CN106232477A - 同步具有双中间状态的飞机发动机的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及根据具有停止状态、待命状态和启动状态的启动逻辑，用于同步飞机发动机的方法，其中：经由第一，然后第二连续的中间状态实施启动逻辑从待命状态到启动状态的转换；启动逻辑从中间状态到启动状态转换的每种情况涉及下列：考虑在每台发动机上同步的启动状态，并且在发动机之间交换所述数据；发动机之一的启动逻辑转换到启动状态要求全部满足其它发动机的安全和启动条件；如果发动机之一进入停止状态，其它发动机也会这样做；并且，对于每台发动机，当满足第一部分，然后第二部分安全和/或启动条件时，启动逻辑从待命状态到第一，然后到第二中间状态的转换自动地发生。

Description

同步具有双中间状态的飞机发动机的方法

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。

应该说明的是在本文中发动机停止(启动)或同步意指其逻辑控制的停止(启动)，即，从一种状态转换为另一种状态，直到例如在启动状态(此后是16)，发动机的同步指令(例如，它们BP轴的转速N1)引起速度适应。

发动机的“启动”，相应地“停止”(或同步)意指相应地LP和/或相应地HP轴的速度之间的差异将会是相同的，相应地不同的(如果按照图5的逻辑)。

实际上，飞机发动机转速之间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，该同步功能目的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，这些数值是用于每台发动机中的HP轴的转子的最小和最大速度值(N2min，N2max)、每台发动机的燃烧室中的最大静压力(Ps3max)、以及用于每台发动机的尺寸比Q(Q＝燃料流率/Ps3max)的下限值(失去推力的风险)和上限值(喘振风险)。

然而，并不是每次飞行员发出启动同步的请求，所有的安全条件都可以进行核实，因为这将损害发动机的效率，这就是为什么一旦只收到来自飞行员的简单请求不能启动同步原因，其要求核实附加条件。

文件FR-A1-2 639 444描述了同步飞机上从动发动机和主发动机的方法，该发动机是双轴涡轮喷气发动机，每台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转速(称为N1)和从动发动机的高压轴的气体生成器或转子的转速(称为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仰角设定等来控制。

在该文件中，当两台发动机的风扇的上述速度之间的差值(ΔN1)变得少于100rpm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代表动力杆角度，对应于飞机座舱中的控制器的位置)，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特定指令。

该同步具有全自动的缺点。实际上，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，这种条件对于发动机或对于飞机来说可能存在风险(例如，发动机喘振或超速的风险)，并且它可以对自动地再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下)，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)的设置值的数值与主发动机的速度值一致并且因此偏离了其原来的设定值，所述原来的设定值为了以最佳的方式传送所要求的推力而被计算。由于发动机速度同步，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，从而需要飞行员移动控制器，这同样地降低发动机的寿命。这是主要缺点。

为了修正这种缺陷，文献WO2013/034839提供了一种同步飞机发动机的方法，每台发动机使用至少一个启动逻辑，用于核查安全性和/或启动条件以应用同步，同时每个启动逻辑限定至少停止状态、待命状态和启动状态，并且从这些状态转换或转换成这些状态，并且该方法包括每台发动机：

-当飞机飞行员给出启动指令时，启动逻辑从停止状态转换到待命状态；

-相对于所述状态，周期地核查安全和/或启动条件，以确定是否满足或不满足所述条件；

-当满足一些安全和/或启动条件时，启动逻辑从待命状态转换为启动状态；以及

-当飞行员给出停止指令时或当没有满足一些安全条件时，启动逻辑从启动状态或待命状态转换为停止状态。

每个启动逻辑将因此包括相对于FR-A1-2 639 444中所提供的另外同步的至少一个启动状态，其中同步是停止(关闭模式)或启动(打开模式)，同时，同步除了停止状态外，在关闭模式也能够采用至少待命状态。

尽管这种方案可能是适合的，然而该方案不会阻止可以启动仅仅一台发动机。

现在，这可能影响同步，甚至发动机的正确运转，甚至飞行的安全。

为了修正这种问题，本发明提供了：

-通过启动逻辑的第一中间状态，然后第二连续的中间状态，将实施启动逻辑从待命状态到启动状态的转换；

-对于启动逻辑从第二中间状态到启动状态的每种情况，通过交换数字链接，将在发动机之间交换这种数据，以致于：

-启动逻辑转换到发动机之一的启动状态将要求其它发动机的安全和启动条件也要全部被满足；

-并且如果发动机之一的启动逻辑转换到停止状态，其它发动机的启动逻辑将自动地也这样；并且

-对于每台发动机，当满足第一部分安全和/或启动条件，然后满足不同于第一部分的第二部分安全和/或启动条件时，启动逻辑从待命状态到第一中间状态，然后到第二中间状态的转换将自动地发生。

这将当然地意指要考虑每台发动机的同步状态：启动同步，一台发动机上、但不是第二台发动机上的待命状态。

当同步发动机时，如果一台发动机有问题，但是在检测到故障之前丢失了启动条件，由此将只避免故障发动机上同步的停止。

进一步建议如果其它发动机在所述第二中间状态或在启动状态，启动逻辑从第二中间状态到启动状态的转换应该自动地发生在发动机之一上。

因此，可以同时地在发动机上启动同步。到这种第二中间状态的转换对于软件是先验瞬时的。

此外，建议：

-当启动逻辑在停止状态时，飞行员应该发出启动指令以转换启动逻辑到待命状态，和/或

-当飞行员给出停止指令时，应该实施从第一中间状态、第二中间状态和待命状态中的任一状态到停止状态的启动逻辑的转换。

由此，最佳化安全性。

此外，也建议如果安全和/或启动条件的周期核查表明：

-与发送给其它发动机的发动机之一的启动逻辑的启动状态相关的所述第二部分条件或数据表明其启动逻辑是在第一中间状态，而其它发动机的启动逻辑是在启动状态，这种启动逻辑也转换到第一中间状态，和/或

-所述第一部分条件不再满足至少发动机之一，而启动逻辑是在第一中间状态，所述启动逻辑然后转换到待命状态。

也建议安全条件应该不同于启动条件，并且应该被满足以保护发动机和飞机。这种安全条件是例如：无发动机的喘振，无发动机的超速，无来自于发动机的超或低推力，无发动机的主要故障等等。例如，这种条件可以防止正确地运转的发动机具有与故障发动机相同的特性。

对于简单、有效和安全的运转条件：

-安全条件将是启动逻辑从待命状态转换到第一中间状态至少所需的条件，

-以及启动条件将是启动逻辑从第一中间状态转换到第二中间状态，然后转换到自动启动的状态至少所需的条件，只要发动机是：

-在所述第二中间状态(《准备启动》条件)，

-在启动的同步状态(“启动的XSyncState”条件)。

启动同步的条件必须被满足以最佳化发动机的运转，因为同步不适于所有的运行速度，并且取决于(HP或LP)类型的同步发动机速度，它们可以不同。启动条件是例如发动机的LP和/或HP轴的速度设定值之间的预定差值；发动机的LP和/或HP轴的速度之间的预定差值；一台发动机的LP和/或HP轴的设定值和测量速度之间的预定差值；巡航、瞬时、怠速速度或不同起飞和着陆速度。

在启动逻辑是处于待命状态或启动状态的情况下，飞行员可以给出停止指令。然而，当没有满足至少一些安全条件时，从启动或待命状态到停止状态的转换是自动的。

因此，存在两种类型的启动或再启动，并且一种是自动的，第二种是应飞机飞行员的要求。当只有启动条件已经变化(安全条件仍然被满足)时，才发生自动再启动，并且，每当安全条件已经改变(无论核实启动条件的结果是什么)时，再启动还必须由飞行员确认。

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)。每一个按钮都可以有两个位置：启动位置(例如，下压的和发光的)和关闭位置(突出的且不发光的)。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下压它，而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突出位置。

飞机飞行员然后必须按一个按钮以请求同步启动，其然后从停止状态转换到待命状态。

如以上所解释的，当至少一些安全和/或启动条件被满足时，经由第一、然后第二连续的瞬时中间状态，同步从待命状态转换到启动状态。

只要其它发动机是处于所述第二中间状态或启动状态之一时，启动逻辑的第二中间状态自动地转换到启动状态，同时已经注意到和交换这种数据。如果飞行员再次按下按钮以取消指令，则启动逻辑返回到停止状态。当没有满足至少一些安全条件时，启动逻辑也转换到停止状态。启动逻辑然后处于停止状态，即使座舱按钮仍然可以被下压和发光。飞行员然后必须两次按下按钮：首先是为了将其返回到其突出位置，并且然后是再次到下压位置，以将启动逻辑转换到待命状态。为了再待命同步，那么要求来自飞行员的指令。

例如，用于执行本发明的方法的装置可以包括电子芯片，其中编码启动逻辑、逻辑闸(和、或、非，等等)至少之一；以及，用于求和、比较和检测前沿、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毫秒一次。

那么应该理解，当启动逻辑处于第一或第二中间状态时，它被停止。

当发动机是双轴发动机时，并且包括一个低压(LP)轴和一个高压(HP)轴时，用于应用LP和/或HP轴同步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转子的速度的设定值之间的差值小于10％；

A2：没有检测出可能影响发动机正确运行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转子的速度设定值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，启动逻辑可以从启动状态转换停止状态。当条件C不被满足时，启动逻辑可以从启动状态转换到待命状态。

因此，将优选根据飞行员指令的上升边缘逻辑，如果其被停止并且上述座舱按钮还是被下压，则这可以不待命启动逻辑。

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是表示用于同步飞机发动机的低压轴转子的现有技术的启动逻辑的视图；

图2是显示现有技术中飞机发动机的LP转子的同步设定值根据发动机速度来变化的非常概要的图解；

图3也是显示现有技术的启动逻辑用于同步飞机发动机的高压轴转子的视图；

以及

图4是现有技术显示用于飞机发动机的HP转子的同步设定值根据发动机速度来变化的非常概要的图解。

图5是表示本发明的启动逻辑的图解，该启动逻辑用于同步飞机发动机的转子，使得可以更特别地考虑发动机的相互同步的状态。这种逻辑输入到与待要被同步的每台发动机相连的每台计算机中。

图1和图3的图解表示根据文献WO2013/034839的现有技术的用于同步飞机发动机，并且特别地双轴发动机，诸如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的启动逻辑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，而图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’。

在每种启动逻辑10，10’情形下，同步可以处于打开模式(由矩形12所代表)或处于关闭模式(由矩形14所代表)。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和待命状态22)。

箭头24至36显示从一个同步状态到另外一个同步状态的可能的转换，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，而其它变化要求飞机飞行员发出启动指令或停止指令。

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’包括四个分别标记为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：

│ΔN1dmd_PWM│<5％,

其指的是用于发动机的LP转子的速度设定值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”指的是考虑的用于每台发动机的设定值，以及“PWM”指的是该设定值对于每台发动机是特定的并由在每台发动机的计算机中的功率管理函数所计算(该函数根据控制器的位置和其它参数来计算设定值N1)。如果发动机在非常不同于LP速度下运行(A1>5％，例如，因为在座舱中的发动机控制器在不同的位置，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设定值非常不同)，则条件A1因此不被满足。因此监控这两个原来设定值之间的差值。如果发动机的控制器在不同的位置(如果它们彼此分隔开)，则同步可以因此被停止。

启动条件A2是没有检测到故障，该故障这可能损坏发动机或对发动机或飞机以及乘客造成风险。实际上，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，从而尤其防止正确运行的发动机像故障发动机那样运行。

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(或如果条件“非A”满足时)，则同步自动地停止并且其从打开模式(从保证启动状态16或无保证启动状态18)转换到关闭模式(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指令如何。因此安全超过通过同步飞机发动机所获得的舒适。

如以上所述，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。实际上，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取消是否她/他想再次启动同步。在不同设定值的情况下，飞行员是先验的，负责的，因此他/她必须决定是否再启动同步或不启动。

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的转换也可能起因于飞机飞行员发出的想停止同步的指令(“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。如果满足这些条件中的任一个，就可以停止同步。

启动条件A’包括两个启动条件A'1和A'2，其分别为：

│N1dmd_ctrl1–N1sel1│<5％，和

│N1dmd_ctrl2–N1sel2│<5％，

借此，在每个LP转子的速度N1的设定值(《dmd》指的是“要求的”)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”指的是当前对照设定值，即如果发动机被同步则其是所考虑的共同的平均设定值。当两台发动机以稳定的速度运行且因此不在瞬时速度下运行时，这些条件被满足。相反，当至少一台发动机在瞬时速度运行时，条件“非A”被满足。

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

如果至少一台发动机是怠速的，则启动条件B被满足。当飞机由怠速循环所控制并且控制器在怠速位置时，这些条件对于从保证启动状态到无保证启动状态的转换是有用的，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(或如果条件“非B”被满足)，则启动逻从无保证启动状态18转换成保证启动状态16。如果这些条件B中的任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)，则启动逻辑从保证启动状态16转换到无保证启动状态18。

