在非驻留区中航空器的发动机和推力控制的制作方法

本技术领域一般涉及控制航空器的发动机和推力，更具体地，涉及在由航空器发动机的压缩机转子的一个或多个振动共振模式限定的非驻留区中控制航空器的发动机和推力。

背景技术：

许多航空器使用涡轮喷气发动机产生推力。涡轮喷气发动机是通过用入口和旋转压缩机风扇压缩空气、将燃料与压缩空气混合、使混合物在燃烧器中燃烧、然后使热的高压空气通过涡轮和喷嘴以产生推力而工作的燃气涡轮发动机。

在一定旋转速度和相应的推力水平下，涡轮喷气发动机的压缩机转子(spool)将经历在发动机怠速和最大推力之间的一个或多个运行范围或区中发生的一个或多个振动共振模式。如果涡轮喷气发动机在这些振动共振模式之一中驻留(dwell)或继续运行一段时间，则发动机可能开始逐渐增加振动，潜在地引起问题。例如，在结冰条件下，在入口周围形成的冰可能因振动而脱落或破裂并导致发动机的损坏。例如，从入口周围破裂的冰在低压转子上引起不平衡，并且旋转的压缩机风扇尖端可能摩擦风扇壳体中的耐磨层，从而引起风扇尖端间隙的增加和发动机推力的减小。根据天气和飞行条件，飞行员通常避免其发动机在这些振动共振区内运行一段时间，因此，这些振动共振区被称为“非驻留区”(nodwellzone,ndz)。然而，faa法规要求航空器发动机能够在发动机怠速和最大推力之间的范围内的任何区域连续运行。

因此，希望提供一种航空器、用于在非驻留区中运行时控制发动机和推力的一种系统和方法。此外，本文描述的各种实施例的其它期望特征和特点将从以下结合附图和该背景技术的详细描述和所附权利要求书而变得显而易见。

技术实现要素：

本文提供了航空器、发动机电子控制器系统和用于在非驻留区(ndz)中控制航空器推力的方法的各种非限制性实施例。

在第一非限制性实施例中，所述航空器包括但不限于机身，所述机身具有第一侧和与所述第一侧相对设置的第二侧。所述航空器还包括但不限于邻近所述机身的第一侧设置的第一发动机。所述第一发动机包括第一压缩机风扇，所述第一压缩机风扇以第一速度旋转，以与所述第一发动机协作产生第一推力。所述航空器还包括但不限于第一发动机电子控制器，所述第一发动机电子控制器与所述第一发动机通信并且被配置为控制所述第一发动机。所述航空器还包括但不限于邻近所述机身的第二侧设置的第二发动机。所述第二发动机包括第二压缩机风扇，所述第二压缩机风扇以第二速度旋转，以与所述第二发动机协作产生第二推力。所述航空器还包括但不限于第二发动机电子控制器，所述第二发动机电子控制器与所述第二发动机通信并且被配置为控制所述第二发动机。所述航空器还包括但不限于与所述第一和第二发动机电子控制器通信以提供发动机推力命令的油门弧座组件(throttlequadrantassembly,tqa)和自动推力控制器中的至少一个。当所述发动机推力命令对应于由从压缩机风扇速度下边界到压缩机风扇速度上边界限定的非驻留区(ndz)内的发动机响应时，所述第一发动机电子控制器可操作以指示所述第一发动机使所述第一压缩机风扇的所述第一速度为处于和低于所述压缩机风扇速度下边界之一。所述第二发动机电子控制器可操作以指示所述第二发动机使所述第二压缩机风扇的所述第二速度为处于和高于所述压缩机风扇速度上边界之一，使得所述第二发动机的所述第二推力大于所述第一发动机的所述第一推力，以产生对应于所述非驻留区(ndz)内的所述发动机响应的总体平均推力。

