CN101140004B - 飞机动力系统和用于控制飞机系统的方法 - Google Patents

Abstract

公开了用于控制飞机电力的系统和方法。根据一个实施例的系统包括：电动马达；飞机负载，其耦合到电动马达并且由电动马达提供动力；以及马达控制器，其耦合到电动马达以便改变电动马达的输出。所述马达控制器可在固定数量的预置控制器模式中变化，而各个控制器模式对应于飞机的操作模式和电动马达的非零输出级。在另外的实施例中，马达控制器能够相互替代，例如，在一个马达控制器变得不可操作的情形下。

Description

飞机动力系统和用于控制飞机系统的方法

技术领域

本公开概括来说贯注于用于控制飞机(aircraft)电力的系统和方法，包括按依赖于飞机的操作模式的方式控制马达(motor)控制器的操作，和/或用一个马达控制器替代另一个。 

背景技术

飞机制造商处于连续的压力下，以便减少商务运输飞机要求的动力，并且提高这样的飞机用来操作的效率。实现这些目的的一个方法是用电驱动的设备来替代历史上由从飞机引擎输出的引气(bleed air)或轴(shaft)驱动的设备。例如，在更新一代的飞机上的液压泵(hydraulic pump)现在由电动马达驱动。液压泵对液压流体加压，而流体又被用来为许多飞机系统提供动力，所述飞机系统包括起落架(1anding gear)、增升设备(high lift device)(例如，前缘(leading edge)设备和后缘(trailing edge)设备)、副翼(aileron)、升降舵(elevator)、方向舵(rudder)和/或对飞机操作重要的其它设备。电驱动液压泵被期望提供效率、机动性和/或可靠性的改进的措施。 

作为移植到电驱动液压泵的结果，对大电泵(electric pump)和相关的电动马达和马达控制器的需要已经增加。因为液压泵依尺寸制造以在飞机在正常飞行期间很少遇到的条件下操作，所以所述泵通常在最大输出级以下操作。通过在多数飞行条件期间降低泵的速度以及当对液压的需求增加时提高泵的速度，能够减少泵的输出。 

前述方法的一个缺点是：当对液压流体压力的需求波动时，电驱动泵趋向于在高的和低的输出设置之间重复地循环。这能够引起轰鸣噪声(whiningnoise)。因为液压泵能够直接放置在客舱下面，所以轰鸣噪声能够是可听见的，并且令乘客厌烦。因此，需要减少乘客体验的噪声水平，同时用有效方式操作液压泵。 

发明内容

下面的概述只是为了读者的利益提供，并且意图不在于以任何方式限制由权利要求提出的本发明。本公开的各方面贯注于用于控制飞机电力的系统和方法。根据一个方面的飞机动力系统(aircraft power system)包括：电动马达；飞机负载(例如，液压泵)，其耦合到电动马达并且由电动马达提供动力；以及马达控制器，其耦合到电动马达以改变电动马达的输出。所述马达控制器能够在固定数量的预置控制器模式中变化，而各个控制器模式对应于飞机的操作模式和电动马达的非零输出级。固定数量的预置控制器模式能够减少电动马达输出的功率的频率波动的趋势。 

在特定的方面，所述马达控制器能够在5个控制器模式之间变化。第一控制器模式能够对应于地面操作，第二控制器模式能够对应于巡航操作，第三控制器模式能够对应于起飞和下降操作，第四控制器模式能够对应于反推装置(thrust reverser)操作，以及第五控制器模式能够对应于自动襟翼张开(flap gapping)操作。 

根据另一个方面的飞机动力系统包括：第一电动马达；第一设备(包括机载(on-board)飞机液压泵)，其耦合到第一电动马达并且由第一电动马达提供动力；以及第一马达控制器，其耦合到第一电动马达以指挥其操作。所述系统还能够包括：第二电动马达；第二设备，其耦合到第二电动马达并且由第二电动马达提供动力；以及第二马达控制器，其耦合到第二电动马达以指挥其操作。切换设备能够耦合在第一和第二马达控制器之间，以从第一马达去耦第一马达控制器，从第二马达去耦第二马达控制器，并且将第二马达控制器耦合到第一马达代替第一马达控制器。因此，第二马达控制器能够替代第一马达控制器并且能够为系统提供冗余(redundancy)。 

某些方面还贯注于用于控制飞机系统的方法。一种方法包括：接收飞机的操作模式的指示；至少部分地基于操作模式，在固定数量的多个预置输出级中自动地选择通常恒定的输出级；以及指挥电动马达以产生选择的输出级。在特定的方面，当马达的负载变化时所述电动马达能够被指挥以在固定速度操作。在另一个特定的方面，所述电动马达耦合到液压泵，并且所述方法还包括驱动所述泵，而该泵的可听见的噪声输出处于近似恒定的水平，并且电动马达产生选择的输出级。在另一个特定的方面，电动马达能够耦合到液压泵，并且所述飞机的操作模式的指示能够对应于增升设备的部署的变化、引擎节流阀设置的变化、高度指示和/或来自起落架负重(weight-on-wheels) 指示器的飞机已经着陆的指示。 

根据另一个方面的方法包括接收指示，该指示对应于飞机电动马达上负载从当前负载级到随后的负载级的期望的增加。所述方法还能够包括：响应于指示并且在负载级别从当前负载级别变化到随后的负载级别之前，自动地改变电动马达的输出。例如，电动马达的输出能够改变，以响应飞机的节流阀设置被提升到最大推力的至少90％的指示。在另一个方面，电动马达的输出能够变化，以响应增升设备设置的变化的指示(例如，变化到部署的设置或装载的设置，或者从部署的设置或装载的设置变化)。 

附图说明

图1是具有根据本发明的实施例配置的动力系统的飞机的示意性的顶部俯视图。 

图2是图示根据本发明的实施例的过程的流程图，该过程用于响应于飞机的操作模式的改变而改变电动马达的输出级。 

图3是作为飞机操作模式改变的函数的马达输出级的变化的示意性图示。 

图4是图示根据本发明的实施例、用于用一个马达控制器替代另一个的方法的流程图。 

图5是根据本发明的另一个实施例、用于用一个飞机马达控制器替代另一个的安排的示意性图示。 

具体实施方式

本公开描述了用于控制飞机电力的系统和方法。某些特定的细节在下面的描述和图1至5中提出，以提供本发明的各种实施例的彻底的理解。经常与这样的系统相关的公知的各结构、系统和方法没有详细示出或描述，以避免不必要地使本发明的各种实施例的描述变得模糊。另外，本领域普通技术人员将理解，没有下述的若干细节，本发明的另外的实施例能够被实践。 

下面描述的本发明的几个实施例能够采用计算机可执行的指令的形式，包括由可编程计算机执行的例行程序。本领域技术人员将意识到，本发明能够在不同于下面示出和描述的计算机或模拟系统上实践。本发明能够在专用计算机或数据过程器中体现，该专用计算机或数据过程器专门编程、配置或 构造以执行下面描述的一个或多个计算机可执行指令。因此，在此通常使用的术语“计算机”指任何适合的数据过程器，包括用于现有的飞机、被编程来实现下面描述的某些或全部指令的过程器。 

图1是根据本发明的实施例配置的、携带一个或多个动力系统110的飞机100的示意性图示。飞机100包括：机身(fuselage)101、机翼102和提供动力以推进飞机100并且驱动各种飞机子系统或负载120的一个或多个引擎103。这些子系统能够包括位于飞机的机翼102上的增升设备121(例如，前缘设备122和/或后缘设备123)，以及由机翼102和/或机身101携带的起落架127。这些设备能够由一个或多个液压泵124(四个显示为如图1中的液压泵124a-124d)提供液压动力。每个液压泵124能够由对应的电动马达111(四个显示为电动马达111a-111d)驱动，并且每个马达111能够由对应的马达控制器113(4个显示为马达控制器113a-113d)控制。 

飞机100还携带其它的电驱动设备，例如，环境控制系统(ECS)压缩机125，其为旅客、机组人员和行李舱提供加压的空气。另外的电驱动设备能够包括氮产生系统126，其从周围的空气抽取氮，并且将它提供给燃料箱104以创建惰性化环境，在该环境中燃料爆炸的可能性显著地降低。这些设备中的每个能够包括马达和相关的马达控制器113(分别地显示为马达控制器113e和113f)。如下面参照图2-3更详细描述的是，马达控制器113能够被配置以在固定数量的预置控制器模式操作，以减少在典型的飞机飞行期间马达速度或其它输出参数随其变化的频率。如下面参照图4和5更详细讨论的是，马达控制器能够被配置以彼此替代，例如，为由对应的马达驱动的设备实现的功能提供一定级别的冗余。 

图2是图示根据本发明的实施例、用于操作飞机动力系统的代表性过程200的流程图。所述过程200包括：启动飞机引擎(过程部分201)，并且为耦合到一个或多个引擎的电动马达建立初始输出级(过程部分202)。初始输出级能够对应马达速度、功率级别、扭矩或任何其它的适合的量度(measure)。马达的输出能够通过控制适合的输入，例如输入电流和/或电压电平、信号频率和/或其它输入来控制。过程部分203包括接收飞机操作模式变化的指示。在块206示出了代表性指示的列表。例如，一个指示能够包括引擎节流阀设置的变化。另一个指示能够包括增升设备设置(例如，部署设备或装载设备)的变化。另一个指示能够包括飞机已经着陆的指示，例如，由起落架负重传 感器发送的信号。在其它的实施例中，指示能够包括其它的参数，例如，做好准备(gear up)指示或高度指示。 

在可选的过程部分204，过程200包括确定操作模式的变化是否保证马达输出级的变化。例如，不是操作模式的每个变化都必需一定导致马达输出级的变化。在特别的例子中，假定变化满足或超过阈值水平，如果操作模式的变化预期在置于马达的需求中产生向上或向下变化，则保证马达输出级的变化。如果所述变化被保证，则在过程部分205中，马达的输出级被改变。如果不是，则过程200返回到过程部分203以等待操作模式变化的指示。前述过程步骤能够被重复直到引擎被关闭。 

图3是用于在典型的飞行期间、飞机的操作剖面(profile)130的示意性图示。飞机的操作包括各种操作模式，其代表性的若干操作模式沿着图3的顶部的水平轴指示。这些模式能够包括：地面模式、随后是起飞和爬升模式、巡航模式以及进场和着陆模式、随后是另一个地面模式。尽管不代表典型的飞行，但为了图示的目的，在图3中还示出了高性能模式。在其它实施例中，系统能够包括其它模式，例如，用于测试和/或维护的各附加地面模式或各子模式。 

在图3中还示出了马达控制器模式线132。在该代表性例子中，从由数字I-V表示的五个不同模式中，选择用于提供液压动力给飞机的一个或多个马达的马达控制器模式。每个马达控制器模式对应飞机操作模式以及马达输出级，模式I对应五个选择的输出级中最低的，并且模式V对应最高的。控制器模式和模式改变方式的进一步的细节在下面描述。 

图3还图示了马达作动线(activation line)，包括液压马达作动线131和133、和非液压马达作动线134和135。舱外(outboard)液压马达作动线131对应图1中所示的第一和第二(例如左和右)马达111a、111b的操作。中心液压马达作动线133图示了在图1中示出的第三和第四中心放置的马达111c、111d的操作。非液压马达作动线134、135分别图示了ECS压缩机125(图1)和氮产生系统126(图1)的操作。 

现在参照图3描述在代表性飞行期间马达和相关的马达控制器的操作。如由操作剖面130所示，地面操作典型地以飞机辅助动力单元(操作剖面130的记号标志A指示)的启动开始，随后启动ECS压缩机(记号标志B)，然后启动飞机主引擎(记号标志C)。在记号标志D，电动马达驱动的液压泵被启动， 对应于马达输出级I，如由马达输出级线132指示的那样。马达输出能够在准备起飞(记号标志E)中的滑行操纵(taxi maneuver)和引擎加速(run-up)期间维持在级别I。 

启动引擎加速能够提供用于将驱动液压泵的电动马达的输出从级别I改变到另一个级别(例如级别III)的触发，如图3所示。能够通过飞机节流阀设置的变化识别触发，例如，当飞机节流阀设置超过最大推力的90％时。在其它的实施例中，其它的触发能够用来识别操作模式的变化，并且触发控制器模式和马达输出级中对应的变化。 

触发事件的实施例的一个特征，例如上述的引擎加速触发事件，是它在会要求这种输出增加的马达上的负载增加之前触发马达输出的增加。例如，通过自身增加引擎上的节流设置能够不要求液压马达泵的额外输出，但是随后当它离开地面时放置在飞机上的负载典型地将要求。因此，在本发明的一个方面中，马达控制器响应于触发，在由电动马达驱动的设备的要求变化之前，自动地改变模式。 

马达控制器模式在起飞(记号标志F)和起落架收回(gearretraction)(记号标志G)期间，能够维持在模式III。如果高性能事件发生(例如，如果飞机接近失速(stall)并且要求自动的副翼张开操作)，则马达模式能够转换到模式V，如记号标志H所示，并且相关的马达输出能够相应地增加。这是典型地短持续时间段，在其之后马达控制器模式返回到模式III。因为在该实例中高性能要求典型地不被预知，所以从一个控制器模式到另一个的变化不能够先于或预见马达上的负载的变化，如上面描述的起飞操作的情形。 

在记号标志I，各副翼、缝翼(slat)和/或其它增升设备被完全收回，指示逐步过渡到巡航条件。增升设备的收回能够触发控制器模式到模式II的变化，其能够在整个巡航模式和初始下降期间保持有效。在记号标志J，部署了增升设备，并且控制器模式返回到模式III。起落架能够在记号标志K部署，而对控制器模式没影响。在记号标志L，飞机着陆(touch down)，并且在反推装置被部署的预期下(记号标志M)，这能够提供控制器模式变化到模式IV的自动触发。控制器模式的变化能够被从起落架负重传感器接收的信号、或对应于飞机着陆的其它信号自动触发。着陆自身不被预期产生对液压泵马达的增加的需求，但是替代先于预期的反推装置的部署。在记号标志N， 反推装置被装载，并且控制器模式返回到模式I用于剩余的地面操作，直到引擎被关闭(记号标志○)。 

参照图1-3在上面描述的实施例的一个特征是：马达控制器和它指挥的马达在几个预置的模式中改变。每个模式被选择来对应马达输出，该马达输出为相关的飞机操作模式提供了充分的动力，并且能够包括负载波动的余量。如图3中所示，马达和马达控制器模式的变化对应飞机操作模式的变化，并且在典型的飞行期间被限制。在如图3所示的代表性示例中，液压马达在正常飞行的过程期间六次改变模式，如果要求高性能模式，则是8次。这与某些现有的马达安排不同，在某些现有的马达安排中，马达和相关的液压泵能够在各输出级之间重复地来回循环。可替代地，其它的现有安排包括能够浪费能量的在高输出级连续地操作液压泵。上面描述的安排的实施例的优点是：减少液压泵改变输出(例如，泵速度)的情形的数目，减少了“轰鸣噪声”或其它令人厌烦的噪声被传送到客舱的可能性。结果，前述安排预期增加旅客舒适。 

至少上面描述的某些实施例的另一个方面是：控制器模式的变化并且因此马达和泵的输出，能够自动地先于对液压系统的需求的变化。例如，如上面讨论的那样，液压泵可用的动力在起飞期间经历增加的负载的预期下，能够在起飞之前增加，并且在反推装置部署期间要求较高负载的预期下，能够在着陆之后增加。这个安排的优点是：它允许马达和泵时间在增加的负载被置于系统上之前增加输出，这反过来导致增加的负载要求被更快地满足。 

如图3所示的实施例的一个方面是：耦合到液压系统的4个马达的每个的控制器模式能够相同。例如，在起飞和爬升期间，所有4个马达控制器111a-111d处于模式III。在其它实施例中，不同的马达控制器能够在相同时间具有不同模式。该安排能够允许在确定液压泵输出中额外的灵活性。 

也如图3中所示，不是所有的液压泵需要同时是激活的(active)。例如，在模式I期间，仅仅中心放置(centrally-located)的马达111c-111d需要是激活的，并且舱外马达111a-111d能够被关闭。在模式II期间，仅仅中心放置马达111c-111d之一需要是可操作的，如虚线133a所指示的。在下降期间，两个中心放置马达111c-111d能够是激活的，并且可选地，仅仅舱外马达111a-111b之一也能够被启动(由虚线133b所指示)，然后，在进场和着陆期间由另一个舱外马达加入。 

在其它实施例中，与非液压负载相关的马达控制器能够替代出故障的或者失效的马达控制器，其通常指挥耦合到液压泵的马达的操作，以为液压系统提供冗余的措施。例如，图4图示了过程400，其包括经由来自第一马达控制器的命令指挥第一马达来驱动液压泵(过程部分401)，并且经由来自第二马达控制器的命令指挥第二马达来产生动力(过程部分402)。第二马达能够提供动力给非液压系统，例如，ECS压缩机或氮产生系统。过程部分401和402对应操作的第一模式。在过程部分403中，接收对这种模式变化的请求，其在这种情况下能够不依赖于参照图3在上面描述的飞机的整个操作模式。例如，模式变化的请求能够对应第一马达控制器已经出故障的指示。响应于该请求，能够从第一马达去耦第一马达控制器(过程部分404)，并且能够从第二马达去耦第二马达控制器(过程部分405)。在过程部分406中，第一马达经由来自第二马达控制器的命令被指挥来驱动液压泵。因此，第二马达控制器替代了第一马达控制器。 

图5是用于用与非液压负载相关的马达控制器替代与液压泵相关的出故障的、或者失效的马达控制器的系统的示意性图示。所述系统能够包括一个或多个总线112(显示为第一总线112a和第二总线112b)，其中的每个将动力提供给对应的第一液压马达控制器113a和第二液压马达控制器113b。第一总线112a还将动力提供给备用或非液压马达控制器513a，并且第二总线112b将动力提供给对应的第二备用或非液压马达控制器513b。在正常操作期间，第一液压马达控制器113a控制第一液压泵马达111a，第二液压马达控制器113b控制第二液压泵马达111b，第一备用马达控制器513a为第一非液压负载520a提供动力，并且第二备用马达控制器513b控制第二液压负载520b。开关设备514耦合在马达控制器和负载之间，以选择性地耦合马达控制器与适合的负载。因此，开关设备514能够包括：第一和第二主开关515a、515b，其通常闭合以将对应的液压马达控制器与对应的液压泵耦合。第三和第四主开关515c、515d通常也闭合，以在备用马达控制器513a和513b、和对应的非液压负载520a和520b之间提供连接。如果液压马达控制器113a、113b中的任一个出现故障或者失效，则对应的主开关515a、515b打开，如图5中所示，并且对应的备用开关516a、516b闭合，也如图5中所示。因此，第二备用马达控制器513b控制第一液压泵马达111a，和/或第一备用马达控制器513a控制第二液压泵马达111b。 

具有参照图4和5的上述特征的实施例的一个优点是：如果液压马达控制器出现故障，则备用或非液压马达控制器能够替代液压马达控制器。因此，备用马达控制器能够从较不重要的负载去耦，并且提供动力给更重要的负载，如果这样的动力是需要的。备用马达控制器能够因此具有与液压马达控制器相同的尺寸和/或容量，或能够具有比液压马达控制器更大的尺寸和/或容量以便支持这种替代。 

根据前述，将意识到：在此出于图示的目的已经描述了本发明的具体实施例，但是可以做出各种修改而不偏离本发明。例如，马达控制器可以具有多于或少于在上面的某些实施例中描述的固定模式的数目。这些模式可以对应与上面讨论的那些不同的飞行方式。某些实施例在特定的系统(例如，液压泵马达、ECS系统和氮产生系统)的环境中被描述，但是可以应用于其它实施例中的其它系统和/或系统的组合中。在特定的实施例的环境中描述的本发明的各方面可以在其它实施例中组合或消除。例如，备用马达控制器功能的各方面可以结合用固定数量的预定模式操作的马达控制器提供。此外，尽管在这些实施例的环境中已经描述了与本发明的某些实施例有关的优点，但是其它实施例也能够展现这些优点，并且并非所有实施例必需展现这些优点以落入本发明的范围。因此，除了权利要求外，本发明不受限制。 

Claims (12)

1.一种飞机动力系统，包括： 

第一电动马达； 

飞机负载，其耦合到所述第一电动马达并且由所述第一电动马达提供动力，所述负载包括液压流体泵； 

第一马达控制器，其耦合到所述第一电动马达以便改变所述第一电动马达的输出，所述第一马达控制器可在固定数量的预置控制器模式中变化，而第一控制器模式对应于飞机的第一操作模式和所述第一电动马达的第一非零输出级，并且第二控制器模式对应于飞机的第二操作模式和所述第一操作模式的第二非零输出级，所述第二非零输出级不同于所述第一非零输出级； 

第二电动马达； 

第二马达控制器，其与所述第二电动马达耦合以指挥所述第二电动马达的操作；以及 

耦合在所述第一和第二马达控制器之间的开关装置，所述开关装置从所述第一电动马达去耦所述第一马达控制器，从所述第二电动马达去耦第二马达控制器，以及将所述第二马达控制器耦合到所述第一电动马达来代替所述第一马达控制器。 

2.如权利要求1所述的系统，还包括耦合到液压流体泵的增升设备，并且其中所述第一马达控制器操作性地耦合到所述增升设备以便至少部分地基于所述增升设备的位置变化改变控制器模式。 

3.如权利要求1所述的系统，还包括引擎节流阀，并且其中所述第一马达控制器操作性地耦合到所述引擎节流阀以便至少部分地基于所述引擎节流阀的设置变化改变控制器模式。 

4.如权利要求1所述的系统，还包括起落架负重指示器，并且其中所述第一马达控制器操作性地耦合到所述起落架负重指示器，以便至少部分地基于来自所述起落架负重指示器的指示改变所述第一控制器模式。 

5.如权利要求1所述的系统，其中所述第一电动马达的输出包括所述第一电动马达的速度。 

6.如权利要求5所述的系统，其中每个预置控制器模式对应于给所述第一电动马达提供电力所用的不同的频率。 

7.如权利要求1所述的系统，其中所述第一马达控制器在5个控制器模式之间可变，并且其中第一控制器模式对应于地面操作，第二控制器模式对应于巡航操作，第三控制器模式对应于起飞和下降操作，第四控制器模式对应于反推装置操作，以及第五控制器模式对应于自动副翼张开操作。 

8.如权利要求1所述的系统，还包括： 

机身； 

机翼；以及 

推进系统；并且其中 

所述第一电动马达、所述飞机负载和所述第一马达控制器由所述机翼和所述机身中的至少一个携带； 

所述飞机负载包括：所述液压流体泵，其耦合到由所述机翼和所述机身至少之一携带的液压致动器； 

所述第一电动马达被耦合到所述推进系统；以及 

所述第一马达控制器在5个控制器模式之中可变，所述5个控制器模式包括：对应于地面操作的第一控制器模式、对应于巡航操作的第二控制器模式、对应于起飞和下降操作的第三控制器模式、对应于反推装置操作的第四控制器模式，以及对应于自动副翼张开操作的第五控制器模式。 

9.一种用于控制飞机系统的方法，包括： 

接收飞机的操作模式的指示； 

至少部分地基于所述操作模式，从固定数量的多个预置输出级中自动地选择通常恒定的输出级； 

指挥电动马达产生选择的输出级，其中所述电动马达是由第一马达控制器指挥的第一电动马达； 

从所述第一电动马达去耦所述第一马达控制器； 

从第二电动马达去耦第二马达控制器；和 

将所述第二马达控制器耦合到所述第一电动马达来代替所述第一马达控制器。 

10.如权利要求9所述的方法，还包括当所述第一电动马达上的负载变化时指挥所述第一电动马达以固定速度操作。 

11.如权利要求9所述的方法，其中所述第一电动马达被耦合到液压泵，并且其中所述方法还包括驱动所述液压泵，而该液压泵的可听见的噪声输出处于近似恒定的水平，并且所述第一电动马达产生所选择的输出级。 

12.如权利要求9所述的方法，其中去耦所述第一马达控制器包括响应于接收所述第一马达控制器有故障的指示去耦所述第一马达控制器。 

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