换言之，如果发动机不怠速并且如果每台发动机中的速度N1的设定值和测量值之间的差值小于5％，则启动逻辑从无保证启动状态18转换为保证启动状态16。

举例来说，当发动机在瞬时速度运行时，条件A’不被满足。因为控制不再经由速度N1被获得，停止同步是无用的，所以启动逻辑转换到无保证启动状态。设定速度N1是特定于每台发动机的设定值或是共同的设定同步的事实不太具有重要意义。当条件A’再次被满足时，在瞬时速度结束时，同步然后自动地返回到保证启动状态。

图2显示了当发动机的速度改变时，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，飞机仅仅具有两台发动机，并且图2的图解具有两个代表特定于每台发动机的速度设定值N1的曲线50和52，即，由如飞机飞行员所确定的控制器的位置所产生的设定值。曲线50和52具有阶梯形状，因为发动机的速度R1是稳定的，所以每个曲线都包括代表恒定设定值N1的水平第一部分；因为速度R2是瞬时的，所以垂直部分代表设定值N1的变化；以及，因为速度R3被再次稳定，所以新的水平部分代表恒定设定值N1。

从稳定速度R1到瞬时速度R2的改变是由于飞机飞行员移动控制器引起的。如可以在图2中看到的，特定于每台发动机的设定值N1稍微不同，以获得相同的推力，即使发动机的控制器在相同的位置。实际上，可以注意到，飞机的两台发动机可以在稍微不同的速度下来运行，以产生相同的推力。

用于同步LP转子的设定值N1等于特定于每台发动机的设定值N1的平均值。发动机的速度N1因此符合由在图2中的粗连续线54所图式地表示的该设定值，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运行时，LP转子的同步转换到无保证启动状态。在瞬时速度，每台发动机由用于dN/dt的设定值所控制，所述设定值从当前转子转速求积分。因此，曲线部分56和58显示了每台发动机的LP转子的速度N1在不存在同步的情况下的变化。每台发动机从其当前速度开始，并且将沿着通过求积分它们的瞬时设定值dN/dt而获得的两个曲线，它们是非常接近的。现在，两台发动机只在转换到瞬时之前被同步。一旦转换到瞬时，它们就具有几乎用于LP转子的相同的当前速度N1。速度因此沿着两个基本上相同的曲线62和64，这两条曲线来自也非常接近的两个dN/dt设定值，即使发动机技术上它们不是在相同的同步设定值上运行。当条件A’再次被满足时，启动逻辑转换到保证启动状态，并且速度N1可以符合用于同步LP转子的共同的设定值，该设定值等同于特定于发动机的设定值的平均值(在图2中的粗连续线60)。

当飞机飞行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。发动机控制器不超过“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(从保证启动状态16或从无保证启动状态18)转换到关闭模式(待命状态22)。启动逻辑因此不转换到停止状态，以自动地再启动，而不需要飞行员再发出指令。

飞行员的指令(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)，转换启动逻辑从停止状态20到待命状态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。每个按钮可以在两个位置，分别地为打开和关闭。在打开位置，按钮被下压并发光，而在关闭位置，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突出位置。

飞行员的指令(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这样以使其返回到突出位置或关闭位置，需要另一个飞行员的指令(非N1Sync飞行员请求)以转换启动逻辑从待命状态22到停止状态20(箭头34)。

如以上所解释的，飞行员的指令(非N1Sync飞行员请求)对于启动逻辑从启动状态转换到停止状态(箭头24)可以是必需的。该飞行员的指令同样地要求按钮N1Sync被按下，以将其放置在突出位置或关闭位置。

当启动逻辑从启动状态(16或18)到停止状态20的转换起因于条件A不被满足时(箭头24)，启动逻辑在停止状态，同时按钮N1Sync仍然在下压位置或打开位置。为了待命同步(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。实际上，本发明的逻辑须要在飞行员指令后检测上升边缘，以转换启动逻辑到启动状态。

箭头36代表启动逻辑从待命状态22到启动状态16的转换。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指令以启动同步(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)而使启动逻辑已经转换到待命状态22时，不需要飞行员的指令来确认并启动同步。然而，如在箭头32上所标记的，飞行员指令被需要来再次待命同步，所述同步由于条件A不再被满足(箭头24)而转换到停止状态。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以及一个安全条件A2。启动条件A1和A3如下：

|ΔN1dmd|<5％

以及

|ΔN2sel|<5％

借此，用于发动机的LP转子的速度的设定值(“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，一台发动机被称为主发动机，并且另外一台发动机被称为从动发动机。从动发动机采用将另外发动机的测量HP速度当做其新HP设定速度。因此不需要区别设定值“N1dmd_PWM”和设定值“N1dmd_ctrl”，因为设定速度N1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设定值是另一发动机的测量值。这一方面用来避免一旦启动/停止同步，就出现过大推力，并且首先其用来避免主发动机故障或受未检测到的发动机事件影响的风险，这可能延伸到正确地运行的从发动机。

A2启动条件保持没有检测到故障，这可能损坏发动机或可能对发动机或飞机和乘客造成风险。

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。

与发动机的LP轴的同步相似地，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)转换到停止状态。

如箭头24所标记的，从启动状态16，18到停止状态20的转换可以是由飞机飞行员传递的指令的结果，所述飞机飞行员希望通过按下按钮N2Sync以将其放置在突出位置或关闭位置来停止同步(“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的设定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改变时飞机上发动机的HP转子的速度N2如何变化。

曲线70，72代表特定于每台发动机的N2速度设定值，每个都包括：第一水平部分，针对所述第一水平部分，N2设定速度在稳定的速度R1期间是恒定的；倾斜部分，其中，N2设定速度在瞬时速度R2期间增加；以及，新的水平部分，针对该新的水平部分，N2设定速度对于稳定速度R3是恒定的。

彼此有关的这些曲线70和72的位置可以用来确定用于同步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转子的设定值N2等于特定于主发动机的设定值，即，等于对应于曲线72的设定值。该N2设定值由在图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，HP转子的同步转换到无保证启动状态。相似于于速度N1的同步，每台发动机的速度N2遵循路径78和80，所述路径78和80基本相同，因为它们来自接近的dN/dt设定值，从相同的初始数值求积分得到。当速度再次被稳定时(R3)，启动逻辑转换到保证启动状态，并且速度N2采纳用于同步HP转子的N2设定值，该设定值等于特定于主发动机的设定值(在图2中的粗连续线82)。

用于发动机的HP轴的启动逻辑10’的启动条件B和C与上述用于发动机的LP轴的启动逻辑10的条件相同。

本发明可适用于同步在相同飞机上的两台、三台、四台或甚至更多台的发动机。当同步双轴型发动机的LP轴时，同步N1设定值可以等于特定于各个发动机的N1设定值的平均值。关于发动机的HP轴的同步，用于同步的N2设定值优选地是特定于被视为主发动机的发动机中之一的设定值，而其它的发动机被视为要符合主发动机特性的从动发动机(要说明的是，在该实施方式中，要考虑转速参数，但是也要考虑其它发动机参数，诸如燃料流速、燃烧室中压力和/或压气机阶段的入口和出口之间压力差或比率)。

在任何情况下，当同步涉及飞机的至少两台发动机时，并且如说明书中上述，可以期望避免只有一台发动机被启动，因为这将影响同步，并且可能地发动机的正确运行。

图5表示用于启动飞机上发动机同步的正确逻辑100的本发明所提供的方案。这种情况更特别地适于同步飞机发动机中高压轴或低压轴的转子。

当状态或从一种状态到另一种状态的转换匹配或不同时，在图5中，所使用的附图标记与图1和/或图3中的附图标记相同。各个方案之间的不同将由此在此后解释。

图5表示除了(完全地)启动状态16以外，没有其它状态，其中启动同步(参考图1或图3的状态18，其由此目的是当加速或减速-或具有怠速时，保持在瞬时速度的启动)。

该变化更特别地由下列事实引起：在瞬时速度，设定值N1和测量N1之间的偏差，关于A’条件很快地被启动，并且逻辑由此保持在该状态18非常短的时间。

此外，已经决定考虑飞机上各个飞行推进发动机的同步功能的状态，以确保不能只启动一台发动机，并且如果停止一台发动机，其它发动机也将停止，需要说明的是，此后，当提到启动逻辑从一种状态到另一种状态的转换时，这对一台发动机是正确的，同时，每台发动机的计算机存储这种启动逻辑以及在计算机之间交换的数据。

因此，对于每台发动机，启动逻辑将经由启动逻辑的顺序的第一中间状态38，然后第二中间状态39，自动地从待命状态22转换到启动状态16，无论发动机的LP(N1Sync)或HP(N2Sync)轴是否同步。

