CN110621858A - 检查装有两个涡轮发动机的飞机的涡轮发动机的最大可用功率的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于检查装有两个涡轮发动机(11，12)的飞机(10)的涡轮发动机(11，12)的最大可用功率的方法(100)，两个涡轮发动机被构造成并行运行并共同向飞机供应在飞行阶段期间所需的功率(P1+2)，所述方法包括以下步骤：‑将涡轮发动机(11，12)中的一个置于最大起飞功率(PMD)状态，和‑对由另一个涡轮发动机(12，11)供应的功率(P2，P1)进行调节，使得涡轮发动机(11，12)持续向飞机供应在飞行阶段期间所需的功率(P1+2)，‑确定由被置于最大起飞功率(PMD)状态下的涡轮发动机(11，12)供应的功率(P1，P2)，以及‑对以该方式确定的供应功率(P1，P2)进行处理，以便推导出与最大可用功率有关的一则信息。

Description

检查装有两个涡轮发动机的飞机的涡轮发动机的最大可用功 率的方法
技术领域
本发明涉及一种用于检查飞机、特别是包括并行运行的两个涡轮发动机的直升机的涡轮发动机的最大可用功率的方法。
背景技术
直升机以已知的方式装有两个并行运行的涡轮发动机，每个涡轮发动机以过尺寸的方式来设计，以便在另一个涡轮发动机发生故障时能够保持直升机飞行。在这些专门用于应对失效的涡轮发动机(称为OEI(失效的一个发动机))的发动机运行速度下，有效的涡轮发动机提供的功率远远超过其额定功率，以使得直升机能够继续飞行并安全着陆。
举例来说，图1所示的流程图表示为了借助于包括两个涡轮发动机的直升机成功地执行对沉船幸存者的救援任务，所需的总功率Pw根据时间“t”的变化。该任务包括六个主要阶段：
-起飞阶段“A”，在起飞时可能会用尽所述最大功率PMD；
-以低于PMD功率的功率进行的向搜寻区域惯性飞行的惯性飞行阶段“B”；
-在水上以低高度在搜寻区域中进行的搜寻阶段“C”，该阶段以小于PMD功率和B阶段功率的低功率进行，以使得探索时间最大化；
-悬停飞行下的救援阶段“D”，该阶段可能需要约等于在起飞时部署的功率的功率；
-返回基地阶段“E”，就功率而言可与惯性飞行B相当；以及
-着陆阶段“F”，该阶段甚至可能意味着使用上述最大起飞功率PMD。
“PMD”应理解为最大起飞功率，即，在起飞和着陆阶段最多可使用持续5分钟的最大功率。
图1的流程图特别示出了起飞阶段A、悬停飞行阶段D和着陆阶段F相对于其他飞行阶段需要涡轮发动机输出较大功率。
因此，可以理解的是，如果其中一个涡轮发动机发生故障，则必须确保另一个涡轮发动机能够提供足够的功率以确保起飞阶段A、悬停飞行阶段D和着陆阶段F，从而防止直升机在不利环境中开始下降。该足够的功率对应于OEI发动机速度的功率。
然而，在OEI发动机速度下测试飞机是不可能的，这是因为在这种发动机速度下，有效的涡轮发动机所提供的功率水平要远高于PMD，并因此而受到损坏，如果不进行大量维护动作，则该涡轮发动机无法继续使用。
此外，不用在每次起飞时都验证PMD功率的可用性。实际上，经常发生起飞条件(质量、环境条件、航程、性能等级)不要求涡轮发动机提供PMD功率的情况，飞行员通常为了节省功率而尽量使涡轮发动机的负载最小化。
因此，有必要制定策略以确保每个涡轮发动机在OEI发动机速度下的最大功率可用性。
在能够不损坏涡轮发动机的情况下，第一种策略在于在技术飞行期间，例如每飞行500小时，对每个涡轮发动机的最大旋转速度进行检查。然后，通过在商业飞行期间例如每天进行的EPC检查(发动机功率检查)来完成对涡轮发动机的最大旋转速度检查。在该EPC检查期间，针对每个涡轮发动机，在设定的功率下对温度和旋转速度进行一系列测量，以便从热力学方面确定每个涡轮发动机在每个发动机速度下、特别是在起飞或OEI发动机速度下是否具有供应最大功率的能力。
当无法在不冒险损坏涡轮发动机的情况下执行第一种策略时，则第二种策略在于在商业飞行期间，例如每飞行25小时，进行EPC检查，并通过特定的维护操作来完成该检查，目的是检测与直升机发动机某些部件有关的任何可能的未检测到的故障。
然而，这两种策略都不能令人满意。
实际上，每个涡轮发动机的最大旋转速度的检查应该在专用的测试区域中进行。然而，操作人员可能很难在其空气控制的地理区域内进入这些测试区域。
此外，EPC检查的执行水平显著低于PMD功率水平，因此增大了涡轮发动机在每个发动机速度下、特别是在起飞时和OEI发动机速度下提供最大功率的能力的不确定性。
最后，维护操作特别棘手，实施起来也很复杂，这是因为它们特别是需要特定的工具和合格的人员，否则维护错误的风险很高。
发明内容
本发明的目的是通过提出一种用于在装有两个并行运行的涡轮发动机的飞机的其中一个涡轮发动机失效(OEI发动机速度)的情况下检查最大可用功率的方法来克服上述问题，其中在飞行过程中两个涡轮发动机的功率不一致，因此其中一个涡轮发动机被控制为以最大起飞功率下的发动机速度运行。
更具体地，本发明的目的是一种用于检查在装有两个涡轮发动机的飞机的涡轮发动机的OEI发动机速度下的最大可用功率的方法，该两个涡轮发动机被构造成并行运行并且共同向飞机提供在飞行阶段期间所需的功率，所述方法包括以下步骤：
-将第一涡轮发动机置于基本上等于最大起飞功率下的发动机速度的发动机速度，和
-对由第二涡轮发动机提供的功率进行调节，以使涡轮发动机持续向飞机提供在飞行阶段期间所需的功率，
-确定由被置于最大起飞功率下的发动机速度下的涡轮发动机供应的功率，以及
-对如此确定的供应功率进行处理，以便推导出与最大可用功率有关的信息。
这种方法的优点在于，使用最大起飞功率(PMD)下的发动机速度来检查涡轮发动机在每个发动机速度下、特别是在对应于特别高功率的发动机速度(诸如OEI发动机速度)下都能够输出最大功率。实际上，在该发动机速度下，涡轮发动机没有受到损坏的风险，并且达到的功率水平足够高，从而可以限制关于涡轮发动机达到很高功率的能力的不确定性。
优选地，该方法还包括：确定阈值功率的步骤，所述阈值功率对应于在另一个发动机发生故障的情况下在最大起飞功率(PMD)下的发动机速度下的涡轮发动机将要达到的最小功率；以及将如此确定的供应功率与阈值功率进行比较的步骤。
阈值功率(Ps)例如等于制造商在用于供机组人员确定允许的有用载荷的性能表中规定的最小功率值。
有利地，该方法还包括以下步骤：
-测量涡轮发动机的典型温度，例如高压涡轮和低压涡轮之间的气体温度，所述涡轮发动机被置于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度下，和
-将如此测量的温度与预定阈值温度进行比较，以确保所测量的温度低于阈值温度；和/或
-测量被置于最大起飞功率下的发动机速度下的涡轮发动机的旋转速度，以及
-将如此测量的旋转速度与预定阈值旋转速度进行比较，以确保所测量的旋转速度高于或等于阈值旋转速度。
阈值温度(Ts)例如等于制造商在帮助机组人员确定允许的有用载荷的性能表中规定的气体发生器的高压涡轮机与低压涡轮之间的最小温度值。阈值旋转速度(NGs)例如等于制造商在帮助机组人员确定允许的有用载荷的性能表中规定的气体发生器的转动部件的标称旋转速度NG的最小值。
在替代性实施例中，该方法还包括：确定运行功率的步骤，所述运行功率对应于如下的最小功率，该最小功率在被置于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度下的涡轮发动机发生故障的情况下保证第二涡轮发动机的重新加速；以及对被置于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度下的涡轮发动机的功率进行调节的步骤，使得由第二涡轮发动机供应的功率保持高于如此确定的运行功率。
此外，当满足以下条件中的至少一个时，可以自动中断该方法：
-高压轴的旋转速度低于第一阈值旋转速度，
-低压轴的旋转速度低于第二阈值旋转速度并且高于第三阈值旋转速度
-在其中一个涡轮发动机上检测到故障。
本发明的另一个目的是一种计算机程序产品，该计算机程序产品包括代码指令，当该程序由处理器执行时，这些代码指令用于执行诸如先前所述的用于检查飞机的涡轮发动机的最大可用功率的方法。
本发明的另一目的是一种包括计算机的控制装置，该计算机被配置为实施用于检查装有两个涡轮发动机的飞机的涡轮发动机的最大可用功率的方法，这两个涡轮发动机用于并行运行并且共同向飞机供应在诸如先前所述的飞行阶段期间所需的功率，所述计算机被配置为实施以下步骤，这些步骤包括：
-将第一涡轮发动机置于基本上等于最大起飞功率下的发动机速度的发动机速度下，和
-对由第二涡轮发动机供应的功率进行调节，以使涡轮发动机持需向飞机提供在飞行阶段期间所需的功率，
-确定由被置于最大起飞功率下的发动机速度下的涡轮发动机供应的功率，以及
-对如此确定的供应功率进行处理，以便推导出与最大可用功率有关的信息。
本发明的另一目的是一种包括两个涡轮发动机的组件，这两个涡轮发动机被配置为并行运行并且共同向飞机供应在飞行阶段期间所需的功率，所述组件的特征在于，该组件包括如前所述的控制装置。
本发明的另一目的是一种包括两个涡轮发动机的飞机，该两个涡轮发动机被配置为并行运行并且共同向飞机供应在飞行阶段期间所需的功率，所述飞机包括计算机，该计算机被配置为实施如前所述的用于检查飞机涡轮发动机的最大可用功率的方法。
附图说明
根据以下仅用于说明目的并且是非限制性的并且应根据附图进行阅读的描述，本发明的其他特征、目的和优点将变得显而易见，在附图中：
-图1(已经描述)是示出了为了借助于包括两个涡轮发动机的直升机成功地执行沉船救援任务所需的总功率根据时间的变化图；
-图2是根据本发明实施例的直升机的示意图；
-图3是图2所示的直升机控制装置的示意图；
-图4示出了根据本发明实施例的用于检查飞机的涡轮发动机的最大可用功率的方法。
具体实施方式
图2示出了飞机10，特别是直升机，该飞机包括用于实施根据本发明实施例的检查飞机10涡轮发动机的最大可用功率的方法100的装置。
直升机10装有第一涡轮发动机11和第二涡轮发动机12，该第一涡轮发动机和该第二涡轮发动机被配置为并行运行并且共同供应直升机10的飞行阶段所需的功率P1+2。更具体地，第一涡轮发动机和第二涡轮发动机分别将功率P1和P2输出到主变速箱BTP，从而该主变速箱将功率P1+2传输到直升机10的主旋翼(未示出)。
涡轮发动机11、12中的每一个沿气体的流动方向从上游到下游包括风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和排气喷嘴。
直升机10还装有控制装置13，图3是该控制装置的示意图。
控制装置13包括计算机14，该计算机被配置为借助于输出接口15向第一涡轮发动机11和第二涡轮发动机12发送控制指令。更准确地，计算机14被配置为实施以下步骤，这些步骤包括：
-将涡轮发动机11、12中的一个置于基本上等于PMD功率发动机速度的发动机速度下(步骤101)，和
-对由涡轮发动机12、11中的另一个供应的功率P2、P1进行调节(步骤102)，以使得涡轮发动机11、12输出直升机10在其飞行阶段期间所需的功率P1+2，
-确定由被置于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度下的涡轮发动机11、12供应的功率P1、P2(步骤103)，以及
-对如此确定的供应功率P1、P2进行处理，以便推导出与最大可用功率有关的信息(步骤105、106)。
例如借助于连接到控制装置13的用户界面16并通过输入接口17向控制装置13、特别是计算机14发送功率P1+2。用户界面16还可以被配置为：为飞行员或操作员显示关于飞机10的状态信息。为此，用户界面16也通过输出接口15连接到控制装置13。
为了保证在测试的涡轮发动机(即被置于PMD发动机速度下的机器)发生故障时能快速重新加速，根据直升机10的有效需求来对另一个涡轮发动机的功率进行调节，同时使该功率保持高于保证这种重新加速的最小功率值。于是，使另一个涡轮发动机符合该最小功率就可以防止被测试的涡轮发动机达到PMD：然而，被测试的涡轮发动机获得的功率保持足够接近于PMD，使得可以有效地进行控制。
控制装置13还可以包括：
-数据存储器18，其中例如预先记录了预定阈值功率Ps、预定阈值温度Ts和预定阈值旋转速度NGs，如在说明书的其余部分中将要解释的那样，这些预定阈值由计算机14使用，
-程序存储器19，其中例如预先记录了方法100，以及
-至少一个通信总线20。
如上所述，阈值功率(Ps)是在另一个涡轮发动机发生故障的情况下，被置于PMD发动机速度下的涡轮发动机11、12要达到的最小功率。该阈值功率可以例如等于制造商在用于帮助机组人员确定允许的有用载荷的性能表中声明的最小功率值。
阈值温度(Ts)例如等于制造商在旨在供机组人员确定允许的有用载荷的性能表中声明的气体发生器的高压涡轮与低压涡轮之间的最小温度值。
阈值旋转速度(NGs)例如等于制造商在旨在供机组人员确定允许的有用载荷的性能表中声明的气体发生器的转动部件的标称旋转速度NG的最小值。
在一个实施例中，为了对由被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12供应的功率P1、P2进行处理，计算机14还被配置为将由被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12供应的功率P1、P2与阈值功率Ps进行比较，以便确保供应的功率P1、P2高于或等于阈值功率Ps。
更具体地，如果由被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12供应的功率P1、P2高于或等于阈值功率Ps，则计算机14例如被配置为命令用户界面16告知飞行员或操作员：被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12能够供应阈值功率Ps。因此，阈值功率Ps对应于在其所供应的功率P2、P1被调节过的涡轮发动机12、11发生故障的情况下保证的最小功率，其。相反，即，如果所供应的功率P1、P2低于阈值功率Ps，则计算机14也可以被配置为命令用户界面16告知飞行员或操作员：被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12不能供应保证的最小功率，并且如果其所供应的功率P2、P1已被调节过的涡轮发动机12、11发生故障，则存在危险。
因此，计算机14可以确定由涡轮发动机11、12所供应的功率P1、P2，每个涡轮发动机11、12包括例如测量装置21、22，该测量装置通过输入接口17连接到控制装置13，并且包括：
-第一传感器23、24，该第一传感器被配置为测量由涡轮发动机11、12提供的扭矩C1、C2；以及
-第二传感器25、26，该第二传感器被配置为测量涡轮发动机11、12的旋转速度NG1、NG2。
对扭矩C1和C2的测量例如可以在每个涡轮发动机11、12的输出端处、即在该涡轮发动机的变速箱的中间输入轴处进行。
因此，计算机14被配置为基于通过第一传感器和第二传感器23至26得到的扭矩测量值C1、C2和旋转速度NG1、NG2来计算由被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12供应的功率P1、P2。
在一个实施例中，计算机14还可被配置为将在被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12的高压涡轮和低压涡轮之间测量的温度T1、T2与阈值温度Ts进行比较，以确保所测量的温度T1、T2低于阈值温度Ts(步骤108至110)。
更具体地，如果在被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12中如此测量的温度T1、T2低于阈值温度Ts，则计算机14例如被配置为命令用户界面16告知飞行员或操作员：温度T1、T2没有超过阈值温度Ts，即，当发动机处于对应于PMD功率发动机速度的最大旋转速度下时，被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12没有过热(步骤109)。
在相反的情况下，即，如果被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12的测量温度T1、T2高于或等于阈值温度Ts，则计算机14还可以被配置为命令用户界面16告知飞行员或操作员：被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12在该发动机速度下过热，并且如果其所供应的功率P2、P1已被调节过的涡轮发动机12、11发生故障，则存在危险，(步骤110)。
为了测量涡轮发动机11、12的温度T1、T2，每个涡轮发动机11、12的测量装置21、22包括例如第三传感器27、28，该第三传感器被配置为测量涡轮发动机11、12的高压涡轮和低压涡轮之间的温度T1、T2。
在一个实施例中，计算机14还可被配置为将阈值旋转速度NGs与被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12的测量到的旋转速度NG1、NG2进行比较，以确保所测量的旋转速度NG1、NG2高于或等于阈值旋转速度NGs(步骤111至114)。
更具体地，如果被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12的旋转速度NG1、NG2高于或等于阈值旋转速度NGs，则计算机14例如被配置为命令用户界面16告知飞行员或操作员：当发动机处于与PMD功率发动机速度对应的最高温度时，被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12能够达到阈值旋转速度NGS(步骤113)。
在相反的情况下，即，如果被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12的旋转速度NG1、NG2低于阈值旋速度度NGS，则计算机14也可以被配置为命令用户界面16告知飞行员或操作员：被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12的旋转速度NG1、NG2受与PMD功率发动机速度对应的最高温度限制，并且如果其所供应的功率P2、P1已被调节过的涡轮发动机12、11发生故障，则存在危险，(步骤114)。
为了测量涡轮发动机11、12的旋转速度NG1、NG2，每个涡轮发动机11、12的测量装置21、22包括例如上述的第二传感器25、26。
在一个实施例中，当满足以下三个条件中的至少一个时，检查方法100被自动中断：
-高压轴的旋转速度N1低于阈值旋转速度N1S，
-低压轴的旋转速度N2低于阈值旋转速度N1S1并且高于阈值旋转速度N1S1，和/或
-在涡轮发动机11、12中的一个上检测到故障(OEI发动机速度)。
图4示出了检查直升机10的涡轮发动机11、12中的一个涡轮发动机的最大可用功率的方法100。
方法100例如由飞行员或操作员借助于用户界面16启动。
优选地，方法100在每次飞行期间针对每个涡轮发动机11、12执行。换句话说，优选地，在每次飞行中，检查每个涡轮发动机11、12能够供应的最大功率。
此外，优选地在涡轮发动机11、12中的任何一个发生故障的结果将是最小的飞行阶段期间、例如在导流表面附近进行的惯性飞行阶段期间执行方法100。
方法100包括以下步骤：
-将涡轮发动机11、12中的一个被置于(101)PMD功率发动机速度下，和
-对由涡轮发动机12、11中的另一个供应的功率P2、P1进行调节(102)，以使得涡轮发动机11、12输出直升机10在其飞行阶段期间所需的功率P1+2，
-确定(103)由被置于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度下的涡轮发动机11、12供应的功率P1、P2，以及
-对如此确定的供应功率P1、P2进行处理(104)，以便推导出与最大可用功率有关的信息。
优选地，通过将如此确定的供应功率P1、P2与阈值功率PS进行比较来执行处理步骤104，以确保供应功率P1、P2高于或等于阈值功率PS。
如果需要，根据直升机的有效需求来对另一个涡轮发动机12、11的功率进行调节，同时保持该功率高于保证这种重新加速的最小功率值。
然后，如果由被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12供应的功率P1、P2高于或等于阈值功率PS，则方法100包括例如步骤105，在该步骤中，飞行员或操作员被告知：被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12能够提供保证的最小功率。
相反，即，如果由被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12供应的功率P1、P2低于阈值功率PS，则方法100包括例如步骤106，在该步骤中，飞行员或操作员被告知：被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12无法提供保证的最小功率，并且如果其所供应的功率P2、P1已被调节过的涡轮发动机12、11发生故障，则存在危险。
由被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12供应的功率P1、P2例如在以下步骤中被确定：
-测量由涡轮发动机11、12供应的扭矩C1、C2；
-测量涡轮发动机11、12的旋转速度NG1、NG2；以及
-基于预先执行的对扭矩C1、C2和旋转速度NG1、NG2的测量来计算由被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12供应的功率P1、P2。
方法100还可以包括以下步骤：
-测量(107)被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12的高压涡轮和低压涡轮之间的温度T1、T2，以及
-将如此测量的温度T1、T2与阈值温度TS进行比较(108)，以确保所测量的温度T1、T2低于阈值温度TS。
然后，如果被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12的温度T1、T2低于阈值温度TS，则方法100包括例如步骤109，在该步骤中，飞行员或操作员被告知：当发动机处于与PMD功率发动机速度对应的最大速度时，涡轮发动机11、12在PMD功率发动机速度下没有过热。
在相反的情况下，即，如果被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12的温度T1、T2低于阈值温度TS，则方法100例如包括步骤110，在该步骤中，飞行员或操作员被告知：被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12在该发动机速度下过热，并且如果其所供应的功率P2、P1已被调节过的涡轮发动机12、11发生故障，则存在危险。
方法100还可以包括以下步骤：
-测量111被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12的旋转速度NG1、NG2，以及
-将如此测量的旋转速度NG1、NG2与阈值旋转速度NGS进行比较112，以确保所测量的旋转速度NG1、NG2高于或等于阈值旋转速度NGS。
然后，如果被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12的旋转速度NG1、NG2高于或等于阈值旋转速度NGS，则方法100包括例如步骤113，在该步骤中，飞行员或操作员被告知：当发动机处于与PMD功率发动机速度对应的最高温度时，被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12能够达到阈值旋转速度NGS。
相反，即，如果旋转速度NG1、NG2低于阈值旋转速度NGS，则方法100包括例如步骤114，在该步骤中，飞行员或操作员被告知：被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12的旋转速度NG1、NG2受到与PMD功率发动机速度对应的最高温度限制，并且如果其所供应的功率P2、P1已被调节过的涡轮发动机12、11发生故障，则存在危险。
前面提到的直升机10和方法100使我们能够确保每个涡轮发动机11、12能够在每个发动机速度下输出最大功率，特别是能够在与诸如起飞(PMD功率)或OEI发动机速度之类特别高的功率对应的发动机速度下输出最大功率。
具体地，使用PMD功率发动机速度来检查每个涡轮发动机11、12的最大可用功率的这一事实是特别有利的，这是因为在该发动机速度下，涡轮发动机11、12所供应的功率水平不存在损坏该发动机的风险。
使用PMD功率发动机速度来检查每个涡轮发动机11、12的最大可用功率的这一事实还具有以下优点：
-预测涡轮发动机11、12或发动机燃料回路的未检测到的或潜在的故障(堵塞、侵蚀、腐蚀、蠕变、撞击、振动、破裂、封堵、泄漏等)，
-减少遭受未检测到的故障的持续时间，特别是当在每次飞行期间针对每个涡轮发动机11、12执行方法100时，
-在使可能故障的后果最小化的飞行状态下，特别是在惯性飞行阶段，使得被置于PMD功率发动机速度下的涡轮发动机11、12发生这种故障。实际上，在涡轮发动机11、12中任一个发生故障的情况下，在惯性飞行阶段应比在任何其他飞行阶段更少地使用另一个涡轮发动机12、11，从而限制级联效应的风险，即，损失涡轮发动机11、12中的任一个，则会损失另一个涡轮发动机12、11，
-避免维护操作，从而避免对涡轮发动机11、12进行人工干预，而人工干预本身可能会产生新的风险，
-能够由已知的EPC来完成，
-允许将检查方法100应用于任何类型的飞行，尤其是商业飞行，而直升机10不是单发动机飞行，
-保证未经测试的涡轮发动机在任何飞行状态下的重启动时间都足够短，以确保直升机在OEI发动机速度下轻松着陆。
在方法100期间收集的涡轮发动机11、12的数据可以进一步被存储在数据存储器18中，以在地面上进行分析，从而确定涡轮发动机11、12是否可以继续使用。这些分析的结果使得能够例如更好地确保涡轮发动机11、12在随后的飞行的每个发动机速度下的最大可用功率。
最后，方法100还具有以下优点：能够对任何类型的飞行(商业或技术飞行)执行，并且无论在速度、海拔高度等方面都不会妨碍该类型的飞行。

Claims (10)

1.一种检查装有两个涡轮发动机(11，12)的飞机(10)的涡轮发动机(11，12)的最大可用功率的方法(100)，所述两个涡轮发动机被构造成并行运行，并且共同向飞机供应在飞行阶段期间所需的功率(P1+2)，所述方法的特征在于，所述方法包括以下步骤：
-将涡轮发动机(11，12)中的第一涡轮发动机置于(101)基本上等于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度的发动机速度下，和
-对由涡轮发动机(12，11)中的第二涡轮发动机供应的功率(P2，P1)进行调节(102)，使得所述涡轮发动机(11，12)保持向所述飞机供应在所述飞行阶段期间所需的所述功率(P1+2)，
-确定(103)由被置于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度下的涡轮发动机(11，12)供应的功率(P1，P2)，以及
-对如此确定的所供应的功率(P1，P2)进行处理(104)，以便推导出与所述最大可用功率有关的信息。
2.根据权利要求1所述的方法(100)，所述方法包括以下另外的步骤：
-确定阈值功率(PS)，所述阈值功率对应于在另一个涡轮发动机(12，11)发生故障时，被置于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度下的所述涡轮发动机(11，12)要达到的最小功率，
-将如此确定的所供应的功率(P1，P2)与所述阈值功率(PS)进行比较(104)。
3.根据权利要求1或2中任一项所述的方法(100)，其中，被置于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度下的所述涡轮发动机(11，12)包括高压涡轮和低压涡轮，所述方法(100)包括以下步骤：
-测量(107)被置于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度下的所述涡轮发动机(11，12)的所述高压涡轮和所述低压涡轮之间的气体的温度(T1，T2)，以及
-将测量的温度(T1，T2)与预定的阈值温度(TS)进行比较(108)，以确保所述测量的温度(T1，T2)低于所述阈值温度(TS)。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的方法(100)，所述方法包括以下步骤：
-测量(111)被置于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度下的所述涡轮发动机(11，12)的旋转速度(NG1，NG2)，以及
-将测量的旋转速度(NG1，NG2)与预定的阈值旋转速度(NGS)进行比较(112)，以确保所述测量的旋转速度(NG1，NG2)高于或等于所述阈值旋转速度(NGS)。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的方法(100)，所述方法还包括以下步骤：
-确定运行功率，所述运行功率对应于在被置于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度下的所述涡轮发动机(11，12)发生故障时能够保证所述涡轮发动机(12，11)中的第二涡轮发动机进行重新加速的最小功率，以及
-对被置于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度下的所述涡轮发动机(11，12)的功率进行调节，以使得由所述涡轮发动机(12，11)中的第二涡轮发动机供应的功率保持高于确定的所述运行功率。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的方法(100)，其中，被置于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度下的所述涡轮发动机(11，12)包括高压轴和低压轴，并且其中，当满足以下条件中的至少一个条件时，所述方法(100)自动中断，
-所述高压轴的旋转速度低于第一阈值旋转速度，
-所述低压轴的旋转速度低于第二阈值旋转速度并且高于第三阈值旋转速度
-在所述涡轮发动机(11、12)中的一个涡轮发动机上检测到故障。
7.一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括代码指令，当所述程序由处理器执行时，所述代码指令用于执行根据权利要求1至6中任一项所述的检查飞机(10)的涡轮发动机(11，12)的最大可用功率的方法(100)。
8.一种包括计算机(14)的控制装置(13)，其特征在于，所述计算机被配置为实施根据权利要求1至6中任一项所述的检查装有两个涡轮发动机(11，12)的飞机(10)的涡轮发动机(11，12)的最大可用功率的方法(100)，所述两个涡轮发动机用于并行运行并且共同向所述飞机(10)供应在飞行阶段期间所需的功率(P1+2)，所述计算机(14)被配置为实施以下步骤：
-将第一涡轮发动机(11，12)置于(101)基本上等于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度的发动机速度下，
-对由第二涡轮发动机(12，11)供应的功率(P2，P1)进行调节(102)，使得所述涡轮发动机(11，12)持续向所述飞机(10)供应在飞行阶段期间所需的所述功率(P1+2)，
-确定(103)由被置于最大起飞功率(PMD)下的发动机速度下的涡轮发动机(11，12)供应的功率(P1，P2)，以及
-对如此确定的供应功率(P1，P2)进行处理(104)，以便推导出与所述最大可用功率有关的信息。
9.一种组件，所述组件包括两个涡轮发动机(11，12)，所述两个涡轮发动机被构造成并行运行并且共同向飞机(10)供应在飞行阶段期间所需的功率(P1+2)，所述组件的特征在于，所述组件包括根据权利要求8所述的控制装置(13)。
10.一种飞机(10)，所述飞机包括两个涡轮发动机(11，12)，所述两个涡轮发动机被构造成并行运行并且共同向所述飞机(10)供应在飞行阶段期间所需的功率(P1+2)，所述飞机的特征在于，所述飞机包括计算机(14)，所述计算机被配置为实施根据权利要求1至6中任一项所述的用于检查飞机涡轮发动机的最大可用功率的方法。
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