平衡一架飞行器的两台涡轮轴发动机的功率的方法

摘要

本发明涉及用于平衡一架飞行器的两台涡轮轴发动机发出的功率的方法和相关的燃料计量系统，其作法是确定两台发动机(M1、M2)的第一和第二限制裕度并把它们转换成第一和第二功率裕度。然后，把第一和第二功率裕度的数值进行比较来确定第一和第二功率裕度之间的主差值。最后，升高有较大的功率裕度的发动机的转速，以便通过尽最大可能地减小主差值来平衡第一和第二发动机的功率。

说明书

技术领域

本发明涉及用于使一架飞行器的两台涡轮轴发动机发出的功率达到平衡的一种方法和系统。具体地说，在一架双发动机的旋翼飞行器上，使两台发动机发出的功率达到平衡，以使它们承受相同的损耗量，例如为了限制维修工作，以及使飞行器的性能为最佳，是很重要的。

背景技术

双发动机的旋翼飞行器一般装有两台自由涡轮机式涡轮轴发动机。功率是取自每个自由涡轮机的低压级，自由涡轮机是以约20,000到50,000转每分钟(rpm)的转速转动。而旋翼飞行器的提供升力和推进力的主旋翼基本上是以200到400rpm的转速转动，因此，需要用齿轮箱把两台自由涡轮机连接于主旋翼，这个齿轮箱是主齿轮箱(MGB)，还希望两台发动机发出的功率平衡，以使两台发动机对MGB的输出功率相同。

发动机的热限制和MGB的扭矩限制可用来定义涡轮轴发动机的三个正常工作额定值：

●起飞额定值，其可被使用5到10分钟，对应于齿轮箱的扭矩值以及对应于发动机的热状态，这个扭矩值和热状态是在有限的时间长度内可以接受的而不会造成明显的损坏：这是最大起飞功率(PMD)；

●最大连续额定值，在这一额定值下，在任何时间，主齿轮箱的容量不会被超过，以及由在各自由涡轮机的第一级的高压叶片的上游连续可接受的最高热状态产生的情况也不会被超过：这是最大连续功率(PMC)；以及

●最大瞬时额定值，这一额定值可通过调节来设定：其被称为最大瞬时功率(PMT)。

当两个发动机中的一个失效时，还存在超紧急额定值：

●超紧急额定值，在这一额定值下，进口级上的主齿轮箱的容量和涡轮轴发动机的热容量都被用到最大值：其被称为超应急功率(PSU)，其可被连续地使用最多30秒，并且在一次飞行中只能用3次。如果使用了PSU，那么必须把涡轮轴发动机拆下来进行大修；

●超紧急额定值，在这一额定值下，进口级上的主齿轮箱的容量和涡轮轴发动机的容量都被用得非常充分：这被称为最大应急功率(PMU)，其可被紧接在PSU之后用2分钟或连续使用最多2分30秒；以及

●超紧急额定值，在这一额定值下，进口级上的主齿轮箱的容量和涡轮轴发动机的热容量都可被无损坏地使用：这被称为中等应急功率(PIU)，其可被用30分钟或在涡轮发动机已经发生故障之后连续使用余下的飞行时间。

发动机制造厂家采用计算和试验来绘制出涡轮轴发动机的可用功率曲线，其作为飞行高度和外界温度的函数，对上述每一额定值都这样做。

此外，发动机制造厂家确定涡轮轴发动机的各种限制，这些限制使得可以得到用于以上规定的每一额定值和可接受的寿命的最小功率，这一最小功率具体地对应于一台用过的即已经达到其最大寿命的涡轮轴发动机发出的功率。这些限制值一般是用发动机的三个监视参数来监测：发动机的气体发生器的转速、发动机的扭矩、以及发动机的自由涡轮机的进口处的气体喷射温度。熟悉本技术领域的人都知道，这几个参数分别称为Ng、Cm、和T45。

为了监测这些参数，法国专利文件FR2 749 545揭示了一种飞行驾驶指示器，其可鉴别涡轮轴发动机的最接近其限制值的各监视参数。这样，就可把与应该遵守的限制值相关的信息分成组一并显示在一个显示器上，借以首先可得到一个概观并仅展现概观的结果，以简化飞行员的观看，以及其次可节省仪器板上的空间。这可在发动机的各监视参数中产生一个“限制参数”，也就是，这个参数的实时值最接近对应的限制值。这就是下文将把这种指示器也称为第一限制指示器或IPL的原因。

还有，这种IPL的各种变型方案可用来把所述限制参数的数值显示为等同的功率，即用功率裕度来表示，诸如PMD的+10％，或显示为俯仰裕度，这里的俯仰表示旋翼飞行器的旋翼叶板相对于来流空气流的位置。

还有，无论是那个额定值，都是用由制造厂家从上述各监视参数选择的飞行参数使两台涡轮轴发动机运行，这些监视参数代表发动机在稳定的使用阶段中和在瞬变阶段中的工况。

于是，可定义一个用于限制作为高度和外部压力的函数的飞行参数的关系，以确保在大多数配置中，例如在炎热的天气中飞行时，任何一个监视参数都不会超过其限制值。

在本文中，使一架双发动机的旋翼飞行器的两台发动机达到平衡一般是通过调准两台发动机的飞行参数的数值来进行。因此，如果飞行参数是例如转速Ng，那么在两台发动机有同样的转速Ng时就达到了平衡。这不构成真正的平衡，而仅仅是一种调准。调准两台发动机的飞行参数不能保证它们的功率是平衡的，因为两台发动机可能是在以明显不同的方式工作着。

应该注意到，最新一代的发动机是用控制电子计算机来控制的，熟悉本技术领域的人将其称为全权数字发动机控制(FADEC)，用来把燃料计量单元的位置确定为首先是一个调节回路的函数，该回路包括一个基于维持旋翼飞行器的旋翼的转速的主回路以及一个基于飞行参数的设定点数值的辅回路。然后，通过确定每台发动机的飞行参数的互相非常接近的设定点数值，这样的各FADEC来实施平衡的原理，或确切地说，是上述的调准。

在那两条线上的平衡是有效的，但也显现出以下局限性。

首先，是基于相同的监视参数即飞行参数的数值来连续地平衡两台发动机。但遗憾的是，经验表明，根据飞行条件，用于达到平衡的最合适的监视参数可能是不同的。

其次，那个原理不能使发动机的性能为最佳。例如，在作为扭矩限制的函数的飞行中，可能出现两台发动机都达不到最大功率的情况。

最后，如果飞行参数是气体喷射温度T45或扭矩Cm，那个用于平衡的原理似乎是不适用的。与扭矩和温度相关的关系是随着发动机的老化而变化的，所以，如果两台发动机的老化程度不同，就很难使两台发动机达到平衡。

发明内容

本发明的一个目的是提出一种可使一架旋翼飞行器的两台涡轮轴发动机的功率达到平衡的方法和系统，其可使两台发动机发出基本上完全相同的最大功率，而不管飞行条件或飞行参数是如何。

按照本发明，一种可使一架旋翼飞行器的第一和第二涡轮轴发动机发出的功率达到平衡的方法，且每台发动机有多个监视参数，其突出特点是，相继地执行以下步骤：

a)为每台发动机的每个监视参数实时地确定个体裕度，监视参数的所述个体裕度反映可用于所述监视参数的裕度；

b)为第一发动机确定第一限制裕度，所述第一限制裕度等于第一发动机的所述监视参数的最接近其限制值的个体裕度，以及为第二发动机确定第二限制裕度，所述第二限制裕度等于第二发动机的所述监视参数的最接近其限制值的个体裕度；

c)把第一和第二限制裕度转换成第一和第二功率裕度，把第一和第二限制裕度降低到可与所述两台发动机发出的功率相比较的尺度；

d)比较第一和第二功率裕度的数值，以及然后确定第一和第二功率裕度之间的主差值；以及

e)升高有较大的功率裕度的那个发动机的转速，以使第一和第二发动机达到功率平衡，从而尽最大可能地使第一和第二功率裕度之间的主差值变小，并可任选地降低有较小的功率裕度的那个发动机的转速。

因此，在步骤a)和b)中，初始的作法是确定每台发动机的限制裕度，其中，可用从其它方面知道的一种全面的方式评价这一裕度。

例如，每个监视参数的个体裕度等于监视参数的实时值减去由发动机制造厂家为这个监视参数设定的限制值所得到的实时的个体差值。而且，可通过实时地考虑外部压力和外部温度来建立监视参数的限制值，如同文件FR2 749 545中所说明的那样。

应该注意到，如果监视参数是发动机的扭矩，那么个体裕度可能反映可用于那个可与制造厂家定义的一个限制值相比较的监视参数。然而，如果飞行器是旋翼飞行器，那么个体裕度可反映可用于发动机扭矩的裕度，以使旋翼飞行器的主齿轮箱的扭矩限制值不会被超过。

还可以想像出主要是用来确定发动机的限制裕度的多个变型方案，例如，作为发动机的监视参数的保证值的函数而不是作为限制值的函数，这里所述的保证值对应于用过的旧发动机可以达到的数值，从而可定义监视参数的限制裕度，而没有估计过高的危险，以及更具体地说，不会使飞行员误以为有真正可供使用的很大的功率裕度。

还有，各限制裕度也可用功率裕度、扭矩裕度或俯仰裕度来评价，以及可由一种已知的第一限制仪器来给出。

于是，在步骤c)中，把各限制裕度进行转换而得到各功率裕度。这样，如果先前已用功率裕度确定了，功率裕度就等于例如限制裕度。否则，需要用已有技术中已知并解释的方法进行转换，来得到例如从用俯仰给出的限制裕度导出的功率裕度。

最后，把第一和第二功率裕度进行比较，并升高有较大的裕度的那台发动机的转速。这就可使两台发动机的功率达到平衡，使两台发动机都用足其功率裕度，这时，两个功率裕度互相非常接近，甚至完全相同。

还有，在监视参数是所述发动机的气体发生器的转速时，那么在步骤d)中，监测第一发动机的气体发生器的第一转速和第二发动机的气体发生器的第二转速之间的第一辅差值，以防止这个第一辅差值超过预先确定的第一限制值。

可以设想出在第一辅差值超过所述预先确定的限制值时触发报警，例如用于避免两台发动机之间的功率差值太大。因此，要想不触发这样的报警，就需要升高转速。

类似地，在监视参数是发动机的扭矩时，那么在步骤d)中，监测第一发动机的第一扭矩和第二发动机的第二扭矩之间的第二辅差值，以防止这个第二辅差值超过预先确定的第二限制值。预先确定的第二限制值对应于主齿轮箱可接受的限制扭矩的30％是有利的。

为了实施上述方法，本发明还提供一种用于计量向一架飞行器的第一和第二发动机的燃料供给量的系统，以使两台发动机达到功率平衡。这种系统有用于采集发动机的多个监视参数的实时值的传感器，还有至少一个用于致动第一和第二发动机的燃料计量单元的调节装置。

本发明的这种系统的突出特点是，它设有主处理器装置，其能够为每台发动机的每个监视参数确定个体裕度，以及分别为第一和第二发动机确定第一和第二限制裕度，这第一和第二限制裕度是分别等于第一和第二发动机的各监视参数的最接近它们的限制值的个体裕度。这样，第一限制裕度就代表第一发动机的各监视参数中的那个最小的个体裕度，类似地，第二限制裕度是代表第二发动机的各监视参数中的那个最小的个体裕度。

还有，这种系统还设有至少一个能够致动所述调节装置的控制装置，以便通过升高有较大的限制裕度的那台发动机的转速来平衡两台发动机发出的功率。

在第一实施例中，控制装置和主处理器装置结合在一单个控制电子计算机例如FADEC内。

在第二实施例中，主处理器装置结合在第一限制仪器即常规的IPL内，而控制装置结合在例如FADEC型式的控制电子计算机内。控制电子计算机可询问IPL以得到发动机的限制裕度，并把限制裕度转换成功率裕度，然后升高有较大的裕度的那个发动机的转速，以平衡两台发动机的功率。

在一个变型方案中，每台发动机有其自己的调节装置和其自己的控制电子计算机，具体地说，这是为了安全。在这样的情况中，每个控制电子计算机包括用于平衡发动机发出的功率的控制装置，两个控制装置自然能交换信息，以进行所述的平衡。

与这一实施例和选择的这一变型方案无关，这种控制装置可有利地监测第一发动机的气体发生器的第一转速和第二发动机的气体发生器的第二转速之间的第一辅差值，以防止这个第一辅差值超过预先确定的第一限制值。

类似地，这种控制装置可优选地监测第一发动机的扭矩和第二发动机的第二扭矩之间的第二辅差值，以防止这个第二辅差值超过预先确定的第二限制值。

附图说明

下面，参照附图详细说明给出的几个优选实施例，这些实施例不是限制性的，本发明的优点将在其中更好地显现出来，各附图中：

图1是本发明的第一实施例的系统的框图；

图2表示出本发明的第一实施例的一个变型方案；以及

图3是本发明的第二实施例的系统的框图。

各图中相同的元件给予相同的标号。

具体实施方式

本发明涉及用于平衡一架飞行器例如一架双发动机的旋翼飞行器的第一和第二涡轮轴发动机M1和M2的功率的一种方法和一种系统。

每台发动机M1、M2有燃料计量单元D，其可用于控制发动机转速的升高和降低。此外，第一发动机M1和第二发动机M2都设有多个传感器1、2，它们用于测量发动机的各监视参数的实时值，即：发动机气体发生器的转速Ng、发动机的扭矩Cm、以及发动机的自由涡轮机的进口处的气体温度T45。

图1和2表示出本发明的第一实施例的两个变型方案。

参照图1，每台发动机M1、M2分别包括各自的控制电子计算机FADEC1、FADEC2，它们可通过调节装置6分别控制连接于发动机M1、M2的发动机燃料计量单元D。

每个控制电子计算机设有调节装置6、用于升高或降低发动机的转速的控制装置5，以及在第一实施例中，还设有处理器装置4。

还有，各传感器1、2可将关于第一发动机M1和第二发动机M2的自由涡轮机的第一和第二转速NTL1和NTL2的信息分别发送给控制电子计算机FADEC1、FADEC2，这两个转速与旋翼飞行器的产生升力和推进力的旋翼的基本上恒定的转速成比例。

还有，对应于为确保旋翼有理想的转速自由涡轮机的第一和第二转速NTL1和NTL2应该有的数值的第一设定点，是在第一调节回路中自身确定的。

结果，如果第一和第二转速NTL1和NTL2不同于所述第一设定点，那么控制电子计算机FADEC1、FADEC2的调节装置6就分别升高或降低发动机M1、M2的转速，以使旋翼达到理想的转速。

在这样的条件下，在第一调节回路中，每个电子计算机FADEC1、FADEC2的调节装置6确定第二设定点。这个第二设定点对应于第一和第二发动机M1、M2的控制参数应达到的数值，以确保第一和第二转速NTL1和NTL2都等于第一设定点。

然后，调节装置6用各传感器1、2发来的信息以及可能还有由发出外部压力P0和外部温度T0的传感器3发来的信息，以确定应该供应到发动机的燃料的流量。在两个发动机的控制参数都达到第二设定点时，燃料供给流量的增大或减小将停止。

而且，在第二调节回路中，第一和第二发动机M1和M2之间达到功率平衡。

在步骤a)中，控制电子计算机FADEC1和FADEC2的处理器装置4实时地分别为第一和第二发动机两台M1和M2的每个监视参数Ng、Cm、T45确定个体裕度，各监视参数的这些个体裕度是可用于每个所述监视参数的裕度的表征。例如，个体裕度是对应于每个监视参数的实时值减去其限制值的实时的个体差值，而所述限制值又是取决于由传感器3所测量的外部压力P0和外部温度T0。

然后，控制电子计算机FADEC1和FADEC2的处理器装置4分别为第一和第二发动机M1和M2确定第一和第二限制裕度，这些第一和第二限制裕度是分别等于第一或第二两台发动机M1或M2的所述监视参数的更接近其限制值的个体裕度。这样，第一限制裕度代表第一发动机M1的各监视参数的最小的个体裕度，类似地，第二限制裕度是第二发动机M2的各监视参数的最小的个体裕度。例如，第一限制裕度对应于第一发动机M1的气体发生器的转速Ng的个体裕度，以及第二限制裕度对应于第二发动机M2的气体温度T45的个体裕度。这些个体裕度也可用功率裕度、扭矩裕度、或实际俯仰裕度来表示。

然后，在步骤c)中，控制装置5把第一和第二限制裕度转换成第一和第二功率裕度，并把这些第一和第二限制裕度降低到可与所述发动机发出的功率相比较的尺度。于是，第一和第二限制裕度就是用功率裕度表示。随后，如果在步骤b)中限制裕度已经用功率裕度表示了，那么就可立即过渡到步骤c)。

在这种方法的步骤d)中，控制装置5把第一和第二功率裕度进行比较，以确定哪台发动机有较大的功率裕度以及哪台发动机有较小的功率裕度。

最后，在步骤e)，有较大的功率裕度的发动机的处理器装置4指令对应的调节装置6驱动发动机的燃料计量单元D，以升高那台发动机的转速，借以平衡发动机M1和M2发出的功率。

类似地，为了避免改变旋翼飞行器的旋翼的转速，有较小的功率裕度的发动机的处理器装置4指令对应的调节装置6驱动那个发动机的燃料计量单元，以降低那台发动机的转速。

最后，由第一和第二发动机M1和M2发出的总功率被保持不变，但这时两台发动机有相同的功率裕度。它们被正确地平衡了，这有许多优点，例如两个发动机M1和M2有同等的损耗程度和功率的最佳化。

参照图2，在第一实施例的一个变型方案中，这种系统仅有一个控制电子计算机，其可控制第一发动机M1和第二发动机M2，以及设有处理器装置4、控制装置5、和调节装置6。这一变型方案减少了所需设备的数量。

图3表示出本发明的第二实施例。

每台发动机M1、M2配备有各自的控制电子计算机FADEC1、FADEC2，而各控制电子计算机设有调节装置6和控制装置5。

然而，与第一实施例不同，这两个控制电子计算机FADEC1、FADEC2没有上述的处理器装置。

这一系统设有现有技术中描述的那种第一限制仪器，此第一限制仪器设有上述的处理器装置4，用于确定第一和第二发动机的限制裕度，以及用于把这些信息发送给控制电子计算机FADEC1、FADEC2的控制装置5。然后，FADEC1和FADEC2可通过它们的控制装置5实施这种方法的各步骤c)、d)、和e)。

如同上述，第二实施例的一个变型方案(这个图中未表示)是为两台发动机只用一个控制电子计算机。

与实施例或所选择的变型方案无关，这个控制装置5可有利地监测第一发动机M1的气体发生器的第一转速和第二发动机M2的气体发生器的第二转速之间的第一辅差值，以确保这个第一辅差值不超过预先确定的第一限制值。

为了检测两台发动机之间的任何过大的功率差值，可以设想出监测所述第一辅差值。如果这个第一辅差值超过所述预先确定的第一限制值，那么就可认定两台发动机中的一台不是在正确地工作。因此，控制装置5可确保这个第一辅差值不被超过，以避免诱导飞行员出差错。

类似地，控制装置5可优选地监测第一发动机M1的第一扭矩和第二发动机M2的第二扭矩之间的第二辅差值，以避免这个第二辅差值超过预先确定的第二限制值。

自然，本发明的实施方式可以有许多变型方案。尽管上面已经描述了几种实施方式，但是很容易理解，不能将其认为是穷尽地列举了所有可能的实施例。在本发明的范围内，当然能够设想出各种等同的措施来替代所述的措施。