CN106232475A - 多引擎直升机推进系统的架构以及对应的直升机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种多引擎直升机的推进系统的架构，该架构包括连接到动力传输齿轮箱(3)的涡轮轴发动机(1，2)以及用于在飞行期间供应直升机设备的低直流电压机载网络(7)，其特征在于，该架构包括：能够在直升机的稳定飞行期间在至少一个待命模式下运行的混合涡轮轴发动机(1)；电工的组件(20)，该电工的组件用于所述混合涡轮轴发动机的快速地重新启动以使得所述发动机脱离所述待命模式并且达到该发动机提供机械动力的模式，所述重新启动组件(20)连接到所述机载网络(7)；以及至少两个用于所述机载网络(7)的电力源(4，16，18)。

Description

多引擎直升机推进系统的架构以及对应的直升机
技术领域
本发明涉及一种多引擎直升机、尤其是双引擎或三引擎直升机的推进系统的架构，并且涉及一种包括具有这种架构的推进系统的直升机。
背景技术
如已知的，双引擎或三引擎直升机具有包括两个或三个涡轮轴发动机的推进系统，每个涡轮轴发动机包括气体发生器和自由涡轮，气体发生器使该自由涡轮进行旋转，该自由涡轮被刚性地连接到输出轴。每个自由涡轮的输出轴适于诱发动力传输齿轮箱(在下文中由缩写BTP指代)的运动，该动力传输齿轮箱自身驱动直升机的旋翼，该旋翼配备有具有可变的桨距的叶片。
每个涡轮轴发动机通常配备有启动器-发电机，该启动器-发电机用于涡轮轴发动机的初始启动并且还用于在飞行期间对低直流电压机载网络(在下文中由缩写RDB指代)供应电力。RDB通常被连接到用于存储低电压电力的装置，例如28伏蓄电池。
还具有下述的架构：在该架构中，还通过辅助动力单元(APU，Auxiliary PowerUnit)和交流/直流转换器对RDB供应电力。
还具有下述的架构：在该架构中，每个涡轮轴发动机的启动器和发电机功能是独立的。在该情况下，发电机功能通过从BTP调取电力(通常具有115伏的交流电流)、之后通过交流/直流转换器进行转换来实现。
此外，已知当直升机处于巡航飞行状况时(即，当其以正常情况前进、处于AEO(全部发动机运转，All Engines Operative)模式时，在除了包括起飞、着陆或悬停飞行的转换阶段之外的所有飞行阶段期间)，涡轮轴发动机以小于其最大连续输出功率(在后文中为PMC)的低功率水平运行。在某些布置中，在巡航飞行期间由涡轮轴发动机提供的功率可能小于最大起飞输出功率(在后文中为PMD)的50％。这些低功率水平造成了比耗量(在后文中为Cs)，该比耗量被定义为涡轮轴发动机的燃烧室每小时的燃料消耗与由所述涡轮轴发动机供应的动力之间的关系，该比耗量比MTO的Cs高出约30％，并且造成了燃气涡轮机的效率降低。
为了降低在巡航飞行期间(或者例如保持在地面上的期间)的该消耗，可以使涡轮轴发动机中的一个停机并且使其处于被称为待命的模式。则活动的发动机以更高的功率水平运行以提供所有必需的功率，并且因此处于更有利的Cs水平。
在下文中，“经济的飞行阶段”将指示在其期间至少一个涡轮轴发动机处于待命模式的飞行阶段，“传统的飞行阶段”将指示在其期间没有涡轮轴发动机处于待命模式的飞行阶段。
在FR1151717和FR1359766中，申请人提出了用于通过下述的可行性使直升机的涡轮轴发动机的比耗量最优化的方法：使至少一个涡轮轴发动机处于被称为连续飞行模式的稳定的飞行模式，以及使至少一个涡轮轴发动机处于特定的待命模式，该至少一个涡轮轴发动机可根据需求以紧急的方式或者以常规的方式脱离该特定的待命模式。当飞行状况的变化需要启动处于待命的涡轮轴发动机时，例如，当直升机将从巡航飞行状况转换到着陆阶段时，退出待命模式进行的转换被称为“常规”。退出待命模式进行的这种常规的转换发生在介于10秒到1分钟之间的时间段内。当活动的发动机发生动力失效或动力不足时，或者当飞行情况突然变得困难时，退出待命模式进行的转换被称为“紧急”。退出待命模式进行的这种紧急的转换发生在小于10秒的时间段内。
涡轮轴发动机例如通过紧急辅助装置来脱离待命模式并且从经济的飞行阶段转换到传统的飞行阶段，该紧急辅助装置包括作为近处瞬时点火装置来补充传统的火花塞的白炽“发光”火花塞，和作为用于使涡轮轴发动机的气体发生器增速的机械设备来供给辅助微型涡轮的推进剂盒。
这种用于使处于待命的涡轮轴发动机重新启动的装置具有基本增加涡轮轴发动机的总重量的缺点。因此，尤其当每个涡轮轴发动机配备有该类型的紧急重新启动装置时，通过将涡轮轴发动机置于待命获得的在燃料消耗方面的益处由于由重新启动装置带来的额外的重量而遭受部分地损失。
因此，发明人寻求解决先验不相容的问题，即，寻求下述的可能性：将直升机置于经济的飞行阶段，即，将至少一个涡轮轴发动机置于待命，而不过多地增加整体推进系统的重量，但同时还使得能够对RDB供应电力。
换言之，发明人寻求提出一种双引擎或三引擎直升机的推进系统的新的架构。
发明目的
本发明目的在于提供一种多引擎直升机的推进系统的新的架构。
本发明目的还在于提供一种多引擎直升机的推进系统的架构，该架构使得涡轮轴发动机能够被置于待命并且使得该涡轮轴发动机能够快速重新启动。
本发明目的还在于在本发明的至少一个实施例中提供一种推进系统的架构，该架构具有可接受的质量与体积以被安装在直升机中。
本发明目的还在于在本发明的至少一个实施例中提供一种推进系统的架构，该架构具有比现有技术的有着相同性能的架构更低的成本。
发明内容
为此，本发明涉及一种多引擎直升机的推进系统的架构，该架构包括连接到动力传输齿轮箱(在下文中由缩写BTP指代)的涡轮轴发动机，并且包括用于在飞行期间对直升机设备供应电力的低直流电压机载网络(在下文中由缩写RDB指代)。
根据本发明的架构的特征在于，该架构包括：
-在所述涡轮轴发动机当中的一个被称为混合涡轮轴发动机的涡轮轴发动机，该混合涡轮轴发动机能够在直升机的稳定飞行期间在至少一个待命模式下运行，其它的涡轮轴发动机在该稳定飞行期间单独地运行，
-电工组件，该电工组件用于使所述混合涡轮轴发动机快速地重新启动，以使得所述发动机脱离所述待命模式并且达到被称为标称模式的模式，在该标称模式下该混合涡轮轴发动机对所述动力传输齿轮箱提供机械动力，所述重新启动组件连接到所述RDB，
-至少两个用于所述RDB的电力源。
混合涡轮轴发动机是下述的涡轮轴发动机：该涡轮轴发动机被构造成使得能够按照指令并且自发地处于至少一个预定的待命模式，该涡轮轴发动机能够以快速的(也被称为紧急的)方式或者常规的方式脱离该待命模式。在直升机的稳定飞行期间，即，当直升机的涡轮轴发动机没有失效时，在巡航飞行状况期间，当该直升机以正常情况前进时，涡轮轴发动机可仅处于待命模式。脱离待命模式在于，通过以与情况所需的脱离模式(常规的待命-脱离模式或者快速的(也被称为紧急的)待命-脱离模式)兼容的方式驱动来使涡轮轴发动机变换到用于使气体发生器增速的模式。
因此，根据本发明的多引擎直升机的推进系统的架构具有仅一个混合涡轮轴发动机，该混合涡轮轴发动机能够在待命模式下运行。因此，根据本发明的架构是非对称的并且具有仅一个混合涡轮轴发动机。因此，根据本发明的架构通过设置仅一个涡轮轴发动机能够被置于待命模式而使部件的数量最小化。仅混合涡轮轴发动机配备有电工的重新启动组件，因此限制了推进系统的总重量。
此外，架构提供了两个用于RDB的电力源。因此，架构在产生电力用以对RDB供应电力方面具有冗余，意味着用于RDB的第一电力源可能的失效由第二电力源进行补偿。
有利地并且根据本发明，用于快速重新启动的所述电工的组件是高电压组件，并且将低电压-高电压转换器布置在RDB与重新启动组件之间。
高电压组件使得能够实现涡轮轴发动机的快速重新启动。另外，将低电压-高电压转换器布置在低电压RDB与重新启动组件之间以使得RDB能够对重新启动组件供应电力。
有利地并且根据本发明，从包括以下部件的组中选择用于所述RDB的所述电力源：
-至少一个发电机，该至少一个发电机被布置在BTP与RDB之间并且与交流-直流转换器相关联，
-辅助动力单元，该辅助动力单元连接到RDB并且与交流-直流转换器相关联，
-启动器-发电机，该启动器-发电机被布置在非混合涡轮轴发动机与RDB之间。
有利地并且根据本发明，每个发电机和所述辅助动力单元能够提供115伏的交流电压，并且所述相关联的转换器能够将所述115伏的交流电压转换为28伏的直流电压。
任何组合是可能的，以确保在供应用于RDB的电力方面的冗余。
根据有利的变型，第一电力源是布置在BTP与RDB之间并且与交流-直流转换器相关联的发电机，第二电力源是布置在非混合涡轮轴发动机与RDB之间的启动器-发电机。
根据该有利的变型，在双引擎直升机的被称为传统的飞行阶段的飞行阶段期间(即，当所有的涡轮轴发动机在用于对动力传输齿轮箱提供机械动力的模式下运行时)，所有的涡轮轴发动机对BTP提供用于驱动直升机的旋翼所需的动力。非混合涡轮轴发动机上的启动器-发电机和布置在BTP上并且与交流-直流转换器相关联的发电机的冗余使得RDB的发电是可靠的。
在经济的飞行阶段期间，混合涡轮轴发动机处于待命并且另一个涡轮轴发动机对BTP提供必需的动力。非混合涡轮轴发动机上的启动器-发电机和布置在BTP上并且与交流-直流转换器相关联的发电机的冗余使得RDB的发电是可靠的。
在非混合涡轮轴发动机故障的情况下，通过电工的重新启动组件使混合涡轮轴发动机紧急重新启动。即使非混合涡轮轴发动机停机，由布置在BTP上并且与交流-直流转换器相关联的发电机来确保对RDB的电力供应。
有利地，重新启动组件进一步包括用于存储高电压电能的装置，该装置能够在所述混合涡轮轴发动机的所述标称模式期间蓄积来自RDB的电能，使得能够对动力传输齿轮箱提供机械动力，并且该装置能够按照指令提供所蓄积的、用于使所述混合涡轮轴发动机脱离待命模式所需的电能。
因此，通过布置在涡轮轴发动机与低电压-高电压转换器之间的高电压能量存储装置使处于待命的涡轮轴发动机重新启动。
有利地并且根据本发明，所述重新启动组件能够在所述混合涡轮轴发动机处于待命模式时提供用于将所述混合涡轮轴发动机保持在预定的待命模式下的电能。
特别地，如已知的，涡轮轴发动机包括气体发生器和自由涡轮，对该自由涡轮供应来自气体发生器的气体。气体发生器包括轴和被供应燃料的燃烧室。有利地并且根据本发明，待命模式可以是以下模式中的一个：
-被称为常规空载的待命模式，在该待命模式下，所述燃烧室点火，并且气体发生器的所述轴以介于标称速度的60％到80％之间的速度旋转，
-被称为常规超空载的待命模式，在该待命模式下，所述燃烧室点火，并且气体发生器的所述轴以介于标称速度的20％到60％之间的速度旋转，
-被称为辅助超空载的待命模式，在该待命模式下，所述燃烧室点火，并且气体发生器的所述轴在机械辅助下以介于标称速度的20％到60％之间的速度旋转，
-被称为值守(turning)的待命模式，在该待命模式下，所述燃烧室熄灭，并且气体发生器的所述轴在机械辅助下以介于标称速度的5％到20％之间的速度旋转，
-被称为停机的待命模式，在该待命模式下，所述燃烧室熄灭，并且气体发生器的所述轴处于完全停止。
因此，上文所提到的待命模式中的每一个可由电工的组件进行辅助，以将混合涡轮轴发动机保持在预定的待命模式。该电辅助可直接从直升机的机载网络取得或者从能量存储装置取得。优选地，从机载网络取得辅助以使得存储装置保留最大量的能量，以用于尤其在紧急情况下使混合涡轮轴发动机脱离待命。例如，在值守模式的情况下，机载网络能够对用于机械地辅助混合涡轮轴发动机的气体发生器的装置供应电能。
有利地并且根据本发明，快速重新启动组件包括能够当在常规情况下脱离待命时使所述涡轮轴发动机重新启动的电机和用于脱离待命的装置，所述装置能够当在紧急情况下脱离待命时重新启动所述涡轮轴发动机。
根据该变型，电工的重新启动组件包括能量存储装置、电机和用于在紧急情况下脱离待命的装置。该用于在紧急情况下脱离待命的装置可以是电工的、烟火的、气动的或液力的装置。
用于在紧急情况下脱离待命的模式是下述的模式：在该模式下，燃烧室点火并且气体发生器的轴在脱离待命的指令之后的小于10秒钟的时间段内被带至介于80％到105％之间的速度。
用于常规地脱离待命的模式是下述的模式：在该模式下，燃烧室点火并且气体发生器的轴在脱离待命模式的指令之后的介于10秒钟到1分钟之间的时间段内被带至介于80％到105％之间的速度。
本发明还涉及一种包括推进系统的直升机，其特征在于，所述推进系统具有根据本发明的架构。
本发明还涉及一种多引擎直升机的推进系统的架构，以及配备有具有这种架构的推进系统的直升机，其通过在上文或在下文中提及的全部或者某些特征来组合地表征。
附图说明
通过阅读以下仅以非限制性示例的方式给出并且涉及附图的说明，本发明的其它目的、特征和优点将显现，在附图中：
图1为根据本发明的实施例的双引擎直升机的推进系统的架构的示意图，
图2为根据本发明的另一实施例的双引擎直升机的推进系统的架构的示意图，
图3a为图1的架构在传统的飞行阶段期间的示意图，在该传统的飞行阶段中，所有的涡轮轴发动机在用于提供机械动力的模式下运行，
图3b为图1的架构在经济的飞行阶段期间的示意图，在该经济的飞行阶段中，一个涡轮轴发动机处于待命模式，
图3c为图1的架构在处于待命的涡轮轴发动机以常规的方式脱离待命时的示意图，
图3d为图1的架构在另一个涡轮轴发动机失效之后在紧急情况下脱离待命的阶段期间的示意图。
具体实施方式
图1为根据本发明的实施例的双引擎直升机的推进系统的架构的示意图。该架构包括两个连接到动力传输齿轮箱3的涡轮轴发动机1、2。每个涡轮轴发动机1、2被其自身的监测控制装置所控制，出于清楚的原因，该监测控制装置在图中未示出。架构进一步包括用于对直升机的各件设备供应电流的28伏的低直流电压机载网络7，出于清楚的原因，该各件设备未在图中示出。
每个涡轮轴发动机包括气体发生器和自由涡轮，该自由涡轮刚性地连接到由气体发生器旋转的输出轴。每个自由涡轮的输出轴适于诱发动力传输齿轮箱3(在下文中由缩写BTP指代)的运动，该动力传输齿轮箱自身驱动直升机的旋翼，该旋翼配备有具有可变的桨距的叶片。
根据本发明，涡轮轴发动机1是混合涡轮轴发动机，该混合涡轮轴发动机能够在直升机的稳定飞行期间在至少一个待命模式下运行。
优选地，该待命模式从以下运行模式中选择：
-被称为常规空载的待命模式，在该待命模式下，燃烧室点火，并且气体发生器的轴以介于标称速度的60％到80％之间的速度旋转，
-被称为常规超空载模式的待命模式，在该待命模式下，燃烧室点火，并且气体发生器的轴以介于标称速度的20％到60％之间的速度旋转，
-被称为辅助超空载的待命模式，在该待命模式下，燃烧室点火并且气体发生器的轴在机械辅助下以介于标称速度的20％到60％之间的速度旋转，
-被称为值守(turning)的待命模式，在该待命模式下，燃烧室熄灭并且气体发生器的轴在机械辅助下以介于标称速度的5％到20％之间的速度旋转，
-被称为停机的待命模式，在该待命模式下，燃烧室熄灭并且气体发生器的轴处于完全停止。
架构进一步包括电工组件20，该电工组件用于使混合涡轮轴发动机1快速地重新启动，以使该混合涡轮轴发动机脱离待命模式并且达到用于对动力传输齿轮箱提供机械动力的模式。该组件20是通过高电压-低电压转换器14布置在涡轮轴发动机1与RDB 7之间的高电压组件。
根据图中的实施例，电工的快速重新启动组件20包括电机5，该电机5能够当在常规的情况下脱离待命时(即，在用于使涡轮轴发动机1脱离待命的指令之后的介于10秒钟到1分钟之间的时间段内)使混合涡轮轴发动机1重新启动。所述组件还包括用于在紧急情况下脱离待命的装置6，该装置6能够当在紧急情况下脱离待命时(即，在用于使涡轮轴发动机1脱离待命的指令之后的小于10秒钟的时间段内)重新启动涡轮轴发动机1。所述组件还包括能量存储装置15，该能量存储装置能够当混合涡轮轴发动机1处于待命时蓄积由RDB 7提供的电能，并且能够对电机5和用于脱离待命的装置6提供对重新启动混合涡轮轴发动机1而言所必需的电能。
根据本发明的架构进一步包括用于RDB 7的两个电力源。
根据图1中的实施例，用于RDB 7的第一电力源是提供115伏交流电压的发电机16。发电机16被布置在BTP 3与RDB 7之间并且与交流-直流转换器17相关联。根据图1中的实施例，用于RDB 7的第二电力源是启动器-发电机4，该启动器-发电机提供28伏直流电压并且被布置在涡轮轴发动机2与RDB 7之间。该启动器-发电机4能够确保涡轮轴发动机2的首次启动并且确保在飞行期间对RDB 7供应电力。
根据图2中的实施例，用于RDB 7的第一电力源始终是布置在BTP 3与RDB 7之间并且与交流-直流转换器17相关联的发电机16。相反，用于RDB 7的第二电力源是提供115伏交流电压并且连接到所述交流-直流转换器17的辅助动力单元18。在该实施例中，图1的架构的启动器-发电机4由启动器40替代，该启动器仅有的功能是启动涡轮轴发动机2。
根据在图中未示出的其它的实施例，可使用用于RDB 7的电力源的其它组合，诸如布置在BTP 3与RDB 7之间的两个发电机。
每种架构进一步包括设备件9，由发电机16或由APU 18直接地对该设备件供应高电压交流电流。所述架构还包括低电压蓄电池8。
在下文中，参照图3a至图3d对图1的架构的运行原理进行详细说明。在图3a至图3d中，粗线条示出了在示出的各个构件之间产生作用的主动力回路(机械的或者电力的)。
图3a为图1的架构在传统的飞行阶段(即，在其期间两个涡轮轴发动机1、2对BTP 3提供电力的飞行阶段)期间的示意图。该传统的飞行阶段例如是起飞阶段或着陆阶段，在该起飞阶段或着陆阶段期间直升机需要能够利用发动机的全部动力。在图3a中通过粗线条示意性地示出了在涡轮轴发动机1、2与BTP3之间产生作用的两条动力路径21、22。通过具有两条单独的动力供应回路使得对RDB 7进行的电力供应是可靠的。第一回路23通过涡轮轴发动机2的启动器-发电机4对RDB 7供应动力。第二回路24通过与交流-直流转换器17相关联的发电机16对RDB 7供应动力。
图3b为图1的架构在经济的飞行阶段(即，在其期间涡轮轴发动机1被置于待命模式以使得仅涡轮轴发动机2对BTP 3提供电力的飞行阶段)期间的示意图。因此，仅动力路径22产生作用。通过联系图3a进行描述的两条动力供应回路使得对RDB 7进行的电力供应是可靠的。第一回路23通过涡轮轴发动机2的启动器-发电机4供应RDB 7。第二回路24通过与交流-直流转换器17关联的发电机16供应RDB 7。由电工的组件20辅助涡轮轴发动机1的待命模式，这将涡轮轴发动机1保持在预定的待命模式下。在图3b中通过回路25示意性地示出了这种辅助。该回路包括布置在RDB 7与电工的组件20之间的低电压-高电压转换器14。
图3c为图1的架构当常规地脱离待命时在重新启动涡轮轴发动机1的阶段期间的示意图。涡轮轴发动机2对BTP 3提供动力。因此动力路径22产生作用。动力路径21被启动。为此，电机5通过使用存储在能量存储装置15中的能量来确保涡轮轴发动机1的启动。在图3c中通过加粗的回路26示意性地示出了对电机5进行的电力供应。通过联系图3a和图3b进行描述的两条动力供应回路使得对RDB 7进行的电力供应是可靠的。第一回路23通过涡轮轴发动机2的启动器-发电机4对RDB 7供应动力。第二回路24通过与交流-直流转换器17关联的发电机16对RDB 7供应动力。
图3d为图1的架构在下述阶段期间的示意图：在该阶段中，涡轮轴发动机2发生故障并且涡轮轴发动机1被紧急重新启动。因此，在该阶段期间，涡轮轴发动机2发生故障并且不再对BTP 3提供任何动力。因此动力路径22不产生作用。动力路径21被启动。为此，用于在紧急情况下脱离待命的装置6确保了涡轮轴发动机1的紧急的启动。用于在紧急情况下脱离待命的装置6的启动取决于所使用的装置的类型。这种用于在紧急情况下脱离待命的装置6例如是在属于申请人所有的FR 1358996中所描述的推进剂装置。通过第二回路24确保了对RDB 7供应电力，该第二回路通过发电机16供应RDB 7。相反，在涡轮轴发动机2失效的情况下，第一回路23不再使得能够通过启动器-发电机4对RDB 7供应动力。
本发明不仅限于所描述的实施例。特别地，架构可包括用于三引擎直升机的设备的三个涡轮轴发动机，而该架构以下述方式运行：该方式与联系双引擎申请进行描述的方式相同而在细节上作必要的修改。

Claims (9)

1.多引擎直升机的推进系统的架构，包括连接到动力传输齿轮箱(3)的涡轮轴发动机(1，2)并且包括用于在飞行期间对直升机设备供应电力的低直流电压机载网络(7)，
其特征在于，所述架构包括：
-在所述涡轮轴发动机当中的一个被称为混合涡轮轴发动机(1)的涡轮轴发动机，所述混合涡轮轴发动机能够在所述直升机的稳定飞行期间在至少一个待命模式下运行，其它的涡轮轴发动机(2)在该稳定飞行期间单独地运行，
-电工的组件(20)，所述电工的组件用于使所述混合涡轮轴发动机快速地重新启动，以使得所述发动机脱离所述待命模式并且达到被称为标称模式的模式，在所述标称模式下所述混合涡轮轴发动机对所述动力传输齿轮箱提供机械动力，所述重新启动组件(20)连接到所述机载网络(7)，
-用于所述机载网络(7)的至少两个电力源(4，16，18)。
2.根据权利要求1所述的架构，其特征在于，用于快速重新启动的所述电工的组件(20)是高电压组件，并且低电压-高电压转换器(14)布置在所述机载网络(7)与所述快速重新启动组件(20)之间。
3.根据权利要求1或2所述的架构，其特征在于，从包括以下部件的组中选择用于所述机载网络(7)的所述电力源(4，16，18)：
-至少一个电流发电机(16)，所述至少一个电流发电机被布置在所述动力传输齿轮箱(3)与所述机载网络(7)之间并且与交流-直流转换器(17)相关联，
-辅助动力单元(18)，所述辅助动力单元连接到所述机载网络(7)并且与交流-直流转换器(17)相关联，
-启动器-发电机(4)，所述启动器-发电机被布置在非混合涡轮轴发动机(2)与所述机载网络(7)之间。
4.根据权利要求3所述的架构，其特征在于，每个电流发电机(16)和所述辅助动力单元(18)能够提供115伏的交流电压，并且所述相关联的转换器(17)能够将所述115伏的交流电压转换为28伏的直流电压。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的架构，其特征在于，所述电工的组件(20)包括电能存储装置(15)，所述电能存储装置能够在所述混合涡轮轴发动机(1)的所述标称模式期间蓄积来自所述机载网络(7)的电能，并且所述电能存储装置能够在脱离待命的指令之后对所述混合涡轮轴发动机(1)提供确保其重新启动所必需的蓄积的电能。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的架构，其特征在于，所述重新启动组件(20)能够在所述混合涡轮轴发动机(1)处于待命模式时提供用于将所述混合涡轮轴发动机(1)保持在预定的待命模式下的电能。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的架构，其特征在于，所述快速重新启动组件(20)包括能够当在常规情况下脱离待命时使所述涡轮轴发动机(1)重新启动的电机(5)和用于在紧急情况下脱离待命的装置(6)，所述用于在紧急情况下脱离待命的装置(6)能够当在紧急情况下脱离待命时重新启动所述涡轮轴发动机(1)。
8.根据权利要求7所述的架构，其特征在于，所述用于在紧急情况下脱离待命的装置(6)从包括以下装置的组中选择：电工的装置、烟火的装置、气动的装置和液力的装置。
9.直升机，包括推进系统，其特征在于，所述推进系统具有根据权利要求1至8中任一项所述的架构。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108791906A (zh) * 2018-06-04 2018-11-13 李江江 一种用于能精准调速的大型多旋翼飞行器中的动力系统
CN111954622A (zh) * 2018-03-26 2020-11-17 赛峰集团 具有可重构电力网络的多转子飞行器推进系统
CN113767215A (zh) * 2019-04-12 2021-12-07 赛峰直升机发动机公司 混合推进装置以及用于控制这种装置的方法

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3024707B1 (fr) * 2014-08-07 2018-03-23 Turbomeca Dispositif d'assistance rapide pour une turbomachine a turbine libre d'un aeronef
EP3197773A4 (en) * 2014-09-23 2018-02-21 Sikorsky Aircraft Corporation Hybrid electric power drive system for a rotorcraft
CA3068990A1 (en) 2017-06-01 2018-12-06 Surefly, Inc. Auxiliary power system for rotorcraft with folding propeller arms and crumple zone landing gear
US10953995B2 (en) 2017-06-30 2021-03-23 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10738706B2 (en) 2017-06-30 2020-08-11 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10569759B2 (en) * 2017-06-30 2020-02-25 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10696416B2 (en) * 2017-06-30 2020-06-30 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
FR3078057B1 (fr) * 2018-02-19 2022-04-22 Safran Helicopter Engines Architecture de systeme propulsif d'un helicoptere bimoteurs
FR3081150B1 (fr) * 2018-05-18 2020-06-12 Safran Helicopter Engines Architecture de puissance d'un aeronef
FR3082225B1 (fr) 2018-06-07 2020-06-05 Safran Helicopter Engines Systeme propulsif asymetrique a recuperation de chaleur
US11628942B2 (en) 2019-03-01 2023-04-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Torque ripple control for an aircraft power train
US11732639B2 (en) 2019-03-01 2023-08-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Mechanical disconnects for parallel power lanes in hybrid electric propulsion systems
EP3931091A4 (en) 2019-03-01 2023-01-11 Pratt & Whitney Canada Corp. DISTRIBUTED PROPULSION CONFIGURATIONS FOR AIRCRAFT WITH MIXED PROPULSION SYSTEMS
US11535392B2 (en) 2019-03-18 2022-12-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Architectures for hybrid-electric propulsion
US11299286B2 (en) 2019-05-15 2022-04-12 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a multi-engine aircraft
US11859536B2 (en) * 2019-05-31 2024-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Air system of multi-engine aircraft
US11486472B2 (en) 2020-04-16 2022-11-01 United Technologies Advanced Projects Inc. Gear sytems with variable speed drive
FR3114703B1 (fr) 2020-09-30 2023-07-07 Safran Conducteur électrique à refroidissement par matériau à changement de phase et son procédé de fabrication
FR3117148A1 (fr) * 2020-12-04 2022-06-10 Safran Procédé de mise à l’arrêt d’un moteur à turbine à gaz de turbogénérateur pour aéronef
US11939914B2 (en) 2021-12-02 2024-03-26 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method of operating multi-engine system
US20230175437A1 (en) * 2021-12-02 2023-06-08 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method of operating multi-engine system
US11674456B1 (en) * 2021-12-02 2023-06-13 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method of operating multi-engine system

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130086919A1 (en) * 2011-10-11 2013-04-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting of aircraft engine
CN103228872A (zh) * 2010-12-13 2013-07-31 涡轮梅坎公司 应用到飞机燃气涡轮机的发电控制方法以及实施该方法的设备
CN103547779A (zh) * 2011-05-20 2014-01-29 涡轮梅坎公司 用于使飞机的一系列电部件合理化的方法、实现机构和相应的飞机

Family Cites Families (22)

* 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
FR1151717A (fr) 1956-06-20 1958-02-05 écrou indessérable
FR1359766A (fr) 1963-03-12 1964-04-30 Appareil de traitement médical
FR1358996A (fr) 1963-06-13 1964-04-17 Douglas Aircraft Co Appareil pour le transport d'une charge
US5512811A (en) * 1994-01-21 1996-04-30 Sundstrand Corporation Starter/generator system having multivoltage generation capability
US5899411A (en) * 1996-01-22 1999-05-04 Sundstrand Corporation Aircraft electrical system providing emergency power and electric starting of propulsion engines
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
RU2452667C2 (ru) * 2010-05-24 2012-06-10 Открытое акционерное общество "СТАР" Способ управления силовой установкой вертолета
FR2962404B1 (fr) * 2010-07-08 2012-07-20 Eurocopter France Architecture electrique pour aeronef a voilure tournante a motorisation hybride
US9429077B2 (en) * 2011-12-06 2016-08-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Multiple turboshaft engine control method and system for helicopters
FR2990573B1 (fr) * 2012-05-11 2015-11-20 Hispano Suiza Sa Systeme de commande et d'alimentation en energie des turbomachines d'un helicoptere
FR2992024B1 (fr) * 2012-06-15 2017-07-21 Turbomeca Procede et architecture de transfert d'energie optimise entre un moteur auxiliaire de puissance et les moteurs principaux d'un helicoptere
FR2992630B1 (fr) * 2012-06-29 2015-02-20 Turbomeca Procede et configuration d'apport d'energie propulsive et/ou non propulsive dans une architecture d'helicoptere par un moteur auxiliaire de puissance
US9840997B2 (en) * 2013-03-14 2017-12-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine starting system using stored energy
FR3011587B1 (fr) * 2013-10-09 2015-11-06 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur
FR3019218B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant
FR3019214B1 (fr) * 2014-03-27 2019-05-31 Safran Helicopter Engines Dispositif d'assistance pour une turbomachine a turbine libre d'aeronef
FR3024603B1 (fr) * 2014-07-31 2019-05-17 Safran Electronics & Defense Systeme d’alimentation electrique en courant continu haute tension d’un aeronef
FR3024707B1 (fr) * 2014-08-07 2018-03-23 Turbomeca Dispositif d'assistance rapide pour une turbomachine a turbine libre d'un aeronef
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
EP3325342A4 (en) * 2015-07-20 2019-02-27 Sikorsky Aircraft Corporation SYSTEM FOR CONTROLLING ENGINE RESTART IN FLIGHT OF GYR
US10577118B2 (en) * 2016-04-27 2020-03-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Power plant management system for dual engine helicopter in single engine operation mode

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103228872A (zh) * 2010-12-13 2013-07-31 涡轮梅坎公司 应用到飞机燃气涡轮机的发电控制方法以及实施该方法的设备
CN103547779A (zh) * 2011-05-20 2014-01-29 涡轮梅坎公司 用于使飞机的一系列电部件合理化的方法、实现机构和相应的飞机
US20130086919A1 (en) * 2011-10-11 2013-04-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting of aircraft engine

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111954622A (zh) * 2018-03-26 2020-11-17 赛峰集团 具有可重构电力网络的多转子飞行器推进系统
CN111954622B (zh) * 2018-03-26 2023-08-04 赛峰集团 具有可重构电力网络的多转子飞行器推进系统
CN108791906A (zh) * 2018-06-04 2018-11-13 李江江 一种用于能精准调速的大型多旋翼飞行器中的动力系统
CN108791906B (zh) * 2018-06-04 2020-12-18 李江江 一种用于能精准调速的大型多旋翼飞行器中的动力系统
CN113767215A (zh) * 2019-04-12 2021-12-07 赛峰直升机发动机公司 混合推进装置以及用于控制这种装置的方法

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