ES2401972T3 - Lógica de control para un sistema de hélice - Google Patents

Lógica de control para un sistema de hélice Download PDF

Info

Publication number
ES2401972T3
ES2401972T3 ES06255854T ES06255854T ES2401972T3 ES 2401972 T3 ES2401972 T3 ES 2401972T3 ES 06255854 T ES06255854 T ES 06255854T ES 06255854 T ES06255854 T ES 06255854T ES 2401972 T3 ES2401972 T3 ES 2401972T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
propeller
angle
speed
blade
government
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
ES06255854T
Other languages
English (en)
Inventor
David R. Danielson
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.)
Hamilton Sundstrand Corp
Original Assignee
Hamilton Sundstrand Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Hamilton Sundstrand Corp filed Critical Hamilton Sundstrand Corp
Application granted granted Critical
Publication of ES2401972T3 publication Critical patent/ES2401972T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • 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
    • B64C11/303—Blade pitch-changing mechanisms characterised by comprising a governor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • 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
    • 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
    • B64C11/32—Blade pitch-changing mechanisms mechanical
    • B64C11/34—Blade pitch-changing mechanisms mechanical automatic

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

Un sistema de control (20) que comprende: un subsistema lógico de control del motor (24); y un subsistema lógico de control de la hélice (22) en comunicación con dicho subsistema lógico de control delmotor (24), caracterizado porque dicho subsistema lógico de control de la hélice (22) tiene entradas para las señalesdel ángulo de la pala y del Angulo de la Palanca de Potencia y porque está configurado en uso para definir unmapa de Modo de Control de la Hélice (PCM) con una pluralidad de celdas de Modo de Control de la Hélice,en el que un mapa PCM está operativo para: determinar el ángulo de pala mínimo permitido para el gobierno de la velocidad marcha adelante; y determinar el ángulo de pala máximo permitido para el gobierno de la velocidad marcha atrás, en el que cada una de dichas pluralidades de celdas de Modo de Control de la Hélice relaciona un Angulo dela Palanca de Potencia con un ángulo de la pala para determinar el estado de gobierno de la héliceseleccionado de uno de los siguientes: gobierno marcha adelante activo; gobierno marcha atrás activo; ó gobierno desconectado mediante la combinación de el Angulo de la Palanca de Potencia, el ángulo de la pala de la hélice, elmínimo ángulo de la pala permitido para gobernar la velocidad marcha adelante y el máximo ángulode la pala permitido para gobernar la velocidad marcha atrás, y en el que cada una de dichas celdas de Modo de Control de la Hélice comunica una señal de solicitud depotencia mínima a la hélice para dicho sistema lógico de control del motor.

Description

Lógica de control para un sistema de hélice.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN La invención presente trata de un sistema de control de una hélice, y más en particular de la lógica de control de paso que controla la transición del gobierno de marcha adelante a marcha atrás.
Las hélices de paso variable se emplean en muchos tipos diferentes de aeroplanos que tienen propulsores que van desde motores de pistón a turbinas de gas. El control de hélice convencional requiere conocer cuando se desactiva el regulador de velocidad de la hélice y cuando el sentido de regulación se debe invertir para proporcionar una operación con empuje marcha atrás.
La transición desde la regulación en marcha adelante a marcha atrás requiere del paso por una zona conocida como el valle de la curva Cp (coeficiente de potencia de la hélice versus ángulo de las palas de la hélice para un ratio de avance dado) en el que la regulación no es posible. En el lado derecho de la curva Cp (donde la curva tiene una pendiente positiva), el regulador de velocidad debe incrementar el ángulo de las palas de la hélice a medida que se incrementa la potencia de entrada para mantener una velocidad fija. En el lado izquierdo de la curva Cp (donde la pendiente es negativa), el regulador debe hacer lo opuesto – reducir el ángulo de las palas para neutralizar el aumento de la potencia y mantener la velocidad de la hélice.
La activación y desactivación de la lógica de regulación junto con la modificación del sentido de la lógica de regulación ha sido realizada convencionalmente en forma de bucle abierto mediante el ajuste de constantes, temporizadores, o límites de régimen para permitir el paso del ángulo de las palas de la hélice desde el lado derecho de la curva Cp al lado izquierdo a medida que la hélice entra en el rango de empuje marcha atrás. Se requieren también constantes, temporizadores, y / o límites de régimen similares para permitir que la hélice abandone la zona de empuje a la marcha atrás y pase a lado derecho de la curva Cp donde se produce de nuevo empuje positivo. Este ajuste convencional de bucle abierto proporciona un sistema de control con transiciones efectivas hacia y desde la marcha atrás. Sin embargo, los sistemas convencionales están optimizados típicamente únicamente para un subconjunto de condiciones posibles de operación del aeroplano y poseen típicamente unos parámetros mínimos de ajuste de control para otras velocidades o altitudes de operación de manera que el sistema de la hélice puede producir niveles inaceptables de sobreempuje o infraempuje para la velocidad de la hélice cuando no está operando en las condiciones de operación óptimas del aeroplano.
De acuerdo con lo anterior, es deseable proporcionar un sistema de control de la hélice que optimice el rendimiento de la hélice para todas las condiciones de vuelo.
El documento EP0392968 A2 describe un control del paso de la hélice y de la regulación de la velocidad durante las transiciones mientras el aeroplano está en modo en tierra. El control del paso de la hélice es tal que el régimen de cambio de la potencia absorbida por la hélice no excede del régimen de cambio de la potencia entregada por el motor.
El documento EP0436231 A2 describe un aparato de control de paso para una hélice de paso variable en el que el ángulo de paso de la hélice está controlado para maximizar la fuerza de empuje que actúa sobre el aparato.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN Un sistema lógico de control de paso de la hélice de acuerdo con la invención presente incluye en general un subsistema de lógica de control de la hélice que comunica con un subsistema de lógica de control del motor. La invención está caracterizada porque dichos subsistema de lógica de control de la hélice tiene entradas para las señales del ángulo de la pala y del Angulo de la Palanca de Potencia y por estar configurados durante el uso para definir un mapa de Modo de Control de la Hélice (PCM) con una pluralidad de celdas de Modo de Control de la Hélice, en el que el mapa PCM se puede operar para: determinar un ángulo de pala mínimo permitido para la regulación de la velocidad marcha adelante; y determinar un ángulo de pala máximo permitido para regular la velocidad marcha atrás, en el que cada uno de dicho conjunto de celdas de Modo de Control de la Hélice se relaciona un Angulo de la Palanca de Potencia con un ángulo de la pala para determinar un estado de regulación de la hélice seleccionado de entre uno de los siguientes: regulación marcha adelante activa; regulación marcha atrás activa; o regulación desactivada, mediante la combinación del Angulo de la Palanca de Potencia, ángulo de la pala de la hélice, el ángulo de pala mínimo permitido para la regulación de la velocidad marcha adelante y el máximo ángulo de pala permitido para la regulación de la velocidad marcha atrás, y en el que cada una de dichas celdas del Modo de Control de la Hélice comunica una señal de solicitud de potencia mínima de la hélice a dicho sistema de lógica de control del motor.
Una solicitud de empuje del piloto se introduce en el sistema como una entrada de Angulo de la Palanca de Potencia (PLA). La señal PLA está relacionada con las condiciones de operación como por ejemplo Atrás Toda (FR); Punto Muerto en Tierra (GI); Punto Muerto en Vuelo (FI); y Despegue (TO). En base a las condiciones de operación del a hélice y a la señal PLA, el subsistema de lógica de control de la hélice determina un Modo de Control de la Hélice (PCM) que determina el estado adecuado de regulación de la hélice.
El subsistema de lógica de control de la hélice se utiliza en conjunción con el subsistema de lógica del sistema de control del motor para proporcionar una transición optimizada de la regulación de velocidad desde marcha adelante a marcha atrás en todas las condiciones de operación. Mediante la creación de un mapa PCM el ángulo de las palas con el coeficiente de potencia mínimo de la hélice basado en las condiciones de operación (número Mach y velocidad de la hélice), se determina el ángulo de la pala mínimo permitido para la regulación de la velocidad marcha adelante y el ángulo de la pala máximo permitido para la regulación de la velocidad marcha atrás. Mediante la combinación del ángulo de la pala de la hélice actual, los ángulos máximo y mínimo para la regulación de la velocidad, la señal PLA, de termina el estado y el sentido de la regulación de velocidad de la hélice. En base a estas entradas, se genera un mapa de búsqueda PCM para encontrar la celda PCM asociada y configurar el sistema de la hélice para los algoritmos de control adecuados para todas las condiciones de operación y todas las acciones de la tripulación de vuelo.
Además de operar en todas las condiciones, la invención presente mantiene un control de la velocidad de la hélice de bucle cerrado durante el máximo tiempo posible mientras que los métodos tradicionales controlan la hélice de una manera en bucle abierto. El método de control de operación en bucle cerrado permite que la regulación de la velocidad de la hélice permanezca activa durante un mayor porcentaje de tiempo. Esto sirve para minimizar la magnitud de las sobrevelocidades de la hélice y / o subvelocidades de la hélice que podrían ocurrir de otra manera durante las transiciones hacia y desde la marcha atrás.
La invención presente por lo tanto proporciona un sistema de control de la hélice que tiene un rendimiento de la hélice optimizado en todo el rango de vuelo.
BREVE DESCRIPCION DE LOS DIBUJOS Las diferentes características y ventajas de esta invención se aclararán para aquellos versados en la técnica mediante la descripción detallada que sigue de las realizaciones preferidas. Los dibujos que acompañan la descripción detallada pueden ser descritos brevemente como sigue:
La Figura 1 es una vista en perspectiva general de una realización de un motor turbopropulsado por una turbina de gas de ejemplo para ser utilizado con la invención presente; La Figura 2 es un diagrama de bloques esquemático de una lógica de control de la hélice que tiene una lógica de control de la hélice y una lógica de control del motor; La Figura 3 es una representación gráfica de una curva Cp (coeficiente de potencia de la hélice versus ángulo de la pala de la hélice para un ratio de avance dado); La Figura 4 es un diagrama de bloques esquemático del sistema lógico de control del paso de la hélice; y La Figura 5A es una representación gráfica de un ejemplo de un vuelo de un aparato que representa gráficamente los parámetros de control del paso de la hélice; La Figura 5B es una representación gráfica de PCMs para el ejemplo de vuelo de aeroplano de la Figura 5A; y La Figura 5C es una tabla que recoge los parámetros dibujados en la Figura 5A.
DESCRIPCION DETALLADA DE LA REALIZACION PREFERIDA La Figura 1 ilustra una vista general en perspectiva de un sistema de hélice 10 accionado por un motor de turbina de gas (ilustrado esquemáticamente como E). El motor E gira un eje de salida de la turbina 12 a alta velocidad para accionar una caja reductora de engranajes (ilustrada en cierta forma esquemáticamente como G) que reduce la velocidad de rotación del eje e incrementa el par de salida. El motor E recibe comandos de velocidad de un control C como por ejemplo un Control Electrónico Digital Completamente Automatizado (FADEC). La caja de engranajes G acciona un eje de hélice 14 que gira en un conjunto de cubo 16 y una pluralidad de pala de la hélice 18 que se extiende desde el mismo. Las palas de la hélice 18 están montadas a través de un sistema de control de paso P que tiene la habilidad de asumir un ángulo de pala negativo lo que produce un empuje hacia atrás. Cuando el sistema de la hélice 10 está en marcha atrás, las palas de la hélice 18 se giran por debajo de su ángulo positivo, esto es, a través del paso plano, hasta que se obtiene un ángulo de pala negativo al objeto de producir un empuje que actúa en una dirección opuesta al empuje hacia adelante lo que, únicamente a modo de ejemplo, reduce la longitud de aterrizaje, permite que el aparato circule en tierra hacia atrás o facilita los giros sobre sí mismo.
