RU2352800C2 - Способ и система генерирования мощности для привода вспомогательных агрегатов двигателя - Google Patents
Способ и система генерирования мощности для привода вспомогательных агрегатов двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2352800C2 RU2352800C2 RU2006117061/06A RU2006117061A RU2352800C2 RU 2352800 C2 RU2352800 C2 RU 2352800C2 RU 2006117061/06 A RU2006117061/06 A RU 2006117061/06A RU 2006117061 A RU2006117061 A RU 2006117061A RU 2352800 C2 RU2352800 C2 RU 2352800C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- generator
- air
- equipment
- engine
- gearbox
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 26
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 claims abstract description 8
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 26
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 17
- 239000007858 starting material Substances 0.000 claims description 16
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims description 13
- 230000005611 electricity Effects 0.000 claims description 12
- 238000005461 lubrication Methods 0.000 claims description 8
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 6
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims description 6
- 238000005070 sampling Methods 0.000 claims description 6
- 230000009467 reduction Effects 0.000 claims description 3
- 239000004519 grease Substances 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000003921 oil Substances 0.000 description 10
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 3
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 3
- 230000001050 lubricating effect Effects 0.000 description 3
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000000314 lubricant Substances 0.000 description 1
- 239000010705 motor oil Substances 0.000 description 1
- 230000011664 signaling Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/16—Control of working fluid flow
- F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
-
- 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
- F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
- F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
- F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
-
- 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
- F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
-
- 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)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Control Of Eletrric Generators (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
- Telephone Function (AREA)
- High-Pressure Fuel Injection Pump Control (AREA)
- Auxiliary Drives, Propulsion Controls, And Safety Devices (AREA)
Abstract
Изобретения предназначены для системы энергопитания оборудования от газотурбинного двигателя. Система содержит электронное устройство управления для контролирования по меньшей мере одного параметра, содержащего информацию о начинающемся изменении потребляемой мощности, управляющий вентиль, регулируемый устройством управления и подающий воздух, отобранный от двигателя при работе в неустановившемся режиме в зависимости от по меньшей мере одного контролируемого параметра, и пневматическое устройство, в которое поступает отобранный воздух, для производства энергии с целью приведения в действие оборудования, установленного на борту самолета. Пневматическое устройство может представлять собой воздушную турбину или генератор со встроенной пневматикой. Такие способ и устройство позволят использовать пневматическую энергию двигателя для приведения в действие оборудования, установленного на борту самолета. 2 н. и 30 з.п. ф-лы, 10 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к способу и системе энергопитания оборудования от газотурбинного двигателя. В частности, настоящее изобретение предлагает гибридную систему энергопитания оборудования двигателя, которая обеспечивает улучшенные рабочие характеристики газотурбинного двигателя.
Уровень техники
Извлечение мощности из газотурбинного двигателя обычно производят с использованием механического редуктора, который приводится в действие валом отбора мощности, непосредственно соединенным с одним из главных приводных валов двигателя. Редуктор устанавливают таким образом, чтобы обеспечить возможность последующего присоединения любого оборудования, приводимого в действие двигателем, например топливного насоса, масляного насоса, гидравлического насоса, электрогенераторов и т.п. Редуктор осуществляет преобразование механической энергии вала газовой турбины в механическую энергию валов элементов оборудования.
Компрессоры высокого давления газовой турбины работают в установившемся режиме, которому соответствует представленная на фиг.1 рабочая линия 10 роста расхода воздуха через компрессор и отношения давлений при увеличении скорости вращения ротора. Область возможных режимов работы компрессора ограничена линией 12 остановки, за которой поддержание устойчивого расхода воздуха через компрессор невозможно. Рабочая линия 10 компрессора при заданном расходе воздуха соответствует меньшим значениям отношения давлений, чем линия 12 остановки, что обеспечивает запас устойчивости для работы двигателя в неустановившемся режиме. В ходе разгона двигателя параметры компрессора отклоняются от рабочей линии 10 установившегося режима и изменяются в соответствии с рабочей линией 14 неустановившегося режима. В случае типичного компрессора высокого давления рабочая линия 14 неустановившегося режима характеризуется меньшим запасом устойчивости в рабочем диапазоне параметров двигателя. Как показано на фиг.2, потребление мощности вспомогательным оборудованием негативно сказывается на работе в неустановившемся режиме в связи с уменьшением имеющегося запаса устойчивости.
В известных решениях производство энергии для оборудования газовой турбины обеспечивают механическими средствами при помощи нескольких зубчатых передач и передаточных валов, прикрепленных к ротору высокого давления двигателя. Электрическая и гидравлическая энергия для систем самолета, а также движущая сила масляных и топливных насосов двигателя производятся установленным на двигателе механическим приводом оборудования. Значительная доля мощности вала, отбираемая при этом, сокращает запас устойчивости работы двигателя в неустановившемся режиме, как это показано на фиг.2.
Известны несколько решений, обеспечивающих возможность работы двигателя в неустановившемся режиме с учетом описанных ограничений. Так, может быть уменьшена скорость разгона двигателя; однако такое уменьшение может быть несовместимо с требованиями, предъявляемыми к безопасности самолета в аварийных обстоятельствах, например, при огибании препятствий. Увеличение минимального числа оборотов ротора высокого давления на малом газе, приводящее к росту тяги на малом газе и, следовательно, к сокращению диапазона возможных значений тяги (от тяги на малом газе до тяги при максимальной мощности), также позволяет уменьшить скорость разгона и отклонения в неустановившемся режиме. Однако это также может быть несовместимо с требуемыми режимами функционирования самолета, т.к. более высокое число оборотов на малом газе приводит к увеличению тяги на малом газе, что требует большей высоты полета перед снижением самолета. С учетом требований к режиму работы на малом газе, связанных с профилем снижения самолета и управляемостью тягой, необходимой для обеспечения безопасности самолета, диапазон изменений параметров компрессора при работе в неустановившемся режиме оказывается, по существу, фиксированным, что приводит к необходимости снижения нагрузки на ротор высокого давления, создаваемой отбором мощности для работы оборудования.
Отбор воздуха из компрессора может быть использован для удаления рабочей линии компрессора от линии перегрузки. Эта технология широко применяется в известных решениях; однако она характеризуется некоторыми недостатками, в частности повышением уровня шума двигателя и воздействием нагретого до высоких температур выхлопа на элементы обтекателя (кожуха) двигателя.
Существует потребность в системе, которая одновременно обеспечивала бы снижение механической нагрузки на вал и позволяла бы системам поглощать и использовать энергию воздуха, отбираемого от компрессора на малых мощностях.
Раскрытие изобретения
Таким образом, задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в предложении системы, в которой пневматическая энергия может быть использована для производства мощности для приведения в действие оборудования, установленного на борту самолета, в то же время обеспечивая улучшение положения рабочей линии компрессора газовой турбины относительно линии перегрузки компрессора (увеличение запаса устойчивости).
Другая задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в предложении способа использования пневматической энергии двигателя для приведения в действие оборудования, установленного на борту самолета, в то же время обеспечивая улучшение положения рабочей линии компрессора газовой турбины относительно линии перегрузки компрессора (увеличение запаса устойчивости).
Решение поставленных задач обеспечивается системой и способом по настоящему изобретению.
В соответствии с настоящим изобретением предлагается гибридная система энергопитания оборудования двигателя. Система в общем случае содержит средства контроля по меньшей мере одного параметра, содержащего информацию о начинающемся изменении потребляемой мощности, средства подачи воздуха, отбираемого от двигателя при его работе в неустановившемся режиме в зависимости от указанного по меньшей мере одного контролируемого параметра, и пневматические средства для приема отобранного воздуха и производства энергии для приведения в действие оборудования, установленного на борту самолета. Средства контроля содержат электронное устройство управления двигателем, получающее по меньшей мере один входящий сигнал о начинающемся изменении потребляемой мощности.
Электронное устройство управления двигателем содержит автономную цифровую систему управления двигателем.
Средства подачи отобранного воздуха содержат управляющий вентиль, открываемый или регулируемый сигналом, поступающим с автономной цифровой системы управления двигателем.
Управляющий вентиль выполнен с обеспечением, в своем открытом положении, поступления воздуха, отобранного от компрессора высокого давления указанного двигателя, в указанные пневматические средства.
Система дополнительно содержит контур обратной связи для передачи сигнала, представляющего состояние вентиля, на электронное устройство управления.
Пневматические средства содержат генератор со встроенной пневматикой для производства электроэнергии с целью приведения в действие по меньшей мере одного из элементов оборудования, выбранных из группы, включающей генератор, стартер и/или генератор, топливный насос, маслоотделитель, генератор на постоянном магните, смазочный насос и гидравлический насос.
Пневматические средства содержат генератор со встроенной пневматикой для подачи механической энергии на редуктор с целью приведения в действие по меньшей мере одного из элементов оборудования, выбранных из группы, включающей генератор, стартер и/или генератор, топливный насос, маслоотделитель, генератор на постоянном магните, смазочный насос и гидравлический насос.
Пневматические средства содержат воздушную турбину, установленную на редукторе, для подачи механической энергии на редуктор с целью приведения в действие по меньшей мере одного из элементов оборудования, выбранных из группы, включающей генератор, стартер и/или генератор, топливный насос, маслоотделитель, генератор на постоянном магните, смазочный насос и гидравлический насос.
Пневматические средства содержат воздушную турбину, соединенную с валом редуктора посредством системы валов и шестерней, причем воздушная турбина выполнена с возможностью подачи механической энергии на редуктор с целью приведения в действие по меньшей мере одного из элементов оборудования, выбранных из группы, включающей генератор, стартер и/или генератор, топливный насос, маслоотделитель, генератор на постоянном магните, смазочный насос и гидравлический насос.
Пневматические средства содержат воздушную турбину, соединенную с редуктором, и дополнительно содержат генератор, соединенный с редуктором и приводимый в действие воздушной турбиной.
Пневматические средства содержат воздушную турбину и генератор, приводимый в действие воздушной турбиной, для подачи энергии на по меньшей мере одну систему, установленную на борту самолета.
Пневматические средства выполнены с возможностью увеличения в процессе работы запаса устойчивости компрессора высокого давления газотурбинного двигателя.
Кроме того, в соответствии с настоящим изобретением предлагается способ энергопитания оборудования от газотурбинного двигателя. Способ в общем случае включает этап контролирования по меньшей мере одного параметра, содержащего информацию о начинающемся изменении потребляемой мощности, этап отбора воздуха от двигателя при его работе в неустановившемся режиме, осуществляемого в зависимости от указанного по меньшей мере одного контролируемого параметра, и этап подачи отобранного воздуха в пневматические средства производства энергии для приведения в действие оборудования, установленного на борту самолета.
На этапе контролирования подают сигнал об изменении потребляемой в самолете мощности с панели управления в автономную цифровую систему управления двигателем.
На этапе контролирования подают сигнал об изменении потребляемой мощности из генератора электроэнергии в автономную цифровую систему управления двигателем.
На этапе контролирования подают сигнал, представляющий изменение крутящего момента ведущего вала и указывающий на изменение потребляемой мощности, в автономную цифровую систему управления двигателем.
На этапе контролирования подают сигнал, соответствующий нагрузке на по меньшей мере одном генераторе электроэнергии, в автономную цифровую систему управления двигателем.
На этапе контролирования подают по меньшей мере один сигнал, представляющий изменение потребляемой мощности, в электронное устройство управления, а на этапе отбора воздуха подают сигнал из электронного устройства управления на управляющий вентиль, подающий поток воздуха, отобранного от компрессора высокого давления газотурбинного двигателя, в указанные пневматические средства.
Подают сигнал обратной связи, представляющий состояние вентиля, на электронное устройство управления.
На этапе подачи подают отобранный воздух в генератор со встроенной пневматикой, предназначенный для подачи энергии для приведения в действие по меньшей мере одного элемента оборудования, соединенного с редуктором.
Производят электроэнергию посредством генератора со встроенной пневматикой и подают электроэнергию на по меньшей мере один элемент оборудования.
Производят механическую энергию вращения вала посредством генератора со встроенной пневматикой и подают механическую энергию вращения вала на редуктор для привода системы передачи энергии с целью приведения в действие по меньшей мере одного элемента оборудования.
На этапе подачи подают отобранный воздух в воздушную турбину, установленную на редукторе, для производства механической энергии вращения вала с целью приведения в действие по меньшей мере одного элемента оборудования через систему передачи энергии.
Элемент оборудования содержит генератор, присоединенный к редуктору, причем механическую энергию вращения вала, произведенную воздушной турбиной, передают на генератор.
На этапе подачи подают отобранный воздух в воздушную турбину, соединенную с редуктором по меньшей мере одним валом, для производства механической энергии вращения вала с целью приведения в действие по меньшей мере одного элемента оборудования через систему передачи энергии.
На этапе подачи подают отобранный воздух в воздушную турбину и передают энергию с воздушной турбины на генератор для энергопитания по меньшей мере одной системы самолета.
Энергию, произведенную указанными пневматическими средствами, используют для приведения в действие по меньшей мере одного из следующих элементов оборудования: генератора, стартера и/или генератора, топливного насоса, маслоотделителя, генератора на постоянном магните, смазочного насоса и гидравлического насоса.
Этап отбора воздуха и этап подачи отобранного воздуха осуществляют с уменьшением потребления механической энергии вращения ротора высокого давления двигателя и с понижением рабочей линии компрессора, тем самым обеспечивая возможность перехода в неустановившийся режим работы с улучшенным запасом устойчивости.
Выводят выпускаемый отобранный воздух через указанные пневматические средства для уменьшения температуры и скорости выхлопного потока, тем самым уменьшая шум выхлопа и улучшая совместимость с элементами обтекателя двигателя.
Выпускают отобранный воздух из указанных пневматических средств под обтекатель.
Прекращают подачу отобранного воздуха после прохождения точки минимального запаса устойчивости на разгонной характеристике.
Краткое описание чертежей
Другие особенности гибридной системы энергопитания оборудования двигателя по настоящему изобретению, а также другие задачи и преимущества изобретения изложены в нижеследующем подробном описании и прилагаемых чертежах, в которых использованы цифровые обозначения, соответствующие аналогичным элементам. На чертежах:
- на фиг.1 представлен график, иллюстрирующий рабочие линии и линии перегрузки газотурбинного двигателя,
- на фиг.2 представлен график зависимости запаса устойчивости от тяги для газотурбинного двигателя,
- фиг.3 схематически изображает архитектуру гибридной системы энергопитания оборудования двигателя по настоящему изобретению,
- фиг.4 схематически изображает первый вариант осуществления гибридной системы энергопитания оборудования двигателя по настоящему изобретению,
- фиг.5 схематически изображает второй вариант осуществления гибридной системы энергопитания оборудования двигателя по настоящему изобретению,
- фиг.6 схематически изображает третий вариант осуществления гибридной системы энергопитания оборудования двигателя по настоящему изобретению,
- фиг.7 схематически изображает четвертый вариант осуществления гибридной системы энергопитания оборудования двигателя по настоящему изобретению,
- фиг.8 схематически изображает пятый вариант осуществления гибридной системы энергопитания оборудования двигателя по настоящему изобретению,
- фиг.9 схематически изображает шестой вариант осуществления гибридной системы энергопитания оборудования двигателя по настоящему изобретению,
на фиг.10 представлен вид в разрезе пневматического устройства, используемого в различных вариантах осуществления гибридной системы энергопитания оборудования двигателя по настоящему изобретению.
Осуществление изобретения
Настоящее изобретение направлено на создание системы, которая одновременно обеспечивает снижение механической нагрузки на вал и позволяет системам поглощать и использовать энергию воздуха, отбираемого от компрессора на малых мощностях. Работа двигателя в неустановившемся режиме может быть улучшена или оптимизирована путем комбинирования нескольких известных компонентов управления и энергоснабжения. В системе по настоящему изобретению установленная на двигателе энергетическая система может работать с использованием только механической энергии в нормальных условиях работы в установившемся режиме и использовать сочетание пневматической и механической энергий при работе в неустановившемся режиме. В рамках настоящего описания термин «неустановившийся режим» обозначает любое изменение потребления мощности, происходящее при изменении потребления мощности двигателем в связи с изменением его состояния или при изменении потребляемой механической энергии или электроэнергии, связанным с изменением состояния какого-либо из элементов оборудования. В некоторых режимах полета использование сочетания пневматической и механической энергий может быть желательным также и при работе в установившемся режиме. Включение отбора воздуха от компрессора позволяет понизить рабочую линию, что увеличивает запас устойчивости (точка В на фиг.1). Отобранный воздух направляют в пневматическое устройство, которое уменьшает отбор механической мощности с вала ротора высокого давления газотурбинного двигателя. Уменьшение отбора механической мощности приводит к снижению рабочей линии компрессора, что вызывает дополнительное увеличение запаса устойчивости для изменения параметров в неустановившемся режиме, как иллюстрирует линия 18 на фиг.1.
На фиг.3 схематически представлена архитектура гибридной системы энергопитания оборудования двигателя по настоящему изобретению. На чертеже представлен двигатель 40, содержащий компрессор 90 высокого давления, соединенный с валом 92 ротора. Мощность передается с вала 92 ротора на редуктор 46 при помощи вала отбора мощности (не представлен). Редуктор 46 используется для генерирования мощности для элементов оборудования, например стартеров/генераторов 52, и, возможно, других устройств, например другого генератора (не представлен). Система также содержит пневматическое устройство 42, описанное ниже, которое используется для подачи мощности на редуктор 46, и/или приводимое в действие оборудование. Кроме того, как описано ниже, в устройство 42 поступает воздух, отбираемый от компрессора 90 или других частей двигателя 40 при работе двигателя в неустановившемся режиме для снижения нагрузки на вал 92 ротора и, следовательно, увеличения запаса устойчивости двигателя.
На фиг.4 проиллюстрирован первый вариант осуществления гибридной системы энергопитания оборудования двигателя по изобретению. Как обсуждалось выше, система 30 может быть использована для регулирования работы газотурбинного двигателя или другого оборудования самолета в установившемся или неустановившемся режиме. Система 30 использует пневматическое или электронное устройство 32 управления. В предпочтительном варианте осуществления изобретения устройство 32 может представлять собой автономную цифровую систему управления двигателем (FADEC); однако в альтернативном варианте осуществления устройство 32 может представлять собой пневматическое устройство управления, которое получает от датчиков сигнал о необходимости уменьшения крутящего момента редуктора и подает пневматическую энергию на устройство пневматического турбопривода. Устройство 32 может осуществлять регулирование работы двигателя в установившемся или неустановившемся режиме путем изменения подачи топлива и может представлять собой любое известное устройство FADEC. Устройство 32 также может управлять отбором воздуха от компрессора двигателя при работе в неустановившемся режиме. Устройство 32 получает информацию о мощности, потребляемой генератором через редуктор, используя один или несколько из следующих методов сигнализации: (1) ввод сигнала 34 с пульта управления в кабине пилота, указывающего на изменение потребления мощности самолетом; (2) ввод сигнала 37 из системы управления электрогенератором, указывающего на изменение потребления мощности; (3) ввод сигнала 39, соответствующего изменению крутящего момента какого-либо из ведущих валов, например ведущего вала электрогенератора, обнаруженному датчиком 41, предпочтительно установленным на валу, и указывающего на изменение потребления мощности; и/или (4) ввод сигнала 36, соответствующего изменению потребления мощности одного или нескольких электрогенераторов. Входящий сигнал 36 может поступать от устройства, регулирующего мощность, вырабатываемую электрогенератором или генераторами, или от датчиков, контролирующих выходную мощность электрогенератора или генераторов. Поступление любого из этих сигналов или всех их сообщает устройству 32 о начинающемся увеличении или уменьшении потребляемой мощности и, следовательно, о произошедшем или ожидаемом переходе в неустановившийся режим работы.
По получении сигнала об изменении потребляемой мощности устройство 32 передает вентилю 38 сигнал, который вызывает открытие или корректировку состояния вентиля. При открытом вентиле 38 воздух, отобранный от двигателя, например от компрессора 90 двигателя 40, который может представлять собой компрессор высокого давления, или от другой части двигателя 40, подается в пневматическое устройство 42, которое может представлять собой генератор со встроенной пневматикой. В рамках системы по настоящему изобретению сигнал, соответствующий состоянию вентиля, передается устройству 32 через контур 44 обратной связи.
Пневматическое устройство 42 может представлять собой любое известное устройство, предназначенное для передачи механической энергии вала на редуктор 46 с целью приведения в действие моторов 48 элементов оборудования, например топливного насоса, маслоотделителя (деойлера), генератора на постоянном магните (РМА), смазочного насоса, гидравлического насоса, генераторов и/или одного или нескольких стартеров/генераторов. В альтернативном варианте устройство 42 может представлять собой любое известное устройство, используемое для производства электроэнергии для работы моторов одного или нескольких из вышеупомянутых элементов оборудования или других элементов, потребляющих энергию. В качестве устройства 42 могут быть использованы, например, но не исключительно, такие пневматические устройства, как воздушные турбины, вспомогательные пневматические силовые установки, турбонагнетатели, пневматические стартеры, турбонасосы, а также другие пневматические устройства, вырабатывающие мощность. Электрическая или механическая энергия, вырабатываемая устройством 42 и используемая для приведения в действие элементов оборудования, компенсирует всю дополнительную нагрузку на электрогенераторы и уменьшает мощность, отбираемую от вала ротора двигателя.
Используя поступающую в устройство 32 управления информацию об отборе воздуха от компрессора и потребляемой электроэнергии от генератора, устройство 32 может управлять производством пневматической энергии. Управление производством пневматической энергии позволяет уменьшить нагрузку на двигатель и обеспечить больший запас устойчивости рабочей линии компрессора.
В варианте осуществления по фиг.5 пневматическое устройство 42′ представляет собой воздушную турбину, установленную на редукторе 46. В качестве воздушной турбины может использоваться любое известное устройство, вырабатывающее механическую энергию, которая передается на основной вал 50 редуктора 46 с использованием любых подходящих известных средств. Как показано на схеме, воздушная турбина вращает вал 50, соединенный с несколькими элементами оборудования при помощи любых известных средств передачи энергии, например системы валов с шестернями. Элементы оборудования, приводимые в действие таким образом, включают стартер/генератор 52, топливный насос 54, маслоотделитель 56, генератор 58 на постоянном магните, смазочный насос 60 и гидравлический насос 62. Для специалиста в данной области очевидно, что такая или аналогичная система также может быть использована для приведения в действие других механических устройств, например генераторов.
Как и в вышеописанном варианте, воздух, отбираемый от компрессора 90 двигателя 40 или другой части двигателя 40, подается в воздушную турбину 42′ при открытии управляющего вентиля 38 электронным устройством 32 управления.
На фиг.6 представлен вариант системы, изображенной на фиг.5. В этом варианте осуществления воздушная турбина 42′ не установлена на редукторе 46. Вместо этого воздушная турбина 42′ установлена в самолете отдельно от редуктора, причем механическая энергия поступает от воздушной турбины 42′ на вал 50 через систему 70 валов и шестерней, содержащую узел 72 конических шестерней и приводной вал 74, соединенную с валом 50 через узел 76 шестерней. Для специалиста в данной области очевидно, что вместо этих элементов также могут быть использованы другие решения, эквивалентные описанному варианту осуществления настоящего изобретения.
Фиг.7 иллюстрирует еще один вариант осуществления гибридного привода оборудования двигателя по настоящему изобретению. В этом варианте осуществления воздушная турбина 42 не установлена на редукторе 46. Вместо этого воздушная турбина 42 установлена в самолете отдельно от редуктора. Воздух, отобранный от компрессора 90 или другой части газотурбинного двигателя 40, по мере необходимости поступает в воздушную турбину 42 через вентиль 38. Вентиль 38 приводится в действие или регулируется электронным устройством 32 управления, как описано выше. Воздушная турбина 42 используется для подачи энергии на генератор 61. Энергия может подаваться с воздушной турбины 42 на генератор 61 в виде механической энергии вращения вала или электроэнергии в зависимости от используемого типа воздушной турбины. Электроэнергия, вырабатываемая генератором 61, затем подается в системы, установленные на борту самолета, или любое дополнительное оборудование, потребляющие электроэнергию для приведения в действие систем и/или оборудования. Для специалиста в данной области очевидно, что вместо этих элементов также могут быть использованы другие решения, эквивалентные описанному варианту осуществления гибридной системы энергопитания оборудования по настоящему изобретению.
На фиг.8 представлен еще один вариант осуществления гибридной системы энергопитания оборудования двигателя по настоящему изобретению. В этом варианте воздушная турбина 42 установлена на конце редуктора 46. Воздушная турбина 42 вращает вал 45, который поочередно вращает вал 50 и валы, соединенные с различными элементами оборудования, в число которых входят, не исключая возможного наличия других элементов оборудования, стартеры/генераторы 52, топливный насос 54, маслоотделитель 56, генератор 58 на постоянном магните, смазочный насос 60 и гидравлический насос 62, при посредстве любой известной передаточной или редукторной системы 47. При необходимости воздушная турбина 42 может быть использована для снабжения энергией других элементов оборудования, например генератора (не представлен). Как описано выше, подача потока отбираемого воздуха в воздушную турбину 42 регулируется вентилем (не показан), открываемым или управляемым электронным устройством 32 управления, например системой FADEC. Для специалиста в данной области очевидно, что вместо этих элементов также могут быть использованы другие решения, эквивалентные описанному варианту осуществления гибридной системы энергопитания оборудования по настоящему изобретению.
Фиг.9 иллюстрирует еще один вариант осуществления гибридной системы энергопитания оборудования двигателя по настоящему изобретению. В этом варианте воздушная турбина 42 установлена на конце редуктора 46. Воздушная турбина 42 вращает вал 45, обеспечивающий механической энергией вращения вала генератор 61, также установленный на конце редуктора 46. Энергия, вырабатываемая генератором 61, может быть использована для приведения в действие различных элементов оборудования, в число которых входят, не исключая возможного наличия других элементов оборудования, стартеры/генераторы 52, топливный насос 54, маслоотделитель 56, генератор 58 на постоянном магните, смазочный насос 60 и гидравлический насос 62, при посредстве любой известной системы передачи энергии (не представлена). Как описано выше, подача потока отбираемого воздуха в воздушную турбину 42 регулируется вентилем (не показан), открываемым или управляемым электронным устройством 32 управления, например системой FADEC. Для специалиста в данной области очевидно, что вместо этих элементов также могут быть использованы другие решения, эквивалентные описанному варианту осуществления гибридной энергетической системы оборудования по настоящему изобретению.
На фиг.10 представлено пневматическое устройство 42, которое может быть использовано в любом из вариантов осуществления гибридной системы энергопитания оборудования по настоящему изобретению. Устройство 42 представляет собой устройство пневматического турбопривода, содержащее турбину 80. Устройство 42 может быть при необходимости присоединено к редуктору при помощи фланца 82. Механическая энергия, вырабатываемая устройством 42, может передаваться при помощи шлица 84. Полезное отличие данной системы заключается в том, что выхлопной поток, выходящий через выходной патрубок 86, может быть выведен под обтекатель двигателя, в выходной тракт, выходящий за борт самолета, в выхлопную систему внутреннего контура двигателя или в какое-либо другое место. Другое полезное отличие заключается в том, что пропускание выводимого отбираемого воздуха через приводную систему позволяет уменьшить температуру и скорость выхлопа, в результате чего уменьшается шум выхлопа и повышается совместимость с элементами обтекателя двигателя.
В общем случае все системы, представленные на фиг.4-9, действуют следующим образом.
При изменении установившегося режима работы двигателя, например падении числа оборотов двигателя ниже рекомендованного верхнего предела скорости вращения ротора, или при изменении энергопотребления элементами оборудования устройство 32 управления дает команду на открытие системы отбора воздуха от двигателя. Отобранный воздух поступает в пневматическое устройство 42 и 42′, которое производит дополнительную энергию, механическую или электрическую, требуемую для работы элементов оборудования. После перехода через точку минимального запаса устойчивости разгонной характеристики система отбора воздуха от двигателя может быть закрыта, что увеличивает кпд двигателя.
Гибридная система энергопитания оборудования двигателя по настоящему изобретению может быть использована с любыми газотурбинными двигателями, включая однокаскадные, 2-5-каскадные и/или трехкаскадные газотурбинные двигатели, но не ограничиваясь ими.
Представленная в соответствии с настоящим изобретением гибридная система энергопитания оборудования двигателя полностью соответствует вышеуказанным целям, средствам и преимуществам. Хотя настоящее изобретение описано в контексте конкретных вариантов его осуществления, для специалиста в данной области, ознакомившегося с настоящим описанием, очевидно возможное существование других вариантов, видоизменений и вариаций его осуществления. Настоящее изобретение охватывает такие варианты, видоизменения и вариации в соответствии с широким толкованием прилагаемой формулы изобретения.
Claims (32)
1. Способ энергопитания оборудования от газотурбинного двигателя, включающий этапы:
контролирование, по меньшей мере, одного параметра, содержащего информацию о начинающемся изменении потребляемой мощности;
отбор воздуха от газотурбинного двигателя при его работе в неустановившемся режиме, осуществляемый в зависимости от указанного, по меньшей мере, одного контролируемого параметра;
подача отобранного воздуха в пневматические средства производства энергии для приведения в действие оборудования, установленного на борту самолета.
контролирование, по меньшей мере, одного параметра, содержащего информацию о начинающемся изменении потребляемой мощности;
отбор воздуха от газотурбинного двигателя при его работе в неустановившемся режиме, осуществляемый в зависимости от указанного, по меньшей мере, одного контролируемого параметра;
подача отобранного воздуха в пневматические средства производства энергии для приведения в действие оборудования, установленного на борту самолета.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе контролирования подают сигнал об изменении потребляемой в самолете мощности с панели управления в автономную цифровую систему управления двигателем.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе контролирования подают сигнал об изменении потребляемой мощности из генератора электроэнергии в автономную цифровую систему управления двигателем.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе контролирования подают сигнал, представляющий изменение крутящего момента ведущего вала и указывающий на изменение потребляемой мощности, в автономную цифровую систему управления двигателем.
5. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе контролирования подают сигнал, соответствующий нагрузке на, по меньшей мере, одном генераторе электроэнергии, в автономную цифровую систему управления двигателем.
6. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе контролирования подают по меньшей мере один сигнал, представляющий изменение потребляемой мощности, в электронное устройство управления, а на этапе отбора воздуха подают сигнал из электронного устройства управления на управляющий вентиль, подающий поток воздуха, отобранного от компрессора высокого давления газотурбинного двигателя, в указанные пневматические средства.
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что подают сигнал обратной связи, представляющий состояние вентиля, на электронное устройство управления.
8. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе подачи подают отобранный воздух в генератор со встроенной пневматикой, предназначенный для подачи энергии для приведения в действие по меньшей мере одного элемента оборудования, соединенного с редуктором.
9. Способ по п.8, отличающийся тем, что производят электроэнергию посредством генератора со встроенной пневматикой и подают электроэнергию на по меньшей мере один элемент оборудования.
10. Способ по п.8, отличающийся тем, что производят механическую энергию вращения вала посредством генератора со встроенной пневматикой и подают механическую энергию вращения вала на редуктор для привода системы передачи энергии с целью приведения в действие по меньшей мере одного элемента оборудования.
11. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе подачи подают отобранный воздух в воздушную турбину, установленную на редукторе, для производства механической энергии вращения вала с целью приведения в действие по меньшей мере одного элемента оборудования через систему передачи энергии.
12. Способ по п.11, отличающийся тем, что элемент оборудования содержит генератор, присоединенный к редуктору, причем механическую энергию вращения вала, произведенную воздушной турбиной, передают на генератор.
13. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе подачи подают отобранный воздух в воздушную турбину, соединенную с редуктором по меньшей мере одним валом, для производства механической энергии вращения вала с целью приведения в действие по меньшей мере одного элемента оборудования через систему передачи энергии.
14. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе подачи подают отобранный воздух в воздушную турбину и передают энергию с воздушной турбины на генератор для энергопитания по меньшей мере одной системы самолета.
15. Способ по п.1, отличающийся тем, что энергию, произведенную указанными пневматическими средствами, используют для приведения в действие по меньшей мере одного из следующих элементов оборудования: генератора, стартера и/или генератора, топливного насоса, маслоотделителя, генератора на постоянном магните, смазочного насоса и гидравлического насоса.
16. Способ по п.1, отличающийся тем, что этап отбора воздуха и этап подачи отобранного воздуха осуществляют с уменьшением потребления механической энергии вращения ротора высокого давления двигателя и с понижением рабочей линии компрессора, тем самым обеспечивая возможность перехода в неустановившийся режим работы с улучшенным запасом устойчивости.
17. Способ по п.1, отличающийся тем, что выводят выпускаемый отобранный воздух через указанные пневматические средства для уменьшения температуры и скорости выхлопного потока, тем самым уменьшая шум выхлопа и улучшая совместимость с элементами обтекателя двигателя.
18. Способ по п.1, отличающийся тем, что выпускают отобранный воздух из указанных пневматических средств под обтекатель.
19. Способ по п.1, отличающийся тем, что прекращают подачу отобранного воздуха после прохождения точки минимального запаса устойчивости на разгонной характеристике.
20. Система энергопитания оборудования от газотурбинного двигателя, содержащая:
средства контроля по меньшей мере одного параметра, содержащего информацию о начинающемся изменении потребляемой мощности;
средства подачи воздуха, отбираемого от газотурбинного двигателя при его работе в неустановившемся режиме, в зависимости от указанного по меньшей мере одного контролируемого параметра;
пневматические средства для приема отобранного воздуха и производства энергии для приведения в действие оборудования, установленного на борту самолета.
средства контроля по меньшей мере одного параметра, содержащего информацию о начинающемся изменении потребляемой мощности;
средства подачи воздуха, отбираемого от газотурбинного двигателя при его работе в неустановившемся режиме, в зависимости от указанного по меньшей мере одного контролируемого параметра;
пневматические средства для приема отобранного воздуха и производства энергии для приведения в действие оборудования, установленного на борту самолета.
21. Система по п.20, отличающаяся тем, что средства контроля содержат электронное устройство управления двигателем, получающее по меньшей мере один входящий сигнал о начинающемся изменении потребляемой мощности.
22. Система по п.21, отличающаяся тем, что электронное устройство управления двигателем содержит автономную цифровую систему управления двигателем.
23. Система по п.21, отличающаяся тем, что средства подачи отобранного воздуха содержат управляющий вентиль, открываемый или регулируемый сигналом, поступающим с автономной цифровой системы управления двигателем.
24. Система по п.23, отличающаяся тем, что управляющий вентиль выполнен с обеспечением, в своем открытом положении, поступления воздуха, отобранного от компрессора высокого давления указанного двигателя, в указанные пневматические средства.
25. Система по п.23, отличающаяся тем, что дополнительно содержит контур обратной связи для передачи сигнала, представляющего состояние вентиля, на электронное устройство управления.
26. Система по п.20, отличающаяся тем, что указанные пневматические средства содержат генератор со встроенной пневматикой для производства электроэнергии с целью приведения в действие по меньшей мере одного из элементов оборудования, выбранных из группы, включающей генератор, стартер и/или генератор, топливный насос, маслоотделитель, генератор на постоянном магните, смазочный насос и гидравлический насос.
27. Система по п.20, отличающаяся тем, что указанные пневматические средства содержат генератор со встроенной пневматикой для подачи механической энергии на редуктор с целью приведения в действие по меньшей мере одного из элементов оборудования, выбранных из группы, включающей генератор, стартер и/или генератор, топливный насос, маслоотделитель, генератор на постоянном магните, смазочный насос и гидравлический насос.
28. Система по п.20, отличающаяся тем, что указанные пневматические средства содержат воздушную турбину, установленную на редукторе, для подачи механической энергии на редуктор с целью приведения в действие по меньшей мере одного из элементов оборудования, выбранных из группы, включающей генератор, стартер и/или генератор, топливный насос, маслоотделитель, генератор на постоянном магните, смазочный насос и гидравлический насос.
29. Система по п.20, отличающаяся тем, что указанные пневматические средства содержат воздушную турбину, соединенную с валом редуктора посредством системы валов и шестерней, причем воздушная турбина выполнена с возможностью подачи механической энергии на редуктор с целью приведения в действие по меньшей мере одного из элементов оборудования, выбранных из группы, включающей генератор, стартер и/или генератор, топливный насос, маслоотделитель, генератор на постоянном магните, смазочный насос и гидравлический насос.
30. Система по п.20, отличающаяся тем, что указанные пневматические средства содержат воздушную турбину, соединенную с редуктором, и дополнительно содержат генератор, соединенный с редуктором и приводимый в действие воздушной турбиной.
31. Система по п.20, отличающаяся тем, что указанные пневматические средства содержат воздушную турбину и генератор, приводимый в действие воздушной турбиной, для подачи энергии на по меньшей мере одну систему, установленную на борту самолета.
32. Система по п.20, отличающаяся тем, что указанные пневматические средства выполнены с возможностью увеличения в процессе работы запаса устойчивости компрессора высокого давления газотурбинного двигателя.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US10/694,645 | 2003-10-27 | ||
| US10/694,645 US7975465B2 (en) | 2003-10-27 | 2003-10-27 | Hybrid engine accessory power system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006117061A RU2006117061A (ru) | 2007-12-10 |
| RU2352800C2 true RU2352800C2 (ru) | 2009-04-20 |
Family
ID=34573206
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006117061/06A RU2352800C2 (ru) | 2003-10-27 | 2004-10-26 | Способ и система генерирования мощности для привода вспомогательных агрегатов двигателя |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US7975465B2 (ru) |
| EP (1) | EP1682758B1 (ru) |
| JP (1) | JP4664304B2 (ru) |
| CN (1) | CN100507239C (ru) |
| AT (1) | ATE491876T1 (ru) |
| DE (1) | DE602004030611D1 (ru) |
| RU (1) | RU2352800C2 (ru) |
| UA (1) | UA91184C2 (ru) |
| WO (1) | WO2005045215A1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2583503C2 (ru) * | 2011-03-12 | 2016-05-10 | Ман Трак Унд Бас Аг | Гибридный привод, соединенный через передачу отбора мощности |
| RU2610358C2 (ru) * | 2011-05-20 | 2017-02-09 | Турбомека | Способ передачи электрической энергии в летательном аппарате и электромеханическая конструкция для передачи электрической энергии |
| RU209929U1 (ru) * | 2021-11-24 | 2022-03-23 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Вспомогательный газотурбинный двигатель с функцией вспомогательной силовой установки |
Families Citing this family (82)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7246482B2 (en) * | 2004-07-16 | 2007-07-24 | Honeywell International, Inc. | Gas turbine engine bleed air power assist system and method |
| US7811050B2 (en) * | 2006-12-28 | 2010-10-12 | General Electric Company | Operating line control of a compression system with flow recirculation |
| FR2912782B1 (fr) * | 2007-02-19 | 2009-05-22 | Snecma Sa | Procede de prelevement d'energie auxiliaire sur un turboreacteur d'avion et turboreacteur equipe pour mettre en oeuvre un tel procede |
| DE102007013345B4 (de) * | 2007-03-20 | 2022-07-07 | Airbus Operations Gmbh | Energieregelvorrichtung für ein Flugzeug |
| US8213136B2 (en) * | 2007-08-16 | 2012-07-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Engine having power bus fault short circuit control with a disconnection switch |
| US9719428B2 (en) * | 2007-11-30 | 2017-08-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with pylon mounted accessory drive |
| FR2928696B1 (fr) * | 2008-03-14 | 2013-09-27 | Hispano Suiza Sa | Assemblage pour l'entrainement d'accessoires d'une turbine a gaz |
| ES2358650B1 (es) * | 2008-05-30 | 2012-03-23 | Airbus Operations, S.L. | Configuración de la instalación neum�?tica en la zona de cola de un avión. |
| DE102008031185A1 (de) * | 2008-07-03 | 2010-01-07 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Turbofantriebwerk mit mindestens einer Vorrichtung zum Antreiben mindestens eines Generators |
| US8321119B2 (en) * | 2008-07-10 | 2012-11-27 | General Electric Company | Methods and systems to facilitate over-speed protection |
| US20100005657A1 (en) * | 2008-07-10 | 2010-01-14 | Van Vactor David R | Methods and systems to facilitate over-speed protection |
| US8224552B2 (en) * | 2008-07-10 | 2012-07-17 | General Electric Company | Methods and systems to facilitate over-speed protection |
| FR2934321B1 (fr) | 2008-07-25 | 2013-09-27 | Hispano Suiza Sa | Regulation du debit de carburant preleve dans un circuit carburant d'un aeronef propulse par un moteur. |
| ES2363897B1 (es) * | 2008-10-24 | 2012-07-04 | Airbus Operations, S.L. | Unidad de potencia auxiliar (apu) de una aeronave |
| FR2941743B1 (fr) * | 2009-02-05 | 2011-03-04 | Microturbo | Demarreur a air pour turbomachine. |
| CA2762184A1 (en) | 2009-05-12 | 2010-11-18 | Icr Turbine Engine Corporation | Gas turbine energy storage and conversion system |
| GB0912340D0 (en) * | 2009-07-16 | 2009-08-26 | Rolls Royce Plc | Aircraft power management system |
| FR2948151B1 (fr) * | 2009-07-17 | 2011-11-25 | Snecma | Procede et systeme pour la commande d'un demarreur-generateur de moteur d'aeronef |
| US9175605B2 (en) * | 2009-12-29 | 2015-11-03 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine surge margin bleed power recuperation |
| US8794902B1 (en) | 2010-01-26 | 2014-08-05 | II Daniel K. Van Ness | System and method to improve the exhaust pressure across a RAM air turbine through secondary flow mixing |
| US8866334B2 (en) | 2010-03-02 | 2014-10-21 | Icr Turbine Engine Corporation | Dispatchable power from a renewable energy facility |
| US8984895B2 (en) | 2010-07-09 | 2015-03-24 | Icr Turbine Engine Corporation | Metallic ceramic spool for a gas turbine engine |
| US9028208B2 (en) * | 2010-08-17 | 2015-05-12 | Hamilton Sundstrand Corporation | Air turbine starter turbine nozzle airfoil |
| US8672637B2 (en) * | 2010-08-17 | 2014-03-18 | Hamilton Sundstrand Corporation | Air turbine starter turbine blade airfoil |
| US8672638B2 (en) * | 2010-08-17 | 2014-03-18 | Hamilton Sundstrand Corporation | Air turbine starter |
| FR2964087B1 (fr) | 2010-08-25 | 2013-06-14 | Turbomeca | Procede d'optimisation de l'operabilite de motorisation d'un aeronef et groupe de puissance autonome de mise en oeuvre |
| US8669670B2 (en) | 2010-09-03 | 2014-03-11 | Icr Turbine Engine Corporation | Gas turbine engine configurations |
| US8395275B2 (en) | 2010-11-09 | 2013-03-12 | Hamilton Sundstrand Corporation | Integrated permanent magnet alternator and cooling fan |
| EP2635874B1 (en) * | 2010-12-22 | 2015-07-01 | Bell Helicopter Textron Inc. | Power safety instrument |
| WO2012137843A1 (ja) * | 2011-04-07 | 2012-10-11 | 川崎重工業株式会社 | 航空機用発電装置 |
| DE102011101197B4 (de) * | 2011-05-11 | 2021-01-28 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fluggasturbine mit hydraulischem oder pneumatischem Zusatzaggregatantrieb |
| US9051873B2 (en) | 2011-05-20 | 2015-06-09 | Icr Turbine Engine Corporation | Ceramic-to-metal turbine shaft attachment |
| US9926849B2 (en) * | 2011-06-14 | 2018-03-27 | Honeywell International Inc. | Transverse mounted accessory gearbox |
| US9068515B2 (en) | 2011-12-07 | 2015-06-30 | United Technologies Corporation | Accessory gearbox with tower shaft removal capability |
| US9097186B2 (en) * | 2012-01-29 | 2015-08-04 | United Technologies Corporation | Bevel gear arrangement for axial accessory gearbox |
| US9206775B2 (en) | 2012-02-01 | 2015-12-08 | United Technologies Corporation | Fuel preheating using electric pump |
| BR112014031543A2 (pt) * | 2012-07-05 | 2017-06-27 | United Technologies Corp | sistema de combustível, e, método para prover combustível aquecido para uma unidade de potência auxiliar |
| CA2804462C (en) * | 2012-07-12 | 2021-05-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Aircraft power outtake management |
| US10094288B2 (en) | 2012-07-24 | 2018-10-09 | Icr Turbine Engine Corporation | Ceramic-to-metal turbine volute attachment for a gas turbine engine |
| CN103661922B (zh) * | 2012-08-31 | 2016-08-31 | 北京精密机电控制设备研究所 | 一种伺服机构用电燃气混合动力装置 |
| FR2997467B1 (fr) * | 2012-10-26 | 2016-07-29 | Hispano Suiza Sa | Boite d'engrenages de prise de mouvement sur une turbomachine, composee de carter assemble |
| US9045996B2 (en) | 2012-11-20 | 2015-06-02 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine optimization by electric power transfer |
| US9500133B2 (en) | 2012-12-23 | 2016-11-22 | United Technologies Corporation | Mount with an axial upstream linkage for connecting a gearbox to a turbine engine case |
| US9777639B2 (en) | 2012-12-23 | 2017-10-03 | United Technologies Corporation | Turbine engine gearbox mount with multiple fuse joints |
| EP2971699B8 (en) * | 2013-03-15 | 2020-01-15 | Rolls-Royce Corporation | Lifing and performance optimization limit management for turbine engine |
| FR3007462B1 (fr) * | 2013-06-21 | 2017-11-24 | Hispano-Suiza | Boitier d'accessoires de turbomachine equipe d'une pompe centrifuge |
| FR3011882B1 (fr) * | 2013-10-11 | 2018-01-26 | Hispano Suiza Sa | Boitier d'entrainement d'accessoires pour turbomachine |
| EP2887536B1 (en) | 2013-12-23 | 2019-02-27 | Rolls-Royce Corporation | Control system for a dual redundant motor/generator and engine |
| US9771932B2 (en) * | 2014-02-14 | 2017-09-26 | The Boeing Company | Apparatus, controller and method for controlling the cool down of an aircraft engine rotor |
| US9458770B2 (en) * | 2014-04-01 | 2016-10-04 | Honeywell International Inc. | Optimized engine control using secondary power system horsepower extraction information |
| FR3026452B1 (fr) * | 2014-09-30 | 2016-10-28 | Hispano Suiza Sa | Reducteur de vitesse a deux lignes intermediaires de transmission |
| GB201420444D0 (en) * | 2014-11-18 | 2014-12-31 | Rolls Royce Plc | A method of starting a gas turbine engine |
| CN105298685A (zh) * | 2014-12-23 | 2016-02-03 | 丁义存 | 涡扇式汽车发动机 |
| CN104608933B (zh) * | 2015-01-26 | 2017-09-15 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种发动机惯性分离器控制系统及其控制方法 |
| US20160230843A1 (en) * | 2015-02-09 | 2016-08-11 | United Technologies Corporation | Gearbox for gas turbine engine |
| US20170044989A1 (en) * | 2015-08-14 | 2017-02-16 | General Electric Company | Gas turbine engine stall margin management |
| US10711702B2 (en) | 2015-08-18 | 2020-07-14 | General Electric Company | Mixed flow turbocore |
| US10578028B2 (en) * | 2015-08-18 | 2020-03-03 | General Electric Company | Compressor bleed auxiliary turbine |
| FR3041379B1 (fr) * | 2015-09-18 | 2017-09-15 | Snecma | Turbopropulseur d'aeronef |
| US20170175646A1 (en) * | 2015-12-22 | 2017-06-22 | General Electric Company | Method and system for stall margin modulation as a function of engine health |
| US10836505B2 (en) | 2016-06-23 | 2020-11-17 | Raytheon Technologies Corporation | Operating auxiliary power unit during off-nominal propulsion system operation |
| US11073085B2 (en) * | 2016-11-08 | 2021-07-27 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air heat exchanger arrangement |
| FR3063782B1 (fr) * | 2017-03-07 | 2021-06-18 | Safran Aircraft Engines | Procede et dispositif de detection de conditions propices a l'apparition d'un pompage en vue de proteger un compresseur d'une turbomachine d'aeronef |
| US10502142B2 (en) * | 2017-04-11 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Turbine engine gearbox assembly with sets of inline gears |
| US10762726B2 (en) | 2017-06-13 | 2020-09-01 | General Electric Company | Hybrid-electric propulsion system for an aircraft |
| DE102017211117A1 (de) * | 2017-06-30 | 2019-01-03 | Siemens Aktiengesellschaft | Triebwerkseinrichtung und Verfahren zur Bereitstellung von Antriebsleistung für eine elektrische Einrichtung zur Bereitstellung von elektrischer Energie |
| US11333076B2 (en) | 2017-12-21 | 2022-05-17 | Raytheon Technologies Corporation | Power takeoff transmission |
| CN108104949B (zh) * | 2017-12-28 | 2019-07-02 | 中科合肥微小型燃气轮机研究院有限责任公司 | 一种微型燃气轮机多功能减速传动机匣结构 |
| US10479525B2 (en) | 2018-04-03 | 2019-11-19 | Kidde Technologies, Inc. | Utilization of engine bleed air to provide extended duration emergency aircraft power |
| FR3081150B1 (fr) * | 2018-05-18 | 2020-06-12 | Safran Helicopter Engines | Architecture de puissance d'un aeronef |
| US11015480B2 (en) | 2018-08-21 | 2021-05-25 | General Electric Company | Feed forward load sensing for hybrid electric systems |
| US11332256B2 (en) | 2018-08-21 | 2022-05-17 | General Electric Company | Fault tolerant hybrid electric propulsion system for an aerial vehicle |
| US11097849B2 (en) | 2018-09-10 | 2021-08-24 | General Electric Company | Aircraft having an aft engine |
| US20200086998A1 (en) * | 2018-09-13 | 2020-03-19 | Hamilton Sundstrand Corporation | Two-turbine environmental control system |
| US11261795B2 (en) | 2018-10-18 | 2022-03-01 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Dual mode starter generator |
| US11008945B2 (en) * | 2018-10-18 | 2021-05-18 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Accessory gearbox with oppositely disposed starter/generator and air turbine starter |
| US11473496B2 (en) * | 2019-02-05 | 2022-10-18 | Raytheon Technologies Corporation | Transient operation control of a hybrid gas turbine engine |
| US11333077B2 (en) * | 2019-05-06 | 2022-05-17 | The Boeing Company | Systems and methods for transferring mechanical power in a turbine engine |
| CN110273758B (zh) * | 2019-06-04 | 2020-12-08 | 湖南航翔燃气轮机有限公司 | 微型燃气轮机发电机组 |
| US11428171B2 (en) | 2019-12-06 | 2022-08-30 | General Electric Company | Electric machine assistance for multi-spool turbomachine operation and control |
| US11713719B2 (en) * | 2020-05-07 | 2023-08-01 | The Boeing Company | Engine bleed power recovery systems and related methods |
| CN113217195A (zh) * | 2021-06-28 | 2021-08-06 | 中科航星科技有限公司 | 一种航空发动机燃油系统 |
Family Cites Families (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3006145A (en) | 1959-10-14 | 1961-10-31 | Gen Motors Corp | Antisurge control using compressor bleed |
| US3514945A (en) | 1968-10-04 | 1970-06-02 | Avco Corp | Gas turbine accessory power drive unit |
| GB1443333A (en) * | 1972-08-12 | 1976-07-21 | Mtu Muenchen Gmbh | Aircraft having apparatus for augmenting the lift of the aircraft |
| US4051472A (en) * | 1974-04-08 | 1977-09-27 | International Telephone And Telegraph Corporation | Large area motion sensor using pseudo-random coding technique |
| US4041696A (en) * | 1976-05-24 | 1977-08-16 | General Motors Corporation | Vehicle turbine manual control |
| US4184154A (en) * | 1976-06-21 | 1980-01-15 | International Telephone And Telegraph Corporation | Range and angle determining Doppler radar |
| US4175701A (en) * | 1978-05-15 | 1979-11-27 | The Garrett Corporation | Aircraft spraying system and method |
| DE2946371C2 (de) | 1979-11-16 | 1982-07-08 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Hilfsantriebsanlage für Flugzeughilfsgeräte |
| US4277787A (en) * | 1979-12-20 | 1981-07-07 | General Electric Company | Charge transfer device phased array beamsteering and multibeam beamformer |
| GB2074654A (en) | 1980-04-16 | 1981-11-04 | Rolls Royce | Remote power system for aircraft |
| CA1212746A (en) * | 1983-01-31 | 1986-10-14 | R. Ian Macdonald | Optoelectronically switched phase shifter for radar and satellite phased array antennas |
| US4814773A (en) * | 1983-05-11 | 1989-03-21 | Hughes Aircraft Company | Fiber optic feed network for radar |
| US4725844A (en) * | 1985-06-27 | 1988-02-16 | Trw Inc. | Fiber optical discrete phase modulation system |
| US4885589A (en) * | 1988-09-14 | 1989-12-05 | General Electric Company | Optical distribution of transmitter signals and antenna returns in a phased array radar system |
| US5117633A (en) * | 1990-07-10 | 1992-06-02 | Allied-Signal Inc. | Pneumohydraulic actuator |
| US5137230A (en) * | 1991-06-04 | 1992-08-11 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine bleed air energy recovery apparatus |
| JP2989428B2 (ja) * | 1993-06-17 | 1999-12-13 | 本田技研工業株式会社 | 時分割型ｆｍレーダシステム |
| JP3425570B2 (ja) * | 1993-07-02 | 2003-07-14 | 独立行政法人航空宇宙技術研究所 | ガスタービンエンジン用補機類の駆動方法及びその装置 |
| GB9313905D0 (en) | 1993-07-06 | 1993-08-25 | Rolls Royce Plc | Shaft power transfer in gas turbine engines |
| US5414992A (en) * | 1993-08-06 | 1995-05-16 | United Technologies Corporation | Aircraft cooling method |
| WO1995017607A1 (en) * | 1993-12-23 | 1995-06-29 | United Technologies Corporation | Non-recoverable surge and blowout detection in gas turbine engines |
| US5447283A (en) * | 1994-02-02 | 1995-09-05 | Grumman Aerospace Corporation | Blown boundary layer control system for a jet aircraft |
| DE19617952C2 (de) * | 1996-05-04 | 1998-07-02 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Absauggeneratorsystem eines Flugzeuges für die Laminarhaltung der Grenzschicht |
| US5709103A (en) * | 1996-08-15 | 1998-01-20 | Mcdonnell Douglas Coporation | Electrically powered differential air-cycle air conditioning machine |
| US6164902A (en) | 1998-12-11 | 2000-12-26 | United Technologies Corporation | Controlling stall margin in a gas turbine engine during acceleration |
| JP2001107750A (ja) * | 1999-10-05 | 2001-04-17 | Honda Motor Co Ltd | 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置 |
| JP3720662B2 (ja) * | 2000-01-19 | 2005-11-30 | 三菱電機株式会社 | 車載用レーダ装置 |
| US6663044B1 (en) * | 2001-09-20 | 2003-12-16 | Hamilton Sundstrand Corporation | Vapor compression cycle environmental control system |
| US7246482B2 (en) * | 2004-07-16 | 2007-07-24 | Honeywell International, Inc. | Gas turbine engine bleed air power assist system and method |
-
2003
- 2003-10-27 US US10/694,645 patent/US7975465B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-10-26 JP JP2006538178A patent/JP4664304B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2004-10-26 DE DE602004030611T patent/DE602004030611D1/de active Active
- 2004-10-26 RU RU2006117061/06A patent/RU2352800C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2004-10-26 CN CNB2004800392163A patent/CN100507239C/zh not_active Expired - Fee Related
- 2004-10-26 EP EP04796461A patent/EP1682758B1/en not_active Not-in-force
- 2004-10-26 WO PCT/US2004/035489 patent/WO2005045215A1/en active Application Filing
- 2004-10-26 AT AT04796461T patent/ATE491876T1/de not_active IP Right Cessation
- 2004-10-26 UA UAA200605417A patent/UA91184C2/ru unknown
-
2009
- 2009-03-30 US US12/413,617 patent/US8800918B2/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2583503C2 (ru) * | 2011-03-12 | 2016-05-10 | Ман Трак Унд Бас Аг | Гибридный привод, соединенный через передачу отбора мощности |
| RU2610358C2 (ru) * | 2011-05-20 | 2017-02-09 | Турбомека | Способ передачи электрической энергии в летательном аппарате и электромеханическая конструкция для передачи электрической энергии |
| RU209929U1 (ru) * | 2021-11-24 | 2022-03-23 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Вспомогательный газотурбинный двигатель с функцией вспомогательной силовой установки |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US8800918B2 (en) | 2014-08-12 |
| CN100507239C (zh) | 2009-07-01 |
| ATE491876T1 (de) | 2011-01-15 |
| US20050103931A1 (en) | 2005-05-19 |
| US20090271086A1 (en) | 2009-10-29 |
| DE602004030611D1 (de) | 2011-01-27 |
| WO2005045215A1 (en) | 2005-05-19 |
| CN1902389A (zh) | 2007-01-24 |
| EP1682758B1 (en) | 2010-12-15 |
| UA91184C2 (ru) | 2010-07-12 |
| JP2007510091A (ja) | 2007-04-19 |
| RU2006117061A (ru) | 2007-12-10 |
| JP4664304B2 (ja) | 2011-04-06 |
| EP1682758A1 (en) | 2006-07-26 |
| US7975465B2 (en) | 2011-07-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2352800C2 (ru) | Способ и система генерирования мощности для привода вспомогательных агрегатов двигателя | |
| EP2128389B1 (en) | A gas turbine engine arrangement | |
| US8978352B2 (en) | Apparatus and method for operating a gas turbine engine during windmilling | |
| CA2955506C (en) | Oil system for turbine engine and related method | |
| US5555722A (en) | Integrated APU | |
| EP2133537B1 (en) | Bi-modal air turbine starter assembly | |
| EP2584173B1 (en) | Gas Turbine Engine | |
| US8966876B2 (en) | Controllable speed windmill operation of a gas turbine engine through low spool power extraction | |
| EP2025899A2 (en) | An engine arrangement | |
| WO2007053932A1 (en) | Method and system for taxiing an aircraft | |
| CN112664320A (zh) | 燃气涡轮发动机增压器构造和操作方法 | |
| EP2977314B1 (en) | Propeller in-hub power generation and control | |
| US20110302903A1 (en) | Lubrication driven gas turbine engine actuation system | |
| US8297039B2 (en) | Propulsion engine | |
| CA2551904C (en) | Scavenge pump system and method | |
| US20240183283A1 (en) | Free-turbine turbomachine comprising equipment driven by the free turbine | |
| EP3910174A1 (en) | Reverse-flow gas turbine engine with electric motor | |
| US20230366354A1 (en) | Free turbine turbomachine comprising equipment driven by the free turbine | |
| CN117120709A (zh) | 包括由自由涡轮驱动的设备的自由涡轮式涡轮机 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20141027 |