调节旋翼飞行器的三引擎动力设备的方法与流程

本申请要求2015年6月23日提交的FR1501299的权利，其整体被并入本文。

技术领域

本发明涉及为具有多个引擎的旋翼飞行器提供动力的领域，并且更具体地涉及调节这样的动力设备的领域。

本发明提供了一种调节用于旋翼飞行器的动力设备的方法、该动力设备以及装有这种动力设备的旋翼飞行器。本发明特别用于调节具有三个引擎的动力设备。

背景技术：

用于旋翼飞行器的动力设备通常包括一个或两个引擎和一个主动力传输齿轮箱。每个引擎机械地驱动该主齿轮箱以旋转主齿轮箱中的至少一个主输出轴。主输出轴被约束使旋翼飞行器的至少一个主转子旋转以为飞行器提供升力和可能的推进力。

主齿轮箱通常也有二级输出轴，例如用于驱动尾部旋转翼的旋转或经由辅助齿轮箱使一个或两个推进器的旋转，以及一个发电机和/或液压系统的旋转。二级输出轴的旋转的各自频率通常与主输出轴的旋转频率不同。

应当注意到，“引擎”一词是用来表示用于机械地驱动所述主齿轮箱的一个驱动单元，从而有助于给旋翼飞行器提供升力和/或推进力。举例而言，这种引擎可以是涡轮轴引擎。

现在常见的做法是在旋翼飞行器上使用两个引擎的动力设备，每个引擎由专用计算机控制。这些引擎通常是符合调控规定运转的相同的涡轮轴引擎。

例如，可使用比例调节以使系统与所述系统要被调节的当前值和一个设定值之间的差值成比例地调节。这样的调节通常是有效的。然而，比例调节从未达到设定值，并且总是存在当前值与设定值之间的差值。尽管如此，仍有可能通过减少差值接近设定值，但随后所述系统往往变得不稳定。

这样的比例调节应用到飞行器飞行器的双引擎动力设备上使动力设备的两个引擎被自然平衡，即就旋转频率和动力传输两方都平衡。然而，这样的比例调节对于要准确和有效地稳定飞行器的主旋翼的旋转频率仍是不可能的。

然后可以添加一个计算来预测动力设备传递的动力以改善飞行器的主转子的旋转频率的这种比例调节的有效性。这样的动力预期计算特别是在文献FR3000466中描述，特别在该上下文中的主转子具有可变的旋转频率。

为了改进比例调节，可以引入附加修正，其能够使跟踪设定点的误差被消除。这种修正是与随着时间推移集合电流值和设定值之间差值成比例的，即，是与连续测量的所有差值的总和成比例的。然后，这被称为比例积分调节。

此外，还存在比例积分微分调节，其包括一个与所述差异微分成比例的附加修正。该修正能够考虑方向和幅度两个方面差异的变化。

比例积分调节通常用于双引擎飞行器，从而使得可以精确地控制主转子的旋转频率和飞行器的性能。运转在动力设备的两个引擎之间被平衡，从而特别可能确保在这些引擎和主齿轮箱机械入口连接处的磨损是均匀的。

然而，这样的比例积分调节需要两个引擎的计算机之间的复杂连接，以确保每个引擎传递相同的功率。特别是，这样的比例积分调节需要使用两台计算机之间的平衡回路。

此外，计算机必须是较高性能的，以使这种调控成为可能。例如，这些计算机可能是全权限数字引擎控制(FADEC)类型。这些计算机还常常是双通道计算机，即，在计算机之间的连接，以及计算机和引擎之间的连接是重复的以确保那些连接安全，从而确保所述动力设备运转安全。

此外，旋翼飞行器的尺寸呈增大趋势，所以来自动力设备的功率需求也在增加。因此，这种飞行器的动力设备被提供有至少三个引擎以能够提供足够的动力。

三引擎旋翼飞行器现在主要装有三个相同的引擎，从而特别可能确保动力设备在一个引擎故障的情况下被动地响应，并且还简化了引擎的安装和整合。

引擎被说成是“相同的”时，它们对旋转部件具有相同驱动特性。

相反，引擎被说成是“不同”时，他们具有不同的驱动特性，即，引擎产生不同的最大功率和/或不同的最大扭矩和/或输出轴旋转不同的最大频率。因此，例如两个不同的引擎可分别对应于每分钟驱动输出轴几万次旋转的一个引擎和每分钟驱动输出轴小于一万次旋转的另一个引擎。

对于具有三个相同引擎的动力设备，所述三个相同的引擎通常被相同的调节，其中每个引擎传递相同的功率。

然而，施加到三个相同的引擎的调节可以是不同的，例如两个引擎可以被认为是主引擎而第三引擎被认为是一个二级引擎。二级引擎然后传递动力是附加于由两个主引擎传递的动力，这可取决于动力设备上的载荷和需求。由二级引擎提供的动力然后通常与每一个主引擎提供的动力不同。

另外，也可以在三引擎动力设备使用不同的引擎，例如为了满足安全要求的目的或减轻来自市场上可用的引擎动力缺少的目的。对于这样的三引擎动力设备，三个引擎的调节可能更复杂，尤其在引擎之间动力分配方面和调节主转子的旋转频率方面。

在这两种情况下，例如无论动力设备的引擎是相同或者不同的，动力设备的主引擎和二级引擎之间的动力分布可能有问题并难以优化。

特别是已知的文献FR 2998542，FR 2998543和FR3008957中，描述了一种旋翼飞行器的动力设备其具有两个相同的主引擎和一个二级引擎。

文献FR 2998542描述二级引擎传递恒定的二级动力，所述二级引擎在一定特定的飞行条件，如着陆，起飞或悬停时投入运转。

相反，文献FR 2998543描述二级引擎传递二级动力，其是以比例系数小于或等于0.5与由每个主引擎传递的主动力成比例的。

根据文献FR3008957，主引擎在为飞行器的主旋翼的旋转频率的第一设定值上被调节，而二级引擎在为二级引擎的功率的第二设定值上被调节。此外，主引擎也在第三设定值上被调节以预测功率，这样，共同作用的主引擎和二级引擎可以为飞行器的飞行提供主转子所需的动力。

飞行器的动力设备的尺寸因此是复杂的，需要独立地选择的配置。

在技术背景，已知的文献US4 479619中，提出了一种用于三引擎直升机的动力传递系统。该解决方案也提出一种三个引擎之一的离合器的另一种选择。该申请的超级黄蜂直升机也具有三个相同的涡轮轴引擎。

文献US3963372提出了在三引擎直升机中管理动力和控制引擎的解决方案。

为了减轻设计的引擎被超尺寸的问题，对于两个引擎的飞行器具有不同最大功率引擎的动力设备，已经在过去被设想过了。这个申请于文献W02012/059671，其中提出了具有不同最大功率的两个引擎。

另外，文献FR2902408也是已知的，描述了一种用于平衡由飞行器的两个涡轮轴引擎输出动力的燃料计量系统。为了这个目的，两个涡轮轴引擎的动力余量之间的差被确定，然后将具有最宽的动力余量的涡轮轴引擎被调整，以通过最小化所述差来平衡两个涡轮轴引擎的动力。

最后，文献GB 2515141描述了一种系统，用于同步飞行器的动力设备的性能余量，例如，具有两个涡轮轴引擎的飞行器。首先，两个涡轮轴引擎的性能余量之间的差值被计算，然后这两个涡轮轴引擎被调整，使得所述差值达到一个预定值。

技术实现要素：

本发明的一个目的是这样来以一个新颖配置优化动力设备的调节。特别地，本发明使得能够根据主引擎的负载管理动力设备的主引擎和二级引擎之间的动力分配。

因此本发明提供了一种调节用于旋翼飞行器的、具有至少三个引擎的动力设备的方法。

调节用于飞行器的动力设备的这种方法是一种用于具有第一引擎组、第二引擎组和主动力传输齿轮箱的动力设备，所述两个引擎组机械地驱动该主齿轮箱以旋转主齿轮箱的主输出轴。所述主输出轴被约束以随飞行器的主转子旋转，其主转子具有旋转频率NR。第一引擎组包括至少两个主引擎和包括至少一个二级引擎的第二引擎组。每个主引擎具有多个主运转极限并以相对于这些主运转极限的第一余量运转。同样地，每个二级引擎具有多个二级运转极限并以相对于这些二级运转极限的第二余量运转。

