CN114901935A - 用于控制航空器推力反向装置的系统 - Google Patents

Abstract

这种用于控制航空器推力反向装置的系统(36)包括反向怠速控制装置(38)、第一检测装置(31)和致动装置(52)，该第一检测装置(31)配置为在激活反向怠速控制时、检测用于激活推力反向装置的条件，该致动装置(52)配置为当第一检测装置(31)检测用于激活推力反向装置的条件时、激活推力反向装置。该系统还包括第二检测装置(42、44、46、48、49)，该第二监测装置配置为检测用于激活反向怠速控制的条件，控制装置(38)配置为在第二检测装置(42、44、46、48、49)检测到用于激活反向怠速控制的条件时、激活反向怠速控制。

Description

用于控制航空器推力反向装置的系统

本发明涉及用于控制航空器推力反向装置的系统和方法。

在降落期间，诸如飞机的航空器以高速降落在例如跑道的表面上。然后，制动系统用作降低航空器的速度，直到它完全停止或允许让它安全跑至停机点。

在降落期间实施降低航空器速度的制动系统包括作用在降落架、地面扰流板和推力反向器上的摩擦制动器。在常规的降落程序中，一旦飞行员将航空器降落在跑道上，他会立即致动摩擦制动器和地面扰流板。如果他认为有必要，飞行员可以手动致动推力反向器。推力反向器的致动也可以在航空器中止起飞期间发生。

如果制动系统没有得到最佳使用，航空器会出现纵向跑道偏移的风险。这可能对航空器上的乘客或靠近跑道的人造成严重后果。当跑道长度短、航空器重或天气条件不利时，这种风险甚至更大。

为了限制这种风险，已经提出了自动制动系统，也称为相应的首字母缩写词“AB”。一旦航空器降落在跑道上，此类系统就会自动致动摩擦制动器。因此，这种解决方案允许减少在致动摩擦制动器之前的反应时间，并因此减少制动距离。

然而，此类解决方案在某些条件下可能不会令人满意。例如，当跑道潮湿时，摩擦制动器不能充分发挥作用。也可能发生这样的情况，由于拉平开始与航空器在跑道上着陆之间的时间过长，仅摩擦制动器不足以及时停止航空器。在中止起飞的情况下，剩余的跑道长度可能是重要的、以允许航空器在不出现跑道偏移的情况下停止。在这些实施例中，除非使用反向推力，否则航空器会出现纵向跑道偏移的风险。

为了这个目的，飞行员必须作出使用反向推力的决定并手动致动推力反向器的打开。由于恶劣的天气条件，航空器在跑道上较晚着陆或中止起飞，这些行动必须在飞行员压力大的情况下实施。由于这种压力，飞行员可能需要一些时间来作出使用反向推力的决定，甚至忘记致动推力反向器的打开。

为了克服这个缺点，一些航空器配备了反向怠速控制(reverse idle control)，也称为相应的缩写“REV IDLE”。参考图1和图2，用于这种航空器推力的控制杆2或4可以定位在前进操作范围6中，该前进操作范围位于前进怠速(forward idle)位置(也称为相应的缩写“FWD IDLE”)与前进全油门位置10(也称为“前进最大(Forward Maximum)”或相应的缩写“FWD MAX”)之间。控制杆2或4也可以定位在通常由凹槽标识的推力反向范围12中。范围12在反向怠速(reverse idle)位置14(也称为相应的缩写“REV IDLE”)与具有反向器16的最大功率位置(也称为“反向最大(Reverse Maximum)”或在相应的缩写“REV MAX”下)之间延伸。

在设置有这种反向怠速控制的航空器中，飞行员在航空器接触跑道之前的时刻将控制杆2或4置于位置14。例如，飞行员可以在与当他完全降低油门时刻相同的时刻、在最后降落阶段中的拉平开始时将控制杆2或4置于位置14。作为响应，推力反向器保持关闭，直到检测到航空器的重量停留降落架上。一旦航空器的重量停留降落架上，推力反向器打开，并且可以在减少响应时间的情况下实施反向推力。

虽然此类解决方案可能降低了降落时纵向跑道偏移的风险，但并不完全令人满意。实际上，这种解决方案要求飞行员在航空器降落的最后阶段期间将杆2或4定位在位置14中。此时，飞行员已经承受着巨大的压力。当天气条件恶劣时，这种压力甚至更大，这对应于与推力反向器可能必须发挥重要作用的条件。结果，总是存在飞行员致动得太晚或忘记致动推力反向器的风险。

鉴于上述情况，本发明旨在克服上述缺点。

更具体地，本发明旨在改进对反向推力的控制，以便尽可能地减少在实施反向推力之前经过的时间或限制忘记致动推力反向器的风险。

为此，提供了一种用于控制航空器推力反向装置的系统，该系统包括反向怠速控制装置、第一检测装置、以及致动装置，该第一检测装置配置为当激活反向怠速控制时、检测用于激活推力反向装置的条件，该致动装置配置为当第一检测装置检测到用于激活推力反向装置的条件时、激活推力反向装置。

根据其一般特征中的一个，这种系统还包括第二检测装置，该第二检测装置配置为检测用于激活反向怠速控制的条件，该控制装置配置为在第二检测装置检测到用于激活反向怠速控制的条件时激活反向怠速控制。

这防止了用户(例如，航空器的飞行员)在紧张阶段期间(诸如最终降落阶段或触发中止起飞阶段)必须控制控制装置。这使得在实施反向推力之前更快的反应时间，并且降低了致动反向推力的控制被遗忘的风险。

还可以提供待命模块(arming module)，该待命模块能够在准备航空器降落的步骤和/或准备航空器起飞的步骤期间、由用户激活，第二检测装置配置为仅当激活待命模块时、检测激活反向怠速控制的条件。

这防止了以不希望的方式发生反向推力的触发，特别是在巡航飞行阶段期间。

有利地，待命模块包括用于使航空器的自动制动系统待命的装置，待命模块配置为在用户致动待命装置时被激活。

通过允许用户(例如，航空器的飞行员)在使航空器自动制动系统待命的同时、使推力反向装置的控制系统待命，此类待命模块简化了控制系统的操作。

在一个实施方案中，控制装置包括用于航空器的至少一个发动机的控制器和控制杆，该控制杆能够激活反向怠速控制。

还可以提供与控制器进行信息通信的电动致动器，该控制器能够控制电动致动器、以便在控制杆控制航空器的发动机前进操作的位置、与控制杆激活反向怠速控制的位置之间改变控制杆的位置。

这样的设计允许在确保用户(例如，航空器的飞行员)对这种控制的激活的良好视觉控制的情况下、容易地使推力反向控制自动化。

还可以提供一种用于显示控制杆位置的装置。

根据另一实施方案，该系统包括用于显示反向怠速控制的激活的装置，该控制器能够直接激活反向怠速控制。

这样的设计允许使推力反向控制自动化，而不需要控制致动器来改变航空器的发动机的控制杆的位置，或者不需要这样的致动器。

在一个实施方案中，第二检测装置能够检测选自以下的至少一个参数：航空器速度、航空器高度、航空器高度变化率、航空器下降角。

如此配置的第二检测装置使用于激活反向怠速控制的条件的检测更加可靠，因为它允许检测与降落最后阶段中的拉平开始对应的情况，这是适合于控制反向怠速控制的激活的情况。

有利地，用于第二检测装置检测用于激活反向怠速控制的条件的所需条件是航空器发动机功率控制包括在最大功率的0％与5％之间。

这使用于激活反向怠速控制的条件的检测更可靠，因为上述发动机功率控制范围通常对应于当航空器在最终降落阶段处于拉平开始情况时实施的发动机功率控制范围。

根据另一方面，提供了一种用于控制推力反向装置的方法，该推力反向装置连接至航空器的至少一个发动机，该方法按此顺序包括：

-用于激活反向怠速控制的条件的检测，

-反向怠速控制的激活，

-用于激活推力反向装置的条件的检测，以及

-推力反向装置的激活。

优选地，用于激活反向怠速控制的条件的检测优选地是航空器降落之前的拉平开始时的情况的检测、或触发中止起飞的情况的检测。

在阅读仅以非限制性示例的方式给出的并且参考附图作出的描述时，本发明的其他目的、特征和优点将变得显而易见，附图中：

[图1]、

[图2]示出了航空器配备的控制杆的实施例，该图1和图2已经被提及过，

[图3]示意性地示出了根据本发明一个方面的航空器，

[图4]示意性地示出了根据第一实施方案的控制系统，该控制系统可以结合至图3的航空器中，

[图5]和

[图6]示意性地示出了可以使用图4的系统来实施的控制方法的第一实施例，

[图7]和

[图8]示意性地示出了可以通过图4的系统来实施的控制方法的第二实施例，以及

[图9]示意性地示出了根据第二实施方案的控制系统。

参考图3，示意性地示出了根据本发明的一个方面的航空器18。在这种情况下，航空器18是设置有两个喷气式发动机20和22的航空器。

每个发动机20、22分别设置有推力反向器24、26。本身已知的推力反向器24和26包括襟翼(flap)，该襟翼位于穿过发动机20和22的流的下游。推力反向器24和26的襟翼使来自发动机20和22的流偏转，从而施加朝向航空器18前部引导的推力。当推力反向器的襟翼不使来自相应发动机20、22的流偏转时，推力反向器24、26关闭，并且当推力反向器的襟翼使来自相应发动机20、22的流偏转时，推力反向器打开。替代地，推力反向器24和26可以是能够彼此不覆盖的级联。

航空器18包括两个控制杆28和30。控制杆28、30可以由航空器18的飞行员(未示出)操纵、以控制由相应发动机20、22产生的推力。杆28和30可以带有刻度，类似于图1和2中所示的杆2和4的刻度。特别地，杆28和30可以定位在前进怠速位置8与前进全油门位置10之间的前进范围6中，或者定位在具有反向器16的反向怠速位置14与最大功率位置之间的推力反向范围12中。

航空器18包括速度检测器44，该速度检测器例如可以是皮托管探头、高度计46、无线电高度计48和杆28和30的位置传感器49。

航空器18包括轮上的重量检测器31。重量检测器31可以是负载或力检测器。检测器31的功能是检测航空器18的重量停留航空器18的降落架(未示出)的轮上的情况。这种条件也被称为“机轮承重(Weight on Wheels)”或相应的首字母缩略词“WoW”。

航空器18包括盘式制动系统32。系统32能够在航空器18的降落架的轮上实施摩擦制动。

航空器18包括自动制动模块34。自动制动模块34可以由飞行员操作、以便待命并选择制动强度。在这方面，模块34包括待命按钮33和输入接口35。当自动制动模块34待命时，它配置成一旦检测器31检测到航空器18的重量停留在降落架的轮上、就以输入的制动强度控制系统32。在不背离本发明的范围的情况下，可以考虑系统32的不同自动接合逻辑，例如停留在降落架的轮上的航空器18的重量条件、部署的扰流板条件和确认时间条件的组合。

航空器18设置有推力反向器24和26的控制系统36。现在将参考图4详细描述系统36。

系统36包括控制装置38，该控制装置包括杆28和30以及控制器40。

系统36包括检测模块42。模块42包括检测器31、速度检测器44、无线电高度计48和位置传感器49。因此，检测模块42能够检测航空器18停留在起落架的轮上的重量条件、航空器18的空速信息、航空器18相对于地面的高度信息、以及杆28和30的相应位置。

通过计算航空器18的高度相对于时间的变化率，检测模块42可以确定航空器18的下降速度。通过确定航空器18的高度相对于航空器18的纵向位移的变化率，模块42可以确定航空器18的下降角或爬升角。

系统36包括待命模块50。待命模块50包括自动制动系统34的待命按钮33。

系统36包括致动模块52。模块52包括能够控制推力反向器24的打开和关闭的致动单元54，以及能够控制推力反向器26的打开和关闭的致动单元56。

系统36包括能够改变杆28的位置的电动马达58和能够改变杆30的位置的电动马达60。马达58和60允许在反向怠速位置14与前进全油门位置10之间切换杆28和30。

图5和6中表示的用于控制推力反向器24和26的方法可以通过控制系统36来实施。

图5和图6所示的方法开始于目的是将航空器18降落在跑道62上的进场着陆阶段。例如，该方法开始于进场着陆清单的步骤E01。在步骤E01期间，航空器18的飞行员进行了旨在使航空器18准备好进场着陆至跑道62并降落在在跑道62上的多个动作。在步骤E01期间，飞行员尤其可以按下自动制动模块34的待命按钮33。在步骤E01期间，航空器18相对于跑道62的情况在图6中由附图标记64示意性地示出。

图5的方法包括第二测试步骤E02。在步骤E02期间，确定飞行员是否按下待命按钮33。如果对步骤E02的回答为“否”，则认为飞行员没有使自动制动系统36的待命模块50待命，并且推力反向器24和26将不会由系统36自动控制。

如果在步骤E02结束时回答为“是”，则应用激活待命模块50的步骤E03。

在步骤E03之后，应用用于检测用于激活反向怠速控制的条件的测试步骤E04。在步骤E04期间，检测模块42收集由检测器44检测到的速度、由无线电高度计48发射的高度、杆28和30的位置、以及航空器18的下降角度。根据这些数据，检测模块42在步骤E04期间确定航空器18是否在着陆在跑道62上之前开始拉平。只要由模块42收集的数据没有指示航空器18已经开始拉平以在跑道62上着陆，则对测试步骤E04的回答为“否”。

一旦模块42确定航空器18开始拉平以在跑道62上着陆，则检测到用于激活反向怠速控制的条件并且对测试步骤E04的回答为“是”。对测试步骤E04的回答变为“是”的时刻在图6中由附图标记66示意性地表示。

例如，当离地高度小于50英尺、空速在用于降落的参考速度附近的5％的容差范围内、杆28和30的位置在前进范围6内并且包括在最大功率(可以由发动机20和22提供)的0％与5％之间、并且垂直速度为负时，可以检测到用于激活反向怠速控制的条件。或者，杆28和30的位置可以包括在前进怠速位置8附近的-5％与+5％之间。

在接下来的步骤E05中，控制器40控制电动马达58和60、以便将杆28和30切换为反向怠速位置14。因此，在推力反向器24和26没有打开的情况下，反向怠速控制是激活的，因为航空器18的重量还没有停留在降落架的轮上。

该方法包括测试步骤E06，在此期间确定航空器18的重量是否停留在降落架的轮上。只要航空器18的重量不停留在降落架的轮上，则对步骤E06的回答是“否”。在航空器18已经在跑道62上着陆后，检测模块42检测到航空器18的重量停留在降落架的轮上，对步骤E06的回答为“是”。对步骤E06的回答变为“是”的时刻在图6中由附图标记68示意性地表示。

当对状态E06的回答为“是”时，应用用于检测激活推力反向器24和26的条件的测试步骤E07。在步骤E07期间，检测是否确认航空器18在跑道62上着陆。为此目的，检测航空器18的重量停留在降落架的轮上的情况是否保持一定的持续时间(例如，半秒)。如果在时刻68之后的半秒内，航空器18的重量不再停留在降落架的轮子上，则对步骤E07的回答为“否”并且再次应用步骤E06。如果在时刻68之后的整个半秒内，航空器18的重量一直停留在降落架的轮上，则对步骤E07的回答是“是”，并且用于激活推力反向器24和26的条件被激活。对步骤E07的回答变为“是”的时刻在图6中由附图标记70表示。

然后应用将推力反向器24和26部署在打开位置的步骤E08。在步骤E08期间，单元54和56将推力反向器24和26的襟翼切换至打开位置，发动机20和22仍以怠速运行。推力反向器24和26部署在打开位置的时刻在图6中由附图标记72表示，并且为时刻70之后大约2秒。

然后完成了用于控制推力反向器24和26的方法。在此方法结束时，航空器18的飞行员可以将杆28和30朝向他拉动，以增加由发动机20和22供应的动力，从而增加推力反向器24和26提供的制动效果。

因此，系统36允许在航空器18在跑道62上着陆2.5秒后将推力反向器24和26部署在打开位置。相比之下，当在轨道上着陆后飞行员手动触发推力反向器时，这个持续时间平均为3.5秒。假设航空器18在时刻68与时刻72之间以非常高的速度行进，系统36显着减少了航空器18的制动距离。

当飞行员因相当大的压力而延迟手动致动推力反向器时(这可能经常发生，因为推力反向器必须在飞行员压力大的情况下使用，特别是在恶劣的天气条件下或在过长时间拉平后)，这一优势更大。在这样的实施例中，飞行员可能需要几秒钟来将杆28和30定位在反向怠速控制位置14。在这些条件下，时刻68与时刻72之间的持续时间远大于2.5秒。在压力的作用下，飞行员甚至会忘记激活反向推力。航空器18的制动距离相应增加。

参考图7和8示意性地示出了实施用于控制旨在通过系统36实施的推力反向器24和26的方法的另一实施例。图7和8的方法在开始于航空器18在起飞跑道76上起飞准备的步骤E01期间。更具体地，步骤E01可以包括由航空器18的飞行员实施起飞检查清单。在步骤E01期间，飞行员准备在跑道76上起飞的航空器18。在步骤01期间，航空器18的飞行员可以按下自动制动模块34的待命按钮33，使得盘式制动系统32在检测到中止起飞时自动启动。对应于步骤E01的时刻在图8中由附图标记78示意性地表示。

图7的方法包括测试步骤E02，在此期间确定飞行员是否按下了待命按钮33。如果对步骤E02的回答为“否”，则终止图7的方法，并且推力反向器24和26将不会由系统36自动控制。

如果对测试步骤E02的回答为“是”，则应用用于激活待命模块50的步骤E03。

在步骤E03之后，应用用于检测用于激活反向怠速控制的条件的测试步骤E04。在步骤E04期间，模块42检测是否实施触发中止起飞的情况。为此，模块42可以收集选自以下的至少一个数据：用于盘式制动系统32的致动设定点、杆28和30从前进全油门位置10到前进怠速位置8的切换、航空器18的空速低于计算的起飞前速度V1。只要在步骤E04期间没有检测到触发中止起飞的情况，则对步骤E04的回答为“否”。如果在步骤E04期间检测到触发中止起飞的情况，则对步骤E04的回答为“是”，并应用步骤E05。触发中止起飞的事件发生的时刻在图8中由附图标记79表示。对步骤E04的回答变为“是”的时刻在图8中由附图标记80表示。

在步骤E05期间，控制器40激活反向怠速控制。

该方法然后包括测试步骤E06，该测试步骤E06用于检测用于激活推力反向装置的条件。在步骤E06期间，检测航空器18的重量是否停留在起落架的轮上。由于航空器18在时刻80还没有起飞，航空器18在跑道80上并且对步骤E06的回答立即为“是”。

然后应用步骤E17，在该步骤期间控制器40控制电动马达58和60、以便将杆28和30切换到位置14。结果，单元54和56将推力反向器24和26部署在打开位置。

在步骤E17结束时，推力反向器24和26被部署在打开位置。与推力反向器在打开位置部署结束对应的时刻在图8中由附图标记82示意性地表示。

然后完成该方法并且飞行员可以将杆28和30朝向他拉动、以通过推力反向器增加制动效果。

如在图5和6的方法中描述的，系统36允许减少在起飞中断的起点处的时刻79、与推力反向器24和26部署在打开位置的时刻82之间经过的时间。在中止起飞的情况下，航空器18易于以非常高的速度循环并且飞行员易于经受相当大的压力。因此，如图5和6的情况，图7和8的方法允许显著限制航空器18的制动距离，并且因此限制航空器18的纵向跑道偏移的风险。

由于电动马达58和60改变了杆28和30的位置，飞行员可以监控反向怠速控制的激活。如果他愿意，他可以随时在推力反向范围12外切换杆28和30，以便将推力反向器24和26留在或恢复到关闭位置。

参考图4，系统36还可以包括显示装置84。在这种情况下，显示装置84包括显示屏(未示出)，该显示屏能够显示“反向怠速控制激活”的消息。当设置显示装置时，显示装置84因此提供了告知航空器18的飞行员反向怠速控制激活的附加装置。

参照图9示出了根据本发明第二实施方案的控制系统86。系统86可以被结合至航空器18中而不是系统36中。相同的元件具有相同的附图标记。

系统86与系统36的不同之处在于控制装置38不具有杆28和30。系统86与系统36的进一步的不同之处在于它没有电动马达58和60。此外，控制器40与单元54和56直接进行信息通信。系统86包括显示装置84。

当系统86用于实现图5和6的方法时，在步骤E05期间，控制器向显示装置84发送消息、以显示“反向怠速控制激活”的消息。替代地，控制器40可以发射音频消息。控制器40还可以发射文本消息和音频消息的组合。在步骤E05结束时，飞行员因此被告知反向怠速控制的激活状态。此外，在步骤E08期间，控制器40生成用于将推力反向器24和26部署在打开位置的指令，并将这个指令发送至单元54和56。结果，推力反向器54和56被部署在打开位置，而没有切换杆28和30。

当系统86用以实施图7和8的方法时，在步骤E05期间，控制器向显示装置84发送信号以显示“反向怠速控制激活”的消息并将使推力反向器24和26部署在打开位置的指令发送至单元54和56。

与系统36一样，系统86可以用以实施图5、6、7和8中所示的方法。然而，在系统36的情况下，控制器40通过控制马达58和60来间接控制单元54和56、以改变杆28和30的位置，但在系统86的情况下，控制器40直接作用在单元54和56上。

Claims (10)

1.一种用于控制航空器(18)的推力反向装置(24、26)的系统(36、86)，所述系统包括反向怠速控制装置(38)、第一检测装置(31)以及致动装置(52)，所述第一检测装置(31)配置为当激活所述反向怠速控制时、检测用于激活所述推力反向装置(24,26)的条件，所述致动装置配置为当所述第一检测装置(31)检测到用于激活所述推力反向装置(24、26)的条件时、激活所述推力反向装置(24、26)，其特征在于，所述系统还包括第二检测装置(42、44、46、48、49)，所述第二检测装置配置为检测用于激活所述反向怠速控制的条件，所述控制装置(38)配置为当所述第二检测装置(42、44、46、48、49)检测到用于激活所述反向怠速控制的条件时、激活所述反向怠速控制。

2.根据权利要求1所述的系统(36、86)，所述系统还包括待命模块，所述待命模块能够在准备所述航空器(18)的降落的步骤和/或准备所述航空器的起飞的步骤期间、由用户激活，所述第二检测装置(44、48、49)配置为仅在激活所述待命模块(50)时、检测用于激活所述反向怠速控制的条件。

3.根据权利要求2所述的系统(18)，其中，所述待命模块(50)包括用于使所述航空器(18)的自动制动系统(34)待命的装置(33)，所述待命模块(50)配置为在当用户致动所述待命装置(33)时被激活。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的系统(36、86)，其中，所述控制装置(38)包括用于所述航空器的至少一个发动机(20、22)的控制器(40)和控制杆(28、30)，所述控制杆(28、30)能够激活反向怠速控制。

5.根据权利要求4所述的系统(36)，所述系统包括与所述控制器(40)进行信息通信的电动致动器(58、60)，所述控制器(40)能够控制所述电动致动器(58、60)、以便在所述控制杆(28、30)控制所述航空器(18)的所述发动机(20、22)前进操作的位置、与所述控制杆(28,30)激活反向怠速控制的位置(14)之间改变所述控制杆(28、30)的位置。

6.根据权利要求4或5所述的系统(36、86)，所述系统还包括用于显示所述控制杆(28、30)位置的装置(84)。

7.根据权利要求1至4中任一项所述的系统(86)，所述系统包括用于显示所述反向怠速控制的激活的装置(84)，所述控制器(40)能够直接激活所述反向怠速控制。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的系统(36、86)，其中，所述第二检测装置(42、44、46、48、49)能够检测选自以下的至少一个参数：所述航空器(18)的速度、所述航空器(18)的高度、所述航空器(18)的高度变化率、所述航空器(18)的下降角。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的系统(36、86)，其中，所述第二检测装置(42、44、46、48、49)检测用于激活所述反向怠速控制的条件的必要条件是：航空器发动机功率控制(18)包括在最大功率的0％与5％之间。

10.一种用于控制推力反向装置(24、26)的方法，所述推力反向装置连接到航空器(18)的至少一个发动机(20、22)，所述方法按顺序包括：

-用于激活反向怠速控制的条件的检测(E04)，

-所述反向怠速控制的激活(E05)，

-用于激活推力反向装置(24,26)的条件的检测(E06,E07)，以及

-所述推力反向装置(24,26)的激活(E08,E17)，

-用于激活反向怠速控制的条件的检测(E04)优选地是所述航空器的降落前拉平开始时的情况的检测、或触发中止起飞的情况的检测。

Images