RU2674171C2 - Способ обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем и соответствующее устройство - Google Patents
Способ обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем и соответствующее устройство Download PDFInfo
- Publication number
- RU2674171C2 RU2674171C2 RU2016139109A RU2016139109A RU2674171C2 RU 2674171 C2 RU2674171 C2 RU 2674171C2 RU 2016139109 A RU2016139109 A RU 2016139109A RU 2016139109 A RU2016139109 A RU 2016139109A RU 2674171 C2 RU2674171 C2 RU 2674171C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- malfunction
- faulty
- serviceable
- engines
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 37
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 19
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims abstract description 17
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 claims description 59
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 32
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 claims description 27
- 208000024891 symptom Diseases 0.000 claims description 17
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 7
- 238000012790 confirmation Methods 0.000 claims description 7
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 claims description 6
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 5
- 230000002123 temporal effect Effects 0.000 claims description 4
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 abstract description 10
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 235000004280 healthy diet Nutrition 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 89
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 5
- 230000008859 change Effects 0.000 description 4
- 238000012549 training Methods 0.000 description 4
- 238000004590 computer program Methods 0.000 description 3
- 230000003321 amplification Effects 0.000 description 2
- 230000002950 deficient Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000006870 function Effects 0.000 description 2
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 description 2
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
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
- F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant
- F02C9/56—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant with power transmission control
-
- 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
- B64D31/12—Initiating means actuated automatically for equalising or synchronising power plants
-
- 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
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/10—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with another turbine driving an output shaft but not driving the compressor
-
- 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
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/02—Plural gas-turbine plants having a common power output
-
- 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
-
- 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
- F02C9/46—Emergency fuel control
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/12—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan characterised by having more than one gas turbine
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
-
- 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
- F05D2270/091—Purpose of the control system to cope with emergencies in particular sudden load loss
-
- 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
- F05D2270/093—Purpose of the control system to cope with emergencies of one engine in a multi-engine system
-
- 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
- F05D2270/095—Purpose of the control system to cope with emergencies by temporary overriding set control limits
-
- 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
- F05D2270/335—Output power or torque
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
- Control Of Eletrric Generators (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способу регулирования газотурбинных двигателей двухмоторного вертолета. В частности, изобретение касается способа обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя, называемого неисправным двигателем (4), двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем, называемым исправным двигателем (5). При этом каждый двигатель (4,5) имеет защитные упоры, регулируемые устройством (8) регулирования и определяющие режим максимальной мощности. Так, способ содержит этапы: этап (10) обнаружения признака неисправности упомянутого неисправного двигателя (4); этап (11) изменения упомянутых защитных упоров упомянутого исправного двигателя (5) до защитных упоров, соответствующих режиму работы на одном двигателе с максимальной мощностью, в случае обнаруженного признака неисправности; этап (12) подтверждения неисправности упомянутого неисправного двигателя (4); этап (13) подачи команды на увеличение расхода питания топливом упомянутого исправного двигателя (5) в случае подтверждения неисправности. Изобретение относится также к устройству обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя и управления вторым газотурбинным двигателем двухмоторного вертолета и к вертолёту, содержащему такое устройство. Изобретение позволяет минимизировать время, которое разделяет обнаружение внезапной потери мощности неисправного газотурбинного двигателя и достижение максимальной мощности исправным газотурбинным двигателем в аварийном режиме. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
1. Область техники
Изобретение относится к способу регулирования газотурбинных двигателей двухмоторного вертолета. В частности, изобретение касается способа обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя, называемого неисправным двигателем, двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем, называемым исправным двигателем. Изобретение относится также к устройству обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя и управления вторым газотурбинным двигателем двухмоторного вертолета.
2. Предшествующий уровень техники
Двухмоторный вертолет оснащен двумя газотурбинными двигателями, которые работают в режимах, зависящих от условий полета вертолета. Известно, что двухмоторный вертолет может иметь два основных режима: режим, известный под английским сокращением АЕО (All Engines Operative), в котором оба газотурбинных двигателя работают нормально в заранее определенных режимах, и режим, известный под английским сокращением OEI (One Engine Inoperative), в котором один из газотурбинных двигателей неисправен. Этот режим OEI наступает в результате потери двигателя. Когда происходит это событие, необходимо, чтобы нормальный двигатель быстро ускорился и мог выдавать свою максимальную допустимую мощность в экстренной ситуации, чтобы вертолет мог противостоять опасной ситуации и затем продолжить свой полет.
В дальнейшем тексте отказавший газотурбинный двигатель будет обозначаться выражением «неисправный газотурбинный двигатель», а нормальный газотурбинный двигатель будет обозначаться выражением «исправный газотурбинный двигатель».
Таким образом, возникает техническая проблема сведения к минимуму времени, которое разделяет обнаружение внезапной потери мощности неисправного газотурбинного двигателя и достижение максимальной мощности исправным газотурбинным двигателем в аварийном режиме.
Действительно, чем меньше это время, тем безопаснее происходит полет. Кроме того, чем короче это время, тем большую взлетную массу может иметь вертолет. Следовательно, минимизация времени, которое отделяет обнаружение внезапной потери мощности неисправного газотурбинного двигателя от получения полной мощности исправного газотурбинного двигателя, представляет двойной интерес.
В настоящее время, как известно, потерю мощности неисправного двигателя обнаруживают посредством сравнения режимов работы обоих газотурбинных двигателей. Если между двумя режимами работы обнаружено заранее определенное отклонение, газотурбинный двигатель, имеющий худший режим, считается неисправным. Эту потерю мощности определяют путем выявления отклонения между скоростями газовых турбин, превышающего заранее определенный порог, или отклонения между крутящими моментами обоих двигателей, превышающего заранее определенный порог.
После обнаружения потери мощности на исправный двигатель подают команду для достижения им максимального режима в аварийном режиме с целью повышения максимальных пределов крутящего момента и скорости газовой турбины до максимально допустимых пределов. При этом падение скорости вращения несущего винта вертолета в результате потери неисправного двигателя приведет через регулирование скорости несущего винта при помощи исправного двигателя к увеличению заданного значения расхода топлива.
При этом встает техническая задача найти наилучшее решение для еще большей минимизации времени, которое разделяет обнаружение внезапной потери мощности неисправного газотурбинного двигателя и достижение максимальной мощности исправного газотурбинного двигателя в аварийном режиме.
3. Задачи изобретения
Изобретение призвано предложить эффективное и экономичное решение этой технической проблемы.
В частности, изобретение призвано предложить по меньшей мере в варианте осуществления изобретения способ обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя, называемого неисправным двигателем, двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем, называемым исправным двигателем, позволяющий минимизировать время, которое разделяет обнаружение отказа неисправного газотурбинного двигателя и достижение полной мощности исправного газотурбинного двигателя.
Изобретение призвано также предложить устройство для обнаружения неисправности неисправного первого газотурбинного двигателя и управления исправным вторым газотурбинным двигателем.
Изобретение призвано также предложить двухмоторный вертолет, оснащенный таким устройством.
4. Сущность изобретения
В связи с этим объектом изобретения является способ обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя, называемого неисправным двигателем, двухмоторного вертолета с несущим винтом и управления вторым газотурбинным двигателем, называемым исправным двигателем, при этом каждый двигатель содержит защитные упоры, регулируемые устройством регулирования и определяющие режим максимальной мощности, отличающийся тем, что содержит:
- этап обнаружения признака неисправности упомянутого неисправного двигателя,
- этап изменения упомянутых защитных упоров упомянутого исправного двигателя до защитных упоров, соответствующих режиму работы на одном двигателе, в случае обнаруженного признака неисправности,
- этап подтверждения неисправности упомянутого неисправного двигателя,
- этап подачи команды на немедленное увеличение расхода питания топливом упомянутого исправного двигателя в случае подтверждения неисправности для обеспечения ускорения исправного двигателя, не дожидаясь автоматического регулирования исправного двигателя после падения скорости упомянутого несущего винта в результате неисправности неисправного двигателя.
Таким образом, заявленный способ позволяет перевести исправный двигатель из конфигурации работы на двух двигателях в конфигурацию работы на одном двигателе сразу по обнаружению признака неисправности. Этот этап смены конфигурации осуществляют путем изменения защитных упоров двигателя до защитных упоров, соответствующих режиму работы на одном двигателе. Затем осуществляют соответствующий этап подтверждения неисправности, который обуславливает подачу команды на немедленное увеличение расхода питания топливом исправного двигателя. Этот этап подтверждения неисправности гарантирует, что вертолет реально преодолевает потерю мощности, что позволяет избежать подачи команды на ненадлежащее ускорение исправного двигателя, в противном случае это может привести к раскрутке несущего винта. Если неисправность подтверждена, расход топлива исправного двигателя немедленно увеличивается, что позволяет быстро ускорить исправный двигатель, не дожидаясь автоматического регулирования вследствие падения скорости вращения несущего винта вертолета.
Таким образом, заявленный способ позволяет быстро обнаружить неисправность двигателя и быстро достичь полной мощности исправного двигателя после обнаружения неисправности. Сразу по обнаружению признака неисправности защитные упоры исправного двигателя изменяют и увеличивают до защитных упоров, соответствующих режиму работы на одном двигателе. Если неисправность подтверждена, изменяют заданное значение расхода топлива. Поскольку исправный двигатель уже находится в процессе ускорения, то быстро достигается полная мощность для режима работы на одном двигателе.
Заявленный способ содержит фазы обнаружения неисправности неисправного двигателя и подачи команды на исправный двигатель, которые перекрывают друг друга, что позволяет сократить время между обнаружением неисправности упомянутого неисправного двигателя и достижением полной мощности упомянутым исправным двигателем.
Как известно, каждый газотурбинный двигатель содержит газогенератор, снабженный камерой сгорания, свободную турбину, питаемую газом от газогенератора, и выходной вал, приводимый во вращение свободной турбиной. Защитные упоры каждого двигателя, которые определяют режим максимальной мощности этого двигателя, как правило, соответствуют уровням скорости газогенератора, крутящего момента двигателя и/или температуры камеры сгорания. Регулирование этих защитных упоров осуществляют при помощи устройства регулирования, известного под английским сокращением FADEC от Full Authority Digital Engine Control. Этап изменения защитных упоров позволяет изменить, а на практике увеличить максимальные допустимые пределы этих различных параметров - скорости газогенератора, крутящего момента двигателя, температуры камеры сгорания. Эти упоры переходят от своих уровней, соответствующих работе на двух двигателях, к уровням, соответствующим работе на одном двигателе.
Предпочтительно, согласно изобретению, этап обнаружения признака неисправности состоит в том, что:
- для каждого двигателя производят по меньшей мере одно измерение по меньшей мере одного параметра, характеризующего режим работы двигателей,
- обнаруживают отклонение между упомянутыми двумя измерениями, превышающее по абсолютной величине заранее определенный порог.
Этот этап позволяет получить измерения по меньшей мере одного параметра, характеризующего режим работы каждого двигателя, и обнаружить отклонение между этими измерениями, превышающее по абсолютной величине заранее определенный порог. Такой параметр, характеризующий режим работы двигателей, может быть измеряемым параметром или оценочным параметром. Например, речь может идти о скорости вращения газовой турбины каждого газотурбинного двигателя, или о крутящем моменте, создаваемом выходным валом каждого газотурбинного двигателя и приводящем в действие коробку передачи мощности, или о температуре газов на входе свободной турбины каждого газотурбинного двигателя, или об оценке количества дозируемого потока и т.д.
Предпочтительно, согласно этому варианту, каждое обнаружение отклонения между упомянутыми измерениями модулируют при помощи по меньшей мере одной переменной, называемой модуляционной переменной, отображающей нормальные изменения упомянутых измерений во время номинального режима работы двигателей.
Согласно этому предпочтительному варианту, каждое измерение отклонения модулируют при помощи модуляционной переменной, которая позволяет учитывать нормальные изменения измерений во время номинального режима работы. Это позволяет избегать ненадлежащих обнаружений неисправности, на самом деле связанных с нормальными изменениями измерений. Таким образом, эти модуляционные переменные позволяют интегрировать нормальные изменения измерений и, следовательно, снизить порог, начиная от которого отклонение следует считать признаком неисправности.
Предпочтительно, согласно этому же варианту, по меньшей мере одну модуляционную переменную выбирают из группы, в которую входят: тип режимов двигателей; тип действительного уравновешивания двигателей; приближение измерений скоростей вала и крутящего момента двигателя к максимальным значениям, допустимым для этих двигателей; степень ускорения и замедления скорости двигателей; время передачи упомянутых измерений каждого параметра, характеризующего режим работы двигателей.
Во время определения отклонения между измерениями параметра, характеризующего режим работы двигателей, каждая из этих модуляционных переменных позволяет учитывать условия, в которых было произведено измерение, и, следовательно, модулировать измерение отклонения.
Предпочтительно, в варианте или в комбинации, заявленный способ дополнительно содержит этап обучения номинальных отклонений между упомянутыми измерениями параметра, характеризующего режим работы двигателей, во время устоявшихся режимов упомянутых двигателей, при этом определенные таким образом упомянутые номинальные отклонения представляют собой модуляционную переменную.
Такой этап обучения позволяет создать базу обучения, которая выдает отклонения между измерениями параметра, характеризующего режим работы двигателей, не отображающие неисправность одного из двигателей. Таким образом, эта база обучения выдает нормальные отклонения в нормальных условиях работы. Иначе говоря, эта база обучения позволяет уточнить порог обнаружения, начиная от которого отклонение следует считать признаком неисправности.
Предпочтительно, согласно изобретению, по меньшей мере одним параметром, характеризующим режим работы двигателя, является скорость вращения упомянутого газогенератора или крутящий момент, создаваемый упомянутым выходным валом этого двигателя.
Согласно этому предпочтительному варианту, этап обнаружения признака неисправности состоит в сравнении значений скоростей газовых турбин и/или крутящих моментов, создаваемых выходными валами.
Предпочтительно, согласно изобретению, этап изменения защитных упоров упомянутого исправного двигателя до защитных упоров, соответствующих режиму работы на одном двигателе, состоит в увеличении крутящего момента, создаваемого упомянутым выходным валом и в повышении скорости вращения упомянутого газогенератора для достижения заранее определенных номинальных значений, соответствующих режиму работы на одном двигателе на полной мощности.
Предпочтительно, согласно изобретению, этап подтверждения неисправности упомянутого первого двигателя состоит в проверке соблюдения множества заранее определенных условий, отображающих реальную потерю мощности.
Предпочтительно, согласно этому варианту, упомянутые заранее определенными условиями являются следующими:
- отмеченное отклонение между скоростью вращения упомянутого газогенератора упомянутого неисправного двигателя и скоростью вращения упомянутого газогенератора упомянутого исправного двигателя превышает отклонение, измеренное на упомянутом этапе обнаружения признака для этого параметра,
- отмеченное отклонение между крутящим моментом упомянутого выходного вала упомянутого неисправного двигателя и крутящим моментом упомянутого выходного вала упомянутого исправного двигателя превышает отклонение, измеренное на упомянутом этапе обнаружения признака,
- скорость вращения упомянутой свободной турбины упомянутого неисправного двигателя ниже заранее определенного заданного значения, уменьшенного на заранее определенное смещение,
- временной дрейф скорости вращения упомянутого газогенератора упомянутого исправного двигателя превышает заранее определенный порог,
- временной дрейф скорости вращения упомянутого газогенератора упомянутого неисправного двигателя ниже заранее определенного порога.
Все вышеупомянутые заранее определенные условия позволяют подтвердить неисправность упомянутого неисправного двигателя. Иначе говоря, они позволяют отличить реальную потерю мощности на неисправном двигателе от другой причины, которая могла привести к обнаружению признака неисправности при выявлении отклонения, превышающего заранее определенный порог.
Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутый этап подачи команды на увеличение расхода питания топливом упомянутого исправного двигателя состоит в переходе от правила упреждения мощности, связывающего измерение общего шага лопастей упомянутого вертолета с заданным значением скорости упомянутого газогенератора, в конфигурации работы на двух двигателях к правилу упреждения в конфигурации работы на одном двигателе.
Согласно этому варианту, увеличение расхода топлива в исправном двигателе состоит в переключении правила упреждения мощности в конфигурации работы на двух двигателях на правило упреждения в конфигурации работы на одном двигателе.
Объектом изобретения является также устройство обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя, называемого неисправным двигателем, двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем, называемым исправным двигателем, при этом каждый двигатель содержит защитные упоры, регулируемые устройством регулирования, которые определяют режим максимальной мощности, содержащее:
- модуль обнаружения признака неисправности упомянутого неисправного двигателя,
- модуль изменения упомянутых защитных упоров упомянутого исправного двигателя до защитных упоров, соответствующих режиму работы на одном двигателе, в случае обнаруженного признака неисправности,
- модуль подтверждения неисправности упомянутого неисправного двигателя,
- модуль подачи команды на увеличение расхода питания топливом упомянутого исправного двигателя в случае подтверждения неисправности.
Заявленное устройство предпочтительно осуществляет заявленный способ, и предпочтительно заявленный способ осуществляется заявленным устройством.
Во всем тексте под модулем следует понимать программный элемент, являющийся частью компьютерной программы, который можно компилировать отдельно либо для независимого использования, либо для объединения с другими модулями программы, или аппаратный элемент, или комбинацию аппаратного элемента и компьютерной подпрограммы. Такой аппаратный элемент может содержать интегральную схему для конкретного приложения (более известную под сокращением ASIC от английского названия Application-Specific Integrated Circuit) или программируемую логическую схему или любое эквивалентное средство. Таким образом, модуль является элементом (программным и/или аппаратным), который обеспечивает определенную функцию.
Объектом изобретения является также вертолет, содержащий по меньшей мере два газотурбинных двигателя, отличающийся тем, что содержит заявленное устройство.
Объектом изобретения являются также способ обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем, соответствующее устройство и вертолет, содержащий такое устройство, характеризуемые в комбинации всеми или частью вышеупомянутых или нижеупомянутых отличительных признаков.
5. Список фигур
Другие задачи, отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые фигуры, на которых:
Фиг. 1 - схематичный вид архитектуры двухмоторного вертолета для реализации способа согласно варианту осуществления изобретения.
Фиг. 2 - схема способа согласно варианту осуществления изобретения.
6. Подробное описание варианта осуществления изобретения
На фиг. 1 схематично представлен пример архитектуры 100 двухмоторного вертолета, адаптированной для осуществления заявленного способа. Каждый газотурбинный двигатель 4,5 классически содержит соответственно газогенератор 41,51 и свободную турбину 42,52, получающую питание от газогенератора 41,51 для обеспечения мощности. Выход газотурбинных двигателей соединен с коробкой 9 передачи мощности. Каждый газогенератор 41,51 содержит также камеру 40,50 сгорания, питаемую топливом через контур распределения топлива, который для упрощения на фигуре не показан.
Каждый газотурбинный двигатель 4,5 связан с приводными средствами Е1,Е2 и с устройствами U1,U2 экстренного усиления.
Каждое средство Е1,Е2 приведения во вращение соответствующего газогенератора 41,51 может представлять собой стартер, соответственно питаемый от устройства стартера/генератора, которым оборудован другой газотурбинный двигатель.
Приводными средствами Е1,Е2, устройствами U1,U2 экстренного усиления и приводами газотурбинных двигателей 4,5 управляет устройство регулирования. Это устройство регулирования выполнено с возможностью регулирования защитных упоров, которые определяют режим максимальной мощности каждого двигателя.
На фиг 2 представлена схема способа согласно варианту осуществления изобретения. Согласно этому варианту осуществления изобретения, способ содержит этап 10 обнаружения признака неисправности первого газотурбинного двигателя, называемого неисправным двигателем, посредством измерения отклонения, превышающего заранее определенный порог, между значениями, полученными на этом неисправном газотурбинном двигателе 4 и на исправном газотурбинном двигателе 5, по меньшей мере по одному параметру, характеризующему режим работы двигателей 4,5.
Во всем тексте термины «двигатель» и «газотурбинный двигатель» являются синонимами и, следовательно, используются для обозначения устройства обеспечения мощности для вертолета. Блоками 4,5 на фиг. 2 соответственно показаны неисправный газотурбинный двигатель и исправный газотурбинный двигатель, в том числе их силовые и приводные органы. На фиг. 2 показана только последовательность этапов способа и основные взаимодействия с двумя газотурбинными двигателями.
Способ содержит также этап 11 изменения и увеличения защитных упоров исправного газотурбинного двигателя 5 до защитных упоров, соответствующих режиму работы на одном двигателе с полной мощностью. Это изменение упоров производят в случае обнаружения признака неисправности на этапе 10. Этими защитными упорами являются скорость вращения газогенератора, крутящий момент на выходному валу и температура камеры сгорания.
Способ содержит также этап 12 подтверждения неисправности неисправного газотурбинного двигателя 4 посредством измерения отклонения, превышающего заранее определенный порог, между значениями, полученными на этом неисправном газотурбинном двигателе 4 и на исправном газотурбинном двигателе 5 по множеству параметров, характеризующих режим работы двигателей.
Наконец, способ содержит этап 13 подачи команды на увеличение расхода питания топливом исправного газотурбинного двигателя 5 в случае подтвержденной неисправности.
Далее следует более подробное описание каждого этапа.
На этапе 10 обнаружения признака неисправности для каждого двигателя 4,5 производят измерение по меньшей мере одного параметра, характеризующего режим работы двигателей, и обнаруживают отклонение между упомянутыми измерениями, превышающее по абсолютной величине заранее определенный порог. Этим параметром является, например, скорость вращения газогенератора 41,51 каждого двигателя или крутящий момент выходного вала.
Измерение отклонения между значениями модулируют при помощи по меньшей мере одной модуляционной переменной, характеризующей нормальные изменения измерения во время номинального режима работы двигателей 4,5. Эта переменная 20 отображает, например, тип режимов двигателей, тип действительного уравновешивания двигателей, приближение измерений скоростей вала и крутящего момента двигателей к максимальным значениям, допустимым для этих двигателей, степень ускорения и замедления вращения двигателей или время передачи упомянутых измерения каждого параметра, характеризующего режим работы двигателей.
Таким образом, на этапе 10 обнаружения признака отклонение между значениями, полученными для двигателей, вычисляют, затем модулируют при помощи модуляционной переменной 20. Если выявлено отклонение, превышающее заранее определенный порог, это значит, что обнаружен признак неисправности двигателя 4.
Например, если рассматривать скорость вращения газогенератора, согласно варианту осуществления, заранее определенный порог, начиная от которого отклонение считается достаточно существенным, составляет 1%. Если рассматривать крутящий момент двигателя, заранее определенный порог установлен в 7%.
На этапе 11 подают команду на полную мощность двигателя 5, чтобы он достиг номинальных значений режима работы на одном двигателе и мог противостоять неисправности двигателя 4. Классически эта команда предназначена для повышения скорости вращения газовой турбины и увеличения крутящего момента на выходе газотурбинного двигателя.
На этапе 12 убеждаются, что двигатель 4 действительно неисправен. Для этого производят следующие тесты. Проверяют, что отмеченное отклонение между скоростью вращения газогенератора 41 неисправного двигателя 4 и скоростью вращения газогенератора 51 исправного двигателя 5 превышает отклонение, измеренное на этапе 10 обнаружения признака, когда параметром, характеризующим режим работы двигателей, является скорость вращения газогенераторов двигателей. Проверяют также, что отмеченное отклонение между крутящим моментом выходного вала неисправного двигателя 4 и крутящим моментом выходного вала исправного двигателя 5 превышает отклонение, измеренное на этапе обнаружения признака, когда параметром, характеризующим режим работы двигателей, является крутящий момент двигателей. Проверяют также, что скорость вращения свободной турбины 42 неисправного двигателя 4 ниже заранее определенного заданного значения, уменьшенного на заранее определенное смещение (например, это смещение установлено в 0,75% скорости свободной турбины, и заданное значение является номинальной скоростью свободной турбины). Проверяют также, что временной дрейф скорости вращения газогенератора 51 исправного двигателя 5 превышает заранее определенный порог (например, заранее определенный порог для временного дрейфа исправного двигателя установлен в значении 1% скорости газогенератора за секунду). Наконец, проверяют, что временной дрейф скорости вращения газогенератора 41 неисправного двигателя 4 ниже заранее определенного порога (например, заранее определенный порог для временного дрейфа неисправного двигателя установлен в значении 5% скорости газогенератора за секунду).
Если все вышеупомянутые условия проверяются, неисправность двигателя 4 подтверждается, и подается команда в направлении двигателя 5 для увеличения расхода топлива исправного двигателя 5.
Согласно варианту осуществления изобретения, это увеличение расхода топлива получают путем перехода от правила упреждения мощности, связывающего измерение общего шага лопастей двухмоторного вертолета с заданным значением скорости газогенератора 51, в конфигурации работы на двух двигателях к правилу упреждения в конфигурации работы на одном двигателе. Этот переход между правилами упреждения приводит к скачку заданного значения расхода и к резкому ускорению исправного двигателя 5, одновременно обеспечивая регулирование защитных упоров двигателя 5 (максимальная скорость, максимальный крутящий момент, максимальная температура, отсутствие помпажа и т.д.).
Предпочтительно заявленный способ осуществляет устройство обнаружения неисправности неисправного первого газотурбинного двигателя двухмоторного вертолета и управления исправным вторым газотурбинным двигателем, содержащее:
- модуль обнаружения признака неисправности упомянутого неисправного двигателя,
- модуль изменения упомянутых защитных упоров упомянутого исправного двигателя до защитных упоров, соответствующих режиму работы на одном двигателе, в случае обнаруженного признака неисправности,
- модуль подтверждения неисправности упомянутого неисправного двигателя,
- модуль подачи команды на увеличение расхода питания топливом упомянутого исправного двигателя в случае подтверждения неисправности.
Согласно предпочтительному варианту выполнения, это устройство установлено в устройстве 8 регулирования, и это устройство 8 регулирования выполняет функции модуля обнаружения, модуля изменения упоров, модуля подтверждения неисправности и модуля подачи команды.
Согласно предпочтительному варианту выполнения, устройство содержит компьютерный программный продукт, загружаемый дистанционно из коммуникационной сети и/или записанный на носителе, считываемом компьютером, и/или исполняемый процессором, содержащий командные коды программы для осуществления заявленного способа, когда упомянутую программу исполняет компьютер. Этот компьютерный программный продукт предназначен, например, для исполнения устройством 8 регулирования.
Claims (27)
1. Способ обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя, называемого неисправным двигателем (4), двухмоторного вертолета с несущим винтом и управления вторым газотурбинным двигателем, называемым исправным двигателем (5), при этом каждый двигатель (4,5) содержит защитные упоры, регулируемые устройством (8) регулирования и определяющие режим максимальной мощности, отличающийся тем, что содержит:
- этап (10) обнаружения признака неисправности упомянутого неисправного двигателя (4),
- этап (11) изменения упомянутых защитных упоров упомянутого исправного двигателя (5) до защитных упоров, соответствующих режиму работы на одном двигателе, в случае обнаруженного признака неисправности,
- этап (12) подтверждения неисправности упомянутого неисправного двигателя (4),
- этап (13) подачи команды на немедленное увеличение расхода питания топливом упомянутого исправного двигателя (5) в случае подтверждения неисправности для обеспечения ускорения исправного двигателя, не дожидаясь автоматического регулирования исправного двигателя после падения скорости упомянутого несущего винта в результате неисправности неисправного двигателя.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что на упомянутом этапе (10) обнаружения признака неисправности:
- для каждого двигателя производят по меньшей мере одно измерение по меньшей мере одного параметра, характеризующего режим работы двигателей,
- обнаруживают отклонение между упомянутыми измерениями, превышающее по абсолютной величине заранее определенный порог.
3. Способ по п. 2, отличающийся тем, что каждое обнаружение отклонения между упомянутыми измерениями модулируют при помощи по меньшей мере одной переменной, называемой модуляционной переменной (20), отображающей нормальные изменения упомянутых измерений во время номинального режима работы двигателей (4,5).
4. Способ по п. 3, отличающийся тем, что по меньшей мере одну модуляционную переменную (20) выбирают из группы, в которую входят: тип режимов двигателей (4,5); тип действительного уравновешивания двигателей (4,5); приближение измерений скоростей вала и крутящего момента двигателей (4,5) к максимальным значениям, допустимым для этих двигателей; степень ускорения и замедления скорости двигателей (4,5); время передачи упомянутых измерений каждого параметра, характеризующего режим работы двигателей.
5. Способ по одному из пп. 3 или 4, отличающийся тем, что дополнительно содержит этап обучения номинальных отклонений между упомянутыми измерениями параметра, характеризующего режим работы двигателей (4,5), во время устоявшихся режимов упомянутых двигателей, при этом определенные таким образом упомянутые номинальные отклонения представляют собой модуляционную переменную (20).
6. Способ по одному из пп. 2-5, в котором каждый двигатель содержит газогенератор, питающий свободную турбину, которая приводит во вращение выходной вал, отличающийся тем, что по меньшей мере одним параметром, характеризующим режим работы двигателей (4,5), является скорость вращения упомянутого газогенератора или крутящий момент, создаваемый упомянутым выходным валом этого двигателя.
7. Способ по п. 6, отличающийся тем, что упомянутый этап (11) изменения защитных упоров упомянутого исправного двигателя до защитных упоров, соответствующих режиму работы на одном двигателе, состоит в увеличении крутящего момента, создаваемого упомянутым выходным валом, и в повышении скорости вращения упомянутого газогенератора (51) для достижения заранее определенных номинальных значений, соответствующих режиму работы на одном двигателе на полной мощности.
8. Способ по одному из пп. 1-7, отличающийся тем, что упомянутый этап (12) подтверждения неисправности упомянутого первого двигателя состоит в проверке соблюдения множества заранее определенных условий, отображающих реальную потерю мощности.
9. Способ по пп. 6 и 8 в комбинации, отличающийся тем, что упомянутые заранее определенные условия являются следующими:
- отмеченное отклонение между скоростью вращения упомянутого газогенератора (41) упомянутого неисправного двигателя (4) и скоростью вращения упомянутого газогенератора (51) упомянутого исправного двигателя (5) превышает отклонение, измеренное на упомянутом этапе (10) обнаружения признака для этого параметра,
- отмеченное отклонение между крутящим моментом упомянутого выходного вала упомянутого неисправного двигателя (4) и крутящим моментов упомянутого выходного вала упомянутого исправного двигателя (5) превышает отклонение, измеренное на упомянутом этапе (10) обнаружения признака,
- скорость вращения упомянутой свободной турбины (42) упомянутого неисправного двигателя (4) ниже заранее определенного заданного значения, уменьшенного на заранее определенное смещение,
- временной дрейф скорости вращения упомянутого газогенератора (51) упомянутого исправного двигателя (5) превышает заранее определенный порог,
- временной дрейф скорости вращения упомянутого газогенератора (41) упомянутого неисправного двигателя (4) ниже заранее определенного порога.
10. Способ по п. 9, отличающийся тем, что упомянутый этап (13) подачи команды на увеличение расхода питания топливом упомянутого исправного двигателя (5) состоит в переходе от правила упреждения мощности, связывающего измерение общего шага лопастей упомянутого вертолета с заданным значением скорости упомянутого газогенератора, в конфигурации работы на двух двигателях к правилу упреждения в конфигурации работы на одном двигателе.
11. Устройство обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя, называемого неисправным двигателем, двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем, называемым исправным двигателем, при этом каждый двигатель содержит защитные упоры, регулируемые устройством регулирования, которые определяют режим максимальной мощности, содержащее:
- модуль обнаружения признака неисправности упомянутого неисправного двигателя,
- модуль увеличения упомянутых защитных упоров упомянутого исправного двигателя до упоров, соответствующих режиму работы на одном двигателе, в случае обнаруженного признака неисправности,
- модуль подтверждения неисправности упомянутого неисправного двигателя,
- модуль подачи команды на немедленное увеличение расхода питания топливом упомянутого исправного двигателя в случае подтверждения неисправности, чтобы обеспечить ускорение двигателя, не дожидаясь автоматического регулирования исправного двигателя вследствие падения скорости упомянутого несущего винта в результате неисправности неисправного двигателя.
12. Вертолет, содержащий по меньшей мере два газотурбинных двигателя, отличающийся тем, что содержит устройство по п. 11.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1452642A FR3019225B1 (fr) | 2014-03-27 | 2014-03-27 | Procede de detection d'une defaillance d'un premier turbomoteur d'un helicoptere bimoteur et de commande du second turbomoteur, et dispositif correspondant |
| FR1452642 | 2014-03-27 | ||
| PCT/FR2015/050697 WO2015145041A1 (fr) | 2014-03-27 | 2015-03-20 | Procede de detection d'une defaillance d'un premier turbomoteur d'un helicoptere bimoteur et de commande du second turbomoteur, et dispositif correspondant |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016139109A RU2016139109A (ru) | 2018-04-27 |
| RU2016139109A3 RU2016139109A3 (ru) | 2018-10-10 |
| RU2674171C2 true RU2674171C2 (ru) | 2018-12-05 |
Family
ID=50780777
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016139109A RU2674171C2 (ru) | 2014-03-27 | 2015-03-20 | Способ обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем и соответствующее устройство |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10578031B2 (ru) |
| EP (1) | EP3123020B1 (ru) |
| JP (1) | JP6621757B2 (ru) |
| KR (1) | KR102339468B1 (ru) |
| CN (1) | CN106255814B (ru) |
| CA (1) | CA2943150C (ru) |
| ES (1) | ES2712863T3 (ru) |
| FR (1) | FR3019225B1 (ru) |
| PL (1) | PL3123020T3 (ru) |
| RU (1) | RU2674171C2 (ru) |
| WO (1) | WO2015145041A1 (ru) |
Families Citing this family (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10760484B2 (en) | 2016-09-16 | 2020-09-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Multi-engine aircraft power plant with heat recuperation |
| FR3062881B1 (fr) * | 2017-02-15 | 2019-03-15 | Safran Helicopter Engines | Procede et systeme de commande d'un dispositif d'urgence |
| FR3064680B1 (fr) * | 2017-04-03 | 2019-04-05 | Safran Helicopter Engines | Procede de verification de la puissance maximale disponible d'une turbomachine d'un aeronef equipe de deux turbomachines |
| US11247782B2 (en) * | 2018-09-21 | 2022-02-15 | Textron Innovations Inc. | System and method for controlling rotorcraft |
| US11987375B2 (en) | 2019-02-08 | 2024-05-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for operating engines of an aircraft in an asymmetric operating regime |
| US11725597B2 (en) | 2019-02-08 | 2023-08-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for exiting an asymmetric engine operating regime |
| US11168621B2 (en) | 2019-03-05 | 2021-11-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system for operating an engine in a multi-engine aircraft |
| CN109854389B (zh) * | 2019-03-21 | 2020-07-31 | 南京航空航天大学 | 涡轴发动机双发扭矩匹配控制方法及装置 |
| US11352900B2 (en) * | 2019-05-14 | 2022-06-07 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system for operating a rotorcraft engine |
| US11299286B2 (en) | 2019-05-15 | 2022-04-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for operating a multi-engine aircraft |
| US11781476B2 (en) | 2019-06-25 | 2023-10-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for operating a multi-engine rotorcraft |
| US20210102504A1 (en) * | 2019-10-04 | 2021-04-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system for operating an aircraft powerplant |
| FR3111668B1 (fr) * | 2020-06-17 | 2023-04-07 | Airbus Helicopters | Procédé pour arrêter un moteur en survitesse, système et giravion associés |
| CN112173134B (zh) * | 2020-09-25 | 2023-03-03 | 中国直升机设计研究所 | 一种三发直升机全发应急模式控制方法 |
| US11668249B2 (en) | 2021-09-14 | 2023-06-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for operating a multi-engine aircraft |
| US20230339620A1 (en) * | 2022-04-22 | 2023-10-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Operating aircraft propulsion system during engine-inoperative event |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4500966A (en) * | 1982-05-26 | 1985-02-19 | Chandler Evans Inc. | Super contingency aircraft engine control |
| WO1994010619A1 (en) * | 1992-10-29 | 1994-05-11 | United Technologies Corporation | Partial engine and driveshaft failure detection monitor for a multi-engine aircraft |
| US20130184903A1 (en) * | 2012-01-12 | 2013-07-18 | Eurocopter | Aircraft power plant, an aircraft, and a method of piloting said aircraft |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1519144A (en) * | 1974-07-09 | 1978-07-26 | Lucas Industries Ltd | Electronic fuel control for a gas turbine engine |
| US5265826A (en) * | 1991-08-27 | 1993-11-30 | United Technologies Corporation | Helicopter engine control having lateral cyclic pitch anticipation |
| US6873887B2 (en) * | 2001-11-13 | 2005-03-29 | Goodrich Pump & Engine Control Systems, Inc. | Rotor torque anticipator |
| GB0317394D0 (en) * | 2003-07-25 | 2003-08-27 | Goodrich Control Sys Ltd | Engine fuel control |
| EP2207951B1 (en) * | 2007-09-25 | 2014-03-12 | Airbus SAS | Method for operating a gas turbine engine and aircraft using such method |
| 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 |
-
2014
- 2014-03-27 FR FR1452642A patent/FR3019225B1/fr active Active
-
2015
- 2015-03-20 WO PCT/FR2015/050697 patent/WO2015145041A1/fr active Application Filing
- 2015-03-20 KR KR1020167027526A patent/KR102339468B1/ko active IP Right Grant
- 2015-03-20 PL PL15717551T patent/PL3123020T3/pl unknown
- 2015-03-20 EP EP15717551.4A patent/EP3123020B1/fr active Active
- 2015-03-20 ES ES15717551T patent/ES2712863T3/es active Active
- 2015-03-20 CN CN201580015758.5A patent/CN106255814B/zh active Active
- 2015-03-20 RU RU2016139109A patent/RU2674171C2/ru active
- 2015-03-20 CA CA2943150A patent/CA2943150C/fr active Active
- 2015-03-20 US US15/128,090 patent/US10578031B2/en active Active
- 2015-03-20 JP JP2016558283A patent/JP6621757B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4500966A (en) * | 1982-05-26 | 1985-02-19 | Chandler Evans Inc. | Super contingency aircraft engine control |
| WO1994010619A1 (en) * | 1992-10-29 | 1994-05-11 | United Technologies Corporation | Partial engine and driveshaft failure detection monitor for a multi-engine aircraft |
| US20130184903A1 (en) * | 2012-01-12 | 2013-07-18 | Eurocopter | Aircraft power plant, an aircraft, and a method of piloting said aircraft |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016139109A3 (ru) | 2018-10-10 |
| CN106255814B (zh) | 2018-10-26 |
| KR20160140703A (ko) | 2016-12-07 |
| FR3019225B1 (fr) | 2018-06-22 |
| CA2943150C (fr) | 2022-06-14 |
| ES2712863T3 (es) | 2019-05-16 |
| EP3123020B1 (fr) | 2019-01-30 |
| PL3123020T3 (pl) | 2019-06-28 |
| JP6621757B2 (ja) | 2019-12-18 |
| JP2017521586A (ja) | 2017-08-03 |
| EP3123020A1 (fr) | 2017-02-01 |
| US20170101938A1 (en) | 2017-04-13 |
| RU2016139109A (ru) | 2018-04-27 |
| FR3019225A1 (fr) | 2015-10-02 |
| US10578031B2 (en) | 2020-03-03 |
| CA2943150A1 (fr) | 2015-10-01 |
| CN106255814A (zh) | 2016-12-21 |
| KR102339468B1 (ko) | 2021-12-15 |
| WO2015145041A1 (fr) | 2015-10-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2674171C2 (ru) | Способ обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем и соответствующее устройство | |
| EP3045696A1 (en) | System and method for load power management in a turboshaft gas turbine engine | |
| CN105745399B (zh) | 涡轮发动机和控制方法 | |
| US10047678B2 (en) | Method of stopping a rotorcraft engine in overspeed, and a system and a rotorcraft associated therewith | |
| EP3738888B1 (en) | System and method for operating a multi-engine aircraft | |
| US11408357B2 (en) | Engine and propeller control system | |
| US10150569B2 (en) | Method of stopping a rotorcraft engine in overspeed, and a system and a rotorcraft associated therewith | |
| EP3738875B1 (en) | Method and system for operating a rotorcraft engine | |
| US11313286B2 (en) | Integrated propeller and engine controller | |
| EP1753939B1 (en) | Overspeed limiter for turboshaft engines | |
| CN110225863B (zh) | 用于控制应急设备的方法和系统 | |
| EP3656661B1 (en) | Integral propeller and engine controller | |
| EP4019396A1 (en) | System and method for detecting propeller malfunction | |
| EP3835559A1 (en) | System and method for detecting and accommodating a loss of torque signal on a gas turbine engine | |
| US11891919B2 (en) | Automatic blade pitch control | |
| US11852083B2 (en) | Engine and propeller control system | |
| EP4350135A2 (en) | Overspeed and/or overtorque protection for hybrid electric aircraft propulsion system |