CN103781703B - 同步飞机发动机的方法 - Google Patents

Abstract

一种同步飞机发动机的方法。根据至少一个启动逻辑（10，10’）来同步飞机发动机的方法，所述启动逻辑（10，10’）限定停止状态（20）、待命状态（22）和至少一个启动状态（16，18），并包括：-当启动命令是由飞机飞行员发出时将同步从停止状态切换到待命状态（32）；-当至少某些安全和/或启动条件被满足时将同步从待命状态切换到启动状态（36）；以及，-当停止命令由飞行员发出或当至少一部分的安全条件不被满足时将同步从启动状态切换到待命状态（24，34）。

Description

同步飞机发动机的方法

技术领域

本发明涉及同步飞机发动机的方法，并且尤其涉及同步飞机的双轴涡轮喷气发动机的方法。

背景技术

飞机发动机旋转速度的小差值可能导致不期望的振动和噪声。使飞机双轴发动机的低压(LP)轴或高压(LP)轴同步以降低在机舱所感觉到的振动并且进一步降低噪声，从而提升乘客的舒服感是众所周知的。

然而，该同步功能仅仅用于满足舒服度要求并且其必须不对发动机或飞机带来风险。如果安全条件不被满足，则发动机同步就因此被停止，即使飞行员发出启动同步的请求而用于启动同步的条件全都被满足。举例来说，这些安全条件具有极限值，所述极限值不可以被达到以允许同步被启动且保持。举例来说，这些数值是用于每个发动机中的HP轴的转子的最小和最大速度(N2min，N2max)、每个发动机的燃烧室中的最大静压力(Ps3max)、以及用于每个发动机的尺寸比Q(Q＝燃料流率/Ps3max)的下限值和上限值(失去推力的风险，喘振风险)。

然而，并不是每次飞行员发出启动同步的请求，所有的安全条件都应进行核实，因为这将损害发动机的效率，这是并非一收到来自飞行员的简单请求就单独地启动同步原因，其要求核实附加条件。

文件FR-A1-2639444描述了同步发动机的方法，所述发动机对于飞机的主发动机是从动的，该发动机是双轴涡轮喷气发动机，每个发动机都具有风扇转子和气体生成器转子。从动发动机的低压轴的风扇或转子的旋转速度(书写的N1)和从动发动机的高压轴的气体生成器或转子的旋转速度(书写的N2)可以通过调节供应燃料到发动机所用的速度和通过修正发动机定子叶片的角节距等来控制。

在该文件中，当两个发动机的风扇的上述速度之间的差值(ΔN1)变得少于100转/分钟(rpm)时，同步被启动，并且，当该差值超过所述值时，或者当发动机中的一个停止或失速时，或者当没有检测到信号之一N1时、或者当从动发动机的PLA/N2比值超过某一限值时(其中，PLA代表油门杆角度，即座舱中的油门控制的位置)，同步停止。飞机飞行员被通知同步已经停止。当差值ΔN1下降到100rpm巴以下时，同步自动地被再启动。该方法全自动并且不需要来自飞机飞行员的任何特定指令。

该类型的同步具有全自动的缺点。当所有的条件都被再次满足时，发动机同步被再启动，而不需要来自飞机飞行员的任何具体请求。然而，可能发生这种条件对于发动机或对于飞机来说存在风险(例如，发动机喘振或发生超速的风险)，从而对于待自动地被启动的发动机同步造成危险。此外，当这些条件对于发动机或飞机不存在风险时(例如，如果发动机在瞬时速度状态下)，其显示：在再次启动同步之前不期望请求来自飞行员的确定，因为这可能造成飞行员分心并且无法集中足够的注意力应对这些条件造成的许多可能变化(真的/假的燃料晃动)。

此外，当同步被自动启动时，用于从动发动机的速度N1(或N2)的定位点的数值变得与主发动机的速度值一致并且因此偏离了其原来的定位点，所述原来的定位点为了以最佳的方式传送所要求的推力而被计算。通过同步速度，来自该发动机的推力不再是最佳的：其或者被提升，从而减少发动机的寿命，其或者被降低，从而迫使飞行员移动油门杆，这同样地降低发动机的寿命。这对于全自动的启动逻辑来说是主要缺点：甚至当其不必需时，例如，当振动维持在可接受的水平处并且只有飞行员可以评估这种情况时，发动机的性能为了同步目的而被降级。在同步启动期间包括飞行员的命令因此是适当的，即使这可能在某一情形下带来问题，如以上所提出的。

发明内容

本发明的特别目的是为了针对现有技术的这些问题提供简单、有效和廉价的解决方案。

本发明提供了同步方法，其中，当其对于发动机或飞机不存在风险时，用于启动同步的逻辑使同步能够自动地被再启动，同时相反地，当对于发动机或飞机可能存在风险时，要求飞行员进行确认。

为此，本发明借助至少一个用于核实用于启动同步的安全条件和同步启动条件的启动逻辑来提供同步飞机发动机的方法，该方法的特征在于：启动逻辑限定了同步状态，所述同步状态包括至少停止状态、准备状态和启动状态，并且其特征在于：其包括：

当飞机的飞行员发出启动命令时，将同步从停止状态传递到准备状态；

当满足某些安全和/或启动条件时，将同步从准备状态传递到启动状态；以及

当停止命令由飞行员发出时或者每当安全条件不被满足时，将同步从启动状态或准备状态传递到停止状态。

本发明的方法的启动逻辑因此包括至少一个同步启动状态，所述同步启动状态相比较于在现有技术中所提供的是附加的，其中，同步或是被停止(关闭模式)或是被启动(打开模式)，本发明的同步除了采纳停止状态外还能够在关闭模式下采纳至少一个准备状态。

根据在关闭模式下的同步状态，用于再启动同步的条件也不相同。

当同步处于停止状态时，启动命令必须由飞行员发出，以导致同步传递到准备状态。当至少某些安全和/或启动条件被满足时，同步然后从准备状态传递到启动状态。

安全条件与启动条件是不同的，并且它们必须被满足以保护发动机和飞机。举例来说，这些安全条件包括：发动机不喘振，发动机不超速，来自发动机的推力不过大或过小，发动机不存在主要故障，等等。举例来说，这些情况可以避免健康发动机跟随故障发动机的运行。

用于启动同步的条件必须被满足以最优化发动机的运行，因为同步不是对所有的运行速度状态都是适用的并且其可以取决于被同步的发动机的(HP或LP)速度状态的类型而不同。举例来说，对于对应于巡航速度状态、瞬时速度状态、怠速速度状态或除了起飞和着陆外的任何速度状态的速度状态来说，启动条件包括：发动机的LP和/或HP轴的速度定位点的差值小于大约10％、优选地小于5％以及更优选地小于2％；发动机的LP和/或HP轴的速度之间的差值小于大约10％、优选地小于5％以及更优选地小于2％；以及，发动机的LP和/或HP轴的定位点和测量速度之间的差值小于大约10％、优选地小于5％以及更优选地少于2％。

当同步处在准备状态或启动状态时，飞行员可以发出停止命令。然而，如果至少某些安全条件不被满足，则从启动状态或准备状态到停止状态的传递是自动的。

本发明的同步方法因此具有两种类型的启动或再启动，即自动再启动和由飞机飞行员命令的再启动。当只有启动条件变化(安全条件仍然被满足)时，自动再启动才被执行，并且，每当安全条件改变(无论核实启动条件的结果是什么)时，再启动都需要由飞行员确认。

在实践中，至少一个同步启动按钮被安装在座舱中，并且当发动机具有双轴型(HP和LP轴)时，特别安装两个按钮。第一按钮是用于启动发动机的LP轴的同步(N1Sync)，并且，第二按钮是用于启动发动机的HP轴的同步(N2Sync)。每一个按钮都可以采纳两个位置：启动位置(例如，下压的和发光的)和关闭位置(延伸的且不发光的)。飞行员不可以同时请求同步两个轴。如果飞行员按下第一按钮以导致其被下压同时第二按钮已经在下压位置，则第二按钮然后自动脱离以返回到延伸位置。

飞机飞行员然后需要按一个按钮以请求同步启动，其然后从停止状态传递到准备状态。如以上所解释的，当至少某一安全和/或启动条件被满足时，同步从准备状态传递到启动状态。如果飞行员再次按下按钮以取消命令，则同步传递到停止状态。每当至少某些安全条件不被满足时，同步也传递到停止状态。在这种情形下，同步处在停止状态，即使座舱按钮仍然可以被下压和发光。飞行员然后需要两次按下按钮：首先是为了将其返回到其延伸位置并且其次是为了再次将其向后推动到下压位置，从而导致同步传递到准备状态。在这种情形下，为了再次准备同步，来自飞行员的命令是必需的。

通过区别其中同步可以自动地被再启动而不存在风险的情况和其中为了实施这种再启动的目的而必须具有来自飞行员的命令的情况，本发明可以最优化同步功能的可用性并且可以最优化发动机的性能。

举例来说，用于执行本发明的方法的装置可以包括电子芯片，其上具有至少一个被编码的启动逻辑；逻辑闸(和、或和非，等等)；以及，用于求和、比较和检测前面条件等的装置。

用于应用和维护同步的条件可以定期地核实，例如，每30毫秒(ms)一次。

每当至少某些启动条件不再被满足时，启动逻辑优选地包括从启动状态到准备状态的传递。例如当同步因为飞机在起飞或着陆状态下并因此不巡航而不再适当时，这就适用。

根据本发明的方法的另一特征，启动逻辑限定两个有区别的启动状态，其包括保证启动状态和无保证或测试启动状态(或“同步尝试”状态)。启动逻辑因此具有四个启动状态：两个处于打开模式(保证启动状态和无保证启动状态)和两个处于关闭模式(停止状态和准备状态)。

启动逻辑可以包括：如果只有预先定义部分的启动条件被满足，则将同步从准备状态传递到无保证启动状态；以及，如果所有的启动条件都被满足，则将同步从准备状态传递到保证启动状态。根据在核实启动条件的结果期间发生的变化，同步可以从无保证启动状态传递到保证启动状态，或者反之亦然。

当同步在无保证启动状态下时，其没有被停止。为了通知飞行员同步操作在该状态下(例如，对应于瞬时或怠速速度状态)不被保证，与保证启动状态相比较的差别可以涉及座舱中的显示。然而，并且如以上所描述的，发动机可以具有非常类似的速度状态，即使它们真正地被同步。因此停止同步就不存在优点。如果所有的启动条件都被满足，则同步将传递回到启动状态。

当发动机具有双轴型时，每个都包括低压(LP)轴和高压(HP)轴，发动机的LP轴的同步根据第一启动逻辑被有利地启动，并且，发动机的HP轴的同步根据第二启动逻辑被启动。尤其因为HP轴的同步可以维持在瞬时速度状态下(只要速度之间的差值ΔN2保持小的差值)，所以，用于启动LP轴的同步的条件与用于同步HP轴的条件不同，用于启动HP轴的同步的逻辑可以与用于启动LP轴的同步的逻辑不同。

用于将同步应用到LP和/或HP轴的条件例如可以包括以下条件中的一个或多个：

A1：用于发动机的LP或HP转子的速度的定位点之间的差值小于10％；

A2：没有检测出可能危害发动机健康或可能对飞机造成风险的故障；

A3：发动机的LP或HP转子的测量速度之间的差值小于10％；

A’：用于每个LP或HP转子的速度定位点和测量速度之间的差值小于10％；

B：至少一个发动机是怠速的；以及

C：飞机在飞行中，并且既不在起飞阶段也不在上升阶段。

当条件A1，A2和可能地条件A3(用于HP同步)不被满足时，同步可以从启动状态传递到停止状态。当条件C不被满足时，同步可以被导致从启动状态传递到准备状态。

本发明也根据飞行员命令提供上升前逻辑，如果其被停止并且上述座舱按钮保持被下压，则所述上升前逻辑可以避免准备同步。

附图说明

通过阅读以下通过非限制性实施例并参考附图所进行的描述，可以更好地理解本发明，并且，本发明的其他特征、细节和优点将显而易见，其中：

图1是显示用于同步在飞机发动机中的低压轴转子的本发明启动逻辑的视图；

图2是显示飞机发动机的LP转子的同步定位点如何根据发动机速度来变化的非常概要的图解；

图3是显示用于同步飞机发动机的高压轴转子的本发明启动逻辑的视图；以及

图4是显示用于飞机发动机的HP转子的同步定位点如何根据发动机速度来变化的非常概要的图解。

具体实施方式

图1和3的视图具有根据本发明用于同步飞机发动机，尤其诸如涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机的双轴发动机的启动逻辑10，10’。图1的视图代表用于同步发动机低压(LP)轴的转子的启动逻辑10，同时图3的视图代表用于同步发动机高压(HP)轴的转子的启动逻辑10’。

在两种情形10，10’下，同步可以在打开模式(由矩形12所代表)中或在关闭模式(由矩形14所代表)中。在所示出的实施例中，启动逻辑10，10’限定四个同步启动状态：两个打开模式状态(保证启动状态16和无保证启动状态18)和两个关闭模式状态(停止状态20和准备状态22)。

箭头24至36显示状态从一个同步状态到另外一个同步状态的可能变化，一旦用于应用同步的条件改变，这些变化中的一些变化是自动的，同时，其它变化要求飞机飞行员发出启动命令或停止命令。

存在用于应用同步的两种类型的条件：用于保护发动机和飞机的安全条件；以及，用于最优化发动机运行的启动条件。

在附图中所示出的实施方式中，启动逻辑10，10’具有四个分别标记为A、A’B和C的条件。用于同步LP轴的启动逻辑10的条件A、A’、B和C并非全部与用于同步HP轴的启动逻辑10’的条件一致。

为了同步LP轴(图1)，条件A包括启动条件A1和安全条件A2。启动条件A1是：

|N1dmd_PWM|<5％

其指的是用于发动机的LP转子的速度定位点N1之间的差值(按绝对值)必须小于5％。ΔN1代表LP转子的速度之间的差值，“dmd”指的是其是考虑进去的用于每个发动机的需求值或定位点值，以及“PWM”指的是该定位点值对于每个发动机是特定的并由在每个发动机的计算机中的功率管理函数所计算(该函数根据油门杆的位置和其它参数来计算N1定位点)。如果发动机具有差别非常大的LP速度(A1>5％，例如，因为在座舱中的发动机油门杆在不同的位置，或者因为发动机的速度N1之间的差值对于生成相同推力的发动机来说太大而使定位点非常不同)，则条件A1因此不被满足。因此在这两个原来定位点之间的差距被监控。如果发动机的油门杆在不同的位置(如果它们彼此分隔开)，则同步可以因此被停止。

在检测任何可能损坏发动机或可能对发动机或飞机和乘客造成风险的故障时，启动条件A2不得被满足。因为同步是舒适函数，所以不考虑风险，并且在出现不想要的发动机事件(喘振，超速，低于推力或超过推力，等等)或故障时，该同步被停止，从而尤其避免健康发动机开始像故障发动机那样运转。

条件A1和A2是累加的，并且它们两者为了使条件A被视为满足而必须被满足。

如箭头24所指出的，这些条件A必须有必要地被满足，以便启动同步，即为了在打开模式中的同步。如果这些条件A不被满足(或每当条件“非A”满足时)，则同步自动地停止并且其从打开模式(无论是在保证启动状态16下还是在无保证启动状态18下)传递到关闭模式(停止状态20)。包括启动条件A1和安全条件A2的这些条件A因此对于启动同步是必需的，并且不管由飞行员发出的命令如何其都适用。因此相对于通过同步飞机发动机所获得的舒适，安全因此具有优先权。

如以上所提出的，条件A包括两个累加的条件A1和A2。如果它们中的任何一个没有被满足，则同步就被停止，无论其是在保证启动状态下或者是在无保证启动状态下。如果存在发动机事件或故障，则飞行员就必须做出反应并决定一旦该故障被矫正是否就可期望再次启动同步。当定位点之间存在差距时，这源自来自飞行员的优先权，并且因此其由飞行员决定何时再启动同步。

如箭头24上所指出的，从启动状态(无论是无保证的18还是保证的16)到停止状态20的变化也可能起因于飞机飞行员发出具体地为了停止同步的命令(“非N1Sync飞行员请求”)。因为“或”条款，条件“非A”和“非N1Sync飞行员请求”不是累加的。满足这些条件中的一个或另外一个就足够了，从而导致同步被停止。

启动条件A’包括两个启动条件A'1和A'2，其分别为：

|N1dmd_ctrl1-N1sel|<5％

和

|N1dmd_ctrl2-N1sel2|<5％

借此，在每个LP转子的速度N1的定位点值和测量值(“sel”指的是已选择的)之间的差值(按绝对值)必须小于5％。“ctrl”指的是被考虑在内的当前控制定位点，即如果发动机被同步则其是共用平均定位点。当两个发动机以稳定的速度运行且因此不在瞬时速度状态下时，这些条件被满足。相反，当至少一个发动机处在瞬时速度状态时，条件“非A”被满足。

