CN115111064A - 用于在旋转加速时保护飞行器发动机的方法以及飞行器 - Google Patents

用于在旋转加速时保护飞行器发动机的方法以及飞行器 Download PDF

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CN115111064A CN202210252385.5A CN202210252385A CN115111064A CN 115111064 A CN115111064 A CN 115111064A CN 202210252385 A CN202210252385 A CN 202210252385A CN 115111064 A CN115111064 A CN 115111064A
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Abstract

本发明涉及一种用于在旋转加速时保护飞行器的发动机的方法，包括以下步骤：获取步骤，获取步骤连续执行并且在该步骤中，发动机控制航空电子设备获取转子的转速；比较步骤，在比较步骤中，发动机控制航空电子设备连续地将所获得的转速与预定转速进行比较；检查步骤，在检查步骤中，发动机控制航空电子设备检查转子的旋转是否符合飞行员的有意动作；如果转子的旋转是由于飞行员的动作，则发动机控制航空电子设备授权向起动机系统供应动力，如果不是，则在停用步骤中，发动机控制航空电子设备使发动机起动机系统与其动力供应源断开连接，以使转子的旋转停止。本发明还涉及配备有用于实施这种方法的发动机控制航空电子设备的飞行器。

Description

用于在旋转加速时保护飞行器发动机的方法以及飞行器
技术领域
本发明涉及一种用于在地面上的阶段期间在旋转加速时保护飞行器发动机的方法，以及一种配备有用于实施这种方法的发动机控制航空电子设备的飞行器。
背景技术
已知的是，飞行器在飞行后在地面上停留一定时间后，每个发动机的仍然很热的转子中的热梯度使得某些叶片和/或转子膨胀，致使它们变形，从而使得相对于叶片的正常旋转轴线的轴向或直径上的间隙减小、叶片膨胀等。
从实践角度来看，不建议在短暂等待时间(少于一小时三十分钟)后重新启动发动机，因为如果发动机没有时间来充分冷却，则在重新启动时，一些转子叶片的头端将与外壳摩擦、和/或叶片组将偏离其旋转轴线。这种被称为“弯曲转子”的现象存在发生的风险，直到叶片组之间的温度由于发动机转动而变得均匀时。
以已知的方式，使用电动或气动起动机系统来启动发动机。在被启用时被供应动力的起动机系统提供用于使发动机的压缩机级的转子(称为转子N2)旋转的机械源。转子N2可以以低速旋转，为发动机提供通风，以便消散热梯度，并因此使叶片组之间的温度均匀；或者以更高的速度旋转，以便为发动机通风；或者甚至在燃料已经被喷射到发动机的适当零件中之后允许发动机被点燃，这些零件已经被转子N2旋转加速。
根据航空工程中为增加安全机制而占主导地位的逻辑，有必要确认发动机中转子N2的旋转加速确实符合飞行员的意图，以避免在发动机没有时间冷却下来的情况下对发动机造成任何损坏。
发明内容
因此需要防止发动机的任何不受控制的旋转加速。为此，本发明涉及一种用于在旋转加速时保护飞行器的发动机的方法，所述飞行器包括：可以由飞行员致动的命令控件；配备有转子并且与起动机系统相关联的发动机；具有动力供应源和控制系统的动力供应回路，所述控制系统可以通过所述命令控件操作以使所述起动机系统和所述动力供应源连接/断开连接；发动机控制航空电子设备，所述发动机控制航空电子设备连接到所述命令控件并且被配置为根据所述命令控件上的动作提供对所述发动机的控制，所述航空电子设备包括布置在所述发动机上以测量所述转子的转速的旋转传感器，所述起动机系统包括致动器，所述致动器通过调节装置连接到所述动力供应回路，所述调节装置由所述发动机控制航空电子设备操作以调节所述致动器的动力供应，所述致动器机械地连接到所述转子并且被配置为在被供应动力时使所述转子旋转，所述发动机控制航空电子设备还连接到所述控制系统，所述方法的特征在于，所述方法包括以下步骤：
-获取步骤，所述获取步骤连续执行并且在所述获取步骤中，所述发动机控制航空电子设备获取由所述传感器测量的所述转子的转速；
-比较步骤，在所述比较步骤中，所述发动机控制航空电子设备连续地将所获得的转速与预定转速进行比较；
-检查步骤，在所述检查步骤中，所述发动机控制航空电子设备检查所述转子的旋转是由于飞行员与所述命令控件的交互；以及
如果所述转子的旋转是由于飞行员与所述命令控件的交互，则所述发动机控制航空电子设备授权向所述起动机系统供应动力，如果不是，则在停用步骤中，所述发动机控制航空电子设备向所述控制系统产生控制信号以使所述发动机起动机系统与所述动力供应源断开连接，以使所述转子的旋转停止。
本发明可以防止起动机系统的意外启用，该意外启用可以例如由飞行器的短接(在电起动机系统的情况下)或气动回路的管理不善(在气动起动机系统的情况下)引起。
本发明还涉及一种飞行器，所述飞行器包括可以由飞行员致动的命令控件、配备有转子并且与起动机系统相关联的发动机、具有动力供应源和控制系统的动力供应回路、发动机控制航空电子设备，所述控制系统可以通过所述命令控件操作以使所述起动机系统和所述动力供应源连接/断开连接，所述发动机控制航空电子设备连接到所述命令控件并且被配置为根据所述命令控件上的动作提供对所述发动机的控制，所述航空电子设备包括布置在所述发动机上以测量所述转子的转速的旋转传感器，所述起动机系统包括致动器，所述致动器通过调节装置连接到所述动力供应回路，所述调节装置由所述发动机控制航空电子设备操作以调节所述致动器的动力供应，所述致动器机械地连接到所述转子并且被配置为在被供应动力时使所述转子旋转，其特征在于，所述发动机控制航空电子设备还连接到所述控制系统并且被配置为根据所述传感器测量的速度值以及根据所述命令控件上不存在旨在使所述转子旋转的动作来操作所述系统以使所述发动机起动机系统和所述动力供应源断开连接。
附图说明
在阅读以下对一个示例性实施例的描述时，本发明的上述特征以及其他特征将变得更加清楚明显，所述描述是结合附图给出的，在附图中：
[图1]是根据本发明的一个实施例的配备有两个涡轮机的飞行器的俯视示意图，其中飞行器的发动机由发动机控制航空电子设备控制并且飞行器配备有气动动力供应回路；
[图2]是[图1]所描绘的飞行器的发动机控制航空电子设备、气动动力供应回路和涡轮机之间连接的详细示意图；
[图3]是用于在旋转加速时保护每个发动机的方法的步骤示意图，该方法由[图1]中描绘的飞行器的发动机控制航空电子设备实施；
[图4]是根据本发明另一实施例的配备有两个涡轮机的飞行器的俯视示意图，飞行器的发动机由发动机控制航空电子设备控制并且飞行器配备有电力供应回路；
[图5]是[图4]所描绘的飞行器的发动机控制航空电子设备、电力供应回路和涡轮机之间的连接的详细示意图；
[图6]是用于在旋转加速时保护每个发动机的方法的步骤的示意图，该方法由[图4]中描绘的飞行器的发动机控制航空电子设备实施。
具体实施方式
参考图1和图2，飞行器A包括安装在飞行器的每个机翼L上的涡轮机1、2和能够将空气供应到各种飞行器系统、特别是机舱系统(未描绘)或涡轮机1、2的气动动力供应回路3。气动动力供应回路3包括：气动动力源3a，气动动力源在被启用时产生空气流；各种空气线路3b，各种空气线路将空气从气动动力源输送到系统；以及控制系统3c，控制系统可以被操作以将气动动力源3a和各种系统中的每个系统气动地连接或另一方面断开连接，以便控制产生的气流分配到系统。气动动力源3a例如是容纳在飞行器的机身F中的辅助动力单元(APU)。
控制系统3c包括至少一个致动器(未描绘)，例如截止阀类型的致动器。
每个涡轮机1、2包括发动机1a、2a以及与每个发动机相关联的发动机起动机系统1b、2b。
发动机起动机系统1b、2b包括起动机涡轮类型的致动器10，该致动器机械地连接到转子，并且当考虑离开气动动力源3a的空气的流动方向(并且由[图2]中的箭头指示)时，该致动器通过调节装置11b(比如布置在起动机涡轮10上游的起动机空气阀(SAV)11b)气动地连接到气动动力供应回路3。更具体地，起动机空气阀11b一方面通过第一空气管道11a气动地连接到起动机涡轮10，并且另一方面通过第二空气管道11a气动地连接到气动动力供应回路3的空气线路3b。
起动机空气阀11b被配置为调节进入起动机涡轮10的空气的流速，并且为此可以在打开位置和关闭位置之间以电子方式被命令，在打开位置，允许第一空气管道11a中的空气进入起动机涡轮，在关闭位置，阻止空气通过。起动机空气阀11b也可以在其电子设备发生故障的情况下由地面操作者手动强制进入打开位置，使得尽管发生这种故障，发动机1a、2a仍可以启动，而无需等待涉及使飞行器A长时间停在地面的维修。
起动机涡轮10在受到来自气动供应源3a的空气流时能够产生能够使发动机1a、2a的转子N2旋转加速的机械力。由气动供应源3a供应的空气流因此用于在起飞之前使每个发动机1a、2a启动/通风。起动机空气阀11b能够在零力(当起动机空气阀处于关闭位置时)和最大力(当起动机空气阀处于打开位置时)之间调节由起动机涡轮10产生的机械力。
飞行器A还包括发动机控制航空电子设备20，航空电子设备监测和控制发动机1a、2a并且还包括位于驾驶舱P上的命令控件C，并且飞行员可以对航空电子设备进行动作以驾驶飞行器。命令控件C电连接到气动供应回路3的可控控制系统3c、以及发动机控制航空电子设备20。命令控件C包括例如开关、杠杆或按钮类型的接口，这些接口特别地允许气动供应回路3的控制系统3c被操作并且允许发动机控制航空电子设备20被给予用于控制/操作发动机1a、2a的指令。特别地，飞行员使用命令控件C来指令发动机控制航空电子设备20发起用于启动的程序或用于给发动机通风的程序。
对于每个发动机1a、2a，发动机控制航空电子设备20包括：
-布置在发动机1a、2a上的多个传感器(未描绘)，以监测发动机的操作，特别是测量发动机1a、2a的转子N2的转速；
-中央处理器类型的计算机(未描绘)，每个计算机根据来自传感器的信息和飞行员对命令控件C的动作来操作发动机1a、2a、发动机部件(泵，阀、比如燃料阀-未描绘)和起动机系统1b、2b(特别是发动机起动机空气阀11b的位置)。
在布尔逻辑中，当飞行员与命令控件C交互以启动发动机1a、2a时，发动机控制航空电子设备20中的信号S_命令启动的位改变状态。例如，信号S_命令启动的位从0变为1。同样，当飞行员与发动机控制构件交互以使发动机通风时，发动机控制航空电子设备20中的信号S_命令通风的位改变状态。例如，信号S_命令通风的位从0变为1。
在信号S_命令启动的状态改变时，在上述示例中变为1，发动机控制航空电子设备20向起动机空气阀11b发送控制信号S_激活以使起动机空气阀从其关闭位置运动到其打开位置，以便如果气动供应源3a被启用，则发起转子N2的旋转直至加速到启动速度。
在信号S_命令通风的状态改变时，在上述示例中变为1，发动机控制航空电子设备20向起动机空气阀11b发送控制信号S_激活以使起动机空气阀从其关闭位置运动到其打开位置，以便如果气动供应源被启用，则发起转子N2的旋转直至加速到通风速度(通风速度小于启动速度)。
通过实施各种已知系统以已知方式获得通风速度和启动速度之间的转速差。
根据本发明，对于每个涡轮机1、2，发动机控制航空电子设备20连接到气动动力供应回路控制系统3c，该气动动力供应回路控制系统将发动机起动机系统1b、2b和气动动力供应源3a进行连接/断开连接。此外，发动机控制航空电子设备实施用于在旋转加速时保护发动机1a、2a的方法，从而通过控制系统3c的操作使发动机1a、2a保持安全，以便如果检测到转子N2的旋转超过某个阈值速度并且如果这种旋转不符合飞行员意图，则使允许转子N2旋转的机械力停止。
针对发动机1a、2a实施并结合[图3]详述的方法包括以下相继步骤：
在连续执行的获取步骤E1中，发动机控制航空电子设备20获取由传感器测量的转子N2的转速。
在比较步骤E2中，发动机控制航空电子设备20连续地将获得的转子N2的转速与预定转速(称为阈值速度，其对应于最小转速)进行比较，传感器被配置为超过该阈值速度时提供转速数据(传感器的技术特性)。此速度低于通风状态的转速。作为数量级的概念，对于当转子N2以其最大转速旋转时转子N2的转速为100％，通风状态的转速为25％的量级，阈值速度为1％至3％的量级。
在如果所获取的转子N2的转速大于或等于阈值转速达预定时间长度(例如1秒至5秒)则执行的检查步骤E3中，发动机控制航空电子设备20检查转子N2的旋转确实符合飞行员意图。为此，发动机控制航空电子设备20检查飞行员先前是否已经与命令控件C交互以选择用于启动的程序或用于为发动机1a、2a通风的程序。具体而言，发动机控制航空电子设备20检查信号S_命令启动或信号S_命令通风是否已采用指示分别选择启动或通风顺序的状态(在此示例中从0切换到1)。如果是，则转子N2的旋转是有意的，并且发动机控制航空电子设备20不采取任何动作来停止旋转。
如果不是，如果信号S_命令启动和信号S_命令通风都没有采用指示分别选择启动或通风顺序的状态，并且在停用步骤E4中，发动机控制航空电子设备20产生并向控制系统3c发出控制信号S_停止，以将发动机起动机系统1b、2b和动力源3a断开连接，以使由致动器10提供并致使转子N2旋转的机械力停止。
本发明保护发动机的旋转零件意外旋转加速。本发明尤其适用于以下情况：起动机空气阀11b可能已经手动置于打开位置，并且可能已经接通以意图在起飞之前向位于飞行器机舱内的系统供应空气的气动通风源3a由于地勤人员对气动动力供应回路3的管理不善也向发动机起动机系统1b、2b供应空气。
已经针对发动机起动机系统1b、2b是气动系统的情况描述了本发明。结合图4和图5，本发明还适用于发动机电起动机系统1c、2c。以已知的方式，飞行器A包括电力供应回路30，电力供应回路包括：电池或发电机类型的电力供应源30a，电力供应源向飞行器系统(特别是发动机控制航空电子设备、命令控件等)供应电力；各种电线30b，各种电线将飞行器A的系统(包括发动机起动机系统1b、2b)连接到电力供应源30a；以及控制系统30c，控制系统的元件可以通过命令控件C来操作。控制系统30c包括继电器/断路器类型的至少一个元件，用于将电力供应源30a和各种系统中的每个系统连接或断开连接，以便控制电流分配到系统。在正常操作中，每个发动机的电起动机系统1c、2c连接到电力供应源30a。
应该注意的是，为了不使[图1]过载，在[图1]中没有描绘电力供应回路，即使所有飞行器中都存在这种回路。
用于发动机的电起动机系统1c、2c包括电动马达类型的致动器31，该致动器机械地连接到转子N2并且通过串联设置在电力供应回路30的电缆30b与电动马达31之间的调节装置32电连接到电力供应回路30。
变阻器/电位器类型的调节装置32可以由发动机控制航空电子设备20指令以使由电动马达31接收的电流的强度在由电力供应源供应的最大电流强度与零电流之间修改。
电动马达31在从电力供应源30a供给电力时能够产生使发动机的转子N2旋转加速的机械力。变阻器/电位器能够使由电动马达31产生的机械力在零力(无电流)和最大力(最大电流强度)之间调节。
回到前面的示例，但这次将其应用于发动机电起动机系统1c、2c的情况，在信号S_命令启动的状态改变为指示分别选择启动或通风顺序的状态时，发动机控制航空电子设备20向调节装置32发送控制信号S_激活，以便为电动马达31提供动力，从而发起转子N2的旋转加速到启动速度。
在信号S_命令通风的状态改变为指示分别选择启动或通风顺序的状态时，发动机控制航空电子设备20向调节装置32发送控制信号S_激活而为电动马达31提供动力，以便发起转子N2的旋转加速到通风速度。
在本发明的具体针对包括电起动机马达1c、2c的发动机起动机系统的实施例中并且结合图4和图5，对于每个涡轮机1、2，发动机控制航空电子设备20连接到控制系统30c，该控制系统控制电力供应回路30以使发动机起动机系统1c、2c和电力供应源30a连接/断开连接。此外，发动机控制航空电子设备20执行在旋转加速时保护发动机1a、2a的方法，从而通过对控制系统30c的操作使发动机1a、2a保持安全，以便如果检测到转子N2的旋转超过某个阈值并且如果这种旋转不符合飞行员意图，则使允许转子N2旋转的机械力停止。
参考[图6]，在具有电起动机系统1c、2c的此实施例中，由发动机控制航空电子设备20实施的方法包括与上述方法相同的获取步骤E1'、比较步骤E2'和检查步骤E3'。然而，停用步骤E4'的不同之处在于，这次向控制系统30c发出控制信号S_停止，该控制系统允许发动机起动机系统1b、2b和电力供应源30a的连接/断开连接。在接收到控制信号S_停止时，控制系统30c使发动机起动机系统1b、2b与电力供应源30a断开连接，以使由发动机起动机系统1b、2b提供并致使转子N2旋转的机械力停止。
此实施例特别适用于以下情况：由于影响调节装置32a的电气故障(例如指令中的故障)，电起动机系统1c、2c的马达引起转子N2的意外和不受控制的旋转加速。

Claims (2)

1.一种用于在旋转加速时保护飞行器(A)的发动机(1a，2a)的方法，所述飞行器包括：能够由飞行员致动的命令控件(C)；配备有转子(N2)并且与起动机系统(1b-c，2b-c)相关联的发动机(1a，2a)；具有动力供应源(3a，30a)和控制系统(3c，30c)的动力供应回路(3，30)，所述控制系统能够通过所述命令控件(C)操作以使所述起动机系统(1b-c，2b-c)和所述动力供应源(3a，30a)连接/断开连接；发动机控制航空电子设备(20)，所述发动机控制航空电子设备连接到所述命令控件(C)并且被配置为根据所述命令控件(C)上的动作提供对所述发动机(1a，2a)的控制，所述航空电子设备(20)包括布置在所述发动机(1a，2a)上以测量所述转子(N2)的转速的旋转传感器，所述起动机系统(1b-c，2b-c)包括致动器(10，31)，所述致动器通过调节装置(11b，32)连接到所述动力供应回路(3a，30a)，所述调节装置由所述发动机控制航空电子设备(20)操作以调节所述致动器(10，31)的动力供应，所述致动器(10，31)机械地连接到所述转子(N2)并且被配置为在被供应动力时使所述转子(N2)旋转，所述发动机控制航空电子设备(20)还连接到所述控制系统(3c，30c)，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
-获取步骤(E1，E1')，所述获取步骤连续执行并且在所述获取步骤中，所述发动机控制航空电子设备(20)获取由所述传感器测量的所述转子(N2)的转速；
-比较步骤(E2，E2')，在所述比较步骤中，所述发动机控制航空电子设备(20)连续地将所获得的转速与预定转速进行比较；
-检查步骤(E3，E3')，在所述检查步骤中，所述发动机控制航空电子设备(20)检查所述转子(N2)的旋转是由于飞行员与所述命令控件(C)的交互；以及
如果所述转子(N2)的旋转是由于飞行员与所述命令控件(C)的交互，则所述发动机控制航空电子设备(20)授权向所述起动机系统(1b-c，2b-c)供应动力，如果不是，则在停用步骤(E4，E4')中，所述发动机控制航空电子设备(20)向所述控制系统(3c，30c)产生控制信号(S_停止)以使所述发动机起动机系统与所述动力供应源(3a，30a)断开连接，以使所述转子(N2)的旋转停止。
2.一种飞行器(A)，所述飞行器包括：能够由飞行员致动的命令控件(C)；配备有转子(N2)并且与起动机系统(1b-c，2b-c)相关联的发动机(1a，2a)；具有动力供应源(3a，30a)和控制系统(3c，30c)的动力供应回路(3，30)，所述控制系统能够通过所述命令控件(C)操作以使所述起动机系统(1b-c，2b-c)和所述动力供应源(3a，30a)连接/断开连接；发动机控制航空电子设备(20)，所述发动机控制航空电子设备连接到所述命令控件(C)并且被配置为根据所述命令控件(C)上的动作提供对所述发动机(1a，2a)的控制，所述航空电子设备(20)包括布置在所述发动机(1a，2a)上以测量所述转子(N2)的转速的旋转传感器，所述起动机系统(1b-c，2b-c)包括致动器(10，31)，所述致动器通过调节装置(11b，32)连接到所述动力供应回路(3a，30a)，所述调节装置由所述发动机控制航空电子设备(20)操作以调节所述致动器(10，31)的动力供应，所述致动器(10，31)机械地连接到所述转子(N2)并且被配置为在被供应动力时使所述转子(N2)旋转，其特征在于，所述发动机控制航空电子设备(20)还连接到所述控制系统(3c，30c)并且被配置为根据所述传感器测量的速度值以及根据所述命令控件(C)上不存在旨在使所述转子(N2)旋转的动作来操作所述系统(3c，30c)以使所述发动机起动机系统和所述动力供应源(3a，30a)断开连接。
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