DE3640452A1 - Engine monitoring in helicopters - Google Patents

Engine monitoring in helicopters

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DE3640452A1 DE19863640452 DE3640452A DE3640452A1 DE 3640452 A1 DE3640452 A1 DE 3640452A1 DE 19863640452 DE19863640452 DE 19863640452 DE 3640452 A DE3640452 A DE 3640452A DE 3640452 A1 DE3640452 A1 DE 3640452A1
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Abstract

An arrangement for monitoring engine parameters in gas-turbine-driven helicopters, having in each case at least one display instrument, one device for producing a warning signal and one computer. The computer has inputs for the engine parameters to be monitored and has outputs for the limit display means and for at least one device for producing a warning signal. The displays for the instantaneous values and limit values are combined on one display instrument and consist of a pointer for a value which is proportional to the instantaneously emitted overall power from the engines and/or for the most critical instantaneous value of the engine parameters, of a pointer-like mask for the absolute limits, and of a flat mask for the limits which may be exceeded for only a limited time.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Überwachung von Triebwerksparametern in Hubschraubern, gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1, sowie eine Anord­ nung zur Durchführung dieses Verfahrens, gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 6.The invention relates to a method for monitoring of engine parameters in helicopters, according to Preamble of claim 1, and an arrangement to perform this procedure, according to Preamble of claim 6.

Aufgrund seiner speziellen Flugeigenschaften eignet sich ein Hubschrauber bekanntermaßen von allen Luft­ fahrzeugen am besten für den Einsatz auf engstem Raum, in unbekanntem und unwegsamem Gelände, in extremer Bo­ dennähe etc. Unter diesen Bedingungen treten häufig Flugmanöver und Flugzustände auf, welche dem Piloten äußerste Konzentration auf die Vorgänge in der Umgebung seines Fluggerätes abverlangen. Andererseits erfordert die mechanisch und thermisch hochbelastete Antriebs­ technik eines Hubschraubers, hierbei insbesondere die Triebwerke, eine ständige Überwachung mittels im Cock­ pit angebrachter Instrumente, um ein Materialversagen weitgehend auszuschließen. So ist es bei modernen, zweimotorigen Hubschraubern üblich, von jedem Triebwerk die Gaserzeugerdrehzahl N 1, die Temperatur TOT (T 4) am Turbinenaustritt des Gaserzeugers, sowie das Drehmo­ ment M D und die Drehzahl N 2 der Nutzturbine laufend zu messen und einzeln anzuzeigen. Dabei werden die M D -Werte und die N 2-Werte beider Nutzturbinen auf je einem Anzeigeinstrument zusammengefaßt. Dennoch sind es immerhin 6 einzelne Instrumente, welche ständig überwacht werden müssen. Due to its special flight characteristics, a helicopter is known to be the best of all aircraft for use in confined spaces, in unknown and rough terrain, in extreme close proximity to the aircraft etc. Under these conditions, flight maneuvers and flight conditions often occur, which the pilot finds extremely concentrated request the operations in the vicinity of his aircraft. On the other hand, the mechanically and thermally highly stressed drive technology of a helicopter, in particular the engines, requires constant monitoring by means of instruments installed in the cockpit in order to largely rule out material failure. So it is with modern twin engine helicopter usual upon each engine gas generator speed N 1, to measure the temperature TOT (T 4) at the turbine outlet of the gas generator, as well as end torque M D and the rotational speed N 2 of the power turbine continuously and individually indicated. The M D values and the N 2 values of both power turbines are combined on a display instrument. Nevertheless, there are at least 6 individual instruments that have to be constantly monitored.

Aus der DE-PS 15 06 015 ist es bekannt, die Überwachung einer Vielzahl von Triebwerksparametern in Flugzeugen dadurch zu vereinfachen, daß in jedem Flugzustand die Sollwerte auf linearen, vertikalen Schiebeskalen so eingestellt werden, daß sie optisch auf einer horizon­ talen Linie liegen. Falls die Triebwerke korrekt arbei­ ten, liegen auch die angezeigten Istwerte auf dieser Linie. Durch sinnvolle Farbgebung (grün, gelb, rot) der Sollwert-Skalen werden Istwert-Abweichungen in Katego­ rien (ungefährlich, noch ungefährlich, gefährlich) ein­ geteilt, auf welche der Pilot entsprechend reagieren muß. Durch diese optisch günstige Anordnung wird dem Piloten die Arbeit zwar erleichtert, dennoch muß er nach wie vor eine Vielzahl von Parametern einzeln über­ wachen. Dabei darf nicht übersehen werden, daß dem Flugzeugpiloten in der Regel wesentlich mehr Zeit für interne Überwachungsmaßnahmen zur Verfügung steht, als dem Hubschrauberpiloten.From DE-PS 15 06 015 it is known to monitor a variety of engine parameters in aircraft to simplify that in any flight condition Setpoints on linear, vertical sliding scales see above be adjusted so that they are optically on a horizon valley line. If the engines work correctly the actual values displayed are also on this Line. Through sensible coloring (green, yellow, red) the Setpoint scales become actual value deviations in Katego rien (harmless, still harmless, dangerous) shared, to which the pilot react accordingly got to. This optically favorable arrangement will Pilots' work is easier, but it has to still a variety of parameters individually over watch. It should not be overlooked that the Airplane pilots usually spend a lot more time on internal surveillance is available as the helicopter pilot.

Die Aufgabe der Erfindung besteht nun darin, die Trieb­ werksüberwachung in gasturbinengetriebenen Hubschrau­ bern wesentlich zu vereinfachen, somit die Arbeitsbe­ lastung des Piloten erheblich zu reduzieren, und ihm dadurch mehr Zeit für seine eigentliche Tätigkeit, das Fliegen, zu lassen.The object of the invention is now the drive plant monitoring in gas turbine driven helicopter Simplify bern significantly, thus the Arbeitsbe significantly reduce the pilot's load and him thereby more time for his actual work, the Let fly.

Diese Aufgabe wird durch die im Hauptanspruch 1 sowie im Nebenanspruch 6 gekennzeichneten Merkmale gelöst.This object is achieved by the features characterized in main claim 1 and in auxiliary claim 6 .

Der Hauptunterschied gegenüber bekannten Lösungen liegt darin, daß nur der momentan kritischste Parameter des momentan am höchsten belasteten Triebwerkes zur Anzeige kommt bzw. Warnsignale auslöst. Dies ist der Parameter mit der kleinsten relativen (prozentualen) Leistungs­ reserve bzw. mit Grenzwertüberschreitung. Die Trieb­ werkshersteller geben zu jedem Triebwerksparameter (z.B. TOT) für jeden relevanten Flugzustand (z.B. Take-off, Ausfall eines Triebwerkes) Grenzwerte an, wo­ bei unterschieden wird zwischen solchen, welche zeit­ lich beschränkt überschritten werden dürfen, und abso­ luten Grenzwerten, welche nicht überschritten werden dürfen. Dabei gibt es durchaus absolute Grenzwerte, denen kein zeitlich limitierter Bereich vorausgeht. Alle diese Grenzwerte sind erfindungsgemäß in einem Rechner gespeichert, um die Parameter - Istwerte stän­ dig damit vergleichen zu können. Falls nun ein Istwert seinen Grenzwert überschreitet, wird dies dem Piloten angezeigt und zusätzlich ein Warnsignal (z.B. Audioton) ausgelöst. Als Gegenmaßnahme muß der Pilot die den Triebwerken entnommene Leistung so weit und so lange reduzieren, bis der momentan angezeigte Parameter wie­ der eine Leistungsreserve aufweist. Bei zeitlich be­ schränkt zulässigen Überschreitungen ist diese Maßnahme spätestens nach Ablauf der vorgegebenen Zeitspanne ein­ zuleiten. Dabei ist es für den Piloten zunächst uner­ heblich, um welchen Parameter es sich bei Anzeige und Warnung handelt. Es genügt, diesen Parameter durch Leistungsreduzierung wieder unter den Grenzwert zu bringen, alle anderen Parameter liegen dann ja sowieso auf der sicheren Seite. Erfindungsgemäß wird ein zu der von den Triebwerken momentan abgegebenen Gesamtleistung proportionaler Wert mittels Zeiger direkt angezeigt. Dieser Zeiger symbolisiert zugleich den Momentanwert des kritischsten Triebwerksparameters. Bezüglich dieses Zeigers werden die Masken für die Grenzwerte (absolut, zeitlich beschränkt) so verschoben, daß die geometrischen Verhältnisse (Skalennullpunkt-Zeiger-Maske) auf dem Anzei­ geinstrument der tatsächlichen Relation zwischen Ist- und Grenzwert des angezeigten Triebwerksparameters ent­ sprechen. Bei Leistungsreduzierung (Triebwerksausfall) wird die Stellung der Grenzwertmasken automatisch ange­ paßt.The main difference compared to known solutions is that only the currently most critical parameter of the currently most loaded engine is displayed or triggers warning signals. This is the parameter with the smallest relative (percentage) power reserve or with limit value exceeded. The engine manufacturers specify limit values for each engine parameter (e.g. TOT) for each relevant flight condition (e.g. take-off, failure of an engine), where a distinction is made between those which may be exceeded for a limited period of time and absolute limit values which are not may be exceeded. There are absolute limit values that are not preceded by a time-limited area. All these limits are inventively stored in a computer to adjust the parameters - actual values to compare with it RESISTING dig. If an actual value now exceeds its limit value, this is displayed to the pilot and an additional warning signal (eg audio tone) is triggered. As a countermeasure, the pilot must reduce the power taken from the engines until the parameter currently displayed has a power reserve. If the time limit is exceeded, this measure must be initiated at the latest after the specified period of time. For the pilot, it is initially irrelevant which parameters are involved in the display and warning. It is sufficient to bring this parameter back below the limit by reducing the power, all other parameters are then on the safe side anyway. According to the invention, a value which is proportional to the total power currently output by the engines is displayed directly by means of a pointer. This pointer also symbolizes the instantaneous value of the most critical engine parameter. Regarding this pointer, the masks for the limit values (absolute, limited in time) are shifted so that the geometric conditions (scale zero pointer mask) on the display instrument correspond to the actual relation between the actual and limit value of the displayed engine parameter. When the power is reduced (engine failure), the position of the limit value masks is automatically adjusted.

Die Unteransprüche 2 bis 5 bzw. 7 bis 10 enthalten be­ vorzugte Ausgestaltungen des Verfahrens bzw. der Anord­ nung.The sub-claims 2 to 5 and 7 to 10 contain be preferred embodiments of the method or the arrangement nung.

Die Erfindung wird im folgenden anhand der in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiele noch näher erläutert. Dabei zeigen in vereinfachter Darstellung:The invention is based on the in the Drawing illustrated embodiments even closer explained. A simplified representation shows:

Fig. 1 die wesentlichen Elemente der Anordnung zur Überwachung der maßgeblichen Triebwerkspara­ meter, Fig. 1 shows the essential elements of the arrangement for monitoring the relevant engine para meters,

Fig. 2 eine geänderte Ausführung des Anzeigeinstrumen­ tes aus Fig. 1 in Teilansicht. Fig. 2 shows a modified version of the display instruments tes from Fig. 1 in partial view.

Der Rechner 2 in Fig. 1 ist quasi die Informations- und Schaltzentrale der Anordnung 1. Entsprechend den Angaben der Triebwerkshersteller sind in diesem Rechner alle in Frage kommenden Grenzwerte zu den Triebwerks­ parametern N 1, TOT und M D gespeichert. Bei zeitlich beschränkt zu überschreitenden Grenzwerten ist jeweils auch die zugehörige, maximale Zeitspanne gespeichert. The computer 2 in FIG. 1 is the information and control center of the arrangement 1 . According to the information provided by the engine manufacturers, all relevant limit values for the engine parameters N 1 , TOT and M D are stored in this computer. In the event of limit values to be exceeded for a limited period, the associated maximum time period is also stored in each case.

Der Rechner 2 besitzt Eingänge 10, über welche ihm lau­ fend von den Triebwerken die Parameter-Meßwerte sowie ggf. der kollektive Blattanstellwinkel (D R ) des Hauptrotors zugeleitet werden. Der Rechner 2 vergleicht die Momentanwerte der Triebwerksparameter mit den Grenzwerten und sucht sich den kritischsten Momentanwert, welcher dann auf dem Anzeigeinstrument 3 zur Anzeige gebracht wird. Die Größe des Ausschlages des Zeigers 5 gegenüber der feststehenden Skala 6 wird durch einen Wert P bestimmt, welcher zu der von den Triebwerken momentan abgegebenen Gesamtleistung proportional ist. Eine Möglichkeit hierfür ist die Anzeige der Summe der Triebwerksdrehmomente M D . Eine weitere Möglichkeit (gestrichelt dargestellt) ist die Anzeige des kollektiven Blattanstellwinkels D R des bzw. eines Hauptrotors. Der Rechner 3 benötigt die P-Information für die korrekte Steuerung der Grenz­ wert-Masken 7 und 8, aufgrund dieser Information kennt er nämlich die Stellung des Zeigers 5. Die Grenz­ wert-Masken 7 und 8 können der Einfachheit halber fest miteinander verbunden sein. Optisch deutlicher sind un­ abhängig voneinander bewegliche Masken 7, 8, insbeson­ dere im Hinblick auf die Unterscheidung zwischen unzu­ lässigen und zeitlich beschränkt zulässigen Betriebszu­ ständen. Im folgenden wird von zwei voneinander unab­ hängigen Masken 7, 8 ausgegangen. Falls der vom Zeiger 5 symbolisierte Momentanwert des kritischsten Trieb­ werksparameters eine Leistungsreserve aufweist, bewegt der Rechner 3 die in Frage kommende Grenzwert-Maske 7 oder 8 gegen den Uhrzeigersinn so weit auf den Zeiger 5 zu, daß das optische Größenverhältnis des Winkels zwi­ schen der Verbindungslinie Skalenmittelpunkt/Skalen­ nullpunkt und dem Zeiger 5 zum Winkel zwischen der Ver­ bindungslinie Skalenmittelpunkt/Skalennullpunkt und der Maske 7 oder 8 dem tatsächlichen Größenverhältnis des angezeigten Momentanwertes zu seinem nächstliegenden Grenzwert entspricht. Somit ist die Größe des Winkels zwischen dem Zeiger 5 und der Maske 7 oder 8 ein Maß für die noch vorhandene Leistungsreserve. Falls nun der angezeigte Momentanwert den Grenzwert eines zeitlich beschränkt zulässigen Betriebszustandes überschreitet, wandert die gelb-rot schraffierte Maske 8 unter den Zeiger 5 und es erfolgt ein Warnsignal. Zur Erzeugung solcher Warnsignale können mechanische, optische und akustische Vorrichtungen vorgesehen sein, z.B. ein Pitchshaker, Warnleuchten oder ein Tongenerator. Unter einem Pitchshaker ist eine Vorrichtung zu verstehen, welche den Steuerknüppel in für den Piloten deutlich spürbare Schüttelbewegungen versetzt. Diese Vorrichtungen können einzeln oder in Kombination zur Anwendung kommen, sie werden über die rechts am Rechner 2 dargestellten Ausgänge 4 angesteuert und sind selbst nicht abgebildet. Falls der Pilot länger als zulässig in dem zeitlich beschränkten Betriebszustand bleibt, ergeht ein zweites Warnsignal, und als Zeichen dafür, daß nun eine absolute Grenze erreicht ist, wandert die Maske 7 (rote Linie) unter den Zeiger 5. Nach Verlassen des zeitlich beschränkten Bereiches durch Leistungsreduzierung darf der Pilot jederzeit wieder in diesen Bereich eindringen, die Warnmaßnahmen und die Zeiterfassung beginnen von neuem. Wie bereits erwähnt, gibt es auch Fälle, in denen nach Wegfall der Leistungsreserve sofort ein absoluter Grenzwert (Maske 7) erreicht wird. Rechts neben der Mitte des Anzeigeinstrumentes 3 ist die wirksame Stellung der schraffierten Warnflagge 9 dargestellt. The computer 2 has inputs 10 , via which the parameter measured values and possibly the collective pitch angle ( D R ) of the main rotor are fed to it from the engines. The computer 2 compares the instantaneous values of the engine parameters with the limit values and looks for the most critical instantaneous value, which is then displayed on the display instrument 3. The size of the deflection of the pointer 5 with respect to the fixed scale 6 is determined by a value P which is proportional to the total power currently output by the engines. One way of doing this is to display the sum of the engine torques M D. Another possibility (shown in dashed lines) is the display of the collective pitch angle D R of the or a main rotor. The computer 3 needs the P information for the correct control of the limit value masks 7 and 8 , because on the basis of this information it knows the position of the pointer 5 . The limit value masks 7 and 8 can be firmly connected for the sake of simplicity. Visually more distinct are independent masks 7 , 8 , in particular with regard to the distinction between impermissible and time-limited operating states. In the following, two mutually independent masks 7 , 8 are assumed. If the instantaneous value of the most critical engine parameter symbolized by the pointer 5 has a power reserve, the computer 3 moves the limit mask 7 or 8 in question counterclockwise so far towards the pointer 5 that the optical size ratio of the angle between the connecting line's Scale center / scale zero point and the pointer 5 to the angle between the connecting line Ver scale center / scale zero and the mask 7 or 8 corresponds to the actual size ratio of the displayed instantaneous value to its nearest limit. Thus, the size of the angle between the pointer 5 and the mask 7 or 8 is a measure of the power reserve still available. If the displayed instantaneous value now exceeds the limit value of an operating state which is permissible for a limited time, the yellow-red hatched mask 8 moves under the pointer 5 and a warning signal is given. To generate such warning signals, mechanical, optical and acoustic devices can be provided, for example a pitch shaker, warning lights or a tone generator. A pitch shaker is to be understood as a device which sets the control stick in shaking movements which are clearly perceptible to the pilot. These devices can be used individually or in combination, they are controlled via the outputs 4 shown on the right on the computer 2 and are not shown themselves. If the pilot remains in the time-limited operating state for longer than permitted, a second warning signal is emitted and, as a sign that an absolute limit has now been reached, mask 7 (red line) moves under pointer 5 . After leaving the time-limited area by reducing the output, the pilot may enter this area again at any time, the warning measures and time recording begin again. As already mentioned, there are also cases in which an absolute limit value (mask 7 ) is reached immediately after the power reserve is lost. The effective position of the hatched warning flag 9 is shown to the right of the center of the display instrument 3 .

Diese wird dann sichtbar, wenn zwischen den Triebwerken gravierende Leistungsunterschiede, z.B. größer als 10%, auftreten.This becomes visible when between the engines serious differences in performance, e.g. larger than 10% occur.

Anstelle der Warnflagge 9 ist in Fig. 2 eine Digitalan­ zeige 11 dargestellt. Diese gibt unmittelbar die Nummer des Triebwerkes an (hier: 2), welches mit deutlich ge­ ringerer Leistung bzw. - bei mehr als zwei Triebwerken - mit geringster Leistung arbeitet oder welches ausge­ fallen ist. Links neben dieser Anzeige für Leistungsun­ terschiede ist eine weitere Digitalanzeige 12 angeord­ net, welche dem Piloten in zeitlich beschränkt zulässi­ gen Betriebszuständen die noch verbleibende Restzeit angibt. Die Anzeige 12 ist also nur dann aktiv, wenn der Zeiger 5 über der gelb-rot schraffierten Maske 8 steht. Wie man aus den Grenzwertangaben der Triebwerks­ hersteller entnehmen kann, gibt es insbesondere bei Triebwerksausfall die Möglichkeit, daß ein Triebwerks­ parameter nacheinander zwei oder mehr zeitlich be­ schränkt zulässige Bereiche durchlaufen darf ( z.B. M D :91,5% für 30 min, 100% für 2,5 min, 120% für 12 s). Dies läßt sich optisch in der Weise darstellen, daß der Zeiger 5 links, mittig oder rechts über der flächigen Maske 8 steht. Bei Übergang von einem be­ schränkten Zustand in den anderen beginnt die Zeit (An­ zeige 12) jeweils neu zu zählen. Diese Übergänge kann man z. B. auch akustisch verdeutlichen, indem die Ton­ höhe und/oder die Lautstärke des Warntones zu- bzw. ab­ nimmt. Weiterhin können bestimmte Warnsignale (z.B. Pitchshaker) ausschließlich absoluten Leistungsgrenzen (Maske 7) vorbehalten sein. Die Anzeigen 9, 11 und 12 können aus technischen Gründen auch unmittelbar neben dem Anzeigeinstrument 3 angeordnet sein. Instead of the warning flag 9 , a digital display 11 is shown in FIG. 2. This immediately gives the number of the engine (here: 2), which works with significantly lower performance or - with more than two engines - with the lowest performance or which has failed. To the left of this display for power differences is another digital display 12 , which indicates the remaining time remaining to the pilot in operating conditions that are permissible for a limited time. The display 12 is therefore only active when the pointer 5 is above the yellow-red hatched mask 8 . As can be seen from the engine manufacturer's limit values, there is the possibility, particularly in the event of an engine failure, that an engine parameter can successively run through two or more time-limited areas (e.g. M D : 91.5% for 30 min, 100% for 2.5 min, 120% for 12 s). This can be visualized in such a way that the pointer 5 is on the left, in the middle or on the right above the flat mask 8 . When changing from a restricted state to the other, the time (display 12 ) starts to count again. These transitions can be done e.g. B. also clarify acoustically by the tone height and / or the volume of the warning tone increases or decreases. Furthermore, certain warning signals (e.g. pitch shaker) can only be reserved for absolute performance limits (mask 7 ). For technical reasons, the displays 9 , 11 and 12 can also be arranged directly next to the display instrument 3 .

In diesem Zusammenhang sei erwähnt, daß die erfindungs­ gemäße Anordnung 1 die eingangs erwähnten Einzelinstru­ mente für die Triebwerksparameter (N 1, TOT, M D , N 2) in ihrer Bedeutung zwar erheblich einschränkt, sie jedoch nicht gänzlich entbehrlich macht. Falls der Zeiger 5 die Summe der Triebwerksdrehmomente M D an­ zeigt, kann evtl. auf die entsprechende Doppelanzeige verzichtet werden. Die Einzelinstrumente müssen aber prinzipiell - in stark verkleinerter Ausführung - bei­ behalten werden, um dem Piloten für Zusatzinformationen zur Verfügung zu stehen. Im normalen Flugbetrieb, wenn die Triebwerke einwandfrei arbeiten, ist es für den Piloten völlig ausreichend, das erfindungsgemäße Anzei­ geinstrument 3 zu beobachten, was ihn stark entlastet. Der Betrieb mit zeitlich begrenzten Leistungen ist durchaus dem normalen Flugbetrieb zuzurechnen. Falls sich aber beispielsweise Triebwerksschäden anbahnen, und der Pilot wissen will, welcher Parameter in welchem Triebwerk sich verschlechtert, so ist er auf die Ein­ zelinstrumente angewiesen. Dies trifft auch im Zusam­ menhang mit der Warnflagge 9 zu. Da derartige Ausnahme­ situationen aber sehr selten sind, ist die vorteilhafte Wirkung der erfindungsgemäßen Anordnung fast ausnahms­ los gegeben, so daß sich der Pilot besser auf seine eigentliche Aufgabe, das Fliegen, konzentrieren kann.In this context, it should be mentioned that the arrangement 1 according to the Invention significantly reduces the importance of the individual instruments for the engine parameters ( N 1 , TOT, M D , N 2 ) mentioned above, but does not make them entirely unnecessary. If the pointer 5 shows the sum of the engine torques M D , the corresponding double display may not be necessary. In principle, however, the individual instruments - in a greatly reduced version - must be retained in order to be available to the pilot for additional information. In normal flight operations, when the engines are working properly, it is entirely sufficient for the pilot to observe the display instrument 3 according to the invention, which greatly relieves him. Operation with time-limited services can definitely be assigned to normal flight operations. However, if, for example, engine damage is in the offing and the pilot wants to know which parameter in which engine is deteriorating, he has to rely on the individual instruments. This also applies in connection with the warning flag 9 . Since such exceptional situations are very rare, the advantageous effect of the arrangement according to the invention is almost uncommon, so that the pilot can better concentrate on his actual task, flying.

Claims (10)

1. Verfahren zur Überwachung von Triebwerksparame­ tern in Hubschraubern mit einem oder mehreren Wellen­ leistungs-Gasturbinentriebwerken, welches dem Piloten einerseits momentan vorhandene Leistungsreserven an­ zeigt, andererseits auf das Überschreiten von Grenzwer­ ten aufmerksam macht, dadurch gekenn­ zeichnet, daß sowohl die absoluten Grenzwerte, welche nicht überschritten werden dürfen, als auch die Grenzwerte, welche zeitlich beschränkt überschritten werden dürfen, gespeichert sind, daß die Momentanwerte der Triebwerksparameter (Drehmoment M D , Temperatur TOT, Drehzahl N 1) der Triebwerke laufend mit den zu­ geordneten Grenzwerten verglichen werden, daß von allen Momentanwerten nur der jeweils kritischste im Verhält­ nis zum zugehörigen Grenzwert angezeigt wird, daß die­ ser kritischste Momentanwert vom selben Anzeigemittel (Zeiger 5) wiedergegeben wird wie ein direkt angezeig­ ter, zu der von den Triebwerken momentan abgegebenen Gesamtleistung proportionaler Wert (P), daß die absolu­ ten bzw. die zeitlich beschränkt zu überschreitenden Grenzwerte mit Hilfe unabhängiger Anzeigemittel (Masken 7, 8) dargestellt werden, daß beim Überschreiten der Grenzwerte - von der Anzeige abgesehen - mindestens ein zusätzliches Warnsignal erfolgt, daß in zeitlich be­ schränkt zulässigen Betriebszuständen nach Ablauf der erlaubten Zeitspanne mindestens ein weiteres Warnsignal erfolgt, daß beim Ausfall bzw. Abschalten von Triebwer­ ken automatisch die dann geltenden, ebenfalls gespei­ cherten Grenzwerte berücksichtigt werden, und daß dann die Anzeigemittel (Masken 7, 8) für die Grenzwerte automatisch an die geänderte Stellung des Anzeigemit­ tels (Zeiger 5) für den zu der von den Triebwerken momentan abgegebenen Gesamtleistung proportionalen Wert (P) angepaßt werden.1. A method for monitoring engine parameters in helicopters with one or more shaft power gas turbine engines, which on the one hand shows the pilot current power reserves , on the other hand draws attention to the exceeding of limit values, characterized in that both the absolute limit values, which must not be exceeded, and the limit values, which may be exceeded for a limited period of time, are stored so that the instantaneous values of the engine parameters (torque M D , temperature TOT, speed N 1 ) of the engines are continuously compared with the assigned limit values, that of all instantaneous values, only the most critical in relation to the associated limit value is displayed, that this most critical instantaneous value is represented by the same display means (pointer 5 ) as a directly displayed value ( P ) that is proportional to the total power currently output by the engines, that the absolut ten or the limit values to be exceeded for a limited period of time are shown with the help of independent display means (masks 7, 8 ) that when the limit values are exceeded - apart from the display - at least one additional warning signal is given that the operating conditions are limited in time after the permitted ones have expired Period of time at least one further warning signal is given that in the event of engine failure or shutdown, the then applicable, also stored limit values are automatically taken into account, and then the display means (masks 7, 8 ) for the limit values automatically change to the changed position of the display means (Pointer 5 ) for the value ( P ) proportional to the total power currently output by the engines. 2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß als Wert (P) das von den Triebwerken momentan abgegebene Gesamtdrehmoment ange­ zeigt wird.2. The method according to claim 1, characterized in that the total torque currently output by the engines is shown as a value ( P ). 3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß als Wert (P) der momen­ tane, kollektive Blattanstellwinkel (D R ) des Haupt­ rotors bzw. eines Hauptrotors angezeigt wird.3. The method according to claim 1, characterized in that the current tane, collective blade pitch angle ( D R ) of the main rotor or a main rotor is displayed as the value ( P ). 4. Verfahren nach Anspruch 1, 2 oder 3 für einen Hubschrauber mit mindestens zwei Triebwerken, da­ durch gekennzeichnet, daß gravierende Leistungsunterschiede der Triebwerke, z. B. von 10% an aufwärts, in Form eines optischen Warnsignals (Warn­ flagge 9, Digitalanzeige 11) angezeigt werden.4. The method according to claim 1, 2 or 3 for a helicopter with at least two engines, characterized in that serious differences in performance of the engines, for. B. from 10% upwards, in the form of an optical warning signal (warning flag 9 , digital display 11 ). 5. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß in zeitlich beschränkt zulässigen Betriebszuständen laufend die noch verbleibende Restzeit (Digitalanzeige 12) angezeigt wird. 5. The method according to one or more of claims 1 to 4, characterized in that the remaining time remaining (digital display 12 ) is continuously displayed in time-limited permissible operating states. 6. Anordnung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1 bis 5, mit mindestens einem Anzeigeinstru­ ment, mit mindestens einer Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals, sowie mit einem Rechner zum An­ steuern dieser Anzeigeinstrumente bzw. Vorrichtungen, dadurch gekennzeichnet, daß der Rech­ ner (2) Eingänge (10) für die zu überwachenden Trieb­ werksparameter sowie ggf. für den kollektiven Blattan­ stellwinkel (D R ) des bzw. eines Hauptrotors auf­ weist, daß der Rechner (2) Ausgänge (4) für die Grenz­ wert-Anzeigemittel (Masken 7, 8) sowie für mindestens eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignales auf­ weist, daß die Anzeigen (Zeiger 5, Masken 7, 8) für die Momentan- und Grenzwerte auf einem Anzeigeinstrument (3) zusammengefaßt sind, daß das Anzeigeinstrument (3) einen beweglichen Zeiger (5) für den zu der von den Triebwerken momentan abgegebenen Gesamtleistung propor­ tionalen Wert (P) bzw. für den kritischsten Momentan­ wert der Triebwerksparameter besitzt und daß das Anzei­ geinstrument (3) eine zeigerartige, bewegliche Maske (7) für die absoluten Grenzwerte und eine flächige, be­ wegliche Maske (8) für die zeitlich beschränkt zu über­ schreitenden Grenzwerte besitzt, wobei die Masken (7, 8) fest miteinander verbunden oder voneinander unabhän­ gig beweglich sind.6. Arrangement for performing the method according to claim 1 to 5, with at least one display, with at least one device for generating a warning signal, and with a computer to control these display instruments or devices, characterized in that the computer ner ( 2nd ) Inputs ( 10 ) for the engine parameters to be monitored and, if applicable, for the collective blade angle ( D R ) of the or a main rotor that the computer ( 2 ) outputs ( 4 ) for the limit display means (masks 7 , 8 ) and for at least one device for generating a warning signal has that the displays (pointer 5 , masks 7, 8 ) for the instantaneous and limit values are summarized on a display instrument ( 3 ) that the display instrument ( 3 ) has a movable Pointer ( 5 ) for the value ( P ) proportional to the total power currently output by the engines or for the most critical momentary value of the engine parameters and that the display instrument ( 3 ) has a pointer-like, movable mask ( 7 ) for the absolute limit values and a flat, movable mask ( 8 ) for the time-limited limit values to be exceeded, the masks ( 7 , 8 ) being firmly connected to one another or are independently movable. 7. Anordnung nach Anspruch 6, dadurch ge­ kennzeichnet, daß das Anzeigeinstument (3) als Rundinstrument ausgeführt ist, in dessen Mittel­ punkt der Zeiger (5) und die Masken (7, 8) drehbeweg­ lich gelagert sind, daß die Maske (7) für die absoluten Grenzwerte als rote Linie, die Maske (8) für die zeitlich beschränkt zu überschreitenden Grenzwerte als gelb-rot schraffierte Fläche ausgeführt ist, und daß zur Erzeugung von Warnsignalen eine oder mehrere Warnleuchten, ein Pitchshaker und/oder ein Audio­ ton-Generator verwendet werden, wobei diese Vorrichtun­ gen einzeln oder in Kombination vorhanden sein können.7. Arrangement according to claim 6, characterized in that the display instrument ( 3 ) is designed as a circular instrument, in the center of which the pointer ( 5 ) and the masks ( 7 , 8 ) are rotatably mounted that the mask ( 7 ) for the absolute limit values as a red line, the mask ( 8 ) for the limit values to be exceeded for a limited period of time is designed as a yellow-red hatched area, and that one or more warning lights, a pitch shaker and / or an audio tone generator are used to generate warning signals can be used, these devices can be present individually or in combination. 8. Anordnung nach Anspruch 6 oder 7 für einen Hub­ schrauber mit mindestens zwei Triebwerken, dadurch gekennzeichnet, daß auf dem Anzeigein­ strument (3) oder in dessen Nähe als Hinweis auf Lei­ stungsunterschiede zwischen den Triebwerken eine - im Bedarfsfall sichtbar werdende - Warnflagge (9) angeord­ net ist.8. Arrangement according to claim 6 or 7 for a helicopter screwdriver with at least two engines, characterized in that on the display instrument ( 3 ) or in the vicinity as an indication of performance differences between the engines, a warning flag (which becomes visible if necessary) ( 9 ) is arranged. 9. Anordnung nach Anspruch 6 oder 7 für einen Hub­ schrauber mit mindestens zwei Triebwerken, dadurch gekennzeichnet, daß auf dem Anzeigein­ strument (3) oder in dessen Nähe als Hinweis auf Lei­ stungsunterschiede zwischen den Triebwerken eine Digi­ talanzeige (11) angeordnet ist, welche - im Bedarfsfall - die Nummer des mit geringster Leistung arbeitenden oder ausgefallenen Triebwerkes zeigt.9. Arrangement according to claim 6 or 7 for a helicopter screwdriver with at least two engines, characterized in that on the display instrument ( 3 ) or in the vicinity as an indication of Lei performance differences between the engines, a Digi talanzeige ( 11 ) is arranged, which - If necessary - shows the number of the engine that is working at the lowest output or has failed. 10. Anordnung nach einem oder mehreren der Ansprü­ che 6 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß auf dem Anzeigeinstrument (3) oder in dessen Nähe eine Digitalanzeige (12) angeordnet ist, welche in zeitlich beschränkt zulässigen Betriebszuständen lau­ fend die verbleibende Restzeit, z.B. in Sekunden, an­ zeigt.10. Arrangement according to one or more of the claims 6 to 9, characterized in that a digital display ( 12 ) is arranged on the display instrument ( 3 ) or in the vicinity thereof, which in running conditions which are permissible for a limited period of time runs the remaining time, for example in Seconds, indicates.
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