ES2363897A1 - Unidad de potencia auxiliar (apu) de una eronave. - Google Patents
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Abstract
Unidad de potencia auxiliar (APU) de una aeronave.Comprende un módulo de potencia (1) alimentado por combustible (2), una caja de engranajes (5), un generador eléctrico (6), y un elemento seleccionado entre un compresor (4), una bomba hidráulica y combinación de los mismos para proporcionar un modo de funcionamiento de producción de potencia seleccionada entre eléctrica (8), neumática (7) hidráulica y combinación de las mismas; presenta la novedad de comprender un motor eléctrico (9), integrado en el generador eléctrico (6), ambos conectados al módulo de potencia (1) a través de la caja de engranajes (5a) y de un embrague principal (10). Además el compresor (4) y/o bomba hidráulica, también se conectan con el módulo de potencia (1) a través de la caja de engranajes (5a), y del embrague principal (10). Esta arquitectura permite ampliar los modos de funcionamiento de la APU, aumentando sus prestaciones y reduciendo efectos perjudiciales medioambientales.
Description
Unidad de potencia auxiliar (APU) de una
aeronave.
Las unidades de potencia auxiliar (APU) del tipo
de las que convencionalmente se incluyen en las aeronaves para
dotarlas de autonomía, presentan típicos efectos perjudiciales en el
medioambiente como es la contaminación en aeropuertos tanto acústica
como de emisión de gases. Adicionalmente la operación de la aeronave
en tierra puede requerir 3 tipos de fuentes de potencia externa:
eléctrica, neumática de alta o baja presión e hidráulica.
El objeto de la invención es ofrecer una
versatilidad de uso capaz de reducir los efectos perjudiciales
medioambientales a la vez que facilita la operación de la aeronave
en tierra reduciendo el numero y tipo de fuentes de potencia
externa.
Para ello la invención proporciona diferentes
modos de funcionamiento en función de las necesidades que se
requieran de la unidad de potencia auxiliar y según se describe más
adelante.
Las aeronaves actuales, principalmente las de
gran tamaño, normalmente contienen una unidad de potencia auxiliar
(APU) que comprenden un módulo de potencia (motor) alimentado por
combustible, un compresor neumático y/o una bomba hidráulica, una
caja de engranajes y uno o varios generadores eléctricos, para
proporcionar potencia eléctrica, neumática, hidráulica o una
combinación de las mismas. El uso principal del APU está previsto
para cuando la aeronave se encuentra en tierra, los motores
principales apagados y a la misma no se le puede suministrar la
potencia externa, eléctrica, neumática o hidráulica necesaria para
el uso deseado de la aeronave.
De estas fuentes de potencia, es la potencia
eléctrica la que está más fácilmente disponible en los aeropuertos
actualmente. Por otra parte, es la potencia neumática de alta
presión la que está más difícilmente disponible. Cuando la aeronave
está en tierra y se dan condiciones ambientales más extremas, tanto
por temperaturas muy frías o calientes con o sin combinación de alta
humedad, se hace más necesario el acondicionar la cabina
(entendiéndose por cabina la zona que ha de mantenerse presurizada
en vuelo) para el confort de los pasajeros, tripulación y operarios
con el consiguiente incremento de demanda de potencia, y es habitual
y más crítico el uso de la APU por la carencia arriba
mencionada.
La configuración convencional descrita
previamente presenta el inconveniente de que su funcionamiento
produce ruido, al tiempo que consume combustible, descargándose
gases contaminantes en el ambiente, con lo que se produce
contaminación acústica y del aire.
Este modo de funcionamiento permite la total
autonomía de la aeronave pero supone un coste de operación no
despreciable para las aerolíneas. Adicionalmente se prevé que en el
futuro puedan existir mayores restricciones o penalizaciones en el
uso del APU bien por regulaciones nacionales, internacionales o
aeroportuarias, por motivaciones acústicas y/o medioambientales.
Para resolver los inconvenientes anteriormente
indicados, la invención proporciona una nueva arquitectura de la
unidad de potencia auxiliar (APU) de una aeronave, que al igual que
las convencionales comprende un módulo de potencia (motor)
alimentado por combustible, un compresor neumático y/o una bomba
hidráulica, una caja de engranajes y un generador eléctrico para
permitir proporcionar un modo de funcionamiento de producción de
potencia eléctrica, neumática o hidráulica, o simultanear cualquier
combinación de las mismas; pero con la novedad de que además
comprende un motor eléctrico, para lo que el generador eléctrico
puede también funcionar como motor eléctrico (gracias a la
reversibilidad que pueden presentar las máquinas eléctricas), de
forma que el generador/motor eléctrico se conecta al módulo de
potencia a través de la caja de engranajes y a través de un embrague
principal. Igualmente el compresor y/o la bomba hidráulica se
conectan con el módulo de potencia a través de la caja de engranajes
y a través del embrague principal, lo que proporciona una
arquitectura que permite obtener diferentes modos de funcionamiento
de generación de potencia eléctrica en combinación con una potencia
seleccionada entre neumática, hidráulica, y una combinación de las
mismas, de forma similar a como se realiza convencionalmente, pero
además también permite un modo de funcionamiento de producción
únicamente de potencia neumática y/o hidráulica, sin arrancar el
módulo de potencia (motor) y mediante el motor eléctrico que se
alimenta con potencia eléctrica externa, a diferencia del estado de
la técnica en el que se requiere realizar dicho arranque para
suministrar potencia neumática y/o hidráulica. Para el modo de
funcionamiento autónomo convencional es decir, sin necesidad de
suministro de potencia externa eléctrica, neumática o hidráulica, el
embrague principal se mantiene acoplado, pero para el caso del modo
de funcionamiento de producción únicamente de potencia neumática y/o
hidráulica, sin arrancar el módulo de potencia, el embrague
principal se mantiene desacoplado, alimentando a la bomba y/o al
compresor a través de alimentación externa y mediante el motor
eléctrico.
En una realización de la invención el compresor
y/o la bomba hidráulica se conectan con el módulo de potencia a
través de un embrague secundario de la caja de engranajes y del
embrague principal, de manera que se proporciona una arquitectura
que permite establecer una mayor cantidad de modos de funcionamiento
de generación de potencia eléctrica, neumática o hidráulica, o
simultanear cualquier combinación de las mismas, de forma similar a
como se realiza convencionalmente, pero además esta arquitectura, a
parte de los modos descritos, también permite un modo de arranque
del módulo de potencia con alimentación eléctrica interna o externa
a la aeronave.
Para el modo de funcionamiento convencional, es
decir, sin necesidad de suministro de potencia externa eléctrica,
neumática o hidráulica tanto el embrague principal como el
secundario se mantienen acoplados con el módulo de potencia en
funcionamiento. Si se quisiera únicamente generar potencia eléctrica
el embrague principal se mantiene acoplado y el secundario
desacoplado, de esa manera no se pierde potencia por no arrastrar
el módulo de potencia el compresor neumático y/o la bomba
hidráulica.
Para el modo de funcionamiento de generación de
potencia neumática y/o hidráulica con alimentación eléctrica
externa. La APU es capaz de generar potencia neumática y/o
hidráulica, manteniendo el embrague principal desacoplado y el
secundario acoplado, el módulo de potencia apagado y el motor
eléctrico arrastrando el compresor neumático y/o la bomba hidráulica
a través de la caja de engranajes.
Para el modo de funcionamiento de arranque del
módulo de potencia, el motor eléctrico puede ser alimentado por
fuentes de potencia internas, como baterías u otros medios de la
aeronave o por fuentes externas. En este caso el embrague principal
está acoplado y el secundario puede estar acoplado o desacoplado,
aunque por consideraciones de mejora de fiabilidad, y potencia
necesaria, durante el arranque típicamente se encontrará
desacoplado.
Para conseguir toda la funcionalidad
anteriormente comentada, la invención prevé la incorporación de un
módulo de control de la unidad de potencia, que comprende medios de
establecimiento de un modo de funcionamiento seleccionado entre un
modo de generación simultánea de potencia neumática, eléctrica e
hidráulica, un modo de funcionamiento de generación simultánea de
potencia neumática y eléctrica, un modo de generación simultánea de
potencia hidráulica y eléctrica, un modo de producción únicamente de
potencia eléctrica actuando el generador eléctrico mediante el
módulo de potencia, un modo de producción únicamente de potencia
neumática o hidráulica con alimentación externa a la aeronave
arrastrado el compresor o la bomba hidráulica mediante el motor
eléctrico; y un modo de arranque del módulo de potencia mediante el
motor eléctrico y manteniendo típicamente desacoplado el compresor
neumático y/o la bomba hidráulica.
La invención prevé la posibilidad de incorporar
módulos de control independientes de los embragues y del módulo de
potencia, para realizar la funcionalidad anteriormente
comentada.
Una posible configuración incluiría una caja de
engranajes con ejes coaxiales integrados en ejes concéntricos que
comprenden los elementos seleccionados entre el motor eléctrico,
generador eléctrico, embrague principal, embrague secundario, el
compresor neumático, la bomba hidráulica y combinación de los
mismos. En consecuencia los ejes coaxiales pueden combinarse con
ejes no coaxiales, es decir algunos de los elementos anteriores
pueden estar montados sobre ejes coaxiales y otros en ejes no
coaxiales.
Los modos de funcionamiento descritos, están
sobretodo previstos para su aplicación cuando la aeronave se
encuentra en tierra y los motores principales apagados, pero también
cabe la posibilidad de que puedan ser activados en vuelo, sobretodo
el modo de funcionamiento en el que se requiera generar energía
eléctrica sin generar energía neumática.
Al ser el motor eléctrico y el generador
eléctrico el mismo componente físico, éste se constituye como fuente
de generación de potencia eléctrica, o como consumidor de la
misma.
Por otra parte, cabe señalar que los beneficios
comentados se logran a costa de una caja de engranajes más compleja
con un impacto potencial en peso y fiabilidad, que es más acusado en
el caso en el que se incluyan los dos embragues en lugar de uno
sólo.
A continuación para facilitar una mejor
comprensión de esta memoria descriptiva y formando parte integrante
de la misma, se acompañan una serie de figuras en las que con
carácter ilustrativo y no limitativo se ha representado el objeto de
la invención.
Figura 1.- Muestra una representación
esquemática de la arquitectura de un APU convencional.
Figura 2.- Muestra una representación
esquemática de un posible ejemplo de realización del APU de la
invención que incluye un embrague principal y un embrague
secundario, y que proporciona un funcionamiento en el modo en el que
se genera simultáneamente potencia eléctrica y neumática.
Figura 3.- Muestra una representación
esquemática equivalente a la figura anterior pero para el caso en el
que el APU de la invención únicamente genera potencia neumática
mediante el uso de potencia eléctrica externa.
Figura 4.- Muestra una representación
esquemática del APU de la invención similar a la representada en las
figuras 2 y 3, pero para la generación únicamente de potencia
eléctrica mediante el uso del módulo de potencia.
Figura 5.- Muestra una representación
esquemática del APU de la invención similar a la representada en las
figuras 2 a 4, pero para el modo de funcionamiento de arranque del
módulo de potencia.
A continuación se realiza una descripción de la
invención basada en las figuras anteriormente comentadas.
En primer lugar, y con ayuda de la figura 1, se
describe brevemente la configuración de un APU convencional que
cuenta con un módulo de potencia 1 alimentado por combustible 2, con
salida de humos 3 y una entrada de aire 13, que también se aplica a
un compresor 4 para proporcionar potencia neumática 7. Además
comprende un generador eléctrico 6 para generar potencia eléctrica
8. En esta arquitectura es necesaria la incorporación de una caja de
engranajes 5 para ajustar las diferentes velocidades de giro
necesarias entre el módulo de potencia 1 y el generador eléctrico 6
para generar potencia eléctrica y/o neumática. Además,
convencionalmente también se prevé que. la APU pueda generar
potencia hidráulica, neumática o eléctrica o cualquier combinación
de ellas, para lo que en lugar del compresor 6 o en paralelo al
mismo, comprende una bomba hidráulica que no ha sido representada,
para no complicar la figura y facilitar la explicación de la
invención.
Este tipo de arquitectura presenta el
inconveniente de que se genera contaminación acústica y de gases al
producirse las diferentes potencias a partir del funcionamiento del
motor que constituye el módulo de potencia, según fue descrito con
anterioridad.
Para resolver dichos inconvenientes, la
invención proporciona una nueva estructura de APU, que igualmente
incorpora un módulo de potencia 1 alimentado por combustible 2, con
salida de humos 3 y entrada de aire 13, pero con la particularidad
de que dicho módulo 1 se une al compresor 4 mediante un embrague
principal 10 y un embrague secundario 11, que en el ejemplo de
realización están incluidos en la caja de engranajes 5a, pero
igualmente pueden estar fuera de la misma.
Además, el embrague principal 10 constituye el
medio de conexión del módulo de potencia 1 con el generador
eléctrico 6 y con un motor eléctrico 9, ambos con un eje común e
integrados en un mismo elemento físico, y ambos conectados a través
de los engranajes de la caja de engranajes 5a para permitir la
producción de energía (generador eléctrico) y el consumo de la misma
(motor eléctrico), de manera que puede realizar el consumo y
generación de potencia de forma convencional, según se conoce en
otras aplicaciones.
Sobre la base de la arquitectura descrita, se
comprende fácilmente que mediante un módulo de control (no
representado), se permite actuar sobre los diferentes elementos
descritos para conseguir diferentes modos de funcionamiento.
Así, la arquitectura descrita también permite
efectuar la generación de potencia eléctrica 8 y neumática 7 de
forma simultánea, para lo que el embrague principal 10 y embrague
secundario 11 se encuentran acoplados de modo que el módulo de
potencia 1 transmite su giro, a través de la caja de engranajes 5a,
al generador eléctrico 6 y al compresor 4, tal y como se representa
en la figura 2.
Además, mediante el módulo de control se permite
seleccionar un modo de funcionamiento de producción únicamente de
potencia neumática, tal y como se muestra en la figura 3, en la que
el embrague principal 10 se encuentra desacoplado y el embrague
secundario 11 acoplado, y de forma que en este caso se alimenta el
motor eléctrico 9 mediante potencia eléctrica 12 disponible en el
aeropuerto, potencia que es más fácilmente disponible en el
aeropuerto que la potencia neumática (especialmente la de alta
presión) de forma que en este caso se genera la potencia neumática 7
usando el compresor 4 movido eléctricamente por el motor eléctrico 9
a través de la caja de engranajes 5a.
Las líneas de trazos muestran el flujo de
actuación de los diferentes elementos de la APU.
Además, el módulo de control permite establecer
un modo de funcionamiento de generación únicamente de potencia
eléctrica, tal y como se muestra en la figura 4, para lo que el
embrague principal 10 se encuentra acoplado y el embrague secundario
11 desacoplado, de forma que la unidad de potencia 1 mueve
únicamente el generador eléctrico 6 proporcionando la potencia
eléctrica 8. Esta configuración tiene la ventaja de que el compresor
4 no está operativo en este modo de funcionamiento eliminando la
potencia parásita de arrastre del compresor y reduciendo la potencia
necesaria que requeriría un APU convencional.
Además el módulo de control permite seleccionar
un modo de funcionamiento para efectuar el arranque del módulo de
potencia 1 mediante el motor eléctrico 9 que se alimenta de potencia
eléctrica 12 de equipos de tierra previstos en el aeropuerto. En
este caso el embrague principal 10 se encuentra acoplado y el
embrague secundario 11 desacoplado, de manera que el motor eléctrico
9 provoca el desplazamiento angular y arranque del módulo de
potencia 1 a través de los engranajes y del embrague principal 10 de
la caja de engranajes 5a.
Esta configuración ofrece una versatilidad tal
que simplifica y optimiza las secuencias normales de operación del
APU. Así, para arrancar el APU al encontrarse desacoplado el
embrague secundario 11 y quedar el compresor 4 aislado, se evita la
aplicación de la resistencia parásita del compresor neumático 4
durante el arranque del módulo de potencia 1, con lo que los gastos
de energía para lograr el arranque son menores y la fiabilidad de
arranque se ve incrementada. También se prevé la posibilidad de que
para arrancar la unidad de potencia 1, el motor eléctrico 9 pueda
ser alimentado por fuentes de potencia internas, como baterías o
similares (no representadas), y que el embrague secundario 11 pueda
estar acoplado, aunque obviamente por las razones expuestas es
preferible que dicho embrague secundario 11 esté desacoplado.
Es obvio que el generador eléctrico 6 y el motor
eléctrico 9 están dotados de los correspondientes medios de
refrigeración de aceite que típicamente están integrados en la caja
de engranajes 5a.
Claims (5)
1. Unidad de potencia auxiliar (APU) de una
aeronave, que comprende un módulo de potencia (1) alimentado por
combustible (2), una caja de engranajes (5), un generador eléctrico
(6), y un elemento seleccionado entre un compresor (4), una bomba
hidráulica y combinación de los mismos, para proporcionar un modo de
funcionamiento de producción de potencia seleccionada entre
eléctrica (8), neumática (7), hidráulica y combinación de las
mismas; caracterizada porque además comprende un motor
eléctrico (9) que está integrado en el generador eléctrico (6), y se
conectan al módulo de potencia (1) a través de la caja de engranajes
(5a) y de un embrague principal (10); de forma que el elemento
seleccionado entre el compresor (4), bomba hidráulica y combinación
de los mismos se conecta, también con el módulo de potencia (1) a
través de la caja de engranajes (5a), y del embrague principal
(10).
2. Unidad de potencia auxiliar (APU) de una
aeronave, según reivindicación 1, caracterizada porque el
elemento seleccionado entre el compresor (4), bomba hidráulica y
combinación de los mismos se conecta con el módulo de potencia (1) a
través de un embrague secundario (11), de la caja de engranajes
(5a), y del embrague principal (10).
3. Unidad de potencia auxiliar (APU) de una
aeronave, según reivindicaciones 1 o 2, caracterizada porque
comprende un módulo de control de la unidad de potencia auxiliar que
está dotado de medios de establecimiento de un modo de
funcionamiento seleccionado entre un modo de generación simultánea
de potencia neumática, eléctrica e hidráulica, un modo de
funcionamiento de generación simultánea de potencia neumática (7) y
eléctrica (8), un modo de generación simultánea de potencia
hidráulica y eléctrica (8), un modo de producción únicamente de
potencia neumática (7) actuando el compresor (4) mediante el motor
eléctrico (9), un modo de producción únicamente de potencia
eléctrica (8) actuando el generador eléctrico (6) mediante el módulo
de potencia (1), un modo de producción únicamente de potencia
seleccionada entre neumática e hidráulica con alimentación externa a
la aeronave arrastrado el compresor (4) o la bomba hidráulica
mediante el motor eléctrico (9); y un modo de arranque del módulo de
potencia mediante el motor eléctrico (9) y manteniendo desacoplado
el elemento seleccionado entre el compresor (4), la bomba hidráulica
y combinación de ambos.
4. Unidad de potencia auxiliar (APU) de una
aeronave, según reivindicaciones 1 o 2, caracterizada porque
la caja de engranajes comprende ejes coaxiales integrados en ejes
concéntricos que comprenden los elementos seleccionados entre el
motor eléctrico (9), generador eléctrico (6) embrague principal
(10), embrague secundario (11), el compresor neumático (4), la bomba
hidráulica y combinación de los mismos.
5. Unidad de potencia auxiliar (APU) de una
aeronave, según reivindicaciones 1 o 4, caracterizada porque
la caja de engranajes comprende ejes no coaxiales integrados en ejes
separados que comprenden los elementos seleccionados entre el motor
eléctrico (9), generador eléctrico (6) embrague principal (10),
embrague secundario (11), el compresor neumático (4), la bomba
hidráulica y combinación de los mismos.
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Families Citing this family (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102007013345B4 (de) * | 2007-03-20 | 2022-07-07 | Airbus Operations Gmbh | Energieregelvorrichtung für ein Flugzeug |
| US8882028B2 (en) * | 2009-09-21 | 2014-11-11 | Aerion Corporation | Aircraft emergency and backup secondary power apparatus |
| FR2961171B1 (fr) * | 2010-06-10 | 2013-03-08 | Messier Bugatti | Aeronef equipe d'un dispositif de deplacement autonome. |
| IT1404051B1 (it) * | 2011-02-08 | 2013-11-08 | Avio Spa | Gruppo per la generazione di potenza a bordo di un velivolo. |
| FR2975547B1 (fr) * | 2011-05-20 | 2013-06-07 | Turbomeca | Procede de rationalisation de chaine de composants electriques d'un aeronef, architecture de mise en oeuvre et aeronef correspondant |
| FR2983319B1 (fr) * | 2011-11-25 | 2014-02-07 | Turbomeca | Procede et systeme de regulation de puissance en cas de defaillance d'au moins un moteur d'aeronef |
| FR3001442B1 (fr) * | 2013-01-29 | 2016-05-20 | Microturbo | Architecture de fourniture de puissance electrique de secours amelioree dans un aeronef |
| US9382910B2 (en) | 2013-02-28 | 2016-07-05 | Honeywell International Inc. | Auxiliary power units (APUs) and methods and systems for activation and deactivation of a load compressor therein |
| CN104345273B (zh) * | 2013-07-24 | 2017-11-24 | 中国国际航空股份有限公司 | 飞机辅助动力单元起动机性能检测方法和装置 |
| GB2518893B (en) * | 2013-10-07 | 2018-11-21 | Ge Aviat Systems Ltd | Method for predicting an auxiliary power unit fault |
| US9815564B2 (en) | 2013-12-04 | 2017-11-14 | The Boeing Company | Non-propulsive utility power (NPUP) generation system for providing full-time secondary power during operation of an aircraft |
| EP2886387A3 (en) | 2013-12-23 | 2015-12-23 | Rolls-Royce Corporation | Dual redundant motor/generator for an engine |
| US10240521B2 (en) | 2015-08-07 | 2019-03-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Auxiliary power unit with variable speed ratio |
| FR3041607B1 (fr) * | 2015-09-24 | 2018-08-17 | Microturbo | Unite d'alimentation en air sous pression pour aeronef |
| US10309303B2 (en) * | 2016-08-12 | 2019-06-04 | Hamilton Sundstrand Corporation | Systems and methods of generating electrical power |
| FR3056194B1 (fr) * | 2016-09-21 | 2018-10-05 | Safran Electrical & Power | Unite d'alimentation en air sous pression pour aeronef |
| GB202007576D0 (en) * | 2020-05-21 | 2020-07-08 | Rolls Royce Plc | Aircraft cabin blower system |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4043120A (en) * | 1973-10-25 | 1977-08-23 | Brown Boveri-Sulzer Turbomaschinen Ag | Starting arrangement for combined air and gas turbine power plant |
| US4312179A (en) * | 1978-05-05 | 1982-01-26 | Bbc Brown, Boveri & Company, Ltd. | Gas turbine power plant with air reservoir and method of operation |
| US4494372A (en) * | 1983-06-10 | 1985-01-22 | Lockheed Corporation | Multi role primary/auxiliary power system with engine start capability for aircraft |
| US4864812A (en) * | 1987-11-13 | 1989-09-12 | Sundstrand Corporation | Combined auxiliary and emergency power unit |
| US5201798A (en) * | 1990-09-24 | 1993-04-13 | Allied-Signal Inc. | Multifunction integrated power unit and power transfer apparatus therefor |
| EP1630099A2 (en) * | 2004-08-23 | 2006-03-01 | Honeywell International Inc. | Integrated power and pressurization system |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2076897B (en) * | 1980-06-02 | 1983-06-29 | Rockwell International Corp | Integrated auxiliary and environmental control unit |
| US7210653B2 (en) * | 2002-10-22 | 2007-05-01 | The Boeing Company | Electric-based secondary power system architectures for aircraft |
| US6834831B2 (en) * | 2002-12-31 | 2004-12-28 | The Boeing Company | Hybrid solid oxide fuel cell aircraft auxiliary power unit |
| US7975465B2 (en) * | 2003-10-27 | 2011-07-12 | United Technologies Corporation | Hybrid engine accessory power system |
| US7380749B2 (en) * | 2005-04-21 | 2008-06-03 | The Boeing Company | Combined fuel cell aircraft auxiliary power unit and environmental control system |
| CN100448711C (zh) * | 2005-05-30 | 2009-01-07 | 比亚迪股份有限公司 | 机动车辆的变速装置及其变速方法 |
-
2008
- 2008-10-24 ES ES200803020A patent/ES2363897B1/es not_active Expired - Fee Related
-
2009
- 2009-01-08 US US12/318,796 patent/US8118253B1/en active Active
- 2009-10-23 PL PL09821635T patent/PL2347956T3/pl unknown
- 2009-10-23 ES ES09821635.1T patent/ES2540539T3/es active Active
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Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4043120A (en) * | 1973-10-25 | 1977-08-23 | Brown Boveri-Sulzer Turbomaschinen Ag | Starting arrangement for combined air and gas turbine power plant |
| US4312179A (en) * | 1978-05-05 | 1982-01-26 | Bbc Brown, Boveri & Company, Ltd. | Gas turbine power plant with air reservoir and method of operation |
| US4494372A (en) * | 1983-06-10 | 1985-01-22 | Lockheed Corporation | Multi role primary/auxiliary power system with engine start capability for aircraft |
| US4864812A (en) * | 1987-11-13 | 1989-09-12 | Sundstrand Corporation | Combined auxiliary and emergency power unit |
| US5201798A (en) * | 1990-09-24 | 1993-04-13 | Allied-Signal Inc. | Multifunction integrated power unit and power transfer apparatus therefor |
| EP1630099A2 (en) * | 2004-08-23 | 2006-03-01 | Honeywell International Inc. | Integrated power and pressurization system |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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