CN106795774A - 包括混合涡轮轴发动机和用于重新激活所述混合涡轮轴发动机的系统的直升机推进系统的架构 - Google Patents

包括混合涡轮轴发动机和用于重新激活所述混合涡轮轴发动机的系统的直升机推进系统的架构 Download PDF

Info

Publication number
CN106795774A
CN106795774A CN201580054769.4A CN201580054769A CN106795774A CN 106795774 A CN106795774 A CN 106795774A CN 201580054769 A CN201580054769 A CN 201580054769A CN 106795774 A CN106795774 A CN 106795774A
Authority
CN
China
Prior art keywords
turboaxle motor
motor
framework
turboaxle
reactivate
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.)
Granted
Application number
CN201580054769.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106795774B (zh
Inventor
菲利普·瓦拉尔特
让·米歇尔·巴泽
卢瓦克·勒达够
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
Safran Electrical and Power SAS
Original Assignee
Safran Helicopter Engines SAS
Safran Electrical and Power SAS
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 Safran Helicopter Engines SAS, Safran Electrical and Power SAS filed Critical Safran Helicopter Engines SAS
Publication of CN106795774A publication Critical patent/CN106795774A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106795774B publication Critical patent/CN106795774B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B64C27/14—Direct drive between power plant and rotor hub
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plant of gas-turbine type
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plant using steam, electricity, or spring force
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D13/00—Combinations of two or more machines or engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D13/00—Combinations of two or more machines or engines
    • F01D13/003—Combinations of two or more machines or engines with at least two independent shafts, i.e. cross-compound
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D19/00—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith
    • 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
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • B64D27/026—
    • 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
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/13—Purpose of the control system to control two or more engines simultaneously
    • 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

Abstract

本发明涉及一种多发动机直升机的推进系统的架构，所述架构包括被连接至动力变速箱的多个涡轮轴发动机。所述架构的特征在于，所述架构包括：‑至少一个混合涡轮轴发动机(20)，所述至少一个混合涡轮轴发动机(20)能够在直升机的稳定惯性飞行期间在至少一个待命模式中工作；‑用于控制每个混合涡轮轴发动机(20)的至少两个链(30；40)，每个链(30；40)包括被连接至混合涡轮轴发动机(20)并且适合于使所述混合涡轮轴发动机的气体发生器旋转的电机(31；41)；和‑用于给所述电机(31；41)供电的至少一个源(33；43)。每个重新激活链(30；40)被配置成能够以多个预定模式之中的至少一个工作模式驱动所述涡轮轴发动机(20)。

Description

包括混合涡轮轴发动机和用于重新激活所述混合涡轮轴发动 机的系统的直升机推进系统的架构
技术领域
本发明涉及多发动机直升机尤其是双发动机或者三发动机直升机的推进系统的架构，并且涉及包括具有这种架构的推进系统的直升机。
背景技术
众所周知，双发动机或三发动机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由气体发生器旋转并且刚性连接至输出轴的自由涡轮。每个自由涡轮的输出轴适合于引起其自身驱动直升机的转子的动力传输变速箱的运动。
众所周知，当直升机在巡航飞行情况下时(即，当直升机在除了起飞、上升、着陆或悬停飞行的过渡阶段之外的所有飞行阶段期间在正常条件下前进时)，涡轮轴发动机产生低于涡轮轴发动机的最大连续输出的低功率水平。这些低功率水平导致被定义为涡轮轴发动机的燃烧室的每小时燃料消耗与该涡轮轴发动机提供的机械功率之比的比耗量(下文简称为SC)比最大起飞功率的SC大大约30％，因而它们导致巡航飞行期间燃料过度消耗。
此外，直升机的涡轮轴发动机被设计成超大尺寸以便能够在发动机之一出故障的情况下使直升机保持飞行。这种飞行情况在失去发动机之后出现并导致的事实是每个工作的发动机提供远远超过它的额定功率的功率水平，以便直升机可以应对危险情况，然后继续飞行。
涡轮轴发动机也是超大尺寸的以便能够确保在由飞机制造商指定的整个飞行范围内飞行，尤其是确保在高海拔和在炎热的天气下飞行。尤其是当直升机的重量接近其最大起飞重量时要求极高的这些飞行点只有在某些使用情况下才会遇到。
这些超大尺寸的涡轮轴发动机在重量和燃料消耗方面是不利的。为了减小巡航飞行期间的这种消耗，设想在飞行期间将至少一个涡轮轴发动机置于待命状态。该有效的单个发动机或多个发动机然后以更高的功率水平运行以便提供所有必要的动力，并因此以更有利的SC水平运行。
在申请FR1151717和FR1359766中，申请人已经提出了用于通过选择使至少一个涡轮轴发动机置于已知为连续飞行模式的稳定飞行模式和使至少一个涡轮轴发动机置于特定待命模式来优化直升机的涡轮轴发动机的比耗量的方法，其中涡轮轴发动机可以根据需要以快速或正常的方式从所述特定待命模式退出。
当飞行情况的变化要求激活处于待命状态的涡轮轴发动机时，例如当直升机将从巡航飞行情况过渡到着陆阶段时，从待命模式退出被描述为“正常的”。从这种待命状态正常退出在10秒和1分钟之间的时间段内发生。当有效的发动机的功率缺乏或不足发生时或者当飞行条件突然变得困难时，从待命模式退出被描述为“快速的”。从这种待命状态紧急退出在小于10秒的时段内发生。
申请人已经提出了一种用于重新激活处于待命状态的涡轮轴发动机的系统，该系统允许利用电机(以正常或快速的方式)从待命模式退出。这种电机通过直升机的机载网络(下文简称为OBN)供电，OBN是DC电压为28伏的网络和/或由连接至飞行器的兼容的AC电压的合适的电力电子单元提供电压的网络。也已经提出了在特定待命模式期间利用电机机械地协助涡轮轴发动机。
发明人因此寻求改进包括适合于被置于待命模式的至少一个涡轮轴发动机和包括电机的用于重新激活涡轮轴发动机的推进系统的架构的性能。
具体来讲，发明人已寻求提出一种新型推进系统架构，该新型推进系统架构允许获得重新激活系统的很高水平的可用性。发明人也已寻求提出一种允许检测用于重新激活处于待命状态的涡轮轴发动机的系统中的任何故障的新型架构。
发明目的
本发明旨在提供一种多发动机直升机的推进系统的新型架构。
本发明也旨在至少在一个实施例中提供一种多发动机直升机的推进系统的架构，该架构包括被配置成能够置于待命状态的涡轮轴发动机和与现有技术的系统相比具有改进的可用性的重新激活系统。
本发明也旨在至少在一个实施例中提供一种允许检测重新激活系统中的任何故障的架构。
本发明也旨在提供一种包括具有根据本发明的架构的推进系统的直升机。
发明内容
为了实现该目的，本发明涉及一种多发动机直升机的推进系统的架构，所述架构包括被连接至动力传输变速箱的多个涡轮轴发动机，其特征在于，所述架构包括：
-在所述多个涡轮轴发动机之中的至少一个涡轮轴发动机，所述至少一个涡轮轴发动机被称为混合涡轮轴发动机，所述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中工作，其他的涡轮轴发动机在这种稳定飞行期间独立工作；
-用于控制每个混合涡轮轴发动机的至少两个系统，所述至少两个系统被称为重新激活系统，每个系统包括被连接至混合涡轮轴发动机并且被设计成能够使所述混合涡轮轴发动机旋转的电机和用于所述电机的至少一个电源，每个重新激活系统被配置成使得它可以以多个预定模式之中的至少一个工作模式驱动所述涡轮轴发动机。
根据本发明的架构因此使得至少重复用于重新激活能够在待命模式中工作的混合涡轮轴发动机的系统成为可能。根据本发明的架构的重新激活系统因此包括至少两个分开的电机，每个机器被连接至混合涡轮轴发动机，以便形成至少两个分开的重新激活系统，所述至少两个分开的重新激活系统被配置成能够朝向从多个预定模式中选择的至少一个工作模式驱动涡轮轴发动机。
在本发明的意义内的混合涡轮轴发动机为被配置成能够根据需求而有意地置于至少一个预定待命模式的涡轮轴发动机，涡轮轴发动机可以以正常的或快速的(也被称为紧急的)方式从所述至少一个预定待命模式退出。只有在直升机的稳定飞行期间，即当直升机的涡轮轴发动机在以正常条件前进时的巡航飞行情况期间没有出故障时，涡轮轴发动机才处于待命模式。从待命模式退出包括通过以与条件所要求的退出模式(正常待命退出模式或也被称为紧急退出的快速待命退出模式)兼容的方式驱动而将涡轮轴发动机变成气体发生器加速模式。
有利地并且根据本发明，考虑到涡轮轴发动机包括气体发生器，所述多个预定模式包括：
-被称为快速重新激活模式的模式，其中所述涡轮轴发动机在小于10秒的时段内从待命模式旋转直到速度在所述涡轮轴发动机的所述气体发生器的额定速度的80％和105％之间的范围内；
-被称为正常重新激活模式的模式，其中所述涡轮轴发动机在10秒和60秒之间的范围内的时段内从待命模式旋转直到速度在所述涡轮轴发动机的所述气体发生器的额定速度的80％和105％之间的范围内；
-被称为辅助超级空闲模式的待命模式，其中涡轮轴发动机以在所述涡轮轴发动机的所述气体发生器的额定速度的20％和60％之间的范围内的速度连续旋转；
-被称为转动模式的待命模式，其中涡轮轴发动机以在所述涡轮轴发动机的所述气体发生器的额定速度的5％和20％之间的范围内的速度连续旋转。
有利地并且根据本发明，考虑到所述直升机包括至少一个机载网络，被配置成以所述快速重新激活模式驱动所述涡轮轴发动机的每个重新激活系统包括由能量存储单元形成的电源；而被配置成以所述正常重新激活模式或者待命模式驱动所述涡轮轴发动机的每个重新激活系统包括由直升机的机载网络形成的电源。
能量存储单元使得提供与使涡轮轴发动机快速退出其待命模式所需要的能量兼容的大量电力成为可能。存储单元因此非常适合于意在用于涡轮轴发动机的快速重新激活的重新激活系统。
机载网络允许在起飞之前在地面上和在飞行期间例如在涡轮轴发动机置于待命状态之前测试相应的重新激活系统。另外，这样的能量源足以给意在在正常重新激活条件下重启混合涡轮轴发动机的电机供电。
有利地并且根据本发明，所述机载网络为被配置成提供飞行器的兼容的AC电压的网络。
根据本发明的第一有利的变形，该架构包括：
-至少一个第一重新激活系统，所述第一重新激活系统被配置成能够以快速重新激活模式、正常重新激活模式和至少一个待命模式驱动所述涡轮轴发动机；
-至少一个第二重新激活系统，所述第二重新激活系统被配置成能够只以所述正常重新激活模式驱动所述涡轮轴发动机。
为了如此做，在实践中，第一系统被连接至两个分开的电能量源，即能量存储单元和直升机的机载网络。第二系统也被连接至机载网络。
根据这个变形，第一重新激活系统和第二重新激活系统均与涡轮轴发动机的正常重新激活兼容。因此，第一重新激活系统和第二重新激活系统可以在每次启动时交替调用以便检查它们的可用性。
另外，第一重新激活系统被配置成用于快速重新激活和待命模式。因此，系统在待命模式期间被调用，这当作对系统的测试，以做好任何快速重新激活的准备。因此，在待命模式期间，检查系统中不存在任何故障。
如果第一系统不可用，则第二系统被调用以用于混合涡轮轴发动机的正常重新激活。
在混合涡轮轴发动机的快速重新激活期间，第一系统被调用并且如果需要则第二系统能够提供额外的电力。
结合第一变形，第二系统还可被配置成能够以所述快速重新激活模式驱动涡轮轴发动机。为了如此做，在实践中，第二系统被连接至第二电能存储单元。
根据该特定变形的架构因此具有允许快速重启涡轮轴发动机的可用的两个分开的重新激活系统。因此，如果一个快速重新激活系统出故障，则另一个系统可弥补该故障。
根据本发明的第二有利的变形，架构包括：
-至少一个第一重新激活系统，所述第一重新激活系统被配置成能够以快速重新激活模式和正常重新激活模式驱动所述涡轮轴发动机；
-至少一个第二重新激活系统，所述第二重新激活系统被配置成能够只以所述待命模式驱动所述涡轮轴发动机。
为了如此做，在实践中，第一重新激活系统包括两个电源，即能量存储单元和直升机的机载网络，并且第二重新激活系统被直接连接至机载网络。
为了检查系统的可用性，第一系统在启动时被调用。在待命模式中，为了避免在分配至快速重新激活的系统中产生损耗，第二系统被调用。第二系统的任何不可用性导致转换至第一系统并且导致重新激活涡轮轴发动机。
结合第二变形，第二系统还可被配置成能够以所述正常重新激活模式驱动涡轮轴发动机。为了如此做，第二系统被连接至机载网络。
这个变形是特别有利的，其原因是如果第一系统出故障，则第二系统可以提供涡轮轴发动机的正常重新激活。
另外，两个系统可随时被测试。
本发明还涉及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。
本发明还涉及多发动机直升机的推进系统的架构并且涉及设有具有这种架构的推进系统的直升机，这些通过上文或下文提到的特征中的所有或一些特征的组合被表征。
附图说明
通过阅读下文仅仅以非限制的示例给出的并且涉及附图的说明，本发明的其他目的、特征和优点将变得显而易见，在附图中：
-图1为来自现有技术的包括由单个控制系统控制的涡轮轴发动机的架构的示意图；
-图2为来自现有技术中的另一架构的示意图；
-图3为根据本发明的实施例的架构的示意图；
-图4为根据本发明的另一实施例的架构的示意图；
-图5为根据本发明的另一实施例的架构的示意图；
-图6为根据本发明的另一实施例的架构的示意图；
-图7为根据本发明的另一实施例的架构的示意图。
具体实施方式
下文所述的实施例为用于执行本发明的一些示例。虽然详细说明涉及一个或多个实施例，但这不一定表示每个引用涉及相同的实施例或者特征只应用于单个实施例。不同实施例的单独的特征也可被结合以便提供其他实施例。另外，在附图中，为了说明和清晰的目的，尺度和比例不一定是准确的。
图1为包括涡轮轴发动机10和用于控制所述涡轮轴发动机的系统的已知的直升机推进系统的架构的示意图。控制系统包括电机11，电机11适合于根据需要旋转涡轮轴发动机10，以便确保涡轮轴发动机10的启动。电机11从直升机的低电压机载网络12直接获取电机11的电力，低电压机载网络12通常为提供28伏DC电压的网络。
图2为包括涡轮轴发动机10和用于控制所述涡轮轴发动机的另一系统的已知的直升机推进系统的架构的示意图。控制系统包括电机11，电机11适合于根据需要旋转涡轮轴发动机10，以便确保涡轮轴发动机10的启动。电机11从飞行器的兼容的高AC电压机载网络14获取电机11的电力。控制系统还包括电力转换模块13，电力转换模块13被设计成将由机载网络14提供的高AC电压转换成用于控制电机11的电压。
具有来自图1和2的架构的涡轮轴发动机10通常在地面上被启动。根据该架构的涡轮轴发动机在飞行中重启是异常事件。
图3至7示出了根据本发明的架构，该架构允许至少一个涡轮轴发动机置于待命状态或者在飞行期间被重新激活。另外，所提出的架构使得重新激活操作可靠并且允许有规律地测试不同的重新激活系统。
在图3至7中，只示出了混合涡轮轴发动机，应当理解，在多发动机架构尤其是双发动机或三发动机架构中，该架构包括多个涡轮轴发动机，多个涡轮轴发动机中的至少一个为混合涡轮轴发动机。
根据本发明的架构包括被连接至动力传输变速箱(在图中未示出)的多个涡轮轴发动机。
在多个涡轮轴发动机之中，被称为混合涡轮轴发动机20的至少一个涡轮轴发动机能够在直升机的巡航飞行期间在至少一个待命模式中工作。
根据图3至7中所示的实施例，架构包括用于重新激活混合涡轮轴发动机20的两个系统30、40。在整个下文中，由附图标记30表示的重新激活系统将被称为第一重新激活系统，而由附图标记40表示的重新激活系统将被称为第二重新激活系统。
在此还应当指明的是，相同的附图标记30和40被用于表示图3至7中的第一重新激活系统和第二重新激活系统，即使重新激活系统从一个实施例到另一个实施例可能不相同。
每个重新激活系统30、40被配置成能够以多个预定模式之中的至少一个工作模式驱动涡轮轴发动机20。
鉴于涡轮轴发动机包括气体发生器，预定模式至少包括以下模式：
-被称为快速重新激活模式的模式，其中涡轮轴发动机20在小于10秒的时段内从待命模式旋转直到速度在涡轮轴发动机的气体发生器的额定速度的80％和105％之间的范围内；
-被称为正常重新激活模式的模式，其中涡轮轴发动机20在10秒和60秒之间的范围内的时段内从待命模式旋转直到速度在涡轮轴发动机的气体发生器的额定速度的80％和105％之间的范围内；
-被称为辅助超级空闲模式的模式，其中涡轮轴发动机20以在涡轮轴发动机的气体发生器的额定速度的20％和60％之间的范围内的速度连续旋转；
-被称为转动模式的待命模式，其中涡轮轴发动机20以在所述额定速度的5％和20％之间的范围内的速度连续旋转。
在图3中，第一重新激活系统30包括电机31、电力转换装置32、电能存储单元33和机载网络51。第二重新激活系统40包括电机41、电力转换装置42和与第一重新激活系统30共享的机载网络51。
该实施例允许第一重新激活系统30以快速重新激活模式(通过利用来自存储单元33的能量)、正常重新激活模式(通过利用来自机载网络51或来自存储单元33的能量)或至少一个待命模式(通过利用来自机载网络51的能量)中的任意模式驱动涡轮轴发动机20。该实施例也允许第二重新激活系统40能够(通过利用来自机载网络51的能量)以所述正常重新激活模式驱动涡轮轴发动机20。
根据该实施例，第一系统和第二系统可以在每次启动时被交替调用，以便检查它们的可用性。
由于第一系统也被配置成用于快速重新激活和待命模式，所以将涡轮轴发动机20转到待命模式允许测试系统30的完整性，并因此然后允许检测阻止系统30快速重新激活涡轮轴发动机20的任何故障。如果检测到故障，则第二系统40随后被调用以用于混合涡轮轴发动机20的正常重新激活。
在通过第一重新激活系统30快速重新激活混合涡轮轴发动机20期间，如果需要则第二系统40也可潜在地提供额外的电力。
图4中所示的架构是图3中所示的架构的变形。该架构除了包括关于图3所述的元件之外还包括被布置在第二重新激活系统40中的第二存储单元43。
该实施例因此允许第二重新激活系统40也(通过利用来自存储单元43的能量)以快速重新激活模式驱动涡轮轴发动机20。
该架构因此是冗余的但具有高度的可用性。
在图5中，第一重新激活系统30包括电机31、电力转换装置32、电能存储单元33和机载网络51，机载网络51是例如提供115伏AC电压的机载网络。第二重新激活系统40包括电机41、电力转换装置42和机载网络52，机载网络52为例如提供28伏DC电压的网络，机载网络51由第一重新激活系统30分享且可选地由电能存储单元53分享。
在该实施例中，第一重新激活系统30允许以快速重新激活模式(通过利用来自存储单元33的能量)、正常重新激活模式(通过利用来自机载网络51或来自存储单元33的能量)或者待命模式驱动涡轮轴发动机20。该实施例也允许第二重新激活系统40能够(通过利用来自机载网络52或来自可选的存储单元53的能量或者通过来自机载网络51的能量)以正常重新激活模式驱动涡轮轴发动机20。具体来讲，该特定配置允许用于重新激活涡轮轴发动机20的第二系统40利用高功率水平例如大于10kW的水平的机载网络51，以及利用低功率水平例如低于10kW的水平的机载网络52。
在图6中，第一重新激活系统30包括电机31、电力转换装置32和电能存储单元33。第二重新激活系统40包括电机41、电力转换装置42和机载网络51。
在该实施例中，第一重新激活系统30允许(通过利用来自存储单元33的能量)以快速重新激活模式驱动涡轮轴发动机20。该实施例也允许第二重新激活系统40能够以待命模式(通过利用来自机载网络51的能量)或正常重新激活模式驱动涡轮轴发动机20。
在图7中，第一重新激活系统30包括电机31、电力转换装置32、电能存储单元33和机载网络51。第二重新激活系统40包括电机41、电力转换装置42和与第一系统30共享的机载网络51。
在该实施例中，第一重新激活系统30允许以快速重新激活模式(通过利用来自存储单元33的能量)、正常重新激活模式(通过利用来自机载网络51或来自存储单元33的能量)驱动涡轮轴发动机20。该实施例也允许第二重新激活系统40能够以待命模式或者正常重新激活模式(通过利用来自机载网络51的能量)驱动涡轮轴发动机20。
在变形中，第二系统可被配置成只以待命模式(通过利用来自机载网络51的能量)驱动涡轮轴发动机20。
该架构的优点为能够利用电力优化的电机，尤其是电机41，电机41仅有的功能是提供待命模式。
对于每个模式，重新激活系统的控制通过以全权数字发动机控制(首字母缩略词FADEC)而已知的涡轮轴发动机控制系统来管理。
本发明不会仅限于所述的实施例。具体来讲，本发明可以包括多个混合涡轮轴发动机，每个涡轮轴发动机设有属于其自身的如所述的至少两个重新激活系统。

Claims (9)

1.一种多发动机直升机的推进系统的架构，所述架构包括被连接至动力传输变速箱的多个涡轮轴发动机，
其特征在于，所述架构包括：
-在所述多个涡轮轴发动机之中的至少一个涡轮轴发动机，所述至少一个涡轮轴发动机被称为混合涡轮轴发动机(20)，所述混合涡轮轴发动机(20)能够在直升机的稳定巡航飞行期间在至少一个待命模式中工作，其他的涡轮轴发动机在这种稳定飞行期间独立工作；
-用于控制每个混合涡轮轴发动机(20)的至少两个系统(30；40)，所述至少两个系统(30；40)被称为重新激活系统，每个系统(30；40)包括被连接至所述混合涡轮轴发动机(20)并且适合于使所述混合涡轮轴发动机旋转的电机(31；41)和用于所述电机(31；41)的至少一个电源(33；43；51)，每个重新激活系统(30；40)被配置成使得它可以以多个预定模式之中的至少一个工作模式驱动所述涡轮轴发动机(20)。
2.根据权利要求1所述的架构，每个混合涡轮轴发动机包括气体发生器，其特征在于，所述多个预定模式包括：
-被称为快速重新激活模式的模式，其中所述涡轮轴发动机(20)在小于10秒的时段内旋转直到速度在所述涡轮轴发动机的所述气体发生器的额定速度的80％和105％之间的范围内；
-被称为正常重新激活模式的模式，其中所述涡轮轴发动机(20)在10秒和60秒之间的范围内的时段内旋转直到速度在所述涡轮轴发动机的所述气体发生器的所述额定速度的80％和105％之间的范围内；
-被称为辅助超级空闲模式的待命模式，其中所述涡轮轴发动机(20)以在所述涡轮轴发动机的所述气体发生器的所述额定速度的20％和60％之间的范围内的速度连续旋转；
-被称为转动模式的待命模式，其中所述涡轮轴发动机(20)的所述气体发生器以在所述额定速度的5％和20％之间的范围内的速度连续旋转。
3.根据权利要求2所述的架构，其特征在于：
-被配置成以所述快速重新激活模式驱动所述涡轮轴发动机(20)的所述气体发生器的每个重新激活系统(30；40)包括由能量存储单元(33；43)形成的电源；
-被配置成以所述正常重新激活模式或者待命模式驱动所述涡轮轴发动机(20)的所述气体发生器的每个重新激活系统(30；40)包括由直升机的机载网络(51)形成的电源。
4.根据权利要求3所述的架构，其特征在于，所述机载网路(51)为被配置成提供飞行器的兼容的AC电压的网路。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的架构，其特征在于，所述架构包括：
-至少一个第一重新激活系统(30)，所述第一重新激活系统(30)被配置成能够以快速重新激活模式、正常重新激活模式和至少一个待命模式驱动所述涡轮轴发动机；
-至少一个第二重新激活系统(40)，所述第二重新激活系统(40)被配置成能够只以所述正常重新激活模式驱动所述涡轮轴发动机。
6.根据权利要求5所述的架构，其特征在于，所述第二重新激活系统(40)还被配置成能够以所述快速重新激活模式驱动所述涡轮轴发动机。
7.根据权利要求1至4中任一项所述的架构，其特征在于，所述架构包括：
-至少一个第一重新激活系统(30)，所述第一重新激活系统(30)被配置成能够以所述快速重新激活模式和所述正常重新激活模式驱动所述涡轮轴发动机；
-至少一个第二重新激活系统(40)，所述第二重新激活系统(40)被配置成能够只以所述待命模式驱动所述涡轮轴发动机。
8.根据权利要求7所述的架构，其特征在于，所述第二重新激活系统(40)还被配置成能够以所述正常重新激活模式驱动所述涡轮轴发动机(20)。
9.一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权利要求1至8中任一项所述的架构。
CN201580054769.4A 2014-10-13 2015-10-06 包括混合涡轮轴发动机和用于重新激活所述混合涡轮轴发动机的系统的直升机推进系统的架构 Active CN106795774B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1459777 2014-10-13
FR1459777A FR3027058B1 (fr) 2014-10-13 2014-10-13 Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant un turbomoteur hybride et un systeme de reactivation de ce turbomoteur hybride
PCT/FR2015/052683 WO2016059320A1 (fr) 2014-10-13 2015-10-06 Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant un turbomoteur hybride et un systeme de reactivation de ce turbomoteur hybride

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106795774A true CN106795774A (zh) 2017-05-31
CN106795774B CN106795774B (zh) 2020-01-10

Family

ID=51987386

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201580054769.4A Active CN106795774B (zh) 2014-10-13 2015-10-06 包括混合涡轮轴发动机和用于重新激活所述混合涡轮轴发动机的系统的直升机推进系统的架构

Country Status (11)

Country Link
US (2) US11161603B2 (zh)
EP (1) EP3207223B1 (zh)
JP (1) JP6639510B2 (zh)
KR (1) KR102447272B1 (zh)
CN (1) CN106795774B (zh)
CA (1) CA2963694C (zh)
ES (1) ES2676275T3 (zh)
FR (1) FR3027058B1 (zh)
PL (1) PL3207223T3 (zh)
RU (1) RU2689223C2 (zh)
WO (1) WO2016059320A1 (zh)

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3019219B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant
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
EP3325342A4 (en) * 2015-07-20 2019-02-27 Sikorsky Aircraft Corporation SYSTEM FOR CONTROLLING ENGINE RESTART IN FLIGHT OF GYR
US11415063B2 (en) 2016-09-15 2022-08-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse-flow gas turbine engine
US10800536B2 (en) * 2017-06-09 2020-10-13 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US11187859B2 (en) 2017-06-28 2021-11-30 Corning Research & Development Corporation Fiber optic connectors and methods of making the same
US10359577B2 (en) 2017-06-28 2019-07-23 Corning Research & Development Corporation Multiports and optical connectors with rotationally discrete locking and keying features
US11668890B2 (en) 2017-06-28 2023-06-06 Corning Research & Development Corporation Multiports and other devices having optical connection ports with securing features and methods of making the same
US11300746B2 (en) 2017-06-28 2022-04-12 Corning Research & Development Corporation Fiber optic port module inserts, assemblies and methods of making the same
BR112019028244A2 (pt) 2017-06-28 2020-07-07 Corning Research & Development Corporation conectores compactos de fibra óptica que têm múltiplas pegadas de conector, juntamente com conjuntos de cabo e métodos de fabricação dos mesmos
US10906637B2 (en) * 2018-05-17 2021-02-02 Textron Innovations Inc. Assisted landing systems for rotorcraft
EP4339440A2 (en) 2018-08-08 2024-03-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-engine system and method
US11628942B2 (en) 2019-03-01 2023-04-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Torque ripple control for an aircraft power train
EP3931091A4 (en) 2019-03-01 2023-01-11 Pratt & Whitney Canada Corp. DISTRIBUTED PROPULSION CONFIGURATIONS FOR AIRCRAFT WITH MIXED PROPULSION SYSTEMS
US11732639B2 (en) 2019-03-01 2023-08-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Mechanical disconnects for parallel power lanes in hybrid electric propulsion systems
US11535392B2 (en) 2019-03-18 2022-12-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Architectures for hybrid-electric propulsion
US11294133B2 (en) 2019-07-31 2022-04-05 Corning Research & Development Corporation Fiber optic networks using multiports and cable assemblies with cable-to-connector orientation
US11487073B2 (en) 2019-09-30 2022-11-01 Corning Research & Development Corporation Cable input devices having an integrated locking feature and assemblies using the cable input devices
EP3805827A1 (en) 2019-10-07 2021-04-14 Corning Research & Development Corporation Fiber optic terminals and fiber optic networks having variable ratio couplers
US11650388B2 (en) 2019-11-14 2023-05-16 Corning Research & Development Corporation Fiber optic networks having a self-supporting optical terminal and methods of installing the optical terminal
US11536921B2 (en) 2020-02-11 2022-12-27 Corning Research & Development Corporation Fiber optic terminals having one or more loopback assemblies
US11486472B2 (en) 2020-04-16 2022-11-01 United Technologies Advanced Projects Inc. Gear sytems with variable speed drive
US11772807B2 (en) * 2020-06-18 2023-10-03 Textron Innovations Inc. Electric distributed anti-torque architecture
US11604320B2 (en) 2020-09-30 2023-03-14 Corning Research & Development Corporation Connector assemblies for telecommunication enclosures
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
US11927810B2 (en) 2020-11-30 2024-03-12 Corning Research & Development Corporation Fiber optic adapter assemblies including a conversion housing and a release member
US11686913B2 (en) 2020-11-30 2023-06-27 Corning Research & Development Corporation Fiber optic cable assemblies and connector assemblies having a crimp ring and crimp body and methods of fabricating the same
US11880076B2 (en) 2020-11-30 2024-01-23 Corning Research & Development Corporation Fiber optic adapter assemblies including a conversion housing and a release housing
JP7430134B2 (ja) * 2020-12-22 2024-02-09 本田技研工業株式会社 航空機用推進システム
US11947167B2 (en) 2021-05-26 2024-04-02 Corning Research & Development Corporation Fiber optic terminals and tools and methods for adjusting a split ratio of a fiber optic terminal
FR3135843B1 (fr) 2022-05-17 2024-04-05 Safran Helicopter Engines Machine électrique synchrone pour aéronef, dispositif de propulsion, turbomoteur et procédé associés
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

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5152141A (en) * 1991-04-08 1992-10-06 Avco Corporation Management of electrically driven engine accessories
US20080211237A1 (en) * 2006-11-23 2008-09-04 Hispano Suiza Electrical power supply for an aircraft
EP2404775A2 (fr) * 2010-07-08 2012-01-11 Eurocopter Architecture électrique pour aéronef à voiture tournante à motorisation hybride
WO2012059671A2 (fr) * 2010-11-04 2012-05-10 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
US20130086919A1 (en) * 2011-10-11 2013-04-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting of aircraft engine
US20140250909A1 (en) * 2013-03-11 2014-09-11 Bell Helicopter Textron Inc. Series Battery Start Controller
FR3003514A1 (fr) * 2013-03-25 2014-09-26 Eurocopter France Aeronef a voilure tournante a motorisation hybride.

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1151717A (fr) 1956-06-20 1958-02-05 écrou indessérable
FR1359766A (fr) 1963-03-12 1964-04-30 Appareil de traitement médical
US4276743A (en) * 1976-11-19 1981-07-07 The Garrett Corporation Fuel control system
US20060017328A1 (en) * 2003-02-10 2006-01-26 Bryde Jan H Control system for distributed power generation, conversion, and storage system
RU2289714C2 (ru) * 2004-11-04 2006-12-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Летательный аппарат
US8018086B2 (en) * 2009-05-18 2011-09-13 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid constant/variable frequency starter drive
FR3013390B1 (fr) * 2013-11-19 2019-01-25 Safran Helicopter Engines Turbomachine et procede de regulation

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5152141A (en) * 1991-04-08 1992-10-06 Avco Corporation Management of electrically driven engine accessories
US20080211237A1 (en) * 2006-11-23 2008-09-04 Hispano Suiza Electrical power supply for an aircraft
EP2404775A2 (fr) * 2010-07-08 2012-01-11 Eurocopter Architecture électrique pour aéronef à voiture tournante à motorisation hybride
WO2012059671A2 (fr) * 2010-11-04 2012-05-10 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
US20130219905A1 (en) * 2010-11-04 2013-08-29 Turbomeca Method of optimizing the specific fuel consumption of a twin engine helicopter and twin engine architecture with control system for implementing it
US20130086919A1 (en) * 2011-10-11 2013-04-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting of aircraft engine
US20140250909A1 (en) * 2013-03-11 2014-09-11 Bell Helicopter Textron Inc. Series Battery Start Controller
FR3003514A1 (fr) * 2013-03-25 2014-09-26 Eurocopter France Aeronef a voilure tournante a motorisation hybride.

Also Published As

Publication number Publication date
JP6639510B2 (ja) 2020-02-05
CA2963694A1 (fr) 2016-04-21
ES2676275T3 (es) 2018-07-18
US20220024568A1 (en) 2022-01-27
RU2017113510A3 (zh) 2019-04-02
WO2016059320A1 (fr) 2016-04-21
US11597504B2 (en) 2023-03-07
CN106795774B (zh) 2020-01-10
JP2017537268A (ja) 2017-12-14
KR20170070063A (ko) 2017-06-21
US20170305541A1 (en) 2017-10-26
US11161603B2 (en) 2021-11-02
RU2017113510A (ru) 2018-11-15
EP3207223A1 (fr) 2017-08-23
EP3207223B1 (fr) 2018-05-16
RU2689223C2 (ru) 2019-05-24
KR102447272B1 (ko) 2022-09-29
FR3027058A1 (fr) 2016-04-15
PL3207223T3 (pl) 2018-09-28
CA2963694C (fr) 2023-03-14
FR3027058B1 (fr) 2016-11-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106795774A (zh) 包括混合涡轮轴发动机和用于重新激活所述混合涡轮轴发动机的系统的直升机推进系统的架构
ES2702329T3 (es) Estructura de un sistema propulsor de un helicóptero de varios motores y helicóptero correspondiente
CN108016623B (zh) 用于增强主动力装置的系统和方法
KR101914313B1 (ko) 항공기 가스 터빈으로 인가되는 전기의 발생을 제어하기 위한 방법 및 상기 방법을 구현하는 장치
CN107000848B (zh) 具有选择性联接装置的推进单元
RU2692513C2 (ru) Гибридная силовая установка многомоторного летательного аппарата
EP2684798B1 (fr) Architecture d'alimentation hybride en puissance mécanique d'un rotor, gérée à partir du réseau de bord d'un giravion
US11548651B2 (en) Asymmeiric hybrid aircraft idle
RU2702945C2 (ru) Съемный блок реактивации газотурбинного двигателя, архитектура силовой установки многомоторного вертолета, оснащенной таким блоком, и соответствующий вертолет
KR20160138086A (ko) 다발 엔진 헬리콥터 추진 시스템의 구성 및 대응하는 헬리콥터
RU2013119963A (ru) Способ оптимизации удельного расхода двухмоторного вертолета и двухмоторная конструкция с системой регулирования для его применения
JP2017512697A (ja) 航空機のエネルギー網の包括的管理を最適化する方法および対応する装置
CN106460660B (zh) 涡轮轴发动机，配备有这种涡轮轴发动机的双引擎直升机，和用于优化这种双引擎直升机的零功率超级怠速的方法
CN105829680A (zh) 自动控制直升机涡轮轴发动机的运行速度的方法，对应的控制设备以及具有该设备的直升机
US20230139190A1 (en) Hybrid electric single engine descent energy management
US20230136062A1 (en) Hybrid electric single engine descent power extraction control
EP4023477A1 (en) Parallel hybrid power plant with hollow motor

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant