RU2383474C1 - Способ и устройство для управления тягой многодвигательного летательного аппарата - Google Patents
Способ и устройство для управления тягой многодвигательного летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2383474C1 RU2383474C1 RU2008140730/11A RU2008140730A RU2383474C1 RU 2383474 C1 RU2383474 C1 RU 2383474C1 RU 2008140730/11 A RU2008140730/11 A RU 2008140730/11A RU 2008140730 A RU2008140730 A RU 2008140730A RU 2383474 C1 RU2383474 C1 RU 2383474C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- weight
- value
- engines
- thrust
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 18
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 14
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 4
- 238000013459 approach Methods 0.000 claims description 4
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 4
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 208000031963 Beta-mercaptolactate cysteine disulfiduria Diseases 0.000 description 2
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
- G05D1/0072—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements to counteract a motor failure
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
- B64D31/02—Initiating means
- B64D31/06—Initiating means actuated automatically
- B64D31/09—Initiating means actuated automatically in response to power plant failure
- B64D31/10—Initiating means actuated automatically in response to power plant failure for preventing asymmetric thrust
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
- Control Of Multiple Motors (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способу и устройству управления тягой многодвигательного летательного аппарата. Устройство и способ управления тягой заключаются в том, что определяют параметр, характеризующий текущий вес, и выводят его из этого параметра, рассчитывают уменьшенное значение тяги, которое пропорционально текущему весу, и определяют команду, которая подается на те двигатели летательного аппарата, которые не отказали. Эти двигатели выдают уменьшенную тягу в соответствии с рассчитанной. Достигается улучшение летных характеристик самолета без уменьшения полезной нагрузки. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Данное изобретение относится к способу и устройству для управления тягой летательного аппарата, в особенности транспортного самолета, многодвигательного и, в частности, двухдвигательного типа.
Известно, что обычно на самолете вертикальный стабилизатор (то есть неподвижная часть вертикального оперения самолета, предназначенная для обеспечения его навигационной устойчивости) и руль направления (то есть подвижный щиток, закрепленный на вертикальном стабилизаторе, которым можно маневрировать с целью изменения направления самолета) имеют размеры, позволяющие самолету полностью соответствовать различным полетным требованиям (так или иначе описанным в правилах), в частности, таким, как минимальная эволютивная скорость (VMC скорость) при отказе одного из двигателей.
Также известно, что для улучшения летных характеристик самолета (таких, как расход топлива, уровень шума и т.д.) без уменьшения полезной нагрузки, конструкторам приходится по возможности уменьшать массу самолета, а именно уменьшать массу самой конструкции, ее компонентов, оборудования и т.д., а в особенности, массу упомянутых вертикального стабилизатора и руля направления. Однако уменьшение размеров вертикального стабилизатора и руля направления для таких целей автоматически увеличивает вышеупомянутую VMC скорость в ущерб летным характеристикам самолета потому, что, если один из двигателей выходит из строя, минимальная скорость, которая должна быть достигнута, увеличивается.
Настоящее изобретение относится к способу управления тягой многодвигательного летательного аппарата, позволяющему устранить вышеуказанные недостатки.
С этой целью, в соответствии с данным изобретением, упомянутый метод отличается следующим:
а) определяют параметр, характеризующий текущий вес летательного аппарата, и упомянутый текущий вес выводят из этого параметра. Этим параметром может быть как, например, сам текущий вес самолета, так и угол атаки;
b) рассчитывают уменьшенное значение тяги, которое пропорционально текущему весу, определенному на этапе а);
с) определяют, по меньшей мере, одну команду на двигатель, команду, которая является такой, что, если она подается на те двигатели упомянутого летательного аппарата, которые не отказали, эти двигатели выдают тягу, по существу равную уменьшенному значению тяги, рассчитанной на этапе b); и
d) упомянутая команда, определенная на этапе с), подается на те двигатели летательного аппарата, которые не отказали.
Способ в соответствии к настоящим изобретением может быть применен к летательному аппарату, у которого все двигатели работающие. Однако, в предпочтительном варианте осуществления данного способа, двигатели летательного аппарата должны контролироваться таким образом, чтобы была возможность выявить отказ одного из упомянутых двигателей, а этапы а) и d) осуществляют только в том случае, если обнаруживают отказ одного из двигателей.
Итак, на основании изобретения, когда отказывает один из двигателей летательного аппарата, тяга двигателя или двигателей, которые не отказали, уменьшается (как функция от веса летательного аппарата) таким образом, чтобы угол наклона тоже уменьшался, но в то же время оставался достаточно крутым и устойчивым, предотвращая нежелательные положения летательного аппарата в полете, если летательный аппарат вынужден заходить на второй круг, когда его масса небольшая. В результате уменьшения момента рыскания этого или этих двигателя или двигателей, которые не отказали, теоретически минимальная эволютивная скорость VMC уменьшается независимо от веса летательного аппарата. Таким образом, становится возможным уравновесить летательный аппарат по рысканию без заброса руля направления. Это означает, что скорость не будет ограничена минимальной скоростью VMC. Таким образом, ограничения на летные характеристики, вследствие минимальной эволютивной скорости из-за отказа одного из двигателей, менее жесткие, и максимальная выгода от летных характеристик продольного движения летательного аппарата может быть достигнута путем уменьшения скорости полета, если это необходимо.
В результате, летательный аппарат, который реализует способ в соответствии с данным изобретением, значительно уменьшает ограничения на летные характеристики из-за минимальной скорости VMC. Различные вышеупомянутые требования к летным характеристикам могут, таким образом, быть достигнуты независимо от веса летательного аппарата, независимо от его скорости. Это, в частности, особенно выгодно для двухдвигательного летательного аппарата. Это связано с тем, что в двухдвигательном летательном аппарате тяга одного двигателя должна обеспечивать управляющий минимальный угол наклона при большой массе. Результатом этого является то, что при меньшей массе тяга отдельного двигателя больше тяги, необходимой для достижения нормативного угла наклона.
Более того, способ в соответствии с данным изобретением также позволяет выровнять угол наклона и пространственное положение самолета, особенно, со всеми работающими двигателями.
В предпочтительном варианте осуществления метода на этапе b) уменьшенное значение тяги FOEI вычисляют с использованием следующего выражения:
FOEI=mg(γcons + 1/f),
* где mg - упомянутый текущий вес, m - масса, а g - ускорение силы тяжести;
* γcons - значение угла наклона, соответствующее контрольному углу наклона; а
* f - текущее соотношение между подъемной силой и лобовым сопротивлением летательного аппарата.
В таком предпочтительном варианте осуществления упомянутое значение угла наклона γcons вычисляют с использованием следующего выражения:
γcons=γmin + Δγ,
где
* γmin - нормативное значение минимального значения угла наклона летательного аппарата; и
* Δγ - предопределенное значение угла наклона, например несколько градусов.
Кроме того, в конкретном конструктивном исполнении на этапе а) текущий вес летательного аппарата определяется суммированием веса летательного аппарата без топлива и (текущего) веса топлива, находящегося на борту упомянутого летательного аппарата.
В этом случае, эффективно во время этапа захода на посадку выполнять также следующие действия:
- до этапа d):
* первое значение веса самолета определяют суммированием веса самолета без топлива и веса топлива, находящегося на борту упомянутого летательного аппарата;
* второе значение веса определяют как функцию от текущего угла атаки летательного аппарата;
* упомянутые первое и второе значения веса сравниваются друг с другом; и
- на этапе d):
* в случае если упомянутые первое и второе значения равны или находятся в допустимом пределе, тогда упомянутая команда, определенная на этапе с), подается на те двигатели, которые не отказали, чтобы получить тягу, по существу равную уменьшенному значению тяги, рассчитанной на этапе b); и
* если первое и второе значения веса различаются (на более чем допустимый предел), команда подается на те двигатели, которые не отказали, для того, чтобы получить постоянную предопределенную тягу, например тягу типа TOGA (где TOGA - общеизвестная аббревиатура английского выражения “Take Off/Go Around” (“На взлет/Уходить на второй круг”).
Таким образом, когда текущий вес (а именно, упомянутое первое значение веса), который определяют с учетом веса топлива, находящегося на борту самолета, и который используют для определения вышеупомянутого уменьшенного значения тяги, отличается от (второго значения) веса, рассчитанного как функция от текущего угла атаки, уменьшенное значение силы тяги согласно этому изобретению не применяют. Это связано с тем, что, в таком случае, значение веса, получаемое через угол атаки, обычно определяется очень точно. Это означает, что текущее значение веса, определенное на этапе а), вероятно, является ошибочным и приводит, таким образом, к ошибочному значению уменьшенной силы тяги, вычисленному во время этапа b), и также является ошибочным для команды, определенной на этапе с) способа в соответствии с данным изобретением.
Настоящее изобретение также относится к устройству управления тягой многодвигательного летательного аппарата, в частности многодвигательного транспортного самолета и, в особенности, двухдвигательного самолета.
В соответствии с изобретением упомянутое устройство этого типа предпочтительно включает средство для контроля двигателей упомянутого летательного аппарата для того, чтобы иметь возможность обнаружить отказ одного из упомянутых двигателей, отличается тем, что дополнительно включает:
- первое средство для определения параметра, характеризующее текущий вес летательного аппарата, и для вывода упомянутого текущего веса из него;
- второе средство для расчета уменьшенного значения тяги, которое пропорционально упомянутому текущему весу, определенному упомянутым первым средством;
- третье средство для определения, по меньшей мере, одной команды на двигатель, которая является такой, что, если она подается на те двигатели, которые не отказали, эти двигатели выдают тягу, по существу равную упомянутому уменьшенному значению тяги, вычисленному упомянутым вторым средством; и
- четвертое средство для подачи команды, определенной третьим средством, на те двигатели летательного аппарата, которые не отказали.
Устройство в соответствии с данным изобретением делает, таким образом, возможным в случае отказа одного из двигателей адаптировать тягу этого или этих двигателя (двигателей), который не отказал или не отказали, таким образом, чтобы получить заданные летные характеристики, но с более низкой минимальной эволютивной скоростью (VMC скоростью) и более устойчивым положением самолета в полете.
Фигуры прилагающихся схем позволяют без труда понять, как устройство будет реализовано. На этих фигурах одинаковые сноски означают одинаковые элементы.
Фиг.1 - это структурная схема устройства управления в соответствии с данным изобретением.
Фиг.2 схематически показывает конкретное усовершенствование устройства управления в соответствии с данным изобретением.
Устройство 1 в соответствии с данным изобретением, схематически изображенное на фиг.1, предназначено для контролирования тяги многодвигательного летательного аппарата, в особенности многодвигательного транспортного самолета, не показанного на фиг.1.
Хотя, и не только, упомянутое устройство 1 применимо в большей степени для двухдвигательного самолета, и его предпочтительно использовать, по меньшей мере, во время этапа захода на посадку с целью приземления на взлетно-посадочную полосу.
Кроме того, в частности, упомянутое устройство 1 предназначается для применения, когда один из двигателей (он не изображен) многодвигательного летательного аппарата выходит из строя. Для этого упомянутое устройство 1 содержит обычное средство 2, предназначенное для контролирования двигателей летательного аппарата таким образом, чтобы иметь возможность обнаружить отказ одного из упомянутых двигателей.
Согласно изобретению устройство 1 дополнительно включает в себя следующее:
- средство 3 для определения параметра, представляющего текущий вес летательного аппарата, и для вывода упомянутого текущего веса из него. Этот параметр может быть как и непосредственно текущим весом, так и углом атаки, например, будет возможно определить текущий вес, используя обычное уравнение подъемной силы;
- средство 4 для вычисления уменьшенного значения тяги, которое пропорционально текущему весу, определенному упомянутым средством 3;
- средство 5, которое соединено со средством 4 через канал передачи данных 4А и которое выполнено таким образом, чтобы определять, по меньшей мере, одну команду на двигатель. Эта команда является такой, что при ее подаче на тот или те двигатель или двигатели, которые не отказали, этот или эти двигатель (двигатели) будут выдавать тягу, по существу равную уменьшенному значению тяги, вычисленной средством 4. В одном конкретном варианте выполнения средства 4 и 5 формируют часть центрального блока управления (UC), который, например, соединен через канал передачи данных 6 с упомянутым средством 3 и через канал передачи данных 13 со средством 2; и
- обычное средство 7, которое соединено через канал передачи данных 8 с центральным блоком управления (UC) и которое сформировано таким образом, чтобы подавать упомянутую команду, определенную средством 5, к тому (тем) двигателю (двигателям), который(ые) не отказал(и). Это обычное средство 7 может, например, обеспечивать команду на автономную цифровую систему управления двигателем типа FADEC (FADEC - общепризнанный акроним английского выражения “Full Authority Digital Engine Control” - “Автономная цифровая система управления двигателем”).
Таким образом, когда один из двигателей летательного аппарата отказывает, устройство 1 в соответствии с данным изобретением уменьшает тягу (как функцию от веса летательного аппарата) того или тех двигателя (двигателей), которые остаются рабочими, для того, чтобы уменьшить угол наклона упомянутого летательного аппарата, в то же время обеспечивая достаточный угол наклона для выполнения маневров. В результате, путем уменьшения момента рыскания того или тех двигателя (двигателей), которые не отказали, теоретическая минимальная эволютивная скорость (VMC скорость) уменьшается независимо от веса летательного аппарата. Таким образом, становится возможным уравновесить летательный аппарат по рысканию без заброса руля направления. Это означает, что скорость не будет ограничиваться минимальной скоростью VMC. Таким образом, ограничения на летные характеристики, обусловленные минимальной эволютивной скоростью из-за отказа одного из двигателей, становятся менее жесткими, и максимальная выгода от летных характеристик продольного движения летательного аппарата может быть достигнута путем уменьшения скорости полета, если это необходимо.
В результате, летательный аппарат, использующий устройство 1 в соответствии с данным изобретением, значительно уменьшает ограничения на летные характеристики, обусловленные минимальной скоростью VMC. Различные летные требования могут, таким образом, быть достигнуты независимо от веса самолета и независимо от его скорости. Это особенно выгодно для двухдвигательного летательного аппарата.
Более того, устройство 1 в соответствии с данным изобретением имеет также преимущество, что оно может применяться, даже когда все двигатели летательного аппарата исправны, чтобы добиться более устойчивого пространственного положения самолета, защитить двигатели и таким образом уменьшить повреждения. Плюс ко всему, это позволяет экономить на расходах на техобслуживание.
В предпочтительном варианте осуществления метода средство 4 вычисляет значение уменьшенной тяги FOEI, используя следующее соотношение:
FOEI = mg(γcons + 1/f), где
* mg - текущий вес, m - масса, а g - ускорение силы тяжести;
* γcons - значение угла наклона, равное контрольному углу наклона; а
* f - текущее соотношение между подъемной силой и лобовым сопротивлением летательного аппарата.
В предпочтительном варианте осуществления средство 4 также вычисляет значение угла наклона из следующего выражения:
γcons = γmin + Δγ,
где
* γmin - нормативное значение минимального угла наклона летательного аппарата; а
* Δγ - предопределенное значение угла наклона, например 0,5° градусов.
Данное устройство 1 также включает в себя серию источников информации 9, которые соединены связью 10 с центральным блоком управления UC и которые способны подавать на блок управления значения множества параметров, в частности значения вышеупомянутого текущего соотношения f.
В данном исполнении устройство 1 дополнительно включает в себя систему контроля (SC), изображенную схематически на фигуре 2. Эта система контроля SC используется, когда место посадки находится в зоне прямой видимости, в частности:
- средство 14, например, подобное упомянутому средству 3 или соответствующее средству 3, которое сформировано таким образом, чтобы определить первое значение веса летательного аппарата. Для этого упомянутое средство 14 (так же, как и средство 3) суммирует вес летательного аппарата без топлива с весом топлива, находящегося на борту летательного аппарата. Обычно, вес летательного аппарата без топлива определяется пилотом и вводится им в устройство 1, используя обычное средство ввода 15, которое, как правило, представляет собой многофункциональный блок управления и индикации типа MCDU (где MCDU - общепринятая аббревиатура от английского выражения “Multifunction Control Display Unit” - “Многофункциональный блок управления и индикации”), который соединен через канал передачи данных 16 с упомянутым средством 14;
- средство 17 обычным путем определяет второе значение веса летательного аппарата как функцию от текущего угла атаки, которое, например, получено от обычного средства 18, последнее соединено через канал передачи данных 19 с упомянутым средством 17. Это средство 18 может быть частью упомянутой совокупности источников информации 9. Кроме того, упомянутое средство 17 содержит обычную схему, используемую для определения второго значения веса из уравнения подъемной силы, основанного, например, на измерении угла атаки во время полета. Масса может быть определена из этого уравнения путем коррелирования ее со скоростью;
- средство 20, которое соединено через каналы передачи данных 21 и 22 со средствами 14 и 17 и которое предназначено для сравнивания первого и второго значений веса друг с другом и выработки команды в зависимости от этого сравнения.
В соответствии с данным изобретением целью упомянутого средства 20 является запрещение применения вышеупомянутого уменьшенного значения тяги к тому (тем) двигателю (двигателям), которые не отказали, когда упомянутые первое и второе значения веса отличаются друг от друга. Для этого упомянутое средство 20 может, например, передать запрещающую команду центральному блоку управления UC через канал передачи данных 23.
Таким образом, на основании системы контроля SC:
- если первое и второе значения веса равны (или находятся в допустимом пределе, например, равном нескольким процентам от текущей массы), то устройство 1 подает упомянутую команду на тот (те) двигатель (двигатели), которые не отказали, с целью получения тяги, по существу равной уменьшенному значению тяги, которое вычисляется средством 4; и
- если первое и второе значения веса отличаются друг от друга (больше чем на заданную величину), то устройство 1 подает обычную команду на тот (те) двигатель (двигатели), которые не отказали, чтобы получить постоянную предопределенную тягу, например силу тяги TOGA типа (где TOGA - общепринятая аббревиатура английского выражения “Take Off/ Go Around” (“На взлет/Уходить на второй круг”).
В результате, если текущий вес (то есть первое значение веса), который определяется средством 14 с учетом веса топлива, находящегося на борту летательного аппарата, и который используется для определения уменьшенного значения тяги, отличается от веса, вычисленного средством 17 как функция от текущего угла атаки, то устройство 1 в соответствии с данным изобретением не использует полученное уменьшенное значение тяги, так как во время захода на посадку (в течение которого упомянутая система управления предпочтительно активизирована) значение веса, полученное из угла атаки, обычно очень точное, что означает, что текущий вес, определенный средством 14 и 3, вероятно, является ошибочным. Использование этого ошибочного значения приводит к неправильному определению уменьшенного значения силы тяги, посчитанного средством 4 и заданного командой, определенной аппаратом 5.
Claims (7)
1. Способ управления тягой многодвигательного летательного аппарата, в данном способе: с) определяют, по меньшей мере, одну команду на двигатель, команду, которая является такой, что, если она подается на те двигатели летательного аппарата, которые не отказали, эти двигатели выдают тягу, по существу, равную уменьшенному значению тяги, и d) упомянутую команду, определенную на этапе с), подают на те двигатели летательного аппарата, которые не отказали, в котором с целью определения упомянутого уменьшенного значения тяги, используемого на этапе с): а) определяют параметр, характеризующий текущий вес летательного аппарата, и упомянутый текущий вес выводят из этого параметра и b) в качестве уменьшенного значения силы тяги вычисляют уменьшенное значение тяги FOEI, которое пропорционально упомянутому текущему весу летательного аппарата, это выполняют с использованием следующего выражения: FOEI=mg(γcons+1/f), где mg - упомянутый текущий вес, m - масса, a g - ускорение силы тяжести; γcons - значение угла наклона, соответствующее контрольному углу наклона и f - текущее соотношение между подъемной силой и лобовым сопротивлением летательного аппарата.
2. Способ по п.1, в котором, пока летательный аппарат находится в полете, двигатели упомянутого летательного аппарата контролируются таким образом, чтобы быть в состоянии обнаружить отказ одного из упомянутых двигателей, и этапы а) и d) выполняются только в том случае, когда обнаружен отказ одного из упомянутых двигателей.
3. Способ по п.1, в котором упомянутое значение угла наклона γcons вычисляют с использованием следующего выражения: γcons=γmin+Δγ,
где γmin - нормативное значение минимального угла наклона для летательного аппарата, a Δγ - предопределенное значение угла наклона.
где γmin - нормативное значение минимального угла наклона для летательного аппарата, a Δγ - предопределенное значение угла наклона.
4. Способ по п.1, в котором на этапе а) текущее значение веса летательного аппарата определяют суммированием веса летательного аппарата без топлива с весом топлива, находящегося на борту упомянутого летательного аппарата.
5. Способ по п.1, в котором во время этапа захода на посадку выполняют также следующие операции: перед этапом d) первое значение веса летательного аппарата определяют суммированием веса летательного аппарата без топлива с весом топлива, находящегося на борту упомянутого летательного аппарата, второе значение веса определяют как функцию от текущего угла атаки летательного аппарата, первое и второе значения веса сравнивают между собой, и на этапе d), если упомянутые первое и второе значения веса равны с допустимым пределом, то на двигатели, которые не отказали, подают упомянутую команду для того, чтобы получить тягу, по существу, равную уменьшенному значению тяги, вычисленному на этапе b), и, если упомянутые первое и второе значения веса различны, то на те двигатели, которые не отказали, подают команду для того, чтобы получить постоянную предопределенную тягу.
6. Устройство для управления тягой многодвигательного летательного аппарата, причем упомянутое устройство содержит средство (5) для определения, по меньшей мере, одной команды на двигатель, такой, что, если она подается на те двигатели, которые не отказали, эти двигатели выдают тягу, по существу, равную уменьшенному значению тяги, и средство (7) для подачи упомянутой команды на те двигатели летательного аппарата, которые не отказали, средство (3) для определения параметра, характеризующего текущий вес летательного аппарата, и для вывода из него упомянутого текущего веса, и средство (4) для вычисления в качестве уменьшенного значения тяги, уменьшенного значения тяги FOEI, которое пропорционально упомянутому текущему весу, с использованием следующего выражения: FOEI=mg(γcons+1/f), где mg - упомянутый текущий вес, m - масса, a g - ускорение силы тяжести, γcons - значение угла наклона, соответствующее контрольному углу наклона, a f - текущее соотношение между подъемной силой и лобовым сопротивлением летательного аппарата.
7. Летательный аппарат, содержащий устройство (1), подобное тому, которое описано в п.6.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0602249A FR2898584B1 (fr) | 2006-03-15 | 2006-03-15 | Procede et dispositif de commande de la poussee d'un aeronef multimoteur |
| FR0602249 | 2006-03-15 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2383474C1 true RU2383474C1 (ru) | 2010-03-10 |
Family
ID=37499733
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008140730/11A RU2383474C1 (ru) | 2006-03-15 | 2007-03-08 | Способ и устройство для управления тягой многодвигательного летательного аппарата |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8359129B2 (ru) |
| EP (1) | EP1993908B1 (ru) |
| JP (1) | JP5139333B2 (ru) |
| CN (1) | CN101400569B (ru) |
| AT (1) | ATE440028T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0707011A2 (ru) |
| CA (1) | CA2640925C (ru) |
| DE (1) | DE602007002060D1 (ru) |
| FR (1) | FR2898584B1 (ru) |
| RU (1) | RU2383474C1 (ru) |
| WO (1) | WO2007104851A1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2735650C2 (ru) * | 2016-08-31 | 2020-11-05 | Зе Боинг Компани | Способ и устройство для управления плавным увеличением тяги двигателя летательного аппарата, компьютерочитаемый носитель данных |
Families Citing this family (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2946015B1 (fr) * | 2009-06-02 | 2011-07-15 | Airbus France | Systeme de gestion automatique de modes de controle de moteurs d'un aeronef multimoteur. |
| US8352099B1 (en) * | 2009-07-09 | 2013-01-08 | The Boeing Company | Varying engine thrust for directional control of an aircraft experiencing engine thrust asymmetry |
| FR2988835B1 (fr) | 2012-03-28 | 2015-01-30 | Dassault Aviat | Procede de determination d'un etat de credibilite de mesures de capteurs d'un aeronef et systeme correspondant |
| FR2988836B1 (fr) | 2012-03-28 | 2014-04-25 | Dassault Aviat | Procede de determination d'une masse estimee d'un aeronef et systeme correspondant |
| US9828106B2 (en) | 2015-06-18 | 2017-11-28 | Honeywell International Inc. | Aircraft gas turbine propulsion engine control without aircraft total air temperature sensors |
| FR3037924B1 (fr) | 2015-06-23 | 2018-05-04 | Airbus Helicopters | Procede de regulation d'une installation motrice trimoteur pour un aeronef a voilure tournante |
| FR3037923B1 (fr) * | 2015-06-23 | 2018-05-04 | Airbus Helicopters | Procede de regulation d'une installation motrice trimoteur pour un aeronef a voilure tournante |
| FR3044358B1 (fr) * | 2015-11-27 | 2017-11-24 | Airbus Operations Sas | Procede de controle de la poussee des reacteurs d'un avion pendant la phase de decollage, dispositif de controle et avion correspondant |
| US10005561B2 (en) * | 2016-06-16 | 2018-06-26 | Ge Aviation Systems Llc | Controlling aircraft using thrust differential trim |
| EP3264393A1 (en) * | 2016-06-30 | 2018-01-03 | Stichting Nationaal Lucht- en Ruimtevaart Laboratorium | Go around crew support system and aircraft provided therewith |
| 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 |
| US10759544B2 (en) * | 2018-02-06 | 2020-09-01 | The Boeing Company | Methods and systems for controlling thrust produced by a plurality of engines on an aircraft for assisting with certain flight conditions |
| IL262426B1 (en) * | 2018-10-14 | 2024-04-01 | Israel Aerospace Ind Ltd | Systems and methods for controlling aircraft engines |
| US11391218B2 (en) * | 2019-03-22 | 2022-07-19 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system for setting power of an aircraft engine |
| CN111237062B (zh) * | 2020-01-16 | 2021-08-17 | 中国商用飞机有限责任公司 | 一种实现发动机自动起飞推力控制功能的***及方法 |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1984001345A1 (en) * | 1982-09-30 | 1984-04-12 | Boeing Co | Total energy based flight control system |
| US4884205A (en) * | 1987-08-04 | 1989-11-28 | Hernandez Diaz Jorge H | Method and apparatus for limiting adverse yaw-induced roll during engine failure in multiengine aircraft |
| US4875168A (en) * | 1987-12-22 | 1989-10-17 | United Technologies Corporation | Engine speed control apparatus |
| US4935682A (en) * | 1988-08-11 | 1990-06-19 | The Boeing Company | Full authority engine-out control augmentation subsystem |
| US5096146A (en) * | 1990-08-17 | 1992-03-17 | The Boeing Company | Apparatus and methods for controlling commanded operation of an aircraft within a predetermined flight parameter limit |
| RU2018966C1 (ru) * | 1992-02-20 | 1994-08-30 | Владимир Андреевич Зиберов | Способ интеллектуальной поддержки деятельности экипажа летательного аппарата |
| US5363317A (en) * | 1992-10-29 | 1994-11-08 | United Technologies Corporation | Engine failure monitor for a multi-engine aircraft having partial engine failure and driveshaft failure detection |
| GB2272783B (en) * | 1992-11-20 | 1996-05-22 | Rolls Royce Plc | Aircraft engine control system |
| US6206329B1 (en) * | 1995-09-15 | 2001-03-27 | Jean-Pierre Gautier | Process and device for the control of the rudder of an aircraft |
| FR2753171B1 (fr) * | 1996-09-09 | 1998-11-13 | Aerospatiale | Dispositif de controle de la poussee d'un aeronef a plusieurs moteurs |
| 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 |
| FR2806791B1 (fr) * | 2000-03-23 | 2002-05-31 | Aerospatiale Matra Airbus | Procede pour determiner une vitesse minimale de controle d'un aeronef |
| US6886786B1 (en) * | 2003-10-10 | 2005-05-03 | The Boeing Company | Engine thrust management—new design architecture |
| US8025503B2 (en) * | 2003-12-08 | 2011-09-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | One-engine-inoperative training method and system |
| US7031812B1 (en) * | 2004-03-15 | 2006-04-18 | Howell Instruments, Inc. | System and method for monitoring aircraft engine health and determining engine power available, and applications thereof |
-
2006
- 2006-03-15 FR FR0602249A patent/FR2898584B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-03-08 EP EP07731112A patent/EP1993908B1/fr active Active
- 2007-03-08 CA CA2640925A patent/CA2640925C/fr active Active
- 2007-03-08 WO PCT/FR2007/000415 patent/WO2007104851A1/fr active Application Filing
- 2007-03-08 BR BRPI0707011-0A patent/BRPI0707011A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2007-03-08 CN CN2007800088241A patent/CN101400569B/zh active Active
- 2007-03-08 US US12/162,774 patent/US8359129B2/en active Active
- 2007-03-08 RU RU2008140730/11A patent/RU2383474C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-03-08 JP JP2008558845A patent/JP5139333B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2007-03-08 AT AT07731112T patent/ATE440028T1/de not_active IP Right Cessation
- 2007-03-08 DE DE602007002060T patent/DE602007002060D1/de active Active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2735650C2 (ru) * | 2016-08-31 | 2020-11-05 | Зе Боинг Компани | Способ и устройство для управления плавным увеличением тяги двигателя летательного аппарата, компьютерочитаемый носитель данных |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1993908B1 (fr) | 2009-08-19 |
| US8359129B2 (en) | 2013-01-22 |
| CA2640925A1 (fr) | 2007-09-20 |
| BRPI0707011A2 (pt) | 2011-04-12 |
| WO2007104851A1 (fr) | 2007-09-20 |
| FR2898584A1 (fr) | 2007-09-21 |
| CA2640925C (fr) | 2014-05-06 |
| DE602007002060D1 (de) | 2009-10-01 |
| JP5139333B2 (ja) | 2013-02-06 |
| FR2898584B1 (fr) | 2008-12-19 |
| CN101400569B (zh) | 2011-06-15 |
| US20090018714A1 (en) | 2009-01-15 |
| JP2009530151A (ja) | 2009-08-27 |
| CN101400569A (zh) | 2009-04-01 |
| ATE440028T1 (de) | 2009-09-15 |
| EP1993908A1 (fr) | 2008-11-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2383474C1 (ru) | Способ и устройство для управления тягой многодвигательного летательного аппарата | |
| EP2188144B1 (en) | Stall, buffeting, low speed and high attitude protection systems | |
| CA2784729C (en) | Calculation and display of warning speed for thrust asymmetry control | |
| CN110799420B (zh) | 用于控制起飞推力的***和方法 | |
| US8798810B2 (en) | Energy protecting device for aircraft | |
| EP2064606B1 (en) | Automatic heading control system for tiltrotor aircraft and helicopters | |
| RU2364548C2 (ru) | Система управления летательным аппаратом | |
| EP0743244B1 (en) | Autopilot/flight director overspeed protection system | |
| JPH0355360B2 (ru) | ||
| JPH04331698A (ja) | 航空機着陸制御方法 | |
| JP6457923B2 (ja) | 下降アルゴリズムを実行する航空機電子機器を使用して航空機の下降段階を自動的に制御する方法 | |
| EP3560824B1 (en) | System and method for automatic rotorcraft tail strike protection | |
| BRPI0808264A2 (pt) | "método de produção de uma redução variável de empuxo de uma aeronave durante sua partida" | |
| US4569021A (en) | Full flight regime autothrottle control system | |
| US6575410B2 (en) | Glide slope tracking system | |
| JP2016164060A5 (ru) | ||
| BR102015012254A2 (pt) | método para controlar pelo menos um sistema de controle de atuador, meio legível por computador, dispositivo de controle eletrônico para controlar pelo menos um sistema de controle de atuador e aeronave | |
| JPS5881897A (ja) | 航空機用速度制御装置 | |
| JPH08301196A (ja) | 飛行機のための推力非対称方向舵補償指令を生成するための方法および装置 | |
| US11556138B2 (en) | Piloting assistance method for an aircraft, making it possible to ensure the availability of an automatic pilot | |
| US4205814A (en) | Mach hold control circuit for autothrottle system | |
| US6366837B1 (en) | Method for providing command augmentation to a command lane within a vehicle | |
| CA1242254A (en) | Warning system for aircraft landing with landing gear up | |
| US11685515B2 (en) | Active horizontal stabilizer for high speed rotorcraft | |
| Spless et al. | Effects on helicopter dynamics in case of engine failure during intended single engine operation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130309 |