在另一非限制性实施例中，所述发动机电子控制器系统用于具有第一发动机和第二发动机的航空器，所述第一发动机包括第一压缩机风扇，所述第一压缩机风扇以第一速度旋转，以与所述第一发动机协作产生第一推力，所述第二发动机包括第二压缩机风扇，所述第二压缩机风扇以第二速度旋转，以与所述第二发动机协作产生第二推力。所述发动机电子控制器系统包括但不限于第一发动机电子控制器，所述第一发动机电子控制器被配置为与所述第一发送机通信并控制所述第一发动机。所述发动机电子控制器系统还包括但不限于第二发动机电子控制器，所述第二发动机电子控制器被配置为与所述第二发送机通信并控制所述第二发动机。所述发动机电子控制器系统还包括但不限于被配置为与所述第一和第二发动机电子控制器通信以提供发动机推力命令的油门弧座组件(tqa)和自动推力控制器中的至少一个。当所述发动机推力命令对应于由从压缩机风扇速度下边界到压缩机风扇速度上边界限定的非驻留区(ndz)内的发动机响应时，所述第一发动机电子控制器可操作以指示所述第一发动机使所述第一压缩机风扇的所述第一速度为处于和低于所述压缩机风扇速度下边界之一。所述第二发动机电子控制器可操作以指示所述第二发动机使所述第二压缩机风扇的所述第二速度为处于和高于所述压缩机风扇速度上边界之一，使得所述第二发动机的所述第二推力大于所述第一发动机的所述第一推力，以产生对应于所述非驻留区(ndz)内的所述发动机响应的总体平均推力。

在另一非限制性实施例中，所述方法包括但不限于使所述航空器的第一发动机的第一压缩机风扇以第一速度旋转，以与所述第一发动机协作产生第一推力。所述方法还包括但不限于使所述航空器的第二发动机的第二压缩机风扇以第二速度旋转，以与所述第二发动机协作产生第二推力。所述方法还包括但不限于将来自油门弧座组件(tqa)和自动推力控制器中的至少一个的发动机推力命令传送到第一发动机电子控制器和第二发动机电子控制器。所述第一发动机电子控制器被配置为与所述第一发动机通信并控制所述第一发动机，所述第二发动机电子控制器被配置为与所述第二发动机通信并控制所述第二发动机。所述方法还包括但不限于，当所述发动机推力命令对应于所述非驻留区(ndz)内的发动机响应时，经由所述第一发动机电子控制器指示所述第一发动机使所述第一压缩机风扇的所述第一速度为处于和低于所述压缩机风扇速度下边界之一。所述方法还包括但不限于，当所述发动机推力命令对应于所述非驻留区(ndz)内的所述发动机响应时，经由所述第二发动机电子控制器指示所述第二发动机使所述第二压缩机风扇的所述第二速度为处于和高于所述压缩机风扇速度上边界之一，使得所述第二发动机的所述第二推力大于所述第一发动机的所述第一推力，产生对应于所述非驻留区(ndz)内的所述发动机响应的总体平均推力。

附图说明

下面将结合附图描述各个实施例，其中相同的附图标记表示相同的元件，并且其中：

图1示出根据示例性实施例的航空器的立体图；

图2示出根据另一示例性实施例的包括机身、发动机和发动机电子控制器的航空器的一部分的俯视图；

图3示出根据示例性实施例的发动机的剖视立体侧视图；

图4是根据示例性实施例的包括非驻留区的发动机推力对压缩机风扇速度的图形表示；

图5是根据示例性实施例的发动机电子控制器系统的框图；

图6a-6f示出根据示例性实施例的对各种发动机推力命令的包括压缩机风扇速度的发动机响应；

图7示出根据示例性实施例的发动机电子控制单元的框图；以及

图8示出根据示例性实施例的用于在非驻留区中控制航空器推力的方法。

具体实施方式

下面的具体实施方式部分本质上仅仅是示例性的，并且不旨在限制各种实施例或其应用和使用。此外，不旨在受在前面的背景技术或下面的详细描述中提出的任何理论的约束。

本文设想的各种实施例涉及航空器、发动机电子控制器系统和用于控制在非驻留区(ndz)中航空器的推力的方法。本文教导的示例性实施例提供一种具有从机身横向向外延伸的机翼的航空器，机身具有第一侧和与第一侧相对设置的第二侧。航空器包括第一发动机，第一发动机邻近机身的第一侧设置并且包括第一压缩机风扇，第一压缩机风扇以第一速度旋转，以与第一发动机协作产生第一推力。第一发动机电子控制器与第一发动机通信并且被配置为控制第一发动机。第二发动机邻近机身的第二侧设置并且包括第二压缩机风扇，第二压缩机风扇以第二速度旋转，以与第二发动机协作产生第二推力。第二发动机电子控制器与第二发动机通信并且被配置为控制第二发动机。

该航空器包括油门弧座组件(tqa)和/或自动推力控制器，其与第一和第二发动机电子控制器通信以提供发动机推力命令。在示例性实施例中，当发动机推力命令对应于由从压缩机风扇速度下边界到压缩机风扇速度上边界限定的非驻留区(ndz)内的发动机响应时，第一发动机电子控制器指示第一发动机使第一压缩机风扇的第一速度处于或低于压缩机风扇速度下边界，并且第二发动机电子控制器指示第二发动机使第二压缩机风扇的第二速度处于或高于压缩机风扇速度上边界。这样，第二发动机的第二推力大于第一发动机的第一推力，产生对应于非驻留区(ndz)内的发动机响应的总体平均推力。在示例性实施例中，在非驻留区的边界处或刚好在非驻留区的边界之外以不同的压缩机风扇速度有利地偏置第一发动机和第二发动机的操作，同时产生在非驻留区内的总体平均推力，允许航空器在非驻留区内连续运行一段延长的时间而第一发动机和第二发动机不经历振动水平的增加。

图1示出根据示例性实施例的航空器10的立体图。航空器10包括作为航空器10的主体的机身12和机尾18，机身12支撑从机身12的相对侧11和13横向向外延伸的机翼14和16。发动机20和22分别邻近机身12的侧面11和13设置。在示例性实施例中，发动机20安装到机身12的侧面11，位于机尾18前方和机翼14后方。同样，发动机22安装在机身12的侧面13，位于机尾18前方和机翼16后方。

还参照图2至图3，在示例性实施例中，发动机20和22被配置为涡轮喷气发动机24和26。涡轮喷气发动机24和26通过用入口28和30以及以运行速度旋转的压缩机风扇32和34压缩空气、将燃料与压缩空气混合、使混合物在燃烧器中燃烧、然后使热的高压空气通过涡轮38和40以及喷嘴42和44以分别产生推力46和48来运行。

参照图2和图5，在示例性实施例中，航空器10包括发动机电子控制器系统49。发动机电子控制器系统49包括分别与发动机20和22通信以控制发动机20和22的发动机电子控制器50和52。如下文将进一步详细讨论的，油门弧座组件(tqa)54和/或自动推力控制器56与发动机电子控制器50和52通信以分别提供发动机推力命令53和55。

