ES2626180T3 - Procedimiento de optimización de la operabilidad de motorización de una aeronave y grupo de potencia autónomo de puesta en práctica - Google Patents

Procedimiento de optimización de la operabilidad de motorización de una aeronave y grupo de potencia autónomo de puesta en práctica Download PDF

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Abstract

Procedimiento de optimización de la operabilidad de la motorización de una aeronave que comprende motores principales (200) como fuentes de motorización principales, caracterizado por que el mismo consiste, con la ayuda de una fuente de potencia principal (1) de clase motor apta para la certificación de motor para utilización durante todas las fases de vuelo como fuente de motorización, en distribuir la totalidad de la energía no propulsora (Enp) y, durante las fases transitorias de los motores, en proporcionar además parcialmente una potencia suplementaria (kEp, ktEpt) al cuerpo de alta presión HP de los motores principales (200) y aumentar el margen de bombeo de los motores principales (200).

Description

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DESCRIPCION
Procedimiento de optimizacion de la operabilidad de motorizacion de una aeronave y grupo de potencia autonomo de puesta en practica
Ambito tecnico
La invencion concierne a un procedimiento de optimizacion de la operabilidad de la motorizacion de una aeronave, asf como a un grupo de potencia principal apto para poner en practica un procedimiento de este tipo.
La invencion se aplica a la motorizacion de aeronaves, es decir esencialmente tanto a la motorizacion de aviones (reactores, turborreactores, turbopropulsores), como a la motorizacion de helicopteros (turbomotor).
Un motor de aeronave comprende, clasicamente, y de manera simplificada, un conjunto de compresor-camara de combustion-turbina que forma un generador de gases. Despues de su combustion, los gases calientes se expanden en la turbina que arrastra mecanicamente el compresor por medio de un arbol de alta presion (en abreviatura HP) o cuerpo HP, y proporcionan energfa potencial.
En el caso de un avion, esta energfa potencial genera la energfa de propulsion en forma de empuje, ya sea directamente (en los reactores) o bien indirectamente por medio del cuerpo de baja presion BP (en los turborreactores de soplante o los turbopropulsores de helice). En el caso de un helicoptero, esta energfa de propulsion es transmitida a las alas giratorias por intermedio de una caja de transmision de potencia (conocida generalmente con la denominacion BTP). Las turbomaquinas distribuyen energfa en el tiempo correspondiente a un nivel de transmision de potencia instantanea.
Los caudales de aire en el compresor y la turbina pueden provocar, en ciertas condiciones de funcionamiento, el fenomeno denominado de bombeo del compresor que hace ascender los gases calientes del generador de gases hacia la entrada de aire del compresor y puede conducir a las consecuencias mas graves (cafda brusca de la sustentacion, inversion de empuje, rotura de las palas, destruccion del motor). Es necesario por tanto guardar margen de bombeo. Dicho fenomeno debe ser evitado en el ambito aeronautico.
Una lmea de bombeo puede ser trazada para cada fase de vuelo en funcion de la relacion de presion de entrada/salida de aire y del caudal de aire. La lmea de funcionamiento del motor debe permanecer por debajo de esta lmea de bombeo para evitar en particular cualquier perdida de empuje. La separacion entre la lmea de funcionamiento y la lmea de bombeo, denominada margen del bombeo, se reduce cuando la velocidad del cuerpo HP es baja.
El margen de bombeo es tanto mas reducido cuanto que las tomas mecanicas en los cuerpos HP son efectuadas para alimentar los equipos electricos e hidraulicos (alternadores, bombas, etc). Las especificaciones actuales tienden hacia un aumento sensible de estas tomas. Ahora bien, un margen de bombeo suficiente debe poder permitir una aceleracion del cuerpo HP cuando se demande una maniobra de motor y al aire en funcion de las circunstancias del vuelo.
Un funcionamiento similar esta previsto para los turbomotores de helicopteros. Sin embargo, en regimen de avena de un motor (abreviadamente OEI, iniciales de « One Engine Inoperative » en terminologfa inglesa), se demanda al cuerpo HP del motor operativo una aceleracion rapida.
Estado de la tecnica
De manera general, la importancia de las demandas de tomas mecanicas limitan las capacidades de aceleracion de los motores durante las fases transitorias, es decir la operabilidad de la fuente motriz. Para obtener las aceleraciones deseadas, sena util aumentar el margen de bombeo por una lmea de funcionamiento mas baja. Sena igualmente posible tomar aire del motor principal. Pero entonces, tanto en un caso como en el otro, el rendimiento global de la turbomaquina resulta sensiblemente afectado.
Siendo la aeronave un sistema aislado, la unica solucion es limitar temporalmente las demandas de toma mecanica del cuerpo HP. Pero las consecuencias pueden ser funestas en el material y en las funciones ejercidas por los equipos (acondicionamiento de aire de la cabina, tren de aterrizaje, etc). Veanse por ejemplo los documentos US 5 239 830 A, EP 1 630 099 A2.
Exposicion de la invencion
La invencion esta destinada a suprimir la exigencia de toma mecanica de los motores durante las fases transitorias a fin de optimizar la operabilidad del conjunto motor durante estas fases. Para hacer esto, se proporciona una aportacion de potencia, en particular durante estas fases, por una fuente suplementaria de potencia no directamente propulsora de clase motor. Una generacion de potencia es denominada de clase motor cuando la arquitectura y la eficiencia de esta generacion de potencia es apta para la certificacion de motor para utilizacion durante todas las fases de vuelo, del mismo modo que una generacion de potencia proporcionada por un motor principal de aeronave.
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De modo mas preciso, la presente invencion tiene por objeto un procedimiento de optimizacion de la operabilidad de la motorizacion de una aeronave que comprende motores principales como fuentes de motorizacion principales. Dicha optimizacion consiste, con la ayuda de una fuente de potencia principal de clase motor como fuente de motorizacion, en proporcionar la totalidad de la energfa no propulsora y, durante las fases transitorias de los motores, en proporcionar ademas parcialmente una potencia suplementaria al cuerpo HP de los motores principales. Las fases transitorias de los motores recubren de modo mas particular las fases de aceleraciones, los casos de avena y el funcionamiento en modo ralentt
De acuerdo con modos de puesta en practica preferidos, la potencia proporcionada al cuerpo HP de los motores principales es distribuida por un generador electrico que equipa a la fuente de potencia principal en union con un arrancador electrico de los motores principales convertido en motor - como durante el arranque en el suelo de los motores principales - o por toma de aire comprimido de la fuente de potencia principal en union con un arrancador de aire de los motores principales.
En particular, la fuente de potencia principal puede aportar potencia al cuerpo HP de los motores principales a fin de proporcionar tasas de aceleraciones mas elevadas con eventualmente un ralentf regulado a un nivel inferior al ralentf nominal.
De modo mas particular en aplicacion avion, en fase de descenso de vuelo como fase transitoria, la fuente de potencia principal proporciona potencia al cuerpo HP de los motores principales. Se obtiene asf una operabilidad optimizada, en terminos de capacidad de aceleracion maxima, por un aumento del margen de bombeo de los motores principales en una fase de vuelo en la que este margen sena como mmimo sin aportacion de potencia suplementaria, con una lmea de funcionamiento lo mas proxima al bombeo.
De modo mas particular en aplicacion helicoptero, en caso de avena de un motor principal, la fuente de potencia principal proporciona la potencia electrica al cuerpo HP del motor principal operativo para que este ultimo pueda disponer de una capacidad de aceleracion tal que su margen de bombeo sea suficiente. Se preserva, asf, el margen de bombeo con una operabilidad entonces optimizada.
Por tanto en aplicacion aeronave, en fase estabilizada como en fase transitoria, la fuente de potencia principal proporciona potencia al cuerpo HP de los motores principales.
La invencion se refiere igualmente a un grupo de potencia principal, en lo que sigue GPP, apto para optimizar la operabilidad de la motorizacion de una aeronave de acuerdo con el procedimiento anterior. Tal grupo de potencia principal tiene por base un grupo de potencia de tipo grupo auxiliar de potencia, en abreviatura GAP (o APU, iniciales de « Auxiliary Power Unit », en terminologfa inglesa), hecho fiable para ser de clase motor y combinado con medios de regulacion del aire comprimido en cabina.
Los GAP equipan habitualmente las aeronaves para alimentar en el suelo los diferentes equipos consumidores de energfa (potencias electrica, neumatica e hidraulica, acondicionamiento de aire), y arrancar los motores principales. Cuando un motor se avena, ciertos GAP estan suficientemente asegurados para poder ser arrancados de nuevo durante el vuelo a fin de intentar volver a arrancar el motor que falla y/o de proporcionar una parte de la energfa electrica a los equipos en vuelo.
Un GAP se compone clasicamente de un generador de gases y de medios de arrastre de los equipos (compresor de carga, bombas de carburante e hidraulica, generador electrico y/o arrancador/generador electrico, etc), o por medio de una caja de transferencia de potencia, con una adaptacion de las velocidades de rotacion. Una toma de aire en salida del compresor de carga o del compresor de entrada sirve para el arranque neumatico de los motores principales.
La utilizacion de un GAP incluso asegurado durante las fases de vuelo para proporcionar energfa no propulsora es considerado a priori como irrealista debido a un rendimiento de energfa desfavorable con respecto a los motores principales: hacer funcionar un GAP durante toda la duracion del vuelo es consumidor de carburante.
Ahora bien, transformado en grupo de potencia de clase motor para proporcionar la energfa neumatica estrictamente necesaria a la cabina en utilizacion permanente, una aeronave que integra tal grupo presenta entonces un balance favorable y permite optimizar la operabilidad de la motorizacion de la aeronave.
A este respecto, en una aeronave que comprende equipos consumidores de energfa, en particular una cabina renovada de aire y regulada en temperatura y/o en presion con la ayuda de un sistema de regulacion ECS, motores principales de generacion de potencia y una unidad de control de vuelo, un grupo de potencia principal de acuerdo con la invencion - integrado en un compartimiento aislado por un tabique cortafuego de las otras zonas de la aeronave y equipado con una entrada de aire exterior y una tobera de salida - comprende un grupo de potencia de clase motor del tipo anteriormente descrito equipado con un generador de gases y con una turbina de potencia de arrastre de equipos que comprende un compresor de carga. El compresor de carga esta acoplado, por medio de un mando de regulacion que comunica con la unidad de control, al sistema ECS a fin de proporcionar la energfa neumatica necesaria a la cabina.
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De acuerdo con modos de realizacion particulares:
- el grupo de potencia principal esta acoplado a una estructura de recuperacion que comprende una turbina de recuperacion de ene^a de arrastre de los equipos con la turbina de potencia y acoplada, en entrada de aire, a la salida de la cabina para refrigerar, en salida de aire, los equipos, estando el compresor de carga integrado en esta estructura de recuperacion como proveedor de energfa neumatica a la cabina;
- la turbina de recuperacion eyecta un flujo de aire en salida en el compartimiento del grupo de potencia principal que, despues de haber refrigerado los equipos y accesorios contenidos en el compartimiento trasero, es evacuado a la tobera de escape por un efecto de trompa inducido por la velocidad de eyeccion de los gases del flujo de aire caliente de la turbina de potencia.
En estas condiciones, la recuperacion de energfa en salida de la cabina - en forma de presion y/o de temperatura - esta optimizada por la proximidad de la fuente de potencia principal, al tiempo que garantiza una salida de flujo de aire en salida de cabina con una contra-presion controlada en la cabina. Ademas, vincular la recuperacion de energfa a una fuente de generacion de potencia principal, y no a un simple compresor o un alternador, permite absorber sobrevelocidades, que pueden activarse en caso de avena, gracias a la inercia producida por el efecto de masa de los componentes de la fuente de generacion de potencia y del conjunto de los consumidores.
Ademas, la recuperacion de energfa en salida de la cabina puede ser efectuada completando la energfa potencial contenida en el flujo de aire de salida de cabina con la energfa termica utilizada para refrigerar sistemas dedicados a equipos de la aeronave antes de ser nuevamente enriquecido por el intercambio termico entre los citados flujos de aire.
Breve descripcion de las figuras
Otros aspectos, caractensticas y ventajas de la invencion se pondran de manifiesto en la descripcion no limitativa que sigue, relativa a modos de realizacion particulares, refiriendose a los dibujos anejos que representan respectivamente:
- en la figura 1, un grafico de las variaciones de la lmea de funcionamiento de un motor de aeronave;
- en las figuras 2a y 2b, dos esquemas de reparticion de las energfas propulsoras y no propulsoras, especialmente en fase transitoria (vease la figura 2b), proporcionadas por los motores principales y el grupo de potencia principal de una aeronave en vuelo nominal;
- en la figura 3, un esquema de reparticion de las energfas en caso de avena de un motor de helicoptero; y
- en la figura 4, un diagrama de bloques de un ejemplo de grupo de potencia principal de acuerdo con la invencion en un compartimiento trasero de aeronave, en union con una cabina de aeronave equipada con un sistema de control medioambiental ECS.
Descripcion detallada de modos de realizacion
En todas las figuras, los elementos identicos o semejantes, que ejercen una misma funcion, estan identificados con signos de referencia identicos o semejantes.
Refiriendose a la figura 1, el grafico de las variaciones de la lmea de funcionamiento LF de un motor de aeronave esta representado en un sistema de referencia de relacion de presiones de aire P/P en funcion del caudal de aire corregido D para una fase de vuelo dada. El caudal de aire es denominado corregido para permitir una representacion grafica significativa que integra las influencias de los diferentes parametros intervinientes. En este sistema de referencia estan anadidas una lmea de bombeo LP y las lmeas de funcionamiento LF, LF2 del motor. La lmea de funcionamiento LF permanece por debajo de esta lmea de bombeo LP para evitar cualquier perdida de empuje. El margen de bombeo MP de separacion entre la lmea de funcionamiento y la lmea de bombeo disminuye con la velocidad (o el caudal de aire) del cuerpo HP del motor, por ejemplo entre la velocidad maxima Nm y la velocidad de ralentf Nr permitidas para esta fase de vuelo.
Un margen de bombeo reducido aumenta el rendimiento del motor pero puede comprender riesgos de bombeo si la lmea de funcionamiento se aproxima demasiado cerca a la lmea de bombeo. Por ejemplo, durante una aceleracion a partir de la velocidad de ralentf Nr, los puntos de funcionamiento Pf1 en transitorio describen en el grafico la lmea de funcionamiento LF1 de Nr a Nm. La disminucion de margen de bombeo MP a lo largo de esta lmea LF1 es debida a la inyeccion de carburante en la camara de combustion necesaria para la aceleracion del cuerpo HP. La posicion del punto Pf1 representada en el grafico corresponde al margen de bombeo mmimo. Tomas mecanicas en el cuerpo HP para alimentar equipos (vease la flecha PM) reducen igualmente el margen de bombeo. Las especificaciones actuales tienden hacia un aumento sensible de estas tomas, que aumentan sensiblemente los riesgos de bombeo.
Maniobras de motor y al aire durante aceleraciones son entonces delicadas de gestionar. Por otra parte, las tomas de aire (vease la flecha PA) por ejemplo a nivel del compresor del motor, para proporcionar energfa a otros equipos (acondicionamiento de aire de la cabina, etc) aumentan el margen de bombeo. La lmea de funcionamiento pasa
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entonces de la lmea LF a la lmea LF2, este paso implica una perdida de rendimiento a caudal constante como esta ilustrado por la lecha Pr.
Una operabilidad optimizada es realizada por una aportacion de potencia que proviene de una fuente principal, en terminos de capacidad de aceleracion maximizada: tal aportacion permite aumentar la potencia distribuida al arbol del cuerpo HP por provision simultanea de potencia por inyeccion de carburante en la camara de combustion y de potencia que proviene del grupo GPP. Esta aportacion simultanea aumenta la tasa de aceleracion del cuerpo HP, conservando el margen de bombeo MP de los motores principales en una fase de vuelo en la que este margen sena mmimo sin aportacion de potencia suplementaria, con una lmea de funcionamiento LF lo mas proxima al bombeo. Ademas, esta aportacion suplementaria permite disminuir la velocidad de ralentf Nr a margen de bombeo identico en fase transitoria. Ademas, tal aportacion permite en fase estabilizada mantener un nivel de ralentf Nro inferior al determinado por la capacidad de autonoirna del generador de gases.
En ausencia de grupo de potencia principal, cada motor principal proporciona, a igualdad de condiciones nominales, energfa propulsora Ep y energfa no propulsora Enp. Como aparece en detalle en lo que sigue, un GPP puede proporcionar la totalidad o una parte de la energfa no propulsora entre cada motor principal y el GPP. Este GPP distribuye igualmente algunos por cientos de energfa propulsora por provision de potencia al cuerpo HP de los motores principales en las fases transitorias, en particular en caso de avena de un motor principal.
En referencia a la figura 2a, que se refiere a un estado inicial en vuelo estabilizado de una aeronave, la energfa no propulsora Enp es proporcionada a los equipos 100 por los motores principales 200, MP1 y MP2, asf como por el grupo GPP 1 segun una equiparticion Enp/3. Esta equiparticion es igualmente preconizada para definir los puntos de dimensionamiento de las turbomaquinas. En fase de descenso, durante la cual los motores principales no son solicitados, es preferible que la energfa no propulsora sea proporcionada principalmente o totalmente por el grupo GPP.
En variante (vease la figura 2b), la energfa no propulsora Enp es proporcionada solamente por el grupo GPP 1 en vuelo nominal a fin de permitir a los medios de conmutacion (en particular los contactores electricos), en caso de avena de un motor, disponer de tiempo de reaccion suficiente. En efecto, los tiempos de respuesta durante las aceleraciones que haya que proporcionar por un solo motor pueden ser insuficientes si este motor no moviliza toda su potencia (vease en lo que sigue el caso de avena de motor).
Por otra parte, el empuje 300 (2xEp) en vuelo nominal es proporcionado a partes iguales por cada uno de los motores principales. El grupo GPP 1 puede distribuir una proporcion de energfa propulsora kxEp por provision de potencia a cada uno de los cuerpos HP de los motores, pudiendo alcanzar k algunos por cientos.
En caso de avena de un motor MP2 en una aeronave, en particular un helicoptero equipado con un grupo GPP 1, como esta ilustrado en el ejemplo de la figura 3, el motor 200 operativo restante MP1 esta configurado en primer lugar para proporcionar toda la energfa propulsora: su parte de provision de energfa no propulsora Enp a los equipos 100 pasa entonces de Enp/3 (sin avena del otro motor, vease la figura 2a) a 0xEnp, y su provision de energfa propulsora pasa de Ep a 2xEp para dar todo el empuje 300. El grupo GPP 1 esta configurado despues para proporcionar toda la energfa no propulsora Enp, pasando de Enp/3 a Enp. Ventajosamente el grupo GPP 1 continua proporcionando una proporcion kxEp de energfa propulsora al cuerpo HP del motor operativo con un coeficiente k adaptado y una tasa de aceleracion tales que el margen de bombeo del motor operativo sea suficiente. En transitorio, el coeficiente adaptado tiene un valor kt y el grupo GPP proporciona entonces una energfa propulsora transitoria ktEpt al cuerpo HP del motor operativo MP1 que proporciona todo el empuje 2xEpt.
En el caso de una aeronave en fases de vuelo transitorias (vease la figura 2b), en particular para un avion, el grupo GPP 1 distribuye energfa propulsora transitoria ktEpt, con un coeficiente kt, al cuerpo HP de cada uno de los motores principales 200 que proporcionan 1xEpt, siendo 2xEpt la energfa propulsora total que haya que distribuir en fase transitoria. El grupo GPP proporciona tambien la totalidad de la energfa no propulsora, o sea Enp, ademas de la energfa 2ktEpt.
La potencia proporcionada al cuerpo HP de los motores principales es distribuida por el generador, en este caso un alternador, que equipa el grupo GPP en union con el arrancador electrico de los motores principales convertido en motor, como durante el arranque en el suelo de los motores principales.
En particular, el grupo GPP aporta potencia a cuerpo HP de los motores principales a fin de efectuar aceleraciones con un nivel de ralentf regulado lo mas bajo posible.
Refiriendose a la figura 4 de un diagrama de bloques esquematizado, un grupo GPP 1 esta dispuesto en un compartimiento trasero 2 situado aguas abajo de la aeronave 3. La cabina de los pasajeros 4 esta situada mas aguas arriba y acoplada al compartimiento trasero 2 por medio de un compartimiento intermedio 5. Un tabique de presurizacion 6 separa la cabina 4 del compartimiento intermedio y un tabique cortafuego 7 afsla el compartimiento intermedio 5 del compartimiento trasero 2, equipado con una entrada de aire exterior 21 y con una tobera de salida 22.
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El grupo GPP 1 comprende un motor 10 de tipo APU pero de clase motor, combinado con una estructura de recuperacion de energfa. El motor auxiliar se compone de un generador de gases o cuerpo HP 11, que comprende un compresor de entrada 110 de un flujo de aire F1 que proviene de la entrada de aire 21, una camara de combustion 111 y una turbina 112 de arrastre del compresor 110 por un arbol HP 113. Este generador de gases esta acoplado en entrada a un canal de circulacion de aire K1 montado en la entrada de aire exterior 21 y, en salida, a una turbina de potencia 12 que libera un flujo de aire caliente F2, tipicamente de aproximadamente 500 °C a 600 °C.
La estructura de recuperacion de energfa esta centrada en una turbina de recuperacion 13 en union con un dispositivo de insonorizacion 14, a fin de evitar el ascenso de los ruidos aerodinamicos fuera del compartimiento, en particular a la cabina.
Esta turbina de recuperacion 13 esta acoplada a la turbina de potencia 12 para arrastrar equipos 100 - mecanicos, neumaticos (compresores), electricos (alternadores) y/o hidraulicos (bombas) - en particular un compresor de carga 15 y un arrancador/generador 16, por medio de una caja de transferencia de potencia 17 en el ejemplo. Esta caja 17 esta equipada con reductores y reenvfos (no representados) adaptados para la transmision de potencia. La turbina de potencia 12 proporciona su potencia a la caja 17 por medio de un arbol 121, siendo este arbol pasante en el ejemplo ilustrado. Alternativamente este arbol puede ser no pasante o un arbol exterior por una caja de reduccion apropiada (no representada). Esta caja esta equipada ventajosamente con una rueda libre para su desconexion en las fases de no recuperacion, por ejemplo en el caso de puerta de cabina de avion abierta.
El compresor de carga 15 alimenta de aire un sistema de control medioambiental denominado sistema ECS 41 de la cabina 4 para transmitirla, por medio de un mezclador de reciclaje 42, aire comprimido que proviene de la entrada de aire exterior 21 por un ramal K11 del canal K1. El compresor de carga 15 es regulado por un mando de regulacion 19 que comunica con la unidad de control (no representada) a fin de proporcionar la energfa neumatica necesaria a la cabina. En variante, el compresor de entrada 110 puede servir de compresor de carga 15 por una toma de aire apropiada.
Al menos una valvula variable 40, denominada de regulacion de presion en cabina, hace circular el flujo de aire F3 de la salida 43 de la cabina 4 a la estructura de recuperacion de energfa por medio de un canal K2. Ventajosamente, el canal K2 pasa al compartimiento intermedio 5 para que el flujo de aire F3 refrigere las electronicas de potencia 50 de una armario 51 - estando dedicados estos accesorios a diferentes sistemas de funcionamiento de la aeronave (tren de aterrizaje, etc.), naturalmente no operativos cuando la puerta de la cabina esta abierta. A la salida del compartimiento 5, el flujo de aire F3 tiene una temperatura de aproximadamente 40 °C.
La estructura de recuperacion comprende en este ejemplo un intercambiador termico 18 equipado con un circuito primario C1, unido en entrada a la salida del flujo de aire caliente F2 y en salida a la tobera 22 - pasando entonces el flujo F2 tipicamente de una temperatura del orden de 550 °C a 300 °C - y con un circuito secundario C2 unido en entrada al flujo de aire F3 que proviene de la cabina 4 y en salida a la turbina de recuperacion 13. El flujo F3 tiene entonces una temperatura sensiblemente mas elevada que en la entrada (aproximadamente 40 °C), por ejemplo del orden de 150 °C. A la salida de la turbina de recuperacion 13, el flujo de aire F3 es dispersado en el compartimiento trasero 2 para refrigerar los equipos 100 (aproximadamente 40 °C) y despues recuperado en forma de flujo F'3, por reflexion sobre las paredes 200 del compartimiento, en la tobera 22. La recuperacion tiene lugar por un efecto de trompa inducido, en la entrada agrandada 221 de esta tobera, por la velocidad de eyeccion de los gases del flujo de aire caliente F2 de la turbina de potencia 12 a la salida del intercambiador 18.

Claims (10)

  1. 5
    10
    15
    20
    25
    30
    35
    40
    45
    50
    REIVINDICACIONES
    1. Procedimiento de optimizacion de la operabilidad de la motorizacion de una aeronave que comprende motores principales (200) como fuentes de motorizacion principales, caracterizado por que el mismo consiste, con la ayuda de una fuente de potencia principal (1) de clase motor apta para la certificacion de motor para utilizacion durante todas las fases de vuelo como fuente de motorizacion, en distribuir la totalidad de la energfa no propulsora (Enp) y, durante las fases transitorias de los motores, en proporcionar ademas parcialmente una potencia suplementaria (kEp, ktEpt) al cuerpo de alta presion HP de los motores principales (200) y aumentar el margen de bombeo de los motores principales (200).
  2. 2. Procedimiento de optimizacion de acuerdo con la reivindicacion 1, en el cual la potencia proporcionada al cuerpo HP de los motores principales (200) es distribuida por un generador electrico que equipa a la fuente de potencia principal en union con un arrancador electrico de los motores principales (200) convertido en motor.
  3. 3. Procedimiento de optimizacion de acuerdo con la reivindicacion 1, en el cual la potencia proporcionada al cuerpo HP de los motores principales (200) es distribuida por toma de aire comprimido en la fuente de potencia principal en union con un arrancador de aire de los motores principales (200) convertido en motor.
  4. 4. Procedimiento de optimizacion de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en el cual la fuente de potencia principal (1) aporta potencia al cuerpo HP de los motores principales (200) a fin de proporcionar tasas de aceleracion mas elevadas.
  5. 5. Procedimiento de optimizacion de acuerdo con la reivindicacion 4, en el cual las tasas de aceleracion mas elevadas estan asociadas a un ralentf (Nr0) regulado a un nivel inferior al ralentf nominal (Nr).
  6. 6. Procedimiento de optimizacion de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en el cual, tanto en fase estabilizada como en fase transitoria, la fuente de potencia principal (1) proporciona potencia por aportaciones de energfa correspondientes a la fase (kEp, ktEpt) al cuerpo HP de los motores principales (200).
  7. 7. Procedimiento de optimizacion de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, en el cual, en caso de avena de un motor principal, la fuente de potencia principal (1) proporciona potencia (kEp, ktEpt) al cuerpo HP del motor principal operativo (MP1) para que este ultimo pueda disponer de una tasa de aceleracion tal que su margen de bombeo (MP) sea suficiente.
  8. 8. Grupo de potencia principal de aeronave (3) de puesta en practica del procedimiento de optimizacion de la operabilidad de la motorizacion de una aeronave que comprende motores principales (200) como fuentes de motorizacion principales, consistiendo el procedimiento, con la ayuda de una fuente de potencia principal (1) del clase motor apta para la certificacion de motor para utilizacion durante todas las fases de vuelo como fuente de motorizacion, en liberar la totalidad de la energfa no propulsora (Enp) y, durante las fases transitorias de los motores, en distribuir ademas parcialmente una potencia suplementaria (kEp, ktEpt) al cuerpo de alta presion HP de los motores principales (200) y aumentar el margen de bombeo de los motores principales (200), comprendiendo el grupo de potencia principal equipos consumidores de energfa (100), una cabina (4) renovada de aire y regulada en temperatura y/o en presion con la ayuda de un sistema de regulacion ECS (41), motores principales de generacion de potencia y una unidad de control de vuelo, estando integrado el grupo de potencia principal en un compartimiento (2) aislado por un tabique contrafuego (7) de las otras zonas (5) de la aeronave equipado con una entrada de aire exterior (21) y con una tobera de salida (22), caracterizado por que el mismo comprende un grupo de potencia de clase motor (10) como fuente de potencia principal (1) equipado con un generador de gases (11) y con una turbina de potencia (12) de arrastre de equipos (100) que comprende un compresor de carga (15), estando acoplado este compresor de carga, a traves de un mando de regulacion (19) que comunica con la unidad de control, al sistema ECS (41) a fin de proporcionar la energfa neumatica necesaria a la cabina (4).
  9. 9. Grupo de potencia principal de acuerdo con la reivindicacion precedente, caracterizado por que el mismo esta acoplado a una estructura de recuperacion que comprende una turbina de recuperacion de energfa (13) de arrastre de los equipos (100) con la turbina de potencia (12) y acoplada, en entrada de aire, a la salida de la cabina (4) para refrigerar, en salida de aire, los equipos (100), estando el compresor de carga (15) integrado en esa estructura de recuperacion como proveedor de energfa neumatica a la cabina (4).
  10. 10. Grupo de potencia principal de acuerdo con la reivindicacion precedente, en el cual la turbina de recuperacion (13) eyecta un flujo de aire (F3) en salida en el compartimiento (2) del grupo de potencia principal (1) que, despues de haber refrigerado los equipos y accesorios contenidos en el compartimiento trasero (2), es evacuado (F'3) a la tobera de escape (22) por un efecto de trompa inducido por la velocidad de eyeccion de los gases del flujo de aire caliente (F2) procedente de la turbina de potencia (12).
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Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
GB201219922D0 (en) * 2012-11-06 2012-12-19 Rolls Royce Plc Method of controlling an aircraft electrical power generation system
FR3000469B1 (fr) 2013-01-03 2014-12-19 Microturbo Procede de gestion du reseau d'alimentation electrique d'un aeronef
FR3001441B1 (fr) * 2013-01-29 2016-05-13 Microturbo Architecture d'alimentation en air d'un groupe auxiliaire de puissance dans un aeronef
FR3001443B1 (fr) * 2013-01-30 2016-05-27 Microturbo Procede et systeme d'alimentation en energie electrique d'un aeronef
WO2014182616A2 (en) * 2013-05-06 2014-11-13 Sikorsky Aircraft Corporation Supplemental power for reduction of prime mover
FR3017159B1 (fr) * 2014-01-31 2016-03-04 Snecma Alimentation en air d'un circuit de conditionnement d'air d'une cabine d'un aeronef a partir de son turbopropulseur
US20180327109A1 (en) * 2015-11-16 2018-11-15 Safran Aircraft Engines Propulsion unit comprising a main engine and an auxiliary engine
US10371002B2 (en) * 2016-06-14 2019-08-06 General Electric Company Control system for a gas turbine engine
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
US10823078B2 (en) 2017-06-28 2020-11-03 General Electric Company Systems and methods for starting a turbine engine
US11273917B2 (en) 2018-05-29 2022-03-15 Honeywell International Inc. Cabin discharge air management system and method for auxiliary power unit
US11511865B2 (en) 2018-05-29 2022-11-29 Honeywell International Inc. Air supply management system for auxiliary power unit
US10951095B2 (en) 2018-08-01 2021-03-16 General Electric Company Electric machine arc path protection
US11332256B2 (en) 2018-08-21 2022-05-17 General Electric Company Fault tolerant hybrid electric propulsion system for an aerial vehicle
US11015480B2 (en) 2018-08-21 2021-05-25 General Electric Company Feed forward load sensing for hybrid electric systems
CN109339952B (zh) * 2018-09-29 2020-01-21 北京航空航天大学 一种直升机的发动机启动系统和机载能量管理系统
US11027719B2 (en) 2018-12-03 2021-06-08 General Electric Company Distributed power generation for a vehicle system
US20230011409A1 (en) * 2021-07-12 2023-01-12 General Electric Company Method of managing thermal energy in a propulsion system
US12012217B2 (en) * 2022-08-22 2024-06-18 Gulfstream Aerospace Corporation Auxiliary power unit air inlet door with specified acoustic reflecting and/or diffusing characteristics

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3965673A (en) * 1973-05-19 1976-06-29 Vereinigte Flugtechnische Werke-Fokker Gesellschaft Mit Beschrankter Haftung Apparatus for starting aircraft engines and for operating auxiliary on-board power generating equipment
US4912921A (en) * 1988-03-14 1990-04-03 Sundstrand Corporation Low speed spool emergency power extraction system
US5239830A (en) * 1992-03-05 1993-08-31 Avco Corporation Plural engine power producing system
US5363641A (en) * 1993-08-06 1994-11-15 United Technologies Corporation Integrated auxiliary power system
US5511385A (en) * 1994-12-23 1996-04-30 United Technologies Corp. Independent compartment temperature control for single-pack operation
GB9508043D0 (en) 1995-04-20 1995-06-07 British Aerospace Environmental control system
US5867977A (en) * 1996-05-14 1999-02-09 The Dow Chemical Company Method and apparatus for achieving power augmentation in gas turbines via wet compression
US5813630A (en) * 1996-09-27 1998-09-29 Mcdonnell Douglas Corporation Multi-mode secondary power unit
US6023134A (en) * 1996-10-25 2000-02-08 Daimlerchrysler Aerospace Airbus Gmbh Power conversion system for bi-directional conversion between hydraulic power and electrical power
EP0975862B1 (en) * 1997-04-18 2003-01-08 Honeywell International Inc. Improved integrated environmental and secondary power system
US6247668B1 (en) * 1999-07-15 2001-06-19 The Boeing Company Auxiliary power and thrust unit
US6283410B1 (en) * 1999-11-04 2001-09-04 Hamilton Sundstrand Corporation Secondary power integrated cabin energy system for a pressurized aircraft
US7210653B2 (en) 2002-10-22 2007-05-01 The Boeing Company Electric-based secondary power system architectures for aircraft
US7464533B2 (en) * 2003-01-28 2008-12-16 General Electric Company Apparatus for operating gas turbine engines
US7975465B2 (en) * 2003-10-27 2011-07-12 United Technologies Corporation Hybrid engine accessory power system
US7578136B2 (en) * 2004-08-23 2009-08-25 Honeywell International Inc. Integrated power and pressurization system
US7805947B2 (en) * 2005-05-19 2010-10-05 Djamal Moulebhar Aircraft with disengageable engine and auxiliary power unit components
RU2316678C1 (ru) * 2006-04-13 2008-02-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Способ диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске
JP2008080934A (ja) 2006-09-27 2008-04-10 Honeywell Internatl Inc 補助動力装置の取入口ドア位置制御の装置及び方法
US7966825B2 (en) 2006-10-31 2011-06-28 Honeywell International Inc. Exhaust eductor system with a recirculation baffle
FR2914697B1 (fr) * 2007-04-06 2012-11-30 Turbomeca Dispositif d'assistance aux phases transitoires d'acceleration et de deceleration
US8291715B2 (en) * 2008-06-11 2012-10-23 Honeywell International Inc. Bi-modal turbine assembly and starter / drive turbine system employing the same
US8727270B2 (en) * 2010-11-16 2014-05-20 Rolls-Royce Corporation Aircraft, propulsion system, and system for taxiing an aircraft

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