RU2017103313A - Пневматическое устройство быстрой реактивации газотурбинного двигателя, структура силовой установки многомоторного вертолета, оборудованной таким устройством, и соответствующий вертолет - Google Patents
Пневматическое устройство быстрой реактивации газотурбинного двигателя, структура силовой установки многомоторного вертолета, оборудованной таким устройством, и соответствующий вертолет Download PDFInfo
- Publication number
- RU2017103313A RU2017103313A RU2017103313A RU2017103313A RU2017103313A RU 2017103313 A RU2017103313 A RU 2017103313A RU 2017103313 A RU2017103313 A RU 2017103313A RU 2017103313 A RU2017103313 A RU 2017103313A RU 2017103313 A RU2017103313 A RU 2017103313A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pneumatic
- gas turbine
- gas
- turbine engine
- reactivation
- Prior art date
Links
- 230000007420 reactivation Effects 0.000 title claims 13
- RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N flonicamid Chemical compound FC(F)(F)C1=CC=NC=C1C(=O)NCC#N RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N 0.000 title 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 title 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims 2
- 238000010396 two-hybrid screening Methods 0.000 claims 2
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 claims 1
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 claims 1
- 238000000034 method Methods 0.000 claims 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims 1
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 claims 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/06—Helicopters with single rotor
-
- 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
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
- B64D31/02—Initiating means
- B64D31/06—Initiating means actuated automatically
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D19/00—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith
-
- 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
-
- A—HUMAN NECESSITIES
- A62—LIFE-SAVING; FIRE-FIGHTING
- A62C—FIRE-FIGHTING
- A62C3/00—Fire prevention, containment or extinguishing specially adapted for particular objects or places
- A62C3/07—Fire prevention, containment or extinguishing specially adapted for particular objects or places in vehicles, e.g. in road vehicles
- A62C3/08—Fire prevention, containment or extinguishing specially adapted for particular objects or places in vehicles, e.g. in road vehicles in aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B60—VEHICLES IN GENERAL
- B60Y—INDEXING SCHEME RELATING TO ASPECTS CROSS-CUTTING VEHICLE TECHNOLOGY
- B60Y2200/00—Type of vehicle
- B60Y2200/50—Aeroplanes, Helicopters
- B60Y2200/52—Helicopters
-
- 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
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/85—Starting
-
- 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
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/01—Purpose of the control system
- F05D2270/09—Purpose of the control system to cope with emergencies
- F05D2270/093—Purpose of the control system to cope with emergencies of one engine in a multi-engine system
-
- 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)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Supercharger (AREA)
Claims (20)
1. Устройство быстрой реактивации газотурбинного двигателя (6) вертолета, отличающееся тем, что содержит:
пневматическую турбину (7), механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем (6) для его приведения во вращение с целью обеспечения его реактивации,
пневматический аккумулятор (9), связанный с упомянутой пневматической турбиной (7) через пневматический контур (10) питания газом под давлением упомянутой пневматической турбины (7),
управляемый пневматический вентиль (11) быстрого открывания, установленный на пневматическом контуре (10) между упомянутым аккумулятором (9) и упомянутой пневматической турбиной (7) и выполненный с возможностью перехода по команде по меньшей мере в одно открытое положение, в котором газ может питать упомянутую пневматическую турбину (7), что обеспечивает реактивацию упомянутого газотурбинного двигателя (6), или в закрытое положение, в котором упомянутая пневматическая турбина (7) перестает получать питание газом под давлением.
2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что дополнительно содержит редуктор (14), установленный на пневматическом контуре (10) между упомянутым пневматическим вентилем (11) и упомянутой пневматической турбиной (7) и выполненный с возможностью регулирования давления газа, питающего упомянутую пневматическую турбину (7).
3. Устройство по одному из пп. 1 или 2, отличающееся тем, что упомянутая пневматическая турбина (7) механически соединена с упомянутым газотурбинным двигателем (6) по меньшей мере через одно колесо (8) свободного хода.
4. Устройство по одному из пп. 1-2, отличающееся тем, что упомянутый пневматический аккумулятор (9) содержит газовую смесь, содержащую по меньшей мере 50 мас.% нейтрального газа, и реагент для пожаротушения.
5. Устройство по одному из пп. 1-2, отличающееся тем, что упомянутая пневматическая турбина (7) содержит вход питания низкого давления, выполненный с возможностью осуществления теста на целостность кинематической цепи, образованной пневматической турбиной (7) и колесом (8) свободного хода.
6. Устройство по одному из пп. 1-2, отличающееся тем, что положением упомянутого пневматического вентиля (11) управляют при помощи электронного устройства и его открыванием управляют при помощи пиротехнического устройства.
7. Структура силовой установки многомоторного вертолета, содержащей газотурбинные двигатели (6,16), связанные с коробкой (22) передачи мощности, отличающаяся тем, что содержит:
по меньшей мере один газотурбинный двигатель (6,16) среди упомянутых газотурбинных двигателей, называемый гибридным газотурбинным двигателем и выполненный с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, при этом другие газотурбинные двигатели работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета,
по меньшей мере одно устройство быстрой реактивации гибридного газотурбинного двигателя по одному из пп. 1-6, выполненное с возможностью вывода этого гибридного газотурбинного двигателя из упомянутого дежурного режима и его перевода в так называемый номинальный режим, в котором он выдает механическую мощность в упомянутую коробку передачи мощности.
8. Структура по п. 7, отличающаяся тем, что содержит по меньшей мере одно устройство (26,36) пожаротушения, расположенное вблизи газотурбинного двигателя (6,16) и соединенное с упомянутым пневматическим вентилем (11,21) устройства быстрой реактивации через трубопровод, называемый пожарным трубопроводом (25,35), таким образом, чтобы упомянутый газ из упомянутого пневматического аккумулятора (29,39) этого устройства реактивации можно было подать посредством управления упомянутым вентилем (11,21) в упомянутое устройство пожаротушения.
9. Структура по одному из п.п. 7 или 8, отличающаяся тем, что содержит два гибридных газотурбинных двигателя (6,16) и два устройства быстрой реактивации по одному из п.п. 1-6, при этом каждый гибридный газотурбинный двигатель связан с одним соответствующим устройством реактивации.
10. Структура по одному из пп. 7 или 8, отличающаяся тем, что содержит два гибридных газотурбинных двигателя (6,16) и единое устройство реактивации по одному из пп. 1-6, которое содержит две пневматические турбины (7,17), связанные соответственно с каждым гибридным газотурбинным двигателем (6,16), при этом упомянутый пневматический вентиль (11) является трехходовым вентилем, управляемым для направления газа в упомянутую пневматическую турбину предназначенного для реактивации гибридного газотурбинного двигателя.
11. Вертолет, содержащий силовую установку, отличающийся тем, что упомянутая силовая установка имеет структуру по одному из пп. 7-10.
12. Способ быстрой реактивации газотурбинного двигателя (6) вертолета, отличающийся тем, что содержит:
этап управления открыванием пневматического вентиля (11), установленного на пневматическом контуре (10) между пневматическим аккумулятором (9) и пневматической турбиной (7), механически связанной с упомянутым газотурбинным двигателем (6),
этап доставки отбираемого газа в упомянутую пневматическую турбину (7),
этап преобразования упомянутой пневматической турбиной (7) пневматической мощности газа под давлением в механическую мощность для обеспечения реактивации газотурбинного двигателя (6).
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1457282A FR3024180B1 (fr) | 2014-07-28 | 2014-07-28 | 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 |
FR1457282 | 2014-07-28 | ||
PCT/FR2015/052009 WO2016016547A1 (fr) | 2014-07-28 | 2015-07-21 | Dispositif pneumatique de réactivation rapide d'un turbomoteur, architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère multi-moteur équipé d'un tel dispositif et hélicoptère correspondant |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2017103313A true RU2017103313A (ru) | 2018-08-28 |
RU2017103313A3 RU2017103313A3 (ru) | 2019-01-29 |
RU2703862C2 RU2703862C2 (ru) | 2019-10-22 |
Family
ID=51830504
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017103313A RU2703862C2 (ru) | 2014-07-28 | 2015-07-21 | Пневматическое устройство быстрой реактивации газотурбинного двигателя, структура силовой установки многомоторного вертолета, оборудованной таким устройством, и соответствующий вертолет |
Country Status (11)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US11492975B2 (ru) |
EP (1) | EP3175090B1 (ru) |
JP (1) | JP2017523342A (ru) |
KR (1) | KR20170031703A (ru) |
CN (1) | CN106574515B (ru) |
BR (1) | BR112017001161A2 (ru) |
CA (1) | CA2955637C (ru) |
FR (1) | FR3024180B1 (ru) |
PL (1) | PL3175090T3 (ru) |
RU (1) | RU2703862C2 (ru) |
WO (1) | WO2016016547A1 (ru) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10773814B2 (en) * | 2015-07-20 | 2020-09-15 | Sikorsky Aircraft Corporation | Control system for rotorcraft in-flight engine restarting |
FR3050765B1 (fr) * | 2016-04-28 | 2018-04-27 | Safran Helicopter Engines | Systeme auxiliaire d'entrainement d'un arbre d'un systeme propulsif d'un helicoptere |
FR3062882B1 (fr) | 2017-02-15 | 2019-10-18 | Safran Helicopter Engines | Systeme propulsif d'un helicoptere monomoteur |
CN107091161A (zh) * | 2017-05-17 | 2017-08-25 | 上海空间推进研究所 | 军用战机的燃气发生装置 |
FR3069407B1 (fr) * | 2017-07-20 | 2019-08-09 | Safran Electrical & Power | Architecture de ventilation d'helicoptere a chambre de melange |
US11084594B2 (en) * | 2018-04-03 | 2021-08-10 | Kidde Technologies, Inc. | Helium based emergency power and fire suppression system |
FR3110141A1 (fr) * | 2020-05-13 | 2021-11-19 | Airbus Operations (S.A.S.) | Aéronef comprenant un ensemble propulsif et un système anti-incendie de l’ensemble propulsif. |
Family Cites Families (30)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3196612A (en) * | 1963-06-26 | 1965-07-27 | Sud Aviation | Method and apparatus for starting gas turbine driven helicopter rotors |
US1032392A (en) * | 1910-11-12 | 1912-07-16 | Standard Alcohol Co | Process of producing fermentable sugar from lignocellulose. |
US1476059A (en) * | 1920-11-23 | 1923-12-04 | Siemens Schuckertwerke Gmbh | Method of electric driving |
FR1151717A (fr) | 1956-06-20 | 1958-02-05 | écrou indessérable | |
US2970440A (en) * | 1958-09-02 | 1961-02-07 | United Aircraft Corp | Starting system for engines |
FR1359766A (fr) | 1963-03-12 | 1964-04-30 | Appareil de traitement médical | |
US3869862A (en) * | 1972-12-01 | 1975-03-11 | Avco Corp | Fuel conservation system for multi-engine powered vehicle |
AT332227B (de) * | 1974-06-19 | 1976-09-10 | Osberger Helmut | Hubschrauber |
US4434621A (en) * | 1981-09-04 | 1984-03-06 | Teledyne Industries, Inc. | Engine fuel system |
US4979362A (en) * | 1989-05-17 | 1990-12-25 | Sundstrand Corporation | Aircraft engine starting and emergency power generating system |
US5136837A (en) * | 1990-03-06 | 1992-08-11 | General Electric Company | Aircraft engine starter integrated boundary bleed system |
US5201798A (en) * | 1990-09-24 | 1993-04-13 | Allied-Signal Inc. | Multifunction integrated power unit and power transfer apparatus therefor |
FR2742805B1 (fr) * | 1995-12-20 | 1998-01-16 | Snecma | Systeme d'aide au redemarrage des moteurs apres perte totale de motorisation |
DE19625559C1 (de) * | 1996-06-26 | 1997-10-09 | Daimler Benz Aerospace Ag | Verfahren zur Brandbekämpfung und Vorrichtung zu seiner Durchführung |
US6941760B1 (en) * | 2003-03-19 | 2005-09-13 | Hamilton Sundstrand Corporation | Start system for expendable gas turbine engine |
US20050056724A1 (en) * | 2003-09-11 | 2005-03-17 | Safe Flight Instrument Corporation | Helicopter turbine engine protection system |
US7805947B2 (en) * | 2005-05-19 | 2010-10-05 | Djamal Moulebhar | Aircraft with disengageable engine and auxiliary power unit components |
FR2914697B1 (fr) * | 2007-04-06 | 2012-11-30 | Turbomeca | Dispositif d'assistance aux phases transitoires d'acceleration et de deceleration |
FR2922860B1 (fr) * | 2007-10-26 | 2010-01-22 | Eurocopter France | Amelioration aux giravions equipes de turbomoteurs |
US8291715B2 (en) * | 2008-06-11 | 2012-10-23 | Honeywell International Inc. | Bi-modal turbine assembly and starter / drive turbine system employing the same |
US8087880B2 (en) * | 2008-12-03 | 2012-01-03 | General Electric Company | Active clearance control for a centrifugal compressor |
US20120059671A1 (en) * | 2010-09-08 | 2012-03-08 | William Park | System for real time recording and reporting of emergency medical assessment data |
DE102010047971A1 (de) * | 2010-10-08 | 2012-04-12 | Airbus Operations Gmbh | Haupttriebwerksstart mit Hilfe einer flugzeugseitigen Klimaanlage |
FR2967132B1 (fr) * | 2010-11-04 | 2012-11-09 | Turbomeca | Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur dissymetrique a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre |
US20130031912A1 (en) * | 2011-08-01 | 2013-02-07 | Hamilton Sundstrand Corporation | Gas turbine start architecture |
US8899910B2 (en) * | 2011-08-26 | 2014-12-02 | Hamilton Sundstrand Corporation | Air turbine starter and method for venting without loss of oil |
FR2992024B1 (fr) * | 2012-06-15 | 2017-07-21 | Turbomeca | Procede et architecture de transfert d'energie optimise entre un moteur auxiliaire de puissance et les moteurs principaux d'un helicoptere |
RU2523084C1 (ru) * | 2013-03-20 | 2014-07-20 | Государственное научное учреждение Всероссийский научно-исследовательский институт электрификации сельского хозяйства Российской академии сельскохозяйственных наук (ГНУ ВИЭСХ Россельхозакадемии) | Способ и устройство запуска и охлаждения микро газотурбинного двигателя пусковым компрессором с воздушным клапаном |
FR3010740B1 (fr) * | 2013-09-19 | 2018-03-02 | Snecma | Systeme et procede de demarrage d'urgence d'une turbomachine d'aeronef |
GB201317924D0 (en) * | 2013-10-10 | 2013-11-27 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
-
2014
- 2014-07-28 FR FR1457282A patent/FR3024180B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2015
- 2015-07-21 RU RU2017103313A patent/RU2703862C2/ru active
- 2015-07-21 CA CA2955637A patent/CA2955637C/fr active Active
- 2015-07-21 EP EP15753725.9A patent/EP3175090B1/fr active Active
- 2015-07-21 PL PL15753725T patent/PL3175090T3/pl unknown
- 2015-07-21 CN CN201580040408.4A patent/CN106574515B/zh active Active
- 2015-07-21 JP JP2017503473A patent/JP2017523342A/ja active Pending
- 2015-07-21 KR KR1020177002789A patent/KR20170031703A/ko not_active Application Discontinuation
- 2015-07-21 BR BR112017001161-1A patent/BR112017001161A2/pt not_active Application Discontinuation
- 2015-07-21 WO PCT/FR2015/052009 patent/WO2016016547A1/fr active Application Filing
- 2015-07-21 US US15/327,631 patent/US11492975B2/en active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR3024180B1 (fr) | 2016-07-22 |
PL3175090T3 (pl) | 2019-09-30 |
KR20170031703A (ko) | 2017-03-21 |
FR3024180A1 (fr) | 2016-01-29 |
EP3175090A1 (fr) | 2017-06-07 |
US20170211483A1 (en) | 2017-07-27 |
CA2955637C (fr) | 2022-05-31 |
JP2017523342A (ja) | 2017-08-17 |
EP3175090B1 (fr) | 2019-05-22 |
US11492975B2 (en) | 2022-11-08 |
RU2703862C2 (ru) | 2019-10-22 |
CN106574515B (zh) | 2020-05-19 |
CN106574515A (zh) | 2017-04-19 |
CA2955637A1 (fr) | 2016-02-04 |
RU2017103313A3 (ru) | 2019-01-29 |
WO2016016547A1 (fr) | 2016-02-04 |
BR112017001161A2 (pt) | 2018-01-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2017103313A (ru) | Пневматическое устройство быстрой реактивации газотурбинного двигателя, структура силовой установки многомоторного вертолета, оборудованной таким устройством, и соответствующий вертолет | |
RU2017113510A (ru) | Конструкция силовой установки вертолета, содержащей гибридный газотурбинный двигатель и систему повторного приведения в действие этого гибридного газотурбинного двигателя | |
PH12020000093A1 (en) | Electronically controllable and testable turbine trip system with redundant bleed manifolds | |
RU2016139023A (ru) | Архитектура силовой системы многомоторного вертолета и соответствующий вертолет | |
EP3667042A3 (en) | Low pressure compressor control for a gas turbine engine | |
RU2016139010A (ru) | Архитектура силовой системы многомоторного вертолета и соответствующий вертолет | |
WO2015028651A3 (en) | Blowout preventer stack and supply system | |
JP2017534014A5 (ru) | ||
RU2016136369A (ru) | Гидравлическое устройство экстренного запуска газотурбинного двигателя, силовая установка многомоторного вертолета, оборудованная таким устройством, и соответствующий вертолет | |
PL3607190T3 (pl) | Sposób sprawdzania maksymalnej dostępnej mocy maszyny wirowej statku powietrznego wyposażonego w dwie maszyny wirowe | |
WO2015076888A3 (en) | Multi-engine aircraft thrust balancing | |
BR112018002134A2 (pt) | estação de carregamento de veículo elétrico, e, método para controlar pelo menos uma estação de carregamento de veículo elétrico | |
EP2871130A3 (en) | Autonomous propulsion apparatus and methods | |
EP2801705A3 (en) | Method for operating a combined-cycle power plant | |
NZ712245A (en) | Wind park and method for controlling a wind park | |
RU2013147676A (ru) | Системы и способы запуска летательных аппаратов | |
JP6545260B2 (ja) | ヘリコプタータービンエンジンの迅速な再起動システムの完全性を試験するための装置および方法 | |
CA2606797A1 (en) | Power management of blasting lead-in system | |
WO2014149184A3 (en) | Enhanced combustion rocket engine systems and methods | |
CN205225553U (zh) | 一种具有远程启动装置的无人机 | |
CN203173406U (zh) | 刮板机 | |
KR101882137B1 (ko) | 실링 가스 공급 장치 | |
US9746096B2 (en) | Four-state adjustable air path structure | |
RU2015156891A (ru) | Летательный аппарат, выполненный с возможностью перехода из воздушного пространства в космическое пространство, и способ автоматической адаптации его конфигурации | |
EP3885563A4 (en) | Power generation control device for aircraft, and power generator provided therewith |