定位用于控制喷射泵的构件的设备.pdf

本发明涉及一种定位用于控制活塞发动机的喷射泵(3)的构件(2)的设备(1)，该设备包括：特别地用于控制发动机的动力的控制杆(4)；机械外壳(5)，其包括接合所述控制杆(4)和所述控制构件(2)的第一机械装置(6)，所述第一机械装置(6)适于根据所述控制杆(4)控制的所述动力，定位所述控制构件(2)在特定的位置中；用于补偿位置的装置(7)，其包括：用于测量所述控制杆(4)位置的所述控制杆的位置传感器(8)，用于测量所述控制构件(2)位置的所述控制构件的位置传感器(9)，用于计算所述控制杆(4)的测量位置和所述控制构件(2)的测量位置之间位差的电子计算机(13)，和由所述电子计算机(13)所控制的致动器(10)，所述致动器(10)包括控制轴(11)，以补偿所述计算的位差。

1.  一种定位用于控制活塞发动机的喷射泵(3)的构件(2)的设备(1)，包括：
-用于控制发动机的动力的控制杆(4)；
-机械外壳(5)，其包括接合所述控制杆(4)和所述控制构件(2)的第一机械装置(6)，所述第一机械装置(6)适于根据所述控制杆(4)控制的所述动力，定位所述控制构件(2)在特定的位置中，
所述设备(1)的特征在于：它包括用于补偿位置的装置(7)，其包括：
-用于测量所述控制杆(4)位置的所述控制杆的位置传感器(8)，
-用于测量所述控制构件(2)位置的所述控制构件的位置传感器(9)，
-用于计算所述控制杆(4)的测量位置和所述控制构件(2)的测量位置之间位差的电子计算机(13)，和
-由所述电子计算机(13)所强制的致动器(10)，所述致动器(10)包括控制轴(11)，以补偿所述计算的位差。

2.  根据前面权利要求所述的定位设备(1)，其特征在于：补偿装置(7)包括用于测量所述控制轴(11)的位置的装置(12)，所述电子计算机(13)使用所述控制轴(11)的所述的测量位置，以实施所述补偿。

3.  根据前面权利要求中一个所述的定位设备(1)，其特征在于：机械外壳(5)包括接合电致动器(10)的控制轴(11)和控制构件(2)的第二机械装置(14)，所述第二机械装置(14)适于传输控制轴(11)的补偿给控制构件(2)。

4.  根据前面权利要求中一个所述的定位设备(1)，其特征在于：补偿装置(7)包括适于通电或断电电致动器(10)的开关外壳(42)。

5.  根据前述权利要求4所述的定位设备(1)，其特征在于：它包括用于指示电致动器(10)通电或断电的设备(60)。

6.  根据前面权利要求中一个所述的定位设备(1)，其特征在于：它包括用于指示控制杆(4)的位置和飞行阶段之间一致性的设备(70)。

7.  根据前面权利要求中一个所述的定位设备(1)，其特征在于：电子计算机(13)包括适于验证下述状态的应用软件：
-控制杆的位置传感器的状态，
-控制构件的位置传感器的状态，
-用于测量控制轴的位置的装置的状态。

8.  根据前面权利要求中一个所述的定位设备(1)，其特征在于：机械外壳(5)包 括返回设备(50)，当电致动器(10)断电时，该返回设备(50)适于定位控制轴(11)在所谓的脱离位置。

9.  根据前面权利要求中一个所述的定位设备(1)，其特征在于：第二机械装置包括连控轨道控制系统(26、27、28、29)，其防止从机械外壳(5)传输振动到电致动器(10)。

10.  根据前面权利要求中一个所述的定位设备(1)，其特征在于：控制杆(4)包括用于控制第一机械装置(5)的第一分度(80)和用于控制第二机械装置(14)的第二分度(81)。

定位用于控制喷射泵的构件的设备
本发明涉及定位用于控制航空器活塞发动机的燃料喷射泵的构件的设备。
已知使用控制设备，定位用于控制喷射泵的构件，以调节航空器发动机的动力。用于控制喷射泵的构件的位置对输送给发动机的燃料流作用，由此对发动机的动力有影响。
这种控制设备包括用于控制发动机动力的控制杆(也称为节流控制杆)，能够使飞行员经由机械控制装置或经由电控制装置定位控制构件。
应该注意到这些控制装置是互相独立的。
飞行员正常地使用电控制装置。在电控制装置故障的情况下，那么飞行员使用机械控制装置，以确保发动机的最小动力需要。
因为安全原因，设计机械控制装置，如果由于电控制装置的一个或多个元件的故障危及所述发动机，或者代替地如果电控制装置的运转所必需的电供应故障，以确保发动机的动力调节。换而言之，机械控制装置能够使飞行员唯一地通过机械部件控制发动机的动力，该机械部件连接控制杆到用于控制喷射泵的构件。
由于电和电子元件的使用，电控制装置可以减轻飞行员的工作量。这些电控制装置适于根据飞行员的动力需要以及发动机和/或航空器上所测量的参数对用于控制喷射泵的构件作用。更特别地，电控制装置通过电子计算机所控制的电致动器控制用于控制喷射泵的构件的位置。电子计算机通过在节流控制杆的控制杆处所放置的电势测量的传感器，译码飞行员所期望的发动机的固定动力设定点。根据发动机上安装的一系列传感器所测量的发动机的运转条件，计算机强制该电致动器，以满足飞行员所期望的发动机的动力。由于测量用于控制喷射泵的构件的位置的感应类型的无接触的线性传感器，获得了这种强制。电致动器安装在喷射泵上所安装的机械外壳中，并且由此直接地暴露于其振动环境。
缺点在于电控制装置包括电致动器，该电致动器定位在与喷射泵一体的机械外壳中。这种组装将电致动器暴露于喷射泵的振动环境，这将常规的维护活动强加给电致动器。这种装置的另一缺点在于机械控制装置的使用不可能达到发动机的最大动力。
由此，本发明设备的目的是更特别地克服上述现有技术的缺陷。在该上下文中， 本发明的目的是提出一种定位用于控制喷射泵的构件的设备，特别地可以达到航空器发动机所产生的动力的令人满意的精确性。
为此，本发明涉及一种定位用于控制活塞发动机的喷射泵的构件的设备，包括：
-用于控制发动机的动力的控制杆；
-机械外壳，其包括接合所述控制杆和所述控制构件的第一机械装置，所述第一机械装置适于根据所述控制杆控制的所述动力，定位所述控制构件在特定的位置中，
所述设备也包括用于补偿位置的装置，其包括：
-用于测量所述控制杆位置的所述控制杆的位置传感器，
-用于测量所述控制构件位置的所述控制构件的位置传感器，
-用于计算所述控制杆的测量位置和所述控制构件的测量位置之间位差的电子计算机，和
-由所述电子计算机所强制的致动器，所述致动器包括控制轴，以补偿所述计算的位差。
由于补偿装置，控制构件的位置精确地对应于所述控制杆控制的特定位置，由此可以获得精确地对应于飞行员所期望的发动机动力的发动机动力。
对于说明书的剩余部分，发动机的最大动力考虑意指在其飞行包络线中认证的最大动力分布图。发动机的限制考虑意指发动机的认证所宣称的所有运转限制。
根据本发明定位用于控制喷射泵的构件的设备也可以具有单独考虑的或根据其任何技术上可能的组合考虑的下面的一个或多个特征。
在特别的非限制性实施方式中，补偿装置包括用于测量控制轴的位置的装置，通过电子计算机使用所述控制轴的所述位置以实施补偿。
在特别的非限制性实施方式中，机械外壳包括接合电致动器的控制轴和控制构件的第二控制装置，所述第二机械装置适于将控制轴的补偿传输给控制构件。
在特别的非限制性的实施方式中，补偿装置包括开关外壳，该开关外壳适于通电或断电电致动器。
在特别的非限制性实施方式中，定位设备包括用于指示电致动器的通电或断电的设备。
在特别的非限制性实施方式中，定位设备包括用于指示控制杆的位置和飞行阶段之间一致性的设备。
在特别的非限制性实施方式中，电子计算机包括适于验证下述状态的应用软件：
-控制杆的位置传感器的状态，
-控制构件的位置传感器的状态，
-用于测量控制轴的位置的装置的状态。
在特别的非限制性实施方式中，机械外壳包括当电致动器断电时适于定位控制轴在所谓的脱离位置中的返回设备。
在特别的非限制性实施方式中，第二机械装置包括连控轨道(desmodromic)控制系统，防止振动从机械外壳传输到电致动器。
在特别的非限制性实施方式中，控制杆包括用于控制第一机械装置的第一分度和用于控制第二机械装置的第二分度。
从此后所给出的参考附图的其描述中，本发明的其它特征和优点将变得清楚，所述描述作为一个示例，而绝没有限制，附图中：
图1示例了根据本发明的定位用于控制活塞发动机的喷射泵的构件的设备的非限制性实施方式，
图2示意性示例了机械外壳的非限制性实施方式，该机械外壳包括根据图1中所示的定位设备，
图3示意性示例了抗返回系统的非限制性实施方式，该抗返回系统包括根据图1中所示的定位设备，
图4示意性示例了凸轮系统的非限制性实施方式，该凸轮系统包括根据图1中所示的定位设备，
图5示意性示例了开关外壳和用于指示通电和断电的设备的非限制性实施方式，其装配有根据图1中所示的定位设备，
图6A和6B示意性示例了返回设备的非限制性实施方式，根据图1中所示的定位设备包括该返回装置，
图7示意性示例了用于指示一致性的设备的非限制性实施方式，根据图1中所示的定位设备装配有该设备，
图8以示意方式示例了用于控制动力的控制杆，其包括根据图1中所示的定位设备。
为了清楚的原因，仅仅已经表示了对本发明的理解必要的组件，并且这么做不考虑比例和以示意性方式。
图1表示根据本发明的定位用于控制活塞发动机的喷射泵3的构件2的设备1的非限制性实施方式。
该设备1特别地包括：
-用于控制发动机的动力的控制杆4，
-机械外壳5，其包括接合控制杆4和控制构件2的第一机械装置6，第一机械装置6适于根据控制杆4所控制的动力定位控制构件2在特定的位置，
-补偿装置7，
该补偿装置7包括：
-用于测量控制杆4的位置的控制杆的位置传感器8，
-用于测量控制构件2的位置的控制构件的位置传感器9，
-电致动器10，其包括控制轴11以控制控制构件2，例如，该致动器10是伺服致动器，
-用于测量控制轴11的位置的装置12，
-用于计算所述控制杆4的测量位置和控制构件2的测量位置之间位差的电子计算机13，电子计算机13强制致动器10，以能够补充计算的位差。
换而言之，为了实施该补偿，电子计算机13使用下述三个位置信息项在致动器10的控制轴11的位置进行强制：
-控制杆4的位置的测量，
-控制轴11的位置的测量，和
-控制构件2的位置的测量。
为了能够实施该补偿，机械外壳5包括接合电致动器10的控制轴11和控制构件2的第二机械装置14，第二机械装置14适于传输控制轴11的补偿给控制构件2.
图2示意性示例了机械外壳5的非限制性实施例，该机械外壳5包括第一机械装置6和第二机械装置14。
更特别地，第一机械装置6特别地包括：
-控制杆-节流的控制杆16，
-在控制杆-节流的控制杆16的轴线18上所布置的偏心节流的控制杆17，
-接合偏心节流的控制杆17和卫星齿轮20的卫星齿轮-支架叉19，
-啮合卫星齿轮20的行星齿轮21，
-凸轮系统22，其特别地包括控制凸轮和返回凸轮(如图4中所示例的)，和
-滑块23，其固定到构件2上用于控制喷射泵。
第一机械装置6单独地能够使飞行员唯一地通过机械元件的元件的中介控制发动机的动力，该机械元件连接用于控制发动机动力的控制杆到用于控制喷射泵的构件2。飞行员对用于控制动力的控制杆4的动作驱动推拉缆绳(未示出)，该推拉缆绳连接到机械外壳5的控制杆-节流的控制杆16。所述的控制杆-节流的控制杆16驱动偏心节流的控制杆17绕着控制杆-节流的控制杆的轴线18旋转。偏心节流的控制杆17绕着该轴线18的旋转引起卫星齿轮支架叉19绕着凸轮系统22的轴线的倾斜。接着，卫星齿轮支架叉19的倾斜引起卫星齿轮20绕着凸轮系统22的轴线24的旋转，该卫星齿轮然后驱动行星齿轮21旋转。行星齿轮25的轴线与凸轮系统22的轴线24是一体的，以致于行星齿轮21的轴线25的旋转驱动凸轮系统22的旋转(后面示出的)，该凸轮系统22平移控制用于通过滑块23控制喷射泵的构件2。
第二机械装置14包括：
-连控轨道(desmodromic)控制系统，其包括第一带护套的柔性缆绳26和第二带护套的柔性缆绳27，控制滑轮28和泵滑轮29，
-通过泵滑轮29驱动旋转的臂30，
-用于将致动器返回到所谓的脱离位置的设备31，
-通过臂30控制的连杆32，该连杆32接合卫星齿轮20，
-行星齿轮21，
-凸轮系统22，和
-固定到用于控制喷射泵的构件2上的滑块23，
更特别地，控制滑轮28固定到电致动器10的控制轴11上，并且泵滑轮29固定到臂33的旋转轴线上。每个缆绳26、27包括绕着控制滑轮28缠绕在槽中的第一端和绕着泵滑轮29缠绕在槽中的第二端。第一缆绳26驱动这些滑轮28和29的旋转方向与在相对方向上驱动它们的第二缆绳27相反。
通过柔性护套获得缆绳的张力，该柔性护套两端中的一端固定到连接电致动器的框架上，并且另一端固定到机械外壳上。
连控轨道(desmodromic)系统可以定位电致动器10在与振动分离的区域中，该振动存在于机械外壳5的水平上或存在于喷施泵3的水平上。
连控轨道(desmodromic)系统可以减小致动器10的出口和用于控制喷射泵3的构件2之间的机械间隙，同时防止在机械外壳5的水平存在的振动或者喷射泵3 传播到电致动器10的振动。振动的缺少和机械间隙给予电致动器10显著的寿命。
作为提醒，第二机械装置14接合电致动器10的控制轴11和控制构件2。因此，由于连控轨道(desmodromic)控制系统，当电致动器2驱动臂30绕着其轴线33旋转时，连杆32驱动卫星齿轮20绕着保持固定的卫星齿轮轴线34旋转。卫星齿轮20的旋转驱动行星齿轮21绕着凸轮系统22的轴线24旋转。行星齿轮21与凸轮系统22的轴线24安装在相同的旋转轴线上，行星齿轮21的旋转驱动凸轮系统22的旋转，而凸轮系统22的旋转驱动平移滑块23，该滑块23固定到用于控制喷射泵的构件2上。
在特别的实施方式中，第二机械装置14包括抗返回系统，该抗返回系统防止电致动器10的运动传播到控制杆4。这特别地确保电致动器10所产生的运动唯一地传输给用于控制喷射泵的构件2，而不传输给控制杆4。
在图3中所示的非限制性实施方式中，通过卫星齿轮支架叉19和偏心节流的控制杆17的连接实现所述抗返回系统。实际上，电致动器10通过连杆32的中介驱动行星齿轮20旋转。驱动力经由卫星齿轮轴线34传输给卫星齿轮支架叉19，因此在叉19上产生了绕着被固定的凸轮系统22的轴线的扭矩bc。该扭矩bc应用于卫星齿轮支架叉19和偏心节流的控制杆17之间的接触表面，作用力Ft由偏心装置17上叉19的正常支撑作用力Fn以及摩擦滑动力Fg组成。鉴于该作用力Ft的方向和绕着节流控制杆轴线18枢转偏心装置17的节流控制杆轴线18的位置，极其低的扭矩km然后被转移到偏心装置17上。从致动器10传播到控制杆节流的控制杆16上的这些剩余的作用力被包括推拉缆绳的控制杆节流的控制杆16和用于控制发动机动力的控制杆4的动态链系上游的摩擦力所反击。因此，当控制轴11枢转时，控制杆4保持固定。在与作用力相对的方向上，抗返回系统能够使控制杆节流的控制杆16的运动完全地传输成绕着凸轮系统的轴线24的卫星齿轮支架叉19的枢转运动。
在图4中所示例的非限制性实施例中，凸轮系统22包括控制凸轮35和返回凸轮36。
凸轮系统22的旋转轴线24与控制凸轮35和返回凸轮36是相同的。控制凸轮35的旋转轴线24垂直于控制构件2的平移方向。维持控制凸轮35的外轮廓37接触抵靠与控制构件2一体的滑块23的平表面38。与滑块23的平表面38接触的控制凸轮35的外轮廓37的形状和轴线24的旋转角度可以限定用于控制喷射泵的构件2的运动。
用于控制构件9的位置的位置传感器由此放置在控制凸轮35的旋转轴线24的水平上。实际上，通过知道控制凸轮35的轮廓37和凸轮系统22的轴线24的旋转角度，电子计算机13可以进行计算，该计算可以估算控制构件2的线性位置。该组件减少了控制构件9的位置传感器和用于控制喷射泵的构件2之间严格可能最少数量的机械部件。因此，控制构件2的位置测量是精确的。
另一个目的是通过控制凸轮35的轮廓37的选择，根据节流控制杆8的位置变化，调节发动机的动力变化敏感性。
由于在返回凸轮36上运转的运动系统39的收紧，维持该控制凸轮35接触滑块23的平表面38。返回凸轮36的外轮廓39与控制凸轮35的外轮廓37互补。而控制凸轮35可以在一个方向上移动滑块23，返回凸轮36可以在相对的方向上移动滑块。
在非限制性实施例中，通过运动系统39的收紧可以实现滑块23和控制凸轮35之间运动的收紧，并且包括与滑块23一体的柱塞40，并且通过停靠在滑块23上的压缩弹簧41压靠返回凸轮36。弹簧41施加作用力F，该作用力F倾向于维持平表面38接触控制凸轮35。
换而言之，通过凸轮系统22的轴线24的角位置确定控制构件2的位置。可以通过卫星齿轮20的旋转仅仅改变该位置，该卫星齿轮20啮合在与凸轮系统22的轴线24一体的行星齿轮21中。卫星齿轮20的旋转是两个旋转的组合。
第一旋转是卫星齿轮20绕着其轴线34的旋转，这是由电致动器10引起的。
第二旋转是卫星齿轮20绕着凸轮系统22的轴线34的旋转，这是由飞行员对动力控制杆4的作用引起的。
因此，用于控制喷射泵的构件2的位置是由飞行员控制的动力4的应用位置和由电子计算机13控制的电致动器10的位置的合成。
而且，例如，通过适于供应电致动器的控制轴11的角位置的传感器，可以形成用于测量控制轴11的位置的装置12。在不同的实施方式中，电致动器10本身能够提供其控制轴11的角位置给电子计算机13。
经由用于测量控制构件9的位置的传感器，测量控制构件2的位置以及致动器10的控制轴11的位置两者的目的是特别地当激活补偿装置7时，能够修正电致动器10的强制错误，以及达到发动机所产生动力的令人满意的精确性，当电致动器10通电时，激活该补偿装置7。
在特别的实施方式中，电子计算机13包括适于验证下述状态的应用软件：
-所述控制杆的位置传感器8的状态，
-所述控制构件的位置传感器9的状态，
-用于测量控制轴的位置的装置12的状态。
可以通过不同的非排他的方式验证这些传感器8、9和测量装置12的正确运转。
-传感器8、9和/或测量装置12可以所有或部分地装配有多余的测量通道，该多余的测量通道通过它的不同测量通道的比较，可以检测传感器8、9或测量装置12的故障，在两个传感器8、9和测量装置12上同时进行的测量的一致性可以被测试，鉴于它们之间存在的机械连接，这可以检测传感器8、9或测量装置12三个中至少一个的故障。在电子计算机中所安装的应用软件中实施该验证。
在测量装置12中至少一个或两个传感器8、9中一个的故障的情况下，包括设备1的开关外壳42可以断电电致动器10。
在实施方式中，设备1包括适于通电和断电电致动器10的开关外壳42(图5中所示的)。
开关外壳42确保电致动器10的断电：
-在补偿装置7故障的情况下，或者
-通过接合开关外壳42的开关43，飞行员连续地请求停用补偿装置7。
由于电子计算机13传递给开关外壳42的一个或多个信号，开关外壳42能够在没有飞行员介入的情况下断电电致动器10。可以使用不同类型的信号，以能够使开关外壳：
-被通知装配有应用软件的电子计算机13所检测的故障，此后详述，
-检测电子计算机13的本身运转状态。
为了包括第一种情况，代表故障条件的值中一个值的信号可以被计算机13传输给开关外壳42。
为了包括第二种情况，信号可以是连续或周期的信号，其中开关外壳42所期望的它们特征的一些变化对应于电子计算机13的故障模式。
开关外壳42中实施的逻辑装置ML确保全部授权飞行员停用电致动器10，与来自于电子计算机13的信号无关。而且，如果故障状态已经发信号给开关外壳42或者已经被开关外壳42检测到，该逻辑可以防止飞行员激活电致动器10。
在实施方式中，保护开关外壳42防止受闪电所引起的影响，以在闪电击中包括 设备1的航空器的情况下保持断电电致动器10的功能。
当电子计算机13检测补偿装置7有故障时，当电致动器10被断电时，设备1唯一地与第一机械装置6运转，并且飞行员不能强迫电致动器10的通电。实际上，电子计算机13可以直接地切断致动器10的电供应。
根据本发明的设备1也可以包括用于指示电致动器10通电或断电的设备44。这些可以通过开关外壳42所控制的指示灯形成，该指示灯指示补偿装置有故障或者飞行员本身停用它们。
在图5中所示例的实施例中，所述指示装置44包括两个指示灯：
-第一指示灯45，当补偿装置7在良好的工作状态中，它被点亮，并且当补偿装置7有故障时，它不被点亮。
-第二指示灯46，当第一机械装置6是单独地活动时(唯一地在航空器机载上没有通常电故障的情况下)，它被点亮。
当电致动器10断电时，电致动器10采用了所谓的脱离位置。该脱离位置对应于由第一机械装置6所限定的用于控制喷射泵的构件2的位置上的零补偿。
当不给电致动器10供电时，它不再传递发动机扭矩，并且由于在机械外壳5中一体的返回装置50(在图6A和6B中示例的)，它的控制轴11返回到脱离位置。
应该注意到图6A示例了脱离位置。
该返回装置50包括彼此相对位于的两个弹簧51。每个弹簧51维持柱塞52接触抵靠单个和相同的凸轮53，称为返回凸轮致动器。该返回凸轮致动器53可以安装在臂33的轴线上。因此，在脱离位置的外侧(图6A)，当不再给电致动器10供电和它不再传输任何扭矩时，两个弹簧51中一个弹簧被压缩和传递足够的作用力，以将返回凸轮53返回到脱离位置中的平衡状态。返回凸轮53的该返回运动经由柔性缆绳，通过连控轨道(desmodromic)控制系统被传输到电致动器11的输出轴线。
设备1也可以包括用于表示用于控制发动机动力的控制杆4的位置和飞行阶段之间一致性的设备60(图7)。为此，设备60接合电子计算机13和能够警告飞行员控制杆4的定位与飞行阶段比较是不一致的，或者向飞行员确认控制杆4被适合地定位了。通过航空器的座舱中安装的灯指示器61、62可以形成所述指示装置60。
在图8中所示例的特别的实施方式中，控制杆4包括两个分度，第一分度80单独地对应于第一机械装置6的运转，也就是说没有电致动器10和没有第二机械装置14。当电致动器10被激活时使用第二分度81。
第一分度80包括：
-对应于发动机停止的停止82。在该位置，喷射泵不将燃料传输给发动机，由此不能使所述发动机运转，
-下部的停止83，确保发动机动力变化请求和发动机停止请求之间动作的区别，
-中间停止84，对应于航空器飞行阶段期间发动机空转中的布置。它的作用是确保空转速度，而没有发动机熄灭的风险，
-上部停止85，其位置足以在发动机的整个运转包络线上达到发动机的最大动力。
第二分度81包括：
-当航空器在地面上时，对应于发动机的空转速度的第一空转停止86，
-当航空器在飞行时，对应于空转请求的第二空转停止87。根据发动机的使用阶段的空转速度的差异可以获得空转，而没有在发动机整个飞行运转包络线上，发动机熄灭的风险，而传输足够低的空转动力以确保无论在机场和主要的环境条件下航空器容易着陆。并且在同时可以确保飞行中和在低发动机速度时，电致动器10的断电期间发动机运转的连续性，
-第一全节流停止88。该位置确保发动机限制的不超过，特别地在补偿装置7停用的情况下。该停止88确保发动机的限制方面除了临界阶段以外，还用于所有飞行阶段，
-第二全节流停止89，其确保动力的传递至少等于发动机的最大动力，特别地在补偿装置7的意外停用的情况下。第二全节流停止89确保发动机的最大动力用于临界飞行阶段，即，用于下面情况，在该情况期间，航空器已经减少了与其低速或低高度相关的安全裕度(即，起飞和在低高度再次应用动力)。