用于确定飞行器空速的方法和装备有实施装置的飞行器 |
|||||||
| 申请号 | CN201210242345.9 | 申请日 | 2012-07-13 | 公开(公告)号 | CN102879602B | 公开(公告)日 | 2017-03-22 |
| 申请人 | 空中客车运营简化股份公司; 空中巴士公司; | 发明人 | J.费奥; F.雨果; | ||||
| 摘要 | 用于确定 飞行器 空速 的方法和装备有实施装置的飞行器。本 发明 的目的在于在基于关联测量的手段不适用的部分飞行场中，能够供给足够精确和可使用的飞行器的备选空速信息记录。为此，本发明利用由在所述飞行器的飞机高度下可在系统中工作的飞行器 发动机 供给的压 力 信息。飞行器装备有由至少一个吊舱和一个 压缩机 / 涡轮 机栓构成的发动机，飞行器包括至少一个 数据处理 单元以及在发动机 水 平下的至少一个系统。飞行器的至少一个发动机装备有至少一个被布置在所述吊舱下面的环境空气静压 探头 、被布置在发动机水平处的空气静压探头、一个位于压缩机输出端的压力探头、至少一个例如鼓 风 机的转速 传感器 、和位于空气输出端或在任何压缩点处的环境空气 温度 探头。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种在飞机高度下实施的用于飞行器的空速确定方法，所述飞行器包括各自至少由一个吊舱（30）和一个空气压缩/气体膨胀栓（2，3）构成的发动机（1），其中所述空速为发动机空速（Vc，Mn），其由仅通过在至少一个发动机（1）的水平处测量得到的如下具体的发动机参数确定， |
||||||
| 说明书全文 | 用于确定飞行器空速的方法和装备有实施装置的飞行器技术领域[0001] 本发明涉及用于由压力参数，特别是静压和总压，确定空中飞行器的速度即所谓的“空速”的方法。本发明还涉及设有涡轮发动机，特别是涡轮喷气发动机或涡轮螺桨发动机，的飞行器，所述涡轮发动机中的至少一个装备有适于这样的方法的装置。这些涡轮发动机在下文中还被称作“发动机”。 [0002] 本发明的领域是确定飞行器空速。通过一些压力参数的知识实施所述确定步骤，所述压力参数为：与大气压力相对应的静压和总压，即所述静压和动压的总和。该动压由飞行器在飞行时相对于环境空气气团的速度即空速产生。本发明特别适用于，但也不排它地，装备有涡轮喷气发动机或涡轮螺桨发动机的飞行器，如下文中更详细所述，本发明还可适用于任何飞行器或航空器。 背景技术[0004] 出于可用性方面的考虑，由于信息速度和这些知识对于飞行控制而言的重要性，存在三种用于测量各压力参数的主要链，且在一些体系机构中，还包括所谓的第四应急链。 [0007] 一种解决方案是：通过升力方程式由其入射角和其它参数开始估算飞行器的速度。然而，在较高速度条件下，入射变化会以较大的交换率显著地影响对应的估算速度的变化量。还存在较大的不准确度，从而导致所着眼的目标是：这种解决方案仅可在低速范围内实施，而不能在整个飞行器飞行场中实施。 发明内容[0008] 本发明的目的在于包括在实时方面并且特别是在以前的解决方案不能使用的速度场中，能够获得足够精确和可使用的飞行中的飞行器的备选空速信息记录。为此，本发明利用由飞行器发动机供给的压力信息以便重建可在飞行器飞行控制系统中使用的空速信息记录。 [0009] 更准确地说，本发明的目的在于提供一种用于确定“在飞机高度下（at the airplane level）”实施的空速的方法，包括：用于飞行器的特别是在座舱中显示、监控、例如对于风力测定系统而言的报警、导航和飞行指令系统。所述飞行器包括各自至少由一个吊舱和一个空气压缩/气体膨胀栓（hitch）构成的发动机。在这样一种方法中，空速为所谓的发动机空速，其由具体的发动机参数确定，即由在发动机吊舱下面测得的环境空气的静压即所谓的吊舱静压和由通过用于发动机的至少一个部件的空气动力场和/或热力学循环的建模装置得到的发动机参数值确定的总压即所谓的发动机总压确定，所述具体的发动机参数是通过仅在至少一个发动机水平处执行测量得到的。术语“在吊舱下面”所指的是在该吊舱的外包皮与内包皮之间。 [0010] 对发动机空速的确定或是在飞机高度处，或是在发动机水平处的中间处理过程中执行的，并且随后被传送至飞机高度，以便以适于需求的形式定义空速。 [0011] 因此，发动机空速信息是由在发动机水平下（at the engine level）实施的压力测量而得到的，而与由风力测定单元供给的参数值无关。 [0012] 特别是，对发动机总压的确定可以要求，除了测量吊舱静压之外，还要测量在发动机水平下的空气静压即所谓的发动机静压、至少一个压缩输出压力、至少一个压缩/膨胀栓的转速和环境空气温度中选定的参数。 [0013] 优选地，当发动机中设有鼓风机时，在鼓风机的上游和/或下游测量发动机静压，或者当发动机中没有鼓风机时，在发动机的空气输入导管中测量发动机静压。 [0015] 优选地，飞行器的处于飞机高度的至少一个系统接收发动机空速和风力测定速度数据等确定参数，以便形成能够根据需要由所述系统实施的不同的源。 [0016] 本发明还涉及一种飞行器，其中如上面所述的在飞机高度下的空速供给方法能够得以实施。这样一种飞行器装备有发动机，每一个发动机由至少一个发动机数据处理单元的至少一个吊舱和至少一个压缩机/涡轮机栓例如高压（HP以下）栓和低压（BP以下）栓构成，以及与该单元相关联的在飞机高度下的飞机的特别是座舱中的显示、监控、导航、警报和飞行指令系统。在所述飞行器中，至少一个发动机至少设有一个被布置在所述吊舱下面的环境空气静压探头、至少一个发动机静压探头、至少一个发动机转速传感器、至少一个用于压缩机级的输出压力探头和至少一个环境空气温度探头。这些探头和传感器（在下文中被称作探测器）与处理单元相连，所述处理单元能够将由所述探测器的至少一部分在空气动力场建模装置和/或至少一个发动机的至少一个部件的热力学循环的输入端供给的测量数据、用于确定空速的发动机数据传送至在飞机高度下的系统中的至少一个。 [0017] 特别是，在飞机高度下的这样的系统装备有能够对吊舱静压和发动机总压数据进行处理以便能够以常规速度和马赫数的形式确定空速数据的装置。另一种选择是且另外，所述处理单元还装备有这些压力数据处理装置。 [0018] 所述空气动力场或所述热力学循环是在鼓风机、空气输入端、压缩机级和涡轮机级中选定的发动机部件之一。 [0019] 优选地，所述环境空气温度探头可被布置在发动机的空气输入端。 [0020] 其中，鼓风机的空气动力场可以由来自鼓风机转速传感器、被布置在鼓风机上游和/或下游的“发动机”静压探头和空气温度的数据来构建模型。 [0021] 与换能器系统相关联的探测器能够将所述信号转为静压、转速和温度参数等代表性信号，并且将这些信号传送至数据处理单元。这样一种处理单元随后易于将这些信号，如吊舱静压和发动机总压数据，传送至在发动机水平下的系统中的至少一个，以便以适于需求的形式，特别是以常规速度和马赫数的形式，确定空速数据。 [0022] 根据一个优选实施例，所述飞行器还包括风力测定单元，在飞机发动机水平下的接收吊舱静压和发动机总压数据的这样的系统还接收通过与所述风力测定单元相关联获得的风力测定数据并且能够随着需求的变化实施所述空速和风力测定数据。附图说明 [0023] 通过结合附图阅读下文中对本发明的非限制性描述，本发明的其它数据、特征和优点将会变得更加明显。在所述附图中： [0024] 图1是根据本发明的涉及提供飞行器空速的装备有测量探测器的飞行器发动机的剖视示意图；和 [0025] 图2是根据本发明的方法的研发和利用飞行器空速的功能图。 具体实施方式[0026] 参见图1所示的剖视图，自空气输入端E1相对于由箭头F标识的空气流从上游到下游，飞行器的涡轮喷气发动机1包括：鼓风机10、压缩机BP 12和HP 14、燃烧室15、膨胀涡轮HP 16和BP 18以及排气管19。压缩级和膨胀级HP 和BP各自连同驱动轴13和11形成栓HP 2和BP 3。整流罩20保护整个栓HP 和BP直至主排气管19并且鼓风机罩壳21受到臂31的支承。吊舱30被装配在罩壳21上面和发动机附接支柱（图中未示出）上面。 [0027] 输入空气流F通过鼓风机10得到加速，随后经由整流矫直装置17取直，以便形成二次流Fs。该二次流Fs在通过次级管道25被喷射前在整流罩20与吊舱30之间循环流动。 [0028] 输入流的中心流形成初级流Fp，所述初级流在栓HP 2和BP 3中受压、燃烧和膨胀。然后，该初级流Fp与经取直的次级流Fs一起执行所述飞行器的推进。产生膨胀的该初级流Fp还允许所述飞行器的其它能量需求（气动、电气和液压能量）经由配件箱22的得到满足。 该初级流Fp的残留气体通过主管19排出。 [0029] 此外，涡轮喷气发动机1常规地装备有大量的探测器：用于栓HP 2和BP 3（压缩机BP 12和HP 14）以及鼓风机10的各部件的压力探头、速度传感器和温度传感器。通过将由这些探测器供给的数据即所谓的“发动机参数”传送给FADEC（“全权数字式发动机控制”）型的处理单元40从而对发动机的状态进行监控和调节。这些单元特别是使得能够引导控制燃料泵的流速，以便对作为发动机参数的函数的燃烧进行调节。处理单元40被布置在鼓风机罩壳21上面。 [0030] 根据本发明，“吊舱”和“发动机”压力参数被选择以分别由环境空气静压和总压确定所述飞行器的空速，并且将这些速度信息提供给“处于飞机高度”的系统。除了环境空气静压之外，所述总压要求还要对静压和发动机内部工作的模型的其它测量。 [0031] 在特别是如图1的示意图所示出的一个实例中，作出了如下选择：被布置在吊舱30下面，即该吊舱的外包皮3a与内包皮3b 之间的，用于测量环境空气静压的探头P1；压缩机的输出压力探头P4；以及用于鼓风机10的转速传感器N1和位于涡轮喷气发动机1的空气输入端E1处的空气温度探头T1。探头P1-P3的数据以及传感器N1的数据被传送至处理单元。 [0032] 如图2中所示，分别由探测器P1-P3、N1和N2供给的鼓风机速度Mv和空气温度Mt的环境空气静压Mp1和“发动机”静压Mp2、Mp3的测量值如所属领域的技术人员已公知地通过适当的换能器Tr1-Tr5被转换为电信号Sp1-Sp3、Sv和St。随后，这些信号在数字处理单元40的模数转换器C1中被转换为数字数据。环境空气静压信号Sp1被转换为“吊舱”静压的数字数据Psn。 [0033] 另外，发动机静压信号Sp2和Sp3被转换为在模拟器S1中使用的“发动机”静压Psm。“发动机”静压Psm是将由转换器C1数字化的信号Sp2和Sp3合在一起而生成的。另一种可选方式是，在数字化后，转换器可将信号Sp2和Sp3二者传送至模拟器S1。最后，速度信号Sv和温度信号St经由转换器被转换为数字数据Vm和Tm。 [0034] 在模拟器S1中利用对应于测量值Mp1的数字数据生成“吊舱”静压Psn，而由对应于测量值Mp1、Mp2和/或Mp3、N1和T1的输入数据Psn、Psm、Vm和Tm推导出总压Ptm。该模拟器利用选定的发动机部件的热动力学循环或空气动力场的多个建模部分，由此生成发动机的整个热动力学循环的演绎（extracts）Es（在下文中被称作发动机建模）。 [0035] 在这样的非限制性实例中，鼓风机10的空气动力场被建模并且参数Psm、Vm和Tm被用在发动机建模的演绎Es中，例如在生成鼓风机10的空气动力场建模的演绎中。对于所属领域的技术人员而言，发动机建模和用于演绎所述建模以便形成发动机部件的特定模型的手段是已公知的。 [0036] 单元40随后将数据Psn和Ptm传送给“处于飞机高度”的系统S1-S3，由此以适于使用这些速度信息的形式确定所述飞行器的空速。在如图所示的实例中，分别对于飞机座舱的显示器、风力测定单元Sa的警报和飞行指令而言，这些系统S1-S3是专用的。在其它可选方案中，数据被供给到这些系统的子组件和/或风力测定系统或单元Sa。 [0037] 例如，有可能通过下面的已公知公式确定常规空气速度Vc和马赫数Mn的数据： [0038] [0039] 其中P0= 基准静压（大气压力为1013,25毫巴），且 [0040] [0042] 因此，每一个涡轮喷气发动机能够供应压力数据Psn和Ptm以及由此潜在的速度数据Vc和Mn。此外，风力测定系统的风力测定速度数据Va同样也可被供应给例如飞机监控系统以便构成不同的源。相对于每一个涡轮喷气发动机的速度数据随后构成与飞行器所装备的用于飞机系统的涡轮喷气发动机个数同样多的备选速度信息源。 [0043] 根据本发明，这些源和风力测定单元Sa的速度数据Va可根据需求组合在一起用于每一个飞机系统。 [0044] 当然，本发明并不限于在本文中所描述和所示出的实施例。特别是，可以使用其它的建模演绎。例如，参见图2，压缩机12或14的空气动力场可通过输入该压缩机的速度传感器 N2、被布置在该压缩机上游和下游的空气静压探头P2和P3、位于压缩机输出端的压力探头T2以及位于压缩机一个点处的空气温度传感器T2的测量数据而建模。此外，对发动机空速的确定可通过处理单元执行，然后在飞机高度下进行传送或者直接在飞机高度下被飞机系统传送。 |
||||||
