调节用于旋转机翼飞行器的带有三个发动机的动力设备的方法与流程

本申请要求2015年6月23日提交的法国专利申请第FR 15 01300号的权益，该申请的全部内容以参见的方式纳入本文。

本发明处于对具有多个发动机的旋转机翼飞行器提供动力的技术领域，并且更具体地处于调节此种动力设备的技术领域。

本发明提供一种调节用于旋转机翼飞行器的动力设备的方法，以及还提供一种动力设备和设有此种动力设备的旋转机翼飞行器。本发明具体地意图用于调节具有三个发动机的动力设备。

背景技术：

用于旋转机翼飞行器的动力设备通常包括一个或两个发动机以及主动力传递齿轮箱。每个发动机均机械地驱动主齿轮箱，以使得该主齿轮箱的至少一个主输出轴转动。该主输出轴限制成随着旋转机翼飞行器的至少一个主旋翼转动，从而为飞行器提供升力并且还可能提供推进力。

该主齿轮箱通常还具有副输出轴，以例如用于经由辅助齿轮箱驱动一个或两个推进螺旋桨的尾部旋翼转动，以及还驱动发电机和/或液压系统转动。诸副输出轴的各转动频率通常不同于主输出轴的转动频率。

应观察到的是，术语“发动机”用于意指驱动器单元，该驱动器单元机械地驱动所述主齿轮箱，并且因此有助于为该旋转机翼飞行器提供升力和/或推进力。作为示例，这些发动机可以是涡轮轴发动机。

现在通常做法是在旋转机翼飞行器上使用带有两个发动机的动力设备，每个发动机均由专用的计算机所控制。这些发动机通常是符合调节规则而操作的相同涡轮轴发动机。

例如，比例调节能用于使得系统能与该系统的待调节的当前数值和设定点数值之间的差值成比例地调节。此种调节通常是有效的。然而，比例调节无论如何都无法到达设定点数值，并且总是存在当前数值和设定点之间的差值。然而，可通过减小差值来接近该设定点，但该系统则通常变得不稳定。

施加于飞行器的带有两个发动机的动力设备的此种比例调节使得该动力设备的两个发动机能既在转动频率方面又在所输送的动力方面自然地平衡。然而，此种比例调节无法使得飞行器的主旋翼的转动频率精确地且有效地稳定。

然后，可增加预测该动力设备所要输送的动力的计算，以改进该飞行器的主旋翼的转动频率的此种比例调节的有效性。此种动力预测计算在文献FR 3 000 466中在具有可变转动频率的主旋翼的具体内容中有具体描述。

为了改进比例调节，可引入附加的校正，该校正使得追踪设定点中的误差能被消除。此种校正与对当前数值和设定点之间的差值的一段时间的积分成比例，即该校正与持续地测得的所有差值之和成比例。因此，这称为比例积分调节。

还存在比例积分微分调节，该比例积分微分调节包括与差值的微分成比例的附加校正。此种校正使得另外考虑差值中既在方向上又在幅度上的变化成为可能。

比例积分调节频繁地用在带有一对发动机的飞行器，因此可精确地控制主旋翼的转动频率以及还有飞行器的性能。操作则在动力设备的两个发动机之间得以平衡，因此可具体地用于确保磨损在这些发动机上并且也在连接于主齿轮箱的机械入口连接件上是对称的。

然而，此种比例积分调节要求两个发动机的计算机之间的复杂连接，以确保每个发动机均输送相等的动力。具体地说，此种比例积分调节要求在两个计算机之间使用平衡环路。

此外，这些计算机须具有相对较高的性能，以使得此种调节是可能的。例如，这些计算机可以是全权限数字发动机控制(FADEC)的类型。这些计算机通常也通常是双通道计算机，即计算机之间的以及还有计算机和发动机之间的连接是双重的，以使得那些连接是安全的，并且因此使得动力设备的操作是安全的。

