CN113803170A - 使超速的发动机停止的方法、相关联的***和旋翼飞行器 - Google Patents

使超速的发动机停止的方法、相关联的***和旋翼飞行器 Download PDF

Info

Publication number
CN113803170A
CN113803170A CN202110450253.9A CN202110450253A CN113803170A CN 113803170 A CN113803170 A CN 113803170A CN 202110450253 A CN202110450253 A CN 202110450253A CN 113803170 A CN113803170 A CN 113803170A
Authority
CN
China
Prior art keywords
engine
rotorcraft
power
current
derivative
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202110450253.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113803170B (zh
Inventor
纪尧姆·迪米尔
弗朗索瓦-格扎维埃·戈尔曼
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Kong Kezhishengji
Original Assignee
Kong Kezhishengji
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 Kong Kezhishengji filed Critical Kong Kezhishengji
Publication of CN113803170A publication Critical patent/CN113803170A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113803170B publication Critical patent/CN113803170B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/006—Safety devices
    • 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
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/02—Shutting-down responsive to overspeed
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C19/00—Aircraft control not otherwise provided for
    • 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
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • 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
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type  within, or attached to, fuselages
    • 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
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • 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
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/90—Braking
    • 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)
    • F05D2270/021—Purpose of the control system to control rotational speed (n) to prevent overspeed
    • 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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
  • Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于使超速的旋翼飞行器(1)的发动机(10)停止的方法，所述旋翼飞行器(1)包括至少一个发动机(10)，所述发动机(10)包括气体发生器(11)以及动力组件(19)，所述动力组件(19)包括通过源自所述气体发生器(11)的气体而旋转的至少一个动力涡轮(15)，所述动力组件(19)包括旋转地固定在所述动力涡轮(15)上的至少一个动力轴(16)，所述动力组件(19)以被称为“转速(N2)”的速度围绕纵向轴线旋转。根据本发明，该方法包括以下步骤：测量所述转速(N2)的当前值(N2i)，确定所述转速(N2)的所述当前值(N2i)的时间导数(被称为“当前导数
Figure DDA0003038431600000011
”)，以及在所述当前导数
Figure DDA0003038431600000012
改变符号时使所述发动机(10)自动停止。

Description

使超速的发动机停止的方法、相关联的***和旋翼飞行器
相关申请的交叉引用
本申请要求2020年6月17日提交的FR2006318的权益，其全部公开内容通过引用合并于此。
技术领域
本发明涉及用于使超速的发动机停止的方法、这样的超速安全***以及具有该超速安全***的旋翼飞行器。
本发明涉及确保飞行器的发动机的运行安全并且特别是确保旋翼飞行器的涡轮轴发动机的运行安全的***的总的技术领域。
本发明更具体地涉及在发动机超速的情况下对动力装置的保护。
旋翼飞行器具有用于使至少一个旋翼旋转的至少一个发动机。这种旋翼为该旋翼飞行器至少提供部分升力，甚至提供其推进力。例如，双发动机旋翼飞行器包括经由动力传输***共同驱动主升力和/或推进力旋翼的第一发动机和第二发动机。
第一发动机和第二发动机通常分别由第一控制单元和第二控制单元控制。这样的控制单元可以是被称为“全权限数字发动机控制”或其首字母缩写“FADEC”的更通用的控制***的一部分。
每个控制单元可包括连接在驾驶舱与旋翼飞行器的相关联的发动机之间的外周命令和控制单元和计算机。
另外，这种旋翼飞行器的发动机可以是涡轮轴发动机。
涡轮轴发动机通常包括气体发生器。气体发生器依次包括至少一个压缩机、燃烧室和至少一个膨胀涡轮，该压缩机通过驱动轴机械地连接至膨胀涡轮。
另外，涡轮轴发动机包括位于气体发生器下游的动力组件。该动力组件通常设置有至少一个动力涡轮，该动力涡轮通过离开气体发生器的气体而旋转。该动力涡轮使工作轴旋转，该工作轴与连接至至少一个升力和/或推进力旋翼的动力传输***啮合。
在动力涡轮没有通过轴机械地连接至气体发生器时，该动力涡轮被描述为“自由的”。
特别是在动力传动***断裂或该传动***的飞轮打滑的情况下，涡轮轴发动机的动力涡轮的转速可以显著地且非常快速地增加。超过某个阈值，本领域技术人员认为这种涡轮轴发动机处于超速状态，这种超速可能导致转速失控，直到发动机被损坏，甚至发动机***。
由于这个原因，旋翼飞行器通常配备有安全***，以试图限制这种超速对旋翼飞行器的完整性的影响。
因此，可以实施电子停机***以使涡轮轴发动机停止，从而防止发生超速。
因此，涡轮轴发动机的制造商确立例如该涡轮轴发动机的自由涡轮的转速阈值。在达到该阈值时，控制单元使发动机停止。在这种配置下，发动机因安全***而不会被损坏。
背景技术
文献FR2962165提出了仅将由自由涡轮传递的发动机扭矩与扭矩阈值进行比较。
然而，使用单个速度或扭矩监控阈值可能导致不合时宜的发动机停机，例如在旋翼飞行器正在执行急速操纵时。因此，有时在单发动机飞行器上不提供这种监控***。
在双发动机旋翼飞行器上，由于超速而在一个发动机停机的情况下，可以禁止另一个发动机的停机，以防止两个发动机都不合时宜地停机。在使第一发动机停机之后，在飞行期间不再允许第二发动机停机。
然而，在这种情况下，不能在超速的情况下使第二发动机停止。虽然这种情况不太可能，但是仍然是有可能的。因此，如果第二发动机随后达到超速状态，则由于其保护被禁止，因此该第二发动机不能自动被停止。因此，第二发动机处在处于超速状况的危险中。另外，在这种情况下，已经规定了通过围绕发动机的机械保护装置来保护该发动机的直接外部环境，该机械保护装置是由围绕自由涡轮布置的保持环形成的。这种类型的保护通常是已知的，并被称为“桨叶脱落(blade shedding)”。
因此，在一个变型中，飞行员可以手动重置电子***，以保护第二发动机免于超速，从而避免这种情况。
技术背景还包括一种保护装置，该保护装置经过旋翼飞行器所需的机械动力与预定的动力阈值之间的比较，来使超速的发动机停止。至少根据旋翼飞行器的主旋翼的阻力扭矩的当前值或预期值来计算旋翼飞行器所需的机械动力。
文献FR2967213描述了一种用于控制包括至少两个发动机的飞行器的超速安全***的控制方法。该方法包括设置发动机超速安全***、监控发动机的转速、检测其中一个发动机的超速、在检测到这种情况时使所讨论的发动机停机以及禁止用于仍在运行的(多个)其他发动机的超速安全***的运行。可以根据一个或多个安全参数来重置仍在运行的发动机的超速安全***。
文献FR2980174描述了一种用于控制包括至少两个发动机的飞行器的超速安全***的控制方法。根据该方法，在该第一发动机的监控参数超过第一阈值时，使第一发动机停机，并且在该第二发动机的监控参数超过第二阈值时，使与该第一发动机分开的第二发动机停机，第二阈值高于第一阈值。
特别地，监控参数是发动机的自由涡轮的转速。
文献FR3026438描述了一种用于控制具有至少一个发动机的旋翼飞行器的超速安全***的控制方法。根据该方法，在发动机的动力组件达到的转速的时间导数超过极限导数时，使发动机停机。
文献JP2004011459涉及高速移动的船舶的技术领域，并且涉及其包括燃气轮机的原动机。此外，该文献描述了通过借助于速度传感器测量输出轴的转速N来保护燃气轮机免于超速。
这样，速度控制器接收代表速度N的信息，并且在检测到超速时，可以控制阀以切断对燃气轮机的燃料供应。
通过将转速的导数dN/dt与正阈值进行比较来实现这种超速检测。
文献EP3000986A1描述了根据测得的扭矩、气体发生器的转速N1和动力组件的转速N2进行的超速检测。
文献EP3075662A1描述了一种用于使标称运行的发动机停止的方法，因此不允许检测到超速的发生。
文献US6321525B1公开了根据燃气轮机的转速进行的超速检测。因此，本发明的目的是提出一种替代方法，用于限制旋翼飞行器发动机不合时宜的停机的风险，并且在旋翼飞行器在地面、诸如特别是船的载具、建筑物或一般的任何着陆带上硬着陆的情况下，确保发动机停机。实际上，这种硬着陆可以预见到安装在旋翼飞行器上的至少一个发动机的超速。
在下文中，为简单起见，术语“地面”可用于不加区分地指干陆地、船舶甲板、布置在例如建筑物上的直升机机场或旋翼飞行器适合在其上着陆的任何其他地形或跑道。
发明内容
因此，本发明涉及一种用于使超速的旋翼飞行器发动机停止的方法，旋翼飞行器包括至少一个发动机，该发动机包括气体发生器和动力组件，该动力组件包括通过源自气体发生器的气体而旋转的至少一个动力涡轮，该动力组件包括旋转地固定在动力涡轮上的至少一个动力轴，该动力组件以被称为“转速N2”的速度围绕纵向轴线AX旋转。
根据本发明，这种方法的显著之处在于，在飞行期间，该方法包括以下步骤：
·测量动力组件在预定时间段T期间达到的转速N2的当前值N2i；
·确定转速的当前值N2i的时间导数，该时间导数被称为“当前导数”
Figure BDA0003038431580000041
以及
·在当前导数
Figure BDA0003038431580000042
在预定时间段T内将符号从严格的负值变为严格的正值时，使发动机自动停止。
换句话说，用于使超速的旋翼飞行器发动机停止的方法可以检测并预测旋翼飞行器的至少一个发动机的动力轴中超速的发生。
实际上，在旋翼飞行器在地面上硬着陆期间，可能在至少提供升力的主旋翼的至少一个桨叶与地面或任何其他支撑件、载具或物体之间发生碰撞。结果，这样的碰撞将会导致动力组件达到的转速N2的当前值N2i非常急剧和非常迅速地变化。
因此，根据本发明的方法可以在当前值N2i在预定时间段T内由于桨叶与地面的碰撞而减小并且然后加速时，使发动机自动停止。在这种情况下，当检测到当前导数
Figure BDA0003038431580000051
从严格的负值变为严格的正值时，控制(多个)发动机的停止。更确切而言，当前导数
Figure BDA0003038431580000052
是一阶导数，并在旋翼飞行器在地面上硬着陆期间从大的负值变为大的正值。
另外，可以通过例如切断对气体发生器的燃料供应来执行用于使发动机自动停止的停止步骤。喷射到发动机中的燃料的量可以减少甚至取消。
因此，这样的方法可以识别旋翼飞行器的硬着陆并控制超速的发动机的自动停止，而不控制仅仅是发动机的转速超过阈值的其他超速情况下的发动机的停止。
因此，该方法不同于用于在飞行期间控制发动机的自动停止的方法。例如，在飞行期间，如果动力单元与变速箱之间的机械连接出故障，可能发生发动机超速。这样，当前导数
Figure BDA0003038431580000053
变成非常大的正数。但是，在这个非常大的正值之前，它并不是非常大的负值，因此，根据本发明的方法可以避免在飞行期间控制发动机的不合时宜的停止。
实际上，在当前导数
Figure BDA0003038431580000054
在第一中间时间段T1期间小于或等于第一预定阈值S1，然后当前导数
Figure BDA0003038431580000055
在第二中间时间段T2期间大于或等于第二预定阈值S2时，可以执行停止步骤。
换句话说，这种方法可以通过验证当前导数
Figure BDA0003038431580000056
改变符号并将当前导数
Figure BDA0003038431580000057
与第一预定阈值S1和第二预定阈值S2进行比较来控制(多个)发动机的停止。这样的比较还可以在旋翼飞行器的飞行期间或者替代地在着陆阶段期间恒定地执行，或者实际上根据旋翼飞行器离地面或通常任何着陆区的高度来执行。
此外，预定时间段T因此被分解成两个连续的时间段，即第一中间时间段T1和之后的第二中间时间段T2。
这样的第一预定阈值S1和第二预定阈值S2以及第一中间时间段T1和第二中间时间段T2可以以不同的方式来定义，尤其是通过计算机模拟、通过飞行测试和通过试验来定义。第一预定阈值S1和第二预定阈值S2以及第一中间时间段T1和第二中间时间段T2对于每个旋翼飞行器也是特定的，并且对于相同的旋翼飞行器，可以随着例如与旋翼飞行器的任务类型和/或其质量有关的不同参数而变化。
此外，这些第一预定阈值S1和第二预定阈值S2以及第一中间时间段T1和第二中间时间段T2可以是存储在旋翼飞行器上的存储器中的恒定值。
替代地，第一预定阈值S1和第二预定阈值S2以及第一中间时间段T1和第二中间时间段T2也可以在飞行期间确定，并根据预定的计算定律随时间而变化并记录在旋翼飞行器上的存储器中。
根据本发明的特定例子，当前导数
Figure BDA0003038431580000061
表示每秒当前值N2i的百分比(％N2i·s-1)，第一预定阈值S1可以在-50％N2i·s-1与-100％N2i·s-1之间。
实际上，第一预定阈值S1的这样的值范围使得可以识别由至少一个主旋翼桨叶与地面碰撞引起的当前值N2i的减速度。
根据本发明的另一个方面，当前导数
Figure BDA0003038431580000062
表示每秒当前值N2i的百分比(％N2i·s-1)，第二预定阈值S2可以在+50％N2i.s-1与+200％N2i.s-1之间。
第二预定阈值S的该另一个值范围使得可以识别当前值N2i的加速度，该加速度例如代表一个或多个桨叶断裂和/或发动机与主变速箱之间的连接轴断裂。实际上，在硬着陆期间与地面碰撞的桨叶也可能导致发动机的动力涡轮与旋翼飞行器的动力组件之间的其他传动元件断裂。
有利地，第一中间时间段T1可以小于1秒，并且优选可以在100毫秒与800毫秒之间。
与第一预定阈值Sl的值范围一样，第一中间时间段Tl的该值范围也有助于识别由与地面碰撞的至少一个桨叶引起的当前值N2i的减速度。
实际上，第二中间时间段T2可以小于1秒，并且优选可以在100毫秒与800毫秒之间。
类似地，第二中间时间段T2的该值范围有助于识别当前值N2i的加速度，该加速度例如代表一个或多个桨叶断裂和/或发动机与主变速箱之间的连接轴断裂。
可选地和附加地，发动机的停止可以受其他因素的制约，这些因素有助于确保旋翼飞行器的发动机确实处于超速危险之前的阶段。
根据本发明的第一实施方式，气体发生器包括旋转组件，该旋转组件以被称为“转速N1”的速度围绕纵向轴线AX旋转，该方法可以包括以下步骤：测量气体发生器达到的转速N1的当前值N1i。
在这种情况下，停止步骤可以受大于第三预定阈值S3的转速N1的当前值N1i的制约。
因此，这样的第三预定阈值S3可以确保发动机确实正在气体发生器正在供应气体从而可以使自由涡轮旋转的阶段中运行。这可以避免错误检测到例如由自动旋转飞行阶段引起的超速风险。实际上，在这种自动旋转飞行阶段期间，即使发动机为旋翼飞行器的动态组件提供的动力非常小，当前导数
Figure BDA0003038431580000071
也可能发生很大变化。
根据本发明的第二实施方式，该方法可以包括以下步骤：测量传递到(多个)动力轴的发动机扭矩Tq的当前值Tqi。
在这种情况下，停止步骤可以受高于第四预定阈值S4的发动机扭矩Tq的当前值Tqi的制约。
根据该第二例子，第四预定阈值S4也可以确保发动机正在气体发生器正在供应气体从而可以使自由涡轮旋转的阶段中运行。如前所述，目的是避免识别例如由自动旋转飞行阶段引起的超速风险。
有利地，该方法可以包括用于处理当前导数
Figure BDA0003038431580000072
的步骤，该处理步骤可以对当前导数
Figure BDA0003038431580000073
进行滤波和/或计算当前导数
Figure BDA0003038431580000074
的平均值。
因此，这样的处理步骤有助于使当前导数
Figure BDA0003038431580000081
的经过滤波或平均的值相对于数字采样现象更稳健。
本发明的目的还在于一种用于旋翼飞行器发动机的超速安全***，该发动机包括气体发生器和动力组件，该动力组件包括通过源自气体发生器的气体而旋转的至少一个动力涡轮，该动力组件包括旋转地固定在动力涡轮上的至少一个动力轴，该动力组件以被称为“转速N2”的速度围绕纵向轴线AX旋转，超速安全***包括：
·速度传感器，其用于测量动力组件在预定时间段T期间达到的转速N2的当前值N2i；
·停机***，其用于停止发动机的运行；以及
·处理单元，其与速度传感器和停机***都连接。
根据本发明，这种处理单元的显著之处在于，其被配置为通过确定转速的当前值N2i的时间导数(被称为“当前导数”
Figure BDA0003038431580000082
)并在当前导数
Figure BDA0003038431580000083
在预定时间段T内将符号从严格的负值变为严格的正值时使发动机自动停止，来实现上述方法。
速度传感器可以包括例如电磁传感器，该电磁传感器与旋转地固定在要测量其转速的旋转构件上的音轮相对地定位。
传统上，音轮可设置有包括沿周向分布的齿的外周区域。当音轮的齿在电磁传感器前面经过时，它们改变产生的磁场并在电磁传感器的线圈中感应出交流电，交流电的频率与转速成正比。
停机***还可包括将燃料输送到气体发生器的燃料计量阀。这样，停机***可以例如最小化甚至取消通过燃料计量阀喷射到发动机中的燃料量。
这种停机***还可包括将燃料输送到气体发生器的至少一个泵。在这种情况下，停机***可以例如通过切断燃料泵的电源来使发动机停止。
此外，处理单元可以包括逻辑电路或等效物，或者实际上包括诸如处理器或等效物的执行存储在存储器中的指令的计算装置。
特别地，处理单元可以是发动机的FADEC。重申一下，FADEC是涡轮轴发动机的控制单元，首字母缩写代表“全权数字发动机控制”。
替代地，处理单元也可以与FADEC并联布置，以便即使在FADEC发生故障的情况下也能够使超速发动机停机。
除了超速安全***之外，本发明还涉及一种包括这种***的旋翼飞行器。
这种旋翼飞行器包括至少一个发动机和用于该发动机或这些发动机的超速安全***。
根据本发明，这种旋翼飞行器的显著之处在于超速安全***如上所述。
附图说明
根据以下参照附图并通过举例说明给出的本发明的描述，本发明及其优点将更加详细地显现。
图1是根据本发明的旋翼飞行器的侧视图；
图2是示出根据本发明的超速安全***的示意图；
图3是示出根据本发明的当前导数
Figure BDA0003038431580000091
随时间的变化的图。
图4是示出根据本发明的用于使超速的旋翼飞行器发动机停止的方法的第一变型的第一逻辑图；
图5是示出根据本发明的用于使超速的旋翼飞行器发动机停止的方法的第二变型的第二逻辑图；
图6是示出根据本发明的用于使超速的旋翼飞行器发动机停止的方法的第三变型的第三逻辑图；以及
图7是示出根据本发明的用于使超速的旋翼飞行器发动机停止的方法的第四变型的第四逻辑图。
具体实施方式
在多于一个附图中存在的元件在每个附图中均被赋予相同的附图标记。
如上所述，本发明涉及用于使旋翼飞行器发动机停止的方法、超速安全***以及由此配备的旋翼飞行器。
如图1所示，这样的旋翼飞行器1包括至少一个发动机10，该发动机使至少在空中提供旋翼飞行器1的升力的至少一个旋翼2旋转。另外，(多个)发动机10连接至动力传输***3。
这种发动机10通常可以是涡轮轴发动机，并包括气体发生器11和动力组件19。
如图2所示，动力组件19包括通过源自气体发生器11的气体而旋转的至少一个动力涡轮15和旋转地固定在动力涡轮15上的至少一个动力轴16。
气体发生器11的旋转组件13特别地可以包括压缩机和膨胀涡轮，该压缩机和膨胀涡轮具有围绕纵向轴线AX的一定程度的旋转运动性，并且自身相对于气体发生器11的壳体以被称为“转速N1”的速度旋转。
类似地，动力组件19也可以具有相对于底盘围绕纵向轴线AX的一定程度的旋转运动性，并且自身以被称为“转速N2”的速度旋转。
另外，旋翼飞行器1可以配备有超速安全***20。该超速安全***20包括用于测量动力组件19在预定时间段T期间达到的转速N2的当前值N2i的速度传感器30。
这种速度传感器30可以包括例如电磁传感器，该电磁传感器与旋转地固定在动力轴16上的音轮相对地定位。
这样的音轮可以包括布置在外周区域的齿，这些齿以规则的间隔沿周向分布。在音轮的齿在速度传感器30的前面经过时，它们可能会特别地改变磁场并在速度传感器30的线圈中产生交流电，该交流电的频率与动力轴16的转速成正比。
超速安全***20还包括用于在满足检测条件时停止发动机10的运行的停机***25。
这种停机***25可以包括将燃料输送到气体发生器11的燃料计量阀。
该停机***25还可包括将燃料输送到气体发生器11的至少一个泵。
超速安全***20还包括通过有线或无线方式与速度传感器30和停机***25都连接的处理单元21。
该处理单元21例如可以包括至少一个处理器和至少一个存储器、至少一个集成电路、至少一个可编程***或至少一个逻辑电路，这些例子不限制给表述“处理单元”赋予的范围。术语“处理器”可以同样指中央处理器或CPU、图形处理器或GPU、数字信号处理器或DSP、微控制器等。
处理单元21可以计算在预定时间段T期间的转速N2的当前值N2i的导数，其被称为“当前导数”
Figure BDA0003038431580000111
如图3所示，当前导数值
Figure BDA0003038431580000112
可以随时间而变化，例如，围绕零值振荡。
然后，处理单元21将当前导数
Figure BDA0003038431580000113
与第一预定阈值S1和第二预定阈值S2进行比较。这样的第一预定阈值S1和第二预定阈值S2可以以不同的方式来定义，特别是通过计算机模拟、通过飞行测试和/或通过试验来定义。第一预定阈值S1和第二预定阈值S2以及第一中间时间段T1和第二中间时间段T2对于每个旋翼飞行器也是特定的，并且对于相同的旋翼飞行器，可以例如随与旋翼飞行器的任务类型和/或其质量有关的不同参数而变化。
此外，这些第一预定阈值S1和第二预定阈值S2以及第一中间时间段T1和第二中间时间段T2可以是存储在旋翼飞行器上的存储器中的恒定值。
替代地，第一预定阈值S1和第二预定阈值S2以及第一中间时间段T1和第二中间时间段T2也可以在飞行期间确定，并根据存储在旋翼飞行器上的存储器中的预定的计算定律而随时间变化。
在当前导数
Figure BDA0003038431580000114
在预定时间段T内将其符号从严格的负值变为严格的正值时，停机***25控制(多个)发动机10的停止。
实际上，在当前导数
Figure BDA0003038431580000115
在第一中间时间段T1期间小于或等于第一预定阈值S1，然后当前导数
Figure BDA0003038431580000116
在第二中间时间段T2期间大于或等于第二预定阈值S2时，停机***25可以使(多个)发动机10停止。
例如，第一预定阈值S1在-50％N2i·s-1与-100％N2i·s-1之间，第二预定阈值S2在+50％N2i·s-1与+200％N2i·s-1之间。
第一中间时间段Tl和第二中间时间段T2分别小于1秒，并且优选在100毫秒与800毫秒之间。第一中间时间段T1和第二中间时间段T2加在一起等于预定时间段T。
如图4至图7所示，本发明还涉及一种用于使超速的旋翼飞行器1的发动机10停止的方法。
因此，如图4所示，用于使超速的旋翼航空器1的发动机10停止的方法40的第一变型包括用于测量动力组件19在预定时间段T期间达到的转速N2的当前值N2i的测量步骤42。
然后，方法40包括用于确定当前导数
Figure BDA0003038431580000121
的确定步骤43。
最后，方法40执行用于在当前导数
Figure BDA0003038431580000122
在预定时间段T内将符号从严格的负值变为严格的正值时使发动机10自动停止的停止步骤45。
根据图5所示的方法50的第二变型，发动机10的停止可以受至少一个其他参数的制约。因此，方法50可以包括测量气体发生器11达到的转速N1的当前值N1i的步骤51。
然后，方法50执行用于测量动力组件19在预定时间段T期间达到的转速N2的当前值N2i的测量步骤52、用于确定当前导数
Figure BDA0003038431580000123
的步骤53以及用于使发动机10自动停止的停止步骤55。
根据方法50的该第二变型，停止步骤55可以在转速N1的当前值N1i大于第三预定阈值S3，然后当前导数
Figure BDA0003038431580000124
在预定时间段T内将符号从严格的负值变为严格的正值时，使发动机10自动停止。
根据图6所示的方法60的第三变型，可以替代地执行测量步骤61以测量传递到动力轴16的发动机扭矩Tq的当前值Tqi。
如在前面的两个变型中一样，然后方法60执行用于测量动力组件19在预定时间段T期间达到的转速N2的当前值N2i的测量步骤62、用于确定当前导数
Figure BDA0003038431580000125
的步骤63和用于使发动机10自动停止的停止步骤65。
根据方法60的该第三变型，然后停止步骤65可以在发动机扭矩Tq的当前值Tqi大于第四预定阈值S4，然后当前导数
Figure BDA0003038431580000131
在预定时间段T内将符号从严格的负值变为严格的正值时，使发动机10自动停止。
根据图7所示的方法70的第四变型，该方法执行用于测量动力组件19在预定时间段T期间达到的转速N2的当前值N2i的测量步骤72、用于确定当前导数
Figure BDA0003038431580000132
的步骤73、用于对该当前导数
Figure BDA0003038431580000133
进行处理以便对当前导数
Figure BDA0003038431580000134
进行滤波和/或计算当前导数
Figure BDA0003038431580000135
的平均值的步骤74以及用于使发动机10自动停止的停止步骤75。
当经过滤波和/或平均的当前导数
Figure BDA0003038431580000136
在预定时间段T内将符号从严格的负值变为严格的正值时，该停止步骤75可以使发动机10自动停止。
当然，除了符号的改变之外，经过滤波和/或平均的当前导数
Figure BDA0003038431580000137
可用于在该经过滤波和/或平均的当前导数
Figure BDA0003038431580000138
在第一中间时间段T1期间小于或等于第一预定阈值S1，然后该经过滤波和/或平均的当前导数
Figure BDA0003038431580000139
在第二中间时间段T2期间大于或等于第二预定阈值S2时，使(多个)发动机10停止。
当然，本发明在其实施方式上可以进行多种变化。尽管上面描述了几种实施方式，但是应当容易理解，不可能想到所有可能实施方式的详尽标识。当然可以在不超出本发明的范围的情况下用等效的装置代替所描述的任何装置。

Claims (13)

1.一种用于使超速的旋翼飞行器(1)的发动机(10)停止的方法(40、50、60、70)，所述旋翼飞行器(1)包括至少一个发动机(10)，所述发动机(10)包括气体发生器(11)和动力组件(19)，所述动力组件(19)包括通过源自所述气体发生器(11)的气体而旋转的至少一个动力涡轮(15)，所述动力组件(19)包括旋转地固定在所述动力涡轮(15)上的至少一个动力轴(16)，所述动力组件(19)以被称为“转速(N2)”的速度围绕纵向轴线(AX)旋转；
其中，在飞行期间，所述方法(40、50、60、70)包括以下步骤：
·测量(42、52、62、72)所述动力组件(19)在预定时间段T期间达到的转速(N2)的当前值(N2i)；
·确定(43、53、63、73)所述转速(N2)的所述当前值(N2i)的时间导数，所述时间导数被称为“当前导数”
Figure FDA0003038431570000011
以及
·在所述当前导数
Figure FDA0003038431570000012
在所述预定时间段T期间将符号从严格的负值变为严格的正值时，使所述发动机(10)自动停止(45、55、65、75)。
2.根据权利要求1所述的方法；
其中，在所述当前导数
Figure FDA0003038431570000013
在第一中间时间段T1期间小于或等于第一预定阈值S1，然后所述当前导数
Figure FDA0003038431570000014
在第二中间时间段T2期间大于或等于第二预定阈值S2时，执行停止步骤(45、55、65、75)。
3.根据权利要求2所述的方法；
其中，所述当前导数
Figure FDA0003038431570000015
表示每秒当前值N2i的百分比(％N2i·s-1)，所述第一预定阈值S1在-50％N2i·s-1与-100％N2i·s-1之间。
4.根据权利要求2所述的方法；
其中，所述当前导数
Figure FDA0003038431570000021
表示每秒当前值N2i的百分比(％N2i·s-1)，所述第二预定阈值S2在+50％N2i.s-1与+200％N2i.s-1之间。
5.根据权利要求2所述的方法；
其中，所述第一中间时间段T1小于1秒，并且优选在100毫秒与800毫秒之间。
6.根据权利要求2所述的方法；
其中，所述第二中间时间段T2小于1秒，并且优选在100毫秒与800毫秒之间。
7.根据权利要求1所述的方法；
其中，所述气体发生器(11)包括以被称为“转速(N1)”的速度围绕所述纵向轴线(AX)旋转的旋转组件，所述方法(50)包括步骤(51)：测量所述气体发生器(11)达到的转速(N1)的当前值(N1i)。
8.根据权利要求7所述的方法；
其中，所述停止步骤(55)受大于第三预定阈值(S3)的转速(N1)的当前值(N1i)的制约。
9.根据权利要求1所述的方法；
其中，所述方法(60)包括步骤(61)：测量传递到所述至少一个动力轴(16)的发动机扭矩(Tq)的当前值(Tqi)。
10.根据权利要求9所述的方法；
其中，所述停止步骤(65)受大于第四预定阈值(S4)的发动机扭矩(Tq)的当前值(Tqi)的制约。
11.根据权利要求1所述的方法；
其中，所述方法(70)包括处理所述当前导数
Figure FDA0003038431570000022
的步骤(74)，所述处理步骤(74)使得能够对所述当前导数
Figure FDA0003038431570000023
进行滤波和/或计算所述当前导数
Figure FDA0003038431570000031
的平均值。
12.一种用于旋翼飞行器(1)的发动机(10)的超速安全***(20)，所述发动机(10)包括气体发生器(11)和动力组件(19)，所述动力组件(19)包括通过源自所述气体发生器(11)的气体而旋转的至少一个动力涡轮(15)，所述动力组件(19)包括旋转地固定在所述动力涡轮(15)上的至少一个动力轴(16)，所述动力组件(19)以被称为“转速(N2)”的速度围绕纵向轴线(AX)旋转，所述超速安全***(20)包括：
·速度传感器(30)，其用于测量所述动力组件(19)在预定时间段T期间达到的转速(N2)的当前值(N2i)；
·停机***(25)，其用于停止所述发动机(10)的运行；以及
·处理单元(21)，其与所述速度传感器(30)和所述停机***(25)都连接，
其中，所述处理单元(21)被配置为执行根据权利要求1所述的方法(40、50、60、70)。
13.一种旋翼飞行器(1)，其包括至少一个发动机(10)和用于所述至少一个发动机(10)的超速安全***(20)；
其中所述安全***(20)是根据权利要求12所述的。
CN202110450253.9A 2020-06-17 2021-04-25 使超速的发动机停止的方法、相关联的***和旋翼飞行器 Active CN113803170B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2006318A FR3111668B1 (fr) 2020-06-17 2020-06-17 Procédé pour arrêter un moteur en survitesse, système et giravion associés
FR2006318 2020-06-17

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113803170A true CN113803170A (zh) 2021-12-17
CN113803170B CN113803170B (zh) 2023-12-05

Family

ID=72266583

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110450253.9A Active CN113803170B (zh) 2020-06-17 2021-04-25 使超速的发动机停止的方法、相关联的***和旋翼飞行器

Country Status (6)

Country Link
US (1) US11485485B2 (zh)
EP (1) EP3926146B1 (zh)
KR (1) KR102517165B1 (zh)
CN (1) CN113803170B (zh)
CA (1) CA3114966C (zh)
FR (1) FR3111668B1 (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3111668B1 (fr) * 2020-06-17 2023-04-07 Airbus Helicopters Procédé pour arrêter un moteur en survitesse, système et giravion associés
US11988158B2 (en) * 2021-07-19 2024-05-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-fuel engine for an aircraft

Citations (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4044552A (en) * 1976-07-19 1977-08-30 General Motors Corporation Gas turbine engine synchronous speed detector
US4167096A (en) * 1974-08-08 1979-09-11 Westinghouse Electric Corp. Combined cycle electric power plant and a gas turbine having an improved overspeed protection system
DE19857552A1 (de) * 1998-12-14 2000-06-15 Rolls Royce Deutschland Verfahren zum Erkennen eines Wellenbruches in einer Strömungskraftmaschine
US6321525B1 (en) * 2000-02-03 2001-11-27 Rolls-Royce Corporation Overspeed detection techniques for gas turbine engine
JP2004011459A (ja) * 2002-06-04 2004-01-15 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 舶用２軸型ガスタービンの過回転防止装置とその方法
US6729138B2 (en) * 1999-12-23 2004-05-04 Turbomeca Device and method for adjusting the power of a power pack driving a helicopter rotor
CA2552028A1 (en) * 2005-07-22 2007-01-22 Florent Laporte Method of controlling an aircraft in flight, especially to reduce wake vortices
CA2804089A1 (fr) * 2010-07-02 2012-01-05 Turbomeca Detection de survitesse d'une turbine libre par mesure sur couplemetre
CN103921934A (zh) * 2012-11-26 2014-07-16 空客直升机 具有三个发动机的旋翼飞行器及其方法
WO2015145041A1 (fr) * 2014-03-27 2015-10-01 Turbomeca Procede de detection d'une defaillance d'un premier turbomoteur d'un helicoptere bimoteur et de commande du second turbomoteur, et dispositif correspondant
US20160090187A1 (en) * 2014-09-26 2016-03-31 Airbus Helicopters Method of stopping a rotorcraft engine in overspeed, and a system and a rotorcraft associated therewith
CN105745399A (zh) * 2013-11-19 2016-07-06 涡轮梅坎公司 涡轮发动机和控制方法
EP3075662A1 (fr) * 2015-03-31 2016-10-05 Airbus Helicopters Procede et dispositif pour arreter un turbomoteur en fonctionnement nominal
CN106460661A (zh) * 2014-03-27 2017-02-22 赛峰直升机发动机公司 包括受控的机械联接设备的涡轮轴发动机、配备有这种涡轮轴发动机的直升机以及用于优化这种直升机的零功率超级怠速速度的方法
WO2017074225A1 (ru) * 2015-10-29 2017-05-04 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Способ защиты двухконтурного турбореактивного двигателя от раскрутки турбины низкого давления
US20180051585A1 (en) * 2016-08-16 2018-02-22 Honeywell International Inc. Turbofan gas turbine engine shaft break detection system and method
US20180156138A1 (en) * 2016-12-02 2018-06-07 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co. Kg Control system and method for a gas turbine engine
CN111255573A (zh) * 2018-11-30 2020-06-09 空客直升机 用于停止燃气轮机的方法和***以及交通工具
US20210017915A1 (en) * 2018-03-23 2021-01-21 Ge Avio S.R.L. Control system and method for propeller-speed overshoot limitation in a turbopropeller engine

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2967213B1 (fr) 2010-11-10 2012-10-26 Eurocopter France Procede de commande pour systeme de securite survitesse de moteurs d'aeronef et circuit de commande pour mettre en oeuvre ledit procede
FR2980174B1 (fr) 2011-09-16 2013-10-18 Eurocopter France Procede de commande pour systeme de securite survitesse, systeme et aeronef associe
FR3026437A1 (fr) 2014-09-26 2016-04-01 Airbus Helicopters Procede pour arreter un moteur de giravion en survitesse, systeme et giravion associes
FR3062881B1 (fr) * 2017-02-15 2019-03-15 Safran Helicopter Engines Procede et systeme de commande d'un dispositif d'urgence
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

Patent Citations (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4167096A (en) * 1974-08-08 1979-09-11 Westinghouse Electric Corp. Combined cycle electric power plant and a gas turbine having an improved overspeed protection system
US4044552A (en) * 1976-07-19 1977-08-30 General Motors Corporation Gas turbine engine synchronous speed detector
DE19857552A1 (de) * 1998-12-14 2000-06-15 Rolls Royce Deutschland Verfahren zum Erkennen eines Wellenbruches in einer Strömungskraftmaschine
US6729138B2 (en) * 1999-12-23 2004-05-04 Turbomeca Device and method for adjusting the power of a power pack driving a helicopter rotor
US6321525B1 (en) * 2000-02-03 2001-11-27 Rolls-Royce Corporation Overspeed detection techniques for gas turbine engine
JP2004011459A (ja) * 2002-06-04 2004-01-15 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 舶用２軸型ガスタービンの過回転防止装置とその方法
CA2552028A1 (en) * 2005-07-22 2007-01-22 Florent Laporte Method of controlling an aircraft in flight, especially to reduce wake vortices
CA2804089A1 (fr) * 2010-07-02 2012-01-05 Turbomeca Detection de survitesse d'une turbine libre par mesure sur couplemetre
CN103921934A (zh) * 2012-11-26 2014-07-16 空客直升机 具有三个发动机的旋翼飞行器及其方法
EP3071798A1 (fr) * 2013-11-19 2016-09-28 Turbomeca Turbomachine et procede de regulation
CN105745399A (zh) * 2013-11-19 2016-07-06 涡轮梅坎公司 涡轮发动机和控制方法
WO2015145041A1 (fr) * 2014-03-27 2015-10-01 Turbomeca Procede de detection d'une defaillance d'un premier turbomoteur d'un helicoptere bimoteur et de commande du second turbomoteur, et dispositif correspondant
CN106460661A (zh) * 2014-03-27 2017-02-22 赛峰直升机发动机公司 包括受控的机械联接设备的涡轮轴发动机、配备有这种涡轮轴发动机的直升机以及用于优化这种直升机的零功率超级怠速速度的方法
US20160090187A1 (en) * 2014-09-26 2016-03-31 Airbus Helicopters Method of stopping a rotorcraft engine in overspeed, and a system and a rotorcraft associated therewith
FR3026438A1 (fr) * 2014-09-26 2016-04-01 Airbus Helicopters Procede pour arreter un moteur de giravion en survitesse, systeme et giravion associes
EP3075662A1 (fr) * 2015-03-31 2016-10-05 Airbus Helicopters Procede et dispositif pour arreter un turbomoteur en fonctionnement nominal
CN106014650A (zh) * 2015-03-31 2016-10-12 空客直升机 用于在额定操作中停止涡轮轴发动机的方法和装置
WO2017074225A1 (ru) * 2015-10-29 2017-05-04 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Способ защиты двухконтурного турбореактивного двигателя от раскрутки турбины низкого давления
US20180051585A1 (en) * 2016-08-16 2018-02-22 Honeywell International Inc. Turbofan gas turbine engine shaft break detection system and method
US20180156138A1 (en) * 2016-12-02 2018-06-07 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co. Kg Control system and method for a gas turbine engine
US20210017915A1 (en) * 2018-03-23 2021-01-21 Ge Avio S.R.L. Control system and method for propeller-speed overshoot limitation in a turbopropeller engine
CN111255573A (zh) * 2018-11-30 2020-06-09 空客直升机 用于停止燃气轮机的方法和***以及交通工具

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
夏青元;徐锦法;金开保;: "倾转旋翼飞行器的建模和操纵分配策略", 航空动力学报, no. 09, pages 2016 - 2028 *
张辽;张允昌;李威;聂晶;: "直升机旋翼自转状态飞行仿真建模研究", ***仿真学报, no. 1, pages 17 - 20 *
胡国才;吴靖;刘湘一;刘书岩;: "垂直着陆中直升机旋翼动力学行为研究", 航空学报, no. 06, pages 96 - 105 *
麻士东;韩亮;龚光红;宋晓;: "涡轴发动机旋翼***仿真建模研究", 计算机仿真, no. 09, pages 47 - 50 *

Also Published As

Publication number Publication date
US11485485B2 (en) 2022-11-01
KR20210156206A (ko) 2021-12-24
EP3926146B1 (fr) 2023-07-05
CN113803170B (zh) 2023-12-05
US20210394892A1 (en) 2021-12-23
CA3114966C (fr) 2023-10-31
FR3111668A1 (fr) 2021-12-24
KR102517165B1 (ko) 2023-04-04
EP3926146A1 (fr) 2021-12-22
CA3114966A1 (fr) 2021-06-28
FR3111668B1 (fr) 2023-04-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5363317A (en) Engine failure monitor for a multi-engine aircraft having partial engine failure and driveshaft failure detection
US9346553B2 (en) Balancing the power of two turboshaft engines of an aircraft
US10047678B2 (en) Method of stopping a rotorcraft engine in overspeed, and a system and a rotorcraft associated therewith
US11560237B2 (en) Method for assisting a single-engine rotorcraft during an engine failure
CN113803170B (zh) 使超速的发动机停止的方法、相关联的***和旋翼飞行器
US6918747B2 (en) Method and system for detecting damage to the rotor of an aircraft engine
RU2564159C2 (ru) Обнаружение заборса оборотов свободной турбины посредством измерения на моментомере
US20160375994A1 (en) Method of activating an electric motor in a hybrid power plant of a multi-engined aircraft, and an aircraft
CN105745399B (zh) 涡轮发动机和控制方法
US9002616B2 (en) Full authority digital engine control system for aircraft engine
US20130199204A1 (en) Method and a device for performing a check of the health of a turbine engine of an aircraft provided with at least one turbine engine
JPS58214499A (ja) 航空機エンジン及び航空機の制御装置
US8442740B2 (en) Passing from a non-synchronized state between an engine and a rotor to a synchronized state
CN108661808B (zh) 用于双发动机飞机的发动机的自动关闭的方法
EP3406864B1 (en) Bowed rotor motoring control
US20160090187A1 (en) Method of stopping a rotorcraft engine in overspeed, and a system and a rotorcraft associated therewith
US9759085B2 (en) Device and method for protecting an aircraft turbomachine computer against speed measurement errors
US10017268B2 (en) Method of monitoring at least one freewheel of a rotary wing aircraft, and an aircraft
EP3670876A1 (en) System and method for operating a gas turbine engine coupled to an aircraft propeller
US20200010211A1 (en) Method and device for detecting conditions conducive to the onset of pumping with a view to protecting a compressor of an aircraft turbine engine
US9771167B2 (en) Monitor system for monitoring the starting of a rotary wing aircraft, an aircraft, and a method using the system
US10683810B2 (en) Shaft shear detection for gas turbine engines
EP4123127A1 (en) Fan icing detection system
EP4019396A1 (en) System and method for detecting propeller malfunction
RU2306446C1 (ru) Способ управления силовой установкой самолета

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant