大於第一推力的第二推力THR2相對應的第二工作點P2，確定該第二工作點從而不僅防止渦輪噴氣發動機1的高壓壓氣機發生喘振，而且防止其發生速度不足。
工作點P1和P2各自由一對值限定，所述值包括：
渦輪噴氣發動機1的高壓壓氣機的轉速；以及
比值C/P，其中C是燃料流量設定點，P是高壓壓氣機的出口壓力。
為了簡單起見，除非另有明確說明，下文中使用術語「壓氣機」來表示渦輪噴氣發動機的高壓壓氣機。
通過藉助於為此目的而設置的檢測模塊2B檢測渦輪噴氣發動機1的高壓壓氣機的速度不足，觸發從一種控制模式到另一種控制模式(即，從以推力THR1為特徵的怠速到以推力THR2為特徵的怠速)的轉換。控制模塊2A使用的工作點P1和P2通過獲得模塊2C獲得。在當前描述的實施方式中，基於渦輪噴氣發動機1和其部件的特徵，預先確定這些工作點，下文對此進行更詳細的描述。
在當前描述的實施方式中，上述控制功能模塊2A，速度不足檢測功能模塊2B和工作點獲得功能模塊2C是通過控制裝置2在邏輯背景下實施的軟體模塊，用於由FADEC3對渦輪噴氣發動機1進行調節。
為此，如圖3所示，控制裝置2具有計算機的硬體架構(在本示例中，其依賴於FADEC3的硬體架構)。特別地，其包括處理器4，隨機存取存儲器(RAM)5，ROM6，非易失性閃速存儲器7，以及用於和渦輪噴氣發動機1的部件進行通信的通信裝置8。這些硬體元件可以可選地和FADEC3的其他調節單元共享。
控制裝置2的ROM6構成本發明的數據介質，該數據介質可由處理器4讀取，並存儲本發明的電腦程式，該電腦程式包括用於執行本發明的控制方法中的步驟的指令，下面參考圖4進行描述。
圖4為流程圖，顯示了根據本發明特定實施方式的渦輪噴氣發動機1怠速推力控制方法的主要步驟，其中該方法由圖2所示的控制裝置2執行。本發明涉及對地面上怠速時渦輪噴氣發動機1的推力進行控制。
在當前描述的實施方式中，確切地說，在推力控制之前的步驟(步驟E00)中確定控制裝置2進行推力控制所用的工作點P1和P2。該步驟可以由操作員或者由不同於控制裝置2的裝置執行，工作點P1和P2接下來通過通信裝置8被提供給控制裝置2，更具體，提供給其獲得模塊2C。接下來它們被獲得模塊2C存儲在控制裝置2的非易失性存儲器7中(步驟E10)。
如上所述，為了確定這些工作點，發明人利用了這一事實：測量噴射到渦輪噴氣發動機1燃燒室中的燃料的流量時的任何誤差都不會同時導致對燃料流量的低估和高估。換句話說，對渦輪噴氣發動機進行調節以估計噴射到燃燒室中的燃油的流量所用的傳感器不能同時低估和高估流量。這種傳感器本身是已知的，這裡不再詳細描述。
如上面所強調的那樣，對燃料流量的高估(這會導致燃料流量過小)不會產生壓氣機喘振的任何風險，但是會阻止渦輪噴氣發動機1正確加速，甚至會導致渦輪噴氣發動機1的高壓壓氣機速度不足。當檢測到這種情形時，發明人提議有利設置防止壓氣機速度不足的額外保護裕量，因此不僅防止渦輪噴氣發動機的壓氣機喘振，還防止其速度不足。
但是，為了優化渦輪噴氣發動機1的怠速推力，只有當檢測到燃料流量被高估時，換句話說，只有當確認存在對渦輪噴氣發動機1的高壓壓氣機速度不足時(換句話說，一旦確認存在渦輪噴氣發動機1的高壓壓氣機速度不足)才使用這種防止速度不足的額外保護裕量(在本說明書中稱為「速度不足裕量」)。這樣就能夠在相反情況下減少渦輪噴氣發動機1的推力，因此滿足飛機製造商日益嚴格的限制。
參考圖5，在當前描述的實施方式中，為了執行該策略，確定工作點P1是兩個曲線之間的交叉點，即：
比值C/P的高限值Bmax；以及
渦輪噴氣發動機1的高壓壓氣機的工作線Lpc。
通過調節理論高限值BT獲得高限值Bmax，從而考慮到對調節所述渦輪噴氣發動機時燃料噴射到所述渦輪噴氣發動機的燃燒室中的速度的低估。換句話說，理論極限值BT減少防止渦輪噴氣發動機的高壓壓氣機發生喘振的裕量M喘振。該喘振裕量M喘振可以很容易根據飛機製造商或者傳感器製造商提供的信息估計出來，所述傳感器用於測量燃料噴射到燃燒室中的流量(即，特別是基於傳感器的精度)。可以利用渦輪噴氣發動機1的物理方程對其量化，並轉換為比值C/P的值。
理論極限值BT是調節高限值，表示為以已知方式確定的C/P，並且代表對調節渦輪噴氣發動機有影響的不同現象，例如：渦輪噴氣發動機的老化，熱傳遞，調節用傳感器的測量誤差(例如，溫度傳感器，壓力傳感器等)，但是燃料流量傳感器的測量誤差除外，從而避免不止一次地考慮這些誤差。
因此，高限值Bmax不相對於燃料流量傳感器的測量誤差對速度不足裕量做出規定。
壓氣機的工作線Lpc是最壞情況工作線，通過調節新的一般渦輪噴氣發動機的高壓壓氣機的平均工作線L平均以已知的方式獲得，從而考慮到上述各種現象，即渦輪噴氣發動機的老化，部件的分散，以及調節所涉及的傳感器的測量誤差(例如，溫度傳感器，壓力傳感器等)。換句話說，考慮具有平均表現燃料流量傳感器的渦輪噴氣發動機的高壓壓氣機的工作線。
通過這種方式選擇的工作點P1在高壓壓氣機的喘振線Bmax和工作線Lpc之間不提供任何殘餘裕量(裕量疊加)。但是，喘振線Bmax包括速度不足裕量，該速度不足裕量考慮了對調節渦輪噴氣發動機1有影響的不同現象，除了燃料流量傳感器的測量誤差以外。
以這種方式限定的工作點P1以高壓壓氣機的速度XNR1和燃料流量與壓力的比值(C/P)1為特徵。速度XNR1對應於渦輪噴氣發動機1的怠速推力THR1。
應該遵守的是，某些渦輪噴氣發動機具有與高壓壓氣機關聯的處理放洩閥，能夠恢復喘振極限和工作點之間的裕量。該裕量被用於確定渦輪噴氣發動機的標稱加速率。所述閥門的存在能夠修改以C/P表示的極限值。當實施本發明時，如果存在所述閥門，優選將它們納入考慮中，從而確定渦輪噴氣發動機能夠加速的速度，以及相應的加速率，換句話說，確定工作點P1。
工作點P2確定為兩個曲線之間的交叉點，即：
比值C/P的高限值Bmin；以及
渦輪噴氣發動機1的高壓壓氣機的工作線Lpc。
通過調節理論高限值Bmax獲得高限值Bmin，從而考慮到對調節所述渦輪噴氣發動機時燃料噴射到所述渦輪噴氣發動機1的燃燒室中的速度的高估。換句話說，極限值Bmax現在減少防止渦輪噴氣發動機的高壓壓氣機發生速度不足的額外裕量M速度不足，該額外裕量M速度不足考慮了燃料流量的測量誤差，更確切地，考慮了當調節渦輪噴氣發動機1時對噴射到渦輪噴氣發動機燃燒室中的燃料的流量的高估。該速度不足裕量M速度不足可以很容易根據飛機製造商或者傳感器製造商提供的信息估計出來，所述傳感器用於測量燃料噴射到燃燒室中的流量(即，特別是基於傳感器的精度)。可以利用渦輪噴氣發動機1的物理方程對其量化，並轉換為比值C/P的值。但是，應該遵守的是，與燃料流量有關的測量誤差不僅與用於測量流量的傳感器有關係，還根據測量條件發生變化。例如，流量調整閥的精度與燃料的溫度有關係。因此，傳感器的測量精度誤差不一定在整個航程中都是恆定不變的。為了確定裕量M速度不足，優選考慮到決定性的安全條件(換句話說，利用最壞情況來估計裕量M速度不足)。
因此，通過將和燃料流量有關的測量誤差納入考慮，高限值Bmin提供了喘振裕量以及速度不足裕量。
以這種方式限定的工作點P2以高壓壓氣機的速度XNR2和燃料流量與壓力的比值(C/P)2為特徵。速度XNR2對應於渦輪噴氣發動機1的怠速推力THR2。
下面描述當具有渦輪噴氣發動機1的飛機在地面上怠速運行時，如何根據本發明通過控制裝置2對渦輪噴氣發動機1的推力進行控制。如上所述，假定控制裝置2的獲得模塊2C獲得了工作點P1和P2的值，並且這些值存儲在非易失性存儲器7中(步驟E10)。
當檢測到地面怠速時，控制裝置2通過控制模塊2A對渦輪噴氣發動機1進行控制，因此它達到第一工作點P1和第一推力THR1(步驟E20)。該控制以常規方式進行，考慮到與工作點P1關聯的燃料流量設定點(C/P)1和發動機速度XNR1。
此外，控制裝置2的檢測模塊2B被用於監控被控制為以該速度怠速運行的渦輪噴氣發動機1中是否出現了速度不足(步驟E30)。
在當前描述的實施方式中，該監控是以圖6所示的方式進行的。
更確切地，檢測模塊2B利用高壓壓氣機的速度XN25的測量值，以本領域技術人員已知的方式來評估速度梯度dXN25/dt(步驟E31)。
此後，確定該梯度是否為負值或零(測試步驟E32)。
如果梯度為負值，則未檢測到速度不足，並利用高壓壓氣機的速度XR25的新的測量值評估新的梯度(步驟E32中響應為「否」)。
同時，檢測模塊2B還利用下面的方程評估燃料流量WF1，該燃料流量WF1對應於提供喘振防護的極限值(C/P)1：
其中PS3表示高壓壓氣機的靜態壓力，T25表示高壓壓氣機入口處的總壓力，Tstd表示海平面上的標準溫度(即，等於288.15K(開氏溫度)，即15℃(攝氏溫度))。
之後，檢測模塊2B比較調節渦輪噴氣發動機1所用的燃料流量設定點值WFc和該值WF1(測試步驟E34)。檢測模塊2B從FADEC獲得設定點值WFc不會遇到任何特別的困難，在此不再贅述。
如果設定點值WFc和高限值WF1不一樣(在預定的公差閾值內)，則未檢測到速度不足，繼續監控(步驟E34中響應為「否」)。
如果速度梯度dXN25/dt是負值(步驟E32中響應為「是」)，並且如果設定點值WFc為高限值WF1(步驟E34中響應為「是」)(測試步驟E35中響應為「是」)，則檢測模塊2B檢測到高壓壓氣機速度不足(步驟E36)。
否則(測試步驟E35中響應為「否」)，在步驟E31-E35的應用中，控制裝置2的檢測模塊2B未檢測到速度不足並繼續監控。
如果檢測模塊2B檢測到速度不足(測試步驟E40中響應為「是」)，則渦輪噴氣發動機1開始轉變為比當前推力THR1更高的推力THR2。換句話說，燃料流量傳感器低估渦輪噴氣發動機燃燒室燃料噴射流量的假設(並且其對應於如何限定工作點P1)是不正確的，即傳感器實際上高估了燃料噴射到燃燒室中的真實流量。因此，當在存在燃料流量測量誤差的情況下怠速運行時，在壓氣機的工作線Lpc和高限值Bmax之間需要速度不足裕量(即，有必要使用高限值Bmin)。
為此，控制裝置2的控制模塊2A對渦輪噴氣發動機1進行控制，從而使其到達非易失性存儲器7中存儲的工作點P2(步驟E50)。這意味著提高了壓氣機的速度設定點(從值XNR1到XNR2)。確定該設定點值XNR2，從而保證壓氣機不會發生速度不足。
該控制步驟可以包括以下步驟中的至少一個：
增大高限值(在圖5所示區域Z1中將高限值從Bmax修正為BT)；
提高燃料噴射到燃燒室中的流量(工作點從P1變為P2的直接結果，通過增大極限值實現)；和/或
對渦輪噴氣發動機的至少一個可變幾何元件採取動作，例如對高壓壓氣機的處理放洩閥(HBV)採取瞬變動作。
圖7A和7B顯示了上述控制裝置2實施的邏輯，並顯示了控制渦輪噴氣發動機1到達工作點P2所採取的動作的示例。
圖7A顯示了燃料流量設定點WFc是如何相對於高限值WF(Bmax)(虛線曲線)隨時間(連續曲線)變化的。
圖7B顯示了高壓壓氣機的降低的速度XNR25是如何隨時間變化的。
在瞬間t＝T1，當燃料流量設定點位於高限值Bmax時，檢測到高壓壓氣機的速度不足。當檢測模塊2B檢測到速度不足時，控制模塊2A自動提高極限值Bmax(應用預定的偏差)，並且速度設定點XNR25增加，以達到和工作點P2的值XNR2相對應的值，從而保證高壓壓氣機不會發生速度不足。
通過增大極限值，渦輪噴氣發動機1能夠加速到新的怠速速度XNR2，該怠速速度XNR2對應於在瞬時T2達到的工作點P2。當達到新的怠速速度時，控制模塊2A將極限值返回為其標稱值。與此相反，在本示例中，在飛行過程中保持速度XNR2。這樣做的目的是確保渦輪噴氣發動機在飛行過程中正常運行，不需要在飛行過程中確定速度不足原因是否消失。