Способ и летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью, оборудованный тремя двигателями

Способ и летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью, оборудованный тремя двигателями

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к летательному аппарату с вращающейся несущей поверхностью, оборудованному тремя двигателями, и к способу управления этим летательным аппаратом.

Необходимо отметить, что под двигателем следует понимать силовую установку, участвующую в создании тяги и/или подъемной силы летательного аппарата. На летательном аппарате, оборудованном вращающейся несущей поверхностью, «двигателем» называют силовую установку, приводящую во вращение главный редуктор, который приводит во вращение по меньшей мере один винт вращающейся несущей поверхности.

Иногда летательный аппарат оборудуют вспомогательной силовой установкой, известной под сокращением APU («auxiliary power unit» на английском языке). Эту вспомогательную силовую установку можно, например, использовать для генерирования электрической энергии, для приведения в действие гидравлических систем и даже для участия в запуске двигателя. Зато вспомогательная силовая установка не приводит в действие главный редуктор винта на летательном аппарате с вращающейся несущей поверхностью.

Следовательно, вспомогательная силовая установка летательного аппарата не представляет собой двигатель в рамках изобретения.

Это изобретение относится к области силовых установок летательных аппаратов с вращающейся несущей поверхностью, например, таких как вертолеты.

Уровень техники

Действительно, уровень мощности двигателя конструктивно ограничен. Поэтому, если мощности одного двигателя оказывается недостаточно, конструкторы, естественно, предусматривают на летательных аппаратах несколько двигателей.

Установка большего числа двигателей на самолетах представляет собой также возможность повышения безопасности этих самолетов. Кроме того, четырехмоторные самолеты представляют особый интерес для выполнения специфических задач, связанных с перелетами над океаном или со взлетом/посадкой на короткой полосе.

Вместе с тем, чтобы уменьшить сложность и стоимость осуществления, в настоящее время стремятся уменьшить число двигателей при выполнении одних и тех же задач.

Эта тенденция в равной степени касается и летательных аппаратов, оборудованных вращающейся несущей поверхностью.

Например, в 1960-е годы появились трехмоторные летательные аппараты по причине недостаточной мощности двигателей, существовавших в то время на летательных аппаратах большого тоннажа.

В этой категории трехмоторные летательные аппараты все еще представляют интерес для удовлетворения все возрастающих требований безопасности со стороны эксплуатантов. Эти требования предусматривают, в частности, обеспечение надежной траектории в любой момент, когда происходит отказ двигателя. В частности, некоторые эксплуатанты стремятся продолжать режим висения этих тяжелых летательных аппаратов с вращающейся несущей поверхностью, даже если один двигатель вышел из строя.

Трехмоторные летательные аппараты с вращающейся несущей поверхностью оборудованы тремя идентичными двигателями. Под «идентичными двигателями» следует понимать двигатели, имеющие идентичные характеристики приведения в действие вращающегося органа.

С другой стороны, «неодинаковыми двигателями» называют двигатели, имеющие разные приводные характеристики, то есть двигатели, развивающие разную максимальную мощность и/или разные максимальные крутящие моменты и/или разные максимальные скорости вращения выходного вала. Так, два неодинаковых двигателя могут соответствовать двигателю, вращающему выходной вал со скоростью в несколько десятков тысяч оборотов в минуту, и двигателю, вращающему выходной вал со скоростью менее десяти тысяч оборотов в минуту.

Установка нескольких идентичных двигателей потребовалась для обеспечения быстроты реакции в случае отказа одного двигателя, а также для упрощения установки и интегрирования двигателя. Вместе с тем, остается возможность установки двигателей с неодинаковыми значениями максимальной мощности, чтобы соблюдать требования безопасности и чтобы компенсировать недостаточность мощности существующих на рынке двигателей.

Однако необходимость решения технических проблем помешала внедрить в промышленность архитектуру трехмоторного вертолета, содержащего, например, по меньшей мере один двигатель с максимальной мощностью, отличной от максимальной мощности других двигателей.

