CN103314198B - 优化双发动机直升机燃油消耗率的方法和带有用来实施该方法的控制系统的双发动机结构 - Google Patents

优化双发动机直升机燃油消耗率的方法和带有用来实施该方法的控制系统的双发动机结构 Download PDF

Info

Publication number
CN103314198B
CN103314198B CN201180051497.4A CN201180051497A CN103314198B CN 103314198 B CN103314198 B CN 103314198B CN 201180051497 A CN201180051497 A CN 201180051497A CN 103314198 B CN103314198 B CN 103314198B
Authority
CN
China
Prior art keywords
power
gas generator
turbogenerator
firing chamber
rotating speed
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201180051497.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103314198A (zh
Inventor
帕特里克·马尔科尼
罗曼·希尔瑞特
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Turbomeca SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Turbomeca SA filed Critical Turbomeca SA
Publication of CN103314198A publication Critical patent/CN103314198A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103314198B publication Critical patent/CN103314198B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
    • F02C6/206—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles the vehicles being airscrew driven
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C5/00—Gas-turbine plants characterised by the working fluid being generated by intermittent combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/44—Control of fuel supply responsive to the speed of aircraft, e.g. Mach number control, optimisation of fuel consumption
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)
  • Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Stand-By Power Supply Arrangements (AREA)

Abstract

本发明试图降低双发动机直升机燃油消耗率Cs,不会影响到为执行任何一种任务而提供的最小功率的安全条件。为此，本发明计划提供可保证可靠飞行中重新起动的可用专门装置。根据本发明的结构的一个实施例涉及两台涡轮发动机(1,2)，每台发动机装有燃气发生器(11,21)和自由涡轮(12,22)。每个燃气发生器(11,12)都装有主动传动装置(E1,E2)，当燃烧室不工作时，能够保持燃气发生器(11,12)转动，以及紧急辅助装置(U1,U2)，包括近瞬时点火装置和加速燃气发生器(11,12)的机械装置。按照提前存入该系统(4)存储器(6)内的任务廓线，根据直升机条件和飞行阶段，控制系统(4)可控制传动装置(E1,E2)和燃气发生器(11,21)的紧急辅助装置(U1,U2)。

Description

优化双发动机直升机燃油消耗率的方法和带有用来实施该方法的控制系统的双发动机结构
技术领域
本发明涉及优化装有两台涡轮发动机的直升机燃油消耗率(简称Cs)的方法，以及装有实施这种方法的控制系统的双发动机结构。
通常，在巡航功率时，在其最大连续功率下，简称MCP（最大连续功率），涡轮发动机低功率运行。这种巡航功率等于其最大起飞功率（简称MTOP）的大约50%。这种低功率运行的结果是，燃油消耗率高于最大起飞功率（MTOP）时燃油消耗率的约30%，因此，在巡航功率时，燃油消耗过多。
直升机装备两台涡轮发动机，每台发动机的尺寸都很大，为的是在另一台发动机出现故障情况下，可使直升机能够保持飞行。在专用于管理不工作发动机的这种运行功率下，即所谓的OEI(一台发动机不工作)功率，工作发动机（validengine）所提供的功率远大于其额定功率，这样，直升机就可以应对危险情景，继续飞行。为此，每种功率都是由功率等级和最大使用时间来确定的。实际上,在一台发动机不工作功率（OEI）时,就增加了向工作涡轮发动机燃烧室喷入的燃油流量，从而提供了这种附加功率。
背景技术
这种大型涡轮发动机都会造成重量和燃油消耗的增加。为了降低巡航功率时的这种燃油消耗，可以让其中一台涡轮发动机停止运行。然后，工作发动机会以较高功率运行，燃油消耗率更有利。然而，这种做法不符合目前的适航条例，涡轮发动机在设计上并不保证重新起动可靠性概率与安全标准的兼容。
例如，备用工作方式下的涡轮发动机的重新起动时间通常大约30秒。根据飞行条件，这个时间是不够的，因为在低空飞行时，发动机局部故障最初是很容易形成的。如果备用发动机不能及时启动，采用带有故障的发动机降落会很危险。
通常，只使用一台涡轮发动机所带来的风险在每种飞行情况下都会存在，而在所述每个飞行情况下，从安全角度来讲，必须使用附加功率，要求能够使用两台涡轮发动机。
发明内容
本发明旨在降低燃油消耗率，从而可以获得最大起飞功率(MTOP)时的燃油消耗率，与此同时，对于任何类型的飞行任务，都可提供最小安全功率条件，例如，包括低空飞行时的搜索阶段的任务。
为此，本发明的目的是采用两台发动机系统，该系统与专门装置相连，以适于保证可靠重新起动。
更确切地说，本发明提出一种方法，该方法可优化装备两台涡轮发动机的直升机的燃油消耗率，每台发动机包括带有燃烧室的燃气发生器。至少其中一台涡轮发动机适合以所谓的连续稳定飞行速度独立运行，而另一台发动机则以所谓的超慢车零功率转速运行，适于通过与紧急重新起动相匹配的传动装置来切换到这种发动机的燃气发生器的加速方式。如果至少一次此前所述常规重新起动失败时，通过燃气发生器的紧急机械辅助装置可以进行这种紧急重新起动，而这种紧急机械辅助装置通过专用于这种重新起动的自动机载电源供电。如果单独运行的发动机出现故障时，另一台超慢车运行(over-idling)的涡轮发动机会通过应急辅助装置而重新起动。
超慢车运行涡轮发动机的燃气发生器的转速基本上低于通常适用于涡轮发动机的慢车燃气发生器的转速。
持续转速是由非限定时间所定义的，这样，不涉及起飞、悬停(stationaryflight)和降落等暂时阶段。例如，在搜索船舶破损失事人员时，持续航速包括航渡至搜索区域的巡航飞行阶段、搜索区域水上低空飞行阶段以及返回基地时的巡航飞行阶段。
然而，根据本发明，涡轮发动机的选择使用取决于飞行阶段和飞行条件，而不是暂时阶段，这样，就可获得燃油消耗率的最佳性能，而功率则接近最大起飞功率(MTOP)---但低于或等于最大连续功率，与此同时，通过超慢车运行时涡轮发动机安全重新起动装置来应对任何故障和紧急情况。
从超慢车向“双发动机”类型的有功额定功率的功率输出采用所谓的“正常”方式激活。例如，当直升机从巡航转速切换到悬停时，或以所谓的“应急”方式，如果发动机出现故障或在困难飞行条件，飞行时的航速变化使得从一台发动机向两台发动机切换。
根据具体实施例：
在燃烧室为ON时的发动机保持转动速度,燃烧室为OFF时的发动机保持转动速度，和燃烧室为OFF时的发动机零转速之间选择超慢车转速；
在超慢车功率的“正常”输出功率时，且燃烧室为ON状态，根据防止泵吸和热散逸的防护规则，燃油流量的变化会使得涡轮发动机燃气发生器进入加速，达到双发动机功率水平，或者
燃烧室为OFF状态时，主动传动使得燃气发生器按预定转速在点火范围(window)内转动，特别是按标称转速约十分之一的转速范围，然后，一旦燃烧室为ON，燃气发生器会如前所述加速，或者
燃烧室为OFF状态时，燃气发生器由适于该发生器的电气设备驱动，这种设备起动发生器使其加速至其转速在燃烧室的点火范围内，然后，一旦燃烧室为ON状态时，燃气发生器再次如前所述加速；
在燃烧室为OFF状态内时的超慢车转速时，可以起动燃烧室的附加点火，即，除常规点火之外的点火；
在燃烧室为OFF状态的情况下，超慢车转速的应急输出下，且燃气发生器的转速在燃烧室的点火范围内时，燃烧室点火，然后，燃气发生器通过应急辅助装置而加速。
提供最大功率不相等的涡轮发动机，当所需总功率低于其最大连续功率时，特别是在搜索阶段类型的低空飞行功率期间，最低功率涡轮发动机独立运行；
涡轮发动机的功率呈现的功率不均匀性之比至少等于最低功率涡轮发动机一台发动机不工作(OEI)最高功率和最大功率涡轮发动机最大起飞功率(MTOP)之间的比；
不均匀性之比的范围在1.2到1.5之间，以覆盖一组典型任务；优选地，这种比率至少等于较小功率涡轮发动机一台发动机不工作(OEI)最高功率和最大功率涡轮发动机最大起飞功率(MTOP)之间的比；
启动具有准瞬时效果的点火,与传统火花塞形成互补，以便在应急功率输出时点燃燃烧室；