此外，旋转机翼飞行器的尺寸趋于增大，从而对于来自动力设备的动力的需要也增大。因此，此种飞行器的动力设备设有至少三个发动机，以能够输送充足的动力。

带有三个发动机的旋转机翼飞行器如今主要装配有三个相同的发动机，因此可具体地确保该动力设备在一个发动机发生故障的事件中反应地响应，并且还简化发动机的安装和集成。

当这些发动机具有相同的用于转动构件的驱动特征时，则这些发动机被称为是“相同的”。

相反，当发动机具有不同的驱动特征、即发动机对于输出轴产生不同的最大动力和/或不等的最大扭矩和/或不同的最大转动频率时，这些发动机被称为“不等同的”。因此，两个不等同的发动机可例如分别对应于以每分钟数万转驱动输出轴的发动机和以每分钟不到一万转驱动输出轴的发动机。

对于具有三个相同发动机的动力设备而言，三个相同的发动机通常被相同地调节，且每个发动机均输送相等的动力。

然而，施加于三个相同发动机的调节可以是不同的，例如两个发动机可被认为是主发动机，而第三发动机被认为是副发动机。取决于动力设备上的负荷和需求，副发动机则输送附加于由两个主发动机所输送动力的动力。由副发动机输送的动力则通常与由每个主发动机输送的动力不同。

此外可能的是，在带有三个发动机的动力设备上使用不等同的发动机，以例如满足安全需求或者实际上缓解来自能在市场上获得的发动机的动力的缺乏。对于此种带有三个发动机的动力设备而言，三个发动机的调节会变得甚至更加复杂，具体地在发动机之间分配动力以及调节主旋翼的转动频率方面。

在两种情况中，即不管动力设备的发动机是相同的还是不等同的，动力设备的主发动机和每个副发动机之间的动力分配会是有问题的并且难以优化。

具体地说，文献FR 2 998 542、FR 2 998 543以及FR 3 008 957是已知的，这些文献描述了一种用于旋转机翼飞行器的动力设备，该动力设备具有两个相同的主发动机和副发动机。

文献FR 2 998 542描述了一种输送恒定的副动力的副发动机，该副发动机在诸如下降、起飞或悬停之类的某些特定飞行状况下进行操作。

相反，文献FR 2 998 543描述了这样一种副发动机，该副发动机输送的副动力与由每个主发动机输送的主动力成比例，其中比例系数小于或等于0.5。

根据文献FR 3 008 957，将主发动机调节在针对飞行器的主旋翼的转动频率的第一设定点上，而将副发动机调节在针对副发动机的动力的第二设定点上。此外，也将主发动机调节在针对预测动力的第三设定点上，以使得联合地作用的主发动机和副发动机能输送主旋翼所需的用于飞行器飞行的动力。

因此，飞行器的动力设备的定尺寸是复杂的，且与所选定的构造无关。

在技术背景中，文献US4479619是已知的，该文献提出一种用于带有三个发动机的直升飞机的动力传递系统。该方案还提出使三个发动机中的一个脱开的替代方案。申请人的超级黄蜂(Super Frelon)直升飞机也具有三个相同的涡轮轴发动机。

文献US3963372提出了一种用于在带有三个发动机的直升飞机中管理动力以及控制这些发动机的方案。

为了缓解发动机被设计成尺寸过大的问题，过去已设想了一种用于带有两个发动机的飞行器的动力设备，该动力设备所具有的这些发动机具有不等同的最大动力。这应用于文献WO 2012/059671，该文献提出具有不等同的最大动力的两个发动机。

技术实现要素：

因此，本发明的目的是优化新颖构造的动力设备的调节。具体地说，本发明可持续地并且根据飞行器的动力需求、而根据主发动机上的负荷来管理动力在动力设备的主发动机和每个副发动机之间的分配。

因此，本发明提供一种调节用于旋转机翼飞行器的具有至少三个发动机的动力设备的方法。

此种调节用于飞行器的动力设备的方法用于具有第一发动机组、第二发动机组以及主动力传递齿轮箱的动力设备，两个发动机组机械地驱动主齿轮箱以使得主齿轮箱的主输出轴转动。该主输出轴被限制为与飞行器的主旋翼一起转动，该主旋翼具有转动频率NR。第一发动机组包括至少两个主发动机，且第二发动机组包括至少一个副发动机。

此外，每个主发动机和每个副发动机均具有根据飞行阶段并且根据发动机的操作条件而不同的最大动力，且每个主发动机和每个副发动机通常是各自具有气体发生器和自由涡轮机的涡轮轴发动机。因此，每个主发动机输送主最大动力W_Max1，且每个副发动机输送副最大动力W_Max2。这些主最大动力W_Max1和副最大动力W_Max2的数值由发动机的制造商提供，这些数值通常呈随飞行器外部空气的压力和温度变化的曲线(或图形)(plots)形式。

作为示例，最大持续动力(MCP)能在飞行器的飞行期间持续地获得，且较大数值的最大起飞动力(TOP)能在飞行器起飞阶段期间的有限时长内获得。

此外，为了补偿发动机的故障，致使保持操作的每个发动机在称为一个发动机不工作(OEI)的特定模式中操作。此种特定模式使得每个发动机产生紧急机械动力，该紧急机械动力大于最大持续机械动力MCP，但在操作时间上有所限制。

本发明的调节动力设备的此种方法包括以下多个步骤：

确定针对主旋翼的转动频率NR的第一设定点NR^*；

将每个主发动机的操作调节在针对飞行器的主旋翼的转动频率NR的第一设定点NR^*上；

确定飞行器飞行所需的飞行动力W_vol，该飞行动力W_vol由动力设备输送；

确定针对由第二发动机组输送的动力的第二设定点W₂^*，以使得每个副发动机仅仅在飞行动力W_vol大于每个主发动机的所述主最大动力W_Max1之和时操作；以及

将每个副发动机的操作调节在针对动力的第二设定点W₂^*上。

在旋转机翼飞行器的内容中，针对飞行器的主旋翼的转动频率NR的第一设定点NR^*典型地是恒定数值。因此，该恒定的第一设定点NR^*在研究和测试之后开发飞行器的同时确定，以考虑各种标准，例如机载重量、飞行器的行进速度、空气动力学或实际上任务类型。

然而，针对飞行器的主旋翼的转动频率NR的此种第一设定点NR^*也可以是可变的，通常例如在主旋翼的标称转动频率的15％至20％的量级的预定范围内可变。第一设定点NR^*中的此种变化可例如尤其是在较高前行速度下、减小来自飞行器的噪声或者实际上改进该飞行器的空气动力学性能。

此种可变的第一设定点NR^*则在飞行器的飞行期间持续地确定。此种可变的第一设定点NR^*可由飞行器的机载计算机、例如自动飞行控制系统“(AFCS)”确定。具体地说，该可变的第一设定点NR^*可尤其是根据对于飞行器控制上的作用、飞行器的飞行特征以及飞行器的飞行阶段来确定。

然后，对第一发动机组的操作进行调节，以控制飞行器的主旋翼的转动频率NR。该转动频率NR则基本上等于第一设定点NR^*，但当调节在动态阶段中进行时，该转动频率可围绕该第一设定点NR^*小幅地改变。

proportional integral regulation loop,作为示例，使用比例积分调节环(proportional integral regulation loop)、可能地经由第一调节器装置来调节第一发动机组的每个主发动机的操作。第一调节器装置用于调节每个主发动机的自由涡轮机的转动频率，且每个主发动机较佳地是由FADEC类型的主计算机管理的涡轮轴发动机。每个主发动机的自由涡轮机驱动主齿轮箱，并且至少使得主输出轴且由此使得旋转机翼飞行器的主旋翼以转动频率NR转动。

之后，确定针对由第二发动机组输送的动力的第二设定点W₂^*，以使得第二发动机组仅仅在飞行动力W_vol大于能由第一发动机组输送的最大动力时操作。

飞行器的飞行动力W_vol主要由飞行器飞行所需的动力构成，以执行由飞行员所要求的操纵和运动。飞行所需的该动力在主旋翼和反扭矩旋翼之间共享。

应观察到的是，飞行器的该飞行动力W_vol也包括用于为飞行器的设备提供动力的辅助动力。作为示例，辅助动力用于为飞行器机舱进行空气调节，用于为飞行器上诸如航空电子设备和交流发电机之类的机载电气设备提供动力，或者实际上为飞行器的液压设备提供动力。能以已知的方式确定该辅助动力，该辅助动力主要由电力和液压动力构成。

最终，调节第二发动机组的操作以输送第二动力W₂。因此，该第二动力W₂基本上等于第二设定点W₂^*，但当调节在动态阶段中进行时，该第二动力可围绕该第二设定点W₂^*小幅地改变。

作为示例，使用比例调节环或实际上比例积分调节环、可能地借助第二调节器装置来调节第二发动机组的每个副发动机的操作。因此，从用于维持飞行器性能所需的驾驶角度来看，与驾驶带有两个发动机的飞行器相比，无需增大飞行员的工作负荷就能调节由每个副发动机输送的动力。该第二调节器装置用于控制来自每个副发动机的扭矩，以使得第二发动机组输送第二动力W₂，即使每个副发动机的转动速度由被调节在第一设定点NR^*上的每个主发动机赋予仍可。

此外，第二调节器装置包括与副发动机同样多的副计算机，且每个副计算机均连接于单个副发动机，这些副计算机彼此连接以使得副发动机能得以调节。作为示例，每个计算机均是FADEC类型的。

在此种调节动力设备的方法中，每个副发动机仅仅在所述飞行动力W_vol大于来自每个主发动机的主最大动力W_Max1之和时操作。因此，仅仅当第一发动机组在维持其性能的同时依靠其自身无法输送飞行器飞行所需的飞行动力W_vol时，使用每个副发动机。

然后，基于飞行动力W_vol和能由第一发动机组输送的最大动力之间的比较，需考虑若干情况。

首先，在第一情况中，只要来自每个主发动机的主最大动力W_Max1的第一总和大于或等于飞行动力W_vol，该第二设定点W₂^*就是零。于是，第一发动机组依靠其自身起作用并且无需来自第二发动机组的辅助就能输送用于飞行器飞行所需的飞行动力W_vol。

该第一情况对应于消耗较小动力的飞行阶段。作为示例，这些飞行阶段可以是下降飞行或者以低速水平飞行和/或具有较小机载重量的阶段。

相反，当来自每个主发动机的主最大动力W_Max1的第一总和小于飞行动力W_vol时，第二发动机组需要输送副动力以使得动力设备能输送飞行动力W_vol。该第二设定点W₂^*则并非是零。然而，然后需要对两个其他情况进行区分，并且这两个情况在下文称为第二情况和第三情况。

在第二情况中，当飞行动力W_vol和来自每个主发动机的主最大动力W_Max1的第一总和之间的差值是正的并且小于来自每个副发动机的副最大动力W_Max2的第二总和时，第二设定点W₂^*等于飞行动力W_vol和主最大动力W_Max1的第一总和之间的该差值。

每个副发动机则处于使用中并且可能甚至较重地加载，以输送为了确保飞行器性能所需的附加动力。该第二情况对应于飞行器中消耗大量动力的飞行阶段。作为示例，这些飞行阶段可以是起飞、着陆、悬停、爬升飞行或者实际上以高速水平飞行和/或具有较重机载重量的阶段。

在第三情况中，当飞行动力W_vol和主最大动力W_Max1的第一总和之间的差值大于副最大动力W_Max2的第二总和时，第二设定点W₂^*等于副最大动力W_Max2的第二总和。

然后，每个副发动机加载至最大程度，以输送等于副最大动力W_Max2的附加动力。主发动机也输送他们的主最大动力W_Max1。然而，该第三情况是例外的，其中，动力设备输送最大可获得动力来用于主发动机和副发动机的正常操作。飞行员则不具有用于发动机正常操作的附加动力裕度。该第三情况例如对应于用于避开障碍物的突然操纵或者对应于发动机故障。

因此，这三个情况能使用以下公式来进行归纳：

W₂^*＝MIN{ΣW_Max2,MAX[0,W_vol-ΣW_Max1]}

有利的是，每个副发动机并不持续地使用，而是仅仅在消耗大量动力的飞行阶段期间有需要的时候使用，以减少对每个副发动机的磨损，因此可既降低该副发动机的维护成本又缩短飞行器不可用的时间。

较佳地是，第一发动机组包括两个相同的主发动机，而第二发动机组包括不同于主发动机的单个副发动机。该副发动机可例如与主发动机相比重量较轻且尺寸较小，并且可输送小于主发动机的最大动力的最大动力。

此外，第一发动机组和第二发动机组共同地输送输出动力W_s。该输出动力W_s等于由第二发动机组输送的第二动力W₂加上由第一发动机组提供的第一动力W₁之和，以使得：

W_s＝W₁+W₂

在调节动力设备的方法中，确定飞行预测动力Ws^*，该飞行预测动力对应于可能潜在地飞行器飞行所需的动力，该动力会需要由动力设备输送并且因此由第一发动机组和第二发动机组共同地输送。该飞行预测动力Ws^*通常根据用于飞行器的主旋翼的桨叶的总距控制的位置、主旋翼的转动频率NR以及飞行器的行进速度来评估。

之后，确定针对由第一发动机组输送的动力的第三设定点W₁^*，以使得：

Ws^*＝W₁^*+W₂^*

最后，能使用该针对动力的第三设定点W₁^*，以使得第一发动机组和第二发动机组预测飞行器对于动力的需求并且共同地作用以输送飞行预测动力Ws^*。

飞行预测动力Ws*可通过预测装置基于对扭矩和/或飞行器的主旋翼处动力需求的预测的考虑来确定。

该飞行预测动力Ws*也可基于飞行器的性能要求、尤其是基于关于飞行器的飞行状态和飞行情况的信息并且也根据由飞行器的飞行员操作的飞行控制件来确定。例如，预测装置考虑第一设定点NR^*并且还考虑主旋翼的加速或减速。

预测装置可结合在存在于飞行器中的计算装置中，或者实际上直接地结合到飞行器的航空电子设备安装件中。

此外，在飞行器的给定飞行阶段的特定情况中并且由于主旋翼的转动频率NR由第一发动机组调节，因而飞行预测动力Ws*可以是恒定的。该第二调节器装置则用于调节该所需的飞行预测动力Ws*在每个发动机组之间的分配。

因此，该第二发动机组仅仅在动力上取决于第二设定点W₂^*受控，同时调节第一发动机组以给出控制飞行器的主旋翼的转动频率NR的优先权。因此，由每个发动机组输送的动力能有利地根据要求且在不会降低动力设备的性能的情形下、并且具体地在符合第一设定点NR^*的同时得以优化。然后，通过计算装置基于动力设备的各种操作标准来执行飞行预测动力Ws^*在两个发动机组、即在针对动力的第二设定点W₂^*和第三设定点W₁^*之间的分配。

此外，应观察到的是，飞行动力W_vol随着飞行器的飞行状况、具体地说随着气候条件、随着飞行器的特征以及随着飞行器的飞行阶段而改变。

为了检测这些飞行阶段，可使用用于自动地确定飞行器的飞行阶段的选择算法。

作为示例，该算法使用针对飞行器的由存在于该飞行器中的速度传感器所确定的水平速度Vh和垂直速度Vz的数值。

该算法也能使用来自飞行器的飞行控制件的数据。确切地说，飞行器控制件位置的具体组合对应于飞行器的具体飞行阶段，且这些飞行阶段是不同的。例如，已知利用总距杆(用于控制主旋翼的桨叶的总距)和踏板(用于控制反扭矩旋翼的桨叶的总距)的位置来确定飞行器的飞行阶段。

最后，该算法可利用飞行器沿着该飞行器的每个轴线的姿态和加速数据。作为示例该数据可由惯性单元或者由姿态和航向参考系统(AHRS)来供给。

对于飞行器的每个飞行阶段，特定性能曲线可确定飞行器飞行所需的动力，且动力设备需要输送与飞行所需动力加上辅助动力之和相等的飞行动力W_vol以执行该飞行阶段。根据飞行阶段，这些性能曲线由是气候条件、尤其是飞行器外部空气的压力和温度的函数的和/或飞行器的总体重量的函数的曲线所构成。

这些性能曲线通常考虑飞行器的特征、例如空气动力学特征。例如，与每个发动机相关联的进气口类型和排气口类型由于由此产生的压头损失而对发动机的操作具有影响，并且可被考虑到性能曲线中。类似地，当过滤器用在每个进气口上而由此降低发动机的性能时，需要使用考虑该过滤器的特定性能曲线。

此外，飞行器的主旋翼的对于所需动力产生影响的转动速度和效率能用于借助如下性能曲线来调节飞行所需的动力：这些性能曲线具体地考虑主旋翼的转动频率NR。

在至少一个主发动机发生故障的事件中，可将每个副发动机的操作持续地调节在针对动力的第二设定点W₂^*上。因此，每个副发动机仅仅在飞行动力W_vol大于由每个操作的主发动机输送的主最大动力W_Max1之和时操作。

此外，甚至当第二设定点W₂^*是零时，每个副发动机仍“运转”并且以较低的转动速度操作，从而能够在主发动机发生故障的事件中快速地启动。

然而，在至少一个主发动机发生故障的事件中，每个副发动机也可差异地调节，以将动力设备的动力差异地分配在还未发生故障的每个主发动机和每个副发动机之间。

例如，可使用输送其副最大动力W_Max2的每个副发动机。因此，第二发动机组输送最大第二动力W₂以限制由第一发动机组输送的第一动力W₁。这可减少或甚至避免使用仍操作的每个主发动机的OEI操作模式。

也可将每个副发动机的操作调节在针对主旋翼的转动频率NR的第一设定点NR^*上，以确保符合该第一设定点NR^*。此种调节能以比例模式或者实际上以比例积分模式来执行。

本发明还提供一种用于飞行器的动力设备，该动力设备包括第一发动机组、第二发动机组以及主动力传递齿轮箱。这两个发动机组机械地驱动主齿轮箱，以使得该主齿轮箱的至少一个主输出轴转动。该主输出轴被限制为随着飞行器的主旋翼一起以转动频率NR转动。

第一发动机组包括至少两个主发动机和第一调节器装置。该第一调节器装置构造成将每个主发动机的操作调节在针对飞行器的主旋翼的转动频率NR的第一设定点NR^*上。

第二发动机组具有至少一个副发动机和第二调节器装置。该第二调节器装置构造成将由每个第二副发动机输送的动力调节在针对由该第二发动机组输送的动力的第二设定点W₂^*上。

该动力设备需要输送飞行器飞行所需的飞行动力W_vol。此外，每个主发动机能够输送主最大动力W_Max1，且每个副发动机能够输送副最大动力W_Max2。

如上所述，计算装置构造成确定第二设定点W₂^*，从而每个副发动机仅仅当第一发动机组依靠其自身无法输送飞行器飞行所需的飞行动力W_vol时操作。这些计算装置可位于动力设备中或者飞行器中。

该动力设备还可包括预测装置，该预测装置构造成确定飞行器飞行所需的飞行预测动力Ws^*，该飞行预测动力需要由第一和第二发动机组共同地输送。因此，确定针对将由第一发动机组输送的动力的第三设定点W₁^*，以使得：

Ws^*＝W₁^*+W₂^*

最后，能使用针对动力的该第三设定点W₁^*，以使得第一发动机组和第二发动机组预测飞行器的动力需求并且共同地作用以输送飞行预测动力Ws^*。

该第一发动机组较佳地具有两个相同的主发动机，而第二发动机组具有不同于主发动机的单个副发动机。

在至少一个主发动机发生故障的事件中，第二调节器装置使得每个副发动机的操作能以比例模式或者实际上以比例积分模式调节在针对主旋翼的转动频率NR的第一设定点NR^*上。该第二调节器装置也可将每个副发动机的操作调节在如上文所确定的或者实际上通过输送可从每个副发动机获得的副最大动力W_Max2而确定的针对动力的第二设定点W₂^*上。

本发明还提供一种旋转机翼飞行器，该旋转机翼飞行器具有至少一个主旋翼、如上所述的动力设备以及航空电子安装件，该动力设备驱动主旋翼转动。计算装置可位于飞行器的航空电子设备安装件中。

附图说明

参照附图以示例和描述的方式给出实施方式的以下描述，从中将更详细地示出本发明及其优点，在附图中：

图1示出装配有本发明的用于调节动力设备的装置的旋转机翼飞行器；

图2是归纳本发明的用于调节动力设备的方法的框图；以及

图3至5是飞行器的性能曲线。

在一个以上的附图中出现的元件在各图中采用相同的附图标记。

具体实施方式

图1示出旋转机翼飞行器30，该旋转机翼飞行器具有主旋翼31、尾部旋翼32、动力设备1以及航空电子安装件5。该动力设备1具有第一发动机组10、第二发动机组20以及主动力传递齿轮箱2。这两个发动机组10和20机械地驱动主齿轮箱2，以驱动该主齿轮箱2的主输出轴3转动。该主输出轴3限制成与主旋翼31一起转动，并以转动频率NR转动，从而为飞行器30提供升力并且还可能提供推进力。

尾部旋翼32也可经由来自主齿轮箱2的副输出轴由该主齿轮箱2驱动转动。

第一发动机组10包括两个相同的主发动机11和12以及第一调节器装置15。该第一调节器装置15具有两个主计算机13和14，每个主计算机13、14均连接于单个主发动机11、12。主计算机13和14也彼此连接。每个主发动机11、12均输送主最大动力W_Max1。

第二发动机组20包括副发动机21和第二调节器装置25。第二调节器装置25包括副计算机22，该副计算机连接于副发动机21。副发动机21不同于主发动机11和12。副发动机21与主发动机11和12相比重量较轻并且具有较小的尺寸，并且该副发动机输送副最大动力W_Max2，该副最大动力小于来自主发动机11、12的主最大动力W_Max1。

主发动机11和12以及副发动机21均是涡轮轴发动机，每个涡轮轴发动机均包括气体发生器和驱动主齿轮箱2的自由涡轮机。

主发动机11和12以及副发动机21能输送主最大动力W_Max1和副最大动力W_Max2，具体地是最大持续动力MCP、最大起飞动力TOP以及OEI应急机械动力，该主最大动力和副最大动力取决于飞行阶段和发动机的操作状况是不同的。

航空电子设备安装件5具有计算装置6和预测装置7。

图2是归纳本发明的用于调节动力设备的方法的框图。调节动力设备的该方法包括5个主要步骤。

在第一步骤51期间，确定针对主旋翼31的转动频率NR的第一设定点NR^*。该第一设定点NR^*可以是在飞行器30的开发期间确定的固定数值，或者该第一设定点可以是之后在飞行器30正飞行的同时由计算装置6持续地确定的可变数值。

在第二步骤52期间，借助第一调节器装置15将每个主发动机11、12的操作调节在针对主旋翼31的转动频率NR的第一设定点NR^*上。

因此，借助该第一调节器装置15，第一发动机组10用于控制主旋翼31的转动频率NR，该转动频率NR基本上等于第一设定点NR^*。

作为示例，该第一调节器装置15用于使用比例积分调节环来调节两个主发动机11、12。由于这两个主发动机11、12是相同的，因而它们的操作是对称的，每个主发动机11、12贡献同等的份额来经由主输出轴3来驱动主旋翼31。

在第三步骤53期间，确定飞行器30飞行所需的飞行动力W_vol。该飞行动力W_vol由动力设备1输送并且在主旋翼31、尾部旋翼32以及飞行器30上的机载设备之间共享。

因此，该飞行动力W_vol等于对该设备提供动力的辅助动力加上使得飞行器30飞行所需的动力之和，该动力使用用于飞行器30的性能曲线来确定。这些性能曲线专门针对飞行器30的每个飞行阶段。

这些性能曲线的示例在图3至5中示出。

图3示出用于飞行器30的悬停飞行的第一性能曲线。用于悬停飞行的该第一性能曲线由根据气候条件、具体地是飞行器30外部空气的压力P0和温度T0的曲线构成。

图4示出用于飞行器30的水平飞行的第二性能曲线。用于水平飞行的该第二性能曲线由根据飞行器30的总体质量M的曲线构成。

图5示出用于飞行器30的爬升飞行的第三性能曲线。用于爬升飞行的该第三性能曲线由根据气候条件、具体地是飞行器30外部空气的压力P0和温度T0的曲线构成。

存在针对其他飞行阶段、具体地是针对飞行器30的起飞和着陆阶段的未示出的其它性能曲线。

驱动第四步骤54，确定针对由第二发动机组20输送的动力的第二设定点W₂^*。

该第二设定点W₂^*由计算装置60根据飞行器30的飞行动力W_vol和来自第一发动机组10的每个主发动机11、12的主最大动力W_Max1来确定，以使得副发动机21仅仅当第一发动机组10依靠于其自身无法输送飞行器30飞行所需的飞行动力W_vol时操作。

因此，只要来自每个发动机11、12的主最大动力W_Max1的第一总和大于或等于飞行动力W_vol，该第二设定点W₂^*就是零。于是，第一发动机组10依靠其自身起作用并且无需来自第二发动机组20的辅助就能输送用于飞行器30飞行所需的飞行动力W_vol。该第一情况对应于飞行器30的消耗较小动力的飞行阶段。

此外，在第二情况中，当飞行动力W_vol和来自每个主发动机11和12的主最大动力W_Max1的第一总和之间的差值是正的并且小于来自副发动机21的副最大动力W_Max2的第二总和时，第二设定点W₂^*等于飞行动力W_vol和主最大动力W_Max1的第一总和之间的该差值。

相反，在第三情况中，当飞行动力W_vol和主最大动力W_Max1的第一总和之间的差值大于副最大动力W_Max2的第二总和时，第二设定点W₂^*等于副最大动力W_Max2的第二总和。

副发动机21然后加载或者实际上较重地加载，以输送用于执行飞行器30的飞行阶段所需的附加动力。该情况对应于飞行器30中消耗大量动力的飞行阶段。

在第五步骤55期间，由第二调节器装置25将副发动机21的操作调节在针对动力的第二设定点W₂^*上。因此，该第二发动机组21输送基本上等于该第二设定点W₂^*的第二动力W₂。

因此，副发动机21的操作根据来自主发动机11、12的动力需求而得以优化。调节动力设备的方法有利地可持续地并且根据飞行器30的动力需求并根据主发动机11和12上的负荷、来管理动力在动力设备10的主发动机11和12以及副发动机21之间的分配。

调节动力设备的方法还可包括三个附加的步骤。

在第六步骤56期间，由预测装置7来确定飞行预测动力Ws^*。该飞行预测动力Ws^*对应于这样的动力，该动力是可能潜在地是飞行器30飞行所需的并且需要由主发动机11和12以及副发动机21共同地输送。

在第七步骤57期间，计算装置6确定针对第一发动机组10将要输送的动力的第三设定点W₁^*，以使得：

Ws^*＝W₁^*+W₂^*

在第八步骤58期间，能使用针对动力的第三设定点W₁^*，以使得第一发动机组10和第二发动机组20预测飞行器30的动力需求并且共同地输送飞行预测动力Ws^*。

然后，该第一发动机组10和第二发动机组20共同地输送输出动力Ws，该输出动力等于由第二发动机组20输送的第二输出动力W₂加上由第一发动机组10输送的第一动力W₁之和，以使得：

Ws＝W₁+W₂

第一动力W₁则基本上等于第三设定点W₁^*，且输出动力Ws基本上等于飞行预测动力Ws^*。

此外，在主发动机11、12发生故障的事件中，可将副发动机21的操作持续地调节在针对动力的第二设定点W₂^*上。因此，副发动机21仅仅在飞行动力W_vol大于由仍工作的主发动机11、12输送的主最大动力W_Max1时操作。

然而，在主发动机11、12发生故障的事件中，副发动机21的调节也可以是有差异的，从而动力设备1输送的动力在副发动机21和还未发生故障的主发动机11、12之间有不同的分配。

例如，可使用副发动机21输送其副最大动力W_Max2。然后，该第二发动机组20输送第二最大动力W₂以限制由第一发动机组10输送的第一动力W₁。因此，可减少或甚至避免使用每个主发动机11和12的OEI应急模式以及相关联的应急机械动力。

也可将副发动机21的操作调节在针对主旋翼31的转动频率NR的第一设定点NR^*上，以确保符合该第一设定点NR^*。此种调节能以比例模式或者以比例积分模式来执行。

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。