在每个启动逻辑从第二中间状态39转换到启动状态之前或时，将发生下列：

-考虑在每台发动机上的同步的启动状态；

-以及在发动机之间交换所述数据。

发动机可以使用ARINC数字连接用于交换有关涉及其的同步逻辑的状态的数据。此后将给出细节。

启动逻辑从第二中间状态39到启动状态16的任何转换(箭头40)将由此对于每台发动机而言取决于是否它处于状态16或39，并且将在发动机之间交换这种数据。

在不存在上述交换条件的情况下(即，考虑所有有关的发动机的情况)，当同步发动机，并且其中一台发动机有问题时，并且在检测故障之前丢失了该发动机的启动条件，在自动周期核查期间，只对故障发动机停止同步。在这种情况下，其它发动机的同步将是未定的。尽管这对运行不会产生任何问题，但是飞行员可用的显示将取决于发动机而不同，这可能是不稳定的。

先验地，转换到这种第二中间状态39对软件而言将是瞬时的；它将很快地变化，同时将同时启动两台发动机的同步(转换40)，如果如图5中所提到的，另外发动机同时是在：

-所述第二中间状态39(准备启动条件)；

-或在同步启动状态16(“XsyncState启动的”条件)。

如果，启动逻辑在所有发动机上已经转换到启动状态16，(优选地只有)启动条件(在图5中B条件，因此优选地除了安全条件之外)不再满足发动机(中至少之一)或者通过数据连接发送给其它发动机的这种发动机同步的启动状态相关的数据表明其启动逻辑是处于第一中间状态38，而其它发动机的启动逻辑是处于启动状态16，那么进一步建议这种其它发动机的启动逻辑应该自动地从这种启动状态16转换回到第一中间状态38；参考线54。

因此，在这种第一中间状态38，将不再启动同步，不像在图1、图3的情况下，其中状态18目的是当发动机在瞬时速度(当加速或减速时)或在怠速下运行时，启动同步。

现在，证明在瞬时速度时，在A’条件的N1设定值和N1测量速度之间差值的条件可以在非常短的时间内启动，因此启动过程在这种状态保持非常短的时间。

此外，在怠速时，当发动机的LP轴的同步(N1Sync)是处于启动模式，同时第一上述按钮接合，当涉及两台发动机时，一台增加其N1速度，另一台降低该速度，因为它通常地优选地采用平均设定值作为共同的设定值。必须减小其速度的发动机将从来不能转换到怠速，并且因此有利地选择当发动机以高于怠速的速度运行时一个条件作为(除了安全条件以外的)B启动条件(中至少一个)。

在N2Sync模式(第二上述按钮接合)，如果导致从动发动机只增加其转速，怠速是可能的。在怠速以下的速度时，同步也是不可能的。实际上，发动机将在具有更高优先的另一个运行管理循环上运行。

通知飞行员不能启动同步由此看起来是必要的。有利地第二中间状态39，无保证启动状态18已经因此从的图1、图3的方案被排除，由此这是停止(OFF)模式14之一。

完成后，选择的逻辑提供：

-发动机之一的启动逻辑转换到保证启动状态16(箭头40)要求满足其它发动机的所有安全和启动条件。

-如果发动机之一转换到停止状态(箭头24)，那么其它发动机将也自动地转换到相同状态，并且

-对于每台发动机而言，当满足所述第一部分安全和/或启动条件，然后满足不同于第一部分的第二部分时，启动逻辑自动地从待命状态转换(41，然后42)到第一中间状态38，然后到第二中间状态39。

如图5中再次提到的，如果满足A条件，然后B条件，并且由此分别地对应于这种第一和第二部分条件，可以授权自动转换41，然后是42。

相反，如果没有满足这种这里的B条件，然后A条件(分别地《非B》和《非A》)，这将导致从第二中间状态39到待命状态22的自动返回46、44。

因此，如果安全和启动条件的周期核查表明：

-要求达到状态39的所述第二部分条件不再满足至少发动机之一，而启动逻辑是处于第二中间状态39，启动逻辑转换到第一中间状态38(称为线46)；

-所述第一部分条件不再满足至少发动机之一，而启动逻辑是处于第一中间状态38，所述启动逻辑然后转换到待命状态22(称为线44)。

不同于上述涉及图1或图3的那些，对于安全，确认更有利的：

-A条件将只是安全条件(这可以涉及对N1和N2速度以及上述A2条件的要求)；

-B条件将只是启动条件(这可以涉及再次的N1和N2速度以及上述C条件：飞机在飞行中，并且既不在起飞阶段也不在上升阶段)。

关于图5的方案的转换条件24、32、34，它们保持就如同它们在图1或图3中，具有不同是关于转换24，增加了《Xsynch＝停止》的安全条件，这对应于数据，根据该数据发动机至少之一丢失了其总启动条件中至少一个启动条件，以及发动机之间交换的数据因此必须转换(所有飞行发动机的)启动逻辑到停止状态20。

还是如图5中所示，该条件优选地对上述“非A”和“非飞行员请求”条件是可替代的条件，该条件涉及由飞行员通过领航总线传递用于停止同步的控制指令。

如图5中所示，并且考虑进行更安全和更可靠的运行，如果安全/启动条件的周期核查表明所述第一部分条件(优选地其安全部分)不再满足发动机至少之一，当启动逻辑是处于第二中间状态39时，所述启动逻辑将优选地转换到待命状态22(参考线48)。

用相同的基于安全的方法，具体地如果第一中间状态38的步骤可用，从待命状态22，只有满足所有安全条件时，飞行员才会优先地：

-通过发出第一停止指令，能够直接地转换启动逻辑从第二中间状态39到停止状态20(参考线50)，和/或

-通过发出第二停止指令，能够直接地转换启动逻辑从第一中间状态38到相同的停止状态20(参考线52)。

更通常地，考虑可期望飞行员应该能够在同步的每个步骤行动，以致于除了上述在线24上可能的动作外，当飞行员例如，通过按压按钮发出停止指令时，发生了启动逻辑从第一中间状态38、第二中间状态39和待命状态中任一个到停止状态20的转换(分别地52、50、34)。

图6示意性地表示能够实施上述同步方法的结构。

假设这里飞机88的两台发动机84、86必须使用相同复制的启动逻辑被同步。

两台发动84、86将通常是分别地在机身左和右侧上的发动机，大多数情况下在机翼下，尽管一些发动机沿着机身定位和在其两侧上与其连接。该方案对于两台以上发动机是可能的，特别地每个机翼两台发动机，或者每个机翼一台发动机加上第三台发动机，在机身上方后部的中间那台(例如，像DC10)。

如已经提到的，数据总线，这里附图标记90，诸如ARINC数据连接对于发动机(计算机)交换数据是可能的，该数据涉及它们所涉及的同步逻辑的状态。

每台发动机的计算机(分别地92、94)这里是第一发动机84和第二发动机86将由此提供有发动机同步启动逻辑，分别是100’、100”。每个逻辑100’、100”当然是上面详细公开的总逻辑100的复制。图6确认了这个。此外，上述元件12和14也可以在每个逻辑内容中发现。

每个逻辑100’、100”和其相关的同步函数(即，作为提醒，同步飞机上双轴发动机的低压(LP)轴或高压(HP)轴以减小机舱中感觉到的振动和噪音的函数)将包含在所涉及的飞机发动机上计算机中。这里，逻辑100’，100”已经被加载(编码)到与发动机84、86分别地相连的EEC计算机中。并且数字总线90提供计算机92、94之间的数据交换，特别地涉及每台发动机的启动状态的数据交换。

如果逻辑100’、100”由此具有相同的结构(编码)，这里所包含的数据当然可以不同，因为每台发动机中在给定的时刻，启动状态可以是先验不同的，并且因为考虑是否通过数字连接90交换或传输的其它发动机的启动状态能够确保每台发动机的启动状态在任何时间都是相同的，即，以及提到的(对于每台发动机)：

-启动逻辑转换到启动状态40将要求适于其它发动机的安全和启动条件应该全部被满足；

-如果发动机之一的启动逻辑转换到停止状态20，其它发动机的启动逻辑应该自动地也这样；并且

-当应该满足第一部分安全和/或启动条件，然后满足不同于第一部分的第二部分时，启动逻辑从待命状态到第一中间状态，然后到第二中间状态的转换41、42将自动地发生。

图7给出了如果飞行员(例如，通过下压按钮)发出指令同步发动机，诸如84和86的N1速度,，发生什么的实施例，即，具有图5的共同逻辑。

指令(从下压按钮)经由适合的电连接传输达到计算机92、94，该计算机分析逻辑100’，100”的分别的情况，并且经由数字总线90进行交互交换。

让我们假设在飞行员的请求之前，即，在同步之前，发动机84和86的N1速度分别地是N14＝6,500rpm，并且N16＝7,000rpm(弧度/分钟)。

如上所述，LP转子同步的N1速度设置值可以等于发动机特定的N1设定值的平均值(参考图2，其信息然后适用于：位于曲线50和52之间的粗连续的示意性线54-60以及其延长)。

如果满足所有的条件(参考上述条件)，每台发动机转换到启动状态，并且选择两个设定值的算术平均值作为新设定值：同步后，在由逻辑100、100’，100”确认的情况下：共同N1＝6,750rpm。

让我们假定现在当同步发动机84、86时，发动机84故障，像此后的实施例。这是在图8中所示例的情况，图8是这种发动机的特性的示意图，这考虑了其启动逻辑100’，100”的特性。

如果发动机84中出现这种故障，同步启动逻辑100’将停止发动机中的这种函数。发动机84然后在同步之前返回到其转速(这里N14＝6,500rpm)。

之前，如果还没有考虑发动机84的同步启动状态(如在WO2013/034839中所提供的方案)，发动机86将会保持启动，并且会在上述平均速度下继续运行(这里通常N1＝6,750rpm)。

由于本发明所提供的改进，并且由于从一台发动机到另一台发动机的信息交换或传输，只要发动机86的逻辑100”收到数据，发动机86也停止，该数据涉及逻辑100’转换到另一状态，而不是启动状态16的事实。发动机86然后在同步之前返回到其转速(这里N16＝7,000rpm)。

该情况因此变成：N14＝6,500rpm以及N16＝7,000rpm。因此，发动机的转速N1不再被同步。

Claims (6)

1.一种用于飞机的发动机之间同步的方法，每台发动机使用至少一个启动逻辑，启动用于核查安全性和/或启动条件以应用同步，同时每个启动逻辑(10,10’)限定至少停止状态(20)、待命状态(22)和启动状态(16)，并且在这些状态之间转换，并且该方法包括每台发动机：

-当飞机飞行员给出启动指令时，启动逻辑从停止状态转换到待命状态(32)；

-相对于所述状态，周期地核查安全和/或启动条件，以确定是否满足或不满足所述条件；

-当满足一些安全和/或启动条件时，启动逻辑从待命状态转换为启动状态(40,41,42)；以及

-当飞行员给出停止指令时或当没有满足一些安全条件时，启动逻辑从启动状态或待命状态转换为停止状态(24,34)；

其特征在于：

-通过启动逻辑的第一然后第二连续的中间状态(38,39)实施启动逻辑从待命状态到启动状态的转换(40,41,42)；

-启动逻辑从第二中间状态到启动状态的每种情况涉及通过交换数字链接实施的在发动机之间交换这种数据，以致于：

-发动机之一的启动逻辑转换到启动状态(40)要求适用于其它发动机的安全和启动条件也要全部被满足；

-并且如果发动机之一的启动逻辑转换到停止状态(20)，其它发动机的启动逻辑自动地也这样；并且

-对于每台发动机，当满足第一部分安全和/或启动条件，然后满足不同于第一部分安全和/或启动条件的第二部分安全和/或启动条件时，启动逻辑从待命状态到第一中间状态，然后到第二中间状态的转换(41,42)将自动地发生。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于如果其它发动机的启动逻辑是处于所述第二中间状态或启动状态，启动逻辑从第二中间状态(39)到启动状态(16)的转换(40)发生在发动机之一上。

3.根据前述权利要求之一所述的方法，其特征在于按照飞行员的指令，启动逻辑从第二中间状态(39)转换到停止状态(20)。

4.根据前述权利要求之一所述的方法，其特征在于如果安全/启动条件的周期核查表明：所述第二部分条件不再满足至少发动机之一，或者如果通过所述交换数字链接发送给其它发动机的涉及转换到这种发动机的启动逻辑的启动状态的数据表明其启动逻辑是第一中间状态(38)，而其它发动机的启动逻辑是在启动状态(16)，后者转换到第一中间状态(38)。

5.根据前述权利要求之一所述的方法，其特征在于如果安全/启动条件的周期核查表明：当启动逻辑是在第一中间状态(38)时，所述第一部分条件不再满足至少发动机之一，所述启动逻辑转换到待命状态(22)。

6.根据前述权利要求之一所述的方法，其特征在于当飞行员发出停止指令时，发生启动逻辑从第一中间状态(38)和第二中间状态(39)之一到停止状态(20)的转换(52,50,34)。