飞行器辅助驾驶方法和装置以及飞行器

1.一种辅助驾驶飞行器(1)的方法，所述飞行器包括第一旋翼(5)和第二旋翼(7)，且所述第一旋翼具有带有第一可变总距的多个第一桨叶(6)，而所述第二旋翼具有带有第二可变总距的多个第二桨叶(8)，并且所述飞行器(1)具有动力设备，所述动力设备设有至少一个以多个额定值工作的发动机(2、3)，且所述动力设备由计算机(40)经由多个预定监测参数所监测，其中所述计算机：
在各个即时确定当前的第一和第二总距并致使显示出指针(63)，所述指针在图表(60)中指向所述第一总距和所述第二总距，且所述图表(60)具有第一轴线(61)和第二轴线(62)，并且所述第一轴线(61)和所述第二轴线(62)分别关于所述第一总距和所述第二总距而在总距上进行分度；
确定极限参数，所述极限参数与所述监测参数中同所述发动机(2、3)的当前工作额定值中的极限值最接近的一个监测参数相对应；
为所述发动机(2、3)确定至少一个有效功率余量，且每个功率余量与为致使所述极限参数达到与所述额定值中一个额定值相关联的极限值而须输送的功率相对应；以及为每个功率余量确定一个功率极限曲线(70)，并且将所述功率极限曲线(70)显示在所述图表(60)中，以告知飞行员在达到每个额定值的极限值之前可获得的第一总距裕度和第二总距裕度。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一和第二总距中的每个都机械地界定在两个极值之间，且如果极限曲线(71)达到所述极值中的一个，则所述极限曲线借助直线(100)来截断，且所述直线(100)正交于所述图表(60)的所述轴线(62)中的一根并且经过已达到的所述极值。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述计算机(40)通过确定由所述发动机(2、3)所产生的当前功率和产生最小损坏量的预定阈值功率之间的功率差值来确定并显示损坏曲线(74)，且所述损坏曲线代表所述动力设备的损坏程度。
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述损坏程度从确定阈值的图表(200)中的阈值(202)开始扩大，且所述确定阈值的图表(200)沿横坐标呈现监测参数而沿纵坐标向上呈现所述损坏程度，并且当所述监测参数达到所述阈值(202)时，所述阈值功率等于由所述发动机产生的功率。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述计算机(40)通过确定由所述发动机(2、3)所产生的当前功率和预定极限功率之间的功率差距来确定并显示所述动力设备的最佳燃油消耗曲线(75)，且所述预定极限功率与为使所述飞行器(1)达到预定前进速度(VBR)而产生的功率相对应。
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述指针(63)显示在所述第一轴线(61)和所述第二轴线(62)的相交处。
7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一轴线(61)和所述第二轴线(62)可相对于彼此运动，当所述第二总距变化时，所述计算机(40)使所述第一轴线(61)沿所述第二轴线(62)运动，而当所述第一总距变化时，所述计算机(40)使所述第二轴线(62)沿所述第一轴线(61)运动。
8.如权利要求1所述的方法，其特征在于，当所述第一总距变化时，所述计算机(40)使所述第一轴线(61)的分度运动，而当所述第二总距变化时，所述计算机(40)使所述第二轴线(62)的分度运动，且所述功率极限曲线(70)相应地运动。
9.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述多个额定值包括至少一个选自如下列表的额定值：所述列表包括起飞额定值、最大持续额定值、瞬时额定值、第一紧急额定值、第二紧急额定值以及第三紧急额定值，且所述监测参数包括至少一个选自如下列表的额定值：所述列表包括所述发动机的气体发生器的转速、所述发动机的扭矩以及在所述发动机的自由涡轮的进口处的气体温度。
10.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述动力设备包括多个发动机(2、3)，且所述计算机(40)显示与具有最接近其极限值的极限参数的所述发动机(2、3)的相关信息。
11.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述计算机(40)在所述图表(60)中确定并显示预测性指示件(64)，且所述指示件(64)在操纵开始时用于呈现所述飞行器在所述操纵结束时应达到的所述第一和第二总距。
12.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述计算机(40)确定操纵开始时的预测性极限参数并且在显示装置的图表中显示预测性曲线，且所述预测性曲线在操纵开始时用于呈现产生所述预测性参数的所有第一和第二总距对。
13.一种辅助驾驶飞行器(1)的装置(10)，所述飞行器包括第一旋翼(5)和第二旋翼(7)，且所述第一旋翼具有带有第一可变总距的多个第一桨叶(6)，而所述第二旋翼具有带有第二可变总距的多个第二桨叶(8)，并且所述飞行器(1)具有动力设备，所述动力设备设有至少一个以多个额定值工作的发动机(2、3)，且所述辅助驾驶装置(10)包括测量装置(20)，所述测量装置用于测量所述动力设备的多个预定监测参数，其中所述辅助驾驶装置包括用于测量所述第一总距的第一测量装置(27)和用于测量所述第二总距的第二测量装置(28)以及连接于所述计算机(40)的显示装置(50)，所述辅助驾驶装置(10)包括指针(63)，所述指针由所述计算机(40)控制并且在所述显示装置(50)上于图表(60)中指向所述第一总距和所述第二总距，所述图表(60)具有第一轴线(61)和第二轴线(62)，并且所述第一轴线(61)和所述第二轴线(62)分别关于所述第一总距和所述第二总距而在总距单元上进行分度，所述计算机(40)使用所述测量传感器(20)来确定所述发动机(2、3)的至少一个有效功率余量，所述至少一个有效功率余量与为致使极限参数达到同所述额定值中的一个相关联的极限值而供给的功率相对应，以在每个图表(60)中为每个功率余量显示一个有效功率极限曲线(70)，由此告知飞行员在到达至少一个等级的极限值之前可获得的第一总距裕度和第二总距裕度。
14.如权利要求13所述的辅助驾驶装置，其特征在于，所述第一和第二测量装置(27、
28)实时测量当前的第一和第二总距，且所述辅助驾驶装置包括用于对与所述第一总距相关的第一量级和与所述第二总距相关的第二量级进行测量的测量部件(29)。
15.一种飞行器(1)，所述飞行器包括第一旋翼(5)和第二旋翼(7)，且所述第一旋翼具有带有第一可变总距的多个第一桨叶(6)，而所述第二旋翼具有带有第二可变总距的多个第二桨叶(8)，并且所述飞行器(1)具有动力设备，所述动力设备设有至少一个以多个额定值工作的发动机(2、3)，并且所述飞行器(1)具有第一控制系统(80)和第二控制系统(82)，所述第一控制系统(80)包括连接于所述第一桨叶(6)的第一控制件(81)，而所述第二控制系统(82)包括连接于所述第二桨叶的第二控制件(83)，其中所述飞行器包括如权利要求13和14中任一项所述的辅助驾驶装置(10)。
16.如权利要求15所述的飞行器，其特征在于，用于测量所述第一总距的第一测量装置(27)设置在所述第一控制系统(80)中，而用于测量所述第二总距的第二测量装置(28)设置在所述第二控制系统(82)中。

飞行器辅助驾驶方法和装置以及飞行器\n技术领域\n[0001] 本申请源自2011年3月30日提交的法国专利申请FR11/00936，本文以参见的方式引入该申请的内容。\n[0002] 本发明涉及用于辅助飞行器驾驶的方法和装置，并且还涉及飞行器、尤其是设有主升力和推进旋翼以及用来提供偏航控制的尾部旋翼的旋翼飞行器。\n背景技术\n[0003] 旋翼飞行器一般都设有动力设备，该动力设备包括至少一个发动机，例如自由涡轮型涡轮轴发动机。即，从基本上在每分钟20000转(rpm)至50000rpm转速范围内转动的每个自由涡轮的低压阶段取得动力。因此，由于所述旋翼的转速基本上处于200rpm至\n400rpm范围内，动力设备故包括用于将自由涡轮连接于主推力和升力旋翼的减速齿轮箱；\n该齿轮箱称作主齿轮箱。\n[0004] 涡轮发动机的温度极限和主齿轮箱的扭矩极限用于限定涡轮发动机的工作包线，该工作包线覆盖装在单发动机或双发动机旋翼飞行器上的涡轮发动机的两个正常利用额定值：\n[0005] 起飞额定值，该起飞额定值对应于在有限的时间段内可接受的、不会发生显著降低的主齿轮箱扭矩水平和发动机温度水平，且该起飞额定值由最大起飞功率(TOP)和可使用该最大起飞功率TOP的时长(通常在5分钟的量级上)来限定；\n[0006] 最大持续(运行)额定值，该最大持续额定值由最大持续功率(MCP)和使用该最大持续功率MCP的持续时间所限定，且该最大持续功率相当于最大起飞功率TOP的大约\n90％，并且该持续时间通常是不受限制的；\n[0007] 延续功率额定值，该延续功率额定值由延续功率和使用该延续功率的持续时间所限定，该延伸功率基本上等同于或甚至等于最大起飞功率TOP，且该持续时间在30分钟的量级上；以及\n[0008] 瞬时额定值，该瞬时额定值通过由最大瞬时功率(MTP)所限定的动力设备的调节来确定。\n[0009] 在双发动机旋翼飞行器中，工作包线还包括极偶然额定值，而该极偶然额定值仅仅在两个涡轮发动机中的一个失效时才使用：\n[0010] 第一紧急额定值，该紧急额定值由极偶然功率(PSU)限定并且有时称作“一个发动机不起作用30秒”(OEI30″)额定值，而该极偶然功率通常是最大起飞功率的大约112％至120％，且该极偶然功率可使用的最大持续时间在连续30秒的量级上，在飞行过程中该极偶然功率通常可使用三次；\n[0011] 第二紧急额定值，该第二紧急额定值由最大极偶然功率(PMU)限定并且有时称作“一个发动机不起作用两分钟”(OEI2′)额定值，而该最大极偶然功率是最大起飞功率的大约105％至110％，且该功率额定值最多可大约连续使用两分钟；以及\n[0012] 第三紧急额定值，该第三紧急额定值由中间极偶然功率(PIU)限定，并且有时称作“一个发动机连续不起作用”(OEI cont)额定值，而该中间极偶然功率基本上等于最大起飞功率，并与一个发动机失效之后为实现剩余阶段的飞行该中间极偶然功率的无限制持续使用时间相对应。\n[0013] 通过计算或通过测试，发动机制造商为涡轮发动机拟定作为高度和外部温度的函数的有效功率曲线，并且为上文所限定额定值中的每一个都进行拟定操作。\n[0014] 此外，发动机制造商为每个涡轮发动机确定极限值，这可既获得与上述额定值中的每个相对应的功率MPC、TOP、MTP、OEI 30″、OEI 2′、OEI cont，又获得可接受的使用寿命。这些极限值通常借助发动机的如下三个监测参数来监测：涡轮发动机气体发生器的转速、发动机扭矩以及涡轮发动机的低压自由涡轮进口处的气体温度，且这些量值由本领域技术人员分别标为Ng、Cm和T45。当涡轮发动机包括高压涡轮级时，还可使用高压涡轮进口处的气体温度(写作TET)，但由于高压涡轮进口处的气体温度难于测量，因而基于自由涡轮进口处的气体温度、即T45来计算。\n[0015] 因此，对于发动机工作包线的每个额定值来说，制造商为每个监测参数拟定极限值，其中这些极限值可根据外部条件、即存在于飞行器外部的外部压力P0和外部温度T0而改变。\n[0016] 例如，对于单发动机飞行器来说，发动机制造商可确定：\n[0017] 第一温度极限值T4limTOP、T4limMCP以及T4limMTP，这些第一温度极限值与分别在发动机产生最大起飞功率、最大持续功率和最大瞬时功率时在发动机的低压自由涡轮进口处的气体温度相对应，且这些第一极限值根据外部条件而改变；\n[0018] 第二极限值NglimToP、NglimMCP以及NglimMTP，这些第二极限值与在发动机分别产生最大起飞功率、最大持续功率和最大瞬时功率时的发动机气体发生器的转速相对应，且这些第二极限值根据外部条件而改变；以及\n[0019] 第三极限值TQlimTOP、TQlimMCP以及TQlimMTP，这些第三极限值与在发动机分别产生最大起飞功率、最大持续功率和最大瞬时功率时施加在发动机出口轴上的扭矩相对应，且这些第三极限值根据外部条件而改变。\n[0020] 应注意到，第三极限值可例如通过基于由主齿轮箱施加扭矩的模拟而在主齿轮箱的进口处和/或在用于驱动主旋翼的桅杆处测得。\n[0021] 这些各种极限值由发动机制造商和飞行器制造者例如以表格、数据库或方程的形式建立。\n[0022] 因此，驾驶员需在考虑合适极限值的同时控制飞行器，以遵照发动机制造商的推荐，从而保护直升飞机的运动组件。\n[0023] 已知有用于控制这些极限值的各种驾驶辅助装置。\n[0024] 文献FR 2749545披露一种驾驶指示器，该驾驶指示器呈现与涡轮发动机中最接近其自身极限值的其中一个检测参数相关的信息。因此，将与需遵照的极限值相关的信息在单个显示器上集合在一起，从而首先可提供这些信息的概要，仅仅呈现概要的结果以简化飞行员的任务，其次节省仪表盘上的空间。这提供涡轮发动机的所述检测参数之中的“极限参数”，其中极限参数是这些参数中的如下一个参数：该参数具有与所述参数的极限值最接近的当前数值。这是此种指示器在下文被称作“第一极限指示器”或(FLI)的原因。\n[0025] 例如，各个监测参数在与它们的相应极限值进行比较之后在发动机扭矩方面转换成比较标度，这些极限值可变以考虑外部压力和外部温度或实际上从发动机获得的功率水平。\n[0026] 此外，该FLI的变化用于为旋翼飞行器的主旋翼的桨叶显示总距裕度方面的极限参数数值。\n[0027] 例如，文献FR 2756256建议在发动机达到极限之前在显示屏上以如下标度来呈现有效功率余量：该标度以主旋翼桨距的等总距进行分度，并且该标度经过代表所述浆叶实际总距的指针。例如，该指针可与第一分度对准，而极限参数在给定功率下的极限值可与大于第一分度的第二分度对准。然后，飞行员得知在达到所述给定功率之前可获得的总距裕度。\n[0028] 文献EP 0811183描述了替代的驾驶辅助装置。\n[0029] 在直升飞机中，应理解的是，由动力设备产生的功率实际上不仅由主升力和推进旋翼消耗，而且由诸如尾部旋翼之类的其它部件消耗。\n[0030] 文献FR 2749545建议考虑起飞功率，同时建立极限值。虽然这会是有利的，但应理解的是，甚至在飞行员并未对用于控制主旋翼的桨叶桨距的控制杆施加作用时，飞行员在观察所述极限值中的变化时仍会受干扰。\n[0031] EP 2258615和US 2005/278084也是已知的文献。\n发明内容\n[0032] 本发明试图提出用于辅助驾驶飞行器的方法和装置，该飞行器具有由动力设备所驱动的第一旋翼和第二旋翼，该动力设备包括至少连接于所述第一旋翼并且连接于至少一个发动机的主齿轮箱。\n[0033] 应注意到，术语“旋翼”例如用于指代牵引式或推式螺旋桨或者升力和/或推进旋翼或者用于控制偏航的尾部旋翼。\n[0034] 根据本发明，辅助驾驶方法应用于一种飞行器，该飞行器包括第一旋翼和第二旋翼，且第一旋翼具有带有第一可变总距的多个第一桨叶，而第二旋翼具有带有第二可变总距的多个第二桨叶，并且该飞行器具有动力设备，该动力设备设有至少一个以多个额定值工作的发动机，且该动力设备由计算机经由多个预定监测参数所监测。\n[0035] 该计算机可包括带有存储器的处理器类型计算单元，且该存储器包含具有多个代码段的程序，用以实施该方法的各个步骤。该计算机可以是机载计算机。\n[0036] 借助示例，多个额定值包括至少一个选自如下列表的额定值：该列表包括起飞额定值、最大持续额定值、瞬时额定值、第一紧急额定值、第二紧急额定值以及第三紧急额定值。监测参数可包括至少一个选自如下列表的额定值：该列表包括发动机的气体发生器的转速、发动机的扭矩以及在发动机的自由涡轮的进口处的气体温度。可测量并且使用施加在动力设备的、置于发动机和旋翼之间的主齿轮箱上的扭矩，从而确定发动机扭矩。\n[0037] 该方法能可选地应用于具有主旋翼和尾部旋翼的直升飞机、具有两个反向转动旋翼的直升飞机、具有升力旋翼和螺旋桨的飞行器或者具有两个螺旋桨的飞行器。\n[0038] 在本发明的第一步骤中，计算机在每个即时例如通过测量飞行控制件的位置来确定第一和第二总距。然后，计算机致使显示出指针，所述指针在图表中指向第一总距和第二总距，该图表具有第一轴线和第二轴线，并且该第一轴线和第二轴线分别关于第一总距和第二总距而在总距单元上进行分度，\n[0039] 此外，在与第一步骤同步实施的第二步骤中，计算机确定极限参数，该极限参数与监测参数中同发动机的当前工作额定值中的极限值最接近的一个监测参数相对应。例如，计算机确定为使监测参数达到其同使用中工作额定值相关的极限值而需由发动机供给的功率，且极限参数是与最小确定功率相关的监测参数。还可将每个监测参数表述成相对于其极限值的百分数，且极限参数是具有最小百分比裕度的监测参数。可参照现有技术以获得关于如何确定极限参数的更多信息。\n[0040] 此外，术语“当前”用于指代实时获得的信息，应理解的是“即时”通常是本领域技术人员使用的术语。\n[0041] 从极限参数开始，计算机为发动机确定至少一个有效功率余量，且每个功率余量与为致使极限参数达到与所述额定值中一个额定值相关联的极限值而需输送的功率相对应。例如，确定与发动机的预定工作额定值中的每个相关的功率余量。\n[0042] 在这些情形下，计算机为每个功率余量确定一个功率极限曲线，并且将该极限曲线显示在图表中，以告知飞行员在达到每个额定值的极限之前可获得的第一总距裕度和第二总距裕度。\n[0043] 每个极限曲线是例如用于给出作为第一总距函数的第二总距的函数，以显示将导致达到相关极限值的第一和第二总距对的集合。计算机可包括容纳与每个可能功率余量和每个额定值相关的极限曲线的程序库。例如，如果计算机测量在达到起飞额定值极限值之前的第一功率余量、在达到瞬时额定值极限值之前的第二功率余量以及在达到最大持续功率额定值极限值之前的第三功率余量，则计算机例如通过参照其程序库来显示分别与所述功率余量相对应的第一、第二和第三曲线。\n[0044] 于是，在该方法中，使用二维显示器来为飞行员示出在达到发动机极限值之前飞行员可获得的第一和第二总距变化。\n[0045] 例如，直升飞机的尾部旋翼可消耗由动力设备所输送功率的差不多15％，从而考虑此种功率消耗会改进驾驶辅助装置的精度。此外，飞行员可清楚地看到第一和第二总距控制件上的驾驶作用效果。\n[0046] 在直升飞机上，该方法还避免会对新飞行员造成干扰的极限值改变，这例如通过使用踏板而改变尾部旋翼的总距、同时不对用于控制主旋翼总距的控制杆进行作用而引起。\n[0047] 本方法还可包括以下一个或多个附加特征。\n[0048] 例如，第一和第二总距中的每个都机械地界定在两个极值之间，且如果极限曲线达到所述极值中的一个，则所述极限曲线借助直线来截断，且该直线正交于图表的其中一根轴线并且经过已达到的极值。因此，增强所显示信息的精度。\n[0049] 另一方面，该计算机可通过确定由发动机所产生的当前功率和产生最小损坏量的预定阈值功率之间的功率差值来确定并显示损坏曲线，且该损坏曲线代表动力设备的损坏程度。\n[0050] 在这些情形下，如果飞行员试图优化动力设备的维修操作和使用寿命，则能以将指针定位成尽可能接近损坏曲线的方式来驾驶飞行器。\n[0051] 该损坏程度从图表中的阈值开始扩大，且该图表沿横坐标呈现监测参数而沿纵坐标向上呈现损坏程度，并且当监测参数达到阈值时，阈值功率等于由发动机产生的功率。\n[0052] 另一方面，该计算机可通过确定由发动机所产生的当前功率和预定极限功率之间的功率差距来确定并显示动力设备的最佳燃油消耗曲线，且该预定极限功率与为使飞行器达到预定前进速度而产生的功率相对应，该预定前进速度还称作“最佳速度范围”(VBR)。\n[0053] 在这些情形下，如果飞行员试图优化飞行器在能量消耗方面的整体性能，则可控制飞行器以将指针定位成尽可能接近最佳燃油消耗曲线。\n[0054] 在低速下，从燃油消耗角度来看，发动机的效率相对较低，但飞行器上的气动阻力也较低。与此相反，在高速下，从燃油消耗角度来看，发动机的效率相对较高，但飞行器上的气动阻力也较高。应注意到，在预定前进速度下获得最佳折衷。因此，该变型中的方法采取措施来限定会产生所述预定速度的第一和第二总距对的集合。\n[0055] 此外，指针能可选地显示在第一轴线和第二轴线的相交处。然后，飞行员会非常快速地识别情况。指针则例如是表示在相交处的十字或者仅仅是第一轴线和第二第二轴线的相交点。\n[0056] 在一个实施例中，第一轴线和第二轴线可相对于彼此运动，当第二总距变化时，计算机使第一轴线沿第二轴线运动，而当第一总距变化时，该计算机使第二轴线沿所述第一轴线运动。除非极限值存在变化，所显示的各个曲线并不运动，而极限值变化具体会由外部条件的变化或者一个或多个发动机健康状态的变化而导致。\n[0057] 在另一实施例中，当第一总距变化时，计算机使第一轴线的分度运动，而当第二总距变化时，该计算机使第二轴线的分度运动，且所述曲线相应地运动。\n[0058] 在一变型中，该动力设备包括多个发动机，且计算机显示与该发动机相关的具有最接近其极限值的极限参数的信息。\n[0059] 此外，该计算机可在显示装置的图表中确定并显示预测性指示件，且该指示件在操纵开始时用于呈现飞行器在操纵结束时应达到的第一和第二总距。\n[0060] 在瞬时阶段，所显示的信息不应与当前情况相对应，例如这是由于在飞行员施加所需要总距的时刻和旋翼上出现相反扭矩的时刻之间观察到延迟，或者由于为了从与输送低扭矩相对应的第一阶段行进至与输送大扭矩量相对应的第二阶段而产生的发动机渐进加速度。\n[0061] 例如，驾驶辅助装置可具有如下极限曲线：该极限曲线具有以4度第一总距和0度第二总距离开指针的一点。如果飞行员错误地使控制件运动以获得6度第一总距，则第一总距会逐渐地增大。飞行员然后未意识到极限值将被超过。与此相反，通过从操纵最开始就显示指示件，飞行员被告知发动机将超出所述极限值工作，由此允许飞行员校正给定量级。\n[0062] 类似地，通过例如应用文献FR 2871520的教导，该计算机可确定预测性极限参数并且可在显示装置的图表中显示预测性曲线，而所述预测性曲线用于在操纵开始时呈现会产生所述预测性参数的所有第一和第二总距对。\n[0063] 因此，处理器装置可基于预测性关系来计算预测性极限参数，其中IPT、FLI、k和dFLI/dt分别与预测性极限参数的估计值、极限参数的当前数值、倍增系数以及当前参数在一定时间间隔中的变化相对应：\n[0064] \n[0065] 在另一技术中，制造商通过测试为旋翼和发动机建立性能模块。根据由飞行员给出的量级，处理器装置确定会由旋翼所消耗的最终功率，然后从中得出预测性曲线，该预测性曲线在操纵开始时呈现会产生所述最终功率的所有第一和第二总距对。\n[0066] 除了该方法以外，本发明还提供一种用于通过实施该方法来提供辅助驾驶的装置。\n[0067] 根据本发明，用于辅助飞行器驾驶的装置包括用于测量动力设备的多个预定监测参数的传感器，该飞行器包括第一旋翼和第二旋翼，且第一旋翼具有带有第一可变总距的多个第一桨叶，而第二旋翼具有带有第二可变总距的多个第二桨叶，并且所述飞行器具有动力设备，该动力设备设有至少一个以多个额定值工作的发动机。\n[0068] 该辅助驾驶装置的值得注意的特点尤其在于：包括用于测量第一总距的第一测量装置和用于测量第二总距的第二测量装置以及连接于计算机的显示装置，并且该驾驶辅助装置包括指针，该指针由计算机控制并且在显示装置上在图表中指向所述第一总距和所述第二总距，该图表具有第一轴线和第二轴线，并且该第一轴线和第二轴线分别关于第一总距和第二总距而在总距单元上进行分度，而该计算机使用测量传感器来确定发动机的至少一个有效功率余量，这些有效功率余量与为致使极限参数达到同所述额定值中的一个相关联的极限值而供给的功率相对应，以在所述图表中为每个功率余量显示一个可获得的功率极限曲线，由此告知飞行员在到达至少一个额定的极限值之前可获得的第一总距裕度和第二总距裕度。\n[0069] 此外，第一和第二测量装置可实时测量当前的第一和第二总距，且该辅助驾驶装置可包括用于对与第一总距相关的第一量级和与第二总距相关的第二量级进行测量的测量部件以显示指示件。\n[0070] 本发明还提供一种飞行器，该飞行器包括第一旋翼和第二旋翼，且第一旋翼具有带有第一可变总距的多个第一桨叶，而第二旋翼具有带有第二可变总距的多个第二桨叶，并且该飞行器具有动力设备，该动力设备设有至少一个以多个额定值工作的发动机，且该飞行器具有第一控制系统和第二控制系统，该第一控制系统包括连接于所述第一桨叶的第一控制件，而第二控制系统包括连接于所述第二桨叶的第二控制件。\n[0071] 该飞行器的显著特点还在于：包括上文所述的辅助驾驶装置。\n[0072] 应注意到，用于测量第一总距的第一测量装置可设置在第一控制系统中，而用于测量第二总距的第二测量装置可选地设置在第二控制系统中。\n附图说明\n[0073] 在对借助参照附图的说明所给出的对实施例的以下描述中，将更详细地示出本发明及其优点，在附图中：\n[0074] 图1是本发明的飞行器和辅助驾驶装置的框图；\n[0075] 图2至4是用于示出所实施方法的显示装置的视图；\n[0076] 图5和6是示出如何计算极限参数的图表；\n[0077] 图7是示出如何确定阈值的图表；\n[0078] 图8是示出预定前进速度的图表；以及\n[0079] 图9和10是具体示出设有可动分度的变型的图形。\n具体实施方式\n[0080] 在一幅以上附图中出现的元件在各幅图中采用相同的附图标记。\n[0081] 图1示出设有第一旋翼5和第二旋翼7的飞行器1，该第一旋翼5具有带有第一可变总距的多个第一桨叶6，而该第二旋翼7具有带有第二可变总距的多个第二桨叶8。\n[0082] 借助示例，飞行器1是直升飞机，第一旋翼代表直升飞机的主升力和推进旋翼，而第二旋翼代表直升飞机的尾部旋翼。\n[0083] 飞行器1还具有第一控制系统80和第二控制系统82，该第一控制系统包括杠杆类型的第一控制件81，用以例如控制总距以允许飞行员控制第一总距，而第二控制系统包括踏板类型的第二控制件83，用以允许飞行员控制第二总距。\n[0084] 为了驱使第一和第二旋翼5和7转动，飞行器包括动力设备，且该动力设备具有至少一个例如包括涡轮轴发动机类型且带有至少一个齿轮箱的发动机。例如，该动力设备包括第一发动机2和第二发动机3，且这两个发动机经由主齿轮箱4来驱动第一旋翼5以及经由尾部齿轮箱6来驱动第二旋翼7。当然，其它构造当然也是可能的。\n[0085] 发动机在包括多个额定值的工作包线内工作，这些工作额定值例如选自如下列表：该列表包括TOP额定值、MCP额定值、MTP额定值、第一紧急(事故)额定值PSU、第二紧急额定值PMU以及第三紧急额定值PIU。\n[0086] 飞行器1还包括包含计算机40的驾驶辅助装置10。\n[0087] 计算机40通过有线或无线连接方式连接于传感器20，这些传感器20用于测量用以监测发动机2和3的参数。监测参数包括至少一个选自如下列表的参数：该列表包括每个发动机的气体发生器的转速Ng、每个发动机的扭矩TQ以及气体温度，尤其是处于每个发动机的低压自由涡轮进口处的气体温度T45。\n[0088] 在这些情形下，驾驶辅助装置10具有用于测量每个发动机的转速Ng的测量传感器21、24、用于测量每个发动机所产生扭矩TQ的测量传感器22、25以及用于测量每个发动机的气体温度T45的测量传感器23、26。应注意到，可对施加在齿轮箱上的扭矩进行测量，以确定由该组发动机2和3所施加的扭矩。\n[0089] 此外，驾驶辅助装置10包括用于感测外部压力P0的传感器31和用于感测外部温度T0的传感器32，且这些传感器连接于计算机40。\n[0090] 最后，计算机40连接于显示装置50。\n[0091] 在这些情形下，驾驶辅助装置10实施第一测量装置27和第二测量装置28，该第一测量装置27用于测量第一总距并且设置在第一控制系统80上，而第二测量装置28用于测量第二总距，且例如以传感器的形式位于用于控制桨叶桨距的杆件上或者位于飞行控制件上。这些测量装置经由有线或无线连接方式与计算机40进行通信，而这些连接方式在图1中未示出以避免附图无意义地过度复杂。\n[0092] 在由驾驶辅助装置10实施的本发明方法中，计算机40通过使用由测量装置所输送的信息来确定第一总距和第二总距。于是，驾驶辅助装置10包括指针63，该指针63用于在显示装置上呈现该第一总距和第二总距。\n[0093] 驾驶辅助装置10具有带有第一轴线61和第二轴线62的图表，且该第一轴线在桨距上进行分度来用于第一总距，而第二轴线在桨距上进行分度来用于第二总距。借助示例，指针63与第一和第二轴线的相交部相对应。在图1所示的示例中，第一总距具有4度数值，而第二总距具有0度数值。\n[0094] 应注意到，第一轴线的最小分度可与相当密桨距相对应，而最大分度与相当疏桨距相对应，其中术语“相当密桨距”和“相当疏桨距”通常由本领域技术人员所使用。\n[0095] 此外，计算机40确定动力设备的极限参数、即与发动机2和3的当前工作额定值下的相关极限值最接近的监测参数。此外，计算机40为发动机2、3的每个工作额定值确定在由发动机2、3产生的当前功率和可由发动机2、3产生的功率之间可获得的功率余量。\n[0096] 可实施现有技术的教导来使用传感器以感测外部压力和外部温度，同时还使用测量传感器20。\n[0097] 例如，参见图5，发动机制造商建立图表，该图表提供根据发动机气体温度的函数而由发动机所产生的功率，且极限温度呈现在这些图表上。\n[0098] 因此，当涡轮发动机在给定的外部条件下具有当前温度T′时，发动机产生第一功率P1。与同功率P2相对应的具有第二极限温度T″的额定值和与同功率P3相对应的具有第三极限温度T″′的额定值相比，发动机分别可获得第一功率余量和第二功率余量，且该第一功率余量等于第二功率P2和第一功率P1之间的第一差值，而第二功率余量等于第三P3和第一功率P1之间的第二差值。\n[0099] 参见图6，可将相同的方法用于发动机的气体发生器的转速Ng。\n[0100] 对于发动机扭矩来说，可通过使转动部件上测得的扭矩倍增所述转动部件的转速来获得相对应的当前功率，然后在各种额定值下将该当前功率与由发动机所产生的功率进行比较。\n[0101] 极限参数则可以是与当前额定值产生最小裕度的其中一个监测参数。\n[0102] 在另一种算法中，为每个监测参数确定相对于其在当前额定值下极限值的百分比裕度。例如，如果测得温度是400℃(摄氏度)且所述极限值是500℃，则计算机40得出\n20％的温度裕度。\n[0103] 极限参数则是具有最小百分比裕度的监测参数。在这些情形下，计算机利用如下图表：这些图表已由发动机制造商所预先确定并且给出作为参数百分比裕度的函数的功率余量。\n[0104] 可参考该文献，以获得更多信息。\n[0105] 参见图1，然后计算机40为每个事先确定的功率余量确定一个极限曲线70。驾驶辅助装置10的每个极限曲线70代表会导致在相关工作额定值的极限条件下工作的第一和第二总距。因此，可理解的是当指针63放置在极限曲线上时，发动机产生相关额定值的最大功率。\n[0106] 借助示例，使用存储在计算机中的程序库来获得极限曲线，且该程序库提供作为功率余量的函数的极限曲线的方程。\n[0107] 此外，第一和第二总距可机械地界定在两个极值之间。在这些情形下，如果极限曲线到达所述极值，则计算机可截断每个极限曲线70。\n[0108] 在图1所示的示例中，第二总距界定在具有-4°和+4°数值的两个极值之间。然后，计算机40使用两根直线100来截断极限曲线71，这两根直线正交于第二轴线62延伸并且经过所述极值。\n[0109] 另一方面，当动力设备具有多个发动机时，驾驶辅助装置10呈现与最接近极限发动机相关的信息，且该最接近极限发动机即所具有的极限参数与其极限值最接近的发动机。\n[0110] 图1还示出单根极限曲线71。\n[0111] 然而参见图2，辅助驾驶装置10可具有多根极限曲线70，可能是每个工作额定值一根极限曲线。例如，极限曲线70包括代表最大连续功率额定值的极限曲线71、代表起飞功率额定值的极限曲线72以及代表瞬时额定值的极限曲线73。\n[0112] 如果显示多根极限曲线，则每根曲线能以不同于其它曲线的方式进行表示，以使飞行员易于识别各根曲线。\n[0113] 在第一和/或第二总距的变化的情形下，第一和第二轴线61和62可呈现相对运动。\n[0114] 参见图3，当第二总距变化时，计算机40可使第一轴线61如箭头F1所示沿第二轴线62移动，而当第一总距变化时，该计算机40可使第二轴线62如箭头F2所示沿第一轴线\n61移动。\n[0115] 可观察到，极限曲线70并不相对于图2运动。\n[0116] 在另一变型中，如图9和10所示，当第一总距变化时，计算机40使第一轴线61的分度运动，而当第二总距变化时，该计算机40使第二轴线62的分度运动，且各个显示曲线\n70相应地运动。\n[0117] 计算机还可通过采用例如文献FR 2871520中的教导来确定预测性极限参数。该驾驶辅助装置则在显示装置的图表中包括预测性曲线76，在操纵开始时，该预测性曲线呈现会产生所述预测性参数的所有第一和第二总距对。\n[0118] 参见图4，极限曲线70并不必须是直线的。\n[0119] 此外，图4还示出驾驶辅助装置10的损坏曲线74。\n[0120] 在该变型中，可告知飞行员位于第一区域Z1和第二区域Z2之间的第一和第二总距对，该第一区域Z1与对发动机造成极大损坏的工作相对应，而第二区域Z2与产生较小损坏的工作相对应。\n[0121] 此后，计算机确定当前功率和预定阈值功率之间的功率差值。\n[0122] 参见图7，发动机制造商通过计算或测试来确定各个图表200，这些图表示出作为诸如气体温度T45之类监测参数的函数的所述损坏。\n[0123] 可观察到，该损坏是相对稳定的，直到与监测参数的阈值202相对应的拐点为止，且超出该拐点，损坏会扩大。当所述温度达到阈值时，阈值功率则等于由发动机所产生的功率。\n[0124] 此外，参见图4，驾驶辅助装置10还可包括最佳燃油消耗曲线75，该最佳燃油消耗曲线由计算机40所确定并且显示在图表60上。\n[0125] 因此，计算机40确定由发动机所产生当前功率和预定极限功率之间的功率差距。\n[0126] 参见图8，预定极限功率与用于使飞行器1达到预定前进速度VBR而需要产生的功率。\n[0127] 应提及的是，在具有与作为前进速度V函数的、由发动机所产生功率P相关的曲线的图表中，近似地在所述曲线与经过图表原点的直线相切的切点处获得预定前进速度VBR。\n应注意到，该预定前进速度VBR不同于最小功率处的速度Vy。\n[0128] 当然，本发明在其实施方式方面可有许多变型。尽管上文描述了若干实施例，但是容易理解，穷举地给出所有可能实施例是不可设想的。当然可设想在本发明范围内还可用等同装置来替换所述装置中的任一个。