ES2638282T3

ES2638282T3 - Procedimiento de optimización del consumo específico de un helicóptero bimotor y arquitectura de bimotor para su puesta en práctica

Info

Publication number: ES2638282T3
Application number: ES11824269.2T
Authority: ES
Inventors: Patrick Marconi; Romain Thiriet
Original assignee: Safran Helicopter Engines SAS
Current assignee: Safran Helicopter Engines SAS
Priority date: 2010-11-04
Filing date: 2011-10-28
Publication date: 2017-10-19
Anticipated expiration: 2031-10-28
Also published as: FR2967132B1; RU2013119963A; CA2814381C; FR2967133B1; CN103314198B; JP5957461B2; EP2635782B1; EP2635782A2; KR20130139943A; RU2593317C2; PL2635782T3; WO2012059671A2; FR2967133A1; WO2012059671A3; KR101849810B1; JP2013544329A; US20130219905A1; FR2967132A1; CA2814381A1; CN103314198A

Abstract

Procedimiento de optimización del consumo específico de un helicóptero equipado con dos turbomotores (1, 2) que incluyen cada uno un generador de gas (11, 21) provisto de una cámara de combustión (CC), caracterizado por que al menos uno de los turbomotores (1, 2) es apto para funcionar sólo en régimen de vuelo continuo (B, E, C), estando el otro motor (2, 1) entonces en régimen llamado de súper ralentí a potencia nula apto para pasar a modo de aceleración del generador de gas de este motor (2, 1) por medios de accionamiento (E1, E2) compatibles con un nuevo arranque en salida de urgencia, por que este nuevo arranque de urgencia es realizado, en caso de fracaso de al menos una tentativa previa de nuevo arranque convencional U0), por una asistencia mecánica de urgencia (U2, U1) al generador de gas (21, 11) del turbomotor en súper ralentí (2, 1), producida por una energía autónoma embarcada y dedicada a este nuevo arranque, y por que en caso de avería de un turbomotor (1, 2) utilizado en funcionamiento sólo, el otro turbomotor en súper ralentí (2, 1) es vuelto a arrancar por la asistencia de urgencia (U2, U1).

Description

5

10

15

20

25

30

35

40

45

50

DESCRIPCION

Procedimiento de optimizacion del consumo especfico de un helicoptero bimotor y arquitectura de bimotor para su puesta en practica

Dominio tecnico

El invento se refiere a un procedimiento de optimizacion del consumo espedfico, en abreviatura Cs, de un helicoptero equipado con dos turbomotores, asf como a una arquitectura de bimotor, equipada con un sistema de regulacion para la puesta en practica de este procedimiento.

De manera general, en regimen de crucero, los turbomotores funcionan a niveles de potencia pequenos, por debajo de su potencia maxima continua, en abreviatura PMC (iniciales de « Potencia Maxima Continua »). Esta potencia en crucero es igual a aproximadamente el 50% de su potencia maxima de despegue, en abreviatura PMD (iniciales de « Potencia Maxima de Despegue »). Estos pequenos niveles de potencia entranan un consumo especfico del orden de un 30% superior al Cs a la PMD, y por tanto un sobreconsumo de carburante en regimen de crucero.

Un helicoptero esta equipado con dos turbomotores, concebido cada uno de manera sobredimensionada para poder mantener el helicoptero en vuelo en caso de avena del otro motor. En estos regfmenes de funcionamiento dedicados a la gestion de un motor inoperante, llamados regfmenes OEI (iniciales de « One Engine Inoperative » en terminologfa inglesa), el motor valido proporciona una potencia bastante mas alla de su potencia nominal para permitir al helicoptero hacer frente a una situacion peligrosa y luego proseguir su vuelo. Ahora bien cada regimen esta definido por un nivel de potencia y una duracion maxima de utilizacion. El caudal de carburante inyectado en la camara de combustion del turbomotor valido es entonces aumentado sensiblemente en regimen oEl para proporcionar este incremento de potencia.

Estado de la tecnica

Estos turbomotores sobredimensionados son penalizadores en masa y el consumo de carburante. A fin de reducir este consumo en regimen de crucero, es posible parar uno de los turbomotores. El motor activo funciona entonces a un nivel de potencia mas elevado y por tanto a un nivel de Cs mas favorable. Sin embargo, esta practica es contraria a las reglas de certificacion actuales y los turbomotores no estan concebidos para garantizar un mdice de fiabilidad de un nuevo arranque compatible con las normas de seguridad.

Un helicoptero con multiples motores segun la tecnica anterior esta divulgado en el documento US3093968.

Asf, la duracion de nuevo arranque del turbomotor en espera es tfpicamente del orden de 30 segundos. Esta duracion puede revelarse insuficiente segun las condiciones de vuelo, por ejemplo a baja altura de vuelo con un fallo parcial del motor inicialmente activo. Si el motor en espera no vuelve a arrancar a tiempo, el aterrizaje con el motor en dificultad puede revelarse cntico.

Mas generalmente, la utilizacion de un solo turbomotor incluye riesgos en todas las circunstancias de vuelo donde es necesario disponer de un incremento de potencia que impone, en terminos de seguridad, poder disponer de los dos turbomotores.

Exposicion del invento

El invento pretende reducir el Cs para tender hacia el Cs a la potencia PMD, preservando las condiciones de seguridad minima de potencia a proporcionar para cualquier tipo de mision, por ejemplo para una mision que incluya una fase de busqueda a baja altitud.

Para lograr esto, el invento preve disponer de una bi-motorizacion en union con medios particulares aptos para garantizar nuevos arranques fiables.

Mas precisamente, el presente invento tiene por objeto un procedimiento de optimizacion del consumo espedfico de un helicoptero equipado con dos turbomotores que incluyen cada uno un generador de gas provisto de una camara de combustion. Al menos uno de los turbomotores es apto para funcionar solo en regimen de vuelo estabilizado llamado continuo, estando el otro motor entonces en regimen llamado de super ralentf a potencia nula apto para pasar a modo de aceleracion del generador de gas de este motor por un accionamiento compatible con un nuevo arranque de urgencia. Este nuevo arranque de urgencia es realizado, en caso de fracaso de al menos una tentativa previa de nuevo arranque convencional, por una asistencia mecanica de urgencia al generador de gas, producida por una energfa autonoma embarcada y dedicada a este nuevo arranque. En caso de avena de un turbomotor utilizado en funcionamiento solo, el otro turbomotor en super ralentf es vuelto a arrancar por la asistencia de urgencia.

El regimen de rotacion del generador de gas del turbomotor al super ralentf queda sensiblemente inferior al regimen de rotacion del generador de gas al ralentf usualmente aplicado a los turbomotores.

Un regimen continuo se define por una no limitacion de duracion y no se refiere por tanto a las fases transitorias de despegue, de vuelo estacionario y de aterrizaje. Por ejemplo, para una mision de busqueda en naufragos, un regimen

5

10

15

20

25

30

35

40

45

50

continuo se refiere a la fase de vuelo de crucero hacia la zona de busqueda y a la fase de vuelo a baja altitud en la zona de busqueda por encima del agua y a la fase de vuelo en crucero de retorno hacia la base.

Sin embargo, una utilizacion selectiva de los turbomotores segun el invento, en funcion de las fases y de las condiciones de vuelo, distintas de las fases transitorias, permite obtener prestaciones optimizadas en terminos de consumo Cs con potencias proximas a la PMD pero inferiores o iguales a la PMC, haciendo frente al mismo tiempo a los casos de avena y de urgencia por medios de nuevo arranque seguros del turbomotor en super ralentt

Una salida de regimen de super ralentf hacia un regimen activo de tipo « bimotor » es provocada de manera llamada « normal » cuando un cambio de regimen de vuelo impone el paso de uno a dos motores, por ejemplo cuando el helicoptero pasa de un regimen de crucero a un vuelo estacionario, o de manera llamada « de urgencia » en caso de avena del motor o de condiciones de vuelo diffciles.

Segun modos de puesta en practica particulares:

- el regimen de super ralentf es elegido entre un regimen de mantenimiento en rotacion del motor con la camara de combustion encendida, un regimen de mantenimiento en rotacion del motor con la camara de combustion apagada y un regimen de rotacion nula del motor con la camara de combustion apagada;

- a la salida « normal » del regimen de super ralentf, estando la camara encendida, una variacion del caudal de carburante segun una ley de proteccion contra el bombeo y el embalaje termico arrastra al generador de gas del turbomotor en aceleracion hasta el nivel de potencia bimotor o,

- estando la camara apagada, un accionamiento activo arrastra al generador de gas en rotacion segun una velocidad posicionada previamente en una ventana de encendido, en particular segun una ventana de velocidades del orden de la decima parte de la velocidad nominal y luego, una vez encendida la camara, el generador de gas es acelerado como precedentemente o,

- estando apagada la camara, el generador de gas es arrastrado por un equipo electrico propio de este generador, este equipo lo arranca y lo acelera hasta que su velocidad de rotacion este en una ventana de encendido de la camara y luego, una vez encendida la camara, el generador de gas es de nuevo acelerado como precedentemente;

- en regimen de super ralentf en camara apagada, puede ser desencadenada una ignicion complementaria de la camara de combustion, es decir ademas de una ignicion convencional;

-a la salida de urgencia de un regimen de super ralentf con la camara apagada, estando el generador de gas a su velocidad de rotacion en la ventana de encendido de la camara de combustion, la camara es encendida y luego el generador de gas es acelerado por el dispositivo de asistencia de urgencia;

- al proporcionar los turbomotores potencias maximas desiguales, el turbomotor de menor potencia funciona solo cuando la potencia total solicitada es inferior a su PMC, en particular durante el regimen de vuelo a baja altitud de tipo fase de busqueda;

-las potencias de los turbomotores presentan una relacion de heterogeneidad de potencia al menos igual a la relacion entre la potencia del regimen OEI mas elevado del turbomotor de menor potencia y la potencia PMD del turbomotor mas potente;

- la relacion de heterogeneidad esta comprendida entre 1,2 y 1,5 para cubrir un conjunto de misiones tipo; de preferencia, estas relacion es al menos igual a la relacion entre la potencia del regimen OEI mas elevado del turbomotor de menor potencia y la potencia PMD del turbomotor mas potente;

- una ignicion de efecto casi instantaneo, complementaria de un encendido convencional con bujfas, puede ser desencadenada para encender la camara de combustion a la salida de urgencia;

- la energfa de asistencia mecanica, a la salida de urgencia de un regimen de super ralentf, es elegida entre una energfa de naturaleza hidraulica, pirotecnica, anaerobica, electrica, mecanica y neumatica;

- la asistencia de urgencia es desacoplada despues del nuevo arranque del motor valido;

- la asistencia de urgencia es de preferencia de uso excepcional, pudiendo su activacion ser seguida de una accion de mantenimiento con vistas a su reemplazamiento.

Segun modos de puesta en practica ventajosos:

- Dos turbomotores que definen potencias PMD en el despegue, proporcionan potencias sensiblemente diferentes que presentan una relacion de heterogeneidad de potencias al menos igual a la relacion entre la potencia del regimen OEI mas elevado del turbomotor de menor potencia y la potencia PMD del turbomotor mas potente; siendo uno de los turbomotores apto para funcionar solo en regimen continuo, el otro motor esta entonces en espera a potencia nula y camara de combustion apagada, quedando siempre mantenido en

5

10

15

20

25

30

35

40

45

rotacion por el accionamiento con vistas a un nuevo arranque de urgencia;

- los dos turbomotores funcionan juntos durante las fases transitorias de despegue, de vuelo estacionario y de aterrizaje;

- el turbomotor de menor potencia funciona solo cuando la potencia total solicitada es inferior o igual a su PMC.

El invento se refiere igualmente a una arquitectura de bimotor equipada con un sistema de regulacion para la puesta en practica de este procedimiento. Tal arquitectura incluye dos turbomotores equipados cada uno con un generador de gas y una turbina libre que transmite la potencia disponible hasta las potencias maximas disponibles. Cada generador de gas esta equipado con medios aptos para activar al generador de gas a la salida del regimen de super ralentf, incluyendo medios de arrastre en rotacion y medios de aceleracion del generador de gas, medios de ignicion de efecto casi instantaneo, complementarios de los medios convencionales de encendido con bujfas, y un dispositivo de asistencia mecanica de urgencia que incluye una fuente de energfa autonoma embarcada. El sistema de regulacion controla los medios de accionamiento y los dispositivos de asistencia de urgencia de los generadores de gas en funcion de las condiciones y de las fases de vuelo del helicoptero segun un perfil de mision previamente registrado en una memoria de este sistema.

Ventajosamente, el invento puede suprimir la existencia de regnmenes OEI sobre el turbomotor de mayor potencia.

Segun modos preferidos de realizacion:

- los medios de accionamiento activos de un generador de gas pueden ser elegidos entre un arrancador electrico que equipa este generador de gas, alimentado por una red de a bordo o un arrancador/generador que equipa el otro generador de gas, un generador electrico accionado por una caja de transferencia de potencia, conocida bajo la abreviatura BTP, o directamente por la turbina libre del otro turbomotor, y un dispositivo de accionamiento mecanico acoplado a esta BTP o a esta turbina libre;

- los medios de encendido complementarios pueden ser elegidos entre un dispositivo con bujfas de incandescencia (bujfas « glow plug » en terminologfa inglesa), de radiacion laser y un dispositivo pirotecnico;

- la fuente autonoma embarcada es elegida entre fuentes de alimentacion hidraulica, pirotecnica, neumatica, de combustion anaerobica, electrica, (en particular por una batena dedicada o super-condensadores), y mecanica, en particular por una cadena de potencia mecanica unida al rotor.

Breve descripcion de las figuras

Otros aspectos, caracterfsticas y ventajas del invento apareceran en la descripcion que sigue, relativa a modo de realizacion particulares, en referencia a los dibujos adjuntos que representan, respectivamente:

En la fig. 1, un diagrama que representa un ejemplo de perfil de potencia solicitada en el curso de una mision que incluye una fase de busqueda y dos fases de crucero;

En la fig. 2, un esquema simplificado de un ejemplo de arquitectura de bimotor segun el invento, y

En la fig. 3, un diagrama de mandos de un sistema de regulacion segun el invento en funcion de las condiciones de vuelo durante una mision de perfil ilustrado por la fig. 1.

Descripcion detallada

Los terminos « motor » y « turbomotor » son sinonimos en el presente texto. En el modo de realizacion ilustrado, los motores tienen potencias maximas diferenciadas. Este modo permite ventajosamente suprimir los regnrienes OEI sobre el turbomotor de mayor potencia, lo que minimiza la diferencia de masas entre los dos motores. Para simplificar el lenguaje, el motor mas potente o motor sobredimensionado puede igualmente ser designado por el motor « grande » y el motor de menor potencia por el motor « pequeno ».

El diagrama ilustrado en la fig. 1 representa la variacion de potencia total requerida Pw en funcion del tiempo « t » para llevar a cabo una mision de recuperacion de naufragos con ayuda de un helicoptero bimotor. Esta mision incluye seis fases principales:

- una fase de despegue « A » que utiliza la potencia maxima PMD;

- una fase de vuelo de crucero « B » hasta la zona de busqueda efectuada a un nivel de potencia inferior o igual a la PMC;

- una fase de busqueda « C » en la zona de busqueda a baja altitud por encima del agua que puede efectuarse a potencia y por tanto a velocidad de vuelo minimizando el consumo horario a fin de maximizar el tiempo de exploracion;

- una fase de recuperacion de los naufragos « D » en vuelo estacionario que necesita una potencia del orden de la desplegada en el despegue;

5

10

15

20

25

30

35

40

45

50

55

- una fase de retorno a la base « E », comparable al vuelo de crucero de ida « B » en terminos de duracion, de potencia y de consumo; y

- una fase de aterrizaje « F », que necesita una potencia ligeramente superior a la potencia en fase de crucero « B » o « E ».

Tal mision recubre el conjunto de las fases que pueden desarrollarse clasicamente durante un vuelo de helicopteros. La fig. 2 ilustra esquematicamente un ejemplo de arquitectura de bimotor de helicoptero que permite optimizar el consumo Cs.

Cada turbomotor 1, 2 incluye clasicamente un generador de gas 11, 21 y una turbina libre 12, 22 alimentada por el generador de gas para proporcionar potencia. En el despegue y en regimen continuo, la potencia proporcionada puede alcanzar valores maximos predeterminados, respectivamente PMD, y PMC. Un generador de gas se compone clasicamente de compresores de aire « K » en union con una camara de combustion « CC » del carburante en el aire comprimido que entregan gases que proporcionan energfa cinetica, y turbinas de expansion parcial de estos gases « TG » que arrastran en rotacion los compresores a traves de los arboles de transmision « AE ». Los gases accionan igualmente las turbinas libres de transmision de potencia. En el ejemplo, las turbinas libres 12, 22 transmiten la potencia a traves de una BTP 3 que centraliza el suministro de potencia a las cargas y accesorios (toma del movimiento del rotor, bombas, alternadores, dispositivo arrancador/generador, etc.).

Las potencias maximas PMD y PMC del turbomotor 1 son sensiblemente superiores a las que el turbomotor 2 es capaz de proporcionar: el turbomotor 1 esta sobredimensionado en potencia con relacion al turbomotor 2. La relacion de heterogeneidad entre los dos turbomotores, que corresponde a la relacion entre la potencia del regimen OEI mas elevada del turbomotor 2 y la potencia maxima PMD del turbomotor 1, es igual a 1,3 en el ejemplo. La potencia de un turbomotor hace aqrn referencia a la potencia intrrnseca que puede proporcionar como maximo este turbomotor a un regimen dado.

Alternativamente, los dos turbomotores 1 y 2 pueden ser identicos y las potencias maximas PMD y PMC de estos turbomotores son entonces igualmente identicas.

Cada turbomotor 1,2 esta acoplado a medios de accionamiento E1 y E2 y a dispositivos de asistencia de urgencia, U1 y U2.

Cada medio de accionamiento E1, E2 en rotacion del generador de gas respectivo 11, 21, esta aqrn constituido por un arrancador alimentado respectivamente por un dispositivo arrancador/generador que equipa el otro turbomotor. Y cada dispositivo de asistencia de urgencia U1, U2 incluye ventajosamente, en este ejemplo, bujfas de incandescencia « glow plug » como dispositivo de encendido de efecto casi instantaneo, en complemento de las bujfas convencionales, y un cartucho de propergol que alimenta una micro-turbina anexa como medio mecanico de aceleracion de los generadores de gas. Este dispositivo de encendido complementario puede igualmente ser utilizado a la salida normal de cambio de regimen de vuelo, o a la salida de urgencia del regimen de super ralentf

En funcionamiento, estos medios de accionamiento E1, E2, los dispositivos de asistencia de urgencia U1, U2 y los mandos de los turbomotores 1 y 2 son gestionados por medios de activacion de un sistema de regulacion 4, bajo el control del dispositivo de mando digital general de la motorizacion conocido bajo el acronimo FADEC 5 (iniciales de « Full Authority Digital Engine Control » en terminologfa inglesa).

Un ejemplo de gestion operado por el sistema de regulacion 4, en el marco de un perfil de mision tal como se ha presentado anteriormente y registrado en una memoria 6 entre otros, esta ilustrado en la fig. 3. El sistema 4 selecciona entre un conjunto de modos de gestion M0 los modos de gestion adaptados al perfil de la mision seleccionada en la memoria 6, aqrn cuatro modos de gestion para la mision retenida (de perfil ilustrado por la fig. 1): un modo M1 concerniente a las fases transitorias, un modo M2 que se refiere a los vuelos en regimen continuo - de crucero y de fase de busqueda -, un modo M3 relativo a las avenas del motor y un modo M4 de gestion de los nuevos arranques de urgencia de los motores en regimen de super ralentf

Esta mision incluye como fases transitorias las fases A, D y F, respectivamente de despegue, de vuelo estacionario y de aterrizaje. Estas fases son gestionadas por el modo M1 de funcionamiento convencional en bimotor en el que los turbomotores 1 y 2 estan los dos en funcionamiento (etapa 100), de manera que el helicoptero dispone de una potencia elevada, que puede ir hasta su PMD. Los dos motores funcionan al mismo nivel de potencia relativo con respecto a su potencia nominal. Los casos de avena de uno de los motores son gestionados de manera convencional, por ejemplo armando los regfmenes OEI del «pequeno » turbomotor 2 de menor potencia en el caso de la avena del otro turbomotor.

El vuelo continuo corresponde, en la mision de referencia, a las fases del vuelo de crucero, B y E, y a la fase C de busqueda a baja altitud. Estas fases son gestionadas por el modo M2 que preve el funcionamiento de un turbomotor mientras que el otro turbomotor esta en regimen de super ralentf y mantenido en rotacion en camara apagada por medios de accionamiento, a una velocidad de encendido situada en su ventana preferente.

Asf, en las fases de crucero B y E, el turbomotor 1 funciona y el otro turbomotor 2 es mantenido en rotacion por su arrancador utilizado como medio de accionamiento E2 y alimentado por el arrancador/generador del turbomotor 1. La rotacion es regulada sobre una velocidad de encendido de camara preferente (etapa 200). Esta configuracion corresponde a la necesidad de potencia que, en estas fases de crucero, es inferior a la PMC del motor « grande » 1 y superior a la del motor « pequeno » 2. Paralelamente a la consideracion del consumo Cs esta solucion es igualmente

5

10

15

20

25

30

35

40

45

50

ventajosa pues el motor grande 1 funciona a un nivel de potencia relativa mas elevada que en modo convencional, con los dos motores en funcionamiento. Cuando los motores son identicos, la necesidad de potencia en estas fases de crucero no puede exceder de la PMC de los motores.

En la fase de busqueda C, el turbomotor « pequeno » 2 de menor potencia funciona solo pues es capaz de proporcionar por si solo la necesidad de potencia. En efecto, la necesidad es entonces sensiblemente inferior a la potencia PMC del turbomotor sobredimensionado 1 pero tambien inferior a la PMC del motor « pequeno » 2. Pero sobre todo, el consumo Cs es menor pues este motor «pequeno » 2 funciona a un nivel de potencia relativo mas elevado que aquel al que habna funcionado el turbomotor 2. En esta fase C, el turbomotor 1 es mantenido en regimen de super ralentf, por ejemplo en rotacion por el arrancador utilizado como medio de accionamiento E1 a una velocidad de encendido de camara preferente (etapa 201).

Alternativamente, en el caso de motores de la misma potencia, solo funciona uno de los dos motores, siendo mantenido el otro en regimen de super ralenti.

Ventajosamente, el modo M2 gestiona tambien el nuevo arranque convencional del motor en regimen de super ralentf cuando se aproxima al final de las fases B, E o C. Si este nuevo arranque convencional falla, se bascula al modo M4.

El modo M3 gestiona los casos de avena del motor utilizado reactivando el otro motor por su dispositivo de asistencia de urgencia. Por ejemplo cuando el turbomotor sobredimensionado 1, utilizado en funcionamiento solo durante las fases de vuelo de crucero Bo E, se avena, el motor « pequeno » 2 es rapidamente reactivado a traves de su dispositivo de asistencia de urgencia U2 (etapa 300). De manera similar, si el motor« pequeno » 2 solo en funcionamiento de las de la fase de busqueda C se avena, el motor « grande » 1 es reactivado rapidamente a traves de sus dispositivo de asistencia de urgencia U1 (etapa 301).

Este modo M3 gestiona igualmente en la duracion de las fases de crucero o de busqueda cuando el motor previsto inicialmente al funcionamiento se avena y es reemplazado por el otro motor reactivado:

- en el caso de las fases de crucero B y E, el dispositivo de asistencia de urgencia U2 es desacoplado, siendo armados los regfmenes OEI del motor « pequeno » 2 conforme a las certificaciones de seguridad (etapa 310) en caso de motores diferenciados;

- para la fase de busqueda C (etapa 311), el dispositivo de asistencia de urgencia U1 es desacoplado, siendo la PMD del motor sobredimensionado 1 al menos igual a la potencia del regimen OEI mas elevado del motor « pequeno » 2 en caso de motores diferenciados.

Cuando las condiciones de vuelo resultan subitamente diffciles, un nuevo arranque rapido del motor en regimen de super ralentf por activacion de su dispositivo de asistencia puede ser oportuno para disponer de la potencia de dos turbomotores. En el ejemplo, este dispositivo es de naturaleza pirotecnica y se compone de un cartucho de propergol que alimenta una micro-turbina.

Estos casos son gestionados por el modo de nuevo arranque de urgencia M4. Asf, ya sea durante las fases de vuelo de crucero B y E (etapa 410) o de busqueda C (etapa 411), durante las que un solo turbomotor 1 o 2 funciona, el funcionamiento del otro turbomotor 2 o 1 es provocado por la activacion del dispositivo de asistencia pirotecnica respectivo, U2 o U1, solamente en caso de fracaso de los medios clasicos de nuevo arranque U0 (etapa 400). Las condiciones de vuelo son entonces aseguradas por el funcionamiento del helicoptero como bimotor.

El presente invento no esta limitado a los ejemplos descritos y representados. En particular el invento se aplica tanto con turbomotores de potencias diferenciadas como iguales.

Ademas, otros regfmenes de super ralentf distintos de los regfmenes ya evocados mas arriba - a saber un mantenimiento en rotacion del motor ya este la camara apagada o encendida, estando la velocidad de rotacion ventajosamente en la ventana de encendido si la camara esta apagada, o una velocidad de rotacion nula con la camara apagada, siendo entonces la puesta en rotacion producida ventajosamente por el propio arrancador del motor alimentado por la red de a bordo - pueden ser definidos: en la camara encendida con una velocidad de rotacion nula del motor, o aun con una camara en espera de encendido o parcialmente encendida con una velocidad de rotacion nula o no nula del motor concernido.

Ademas, el sistema de regulacion puede prever mas o menos cuatro modos de gestion. Por ejemplo, otro modo o un modo suplementario de gestion puede ser la toma en consideracion de las condiciones geograficas (montanas, mar, desierto, etc.).

Es igualmente posible anadir otros modos de gestion, por ejemplo por fase de vuelo o por estructura (motores, medios de accionamiento, dispositivo de asistencia de urgencia) en funcion de los perfiles de las misiones.

Por otra parte, al menos uno de los dispositivos de asistencia pueden no ser de uso unico, a fin de permitir al menos otro nuevo arranque por este dispositivo en el curso de la misma mision.

Claims

5

10

15

20

25

30

35

40

45

50

55

REIVINDICACIONES

1. Procedimiento de optimizacion del consumo espedfico de un helicoptero equipado con dos turbomotores (1, 2) que incluyen cada uno un generador de gas (11, 21) provisto de una camara de combustion (CC), caracterizado por que al menos uno de los turbomotores (1,2) es apto para funcionar solo en regimen de vuelo continuo (B, E, C), estando el otro motor (2, 1) entonces en regimen llamado de super ralentf a potencia nula apto para pasar a modo de aceleracion del generador de gas de este motor (2, 1) por medios de accionamiento (E1, e2) compatibles con un nuevo arranque en salida de urgencia, por que este nuevo arranque de urgencia es realizado, en caso de fracaso de al menos una tentativa previa de nuevo arranque convencional U0), por una asistencia mecanica de urgencia (U2, U1) al generador de gas (21, 11) del turbomotor en super ralentf (2, 1), producida por una energfa autonoma embarcada y dedicada a este nuevo arranque, y por que en caso de avena de un turbomotor (1, 2) utilizado en funcionamiento solo, el otro turbomotor en super ralentf (2, 1) es vuelto a arrancar por la asistencia de urgencia (U2, U1).
2. Procedimiento de optimizacion segun la reivindicacion 1, en el que el regimen de super ralentf es elegido entre un regimen de mantenimiento en rotacion del motor (1, 2) con la camara de combustion (CC) encendida, un regimen de mantenimiento en rotacion del motor (1, 2) con la camara de combustion (CC) apagada y un regimen de rotacion nula del motor (1, 2) con la camara de combustion (CC) apagada.
3. Procedimiento de optimizacion segun la reivindicacion precedente, en el que, a la salida normal del regimen de super ralentf, estando la camara encendida, una variacion del caudal de carburante segun una ley de proteccion contra el bombeo y el embalaje termico acciona el generador de gas (11, 12) del turbomotor (1, 2) en aceleracion hasta un nivel de potencia de bimotor.
4. Procedimiento de optimizacion segun la reivindicacion 2, en el que a la salida normal de super ralentf, estando la camara apagada, medios de accionamiento (E1, E2) accionan al generador de gas (11, 21) en rotacion segun una velocidad posicionada previamente en una ventana de encendido y luego, una vez encendida la camara (CC), y el generador de gas (11,21) es acelerado hasta el nivel de potencia bimotor.
5. Procedimiento de optimizacion segun la reivindicacion 2, en el que a la salida normal de super ralentf, estando apagada la camara (CC), el generador de gas (11, 21) es accionado por un equipo electrico propio de este generador, este equipo lo arranca y lo acelera hasta que su velocidad de rotacion este en una ventana de encendido de la camara (CC) y luego, una vez encendida la camara, el generador de gas (11, 12) es acelerado por una variacion del caudal de carburante hasta el nivel de potencia de bimotor.
6. Procedimiento de optimizacion segun la reivindicacion 2, en el que, a la salida de urgencia de un regimen de super ralentf, en camara (CC) apagada, estando el generador de gas (11, 21) a su velocidad de rotacion en la ventana de encendido de la camara de combustion (CC), la camara (CC) es encendida y luego el generador de gas es acelerado por el dispositivo de asistencia de urgencia.
7. Procedimiento de optimizacion segun una cualquiera de las reivindicaciones 4 a 6, en el que una ignicion de efecto casi instantaneo, complementaria de un encendido convencional con bujfas, es desencadenada para encender la camara de combustion (CC) a la salida de urgencia.
8. Procedimiento de optimizacion del consumo espedfico de un helicoptero equipado con dos turbomotores (1,2) segun la reivindicacion 1, que define potencias PMD en el despegue, en el que los turbomotores (1, 2) proporcionan potencias sensiblemente diferentes que presentan una relacion de heterogeneidad de potencias al menos igual a la relacion entre la potencia del regimen OEI mas elevado del turbomotor de menor potencia (2) y la potencia PMD del turbomotor mas potente (1), por que al menos uno de los turbomotores (1, 2) es apto para funcionar solo en regimen continuo (B, E, C), estando el otro motor (2, 1) entonces en espera a potencia nula y camara de combustion apagada, quedando siempre mantenido en rotacion por los medios de accionamiento (E2, E1) con vistas a un nuevo arranque de urgencia.
9. Procedimiento de optimizacion segun la reivindicacion precedente, en el que los turbomotores (1,2) funcionan juntos durante las fases transitorias de despegue, de vuelo estacionario y de aterrizaje.
10. Procedimiento de optimizacion segun una cualquiera de las reivindicaciones 8 o 9, en el que el turbomotor de menor potencia (2) funciona solo cuando la potencia total solicitada es inferior o igual a su PMC.
11. Arquitectura de bimotor equipada con un sistema de regulacion (4) para la puesta en practica del procedimiento segun una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizada por que incluye dos turbomotores (1, 2) equipados cada uno con un generador de gas (11, 21) y una turbina libre (12, 22) que definen potencias maximas disponibles (PMD, PMC), por que cada generador de gas (11, 21) esta equipado con medios de accionamiento (E1, E2) aptos para activar al generador de gas (11,21) a la salida del regimen de super ralentf, incluyendo medios de arrastre en rotacion (AE) y medios de aceleracion del generador de gas, y de un dispositivo de asistencia mecanica de urgencia (U1, U2) que incluyen medios de ignicion de efecto casi instantaneo, complementarios de los medios convencionales de encendido con bujfas, y medios mecanicos de aceleracion del generador de gas (11, 21) por una fuente autonoma embarcada, y por que el sistema de regulacion (4) controla los medios de accionamiento (E1, E2) y los dispositivos de asistencia de urgencia (U1, U2) de los generadores de gas (11,21) en funcion de las condiciones y de las fases de vuelo (A a F) del helicoptero segun un perfil de mision previamente registrado en una memoria (6) de este sistema (4).
12. Arquitectura de bimotor segun la reivindicacion precedente, en la que los medios de accionamiento (E1, E2) de un generador de gas (11, 21) son elegidos entre un arrancador electrico que equipa este generador de gas, alimentado por una red de a bordo o un arrancador/generador que equipa el otro generador de gas (21, 11), un generador electrico, arrastrado por una caja de transmision de potencia (3), o directamente por la turbina libre (22, 12) del otro turbomotor (2,

5 1), y un dispositivo de accionamiento mecanico acoplado a esta BTP (3) o a esta turbina libre (12, 22).
13. Arquitectura de bimotor segun una de las reivindicaciones 11 o 12 caracterizada por que los medios de accionamiento (E1, E2) son aptos para mantener el generador de gas (11, 21) en rotacion, con la camara de combustion apagada.