專利名稱：飛機的動力保護裝置的制作方法
飛機的動力保護裝置本發(fā)明涉及飛機、特別是4發(fā)動機飛機的動力保護裝置。更準確地說，所述裝置用于保護飛機免除低動力狀態(tài)(低速度、高 入射角、弱發(fā)動機推力)，這種狀態(tài)威脅飛機的安全，特別是在接近地 面時。通常，這樣一種裝置一般包括一可觸發(fā)的控制裝置，當它被觸發(fā)時，用于起動保護功能，所述 保護功能的要點在于自動地控制所述發(fā)動機，以便每臺發(fā)動機提供最大 推力；和—觸發(fā)裝置，用于自動地監(jiān)測多個參數(shù)，并且當依賴于所述參數(shù) 的觸發(fā)條件得到滿足時用于自動地觸發(fā)所述控制裝置。然而，由于起動保護功能時每臺飛機發(fā)動機上產(chǎn)生的最大推力，即 使這些發(fā)動機的一臺出現(xiàn)故障，也會產(chǎn)生問題。事實上，在此情況下， 所述保護功能引致推力不平衡，這就是說，在飛機(一個機翼)的一個 側邊上產(chǎn)生的推力比(另 一個機翼的)另 一個側邊上產(chǎn)生的推力大得多。 這產(chǎn)生大的偏4元運動，它可導致側向控制困難，而因此產(chǎn)生大的飛4幾安 全問題。還有，為了避免這樣一種狀況，所迷形式的保護裝置通常還包括一檢測裝置，用于檢測全部所述發(fā)動機的故障；和一抑制裝置，它連接于所迷檢測裝置，并且它能夠抑制所述觸發(fā)裝置而因此斷開所述保護功能。所述抑制裝置通常以下面這樣一種方式來制成 一旦由所述檢測裝置檢測出一臺發(fā)動機出現(xiàn)故障，就抑制觸發(fā)裝置，這就使得能夠避免前述問題。然而，這樣一種解決方法很大地降低了保護裝置的可獲得性，使得 一旦至少一臺發(fā)動機有故障，飛機就不再有動力保護。本發(fā)明的目的是克服這些缺點。它涉及飛機的動力保護裝置，所述 飛才幾具有布置在其每個^幾翼上的至少 一 臺發(fā)動#幾和至少 一 臺附加發(fā)動 機；這種裝置具有延伸的應用領域，并在其中保持了飛機安全。為此目的，一檢測裝置，用于^:測所述發(fā)動機的故障；一可觸發(fā)的控制裝置，當它被觸發(fā)時，用于起動保護功能，所述 保護功能的要點在于自動地控制所迷發(fā)動機，以便它們提供最大推力；一觸發(fā)裝置；用于自動地監(jiān)測多個參數(shù)，并且當依賴于所迷被監(jiān) 測的參數(shù)的觸發(fā)條件得到滿足時用于自動地觸發(fā)所述控制裝置；和一抑制裝置，它連接于所述檢測裝置并能夠作用于所述觸發(fā)裝置， 以便抑制所述保護功能的起動，其特征在于一所述抑制裝置以這樣一種方法來制成僅當布置在飛機同一機 翼上的所有發(fā)動機同時出現(xiàn)故障時，才抑制所述保護功能的起動；和一所述控制裝置以這樣一種方法來制成當所述控制裝置被觸發(fā) 時，依據(jù)可能出故障的發(fā)動機的數(shù)量和位置，控制至少某些未出故障的 發(fā)動機，從而減小相對于飛機機身的、可能的推力不平衡。在優(yōu)先實施例中，根據(jù)本發(fā)明的裝置被應用于飛機上，所述飛機設 置有成對地布置在其機翼上的4臺發(fā)動機。在此情況下，所述抑制裝置 以這樣一種方法來制成僅當布置在飛機同一機翼上的兩臺發(fā)動機同時 出現(xiàn)故障時，才抑制所述保護功能的起動。因此，由于本發(fā)明，僅在如果位于同一機翼上的兩臺發(fā)動機同時出 現(xiàn)故障時，動力保護功能才被抑制，這樣一種狀態(tài)(同時出現(xiàn)故障)則 使產(chǎn)生的不平衡危及飛機的側向控制；這使得可能顯著地減少(出現(xiàn)) 抑制這個保護功能情況的數(shù)量。因此，根據(jù)本發(fā)明的保護裝置比前述形 式的通常裝置具有寬得多的應用領域，特別是在單臺發(fā)動機出現(xiàn)故障的 情況下，或是在布置于不同機翼上的兩臺發(fā)動機出現(xiàn)故障的情況下。此外，由于本發(fā)明，如下面所描述的，控制裝置制成為減少(相對 于飛機機身的)可能的推力不平衡。因此，保護功能的起動不會干擾飛 機的側向控制。因此，上述的特點，在一般情況和相對于前述形式的通常動力保護 裝置，同時增加飛機的安全。在優(yōu)先實施例中，當所述控制裝置被觸發(fā)時，它形成為使得實施以 下控制(以獲得最大推力)一當沒有發(fā)動機故障時，控制所有4臺發(fā)動機；一當外側發(fā)動機出現(xiàn)故障時，僅控制機身兩側上的兩臺內(nèi)側發(fā)動機；一當內(nèi)側發(fā)動機出現(xiàn)故障時，僅控制機身兩側上的兩臺外側發(fā)動機；一當兩臺外側發(fā)動機出現(xiàn)故障時，控制機身兩側上的兩臺內(nèi)側發(fā) 動機；一當兩臺內(nèi)側發(fā)動機出現(xiàn)故障時，控制機身兩側上的兩臺外側發(fā) 動機；和-當?shù)谝粰C翼的內(nèi)側發(fā)動機和笫二機翼的外側發(fā)動機出現(xiàn)故障 時，控制未出現(xiàn)故障的兩臺發(fā)動機。根據(jù)本發(fā)明的裝置也可應用于3發(fā)動機飛機，它設置有布置在其每 個機翼上的一臺發(fā)動機和布置在機身上的附加發(fā)動機。在此情況下，最好所述抑制裝置被制成為使得僅當布置在機翼上的至少一臺發(fā)動機出 現(xiàn)故障時，它才抑制所述保護功能的起動。此外，有利的是，所述觸發(fā)裝置與多個傳感器相連，所迷傳感器用 于測量至少下列參數(shù)中的一些飛機的入射角，飛機的縱向配平角，飛 機的俯仰速度，飛機的速度及其減速率，飛機的馬赫數(shù)，飛機的前緣縫 翼及襟翼的位置，飛機的無線電測高高度(相對于地面的高度)，小操 縱桿的位置和能夠檢測出發(fā)動機故障的發(fā)動機參數(shù)(發(fā)動機轉速)。所述檢測裝置和以上傳感器可以是同一個^:測單元的一部分。在優(yōu)先實施例中，所述觸發(fā)裝置把以下內(nèi)容作為觸發(fā)條件一與觸發(fā)要求有關的第一條件；和一與觸發(fā)準許有關的第二條件；為產(chǎn)生觸發(fā)，以上條件必須同時滿足。在此情況下，有利的是，如果以下狀態(tài)的至少一種得到驗證，所述 第一條件就得到滿足一飛機的入射角大于或等于第一入射角值，并且在預定期間低動 力條件是有效的；一飛機的入射角大于或等于第二預定入射角值；一入射角保護裝置被接合，并且飛機的控制桿處于接近上仰停止 的位置；一飛才幾的配平角大于預定的配平角值，并且控制桿處于接近上仰 停止的位置。7此外，有利的是，如果所有下列狀況同時被驗證了，所述第二條件就得到滿足—在著陸時，飛機相對于地面的高度大于預定的高度值； 一飛機的馬赫數(shù)小于預定的馬赫數(shù)值；和一多個飛機專用系統(tǒng)是有效的，所述系統(tǒng)諸如是ADR(飛行數(shù) 據(jù)參照值)裝置，1RS系統(tǒng)(慣性基準系統(tǒng))，無線電測高儀，空氣速 確定裝置及入射角確定裝置。此外，根據(jù)本發(fā)明的動力保護裝置還包括至少一個裝置，所述至少 一個裝置可由操作者操縱，并且它以這樣一種方法來制成當它被操縱 時，可斷開所述保護功能。特別是這個裝置可能是按鈕；控制裝置， 它與屏幕相連；或是推力控制桿，它例如可被置于慢速。此外，有利的是，所迷控制裝置以這樣一種方法來制成當保護功 能已被起動時，控制至少某些未出故障的發(fā)動機，使得每臺未出現(xiàn)故障 的發(fā)動機為起飛提供最大推力(稱為"最大起飛推力")或油門恢復(稱 為"Go-Around"的推力水平)。附圖的各圖將為如何實施本發(fā)明提供良好的理解。在這些圖中相同 的標號標示類似的元件。

圖1是根據(jù)本發(fā)明的裝置的方塊圖；以及圖2-9簡略地顯示了飛機，在飛機上恰當?shù)仫@示了出故障的發(fā)動 機，所述發(fā)動機的推力未被修正；以及其推力已根據(jù)本發(fā)明被修正的發(fā) 動機。根據(jù)本發(fā)明并在圖1中被簡略顯示的裝置1是飛機A的動力保護裝 置，飛機A裝設有4臺發(fā)動機M1、 M2、 M3和M4。更普遍的是，裝置 1用于保護飛機A免除低動力狀況(低速度，高入射角，低發(fā)動機推力)， 這在危險時刻4吏飛^LA處于安全狀態(tài)，特是在接近地面之時。為做到這點，通常形式的所述裝置1包括一檢測裝置，例如它構成檢測單元2的一部分，用于檢測所述發(fā) 動機M1、 M2、 M3及M4的所有故障；一控制裝置3，它可被觸發(fā)，并且它以這樣一種方法來制成當它 已被觸發(fā)時起動保護功能。這個保護功能的要點在于自動地控制所述 發(fā)動機M1、 M2、 M3及M4從而修正所傳遞的推力，以便它們每臺都 能提供最大推力。為了做到這點，所述控制裝置3通過連線L連接于常用裝置4，該常用裝置4修正所述發(fā)動機M1、 M2、 M3及M4施加的推 力，特別是通過修正所述發(fā)動機的燃料供應；一觸發(fā)裝置6,它通過中間連線5及7分別地連接于所述沖企測單元 2和所述控制裝置3，并且觸發(fā)裝置6以這樣一種方法來制成當依賴 于所述參數(shù)的觸發(fā)條件(下面描迷)得到滿足時，自動地監(jiān)測多個特別 參數(shù)(下面描述)和自動地觸發(fā)所述控制裝置3;和一抑制裝置8,它例如通過被集成于所述觸發(fā)裝置6中而連接于后 者，并且它形成為作用于所述觸發(fā)裝置6,以便抑制所述保護功能的起 動。如果保護功能未被起動，或如果其起動已被抑制，飛,機A的各發(fā)動 機M1 -M4當然以通常方法被控制，所述通常方法特別是根據(jù)由飛機A 的駕駛員發(fā)出的通常命令而產(chǎn)生的。根據(jù)本發(fā)明，特別是為了增大裝置1的應用領域，通過保持飛機A 的安全一所述抑制裝置8制成為使得僅當布置在飛機A的同一機翼B或 C上的兩臺發(fā)動機同時出現(xiàn)故障時，才抑制所述保護功能的起動(即阻 止或停止這個功能的應用)；和一所述控制裝置3制成為使得當控制裝置3被所述觸發(fā)裝置6觸 發(fā)時，依據(jù)可能已出故障的發(fā)動機的數(shù)量和在機翼B及C上的位置，控 制裝置3控制至少某些仍未出故障的發(fā)動機，以便同時地 獲得最大推力；和 減小相對于飛機A機身的可能的推力不平衡，飛機A的機身在 圖2中以軸線X-X表示。因此，由于本發(fā)明，僅如果位于飛機A的同一機翼B或C上的兩 臺發(fā)動機同時出現(xiàn)故障，保護功能才被抑制，這樣一種狀況使可能的推 力不平衡的減小成為不可能。前述特點使得可能顯著地減少(出現(xiàn))抑 制這個保護功能情況的次數(shù)。因此，根據(jù)本發(fā)明的保護裝置1具有比常 用裝置寬得多的應用領域。即使單臺發(fā)動機出現(xiàn)故障或即使布置在飛機 A的不同機翼上的兩臺發(fā)動機出現(xiàn)故障，也是特別有效的。此外，由于本發(fā)明，控制裝置3以減小〔相對于飛機A的機身(X -X)的D可能的推力不平衡這樣一種方法來構成，如下面所描述。因此， 保護功能的起動不會干擾飛機A的側向控制。因此，前述的特點，以通常方式和相對通常動力保持裝置同時增大 飛^幾A的安全。在特別的實施例中，所迷檢測單元2包括用于分別地測量至少下列參數(shù)(它們被觸發(fā)裝置6監(jiān)測)中的一些的多個傳感器Cl、 C2…Cn: 飛機A的入射角，飛機A的縱向配平角，飛機A的俯仰速度，飛機A 的速度及其減速率，飛機A的馬赫數(shù)，飛機A的前緣縫翼及襟翼的位置， 飛機A的無線電測高高度(相對于地面的高度)，小操縱桿的位置，以 及能夠檢測出發(fā)動機故障的發(fā)動機參數(shù)(發(fā)動機轉速)。此外，所述觸發(fā)裝置6把以下內(nèi)容考慮成觸發(fā)條件一涉及觸發(fā)保護功能的要求的第一條件，所述笫一條件基于代表駕 駛員動作和飛機A狀態(tài)的參數(shù)；和一涉及觸發(fā)保護功能的準許的第二條件，所述第二條件基于飛機A 的參數(shù)和所述飛才幾A的系統(tǒng)。為了引致觸發(fā)控制裝置3，這些第一及第二條件必須同時得到滿足。在特別的實施例中，如滿足下列狀態(tài)A/、 B/、 C/及D/中的至少一個， 所述第一條就得到滿足A/:飛機A的入射角大于或等于第一入射角值，并且從預定期間起 低動力條件是有效的；B/:飛機A的入射角大于或等于第二入射角值；C/:入射角保護裝置被接合，并且控制桿處于接近上仰停止的位置。D/:飛才幾A的配平角大于預定的配平角值，并且控制桿處于接近上 仰停止的位置。關于所述狀態(tài)A/,要注意到_飛機A的入射角對應于飛機的飛機入射角a與動力值cxd之和。 這個動力值ad是一個相位提前項，它考慮了飛機A的減速、高氣流條 件或飛才幾A的俯仰速度，因此預期會有入射角方面的短期間增大；一所述第一入射角值被確定成飛機A的機動性約束與保護功能的 有效性之間的折衷值。這個第一入射角值例如取決于飛機A的前緣縫翼 及襟翼的位置和馬赫數(shù)；一所述預定的間隔代表延遲，所迷延遲允許駕駛員在保護功能的 觸發(fā)之前有充分時間做出反應(從低動力條件的第一次檢測開始，它例 如可能僅是聲音的，不會影響發(fā)動機的速度)，這可被駕駛員以被動方式考慮，因為它常常導致油門恢復。關于狀態(tài)B/,所述第二入射角值對應于被判斷為最大的入射角，再次給出了相對飛機A的失速入射角的可接受的限度。這個第二入射角值 大于所述第一入射角值，并且例如可被確定為飛機A的前緣縫翼及襟翼 的位置以及馬赫數(shù)的函數(shù)。此外，如果全部狀態(tài)E/、 F/及G/同時得到滿足，則所述第二條件就 得到滿足E/:在著陸時，飛才幾A相對于地面的高度大于預定的高度值；F/:飛機A的馬赫數(shù)小于預定的馬赫數(shù)值；和G/:多個特別系統(tǒng)，諸如ADR ("飛行數(shù)據(jù)參照值")類型的空 氣數(shù)據(jù)參考單元、IRS類型的慣性參考系統(tǒng)("慣性基準系統(tǒng)")、無 線電高度儀、空速確定裝置及飛機A的入射角確定裝置是有效的。要指出的是由于所述條件涉及所述狀態(tài)E/，在地面上甚至在著陸 期間，如果飛機A的位置過于接近地面，保護功能是被抑制的。此外，根據(jù)本發(fā)明的裝置1還包括至少一個裝置9,其例如通過連 線10連接于所述控制裝置3 (或連接于所述觸發(fā)裝置6 ),所述裝置9 可由操作者操縱，并且以這樣一種方式來制成當它被操縱時，斷開了 所述保護功能。因此駕駛員能在任何時候斷開所迷保護功能。通過圖釋， 所述裝置9可以是 —按鈕；一控制裝置，它與屏幕相連，例如是FCU ("飛行控制裝置") 式的屏幕；一推力控制桿，它例如可被設置至慢速，以斷開保護功能。所迷裝置1也可包括顯示裝置11，它通過連線12連接于所述控制 裝置3,并且它能夠顯示告知飛機A的駕駛員，任何起動所迷飛機A的 保護功能的信息，例如通過在屏幕上顯示合適的信息，所述屏幕例如是 PDF (主飛行顯示)屏幕。此外，所述控制裝置3以這樣一種方法來制成當保護功能已被起 動時，控制裝置3控制飛機A的至少某些未出故障的發(fā)動機，使得未出 故障的每臺發(fā)動機為起飛或油門恢復提供通常的最大推力。如先前提到的，每次所述合適條件得到滿足時，保護功能就被觸發(fā)。 此外，僅如果位于飛機A的同一機翼B或C上的兩臺發(fā)動機同時出現(xiàn)故障，則這個保護功能被抑制。圖2 - 9是不同的可能狀態(tài)的簡略表示，每次它都顯示具有機翼B 及C的飛機A。每個機翼B、 C包括相對于飛機A的機身(X-X)的外 側發(fā)動沖幾M1、 M4和相對于所述才幾身的內(nèi)側發(fā)動才幾M2、 M3。在這些圖 2-9中，所述發(fā)動才幾Ml, M4^皮顯成以下形式一當相應發(fā)動機出了故障時，是帶有十字的圓圏，例如圖3中顯 示的發(fā)動才幾M1;一當根據(jù)本發(fā)明使相應發(fā)動機被控制在最大功率下時，是涂黑的 圓圈。這樣 一 種控制由箭頭E代表，箭頭E圖釋相應的推力(或牽引力)， 例如圖3中所示的發(fā)動機M2及M3;和一當相應發(fā)動機未出故障，但根據(jù)本發(fā)明而被控制，使得它繼續(xù) 產(chǎn)生代表正常命令的功率時，此時是簡單的未涂黑的圓圏，例如圖3中 所示的發(fā)動才幾M4。根據(jù)本發(fā)明，所述控制裝置3以這樣一種方法來制成當它被觸發(fā) 時，為獲得最大推力，所述控制裝置3實施以下控制當沒有發(fā)動機出故障時，控制全部4臺發(fā)動機M1-M4,如圖2中所示；—當一臺外側發(fā)動機M1出現(xiàn)故障時，僅控制飛機A機身(X-X) 兩側上的兩臺內(nèi)側發(fā)動機M2及M3，如圖3中所示；一當一臺內(nèi)側發(fā)動機M2出現(xiàn)故障時，僅控制機身兩側上的兩臺 外側發(fā)動機M1及M4，如圖4中所示；一當兩臺內(nèi)側發(fā)動機M2及M3出現(xiàn)故障時，控制^L身兩側上的兩 臺外側發(fā)動機M1及M4,如圖5中所示；—當兩臺外側發(fā)動機M1及M4出現(xiàn)故障時，控制沖幾身兩側上的兩 臺內(nèi)側發(fā)動^LM2及M3，如圖6中所示；和一當?shù)?一機翼C上的內(nèi)側發(fā)動機M3和第二機翼B上的外側發(fā)動 機M1出現(xiàn)故障時，控制未出現(xiàn)故障的兩臺發(fā)動機M2及M4。簡單地說，當涉及保護功能的觸發(fā)條件得到滿足，并且一如果沒有發(fā)動機出現(xiàn)故障，所有的發(fā)動機被控制在最大推力狀 態(tài)下，如圖2中所示。從而獲得對稱的推力；一如果兩臺發(fā)動機出現(xiàn)故障、但不在同一個機翼B或C上，則余 下的兩臺發(fā)動機被控制在最大推力狀態(tài)下，如圖7中所示。這可導致輕微的推力不平衡；和一如果同一個機翼上的兩臺發(fā)動機出現(xiàn)故障，保護功能就被抑制。這是如圖8中所示的、當僅有兩臺發(fā)動機M1及M2出現(xiàn)故障時的情況， 或是如圖9中所示的、當3臺發(fā)動機M1、 M3及M4出現(xiàn)故障時的情況。當然，在所有4臺發(fā)動機M1 — M4同時出現(xiàn)故障的情況下就不會 產(chǎn)生發(fā)動機控制的問題。要注意到根據(jù)本發(fā)明的動力保護裝置也可以應用于3發(fā)動機的飛 機(未圖示)，3發(fā)動機的飛機包括兩臺機翼下的發(fā)動機和一臺機身上 的發(fā)動機。如果機身上的發(fā)動機出現(xiàn)故障，就采取措施在兩臺機翼下的 發(fā)動機上起動動力保護功能。為此，以這樣一種方法制成抑制所述動力 保護裝置的裝置僅當至少一臺機翼下的發(fā)動機出現(xiàn)故障時，才抑制所 述保護功能的起動。
權利要求
1.飛機(A)的動力保護裝置(1)，它具有布置在其每個機翼(B，C)上的至少一臺發(fā)動機(M1，M3)和至少一臺附加發(fā)動機(M2，M4)，所述裝置(1)包括—檢測裝置(2)，用于檢測所述發(fā)動機(M1-M4)的故障；—可觸發(fā)的控制裝置(3)，用于在控制裝置(3)被觸發(fā)時起動保護功能，所述保護功能在于自動地控制所述發(fā)動機(M1-M4)以使它們提供最大推力；—觸發(fā)裝置(6)，用于自動地監(jiān)測多個參數(shù)，并且用于當觸發(fā)條件得到滿足時自動地觸發(fā)所述控制裝置(3)，所述觸發(fā)條件依賴于所述監(jiān)測到的參數(shù)；和—抑制裝置(8)，它連接于所述檢測裝置(2)并能夠作用于所述觸發(fā)裝置(6)，以便抑制所述保護功能的起動；其特征在于—所述抑制裝置(8)以這樣一種方法制成僅當布置在飛機(A)的同一機翼(B，C)上的所有發(fā)動機同時出現(xiàn)故障，才抑制所述保護功能的起動；和—所述控制裝置(3)以這樣一種方法來制成當控制裝置(3)被觸發(fā)時，根據(jù)可能出現(xiàn)故障的發(fā)動機的數(shù)量及位置，控制裝置(3)控制至少某些未出故障的發(fā)動機，使得減小相對于飛機(A)機身的可能的推力不平衡。
2. 如權利要求1所要求的裝置，用于設置有成對地布置在其機翼 (B, C)上的4臺發(fā)動機(Ml-M4)的飛機(A),其特征在于所迷抑制裝置(8)以這樣一種方法構成僅當布置在飛機(A)的同一機翼 (B, C )上的兩臺發(fā)動機同時出現(xiàn)故障時，才抑制所述保護功能的起動。
3. 如權利要求2所要求的裝置，其特征在于所述控制裝置(3) 以這樣一種方法來構成，當控制裝置(3)被觸發(fā)時，它實施以下控制一當沒有發(fā)動機出故障時，控制全部4臺發(fā)動機(Ml-M4);一當外側發(fā)動機(Ml, M4)出現(xiàn)故障時，僅控制機身兩側上的兩 臺內(nèi)側發(fā)動才幾(M2, M3 );一當內(nèi)側發(fā)動機(M2， M3)出現(xiàn)故障時，僅控制機身兩側上的兩 臺外側發(fā)動機(Ml, M4);—當兩臺外側發(fā)動機(Ml, M4)出現(xiàn)故障時，控制機身兩側上的 兩臺內(nèi)側發(fā)動片幾(M2, M3);一當兩臺內(nèi)側發(fā)動機(M2， M3)出現(xiàn)故障時，控制機身兩側上的 兩臺外側發(fā)動機(Ml, M4);一當?shù)谝粰C翼(C)上的內(nèi)側發(fā)動機(M3)和第二機翼(B)上的 外側發(fā)動機(M1)出現(xiàn)故障時，控制未出現(xiàn)故障的兩臺發(fā)動機(M2, M4)。
4. 如權利要求1所要求的裝置，用于在其每個機翼上設置有一臺 發(fā)動機和在機身上設置有附加發(fā)動機的3發(fā)動機飛坤幾，其特征在于所 述抑制裝置以這樣一種方法來制成僅當布置在機翼上的至少一臺發(fā)動 機出現(xiàn)故障時，所述抑制裝置才抑制所述保護功能的起動。
5. 如先前各項權利要求中任一項所要求的裝置，其特征在于所 述觸發(fā)裝置(6)與多個傳感器(CI, C2, Cn)連接，多個傳感器(C1, C2, Cn)用于測量下列參數(shù)中的至少一些飛機(A)的入射角，飛機(A)的縱向配平角，飛機(A)的俯仰速度，飛機(A)的速度及其減 速率，飛機(A)的馬赫數(shù)，飛機(A)的前緣縫翼及襟翼的位置，飛 機(A)的無線電測高高度，小操縱桿的位置，以及能夠檢測出發(fā)動機 故障的發(fā)動機參數(shù)。
6. 如先前各項權利要求中任一項要求的裝置，其特征在于所述 觸發(fā)裝置(6)把以下內(nèi)容考慮為觸發(fā)條件一有關觸發(fā)要求的第一條件；和 一有關觸發(fā)準許的第二條件， 為產(chǎn)生觸發(fā)，必須同時滿足以上條件。
7. 如權利要求6所要求的裝置，其特征在于如果下列狀態(tài)中的 至少一個被驗證，所述第一條件就得滿足一飛機(A)的入射角大于或等于第一入射角值，并且從預定期間起保持了低動力狀態(tài)；一飛機(A)的入射角大于或等于預定的第二入射角值；一入射角保護裝置已接合，并且飛機(A)的控制軒處于接近上仰停止的位置；一飛機(A)的配平角大于預定的配平角值，并且控制桿處于接近 上仰停止的位置。
8. 如權利要求6及7中的一項所要求的裝置，其特征在于如果 全部下列狀態(tài)同時被驗證，所述第二條件就得到滿足一在著陸時，飛機(A)相對于地面的高度大于預定的高度值； 一飛機(A)的馬赫數(shù)小于預定的馬赫數(shù)值；和 一飛機(A)的多個特別系統(tǒng)是有效的。
9. 如先前各項權利要求中任一項所要求的裝置，其特征在于它 還包括至少一個裝置(9),其能夠由操作者操縱，并且它以這樣一種 方法來制成當它被操縱時，斷開所述保護功能。
10. 如先前各項權利要求中任一項所要求的裝置，其特征在于所 述控制裝置(6)以這樣一種方法制成當保護功能已被起動，控制裝 置(6)控制至少某些未出故障的發(fā)動機，使得每臺未出故障的發(fā)動機 為起飛或為油門恢復提供最大推力。
11. 一種飛機，其特征在于它含有如權利要求1-10中任一項所要 求的裝置(1)。
全文摘要
本發(fā)明涉及飛機(A)的動力保護裝置，它具有布置在其每個機翼(B，C)上的至少一臺發(fā)動機(M1，M3)和至少一臺附加發(fā)動機(M2，M4)，所述裝置(1)包括檢測裝置(2)，用于檢測所述發(fā)動機(M1-M4)的故障；可觸發(fā)的控制裝置(3)，用于在控制裝置(3)被觸發(fā)時去起動保護功能，所述保護功能的要點在于自動地控制所述發(fā)動機(M1-M4)以使它們提供最大推力；觸發(fā)裝置(6)，用于自動地監(jiān)測多個參數(shù)，并且當觸發(fā)條件得到滿足時用于自動地觸發(fā)所述控制裝置(3)，所述觸發(fā)條件依賴于所述監(jiān)測到的參數(shù)；和抑制裝置(8)，它連接于所述檢測裝置(2)，并能夠作用于所述觸發(fā)裝置(6)，以便抑制所述保護功能的起動。
文檔編號G05D1/00GK101263056SQ200680033494
公開日2008年9月10日 申請日期2006年9月12日 優(yōu)先權日2005年9月13日
發(fā)明者D·龍塞雷, F·德拉普萊斯, J·米勒 申請人:法國空中巴士公司