CN116034218A - 控制能够悬停的飞行器的方法和相关飞行器 - Google Patents

Abstract

描述了一种控制能够悬停的飞行器(1)的方法，包括第一发动机(10a)；第二发动机(10b)；至少一个旋翼(3)；以及介于第一和第二发动机(10a，10b)与旋翼(3)之间的传动装置(8)，传动装置(8)包括分别连接至第一发动机(10a)的第一输出构件(11a)和第二发动机(10b)的第二输出构件(11b)的第一和第二输入件(12a，12b)；该方法包括将飞行器(1)设置为第一和第二发动机(10a，10b)提供第一和第二功率值(P1，P2)的第一配置或第一发动机(10a)向第一输入件(12a)提供比第一功率值(P1)更大的第三功率值(P3)并且第二发动机(10b)向第二输入件(12b)输送零功率值(P4)的第二配置的步骤i)；该方法还包括，其特征在于其包括检测与飞行器(1)的操作状态有关的一系列参数的步骤ii)以及在参数呈现出相应的第一值时使飞行器(1)能够从第一配置转变为第二配置的步骤iii)。

Description

控制能够悬停的飞行器的方法和相关飞行器

相关申请的交叉引用

本专利申请要求2020年8月4日提交的欧洲专利申请第20189398.9号的优先权，其全部公开内容通过引用并入本文。

技术领域

本发明涉及一种控制能够悬停的飞行器的方法以及该飞行器自身。

更详细地，该飞行器是直升机或推力换向式飞机。

背景技术

直升机已知基本上包括机身、可围绕第一轴线旋转且设置在机身顶部上的主旋翼以及设置在直升机的尾端且可围绕与第一轴线横切的第二轴线旋转的反扭矩旋翼。

已知类型的直升机还包括发动机系统以及用于将运动从发动机系统的输出轴传递至主旋翼的传动单元。

在多发动机方案中，发动机系统包括至少一对发动机、更确切来说涡轮轴发动机，它们设置有与传动装置连接的相应的输出轴。

至少在双发直升机中，每个“涡轮轴”发动机都是加大的，以在另一个涡轮轴发动机故障的情况下确保所需的功率。

因此，每个涡轮轴发动机都能够输送比直升机在两个涡轮轴发动机都操作时所需的功率更大的最大功率。

所述加大在涡轮轴发动机的重量和燃料消耗率方面是次优的。

实际上，在向前飞行的巡航速度下，涡轮轴发动机输送大约被包含在所述最大功率值的55％的值与80％的值之间的相应的功率水平。

在这些功率水平处，发动机效率比接近100％的功率水平处的效率低得多，具有更高的比燃料消耗率。

换句话说，总体上，在等于最大可输送功率的60％的水平处操作的涡轮轴发动机的效率比其输送最大功率时具有更高的比燃料消耗率。

这意味着一般在直升机上涡轮轴发动机在巡航速度下具有次优的比燃料消耗率。

为了降低巡航状态下的比燃料消耗率，提出了关闭其中一个涡轮轴发动机并使用剩余的发动机进行飞行。以这种方式，保持操作的一个或仅有的涡轮轴发动机输送比其在所有涡轮轴发动机都工作的情况下应输送的功率更多的功率，因此可在相对较低的比燃料消耗率下操作。

然而，使涡轮轴发动机关闭的这种飞行模式仅能在直升机的确定操作状态下实现。

本领域还感受到需要快速确定直升机是否满足所述操作状态。

此外，本领域感受到需要在直升机脱离这些操作状态的情况下防止这种飞行模式并且帮助退出具有关闭的涡轮轴发动机的这种飞行模式。

本领域还感受到需要在直升机不满足这些操作状态时在需要所述飞行模式的情况下向飞行员快速指示使直升机回到这些操作状态中的用于执行的正确操作。

本领域还感受到需要在请求了所述飞行模式的情况下连续验证直升机是否处于离开这些操作状态的风险中并且快速警告飞行员该风险。

最后，感受到需要在实现具有关闭的涡轮轴发动机的所述飞行模式的同时尽可能保持涡轮轴发动机与传动装置之间常规存在的耦合。这是为了能够在不重新设计所述耦合的情况下将这种飞行模式应用在现有的直升机上。

例如，文件US-A-2016/0237917描述了一种优化双发直升机的比燃料消耗率的方法。该方法涉及在表示为“稳定飞行速度”的速度下驱动一个涡轮轴发动机并且在表示为“零功率超空转”的速度下驱动另一个发动机。特别地，在“零功率超空转”状态下，涡轮轴发动机使气体发生器的燃烧室打开并同时试图将速度保持为最小，以降低操作温度和所述气体发生器的燃料消耗率。

US-A-2013/0219905描述了一种降低直升机的比燃料消耗率的方法，其中一个涡轮轴发动机在表示为“稳定飞行速度”的速度下操作并且另一个发动机在表示为“超空转零功率速度”的速度下操作。

US-B-10,487,733描述了一种控制双发直升机的方法，其中在巡航状态下一个涡轮轴发动机提供所需的功率而另一个发动机通过使用通过转换第一涡轮轴的“动力转子”提供的机械能产生的电力保持在所谓的“空转”状态。

US-A-2020/049025公开了根据权利要求1的前序部分的一种控制飞行器的方法以及根据权利要求12的前序部分的一种控制飞行器的方法。

EP-A-2886456公开了一种管理旋转翼飞行器的动力装置的方法，该飞行器包括两个主发动机、一个副发动机以及一个主传动齿轮箱。主发动机和副发动机机械地驱动主传动齿轮箱，以使飞行器的主旋翼旋转。副发动机输送两种不同的机械功率水平，使得主发动机和副发动机一起输送使飞行器能够飞行的足够的机械功率，首先是第一副机械功率MPS1，其次是第二副机械功率MPS2，它们适于补偿至少一个主发动机的主机械功率损失。

发明内容

本发明的目的是实现一种能够悬停的飞行器，其允许以简单且经济的方式满足上述需求。

根据本发明，上述目的通过根据权利要求1的一种控制飞行器的方法实现。

本发明还涉及根据权利要求12的一种能够悬停的飞行器。

附图说明

以下为了更好地理解本发明描述通过非限制性举例的方式参照附图提供的实施方式，其中：

图1示出根据本发明的规定实现的双发直升机的立体图；

图2是示意性示出根据本发明的规定实现的控制飞行器的方法的流程图；

图3是示出图2的方法的一些重要参数的图表；

图4示出从两个发动机都输送功率的第一飞行状态开始瞬时进入到一个发动机不输送发动机功率的第二飞行状态的图1的直升机的涡轮轴发动机的输出轴输送的功率和转速随时间变化的趋势；

图5示出从第二飞行状态开始瞬时离开第二操作模式并返回至第一飞行状态的图1的直升机的涡轮轴发动机的输出轴输送的功率和转速随时间变化的趋势；

图6示出直升机的上述第二飞行状态中执行的回收操作期间一些飞行指令的时间趋势；

图7是图1的直升机的发动机系统的一些部件的功能图；

图8示意性示出图7的发动机系统的一些细节的剖视图；并且

图9是图1-8的直升机的一些部件的功能图。

具体实施方式

参考图1，1表示直升机，其基本上包括设置有前头部5的机身2、位于机身2顶部且可围绕轴线A旋转的主旋翼3以及在头部5的相对侧上被从机身2突出的偏移部承载且围绕横向于轴线A的轴线B旋转的尾旋翼4。

更详细地，旋翼3包括轴线A的桨毂9a并且在轴线A的径向上延伸的多个桨叶9b以悬臂方式被约束在其上。

桨叶9b铰接在桨毂9a上，从而能够相对于相关延伸轴线改变它们的取向，以相对于气流调节相应的桨距角。

应注意，在本说明书的剩余部分中，诸如“上方”、“下方”、“前方”、“后方”等的表述参考图1所示的直升机1的向前飞行或“悬停”状态使用，并且其中主旋翼3设置在机身2上方并且头部5位于尾旋翼4前方。

直升机1还包括：

飞行控制器14a(仅在图9中示意性示出)，其可由飞行员致动并且称为“总距”，并且可以被致动来共同改变桨叶9b的桨距角，从而使直升机1产生的升力增大或减小；以及

飞行控制器14b(也仅在图9中示意性示出)，其可由飞行员致动并且称为“周期距”，并且可以被致动来根据桨叶9b相对于轴线A的相对位置周期性地改变它们的桨距角。

直升机1还包括(图7)：

适于驱动主旋翼3和尾旋翼4的发动机系统7；以及

传动装置8，其从发动机系统7接收运动并且被配置为向主旋翼3的驱动轴和尾旋翼4的驱动轴提供输出适当转速的机械功率。

发动机系统7还包括一对发动机10a、10b。

在所示的例子中，发动机10a、10b是涡轮轴类型，是已知类型，因此在下面仅在本发明所需的范围内进行描述。

更详细地，发动机10a、10b各自表现为执行开式焦耳-布雷顿热力循环的燃气涡轮系统。

发动机10a、10b各自包括可围绕相关轴线C旋转的相关输出轴11a、11b。

发动机10a、10b各自基本上包括：

形成在机身2的一侧上的进气口(未示出)；

通过进气口供应新鲜空气流量且适于压缩所述空气流量的压缩机(未示出)；

燃烧室(未示出)，由压缩机压缩的空气流量在其中与燃料流量反应产生高温废气流量；以及

一对涡轮机(仅示意性示出)，离开燃烧室的高温废气的流量在其中扩张，驱动压缩机和相关输出轴11a、11b围绕相关轴线C旋转。

发动机10a、10b的每个状态都对应于具体燃料消耗率、相关输出轴11a、11b围绕轴线C的转速以及相关输出轴11a、11b可提供的功率的相应的值。

参考图7，发动机10a、10b的输出轴11a、11b通过相关飞轮13连接至传动装置8的相应的输入轴12a、12b。

发动机10a、10b各自的飞轮13被设置为允许传动装置8的相关输入轴12a、12b在相关输出轴11a、11b停止的情况下旋转。

换句话说，飞轮13允许借助于在发动机10a、10b中的一个故障的情况下由发动机10a、10b中的另一个输送的功率或者在发动机10a、10b都故障的情况下的自转来保持传动装置8的、因此主旋翼3和尾旋翼4的操作。

参考图8，每个飞轮13都基本上包括：

轮15，其在径向上位于轴线C外部并且操作性地连接至相应的输出轴11a、11b；

轮16，其在径向上位于轴线C内部并且连接至相关输入轴12a、12b；以及

轮17，其在径向上位于轮15、16之间。

每个飞轮13的轮17还包括多个相关的成角度地间隔开的止动齿18(仅在图8中示出其中一个)以及弹性地锁定相关的齿18的相关的弹簧19。

当功率施加于发动机10a、10b各自的输出轴11a、11b时，相关飞轮13的轮15驱动相关轮16和相关输入轴12a、12b进行旋转。

在轮16和传动装置8的相关输入轴12a、12b形成的组件在比相关输出轴11a、11b的转速更大的转速下旋转的情况下(例如发动机突然停止的情况)，相关飞轮13允许相关输入轴12a、12b与对应的输出轴11a、11b分离。

直升机1还包括(图9)：

多个传感器21，其适于提供相应的飞行参数的相应的测量值以及与直升机1的不形成发动机系统7的一部分的装置和系统的正确操作/故障状态相关的指示；

发动机系统7的数字控制系统，下文称为FADEC22；

多个传感器23，其设置在发动机系统7内并且适于提供发动机系统7自身的角速度的测量值；以及

航空电子系统30。

传感器21被配置为至少测量以下参数：外部温度OAT；气压高度；地面以上高度；海面以上高度；指示速度IAS；密度高度；最小飞行高度以上高度和升降速度(variometricspeed)；直升机1的姿态和直升机1的位置。

航空电子系统30被编程为：

向FADEC22提供传感器21的至少一些参数；以及

获取发动机10a、10b的表现以及飞行员在主旋翼3和尾旋翼4上施加的指令的重要参数。

FADEC22被编程为基于上述参数来生成用于发动机10a、10b的提供给相应的燃烧室的燃料流量方面的控制律。

更确切来说，FADEC22独立于航空电子系统30之外生成发动机10a、10b的控制律。

直升机1具有第一操作配置，在下文中称为常规操作配置，其中(图4)发动机10a、10b向相应的输出轴11a、11b提供基本彼此相等的相应的功率值P1、P2。

功率P1和P2之和等于主旋翼3和尾旋翼4正确操作所需的功率P。

直升机1具有第二操作配置，在下文中称为ACR操作配置，即不对称巡航状态，其中(图5和6)发动机10a、10b向相应的输出轴11a、11b提供彼此不同的相应的功率值P3、P4。

特别地，功率P4为零，而功率P3大于功率P1且等于功率P。

优选地，在ACR模式中，发动机10b的消耗最小。

换句话说，发动机10b在ACR模式中没有关闭，而是在不将发动机功率输送给输出轴11b自身的情况下驱动输出轴11b进行旋转。

航空电子系统30操作性地连接至传感器21、23以及飞行控制器14a、14b并且与FADEC22对接。

航空电子系统30还被配置为连续监测直升机1的操作状态并且自动地或跟随机组人员的指令命令FADEC22将直升机1置于操作配置或ACR配置。

为此目的，航空电子系统30基本上包括：

仪表31，其被配置为向飞行员提供与直升机1自身的操作参数相关的指示；

针对机组人员的一系列消息的显示装置32(例如称为CDS)；

控制单元33，也称为“飞行器管理系统，AMS”；以及

界面34，其可由机组人员致动来命令直升机1从常规配置转变为ACR配置，或反过来转变。

航空电子系统30还包括存储站37。

更详细地，界面34包括(图2)：

ACR请求(ACR REQUEST)指令，其可由机组人员启动并且可在请求从常规操作模式转变为ACR操作模式的启用位置与请求从ACR操作模式转变为常规操作模式的停用位置之间移动；以及

可由机组人员启动的ACR装备(ACR ARM)指令。

更详细地，ACR装备指令在所示的例子中是“瞬时按钮”形式的单稳态指令。

如果直升机1处于ACR配置，ACR装备指令的启动就会产生直升机1的从所述ACR配置紧急脱离的操作，这将在本说明书的剩余部分中变得更清楚。

如果直升机1处于常规配置，ACR装备和ACR请求指令的后续启动就将产生直升机1进入ACR配置的请求。

更具体地，ACR装备指令用于防止ACR请求指令意外导致转变为ACR配置。

在所示的例子中，ACR装备指令设置在总距的飞行控制器14a上。

航空电子系统30被编程为在ACR装备和ACR请求指令启动后产生FADEC22的状态变化。

FADEC22还确认指令的接收和后续的状态变化。

直升机1还包括电力产生和分配系统100(图7)，也称为EPGDS(电力产生和分配系统)。

系统100针对发动机10a、10b中的每一个基本上包括适于产生发动机10a、10b自身的启动的启动器101a、101b以及由发动机10a、10b自身驱动的发电机102a、102b。

在所示的例子中，发电机102a、102b连接至相应的发动机10a、10b的相应的副传动装置110a、110b。副传动装置110a、110b与传动装置8的相应的轴12a、12b平行地连接至相应的发动机10a、10b。

系统100针对发动机10a、10b中的每一个还包括：

称为REPU(远程电力分配)的单元103a、103b，其用于向对于直升机1的操作性来说必要的主负载分配电力；以及

单元104a、104b，其用于向对于直升机1的操作性来说非必要的副负载分配电力。

当直升机1处于常规操作配置时，发电机102a、102b都激活并且分别为单元103a、104a；103b、104b供电。

当直升机1处于ACR操作配置时，电气系统100被重置为使连接至发动机10b的发电机102b停用并且仅通过发动机10a驱动的发电机102a为对于直升机1的操作性来说必要的电气负载供电。

优选地，单元104b的非必要的副负载由发电机102a部分供电。

除此之外，单元104b是停用的。

显示装置32被编程为显示：

表示直升机1处于在ACR操作配置下操作的状态的ACR已准备(ACR READY)信号；

表示ACR装备指令处于启用位置的ACR已装备(ACR ARMED)信号；

表示ACR请求指令已经移动到启用位置并且航空电子系统30继续执行电气系统100的重置的1(2)ACR转变(ACR TRANSITION)信号；以及

表示ACR请求指令已经移动到启用位置、电气系统100已被重置并且FADEC22继续执行发动机10a、10b的重置的ACR信号。

可替代地在发动机10a、10b中的一个上启动直升机1从常规配置到ACR配置的转变。

航空电子系统30的控制单元33被编程为检测与直升机1的操作状态有关的一系列参数，并且在所述参数呈现出相应的第一值时使直升机1能够从常规配置转变为ACR配置。

术语“操作状态”在本说明书的剩余部分中是指表示对于直升机1自身的正确操作来说必要的直升机1的系统和装置的操作状态的第二参数和直升机1的第一操作飞行参数。

更详细地(图2和9)，航空电子系统30被编程为基于传感器21检测到的第一参数以及存储站37的内容给“ACR直升机可用性”参数赋予真值或假值。

特别地，航空电子系统30被编程为在不考虑发动机系统7的情况下在直升机1处于要以ACR配置操作的状态时给“ACR直升机可用性”参数赋予真值。除此之外，航空电子系统30被编程为给“ACR直升机可用性”参数赋予假值。

FADEC22还被编程为评估发动机系统7是否处于在ACR配置下操作的状态。

更详细地，FADEC22被配置为在发动机系统7处于在ACR配置下操作的状态时给“发动机可用性”参数赋予真值。除此之外，FADEC22被编程为给所述“发动机可用性”参数赋予假值。

FADEC22还被配置为在“发动机可用性”和“ACR直升机可用性”信号都呈现出真值时针对航空电子系统30给“ACR准备就绪”参数赋予真值。

替代地，航空电子系统30被配置为在“发动机可用性”和“ACR直升机可用性”信号都呈现出真值时给所述“ACR准备就绪”参数赋予真值。

除此之外，FADEC22或航空电子系统30被配置为在“发动机可用性”和“ACR直升机可用性”信号中的至少一个呈现出假值时给所述“ACR准备就绪”参数赋予假值。

航空电子系统30被编程为在FADEC22或航空电子系统30给“ACR准备就绪”参数赋予真值时在显示装置32上显示“ACR已准备”信号。

航空电子系统30还被编程为在FADEC22给“ACR准备就绪”参数赋予真值时允许飞行员通过界面34启动ACR装备指令并且将ACR请求指令置于启用位置。

航空电子系统30或FADEC22还被编程为在FADEC22没有提供“ACR准备就绪”信号时不启动ACR装备指令。

FADEC22被编程为在输入了ACR装备和ACR请求指令后请求系统100通过停用发电机103而对其自身进行重置并且控制发动机10a、10b从常规配置转变为ACR配置。

优选地，FADEC22被编程为在使发动机10a、10b从常规配置转变为ACR配置之前验证系统100的成功重置。特别地，上述验证通过监测航空电子系统30提供给FADEC22的发电机103b的电流和电压值来执行。

更确切来说，上述第一参数表示以下状态：

i)直升机1处于直升机1所需的能够以ACR配置操作的确定的飞行包线中；

ii)直升机1处于不具有障碍物或飞行限制的区域中；

iii)旋翼3的角速度处于直升机1所需的能够以ACR配置操作的确定的值区间中；

iv)指示速度TAS处于直升机1所需的能够以ACR配置操作的确定的区间中；以及

v)爬升速度和发动机10b输送的扭矩处于确保降低燃料消耗率的相应区间中。

航空电子系统30被编程为将传感器21、23检测到的数据与存储在存储站37中的上述区间进行比较。

更确切来说，控制单元33被编程为在发生上述表示为i)、ii)、iii)、iv)和v)的状态时给“ACR直升机可用性”信号赋予真值。

特别地，状态i)在以下时刻发生：

外部温度OAT被包含在第一设计值与第二设计值之间；

气压高度被包含在第三设计值与第四设计值之间；

密度高度被包含在第五值与第六值之间。

状态ii)在以下时刻发生：

地面以上高度优选被包含在50英尺与1000英尺之间；以及

海面以上高度优选被包含在50英尺与1000英尺之间。

优选地，状态ii)还在最小飞行高度以上高度优选被包含在50英尺与1000英尺之间时进行验证。

状态iii)在主旋翼3的角速度Nr被包含在最小的第七值与最大的第八值之间时发生，其中第七值优选为旋翼3的标称角速度的0.85倍与1倍之间，并且第八值被包含在旋翼3的所述标称角速度的1倍与1.15倍之间。

术语旋翼3的“标称角速度”在本说明书中是指旋翼3在直升机1的操作期间常规启动的角速度。

状态iv)在指示速度IAS被包含在第九值与第十值之间时发生，其中第九值优选被包含在温度和操作水平下的要求最小功率的水平飞行速度的0.5倍与1.5倍之间，并且第十值优选被包含在要求最小功率的前述水平飞行速度的1倍与2.5倍之间。

状态v)在以下时刻发生：

发动机10a、10b输送的扭矩被包含在第十一值与第十二值之间，其中第十一值优选被包含在要求最小功率的前述速度下的直线水平飞行所需的扭矩的0.5倍与1倍之间，并且第十二值优选被包含在要求最小功率的前述速度下的直线水平飞行所需的所述扭矩的1倍与3倍之间。

优选地，状态v)还在升降速度VS被包含在第十三值与第十四值之间时进行验证，其中第十三值优选被包含在自转垂直速度的0.1倍与1倍之间，并且第十四值优选被包含在要求最小功率的前述速度下的最大升降速度的0.1倍与1倍之间。

上述第二参数还表示传感器21、23没有检测到与ACR配置不匹配的故障以及子系统和设备的操作状态并非与ACR配置不匹配的事实。与ACR配置不匹配的这些故障的例子是将电力输送给飞行器1所需的机载系统的故障或帮助飞行员所需的下文称为AFCS的自动飞行控制系统的功能的故障。

可由航空电子系统30确认的故障的非限制性例子如下：

缺失表示直升机1是否处于上述飞行包线中的参数；

缺失确认电气系统100和发动机10a、10b的操作的参数；

缺失与发动机10a、10b的任何故障有关的参数；

与发动机10a、10b和电气系统100有关的可由飞行员在参数中确认的错误，包括错误发出与故障有关的警告信号；

缺失或错误地提供可由飞行员确认的对于直升机1的飞行来说必要的参数，例如与液压系统或传动装置8有关；

产生需要飞行员立即干预的警告信息；以及

会发生关停或丧失操作能力的发电机102a的故障。

应着重强调的是前面使用的“缺失参数”的表述用于表示这些参数在显示装置32或FADEC22中不可用以及不能通过传感器21、23检测这些参数以及在介于传感器21、23与显示装置32之间的单元中或FADEC22中失效。

航空电子系统30还被编程为控制FADEC22使直升机1在常规操作配置与ACR操作配置之间转变。

更详细地，航空电子系统30被配置为在“ACR直升机可用性”和“ACR准备就绪”参数都呈现出真值时并且在ACR请求指令处于启用位置且已在先前启动了ACR装备指令时，控制直升机1从常规操作配置转变为ACR操作配置。

更确切来说，在直升机1从常规操作配置转变为ACR操作配置期间，航空电子系统30优选在将发动机10b置于其输送功率P4的状态之前产生在所示的例子中为十秒的时间暂停。

航空电子系统30被编程为：

控制电气系统100的重置步骤；以及

控制FADEC22执行发动机10a、10b的重置步骤。

特别地，发动机10a、10b的这种重置包括：

关闭插在发动机10b的压缩机的放气管路上的阀；

停用由发动机10b驱动的发电机102b；以及

重置系统100，使得单元103b、104b的一些电气负载由连接至发动机10a的发电机102a供电。

更详细地，单元103b的对于直升机1的操作性来说必要的电气负载电连接至单独由发动机10a驱动的发电机102a，并且非必要的副电气负载在这个重置步骤中停用或者还至少部分地单独电连接至发电机102a。

优选地，上述重置自动执行。

显示装置32还由航空电子系统30控制来显示ACR信号并且在上述重置步骤结束时移除1(2)ACR转变信号。

更详细地，参考图4，从已经完成了系统100的重置的时刻t0开始到已经完成了常规配置到ACR配置的转变的时刻t1，航空电子系统30被配置为请求FADEC22：

将发动机10a的功率从值P1增大到时刻t1处达到的值P3；

将发动机10b的功率从值P2减小到时刻t1处达到的值P4；以及

在直升机1以ACR配置操作的同时在时刻t1后将发动机10a、10b的功率保持为相应的值P3、P4。

应着重强调的是值P4大于零。因此，发动机10b在直升机1以ACR配置操作时是开启的。

参考图4，从输出轴11a、11b的角速度彼此相等且等于值n1的时刻t0开始，航空电子系统30还被配置为请求FADEC22：

在被包含在时刻t0、t1之间的时间间隔期间将输出轴11b的角速度从值n1减小到比值n1更小的值n2；

在被包含在时刻t0、t1之间的时间间隔期间将输出轴11a的角速度保持为值n1；以及

在时刻t1后将输出轴11a、11b的角速度保持为相应的值n1、n2。

特别地，在时刻t1后，飞轮13允许以角速度n2旋转的输出轴11b与到传动装置8的相应的输入轴12b之间分离。特别地，输入轴12b的角速度通过增大连接至发动机10a的输入轴12a提供的驱动扭矩而保持恒定。

优选地，在ACR请求指令在直升机1处于确定的飞行包线之外时置于启用位置的情况下，航空电子系统30被配置为辅助机组人员进行将直升机1带入到飞行包线内的操作。

更详细地，航空电子系统30被配置为：

将传感器21、23检测到的数据与存储在航空电子系统30自身的存储站37中的数据进行比较；

确认检测到的数据位于所述包线之外；以及

通过显示装置32将所述检测到的数据展示给机组人员。

优选地，航空电子系统30的控制单元33被编程为：

在直升机1处于ACR配置时从传感器21、23连续获取直升机1的实际飞行包线的至少一些参数并且监测至少实际飞行包线的这些参数位于确定的飞行的确定的包线内；

获得所述参数的趋势；以及

在显示装置32上显示表示所述参数的趋势使直升机1离开所述确定的飞行包线的警告信息。

特别地，所述趋势持续地且针对直升机1自身的任何操作配置进行获取。

更详细地，航空电子系统30获取的实际飞行包线的参数至少包括指示速度IAS、垂直速度VS和高度ALT。

更确切来说，航空电子系统30被编程为检测垂直速度的趋势并且将其与确定的飞行包线的爬升速率进行比较。

航空电子系统30还被编程为检测高度趋势、将其与可从存储在站37中的数据库获得的趋势以及确定的飞行包线的高度进行比较。

特别地，所述数据库针对每个纬度和经度值包括海面以上高度值。

航空电子系统30还被配置为在以下情况下执行直升机1从ACR操作配置到常规操作配置的转变：

为了执行从ACR操作配置的受控的常规紧急脱离；

为了执行从ACR操配置的受控的紧急脱离；

为了在“ACR直升机可用性”参数呈现出假值时执行从ACR配置的自动紧急脱离；以及

为了在不要求自动紧急脱离的直升机1的轻微异常的情况下执行自动常规脱离。

优选地，受控的常规受控脱离操作和自动常规脱离操作进行的时间比受控的紧急脱离操作和自动紧急脱离更长。

更详细地，在直升机的ACR配置中在机组人员将ACR请求指令移动至停用位置时航空电子系统30的控制单元33被编程为请求FADEC22执行从ACR配置的受控的常规脱离。

跟随ACR请求指令到达停用位置的运动，显示装置32被编程为：

在FADEC22批准后显示1(2)ACR转变指示；

在发动机10a、10b都输送相同的功率P1、P2后移除ACR指示；以及

在直升机1处于ACR配置之外后移除1(2)ACR转变指示并显示ACR已装备指示。

替代地，跟随ACR请求指令到达停用位置的运动，显示装置32被编程为在发动机10a、10b具有与来自相关涡轮机的热气相同的出口温度后移除指示。

航空电子系统30的控制单元33还被编程为在ACR装备指令在直升机1处于ACR操作配置的情况下启动时执行受控的紧急脱离操作。

在这些情况下，显示装置32被编程为：

在由FADEC22确认后并且在发动机10a、10b的重置期间显示1(2)ACR转变指示；

在发动机10a、10b都输送相同的功率P1、P2后移除ACR指示；以及

在直升机1处于ACR配置之外后移除1(2)ACR转变指示并显示ACR已准备指示。

显示装置32还被编程为在从ACR配置受控的紧急脱离期间：

显示1(2)ACR转变指示；

在发动机10b输送与发动机10a相同的功率后移除ACR指示；以及

在已完成了直升机1的重置后移除1(2)ACR转变指示。

航空电子系统30的控制单元33还被编程为在直升机1的不要求自动紧急脱离的轻微异常的情况下执行自动常规脱离操作。

在这个自动常规脱离操作期间，显示装置32被编程为：

在FADEC22批准后显示1(2)ACR转变指示；

在发动机10a、10b都输送相同的功率P1、P2后移除ACR指示；

在直升机1处于ACR配置之外后移除1(2)ACR转变指示并显示ACR已装备指示。

航空电子系统30还被编程为在自动紧急脱离操作完成时禁止装备请求功能并给ACR装备参数赋予假值。

在自动紧急脱离的情况下，航空电子系统30将ACR请求指令切换到相应的停用位置并且禁止其使用。

在自动紧急脱离情况下，航空电子系统30监测直升机1的系统并且确定任何故障。

参考图5，从命令了从ACR配置转变为常规配置的时刻t3开始，FADEC22被编程为：

在被包含在时刻t3与时刻t4之间的时间间隔期间将输出轴11b的角速度从值n2增大到值n1；

在被包含在时刻t3、t4之间的时间间隔期间将输出轴11a的角速度保持为值n1；以及

在时刻t4后将输出轴11a、11b的角速度保持为彼此相等的相应的值n1。

特别地，在被包含在时刻t3、t4之间的时间间隔中，发动机10b加速并且使输出轴11b具有与传动装置8的相关的输入轴12b相同的角速度。

FADEC22还被编程为：

在被包含在时刻t4与已完成上述转变的时刻t5之间的时间间隔中使发动机10a的功率从值P3减小到值P1；

将发动机10b的功率从值P4增大到被包含在时刻t4、t5之间的时间间隔中达到的值P2；以及

在直升机1以常规配置操作的同时在时刻t5后将发动机10a、10b的功率保持为彼此相等的相应的值P1、P2。

优选地，FADEC22在直升机1从ACR操作配置到常规操作配置的转变期间在受控的常规脱离、自动常规脱离、自动紧急脱离和受控的紧急脱离的情况下被编程为：

产生用于重置发动机10a、10b的彼此不同的相应的时间瞬变值；

产生飞轮13的轮16、15之间的滑动速度的不同的时间趋势；以及

在相应的飞轮13允许相应的输出轴11a、11b和输入轴12a、12b角旋转后产生发动机10a、10b提供的不同的功率值。

直升机1还包括自动飞行控制系统AFCS，其被编程为：

从FADEC22接收与直升机1在常规配置和ACR配置之间转变的事实相关的信息；

评估飞行控制器14a、14b的任何修正；

通过显示装置32将上述修正显示给机组人员或者直接在飞行控制器14a、14b上实施这些修正，以使直升机1的轨迹和/或姿态以及旋翼3的角速度中的扰动最小。

优选地，在发动机10a在直升机1处于ACR配置时损失功率的情况下飞行员或AFCS飞行控制系统在飞行控制器14a、14b上作用来执行回收操作。

这种回收操作适于在发动机10a开始故障的时刻与发动机10b能够输送维持直升机1所需的功率的时刻之间的时间间隔中补偿瞬时功率的损失。

因此能够在上述时间间隔期间将直升机1保持在相关操作和设计限制范围内。

优选地，回收操作减小直升机1的高度和速度(图6)。特别地，回收操作通过借助于飞行控制器14a减小桨叶9b的桨距角而将直升机1设置为俯冲姿态并且获得垂直下降速度。例如，所述回收操作是紧急状况下的自转操作。

当直升机1处于ACR配置时，介于输出轴12b与输入轴11b之间的飞轮13由于相应的轮15、16之间的相对滑动而承载机械负载。更具体地，选择轮16、15之间的转速差以减小飞轮13的部件上的局部压力负载。此外，飞轮13通常尺寸被设置为在减少对疲劳寿命的影响的情况下允许这些速度差异。

从直升机1处于常规配置并且ACR请求指令处于停用位置(图2)的状态开始描述直升机1的操作。

在这些状态下，发动机10a、10b输送相应的功率P1、P2并且输出轴11a、11b以彼此相等的相应的角速度n1与传动装置8的相应输入轴12a、12b一体地旋转。

发电机102a、102b由相应的发动机10a、10b驱动并且为相应的单元103a、103b；104a、104b供电。

航空电子系统30的控制单元33从传感器21获得与直升机1的操作状态相关的第一参数以及与直升机1的系统和装置的任何故障相关的第二参数。

控制单元33将这些第一参数与存储在站37中的值进行比较。

更详细地(图9)，航空电子系统30的控制单元33基于传感器21检测到的第一参数、存储站37的内容以及由航空电子系统30发现的任何故障给“ACR直升机可用性”参数赋予真值或假值。

特别地，航空电子系统30的控制单元33在不考虑发动机系统7的情况下在直升机1处于要在ACR配置下操作的状态下给“ACR直升机可用性”参数赋予真值。

更确切来说，航空电子系统30的控制单元33在所有条件i)、ii)、iii)、iv)和v)都发生并且直升机系统1中没有显著故障时给“ACR直升机可用性”参数赋予真值。

相反，控制单元33在直升机1不能以ACR配置操作时给“ACR直升机可用性”参数赋予假值。

FADEC22在发动机系统7处于要在ACR配置下操作的状态时给“发动机可用性”参数赋予真值。

FADEC22或者航空电子系统30在“发动机可用性”和“ACR直升机可用性”信号都呈现出真值时给航空电子系统30的“ACR准备就绪”参数赋予真值。

因此，显示装置32显示“ACR已准备”参数。

在这些情况下，机组人员可通过首先启动ACR装备指令并随后将ACR请求指令置于启用位置来请求转变为ACR配置。在输入了ACR装备和ACR请求指令后，航空电子系统30进行系统100的重置并且请求FADEC22使发动机10a、10b从常规配置转变为ACR配置。

特别地，系统100优选自动进行重置，以停用连接至发动机10b的发电机102b并且保持连接至发动机10a的发电机102a启用，从而为单元103a、104a供电。

单元103b的必要电气负载单独电连接至单独由发动机10a驱动的发电机102a，并且非必要电气负载在所述重置步骤期间停用。

优选地，FADEC22验证在使发动机10a、10b从常规配置转变为ACR配置之前已进行了系统100的重置。

特别地，在系统100的重置步骤期间，显示装置32显示1(2)ACR转变指示。

在发动机10a、10b的重置步骤期间，显示装置32显示ACR指示。

优选地，直升机1的重置在将ACR请求指令置于启用位置后已经过一定时间间隔之后开始。

在该时间间隔结束时，FADEC22减少供应至发动机10b的燃烧室的燃料并且开始发动机10a、10b的重置。

更详细地，FADEC22从已经完成了系统100的重置的时刻t0(图4)开始到已经完成了从常规配置到ACR配置的转变的时刻t1：

将发动机10a的功率从值P1增大到时刻t1处达到的值P3；

将发动机10a的功率从值P2减小到时刻t1处达到的值P4；以及

在直升机1以ACR配置操作的同时在时刻t1后将发动机10a、10b的功率保持为相应的值P3、P4。

FADEC22从输出轴11a、11b的角速度彼此相等且等于值n1的时刻t0开始：

在被包含在时刻t0、t1之间的时间间隔期间将输出轴11b的角速度从值n1减小到比值n1更小的值n2；

在被包含在时刻t0、t1之间的时间间隔期间将输出轴11a的角速度保持为值n1；以及

在时刻t1后将输出轴11a、11b的角速度保持为相应的值n1、n2。

特别地，通过输送功率P1的发动机10a的输出轴11a驱动传动装置8的输入轴12a进行旋转。通过增大连接至发动机10a的输入轴12a提供的驱动扭矩而使输入轴12b的角速度保持恒定。

在时刻t1后，飞轮13允许通过传动装置8的输入轴12b与以角速度n1旋转的发动机10b的输出轴11b之间的滑动进行相对旋转。

航空电子系统30连续获得传感器21、23的信号并且进行比较，以使操作参数继续保持在站37中存储的间隔中。

如果一些操作参数处于站37中存储的间隔之外和/或发现与ACR配置不匹配的故障，则系统100和发动机10a、10b返回到常规配置。

当直升机1以ACR配置操作时，控制单元33监测直升机1的实际飞行包线的一些参数保持在确定的飞行的确定的包线内，并且得出上述参数的趋势。

显示装置32给飞行员提供与使直升机1离开前述确定的飞行包线的所述参数的趋势相关的警告信息。

在直升机1处于ACR配置时损失发动机10a的功率的情况下，飞行员或AFCS飞行控制系统在飞行控制器14a、14b上作用来执行回收操作，以在发动机10a开始故障的时刻与发动机10b能够输送维持直升机1所需的功率的时刻之间的时间间隔中补偿瞬时功率的损失。

优选地，回收操作减小直升机1的高度和速度(图6)。特别地，回收操作通过借助于飞行控制器14a减小桨叶9b的桨距角而将直升机1设置为俯冲姿态并且获得垂直下降速度。

直升机1从ACR配置到常规配置的转变通过受控的常规脱离或受控的紧急脱离或自动紧急脱离或自动常规脱离来执行。

特别地，机组人员通过将ACR请求指令置于停用位置来执行受控的常规脱离。

响应于ACR请求指令的这种停用，显示装置32在FADEC22批准后显示1(2)ACR转变指示；在发动机10a、10b都输送相同的功率P1、P2后移除ACR信号；移除1(2)ACR转变指示；并且在直升机1处于常规配置后显示ACR已装备指示。

机组人员通过启动ACR装备指令来进行受控的紧急脱离。

响应于所述启动，显示装置32在被FADEC22确认后显示1(2)ACR转变指示、在发动机10a、10b都输送相同的功率P1、P2后移除ACR指示；在直升机1处于ACR配置之外后移除1(2)ACR转变指示；并且显示ACR已准备指示。

航空电子系统30将ACR请求指令置于停用位置，从而防止返回到ACR配置的可能性。

控制单元33或者替代的FADEC22自身在“ACR直升机可用性”和“发动机可用性”参数中的一个呈现出假值时、即在没有验证条件i)、ii)、iii)、iv)和v)中的至少一个时，命令FADEC22进行从ACR配置的自动紧急脱离。

在这些情况下，显示装置32显示1(2)ACR转变指示、在发动机10b输送与发动机10a相同的功率后移除ACR指示并且在已经完成直升机1的重置后移除1(2)ACR转变指示。

控制单元33在自动紧急脱离操作结束时重设ACR已装备状态，不显示ACR已装备指示并且将装备请求指令置于停用位置。

显示装置32在从直升机1的ACR配置转变到常规配置期间显示1(2)ACR转变指示并且在上述转变结束时移除ACR指示。

在自动紧急脱离状态下，传感器21感知与ACR配置不匹配的一个或多个故障的存在、在不考虑发动机10a、10b的情况下监测直升机1的系统并且将这个故障发送给航空电子系统30。

FADEC22受到控制执行发动机10b的输出轴11b的控制律，以针对传动装置8的输入轴12b确保正确的功率值。

航空电子系统30还被编程为快速启动对飞行员的帮助来重置系统100。

控制单元33在直升机1的不需要自动紧急脱离的轻微异常的情况下请求FADEC22执行自动常规脱离操作。

更详细地，从命令了从ACR配置转变为常规配置的时刻t3开始，控制单元33还请求FADEC22：

在被包含在时刻t3与时刻t4之间的时间间隔期间将输出轴11b的角速度从值n2增大到值n1；

在被包含在时刻t3、t4之间的时间间隔期间将输出轴11a的角速度保持为值n1；以及

在时刻t4后将输出轴11a、11b的角速度保持为彼此相等的相应的值n1。

特别地，在被包含在时刻t3、t4之间的时间间隔中，发动机10b加速并且使输出轴11b具有与传动装置8的相关的输入轴12b相同的角速度。

控制单元33还命令FADEC22：

在被包含在时刻t4与已完成上述转变的时刻t5之间的时间间隔中使发动机10a的功率从值P3减小到值P1；

将发动机10a的功率从值P4增大到被包含在时刻t4、t5之间的时间间隔中达到的值P2；以及

在直升机1以常规配置操作的同时在时刻t5后将发动机10a、10b的功率保持为彼此相等的相应的值P1、P2。

基于脱离ACR配置的操作类型，控制单元命令FADEC22产生飞轮13的轮16、15之间的滑动速度的不同的时间趋势、飞轮13的轮16、15之间的滑动速度的不同的时间趋势，并且在相应的飞轮13允许相应的输出轴11a、11b和输入轴12a、12b角旋转后产生发动机10a、10b提供的不同的功率值。

针对上述的每个脱离操作，在直升机1从ACR配置到常规配置的转变结束时连接至发动机10b的发电机102b再次启动并且单元103b、104b电连接至发电机102b自身。

通过检查根据本发明的直升机1的特征，其允许获得的优点是显而易见的。

特别地，航空电子系统30的控制单元33被编程为：

获得与直升机1的操作状态相关的一系列参数；以及

在所述参数呈现出相应的第一值时实现从常规配置到ACR配置的转变。

以这种方式，能够确保以ACR配置操作的直升机1仅在其处于确定的飞行包线中时并且在不存在直升机1自身的必要部件的影响其在ACR配置中的操作性的故障的情况下具有更低的比燃料消耗率。

这确保了发动机系统7能够在直升机1的操作状态要求时输送最大功率并且可以在被直升机1的操作状态允许时使其消耗最小。

由于控制单元33连续获取与直升机1的操作状态有关的参数，因此能够在直升机1处于确定的飞行的确定的包线之外或存在直升机1的故障时执行从ACR配置到操作配置的自动紧急脱离。

当直升机1以ACR配置操作时，控制单元33监测直升机1的实际飞行包线的一些参数处于确定的飞行的确定的包线内并且得出这些参数的趋势。

显示装置32给飞行员提供与使直升机1离开所述确定的飞行包线的所述参数的趋势的事实相关的警告信息。

因此能够及时通知机组人员直升机1接近不允许ACR配置的飞行包线。

在直升机1处于ACR配置时发动机10a损失功率的情况下，飞行员或AFCS飞行控制系统在飞行控制器14a、14b上作用来执行适于补偿发动机10a开始故障的时刻与发动机10b能够输送维持直升机1所需的功率的时刻之间的时间间隔中的瞬时功率损失的回收操作。

因此能够在上述时间间隔期间将直升机1保持在相关操作和设计限制范围内。

航空电子系统30的控制单元33还允许：

在机组人员认为必要时执行从ACR操作配置的受控的常规脱离；和/或

在直升机1的不需要自动紧急脱离的轻微异常的情况下执行从ACR操作配置的自动非紧急脱离。

更详细地，即使在参数呈现出第一值时也可通过机组人员来请求受控的常规脱离操作。

以这种方式，能够例如因为认为这个模式中的性能不适于具体的飞行状态和任务或者因为不包括在航空电子系统30自动检测到的要求重新存储手动配置的那些异常中的异常而根据机组人员遇到的需求来脱离ACR配置。

因此能够确保直升机1的最大的使用灵活性以及减少ACR配置下的消耗的可能性。

应着重强调的是在ACR配置中发动机10b没有关闭，而是输送基本上为零的功率P2。

因此，由于发动机10b在ACR配置中也保持激活，将直升机1置于使发动机10b输送功率P2的常规配置所需的时间与一个发动机被完全关闭的已知方案相比尤其被减少。

在直升机1的ACR配置中，由于存在飞轮13，发动机10b的输出轴11b在比传动装置的输入轴12b的角速度n2更小的角速度n1下旋转。

换言之，飞轮13允许支撑由于轮16与轮15之间的相对滑动而产生的持续了直升机1处于ACR配置的整个时间的机械负载。

以这种方式，相同的飞轮13通常用于允许在发动机10b异常故障的情况下短时间地维持旋翼3的操作，还有利地用于允许在ACR配置中在延长的时间段内进行旋翼3的操作。

这是通过将轮16、15之间的转速差异选择为减小飞轮13的部件上的局部压力负载并且由于飞轮13通常尺寸被设置为在减少对疲劳寿命的影响的情况下允许这些速度差异而实现的。

最后，显然可以对先前描述的飞行器1做出修改和变型，而不会因此脱离本发明的保护范围。

特别地，能够悬停的飞行器可以是推力换向式飞机而不是直升机1。

更具体地，能够悬停的飞行器可以是多旋翼飞行器，例如具有两个同轴旋翼或者是相互啮合型。

可以不通过航空电子系统30而是通过飞行员在手动飞行状态下验证状态ii)。

发动机10a、10b可以是与涡轮轴发动机不同的热力发动机或者是由电池驱动的电动发动机或者是混合发动机。

Claims (17)

1.一种控制能够悬停的飞行器(1)的方法，所述飞行器(1)包括：

第一发动机(10a)；

第二发动机(10b)；

操作性地连接至所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)的至少一个旋翼(3)；以及

介于所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)与所述旋翼(3)之间的传动装置(8)，

所述传动装置(8)包括分别连接至所述第一发动机(10a)的第一输出构件(11a)和所述第二发动机(10b)的第二输出构件(11b)的第一输入件(12a)和第二输入件(12b)，

所述方法包括将所述飞行器(1)设置为以下配置的步骤i)：

第一配置，其中所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)分别向所述传动装置(8)的所述第一输入件(12a)和所述第二输入件(12b)提供基本彼此相等的第一功率值(P1)和第二功率值(P2)，所述第一功率值(P1)和所述第二功率值(P2)之和等于至少一个所述旋翼(3)正确操作所需的功率(P)；或者

第二配置，其中所述第一发动机(10a)向所述第一输入件(12a)提供比所述第一功率值(P1)更大的第三功率值(P3)，并且所述第二发动机(10b)向所述第二输入件(12b)输送零功率值(P4)，所述第三功率值(P3)和所述第四功率值(P4)彼此不同，所述第三功率值(P3)大于所述第一功率值(P1)并等于所述功率(P)，

所述方法还包括以下步骤：

ii)检测与所述飞行器(1)的操作状态有关的一系列参数；以及

iii)在所述参数呈现出相应的第一值时使所述飞行器(1)能够从所述第一配置转变为所述第二配置，

其特征在于，包括在仅有一些所述参数呈现出相应的第一值且跟随第二指令时允许所述飞行器(1)进行从所述第二配置到所述第一配置的受控的非紧急转变的步骤xii)。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，至少一些所述参数限定所述飞行器(1)的飞行包线；和/或至少另外的所述参数表示所述飞行器(1)的故障。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，其包括在至少一个所述参数呈现出与所述第一值不同的相应的第二值时，防止所述飞行器(1)从所述第一配置转变为所述第二配置的步骤iv)；和/或

其特征在于，其包括在至少一个所述参数呈现出与所述第一值不同的相应的第二值时，使所述飞行器(1)从所述第二配置自动转变为所述第一配置的步骤v)；和/或

其特征在于，其包括在所述参数呈现出第一值且跟随第一指令时，使所述飞行器(1)进行从所述第二配置到所述第一配置的受控的紧急转变的步骤vi)。

4.根据前述任一项权利要求所述的方法，其特征在于，其包括以下步骤：

vii)在所述飞行器(1)处于所述第二配置时产生至少一些所述参数的趋势；以及

viii)在所述趋势导致至少一些所述参数呈现出与所述第一值不同的第二值的情况下，产生警告信号。

5.根据前述任一项权利要求所述的方法，其特征在于，其包括以下步骤：

ix)检测所述第一发动机(10a)开始发生故障；

x)减小所述飞行器(1)的高度和垂直速度；以及

xi)增大所述第二发动机(10b)输送的功率。

6.根据前述任一项权利要求所述的方法，其特征在于，所述步骤iii)包括验证以下情况的步骤xiii)：

外部温度(OAT)被包含在第一操作值与第二操作值之间；

气压高度被包含在第三操作值与第四操作值之间；

密度高度被包含在第五操作值与第六操作值之间；

地面以上高度被包含在50英尺与1000英尺之间；

海面以上高度被包含在50英尺与1000英尺之间；

所述旋翼(3)的角速度被包含在最小的第七操作值与最大的第八操作值之间，其中第七值为标称角速度的0.85倍与1倍之间并且第八值被包含在前述标称角速度的1倍与1.15倍之间；

指示速度(IAS)被包含在第九值与第十值之间，其中所述第九值被包含在要求水平最小功率和操作温度的水平飞行速度的0.5倍与1.5倍之间，并且所述第十值被包含在要求最小功率的前述水平飞行速度的1倍与2.5倍之间；以及

所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)输送的扭矩被包含在第十一操作值与第十二操作值之间，其中第十一值被包含在要求最小功率的前述水平飞行速度下的直线水平飞行所需的扭矩的0.5倍与1倍之间，并且第十二值被包含在前述所需的扭矩的1倍与3倍之间。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述步骤iii)包括验证以下情况的步骤xiv)：

最小飞行高度以上高度被包含在50英尺与1000英尺之间；以及

升降速度(Vz)被包含在第十三操作值与第十四操作值之间，其中所述第十三操作值被包含在自转垂直速度的0.1倍与1倍之间，并且所述第十四操作值被包含在要求最小功率的前述速度下的最大升降速度的0.1倍与1倍之间。

8.根据前述任一项权利要求所述的方法，其特征在于，其包括控制所述第二发动机(10b)以使相关的第二输出构件(12)在所述第二配置中以大于零的角速度旋转的步骤xv)。

9.根据前述任一项权利要求所述的方法，其特征在于，其包括在所述飞行器(1)处于所述第二配置时并且在所述第二发动机(10b)故障的情况下通过单向离合器(13)在所述第二输出构件(11b)与所述第二输入件(12b)之间产生相对角滑动的步骤xvi)，

所述单向离合器(13)包括与相关的所述第二输入件(12b)旋转地整合的第一元件(16)以及与所述第二输出轴(11b)旋转地整合的第二元件(15)，所述离合器(13)在所述第一元件(16)以低于所述第二元件(15)的速度旋转时使所述第二输入件(12b)与所述第二输出轴(11b)旋转地解耦，并且在所述第一元件(16)和所述第二元件(15)以相同角速度旋转时使所述第二输入件(12b)与所述第二输出轴(11b)旋转地耦合。

10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，其包括以下步骤：

xvii)根据从所述第二配置到所述第一配置的转变类型在所述第一元件(16)与所述第二元件(15)之间产生滑动速度的不同的时间趋势；和/或

xviii)根据从所述第二配置到所述第一配置的转变类型产生在所述单向离合器(13)将所述第二输入件(12b)与所述第二输出轴(11b)耦合后可分别由所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)提供的不同的功率值(P1，P2)。

11.根据前述任一项权利要求所述的方法，其特征在于，其包括以下步骤：

xix)将第一发电机(102a)机械连接至所述第一发动机(10a)的所述第一输出构件(11a)；

xx)在所述飞行器(1)处于所述第一配置时通过所述第一发电机(102a)为第一电气负载(103a，104a)供电；

xxi)将第二发电机(102b)机械连接至所述第二发动机(10b)的所述第二输出构件(11b)；

xxii)在所述飞行器(1)处于所述第一配置时通过所述第二发电机(102b)为第二电气负载(103b，104b)供电；

xxiii)在所述飞行器(1)处于所述第二配置时关闭所述第二发电机(102b)及所述第二电气负载(103b，104b)的非必要部分并且通过所述第一发电机(102a)至少为所述第二电气负载的重要部分供电。

12.一种能够悬停的飞行器(1)，其包括：

第一发动机(10a)；

第二发动机(10b)；

操作性地连接至所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)的至少一个旋翼(3)；

传动装置(8)，其介于所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)与所述旋翼(3)之间并且包括分别连接至所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)的第一输入件(11a)和第二输入件(11b)；以及

被编程为将所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)设置为以下配置的控制单元(30，33，22)：

第一配置，其中它们分别向相应的所述第一输入件(12a)和所述第二输入件(12b)提供彼此相等的第一功率值(P1)和第二功率值(P2)，所述第一功率值(P1)和所述第二功率值(P2)之和等于至少一个所述旋翼(3)正确操作所需的功率(P)；或者

第二配置，其中所述第一发动机(10a)向所述第一输入件(12a)输送比所述第一功率值(P1)更大的第三功率值(P3)，并且所述第二发动机(10b)向所述第二输入件(12b)输送零功率值(P4)，所述第三功率值(P3)和所述第四功率值(P4)彼此不同，所述第三功率值(P3)大于所述第一功率值(P1)并等于所述功率(P)，

所述控制单元(30，33，22)被编程为：

在与所述飞行器(1)的操作状态相关的一系列参数呈现出第一值时实现从所述第一配置到所述第二配置的转变；

在与所述飞行器(1)的操作状态相关的至少一个所述参数呈现出与所述第一值不同的第二值时禁止所述转变，

其特征在于，所述控制单元(30，33，32)还被编程为在仅有一些所述参数呈现出相应的第一值且跟随第二指令时，允许所述飞行器(1)进行从所述第二配置到所述第一配置的受控的非紧急转变。

13.根据权利要求12所述的飞行器，其特征在于，其包括：

多个传感器(21，23)，其适于检测限定所述飞行器(1)的飞行包线的第一个所述参数以及表示所述飞行器(1)的故障的第二个所述参数并且功能性地与所述控制单元(30，33)连接；以及

被配置为控制所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)且由所述控制单元(30，33)控制的FADEC(22)。

14.根据权利要求12或13所述的飞行器，其特征在于，所述控制单元(30，33)包括所述第一值的存储站(37)；和/或

其特征在于，其包括由所述控制单元(30，32，33)控制且被配置为向机组人员显示以下内容的显示装置(32)：

表示包括所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)的所述飞行器(1)处于要在ACR配置下操作的状态的事实的第一信号(ACR READY)；和/或

表示能够进行从所述第一配置到所述第二配置的转变的事实的第二信号(ACRARMED)；和/或

表示所述飞行器(1)在使用中在所述第二配置下操作的事实的第三信号(ACR)。

15.一种控制能够悬停的飞行器(1)的方法，所述飞行器(1)包括：

第一发动机(10a)；

第二发动机(10b)；

操作性地连接至所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)的至少一个旋翼(3)；以及

介于所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)与所述旋翼(3)之间的传动装置(8)，

所述传动装置(8)包括分别连接至所述第一发动机(10a)的第一输出构件(11a)和所述第二发动机(10b)的第二输出构件(11b)的第一输入件(12a)和第二输入件(12b)，

所述方法包括将所述飞行器(1)设置为以下配置的步骤i)：

第一配置，其中所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)分别针对所述传动装置(8)的所述第一输入件(12a)和所述第二输入件(12b)提供基本彼此相等的第一功率值(P1)和第二功率值(P2)，所述第一功率值(P1)和所述第二功率值(P2)之和等于至少一个所述旋翼(3)正确操作所需的功率(P)；或者

第二配置，其中所述第一发动机(10a)向所述第一输入件(12a)提供比所述第一功率值(P1)更大的第三功率值(P3)，并且所述第二发动机(10b)向所述第二输入件(12b)输送零功率值(P4)，所述第三功率值(P3)和所述第四功率值(P4)彼此不同，所述第三功率值(P3)大于所述第一功率值(P1)并等于所述功率(P)，

所述方法包括以下步骤：

ii)检测与所述飞行器(1)的操作状态有关的一系列参数；以及

iii)在所述参数呈现出相应的第一值时使所述飞行器(1)能够从所述第一配置转变为所述第二配置，

其特征在于，所述步骤iii)包括验证以下情况的步骤xiii)：

外部温度(OAT)被包含在第一操作值与第二操作值之间；

气压高度被包含在第三操作值与第四操作值之间；

密度高度被包含在第五操作值与第六操作值之间；

地面以上高度被包含在50英尺与1000英尺之间；

海面以上高度被包含在50英尺与1000英尺之间；

所述旋翼(3)的角速度被包含在最小的第七操作值与最大的第八操作值之间，其中第七值为标称角速度的0.85倍与1倍之间，并且第八值被包含在前述标称角速度的1倍与1.15倍之间；

指示速度(IAS)被包含在第九值与第十值之间，其中所述第九值被包含在要求水平最小功率和操作温度的水平飞行速度的0.5倍与1.5倍之间，并且所述第十值被包含在要求最小功率的前述水平飞行速度的1倍与2.5倍之间；以及

所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)输送的扭矩被包含在第十一操作值与第十二操作值之间，其中第十一值被包含在要求最小功率的前述水平飞行速度下的直线水平飞行所需的扭矩的0.5倍与1倍之间，并且第十二值被包含在前述所需的扭矩的1倍与3倍之间，

所述步骤iii)还包括验证以下情况的步骤xiv)：

最小飞行高度以上高度被包含在50英尺与1000英尺之间；以及

升降速度(Vz)被包含在第十三操作值与第十四操作值之间，其中所述第十三操作值被包含在自转垂直速度的0.1倍与1倍之间，并且所述第十四操作值被包含在要求最小功率的前述速度下的最大升降速度的0.1倍与1倍之间。

16.一种能够悬停的飞行器(1)，其包括：

第一发动机(10a)；

第二发动机(10b)；

操作性地连接至所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)的至少一个旋翼(3)；

传动装置(8)，其介于所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)与所述旋翼(3)之间并且包括分别连接至所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)的第一输入件(11a)和第二输入件(11b)；以及

被编程为将所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)设置为以下配置的控制单元(30，33，22)：

第一配置，其中它们分别向相应的所述第一输入件(12a)和所述第二输入件(12b)提供彼此相等的第一功率值(P1)和第二功率值(P2)，所述第一功率值(P1)和所述第二功率值(P2)之和等于至少一个所述旋翼(3)正确操作所需的功率(P)；或者

第二配置，其中所述第一发动机(10a)向所述第一输入件(12a)输送比所述第一功率值(P1)更大的第三功率值(P3)，并且所述第二发动机(10b)向所述第二输入件(12b)输送零功率值(P4)，所述第三功率值(P3)和所述第四功率值(P4)彼此不同，所述第三功率值(P3)大于所述第一功率值(P1)并等于所述功率(P)，

所述控制单元(30，33，22)被编程为：

在与所述飞行器(1)的操作状态相关的一系列参数呈现出第一值时实现从所述第一配置到所述第二配置的转变；

在与所述飞行器(1)的操作状态相关的至少一个所述参数呈现出与所述第一值不同的第二值时禁止所述转变，

其特征在于，所述控制单元(30，33，22)被编程为验证以下情况：

外部温度(OAT)被包含在第一操作值与第二操作值之间；

气压高度被包含在第三操作值与第四操作值之间；

密度高度被包含在第五操作值与第六操作值之间；

地面以上高度被包含在50英尺与1000英尺之间；

海面以上高度被包含在50英尺与1000英尺之间；

所述旋翼(3)的角速度被包含在最小的第七操作值与最大的第八操作值之间，其中第七值为标称角速度的0.85倍与1倍之间，并且第八值被包含在所述标称角速度的1倍与1.15倍之间；

指示速度(IAS)被包含在第九值与第十值之间，其中所述第九值被包含在要求水平最小功率和操作温度的水平飞行速度的0.5倍与1.5倍之间，并且所述第十值被包含在要求最小功率的前述水平飞行速度的1倍与2.5倍之间；以及

所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)输送的扭矩被包含在第十一操作值与第十二操作值之间，其中第十一值被包含在要求最小功率的前述水平飞行速度下的直线水平飞行所需的扭矩的0.5倍与1倍之间，并且第十二值被包含在前述所需的扭矩的1倍与3倍之间；

所述控制单元(30，33，22)被编程为验证以下情况：

最小飞行高度以上高度被包含在50英尺与1000英尺之间；以及

升降速度(Vz)被包含在第十三操作值与第十四操作值之间，其中所述第十三操作值被包含在自转垂直速度的0.1倍与1倍之间，并且第十四值被包含在要求最小功率的前述速度下的最大升降速度的0.1倍与1倍之间。

17.一种控制能够悬停的飞行器(1)的方法，所述飞行器(1)包括：

第一发动机(10a)；

第二发动机(10b)；

操作性地连接至所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)的至少一个旋翼(3)；以及

介于所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)与所述旋翼(3)之间的传动装置(8)，

所述传动装置(8)包括分别连接至所述第一发动机(10a)的第一输出构件(11a)和所述第二发动机(10b)的第二输出构件(11b)的第一输入件(12a)和第二输入件(12b)，

所述方法包括将所述飞行器(1)设置为以下配置的步骤i)：

第一配置，其中所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)分别向所述传动装置(8)的所述第一输入件(12a)和所述第二输入件(12b)提供基本彼此相等的第一功率值(P1)和第二功率值(P2)，所述第一功率值(P1)和所述第二功率值(P2)之和等于至少一个所述旋翼(3)正确操作所需的功率(P)；或者

第二配置，其中所述第一发动机(10a)向所述第一输入件(12a)提供比所述第一功率值(P1)更大的第三功率值(P3)，并且所述第二发动机(10b)向所述第二输入件(12b)输送零功率值(P4)，所述第三功率值(P3)和所述第四功率值(P4)彼此不同，所述第三功率值(P3)大于所述第一功率值(P1)并等于所述功率(P)，

所述方法包括以下步骤：

ii)检测与所述飞行器(1)的操作状态有关的一系列参数；以及

iii)在所述参数呈现出相应的第一值时使所述飞行器(1)能够从所述第一配置转变为所述第二配置，

其特征在于，包括以下步骤：

xvi)在所述飞行器(1)处于所述第二配置时并且在所述第二发动机(10b)故障的情况下通过单向离合器(13)在所述第二输出构件(11b)与所述第二输入件(12b)之间产生相对角滑动，

所述单向离合器(13)包括与相关的所述第二输入件(12b)旋转地整合的第一元件(16)以及与所述第二输出轴(11b)旋转地整合的第二元件(15)，所述离合器(13)在所述第一元件(16)以低于所述第二元件(15)的速度旋转时使所述第二输入件(12b)与所述第二输出轴(11b)旋转地解耦并且在所述第一元件(16)和所述第二元件(15)以相同角速度旋转时使所述第二输入件(12b)与所述第二输出轴(11b)旋转地耦合；

xvii)根据从所述第二配置到所述第一配置的转变类型在所述第一元件(16)与所述第二元件(15)之间产生滑动速度的不同的时间趋势；和/或

xviii)根据从所述第二配置到所述第一配置的转变类型产生在所述单向离合器(13)将所述第二输入件(12b)与所述第二输出轴(11b)耦合后可分别由所述第一发动机(10a)和所述第二发动机(10b)提供的不同的第一和第二功率值(P1，P2)。

Images