用于在額定操作中停止渦輪軸發(fā)動機的方法和裝置的制造方法
【專利摘要】用于在額定操作中停止渦輪軸發(fā)動機的方法，在功率減小步驟期間，需停止的發(fā)動機的當(dāng)前功率減小至達到零功率，且當(dāng)當(dāng)前功率變?yōu)榱銜r，需停止的發(fā)動機的燃氣發(fā)生器的當(dāng)前轉(zhuǎn)速減小至達到預(yù)定中間速度。在溫度穩(wěn)定步驟期間，當(dāng)前轉(zhuǎn)速保持等于中間速度。在關(guān)停步驟期間，該當(dāng)前轉(zhuǎn)速減小以達到零速度。本發(fā)明還涉及一種用于停止渦輪軸發(fā)動機的停止裝置以及一種具有多個渦輪軸發(fā)動機的飛行器。
【專利說明】
用于在額定操作中停止渦輪軸發(fā)動機的方法和裝置
技術(shù)領(lǐng)域
[0001 ]本申請要求2015年3月31日提交的法國專利申請第15 00643的優(yōu)先權(quán)，該申請的全部內(nèi)容以參見的方式納入本文。
[0002]本發(fā)明涉及一種用于在額定操作中停止渦輪軸發(fā)動機的方法和裝置。
【背景技術(shù)】
[0003]交通工具，且尤其是飛行器可設(shè)有多個發(fā)動機。
[0004]因此，某些旋翼飛行器設(shè)有多個發(fā)動機，用以驅(qū)動至少一個提供升力并且可能地還有推進力的旋翼。例如，“超級黃蜂”直升飛機具有三個渦輪軸發(fā)動機。
[0005]通常，渦輪軸發(fā)動機包括具有至少一個壓縮機的燃燃氣發(fā)生器、燃燒室以及連接于壓縮機的高壓膨脹組件。
[0006]該壓縮機可具有多個壓縮級，這些壓縮級可以是軸向的和/或離心的。類似地，該膨脹組件可包括多個膨脹渦輪機。
[0007]此外，該發(fā)動機具有至少一個低壓工作渦輪機，該低壓工作渦輪機可以是自由的或者連接至燃氣發(fā)生器。
[0008]發(fā)動機的操作由管理系統(tǒng)所控制。例如，一種已知的管理系統(tǒng)是全權(quán)限數(shù)字發(fā)動機控制(FADEC)系統(tǒng)。管理系統(tǒng)通常包括計算機，該計算機連接于各個傳感器并且連接于燃料計量單元。該燃料計量單元則使得管理系統(tǒng)能控制燃料饋給至發(fā)動機的速度。
[0009]該管理系統(tǒng)通常連接于選擇器，該選擇器簡稱為“控制選擇器”。例如，該控制選擇器可具有三個位置。
[0010]當(dāng)該控制選擇器處于例如稱為其“停止位置(STOP)”的第一位置時，發(fā)動機停止。
[0011]當(dāng)控制選擇器處于第二位置、例如“飛行(FLIGHT)”位置時，發(fā)動機處于操作中。
[0012]術(shù)語“額定操作”在下文用于涵蓋控制選擇器處于飛行位置的同時，該發(fā)動機的操作。該發(fā)動機則能在以各種不同的操作等級下運行的同時操作。
[0013]最后，該控制選擇器具有中間位置，例如“怠速(IDLE)位置”。當(dāng)該控制控制選擇器處于該怠速位置中時，該發(fā)動機以怠速下操作。怠速用在地面上或飛行中以減小由發(fā)動機產(chǎn)生的功率。
[0014]為了使得發(fā)動機在額定操作中停止，人員可將控制選擇器從飛行位置移動至停止位置。
[0015]當(dāng)將控制選擇器置于停止位置時，管理系統(tǒng)關(guān)閉燃料計量單元以停止將燃料饋給至發(fā)動機。然后，發(fā)動機迅速地停止。由發(fā)動機產(chǎn)生的功率以每秒減小當(dāng)前功率的20 %的量級上的較陡梯度下降。
[0016]由于發(fā)動機在飛行中停止所產(chǎn)生的功率損失導(dǎo)致顛簸，尤其是致使飛行器進行偏航運動。這些顛簸被飛行器的機組人員以及乘客感受到。這種顛簸必然是不受歡迎的，至少從感官的角度來看。
[0017]在地面上，情況則是不同的。
[0018]首先，發(fā)動機在處于地面上的同時產(chǎn)生的功率通常在額定操作期間較低。功率下降則對于飛行器具有有限的影響。
[0019]其次，趨于致使飛行器進行偏航運動的任何顛簸受到飛行器的起落架和地面之間的摩擦的限制。
[0020]此外，根據(jù)需要而通過使控制選擇器從飛行位置移動至停止位置來立即停止發(fā)動機從長遠來看會在發(fā)動機中引起燃料焦化。此種焦化現(xiàn)象與燃料正轉(zhuǎn)變成固體有關(guān)，這會引起發(fā)動機的故障。從長遠來看并且舉例而言，固化的燃料會堵塞噴射器，阻止發(fā)動機啟動，引起發(fā)動機發(fā)生功率損失，或者實際上致使發(fā)動機在未給出停止指令時停止。
[0021]為了避免該焦化現(xiàn)象，飛行員通過將控制選擇器移動至怠速位置開始，并且在將控制選擇器置于停止位置之前、將發(fā)動機保持在怠速位置一段時間。花費時間怠速試圖在完成將發(fā)動機關(guān)停之前將發(fā)動機的燃燒室中的溫度穩(wěn)定在低溫下。
[0022]文獻US 4 738 098給出該類型的教導(dǎo)。
[0023]當(dāng)執(zhí)行飛行時，這樣的程序顯著地增大了飛行員的工作量。此外，由于發(fā)動機的功率下降是突然的，因而轉(zhuǎn)至怠速也會產(chǎn)生令人不愉快的偏航運動，正是因為需要通過使用選擇器的停止位置進行停止。此外，該程序可伴隨有對于減小旋翼飛行器上旋翼的槳葉總距的需要。該步驟則使得程序更為復(fù)雜。
[0024]在技術(shù)背景中，文獻US4 479 619提出一種用于帶有三個發(fā)動機的直升飛機的動力傳輸系統(tǒng)。
[0025]文獻US3 963 372提出了一種用于帶有三個發(fā)動機的直升飛機的發(fā)動機的動力管理和控制方案。文獻WO 2012/059671A2提出具有最大功率不同的兩個發(fā)動機。
[0026]文獻EPO 091 744看起來描述了一種具有三個相同發(fā)動機的飛行器。根據(jù)該文獻的描述，三個發(fā)動機能同時操作。然而，第三發(fā)動機可在巡航飛行中關(guān)停。當(dāng)所有三個發(fā)動機處于使用中時，第三發(fā)動機的故障通過增大主發(fā)動機的功率得以補償。
[0027]還已知文獻EP2 735 508、EP I 978 214、EP 2 636 596、US 5 403155以及US 3869 862ο
[0028]因此，本發(fā)明的目的是提出一種應(yīng)飛行員或自動駕駛系統(tǒng)的要求來停止渦輪軸發(fā)動機的自動方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0029]因此，本發(fā)明涉及一種使得多發(fā)動機飛行器上的渦輪軸發(fā)動機在飛行中停止的方法，該發(fā)動機產(chǎn)生稱為每個瞬時的“當(dāng)前功率”的功率，且發(fā)動機包括具有至少一個部件的燃氣發(fā)生器，這些部件在每個瞬時呈現(xiàn)稱為“當(dāng)前轉(zhuǎn)速”的轉(zhuǎn)動。
[0030]該方法包括產(chǎn)生命令的步驟以產(chǎn)生稱為“停止命令”的命令，從而命令稱為“需停止的發(fā)動機”的發(fā)動機停止，該方法在產(chǎn)生停止命令時使得該需停止的發(fā)動機自動地并且相繼地執(zhí)行以下步驟:
功率減小步驟，該功率減小步驟包括如下階段:
減小所述當(dāng)前功率以達到零功率，所述當(dāng)前功率以稱為“功率變化率”的預(yù)定變化率減?。?br> 減小所述當(dāng)前轉(zhuǎn)速，以使得當(dāng)所述當(dāng)前功率變?yōu)榱銜r當(dāng)前轉(zhuǎn)速達到預(yù)定中間速度； 溫度穩(wěn)定步驟，在該溫度穩(wěn)定步驟期間，當(dāng)前轉(zhuǎn)速保持等于中間速度;以及關(guān)停步驟，在該關(guān)停步驟期間，所述當(dāng)前轉(zhuǎn)速減小以達到零速度。
[0031]在該方法中，發(fā)動機能以對于飛行員透明的方式在飛行中自動地停止。
[0032]在該方法中，發(fā)出命令以實現(xiàn)完全地停止發(fā)動機。因此，該停止命令并不需要致使發(fā)動機怠速而是實際上致使發(fā)動機停止。
[0033]該停止命令可通過飛行員使用具有“飛行中停止”位置的選擇器來產(chǎn)生。在一變型中，在飛行器正執(zhí)行允許發(fā)動機能在飛行中停止的飛行階段的同時，停止命令由自動駕駛系統(tǒng)產(chǎn)生。因此，制造商能執(zhí)行測試和/或模擬以評估可在飛行中停止發(fā)動機的條件。
[0034]因此，本發(fā)明包含“溫和地”、即以受控的速率停止發(fā)動機，從而首先避免產(chǎn)生偏航運動且其次避免產(chǎn)生燃料焦化的現(xiàn)象。
[0035]在功率減小步驟期間，來自發(fā)動機的功率通過以有限的速率來改變功率而減小。由發(fā)動機產(chǎn)生的功率以相對較淺或甚至極淺的梯度減小，這趨于限制產(chǎn)生偏航顛簸的任何風(fēng)險。
[0036]由需停止的發(fā)動機產(chǎn)生的功率減小，直到該功率達到零功率為止。
[0037]同時，燃氣發(fā)生器的轉(zhuǎn)速減小至中間速度。
[0038]例如，該需停止的發(fā)動機的管理系統(tǒng)控制該需停止的發(fā)動機的燃料計量系統(tǒng)，從而以合適的方式減小燃料流量。例如，該管理系統(tǒng)采用一定關(guān)系或者使用數(shù)據(jù)庫，以確定將由燃料計量單元達到的位置，從而以所需的方式減小發(fā)動機的當(dāng)前功率和當(dāng)前轉(zhuǎn)速。
[0039]在功率減小步驟結(jié)束時，由需停止的發(fā)動機產(chǎn)生的功率是零。此外，燃氣發(fā)生器的當(dāng)前轉(zhuǎn)速已達到中間速度。
[0040]然后，溫度穩(wěn)定步驟開始。在該溫度穩(wěn)定步驟期間，燃氣發(fā)生器的當(dāng)前轉(zhuǎn)速自動地維持在中間速度處，以使得燃氣發(fā)生器中的溫度穩(wěn)定，從而避免焦化現(xiàn)象。
[0041]因此，一旦已達到溫度穩(wěn)定速度，需停止的發(fā)動機就在該速度下維持在發(fā)動機中建立穩(wěn)定溫度所需的時間段。
[0042]在溫度穩(wěn)定步驟期間，由發(fā)動機產(chǎn)生的功率持續(xù)是零。該需停止的發(fā)動機不再將任何扭矩輸送至連接于該需停止的發(fā)動機的運動組件。
[0043]該溫度穩(wěn)定步驟能例如在預(yù)定持續(xù)時間之后或者當(dāng)發(fā)動機的溫度停止改變時告一段落。舉例而言，測量在燃氣發(fā)生器下游的溫度，且溫度穩(wěn)定步驟的結(jié)束取決于該溫度測量值。
[0044]當(dāng)需停止的發(fā)動機處于穩(wěn)定的溫度時，該控制系統(tǒng)通過在關(guān)停步驟期間切斷燃料計量單元或者通過直接切斷燃料饋給來自動地實施發(fā)動機的最終停止。
[0045]燃氣發(fā)生器的當(dāng)前轉(zhuǎn)速減小至零速度。由于發(fā)動機在關(guān)停步驟期間不再輸送任何功率，因而燃氣發(fā)生器的轉(zhuǎn)速在關(guān)停步驟期間會比在功率減小步驟期間更快速地減小。燃氣發(fā)生器的轉(zhuǎn)速的快速減小則對于飛行器的總體操作僅僅具有有限的影響。
[0046]因此，該方法是一種自動方法，該自動方法使得發(fā)動機能在飛行中關(guān)停，而同時限制遇到令人不愉快的偏航運動和/或焦化現(xiàn)象的任何風(fēng)險。
[0047]此外，該方法是完全自動的。飛行員的工作負荷由此得以減少。
[0048]該方法還可包括一個或多個以下特征。
[0049]舉例而言，飛行器具有給定數(shù)量的發(fā)動機和預(yù)測器，該預(yù)測器產(chǎn)生功率預(yù)測命令，用以根據(jù)傳遞至控制部件的駕駛命令來控制發(fā)動機，該控制部件控制飛行器所遵循的路徑，該功率減小步驟包括預(yù)測階段，在該預(yù)測階段期間，通過采用稱為“預(yù)測變化率”的預(yù)定變化率來增強傳遞至每個非停止發(fā)動機的預(yù)測命令，且該預(yù)測變化率是功率變化率的函數(shù)。例如，該預(yù)測變化率等于功率變化率除以發(fā)動機的給定數(shù)量減I的商。
[0050]因此，飛行器可包括預(yù)測器，該預(yù)測器產(chǎn)生命令，以試圖根據(jù)由飛行員或者由自動駕駛儀向駕駛部件發(fā)出的駕駛命令來預(yù)測需要由發(fā)動機產(chǎn)生的功率。術(shù)語“控制路徑的控制部件”指代使得飛行器能受控的任何空氣動力學(xué)裝置，例如升力旋翼的槳葉。
[0051]例如，預(yù)測器可包括電位計，該電位計由總距控制件致動，該總距控制件控制升力和推進旋翼的槳葉的總距。該電位計產(chǎn)生呈電信號形式的命令，該命令根據(jù)總距控制件的位置而改變。將該命令傳遞至發(fā)動機的管理系統(tǒng)用以處理。
[0052]在這些情形下，此種實施方式包含改變所給出的預(yù)測命令，其中，該預(yù)測命令表示需達到的功率。該預(yù)測命令增強(增大)以補償由于停止發(fā)動機而導(dǎo)致的功率減小。
[0053]例如，飛行器可具有三個發(fā)動機。采用該方法以在飛行中停止一個發(fā)動機。在功率減小步驟期間，例如通過采用等于20千瓦每秒的功率變化率來減小需停止的發(fā)動機所產(chǎn)生的功率。
[0054]在這些情形下，相反，傳遞至仍操作的每個發(fā)動機的功率預(yù)測命令以預(yù)測變化率增強，該預(yù)測變化率等于功率變化率除以仍操作的發(fā)動機的數(shù)量，即發(fā)動機的總數(shù)減去I，即給出:
tx' =tx/ (nbr-1)
其中，“tx’”是預(yù)測變化率，“tx”表示20千瓦每秒的功率變化率，“nbr”表示動力設(shè)備中發(fā)動機的數(shù)量，且在該示例中數(shù)字nbr等于3，而“/”表示除號。
[0055]該預(yù)測變化率則能以10千瓦每秒增大。
[0056]并行地，飛行器增大傳遞到未停止的發(fā)動機的管理系統(tǒng)的功率預(yù)測數(shù)值。此種增大用于預(yù)測由于需停止的發(fā)動機停止而導(dǎo)致的功率減小。因此，飛行器整體的功率損失最低或甚至是零。因此，存在于飛行器中的人員不會感受到由需停止的發(fā)動機所產(chǎn)生的功率減小。
[0057]在另一方面，所述功率變化率例如位于每秒?yún)⒖脊β?%至15%的范圍內(nèi)。該功率變化率則表述為瓦每秒。
[0058]例如，該參考功率對應(yīng)于在稱為國際標準大氣(ISA)和海平面(SL)的標準條件下的最大起飛功率。此外，該功率變化率可根據(jù)飛行器的飛行階段來確定。
[0059]當(dāng)發(fā)動機產(chǎn)生較高的功率水平時，功率變化率可較小以限制出現(xiàn)麻煩的顛簸的任何風(fēng)險。
[0060]相反，當(dāng)發(fā)動機產(chǎn)生較小的功率時，功率變化率會較高。
[0061]具體地說，功率變化率根據(jù)至少一個以下參數(shù)來確定:飛行器的、與由飛行員使用飛行控制件所控制的參數(shù)相關(guān)的駕駛參數(shù);與飛行器的飛行條件相關(guān)的飛行參數(shù);一個或多個與需停止的發(fā)動機的操作相關(guān)的參數(shù);以及指示飛行器是否搭載乘客的信息。
[0062]例如，如果飛行器執(zhí)行“技術(shù)”飛行，則飛行器并不搭載任何乘客。該飛行器僅僅運送對于在飛行中停止發(fā)動機產(chǎn)生的后果、且由此對于由于發(fā)動機的此種停止而可能導(dǎo)致的任何顛簸做好準備的機組人員。因此，發(fā)動機的緩慢并且溫和地減速并非絕對必需的。因此，該減速可能較快，同時仍受到減速度臨界值的限制，以避免發(fā)動機在速度減小步驟期間關(guān)停。
[0063]例如，每個駕駛參數(shù)選自至少包括如下方面的列表:關(guān)于飛行器的升力旋翼的槳葉的總距的信息；以及與飛行器的偏航運動控制旋翼的槳葉的槳距有關(guān)的信息。
[0064]確切地說，旋翼飛行器可具有稱為“主”旋翼的旋翼，該旋翼為飛行器提供其升力的至少一部分并且可能還提供其推進力。此外，該旋翼飛行器可具有有時稱為“尾部”旋翼或者“反扭矩”旋翼的旋翼，該旋翼用于控制飛行器在偏航中的運動。
[0065]該飛行器再具有控制件，該控制件使得主旋翼的槳葉的總距和周期槳距能得以控制。例如，飛行器可具有用于控制周期槳距的周期槳距控制桿和用于控制主旋翼的槳葉的總距的總距桿。
[0066]此外，該飛行器具有控制件，該控制件使得尾部旋翼、例如踏板的槳葉的總距能得以控制。
[0067]如果飛行控制件需要高總距位置，則飛行器處于從發(fā)動機需要大量功率的飛行階段中。發(fā)動機的急停會被機組人員和乘客強烈地感受到。在這些情形下，發(fā)動機的減速較緩慢，且功率變化率較小。
[0068]相反，如果飛行控制件需要低總距位置、例如在快速地下降的同時，則發(fā)動機能快速地停止，因為發(fā)動機在該飛行階段所需的功率通常較低或甚至是零。飛行員或乘客則難以意識到發(fā)動機正停止。
[0069]此外，每個飛行參數(shù)可選地選自至少包括如下方面的列表:飛行器的速度;飛行器的高度;飛行器外部的溫度;飛行器的升力旋翼的轉(zhuǎn)速；以及飛行器的重量。
[0070]根據(jù)這些參數(shù)，制造商已知如何確定飛行器處于從發(fā)動機需要大量功率還是少量功率的飛行階段。
[0071]例如，與其最大重量相比具有較低重量的飛行器對于給定的飛行階段、與加載至其最大重量的同一飛行器所需的功率相比需要較小的功率。于是，對于給定的飛行階段，發(fā)動機的停止需要以如下功率變化率來執(zhí)行:該功率變化率在具有較重重量的飛行器中比在具有較輕重量的飛行器中小。
[0072]類似地，飛行器的前進速度是如下參數(shù):該參數(shù)對于需由該飛行器的動力設(shè)備產(chǎn)生的功率具有直接影響。因此，在給定飛行器的前進速度的情形下，飛行包絡(luò)線能實際上根據(jù)所需的功率進行細分，從而使得施加于發(fā)動機的減速度與飛行包絡(luò)線的每個部分匹配。
[0073]此外，每個發(fā)動機參數(shù)可選地選自至少包括如下方面的列表:需停止的發(fā)動機的參數(shù);需停止的發(fā)動機的扭矩；以及需停止的發(fā)動機的轉(zhuǎn)速。
[0074]這些發(fā)動機參數(shù)用于表征由發(fā)動機輸送的功率。
[0075]此外，當(dāng)需停止的發(fā)動機的當(dāng)前轉(zhuǎn)速是零時，可將需停止的發(fā)動機的至少一個增壓栗關(guān)閉。
[0076]增壓栗可用于將燃料傳送至發(fā)動機。然后，可設(shè)想將發(fā)動機的增壓栗自動地切斷，以完整地完成將發(fā)動機停止。
[0077]此外，對于具有至少一個設(shè)有面向飛行器前端的動態(tài)進氣口的發(fā)動機的飛行器而言，較佳地是使得這臺發(fā)動機停止。
[0078]例如，飛行員可較佳地選擇關(guān)停具有動態(tài)進氣口的發(fā)動機，該動態(tài)進氣口即在飛行器前進的作用下饋給有空氣的進氣口。此種動態(tài)進氣口面向飛行器的前端。
[0079]因此，與具有靜態(tài)進氣口的發(fā)動機相比，已停止的發(fā)動機能夠更快速地重新啟動，這是因為在向前飛行期間進入的空氣在進入發(fā)動機時具有特定量的壓力以及特定的速度。
[0080]此外，能可選地在飛行器以高于高度閾值的高度下飛行的狀況中考慮該停止命令。
[0081]在該實施方式中，發(fā)動機僅僅在較高的高度下、例如高于1500英尺的高度上停止，以使得在飛行器到達地面之前飛行員可獲得充足的時間來重新啟動發(fā)動機。
[0082]除了方法以外，本發(fā)明提供一種用于停止渦輪軸發(fā)動機的停止裝置。
[0083]此種停止裝置可包括用于要求發(fā)動機停止的控制裝置，該控制裝置連接于應(yīng)用本發(fā)明的方法的處理器單元。
[0084]本發(fā)明還提供一種具有多個渦輪軸發(fā)動機的飛行器，該飛行器包括用于至少一個發(fā)動機的此種停止裝置。
【附圖說明】
[0085]在對以說明方式且參照附圖給出的對實施方式的以下描述中，將更詳細地示出本發(fā)明及其優(yōu)點，在附圖中:
圖1示出本發(fā)明的飛行器；
圖2是渦輪軸發(fā)動機的視圖；
圖3是示出本發(fā)明第一變型的視圖；
圖4是示出本發(fā)明第二變型的視圖；
圖5是示出本發(fā)明的方法的視圖；以及圖6至8是解釋飛行器的操作的視圖。
[0086]在一個以上的附圖中出現(xiàn)的部件在各圖中采用相同的附圖標記。
【具體實施方式】
[0087]圖1示出本發(fā)明的飛行器I。
[0088]飛機包括從前端2縱向地延伸到后端3的結(jié)構(gòu)。
[0089]此外，該飛行器是旋翼飛行器，該旋翼飛行器具有帶有槳葉6的主旋翼5，以為飛行器提供其升力的至少一部分并且可能還提供其推進力。主旋翼5的槳葉的總距和周期槳距能分別由總距桿7和周期槳距控制桿8控制。自動駕駛系統(tǒng)也可控制主旋翼的槳葉的總距和周期槳距。
[0090]飛行器I還具有偏航運動控制旋翼4用以控制飛行器的偏航運動。該偏航運動控制旋翼4的槳葉的總距能由踏板9和/或自動駕駛系統(tǒng)控制。
[0091]為了驅(qū)動各個旋翼，飛行器具有動力設(shè)備10。該動力設(shè)備具有多個渦輪軸發(fā)動機
11。具體地說，該動力設(shè)備所具有的發(fā)動機的數(shù)量在下文稱為“給定數(shù)量nbr”。
[0092]例如，每個發(fā)動機均經(jīng)由主動力傳輸齒輪箱來驅(qū)動主旋翼5。
[0093]參見圖2，渦輪軸發(fā)動機通常包括進氣口、例如可以是動態(tài)類型的進氣口18，從而為燃氣發(fā)生器16饋給空氣。
[0094]該燃氣發(fā)生器16包括壓縮機13，該壓縮機具有一個或多個渦輪機，用以壓縮來自進氣口 18的空氣。
[0095]然后，將經(jīng)壓縮的空氣帶至燃氣發(fā)生器16的燃燒腔室14。離開燃燒腔室14的熱氣體使得具有至少一個高壓渦輪機的膨脹組件15膨脹并且驅(qū)動該膨脹組件轉(zhuǎn)動。
[0096]將壓縮機13和膨脹組件15設(shè)定為以轉(zhuǎn)速Ng轉(zhuǎn)動。
[0097]此外，該發(fā)動機在燃氣發(fā)生器的下游具有至少一個低壓渦輪機17。該低壓渦輪機則用于驅(qū)動發(fā)動機的出口軸，用以實現(xiàn)(如果有的話通過齒輪箱)驅(qū)動飛行器的旋翼轉(zhuǎn)動。
[0098]參見圖3，每個發(fā)動機均與相應(yīng)的增壓栗60協(xié)配。該增壓栗將燃料從燃料箱傳送至發(fā)動機。每個發(fā)動機還可包括抽吸栗。
[0099]此外，每個發(fā)動機均由相應(yīng)的管理系統(tǒng)20所控制。該管理系統(tǒng)能彼此通信。
[0100]舉例而言，每個管理系統(tǒng)20均設(shè)有電子計算機21。此種電子計算機21可設(shè)有至少一個處理器或等同物，用以執(zhí)行存儲在存儲空間24中的信息。
[0101]此外，該管理系統(tǒng)包括燃料計量單元22，該燃料計量單元具體地由電子計算機21控制。在降級模式中，也可使得燃料計量單元機械地受控。
[0102]每個管理系統(tǒng)還連接于一組測量系統(tǒng)50。
[0103]此種測量系統(tǒng)50可包括用于測量與駕駛參數(shù)相關(guān)的信息的傳感器。
[0104]術(shù)語“傳感器”應(yīng)廣義地理解，或者指一種這樣的傳感器，或是指一種可確定參數(shù)數(shù)值的系統(tǒng)。
[0105]具體地說，這些傳感器可例如借助用于控制總距的部件在控制通道中的位置來測量關(guān)于主旋翼5的槳葉的總距的信息。類似地，傳感器可測量與飛行器I的偏航運動控制旋翼4的槳葉的槳距相關(guān)的信息。
[0106]例如，這些傳感器可確定所述控制槳距的部件的位置。
[0107]這些測量系統(tǒng)50可包括用于測量關(guān)于飛行參數(shù)的信息的傳感器。具體地說，傳感器可測量飛行器I的速度，例如飛行器的空氣速度。舉例而言，可使用空氣速度指示系統(tǒng)。
[0108]傳感器還可例如使用環(huán)境壓力傳感器或無線電測高儀來測量飛行器的高度，以及使用溫度計來測量飛行器外部的溫度，或者實際上測量飛行器的升力旋翼5被驅(qū)動轉(zhuǎn)動的速度。
[0109]也可例如使用考慮起飛重量的信息以及考慮已消耗的燃料重量的信息來評估飛行器的重量。
[0110]該測量系統(tǒng)50可包括用于確定渦輪軸發(fā)動機的至少一個發(fā)動機參數(shù)的數(shù)值的傳感器。此種發(fā)動機參數(shù)可選自至少包括如下方面的列表:發(fā)動機溫度，例如在燃氣發(fā)生器下游的溫度；由發(fā)動機產(chǎn)生的扭矩;所需停止的發(fā)動機的燃氣發(fā)生器的轉(zhuǎn)速；自由渦輪機的轉(zhuǎn)速;以及燃料消耗量。術(shù)語“轉(zhuǎn)速”在下文用于指代發(fā)動機的燃氣發(fā)生器的轉(zhuǎn)速。
[0111]此外，每個管理系統(tǒng)可連接于預(yù)測器90。該預(yù)測器90將考慮需由每個發(fā)動機所發(fā)出功率的信息通信至管理系統(tǒng)。
[0112]該預(yù)測器90可例如包括電位計，該電位計由諸如總距桿7之類的飛行控制件95操作。
[0113]此外，該飛行器I具有稱為“停止裝置”100的裝置，用以使得稱為“需停止的發(fā)動機”12的發(fā)動機11在飛行中停止。
[0114]該停止裝置包括控制裝置30，該控制裝置用于要求需停止的發(fā)動機12停止。
[0115]該控制裝置30可包括能由人員或者實際上由自動駕駛系統(tǒng)32操作的部件31。
[0116]該控制裝置30再與處理器單元40通信。
[0117]此外，該停止裝置可包括參數(shù)設(shè)定裝置，該參數(shù)設(shè)定裝置用于由飛行員操作以指示乘客是否存在于飛行器內(nèi)。存儲該信息以能被處理器單元訪問。
[0118]在圖3的實施例中，處理器單元40包括稱為“專用單元”41的單元。例如，處理器單元40再包括處理器或等同物，用以執(zhí)行存儲在存儲空間中的指令以應(yīng)用本發(fā)明的方法。
[0119]該處理器單元可再連接于測量系統(tǒng)50并且實際上連接于預(yù)測器90。此外，該處理器單元40連接于每個管理系統(tǒng)并且實際上連接于增壓栗。
[0120]在圖4的變型中，每個管理系統(tǒng)是處理器單元40的一部分。
[0121]參見圖5，停止裝置用于指示需停止的發(fā)動機12在飛行中“溫和地”停止。
[0122]該方法還通過圖6至8進行說明。
[0123]因此，圖6是沿著縱軸繪制由需停止的發(fā)動機所產(chǎn)生的功率P并且沿著橫軸繪制時間的圖表。
[0124]圖7是沿著縱軸繪制需停止的發(fā)動機的燃氣發(fā)生器的轉(zhuǎn)速Ng并且沿著橫軸繪制時間的圖表。
[0125]圖8是沿著縱軸繪制由預(yù)測器90傳遞的預(yù)測命令A(yù)并且沿著橫軸繪制時間的圖表。
[0126]參見圖1，在產(chǎn)生命令的步驟STPO期間，控制裝置產(chǎn)生停止命令，以命令稱為“需停止的發(fā)動機” 12的發(fā)動機停止。
[0127]在圖3的變型中，將停止命令傳遞至處理器單元40的專用單元41。
[0128]在圖4的變型中，將停止命令傳遞至處理器單元的管理系統(tǒng)且尤其傳遞至需停止的發(fā)動機12的管理系統(tǒng)。
[0129]可選的是，需停止的發(fā)動機是渦輪軸發(fā)動機，該渦輪軸發(fā)動機具有面向飛行器I的前端2的動態(tài)進氣口 18。
[0130]此外，能可選地僅僅在如果飛行器以高于高度閾值的高度下飛行的情形下考慮該停止命令。
[0131]如果考慮該停止命令并且參見圖5，則處理器單元40自動地執(zhí)行功率減小步驟STPlo
[0132]參見圖6，在該功率減小步驟STPl期間，該處理器單元需要使得由需停止的發(fā)動機所產(chǎn)生的當(dāng)前功率減小以達到零功率。
[0133]該當(dāng)前功率則根據(jù)稱為“功率變化率tx”的預(yù)定變化率減小。
[0134]因此，在給定的計算瞬時下，功率Pl等于前一計算瞬時下的功率PO減去功率變化率tx。
[0135]舉例而言，該功率變化率tx可位于每秒?yún)⒖脊β蔖ref的I %至15%的狹窄范圍內(nèi)。該范圍可避免需停止的發(fā)動機過早關(guān)停，并且趨于避免在飛行器上產(chǎn)生顛簸。
[0136]該參考功率Pref對應(yīng)于在國際標準大氣(ISA)和海平面(SL)條件下起飛所需的最大功率。
[0137]此外，該功率變化率tx可根據(jù)飛行器的飛行階段而由處理器單元確定。該飛行階段可例如使用飛行器的前進速度來確定。
[0138]具體地說，功率變化率tx根據(jù)至少一個以下參數(shù)來確定:飛行器的與由飛行員控制的參數(shù)相關(guān)的駕駛參數(shù);與飛行器I的飛行條件相關(guān)的飛行參數(shù);與需停止的發(fā)動機12的操作相關(guān)的發(fā)動機參數(shù);以及指示飛行器I是否搭載乘客的信息。
[0139]例如，制造商在初始化步驟期間用于執(zhí)行多個測試或模擬，以確定對于給定飛行器上所應(yīng)用的功率變化率具有影響的參數(shù)。
[0140]在這些情形下并且使用該初始化步驟，制造商能根據(jù)至少一個所述參數(shù)確定并存儲多個功率變化率tx，或者實際上根據(jù)至少一個所述參數(shù)來確定至少一個給出上述功率變化率的關(guān)系。
[0141]該處理器單元40再使用測量系統(tǒng)50來訪問所需的各種信息項目。
[0142]參見圖7，在該功率減小步驟STPl期間，該處理器單元還需要使得發(fā)動機的燃氣發(fā)生器的轉(zhuǎn)速Ng減小，從而在所述當(dāng)前功率變?yōu)榱銜r使得當(dāng)前轉(zhuǎn)速達到預(yù)定的中間速度Vint0
[0143]在圖3的變型中，為了實現(xiàn)該功率減小步驟STPl，該處理器單元40的專用單元41與需停止的發(fā)動機的管理系統(tǒng)通信，用以為該需停止的發(fā)動機供給待應(yīng)用的功率變化率。
[0144]該需停止的發(fā)動機的管理系統(tǒng)由此得出燃料計量單元所需應(yīng)用的位置設(shè)定值，從而以合適的方式減小由該需停止的發(fā)動機產(chǎn)生的功率并且減小該需停止的發(fā)動機的轉(zhuǎn)速
Ng0
[0145]在圖4的變型中，該需停止的發(fā)動機的管理系統(tǒng)直接地為燃料計量單元確定位置設(shè)定值，或者實際上通過事先計算需實現(xiàn)的功率變化率來確定。
[0146]此外并且參見圖8，該功率減小步驟STPl可包括預(yù)測階段，在該預(yù)測階段期間，增強由預(yù)測器90傳遞至每個非停止發(fā)動機11的預(yù)測命令A(yù)。該預(yù)測命令A(yù)通過應(yīng)用稱為“預(yù)測變化率tx’”的預(yù)定變化率來增強，該預(yù)測變化率是功率變化率tx的函數(shù)。
[0147]例如，該預(yù)測變化率tx’等于功率變化率tx除以飛行器的發(fā)動機的給定數(shù)量nbr減I的商。
[0148]因此，在給定的計算瞬時下，預(yù)測命令A(yù)l等于前一計算瞬時下的預(yù)測命令A(yù)O加上功率變化率tx除以給定數(shù)量nbr減I。
[0149]為了執(zhí)行該預(yù)測階段并且在圖3的變型中，該處理器單元的專用單元例如與無需停止的發(fā)動機18的管理系統(tǒng)通信，以為這些無需停止的發(fā)動機供給待應(yīng)用的功率變化率。
[0150]這些無需停止的發(fā)動機18的管理系統(tǒng)從中得出由對應(yīng)的燃料計量單元所需達到的位置設(shè)定值。
[0151]在圖4的變型中，需停止的發(fā)動機的管理系統(tǒng)例如用于將功率變化率傳遞至其它發(fā)動機的管理系統(tǒng)。
[0152]參見圖5，在溫度穩(wěn)定步驟STP2期間，當(dāng)前轉(zhuǎn)速Ng保持等于中間速度Vint。
[0153]最后，在關(guān)停步驟STP3期間，該當(dāng)前轉(zhuǎn)速減小以達到零速度。然后，需停止的發(fā)動機完全地關(guān)停。
[0154]可選的是，當(dāng)需停止的發(fā)動機12的當(dāng)前轉(zhuǎn)速是零時，將該需停止的發(fā)動機12的每個增壓栗60關(guān)閉。
[0155]在圖3的變型中，處理器單元的專用單元與需停止的發(fā)動機的管理系統(tǒng)通信，以要求將對應(yīng)的燃料計量單元關(guān)閉或者將燃料饋給關(guān)閉，然后如果有的話使得每個合適的增壓栗停止。
[0156]在圖4的變型中，該需停止的發(fā)動機的管理系統(tǒng)直接地關(guān)閉燃料計量單元或者關(guān)閉燃料饋給，且如果有的話停止每個合適的增壓栗。
[0157]當(dāng)然，本發(fā)明在其實施方式方面可有許多變型。盡管描述了若干實施方式，但是容易理解，不可能窮舉地給出所有可能實施方式。當(dāng)然能夠設(shè)想用等同裝置代替所描述的任何裝置而不超出本發(fā)明的范圍。
【主權(quán)項】
1.一種使得多發(fā)動機的飛行器(I)上的渦輪軸發(fā)動機(11)在飛行中停止的方法，所述發(fā)動機(11)產(chǎn)生每個瞬時下的當(dāng)前功率，且所述發(fā)動機(11)包括燃氣發(fā)生器(16)，所述燃氣發(fā)生器具有至少一個部件(13、15)，所述至少一個部件在每個瞬時以當(dāng)前轉(zhuǎn)速(Ng)轉(zhuǎn)動，其中，所述方法包括產(chǎn)生命令的步驟，以產(chǎn)生停止命令來命令稱為“需停止的發(fā)動機”(12)的發(fā)動機停止，所述方法在產(chǎn)生所述停止命令時對于所述需停止的發(fā)動機(12)自動地并且相繼地執(zhí)行以下步驟: 功率減小步驟(STPl)，所述功率減小步驟包括如下階段: 減小所述當(dāng)前功率以達到零功率，所述當(dāng)前功率以稱為“功率變化率”(tx)的預(yù)定變化率減??； 減小所述當(dāng)前轉(zhuǎn)速，以使得當(dāng)所述當(dāng)前功率變?yōu)榱銜r所述當(dāng)前轉(zhuǎn)速達到預(yù)定中間速度(Vint)； 溫度穩(wěn)定步驟(STP2)，在所述溫度穩(wěn)定步驟期間，所述當(dāng)前轉(zhuǎn)速保持等于所述中間速度(Vint);以及 關(guān)停步驟(STP3 )，在所述關(guān)停步驟期間，所述當(dāng)前轉(zhuǎn)速減小以達到零速度。2.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述飛行器(I)具有給定數(shù)量(nbr)的發(fā)動機(11)和預(yù)測器(90)，所述預(yù)測器產(chǎn)生功率預(yù)測命令以根據(jù)傳遞至控制部件的駕駛命令來控制所述發(fā)動機(U)，所述控制部件控制所述飛行器所遵循的路徑，所述功率減小步驟包括預(yù)測階段，在所述預(yù)測階段期間，通過施加稱為“預(yù)測變化率”(tx’)的預(yù)定變化率來增強傳遞至每個非停止發(fā)動機的預(yù)測命令，且所述預(yù)測變化率是所述功率變化率的函數(shù)。3.如權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述預(yù)測變化率(tx’)等于所述功率變化率(tx)除以發(fā)動機的給定數(shù)量(nbr)減I的商。4.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述功率變化率(tx)位于每秒?yún)⒖脊β?Pref)的I %至15%的范圍內(nèi)。5.如權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，當(dāng)給出所述停止命令時，所述參考功率(Pref)對應(yīng)于由所述需停止的發(fā)動機(12)產(chǎn)生的當(dāng)前功率。6.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述功率變化率(tx)根據(jù)所述飛行器的飛行階段來確定。7.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述功率變化率(tx)根據(jù)至少一個以下參數(shù)來確定:所述飛行器的、與由飛行員控制的參數(shù)相關(guān)的駕駛參數(shù);與所述飛行器(I)的飛行條件相關(guān)的飛行參數(shù);與所述需停止的發(fā)動機(12)的操作相關(guān)的發(fā)動機參數(shù)；以及指示所述飛行器(I)是否搭載乘客的信息。8.如權(quán)利要求7所述的方法，其特征在于，每個發(fā)動機參數(shù)選自至少包括如下方面的列表:關(guān)于所述飛行器(I)的升力旋翼(5)的槳葉的總距的信息；以及與所述飛行器(4)的偏航運動控制旋翼(4)的槳葉的槳距有關(guān)的信息。9.如權(quán)利要求7所述的方法，其特征在于，每個飛行參數(shù)選自至少包括如下方面的列表:所述飛行器(I)的速度;所述飛行器的高度;所述飛行器外部的溫度;所述飛行器的升力旋翼的速度；以及所述飛行器的重量。10.如權(quán)利要求7所述的方法，其特征在于，每個發(fā)動機參數(shù)選自至少包括如下方面的列表:所述需停止的發(fā)動機(12)的參數(shù);所述需停止的發(fā)動機(12)的扭矩；以及所述需停止的發(fā)動機(12)的燃氣發(fā)生器的當(dāng)前轉(zhuǎn)速。11.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，當(dāng)所述需停止的發(fā)動機(12)的當(dāng)前轉(zhuǎn)速是零時，將所述需停止的發(fā)動機(12)的至少一個增壓栗(60)關(guān)閉。12.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述飛行器(I)具有至少一個設(shè)有動態(tài)進氣口(18)的發(fā)動機，所述動態(tài)進氣口面向所述飛行器(I)的前端(2)，且所述發(fā)動機是需停止的發(fā)動機。13.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，僅僅在如果所述飛行器(I)以高于高度閾值的高度下飛行的情形下考慮所述停止命令。14.一種用于停止渦輪軸發(fā)動機的停止裝置，其中，所述停止裝置(100)包括用于要求所述需停止的發(fā)動機(12)停止的控制裝置(30)，所述控制裝置(30)連接于應(yīng)用如權(quán)利要求1所述方法的處理器單元(40)。15.—種飛行器(I)，所述飛行器具有多個渦輪軸發(fā)動機，其中，所述飛行器(I)包括如權(quán)利要求14所述的停止裝置(100)。
【文檔編號】B64D31/06GK106014650SQ201610191870
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年3月30日
【發(fā)明人】R·羅索托, J-F·皮科內(nèi)
【申請人】空客直升機