RU2267020C2 - Устройство и способ регулирования мощности силовой установки приведения в движение несущего винта вертолета - Google Patents

Устройство и способ регулирования мощности силовой установки приведения в движение несущего винта вертолета Download PDF

Info

Publication number
RU2267020C2
RU2267020C2 RU2002119582/28A RU2002119582A RU2267020C2 RU 2267020 C2 RU2267020 C2 RU 2267020C2 RU 2002119582/28 A RU2002119582/28 A RU 2002119582/28A RU 2002119582 A RU2002119582 A RU 2002119582A RU 2267020 C2 RU2267020 C2 RU 2267020C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel consumption
signal
fuel
control device
rotor
Prior art date
Application number
RU2002119582/28A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2002119582A (ru
Inventor
Кристиан Пьер НУССИТУ (FR)
Кристиан Пьер НУССИТУ
Жан-Филипп Жак МАРЭН (FR)
Жан-Филипп Жак МАРЭН
Original Assignee
Турбомека
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 Турбомека filed Critical Турбомека
Publication of RU2002119582A publication Critical patent/RU2002119582A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2267020C2 publication Critical patent/RU2267020C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • 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
    • B64D31/06—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
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B64D31/09—Initiating means actuated automatically in response to power plant failure
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D13/00—Control of linear speed; Control of angular speed; Control of acceleration or deceleration, e.g. of a prime mover
    • G05D13/62—Control of linear speed; Control of angular speed; Control of acceleration or deceleration, e.g. of a prime mover characterised by the use of electric means, e.g. use of a tachometric dynamo, use of a transducer converting an electric value into a displacement
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/02—Purpose of the control system to control rotational speed (n)
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/09—Purpose of the control system to cope with emergencies
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/304—Spool rotational speed

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
  • Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

Изобретение относится к системам управления и может быть использовано, в частности, в системах управления силовыми установками летательных аппаратов, например, вертолетов. Устройство содержит средство дозирования расхода топлива, электронное устройство управления, содержащее средство приема входного сигнала, соответствующего скорости вращения несущего винта (NP), средство обработки этого входного сигнала, содержащее элемент дифференцирования и элемент суммирования, а также пороговый компаратор. Элемент суммирования установлен таким образом, чтобы определять сумму сигнала скорости вращения несущего винта (NP) и производной этого сигнала (K.dNP/dt). Пороговый компаратор содержит верхний порог и нижний порог, принимает выходной сигнал элемента суммирования и выдает выходной сигнал в приводной механизм регулирования. Способ заключается в управлении силовой установкой по принципу «все или ничего», в направлении либо плавного увеличения, либо плавного уменьшения, либо сохранения на неизменном уровне расхода топлива, подаваемого в двигатель силовой установки, по отношению к тому расходу топлива, который имел место в момент отказа основной системы регулирования. Управление производится в функции скорости вращения несущего винта (NP). Технический результат заключается в упрощении пилотирования в аварийном режиме, повышении безопасности полета и снижении стоимости резервной системы управления. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Предлагаемое изобретение касается устройства регулирования мощности силовой установки приведения в движение несущего винта вертолета, обеспечивающего, говоря более конкретно, помощь пилоту вертолета при пилотировании в аварийном режиме в случае отказа основной системы регулирования скорости вращения несущего винта вертолета.
Предлагаемое изобретение касается также способа регулирования скорости вращения несущего винта, используемого в случае отказа основной системы регулирования.
Турбовинтовые двигатели вертолетов оборудованы системой регулирования, которая выполняет множество различных, более или менее сложных функций. При этом основная функция этой системы регулирования состоит в регулировании в полете мощности, развиваемой турбовинтовым двигателем, таким образом, чтобы обеспечить поддержание скорости вращения несущего винта вертолета по существу на постоянном уровне.
Системы регулирования, имеющие широкое распространение в настоящее время, обычно представляют собой электронные системы регулирования, снабженные аварийным устройством регулирования с ручным управлением.
При нормальном функционировании упомянутым выше регулированием управляет электронный вычислитель, который принимает сигналы, поступающие от различных датчиков, и выдает управляющие сигналы, поступающие на различные приводные средства для осуществления автоматического регулирования мощности, развиваемой двигателем вертолета. В случае отказа, затрагивающего электронную систему регулирования и приводящего к неспособности вычислителя обеспечить регулирование мощности, развиваемой двигателем, пилот вертолета должен, посредством аварийного устройства с ручным управлением, вручную регулировать мощность, развиваемую турбовинтовым двигателем вертолета в функции потребностей, возникающих в результате маневров вертолета (увеличение шага несущего винта, уменьшение шага несущего винта, выполнение посадки и т.п.). Вследствие этого пилотажная нагрузка существенно возрастает. Действительно, в этой ситуации пилот должен вручную регулировать в каждый момент времени расход топлива, поступающего в турбовинтовой двигатель. Это особенно затруднительно делать на вертолете, имеющем один двигатель, поскольку в этом случае любой маневр вертолета требует специфического ручного регулирования расхода топлива.
Таким образом, необходимо, чтобы пилот был соответствующим образом обучен и натренирован для этой специфической ситуации. Однако для того, чтобы уменьшить опасность, которая может оказаться следствием недостаточной тренированности пилота в этом смысле, производители турбовинтовых двигателей вынуждены гарантировать предельно низкую вероятность отказа для основной системы регулирования, что приводит к повышению ее сложности и, соответственно, к удорожанию такой системы регулирования.
Объектом предлагаемого изобретения является достаточно простое устройство относительно небольшой стоимости, которое позволяет улучшить регулирование мощности силовой установки в случае отказа основной системы регулирования и облегчить пилотирование вертолета в аварийном режиме.
Объектом предлагаемого изобретения также является устройство регулирования, повышающее безопасность полета в случае отказа основной системы регулирования и менее дорогостоящее в реализации.
Устройство регулирования мощности силовой установки приведения в движение несущего винта вертолета в соответствии с предлагаемым изобретением содержит средство дозирования расхода топлива, электронное устройство управления, содержащее средство приема входного сигнала, соответствующего скорости вращения несущего винта (NP), средство обработки этого входного сигнала, содержащее элемент дифференцирования и элемент суммирования, а также пороговый компаратор, принимающий выходной сигнал, поступающий из этого средства обработки. Приводное устройство регулирования принимает выходной сигнал электронного устройства управления и плавным образом приводит в действие средство дозирования расхода топлива в направлении увеличения расхода, снижения расхода или поддержания этого расхода топлива на неизменном уровне.
Такое устройство является особенно простым по конструкции, легко устанавливается на вертолете и применяется без затруднений вследствие того, что в нем не используется ручное управление и отсутствуют соответственно всякие рукоятки, системы тяг и рычагов, угловые редукторы и т.п. При этом в случае отказа основной системы регулирования пилот вертолета больше не должен вручную управлять расходом топлива, который теперь регулируется автоматически.
Пилотирование вертолета в случае отказа основной системы регулирования существенно облегчается по отношению к пилотированию в аварийном режиме с ручным регулированием мощности двигателя. Действительно, в этом случае пилот должен просто использовать мягкую и плавную манеру пилотирования, не допуская резких маневров и стараясь соблюдать границы максимального режима работы двигателя, а также границы момента и скорости вращения несущего винта вертолета. При этом пилот больше не должен заботиться о расходе топлива, который автоматически контролируется при помощи устройства согласно предлагаемому изобретению. В частности, пилот больше не должен вручную регулировать в каждый момент времени расход топлива для того, чтобы адаптировать его к потребностям в развиваемой двигателем мощности, порождаемым маневрами вертолета, такими, например, как увеличение шага винта, уменьшение шага винта, выполнение посадки и т.п.
В предпочтительном способе реализации приводной механизм регулирования представляет собой электрическое устройство, а электронное устройство управления дополнительно содержит средство электрического питания приводного механизма регулирования.
Пропускающий фильтр низких частот может быть предусмотрен для осуществления фильтрации входного сигнала.
Компаратор предпочтительным образом содержит предварительно определенные верхний порог и нижний порог.
Приводной механизм регулирования предпочтительно сконструирован таким образом, чтобы относительно медленно воздействовать на скорость, и предпочтительно содержит упор минимального положения. Таким образом, автоматически обеспечивается эффект интегрирования сигнала. Кроме того, ограничение скорости изменения расхода топлива позволяет обеспечить разгон двигателя без риска возникновения помпажа. К тому же, упор минимального положения позволяет снижать скорость вращения двигателя без риска его самовыключения.
Приводной механизм регулирования может представлять собой, например, электрический двигатель постоянного тока, скорость вращения которого является постоянной для заданного напряжения электрического питания, или же шаговый электрический двигатель.
Средство дозирования расхода топлива может иметь в своем составе вспомогательный дозатор расхода топлива, взаимодействующий с основным дозатором расхода топлива, причем этот вспомогательный дозатор действует параллельно с основным дозатором для добавления расхода топлива к тому его расходу, который имел место в момент отказа, и действует последовательно с этим основным дозатором для уменьшения расхода топлива. В качестве варианта реализации это средство дозирования может представлять собой единый орган дозирования, управляемый шаговым двигателем с двумя входами, причем один из этих входов приводится в действие от основной системы регулирования, а другой вход приводится в действие от устройства в соответствии с предлагаемым изобретением в случае отказа основной системы регулирования.
Устройство в соответствии с предлагаемым изобретением особенно хорошо приспособлено к случаю, когда силовая установка вертолета содержит один турбовинтовой двигатель.
Предлагаемое изобретение касается также, в более общем смысле, способа регулирования мощности силовой установки приведения в движение несущего винта вертолета в случае отказа основной системы регулирования, в соответствии с которым обеспечивается автоматическое управление увеличением или уменьшением расхода топлива, подаваемого в двигатель силовой установки, по отношению к тому расходу топлива, который имел место в момент отказа основной системы регулирования, в функции скорости вращения несущего винта (NP).
Использование скорости вращения несущего винта в качестве единственного входного сигнала позволяет применять способ в соответствии с предлагаемым изобретением, в котором применяются особенно простые и недорогие средства.
Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания примера его реализации, где даются ссылки на приведенные фигуры, среди которых:
фиг.1 представляет собой функциональную схему, иллюстрирующую общий принцип действия устройства в соответствии с предлагаемым изобретением;
фиг.2 представляет собой функциональную схему, демонстрирующую пример практической реализации устройства в соответствии с предлагаемым изобретением.
Устройство регулирования мощности силовой установки приведения в движение несущего винта вертолета в соответствии с предлагаемым изобретением, схематически проиллюстрированное на фиг.1, содержит электронное устройство управления 1, принимающее входной сигнал NP, соответствующий скорости вращения несущего винта. Это электронное устройство управления связано с приводным механизмом регулирования 2, который принимает выходной сигнал от электронного устройства управления 1 и который плавно воздействует на средство 3 дозирования расхода топлива, причем этот расход топлива подается затем в двигатель силовой установки приведения в движение несущего винта вертолета при помощи системы трубопроводов, схематически представленной позицией 4, и само это топливо поступает из не показанного здесь топливного бака через систему трубопроводов, схематически представленную позицией 5. Приводной механизм регулирования 2 позволяет обеспечить при помощи средства дозирования 3 постепенное увеличение или постепенное уменьшение расхода топлива в соответствии с сигналом, принимаемым от электронного устройства управления 1.
Электронное устройство управления 1 и приводной механизм регулирования 2, связанный со средством дозирования 3, образуют в совокупности устройство регулирования в аварийном режиме, способное, в соответствии с предлагаемым изобретением, управлять расходом топлива, подаваемого в двигатель силовой установки, например, в турбовинтовой двигатель, таким образом, чтобы увеличить или уменьшить этот расход топлива по отношению к тому расходу топлива, который имел место в момент отказа основной системы регулирования.
Фиг.1 также схематически представляет и основную систему регулирования, запитывающую турбовинтовой двигатель топливом при нормальном функционировании, то есть при отсутствии ее отказов. В этом случае основная система регулирования 6 воздействует на основное средство дозирования 7 таким образом, чтобы обеспечить подачу в турбовинтовой двигатель через систему трубопроводов 4 расхода топлива, соответствующего в каждый момент времени фактическим условиям полета вертолета.
Как известно, основная система регулирования позволяет в полете регулировать мощность, развиваемую двигателем, для того, чтобы поддерживать скорость вращения несущего винта вертолета по существу на постоянном уровне. Устройство регулирования мощности двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением позволяет компенсировать функциональную недостаточность основной системы регулирования 6 в случае ее отказа, и без того, чтобы пилот был вынужден осуществлять особенно точное ручное регулирование этой мощности.
В способе реализации, проиллюстрированном на фиг.1, средство дозирования топлива 3 выполнено отличным от основного средства дозирования 7. Средство дозирования 3 действует параллельно с основным средством дозирования 7 для увеличения расхода топлива и последовательно с этим основным средством дозирования 7 для уменьшения расхода топлива по отношению к тому расходу, который имел место в момент отказа.
В способе реализации, схематически проиллюстрированном на фиг.2, можно видеть электронное устройство управления 1, которое в качестве единственного входного сигнала принимает сигнал NP, соответствующий скорости вращения несущего винта. Это электронное устройство управления 1 содержит средство приема 8 сигнала NP, вслед за которым располагается фильтрующее устройство 9, выполненное, например, в форме пропускающего фильтра низкой частоты. Выходной сигнал этого фильтрующего устройства 9 подается через соединительный элемент 10 на дифференцирующий элемент 11 и через соединительный элемент 12 на суммирующее устройство 13. Выходной сигнал суммирующего устройства 13 имеет, таким образом, вид NP + K.dNP/dt. Этот сигнал передается через соединительный элемент 14 в пороговый компаратор 15, содержащий элемент сравнения с верхним порогом 15а и элемент сравнения с нижним порогом 15b. Величины, соответствующие верхнему порогу и нижнему порогу, передаются в элементы сравнения 15а и 15b через соединительные элементы 16а и 16b.
Таким образом, этот пороговый компаратор 15 производит сравнение сигнала NP + K.dNP/dt с верхним порогом и с нижним порогом. Компаратор 15 выдает выходной сигнал на один из своих выходов 17а, 17b, связанных с устройством 18 электропитания, управляющим приводным механизмом регулирования 2. Таким образом, управление приводным механизмом регулирования 2 осуществляется по принципу "все или ничего" в направлении увеличения расхода топлива в том случае, если величина сигнала NP + K.dNP/dt оказывается меньше нижнего порога, или в направлении уменьшения расхода топлива в том случае, если величина этого сигнала NP + K.dNP/dt оказывается больше верхнего порога. При отсутствии сигнала на выходе компаратора 15, то есть в том случае, когда величина сигнала NP + K.dNP/dt располагается между верхним и нижним порогами, приводной механизм регулирования 2 не действует и расход топлива соответственно остается на неизменном уровне.
Таким образом, устройство в соответствии с предлагаемым изобретением действует так, чтобы поддерживать величину сигнала NP в диапазоне между предварительно определенными значениями верхнего и нижнего порогов, что приводит к поддержанию скорости вращения несущего винта вертолета также в диапазоне между двумя предварительно определенными пороговыми значениями.
Производное "K.dNP/dt" позволяет обеспечить упреждающее управление приводным механизмом регулирования 2, как только изменение потребности в развиваемой мощности вызывает изменение скорости вращения несущего винта вертолета, то есть величины сигнала NP.
Электрический приводной механизм регулирования 2 предпочтительным образом перемещается с относительно малой скоростью. Кроме того, этот приводной механизм предпочтительно содержит упор минимального положения. Так обеспечивают ограничение скорости изменения расхода топлива, о чем уже было сказано выше, и ограничение расхода топлива на малой величине, что позволяет, таким образом, обеспечить разгон турбореактивного двигателя без риска возникновения помпажа и снижение оборотов двигателя без риска его самовыключения.
Электрический приводной механизм регулирования 2 может представлять собой электрический двигатель постоянного тока или электрический шаговый двигатель, обеспечивающий относительно малую скорость перемещения.
Устройство 18 электропитания приводного механизма регулирования 2 может обеспечивать либо управление постоянной скоростью перемещения, либо управление скоростью перемещения, зависящей от сигнала NP и от направления перемещения.
Электронное устройство управления 1 в целом может быть реализовано многими способами. Так, например, в нем могут быть использованы операционные усилители, позволяющие реализовать аналоговое электронное устройство. Можно также использовать программируемые цифровые компоненты типа EPLD, специально разработанные компоненты типа ASIC или даже применить микропроцессор, управляемый программным обеспечением, позволяющим реализовать описанные выше функции.
Это электронное устройство управления 1 может быть размещено в специальном блоке, соответствующем аварийному функционированию системы регулирования, или же наоборот, может быть интегрировано в блок, реализующий одновременно и другие функции управления вертолетом.
Устройство регулирования в соответствии с предлагаемым изобретением позволяет, при незначительном увеличении стоимости изготовления, предложить способ аварийного функционирования в случае отказа основной системы регулирования, использование которого пилотом является значительно более простым, легким и более надежным, чем использование аварийного устройства с чисто ручным управлением.
В случае отказа основной системы регулирования устройство в соответствии с предлагаемым изобретением автоматически управляет увеличением или уменьшением расхода топлива, подаваемого в двигатель силовой установки, по отношению к тому расходу, который имел место в момент отказа, и делает это в функции только скорости вращения несущего винта вертолета. В результате этого нагрузка на пилота, управляющего вертолетом, оказывается значительно меньшей по сравнению с нагрузкой, являющейся следствием использования аварийного устройства с ручным управлением обычного типа. Действительно, благодаря устройству регулирования в соответствии с предлагаемым изобретением пилот должен просто перейти к мягкому и плавному пилотированию и стараться соблюдать границы функционирования, одновременно относящиеся к двигателю и к полету вертолета. При этом расход топлива автоматически контролируется при помощи устройства регулирования в соответствии с предлагаемым изобретением.
Это упрощение оказывается особенно существенным на вертолете, имеющем один двигатель, когда любой маневр вертолета требует ручного регулирования расхода топлива.
Таким образом, устройство регулирования в соответствии с предлагаемым изобретением повышает безопасность полета, поскольку оно в меньшей степени требует сноровки и умения со стороны пилота. С другой стороны, благодаря этому устройству больше нет необходимости проводить специальные тренировки пилота по пилотированию вертолета в аварийном режиме, что представляет существенную экономическую выгоду для авиаперевозчика.
Устройство в соответствии с предлагаемым изобретением также может позволить снизить требования к надежности, безопасности и готовности к работе основной системы регулирования. Действительно, возможность иметь в распоряжении надежный и легко осуществляемый в случае отказа основной системы режим аварийного функционирования позволяет допустить повышение коэффициента приемлемых отказов для этой основной системы регулирования.
Устройство в соответствии с предлагаемым изобретением особенно хорошо приспособлено для турбовинтовых двигателей, установленных на однодвигательных вертолетах, с точки зрения существенного выигрыша в простоте и легкости использования для пилота по отношению к аварийному устройству с чисто ручным управлением. Кроме того, в этом случае устройство в соответствии с предлагаемым изобретением позволяет снизить стоимость изготовления, поскольку аварийные устройства регулирования с ручным управлением требуют использования устройства привода с вращающейся рукояткой, сложного в изготовлении и имеющего значительную стоимость.
Устройство в соответствии с предлагаемым изобретением также может быть использовано на двухдвигательных вертолетах. В этом случае для исключения слишком значительного дисбаланса нагрузки между двумя двигателями может оказаться необходимым предусмотреть определенную автоматическую коррекцию законов регулирования работы двигателя, оставшегося в режиме нормального функционирования, в том случае, когда другой двигатель переходит в режим аварийного функционирования.
Реализация устройства в соответствии с предлагаемым изобретением является особенно простой вследствие того, что на его входе используется только один параметр, а именно, скорость вращения несущего винта, а также вследствие того, что необходимая функция расчета является достаточно простой (сравнение суммы сигнала скорости вращения и производной этого сигнала с двумя предварительно определенными пороговыми значениями) и что электрический приводной механизм регулирования используется в режиме "все или ничего" для управления увеличением расхода топлива, уменьшением расхода топлива или для поддержания этого расхода топлива на неизменном уровне.

Claims (10)

1. Устройство регулирования мощности силовой установки приведения в движение несущего винта вертолета, содержащее средство дозирования расхода топлива, электронное устройство управления (1), содержащее средство (8) приема входного сигнала, соответствующего скорости вращения несущего винта (NP), средство обработки этого входного сигнала, содержащее элемент дифференцирования (11) и элемент суммирования (13), отличающееся тем, что элемент суммирования установлен таким образом, чтобы определять сумму сигнала измеренной скорости вращения несущего винта (NP) и производной этого сигнала (K.dNP/dt), причем пороговый компаратор (15), содержащий верхний порог и нижний порог, принимает выходной сигнал этого элемента суммирования и выдает выходной сигнал в приводной механизм регулирования (2), представляющий собой электрический двигатель, способный плавно воздействовать на средство (3) дозирования расхода топлива, причем сигнал на выходе порогового компаратора является сигналом, сформированным по принципу «все или ничего», обеспечивающим либо вращение электрического двигателя приводного механизма регулирования в том или ином направлении, либо остановку вращения указанного электрического двигателя, вызывая тем самым либо плавное увеличение расхода топлива, либо плавное уменьшение расхода топлива, либо сохранение расхода топлива на неизменном уровне.
2. Устройство регулирования по п.1, отличающееся тем, что приводной механизм регулирования представляет собой электрическое устройство, причем электронное устройство управления дополнительно содержит средство (18) электропитания приводного механизма регулирования.
3. Устройство регулирования по любому из предшествующих пунктов, отличающееся тем, что пропускающий фильтр низких частот (9) осуществляет фильтрацию входного сигнала.
4. Устройство регулирования по любому из предшествующих пунктов, отличающееся тем, что приводной механизм регулирования относительно медленно воздействует на скорость и содержит упор минимального положения.
5. Устройство регулирования по п.4, отличающееся тем, что приводной механизм регулирования представляет собой электрический двигатель постоянного тока, скорость вращения которого является постоянной для заданной величины напряжения электропитания.
6. Устройство регулирования по п.4, отличающееся тем, что приводной механизм регулирования представляет собой шаговый электрический двигатель.
7. Устройство регулирования по любому из предшествующих пунктов, отличающееся тем, что средство дозирования расхода топлива содержит вспомогательный дозатор (3) топлива (3), действующий параллельно с основным дозатором (7) топлива.
8. Устройство регулирования по любому из предшествующих пунктов, отличающееся тем, что двигатель силовой установки представляет собой турбовинтовой двигатель.
9. Способ регулирования мощности силовой установки приведения в движение несущего винта вертолета в случае отказа основной системы регулирования, отличающийся тем, что обеспечивают управление по принципу «все или ничего» в направлении либо плавного увеличения, либо плавного уменьшения, либо сохранения на неизменном уровне расхода топлива, подаваемого в двигатель силовой установки, по отношению к тому расходу топлива, который имел место в момент отказа основной системы регулирования, причем управление производится в функции измеренной скорости вращения несущего винта (NP).
10. Вертолет, содержащий силовую установку приведения в движение его несущего винта и основную систему регулирования, обеспечивающую подачу топлива в двигатель этой силовой установки при помощи средства дозирования расхода топлива, отличающийся тем, что вертолет оборудован аварийным устройством регулирования на случай отказа основной системы регулирования, содержащим электронное устройство управления (1), содержащее средство (8) приема входного сигнала, соответствующего измеренной скорости вращения несущего винта (NP), средство обработки этого входного сигнала, содержащее элемент дифференцирования (11) и элемент суммирования, установленный таким образом, чтобы определять сумму сигнала, соответствующего скорости вращения несущего винта (NP), и производной этого сигнала (K.dNP/dt), и пороговый компаратор (15), содержащий верхний порог и нижний порог и принимающий выходной сигнал этого элемента суммирования и выдающий выходной сигнал в приводной механизм регулирования (2), выполненный в виде электрического двигателя и способный воздействовать на средство (3) дозирования расхода топлива, причем сигнал на выходе порогового компаратора является сигналом, сформированым по принципу «все или ничего», обеспечивающим либо вращение электрического двигателя приводного механизма регулирования в том или ином направлении, либо остановку вращения указанного электрического двигателя, вызывая тем самым либо плавное увеличение расхода топлива, либо плавное уменьшение расхода топлива, либо сохранение расхода топлива на неизменном уровне.
RU2002119582/28A 1999-12-23 2000-12-18 Устройство и способ регулирования мощности силовой установки приведения в движение несущего винта вертолета RU2267020C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR99/16392 1999-12-23
FR9916392A FR2803051B1 (fr) 1999-12-23 1999-12-23 Dispositif et procede de regulation de la puissance d'un groupe motopropulseur d'entrainement de rotor d'helicoptere

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2002119582A RU2002119582A (ru) 2004-06-10
RU2267020C2 true RU2267020C2 (ru) 2005-12-27

Family

ID=9553760

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2002119582/28A RU2267020C2 (ru) 1999-12-23 2000-12-18 Устройство и способ регулирования мощности силовой установки приведения в движение несущего винта вертолета

Country Status (12)

Country Link
US (1) US6729138B2 (ru)
EP (1) EP1240417B1 (ru)
JP (1) JP4837863B2 (ru)
KR (1) KR100721984B1 (ru)
CN (1) CN1199005C (ru)
AU (1) AU2528001A (ru)
CA (1) CA2395307C (ru)
FR (1) FR2803051B1 (ru)
PL (1) PL198210B1 (ru)
RU (1) RU2267020C2 (ru)
WO (1) WO2001048574A2 (ru)
ZA (1) ZA200204530B (ru)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2444464C2 (ru) * 2010-01-11 2012-03-10 Открытое акционерное общество "СТАР" Способ управления силовой установкой вертолета
RU2452667C2 (ru) * 2010-05-24 2012-06-10 Открытое акционерное общество "СТАР" Способ управления силовой установкой вертолета
RU2482024C2 (ru) * 2010-12-29 2013-05-20 Открытое акционерное общество "СТАР" Способ управления силовой установкой вертолета
RU2529573C2 (ru) * 2009-06-10 2014-09-27 Агустауэстлэнд С.П.А. Электронная система управления полетом для летательного аппарата, выполненного с возможностью висения

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2827636B1 (fr) 2001-07-19 2003-11-28 Eurocopter France Systeme de regulation du regime d'un moteur d'un helicoptere
US7809244B2 (en) 2004-03-26 2010-10-05 Lg Electronics Inc. Recording medium and method and apparatus for reproducing and recording text subtitle streams with style information
FR2878288B1 (fr) * 2004-11-25 2007-01-19 Eurocopter France Procede et dispositif pour optimiser l'enveloppe de performances d'un turbomoteur
FR2899640B1 (fr) * 2006-04-05 2011-11-25 Eurocopter France Procede et dispositif pour realiser un controle de l'etat de sante d'un turbomoteur d'un giravion bimoteur
US7931231B2 (en) * 2007-05-18 2011-04-26 Sikorsky Aircraft Corporation Engine anticipation for rotary-wing aircraft
EP3412577B1 (en) 2008-05-13 2020-03-18 Sikorsky Aircraft Corporation Fuel system
WO2010056241A1 (en) 2008-11-13 2010-05-20 Sikorsky Aircraft Corporation Adaptive fail-fixed system for fadec controlled gas turbine engines
US8996204B2 (en) * 2010-06-23 2015-03-31 Honeywell International Inc. Systems and methods for adjusting target approach speed
FR2967132B1 (fr) * 2010-11-04 2012-11-09 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur dissymetrique a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
US9856017B2 (en) * 2013-06-11 2018-01-02 Bell Helicopter Textron Inc. Torque based method of limiting vertical axis augmentation
FR3011587B1 (fr) * 2013-10-09 2015-11-06 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur
FR3018098B1 (fr) * 2014-02-28 2019-04-05 Safran Helicopter Engines Systeme de regulation de l'alimentation de carburant dans une turbomachine d'helicoptere
FR3026438B1 (fr) * 2014-09-26 2019-03-15 Airbus Helicopters Procede pour arreter un moteur de giravion en survitesse, systeme et giravion associes
US10691552B2 (en) * 2015-10-12 2020-06-23 International Business Machines Corporation Data protection and recovery system
FR3089247B1 (fr) 2018-11-30 2020-12-18 Airbus Helicopters Procédé et système pour arrêter une turbine à gaz et véhicule
FR3090576B1 (fr) * 2018-12-20 2021-09-10 Airbus Helicopters Procédé d’assistance pour aéronef monomoteur à voilure tournante lors d’une panne moteur.
FR3111668B1 (fr) * 2020-06-17 2023-04-07 Airbus Helicopters Procédé pour arrêter un moteur en survitesse, système et giravion associés

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4423593A (en) * 1982-04-16 1984-01-03 Chandler Evans Inc. Fuel control for controlling helicopter rotor/turbine acceleration
US4466526A (en) * 1982-04-16 1984-08-21 Chandler Evans Inc. Helicopter engine control with rotor speed decay anticipator
US4648797A (en) * 1983-12-19 1987-03-10 United Technologies Corporation Torque control system
US5029441A (en) * 1989-09-20 1991-07-09 United Technologies Corporation Dynamic compensation to n-dot schedules
US5046923A (en) * 1989-10-02 1991-09-10 United Technologies Corporation Helicopter autorotation detection and recovery
GB9000176D0 (en) * 1990-01-04 1990-03-07 Lucas Ind Plc Fuel control system for helicopter engine
US5490379A (en) * 1993-12-20 1996-02-13 Woodward Governor Company Fuel metering unit
US5509265A (en) * 1995-01-23 1996-04-23 Alliedsignal Inc. Operational signal stability means for turbine
EP0852030B1 (en) * 1995-09-22 2002-07-03 Rosemount Inc. Adaptive bias controller
US5775089A (en) * 1996-12-23 1998-07-07 Allison Engine Company Pressure signal synthesis method and system for a gas turbine engine

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ДМИТРИЕВ И.С., ЕСАУЛОВ С.Ю. Системы управления одновинтовых вертолетов. М.: Машиностроение, 1969, с.204. *
КЕБА И.В. Летная эксплуатация вертолетных газотурбинных двигателей. М.: Транспорт, 1976, 279 с., с.123. Приборостроение и средства автоматики: Справочник /Под общ. ред. А.Н.Гаврилова. М.: Машиностроение, 1965, в 5 т., т.4, с.504, 506. *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2529573C2 (ru) * 2009-06-10 2014-09-27 Агустауэстлэнд С.П.А. Электронная система управления полетом для летательного аппарата, выполненного с возможностью висения
RU2444464C2 (ru) * 2010-01-11 2012-03-10 Открытое акционерное общество "СТАР" Способ управления силовой установкой вертолета
RU2452667C2 (ru) * 2010-05-24 2012-06-10 Открытое акционерное общество "СТАР" Способ управления силовой установкой вертолета
RU2482024C2 (ru) * 2010-12-29 2013-05-20 Открытое акционерное общество "СТАР" Способ управления силовой установкой вертолета

Also Published As

Publication number Publication date
WO2001048574A2 (fr) 2001-07-05
JP4837863B2 (ja) 2011-12-14
JP2003518590A (ja) 2003-06-10
EP1240417A2 (fr) 2002-09-18
CA2395307A1 (fr) 2001-07-05
WO2001048574A3 (fr) 2002-02-14
CN1199005C (zh) 2005-04-27
PL198210B1 (pl) 2008-06-30
KR100721984B1 (ko) 2007-05-25
US6729138B2 (en) 2004-05-04
FR2803051B1 (fr) 2002-05-03
CA2395307C (fr) 2010-05-11
CN1413289A (zh) 2003-04-23
AU2528001A (en) 2001-07-09
US20030059303A1 (en) 2003-03-27
ZA200204530B (en) 2004-03-01
FR2803051A1 (fr) 2001-06-29
EP1240417B1 (fr) 2006-03-08
PL356701A1 (en) 2004-06-28
KR20020088064A (ko) 2002-11-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2267020C2 (ru) Устройство и способ регулирования мощности силовой установки приведения в движение несущего винта вертолета
EP0093684B1 (en) Helicopter engine control with rotor speed decay anticipator
US8989921B2 (en) Electronic flight control system for an aircraft capable of hovering
EP0601100B1 (en) Helicopter engine control having lateral cyclic pitch anticipation
US6742742B2 (en) Device and process for regulating the power of the engines of a rotary wing multi-engine aircraft
JPH0416618B2 (ru)
EP3693573A1 (en) System and method for controlling propeller-driven aircraft
AU657576B2 (en) Helicopter engine control having yaw input anticipication
EP0092500A2 (en) Helicopter engine torque compensator
JP3076352B2 (ja) 複数のスケジュールを備え、ロータ速度の低減を予知するヘリコプタコントロール装置
US4385355A (en) Automatic outer loop centering of aircraft inner loop
US11377223B2 (en) Autothrottle control system on turbopropeller-powered aircraft
US20210253262A1 (en) Method for controlling a hybrid helicopter in the event of an engine failure
IL103597A (en) Engine control of a helicopter with an expected transverse and periodic angle of attack
IL103598A (en) Control of the engine of a helicopter that is expected to absorb a deflection from the road

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner