RU2629621C2 - Способ и конструкция оптимизированной передачи энергии между вспомогательным силовым двигателем и основными двигателями вертолета - Google Patents
Способ и конструкция оптимизированной передачи энергии между вспомогательным силовым двигателем и основными двигателями вертолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2629621C2 RU2629621C2 RU2014150999A RU2014150999A RU2629621C2 RU 2629621 C2 RU2629621 C2 RU 2629621C2 RU 2014150999 A RU2014150999 A RU 2014150999A RU 2014150999 A RU2014150999 A RU 2014150999A RU 2629621 C2 RU2629621 C2 RU 2629621C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- power
- auxiliary
- main
- engines
- Prior art date
Links
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 title claims abstract description 22
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 12
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims abstract description 10
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 39
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 15
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 12
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 5
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical group C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 claims description 2
- 230000001172 regenerating effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 9
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 3
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000004378 air conditioning Methods 0.000 description 1
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 1
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
- B64D35/08—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission being driven by a plurality of power plants
-
- 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
- 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
- F02C7/26—Starting; Ignition
- F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
- F02C7/275—Mechanical drives
- F02C7/277—Mechanical drives the starter being a separate turbine
-
- 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
- B64D2041/002—Mounting arrangements for 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
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Hybrid Electric Vehicles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям систем силовых установок. Способ передачи энергии между вспомогательным (8) и основными двигателями (1) вертолета состоит в добавлении на некоторых этапах полета к мощности основных двигателей (1) мощности вспомогательного двигателя (8) посредством соединения приводного вала (82) вспомогательного двигателя (8) с приводным валом (25) или валом силовой передачи (31) основного двигателя. Конструкция для передачи энергии включает основные двигатели (1, 1') и APU (вспомогательный двигатель) (8), двигатели (1,1`) содержат газогенератор (2; 81) в соединении с редукторами (6) и коробками 7 приводов вспомогательных агрегатов для отбора механической, электрической и/или гидравлической мощности. APU (8) соединен с механизмом преобразования мощности (83, 84, 11). Механизм преобразования мощности (83, 84, 11) соединен с основным и вспомогательным оборудованием через редуктор (6) и/или коробку (7) приводов вспомогательных агрегатов основных двигателей (1, 1'). Достигается возможность использования вспомогательного двигателя в полете. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Область техники
Изобретение относится к способу оптимизированной передачи энергии между вспомогательным силовым двигателем, в частности вспомогательной силовой установки, известной под сокращенным обозначением APU (акроним от английского термина "Auxiliary Power Unit" - вспомогательная силовая установка), и основными двигателями вертолета, а также к конструкции осуществления этого способа.
Вертолеты оснащены основными двигателями, которые служат для создания тяги, и иногда вспомогательным двигателем. В настоящее время вспомогательные двигатели являются двигателями из группы APU, представляющими собой малые газовые турбины, и предоставляют нетяговую мощность, т.е. электрическую, механическую, гидравлическую и/или пневматическую, в режимах полета, где основные двигатели не в состоянии этого сделать, на земле, в промежуточных фазах (взлет, посадка), на этапах поиска цели и т.д.
Когда основные двигатели находятся в работе, группа APU отключена. В режиме отказа двигателя (сокращенно OEI, акроним от английского термина "One Engine Inoperative" - один отказавший двигатель) требуется быстрое ускорение неповрежденного двигателя.
Таким образом, группы APU остаются отключенными в полете и представляют в таком случае бесполезный груз. Изобретение относится к оптимизации использования групп APU в целях сделать их присутствие рентабельным.
Уровень техники
Двигатель классически содержит, как основу, газогенератор, состоящий из комбинации компрессор - камера сгорания - турбина, расположенный между воздухозаборником и выпускным соплом. При работе топливо нагнетается в камеру, и горение топливовоздушной смеси дает энергетические газы. Эти горячие газы расширяются в турбине, которая механически приводит в движение компрессор через вал высокого давления (сокращенно HP). Приводной вал передает также имеющуюся мощность на оборудование и вспомогательные агрегаты, потребляющие энергию. Этот тип конструкции и функционирования справедлив как для основных двигателей, так и для групп APU.
Для основных двигателей мощность передается на винт вертолета через редуктор. Современные двигатели располагают также свободной силовой турбиной для приведения в действие редуктора. Газообразные продукты горения подвергаются в свободной турбине второму расширению. На валу этой свободной турбины редуктор приводит в действие, помимо винта, энергопотребляющее оборудование: насос, генератор переменного тока и/или нагнетатель.
В упрощенной конструкции без свободной турбины редуктор (или, в простейшем решении, непосредственно оборудование) установлен на вал высокого давления газогенератора. Для групп APU турбина приводит в действие вспомогательные агрегаты - потребители через коробку передач, установленную на валу.
Вообще говоря, в полете группы APU остаются бесполезным грузом, и возможности снабжения энергией имеющейся системой силовых установок не оптимизированы.
Сущность изобретения
Изобретение относится к оптимизации системы силовых установок, имеющейся на вертолете, путем использования вспомогательного двигателя для подвода энергии на оборудование и вспомогательные агрегаты вертолета. Под вспомогательным двигателем понимается любая тепловая система, которая позволяет доставлять мощность, такая как группа APU, а также, обычно, газовая турбина или тепловой двигатель, например, дизельный двигатель, или же топливный элемент.
Более точно, объектом настоящего изобретения является способ оптимизированной передачи энергии между вспомогательным двигателем и основными двигателями вертолета, состоящий в подводе всей имеющейся мощности, созданной вспомогательным двигателем, на основные двигатели путем соединения приводного вала вспомогательного двигателя с приводным валом и/или с валом силовой передачи каждого основного двигателя через, по меньшей мере, одно согласование мощности, на этапах полета, когда мощность, создаваемая вспомогательным двигателем, добавляется к мощности, создаваемой, по меньшей мере, одним основным двигателем. В этих условиях вспомогательный двигатель может участвовать в увеличении тяговой мощности и/или в доставке нетяговой мощности. Согласование мощности является механическим согласованием или преобразованием механической мощности в электрическую, пневматическую и/или гидравлическую мощность.
Согласно предпочтительным вариантам осуществления:
- соединение вала передачи вспомогательного двигателя с, по меньшей мере, одним основным двигателем выполняют на одном из валов этого основного двигателя, выбранного из приводного вала конструкции двигателя со связанной турбиной, приводного вала газогенератора и/или вала силовой передачи конструкции двигателя со свободной турбиной;
- подвод мощности вспомогательного двигателя регулируют между основными двигателями так, чтобы стремиться к равновесию мощности между этими двигателями путем компенсации асимметричной работы указанных двигателей, в случае, когда эта асимметрия вызвана ненамеренно из-за частичной неисправности одного из двигателей, и путем подвода на нагруженный двигатель в случае намеренной асимметрии, в зависимости от этапов полетного задания вертолета;
- подводимую механическую мощность, созданную вспомогательным двигателем, преобразуют в энергию, выбранную из электрической, пневматической, механической и/или гидравлической энергии;
- когда вспомогательный двигатель является газовой турбиной, теплообмен осуществляют между отработанным газом каждого основного двигателя и воздухом на выходе компрессора вспомогательного двигателя, чтобы рекуперировать, по меньшей мере, часть тепловой энергии отработанного газа и снова ввести повторно нагретый воздух выше по потоку от сжигания газов вспомогательного двигателя;
- вспомогательный двигатель работает с отключенной камерой, без подвода топлива, когда отработанные газы основных двигателей подводят достаточную тепловую энергию на вспомогательный двигатель, служа источником тепла.
Изобретение относится также к конструкции для оптимизированной передачи энергии между вспомогательным двигателем и основными двигателями вертолета, выполненной с возможностью осуществления вышеуказанного способа. Основные двигатели содержат газогенератор в соединении с редукторами и коробками привода вспомогательных агрегатов для отбора механической, электрической и/или гидравлической мощности, и в соединении, для вспомогательного двигателя, с, по меньшей мере, одним устройством преобразования мощности. В этой конструкции устройство преобразования мощности вспомогательного двигателя соединено с оборудованием и вспомогательными агрегатами либо напрямую, либо через редуктор и/или коробку приводов вспомогательных агрегатов основных двигателей.
Согласно частным вариантам осуществления:
- когда основные двигатели оборудованы свободной турбиной, установленной на вал силовой передачи, редуктор находится в зацеплении с валом силовой передачи свободной турбины;
- устройство преобразования мощности вспомогательного двигателя выбрано из электрогенератора при передаче электрической мощности, нагнетателя при передаче пневматической мощности и редуктора при передаче механической или гидравлической мощности;
- когда основные двигатели оборудованы выпускным соплом, и рекуперативным теплообменником, встроенным в это сопло, вспомогательный двигатель, являющийся газовой турбиной, оборудованной газогенератором, состоящим из компрессора, камеры сгорания и турбины, установленных на приводном валу, соединен на выходе воздушного компрессора с теплообменником выпускного сопла основных двигателей, и этот теплообменник соединен, на выходе, со вспомогательным двигателем выше по потоку от камеры сгорания газогенератора;
- вспомогательный двигатель и основные двигатели имеют блоки цифрового управления типа FADEC (акроним от английского термина "Full Autority Digital Engine Control" - цифровая система управления двигателем с полной ответственностью), которые передают информацию, относящуюся к крутящим моментам и скоростям валов силовой передачи, причем эта информация централизованно собирается на уровне блока управления полетом, чтобы регулировать передачу мощности от вспомогательного двигателя на основные двигатели в зависимости от рабочего состояния каждого из основных двигателей относительно заданных значений крутящих моментов и скоростей.
Краткое описание чертежей
Другие аспекты, характеристики и преимущества изобретения выявятся из следующего неограничительного описания частных вариантов осуществления, в сочетании с приложенными чертежами, которые показывают, соответственно:
- фигура 1: схема конструкции для передачи энергии согласно изобретению, в которой подача энергии от группы APU на основной двигатель вертолета производится через электрическое взаимодействие;
- фигура 2: схема конструкции для передачи энергии согласно изобретению, в которой подача энергии от группы APU на основной двигатель вертолета производится через пневматическое обменное взаимодействие;
- фигура 3: схема конструкции для передачи энергии согласно изобретению, в которой подача энергии от группы APU на основной двигатель вертолета производится через механическое или гидравлическое взаимодействие;
- фигура 4: схема конструкции для соединения APU/основные двигатели согласно изобретению в случае асимметричной работы двигателей; и
- фигура 5: схема конструкции согласно изобретению, в которой подвод энергии от основных двигателей на группу APU осуществляется через теплообменник отработанных газов.
Подробное описание вариантов осуществления
На всех чертежах одинаковые или близкие элементы, выполняющие одну и ту же функцию, обозначены одинаковыми или близкими позициями.
На фигуре 1 упрощенно показана схема конструкции согласно изобретению, иллюстрирующая лишь один из двух основных двигателей вертолета, причем другой двигатель является идентичным и соединен симметрично аналогичным образом с группой APU. Основные двигатели, такие как показанный основной двигатель 1, содержат газогенератор 2, образованный из системы, состоящий из компрессора 21, соединенного с камерой сгорания 22, которая сама соединена с турбиной 23. Двигатель содержит также свободную турбину 3, приводящую в действие вал силовой передачи 31. Газогенератор 2 и свободная турбина 3 находятся между воздухозаборником 4 и выпускным соплом 5.
При работе в камеру 22 подается топливо через инжекторы 24, в которые засасывается также воздух, сжатый в компрессоре 21. Горение топливовоздушной смеси в камере 22 дает генераторные газы, обладающие высокой скоростью. Эти горячие газы расширяются сначала в турбине 23, которая автоматически приводит в действие компрессор 21 через приводной вал 25 высокого давления (HP), а затем в свободной турбине 3.
Основной двигатель 1 передает механическую мощность на винт вертолета и на оборудование или вспомогательные агрегаты через редуктор скорости 6, в частности, на электродвигатель 61 в показанном примере, относящемся к электрической передаче мощности. Двигатель 1 передает также механическую мощность на другое оборудование или вспомогательные агрегаты через коробку 7 приводов вспомогательных агрегатов, в частности, на электродвигатель 71 в рамках данного примера. Валы 1a и 1b отбора механической мощности соединяют приводные валы 25 и валы 31 передачи с коробками 6 и 7.
Схема конструкции с фигуры 1 показывает также группу APU 8, которая содержит, как и основные двигатели, газогенератор 81, содержащий компрессор 8a, камеру сгорания 86 и турбину 8c. Приводной вал 82 газогенератора 81 группы APU 8 соединен с электрогенератором 83, которые преобразует механическую энергию, переданную валом 82, в электрическую энергию. Ток, подаваемый в сеть вертолета 9 по проводнику 10, может затем передаваться на оборудование или вспомогательные агрегаты, установленные на редукторах 6 и коробках 7 приводов вспомогательных агрегатов основного двигателя 1. В данном примере напряжение на электродвигатели 61 и/или 71 подается через их электрическое соединение с сетью 9, питаемой от генератора 83 через избирательный блок 91.
Другой пример, проиллюстрированный схемой с фигуры 2, относится к пневматической передаче мощности. В этом случае группа APU приводит в действие нагнетатель 84, который создает поток воздуха с достаточным давлением, чтобы снабжать пневматическое оборудование. Это оборудование установлено на редукторах 6 и коробках 7 приводов вспомогательных агрегатов в механическом соединении с основным двигателем 1 через валы 1a и 1b. В данном примере вспомогательные турбины 62 и 72 кондиционирования воздуха, установленные на редукторы 6 и коробки 7 приводов вспомогательных агрегатов, снабжаются от нагнетателя 84 через воздухопроводы 20 и пневматический переключатель 92, например, трехходовой клапан. Воздух, выходящий из турбин 62 и 72, участвует, например, в вентиляции отсека двигателя, объединяющего электронное оборудование системы силовых установок вертолета.
В другом примере, проиллюстрированным схемой с фигуры 3, передача механической или гидравлической мощности осуществляется через коробку передач 11, приводимую в действие газогенератором 81 группы APU 8. Коробка передач 11 соединена через приводной вал 82 и валы 12 передачи, соединенные системой шестерен P1, промежуточной передачи R1 и системой расцепляемых зубчатых колес 93 с редуктором 6 и/или коробкой 7 приводов вспомогательных агрегатов. Эти коробки также установлены на приводных валах 25 и 31 основного двигателя 1. Энергия, поставляемая группой APU 8, позволяет привести в действие, в частности, насос или присоединенный двигатель.
Предпочтительно, устройства преобразования электрической 83, пневматической 84, гидравлической и/или пневматической 11 мощности могут быть объединены в одной и той же коробке передач. Переключатель, управляемый системой FADEC группы APU (смотри описание ниже в связи с фигурой 4) и встроенный в эту коробку передач, позволяет соединиться с устройством преобразования, который доставляет желаемый тип энергии. FADEC 13 группы APU 8 управляет также, в сочетании с блоком 14 управления полетом (смотри также описание ниже в связи с фигурой 4), соединениями в режиме "и/или" систем переключения 91, 92 и 93 (фигуры 1-3) с коробками 6 и 7, соединенными с валами 31 и 25 двигателя 1 через валы отбора 1a и 1b или соединенными с таким оборудованием, как электродвигатели 61, 71 и турбины 62, 72.
Таким образом, группа APU способствует улучшению кпд основных двигателей и, тем самым, оптимизации удельной мощности бортовых силовых установок. Действительно, можно или увеличить имеющиеся мощности, либо уменьшить размеры и массы основных двигателей при равных имеющихся мощностях.
Кроме того, основные двигатели вертолета могут работать в двух режимах: номинальная работа, при которой основные двигатели производят одинаковую мощность, и асимметричная работа, когда один из двигателей производит существенно большую мощность. Эта асимметричная работа может возникать, когда один из двигателей частично или полностью вышел из строя, или может вызываться намеренно, на особом этапе полетного задания вертолета, например, в случае поиска цели в особой окружающей среде.
В случае ненамеренной асимметричной работы мощность, обеспечиваемая группой APU, может подаваться в приоритетном порядке к частично неисправному двигателю в целях восстановления равновесия тяги. В случае намеренной асимметрии работы мощность, обеспечиваемая группой APU, передается на нагруженный двигатель в целях облегчения его нагрузки. Во всех случаях асимметричной работы, как иллюстрирует схема на фигуре 4, группа APU 8 и основные двигатели 1 и 1' имеют блоки 13 цифрового управления типа FADEC, которые передают информацию, относящуюся к крутящим моментам и скоростям приводных валов и валов силовой передачи 25, 25', 31, 31', 82. Эта информация централизованно собирается на уровне блоков 14 управления полетом, чтобы регулировать передачу мощности от группы APU 8 на основные двигатели 1, 1' и на их оборудование через системы переключения 91, 92, 93, а также на валы отбора 1a и 1b, в зависимости от рабочего состояния каждого из основных двигателей относительно заданных значений крутящих моментов и скоростей.
В случае полного отказа одного из двигателей (особый режим OEI - акроним от английского термина "one engine inoperative", то есть один отказавший двигатель), мощность от группы APU в приоритетном порядке используется для попыток повторного запуска этого двигателя. В случае намеренной асимметрии работы мощность группы APU предназначена в первую очередь для облегчения работы наиболее нагруженного двигателя.
Чтобы оптимизировать удельный расход системы силовых установок APU/основные двигатели или, более обобщенно, газовая турбина/основные двигатели, можно также предусмотреть рекуперацию тепловой энергии на выпуске в комбинации с подводом энергии от группы APU на основные двигатели через валы отбора 1a и 1b. Как показано схемой на фигуре 5, каждое выпускное сопло 5 и 5' основных двигателей 1 и 1' содержит теплообменник 15, 15'. Эти теплообменники рекуперируют, по меньшей мере, довольно значительную часть тепловой энергии отработанного газа.
Текучая среда рекуперации энергии, которая циркулирует в теплообменниках 15 и 15', отбирается на выходе компрессора 8a группы APU 8 и снова вводится непосредственно выше по потоку от камеры сгорания 8b. Линии 80a и 80b обеспечивают циркуляцию текучей среды между теплообменниками 15, 15' и газогенератором 81 группы APU 8.
В этих условиях, при одинаковых характеристиках, подвод тепла, обеспечиваемый сжиганием топлива в группе APU, можно уменьшить, так как это уменьшение компенсируется подводом тепла, поступающим из теплообменников 15 и 15'. Таким образом, потребность системы силовых установок в топливе снижается. Это снижение потребности в топливе может быть выгодным в установившемся режиме полета, например, на этапах крейсерского полета, являющихся обычно самыми длительными этапами.
Когда рекуперация тепловой энергии особенно высокая, можно прекратить нагнетание топлива в камеру сгорания группы APU 8. В этом случае единственным источником тепла группы APU является тепло, отбираемое у отработанных газов основных двигателей 1 и 1' в теплообменниках 15 и 15'. В этом случае оптимизация энергии системы силовых установок максимальна.
Изобретение не ограничено описанными и проиллюстрированными примерами.
Можно, например, применять изобретение к основным двигателям со связанной турбиной, соединяя приводной вал группы APU или, более обобщенно, вспомогательного двигателя, с оборудованием и вспомогательными агрегатами, соединенными напрямую с приводными валами основных двигателей со связанными турбинами, или через редукторы и/или коробки приводов вспомогательных агрегатов. Применимость термина "вспомогательный двигатель" распространяется на двигатели с технологией, отличной от технологии газовой турбины (например, дизельный двигатель, топливный элемент и т.д.). Таким образом, этот вспомогательный двигатель может быть двигателем трехтурбинного вертолета с меньшими размерами и более низкими характеристиками, чем у двух других основных двигателей.
Claims (10)
1. Способ оптимизированной передачи энергии между вспомогательным двигателем (8) и основными двигателями (1, 1') вертолета, содержащего основные двигатели, предназначенные обеспечивать тяговую энергию, и вспомогательный двигатель, предназначенный обеспечивать нетяговую энергию, отличающийся тем, что он состоит на некоторых этапах полета в добавлении мощности, создаваемой вспомогательным двигателем (8), к мощности, создаваемой основными двигателями (1, 1'), посредством соединения приводного вала (82) вспомогательного двигателя (8) с по меньшей мере одним приводным валом (25, 25') и/или валом силовой передачи (31, 31'), по меньшей мере одного основного двигателя (1, 1') через по меньшей мере одно согласование мощности (83, 84, 11).
2. Способ передачи энергии по п. 1, в котором соединение приводного вала (82) вспомогательного двигателя (8) с по меньшей мере одним основным двигателем (1, 1') выполняют на одном из валов этого основного двигателя, выбранного из приводного вала конструкции двигателя со связанной турбиной, приводного вала (25, 25') газогенератора (81) и/или вала силовой передачи (31, 31') конструкции двигателя со свободной турбиной.
3. Способ передачи энергии по п. 1, в котором подвод мощности от вспомогательного двигателя (8) регулируют между основными двигателями (1, 1') так, чтобы стремиться к равновесию мощности между этими двигателями (1, 1') путем компенсации асимметричной работы указанных двигателей (1, 1') в случае, когда эта асимметрия вызвана ненамеренно из-за частичной неисправности одного из двигателей, и путем подвода на нагруженный двигатель в случае намеренной асимметрии, в зависимости от этапов полетного задания вертолета.
4. Способ передачи энергии по любому из пп. 1-3, в котором подводимую механическую мощность, созданную вспомогательным двигателем (8), преобразуют в энергию, выбранную между электрической, пневматической, механической и/или гидравлической энергией.
5. Способ передачи энергии по п. 4, в котором когда вспомогательный двигатель является газовой турбиной, теплообмен (15, 15') осуществляют между отработанным газом каждого основного двигателя (1, 1') и воздухом на выходе компрессора (8a) вспомогательного двигателя (8), чтобы рекуперировать по меньшей мере часть тепловой энергии отработанного газа и снова ввести повторно нагретый воздух выше по потоку от сжигания газов (8b) вспомогательного двигателя (8).
6. Способ передачи энергии по предыдущему пункту, в котором вспомогательный двигатель (8) работает с отключенной камерой, без подвода топлива, когда отработанные газы основных двигателей подводят достаточную тепловую энергию на вспомогательный двигатель (8) служа источником тепла.
7. Конструкция для оптимизированной передачи энергии между вспомогательным силовым двигателем и основными двигателями вертолета, выполненная с возможностью осуществления способа по одному из предыдущих пунктов, причем указанная конструкция включает в себя вспомогательный двигатель (8) и основные двигатели (1, 1'), отличающаяся тем, что основные двигатели (1, 1') содержат газогенератор (2) в соединении с редукторами (6) и коробками (7) привода вспомогательных агрегатов для отбора механической, электрической и/или гидравлической мощности и в соединении для вспомогательного двигателя (8) с по меньшей мере одним устройством преобразования мощности (83, 84, 11), а также тем, что устройство преобразования мощности (83, 84, 11) вспомогательного двигателя (8) соединено с оборудованием и вспомогательными агрегатами (61, 71; 62, 72) либо напрямую, либо через редуктор (6) и/или коробку (7) приводов вспомогательных агрегатов основных двигателей (1, 1') посредством переключательного блока (91, 92, 93).
8. Конструкция для передачи энергии по предыдущему пункту, в которой когда основные двигатели (1, 1') оснащены свободной турбиной (3), установленной на вал силовой передачи (31, 31'), редуктор (6) находится в зацеплении с валом силовой передачи (31, 31') свободной турбины (3).
9. Конструкция для передачи энергии по предыдущему пункту, в которой когда основные двигатели (1, 1') оснащены выпускным соплом (5, 5') и рекуперативным теплообменником (15, 15'), встроенным в это сопло (5, 5'), вспомогательный двигатель (8), являющийся газовой турбиной, оборудованной газогенератором (81), состоящим из компрессора (8a), камеры сгорания (8b) и турбины (8c), установленных на приводном валу (82), соединен на выходе воздушного компрессора (8a) с теплообменником (15, 15') выпускного сопла (5, 5') основных двигателей (1, 1'), и этот теплообменник (15, 15') соединен на выходе со вспомогательным двигателем (8) выше по потоку от камеры сгорания (8b) газогенератора (81).
10. Конструкция для передачи энергии по одному из пп. 7-9, в которой вспомогательный двигатель (8) и основные двигатели (1, 1') имеют блоки цифрового управления типа FADEC (13, 13'), которые передают информацию, относящуюся к крутящим моментам и скоростям приводных валов (82) и валов силовой передачи (31, 31'), причем эта информация централизованно собирается на уровне блока (14) управления полетом, чтобы регулировать передачу мощности от вспомогательного двигателя (8) на основные двигатели (1, 1') в зависимости от рабочего состояния каждого из основных двигателей (1, 1') относительно заданных значений крутящих моментов и скоростей.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1255599A FR2992024B1 (fr) | 2012-06-15 | 2012-06-15 | Procede et architecture de transfert d'energie optimise entre un moteur auxiliaire de puissance et les moteurs principaux d'un helicoptere |
| FR1255599 | 2012-06-15 | ||
| PCT/FR2013/051376 WO2014009620A1 (fr) | 2012-06-15 | 2013-06-12 | Procédé et architecture de transfert d'énergie optimisé entre un moteur auxiliaire de puissance et les moteurs principaux d'un helicoptere |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014150999A RU2014150999A (ru) | 2016-08-10 |
| RU2629621C2 true RU2629621C2 (ru) | 2017-08-30 |
Family
ID=47049238
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014150999A RU2629621C2 (ru) | 2012-06-15 | 2013-06-12 | Способ и конструкция оптимизированной передачи энергии между вспомогательным силовым двигателем и основными двигателями вертолета |
Country Status (12)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10059460B2 (ru) |
| EP (1) | EP2861493B1 (ru) |
| JP (1) | JP6313756B2 (ru) |
| KR (1) | KR102097841B1 (ru) |
| CN (1) | CN104379450B (ru) |
| CA (1) | CA2874962C (ru) |
| ES (1) | ES2698953T3 (ru) |
| FR (1) | FR2992024B1 (ru) |
| IN (1) | IN2014DN10616A (ru) |
| PL (1) | PL2861493T3 (ru) |
| RU (1) | RU2629621C2 (ru) |
| WO (1) | WO2014009620A1 (ru) |
Families Citing this family (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2986780B1 (fr) * | 2012-02-13 | 2014-11-14 | Motorisations Aeronautiques | Dispositif d’alimentation en air d’un groupe auxiliaire de puissance d’un aeronef, aeronef |
| FR2992630B1 (fr) * | 2012-06-29 | 2015-02-20 | Turbomeca | Procede et configuration d'apport d'energie propulsive et/ou non propulsive dans une architecture d'helicoptere par un moteur auxiliaire de puissance |
| US8939399B2 (en) | 2012-07-31 | 2015-01-27 | Textron Innovations Inc. | System and method of augmenting power in a rotorcraft |
| US10569892B2 (en) | 2013-05-06 | 2020-02-25 | Sikorsky Aircraft Corporation | Supplemental power for reduction of prime mover |
| FR3008679B1 (fr) * | 2013-07-16 | 2015-08-14 | Eurocopter France | Installation motrice modulaire et aeronef muni d'un rotor de sustentation |
| FR3019218B1 (fr) * | 2014-03-27 | 2016-03-18 | Turbomeca | Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant |
| FR3019220A1 (fr) * | 2014-03-27 | 2015-10-02 | Turbomeca | Procede de redemarrage alternatif d'un turbomoteur en veille d'un helicoptere et architecture multi-moteur permettant la mise en œuvre d'un tel procede |
| FR3019358B1 (fr) * | 2014-03-27 | 2016-03-18 | Turbomeca | Procede de gestion globale optimisee d'un reseau energetique d'un aeronef et dispositif correspondant |
| FR3019219B1 (fr) * | 2014-03-27 | 2016-03-18 | Turbomeca | Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant |
| FR3019224B1 (fr) * | 2014-03-27 | 2016-03-18 | Turbomeca | Procede d'assistance d'un turbomoteur en veille d'un helicoptere multi-moteur et architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant au moins un turbomoteur pouvant etre en veille |
| FR3019588B1 (fr) * | 2014-04-08 | 2019-06-14 | Safran Helicopter Engines | Dispositif d'assistance d'un systeme propulsif a propergol solide d'un helicoptere monomoteur, helicoptere monomoteur comprenant un tel dispositif et procede correspondant |
| 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 |
| FR3024180B1 (fr) * | 2014-07-28 | 2016-07-22 | Turbomeca | Dispositif pneumatique de reactivation rapide d'un turbomoteur, architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur equipe d'un tel dispositif et helicoptere correspondant |
| FR3026435B1 (fr) * | 2014-09-29 | 2016-10-21 | Turbomeca | Dispositif et procede de test d'integrite d'un systeme de reactivation rapide d'un turbomoteur d'un helicoptere |
| FR3031500B1 (fr) | 2015-01-12 | 2017-01-13 | Turbomeca | Dispositif et procede de regulation d'un moteur auxiliaire adapte pour fournir une puissance propulsive au rotor d'un helicoptere |
| FR3036235B1 (fr) | 2015-05-15 | 2018-06-01 | Airbus Helicopters | Procede pour activer un moteur electrique d'une installation hybride d'un aeronef multimoteur et un aeronef |
| FR3043724A1 (fr) * | 2015-11-16 | 2017-05-19 | Snecma | Procede de dimensionnement d'un ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire |
| US10723452B2 (en) * | 2017-02-15 | 2020-07-28 | Sikorsky Aircraft Corporation | Engine systems for rotorcraft |
| US10393017B2 (en) * | 2017-03-07 | 2019-08-27 | Rolls-Royce Corporation | System and method for reducing specific fuel consumption (SFC) in a turbine powered aircraft |
| FR3078057B1 (fr) * | 2018-02-19 | 2022-04-22 | Safran Helicopter Engines | Architecture de systeme propulsif d'un helicoptere bimoteurs |
| US11415044B2 (en) * | 2018-06-19 | 2022-08-16 | Raytheon Technologies Corporation | Multi-engine architecture with linkages to multiple spools |
| 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 |
| US10954863B2 (en) | 2019-04-09 | 2021-03-23 | General Electric Company | Phasing gearbox |
| US11663863B2 (en) | 2019-06-07 | 2023-05-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Methods and systems for operating a rotorcraft |
| US11479348B2 (en) * | 2019-08-31 | 2022-10-25 | Textron Innovations Inc. | Power management systems for multi engine rotorcraft |
| RU2729311C1 (ru) * | 2020-01-29 | 2020-08-05 | Борис Яппарович Альмухаметов | Гибридная турбовентиляторная установка со встроенным роторным ДВС |
| US11608189B2 (en) * | 2020-08-11 | 2023-03-21 | Textron Innovations Inc | Multistage infrared suppression exhaust system |
| US11434824B2 (en) | 2021-02-03 | 2022-09-06 | General Electric Company | Fuel heater and energy conversion system |
| CN113323757B (zh) * | 2021-06-01 | 2022-12-20 | 北京清软创想信息技术有限责任公司 | 一种分离式气压型辅助动力空气管路系统 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3963372A (en) * | 1975-01-17 | 1976-06-15 | General Motors Corporation | Helicopter power plant control |
| EP0490755A1 (fr) * | 1990-12-12 | 1992-06-17 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Mécanisme de transmission de puissance entre un arbre moteur et deux ensembles à entraîner, utilisable notamment sur les giravions |
| RU2224686C1 (ru) * | 2003-04-07 | 2004-02-27 | Открытое акционерное общество "Казанский вертолетный завод" | Вертолёт |
| GB2460246A (en) * | 2008-05-21 | 2009-11-25 | Matthew P Wood | A helicopter emergency power system |
| RU2418721C2 (ru) * | 2005-09-29 | 2011-05-20 | Эйрбас Дойчланд Гмбх | Система электропитания для электроснабжения по меньшей мере одного потребителя на летательном аппарате |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3455182A (en) * | 1967-04-12 | 1969-07-15 | Garrett Corp | Helicopter lift augmentation means |
| US5054716A (en) * | 1989-10-16 | 1991-10-08 | Bell Helicopter Textron Inc. | Drive system for tiltrotor aircraft |
| US5239830A (en) * | 1992-03-05 | 1993-08-31 | Avco Corporation | Plural engine power producing system |
| US6098921A (en) * | 1999-05-06 | 2000-08-08 | Piasecki Aircraft Corp. | Rotary wing aircraft supplementary power drive system |
| GB0714924D0 (en) * | 2007-08-01 | 2007-09-12 | Rolls Royce Plc | An engine arrangement |
| FR2962488B1 (fr) | 2010-07-06 | 2014-05-02 | Turbomeca | Procede et architecture de recombinaison de puissance de turbomachine |
| US8845898B2 (en) * | 2010-07-07 | 2014-09-30 | Hamilton Sundstrand Corporation | APU fuel filter housing scupper |
| US8684304B2 (en) * | 2010-11-16 | 2014-04-01 | Rolls-Royce Corporation | Aircraft, propulsion system, and system for taxiing an aircraft |
-
2012
- 2012-06-15 FR FR1255599A patent/FR2992024B1/fr active Active
-
2013
- 2013-06-12 EP EP13733392.8A patent/EP2861493B1/fr active Active
- 2013-06-12 WO PCT/FR2013/051376 patent/WO2014009620A1/fr active Application Filing
- 2013-06-12 JP JP2015516667A patent/JP6313756B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2013-06-12 CN CN201380030989.4A patent/CN104379450B/zh active Active
- 2013-06-12 CA CA2874962A patent/CA2874962C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2013-06-12 KR KR1020147034957A patent/KR102097841B1/ko active IP Right Grant
- 2013-06-12 IN IN10616DEN2014 patent/IN2014DN10616A/en unknown
- 2013-06-12 US US14/406,054 patent/US10059460B2/en active Active
- 2013-06-12 ES ES13733392T patent/ES2698953T3/es active Active
- 2013-06-12 PL PL13733392T patent/PL2861493T3/pl unknown
- 2013-06-12 RU RU2014150999A patent/RU2629621C2/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3963372A (en) * | 1975-01-17 | 1976-06-15 | General Motors Corporation | Helicopter power plant control |
| EP0490755A1 (fr) * | 1990-12-12 | 1992-06-17 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Mécanisme de transmission de puissance entre un arbre moteur et deux ensembles à entraîner, utilisable notamment sur les giravions |
| RU2224686C1 (ru) * | 2003-04-07 | 2004-02-27 | Открытое акционерное общество "Казанский вертолетный завод" | Вертолёт |
| RU2418721C2 (ru) * | 2005-09-29 | 2011-05-20 | Эйрбас Дойчланд Гмбх | Система электропитания для электроснабжения по меньшей мере одного потребителя на летательном аппарате |
| GB2460246A (en) * | 2008-05-21 | 2009-11-25 | Matthew P Wood | A helicopter emergency power system |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| ES2698953T3 (es) | 2019-02-06 |
| FR2992024A1 (fr) | 2013-12-20 |
| CN104379450B (zh) | 2017-05-31 |
| RU2014150999A (ru) | 2016-08-10 |
| FR2992024B1 (fr) | 2017-07-21 |
| JP2015525321A (ja) | 2015-09-03 |
| US20150122944A1 (en) | 2015-05-07 |
| EP2861493B1 (fr) | 2018-10-17 |
| US10059460B2 (en) | 2018-08-28 |
| CA2874962C (fr) | 2021-03-30 |
| JP6313756B2 (ja) | 2018-04-18 |
| KR20150030203A (ko) | 2015-03-19 |
| CN104379450A (zh) | 2015-02-25 |
| KR102097841B1 (ko) | 2020-04-06 |
| PL2861493T3 (pl) | 2019-03-29 |
| IN2014DN10616A (ru) | 2015-09-11 |
| EP2861493A1 (fr) | 2015-04-22 |
| WO2014009620A1 (fr) | 2014-01-16 |
| CA2874962A1 (fr) | 2014-01-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2629621C2 (ru) | Способ и конструкция оптимизированной передачи энергии между вспомогательным силовым двигателем и основными двигателями вертолета | |
| US10301035B2 (en) | Method and configuration for an auxiliary power engine to deliver propulsive and/or non-propulsive energy in a helicopter architecture | |
| EP3002435B1 (en) | Accessory drive system for a gas turbine engine | |
| EP2452878B1 (en) | Propulsion system for an aircraft, aircraft and method of operating a propulsion system | |
| US9885289B2 (en) | Aircraft propulsion architecture integrating an energy recovery system | |
| US9422863B2 (en) | Method and architecture for recombining the power of a turbomachine | |
| US20200355121A1 (en) | Bleed expander cooling with turbine | |
| US10428739B2 (en) | Self-contained power unit for implementing a method for optimizing the operability of an aircraft propulsive unit | |
| US12071256B2 (en) | Architectures for hybrid-electric propulsion | |
| EP2452876B1 (en) | Aircraft propulsion system and system for taxiing an aircraft | |
| EP2452879B1 (en) | Propulsion system for an aircraft | |
| CN107979116A (zh) | 用于在电力系统架构中分配电力的方法 | |
| JP2012503569A (ja) | 出力分配システム | |
| EP3931101B1 (en) | Mechanical disconnects for parallel power lanes in hybrid electric propulsion systems | |
| US11708792B2 (en) | Twin-engine system with electric drive | |
| CN110481803B (zh) | 飞行器推进系统 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PD4A | Correction of name of patent owner |