优化双发动机直升机燃油消耗率的方法和带有用来实施该方法的控制系统的双发动机结构

技术领域

本发明涉及优化装有两台涡轮发动机的直升机燃油消耗率(简称Cs)的方 法，以及装有实施这种方法的控制系统的双发动机结构。

通常，在巡航功率时，在其最大连续功率下，简称MCP（最大连续功率）， 涡轮发动机低功率运行。这种巡航功率等于其最大起飞功率（简称MTOP）的 大约50%。这种低功率运行的结果是，燃油消耗率高于最大起飞功率（MTOP） 时燃油消耗率的约30%，因此，在巡航功率时，燃油消耗过多。

直升机装备两台涡轮发动机，每台发动机的尺寸都很大，为的是在另一台 发动机出现故障情况下，可使直升机能够保持飞行。在专用于管理不工作发动 机的这种运行功率下，即所谓的OEI(一台发动机不工作)功率，工作发动机 （valid engine）所提供的功率远大于其额定功率，这样，直升机就可以应对危 险情景，继续飞行。为此，每种功率都是由功率等级和最大使用时间来确定的。 实际上,在一台发动机不工作功率（OEI）时,就增加了向工作涡轮发动机燃烧 室喷入的燃油流量，从而提供了这种附加功率。

背景技术

这种大型涡轮发动机都会造成重量和燃油消耗的增加。为了降低巡航功率 时的这种燃油消耗，可以让其中一台涡轮发动机停止运行。然后，工作发动机 会以较高功率运行，燃油消耗率更有利。然而，这种做法不符合目前的适航条 例，涡轮发动机在设计上并不保证重新起动可靠性概率与安全标准的兼容。

例如，备用工作方式下的涡轮发动机的重新起动时间通常大约30秒。根据 飞行条件，这个时间是不够的，因为在低空飞行时，发动机局部故障最初是很 容易形成的。如果备用发动机不能及时启动，采用带有故障的发动机降落会很 危险。

通常，只使用一台涡轮发动机所带来的风险在每种飞行情况下都会存在， 而在所述每个飞行情况下，从安全角度来讲，必须使用附加功率，要求能够使 用两台涡轮发动机。

发明内容

本发明旨在降低燃油消耗率，从而可以获得最大起飞功率(MTOP)时的燃 油消耗率，与此同时，对于任何类型的飞行任务，都可提供最小安全功率条件， 例如，包括低空飞行时的搜索阶段的任务。

为此，本发明的目的是采用两台发动机系统，该系统与专门装置相连，以 适于保证可靠重新起动。

更确切地说，本发明提出一种方法，该方法可优化装备两台涡轮发动机的 直升机的燃油消耗率，每台发动机包括带有燃烧室的燃气发生器。至少其中一 台涡轮发动机适合以所谓的连续稳定飞行速度独立运行，而另一台发动机则以 所谓的超慢车零功率转速运行，适于通过与紧急重新起动相匹配的传动装置来 切换到这种发动机的燃气发生器的加速方式。如果至少一次此前所述常规重新 起动失败时，通过燃气发生器的紧急机械辅助装置可以进行这种紧急重新起 动，而这种紧急机械辅助装置通过专用于这种重新起动的自动机载电源供电。 如果单独运行的发动机出现故障时，另一台超慢车运行(over-idling)的涡轮发动 机会通过应急辅助装置而重新起动。

超慢车运行涡轮发动机的燃气发生器的转速基本上低于通常适用于涡轮 发动机的慢车燃气发生器的转速。

持续转速是由非限定时间所定义的，这样，不涉及起飞、悬停(stationary  flight)和降落等暂时阶段。例如，在搜索船舶破损失事人员时，持续航速包括 航渡至搜索区域的巡航飞行阶段、搜索区域水上低空飞行阶段以及返回基地时 的巡航飞行阶段。

然而，根据本发明，涡轮发动机的选择使用取决于飞行阶段和飞行条件， 而不是暂时阶段，这样，就可获得燃油消耗率的最佳性能，而功率则接近最大 起飞功率(MTOP)---但低于或等于最大连续功率，与此同时，通过超慢车运行 时涡轮发动机安全重新起动装置来应对任何故障和紧急情况。

从超慢车向“双发动机”类型的有功额定功率的功率输出采用所谓的“正 常”方式激活。例如，当直升机从巡航转速切换到悬停时，或以所谓的“应急” 方式，如果发动机出现故障或在困难飞行条件，飞行时的航速变化使得从一台 发动机向两台发动机切换。

根据具体实施例：

在燃烧室为ON时的发动机保持转动速度,燃烧室为OFF时的发动机保持 转动速度，和燃烧室为OFF时的发动机零转速之间选择超慢车转速；

在超慢车功率的“正常”输出功率时，且燃烧室为ON状态，根据防止泵 吸和热散逸的防护规则，燃油流量的变化会使得涡轮发动机燃气发生器进入加 速，达到双发动机功率水平，或者

燃烧室为OFF状态时，主动传动使得燃气发生器按预定转速在点火范围 (window)内转动，特别是按标称转速约十分之一的转速范围，然后，一旦燃烧 室为ON，燃气发生器会如前所述加速，或者

燃烧室为OFF状态时，燃气发生器由适于该发生器的电气设备驱动，这 种设备起动发生器使其加速至其转速在燃烧室的点火范围内，然后，一旦燃烧 室为ON状态时，燃气发生器再次如前所述加速；

在燃烧室为OFF状态内时的超慢车转速时，可以起动燃烧室的附加点火， 即，除常规点火之外的点火；

在燃烧室为OFF状态的情况下，超慢车转速的应急输出下，且燃气发生器 的转速在燃烧室的点火范围内时，燃烧室点火，然后，燃气发生器通过应急辅 助装置而加速。

提供最大功率不相等的涡轮发动机，当所需总功率低于其最大连续功率 时，特别是在搜索阶段类型的低空飞行功率期间，最低功率涡轮发动机独立运 行；

涡轮发动机的功率呈现的功率不均匀性之比至少等于最低功率涡轮发动 机一台发动机不工作(OEI)最高功率和最大功率涡轮发动机最大起飞功率 (MTOP)之间的比；

不均匀性之比的范围在1.2到1.5之间，以覆盖一组典型任务；优选地，这 种比率至少等于较小功率涡轮发动机一台发动机不工作(OEI)最高功率和最大 功率涡轮发动机最大起飞功率(MTOP)之间的比；

启动具有准瞬时效果的点火,与传统火花塞形成互补，以便在应急功率输 出时点燃燃烧室；

在超慢车转速的紧急功率输出情况下，在液压、火工、厌氧、电气、机械 和气动特性的能量中，可选择机械辅助能量；

在起动了工作发动机后，可断开应急辅助装置；

优选地，应急辅助装置具有特别用途，在其起动后，可随之采取维护保养， 以便取代。

根据最佳实施例：

形成起飞时最大起飞功率(MTOP)的两台涡轮发动机提供基本不同的功 率，其呈现的不均匀性之比，至少等于低功率涡轮发动机一台发动机不工作 (OEI)最高功率和最大功率涡轮发动机最大起飞功率(MTOP)之间的比；其中一 台涡轮发动机能够以连续转速独立使用，而另一台发动机则处于零功率的备用 方式，且燃烧室为OFF状态，与此同时，通过在紧急情况的重新起动的驱动而 始终保持转动。

在起飞、悬停和着陆时的过渡阶段期间，两台涡轮发动机同时工作；以及

当所需总功率小于或等于其最大持续功率(MCP)时，最低功率涡轮发动机 可独立工作。

另外，本发明还涉及到装有为实施这种方法而装备的控制系统的双发动机 结构。这种结构包括两台涡轮发动机，每台发动机都装有燃气发生器和自由涡 轮机，输送的可用功率可达到可用最大功率。每台燃气发生器都提供有适于按 超慢车转速输出方式来启动燃气发生器的装置，该装置包括：旋转驱动装置； 燃气发生器加速装置；具有准瞬时效果的点火装置，该点火装置与传统火花塞 点火装置形成互补；以及包括了机上自动能量来源的应急机械辅助装置。根据 此前储存在该系统存储器内的任务描述的直升机条件和各个飞行阶段，控制系 统监测驱动装置和燃气发生器的应急辅助装置。

有利的是，本发明不再在功率最强涡轮发动机上使用一台工作发动机不工 作(OEI)转速。

根据优选的实施例：

燃气发生器的主动传动装置可在装备这种燃气发生器的电起动器和与功 率传递箱或自由涡轮相联接的机械传动装置之间选择，所述电起动器由机上电 源或装备另一台燃气发生器的起动器/发电机、由动力传递箱(简称PTB)带动的 发电机，或直接由另一台涡轮发动机的自由涡轮供电；

作为补充使用的点火装置可从带有激光射线的热线点火塞装置和火工装 置之间选择；

机上自动能量电源可从液压、火工、气动、厌氧燃烧、电气(具体是通过 专用电池或超电容器)和机械类型的动力来源中间选择，包括与转子相连的机 械动力组。

附图说明

通过结合具体实施例并参照附图给出的如下说明，本发明的其它方面、特 性和优点会显现出来，附图分别如下：

图1为在执行任务期间所需要的功率分布示意图，所述任务由搜索阶段和 两个巡航阶段组成；

图2为根据本发明的双发动机结构示例简图；以及

图3示出了根据本发明的控制系统的指令图，其取决于在执行图1所示功率 分布任务时的飞行条件。

具体实施方式

在本发明说明书中，术语“发动机”和“涡轮发动机”为同义词。在所示 实施例中，发动机具有彼此不同的最大功率。有利的是，所述实施例可取消功 率最大涡轮发动机的一台发动机不工作(OEI)转速，从而将两台发动机之间的 质量差降到最小。为了简化语言，功率最大发动机或超大型发动机也用“大型” 发动机来表示，而功率最小发动机也用“小型”发动机来表示。

图1示意图给出了双发动机直升机在执行船舶失事人员救护任务时在不同 时间“t”所需要的总功率Pw变化情况。这种任务包括六个主要阶段：

使用最大起飞功率(MTOP)的起飞阶段“A”；

航渡到搜索区域的巡航飞行阶段“B”，在此阶段，功率级低于或等于最大 持续功率(MCP)；

在搜索区域的搜索阶段“C”，水上低空飞行，该阶段可按最大限度降低 每小时耗油量的功率和飞行速度来进行，从而最大限度地延长搜寻时间；

失事人员救护阶段“D”，此时为悬停(stationary flight)阶段，所需功率 与起飞时所使用的功率正好相反;

返回到基地的返航阶段“E”，就持续时间、功率和燃油消耗来讲，该阶 段相当于巡航飞行阶段“B”；以及

着陆阶段“F”，该阶段所需功率稍高于巡航阶段“B”或“E”的功率。

这种任务涉及到直升机飞行期间通常执行的各个阶段。图2示出的直升机 双发动机结构可优化燃油消耗率Cs。

通常，每台涡轮发动机1，2包括燃气发生器11,21和由燃气发生器提供动 力的自由涡轮12,22。起飞时且在持续速度时，所提供的功率可以达到预定最 大值，分别为最大起飞功率(MTOP)和最大持续功率(MCP)。通常，燃气发生器 主要是与燃烧室“CC”相连的空气压缩机“K”，燃烧室用于压缩空气与燃 油的混合燃烧，供应气体的压缩机提供动能，另外,这种气体“TG”局部膨胀的 涡轮经由传动轴“DS”而驱动压气机转动。燃气也会驱动自由动力传输涡轮。 例如，自由涡轮12，22经由动力传递箱3传输动力，动力传递箱将提供给负载 和附件(转子传动装置、泵、交流发电机、起动器/发电机等)的动力集中在一 起。

涡轮发动机1的最大起飞功率(MTOP)和最大持续功率(MCP)基本上都 大于涡轮发动机2所能提供的动力：涡轮发动机1相对于涡轮发动机2来讲在功 率上规模更大。两台涡轮发动机之间的不一致性相当于涡轮发动机2的一台发 动机不工作(OEI)最高转速功率和涡轮发动机1的最大起飞功率(MTOP)之间 的比率，在该示例中，该比率等于1.3。涡轮发动机的功率在此处系指固有功率， 即该涡轮发动机在给定转速时可以提供的最大功率。

或者，两台涡轮发动机1和2可以相同，那么，这两台涡轮发动机的最大起 飞功率(MTOP)和最大持续功率(MCP)也就相同。

每台涡轮发动机1,2与传动装置E1和E2相联接并与应急辅助装置U1和U2 相联接。

带动相关燃气发生器11，21转动的每台装置E1和E2此处分别是指由装备在 另一台涡轮发动机上的起动器/发电机装置来供电的起动器。有利的是，例如， 除了传统的点火塞外，每台应急辅助装置U1，U2包括热线点火塞，作为具有 准瞬时效果的点火装置，和推进剂筒（propergol cartridge），作为燃气发生器 加速机械装置而向附加微型燃机提供电力。另外，这种附加的点火装置可以作 为飞行速度变化的正常功率输出时使用，或者在超慢车转速运行时的紧急功率 输出情况下使用。

发动机运行时，在自动化的通用数字指令装置的控制下，即人们熟知的 FADEC5(全权数字发动机控制)，这种传动装置E1，E2、应急辅助装置U1， U2和涡轮发动机1和2的指令都由控制系统4的激活装置来管理。

图3示出了控制系统4所实施的管理示例，该管理适用于上述并存入存储器 6内的任务描述领域。控制系统4从一组管理方式M0中选择适合存储器6中所选 择的任务描述的管理方式，此处为所述任务的四种管理方式(即图1所示廓线)： 一个与暂时阶段相关的方式M1，一个与持续转速飞行相关的方式M2，即巡航 和搜索阶段；一个与发动机故障相关的方式M3，和一个在超慢车功率运行时 管理发动机紧急再起动的管理方式M4。

这种任务分别包括起飞、悬停和着陆A,D和F阶段,这些均作为暂时阶段。 这些阶段由双发动机传统运行的方式M1来管理，按照这种方式，涡轮发动机1 和2均运行(步骤100)，这样，直升机具有可使用的高功率，能够达到其最大起 飞功率(MTOP)。相对于其额定功率，两台发动机均以相同的相对程度的功率 运行。例如，通常，如果另一台涡轮发动机出现故障的情况下，其中一台发动 机的故障情况通过启用最低功率的“小型”涡轮发动机2的一台发动机不工作 运行功率来管理。

在执行基准任务时，持续飞行对应于巡航飞行阶段B和E以及低空搜索阶段 C。这些阶段由方式M2来管理，该方式时，一台涡轮发动机运行，另一台涡轮 发动机为超慢车转速运行，且在燃烧室为关闭(OFF)状态时，由传动装置使慢 车运行发动机保持转动，即以其最佳范围(preferential window)内的点火转速运 行。

于是，在巡航阶段B和E，涡轮发动机1工作，另一台涡轮发动机2通过其起 动器而保持转动，该起动器用作传动装置E2并由涡轮发动机1起动器/发电机的 供电。在燃烧室的优选点火转速时调节旋转(步骤200)。这种布局形式对应于如 下功率需求，即该功率需求在所述巡航阶段低于“大型”发动机1的最大持续 功率(MCP)，但高于“小型”发动机2的最大持续功率(MCP)。同时，关于燃油 消耗率（Cs），该解决方案也非常方便，因为大型发动机12以相对高于传统方 式的功率运行，且两台发动机都在工作。当发动机相同时，这些巡航阶段的功 率需求不会超过发动机的最大持续功率(MCP)。

在搜索阶段C，最低功率的“小型”涡轮发动机2单独工作，因为其自己能 够单独提供所需功率。那么，实际上，该功率需求大体上低于超大尺寸的涡轮 发动机1的最大持续功率(MCP)，但同时也低于“小型”发动机2的最大持续功 率(MCP)。但是，在多数情况下,燃油消耗率(Cs)都较低，因为该“小型”发 动机2此时的运行功率相对高于涡轮发动机2本应运行的功率。在该搜索阶段C， 涡轮发动机1保持超慢车转速运行，例如，通过用作传动装置E1的起动器以最 佳燃烧室点火转速保持转动(步骤201)。

或者，在相同功率的发动机的情况下，只有其中一台发动机工作，另一台 发动机保持超慢车转速运行。

有利的是，当阶段B，E或C接近完成时，方式M2还管理超慢车转速运行 时发动机常规重新起动。如果该常规重新起动失败时，该方式会切换到方式 M4。

方式M3通过应急辅助装置来重新起动另一台发动机而对发动机出现故障 时进行管理。例如，当大型涡轮发动机1在巡航飞行阶段B或E阶段独立运行而 出现故障的情况下，“小型”发动机2会通过其应急辅助装置U2来迅速重新起 动(步骤300)。同样，如果“小型”发动机2在搜索阶段C期间独立运行时出现 故障，“大型”发动机1会通过其应急辅助装置U1来迅速重新起动(步骤301)。

当运行时最初运行发动机故障而且已由重新起动的另一台发动机所取代 时，该方式M3还可长时间管理该巡航或搜索阶段：

在巡航阶段B和E的情况下，应急辅助装置U2断开连接，如果属于不同发 动机时，“小型”发动机2的一台发动机不工作(OEI)功率根据安全适航要求 而启用(步骤310)；

对于搜索阶段C（步骤311），应急辅助装置U1断开连接，在采用不同发 动机的情况下，大型发动机的最大起飞功率(MTOP)至少等于“小型”发动 机2的最高一台发动机不工作(OEI)功率。

当飞行条件突然苛刻时，通过辅助装置起动的超慢车转速运行发动机快速 重新起动可从两台涡轮发动机功率中获得益处。例如，这种装置可以是火工特 性的，带有可提供微型燃机的推进剂筒。

这种情况是由紧急重新起动方式M4来管理的。为此，不论是在巡航飞行 阶段B和E（步骤410）期间还是在搜索阶段C（步骤411）期间，都只有一台涡 轮发动机1或2工作，另一台涡轮发动机2或1的运行是通过各自火工辅助装置U2 或U1的激活来起动的，这只有在常规的重新起动装置U0失败时(步骤400)。那 么，飞行条件可通过直升机双发动机方式运行来保证。

本发明并不限于所述和所示示例。实际上，本发明也适用于功率不同或相 同的涡轮发动机。

此外，除了上述转速外，其它超慢车转速，即不论燃烧室是关还是开(OFF  or ON)时都使发动机保持转动，当燃烧室关闭(OFF)时，或者当燃烧室关闭 (OFF)为零转速时，该转速可方便地处在点火范围内，那么，该转动可通过发 动机自身起动器来实现的，所述起动器由机上电源来供电，从而形成：在燃烧 室为打开(ON)时，发动机转速为零，或者当燃烧室处于点火备用或部分打开 (ON)时，相关发动机的转速为零或者不为零。

此外，控制系统可以提供的管理方式可以少于或多于四个。例如，另一种 方式或附加管理方式都可以考虑地理条件(山区、海洋、沙漠等)。

另外，也可以增加其他管理方式，例如，每个飞行阶段或每个结构(发动 机、传动装置、应急辅助装置)等采用不同方式，这取决于任务描述。

此外，至少其中一个辅助装置的用途不是唯一的，这样，在执行相同任务 时，通过该装置至少可以再重新起动一次。