在示例性实施例中，提供了油门弧座组件(tqa)54和自动推力控制器56的基本操作和功能的非限制性示例。油门弧座组件(tqa)是机电外场可更换单元(line-replaceableunit,lru)，其从油门操纵杆角度感测推力命令，并向全权限数字式发动机控制(fullauthoritydigitalenginecontrol,fadec)发送冗余位置信号。每个油门操纵杆通过rvdt信道独立地产生双冗余位置信号。每个操纵杆连接到一个发动机，发动机之间完全独立。每个推力操纵杆包括自动推力伺服机构，以在自动推力操作期间移动推力操纵杆。tqa提供推力控制操纵杆、at接合/分离开关、起飞/复飞开关、用于飞行员界面的超驰(override)感测。tqa通过接受操纵杆的位置速率和定位推力操纵杆以调整发动机的推力而与at相接。航空器自动推力(autothrust,at)功能针对所有模式执行所有自动发动机推力控制以及单个发动机推力控制。at与包括油门弧座组件(tqa)、fms和tsc的各种航空器系统相接，并向电子发动机控制(eec)提供推力控制命令。当飞行员按下推力操纵杆上的一个toga开关时，起飞模式被激活。当推力操纵杆前进到大于19°tra时，按压推力操纵杆上的一个自动推力接合/分离开关使at接合，并且起飞模式被激活。at设置起飞推力，然后在60节指示空速(indicatedairspeed,ias)时，起飞推力保持控制模式释放tqa伺服离合器，以确保在起飞横滚(roll)和初始爬升期间不发生推力变化。推力保持在保持位置，直到400英尺agl，然后离合器重新接合。巡航期间，at根据飞行员选择的模式对发动机推力进行同步和微调。at还可以经由飞行指导面板耦合到fms。at提供速度和推力包线(envelope)限制。推力包线限制基于有效n1额定值，而速度包线限制基于最小速度限制以及标牌和结构速度限制。当at参与闭环推力控制时，提供推力包线限制。当at参与速度模式时，提供at速度包线限制以及推力包线限制。at提供延迟功能，该功能在航空器拉平期间将推力操纵杆移动到怠速位置。在所有这些模式中，at系统将两个发动机同步到相同的推力设置。

图7示出根据示例性实施例的独立地表示每个发动机电子控制器50、52的框图。发动机电子控制器50、52包括用于执行发动机电子控制器(eec)功能的块。发动机电子控制器50、52包括例如处理器58、发动机传感器输入-输出接口60、发动机气门驱动器硬件62。处理器58、发动机传感器输入-输出接口60、发动机气门(valve)驱动器硬件62用于执行eec功能。

发动机传感器输入-输出接口60从各种发动机子系统(未示出)接收数据66，并将其提供给各种传感器68，传感器68可包括例如流体流动传感器、温度传感器、速度传感器、气门位置传感器等。传感器68产生提供给处理器58的传感器数据输出信号70。

作为eec功能的一部分，处理器58处理从各种航空器系统提供的数据72(例如，包括来自油门弧座组件(tqa)54和/或自动推力控制器56的发动机推力命令53和55)、传感器数据输出信号70，以产生发动机气门控制信号76，发动机气门控制信号76被提供给发动机气门驱动器硬件62以控制航空器10的相应的发动机20、22。处理器58还向其它航空器系统提供数据72。

图4是发动机推力46、48对压缩机风扇32、34速度n1(即，旋转速度)的图形表示，其中速度n1作为最大速度的百分比，其表示为“n1％”。参照图3至图5，压缩机风扇速度n1％与由线88限定的发动机推力46、48相关。这样，压缩机风扇32和34与发动机20和22协作产生推力46和48。发动机20、22的怠速推力90为最大推力92的约20％至约35％，例如约24％至约30％。在该示例中，非驻留区94(ndz)或压缩机风扇振动共振模式发生在从压缩机风扇速度下边界95到压缩机风扇速度上边界96，这分别与压缩机风扇32、34的最大速度的约41％到约46％的n1％相对应。虽然仅示出了一个非驻留区94，但是应当理解，在怠速推力90和最大推力92之间可以出现不止一个非驻留区。

图6a至图6f示出根据示例性实施例的在非驻留区94中对各种发动机推力命令53和55的发动机响应，包括压缩机风扇32、34速度n1％。如图所示，非驻留区94被限定为从n1％为约41％的压缩机风扇速度下边界95到n1％为约46％的压缩机风扇速度上边界96。然而，值得注意的是，尽管非驻留区94发生在发动机20和22的怠速推力与最大推力的约50％之间，但应理解，非驻留区94可发生在发动机20和22的怠速推力与最大推力之间的一个或多个区。此外，还应注意，虽然发动机振动增加可发生在非驻留区94中，但在压缩机风扇速度下边界95和上边界96附近，基本上很少发生或不发生发动机振动增加。

参照图3至图6f，在示例性实施例中，当发动机推力命令53、55对应于由从压缩机风扇速度下边界95到压缩机风扇速度上边界96限定的非驻留区(ndz)94内的发动机响应时，发动机电子控制器50可操作以指示发动机20使压缩机风扇32的速度处于或低于压缩机风扇速度下边界95，并且发动机电子控制器52可操作以指示发动机22使压缩机风扇34的速度处于或高于压缩机风扇速度上边界96，如图6c至图6e所示，使得发动机22的推力48大于发动机20的推力46，以产生对应于非驻留区94(ndz)内的发动机响应的总体平均推力100。在示例性实施例中，在非驻留区94的边界95和/或96处或刚好边界95和/或96之外以不同的压缩机风扇32和34速度有利地偏置发动机20和22的操作，同时产生在非驻留区94内的总体平均推力100，允许航空器10在非驻留区94内连续地允许一段延长的时间而发动机20和22不经历振动水平的增加。

对非驻留区94内的发动机推力命令53和55的发动机响应可以以步进方式或其它方式发生。在示出的示例中，对非驻留区94内的发动机推力命令53和55的发动机响应包括如下所述的步进函数。在示例性实施例中，预定中间点102限定在压缩机风扇速度下边界95和压缩机风扇速度上边界96之间的中间区域中。在示例性实施例中，预定中间点102是从约(y+z)/2.2到约(y+z)/1.3，如从约(y+z)/2到约(y+z)/1.5，例如，约(y+z)/2，其中y是压缩机风扇速度下边界95并且z是压缩机风扇速度上边界96。在图6a至图6f所示的示例中，预定中间点102是n1％＝43.5％，其在n1％＝41％的压缩机风扇速度下边界95和n1％＝46％的压缩机风扇速度上边界96之间的中间。

在示例性实施例中并且如图6a至6b所示，当发动机推力命令53和55包括对应于从压缩机风扇速度下边界95附近向预定中间点102加速的发动机响应的加速发动机推力命令时，发动机电子控制器50指示或以其它方式控制发动机20使压缩机风扇32的速度处于压缩机风扇速度下边界95附近。同样，发动机电子控制器52指示或以其它方式控制发动机22使压缩机风扇34的速度处于压缩机风扇速度下边界95附近。这产生对应于在压缩机风扇速度下边界95附近的发动机响应的总体平均推力100。在示例性实施例中，例如在结冰条件等下，前述内容应用或以其它方式限制发动机在非驻留区上的过渡，但如果不存在这种条件的话，则发动机22可以加速到上边界96并且发动机20可以减速以实现对应于图6b中所示的推力命令53、55的总体平均推力100。

在示例性实施例中且如图6c所示，当发动机推力命令53和55达到或以其它方式对应于预定中间点102附近的发动机响应时，发动机电子控制器52指示发动机22使压缩机风扇34的速度处于压缩机风扇速度上边界96附近，而发动机电子控制器50指示或以其它方式控制发动机20使压缩机风扇32的速度处于压缩机风扇速度下边界95附近。这产生对应于预定中间点102附近的非驻留区94内的发动机响应的总体平均推力100。

在示例性实施例中并且如图6d至图6e所示，如果加速继续并且发动机推力命令53和55包括对应于从预定中间点102附近向压缩机风扇速度上边界96加速的发动机响应的加速发动机推力命令104，则发动机22偏置得更高。特别地，发动机电子控制器50指示或以其他方式控制发动机20使压缩机风扇32的速度处于压缩机风扇速度下边界95附近，而发动机电子控制器52指示发动机22将压缩机风扇34的速度增加到压缩机风扇速度上边界96之上。这产生总体平均推力100，该总体平均推力100对应于在预定中间点102之上的非驻留区94内的发动机响应，如果且随着加速继续，更靠近压缩机风扇速度上边界96偏置。

在示例性实施例中且如图6f所示，当发动机推力命令53和55达到或以其他方式对应于在压缩机风扇速度上边界96附近的发动机响应时，发动机电子控制器50指示发动机20使压缩机风扇32的速度在压缩机风扇速度上边界96附近，并且发动机电子控制器52指示发动机22使压缩机风扇34的速度(例如，调节或降低该速度)在压缩机风扇速度上边界96附近。这产生对应于在压缩机风扇速度上边界96附近的发动机响应的总体平均推力100。

继续参照图6f，在示例性实施例中，通过非驻留区94的减速是与加速相反的响应，但是发动机20偏置得更低。在示例性实施例中，当发动机推力命令53和55包括对应于从压缩机风扇速度上边界96附近向预定中间点102减速的发动机响应的减速发动机推力命令106时，发动机电子控制器50指示或以其他方式控制发动机20使压缩机风扇32的速度处于压缩机风扇速度上边界96附近，并且发动机电子控制器52指示或以其他方式控制发动机22使压缩机风扇34的速度处于压缩机风扇速度上边界96附近。如上所述，这产生或保持对应于在压缩机风扇速度上边界96附近的发动机响应的总体平均推力100。

此外，如上所述，当发动机推力命令53和55达到或以其它方式对应于在预定中间点102附近的发动机响应时，发动机电子控制器52指示发动机22使压缩机风扇34的速度处于或保持在压缩机风扇速度上边界96附近，而发动机电子控制器50指示发动机20降低或使压缩机风扇32的速度处于压缩机风扇速度下边界95附近。这产生对应于预定中间点102附近的非驻留区94内的发动机响应的总体平均推力100。

在示例性实施例中，如果减速继续并且发动机推力命令53和55包括对应于经过预定中间点102附近向压缩机风扇速度下边界95减速的发动机响应的减速发动机推力命令106，则发动机电子控制器50指示发动机20将压缩机风扇32的速度降低到低于压缩机风扇速度下边界95，并且发动机电子控制器52指示或以其它方式控制发动机22使压缩机风扇34的速度处于压缩机风扇速度上边界96附近。这产生对应于在预定中间点102下方的非驻留区94内的发动机响应的总体平均推力100，如果且随着减速继续，则更靠近压缩机风扇速度下边界95偏置。

参照图8，提供根据示例性实施例的用于在由从压缩机风扇速度下边界到压缩机风扇速度上边界限定的非驻留区(ndz)中控制航空器的推力的方法200。方法200包括使航空器的第一发动机的第一压缩机风扇以第一速度旋转，以与第一发动机协作产生第一推力(步骤202)。航空器的第二发动机的第二压缩机风扇以第二速度旋转，以与第二发动机协作产生第二推力(步骤204)。

在示例性实施例中，发动机推力命令从油门弧座组件(tqa)和/或自动推力控制器传送到第一发动机电子控制器和第二发动机电子控制器(步骤206)。第一发动机电子控制器被配置为与第一发动机通信并控制第一发动机，第二发动机电子控制器被配置为与第二发动机通信并控制第二发动机。

在示例性实施例中，当发动机推力命令对应于非驻留区(ndz)内的发动机响应时，经由第一发动机电子控制器指示第一发动机使第一压缩机风扇的第一速度处于或低于压缩机风扇速度下边界(步骤208)。当发动机推力命令对应于非驻留区(ndz)内的发动机响应时，经由第二发动机电子控制器指示第二发动机使第二压缩机风扇的第二速度处于和/或高于压缩机风扇速度上边界(步骤210)。这导致第二发动机的第二推力大于第一发动机的第一推力，以产生对应于非驻留区(ndz)内的发动机响应的总体平均推力。

虽然在本公开的以上详细描述中已经呈现了至少一个示例性实施例，但是应当理解，存在大量变型。还应当理解，一个或多个示例性实施例仅是示例，并不旨在以任何方式限制本公开的范围、适用性或配置。相反，上述详细描述将为本领域技术人员提供用于实现本公开的示例性实施例的方便的路线图。应当理解，在不脱离如所附权利要求中阐述的本公开的范围的情况下，可以对示例性实施例中描述的元件的功能和布置进行各种改变。

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