CN103921938B - 具两个主发动机和小功率辅助发动机的旋翼飞行器及方法 - Google Patents

Abstract

具两个主发动机和小功率辅助发动机的旋翼飞行器，具有旋转机翼（2）和驱动机翼的涡轮轴发动机。发动机包括两个主发动机（11、12）和辅助发动机（13），主发动机是相同的且各个能在与主功率相关的至少一个特定级下操作，辅助发动机能通过输出辅助功率（maxTOP'、OEIcont'）而在该至少一个特定级下操作，辅助功率与对应主功率成比例且比例系数（k）≤0.5；飞行器具有控制系统（20）以使各主发动机在整个飞行期间持续地操作且在预定特定飞行阶段期间补充使用辅助发动机而驱动旋转机翼。藉由本发明可优化动力设备。本发明涉及使用飞行器的方法。

Description

具两个主发动机和小功率辅助发动机的旋翼飞行器及方法

技术领域

本申请要求2012年11月26日提交的法国专利申请FR 12 03183的优先权，该申请的全部内容以参见的方式纳入本文。

本发明涉及一种旋翼飞行器，该旋翼飞行器具有两个主发动机以及功率较小的辅助发动机，并且本发明还涉及一种控制该飞行器的方法。

术语“涡轮轴发动机”用于指代有助于为飞行器提供推力和/或升力的动力单元。在具有旋翼的飞行器上，术语“涡轮轴发动机”用于指代驱动主齿轮箱“MGB”转动的动力单元，而该主齿轮箱再驱动旋转机翼的至少一个旋翼转动。

背景技术

飞行器有时装配有辅助动力单元（APU）。该辅助动力单元可例如用于产生电力或用于驱动液压系统。然而，该辅助动力单元并不驱动旋转飞行器上的旋翼主齿轮箱。

因此，飞行器的辅助动力单元并未构成本发明意义上的“涡轮轴发动机”。

因此，本发明例如落在用于诸如直升飞机的旋翼飞行器的动力设备领域中。

本发明更具体地涉及涡轮轴发动机，并且这些发动机的特征根据发动机如何定大小或“定规格”而改变。

因此，申请人注意到涡轮轴发动机的比重取决于该涡轮轴发动机能输出的功率。涡轮轴发动机的功率越大，则该涡轮轴发动机的比重越低。应注意到，产生给定功率水平的发动机比重与发动机的重量除以所述给定功率的数值相对应。

类似地，涡轮轴发动机的燃料消耗率取决于该涡轮轴发动机能输出的功率。还应注意的是，涡轮轴发动机的功率越大，则该涡轮轴发动机的燃料消耗率越低。

在这些情形下，就燃料消耗而言，显然安装功率极大的涡轮轴发动机会比安装功率较小的涡轮轴发动机更为有利。

然而，给定涡轮轴发动机的燃料消耗率也会根据该涡轮轴发动机输出的功率而改变。因此，当涡轮轴发动机产生该涡轮轴发动机所规定的最大功率时，该涡轮轴发动机所具有的燃料消耗率得以优化。确切地说，当该涡轮轴发动机产生的功率变得较低时，该发动机的燃料消耗率增大。

从上文描述中可见，会难以设定涡轮轴发动机的规格。

在旋翼飞行器上，制造商确定涡轮轴发动机须输出的最大功率，以确保飞行器所需的性能。在这些情形下，将涡轮轴发动机的规格定为输出该最大功率。

当发现来自单个涡轮轴发动机的功率并不充分时，制造商自然会将多个涡轮轴发动机安装在它们的飞行器上。于是，重型飞行器会具有多个涡轮轴发动机。

因此，有利的是装有多个发动机的飞行器。然而，使用此种装有多个发动机的飞行器会在飞行器失效的情形下产生飞行中安全性的问题。

具体地说，三种构造用在旋翼飞行器上。

在第一种构造中，飞行器具有两个功率极大的相同涡轮轴发动机。

当涡轮轴发动机具有相同的特征来驱动旋转部件时，以及尤其是当涡轮轴发动机具有等同的理论最大功率时，涡轮轴发动机被称为“相同的”。

相反，当涡轮轴发动机具有不同的驱动特征，即发动机产生不同的最大功率时，涡轮轴发动机被称为“不同的”。

在第一种构造中，两个发动机都超规格，以确保在另一个涡轮轴发动机失效的情形下安全飞行。

每个涡轮轴发动机则可在巡航飞行过程中以“标准级”操作。标准级有时在本文被称为最大连续功率输出（MCP）级，且该最大连续功率输出级与无限使用时间相关。

每个发动机也可以特定级操作，该特定级在特定的飞行阶段中使用。

因此，制造商设定了简称为“正常的特定级”的级别。该正常的特定级通常称为“起飞级”，因为该正常的特定级在起飞的特定飞行阶段期间使用。在双发动机的飞行器中，也在接近悬停的特定飞行阶段期间使用该正常的特定级。

正常的特定级使最大起飞功率maxTOP与受限使用时间相关。最大起飞功率maxTOP大于最大连续功率MCP。

在这些情形下，当其中一个涡轮轴发动机失效时，在双发动机的飞行器上使用以下应急的特定级：

第一应急的特定级，该第一应急的特定级使超应急功率与大约30秒的连续持续时间相关，称为30"OEI（对于一个发动机失效而言）；

第二应急的特定级，该第二应急的特定级使最大连续功率与两分钟等级的使用时间相关，称为2'OEI；以及

第三应急的特定级，该第三应急的特定级使中间连续功率与例如在发动机失效后直至飞行结束的使用时间相关，并称为OEIcont。

使用应急的特定级时产生的功率比使用标准级时产生的功率大。

因此，便于根据涡轮轴发动机的最高应急功率、即高于30"OEI级的功率来设定每个涡轮轴发动机的规格。在应用上述原则时，涡轮轴发动机在使用最大连续功率时的燃料消耗率由此并未被优化，因为最大连续功率MCP与发动机能输出的最大功率极为不同。

