激活多发动机飞行器的混合动力设备中的电动机的方法以及飞行器

摘要

激活多发动机飞行器的混合动力设备中的电动机的方法，所述飞行器(1)具有至少两个燃料燃烧发动机(10)和适合于驱动所述旋翼(2)转动的电动机(50)。通过一起使用所述发动机(10)来驱动所述旋翼(2)。仅仅在至少一个预定飞行阶段期间产生授权，所述授权许可电动机(50)的使用以驱动所述旋翼(2)转动。在所述授权有效的同时并且如果所述发动机(10)的一个失效的话，则产生操作命令以要求所述电动机(50)操作。在所述操作命令有效时，通过未失效的每个发动机(10)连同所述电动机(50)一起驱动所述旋翼(2)。本发明还涉及一种具有至少一个旋翼(2)的飞行器(1)。

说明书

技术领域

相关申请的交叉引用

本申请要求2015年5月15日提交的法国专利申请FR 1501001的优先权，该申请的全部内容以参见的方式纳入本文。

本发明涉及一种激活多发动机飞行器的混合动力设备中的电动机的方法，并且涉及应用上述方法的飞行器。

飞行器可具有混合动力设备，该混合动力设备具有多个发动机/电机。具体地说，旋翼飞行器设有至少一个发动机，该至少一个发动机经由至少一个主动力传递齿轮装置驱动至少一个旋翼转动。

动力设备可例如具有至少两个燃料燃烧发动机。此外，动力设备能可选地装配有适合于输送附加动力的至少一个电动机。

因此，此种动力设备由于发动机和电动机的存在而称为“混合”动力设备。

电动机在交通工具上且尤其是在飞行器上的使用会产生难题。电能仅仅能够存储在电池中，但是电池具有不利的重量。

在这些情形下，由电动机输送的额外电力会受到对于此种电动机供电所需的重型电池的存在的影响。

背景技术

文献FR 2 998 542描述了一种具有三个电机/发动机的旋转机翼飞行器以及控制该飞行器的方法。

具体地说，飞行器具有两个主发动机和主调节器系统，该主调节器系统应用可变速度设定值来调节主发动机。该飞行器还包括次级电机以及次级调节器系统，该次级调节器系统应用恒定设定值来调节次级电机。次级调节器系统独立于主调节器系统。

两个主发动机是燃料燃烧发动机，而次级电机可以是电动机。

次级电机可在飞行期间持续地起动或使用，或者可采用替代程序间断地使用。具体地说，在飞行器以高于速度阈值的行进速度飞行的同时，次级电机在飞行期间禁用。

文献FR 2 962 404描述了一种用于具有混合动力设备的旋转机翼飞行器的架构。该架构具有连接于主动力传递齿轮装置的燃料燃烧发动机。该架构也包括电气机器，该电气机器类似地与主齿轮装置机械地接合。

文献WO 2014/009620描述了一种具有两个主发动机的架构。该架构还包括连接于两个主发动机的辅助发动机。

文献US 8 727 271描述一种飞行器，该飞行器具有涡轮轴发动机。涡轮轴发动机连接于发电机。该发电机则对电动机供电，该电动机适合于使得旋翼或推进器转动。

此外，该飞行器具有适合于对电动机供电的电池。

文献EP 2 148 066描述一种动力设备，该动力设备具有起动涡轮轴发动机的电动机。电动机在飞行中能以发电机模式操作以产生电力，或者在电机模式中操作以有助于驱动主动力传递齿轮装置。

文献FR 2 978 124描述了一种控制发动机组的方法，该发动机组产生驱动旋翼所需的动力。该发动机组具有至少一个电气部件、电力存储装置以及第一数量的燃料燃烧发动机，该第一数量大于或等于二。处理器单元执行用于评估主要条件的指令，藉此发动机组能在如下情形下产生所需的动力：使得其中一个燃料燃烧发动机休止的同时、并且在合适的情形下使得一个发动机休止并使得第二数量的非休止发动机加速以及用于使得电气部件在电机模式中操作、且如果需要的话当存储装置被放电时使得电气部件暂时以发电机模式操作。

文献FR 2 997 382描述了一种管理具有混合动力设备的旋转机翼飞行器上的发动机失效的方法，该混合动力设备具有至少两个燃料燃烧发动机、至少一个电气机器以及主动力传递齿轮装置。在该方法中，在每次飞行期间监测发动机的操作以检测这些发动机中任何一个的失效。

文献US 2014/0034781也是众所周知的。

发明内容

本发明的目的是提供一种激活混合动力设备中电动机的方法。

因此，本发明提供一种驱动飞行器的旋翼转动的方法，该飞行器具有至少两个燃料燃烧发动机以及适合于驱动旋翼转动的电动机。

本方法的特点具体在于，依次执行以下步骤：

通过一起使用发动机来驱动该旋翼；

仅仅在至少一个预定飞行阶段期间产生授权，该授权许可电动机的使用以驱动旋翼转动；

在所述授权有效的同时，如果其中一个发动机被认为失效的话，则产生操作命令以要求电动机操作；以及

在操作命令有效的同时，通过未被认为失效的每个发动机并连同电动机一起驱动旋翼。

因此，该飞行器具有至少两个燃料燃烧发动机以及一个电动机，所有这些部件均有助于驱使旋翼运动。此种旋翼是适合于有助于为飞行器提供升力和/或推进力的旋翼。

本发明的方法精确地确定使用电动机以有助于驱动旋翼转动的条件。

该方法并不规定通过使用电动机来永久地驱动旋翼。

此外，该方法并不规定在发动机失效之后必须利用至少一个电动机来驱动旋翼。

类似地，该方法并不规定当飞行器处于预定飞行阶段时、必须利用至少一个电动机来驱动旋翼。

根据本发明，旋翼在正常条件下由发动机驱动。在简称为“初始”步骤的步骤期间，发动机均用于驱使旋翼运动。

在评估飞行阶段的步骤期间，飞行器的系统都确定飞行器是否在预定飞行阶段飞行。

预定飞行阶段表示电动机能够产生有利的动力增大的飞行器阶 段。制造商能通过测试、模拟、计算或经验来确定这类飞行阶段的性质。

因此在此类预定飞行阶段期间仅仅能使用电动机。

然而，该条件并不足以激活电动机。

在这些情形下，在飞行器于预定飞行阶段中飞行的同时，评估飞行阶段的步骤单单包含产生授权以使用电动机。该授权仅仅意味着如果需要的话能使用电动机。

因此，在评估发动机的状况的步骤期间，飞行器的系统确定发动机是否应被认为失效。

应广义地解释术语“如果发动机被认为失效”。该术语意味着发动机例如由于输送的动力低于正常应由该发动机输送的动力而无法良好地操作。因此，如果发动机无意地停机、如果发动机自发地停机或者如果检测到故障，则发动机被认为失效。

因此，术语“如果发动机被认为失效”在含义上接近于术语在航行中“滞航”。

如果发动机被认为失效并且如果已给出授权来使用电动机，则操作命令就绪。

然后，将该操作命令传递至电动机，以在混动期间要求电动机操作以驱动旋翼转动。

因此，本发明的方法提出清晰的启动顺序，使得电动机仅仅在特定情形下操作。为了使用电动机需要同时满足两个条件，即考虑当前飞行阶段的第一条件和考虑发动机操作的第二条件。

本发明一方面包含检测发动机是否并非良好地操作，而另一方面检测当前飞行阶段是否是需要提供附加动力的飞行阶段。需要将这两个条件进行组合以激活电动机。

因此，仅仅在飞行中偶尔发生的特定条件下，能在电机模式中使用电动机来驱动旋翼。

具体地说，如果并不需要由电动机产生的动力贡献，则并不使用电动机来驱动旋翼。

在这些情形下，电动机能定尺寸成在大小上较小并且仅仅消耗少 量的电能。因此，与可能常常使用电动机的布置相比，本发明的方法使得电动机能以从重量的角度以及在大小的方面较不会不利的方式设置在飞行器上。

该方法还可包括一个或多个以下特征。

例如，该飞行器对于每个发动机均具有一个管理系统并且具有与该管理系统通信的航空电子系统，授权由该航空电子系统产生，且该授权被传递至每个管理系统，而操作命令由管理系统发出并传递至电动机。

按照惯例，发动机可由管理系统控制。例如，用于涡轮轴发动机的管理系统具体地包括计算机和燃料计量单元。此种管理系统则可以是称为全权限数字发动机控制(FADEC)的系统。

飞行器还具有有时称为其“航空电子”系统的系统。航空电子系统包括辅助驾驶飞行器的电子、电气以及计算机设备。

在这些情形下，该航空电子系统的功能是检测飞行器是否在预定飞行阶段中飞行，在该预定飞行阶段中能许可电动机的操作。

如果是，则该航空电子系统将授权发送给管理系统。在这些情形下，如果管理系统认为发动机失效，则该管理系统发出操作命令。

该操作命令可直接地由管理系统或者间接地经由航空电子系统传递至电动机。

该方法则是相对简单的，并且其可清楚地限定为了激活电动机，即为了使用电动机来实现驱动旋翼转动的目的而需按序执行的各步骤。

此外，如果发动机未被认为失效并且如果还未给出所述授权，则电动机并不用于驱动旋翼。

在动力设备的操作期间进行迭代的过程中，管理系统可认为发动机失效。

如果航空电子系统在前一迭代期间发出“授权”，则管理系统产生操作命令以命令电动机操作。

相反，如果在前一迭代中该航空电子系统并未发出“授权”，则管理系统并不产生操作命令。

此外，每个预定飞行阶段可以是要求给定动力以驱动旋翼的飞行 阶段，该给定动力小于当其中一个发动机被认为失效时由这些发动机所输送的最大动力。

该给定动力可表示为了确保飞行所需输送的最低动力，或者实际上是最低动力加上安全边际。

在每次计算迭代上，并且在这些条件下，该航空电子系统确定当前飞行阶段是否是如果发动机被认为失效的话会需要提供附加动力的飞行阶段。在这些情形下，若发动机在将来需被认为失效的话，发出授权以确保飞行安全性。

此外，在一变型中，在飞行器立在地面上的同时停止授权。

术语“地面”应广义地理解为既覆盖固体表面又覆盖液体表面。因此，地面例如既称为土地又称为水面。一些飞行器具有“降落”在水面上的能力。

在该变型中，在处于地面上的同时并不传输授权。在飞行器立在地面上的同时并不存在飞行器碰撞的风险。因此，在此种构造中，该方法可避免一直利用电动机。

此外，预定飞行阶段可以是“低速”飞行阶段，在该飞行阶段期间，所述飞行器所具有的行进速度小于阈值行进速度。

该阈值行进速度例如具有50海里每小时(kts)的量级。

该航空电子系统确定飞行器的行进速度。借助示例，该行进速度可以是飞行器的实际空速(TAS)或实际上是指示空速(IAS)。

根据由申请人进行的性能研究，当旋翼飞行器的行进速度下降至低速范围内时，需要由旋翼飞行器的动力设备输送的动力会增大。因此，当以低速飞行时，例如在盘旋或爬升或下降的同时，在发动机失效的事件中所需的动力比在以高速飞行时所需的动力高。因此，在以低速飞行的阶段期间，本发明的方法授权电动机操作。

在这些情形下，飞行器的“当前”行进速度能得以确定并且与阈值行进速度进行比较，如果所述当前速度小于所述阈值行进速度时给出所述授权。

当前速度表示在每次计算迭代时的当前行进速度数值。通常， 术语“当前”指代正处理的计算迭代。

因此该当前速度由传统的计算方法与制造商所存储的阈值行进速度进行比较。

此外，预定飞行阶段可以是具有较小动力边际的飞行期间，在该飞行阶段期间，至少一个发动机具有相对于预定动力限值的动力边际，该动力边际小于动力阈值。

每个发动机均以当前操作额定值操作。每个等级可与极限动力相关联。例如，飞行器可使用：

起飞额定值，该起飞额定值与具有约五到十分钟的持续使用时间的最大起飞动力(TOP)相关；或者

最大持续动力额定值，该最大持续动力额定值与具有无限持续使用时间的最大持续动力(MCP)相关。

在具有多个发动机的动力设备上当出现其中一个发动机不起作用(OEI)的事件时，也使用应急过载额定值。已知以下应急过载额定值：

第一应急额定值，该第一应急额定值与具有连续三十秒持续时间的超应急动力OEI30"相关，该第一应急额定值在一次飞行期间可使用约三次；

第二应急额定值，该第二应急额定值与具有约两分钟持续使用时间的最大应急动力OEI2'相关；以及

第三应急额定值，该第三应急额定值与具有例如在涡轮轴发动机已失效之后延长至飞行结束的持续使用时间的中间应急动力相关。

在这些情形下，当使用任何一个额定值时，确定动力边际。该动力边际位于最大额定动力和由所检查的发动机在每次计算迭代时产生的当前动力。

如果动力边际小于所存储的动力阈值，则给出授权来使用电动机。

此外，所述至少一个预定飞行阶段可包括“单发动机”飞行阶段，在该飞行阶段期间，仅仅一个发动机起作用，且该单个发动机以应急过载额定值操作，但所述应急过载额定值可仅仅使用预定的持续时间。

例如，如果发动机以上述第一应急额定值，即具有最短使用时间 的过载应急额定值操作，则该航空电子系统发出授权。

此外，可使用各种标准来评估发动机的失效。

因此，当发动机并不输送动力时，发动机可被认为失效。

以替代的方式或附加地，当发动机正停止或者已经停止时，发动机被认为失效。

当发动机中没有部件运转时，认为该发动机停止。

例如，涡轮轴发动机可具有气体发生器，该气体发生器在具有至少一个涡轮机的动力组件之后。然后，当即不驱动气体发生器又不驱动动力组件转动时，该涡轮发动机停止。

在包含使得曲柄轴转动的活塞发动机上，例如当该曲柄轴静止时该发动机停止。

借助示例，当飞行员已发出命令来停止涡轮轴发动机时，认为该涡轮轴发动机停止。

不管停止是自发的还是非自发的，都可认为该发动机失效。

自发停止可通过监测用于控制发动机的选择器来确定，此种选择器包括要求发动机停止的位置。

无意停止可通过监测发动机的操作参数，例如发动机部件的转速来确定。

以替代的方式或附加地，当发动机正怠速时，发动机被认为失效。

发动机可规定有怠速额定值。当怠速时，该发动机并不停止，但其并不将扭矩输送给动态组件。

能以自发的或非自发的方式来触发怠速。

自发地怠速可通过监测用于控制发动机的选择器来确定，此种选择器包括要求发动机怠速操作的位置。

非自发地怠速可通过监测发动机的操作参数、例如发动机部件的转速来确定。

以替代的方式或附加地，如果由于用于调节燃料流量的系统出故障而导致由发动机产生的动力冻结以及如果由发动机产生的扭矩小于扭矩阈值，发动机可被认为失效。术语“冻结”在用于描述由发动机产生的 动力时意指燃料计量单元的位置保持在上一已知有效位置处。在这些情形下，无需对外部环境空气条件进行任何改变，发动机输送的动力保持恒定，而与向流量调节器系统给出的命令无关。

当由于故障使得发动机的管理系统无法调节燃料流量时(例如，由于用于感测自由涡轮机速度的所有传感器均失效)，该调节器系统出现整体失效。燃料流量调节器系统的整体失效会致使燃料计量单元的位置被冻结。

因此，根据检测到整体失效的时刻，在调节整体失效之后由发动机输送的动力可能较低或较高。

在这些情形下，如果由发动机产生的扭矩小于扭矩阈值，则在该变型中给出操作命令。该扭矩阈值可在所讨论的发动机的当前操作额定值下需输送的理论扭矩的10％至100％范围内。

以替代的方式或附加地，当由一个发动机产生的扭矩和由另一发动机产生的扭矩之间的差值大于预定差值时，该发动机可被认为失效。

如果两个发动机之间的扭矩差值大于预定差值，则发出操作命令。

该预定差值可在所检查的发动机的当前操作额定值下需输送的理论扭矩的2％至100％范围内。

除了方法以外，本发明还提供一种具有至少一个旋翼的飞行器，该飞行器具有至少两个燃料燃烧发动机以及适合于驱动旋翼转动的电动机。

有利的是，该飞行器是旋翼飞行器。

在这些情形下，该飞行器包括实施上述方法的调节器装置。

可选的是，该调节器装置对于每个发动机包括一个管理系统，每个管理系统控制一个发动机，该调节器装置包括与这些管理系统通信的航空电子系统，且所述授权由该航空电子系统产生，所述授权被传递至每个管理系统，而操作命令由管理系统发出并传递至电动机。

该操作命令直接地或间接地由管理系统传递至电动机。

借助示例，所述调节器装置包括至少一个选自如下列表的部件： 测量系统，该测量系统用于确定飞行器的行进速度；每个发动机一个用于确定由该发动机所发出扭矩的测量装置；每个发动机一个用于确定由该发动机所发出动力的测量装置；每个发动机一个传感器，该传感器用于确定发动机的部件的转速；触摸装置，该触摸装置用于确定飞行器是否立在地面上；以及每个发动机一个控制选择器，该控制选择器用于至少调节发动机的操作或发动机的停止或者发动机的怠速。

该测量系统可包括传统的空气数据计算机(ADC)。

测量部件和测量装置可包括扭矩计，且动力与所测得的扭矩相关联。传统的传感器可用于测量发动机的转速。

应注意的是，例如常常在旋翼飞行器的涡轮轴发动机上测量扭矩、动力以及转速。

最后，触摸装置可包括设置在起落架上的系统。例如，触摸装置可包括测量作用于起落架上的力的系统。可以参照文献以获得关于此类触摸装置的描述。

附图说明

在对以说明目的且参照附图的示例描述中，将更详细地表明本发明及其优点，在附图中：

·图1是示出本发明飞行器的视图；以及

·图2是示出本发明方法的视图。

具体实施方式

在一个以上的附图中出现的部件在各图中采用相同的附图标记。

图1示出本发明飞行器1。

飞行器1具有藉由起落架300立于地面400(其可以是固体或液体)的机身200。

起落架300可以包括滑撬式起落架或者实际上例如是具有车轮或滑撬的起落架。起落架300也可包括浮力装置(浮子)。

机身200承载至少一个旋翼2。该旋翼2可以是主旋翼3，该 主旋翼有助于为飞行器提供升力并且也可提供推进力。旋翼2也可包括用于控制飞行器的偏航运动的旋翼4。

在图1中，飞行器是旋翼飞行器，且尤其是具有主旋翼3和偏航运动控制旋翼4的直升飞机。

为了驱动每个旋翼，该飞行器具有动力设备，该动力设备具有至少两个燃料燃烧发动机10。

借助示例，每个燃料燃烧发动机均机械地连接于主动力传递齿轮装置5。主动力传递齿轮装置5驱使旋翼桅杆转动，该旋翼桅杆驱动主旋翼3转动。此外，该主齿轮装置5可驱使尾部动力传递齿轮装置6转动，由此驱动偏航运动控制旋翼4转动。

该燃料燃烧发动机10可例如是涡轮轴发动机。该发动机再在动力组件14之后包括气体发生器13。动力组件14具有至少一个涡轮机，该涡轮机机械地驱动主齿轮装置5。

此外，该旋翼具有至少一个电动机50。具体地说，该飞行器具有一个电动机50。该电动机50可以是能够使用电力来驱动至少一个旋翼的任何类型电机。

借助示例，每个电动机50机械地连接于主齿轮装置5。

借助说明，连同定子51和转动部件52一起，该电动机可包括电子系统(未示出)。

此外，该飞行器包括调节器装置100。

调节器装置100的功能是通过采用本发明的方法来控制燃料燃烧发动机10和电动机50。

因此，该调节器装置对于每个发动机10具有一个管理系统20。管理系统20可以是FADEC类型的。因此，第一发动机11由第一管理系统21控制，而第二发动机12由第二管理系统22控制。

在这些情形下，该管理系统可包括管理计算机23和燃料计量单元26。

借助示例，该管理计算机23具有处理器24或等同物，该处理器或等同物执行存储在存储器单元25中的指令。按照惯例，该管理计算机 采用存储在存储器单元中的调节关系，具体地说是用于控制相关联发动机的燃料计量单元。

每个管理系统20均可直接地或间接地连接于测量装置40，以监控相关联发动机的操作，或者实际上连接于飞行器的测量系统35。

因此，每个管理系统可经由有线或无线连接来连接于传感器，以测量其控制的发动机的气体发生器13的转速Ng。

此外，每个管理系统均可通过有限或无线连接来连接于这样的部件42，该部件确定通过该管理系统控制的发动机的动力组件14所产生的扭矩和/或动力。例如，扭矩仪可用于测量由所控制发动机的动力组件14所产生的扭矩。此外，传统的系统用于测量被驱动转动的动力组件14的速度。由该动力组件14产生的动力则等于所测得扭矩乘以在测得扭矩的时点时所测得的转动驱动速度的积。

在这些条件下，发动机的管理系统可通常彼此通信，以交换关于所述发动机的操作的信息。

此外，该调节器装置100包括航空电子系统30，该航空电子系统经由有线或无线连接于每个发动机10并且与电动机50通信。

借助示例，该航空电子系统具有至少一个计算机，该计算机简称为“航空电子”计算机31。

此外，该航空电子系统包括各种测量系统35，用以确定关于飞行器的操作的信息。

具体地说，该航空电子计算机可与适合于确定飞行器的行进速度的测量系统36通信。具体地说，该测量系统36可包括空气数据计算机(ADC)系统和/或例如称为全球定位系统GPS的定位系统。

该航空电子计算机也可与触摸装置37通信。此种触摸装置37用于评估飞行器是否立在地面上。

借助示例，触摸装置37可包括用于确定施加在起落架300上的力的系统。如果该力小于阈值，则触摸装置37推论出飞行器正在飞行中，即推论出该飞行器并未立在地面400上。

此外，该航空电子系统可对于每个发动机包括一个控制选择器 38。例如，选择器可以是具有三个位置的选择器，这三个位置分别用于要求发动机操作或者停止或者怠速。

在这些情形下，飞行器1如图2所示采用本发明的方法。

在初始步骤STP1中，每个旋翼2由发动机驱使运动。

该第一发动机11和第二发动机12一起经由齿轮装置5和6来驱动旋翼2。管理系统20通过应用合适的调节关系来控制燃料计量单元26。

相比之下，在该初始步骤STP1期间，电动机并不以电机模式操作。因此，转动部件52并不驱动旋翼2。电动机可能通过以交流发电机模式操作来从主齿轮装置5获取能量。

在评估飞行阶段的步骤STP2期间，仅仅当飞行器在预定飞行阶段中操作，才产生授权以许可使用电动机50来驱动旋翼2转动。

发出授权并不足以使得电动机能被用于驱动旋翼，但这构成实现上述使用的先决条件。

例如，航空电子系统30使用测量系统35来确定飞行器的当前飞行阶段，并且该航空电子系统将该当前飞行阶段与预定飞行器阶段进行比较。

如果飞行器在其中一个预定飞行阶段中飞行，则该航空电子系统将所述授权传递给每个管理系统20。

在该方法中，至少一个预定飞行阶段可以是要求给定动力来驱动旋翼2的飞行阶段，该给定动力大于在发动机10的一个失效的事件中由所述发动机10一起所输送的最大动力。

因此，预定飞行阶段是这样的飞行阶段，在该飞行阶段期间，每个隔离的发动机不足以获得维持当前任务所需的该给定功率。

此外，当飞行器1立于地面400时，可禁止授权。因此，在此种选项中，预定飞行阶段是在飞行时(在术语“飞行”的严格意义上)，即高于地面飞行时发生的阶段。

在这些情形下，该航空电子系统31查询触摸装置37以确定飞行器是否立于地面上。

例如，至少一个预定飞行阶段包括以低速飞行的阶段。当飞行 器以低于阈值行进速度的行进速度运动时，飞行阶段称为以“低速”飞行。

在这些情形下，航空电子计算机31查询测量系统36以针对飞行器1的行进速度确定“当前”的速度数值。

航空电子计算机31将该当前速度与存储在该航空电子计算机31的存储器中的阈值行进速度进行比较。然后，如果该当前速度小于阈值行进速度，则通过航空电子计算机31给出该授权。

此外，所述至少一个预定飞行阶段可包括具有较小动力边际的飞行阶段。当至少一个发动机10相对于预定动力限值所具有的动力边际小于动力阈值时，飞行阶段称为“具有较小动力边际”的飞行阶段。

每个管理系统将正由对应的发动机产生的“当前”动力传递至航空电子系统。此外，该管理系统能传递适应于发动机的当前操作额定值的动力限值。

在这些情形下，航空电子计算机31从中推导出针对每个发动机的当前动力边际。然后，该航空电子计算机31将该当前动力边际与所存储的动力限值进行比较。如果当前动力边际小于动力限值，则该航空电子计算机发出所述授权。

此外，所述至少一个预定飞行阶段可包括单发动机飞行阶段。当仅仅一个发动机10起作用时，飞行阶段称为“单发动机”飞行阶段，在该飞行阶段期间，其中该单个发动机10以应急过载额定值操作，但该应急过载额定值可仅仅使用预定的持续时间。

在这些情形下，该管理系统告知航空电子系统发动机已失效。起作用的发动机的管理系统能规定使用中的操作额定值。

确切地说，该发动机能以多种不同过载额定值的任何一个操作。

在这些情形下，如果起作用的发动机10使用特定的应急过载额定值，即能仅仅使用预定持续时间的应急过载额定值，则航空系统发出授权来使用电动机。

在评估发动机状况的步骤STP3中，其确定发动机是否需要被认为失效。

如果发动机被认为失效并且如果已给出所述授权，则产生操作命 令以要求电动机50操作.

相反，如果发动机10被认为失效并且如果还未给出所述授权，则并不发出操作命令。

例如，操作命令由管理系统20发出。该操作命令可例如通过考虑发动机失效的管理系统或者通过其它管理系统发出。

在混合步骤STP4期间，将该操作命令传递给电动机。然后，该电动机在电机模式中操作以有助于驱动旋翼2转动。

该操作命令可从管理系统直接地传递至电动机或者其可经由航空电子系统30间接地传递。

在评估发动机状况的步骤STP3期间，当发动机10并不输送任何动力时，该发动机10可被认为失效。

例如，发动机的管理系统通过查询测量装置42来确定由该发动机发出的当前动力。

如果当前动力是零并且如果已发出所述授权，则管理系统输出操作命令。

当发动机10正停止或者已经停止时，不管是自发地还是非自发地，该发动机10也可被认为失效。

借助示例，管理系统可基于来自传感器41的信息检测到涡轮轴发动机的气体发生器或者活塞发动机的曲柄轴并不运动。

此种失效能以传统的方式检测，并且可致使发出“停转失效(FAIL DOWN)”警报。

如果飞行器操作选择器38来自发地停止发动机，则该发动机的管理系统停止相关联的发动机。此外，如果已发出授权，则管理系统发出操作命令。

当发动机怠速时，发动机也可被认为失效。

借助示例，管理系统可检测到涡轮轴发动机的气体发生器以预定的怠速转动。

此种失效能以传统的方式检测，并且可致使发出“怠速失效(FAIL IDLE)”警报。

如果飞行员操作选择器38来致使发动机怠速，则该发动机的管理系统致使相关联的发动机怠速。此外，如果已发出授权，则管理系统发出操作命令。

此外，如果由于用于调节燃料流量的系统23、36出故障而导致由发动机10产生的动力冻结以及如果由发动机10产生的扭矩小于扭矩阈值，发动机10被认为失效。

因此，当由相邻发动机施加的扭矩级别小于所存储的扭矩阈值时，发动机的管理系统能识别由该相邻发动机所产生的动力已冻结。如果已发出授权，则管理系统发出操作命令。

此种失效能以通常的方式检测，并且可致使发出“冻结失效(FAIL FREEZE)”警报。

当由一个发动机10产生的扭矩和由另一发动机10产生的扭矩之间的差值大于预定差值时，该发动机10被认为失效。

管理系统彼此通信以比较由发动机产生的扭矩。如果在这些扭矩之间识别到较大差值并且如果已发出所述授权，则管理系统发出操作命令。

当然，本发明在其实施方式方面可有许多变型。尽管描述了若干实施方式，但是容易理解，不可能穷举地给出所有可能实施方式。当然能够设想用等同装置代替所描述的任何装置而不超出本发明的范围。