CN108725803B - 管理分布式推进系统中不平衡的方法 - Google Patents

Abstract

一种用于管理配备有分布式推进系统的飞行器中的发动机故障导致的不平衡推力的方法，所述分布式推进系统包括2N个动力系统(PTi)，其中N为严格正整数、并且i为落在1和2N(含)之间的整数，这些动力系统相对于所述飞行器的对称平面对称地分布，据此属于所述对称平面的第一侧的至少一个动力系统在属于相反侧的动力系统发生故障时功率被减小，使得所述动力系统所产生的推力相对于所述飞行器的重心的力矩之和为零、落在管控容限之内。

Description

管理分布式推进系统中不平衡的方法

技术领域

本发明属于飞行动力学和飞行器驾驶领域，更具体地，本发明涉及一种管理分布式推进系统不平衡的方法。

背景技术

传统路线的飞机和多发动机飞机使用至少两个推进链(较大的飞机有6个，甚至在B52中是8个或在B36中是10个)，每个推进链都具有其自己的油门操作杆。为驾驶这种飞机，飞行员必须在多发动机管理方面受训并且得到认证。

多发动机培训和资格认证是昂贵的，并且可能证明禁止学员飞行员在多发动机飞机上学习。

目前，有一些使用分布式推进器的飞机和直升机。

例如，日本航空宇宙研究开发机构JAXA已经开发了一种飞机，其中分布式推进是由若干电动机串联联接至单个传动轴以致动单个浆扇来保证的。

然而，由于存在单个推力构件，从空气动力学角度来看，任何发动机故障都不会在飞行器的飞行中产生任何不平衡。

由德国公司evolo开发的Volocopter电动直升机的特点是其中若干发动机平行安装、各自联接螺旋桨(旋翼)的推进器架构。

Volocopter中的发动机故障将必定引起飞行器升力分布不平衡，并且因而将需要飞行员实施特定的发动机管理程序，以保持对飞行器的控制。

发动机故障可能导致发动机完全停机或者其速度降低，所述速度降低可以危害飞机的安全，并且因而危害乘客以及导航机组人员的安全，并且在关键的起飞和着陆阶段期间更加尤其如此。

一种限制推进力总体损失的影响的手段是在飞行器中备份动力系统，一个动力系统一般由发动机、所述发动机的控制器以及浆扇或螺旋桨式推力产生构件构成。

例如，在两座位飞行器中分布式推进器对于具有高功率密度、使其有更小体积的尺寸、以及合适的控制器的电动马达是有利的。

在具有分布式推进器的飞行器中，损失或动力系统故障几乎从不意味着飞行器总体推进力损失。

此外，机翼上若干推进构件(比如螺旋桨)的分布使其能够通过所述螺旋桨产生的空气动力学冲击来增加局部升力，因而减小飞行器的失速速度。

然而，这些分布式推进器构架由于每个发动机一个油门操作杆而需要复杂的驾驶和管理以控制推力不平衡。因此，在发动机故障的情况下，飞行员被迫应用困难的动作来管理不平衡推力。

目前，分布式推进器的发展构成了未来电动航空的关键问题。动力系统管理航空电子系统持续不断地被改善和优化，以自动化和简化多发动机驾驶程序。

发明内容

本发明解决了在多发动机飞行器中在一个或多个发动机损失全部或部分功率的情况下使驾驶程序便利的需求，并且涉及一种用于管理配备有分布式推进系统的飞行器中的发动机故障导致的不平衡推力的方法，所述分布式推进系统包括2N个动力系统，其中N为严格正整数、并且i为落在1和2N(含)之间的整数，这些动力系统相对于所述飞行器的对称平面对称地分布，属于所述对称平面的第一侧的至少一个动力系统在属于相反侧的动力系统发生故障时功率被减小，使得所述动力系统所产生的推力相对于所述飞行器的重心的力矩之和为零、落在管控容限之内。本方法值得注意的在于，每个动力系统包括发动机控制器组件，所述发动机控制器组件由发动机和所述发动机的控制器构成，所述发动机控制器组件联接至推进构件，并且在于，第一侧的每个控制器通过两个传递矩阵以数字方式指派给相反侧的所有控制器中的每一者。

根据一个实施例，当故障影响第一侧的动力系统并消除所述动力系统递送的推力时，所述失效的动力系统的对称的相反侧的动力系统停机。

根据另一个实施例，当故障影响第一侧的动力系统并减小所述第一侧的整体推力时，所述相反侧的动力系统的功率被调整成使所述相反侧的整体推力相对于所述飞行器的重心的力矩与所述第一侧的整体推力相对于所述飞行器的重心的力矩相等且相反。

有利地，其中实施了所述方法的飞行器包含数据分析与处理部件。此外，每个控制器被链接至所述数据分析与处理部件。

所述推进构件由例如轴和螺旋桨形成。

根据一个实施例，当故障影响所述动力系统时，所述动力系统的控制器将故障信号发送至所述数据分析与处理部件。

随后，所述数据分析与处理部件将停机信号发送至作为所述失效的动力系统的对称的应对者的动力系统的控制器。

可代替地，所述数据分析与处理部件将特定的指令发送至与包含所述失效的发动机的这侧相反的那侧的每个动力系统的控制器来调整发动机的速度和/或扭矩。

有利地，每个控制器同样地通过两个矩阵以数字方式指派给所述数据分析与处理部件。

在所述2N个控制器中的每一个控制器中，实施了2(N+1)个传递矩阵，所述传递矩阵允许根据属于所述相反侧的动力系统的速度和扭矩来计算每个动力系统所必须的速度和扭矩以调整包括所述动力系统的第一侧上的整体推力。

本发明还涉及一种飞行器，所述飞行器具有实施了所阐述的方法的分布式推进器。所述分布式推进器可以是例如电动的或者混合动力的。

以上已经仅以其最基本的形式解释了本发明的基本概念，其他细节和特征将在阅读以下的通过非限制性实例给出的对根据本发明的原理的方法的实施例的说明并且参照附图而变得更加清晰。

附图说明

不同的图和同一幅图中的元素并不一定代表着相同的比例。在所有图中，相同的元素具有相同的参考。

因此，附图中：

图1展示了分布式推进系统的图示，其中，动力系统被联接至数据分析与处理部件；

图2展示了图1的图示，其中关闭指令被发送给动力系统以弥补失效的动力系统；

图3展示了分布式推进系统的图示，所述分布式推进系统在机翼上产生对称的整体推力；

图4展示了图3的图示，其中右侧机翼上的整体推力由于发动机故障而被减小；

图5展示了图4的图示，其中，左侧机翼上的整体推力被调节以管理不平衡；

图6展示了实施于两个动力系统i和j中的传递矩阵的通用图。

具体实施方式

作为本发明主题的方法应用于驾驶配备有分布式推进系统的飞机和其他类型的飞行器(直升机、无人飞行器等等)。本方法也能够应用于其他非飞行的单独自主交通工具。

分布式推进系统应该被理解为飞行器中关于所述飞行器的对称平面对称地分布的偶数基数的任何成组动力系统。

本方法主要实施:

-调节发动机的速度(单位为rpm)和扭矩(单位为N.m)；

-监测和控制发动机；

-利用被适配成防止发生不平衡推力的控制规率来管理推进构件的转速或扭矩；

-经由增强可靠性和效率的网络传输数据。

在下文的描述中，N为严格正整数，其与带有分布式推进器的飞行器的对称平面每侧的发动机数量相关，i和j为落在1和2N(含)之间的整数，其中2N代表分布式推进系统的发动机数量。

根据实施例，图1代表电动飞机中分布式电动推进系统的图解，所述分布式推进系统包含2N个动力系统PTi，所述动力系统均匀地分布于所述飞机的左侧机翼10和右侧机翼20间。每个动力系统PTi由发动机控制器组件MCi和联接至所述发动机控制器组件的推进构件Pi构成。

每个动力系统通过其发动机控制器组件连接至数据分析与处理部件DAC，所述数据分析与处理部件允许管控所有的发动机数据。

根据所展示的并且其中推进器排他地是电动的实施例，每个发动机控制器组件由电动机与其控制器构成，所述控制器主要包含微控制器，所述微控制器中主要实施调节回路和控制规律。

根据本发明的方法，每个控制器直接地或经由外部部件与所有其他控制器通信，以便确定有待应用于每个发动机的调节规律，以在分布式推进系统中发动机故障的情况下限制产生不平衡推力导致偏航扭矩和/或滚转扭矩大于规定所确立的阈值。

在所展示的示例性实施例中，分布式推进系统由2N个动力系统构成，每个机翼有N个，平行地安装。当动力系统失效时，其他运行的动力系统的控制器适配其调节控制以保持飞机的可控性，同时限制故障对飞机性能水平的影响。