在超慢车转速的紧急功率输出情况下，在液压、火工、厌氧、电气、机械和气动特性的能量中，可选择机械辅助能量；
在起动了工作发动机后，可断开应急辅助装置；
优选地，应急辅助装置具有特别用途，在其起动后，可随之采取维护保养，以便取代。
根据最佳实施例：
形成起飞时最大起飞功率(MTOP)的两台涡轮发动机提供基本不同的功率，其呈现的不均匀性之比，至少等于低功率涡轮发动机一台发动机不工作(OEI)最高功率和最大功率涡轮发动机最大起飞功率(MTOP)之间的比；其中一台涡轮发动机能够以连续转速独立使用，而另一台发动机则处于零功率的备用方式，且燃烧室为OFF状态，与此同时，通过在紧急情况的重新起动的驱动而始终保持转动。
在起飞、悬停和着陆时的过渡阶段期间，两台涡轮发动机同时工作；以及
当所需总功率小于或等于其最大持续功率(MCP)时，最低功率涡轮发动机可独立工作。
另外，本发明还涉及到装有为实施这种方法而装备的控制系统的双发动机结构。这种结构包括两台涡轮发动机，每台发动机都装有燃气发生器和自由涡轮机，输送的可用功率可达到可用最大功率。每台燃气发生器都提供有适于按超慢车转速输出方式来启动燃气发生器的装置，该装置包括：旋转驱动装置；燃气发生器加速装置；具有准瞬时效果的点火装置，该点火装置与传统火花塞点火装置形成互补；以及包括了机上自动能量来源的应急机械辅助装置。根据此前储存在该系统存储器内的任务描述的直升机条件和各个飞行阶段，控制系统监测驱动装置和燃气发生器的应急辅助装置。
有利的是，本发明不再在功率最强涡轮发动机上使用一台工作发动机不工作(OEI)转速。
根据优选的实施例：
燃气发生器的主动传动装置可在装备这种燃气发生器的电起动器和与功率传递箱或自由涡轮相联接的机械传动装置之间选择，所述电起动器由机上电源或装备另一台燃气发生器的起动器/发电机、由动力传递箱(简称PTB)带动的发电机，或直接由另一台涡轮发动机的自由涡轮供电；
作为补充使用的点火装置可从带有激光射线的热线点火塞装置和火工装置之间选择；
机上自动能量电源可从液压、火工、气动、厌氧燃烧、电气(具体是通过专用电池或超电容器)和机械类型的动力来源中间选择，包括与转子相连的机械动力组。
附图说明
通过结合具体实施例并参照附图给出的如下说明，本发明的其它方面、特性和优点会显现出来，附图分别如下：
图1为在执行任务期间所需要的功率分布示意图，所述任务由搜索阶段和两个巡航阶段组成；
图2为根据本发明的双发动机结构示例简图；以及
图3示出了根据本发明的控制系统的指令图，其取决于在执行图1所示功率分布任务时的飞行条件。
具体实施方式
在本发明说明书中，术语“发动机”和“涡轮发动机”为同义词。在所示实施例中，发动机具有彼此不同的最大功率。有利的是，所述实施例可取消功率最大涡轮发动机的一台发动机不工作(OEI)转速，从而将两台发动机之间的质量差降到最小。为了简化语言，功率最大发动机或超大型发动机也用“大型”发动机来表示，而功率最小发动机也用“小型”发动机来表示。
图1示意图给出了双发动机直升机在执行船舶失事人员救护任务时在不同时间“t”所需要的总功率Pw变化情况。这种任务包括六个主要阶段：
使用最大起飞功率(MTOP)的起飞阶段“A”；
航渡到搜索区域的巡航飞行阶段“B”，在此阶段，功率级低于或等于最大持续功率(MCP)；
在搜索区域的搜索阶段“C”，水上低空飞行，该阶段可按最大限度降低每小时耗油量的功率和飞行速度来进行，从而最大限度地延长搜寻时间；
失事人员救护阶段“D”，此时为悬停(stationaryflight)阶段，所需功率与起飞时所使用的功率正好相反;
返回到基地的返航阶段“E”，就持续时间、功率和燃油消耗来讲，该阶段相当于巡航飞行阶段“B”；以及
着陆阶段“F”，该阶段所需功率稍高于巡航阶段“B”或“E”的功率。
这种任务涉及到直升机飞行期间通常执行的各个阶段。图2示出的直升机双发动机结构可优化燃油消耗率Cs。
通常，每台涡轮发动机1，2包括燃气发生器11,21和由燃气发生器提供动力的自由涡轮12,22。起飞时且在持续速度时，所提供的功率可以达到预定最大值，分别为最大起飞功率(MTOP)和最大持续功率(MCP)。通常，燃气发生器主要是与燃烧室“CC”相连的空气压缩机“K”，燃烧室用于压缩空气与燃油的混合燃烧，供应气体的压缩机提供动能，另外,这种气体“TG”局部膨胀的涡轮经由传动轴“DS”而驱动压气机转动。燃气也会驱动自由动力传输涡轮。例如，自由涡轮12，22经由动力传递箱3传输动力，动力传递箱将提供给负载和附件(转子传动装置、泵、交流发电机、起动器/发电机等)的动力集中在一起。
涡轮发动机1的最大起飞功率(MTOP)和最大持续功率(MCP)基本上都大于涡轮发动机2所能提供的动力：涡轮发动机1相对于涡轮发动机2来讲在功率上规模更大。两台涡轮发动机之间的不一致性相当于涡轮发动机2的一台发动机不工作(OEI)最高转速功率和涡轮发动机1的最大起飞功率(MTOP)之间的比率，在该示例中，该比率等于1.3。涡轮发动机的功率在此处系指固有功率，即该涡轮发动机在给定转速时可以提供的最大功率。
或者，两台涡轮发动机1和2可以相同，那么，这两台涡轮发动机的最大起飞功率(MTOP)和最大持续功率(MCP)也就相同。
每台涡轮发动机1,2与传动装置E1和E2相联接并与应急辅助装置U1和U2相联接。
带动相关燃气发生器11，21转动的每台装置E1和E2此处分别是指由装备在另一台涡轮发动机上的起动器/发电机装置来供电的起动器。有利的是，例如，除了传统的点火塞外，每台应急辅助装置U1，U2包括热线点火塞，作为具有准瞬时效果的点火装置，和推进剂筒（propergolcartridge），作为燃气发生器加速机械装置而向附加微型燃机提供电力。另外，这种附加的点火装置可以作为飞行速度变化的正常功率输出时使用，或者在超慢车转速运行时的紧急功率输出情况下使用。
发动机运行时，在自动化的通用数字指令装置的控制下，即人们熟知的FADEC5(全权数字发动机控制)，这种传动装置E1，E2、应急辅助装置U1，U2和涡轮发动机1和2的指令都由控制系统4的激活装置来管理。
图3示出了控制系统4所实施的管理示例，该管理适用于上述并存入存储器6内的任务描述领域。控制系统4从一组管理方式M0中选择适合存储器6中所选择的任务描述的管理方式，此处为所述任务的四种管理方式(即图1所示廓线)：一个与暂时阶段相关的方式M1，一个与持续转速飞行相关的方式M2，即巡航和搜索阶段；一个与发动机故障相关的方式M3，和一个在超慢车功率运行时管理发动机紧急再起动的管理方式M4。
这种任务分别包括起飞、悬停和着陆A,D和F阶段,这些均作为暂时阶段。这些阶段由双发动机传统运行的方式M1来管理，按照这种方式，涡轮发动机1和2均运行(步骤100)，这样，直升机具有可使用的高功率，能够达到其最大起飞功率(MTOP)。相对于其额定功率，两台发动机均以相同的相对程度的功率运行。例如，通常，如果另一台涡轮发动机出现故障的情况下，其中一台发动机的故障情况通过启用最低功率的“小型”涡轮发动机2的一台发动机不工作运行功率来管理。
在执行基准任务时，持续飞行对应于巡航飞行阶段B和E以及低空搜索阶段C。这些阶段由方式M2来管理，该方式时，一台涡轮发动机运行，另一台涡轮发动机为超慢车转速运行，且在燃烧室为关闭(OFF)状态时，由传动装置使慢车运行发动机保持转动，即以其最佳范围(preferentialwindow)内的点火转速运行。
于是，在巡航阶段B和E，涡轮发动机1工作，另一台涡轮发动机2通过其起动器而保持转动，该起动器用作传动装置E2并由涡轮发动机1起动器/发电机的供电。在燃烧室的优选点火转速时调节旋转(步骤200)。这种布局形式对应于如下功率需求，即该功率需求在所述巡航阶段低于“大型”发动机1的最大持续功率(MCP)，但高于“小型”发动机2的最大持续功率(MCP)。同时，关于燃油消耗率（Cs），该解决方案也非常方便，因为大型发动机12以相对高于传统方式的功率运行，且两台发动机都在工作。当发动机相同时，这些巡航阶段的功率需求不会超过发动机的最大持续功率(MCP)。
在搜索阶段C，最低功率的“小型”涡轮发动机2单独工作，因为其自己能够单独提供所需功率。那么，实际上，该功率需求大体上低于超大尺寸的涡轮发动机1的最大持续功率(MCP)，但同时也低于“小型”发动机2的最大持续功率(MCP)。但是，在多数情况下,燃油消耗率(Cs)都较低，因为该“小型”发动机2此时的运行功率相对高于涡轮发动机2本应运行的功率。在该搜索阶段C，涡轮发动机1保持超慢车转速运行，例如，通过用作传动装置E1的起动器以最佳燃烧室点火转速保持转动(步骤201)。
或者，在相同功率的发动机的情况下，只有其中一台发动机工作，另一台发动机保持超慢车转速运行。
有利的是，当阶段B，E或C接近完成时，方式M2还管理超慢车转速运行时发动机常规重新起动。如果该常规重新起动失败时，该方式会切换到方式M4。
方式M3通过应急辅助装置来重新起动另一台发动机而对发动机出现故障时进行管理。例如，当大型涡轮发动机1在巡航飞行阶段B或E阶段独立运行而出现故障的情况下，“小型”发动机2会通过其应急辅助装置U2来迅速重新起动(步骤300)。同样，如果“小型”发动机2在搜索阶段C期间独立运行时出现故障，“大型”发动机1会通过其应急辅助装置U1来迅速重新起动(步骤301)。
当运行时最初运行发动机故障而且已由重新起动的另一台发动机所取代时，该方式M3还可长时间管理该巡航或搜索阶段：
在巡航阶段B和E的情况下，应急辅助装置U2断开连接，如果属于不同发动机时，“小型”发动机2的一台发动机不工作(OEI)功率根据安全适航要求而启用(步骤310)；
对于搜索阶段C（步骤311），应急辅助装置U1断开连接，在采用不同发动机的情况下，大型发动机的最大起飞功率(MTOP)至少等于“小型”发动机2的最高一台发动机不工作(OEI)功率。
当飞行条件突然苛刻时，通过辅助装置起动的超慢车转速运行发动机快速重新起动可从两台涡轮发动机功率中获得益处。例如，这种装置可以是火工特性的，带有可提供微型燃机的推进剂筒。
这种情况是由紧急重新起动方式M4来管理的。为此，不论是在巡航飞行阶段B和E（步骤410）期间还是在搜索阶段C（步骤411）期间，都只有一台涡轮发动机1或2工作，另一台涡轮发动机2或1的运行是通过各自火工辅助装置U2或U1的激活来起动的，这只有在常规的重新起动装置U0失败时(步骤400)。那么，飞行条件可通过直升机双发动机方式运行来保证。
本发明并不限于所述和所示示例。实际上，本发明也适用于功率不同或相同的涡轮发动机。
此外，除了上述转速外，其它超慢车转速，即不论燃烧室是关还是开(OFForON)时都使发动机保持转动，当燃烧室关闭(OFF)时，或者当燃烧室关闭(OFF)为零转速时，该转速可方便地处在点火范围内，那么，该转动可通过发动机自身起动器来实现的，所述起动器由机上电源来供电，从而形成：在燃烧室为打开(ON)时，发动机转速为零，或者当燃烧室处于点火备用或部分打开(ON)时，相关发动机的转速为零或者不为零。
此外，控制系统可以提供的管理方式可以少于或多于四个。例如，另一种方式或附加管理方式都可以考虑地理条件(山区、海洋、沙漠等)。
另外，也可以增加其他管理方式，例如，每个飞行阶段或每个结构(发动机、传动装置、应急辅助装置)等采用不同方式，这取决于任务描述。
此外，至少其中一个辅助装置的用途不是唯一的，这样，在执行相同任务时，通过该装置至少可以再重新起动一次。

Claims (13)

1.一种优化直升机燃油消耗率的方法，所述直升机装有两台涡轮发动机(1,2)，每台发动机包括带有燃烧室(CC)的燃气发生器(11,21)，其特征在于，至少其中一台涡轮发动机(1,2)适合以持续飞行转速单独运行(B,E,C)，而另一台发动机(2,1)则处于所谓的超慢车零功率转速状态，用来通过传动装置(E1,E2)而切换到其燃气发生器的加速度方式，所述传动装置(E1,E2)与紧急重新起动功率输出相兼容，在至少一次常规重新起动(U0)失败的情况下，通过超慢车涡轮发动机(2,1)燃气发生器(21,11)的紧急机械辅助装置(U2,U1)来进行所述紧急重新起动，由专用于该重新起动的自动动力产生，而且，在独立工作的一个涡轮发动机(1,2)出现故障的情况下，紧急辅助装置(U2,U1)会重新起动另一台超慢车涡轮发动机(2,1)。
2.根据权利要求1所述的优化直升机燃油消耗率的方法，其特征在于，超慢车转速是在燃烧室(CC)为ON状态的发动机(1,2)旋转保持转速，燃烧室(CC)为非工作状态的发动机(1,2)旋转保持转速，和燃烧室(CC)为非工作状态的发动机(1,2)的零转速之间选择。
3.根据权利要求1或2所述的优化直升机燃油消耗率的方法，其特征在于，在超慢车转速的正常功率输出情况下，燃烧室为工作状态，根据防止泵吸和热散逸的防护定律，燃油流量的变化会带动涡轮发动机(1,2)燃气发生器(11,12)加速达到双发动机的功率级。
4.根据权利要求2所述的优化直升机燃油消耗率的方法，其特征在于，在超慢车转速的正常功率输出情况下，燃烧室为非工作状态，传动装置(E1,E2)会使燃气发生器(11,21)在点火范围内根据预定转速旋转，然后，一旦燃烧室(CC)为工作状态，燃气发生器(11,21)会加速到双发动机功率级。
5.根据权利要求2所述的优化直升机燃油消耗率的方法，其特征在于，在超慢车转速的正常功率输出情况下，燃烧室(CC)为非工作状态，燃气发生器(11,21)由该发生器的电气设备驱动，该设备起动并加速燃气发生器直到其转速在燃烧室(CC)点火范围内，然后，一旦燃烧室为工作状态，燃气发生器(11,12)会通过燃油流量变化而加速，直到达到双发动机的功率级。
6.根据权利要求2所述的优化直升机燃油消耗率的方法，其特征在于，在超慢车转速正常功率输出情况下，在燃烧室(CC)为非工作状态时,燃气发生器(11,21)在燃烧室(CC)点火范围内处于其转速状态，燃烧室(CC)点火，然后，燃气发生器通过紧急辅助装置加速。
7.根据权利要求4所述的优化直升机燃油消耗率的方法，其特征在于，作为对火花塞传统点火的补充，带有准瞬时效果的点火会被触发，从而在紧急功率输出时点燃燃烧室。
8.根据权利要求1所述的优化直升机燃油消耗率的方法，所述直升机装备两台涡轮发动机(1,2)，该方法规定了起飞时的最大起飞功率(MTOP)，其特征在于，涡轮发动机(1,2)提供基本不同的功率，所述功率呈现功率不均匀性比率，该比率至少等于低功率涡轮发动机(2)一台发动机不工作(OEI)转速最大功率和最大功率涡轮发动机(1)的最大起飞功率(MTOP)之间的比例，其中至少一台涡轮发动机(1,2)能够以持续转速(B,E,C)独立工作，另一台发动机(2,1)则处于备用方式，零功率，且燃烧室为非工作状态，根据紧急重新起动，由传动装置(E2,E1)来保持转动。
9.根据权利要求8所述的优化直升机燃油消耗率的方法，其特征在于，在起飞、悬停和着陆的暂时阶段期间，两台涡轮发动机(1,2)共同工作。
10.根据权利要求8所述的优化直升机燃油消耗率的方法，其特征在于，最低功率涡轮发动机(2)在所需总功率低于或等于其最大持续功率(MCP)时可单独运行。
11.一种装有控制系统(4)的双发动机结构，该控制系统(4)用来实施权利要求1所述方法，其特征在于，其包括两台涡轮发动机(1,2)，每台发动机装备燃气发生器(11,21)和自由涡轮(12,22)，形成可用最大功率(MTOP,MCP)，其中，每台燃气发生器(11,21)设有可在超慢车转速功率输出时激活燃气发生器(11,21)的传动装置(E1,E2)，包括旋转传动装置(AE)和燃气发生器的加速装置，以及紧急机械辅助装置(U1,U2)，包括带有准瞬时效应的点火装置，与传统火花塞点火装置互为补充，以及由机上自动电源操作的燃气发生器的加速机械装置，以及，根据此前存入该系统(4)存储器(6)内任务描述的条件和直升机飞行阶段，控制系统(4)监测传动装置(E1,E2)和燃气发生器(11,21)的紧急辅助装置(U1,U2)。
12.根据权利要求11所述的双发动机结构，其特征在于，燃气发生器(11,21)的传动装置(E1,E2)是在装备在该燃气发生器上的电气起动器和与功率传递箱(3)或这种自由涡轮(12,22)相联接机械传动装置之间选择的，所述燃气发生器由机上电源或另一台燃气发生器(21,11)的起动器/发电机提供电源，由功率传递箱(3)带动的发电机，或由另一台涡轮发动机(2,1)自由涡轮(22,12)直接驱动的。
13.根据权利要求11所述的双发动机结构，其特征在于，传动装置(E1,E2)能够使得燃气发生器(11,21)保持在为非工作状态的燃烧室内。
CN201180051497.4A 2010-11-04 2011-10-28 优化双发动机直升机燃油消耗率的方法和带有用来实施该方法的控制系统的双发动机结构 Active CN103314198B (zh)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1059065 2010-11-04
FR1059065A FR2967132B1 (fr) 2010-11-04 2010-11-04 Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur dissymetrique a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
FR1151717 2011-03-03
FR1151717A FR2967133B1 (fr) 2010-11-04 2011-03-03 Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
PCT/FR2011/052532 WO2012059671A2 (fr) 2010-11-04 2011-10-28 Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103314198A CN103314198A (zh) 2013-09-18
CN103314198B true CN103314198B (zh) 2015-12-02

Family

ID=44083129

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201180051497.4A Active CN103314198B (zh) 2010-11-04 2011-10-28 优化双发动机直升机燃油消耗率的方法和带有用来实施该方法的控制系统的双发动机结构

Country Status (11)

Country Link
US (1) US20130219905A1 (zh)
EP (1) EP2635782B1 (zh)
JP (1) JP5957461B2 (zh)
KR (1) KR101849810B1 (zh)
CN (1) CN103314198B (zh)
CA (1) CA2814381C (zh)
ES (1) ES2638282T3 (zh)
FR (2) FR2967132B1 (zh)
PL (1) PL2635782T3 (zh)
RU (1) RU2593317C2 (zh)
WO (1) WO2012059671A2 (zh)

Families Citing this family (76)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9267438B2 (en) 2011-10-11 2016-02-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting of aircraft engine
US9429077B2 (en) 2011-12-06 2016-08-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Multiple turboshaft engine control method and system for helicopters
FR2998543B1 (fr) 2012-11-26 2015-07-17 Eurocopter France Procede et aeronef a voilure tournante muni de deux turbomoteurs principaux et d'un turbomoteur secondaire moins puissant
FR2998542B1 (fr) 2012-11-26 2015-07-17 Eurocopter France Procede et aeronef a voilure tournante muni de trois moteurs
FR3001525B1 (fr) * 2013-01-29 2016-12-09 Turbomeca Procede de gestion de la consommation de carburant d un ensemble bimoteur et ensemble associe
US9840997B2 (en) 2013-03-14 2017-12-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine starting system using stored energy
FR3003514B1 (fr) 2013-03-25 2016-11-18 Eurocopter France Aeronef a voilure tournante a motorisation hybride.
EP2815966A1 (en) * 2013-06-20 2014-12-24 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Rotary wing aircraft with a propulsion system
FR3008957B1 (fr) 2013-07-23 2015-08-14 Eurocopter France Installation motrice trimoteur regulee pour un aeronef a voilure tournante
FR3010740B1 (fr) 2013-09-19 2018-03-02 Snecma Systeme et procede de demarrage d'urgence d'une turbomachine d'aeronef
FR3011277B1 (fr) 2013-09-30 2018-04-06 Turbomeca Turbomachine adaptee a fonctionner en mode vireur
FR3011587B1 (fr) 2013-10-09 2015-11-06 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur
FR3015574B1 (fr) * 2013-12-20 2019-05-03 Safran Helicopter Engines Procede de commande automatique du regime de fonctionnement d'un turbomoteur d'un helicoptere, dispositif de commande correspondant et helicoptere equipe d'un tel dispositif
FR3015428B1 (fr) 2013-12-20 2017-04-28 Eurocopter France Installation motrice disposant d'un moteur secondaire compensant les pertes de puissance des moteurs principaux pour un aeronef a voilure tournante
FR3019221B1 (fr) * 2014-03-27 2018-10-12 Safran Helicopter Engines Dispositif hydraulique de demarrage d'urgence d'un turbomoteur, architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur equipe d'un tel dispositif et helicoptere correspondant
FR3019223B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Turbomoteur comprenant un dispositif de couplage mecanique commande, helicoptere equipe d'un tel turbomoteur et procede d'optimisation du regime de super-ralenti a puissance nulle d'un tel helicoptere
FR3019218B1 (fr) 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant
FR3019225B1 (fr) * 2014-03-27 2018-06-22 Safran Helicopter Engines Procede de detection d'une defaillance d'un premier turbomoteur d'un helicoptere bimoteur et de commande du second turbomoteur, et dispositif correspondant
FR3019222B1 (fr) * 2014-03-27 2018-07-13 Safran Helicopter Engines Turbomoteur, helicoptere bimoteur equipe d'un tel turbomoteur et procede d'optimisation du regime de super-ralenti a puissance nulle d'un tel helicoptere bimoteur
FR3019214B1 (fr) * 2014-03-27 2019-05-31 Safran Helicopter Engines Dispositif d'assistance pour une turbomachine a turbine libre d'aeronef
FR3019224B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Procede d'assistance d'un turbomoteur en veille d'un helicoptere multi-moteur et architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant au moins un turbomoteur pouvant etre en veille
FR3019358B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Procede de gestion globale optimisee d'un reseau energetique d'un aeronef et dispositif correspondant
FR3019217B1 (fr) * 2014-03-27 2018-07-27 Safran Helicopter Engines Procede et systeme de reactivation rapide de turbomachine
FR3019220A1 (fr) * 2014-03-27 2015-10-02 Turbomeca Procede de redemarrage alternatif d'un turbomoteur en veille d'un helicoptere et architecture multi-moteur permettant la mise en œuvre d'un tel procede
FR3019215B1 (fr) 2014-03-27 2019-05-31 Safran Helicopter Engines Dispositif d'assistance pour une turbomachine a turbine libre d'un aeronef comprenant au moins deux turbomachines a turbine libre
FR3019524B1 (fr) * 2014-04-03 2017-12-08 Turbomeca Chaine motrice pour helicoptere incorporant un module moteur pyrotechnique d'assistance et helicoptere la comportant
FR3019588B1 (fr) * 2014-04-08 2019-06-14 Safran Helicopter Engines Dispositif d'assistance d'un systeme propulsif a propergol solide d'un helicoptere monomoteur, helicoptere monomoteur comprenant un tel dispositif et procede correspondant
FR3024180B1 (fr) * 2014-07-28 2016-07-22 Turbomeca Dispositif pneumatique de reactivation rapide d'un turbomoteur, architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur equipe d'un tel dispositif et helicoptere correspondant
FR3024707B1 (fr) 2014-08-07 2018-03-23 Turbomeca Dispositif d'assistance rapide pour une turbomachine a turbine libre d'un aeronef
FR3026435B1 (fr) * 2014-09-29 2016-10-21 Turbomeca Dispositif et procede de test d'integrite d'un systeme de reactivation rapide d'un turbomoteur d'un helicoptere
FR3027058B1 (fr) * 2014-10-13 2016-11-04 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant un turbomoteur hybride et un systeme de reactivation de ce turbomoteur hybride
FR3027346B1 (fr) 2014-10-20 2019-08-09 Safran Helicopter Engines Pack amovible de reactivation d'un turbomoteur, architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur equipe d'un tel pack et helicoptere correspondant
FR3027286B1 (fr) 2014-10-20 2018-01-05 Safran Helicopter Engines Systeme propulsif hybride d'un aeronef multi-moteur
FR3032233B1 (fr) * 2015-01-29 2018-09-28 Safran Helicopter Engines Groupe moteur et procede de rechauffement de carburant
FR3034403B1 (fr) 2015-03-31 2017-03-31 Airbus Helicopters Procede et dispositif pour arreter un turbomoteur en fonctionnement nominal
WO2016167925A1 (en) 2015-04-15 2016-10-20 Sikorsky Aircraft Corporation Inlet guide vane control for aircraft single engine operation
WO2016168340A1 (en) 2015-04-15 2016-10-20 Sikorsky Aircraft Corporation Systems and methods for starting an engine
FR3037924B1 (fr) 2015-06-23 2018-05-04 Airbus Helicopters Procede de regulation d'une installation motrice trimoteur pour un aeronef a voilure tournante
FR3037923B1 (fr) 2015-06-23 2018-05-04 Airbus Helicopters Procede de regulation d'une installation motrice trimoteur pour un aeronef a voilure tournante
WO2017015341A1 (en) * 2015-07-20 2017-01-26 Sikorsky Aircraft Corporation Control system for rotorcraft in-flight engine restarting
FR3039518B1 (fr) 2015-07-31 2018-05-04 Airbus Helicopters Stockage d'energie a piles thermiques pour aeronef a voilure tournante
WO2017037435A1 (en) 2015-09-02 2017-03-09 Bae Systems Plc Electrical power supply on a vehicle
GB2542920B (en) * 2015-09-02 2019-11-06 Bae Systems Plc A vehicle comprising an engine restart system
FR3052440B1 (fr) 2016-06-13 2018-05-18 Safran Helicopter Engines Integration d'un materiau a changement de phase pour limiter la temperature du carburant a partir d'un module electronique.
US10760484B2 (en) 2016-09-16 2020-09-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-engine aircraft power plant with heat recuperation
CN106586002B (zh) * 2016-11-30 2018-12-11 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机与发动机一体化匹配调节控制方法
US10273019B2 (en) * 2017-03-06 2019-04-30 Rolls-Royce Corporation Distributed propulsion system power unit control
FR3064680B1 (fr) * 2017-04-03 2019-04-05 Safran Helicopter Engines Procede de verification de la puissance maximale disponible d'une turbomachine d'un aeronef equipe de deux turbomachines
FR3078057B1 (fr) * 2018-02-19 2022-04-22 Safran Helicopter Engines Architecture de systeme propulsif d'un helicoptere bimoteurs
US10753335B2 (en) 2018-03-22 2020-08-25 Continental Motors, Inc. Engine ignition timing and power supply system
US20200056551A1 (en) * 2018-08-20 2020-02-20 United Technologies Corporation Aircraft engine idle suppressor and method
JP7094232B2 (ja) * 2019-01-22 2022-07-01 愛三工業株式会社 マルチコプタ
US11725597B2 (en) * 2019-02-08 2023-08-15 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for exiting an asymmetric engine operating regime
US11987375B2 (en) 2019-02-08 2024-05-21 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating engines of an aircraft in an asymmetric operating regime
CN109896026B (zh) * 2019-03-21 2020-08-07 南京航空航天大学 变旋翼转速直升机-涡轴发动机综合控制方法及装置
CN109854389B (zh) * 2019-03-21 2020-07-31 南京航空航天大学 涡轴发动机双发扭矩匹配控制方法及装置
US11643965B2 (en) * 2019-05-15 2023-05-09 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating multi-engine rotorcraft
US20200362754A1 (en) * 2019-05-15 2020-11-19 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a rotorcraft
US11299286B2 (en) 2019-05-15 2022-04-12 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a multi-engine aircraft
US11663863B2 (en) 2019-06-07 2023-05-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Methods and systems for operating a rotorcraft
US11535386B2 (en) 2019-06-17 2022-12-27 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a multi-engine rotorcraft for ice accretion shedding
US11781476B2 (en) 2019-06-25 2023-10-10 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a multi-engine rotorcraft
US11255263B2 (en) 2020-01-03 2022-02-22 Raytheon Technologies Corporation Multi core geared gas turbine engine
EP3951150B1 (en) 2020-08-04 2023-04-19 LEONARDO S.p.A. Method for controlling an aircraft capable of hovering and relative aircraft
CN112046782A (zh) * 2020-09-16 2020-12-08 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种双发动机飞机的单发故障排除方法
US20220106915A1 (en) * 2020-10-05 2022-04-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for operating a gas turbine engine to avoid restricted engine speeds
JP2022099063A (ja) * 2020-12-22 2022-07-04 本田技研工業株式会社 航空機用推進システム
FR3121127B1 (fr) 2021-03-23 2023-07-28 Airbus Helicopters Aéronef multimoteur muni d’un mode de fonctionnement économique et procédé appliqué
FR3126533A1 (fr) * 2021-08-31 2023-03-03 Safran Helicopter Engines procédé d’entrainement à la panne d’une chaine de puissance d’un système propulsif hybride
FR3135965A1 (fr) 2022-05-31 2023-12-01 Safran Helicopter Engines Ensemble propulsif amélioré pour aéronef multi moteurs
FR3138116A1 (fr) 2022-07-20 2024-01-26 Airbus Helicopters Aéronef comportant au moins deux turbomoteurs et un dispositif configuré pour être relié à un des turbomoteurs et procédé de contrôle d’un tel aéronef
FR3138828A1 (fr) 2022-08-12 2024-02-16 Safran Helicopter Engines Procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef
FR3138827A1 (fr) 2022-08-12 2024-02-16 Safran Helicopter Engines Procédé de gestion de la sortie d’un mode de consommation spécifique d’un turbomoteur d’aéronef
US20240083570A1 (en) * 2022-09-09 2024-03-14 Textron Innovations Inc. Inflight reduced engine operation, engine restart, and associated alerts
FR3140866B1 (fr) 2022-10-18 2024-08-30 Airbus Helicopters procédé et aéronef muni d’au moins un moteur à combustion et d’un système d’entraînement à au moins deux machines électriques
FR3147793A1 (fr) 2023-04-13 2024-10-18 Airbus Helicopters procédé de pilotage d’un aéronef à voilure tournante multimoteur à consommation de carburant réduite au sol

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3093968A (en) * 1960-05-05 1963-06-18 Cornell Aeronautical Labor Inc Method and apparatus for augmenting the drive of a gas turbine
US3367107A (en) * 1965-10-05 1968-02-06 Curtiss Wright Corp Low idle fuel control system
US5239830A (en) * 1992-03-05 1993-08-31 Avco Corporation Plural engine power producing system
CN1413289A (zh) * 1999-12-23 2003-04-23 图尔博梅卡 调整驱动直升飞机转子的功率组件的功率的器件和方法
US6880784B1 (en) * 2003-05-08 2005-04-19 Supersonic Aerospace International, Llc Automatic takeoff thrust management system
EP1990519A2 (en) * 2007-05-08 2008-11-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of operating a gas turine engine
DE102007059950A1 (de) * 2007-12-12 2009-06-18 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs mit mehreren Haupttriebwerken
GB2460246A (en) * 2008-05-21 2009-11-25 Matthew P Wood A helicopter emergency power system

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2723531A (en) * 1947-07-21 1955-11-15 Solar Aircraft Co Auxiliary power supply device for aircraft and constant speed drive mechanism therefor
FR1272496A (fr) * 1959-09-24 1961-09-29 Ensemble d'attelage de plusieurs turbines à gaz à un arbre moteur commun
US3633360A (en) * 1970-01-20 1972-01-11 Talley Industries Boost starter system
US3869862A (en) * 1972-12-01 1975-03-11 Avco Corp Fuel conservation system for multi-engine powered vehicle
US4831567A (en) * 1988-04-04 1989-05-16 Pratt & Whitney Canada Inc. Method and apparatus for pilot training
JPH05193579A (ja) * 1992-01-20 1993-08-03 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ターボシャフト・エンジン
US5363317A (en) * 1992-10-29 1994-11-08 United Technologies Corporation Engine failure monitor for a multi-engine aircraft having partial engine failure and driveshaft failure detection
US5899411A (en) * 1996-01-22 1999-05-04 Sundstrand Corporation Aircraft electrical system providing emergency power and electric starting of propulsion engines
JP2913581B2 (ja) * 1996-03-18 1999-06-28 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 ヘリコプタｔａ級離着陸支援装置
US5873546A (en) * 1997-06-19 1999-02-23 Sikorsky Aircraft Corporation System and method for conducting one engine inoperative flight procedures training in a dual-engine helicopter
US6195247B1 (en) * 1998-06-02 2001-02-27 Pratt & Whitney Canada Exciter controlled by FADEC system
US8025503B2 (en) * 2003-12-08 2011-09-27 Pratt & Whitney Canada Corp. One-engine-inoperative training method and system
US7031812B1 (en) * 2004-03-15 2006-04-18 Howell Instruments, Inc. System and method for monitoring aircraft engine health and determining engine power available, and applications thereof
RU2289714C2 (ru) * 2004-11-04 2006-12-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Летательный аппарат
JP5352876B2 (ja) * 2007-07-12 2013-11-27 イマジニアリング株式会社 着火・化学反応促進・保炎装置、速度型内燃機関、及び、炉
FR2947006B1 (fr) * 2009-06-17 2014-10-17 Eurocopter France Dispositif et procede pour le demarrage d'un moteur a turbine equipant un helicoptere,mettant en oeuvre une source d'energie electrique comprenant des organes d'appoint a decharge
US9267438B2 (en) * 2011-10-11 2016-02-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting of aircraft engine

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3093968A (en) * 1960-05-05 1963-06-18 Cornell Aeronautical Labor Inc Method and apparatus for augmenting the drive of a gas turbine
US3367107A (en) * 1965-10-05 1968-02-06 Curtiss Wright Corp Low idle fuel control system
US5239830A (en) * 1992-03-05 1993-08-31 Avco Corporation Plural engine power producing system
CN1413289A (zh) * 1999-12-23 2003-04-23 图尔博梅卡 调整驱动直升飞机转子的功率组件的功率的器件和方法
US6880784B1 (en) * 2003-05-08 2005-04-19 Supersonic Aerospace International, Llc Automatic takeoff thrust management system
EP1990519A2 (en) * 2007-05-08 2008-11-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of operating a gas turine engine
DE102007059950A1 (de) * 2007-12-12 2009-06-18 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs mit mehreren Haupttriebwerken
GB2460246A (en) * 2008-05-21 2009-11-25 Matthew P Wood A helicopter emergency power system

Also Published As

Publication number Publication date
FR2967132B1 (fr) 2012-11-09
RU2013119963A (ru) 2014-12-10
CA2814381C (fr) 2018-05-01
FR2967133B1 (fr) 2012-11-16
JP5957461B2 (ja) 2016-07-27
EP2635782B1 (fr) 2017-07-05
ES2638282T3 (es) 2017-10-19
EP2635782A2 (fr) 2013-09-11
KR20130139943A (ko) 2013-12-23
RU2593317C2 (ru) 2016-08-10
PL2635782T3 (pl) 2017-10-31
WO2012059671A2 (fr) 2012-05-10
FR2967133A1 (fr) 2012-05-11
WO2012059671A3 (fr) 2012-07-19
KR101849810B1 (ko) 2018-04-17
JP2013544329A (ja) 2013-12-12
US20130219905A1 (en) 2013-08-29
FR2967132A1 (fr) 2012-05-11
CA2814381A1 (fr) 2012-05-10
CN103314198A (zh) 2013-09-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103314198B (zh) 优化双发动机直升机燃油消耗率的方法和带有用来实施该方法的控制系统的双发动机结构
US11597504B2 (en) Architecture for a propulsion system of a helicopter including a hybrid turboshaft engine and a system for reactivating said hybrid turboshaft engine
KR102318629B1 (ko) 다발 엔진 헬리콥터 추진 시스템의 구성, 및 대응하는 헬리콥터
CN108691653B (zh) 用于混合电力架构的电力分配系统和方法
RU2663786C2 (ru) Способ оптимизации удельного расхода топлива двухмоторного вертолета
US10662875B2 (en) Propulsion unit with selective coupling means
US10214296B2 (en) Architecture of a multi-engine helicopter propulsion system and corresponding helicopter
CA2898985C (en) Operation of aircraft engines during transient conditions
JP6557321B2 (ja) 少なくとも２つのフリータービンエンジンを有する航空機のフリータービンエンジン用の支援装置
KR101576640B1 (ko) 두 개의 메인 엔진과 하나의 보조 2차 엔진을 갖는 회전익 항공기, 및 그러한 항공기를 제어하는 방법
US20170225573A1 (en) Hybrid electric power drive system for a rotorcraft
US20170225794A1 (en) Hybrid contingency power drive system
RU2702945C2 (ru) Съемный блок реактивации газотурбинного двигателя, архитектура силовой установки многомоторного вертолета, оснащенной таким блоком, и соответствующий вертолет
RU2703862C2 (ru) Пневматическое устройство быстрой реактивации газотурбинного двигателя, структура силовой установки многомоторного вертолета, оборудованной таким устройством, и соответствующий вертолет
EP3910189B1 (en) Twin-engine system with electric drive
US11846198B2 (en) Turbomachine having a free turbine comprising electric machines assisting a gas generator and a free turbine
CN111746803B (zh) 用于优化由旋翼飞行器在飞行中产生的噪声的方法
US20240056007A1 (en) Gas-turbine electrical start system
US20240055957A1 (en) Electrical energy system for barring rotor
EP4116562A1 (en) Gas turbine engine and operating method

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant