CN111936385A - 涡轮螺旋桨发动机从地面构造过渡到飞行构造期间的螺旋桨响应增强的系统和方法 - Google Patents

Abstract

用于具有燃气涡轮(20)和联接至燃气涡轮(20)的螺旋桨组件(3)的涡轮螺旋桨发动机(2)的电子控制系统(35)，该控制系统(35)实现螺旋桨控制单元(PEC)，以基于飞行员输入请求，经由被设计为调节螺旋桨叶片(10)的螺距角(β)的致动组件(29)的驱动量(I_P)的产生来控制螺旋桨操作。控制单元在飞行操作模式下接合机械锁，从而确定螺距角的最小飞行值，并且在地面操作模式下脱离机械锁并将螺距角控制在最小飞行值以下，直至低于最小飞行值的最小地面值；在从地面操作模式过渡为飞行操作模式的过程中，螺旋桨控制单元与机械锁接合，从而使螺距角朝着最小飞行值增加，而独立于控制动作。特别地，控制单元在机械锁接合之前的时间段(T)，预测由于从地面操作模式过渡到飞行操作模式而导致的螺距角的增加。

Description

涡轮螺旋桨发动机从地面构造过渡到飞行构造期间的螺旋桨 响应增强的系统和方法

相关申请的交叉引用

本专利申请要求于2018年3月23日提交的欧洲专利申请No.18425018.1的优先权，其公开内容通过引用合并于此。

技术领域

本解决方案涉及飞行器的涡轮螺旋桨发动机从地面过渡到飞行构造期间的螺旋桨响应增强的系统和方法。

背景技术

众所周知，涡轮螺旋桨发动机包括燃气涡轮和通过齿轮箱组件联接至燃气涡轮的螺旋桨组件。

已知飞行器解决方案，其中飞行员使用单个操作者操纵的输入设备(动力杆或油门杆)来输入发动机动力请求；同一输入设备还用于确定螺旋桨螺距角或设定。

考虑到操作和环境条件以及通过输入设备提供的输入动力请求，螺旋桨控制通常基于对螺旋桨速度和/或螺旋桨螺距参考值的闭环跟踪。控制动作的输出通常是驱动量，例如电流，其被供给至涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨致动组件(例如，伺服阀)，以控制螺旋桨叶片的螺距角，以便调节螺旋桨速度的值。

螺旋桨致动组件通常设置有安全被动装置，即称为“液压锁”的机械锁，其目的是在飞行操作期间将螺旋桨螺距限制为最小值，即，所谓的“最小飞行螺距(MFP)”。不管螺旋桨控制系统如何控制螺距，如果接合了液压锁，螺距将永远不会低于MFP值。

在起飞或飞行操作期间以低于MFP的螺距运行螺旋桨确实被认为是危险/灾难性的，因为这可能会导致螺旋桨超速和/或过大的阻力，从而导致无法控制飞行器(在双发动机应用中尤其如此)。在最坏的情况下，如果螺距降至“平螺距”以下，则会导致推力沿相反方向作用(反向推力)。

因此，在大多数已知的涡轮螺旋桨发动机中，无论是在飞行操作状态还是在地面操作(例如滑行和保持)期间，只有单个发动机空转设定可用，最小螺旋桨螺距为MFP值。

但是，MFP空转设定通常会提供比地面操作期间所需的推力更大的推力，从而增加制动器的使用和燃料消耗，并导致飞行员工作量大。

通常，如果螺旋桨能够在MFP设定以下进行操作，则从飞行员工作量和效率的角度出发，可以优化例如滑行和保持的地面操作。

为了解决该问题，以本申请人的名义于2017年7月28日提交的欧洲专利申请17425083.7公开了一种螺旋桨控制系统，其中，在地面操作期间，可以通过软件将螺旋桨螺距限制为“最小地面螺距(MGP)”值，其低于MFP值，其中液压锁脱离。特别地，上述专利申请公开了如何依据飞行或地面操作状态来选择MGP和MFP，如通过适当的传感器，例如WoW(车轮重量)传感器确定的。。

由于通过控制系统脱离液压锁的可能性，可以在从最大值(所谓的“全顺桨”值，空气阻力最小)到低于MFP值的最小值(所谓的“全反向”值)的整个范围内调节螺距。

特别地，从MFP到最大值或全顺桨值的螺距调节由控制系统通过调节到螺旋桨致动组件的第一腔室(所谓的“飞行通道”)中的加压油流来实现；而在飞行通道完全填满的情况下，螺距调节至低于MFP值，降低至最小值或全反向值由控制系统通过调节到同一致动组件的第二腔室(所谓的“地面通道”)的加压油流来实现。当接合液压锁时，油流被阻止到达地面通道，地面通道必须先完全排空。

上述专利申请中公开的解决方案有利地允许改善飞行器的地面操作，在避开带中减轻螺旋桨的操作，改善燃料消耗并总体上改善飞行器和涡轮螺旋桨发动机的操作。

然而，本申请人已经意识到，上述解决方案在从“地面”构造(液压锁脱离)过渡到“飞行”构造(液压锁接合)期间可能无法提供期望的螺旋桨响应。

从“地面”构造到“飞行”构造的过渡确实需要先行完全清空螺旋桨致动组件的地面通道。一旦接合了液压锁，该操作将缓慢进行，并且独立于控制系统操作，即，在此阶段无法进行螺距调节：螺距将独立于控制动作而从其当前值缓慢漂移到MFP值。设计需要此操作的缓慢性，以应对反向操作期间无意的液压锁接合：在这种情况下，较好的是螺距缓慢地向MFP漂移，因为这会引起推力反转(从反向到前向)，并且控制系统和飞行员将有足够的时间减小动力，以免落入“相反方向的巨大推力”情况。

当接合液压锁时，控制系统将暂时失去调节螺距的能力，直到地面通道完全排空；当控制系统再次能够调节螺距时，发动机动力可能会很高，以至于要求将螺距相对于系统能力增加得太快，以使螺旋桨速度与其期望值相匹配。这可能导致螺旋桨超速，或者在最坏的情况下，导致动力涡轮超速，从而导致保护性发动机关闭。

图1中描述了这种情况，其显示了随时间变化的曲线图：PLA信号，表示飞行员基于单个操作者操纵的输入设备的定位角的输入动力请求；螺旋桨转速Nr；螺旋桨叶片的螺距角β。

在地面运行期间，螺旋桨转速Nr由当前发动机动力和MGP值决定：速度参考值Nr_ref通常高于空转时可达到的值，因此螺旋桨控制系统将尝试减小螺距以提高螺旋桨速度，以便匹配速度参考值；由于螺距限于MGP，因此产生的速度明显低于参考值。

当飞行员将动力杆移至起飞位置时，控制系统将在例如几秒钟的延迟间隔后接合液压锁。此延迟间隔是由于要求“确认”起飞请求，即，它可以限定确保命令是有意的所需的时间段(换句话说，延迟确保起飞命令是实际上需要的而不是无意的)；应当理解，该时间间隔的持续时间可以至少取决于飞行器的类型，功能，用途或任务。

在发动机加速至起飞动力期间，螺旋桨加速，并且螺旋桨控制系统将尝试将螺距保持为尽可能低，以快速达到速度参考值Nr_ref。

如上所述，当接合液压锁时，控制系统暂时失去了调节螺距的能力，直到地面通道完全排空为止；这发生在称为“地面到飞行(G2F)瞬变”的时间间隔期间。在此时间间隔期间，由于螺距朝向MFP值的缓慢漂移以及控制系统无法调节螺距，可能会发生螺旋桨超速(如示例性曲线图中所示，其中超速过高以致导致发动机关闭保护)。

但是，如上所述，应避免螺旋桨超速，这对飞行器操作有潜在的危险。

发明内容

本解决方案的目的是提供一种用于涡轮螺旋桨发动机的改进的控制解决方案，从而允许在从地面到飞行构造的过渡期间实现增强的螺旋桨响应，这可以避免螺旋桨超速的发生，并且在最坏的情况下，可以避免发动机关闭的发生。

因此，根据本解决方案，提供了如所附权利要求书所限定的控制系统和控制方法。

附图说明

为了更好地理解本发明，现在参考附图，仅作为非限制性示例来描述其优选实施例，其中：

图1是与涡轮螺旋桨发动机的已知控制解决方案有关的、与从地面过渡到飞行构造期间的螺旋桨操作有关的量的图；

图2是设置有涡轮螺旋桨发动机的飞行器的立体图；

图3是飞行器的操作者输入设备的示意图；

图4是飞行器的涡轮螺旋桨发动机的示意性框图；

图5A和5B是在不同操作条件下用于调节螺旋桨螺距的致动组件的示意性截面图；

图6是根据本公开的实施例的与从地面过渡到飞行构造期间的螺旋桨操作有关的量的图；

图7是根据本公开的实施例的涡轮螺旋桨发动机的控制系统的示意性框图；

图8描绘了在图7的控制系统中使用的螺距角参考值β_ref的图；

图9是图7的控制系统中的参考发生器的示意性框图；

图10是根据本公开的另一实施例的涡轮螺旋桨发动机的控制系统的示意性框图；和

图11是在自动顺桨操作模式期间与螺旋桨操作有关的量的图。

具体实施方式

图2示出了示例性飞行器1的立体图，该飞行器1设置有涡轮螺旋桨发动机2；在图2中仅可见涡轮螺旋桨发动机2的螺旋桨组件3。

飞行器1包括机身4，其限定驾驶舱5；在驾驶舱5内设置有单个操作者操纵的输入设备(动力杆或油门杆)6和具有显示器8的仪表控制面板7。

螺旋桨组件3包括毂9和从毂9向外延伸的多个叶片10。涡轮螺旋桨发动机2的燃气涡轮(在此未示出)产生并传递动力以驱动螺旋桨组件3的旋转，从而为飞行器1产生推力。

飞行器1限定包括三个正交坐标轴的正交坐标系。特别地，三个正交坐标轴包括横轴L，纵轴T和竖直轴V。在操作过程中，飞行器10可沿横轴L，纵轴T和竖直轴V中的至少一个移动；特别地，飞行器1的前向和反向操作模式意味着沿着纵轴T在相应且相反的方向上的运动。

图3示出了由飞行器1的飞行员用来控制发动机动力的操作者操纵的输入设备6；另外，操作者操纵的输入设备6基于其位置控制最小螺旋桨螺距角或低螺距设定(LPS)。

在所示的实施例中，操作者操纵的输入设备6限定轴向方向A，并且包括具有手柄12的杆11。杆11可沿着轴向方向A在第一位置14和第二位置16之间移动，第一位置14对应于起飞或最大动力设定，第二位置16对应于最大反向设定。因此，将杆11朝着第一位置14移动会增加飞行器1在沿纵轴T的第一方向上的推力，而将杆11朝着第二位置16移动会增加飞行器1在沿纵轴T的与第一方向相反的第二方向上的推力。另外，杆11包括布置在第一位置14与第二位置16之间的一个或多个中间第三位置15；特别地，中间第三位置15可以包括空转位置。

使用单个操作者操纵的输入设备6，飞行员可以同时设定扭矩(或推力)和速度要求。在假设典型的飞行器任务的情况下，根据制定为使螺旋桨尽可能接近最佳操作点操作的预定计划，螺旋桨速度需求或参考值Nr_ref是杆角位置(或杆角度，LA)的函数。

如图4示意性所示，涡轮螺旋桨发动机2的燃气涡轮(此处用20表示)通常包括：

轴向/离心压缩机22，联接到进气口23；

高压涡轮24，所谓的“燃气发生器”，通过燃气发生器轴25联接至轴向/离心压缩机22；和

低压涡轮26，所谓的“动力涡轮”，与燃气发生器轴25机械地分离并且由热气体膨胀驱动。

螺旋桨组件3经由动力或螺旋桨轴27和齿轮箱28联接至燃气涡轮20。

致动组件29联接至螺旋桨组件3，以控制螺旋桨叶片10的螺距角β，从而调节螺旋桨速度Nr的值；如图4所示，螺距角β可以限定为在每个螺旋桨叶片10的前缘31和后缘32之间延伸的弦30与螺旋桨叶片10可绕其旋转的方向R之间的角度。

如先前所讨论的，并且如图5A和5B中示意性所示，致动组件29包括伺服阀装置33，该伺服阀装置33具有第一腔室34a(所谓的“飞行通道”)和第二腔室34b(所谓的“地面通道”)；调节到第一腔室34a或第二腔室34b的加压油流允许改变螺距角β。

图5A显示了一种构造，其中，飞行通道完全充满了加压油，并且调节了到地面通道的油流，以将螺距值控制在MFP值以下，并且液压锁脱离；而图5B显示了另一种构造，具有空的地面通道以及接合的液压锁，用于高于MFP值的操作。

涡轮螺旋桨发动机2由自动电子控制系统35(在图4中示意性显示)进行管理，该系统包括电子处理单元(例如，微处理器，微控制器或类似的处理单元)，该电子处理单元设置有存储适当软件指令的非易失性存储器，以便实施发动机控制策略，从而满足源自操作者操纵的输入设备6的输入动力需求。电子控制系统35可以限定全权限数字发动机控制器(FADEC)，发动机控制单元(ECU)或电子发动机控制(EEC)中的一个或多个；具体地，根据本解决方案的实施例，电子控制系统35限定了螺旋桨电子控制单元(PEC)。

如将在下文中更详细地讨论的，根据本解决方案的特定方面，电子控制系统35被构造为在飞行员通过操作者操纵的输入设备6(例如，将杆11移至起飞或最大动力设定)输入起飞请求之后，预测与从地面过渡到飞行构造相关联的螺距增加。在确认飞行员发出的起飞命令之前，尤其是在“确认”起飞请求所需的延迟或确认时间T(例如，2秒的持续时间)期间，实际上进行螺距增加预测。

螺距增加预测允许超越螺旋桨速度控制，并开始排空螺旋桨致动组件29的地面通道34b；这会导致螺旋桨加速度降低，更重要的是，导致地面到飞行过渡时间缩短，直到液压锁接合并且螺旋桨速度控制恢复的时刻。

如图6所示(可以方便地与图1进行比较)，起飞确认之前的螺距增加预测可以大大缩短地面到飞行的过渡时间，并在起飞快速加速过程中实现更平稳的螺旋桨控制，而没有螺旋桨超速发生；当螺旋桨速度控制恢复操作时，在地面到飞行的过渡之后，螺距角参考值将设置为略高于MFP值。

参考图7，现在更详细地讨论涡轮螺旋桨发动机2的电子控制系统35的可能的实施方式。

实现螺旋桨电子控制单元(PEC)来调节螺旋桨叶片螺距角β、从而控制螺旋桨速度Nr的电子控制系统35包括：

第一参考发生器36，包括第一调度器37，第一调度器37被构造为接收指示输入动力请求(特别是指示操作者操纵的输入设备6的定位角)的杆角信号LA，并根据表征涡轮螺旋桨发动机操作的预设计划(例如，由制造商提供并存储在电子控制系统35的处理单元的非易失性存储器中)，确定与杆11的定位角对应的参考螺旋桨速度Nr_ref的值；

第一加法器块38，在第一(正或求和)输入处接收参考螺旋桨速度Nr_ref，且在第二(负或减法)输入处接收由联接到涡轮螺旋桨发动机2的合适传感器测量的作为反馈的螺旋桨速度Nr，并且根据参考螺旋桨速度Nr_ref与测得的螺旋桨速度Nr之间的减法，在输出处提供螺旋桨速度误差e_p；和

第一调节器39，在其输入处接收螺旋桨速度误差e_p和燃气发生器的加速度/减速度(所谓的“Ngdot”量)，并且基于旨在使同一螺旋桨速度误差e_p最小化的调节方案，在其输出处产生第一驱动量I_P1，例如电流。

因此，电子控制系统35实现闭环控制，该闭环控制旨在基于调度的参考和反馈量来控制螺旋桨速度Nr。

此外，电子控制系统35包括：

第二参考发生器40，被构造为接收指示输入动力请求的信号LA，并确定螺距角参考βref的值；

第二加法器块41，在第一(正或求和)输入处接收螺距角参考β_ref，且在第二(负或减法)输入处接收由联接到涡轮螺旋桨发动机2的合适传感器测量的测得的作为反馈的螺距角β，并且根据螺距角参考β_ref与测得的螺距角β之间的减法，在输出处提供螺距角误差e_β；和

第二调节器42，在其输入处接收螺距角误差e_β，并且基于旨在最小化相同的螺距角误差e_β的调节方案，在其输出处产生第二驱动量I_P2，例如电流。

电子控制系统35因此实现了进一步的闭环控制，旨在基于调度的参考和反馈量来控制螺距角β。

此外，电子控制系统35包括优先级选择级45，其联接到第一调节器39和第二调节器42以接收第一驱动量I_P1和第二驱动量I_P2，并且被构造为基于第一驱动量I_P1和第二驱动量I_P2来实现优先级选择方案，以在输出处提供要供给至涡轮螺旋桨发动机2的致动组件29以控制螺旋桨叶片10的螺距角β的致动器驱动量I_p，例如电流，以便调节螺旋桨转速Nr的值。

