RU2659860C2 - Устройство и способ обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата - Google Patents
Устройство и способ обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2659860C2 RU2659860C2 RU2015111682A RU2015111682A RU2659860C2 RU 2659860 C2 RU2659860 C2 RU 2659860C2 RU 2015111682 A RU2015111682 A RU 2015111682A RU 2015111682 A RU2015111682 A RU 2015111682A RU 2659860 C2 RU2659860 C2 RU 2659860C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- starter
- turbine
- drive
- generator
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 19
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 title abstract description 9
- 239000007858 starting material Substances 0.000 claims abstract description 54
- 230000005611 electricity Effects 0.000 claims abstract description 20
- 238000004378 air conditioning Methods 0.000 claims description 27
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 18
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 9
- 238000013022 venting Methods 0.000 claims description 9
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- YTWCODZNNZBQFV-KBXCAEBGSA-N (1R,2R)-2-[[4-(2-fluoro-5-propan-2-yloxyphenyl)phenoxy]methyl]cyclopropane-1-carboxylic acid Chemical compound FC1=C(C=C(C=C1)OC(C)C)C1=CC=C(C=C1)OC[C@H]1[C@@H](C1)C(=O)O YTWCODZNNZBQFV-KBXCAEBGSA-N 0.000 description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 4
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 4
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 3
- 230000002238 attenuated effect Effects 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 125000000524 functional group Chemical group 0.000 description 2
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 239000013589 supplement Substances 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
- 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
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
- B64D13/06—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
- B64D13/06—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned
- B64D2013/0603—Environmental Control Systems
- B64D2013/0611—Environmental Control Systems combined with auxiliary power units (APU's)
-
- 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)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Pulmonology (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Control Of Eletrric Generators (AREA)
- Direct Current Feeding And Distribution (AREA)
Abstract
Способ обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата включает в себя приведение в движение вала (13) системы (1) кондиционирования воздуха летательного аппарата во время фазы полета летательного аппарата путем сочетания источников энергии, выбранных из: вспомогательной силовой установки (4), стартера/генератора (18) и средств (63) подачи дополнительного воздуха. Вспомогательная силовая установка (4) образует поток воздуха для приведения в движение свободной турбины (5), жестко связанной с валом (13) системы (1) кондиционирования воздуха. Стартер/генератор (18) обеспечивается при функционировании в качестве стартера электричеством при помощи генератора/стартера (46) вспомогательной силовой установки (4). Достигается снижение габаритов и массы, повышается энергетическая производительность летательного аппарата. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
ОБЩАЯ ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ, И ИЗВЕСТНЫЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к области обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата, включая производство электрической и пневматической мощностей, которые позволяют осуществить герметизацию пассажирского салона летательного аппарата и кондиционирование в нем воздуха. Регулировка температуры и давления в пассажирском салоне обычно осуществляется посредством системы, известной специалистам как английское обозначение ECS (Environmental Control System - система кондиционирования воздуха). Когда основные двигатели летательного аппарата выключены, обеспечение пневматической и/или электрической мощностями осуществляется вспомогательной силовой установкой, известной специалистам как английское обозначение APU (Auxiliary Power Unit - вспомогательная силовая установка).
В упрощенном варианте, как это показано на фиг. 1A, система ECS выполнена с возможностью забора потока воздуха Aamb, наружного относительно летательного аппарата, который имеет давление внешней среды PO и температуру внешней среды TO, для его охлаждения или нагревания перед его подачей в пассажирский салон 2. На практике, как это показано на фиг. 1A, система ECS 1 содержит напорный компрессор 11 и турбину 12, соединенные посредством соединительного вала 13, теплообменник 14 и конденсатор 15.
В процессе функционирования система ECS 1 осуществляет отбор воздуха AM с основных двигателей летательного аппарата для приведения во вращение напорного компрессора 11. Напорный компрессор 11 осуществляет забор наружного воздуха Aamb через питательный клапан 17 и производит его сжатие в теплообменнике 14 для регулирования его температуры, затем в конденсаторе 15 для его осушения. Затем охлажденный поток воздуха ослабляется в холодной турбине 12 перед направлением в пассажирский салон 2, как это показано на фиг. 1A.
В ряде случаев после циркуляции в пассажирском салоне 2 воздух из пассажирского салона 2 может быть подан в смеситель 16 вместе с наружным воздухом Aamb. В последующем смесь засасывается напорным компрессором 11 для повышения производительности системы ECS 1 путем ограничения количества Am, отбираемого с основных двигателей.
Отбор мощности системы ECS 1 с основных двигателей негативно сказывается, с одной стороны, на расходе топлива летательного аппарата, а с другой стороны, на конструкции основных двигателей, которые должны быть адаптированы для взаимодействия с системой ECS 1. На практике в интересах обеспечения надежности в летательном аппарате предусмотрена система ECS 1, что увеличивает напряжения применительно к основным двигателям.
Как показано на фиг. 1B, было предложено приводить в действие систему ECS 1 посредством электрического двигателя 3 для недопущения отбора мощности с основных двигателей летательного аппарата.
Однако такой отбор посредством электричества обладает небольшим энергетическим коэффициентом полезного действия, что представляет собой недостаток.
ОБЩЕЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Для устранения, по меньшей мере, некоторых из этих недостатков изобретение относится к способу обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата, включающему в себя приведение в движение вала системы кондиционирования воздуха летательного аппарата путем сочетания источников энергии, выбранных из числа:
- вспомогательной силовой установки;
- стартера/генератора и
- средств подачи дополнительного воздуха.
Согласно изобретению система кондиционирования воздуха ECS может быть приведена в действие множеством источников энергии, таких как источники пневматической и электрической энергии. Вспомогательная силовая установка APU может, например, обеспечивать пневматической энергией (осуществляя подачу потока воздуха) и/или электрической энергией (например, когда она оснащена стартером/генератором). В особом случае практического осуществления изобретения установка APU обеспечивает пневматической энергией систему ECS и содержит стартер/генератор, который обеспечивает подачу электроэнергии в стартер/генератор системы ECS, для передачи увеличенной мощности в данную систему ECS.
Стартер/генератор способен обеспечивать электроэнергией, а средства подачи дополнительного воздуха способны обеспечивать пневматической энергией.
Изобретение позволяет, таким образом, приводить в действие систему ECS согласно множеству способов, детальное описание которых будет приведено далее.
Вспомогательная силовая установка может создавать поток воздуха приведения в движение свободной турбины, жестко связанной с валом системы кондиционирования воздуха.
При функционировании стартера обеспечение электропитанием стартера/генератора может быть осуществлено при помощи средств обеспечения электропитанием, таких как вспомогательное электрооборудование аэропорта или электрическая сеть летательного аппарата. Как вариант или как дополнение, он может быть обеспечен электропитанием при помощи генератора/стартера вспомогательной силовой установки.
Средства подачи дополнительного воздуха могут приводить в движение свободную турбину, жестко связанную с валом системы кондиционирования воздуха. Они могут быть образованы основными двигателями летательного аппарата или вспомогательным оборудованием обеспечения подачи воздуха аэропорта.
Изобретение также относится к устройству обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата, причем устройство содержит:
вспомогательную силовую установку, содержащую компрессор силовой установки, камеру сгорания и турбину силовой установки, соединенную с упомянутым компрессором посредством вала силовой установки, и
- систему кондиционирования воздуха, которая содержит турбину распределения регулируемого воздуха, предназначенного для пассажирского салона летательного аппарата, и напорный компрессор, соединенный с распределительной турбиной посредством соединительного вала,
причем система кондиционирования воздуха содержит приводную свободную турбину, жестко связанную с соединительным валом; причем и система кондиционирования воздуха, и вспомогательная силовая установка сконструированы таким образом, чтобы турбина силовой установки обеспечивала подачу потока воздуха в приводную свободную турбину таким образом, чтобы приводить в движение напорный компрессор, жестко связанный с соединительным валом.
Устройство согласно изобретению является автономным и включает в себя функции вспомогательной силовой установки APU, а также системы кондиционирования воздуха ECS, что является предпочтительным.
Обычно летательный аппарат содержит вспомогательную силовую установку, известную под ее английской аббревиатурой APU (Auxiliary Power Unit - вспомогательная силовая установка), для обеспечения пневматической или электрической мощностями оборудования летательного аппарата, когда последний находится на земле, а его турбореактивные двигатели не запущены. Во время полета летательного аппарата силовая установка APU не задействуется и рассматривается в качестве «мертвого груза».
Предпочтительно силовая установка и система кондиционирования воздуха объединены, с одной стороны, для ограничения случаев отбора с основных двигателей летательного аппарата, а с другой стороны, для использования в полной мере мощностей силовой установки APU, которые обычно используются только при запуске. Кроме того, силовая установка APU позволяет дополнить обеспечение системы ECS, которая более не должна быть обязательно предусмотрена. Таким образом, увеличивается полетный КПД летательного аппарата.
Силовая установка APU и система ECS традиционно рассматриваются как различные функциональные модули, т.е. свободные от необходимости взаимодействия. Это техническое предположение конкретно выражается в четком разделении в избирательности авиаконструкторов, которые рассматривают силовую установку APU и систему ECS как принадлежащие к различным и далеким по функциональному предназначению группам. Силовая установка APU и система ECS принадлежат соответственно к функциональной группе ATA 49 и группе ATA 21, которые хорошо известны специалистам.
Изобретение примечательно тем, что устройство содержит, кроме того, по меньшей мере, любой из следующих источников энергии:
- вспомогательный стартер/генератор, выполненный с возможностью приведения во вращение соединительного вала;
средства подачи дополнительного воздуха, установленные для приведения во вращение приводной свободной турбины системы кондиционирования воздуха таким образом, чтобы приводился в движение напорный компрессор, жестко связанный с соединительным валом.
Изобретение предпочтительно, в частности, ввиду того, что оно позволяет приводить в действие систему кондиционирования воздуха посредством множества различных источников, которые могут быть использованы независимо друг от друга или в сочетании друг с другом.
В первом случае соединительный вал системы ECS может быть приведен во вращение посредством (i) силовой установки APU или (ii) стартера/генератора системы ECS, причем этот последний может быть соединен со средствами обеспечения электропитания.
Во втором случае соединительный вал системы ECS может быть приведен во вращение посредством (i) силовой установки APU или (iii) средств подачи сжатого воздуха.
В третьем случае, соответствующем сочетанию первых двух случаев, соединительный вал системы ECS может быть приведен во вращение посредством (i) силовой установки APU, (ii) стартера/генератора системы ECS или (iii) средств подачи сжатого воздуха.
Другими словами, в изобретении предлагается устройство, которое сконструировано таким образом, чтобы имелась возможность выбирать источник приведения в действие системы ECS, по меньшей мере, среди двух имеющихся в распоряжении источников. Это позволяет заставить работать устройство согласно множеству способов, среди которых:
способ A автономного функционирования, согласно которому турбина силовой установки APU обеспечивает подачу потока воздуха в приводную свободную турбину системы ECS таким образом, чтобы привести в движение напорный компрессор, жестко связанный с соединительным валом;
- способ E электрического функционирования, согласно которому соединительный вал приводится во вращение посредством генератора/стартера системы ECS, который, например, соединен со вспомогательным источником электропитания;
способ P пневматического функционирования, согласно которому средства подачи (вспомогательный пневматический источник) обеспечивают подачу сжатого воздуха в приводную свободную турбину системы ECS таким образом, чтобы приводить в движение напорный компрессор, жестко связанный с соединительным валом.
Предпочтительно устройство обеспечения нетяговой мощностью установлено в одном и том же отсеке летательного аппарата. Таким образом, взаимодействие между силовой установкой APU и системой ECS носит не только функциональный, но и физический характер для создания возможности уменьшения габаритного объема регулирующего устройства, позволяя при этом осуществлять соединение с высоким коэффициентом полезного действия.
Предпочтительно турбина силовой установки и свободная турбина находятся друг от друга на расстоянии меньше 30 см таким образом, чтобы позволить осуществлять высококачественное пневматическое взаимодействие.
Предпочтительно вспомогательная силовая установка содержит стартер/генератор силовой установки, выполненный с возможностью приведения во вращение вала силовой установки. Также предпочтительно стартер/генератор силовой установки выполнен с возможностью производства электроэнергии во время приведения во вращение турбины силовой установки.
Стартер/генератор позволяет, таким образом, запустить силовую установку APU и обеспечить избыточное количество электрической мощности для системы ECS в случае возникновения потребности в дополнительном сжатом воздухе. Кроме того, стартер/генератор, предпочтительно, позволяет накапливать электроэнергию во время автономного функционирования силовой установки APU, что улучшает энергетический коэффициент полезного действия регулирующего устройства.
Предпочтительно вспомогательный стартер/генератор системы кондиционирования воздуха электрически подсоединен к вспомогательной силовой установке, предпочтительно к стартеру/генератору силовой установки. Таким образом, вспомогательный стартер/генератор позволяет обеспечить избыточное количество энергии для системы ECS в зависимости от потребностей в сжатом воздухе (называется СПОСОБОМ-T функционирования).
Согласно предпочтительному объекту изобретения регулирующее устройство содержит средства суфлирования приводной свободной турбины таким образом, чтобы допустить вращение приводной свободной турбины, когда система ECS обеспечивается вспомогательными источниками энергии, отличными от вспомогательной силовой установки.
Предпочтительно приводная свободная турбина установлена в непосредственной близости от напорного компрессора на соединительном валу, что позволяет ограничить габаритный объем и степень сложности системы ECS.
Изобретение относится, кроме того, к способу регулирования обстановки в пассажирском салоне летательного аппарата посредством системы, описание которой было приведено выше, согласно которому соединительный вал приводится в движение, по меньшей мере, одним из любых следующих источников энергии:
вспомогательной силовой установкой, свободная турбина которой обеспечивает подачу потока воздуха в приводную свободную турбину таким образом, чтобы приводить в движение напорный компрессор, жестко связанный с соединительным валом;
вспомогательным стартером/генератором системы кондиционирования воздуха;
средствами подачи, которые обеспечивают подачу потока дополнительного воздуха в приводную свободную турбину системы кондиционирования воздуха таким образом, чтобы приводить в движение напорный компрессор, жестко связанный с соединительным валом.
ОПИСАНИЕ ФИГУР ЧЕРТЕЖА
Изобретение станет лучше понятно во время изучения нижеследующего описания, приведенного исключительно в качестве примера, со ссылкой на прилагаемые фигуры чертежа, на которых:
фиг. 1A - упрощенное схематическое изображение системы ECS на основе известного уровня техники, приводимой в действие воздухом AM основных двигателей летательного аппарата (уже рассматривалась);
фиг. 1B - упрощенное схематическое изображение системы ECS на основе известного уровня техники, приводимой в действие специально предназначенным для этого электрическим двигателем (уже рассматривалась);
- фиг. 2 - схематическое изображение устройства обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата согласно изобретению, содержащего систему ECS, объединенную со вспомогательной силовой установкой;
- фиг. 3 - схематическое изображение устройства обеспечения нетяговой мощностью по изобретению в соответствии с первым способом практического осуществления (СПОСОБ-A), согласно которому функционирование устройства является автономным;
- фиг. 4 - схематическое изображение устройства обеспечения нетяговой мощностью по изобретению в соответствии со вторым способом практического осуществления (СПОСОБ-Т), согласно которому вспомогательная силовая установка обеспечивает снабжение пневматической энергией и электроэнергией для приведения в действие системы ECS;
- фиг. 5 - схематическое изображение устройства обеспечения нетяговой мощностью по изобретению в соответствии с третьим способом практического осуществления (СПОСОБ-Е), согласно которому устройство обеспечивается посредством вспомогательного источника электричества, причем вспомогательная силовая установка не является активной;
фиг. 6 - схематическое изображение устройства обеспечения нетяговой мощностью по изобретению в соответствии с четвертым способом практического осуществления (СПОСОБ-Р), согласно которому устройство обеспечивается посредством вспомогательного пневматического источника, причем вспомогательная силовая установка не является активной.
Следует отметить, что фигуры чертежа детально представляют изобретение для практического осуществления изобретения, причем упомянутые фигуры чертежа, безусловно, в случае необходимости могут служить для лучшего точного описания изобретения.
ОПИСАНИЕ ОДНОГО ИЛИ МНОЖЕСТВА СПОСОБОВ ПРАКТИЧЕСКОГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ И ВВЫПОЛНЕНИЯ
Описание изобретения будет приведено применительно к летательному аппарату, содержащему один или множество основных двигателей, создающих возможность движения летательного аппарата. Летательный аппарат имеет, кроме того, пассажирский салон, в котором должны регулироваться давление и/или температура. Со ссылкой на фиг. 2 будет приведено описание устройства обеспечения нетяговой мощностью 10.
Устройство обеспечения нетяговой мощностью 10 содержит систему кондиционирования воздуха 1, которая известна специалистам под названием система ECS, и вспомогательную силовую установку 4, которая известна специалистам под названием установка APU. Согласно изобретению система ECS 1 и установка APU 4 объединены таким образом, чтобы установка APU 4 обеспечивала подачу мощности в установку ECS 1 и, таким образом, уменьшала свои отборы мощности с основных двигателей летательного аппарата.
СИСТЕМА ECS 1
Как показано на фиг.2, система ECS 1 содержит турбину распределения 12 регулируемого воздуха Areg, предназначенного для подачи в салон летательного аппарата 2, и напорный компрессор 11, соединенный с распределительной турбиной 12 посредством соединительного вала 13. Предпочтительно система ECS 1 содержит теплообменник 14 и конденсатор 15 для того, чтобы наружный воздух, отобранный посредством напорного компрессора 11, при помощи средств подачи 17 мог бы регулироваться по температуре посредством теплообменника 14 и осушаться посредством конденсатора 15 для получения потока регулируемого воздуха Areg, который можно было бы подавать в пассажирский салон 2.
Предпочтительно система ECS 1 содержит вспомогательный стартер/генератор 18, установленный на соединительном валу 13 системы ECS 1, таким образом, чтобы иметь возможность, с одной стороны, приводить соединительный вал 13 во вращение во время работы в режиме «стартер» на основе имеющихся собственных запасов электроэнергии, а с другой стороны, аккумулировать электроэнергию во время вращения соединительного вала 13 (работа в режиме ««генератор»). Предпочтительно при работе в режиме «стартер» вспомогательный стартер/генератор 18 позволяет точно регулировать подачу воздуха под повышенным давлением в пассажирский салон 2.
Средства подачи 17 представлены в данном примере в виде питательного клапана 17, но понятно, что могли бы подойти и другие средства. Также предпочтительно система ECS 1 содержит смеситель 16, выполненный с возможностью смешивания потока наружного воздуха Aamb, поступающего из питательного клапана 17, с потоком воздуха, поступающим из пассажирского салона 2. Такая рециркуляция потока воздуха из пассажирского салона 2 позволяет, предпочтительно, повысить производительность системы ECS 1.
УСТАНОВКА APU 4
По-прежнему со ссылкой на фиг. 2, установка APU 4 устройства обеспечения нетяговой мощностью 10 содержит компрессор 41 силовой установки, камеру сгорания 44 и турбину 42 силовой установки, соединенную с упомянутым компрессором 41 посредством вала 43 силовой установки. Другими словами, установка APU 4 образует газогенератор и позволяет обеспечить снабжение электроэнергией и/или воздухом оборудования летательного аппарата.
Предпочтительно установка APU 4 содержит стартер/генератор 46 силовой установки, установленный на валу 43 установки APU 4 таким образом, чтобы иметь возможность, с одной стороны, приводить вал 43 силовой установки во вращение во время работы в режиме «стартер» на основе имеющихся собственных запасов электроэнергии, а с другой стороны, аккумулировать электроэнергию во время вращения вала 43 силовой установки.
Предпочтительно стартер/генератор 46 силовой установки установлен на валу 43 силовой установки через промежуточный редуктор 45, т.е. повышающий редуктор, для приведения скорости вращения вала 43 силовой установки в соответствие со скоростью вращения стартера/генератора 46 силовой установки. Таким образом, стартер/генератор 46 силовой установки может быть приведен в действие посредством вала 43 силовой установки для вырабатывания электроэнергии или приведения в действие вала 43 силовой установки, т.е. образования механической энергии на основе электроэнергии.
Согласно одному объекту изобретения вспомогательный стартер/генератор 18 системы ECS 1 электрически соединен с установкой APU 4, предпочтительно, с ее стартером/генератором 46 таким образом, чтобы обеспечить возможность электрического привода соединительного вала 13 системы ECS 1, как это будет более детально рассмотрено в дальнейшем. Кроме того, вспомогательный стартер/генератор 18 системы ECS 1 также может быть электрически соединен со вспомогательным электрооборудованием аэропорта, как это будет более детально рассмотрено в дальнейшем.
Поскольку и установка APU, и система ECS содержат стартер/генератор 18, 46, можно свободно регулировать скорость каждого вала для быстрой адаптации к потребностям устройства обеспечения нетяговой мощностью 10.
Обычно такая установка APU 4 используется только во время наземных этапов, т.е. перед фактическим запуском основных двигателей летательного аппарата, а также после их остановки. Установка APU 4 и система ECS 1 обычно представляют собой различные устройства, которые не взаимодействуют друг с другом, когда летательный аппарат находится в полете. Согласно изобретению установка APU 4 и система ECS 1 действуют совместно во время полета летательного аппарата для ограничения отборов мощности с основных двигателей летательного аппарата и повышения, таким образом, энергетической производительности летательного аппарата. Кроме того, это позволяет создать устройство с ограниченными габаритными размерами и массой.
Согласно изобретению система ECS 1 содержит приводную свободную турбину 5, жестко связанную с соединительным валом 13, как изображено на фиг. 2. Система ECS 1 и установка APU 4 рассчитаны таким образом, чтобы турбина 42 силовой установки обеспечивала подачу потока воздуха Aapu на приводную свободную турбину 5 для приведения в движение напорного компрессора 11, жестко связанного с соединительным валом 13.
Давление воздуха, выбрасываемого из камеры сгорания 44 установки APU 4, снижается в турбине 42 силовой установки, затем в свободной турбине 5, как это изображено на фиг. 2. Таким образом, энергия, исходящая из камеры сгорания 44, задействуется, с одной стороны, в приведении в движение компрессора 41 установки APU 4, а с другой стороны, в приведении в движение напорного компрессора 11 системы ECS 1.
Предпочтительно устройство обеспечения нетяговой мощностью 10 содержит средства 63 подачи дополнительного воздуха Aaux в свободную турбину 5. Под термином «дополнительный воздух Aaux» понимается поток воздуха, истекающий, например, из основных двигателей летательного аппарата или обеспечиваемый вспомогательным оборудованием аэропорта. В данном примере средства 63 подачи дополнительного воздуха Aaux представлены в виде питательного клапана. Предпочтительно регулирующее устройство 10 содержит средства 64 суфлирования свободной турбины 5, когда установка APU 4 не является активной. В данном примере средства 64 суфлирования представлены в виде клапана суфлирования.
Также предпочтительно устройство обеспечения нетяговой мощностью 10 содержит смеситель 62, установленный для смешивания потока воздуха, исходящего из средств 63 подачи дополнительного воздуха Aaux, потока воздуха, исходящего из средств 64 суфлирования, и потока воздуха AAPU, исходящего из турбины 42 силовой установки. Предпочтительно устройство обеспечения нетяговой мощностью 10 содержит средства 61 регулирования расхода воздуха, подаваемого турбиной 42 силовой установки в смеситель 62, предпочтительно регулировочный клапан.
В изобретении предлагается объединить силовую установку APU 4 и систему ECS 1 для образования устройства обеспечения нетяговой мощностью 10 с небольшой массой и ограниченными габаритными размерами.
Согласно объекту изобретения силовая установка APU 4 и система ECS 1 находятся в одном и том же отсеке летательного аппарата, причем отсек может быть единым или секционированным. Предпочтительно турбина 42 установки APU 4 и свободная турбина 5 системы ECS 1 находятся друг от друга на расстоянии меньше 30 см, предпочтительно порядка 5 см. Близкое расположение турбины 42 установки APU 4 от свободной турбины 5 системы ECS 1 позволяет эффективно воспользоваться расширением газов, исходящих из камеры сгорания 44 установки APU. Предпочтительно приводная свободная турбина 5 установлена в непосредственной близости от напорного компрессора 11 на соединительном валу 13, т.е. непосредственно для ограничения габаритного объема и степени сложности устройства обеспечения нетяговой мощностью 10.
Изобретение будет лучше понятно со ссылкой на фиг. 3-6, на которых изображены различные способы практического осуществления изобретения.
Автономное функционирование (СПОСОБ-A)
Как показано на фиг. 3, при автономном функционировании установка APU 4 является активной. Компрессор 41 силовой установки производит забор наружного воздуха Aamb, который направляется и подвергается сжатию в камере сгорания 44. Давление газов, исходящих из камеры сгорания 44, снижается в турбине 4 силовой установки 2. За турбиной 42 силовой установки поток воздуха AAPU попадает в приводную свободную турбину 5 для приведения в движение напорного компрессора 11 системы ECS 1 посредством соединительного вала 13. Другими словами, происходит извлечение выгоды из энергии потока воздуха Aapu для обеспечения энергией системы ECS 1 и, таким образом, устраняется необходимость отбора энергии с основных двигателей летательного аппарата.
Напорный компрессор 11 осуществляет забор наружного воздуха Аamb через средства подачи 17, который направляется и подвергается сжатию в теплообменнике 14 и охлаждается потоком наружного воздуха Aext. После охлаждения поток воздуха осушается посредством конденсатора 15 перед ослаблением в распределительной турбине 12 для направления в последующем в пассажирский салон 2. Воздух, рециркулирующий из пассажирского салона 2, также может быть отобран напорным компрессором 11. Смеситель 16 также может адаптировать соотношение наружного воздуха Aamb в воздухе, отбираемом напорным компрессором 11.
Предпочтительно в процессе осуществления СПОСОБА-А стартер/генератор 46 установки APU 4 после использования для запуска всей совокупности может обеспечить подачу электроэнергии посредством промежуточного редуктора 45. Предпочтительно стартер/генератор 18 системы ECS 1 также может обеспечивать снабжение электроэнергией.
В данном примере средства подачи дополнительного воздуха 63 и средства суфлирования 64 выключены.
При автономном функционировании (СПОСОБ-А) обеспечение системы ECS 1 осуществляется пневматическим образом посредством установки APU 4. Эта пневматическая энергия преобразуется посредством приводной свободной турбины 5 во вращение соединительного вала 13. Установка APU используется, таким образом, во время запуска летательного аппарата, но также и во время полета.
Функционирование с передачей электроэнергии (СПОСОБ-Т)
Как показано на фиг. 4, при функционировании с передачей электроэнергии установка APU 4 является активной, и газы, исходящие из камеры сгорания 44, ослабляются в турбине 42 силовой установки. Аналогично СПОСОБУ-А за турбиной 42 силовой установки поток воздуха AAPU попадает в приводную свободную турбину 5 для приведения в движение напорного компрессора 11 посредством соединительного вала 13.
Предпочтительно в процессе осуществления СПОСОБА-Т стартер/генератор 46 силовой установки обеспечивает электричеством вспомогательный стартер/генератор 18 системы ECS 1 для увеличения скорости приведения в движение соединительного вала 13. Другими словами, если система ECS 1 нуждается, при определенных обстоятельствах, в большом количестве энергии, стартер/генератор 46 силовой установки может обеспечить подачу электроэнергии, которая дополнит пневматическую энергию, подача которой обеспечивается турбиной 42 силовой установки, что является очень предпочтительным. Соединительный вал 13 получает, таким образом, временный «прирост» мощности, что является полезным на этапах полета летательного аппарата, во время которых потребности в воздухе под повышенным давлением являются значительными (так называемые фазы «pull-up» - переход к набору высоты или «pull-down» - переход к снижению).
В данном примере средства подачи дополнительного воздуха 63 и средства суфлирования 64 выключены.
При автономном функционировании (СПОСОБ-А) пневматическое и электрическое обеспечение системы ECS 1 осуществляется посредством установки APU 4. Предпочтительно отсутствует необходимость дополнительно рассчитывать размеры устройства обеспечения нетяговой мощностью 10 для выдерживания переходящих нагрузок, причем избыток электроэнергии, который обеспечен установкой APU 4, позволяет амортизировать переходящие нагрузки.
Электрическое функционирование (СПОСОБ-Е)
Как показано на фиг. 5, при электрическом функционировании установка APU 4 не является активной. Система ECS 1 приводится в действие посредством вспомогательного стартера/генератора 18, который обеспечивается электричеством посредством вспомогательного источника электричества Eaux, например, вспомогательного электрооборудования аэропорта.
Таким образом, во время электрического функционирования соединительный вал 13 приводится в движение посредством вспомогательного источника электричества Eaux. Принимая во внимание, что приводная свободная турбина 5 жестко связана с соединительным валом 13, важно осуществлять суфлирование приводной свободной турбины 5 для недопущения каких-либо сбоев в случае отсутствия обеспечения воздухом установки APU 4. В связи с этим клапан суфлирования 64 открыт при электрическом функционировании, в то время как средства подачи дополнительного воздуха 63 остаются выключенными.
При электрическом функционировании (СПОСОБ-Е) система ECS 1 электрически обеспечивается посредством вспомогательного источника электричества Eaux, что является предпочтительным, и не отбирает ресурсы собственно летательного аппарата.
ПНЕВМАТИЧЕСКОЕ ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ (СПОСОБ-P)
Как показано на фиг. 6, при пневматическом функционировании установка APU 4 не является активной. Система ECS 1 приводится в действие посредством приводной свободной турбины 5 при помощи вспомогательного пневматического источника Aaux, например вспомогательного оборудования подачи сжатого воздуха аэропорта.
Таким образом, во время пневматического функционирования приводная свободная турбина 5 приводится в движение посредством вспомогательного пневматического источника Aaux. В связи с этим средства подачи дополнительного воздуха 63 открыты при пневматическом функционировании, в то время как средства суфлирования 64 остаются выключенными.
При пневматическом функционировании (СПОСОБ-Р) система ECS 1 пневматически обеспечивается посредством вспомогательного пневматического источника Aaux. Этот источник пневматической мощности может быть или внешним относительно летательного аппарата (вспомогательное оборудование аэропорта, например), или поступать из источника сжатого воздуха, встроенного в летательный аппарат (основные двигатели, повторное использование избыточного давления салона...).
Claims (23)
1. Способ обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата, включающий в себя приведение в движение вала (13) системы (1) кондиционирования воздуха летательного аппарата во время фазы полета летательного аппарата путем сочетания источников энергии, выбранных из числа:
- вспомогательной силовой установки (4), образующей поток воздуха для приведения в движение свободной турбины (5), жестко связанной с валом (13) системы (1) кондиционирования воздуха;
- стартера/генератора (18), обеспечиваемого, при функционировании в качестве стартера, электричеством при помощи генератора/стартера (46) вспомогательной силовой установки (4), и
- средств (63) подачи дополнительного воздуха.
2. Способ по п. 1, в котором стартер/генератор (18), при функционировании в качестве стартера, обеспечивают электричеством при помощи средств подачи электричества, таких как электрическая сеть летательного аппарата.
3. Способ по п. 1, в котором средства (63) подачи дополнительного воздуха приводят в движение свободную турбину (5), жестко связанную с валом (13) системы (1) кондиционирования воздуха.
4. Способ по п. 1, в котором средства подачи дополнительного воздуха (63) образованы основными двигателями летательного аппарата.
5. Устройство обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата во время фазы полета летательного аппарата, содержащее:
- вспомогательную силовую установку (4), содержащую компрессор (41) силовой установки, камеру сгорания (44) и турбину (42) силовой установки, соединенную с упомянутым компрессором (41) силовой установки посредством вала (43) силовой установки, и стартер/генератор (46) силовой установки, выполненный с возможностью выработки электроэнергии во время приведения во вращение турбины (42) силовой установки;
- систему (1) кондиционирования воздуха, которая содержит турбину (12) распределения регулируемого воздуха (Areg), предназначенного для салона летательного аппарата (2), и напорный компрессор (11), соединенный с распределительной турбиной (12) посредством соединительного вала (13);
причем система (1) кондиционирования воздуха содержит приводную свободную турбину (5), жестко связанную с соединительным валом (13), причем и система (1) кондиционирования воздуха, и вспомогательная силовая установка (4) выполнены таким образом, что турбина (42) силовой установки обеспечивает подачу потока воздуха (Aapu) на приводную свободную турбину (5) таким образом, чтобы приводить в движение напорный компрессор (11), жестко связанный с соединительным валом (13),
причем устройство отличается тем, что оно дополнительно содержит по меньшей мере один из следующих источников энергии:
- вспомогательный стартер/генератор (18), выполненный с возможностью приведения во вращение соединительного вала (13) и электрически соединенный со стартером/генератором (46) вспомогательной силовой установки (4), и
- средства подачи дополнительного воздуха (63), установленные для обеспечения дополнительного воздуха на приводную свободную турбину (5) для приведения во вращение приводной свободной турбины (5) системы кондиционирования воздуха таким образом, чтобы приводить в движение напорный компрессор (11), жестко связанный с соединительным валом (13).
6. Устройство по п. 5, в котором устройство обеспечения нетяговой мощностью установлено в одном и том же отсеке летательного аппарата.
7. Устройство по п. 5, в котором турбина (42) силовой установки и свободная турбина (5) отделены друг от друга расстоянием меньше 30 см.
8. Устройство по п. 5, в котором система (1) кондиционирования воздуха содержит вспомогательный стартер/генератор (18), выполненный с возможностью приведения во вращение соединительного вала (13).
9. Устройство по п. 6, содержащее средства (64) суфлирования приводной свободной турбины (5).
10. Устройство по п. 6, в котором приводная свободная турбина (5) установлена в непосредственной близости от напорного компрессора (11) на соединительном валу (13).
11. Способ обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата во время фазы полета летательного аппарата посредством устройства по любому из пп. 6-10, при котором соединительный вал приводят в движение посредством по меньшей мере одного из следующих источников энергии:
- вспомогательной силовой установки (4), турбина которой (42) обеспечивает подачу потока воздуха (Aapu) на приводную свободную турбину (5) таким образом, чтобы приводить в движение напорный компрессор (11), жестко связанный с соединительным валом (13), или
- вспомогательного стартера/генератора (18) системы (1) кондиционирования воздуха, выполненного с возможностью обеспечения питанием от стартера/генератора (46) вспомогательной силовой установки (4), и
- средств подачи (63), которые обеспечивают подачу потока дополнительного воздуха на приводную свободную турбину (5) системы (1) кондиционирования воздуха таким образом, чтобы приводить в движение напорный компрессор (11), жестко связанный с соединительным валом (13).
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1258682 | 2012-09-17 | ||
| FR1258682A FR2995635A1 (fr) | 2012-09-17 | 2012-09-17 | Dispositif et procede de fourniture de puissance non propulsive pour un aeronef |
| PCT/FR2013/052072 WO2014041291A1 (fr) | 2012-09-17 | 2013-09-10 | Dispositif et procede de fourniture de puissance non propulsive pour un aeronef |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2015111682A RU2015111682A (ru) | 2016-11-10 |
| RU2659860C2 true RU2659860C2 (ru) | 2018-07-04 |
Family
ID=47754609
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015111682A RU2659860C2 (ru) | 2012-09-17 | 2013-09-10 | Устройство и способ обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20150246733A1 (ru) |
| EP (1) | EP2895719A1 (ru) |
| JP (1) | JP2015531721A (ru) |
| CN (1) | CN104781522A (ru) |
| BR (1) | BR112015005648A2 (ru) |
| CA (1) | CA2884409A1 (ru) |
| FR (1) | FR2995635A1 (ru) |
| RU (1) | RU2659860C2 (ru) |
| WO (1) | WO2014041291A1 (ru) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB201513952D0 (en) | 2015-08-07 | 2015-09-23 | Rolls Royce Plc | Aircraft pneumatic system |
| FR3041607B1 (fr) * | 2015-09-24 | 2018-08-17 | Microturbo | Unite d'alimentation en air sous pression pour aeronef |
| US10919638B2 (en) * | 2016-05-31 | 2021-02-16 | The Boeing Company | Aircraft cabin pressurization energy harvesting |
| JP6609334B2 (ja) | 2018-01-30 | 2019-11-20 | 株式会社Ｓｕｂａｒｕ | 航空機用レシプロエンジンの高空始動装置 |
| GB201915307D0 (en) * | 2019-10-23 | 2019-12-04 | Rolls Royce Plc | Aircraft auxiliary power unit |
| US11795872B2 (en) | 2020-02-14 | 2023-10-24 | Rtx Corporation | Engine and secondary power unit integrated operation |
| 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 (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5442905A (en) * | 1994-04-08 | 1995-08-22 | Alliedsignal Inc. | Integrated power and cooling environmental control system |
| WO1998048162A1 (en) * | 1997-04-18 | 1998-10-29 | Alliedsignal Inc. | Improved integrated environmental and secondary power system |
| EP2204319A2 (en) * | 2009-01-06 | 2010-07-07 | Hamilton Sundstrand Corporation | Aircraft power and thermal management system with electric co-generation |
| RU2432302C2 (ru) * | 2006-05-05 | 2011-10-27 | Испано-Сюиза | Устройство электропитания летательного аппарата |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2777301A (en) * | 1952-06-30 | 1957-01-15 | Garrett Corp | All-purpose power and air conditioning system |
| US4684081A (en) * | 1986-06-11 | 1987-08-04 | Lockheed Corporation | Multifunction power system for an aircraft |
| US5490645A (en) * | 1993-12-09 | 1996-02-13 | Allied-Signal Inc. | Fully integrated environmental and secondary power system |
| US5813630A (en) * | 1996-09-27 | 1998-09-29 | Mcdonnell Douglas Corporation | Multi-mode secondary power unit |
| US5899085A (en) * | 1997-08-01 | 1999-05-04 | Mcdonnell Douglas Corporation | Integrated air conditioning and power unit |
| JP2000203497A (ja) * | 1999-01-12 | 2000-07-25 | Shimadzu Corp | 航空機用空気調和装置 |
| US6305156B1 (en) * | 1999-09-03 | 2001-10-23 | Alliedsignal Inc. | Integrated bleed air and engine starting system |
| US6283410B1 (en) * | 1999-11-04 | 2001-09-04 | Hamilton Sundstrand Corporation | Secondary power integrated cabin energy system for a pressurized aircraft |
| JP4300682B2 (ja) * | 2000-05-30 | 2009-07-22 | 株式会社島津製作所 | 走行体 |
| WO2002066323A2 (en) * | 2001-02-16 | 2002-08-29 | United Technologies Corporation | Improved aircraft architecture with a reduced bleed aircraft secondary power system |
| US7210653B2 (en) * | 2002-10-22 | 2007-05-01 | The Boeing Company | Electric-based secondary power system architectures for aircraft |
| US7624592B2 (en) * | 2006-05-17 | 2009-12-01 | Northrop Grumman Corporation | Flexible power and thermal architectures using a common machine |
| US7970497B2 (en) * | 2007-03-02 | 2011-06-28 | Honeywell International Inc. | Smart hybrid electric and bleed architecture |
| US7485981B2 (en) * | 2007-05-09 | 2009-02-03 | United Technologies Corporation | Aircraft combination engines complemental connection and operation |
| DE102010047971A1 (de) * | 2010-10-08 | 2012-04-12 | Airbus Operations Gmbh | Haupttriebwerksstart mit Hilfe einer flugzeugseitigen Klimaanlage |
| US20120138737A1 (en) * | 2010-12-02 | 2012-06-07 | Bruno Louis J | Aircraft power distribution architecture |
-
2012
- 2012-09-17 FR FR1258682A patent/FR2995635A1/fr active Pending
-
2013
- 2013-09-10 BR BR112015005648A patent/BR112015005648A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2013-09-10 EP EP13767043.6A patent/EP2895719A1/fr not_active Withdrawn
- 2013-09-10 WO PCT/FR2013/052072 patent/WO2014041291A1/fr active Application Filing
- 2013-09-10 RU RU2015111682A patent/RU2659860C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2013-09-10 JP JP2015531622A patent/JP2015531721A/ja active Pending
- 2013-09-10 CA CA2884409A patent/CA2884409A1/fr not_active Abandoned
- 2013-09-10 CN CN201380050484.4A patent/CN104781522A/zh active Pending
- 2013-09-10 US US14/427,625 patent/US20150246733A1/en not_active Abandoned
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5442905A (en) * | 1994-04-08 | 1995-08-22 | Alliedsignal Inc. | Integrated power and cooling environmental control system |
| WO1998048162A1 (en) * | 1997-04-18 | 1998-10-29 | Alliedsignal Inc. | Improved integrated environmental and secondary power system |
| RU2432302C2 (ru) * | 2006-05-05 | 2011-10-27 | Испано-Сюиза | Устройство электропитания летательного аппарата |
| EP2204319A2 (en) * | 2009-01-06 | 2010-07-07 | Hamilton Sundstrand Corporation | Aircraft power and thermal management system with electric co-generation |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2884409A1 (fr) | 2014-03-20 |
| EP2895719A1 (fr) | 2015-07-22 |
| RU2015111682A (ru) | 2016-11-10 |
| BR112015005648A2 (pt) | 2017-07-04 |
| CN104781522A (zh) | 2015-07-15 |
| US20150246733A1 (en) | 2015-09-03 |
| WO2014041291A1 (fr) | 2014-03-20 |
| FR2995635A1 (fr) | 2014-03-21 |
| JP2015531721A (ja) | 2015-11-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2659860C2 (ru) | Устройство и способ обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата | |
| RU2585394C2 (ru) | Способ оптимизации общей энергетической эффективности летательного аппарата и основная силовая группа для осуществления | |
| CN103154472B (zh) | 优化飞机推进单元的可操作性的方法，以及实现该方法的自含动力单元 | |
| US7687927B2 (en) | Electrical systems architecture for an aircraft, and related operating methods | |
| US10858112B2 (en) | Supply of air to an air-conditioning circuit of an aircraft cabin from its turboprop engine | |
| JP5205362B2 (ja) | 航空機用の電気ベースの２次動力システムアーキテクチャ | |
| US6704625B2 (en) | Aircraft architecture with a reduced bleed aircraft secondary power system | |
| JP6313756B2 (ja) | ヘリコプタの補助動力モータと主エンジンとの間の動力の最適化した伝達方法および構造 | |
| US11661197B2 (en) | Cabin outflow air energy optimized cabin pressurizing system | |
| CN109789930B (zh) | 用于飞行器的辅助空气供应 | |
| US20140290287A1 (en) | Method and architecture for recovery of energy in an aircraft | |
| US10384799B2 (en) | Method and system for generating auxiliary power in an aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190911 |