飞行器的第一限制值指示器失效时的辅助驾驶方法和装置

摘要

本发明涉及一种用于装有至少两台发动机(2、3)的飞行器并且用在万一所述飞行器的第一限制值指示器(10)失效时的辅助驾驶方法，所述飞行器的发动机(2、3)的多个监测参数(Ng、T4、Tq)被监测，所述第一限制值指示器(10)显示与所述发动机(2、3)的限制参数的数值有关的信息，所述限制参数是发动机的各监测参数(Ng、T4、Tq)中最接近其限制值的那个参数。在这样的情况下，每当所述第一限制值指示器(10)不是处于显示所述信息的状态时，辅助驾驶模式就被启用，在这个辅助驾驶模式过程中，可将每个监测参数(Ng、T4、Tq)维持在预定的阈值以下。

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于装有至少两台发动机的旋翼飞行器并且用在万一其第一限制值指示器失效时的辅助驾驶方法和装置。

背景技术

更具体地说，驾驶员在驾驶直升机时要监视控制板上的诸多仪表，那些仪表在很大程度上代表动力装置和直升机的运转状态。由于诸多物理上的原因，有许多限制值需要驾驶员在飞行过程中时时刻刻地关注。这些各不相同的限制值通常取决于飞行阶段和外部条件。

大多数现今制造的直升机都装有由一台或两台自由涡轮式涡轮发动机构成的动力装置。动力取自自由涡轮的低压级，这一级在机械上独立于包括涡轮发动机的压气机和高压级的组件。涡轮发动机的自由涡轮以20,000转每分钟(rpm)到50,000rpm的转速转动，而主旋翼一般是以200rpm到400rpm的转速转动，所以两者之间需要有减速齿轮箱，这个齿轮箱就是主动力传递齿轮箱(MGB)。

涡轮发动机的热状态限制值和主齿轮箱的扭矩限制值用于定义涡轮发动机的三个正常使用额定值：

·起飞功率额定值，其可使用5到10分钟并且对应于主齿轮箱的一个扭矩量级和涡轮发动机的一个发热量级，这两个量级在一个有限的时间长度内是可接受的而不会有明显的降低：这个额定值被称为起飞功率(TOP)额定值；

·最大连续功率额定值，在这一额定值过程中，主齿轮箱的各项能力和取决于涡轮发动机的第一级高压叶片的最大可接受连续加热上升气流的那些能力决不会被超过：这个额定值被称为最大连续功率(MCP)额定值；

·最大瞬间功率额定值，这是一个可通过调节任选地加以限制的额定值：这个额定值被称为最大瞬间功率(MTP)额定值。

在多发动机的飞行器上，还有几个应急极端超偶然情况额定值，其用在万一涡轮发动机失效时：

·第一应急额定值，在这一额定值过程中，主齿轮箱的进口级的各项能力和涡轮发动机的温度潜力被用到最大值：这个额定值被称为超应急功率(PSU)，并且其可被连续使用达30秒，在一次飞行中最多可使用3次。如果已经用了超应急功率(PSU)，那么涡轮发动机必须拆下来进行大修。

·第二应急额定值，在这一额定值过程中，主齿轮箱的进口级的各项能力和涡轮发动机的热潜力可被充分地使用：这个额定值被称为最大应急功率(PMU)，并可被在超应急功率(PSU)之后使用最长达两分钟或连续使用最长两分三十秒；以及

·第三应急额定值，在这一额定值过程中，主齿轮箱的进口级的各项能力和涡轮发动机的热潜力可被使用而不会损坏它们：这个额定值被称为中间应急功率，并可被使用三十分钟或在涡轮发动机已失效之后继续用于余下的飞行。

上述各限制值一般是用三个参数来监测：气体发生器的转速、发动机扭矩、以及气体进入自由涡轮的进口时的温度，熟悉本技术领域的人分别用Ng、Cm、以及T4表示这些参数。

对每一额定值，制造厂家规定对应的阈值，监测参数必须维持在这些阈值以下。

那么，为了确保在使用中不超过为额定值规定的阈值，驾驶员必须监视这些监测参数。对装有至少两台发动机的直升机而言，这样的监视变得尤其难，因为给每台发动机配备三个不同的仪表盘才是恰当的。

而且，最近的涡轮发动机都是用控制和调节器元件进行控制和调节的，这个元件装有调节器电子计算机，熟悉本技术领域的人将其称为FADEC，并且具体地说，这个元件用于确定燃油计量装置的位置，而这个位置首先是基于保持旋翼飞行器的升力旋翼的转速而作为包括主回路的调节回路的函数，其次是基于这一驾驶参数的设定点数值而作为辅回路的函数。

FADEC调节器元件还接收首先是与在其控制下的涡轮发动机的各监测参数有关的信号，其次是与旋翼飞行器的各重要构成部分的监测参数诸如升力旋翼的转速有关的信号。

然后，FADEC调节器元件把各监测参数的数值传输给布置在旋翼飞行器驾驶舱里的第一限制值指示器。

专利文件FR 2 749 545具体地描述了第一限制值指示器，其能够判别涡轮发动机的各监测参数，判别出哪个具体参数最接近其限制值。与应被遵守的各限制值有关的信息在一个显示器上成组地显示出来，这使得，首先可以归纳这些信息并独一无二地给出归纳的结果，从而简化驾驶员的任务，其次可以节省控制板上的空间。这可产生一个从涡轮发动机的各监测参数中选择出来的“限制参数”，即其当时数值最接近其限制值的那个参数。这就是这样的指示器有时被称为“第一限制值仪表”(FLT)的原因。

这个第一限制值指示器能够在任何时刻使限制参数的当时数值让驾驶员知道。这可大大降低驾驶员的工作负荷，因为对于一架双发动机的直升机，驾驶员只需用一个测量仪表而不再需要用六个仪表。

这种第一限制值指示器有时被显示在中央显示系统中的第一设备的第一屏幕上，而第一设备被称为飞行器发动机多功能显示器(VEMD)。

而且，这个第一设备能够把(各)涡轮发动机里的油温和油压、主齿轮箱里的油温和油压、发电机发出的电压和电流、以及外界温度显示在第二屏幕上。

在万一第一设备失效时，例如它的屏幕失效了，驾驶员就不再有可用于避免超过由制造厂家设定的各限制值的第一限制值指示器。

那么，驾驶员就必须依赖辅助仪表来得到各监测参数的数值。更确切地说，在装有两台涡轮发动机的直升机上，驾驶员需要监视六个常规的指示器，以监视每台涡轮发动机的气体发生器转速、发动机扭矩、以及气体进入自由涡轮的进口时的温度。与此同时，驾驶员还需要查阅飞行手册，以便确定对每个监测参数什么样的阈值不得超过。

当飞行状态降级时，这将增加驾驶员的工作负荷。于是驾驶员可能被要求中断正在执行的使命并做预防性的降落而放弃一段悬停飞行时间。如果直升机是准备降落在一个窄小的区域例如降落在船上，降落过程可能是困难的。

因此，为了在万一第一限制值指示器失效时保护装有至少两台涡轮发动机的直升机的发动机，已知的体系组织要求驾驶员取消正在执行的使命并要求驾驶员用各常规仪表来避免超过由制造厂家设定的各个阈值，这就增加了驾驶员的工作负荷。

发明内容

鉴于上述，本发明的一个目的是降低装有至少两台发动机的直升机的驾驶员的工作负荷，同时也避免在万一第一限制值指示器失效时需要取消正在执行的使命。

按照本发明，提供一种用在万一装有至少两台发动机的飞行器的第一限制值指示器失效时的辅助驾驶方法，所述飞行器具有与所述飞行器的发动机有关的多个监测参数，所述第一限制值指示器显示与所述发动机的限制参数的数值有关的信息，所述限制参数是所述发动机的各监测参数中最接近其限制值的那个参数，所述辅助驾驶方法的显著特点在于，每当所述第一限制值指示器不再处于显示所述信息的状态时，辅助驾驶模式就被启用，在该驾驶模式过程中，可将每个监测参数保持在预定的阈值以下。

因此，驾驶员的对飞行器的各发动机的权限被降低，因而可同时降低驾驶员的工作负荷。

驾驶员为了确保不超过由制造厂家设定的任一限制值，不必再查阅飞行手册和盯着那些常规的仪表盘，而是可以执行其它任务，例如寻找适合降落的某个地方。

本行业现有的技术状态认为，没有必要帮助装有多台发动机的飞行器的驾驶员管理已被施加的各限制值，因为那些限制值是足够高的。更具体地说，有人认为，没有必要为了保护发动机而给发动机的性能设一个物理的最高限度。

与这些偏颇的看法相反，本发明力求在万一第一限制值指示器失灵时将各发动机的监测参数维持在预定的各阈值以下，以及维持在由制造厂家为每个参数设定的限制值以下，以减轻驾驶员的工作负荷。现代的双发动机直升机的驾驶员都不再习惯于依靠常规的仪表进行驾驶，所以，当他们的主仪表即第一限制值指示器不能正常工作时，他们很可能发现他们自己处于窘迫而手忙脚乱的境地。

而且，在这种降级的飞行模式中，现有技术要求将使命中断。而通过实施本发明，不再必须中断使命，因为能够实际有效地防止各发动机的工作参数超过所施加的那些限制值，并且既能做到如此又不增加驾驶员的工作负荷。

本发明的方法还可包括一个或多个以下附加特征。

例如，各发动机是涡轮发动机，每台有自由涡轮和气体发生器，并且监测参数包括每台发动机的气体发生器的转速、每台发动机的发动机扭矩、以及气体进入每台发动机的自由涡轮的进口时的温度。

从而，驾驶员不再需要监视六个常规的仪表，因为在所有情况下控制元件都能通过把各监测参数维持在它们的相关阈值以下来防止超过被施加的限制值。

还有，各发动机能够以多个额定值运转，并且阈值可随着当时的额定值的变化来修改。

在低于规定的前进速度飞行时，双发动机直升机可以以起飞功率额定值运行，而在所述前进速度以上，直升机可以以最大连续功率额定值运行。

在这样的情况下，通过通常的设备接收有关所述前进速度的数据的控制元件，可以使用“起飞”阈值，同时起飞功率额定值也适于使用，并且在应用最大连续功率额定值时可以使用“最大连续”阈值。

有利的是，可通过给各监测参数设最高限度来把每个监测参数维持在预定的阈值以下。这样，通过给各监测参数的数值设一个最高限度，可给各发动机的工作参数封顶，使它们不会超过由制造厂家施加的限制值。

例如，可通过对各发动机的供油速率设最高限度，将每个监测参数维持在预定的阈值以下。这可在启用了辅助驾驶模式时向驾驶员保证发动机不会超过其被施加的各限制值。

可以用FADEC调节器元件调节对每台发动机的供油速率，利用这样的关系来施加这一最高限度，或可通过给燃油计量装置的位置设最高限度来施加。

而且，在第一即手动方案中，驾驶员可通过手动地请求辅助驾驶模式持续某一最短时间来启用辅助驾驶模式。举例来说，如果驾驶员按压按钮持续15秒，控制元件就将启用辅助驾驶模式。

之所以要持续按压这一最短时间是为了防止辅助驾驶模式被错误地启用。

在第二即自动方案中，控制元件监测第一限制值指示器的工作，当检测到第一限制值指示器已失效时，辅助驾驶模式就被自动地启用。

作为一个选项，当辅助驾驶模式被启用时可以让直升机的驾驶员知道，例如通过点亮指示灯。

而且，在飞行器是设有至少一个被以某一转速驱动的升力旋翼的旋翼飞行器时，当该转速降到一个预定的速度限制值以下时，辅助驾驶模式可被撤除。

如果由驾驶员执行的机动飞行引起升力旋翼转速的危险地降低，即如果其转速降到由制造厂家以通常的方式预先设定的转速限制值以下，那么，为了避免事故，允许驾驶员请求各发动机的应急性能，超过制造厂家施加的限制值，进而超过预定的阈值。

这与其说是保护发动机，不如说是给驾驶员以最大权限来拯救旋翼飞行器。

类似地，在飞行器是设有至少一个被以某一转速驱动的升力旋翼的旋翼飞行器时，当升力旋翼经受大于一个预定的减速度限制值的减速度时，辅助驾驶模式可被撤除。

如果升力旋翼的转速下降得太快，就没有必要等到转速下降到预定的转速限制值以下才给予驾驶员充分的权限。

例如，如果辅助驾驶模式被启用了，直升机的驾驶员就不可能把总距控制杆拉到超过一个一定的位置。这个控制杆由于有控制元件施加的限制而处于靠死位置。相反，在辅助驾驶模式被撤除时，作为升力旋翼的转速的函数或作为升力旋翼的减速度的函数，总距控制杆被释放，因而充分的权限归还给驾驶员。

本发明还提供一种用于旋翼飞行器的辅助驾驶装置，这种装置适用于实施上述方法，所述装置包括至少一个第一限制值指示器、以及至少第一和第二发动机的至少一个调节器元件，例如FADEC型调节器元件。

这种辅助驾驶装置的显著特点在于，它包括至少一个控制元件，该控制元件适用于任选地通过把每个监测参数的最高限度放在一个对应于由制造厂家设定的限制值的预定的阈值，可将所述各发动机的多个监测参数维持在各预定的阈值以下。

这种装置可附加地包括一个或多个以下特征。

这样，这种旋翼飞行器包括用于在一台发动机失效时命令进入应急状态的控制装置，而在各发动机都运转正常时，控制装置用于启用辅助驾驶模式，在辅助驾驶模式过程中，至少一个控制元件可将各发动机的多个监测参数维持在预定的各阈值以下。

控制元件与调节器元件保持通讯，借以能够确定各发动机是否在正确地运转。在这样的情况下，当驾驶员使用控制装置时，控制元件可从其推断驾驶员不要求实行应急功率额定值，而是要求给各发动机的各监测参数设一个最高限度。

于是，控制元件给例如各发动机的供油速率设一个最高限度。

同样地，这种旋翼飞行器包括用于在一台发动机失效时命令进入第一应急功率额定值的第一控制装置和用于命令进入第二应急功率额定值的第二控制装置，并且在各发动机都运转正常时，第一控制装置用于启用辅助驾驶模式，在这种辅助驾驶模式过程中，至少一个控制元件可将各发动机的多个监测参数维持在为第一正常运转额定值规定的第一预定阈值以下，并且第二控制装置能启用辅助驾驶模式，在这种辅助驾驶模式过程中，至少一个控制元件可将各发动机的多个监测参数维持在为第二正常运转额定值规定的第二预定阈值以下。

在一个实施例中，控制元件合并在调节器元件里。例如，控制元件乃是FADEC调节器元件的一个任选的专用微处理机。

这一解决办法是很实用的，因为其可在现有的飞行器上实施而不必做多大修改。

在另一个实施例中，控制元件合并在第一限制值指示器里。

附图说明

本发明的各个优点将在下面以图示给出的各实施例的参照附图的说明中更详细地显现出来，各附图中：

图1示出本发明的一个自动方案；

图2示出本发明的一个手动方案；以及

图3示出一个设有控制装置的操纵杆，而控制装置可使辅助驾驶模式被启用。

具体实施方式

出现在不只一个图中的构件在各图中用相同的标记。

图1是用于解释本发明的自动方案的示意图。

图1示出一架直升机型式的飞行器，其装有包括第一和第二发动机2和3的动力装置，具体地说，两台发动机都是自由涡轮发动机。

按常规，第一和第二发动机都机械地连接于主动力传递齿轮箱4，而主齿轮箱4用于通过旋翼轴5使升力和推进旋翼50转动。升力和推进旋翼50装有转毂6，其紧固于旋翼轴5并且其上固定有多个桨叶7。

此外，第一和第二发动机2和3还用于通过辅传动齿轮箱8驱动尾部旋翼9，这个齿轮箱通常被称为尾齿轮箱。

第一和第二发动机2和3的第一和第二燃油计量装置分别由第一和第二调节器元件12和13控制，熟悉本技术领域的人把这种调节器元件称为FADEC。第一和第二调节器元件12和13有各自的第一和第二驾驶元件，例如微处理机，它们通过采用调节回路决定着第一和第二燃油计量装置的位置。这些调节回路力求把每个发动机的自由涡轮的转速NF维持在预定范围内，并使之与升力旋翼的转速NR成比例。

因此，第一和第二调节器元件12和13通过链路L1和L2连接于第一和第二发动机2和3，用于控制第一和第二燃油计量装置的位置以及用于接收与第一和第二发动机2和3的各监测参数有关的信息。

为了驾驶一架直升机，驾驶员有一个用于驾驶俯仰和横滚机动的全方位操纵杆15，通过使升力旋翼50的各桨叶7的桨距周期性地改变，并用脚踏板(未示)通过作用于尾部旋翼9控制直升机的偏航机动，以及用总距控制杆16通过总地改变升力旋翼50的各桨叶7的桨距来控制由升力旋翼50产生的升力，而将直升机定位在一个给定的高度。

而且，驾驶员有多个指示器，具体地说，第一限制值指示器10，其显示发动机2和3的各监测参数中最接近其限制值的那个参数，这个参数被称为限制参数。所述各限制值是由制造厂家预先确定的，并且它们是从一个监测参数到另一个监测参数以及从一个发动机功率额定值到另一个功率额定值变化的。

在装有第一和第二涡轮发动机的双发动机直升机上，有6个主要的监测参数：

·分别属于第一和第二发动机2和3的第一和第二气体发生器转速Ng；

·第一和第二发动机2和3的第一和第二发动机扭矩Tq；以及

·气体进入第一和第二发动机2和3的自由涡轮进口时的第一和第二温度T4。

在这样的情况下，并且不管实施方案如何，如果第一限制值指示器10失效了，即如果第一限制值指示器10不再能显示那个限制参数，辅助驾驶模式就被启用，以便把每个监测参数维持在预定的阈值以下。

按照本发明，在这样的情况下，可在直升机上应用下列最高限度：

·将第一和第二气体发生器转速Ng分别限制于气体发生器转速的第一和第二阈值Ng′和Ng″；

·将第一和第二发动机扭矩Tq分别限制于发动机扭矩的第一和第二阈值Tq′和Tq″；以及

·将第一和第二气体进入温度T4分别限制于气体进入温度的第一和第二阈值T4′和T4″。

这些预定的阈值Ng′、Ng″、Tq′、Tq″、T4′和T4″都是数值，它们可随使用中的发动机功率额定值而变化。

因此，在这种降级的飞行模式中，驾驶员不必担心各发动机会怎样，他可将注意力投向其它工作，例如寻找适于飞行器降落的某个地方。

在图1的方案中，辅助驾驶模式可被自动地启用。

本发明的辅助驾驶装置包括第一限制值指示器10、用于第一和第二发动机2和3的第一和第二调节器元件12和13、以及控制元件21，后者首先通过链路L1′和L2′连接于第一和第二调节器元件12和13，其次连接于第一限制值指示器10。

控制元件21可通过常规的测试步骤监测第一限制值指示器10的工作是否正确。

应能注意到，已知的中央控制板显示系统(CPDS)适用于测试VEMD型式的第一限制值指示器。例如，CPDS元件可以查验第一限制值指示器是否在接收它需要的使它能够确定限制参数的所有信息。

在这样的情况下，如果控制元件21发现第一限制值指示器失灵，例如因为它不是在接收能够使它确定限制参数的信息，那么控制元件21就启用辅助驾驶模式。

然后，控制元件21指令第一和第二调节器元件12和13把第一和第二发动机2和3的监测参数的最高限度放在预定的阈值，其作法是在各调节回路中考虑所述阈值或给第一和第二燃油计量装置的位置设最高限度。

与多发动机飞行器上，且具体地说，双发动机直升机上，实行的通常作法不同，即使各发动机是在正确地运转，各发动机的性能也自动地限制于一个最高限度，从而减轻驾驶员在以降级的模式飞行时的工作负荷。

由于辅助驾驶模式是被自动地启用，所以控制元件21可使指示灯18点亮以通知驾驶员。

还有，图1示出一个独立于第一限制值指示器10的单体控制元件21。可是，也可将控制元件21合并在第一限制值指示器10里。控制元件21可包括专用于启用辅助驾驶模式或也参与相关运算的微处理机。

也可以采用多个控制元件，例如每个调节器元件12和13一个控制元件。

可以设想以下非限制性的安排：

·一个控制元件监测第一限制值指示器并在辅助驾驶模式将被启用时通知另一控制元件；

·两个控制元件一起监测第一限制值指示器。

而且，可以把每个控制元件合并在相关的调节器元件里，每个控制元件可任选地包括专用于启用辅助驾驶模式或也参与相关的运算的微处理机。

图2示出用于解释本发明的手动方案的示意图。在这一方案中，辅助驾驶模式不是在驾驶员事先不知道的情况下被自动地启用，而是可由驾驶员故意地手动启用。

在这样的情况下，图2示出有第一和第二控制元件22和23的辅助驾驶装置，两个控制元件分别通过链路L1′和L2′连接于第一和第二调节器元件12和13。应能注意到，当然可将每个控制元件合并在相关的调节器元件里，每个控制元件可任选地包括专用于启用辅助驾驶模式或也参与相关运算的微处理机。

第一和第二控制元件22和23连接于至少一个控制装置，诸如一个特地设在总距控制杆16上的按钮。

如果驾驶员注意到第一限制值指示器10已失灵，那么他可以用手动控制装置使每个控制元件22和23启用辅助驾驶模式。作为一种安全措施，只有在驾驶员持续地作用于控制装置某一最短时间之后，辅助驾驶模式的启用才能真正地成为有效。

照此，如果驾驶员按压控制装置的按钮的持续时间短于预定的最短持续时间，那么控制元件就不可能启用辅助驾驶模式。

此外，第一和第二控制元件22和23可接收来自控制装置的命令。然后第一和第二控制元件22和23询问第一和第二调节器元件12和13，以确定第一和第二发动机2和3是否正在运转。

如果不是，第一和第二控制元件22和23就推断：控制装置是在请求建立应急状态。

相反，如果第一和第二发动机2和3是在正确地运转，那么第一和第二控制元件22和23就推断：辅助驾驶模式需要被启用，以便把各监测参数的最高限度放在对应于各发动机的当时额定值的预定阈值。

参照图3，辅助驾驶装置有布置在总距控制杆30上的第一和第二控制装置31和32。

有利的是，对于乃是双发动机直升机的飞行器，当一台发动机失效时第一应急功率额定值OEI30″自动地投入使用。然后第一控制装置31可使这个第一应急功率额定值OEI30″退出使用。

而且，第二控制装置32可使第二应急功率额定值OEI2′投入使用。

因而，当双发动机直升机的一台发动机失效时，第一和第二控制装置可按照常规地使第一和第二应急功率额定值OEI30″和OEI2′投入使用。

但是，如果控制元件22和23启用了辅助驾驶模式，那么这些控制元件就认为，由第一控制装置31给出的命令意味着把各监测参数的最高限度放在它们的为第一正常运转额定值亦即最大连续功率(MCP)额定值规定的预定阈值是恰当的。类似地，由第二控制装置32给出的命令意味着把各监测参数的最高限度放在它们的为第二正常运转额定值亦即起飞功率(TOP)额定值是恰当的。

虽然图2示出两个控制装置22和23，但是很容易理解，可以用单一的控制元件连接于第一和第二调节器元件，甚至可合并在第一限制值指示器里。

此外，不受实施的这一方案的束缚，在升力旋翼50被以某一转速驱动的情况下，当这个转速降到预定的转速限制值以下时，辅助驾驶模式就被撤除。

这样，(各)控制元件不再要求各调节器元件给各监测参数设最高限度，以使驾驶员能够得到足够的功率来将飞行器解脱于困境。

类似地，当升力旋翼50经受大于预定的减速度限制值的减速度时，辅助驾驶模式就被撤除。

当然，就实施方式而言，本发明可以有许许多多变化。尽管已描述了几个实施例，但是很容易理解，不能认为所有可能的实施例已经例举穷尽了。在本发明的范围内，自然可以设想用等同的结构措施取代已描述的任何结构措施。