RU2607433C2 - Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата и основная силовая установка для его применения - Google Patents

Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата и основная силовая установка для его применения Download PDF

Info

Publication number
RU2607433C2
RU2607433C2 RU2013110054A RU2013110054A RU2607433C2 RU 2607433 C2 RU2607433 C2 RU 2607433C2 RU 2013110054 A RU2013110054 A RU 2013110054A RU 2013110054 A RU2013110054 A RU 2013110054A RU 2607433 C2 RU2607433 C2 RU 2607433C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
main
power
engines
engine
energy
Prior art date
Application number
RU2013110054A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013110054A (ru
Inventor
Жан-Мишель АЙО
Original Assignee
Турбомека
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 Турбомека filed Critical Турбомека
Publication of RU2013110054A publication Critical patent/RU2013110054A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2607433C2 publication Critical patent/RU2607433C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
    • F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
    • 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
    • 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
    • F02C3/13—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor having variable working fluid interconnections between turbines or compressors or stages of different rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Pulmonology (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)

Abstract

Изобретение относится к энергетике. Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата, содержащего основные двигатели 200 в качестве основной двигательной установки, причём при помощи основного источника 1 мощности класса двигатель в качестве двигательной установки выдают всю нетяговую энергию Enp, а во время переходных фаз работы двигателей, самое большее, частично подают дополнительную мощность (kEp, ktEpt) на каскад высокого давления ВД основных двигателей и увеличивают запас по помпажу основных двигателей. Также представлена основная силовая установка летательного аппарата. Изобретение позволяет устранить ограничения механического отбора в двигателях во время переходных фаз полета, что позволяет оптимизировать работоспособность совокупности двигателей во время этих фаз. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Изобретение касается способа оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата, а также основной силовой установки, предназначенной для осуществления такого способа.
Изобретение находит свое применение для двигательной установки летательных аппаратов, то есть в основном как для двигательной установки самолетов (реактивных двигателей, турбореактивных двигателей, турбовинтовых двигателей), так и для двигательной установки вертолетов (газотурбинный двигатель).
Как известно, классический авиационный двигатель, в упрощенном виде, содержит систему компрессор - камера сгорания - турбина, образующую газогенератор. После сгорания горячие газы расширяются в турбине, которая механически приводит в движение компрессор через вал высокого давления (сокращенно ВД) или каскад ВД, и подают потенциальную энергию.
В случае самолета эта потенциальная энергия генерирует тяговую энергию в виде тяги либо напрямую (в реактивных двигателях), либо опосредованно через каскад низкого давления НД (в турбореактивных двигателях с вентилятором или в турбовинтовых двигателях). В случае вертолета эта тяговая энергия передается на несущий винт через коробку передачи мощности (известную также под сокращением КПМ). Газотурбинные двигатели выдают энергию в течение времени, соответствующего уровню моментальной передачи мощности.
Расходы воздуха в компрессоре и турбине могут в некоторых условиях работы вызывать явление, называемое помпажом компрессора, которое заставляет горячие газы возвращаться из газогенератора к воздухозаборнику компрессора и может привести к самым тяжелым последствиям (резкое падение подъемной силы, инверсия тяги, разрыв лопастей, разрушение двигателя). Поэтому необходимо соблюдать запас по помпажу. В области авиации такое явление должно быть исключено.
Для каждой фазы полета можно построить линию помпажа в зависимости от соотношения входного/выходного давления воздуха и от расхода воздуха. Линия работы двигателя должна оставаться ниже этой линии помпажа, чтобы избегать, в частности, любой потери тяги. Промежуток между линией работы и линией помпажа, называемый запасом по помпажу, уменьшается, когда обороты вращения каскада ВД небольшие.
Запас по помпажу уменьшается еще больше, когда для питания электрического и гидравлического оборудования (генераторы переменного тока, насосы и т.д.) производят отбор механической мощности на каскадах ВД. В современных спецификациях наблюдается тенденция к существенному увеличению таких отборов. Итак, достаточный запас по помпажу должен позволить ускорение каскада ВД, когда в определенных обстоятельствах полета требуется дача газа.
Аналогичная работа предусмотрена для вертолетных газотурбинных двигателей. Однако при режиме отказа одного двигателя (сокращенно OEI от "One Engine Inoperative" в английской терминологии) быстрое ускорение требуется каскаду ВД исправного двигателя.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Как правило, необходимость отбора механической мощности ограничивает возможности ускорения двигателей во время переходных фаз, то есть работоспособность источника тяговой энергии. Для достижения необходимых ускорений было бы целесообразно увеличить запас по помпажу за счет понижения линии работы. Можно было бы также производить отбор воздуха на основном двигателе. Однако как в одном, так и в другом случае это существенно влияет на общий КПД турбомашины.
Поскольку летательный аппарат является изолированной системой, единственным решением является временное ограничение механического отбора на каскаде ВД. Однако это может привести к нежелательным последствиям на технику и на функции, выполняемые оборудованием (кондиционирование воздуха в салоне, работа шасси и т.д.).
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Задачей изобретения является устранение ограничения механического отбора в двигателях во время переходных фаз, чтобы оптимизировать работоспособность совокупности двигателей во время этих фаз. Для этого, в частности, во время таких фаз подачу мощности обеспечивают от дополнительного источника не напрямую тяговой мощности класса двигатель. Генерирование мощности называют классом двигатель, когда архитектура и характеристики этого генерирования мощности соответствуют сертификации двигателя для использования во время всех фаз полета, так же как и архитектура и характеристики основного двигателя летательного аппарата.
Точнее, объектом настоящего изобретения является способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата, содержащего основные двигатели в качестве основных источников двигательной установки. Такая оптимизация состоит в том, что, при помощи основного источника (1) мощности класса двигатель в качестве источника двигательной установки, выдают всю нетяговую энергию, а во время переходных фаз двигателей, самое большее, частично подают дополнительную мощность на каскад ВД основных двигателей. Переходные фазы двигателей включают в себя, в частности, фазы ускорения, случаи отказов и работу в режиме малого газа.
Согласно предпочтительным вариантам выполнения, мощность, подаваемую на каскад ВД основных двигателей, выдают от электрического генератора, которым оборудован основной источник мощности, связанный с электрическим стартером основных двигателей, преобразованным в двигатель, как во время запуска основных двигателей на земле, или за счет отбора сжатого воздуха на основном источнике мощности, связанном с пневматическим стартером основных двигателей.
В частности, основной источник мощности может подавать мощность на каскад ВД основных двигателей, чтобы обеспечивать более высокие коэффициенты ускорения, в случае необходимости, в режиме малого газа, установленном на уровне ниже номинального режима малого газа.
В частности, в применении для самолета в фазе снижения, рассматриваемой как переходная фаза полета, основной источник мощности подает мощность на каскад ВД основных двигателей. Таким образом, обеспечивают оптимизированную работоспособность с точки зрения максимизированной способности ускорения за счет увеличения запаса по помпажу основных двигателей в фазе полета, в которой этот запас был бы на минимуме без подвода дополнительной мощности с нахождением линии работы максимально близко к помпажу.
В частности, в применении для вертолета в случае отказа одного основного двигателя основной источник мощности подает электрическую мощность на каскад ВД исправного основного двигателя, чтобы он получил способность ускорения, при которой его запас по помпажу является достаточным. Таким образом, запас по помпажу сохраняется одновременно с оптимизированной работоспособностью.
Таким образом, в применении для летательного аппарата основной источник мощности подает мощность на каскад ВД основных двигателей как в стабилизированной фазе, так и в переходной фазе.
Изобретение также относится к основной силовой установке, в дальнейшем называемой установкой ОСУ, выполненной с возможностью оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата при помощи описанного выше способа. Такая основная силовая установка основана на силовой установке типа вспомогательной силовой установки, сокращенно ВСУ (или APU от Auxiliary Power Unit" в английской терминологии), выполненной более надежной, чтобы соответствовать классу двигатель, и комбинированной со средствами регулирования сжатого воздуха в салоне.
Установками ВСУ обычно оборудуют летательные аппараты для питания на земле различного оборудования, потребляющего энергию (электрическую, пневматическую и гидравлическую, кондиционеры воздуха), и для запуска основных двигателей. Когда один из двигателей отказывает, некоторые установки ВСУ имеют достаточный запас надежности, чтобы их можно запустить в полете и попытаться опять запустить отказавший двигатель и/или подавать часть электрической энергии на оборудование во время полета.
Классически установка ВСУ содержит газогенератор и средства привода оборудования (нагнетательный компрессор, топливные и гидравлические насосы, электрический генератор и/или электрический стартер/генератор и т.д.), возможно, через коробку передачи мощности с адаптацией оборотов вращения. Отбор воздуха на выходе нагнетательного компрессора или входного компрессора служит для пневматического запуска основных двигателей.
Использование установки ВСУ, даже выполненной более надежной, во время фаз полета для обеспечения нетяговой энергии изначально считается нереальным по причине низкого энергетического КПД по отношению к основным двигателям: работа установки ВСУ в течение всего полета приводит к повышенному расходу топлива.
Однако, если ее преобразовать в силовую установку класса двигатель для подачи пневматической энергии строго согласно потребностям салона при постоянном использовании, летательный аппарат с такой установкой будет иметь благоприятный баланс и позволит оптимизировать работоспособность двигательной установки летательного аппарата.
Таким образом, в летательном аппарате, содержащем оборудование - потребители энергии, в частности салон с кондиционированием воздуха и регулированием температуры и/или давления при помощи системы регулирования ECS, основные двигатели генерирования мощности и блок управления полетом, основная силовая установка в соответствии с изобретением, интегрированная в отсек, отделенный пожарной перегородкой от других зон летательного аппарата и оборудованный наружным воздухозаборником и выпускным соплом, содержит описанную выше силовую установку класса двигатель, оборудованную газогенератором и силовой турбиной привода оборудования, включая нагнетательный компрессор. Нагнетательный компрессор связан через привод регулирования, сообщающийся с блоком управления, с системой ECS для обеспечения пневматической энергии, необходимой для салона.
Согласно частным вариантам выполнения:
- основная силовая установка связана с рекуперационной конструкцией, содержащей турбину рекуперации энергии привода оборудования с силовой турбиной и связанной, на входе воздуха, с выходом салона для охлаждения, на выходе воздуха, оборудования, при этом в рекуперационную конструкцию интегрирован нагнетательный компрессор в качестве поставщика пневматической энергии для салона;
- турбина рекуперации выбрасывает на выходе воздушный поток в отсек основной силовой установки, который после охлаждения оборудования и вспомогательного оборудования, содержащихся в заднем отсеке, выводится в выпускное сопло, благодаря насосному эффекту, создаваемому за счет скорости выпуска газов потока горячего воздуха из силовой турбины;
- турбина рекуперации связана с звукопоглощающим устройством для предупреждения распространения аэродинамических шумов в салон;
- предусмотрены средства передачи мощности от силовой турбины и турбины рекуперации на механическое, пневматическое, гидравлическое и/или электрическое оборудование летательного аппарата, выполненные, в частности, в виде коробки передачи мощности; рекуперационная конструкция содержит теплообменник, имеющий два теплообменных контура: первичный контур, соединенный, на входе, с выходом потока горячего воздуха из силовой турбины и, на выходе, - с выпускным соплом, и вторичный контур, соединенный на входе с выходом воздушного потока из салона и на выходе - с турбиной рекуперации.
В этих условиях рекуперация энергии на выходе салона в виде давления и/или температуры оптимизирована за счет близости основного источника мощности с одновременным обеспечением выхода воздушного потока из салона с регулируемым противодавлением в салоне. Кроме того, тот факт, что отбор энергии связан с основным источником генерирования мощности, а не с простым компрессором или генератором переменного тока, позволяет поглощать разносные обороты, которые могут появляться в случае отказа, благодаря инерции, создаваемой эффектом массы компонентов источника генерирования мощности и всех потребителей.
Кроме того, рекуперацию энергии на выходе салона можно осуществлять, дополняя потенциальную энергию, содержащуюся в воздушном потоке, выходящем из салона, тепловой энергией, используемой для охлаждения систем, связанных с оборудованием летательного аппарата, перед очередным обогащением за счет теплообмена между упомянутыми воздушными потоками.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ФИГУР
Другие аспекты, отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания частных вариантов выполнения, представленных в качестве не ограничительных примеров, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 - график изменений линии работы двигателя летательного аппарата.
Фиг. 2 и 3 - две схемы распределения тяговой и нетяговой энергий, в частности в переходной фазе (фиг. 3), обеспечиваемых основными двигателями и основной силовой установкой летательного аппарата в условиях номинального полета.
Фиг. 4 - схема распределения энергий в случае отказа двигателя вертолета.
Фиг. 5 - блок-схема примера основной силовой установки в соответствии с изобретением в заднем отсеке летательного аппарата, связанным с салоном летательного аппарата, оборудованным системой контроля окружающей среды ECS.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ВЫПОЛНЕНИЯ
На всех фигурах идентичные или подобные элементы, выполняющие одинаковую функцию, обозначены идентичными или подобными обозначениями.
Представленный на фиг. 1 график изменений линии работы LF двигателя летательного аппарата показан в системе координат соотношения воздушных давлений Р/Р в зависимости от скорректированного расхода воздуха D для данной фазы полета. Расход воздуха называют скорректированным для получения характерной графической картины, включая влияния различных задействованных параметров. Линия помпажа LP и линии работы LF, LF2 двигателя представлены в этой системе координат. Линия работы LF остается ниже этой линии помпажа LP, чтобы избегать любой потери тяги. Запас по помпажу MP, представляющий собой промежуток между линией работы и линией помпажа, уменьшается вместе с оборотами (или расходом воздуха) каскада ВД двигателя, например, между максимальными оборотами NM и оборотами на малом газе NR, допустимыми для этой фазы полета.
Уменьшение запаса по помпажу позволяет увеличить КПД двигателя, но может содержать в себе риски помпажа, если линия работы приближается слишком близко к линии помпажа. Например, во время ускорения, начиная от оборотов на малом газе NR, рабочие точки Pf1 в переходной фазе описывают на графике линию работы LF1 от NR до NM. Уменьшение запаса по помпажу MP вдоль этой линии LF1 связано с впрыском топлива в камеру сгорания, необходимым для ускорения каскада ВД. Показанное на графике положение точки Pf1 соответствует минимальному запасу по помпажу. Механические отборы на каскаде ВД для питания оборудования (стрелка РМ) тоже уменьшают запас по помпажу. Современные спецификации предопределяют тенденцию к существенному увеличению этих отборов, которые значительно повышают риски помпажа.
При этом во время ускорений сложно управлять дачей газа. Кроме того, отборы воздуха (стрелка РА), например на уровне компрессора двигателя, для подачи энергии на другое оборудование (система кондиционирования воздуха в салоне и т.д.) увеличивают запас по помпажу. При этом линия работы переходит от линии LF к линии LF2, и этот переход приводит с снижению КПД при постоянном расходе, как показано стрелкой PR.
Оптимизацию работоспособности получают за счет подвода мощности от основного источника, если говорить о максимизации возможности ускорения: такой подвод позволяет увеличить мощность, выдаваемую на валу каскада ВД, за счет одновременной подачи мощности при впрыске топлива в камеру сгорания и мощности от установки ОСУ. Этот подвод повышает коэффициент ускорения каскада ВД при одновременном сохранении запаса по помпажу MP основных двигателей в фазе полета, где запас был бы на минимуме без подвода дополнительной мощности с линией работы LF максимально близко к помпажу. Кроме того, это дополнительный подвод позволяет снизить обороты на малом газе NR при идентичном запасе по помпажу в переходной фазе. Кроме того, такой подвод в стабилизированной фазе позволяет поддерживать уровень режима малого газа NR0 ниже уровня, определенного возможностью автономии газогенератора.
В отсутствие основной силовой установки каждый основной двигатель подает в равных долях в номинальных условиях тяговую энергию Ер и нетяговую энергию Enp. Как будет подробнее пояснено ниже, ОСУ может подавать всю или часть нетяговой энергии между каждым основным двигателем и ОСУ. Эта ОСУ выдает также несколько процентов тяговой энергии посредством подачи мощности на каскад ВД основных двигателей в переходных фазах, в частности в случае отказа одного основного двигателя.
На фиг. 2 представлено первоначальное состояние в стабилизированном полете летательного аппарата, при этом нетяговую энергию Enp для оборудования 100 обеспечивают основные двигатели 200, МР1 и МР2, а также установка ОСУ 1 в равных долях Enp/3. Это равномерное распределение необходимо также для определения точек расчета турбомашин. В фазе снижения, во время которой основные двигатели не нагружены, предпочтительно, чтобы нетяговую энергию в основном или полностью обеспечивала установка ОСУ.
В варианте (фиг. 3) нетяговую энергию Enp в номинальном полете подает только установка ОСУ, чтобы в случае отказа одного двигателя средства переключения (в частности, электрические контакторы) располагали достаточным временем реакции. Действительно, время реакции во время ускорений, обеспечиваемых только одним двигателем, может оказаться недостаточным, если этот двигатель не мобилизует всю свою мощность (см. ниже случай отказа двигателя).
Кроме того, тягу 300 (2×Ер) в номинальном полете в равной степени обеспечивает каждый из главных двигателей. Установка ОСУ 2 может выдавать часть тяговой энергии k×Ер за счет подачи мощности на каждый из каскадов ВД двигателей, при этом k может достигать несколько процентов.
В случае отказа одного двигателя МР2 на летательном аппарате, в частности на вертолете, оборудованном установкой ОСУ 1, как показано на фиг. 4, остающийся исправный двигатель МП1 прежде всего сконфигурирован с возможностью выдачи всей тяговой энергии: его доля в обеспечении нетяговой энергии Enp для оборудования 100 переходит при этом от Enp/3 (в отсутствие отказа другого двигателя, см. фиг. 2) к 0×Enp, а его подача тяговой энергии переходит от Ер к 2×Ер, чтобы получить всю тягу 300. После этого установку ОСУ 1 конфигурируют таким образом, чтобы обеспечивать всю нетяговую энергию Enp с переходом от Enp/3 к Enp. Предпочтительно установка ОСУ продолжает подавать долю k×Ер тяговой энергии на каскад ВД исправного двигателя с таким соответствующим коэффициентом k и с таким коэффициентом ускорения, при которых запас по помпажу исправного двигателя будет достаточным. В переходной фазе соответствующий коэффициент имеет значение kt, и установка ОСУ подает переходную тяговую энергию ktEpt на каскад ВД исправного двигателя МР1, который обеспечивает всю тягу 2×Ept.
В случае летательного аппарата в переходных фазах полета (фиг. 3), в частности в случае самолета, установка ОСУ 1 выдает переходную тяговую энергию ktEpt с коэффициентом kt на каскад ВД каждого из основных двигателей 200, который обеспечивает 1×Ept, при этом 2×Ept является полной тяговой энергией, которую необходимо обеспечивать в переходной фазе. Установка ОСУ выдает также всю нетяговую энергию, то есть Enp, сверх энергии 2KtEpt.
Мощность, подаваемая на каскад ВД основных двигателей, поступает от генератора, в данном случае генератора переменного тока, которым оборудована установка ОСУ, связанная с электрическим стартером основных двигателей, преобразуемым в двигатель, как при запуске основных двигателей на земле.
В частности, установка ОСУ подводит мощность на каскад ВД основных двигателей, чтобы осуществлять ускорения при уровне малого газа, отрегулированном на минимальное значение.
Как показано на блок-схеме на фиг. 5, установка ОСУ 1 расположена в заднем отсеке 2, находящемся в хвостовой части летательного аппарата 3. Пассажирский салон 4 находится ближе к носу и связан с задним отсеком 2 через промежуточный отсек 5. Герметичная перегородка 6 отделяет салон 4 от промежуточного отсека, и пожарная перегородка 7 изолирует промежуточный отсек 5 от заднего отсека 2, оборудованного наружным воздухозаборником 21 и выпускным соплом 22.
Установка ОСУ 1 содержит двигатель 10 типа ВСУ, но класса двигатель, комбинированный с конструкцией рекуперации энергии. Вспомогательный двигатель включает в себя газогенератор или каскад ВД 11, содержащий входной компрессор 110 воздушного потока F1, поступающего из воздухозаборника 21, камеру 111 сгорания и турбину 112, приводящую в движение компрессор 110 через вал ВД 113. Этот газогенератор связан на входе с каналом К1 циркуляции воздуха, установленным в наружном воздухозаборнике 21, и на выходе с силовой турбиной 12, которая выдает поток F2 горячего воздуха, как правило, при температуре приблизительно от 500 до 600°С.
Конструкция рекуперации энергии центрована на турбине 13 рекуперации, связанной с звукопоглощающим устройством 14, чтобы избегать распространения аэродинамических шумов за пределы отсека, в частности в салон.
Эта турбина 13 рекуперации связана 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 данном примере через коробку 17 передачи мощности. Эта коробка 17 оборудована редукторами и угловыми передачами (не показаны), выполненными с возможностью передачи мощности. Силовая турбина 12 передает свою мощность на коробку 17 через вал 121, причем этот вал в представленном примере является сквозным. В альтернативном варианте этот вал может быть не сквозным или наружным валом, связанным через соответствующий редукторный блок (не показан). Предпочтительно этот блок оборудован колесом со свободным ходом для его отключения во время фаз, не требующих рекуперации, например в случае открытой двери салона самолета.
Нагнетательный компрессор 15 питает воздухом систему контроля окружающей среды, называемую системой ECS 41, салона 4 и передает в нее через рециркуляционный смеситель 42 сжатый воздух, поступающий из наружного воздухозаборника 21 через ветвь К11 канала К1. Привод регулирования 19, который сообщается с блоком управления (не показан), регулирует нагнетательный компрессор 15, чтобы подавать пневматическую энергию, необходимую для салона. В варианте в качестве нагнетательного компрессора можно использовать входной компрессор 110 за счет соответствующего отбора воздуха.
По меньшей мере, один регулируемый вентиль 40, называемый вентилем регулирования давления в салоне, обеспечивает циркуляцию воздушного потока F3 от выхода 43 салона 4 в конструкцию рекуперации энергии через канал К2. Предпочтительно канал К2 проходит в промежуточный отсек 5, чтобы воздушный поток F3 охлаждал силовые электронные системы 50 шкафа 51, - эти вспомогательные устройства предназначены для различных рабочих систем летательного аппарата (шасси и т.д.), которые, разумеется, не работают, когда дверь салона открыта. На выходе отсека 5 воздушный поток F3 имеет температуру около 40°С.
В этом примере рекуперационная конструкция содержит теплообменник 18, оборудованный первичным контуром С1, соединенным на входе с выходом потока F2 горячего воздуха и на выходе с соплом 22, при этом поток F2 обычно переходит от температуры 550°С к 300°С, и вторичным контуром С2, соединенным на входе с воздушным потоком F3, поступающим из салона 4, и на выходе - с турбиной 13 рекуперации. При этом поток F3 имеет более высокую температуру, чем на входе (примерно 40°С), например порядка 150°С. На выходе из турбины 13 рекуперации воздушный поток F3 рассеивается в заднем отсеке 2, охлаждая оборудование 100 (примерно до 40°С), затем рекуперируется в виде потока F'3 за счет отражения от стенок 200 отсека в сопло 22. Рекуперация происходит благодаря насосному эффекту, создаваемому на расширенном входе 221 этого сопла за счет скорости выброса газов потока F2 горячего воздуха из силовой турбины на выходе теплообменника 18.

Claims (10)

1. Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата, содержащего основные двигатели (200) в качестве основной двигательной установки, отличающийся тем, что он состоит в том, что при помощи основного источника (1) мощности класса двигатель в качестве двигательной установки выдают всю нетяговую энергию (Enp), а во время переходных фаз работы двигателей, самое большее, частично подают дополнительную мощность (kEp, ktEpt) на каскад высокого давления ВД основных двигателей (200) и увеличивают запас по помпажу основных двигателей (200).
2. Способ оптимизации по п. 1, в котором мощность, подаваемую на каскад ВД основных двигателей (200), выдают от электрического генератора, которым оборудован основной источник мощности, связанный с электрическим стартером основных двигателей (200), преобразованным в двигатель.
3. Способ оптимизации по п. 1, в котором мощность, подаваемую на каскад ВД основных двигателей (200), выдают за счет отбора сжатого воздуха на основном источнике мощности, связанном с пневматическим стартером основных двигателей (200), преобразованным в двигатель.
4. Способ оптимизации по п. 1, в котором основной источник (1) мощности подает мощность на каскад ВД основных двигателей (100), чтобы обеспечивать более высокие коэффициенты ускорения.
5. Способ оптимизации по п. 4, в котором более высокие коэффициенты ускорения связаны с режимом малого газа (NR0), установленным на уровне ниже номинального режима малого газа (NR).
6. Способ оптимизации по п. 1, в котором как в стабилизированной фазе, так и в переходной фазе основной источник (1) мощности подает мощность за счет подводов энергии, соответствующих фазе (kEp, ktEpt), на каскад ВД основных двигателей (200).
7. Способ оптимизации по п. 1, в котором в случае отказа одного основного двигателя основной источник (1) мощности подает мощность (kEp, ktEpt) на каскад ВД исправного основного двигателя (МР1), чтобы он мог иметь такой коэффициент ускорения, при котором его запас по помпажу (MP) является достаточным.
8. Основная силовая установка (3) летательного аппарата для осуществления способа оптимизации по любому из пп. 1-7, содержащая потребители энергии (100), салон (4) с кондиционированием воздуха и регулированием температуры и/или давления при помощи системы регулирования ECS (41), 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 и оборудованный наружным воздухозаборником (21) и выпускным соплом (22), отличающаяся тем, что содержит силовую установку (10) класса двигатель в качестве основного источника мощности по п. 1, оборудованную газогенератором (11) и силовой турбиной (12) привода оборудования (100), включая нагнетательный компрессор (15), при этом нагнетательный компрессор связан через привод (19) регулирования, сообщающийся с блоком управления, с системой ECS (41) для обеспечения пневматической энергии, необходимой для салона (4).
9. Основная силовая установка по п. 8, отличающаяся тем, что связана с рекуперационной конструкцией, содержащей турбину (13) рекуперации энергии привода оборудования (100) с силовой турбиной (12) и связанной, на входе воздуха, с выходом салона (4) для охлаждения, на выходе воздуха, оборудования (100), при этом в рекуперационную конструкцию интегрирован нагнетательный компрессор (15) в качестве поставщика пневматической энергии для салона (4).
10. Основная силовая установка по п. 9, в которой турбина (13) рекуперации выбрасывает на выходе в отсек (2) основной силовой установки (1) воздушный поток (F3), который после охлаждения оборудования и вспомогательного оборудования, содержащихся в заднем отсеке (2), выводится (F'3) в выпускное сопло (22) благодаря насосному эффекту, создаваемому за счет скорости выброса газов потока (F2) горячего воздуха из силовой турбины (12).
RU2013110054A 2010-08-25 2011-08-23 Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата и основная силовая установка для его применения RU2607433C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1056764A FR2964087B1 (fr) 2010-08-25 2010-08-25 Procede d'optimisation de l'operabilite de motorisation d'un aeronef et groupe de puissance autonome de mise en oeuvre
FR1056764 2010-08-25
PCT/FR2011/051944 WO2012025688A1 (fr) 2010-08-25 2011-08-23 Procédé d'optimisation de l'opérabilité de motorisation d'un aéronef et groupe de puissance autonome de mise en oeuvre

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013110054A RU2013110054A (ru) 2014-09-27
RU2607433C2 true RU2607433C2 (ru) 2017-01-10

Family

ID=43827638

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013110054A RU2607433C2 (ru) 2010-08-25 2011-08-23 Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата и основная силовая установка для его применения

Country Status (11)

Country Link
US (2) US9404419B2 (ru)
EP (1) EP2609311B1 (ru)
JP (1) JP6072687B2 (ru)
KR (1) KR101812829B1 (ru)
CN (1) CN103154472B (ru)
CA (1) CA2807909C (ru)
ES (1) ES2626180T3 (ru)
FR (1) FR2964087B1 (ru)
PL (1) PL2609311T3 (ru)
RU (1) RU2607433C2 (ru)
WO (1) WO2012025688A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2804671C2 (ru) * 2019-06-06 2023-10-03 Сафран Эркрафт Энджинз Способ регулирования ускорения газотурбинного двигателя

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2983319B1 (fr) * 2011-11-25 2014-02-07 Turbomeca Procede et systeme de regulation de puissance en cas de defaillance d'au moins un moteur d'aeronef
GB201219922D0 (en) * 2012-11-06 2012-12-19 Rolls Royce Plc Method of controlling an aircraft electrical power generation system
FR3000469B1 (fr) * 2013-01-03 2014-12-19 Microturbo Procede de gestion du reseau d'alimentation electrique d'un aeronef
FR3001441B1 (fr) * 2013-01-29 2016-05-13 Microturbo Architecture d'alimentation en air d'un groupe auxiliaire de puissance dans un aeronef
FR3001443B1 (fr) * 2013-01-30 2016-05-27 Microturbo Procede et systeme d'alimentation en energie electrique d'un aeronef
EP2994386B1 (en) * 2013-05-06 2020-02-19 Sikorsky Aircraft Corporation Supplemental power for reduction of prime mover
FR3017159B1 (fr) * 2014-01-31 2016-03-04 Snecma Alimentation en air d'un circuit de conditionnement d'air d'une cabine d'un aeronef a partir de son turbopropulseur
US20180327109A1 (en) * 2015-11-16 2018-11-15 Safran Aircraft Engines Propulsion unit comprising a main engine and an auxiliary engine
US10371002B2 (en) * 2016-06-14 2019-08-06 General Electric Company Control system for a gas turbine engine
CN106586002B (zh) * 2016-11-30 2018-12-11 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机与发动机一体化匹配调节控制方法
US10823078B2 (en) 2017-06-28 2020-11-03 General Electric Company Systems and methods for starting a turbine engine
US11511865B2 (en) 2018-05-29 2022-11-29 Honeywell International Inc. Air supply management system for auxiliary power unit
US11273917B2 (en) 2018-05-29 2022-03-15 Honeywell International Inc. Cabin discharge air management system and method for auxiliary power unit
US10951095B2 (en) 2018-08-01 2021-03-16 General Electric Company Electric machine arc path protection
US11332256B2 (en) 2018-08-21 2022-05-17 General Electric Company Fault tolerant hybrid electric propulsion system for an aerial vehicle
US11015480B2 (en) 2018-08-21 2021-05-25 General Electric Company Feed forward load sensing for hybrid electric systems
CN109339952B (zh) * 2018-09-29 2020-01-21 北京航空航天大学 一种直升机的发动机启动系统和机载能量管理系统
US11027719B2 (en) 2018-12-03 2021-06-08 General Electric Company Distributed power generation for a vehicle system
US20230011409A1 (en) * 2021-07-12 2023-01-12 General Electric Company Method of managing thermal energy in a propulsion system
US12012217B2 (en) * 2022-08-22 2024-06-18 Gulfstream Aerospace Corporation Auxiliary power unit air inlet door with specified acoustic reflecting and/or diffusing characteristics

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US5239830A (en) * 1992-03-05 1993-08-31 Avco Corporation Plural engine power producing system
RU2178532C2 (ru) * 1996-05-14 2002-01-20 Дзе Дау Кемикал Компани Способ и устройство для увеличения мощности в газовых турбинах посредством мокрого сжатия
US20040129835A1 (en) * 2002-10-22 2004-07-08 Atkey Warren A. Electric-based secondary power system architectures for aircraft
US20060260323A1 (en) * 2005-05-19 2006-11-23 Djamal Moulebhar Aircraft with disengageable engine and auxiliary power unit components
RU2316678C1 (ru) * 2006-04-13 2008-02-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Способ диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4912921A (en) 1988-03-14 1990-04-03 Sundstrand Corporation Low speed spool emergency power extraction system
US5363641A (en) * 1993-08-06 1994-11-15 United Technologies Corporation Integrated auxiliary power system
US5511385A (en) * 1994-12-23 1996-04-30 United Technologies Corp. Independent compartment temperature control for single-pack operation
GB9508043D0 (en) * 1995-04-20 1995-06-07 British Aerospace Environmental control system
US5813630A (en) * 1996-09-27 1998-09-29 Mcdonnell Douglas Corporation Multi-mode secondary power unit
US6023134A (en) * 1996-10-25 2000-02-08 Daimlerchrysler Aerospace Airbus Gmbh Power conversion system for bi-directional conversion between hydraulic power and electrical power
EP0975862B1 (en) * 1997-04-18 2003-01-08 Honeywell International Inc. Improved integrated environmental and secondary power system
US6247668B1 (en) * 1999-07-15 2001-06-19 The Boeing Company Auxiliary power and thrust unit
US6283410B1 (en) * 1999-11-04 2001-09-04 Hamilton Sundstrand Corporation Secondary power integrated cabin energy system for a pressurized aircraft
US7464533B2 (en) * 2003-01-28 2008-12-16 General Electric Company Apparatus for operating gas turbine engines
US7975465B2 (en) * 2003-10-27 2011-07-12 United Technologies Corporation Hybrid engine accessory power system
US7578136B2 (en) 2004-08-23 2009-08-25 Honeywell International Inc. Integrated power and pressurization system
JP2008080934A (ja) * 2006-09-27 2008-04-10 Honeywell Internatl Inc 補助動力装置の取入口ドア位置制御の装置及び方法
US7966825B2 (en) * 2006-10-31 2011-06-28 Honeywell International Inc. Exhaust eductor system with a recirculation baffle
FR2914697B1 (fr) * 2007-04-06 2012-11-30 Turbomeca Dispositif d'assistance aux phases transitoires d'acceleration et de deceleration
US8291715B2 (en) * 2008-06-11 2012-10-23 Honeywell International Inc. Bi-modal turbine assembly and starter / drive turbine system employing the same
US8727270B2 (en) * 2010-11-16 2014-05-20 Rolls-Royce Corporation Aircraft, propulsion system, and system for taxiing an aircraft

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US5239830A (en) * 1992-03-05 1993-08-31 Avco Corporation Plural engine power producing system
RU2178532C2 (ru) * 1996-05-14 2002-01-20 Дзе Дау Кемикал Компани Способ и устройство для увеличения мощности в газовых турбинах посредством мокрого сжатия
US20040129835A1 (en) * 2002-10-22 2004-07-08 Atkey Warren A. Electric-based secondary power system architectures for aircraft
US20060260323A1 (en) * 2005-05-19 2006-11-23 Djamal Moulebhar Aircraft with disengageable engine and auxiliary power unit components
RU2316678C1 (ru) * 2006-04-13 2008-02-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Способ диагностики неустойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя на запуске

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2804671C2 (ru) * 2019-06-06 2023-10-03 Сафран Эркрафт Энджинз Способ регулирования ускорения газотурбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
WO2012025688A1 (fr) 2012-03-01
RU2013110054A (ru) 2014-09-27
US20130139522A1 (en) 2013-06-06
CN103154472B (zh) 2016-06-22
EP2609311B1 (fr) 2017-04-26
US20160281608A1 (en) 2016-09-29
US9404419B2 (en) 2016-08-02
US10428739B2 (en) 2019-10-01
PL2609311T3 (pl) 2017-08-31
FR2964087B1 (fr) 2013-06-14
EP2609311A1 (fr) 2013-07-03
JP6072687B2 (ja) 2017-02-01
CA2807909A1 (fr) 2012-03-01
ES2626180T3 (es) 2017-07-24
KR101812829B1 (ko) 2017-12-27
FR2964087A1 (fr) 2012-03-02
JP2013537599A (ja) 2013-10-03
CA2807909C (fr) 2018-08-07
CN103154472A (zh) 2013-06-12
KR20130099024A (ko) 2013-09-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2607433C2 (ru) Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата и основная силовая установка для его применения
RU2585394C2 (ru) Способ оптимизации общей энергетической эффективности летательного аппарата и основная силовая группа для осуществления
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
US11767794B2 (en) Hybridisation of the compressors of a turbojet
EP2584173B1 (en) Gas Turbine Engine
US10329023B2 (en) Supply of air to an air-conditioning circuit of an aircraft cabin from its turboprop engine
RU2629621C2 (ru) Способ и конструкция оптимизированной передачи энергии между вспомогательным силовым двигателем и основными двигателями вертолета
EP2554799A2 (en) Gas turbine start architecture and a method for starting such a turbine
KR101914313B1 (ko) 항공기 가스 터빈으로 인가되는 전기의 발생을 제어하기 위한 방법 및 상기 방법을 구현하는 장치
US10662960B2 (en) Supply of air to an air-conditioning circuit of an aircraft cabin
US20140125121A1 (en) Method of controlling an aircraft electrical power generation system
US8093747B2 (en) Aircraft electrical power system architecture using auxiliary power unit during approach and taxi
RU2659860C2 (ru) Устройство и способ обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата
US10266277B2 (en) Method and system for optimized production of non-propulsive energy
US10384799B2 (en) Method and system for generating auxiliary power in an aircraft
POWER 3. iIlil

Legal Events

Date Code Title Description
HC9A Changing information about inventors
PD4A Correction of name of patent owner