CN113167178A - 用于飞行器发动机的燃料计量单元 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器发动机的燃料计量单元(120)，该燃料计量单元包括：‑计量构件(125)，该计量构件被配置为接收位置控制信号并且根据所述位置控制信号计量供给发动机的燃料；‑切断构件(126)，该切断构件被配置为切断发动机的燃料供给；其特征在于，所述燃油计量单元(120)还具有用于保护和切断发动机的计算机(124)，所述保护和切断计算机(124)被配置为：‑检测发动机转速的超速状态，以及‑响应于超速状态的检测，向包含在所述切断构件(126)中的切断控制构件传输切断控制信号。

Description

用于飞行器发动机的燃料计量单元

技术领域

本发明涉及航空学的一般领域。

更具体地，本发明涉及用于飞行器发动机的燃料供给控制系统的领域。该发动机例如是涡轮机，如涡轮喷气发动机。

背景技术

在已知的方式中，飞行器发动机的控制系统包括主电子计算机，该主电子计算机以壳体的形式出现，该壳体包围一个或者多个电子板，电子板被分配以提供不同的功能。

在当前的发动机中，发动机控制系统一般负责控制燃料计量单元，该燃料计量单元与通常被称为FMU(“Fuel Metering Unit，燃料计量单元”)的液压机械块相对应。

液压机械块被提供了多个共同的功能。液压机械块通过计量构件，提供燃料的计量，即，在由泵送系统供给的总燃料的流率内转换所需的燃料的流率信息，这是由控制系统的控制单元根据飞行阶段所规定的需求而产生的，具有所需的相对精度。液压机械块还允许基于飞行员的指令而通过切断构件切断燃料流率，并且允许在由发动机的高压和/或低压部分的速度传感器检测到超速的紧急情况下(发动机转速超过阈值，在此阈值以上，离心力至关重要，并且有导致零件损坏的危险，为安全起见，必须切断发动机)，通过切断构件切断和/或控制燃料流率。

为了提高系统的运行精度，特别是为了提高可操作性的控制/配置的灵活性，也出于改进的质量、体积的原因，现今的发动机控制计算机集成了一些以前由液压机械块实现的电子功能，例如特别是“超速保护”的功能，该功能允许在发动机转速将超过预定的最大速度阈值(超速)的情况下，通过监控速度并在检测到超速时切断发动机来保护发动机。

然而，发动机计算机(控制计算机，也被称为FADEC，“Full Authority DigitalEngine Control，全权限数字发动机控制器”，更普遍地被称为EEC，“Electronic EngineController，电子发动机控制器”)在过热或者火灾的情况下的行为是难以预测的，这导致发动机的制造商要考虑到计算机认证的最坏情况假设(由航空设备认证机构进行认证)。因此，认证限制规定，不能进行可能导致危险事件的简单电气或者电子操作。例如，由于液压机械块的计量构件(被称为“Fuel Metering Valve，燃料计量阀”：FMV)的错误控制而导致的发动机超速事件(例如到达机械最大计量止动，通常由控制止动器保护)。

因此，在发动机的降级运行模式的情况下，例如在火灾场景期间，超速事件是最令人担心的情况，有必要证明，当由计算机提供的控制功能失效时，由发动机的超速检测和切断功能提供的超速保护功能仍然是运行的。该场景被称为控制系统的控制单元的“完全失效”。

在相反的情况下，如果考虑到“非完全失效”，则超速保护功能因此过早地“失效”，使得控制功能在飞行器上成为唯一的主机。最坏的情况是控制系统对发动机的控制构件发出错误的指令，例如，对燃料计量单元的致动器发出错误的位置指令，导致发动机的超速情况，超速保护功能不能调节故障，因此在发动机自身损坏之前切断发动机。

为了应对这种可能性，现有技术中设想了不同的解决方案。

一种解决方案是使用耐高温的电子元件来实现超速保护功能。因此，这意味着确保在上述设想的情况下，分配有超速保护功能的电子板的故障发生的时间将晚于负责控制功能的(发动机计算机的)板的故障发生的时间。

然而，从历史上看，这种元件是为非常特殊的军事航空应用而少量开发的元件。由于这个原因，这种元件的成本很高，并且很难获得，而且很容易被淘汰。

替代的解决方案是将超速保护功能安装在位于被称为“非火灾”区域的本地化计算机中，换句话说，安装在与控制计算机不同的环境中。

特别是在由申请人开发的一些发动机的情况下，超速管理功能被集成到发动机计算机中。该解决方案要解决计算机的认证问题，特别是关于火灾管理事件，特别是通过将包含完成控制和保护功能的构件的两个子系统在同一壳体内分离的解决方案。

在另一解决方案中，与由申请人开发的其他发动机的情况一样，开发了一种独立的计算机，该独立的计算机用于在“非火灾区域”中实施超速保护功能，并且与控制计算机(发动机计算机)分开放置，控制计算机(发动机计算机)放置于火灾区域中。然而，在质量方面的影响(额外的壳体、线束、支撑件…)被认为是很大的，特别地体现在燃料消耗率的增加。此外，电子飞行器计算机的开发成本非常高；因此，由两台独立开发的计算机组成的架构特别地昂贵。

在另一替代的解决方案中，Snecma的公布文本FR2957667A1公开了一种用于检测影响发动机计算机(例如FADEC)过热的装置，该装置具有至少一个位于计算机内部的温度传感器，以及至少一个位于计算机外部的靠近计算机的过热检测器。

该公布文本未公开允许区分与点火启动无关的过热的检测策略。

另一方面，考虑到热惯性，该公布文本的解决方案不允许确保足够的热裕度(thermal margin)，以确保控制计算机的“完全失效”。

因此，考虑到现有技术，对于具有用于飞行器发动机的超速保护功能、不损害质量和安装成本、并且允许满足认证限制以调节发动机的降级运行模式(例如响应火灾的情况)的燃料供给控制系统，不存在非常令人满意的解决方案。

发明内容

所提议的发明特别地寻求允许在飞行器发动机中实施超速保护系统，该超速保护系统能够在检测到火灾或者温度过高的情况下，在专用于控制或保护发动机的电子设备处于危险中之前，切断发动机。

为此，本发明提出了一种用于飞行器发动机的燃料计量单元，所述燃料计量单元包括：

-计量构件，所述计量构件被配置为接收控制信号并且根据所述控制信号来计量发动机的燃料供给；以及

-切断构件，所述切断构件被配置为切断发动机的燃料供给；以及

其特征在于，所述燃料计量单元还包括发动机保护计算机，所述保护计算机被配置为检测发动机转速的超速状态，并且将控制信号传输到能够切断发动机的燃料供给的切断构件。

有利地，计量单元还包括以下特征：发动机的功率控制计算机，所述功率控制计算机被配置为接收燃料质量的流率设定值，并且根据所接收到的流率设定值，为计量构件细化所述控制信号，以控制源自计量构件中的燃料流率。

本发明还提出了一种用于飞行器发动机的燃料供给控制和保护系统，所述燃料供给控制和保护系统包括：

-发动机控制计算机，所述发动机控制计算机产生燃料质量的流率设定值；

-用于飞行器发动机的燃料计量单元，所述燃料计量单元包括:

o计量构件，所述计量构件被配置为接收控制信号并且根据所述控制信号来计量发动机的燃料供给；

o切断构件，所述切断构件被配置为切断发动机的燃料供给；

其特征在于，所述燃料计量单元进一步包括发动机保护计算机，所述发动机保护计算机被配置为：

-接收数据，所述数据允许评估发动机转速的瞬时值；

-将发动机转速的瞬时值与预定的发动机转速的阈值进行比较，并且基于该比较确定可能的超速状态；和

-如果确定了发动机转速的超速状态，则向包含在切断构件中的切断控制构件传输控制信号，以切断发动机的燃料流量。

有利地，燃料供给控制系统还包括以下特征：

-发动机控制计算机还被配置为向计量单元的计量构件传输控制信号，以根据所接收到的流率设定值来控制源自计量构件中的燃料流率；

-燃料计量单元还包括发动机的功率控制计算机，所述功率控制计算机被配置为接收流率设定值，并且根据所接收到的流率设定值，为计量构件细化所述控制信号，以控制源自计量构件中的燃料流率；

-发动机控制计算机被配置为由发动机的发电机供电，并且所述发动机控制计算机被配置为向发动机的功率控制计算机供电；

-保护计算机由服务于飞行器的机载系统的供电网络供电；

-发动机控制计算机被安装在飞行器的被称为“非火灾”的区域中；

-计量单元被安装在飞行器的第一火灾区域中，并且发动机控制计算机被安装在飞行器的第二火灾区域中，所述第一火灾区域与所述第二火灾区域不同；和

-电子计量单元和发动机控制计算机被安装在飞行器的同一火灾区域中。

本发明还提出了一种飞行器涡轮机，所述飞行器涡轮发动机包括用于根据前述特征中的一个来控制发动机的系统。

有利地，本发明允许通过向传统计量单元添加发动机保护的功能，以使得电子板在传统计量单元内的集成合理化，从而允许促进系统的认证策略，同时限制成本和物理影响(质量、体积)并且(通过改善计量精度)增加发动机的性能。

附图说明

通过以下描述，本发明的其他特征、目的和优点将显现，该描述仅是示例性的而非限制性的，并且该描述必须参照附图阅读，在附图中：

[图1A]

图1A示出了根据本发明的第一实施例的用于控制飞行器的涡轮喷气发动机的系统；

[图1B]

-图1B更详细地示出了根据本发明的第一实施例的用于控制飞行器的涡轮喷气发动机的系统；

[图2A]

-图2A示出了根据本发明的第二实施例的用于控制飞行器的涡轮喷气发动机的系统；以及

[图2B]

-图2B更详细地示出了根据本发明的第二实施例的用于控制飞行器的涡轮喷气发动机的系统。

具体实施方式

术语计算机特别是指用于物理设备的控制器/控制单元，并且通常包括处理器、存储器、输入-输出接口。计算机由一个或多个实施其功能的电子板物理地表示。

第一实施例

图1A示出了根据第一实施例的由分布式架构实施的飞行器发动机的控制和保护系统100。

因此，系统100包括发动机控制计算机110，该发动机控制计算机生成燃料质量的流率设定值C101，以实时提供飞行器所需的推力。

然后，该设定值C101被传输到执行燃料计量的电-液压机械计量单元120。

更精确地，设定值C101被传输到电-液压机械计量单元120的功率控制计算机123。

控制计算机123根据流率设定值C101确定电-液压机械计量单元120的(例如FMV类型的)燃料计量构件125的理论位置设定值Cth。

根据运动设定值Cth，控制计算机123将电气控制设定值C102传输到燃料计量构件125的(例如EHSV，“Electro–Hydraulic Servo Valve，电-液压伺服阀”的)伺服阀121。伺服阀121对应于控制设定值C102，生成用于液压致动器122的液压动力指令C103，该液压动力指令允许移动燃料计量构件125的阻挡元件(例如滑块)。根据所述指令，液压致动器122例如通过可移动计量滑块的移动执行燃料计量。

计量构件125与阻挡元件的位置传感器相关联(例如，根据计量滑块的位置，给出流体通道的横截面)，该位置传感器将由所述传感器测量到的信息传输到控制计算机123(箭头C104)。位置传感器能够是LVDT型传感器(“Linear Variation DisplacementTransducer，线性变化位移传感器”)。

然后由控制计算机123借助校正器网络(传统上为PID：Proportional-Integral-Derivative，比例-积分-微分)类型来控制燃料流率，该校正器网络类型允许使得理论位置设定值Cth和阻挡元件的测量位置之间的差值无效。

燃料流率能够由下式得出：

其中，Q对应于体积流率，K为常数，S为流体通道横截面-是阻挡元件的位置的函数，ρ为燃料的每单位体积质量以及ΔP对应于压差。

因此，控制功能直接由电-液压机械计量单元120来确保。

控制和保护系统100还能够包括如Snecma的专利申请FR3053396A1中所描述的流量计127。所谓流量计是允许知道流体的质量流量的任何测量装置，在这种情况下为液体燃料。

流量计允许测量离开电-液压机械计量单元120的燃料的质量流率。然后，该测量结果被传输到控制计算机123，以计算燃料的密度，并且通过计量系统的位置以外的手段确定重构的流率。

事实上，能够观察到在有效流率和设定值流率之间有着显著的差异。相对于与流经计量阀的理论流率相对应的重构流率，由此重构的流率提高了精度。

有利地，通过使用被确定的重构流率生成的流率设定值，能够提高计量的精度。

图1B更详细地示出了根据第一实施例的控制和保护系统100。

所提出的架构将与计量相关联的功能与那些与发动机保护和关闭相关联的功能分开。

如前所述，电-液压机械计量单元120包括控制计算机123，该控制计算机通过接管与源自燃料供给系统的上游部分130的燃料的计量(箭头F101)相关联的所述构件的致动器的控制，而与计量构件125相互作用(箭头C102)。为此，如箭头C104所示，控制计算机123被配置为用于获取(相关传感器和致动器的)测量值和特征。

系统100还包括保护和切断计算机124。保护和切断计算机通过接管与燃料切断相关联的所述构件的致动器的控制(箭头C105)，而与切断构件126相互作用，例如接管燃料和切断系统的加压阀HPSOV(“High Pressure Shut-Off Valve高压切断阀”)的控制伺服阀。

在连接燃料供给系统的下游部分135(箭头F103)之前，源自计量构件125的计量燃料能够随后通过切断构件126进行传输(箭头F102)。

保护和切断计算机124还集成与超速管理相关联的功能，特别是：

-通过一个或多个传感器145来获取发动机(双转子涡轮喷气发动机)的高压和低压转子的转速(箭头C106)；

-将所获取的发动机转速与预定的发动机转速的阈值进行比较；

-如果发动机转速大于阈值，则检测到高压或低压转子处于“超速”状态；和

-如箭头C105所示，向包含在燃料切断构件126中的切断控制构件传输控制信号，以脱离超速状态；所述控制信号引起与调节相关联的致动(通常是燃料流量的切断)。

其他保护功能能够被集成到电子计量单元120中：防火、防止过大推力、防止推力失控等。

电子计量单元120主要与发动机控制计算机110对话，所述单元120还能够与飞行器(该飞行器能够传输发动机切断指令)和/或维护管理构件(该维护管理构件能够处于飞行器或发动机处)接口。

有利地，发动机控制计算机110由发动机的例如永磁发电机类型(PMA、PMG…)的发电机150供电(箭头A101)。计算机110本身向控制计算机123供电(箭头A102)。

保护和切断计算机124本身由服务于不同机载系统(发电机、辅助动力单元)的相同供电网络140供电(箭头A103)。

因此，涉及发动机供电的问题不会导致保护和切断功能同时供电故障。

控制计算机123和保护与切断计算机124能够被放置在两个不同的电子板上。控制计算机123和保护与切断计算机124也能够被放置在同一电子板上。然而，在后一种情况下，在这两台计算机之间存在机械分隔器。

因此，在后一种情况下，两台计算机是相互分离的(功能上和物理上)，以满足CS-E认证基础的要求。这允许保证了两台计算机不会相互损坏，并且不会产生危险事件(例如不受控制的超速)的风险。

在该第一实施例中，保护和切断计算机124被包含在燃料计量单元120中，并且因此位于“火灾区域”中，因为根据定义，该区域被燃料包围。

只有包含点火源和有易燃液体的泄漏的风险的隔室才被归类为火灾区域，即火灾区域包括在发生故障的情况下可能导致温度高于在隔室中可能存在的液体的自燃温度的潜在点火源。与之相比，非火灾区域是指不在所定义的火灾区域的配置中的区域。

因此，控制和保护系统100包括功能/装置(例如位于电子计量单元120的壳体的外部或内部的温度传感器)，该功能/装置允许检测火灾事件。

第二实施例

图1B出了根据第二实施例的用于对控制和保护系统100进行控制的子系统200。

液压伺服阀121和致动器122(FMV)及其位置传感器位于电子燃料计量单元120中。

然而，与第一实施例不同的是，与燃料计量相关联的一些功能在发动机控制计算机110中实施：生成流率设定值、校正器网络、生成位置指令以及获取至少一个位置传感器，该位置传感器提供关于FMV的可移动滑块的位置的信息。

如在第一实施例中，控制和保护系统100还能够包括如在第一实施例中所述的流量计。

流量计允许测量源自电-液压机械计量单元120中的燃料的质量流量。与第一实施例不同的是，然后，该测量结果被传输到发动机控制计算机110，以计算燃料的密度并且确定重构的流率。

图2B更详细地示出了根据第二实施例的控制和保护系统100。

如在第一实施例中，电子计量单元120集成了与超速管理相关联的功能；这些功能优选地整体地位于保护和切断计算机124中，特别是：

-通过保护和切断计算机124获取速度；

-通过保护和切断计算机124将所获取的发动机转速与预定的发动机转速的阈值进行比较；

-如果发动机转速大于阈值，则通过保护和切断计算机124检测到高压或低压转子处于“超速”状态；和

-通过保护和切断计算机124向包含在切断构件126中的切断控制构件传输控制信号，所述控制信号通过保护和切断计算机124引起与调节相关联的致动(通常是燃料流量的切断)。

其他保护功能能够被集成到电子计量单元120中：防火、防止过大推力、防止推力失控等。

因此，在该第二实施例中的电子计量单元120的架构与计算机123和124中的功能分解相同，除了控制计算机123集成的功能少于第一实施例中实施的控制计算机123。

在该第二实施例中，控制计算机110和电子计量单元120能够有多种安装的环境：

-发动机控制计算机110被安装在被称为“非火灾”的区域中；在这种情况下，由于保护和控制功能的物理分离，火灾事件(或在认证标准中定义的其他“局部事件”)的管理是容易的。在燃料计量单元120的区域中发生火灾的情况下，保护和切断计算机124有“失效”的风险，但将永远不能触发超速事件(保护和切断计算机仅作用于切断构件)。最坏的情况是，在所考虑的时间周期内，发动机不会防范超速事件。在规定的5分钟结束时，可以由飞行器的飞行员经由飞行器的燃料切断阀切断发动机，或者如果存在与飞行器直接相关联的发动机HPSOV，则由发动机HPSOV切断发动机。

-电子计量单元120被安装在与发动机控制计算机110不同的火灾区域中。由于保护和控制功能的物理分离，火灾事件(在CS-E中定义的其他“局部事件”)的管理很容易：

o在电子计量单元120的区域中发生火灾的情况下，保护和切断计算机124有“失效”的风险，但将永远不能触发超速事件(保护和切断计算机仅作用于切断构件)。在规定的5分钟结束时，可以由飞行员经由飞行器的燃料切断阀切断发动机，或者如果存在与飞行器直接相关联的发动机HPSOV，则由发动机HPSOV切断发动机。

o在发动机控制计算机110的区域中发生火灾的情况下，所述计算机有可能遭受“非完全(不稳定)失效”，这可能产生发动机超速，例如通过指令FMV完全打开。然而，根据定义，区域的分离允许保证火灾不会到达电子计量单元120。因此，保护功能将不受影响，并且在超速的情况下，计量单元120的保护和切断计算机124将切断发动机。

-电子计量单元120被安装在与发动机控制计算机110相同的(火灾)区域中。对于第一实施例，控制(燃料计量)和保护功能位于同一火灾区域中，控制和保护系统100包括功能/装置(例如位于计量单元120的壳体的外部或内部的温度传感器)，该功能/装置允许检测火灾事件。

因此，所描述的电子计量单元120允许通过向传统计量单元添加发动机保护功能，以使得电子板在传统计量单元上的集成合理化。该选择允许限制与在计量单元上的电子板的集成相关联的超额成本，因为无论发生什么情况(无论是在主发动机控制计算机中，还是在特定计算机中)，这些保护功能都必须被集成，并且会导致高额的非经常性成本。

此外，(与具有特定壳体的单独保护计算机相比)将保护功能集成到电子计量单元中，允许限制对发动机整体架构的物理影响(质量、体积)。事实上，由分组引起的界面的减少/限制构成了很大的收益。

此外，与集成到主发动机控制计算机中的保护相比，所提出的构架允许促进系统的认证策略(特别是关于例如火灾的局部事件)。

因此，所描述的发明允许促进系统的认证策略，同时限制成本和物理影响(质量、体积)，并且(通过改善计量精度)改善发动机的性能。

Claims (11)

1.用于飞行器发动机的燃料计量单元(120)，所述燃料计量单元包括：

计量构件(125)，所述计量构件被配置为接收位置控制信号并且根据所述位置控制信号来计量发动机的燃料供给；

切断构件(126)，所述切断构件被配置为切断发动机的燃料供给；以及

其特征在于，所述燃料计量单元(120)还包括发动机的保护和切断计算机(124)，所述保护和切断计算机(124)被配置为检测发动机转速的超速状态，以及

响应于超速状态的检测，向包含在所述切断构件(126)中的切断控制构件传输所述控制信号。

2.根据权利要求1所述的燃料计量单元(120)，所述燃料计量单元还包括发动机的功率控制计算机(123)，所述功率控制计算机被配置为接收燃料质量的流率设定值，并且根据接收到的所述流率设定值，为所述计量构件(125)细化所述位置控制信号，以控制源自所述计量构件中的燃料流率。

3.一种用于飞行器发动机的燃料供给控制和保护系统(100)，所述燃料供给控制和保护系统包括：

发动机控制计算机(110)，所述发动机控制计算机产生燃料质量的流率设定值；以及

用于飞行器发动机的燃料计量单元(120)，所述燃料计量单元包括：

计量构件(125)，所述计量构件被配置为接收控制信号并且根据所述控制信号来计量发动机的燃料供给；

切断构件(126)，所述切断构件被配置为切断发动机的燃料供给；

其特征在于，所述燃料计量单元(120)进一步包括发动机的保护和切断计算机(124)，所述保护和切断计算机被配置为：

接收数据，所述数据允许评估发动机转速的瞬时值；

将所述发动机转速的瞬时值与预定的发动机转速的阈值进行比较，并且基于所述比较确定可能的超速状态；以及

如果确定了所述发动机转速的超速状态，则向包含在所述切断构件(126)中的切断控制构件传输控制信号，以切断发动机的燃料供给。

4.根据前一项权利要求所述的控制和保护系统(100)，其中，所述发动机控制计算机(110)还被配置为向所述计量单元(120)的所述计量构件(125)传输位置信号，以根据接收到的所述流率设定值来控制源自所述计量构件中的燃料流率。

5.根据权利要求3所述的供给控制和保护系统(100)，其中，所述计量单元(120)还包括发动机的功率控制计算机(123)，所述功率控制计算机被配置为接收所述流率设定值，并且根据接收到的所述流率设定值，为所述计量构件(125)细化所述控制信号，以控制源自所述计量构件中的燃料流率。

6.根据前一项权利要求所述的供给控制和保护系统(100)，其中，所述发动机控制计算机(110)被配置为由发动机的发电机供电，并且所述发动机控制计算机(110)被配置为向发动机的所述功率控制计算机(123)供电。

7.根据权利要求3至6中任一项所述的供给控制和保护系统(100)，其中，所述保护和切断计算机(124)由服务于飞行器的机载系统的供电网络供电。

8.根据权利要求3至6中任一项所述的供给控制和保护系统(100)，其中，所述发动机控制计算机(110)被安装在飞行器的被称为“非火灾”的区域中。

9.根据权利要求3至8中任一项所述的供给控制和保护系统(100)，其中，所述计量单元(120)被安装在飞行器的第一火灾区域中，并且所述发动机控制计算机(110)被安装在飞行器的第二火灾区域中，所述第一火灾区域与所述第二火灾区域不同。

10.根据权利要求3至8中任一项所述的供给控制和保护系统(100)，其中，所述计量单元(120)和所述发动机控制计算机(110)被安装在飞行器的同一火灾区域中。

11.一种飞行器涡轮机，所述飞行器涡轮机包括根据权利要求3至10中任一项所述的燃料供给控制和保护系统(100)。

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