CN110030091A - 带有多个控制模式的用于发动机的单杆式控制系统 - Google Patents

带有多个控制模式的用于发动机的单杆式控制系统 Download PDF

Info

Publication number
CN110030091A
CN110030091A CN201910019595.8A CN201910019595A CN110030091A CN 110030091 A CN110030091 A CN 110030091A CN 201910019595 A CN201910019595 A CN 201910019595A CN 110030091 A CN110030091 A CN 110030091A
Authority
CN
China
Prior art keywords
control
rod
engine
subsystem
angular variation
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201910019595.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110030091B (zh
Inventor
P.J.B.维尔特纳伊尔
M.德埃尔科尔
V.吉拉塞克
M.马特卡
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN110030091A publication Critical patent/CN110030091A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110030091B publication Critical patent/CN110030091B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/04—Initiating means actuated personally
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/14—Transmitting means between initiating means and power plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • F02C9/285—Mechanical command devices linked to the throttle lever
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/42—Control of fuel supply specially adapted for the control of two or more plants simultaneously
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/40—Type of control system
    • F05D2270/46—Type of control system redundant, i.e. failsafe operation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/50—Control logic embodiments
    • F05D2270/52—Control logic embodiments by electrical means, e.g. relays or switches
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/50—Control logic embodiments
    • F05D2270/58—Control logic embodiments by mechanical means, e.g. levers, gears or cams
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/60—Control system actuates means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/60—Control system actuates means
    • F05D2270/62—Electrical actuators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/60—Control system actuates means
    • F05D2270/66—Mechanical actuators

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
  • Mechanical Control Devices (AREA)
  • Arrangement Or Mounting Of Control Devices For Change-Speed Gearing (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

一种发动机控制系统，包括：第一用户控制杆，其构造成用于在第一控制位置与第二控制位置之间旋转移动；以及第二用户控制杆，其构造成用于在第三控制位置与第四控制位置之间旋转移动。第一用户控制杆构造成用于在第一控制模式下发动机的操作控制，并且，第二用户控制杆构造成用于在诸如备用模式的第二控制模式下发动机的操作控制。机械连杆将第一用户控制杆以至少一个角偏移联接到第二用户控制杆。由于角偏移而导致第二用户控制杆能够相对于第一用户控制杆位置而维持于安全操作位置中。

Description

带有多个控制模式的用于发动机的单杆式控制系统
技术领域
本公开大体上涉及用于飞行器的发动机。
背景技术
飞行器能够依赖于一个或更多个发动机(诸如，喷气涡轮发动机、涡扇发动机以及涡轮喷气发动机)来控制飞行器。提供允许飞行员控制发动机所生成的功率和/或推力的量的发动机控制系统。例如，涡轮螺旋桨发动机可以包括：螺旋桨控制杆，其接收飞行员输入，以控制发动机的螺旋桨速度；以及功率控制杆，其接收用户输入，以控制发动机所生成的功率的量。在许多情形下，提供一种备用或次级杆，如果发生初级控制机构的失效，则该备用或次级杆允许飞行员控制发动机。
发明内容
所公开的技术的方面和优点将在下文的描述中部分地阐明，或可以从该描述显而易见，或可以通过实践本公开而得知。
根据所公开的技术的示例方面，提供一种涡轮发动机控制系统，该涡轮发动机控制系统包含构造成用于在第一控制位置与第二控制位置之间旋转移动的第一控制杆。第一控制杆构造成用于在第一控制模式下发动机的操作控制。控制系统还包含构造成用于在第三控制位置与第四控制位置之间旋转移动的第二控制杆。第二控制杆构造成用于在第二控制模式下发动机的操作控制。控制系统还包含机械连杆，该机械连杆将第一控制杆以至少一个角偏移联接到第二控制杆，使得对于至少第一控制杆的控制位置的子集，第一控制杆与第一控制位置之间的距离大于第二控制杆与第三控制位置之间的距离。
根据所公开的技术的示例方面，提供一种飞行器，该飞行器包含：一个或更多个涡轮发动机；用于一个或更多个涡轮发动机的第一发动机控制子系统；用于一个或更多个涡轮发动机的第二发动机控制子系统；第一控制杆，其具有与第一发动机控制子系统的最小功率设置对应的第一位置以及与第一发动机控制子系统的最大功率设置对应的第二位置；第二控制杆，其具有与第二发动机控制子系统的最小功率设置对应的第三位置以及与第二发动机控制子系统的最大功率设置对应的第四位置；以及机械连杆，其联接到第一控制杆和第二控制杆。机械连杆提供第一控制杆与第二控制杆之间的偏移，使得对于至少第一控制杆的控制位置的子集，第二发动机控制子系统的作为结果的功率设置小于第一发动机控制子系统的作为结果的功率设置。
根据所公开的技术的示例方面，提供一种发动机控制系统，该发动机控制系统包含第一控制杆，该第一控制杆联接到用于一个或更多个涡轮发动机的电子发动机控制子系统。电子发动机控制子系统构造成调节到一个或更多个涡轮发动机的燃料流量。发动机控制系统还包含第二控制杆，该第二控制杆联接到用于一个或更多个涡轮发动机的备用发动机控制子系统。备用发动机控制子系统构造成如果发生电子发动机控制子系统的失效，则调节到一个或更多个涡轮发动机的燃料流量。发动机控制子系统还包含联接装置，该联接装置构造成选择性地将第一控制杆以至少一个角偏移联接到第二控制杆。联接装置包括支撑部件，该支撑部件具有到第二控制杆的固定连接。联接装置包括选择性联接机构，该选择性联接机构具有到第一控制杆的固定连接和到支撑部件的选择性连接。
实施方案1. 一种涡轮发动机控制系统，包含：
第一控制杆，其构造成用于在第一控制位置与第二控制位置之间旋转移动，所述第一控制杆构造成用于在第一控制模式下发动机的操作控制；
第二控制杆，其构造成用于在第三控制位置与第四控制位置之间旋转移动，所述第二控制杆构造成用于在第二控制模式下所述发动机的操作控制；以及
机械连杆，其将所述第一控制杆以至少一个角偏移联接到所述第二控制杆，使得对于至少所述第一控制杆的控制位置的子集，所述第一控制杆与所述第一控制位置之间的距离大于所述第二控制杆与所述第三控制位置之间的距离。
实施方案2. 根据实施方案1所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，
所述至少一个角偏移对于所述第一控制杆的多个控制位置在所述第一控制杆与所述第二控制杆之间是恒定的预定的角偏移。
实施方案3. 根据实施方案1所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，
所述第一控制杆的所述第一位置与比所述第一控制杆的所述第二位置更低的功率设置对应；
所述至少一个角偏移包括所述第一控制杆的所述第一位置处的第一角偏移和所述第一控制杆的所述第二位置处的第二角偏移；并且
所述第二角偏移大于所述第一角偏移。
实施方案4. 根据实施方案3所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，
所述至少一个角偏移基于所述第一控制杆的当前的控制位置而是可变的；以及
所述机械连杆包括运动器件单元，其构造成基于所述第一控制杆的当前的控制位置而变更所述至少一个角偏移。
实施方案5. 根据实施方案1所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，
所述机械连杆构造成基于用户输入而选择性地将所述第一控制杆联接到所述第二控制杆。
实施方案6. 根据实施方案5所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，所述机械连杆包括：
机械部件，其联接到所述第二控制杆；以及
离合器机构，其联接到所述第一控制杆，且可选择性地联接到所述机械部件。
实施方案7. 根据实施方案6所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，还包含：
电子发动机控制器，其联接到所述第一控制杆；
其中，所述第一控制模式是电子发动机控制模式；以及
其中，所述第二控制模式是液压机械发动机控制模式。
实施方案8. 根据实施方案1所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，所述至少一个角偏移是在所述第一控制杆的用户输入部分与所述第二控制杆的用户输入部分之间。
实施方案9. 根据实施方案1所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，所述至少一个角偏移导致所述第二控制杆相对于所述第一控制杆的较小的促动。
实施方案10. 一种飞行器，包含：
一个或更多个涡轮发动机；
用于所述一个或更多个涡轮发动机的第一发动机控制子系统；
用于所述一个或更多个涡轮发动机的第二发动机控制子系统；
第一控制杆，其具有与所述第一发动机控制子系统的最小功率设置对应的第一位置以及与所述第一发动机控制子系统的最大功率设置对应的第二位置；
第二控制杆，其具有与所述第二发动机控制子系统的最小功率设置对应的第三位置以及与所述第二发动机控制子系统的最大功率设置对应的第四位置；以及
机械连杆，其联接到所述第一控制杆和所述第二控制杆，所述机械连杆提供所述第一控制杆与所述第二控制杆之间的偏移，使得对于至少所述第一控制杆的控制位置的子集，所述第二发动机控制子系统的作为结果的功率设置小于所述第一发动机控制子系统的作为结果的功率设置。
实施方案11. 根据实施方案10所述的飞行器，其特征在于，
所述偏移是所述第一控制杆与所述第二控制杆之间的角偏移；并且
所述角偏移对于所述第一控制杆的控制位置的子集是恒定的。
实施方案12. 根据实施方案10所述的飞行器，其特征在于，
所述偏移是所述第一控制杆与所述第二控制杆之间的角偏移；并且
所述角偏移对于所述第一控制杆的控制位置的子集是可变的。
实施方案13. 根据实施方案10所述的飞行器，其特征在于，
所述第一控制杆构造成用于所述第一位置与所述第二位置之间的旋转移动；并且
所述第二控制杆构造成用于所述第三位置与所述第四位置之间的旋转移动。
实施方案14. 根据实施方案10所述的飞行器，其特征在于，所述机械连杆包括：
机械部件，其联接到所述第二控制杆；以及
选择性联接装置，其联接到所述第一控制杆，且可选择性地联接到所述机械部件。
实施方案15. 根据实施方案10所述的飞行器，其特征在于，
所述第一发动机控制子系统是电子发动机控制子系统，其构造成至少部分地基于所述第一控制杆的位置而调节到所述一个或更多个涡轮发动机的燃料流量；
所述第二发动机控制子系统是液压机械控制子系统，其构造成至少部分地基于所述第二控制杆的位置而调节到所述一个或更多个涡轮发动机的燃料流量。
实施方案16. 一种发动机控制系统，包含：
第一控制杆，其联接到用于一个或更多个涡轮发动机的电子发动机控制子系统，所述电子发动机控制子系统构造成调节到所述一个或更多个涡轮发动机的燃料流量；
第二控制杆，其联接到用于所述一个或更多个涡轮发动机的备用发动机控制子系统，所述备用发动机控制子系统构造成如果发生所述电子发动机控制子系统的失效，则调节到所述一个或更多个涡轮发动机的燃料流量；以及
联接装置，其构造成选择性地将所述第一控制杆以至少一个角偏移联接到所述第二控制杆，所述联接装置包括具有到所述第二控制杆的固定连接的支撑部件，所述联接装置包括具有到所述第一控制杆的固定连接和到所述支撑部件的选择性连接的选择性联接机构。
实施方案17. 根据实施方案16所述的发动机控制系统，其特征在于，
所述至少一个角偏移对于所述第一控制杆的多个控制位置在所述第一控制杆与所述第二控制杆之间是恒定的预定的角偏移。
实施方案18. 根据实施方案16所述的发动机控制系统，其特征在于，
所述第一控制杆包括与所述至少一个涡轮发动机的第一功率设置对应的第一控制位置；
所述第二控制杆包括与所述至少一个涡轮发动机的第二功率设置对应的第二控制位置，所述第二功率设置小于所述第一功率设置；并且
当所述第一控制杆处于所述第一控制位置中时，所述至少一个角偏移迫使所述第二控制杆到达所述第二控制位置。
实施方案19. 根据实施方案16所述的发动机控制系统，其特征在于，
所述第一控制杆构造成用于在与所述一个或更多个涡轮发动机的最小功率设置对应的第一控制位置和与所述一个或更多个涡轮发动机的最大功率设置对应的第二位置之间旋转移动；以及
所述第二控制杆构造成用于在与所述最小功率设置对应的第三位置和与所述最大功率设置对应的第四位置之间旋转移动。
实施方案20. 根据实施方案16所述的发动机控制系统，其特征在于，
所述选择性联接机构是离合器。
参考下文的描述和所附权利要求，将更清楚地理解所公开的技术的这些及其它特征、方面以及优点。并入于本说明书中且组成本说明书的一部分的附图图示所公开的技术的实施例，并且，附图连同描述一起用来解释所公开的技术的原理。
附图说明
在说明书中，对针对本领域普通技术人员的本公开的详尽且开放的公开(包括本公开的最佳模式)进行阐明，参考附图而进行该阐明，在附图中：
图1描绘其中可以实践所公开的技术的实施例的飞行器的示例；
图2是包括发动机控制系统的涡轮发动机的示例的框图；
图3是包括发动机控制系统的涡轮发动机的示例的框图；
图4是描绘按照所公开的技术的示例实施例的发动机控制系统杆的顶视图的框图；
图5是描绘按照所公开的技术的示例实施例的图4的发动机控制系统的侧视图的框图；
图6是描绘按照所公开的技术的示例实施例的发动机控制系统的顶视图的框图；
图7是描绘按照所公开的技术的示例实施例的图6的发动机控制系统的侧视图的框图；以及
图8是描绘按照所公开的技术的示例实施例的包括处于不起作用的位置中的机械连杆的图6的发动机控制系统的顶视图的框图。
零件列表
L 横向轴线
T 纵向轴线
V 竖直轴线
θ 角偏移
10 第一控制杆
12 燃料控制杆
14 第二控制杆
16 螺旋桨控制杆
20 座舱
22 机身
24 仪器控制面板
26 显示器
30 螺旋桨
32 毂
34 叶片
50 飞行器
102 燃气涡轮螺旋桨发动机
104 发动机控制系统
113 第一发动机控制子系统
115 第二发动机控制子系统
202 燃气涡轮螺旋桨发动机
204 电子发动机控制系统
213 第一发动机控制子系统
215 第二发动机控制子系统
220 控制器
404 发动机控制系统
411 上部部分
412 第一开口
413 下部部分
415 上部部分
416 第二开口
417 下部部分
420 机械连杆
430 壳体
432 第一控制位置
436 第二控制位置
442 第三控制位置
446 第二控制位置
504 控制系统
520 机械连杆
522 机械部件
523 第一端
524 选择性联接机构
525 第二端
526 销
540 支撑部件
542 支撑部件
544 可移动中心部分
546 固定中心部分。
具体实施方式
现在将详细地参考本公开的实施例，在附图中，图示这些实施例的一个或更多个示例。各示例经由对所公开的实施例的解释而提供，而并非经由对所公开的实施例的限制而提供。实际上，将对本领域技术人员显而易见的是，在不背离权利要求的范围或实质的情况下，能够在本公开中作出各种修改和变型。例如，作为示例实施例的一部分而图示或描述的特征能够与另一实施例一起使用，以得到又一实施例。因而，旨在本公开涵盖如属于所附权利要求及其等效物的范围内的这样的修改和变型。
如在说明书和所附权利要求中所使用的，除非上下文清楚地另有所指，否则单数形式“一”、“一种”以及“该”包括多个参照对象。将术语“大约”与数值联合的使用指所述量的25%内。
本公开的示例方面针对用于飞行器的控制系统，且更具体地，针对用于飞行器的发动机的控制系统。根据示例实施例，提供一种发动机控制系统，其实现具有双控制模式的发动机的单杆控制。发动机控制系统实现与发动机的多个控制模式对应的对于控制子系统的同时输入。更具体地，在一些实现方案中，发动机控制系统提供用于发动机在两个发动机控制模式中的每个模式下的操作的两个独立的控制杆。另外，在两个独立的控制杆之间提供机械连杆，该机械连杆实现发动机在两种发动机控制模式下的单杆控制。例如，机械连杆能够将在用于一个发动机控制模式的控制子系统的第一控制杆上接收的输入转移到针对用于另一发动机控制模式的控制子系统的第二控制杆的输入。