La Figura 2 ilustra un diagrama de bloques esquemático general de un sistema de control 20 que comunica con el motor E. El sistema de control 20 puede incluir un subsistema de lógica de control de la hélice 22 que comunica con el subsistema lógico del control del motor 24. Se debe comprender que el sistema 20 puede ser implementado dentro de un sistema de un nivel superior o de un sistema de control más amplio como por ejemplo el FADEC (Figura 1).
Una solicitud de empuje del piloto es introducida preferiblemente en el sistema 20 como una entrada de Angulo de la Palanca de Potencia (PLA). La señal de PLA es traducida a una señal de referencia de potencia o par (HPREF) que tiene relación con las condiciones de operación como por ejemplo Todo Atrás (FR); Punto Muerto en Tierra (GI);
Punto Muerto en Vuelo (FI); y Despegue (TO). La señal HPREF se compara con la salida de potencia medida mediante un bucle de control dinámico que alimenta a un comparador MAX. Notablemente, la señal HPREF es introducida en un selector controlado por una señal de Solicitud de Potencia Mínima a la Hélice (PMPR) del subsistema lógico de control de la hélice 22. Otros bucles de control dinámico incluyen Velocidad de Rotación del Generador de Gas Mínimo Permitido (NHMIN) y Mínima Velocidad de la Turbina de Potencia Permitida )NPTUSG) así como otros bucles limitadores MIN se introducen en el comparador MAX. En contraposición a éstos, una Velocidad de Turbina de Potencia Máxima Permitida (NPTOSG) se compara con la velocidad de la turbina de potencia medida (NPT) dentro de un bucle de control dinámico que se introduce en un comparador MIN que selecciona el valor mínimo entre la salida del comparador MAX, el bucle de control dinámico NPTOSG, y otros bucles de control dinámico limitadores MAX. La salida del subsistema lógico de control de motor 24 es el resultado de la lógica de selección de mínimo / máximo que genera una señal al motor E para controlar una cantidad deseada de combustible que va a ser introducida en los inyectores de combustible del motor.
En base a la señal PLA y al subsistema lógico de control de la hélice 22 (ilustrado también de manera separada en la Figura 3) se determina al estado adecuado del gobierno de la hélice. El estado de gobierno se selecciona de uno de los siguientes: gobierno marcha adelante activo, gobierno marcha atrás activo; o gobierno desconectado.
El subsistema lógico de control de la hélice 22 se utiliza en conjunto con el subsistema lógico del sistema de control del motor 24 para proporcionar una transición optimizada desde el gobierno de velocidad marcha adelante a marcha atrás bajo todas las condiciones de operación. Creando un mapa del Modo de Control de la Hélice (PCM) (Figura 3) del ángulo de la pala con el coeficiente de potencia de la hélice mínimo en base a las condiciones de operación (número de Mach y velocidad de la hélice), se determina el ángulo de la pala mínimo permitido para el gobierno de la velocidad marcha adelante y el ángulo de la pala máximo permitido para el gobierno de la velocidad marcha atrás. Mediante la combinación del ángulo de la pala de la hélice actual, los ángulos mínimo y máximo para el gobierno de la velocidad, y la señal PLA, se determina el estado y el sentido del gobierno de la velocidad de la hélice. En base a estas entradas, el mapa PCM está referido de manera que se ejecuta una búsqueda de una celda PCM particular que configurará el sistema de la hélice 10 para todas las condiciones de operación y acciones de la tripulación de vuelo.
Adicionalmente a operar en todas las condiciones, el sistema 20 mantiene un control de bucle cerrado de la velocidad de la hélice para el máximo tiempo posible mientras que los métodos tradicionales controlan los sistemas de la hélice en forma de bucle abierto. El método de operación en bucle cerrado permite que el gobierno de la velocidad de la hélice permanezca activo durante un porcentaje de tiempo mayor lo que minimiza la magnitud de las sobrevelocidades de la hélice o de las subvelocidades de la hélice que ocurren durante las transiciones a y desde empuje inverso.
En referencia a la Figura 3, el gobierno marcha adelante está activo por encima de Marcha_Adelante_Mínimo Beta; gobierno marcha atrás está activo por debajo de Marcha_Atrás_Máximo_Beta; y gobierno desconectado está seleccionado entre ambos. Esto es, los gobiernos están desconectados durante la transición entre gobierno marcha adelante y marcha atrás cuando la pala pasa a través del valle de la curva Cp (coeficiente de potencia de la hélice versus ángulo de la pala de la hélice para un ratio de avance dado) en el que el gobierno de la velocidad de la hélice a través del control del paso no es posible (también ilustrado en la Figura 4). En la parte derecha de la curva Cp (donde la curva tiene una inclinación positiva), el gobierno de la velocidad debe incrementar el ángulo de la pala de la hélice (hacia la posición de inmovilización) a medida que la potencia de entrada se incrementa para mantener una velocidad de hélice fija. En el lado izquierdo de la curva Cp (donde la pendiente es negativa), el gobierno debe hacer lo contrario – reducir el ángulo de la pala (hacia la parada marcha atrás) para absorber la potencia añadida para mantener la velocidad de la hélice.
Una vez que se selecciona el estado de gobierno (gobierno Marcha Adelante activo; gobierno Marcha Atrás activo; o gobiernos desconectados), la velocidad de la hélice de referencia (NPREF) se determina por la celda PCM particular que ha sido buscada dentro del mapa MPC. La velocidad objetivo de gobierno puede ser una de las siguientes: la velocidad seleccionada por el piloto (NPREF = NP_TARGET), una velocidad de defecto en tierra de 100 % (NPREF = 100 %), o una velocidad que es una función de la velocidad del aire para las transiciones durante los despegues abortados y los aterrizajes a alta velocidad (NPREF = F (VK)).
El estado de mínima potencia requerida en la hélice (PMPR) que es suministrada al subsistema lógico de control del motor 24 está determinado por la celda PCM. Una petición (PMPR = 1), cuando se realiza, hará que el subsistema lógico de control del motor 24 disminuya la salida de potencia del motor a un mínimo como por ejemplo el punto muerto para mantener una operación segura del motor cuando el gobierno de velocidad de la hélice a través del control de paso no es efectivo. Esto es, cuando PMPR = 1, el motor está comandado al máximo de los bucles de control limitadores de mínimo como la velocidad de giro del generador de gas mínima permisible (NHMIN) o velocidad de la turbina de potencia mínima permisible (NPTUSG) en lugar de a la señal PLA comandada. Este es el nexo de coordinación entre el subsistema lógico de control de la hélice 22 y el subsistema lógico de control del motor 24 (Figura 2) que permite una transición suave hacia y desde marcha atrás a alta velocidad.
En referencia a las Figuras 5A, 5B y 5C, se describe un ejemplo de aparato de vuelo para ilustrar el funcionamiento del sistema de control de la hélice 20. El aparato de vuelo de ejemplo comienza con las palas de la hélice 18 inmovilizadas con un valor de Beta de aproximadamente 83 grados, el acelerador a GI, y la velocidad de la hélice = 0 % NP (el estado apagado normal). En este estado, la celda PCM dentro del mapa PCM (Figura 3) será PCM1. A medida que la hélice es movilizada tras el arranque del motor el ángulo de la pala se reduce a la posición GI de aproximadamente – 4 grados. La celda PCM asociada cambia de la posición PCM1 a PCM4.
A medida que el aparato comienza a rodar en el instante 25, la PLA (acelerador) se incrementa y el ángulo de la pala se incrementa de manera que el PCM pasa por el PCM5 y a continuación evoluciona a PCM3. Notablemente, a medida que la PLA se incrementa desde GI hacia FI durante la rodadura, el ángulo de la pala se incrementa desde un valor GI Beta de aproximadamente – 4 grados a un valor Beta FI de aproximadamente 18 grados para propulsar al aparato durante la rodadura, de manera que la PCM pasa por la PCM5. A continuación la PCM regresa a la PCM4 en respuesta a que el acelerador se reduce de nuevo.
Cuando se comanda el despegue y la PLA va hasta 65 (TO) aproximadamente en el instante 41, la PCM cambia a PCM6 y después a PCM3. La PCM3 es típica para un crucero en el que la PLA se mantiene a o por encima de FI.
Durante la aplicación de aterrizaje y marcha atrás, la PCM varía desde PCM3 a PCM2 y a continuación a PCM1 cuando se solicita marcha atrás. Desde PCM1, la PCM cambia hacia PCM4 y a continuación a PCM7 cuando se consigue la marcha atrás completa con las palas de la hélice en aproximadamente el instante 85.
Cuando se comanda de nuevo potencia de despegue – como por ejemplo para la rodadura de salida de la pista de despegue – la PLA va a 65 (TO) aproximadamente en el instante 100, la PCM cambia desde PCM7 a PCM8 y a continuación a PCM9. Desde PCM9, la PCM cambia a través de PCM6 y a continuación regresa a PCM3.
Cuando se comanda de nuevo PLA punto muerto en tierra (GI) a través de la posición de PLA, la PCM cambia de PCM3 a PCM1 y a continuación a PCM4.
Se debe comprender que los términos de posición relativos tales como “hacia adelante”, “hacia atrás”, “arriba”, “abajo”, “por encima”, “por debajo”, y similares se hacen mediante referencia a la altitud de operación normal del vehículo y no deben ser considerados limites de ninguna otra forma.
Se debe entender que aunque se describe una disposición particular de componentes en la realización ilustrada, otras disposiciones se beneficiarán de la invención presente.
Aunque se muestran, describen y reivindican secuencias de pasos particulares, se debe entender que los pasos pueden ser realizados en cualquier orden, separados o combinados salvo que se indique lo contrario y seguirán beneficiándose de la invención presente.
La descripción realizada es un ejemplo en lugar de una definición de las limitaciones de la misma. Muchas modificaciones y variaciones de la invención presente son posibles a la luz de las enseñanzas anteriores. Las realizaciones preferidas de esta invención han sido descritas, sin embargo, una persona versada en esta técnica reconocerá que ciertas modificaciones caerían dentro del alcance de esta invención. Se debe, por lo tanto, entender que dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas, la invención puede ser ejecutada de una manera diferente a la descrita específicamente. Por esta razón las reivindicaciones que siguen se deben estudiar para determinar el alcance y contenido real de esta invención.

Claims (5)

  1. REIVINDICACIONES
    1.-Un sistema de control (20) que comprende:
    un subsistema lógico de control del motor (24); y un subsistema lógico de control de la hélice (22) en comunicación con dicho subsistema lógico de control del motor (24), caracterizado porque dicho subsistema lógico de control de la hélice (22) tiene entradas para las señales del ángulo de la pala y del Angulo de la Palanca de Potencia y porque está configurado en uso para definir un mapa de Modo de Control de la Hélice (PCM) con una pluralidad de celdas de Modo de Control de la Hélice, en el que un mapa PCM está operativo para:
    determinar el ángulo de pala mínimo permitido para el gobierno de la velocidad marcha adelante; y determinar el ángulo de pala máximo permitido para el gobierno de la velocidad marcha atrás,
    en el que cada una de dichas pluralidades de celdas de Modo de Control de la Hélice relaciona un Angulo de la Palanca de Potencia con un ángulo de la pala para determinar el estado de gobierno de la hélice seleccionado de uno de los siguientes:
    gobierno marcha adelante activo; gobierno marcha atrás activo; ó gobierno desconectado mediante la combinación de el Angulo de la Palanca de Potencia, el ángulo de la pala de la hélice, el mínimo ángulo de la pala permitido para gobernar la velocidad marcha adelante y el máximo ángulo de la pala permitido para gobernar la velocidad marcha atrás, y
    en el que cada una de dichas celdas de Modo de Control de la Hélice comunica una señal de solicitud de potencia mínima a la hélice para dicho sistema lógico de control del motor.
  2. 2.- El sistema como se describe en la reivindicación 1, en el que dicho subsistema lógico de control de la hélice (22) es un sistema de bucle cerrado.
  3. 3.- Un método para cambiar entre gobierno marcha adelante y gobierno marcha atrás de un sistema de hélice que comprende los pasos de:
    (1)
    crear un mapa de Modo de Control de la Hélice de un ángulo de la pala de la hélice con el coeficiente de potencia mínima de la hélice en base a las condiciones de operación;
    (2)
    determinar el mínimo ángulo de la pala permitido para el gobierno de la velocidad marcha adelante a partir de dicho paso (1);
    (3)
    determinar un ángulo de la pala máximo permitido para el gobierno de la velocidad marcha atrás a partir de dicho paso (1);
    (4)
    determinar un ángulo de la palanca de potencia;
    (5)
    determinar un ángulo de la pala de la hélice; y
    (6)
    determinar el estado de gobierno de la hélice seleccionado de uno de los siguientes:
    -
    gobierno marcha adelante activo;
    -
    gobierno marcha atrás activo ; ó
    -
    gobierno desconectado,
    mediante la combinación del ángulo de la palanca de potencia, del ángulo de la pala de la hélice, del mínimo ángulo de la pala permitido para el gobierno de la velocidad marcha adelante y del máximo ángulo de la pala permitido para el gobierno de la velocidad marcha atrás;
    (7)
    determinar una señal de solicitud de potencia mínima a la hélice buscando una celda de Modo de Control de la Hélice; y
    (8)
    comunicar la señal de solicitud de potencia mínima de la hélice a un sistema lógico de control del motor.
  4. 4.- Un método como el descrito en la reivindicación 3, en el que dicho paso (6) comprende además buscar una celda de Modo de Control de la Hélice en el mapa de Modo de Control de la Hélice en respuesta a dichos pasos (4) y (5).
  5. 5.- Un método como el escrito en la reivindicación 4, que comprende además los pasos de:
    determinar una velocidad de la hélice de referencia buscando la celda de Modo de Control de la Hélice en el mapa de Modo de Control de la Hélice; y comunicar la velocidad de la hélice de referencia al subsistema lógico del control del motor (24).
ES06255854T 2005-11-16 2006-11-15 Lógica de control para un sistema de hélice Active ES2401972T3 (es)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US281194 1981-07-07
US11/281,194 US8651811B2 (en) 2005-11-16 2005-11-16 Control logic for a propeller system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2401972T3 true ES2401972T3 (es) 2013-04-25

Family

ID=37709032

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES06255854T Active ES2401972T3 (es) 2005-11-16 2006-11-15 Lógica de control para un sistema de hélice

Country Status (3)

Country Link
US (1) US8651811B2 (es)
EP (1) EP1787906B1 (es)
ES (1) ES2401972T3 (es)

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102006029057A1 (de) * 2006-06-24 2008-01-03 Airbus Deutschland Gmbh Verstellpropeller
US8414260B2 (en) * 2006-07-25 2013-04-09 Lockheed Martin Corporation Control system for controlling propeller aircraft engine during takeoff
US20130204544A1 (en) * 2012-02-03 2013-08-08 Gulfstream Aerospace Corporation Methods and systems for determining airspeed of an aircraft
WO2015053930A1 (en) * 2013-10-11 2015-04-16 Unison Industries, Llc Method and apparatus for controlling a turboprop engine
US9821901B2 (en) 2013-11-21 2017-11-21 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for electronic propeller blade angle position feedback
CN104076730B (zh) * 2014-06-12 2016-09-14 武汉海王机电工程技术公司 机桨匹配的可调螺距桨主推控制方法
EP3018054B1 (en) * 2014-11-07 2019-01-02 Airbus Defence and Space, S.A. Method for controlling an aircraft propeller system during thrust reversal
US10443540B2 (en) 2015-05-08 2019-10-15 United Technologies Corporation Thrust reversal for turbofan gas turbine engine
US10040565B2 (en) * 2015-09-22 2018-08-07 Honeywell International Inc. Single lever turboprop control systems and methods utilizing torque-based and power based scheduling
CN105756784B (zh) * 2016-02-22 2018-01-30 中国航空动力机械研究所 螺旋桨反桨超转保护结构
US10170620B2 (en) 2016-05-18 2019-01-01 International Business Machines Corporation Substantially defect free relaxed heterogeneous semiconductor fins on bulk substrates
EP3351772B1 (en) * 2017-01-20 2022-05-18 GE Avio S.r.l. Control system and method for managing a reverse-mode operation in a gas turbine engine
FR3062676B1 (fr) * 2017-02-07 2019-06-07 Safran Aircraft Engines Procede de regulation de la vitesse et de la puissance d'une helice de turbomachine
US10683099B2 (en) 2017-02-08 2020-06-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Methods and systems for controlling operation of aircraft engines
EP3364255B1 (en) 2017-02-17 2021-10-06 Ge Avio S.r.l. Turbopropeller engine control system and method, providing optimized efficiency
US10604268B2 (en) * 2017-02-22 2020-03-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Autothrottle control for turboprop engines
US10059432B1 (en) 2017-02-22 2018-08-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Single lever control in twin turbopropeller aircraft
US10443512B2 (en) 2017-03-31 2019-10-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events
IT201700076059A1 (it) * 2017-07-07 2019-01-07 Fp Propeller Apparato di controllo automatico del passo di eliche aeree mediante lettura dei segnali digitali sul bus dell'ecu del motore aereonautico
EP3434584B1 (en) 2017-07-28 2021-06-02 Ge Avio S.r.l. System and method for determining minimum pitch and minimum gas generator idle condition
EP3434598B1 (en) 2017-07-28 2021-11-03 GE Avio S.r.l. Method of controlling gas generator power and torque output
US10823113B2 (en) 2017-08-21 2020-11-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for limiting power of an engine
US11498649B2 (en) * 2018-10-22 2022-11-15 BOYA GONGDAO (Beijing) ROBOT Technology Co., Ltd. Hand-held underwater aircraft
US11136134B2 (en) * 2018-12-21 2021-10-05 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a gas turbine engine coupled to an aircraft propeller
US11964750B2 (en) 2019-03-07 2024-04-23 General Electric Company Propeller speed overshoot preventing logic
US10829201B2 (en) * 2019-03-20 2020-11-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade angle position feedback system with extended markers
US11414175B2 (en) 2019-04-01 2022-08-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for operating an aircraft powerplant
US20210025338A1 (en) * 2019-07-26 2021-01-28 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a turboprop engine

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2740483A (en) 1950-09-20 1956-04-03 Bendix Aviat Corp Single lever control for varying the propeller pitch and the temperature of an aircraft engine
US2851113A (en) 1950-11-08 1958-09-09 Gen Motors Corp Control system for a variable pitch propeller and its driving turbines
US4588354A (en) 1983-08-05 1986-05-13 United Technologies Corporation Engine speed control in propeller pitch control systems
US4533296A (en) 1983-11-07 1985-08-06 United Technologies Corporation Pitch control system for variable pitch propeller
US4645420A (en) 1985-06-07 1987-02-24 Avco Corporation Propeller control system
US4687410A (en) * 1985-08-19 1987-08-18 General Electric Company Torque limiter for prime mover
US4653981A (en) 1985-09-30 1987-03-31 United Technologies Corporation Propeller synchrophaser
US4711615A (en) 1986-05-19 1987-12-08 Textron/Auca Corp. Turboprop overspeed protection system
US4958289A (en) * 1988-12-14 1990-09-18 General Electric Company Aircraft propeller speed control
US5029091A (en) 1989-04-11 1991-07-02 United Technologies Corporation Ground mode control of aircraft propeller speed and pitch
US5017089A (en) 1989-04-11 1991-05-21 United Technologies Corporation Propeller speed governor having a derivative inhibit at high flight speeds
US5209640A (en) 1989-12-30 1993-05-11 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Pitch control apparatus for variable pitch propeller
US5213471A (en) 1990-09-04 1993-05-25 General Electric Company Propeller pitch control
US5331559A (en) 1991-09-18 1994-07-19 Alliedsignal Inc. Apparatus for preventing propeller overshoot
US5416699A (en) 1992-11-18 1995-05-16 United Technologies Corporation Propeller speed control having control parameters based on system dynamic characteristics
US6171055B1 (en) 1998-04-03 2001-01-09 Aurora Flight Sciences Corporation Single lever power controller for manned and unmanned aircraft
US6282882B1 (en) 1998-12-11 2001-09-04 Alliedsignal Inc. Turbine engine control system providing electronic power turbine governor and temperature/torque limiting
US6422023B1 (en) 1998-12-11 2002-07-23 Alliedsignal Inc. Turbine engine control with electronic and pneumatic governors
US6371081B1 (en) 2000-09-29 2002-04-16 Detroit Diesel Corporation Inhibit engine speed governor
US6511292B2 (en) 2001-06-27 2003-01-28 Hamilton Sundstrand Corporation Backup governing system for a variable pitch propeller

Also Published As

Publication number Publication date
EP1787906A2 (en) 2007-05-23
US8651811B2 (en) 2014-02-18
EP1787906B1 (en) 2013-01-02
EP1787906A3 (en) 2010-11-03
US20070110577A1 (en) 2007-05-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2401972T3 (es) Lógica de control para un sistema de hélice
US11260983B2 (en) Aircraft electrically-assisted propulsion control system
US11427340B2 (en) Propulsion system for an aircraft
US10766614B2 (en) Method and system for improving transition lift-fan performance
US10968825B2 (en) Flow multiplier systems for aircraft
US11286865B2 (en) Gas turbine engine with variable pitch fan and variable pitch compressor geometry
US4022405A (en) Fan lift-cruise v/stol aircraft
US3972490A (en) Trifan powered VSTOL aircraft
RU2012512C1 (ru) Комбинированный летательный аппарат
US5149012A (en) Turbocraft
WO2016068767A1 (en) Multi-rotor aerial vehicle
US10119495B1 (en) System and method of operating a ducted fan propulsion system inflight
US3739580A (en) Propulsion system control
CN105235892A (zh) 一种混合布局旋翼无人机多模态飞行转换控制方法
US12078074B2 (en) System and method for detecting an uncommanded or uncontrollable high thrust event in an aircraft
US2971724A (en) Annular wing flying machines
GB2130984A (en) Compound helicopter and power plant therefor
US8360356B2 (en) Flying apparatus
US3356152A (en) Aircraft propulsion system
US4610410A (en) Compound helicopter and powerplant therefor
US6524068B2 (en) Variable pitch aircraft propeller control with two-speed transmission
GB2575743A (en) Aircraft electrically-assisted propulsion control system
US3503572A (en) Vertical take-off and landing aircraft
RU2790460C1 (ru) Конвертоплан короткого взлета и посадки
US20220306308A1 (en) Multi-engine aircraft provided with economy operating mode and method applied