用于在额定操作中停止涡轮轴发动机的方法和装置 |
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| 申请号 | CN201610191870.0 | 申请日 | 2016-03-30 | 公开(公告)号 | CN106014650B | 公开(公告)日 | 2017-10-13 |
| 申请人 | 空客直升机; | 发明人 | R·罗索托; J-F·皮科内; | ||||
| 摘要 | 用于在额定操作中停止 涡轮 轴 发动机 的方法，在功率减小步骤期间，需停止的发动机的当前功率减小至达到零功率，且当当前功率变为零时，需停止的发动机的 燃气发生器 的当前转速减小至达到预定中间速度。在 温度 稳定步骤期间，当前转速保持等于中间速度。在关停步骤期间，该当前转速减小以达到零速度。本 发明 还涉及一种用于停止涡轮轴发动机的停止装置以及一种具有多个涡轮轴发动机的 飞行器 。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种使得多发动机的飞行器(1)上的涡轮轴发动机(11)在飞行中停止的方法，所述发动机(11)产生每个瞬时下的当前功率，且所述发动机(11)包括燃气发生器(16)，所述燃气发生器具有至少一个部件(13、15)，所述至少一个部件在每个瞬时以当前转速(Ng)转动，其中，所述方法包括产生命令的步骤，以产生停止命令来命令称为“需停止的发动机”(12)的发动机停止，所述方法在产生所述停止命令时对于所述需停止的发动机(12)自动地并且相继地执行以下步骤： |
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| 说明书全文 | 用于在额定操作中停止涡轮轴发动机的方法和装置技术领域[0002] 本发明涉及一种用于在额定操作中停止涡轮轴发动机的方法和装置。 背景技术[0004] 因此，某些旋翼飞行器设有多个发动机，用以驱动至少一个提供升力并且可能地还有推进力的旋翼。例如，“超级黄蜂”直升飞机具有三个涡轮轴发动机。 [0006] 该压缩机可具有多个压缩级，这些压缩级可以是轴向的和/或离心的。类似地，该膨胀组件可包括多个膨胀涡轮机。 [0007] 此外，该发动机具有至少一个低压工作涡轮机，该低压工作涡轮机可以是自由的或者连接至燃气发生器。 [0008] 发动机的操作由管理系统所控制。例如，一种已知的管理系统是全权限数字发动机控制(FADEC)系统。管理系统通常包括计算机，该计算机连接于各个传感器并且连接于燃料计量单元。该燃料计量单元则使得管理系统能控制燃料馈给至发动机的速度。 [0009] 该管理系统通常连接于选择器，该选择器简称为“控制选择器”。例如，该控制选择器可具有三个位置。 [0010] 当该控制选择器处于例如称为其“停止位置(STOP)”的第一位置时，发动机停止。 [0011] 当控制选择器处于第二位置、例如“飞行(FLIGHT)”位置时，发动机处于操作中。 [0012] 术语“额定操作”在下文用于涵盖控制选择器处于飞行位置的同时，该发动机的操作。该发动机则能在以各种不同的操作等级下运行的同时操作。 [0013] 最后，该控制选择器具有中间位置，例如“怠速(IDLE)位置”。当该控制控制选择器处于该怠速位置中时，该发动机以怠速下操作。怠速用在地面上或飞行中以减小由发动机产生的功率。 [0014] 为了使得发动机在额定操作中停止，人员可将控制选择器从飞行位置移动至停止位置。 [0015] 当将控制选择器置于停止位置时，管理系统关闭燃料计量单元以停止将燃料馈给至发动机。然后，发动机迅速地停止。由发动机产生的功率以每秒减小当前功率的20％的量级上的较陡梯度下降。 [0017] 在地面上，情况则是不同的。 [0018] 首先，发动机在处于地面上的同时产生的功率通常在额定操作期间较低。功率下降则对于飞行器具有有限的影响。 [0019] 其次，趋于致使飞行器进行偏航运动的任何颠簸受到飞行器的起落架和地面之间的摩擦的限制。 [0020] 此外，根据需要而通过使控制选择器从飞行位置移动至停止位置来立即停止发动机从长远来看会在发动机中引起燃料焦化。此种焦化现象与燃料正转变成固体有关，这会引起发动机的故障。从长远来看并且举例而言，固化的燃料会堵塞喷射器，阻止发动机启动，引起发动机发生功率损失，或者实际上致使发动机在未给出停止指令时停止。 [0021] 为了避免该焦化现象，飞行员通过将控制选择器移动至怠速位置开始，并且在将控制选择器置于停止位置之前、将发动机保持在怠速位置一段时间。花费时间怠速试图在完成将发动机关停之前将发动机的燃烧室中的温度稳定在低温下。 [0022] 文献US 4 738 098给出该类型的教导。 [0023] 当执行飞行时，这样的程序显著地增大了飞行员的工作量。此外，由于发动机的功率下降是突然的，因而转至怠速也会产生令人不愉快的偏航运动，正是因为需要通过使用选择器的停止位置进行停止。此外，该程序可伴随有对于减小旋翼飞行器上旋翼的桨叶总距的需要。该步骤则使得程序更为复杂。 [0024] 在技术背景中，文献US 4 479 619提出一种用于带有三个发动机的直升飞机的动力传输系统。 [0025] 文献US 3 963 372提出了一种用于带有三个发动机的直升飞机的发动机的动力管理和控制方案。文献WO 2012/059671A2提出具有最大功率不同的两个发动机。 [0026] 文献EP 0 091 744看起来描述了一种具有三个相同发动机的飞行器。根据该文献的描述，三个发动机能同时操作。然而，第三发动机可在巡航飞行中关停。当所有三个发动机处于使用中时，第三发动机的故障通过增大主发动机的功率得以补偿。 [0027] 还已知文献EP 2 735 508、EP 1 978 214、EP 2 636 596、US 5 403155以及US 3 869 862。 [0028] 因此，本发明的目的是提出一种应飞行员或自动驾驶系统的要求来停止涡轮轴发动机的自动方法。 发明内容[0029] 因此，本发明涉及一种使得多发动机飞行器上的涡轮轴发动机在飞行中停止的方法，该发动机产生称为每个瞬时的“当前功率”的功率，且发动机包括具有至少一个部件的燃气发生器，这些部件在每个瞬时呈现称为“当前转速”的转动。 [0030] 该方法包括产生命令的步骤以产生称为“停止命令”的命令，从而命令称为“需停止的发动机”的发动机停止，该方法在产生停止命令时使得该需停止的发动机自动地并且相继地执行以下步骤： [0031] 功率减小步骤，该功率减小步骤包括如下阶段： [0032] 减小所述当前功率以达到零功率，所述当前功率以称为“功率变化率”的预定变化率减小； [0033] 减小所述当前转速，以使得当所述当前功率变为零时当前转速达到预定中间速度； [0034] 温度稳定步骤，在该温度稳定步骤期间，当前转速保持等于中间速度；以及[0035] 关停步骤，在该关停步骤期间，所述当前转速减小以达到零速度。 [0036] 在该方法中，发动机能以对于飞行员透明的方式在飞行中自动地停止。 [0037] 在该方法中，发出命令以实现完全地停止发动机。因此，该停止命令并不需要致使发动机怠速而是实际上致使发动机停止。 [0038] 该停止命令可通过飞行员使用具有“飞行中停止”位置的选择器来产生。在一变型中，在飞行器正执行允许发动机能在飞行中停止的飞行阶段的同时，停止命令由自动驾驶系统产生。因此，制造商能执行测试和/或模拟以评估可在飞行中停止发动机的条件。 [0039] 因此，本发明包含“温和地”、即以受控的速率停止发动机，从而首先避免产生偏航运动且其次避免产生燃料焦化的现象。 [0041] 由需停止的发动机产生的功率减小，直到该功率达到零功率为止。 [0042] 同时，燃气发生器的转速减小至中间速度。 [0043] 例如，该需停止的发动机的管理系统控制该需停止的发动机的燃料计量系统，从而以合适的方式减小燃料流量。例如，该管理系统采用一定关系或者使用数据库，以确定将由燃料计量单元达到的位置，从而以所需的方式减小发动机的当前功率和当前转速。 [0044] 在功率减小步骤结束时，由需停止的发动机产生的功率是零。此外，燃气发生器的当前转速已达到中间速度。 [0045] 然后，温度稳定步骤开始。在该温度稳定步骤期间，燃气发生器的当前转速自动地维持在中间速度处，以使得燃气发生器中的温度稳定，从而避免焦化现象。 [0046] 因此，一旦已达到温度稳定速度，需停止的发动机就在该速度下维持在发动机中建立稳定温度所需的时间段。 [0047] 在温度稳定步骤期间，由发动机产生的功率持续是零。该需停止的发动机不再将任何扭矩输送至连接于该需停止的发动机的运动组件。 [0048] 该温度稳定步骤能例如在预定持续时间之后或者当发动机的温度停止改变时告一段落。举例而言，测量在燃气发生器下游的温度，且温度稳定步骤的结束取决于该温度测量值。 [0049] 当需停止的发动机处于稳定的温度时，该控制系统通过在关停步骤期间切断燃料计量单元或者通过直接切断燃料馈给来自动地实施发动机的最终停止。 [0050] 燃气发生器的当前转速减小至零速度。由于发动机在关停步骤期间不再输送任何功率，因而燃气发生器的转速在关停步骤期间会比在功率减小步骤期间更快速地减小。燃气发生器的转速的快速减小则对于飞行器的总体操作仅仅具有有限的影响。 [0051] 因此，该方法是一种自动方法，该自动方法使得发动机能在飞行中关停，而同时限制遇到令人不愉快的偏航运动和/或焦化现象的任何风险。 [0052] 此外，该方法是完全自动的。飞行员的工作负荷由此得以减少。 [0053] 该方法还可包括一个或多个以下特征。 [0054] 举例而言，飞行器具有给定数量的发动机和预测器，该预测器产生功率预测命令，用以根据传递至控制部件的驾驶命令来控制发动机，该控制部件控制飞行器所遵循的路径，该功率减小步骤包括预测阶段，在该预测阶段期间，通过采用称为“预测变化率”的预定变化率来增强传递至每个非停止发动机的预测命令，且该预测变化率是功率变化率的函数。例如，该预测变化率等于功率变化率除以发动机的给定数量减1的商。 [0055] 因此，飞行器可包括预测器，该预测器产生命令，以试图根据由飞行员或者由自动驾驶仪向驾驶部件发出的驾驶命令来预测需要由发动机产生的功率。术语“控制路径的控制部件”指代使得飞行器能受控的任何空气动力学装置，例如升力旋翼的桨叶。 [0056] 例如，预测器可包括电位计，该电位计由总距控制件致动，该总距控制件控制升力和推进旋翼的桨叶的总距。该电位计产生呈电信号形式的命令，该命令根据总距控制件的位置而改变。将该命令传递至发动机的管理系统用以处理。 [0057] 在这些情形下，此种实施方式包含改变所给出的预测命令，其中，该预测命令表示需达到的功率。该预测命令增强(增大)以补偿由于停止发动机而导致的功率减小。 [0058] 例如，飞行器可具有三个发动机。采用该方法以在飞行中停止一个发动机。在功率减小步骤期间，例如通过采用等于20千瓦每秒的功率变化率来减小需停止的发动机所产生的功率。 [0059] 在这些情形下，相反，传递至仍操作的每个发动机的功率预测命令以预测变化率增强，该预测变化率等于功率变化率除以仍操作的发动机的数量，即发动机的总数减去1，即给出： [0060] tx'＝tx/(nbr-1) [0061] 其中，“tx'”是预测变化率，“tx”表示20千瓦每秒的功率变化率，“nbr”表示动力设备中发动机的数量，且在该示例中数字nbr等于3，而“/”表示除号。 [0062] 该预测变化率则能以10千瓦每秒增大。 [0063] 并行地，飞行器增大传递到未停止的发动机的管理系统的功率预测数值。此种增大用于预测由于需停止的发动机停止而导致的功率减小。因此，飞行器整体的功率损失最低或甚至是零。因此，存在于飞行器中的人员不会感受到由需停止的发动机所产生的功率减小。 [0064] 在另一方面，所述功率变化率例如位于每秒参考功率1％至15％的范围内。该功率变化率则表述为瓦每秒。 [0065] 例如，该参考功率对应于在称为国际标准大气(ISA)和海平面(SL)的标准条件下的最大起飞功率。此外，该功率变化率可根据飞行器的飞行阶段来确定。 [0066] 当发动机产生较高的功率水平时，功率变化率可较小以限制出现麻烦的颠簸的任何风险。 [0067] 相反，当发动机产生较小的功率时，功率变化率会较高。 [0068] 具体地说，功率变化率根据至少一个以下参数来确定：飞行器的、与由飞行员使用飞行控制件所控制的参数相关的驾驶参数；与飞行器的飞行条件相关的飞行参数；一个或多个与需停止的发动机的操作相关的参数；以及指示飞行器是否搭载乘客的信息。 [0069] 例如，如果飞行器执行“技术”飞行，则飞行器并不搭载任何乘客。该飞行器仅仅运送对于在飞行中停止发动机产生的后果、且由此对于由于发动机的此种停止而可能导致的任何颠簸做好准备的机组人员。因此，发动机的缓慢并且温和地减速并非绝对必需的。因此，该减速可能较快，同时仍受到减速度临界值的限制，以避免发动机在速度减小步骤期间关停。 [0070] 例如，每个驾驶参数选自至少包括如下方面的列表：关于飞行器的升力旋翼的桨叶的总距的信息；以及与飞行器的偏航运动控制旋翼的桨叶的桨距有关的信息。 [0071] 确切地说，旋翼飞行器可具有称为“主”旋翼的旋翼，该旋翼为飞行器提供其升力的至少一部分并且可能还提供其推进力。此外，该旋翼飞行器可具有有时称为“尾部”旋翼或者“反扭矩”旋翼的旋翼，该旋翼用于控制飞行器在偏航中的运动。 [0072] 该飞行器再具有控制件，该控制件使得主旋翼的桨叶的总距和周期桨距能得以控制。例如，飞行器可具有用于控制周期桨距的周期桨距控制杆和用于控制主旋翼的桨叶的总距的总距杆。 [0073] 此外，该飞行器具有控制件，该控制件使得尾部旋翼、例如踏板的桨叶的总距能得以控制。 [0074] 如果飞行控制件需要高总距位置，则飞行器处于从发动机需要大量功率的飞行阶段中。发动机的急停会被机组人员和乘客强烈地感受到。在这些情形下，发动机的减速较缓慢，且功率变化率较小。 [0075] 相反，如果飞行控制件需要低总距位置、例如在快速地下降的同时，则发动机能快速地停止，因为发动机在该飞行阶段所需的功率通常较低或甚至是零。飞行员或乘客则难以意识到发动机正停止。 [0076] 此外，每个飞行参数可选地选自至少包括如下方面的列表：飞行器的速度；飞行器的高度；飞行器外部的温度；飞行器的升力旋翼的转速；以及飞行器的重量。 [0077] 根据这些参数，制造商已知如何确定飞行器处于从发动机需要大量功率还是少量功率的飞行阶段。 [0078] 例如，与其最大重量相比具有较低重量的飞行器对于给定的飞行阶段、与加载至其最大重量的同一飞行器所需的功率相比需要较小的功率。于是，对于给定的飞行阶段，发动机的停止需要以如下功率变化率来执行：该功率变化率在具有较重重量的飞行器中比在具有较轻重量的飞行器中小。 [0079] 类似地，飞行器的前进速度是如下参数：该参数对于需由该飞行器的动力设备产生的功率具有直接影响。因此，在给定飞行器的前进速度的情形下，飞行包络线能实际上根据所需的功率进行细分，从而使得施加于发动机的减速度与飞行包络线的每个部分匹配。 [0080] 此外，每个发动机参数可选地选自至少包括如下方面的列表：需停止的发动机的参数；需停止的发动机的扭矩；以及需停止的发动机的转速。 [0081] 这些发动机参数用于表征由发动机输送的功率。 [0083] 增压泵可用于将燃料传送至发动机。然后，可设想将发动机的增压泵自动地切断，以完整地完成将发动机停止。 [0084] 此外，对于具有至少一个设有面向飞行器前端的动态进气口的发动机的飞行器而言，较佳地是使得这台发动机停止。 [0085] 例如，飞行员可较佳地选择关停具有动态进气口的发动机，该动态进气口即在飞行器前进的作用下馈给有空气的进气口。此种动态进气口面向飞行器的前端。 [0086] 因此，与具有静态进气口的发动机相比，已停止的发动机能够更快速地重新启动，这是因为在向前飞行期间进入的空气在进入发动机时具有特定量的压力以及特定的速度。 [0087] 此外，能可选地在飞行器以高于高度阈值的高度下飞行的状况中考虑该停止命令。 [0088] 在该实施方式中，发动机仅仅在较高的高度下、例如高于1500英尺的高度上停止，以使得在飞行器到达地面之前飞行员可获得充足的时间来重新启动发动机。 [0089] 除了方法以外，本发明提供一种用于停止涡轮轴发动机的停止装置。 [0090] 此种停止装置可包括用于要求发动机停止的控制装置，该控制装置连接于应用本发明的方法的处理器单元。 [0092] 在对以说明方式且参照附图给出的对实施方式的以下描述中，将更详细地示出本发明及其优点，在附图中： [0093] 图1示出本发明的飞行器； [0094] 图2是涡轮轴发动机的视图； [0095] 图3是示出本发明第一变型的视图； [0096] 图4是示出本发明第二变型的视图； [0097] 图5是示出本发明的方法的视图；以及 [0098] 图6至8是解释飞行器的操作的视图。 [0099] 在一个以上的附图中出现的部件在各图中采用相同的附图标记。 具体实施方式[0100] 图1示出本发明的飞行器1。 [0101] 飞机包括从前端2纵向地延伸到后端3的结构。 [0102] 此外，该飞行器是旋翼飞行器，该旋翼飞行器具有带有桨叶6的主旋翼5，以为飞行器提供其升力的至少一部分并且可能还提供其推进力。主旋翼5的桨叶的总距和周期桨距能分别由总距杆7和周期桨距控制杆8控制。自动驾驶系统也可控制主旋翼的桨叶的总距和周期桨距。 [0103] 飞行器1还具有偏航运动控制旋翼4用以控制飞行器的偏航运动。该偏航运动控制旋翼4的桨叶的总距能由踏板9和/或自动驾驶系统控制。 [0104] 为了驱动各个旋翼，飞行器具有动力设备10。该动力设备具有多个涡轮轴发动机11。具体地说，该动力设备所具有的发动机的数量在下文称为“给定数量nbr”。 [0106] 参见图2，涡轮轴发动机通常包括进气口、例如可以是动态类型的进气口18，从而为燃气发生器16馈给空气。 [0107] 该燃气发生器16包括压缩机13，该压缩机具有一个或多个涡轮机，用以压缩来自进气口18的空气。 [0108] 然后，将经压缩的空气带至燃气发生器16的燃烧腔室14。离开燃烧腔室14的热气体使得具有至少一个高压涡轮机的膨胀组件15膨胀并且驱动该膨胀组件转动。 [0109] 将压缩机13和膨胀组件15设定为以转速Ng转动。 [0110] 此外，该发动机在燃气发生器的下游具有至少一个低压涡轮机17。该低压涡轮机则用于驱动发动机的出口轴，用以实现(如果有的话通过齿轮箱)驱动飞行器的旋翼转动。 [0112] 此外，每个发动机均由相应的管理系统20所控制。该管理系统能彼此通信。 [0113] 举例而言，每个管理系统20均设有电子计算机21。此种电子计算机21可设有至少一个处理器或等同物，用以执行存储在存储空间24中的信息。 [0114] 此外，该管理系统包括燃料计量单元22，该燃料计量单元具体地由电子计算机21控制。在降级模式中，也可使得燃料计量单元机械地受控。 [0115] 每个管理系统还连接于一组测量系统50。 [0116] 此种测量系统50可包括用于测量与驾驶参数相关的信息的传感器。 [0117] 术语“传感器”应广义地理解，或者指一种这样的传感器，或是指一种可确定参数数值的系统。 [0118] 具体地说，这些传感器可例如借助用于控制总距的部件在控制通道中的位置来测量关于主旋翼5的桨叶的总距的信息。类似地，传感器可测量与飞行器1的偏航运动控制旋翼4的桨叶的桨距相关的信息。 [0119] 例如，这些传感器可确定所述控制桨距的部件的位置。 [0120] 这些测量系统50可包括用于测量关于飞行参数的信息的传感器。具体地说，传感器可测量飞行器1的速度，例如飞行器的空气速度。举例而言，可使用空气速度指示系统。 [0122] 也可例如使用考虑起飞重量的信息以及考虑已消耗的燃料重量的信息来评估飞行器的重量。 [0123] 该测量系统50可包括用于确定涡轮轴发动机的至少一个发动机参数的数值的传感器。此种发动机参数可选自至少包括如下方面的列表：发动机温度，例如在燃气发生器下游的温度；由发动机产生的扭矩；所需停止的发动机的燃气发生器的转速；自由涡轮机的转速；以及燃料消耗量。术语“转速”在下文用于指代发动机的燃气发生器的转速。 [0124] 此外，每个管理系统可连接于预测器90。该预测器90将考虑需由每个发动机所发出功率的信息通信至管理系统。 [0125] 该预测器90可例如包括电位计，该电位计由诸如总距杆7之类的飞行控制件95操作。 [0126] 此外，该飞行器1具有称为“停止装置”100的装置，用以使得称为“需停止的发动机”12的发动机11在飞行中停止。 [0127] 该停止装置包括控制装置30，该控制装置用于要求需停止的发动机12停止。 [0128] 该控制装置30可包括能由人员或者实际上由自动驾驶系统32操作的部件31。 [0129] 该控制装置30再与处理器单元40通信。 [0130] 此外，该停止装置可包括参数设定装置，该参数设定装置用于由飞行员操作以指示乘客是否存在于飞行器内。存储该信息以能被处理器单元访问。 [0131] 在图3的实施例中，处理器单元40包括称为“专用单元”41的单元。例如，处理器单元40再包括处理器或等同物，用以执行存储在存储空间中的指令以应用本发明的方法。 [0132] 该处理器单元可再连接于测量系统50并且实际上连接于预测器90。此外，该处理器单元40连接于每个管理系统并且实际上连接于增压泵。 [0133] 在图4的变型中，每个管理系统是处理器单元40的一部分。 [0134] 参见图5，停止装置用于指示需停止的发动机12在飞行中“温和地”停止。 [0135] 该方法还通过图6至8进行说明。 [0136] 因此，图6是沿着纵轴绘制由需停止的发动机所产生的功率P并且沿着横轴绘制时间的图表。 [0137] 图7是沿着纵轴绘制需停止的发动机的燃气发生器的转速Ng并且沿着横轴绘制时间的图表。 [0138] 图8是沿着纵轴绘制由预测器90传递的预测命令A并且沿着横轴绘制时间的图表。 [0139] 参见图1，在产生命令的步骤STP0期间，控制装置产生停止命令，以命令称为“需停止的发动机”12的发动机停止。 [0140] 在图3的变型中，将停止命令传递至处理器单元40的专用单元41。 [0141] 在图4的变型中，将停止命令传递至处理器单元的管理系统且尤其传递至需停止的发动机12的管理系统。 [0142] 可选的是，需停止的发动机是涡轮轴发动机，该涡轮轴发动机具有面向飞行器1的前端2的动态进气口18。 [0143] 此外，能可选地仅仅在如果飞行器以高于高度阈值的高度下飞行的情形下考虑该停止命令。 [0144] 如果考虑该停止命令并且参见图5，则处理器单元40自动地执行功率减小步骤STP1。 [0145] 参见图6，在该功率减小步骤STP1期间，该处理器单元需要使得由需停止的发动机所产生的当前功率减小以达到零功率。 [0146] 该当前功率则根据称为“功率变化率tx”的预定变化率减小。 [0147] 因此，在给定的计算瞬时下，功率P1等于前一计算瞬时下的功率P0减去功率变化率tx。 [0148] 举例而言，该功率变化率tx可位于每秒参考功率Pref的1％至15％的狭窄范围内。该范围可避免需停止的发动机过早关停，并且趋于避免在飞行器上产生颠簸。 [0149] 该参考功率Pref对应于在国际标准大气(ISA)和海平面(SL)条件下起飞所需的最大功率。 [0150] 此外，该功率变化率tx可根据飞行器的飞行阶段而由处理器单元确定。该飞行阶段可例如使用飞行器的前进速度来确定。 [0151] 具体地说，功率变化率tx根据至少一个以下参数来确定：飞行器的与由飞行员控制的参数相关的驾驶参数；与飞行器1的飞行条件相关的飞行参数；与需停止的发动机12的操作相关的发动机参数；以及指示飞行器1是否搭载乘客的信息。 [0152] 例如，制造商在初始化步骤期间用于执行多个测试或模拟，以确定对于给定飞行器上所应用的功率变化率具有影响的参数。 [0153] 在这些情形下并且使用该初始化步骤，制造商能根据至少一个所述参数确定并存储多个功率变化率tx，或者实际上根据至少一个所述参数来确定至少一个给出上述功率变化率的关系。 [0154] 该处理器单元40再使用测量系统50来访问所需的各种信息项目。 [0155] 参见图7，在该功率减小步骤STP1期间，该处理器单元还需要使得发动机的燃气发生器的转速Ng减小，从而在所述当前功率变为零时使得当前转速达到预定的中间速度Vint。 [0156] 在图3的变型中，为了实现该功率减小步骤STP1，该处理器单元40的专用单元41与需停止的发动机的管理系统通信，用以为该需停止的发动机供给待应用的功率变化率。 [0157] 该需停止的发动机的管理系统由此得出燃料计量单元所需应用的位置设定值，从而以合适的方式减小由该需停止的发动机产生的功率并且减小该需停止的发动机的转速Ng。 [0158] 在图4的变型中，该需停止的发动机的管理系统直接地为燃料计量单元确定位置设定值，或者实际上通过事先计算需实现的功率变化率来确定。 [0159] 此外并且参见图8，该功率减小步骤STP1可包括预测阶段，在该预测阶段期间，增强由预测器90传递至每个非停止发动机11的预测命令A。该预测命令A通过应用称为“预测变化率tx'”的预定变化率来增强，该预测变化率是功率变化率tx的函数。 [0160] 例如，该预测变化率tx'等于功率变化率tx除以飞行器的发动机的给定数量nbr减1的商。 [0161] 因此，在给定的计算瞬时下，预测命令A1等于前一计算瞬时下的预测命令A0加上功率变化率tx除以给定数量nbr减1。 [0162] 为了执行该预测阶段并且在图3的变型中，该处理器单元的专用单元例如与无需停止的发动机18的管理系统通信，以为这些无需停止的发动机供给待应用的功率变化率。 [0163] 这些无需停止的发动机18的管理系统从中得出由对应的燃料计量单元所需达到的位置设定值。 [0164] 在图4的变型中，需停止的发动机的管理系统例如用于将功率变化率传递至其它发动机的管理系统。 [0165] 参见图5，在温度稳定步骤STP2期间，当前转速Ng保持等于中间速度Vint。 [0166] 最后，在关停步骤STP3期间，该当前转速减小以达到零速度。然后，需停止的发动机完全地关停。 [0167] 可选的是，当需停止的发动机12的当前转速是零时，将该需停止的发动机12的每个增压泵60关闭。 [0168] 在图3的变型中，处理器单元的专用单元与需停止的发动机的管理系统通信，以要求将对应的燃料计量单元关闭或者将燃料馈给关闭，然后如果有的话使得每个合适的增压泵停止。 [0169] 在图4的变型中，该需停止的发动机的管理系统直接地关闭燃料计量单元或者关闭燃料馈给，且如果有的话停止每个合适的增压泵。 [0170] 当然，本发明在其实施方式方面可有许多变型。尽管描述了若干实施方式，但是容易理解，不可能穷举地给出所有可能实施方式。当然能够设想用等同装置代替所描述的任何装置而不超出本发明的范围。 |
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