KR20150030203A - 헬리콥터의 메인 엔진과 보조 파워 모터 간에 파워의 최적화된 전달을 위한 방법 및 장치 - Google Patents

헬리콥터의 메인 엔진과 보조 파워 모터 간에 파워의 최적화된 전달을 위한 방법 및 장치 Download PDF

Info

Publication number
KR20150030203A
KR20150030203A KR20147034957A KR20147034957A KR20150030203A KR 20150030203 A KR20150030203 A KR 20150030203A KR 20147034957 A KR20147034957 A KR 20147034957A KR 20147034957 A KR20147034957 A KR 20147034957A KR 20150030203 A KR20150030203 A KR 20150030203A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
engine
power
auxiliary
main
main engine
Prior art date
Application number
KR20147034957A
Other languages
English (en)
Other versions
KR102097841B1 (ko
Inventor
파스칼 다우리악
올리 베드린
패트릭 마코티
진-프란코이스 리데우
Original Assignee
터보메카
마이크로터보
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 터보메카, 마이크로터보 filed Critical 터보메카
Publication of KR20150030203A publication Critical patent/KR20150030203A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102097841B1 publication Critical patent/KR102097841B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/08—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission being driven by a plurality of power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/02—Plural gas-turbine plants having a common power output
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • F02C7/275—Mechanical drives
    • F02C7/277—Mechanical drives the starter being a separate turbine
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B64D2041/002—Mounting arrangements for auxiliary power units (APU's)
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Hybrid Electric Vehicles (AREA)

Abstract

본 발명의 목적은 엔진에 연결된 헬리콥터의 부속품 및 설비에 에너지를 제공하기 위하여 보조 엔진을 사용함으로써 헬리콥터에서 이용가능한 전체 트랙션 시스템을 최적화하기 위한 것을 목적으로 한다.
본 발명을 구현하기 위하여 에너지의 최적화된 전달을 위한 구조물의 예시에서, 상기 구조물은 보조 엔진(8)과 메인 엔진(1, 1')을 포함하고, 상기 메인 엔진(1, 1')은 보조 엔진(8)의 경우 하나 이상의 파워 변환 부재(83, 84, 11)에 연결되고 기계식, 전기식 및/또는 유압식 파워 이륙의 경우 감속 기어박스(6)와 부속 기어박스(7)에 연결된 가스 생성기(2)를 포함하며, 보조 엔진(8)의 파워 변환 부재(83, 84, 11)는 셀렉터 기어박스(91, 92, 93)에 의해 메인 엔진(1, 1')의 부속 기어박스(7) 및/또는 감속 기어박스(6)에 의해 또는 직접 설비 및 부속품에 연결된다.

Description

헬리콥터의 메인 엔진과 보조 파워 모터 간에 파워의 최적화된 전달을 위한 방법 및 장치{METHOD AND ARCHITECTURE FOR THE OPTIMIZED TRANSFER OF POWER BETWEEN AN AUXILIARY POWER MOTOR AND THE MAIN ENGINES OF A HELICOPTER}
본 발명은 보조 파워 엔진, 특히 보조 파워 유닛(APU)과 헬리콥터의 메인 엔진 간의 에너지의 최적화된 전달을 위한 방법 및 이 방법을 구현하기 위한 구조물에 관한 것이다. 헬리콥터는 추진력을 제공하는 메인 엔진 및 보조 엔진이 장착된다. 현재, 보조 엔진은 메인 엔진이 지면에서, 이동 상태에서(이륙, 착륙), 탐지 단계, 등에서 제공할 수 없는 비행 단계에서 전기식, 기계식, 유압식 및/또는 공압식의 비-추진 파워를 제공하고 소형 가스 터빈인 APU 유닛이다. 메인 엔진이 작동할 때, APU 유닛은 스위치-오프된다. 엔진이 고장 시에('엔진 비작동 상태로 지칭'(OEI)), 나머지 엔진은 신속히 가속될 필요가 있다. APU 유닛은 이에 따라 비행 중에 스위치 오프되고 이에 따라 불필요한 로드이다. 본 발명은 APU 유닛을 비용 효율적으로 구성하기 위하여 APU 유닛의 사용을 최적화하는 데 있다.
엔진은 기본적으로 압축기, 연소 챔버, 공기 입구 및 배기 파이프 사이에 배열된 터빈 조립체로 구성된 가스 생성기를 포함한다. 작동 시에, 연료는 챔버에 주입되고 연료/공기 혼합물의 조합이 에너지를 생성하는 가스를 제공한다. 이들 고온 가스는 고압(HP) 샤프트를 통하여 압축기를 기계적으로 구동하는 터빈 내에서 팽창한다. 구동 샤프트는 또한 허용가능 파워를 에너지를 이용하는 설비와 부속품에 전달한다. 이 타입의 구조물 및 작동은 메인 엔진과 APU 유닛 둘 모두에 적용될 수 있다.
메인 엔진의 경우, 파워는 감속 기어박스를 통해 헬리콥터 로터에 전달된다. 최신 엔진은 또한 감속 기어박스를 구동하기 위한 프리 파워 터빈을 갖는다. 연소 가스는 프리 터빈 내에서 제2 팽창된다. 프리 터빈의 샤프트 상에서 로터에 추가로 감속 기어박스는 에너지를 사용하는 설비, 즉 펌프와 알터네이터 및/또는 로드 압축기를 구동한다.
프리 터빈이 없는 단순화된 구조물 내에서, 감속 기어박스(또는 가장 간단한 해결방법에서, 직접적으로 설비)는 가스 생성기의 HP 샤프트 상에 장착된다. APU 유닛의 경우, 터빈은 샤프트 상에 장착된 기어박스를 통하여 소비자 부속품을 구동한다. 일반적으로, APU 유닛은 비행 중에 불필요한 로드가 제공되고 전체 허용가능 트랙션 시스템을 통하여 파워를 제공하기 위한 용량이 최적화되지 못하고 있다.
본 발명은 헬리콥터의 설비 및 부속품에 에너지를 제공하기 위하여 보조 엔진을 사용함으로써 헬리콥터에서 이용가능한 전체 트랙션 시스템을 최적화하는 것을 목적으로 한다. '보조 엔진'은 APU 유닛과 같이 파워의 제공을 허용하는 열 시스템을 의미하지만 또한 일반적으로 디젤 엔진 또는 연료 셀과 같이 가스 터빈 또는 열 엔진을 의미한다.
더욱 구체적으로는, 본 발명은 헬리콥터의 메인 엔진과 보조 엔진 사이에서 에너지의 최적화된 전달을 위한 방법에 관한 것으로, 상기 방법은 보조 엔진에 의해 생성된 파워가 하나 이상의 메인 엔진에 의해 생성된 파워에 부가되는 비행 단계에서 하나 이상의 파워 적용부를 통하여 하나 이상의 메인 엔진의 파워 트랜스미션 샤프트 및/또는 하나 이상의 구동 샤프트에 보조 엔진의 구동 샤프트를 연결함으로써 메인 엔진에 보조 엔진에 의해 생성된 파워를 제공하는 단계를 포함한다. 이들 상태에서, 보조 엔진은 비-추진 파워를 제공하고 및/또는 추진 파워를 증가시킬 수 있다. 파워 적용부는 전기식, 공압식 및/또는 유압식 파워로 기계적 파워의 변환 또는 기계식 적용부이다.
선호되는 실시 형태에 따라서:
-보조 엔진의 구동 샤프트는 연결식-터빈 엔진을 갖는 구조물의 구동 샤프트, 가스 생성기의 구동 샤프트 및/또는 프리-터빈 엔진을 갖는 구조물의 파워 트랜스미션 샤프트로부터 선택된 상기 메인 엔진의 하나 이상의 구동 샤프트 상에서 하나 이상의 메인 엔진에 연결되고,
-보조 엔진으로부터의 파워의 공급은 헬리콥터의 미션 단계에 따라 임의의 비대칭의 경우 로딩된 모터에 대한 공급에 의해 그리고 비대칭이 엔진들 중 하나의 엔진의 부분적인 오작동에 의해 무의식적으로 야기되는 경우 상기 엔진의 비대칭 작동을 보상함으로써 엔진들 간의 파워의 균형 상태를 달성하도록 메인 엔진들 사이에서 조절되며,
-보조 엔진에 의해 생성된 기계적 파워의 공급은 전기적, 공압적, 기계적 및/또는 유압 특성의 에너지로부터 선택된 에너지의 타입으로 변환되며,
-보조 엔진이 가스 터빈이기 때문에, 열의 교환은 각각의 메인 엔진으로부터의 배기 가스들 사이에서 수행되고, 압축 공기는 배기 가스로부터 열 에너지를 적어도 부분적으로 회수하고 보조 엔진으로부터 가스의 업스트림에서 가열된 공기를 재주입하기 위하여 보조 엔진으로부터 배출되고,
-메인 엔진으로부터의 배기 가스가 메인 엔진으로부터의 배기 가스가 열 공급원으로서 제공되도록 메인 엔진으로부터 보조 엔진으로 충분한 열을 공급할 때 임의의 연료 공급 없이 보조 엔진이 스위치-오프 챔버 내에서 작동된다.
본 발명은 또한 전술된 방법을 구현할 수 있는, 헬리콥터의 메인 엔진과 보조 파워 엔진 사이에서 에너지의 최적화된 전달을 위한 구조물에 관한 것이다. 상기 메인 엔진은 보조 엔진의 경우 하나 이상의 파워 변환 부재에 연결되고 기계식, 전기식 및/또는 유압식 파워 이륙의 경우 감속 기어박스와 부속 기어박스에 연결된 가스 생성기를 포함하며, 보조 엔진의 파워 변환 부재는 셀렉터 기어박스에 의해 메인 엔진의 부속 기어박스 및/또는 감속 기어박스에 의해 또는 직접 설비 및 부속품에 연결된다.
특정 실시 형태에 따라서:
-메인 엔진이 파워 트랜스미션 샤프트 상에 장착된 프리 터빈이 구비됨에 따라 감속 기어박스는 프리 터빈의 파워 트랜스미션 샤프트와 맞물리며,
-메인 엔진은 파이프 내로 통합된 회수 열 교환기 및 가스 배기 파이프가 장착되고, 보조 엔진은 구동 샤프트 상에 장착된 터빈, 연소 챔버, 및 압축기에 의해 형성된 가스 생성기가 장착된 가스 터빈이고, 상기 가스 생성기는 출구에서 보조 엔진의 가스 생성기의 가스 챔버의 업스트림에서 상기 회수 열 교환기가 결합되고 공기 압축기의 출구에서 메인 엔진의 배기 파이프의 열 교환기에 연결되고,
-보조 엔진(8)과 메인 엔진은 파워 트랜스미션 샤프트와 구동 샤프트의 토크 및 속도에 관한 정보를 전달하는 FADEC 타입의 디지털 제어 유닛을 가지며, 이 정보는 토크 및 속도 제한 값과 관련된 이들 메인 엔진 각각의 작동 상태에 따라 보조 엔진으로부터 메인 엔진으로 파워의 전달을 조절하기 위하여 비행 제어 유닛 내에서 중심화된다.
도 1은 전기적 결합을 통하여 APU 유닛으로부터 메인 헬리콥터 엔진에 에너지가 공급되는 본 발명에 따라 에너지를 전달하기 위한 구조물의 도면.
도 2는 에너지가 공압 결합을 통하여 APU 유닛으로부터 메인 엔진에 공급되는 본 발명에 따른 구조물의 도면.
도 3은 에너지가 기계식 또는 유압식 결합을 통하여 APU 유닛으로부터 메인 엔진에 공급되는 본 발명에 따른 구조물의 도면.
도 4는 엔진의 비대칭 작동의 경우에 본 발명에 따라 메인 엔진과 APU 유닛 사이의 결합의 구조물을 도시하는 도면.
도 5는 에너지가 배기부에서 열 교환기를 통하여 메인 엔진으로부터 APU 유닛에 공급되는 본 발명에 따른 구조물의 도면.
모든 도면에서, 동일한 기능을 가진 동일한 요소 또는 유사한 요소들은 동일한 도면부호 또는 유사한 도면부호들로 식별된다.
도 1을 참조하면, 본 발명에 따르는 구성의 도면이 헬리콥터의 2개의 메인 엔진들 중 하나의 메인 엔진만을 도시함으로써 간략화되고 다른 엔진은 동일하고 APU 유닛과 유사한 방식으로 대칭구조로 연결된다. 도시된 메인 엔진(1)과 같이, 메인 엔진은 터빈(23)에 차례로 연결되는 연소 챔버(22)에 결합된 압축기(21)로 구성된 조립체에 의해 형성된 가스 생성기(2)를 포함한다. 엔진은 또한 파워 트랜스미션 샤프트(31)를 구동하는 프리 터빈(free turbine, 3)을 포함한다. 가스 생성기(2)와 프리 터빈(3)은 공기 입구(4)와 가스 배출 파이프(5) 사이에 배열된다.
작동 중에, 챔버(22)는 인젝터(24)에 의해 연료가 공급되며, 또한 이 인젝터 내로 압축기(21)에 의해 압축된 공기가 유입된다. 챔버(22) 내의 공기/연료 혼합물의 연소는 에너지를 생성하는 고속 가스를 제공한다. 이들 고온 가스는 우선 HP 구동 샤프트(25)를 통하여 압축기(21)를 기계적으로 구동하는 터빈(23) 내에서 팽창되고 그 뒤에 프리 터빈(3) 내에서 팽창된다.
메인 엔진(1)은 감속 기어박스(6)를 통하여 헬리콥터의 로터, 설비 및 부속품에 기계적 파워를 전달하고, 특히 파워의 전기적 전달에 관한 도시된 실시예에서 전기 모터(61)에 전달한다. 엔진(1)은 또한 기계적 파워를 부속 기어박스(7)를 통하여 다른 설비 또는 부속품에 전달하고, 특히 실시예의 문헌 내에서 전기적 모터(71)에 전달한다. 기계식 이륙 샤프트(1a, 1b)는 구동 샤프트(25)와 트랜스미션 샤프트(31)를 기어박스(6, 7)에 연결한다.
도 1에 도시된 구성의 도면은 또한 메인 엔진과 같이 압축기(8a)를 포함한 가스 생성기(81), 연소 챔버(86) 및 터빈(8c)을 포함하는 APU 유닛(8)을 도시한다. APU 유닛(8)의 가스 생성기(81)의 구동 샤프트(82)는 샤프트(82)에 의해 전달된 기계적 에너지를 전기 에너지로 변환하는 전기적 생성기(83)에 결합된다. 전도체(10)에 의해 헬리콥터 네트워크(9)에 제공된 전류는 이에 따라 메인 엔진(1)의 부속 기어박스(7) 및 감속 기어박스(6) 상에 장착된 전기적 설비 또는 부속품에 전달될 수 있다. 예시에서 전기 모터(61, 71)가 셀렉터 기어박스(selector gearbox, 91)를 통하여 생성기(83)에 의해 파워가 공급되는 네트워크(9)에 전기적으로 연결됨으로써 에너자이징된다.
도 2에 도시된 또 다른 예시는 파워의 공압 전달에 관한 것이다. 이 경우에, APU 유닛은 파워를 공압 설비에 공급하기에 충분한 압력의 공기 유동을 생성하는 로드 압축기(load compressor, 84)를 구동한다. 이 설비는 샤프트(1a, 1b)를 통하여 메인 엔진에 기계적으로 연결되도록 감속 기어박스(6) 및 부속 기어박스(7) 상에 장착된다. 예시에서, 감속 기어박스(6) 및 부속 기어박스(7) 상에 장착되는 보조 에어-컨디셔닝 터빈(62, 72)은 예를 들어, 3-웨이 밸브와 같이 공압 셀렉터(92)와 에어 덕트(20)를 통해 로드 압축기(84)에 이해 파워가 공급된다. 터빈(62, 72)을 빠져나가는 공기는 헬리콥터의 전체 트랙션 시스템의 전자 설비와 함께 그룹화되는 엔진 베이의 통기를 돕는다.
도 3에 도시된 또 다른 예시에서, 기계 및 유압 파워는 APU 유닛(8) 내에서 가스 생성기(81)에 의해 구동되는 기어박스(11)에 의해 전달된다. 기어박스(11)는 피니언(P1)의 시스템, 리턴(R1) 및 분리가능 기어(93)의 시스템에 의해 결합된 트랜스미션 샤프트(12) 및 구동 샤프트(82)를 통하여 부속 기어박스(7) 및/또는 감속 기어박스(6)에 결합된다. 이들 기어박스는 또한 메인 엔진(1)의 구동 샤프트(25, 31) 상에 장착된다. APU 유닛(8)에 의해 제공된 에너지는 특히 펌프 또는 추가 엔진을 구동하도록 한다.
바람직하게는, 전기식, 공압식, 유압식 및/또는 공압식 파워 변환 부재는 동일한 전달 기어박스 내에서 서로 그룹화될 수 있다. 이 전달 기어박스로 통합되고 APU 유닛(하기 도 4에 따른 기술 내용 참조)의 FADEC에 의해 제어된 셀렉터에 따라 원하는 타입의 에너지를 제공하는 변환 부재가 결합될 수 있다. APU 유닛(8)의 FADEC(13)은 또한 비행 제어 유닛(14)에 연결됨으로써(도 4에 따른 하기 기술 내용 참조)터빈(62, 72)과 전기식 모터(61, 71)와 같은 설비 또는 이륙 샤프트(1a, 1b)를 통하여 엔진(1)의 샤프트(31, 25)에 연결되는 기어박스(6, 7)에 대한 선택 시스템(91, 92, 93)의 "및/또는" 모드에서의 연결을 제어한다.
따라서, APU 유닛은 메인 엔진의 효율의 향상에 기여하고 이에 따라 온-보드 트랙션 시스템의 파워 밀도의 최적화에 기여한다. 사실상, 동일한 허용가능 파워를 갖는 메인 엔진의 치수 및 중량을 감속시키거나 또는 허용가능 파워를 증가시킬 수 있다.
게다가, 헬리콥터의 메인 엔진은 하기 두 가지의 모드에 따라 작동될 수 있다: 정상 작동 시에 메인 엔진은 동일한 파워를 제공하고 비대칭 작동 시에 엔진들 중 하나의 엔진이 상당히 더 큰 파워를 제공한다. 이 비대칭 작동은 엔진들 중 하나의 엔진이 예를 들어 특정 환경에서의 검색 시에 헬리콥터의 미션의 특정 단계에서 임의의 방식으로 또는 부분적으로 또는 전체적으로 오작동될 때 발생될 수 있다.
무의식적 비대칭 작동의 경우에, APU 유닛에 의해 제공된 파워는 추진 시에 균형 상태(equilibrium)를 회복하기 위하여 부분적으로 오작동하는 엔진에 우선적으로 적용될 수 있다. 임의의 비대칭 작동의 경우, APU 유닛에 의해 제공된 파워는 이 상의 로드를 완화시키기 위하여 로딩된 엔진에 적용된다. 도 4에 도시된 바와 같이 비대칭 작동의 모든 경우에, APU 유닛(8)과 메인 엔진(1, 1')은 파워 트랜스미션 샤프트(25, 25', 31, 31', 82)와 구동 샤프트의 토크 및 속도에 관한 정보를 전달하는 FADEC 타입의 디지털 제어 유닛(13)을 갖는다. 이 정보는 토크 및 속도 제한 값과 관련된 이들 메인 엔진 각각의 작동 상태에 따라 이륙 샤프트(1a, 1b)뿐만 아니라 선택 시스템(91, 92, 93)을 통하여 설비에 그리고 메인 에진(1, 1')에 APU 유닛(8)으로부터 파워의 전달을 조절하기 위하여 비행 제어 유닛(14) 내에서 중심화된다.
엔진들 중 하나의 엔진의 전체적인 고장의 경우, 즉 특정 OEI 상황에서, APU 유닛으로부터의 파워가 이 엔진을 재개시하기 위한 시도의 우선으로서 제공된다. 임의의 비대칭 작동의 경우에, APU 유닛으로부터의 파워는 대부분 로딩된 엔진 상의 로드를 완화시키는 것에 대한 우선으로서 제공된다. 전체 APU/메인 엔진 트랙션 시스템 또는 더욱 일반적으로 가스-터빈/메인-엔진 트랙션 시스템의 특정 소모를 최적화하기 위하여, 배기부에서 열 에너지의 회수가 또한 이륙 샤프트(1a, 1b)를 통하여 APU 유닛으로부터 메인 엔진으로 에너지의 공급과 함께 제공될 수 있다. 도 5의 도면에 도시된 바와 같이, 메인 엔진(1, 1')의 각각의 배기 파이프(5, 5')는 열 교환기(15, 15') 내로 통합된다. 이들 열 교환기는 배기 가스로부터 열 에너지의 상당 부분을 회수한다.
열 교환기(15, 15') 내에서 순환하는 열 회수 유체는 APU 유닛(8)의 압축기(8a)의 출구에서 제거되고 연소 챔버(8b)의 바로 업스트림에서 재주입된다. 덕트(80a, 80b)는 APU 유닛(8)의 가스 생성기(81)와 열 교환기(15, 15') 사이에서 유체가 순환하도록 허용한다.
이들 조건에서 동일한 성능에 따라 APU 유닛 내의 연료의 연소에 의해 제공되는 열의 공급은 감소될 수 있는데 이는 이 감소가 열 교환기(15, 15')로부터 유발되는 열의 공급에 의해 보상된다. 전체 트랙션 시스템에 의해 필요한 연료의 양이 이에 따라 감소된다. 연료의 이 감소는 바람직하게는 일반적으로 최장 단계인 크루징 단계(cruising phase) 동안에 안정화된 비행 단계 중에 바람직하다.
열 에너지의 회수가 특히 높을 때, 이는 APU 유닛(8)의 연소 챔버 내로 연료의 주입을 중단시킬 수 있다. 이 경우에, APU 유닛에 대한 열 공급원이 열 교환기(15, 15')를 통하여 그리고 메인 엔진(1, 1')으로부터의 배기 가스로부터 기인된다. 전체 트랙션 시스템의 에너지 최적화가 이에 따라 최적화된다. 본 발명은 도시되고 기재된 실시예에 제한되지 않는다.
예를 들어 APU 유닛, 또는 더욱 일반적으로 보조 엔진의 구동 샤프트를 감속 기어박스 및/또는 부속 기어박스를 통하여 또는 메인 연결식 터빈 엔진의 구동 샤프트에 직접 연결된 설비 또는 부속품에 결합함으로써 본 발명을 메인 연결식 터빈 엔진에 적용할 수 있다. 용어 '보조 엔진'의 범위는 가스 터빈(예를 들어, 디젤 엔진, 연료 전지 등)의 기술과 상이한 기술을 사용하는 엔진으로 확장된다. 따라서, 이 보조 엔진은 2개의 다른 메인 엔진의 치수 및 성능과 비교하여 더 작은 치수와 더 우수한 성능을 갖는 3-터빈 헬리콥터의 엔진일 수 있다.

Claims (10)

  1. 비-추진 파워를 제공하기 위해 배열된 보조 엔진 및 추진 파워를 제공하도록 배열된 메인 엔진을 포함하는 헬리콥터의 메인 엔진(1, 1')과 보조 엔진(8) 사이에서 에너지의 최적화된 전달을 위한 방법으로서,
    상기 방법은 특정 비행 단계에서 하나 이상의 파워 적용부(83, 84, 11)를 통하여 하나 이상의 메인 엔진(1, 1')의 파워 트랜스미션 샤프트(31, 31') 및/또는 하나 이상의 구동 샤프트(25, 25')에 보조 엔진(8)의 구동 샤프트(82)를 연결함으로써 메인 엔진(1, 1')에 의해 생성된 파워에 보조 엔진(8)에 의해 생성된 파워를 부가하는 단계를 포함하는 방법.
  2. 제1항에 있어서, 보조 엔진(8)의 구동 샤프트(82)는 연결식-터빈 엔진을 갖는 구조물의 구동 샤프트, 가스 생성기(81)의 구동 샤프트(25, 25') 및/또는 프리-터빈 엔진을 갖는 구조물의 파워 트랜스미션 샤프트(31, 31')로부터 선택된 상기 메인 엔진의 하나 이상의 구동 샤프트 상에서 하나 이상의 메인 엔진(1, 1')에 연결되는 방법.
  3. 제1항에 있어서, 보조 엔진(8)으로부터의 파워의 공급은 헬리콥터의 미션 단계에 따라 임의의 비대칭의 경우 로딩된 모터에 대한 공급에 의해 그리고 비대칭이 엔진들 중 하나의 엔진의 부분적인 오작동에 의해 무의식적으로 야기되는 경우 상기 엔진(1, 1')의 비대칭 작동을 보상함으로써 엔진(1, 1')들 간의 파워의 균형 상태를 달성하도록 메인 엔진(1, 1')들 사이에서 조절되는 방법.
  4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 보조 엔진(8)에 의해 생성된 기계적 파워의 공급은 전기적, 공압적, 기계적 및/또는 유압 특성의 에너지로부터 선택된 에너지의 타입으로 변환되는 방법.
  5. 제4항에 있어서, 보조 엔진이 가스 터빈이기 때문에, 열(15, 15')의 교환은 각각의 메인 엔진(1, 1')으로부터의 배기 가스들 사이에서 수행되고, 압축 공기(8a)는 배기 가스로부터 열 에너지를 적어도 부분적으로 회수하고 보조 엔진(8)으로부터 가스(8b)의 업스트림에서 가열된 공기를 재주입하기 위하여 보조 엔진(8)으로부터 배출되는 방법.
  6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서, 메인 엔진으로부터의 배기 가스가 메인 엔진으로부터의 배기 가스가 열 공급원으로서 제공되도록 메인 엔진으로부터 보조 엔진(8)으로 충분한 열을 공급할 때 임의의 연료 공급 없이 보조 엔진(8)이 스위치-오프 챔버 내에서 작동되는 방법.
  7. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 따른 방법을 구현할 수 있는, 헬리콥터의 메인 엔진과 보조 파워 엔진 사이에서 에너지의 최적화된 전달을 위한 구조물로서, 상기 구조물은 보조 엔진(8)과 메인 엔진(1, 1')을 포함하고, 상기 메인 엔진(1, 1')은 보조 엔진(8)의 경우 하나 이상의 파워 변환 부재(83, 84, 11)에 연결되고 기계식, 전기식 및/또는 유압식 파워 이륙의 경우 감속 기어박스(6)와 부속 기어박스(7)에 연결된 가스 생성기(2)를 포함하며, 보조 엔진(8)의 파워 변환 부재(83, 84, 11)는 셀렉터 기어박스(91, 92, 93)에 의해 메인 엔진(1, 1')의 부속 기어박스(7) 및/또는 감속 기어박스(6)에 의해 또는 직접 설비 및 부속품에 연결되는 구조물.
  8. 제7항에 있어서, 메인 엔진(1, 1')이 파워 트랜스미션 샤프트(31, 31') 상에 장착된 프리 터빈(3)이 구비됨에 따라 감속 기어박스(6)는 프리 터빈(3)의 파워 트랜스미션 샤프트(31, 31')와 맞물리는 구조물.
  9. 제8항에 있어서, 메인 엔진(1, 1')은 파이프(5, 5') 내로 통합된 회수 열 교환기(15, 15') 및 가스 배기 파이프(5, 5')가 장착되고, 보조 엔진(8)은 구동 샤프트(82) 상에 장착된 터빈(8c), 연소 챔버(8b), 및 압축기(8a)에 의해 형성된 가스 생성기(81)가 장착된 가스 터빈이고, 상기 가스 생성기는 출구에서 보조 엔진(8)의 가스 생성기(81)의 가스 챔버(8b)의 업스트림에서 상기 회수 열 교환기(15, 15')가 결합되고 공기 압축기(8a)의 출구에서 메인 엔진(1, 1')의 배기 파이프(5, 5')의 열 교환기(15, 15')에 연결되는 구조물.
  10. 제7항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서, 보조 엔진(8)과 메인 엔진(1, 1')은 파워 트랜스미션 샤프트(31, 31')와 구동 샤프트(82)의 토크 및 속도에 관한 정보를 전달하는 FADEC 타입의 디지털 제어 유닛(13, 13')을 가지며, 이 정보는 토크 및 속도 제한 값과 관련된 이들 메인 엔진(1, 1') 각각의 작동 상태에 따라 보조 엔진(8)으로부터 메인 엔진(1, 1')으로 파워의 전달을 조절하기 위하여 비행 제어 유닛(14) 내에서 중심화되는 구조물.
KR1020147034957A 2012-06-15 2013-06-12 헬리콥터의 메인 엔진과 보조 파워 모터 간에 파워의 최적화된 전달을 위한 방법 및 장치 KR102097841B1 (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1255599A FR2992024B1 (fr) 2012-06-15 2012-06-15 Procede et architecture de transfert d'energie optimise entre un moteur auxiliaire de puissance et les moteurs principaux d'un helicoptere
FR1255599 2012-06-15
PCT/FR2013/051376 WO2014009620A1 (fr) 2012-06-15 2013-06-12 Procédé et architecture de transfert d'énergie optimisé entre un moteur auxiliaire de puissance et les moteurs principaux d'un helicoptere

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20150030203A true KR20150030203A (ko) 2015-03-19
KR102097841B1 KR102097841B1 (ko) 2020-04-06

Family

ID=47049238

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020147034957A KR102097841B1 (ko) 2012-06-15 2013-06-12 헬리콥터의 메인 엔진과 보조 파워 모터 간에 파워의 최적화된 전달을 위한 방법 및 장치

Country Status (12)

Country Link
US (1) US10059460B2 (ko)
EP (1) EP2861493B1 (ko)
JP (1) JP6313756B2 (ko)
KR (1) KR102097841B1 (ko)
CN (1) CN104379450B (ko)
CA (1) CA2874962C (ko)
ES (1) ES2698953T3 (ko)
FR (1) FR2992024B1 (ko)
IN (1) IN2014DN10616A (ko)
PL (1) PL2861493T3 (ko)
RU (1) RU2629621C2 (ko)
WO (1) WO2014009620A1 (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20170061132A (ko) * 2014-09-29 2017-06-02 사프란 헬리콥터 엔진스 헬리콥터 터빈 엔진 신속한 재가동 시스템의 무결성을 검사하는 장치 및 방법

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2986780B1 (fr) * 2012-02-13 2014-11-14 Motorisations Aeronautiques Dispositif d’alimentation en air d’un groupe auxiliaire de puissance d’un aeronef, aeronef
FR2992630B1 (fr) * 2012-06-29 2015-02-20 Turbomeca Procede et configuration d'apport d'energie propulsive et/ou non propulsive dans une architecture d'helicoptere par un moteur auxiliaire de puissance
US8939399B2 (en) 2012-07-31 2015-01-27 Textron Innovations Inc. System and method of augmenting power in a rotorcraft
WO2014182616A2 (en) 2013-05-06 2014-11-13 Sikorsky Aircraft Corporation Supplemental power for reduction of prime mover
FR3008679B1 (fr) * 2013-07-16 2015-08-14 Eurocopter France Installation motrice modulaire et aeronef muni d'un rotor de sustentation
FR3019219B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant
FR3019224B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Procede d'assistance d'un turbomoteur en veille d'un helicoptere multi-moteur et architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant au moins un turbomoteur pouvant etre en veille
FR3019220A1 (fr) * 2014-03-27 2015-10-02 Turbomeca Procede de redemarrage alternatif d'un turbomoteur en veille d'un helicoptere et architecture multi-moteur permettant la mise en œuvre d'un tel procede
FR3019358B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Procede de gestion globale optimisee d'un reseau energetique d'un aeronef et dispositif correspondant
FR3019218B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant
FR3019588B1 (fr) * 2014-04-08 2019-06-14 Safran Helicopter Engines Dispositif d'assistance d'un systeme propulsif a propergol solide d'un helicoptere monomoteur, helicoptere monomoteur comprenant un tel dispositif et procede correspondant
US10066547B2 (en) 2014-07-01 2018-09-04 United Technologies Corporation Combined two engine cycle with at least one recuperated cycle engine for rotor drive
FR3024180B1 (fr) * 2014-07-28 2016-07-22 Turbomeca Dispositif pneumatique de reactivation rapide d'un turbomoteur, architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur equipe d'un tel dispositif et helicoptere correspondant
FR3031500B1 (fr) 2015-01-12 2017-01-13 Turbomeca Dispositif et procede de regulation d'un moteur auxiliaire adapte pour fournir une puissance propulsive au rotor d'un helicoptere
FR3036235B1 (fr) 2015-05-15 2018-06-01 Airbus Helicopters Procede pour activer un moteur electrique d'une installation hybride d'un aeronef multimoteur et un aeronef
FR3043724A1 (fr) * 2015-11-16 2017-05-19 Snecma Procede de dimensionnement d'un ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire
US10723452B2 (en) * 2017-02-15 2020-07-28 Sikorsky Aircraft Corporation Engine systems for rotorcraft
US10393017B2 (en) * 2017-03-07 2019-08-27 Rolls-Royce Corporation System and method for reducing specific fuel consumption (SFC) in a turbine powered aircraft
FR3078057B1 (fr) * 2018-02-19 2022-04-22 Safran Helicopter Engines Architecture de systeme propulsif d'un helicoptere bimoteurs
US11415044B2 (en) * 2018-06-19 2022-08-16 Raytheon Technologies Corporation Multi-engine architecture with linkages to multiple spools
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
US10954863B2 (en) 2019-04-09 2021-03-23 General Electric Company Phasing gearbox
US11663863B2 (en) 2019-06-07 2023-05-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Methods and systems for operating a rotorcraft
US11479348B2 (en) 2019-08-31 2022-10-25 Textron Innovations Inc. Power management systems for multi engine rotorcraft
RU2729311C1 (ru) * 2020-01-29 2020-08-05 Борис Яппарович Альмухаметов Гибридная турбовентиляторная установка со встроенным роторным ДВС
US11608189B2 (en) * 2020-08-11 2023-03-21 Textron Innovations Inc Multistage infrared suppression exhaust system
US11434824B2 (en) 2021-02-03 2022-09-06 General Electric Company Fuel heater and energy conversion system
CN113323757B (zh) * 2021-06-01 2022-12-20 北京清软创想信息技术有限责任公司 一种分离式气压型辅助动力空气管路系统

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090302152A1 (en) * 2007-08-01 2009-12-10 Rolls-Royce Plc Engine arrangement
US20120119020A1 (en) * 2010-11-16 2012-05-17 Donald Burns Aircraft, propulsion system, and system for taxiing an aircraft

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3455182A (en) * 1967-04-12 1969-07-15 Garrett Corp Helicopter lift augmentation means
US3963372A (en) * 1975-01-17 1976-06-15 General Motors Corporation Helicopter power plant control
US5054716A (en) * 1989-10-16 1991-10-08 Bell Helicopter Textron Inc. Drive system for tiltrotor aircraft
FR2670553B1 (fr) * 1990-12-12 1993-04-02 Aerospatiale Mecanisme de transmission de puissance entre un arbre moteur et deux ensembles a entrainer, utilisable notamment sur les giravions.
US5239830A (en) * 1992-03-05 1993-08-31 Avco Corporation Plural engine power producing system
US6098921A (en) * 1999-05-06 2000-08-08 Piasecki Aircraft Corp. Rotary wing aircraft supplementary power drive system
RU2224686C1 (ru) * 2003-04-07 2004-02-27 Открытое акционерное общество "Казанский вертолетный завод" Вертолёт
DE102005046729B4 (de) * 2005-09-29 2012-01-05 Airbus Operations Gmbh Energieversorgungssystem für die Versorgung von Luftfahrzeugsystemen
GB2460246B (en) * 2008-05-21 2012-09-19 Matthew P Wood Helicopter with auxiliary power unit for emergency rotor power
FR2962488B1 (fr) 2010-07-06 2014-05-02 Turbomeca Procede et architecture de recombinaison de puissance de turbomachine
US8845898B2 (en) * 2010-07-07 2014-09-30 Hamilton Sundstrand Corporation APU fuel filter housing scupper

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090302152A1 (en) * 2007-08-01 2009-12-10 Rolls-Royce Plc Engine arrangement
US20120119020A1 (en) * 2010-11-16 2012-05-17 Donald Burns Aircraft, propulsion system, and system for taxiing an aircraft

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20170061132A (ko) * 2014-09-29 2017-06-02 사프란 헬리콥터 엔진스 헬리콥터 터빈 엔진 신속한 재가동 시스템의 무결성을 검사하는 장치 및 방법

Also Published As

Publication number Publication date
FR2992024A1 (fr) 2013-12-20
RU2014150999A (ru) 2016-08-10
ES2698953T3 (es) 2019-02-06
IN2014DN10616A (ko) 2015-09-11
EP2861493B1 (fr) 2018-10-17
CA2874962C (fr) 2021-03-30
RU2629621C2 (ru) 2017-08-30
KR102097841B1 (ko) 2020-04-06
CA2874962A1 (fr) 2014-01-16
JP6313756B2 (ja) 2018-04-18
FR2992024B1 (fr) 2017-07-21
PL2861493T3 (pl) 2019-03-29
US20150122944A1 (en) 2015-05-07
JP2015525321A (ja) 2015-09-03
EP2861493A1 (fr) 2015-04-22
CN104379450B (zh) 2017-05-31
CN104379450A (zh) 2015-02-25
US10059460B2 (en) 2018-08-28
WO2014009620A1 (fr) 2014-01-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR102097841B1 (ko) 헬리콥터의 메인 엔진과 보조 파워 모터 간에 파워의 최적화된 전달을 위한 방법 및 장치
US11746701B2 (en) Bleed expander cooling with turbine
US9885289B2 (en) Aircraft propulsion architecture integrating an energy recovery system
US10428739B2 (en) Self-contained power unit for implementing a method for optimizing the operability of an aircraft propulsive unit
EP3002435B1 (en) Accessory drive system for a gas turbine engine
RU2658212C2 (ru) Гибридная электрическая силовая передача для беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки
KR101858271B1 (ko) 터보머신의 파워를 재조합하기 위한 방법 및 구성
KR101860164B1 (ko) 항공기의 전체 에너지 효율 최적화 및 이를 실현하기 위한 메인 동력 패키지
US8672263B2 (en) Power distribution system
US10301035B2 (en) Method and configuration for an auxiliary power engine to deliver propulsive and/or non-propulsive energy in a helicopter architecture
EP2452878B1 (en) Propulsion system for an aircraft, aircraft and method of operating a propulsion system
US6776002B1 (en) Magnetically coupled integrated power and cooling unit
US20090302152A1 (en) Engine arrangement
GB2570475A (en) Cabin blower system
US20140290287A1 (en) Method and architecture for recovery of energy in an aircraft
CA2826127C (en) Systems and methods for driving an oil cooling fan of a gas turbine engine
EP4224000A1 (en) Multiple turboexpander system having selective coupler
US20210122487A1 (en) Aircraft power supply arrangements
US20230323787A1 (en) Free turbine turbogenerator comprising a reversible electrical machine coupled to the free turbine

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant