CN118020098A - 用于对影响混合推进系统的一个动力系统的故障进行处理的训练方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于训练飞行员处理影响飞行器的混合推进系统的动力系统的故障的方法，混合推进系统包括在传动单元上并联连接的n个动力系统(n≥2)，n个动力系统包括本质上不同的第一动力系统和第二动力系统。方法包括在飞行器的飞行期间，模拟影响第一动力系统的故障，在执行模拟的同时检查推进系统的n个动力系统的状态。如果检测到影响n个推进系统中的一个推进系统的故障，则停止模拟并增加由第一或第二动力系统中的至少一个提供的瞬时功率，使得由n个动系统提供的瞬时功率的总和大于飞行器持续飞行所需的最小总瞬时功率。

Description

用于对影响混合推进系统的一个动力系统的故障进行处理的 训练方法

技术领域

本发明涉及一种用于辅助训练飞行器驾驶员处理故障的方法，该故障影响装备有冗余混合推进系统的飞行器的一组至少两个冗余并联动力系统中的动力系统。

本发明适用于固定翼飞行器或旋转翼飞行器(直升机)或垂直起降飞行器(VTOL，表示Vertical Take-Off and Landing aircraft)的推进和升力系统。

背景技术

模拟影响引擎(发动机)的故障以训练双引擎(或三引擎)直升机飞行员的技术已问世多年。

模拟影响多引擎直升机的发动机的故障的原理是已知的，包括将两个(或两个以上)引擎的功率降低到与一个单一引擎(或在影响其中一个引擎的故障之后仍然可用的引擎)能够提供的紧急最大功率的水平(所谓的OEI/2模拟方法，表示“一台发动机失效(OneEngine Inoperative)”)。

从文献[1]中已知一种用于使飞行器驾驶员解决影响飞行中的多引擎飞行器的一个或多个引擎的故障的方法。软件使用由软件施加在模拟为故障的引擎上的输出功率限制，来模拟引擎故障。例如，在两个引擎的情况下，通过以下方式在两个引擎之间产生不平衡：在发生影响另一引擎的故障并且模拟为有缺陷的另一引擎为旋翼(rotor)提供补充(所谓的显著较低的水平)的情况下，使模拟为运行的引擎达到其连续最大功率(或OEIC功率，表示“一台发动机连续失效(One Engine Inoperative Continuous)”功率)。

从文献[2]中已知一种用于模拟多引擎飞行器中故障引擎的状况(OEI方法)的方法和系统，其涉及引擎在非零功率设置以上的运行，并且每个发动机相对于彼此运行，以模拟在影响至少一个引擎的实际故障期间经历的功率损失。更具体地，通过瞬态地将两个引擎提供的功率限制在它们的紧急最大功率以下来模拟当真正的引擎故障发生时飞行员经历的瞬态功率缺失(trou de puissance transitoire)。

混合动力装置管理架构和方法也是已知的，包括一个或多个主引擎和一个或多个辅引擎，旨在能够补偿至少一个主引擎的功率损失。文献[3]和[4]涉及这些解决方案。

在混合推进系统的情况下，用于处理影响引擎的故障的训练的简单且众所周知的解决方案是将同一引擎设置为怠速，使得它几乎不向旋翼提供动力。然后，飞行员就可以在只有一个(或多个)剩余动力系统可用的情况下接受飞行训练，该(或这些)动力系统可以仅通过性质不同于模拟为故障的引擎(例如，一个(或多个)电动机)的一个(或多个)辅引擎来实现。

飞行器及其混合推进系统的代表性但非限制性示例可以包括配备有主旋翼和尾旋翼(称为反扭矩旋翼)的直升机。

直升机配备有主动力系统，该主动力系统具有主引擎通过主传动单元(BTP)向两个旋翼提供机械动力。例如，该主引擎可以是直升机涡轮轴发动机；该主引擎提供直升机飞行所需的大部分动力。

直升机还配备了电动辅动力系统，包括：

-电动机，通过BTP上的第二输入向两个旋翼提供机械动力；

-动力和控制电子设备，可调节电动机提供的动力；

-配电构件；以及

-电力源，可以是电池。

这种辅动力系统基本上是为了提供最小的动力水平，以确保飞行器安全而快速地着陆。因此，电动机可用的最大功率明显低于主引擎提供的功率。因此，飞行范围和允许的机动性非常有限。

在故障影响飞行器的至少一个推进引擎的情况下，特别是具有旋转翼的情况下，可用的最大功率低于正常运行条件下(无故障)可用的功率。驾驶飞行器变得更加复杂，需要飞行员专门学习和训练。通常来说，这些训练包括“模拟”飞行中影响引擎的故障，并要求飞行员在这些下降的条件下驾驶飞行器和着陆。

技术的发展使得能够引入混合推进系统，集成不同于一个(或多个)主引擎的一个或多个动力系统。特别是电动或液压动力系统。

这些动力系统的性质与一个(或多个)主引擎不同，其尺寸可以设计成能够提供相当于或明显低于一个(或多个)主引擎的最大功率；它们的基本功能可以是在主引擎发生故障时提供紧急“备用”功率。

这些混合动力系统的特殊性(相比于安装几个相同的引擎)在于最大功率机制和功率的动态变化可能与主引擎非常不同。因此，在实际故障或故障训练情况下，控制人机工程学可能会受到很大影响。因此，这些训练应该忠实于这些行为差异，以便代表实际的故障情况。

最后，上述用于处理引擎故障(即，将引擎设置为怠速时被视为故障)的训练技术的主要缺点是，在训练期间影响剩余动力系统中的一个动力系统的实际故障的情况下，怠速引擎的重新激活和通电时间非常长。因此，在影响动力系统的故障发生后的几秒钟内，飞行的安全性可能会大大降低。

涡轮轴发动机制造商开发了所谓的“CAA”(表示“民航局(Civil AviationAuthority)”)训练来解决安全问题，但有时会损害代表性。由于两个引擎的功率都被限制在OEI/2，这种训练模式也被称为OEI/2。

综上所述，本发明旨在提供以下问题的解决方案：

-允许训练飞行员在有故障的引擎的情况下飞行(即当模拟影响推进链或升力链的一个元件的故障时)；

-通过维持模拟为在运行机制下受到故障影响的引擎，使其在实际故障影响模拟为运行的动力系统时具有足够的反应能力，来确保高水平的安全性(特别地，需要能够在训练期间处理影响动力系统的任何实际故障，而不会对飞行器造成任何危险，这涉及到在实际故障后仍在运行的动力系统的元件的良好反应能力)；

-在装备有混合推进系统的飞行器上，该混合推进系统包括n个并联动力系统(n为大于或等于2的整数)，该n个并联动力系统包括本质上不同的至少一个第一动力系统和一个第二动力系统，第一动力系统和第二动力系统优选地具有非常不同的功率和/或动态性能；事实上，通过模拟相当于第一动力系统的最大功率的功率量的损失，所有n个链将被用于模拟影响第一链的故障；例如，对于第一动力系统和第二动力系统的数量级，就功率而言，第二动力系统的最大功率水平可能比第一动力系统的最大功率水平低至少30％，并且就动态性而言，第二动力系统的动态性至少是第一动力系统的两倍；

-不过度加载保持活动状态的一个(或多个)动力系统的每个元件。

发明内容

为此，本发明的目的是一种用于训练飞行员处理影响飞行器的混合推进系统的动力系统的故障的方法，所述飞行器包括在传输单元上并联连接的n个动力系统，n是大于或等于2的整数，所述n个动力系统包括本质上不同的第一动力系统和第二动力系统，所述方法包括在飞机的飞行期间，通过实施以下步骤来模拟影响所述第一动力系统的故障：

-将由所述第一动力系统提供的瞬时功率P_M1inst降低到训练功率P_M1Ecol，并保持所述功率P_M1Ecol直到所述模拟结束，其中：

P_{M2最大_OEI}>P_M1Ecol>P_M1最小

P_{M2最大_OEI}为所述第二动力系统在不处于训练模式时能够提供的瞬时最大功率，以及P_M1最小为所述第一动力系统能够提供的瞬时最小功率；以及

-将由所述第二动力系统提供的瞬时功率P_M2inst增加至低于或等于在所述训练模式期间适用于所述第二动力系统的上限功率P_{M2lim_Ecol}的功率，以及在所述模拟过程中调节所述功率P_M2inst，使得在所述训练模式中通过所述第一动力系统和所述第二动力系统提供的瞬时总功率P_{tot_Ecol}小于或等于P_{M2最大_OEI}，其中：

P_{tot_Ecol}＝P_M1Ecol+P_M2inst

P_{tot_Ecol}≤P_{M2最大_OEI}

P_M2inst≤P_{M2lim_Ecol}<P_{M2最大_OEI}

P_{M2lim_Ecol}+P_M1Ecol＝P_{M2最大_OEI}

P_{M2lim_Ecol}是所述第二动力系统在所述训练模式中使得P_{tot_Ecol}不超过P_{M2最大_OEI}所能够提供的最大功率；

所述方法还包括：在执行所述模拟的同时，检查所述推进系统的所述n个动力系统的状态，以及如果检测到影响所述n个动力系统中的一个动力系统的故障，则停止所述模拟并增加由所述第一动力系统和所述第二动力系统中的至少一个提供的瞬时功率，使得通过所述n个动力系统提供的瞬时功率之和大于或等于P_{R最小_OEI}，P_{R最小_OEI}是所述飞行器持续飞行所需的最小总瞬时功率。

更具体地，P_{R最小_OEI}是在令人满意的安全条件下持续飞行所需的最小功率；该功率仅取决于飞行器的特性，与处于训练模式、正常飞行或故障情况无关。例如，在双引擎直升机上，这通常对应于OEI30”(或SEP，表示“超级应急功率(super-emergency power)”)，在单引擎直升机上，在90％ MTOP(maximum take-off power，表示“最大起飞功率”)。

为了清楚地区分在训练模式中(即在模拟期间)应用的限制和在不在训练模式中时(例如在真实故障情况下)存在的限制，还分别添加了索引“_Ecol”和“_OEI”(例如，在训练模式期间P_M2lim和P_M2最小写为P_{M2lim_Ecol}和P_{M2最小_Ecol}，以及当不在训练模式下时P_M2最大写为P_{M2最大_OEI})。

此外，需要指出的是，P_{M2最大_OEI}和P_M2最大完全相同，两者都是指第二动力系统在实际故障情况下(即不处于训练模式时)可以提供的最大功率。

此外，需要指出的是，在本发明的上下文中，对训练或训练模式的说法是不加区分的。

该方法的某些优选的但非限制性的方面如下：

有利的是，所述第二动力系统选自液压型动力系统或电动型动力系统，以及所述第一动力系统选自燃气轮机型动力系统。

根据本发明的变型，其中，所述第二动力系统是可逆的，在增加通过所述第二动力系统提供的所述瞬时功率P_M2inst的步骤之前，可以先进行以下步骤:通过所述第二动力系统将由所述第一动力系统提供的瞬时功率P_M1的一部分汲取到所述传动单元，从而获得在所述模拟期间由所述第一动力系统和所述第二动力系统提供的瞬时总功率P_{tot_Ecol}的更快下降。

根据一个变型，减少由所述第一动力系统提供的所述瞬时功率P_M1inst的步骤包括：将所述第一动力系统的功率瞬态降低到P_M1Ecol以下，随后将所述第一动力系统的功率增加到P_M1Ecol。

根据一个变型，触发增加由所述第二动力系统提供的所述瞬时功率P_M2inst的步骤被延迟和/或由所述第二动力系统提供的所述瞬时功率P_M2inst的增加被减慢，从而产生瞬态功率缺失。

根据一个变型，所述第二动力系统是可逆的，以及P_M1Ecol被选择为高于或等于P_{R最小_Ecol}(P_{R最小_Ecol}是所述飞行器在训练模式下持续飞行所需的最小总瞬时功率)，在增加由所述第二动力系统提供的功率的步骤期间，通过所述第二动力系统至少执行一次将由所述第一动力系统提供的功率的一部分汲取到传动单元的步骤，能够汲取的最大部分P_{M2最小_Ecol}是负值，且在绝对值上等于所述第二动力系统在所述训练模式下能够从所述传动单元汲取的最大功率，其中，P_M1Ecol+P_{M2最小_Ecol}≤P_{R最小_Ecol}。选择P_M1Ecol≥P_{R最小_Ecol}使得在故障训练阶段(训练)期间最大化第一动力系统的功率，以便在该训练阶段期间发生影响(n-1)个其他动力系统中的一个的真实故障的情况下，能够提供第一动力系统的最大响应以返回到其最大功率；换言之，约束条件可概括如下：

-为了符合最低功率：

P_M1Ecol+P_{M2最小_Ecol}＝P_{R最小_Ecol}

其中，P_{M2最小_Ecol}是在训练模式下第二动力系统所能汲取的最大功率(绝对值)(已知P_{M2最小_Ecol}可以是负数)；以及

-为了符合最大功率：

P_M1Ecol+P_{M2lim_Ecol}＝P_{M2最大_OEI}

其中，P_{M2lim_Ecol}是第二动力系统在训练模式中使得P_{tot_Ecol}不超过P_{M2最大_OEI}所能够提供的最大功率。

根据一个变型，在所述模拟期间实时调整所述第一动力系统的功率P_M1Ecol和所述第二动力系统的功率极限P_{M2lim_Ecol}，使得在所述模拟期间所述第二动力系统的功率的平均值等于为保证驾驶所述飞行器的余量而选择的参考功率P_M2réf，其中，P_M2最小<P_{M2 réf}<P_{M2lim_Ecol}且P_{M2lim_Ecol}(t)+P_M1Ecol(t)＝P_{M2最大_OEI}。

本发明的另一个目的是在影响飞行器混合推进系统的动力系统的故障下用于训练飞行员的装置，所述混合推进系统包括n个动力系统，n是大于或等于2的整数，所述n个动力系统包括本质上不同且在传动单元上并联连接的第一动力系统和第二动力系统，所述装置包括被配置为实现根据本发明定义的训练方法的控制装置。

控制装置可以包括：调节系统，该调解系统将调节第一动力系统和第二动力系统的相应功率，以及控制系统，该控制系统将控制n个动力系统的相应功率。

最后，本发明的目的是一种飞行器，配备有混合推进系统以及根据本发明定义的训练装置，混合推进器系统包括n个动力系统，n是大于或等于2的整数，所述n个动力系统包括本质上不同且在传动单元上并联连接的第一动力系统和第二动力系统。

根据本发明的方法使得能够在模拟影响动力系统中的一个动力系统的故障的降级条件下对飞行员进行飞行训练。

根据本发明的方法使得能够以巧妙的方式分配由至少两个动力系统提供的功率，使得：

-在模拟过程中，将提供给两个动力系统的总功率限制在被认为可正常工作的动力系统的最大功率之内；

-将模拟为故障的动力系统保持在足够的运行机制，使其保持反应性，同时使其对飞行员“透明”；

-提供行为和变化动态性，以使得提供给飞行器的功率与被视为可运行的动力系统完全对应；

-在训练期间检测到影响被认为可运行的动力系统的故障发生时，中断训练操作，并非常迅速地重新启动模拟为有故障的动力系统，使其提供在令人满意的安全条件下持续飞行所需的动力。

附图说明

本发明的其他方面、目的、优势和特征将通过阅读以下对优选实施例的详细描述而变得清楚，详细描述参考附图且以非限定性示例的方式给出，在附图中：

-图1示意性地示出了根据本发明的具有两个并联的动力系统的混合推进系统的示例的结构及其调节系统；

-图2示出了在实际故障影响图1的混合推进系统的一个动力系统的情况下的功率曲线的示例；

-图3示出了在根据本发明的所模拟的故障影响图1的混合推进系统的动力系统之一的情况下的功率曲线的示例；

-图4示出了在根据本发明的两种变型的影响动力系统的所模拟的故障的情况下与真实故障相比的功率损失曲线的示例；

-图5示出了根据本发明变型1的影响第一动力系统的故障的模拟的功率曲线的示例；

-图6示出了根据本发明变型2的影响第一动力系统的故障的模拟的功率曲线的示例；

-图7是根据本发明变型3的图1的调节系统5的详细视图；

-图8示出了根据本发明变型3的影响第一动力系统的故障的模拟的功率曲线的示例。

具体实施方式

在本发明的上下文中使用的推进系统是用于产生和提供混合和冗余的推进功率的系统。换句话说，因为推进系统包括本质上不同的至少两个动力系统，因此推进系统是混合的，并且因为这至少两个动力系统并联设置在传动单元上，因此它是冗余的。这使得在影响两个动力系统中的一个的部分故障的情况下，飞行器能够在令人满意的安全条件下着陆。所谓“部分故障”，这里应理解为仅影响并联动力系统中的一个动力系统的故障。由于冗余动力系统中的至少一个是功能正常的，因此推进系统作为整体是部分故障。

一个典型的应用示例是直升机的并联混合推进系统，该系统由涡轮轴发动机以及驱动主旋翼和尾旋翼的电动机组成。

在下面的说明性示例中，本发明将应用于包括两个并联的独立动力系统(所谓的双引擎情况)的混合推进系统，即具有燃气轮机型发动机的第一动力系统和具有电动机的第二动力系统。

图1示出了混合推进系统及其调节系统5的架构。

在图1所示的特定应用情况中，混合推进系统包括两个冗余动力系统，即主动力系统和辅动力系统，分别称为第一动力系统1和第二动力系统2。这两个动力系统是独立的，本质上是不同的，并且它们是冗余的(也可以说它们是并联的)，即，它们通过传动单元3将机械动力传递给旋翼4，该传动单元3对两个动力系统的动力进行调整和汇总。

在该实施例中，主动力系统1包括热机10，热机10可以是燃气轮机，该主动力系统被设计为提供飞行器飞行所需的大部分动力。辅动力系统2包括一个或多个电动机(在这种情况下，一个单独的电动机20)，并允许提供补充动力，该补充动力基本上允许在受限区域内持续飞行，直到在令人满意的安全条件下着陆。该辅动力系统2的主要功能是能够克服影响主链1的故障，同时最小化机载附加质量。它所能提供的最大功率低于或等于主动力系统的最大功率。

在图1中，N_R*是旋翼4(也称为螺旋桨)的转速设定值；N_M1(N_M2)是对第一(第二)动力系统的发动机速度的测量值；C_M1(C_M2)是由第一(第二)动力系统的发动机传递的扭矩的测量值；P_M1*(P_M2*)是第一(第二)动力系统的发动机的功率控制。

数据N_R*、N_M1、N_M2、C_M1、C_M2被传送到调节系统5。数据P_M1*和P_M2*被分别提供到第一动力系统1的热机10和第二动力系统2的电动发动机20。每个引擎通过轴6连接到主传动单元3，主传动单元3将一个(或多个)引擎的功率传递到旋翼。每个轴设置有测量装置7，该测量装置7使得能够测量由与其相关的引擎传递的速度和扭矩。

图2示出了在影响第一动力系统的引擎的实际故障的情况下，随时间提供到图1的飞行器旋翼的当前总功率(曲线3)。曲线1和2分别表示由第一动力系统和第二动力系统随时间提供的瞬时功率。

当存在影响第一动力系统的引擎的故障(以闪光表示的故障)时，由第一动力系统提供的功率迅速下降直到完全停止。为了克服这一故障，第二动力系统的功率增加到其最大功率P_M2最大，可以表示为P_{M2最大_OEI}以明确表示实际故障情况(当不处于训练模式时)。

图3示出了影响发动机10的模拟故障的情况。如图2所示，曲线1、2、3分别表示由第一动力系统、第二动力系统提供的瞬时功率和随时间提供到旋翼的当前总功率。

最初从运行点出发，在该运行点上当前总功率高于模拟阶段被认为正常工作的引擎的最大功率。在该示例中，包括第二动力系统的引擎，因此最大功率为P_{M2最大_OEI}。实际上，训练模式的目标是模拟飞行情况，在该情况下，可用的总功率受到第二动力系统的最大功率P_{M2最大_OEI}的限制。

当飞行员选择训练模式并且触发影响发动机10的故障时，调节系统5尽可能快地降低由第一动力系统提供的功率，而不关闭它。因此，当第一动力系统失效时，这种功率快速降低模拟了旋翼可用功率的损失。

为此，调节系统使第一动力系统的发动机10以其最大可实现的减速率减速，而不关闭燃烧室。因此，调节系统不是降低发动机10的功率直到完全停止，而是将发动机10的功率降低到中间功率水平P_M1Ecol，然后保持不变，直到故障训练操作结束。换言之，在触发训练模式时，存在发动机10的减速瞬态阶段(初始功率下降)，然后将功率水平维持在稳定的功率水平P_M1Ecol，发动机10的减速瞬态阶段独立于随后保持的水平P_M1Ecol。

选择发动机10的该功率水平P_M1Ecol是本发明的主要优点。

一方面，该水平P_M1Ecol要选择得足够高，以使发动机10保持足够的加速能力，以便在发动机20在训练操作期间发生故障时能够快速返回到其最大功率。因此，这使得能够在训练阶段提高安全水平。通常来说，功率水平P_M1Ecol越高，发动机10在必要时再启动得越快。因此，目标是设置可能的最高功率水平P_M1Ecol，同时符合发动机20的最大功率水平(P_{M2最大_OEI})。

另一方面，该水平P_M1Ecol也不宜选择得过高，以使得发动机10不会影响飞行员所感觉到的推进系统的行为。

作为提示，约束条件可概括如下：

P_M1Ecol+P_{M2最小_Ecol}＝P_{tot_最小_Ecol}＝P_{R最小_Ecol},以符合最小功率；以及

P_M1Ecol+P_{M2lim_Ecol}＝P_{tot_最大_Ecol}＝P_{M2最大_OEI},以符合最大功率。

以这种方式，发动机10的功率可以保持恒定。因此，旋翼功率的变化可以完全由发动机20来实现。因此，驾驶行为忠实于在完全由发动机20提供动力的情况下飞行员的感受。

图4示出了模拟故障和实际故障下的功率损失曲线的比较，曲线1表示发动机10的实际故障的曲线，曲线2表示发动机10的所谓“防熄火(anti-extinction)”极限上的减速曲线，曲线3表示根据本发明变型1的模拟故障的曲线。如图4所示，根据发动机10的性能，发动机10的“防熄火”极限(曲线2)上的减速可能比在一些故障情况下(例如，在由于失去润滑或燃料供应阀切断而使发动机制动(serrage du moteur)的情况下)观察到的功率下降慢。

变型1：在故障瞬态期间在制动模式下使用发动机2

在变型1中，在进入训练模式时作用于功率下降初始瞬态阶段。

正如刚才提到的，通过控制发动机10的机制的受控减速度来模拟引擎故障的可能限制是，最大可实现的减速度可能明显慢于与真实引擎故障相关的真实功率损失。

如果发动机20的动力系统2是可逆的，即发动机20可以从BTP中汲取机械动力(无论是通过制动BTP来给电池充电还是通过消耗电力)，那么通过从发动机10汲取机械动力，发动机20可以用来使提供到旋翼的动力下降得更快。

如图5所示，该变型1包括瞬时控制发动机20上的负功率(由圆圈4表示的曲线的一部分)，以便获得总功率的下降，该下降更能表示由发动机故障的真实情况导致的功率曲线。

可以理解的是，如在描述用于在双引擎情况下模拟故障OEI的方法的文献中(例如，参见文献[2])一样，这里没有提到瞬态功率缺失模拟。在电力混合动力推进系统的情况下，因为发动机20(电力)提供了比燃气轮机优越得多的响应性，因此这种瞬态功率缺失模拟可以是不必要的。因此，电气技术固有的这种响应性可以允许非常快速地补偿发动机10的功率损失，并因此消除或至少大大减弱故障后的瞬态功率缺失。尽管如此，不作为限制，本发明也可以模拟这种瞬态功率缺失。这可以通过三种方式实现，并可能将他们结合起来：

-调节系统可瞬时地将发动机10的功率降低到P_M1Ecol以下，然后再回到这个水平；

-调节系统还可以延迟和/或减慢发动机20的功率，使得两个发动机的功率之和暂时低于第二动力系统可以提供的最大功率(用P_M2最大表示)或暂时低于飞行器所需的功率P_{R最小_Ecol}；

-根据上文提出的变型1，可以在发动机20上瞬态地控制负功率水平，使得其在BTP上汲取动力。通过作用于动力汲取的持续时间，可以在返回到最大功率之前模拟或长或短的瞬态功率缺失。

此外，发动机10的响应性和剩余飞行所需的最小功率P_{R最小_Ecol}之间的权衡可能难以实现。

下面描述的本发明的两个变型(以下称为变型2和变型3)通过允许选择高于持续飞行所需的最小功率P_{R最小_Ecol}的水平P_M1Ecol，可以促进这种权衡。

调节系统5将发动机10保持在恒定功率P_M1Ecol，并且连续地将发动机20的功率调整到所需的水平，以将旋翼的转速保持在期望的速度。

调节系统5还将发动机20的功率限制在水平P_{M2lim_Ecol}，以使得两台发动机输出的总功率不超过发动机20的最大功率P_{M2最大_OEI}。因此，极限P_{M2lim_Ecol}计算如下：

P_{M2lim_Ecol}＝P_{M2最大_OEI}-P_M1Ecol

因此，发动机20因此以远低于其最大功率的平均功率水平运行，而飞行员不会感觉到。这还有一个优点是消耗的电能要少得多，当电能由电池(其可用能量的量必然是有限的)供给时，这可能是有利的。

在整个训练期间，控制系统为飞行员显示器返回的发动机参数被“操纵”，使得它们表示在真实故障情况下将显示的内容。因此，发动机10的速度、扭矩或功率被指示为零以表示其模拟的故障状态，而该发动机实际上提供显著的功率水平。相反，发动机20的等效参数被指示为如果该发动机是唯一一个向旋翼提供动力的发动机时它们将处于的水平。

在整个训练过程中，调节系统持续监控两台发动机的运行。因此，在任一发动机上检测到实际故障的情况下，调节系统立即中断故障训练和模拟程序，并立即重新激活不受故障影响的发动机，从而提供持续飞行所需的所有动力。

变型2：在剩余训练飞行中使用制动模式的发动机2

在变型2中，在训练模式的其余部分中作用于发动机1提供的平均功率水平。

如上所述，维持发动机1的良好响应性所需的功率和继续训练飞行所需的最小功率水平之间的权衡可能非常难以满足。

为了实现这种权衡，本发明的变型在于以可逆的方式使用发动机2，使得能够增加发动机1的功率P_M1Ecol。只有如果发动机2能够在BTP上汲取机械动力，且发动机2的动力系统是可逆的，才能通过对存储构件(例如，电池)充电，或者通过(例如通过电力电阻器)瞬时地消耗该功率，来执行该解决方案。根据该变型2，调节系统控制功率水平P_M1Ecol高于根据基本发明所控制的功率水平。在该变型2中，当发动机10被模拟为故障时，由发动机10提供的功率P_M1Ecol高于飞行的最小功率P_{R最小_Ecol}。当P_{R最小_Ecol}(t)<P_M1Ecol时，为了使旋翼的转速保持在期望的水平，调节系统控制发动机20上的负功率。因此，两台发动机的功率总和保持在旋翼所需的水平。

在该变型2中，恒定P_M1Ecol功率的选择总是受到两个限制：

-在训练期间发生影响发动机20的故障的情况下，它应始终尽可能地高，以提高发动机10的响应性；

-不能超过发动机20的最小功率P_M2最小：

P_M1Ecol≤P_{R最小_Ecol}-P_M2最小

这个最小功率P_M2最小在这里为负，且(在绝对值上)与发动机20能够从BTP汲取的最大功率对应。这个最小功率P_M2最小不一定等于最大功率P_{M2最大_OEI}，并可以取决于发动机20的动力系统吸收由该发动机再生的功率的能力。在电动动力系统的情况下，它可以是电池的最大充电功率，或者是“制动电阻器”消耗的最大功率。在只有一个电池允许吸收由发动机20汲取的功率的情况下，最小功率P_M2最小也可能出于能量考虑而受到限制。实际上，在训练飞行的任何时刻，由发动机20再生的能量不应超过电池的最大容量。

变型3：P_M1Ecol的实时调整以消除选择恒定P_M1Ecol时的安全性/代表性权衡

在变型3中，在训练模式的其余部分中作用于发动机1提供的平均功率水平。

上面已经解释过，在训练期间，P_M1Ecol应尽可能高，以使得：

-在发生影响发动机20的实际故障时保证飞行安全，同时注意：

由于影响发动机20的实际故障而造成的功率损失由于发动机20在低功率下运行(并且因此由于发动机10在高功率下运行)而一直较低；

发动机1的响应性将与发动机10在高功率下运行时一样快(仅在燃气轮机的情况下)；

-使发动机20能够在低功率下运行，从而保存其能量源(如果能量源是电池，特别有利的是能够在不对电池充电的情况下重复进行处理影响发动机10的故障的训练的会话)。

另一方面，已经解释过，P_M1Ecol应该足够低，以使发动机20能够补偿旋翼所需的功率下降，同时符合P_M2inst>P_M2最小(其中如果发动机20的动力系统是不可逆的，那么P_M2最小＝0，以及如果发动机20的动力系统是可逆的，那么P_M2最小<0)，以确保动力系统的动态行为的良好代表性。

在实践中，旨在限定P_M1Ecol的上述权衡可能很难(甚至不可能)找到。

在变型3中，建议随时间实时调整机制P_M1Ecol，以使发动机20围绕刚好必要的功率(驾驶余量(piloting margin))P_{M2_réf(t)}运行，以确保动力系统的动态行为的良好代表性。P_M1Ecol实时调整的一个示例如下图(图7和图8)所示。

在图7中，已经在调节系统中详细描述了变型3的特定实施例。

功率P_M1Ecol实时调整的“慢”特性使发动机20(较快)能够完美地补偿供给到旋翼的额外功率，从而使发动机10的功率变化对飞行员透明。

不言而喻，在变型3的情况下，还需要实时调整发动机的功率极限P_{M2lim_Ecol}，使得由两个发动机供给的总功率永远不会超过发动机20的最大功率：

P_{M2lim_Ecol}(t)＝P_{M2最大_OEI}-P_M1Ecol(t)

为了实时调整燃气轮机(涡轮轴发动机)的机制P_M1Ecol，可以基于如以下所列的一个或多个要素来执行该调整：

-对飞行器的总距的控制；

-来自航空器的功率预测信息；

-由发动机20提供的在给定时间段内的平均功率；

-能够估计旋翼的平均功率需求水平的任何其他信息。

例如，可以有：

P_M1Ecol(t)＝低通滤波器(P_Helico(t)–P_{M2 réf})

其中，P_{M2 réf}是常数值，其中直升机的实时功率(P_Helico(t))例如等于：

P_M1inst(t)+P_M2inst(t)，其中，P_M1inst(t)是由第一动力系统实时提供的功率，以及P_M2inst(t)是由第二动力系统实时提供的功率；或者

-总距类型的估计功率；或

-航空电子设备估计的功率；等等。

因此，平均可以得到：

P_M1Ecol(t)＝P_M1inst(t)

P_M2inst(t)＝P_{M2 réf}，P_{M2 réf}为所期望的驾驶余量。

要指出的是，低通滤波器的动态性应该比第一动力系统的可能动态性慢。

上述说明性示例是基于双引擎混合推进系统。尽管如此，本发明可以覆盖任何多发动机应用，其中飞行员的训练包括模拟影响几个发动机中的一个发动机的故障。例如，可以想到的是具有三个并联发动机的结构，这三个发动机中的一个或两个是电动的。

此外，上述说明性示例描述了训练飞行员以应对影响不再提供动力的发动机的故障(影响发动机的总故障)的情况，因为通常来说这对驾驶的要求最高，且对模拟的限制也最大。尽管如此，本发明可以涵盖影响发动机的部分故障的所有情况，其中发动机继续提供给定的功率水平，但性能或多或少有所下降。例如，可以想到的是影响功率调节的完全故障的情况，即所谓的“冻结”，其中，所模拟的故障发动机被冻结在飞行域的某点上的恒定功率水平。

引用的参考文献

[1]US 6,917,908 B2

[2]US 8,025,503 B2

[3]EP 2 724 939 B1

[4]EP 2 886 456 A1

Claims (9)

1.一种用于训练飞行员对影响飞行器的混合推进系统的动力系统的故障进行处理的方法，所述混合推进系统包括在传动单元上并联连接的n个动力系统，n是大于或等于2的整数，所述n个动力系统包括本质上不同的第一动力系统和第二动力系统，所述方法包括在所述飞行器的飞行期间，通过实施以下步骤来模拟影响所述第一动力系统的故障：

-将由所述第一动力系统提供的瞬时功率P_M1inst降低到训练功率P_M1Ecol，并保持所述功率P_M1Ecol直到所述模拟结束，其中：

P_{M2最大_OEI}>P_M1Ecol>P_M1最小

P_{M2最大_OEI}为所述第二动力系统在不处于训练模式时能够提供的瞬时最大功率，以及P_M1最小为所述第一动力系统能够提供的瞬时最小功率；以及

-将由所述第二动力系统提供的瞬时功率P_M2inst增加至低于或等于在所述训练模式中适用于所述第二动力系统的上限功率P_{M2lim_Ecol}的功率，以及在所述模拟过程中调节所述功率P_M2inst，使得在所述训练模式中通过所述第一动力系统和所述第二动力系统提供的瞬时总功率P_{tot_Ecol}小于或等于P_{M2最大_OEI}，其中：

P_{tot_Ecol}＝P_M1Ecol+P_M2inst

P_{tot_Ecol}≤P_{M2最大_OEI}

P_M2inst≤P_{M2lim_Ecol}<P_{M2最大_OEI}

P_{M2lim_Ecol}+P_M1Ecol＝P_{M2最大_OEI}

P_{M2lim_Ecol}是所述第二动力系统在所述训练模式中使得P_{tot_Ecol}不超过P_{M2最大_OEI}所能够提供的最大功率；

所述方法还包括：在执行所述模拟的同时，检查所述推进系统的所述n个动力系统的状态，以及如果检测到影响所述n个动力系统中的一个动力系统的故障，则停止所述模拟并增加由所述第一动力系统和所述第二动力系统中的至少一个提供的瞬时功率，使得通过所述n个动力系统提供的瞬时功率之和大于或等于P_{R最小_OEI}，P_{R最小_OEI}是所述飞行器持续飞行所需的最小总瞬时功率。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述第二动力系统选自液压型动力系统或电动型动力系统，以及所述第一动力系统选自燃气轮机型动力系统。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述第二动力系统是可逆的，在增加由所述第二动力系统提供的瞬时功率P_M2inst的步骤之前，先进行以下步骤：通过所述第二动力系统将由所述第一动力系统提供的瞬时功率P_M1的一部分汲取到所述传动单元，从而获得在所述模拟期间由所述第一动力系统和所述第二动力系统提供的瞬时总功率P_{tot_Ecol}的更快下降。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的方法，其中，降低由所述第一动力系统提供的瞬时功率P_M1inst的步骤包括：将所述第一动力系统的功率瞬态降低到P_M1Ecol以下，随后将所述第一动力系统的功率增加到P_M1Ecol。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的方法，其中，对增加由所述第二动力系统提供的瞬时功率P_M2inst的步骤的触发被延迟和/或由所述第二动力系统提供的所述瞬时功率P_M2inst的增加被减慢，从而产生瞬态功率缺失。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，其中，所述第二动力系统是可逆的，以及P_M1Ecol被选择为高于或等于P_{R最小_Ecol}(P_{R最小_Ecol}是所述飞行器在训练模式下持续飞行所需的最小总瞬时功率)，在增加由所述第二动力系统提供的功率的步骤期间，通过所述第二动力系统至少执行一次将由所述第一动力系统提供的功率的一部分汲取到传动单元的步骤，能够汲取的最大部分P_{M2最小_Ecol}是负值，且在绝对值上等于所述第二动力系统在所述训练模式下能够从所述传动单元汲取的最大功率，其中，P_M1Ecol+P_{M2最小_Ecol}≤P_{R最小_Ecol}。

7.根据权利要求6所述的方法，其中，在所述模拟期间实时调整所述第一动力系统的功率P_M1Ecol和所述第二动力系统的功率极限P_{M2lim_Ecol}，使得在所述模拟期间所述第二动力系统的功率的平均值等于为保证驾驶所述飞行器的余量而选择的参考功率P_{M2 réf}，其中，P_M2最小<P_{M2 réf}<P_{M2lim_Ecol}且P_{M2lim_Ecol}(t)+P_M1Ecol(t)＝P_{M2最大_OEI}。

8.一种用于训练飞行员对影响飞行器的混合推进系统的动力系统的故障进行处理的装置，所述混合推进系统包括n个动力系统，n是大于或等于2的整数，所述n个动力系统包括本质上不同且在传动单元上并联连接的第一动力系统和第二动力系统，所述装置包括被配置为实现根据权利要求1至7中任一项所述的训练方法的控制装置。

9.一种飞行器，配备有混合推进系统以及根据权利要求8所述的训练装置，所述混合推进系统包括n个动力系统，n是大于或等于2的整数，所述n个动力系统包括本质上不同且在传动单元上并联连接的第一动力系统和第二动力系统。