CN112141350A - 一种直升机地面开车方法 - Google Patents
一种直升机地面开车方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN112141350A CN112141350A CN202011020463.6A CN202011020463A CN112141350A CN 112141350 A CN112141350 A CN 112141350A CN 202011020463 A CN202011020463 A CN 202011020463A CN 112141350 A CN112141350 A CN 112141350A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- power
- engine
- helicopter
- ground
- slow
- 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
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 34
- 230000005283 ground state Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 10
- 238000010792 warming Methods 0.000 claims description 9
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 4
- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 3
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims description 3
- 239000011295 pitch Substances 0.000 claims 2
- 238000010205 computational analysis Methods 0.000 claims 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012827 research and development Methods 0.000 description 1
- 238000007790 scraping Methods 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 230000002194 synthesizing effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
- B64D31/02—Initiating means
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
Abstract
本发明公开了一种直升机地面开车方法，包括：在分析确定直升机地慢转速的前提下，计算地慢转速时发动机的最小输出功率，计算分析在不同总距下全机的需用功率，通过对比输出功率和需用功率，确定满足匹配发动输出功率和旋翼系统需用功率的总距值；在直升机地慢开车时，在地慢状态下，将总距提到相应位置，使得地慢运转时的全机功率输入输出平衡；在发动机从地慢到飞慢过程中，将总距放低，降低需用功率，从而完成地面开车流程。本发明方法可以有效地避免在直升机地慢运转中由于发动机输出功率和旋翼系统吸收功率不匹配可能对发动机和直升机造成损伤。
Description
技术领域
本发明涉及涡轴发动机的直升机研发设计，具体涉及一种直升机地面开车方法，保证了在发动机地面暖车阶段，发动机输出功率和旋翼系统输入功率相匹配，避免由于功率不匹配带来的发动机进入二阶临界区域破坏发动机以及进入旋翼和尾减的不允许停留转速区域损坏直升机。
背景技术
大部分安装涡轴发动机的直升机在进行飞行前，都在进行地慢开车，目的是进行发动机暖车、实现高转速与低转速间的缓冲，最终使得发动机在最小状态下各系统工作正常。通常，发动机在常温条件下地慢状态暖机时间为3min左右，低温条件下暖机时间为5min，暖机主要是为了避免发动机叶尖间隙、轴承及篦齿间隙、封严等不均匀而导致刮磨或附加阻力等导致的发动机损伤问题。
在发动机暖车时，由于输出功率较低，发动机动力涡轮转速(Np)、旋翼系统和传动系统的转速都维持在某个相对于飞行时较低的转速(相对于飞行时的转速)，称为地慢转速，而地慢转速的制定需要避开发动机一阶和二阶临界转速范围以及直升机旋翼和尾桨不允许停留转速，另外还需考虑全机动力学等因素，最终地慢转速的选择范围可能会极小，而且地慢转速可能会较低。
发动机在保持地慢转速运转时会输出一定的功率给旋翼系统和传动系统，而一般情况下，直升机在地面启动时，旋翼的总距会在低位，而旋翼系统在地慢转速情况时吸收的功率有限，很有可能无法完全可以吸收发动机地慢运转时输出的功率。在这种情况下，发动机无法稳定在地慢转速(为了维持地慢转速，即使发动机动力涡轮转速(Ng)降到最低正常工作转速仍存在输出功率大于直升机需求功率)，发动机动力涡轮转速(Np)转速将上升到发动机二阶临界转速区域以及直升机旋翼和尾桨的不允许停留转速区域，Np转速处于发动机二阶临界转速区域会造成发动机振动大甚至损坏发动机，Np转速处于直升机旋翼和尾桨不允许停留转速区域会造成旋翼/尾桨损坏，损坏直升机。
发明内容
本发明的目的是提供一种直升机地面开车方法，可以有效地避免在直升机地慢运转中由于发动机输出功率和旋翼系统吸收功率不匹配可能对发动机和直升机造成损伤。
为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：
一种直升机地面开车方法，包括以下步骤：
在分析确定直升机地慢转速的前提下，计算地慢转速时发动机的最小输出功率，计算分析在不同总距下全机的需用功率，通过对比输出功率和需用功率，确定满足匹配发动输出功率和旋翼系统需用功率的总距值；在直升机地慢开车时，在地慢状态下，将总距提到相应位置，使得地慢运转时的全机功率输入输出平衡；在发动机从地慢到飞慢过程中，将总距放低，降低需用功率，从而完成地面开车流程。
进一步地，所述分析确定直升机地慢转速，包括：
根据发动机提供的临界转速范围，结合旋翼和尾桨的不允许停留转速以及考虑全机动力学因素，确定地慢转速可停留范围；所述可停留范围不与所述临界转速范围、不允许停留转速重叠；在保证可以满足发动机暖车需求的前提下，从所述可停留范围内选择地慢转速。
进一步地，所述计算分析在不同总距下全机的需用功率，包括：
计算发动机提供的在地慢转速运转时输出的最小功率为Pout。
由专业软件或者根据旋翼塔、尾桨台试验结果，获得主旋翼和尾桨在地慢转速运转时，不同总距对应的旋翼功率Pmr和尾桨功率Ptr，可表示为Pmr+Ptr；统计直升机在地慢转速时，全机附件功率Paux，计算传动系统的功率损失比例kloss；
基于所述旋翼功率Pmr和尾桨功率Ptr、全机附件功率Paux和功率损失比例kloss，确定在不同总距对应全机需用功率Pin。
进一步地，所述在不同总距对应全机需用功率Pin，表示为：
进一步地，所述全机附件功率中包括全机电气系统负载、燃油泵负载和液压泵负载。
进一步地，所述计算传动系统的功率损失比例时，按每级传动1％计算。
进一步地，所述确定满足匹配发动输出功率和旋翼系统需用功率的总距值，包括：
根据计算的发动机地慢转速时最小输出功率Pout，通过插值计算当不同总距对应全机需用功率Pin＝Pout时的总距值CL。
进一步地，所述直升机的地面开车策略为：
(1)地面开车前，总距放在低距；
(2)控制发动机启动至地慢状态稳定，然后上提总距杆到CL；
(3)控制发动机开关到“飞行”位，观察旋翼转速，当Nr达到70％时下放总距到底；
(4)发动机进入“飞慢”状态，达到地慢暖机的目标。
与现有技术相比，本发明具有以下技术特点：
本发明提出了的直升机地面开车方法，通过计算在地慢转速时的发动机需用功率和全机需用功率，得到对应的匹配总距值，使得发动机在地面慢车是达到暖机的目的，同时避免了发动机和直升机应为全机功率不匹配带来可能的损失。对于多发直升机，大大降低了地面开车时间，提高了直升机运转效率，本发明成果已在某型机研发设计过程中成功得运用。
附图说明
图1为本发明方法的流程示意图。
具体实施方式
参见图1，本发明提出了一种直升机地面开车方法，包括以下步骤：
在分析确定直升机地慢转速的前提下，计算地慢转速时发动机的最低输出功率，计算分析在不同总距下全机的需用功率，通过对比输出功率和需用功率，确定满足匹配发动输出功率和旋翼系统需用功率的总距值；在直升机地慢开车时，在地慢状态下，将总距提到相应位置，使得地慢运转时的全机功率输入输出平衡；在发动机从地慢到飞慢过程中，将总距放低，降低需用功率，从而完成地面开车流程。下面对上述技术方案作进一步说明。
步骤1，根据发动机提供的临界转速范围，结合旋翼和尾桨的不允许停留转速以及考虑全机动力学等因素，确定地慢转速可停留范围，在保证可以满足发动机暖车需求的前提下，制定合理的地慢转速；
例如根据发动机的转速范围，确定允许停留范围；基于旋翼和尾桨的不允许停留转速，也确定允许停留范围；综合两个允许停留范围可得到地慢转速可停留范围，然后在其中选取一个地慢转速；当地慢转速不合适时，重新选取。
步骤2，计算发动机提供的在地慢转速运转时输出的最小功率为Pout。
步骤3，由专业软件或者根据旋翼塔、尾桨台试验结果，获得主旋翼和尾桨在地慢转速运转时，不同总距(CL)对应的旋翼功率Pmr和尾桨功率Ptr，可表示为Pmr+Ptr＝f(CL)，通常可拟合为二次曲线。
步骤4，统计直升机在地慢转速时，全机附件功率Paux，通常包括全机电气系统负载、燃油泵负载和液压泵负载等。
步骤5，计算传动系统的功率损失比例kloss，可按每级传动1％计算。
步骤6，按照下面公式，计算直升机在地慢转速运转时，在不同总距对应全机需用功率Pin：
步骤7，根据上述计算的发动机地慢转速时最小输出功率Pout，通过插值计算当Pin＝Pout时的总距值CL。
步骤8，按照上述计算结果，给出地面开车策略为：
(1)地面开车前，总距放在低距；
(2)控制发动机启动至地慢状态稳定，然后上提总距杆到CL；
(3)控制发动机开关到“飞行”位，观察旋翼转速，当Nr达到70％时下放总距到底；
(4)发动机进入“飞慢”状态，达到地慢暖机的目标。
以某型直升机尾桨为例：
发动机临界转速范围为38％～48％和52％～75％；则允许停留范围为48％～52％；而旋翼和尾桨不允许停留的转速范围例如35％～40％和55％～60％，则允许停留范围为40％～55％；综合两个允许停留范围可得到地慢转速可停留范围48％～52％；然后可初步确定其中的中值50％为地面地慢转速；当地慢转速不合适时，重新选取。
最终确定地慢转速为50％。装两台发动机，每台发动机装机后，50％转速情况下，最小输出功率为70kW，两台发动机Pout＝140kW。
由计算得出，在50％转速情况下，旋翼和尾桨总功率与总距的关系曲线拟合为Pmr+Ptr＝1.89CL2+3.0CL+84.0。全机附件功率Paux＝10kW。三级传动，因此传动损失kloss＝3％。根据公式可计算得出总距为4°时，Pin＝Pout。
本发明设计的地面开车方法，可以有效达到发动机暖车的目标；该方法设计流程简单可靠，无需更改发动机、旋翼和尾桨动力学设计，无需付出额外代价；在确定地慢转速的前提下，通过计算发动机最小输出功率和全机需用功率，得到平衡全机输出功率和输入功率的总距值，保证了全机地慢开车时稳定运转。
对于多台涡轴发动机的直升机，如果每台发动机分别间隔从地慢启动到飞慢，每台发动机都要在地慢转速停留，而一般发动机的暖机时间在2至5min左右，从而会造成直升机的地面开车时间过长。采用上述方法，可以准确获得平衡全机功率对应的总距值，在地慢运转时下提高至该总距，使得多台发动机可以在地慢状态进行并车同时暖机，大大减少了地面开车的时间。
以上实施例仅用于说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行同等替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本申请的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种直升机地面开车方法，其特征在于，包括以下步骤：
在分析确定直升机地慢转速的前提下，计算地慢转速时发动机的最小输出功率，计算分析在不同总距下全机的需用功率，通过对比输出功率和需用功率，确定满足匹配发动输出功率和旋翼系统需用功率的总距值；在直升机地慢开车时，在地慢状态下，将总距提到相应位置，使得地慢运转时的全机功率输入输出平衡；在发动机从地慢到飞慢过程中，将总距放低，降低需用功率，从而完成地面开车流程。
2.根据权利要求1所述的直升机地面开车方法，其特征在于，所述分析确定直升机地慢转速，包括：
根据发动机提供的临界转速范围，结合旋翼和尾桨的不允许停留转速以及考虑全机动力学因素，确定地慢转速可停留范围；所述可停留范围不与所述临界转速范围、不允许停留转速重叠；在保证可以满足发动机暖车需求的前提下，从所述可停留范围内选择地慢转速。
3.根据权利要求1所述的直升机地面开车方法，其特征在于，所述计算分析在不同总距下全机的需用功率，包括：
计算发动机提供的在地慢转速运转时输出的最小功率为Pout。
由专业软件或者根据旋翼塔、尾桨台试验结果，获得主旋翼和尾桨在地慢转速运转时，不同总距对应的旋翼功率Pmr和尾桨功率Ptr，可表示为Pmr+Ptr；统计直升机在地慢转速时，全机附件功率Paux，计算传动系统的功率损失比例kloss；
基于所述旋翼功率Pmr和尾桨功率Ptr、全机附件功率Paux和功率损失比例kloss，确定在不同总距对应全机需用功率Pin。
4.根据权利要求3所述的直升机地面开车方法，其特征在于，所述在不同总距对应全机需用功率Pin，表示为：
5.根据权利要求3所述的直升机地面开车方法，其特征在于，所述全机附件功率中包括全机电气系统负载、燃油泵负载和液压泵负载。
6.根据权利要求3所述的直升机地面开车方法，其特征在于，所述计算传动系统的功率损失比例时，按每级传动1％计算。
7.根据权利要求1所述的直升机地面开车方法，其特征在于，所述确定满足匹配发动输出功率和旋翼系统需用功率的总距值，包括：
根据计算的发动机地慢转速时最小输出功率Pout，通过插值计算当不同总距对应全机需用功率Pin＝Pout时的总距值CL。
8.根据权利要求1所述的直升机地面开车方法，其特征在于，所述直升机的地面开车策略为：
(1)地面开车前，总距放在低距；
(2)控制发动机启动至地慢状态稳定，然后上提总距杆到CL；
(3)控制发动机开关到“飞行”位，观察旋翼转速，当Nr达到70％时下放总距到底；
(4)发动机进入“飞慢”状态，达到地慢暖机的目标。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202011020463.6A CN112141350B (zh) | 2020-09-25 | 2020-09-25 | 一种直升机地面开车方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202011020463.6A CN112141350B (zh) | 2020-09-25 | 2020-09-25 | 一种直升机地面开车方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN112141350A true CN112141350A (zh) | 2020-12-29 |
| CN112141350B CN112141350B (zh) | 2022-12-30 |
Family
ID=73896903
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202011020463.6A Active CN112141350B (zh) | 2020-09-25 | 2020-09-25 | 一种直升机地面开车方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN112141350B (zh) |
Citations (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB470284A (en) * | 1935-03-01 | 1937-08-12 | Woodward Governor Co | Automatic governor control for controllable pitch propeller |
| GB1002224A (en) * | 1963-07-18 | 1965-08-25 | Rolls Royce | Control system for vehicle e.g. helicopter |
| US3930366A (en) * | 1974-07-17 | 1976-01-06 | General Motors Corporation | Helicopter power plant control |
| US4692093A (en) * | 1982-05-28 | 1987-09-08 | The Garrett Corporation | Ram air turbine |
| CN1046398A (zh) * | 1989-04-11 | 1990-10-24 | 联合技术公司 | 飞机螺旋桨的转速和桨距的地面状态控制 |
| CN102520620A (zh) * | 2011-11-18 | 2012-06-27 | 南京航空航天大学 | 单旋翼直升机/涡轴发动机通用综合模型的构建方法 |
| CN106005398A (zh) * | 2016-05-20 | 2016-10-12 | 程靖 | 变桨距旋翼机油门桨距自动配合控制方法 |
| US20170275011A1 (en) * | 2014-10-01 | 2017-09-28 | Sikorsky Aircraft Corporation | Power management between a propulsor and a coaxial rotor of a helicopter |
| US20170297732A1 (en) * | 2015-10-30 | 2017-10-19 | Sikorsky Aircraft Corporation | Power leveling controller |
| CN206598987U (zh) * | 2016-12-02 | 2017-10-31 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机多发动机功率匹配系统 |
| US20180222597A1 (en) * | 2017-02-04 | 2018-08-09 | Bell Helicopter Textron Inc. | Power Demand Anticipation Systems for Rotorcraft |
| US20190031360A1 (en) * | 2017-07-28 | 2019-01-31 | Ge Avio Srl | System and method for determining minimum pitch and minimum gas generator idle condition |
| CN109677588A (zh) * | 2018-12-11 | 2019-04-26 | 中国航空工业集团公司西安航空计算技术研究所 | 一种螺旋桨与发动机功率匹配控制方法、装置及存储介质 |
| CN110816824A (zh) * | 2019-10-25 | 2020-02-21 | 中航西飞民用飞机有限责任公司 | 一种涡轮螺旋桨飞机动力控制方法 |
| CN110920905A (zh) * | 2019-12-16 | 2020-03-27 | 洲际联合超伦科技（北京）有限公司 | 活塞发动机与无人直升机的飞行匹配方法 |
| CN110937130A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-03-31 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 一种适用于长航时涡桨动力无人机桨发匹配优化方法 |
-
2020
- 2020-09-25 CN CN202011020463.6A patent/CN112141350B/zh active Active
Patent Citations (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB470284A (en) * | 1935-03-01 | 1937-08-12 | Woodward Governor Co | Automatic governor control for controllable pitch propeller |
| GB1002224A (en) * | 1963-07-18 | 1965-08-25 | Rolls Royce | Control system for vehicle e.g. helicopter |
| US3930366A (en) * | 1974-07-17 | 1976-01-06 | General Motors Corporation | Helicopter power plant control |
| US4692093A (en) * | 1982-05-28 | 1987-09-08 | The Garrett Corporation | Ram air turbine |
| CN1046398A (zh) * | 1989-04-11 | 1990-10-24 | 联合技术公司 | 飞机螺旋桨的转速和桨距的地面状态控制 |
| US5029091A (en) * | 1989-04-11 | 1991-07-02 | United Technologies Corporation | Ground mode control of aircraft propeller speed and pitch |
| CN102520620A (zh) * | 2011-11-18 | 2012-06-27 | 南京航空航天大学 | 单旋翼直升机/涡轴发动机通用综合模型的构建方法 |
| US20170275011A1 (en) * | 2014-10-01 | 2017-09-28 | Sikorsky Aircraft Corporation | Power management between a propulsor and a coaxial rotor of a helicopter |
| US20170297732A1 (en) * | 2015-10-30 | 2017-10-19 | Sikorsky Aircraft Corporation | Power leveling controller |
| CN106005398A (zh) * | 2016-05-20 | 2016-10-12 | 程靖 | 变桨距旋翼机油门桨距自动配合控制方法 |
| CN206598987U (zh) * | 2016-12-02 | 2017-10-31 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机多发动机功率匹配系统 |
| US20180222597A1 (en) * | 2017-02-04 | 2018-08-09 | Bell Helicopter Textron Inc. | Power Demand Anticipation Systems for Rotorcraft |
| US20190031360A1 (en) * | 2017-07-28 | 2019-01-31 | Ge Avio Srl | System and method for determining minimum pitch and minimum gas generator idle condition |
| CN109677588A (zh) * | 2018-12-11 | 2019-04-26 | 中国航空工业集团公司西安航空计算技术研究所 | 一种螺旋桨与发动机功率匹配控制方法、装置及存储介质 |
| CN110816824A (zh) * | 2019-10-25 | 2020-02-21 | 中航西飞民用飞机有限责任公司 | 一种涡轮螺旋桨飞机动力控制方法 |
| CN110937130A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-03-31 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 一种适用于长航时涡桨动力无人机桨发匹配优化方法 |
| CN110920905A (zh) * | 2019-12-16 | 2020-03-27 | 洲际联合超伦科技（北京）有限公司 | 活塞发动机与无人直升机的飞行匹配方法 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| 徐志鑫: "无人直升机活塞式发动机控制技术研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库工程科技II辑》 * |
| 杨波: "某型直升机旋翼超转问题研究", 《直升机技术》 * |
| 王小青，黄一敏，杨一栋，曾国贵: "小型无人直升机发动机控制系统设计", 《航空动力学报》 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN112141350B (zh) | 2022-12-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11008111B2 (en) | Propulsion system for an aircraft | |
| EP3421372B1 (en) | Propulsion system for an aircraft | |
| US11542872B2 (en) | Hybrid gas turbine engine system powered warm-up | |
| KR102447272B1 (ko) | 하이브리드 터보샤프트 엔진을 포함하는 헬리콥터의 추진 시스템 및 상기 하이브리드 터보샤프트 엔진을 재활성화하기 위한 시스템을 위한 구조 | |
| US20180354635A1 (en) | Propulsion system for an aircraft | |
| CA2856655C (fr) | Installation motrice trimoteur regulee pour un aeronef a voilure tournante | |
| US10038397B2 (en) | Multiple engine condition matching via electrical power extraction control | |
| CA2799941C (fr) | Procede automatique de regulation d'un groupe de motorisation d'aeronef, dispositif et aeronef | |
| US20100014977A1 (en) | Variable pitch aft propeller vane system | |
| US20200362754A1 (en) | System and method for operating a rotorcraft | |
| US20200277073A1 (en) | Torque balancing for hybrid electric propulsion systems and aircraft utilizing hybrid electric propulsion systems | |
| GB2437163A (en) | A method and controller for operating gas turbine engine | |
| CN112141350B (zh) | 一种直升机地面开车方法 | |
| US20210017878A1 (en) | Compressor operability control for hybrid electric propulsion | |
| US20230203995A1 (en) | Gas turbine engine system with generator | |
| US20220397067A1 (en) | Hybrid electric idle transition for aircraft | |
| EP3839227A1 (en) | Gas turbine engine with variable speed output | |
| CN115315389A (zh) | 自动叶片桨距控制 | |
| US11215117B2 (en) | Gas turbine engine having electric motor applying power to the high pressure spool shaft and method for operating same | |
| US20230312115A1 (en) | Aircraft powerplant(s) for an aircraft with electric machine controlled propulsor speed | |
| CN111509934B (zh) | 双转子电机 | |
| US20230203989A1 (en) | Gas turbine engine system with generator | |
| WO2024009040A1 (fr) | Ensemble pour une turbomachine hybridée électriquement | |
| FR3137665A1 (fr) | Système électrique pour turbomachine | |
| CN116857080A (zh) | 一种直升机发动机控制方法、装置、设备及存储介质 |
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 |