当引擎是具有气体发生器和自由涡轮的一个涡轮轴引擎时，这些主要或次级运转极限例如为：气体发生器的旋转频率NG、气体离开所述发生器的温度T4、以及所述自由涡轮的扭矩。

另外，每个主引擎和每个二级引擎具有基于飞行阶段和引擎的工作条件而不同的最大功率。

举例而言，最大连续功率(MCP)在飞行器飞行期间是可持续的并且更大值的最大起飞功率(TOP)可能出现在飞行器起飞的一个阶段期间有限时间长度内。

此外，为了补偿一个引擎的故障，每个保持在运行状态下的引擎在已知一个引擎不工作(OEI)的特殊模式中被保持运转。这个特殊的模式使各引擎产生紧急机械动力，该动力是比最大连续机械动力MCP更大，但在运转的时间上有限制。

调节本发明动力设备的这种方法包括以下多个步骤：

·确定用于主转子的旋转频率NR的第一设定值NR*；

·在用于飞行器的主转子的旋转频率NR的第一设定值NR*上调节每个主引擎的运转；

·确定用于由第二引擎组传递的功率的第二设定值W₂*，以使每个二级引擎以最小第二余量运转，所述最小第二余量与从第一引擎组的主引擎的第一余量之间的最小第一余量相同；以及

·在用于功率的第二设定值W₂*上调节每个二级引擎的运转。

在旋翼飞行器的上下文中，用于飞行器的主转子的旋转频率NR的所述第一设定值NR*传统上是恒定值。因此，所述飞行器开发过程中，在研究和测试后将诸如机载重量、飞行器的行进速度、空气动力学或实际任务类型等多种标准考虑进来而确定了这种恒定的第一设定值NR*。飞行器

然而，用于飞行器的主转子的旋转频率NR的所述第一设定值NR*也是可变的，一般在一个预定的范围内，例如主转子旋转的名义频率的15％至20％范围内。第一设定值NR*的这个变化使得能够例如降低来自飞行器的噪音或提高其空气功率性能，尤其是在高速前进时。

这个变化的第一设定值NR*然后在飞行器的飞行期间被连续确定。这个变化的第一设定值NR*可通过飞行器机载的计算机确定，例如自动飞行控制系统“(AFCS)”。特别地，所述变化的第一设定值NR*可以作为飞行器控制的动作、飞行器的飞行特性以及飞行器的飞行的阶段等等的一个函数。

第一引擎组的运转然后被调节，以控制飞行器的主转子的旋转频率NR。这个旋转频率NR则基本上等于所述第一设定值NR*，但当调节是发生在动态阶段时，该频率仍可以在这个第一设定值NR*的周围变化一点。

举例来说，第一引擎组的每个主引擎的运转是可能经由第一调节器装置使用比例积分调节环路调节的。第一调节器装置用于调节每个主引擎的自由涡轮的旋转频率，每个主引擎优选是由一个FADEC型主计算机管理的涡轮轴引擎。每个主引擎的自由涡轮驱动主齿轮箱并且至少能使主输出轴被旋转，从而使该旋翼飞行器的主转子以旋转频率NR转动。

此后，第二设定值W₂*被确定用于由第二引擎组传递的功率，以使每个第二引擎以最低第二余量运转，该最低第二余量是与来自所述第一主引擎组的主引擎的第一余量之间的最低第一余量相同的。

所述来自相对于引擎的运转极限的余量之间的最低余量通常在航空领域，特别是在旋翼飞行器领域中由“第一极限”表达。所述最低余量特别被用在“第一极限指示器”(FLI)，该第一极限指示器例如被描述在文献FR2749545和FR2756256中。

此外，应该注意到，当主引擎是相同的且例如使用比例调节环路或比例积分调节环路被调节时，这些主引擎以平衡的方式运转，从而它们正确地运转，即不会损坏至少一个所述主引擎。具体而言，相对于它们各自的主极限的所述第一余量基本相同或非常接近。

最后，第二引擎组的运转被调节以传递第二功率W₂。因此该第二功率W₂基本上等于所述第二设定值W₂*，但当调节是在动态阶段发生时，该第二功率仍然可以在第二设定值W₂*周围变化一点点。

举例来说，第二引擎组的每个二级引擎的运转可能由第二调节器装置使用比例调节环路或实质的一个比例积分调节环路来调节。因此，每个二级引擎传递的功率被调整，从保持飞行器性能的驾驶必要性的角度，不增加与驾驶双引擎飞行器相比飞行员的工作负荷飞行器。该第二调节器装置用于控制来自每个二级引擎的扭矩使得第二引擎组传递第二功率W₂，即使每个二级引擎的旋转速度由在第一设定值NR*上被调节的每个主引擎来施加。

此外，该第二调节器装置包括与二级引擎一样多的二级计算机，每个二级计算机被连接到一个二级引擎，二级计算机被彼此连接，以使二级引擎被调节。例如，每个计算机是FADEC类型。

所述第二调节器装置也可以由第一极限指示器FLI的方法调节第二引擎组。用于功率的所述第二设定值W₂*因此可以通过由所述主引擎的第一极限指示器FLI提供的信息的基础上被确定。

因此，每个二级引擎按比例被用于主引擎的负载，最低的第二余量等于主引擎的最低的第一余量。

具体地，当主引擎以相当多的第一余量运转时，它们远离它们的主要极限。因此，他们以相当多的功率储备运转。每个二级引擎还以相当多的第二余量运转，因此是轻负载的。

然而，当主引擎以低第一余量运转时，它们接近它们的主要极限。因此，它们以低功率储备工作，因此可能需要额外的功率。每个二级引擎还以第二低余量运转，并因此重负载以提供这种额外的功率。每个二级引擎的存在因此使得可以减少主引擎上的负载，在没有每个二级引擎的存在下，主引擎会更接近其主要的极限运转。

有利的是，主引擎和每个二级引擎因此以相类似的方式运转。特别是，在主引擎的功率与那些每个二级引擎的功率变化基本相等。此外，主、二级引擎的运转转换以与控制加速率线性的方式操作，例如为了避免飞行器的偏航颠簸和这些引擎的参数振荡。最后，主引擎和各二级引擎同时达到各自的运转极限。

此外，当第一和第二余量是相当大时，每个二级引擎是轻负载并且每个主引擎具有相当大的功率储备。因此，有利的是，至少一个二级引擎的故障可被飞行器的飞行员忽略，因而相对于飞行器的飞行是无关紧要的，这种故障对于主转子的旋转频率NR没有影响。

此外，在一个主引擎发生故障情况下，还没失效的每个主引擎和具有各自的相当多的第一和第二余量的每个运转的二级引擎具有功率储备，使得它可以有利地补偿所述一个主引擎的故障。

此外，以各自的基本相等的最低第一和第二余量运转的主、二级引擎是与监视所述主，副引擎的第一极限指示器FLI的使用兼容的。

最后，由于第一余量和第二余量基本相等，在运转期间每个主或副引擎的磨损也基本上相同。所有的动力设备的引擎因而基本上以同样的速度退化。因此，这些引擎在它们的寿命期间遇到的老化期也基本上是相同的，特别是，如果主引擎是相同的，它们因此提供它们寿命期间基本上相同的最大功率。有利的是，这也使得能够同时在所述引擎上执行维护，所以能够优化用于维护每个引擎机组的时间和成本。

优选地，第一引擎机组包括两个相同的主引擎，而第二引擎机组包括单个二级引擎，它不同于主引擎。二级引擎例如可以是比主引擎重量轻和尺寸小，并且可以传递小于该主引擎的最大功率。

此外，第一引擎机组和第二引擎机组联合传递输出功率Ws。这个输出功率Ws等于由第二引擎机组传递的第二功率W₂加上由第一引擎机组传递的第一功率W₁的总和：W_S＝W₁+W₂

在调节动力设备的方法中，确定一个飞行预期功率Ws*以对应于飞行器飞行所需的动力和可能需要由第一和第二引擎机组联合传递的动力。

然后，第三设定值W₁*被确定为用于由第一引擎机组传递的功率，例如：W_S*＝W₁*+W₂*。

最后，用于功率的该第三设定值W₁*可以被使用，使得第一引擎机组和第二引擎机组预计飞行器的功率需求，并共同作用以提供飞行的预期功率W_S*。

飞行预期功率Ws*可以通过预期装置被确定，该预期装置考虑在飞行器的主转子上扭矩和/或功率要求的预期。

这种飞行预期功率Ws*也可以根据飞行器的性能需求被确定，特别是根据有关飞行器的飞行状态和飞行器的飞行情况的信息，也可以作为由飞行器驾驶操作的飞行控制的函数。例如，预期方式考虑所述第一设定值NR*以及主转子的加速或减速。

预期装置可以被结合到计算装置中，该计算装置在飞行器上或实际上直接在飞行器的航空电子设备中。

此外，在飞行器飞行的给定阶段的特殊情况，并且由于主转子的旋转频率NR由第一引擎机组调节，飞行预期功率Ws*可以是恒定的。然后第二调节器装置用来调节每个引擎机组之间必要飞行预期功率Ws*的分布。

第二引擎机组因此仅根据第二设定值W₂*在功率上被控制，而第一引擎机组被调节以给予控制飞行器的主转子的旋转频率NR优先权。由每个引擎机组传递的功率因此可以有利地在不降低动力设备的性能下被优化，特别是同时满足第一设定值NR*。两个引擎机组之间的飞行预期功率Ws*的分布，即用于功率的第二和第三设定值W₂*和W₁*之间的飞行预期功率Ws*的分布然后可以通过基于动力设备的各种运转标准的计算装置来执行。

在本发明的第一实施方式中，第二设定值W₂*基于为飞行器的整个飞行包络线的第一引擎机组的主引擎的主要操作极限被确定，从而每个二级引擎以最低第二余量操作，该最低第二余量等于第一引擎机组的最低第一余量。

然而，为了优化飞行器的飞行性能，或实际上为了优化其安全性，特别是考虑到飞行器的操作极限，可以有利地使所述第二设定值W₂*的确定适应飞行器的操作条件或飞行器的飞行阶段。

在本发明的第二实施方式中，第二设定值W₂*基于来自第一引擎机组的主引擎的主操作极限和主齿轮箱的第三操作极限之间的动力设备的最关键的操作极限被确定。

主齿轮箱还有多个第三操作极限，该极限具有能够传送给主转子的极限扭矩和一个极限操作温度。主齿轮箱的该极限扭矩和/或该极限操作温度从而使得可能作为当前操作状况的函数，确定由主齿轮箱传递的一个极限功率。

因此，当动力设备的最关键的操作极限是第一引擎机组的主引擎的主要操作极限时，确定第二设定值W₂*，从而每个二级引擎以最低第二余量运转，该最低第二余量等于如上所述的所述第一引擎机组的最低第一余量。

然而，当动力设备的最关键的操作极限是主齿轮箱的第三极限时，确定第二设定值W₂*，从而所述第二设定值W₂*等于主齿轮箱的极限功率减去每个主引擎的最大功率总和。

所述动力设备的最关键的操作极限是主齿轮箱的第三极限的飞行器包络线通常位于飞行器外面大气压力和空气的温度，它们都是适中的，而大气压力和外部空气的温度是与飞行器的飞行高度相关联的。

在这种情况下，输出功率Ws主要由、或甚至仅由主引擎机组的第一功率W₁总和构成。

在这些压力和温度条件下，每个主引擎的最大功率总和通常确实比主齿轮箱的极限功率更大。因此被确定使得等于主齿轮箱的极限功率减去每个主引擎的最大功率之和的所述第二设定值W₂*为负值。用来调节第二引擎机组的运转的第二设定值W₂*因此为零。

因此，有利的是，至少一个二级引擎的故障可被飞行器的飞行员忽视，并因此相对于该飞行器的飞行是无关紧要的。但是，即使第二设定值W₂*为零，每个二级引擎仍然是运行的，并且以低速运转，以能够在主引擎故障发生的情况下被快速地启动。

此外，基于飞行器的飞行阶段和/或飞行条件每个主引擎的最大功率是不同的，特别是飞行器外部空气的压力和温度。

然后可能使用一个选择算法用于自动确定飞行器的飞行阶段，例如，使用飞行器的水平速度Vh和垂直速度Vz的值。每个引擎的最大功率然后可被确定。

有利的是，该第二实施方式使得每个二级引擎能够被使用并只在必要时被加载。当动力设备的最关键的操作极限是第三极限时，主引擎通常远离它们的主要极限运转。因此，这些主引擎具备了相当多的功率储备，因此不需要额外的功率。

然而，当动力设备的最关键的操作极限是一个主要极限时，然后主引擎更接近其主要的极限运转。在这种情况下，这些主引擎的功率储备小，每个二级引擎能够提供的额外的功率对于降低所述主引擎上的负载是有用的。

在至少一个主引擎的故障发生的情况下，能够以与第一实施方式相同的方法基于用于功率的第二设定值W₂*调节每个二级引擎的运转。因此，每个二级引擎以最低第二余量运转，该最低第二余量等于第一引擎机组的最低第一余量。

在至少一个主引擎的故障期间，也可以以与第二实施方式相同的方法基于用于功率的第二设定值W₂*作为动力设备的最关键的操作极限的函数调节每个二级引擎的运转。

然而，在至少一个主引擎故障发生的情况下，每个二级引擎也可以不同地被调节，以不同地分配尚未故障的每个主引擎和每个二级引擎之间的动力设备的功率。

例如，可以使用每个二级引擎传递其可用的最大功率。因此，二级引擎组传递最大第二功率W₂以限制通过第一引擎机组传递的第一功率W₁。这使得可以减少或甚至避免使用为每个主引擎运转的OEI模式。

另外，也可以在为主转子的旋转频率NR的第一设定值NR*调节每个二级引擎的运转，以保证满足该第一设定值NR*。这一调节可能以比例模式或比例积分模式进行。

本发明还提供了一种用于飞行器的动力设备，并包括第一和第二引擎机组和主动力传输齿轮箱。两个引擎机组机械地驱动主齿轮箱以旋转主齿轮箱的至少一个主输出轴。主输出轴被约束以旋转频率NR随飞行器的主转子旋转。

第一引擎机组包括至少两个主引擎和第一调节器装置。第一调节器装置被配置以在用于飞行器的主转子的旋转频率NR的第一设定值NR*上调节每个主引擎的运转。

第二引擎机组具有至少一个二级引擎和一个第二调节器装置。第二调节器装置被配置以在用于由第二引擎机组传递的功率的第二设定值W₂*上调节由每个二级引擎传递的功率。

每个主引擎具有多个主操作极限并以相对于所述主操作极限的第一余量运转。此外，每个二级引擎具有多个二级操作极限并以相对于这些二级操作极限的第二余量运转。主齿轮箱还具有多个第三操作极限，如极限扭矩和极限运转温度。

计算装置被配置为与上述调节动力设备的方法一致来确定所述第二设定值W₂*。这些计算装置可位于动力设备或飞行器上。

该动力设备也可包括预期装置，被配置来确定飞行器飞行所需的飞行预期功率Ws*，并且该功率需要由所述第一和第二引擎机组联合传递。为由第一引擎机组传递的功率的第三设定值W₁*因此被如此确定：

Ws*＝W₁*+W₂*

最后，用于功率的该第三设定值W₁*然后可被使用以使得第一引擎机组和第二引擎机组预计飞行器所需的功率并联合作用以提供飞行预期功率W_S*。

第一引擎机组优选地具有两个相同的主引擎和第二引擎机组具有不同于主引擎的单个二级引擎。

在至少一个主引擎故障发生的情况下，第二调节器装置能够使得每个二级引擎的运转，以比例模式或实际上比例积分模式在为主转子的旋转频率NR的第一设定值NR*上被调节。第二调节器装置也可在用于功率的第二设定值W₂*上调节每个二级引擎的运转，该功率被如上确定或实际上由来自每个二级引擎传递的可用的最大功率确定。

本发明还提供了一种旋翼飞行器，具有至少一个主转子、如上所述的动力设备和航空电子设备，该动力设备驱动主转子旋转。计算装置，和所述动力设备的第二调节器装置可位于所述飞行器的航空电子设备里。

附图说明

本发明及其优点更详细地呈现在以说明的方式给出并参考附图描述的具体实施方式的下面描述的上下文中，其中：

·图1示出一种装配有用于调节动力设备的本发明装置的旋翼飞行器；

·图2是一个方框图概括用于调节动力设备的本发明方法；和

·图3是一个曲线图表示本发明动力设备的操作极限区域。

存在于一幅以上附图中的部件以相同的附图标记表示。

具体实施方式

图1示出了具有主转子31、尾部转子32、动力设备1和航空电子设备5的旋翼飞行器30。动力设备1具有第一引擎机组10、第二引擎机组20和一个主动力传递齿轮箱2。两个引擎机组10和20机械地驱动主齿轮箱2以驱动主齿轮箱2的主输出轴3转动。主输出轴3被约束随主转子31旋转，其以NR的转动频率旋转，以给飞行器30提供升力以及可能的推进力。

尾部转子32也可以通过主齿轮箱2的第二输出轴被主齿轮箱2驱动旋转。

第一引擎机组10包括两个相同的主引擎11和12以及一个第一调节器装置15。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连接到一单个的主引擎11，12。主计算机13和14还彼此连接。

第二引擎机组20包括一个二级引擎21和第二调节器装置25。第二调节器装置25包括连接到二级引擎21的二级计算机22。二级引擎21不同于主引擎11和12。二级引擎21是比主引擎11和12重量轻且尺寸小，并且它传递的最大功率比主引擎机11，12传递的最大功率小。

主引擎11和12以及二级引擎21都是涡轮轴引擎，每一个都包括一个气体发生器和一个驱动主齿轮箱2的自由涡轮。

主引擎11和12以及二级引擎21可以传递基于飞行阶段和引擎操作条件而不同的最大功率，具体是最大连续功率MCP，最大起飞功率TOP和OEI应急机械功率。

另外，每个主引擎11，12以相对于主运转极限的第一余量运转，二级引擎21以相对于二级运转极限的第二余量运转。这些主或二级操作极限是：例如，气体发生器的旋转频率NG，气体离开所述发生器的温度T4以及自由涡轮机的扭矩。

主齿轮箱2还具有多个它自己的第三运转极限，例如极限扭矩和极限操作温度。

航空电子设备5具有计算装置6和预期装置7。

图2是一个方框图概括了本发明用于调节动力设备的方法。调节动力设备的该方法包括四个主要步骤。

在第一步骤51中，第一设定值NR*确定为用于主转子31的旋转频率NR。该第一设定值NR*可能是在飞行器30开发期间被确定的固定值，或者可能是随后当飞行器30飞行时由计算装置6连续地确定的变化值。

在第二步骤52中，每个主引擎11，12的运转是在用于主转子31的旋转频率NR的第一设定值NR*上利用第一调节器装置15调节。

因此，利用第一调节器装置15，第一引擎组10起到用于控制主转子31的旋转频率NR的作用，该旋转频率NR基本上等于第一设定值NR*。

第一调节装置15起到用于例如采用一个比例积分调节回路来调节两个主引擎11，12的作用。由于这两个主引擎11，12是相同的，因此它们的运转是对称的，每个主引擎11，12对由主输出轴3驱动主转子31作出相同的贡献。

在第三步骤53中，第二设定值W₂*确定为用于由第二引擎组20传递的功率。

在所述方法的第一实施方式中，第二给定值W₂*以相同的方式确定为用于飞行器30的整个飞行包络线。第二设定值W₂*藉由计算装置6基于第一引擎组10的主引擎11，12的主操作极限确定，从而二级引擎21以最低的第二余量运转，该最低第二余量等于主引擎11，12的第一余量之间最低的第一余量。

在本发明的第二个实施方式中，第二设定值W₂*基于来自主引擎11，12的主要操作极限和主齿轮箱2的第三操作极限中的动力设备1的最关键的操作极限以不同的方式被确定。

图3曲线图所示的两种情形都是可能的，即根据飞行器30的飞行包络线，特别是根据与飞行器的高度相关的飞行器30周围的大气压力Zp和飞行器30外部的空气温度T而定。

因此，当动力设备1的最关键操作极限是主引擎11，12的操作极限时，对应于图3的区域A，所述第二设定值W₂*被确定，例如如同本发明第一实施实施方式，使得每个二级引擎21以最低第二余量运转，该第二余量等于第一引擎组10的最低第一余量。

但是，当动力设备1的最关键操作极限是主齿轮箱2的第三极限时，对应于图3的区域B，第二设定值W₂*被确定使得所述第二设定值W₂*等于主齿轮箱2的极限功率减去每个主引擎11，12最大功率之和。该主齿轮箱能够提供的极限扭矩被确定作为主齿轮箱的极限转矩或者极限运转温度和当前运转条件的函数。

以举例的方式，并且如图3所示，飞行包络线的部分发生在大气压力对应于高度为500英尺(ft)至10000英尺范围和飞行器30外部空气温度在-40摄氏度(℃)至15℃范围，其中动力设备1的最关键操作极限是主齿轮箱2的第三极限飞行器。

但是，这些值从一个飞行器到另一个的差别很大并且它们还依赖于其主引擎传递的功率，例如作为它们老化状态的函数。此外，对于给定的飞行器，由主引擎输送的功率越大，图3的B区的尺寸越大。

在第四步骤54中，二级引擎21的运转由第二调节器装置25在用于功率的第二设定W₂*上调节。第二引擎组21从而提供基本上等于所述第二设定值W₂*的第二功率W₂。

因此，二级引擎21的运转被优化为来自主引擎11，12的功率需求的函数。二级引擎21当主引擎11，12本身重负载时尤其重负载。所述二级引擎21的第二功率W₂*从而使得能够降低在所述主引擎11，12上的负载。

调节一个动力设备的方法还可以包括另外的三个步骤。

在第五步骤55中，一个飞行预期功率W_s*由预期装置7确定。该飞行预期功率W_S*对应于飞行器30飞行的必要功率和需要由主引擎11和12以及二级引擎21共同传递的功率。

在第六步骤56中，计算装置6确定第三设定值W₁*为第一引擎组10来传递的功率，使得：

W_S*＝W₁*+W₂*

在第七步骤57中，用于功率的第三设定值W₁*被使用，使得第一引擎组10和第二引擎组20预测飞行器30的功率需求并共同传递飞行预期功率W_S*。

第一引擎组10和第二引擎组20然后共同传递输出功率W_S，其等于由第二引擎组20传递的第二输出功率W₂加上由第一引擎组10传递的第一输出功率W₁的总和，使得：W_S＝W₁+W₂.

第一功率W₁然后基本上等于第三设定值W₁*且输出功率W_S基本上等于飞行预期功率W_S*。

此外，在主引擎11，12故障的情况下，可以在用于功率的第二设定值W₂*上以与第一实施方式相同的方法调节二级引擎21的运转。因此，二级引擎21以最低的第二余量运转，其等于第一引擎组10的最低的第一余量。

在主引擎11，12故障的情况下，也可以在为功率的第二设定值W₂*上以与第二实施方式相同的方法调节二级引擎21的运转。

然而，在主引擎11，12故障的情况下，二级引擎21的调节也可以是不同的，以在还没故障的主引擎11，12和二级引擎21之间具有由动力设备1传递的功率的不同分配。

例如，有可能使用二级引擎21传递其可能的最大功率。第二引擎组20接着传递第二最大功率W₂*从而限制由第一引擎组10传递的第一功率W₁。因此有可能减少或甚至避免各主引擎11和12的OEI应急模式以及相关的应急机械动力的使用。

也可能在用于主转子31的旋转频率NR的第一设定值NR*上调节二级引擎21的运转，以保证满足该第一设定值NR。该调节可能以比例模式或比例积分模式进行。

当然，本发明可以如它的实施方式进行许多变化。尽管描述了几个实施方式，但是应当容易地理解的是，不可能完全指出所有可能的实施方式。当然，也可以设想以没有超出本发明范围的等同方式替换上述描述的任何方式。