CN111237062B - 一种实现发动机自动起飞推力控制功能的***及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种实现发动机自动起飞推力控制功能的***，包括：第一发动机FADEC、第二发动机FADEC、电气连接到第一发动机FADEC和第二发动机FADEC的航电***，其中第一发动机FADEC和第二发动机FADEC各自将ATTCS触发输入值发送到航电***，航电***基于ATTCS触发输入值进行ATTCS触发逻辑判断以触发ATTCS，并向第一发动机FADEC或第二发动机FADEC发出调节发动机推力的指令。本发明还涉及一种实现发动机自动起飞推力控制功能的方法，包括以下步骤：FADEC向飞行器的航电***发送飞行器的ATTCS触发输入值；航电***内部交换FADEC所发送的ATTCS触发输入值；航电***判断是否触发ATTCS功能；航电***将判断结果发送到FADEC；FADEC控制是否增大推力。

Description

一种实现发动机自动起飞推力控制功能的***及方法
技术领域
本发明属于航空发动机控制领域，涉及一种实现发动机自动起飞推力控制功能的***及方法，用于飞行器在起飞或复飞阶段，一台发动机失效时，自动增加另外一台发动机的推力，适用于具备自动起飞推力控制***(Automatic Take-off Thrust ControlSystem，以下缩写为ATTCS)的飞行器。
背景技术
ATTCS是装备在飞行器上以用来在任何一台发动机失效时自动增加工作发动机推力的控制***，目的是在飞行器起飞和复飞阶段当出现发动机失效或者另外一个发动机数据失效时自动增加推力，以满足复飞和起飞的推力需求。
针对双发飞行器，目前的实现方法是，两台发动机的发动机全权限数字发动机控制器(Full Authority Digital Engine Control，以下缩写为FADEC)之间直接进行通信(如图1所示)，每台发动机FADEC根据收到的另外一台发动机的信号判断是否触发ATTCS功能。每个FADEC包含A、B两个通道，两个通道互为冗余，当发动机正常工作时，一个通道为主控通道，一个通道为备份通道。每个FADEC的两个通道都通过总线向另一个FADEC的两个通道发送信号。在起飞或复飞阶段，当FADEC判断另外一侧发动机失效，不足以支持继续起飞或复飞时，就会自动触发ATTCS功能，以提高本地发动机的推力。
现有技术存在的问题是：两台发动机FADEC之间直接连线，隔离性不高；由于ATTCS触发逻辑集成在FADEC中，飞行器制造商缺乏设计自主性；对于原本不具备ATTCS功能的成熟FADEC，没有FADEC之间相互通讯的接口，如果想应用在需要ATTCS功能的新型飞行器上，则需要对FADEC硬件进行更改，导致研制周期变长和成本增加。
为了克服上述现有技术的缺陷，需要一种新的实现发动机自动起飞推力控制功能的***及方法。
发明内容
根据本发明的一个方面，提出了一种实现发动机自动起飞推力控制功能的***，该***包括：第一发动机FADEC、第二发动机FADEC、电气连接到第一发动机FADEC和第二发动机FADEC的航电***，
其中，第一发动机FADEC接收第一ATTCS触发输入值，而第二发动机FADEC接收第二ATTCS触发输入值，并且第一发动机FADEC和第二发动机FADEC将所接收的所述第一ATTCS触发输入值和所述第二ATTCS触发输入值发送到所述航电***，航电***可以基于第一ATTCS触发输入值和第二ATTCS触发输入值按照预定ATTCS触发逻辑进行判断以触发ATTCS，并向第一发动机FADEC或第二发动机FADEC发出调节发动机推力的指令。
根据本发明的实施例，第一ATTCS触发输入值包括第一发动机油门杆角度值和第一发动机N1转速值，而第二ATTCS触发输入值包括第二发动机油门杆角度值和第二发动机N1转速值，
其中，第一发动机油门杆角度值是由第一油门杆角度传感器所感测的飞行器的第一发动机的第一发动机油门杆角度(Throttle Lever Angle，简称TLA)，第一发动机的第一发动机油门杆能够在以下位置之间移动：IDLE位置、TO/GA位置和MAX位置，
其中，第一发动机N1转速值是由第一N1转速传感器所感测的飞行器的第一发动机的N1转速，
其中，第二发动机油门杆角度值是由第二油门杆角度传感器所感测的飞行器的第二发动机的第二发动机油门杆角度，第二发动机的第二发动机油门杆能够在以下位置之间移动：IDLE位置、TO/GA位置和MAX位置，
其中，第二发动机N1转速值是由第二N1转速传感器所感测的飞行器的第二发动机的N1转速。
根据本发明，当发生以下条件中的至少一个时航电***会触发ATTCS：
a)飞行器处于起飞或者复飞模式；
并且第一发动机和第二发动机中的一个的发动机油门杆处于TO/GA位置；
并且第一发动机与第二发动机的N1转速差值的绝对值大于10％-30％，较佳地大于16％，或者第一发动机和第二发动机中的另一个的发动机转速丢失或无效，
b)飞行器处于灵活起飞模式；
并且第一发动机和第二发动机中的一个的发动机油门杆角度大于40°-60°，较佳地为50°；
并且第一发动机与第二发动机的N1转速差异的绝对值大于10％-30％，较佳地大于16％，或者第一发动机和第二发动机中的另一个的发动机转速丢失或无效，
c)飞行器处于起飞或复飞模式、或者灵活起飞模式；
并且第一发动机和第二发动机中的一个的油门杆处于MAX位置。
根据本发明的另一个方面，还提出了一种实现发动机自动起飞推力控制功能的方法，该方法可包括以下步骤：
第1步：飞行器的第一发动机FADEC和第二发动机FADEC分别向飞行器的航电***发送飞行器的ATTCS触发输入值，例如：油门杆角度值和N1转速值信号；
第2步：航电***内部交换第一发动机FADEC和第二发动机FADEC所发送的ATTCS触发输入值；
第3步：航电***根据ATTCS触发输入值判断是否触发ATTCS功能；
第4步：航电***分别向第一发动机FADEC或第二发动机FADEC发送ATTCS指令；
第5步：第一发动机FADEC或第二发动机FADEC根据接收到的ATTCS指令分别控制飞行器的第一发动机或第二发动机增大推力。
由此，通过本发明的实现发动机自动起飞推力控制功能的***及方法，并且该***所具有的有益效果是：
1)两台发动机的FADEC之间没有直接进行通信，直接满足了CCAR25.903(b)/FAR25.903(b)条款关于发动机之间互相隔离的要求；
2)ATTCS的触发逻辑集成在飞行器航电***中，给予飞行器制造商更多的设计自主权；
3)对于原本不具备ATTCS功能的FADEC，如果安装在需要具备ATTCS功能的飞行器上，无需进行硬件更改，降低了研发周期，并降低了成本。
因而，本发明克服了现有技术的缺陷，实现了本发明的目的。
附图说明
为了进一步说明根据本发明的实现发动机自动起飞推力控制功能的***及方法，下面将结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明，附图中：
图1是示出了现有技术的实现发动机自动起飞推力控制功能的***的示意图；
图2是根据本发明的一个实施例的实现发动机自动起飞推力控制功能的***示意图；
图3是根据本发明的另一个实施例的实现发动机自动起飞推力控制功能的***的示意图；
图4是根据本发明的实现发动机自动起飞推力控制功能的方法的流程图；
图5根据本发明示出了实现第一发动机ATTCS触发的示意性逻辑原理图；以及
图6根据本发明示出了实现第二发动机ATTCS触发的示意性逻辑原理图。
具体实施方式
下面结合附图具体说明本发明的实现发动机自动起飞推力控制功能的***及方法，其中，相同的部件由相同的附图标记予以标注。
参见图2和3，根据本发明的实现发动机自动起飞推力控制功能的***可包括：第一发动机、第二发动机、第一发动机FADEC 10、第二发动机FADEC 20、电气连接到第一发动机FADEC和第二发动机FADEC的航电***30、第一发动机油门杆、第二发动机油门杆、第一油门杆角度传感器、第二油门杆角度传感器、第一N1转速传感器以及第二N1转速传感器。
上述部件在现有技术中已知并且以已知的方式安装在飞行器上，因此，为了简洁的目的，本发明不再详细示出其结构和连接关系。
其中，第一发动机油门杆和第二发动机油门杆各自可以在以下几个位置或挡位之间移动：IDLE位置、TO/GA位置和MAX位置。其中，IDLE位置为慢车位，TO/GA位置为起飞/复飞位而MAX位置是最大推力位(挡位)。
其中，第一油门杆角度传感器用于感测第一发动机油门杆角度(TLA)，并将所感测的第一发动机油门杆角度值11发送到第一发动机FADEC 10；而第一N1转速传感器用于感测第一发动机N1转速，并将所感测的第一发动机N1转速值12发送到第一发动机FADEC 10。
其中，第二油门杆角度传感器用于感测第二发动机油门杆角度，并将所感测的第二发动机油门杆角度值21发送到第二发动机FADEC 20；而第二N1转速传感器用于感测第二发动机N1转速，并将所感测的第二发动机N1转速值22发送到第二发动机FADEC 20。
第一发动机FADEC 10将包括第一发动机油门杆角度值11和第一发动机N1转速值12的第一ATTCS触发输入值发送到航电***30，而第二发动机FADEC 20将包括第二发动机油门杆角度值21和第二发动机N1转速值22的第二ATTCS触发输入值发送到航电***30，航电***30能够基于ATTCS触发输入值进行ATTCS触发逻辑判断以触发ATTCS，并向第一发动机FADEC 10或第二发动机FADEC 20发出调节发动机推力的指令，然后第一发动机FADEC 10或第二发动机FADEC 20调节第一发动机或第二发动机的推力。
应当理解，虽然本发明的各个实施例示出的ATTCS触发输入值为发动机油门杆角度值和发动机N1转速值，但是本发明并不限于此，而是涵盖能够用来判断发动机中的一个发生异常的任何其它飞行信号/参数，例如来自飞行器上的发动机振动传感器、陀螺仪/水平仪、烟雾传感器或告警设备的相应信号/参数等。
同样地，虽然本发明的各个实施例示出了具有两个发动机的示例，但是本发明同样可以应用于具有两个以上发动机的飞行器，例如具有四个或六个发动机的飞行器。
根据本发明的一个实施例，每个发动机FADEC可以包含A、B两个通道，两个通道互为冗余，当发动机正常工作时，一个通道为主控通道，一个通道为备份通道。ATTCS触发输入值可以经由A、B通道各自独立地发送到航电***30。
根据本发明的另一个实施例航电***30可以包括控制模块，通过控制模块基于ATTCS触发输入值按照预定ATTCS触发控制逻辑(如将在图5和6中进一步描述的)进行ATTCS触发判定。
根据本发明的控制模块的示例在图2和图3中详细示出。
具体地，在图2中示出了针对采用ARINC 429总线的飞行器的实施例。如图2所示，第一发动机FADEC的A、B通道通过ARINC 429总线将TLA、N1转速等信号传输至DCU-1。如本文所用，DCU是指数据集中装置(Data Concentrator Unit)，用于将飞行器各个***的数据进行集中并整理需要的信息发送给其他***，并具备逻辑运算功能。第二发动机FADEC的A、B通道ARINC 429总线将TLA、N1转速等信号传输至DCU-2。DCU-1和DCU-2之间通过XTALK进行信息交互，以使DCU-1获得第二发动机的信息及DCU-2获得第一发动机的信息。
DCU-1根据第一发动机和第二发动机的TLA、N1转速等信号及飞行阶段判断是否触发ATTCS功能，并将计算结果通过ARINC 429总线发送给第一发动机FADEC 10，第一发动机FADEC 10根据接收到的指令判断是否增加推力。DCU-2根据第一发动机和第二发动机的TLA、N1转速等信号及飞行阶段判断是否触发ATTCS功能，并将计算结果发送给第二发动机FADEC 20，第二发动机根据指令判断是否增加推力。
在图3中示出了针对采用AFDX网络的飞行器的实施例。如图3所示，第一和第二发动机FADEC的A、B通道分别连接至飞行器的AFDX网络，第一和第二发动机FADEC通过AFDX网络将TLA、N1转速等信号同时传输至集成在IMA中的ECSA1和ECSA2中。如本文所用，ECSA是指发动机控制***软件(Engine Control System Application)。ECSA1根据接收到的发动机信号及飞行阶段判断是否触发第一发动机的ATTCS功能，并通过AFDX网络将指令传输给第一发动机FADEC 10，第一发动机FADEC 10根据接收到的指令判断是否增加推力；ECSA2根据接收到的发动机信号及飞行阶段判断是否触发第二发动机的ATTCS功能，并通过AFDX网络将指令传输给第二发动机FADEC 20，第二发动机FADEC 20根据接收到的指令判断是否增加推力。
图4是根据本发明的实现发动机自动起飞推力控制功能的方法的流程图。根据本发明的一个实施例，该方法可包括以下步骤：
第1步：FADEC向飞行器的航电***发送飞行器的ATTCS触发输入值，例如：油门杆角度值和N1转速值信号；
第2步：航电***内部交换FADEC所发送的ATTCS触发输入值，例如：油门杆角度值和N1转速值；
第3步：航电***判断是否触发ATTCS功能；
第4步：航电***将判断结果发送到FADEC；
第5步：FADEC控制是否增大推力。
应当理解，根据本发明的方法不仅可以结合根据本发明的实现发动机自动起飞推力控制功能的***使用，而且同样可以应用到所有类似的发动机自动起飞推力控制功能的***，以实现期望的发动机自动起飞推力控制。
图5根据本发明示出了实现第一发动机ATTCS触发的示意性逻辑原理图。为了说明的目的，在图5的视图中，将第一发动机标记为1号发动机，而相应地，将第二发动机标记为2号发动机。
如图5所示，触发1号发动机ATTCS功能的条件可包括：
如果满足逻辑条件52：飞行器处于起飞或者复飞模式且1号发动机油门杆处于TO/GA位置，1号发动机与2号发动机的N1转速差异的绝对值大于10％-30％，优选或较佳地大于16％，或者2号发动机转速丢失或无效，则触发1号发动机ATTCS功能；或者
如果满足逻辑条件53：飞行器处于灵活起飞模式，且1号发动机油门杆角度大于40°-60°，优选值或较佳地大于50°，1号发动机与2号发动机的N1转速差异的绝对值大于10％-30％，优选或较佳地大于16％，或者2号发动机转速丢失或无效，则触发1号发动机ATTCS功能；或者
如果满足逻辑条件51：飞行器处于起飞或复飞模式、或者灵活起飞模式，1号发动机油门杆处于MAX位置，则触发1号发动机ATTCS功能。
此处，当1号发动机与2号发动机的N1转速差异的绝对值可指的是：|1号发动机N1转速-2号发动机N1转速|。
图6根据本发明示出了实现第二发动机ATTCS触发的示意性逻辑原理图。同样地，为了说明的目的，在图6的视图中，将第一发动机标记为1号发动机，而相应地，将第二发动机标记为2号发动机。
如图6所示，触发2号发动机ATTCS功能的条件可包括：
如果满足逻辑条件62：飞行器处于起飞或者复飞模式且2号发动机油门杆处于TO/GA位置，1号发动机与2号发动机的N1转速差异的绝对值大于10％-30％，优选或较佳地大于16％，或者1号发动机转速丢失或无效，则触发2号发动机ATTCS功能；或者
如果满足逻辑条件63：飞行器处于灵活起飞模式，且2号发动机油门杆角度大于40°-60°，优选值或较佳地大于50°，1号发动机与2号发动机的N1转速差异的绝对值大于10％-30％，优选或较佳地大于16％，或者1号发动机转速丢失或无效，则触发2号发动机ATTCS功能；或者
如果满足逻辑条件61：飞行器处于起飞或复飞模式、或者灵活起飞模式，2号发动机油门杆处于MAX位置，则触发2号发动机ATTCS功能。
此处，当1号发动机与2号发动机的N1转速差异的绝对值可指的是：|1号发动机N1转速-2号发动机N1转速|。
应当理解，此处所述的“1号”和“2号”仅仅是为了便于区分的方便而非进行限制，例如，虽然将第一发动机标记为1号发动机，但是，第一发动机也可以是“2号”发动机，或者在多于两个发动机的飞行器中，可以为未示出的“3号”、“4号”、“5号”或“6号”发动机，而第二发动机是指该飞行器的不同于该第一发动机的另一个发动机。
通过利用本发明的实现发动机自动起飞推力控制功能的***及方法，使得两台发动机的FADEC之间没有直接进行通信，更好地满足了隔离性要求，提高了***安全性，直接满足了CCAR25.903(b)/FAR25.903(b)条款关于发动机之间互相隔离的要求；并且通过将ATTCS的触发逻辑集成在飞行器航电***中，不仅给予飞行器制造商更多的设计自主权，而且使得对于原本不具备ATTCS功能的FADEC，如果安装在需要具备ATTCS功能的飞行器上，无需进行硬件更改。可以显著地降低研发调试时间，并显著地降低设备和人力成本。
虽然以上结合了较佳实施例对本发明的实现发动机自动起飞推力控制功能的***及方法进行了说明，但是本技术领域中的普通技术人员应当认识到，上述示例仅是用来说明的，而不能作为对本发明的限制。因此，可以在权利要求书的实质精神范围内对本发明进行修改和变型，这些修改和变型都将落在本发明的权利要求书所要求的范围之内。

Claims (9)

1.一种实现发动机自动起飞推力控制功能的***，其特征在于，所述***包括：第一发动机FADEC、第二发动机FADEC以及电气连接到所述第一发动机FADEC和所述第二发动机FADEC的航电***，
其中，所述第一发动机FADEC接收第一ATTCS触发输入值，而所述第二发动机FADEC接收第二ATTCS触发输入值，并且所述第一发动机FADEC和所述第二发动机FADEC将所接收的所述第一ATTCS触发输入值和所述第二ATTCS触发输入值发送到所述航电***，所述航电***能够基于所述第一ATTCS触发输入值和所述第二ATTCS触发输入值按照预定ATTCS触发逻辑进行判断以触发ATTCS，并向所述第一发动机FADEC或所述第二发动机FADEC发出增大发动机推力的指令，
其中，所述第一ATTCS触发输入值包括第一发动机油门杆角度值和第一发动机N1转速值，而所述第二ATTCS触发输入值包括第二发动机油门杆角度值和第二发动机N1转速值，
其中，所述第一发动机油门杆角度值是由第一油门杆角度传感器所感测的飞行器的第一发动机的第一发动机油门杆角度，所述发动机的第一发动机油门杆能够在以下位置之间移动：IDLE位置、TO/GA位置和MAX位置，
其中，所述第一发动机N1转速值是由第一N1转速传感器所感测的所述飞行器的所述第一发动机的N1转速，
其中，所述第二发动机油门杆角度值是由第二油门杆角度传感器所感测的所述飞行器的第二发动机的第二发动机油门杆角度，所述发动机的第二发动机油门杆能够在以下位置之间移动：IDLE位置、TO/GA位置和MAX位置，
其中，所述第二发动机N1转速值是由第二N1转速传感器所感测的所述飞行器的所述第二发动机的N1转速，
并且其中，当发生以下条件中的至少一个时所述航电***触发ATTCS：
a)所述飞行器处于起飞或者复飞模式；
并且所述第一发动机和所述第二发动机中的一个的发动机油门杆处于所述TO/GA位置；
并且所述第一发动机与所述第二发动机的N1转速差异的绝对值大于转速差异阈值，或者所述第一发动机和所述第二发动机中的另一个的发动机转速丢失或无效，
b)所述飞行器处于灵活起飞模式；
并且所述第一发动机和所述第二发动机中的一个的发动机油门杆角度大于油门杆角度阈值；
并且所述第一发动机与所述第二发动机的N1转速差异的绝对值大于所述转速差异阈值，或者所述第一发动机和所述第二发动机中的另一个的发动机转速丢失或无效，
c)所述飞行器处于起飞或复飞模式、或者灵活起飞模式；
并且所述第一发动机和所述第二发动机中的一个的油门杆处于所述MAX位置。
2.如权利要求1所述的***，其特征在于，所述油门杆角度阈值为40°-60°。
3.如权利要求2所述的***，其特征在于，所述油门杆角度阈值为50°。
4.如权利要求1所述的***，其特征在于，所述转速差异阈值为10％-30％。
5.如权利要求4所述的***，其特征在于，所述转速差异阈值为16％。
6.如权利要求1所述的***，其特征在于所述第一发动机FADEC和所述第二发动机FADEC各自包含互为冗余的两个通道，所述ATTCS触发输入值经由所述两个通道各自发送到所述航电***。
7.如权利要求1所述的***，其特征在于，所述航电***包括控制模块，所述控制模块基于所述第一ATTCS触发输入值和所述第二ATTCS触发输入值按照预定ATTCS触发控制逻辑进行ATTCS触发判定。
8.如权利要求7所述的***，其特征在于，所述控制模块为DCU或集成在IMA中的ECSA。
9.一种实现发动机自动起飞推力控制功能的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
1)飞行器的第一发动机FADEC向飞行器的航电***发送飞行器的第一ATTCS触发输入值，而第二发动机FADEC向所述飞行器的所述航电***发送飞行器的第二ATTCS触发输入值；
2)所述航电***内部交换所述第一发动机FADEC所发送的所述第一ATTCS触发输入值和所述第二发动机FADEC所发送的所述第二ATTCS触发输入值；
3)所述航电***根据所述第一ATTCS触发输入值和所述第二ATTCS触发输入值判断是否触发ATTCS功能；
4)所述航电***分别向所述第一发动机FADEC或所述第二发动机FADEC发送ATTCS指令；
5)所述第一发动机FADEC或所述第二发动机FADEC根据接收到的所述ATTCS指令分别控制飞行器的第一发动机或第二发动机增大推力，
其中，所述第一ATTCS触发输入值包括第一发动机油门杆角度值和第一发动机N1转速值，而所述第二ATTCS触发输入值包括第二发动机油门杆角度值和第二发动机N1转速值，
其中，所述第一发动机油门杆角度值是由第一油门杆角度传感器所感测的飞行器的第一发动机的第一发动机油门杆角度，
其中，所述第一发动机N1转速值是由第一N1转速传感器所感测的所述飞行器的所述第一发动机的N1转速，
其中，所述第二发动机油门杆角度值是由第二油门杆角度传感器所感测的所述飞行器的第二发动机的第二发动机油门杆角度，
其中，所述第二发动机N1转速值是由第二N1转速传感器所感测的所述飞行器的所述第二发动机的N1转速，
并且其中，当发生以下条件中的至少一个时所述航电***触发ATTCS：
a)所述飞行器处于起飞或者复飞模式；
并且所述第一发动机和所述第二发动机中的一个的发动机油门杆处于TO/GA位置；
并且所述第一发动机与所述第二发动机的N1转速差异的绝对值大于转速差异阈值，或者所述第一发动机和所述第二发动机中的另一个的发动机转速丢失或无效，
b)所述飞行器处于灵活起飞模式；
并且所述第一发动机和所述第二发动机中的一个的发动机油门杆角度大于油门杆角度阈值；
并且所述第一发动机与所述第二发动机的N1转速差异的绝对值大于所述转速差异阈值，或者所述第一发动机和所述第二发动机中的另一个的发动机转速丢失或无效，
c)所述飞行器处于起飞或复飞模式、或者灵活起飞模式；
并且所述第一发动机和所述第二发动机中的一个的油门杆处于MAX位置。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111846250B (zh) * 2020-07-23 2022-02-22 中国商用飞机有限责任公司 用于控制飞机的航速和姿态模式的方法及***

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4662171A (en) * 1986-03-31 1987-05-05 The Boeing Company Automatic thrust restoration system
US5893040A (en) * 1996-05-15 1999-04-06 The Boeing Company Method and apparatus for automatically providing jet engine thrust ratings to avionic systems
US6126111A (en) * 1998-07-08 2000-10-03 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Emergency flight control system using one engine and fuel transfer
US6269627B1 (en) * 1998-12-16 2001-08-07 United Technologies Corporation Rapid thrust response control logic for shaft-driven lift fan STOVL engine
FR2898584B1 (fr) * 2006-03-15 2008-12-19 Airbus France Sas Procede et dispositif de commande de la poussee d'un aeronef multimoteur
US8016243B2 (en) * 2006-10-12 2011-09-13 The Boeing Company Aircraft backup control
US9342060B2 (en) * 2010-09-14 2016-05-17 United Technologies Corporation Adaptive control for a gas turbine engine
BR112013027237B1 (pt) * 2011-04-28 2021-01-19 The Boeing Company escalonamento de limites de empuxo modificado para controle de assimetria de empuxo
US10315777B2 (en) * 2011-12-22 2019-06-11 Embraer S.A. Safe takeoff monitoring system
FR2996254B1 (fr) * 2012-10-03 2014-09-12 Snecma Methode de surveillance d'un defaut de poussee d'un turboreacteur d'aeronef
CN105620767A (zh) * 2014-10-28 2016-06-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种利用油门杆综合控制发动机和螺旋桨的方法
CN105383684B (zh) * 2015-12-12 2017-08-11 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机不对称推力补偿控制方法
US10604266B2 (en) * 2016-05-16 2020-03-31 Rolls-Royce Corporation Electrical assist for aircraft
US10618666B2 (en) * 2016-07-21 2020-04-14 United Technologies Corporation Pre-start motoring synchronization for multiple engines
US10279918B2 (en) * 2016-08-31 2019-05-07 The Boeing Company Methods and apparatus to control thrust ramping of an aircraft engine
US10059432B1 (en) * 2017-02-22 2018-08-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Single lever control in twin turbopropeller aircraft
FR3064248A1 (fr) * 2017-03-27 2018-09-28 Airbus Operations (S.A.S.) Procede de coupure automatique des moteurs d'un aeronef bimoteur
FR3065443B1 (fr) * 2017-04-19 2021-01-01 Airbus Group Sas Methode pour la gestion de la dissymetrie au sein d’un systeme de propulsion distribuee
CN107813940B (zh) * 2017-10-31 2020-11-24 中国商用飞机有限责任公司 飞机电子设备舱排气装置
CN108894882B (zh) * 2018-06-05 2019-09-06 中国航发沈阳发动机研究所 飞机发动机大小油门推力限制规律获取方法
CN109992916A (zh) * 2019-04-09 2019-07-09 山东超越数控电子股份有限公司 一种基于飞参数据的机务外场飞机发动机故障预测方法，终端及可读存储介质

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