CN103108805A - 优化飞机总能量效率的方法，和实施这种方法的主动力装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及通过使动力供应估测适合舱室压力控制系统的实际动力需求来限制飞机的消耗率，而且，一般来说，系指飞机的动力需求。根据本发明，优化飞机上提供能量总效率的方法是在旅客舱附近环境提供至少一个主动力发动机，设计成可用作该舱室的一个气动能量产生源并至多在一定程度上作为飞机其它部分的推进、液压、和/或电动能量供应源。为此，本方法包括最大限度地降低动力源工作时其标称点((Pn)1, (Pn)0)和主发动机故障时所述动力源供应非推进能量的估测点((Pd)0)之间的动力差，在标称工作条件下和在主发动机出现故障的情况下，对主发动机和主动力装置的动力供应给予平分。

Description

优化飞机总能量效率的方法,和实施这种方法的主动力装置
技术领域
本发明涉及一种飞机上所提供能量总效率的优化方法，所述能量为推进的或非推进的，以及实施这一方法的主动力装置。
该发明应用到飞机的发动机，即，主要涉及到飞机的发动机系列（喷气发动机、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机）以及直升机发动机（涡轮轴发动机）。
通常，在飞机上，乘客舱为空调和/或增压舱。该舱的进气口连接到环境控制系统，在环境控制系统和舱室之间的可能的循环系统配合下，该系统可调节空气流量、温度和/或压力。
背景技术
人们已知如何回收舱室出口处空气（其为高压和高温，通常为0.8巴和24°C）和飞机外部空气（其压力和温度相对较低，通常为0.2巴和-50°C）之间的能量。例如，美国专利文件5 482 229提出，通过热交换器来提高来自舱室出口通道的空气的温度，所述空气是由在飞机发动机压缩机管道内循环的空气流出，所述管道与舱室内的环境控制系统相连。而后，来自舱室的空气（该空气因流经热交换器而得到加热）在排出飞机前驱动动力转换装置的涡轮，后者提供机械能或电能给辅助设备（泵、增压器、交流发电机等）。
然而，这种构型不能可靠地利用舱室排出的空气。实际上，该空气的压力按一定程度在舱室内调节的，例如，以0.8巴，而且，当飞机上升或在高空时，飞机内部和外部之间的压力变化（例如，内部0.8巴，外部0.2巴）会引起压力下降和干扰现象：因为舱室内部压力高于最初调节值且压力瞬变过程为乘客耳朵不能接受，所以不能再进行正常调节。因为舱室一直使背压锁闭舱室出口处的空气，空气不能再正常流出。在这些情况下，转换装置的涡轮无法在正常运行，特别是在爬高和在高空时的瞬变阶段期间。
此外，在地面，当舱门打开时，热交换器也不再正常运行。而且，这种结构需要热设施，附加热交换器与外部空气管路相连。
此外，在转换装置驱动的设备出现故障情况下，转换装置会出现超时。
此外，就能量平衡来讲，使用来自飞机发动机压缩机的空气并不是不利的，由于热交换器和发动机出口之间的距离，会引起管路损失。此外，在起飞期间，发动机提供给环境控制系统的功率就其能量需求来讲被估计过高。向环境控制系统提供动力的估测点(sizing point)实际上是在主发动机高压体最低转速时确定的，这样，始终能够向环控系统提供足够动力，即使在怠速时。
通常，主发动机的设计是其能够不断地提供重要的推进动力，例如，在飞机起飞时，即，当高压体处于高速时，而在其它阶段，它们提供中等推进动力，实际上，是最小的动力， 例如，在下降时，即高压体低速运行时。推进动力主要涉及到喷气发动机提供的推力，和飞机涡轮螺旋桨发动机和直升机涡轮轴发动机提供的机械动力。除了怠速运行外，在所有飞行阶段，这种过高估算所需动力的情况通常都伴有过度消耗量。
发明内容
确切地讲，本发明旨在限定消耗量，通过匹配动力供给估算和舱室环境控制系统（通常是飞机）的实际动力需求，从而避免提供无用的能量。
另外，本发明还旨在可靠地提供能量以便应付可能会引起超速飞机故障。本发明的另一个目的是主张将众多非推进的耗能装置进行整合，特别是电动、机械和/或液压设备，目的是相对于已知构型能在所有飞行阶段（特别是瞬变过程阶段）保持供能和消耗之间的整体能量正平衡。此外，本发明还试图回收舱室出口端的热能，而又不会带来不利于调节的背压的任何风险，优化热交换。
为此，本发明通过发动机类型的动力装置在舱室出口附近提供能量，特别是向舱室提供气动能量。因为这种动力装置的结构在所有飞行阶段适合用作发动机来使用，与起主发动机作用的动力装置相同的方式，所以该动力装置被称之为发动机类型。
更确切地说，本发明的目的是优化飞机上提供的能量的总效率，这种能量是推进的或非推进的，所述飞机装有带调节气流的旅客舱，且动力源包括主发动机。这种优化是在旅客舱附近环境中提供至少一个发动机类型的主动力装置，该动力装置用作旅客舱的唯一气动能量供应装置，且至多在一定程度上作为飞机其余部分的另一个推进、液压和/或电动能量供应来源，这种优化还可最大限度地降低动力源标称点和估测点之间的动力差，标称点是指所述动力源工作时的标称点，而估测点是指主发动机出现故障情况下所述动力源所供应的非推进能量，即，在正常运行条件下以及在主发动机出现故障情况下，对主发动机和主动力装置所供动力的平等分配 。
主动力装置可以根据舱的严格要求调整气动能量的供应，而主发动机则无需提供大体上高于最低限度的功率，通常是两倍：就气动能量平衡而言，它们都是一直都是规模过大，因为其规模设计都是基于主发动机高压体的最小转速。根据本发明，对于主发动机来讲，气动能量的供应不再是个问题，因为这些主发动机的效率已经得到显著改善，而且，总效率也显著提高了。
此外，在下降阶段或在正常飞行阶段，经过你如此设计的主动力装置的总热效率实际上等于非推进动力供应的主发动机的效能，通常大约为20%。而且，对电力的平等分配也不会对消耗带来任何巨大影响。相反，在上升阶段，优选由主发动机提供电能，因为主发动机的效能更高，这是由于高压体的转速高于主动力装置的转速。
此外，附加主动力装置还可提供发动机装置的冗余，从而增强了容错性和飞机的可利用率。
本发明还涉及到主动力装置，其能够根据上述方法对总能源效率进行优化。这种主动力装置是基于辅助动力装置类型的动力装置，辅助动力装置已经非常可靠，目的是可属于发动机类，其与能量回收结构结合为一体。
辅助动力装置通常安装在飞机上，用来在地面时向各个耗能设备(电动、气动和液压动力，空调)提供能量，并起动主发动机。当发动机出现故障时，一些辅助动力装置还可再次起动，试图在飞行期间重新起动出现故障的发动机和/或在飞行中向各设备提供部分电能。
通常，辅助动力装置包括燃气发生器（包括至少一个进气压缩机，燃烧室和至少一个动力涡轮）以及直接或通过带有转速适配装置的动力传输箱来驱动设备（增压器，燃油泵和液压泵，发电机和/或电起动器/发电机等）的装置。增压器或进气压缩机出口一侧的放气用来气动起动主发动机。
辅助动力装置的使用，即使在紧固时，在所有飞行阶段都提供非推进能量，这被认为是不切实际的，因为与主发动机相比，能量效率不利：在整个飞行持续期间，使用辅助动力装置意味着增加燃油消耗。
那么，如果辅助动力装置换成发动机类型的动力装置，根据舱室的严格要求而持续提供气动能量，那么，带有这种装置的飞机是非常有利的。
严格地来讲，在装有耗能设备的飞机上，特别是需要更新空气和通过环境控制系统来调节温度和/或压力的舱室，主动力发动机和飞行控制装置，根据本发明的主动力装置设在与飞机其它区域通过防火舱壁隔断并装有外部空气进气和排气喷管的舱室内，该主动力装置包括上述类型的发动机型动力装置，带有燃气发生器和动力涡轮，用来驱动包括增压器在内的设备。增压器通过调节控制器与环境控制系统相连接，而调节控制装置与控制装置相连通，从而向舱室提供必要的气动能量。
根据具体实施方案：
- 主动力装置与回收结构相连，包括至少一个能量回收涡轮，用来驱动带有动力涡轮的设备和在进气端与舱室出口相连接，以便在排气端对设备进行冷却，所述增压器置入这种回收结构内，作为舱室的气动能源；
- 增压器包括带有叶片的变距空气扩散器，该扩散器的调整是通过调节控制器来伺服控制，在每个飞行阶段，能够将气流严格调节到环境控制系统所要求的压力和流量；
- 增压器扩散器设定值的变化会引起空气流量的变化，带有大体恒定压力比：于是，需求与供给之间的平衡得以满足，不会出现显著浪费；
- 增压器直接连接到动力涡轮上，避免了因为动力传输而不是机械传输而出现的任何能量的损失；
-  燃气发生器包括用作增压器的进气压缩机；
-  回收涡轮为带有变距导向叶片组件的涡轮，优选向心型涡轮，所述变距导向叶片组件带有叶片，其方向由调节控制装置来伺服控制；
- 至少一个压力传感器可调节扩散器叶片和导向叶片组件的打开和关闭，与伺服控制器相连；
- 回收涡轮在排气端将气流喷入主动力装置的舱内，在其冷却了后舱内的设备和辅助设备后，通过喷射泵被排入排气喷管，喷射泵的动作是因动力涡轮热气流的流速所致；
- 回收涡轮与隔音装置相连，从而避免了风噪声扩散到舱室内；
- 尽可能打开的设定位置可完全打开成径向位置，即所谓的零位置；
- 可变设定的调节，在地面时的完全打开和随着高度的增加而逐渐关闭气流都可通过调节控制装置根据舱室加压密封情况而自动进行。
通常，都会考虑主动力装置能量供给能力的损失，这种损失会随着高度而增加，因此，应该在飞行时，通过回收涡轮和增压器的可变设定位置的优化，至少部分地得到补偿，即回收涡轮在与舱室排气端的背压相兼容的最关闭位置，而增压器则在尽打开位置。
与动力装置飞行中应力相兼容的热能级降至最小：即使在地面时，可变设定的相应位置对主动力装置回收涡轮和增压器的效率都会有影响，主动力装置的热能设计成能在地面提供足够能量。为此，优选在飞行中优化效能。为此，在整个飞行包线中，压缩机和回收涡轮的总效率最佳，这是因为使用了扩散器和/或带有可变设置的导向叶片组件。
根据其它有利的实施方案：
- 设有可将功率从动力涡轮和回收涡轮传递给飞机的机械、气动、液压和/或电动设备的装置，特别是采用动力传输箱的形式；
- 回收结构包括带有两个传热管路的热交换器：主管路，其进气侧与动力涡轮的热气流排气口相连，而在排气侧与排气喷管相连；以及副管路，其在进气侧与舱室的空气流排气口相连，在排气侧与回收涡轮相连；
- 回收涡轮的变距导向叶片组件与调节装置相连，能够将来自热交换器的空气流导向，特别是在飞机瞬边过程阶段以及在高空时，瞬边过程阶段包括起飞、上升、下降和着陆阶段。
在这些条件下，在舱室排气侧的能量回收以压力和/或温度形式被优化，这是因为靠近主动力源，同时保证了舱室排气侧上的空气外流，舱室内的背压得到控制。此外，将能量回收装置连接到主动力源上，而不是只连接在压缩机或交流发电机上，这可吸收在故障情况下开始的超速现象，这种现象的发生是因为质量效应引起惯性所致，而质量效应则是起因于动力源各个部件和所有耗电设备。
此外，舱室排气侧的能量回收可通过补充来自舱室空气外流中所含潜在能量来进行，而这种补充是由热能来完成，而热能则是在被上述气流之间的热交换进一步受热前用来冷却专用于飞机设备的系统。
通过如下具体实施方案的非限定性说明，参照附图，本发明的其它方面、特性和优点会显现出来。
附图说明
图1为根据本发明的在飞机后舱内的主动力装置的示例示意图，其与装有环境控制系统的飞机舱室相连；
图2为主动力装置向心回收涡轮示例剖面示意图，该涡轮上装有变距导向叶片组件；
图3为主动力装置增压器示例剖面示意图，所述增压器装有变距导向叶片组件，以及
图4为根据动力源的热效率提供给飞机的动力曲线图，该图示出了热效能的标称点和估测点(sizing point)。
具体实施方式
在所有附图中，功能相同的相似或相同部件都采用相似或相关参考标记予以标明。
参照图1，该图为示意图，主动力装置1布置在后舱2内，该后舱位于飞机3的下游部分。旅客舱4位于上游并通过中间舱5与后舱2相连。压力密封舱壁6将旅客舱4与中间舱相隔离，而防火舱壁7则将中间舱5与后舱2相隔开，后者装有外部空气进气口21和排气喷管22。
主动力装置1包括发动机10，其为辅助动力装置型，但属于发动机类别，其与能量回收结构结合为一体。辅助发动机由燃气发生器或称高压体11组成，其包括用于来自进气口21气流F1的进气压缩机110；燃烧室111；和通过高压轴113带动压缩机110的涡轮112。该燃气发生器在进气端与安装在外部空气进气口21处的气流导管K1相连，而在排气端则与动力涡轮12相连，后者产生热气流F2，通常大约500到600°C。
能量回收结构以回收涡轮13为中心，后者与隔音装置14相连，为的是避免舱室外部的风噪音扩散，特别是扩散到旅客舱室内。
该回收涡轮13与动力涡轮12相联接，通过动力传输箱17驱动设备100– 机械、气动(压缩机)设备、电动(交流发电机)和/或液压(泵)设备，特别是增压器15和起动器/发电机16，如图所示。该动力传输箱17装有齿轮箱和伞齿轮(图中未示)，适合动力传输。动力涡轮12通过轴121（即，贯穿轴，如图所示）将动力提供给传输箱17。或者，该轴可以是非贯穿轴，或经由适当减速箱 (图中未示) 的外部轴。该传输箱可很方便地装有自由轮，后者用来在非回收阶段（例如，在飞机舱门打开的情况下）断开连接。
增压器15向舱室4的环境控制系统41提供空气并通过循环混合阀42经由导管K1的支管K11向其传输来自外部空气进气口21的经压缩的空气。增压器15通过调节控制器19而进行调节，后者与控制装置(图中未示)相通，从而向舱室提供必要的气动能量。作为另一种形式，进气压缩机110可以通过适当放气来当作增压器15使用。
至少一个变量阀40，称之为舱室压力调节阀，通过导管K2将气流F3从舱室4的排气口43循环至能量回收结构。有利的是，导管K2伸入到中间舱室5，于是，气流F3对机柜51内的动力电子设备50进行冷却，这些辅助设备专门用于飞机的各个系统（起落架等），自然，这些系统在舱室门打开时都是不工作的。在舱室5的出口端，气流F3的温度大约40°C。变距导向叶片组件可以在舱室排气口处方便地取代压力调节阀。
在这个示例中，回收结构包括装有主管路C1和副管路C2的热交换器18，主管路在进气端与热气流F2的排气端相连，而在排气端与喷管22相连，气流F2的温度通常会从550°C降至300°C，而副管路在进气端与来自舱室4的气流F3相通并在排气端与回收涡轮13相连。此时，气流F3的温度大大高于进气口的温度(大约40°C)，例如，大约150°C。在回收涡轮13的出口处，气流F3分散在后舱2内，目的是冷却设备100(一直冷却到大约40°C)，然后再以气流F3’的形式通过在舱室壁200上反射而收集到喷管22内。因为喷射泵的作用，在该喷管的扩宽进气端221处形成收集，这是因在热交换器18的出口端来自动力涡轮12的热气流F2的流出速度产生所致。
下面参照图2的剖面示意图，详细介绍回收涡轮13。该回收涡轮为向心涡轮，装有环形室131，用于引入空气(气流F3)。然后，该空气通过变距导向叶片组件136导向。涡轮133带有定子叶片组132。外部气流F3进行了声处理，分布在后舱2内，于是，其可控制设备100和其它图中未示辅助设备(防火栓、起重器等)的温度。或者，可使用其它类型的涡轮：轴向或冲动反作用式(倾斜)涡轮。
导向叶片组件136包括变距移动叶片134，其可对来自热交换器18的空气流进行导向和加速。这些叶片带有可变螺距，其方向在飞机瞬变阶段以及高空时由调节控制器19来进行调节。在运行时，压力传感器135配合控制器19来调节导向叶片组件132叶片134的打开和关闭。
下面参照图3所示剖面示意图来详细介绍增压器15。该增压器的结构类似于回收涡轮的结构，只是相对于气流F1的循环成反向形式：环状室151 （带有动叶片154的变量扩散器156），和离心压缩机153，后者装有固定叶片152。变距动叶片154通过调节控制器19而导向，特别是在瞬变阶段和高空时。压力传感器155通过控制器19来调节叶片154的方向，从而满足环境控制系统的特性要求，即空气流量151调节到所需的压力和流量供应要求(箭头F1)。
在具体示例中，标准飞机的环境控制系统气动功率需求为180kW。一台主发动机在怠速时提供180kW，而在正常运行时，其在几乎全部飞行阶段可产生360kW的功率。为此，根据本发明的主动力装置可提供180kW的气动功率，完全满足了环境控制系统的需求。
根据本发明的主动力装置提供的动力并不限于提供气动能量。该装置实际上可经由起动器/发电机16向主发动机的高压体提供电力，用作与主发动机起动器/发电机相连的发电机，后者以驱动方式工作。
为此，当整个功率需求通常为420kW时，即环境控制系统气动功率180kW，千斤顶用液压动力60kW和交流发电机、泵等用电动功率180kW，根据本发明的回收结构的增压器、回收涡轮和/或热交换器的使用可以大大降低能量损失，而单独使用主发动机来完成所述功能时则可能会出现能量损失。例如，带有变距扩散器的增压器可以节省180kW，变距回收涡轮通常可节省90kW, 而热交换器可节省15到20kW，即一共可节省285到290kW。  那么，主发动机提供的功率仅仅是这些功率 (420kW)的三分之一，气动功率除外（180kW）, 即大约80kW，也就是说，大大低于主动力装置，后者，在本示例中，可提供150kW（70kW加上剩余240kW的三分之一，即80kW, 分别提供气动和电动/液压能量）。
考虑到主动力装置的效能(大约20%)，其类似于除上升或其中一台发动机故障的飞行阶段主发动机的效能，以及在完全使用（上升或另一台发动机故障）时低于主发动机效能(40%)，不论是主发动机还是主动力装置，在正常使用条件下或在故障情况下，发动机之间能量供给的平均分配：例如，液压动力和电动功率的平均分配：两台发动机和主动力装置运行是为1/3, 1/3, 1/3，以及一台主发动机出现故障时为1/2, 1/2。
此外，均分可以优化形成涡轮发动机的所有动力源的效能，如图4所示，曲线G表示热效能的变化情况，其取决于由发动机提供的动力Pw。在这个曲线图上，我们可以看到：
- 涡轮发动机的动力估测点(Pd)0：该估测点是在需要功率的最严厉条件下建立的（通常是一台发动机故障或起飞特别困难时）；
- 无主动力装置的涡轮发动机的标称点(Pn)0，和采用均分的带有主动力装置的涡轮发动机的标称点(Pn)1；
在涡轮发动机包括主动力装置时，即针对如下原因，对与燃油消耗相关的热效率变化进行优化。在无主动力装置的情况下，(Pn)0点和(Pd)0点之间的效能变化D0高于飞机装有主动力装置时的(Pn)1点和(Pd)0点之间的变化D1，但是大大低于所提供的功率数量。 这种情况说明，通过最大限度地降低标称点和估测点之间的差，采用均分而获得的优化情况。实际上，第一个D0对应于发动机从标准条件到估测条件时提供的功率的50到100%的过渡（相当于故障情况下提供200%），即差值为50%。第二变化D1对应于从33%（更确切地说，1/3）到50%的过渡，目的是从第一种条件过渡到第二种条件。采用主动力装置时，涡轮发动机呈现出所提供的动力下降1/3，即所有发动机的33%，而整体效能（相当于效能变化）增加了所述差值(D0 – D1)。该示例并没有考虑卸载的可能性，而在故障情况下是会应用到卸载的。不论是否卸载，效能都会得到改善。
上述说明是针对主动力装置的使用。该装置出现故障的情况并未涉及，但是，如果这种情况发生，当然可以使用其它应急设备来替代该装置，例如，降性能使用，特别是：两台发动机中的至少其中一台可以提供附加动力，或者备用的辅助动力装置或类似装置或这些动力源的结合形式。
此外，在本发明说明中提及的均分系指，设想动力源可以在规定条件下实现这种平均分配。通常都会考虑的法定约束因素和物理应力，特别是机械应力，都只会尽可能地向均分的理想条件方向去努力。

Claims (15)

1.一种优化飞机(3)上供应的能量总效率的方法，这种能量为推进或非推进能量，所述飞机装有带调节气流(F3)的旅客舱(4)，并带有包括主发动机的动力源，其特征在于，这种优化是在位于旅客舱(4)附近的环境中提供，至少一个主发动机型的动力装置(1)，其可用作该旅客舱(4)的另一个气动能量供应源和至多在一定程度上用作飞机(3)其它部分的其它推进、液压和/或电动能量产生源，最大限度地降低动力源工作时其标称点((Pn)1, (Pn)0)和主发动机故障情况下所述动力源供应的非推进能量估测点((Pd)0)之间的动力差，即，在正常工作条件下和在主发动机故障情况下，对主发动机和主动力装置的动力供应予以平分。
2.用于在飞机(3)上实施权利要求1所述优化方法的主动力装置(1)，所述飞机包括能量消耗设备(100)，通过环境控制系统(41)更换空气并调节温度和/或压力的舱室(4)，主动力发动机和飞行控制装置，所述主动力装置置于舱(2)内，该舱通过防火舱壁(7)与飞机其它区域(5)隔开，并装有外部空气进气口(21)和排气喷管(22), 其特征在于，其包括装有燃气发生器(11)和动力涡轮(12)的发动机型动力装置(10)，所述动力涡轮带动包括增压器(15)在内的设备(100)，所述增压器通过与控制装置相连的调节控制器(19)而与环境控制系统 (41)相连，从而向旅客舱(4)提供必需的气动能量。
3.根据前面权利要求所述的主动力装置，其特征在于，其与回收结构相连，该回收结构包括至少一个能量回收涡轮(13)，用来驱动带有动力涡轮(12)的设备(100)，回收结构在进气侧与旅客舱(4)的出口相连，以便在排气端冷却设备(100)，所述增压器(15)置于该回收结构内，作为旅客舱(4)气动能量供应源。
4.根据前面权利要求所述的主动力装置，其特征在于，所述回收涡轮(13)在排气侧将气流喷入主动力装置(1)的舱(2)内，在其冷却了后舱(2)内的设备和辅助设备后，通过喷射泵而排入(F3’)排气喷管(22)内，所述喷射泵的动作是因为来自动力涡轮(12)的热气流(F2)的流速所致。
5.根据权利要求2到4任一项所述的主动力装置，其特征在于，增压器(15)包括带有叶片(154)的变距空气扩散器(152)，该扩散器的调整是通过调节控制器(19)来伺服控制，在每个飞行阶段，能够严格调整空气流至环境控制系统(41)所要求的压力和流量。
6.根据前面权利要求所述的主动力装置，其特征在于，增压器(15)的扩散器(152)的设定变化会引起空气流量的变化，具有基本恒定的压力比。
7.根据权利要求2到6任一项所述的主动力装置，其特征在于，增压器(15)直接与动力涡轮(12)相连。
8.根据权利要求2到7任一项所述的主动力装置，其特征在于，燃气发生器(11)包括可用作增压器(15)的进气压缩机 (110)。
9.根据权利要求3到8任一项所述的主动力装置，其特征在于，回收涡轮(13)为带有变距导向叶片组件(132) 的向心涡轮，所述导向叶片组件带有叶片(134)，该叶片的调整是通过调节控制器(19)来伺服控制。
10.根据权利要求3到9任一项所述的主动力装置，其特征在于，至少一个压力传感器(155, 135)调节与调节控制器(19)相连的扩散器(152)和导向叶片组件(132)的叶片(154, 134)的打开和闭合。
11.根据前面权利要求所述的主动力装置，其特征在于，叶片(134, 154)的最可能打开的设定位置可完全打开至径向位置，即所谓的零位置。
12.根据权利要求10和11其中一项所述的主动力装置，其特征在于，在地面全部打开和随着高度增加而逐渐关闭气流之间，叶片(134, 154)的可变设定的调整通过调节控制器(19)根据旅客舱(4)加压密封情况自动进行。
13.根据权利要求2到12任一项所述的主动力装置，其特征在于，设置了将动力涡轮(12)和回收涡轮(13)动力传送给飞机(3)的机械、气动、液压和/或电动设备(100)的装置(17)。
14.根据前面权利要求所述的主动力装置，其特征在于，设置的动力传输装置为动力传输箱(17)形式。
15.根据权利要求3到14任一项所述的主动力装置，其特征在于，回收结构包括带有两个热传输管路的热交换器(18)：主管路(C1)和副管路(C2)， 主管路在进气侧与动力涡轮(12)热气流出口(F2)相连和在排气侧与排气喷管(22)相连，副管路在进气侧与旅客舱(4)的气流出口(F3)相连并在排气侧与回收涡轮(13)相连。
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