EP2331401A2 - Steuersystem für einen flugzeugpropellerantrieb - Google Patents

Steuersystem für einen flugzeugpropellerantrieb

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EP2331401A2
EP2331401A2 EP09782180A EP09782180A EP2331401A2 EP 2331401 A2 EP2331401 A2 EP 2331401A2 EP 09782180 A EP09782180 A EP 09782180A EP 09782180 A EP09782180 A EP 09782180A EP 2331401 A2 EP2331401 A2 EP 2331401A2
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EP
European Patent Office
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propeller
control
speed
engine
power
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP09782180A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Erik Bollen
Bodo Metzdorf
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Thielert Aircraft Engines Vertr D D Insolv GmbH
Original Assignee
Thielert Aircraft Engines Vertr D D Insolv GmbH
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Filing date
Publication date
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Publication of EP2331401A2 publication Critical patent/EP2331401A2/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/305—Blade pitch-changing mechanisms characterised by being influenced by other control systems, e.g. fuel supply
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/04—Initiating means actuated personally
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/14—Transmitting means between initiating means and power plants

Definitions

  • the invention relates to a control system for an aircraft propeller drive for power control of the engine and for speed control of the connected thereto via a drive train propeller.
  • the known aircraft propeller drives usually comprise a drive motor, for example a gasoline engine, and a propeller connected to the drive motor via a safety clutch and a gearbox.
  • the regulation of the engine power takes place as a function of the pilot power input via a first actuating lever (throttle) and the measured actual power via a redundant engine control system.
  • a second actuating lever By adjusting the angular position of the propeller blades by means of a second actuating lever as a function of the respective engine power via a previously not redundant trained propeller control system by comparing the input via the second operating lever speed setpoint with a measured actual value of the propeller speed adjusted to the respective engine performance readjustment of propeller speed.
  • Such control with two operating levers and two control systems is a considerable burden for the pilot and is also due to possible operating errors in the adjustment of the propeller speed or lack of redundancy of the relevant
  • the invention has for its object to provide a redundant control system for power control of the engine and the
  • Speed control of the propeller in an aircraft propeller specify drive, which is characterized by reduced reliability and reduced load of the pilot with reduced component costs.
  • the basic idea of the invention consists in a common single-lever control of both the engine power given by the throttle and the speed of the aircraft propeller in that an engine control unit (FADEC) receives both input signals from the engine and from the control lever for adjusting the engine power (throttle) and output signals to the engine to the motor and based on the determined target speed and the measured actual speed calculated output signals to the propeller blade control valve sends.
  • FADEC engine control unit
  • the control according to the invention for an aircraft propeller drive for power control of the diesel engine by means of a throttle lever and a control module and for speed control of connected to the diesel engine via a drive train and controllable via a Propellerblattstellventil aircraft propeller thus includes a fully digital engine controller with a built-in these closed, with the Throttle control lever and control loop connected to the propeller blade pitch control valve that compares the throttle position based value and the measured actual engine speed and controls the propeller blade control valve based on the detected differential speed and automatically adjusts the propeller speed to match engine throttle position setting ,
  • the control circuit comprises an evaluation unit supplied by an output signal of the throttle lever for determining the setpoint value of the rotational speed, a control unit for checking the determined setpoint value, a comparator for
  • Fig. 1 is an aircraft propeller drive with a for
  • Fig. 2 is a block diagram of the integrated in the engine governor propeller control
  • the crankshaft 1 of a diesel engine 2 is connected via a drive train 3 to an aircraft propeller 4 whose propeller blades 5 are adjustable via a propeller blade control valve 6 for controlling the propeller speed.
  • the setpoint speed of the propeller is set by the pilot via a throttle 7.
  • the throttle 7, the diesel engine 2 together with the drive train 3 and the propeller blade control valve 6 are connected to a digital engine controller 8 known by the name FADEC.
  • the fully digital engine controller 8 receives according to arrow A.
  • Input signals sensor signals and sends according to arrow B. corresponding output signals (engine control signals) to the diesel engine 2 for controlling the engine via the fuel injection, the pressure, the boost pressure and the annealing.
  • the setpoint value of the rotational speed is determined in an evaluation unit 9 - corresponding to the throttle lever position - and checked in a control unit 10.
  • a comparator 11 the desired value of the rotational speed is compared with the actual value of the rotational speed transmitted by the crankshaft rotational speed sensor to the engine governor 8.
  • the propeller blade control valve 6 (output signal according to arrow D in Fig. 1) is controlled so that the speed of the aircraft propeller 4 by automatically adjusting the propeller blades on the basis of the determined difference between the actual and the target speed is automatically adjusted to the predetermined by the pilot with the throttle 7 power of the diesel engine 2.
  • the control of the propeller speed integrated into the engine controller provided for the engine control via the throttle lever 7 provided for controlling the engine power eliminates the second actuating lever necessary for propeller control according to the prior art and the corresponding - non-redundant - control module, so that on the one hand the load of the pilot who only needs to operate an operating lever is reduced.
  • the fully digital engine control unit (FADEC) 8 features a redundant control system.
  • the component costs compared to the known two-lever control can be reduced. LIST OF REFERENCE NUMBERS

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Abstract

Eine Steuerung für einen Flugzeugpropellerantrieb zur Leistungsregelung des Dieselmotors (2) mittels eines Gashebels (7) und eines Steuermoduls (8) und zur Drehzahlregelung des mit dem Dieselmotor (2) über einen Antriebsstrang (3) verbundenen und über ein Propellerblattstellventil (6) steuerbaren Flugzeugpropellers (4) umfasst einen voll digitalen Triebwerksregler (8) mit einem in diesen integrierten geschlossenen, mit dem Gashebel zur Leistungsregelung und mit dem Propellerblattstellventil zur Regelung der Propellerdrehzahl verbundenen Regelkreis, der den auf der Gashebelstellung beruhenden Sollwert und den gemessenen Istwert der Motordrehzahl vergleicht und auf der Basis der ermittelten Differenzdrehzahl das Propellerblattstellventil (6) steuert und die Propellerdrehzahl automatisch an die über die Gashebel -Stellung vorgegebene Motorleistung anpasst. Durch die Einhebelbedienung wird der Pilot entlastet. Der Bauteilaufwand für die redundant ausgeführte Steuerung wird verringert.

Description

Steuersystem für einen Flugzeugpropellerantrieb
Beschreibung
Die Erfindung betrifft ein Steuersystem für einen Flugzeugpropellerantrieb zur Leistungsregelung des Motors und zur Drehzahlregelung des mit diesem über einen Antriebsstrang verbundenen Propellers.
Die bekannten Flugzeugpropellerantriebe umfassen üblicherweise einen Antriebsmotor, beispielsweise einen Benzinmotor, und einen mit dem Antriebsmotor über eine Sicherheitskupplung und ein Getriebe verbundenen Propeller. Die Regelung der Motorleistung erfolgt in Abhängigkeit von der vom Piloten über einen ersten Betätigungshebel (Gashebel) eingegebenen Sollleistung und der gemessenen Istleistung über ein redundant ausgeführtes Motorsteuerungssystem. Durch Verstellen der Winkellage der Propellerblätter mit Hilfe eines zweiten Betätigungshebels in Abhängigkeit von der jeweiligen Motorleistung erfolgt über ein bisher nicht redundant ausgebildetes Propellersteuersystem durch Vergleich des über den zweiten Betätigungshebels eingegebenen Drehzahlsollwerts mit einem gemessenen Istwert der Propellerdrehzahl eine an die jewei- lige Motorleistung angepasste Nachregelung der Propellerdrehzahl. Eine derartige Steuerung mit zwei Betätigungshebeln und zwei Steuerungssystemen stellt eine erhebliche Belastung für den Piloten dar und ist zudem aufgrund möglicher Bedienungsfehler bei der Einstellung der Propel- lerdrehzahl oder fehlender Redundanz des betreffenden
Steuersystems unzuverlässig und erfordert zudem einen erheblichen Bauteilaufwand.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein redundantes Steuersystem zur Leistungsregelung des Motors und zur
Drehzahlregelung des Propellers bei einem Flugzeugpropel- lerantrieb anzugeben, das sich bei reduziertem Bauteilaufwand durch hohe Zuverlässigkeit und verminderte Belastung des Piloten auszeichnet.
Erfindungsgemäß wird die Aufgabe mit einem Steuerungssystem gemäß den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
Der Grundgedanke der Erfindung besteht in einer gemeinsamen Einhebelsteuerung sowohl der mit dem Gashebel vorge- gebenen Motorleistung als auch der Drehzahl des Flugzeugpropellers, indem ein zur Motorsteuerung eingesetzter Triebwerksregler (FADEC) sowohl Eingangssignale vom Motor als auch vom Betätigungshebel zur Einstellung der Motorleistung (Gashebel) empfängt und Ausgangssignale zur Mo- torsteuerung an den Motor sowie auf der Basis der ermittelten Solldrehzahl und der gemessenen Istdrehzahl berechnete Ausgangssignale an des Propellerblattstellventil sendet. Die erfindungsgemäße Steuerung für einen Flugzeugpropellerantrieb zur Leistungsregelung des Dieselmo- tors mittels eines Gashebels und eines Steuermoduls und zur Drehzahlregelung des mit dem Dieselmotor über einen Antriebsstrang verbundenen und über ein Propellerblattstellventil steuerbaren Flugzeugpropellers umfasst somit einen voll digitalen Triebwerksregler mit einem in diesen integrierten geschlossenen, mit dem Gashebel zur Leistungsregelung und mit dem Propellerblattstellventil zur Regelung der Propellerdrehzahl verbundenen Regelkreis, der den auf der Gashebelstellung beruhenden Sollwert und den gemessenen Istwert der Motordrehzahl vergleicht und auf der Basis der ermittelten Differenzdrehzahl das Propellerblattstellventil steuert und die Propellerdrehzahl automatisch an die über die Gashebelstellung vorgegebene Motorleistung anpasst. Durch die erfindungsgemäß realisierte Einhebelbedienung wird der Pilot entlastet und der Bauteilaufwand für die zudem redundant ausgeführte Steuerung wird verringert. Der Regelkreis umfasst eine von einem Ausgangssignal des Gashebels versorgte Auswerteeinheit zur Ermittlung des Sollwerts der Drehzahl, eine Kontrolleinheit zur Überprü- fung des ermittelten Sollwerts, einen Vergleicher zum
Vergleichen des Sollwerts mit dem am Dieselmotor gemessenen Istwert und zur Ermittlung eines Differenzbetrages sowie einen PID-Regler zur Einstellung des Propeller- blattstellventils und zur Anpassung der Propellerdrehzahl an die vorgegebene Motorleistung.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird anhand der Zeichnung, in der
Fig. 1 einen Flugzeugpropellerantrieb mit einem zur
Leistungsregelung des Motors vorgesehenen voll digitalen Triebwerksregler (FADEC) mit integrierter Propellerdrehzahlregelung; und
Fig. 2 ein Blockschaltbild der in den Triebwerksregler integrierten Propellerregelung
zeigt, näher erläutert.
Wie Fig. 1 zeigt, ist die Kurbelwelle 1 eines Dieselmotors 2 über einen Antriebsstrang 3 mit einem Flugzeugpropeller 4 verbunden, dessen Propellerblätter 5 zur Regelung der Propellerdrehzahl über ein Propellerblattstell- ventil 6 einstellbar sind. Die Solldrehzahl des Propel- lers wird vom Piloten über einen Gashebel 7 eingestellt. Zur Motor- und Propellerregelung sind der Gashebel 7, der Dieselmotor 2 nebst Antriebsstrang 3 und das Propeller- blattstellventil 6 an einen unter der Bezeichnung FADEC bekannten digitalen Triebwerksregler 8 angeschlossen. Der voll digitale Triebwerksregler 8 erhält gemäß Pfeil A
Eingangssignale (Sensorsignale) und sendet gemäß Pfeil B entsprechende Ausgangssignale (Motorsteuerungssignale) an den Dieselmotor 2 zur Regelung des Motors über die Kraftstoffeinspritzung, den Druck, den Ladedruck und die Glühung. Darüber hinaus erhält der digitale Triebwerksregler 8 gemäß Pfeil C ein Eingangssignal von dem vom Piloten betätigten Gashebel 7 bzw. der Gashebelstellung. Mit Hilfe eines in den Triebwerksregler 8 integrierten, in Fig. 2 vereinfacht dargestellten geschlossenen Regelkreises wird in einer Auswerteeinheit 9 zunächst der - der Gashe- belstellung entsprechende - Sollwert der Drehzahl ermittelt und in einer Kontrolleinheit 10 überprüft. In einem Vergleicher 11 wird der Sollwert der Drehzahl mit dem von dem Kurbelwellendrehzahlsensor an den Triebwerksregler 8 übermittelten Istwert der Drehzahl verglichen. Mit dem anschließenden PID-Regler 12 wird auf der Basis der ermittelten Differenz zwischen dem Ist- und dem Sollwert der Drehzahl das Propellerblattstellventil 6 (Ausgangssignal gemäß Pfeil D in Fig. 1) so gesteuert, dass die Drehzahl des Flugzeugpropellers 4 durch automatisches Verstellen der Propellerblätter automatisch an die durch den Piloten mit dem Gashebel 7 vorgegebene Leistung des Dieselmotors 2 angepasst wird.
Durch die in den für die Motorsteuerung vorgesehenen Triebwerksregler integrierte Regelung der Propellerdrehzahl über den für die Regelung der Motorleistung vorgesehen Gashebel 7 entfallen der gemäß dem Stand der Technik zur Propellerregelung notwendige zweite Betätigungshebel und das entsprechende - nicht redundante - Steuermodul, so dass zum einen die Belastung des Piloten, der nur noch einen Betätigungshebel bedienen muss, verringert wird. Zudem liegt mit dem voll digitalen Triebswerksregler (FADEC) 8 ein redundantes Steuersystem vor. Außerdem kann der Bauteilaufwand gegenüber der bekannten Zweihebelsteu- erung reduziert werden. Bezugszeichenliste
1 Kurbelwelle
2 Dieselmotor
3 Antriebsstrang
4 Flugzeugpropeller
5 Propellerblätter
6 Propellerblattstellventil
7 Gashebel
8 Triebwerkregler (FADEC)
9 Auswerteeinheit
10 Kontrolleinheit
11 Vergleicher
12 PID-Regler
Pfeil A Eingangssignale, Sensorsignale
Pfeil B Ausgangssignale, Motorsteuerungssignale
Pfeil C Eingangssignal, Gashebelsignal
Pfeil D Ausgangssignal, Propellersteuerungssignal

Claims

Patentansprüche
1. Steuersystem für einen Flugzeugpropellerantrieb zur Leistungsregelung des Dieselmotors (2) mittels eines Gashebels (7) und eines Steuermoduls (8) und zur Drehzahlregelung des mit dem Dieselmotor (2) über einen Antriebsstrang (3) verbundenen und über ein Propellerblattstellventil (6) steuerbaren Flugzeugpropellers (4), dadurch gekennzeichnet, dass das Steuermodul ein voll digitaler Triebwerksregler (8) mit einem in diesen integrierten geschlossenen, mit dem Gashebel (7) und mit dem Propellerblattstellven- til (6) verbundenen Regelkreis ist, der den auf der Gashebelstellung beruhenden Sollwert und den gemessenen Istwert der Motordrehzahl vergleicht und auf der Basis der ermittelten Differenzdrehzahl das Propellerblattstellventil (6) steuert und die Propel- lerdrehzahl automatisch an die über den Gashebel (7) vorgegebene Motorleistung anpasst.
2. Steuersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Regelkreis eine von einem Ausgangssig- nal des Gashebels versorgte Auswerteeinheit (9) zur Ermittlung des Sollwerts der Drehzahl, eine Kontrolleinheit (10) zur Überprüfung des ermittelten Sollwerts, einen Vergleicher (11) zum Vergleichen des Sollwerts mit dem am Dieselmotor (2) gemessenen Istwert und eines zwischen diesen bestehenden Differenzbetrages sowie einen PID-Regler (12) zur Einstellung des Propellerblattstellventils und zur Anpassung der Propellerdrehzahl an die vorgegebene Motorleistung umfasst.
EP09782180A 2008-09-09 2009-08-25 Steuersystem für einen flugzeugpropellerantrieb Withdrawn EP2331401A2 (de)

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Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2984275B1 (fr) * 2011-12-19 2014-09-05 Airbus Operations Sas Systeme de commande de l'energie d'un vehicule a interface unique
CN102923299B (zh) * 2012-10-31 2015-03-25 中国航天空气动力技术研究院 恒速螺旋桨变矩pid控制系统
CN105620767A (zh) * 2014-10-28 2016-06-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种利用油门杆综合控制发动机和螺旋桨的方法
CN107922054A (zh) * 2016-07-20 2018-04-17 美国三角鹰发动机有限公司 单输入发动机控制器和系统
DE102016222652A1 (de) * 2016-11-17 2018-05-17 Robert Bosch Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Überwachung einer Abweichung einer ersten Drehzahl einer ersten Antriebseinheit für ein Luftfahrzeug von einer zweiten Drehzahl einer mindestens zweiten Antriebseinheit für ein Luftfahrzeug
CN106704009B (zh) * 2016-12-13 2019-10-11 安徽航瑞航空动力装备有限公司 一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法
CN108298095A (zh) * 2017-12-15 2018-07-20 石家庄飞机工业有限责任公司 一种小型通用飞机用航煤活塞发动机动力装置
EP3543112B1 (de) * 2018-03-23 2020-10-21 Ge Avio S.r.l. System und verfahren zur kombinierten propellerdrehzahl- und propellerneigungswinkelregelung für ein turbopropellertriebwerk
CN109470486A (zh) * 2018-12-26 2019-03-15 东北农业大学 一种无人机油动发动机拉力测试试验装置及方法
US11964750B2 (en) * 2019-03-07 2024-04-23 General Electric Company Propeller speed overshoot preventing logic
CN114379770B (zh) * 2022-01-21 2024-05-14 夏青元 一种无人机电动恒速变距螺旋桨转速及桨距自动控制器
CN117075527B (zh) * 2023-10-17 2023-12-26 成都天域航通科技有限公司 一种大型固定翼货运无人机飞行控制系统

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5029091A (en) * 1989-04-11 1991-07-02 United Technologies Corporation Ground mode control of aircraft propeller speed and pitch
US5517819A (en) * 1994-12-19 1996-05-21 General Electric Company Engine full authority digital engine control automatic mach hold
US6171055B1 (en) * 1998-04-03 2001-01-09 Aurora Flight Sciences Corporation Single lever power controller for manned and unmanned aircraft
US6752670B2 (en) * 2000-01-14 2004-06-22 Siemens Aktiengesellschaft Ship propulsion system comprising a control that is adapted with regard to dynamics
AU2001285111A1 (en) * 2000-08-21 2002-03-04 Bombardier-Rotax Gmbh & Co. Kg. Turbocharger control system and propeller control system by stepper motor
US6732521B2 (en) * 2002-08-16 2004-05-11 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Control system for a turbo-charged diesel aircraft engine
EP1611330A4 (de) * 2003-01-22 2010-06-16 Abraham E Karem Ausfalltoleranter verbrennungsmotor
JP2006283621A (ja) * 2005-03-31 2006-10-19 Honda Motor Co Ltd 航空エンジンの電子制御装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2010028943A3 *

Also Published As

Publication number Publication date
CA2736193A1 (en) 2010-03-18
US20110190966A1 (en) 2011-08-04
WO2010028943A2 (de) 2010-03-18
WO2010028943A3 (de) 2010-07-01
DE102008041925A1 (de) 2010-03-25
CN102149600A (zh) 2011-08-10

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