用于控制推进设备的推力组件的方法
| 专利类型 | 发明授权 | 法律事件 | 公开; 实质审查; 授权; |
| 专利有效性 | 有效专利 | 当前状态 | 授权 |
| 申请号 | CN202280070639.X | 申请日 | 2022-07-21 |
| 公开(公告)号 | CN118159724B | 公开(公告)日 | 2025-05-06 |
| 申请人 | 泽普埃公司; | 申请人类型 | 企业 |
| 发明人 | F·扎帕塔; L·奥拉尼耶; A·乌尔; | 第一发明人 | F·扎帕塔 |
| 权利人 | 泽普埃公司 | 权利人类型 | 企业 |
| 当前权利人 | 泽普埃公司 | 当前权利人类型 | 企业 |
| 省份 | 当前专利权人所在省份： | 城市 | 当前专利权人所在城市： |
| 具体地址 | 当前专利权人所在详细地址：法国新堡-莱-马蒂格 | 邮编 | 当前专利权人邮编： |
| 主IPC国际分类 | F02D31/00 | 所有IPC国际分类 | F02D31/00 ; B64C17/00 ; B64C17/02 ; B64C29/00 ; B64C39/02 ; B64D27/02 ; B64D27/20 ; B64D27/24 ; B64D31/06 ; B64D31/10 ; B64D33/04 ; F02K1/11 ; F02K1/15 |
| 专利引用数量 | 2 | 专利被引用数量 | 0 |
| 专利权利要求数量 | 16 | 专利文献类型 | B |
| 专利代理机构 | 中国专利代理(香港)有限公司 | 专利代理人 | 张婧晨; 任霄; |
| 摘要 | 本 发明 涉及一种用于校正由推 力 组件产生的推力矢量的方法(100)，所述推力组件与用于校正所述推力矢量的电动装置相关联。这种推力组件包括响应于动力命令(PC)由 内燃机 (12a‑e)的旋 转轴 旋转的机械 转子 。这种方法(100)包括如下步骤(110)：产生所述动力命令(PC)以便减小所述内燃机(12a‑e)的轴的设定点旋转速度(RSI)与所测量旋转速度(RSM)之间的差(RSE)，并且从而反馈控制所述内燃机(12a‑e)的所述轴的速度。所述方法进一步包括如下步骤(120)：产生用于致动用于校正所述推力矢量的电动装置(19a‑e)的致动命令(AC)，所述命令与反馈控制所述内燃机(12a‑e)的所述轴的速度的步骤分开地基于所述差(RSE)而产生。 | ||
| 权利要求 | 1.一种用于校正由推力系统(TSa、TSb、TSc、TSd、TSe、TSf、TSg、TSh)的推力单元(12a、 |
||
| 说明书全文 | 用于控制推进设备的推力组件的方法技术领域[0001] 本发明涉及推进设备的技术领域，优选地、但不限于适于或被布置成提供负载的提升和移动的竖直推进飞行器，无论该负载是由一名或多名乘客、人类或动物和/或一种或多种固体或液体货物构成，其运输将由该推进设备提供。本发明特别是涉及对这种推进设备的推力单元的改进，其被设计成赋予所述推力单元的更大响应性，并且因此赋予所述设备的姿态的非常高的稳定性以及其轨迹的高精度。本发明旨在实现起来非常简单，并且可用于最大数量的推进设备，无论是在空中、陆地或水上领域中作为主要应用还是次要应用。在本文档的其余部分中，本发明将优选地、但非限制性地被描述为应用于被布置成提供基本上竖直起飞和降落能力的飞行器或重于空气的飞行器。通过非限制性示例，这样的推进设备可以包括无人机、四旋翼直升机或八旋翼直升机或飞行设备，在文档WO 2017/174942 A1中描述了其实施例示例。然而，本发明不应被认为是仅限于这些应用示例，而是可以关于任何类型的负载推进设备而使用。 背景技术[0002] 这种推进设备通常包括推力单元，该推力单元包括热发动机(在下文中也称为“内燃机”)。内燃机可以包括二冲程或四冲程发动机类型的旋转轴发动机，其与机械转子联接，以提供推力矢量，即，沿给定方向的推力。在变型中，这种内燃机可以包括涡轮喷气发动机。图1示出取自文档WO 2017/174942 A1的推进设备的第一示例。可以被描述为“飞行摩托车”的推进设备10包括两个系统TSa和TSb，系统TSa和TSb例如分别包括两个推力单元12a和 12b，每个推力单元提供合成推力矢量AL12a和AL12b。根据图1中的示例，每个推力单元配备有呈涡轮喷气发动机形式的多个内燃推力器。每个涡轮喷气发动机(例如涡轮喷气发动机 12a1)可以被描述为旋转轴内燃机与机械转子联接的组合。这种涡轮喷气发动机将燃料(例如煤油或等同物)结合氧化剂(在此情况下，经由流体进入口吸入的环境空气)中包含的势能转换成动能。此动能在弹性介质中沿与气体排放射流相反的方向产生反作用力。这导致推力器的流体进入口与其射流喷嘴或排放出口12a‑o之间的一定量的空气的加速，从而通过在所述射流喷嘴中膨胀而产生推力。因此，涡轮喷气发动机12a1生成其自己的推力矢量AL12a1。推力单元12a的合成推力矢量AL12a包括分别由组成推力单元的涡轮喷气发动机生成的推力矢量的结合。推力单元12a和12b由与平台11相互布置的支撑装置14保持，特别是使得所述推力单元12a和12b的推力矢量AL12a、AL12b基本上垂直于平台11取向，为简单起见，平台11可以被简化为用图1中的虚线表示的虚拟平面P11的等同物，所述平面P11是当所述空中推进设备10放置在水平支撑件上时基本上水平的平面。因此，在所述推力矢量AL12a和AL12b的作用下，由所述平台11承载的负载1可以被竖直地提升。在图1中的此情况下，所述负载主要包括人类乘客。 [0003] 根据图1中的示例，支撑装置14的布置使得这两个推力单元的所述涡轮喷气发动机有利地基本上沿着包括在平面P11内的平台11的纵向轴线AL10(即，沿着从推进设备10的尾部到头部取向的轴线)布置。因此，推力单元12a和12b的所述涡轮喷气发动机的推力矢量AL12a和AL12b位于垂直于所述平台11(即，垂直于代表平台11的虚拟平面P11)的同一平面(为简单起见，图1中未示出)内。应注意，根据此示例，推进设备10的本体的重心CG10位于推力系统TSa和TSb的所述涡轮喷气发动机的流体排放出口上方。这种布置使得所述乘客可以通过简单地倾斜其身体而引起方向(或“偏航轨迹”)的变化。根据此示例，推进设备10的推力系统TSa和TSb还分别包括布置在所述推进设备10的本体的端部(头部和尾部)处的呈电动次级推力器(在图1中的此情况下，电动涡轮机)形式的姿态校正装置19a和19b。所述姿态校正装置19a和19b分别提供平行于由推力单元12a和12b的涡轮喷气发动机共同提供的推力矢量AL12a和AL12b的额外推力矢量AL19a和AL19b。电动涡轮机用于修改平台11的姿态。事实上，根据文档WO 2017/174942 A1，这些电动涡轮机的动力由呈电子处理装置形式的导航或飞行控制器30使用来自乘客的控制指令来调节，以引起姿态变化，从而致使运载工具在头部次级推力器的推力的强制作用下“抬头”，或者相反，使其头部在尾部次级推力器的推力的强制作用下“俯冲”。这种姿态变化结合由推力单元12a和12b提供的推力引起推进设备10向前或向后的水平移位。所述电动次级推力器还可以由所述导航控制器30自动地致动，以响应于源自例如与所述导航控制器30集成在一起的惯性单元的测量数据而稳定或维持推进设备10的姿态基本上恒定。当姿态校正次级推力器中的一者或另一者被致动时，其推力矢量AL19a AL19bb被添加到由推力单元12a和12b生成的推力矢量AL12a和AL12b。替代涡轮喷气发动机，这样的推进设备可以由例如二冲程或四冲程发动机类型的热发动机移动，从而驱动机械转子，如在文档US2,417,896中所描述。 [0004] 图2绘示允许提升所承载负载的第二示例性空中推进设备。技术教导取自文档EP 3495262 A1。这涉及包括支撑推力器的装置14的四旋翼直升机，所述支撑装置14呈四个臂的形式，这四个臂在基本上平坦的平台11上方描述(décrivant)“X”。每个臂支撑推力系统TSa、TSb、TSc、TSd，每个推力系统包括由与先前示例类似的呈涡轮喷气发动机形式的热推力器组成的推力单元12a、12b、12c、12d。为提升由平台11承载的负载(在图2中未示出)，各自包括涡轮喷气发动机的四个推力单元12a、12b、12c、12d分别基本上垂直于平台11提供推力矢量AL12a、AL12b、AL12c、AL12d。为降落、而不损坏推力单元12a至12d的涡轮喷气发动机的射流喷嘴或流体排放出口，推力系统TSa、TSb、TSc和TSd的支撑装置14的臂在其相应远侧部分的水平(niveau)处有利地与可伸缩突出装置或支腿17协作。呈电子处理装置形式的导航或飞行控制器30向推力系统TSa、TSb、TSc、TSd提供推力命令。根据支撑装置14的配置和布置，推力系统的推力器的流体出口基本上定位在推进设备10的重心CG10的水平上方或下方。为了修改和稳定平台11的姿态，每个推力系统TSa至TSd包括分别由推力单元12a至12d提供的推力矢量AL12a、AL12b、AL12c、AL12d的校正装置19a、19b、19c、19d。装置19a至19d也由电子导航控制器30控制。 [0005] 图3示出与根据图2的推力系统TSa的推力单元12a相关联的推力矢量的这种校正装置19a的布置。推力矢量的所述校正装置19a包括成对的偏转器引导件19a‑1和19a‑5，偏转器引导件19a‑1和19a‑5可移动地安装，更具体来说借助于相应枢转连杆19a‑2和19a‑6可移动地安装。所述偏转器引导件19a‑1和19a‑5被布置成在靠近于推力单元12a的涡轮喷气发动机的流体排放出口12a‑o的区域的水平处偏转推力矢量AL12a的全部或部分。因此，由偏转器引导件19a‑1和19a‑5组成的偏转器组件使得可以描述所述推力矢量AL12a的“夹捏(pincement)”。偏转器引导件19a‑1和19a‑5有利地分别由成对的凸轮致动器或伺服马达致动，在图3中仅可以看到其中的致动器19a‑3。因此，致动器19a‑3借助于控制杆19a‑4与偏转器引导件19a‑1协作。致动器19a‑3的凸轮的致动引起偏转器引导件19a‑1围绕位于涡轮喷气发动机的流体排放区域上方的枢转连杆19a‑2的旋转移动r，这限制致动器19a‑3对于如下所需的扭矩：在偏转器引导件19a‑1的关闭和打开期间克服和经受由推力单元12a的涡轮喷气发动机提供的推力矢量AL12a产生的吸引(aspiration)或排斥(au rejet)。当分别与偏转器引导件19a‑1和19a‑5相关联的凸轮致动器(诸如致动器19a‑3)引起推力矢量AL12a被这些偏转器引导件的夹捏时，所述推力矢量AL12a在所述偏转器引导件的下游根据特定偏转器引导件19a‑1或19a‑5是进入还是并不进入在涡轮喷气发动机的流体排放出口12a‑o处排放的流而被细分成两个或三个分量AL12a、AL12a’、AL12a”。在“打开”配置中，所述推力矢量AL12a的力最大，根据打开配置，偏转器引导件19a‑1和19a‑5基本上定位在推力矢量AL12a的轨迹之外。相反地，当两个偏转器引导件19a‑1、19a‑5中的一者(或两者)“夹捏”所述推力矢量时，所述偏转器引导件19a‑1和19a‑5的下游的所述推力矢量AL12a的合成推力减小，直到其在来自涡轮喷气发动机的射流喷嘴的出口流的所述偏转器引导件19a‑1和19a‑5的“完全夹捏”期间被抵消。根据所述偏转器引导件19a‑1和19a‑5的布置，这些偏转器引导件在图3中类似于面向彼此的两个勺形或基本上由曲线组成的半圆形表面，在两个偏转器引导件19a‑1和19a‑5的“关闭”配置的情况下，可以产生反推力，即，与流体排放出口 12a‑o处的推力矢量AL12a方向相反的推力矢量。凭借所述引导件的形状，可以使例如约为百分之十至百分之三十的这种反推力成为可能。事实上，这些引导件可以被分别布置成引导流体流，从而在所述引导件的出口(远侧部分)处产生沿与涡轮喷气发动机的流体排放出口12a‑o处的原始推力矢量AL12a的方向基本上相反的方向取向的次级推力矢量AL12a’和AL12a”。 [0006] 参考图1至图3通过非限制性示例描述的空中推进设备的推力系统的不同实施例共享同一一般原理。其包括提供电子导航控制器30，所述电子导航控制器控制与用于校正姿态的次级推力器(诸如装置19a)相关联的主推力器(推力单元，诸如推力单元12a)。因此，这种电子导航控制器30可以主要施加主推力器的主要动力，然后施加次级推力器的辅助动力，用于独立于由所述电子导航控制器30针对所述主推力器中的每个生成的动力命令而基于由惯性单元提供的测量结果来校正该空中推进设备的姿态。最后，当借助于次级姿态校正推力器的姿态校正被证明不足时，所述推进设备电子导航控制器30再次影响主推力器的动力，从而增加或减小推力矢量的幅值。 [0007] 通常，主推力器是内燃机，其一方面提供将推进设备10提升到空中所需的动力，并且另一方面，在飞行持续时间方面提供足够的操作范围。关于次级推力器，其通常是针对其响应性选择和定尺寸的电控马达，其响应性大于受到惯性阻碍而难以靠自己稳定推进设备10的姿态的可比的内燃机的响应性。另一方面，电动次级推力器的操作范围和动力通常低于热推力器的操作范围和动力。因此，适合使用热(内燃)和电动两种类型的推力器，以便提高推力系统的响应性，同时关于能量维持令人满意的操作范围。 [0008] 这种基于针对内燃推力器生成连续动力命令、然后针对电动推力器生成连续动力命令的设计的结果是空中推进设备的低响应性和紧张性(tonicité)、有限姿态稳定性、可以明显提高的控制准确度、不同推力器的减小的操作范围，一些推力器需要校正其他推力器的不足或故障。此外，为生成不同主推力器和次级推力器的动力命令而由这种空中推进设备10的电子导航控制器30实现的处理被证明在设计和实现上复杂，以提供所述空中推进设备10的令人满意的飞行。 发明内容[0009] 本发明使得可以解决由已知或上文提及的方案产生的全部或部分缺点。 [0010] 在本发明贡献的众多优点之中，可以提及的是，本发明使得可以： [0011] ‑提出组合操作范围、动力和响应性的推力系统； [0012] ‑简化由电子导航控制器实现的处理，电子导航控制器现在只需要向一个或多个推力系统发送推力命令，而不管这些推力系统的技术或相应布置如何； [0013] ‑将用于校正推力矢量的处理分散在每个推力系统的水平处，以将源自中央电子导航控制器的推力命令转换成对(内燃)热推力器的和/或用于致动由所述热推力器提供的推力的电动校正装置的动力命令，以便最大化每个推力系统的响应性，从而增加或减少所提供的推力； [0014] ‑将根据本发明的技术教导转用(transposer)到任何推进设备，无论是空中、海上还是陆地推进设备。 [0015] 为此目的，本发明提供一种用于校正由推力系统的推力单元提供的推力矢量的方法，所述推力系统还包括被布置成实现所述方法的处理装置。这种推力单元包括响应于动力命令由内燃机的旋转轴旋转移动的机械转子。 [0016] 这种方法迭代地包括： [0017] ‑将推力命令转换成推力单元的内燃机的轴的旋转速度设定点的步骤； [0019] ‑基于所述内燃机的轴的所测量旋转速度与所述旋转速度设定点之间的所述误差值生成动力命令，以便减小所述误差值并且因此控制内燃机的速度的步骤； [0020] 为了提出使操作范围与能量、动力和响应性相组合的推力系统： [0021] ‑所述推力系统还包括由所述推力单元提供的所述推力矢量的电动校正装置； [0022] ‑所述方法包括独立于对内燃机的轴的旋转的所述速度控制、基于内燃机的轴的所测量旋转速度与旋转速度设定点之间的所述误差值生成推力矢量的所述电动校正装置的致动命令的迭代步骤。 [0023] 根据优选实施例，生成动力命令的步骤可以包括通过对所述轴的所述旋转速度设定点与所测量旋转速度之间的所述误差值的乘法、积分和/或求导来产生所述动力命令。 [0024] 为了独立于推力设定点维持由推力单元提供的最小动力，这种方法可以包括如下步骤：校正所生成的动力命令，使得这样的动力命令不小于最小动力命令阈值。 [0025] 相应地，为了独立于推力设定点限制由推力单元提供的动力，根据本发明的方法可以包括如下步骤：校正所生成的动力命令，使得这样的动力命令并不超过最大动力命令阈值。 [0026] 根据后两种变型中的一者，为了使得可以动态地修改这种最小和/或最大命令阈值，根据本发明的方法可以包括如下步骤：考虑推力单元的推力的下限或上限设定点以及最小或最大命令阈值的初始化。 [0027] 根据有利实施例，致动推力矢量校正装置的步骤可以包括：通过对内燃机的轴的所述旋转速度设定点与所测量旋转速度之间的所述误差值的乘法、积分和/或求导来生成所述推力矢量校正装置的致动命令。 [0028] 根据第二主题，本发明涉及一种计算机程序产品，其包括能够由计算机的处理装置解释的一个或多个程序指令，所述程序指令能够被载入所述计算机的非易失性存储器中，其特征在于，所述指令由所述处理装置的执行致使实现根据本发明的推力矢量校正方法。 [0029] 根据第三主题，本发明涉及一种计算机可读存储介质，其包括这种计算机程序产品的指令。 [0030] 根据第四主题，本发明涉及一种推力系统，其包括推力单元、由所述推力单元提供的所述推力矢量的电动校正装置、被布置成实现根据本发明的推力矢量校正方法的处理装置。 [0031] 根据这种推力系统的第一实施例，推力单元可以包括： [0032] ‑旋转轴内燃机，所述旋转轴内燃机的旋转速度是由处理装置生成的动力命令的函数； [0033] ‑机械转子，所述机械转子由所述内燃机旋转移动。 [0034] 在此情况下，推力矢量的电动校正装置可以包括： [0035] ‑旋转轴电动马达，所述旋转轴电动马达的旋转速度是由处理装置生成的所述校正装置的致动命令的函数； [0036] ‑机械转子，所述机械转子由所述电动马达旋转移动，并且提供基本上平行于由推力单元提供的推力矢量的额外推力矢量。 [0037] 根据这种推力系统的此第一实施例，所述推力系统还可以包括马达发电机，所述马达发电机与推力单元的内燃机相互联接，以便根据由处理装置生成的所述马达发电机的致动命令将由所述内燃机提供的机械动力的全部或部分转换成由所述马达发电机提供的电力。 [0038] 本发明提供推力系统的第二实施例，据此： [0039] ‑推力单元可以包括具有流体排放出口的涡轮喷气发动机； [0040] ‑推力矢量的电动校正装置可以包括： [0041] o成对的偏转器引导件，所述偏转器引导件旋转安装，并且相互被布置成在流体排放出口的下游、沿与涡轮喷气发动机的流体排放出口处的所述推力矢量的方向基本上垂直的一个或多个方向偏转推力单元的推力矢量的全部或部分； [0042] o电动致动器，所述电动致动器被布置成解释致动命令，并且分别引起偏转器引导件的旋转。 [0043] 根据第五主题，本发明涉及一种推进设备，其包括根据本发明的至少一个推力系统，所述推进设备包括导航控制装置，所述导航控制装置被布置成生成能够由所述至少一个推力系统的处理装置解释的推力命令。 [0044] 为了赋予空中推进设备竖直起飞和降落能力，所述空中推进设备可以包括被布置成接收负载的平台、所述至少一个推力系统的推力单元的支撑装置，所述支撑装置被布置成在基本上垂直于所述平台的方向上取向所述推力单元的推力矢量。 [0045] 有利地，为了维持最小动力或者限制由根据本发明的推力系统的所述至少一个推力单元提供的动力，所述导航控制器装置可以被布置成生成所述至少一个推力系统的推力单元的推力的下限或上限设定点。 [0048] ‑已经描述的图1示出被布置成提供基本上竖直起飞和降落能力的第一已知推进设备； [0049] ‑已经描述的图2示出被布置成提供基本上竖直起飞和降落能力的第二已知推进设备； [0050] ‑已经描述的图3示出图2中所示的这种第二已知推进设备的推力系统的布置； [0051] ‑图4示出根据本发明的空中推进设备的推力系统的非限制性实施例示例； [0052] ‑图5示出根据本发明的推进设备的示例，其呈主要承载人类乘客的八旋翼直升机的有利形式； [0053] ‑图6示出根据本发明的推力矢量校正方法的功能绘示的第一示例； [0054] ‑图7示出根据本发明的推力矢量校正方法的功能绘示的第二示例； [0055] ‑图8示出根据本发明的推力矢量校正方法的功能绘示的第三示例。 具体实施方式[0056] 首先将通过如图4中通过非限制性示例绘示的特别创新的推力系统TSa的实施例示例描述本发明。然而，由这种推力系统TSa实现的推力矢量校正方法(诸如图6中所示的方法100)在其调适之后可以用于和转用成校正其他推进设备推力系统(诸如图1、图2和图3中所示的推力系统)的推力矢量。在下文中将参考图7和图8考虑这种转用。 [0057] 图4中绘示的推力系统TSa使得可以配备空中推进设备10，空中推进设备的示例在图5中示出。空中推进设备10包括平台11，为简单起见，该平台可以由平面P11图解性地表示或者被简化为平面P11，当推进设备10放置在地面上或水平支撑件上时，平面P11是基本上水平的。根据图5，所述平台11包括卵形整流罩11c，用于保护由这种空中推进设备10承载的负载(在此情况下，人类乘客，所述图5中未示出)免受环境的影响。可以替代地使用平台11的(或等效平面P11的)和/或其整流罩11c的任何其他配置，以便适合所讨论的运输应用或随期望移动的有效负载的类型而定。空中推进设备10包括支撑装置14，支撑装置14描述成对地面向彼此的呈星形的八个臂。所述臂位于基本上平行于代表平台11的平面P11的同一平面内、在平面P11上方。每个臂保持推力系统TSa、TSb、TSc、TSd、TSe、TSf、TSg、TSh，如参考图4将考虑的，这些推力系统主要包括推力单元12a、12b、12c、12d、12e、12f、12g、12h，这些推力单元与用于校正由所述推力单元提供的推力矢量的装置19a、19b、19c、19d、19e、19f、19g、19h相关联。因此，推进设备10由分别包括八个推力单元12a至12h的八个推力系统TSa至TSh移动，八个推力单元12a至12h分别与用于校正由所述推力单元生成的推力矢量的八个装置19a至19h相关联。为简单起见，图5仅示出分别由推力单元12a、12b、12c和12d生成的推力矢量AL12a、AL12b、AL12c、AL12d。所述臂还可以嵌入对于操作分别由所述臂支撑的所述推力单元12a至12h和用于校正推力矢量的装置19a至19h来说所必需的额外元件。作为额外元件，通过非限制性示例，可以提及用于由推力单元的内燃机生成的废气的排气组件、为所述推力系统的推力矢量校正装置和/或电子处理装置提供所必需的电能的电池或超级电容器、内燃机的化石燃料供应管道、电布线等等。如图5中所示，推力系统由支撑臂保持，使得相应推力单元可以提供基本上垂直于平面P11的推力矢量。以此方式，推进设备10被有利地配置成提供竖直起飞和降落。 [0058] 图4绘示推力系统TSa的第一优选示例，其包括推力单元12a和用于校正由所述推力单元12a生成的推力矢量AL12a的装置19a。 [0059] 根据此第一实施例，推力单元12a包括旋转轴内燃机12a‑e(在图4中的此情况下，二冲程发动机)，其轴的旋转速度或发动机速度是动力命令的函数。 [0060] 二冲程发动机包括一个或多个活塞，这些活塞在相同数量(根据图4和图5中所示的示例，在此情况下，两个)的汽缸中移位，并且仅以两次线性移动执行完整燃烧循环。活塞在汽缸中的线性移位使得可以排出燃烧过的气体，并且经由阀单元用新鲜气体或由燃料蒸汽和氧化剂(空气)组成的混合物重新填充所述汽缸。这种活塞在容纳其的汽缸内的移位循环可以总结如下。称为“膨胀”的第一步骤(当活塞在汽缸内占据高位时)包括火花塞引起所述混合物的燃烧，从而驱动活塞，该活塞压缩存在于所述活塞下方的曲轴箱中的所述混合物。这是该循环的动力部分，所述活塞在所述汽缸内的冲程的剩余部分是由于由所述膨胀产生的曲轴的惯性所致。在活塞在汽缸中的下降期间，关闭曲轴箱中的混合物的进入口。当到达接近下止点时，活塞打开端口，以将混合物排出和转移到汽缸中。在进入汽缸时，该混合物逐出燃烧气体。这是称为“进入/排出”的步骤。在其向上返回时，活塞压缩汽缸中的混合物，同时关闭排气口和混合物进入汽缸的入口。因此，在曲轴箱中产生负压，并且将使得所述混合物可以通过入口端口到达所述曲轴箱中。此步骤称为“压缩”。可以开始新的循环。为了调节发动机速度，节流阀借助于汽化器调节进入混合物中的空气的量。为了打开或关闭这样的节流阀，利用致动器12a‑3。所述节流阀打开得越多，发动机速度就越快；所述节流阀关闭得越多，发动机速度就下降，直到其怠速。在本发明的上下文内，节流阀的这种致动器12a‑3可以生成并转化动力命令PC。该致动器可以包括伺服马达或电动凸轮马达，其冲程涉及所述节流阀的逐步打开或关闭。 [0061] 根据图4，旋转轴内燃机12a‑e旋转移动机械转子12a‑r，机械转子12a‑r联接到内燃机的旋转轴。如图4中所示，这种联接可以例如借助于与第一皮带轮和第二皮带轮协作的皮带由减速齿轮装置12a‑d间接地产生，该第一皮带轮固定在马达的旋转轴上，该第二皮带轮固定在所述转子12a‑r的轴上，该第二皮带轮所具有的直径大于第一皮带轮的直径。这种联接可以由提供等效功能的任何其他在结构上不同的装置(诸如，例如齿轮箱)产生，用于动态地调节内燃机12a‑e的旋转轴的旋转速度的减速比。图4还示出处理装置30a，其能够通过终端连接，使得这些处理装置30a可以在物理上远离推力系统的结构元件，以便实现用于校正由推力系统TSa的推力单元12a提供的推力矢量AL12a的方法。将参考图6中所示的示例100描述这种方法，以便特别是生成能够由内燃机12a‑e的节流阀的致动器12a‑3解释的动力命令PC。此外，图4示出用于排放由所述内燃机12a‑e燃烧的气体的排气装置12a‑h。 [0062] 所述处理装置30a可以有利地呈一个或多个微控制器或微处理器的形式。这个或这些处理装置特别是与数据存储器一起工作，以便存储或读取通过实现所述推力矢量校正方法生成的数据以及操作参数，或者更一般来说，预先生成或存储的所有数据，无论其是包括中间数据还是与致动器命令相关的结果。这种处理装置30a还包括用于存储计算机程序的指令的程序存储器，这些指令的执行致使实现若干过程，包括根据本发明的推力矢量校正方法。“数据或程序存储器”意指任何易失性、或者有利地非易失性计算机存储器。非易失性存储器是计算机存储器，其技术使得可以在缺乏电力供应的情况下保留其数据。其可以包含由输入、计算、测量和/或程序指令产生的数据。当前可用的主要非易失性存储器可以电写入和/或电擦除。其依赖于EPROM(“可擦除可编程只读存储器”)、EEPROM(“电可擦除可编程只读存储器”)、闪存、SSD(“固态驱动器”)技术等等。“非易失性”存储器不同于被称为“易失性”存储器，易失性存储器的数据在缺乏电力供应的情况下会丢失。当前可用的主要易失性存储器是RAM(“随机存取存储器”，也称为“读写存储器”)、DRAM(动态RAM，需要定期刷新)、SRAM(静态RAM，当电源不足时，需要这种刷新)、DPRAM或VRAM(特别适于视频)等等。在文档的剩余部分中，“数据存储器”可以是易失性或非易失性的。 [0063] 为了修改由转子12a‑r的致动生成的推力矢量AL12a的幅值或力，图4示出所述推力矢量AL12a的校正装置19a。这些校正装置19a包括旋转轴电动马达19a‑e，旋转轴电动马达19a‑e的旋转速度是由处理装置30a生成的致动命令的函数。这种电动马达19a‑e被布置成与机械转子19a‑r协作，并且旋转移动机械转子19a‑r。以此方式，机械转子19a‑r产生与由推力单元12a、更准确地说转子12a‑r提供的推力矢量AL12a基本上平行、或者甚至同轴的额外推力矢量AL19a。有利地，两个转子12a‑r和19a‑r共同旋转安装，即，其沿同一方向顺时针或逆时针旋转移动。推力系统TSa的支撑装置14(图4中未示出)可以被布置成使得两个转子12a‑r和19a‑r彼此离轴，即，未合并。例如，转子19a‑r可以有利地偏离中心，使得由其生成的推力矢量AL19a远离穿过空中推进设备(诸如参考图5描述的推进设备10)的重心CG10的垂直于平台11的轴线AM10，像参考图1描述的推进设备10的推力矢量AL12a一样。相反地，由转子12a‑r提供的推力矢量AL12a可以有利地更接近于这种轴线AM10，像参考图1描述的推进设备10的推力矢量AL12a一样。当这些转子基本上同轴时，此布置使得可以减少由两个转子12a‑r和19a‑r相互生成的流的所有相互作用或干扰。不应认为本发明仅限于所述两个转子12a‑r和19a‑r的相互布置的这些示例。 [0064] 根据根据图4的推力系统TSa的第一实施例，力系统TSa还可以包括马达发电机12a‑g，马达发电机12a‑g联接到推力单元12a的内燃机12a‑e，以便将由所述内燃机12a‑e生成的机械动力的全部或部分转换成由所述马达发电机12a‑g提供的电力。 [0065] 如图4中所示，内燃机12a‑e机械地联接到这种马达发电机12a‑g。为此目的，所述马达发电机12a‑g的转子联接到(例如，通过嵌入型连接而固定)内燃机12a‑e的旋转轴。在变型中，内燃机12a‑e与马达发电机12a‑g之间的这种机械联接可以是间接的。因此，所述马达发电机12a‑g可以通过皮带传动装置与内燃机的所述旋转轴、或者甚至与由所述内燃机12a‑e移动的机械转子12a‑r的轴协作。这样的马达发电机12a‑g可以电连接到电子速度转换器或调节器(电子速度控制件或ESC)，其响应于致动命令示意性地像可变阻抗那样起作用。以此方式，根据致动命令，所述马达发电机12a‑g可以充当内燃机12a‑e的轴的旋转速度的制动器或减速器(逐步、或者甚至是剧烈且突然的)，并且因此减小推力矢量AL12a的力。 事实上，在高阻抗下，马达发电机12a‑g的定子与转子之间的任何电磁场都被抵消或减弱，从而不对马达发电机的转子的旋转生成阻力。相反地，在低阻抗下，电流在马达发电机12a‑g的定子与转子之间感生出强电磁场，从而倾向于减慢马达发电机12a‑g的所述定子与转子之间的相对旋转速度，并且因此减慢内燃机12a‑e的旋转轴的速度。这则可以被描述为由内燃机12a‑e的轴上的马达发电机12a‑g实现的“电控可变制动”，这种制动是由处理装置30a生成的致动命令的函数。根据有利实施例，转换器或ESC可以是双向的，以便允许电流注入进入所述马达发电机12a‑g，使得马达发电机12a‑g不再作为电流生成器或交流发电机而起作用，而是作为电动马达或起动器而起作用。以此方式，处理装置30a可以容易地以电子方式引起内燃机12a‑e的启动。 [0066] 为了致动这种推力系统TSa，本发明提供推力矢量校正方法100的有利分散(去中心化)实现(即，每个推力系统包括为此目的而布置的处理装置30a)，如通过图6中的优选、但非限制性示例所示。 [0067] 已知推力系统(例如已经参考图1、图2和图3描述的那些)包括主内燃推力器，或者甚至包括任选地包括数个内燃推力器的推力单元12a、12b。这些内燃推力器由电子导航控制器30以集中方式直接共同或单独地控制。此电子导航控制器30通常包括执行程序指令以致使实现导航控制方法的一个或多个微处理器。此外，这种推力系统包括姿态校正装置，该姿态校正装置响应于由惯性单元提供的控制指令和/或数据而被自动触发，以便通常独立于由内燃推力器产生的动力而稳定空中推进设备的姿态。一些已知电子导航控制器30通过首先致动一个或多个推力单元的内燃推力器而致使空中推进设备10上升，该空中推进设备描述不确定或略不稳定的姿态。由于这些内燃推力器的精度和响应性相当有限，因此电子导航控制器30则触发电动姿态校正装置，以试图在所述校正装置的能力极限内补偿一个推力单元或另一推力单元的动力不足或延迟，即使所述电子导航控制器30在姿态校正被证明不足的情况下再次行动以增加或减少一个推力单元或另一推力单元的动力的情况下也是如此。鉴于所述推力单元的内燃推力器的上文提及的低响应性和精度，对这些推力单元的动力的新近调整不可避免地导致新的姿态校正，待被电动校正装置在其能力极限内“固定”或衰减，等等。 [0068] 根据本发明的推力系统在数个方面不同于现有技术。 [0069] 首先，所述推力系统(诸如图4中所示的系统TSa)特有的电子处理装置30a被布置成实现推力系统的推力矢量校正方法，诸如图6中所示的方法100。该方法包括分析源自电子导航控制器30的推力命令TC，以便将这些推力命令转化成所述推力系统TSa内包括的一个或多个推力单元的动力命令PC、PC’。“转化”方面很重要，因为由二冲程或四冲程热发动机产生的动力与由涡轮喷气发动机产生的动力并非以相同方式控制。因此，存在电子导航控制器30生成的推力命令TC的处理的实现的分散，使得考虑到推力系统的组成或设计的可变性，不再需要此电子导航控制器生成特定动力命令PC、PC’。 [0070] 在变型中，本发明提供推力系统特有的处理装置30a，其能够与实现导航控制程序的那些合并。然而，即使电子装置(微处理器、存储器)是共享的和/或构成单个物理实体，导航控制方法的设计也可以依赖于一个推力系统或另一推力系统特有的库，从而对转化推力矢量控制方法100(诸如图6中所示的方法)的程序指令进行编码。电子导航控制器30或转化由电子导航控制器30实现的导航控制方法的程序的设计由此被简化，并且其变成可互操作的，或者独立于推力系统的技术。 [0071] 根据本发明的推力矢量控制方法(诸如图6中所示的方法100)不同于现有技术之处还在于，其致使实现对推力单元12a的一个或多个内燃机12a‑e的轴的旋转速度控制。 [0072] 这种控制的目的是使内燃机12a‑e的轴的旋转速度RSM尽可能快地达到设定点值RSI，然后维持此设定点值RSI，而不管可能的外部干扰如何。为此目的，根据本发明的方法100包括第一步骤101，其用于将源自导航控制器的推力命令TC转化成内燃机的轴的旋转速度设定点RSI。这样的步骤101可以包括根据内燃机的固有特性实现预先确定的功能，该功能描述推力命令TC(例如以千克推力表示)到以每分钟转数表示的旋转设定点RSI的这种转换。 [0073] 这种方法100还包括步骤102，其用于通过与所述内燃机12a‑e和与所述处理装置协作的测量传感器(在图4中标记为12a‑s，尽管在图4中不明确可见)来比较内燃机12a‑e的所述轴的所述旋转速度设定点RSI与所测量旋转速度RSM。这种传感器可以包括固定在所述轴上的增量编码器或码轮，或适于提供这种测量的任何其他传感器，例如霍尔效应传感器、光学或基于傅科电流的传感器。步骤102则包括产生内燃机12a‑e的所述轴的所述旋转速度设定点RSI与所述所测量旋转速度RSM之间的误差值RSE。 [0074] 方法100现在包括生成推力单元12a的内燃机12a‑e的动力命令PC的步骤110。这样的步骤110被布置成减小内燃机12a‑e的所述轴的所述旋转速度设定点RSI与所测量旋转速度RSM之间的所述误差值RSE，并且因此使得可以校正内燃机12a‑e的旋转速度。更具体来说，根据图4中所示的推力系统TSa的布置，这样的动力命令PC旨在在二冲程发动机的入口节流阀的致动器12a‑3处被解释，从而修改所述发动机的速度。 [0075] 这样的动力命令PC可以在步骤110中通过对所述轴的所述旋转速度设定点RSI与所测量旋转速度RSM之间的误差值RSE的乘法、积分和/或求导来生成。这样的步骤110则导致实现被称为术语“PID校正器”的算法，PID是“比例、积分、微分”的缩写。因此，所述命令PC可以被计算为与误差值RSE成比例，可以使所述误差值与第一因子或乘法增益(例如包括在二十分之一至五十分之一之间，或任何其他合适值)相关联。在变型中或另外，所述误差值RSE可以被积分并除以第二因子或增益，以便生成所述动力命令PC。最后，在变型中或另外，这种误差值RSE可以被求导并乘以第三因子或增益。以此方式，所述动力命令PC可以与误差值RSE成比例和/或考虑所述误差值随时间的变化。 [0076] 这种方法100在给定时间周期SP内迭代。所述迭代周期(特别是考虑所述传感器对内燃机12a‑e的旋转轴的速度的测量结果)对于试图随时间尽可能快地减小误差值RSE至关重要。有利地，可以选择包括在几毫秒至几秒之间的时间周期SP，例如二十毫秒的周期。 [0077] 根据本发明的推力矢量控制方法100进一步不同于现有技术之处在于，其并行且独立于所述内燃机的轴的速度校正过程(经由迭代实现步骤110)包括生成推力系统(诸如图4中所示的系统TSa)的推力矢量的校正装置19a的致动命令AC的步骤120。步骤120被布置成根据时间周期SP基于内燃机12a‑e的轴的取自步骤101的设定点速度RSI与所测量速度RSM之间的误差值RSE来生成致动命令AC，所述误差值RSE在步骤102中计算。此步骤120的目的是主要补偿内燃机12a‑e在其速度校正期间的低响应性，而不影响对内燃机12a‑e的轴的旋转速度的如此调节。因此，推力矢量的校正装置19a的致动120独立于对内燃机的如此控制。参考图4中所示的推力系统TSa的示例，本发明提供由内燃机12a‑e移动的转子12a‑r生成的推力矢量AL12a的电动校正装置19a。这种电动校正装置19a可以有利地包括旋转驱动机械转子19a‑r的旋转轴电动马达19a‑e。这种电动马达19a‑e通常并入将分级电激活设定点转化成其轴的旋转速度RS19的转换器。由于其设计，电动马达19a‑e比内燃机12a‑e的响应性好得多。其还可以生成推力矢量AL19a，附加于由所述内燃机12a‑e移动的转子12a‑r生成的矢量AL12a。在内燃机12a‑e的发动机速度的加速阶段中，电动马达19a‑e的突然适当致动使得可以非常快速地获得由推力矢量AL12a和AL19a的结合或组合产生的推力矢量，该推力矢量具有与推力矢量AL12a在内燃机具有几乎瞬时响应的情况下将实际上描述的幅值或力相同的幅值或力。当然，在实现对所述燃烧发动机的速度控制期间(步骤110)，该燃烧发动机倾向于达到旋转速度设定点RSI。凭借迭代实现步骤120，在对作为误差值RSE的函数的致动命令AC的更新的作用下，由电动马达19a‑e产生的动力减小，直到使转子19a‑r“空转”，从而仅留下转子12a‑r活跃，由热发动机移动。通过根据周期SP迭代实现方法100，一旦误差值RSE再次为正(即，一旦内燃机12a‑e的旋转轴的旋转速度RS12降到设定点速度RSI以下)并且是显著的(“显著误差值”意指其绝对值引起校正装置19a的致动的误差值)，电动马达19a‑e就再次被置于负载下。因此，本发明提供步骤120，其被布置成通过对内燃机12a‑e的轴的旋转速度设定点RSI与所测量旋转速度RSM之间的误差值RSE的乘法、积分和/或求导迭代地生成推力矢量的所述校正装置的致动命令AC。根据优选实施例，重点完全或主要放在与所述误差值RSE成比例地获得的致动命令上。对致动命令AC的计算120还可以使用内燃机的响应性的参数模型，使得由推力矢量AL19a和AL12a(推力矢量AL19a和AL12a分别由转子 19a‑r和12a‑r的组合旋转生成，转子19a‑r和12a‑r分别由电动马达19a‑e和内燃机12a‑e移动)的组合产生的推力系统TSa的推力矢量描述如下推力幅值：其在对所述内燃机的速度控制过程期间尽可能恒定，并且防止对推力矢量AL12a的任何过度补偿。 [0078] 因此，方法100的实现使得可以添加额外推力矢量AL19a，以补偿由推力单元12a的内燃机12a‑e生成的推力矢量AL12a的幅值的缓慢增加。 [0079] 内燃机(诸如二冲程或四冲程发动机)在其发动机速度降低到某一阈值以下时进一步损害其响应性。因此，有利的是，保持发动机速度大于或等于这种下限阈值。为此目的，根据本发明的方法100可以包括步骤113：考虑内燃机12a‑e、或者更一般来说推力单元12a的推力下限设定点LTLI，并且生成被写入到实现所述方法100的处理装置的数据存储器的最小动力命令阈值PCMin。这种设定点LTLI可以由电子导航控制器装置30生成。在变型中或另外，这种阈值PCMin可以反映在实现所述方法100时的参数化，并且因此构成被写入到所述数据存储器的默认值或预先确定的值。方法100然后包括步骤111，步骤111包括在处理装置的数据存储器中读取描述极限动力命令的这种阈值PCMin的值，在该阈值PCMin以下，内燃机12a‑e的发动机速度将太低而无法保持令人满意的响应性。所述步骤111包括将在步骤110中生成的动力命令PC与阈值PCMin进行比较，并且当所述动力命令PC大于所述极限动力命令PCMin或否则等于所述极限动力命令PCMin时，生成等于所生成的所述动力命令PC的经校正动力命令PC’。因此，步骤111被布置成使得，响应于这样的动力命令PC’(任选地经校正)，内燃机12a‑e的发动机速度并不下降到下限阈值以下。 [0080] 相应地，本发明规定，步骤113、或者在变型中专用于此目的的步骤考虑推力单元的推力上限设定点HTLI，并且生成被写入到实现所述方法100的处理装置的数据存储器的最大动力命令阈值PCMax。这种设定点HTLI可以由导航控制器装置30生成。在变型中或另外，这种阈值PCMax可以反映在实现所述方法100时的参数化，并且因此构成被写入到数据存储器的默认值或预先确定的值。根据本发明的方法100于是可以包括步骤112，步骤112包括在实现所述方法的处理装置(诸如装置30或30a)的数据存储器中读取描述最大动力命令的这种阈值PCMax的值。所述步骤112可以包括将在步骤110中生成的动力命令PC与所述阈值PCMax的值进行比较，并且当动力命令PC小于所述极限动力命令PCMax或否则等于所述极限动力命令PCMax时，生成等于所生成的所述动力命令PC的经校正动力命令PC’。因此，步骤112被布置成使得，响应于这样的动力命令PC’(任选地经校正)，内燃机12a‑e的发动机速度并不超过上限阈值。事实上，内燃机的发动机速度越高，其产生的噪声水平就越大。在空中推进设备(诸如图5中所示的空中推进设备)的起飞或降落阶段中，这种噪声水平可能是有害的或令人不愉快的。另一方面，电动马达的操作噪声水平即使在高速下也较低。将动力命令PC限制为上限阈值PCMax(即使在步骤110中生成的所述动力命令PC大于所述阈值PCMax)维持正误差值RSE，该正误差值RSE无法通过控制内燃机来补偿，但是可以通过致动电动马达19a‑e来补偿，电动马达19a‑e在与所述误差值RSE成比例的致动命令AC的作用下校正推力矢量。由电动马达19a‑e移动的转子19a‑r则补偿由推力系统产生的推力矢量的不足，并且以低噪声水平允许配备有所述推力系统的推进设备的起飞或降落阶段。当从出发位置到达一定高度、或者更一般来说合理导航距离时，导航控制器装置30可以取消设定点HLTI。旨在平滑动力命令PC的步骤112则停止以产生其效果，内燃机返回到更宽发动机速度范围。 [0081] 本发明还规定调适生成动力命令PC的步骤110，或者在变型中包括不同于所述步骤110的步骤，以生成电动制动装置的致动命令FC，其旨在比仅通过实现如上文所描述的迭代步骤110更快速地将所述内燃机12a‑e的轴的旋转速度RS12调整为较低设定点速度RSI。像此发动机的发动机速度的加速一样，其减速也不是非常响应迅速(réactive)。根据参考图4描述的实施例示例，推力单元12a可以包括马达发电机12a‑g，马达发电机12a‑g与内燃机12a‑e的旋转轴联接，以便将由所述内燃机12a‑e产生的机械动力的全部或部分转换成电力EP，该电力能够被存储在蓄电池或超级电容器中。在控制期间，通过迭代生成适于马达发电机12a‑g的电子转换器或速度调节器的致动命令FC，由所述马达发电机12a‑g向内燃机 12a‑e的旋转轴施用“电控可变制动”，这种制动是在步骤110中生成的致动命令FC的函数，因此被修改。像上文已经描述其生成120的致动命令AC一样，步骤110也可以包括基于在步骤102中计算的内燃机12a‑e的轴的设定点速度RSI(取自步骤101)与所测量速度RSM之间的误差值RSE生成马达发电机12a‑g的致动命令FC。此经修改步骤110的目的包括补偿内燃机 12a‑e在减速阶段中的低响应性，并且因此有助于其控制过程。由于其设计，电动马达发电机12a‑g比内燃机12a‑e响应性好得多。其可以快速地减慢内燃机12a‑e的旋转轴的旋转。当然，在结合由马达发电机12a‑g提供的制动实现所述内燃机12a‑e的速度校正期间，所述内燃机12a‑e倾向于达到旋转速度设定点RSI。在对作为误差值RSE的函数的致动命令FC的更新的作用下，由电动马达发电机12a‑g产生的制动动力减小，直到由内燃机12a‑e移动的转子12a‑r从任何保持状态释放。通过根据周期SP迭代实现方法100，一旦误差值RSE再次为负(即，一旦内燃机12a‑e的旋转轴的旋转速度RS12超过设定点速度RSI)并且是显著的(即，绝对值足以引起马达发电机12a‑g的制动)，马达发电机12a‑g就再次被置于负载下。本发明提供步骤110或与其不同的步骤，其被布置成通过对内燃机12a‑e的轴的旋转速度设定点RSI与所测量旋转速度RSM之间的误差值RSE的乘法、积分和/或求导而迭代地生成所述电动制动装置的致动命令FC。根据优选实施例，重点完全或主要放在与所述误差值RSE成比例地获得的致动命令上。致动命令FC的计算110还可以使用内燃机的响应性的模型，使得推力系统TSa的推力矢量(该推力矢量由由内燃机12a‑e移动的转子12a‑r的旋转生成的推力矢量AL12a和由马达发电机12a‑g操作的制动的组合产生)描述如下推力幅值：其在对所述内燃机的轴的速度控制过程期间尽可能响应迅速。 [0082] 刚刚鉴于根据图4中所示的布置的推力系统TSa描述了图6中所示的根据本发明的推力矢量校正方法100，该推力系统TSa用于配备例如空中推进设备10，诸如已经参考图5描述的空中推进设备。 [0083] 现在将参考图7给出对空中推进设备10(诸如已经参考图1描述的空中推进设备)的推力系统TSa的这种推力矢量校正方法100的描述。这种方法100类似于参考图6描述的方法，并且根据预先确定的时间周期SP迭代地包括： [0084] ‑将推力命令TC转化成由内燃机移动的轴或转子的旋转速度设定点RSI的步骤101； [0085] ‑产生所述内燃机的旋转轴的旋转速度设定点RSI与所测量速度RSM之间的误差值RSE的步骤102； [0086] ‑使用所述误差值RSE生成内燃机的动力命令PC(该动力命令任选地通过实现步骤111或112加以校正)，以控制所述发动机的速度的步骤110； [0087] ‑生成在内燃机的作用下生成的推力矢量的电动校正装置的致动命令的步骤120。 [0088] 作为提醒，已经参考图1描述的空中推进设备10包括两个推力系统，推力系统分别包括基于涡轮喷气发动机的推力单元12a、12b和呈电动次级推力器(在此情况下，电动涡轮机)形式的电动姿态校正装置19a和19b，从而提供基本上垂直于描述或代表平台11的虚拟平面P11的推力矢量。为了实现图7中所示的根据本发明的推力矢量校正方法100，需要调适这种空中推进设备10。第一调适旨在修改电子导航控制器处理装置以在其程序存储器中植入程序指令，这些程序指令的执行致使实现如图7中所示的方法100，以便校正推力系统TSa和TSb中的每者的推力矢量AL12a和AL12b。在变型中，可以添加每个推力系统TSa、TSb特有的处理装置(如图4中所示的装置30a)，以便分别实现这种方法100，推力系统特有的所述处理装置与导航控制器电子装置协作，以提供推力命令TC。 [0089] 此外，根据图1的推进设备10可以适于选择并入传感器(诸如根据图4的推力系统的传感器12a‑s)的涡轮喷气发动机，以测量涡轮喷气发动机的转子的旋转速度。每个推力单元12a或12b可以使用单个旋转速度测量传感器，当推力单元包括多个涡轮喷气发动机时，该传感器与这些涡轮喷气发动机中的一个(诸如涡轮喷气发动机12a1)联接或集成在一起。在变型中，同一推力单元的每个推力器或涡轮喷气发动机(或者甚至多个)可以配备有这样的传感器。根据图7的方法100的步骤102然后可以包括预先产生由与推力单元的不同热推力器相关联的传感器提供的测量结果的平均值，或者实现任何其他折衷，例如包括忽略与其他测量结果相差太远的某些测量结果，以便获得推力单元的轴或转子的旋转的综合测量结果RSM。这同样适用于生成由步骤110生成的动力命令PC或PC’(该动力命令任选地通过步骤111和112加以校正)，当推力单元具有数个涡轮喷气发动机时(如图1中所示的示例中)，动力命令PC或PC’可以被发送到推力单元的所有涡轮喷气发动机。 [0090] 现在将参考图7给出对如下的描述：如何将已经参考图6描述的推力矢量校正方法100的教导转用到根据图1的推进设备10的推力系统TSa，从而进行调适。为简单起见，将认为，推力单元12a仅包括涡轮喷气发动机12a1。根据图7的这种方法100的步骤总体上类似于根据图6的方法100的那些步骤。 [0091] 因此，图7中所示的根据本发明的这种推力矢量控制方法不同于现有技术之处在于，其致使实现对推力单元12a的涡轮喷气发动机12a1的转子的旋转速度控制110。这种校正旨在使所述涡轮喷气发动机的转子尽可能快地达到旋转速度设定点RSI，并且维持所述旋转速度设定点，而不管可能的外部干扰如何。因此，根据本发明的方法100包括第一步骤101，其用于将源自电子导航控制器30的推力命令TC转化成推力单元12a的涡轮喷气发动机 12a1的转子的旋转速度设定点RSI。举例来说，图7因此示出关于步骤101的框，该框描述了这样的曲线：该曲线示出以kg表示的推力命令TC和以千转每分钟表示的旋转速度设定点RSI的非线性转换模型。 [0092] 如图7中所示的根据本发明的推力矢量控制方法100进一步不同于现有技术之处在于，其并行并且独立于对推力单元12a的涡轮喷气发动机12a1的转子的速度控制过程(即，不影响所述涡轮喷气发动机12a1的所述转子的所述旋转速度的如此调节)包括生成推力系统的推力矢量电动校正装置19a(在此情况下，位于图1中所绘示的推进设备10的头部处的电动涡轮机)的致动命令AC的步骤120。像图6中所示的方法100一样，图7中所示的方法100的步骤120被布置成基于内燃机的轴的设定点速度RSI(取自步骤101)与所测量速度RSM之间的误差值RSE生成致动命令AC，所述误差值RSE在步骤102中计算。此步骤120的目的是主要补偿涡轮喷气发动机12a1的低响应性。参考图1中所示的推力系统TSa的示例，本发明规定使用最初被提供成校正推进设备10的姿态的电动涡轮机作为由推力单元12a的内燃机在对所述涡轮喷气发动机12a1的转子的速度控制期间生成的推力矢量AL12a的校正器或增强器。所述电动涡轮机通常并入转换器或与转换器相关联，该转换器将分级电激活设定点转化成其轴的旋转速度RS19。由于其设计，电动涡轮机比涡轮喷气发动机12a1的响应性好得多。其可以生成推力矢量AL19a，附加于由包括涡轮喷气发动机12a1的推力单元12a提供的矢量AL12a。在涡轮喷气发动机12a1的发动机速度的加速阶段中，电动涡轮机的突然适当致动使得可以非常快速地获得由推力矢量AL12a和AL19a的结合或组合产生的推力矢量，该推力矢量具有与推力矢量AL12a在涡轮喷气发动机12a1具有几乎瞬时响应的情况下将实际上描述的幅值或力相同的幅值或力。如已经参考图6中所示的方法100所解释的，实现对涡轮喷气发动机12a1的速度控制(步骤110)倾向于使涡轮喷气发动机12a1达到旋转速度设定点RSI。在对作为误差值RSE的函数的致动命令AC的迭代更新的作用下，由电动涡轮机产生的动力减小，直到仅涡轮喷气发动机12a1、或者更一般来说推力单元12a保持活跃。通过根据周期SP迭代实现方法100，一旦误差值RSE再次为正(即，一旦涡轮喷气发动机12a1的旋转轴的旋转速度RS12降到设定点速度RSI以下)并且绝对值足以引起涡轮机的致动，电动涡轮机就再次被置于负载下。本发明提供步骤120，其被布置成通过对内燃机的轴的旋转速度设定点RSI与所测量旋转速度RSM之间的误差值RSE的乘法、积分和/或求导迭代地生成充当推力矢量的电动校正装置的涡轮机的致动命令AC。根据优选实施例，重点完全或主要放在与所述误差值RSE成比例地获得的致动命令上。致动命令AC的计算120还可以使用涡轮喷气发动机(诸如涡轮喷气发动机12a1)的响应性的参数模型，使得由推力矢量AL19a和AL12a的组合产生的推力系统TSa的推力矢量(推力矢量AL19a和AL12a分别由电动涡轮机和推力单元 12a生成)描述如下推力或幅值：其在对推力单元的内燃机的速度控制过程期间尽可能稳定，并且防止对推力矢量AL12a的任何过度补偿。 [0093] 因此，方法100的实现使得可以添加额外推力矢量AL19a，以补偿由推力单元12a的涡轮喷气发动机或发动机生成的推力矢量AL12a的幅值的缓慢增加。 [0094] 可以实现同一推力矢量控制方法100，以校正图1中所示的推进设备的推力系统TSb的推力单元12b的推力矢量。生成动力命令PC以调节推力单元12b的涡轮喷气发动机的发动机速度。生成推力矢量电动校正装置的致动命令以调节定位在推进设备10的尾部处的电动涡轮机的动力。电子导航控制器30负责将经调适推力命令TC分别发送到两个推力系统TSa和TSb。 [0095] 已经鉴于根据图4中所示的布置的第一推力系统TSa描述了图6和图7中所示的根据本发明的推力矢量校正方法100，第一推力系统TSa包括推力单元12a，推力单元12a包括旋转驱动第一机械转子12a‑r的二冲程热发动机，所述推力系统还包括用于校正由所述推力单元12a生成的推力矢量AL12a的装置19a，从而将电动马达19a‑e的致动与马达发电机的致动组合，所述电动马达的致动旋转驱动机械转子19a‑r以便加到所述推力矢量AL12a，所述马达发电机的致动减慢所述第一机械转子12a‑r的旋转，并且因此减小所述推力矢量AL12a。刚刚还鉴于根据图1中所示的布置的推力系统TSa或TSb的第二示例描述了根据本发明的这种推力矢量校正方法100，所述推力系统包括两个推力单元12a、12b，所述推力单元各自包括多个涡轮喷气发动机12a1，所述推力系统还包括由所述推力单元12a、12b生成的推力矢量AL12a、AL12b的电动校正装置，通过致动头部或尾部电动涡轮机，用于配备例如空中推进设备10，诸如已经参考图1描述的空中推进设备。 [0096] 根据本发明并且由推力单元提供的推力矢量校正方法的互操作性使得，推力单元可以非常好地用于移动空中推进设备，诸如已经参考图2描述的推进设备10，其具有四个推力系统TSa至TSd，其推力系统TSa在图3中详细示出。这种推力系统TSa在结构上与两个先前示例非常不同。然而，可以非常好地使用根据本发明的推力矢量校正方法。 [0097] 现在将参考图8给出对空中推进设备10(诸如已经参考图2描述的空中推进设备)的推力系统TSa的这种推力矢量校正方法100的描述。这种方法100类似于参考图6描述的方法，并且根据预先确定的时间周期SP迭代地包括： [0098] ‑将推力命令TC转化成由内燃机(在此情况下，涡轮喷气发动机)移动的轴或转子的旋转速度设定点RSI的步骤101； [0099] ‑产生所述内燃机的旋转轴的旋转速度设定点RSI与所测量速度RSM之间的误差值RSE的步骤102； [0100] ‑使用所述误差值RSE生成内燃机的动力命令PC(该动力命令PC任选地通过实现步骤111或112加以校正)以校正所述发动机的速度的步骤110； [0101] ‑生成由内燃机生成的推力矢量的电动校正装置的致动命令的步骤120。 [0102] 作为提醒，图3中所示的推力系统包括推力单元12a(包括涡轮喷气发动机)和呈成对的偏转器引导件19a‑1、19a‑5形式的推力矢量校正装置，所述成对的偏转器引导件彼此镜像地旋转安装，并且相互被布置成“夹捏”由所述涡轮喷气发动机的流体排放出口12a‑o下游的涡轮喷气发动机生成的推力矢量AL12a。每个偏转器引导件19a‑1或19a‑5通过电动致动器19‑3根据垂直于推力矢量AL12a的轴线旋转移动，电动致动器19‑3具有经由控制杆19a‑4与所述引导件协作的凸轮。 [0103] 为了实现图8中所示的根据本发明的推力矢量校正方法100，需要调适根据图2的这种空中推进设备10。第一调适旨在修改电子导航控制处理装置，以便在其程序存储器中植入程序指令，这些程序指令的执行致使实现如图8中所示的方法100，以便校正四个推力系统TSa至TSd中的每个的推力矢量AL12a至AL12d。在变型中，每个推力系统特有的处理装置(如图4中所示的装置30a)可以专用于这四个推力系统，以便分别实现这种方法100，推力系统TSa至TSd特有的所述处理装置与导航控制器电子装置协作，以提供推力命令TC。 [0104] 此外，根据图2的这种推进设备10的每个推力系统(其系统TSa示出在图3中)可以适于添加传感器(诸如根据图4的推力系统的传感器12a‑s)，用于测量涡轮喷气发动机的轴或转子的旋转速度。 [0105] 现在将参考图8考察如何将已经参考图6或7描述的推力矢量校正方法100的教导转用到根据图2的推进设备10的推力系统TSa，从而进行调适。 [0106] 像参考图7描述的方法100一样，根据本发明并且在图8中所示的推力矢量控制方法100不同于现有技术之处在于，其致使实现对所述推力单元12a的涡轮喷气发动机的速度控制110。这种控制的目的是使涡轮喷气发动机的转子轴尽可能快地达到旋转速度设定点值RSI，并且维持此旋转速度设定点值，而不管可能的外部干扰如何。因此，根据图8的方法100包括用于将源自电子导航控制器30的推力命令TC转化成推力单元12a的涡轮喷气发动机的转子的旋转速度设定点RSI的第一步骤101。 [0107] 如图8中所示的根据本发明的推力矢量控制方法100进一步不同于现有技术之处在于，其在推力单元12a的涡轮喷气发动机的转子的速度校正过程期间并且独立于所述校正过程包括生成推力系统的推力矢量电动校正装置19a(在此情况下，位于参考图3描述的推力系统TSa的涡轮喷气发动机的流体排放出口12a‑o下游的偏转器引导件19a‑1和/或19a‑5的致动器19a‑3)的致动命令AC的步骤120。像图6中所示的方法100一样，图8中所示的方法的步骤120被布置成基于内燃机12a‑e的轴的设定点速度RSI(取自步骤101)与所测量速度RSM之间的误差值RSE生成致动命令AC，所述误差值RSE在步骤102中计算。此迭代步骤 120的目的是与所述控制过程并行地(即，不影响对所述涡轮喷气发动机的转子的所述旋转速度的如此调节)主要补偿涡轮喷气发动机的低响应性。参考图3中所示的推力系统TSa的示例，本发明规定使用偏转器引导件19a‑1和/或19a‑5作为由推力单元12a的内燃机12a‑e生成的推力矢量AL12a的校正器。所述偏转器引导件的电动致动器19a‑3通常并入转换器或与转换器相关联，该转换器将分级电激活设定点转化成所述马达的凸轮的移位或冲程CS19。由于其设计，电动致动器19a‑3比涡轮喷气发动机的响应性好得多。其可以通过“夹捏”而引起偏转器引导件19a‑1和19a‑5下游的推力矢量AL12a的幅值的减小，这些偏转器引导件完全地或部分地偏转所述偏转器引导件19a‑1和19a‑5上游(即，流体排放出口12a‑o处)的所述推力矢量AL12a。如果所述偏转器引导件19a‑1和19a‑5被默认定位成“夹捏(pincer)”所述推力矢量AL12a、并且因此部分地(例如各自约为百分之五至百分之二十五)偏转流体排放口12a‑o处的推力矢量AL12a，则可以认为，旨在使所述偏转器引导件19a‑1和 19a‑5远离所述推力矢量AL12a的马达的致动相当于增加这些偏转器引导件下游的所述推力矢量AL12a。因此，可以认为，偏转器引导件19a‑1和/或19a‑5经由电动致动器19a‑3的致动可以增大、减小或者甚至反转偏转器引导件19a‑1和19a‑5下游的由所述涡轮喷气发动机生成的推力矢量AL12a。因此，在涡轮喷气发动机的发动机速度的加速阶段中，旨在使所述偏转器引导件19a1和/或19a‑5远离推力矢量AL12的电动凸轮马达的突然适当致动使得可以非常快速地获得所述偏转器引导件下游的具有增加的幅值或力的推力矢量，该增加的幅值或力与推力矢量AL12a在涡轮喷气发动机具有几乎瞬时响应的情况下将实际上描述的幅值或力相同。如已经参考图6中所示的方法100所解释的，实现对涡轮喷气发动机的速度控制(步骤110)倾向于使涡轮喷气发动机达到旋转速度设定点RSI。电动马达的凸轮的冲程逐渐恢复其标称或默认位置，并且偏转器引导件19a‑1和/或19a‑5再次“夹捏”由涡轮喷气发动机生成的推力矢量AL12a的一部分。通过根据周期SP迭代实现方法100，一旦误差值RSE再次为正(即，一旦涡轮喷气发动机的旋转轴的旋转速度RS12降到设定点速度RSI以下)并且值足以引起马达的新的致动，偏转器引导件19a‑1和/或19a‑5就在电动马达的作用下再次移动，以便减少其对推力矢量AL12a的“夹捏效应”。 [0108] 相应地，当误差值RSE变成负时(即，一旦涡轮喷气发动机的旋转轴的旋转速度RS12超过设定点速度RSI)，凸轮马达的致动命令引起偏转器引导件19a‑1和/或19a‑5对推力矢量的夹捏的增加。因此，在涡轮喷气发动机的发动机速度的减速阶段中，本发明使得可以非常快速地获得所述偏转器引导件下游的具有减小的幅值的推力矢量，该减小的幅值与推力矢量AL12a在涡轮喷气发动机具有几乎瞬时响应的情况下将实际上描述的幅值相同。由于实现对涡轮喷气发动机的速度控制(步骤110)倾向于使涡轮喷气发动机达到旋转速度设定点RSI，因此电动马达的凸轮的冲程逐渐恢复其标称或默认位置，并且偏转器引导件 19a‑1和/或19a‑5再次仅“夹捏”由涡轮喷气发动机生成的推力矢量AL12a的一小部分(例如其百分之十)或该推力矢量的任何其他部分(有利地包括在百分之五至百分之二十五之间)。 [0109] 本发明提供步骤120，其被布置成通过对内燃机12a‑e的轴的旋转速度设定点RSI与所测量旋转速度RSM之间的误差值RSE的乘法、积分和/或求导来迭代地生成推力矢量AL12a的所述电动校正装置(在此情况下，电动马达)的致动命令AC。根据优选实施例，重点完全或主要放在与所述误差值RSE成比例地获得的致动命令上。致动命令AC的计算120还可以使用涡轮喷气发动机的响应性的模型，使得偏转器引导件下游的推力系统TSa的推力矢量描述如下推力幅值：其在推力单元12a的涡轮喷气发动机的速度校正过程期间尽可能稳定，并且防止任何过度补偿现象。 [0110] 因此，方法100的实现使得可以增大或减小由推力单元12a的内燃机12a‑e生成的推力矢量AL12a的幅值。在由两个偏转器引导件19a‑1、19a‑5对内燃机12a‑e的流体排放出口12a‑o下游的推力矢量的完全夹捏期间，这甚至可以引起所述推力矢量的方向的反转。当所述偏转器引导件被布置成以这种反射引导流体流，使得在所述偏转器引导件的远侧部分的水平处生成次级推力矢量AL12a’和AL12a”并且所述次级推力矢量具有与所述偏转器引导件上游的原始推力矢量AL12a的方向相反的方向时，可以使这种反推力或推力反转成为可能。这种致动引起制动或反推力的技术效果，这在控制根据图2的推进设备10时特别有益。为了能够实现这种反推力，还必需保持偏转器引导件19a‑1、19a‑5上游的推力矢量AL12a具有足够幅值。使用如上文所描述的步骤111来校正在步骤110中生成的动力命令PC以使得所述动力命令不小于下限阈值PCMin在这方面特别有利。类似地，根据图8的方法100可以包括用于限制在步骤110中生成的动力命令PC以使得所述动力命令不超过上限阈值PCMax的步骤112。以此方式，在根据图2的空中推进设备10起飞时，打开偏转器引导件19a‑1和19a‑5以补偿因此产生的动力不足，可以减少由推力单元的内燃机引起的噪声滋扰。为了解释初始化这种较低PCMin和/或较高PCMax阈值，根据图8的方法100可以包括步骤113，其用于解码或考虑源自所述推进设备10的导航控制器电子装置的推力单元的推力的上限设定点HTLI和/或下限设定点LTLI。 [0111] 可以实现同一推力矢量控制方法100以校正图2中所示的推进设备10的推力系统TSb、TSc和TSd的推力单元12b、12c、12d的推力矢量。电子导航控制器30负责将经调适的推力命令TC发送到四个推力系统TSa至TSd。 [0112] 已经通过推力系统、更具体来说推力单元和推力矢量校正装置的不同配置描述了本发明，所述推力系统分别包括二冲程、四冲程内燃机、涡轮喷气发动机和伺服马达类型的电控致动器、旋转轴马达、凸轮马达等等。不应认为本发明仅限于推力器或致动器的这些示例。本发明更一般地涉及校正由一个或多个主推力器提供的推力矢量，其中需要响应于修改动力(或发动机速度)的命令来补偿响应性。类似地，不应认为本发明仅限于竖直起飞和降落的空中推进设备的示例。本发明可以应用于校正用于配备承载负载的任何推进设备(无论是空中、水上的还是陆地的)的推力系统的推力矢量。 |
||
QQ群二维码
意见反馈
意见反馈