Для разработки трехмоторного летательного аппарата с вращающейся несущей поверхностью, оборудованного идентичными двигателями, конструктор в основном должен преодолеть следующие технические проблемы.

Так, параметры двигателей должны быть предусмотрены с избыточностью, чтобы отвечать требованиям безопасности и обеспечивать прирост мощности в случае отказа одного двигателя. Были разработаны чрезвычайные режимы, известные под сокращением «OEI» («One Engine Inoperative»). Параметры для такой дополнительной мощности очень отрицательно сказываются и даже не совместимы с оптимизацией двигателя, в частности, с точки зрения массы, стоимости, расхода топлива и побочных явлений (шум, СО₂ …). Кроме того, сертификация этих двигателей значительно усложняется, так как требует проведения дополнительных испытаний, таких как испытания на «превышение температуры» или на специфические характеристики выносливости.

Кроме того, во время эксплуатации двигатели необходимо регулировать.

Так, известны летательные аппараты, оборудованные только двигателями, регулируемыми в зависимости от постоянного заданного значения.

Альтернативно и согласно современным технологиям, многомоторный летательный аппарат содержит только двигатели, регулируемые относительно переменного заданного значения. Например, двигатели регулируют относительно заданного значения вращения свободной турбины, изменяющегося в зависимости от необходимой развиваемой мощности или от плотности воздуха.

При этом, как правило, двигатели взаимодействуют с блоком управления, известным под сокращениями ECU («engine control unit» на английском языке) или FADEC («Full authority digital engine control» или «Full authority digital electronic control» на английском языке).

Классически блок управления двигателем работает в согласовании с другими блоками управления. При этом регулирование двигателей осуществляют в зависимости от одинакового переменного заданного значения.

Заданное значение регулирования двигателей изменяют, в частности, чтобы избежать превышения скорости вращения вращающейся несущей поверхности или двигателя.

Действительно, мощность, необходимая на земле, меньше мощности, необходимой для взлета. Поэтому блоки управления ограничивают, например, характеристики двигателей, чтобы избегать превышения оборотов вращающейся несущей поверхности.

Во время режима висения, наоборот, следует избегать превышения оборотов двигателей.

По этой причине установка трех двигателей может потребовать наличия блоков управления, имеющих большие размеры и массы. По сравнению с двухмоторным летательным аппаратом число входов/выходов блока управления может быть намного больше и потребовать обеспечения согласования между оборудованием.

Кроме того, системы управления летательного аппарата и двигателей могут возбуждать собственные вибрационные моды летательного аппарата с вращающейся несущей поверхностью. Сложность обеспечения торсионной устойчивости кинематической цепи передачи мощности летательного аппарата увеличивается вместе с увеличением числа элементов, участвующих в общей кинематической цепи, и, следовательно, с увеличением числа установленных двигателей.

Поэтому ставится задача достижения хорошего компромисса между быстротой реакции двигателя на команду пилота и устойчивостью летательного аппарата. Действительно, если двигатели обладают очень быстрой реакцией, быстрая команда пилота может привести к возбуждению собственной вибрационной моды летательного аппарата. Поскольку разработка двухмоторного летательного аппарата является сложной, то понятно, что разработка летательного аппарата с тремя быстро реагирующими двигателями является еще более сложной.

Чтобы оптимизировать рабочую точку двигателей, можно предусмотреть установку двигателей с неодинаковой максимальной мощностью.

При двухмоторном варианте работы эта установка и ее преимущества описаны в документе WO 2012/059671A2.

Однако установка двигателей с неодинаковой максимальной мощностью связана с большими техническими проблемами. Поэтому такое решение представляется сложным в осуществлении на трехмоторном летательном аппарате.

В частности, может быть трудно оптимизировать быстроту реакции такого летательного аппарата.

Например, на обычном вертолете двигатели уравновешивают, чтобы значения мощности, развиваемой каждым двигателем, были идентичными.

Для двигателя с чистым пропорциональным регулированием уравновешивание этого двигателя по мощности («Load sharing» на английском языке) обеспечивают при помощи заранее определенного отношения, связывающего скорость вращения газогенератора двигателя и скорость вращения тягового и несущего винта. Для двигателя с пропорционально-интегральным регулированием, учитывающим параметры мощности (скорость вращения газогенератора NG, температура TOT или крутящий момент TRQ) других двигателей в контуре регулирования, уравновешивание по мощности производит блок управления.

Быстрота реакции летательного аппарата, оборудованного двигателями, развивающими одинаковую мощность, может быть лучше, чем у летательного аппарата, оборудованного двигателями, развивающими неодинаковую мощность.

Действительно, на летательном аппарате, оборудованном двумя двигателями, развивающими одинаковую мощность, каждый двигатель обеспечивает половину необходимой мощности. Если один двигатель выходит из строя, необходимо увеличить обороты другого двигателя, чтобы получить дополнительную мощность, равную половине необходимой мощности.

Если же двигатели имеют неодинаковую максимальную мощность, потерю наиболее мощного двигателя нужно компенсировать максимально быстро при помощи двигателя наименьшей мощности. Обороты этого двигателя наименьшей мощности необходимо увеличить с приращением мощности, превышающим половину необходимой мощности, учитывая неуравновешенность.

Кроме того, в таких условиях управление летательным аппаратом может оказаться сложным.

В случае обычного вертолета двигатели регулируют по одинаковой скорости вращения свободной турбины NTL, которая является переменной и пропорциональна скорости вращения NR несущего винта. Как было указано выше, их также регулируют таким образом, чтобы развивать идентичную мощность.

Если двигатели имеют неодинаковую максимальную мощность, представляется сложным разработать новую логику управления без равновесия мощности с целью управления общей производимой мощностью (мощность каждого из двигателей, ее ограничения, необходимая мощность и т.д.).

Кроме того, поскольку двигатели имеют неодинаковую максимальную мощность, их скорость вращения может быть разной, что создает другую трудность. Это управление мощностью может быть еще более сложным, если принимают решение об останове одного двигателя с целью оптимизации расхода топлива.

Устойчивость летательного аппарата становится более проблематичной в присутствии трех двигателей разной максимальной мощности.

Двигатели с разной максимальной мощностью могут характеризоваться разным динамическим поведением. Вместе с тем, блоки управления обмениваются данными, связанными с работой двигателей, и сравнивают эти данные. В результате этого неодинаковым двигателям могут быть сообщены асимметричные ускорения, что может привести к ложным тревожным сигналам переходных отказов.

Торсионная стабильность кинематической цепи передачи мощности летательного аппарата может тоже представлять собой трудно преодолимую проблему.

Кроме того, мониторинг двигателей может быть сложным в осуществлении, поскольку неодинаковые двигатели сложно сравнивать между собой.

Кроме того, конструктор летательного аппарата может обратиться к разным производителям двигателей для изготовления двигателей летательного аппарата, тем более если речь идет о неодинаковых двигателях.

Например, могут возникнуть трудности при согласовании интерфейсов между двигателями или же между двигателями и остальной частью летательного аппарата.

Поэтому понятно, что реализация трехмоторного летательного аппарата может представлять особый интерес.

С другой стороны, установка трех идентичных двигателей может вызвать трудности в определении параметров двигателей и блоков их управления, а также проблемы устойчивости.

Установка неодинаковых двигателей представляется еще более сложной и связана с проблемами быстроты реакции, управления, устойчивости, мониторинга и даже интегрирования.

Независимо от варианта реализация трехмоторного летательного аппарата связана с различными трудностями. Эти трудности делают реализацию трехмоторного летательного аппарата неочевидной, поскольку трехмоторный летательный аппарат не является простым двухмоторным летательным аппаратом, который оборудуют третьим двигателем.

Из предшествующего уровня техники известен документ US 4479619, в котором предложена система передачи мощности для трехмоторных вертолетов.

В этом решении предложен также альтернативный вариант отключения сцепления одного двигателя из трех.

Вертолет «Super-Frelon» тоже имеет три идентичных двигателя (без сцепления).

В документе US 3963372 предложено решение управления мощностью и контроля двигателей для трехмоторных вертолетов. Центральный блок управляет двигателями для выравнивания выходной мощности двигателей.

Чтобы преодолеть проблемы, связанные с двигателями с избыточными параметрами, в прошлом уже была рассмотрена установка двигателей с неодинаковой максимальной мощностью в случае двухмоторных летательных аппаратов. В частности, в документе WO2012/059671А1 были предложены два двигателя с неодинаковой максимальной мощностью.

В этом документе WO2012/059671А1 рассмотрен только случай двухмоторных летательных аппаратов и не предложено решений проблем управления или устойчивости.

В документе FR 2933910 описана силовая установки, содержащая по меньшей мере один газотурбинный двигатель и по меньшей мере один электрический двигатель.

В документе US 2009/186320 описаны три двигателя, управляемые органами (FADEC), связанными между собой и с органом управления, называемым «flight control computer FCC».

Сущность изобретения

Настоящее изобретение призвано предложить инновационный летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью, оборудованный тремя двигателями, чтобы, например, иметь возможность оставаться в режиме висения, даже если один двигатель вышел из строя.

Согласно изобретению, летательный аппарат оснащен вращательной несущей поверхностью и по меньшей мере одним главным редуктором для приведения во вращение этой вращающейся несущей поверхности. Кроме того, летательный аппарат содержит первый основной двигатель и второй основной двигатель, предназначенные для приведения в движение главного редуктора, при этом летательный аппарат оснащен основной системой регулирования, регулирующей первый основной двигатель и второй основной двигатель по переменному заданному значению.

Этот летательный аппарат дополнительно оснащен вспомогательным двигателем, приводящим в движение главный редуктор, причем этот летательный аппарат имеет вспомогательную систему регулирования, которая регулирует вспомогательный двигатель по постоянному заданному значению, при этом вспомогательная система регулирования является независимой от упомянутой основной системы регулирования.

Преимуществом изобретения по сравнению с двухмоторным летательным аппаратом является возможность получения дополнительной мощности. В случае отказа одного основного двигателя силовая установка все равно может развивать относительно большую мощность для продолжения безопасного полета этого летательного аппарата.

Когда один основной двигатель выходит из строя, при помощи изобретения можно, например, получить мощность, по существу эквивалентную мощности, получаемой на обычном двухмоторном летательном аппарате, работающем в рабочем режиме максимальной продолжительной мощности (РМС).

Кроме того, прирост мощности, выдаваемой вспомогательным двигателем, позволяет избежать избыточных параметров основных двигателей, в частности, чтобы осуществлять полет в режиме висения, даже если один основной двигатель выходит из строя.

В двухмоторном вертолете часто предусмотрены три чрезвычайных режима, известных под сокращениями OEI, OEI2′, OEI 30″, связанных с повышенными мощностями. Изобретение позволяет применять только один чрезвычайный режим и избежать, таким образом, нежелательных избыточных параметров.

Кроме того, этот инновационный летательный аппарат позволяет свести к минимуму некоторые из вышеупомянутых недостатков.

Действительно, двумя основными двигателями и вспомогательным двигателем управляют по-разному при любой фазе полета. Вспомогательный двигатель регулируют в соответствии с постоянной задачей в пределах области полета вертолета, независимо от плотности воздуха и при любой потребности необходимой мощности, передаваемой пилотом посредством маневрирования органов управления полетом.

Этот вспомогательный двигатель может быть электрическим или тепловым двигателем.

Таким образом, при отсутствии задачи переменного регулирования функцией вспомогательного двигателя является уменьшение необходимой мощности, которую должны развивать основные двигатели для обеспечения потребностей вращающейся несущей поверхности. Ниже будет показано, что вспомогательный двигатель выдает либо единый уровень мощности во время регулирования с фиксированной мощностью, либо по существу постоянную мощность во время регулирования, например, с фиксированным расходом топлива.

При этом основные двигатели обеспечивают необходимую дополнительную мощность для удовлетворения потребностей вращающейся несущей поверхности.

В случае необходимости регулирование основных двигателей осуществляют таким образом, чтобы они не производили никакой мощности. В частности, для этого основными двигателями управляют согласно задаче переменного регулирования.

Таким образом, эти два основных двигателя могут работать так же, как и двигатели классического двухмоторного летательного аппарата. При этом основная система регулирования может регулировать скорость вращения свободной турбины NTL этих основных двигателей в зависимости от переменного заданного значения, задаваемого электронной системой летательного аппарата.

Кроме того, основная система регулирования может регулировать один основной двигатель относительно другого основного двигателя. Например, основные двигатели могут быть сбалансированы таким образом, чтобы получить разницу не более 5% между скоростью вращения их газогенераторов и разницу не более 15% между крутящими моментами, передаваемыми этими основными двигателями.

С другой стороны, для упрощения устройства не предусмотрен обмен данными между вспомогательным двигателем и основными двигателями. Точно так же не обязательно происходит обмен данных состояния и рабочих параметров вспомогательного двигателя с данными состояния и рабочими параметрами основных двигателей.

Если основные двигатели и вспомогательный двигатель являются одинаковыми, летательный аппарат соответствует летательному аппарату с тремя одинаковыми двигателями, в котором могут возникать трудности, связанные с определением параметров двигателей и блоков их управления, а также проблемы устойчивости.

Вместе с тем, присутствие вспомогательного двигателя может позволить избежать избыточных параметров основных двигателей.

Кроме того, при отсутствии связи между основной системой регулирования и вспомогательной системой регулирования, как было указано выше, летательный аппарат может быть оборудован блоками управления, характеризующимися разумными размерами и стоимостью, аналогично двухмоторному летательному аппарату.

Например, согласно варианту выполнения, основная система регулирования содержит первый основной блок управления для управления первым основным двигателем и второй основной блок управления для управления вторым основным двигателем, при этом первый блок управления сообщается со вторым блоком управления. В этом случае вспомогательная система регулирования содержит вспомогательный блок управления для управления вспомогательным двигателем, при этом вспомогательный блок управления может быть лишен связи с основными блоками управления.

Основные блоки управления могут быть устройствами типа FADEC, применяемыми на двухмоторных вертолетах. Таким образом, число входов и выходов этих блоков управления остается ограниченным.

С другой стороны, вспомогательный блок управления может быть более простым, чтобы отвечать постоянной задаче регулирования. Например, вспомогательный блок управления может быть блоком гидромеханического типа.

Согласно другому варианту, основные и вспомогательный блоки управления все могут быть устройствами типа FADEC. В альтернативном варианте все основные и вспомогательный блоки управления могут быть гидромеханическими.

Что касается устойчивости летательного аппарата, вспомогательным двигателем управляют согласно фиксированной задаче, которая может ограничивать его влияние на торсионную стабильность кинематической цепи передачи мощности летательного аппарата.

Кроме того, вспомогательный двигатель может иметь время реагирования при ускорении или замедлении, превышающее время реагирования основных двигателей.

Действительно, вспомогательным двигателем управляют согласно постоянной задаче. Так, резкая команда пилота приводит к изменению поведения основных двигателей аналогично двухмоторному летательному аппарату, чтобы ответить на команду пилота или автоматического средства пилотирования.

Следовательно, как оказалось, вспомогательный двигатель может иметь низкую быстроту реакции. Быстрота реакции вспомогательного двигателя может быть значительно ниже быстроты реакции двух других двигателей. Разница в быстроте реакции между основным двигателем и вспомогательным двигателем может составлять около одной секунды.

Низкая быстрота реакции вспомогательного двигателя приводит к тому, что влияние вспомогательного двигателя на торсионную стабильность кинематической цепи передачи мощности оказывается ограниченным.

Кроме того, если вспомогательный двигатель имеет время реагирования при ускорении или замедлении, превышающее время реагирования основных двигателей, рабочий цикл вспомогательного двигателя можно адаптировать таким образом, чтобы минимизировать потребление энергии этим вспомогательным двигателем. В рамках теплового двигателя за счет этого можно снизить расход топлива вспомогательного двигателя.

Кроме того, основные и вспомогательный двигатели могут также быть неодинаковыми.

Например, основные двигатели являются идентичными, а вспомогательный двигатель отличается от основных двигателей.

В частности, вспомогательный двигатель может иметь другой размер и другой класс максимальной мощности, чем два основных двигателя. В частности, вспомогательный двигатель может развивать меньшую максимальную мощность, чем два основных двигателя.

При этом в летательном аппарате возникают дополнительные проблемы времени реагирования в случае отказа одного двигателя, проблемы мониторинга и даже интегрирования, которые были указаны выше.

Вместе с тем, два основных двигателя можно уравновесить при помощи основной системы регулирования. Поскольку вспомогательным двигателем управляют с постоянной задачей, время реагирования установки не меняется в зависимости от неисправного двигателя. Действительно, это время реагирования соответствует времени реагирования основного двигателя независимо от того, какой двигатель вышел из строя.

Что касается мониторинга двигателей, то не обязательно, чтобы происходил обмен данными состояния и рабочими параметрами вспомогательного двигателя с основными двигателями. Действительно, регулирование основных двигателей не зависит от вспомогательного двигателя и наоборот.

Следовательно, облегчается мониторинг силовой установки.

Наконец, основные двигатели и вспомогательный двигатель являются независимыми. Таким образом, разработку основных двигателей можно осуществлять независимо от разработки вспомогательного двигателя. Кроме того, необязательно согласовывать между собой интерфейсы трех двигателей, даже если вспомогательный двигатель имеет максимальную мощность, не равную максимальной мощности основных двигателей.

Кроме того, независимо от того, являются три двигателя одинаковыми или неодинаковыми, изобретение можно легко применить на двухмоторном летательном аппарате. Работа основных двигателей летательного аппарата двухмоторного типа остается почти неизменной, несмотря на добавление вспомогательного двигателя.

Кроме того, можно предложить выбирать вспомогательный двигатель из списка двигателей в зависимости от потребности. Действительно, поскольку регулирование основных двигателей не зависит от регулирования вспомогательного двигателя, выбор вспомогательного двигателя мало влияет на основные двигатели.

Этот летательный аппарат дает также возможность задавать работу вспомогательного двигателя в зависимости от полетного задания или от параметров, таких как поступательная скорость летательного аппарата.

Если вспомогательный двигатель запускают только на низкой поступательной скорости для повышения безопасности во время этой рабочей фазы, экономия топлива может быть существенной при оптимизированных характеристиках в режиме висения и в категории А.

В случае трехмоторного летательного аппарата преимуществом является оптимизированное определение параметров двух основных двигателей (при условиях работы только двухмоторного типа). Выигрыши в массе, простоте, стоимости, расходе топлива и в выбросе газов могут быть значительными.

Кроме того, если вспомогательный двигатель запускают только на низкой поступательной скорости, быстроту реакции вертолета можно оптимизировать в случае выхода из строя одного из основных двигателей. Действительно, изобретение позволяет применять один чрезвычайный режим, который можно достичь быстрее, чем некоторые чрезвычайные режимы в известных решениях.

Кроме того, в случае трехмоторного летательного аппарата с вспомогательным двигателем, имеющим максимальную мощность, не равную максимальной мощности основных двигателей, изобретение позволяет сообщать несущему винту достаточно энергии в случае отказа одного основного двигателя при осуществлении сложных и опасных маневров, таких как посадка.

Следовательно, летательный аппарат содержит два основных двигателя, управляемых по переменной задаче, и вспомогательный двигатель, управляемый по постоянной задаче в данном режиме работы.

Эта инновационная архитектура позволяет решить множество технических проблем, возникающих на некоторых трехмоторных летательных аппаратах.

Летательный аппарат может также иметь один или несколько следующих отличительных признаков.

В частности, между каждым двигателем и главным редуктором может быть установлено колесо свободного хода или сцепление.

Таким образом, вспомогательный двигатель связан механически с главным редуктором либо при помощи колеса свободного хода, которое позволяет прекратить вращение вспомогательного двигателя, когда этот вспомогательный двигатель не работает (например, в случае отказа двигателя), либо при помощи сцепления, позволяющего активировать механическую связь между вспомогательным двигателем и главным редуктором в необходимых конфигурациях.

При этом вспомогательный двигатель может быть связан с главным редуктором при помощи связи, включающей в себя колесо свободного хода или сцепление.

Эта связь может быть соединена с механической связью, соединяющей основной двигатель с главным редуктором, или с соответствующим входом главного редуктора.

Кроме того, если главный редуктор содержит несколько ступеней редукции скорости вращения, основные двигатели могут быть соединены с первой ступенью редукции, при этом вспомогательный двигатель соединен со второй ступенью редукции.

При этом каждый двигатель связан с главным редуктором в ступени редукции, соответствующей номинальному рабочему диапазону его выходного вала.

Кроме того, согласно варианту, каждый основной двигатель может иметь один чрезвычайный режим.

Вспомогательный двигатель может иметь по меньшей мере два рабочих режима, каждый из которых регулируют в зависимости от фиксированного постоянного заданного значения.

При этом вспомогательный двигатель регулируют относительно постоянной задачи, соответствующей применяемому режиму.

Например, вспомогательный двигатель может выдавать множество целевых мощностей, чтобы его можно было применять на разных летательных аппаратах одного типа или адаптировать к разным полетным заданиям одного летательного аппарата. В этом случае не обязательно определять параметры двигателей для наиболее сложного задания, которое к тому же выполняют реже всего.

Кроме того, постоянным заданным значением может быть либо фиксированное заданное значение мощности, либо фиксированное заданное значение расхода топлива. Например, тепловой вспомогательный двигатель можно регулировать по фиксированному заданному значению мощности или фиксированному заданному значению расхода топлива. Точно так же электрический вспомогательный двигатель можно регулировать, например, по фиксированному заданному значению мощности.

Согласно варианту, вспомогательный двигатель регулируют по постоянному целевому значению мощности в пределах области полета вертолета, независимо от плотности воздуха или от потребности необходимой мощности, создаваемой пилотом через движения органов управления полетом.

Согласно другому варианту, вспомогательный двигатель регулируют таким образом, чтобы достигать положения фиксированного максимального расхода топлива.

При этом мощность, выдаваемая вспомогательным двигателем, зависит от параметров, внешних по отношению к летательному аппарату, таких как давление и температура за бортом.

Положение фиксированного расхода топлива является эквивалентом «замораживания дозировки» в положении расхода, достаточного для получения мощности, необходимой для точки параметров летательного аппарата.

Недостатком этого варианта является переменная мощности, выдаваемая вспомогательным двигателем, при этом выдаваемая мощность меняется в зависимости от упомянутых параметров, внешних относительно летательного аппарата.

С другой стороны, контур регулирования вспомогательного двигателя является простым. Кроме того, этот вариант обеспечивает лучший контроль за расходом топлива.

Возможны и другие варианты. Например, вспомогательный двигатель можно регулировать таким образом, чтобы его выходной вал вращался по существу с постоянной скоростью вращения.

Согласно варианту, летательный аппарат содержит средство деактивации вспомогательного двигателя.

Средство деактивации может блокировать вспомогательный двигатель посредством его останова или перевода его работы в режим малого газа. Средство деактивации может иметь несколько положений, связанных с нормальной работой, с работой в режиме малого газа, с остановом вспомогательного двигателя или, например, с чрезвычайным режимом работы.

Этот вспомогательный двигатель можно активировать или деактивировать в зависимости от полетного задания (например, его активируют только для задания типа разведки), от характера местности (например, если местность не является открытой), от поступательной скорости вертолета (например, работа только на низкой скорости), от высоты полета (например, работа только на большой высоте) или от внешней температуры (например, работа только при высокой температуре).

Согласно первому предпочтительному варианту выполнения, вспомогательный двигатель развивает максимальную мощность, не достаточную для приведения к превышению оборотов упомянутой вращающейся несущей поверхности на земле.

Таким образом, отсутствует риск того, что вспомогательный двигатель приведет к превышению оборотов вращающейся несущей поверхности на земле.

Так, параметры вспомогательного двигателя можно предусмотреть таким образом, чтобы ограничить его максимальную мощность мощностью, меньшей противодействующего крутящего момента, действующего на выходной вал вспомогательного двигателя. Понятно, что этот противодействующий крутящий момент является результатом комбинации противодействующего крутящего момента вращающейся несущей поверхности и противодействующего крутящего момента главного редуктора, а также влияния сил инерции.

Согласно второму варианту выполнения, вспомогательный двигатель развивает максимальную мощность, достаточную для приведения к превышению оборотов вращающейся несущей поверхности.

При этом летательный аппарат может содержать средство обнаружения для обнаружения, находится ли летательный аппарат на земле, при этом упомянутый летательный аппарат имеет средство блокировки, блокирующее вспомогательный двигатель на земле.

Это средство обнаружения может, например, содержать радиовысотомер или контактор, установленный на шасси для обнаружения контакта шасси с землей.

Таким образом, вспомогательный двигатель на земле не работает, будучи остановленным или переведенным в режим малого газа, чтобы не привести вращающуюся несущую поверхность в состояние превышения оборотов.

С другой стороны, вспомогательный двигатель может быть активирован, когда летательный аппарат находится в полете, то есть больше не стоит на земле.

Во время фазы взлета вспомогательный двигатель можно активировать для приведения в действие механической цепи, когда летательный аппарат находится в зоне влияния земли. В этом случае процедура взлета может предусматривать промежуточную полетную точку проверки.

Если нарушение в работе происходит при взлете до активации вспомогательного двигателя, летательный аппарат может сесть относительно легко без помощи вспомогательного двигателя, когда летательный аппарат еще находится в зоне влияния земли. Это же относится и к посадке.

Кроме того, летательный аппарат может содержать систему обнаружения для того, чтобы обнаруживать, имеет ли летательный аппарат поступательную скорость, превышающую пороговую поступательную скорость, и/или превышает ли вращающаяся несущая поверхность пороговую скорость вращения, при этом упомянутый летательный аппарат имеет средство блокировки, блокирующее вспомогательный двигатель, если летательный аппарат имеет поступательную скорость, превышающую пороговую поступательную скорость, и/или если вращающаяся несущая поверхность превышает пороговую скорость вращения.

При этом система обнаружения может содержать обычные средства измерения поступательной скорости летательного аппарата.

Кроме того, система обнаружения может также содержать средства измерения скорости вращения вращающейся несущей поверхности. При их отсутствии система обнаружения может оценивать и/или упреждать мощность, необходимую для приведения в действие вращающейся несущей поверхности, причем эта необходимая мощность должна быть меньше фиксированной целевой мощности, выдаваемой вспомогательным двигателем для приведения в действие вращающейся несущей поверхности, чтобы эта вращающаяся несущая поверхность не развивала избыточной скорости вращения.

Таким о