优先级选择级45可以在第一驱动量I_P1和第二驱动量I_P2之间实现最小或最大选择。在可能的实施例中，优先级选择级45实现最小选择，并且正致动器驱动量I_P确定螺距角β的减小和螺旋桨速度Nr的增大；在替代实施例中，优先级选择级45可以实现最大选择，并且正致动器驱动量I_P可以确定螺距角β的增大和螺旋桨速度Nr的减小。

根据本解决方案的一方面，利用第一(螺旋桨速度)和第二(螺旋桨螺距)闭环控制之间的优先级选择来实现上述讨论的螺距增加预测。

特别地，在从地面过渡到飞行时，以及在起飞之前，螺距控制将对螺旋桨速度控制具有控制权(由于优先级选择级45的选择)；因此，本解决方案的一个方面设想适当地修改螺距请求，即由第二参考发生器40产生的螺距角参考β_ref，以在发动机加速期间引起螺距角β的增大。

图8描绘了相对于三种不同的可能操作模式，第二参考发生器40产生的螺距角参考β_ref与杆角LA的关系，三种不同的可能操作模式包括：第一模式，即在液压锁接合(HL接合)的情况下的前向模式；第二模式，即在液压锁脱离(HL脱离)的情况下的前向模式；和第三模式，即反向或Beta模式。

更详细地，在第一操作模式下，对应于飞行操作条件，螺距角参考β_ref被设置为不小于MFP值的正值β_{ref_p}，在本实施例中公开的是略高于MFP值，而与杆角LA无关。这样，在飞行过程中，螺距角β被软件限制在MFP值以上；如果软件控制失败，则液压锁将在任何情况下防止螺距角β降至MFP值以下。在图8中该第一操作模式由实线表示。

在第二操作模式下，对应于地面操作条件，如果杆角LA低于起飞值，则螺距角参考β_ref设置为低于MFP值的MGP值。当杆角LA在起飞范围内(即，介于最小起飞值TO_min和最大起飞值TO_max之间)时，螺距角参考β_ref设置为正值β_{ref_p}，在这种情况下高于MFP值，如在第一操作模式下，从而预测螺距增加(并且导致开始从加压油排空地面通道的操作)。在图8中该第二操作模式由虚线显示。

在第三操作模式下，对应于反向操作条件，根据杆角LA，螺距角参考β_ref从MGP值调度到全反向值(即，负值β_{ref_n})。以已知的方式，当杆角LA处于或高于空转位置时，或者如果不满足从前向模式切换至反向模式的条件(在这种情况下，如果杆角LA在空转位置以下，螺距角参考β_ref将设置为MGP值)，不允许反向操作模式。在图8中该第三操作模式由点划线表示。

现在参考图9更详细地讨论第二参考发生器40的可能实施例。

第二参考发生器40包括第二调度器44，第二调度器44被构造为接收指示输入动力请求(特别是指示操作者操纵的输入设备6的定位角)的信号LA，并根据以上讨论的三种操作模式(如以上讨论的图8所示)确定与杆11的定位角对应的螺距角β的第一参考值β_ref1。特别地，第二调度器44还在其输入处接收第一信号HL_接合，该信号指示致动组件29中的液压锁的接合或脱离；以及第二信号BETA_模式，该信号指示飞行器1的反向操作模式的有效或无效状态。

根据本解决方案的另一方面，第二参考发生器40还包括速率限制器46，该速率限制器46联接到第二调度器44的输出以接收第一参考值β_ref1，并且被构造为实现速率限制(即，参考信号的一阶导数的限制)，从而产生螺距角β的第二参考值β_ref2。

此外，第二参考发生器40包括开关选择器48，开关选择器48联接到第二调度器44和速率限制器46，并且被构造为基于第二信号BETA_模式在输出处选择第一参考值β_ref1或第二参考值β_ref2作为螺距角参考β_ref：特别是，如果反向操作模式是有效的(BETA_模式为开启)，则选择第一参考值β_ref1；如果反向操作模式是无效的(BETA_模式为关闭)，则选择第二参考值β_ref2(对应于速率限制)。

速率限制器46构造成使得，当螺距角参考β_ref从MGP值切换到略高于MFP值的正值β_{ref_p}时(在上述讨论的第二操作模式期间)，不会突然(或逐步)应用更改。而是速率限制器46允许在起飞请求时平滑地增加螺距角参考β_ref(即，以平滑的增加速率)。

该特征可能是有利的，以避免过度的螺距增加变化率，该过度的螺距增加变化率可能在加速阶段期间导致螺旋桨速度下降。速率限制器的作用可以根据环境和发动机条件自动调整，以确保单调的螺旋桨速度增加。例如，在高海拔或较高温度下的起飞可能需要较低的螺距变化率，因为发动机的可用动力低于海平面条件下的动力；在那种情况下，速率限制器46被构造为施加较弱的限制速率，从而限制了施加到螺旋桨轴的增加的负载，并因此避免了在加速阶段期间螺旋桨速度暂时下降。

如图10所示，根据本解决方案的另一方面，电子控制系统35可以进一步包括顺桨开关49，该顺桨开关49联接至优先级选择级45的输出，并且被构造为提供正常操作条件下的致动器驱动量I_P或当顺桨请求有效时(由“顺桨开启”信号表示)例如等于0mA的顺桨电流，作为来自相同的电子控制系统35的输出驱动量。

特别地，提供给联接至螺旋桨组件3的致动组件29的顺桨电流使螺旋桨叶片10处于顺桨位置(例如，螺距角β等于89°)，而对气流的阻力最小。

有利地，以上讨论的螺距预测使得能够正确执行称为“自动顺桨”的安全系统。在起飞或拒绝着陆期间发动机发生故障的情况下，此功能会自动(通过独立阀)使螺旋桨顺桨，并且包括至顺桨位置的快速螺距调节。如果发动机故障发生在地面到飞行的过渡(早期起飞阶段)期间，那么在没有螺距预测的情况下自动顺桨保护的确会失效，因为螺旋桨螺距将花费很长时间才能到达顺桨位置。

通过引入顺桨预测，可以在所需的时间触发自动顺桨功能，如图11所示。

特别是，图11显示了起飞前快速加速过程中发动机扭矩TQ和转速Ng的曲线图：在时间T0，液压锁接合；在时间T1，发动机发生故障(请参见由于相同的发动机故障而导致的扭矩和速度值的减小)；在时间T2，自动顺桨保护功能被激活。

图11还示出了在没有根据本发明的解决方案的螺距预测的情况下(虚线)以及在存在相同的螺距预测的情况下(实线)的螺距角β的曲线图。特别地，由于螺距预测和加压油的地面通道的早排空，电子控制系统35在发动机故障时准备好迅速地将螺距角β增加到顺桨位置(例如，β＝89°)；相反，在未提供螺距预测的情况下(即，未采用本解决方案)，由于缓慢的螺距增加，在接合液压锁之后需要较长的时间来排空地面通道，从而到达顺桨位置的延迟很大。

从前面的讨论中可以清楚地看出本解决方案的优点。

特别地，再次强调，本解决方案允许在地面到飞行的过渡期间实现增强的螺旋桨响应，特别是避免螺旋桨超速。

提出的解决方案使发动机加速调度与螺旋桨控制的地面到飞行响应能力脱钩，从而实现了快速的发动机加速，而不会使螺旋桨朝向保护限制过度旋转。

所提出的解决方案还保持了在发生故障的情况下从地面到飞行设定缓慢过渡的可能性，使飞行员或控制系统能够安全地做出反应，同时允许被指令的过渡足够快以应对性能和安全要求。

如前所述，所提出的解决方案还允许关于自动顺桨功能的应用增加安全性。

最后，很明显，在不脱离所附权利要求书所限定的本发明范围的前提下，可以对这里所描述和说明的内容进行修改和变化。

特别地，要强调的是，尽管通常提供给固定翼飞行器，但是本公开可以进一步应用于旋翼飞行器，倾转旋翼飞行器或包括变螺距螺旋桨组件和联接到飞行器的燃气发生器的其他装置。

Claims (17)

1.一种用于涡轮螺旋桨发动机(2)的电子控制系统(35)，其特征在于，所述涡轮螺旋桨发动机(2)具有燃气涡轮(20)和联接至所述燃气涡轮(20)的螺旋桨组件(3)，所述控制系统(35)实现螺旋桨控制单元(PEC)，所述螺旋桨控制单元构造为基于飞行员输入请求，经由被设计为调节所述螺旋桨组件(13)的螺旋桨叶片(2)的螺距角(β)的致动组件(29)的驱动量(I_P)的产生来控制螺旋桨操作，

其中，所述控制系统(35)构造为在飞行操作模式期间接合机械锁，从而确定所述螺距角(β)的最小飞行值，并且在地面操作模式期间脱离所述机械锁，并将所述螺距角(β)控制在所述最小飞行值以下，直到小于所述最小飞行值的最小地面值，

所述控制系统(35)进一步构造为，在从所述地面操作模式过渡到所述飞行操作模式期间接合所述机械锁，从而使所述螺距角(β)朝向所述最小飞行值增加，

其中，所述螺旋桨控制单元(PEC)构造为在机械锁接合之前的时间段(T)，预测由于从所述地面操作模式过渡到所述飞行操作模式而导致的所述螺距角(β)的增加。

2.根据权利要求1所述的控制系统，其特征在于，其中，所述从所述地面操作模式过渡到所述飞行操作模式由飞行员起飞输入请求来确定；并且其中，所述螺旋桨控制单元(PEC)构造为在所述飞行员起飞输入请求之后并且在确认所述飞行员输入请求之前的时间段(T)预测所述螺距角(β)的增加；其中所述机械锁接合发生在确认所述飞行员起飞输入请求之后。

3.根据权利要求2所述的控制系统，其特征在于，所述飞行员起飞输入请求通过操作者操纵的输入设备(6)朝向起飞位置的致动来确定。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的控制系统，其特征在于，其中，所述螺旋桨控制单元(PEC)构造为实现螺距角闭合控制回路，所述螺距角闭合控制回路包括：

参考发生器(40)，所述参考发生器(40)构造为确定参考螺距角(β_ref)的值；和

调节器(42)，所述调节器(42)构造为基于所述参考螺距角(β_ref)与测得的螺距角(β)之间的误差(e_β)来产生控制量(I_P2)，

其中，所述参考发生器(40)构造为在所述机械锁接合之前的所述时间段(T)，将所述参考螺距角(β_ref)从所述最小地面值增加到不小于所述最小飞行值的值，以预测所述螺距角(β)的增加。

5.根据权利要求4所述的控制系统，其特征在于，其中，所述螺旋桨控制单元(PEC)构造为实现螺旋桨速度闭合控制回路，所述螺旋桨速度闭合控制回路包括：

另一参考发生器(36)，所述另一参考发生器(36)构造为确定参考螺旋桨速度(Nr_ref)的值；和

另一调节器(39)，所述另一调节器(39)构造为基于所述参考螺旋桨速度(Nr_ref)与测得的螺旋桨速度(Nr)之间的误差(e_p)来产生另一控制量(I_P1)，

其中，所述螺旋桨控制单元(PEC)进一步包括优先级选择级(45)，所述优先级选择级(45)联接到所述调节器(39、42)以接收产生的控制量(I_P1，I_P2)，并且构造为实现优先级选择方案以选择产生的控制量(I_P1，I_P2)中的一个，并在其输出处提供要供给至所述涡轮螺旋桨发动机(2)的所述驱动组件(29)以控制所述螺旋桨叶片(10)的所述螺距角(β)的致动器驱动量(I_p)，以便调节所述螺旋桨速度(Nr)的值。

6.根据权利要求5所述的控制系统，其特征在于，其中，所述优先级选择级(45)构造为在所述地面操作模式和从所述地面操作模式过渡到所述飞行操作模式期间，选择由所述螺距角闭合控制回路的所述调节器(42)产生的所述控制量(I_P2)。

7.根据权利要求4至6中的任一项所述的控制系统，其特征在于，其中，所述螺距角闭合控制回路的所述参考发生器(40)包括：

调度器(44)，所述调度器(44)构造为接收指示所述输入动力请求的信号(LA)和指示所述机械锁的接合或脱离的另一信号(HL_接合)，并确定所述螺距角(β)的第一参考值(β_ref1)；和

速率限制器(46)，所述速率限制器(46)联接到所述调度器(44)的输出以接收所述第一参考值(β_ref1)，并且构造为实现速率限制，从而产生所述螺距角(β)的第二参考值(β_ref2)，所述第二参考值(β_ref2)在至少一种操作状态下作为所述参考螺距角(β_ref)被供给。

8.根据权利要求7所述的控制系统，其特征在于，所述速率限制器(46)的干预是根据包括高度和温度的环境和/或发动机状况而自动调整的，以在从所述地面操作模式过渡到所述飞行操作模式期间，确保单调螺旋桨速度增加。

9.一种用于飞行器(1)的涡轮螺旋桨发动机(2)，其特征在于，包括：燃气涡轮(20)；螺旋桨组件(3)，所述螺旋桨组件(3)经由齿轮箱组件(28)联接到所述燃气涡轮；以及根据前述权利要求中任一项所述的电子控制系统(35)。

10.一种飞行器(1)，其特征在于，包括根据权利要求9所述的涡轮螺旋桨发动机(2)。

11.一种用于涡轮螺旋桨发动机(2)的控制方法，其特征在于，所述涡轮螺旋桨发动机(2)具有燃气涡轮(20)和联接至所述燃气涡轮(20)的螺旋桨组件(3)，所述方法包括基于飞行员输入请求，经由被设计为调节所述螺旋桨组件(3)的螺旋桨叶片(10)的螺距角(β)的致动组件(29)的驱动量(I_P)的产生来控制螺旋桨操作，

包括在飞行操作模式期间接合机械锁，从而确定所述螺距角(β)的最小飞行值，并且在地面操作模式期间使所述机械锁脱离，并将所述螺距角(β)控制在所述最小飞行值以下，直至低于所述最小飞行值的最小地面值，

进一步包括在从所述地面操作模式过渡到所述飞行操作模式期间，接合所述机械锁，从而使所述螺距角(β)朝向所述最小飞行值增加，

其中，控制包括在机械锁接合之前的时间段(T)，预测由于从所述地面操作模式过渡到所述飞行操作模式而导致的所述螺距角(β)的增加。

12.根据权利要求11所述的控制方法，其特征在于，包括：接收飞行员起飞输入请求，确定从所述地面操作模式过渡到所述飞行操作模式；其中在所述飞行员输入请求之后且在确认所述飞行员输入请求之前的时间段(T)进行对所述螺距角(β)的增加的预测；并且其中，在确认所述飞行员起飞输入请求之后进行接合所述机械锁接合。

13.根据权利要求11或12所述的控制方法，其特征在于，其中，控制包括实现螺距角闭合控制回路，所述螺距角闭合控制回路包括：

确定参考螺距角(β_ref)的值；和

基于所述参考螺距角(β_ref)与测得的螺距角(β)之间的误差(e_β)来产生控制量(I_P2)，

其中，确定包括在所述机械锁接合之前的所述时间段(T)，将所述参考螺距角(β_ref)从所述最小地面值增加到不小于所述最小飞行值的值，以预测所述螺距角(β)的增加。

14.根据权利要求13所述的控制方法，其特征在于，其中，控制包括实现螺旋桨速度闭合控制回路，所述螺旋桨速度闭合控制回路包括：

确定参考螺旋桨速度(Nr_ref)的值；和

基于所述参考螺旋桨速度(Nr_ref)与测得的螺旋桨速度(Nr)之间的误差(e_p)来产生另一控制量(I_P1)，

其中，控制进一步包括在所产生的控制量(I_P1，I_P2)之间实现优先级选择方案，以提供要被供给至所述涡轮螺旋桨发动机(2)的所述致动组件(29)以控制所述螺旋桨叶片(10)的所述螺距角(β)的所述致动器驱动量(I_p)，以便调节所述螺旋桨速度(Nr)的值。

15.根据权利要求14所述的控制方法，其特征在于，其中，实现所述优先级选择方案包括在所述地面操作模式和从所述地面操作模式过渡到所述飞行操作模式期间，选择由所述螺距角闭合控制回路的所述调节器(42)产生的所述控制量(I_P2)。

16.根据权利要求13至15中任一项所述的控制方法，其特征在于，其中，确定所述参考螺距角(β_ref)的值包括：

基于指示所述输入动力请求的信号(LA)和指示所述机械锁的接合或脱离的另一信号(HL_接合)，确定所述螺距角(β)的第一参考值(β_ref1)；和

实现所述第一参考值(β_ref1)的速率限制，从而产生所述螺距角(β)的第二参考值(β_ref2)，所述第二参考值(β_ref2)要作为所述参考螺距角(β_ref)被供给。

17.根据权利要求16所述的控制方法，其特征在于，其中，实现速率限制包括根据包括高度和温度的环境和/或发动机状况，自动调整所述速率限制的干预，以在从所述地面操作模式过渡到所述飞行操作模式期间确保单调螺旋桨速度增加。

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