在第二种构造中，飞行器装配有两个相同的涡轮轴发动机，利用“僵局时间”（法文术语“temps d’impasse”）。

基于经验，可设想在某些飞行阶段忽略失效风险。在这些情形下，涡轮轴发动机可将规格定为输出比第一种构造中所需功率低的应急功率。发动机的重量则减小，但会具有减小发动机的最大连续功率MCP的后果。

然而，该第二构造会需要飞行员受到过训练，以使得飞行阶段的持续时间最短，其中无需针对涡轮轴发动机失效采取措施。

在第三种构造中，该飞行器具有三个相同的涡轮轴发动机。在一个涡轮轴发动机失效的情形下，其它两个涡轮轴发动机保持起作用以确保飞行安全性。

在给定的飞行器上，比起双发动机的动力设备，三发动机的动力设备所需要的涡轮轴发动机功率较小。

然而，使用与双发动机的飞行器相比功率较小的涡轮轴发动机无法完全得以优化。应注意到，在燃料消耗方面，具有功率极大的涡轮轴发动机的结构比具有功率较小的涡轮轴发动机的结构便宜些。

因此，与所选择的构造无关，飞行器的动力设备的规格定较为复杂。

技术背景包括文献US 4 479 619，该文献提出一种用于三发动机的直升飞机的动力输送系统。

该方案还提出使三个发动机中的一个停止运转的替代方案。

申请人的超-福瑞轮（Super-Frelon）直升飞机也具有三个相同的发动机（不具有离合器）。

文献US 3 963 372提出了一种用于三发动机的直升飞机的功率管理和发动机控制技术。

为了减缓与设计成超规格的发动机相关的问题，以往已提出一种具有双发动机的动力设备的飞行器，该动力设备具有带有不同最大功率的发动机。这适用于文献WO 2012/059671 A2，该文献提出了一种具有不同最大功率的两个发动机。

文献US 2009/186320描述了一种飞行器，该飞行器具有显然是相同的三个涡轮轴发动机。该发动机包括一种用于模拟涡轮轴发动机失效的系统。

类似地，文献US 3 002 710描述了一种具有至少三个发动机的飞行器。

文献US 4 177 693描述了一种主齿轮箱MGB，该主齿轮箱连接于看来相同的三个发动机。

文献EP 1 175 337描述了一种用于旋翼飞行器的附加机械控制系统。

最后，文献EP 2 148 066也是已知的。

发明内容

因此，本发明的目的是提出一种新颖构造的飞行器，以试图优化该飞行器的动力设备。

根据本发明，飞行器设有旋翼机翼并且设有用于驱动旋转机翼的三个涡轮轴发动机。

此外，所述三个涡轮轴发动机包括两个主涡轮轴发动机，这两个主涡轮轴发动机是相同的并且能够在至少一个特定级下操作，该至少一个特定级与能产生的主功率相关。因此，两个主涡轮轴发动机能在标准级下操作，该标准级与最大连续功率MCP相关。换言之，每个主涡轮轴发动机都能产生最大连续功率MCP。

所述涡轮轴发动机还包括辅助涡轮轴发动机，该辅助涡轮轴发动机能够通过输出辅助功率而在所述至少一个特定级下操作，该辅助功率与相对应的主功率成比例，且所应用的比例系数小于或等于0.5。

因此，辅助涡轮轴发动机产生不超过由每个主发动机所产生功率一半的功率。

因此，飞行器并非如同现有技术的某些部分那样具有三个相同的发动机，而是具有两个相同的较大“主涡轮轴发动机”以及一个较小“辅助涡轮轴发动机”，其中相对术语“大”和“小”特指这些涡轮轴发动机能产生的功率水平。

该飞行器再具有控制系统，该控制系统通过致使每个主涡轮轴发动机在整个飞行期间持续地操作并致使辅助发动机在至少一个预定的特定飞行阶段期间作为补充地操作而驱动旋转机翼。

术语“特定的飞行阶段”指使用辅助涡轮轴发动机来贡献飞行器的推进力和/或升力的阶段。

因此，本发明提出使用两个相同的涡轮轴发动机以及辅助涡轮轴发动机，该辅助涡轮轴发动机能够产生“辅助”功率，该“辅助”功率小于能够由每个主发动机在给定的特定级下产生的“主”功率。

使用规格过小并且与主涡轮轴发动机相比尺寸较小的辅助涡轮轴发动机看来不可思议的并且会适得其反。还应注意的是，涡轮轴发动机的功率越大，则该涡轮轴发动机的比重越小。因此，鉴于上述原则，安装小型的、低功率涡轮轴发动机看来会适得其反。

然而，本发明采取措施仅仅在特定的飞行阶段才使用该辅助涡轮轴发动机。仅仅在飞行器使用寿命期间的短且有限的阶段才使用运行昂贵的涡轮轴发动机则不会不利于本发明的优点。

此种飞行器无需实施功率极大的应急特定级，例如与30"OEI超应急额定功率以及2'OEI最大应急额定功率相关的特定级。

在这些情形下，主涡轮轴发动机可具有正常的特定使用级和标准级，该正常的特定使用级是与最大起飞功率maxTOP相关的起飞级，而标准级与最大连续功率MCP相关。

辅助涡轮轴发动机可具有与辅助最大起飞功率maxTOP'相关的正常特定级。辅助最大起飞功率maxTOP'则等于主最大起飞功率maxTOP的k倍，其中“k”代表所述比例系数。

因此，主涡轮轴发动机可根据它们的最大连续功率来定规格。主涡轮轴发动机例如在巡航飞行期间的燃料消耗率则得以优化。由于该最大连续功率是在飞行器使用寿命期间的大部分时间内所使用的功率，因而此种优化是有利的。

因此，举例来说，在巡航飞行期间，仅仅主涡轮轴发动机用于驱动推进和/或升力装置。

然而，主涡轮轴发动机的失效并非是灾难性的，因为其它主发动机能确保连续飞行并给予巡航飞行所需的功率水平。

相反，在需要较高功率水平的每个特定飞行阶段，控制系统不仅利用主涡轮轴发动机而且利用辅助涡轮轴发动机来驱动推进和/或升力装置。在主涡轮轴发动机失效的情形下，保持操作的主涡轮轴发动机连同辅助发动机一起仍能确保安全飞行。

由于这些特定的飞行阶段是相对较少出现的，因而可例如通过在巡航飞行期间实现的节能来弥补辅助涡轮轴发动机的非优化效率。从统计学上来说，每飞行一个小时会出现大约5分钟的特定飞行阶段。

此外，在每次特定飞行阶段并且在未出现失效的情形下，辅助涡轮轴发动机可输出附加的功率，从而能够改进飞行器的性能。

为此，该飞行器可具有附加的旋翼来控制飞行器以及旋转机翼的偏航运动。

在这些情形下，飞行器可具有驱动旋转机翼的主齿轮箱MGB和驱动附加旋翼的尾部齿轮箱。主涡轮轴发动机可驱动主齿轮箱MGB，而该主齿轮箱MGB经由机械连接件驱动尾部齿轮箱。

辅助涡轮轴发动机则可与所述机械连接件接合。

因此，在不包括失效情形的每个特定飞行阶段由辅助涡轮轴发动机输出的大部分功率由附加旋翼所使用。附加功率由旋转机翼所使用，从而可改进飞行器的性能。

在其它变型中，辅助涡轮轴发动机可连接于从主发动机连至主齿轮箱MGB的机械连接件或者经由新的机械连接件连接于主齿轮箱MGB。

举例来说，双发动机的旋翼飞行器可具有两个涡轮轴发动机，每个涡轮轴发动机产生大约1500千瓦（kW）的最大连续功率以及大约1800kW的超应急功率。

在发动机失效的情形下，动力设备能由此在有限的时间段内产生1800kW的功率。

通过实施本发明，可使用两个主涡轮轴发动机，每个主涡轮轴发动机产生大约1500kW的最大连续功率但并不产生任何超应急功率，因此使得这些主涡轮轴发动机的比重和燃料消耗率能由于使用主最大连续功率而得以优化。

然而，添加根据本发明的辅助涡轮轴发动机可增大动力设备能输出的功率，以例如到达至少1800kW的总功率。辅助涡轮轴发动机规格也相对较小并且不会致使重量过度增大。下文还示出重量增大的程度会出乎意料得小。

飞行器还可包括一个或多个以下特征。

例如，所述比例系数可在0.2至0.5的范围内。

辅助涡轮轴发动机是与主涡轮轴发动机相比规格相当小的小型发动机。

返回至上文给出的示例，等于0.2的比例系数使得动力设备能到达1800kW的总功率。

用于比例系数的该范围也是有限的。此外，用于比例系数的该范围所呈现的特定优点并非源自技术人员的纯粹缺乏想象力的运用而是具有创造性高度的。

申请人认识到，当在两个主发动机不再输出功率的情形下自转着陆时，与不具有此种辅助发动机的飞行器相比，使用具有该比例系数的辅助发动机可使下降率减小不小于2的因素。着陆则能在较为有利的情形下进行。

此外，在每个特定的飞行阶段，控制系统可调节涡轮轴发动机，以使得这些涡轮轴发动机应用正常的特定级而操作，该正常的特定级适合于在涡轮轴发动机未发生失效的情形下使用。

例如，在盘旋飞行中，涡轮轴发动机在它们的、用于起飞的正常特定级下操作。

不同于现有技术，无需提供任何应急级。

在另一变型中，在每个特定的飞行阶段期间，该控制系统可调节这三个涡轮轴发动机，以致使这三个涡轮轴发动机在包括正常的特定级以及单个应急特定级的特定级下操作，该正常的特定级可用在涡轮轴发动机并未发生失效的情形，而该单个应急特定级可在主涡轮轴发动机发生失效的情形下连续地使用。

该变型提出使用单个应急特定级，该单个应急特定级例如具有与现有技术中同连续应急额定功率OEIcont相关的第三应急特定级相对应的类型。尤其与最大连续额定功率MCP相比，该特定级产生较小的损害或并不产生损害并且产生相对较小的额外过功率。

此外，每个涡轮轴发动机具有气体发生器，且飞行器可包括测量系统，该测量系统用于测量每个气体发生器的转速Ng，且该控制系统与测量系统协配，以通过根据主涡轮轴发动机的气体发生器的转速来调节辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速、来在每个特定的飞行阶段调节辅助涡轮轴发动机。更具体地说，控制系统可根据主涡轮轴发动机的气体发生器的转动中较高的转速来调节辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速。

控制系统可趋于使得辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速和用作参照的主涡轮轴发动机的转速趋同。

在每个特定的飞行阶段并且在主涡轮轴发动机发生失效的情形下，主涡轮轴发动机和辅助涡轮轴发动机加速以补偿由于失效而产生的功率损失。

由于辅助涡轮轴发动机的规格与主涡轮轴发动机的规格相比较小，因而辅助涡轮轴发动机的加速极快。该快速加速会省下对于飞行员极为宝贵的以秒计的时间秒。

此外，尽管由涡轮轴发动机输出不等的功率，但该调节可向飞行员显示类似的控制参数，即涡轮轴发动机的气体发生器的转速理应基本上相等。举例来说，向飞行员呈现的涡轮轴发动机的气体发生器的转速表述为在起飞级期间气体发生器的转速的百分比。

此外，该飞行器可具有测量装置，该测量装置用于测量飞行器的前进速度，且该控制系统与测量系统协配，以在所述前进速度低于阈值时，使用辅助涡轮轴发动机来驱动旋转机翼。

在这些情形下，所述特定飞行阶段包括低速时的飞行阶段。举例来说，阈值可对应于称为Vy的飞行所需的最小功率速度，或者该最小功率速度Vy的百分比。

可选的是，该飞行器包括可伸缩起落架和确定系统，该确定系统用于确定起落架是否伸出，并且该控制系统与确定系统协配，以在起落架伸出时，使用辅助涡轮轴发动机来驱动旋转机翼。

有时在起落架伸出的情形下执行低速飞行。在这些情形下，辅助涡轮轴发动机可用于参与该情况中飞行器的推进力和/或升力。

该飞行器还可包括确定装置，该确定装置用于确定飞行器是否立在地面上，且该控制系统与确定装置协配，以在飞行器立在地面上时，使用该辅助涡轮轴发动机来驱动旋转机翼。

该辅助涡轮轴发动机能可选地用于使飞行器在停机坪上移动。

此外，该飞行器可选地并不具有辅助动力单元来输出电力，该飞行器包括发电系统和17安培每小时(Ah)的电池，该发电系统与辅助涡轮轴发动机协配，以在除了每个特定飞行阶段以外产生电力，而该17安培每小时的电池适用于启动辅助涡轮轴发动机。

在本发明意义上提供辅助涡轮轴发动机的影响则变得有限。

双发动机的飞行器通常具有辅助动力单元和能够存储至少45Ah的强力电池。消除辅助动力单元并将飞行器的强力电池替换成较小型的电池能够实现不可忽略的重量节省。该节省可以是每安培-小时节省大约1千克。

在这些情形下，辅助涡轮轴发动机能执行辅助动力单元的功能。该辅助涡轮轴发动机则使用17Ah的电池在地面上启动。该辅助涡轮轴发动机使得飞行器能滑行，并且能够产生足以启动主发动机的电力。

此外，除了任何特定的飞行阶段以外，该辅助涡轮轴发动机也可在用于产生电力的辅助模式下操作。

该操作在机载电力网失效的情形下或者例如对于诸如除冰设备之类需要大量电能的动力设备会是有利的。

于是，所述控制系统可包括断开系统，该断开系统用于使辅助涡轮轴发动机断开，以使辅助涡轮轴发动机与旋转机翼脱开。

在发生电气问题的情形下，该辅助涡轮轴发动机可与旋转机翼驱动系统脱开。

发电系统再可包括辅助涡轮轴发动机的启动发电机。在这些情形下，操作辅助涡轮轴发动机可经由安装在该辅助涡轮轴发动机上的启动发电机来产生电力。

在17Ah电池失效的情形下，如果需要的话，则连接于主涡轮轴发动机的至少一个交流发电机能够输出启动辅助涡轮轴发动机所需的电力。

传统的启动发电机能够在24伏特（V）下输出200安培（A），并且因此能够有利地输出例如为除冰设备供电所需的电力，或者输出实际上为了在机载电力网中的元件（交流发电机、整流器…）失效的情形下对主涡轮轴发动机的交流发电机进行补充所需的电力。电力网可类似于构成文献FR 2 962 404的主题的电力网。

该飞行器还可包括警报装置，用以通知飞行员辅助涡轮轴发动机需要运行。该飞行器再设有手动激活装置。

辅助涡轮轴发动机还可自动地由控制系统运行。

具体地说，该控制系统可对于已知缩写成FADEC类型的涡轮轴发动机包括一个电子调节部件，且这些部件可彼此连通。

除了飞行器以外，本发明提供一种使用上述类型的旋翼飞行器的方法。

在该方法中，三个涡轮轴发动机安装在飞行器上以驱动所述旋转机翼，且所述三个发动机包括两个主涡轮轴发动机，这两个主涡轮轴发动机是相同的并且能够在至少一个特定级下操作，该至少一个特定级与能够产生的主功率相关，且所述三个涡轮轴发动机还包括辅助涡轮轴发动机，该辅助涡轮轴发动机能够在所述至少一个特定级下操作，以输出与相对应的主功率成比例的辅助功率，且所应用的比例系数小于或等于0.5。

在这些情形下，涡轮轴发动机是受控的，以通过使得每个主涡轮轴发动机在飞行期间持续地操作并且通过在至少一个预定的特定飞行阶段期间作为补充地使用辅助涡轮轴发动机来驱动旋转机翼。

该方法可包括一个或多个以下特征。

因此，该辅助涡轮轴发动机将规格定为使得比例系数在0.2至0.5的范围内。

此外，每个主涡轮轴发动机能够在标准级和正常的特定级下来操作，该标准级与最大连续功率相关，而该正常的特定级与在每个特定的飞行阶段期间使用的最大起飞功率相关，该辅助的涡轮轴发动机能够在该正常的特定级下以辅助最大起飞功率操作，以及，在一个变型中：

根据该最大连续功率来定该主涡轮轴发动机的规格，以使得主涡轮轴发动机在该最大连续功率下的燃料消耗率得以优化；

根据最大连续功率并应用比例关系来设定该最大起飞功率，该比例关系通过热力学定律并通过发动机所需的使用寿命来确定；以及

通过采用所述比例系数k根据该最大起飞功率来设定辅助最大起飞功率。

在现有技术中，涡轮轴发动机根据该发动机的超应急功率来定规格。这具体会产生在最大连续功率下未被优化的燃料消耗率。

本发明通过根据主涡轮轴发动机待输出的最大连续功率来定主涡轮轴发动机的规格而克服该偏见。制造商能易于根据飞行器所需的性能来确定该最大连续输出功率。

通过使用传统的关系，制造商再得出该主最大起飞功率。该主最大起飞功率可例如是该最大连续功率的大约1.11倍。

最后，制造商将辅助涡轮轴发动机的规格定成，使得该辅助涡轮轴发动机能输出k倍于主最大起飞功率maxTOP的辅助最大起飞功率。

当在除了失效情形以外的每个特定飞行阶段期间使用该辅助涡轮轴发动机时，该涡轮轴发动机应用它们的正常特定级操作。

然而，可从辅助涡轮轴发动机获得的额外功率避免了对于主涡轮轴发动机输出最大起飞功率的任何需求。由主涡轮轴发动机输出的功率则接近为了定这些涡轮轴发动机规格而使用的最大连续功率。

可选的是，每个主涡轮轴发动机能够在另一个主涡轮轴发动机发生失效的情形下、在每个特定阶段以应急特定级来操作，该应急特定级与单个主应急功率相关，而辅助涡轮轴发动机能够在应急特定级下以辅助最大应急功率操作，以及：

根据该最大连续功率并应用比例规则来对主应急功率定规格；以及

通过应用所述比例系数并根据该主应急功率来对辅助应急功率定规格。

该主应急功率可例如是该主最大起飞功率的大约1.025倍。

在这些情形下，可通过根据主涡轮轴发动机的气体发生器的转速、可能地根据气体发生器的转速中的较快转速来调节辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速而在每个特定的飞行阶段调节该辅助涡轮轴发动机。

此外，可将辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速调节成趋向于主涡轮轴发动机的气体发生器的转速。

例如，对辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速进行如下调节：

按照优先原则，根据产生较快的转速来用于气体发生器的主涡轮轴发动机的气体发生器的转速进行调节；以及

在产生较快转速来用于气体发生器的主涡轮轴发电器失效的情形下，根据保持操作的涡轮轴发动机的气体发生器的转速进行调节。

此外，在两个主涡轮轴发动机都失效的情形下，可根据旋转机翼的转速来调节辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速。

此外，辅助涡轮轴发动机可在以下情况的至少一个情况中用于驱动旋转机翼：

当飞行器的所述前进速度低于阈值时；

当所述飞行器包括可伸缩起落架时，在起落架伸出时，使用辅助发动机来驱动旋转机翼；以及

当飞行器立在地面上时。

因此，可仅仅在存在上述情况中的一个情况时使用该辅助涡轮轴发动机，而在整个飞行阶段持续地使用主涡轮轴发动机。除了这些情况以外，辅助涡轮轴发动机可停止、空转或实际上与旋转机翼的驱动机构断开。

在一种方法中，在启动飞行器时，辅助涡轮轴发动机首先启动。辅助涡轮轴发动机能驱动例如用于对润滑油或实际上机舱进行预热的附件。

然后，将飞行器的旋翼制动器释放，以使得能使用辅助涡轮轴发动机来驱动旋转机翼。然后，飞行器能可选地在地面上滑行。

之后，主涡轮轴发动机启动。在起飞时，所有的三个涡轮轴发动机都以正常特定级操作，该正常的特定级与最大起飞功率相关。这三个涡轮轴发动机都以相同的比值输出与它们的最大起飞功率成比例的功率。

由于主涡轮轴发动机就足以确保起飞，因而辅助涡轮轴发动机的失效不会构成问题。

在主涡轮轴发动机发生失效的情形下，剩余的涡轮轴发动机会加速以补偿所产生的功率损失。飞行员可将专注于管理飞行路线上，而控制系统用于自动地控制涡轮轴发动机。

在巡航飞行时，并不需要辅助涡轮轴发动机来确保飞行。该辅助涡轮轴发动机可停止或可空转，或者可与用于驱动旋转机翼的机构分开。当辅助涡轮轴发动机与旋转机翼分开时，该辅助涡轮轴发动机可以APU操作模式使用。

为了提供在处理主涡轮轴发动机失效方面的飞行员培训，控制系统可在使辅助涡轮轴发动机使用的同时致使其中一个主涡轮轴发动机空转。

附图说明

从下面参照附图并以说明方式给出的实施例描述中，将更详细地呈现本发明及其优点，在附图中：

图1示出本发明的飞行器；

图2示出断开系统；以及

图3是示出涡轮轴发动机的燃料消耗率的图表。

在一幅以上附图中出现的元件在各幅图中采用相同的附图标记。

具体实施方式

图1以示意地方式示出飞行器1，用以说明本发明。

飞行器1可具有旋转机翼2，该旋转机翼包括至少一个旋翼3，用以提供升力并且还可提供推进力。此外，飞行器可包括至少一个附加的旋翼4，该至少一个附加的旋翼具体用于控制飞行器的偏航运动。

因此，飞行器1具有主齿轮箱“MGB”5以及辅助齿轮箱6，该主齿轮箱用于驱动旋转机翼2转动，而该辅助齿轮箱用于驱动附加的旋翼4转动。动力传输系统7将主齿轮箱MGB5连接于辅助齿轮箱6。

此外，飞行器具有三个涡轮轴发动机11、12和13，这三个涡轮轴发动机能够经由主齿轮箱和辅助齿轮箱5和6驱动旋转机翼2和附加的旋翼4转动。

更确切地说，飞行器1具体设有两个主涡轮轴发动机11和12。这两个主涡轮轴发动机11和12可经由传统的机械连接件连接于主齿轮箱MGB5。

这两个主涡轮轴发动机11和12是相同的。制造商可将这些主涡轮轴发动机设计成具有两个操作级，即标准级和正常的特定级，该标准级与最大连续功率MCP相关，而正常的特定级与称为“最大起飞功率”maxTOP的最大功率相关。

此外，制造商可为主涡轮轴发动机的操作设置单个特定的应急特定级，该单个特定的应急特定级与主应急功率OEIcont相关。

标准级在巡航飞行期间使用，而特定级在预定的特定飞行阶段期间使用。

飞行器还具有第三涡轮轴发动机，该第三涡轮轴发动机称为“辅助”涡轮轴发动机13。该辅助涡轮轴发动机可相对于主涡轮轴发动机位于主齿轮箱MGB5的相对侧，以改进飞行器的总体平衡性。例如，在图1中，主涡轮轴发动机11和12可设置在主齿轮箱MGB5的右侧，而辅助涡轮轴发动机13设置在主齿轮箱MGB5的左侧。

辅助涡轮轴发动机再由机械的动力传输系统15连接于机械连接件8或者主齿轮箱MGB5或动力传输系统7。

机械的动力传输系统15、机械连接件8以及动力传输系统7通常被本领域技术人员称为“动力传输驱动系统”。然而，在使用中使用各种表述以避免在各个系统之间产生任何混淆。

应理解的是，根据转速，可将用于减小转速的减速齿轮箱设置在飞行器上。

例如，当辅助发动机由机械的动力传输系统15连接于动力传输系统7时，减速齿轮箱可设置在动力传输系统7上。

此外，机械的动力传输系统15可包括断开系统90，该断开系统具体用于使辅助涡轮轴发动机13从旋转机翼2分开。断开系统用于在超速的情形下或者在下文描述的某些情形下将辅助涡轮轴发动机13脱开。

断开系统90可包括超越离合器或者可被抑制的并且有时称为“可释放自由轮”的“自由轮”、普通离合器或实际上的电子自由轮。

在图2中，此种电子自由轮包括传统的离合器91。由于机械传输系统15的转速较高，因而离合器91可具有适度的规格。

因此，电子自由轮包括第一音轮92和第二音轮93，该第一音轮和第二音轮设置在离合器91的各一侧上。

更确切地说，第一音轮92置于离合器91和辅助涡轮轴发动机13之间。第二音轮93设置在离合器91和传统的自由轮94之间。

音轮测量离合器上游和下游的机械部分的转速。在这些情形下，离合器仅仅在由制造商指定的情形下并且当所述转速使得功率能不打滑地传递时才接合。

电子自由轮还可包括传统的附加轴，该附加轴例如设置在离合器91和音轮之间。

因此，在正常模式中，两个音轮测量相同的转速。附加的轴则可探测出通过电子自由轮传递的扭矩中发生的变向。

在这些情形下，当驱动系统倾向于驱动辅助涡轮轴发动机转动时，离合器打开。

参见图1，辅助涡轮轴发动机设计成操作，以在执行特定级时补充主涡轮轴发动机。

当执行特定级时，辅助涡轮轴发动机13输出辅助功率maxTOP'、OEIcont'，该辅助功率maxTOP'、OEIcont'与来自主涡轮轴发动机11、12的相对应主功率maxTOP、OEIcont成比例，而比例系数k小于或等于0.5。

该比例系数k可在0.2至0.5的范围内。

在这些情形下，制造商可将辅助涡轮轴发动机设置成在正常的特定级以及可能的应急特定级下操作，该正常的特定级与最大起飞辅助功率maxTOP'相关，而该最大起飞辅助功率等于最大起飞功率maxTOP的k倍，该应急特定级与辅助应急额定功率OEIcont'相关，而该辅助应急额定功率等于主应急额定功率OEIcont的k倍。

因此，飞行器具有用于控制涡轮轴发动机的控制系统20。该控制系统20可对于每个涡轮轴发动机包括一个电子调节部件21，22，23，例如全权限数字发动机控制（FADEC）。

为了为飞行器提供升力以及还有可能的推进力，控制系统20在整个飞行期间连续地利用每个主涡轮轴发动机11和12，并且至少在预定的特定飞机阶段，使每个主涡轮轴发动机辅以辅助涡轮轴发动机13。

为此，电子调节部件可彼此连通并且与用于确定飞行器是否处于特定飞行阶段的构件连通。

在一变型中，控制系统可包括处理器单元25，该处理器单元与电子调节部件连通并且与用于确定飞行器是否在特定阶段飞行的构件相连通。

例如，飞行器可至少具有以下构件：

传统的测量装置40，用以测量飞行器的前进速度，且所述控制系统与该测量系统连通；

确定系统50，用以确定可伸缩起落架是否伸出，且控制系统与该确定系统相连通；以及

确定装置60，用于确定飞行器是否立在地面上，且该控制系统与该确定装置相连通。

因此，根据该变型，使用辅助涡轮轴发动机，以在以下特定飞行阶段中的至少一个飞行阶段驱动旋转机翼：

当飞行器的前进速度低于阈值时；

针对具有可伸缩起落架的飞行器，当起落架伸出时；以及

当飞行器立在地面上时。

因此，除了特定阶段以外，辅助涡轮轴发动机并不用于驱动旋转机翼。辅助涡轮轴发动机可停止或空转或者实际上可经由断开系统90断开。

主涡轮轴发动机则在它们的标准级下操作。

相反，在特定阶段期间，主涡轮轴发动机和辅助涡轮轴发动机在相同的特定级下使用。

更精确地说，主涡轮轴发动机和辅助涡轮轴发动机用于在正常的特定级下操作。

在失效的情形下，如果保持操作的主涡轮轴发动机加速以到达其最大起飞功率或实际上其主应急功率，则辅助涡轮轴发动机并行地加速以分别到达辅助最大起飞功率或辅助应急功率。辅助发动机被调节的方式较为简单并且不会为飞行器带来任何附加的工作负担。

在主涡轮轴发动机并未失效的情形下，控制系统20调节涡轮轴发动机，以致使这些涡轮轴发动机在正常的特定级下操作。

在适用的情形下，并在主涡轮轴发动机失效的情形下，控制系统20调节保持操作的涡轮轴发动机，以致使这些涡轮轴发动机在应急特定级下操作。

为了调节涡轮轴发动机，假定每个涡轮轴发动机11、12、13都具有气体发生器，则飞行器1设有测量系统，该测量系统用于测量每个气体发生器的转速Ng。该测量系统可包括传统的测量仪器31、32、33，这些测量仪器设置在三个发动机上。

控制系统20则在每个特定阶段与测量系统连通，以根据主涡轮轴发动机11、12的气体发生器的转速来调节辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速。

因此，可调节辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速，以使得该转速趋向于主发动机的气体发生器的转速。

适用传统的技术，例如根据旋转机翼的转速的设定点来调节主涡轮轴发动机。相反，调节辅助涡轮轴发动机，以使得该辅助涡轮轴发动机的气体发生器到达与主发动机的气体发生器的转速相等的转速。

具体地说，优先根据主涡轮轴发动机中较快的发动机的气体发生器的转速来调节辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速。

在该发动机失效的情形下，根据保持操作的主涡轮轴发动机的气体发生器的转速来执行调节。

此外，在两个主涡轮轴发动机都失效的情形下，可根据旋转机翼的转速来调节辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速。

应注意的是，可适用通用的技术通过调节部件来探测涡轮轴发动机的失效。

此外，飞行器1无需具有用于输出电力的辅助动力单元（APU）。飞行器1则可具有发电系统70，该发电系统与辅助涡轮轴发动机的可动部件接合，以产生电力或者启动辅助发动机。该发电系统70还可与17安培每小时的电池80连通，以适于启动该辅助涡轮轴发动机。

参见图3，曲线100表示涡轮轴发动机的燃料消耗率；该曲线在沿着横轴绘制由涡轮轴发动机产生功率而沿纵轴绘制燃料消耗率的图表中示出，并且在图中可见，随着所产生的功率增大，燃料消耗率减小。

因此，本发明能以新颖的方式定主涡轮轴发动机的规格。

通过消除需要高功率的应急级，制造商能根据待输出的最大连续功率MCP来定主涡轮轴发动机11和12的规格。

在这些情形下，制造商可由此得出用于主发动机的最大起飞功率maxTOP，并且还可使用传统的规则来确定主应急功率OEIcont。

然后，发现这三个功率相互接近并且产生燃料消耗率变化200，该燃料消耗率变化与现有技术相比最小。

在这些情形下，制造商通过确定辅助最大起飞功率maxTOP'、以及在合适的情形下通过应用选定的比例系数k而确定的辅助应急功率OEIcont'来设定辅助涡轮轴发动机。

当然，本发明在其实施方式方面可有许多变型。尽管上文描述了若干实施例，但是容易理解，穷举地给出所有可能实施例是不可设想的。当然可设想用等同装置来替换所述装置中的任一个都不超出本发明的范围。

Claims (17)

1.一种飞行器(1)，所述飞行器具有旋转机翼(2)和三个涡轮轴发动机(11、12、13)，所述三个涡轮轴发动机用于驱动所述旋转机翼(2)，其中：

所述三个涡轮轴发动机包括两个主涡轮轴发动机(11、12)，所述两个主涡轮轴发动机是相同的并且每个主涡轮轴发动机能够在至少一个特定级下操作，所述至少一个特定级与能产生的最大主功率相关；

所述三个涡轮轴发动机还包括辅助涡轮轴发动机(13)，所述辅助涡轮轴发动机能通过输出最大辅助功率而在所述至少一个特定级下操作，所述辅助涡轮轴发动机所产生的最大辅助功率小于各所述主涡轮轴发动机所产生的最大主功率，且所述最大辅助功率与相对应的最大主功率成比例，所应用的比例系数(k)在0.2至0.5的范围内；以及

所述飞行器具有控制系统(20)，所述控制系统通过使得每个主涡轮轴发动机(11、12)在整个飞行期间持续地操作以分别传递小于所述最大主功率的主功率，并使得所述辅助涡轮轴发动机(13)在至少一个预定的特定飞行阶段期间作为补充操作以传递与由所述主涡轮轴发动机分别输出的所述主功率按所述比例系数成比例的辅助功率，由所述辅助涡轮轴发动机所传递的所述辅助功率等于由所述主涡轮轴发动机分别所产生的所述主功率乘以所述比例系数(k)，即使由所述主涡轮轴发动机所分别传递的所述主功率改变时，由所述辅助涡轮轴发动机所传递的所述辅助功率亦与由所述主涡轮轴发动机所分别传递的所述主功率按所述比例系数(k)成比例。

2.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，在每个特定的飞行阶段期间，所述控制系统(20)调节所述涡轮轴发动机，以使得所述涡轮轴发动机在正常的特定级下操作，所述正常的特定级适用于发动机并未发生失效的情形。

3.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，在每个特定的飞行阶段期间，所述控制系统(20)调节所述三个涡轮轴发动机(11、12、13)，以使得所述三个涡轮轴发动机在包括正常的特定级以及单个应急特定级的特定级下操作，所述正常的特定级可用在涡轮轴发动机并未发生失效的情形，而所述单个应急特定级可在主涡轮轴发动机(11、12)发生失效的情形下连续地使用。

4.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，每个涡轮轴发动机(11、12、13)具有气体发生器，且所述飞行器包括测量系统(31、32、33)，所述测量系统用于测量每个气体发生器的转速Ng，且所述控制系统(20)与所述测量系统(31、32、33)协配，以通过根据主涡轮轴发动机(11、12)的气体发生器的转速来调节所述辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速，而在每个特定的飞行阶段调节所述辅助涡轮轴发动机。

5.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器具有测量装置(40)，所述测量装置用于测量所述飞行器的前进速度，且所述控制系统与所述测量系统协配，以在所述前进速度低于阈值时，使用所述辅助涡轮轴发动机来驱动所述旋转机翼。

6.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括可伸缩起落架和确定系统(50)，所述确定系统用于确定所述起落架是否伸出，并且所述控制系统与所述确定系统协配，以在所述起落架伸出时，使用所述辅助涡轮轴发动机来驱动所述旋转机翼。

7.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括确定装置(60)，所述确定装置用于确定所述飞行器是否立在地面上，且所述控制系统与所述确定装置协配，以在所述飞行器立在地面上时，使用所述辅助涡轮轴发动机来驱动所述旋转机翼。

8.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器并不具有辅助动力单元来输出电力，所述飞行器包括发电系统(70)和17安培每小时的电池(80)，所述发电系统与所述辅助涡轮轴发动机协配以除了在每个特定飞行阶段以外产生电力，而所述17安培每小时的电池适用于启动所述辅助涡轮轴发动机。

9.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述控制系统包括断开系统(90)，所述断开系统用于使所述辅助涡轮轴发动机断开，以使所述辅助涡轮轴发动机与所述旋转机翼分开。

10.一种使用如权利要求1所述的旋翼飞行器(1)的方法，其中，三个涡轮轴发动机(11、12、13)安装在所述飞行器(1)上以驱动所述旋转机翼(2)，所述三个涡轮轴发动机包括两个主涡轮轴发动机(11、12)，所述两个主涡轮轴发动机是相同的并且每个主涡轮轴发动机能在至少一个特定级下操作，所述至少一个特定级与最大主功率相关，所述三个涡轮轴发动机还包括辅助涡轮轴发动机(13)，所述辅助涡轮轴发动机能够在所述至少一个特定级下操作以输出最大辅助功率，所述最大辅助功率与所述最大主功率的应用比例系数(k)在0.2至0.5的范围内；所述方法包括：

控制所述主涡轮发动机以通过使得每个主涡轮轴发动机(11、12)在整个飞行期间持续地操作以分别传递小于所述最大主功率的主功率，从而驱动所述旋转机翼，并使得所述辅助涡轮轴发动机(13)在至少一个预定的特定飞行阶段期间作为补充操作以传递与由所述主涡轮轴发动机分别输出的所述主功率按所述比例系数成比例的辅助功率，因此由所述辅助涡轮轴发动机所传递的所述辅助功率等于由所述主涡轮轴发动机分别所产生的所述主功率乘以所述比例系数(k)，即使由所述主涡轮轴发动机所分别传递的所述主功率改变时，由所述辅助涡轮轴发动机所传递的所述辅助功率亦与由所述主涡轮轴发动机所分别传递的所述主功率按所述比例系数(k)成比例。

11.如权利要求10所述的方法，其特征在于，每个主涡轮轴发动机(11、12)能够应用标准级和正常的特定级来操作，所述标准级与最大连续功率(MCP)相关，而所述正常的特定级与在每个特定的飞行阶段期间使用的最大起飞功率相关，所述辅助涡轮轴发动机(13)能够在所述正常的特定级下应用辅助最大起飞功率操作，以及：

根据所述最大连续功率(MCP)设定所述主涡轮轴发动机(11、12)的规格，以使得所述主涡轮轴发动机(11、12)在所述最大连续功率(MCP)下的燃料消耗率得以优化；

根据所述最大连续功率(MCP)并应用比例关系来对所述最大起飞功率定规格；以及

通过采用所述比例系数(k)根据所述最大起飞功率来设定所述辅助最大起飞功率。

12.如权利要求11所述的方法，其特征在于，每个主涡轮轴发动机(11、12)能够在另一个主涡轮轴发动机发生失效的情形下、在每个特定阶段应用应急特定级来操作，所述应急特定级与单个主应急功率相关，而所述辅助涡轮轴发动机(13)能够应用所述应急特定级在辅助应急功率下操作，以及：

根据所述最大连续功率(MCP)并应用比例规则来对所述主应急功率定规格；以及

通过应用所述比例系数并根据所述主应急功率来对所述辅助应急功率定规格。

13.如权利要求10所述的方法，其特征在于，通过根据主涡轮轴发动机(11、12)的气体发生器的转速调节所述辅助涡轮轴发动机(13)的气体发生器的转速，而在每个特定的飞行阶段期间调节所述辅助涡轮轴发动机(13)。

14.如权利要求13所述的方法，其特征在于，将所述辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速调节成趋向于主涡轮轴发动机的气体发生器的转速。

15.如权利要求10所述的方法，其特征在于，对所述辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速进行如下调节：

优先地，根据产生较快的转速来用于气体发生器的主涡轮轴发动机的气体发生器的转速进行调节；以及

在产生较快转速来用于气体发生器的主涡轮轴发动机失效的情形下，根据保持操作的辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速进行调节。

16.如权利要求15所述的方法，其特征在于，在两个主涡轮轴发动机都失效的情形下，可根据所述旋转机翼的转速来调节所述辅助涡轮轴发动机的气体发生器的转速。

17.如权利要求10所述的方法，其特征在于，在以下特定的飞行阶段的至少一个飞行阶段，使用所述辅助涡轮轴发动机来驱动所述旋转机翼：

当所述飞行器的前进速度低于阈值时；

当所述飞行器包括可伸缩起落架时，在所述起落架伸出时，使用所述辅助涡轮轴发动机来驱动所述旋转机翼；以及

当所述飞行器立在地面上时。