RU2610872C2 - Способ и конструкция комбинирования мощности турбомашины - Google Patents

Способ и конструкция комбинирования мощности турбомашины Download PDF

Info

Publication number
RU2610872C2
RU2610872C2 RU2012157200A RU2012157200A RU2610872C2 RU 2610872 C2 RU2610872 C2 RU 2610872C2 RU 2012157200 A RU2012157200 A RU 2012157200A RU 2012157200 A RU2012157200 A RU 2012157200A RU 2610872 C2 RU2610872 C2 RU 2610872C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
power
turbomachine
mechanical
energy
shaft
Prior art date
Application number
RU2012157200A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012157200A (ru
Inventor
Оливье БЕДРИН
Патрик МАРКОНИ
Альфонс ПУЭРТО
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 RU2012157200A publication Critical patent/RU2012157200A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2610872C2 publication Critical patent/RU2610872C2/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
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • 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
    • F02C1/00—Gas-turbine plants characterised by the use of hot gases or unheated pressurised gases, as the working fluid
    • F02C1/04—Gas-turbine plants characterised by the use of hot gases or unheated pressurised gases, as the working fluid the working fluid being heated indirectly
    • 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
    • F02C6/02—Plural gas-turbine plants having a common power output
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01K—STEAM ENGINE PLANTS; STEAM ACCUMULATORS; ENGINE PLANTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; ENGINES USING SPECIAL WORKING FLUIDS OR CYCLES
    • F01K23/00—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids
    • F01K23/02—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids the engine cycles being thermally coupled
    • F01K23/06—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids the engine cycles being thermally coupled combustion heat from one cycle heating the fluid in another cycle
    • F01K23/10—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids the engine cycles being thermally coupled combustion heat from one cycle heating the fluid in another cycle with exhaust fluid of one cycle heating the fluid in another cycle
    • 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
    • F02C7/08—Heating air supply before combustion, e.g. by exhaust gases
    • F02C7/10—Heating air supply before combustion, e.g. by exhaust gases by means of regenerative heat-exchangers
    • 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
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E20/00—Combustion technologies with mitigation potential
    • Y02E20/14—Combined heat and power generation [CHP]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)

Abstract

Изобретение направлено на то, чтобы устранить проблемы, связанные с большими габаритами, массами или с надежностью. С этой целью энергию рекуперируют в выхлопном сопле, преобразуют и утилизируют механическими или электрическими средствами. Пример конструкции турбомашины согласно изобретению содержит главный газотурбинный двигатель (1) и теплообменник (18), установленный в выхлопном сопле (70) и соединенный посредством устройства каналов (18а и 18b) c независимой системой (16) преобразования тепловой энергии с механическую энергию. Эта независимая система (16) соединена с расположенными в определенной зоне (Z1) механическими средствами (20) через приводной вал (15) передачи мощности на трансмиссионный вал мощности (80) в зависимости от потребностей летательного аппарата. Достигается снижение габаритов и массы, а также повышение надежности. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 13 ил.

Description

Область техники
Изобретение относится к способу комбинирования мощности, подаваемой турбомашиной, а также к конструкции турбомашины для реализации этого способа.
Под турбомашиной понимается аэронавигационная машина, называемая газотурбинным двигателем, способная отдавать мощность на вал. В целом, в этой категории различают газотурбинные двигатели (вертолетные двигатели, вспомогательные силовые установки, называемые ниже ВСУ) и турбовинтовые двигатели (самолеты, беспилотные летательные аппараты).
В классическом варианте, базовая конструкция турбомашины летательного аппарата содержит в качестве основных компонентов вращения, установленных на одной и той же главной линии: входное воздухозаборное устройство, по меньшей мере один воздушный компрессор, камеру сгорания газов, по меньшей мере одну турбину высокого давления (в дальнейшем ВД) привода компрессора/компрессоров через вал ВД, по меньшей мере одну силовую турбину, которая может представлять собой связанную и/или свободную турбину (в дальнейшем СТ) преобразования энергии, снимаемой с турбины ВД, в механическую энергию и выхлопное сопло газов.
Силовые турбины могут быть установлены также на осях вращения за пределами так называемой главной линии.
Механическая энергия, отдаваемая турбиной СТ через приводной вал, приводит в действие полезные нагрузки, посредством трансмиссионных валов и редукторов в зависимости от конфигурации: несущий винт вертолета, винт турбовинтового самолета, а также оборудование (генератор переменного тока, инжектор, насос, нагрузочный компрессор, гидронасос и т.д.).
Новшества, вносимые в устройства и компоненты, в их структуру, материал или их комбинацию, позволили существенно оптимизировать энергетический коэффициент полезного действия (кпд) этих машин. Другой подход, называемый энергетическим подходом, для увеличения этого кпд состоит в том, чтобы снизить потерю энергии, связанной с температурой отработавших газов, которая не преобразована.
Предшествующий уровень техники
Энергетический подход развивается в настоящее время по двум направлениям, известным как когенерация и регенерация:
- когенерация состоит в том, чтобы использовать полученную энергию в различных формах в оптимизированных зонах, при этом использование полученной энергии осуществляется одновременно по меньшей мере двумя из следующих способов: способом использования электрической энергии посредством генератора переменного тока, соединенного с валом отбора мощности, способом использования энергии давления воздуха посредством отбора сжатого воздуха после компрессора и способом использования тепловой энергии посредством теплообменника в выхлопном сопле;
- регенерация направлена на дополнительный нагрев сжатого воздуха перед его поступлением в камеру сгорания посредством отбора тепла из отработавших газов посредством теплообменника, обтекаемого потоком сжатого воздуха и потоком отработавших газов.
Когенерация позволяет оптимизировать общий кпд установки, но рассчитана лишь на режим работы газовых промышленных турбин, ввиду больших габаритов и массы потребных средств преобразования энергии. В свою очередь, регенерация также осложнена проблемой больших габаритов и массы, которые довлеют над системой. Кроме того, не обеспечивается надежность теплообменника по причине суровых условий среды (температура, вибрации, маневренные нагрузки и т.д.), которые воздействуют непосредственно на двигатель.
Сущность изобретения
Изобретение основано на принципах энергетики и имеет задачей устранить вышеуказанные проблемы известных устройств, в частности, связанные с большими габаритами, массами или надежностью. Для решения этой задачи энергия, полученная в выхлопном сопле, преобразуется и дополняется, чтобы адаптировать ее к режиму работы турбомашины.
Более конкретно, предметом предлагаемого изобретения является способ комбинирования мощности, подаваемой турбомашиной летательного аппарата, имеющей базовую конструкцию, которая включает по меньшей мере один генератор газа, одну силовую турбину и выхлопное сопло, с мощностью от независимой системы преобразования энергии, в котором получают энергию путем теплообмена в выхлопном сопле, преобразуют полученную энергию посредством независимой системы в механическую энергию и комбинируют преобразованную энергию с энергией, подаваемой турбомашиной лишь в одной зоне согласно конструкции турбомашины, при этом комбинирование мощности осуществляют посредством соответствующего соединения с валом привода генератора газа и с приводным валом силовой турбины и используют для подачи механической и/или электрической мощности в зависимости от потребностей турбомашины и функционирования летательного аппарата.
Согласно вариантам осуществления изобретения:
- комбинирование осуществляется в одной из выбранных зон: зоны вверх по потоку, зоны вниз по потоку, зоны главной трансмиссии и зоны приводов агрегатов;
- комбинирование носит механический характер и осуществляется на валу передачи мощности турбомашины посредством выбранного соединения в форме редуктора мощности, дополнительной связи и связи с агрегатами и главной трансмиссией, в зависимости от конфигурации турбомашины; предпочтительно, таким образом, установлено лишь одно устройство сопряжения с летательным аппаратом для обеспечения потребностей в механической мощности;
- комбинирование носит механический или электрический характер и осуществляется посредством соединения с валом привода высокого давления ВД генератора газа в режимах работы турбомашины, в частности в переходных режимах или во время коротких периодов в установившихся режимах, и с приводным валом силовой турбины во время дополнительных периодов;
- комбинирование носит электрический характер и осуществляется преобразованием получаемой энергии в электрическую энергию в бортовой электросети летательного аппарата и/или для агрегатов турбомашины и/или подачи электроэнергии для привода оборудования летательного аппарата.
В случае если летательный аппарат укомплектован несколькими турбомашинами, так называемая конфигурация «environnement multi-moteurs», способ комбинирования мощности использует независимую систему преобразования энергии, установленную на одном из двигателей или общую для двигателей, с целью использования полученной энергии двигателей посредством смонтированных последовательно в соплах двигателей теплообменников.
Изобретение относится также к конструкции турбомашины для реализации этого способа. Такая турбомашина вышеописанного типа включает по меньшей мере один генератор газа, одну силовую турбину и выхлопное сопло и дополнительно содержит теплообменник, установленный в выхлопном сопле, независимую систему преобразования тепловой энергии в механическую энергию, связанную с теплообменником, и механические и электрические средства комбинирования, соединенные с независимой системой и расположенные в одной из следующих зон: зоне, расположенной вверх по потоку от газогенератора, зоне, расположенной вниз по потоку относительно газогенератора, коробке главной трансмиссии, коробке приводов агрегатов, в зависимости от конструкции турбомашины, при этом средства комбинирования выполнены с возможностью передачи мощности от независимой системы на вал привода высокого давления генератора газа и на приводной вал силовой турбины.
Согласно вариантам осуществления:
- независимая система преобразования энергии может быть отсоединена за счет соответствующих выбранных средств в форме кулачковой муфты, зоны пониженной прочности, в частности участка разрушения, или колеса с обгонной муфтой;
- независимая система представляет собой вспомогательный тепловой двигатель открытого цикла, в частности газотурбинный двигатель со свободной или связанной турбиной, т.е. только с одним валом, в котором камера сгорания заменена на теплообменник;
- независимая система представляет собой жидкостный двигатель с изменением фаз, содержащий конденсатор, насос и механический орган расширения кинетического типа (турбина) или объемного типа (поршни, лопатки и т.д.);
- независимая система представляет собой поршневой компрессорный двигатель открытого цикла, двухтактный или четырехтактный, соединенный с теплообменником;
- силовая турбина соединена с независимой системой, механическими и/или электрическими средствами комбинирования мощности;
- приводной вал может быть сквозным (traversant) валом, расположенным выше по потоку, причем этот вал и приводной вал независимой системы соединен механическими средствами комбинирования мощности, которые образуют единственное механическое устройство сопряжения с летательным аппаратом; в качестве этих средства могут быть использованы: редуктор мощности, коробка главной трансмиссии, коробка приводов агрегатов и дополнительная коробка зубчатой передачи;
- приводной вал может быть несквозным (поп traversant) валом, расположенным ниже по потоку, способным передавать, непосредственно или посредством соединения с наружным приводным валом, параллельно главной линии, мощность на летательный аппарат, соответственно вниз или вверх по потоку, при этом несквозной вал вниз по потоку и приводной вал независимой системы соединены механическими средствами комбинирования мощности и образуют единственное механическое устройство сопряжения с летательным аппаратом; в качестве этих средств могут быть использованы: редуктор мощности, коробка главной трансмиссии и дополнительная коробка согласования с базовой конструкцией; этот последний вариант используется предпочтительно для комплексной интеграции, в частности, в случае двигателя с непосредственной передачей и осевым воздухозаборником;
- соединение между независимой системой и средствами комбинирования мощности может быть осуществлено через вал или за счет непосредственного фланцевого крепления со средствами комбинирования мощности;
- механические и электрические средства комбинирования мощности способны передавать поставляемую независимой системой мощность на вал ВД генератора газа в режимах работы турбомашины и на приводной вал силовой турбины во время дополнительных периодов;
- средства комбинирования мощности представляют собой электрические средства и состоят из генератора переменного тока, соединенного непосредственно с бортовой электросетью летательного аппарата или посредством электродвигателя привода оборудования летательного аппарата.
В случае если летательный аппарат укомплектован несколькими турбомашинами, так называемая конфигурация «environnement multi-moteurs», конструкция с несколькими двигателями использует независимую систему преобразования энергии, установленную лишь на одном двигателе или общую для двигателей, с целью использования энергии, полученной с двигателей, посредством теплообменников, смонтированных последовательно в соплах двигателей. Механические средства комбинирования мощности осуществлены путем комбинирования на различных двигателях или непосредственно на коробке главной трансмиссии, к которой подключены приводные валы двигателей, а электрические средства комбинирования мощности осуществлены путем соединения с генератором переменного тока питания бортовой электросети летательного аппарата.
Краткое описание чертежей
Другие аспекты, признаки и преимущества изобретения будут раскрыты в нижеследующем неограничивающем описании, касающемся отдельных вариантов осуществления изобретения и приведенном со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 изображает схематичный вид в разрезе примера конструкции главного газотурбинного двигателя со сквозным валом, редуктором, расположенным выше по потоку и, как независимой системой, модифицированным газотурбинным двигателем с кулачковой муфтой для разъединения;
Фиг. 2а и 2b изображают два схематичных вида в разрезе, альтернативных средству разъединения независимой системы на фиг. 1, соответственно с участком разрушения и колесом с обгонной муфтой;
Фиг. 3а и 3b - схематичные виды в разрезе примеров заявляемой конструкции с наружным приводным валом и редуктором, расположенным ниже по потоку, при этом независимая система соответственно комбинируется ниже по потоку за счет редуктора (фиг. 3а) и выше по потоку за счет дополнительной коробки (фиг. 3b);
Фиг. 4а и 4b - схематичные виды в разрезе примеров заявляемой конструкции со сквозным валом непосредственной передачи мощности (без редуктора), при этом забор воздуха, соответственно радиальный и осевой, и независимая система комбинируются, соответственно, посредством коробки приводов агрегатов и посредством дополнительной коробки зубчатой передачи;
Фиг. 5 изображает схематичный вид в разрезе примера заявляемой конструкции с несквозным валом непосредственной передачи вниз по потоку и дополнительной коробкой комбинации мощности;
Фиг. 6 - схематичный вид в разрезе примера заявляемой конструкции для комбинирования мощности на валах ВД и СТ посредством механического или электрического соединения;
Фиг. 7 - схематичный вид в разрезе примера заявляемой конструкции с независимой системой, соединенной с бортовой электросетью посредством генератора переменного тока как средства комбинации электрической энергии;
Фиг. 8 - схематичный вид в разрезе примера заявляемой конструкции в конфигурации «environnement multi-moteurs» с последовательно подсоединенными теплообменниками и с комбинированием мощности через коробку главной трансмиссии;
Фиг. 9 - схематичный вид в разрезе примера заявляемой конструкции турбовинтового двигателя с редуктором винта как средства комбинирования мощности, и
Фиг. 10 - схематичный вид в разрезе примера заявляемой конструкции вспомогательной силовой установки ВСУ с коробкой приводов агрегатов как средства комбинирования мощности.
Подробное описание вариантов осуществления изобретения
В нижеследующем описании термины «вверх по потоку» и «вниз по потоку» - соответственно «перед» и «за» - связаны с расположением относительно генератора газа по поворотной оси Х'Х вдоль главной линии. Кроме того, на всех фигурах идентичные или аналогичные элементы, выполняющие одну и ту же функцию, обозначены идентичными позициями на чертеже.
На фиг. 1, в схематичном виде в разрезе примера заявляемой конструкции, изображена расположенная выше по потоку зона Z1 комбинирования мощности посредством редуктора мощности 20. На этом примере главный газотурбинный двигатель 1 имеет сквозной приводной вал 30, сопряженный с шестерней Р1 на редукторе мощности 20, находится вверх по потоку относительно генератора газа 50. В классическом варианте, базовая конструкция 10 такого газотурбинного двигателя содержит, с вращением по оси Х'Х: радиальный воздухозаборник 40, центробежный воздушный компрессор 51, камеру, сгорания газов 53, турбину ВД 55, которая преобразует часть кинетической энергии от сгорания газов (смесь сжатого воздуха и топлива) в камере 53 в механическую энергию с целью приведения в действие компрессора 51 посредством вала ВД 57, силовую турбину 60 и выхлопное сопло 70 остаточных газов.
В приведенном примере, цепочка-сжатие (центробежным компрессором 51), сгорание (в камере сгорания 53) и расширение (турбиной ВД 55) образует генератор газа 50, а силовая турбина 60 представляет собой свободную турбину СТ. В других примерах, одна или несколько связанных или свободных турбин также могут участвовать в выработке мощности.
Турбина СТ 60 преобразует остаточную кинетическую энергию из генератора газа 50 в механическую энергию. Эта механическая энергия подается на полезные нагрузки (несущий винт, оборудование, агрегаты и т.д.) посредством сквозного приводного вала 30, редуктора 20, а также на трансмиссионный вал мощности 80, сопряженный через шестерню Р2 редуктора 20.
Более конкретно, комбинирование мощности осуществляется за счет сопряжения вала, расположенного выше по потоку через шестерню Р3 приводного вала 140 от вспомогательного газотурбинного двигателя 16, которые образуют здесь независимую систему согласно изобретению. Этот газотурбинный двигатель представляет собой тепловой двигатель открытого цикла, включающий радиальный воздухозаборник 40, компрессор 51, связанную турбину 61 и лишь один вал 14.
Генератор газа этого газотурбинного двигателя производит сжатие воздуха в компрессоре 51, с использованием тепла, реализуемым передачей сжатого таким образом воздуха через входной канал 18а в теплообменник 18, расположенный в выхлопном сопле 70 газотурбинного двигателя 1, и расширение воздуха посредством турбины 61 вспомогательного газотурбинного двигателя 16. Устройство каналов 18а и 18b, а также теплообменник 18 показаны на большинстве прилагаемых чертежей (за исключением фиг. 2а, 2b и 8).
Усовершенствование данного газотурбинного двигателя состоит в том, что его камера сгорания заменена теплообменником 18. Кроме того, упрощена его коробка приводов агрегатов за счет устранения топливного контура. Холодный воздух после расширения откачивается в сопле 71.
Полученную в сопле 70 тепловую энергию преобразуют, таким образом, посредством независимого газотурбинного двигателя 16 в механическую энергию и добавляют в главный газотурбинный двигатель 1 путем комбинирования мощности в зоне Z1, посредством сопряженных с приводными валами 14 и 30 шестерен. Следовательно, в меру необходимости на вал 80 поступает дополнительная мощность. Приводной вал 14 независимого газотурбинного двигателя 16 монтируют посредством кулачковой муфты 11 и дополнительного вала 140, сопряженного выше по потоку с шестерней Р3. Эта кулачковая муфта позволяет отсоединить газотурбинный двигатель 16 от газотурбинного двигателя 1 в случае его выхода из строя, что гарантирует независимость газотурбинного двигателя.
На фиг. 2а и 2b представлены два альтернативных варианта кулачковой муфты как средства разъединения, с эквивалентной функцией:
- на фиг. 2а, на приводном валу 14 газотурбинного двигателя 1 (частичный вид) показан участок разрушения 12, при этом вал 14 и дополнительный вал 140 разъединяются, следовательно, лишь в случае выхода из строя газотурбинного двигателя 16; соединение, от жесткого до гибкого, допускающее отклонение от соосности, осуществлено при помощи двух фланцев 141 и 142;
- на фиг. 2b, параллельные концы 143 и 144 соответственно приводного вала 14 и дополнительного вала 140 образуют направляющие элементы с муфтой свободного хода 13, осуществляя приводную связь, включаемую между этими валами.
Помимо вспомогательного газотурбинного двигателя 16, независимая система может представлять собой, в общем виде, тепловой двигатель открытого цикла со свободной или связанной турбиной/турбинами, т.е. лишь с одним валом, в которой камера сгорания модифицирована с возможностью соединения с теплообменником главной турбомашины, жидкостный двигатель с изменением фаз, содержащий конденсатор, насос и компрессор, или также поршневой двигатель открытого цикла, двухтактный или четырехтактный, также соединенный с теплообменником. Вал отбора мощности от газотурбинного двигателя 1 может быть наружным и, следовательно, несквозным (nоn traversant). В этом случае, как показано на схематичных видах с фиг. 3а и 3b, шестерня Р1, сопряженная с несквозным приводным валом 31 и редуктором 20, находятся вниз по потоку. Независимая система 16 комбинируется непосредственно через редуктор (фиг. 3а) или через дополнительную коробку 90, помещенную на газотурбинном двигателе 1 (фиг. 3b).
На фиг. 3а, приводной вал 15 включает валы 14 и 140, а также предыдущие соединительные системы (кулачковую муфту 11, участок разрушения 12, фланцы соосности 141, 142 и колесо с обгонной муфтой 143). Этот вал 15 предпочтительно соосно соединен с наружным приводным валом 81 и валом передачи мощности 80, после своей шестерни Р2, сопряженной с редуктором 20. Зона Z2 комбинирования мощности находится вниз по потоку. На фиг. 3b, наружный вал располагаемой мощности 81 и приводной вал 15 независимой системы 16 соединены посредством шестерен Р2 и Р3 в дополнительной соединительной коробке 90 зубчатой передачи. Зона комбинирования мощности находится в этом случае выше по потоку.
В другой конфигурации, газотурбинный двигатель содержит сквозной вал без редуктора, то есть с прямой передачей вверх по потоку. В этих условиях, сквозной вал 30 соединен непосредственно с валом передачи мощности 80 и комбинирование мощности осуществляется вверх по потоку. Фиг. 4а и 4b показывают такое комбинирование выше по потоку в зоне Z1, посредством шестерен Р2 и Р3, в схематичных видах в разрезе. Для радиального забора воздуха 40 (фиг. 4а) комбинирование мощности с вала 15 может быть осуществлена через коробку приводов агрегатов 91 газотурбинного двигателя. Эта коробка приводов агрегатов обеспечивает соединение с агрегатами летательного аппарата (инжекторами, датчиками и т.д.) и с оборудованием летательного аппарата (генератором переменного тока, насосом и т.д.). Для осевого забора воздуха 41 (фиг. 4b) предпочтительно включить дополнительную коробку 90 зубчатой передачи, чтобы обеспечить более удобное согласование с конфигурацией за счет адекватных механических элементов (шестерен, редукторных передач и т.д.).
На фиг. 5, прямая передача (без редуктора) осуществляется вниз по потоку, посредством несквозного приводного вала 31, соединенного непосредственно с валом передачи мощности 80. Аналогично предыдущему варианту (фиг. 4b), шестерни Р2 и Р3 дополнительной коробки 90 зубчатой передачи обеспечивают отбор мощности от независимой системы 16 путем рекомбинации с вала 15 на несквозной приводной вал 31, который подает имеющуюся мощность посредством вала 80. Зона комбинирования мощности Z2 находится в этом случае вниз по потоку. В предыдущих примерах конструкции, комбинирование мощности позволило определить вал передачи имеющейся мощности как единственное механическое устройство сопряжения с летательным аппаратом для обеспечения потребностей мощности в целом. В этих компоновочных схемах механическую мощность, поставляемую независимой системой 16, комбинируют с мощностью, отбираемой от газотурбинного двигателя 1 посредством приводного вала 15 через валы 14 и 140 редуктора 20, дополнительной коробки 90 зубчатой передачи или коробки приводов агрегатов 91. Альтернативно, независимая система 16 может быть «прифланцевана», то есть непосредственно соединена с различными вышеназванными средствами комбинирования, освободив приводные валы 14 и 140 (фиг. 1).
Уровень имеющейся мощности отражает потенциалы обеспечения питания независимой системы 16 и газотурбинного двигателя 1.
Предпочтительно, в отношении энергетического баланса, использовать в первую очередь или исключительно мощность, поставляемую независимой системой посредством механического устройства сопряжения в целях оптимизации суммарного кпд конструкции «газотурбинный двигатель и независимое устройство» в целом.
В других вариантах конструкции может быть полезным соединить независимую систему 16, по меньшей мере, с одним из валов ВД и/или отбора мощности от газотурбинного двигателя, то есть в более общем плане, с генератором газа, например, показанным на фиг. 6 генератором 50. Так, схематичный вид в разрезе изображенного на фиг. 6 примера конструкции показывает передачу мощности, подаваемой независимой системой 16 на валы ВД 57 и сквозной вал 30, посредством вала и системы двойной механической трансмиссии 17. Эта система направляет, в зависимости от потребностей, определенных модулем управления летательного аппарата, получаемую от независимой системы 16 мощность на передаточные валы 58 и 59, установленные на системе 17. Эти валы 58 и 59 приводят соответственно сквозной приводной вал 30 и вал ВД 57 посредством шестерен и соответствующих передаточных механизмов 96. Рекомбинация мощности осуществляется здесь на уровне этих шестерен, в зоне вверх по потоку Z1.
Например, в переходных режимах или во время коротких периодов в установившихся режимах, избыточная мощность добавляется посредством вала 59 на вал ВД 57 и во время дополнительных периодов избыточная мощность добавляется посредством вала 58 на сквозной вал 30. В качестве альтернативы, в варианте электрического комбинирования на основе преобразования механической энергии, подаваемой независимой системой электроэнергии, в электрическую энергию электрогенератором, интегрированным предпочтительно в независимую систему, кабель электропередачи 19а и электродвигатель 17а приводят валы 58 и 59 по мере необходимости, следуя указаниям, переданным через блок привода модуля управления.
Электрическое преобразование мощности, поставленной независимой системой, может быть использовано также непосредственно бортовой электросетью или оборудованием газотурбинного двигателя. Схематичный вид в разрезе на фиг. 7 представляет пример соответствующей конструкции. В этой конструкции, газотурбинный двигатель 1 оборудован несквозным приводным валом 31 вниз по потоку, без редуктора, и независимая система 16 соединена с генератором переменного тока 92 через вал 14, при этом генератор переменного тока заряжает батарею 93. Генератор переменного тока способен подавать в этом случае электрическую мощность в бортовую электросеть 2 летательного аппарата в зависимости от потребностей в электроэнергии 93. Бортовая электросеть также питается от газотурбинного двигателя или генераторов посредством коробки главной трансмиссии. То есть, он принимает на себя функцию комбинирования мощности. Как было показано выше, в отношении кпд, использованная мощность представляет собой в первую очередь мощность, подаваемую с независимой системы 16 посредством генератора переменного тока 92. Часть этой электрической мощности, получаемой от генератора переменного тока 92 и/или от батареи 93, также может быть использована посредством электродвигателя 95. Этот электродвигатель позволяет приводить в действие известное оборудование летательного аппарата (насосы, генераторы переменного тока, нагрузочный компрессор, …), агрегаты газотурбинного двигателя (насосы и т.д.) или вырабатывать дополнительную мощность в некоторых режимах работы газотурбинного двигателя, например в переходных режимах ускорения газотурбинного двигателя.
Предпочтительно, использование мощности комбинирования в виде электрической энергии позволяет обеспечить гибкую интеграцию в конструкции двигателя. Это электрическое решение может быть применено, в частности, в случаях конструкций турбомашин, где механическое рекомбинирование имеет лишь ограниченную область применения, например в конструкциях без редуктора.
В случае конструкции с несколькими двигателями, установка независимой системы 16 может быть либо интегрированной с одним газотурбинным двигателем, согласно представленным выше конфигурациям, либо соединена со всеми газотурбинными двигателями. На схематичном виде в разрезе на фиг. 8 показана такая конфигурация для конструкции с двумя газотурбинными двигателями 1а и 1b. Независимая система 16 получает тепловую энергию через канал 100, который последовательно соединяет теплообменники 181 и 182, расположенные соответственно в выхлопных соплах 70а и 70b газотурбинных двигателей 1а и 1b. Механическая мощность, отобранная на валу 15 на выходе из независимой системы 16 комбинируется непосредственно через коробку главной трансмиссии КГТ 3 с валами передачи мощности 80а и 80b газотурбинных двигателей (соединенных соответственно, в этом примере, с наружными приводными валами 81а и 81b).
Предлагаемое изобретение не ограничивается конструкциями газотурбинных двигателей приведенных примеров, оно может распространяться на любой газотурбинный двигатель. Схематичный вид в разрезе на фиг. 9 представляет, например, конструкцию газотурбинного двигателя 4. Этот газотурбинный двигатель содержит, в частности, редуктор 200 с винтом 5 как средство комбинирования мощности на приводном валу 15 независимой системы и мощности на валу передачи имеющейся мощности 80, снимаемой со сквозного вала 30 базовой конструкции 10. Альтернативно, независимая система 16 может быть соединена фланцами с редуктором мощности 200 без передающих валов 14 и 140 (фиг. 1). Газотурбинный двигатель 4 имеет также осевой воздухозаборный рукав, соединенный с радиальным воздухозаборником 40 базовой компоновочной схемы 10.
На фиг. 10 показан схематичный вид в разрезе конструкции другого типа газотурбинного двигателя, а именно вспомогательной силовой установки ВСУ 7. Базовая конструкция 10 такой ВСУ содержит сквозной вал 30, который отдает всю свою мощность через вал передачи 80 на коробку приводов агрегатов 8, соединенную с этим валом 30 в зоне Z1 вверх по потоку. Коробка приводов агрегатов 8 приводит в действие агрегаты ВСУ 7 и вспомогательное оборудование 9, необходимое для работы летательного аппарата: генератор переменного тока, инжектор, насос, нагрузочный компрессор, гидронасос и т.д. Посредством приводного вала 15 независимая система 16 соединена также с этой коробкой приводов агрегатов 8, которая служит средством комбинирования мощности. Альтернативно, независимая система 16 соединена фланцами с коробкой 8, чтобы удалить передаточные валы 14 и/или 140 (фиг. 1). Независимая система может в этом случае поставлять дополнительную механическую мощность, которая будет использована по мере необходимости в работе предпочтительно в первую очередь.
Другие конфигурации конструкции также находятся в области применения предлагаемого изобретения: независимая система 16 может быть соединена с редуктором, единым по меньшей мере для одного газотурбинного двигателя, который включает все передачи, например, на несущий винт вертолета, на агрегаты газотурбинного двигателя и на оборудование летательного аппарата.
В целях достижения лучшей интеграции, независимая система 16, один или несколько газотурбинных двигателей и редуктор также могут быть интегрированы в одно целое, так что обеспечивается совместное использование известных функций (смазка, общий картер/кожух, охлаждение, забор воздуха …) и уменьшается масса и габариты устройства в целом.
Кроме того, не все базовые конструкции могут быть выровнены в одну линию или размещены в одинаковом порядке. Например, согласно некоторым конструкциям, турбины и/или камеры сгорания могут быть параллельно смещены относительно этой линии.
Далее, передача энергии может осуществляться через вал 80, как в приведенных примерах, или при помощи любого другого средства передачи.

Claims (14)

1. Способ комбинирования мощности, подаваемой турбомашиной (1, 4, 7) летательного аппарата, имеющей базовую конструкцию (10), которая включает по меньшей мере один генератор газа (50), одну силовую турбину (60) и выхлопное сопло (70), с мощностью от независимой системы (16) преобразования энергии, в котором получают энергию путем теплообмена в выхлопном сопле (70), преобразуют полученную энергию посредством независимой системы (16) в механическую энергию и комбинируют преобразованную энергию с энергией, подаваемой турбомашиной лишь в одной зоне (Z1, Z2, 3, 8) согласно конструкции турбомашины, при этом комбинирование мощности осуществляют посредством соответствующего соединения (17, 19; 17а, 19а) с валом привода (57) генератора газа (50) и с приводным валом (30, 31) силовой турбины (60) и используют для подачи механической и/или электрической мощности в зависимости от потребностей турбомашины и функционирования летательного аппарата.
2. Способ по п. 1, в котором комбинирование осуществляют в одной из выбранных зон: зоне, расположенной выше по потоку (Z1) относительно генератора газа, зоне, расположенной ниже по потоку (Z2) относительно генератора газа, коробке главной трансмиссии (3), коробке (8) приводов агрегатов.
3. Способ по п. 1, в котором тепловую энергию преобразуют в механическую через приводной вал (30, 31) турбомашины (1, 4, 7) посредством редуктора мощности (20), или дополнительной соединительной коробки (90) зубчатой передачи, или соединения с приводами агрегатов (8, 91), или главной трансмиссии (3), в зависимости от базовой конструкции турбомашины (1, 4, 7).
4. Способ по п. 1, в котором комбинирование осуществляют посредством соединения с валом привода (57) высокого давления генератора газа (50) в переходных режимах или во время коротких периодов в установившихся режимах работы турбомашины и с приводным валом (30, 31) силовой турбины (60) во время дополнительных периодов.
5. Способ по п. 1, в котором тепловую энергию, полученную из выпускного сопла, преобразуют в электрическую энергию, предназначенную для бортовой электросети (2) летательного аппарата, для агрегатов турбомашины и/или для подачи электроэнергии для привода оборудования летательного аппарата.
6. Способ по п. 1, в котором в конфигурации, представляющей ряд двигателей, независимую систему (16) преобразования энергии устанавливают лишь на одном двигателе (1a, 1b) или общую для двигателей, с целью увеличения мощности двигателей (1a, 1b) посредством смонтированных последовательно в соплах (70а, 70b) двигателей (1a, 1b) теплообменников (18а, 18b).
7. Турбомашина для реализации способа по п. 1, содержащая по меньшей мере один генератор газа (50), одну силовую турбину (60) и выхлопное сопло (70), отличающаяся тем, что дополнительно содержит теплообменник (18, 18а, 18b), установленный в выхлопном сопле (70), независимую систему (16) преобразования тепловой энергии в механическую энергию, связанную с теплообменником, и механические (20, 90, 91, 17, 19) и электрические (2, 17а, 19а) средства комбинирования, соединенные с независимой системой (16) и расположенные в одной из следующих зон (Z1, Z2, 3, 8): зоне (Z1), расположенной вверх по потоку от газогенератора, зоне (Z2), расположенной вниз по потоку относительно газогенератора, коробке главной трансмиссии (3), коробке (8) приводов агрегатов, в зависимости от конструкции турбомашины, при этом средства комбинирования выполнены с возможностью передачи мощности от независимой системы (16) на вал привода высокого давления (57) генератора газа (50) и на приводной вал (30, 31) силовой турбины (60).
8. Турбомашина по п. 7, в которой вышеуказанная независимая система (16) преобразования энергии представляет собой один из следующих тепловых двигателей: вспомогательный газотурбинный двигатель открытого цикла со свободной или связанной турбиной, в котором камера сгорания заменена на теплообменник (18), или жидкостный двигатель с изменением фаз, содержащий конденсатор, помпу и компрессор, или поршневой компрессорный двигатель открытого цикла, двухтактный или четырехтактный, соединенный с теплообменником.
9. Турбомашина по п. 7, в которой силовая турбина (60) соединена с независимой системой (16) механическими и/или электрическими средствами (20, 91, 17, 19, 17а, 19а) комбинирования мощности через приводные валы (30, 31, 81, 81а, 81b, 15).
10. Турбомашина по п. 7, в которой приводной вал, представляющий собой сквозной вал (30), расположенный выше по потоку относительно генератора газа, и приводной вал (15) независимой системы (16) соединены следующими механическими средствами комбинирования, которые образуют единое механическое устройство сопряжения с летательным аппаратом: редуктором мощности, или коробкой главной трансмиссии, или коробкой приводов агрегатов, или дополнительной коробкой (90) зубчатых передач.
11. Турбомашина по п. 7, в которой приводной вал, представляющий собой несквозной вал (31), расположенный ниже по потоку относительно генератора газа, выполненный с возможностью передавать мощность, непосредственно или посредством соединения с наружным приводным валом (81, 81а, 81b), параллельно главной линии (Х'Х), на летательный аппарат, соответственно ниже или выше по потоку относительно генератора газа, причем несквозной вал (31) и приводной вал (15) независимой системы (16) соединены следующими механическими средствами комбинирования, которые образуют единое механическое устройство сопряжения с летательным аппаратом: редуктором мощности (20, 200), или коробкой главной трансмиссии (3), или дополнительной коробкой (90) зубчатых передач.
12. Турбомашина по п. 7, в которой механические (17, 19) и электрические (17а, 19а) средства выполнены с возможностью передачи мощности от независимой системы (16) на вал высокого давления (57) генератора газа (50) в переходных режимах или в режимах малой длительности для стабилизации работы турбомашины.
13. Турбомашина по п. 7 или 8, в которой механические (17, 19) и электрические (17а, 19а) средства выполнены с возможностью передачи мощности от независимой системы (16) на приводной вал (30, 31) силовой турбины (60) в режимах, не являющихся переходными режимами или режимами малой длительности для стабилизации работы турбомашины.
14. Турбомашина по п. 7, в которой электрические средства комбинирования состоят из генератора переменного тока (92), соединенного непосредственно с бортовой электросетью (2) летательного аппарата или посредством электродвигателя (94) привода оборудования летательного аппарата.
RU2012157200A 2010-07-06 2011-07-05 Способ и конструкция комбинирования мощности турбомашины RU2610872C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1055460 2010-07-06
FR1055460A FR2962488B1 (fr) 2010-07-06 2010-07-06 Procede et architecture de recombinaison de puissance de turbomachine
PCT/FR2011/051585 WO2012004516A1 (fr) 2010-07-06 2011-07-05 Procédé et architecture de recombinaison de puissance de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012157200A RU2012157200A (ru) 2014-08-20
RU2610872C2 true RU2610872C2 (ru) 2017-02-17

Family

ID=43629691

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012157200A RU2610872C2 (ru) 2010-07-06 2011-07-05 Способ и конструкция комбинирования мощности турбомашины

Country Status (11)

Country Link
US (1) US9422863B2 (ru)
EP (1) EP2591219B1 (ru)
JP (1) JP5763187B2 (ru)
KR (1) KR101858271B1 (ru)
CN (1) CN102971509B (ru)
CA (1) CA2801698C (ru)
ES (1) ES2576178T3 (ru)
FR (1) FR2962488B1 (ru)
PL (1) PL2591219T3 (ru)
RU (1) RU2610872C2 (ru)
WO (1) WO2012004516A1 (ru)

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2962487B1 (fr) * 2010-07-06 2017-10-27 Turbomeca Architecture d'echange de chaleur integree a l'echappement d'une turbomachine
US8890350B2 (en) * 2012-01-13 2014-11-18 Hamilton Sundstrand Corporation Turbomachine drive arrangement
FR2992024B1 (fr) * 2012-06-15 2017-07-21 Turbomeca Procede et architecture de transfert d'energie optimise entre un moteur auxiliaire de puissance et les moteurs principaux d'un helicoptere
EP2712805B1 (en) * 2012-09-28 2016-03-02 AGUSTAWESTLAND S.p.A. System and method for cooling a hover-capable aircraft transmission
ITFI20120245A1 (it) * 2012-11-08 2014-05-09 Nuovo Pignone Srl "gas turbine in mechanical drive applications and operating methods"
US20140345288A1 (en) * 2013-05-21 2014-11-27 Turbogen, Llc Turbomachine assembly for recovering waste heat and method of using same
FR3007462B1 (fr) * 2013-06-21 2017-11-24 Hispano-Suiza Boitier d'accessoires de turbomachine equipe d'une pompe centrifuge
US10066547B2 (en) 2014-07-01 2018-09-04 United Technologies Corporation Combined two engine cycle with at least one recuperated cycle engine for rotor drive
FR3035446B1 (fr) * 2015-04-27 2019-08-02 Safran Helicopter Engines Turbomoteur encastrable dans un boitier reducteur
FR3035447B1 (fr) * 2015-04-27 2017-04-14 Turbomeca Turbomoteur pour un aeronef equipe d'un centreur a activation automatique
US10180076B2 (en) * 2015-06-01 2019-01-15 Hamilton Sundstrand Corporation Redundant speed summing actuators
WO2017085406A1 (fr) * 2015-11-16 2017-05-26 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire
RU2620735C1 (ru) * 2016-04-19 2017-05-29 Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" Способ определения мощности газогенератора
FR3051842B1 (fr) * 2016-05-24 2019-06-14 Safran Helicopter Engines Turbomachine d'aeronef a reducteur epicycloidal
US11203949B2 (en) * 2016-08-11 2021-12-21 General Electric Company Mechanically driven air vehicle thermal management device
JP6687485B2 (ja) * 2016-08-31 2020-04-22 三菱日立パワーシステムズ株式会社 二軸ガスタービン発電設備
US10760484B2 (en) * 2016-09-16 2020-09-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-engine aircraft power plant with heat recuperation
FR3058470B1 (fr) * 2016-11-10 2019-05-10 Safran Aircraft Engines Turbopropulseur comprenant un generateur de gaz et une boite d'accessoires accouplee a une extremite arriere d'un arbre haute pression du generateur de gaz
FR3060661B1 (fr) * 2016-12-19 2020-10-23 Safran Aircraft Engines Turbopropulseur a arbre d'helice deporte comprenant une boite d'accessoires
CN106762157B (zh) * 2016-12-27 2018-07-13 中国南方航空工业(集团)有限公司 大飞机地面起动装置
US10006375B1 (en) * 2017-07-11 2018-06-26 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
FR3082225B1 (fr) 2018-06-07 2020-06-05 Safran Helicopter Engines Systeme propulsif asymetrique a recuperation de chaleur
WO2020031095A1 (en) * 2018-08-07 2020-02-13 Bajpai Manish Method, system and process for passive energy recovery in high pressure gas energy systems
JP7305472B2 (ja) * 2019-07-12 2023-07-10 三菱重工業株式会社 ガスタービンシステムおよびそれを備えた移動体
US11530617B2 (en) 2020-10-26 2022-12-20 Antheon Research, Inc. Gas turbine propulsion system
US11002146B1 (en) 2020-10-26 2021-05-11 Antheon Research, Inc. Power generation system
FR3116302B1 (fr) * 2020-11-13 2022-12-09 Safran Helicopter Engines Turbomachine à turbine libre comprenant des machines électriques assistant un générateur de gaz et une turbine libre
FR3121711B1 (fr) * 2021-04-08 2023-11-03 Safran Helicopter Engines Turbomachine à turbine libre comprenant des équipements entrainés par la turbine libre
US11867126B2 (en) * 2021-07-13 2024-01-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine and method of operation

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1339734A (fr) * 1962-10-25 1963-10-11 Turbine à gaz à performances indépendantes de la température ambiante
US4147024A (en) * 1977-09-15 1979-04-03 Avco Corporation Dual cycle gas turbine engine system
RU2361102C2 (ru) * 2003-09-12 2009-07-10 Мес Интернешнл, Инк. Многокаскадная турбогенераторная система и способ ее управления
US20100013223A1 (en) * 2008-07-18 2010-01-21 Eurocopter Hybrid engine installation and a method of controlling such an engine installation

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2814181A (en) * 1952-11-18 1957-11-26 Air Precheater Corp Regenerative heat exchangers for paired gas turbines
US4896499A (en) * 1978-10-26 1990-01-30 Rice Ivan G Compression intercooled gas turbine combined cycle
GB2101224B (en) * 1981-06-06 1984-11-21 Rolls Royce Marine gas turbine propulsion plant
US4759178A (en) * 1987-03-17 1988-07-26 Williams International Corporation Aircraft auxiliary power unit
GB9508043D0 (en) * 1995-04-20 1995-06-07 British Aerospace Environmental control system
JP2003129860A (ja) * 2001-10-22 2003-05-08 Mitsui Eng & Shipbuild Co Ltd 熱電可変合成ガスタービン
US6989989B2 (en) 2003-06-17 2006-01-24 Utc Power Llc Power converter cooling
US7673459B2 (en) * 2006-04-05 2010-03-09 General Electric Company System and method for providing air to a compressor of an aircraft auxiliary gas turbine engine
DE102006035621B4 (de) * 2006-07-31 2011-03-03 Airbus Operations Gmbh Flugzeugklimaanlage und Verfahren zum Betreiben einer Flugzeugklimaanlage
FR2914697B1 (fr) * 2007-04-06 2012-11-30 Turbomeca Dispositif d'assistance aux phases transitoires d'acceleration et de deceleration
JP5185677B2 (ja) * 2008-03-31 2013-04-17 三菱重工業株式会社 自動調芯嵌合クラッチを用いた駆動力伝達機構における軸ズレ量検知方法
US8001760B2 (en) * 2008-10-09 2011-08-23 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Intake air heating system of combined cycle plant
JP2010133284A (ja) * 2008-12-02 2010-06-17 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 発電システム

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1339734A (fr) * 1962-10-25 1963-10-11 Turbine à gaz à performances indépendantes de la température ambiante
US4147024A (en) * 1977-09-15 1979-04-03 Avco Corporation Dual cycle gas turbine engine system
RU2361102C2 (ru) * 2003-09-12 2009-07-10 Мес Интернешнл, Инк. Многокаскадная турбогенераторная система и способ ее управления
US20100013223A1 (en) * 2008-07-18 2010-01-21 Eurocopter Hybrid engine installation and a method of controlling such an engine installation

Also Published As

Publication number Publication date
CN102971509B (zh) 2016-01-06
ES2576178T3 (es) 2016-07-06
CA2801698C (fr) 2018-06-19
US20130098052A1 (en) 2013-04-25
RU2012157200A (ru) 2014-08-20
JP5763187B2 (ja) 2015-08-12
JP2013529756A (ja) 2013-07-22
PL2591219T3 (pl) 2016-09-30
US9422863B2 (en) 2016-08-23
WO2012004516A1 (fr) 2012-01-12
KR101858271B1 (ko) 2018-05-15
FR2962488A1 (fr) 2012-01-13
FR2962488B1 (fr) 2014-05-02
EP2591219A1 (fr) 2013-05-15
EP2591219B1 (fr) 2016-05-11
CN102971509A (zh) 2013-03-13
KR20130087389A (ko) 2013-08-06
CA2801698A1 (fr) 2012-01-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2610872C2 (ru) Способ и конструкция комбинирования мощности турбомашины
EP3339610B1 (en) Multi-spool gas turbine engine architecture
JP6259480B2 (ja) アクセサリ装置及びアクセサリをタービンエンジンに組み付ける方法
RU2406846C2 (ru) Интегрирование коробки модуля стартера/генератора в трансмиссионную коробку газовой турбины
US10059460B2 (en) Method and architecture for the optimized transfer of power between an auxiliary power motor and the main engines of a helicopter
US10301035B2 (en) Method and configuration for an auxiliary power engine to deliver propulsive and/or non-propulsive energy in a helicopter architecture
US10329955B2 (en) Oil system for turbine engine and related method
US20110239660A1 (en) Mounting arrangement for gas turbine engine accessories and gearbox therefor
US11248532B2 (en) Hybrid electric dual spool power extraction gearbox
US10336442B2 (en) Non-lubricated architecture for a turboshaft engine
US11686253B2 (en) Through-flow gas turbine engine with electric motor and electric generator
US7603839B2 (en) Scavenge pump system and method
US11624319B2 (en) Reverse-flow gas turbine engine with electric motor
RU2334892C1 (ru) Турбовинтовой газотурбинный двигатель

Legal Events

Date Code Title Description
FA92 Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted)

Effective date: 20151124

FZ9A Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal)

Effective date: 20160906

PD4A Correction of name of patent owner