许多发动机控制系统包括：初级控制杆，其在第一控制模式下控制发动机的初级控制子系统；以及备用或次级控制杆，其在第二控制模式下控制发动机的备用控制子系统。例如，一些发动机控制系统提供：第一初级控制杆，其供飞行员使用控制器(诸如，电子控制单元(ECU)或电子发动机控制器(EEC))来控制发动机(例如，燃料流量)；以及第二备用控制杆，如果发生EEC的失效，则该第二备用控制杆供飞行员使用液压机械子系统来控制发动机。为了避免发动机在这样的系统中在控制模式之间切换时的发动机操作条件上的大的变化，飞行员可以决定将备用控制杆放置于与主控制杆类似的位置中。例如，飞行员可以决定在每次显著的飞行变化时或此后将备用杆预定位到与主杆类似的位置。
对于使用这些类型的系统的飞行员的工作负荷可能证明为繁重的。一些航空器应用导致频繁或数量庞大的飞行条件变化。如此，飞行员可能必须频繁地将备用杆预定位到主杆的新位置。该情形特别是在如在应用(诸如，特技飞行、用飞机喷洒农药、作战等)中可能经历的迅速且数量庞大的飞行条件变化的情形下可能并非最佳的。实际上，某些应用可能未给飞行员提供预定位备用杆的足够的时间。
根据所公开的技术的示例方面，提供一种发动机控制系统，该发动机控制系统提供用于具有双控制模式的发动机的单杆控制。机械连杆将用于第一控制子系统的第一控制杆联接到用于第二控制子系统的第二控制杆。第一控制子系统可以是主控制子系统，并且，第二控制子系统可以是备用控制子系统。机械连杆响应于第一控制杆的促动而导致第二控制杆的促动。以此方式，备用第二杆能够基于对第一杆的飞行员输入而自动地预定位。
根据所公开的技术的一些实施例，机械连杆能够联接到第一控制杆和第二控制杆。在示例实施例中，机械连杆能够选择性地联接到第一控制杆和第二控制杆中的至少一个。更具体地，在一些实现方案中，机械连杆包括到一个控制杆的固定连接和到另一控制杆的选择性连接。例如，在一个示例中，机械连杆包括机械部件和离合器。机械部件具有到用于备用控制子系统的第二控制杆的固定连接。离合器具有到用于主控制子系统的第一杆的固定连接。机械部件能够选择性地联接到离合器，由此提供机械连杆与第一杆之间的选择性连接。例如，离合器能够构造成接收机械部件的一部分。销或其它紧固机构能够用于提供离合器与机械部件之间的刚性连接。以此方式，机械连杆具有第一设置，由此第一杆和第二杆联接在一起，以用于两个杆响应于对任一杆的输入的移动。另外，机械连杆具有第二设置，由此第一杆和第二杆并未联接在一起，使得杆可以独立地操作。在另一示例中，离合器能够连接到第二控制杆，并且，机械部件连接到第一控制杆。
根据所公开的技术的一些实施例，机械连杆提供第一控制杆与第二控制杆之间的角偏移。以此方式，机械连杆迫使第二杆相对于第一杆的位置而到达预定的位置。更具体地，在一些实现方案中，机械连杆构造成使得对于第一控制杆的给定的位置，第二控制杆具有导致比在给定的位置中的第一控制杆更低的燃料流量的位置。这样的布置可以在确保发动机未置于不安全的操作条件下中为有用的。这可以使发动机能够在从起飞到巡航的范围内的条件变动的期间在从主控制模式转变为备用控制模式中安全地操作。角偏移能够选择为确保模式之间的转变满足时的最小和最大可接受功率损失。
根据一些实施例，第一控制杆与第二控制杆之间的角偏移为固定的。例如，杆之间的角偏移能够对于第一控制杆的可能的促动位置的全部或子集为相同的。在这样的实施例中，能够提供不包括运动器件的简单的机械连杆。机械连杆能够构造有少且/或小的空隙，以提供控制杆之间的角偏移上的高准确度。
根据一些实施例，第一控制杆与第二控制杆之间的角偏移能够为可变的。例如，运动器件单元能够并入于机械连杆内，使得角偏移对于第一控制杆的不同的位置而变化。更具体地，在一些实现方案中，角偏移可以在较低的功率设置下较小，而在较高的功率设置下较大。其它示例可以如可以适合于具体的实现方案的需要那样使用。
按照所公开的技术的实施例可以提供许多技术效果和益处。作为一个示例，本文中所描述的技术使包括用于控制一个或更多个发动机的多个控制杆的飞行器能够以与传统的单杆式航空器控制类似的方式操作。在多个杆之间提供的机械连杆使任一杆都能够用于操作与每个杆相关联的各种控制子系统。这样的实施例例如能够减轻对飞行员的将备用控制杆独立于主控制杆而定位的负担。机械连杆可以通过确保备用杆相对于主控制杆的位置而定位于安全位置中来提供安全益处。
另外，机械连杆的使用能够实现不同类型的发动机控制子系统的单杆式控制。例如，机械连杆能够实现初级电子控制子系统和备用液压机械控制子系统的单杆式控制。当与多余的电子控制系统相比时，液压机械备用系统可以具有更简单的备用设计和操作，以及是更具成本效益的。通过提供机械连杆，从而能够提供迥然不同的子系统的单杆式控制。
根据一些实施例，能够针对具有预先存在的控制杆构造的现有的航空器而提供机械连杆。例如，所公开的机械连杆可以对商务和通用航空航空器有用。实施例可以对现有的航空器有用，其中，连接到下游的多个控制系统的新型杆的开发可能成问题。这样的解决方案可能不但证明为昂贵、复杂的，而且还会影响飞行器设计和飞行员习惯。相比之下，所公开的机械连杆可以提供不要求现有的控制系统或飞行员习惯的修改的简单的解决方案。
在一些实现方案中，在控制杆之间提供的偏移基于发动机的表征而构造，使得备用杆并非相对于可以控制电子控制子系统的主杆而设置为不安全的位置。电子控制子系统可以从主控制杆接收命令。电子控制子系统能够处理该命令，且基于测量或预定的参数(诸如，海拔(空气压力)、外部气温、发动机的现状、和/或发动机操作极限等)，以确定适当的燃料流量或其它的发动机控制动作。在一些实现方案中，控制杆之间的偏移能够基于飞行包线(例如，最低/最高海拔、最小/最大OAT等)。在一些示例中，偏移能够确保机械连杆所引起的备用杆位置将不会导致对于发动机的不安全的操作条件(例如，太多或太少的功率)。
图1描绘根据本公开的示例实施例的示例飞行器50的透视图。飞行器50限定包括三个正交坐标轴线的正交坐标系。具体地，三个正交坐标轴线包括横向轴线L、纵向轴线T以及竖直轴线V。在操作中，飞行器50能够沿着横向轴线L、纵向轴线T以及竖直轴线V中的至少一个移动。
在图1的示例实施例中，飞行器50包括限定座舱20的机身22。座舱20包括具有显示器26的仪器控制面板24。飞行器50还包括螺旋桨30，螺旋桨30包含毂32和从毂32向外延伸的多个叶片34。另外，飞行器50包括燃气涡轮发动机(例如，图3中的燃气涡轮螺旋桨发动机202)。燃气涡轮发动机生成且传送功率，以驱动螺旋桨30的旋转。具体地，螺旋桨30的旋转生成对于飞行器50的推力。
飞行器50包括发动机控制系统，该发动机控制系统包括用于第一发动机控制子系统的第一控制杆10和用于第二发动机控制子系统的第二控制杆14。经由示例，第一发动机控制子系统能够为电子发动机控制子系统，并且，第二发动机控制子系统能够为备用发动机控制子系统(诸如，液压机械备用发动机控制子系统)。电子发动机控制子系统可以包括电子发动机控制器(EEC)、电子控制单元(ECU)以及/或全权限数字发动机控制(FADEC)系统。
