用于在至少一个航空器引擎故障的情况下调节功率的方法和系统

摘要

考虑到在至少一个主引擎损坏时最优化需要来继续飞行的资源，本发明寻求卸掉推进系统的负担，所述推进系统通过继续运行附加生成的非推进功率来保持所有或一些非推进能量脉冲的运行。更具体地，该方法包括：使用在飞行期间经常操作的功率产生单元GPP；以及根据在所述引擎故障时至少三个各自的紧急状态(RS，RM，RI)，采用航空器的一些(PGA)额定非推进功率(PTA),以几乎立即供应提升的非推进功率(PSU，PMU，PTU)。GPP控制和监视功能评估每个紧急状态(RS，RM，RI)所消耗的时间，并通过分配到每个紧急状态(RS，RM，RI)的运行时间(XMAX，YMAX，ZMAX)被超过时发出的警报通知数据处理单元此时间，应急功能或是自动地或是按照飞行员的指令调节在主引擎和单元GPP之间的航空器非推进功率脉冲。

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于在至少一个航空器引擎故障的情况下调节功率的 方法和系统。

本发明应用于航空器的牵引系统，换句话说，主要是飞机的牵引系统(喷 气引擎、涡轮喷气引擎和涡轮螺旋桨引擎)和直升机引擎的牵引系统(涡轮 轴引擎)两者。

简单地说，航空器引擎通常包括形成气体发生器的压缩机/燃烧室/涡轮 总成。燃烧后，热压缩气体在涡轮机中膨胀，其经由高压(缩写为HP)轴 驱动压缩机以形成HP主体。这些气体因此生成推进功率和在额定AEO(“所 有引擎运行”的缩写)运行条件下的非推进功率，即电气和/或气动功率。

因此在对应于瞬时功率传输的电平的周期内提供能量。就飞机来说，经 由低压主体BP(在扇型涡轮喷气引擎或空气螺旋桨型涡轮螺旋桨引擎中) 或是直接地(在喷气引擎内)或是间接地以推力的形式生成推进功率。就直 升机来说，推进功率借助于功率传送盒(通常法语称为BTP)传递到旋转翼 上。

在引擎故障状态下(OEI，“单引擎故障”的缩写)，维持运行的引擎 保持推进力并生成用于航空器的非推进功率。就“全电飞机”或主要电飞机 来说，气动发生器经由适当转换器从发电中获得其电功率。

背景技术

通常，在推进引擎损坏的情况下，即，在OEI状态下，维持运行的引 擎至少补偿部分该损失，以维持航空器的推进和非推进功率的生成两者。然 而，虽然引擎尺寸过大以提供在特殊情况下(例如在OEI状态下)的剩余功 率，但是，看起来好像此功率不足够于在飞行的所有阶段内确保推进力和可 接受飞行条件的修复，以及进一步确保易耗件要求的所有非推进功率需求 (客舱空调和起落架等)。特别地，该需求的规模可能限制在过渡阶段期间 加速的能力。

一个解决方案是航空器的APU(辅助动力单元)向维持运行或“尚存” 状态的牵引系统提供至少部分的协助。APUs(“辅助动力单元”的缩写) 通常安装到航空器上，以在着陆时向易耗性设备(电动的、气动的和液压的) 的各种部件提供动力，并启动主引擎。

APU是“简化的”涡轮喷气引擎。通常，其包括气体生成器和装置， 所述装置用于直接地驱动或利用转速的调节经由电源传送箱驱动在航空器 上的设备(负载压缩机、发电机和/或电起动器/生成器)。在负载压缩机或 进口压缩机的出口处脱离的空气可以使用于主引擎空气启动。

当引擎故障时，一些APU具有足够的备份，使得在飞行期间可以重新 启动它们，以在飞行的同时尝试重新启动故障的引擎和/或将部分电功率提 供给设备。

然而，在飞行期间使用APU意味着其必须重新启动并要求航空器下降 一给定高度，以允许其生成足够的气动功率。如果航空器例如因为飞行条件 而必须保留在该高度以上，则气动功率仍然由尚存引擎所提供。

APU的激活因此导致了几个缺点：重新启动APU需要额外的工作量和 在飞行员必须保持其所有专注力时进行监视；APU具有大约90秒的重新启 动时间，这意味着其不能立即援助；当上升限度低于当主引擎故障而允许的 最大值时，修改飞行计划以允许APU生成足够的气动功率；如果航空器必 须保持在特定高度以上，则APU只供应电功率，尚存引擎没有完全减轻功 率需求。

发明内容

本发明的目的是消除这些缺点。为了达到这个目的，所提供的功率由额 外非推进功率的生成所供应，其持续地运行并由额外的引擎级的主功率单元 (法语“groupe de puissance principal”的缩写)所产生。当所生成的功率的 结构和性能适用于做为引擎验证用于所有飞行阶段中时，基于与由主航空器 引擎所供应的功率的生成相同的条件，功率单元被描述为引擎级的。GPP包 括气体生成器，其尺寸在传统的APU与主飞机引擎之间。

计算GPP型的附加功率的生成，使得其可以迅速地满足航空器的所有 或一些非推进功率的要求。例如当机舱空调是电力提供动力时，可以取决于 所述要求都是气动和电动两者还是主要是电动来调节经常使用的GPP。此 外，比较于APU设备，当飞机配备有GPP单元时，在OEI状态下的飞机的 飞行高度可以提高至用于OEI状态的最大允许上升限度。

更具体地，本发明的主题是一种用于在至少一个航空器引擎故障的情况 下调节功率的方法。该航空器引擎包括提供能够触发紧急信号的应急功能的 中央数字数据处理单元。所述方法因此在于使用被称为GPP的引擎级主功 率单元，其由控制和监视功能管理并在飞行中持续运行，同时占据航空器的 总额定非推进功率的某些功率引擎，以在接收到紧急信号时延伸其运行极 限，以基于在所述引擎故障时响应于对GPP的提高的消耗需求的至少三个 紧急状态，能够几乎立即地供应提高的非推进功率。每个紧急状态均具有最 大激活周期，该最大激活周期可以从一个紧急状态至另外一个紧急状态实施 并可以几个交替序列分配。按照下降的功率水平分级，这些状态至少包括： 超级紧急状态，其中采用加上附加功率的所有或一些非推进功率；最大紧急 状态，其中采用所有或一些所述非推进功率；以及中间紧急状态，其中采用 对应于可保持持续使用直至飞行结束的最小部分的非推进功率。GPP的控 制和监视功能计算每个紧急状态所消耗的时间，并通知其中央处理单元，同 时，如果超过了分配到各紧急状态的最大运行周期，则发送警报。此外，应 急功能基于与一状态所消耗时间有关的此信息以及使用一紧急状态的限度 被超过的警告而自动地或是根据飞行员的指令调节由在主电动机与GPP单 元之间的航空器所提出的非推进功率要求调节。

有利地，基于对一台或多台引擎损坏的管理，使用所述状态的激活周期。 较低的功率状态可以代替给定周期的可获得的较高功率状态来使用：超级紧 急状态只有在尝试重新启动引擎的阶段才到达，最大紧急状态在一台或多台 引擎故障时到达，例如在恢复航空器轨迹和/高度的阶段，同时供应航空器 的所有或一些非推进功率。在飞行结束期间，在至少一台引擎完全失效的情 况下，通过尽可能减少施加在维持运行的引擎上的荷载，所述中间紧急状态 只有在维持部分的总非推进功率的阶段中才激活。

特别地，尤其在遇险的情况下，中间应急功率状态沿着远离应急机场的 航线与监管导航兼容：这是国际ETOPS条例(“双引擎延程操作标准”的 缩写)或应用于所有类型飞机的任何未来条例。

根据特定的实施例，在运行时供应非推进功率的航空器的仅一台引擎故 障的情况下，调节模式包括只呼叫GPP单元的中间紧急状态，以补偿故障 引擎(M1)的贡献缺失，同时运行的引擎没有减少其对总非推进功率的贡 献。

或者，可以在另一调节模式中连续地和交替地呼叫三种状态，运行的引 擎减少其/它们对非推进功率的贡献，直至故障引擎重新启动，即最大紧急 状态的一可选次序，其中采用至少一些非推进功率，之后是当尝试重新启动 故障引擎的时间不长于分配到所述状态的整个可用周期时对应于超级紧急 状态的功率需求，在恢复成最大紧急状态，总非推进功率如之前被采用之前， 重新启动引擎此后面的状态可以持续直至分配到该状态的可用周期被消耗 完。

于是，如果故障引擎重新启动，则应急功能调节在两台引擎与GPP单 元之间的非推进功率，其在恢复的额定非推进功率状态下再次运行，直到飞 行结束，GPP单元提供给定部分的功率，两台引擎(M1，M2)提供额外部 分的功率。可替代地，如果故障引擎没有重新启动，则基于飞行数据自动地 或在飞行员认为该飞行状态允许而发出命令，并呼叫在中间紧急状态下的 GPP单元直至该飞行结束，应急功能停止减少对运行引擎的需求，恢复在那 时其对非推进功率的贡献引擎。

有利地，该飞机因此具有带有GPP单元的额外资源，以通过暂时地减 少对剩余运行引擎的需求来重新获得可接受的飞行状态。

如果两台引擎故障，则由应急功能实施的调节模式包括呼叫如以上所述 的可选顺序，激活最大紧急状态，随后激活超级紧急状态，同时在返回到最 大紧急状态前，尝试重新启动引擎。然后，如果引擎重新启动，或是基于当 飞行员考虑到飞行状态允许时发出的命令，或是基于飞行数据自动地，则应 急功能将一些消耗件转移到重新启动后的引擎，该引擎提供其那份非推进功 率，并将其他消耗件转移到GPP单元，该GPP单元在中间应急状态(RI) 下运行直至飞行结束。

或者，如果该引擎没有重新启动，则呼叫最大紧急状态直至其激活周期 消逝，然后通过应急功能减少对非推进功率的需求，以切换到中间紧急状态。

可选择地，当在中间紧急状态下的整个非推进功率只由GPP单元供应 时，RAT(“冲压空气涡轮机”的缩写)可以提供额外的非推进功率。

本发明涉及一种用于在至少一个航空器引擎故障的情况下调节功率的 系统。此系统包括被称为航空器控制器且配备有数字数据处理单元的飞行控 制中心、航空器维修模块以及被称为FADEC的用于GPP单元和用于引擎 的控制和监视模块。GPP单元的FADEC配备有由处理单元的应急功能所触 发的用于紧急状态的时间消耗计算器，其通过GPP单元和引擎并经由它们 的FADEC调节非推进功率的供应。双向链接将航空器控制中心连接到 FADEC，并将这些FADEC连接到GPP单元以及引擎，使得它们可基于所 述消耗的时间以及与引擎和GPP单元的状态有关的信息来管理来自消耗件 的需求，其中所述信息由FADEC提供给维修模块以及经由处理单元提供给 飞行员。

有利地，所到达的功率水平的所述消耗时间和信息以及引擎和GPP单 元的状态由FADEC经由处理单元供应到维修模块，可实现优化的预防性维 护，并在GPP单元受损的情况下易于规划维修操作。

附图说明

从以下非限制性的描述、涉及特定实施例并参考附图，本发明的其他方 面、特点和优点将是显而易见的，其分别地示为：

图1是根据本发明的调节系统的交互设备的流程图；

图2是根据本发明的在没有尝试重新启动引擎而损坏引擎的情况下在紧 急调节时非推进功率管理的示意图；

图3是如果在重新启动尝试后重新启动故障引擎在引擎损失的情况下调 节先前例子时此管理的示意图；

图4是如果在尝试后没有重新启动故障引擎通过调节先前例子的紧急管 理的示意图；此示意图也图示了当在一次尝试后重新启动故障引擎时在两台 引擎损坏的情况下非推进功率的紧急调节；以及

图5是当重新启动引擎的尝试失败时在两台引擎损坏的情况下调节的 示意图。

具体实施方式

在所有图2至5中，根据双引擎飞机飞行期间的时间“t”，示意图显 示非推进功率P如何基于满足飞机气动和电动要求的管理系统来变化。在对 应的时间窗口中，非推进功率的不同可变水平也沿着时间轴线显示：

-由牵引系统所供应的非推进功率P_M，这里其包括两个涡轮喷气引擎， 所述引擎具有附图标记M1和M2；

-由上述GPP单元所供应的功率P_G；以及

-由引擎和GPP单元供应的总非推进功率P_T，以满足所有的功率要求 (电力的和气动的)。

特别地，它们显示了在名义模式(被称为“AEO”模式，“所有引擎运 行”的缩写)下主引擎的非推进功率：由主引擎M1和M2(用于每个这些 引擎的P_MA)所形成的牵引系统的功率2P_MA以及主功率单元和GPP的被标 记为P_GA的功率。

在至少一个主引擎故障的情况下，GPP单元也能够根据要求依次地或交 替地供应对应于不同紧急状况的不同水平的附加功率。每个紧急状态下的最 大运行周期可以累积。控制中心通常包括用于存储供应和联结到一中央数字 数据处理单元上的数据的装置，以及用于将命令信号发送到引擎和GPP单 元的装置。此中央处理单元也管理功率消耗件和供应器。

例如，图1中的流程图图示紧急调节“R”的路径，反映了以下所描述 的紧急调节R1、R2或R3的每个例子，由紧急信号“S”携带并由中央数字 数据处理单元100的应急功能处理。在该例子中，所述单元100合并到被称 为飞机控制器200的控制中心中。所述数据涉及来自被称为主引擎的主引擎 M1和M2的“FADEC”300和400(“全权数字引擎控制”的缩写)的控 制和监视模块的信息。每个设备的FADEC均是可以在其整个功率范围内控 制后者的数字模块。紧急调节信号“S”经由其FADEC800发送到GPP单 元700。一旦接收到紧急信号，FADEC800授权GPP单元提升由GPP单元 所供应的功率。飞行员900也可以将命令“C”触发到处理单元100，以根 据飞行状态一方面修正在主引擎M1与M2之间的非推进功率需求的分布， 另一方面修正GPP单元700。

此外，FADEC300、400和800能够经由飞机控制器200的处理单元100， 提供给飞行员900和航空器950的维修模块以与引擎和GPP单元的状态有 关的信息“I”以及它们提供非推进功率的能力。存在双向链接“L”以连接 各种所提到的设备。

可以由GPP供应的附加功率在图2-5中表示如下：

-超级应急功率P_SU，其允许采用所有或一些总的非推进功率P_T，从而 避免或最小化航空器消耗件的需求的缓解，同时足够尝试重新启动发生故障 的主引擎；

-最大应急功率P_MU，其也允许采用所有或一些总的非推进功率P_T， 从而避免或最小化航空器消耗件的需求的缓解，但不尝试重新启动主引擎； 以及

-中间应急功率P_IU，其例如在ETOPS状态下允许采用一部分总的非推 进功率，并可以供应直至飞行结束。

限制在各种应急功率处的运行周期，以保持与损害GPP单元的容许极 限兼容。但这些周期可以累积。例如，如果只在中间应急功率水平处呼叫 GPP单元，则在中间紧急状态下供应较高功率所消耗的时间添加到最大允许 时间上。

在示例性实施例中，功率P_SU达到额定连续工作功率(x_max＝1分钟) 的130％，同时，P_MU是额定连续工作功率(y_max＝2分钟)的约120％，功 率P_IU不超过额定连续工作功率(z_max＝180分钟)的110％。在可以呼叫 不同状态的这些最大周期连续地或交替地取决于引擎的尺寸。在示例性实施 例中，在功率P_SU处所述周期分配为35秒，在功率P_MU处分配为2分15秒 (此外对于功率P_MU和/或P_IU，在功率P_SU处未使用的25秒保持可用)和 在功率P_IU处分配为110分钟。

根据在OEI运行中不同的调节模式，取决于是否减少对“尚存”(仍然 运行的)引擎需求的选择，如以下所详细描述激活这些附加功率。具体为， 每个状态所消耗的时间由合并到GPP单元700的FADEC800中的时间计算 器801计算。此计算避免损坏GPP单元，否则其将在超高功率状态下长时 间呼叫。由GPP单元所供应的功率也根据消耗件的功率需求由其FADEC自 动地调节。此调节对飞行员是明晰的。

当至少一个引擎失效时，数据处理单元200将紧急信号“S”发送到GPP 单元700的FADEC800。此信号公布对GPP的授权，以立即使用分别对应 于功率P_SU、P_MU和P_IU的供应的状态RS、RM和RI。取决于GPP单元700 的消耗，所述状态在适当时间窗口中的横坐标上显示给定期间，该消耗取决 于通过分配在GPP单元与运行引擎之间的非推进功率而进行的调节。此分 配基于由航空器制造商或飞行员的指令所定义的优选权由处理单元100处 理。

例如使用以下标准，由航空器制造商所定义的优选权可以给出一层级：

-给予飞行安全的绝对优选权：所期望的飞行轨迹仍然没到达或航空器 的危险高度要求完全获得仍然运行的引擎的推进功率，同时如果飞行安全受 到威胁则应超过使用GPP的紧急状态的时间限制；

-给予保护设备的相对优选权：如果飞行轨迹再次令人满意，则应关注 使用GPP紧急状态的时间限制；

-给予消耗优选权：最优化消耗用于该飞行的结束，其可能导致一些消 耗件无需首要地考虑切断电源。

在紧急信号“S”发送前，根据额定管理状态RA，所有的引擎均运行， 非推进功率均在名义AEO模式下，其如以下进行分配：

-功率2P_MA由包括引擎M1和M2的主牵引系统供应，其中P_MA＝150 kW；

-在示例性实施例中，由GPP单元所供应的功率P_GA高于由主牵引系统 所供应的功率2P_MA，例如，P_GA＝500kW；

-由引擎和GPP单元供应总非推进功率P_TA，以满足所有的功率要求(电 力的和气动的)，此功率因此核实：P_TA＝2P_MA+P_GA。

如以下详细描述的那样，图2至5涉及在不同模式下在紧急管理时非推 进功率的分配。以下描述也涉及设备、飞行员、条例、信号和链接，按图1 中所显示的进行组织，并保持相同的附图标记。因此也参考图1和与本说明 书有关的相关文本。

参考图2，其显示在模式R1下用于紧急调节的非推进功率管理P的示 意图。如果左引擎M1发生故障，且不尝试重新启动此引擎，则通过控制中 心200的处理单元100，此模式由在时间t₀处发送的信号“S”所触发。

在此调节模式R1下，中间紧急状态RI直接地且连续地被要求直至该 飞行结束，不使用保持潜在可用的(虚线)超级应急功率P_SU或最大应急功 率P_MU。因此呼叫GPP单元700以供应中间应急功率P_IU，其高于额定功率 P_GA，但低于最大应急功率P_MU。在这种情况下，尚存的引擎M2没有减少其 非推进荷载，其继续供应它的那份非推进功率P_MA。

供应自力矩t₂的中间功率和供应自力矩t₁的非推进功率P_MA仅由仍然 运行的右引擎M2提供，于是在接收到由GPP单元700的FADEC发出的紧 急信号“S”与飞行结束之间的此飞行阶段中构成了总的非推进功率P_T。 此总功率P_T大致等同于在名义状态模式RA下的总非`推进功率P_TA。所供 应的应急功率P_IU的水平因此对应于采用总的非推进功率中的，在ETOPS 状态下GPP单元700能够持续地供应，直至该飞行结束的该部分非推进功 率。在状态RI下的GPP单元700的激活周期因此包括在中间功率水平P_IU处的超级紧急RS(x_max)状态和最大紧急RM(y_max)的可能激活周期以 及中紧急状态RI所消耗的周期(z_max)。

图3图示在模式R2下用于紧急调节的非推进功率管理P的示意图。在 其中左引擎M1如前述情况发生故障，并试图要求重新启动此引擎的情况下， 通过控制中心200的处理单元，由在时间t₀处发送的紧急信号“S”触发此 模式。

在AEO模式中的名义状态RA中，以与图2中的相同的结构，在左引 擎M1停止时紧急信号“S”发送之前，分配非推进功率。

在此调节模式R2中，仍然运行的右引擎M2减少其非推进荷载(从时 间t₃开始完全减少)，以具有其暂时可获得的更大的推进功率。航空器控制 中心200管理命令，以经由应急功能根据紧急调节模式R2减少需求。此功 能由编程处理器提供并合并到航空器控制中心的处理单元中。

通常，或是自动地根据由航空器制造商首次实施的并合并到应急功能中 的优先选择(如上述例子中)，或是由飞行员介入，此功能自动地生成紧急 信号并管理在GPP与运行引擎之间的非推进功率的分配。

在接收到GPP单元的FADEC发出的紧急信号“S”时，维持运行的引 擎M2减少需求，非推进功率于是作为补偿如以下由GPP单元供应。应急功 能首先使GPP单元的FADEC处于警戒状态，使得其提升GPP的运行极限， 以使得能够马上经历荷载的增加。然后处理单元100按照飞行员的指令或根 据自动编程规则将引擎M2的功率传送设备切换到GPP单元。在时间t₃处， 由GPP单元所承受的荷载突然提升。响应于此附加荷载，GPP单元的气体 生成器加速。然后GPP单元供应比前一阶段更大的非推进功率。因此加速 GPP单元的气体生成器，以在时间t₄处到达功率P_MU的最大紧急状态RM水 平。此功率水平能够补偿其供应非推进功率的荷载被减少的引擎M2，以及 补偿引擎M1的故障。在这些情况下，从时间t₃开始所有的非推进功率P_T均由GPP单元供应，其中水平P_G(这里即时间t₄和t₅之间的P_MU)从时间 t₄开始大致地保持在额定水平P_TA处。

在此最大紧急状态RM中时间为y1的给定周期(例如等于10秒)的 操作之后(如果必要，该时间可以减少或取消)，飞行员在时间t₅处向控制 中心的处理单元发送命令，以尝试重新启动左主引擎M1。控制中心200然 后要求GPP单元700的FADEC800切换到引擎M1的开始模式。GPP单元 进一步加速其气体生成器，以具有超级应急功率P_SU，包括重新启动所需要 的功率。GPP单元因此几乎立即达到超级紧急状态RS，其中此单元以名义 水平P_TA加上用于重新启动左引擎M1的功率供应所有的非推进功率。

在图3中的示意图对应于其中故障引擎M1在所述尝试后重新启动的情 况。在使用重新启动所要求的所有功率35秒钟的时间后，GPP单元700在 时间t₆处向后切换到对应于功率P_MU的最大紧急状态RM。此状态可以持续 直至分配到该状态的最大周期“y”(2分钟)的剩余时间y2(等于(y– y1)的差)结束，加上所允许的但不在超级应急状态RS下使用的剩余时间 (x–x1)(最大持续时间“x”等于1分钟)。最大紧急状态RM可以因 此持续((y+x)–(y1+x1))，即，在该例子中的2分15秒。

然而，当在时间t₇处的情况要求主引擎M1和M2供应它们的那份在 AEO模式下的非推进功率2P_MA时，或是自动地或是根据飞行员的要求的应 急功能再次调节供应到主引擎和GPP单元上的非推进功率。然后此GPP单 元在此时间t₇处切换到额定功率供应状态RA，由此单元供应的功率返回到 水平P_GA。

在图4中的示意图对应于图3中所图示的紧急情况，但是其中重新启动 故障引擎M1的尝试并不成功。图4中的参考标记然后涉及参考图3的描述 部分。在图4的可替代情况下，尚存引擎M2向后切换，以在飞行员考虑时 如果飞行状态允许则从时间t₈开始供应额定非推进功率P_MA。GPP单元然 后在时间t₈处同时切换到具有功率P_IU的中间紧急状态RI，对应于GPP单 元能够供应直至飞行结束的功率水平。

图4也图示了在模式R3中对应于两个引擎M1和M2的同时发生故障 的用于紧急调节的非推进功率管理P的示意图。由应急功能产生且在时间t₀处通过控制中心的处理单元传送的紧急信号“S”由GPP单元的FADEC接 收。

在这种情况下，所有的非推进功率如在前述情况下由GPP单位供应。 在接收到紧急信号“S”时，所消耗的所有非推进功率P_T通过加速其气体生 成器由GPP单元生成，直至其达到功率P_MU的最大紧急状态RM水平。GPP 单元然后能够补偿引擎M1和M2的故障。在这些情况下，所有的非推进功 率P_T从时间t₃开始在大致等同于名义水平P_TA的水平处均由GPP单元的功 率P_G供应。

在此最大紧急状态RM的运行周期之后(如果引擎要求尽快地重新启 动，则其可以减少或甚至取消)，飞行员在时间t₅处向控制中心发送命令， 以尝试重新启动例如引擎M2的引擎。此中心的处理单元随后要求GPP单元 的FADEC切换到引擎M2的启动模式。GPP单元进一步加速其气体生成器， 以便随后具有可获得的超级应急功率P_SU，包括重新启动所必需的功率和在 名义水平P_TA处供应所有的非推进功率的功率。然后取决于是否重新启动引 擎M2来管理两种状况。

在图4中的示意图对应于其中故障引擎M2在尝试后重新启动。在利用 需要用于重新启动的所有功率后，GPP单元从时间t₆开始切换回对应于功率 P_MU的最大紧急状态RM，只要引擎M2没有供应任何非推进功率。

当飞行条件允许时，飞行员决定在时间t₇处不再减少对引擎M2的需 求。飞行控制中心200的应急功能随后使引擎M2可再次供应它的那份非推 进功率P_MA。GPP单元在与时间t₇相同的时间处减慢其气体发生器至具有功 率P_IU的中间状态RI，使得总的非推进功率P_T大致保持在名义水平P_TA处。

功率P_IU采用GPP单元能够供应直至飞行结束的那部分的非推进功率。 此功率P_IU保持高于在名义水平P_GA处的功率，以补偿由故障引擎M1供应 的非推进功率的缺失。

图5中的示意图采用图4中的，但是对应于其中失效引擎M2在尝试期 间不重新启动的可替代情况，两个引擎均失效。在这种情况下，在超级紧急 状态RS运行结束时，从时间t₆开始返回到具有最大功率P_MU的状态RM的 GPP单元保持在此状态RM下，直至允许用于此状态的时间消耗完。接着， 在时间t₉处，应急功能减少来自GPP单元的非推进功率的消耗，GPP单元 在那时切换到中间应急功率P_IU的状态RI，因此减少了非推进功率的供应。

处理单元考虑已实现状态RS、RM和RI的周期(x，y和z)的限度 的信息。此信息由GPP单元的FADEC供应，飞机控制中心200的应急功能 于是在适当时间(这里在时间t₉处)例如根据以上所提供的优先权，通过在 那些时间处将一个状态切换到另一个状态而减少GPP单元的功率消耗。

为了提高非推进功率的供应，飞机配备有RAT型(冲压空气)涡轮机。 这是连接到液压泵或发电机的小的或“微小型风成”涡轮机。

本发明并不限制于所描述的和图示的例子。例如可以意想例如结合以上 所提出的所有或一些条例R1至R3的情况的其他情景。此外，例如可以通 过提供几个中间功率水平来定义GPP单元所供应的其他附加功率状态。