CN114651112A - 直升机降落后快速停止旋翼的方法 - Google Patents

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Abstract

公开了一种用于在着陆后快速停止直升机的推进旋翼的方法，包括在直升机飞行员快速停止发动机的请求(100)之后，由涡轮发动机的控制单元管理的以下步骤：检测(110)至少一个涡轮发动机的燃气发生器不存在热稳定阶段；控制至少一个涡轮发动机的燃气发生器的燃烧室的熄灭(130)；通过至少一个电机维持其燃烧室熄灭的燃气发生器(140)旋转，以使燃气发生器通风；以及通过机械制动器停止(160)直升机的主旋翼。

Description

直升机降落后快速停止旋翼的方法
技术领域
本发明涉及直升机涡轮发动机的一般领域，更具体地涉及用于在着陆后快速停止主旋翼，即提供直升机推进力的旋翼的方法。
背景技术
着陆阶段通常包括静止阶段，该阶段需要在构成直升机发动机的涡轮发动机处处理高动力。
在该着陆阶段之后，飞行员寻求快速停止直升机的主旋翼，以便能够让乘客或伤员下机。
由于发动机或单发动机直升机已在高动力设置下使用，突然停止对发动机有害。为避免损坏发动机，通常会指示飞行员在所谓的怠速下观察热稳定阶段几分钟，以保护自己免受机械应力的影响，例如差异膨胀或机油结焦，这与动力需求的剧烈变化有关。事实上，发动机的机油或燃油在发动机的高温部分存在结焦的风险，例如在发动机燃烧室的喷油器处。
该热稳定阶段的持续时间通常根据发动机的类型预先确定，并且通常介于30秒和2分钟之间。
当涉及快速直升机时，这个等待时间可能特别关键，其目标是能够快速完成给定任务，从而限制停机时间。
安装在直升机上的涡轮发动机通常是自由涡轮发动机类型，即它们包括燃气发生器和不与燃气发生器机械连接的涡轮机。自由涡轮允许通过主变速箱向直升机的旋翼提供机械动力。燃气发生器包括压缩机、燃烧室和涡轮机，涡轮机通过涡轮机和压缩机的旋转部件共用的轴与压缩机机械连接。位于燃气发生器涡轮下游的自由涡轮在机械上独立于燃气发生器的轴。
但是，只要自由涡轮式发动机保持怠速，燃气发生器的气体就会对自由涡轮施加一定的动力，从而通过动力变速箱在旋翼上施加扭矩。这涉及在制动器尺寸设计中的高机械应力，为了制动旋翼，必须抵消由自由涡轮的剩余动力提供的扭矩。
除了停止旋翼的解决方案，包括在地面上最多2分钟内将发动机稳定在怠速状态，可以考虑但无法实现的第二种解决方案包括通过制动器阻塞自由涡轮，方法是将发动机定位在足够低的怠速，以最小化制动扭矩。着陆后使用制动器可以使发动机热稳定并快速阻塞旋翼。然而，它的尺寸仍然很精细，因为它可以抵消自由涡轮的剩余动力并制动旋翼。
该解决方案可能满足单发动机应用，但对双发动机安装有很大影响。事实上，制动器的尺寸必须能够制动旋翼并阻塞两个自由涡轮。这种类型的尺寸设计存在过度影响制动器的体积和质量的风险。
发明内容
为此，本发明提出了一种用于快速停止旋翼的方法，特别是允许在着陆开始时不再向旋翼提供动力，因此能够在保持涡轮发动机的燃气发生器的热稳定阶段的同时快速停止旋翼。
在本发明的一个目的中，提出了一种用于在着陆后快速停止主旋翼，即直升机的推进和/或提升旋翼的方法。直升机包括用于推进直升机的主旋翼、至少一个涡轮发动机、主变速箱、涡轮发动机控制单元和电力供应网络，以及至少一个连接到电力网络的电机，所述至少一个涡轮发动机包括配备有机械轴的燃气发生器、通过主变速箱连接到主旋翼并且机械独立于所述燃气发生器的机械轴的自由涡轮，以及配置为将所述电机机械连接到所述燃气发生器的系统。
根据本发明的一般特征，方法包括以下步骤，其发生在由直升机飞行员请求发动机快速停止以导致至少一个涡轮发动机的燃气发生器的燃烧室熄灭的步骤之后：
-检测所述至少一个涡轮发动机的燃气发生器不存在热稳定阶段，以确认停止发动机的请求是快速停止主旋翼的请求，
-在不存在热稳定阶段的情况下，通过所述至少一个机械连接到燃气发生器并由电网供电的电机，使燃烧室熄灭的每个涡轮发动机的燃气发生器维持旋转，以在直升机飞行员决定快速停止旋翼时，继续对燃气发生器进行通风，以及
-通过制动器停止直升机的主旋翼。
停止直升机的发动机，即在自由涡轮上施加零动力并熄灭燃烧室，结合使用仅用于制动推进旋翼的制动器的尺寸，允许飞行员快速处置旋翼零速度，从而为飞行员提供更好的操作能力，以快速完成给定任务，例如让乘客下机和/或登机。
燃气发生器的通风因此基于涡轮发动机上已经存在的电机来完成，而不会影响直升机旋翼的速度，因为自由涡轮没有被驱动，并且其启动不需要飞行员的动作。此外，由于燃烧室熄灭，燃气发生器的通风更加有效。
通风的持续时间可以是几分钟，并能够限制旋翼阻塞或轴承润滑剂结焦的风险。如果是多发动机直升机，即至少配备两台涡轮发动机，发动机必须同时通风。
在用于快速停止直升机旋翼的方法的第一方面，由所述至少一个电机驱动的熄灭燃气发生器的旋转可以在从燃烧室熄灭开始的预定通风时段内维持，并且可以在通风期结束时停止电机的供电。
在用于快速停止直升机旋翼的方法的第二方面，只要燃气发生器的至少一个测量温度大于第一阈值和/或测量的温度梯度的绝对值大于第二阈值，就可以维持所述至少一个电机对熄灭燃气发生器的旋转。
在一个方面，熄灭燃气发生器的旋转因此可以维持预定的通风期，但是一旦燃气发生器的测量温度低于第一阈值，就可以在该通风期到期之前关闭。
在用于快速停止直升机旋翼的方法的第三方面，直升机的电网也可以由至少一个由辅助电源单元(APU)驱动的交流发电机供电。
电网然后由至少一个辅助电源单元供电，为所述至少一个电机供电以使所述至少一个涡轮发动机的燃气发生器通风所需的能量可以来自由辅助电源单元驱动的交流发电机以及可能的至少一个电池。
在着陆之后的热稳定阶段期间由辅助电源单元提供的电机的电源还可以允许在至少一个电池中保持足够的电能用于紧急起飞。
在用于快速停止直升机旋翼的方法的第四方面，其中直升机包括至少两个涡轮发动机，每个涡轮发动机具有通过主变速箱连接到主旋翼的自由涡轮，该方法还可以包括，在请求快速停止发动机的步骤之前，请求所述至少一个涡轮发动机在辅助电源单元模式下运行的步骤，驱动由所述涡轮发动机的控制单元管理的以下步骤：
-增加至少一个涡轮发动机的扭矩，直到至少一个其他涡轮发动机向主变速箱提供零扭矩，
-断开所述至少一个提供零扭矩的涡轮发动机，和
-在辅助电源单元模式下运行，所述至少一个断开的涡轮发动机为直升机的电网供电。
直升机飞行员请求快速停止发动机的步骤导致仍与主变速箱接合的每个涡轮发动机的燃气发生器的燃烧室熄灭，并且检测热稳定阶段不存在的步骤适用于仍与主变速箱接合的每个涡轮发动机的燃气发生器。
方法的该第四方面允许在停止时继续通风的同时熄灭每个仍处于接合状态的涡轮发动机，以及在热稳定阶段使用断开的涡轮发动机作为辅助电源单元，为打算为熄灭涡轮发动机的燃气发生器通风的电机供电，因此不会从电池中汲取为该供电所需的电能。用作辅助电源单元的涡轮发动机仍然可以正常运行其热稳定，因为它只提供少量电能。
在用于快速停止直升机旋翼的方法的第五方面，在请求快速停止发动机的步骤之前，直升机飞行员请求至少一个涡轮发动机在辅助电源单元模式下运行的步骤，并且在飞行员请求快速停止发动机之前，将至少一个涡轮发动机在辅助电源单元模式下的实际运行信息传送给飞行员。
在用于快速停止直升机旋翼的方法的第六方面，直升机的电网可以被配置为由至少一个由辅助电源单元(APU)驱动的交流发电机供电。
在用于快速停止直升机旋翼的方法的第七方面，直升机的电网可以包括为所述电机供电的电网的至少一个电池。
附图说明
图1是根据现有技术的具有主变速箱的直升机推进组件的简化示意图。
图2是根据现有技术的具有自由涡轮的涡轮发动机的示意性剖视图。
图3示出了根据第一实施方式的用于快速停止直升机的主旋翼的方法的流程图。
图4示出了在应用图4的停止方法期间旋翼和燃气发生器的转速随时间变化的第一曲线图。
图5示出了根据第二实施方式的用于快速停止直升机的主旋翼的方法的流程图。
图6示出了在应用图5的停止方法期间旋翼和燃气发生器的转速随时间变化的曲线图。
具体实施方式
图1示意性地示出了根据现有技术的具有主变速箱的直升机1的推进组件。
直升机1配备有用于升力和推进的主旋翼2，以及抗扭矩旋翼。在图1所示的示例中，抗扭矩旋翼是尾旋翼3，但它可以是与主旋翼同轴的旋翼。直升机的传动系统包括涡轮发动机4和主变速箱5，涡轮发动机4提供直升机飞行所需的动力，主变速箱5的功能是将涡轮发动机4的动力传递到主旋翼2和尾旋翼3，通过机构将它们设置为运动状态，该机构在图1中示意性示出为与主旋翼2机械连接的第一轴6和与尾旋翼3机械连接的第二轴7。图中所示为涡轮发动机4及其排气口8。
通常，主变速箱5包括机械输入端9，从该机械输入端9驱动内齿轮，这些内齿轮致动分别连接到主旋翼2的轴6和连接到尾旋翼3的轴7。
通常，涡轮发动机包括机械输出端10，其可以是减少转数的第一系列齿轮，通过第三轴11连接到主变速箱5的机械输入端9。
图2示意性地示出了根据现有技术的具有自由涡轮的涡轮发动机4的剖视图。涡轮发动机4包括燃气发生器12和自由涡轮13，第三轴11机械连接到自由涡轮13。众所周知，自由涡轮13在机械上独立于燃气发生器12，也就是说，第三轴11不与燃气发生器的轴连接。
图3示出了根据第一实施方式的用于快速停止直升机的主旋翼的方法的流程图。
在该第一实施方式中，直升机1可以包括一个涡轮发动机4或多个涡轮发动机。
在该方法的第一步骤100中，在直升机1的着陆阶段结束时，飞行员发出停止发动机的命令，以便快速完成给定任务，例如让乘客下机或登机。
在该方法的第二步骤110中，电子控制单元确定涡轮发动机4的燃气发生器12的热稳定阶段是否已经发生。如果已经发生，则在步骤115中，控制单元发送信号以控制燃气发生器12的熄灭，随后飞行员通过在主旋翼2的轴6上应用制动器来命令主旋翼2停止。
另一方面，如果没有检测到热稳定阶段，则控制单元在步骤120中命令涡轮发动机4的燃气发生器12的燃烧室的熄灭，然后在步骤130命令对主旋翼2的制动，以及在步骤140中命令涡轮发动机的燃气发生器12的通风。燃气发生器12的通风是通过由直升机的电网供电的电机旋转燃气发生器12来实现的。直升飞机的电网可以连接到一个或多个电池，并且可能连接到至少一个辅助电源单元。
在随后的步骤150中，控制单元验证燃气发生器12的通风是否完成。只要没有完成，该方法就重复步骤140和150。
一旦燃气发生器的通风完成，控制单元在步骤160中命令切断使燃气发生器12旋转的电机的电源。
采用这种方法，获得旋翼和自由涡轮的转速以及燃气发生器的转速随时间的演化；如图4所示的曲线图，旋翼和自由涡轮的转速以实线表示，燃气发生器的转速以虚线表示。
在第一阶段T1期间，直升机着陆并使用涡轮发动机的动力。着陆后，在第二阶段T2，飞行员降低旋翼桨距，从而将涡轮发动机提供的动力降低到维持主旋翼2速度所需的最小值。然后，在第三阶段T3，随着飞行员发出停止发动机的指令，旋翼的速度迅速下降，直至完全停止，发电机的转速也下降。在旋翼停止之后，在第四阶段T4，燃气发生器12的转速上升，然后维持在通风速度阈值。一旦完成换气，在换气阶段旋转燃气发生器12的电机停止，并且燃气发生器12的旋转速度非常快地降低，直到达到零速。
图5示出了根据第二实施方式的用于快速停止直升机的主旋翼的方法的流程图。
在该第二实施方式中，直升机1包括至少两个涡轮发动机4。
在该方法的第一步骤200中，在直升机1的着陆阶段之后，飞行员发出两个涡轮发动机之一在辅助电源单元模式下运行的请求，以及停止另一个发动机以能够快速完成给定任务，例如乘客下机和/或登机的命令。
在一种替代方式中，转换到APU模式的请求可以由控制单元在接收到快速停止的命令时生成，而没有任何热转换。
在步骤212中，增加至少一台涡轮发动机的扭矩，直到至少另一台涡轮发动机向主变速箱5提供零扭矩。然后，在接下来的步骤214中，控制单元命令涡轮发动机或提供零扭矩的涡轮发动机分离，并在步骤216中激活因此在产生电能的操作中分离的一个或多个涡轮发动机(称为辅助电源单元)的操作，为直升机1的电网供电。
在该方法的第二步骤210中，电子控制单元确定热稳定阶段是否已经发生，即涡轮发动机是否热稳定。如果已经发生，则控制单元在步骤215中通过对主旋翼的轴6施加制动器来命令涡轮发动机和旋翼停止。
相反，如果没有检测到热稳定阶段，则在步骤220中，控制单元命令熄灭仍然接合的至少一个涡轮发动机4的燃气发生器12的燃烧室，然后在步骤230中制动主旋翼2。并且，在步骤240中，它命令所述至少一个涡轮发动机4的燃气发生器12的通风，该燃气发生器12仍然接合并且其燃烧室被熄灭。燃气发生器12的通风通过燃气发生器12的旋转来实现，通过由直升机电网供电的电机来实现，因此由至少一个在辅助电源单元模式下运行的分离涡轮发动机来实现。
在随后的步骤250中，控制单元验证燃气发生器12的通风是否完成。只要没有完成，该方法就重复步骤240和250。
一旦燃气发生器的通风完成，控制单元在步骤260中命令切断使燃气发生器12旋转的电机的电源。
采用这种方法，获得旋翼和自由涡轮的转速以及燃气发生器的转速随时间的演化；如图6所示的曲线图，旋翼和自由涡轮的转速以实线表示，燃气发生器的转速以虚线表示。
在第一阶段t1期间，直升机着陆并使用涡轮发动机的动力。着陆后，在第二阶段t2，飞行员降低旋翼桨距，从而将涡轮发动机提供的动力降低到维持主旋翼2速度所需的最小值。然后，在第三阶段t3，控制单元完成步骤212至216以选择涡轮发动机中的至少一个，并将其转换到辅助电源单元模式并命令停止仍然接合的发动机。
然后，在第四阶段，仍然接合的涡轮发动机中的至少一个的燃烧室熄灭并且发电机的转速下降。主旋翼被制动，这导致主旋翼2的速度下降，直到它完全停止。
在旋翼停止之后，在第四阶段t4，燃气发生器12的转速上升，然后维持在通风速度阈值。一旦完成换气，在换气阶段旋转燃气发生器12的电机停止，并且燃气发生器12的旋转速度非常快地降低，直到达到零速。

Claims (7)

1.一种直升机降落后快速停止主旋翼的方法，
直升机包括用于推进直升机(1)的主旋翼(2)、至少一个涡轮发动机(4)、连接在所述至少一个涡轮发动机(4)和所述主旋翼(2)之间的主变速箱(5)、涡轮发动机控制单元和电力供应网络，以及至少一个连接到电力网络的电机，所述至少一个涡轮发动机(4)包括配备有机械轴的燃气发生器(12)、通过所述主变速箱(5)连接到所述主旋翼(4)并且机械独立于所述燃气发生器(12)的机械轴的自由涡轮(13)，以及配置为将所述电机机械连接到所述燃气发生器(12)的系统，
所述方法的特征在于，其包括在由直升机(1)的飞行员请求(100、200)发动机快速停止，导致所述至少一个涡轮发动机(4)的燃气发生器(12)的燃烧室熄灭的步骤之后，由所述涡轮发动机的控制单元管理的以下步骤：
-检测(110、210)所述至少一个涡轮发动机(4)的燃气发生器(12)不存在热稳定阶段，以确认停止发动机的所述请求是快速停止所述主旋翼(2)的请求，
-在不存在热稳定阶段的情况下，通过所述至少一个机械连接到燃气发生器并由电网供电的电机，使燃烧室熄灭的每个涡轮发动机(4)的燃气发生器(12)维持(140、240)旋转，以对所述燃气发生器(12)进行通风，以及
-通过制动器停止(160、260)所述直升机(1)的主旋翼(2)。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，熄灭气体发生器(12)的所述至少一台电机的旋转被维持预定的通风周期，所述周期从燃烧室熄灭开始，并且所述电机的供电在所述通风期结束时停止。
3.根据权利要求1或2中任一项所述的方法，其中，只要所述燃气发生器的至少一个测量温度大于第一阈值，和/或测量的温度梯度的绝对值大于第二阈值，就维持所述至少一个电机对熄灭燃气发生器(12)的旋转，否则停止所述电机的供电。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的方法，其中，所述直升机(1)包括至少两个涡轮发动机(4)，每个涡轮发动机(4)具有通过所述主变速箱(5)连接到所述主旋翼(2)的自由涡轮(13)，并且所述方法还包括，在请求(100、200)发动机快速停止的步骤之前，请求至少一个涡轮发动机(4)在辅助电源单元模式下操作的步骤，驱动由涡轮发动机(4)的控制单元管理的以下步骤：
增加(212)至少一个涡轮发动机的扭矩，直到至少一个其他涡轮发动机向所述主变速箱提供零扭矩，
分离(214)所述至少一个提供零扭矩的涡轮发动机，以及
在辅助电源单元模式下操作(216)分离的所述至少一个涡轮发动机，以驱动电机并为直升机的电网供电，
直升机(1)的飞行员请求(100、200)快速停止发动机的步骤导致仍与所述主变速箱接合的每个涡轮发动机的燃气发生器的燃烧室熄灭(230)，并且检测(110、210)热稳定阶段不存在的所述步骤适用于仍与所述主变速箱接合的每个涡轮发动机的燃气发生器(12)。
5.根据权利要求4所述的方法，其中，在请求(100、200)快速停止发动机的步骤之前，直升机(1)的飞行员请求至少一个涡轮发动机在辅助电源单元模式下运行的步骤，并且在飞行员请求(100、200)快速停止发动机之前，将至少一个涡轮发动机在辅助电源单元模式下的实际运行信息传送给飞行员。
6.根据权利要求1至5中至少一项所述的方法，其中，直升机的电网被配置为由至少一个由辅助电源单元驱动的交流发电机供电。
7.根据权利要求1至6中至少一项所述的方法，其中，直升机的电网包括为所述电机供电的电网的至少一个电池。
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