RU2585394C2 - Способ оптимизации общей энергетической эффективности летательного аппарата и основная силовая группа для осуществления - Google Patents
Способ оптимизации общей энергетической эффективности летательного аппарата и основная силовая группа для осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2585394C2 RU2585394C2 RU2013107596/11A RU2013107596A RU2585394C2 RU 2585394 C2 RU2585394 C2 RU 2585394C2 RU 2013107596/11 A RU2013107596/11 A RU 2013107596/11A RU 2013107596 A RU2013107596 A RU 2013107596A RU 2585394 C2 RU2585394 C2 RU 2585394C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- power
- energy
- main
- main power
- aircraft
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 11
- 238000011084 recovery Methods 0.000 claims abstract description 44
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 11
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 4
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 20
- 238000010248 power generation Methods 0.000 claims description 10
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 9
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 6
- 230000008844 regulatory mechanism Effects 0.000 claims description 5
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 4
- 238000005457 optimization Methods 0.000 claims description 4
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 3
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 3
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical group C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 238000005086 pumping Methods 0.000 claims description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 abstract description 11
- 238000005192 partition Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 description 8
- 108010066278 cabin-4 Proteins 0.000 description 5
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 5
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 4
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 4
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 4
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 238000004378 air conditioning Methods 0.000 description 1
- 230000009194 climbing Effects 0.000 description 1
- 230000003750 conditioning effect Effects 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 210000005069 ears Anatomy 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- GVVPGTZRZFNKDS-JXMROGBWSA-N geranyl diphosphate Chemical compound CC(C)=CCC\C(C)=C\CO[P@](O)(=O)OP(O)(O)=O GVVPGTZRZFNKDS-JXMROGBWSA-N 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 description 1
- 238000005381 potential energy Methods 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 230000007480 spreading Effects 0.000 description 1
- 238000003892 spreading Methods 0.000 description 1
- 230000001502 supplementing effect Effects 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
- B64D13/06—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
- F01D17/10—Final actuators
- F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
- F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
- F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
- F01D17/165—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for radial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially parallel to the rotor centre line
-
- 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
-
- 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
- B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
- B64D13/06—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned
- B64D2013/0603—Environmental Control Systems
- B64D2013/0611—Environmental Control Systems combined with auxiliary power units (APU's)
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Pulmonology (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Fluid-Pressure Circuits (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к способу оптимизации общей эффективности энергии на борту летательного аппарата и силовой группе, реализующей этот способ. Для оптимизации общей эффективности энергии используют генератор мощности класса двигатель, расположенный вблизи кабины для генерирования пневматической энергии для кабины и частично для генерирования гидравлической или электрической энергии для остальной части летательного аппарата, минимизируют расхождения между номинальной точкой источников мощности в условиях функционирования этих источников и точкой расчета участия этих источников в не приводящей в движение энергии в условиях отказа основного двигателя, равномерно распределяют мощность основных двигателей и основного генератора мощности при номинальном функционировании и в случае отказа основного двигателя. Основная силовая группа для оптимизации энергии содержит силовую группу класса двигатель с газогенератором и силовой турбиной, турбину рекуперации энергии, нагнетательный компрессор, механизм регулирования, блок управления, систему ECS. Основная силовая группа располагается в изолированном пожарной перегородкой отсеке. Отсек содержит воздухозаборник наружного воздуха и выходную трубу. Обеспечивается оптимальное использование мощности согласно потребностям в мощности летательного аппарата. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Область техники
Настоящее изобретение относится к способу оптимизации общей эффективности энергии, вырабатываемой на борту летательного аппарата, причем эта энергия может быть как приводящей в движение, так и не приводящей в движение, а также к основной силовой группе для осуществления этого способа.
Настоящее изобретение применимо к двигательной установке летательных аппаратов, иначе говоря, по существу, как к двигательной установке самолетов (реактивным двигателям, турбореактивным двигателям, турбовинтовым двигателям), так и к двигательной установке вертолетов (турбодвигателям).
Обычно кабина в летательном аппарате, в которой размещаются пассажиры, кондиционируется и/или герметизируется. Воздухозаборник кабины соединен с системой контроля окружающей среды ECS (по заглавным буквам «Environmental Control System» в британской терминологии), которая регулирует расход, температуру и/или давление воздуха, связанных, в случае необходимости, с контуром рециркуляции между системой ECS и кабиной.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Известна рекуперация энергии между воздухом на выходе кабины, который находится при повышенном давлением и имеет повышенную температуру, обычно 0,8 бар и 24°С, и воздухом за пределами летательного аппарата, где давление и температура по существу ниже, обычно 0,2 бар и -50°С. Например, в патенте US 5 482 229 предлагается повысить температуру воздуха, поступающего из выходного канала кабины, посредством теплообменника, через который проходит воздух, циркулирующий в канале, который выходит из компрессора двигателя летательного аппарата и соединен с системой ECS кабины. Воздух, поступающий из кабины, нагревается при проходе через теплообменник, приводит в действие турбину блока преобразования мощности, который вырабатывает механическую или электрическую энергию для функционирующего оборудования (насосы, нагнетательный компрессор, генераторы переменного тока и т.д.), перед тем как быть выведенным за пределы летательного аппарата.
Тем не менее такая конфигурация не позволяет использовать воздух на выходе из кабины надежным образом. В действительности, давление этого воздуха отрегулировано в кабине на определенном уровне, например, 0,8 бар, и разница давления внутри и снаружи летательного аппарата, например, 0,8 бар внутри и 0,2 бар снаружи, когда летательный аппарат набирает высоту или находится на высоте, влечет за собой потерю нагрузки и проникающих явлений: регулирование не может больше осуществляться корректным образом, так как давление в кабине превышает значение первоначальной регулировки и переходные давления неприемлемы для ушей пассажиров. Воздух не может более выводится корректно, так как турбина в каждый момент создает противодавление, блокирующее воздух на выходе из кабины. В этих условиях турбина блока преобразования не является более работоспособной, в частности, во время переходных фаз набора высоты и на высоте.
Более того, теплообменник не работает на земле, когда дверь кабины открыта. Эта структура требует, таким образом, тепловую установку с дополнительным обменником, спаренным с наружным воздушным контуром.
Помимо прочего, в случае отказа оборудования, приводимого в действие блоком преобразования, последний переходит на разносные обороты.
Кроме этого, использование воздуха, поступающего от компрессора двигателя летательного аппарата, неблагоприятно сказывается на энергетическом балансе вследствие потерь в каналах из-за расстояния между теплообменником и выходом двигателя. Более того, мощность, вырабатываемая двигателями при взлете, к системам ECS, завышена относительно потребностей в энергии. Точка расчета выработки мощности для системы ECS на самом деле определена при минимальных оборотах каскада НР (высокого давления) основного двигателя, для того чтобы он всегда мог, даже на малом газе, вырабатывать достаточную мощность для системы ECS.
Обычно основные двигатели рассчитаны так, чтобы они могли осуществлять точную значительную выработку приводящей в движение мощности, например, при взлете летательного аппарата, т.е. на повышенных оборотах каскада НР, тогда как во время других фаз они могли вырабатывать среднюю, даже минимальную приводящую в движение мощность, например, при снижении, т.е. при небольших оборотах каскада НР. Приводящая в движение мощность относится в основном к силе тяги, производимой реактивными двигателями самолетов и к механической мощности, вырабатываемой турбовинтовыми двигателями самолетов и турбодвигателями вертолетов. Этот завышенный расчет выработки мощности вызывает в целом избыточное удельное потребление при фазах полета, отличных от режима малого газа.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение имеет целью ограничить удельное потребление путем точного соответствия между расчетом выработки мощности и реальной потребностью в мощности систем ECS кабины и в целом летательного аппарата, чтобы устранить бесполезную выработку мощности.
Настоящее изобретение также направлено на достаточно надежную выработку мощности с учетом случаев отказа летательного аппарата, при которых есть риск возникновения разносных оборотов. Другой целью настоящего изобретения является способствование объединению большого числа средств потребителей не приводящей в движение энергии, в частности электрических, механических и/или гидравлических потребителей, для сохранения на всех фазах полета в целом положительного энергетического баланса между выработкой энергии и потреблением относительно известных конфигураций, в частности на переходных фазах. Более того, настоящее изобретение позволяет рекуперировать тепловую энергию на выходе из кабины без риска возникновения вредного противодавления при регулировке с оптимизированным тепловым обменом.
Для этого настоящее изобретение заключается в выработке энергии, вблизи выхода кабины, в частности пневматической энергии в кабину, посредством генератора мощности класса двигателя. Генератор мощности представляет собой так называемый класс двигатель, когда архитектура этого генератора мощности выполнена с возможностью сертификации двигателя для использования во время всех фаз полета, наравне с генерированием мощности, вырабатываемой основным двигателем.
Более точно объектом настоящего изобретения является способ оптимизации общей эффективности энергии, вырабатываемой на борту летательного аппарата, причем эта энергия может быть приводящей в движение и не приводящей в движение энергией, при этом летательный аппарат оборудован кабиной для пассажиров с регулируемым потоком воздуха, а источник мощности, включает в себя основные двигатели. Эта оптимизация заключается в том, что в окружающем пространстве, расположенном вблизи кабины, предусмотрен, по меньшей мере, один основной генератор мощности класса двигатель, рассчитанный как другой источник мощности для исключительного генерирования пневматической энергии для кабины и, самое большее, частичного генерирования приводящей в движение энергии, гидравлической и/или электрической, для остальной части летательного аппарата, и в минимизации расхождения по мощности между номинальной точкой источников мощности в условиях функционирования этих источников и точкой расчета участия этих источников в не приводящей в движение энергии в условиях отказа основного двигателя путем равномерного распределения участия мощности от основных двигателей и от основного генератора мощности при номинальном функционировании и в случае отказа основного двигателя.
Основной генератор мощности позволяет адаптировать поступление пневматической энергии строго в соответствии с потребностями кабины, тогда как основные двигатели бесполезно вырабатывали энергию, по существу превышающую потребность, обычно в два раза: они завышено рассчитаны по пневмоэнергетическому балансу, так как их расчет основан на минимальном режиме каскада НР основного двигателя. Согласно настоящему изобретению поступление пневматической энергии не относится более к основным двигателям, которые имеют по существу улучшенную эффективность, и общая эффективность, таким образом, тоже оказывается улучшенной.
С другой стороны, общая тепловая эффективность основного генератора мощности, рассчитанная таким образом, по существу равна тепловой эффективности основных двигателей для выработки не приводящей в движение мощности, при фазах снижения или номинальных фазах полета, обычно порядка 20%. Равномерное распределение электрических мощностей, таким образом, осуществляется без значительных потерь при потреблении. И, наоборот, во время фазы набора высоты, выработка электрической энергии от основных двигателей будет предпочтительной, так как эффективность основных двигателей выше из-за высоких оборотов каскада высокого давления (НР), чем эффективность основного генератора мощности.
Более того, дополнительное участие основного генератора мощности обеспечивает резервирование источников движущей силы и, таким образом, усиливает устойчивость к отказам и готовность к работе летательного аппарата.
Изобретение также относится к основной силовой группе, далее называемой GPP, выполненной с возможностью оптимизировать общую энергетическую эффективность в соответствии с раскрытым выше способом. Эта основная силовая группа в качестве основы имеет силовую группу типа вспомогательной силовой установки, сокращенно ВСУ (или в английской терминологии по первым буквам „Auxiliary Power Unit“ - APU, «Вспомогательная Силовая Установка»), выполненной более надежной, чтобы представлять собой класс двигатель и скомбинированной со структурой рекуперации энергии.
ВСУ обычно устанавливают в летательных аппаратах, чтобы питать на земле различное оборудование - потребителей энергии (электрической, пневматической и гидравлической энергии, кондиционирование воздуха) - и запускать основные двигатели. При отказе двигателя некоторые ВСУ достаточно надежны, чтобы иметь возможность быть вновь запущенными во время полета с целью попытки повторного запуска вышедшего из строя двигателя и/или подать часть электрической энергии к оборудованию в полете.
ВСУ обычно состоит из газогенератора, включающего в себя, по меньшей мере, один входной компрессор, камеру сгорания и, по меньшей мере, одну силовую турбину, также средства прямого приведения в действие оборудования (нагнетательный компрессор, топливный и гидравлический насосы, электрический генератор и/или стартер/электрический генератор, и т.д.), или через коробку передачи мощности с адаптацией к частоте вращения. Отбор воздуха на выходе из нагнетательного компрессора или входного компрессора служит для пневматического запуска основных двигателей.
Использование даже надежного ВСУ во время всех фаз полета для выработки не приводящей в движение энергии считается нереалистичным из-за низкой энергетической эффективности относительно основных двигателей: функционирование ВСУ во время всей продолжительности полета требует дополнительного потребления топлива.
Однако при преобразовании в силовую группу класса двигатель для выработки пневматической энергии в соответствии с точными потребностями кабины при постоянном использовании, летательный аппарат, включающий в себя такую группу, имеет благоприятный баланс.
В этом смысле в летательном аппарате, содержащем оборудование-потребители энергии, в частности кабину с обновляемым воздухом и с регулируемой температурой и/или с регулируемым давлением при помощи системы регулирования ECS, основные двигатели генерирования мощности и блок управления полетом, основная силовая группа согласно настоящему изобретению, интегрированная в отсек, изолированный пожарной перегородкой от других зон летательного аппарата и оборудованный воздухозаборником наружного воздуха и выходной трубой, содержит силовую группу класса двигатель описанного выше типа, оборудованную газогенератором и силовой турбиной приведения в действие оборудования, содержащего нагнетательный компрессор. Нагнетательный компрессор соединен посредством механизма регулирования, который сообщается с блоком управления, с системой ECS для выработки необходимой пневматической энергии в кабину.
В соответствии с некоторыми способами воплощения:
- основная силовая группа соединена с рекуперационной структурой, содержащей, по меньшей мере, одну турбину рекуперации энергии для приведения в действие оборудования с силовой турбиной и соединенной, в воздухозаборнике, с выходом кабины для охлаждения оборудования, на выходе воздуха, при этом нагнетательный компрессор интегрирован в эту рекуперационную структуру как поставщик пневматической энергии в кабину;
- нагнетательный компрессор содержит диффузор воздуха с изменяемым углом установки, содержащим направляющие лопатки, автоматически регулируемые механизмом регулирования, способным точно адаптировать расход воздуха к подаче давления и расхода, требуемым для ECS во время каждой фазы полета;
- изменение угла установки диффузора нагнетательного компрессора вызывает изменение расхода воздуха по существу с постоянной степенью повышения давления: точное соответствие выработка/потребность, таким образом, удовлетворяется без значительного перерасхода;
- нагнетательный компрессор непосредственно соединен с силовой турбиной, чтобы избежать любых потерь энергии путем передачи мощности, отличной от механической;
- газогенератор содержит входной компрессор, который может служить нагнетательным компрессором;
- турбина рекуперации представляет собой турбину, предпочтительно центростремительную, с направляющим аппаратом с изменяемым углом установки, и содержащую направляющие лопатки, которые автоматически регулируются механизмом регулирования;
- по меньшей мере, один датчик давления регулирует открытие и закрытие лопаток диффузора и направляющего аппарата в союзе с механизмом автоматического регулирования;
- турбина рекуперации выбрасывает поток воздуха на выходе в отсек основной силовой группы, который после охлаждения оборудования и вспомогательного оборудования, содержащихся в заднем отсеке, выводится в выхлопную трубу под действием насосного эффекта, вызванного скоростью выброса газа из потока горячего воздуха из силовой турбины;
- турбина рекуперации соединена со звукопоглощающим устройством во избежание проникновения аэродинамического шума в кабину;
- самые открытые, насколько это возможно, положения угла установки могут выходить за пределы полного открытия в радиальном положении, называемым нулевым положением;
- регулирование изменяемого угла установки между полным открытием на земле и постепенным закрытием потока воздуха с набором высоты может быть автоматизировано при помощи механизма регулирования в зависимости от наддува кабины.
В общем, был учтен тот факт, что потери объема подачи энергии от основной группы, которые увеличиваются с набором высоты, можно было бы, по меньшей мере, частично компенсировать при полете путем оптимизации положений изменяемых углов установки турбины рекуперации в самое закрытое положение, совместимое с противодавлением на выходе из кабины и нагнетательного компрессора в наиболее открытом положении.
Уровень термодинамической мощности, совместимый с нагрузкой в полете основной группы, минимизирован: даже если на земле соответствующие положения изменяемого угла установки ухудшают эффективность турбины рекуперации и нагнетательного компрессора, при этом основная силовая группа, рассчитанная таким образом, по термодинамической мощности способна вырабатывать достаточное количество энергии на земле. Таким образом, предпочтительно оптимизировать эффективность при полете. Общая эффективность этого компрессора или этой турбины рекуперации на всем протяжении полета оптимизируется благодаря наличию диффузора и/или направляющего аппарата с изменяемым углом установки.
В соответствии с предпочтительными вариантами воплощения:
- предусмотрены средства передачи мощности от силовой турбины и турбины рекуперации к механическому, пневматическому, гидравлическому и/или электрическому оборудованию летательного аппарата, в частности, в виде коробки передачи мощности;
- рекуперационная структура включает в себя теплообменник, имеющий два контура теплообмена, причем первичный контур связан, на входе, с выходом потока горячего воздуха силовой турбины и, на выходе, с выхлопной трубой, а вторичный контур связан, на входе, с выходом потока воздуха из кабины и, на выходе, с турбиной рекуперации;
- направляющий аппарат с изменяемым углом установки турбины рекуперации, соединенный со средствами регулирования, выполнен с возможностью направлять поток воздуха, поступающий от обменника, в частности, как при переходных фазах летательного аппарата, так и на высоте, при этом переходные фазы относятся к фазам взлета, набора высоты, снижения и посадки.
В этих условиях рекуперация энергии при выходе из кабины, в виде давления и/или температуры, оптимизируется близостью основного источника энергии, обеспечивая при этом выход потока воздуха на выходе из кабины с контролируемым противодавлением в кабине. Кроме этого, привязка рекуперации энергии к основному источнику генерирования мощности, а не просто к компрессору или генератору переменного тока, позволяет поглощать разносные обороты, которые могут произойти в случае отказа, благодаря инертности, возникающей под действием массы составляющих источника генерирования мощности и совокупности потребителей.
Более того, рекуперация энергии на выходе из кабины может быть осуществлена путем дополнения потенциальной энергии, содержащейся в потоке воздуха на выходе из кабины, тепловой энергией, используемой для охлаждения систем, относящихся к оборудованию летательного аппарата, перед тем как быть заново обогащенными в результате теплообмена между указанными потоками воздуха.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Другие аспекты, признаки и преимущества изобретения будут рассмотрены в нижеследующем неограничительном описании со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых соответственно:
фиг. 1 показывает схему примера основной силовой группы согласно настоящему изобретению в заднем отсеке летательного аппарата, связанной с кабиной летательного аппарата, оборудованной системой контроля окружающей среды ECS;
фиг. 2 - схематичный вид в разрезе примера центростремительной турбины рекуперации, оборудованной направляющим аппаратом с изменяемым углом установки основной силовой группы;
фиг. 3 - схематичный вид в разрезе примера нагнетательного компрессора, оборудованного направляющим аппаратом с изменяемым углом установки основной силовой группы;
фиг. 4 показывает график мощности, вырабатываемой в летательном аппарате в зависимости от тепловой эффективности источников мощности, на котором указаны номинальная точка и точка расчета.
ДЕТАЛЬНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ВОПЛОЩЕНИЯ
На всех чертежах идентичные или похожие элементы, выполняющие одну и ту же функцию, обозначены идентичными ссылочными номерами или производными от них.
Со ссылкой на фиг. 1, где показана схема, основная силовая группа 1 установлена в заднем отсеке 2, расположенном на задней части летательного аппарата 3. Кабина 4 для пассажиров расположена в более передней части и соединяется с задним отсеком 2 через промежуточный отсек 5. Перегородка герметизации 6 отделяет кабину 4 от промежуточного отсека и пожарная перегородка 7 изолирует промежуточный отсек 5 от заднего отсека 2, оборудованного воздухозаборником 21 наружного воздуха и выходной трубой 22.
Основная силовая группа 1 содержит двигатель 10 типа ВСУ, но класса двигатель, комбинированную со структурой рекуперации энергии. Вспомогательный двигатель состоит из газогенератора или каскада НР 11, содержащего входной компрессор 110 для потока F1 воздуха, поступающего от воздухозаборника 21, камеру 111 сгорания и турбину 112 приведения в действие компрессора 13 посредством вала 113 НР. Этот газогенератор соединен, на входе, с каналом К1 циркуляции воздуха, установленным на воздухозаборнике 21 наружного воздуха и, на выходе, с силовой турбиной 12, которая подает поток горячего воздуха F2, обычно около 500-600°С.
Структура рекуперации энергии сосредоточена на турбине 13 рекуперации в соединении со звукопоглощающим устройством 14 во избежание выхода аэродинамических шумов за пределы отсека, в частности в кабину.
Эта турбина 13 рекуперации соединена с силовой турбиной 12 для приведения в действие оборудования 100: механического, пневматического (компрессоры), электрического (генераторы переменного тока) и/или гидравлического (насосы), в частности нагнетательного компрессора 15 и стартера/генератора 16, в этом примере посредством коробки 17 передачи мощности. Эта коробка оборудована редукторами и приводами (здесь не представлены), адаптированными для передачи мощности. Силовая турбина 12 подает свою мощность к коробке 17 по валу 121, этот вал в показанном примере выполнен сквозным. Альтернативно, этот вал может быть несквозным или наружным валом через соответствующую редукционную коробку (не показан). Эта коробка предпочтительно снабжена свободным колесом для ее отсоединения во время нерекуперационной фазы (например, в случае когда дверь кабины самолета открыта).
Нагнетательный компрессор 15 подает воздух в систему 41 контроля окружающей среды, называемую ECS, кабины 4, чтобы передать в нее, через рециркуляционный смеситель 42, сжатый воздух, поступающий от воздухозаборника 21 наружного воздуха по ветви К11 канала К1. Нагнетательный компрессор 15 регулируется механизмом 19 регулирования, который сообщается с блоком управления (не представлен) для выработки необходимой для кабины пневматической энергии. Как вариант, входной компрессор 110 может служить в качестве нагнетательного компрессора 15 для забора соответствующего воздуха.
По меньшей мере, один регулируемый клапан 40, называемый регулятором давления в кабине, вынуждает поток F3 воздуха циркулировать от выхода 43 кабины 4 к структуре рекуперации энергии по каналу K2. Предпочтительно, канал К2 проходит по промежуточному отсеку 5, чтобы поток воздуха F3 охладил силовое электронное оборудование 50 шкафа 51, это дополнительное оборудование относится к различным системам функционирования летательного аппарата (шасси, и т.д.), разумеется, не работающим при открытой двери самолета. При выходе из отсека 5 поток воздуха F3 имеет температуру приблизительно 40°С. Направляющий аппарат с изменяемым углом установки может предпочтительно заменять регулировочный клапан давления на выходе из кабины.
Рекуперационная структура в этом примере содержит теплообменник 18, оборудованный первичным контуром С1, соединенным на входе с выходом потока горячего воздуха F2 и на выходе с трубой 22, поток F2 проходит, таким образом, обычно при температуре порядка от 550°С до 300°С, и вторичным контуром С2, связанным на входе с потоком воздуха F3, поступающего из кабины 4, и на выходе с турбиной 13 рекуперации. Поток F3 имеет, таким образом, температуру по существу более высокую, чем на входе (порядка 40°), например 150°С. На выходе из турбины 13 рекуперации поток воздуха F3 рассеивается в заднем отсеке 2 для охлаждения оборудования 100 (порядка 40°), потом рекуперируется в виде потока F3' путем отражения от стенок 200 отсека, в трубе 22. Рекуперация происходит под действием насосного эффекта, вызванного на расширенном входе 221 этой трубки скоростью выброса газов из потока горячего воздуха F2 из силовой турбины 12 на выходе теплообменника 18.
Турбина 13 рекуперации детально представлена в разрезе на фиг. 2. Турбина рекуперации представляет собой центростремительную турбину, оборудованную кольцевой камерой 13 подвода воздуха (поток F3). Этот поток затем направляется направляющим аппаратом 136 с изменяемым углом установки. Турбина 133 включает в себя неподвижную систему 132 лопаток. Поток воздуха F3 на выходе подвергается акустическому воздействию и рассеивается в заднем отсеке 2 для температурного кондиционирования оборудования 100 и другого не представленного дополнительного оборудования (пожарного, силовых цилиндров и т.д.). Альтернативно могут быть использованы другие типы турбин: осевого типа или смешанного типа (наклонные).
Направляющий аппарат 136 включает в себя лопатки, направляемые путем изменяемого угла установки, которые направляют поток воздуха, поступающий от обменника 18, и ускоряют его течение. Эти лопатки имеют изменяемый угол установки, и их направление адаптируется механизмом 19 регулирования как во время переходных фаз летательного аппарата, так и на высоте. При функционировании датчик 135 давления регулирует открытие и закрытие лопаток 134 направляющего аппарата 132, соединенных с механизмом 19.
Нагнетательный компрессор 15 детально показан на схематичном виде в разрезе на фиг. 3. Этот нагнетательный компрессор имеет структуру, похожую на структуру турбины рекуперации, но обратную относительно циркуляции потока воздуха F1: кольцевая камера 151, изменяемый диффузор 156 содержит направляемые лопатки 154, и центробежный компрессор 153, снабженный неподвижными лопатками 152. Направляемые лопатки 154 с изменяемым углом установки управляются механизмом 19 регулирования, в частности во время переходных фаз и на высоте. Датчик 155 давления регулирует направление лопаток 154 при помощи механизма 19 для соблюдения характеристик, заданных системой ECS, а именно расхода воздуха 151, адаптированного к подаче давления и заданного расхода (стрелка F1).
В этом конкретном примере потребность в пневматической мощности, для системы ECS классического самолета, обычно 180 кВт. Основной двигатель рассчитан так, чтобы вырабатывать эти 180 кВт в режиме малого газа, тогда как при нормальном функционировании он вырабатывает 360 кВт во время почти всей совокупности фаз полета. Основная силовая группа согласно настоящему изобретению рассчитывается, таким образом, так, чтобы вырабатывать 180 кВт пневматической мощности, что строго достаточно для удовлетворения потребностей системы ECS.
Выработка мощности основной силовой группой в соответствии с настоящим изобретением не ограничивается выработкой пневматической энергии. Эта группа может в действительности вырабатывать мощность для каскада НР основных двигателей посредством стартера/генератора 16, используемого в качестве электрического генератора, соединенного со стартером/генератором основных двигателей и используемого в режиме двигателя.
Таким образом, общий баланс потребности в пневматической мощности (180 кВт) для системы ECS, гидравлической (60 кВт) для силовых цилиндров и электрической (180 кВт) для генераторов переменного тока, насосов и т.д., будет обычно 420 кВт для всего узла, при этом использование нагнетательного компрессора, турбины рекуперации и/или теплообменника в соответствии с рекуперационной структурой по настоящему изобретению позволяет существенно снизить энергопотери, к которым привело бы исключительное использование основных двигателей для этих устройств: нагнетательный компрессор с диффузором с изменяемым углом установки позволяет, например, обеспечить выигрыш в 180 кВт, рекуперационная турбина с изменяемым углом установки обычно позволяет обеспечить выигрыш в 90 кВт, и теплообменник - выигрыш от 15 до 20 кВт, а в целом от 285 до 290 кВт. Доля основных двигателей для всей совокупности выработки мощности (420 кВт), кроме пневматической мощности (180 кВт), таким образом, составляет только одну треть или приблизительно 80 кВт, то есть выработка существенно ниже выработки основной силовой группы, которая в этом примере составляет 150 кВт (70 кВт и треть от оставшихся 240 кВт или 80 кВт для питания соответственно пневматической и электрической/гидравлической энергией).
Учитывая эффективность основной силовой группы (обычно 20%), аналогичную эффективности основного двигателя при фазах полета, отличных от фаз набора высоты или в случае отказа одного из двигателей, и ниже эффективности основного двигателя (40%) при полном использовании (фаза полета или отказ другого двигателя), равномерное распределение выработки энергии между двигателями, является ли это основной двигатель или основная силовая группа, позволяет оптимизировать общую эффективность, относящуюся ко всем фазам полета при номинальном функционировании или в случае отказа, например, равномерное распределение выработки гидравлической и электрической энергии представляет собой 1/3, 1/3, 1/3 на два основных двигателя и основную силовую группу при функционировании и 1/2, 1/2 в случае отказа одного основного двигателя.
Кроме этого, равномерное распределение позволяет оптимизировать эффективность совокупности источников мощности, образующих турбомашину, как показано на фиг. 4 на графике G изменения тепловой эффективности в зависимости от мощности Pw, вырабатываемой двигателем. На этом графике отмечено:
- точка расчета мощности (Pd)0 турбомашины, эта точка расчета определена для самых строгих условий потребности в мощности (в основном, в случае отказа или при особенно сложном взлете);
- номинальная точка (Pn)0 турбомашины без основной силовой группы и номинальная точка (Pn)1 турбомашины с основной силовой группой при равномерном распределении.
Изменение тепловой эффективности, связанной с потреблением топлива, является оптимальным, когда турбомашина имеет интегрированную основную силовую группу по следующим причинам. Без основной силовой группы изменение D0 эффективности между точками (Pn)0 и (Pd)0 превышает изменение D1 между точками (Pn)1 и (Pd)0, когда в летательный аппарат интегрирована основная силовая группа, но по существу с более незначительными вырабатываемыми мощностями. Эта ситуация приводит к оптимизации, полученной равномерным распределением, путем минимизации расхождения между номинальной точкой и точкой расчета. В действительности, первая D0 соответствует переходу от 50% до 100% (соответственно до 200% выработки в случае отказа) мощности, вырабатываемой двигателем, переходящим из номинальных условий в условия расчета, т.е. 50% расхождения. Второе изменение D1 соответствует переходу от 33% (более точно 1/3) до 50% для перехода от первого типа условий ко вторым. При наличии основной силовой группы турбомашина представляет уменьшение вырабатываемой мощности на 1/3, т.е. на 33%, для всей совокупности основных двигателей с общей эффективностью (соответствующей изменению эффективности), возрастающей на расхождение (D0-D1). В этом примере не учитывается возможность сброса мощности, которая может быть использована в случае отказа. В любом случае со сбросом мощности или без него эффективность улучшается.
Все вышеизложенное относится к функционированию основной силовой группы. Случай отказа этой группы не был рассмотрен, но, разумеется, в случае необходимости может быть предусмотрено другое запасное оборудование, которое может быть использовано в качестве замены этой группы, например, в режиме повреждений, в частности, по меньшей мере, один из двух основных двигателей, которые будут поставлять дополнительную энергию или резервное ВСУ или какой-либо эквивалент или комбинация этих источников.
Кроме этого, рассмотренное в настоящем изобретении равномерное распределение означает, что источники мощности сконструированы, чтобы позволить такое равномерное распределение в имеющихся условиях. Физические и регламентные условия, в частности механические, которые следует учитывать, позволяют в целом только стремиться, насколько это возможно, к идеальным условиям равномерного распределения.
Claims (15)
1. Способ оптимизации общей энергетической эффективности летательного аппарата (3), причем энергия может быть тяговой и нетяговой энергией, при этом летательный аппарат оборудован кабиной (4) для пассажиров с регулируемым потоком (F3) воздуха и источниками мощности, включающими в себя основные двигатели, отличающийся тем, что эта оптимизация заключается в том, что в окружающем пространстве, расположенном вблизи кабины (4), предусмотрен, по меньшей мере, один основной генератор (1) мощности, сертифицированный в качестве двигателя, используемого на всех фазах полета, рассчитанный как другой источник мощности для исключительного генерирования пневматической энергии для кабины (4) и для, самое большее, частичного генерирования тяговой энергии, гидравлической и/или электрической энергии для остальной части летательного аппарата (3), и в минимизации расхождения между номинальной точкой ((Pn)1, (Pn)0) источников мощности в условиях функционирования этих источников и точкой ((Pd)0) расчета участия этих источников в нетяговой энергии в условиях отказа основного двигателя путем равномерного распределения участия мощности от основных двигателей и от основного генератора мощности при номинальном функционировании и в случае отказа основного двигателя.
2. Основная силовая установка (1) для осуществления способа оптимизации по п. 1 в летательном аппарате (3), содержащем оборудование-потребители (100) энергии, кабину (4) с обновляемым воздухом и с регулируемой температурой и/или давлением при помощи системы (41) регулирования ECS, основные двигатели генерирования мощности и блок управления полетом, при этом основная силовая установка интегрирована в отсек (2), изолированный пожарной перегородкой (7) от других зон (5) летательного аппарата, оборудованный воздухозаборником (21) наружного воздуха и выходной трубой (22), отличающаяся тем, что она содержит силовую установку (10), сертифицированную в качестве двигателя, используемого на всех фазах полета, оборудованную газогенератором (11) и силовой турбиной (12) приведения в действие оборудования (100), содержащего нагнетательный компрессор (15), причем этот нагнетательный компрессор соединен посредством механизма (19) регулирования, который сообщается с блоком управления, с системой (41) ECS для выработки необходимой пневматической энергии в кабину (4).
3. Основная силовая установка по п. 2, отличающаяся тем, что она соединена с рекуперационной структурой, содержащей, по меньшей мере, одну турбину (13) рекуперации энергии для приведения в действие оборудования (100) с силовой турбиной (12) и соединенной, на воздухозаборнике, с выходом кабины (4) для охлаждения, на выходе воздуха, оборудования (100), при этом нагнетательный компрессор (15) интегрирован в эту рекуперационную структуру как поставщик пневматической энергии в кабину (4).
4. Основная силовая установка по п. 3, в которой турбина (13) рекуперации выбрасывает поток воздуха на выходе в отсек (2) основной силовой установки (1), который после охлаждения оборудования и вспомогательного оборудования, находящихся в заднем отсеке (2), выводится (F3′) в выхлопную трубу (22) под действием насосного эффекта, вызванного скоростью выброса газа из потока (F2) горячего воздуха, исходящего из силовой турбины (12).
5. Основная силовая установка по п. 2, в которой нагнетательный компрессор (15) содержит диффузор (152) воздуха с изменяемым углом установки, содержащим направляющие лопатки (154), автоматически регулируемые механизмом (19) регулирования, способным точно адаптировать расход воздуха к подаче давления и расхода, требуемым для ECS (41) для каждой фазы полета.
6. Основная силовая установка по п. 5, в которой изменение угла установки диффузора (152) нагнетательного компрессора (15) вызывает изменение расхода воздуха по существу с постоянным соотношением давления.
7. Основная силовая установка по п. 2, в которой нагнетательный компрессор (15) непосредственно соединен с силовой турбиной (12).
8. Основная силовая установка по п. 2, в которой газогенератор (11) содержит входной компрессор (110), способный служить нагнетательным компрессором (15).
9. Основная силовая установка по п. 3, в которой турбина (13) рекуперации представляет собой центростремительную турбину с направляющим аппаратом (132) с изменяемым углом установки, имеющим направляющие лопатки (134), автоматически регулируемые механизмом (19) регулирования.
10. Основная силовая установка по п. 3, в которой, по меньшей мере, один датчик (155, 135) давления регулирует открытие и закрытие лопаток (154, 134) диффузора (152) и направляющего аппарата (132) в союзе с механизмом (19) регулирования.
11. Основная силовая установка по п. 10, в которой самые открытые, насколько это возможно, положения угла установки лопаток (134,154) могут выходить за пределы полного открытия в радиальном положении, называемым нулевым положением.
12. Основная силовая установка по п. 10, в которой регулирование изменяемого угла установки лопаток (134, 154) между полным открытием на земле и постепенным закрытием потока воздуха с набором высоты, является автоматизированным при помощи механизма (19) регулирования в зависимости от наддува кабины (4).
13. Основная силовая установка по п. 2, в которой предусмотрены средства (17) передачи мощности от силовой турбины (12) и турбины (13) рекуперации к механическому, пневматическому, гидравлическому и/или электрическому оборудованию (100) летательного аппарата (3).
14. Основная силовая установка по п. 13, в которой средства передачи мощности предусмотрены в виде коробки (17) передачи мощности.
15. Основная силовая установка по п. 3, в которой рекуперационная структура включает в себя теплообменник (18), имеющий два контура теплообмена, причем первичный контур (С1) связан, на входе, с выходом потока (F2) горячего воздуха силовой турбины (12) и, на выходе, с выхлопной трубой (22), а вторичный контур (С2) связан, на входе, с выходом потока (F3) воздуха из кабины (4) и, на выходе, с турбиной (13) рекуперации.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1056761A FR2964086B1 (fr) | 2010-08-25 | 2010-08-25 | Procede d'optimisation du rendement energetique global d'un aeronef et groupe de puissance principal de mise en oeuvre |
| FR1056761 | 2010-08-25 | ||
| PCT/FR2011/051943 WO2012025687A2 (fr) | 2010-08-25 | 2011-08-23 | Procédé d'optimisation du rendement énergétique global d'un aéronef et groupe de puissance principal de mise en oeuvre |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013107596A RU2013107596A (ru) | 2014-09-27 |
| RU2585394C2 true RU2585394C2 (ru) | 2016-05-27 |
Family
ID=43799500
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013107596/11A RU2585394C2 (ru) | 2010-08-25 | 2011-08-23 | Способ оптимизации общей энергетической эффективности летательного аппарата и основная силовая группа для осуществления |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8868262B2 (ru) |
| EP (1) | EP2609012B1 (ru) |
| JP (1) | JP5873493B2 (ru) |
| KR (1) | KR101860164B1 (ru) |
| CN (1) | CN103108805B (ru) |
| CA (1) | CA2808180C (ru) |
| ES (1) | ES2618904T3 (ru) |
| FR (1) | FR2964086B1 (ru) |
| PL (1) | PL2609012T3 (ru) |
| RU (1) | RU2585394C2 (ru) |
| WO (1) | WO2012025687A2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2741458C2 (ru) * | 2016-05-31 | 2021-01-26 | Зе Боинг Компани | Накопление энергии при наддуве салона летательного аппарата |
Families Citing this family (28)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB201202990D0 (en) * | 2012-02-22 | 2012-04-04 | Rolls Royce Plc | An auxiliary power system |
| FR2990414B1 (fr) | 2012-05-10 | 2015-04-10 | Microturbo | Procede de fourniture de puissance auxiliaire par un groupe auxiliaire de puissance et architecture correspondante |
| GB201219922D0 (en) * | 2012-11-06 | 2012-12-19 | Rolls Royce Plc | Method of controlling an aircraft electrical power generation system |
| FR3001442B1 (fr) * | 2013-01-29 | 2016-05-20 | Microturbo | Architecture de fourniture de puissance electrique de secours amelioree dans un aeronef |
| US10266276B2 (en) * | 2013-03-14 | 2019-04-23 | Textron Innovations, Inc. | Integrated auxiliary power unit, starter-generator-motor, and vapor cycle cooling system for an aircraft |
| EP2971699B8 (en) * | 2013-03-15 | 2020-01-15 | Rolls-Royce Corporation | Lifing and performance optimization limit management for turbine engine |
| US10569892B2 (en) | 2013-05-06 | 2020-02-25 | Sikorsky Aircraft Corporation | Supplemental power for reduction of prime mover |
| FR3019358B1 (fr) * | 2014-03-27 | 2016-03-18 | Turbomeca | Procede de gestion globale optimisee d'un reseau energetique d'un aeronef et dispositif correspondant |
| US9354621B2 (en) | 2014-06-16 | 2016-05-31 | General Electric Company | Systems and methods for control of an adaptive-cycle engine with power-thermal management system |
| EP3095703B1 (en) | 2015-05-11 | 2019-07-03 | United Technologies Corporation | Environmental cooling systems for aircraft |
| US10240521B2 (en) | 2015-08-07 | 2019-03-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Auxiliary power unit with variable speed ratio |
| JP5973096B1 (ja) * | 2016-01-14 | 2016-08-23 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | プラント分析装置、プラント分析方法、およびプログラム |
| EP3825531B1 (en) | 2016-05-26 | 2023-05-03 | Hamilton Sundstrand Corporation | An energy flow of an advanced environmental control system |
| EP3254970B1 (en) * | 2016-05-26 | 2020-04-29 | Hamilton Sundstrand Corporation | An environmental control system with an outflow heat exchanger |
| US11506121B2 (en) | 2016-05-26 | 2022-11-22 | Hamilton Sundstrand Corporation | Multiple nozzle configurations for a turbine of an environmental control system |
| EP3248880B1 (en) | 2016-05-26 | 2022-03-16 | Hamilton Sundstrand Corporation | Mixing ram and bleed air in a dual entry turbine system |
| ES2920835T3 (es) * | 2016-09-29 | 2022-08-10 | Airbus Operations Sl | Unidad de suministro de aire auxiliar para una aeronave |
| US11214380B2 (en) | 2017-05-31 | 2022-01-04 | General Electric Company | Intelligent mission thermal management system |
| US20190002117A1 (en) * | 2017-06-30 | 2019-01-03 | General Electric Company | Propulsion system for an aircraft |
| US11061414B2 (en) | 2017-12-20 | 2021-07-13 | General Electric Company | Fleet mission advisor |
| CN108520108B (zh) * | 2018-03-19 | 2022-02-18 | 中国海洋石油集团有限公司 | 一种基于温度场分析的浮式液化天然气装置液舱优化方法 |
| US11273917B2 (en) * | 2018-05-29 | 2022-03-15 | Honeywell International Inc. | Cabin discharge air management system and method for auxiliary power unit |
| JP7014305B2 (ja) * | 2018-10-18 | 2022-02-01 | 株式会社Ihi | 航空機用エネルギ回収装置 |
| US10839698B1 (en) * | 2019-06-18 | 2020-11-17 | Honeywell International Inc. | Methods and systems for depicting an energy state of a vehicle |
| CN113022863B (zh) * | 2021-04-19 | 2022-07-22 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 辅助动力装置及辅助动力装置的排气控制方法 |
| CN114954964B (zh) * | 2022-06-08 | 2024-04-16 | 中国航空发动机研究院 | 一种喷管装置及航空发动机 |
| CN114872908B (zh) * | 2022-06-08 | 2024-03-26 | 中国航空发动机研究院 | 一种喷管装置及航空发动机 |
| US20240059424A1 (en) * | 2022-08-22 | 2024-02-22 | Gulfstream Aerospace Corporation | Auxiliary power unit air inlet door with specified acoustic reflecting and/or diffusing characteristics |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6283410B1 (en) * | 1999-11-04 | 2001-09-04 | Hamilton Sundstrand Corporation | Secondary power integrated cabin energy system for a pressurized aircraft |
| EP1630099A2 (en) * | 2004-08-23 | 2006-03-01 | Honeywell International Inc. | Integrated power and pressurization system |
Family Cites Families (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2734356A (en) * | 1956-02-14 | Kleinhans | ||
| US2929224A (en) * | 1955-12-23 | 1960-03-22 | Garrett Corp | Gas turbine compressor driven air conditioning system |
| US3711044A (en) * | 1971-03-17 | 1973-01-16 | Garrett Corp | Automatic interface control system |
| US3965673A (en) * | 1973-05-19 | 1976-06-29 | Vereinigte Flugtechnische Werke-Fokker Gesellschaft Mit Beschrankter Haftung | Apparatus for starting aircraft engines and for operating auxiliary on-board power generating equipment |
| US4091613A (en) * | 1976-07-30 | 1978-05-30 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Independent power generator |
| US4684081A (en) * | 1986-06-11 | 1987-08-04 | Lockheed Corporation | Multifunction power system for an aircraft |
| US4864812A (en) * | 1987-11-13 | 1989-09-12 | Sundstrand Corporation | Combined auxiliary and emergency power unit |
| US4912921A (en) * | 1988-03-14 | 1990-04-03 | Sundstrand Corporation | Low speed spool emergency power extraction system |
| DE4320302C2 (de) | 1993-06-18 | 1996-09-12 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Anordnung zur Energiegewinnung an Bord eines Flugzeuges, insbesondere eines Passagierflugzeuges |
| GB9508043D0 (en) * | 1995-04-20 | 1995-06-07 | British Aerospace | Environmental control system |
| WO1998048162A1 (en) * | 1997-04-18 | 1998-10-29 | Alliedsignal Inc. | Improved integrated environmental and secondary power system |
| US5956960A (en) * | 1997-09-08 | 1999-09-28 | Sundstrand Corporation | Multiple mode environmental control system for pressurized aircraft cabin |
| US6837038B2 (en) * | 2001-10-16 | 2005-01-04 | United Technologies Corporation | Variable cycle boost propulsor |
| US6651929B2 (en) * | 2001-10-29 | 2003-11-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Passive cooling system for auxiliary power unit installation |
| US7210653B2 (en) * | 2002-10-22 | 2007-05-01 | The Boeing Company | Electric-based secondary power system architectures for aircraft |
| US20060174629A1 (en) * | 2004-08-24 | 2006-08-10 | Honeywell International, Inc | Method and system for coordinating engine operation with electrical power extraction in a more electric vehicle |
| US7607318B2 (en) | 2006-05-25 | 2009-10-27 | Honeywell International Inc. | Integrated environmental control and auxiliary power system for an aircraft |
| US7966825B2 (en) | 2006-10-31 | 2011-06-28 | Honeywell International Inc. | Exhaust eductor system with a recirculation baffle |
| US8480460B2 (en) * | 2007-10-01 | 2013-07-09 | United Technologies Corporation | Cabin air supercharged aircraft internal combustion engine |
-
2010
- 2010-08-25 FR FR1056761A patent/FR2964086B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2011
- 2011-08-23 KR KR1020137005235A patent/KR101860164B1/ko active IP Right Grant
- 2011-08-23 ES ES11761653.2T patent/ES2618904T3/es active Active
- 2011-08-23 JP JP2013525337A patent/JP5873493B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2011-08-23 EP EP11761653.2A patent/EP2609012B1/fr active Active
- 2011-08-23 CA CA2808180A patent/CA2808180C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2011-08-23 PL PL11761653T patent/PL2609012T3/pl unknown
- 2011-08-23 RU RU2013107596/11A patent/RU2585394C2/ru active
- 2011-08-23 CN CN201180040506.XA patent/CN103108805B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2011-08-23 US US13/817,183 patent/US8868262B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2011-08-23 WO PCT/FR2011/051943 patent/WO2012025687A2/fr active Application Filing
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6283410B1 (en) * | 1999-11-04 | 2001-09-04 | Hamilton Sundstrand Corporation | Secondary power integrated cabin energy system for a pressurized aircraft |
| EP1630099A2 (en) * | 2004-08-23 | 2006-03-01 | Honeywell International Inc. | Integrated power and pressurization system |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2741458C2 (ru) * | 2016-05-31 | 2021-01-26 | Зе Боинг Компани | Накопление энергии при наддуве салона летательного аппарата |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2609012A2 (fr) | 2013-07-03 |
| EP2609012B1 (fr) | 2017-02-22 |
| US20130151039A1 (en) | 2013-06-13 |
| CN103108805B (zh) | 2016-02-10 |
| FR2964086A1 (fr) | 2012-03-02 |
| CN103108805A (zh) | 2013-05-15 |
| WO2012025687A3 (fr) | 2012-04-19 |
| KR20130105612A (ko) | 2013-09-25 |
| ES2618904T3 (es) | 2017-06-22 |
| US8868262B2 (en) | 2014-10-21 |
| WO2012025687A2 (fr) | 2012-03-01 |
| RU2013107596A (ru) | 2014-09-27 |
| PL2609012T3 (pl) | 2017-08-31 |
| FR2964086B1 (fr) | 2013-06-14 |
| JP5873493B2 (ja) | 2016-03-01 |
| JP2013538153A (ja) | 2013-10-10 |
| CA2808180A1 (fr) | 2012-03-01 |
| CA2808180C (fr) | 2018-06-26 |
| KR101860164B1 (ko) | 2018-06-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2585394C2 (ru) | Способ оптимизации общей энергетической эффективности летательного аппарата и основная силовая группа для осуществления | |
| RU2607433C2 (ru) | Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата и основная силовая установка для его применения | |
| EP3127812B1 (en) | Aircraft pneumatic system | |
| US11767794B2 (en) | Hybridisation of the compressors of a turbojet | |
| KR102302370B1 (ko) | 스탠바이 모드에서 작동할 수 있는 하나 이상의 터보샤프트 엔진을 포함하는 헬리콥터의 추진 시스템의 아키텍처 및 스탠바이 모드에서 멀티-엔진 헬리콥터의 터보샤프트 엔진을 보조하기 위한 방법 | |
| US10858112B2 (en) | Supply of air to an air-conditioning circuit of an aircraft cabin from its turboprop engine | |
| EP2584173B1 (en) | Gas Turbine Engine | |
| US20180162537A1 (en) | Environmental control system air circuit | |
| US20170335769A1 (en) | Cooling device for a turbomachine supplied by a discharge circuit | |
| JPH04231291A (ja) | 航空機の環境制御システム用のガスタービンエンジン動力供給装置 | |
| JP2014533624A (ja) | 航空機内のエネルギーの回収方法およびエネルギーの回収アーキテクチャ | |
| JP2005256840A (ja) | ガスタービンエンジンを運転するための方法及び装置 | |
| JPH04231658A (ja) | ガスタービンエンジンのファンダクト底面圧抗力を低減する装置 | |
| US9205926B2 (en) | Method and system for feeding and ventilating with air a plant of an aircraft auxiliary power unit | |
| RU2659860C2 (ru) | Устройство и способ обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата | |
| CN116464553A (zh) | 用于燃气涡轮发动机的排放流组件 | |
| CN116464554A (zh) | 用于燃气涡轮发动机的排放流组件 | |
| EP3321491B1 (en) | Electrically boosted regenerative bleed air system | |
| US11788465B2 (en) | Bleed flow assembly for a gas turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |