用于飞机中的活塞马达的紧急运行模式

摘要

本发明涉及一种用于在紧急运行模式中运行飞机（201）中的活塞马达（23）的方法，其中，所述活塞马达（23）的最小功率输出通过如下方式来确保，即，激活一与用于运行所述活塞马达（23）所设置的对应传感器的测量值最大程度地无关的紧急运行模式，在该紧急运行模式中通过固定地预先给定的值代替传感器的测量值。此外，本发明涉及一种相应的飞机（201）以及一种紧急运行控制设备（21）用于执行所提出的方法。

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于在紧急运行模式中运行飞机中的至少一个活塞马达的方法、具有至少一个活塞马达的飞机以及一种用于运行飞机中的活塞马达的紧急运行控制设备。

背景技术

飞机部件在运行中经受巨大负载。尤其地，用于驱动飞机的活塞马达以及用于控制活塞马达所需的传感器例如通过飞行期间的强温度波动以及三维位态改变而负载。

因为飞行期间的飞机驱动装置的失效或用于操作飞机驱动装置的控制的失效而带来了巨大的潜在危险，所以通过欧洲航空安全局要求，由于对对应的驱动装置、例如活塞马达的控制的丧失而引起的危险要足够小，该控制的丧失是通过对应的控制中的错误而造成的。

为了例如在传感器故障或导致马达功率的丧失或关于马达功率的控制的丧失的类似状况下维持活塞马达的控制或功率输出，在现有技术中已知机械式解决方案，例如使用固定节流装置。

但是用于在故障的情况下运行飞机中的活塞马达的机械式解决方案具有这样的缺点，这些机械式解决方案需要附加的维护耗费并且即便如此也同样是容易出故障的。此外，机械式解决方案仅提供了用于修正或适配对应的干扰情况的仅有条件的可能性。

发明内容

在该背景下提出一种具有独立权利要求1的特征的方法以及一种根据独立权利要求7的具有至少一个活塞马达的飞机以及一种根据独立权利要求8的用于运行飞机中的活塞马达的紧急运行控制设备。

活塞马达的电子控制装置评价多个传感器，以便优化至少一个对应的活塞马达的控制或调节。针对可被用于调节对应的活塞马达的参数的例子是燃料量、喷入时间点和点火时间点。针对可被用于测量用于调节活塞马达的参数的传感器的例子是空气压力传感器、空气温度传感器、燃料压力传感器、燃料温度传感器和转速传感器。

一个或多个这类传感器的和/或致动器、例如节流翻板的失效或漂移（Drift）会基于复杂的作用关系导致对应的活塞马达的当前力矩或当前功率输出的减少。如果马达控制中的错误没有足够准确地被识别，那么会由此而产生危险。但是即使识别出了对应的错误，对于对应的马达控制而言也获得这样的挑战：如何考虑识别出的错误。

根据本发明的方法设置：针对故障的情况提供在对应的活塞马达的电子控制装置中的一紧急运行模式。设置：在激活所述紧急运行模式时激活、也就是接通对应的活塞马达的被简化的控制。所述被简化的控制最大程度上与对应的传感器的对应的传感器值无关地起作用并且尽管如此还保证了对应的至少一个活塞马达的对应的标称功率的至少85%的功率输出。

为了能够实现对应的活塞马达、也就是即使在紧急运行模式激活时的活塞马达组件的功率输出的最低要求，设置：所述被简化的控制基于针对对应的与传感器相关的运行参数的固定地预先给定的代替值来工作，从而使得可以尽可能地取消传感器的使用并且避免了损坏的或不正确地工作的传感器的有损害的影响。

通过使用例如可以存储在永久存储器、例如EEPROM或独立控制设备中的固定的代替值，对应的活塞部件在一限定的和安全的运行范围中的运行可以即使在不使用传感器和/或致动器的情况下能够实现。存储的代替值为此例如可以借助于在受监控条件下的测试运行来提出，从而使得所述紧急运行模式能够在激活具有至少一个活塞马达的限定的最小功率输出的受限定且受监控的运行模式的情况下实现。

在设计方案中可以设置：检查由对应的活塞马达的控制装置所包括的对应的传感器并且仅针对对应的传感器的故障的情况使用用于识别为故障的对应的传感器的代替值。

在设计方案中此外设置：由活塞马达的控制装置所包括的对应的致动器被带到例如可以固定预先给定的紧急运行状态中，从而使得存在一针对对应的活塞马达的紧急运行模式所优化的运行状态。为此尤其可以将对应的压力设置到一固定的值上，完全打开一节流翻板和/或设置一固定限定的点火角度，通过该点火角度可以保证高的或最大的功率。此外可以考虑：点火被持续地激活，从而使得产生一最大吸气管压力并调节出通过喷入装置的对应的功率输出。

在具有多个活塞马达的活塞马达组件的情况下，对应的为了调节所使用的致动器和/或传感器和/或紧急运行控制设备可以调节单个的、一定数目的选出的活塞马达或所有由该活塞马达组件所包括的活塞马达。

此外可以考虑：电燃料泵的当前功率被最大化，轨压力阀被移动到一最大位置中，当前螺旋桨角度调整（Propellerwinkeleinstellung）被设置到一限定的额定值上，该额定值不导致功率减小，和/或对应的温度修正在对应的活塞马达的调节中通过代替值被代替，从而使得对应的活塞马达或对应的活塞马达组件的功率减少被避免。

此外可以设置：紧急运行控制软件存储在一独立的紧急控制设备上，该紧急运行控制软件仅为了运行对应的活塞马达来评价基本要素，例如转速和/或推杆位置并且由此计算输送给活塞马达的燃料量。不被紧急运行控制软件所操控的所有部件在此进入到一基本状态中，该基本状态例如包括这样的状态：“节流翻板打开”、“在同时使用压力调节阀PCVN）的情况下配量单元处于完全推送中”以及“涡轮增压器处于待限定的安全中间位置中”。

一般设置：所述紧急运行模式在使用尽可能少的测量参量和调节参量的情况下产生了对应的活塞马达的尽可能高的功率输出或高力矩。在航空领域中甚至可以接受的是：所述紧急运行模式经过一些时间之后会引起对应的活塞马达的损坏或甚至破坏，例如由于爆燃（Klopfen），只要确保了：活塞马达在所述紧急运行模式期间还至少对于一限定的时间能运行并且飞机由此足够长时间地保持能调动。

为了在紧急运行模式中产生对应的活塞马达的尽可能高的功率输出，可以设置：将用于控制所述活塞马达所设置的对应的致动器置于一紧急运行状态中，其中，所述紧急运行状态尤其在对应的运行极限之内运行，这些运行极限在适当的在先试验中已经证实为对于运行而言是非常安全的。

在另一设计方案中设置：所述紧急运行模式借助于与一控制设备连接的按钮来激活。

为了尽可能快速地激活所述紧急运行模式，根据另一实施方式提供一种借助于按钮的操作，该按钮激活对应的控制设备，该控制设备例如附加于用于在标准条件下的马达控制所需的控制设备之外设置。相应地，按钮可以将对应的活塞马达或对应的活塞马达组件置于一紧急运行模式中。

用于激活所述紧急运行模式的另一可能性提供了在用于控制飞机的杠杆上的所谓的踹断开关（Kick-down-Schalter）。

通过将用于激活紧急运行所设置的开关集成到对应的飞行员的操作元件中，对于飞行员而言，能够实现在危险状况下快速和有效地激活所述紧急运行模式。为此可以例如以如下方式设计所述踹断开关，即，用于调节对应的活塞马达的功率输出的控制杠杆在标准条件之内在一确定的范围中起作用并且在超出该确定范围时通过所述控制杠杆激活所述紧急运行模式，该超出情况例如可以通过一机械阻力显示出。

此外，本发明涉及飞机，其具有一活塞马达和至少一个电子控制装置，所述电子控制装置配置用于在激活紧急运行模式时借助于一运行参数的至少一个固定地预先给定的值来控制所述活塞马达。

该飞机尤其被设计用于在由飞机包括的活塞马达的被激活的紧急运行模式中可以通过所述活塞马达维持一限定的最小功率输出，从而使得该飞机的运行也可以在例如传感装置和/或致动器故障的情况下维持。

此外，本发明包括一种用于运行飞机中的活塞马达的紧急运行控制设备，该紧急运行控制设备配置用于在激活一紧急运行模式时以如下方式控制或调节所述活塞马达，即，可以维持所述活塞马达的预先给定的最小功率输出，从而使得该飞机保持能调动。

本发明的其它优点和设计方案由附图和描述中获得。

要理解的是，前面提到的和后面的还待阐释的特征能够不仅在对应说明的组合中，而且在其它的组合中或者以单独的形式应用，而不离开本发明的范围。

附图说明

图1示出了根据本发明的方法的一实施方式的在飞机中的紧急运行模式的激活流程的一可行设计方案；

图2示出了根据本发明的飞机的一可行设计方案，该飞机具有一紧急运行控制设备，用于在紧急运行模式中运行由飞机所包括的活塞马达。

具体实施方式

本发明借助在附图中的实施方式示意示出并且随后在参考附图的情况下详细描述。

根据本发明的方法的在图1中示出的流程以方法步骤1开始，其中，为了激活一紧急运行模式而按压一按钮，紧接着在方法步骤2中激活一紧急运行控制设备并通常使一标准控制设备去激活。所述紧急运行控制设备在方法步骤3中使对应的设置用于控制飞机的至少一个活塞马达的传感器去激活并且在方法步骤4中将对应的设置用于控制所述至少一个活塞马达的致动器调整到一固定限定的状态上。此外，去激活的传感器的对应的传感器值通过固定存储在所述紧急运行控制设备中的值代替。

在方法步骤5中通过所述紧急运行控制设备根据关于仅转速和/或推杆位置的信息以如下方式调节所述至少一个活塞马达，即，所述至少一个活塞马达不低于事先限定的最小功率输出。

因此，通过激活所述紧急运行控制设备相应地激活一紧急运行模式，该紧急运行模式以如下方式控制或调节所述至少一个活塞马达，即，对于飞机的调动，通过所述至少一个活塞马达提供至少针对一限定的时间段足够的功率。在此，所述紧急运行控制设备在传感器去激活或失效并且与之相关的取消了测量值的情况下固定地使用存储在所述紧急运行控制设备中的代替值。所述紧急运行控制设备根据对于转速和推杆位置的固定预先给定的值以及在某些情况下可供使用的值计算对于所述至少一个活塞马达的功率输出或对于推动飞机的优化的燃料量，使所述至少一个活塞马达的供给以刚好该燃料量来进行并且将燃料点燃。活塞马达涉及往复活塞马达。

相应于所述紧急运行控制设备的所述调节可以最佳可行地驱动处于紧急情况中的飞机并且由此以能调动的方式被保持。

在图2中示出的飞机201包括一紧急运行控制设备21以及活塞马达23，这些活塞马达由所述紧急运行控制设备21在激活紧急运行模式的情况下以如下方式被操控，即，通过活塞马达23提供了用于飞机201的推力的最小水平或功率输出的最小水平。

为了通过活塞马达23维持飞机201的最小功率水平或最小推力，通过紧急运行控制设备21这样地改变活塞马达23的对应的运行参数的值，使得这些活塞马达耐用地，也就是稳定地或在没有大的调节耗费的情况下被调节。

通过激活紧急运行模式或紧急运行控制设备21，飞机201即使在由飞机201包括的对应的传感器和/或致动器故障的情况下还可以被调动，从而在某些情况下可以阻止坠落或马达损坏。