根据所述方法，为预先阻止发动机故障情况下持续的推力不平衡，实施了两种不同的方式。

第一种方式：通过使得至少一个发动机停机

第一种方式在于至少在所递送的推力方面，使得与失效的发动机(一个或多个)互补的发动机(一个或多个)停机。

这种方法使得能够通过使得相反的机翼上的互补发动机停机来应对由分布式推进系统的发动机故障在一个机翼上引发的推力损失，以保持各个机翼上的总推力对称。

给定发动机的互补发动机是与其关于飞机的对称平面对称的发动机，如果两个发动机至少在递送的推力方面是等效的话。

既根据第一种方式又根据下面描述的第二种方式，针对解决方案的可行性的一个必要条件因此是具有相对于飞机的对称平面对称安排的动力系统，并且每一对对称的发动机是由推力相同的发动机形成的，在此情况下，发动机扭矩被称为是对称的。

优选地，一对对称的发动机包含严格相同的发动机。

在所展示的实施例中，分布式推进系统由2N个编号为1到2N的动力系统构成，左侧机翼包含组1到N而右侧机翼包含组N+1到2N。

自然整数N大于或等于1，优选地，大于或等于2。

一般地，与标号为i的动力系统互补的动力系统的标号j由双射公式给出：

j＝2N-i+1

例如在图2中，动力系统PT1是与动力系统PT2N互补的动力系统。

现在以下内容通过发动机故障的实例阐述作为本发明的主题的根据第一种方式实施的方法。

故障影响动力系统PTi，所述动力系统不再递送速度，并且因而不再递送推力，其发动机控制器组件MCi的控制器向数据分析与处理部件DAC发送故障信号FS，所述数据分析与处理部件随后通过发送停机信号“Off”给与所述失效动力系统互补的动力系统PT2N-i+1来命令其停机。

在与不会引起所考虑的发动机完全停机的发动机故障的情况相对应的实施模式中，所述发动机在执行命令来使得互补的发动机停机时被强制停机，以使得这两个互补的发动机中的每一者都获得为零的速度和推力。

在与导致速度降低至稳定速度的发动机故障的情况相对应的另一个实施模式中，向互补的发动机发送指令以建立与失效发动机的速度相似的速度，从而在所考虑的这些发动机上保持推力平衡。

图2展示了根据本发明实施的第一种方式，动力系统PT2N上正发生的故障导致其互补的动力系统PT1停机的情况。

分布式推进系统因此继续在各个机翼上递送相等的推力，因而避免了不平衡的出现，所述不平衡能够导致未受多发动机管理培训的飞行员使飞机失控。

根据第一种方式实施本方法的一个变体实施例在于将每个动力系统与其互补的动力系统直接地、不涉及数据分析与处理部件地相连接，使得一者发生故障必然导致另一者停机，每个发动机形成一种针对其互补发动机的断路器。

后者的构架更具鲁棒性并允许在故障情况下经由发动机间连接和根据飞行员指令来停机的发动机停机控制中的冗余性。

第二种方式：通过至少一个发动机中的功率调节

第二种方式在于调整与包含失效发动机的机翼相反的机翼上的整体推力，以消除不平衡所产生的偏航力矩和滚转力矩。这种修改在效果上能够使每个机翼具有其力矩相对于飞机重心的相反的整体推力，并且是通过调整未受影响的机翼上的所有发动机的功率来获得的。

图3示意性地代表了额定操作模式下的整个分布式推进组件，左侧机翼10的动力系统产生的整体推力TL与右侧机翼20的动力系统产生的整体推力TR相等。分布式推进组件关于穿过所述飞机重心G的所述飞机的对称平面A的对称性导致了这两个推力关于此对称平面的对称，使得飞机的偏航力矩为零，落在管控容限之内。

图4展示了例如动力系统PT2N发生故障后的推力状态，右侧机翼20上作为结果的新推力TR’在强度上更小，并且施加在比发生故障之前所考虑的机翼的动力系统所递送的推力TR距离对称平面A更近的距离处。

这种打破飞机的左侧整体推力与右侧整体推力之间的对称性意味着非零的偏航力矩。

为管理这种不平衡，失效的动力系统通过发送故障信号FS来向数据分析与处理部件DAC报告故障的发生，随后所述数据分析与处理部件向与失效动力系统所在的机翼相反的机翼的每个动力系统发送特定指令Si以调整发动机的速度和扭矩，从而将所考虑的机翼上的整体推力调整至包含失效的动力系统的机翼上的整体推力。

调整发动机速度和扭矩的所述特定指令Si被发送至发动机控制器组件MCi的控制器，如图5所示。

在图3至图5中所展示的实例中，根据第二种方式应用的方法则允许左侧机翼10的动力系统通过新的整体推力TL’来补偿右侧机翼20减小的整体推力TR’，所述新的整体推力与之完全相同。这两个推力关于飞机的对称平面A对称，因而防止推力不平衡的发生，并且因此，防止了会由此导致的任何偏航力矩。

借助于非常有限的反应时间，迅速达到了恒定的调节速度而飞行员不会有任何最轻微的失控。

给定发动机递送的推力不受控制地增加也可以导致不平衡，并且由于超出操作极限，所述不平衡不能通过对对称的发动机的速度的校准来补偿。在这种情况下，引起增加的推力的失效发动机被停机，并且根据两种方式中的一种方式来实施根据本发明的方法。

对特定发动机调整指令的计算可以通过例如自适应控制算法或迭代算法来完成，对不同发动机的速度和扭矩的计算必须通过约束来进行优化，所述约束例如是通过限制所述发动机速度之间的差异来具有相近的发动机速度、最稳定的配置、或消耗最少能量的解决方案。

因此，所述方法依赖于数据分析与处理部件DAC中和/或发动机的控制器中所实施的计算算法。所选择的解决方案在于在每个控制器中实施2(N+1)个传递矩阵，每个传递矩阵允许针对一个发动机根据经所述传递矩阵而与之相链接的发动机的状态来计算用于调节所述推力所必须的发动机速度和扭矩。实际上，每一个控制器必须通过两个矩阵(传递矩阵和其逆矩阵)来链接至相反的机翼上的所有控制器和数据分析与处理部件中的每一者。

假定每个机翼上有N个控制器和1个数据分析与处理部件，则导致每个控制器有2(N+1)个传递矩阵。

需要注意的是，控制器i中实施的并对应于其与控制器j的关系的两个传递矩阵与控制器j中实施的并对应于其与控制器i的关系的两个传递矩阵相同。这种冗余是非常有用的，因为其允许每个控制器不论与其相链接的其他控制器完全故障与否都具有其需要的所有矩阵。

作为实例，图6展示了被实施在控制器i和控制器j中的各所述控制器之间的这两个传递矩阵。允许根据控制器j的状态计算控制器i的指令的所述矩阵被表示等于为

并且等于允许在相反方向上(即，从控制器j到控制器i)计算的矩阵的逆矩阵。

如所阐述的本发明主要旨在用于电动航空，并且允许显著改善旨在用于初学者和不熟练的飞行员的电动飞机的安全性和性能水平。

本发明还能够应用于其他任何带有分布式推进器的飞行器，并与其发动机的自动控制相结合。

Claims (10)

1.一种用于管理包括分布式推进系统的飞行器中的发动机故障导致的不平衡推力的方法，所述分布式推进系统包括2N个动力系统，其中N为表示所述飞行器的对称平面的每侧的发动机数量的严格正整数，这些动力系统相对于所述飞行器的对称平面对称地分布，其中每个动力系统包括发动机控制器组件，所述发动机控制器组件包括发动机和所述发动机的控制器，所述发动机控制器组件联接至推进构件，并且其中第一侧的每个控制器通过两个传递矩阵以数字方式指派给相反侧的所有控制器中的每一者，所述方法包括：

将故障信号从失效发动机的对应控制器发送至所述飞行器的数据分析与处理部件；以及

在属于相反侧的动力系统接收到故障信号时，减小属于所述对称平面的第一侧的至少一个动力系统的功率，使得所述动力系统所产生的推力相对于所述飞行器的重心的力矩之和为零。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，当故障影响第一侧的动力系统并消除由所述动力系统递送的推力时，失效的动力系统的对称的相反侧的动力系统停机。

3.根据权利要求1所述的方法，其中，当故障影响第一侧的动力系统并减小所述第一侧的整体推力时，所述相反侧的动力系统的功率被调整成使所述相反侧的整体推力相对于所述飞行器的重心的力矩与所述第一侧的整体推力相对于所述飞行器的重心的力矩相等且相反。

4.根据权利要求2所述的方法，还包括：将停机信号从所述数据分析与处理部件发送至作为所述失效的动力系统的对称的应对者的动力系统的控制器。

5.根据权利要求3所述的方法，还包括：将包括特定的指令的信号从所述数据分析与处理部件发送至所述相反侧的每个动力系统的控制器来调整所述发动机的速度和/或扭矩。

6.根据权利要求5所述的方法，其中，每个控制器同样通过两个矩阵以数字方式指派给一个或更多个处理器。

7.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，在2N个控制器中的每一个控制器中，实施了2(N+1)个传递矩阵，所述传递矩阵允许根据属于所述相反侧的动力系统的速度和扭矩来计算每个动力系统所必须的速度和扭矩以调整包括所述动力系统的第一侧上的整体推力。

8.一种飞行器，所述飞行器具有实施了根据前述权利要求中任一项所述的方法的分布式推进系统。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其中，所述分布式推进系统是电动的。

10.根据权利要求8所述的飞行器，其中，所述分布式推进系统是混合动力的。

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