用于控制由飞行器上的多个发动机产生的推力以辅助特定飞行状况的方法和系统技术方案

本发明专利技术涉及用于控制由飞行器上的多个发动机产生的推力以辅助特定飞行状况的方法和系统。在一个示例中，描述了一种控制由飞行器上的多个发动机产生的推力以辅助飞行器的机头向下恢复的方法。所述方法包括：选择飞行器参数的最大值；在飞行器在飞行中时测量飞行器参数的值；基于最大值和测量值的比较，确定所述测量值超过所述最大值；以及减小由多个发动机中的每个发动机产生的推力，以使飞行器参数的测量值低于飞行器参数的最大值。

Method and System for Controlling Thrust Generated by Multiple Engines on an Aircraft to Assist in Specific Flight Conditions

【技术实现步骤摘要】
用于控制由飞行器上的多个发动机产生的推力以辅助特定飞行状况的方法和系统
本公开大体涉及飞行器的操作，并且更具体地，涉及控制由飞行器上的多个发动机产生的推力以辅助飞行器的机头向下/俯冲(nose-down)恢复的方法。
技术介绍
飞行器或飞机必须能够以飞机在任何允许的功率设置下能够实现的任何迎角(AOA)迅速从失速中恢复。正如美国联邦法规第14篇§25.145中规定的那样，从监管角度来看，这是必需的。飞机制造商可以施加适用于该飞行状态的附加要求和设计指南。在这种情况下提供足够的恢复能力传统上导致了飞机设计妥协，从而影响成本、复杂度和性能。提供足够恢复能力的现有方法传统上通过以下方式管理上仰并确保从高AOA迅速恢复机头向下：对机翼前缘和后缘襟翼设计施加约束和修改以减小空气动力学上仰的量级；在机翼前缘上使用失速条及其他流量控制装置来管理气流分离的进展；对机翼防冰系统施加约束和修改，以减小结冰情况下空气动力学上仰的量级；以及在水平尾翼添加区域以增加稳定性和俯仰控制力。现有方法影响系统复杂度、重量、维护及成本。此外，这些解决方案通过提高操作速度(例如，影响顾客绩效保证和销售的着陆进场速度)可能对飞行器性能产生负面影响。需要这样一种系统，其确保在临界状况下飞行器的迅速机头向下恢复，而不必增加飞行器设计的复杂度、增加重量和/或增加成本。
技术实现思路
在一个示例中，描述了一种控制由飞行器上的多个发动机产生的推力以辅助飞行器的机头向下恢复的方法。该方法包括：选择飞行器参数的最大值；在飞行器在飞行中时测量飞行器参数的值；基于最大值和测量值的比较，确定测量值超过最大值；以及减小由多个发动机中的每个发动机产生的推力，以使飞行器参数的测量值低于飞行器参数的最大值。在另一示例中，描述了一种非暂时性计算机可读介质，其上存储有指令，当由计算设备的一个或更多个处理器执行所述指令时，所述指令使计算设备执行功能。这些功能包括：选择飞行器参数的最大值；在飞行器在飞行中时测量飞行器参数的值；基于最大值和测量值的比较，确定测量值超过最大值；以及减小每个发动机产生的推力，以使飞行器参数的测量值低于飞行器参数的最大值。在另一个示例中，描述了一种系统，所述系统包括飞行控制计算设备，该飞行控制计算设备具有处理器和存储器，该存储器存储可由处理器执行的指令以：选择飞行器的飞行器参数的最大值；在飞行器在飞行中时接收飞行器参数的值的测量值；基于最大值和测量值的比较，确定测量值超过最大值；并且发送指示减小由飞行器的多个发动机中的每个发动机产生的推力的信号，以使测量值低于飞行器参数的最大值。该系统还包括耦接到飞行器的多个发动机的多个推进控制计算设备，并且相应的推进控制计算设备耦接到相应的发动机。每个推进控制计算设备具有处理器和存储器，所述存储器存储可由处理器执行的指令以接收来自飞行控制计算设备的信号并控制由多个发动机中的相应发动机产生的推力。已经讨论的特征、功能和优点可以在各种示例中独立地实现，或者可以在其他示例中组合。参考以下描述和附图可以看到示例的进一步细节。附图说明被认为是说明性示例特有的新颖特征在随附的权利要求中阐述。然而，当结合附图阅读时，通过参考本公开的说明性示例的以下详细描述，将最好地理解说明性示例及其优选的使用模式、进一步的目的和描述，其中：图1示出了根据一个示例实施方式的示例飞行器的框图。图2是示出根据一个示例实施方式的STL功能的示例操作的流程图。图3是根据一个示例实施方式的飞行器和作用在飞行器上的力的示例图示。图4是示出根据一个示例实施方式的轻型飞行器的纵向加速度(nx)(g)和迎角(AOA)(度)之间的关系的示例图。图5是示出根据一个示例实施方式的重型飞行器的纵向加速度(nx)(g)和迎角(AOA)(度)之间的关系的另一示例图。图6示出了根据一个示例实施方式的控制由飞行器上的多个发动机产生的推力以辅助飞行器的机头向下恢复的示例方法的流程图。图7示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的选择功能的示例方法的流程图。图8示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的选择功能的另一示例方法的流程图。图9示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的选择功能的另一示例方法的流程图。图10示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的选择功能的另一示例方法的流程图。图11示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的选择功能的另一示例方法的流程图。图12示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的选择功能的另一示例方法的流程图。图13示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的选择功能的另一示例方法的流程图。图14示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的测量功能的另一示例方法的流程图。图15示出了根据一个示例实施方式的用于执行图6的方法的减小功能的示例方法的流程图。图16示出了根据一个示例实施方式的与图6中示出的方法一起使用的示例方法的流程图。图17示出了根据一个示例实施方式的与图6中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。图18示出了根据一个示例实施方式的与图6中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。图19示出了根据一个示例实施方式的与图6中示出的方法一起使用的另一示例方法的流程图。具体实施方式现在将在下文中参考附图更全面地描述所公开的示例，附图中示出了一些但不是全部所公开的示例。实际上，可以描述若干不同的示例，并且不应该将其解释为限于本文中阐述的示例。相反，描述这些示例使得本公开将是彻底和完整的，并且将向本领域技术人员充分传达本公开的范围。在示例中，描述了用于控制来自飞行器发动机的发动机推力以在极端/临界状况期间修改飞行器定位的方法和系统。更具体地，示例方法和系统主动地管理由飞行器的每个发动机产生的发动机推力的量，用于辅助在高迎角和高推力飞行状况下的机头向下恢复。主动管理由飞行器的所有发动机产生的推力的量以对抗阻碍机头向下恢复的不利状况，即由机翼上的空气动力学流动分离导致的机头向上俯仰力矩和/或由发动机产生的机头向上俯仰力矩。示例方法和系统连续地监测飞行器的各种控制参数并将监测的参数与预设的极限条件进行比较。在一个示例中，系统测量纵向加速度(nx)(其是相对于飞行器的阻力和重量的过量发动机推力的测量)，并将该测量值与预定的最大值nx进行比较。如果测量的nx值超过预定的最大值nx，则系统调节由飞行器的每个发动机产生的发动机推力，以使测量的nx值减小，这确保了迅速机头向下恢复。当该方法和系统被激活时，发动机推力减小预定量以确保飞行器的连续安全操作。例如，该方法和系统可以仅在关键控制状况期间激活，并且不干扰飞行器的正常操作。另外，为监测的飞行器参数设定的预定最大值被限制为是比仅具有单个发动机的飞行器的性能的能力更大的值，因此消除了对包括发动机故障的额外监测和检测的需要。换句话说，如果飞行器凭借一个发动机运转，则将不允许激活该方法和系统。该方法和系统采用其他控制参数与纵向加速度nx相结合或代替纵向加速度nx。这些其他参数包括飞行器的迎角、飞行路径角、俯仰角、总能量状态等。现在参考附图，图1示出了根据一个示例实施方式的示例飞行器100的框图。飞行器100包括耦接到多个发动机104的系统102。所述多个发动机1本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种控制由飞行器(100)上的多个发动机(104)产生的推力以辅助所述飞行器(100)的机头向下恢复的方法(200)，所述方法包括：选择(202)飞行器参数(138)的最大值；在所述飞行器(100)在飞行中时测量(204)所述飞行器参数(138)的值；(206)基于所述最大值和测量值的比较，确定所述测量值超过所述最大值；和减小(208)由所述多个发动机(104)中的每个发动机产生的推力，以使所述飞行器参数(138)的所述测量值低于所述飞行器(100)参数的最大值。

【技术特征摘要】
2018.02.06 US 15/889,3061.一种控制由飞行器(100)上的多个发动机(104)产生的推力以辅助所述飞行器(100)的机头向下恢复的方法(200)，所述方法包括：选择(202)飞行器参数(138)的最大值；在所述飞行器(100)在飞行中时测量(204)所述飞行器参数(138)的值；(206)基于所述最大值和测量值的比较，确定所述测量值超过所述最大值；和减小(208)由所述多个发动机(104)中的每个发动机产生的推力，以使所述飞行器参数(138)的所述测量值低于所述飞行器(100)参数的最大值。2.根据权利要求1所述的方法，其中选择所述飞行器参数(138)的所述最大值包括选择(210)所述飞行器(100)的纵向加速度(Nx)的最大值，或者选择所述飞行器参数(138)的所述最大值包括选择(212)所述飞行器(100)的迎角(AoA)的最大值。3.根据权利要求1所述的方法，其中选择所述飞行器参数(138)的所述最大值包括选择(214)所述飞行器(100)的飞行路径角的最大值，或者选择所述飞行器参数(138)的所述最大值包括选择(216)所述飞行器(100)的俯仰角的最大值。4.根据权利要求1所述的方法，其中选择所述飞行器参数(138)的所述最大值包括：将所述最大值选择(218)为处于提供所述飞行器(100)在高于阈值的迎角(AOA)下的恢复能力的极限。5.根据权利要求1所述的方法，其中选择所述飞行器参数(138)的所述最大值包括：将所述最大值选择(220)为是比在飞行中的所述飞行器(100)在所述多个发动机(104)中的一个发动机发生故障的情况下可实现的值更大的值。6.根据权利要求1所述的方法，其中选择所述飞行器参数的所述最大值(138)包括：基于所述飞行器(100)的重量选择(222)所述飞行器参数(138)的所述最大值。7.根据权利要求1-6中的任意一项所述的方法，其中在所述飞行器(100)在飞行中时测量所述飞行器参数(138)的所述值包括：测量(224)纵向加速度，其中所述纵向加速度是相对于所述飞行器(100)的阻力和重量的过量推力的测量。8.根据权利要求1-6中的任意一项所述的方法，其中减小每个所述发动机产生的所述推力包括：将所述推力减小(226)与所述测量值超过所述最大值的量成比例的量。9.根据权利要求1-8中的任意一项所述的方法，还包括：设定(228)所述推力可以减小以保持所需爬升能力的最大量。10.根据权利要...

【专利技术属性】
技术研发人员：N·梅勒兹，D·艾戈德，H·豪格伯格，D·威尔森，L·因德海斯，S·布兰德，K·卡诺夫斯基，C·霍奇斯，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国,US