这些条件A’必须有必要地被满足以启动同步。然而，当它们不被满足时，同步不是一定被停止，如以下所解释的。

如果至少一个发动机是怠速的，则启动条件B被满足。当飞机由怠速循环所控制并且油门杆在怠速位置中时，这些条件对于从保证启动状态到无保证启动状态的改变是有用的，并且反之亦然。

如箭头26所提示的，如果上述条件A'被满足而条件B不被满足(或条件“非B”被满足)，则同步从无保证启动状态18改变成保证启动状态16。如果这些条件B中的一个或另外一个被满足并且条件A’不被满足(或反之条件“非A”被满足—箭头28)，则同步从保证启动状态16改变到无保证启动状态18。

换言之，如果发动机不怠速并且如果每个发动机中的速度N1的定位点值和测量值之间的差值小于5％，则同步从无保证启动状态18走到保证启动状态16。

举例来说，当发动机在瞬时速度状态下时，条件A’不被满足。因为考虑到控制不再经由速度N1被应用所以不存在停止同步的点，所以同步改变到无保证启动状态。用于速度N1的定位点是特定于每个发动机的定位点或另外的是用于同步的共用定位点的事实不太具有重要意义。当条件A’再次被满足时，在瞬时速度状态的结束时，同步然后自动地改变回到保证启动状态。

图2显示了当发动机的速度存在改变时飞机发动机的LP转子的速度N1如何变化。

在所显示的实施例中，飞机仅仅具有两个发动机，并且图2的图解具有两个代表特定于每个发动机的速度定位点N1的曲线50和52，即，由如飞机飞行员所确定的油门杆的位置产生的定位点。曲线50和52具有阶梯形状，因为发动机的速度状态R1是稳定的，所以每个曲线都具有代表恒定定位点N1的水平第一部分；因为速度状态R2是瞬时的，所以圆柱形部分代表定位点N1的变化；以及，因为速度状态R3是再次稳定的，所以新的水平部分代表恒定定位点N1。

从稳定速度状态R1到瞬时速度状态R2的改变是由于飞机飞行员移动油门杠。如可以在图2中看到的，特定于每个发动机的定位点N1稍微不同，以获得相同的推力，即使发动机的油门杆在相同的位置。可以发现，给定飞机的两个发动机可以具有稍微不同的每分钟转速(rpm)，以产生相同的推力。

用于同步LP转子的定位点N1等于特定于每个发动机的定位点N1的平均值。发动机的速度N1因此采纳由在图2中的粗连续线54所图式地表示的该定位点，所述粗连续线54位于在这些曲线的上述第一水平部分中的曲线50和52之间。

当条件A’不再被满足时，即，当发动机在瞬时速度状态时，LP转子的同步改变到无保证启动状态。在瞬时期间，每个发动机由用于dN/dt的定位点所控制，所述定位点由转子的当前每分钟转速整合。因此，弯曲部分56和58显示了每个发动机的LP转子的速度N1在不存在任何同步的情况下如何变化。每个弯曲部分都将从其当前速度开始，并且将跟着通过整合它们的dN/dt瞬时定位点而获得的合成曲线，这是类似的。然而，两个发动机都在传递到瞬时速度状态之前立即被同步。一旦传递到瞬时状态，它们就因此事实上具有用于它们的LP转子的相同的当前速度N1。它们的速度因此在两个曲线62和64之后，所述两个曲线基本地相同并来自同样地紧密在一起的两个dN/dt定位点，即使技术上它们不是在相同的同步定位点上。当条件A’再次被满足时，同步传递到保证启动状态，并且速度N1可以采用用于同步LP转子的共用定位点，该定位点等同于特定于发动机的定位点的平均值(在图2中的粗连续线60)。

当飞机飞翔并且既不在起飞阶段也不在上升阶段时，启动条件C被满足。发动机油门杆因此不超过“最大上升”位置。

如箭头30所表示的，这些条件C必须一定被满足，以便启动同步，即为了在打开模式中的同步。当这些条件C不被满足时(或当条件“非C”被满足时)，同步自动地从打开模式(来自保证启动状态16或来自无保证启动状态18)传递到关闭模式(准备状态22)。同步因此不传递到停止状态，其可以从该停止状态自动地被再启动，而不需要飞行员再发出命令。

飞行员的命令(N1Sync飞行员请求)是必需的，以通过按下在座舱中的对应按钮(N1Sync)导致同步从停止状态20传递到准备状态22(箭头32)。

飞机座舱具有两个同步启动按钮：第一按钮(N1Sync)用于启动发动机的LP轴的同步并且第二按钮(N2Sync)用于启动发动机的HP轴的同步。这些按钮中的每一个可以采纳分别地为打开和关闭的两个位置中的一个。在打开位置中，按钮被推进并被发光，而在关闭位置中，其突出并且灯熄灭。飞行员不可以同时请求同步两个发动机轴。如果飞行员按下第一按钮以下压其，同时第二按钮已经在下压位置，则第二按钮然后自动脱离以返回到延伸位置。

飞行员的命令(N1Sync飞行员请求)因此要求将压力施加在按钮N1Sync上，以下压其并将其放置在打开位置。

通过再次按下按钮N1Sync这样以使其占据延伸位置或关闭位置，需要另一个飞行员的命令(非N1Sync飞行员请求)以导致同步从准备状态22传递到停止状态20(箭头34)。

如以上所解释的，飞行员的命令(非N1Sync飞行员请求)对于导致同步从启动状态传递到停止状态(箭头24)可以是必需的。该飞行员的命令同样地要求按钮N1Sync被按下，以将其放置在延伸位置或关闭位置。

当同步从启动状态(16或18)到停止状态20的传递起因于条件A不被满足的事实时(箭头24)，同步在停止状态，同时按钮N1Sync仍然在下压位置或打开位置。为了准备同步(箭头32)，飞行员需要两次按下按钮，以首先脱离其，并且然后再次接合其。本发明的逻辑须要在飞行员命令前检测上升，以导致同步传递到启动状态。

箭头36代表从准备状态22传递到启动状态16的同步。条件A、A'和C必须被满足以启动同步。按钮N1Sync也必需在打开位置或下压位置，其指的是飞行员已经发出命令以启动同步(N1Sync飞行员请求)。这些条件是累加的并且它们必须因此都被满足以启动同步。

结果，当按钮N1Sync在打开位置或下压位置中并且由于条件C不再被满足(箭头30)而使同步传递到准备状态22时，不需要飞行员的命令来确认并启动同步。然而，如在箭头32上所标记的，飞行员命令被需要来再次准备同步，所述同步由于条件A不再被满足(箭头24)而传递到停止状态。同步的再启动因此只有在某些条件下是自动的，因次可以改进发动机的性能并向发动机和飞机提供保护。

关于HP轴的同步(在图3中的启动逻辑10’)，条件A包括两个启动条件A1和A3以及安全条件A2。启动条件A1和A3如下：

|N1dmd|<5％

以及

|N2sel|<5％

借此，用于发动机的LP转子的速度的定位点值(“dmd”)之间的差值(按绝对值)必须小于5％，并且发动机的HP转子的速度的测量值(“sel”)之间的差值(按绝对值)必须小于5％。ΔN1代表LP转子的速度之间的差值，并且ΔN2代表HP转子的速度之间的差值。为了同步HP轴，一个发动机被规定为主动并且另外一个发动机被规定为从动。从动发动机将另外发动机的测量HP速度当做其新HP速度定位点。因此不存在区别定位点“N1dmd_PWM”和定位点“N1dmd_ctrl”的需要，因为用于速度N1的定位点没有由同步修正。

如果两个测量速度N2之间的差值小于5％，则附加条件A3用来停止同步。由于同步的类型的性质，因此这需要被核实，其中用于从动发动机的定位点是另一发动机的测量值。这首先用来避免一旦启动/停止同步，推力就出现过大的变化，并且首先其用来避免失控主发动机的风险，所述失控主发动机遭受故障或未发现的发动机事件，从而影响健康的从动发动机。

在检测可能损坏发动机或可能对发动机或飞机和乘客造成风险的故障时，启动条件A2不得被满足。

条件A1、A2和A3是累加的，并且它们都为了使条件A被视为满足而必须被满足。

以与用于同步发动机的LP轴相同的方式，对HP轴的同步根据核实条件A(箭头24)的结果从启动状态(保证的16或无保证的18)传递到停止状态。

如箭头24所标记的，从启动状态16，18到停止状态20的传递可以是由飞机飞行员发出的命令的结果，所述飞机飞行员寻求通过飞行员按下按钮N2Sync以将其放置在延伸位置或关闭位置中来停止同步(非N2Sync飞行员请求)。

启动条件A’包括两个累加启动条件A'1和A'2，其分别为：

|N1dmd1-N1sel1|<5％

以及

|N1dmd2-N1sel2|<5％

其指的是在用于每个LP转子的速度N1的定位点值和测量值之间的差值(按绝对值)必须小于_5％。

图4显示了当发动机的速度状态存在改变时飞机发动机的HP转子的速度N2如何变化。

曲线70，72代表特定于每个发动机的N2速度定位点，每个都具有：第一水平部分，针对所述第一水平部分，N2定位点在稳定的速度状态R1期间是恒定的；倾斜部分，其中，N2定位点在瞬时速度状态R2期间增加；以及，新的水平部分，在所述新的水平部分期间，N2定位点在稳定的速度状态R3期间是恒定的。

彼此有关的这些曲线70和72的位置用来确定哪一台发动机是用于同步HP轴的主发动机。主发动机是具有以较低速度N2来旋转以传送给定水平的推力的HP轴的发动机，即，对应于在图4中的曲线72的发动机。

用于同步HP转子的定位点N2等于特定于主发动机的定位点，即，等于对应于曲线72的定位点。该N2定位点由在图4中的粗连续线74所图式地表示，所述粗连续线74位于在该曲线的上述水平第一部分中的曲线72上。

在瞬时速度状态期间，HP转子的同步传递到无保证启动状态。对于同步速度N1，每个发动机的速度N2在路径78和80后，所述路径78和80基本相同，因为它们来自紧密地在一起的dN/dt定位点，从相同的初始数值发生整合。当速度状态再次被稳定时(R3)，同步传递到保证启动状态，并且速度N2采纳用于同步HP转子的N2定位点，该定位点等于特定于主发动机(在图2中的粗连续线82)的定位点。

用于发动机的HP轴的启动逻辑10’的启动条件B和C与当描述用于发动机的LP轴的启动逻辑10时以上所描述的条件相同。

本发明可适用于同步在单个飞机中的一个、两个、三个、四个或甚至更多个的发动机。当同步双轴型发动机的LP轴时，用于同步的N1定位点可以等于特定于各种发动机的N1定位点的平均值。当同步发动机的HP轴时，用于同步的N2定位点优选地是特定于被视为主发动机的发动机中的一个的定位点，其它的发动机被视为被要求跟随主发动机运行的从动发动机。

Claims (10)

1.一种借助至少一个用于核实安全条件和不同于安全条件的启动条件以应用同步的启动逻辑来同步飞机发动机的方法，方法的特征在于：启动逻辑限定至少停止状态、准备状态和启动状态，该方法包括：

当飞机的飞行员发出启动命令时，将同步从停止状态传递到准备状态；

当某些安全条件和/或启动条件被满足时，将同步从准备状态传递到启动状态；以及

当停止命令由飞行员发出时或者每当至少一些所述安全条件不被满足时，将同步从启动状态或准备状态传递到停止状态。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于:启动逻辑包括每当某些启动条件不被满足时将同步从启动状态传递到准备状态。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：启动逻辑限定两个有区别的启动状态，其包括保证启动状态和无保证启动状态。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于:启动逻辑包括：如果只有预先定义的部分的启动条件满足，则将同步从准备状态传递到无保证启动状态；以及，如果所有的启动条件都满足，则将同步从准备状态传递到保证启动状态。

5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：根据在核实启动条件的结果期间发生的变化，同步从无保证启动状态传递到保证启动状态，或者反之亦然。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于:发动机具有双轴型，每一个都具有低压轴和高压轴，并且发动机的低压轴的同步根据第一启动逻辑被启动，并且发动机的高压轴的同步根据第二启动逻辑被启动。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于:用于同步低压轴的条件与用于同步高压轴的条件是不同的。

8.根据权利要求6所述的方法，其特征在于：用于同步低压和/或高压轴的条件包括以下条件中的一个或多个：

A1：用于发动机的低压或高压转子的速度(N1，N2)的定位点之间的差值小于5％；

A2：没有检测到可能影响发动机健康或可能对飞机造成风险的故障；

A3：发动机的低压或高压转子的测量速度之间的差值小于5％；

A’：用于每个低压或高压转子的速度定位点和测量速度之间的差值小于5％；

B：至少一个发动机是怠速的；以及

C：飞机在飞行中并且既不在起飞阶段也不在上升阶段。

9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于:当条件A1，A2和条件A3不被满足时，同步从启动状态传递到停止状态。

10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于：当条件C不被满足时，同步从启动状态传递到准备状态。