各种连杆机构可以在杆与发动机之间使用，包括杆与发动机或(多个)发动机控制器之间的任何合适的机械和/或电气连接件。例如，第一连杆机构可以包括第一控制杆10与用于发动机的EEC之间的一个或更多个有线或无线电气连接件。第二连杆机构可以包括第二控制杆14与发动机之间的一个或更多个机械连接件。
在示例实施例中，第一控制杆10和第二控制杆14是沿纵向轴线T的方向可移动的用户控制杆(诸如，节流输入装置)。每个杆能够是在两个终端位置(例如，最小和最大)之间可移动的。因此，使第一节流控制杆10和第二节流控制杆14沿着纵向轴线T移动至最大位置或向最大位置移动提高发动机的最大发动机功率和沿着纵向轴线T的第一方向上的飞行器50的推力。与此相反，使第一控制杆10和第二控制杆14沿着纵向轴线T移动至最小位置或向最小位置移动降低燃气涡轮发动机的最大发动机功率。典型地，使第一控制杆10和第二控制杆14移动包括控制器的旋转移动，然而，这不是必需的。例如，使第一控制杆向航空器的机头或机尾沿纵向轴线T的方向移动可能导致控制杆的旋转移动，且因而导致沿与纵向轴线的方向正交的第二轴线的方向上的额外的移动。
然而，应当注意到，第一控制杆10和第二控制杆14可以是构造成调整燃气涡轮发动机的最大发动机功率的任何合适的装置。例如，第一控制杆10和第二控制杆14可以各自为具有至少两个离散位置(例如，断开、怠速以及航行)的开关。
示例飞行器50的构件的数量、方位以及/或定向出于图示和讨论的目的，而不旨在为限制性的。使用本文中所提供的公开的本领域普通技术人员应当理解到，飞行器50的构件的数量、方位以及/或定向能够在不背离本公开的范围的情况下调整。
传统上，用于许多类型的航空器的发动机控制系统已为纯液压机械的。经由示例，许多单发动机涡轮螺旋桨应用利用带有多个控制杆(其使飞行员能够控制发动机的子系统)的液压机械控制系统。图2描绘具有发动机控制系统104的示例燃气涡轮螺旋桨发动机102的框图。燃气涡轮螺旋桨发动机102包括螺旋桨30和发动机区段(包括进气口、压缩机、燃烧器、涡轮以及排气装置)。发动机控制系统104包括第一发动机控制子系统113，第一发动机控制子系统113包括燃料控制杆12和螺旋桨控制杆16。燃料控制杆12使飞行员能够直接地控制注入燃烧室中的燃料流量。螺旋桨控制杆16使飞行员能够直接地控制螺旋桨速度。在许多情况下，飞行员必须同样地确保对各种杆的输入将不会使发动机超过操作极限。在一些示例中，第一发动机控制子系统113是主发动机控制子系统。
发动机控制系统104另外包括第二发动机控制子系统115。在一些示例中，第二发动机控制子系统是备用发动机控制子系统。第二发动机控制子系统115包括能够作为备用杆而操作的第二控制杆14。在许多情况(诸如，单发动机应用)下，发动机控制系统可以包括一个或更多个备用控制子系统。第二控制杆14能够操作包含备用燃料流量控制子系统的备用发动机控制子系统。例如，第二控制杆14能够是一种用于操作截断阀的备用杆，如果发生燃料控制杆12所控制的第一发动机控制子系统的失效，则该备用杆能够调节流到燃气涡轮螺旋桨发动机102的燃料流量。
一些发动机(包括一些涡轮螺旋桨发动机)能够由EEC，FADEC和/或ECU控制。图3描绘具有发动机控制系统204的示例燃气涡轮螺旋桨发动机202的框图。发动机控制系统204包括第一发动机控制子系统213和第二发动机控制子系统215。第一发动机控制子系统213能够是包括控制器220的电子发动机控制子系统。控制器220可以是EEC、ECU、FADEC或这些装置的各种组合。例如，第一发动机控制子系统213包括用于给EEC提供用户输入的如图1中所示出的第一控制杆10。第一控制杆允许飞行员提供单个输入，以控制发动机和螺旋桨30速度这两者。例如，控制器220可以经由第一控制杆10而从飞行员接收单个输入，且将输入转换成针对发动机、螺旋桨30或发动机和螺旋桨两者的命令。另外，EEC能够在将发动机维持于发动机操作极限内的同时，生成发动机和螺旋桨命令，使得飞行员在进行输入时并非必须考虑这些因素。
多个EEC(各自与个别的发动机对应)能够响应于提供给第一控制杆10的飞行员输入。更具体地，每个EEC能够构造成通过调整到对应的发动机的燃料流量的量而响应于控制杆的促动。另外，每个EEC可以响应于输入，以调整用于涡轮螺旋桨发动机的燃料流量的量和螺旋桨速度。虽然第一控制杆10构造成提供发动机和螺旋桨的单杆式控制，但能够针对第二发动机控制子系统215而提供第二控制杆14。在一个示例中，第二发动机控制子系统215是备用液压机械发动机控制子系统。如果用于航空器的一个或更多个燃气涡轮发动机的EEC系统失效，则对于受到影响的(多个)燃气涡轮发动机，可能失去自动化动态控制。在这样的实例中，飞行员可以使用手动地操作的备用系统来手动地控制受到影响的(多个)燃气涡轮发动机的操作。例如，飞行员可以操作第二控制杆14，以控制液压机械备用控制系统来调节到燃气涡轮螺旋桨发动机202的燃料流量。
虽然图3描述包括用于每个发动机的一个控制器220的电子发动机控制系统，但其它的布置也是可能的。在一些实现方案中，飞行器可以包括用于多个发动机的单个控制器。例如，用于航空器的一些燃气涡轮发动机可以采用自动发动机控制系统(诸如，全权限数字发动机控制(FADEC)系统)。对于具有两个或更多个燃气涡轮发动机的航空器，FADEC系统可以为理想的，因为，FADEC系统动态地控制每个燃气涡轮发动机的操作，且可能要求来自飞行员的最低限度的(如果存在)的监督。按照一些实施例，第一控制杆10可以控制FADEC系统。
图4是描绘按照所公开的技术的示例实施例的用于飞行器的发动机控制系统的顶视图的框图。图5是与图4对应的侧视图。发动机控制系统404包括构造成控制第一发动机控制子系统的第一控制杆10和构造成控制第二发动机控制子系统的第二控制杆14。在一些示例中，第一发动机控制子系统是初级燃料流量控制子系统，并且，第二发动机控制子系统是备用发动机控制子系统(诸如，次级或备用燃料流量控制子系统)。更具体地，在一个示例中，第一发动机控制子系统是液压机械发动机控制子系统，并且，第一控制杆10操作以调节到涡轮发动机的燃料流量。在这样的示例中，第二发动机控制子系统能够是备用机械或液压机械发动机控制子系统，并且，第二控制杆操作以使用截断阀来调节到涡轮发动机的燃料流量。在另一示例中，第一控制子系统是电子控制子系统，并且，第一控制杆操作以将电子信号发送到控制器(诸如，EEC、ECU以及/或FADEC)。转而，控制器调节到涡轮发动机的燃料流量。在这样的示例中，第二控制子系统能够是机械或液压机械备用子系统。
发动机控制系统404在壳体430内描绘，壳体430包括第一开口412和第二开口416，第一控制杆10和第二控制杆14穿过第一开口412和第二开口416而沿与如图4中所示出以供参考的竖直轴线V平行的方向竖直地突出。所描绘的杆是控制杆的一个示例，其能够按照所公开的技术的实施例使用来接收针对发动机控制子系统的飞行员或其它操作人员输入。将意识到的是，可以使用任何合适的构造、形状以及定向的杆。此外，杆可以用于提供到机械、液压、液压机械等系统的物理连接且/或提供到电子系统的电气连接。
控制杆10、14各自构造成用于围绕通过将每个杆的下部部分413、417联接到对应的机械结构(未示出)而形成的轴线旋转移动。例如，参考第一控制杆10，应用于杆的输入导致在第一控制位置432与第二控制位置436之间沿与纵向轴线T平行的方向前后横向移动。第一控制杆10包括：上部部分411，其用于接收用户输入；以及下部部分413，其将上部部分连接到用于第一控制子系统的连杆机构。第一控制杆10在并未显著地沿与横向轴线L平行的方向移动的同时，沿与纵向轴线T平行的方向平移。杆沿与纵向轴线T平行的方向的平移导致作为结果的沿与竖直轴线V平行的方向的移动。经由示例，与当杆位于第一控制位置432与第二控制位置436之间的位置处时相比，当杆位于第一控制位置432或第二控制位置436处时，第一控制杆10的上部部分与壳体430的表面之间的距离可以沿与竖直轴线V平行的方向更小。在一些示例中，随着第一控制杆10从其第一控制位置432平移到其第二控制位置436，第一控制杆10呈弧形移动。第一控制位置可以指与针对对应的子系统的零或最小输入水平对应的杆的位置。例如，第一控制位置432可以与控制子系统的零或最小燃料流量条件对应。第二控制位置可以指对于控制子系统的最大输入水平(诸如，最大燃料流量条件)。
第二控制杆14可以构造成用于与第一控制杆10类似的移动。第二控制杆14包括：上部部分415，其用于接收飞行员输入；以及下部部分417，其连接到用于第二控制子系统的连杆机构。第二控制杆14可以具有与第一控制杆10相同或不同的物理尺寸。另外，第二控制杆14的起始和终止位置可以沿纵向轴线T的方向与第一控制杆10相同，或这些位置可以不同。与第一控制杆10类似，第二控制杆14包括第三控制位置442，第三控制位置442可以与杆的最小输入位置对应，给对应的控制子系统提供最小或零输入水平。第四控制位置446可以与杆的最大输入位置对应，给对应的控制子系统提供最大输入水平。
机械连杆420设于第一控制杆10与第二控制杆14之间。机械连杆420能够以许多构造实现，但通常为第二控制杆14响应于用户对任一控制杆施加的力而沿与第一控制杆10的移动平行的方向的移动作准备。例如，机械连杆能够为第二控制杆14响应于第一控制杆10沿与纵向轴线T平行的方向的移动而沿与纵向轴线T平行的方向的移动作准备。如前所述，第一控制杆10和第二控制杆14可以构造成用于旋转移动，使得每个杆的上部部分411、415响应于沿纵向轴线T的方向移动而沿与竖直轴线V平行的方向改变位置。
在图4的示例实施例中，机械连杆420包括到第一控制杆10和第二控制杆14的固定连接。机械连杆420包含带有到第一控制杆10的固定连接和到第二控制杆14的固定连接的单个机械部件。可以使用任何合适的连接器。例如，固定连接件可以是焊接连接件或使用紧固件(诸如，螺栓或螺钉)来制作的连接件。固定连接件能够构造成用于附接到杆，而不利用飞行员或用户容易地更改连接的能力。固定连接件可以使用任何合适的构件或技术来形成，以将机械连杆联接到杆。
在图4的示例实施例中，机械连杆联接到每个杆的下部部分413、417。在其它实施例中，机械连杆可以在任何其它位置处联接到杆。
虽然图4-5和大部分的本公开描述用于发动机的EEC的初级控制杆和用于发动机的液压机械子系统的次级控制杆，但所公开的技术不限于如此。例如，机械连杆可以设于发动机控制系统的任何控制杆之间。独立的控制杆之间的机械连杆可以在如下的任何系统中为有用的：可以为理想的是，基于第一控制杆的位置而对第二控制杆进行定位。
根据所公开的技术的一些实施例，机械连杆提供第一控制杆与第二控制杆之间的角偏移。图5描绘第一控制杆与第二控制杆之间的角偏移θ。更具体地，在示例实施例中，角偏移θ构造成使得对于第一杆的设置的全部或子集，第二杆处于与比第一杆更低的发动机功率状态对应的设置中。例如，图5中的角偏移导致第二控制杆14的上端部分位于比第二控制杆的相对于其起始方位的方位更靠近第一杆的起始位置的沿着与纵向轴线T平行的方向的位置中。在一些实现方案中，对于第一控制杆的任何位置，仍是如此。
按照所公开的技术的示例实施例，角偏移θ针对第一控制杆的任何可能的设置而提供与第二控制杆的设置对应的对于发动机的安全操作条件。例如，机械连杆能够构造成使得对于第一控制杆的给定的设置，第二控制杆置于导致比给定的位置中的第一控制杆更低的燃料流量的设置下。这样的布置可以在确保发动机未置于不安全的操作条件下中为有用的。角偏移能够选择为确保模式之间的转变满足时的最小和最大可接受功率损失。经由示例，在一些实现方案中，角偏移通过涡轮发动机或类似的涡轮发动机的表征而选择。角偏移可以选择成使得在第一控制杆的高的操作设置下，发动机将不会遭受可能对发动机或航空器造成不利后果的性能损失。类似地，如果控制变换为次级控制子系统，则角偏移还可以选择成使得在第一控制杆的较低的操作设置下(例如，在起飞的期间)，发动机将不会遭受可能对发动机或航空器造成不利后果的性能损失。
在图4-5中，第一控制杆与第二控制杆之间的角偏移为固定的。例如，当第一控制杆为最高燃料流量位置和最低燃料流量位置时，杆之间的角偏移相同。在其它示例中，第一控制杆与第二控制杆之间的角偏移能够为可变的。例如，运动器件单元能够并入于机械连杆内，使得角偏移对于第一控制杆的不同的位置而变化。更具体地，在一些实现方案中，角偏移可以在较低的功率设置下较小，而在较高的功率设置下较大。经由示例，如果次级控制系统接合，则较低的功率设置下的较小的偏移可以确保起飞期间的足够的功率。当次级控制系统接合时，较高的功率设置下的较大的偏移可以为更顺利的转变作准备。其它示例可以如可以适合于具体的实现方案的需要那样使用。
根据所公开的技术的一些实施例，机械连杆能够选择性地联接到第一控制杆和/或第二控制杆。例如，在一个示例中，机械连杆能够包括机械部件和离合器。机械部件能够具有到用于备用控制子系统的第二控制杆的固定连接。离合器能够具有到用于主控制子系统的第一杆的固定连接。机械部件能够选择性地联接到离合器，由此提供机械连杆与第一杆之间的选择性连接。例如，离合器能够构造成接收机械部件的一部分。销或其它紧固机构能够用于提供离合器与机械部件之间的刚性连接。以此方式，机械连杆具有第一设置，由此，第一杆和第二杆联接在一起，以用于两个杆响应于对任一杆的输入的移动。另外，机械连杆具有第二设置，由此，第一杆和第二杆并未联接在一起，使得杆可以独立地操作。在另一示例中，离合器能够连接到第二控制杆，并且，机械部件连接到第一控制杆。
图6-7是描绘根据所公开的技术的示例实施例的发动机控制系统504的顶视图和侧视图的框图。更具体地，控制系统504包括到一个控制杆的固定连接和到另一控制杆的选择性连接。
控制系统504包括控制杆10和14，机械连杆设于它们之间。机械连杆520包括机械部件522和选择性联接机构524。机械部件包括第一端523，第一端523联接到第二控制杆14。在图7中，机械部件522的第一端523具有与第二控制杆14的固定连接(例如，焊接、螺钉、螺栓等)。机械部件包括第二端525，第二端525选择性地联接到选择性联接机构524。更具体地，在所公开的示例中，选择性联接机构包含离合器。离合器包括在沿与横向轴线L平行的方向延伸的支撑部件540与支撑部件542之间形成的凹陷部。两个支撑部件540、542从离合器的可移动中心部分544(其联接到第一控制杆10)延伸。离合器包括具有到第一控制杆10的固定连接的固定中心部分546。
在图7中，选择性联接机构在其联接到机械部件522的第一位置中描绘。选择性联接机构524的凹陷部构造成接收机械部件522的第二端525。可移动中心部分544构造成在第一位置与第二位置之间沿横向轴线L的方向平移。在第一位置中，离合器构造成用于联接到机械部件522。更具体地，机械部件522能够放置于凹陷部中。机械部件522能够包括构造成接收销526的孔或开口。销穿过支撑部件540、542中的开口且穿过机械部件522放置，以将机械部件522刚性地联接到离合器。
在图8中所描绘的第二位置中，可移动中心部分544沿与横向轴线L平行的相反方向平移，以使机械部件522与离合器脱离。更具体地，销526能够移除，且随后可移动中心部分544沿如图所示的方向移动。这使支撑部件540、542平移，使得机械部件522能够从凹陷部移除。在联接机构的第二位置中，杆10和14彼此独立地移动。
注意到，图6-8中所描绘的选择性联接机构经由示例而非限制提供。可以使用其它选择性联接机构。此外，选择性联接机构可以联接到控制杆中的任一个或两者。
虽然各种实施例的具体特征会在一些附图中示出，而不在其它附图中示出，但这仅仅是为了方便起见。按照本公开的原理，附图的任何特征可以与任何其它附图的任何特征组合而引用且/或要求保护。
本书面描述使用示例(包括最佳模式)来公开要求保护的主题，并且，还允许本领域任何技术人员实践要求保护的主题(包括制作并使用任何装置或系统和执行任何并入的方法)。所公开的技术的专利范围由权利要求限定，并且，可以包括本领域技术人员所想到的其它示例。如果这样的其它示例包括并非与权利要求的字面语言不同的结构元件，或如果这些示例包括与权利要求的字面语言无实质的差异的等效的结构元件，则这些示例旨在属于权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种涡轮发动机控制系统，包含：
第一控制杆，其构造成用于在第一控制位置与第二控制位置之间旋转移动，所述第一控制杆构造成用于在第一控制模式下发动机的操作控制；
第二控制杆，其构造成用于在第三控制位置与第四控制位置之间旋转移动，所述第二控制杆构造成用于在第二控制模式下所述发动机的操作控制；以及
机械连杆，其将所述第一控制杆以至少一个角偏移联接到所述第二控制杆，使得对于至少所述第一控制杆的控制位置的子集，所述第一控制杆与所述第一控制位置之间的距离大于所述第二控制杆与所述第三控制位置之间的距离。
2.根据权利要求1所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，
所述至少一个角偏移对于所述第一控制杆的多个控制位置在所述第一控制杆与所述第二控制杆之间是恒定的预定的角偏移。
3.根据权利要求1所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，
所述第一控制杆的所述第一位置与比所述第一控制杆的所述第二位置更低的功率设置对应；
所述至少一个角偏移包括所述第一控制杆的所述第一位置处的第一角偏移和所述第一控制杆的所述第二位置处的第二角偏移；并且
所述第二角偏移大于所述第一角偏移。
4. 根据权利要求3所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，
所述至少一个角偏移基于所述第一控制杆的当前的控制位置而是可变的；以及
所述机械连杆包括运动器件单元，其构造成基于所述第一控制杆的当前的控制位置而变更所述至少一个角偏移。
5.根据权利要求1所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，
所述机械连杆构造成基于用户输入而选择性地将所述第一控制杆联接到所述第二控制杆。
6. 根据权利要求5所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，所述机械连杆包括：
机械部件，其联接到所述第二控制杆；以及
离合器机构，其联接到所述第一控制杆，且可选择性地联接到所述机械部件。
7.根据权利要求6所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，还包含：
电子发动机控制器，其联接到所述第一控制杆；
其中，所述第一控制模式是电子发动机控制模式；以及
其中，所述第二控制模式是液压机械发动机控制模式。
8.根据权利要求1所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，所述至少一个角偏移是在所述第一控制杆的用户输入部分与所述第二控制杆的用户输入部分之间。
9.根据权利要求1所述的涡轮发动机控制系统，其特征在于，所述至少一个角偏移导致所述第二控制杆相对于所述第一控制杆的较小的促动。
10.一种飞行器，包含：
一个或更多个涡轮发动机；
用于所述一个或更多个涡轮发动机的第一发动机控制子系统；
用于所述一个或更多个涡轮发动机的第二发动机控制子系统；
第一控制杆，其具有与所述第一发动机控制子系统的最小功率设置对应的第一位置以及与所述第一发动机控制子系统的最大功率设置对应的第二位置；
第二控制杆，其具有与所述第二发动机控制子系统的最小功率设置对应的第三位置以及与所述第二发动机控制子系统的最大功率设置对应的第四位置；以及
机械连杆，其联接到所述第一控制杆和所述第二控制杆，所述机械连杆提供所述第一控制杆与所述第二控制杆之间的偏移，使得对于至少所述第一控制杆的控制位置的子集，所述第二发动机控制子系统的作为结果的功率设置小于所述第一发动机控制子系统的作为结果的功率设置。
CN201910019595.8A 2018-01-09 2019-01-09 带有多个控制模式的用于发动机的单杆式控制系统 Active CN110030091B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/865,316 US11124309B2 (en) 2018-01-09 2018-01-09 Single lever control system for engines with multiple control modes
US15/865316 2018-01-09

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110030091A true CN110030091A (zh) 2019-07-19
CN110030091B CN110030091B (zh) 2021-09-10

Family

ID=64901342

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910019595.8A Active CN110030091B (zh) 2018-01-09 2019-01-09 带有多个控制模式的用于发动机的单杆式控制系统

Country Status (3)

Country Link
US (1) US11124309B2 (zh)
EP (2) EP3508427B1 (zh)
CN (1) CN110030091B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10604268B2 (en) * 2017-02-22 2020-03-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Autothrottle control for turboprop engines

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR782072A (fr) * 1934-02-17 1935-05-27 Manettes conjuguées
US7546976B2 (en) * 2006-09-25 2009-06-16 Hong-Fu Li Dual power helicopter without a tail rotor
US7921729B2 (en) * 2008-03-10 2011-04-12 Hamilton Sundstrand Corporation Disconnect sensor
CN105263804A (zh) * 2013-05-06 2016-01-20 萨基姆防务安全公司 用于控制发动机和反推装置的功率的装置
CN106232476A (zh) * 2014-04-17 2016-12-14 洛林航空工程公司 用于飞机的推进组件

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1770423A (en) 1928-10-10 1930-07-15 Oehlke Henry Ewald Aeroplane control stick
GB501622A (en) 1937-11-23 1939-03-02 Exactor Control Company Ltd Improvements relating to engine controls particularly for aircraft engines
US4012015A (en) * 1975-12-29 1977-03-15 Northrop Corporation Control and synchronization of twin engines with a master throttle lever
US5149023A (en) 1991-07-12 1992-09-22 The Boeing Company Mechanically-linked side stick controllers with isolated pitch and roll control movement
US5427336A (en) 1993-02-24 1995-06-27 Haggerty; Matthew K. Dual control mechanism for aircraft
US5456428A (en) 1993-07-21 1995-10-10 Honeywell Inc. Mechanically linked active sidesticks
FR2713592B1 (fr) * 1993-12-13 1996-03-01 Sextant Avionique Dispositif pour la commande des manettes de gaz contrôlant deux moteurs d'un même aérodyne.
US5782436A (en) 1996-01-19 1998-07-21 Mcdonnell Douglas Corporation Torque tube breakout mechanism
FR2754515B1 (fr) 1996-10-14 1998-12-24 Aerospatiale Dispositif d'aide au pilotage sur un aeronef a commande de vol electrique
US6572055B1 (en) 1999-08-10 2003-06-03 Bombardier Aerospace Corporation Hydrostatic sidestick coupling
US9725182B2 (en) * 2009-10-06 2017-08-08 Safran Electronics & Defense Aircraft throttle control device including a cam coupling
US9957057B2 (en) 2015-07-17 2018-05-01 Embraer S.A. Aircraft throttle quadrant with a gust lock lever system provided with a selectable safety stop
US10040565B2 (en) 2015-09-22 2018-08-07 Honeywell International Inc. Single lever turboprop control systems and methods utilizing torque-based and power based scheduling

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR782072A (fr) * 1934-02-17 1935-05-27 Manettes conjuguées
US7546976B2 (en) * 2006-09-25 2009-06-16 Hong-Fu Li Dual power helicopter without a tail rotor
US7921729B2 (en) * 2008-03-10 2011-04-12 Hamilton Sundstrand Corporation Disconnect sensor
CN105263804A (zh) * 2013-05-06 2016-01-20 萨基姆防务安全公司 用于控制发动机和反推装置的功率的装置
CN106232476A (zh) * 2014-04-17 2016-12-14 洛林航空工程公司 用于飞机的推进组件

Also Published As

Publication number Publication date
EP3508427B1 (en) 2022-07-27
US11124309B2 (en) 2021-09-21
EP4079640A1 (en) 2022-10-26
CN110030091B (zh) 2021-09-10
US20190210736A1 (en) 2019-07-11
EP4079640B1 (en) 2024-08-07
EP3508427A1 (en) 2019-07-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11193387B2 (en) Performance and life optimizing control system for a turbine engine
US20200277064A1 (en) Degraded mode operation of hybrid electric propulsion systems
US10119495B1 (en) System and method of operating a ducted fan propulsion system inflight
US11828247B2 (en) Automatic aircraft powerplant control
US9799151B2 (en) Aircraft fuel shutoff interlock
CN110030091A (zh) 带有多个控制模式的用于发动机的单杆式控制系统
CN110816824A (zh) 一种涡轮螺旋桨飞机动力控制方法
JP2007154708A (ja) 飛翔機の制御装置
EP4123156A1 (en) Electric machine power assist of turbine engine during idle operation
CN107922054A (zh) 单输入发动机控制器和系统
US11975861B2 (en) Retrofit aircraft autothrottle control for aircraft with engine controllers
US20240175400A1 (en) Hybrid-electric propulsion system equipped with a coupler for switching between modes of operation
US12006051B2 (en) Electrical power system for a vehicle
US20240239475A1 (en) Selectively engageable detent system for aircraft operation
Myers et al. Propulsion Control Experience Used in the Highly Integrated Digital Electronic Control (HIDEC) Program
CN104890886A (zh) 用于飞机中的活塞马达的紧急运行模式
CN117963149A (zh) 一种无人机用通气增压系统及自动控制方法
Sadler et al. The electronic control of gas turbine engines
KUHLBERG et al. Flight test of all-electronic propulsion control system
Thurber DAHER-SOCATA TBM 900
Young Advanced propulsion controls—a total system view
Robert A et al. A Qualitative Piloted Evaluation of the Tupolev Tu-144 Supersonic Transport
Siriiiiiiuiation Volume I: Aircraft Description and

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant