RU2458826C2 - Усовершенствование винтокрылого летательного аппарата, оснащенного газотурбинными двигателями - Google Patents

Усовершенствование винтокрылого летательного аппарата, оснащенного газотурбинными двигателями Download PDF

Info

Publication number
RU2458826C2
RU2458826C2 RU2008141617/11A RU2008141617A RU2458826C2 RU 2458826 C2 RU2458826 C2 RU 2458826C2 RU 2008141617/11 A RU2008141617/11 A RU 2008141617/11A RU 2008141617 A RU2008141617 A RU 2008141617A RU 2458826 C2 RU2458826 C2 RU 2458826C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
external
rotorcraft
compressor
external compressor
Prior art date
Application number
RU2008141617/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008141617A (ru
Inventor
Бернард СЕРТЭН (FR)
Бернард СЕРТЭН
Original Assignee
Еврокоптер
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 Еврокоптер filed Critical Еврокоптер
Publication of RU2008141617A publication Critical patent/RU2008141617A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2458826C2 publication Critical patent/RU2458826C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B64C27/16—Drive of rotors by means, e.g. propellers, mounted on rotor blades
    • B64C27/18—Drive of rotors by means, e.g. propellers, mounted on rotor blades the means being jet-reaction apparatus
    • 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
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • 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
    • B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/10—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with another turbine driving an output shaft but not driving the compressor
    • F02C3/103—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with another turbine driving an output shaft but not driving the compressor the compressor being of the centrifugal type
    • 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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • F02C7/143—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid before or between the compressor 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
    • 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
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • 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
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Изобретение относится к авиации, в частности к винтокрылым летательным аппаратам. Летательный аппарат (10) имеет несущий винт (11), газотурбинный двигатель (13), передаточный механизм (основную коробку передач), связанный с винтом и с двигателем для обеспечения возможности двигателю приводить в действие винт. Двигатель имеет свободную турбину (132), соединенную с передаточным механизмом (основной коробкой передач) посредством вала (15, 15а, 15b, 16, 18). Винтокрылый летательный аппарат включает в себя дополнительный внешний компрессор (19), размещенный для приведения в действие свободной турбиной (132) или электродвигателем. Внешний компрессор (19) с двигателем соединен каналом (21) для транспортировки воздуха так, чтобы доставлять воздух, который был сжат посредством внешнего компрессора, к впускным отверстиям (22) двигателя. Внешний компрессор может включать одно или несколько аксиальных лопастных колес. В канале (21) может быть расположен теплообменник. Винтокрылый летательный аппарат может содержать два двигателя и два дополнительных внешних компрессора. Изобретение позволяет увеличивать механическую мощность двигателя без его модифицирования. 15 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к совершенствованиям, обеспечиваемым для винтокрылого летательного аппарата, оснащенного одним или более газотурбинными двигателями.
Область техники настоящего изобретения относится к производству вертолетов.
Винтокрылый летательный аппарат имеет, по меньшей мере, один винт, оснащенный лопастями, иногда называемый несущим винтом, который служит, будучи вращаемым, для обеспечения винтокрылого летательного аппарата подъемной силой и движущей силой.
Винтокрылый летательный аппарат также имеет один, два или три двигателя, служащих для приведения во вращение несущего винта и, возможно, рулевого винта (для гашения момента от несущего винта), а также различное вспомогательное оборудования (в частности, синхронный генератор переменного тока и насос (насосы)).
Передаточный механизм, известный также как основная коробка передач (MGB), действует для соединения выходного вала двигателя с валом несущего винта, причем передаточный механизм включает в себя, в частности, редуктор. Такие механизмы описаны, например, в патентах US 3002710, US 3255825 и US 4811627.
Каждый двигатель имеет аксиальный и/или центробежный компрессор, который, в общем, содержит множество зубчатых колес, образующее соответствующее число ступеней сжатия, вместе с первой турбиной, которая ограничена для вращения с компрессором; двигатель также имеет вторую турбину, известную как силовая турбина или свободная турбина, которая лежит ниже по технологической цепочке от первой турбины в направлении потока газа через двигатель, и которая, в общем, находится на одной оси.
Свободная турбина смонтирована для свободного вращения относительно первой турбины и служит для преобразования силы тяги, прикладываемой газом на ее лопатки, во вращающий механический момент; этот вращающий момент передается валом свободной турбины и затем через посредство редуктора, который, как правило, входит в состав двигателя, и посредством выходного вала из двигателя, который может проходить рядом и вне двигателя, например, параллельно общей оси вращения компрессора и первой и второй турбин.
Мощность возбуждения, необходимая для приведения винтокрылого летательного аппарата в движение, значительно изменяется в зависимости от летно-технических характеристик, ожидаемых от винтокрылого летательного аппарата, и в зависимости от окружающей среды, в частности от скорости в перемещении винтокрылого летательного аппарата, его бортовой массы, окружающей температуры, атмосферного давления и/или высоты.
Кроме того, мощность, передаваемая газотурбинным двигателем, значительно изменяется, в частности, с изменением атмосферного давления и/или высоты.
Приведение в соответствие существующих вертолетов с требованиями/задачами, которые требуют более высокого уровня мощности, может быть осуществлено до некоторой степени путем добавления двигателя и путем модификации механизма передачи мощности, соответственно; однако для модификации передаточного механизма, который требует специальной конструкции, необходимы разработка и испытания, а это является продолжительным и дорогим делом.
Эта технология также стремится к обеспечению двигателей более низкой удельной мощности, но, к сожалению, их удельный расход топлива в таком случае становится больше, чем у двигателей с высокой удельной мощностью.
Кроме того, конструирование, разработка и испытания двигателя пригодной мощности, в частности высокой мощности, аналогичным образом, являются технологическими операциями, которые являются продолжительными и дорогими.
В качестве объекта настоящего изобретения предлагается средство, по меньшей мере, частичного решения этой проблемы.
В одном аспекте настоящего изобретения предлагается оснащение винтокрылого летательного аппарата дополнительным внешним воздушным компрессором, который отделен от - то есть, находится вне - газотурбинного двигателя, вместе с воздухопроводом, соединяющим выход из внешнего компрессора с входом двигателя для снабжения входа двигателя воздухом, который сжат посредством внешнего компрессора.
Настоящее изобретение дает возможность увеличения механической мощности, прикладываемой двигателем (двигателями), без модификации двигателя (двигателей) путем увеличения давления воздуха, которое получается на входе внутреннего компрессора, входящего в состав двигателя (двигателей), как достигается посредством внешнего компрессора вне двигателя (двигателей).
В нормальных условиях температуры и давления и при его нормальной скорости вращения внешний компрессор предпочтительно представляет коэффициент сжатия, лежащий в диапазоне, составляющем от приблизительно 1,01 до приблизительно 2, а, в частности, в диапазоне от приблизительно 1,05 до приблизительно 1,5.
В предпочтительном варианте осуществления внешний компрессор содержит одно лопастное подвижное колесо, то есть, имеет только одну ступень, которое является аксиальным колесом. В других вариантах осуществления внешний компрессор может иметь множество аксиальных и/или центробежных колес, то есть, множество ступеней.
Колесо (колеса) внешнего компрессора может включать в себя средства, дающие возможность изменять наклон лопаток так, чтобы создавать возможность изменения величины получаемого сжатия.
Внешний компрессор размещен для прямого или косвенного приведения в действие двигателем; для этой цели внешний компрессор может быть размещен для приведения в действие свободной турбиной, где это возможно, через посредство редуктора и/или трансмиссионного вала, или посредством основной коробки передач винтокрылого летательного аппарата, или он может быть размещен для приведения в действие посредством электродвигателя, который сам получает питание от двигателя или от основной коробки передач через посредство генератора, например генератора переменного тока, и батареи.
При использовании электропривода, в частности, внешний компрессор может включать в себя устройство для изменения скорости его вращения, причем, таким образом, устройство служит для изменения величины получаемого сжатия.
Также предпочтительно, чтобы винтокрылый летательный аппарат дополнительно содержал теплообменник, расположенный в канале для транспортировки воздуха, соединяющем внешний компрессор с двигателем; при этом теплообменник соединен с контуром для транспортировки текучей среды (воды, воздуха, масла, охлаждающей жидкости), причем циркуляция указанной текучей среды через теплообменник служит для охлаждения воздуха, который был сжат посредством внешнего компрессора.
В особом варианте осуществления газотурбинный двигатель может иметь два выходных вала: первый выходной вал, который может лежать на той же оси, что и вал, общий для внутреннего компрессора и для первой турбины двигателя, и который может проходить внутри общего вала, причем первый вал может использоваться для приведения в действие тягового винта и/или внешнего компрессора; и второй вал, который может использоваться для приведения во вращение несущего винта винтокрылого летательного аппарата через посредство механизма основной коробки передач.
Винтокрылый летательный аппарат, имеющий два двигателя, может иметь один внешний компрессор, который доставляет сжатый воздух к обоим двигателям, или он может иметь два внешний компрессора для обоих двигателей, или еще только для одного из них.
В любой конфигурации воздух, сжимаемый посредством внешнего компрессора (внешних компрессоров), может доставляться к обоим двигателям, или еще только к одному из них.
Регулятор тяги с механическим приводом может быть размещен в канале (каналах) для транспортировки воздуха, соединяющем внешний компрессор (внешние компрессоры) с двигателями.
Настоящее изобретение обеспечивает уменьшение удельного потребления топлива винтокрылым летательным аппаратом при полетах на крейсерском режиме.
Настоящее изобретение обеспечивает получение системы, которая проста, недорога и компактна и которая дает возможность увеличения входной мощности, передаваемой двигателем винтокрылого летательного аппарата.
Другие аспекты, характеристики и преимущества настоящего изобретения становятся очевидными из следующего описания, сделанного со ссылкой на сопроводительные чертежи, на которых иллюстрируются предпочтительные варианты осуществления настоящего изобретения без какого-либо его ограничения.
Фиг.1 - упрощенная схема, иллюстрирующая газотурбинный двигатель винтокрылого летательного аппарата и внешний компрессор «наддува» для газотурбинного двигателя, который в первом варианте осуществления настоящего изобретения приводится в действие двигателем.
Фиг.2 - схематический вид сверху винтокрылого летательного аппарата, оснащенного двумя газотурбинными двигателями и внешним компрессором наддува, который является общим для обоих двигателей, в другом варианте осуществления настоящего изобретения.
Фиг.3 - схематический вид сбоку другого варианта осуществления настоящего изобретения.
Фиг.4 - схематический вид сверху другого варианта осуществления настоящего изобретения, в котором винтокрылый летательный аппарат оснащен двумя газотурбинными двигателями и двумя внешними компрессорами.
Фиг.5 - схематическое изометрическое изображение механизма передачи мощности между двумя соответствующими выходными валами двух газотурбинных двигателей (не показанных) и подъемным винтом винтокрылого летательного аппарата, вместе с двумя внешними компрессорами и их соответствующими приводными механизмами для приведения в действие двигателями и/или посредством основной коробки передач, в другом варианте осуществления настоящего изобретения.
Фиг.6 - схематическое изометрическое изображение, иллюстрирующее то, как два внешних компрессора установлены в двух каналах подачи сжатого воздуха для двух газотурбинных двигателей винтокрылого летательного аппарата, в другом варианте осуществления настоящего изобретения.
Со ссылкой на фиг.2-6 настоящее изобретение относится к вертолетам 10 и другому винтокрылому летательному аппарату, в котором, по меньшей мере, один подъемный и тяговый винт 11, имеющий лопасти 12, приводится во вращение вокруг по существу вертикальной оси 14 посредством одного или более газотурбинных двигателей 13.
Основная коробка передач действует для соединения выходного вала 15, 16 из каждого двигателя с валом 17 несущего винта, в частности, эта коробка передач включает в себя редуктор (смотри фиг.5).
Как показано на фиг.1, каждый двигатель содержит внутренний компрессор 130 и первую турбину 131, ограниченную для вращения с внутренним компрессором 130. Двигатель включает в себя также свободную турбину 132, которая расположена ниже по технологической цепочке от первой турбины относительно направления 133, в котором газ проходит через двигатель.
Свободная турбина создает вращающий момент, который передается посредством вала 134 свободной турбины и затем через посредство редуктора 135 и посредством выходного вала 15 двигателя, который проходит рядом и вне двигателя вдоль оси 150, параллельной общей оси вращения 136 внутреннего компрессора 130 и первой, и второй турбин 131, 132.
Таким образом, двигатель (двигатели) 13 приводит (приводят) во вращение входной вал 18 (фиг.1, 3, 5) основной коробки передач.
Система увеличения мощности, показанная на фиг.1, содержит внешний воздушный компрессор 19, который отделен от двигателя, и воздухоохладитель 20, расположенный в последовательности и в таком порядке в канале 21 для транспортировки воздуха, который соединяет внешний компрессор 19 с отверстием 22 для впуска воздуха двигателя 13.
Внешний компрессор 19 содержит лопастное колесо, установленное для вращения вокруг оси 190 и приводимое во вращение валом 15 через посредство зубчатых колес 23, 24, закрепленных, соответственно, на валу 15 и зубчатом колесе внешнего компрессора.
Воздух 25, поступающий в канал 21, проходит через внешний компрессор 19, который его содержит; сжатый воздух 26, оставляющий внешний компрессор 19, проходит через теплообменник 20, который охлаждает его; и охлажденный сжатый воздух 27, оставляющий теплообменник 20, поступает в двигатель 13 через посредство его отверстия 22 для впуска воздуха.
В варианте осуществления, соответствующем фиг.2, внешний компрессор 19 приводится во вращение посредством вала 191, который сам приводится во вращение основной коробкой передач, которую используют для управления несущим винтом.
Внешний компрессор 19 расположен перед основной коробкой передач, тогда как два двигателя 13 размещены за основной коробкой передач; теплообменник 20 и канал 21 проходят частично перед основной коробкой передач, а частично - на каждой ее стороне, при этом канал 21 соединяет внешний компрессор 19 с отверстиями 22 для впуска воздуха двигателей 13.
Как показано на фиг.3, два вала 15а и 15b на оси 150 соединяют выход из выходного редуктора 135 двигателя 13 с входным валом 18 основной коробки передач. Передающая система, символизируемая как приводной ремень, соединяет вал 15а с валом 191 внешнего компрессора 19 так, чтобы приводить в действие внешний компрессор через посредство вала 15а, 15b двигателя.
Лопастное колесо внешнего компрессора расположено ниже по технологической цепочке от фильтра или решетки 28, установленной в воздухозаборнике канала 21.
В варианте осуществления, иллюстрируемом на фиг.4, соответствующие выходные валы 15 и 16 из двух двигателей 13 проходят вдоль двух соответствующих продольных осей 150, 160, которые по существу являются параллельными и горизонтальными, причем каждый вал приводит в действие соответствующий внешний компрессор 19.
Два внешних компрессора 19 расположены на каждой стороне основной коробки передач, за ней, близко к соответствующим боковым воздухозаборникам 210 двух каналов 21 для транспортировки воздуха.
Каждый канал 21 предусмотрен с патрубком 21а, дающим возможность доставки порции воздуха, сжатого посредством каждого внешнего компрессора 19, к теплообменнику (радиатору) 29, используемому для охлаждения смазочного материала основной коробки передач.
Из фиг.4 очевидно, что, во-первых, выходные валы 15, 16 из газотурбинных двигателей являются «сквозными валами», то есть, они проходят вдоль соответствующих продольных осей внутренних компрессоров и турбин двигателя, и, во-вторых, что соответствующие отверстия 22 для впуска воздуха двигателей являются «тангенциальными» или «боковыми».
Как следует из фиг.5, соответствующие выходные валы 15,16 из двух двигателей приводят во вращение входной вал 18 основной коробки передач через посредство двух зубчатых колес 30, 31, входящих в зацепление с валами 15, 16 и с другим зубчатым колесом 32, закрепленным на валу 18 и на валу 33, для приведения во вращение рулевого винта или «хвостового» винта, который не показан.
Пара конических зубчатых колес 34 служит для приведения во вращение вала 36 от вала 16, а другая пара зубчатых колес 35 служит для приведения во вращение вала 191 внешнего компрессора 19 от вала 36.
Хотя на фиг.5 показан только один внешний компрессор, который приводится в действие посредством вала 16, будет очевидно, что второй внешний компрессор может приводиться в действие посредством вала 15 через посредство устройства, идентичного устройству, содержащему элементы 34-36, в конфигурации, которая идентична или подобна конфигурациям, иллюстрируемым на фиг.4 и фиг.6, в которых винтокрылый летательный аппарат оснащен двумя внешними компрессорами 19 наддува для двух двигателей; причем на фиг.5 для обеспечения простоты иллюстрации показана только часть устройства.
На фиг.6 иллюстрируется часть вертолета, оборудованного двумя внешними компрессорами 19, размещенными в двух каналах 21, проходящих слева и справа от основной коробки передач перед двигателями 13.
В непоказанных вариантах каждый внешний компрессор может приводиться во вращение посредством электродвигателя переменной скорости; кроме того, наклон движущихся лопаток внешнего компрессора может поддаваться регулировке так, чтобы изменять получаемые коэффициенты сжатия.
Очевидно, что вышеприведенное описание не может претендовать на то, чтобы быть исчерпывающим, и что в описанных вариантах осуществления могут быть сделаны различные соответствующие модификации, дополнения или исключения.

Claims (16)

1. Винтокрылый летательный аппарат (10), содержащий несущий винт (11), газотурбинный двигатель (13), передаточный механизм (основную коробку передач), связанную с винтом и с двигателем для обеспечения возможности приведения винта в движение двигателем, причем двигатель имеет свободную турбину (132), соединенную с передаточным механизмом (основной коробкой передач) посредством вала (15, 15а, 15b, 16, 18), отличающийся тем, что дополнительно содержит компрессор (19), внешний по отношению к двигателю (13) и размещенный для приведения в действие свободной турбиной (132) или посредством электродвигателя, который получает питание от двигателя или от указанного передаточного механизма (основной коробки передач) через посредство генератора, вместе с каналом (21) для транспортировки воздуха, соединяющим внешний компрессор (19) с двигателем для доставки воздуха, который был сжат посредством внешнего компрессора, к впускным отверстиям (22) двигателя.
2. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, в котором внешний компрессор (19) размещен для приведения в действие свободной турбиной (132) через посредство редуктора (135), вала (15, 15а, 15b, 16, 36) и передаточного механизма (основной коробки передач).
3. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, дополнительно содержащий теплообменник (20), расположенный в канале (21) для транспортировки воздуха между внешним компрессором и двигателем, причем теплообменник соединен с контуром для транспортировки текучей среды для охлаждения воздуха (26), который был сжат посредством внешнего компрессора.
4. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, в котором внешний компрессор представляет, при нормальных условиях температуры и давления для его номинальной скорости вращения, коэффициент сжатия, который находится в диапазоне, составляющем от приблизительно 1,01 до приблизительно 2, а, в частности, в диапазоне приблизительно 1,05-1,5.
5. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, в котором внешний компрессор имеет только одно лопастное подвижное колесо, то есть содержит одну ступень, и является аксиальным колесом.
6. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, в котором внешний компрессор содержит лопастное подвижное колесо и устройство для изменения наклона лопаток.
7. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, в котором внешний компрессор размещен для приведения в действие электродвигателем, возбуждаемым через посредство генератора переменного тока и батареи, и включает в себя устройство для изменения его скорости вращения.
8. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, в котором двигатель имеет два выходных вала: первый вал на одной оси, что и вал (137), общий с внутренним компрессором (130) и с первой турбиной (131) двигателя, служащей для приведения в действие тягового винта и/или внешнего компрессора; и второй вал, служащий для приведения в действие несущего винта винтокрылого летательного аппарата через посредство механизма основной коробки передач.
9. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, в котором внешний компрессор размещен перед механизмом основной коробки передач относительно направления вперед винтокрылого летательного аппарата.
10. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, в котором внешний компрессор размещен за механизмом основной коробки передач относительно направления вперед винтокрылого летательного аппарата.
11. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, имеющий два двигателя и один внешний компрессор, доставляющий сжатый воздух к обоим двигателям.
12. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, имеющий два двигателя и два внешних компрессора, причем каждый из них доставляет сжатый воздух к соответствующему одному из двигателей.
13. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, имеющий два двигателя, и в котором воздух, сжатый посредством внешнего компрессора (внешних компрессоров), может доставляться к обоим двигателям или еще только к одному из них.
14. Винтокрылый летательный аппарат по п.13, включающий в себя регулятор тяги с механическим приводом, расположенный в канале (каналах) для транспортировки воздуха, соединяющем внешний компрессор (внешние компрессоры) с двигателями.
15. Винтокрылый летательный аппарат по п.12, в котором внешние компрессоры размещены на каждой стороне механизма основной коробки передач.
16. Винтокрылый летательный аппарат по п.1, в котором внешний компрессор содержит множество подвижных колес.
RU2008141617/11A 2007-10-26 2008-10-22 Усовершенствование винтокрылого летательного аппарата, оснащенного газотурбинными двигателями RU2458826C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0707547A FR2922860B1 (fr) 2007-10-26 2007-10-26 Amelioration aux giravions equipes de turbomoteurs
FR0707547 2007-10-26

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008141617A RU2008141617A (ru) 2010-04-27
RU2458826C2 true RU2458826C2 (ru) 2012-08-20

Family

ID=39363991

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008141617/11A RU2458826C2 (ru) 2007-10-26 2008-10-22 Усовершенствование винтокрылого летательного аппарата, оснащенного газотурбинными двигателями

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20090113871A1 (ru)
EP (1) EP2052967B1 (ru)
KR (1) KR20090042718A (ru)
CN (1) CN101417592B (ru)
CA (1) CA2641962C (ru)
DE (1) DE602008001141D1 (ru)
FR (1) FR2922860B1 (ru)
RU (1) RU2458826C2 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2684693C2 (ru) * 2014-04-08 2019-04-11 Сафран Эркрафт Энджинз Устройство содействия для силовой установки на твердом проперголе одномоторного вертолета, одномоторный вертолет, содержащий такое устройство, и соответствующий способ
RU2687469C2 (ru) * 2014-03-27 2019-05-13 Сафран Хеликоптер Энджинз Газотурбинный двигатель, двухмоторный вертолет, оснащенный таким газотурбинным двигателем, и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого двухмоторного вертолета
RU2703862C2 (ru) * 2014-07-28 2019-10-22 Сафран Хеликоптер Энджинз Пневматическое устройство быстрой реактивации газотурбинного двигателя, структура силовой установки многомоторного вертолета, оборудованной таким устройством, и соответствующий вертолет

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2899640B1 (fr) * 2006-04-05 2011-11-25 Eurocopter France Procede et dispositif pour realiser un controle de l'etat de sante d'un turbomoteur d'un giravion bimoteur
FR2961260B1 (fr) * 2010-06-15 2014-05-02 Turbomeca Architecture de turbomoteur non lubrifie
US9267438B2 (en) 2011-10-11 2016-02-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting of aircraft engine
US9429077B2 (en) 2011-12-06 2016-08-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Multiple turboshaft engine control method and system for helicopters
US9180964B2 (en) 2013-03-15 2015-11-10 Bell Helicopter Textron Inc. Autorotative enhancement system
FR3008679B1 (fr) * 2013-07-16 2015-08-14 Eurocopter France Installation motrice modulaire et aeronef muni d'un rotor de sustentation
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
FR3024707B1 (fr) 2014-08-07 2018-03-23 Turbomeca Dispositif d'assistance rapide pour une turbomachine a turbine libre d'un aeronef
EP3350076A4 (en) * 2015-09-15 2019-05-08 Sikorsky Aircraft Corporation DRIVE SYSTEM ASSEMBLY FOR ROTATING AIRPLANE
CN107757929A (zh) * 2016-08-23 2018-03-06 吴茂盛 空气动力直升机
US10753225B2 (en) * 2017-03-31 2020-08-25 The Boeing Company Engine turning motor via pneumatic or hydraulic motor
US11186185B2 (en) * 2017-05-31 2021-11-30 Textron Innovations Inc. Rotor brake effect by using electric distributed anti-torque generators and opposing electric motor thrust to slow a main rotor
CN118083115A (zh) * 2017-08-10 2024-05-28 保罗·奈瑟 用于流体操纵的装置和方法
CN109720586A (zh) * 2017-10-30 2019-05-07 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种附面层隔道
US11267563B2 (en) 2018-10-29 2022-03-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft engine with clutch and mechanical lock
JP7049234B2 (ja) * 2018-11-15 2022-04-06 本田技研工業株式会社 ハイブリッド飛行体
CN112173137B (zh) * 2020-09-25 2022-09-30 中国直升机设计研究所 一种直升机降温进气道

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3002710A (en) * 1956-05-15 1961-10-03 Sud Aviation Helicopters
US3195349A (en) * 1963-01-07 1965-07-20 Boeing Co Method and apparatus for determining the available power output of an engine
US4811627A (en) * 1984-08-06 1989-03-14 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Main transmission gearbox for a twin-engined helicopter
RU2236991C1 (ru) * 2002-12-30 2004-09-27 Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" Вентиляторная установка вертолета
RU2282564C2 (ru) * 2004-10-21 2006-08-27 Валентин Алексеевич Малкин Вертолет

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2923128A (en) * 1955-08-17 1960-02-02 United Aircraft Corp Fuel control for a split turbine type power plant
FR1325704A (fr) * 1962-03-14 1963-05-03 Sud Aviation Perfectionnement apporté aux boîtes de transmission pour hélicoptères monorotor à plusieurs turbines
US3548597A (en) * 1968-09-16 1970-12-22 Alexander Hossen Etessam Turbine engine for aircraft having a supplementary compressor driven by a supplementary turbine
US3922852A (en) * 1973-10-17 1975-12-02 Gen Electric Variable pitch fan for gas turbine engine
DE3708596A1 (de) * 1987-03-17 1988-09-29 Mtu Muenchen Gmbh Gasturbinenanlage fuer hubschrauber
US6308512B1 (en) * 1999-06-10 2001-10-30 Enhanced Turbine Output Holding, Llc Supercharging system for gas turbines
EP1362984B1 (en) * 2002-05-16 2007-04-25 ROLLS-ROYCE plc Gas turbine engine
US20050151001A1 (en) * 2003-07-02 2005-07-14 Loper Arthur W. Compound helicopter
US7111462B2 (en) * 2004-07-21 2006-09-26 Steward-Davis International, Inc. Onboard supplemental power system at varying high altitudes
US7513120B2 (en) * 2005-04-08 2009-04-07 United Technologies Corporation Electrically coupled supercharger for a gas turbine engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3002710A (en) * 1956-05-15 1961-10-03 Sud Aviation Helicopters
US3195349A (en) * 1963-01-07 1965-07-20 Boeing Co Method and apparatus for determining the available power output of an engine
US4811627A (en) * 1984-08-06 1989-03-14 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Main transmission gearbox for a twin-engined helicopter
RU2236991C1 (ru) * 2002-12-30 2004-09-27 Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" Вентиляторная установка вертолета
RU2282564C2 (ru) * 2004-10-21 2006-08-27 Валентин Алексеевич Малкин Вертолет

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2687469C2 (ru) * 2014-03-27 2019-05-13 Сафран Хеликоптер Энджинз Газотурбинный двигатель, двухмоторный вертолет, оснащенный таким газотурбинным двигателем, и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого двухмоторного вертолета
RU2684693C2 (ru) * 2014-04-08 2019-04-11 Сафран Эркрафт Энджинз Устройство содействия для силовой установки на твердом проперголе одномоторного вертолета, одномоторный вертолет, содержащий такое устройство, и соответствующий способ
RU2703862C2 (ru) * 2014-07-28 2019-10-22 Сафран Хеликоптер Энджинз Пневматическое устройство быстрой реактивации газотурбинного двигателя, структура силовой установки многомоторного вертолета, оборудованной таким устройством, и соответствующий вертолет

Also Published As

Publication number Publication date
EP2052967A1 (fr) 2009-04-29
CA2641962C (fr) 2011-12-13
FR2922860A1 (fr) 2009-05-01
FR2922860B1 (fr) 2010-01-22
DE602008001141D1 (de) 2010-06-17
EP2052967B1 (fr) 2010-05-05
RU2008141617A (ru) 2010-04-27
CA2641962A1 (fr) 2009-04-26
CN101417592B (zh) 2012-05-23
US20090113871A1 (en) 2009-05-07
CN101417592A (zh) 2009-04-29
KR20090042718A (ko) 2009-04-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2458826C2 (ru) Усовершенствование винтокрылого летательного аппарата, оснащенного газотурбинными двигателями
US11041443B2 (en) Multi-spool gas turbine engine architecture
US10208675B2 (en) Hybrid drive system for transferring power from a gas turbine engine of an aircraft
US6735954B2 (en) Offset drive for gas turbine engine
EP2578843B1 (en) Combined Pump system for size reduction of thermal management heat exchangers and optimized ventilation to the aircraft cabin
EP1601865B1 (en) Compact compound engine package
US10703487B2 (en) Supply of air to an air-conditioning circuit of an aircraft cabin from its turboprop engine
US8220245B1 (en) Multi spool gas turbine system
CN112664320A (zh) 燃气涡轮发动机增压器构造和操作方法
US8297039B2 (en) Propulsion engine
US20210156280A1 (en) Oil system with multi-tanks for split circuits
EP3038904B1 (en) Propeller gearbox oil cooler for a rotary wing aircraft
CN110481803B (zh) 飞行器推进系统
EP3557036B1 (en) Aft counter-rotating boundary layer ingestion engine
CA3055056A1 (en) Gas turbine engine and method of creating classes of same
US20210122487A1 (en) Aircraft power supply arrangements
US11629665B2 (en) Gas turbine engine and method of creating classes of same
US20240026827A1 (en) Aircraft system with gas turbine engine powered compressor
CA2516700C (en) Compact compound engine package
EP4310303A1 (en) System with multiple forced induction engines
US20240059419A1 (en) Parallel hybrid propulsion system
CA2516717C (en) Integral cooling system for rotary engine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner