RU2660730C2 - Турбомашина, выполненная с возможностью работы в режиме проворачивания устройства - Google Patents
Турбомашина, выполненная с возможностью работы в режиме проворачивания устройства Download PDFInfo
- Publication number
- RU2660730C2 RU2660730C2 RU2016116948A RU2016116948A RU2660730C2 RU 2660730 C2 RU2660730 C2 RU 2660730C2 RU 2016116948 A RU2016116948 A RU 2016116948A RU 2016116948 A RU2016116948 A RU 2016116948A RU 2660730 C2 RU2660730 C2 RU 2660730C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- lubricant
- engine
- turbine
- compressor
- circuit
- Prior art date
Links
- 239000000314 lubricant Substances 0.000 claims abstract description 101
- 238000005461 lubrication Methods 0.000 claims abstract description 46
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 38
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims abstract description 13
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 13
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 13
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 8
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 claims description 6
- 230000001050 lubricating effect Effects 0.000 claims description 6
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 6
- 239000004519 grease Substances 0.000 description 6
- 230000009849 deactivation Effects 0.000 description 5
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 4
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 4
- 239000013529 heat transfer fluid Substances 0.000 description 2
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 description 1
- 230000008033 biological extinction Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 239000010705 motor oil Substances 0.000 description 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 1
- 238000000844 transformation Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/10—Heating, e.g. warming-up before starting
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/18—Lubricating arrangements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/34—Turning or inching gear
- F01D25/36—Turning or inching gear using electric motors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
-
- 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
- F02C6/18—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use using the waste heat of gas-turbine plants outside the plants themselves, e.g. gas-turbine power heat plants
-
- 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
- F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
-
- 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
-
- 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)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Lubrication Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области турбинных двигателей. В двигателе, содержащем, по меньшей мере, компрессор, камеру сгорания, первую турбину, соединенную с компрессором с помощью первого вращающегося вала, приводное устройство) для приведения в действие указанного первого вращающегося вала для того, чтобы удерживать первую турбину и компрессор во вращении при погашенной камере сгорания.. Контур для смазки двигателя проходит через, по меньшей мере, один источник тепла, пригодный для нагрева смазки в указанном контуре смазки при вращении первой турбины и компрессора с погашенной камерой сгорания. Изобретение позволяет повысить надежность работы двигателя. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 13 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к области турбинных двигателей, и в частности, к их смазке.
Термин «турбинный двигатель» используется в настоящем контексте для обозначения любой машины для преобразования тепловой энергии рабочей текучей среды в механическую энергию, заставляющей указанную рабочую текучую среду расширяться в турбине. Конкретнее, рабочая текучая среда может представлять собой газ сгорания, возникающий в результате химической реакции топлива с воздухом в камере сгорания после сжатия воздуха в компрессоре, который сам приводится в действие турбиной с помощью первого вращающегося вала. Таким образом, турбинные двигатели, как они понимаются в настоящем контексте, содержат двухконтурные и не двухконтурные турбореактивные двигатели, турбовинтовые двигатели, турбовальные двигатели или газовые турбины в числе прочих. В описании ниже термины «перед» и «после» определены относительно нормального направления потока рабочей текучей среды через турбинный двигатель.
Для того, чтобы уменьшать расход топлива на многодвигательных силовых установках, были сделаны предложения, в частности, во французской заявке на патент FR 2 967 132 A1, по гашению камеры сгорания одного или более двигателей при крейсерских условиях, при этом двигатели, которые продолжают работать, таким образом, работают с более высокими уровнями мощности и тем самым достигают более хорошего конкретного расхода топлива. Для того, чтобы ускорять повторный запуск, в частности, с целью возможного повторного запуска при чрезвычайной ситуации, для того, чтобы заменять или восстанавливать другой источник мощности, который вышел из строя, французская заявка на патент FR 2 967 132 A1 также предлагает использование приводного устройства для приведения в действие указанного первого вращающегося вала для удержания указанной турбины и компрессора во вращении для каждого турбинного двигателя, в котором камера сгорания погашена. Тем не менее, в таком режиме ожидания, известном как «режим проворачивания», смазка больше не нагревается тепловыми потерями от двигателя и, в зависимости от атмосферных условий, в частности, на большой высоте или при холодной погоде, ее температура может быстро падать до значений, которые являются очень низкими, до такой степени, что двигатель больше не смазывается должным образом. К сожалению, одно из ограничений на использование, которые присущи таким турбинным двигателям, заключается в необходимости иметь достаточную смазку до того, как возможно подавать мощность валу отбора мощности, который требует некоторой минимальной температуры для смазки, обычно около -0,15°С или 4,85°С в зависимости от смазки. Таким образом, может быть видно, что для двигателя, который удерживается в режиме проворачивания с его погашенной камерой сгорания, желательно поддерживать по меньшей мере некоторую минимальную температуру для смазки.
ЗАДАЧА И СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Задачей изобретения является устранение вышеуказанных недостатков известного уровня техники. В частности, в настоящем изобретении предложен турбинный двигатель, способный удерживаться в режиме вращения даже при очень низких температурах, с обеспечением его смазки смазкой надлежащей температуры и вязкости.
В по меньшей мере в одном варианте выполнения эта задача решается турбинным двигателем содержащим по меньшей мере: компрессор; камеру сгорания, расположенную после компрессора, для сгорания смеси топлива и воздуха, поступающей из компрессора; первую турбину для расширения газа сгорания, поступающего из камеры сгорания, и приведения в движение компрессора с помощью первого вращающегося вала; приводное устройство для приведения в действие указанного первого вращающегося вала для удержания первой турбины и компрессора во вращении при погашенной камере сгорания; и контур смазки для смазки двигателя; контур расположен таким образом, чтобы смазывать по меньшей мере один подшипник указанного первого вращающегося вала, и проходит через по меньшей мере один теплообменник, образующий источник тепла для нагрева смазки в указанном контуре смазки при падении температуры смазки ниже первого заданного порогового значения при вращении указанной турбины и компрессора с погашенной камерой сгорания.
В результате смазка может удерживаться в режиме проворачивания при температуре, которая достаточна для обеспечения надлежащей смазки двигателя даже при очень низких температурах внешней среды.
В частности, теплообменник может быть расположен так, чтобы передавать тепло от указанного приводного устройства смазке в указанном контуре смазки первого двигателя во время вращения первой турбины и компрессора первого двигателя при погашенной камере сгорания первого двигателя. Указанное приводное устройство может содержать электрическую машину, механически связанную с указанным первым вращающимся валом, и также преобразователь мощности для электрического питания указанной электрической машины.
Альтернативно, теплообменник может быть соединен со вторым турбинным двигателем, в котором камера сгорания остается зажженной, при удержании первого турбинного двигателя в режиме проворачивания так, чтобы подавать тепло, необходимое для нагрева смазки, с помощью теплообменника. Конкретнее, теплообменник может быть соединен, в качестве примера, с топливным контуром, с контуром смазки и/или выхлопным соплом второго турбинного двигателя так, чтобы передавать тепло смазке первого турбинного двигателя. Другие источники тепла, с которыми может быть соединен теплообменник, включают в себя электрическую машину, механически связанную со вторым турбинным двигателем, в частности, для того, чтобы генерировать электричество, и/или преобразователь мощности, электрически соединенный с этой другой электрической машиной. Еще один источник тепла, с которым может быть соединен теплообменник, представляет собой контур смазки коробки передач, механически связанной с по меньшей мере вторым турбинным двигателем.
Для того, чтобы регулировать температуру смазки, контур смазки также может включать в себя закрываемый байпасный канал вокруг источника тепла. Для того, чтобы закрываться в ответ на необходимость нагрева смазки, этот закрываемый канал может включать в себя, например, термостатический клапан или клапан, соединенный с блоком управления.
Для того, чтобы получать более большую тепловую мощность и/или для того, чтобы облегчать регулирование нагрева смазки, контур смазки может проходить через по меньшей мере два источника тепла, пригодных для нагрева смазки в указанном контуре во время вращения указанной турбины и компрессора с погашенной камерой сгорания. Эти два источника тепла могут быть расположены параллельно для того, чтобы минимизировать потери напора в контуре смазки, или последовательно для того, чтобы облегчать регулирование температуры контура.
Несмотря на то, что турбинный двигатель может требовать нагрева его смазки, находясь в режиме проворачивания, может стать желательным охлаждение смазки после зажигания камеры сгорания. Для того, чтобы выполнять это, контур смазки также может проходить через по меньшей мере один теплопоглотитель для охлаждения смазки при зажженной камере сгорания. Для того, чтобы обеспечивать регулирование контура смазки также в этой ситуации, контур также может включать в себя закрываемый канал, байпасирующий теплопоглотитель. Подобно каналу, байпасирующему источник тепла, этот другой байпасный канал может быть обеспечен термостатическим клапаном или клапаном, соединенным с блоком управления, с целью его закрытия в ответ на необходимость охлаждения смазки.
Турбинный двигатель может, в частности, относиться к типу турбовального двигателя или турбовинтовому типу, в случае чего он также может включать в себя вторую турбину, расположенную после первой турбины и механически связанную с валом отбора мощности.
Настоящее раскрытие также относится к силовой установке, имеющей по меньшей мере вышеотмеченные первый турбинный двигатель и второй турбинный двигатель, и также к летательному аппарату, оборудованному такой силовой установкой. Таким образом, возможно удержание первого турбинного двигателя в режиме проворачивания при нормальной работе второго турбинного двигателя и зажигание камеры сгорания первого турбинного двигателя для того, чтобы подавать мощность в дополнение к мощности от второго турбинного двигателя. Разумеется, силовая установка может иметь некоторое количество двигателей, которое больше двух, такое как, например, три или еще больше.
В дополнение, настоящее раскрытие также относится к способу регулирования температуры смазки в контуре смазки турбинного двигателя, содержащего по меньшей мере: компрессор; камеру сгорания, расположенную после компрессора, для сгорания смеси топлива и воздуха, поступающей из компрессора; первую турбину для расширения газа сгорания, поступающего из камеры сгорания, и приведения в движение компрессора с помощью первого вращающегося вала; и приводное устройство для приведения в действие указанного первого вращающегося вала; причем указанная смазка, которая служит для смазки по меньшей мере одного подшипника указанного первого вращающегося вала, направляется через теплообменник, образующий источник тепла, имеющий указанный контур, проходящий через него, для того, чтобы нагревать ее при падении температуры смазки ниже первого заданного порогового значения при удержании первой турбины и компрессора во вращении с помощью указанного приводного устройства с погашенной камерой сгорания. В дополнение, указанная смазка может направляться через теплопоглотитель, через который проходит указанный контур, для охлаждения ее при превышении температурой смазки второго заданного порогового значения при зажженной камере сгорания.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
В дальнейшем изобретение поясняется описанием неограничивающих вариантов его осуществления со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых: Фигура 1 представляет собой изображение летательного аппарата с силовой установкой, содержащей два турбинных двигателя;
Фигура 2 показывает силовую установку более подробно;
Фигура 3 представляет собой изображение контура смазки в первом варианте выполнения для одного из двигателей силовой установки на Фигуре 2;
Фигура 3А показывает поток смазки по контуру смазки на Фигуре 3 ниже первого порогового значения температуры;
Фигура 3B показывает поток смазки по контуру смазки на Фигуре 3 между первым пороговым значением температуры и вторым пороговым значением температуры;
Фигура 3С показывает поток смазки по контуру смазки на Фигуре 3 выше второго порогового значения температуры;
Фигуры 4А-4G показывают источник тепла, расположенный в контуре смазки на Фигуре 3, в различных отличных альтернативах;
Фигура 5 представляет собой блок-схему, схематически показывающую способ регулирования контура смазки на Фигуре 3;
Фигура 6 представляет собой график, показывающий открытие и закрытие байпасных клапанов в способе на Фигуре 5;
Фигура 7 изображает контур смазки во втором варианте выполнения для одного из двигателей силовой установки на Фигуре 2;
Фигура 8 представляет собой блок-схему, схематически показывающую способ регулирования контура смазки на Фигуре 7;
Фигура 9 представляет собой график, показывающий открытие и закрытие байпасных клапанов в способе на Фигуре 8;
Фигура 10 изображает контур смазки в третьем варианте выполнения для одного из двигателей силовой установки на Фигуре 2;
Фигура 11 изображает контур смазки в четвертом варианте выполнения для одного из двигателей силовой установки на Фигуре 2;
Фигура 12 изображает контур смазки в пятом варианте выполнения для одного из двигателей силовой установки на Фигуре 2; и
Фигура 13 изображает контур смазки в шестом варианте выполнения для одного из двигателей силовой установки на Фигуре 2.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Первая фигура показывает винтокрылый летательный аппарат 1, конкретнее, вертолет, имеющий главный ротор 2 и хвостовой ротор 3, причем роторы связаны с силовой установкой 4, которая приводит их в действие. Показанная силовая установка 4 содержит первый турбинный двигатель 5а и второй турбинный двигатель 5b. Конкретнее, эти двигатели 5а и 5b представляют собой турбовальные двигатели, имеющие оба их вала 6 отбора мощности, соединенные с главной коробкой 7 передач для приведения в действие главного ротора 2 и хвостового ротора 3.
Силовая установка 4 показана более подробно на Фигуре 2. Каждый двигатель 5а, 5b содержит компрессор 8, камеру 9 сгорания, первую турбину 10, соединенную с помощью вращающегося вала 11 с компрессором 8, и вторую турбину 12 или «свободную» турбину, которая связана с валом 6 отбора мощности. Узел, содержащий компрессор 8, камеру 9 сгорания, первую газовую турбину 10 и вращающийся вал 11, также известен как «газогенератор». Вращающийся вал 11 каждого газогенератора механически связан с приводным устройством 13, содержащим электрическую машину 13а, конкретнее, мотор-генератор, и преобразователь 13b мощности, который электрически соединен с электрической машиной 13а и который соединен с электрической сетью летательного аппарата 1.
Приводное устройство 13 служит и для запуска соответствующего двигателя 5а, 5b, и также для генерации электричества после его запуска. Во время запуска электрическая машина 13а действует в режиме мотора, и преобразователь 13b мощности электрически питает ее от электрической сети летательного аппарата. После запуска электрическая машина 13а работает в режиме генератора, и преобразователь мощности адаптирует электричество, которое она генерирует, к надлежащему напряжению и силе тока для питания электрической сети летательного аппарата.
Более того, приводное устройство 13 может, тем не менее, также использоваться для удержания соответствующего двигателя 5а, 5b в режиме проворачивания, заставляя вращающийся вал 11 проворачиваться при погашенной камере 9 сгорания с уменьшенной скоростью Nturn, которая может, например, лежать в диапазоне 5%-20% номинальной скорости N1 вращающегося вала 11. Удержание двигателя в режиме проворачивания служит для ускорения его возможного запуска.
Мощность, подаваемая силовой установкой 4, может значительно изменяться в зависимости от этапа полета летательного аппарата 1. Таким образом, мощность, требуемая при крейсерских условиях, обычно по существу меньше максимальной непрерывной мощности, которую силовая установка 4 может подавать, и даже меньше ее максимальной отбираемой мощности. Учитывая, что силовая установка 4 имеет размер в зависимости от ее максимальной отбираемой мощности, она имеет значительный избыточный размер по сравнению с мощностью, требуемой для крейсерских условий. Следовательно, при крейсировании с обоими работающими двигателями 5а и 5b, они оба могут быть далеки от их оптимальной рабочей скорости, что приводит к относительно высокому конкретному расходу топлива. На практике с силовой установкой, которая имеет множество двигателей, возможно предусмотрение поддержания крейсерских условий с по меньшей мере одним погашенным двигателем. Другие двигатели могут в этом случае работать со скоростью, которая ближе к их оптимальной скорости, таким образом, конкретный расход топлива может быть уменьшен. Для того, чтобы обеспечивать работу силовой установки в таком режиме работы, при этом также обеспечивая, что двигатель, который погашен, может быть запущен немедленно, в заявке на патент FR 2 967 132 сделаны предложения по удержанию этого двигателя, который погашен, в режиме проворачивания.
В силовой установке 4, показанной на Фигуре 2, первый двигатель 5а, таким образом, погашен при крейсировании летательного аппарата 1, а второй двигатель 5b подает всю мощность для главного ротора 2 и хвостового ротора 3 с помощью главной коробки 7 передач. Электрическая машина 13а второго двигателя 5b также одновременно действует с возможностью питания электрической сети летательного аппарата 1 с помощью его преобразователя 13b мощности. Для того, чтобы быть способным обеспечивать, что первый двигатель 5а может быть запущен в чрезвычайной ситуации, в частности, в случае выхода из строя второго двигателя 5b, первый двигатель 5а удерживается в режиме проворачивания с помощью его электрической машины 13а, приводящей в движение его вращающийся вал 11 с мощностью от его преобразователя 13b мощности.
Тем не менее, в полете с погашенной камерой 9 сгорания и с температурами внешней среды, которые могут быть очень низкими, особенно на большой высоте, температура T смазки в первом двигателе 5а может очень значительно падать. Для того, чтобы предотвращать достижение ею уровня, который является слишком низким, что может негативно влиять на смазку подвижных частей первого двигателя 5а, контур 14 смазки в первом варианте выполнения, который показан на Фигуре 3, проходит через источник 15 тепла.
Конкретнее, контур 14 смазки представляет собой замкнутый контур, содержащий резервуар 16 и насос 17 и проходящий через теплопоглотитель 18 и источник 15 тепла вместе с элементами 19 для смазки в первом двигателе 5а. Контур 14 также имеет байпасные каналы 20 и 21 соответственно для байпасирования теплопоглотителя 18 и источника 15 тепла, каждый из которых имеет соответственный термостатический клапан 22, 23 для закрытия его в соответствующем заданном диапазоне температуры. Тем не менее, клапаны, которые соединены с блоком управления, который сам соединен с датчиками для измерения температуры смазки, могут использоваться вместо термостатических клапанов с этой же целью.
Теплопоглотитель 18 обычно представляет собой теплообменник смазки/воздуха, служащий для отвода тепла от смазки в наружный воздух. Тем не менее, также могут использоваться другие типы теплопоглотителя, в частности, теплообменники смазки/топлива.
Источник 15 тепла также может представлять собой теплообменник. В варианте, показанном на Фигуре 4А, источник 15 тепла представляет собой теплообменник 24, соединенный с контуром 25 охлаждения для охлаждения электрической машины 13а первого двигателя 5а. Работая в качестве мотора, приводящего в действие вращающийся вал 11 в режиме проворачивания, электрическая машина 13а генерирует тепло, причем тепло отводится через теплообменник 24 к смазке, протекающей по контуру 14 смазки. Таким образом, нагрев смазки может одновременно способствовать охлаждению электрической машины. В варианте, показанном на Фигуре 4B, источник 15 тепла представляет собой теплообменник 24, соединенный таким же образом с контуром 25 охлаждения преобразователя 13b мощности. При работе электрической машины 13а в качестве мотора, приводящего в действие вращающийся вал 11 в режиме проворачивания, подача мощности к электрической машине с помощью преобразователя 13b мощности также генерирует тепло, причем тепло отводится в этом варианте с помощью смазки, проходящей по контуру 14 смазки. Таким образом, нагрев смазки может одновременно способствовать охлаждению преобразователя 13b мощности.
Также возможно предусмотрение использования теплообменника для передачи тепла от элементов, отличных от приводного устройства 13 первого двигателя 5а. В качестве примера, эта передача тепла может происходить от второго двигателя 5b, который остается зажженным в полете, при нахождении первого двигателя 5а в режиме проворачивания. Таким образом, в третьем варианте, показанном на Фигуре 4С, теплообменник 24, образующий источник 15 тепла контура 14 смазки, соединен с контуром 25' охлаждения приводного устройства 13 для приведения в действие второго двигателя 5b. Если этот второй двигатель 5b работает в нормальном режиме при удержании первого двигателя 5а в режиме проворачивания, электрическая машина 13а может действовать в качестве генератора электричества, питающего электрическую сеть летательного аппарата 1 с помощью преобразователя 13b мощности. В этой ситуации и электрическая машина 13а, и преобразователь 13b мощности генерируют тепло одновременно, причем тепло может отводиться к контуру 14 смазки первого двигателя 5а с помощью контура 25' охлаждения. В четвертом варианте, показанном на Фигуре 4D, теплообменник 24, образующий источник 15 тепла контура 14 смазки первого двигателя 5а, размещен в выхлопном сопле 26 после второй турбины 12 второго двигателя 5b так, чтобы обеспечивать передачу тепла от газа сгорания второго двигателя 5b смазке в контуре 14 смазки первого двигателя 5а. В пятом варианте, показанном на Фигуре 4E, теплообменник 24, образующий источник 15 тепла контура 14 смазки первого двигателя 5а, имеет контур 27 подачи топлива второго двигателя 5b, проходящий через него после источника 28 тепла, используемого для нагрева топлива. В шестом варианте, показанном на Фигуре 4F, теплообменник 24, образующий источник 15 тепла контура 14 смазки первого двигателя 5а, представляет собой теплообменник смазки/смазки, имеющий контур 14' смазки второго двигателя 5b, проходящий через него. Тепло от смазки второго двигателя 5b, который зажжен, таким образом, служит для нагрева смазки первого двигателя 5а.
В каждом из этих вариантов источник 15 тепла и теплопоглотитель 18 могут байпасироваться для того, чтобы регулировать температуру смазки первого двигателя 5а.
В еще одном варианте, показанном на Фигуре 4G, теплообменник 24, образующий источник 15 тепла контура 14 смазки первого двигателя 5а, проходит по контуру С теплопередающей текучей среды. Этот контур С также проходит через теплообменник 24', термически связанный с контуром 14' смазки второго двигателя 5b, в результате чего тепло от контура 14' второго двигателя 5b передается контуру 14 смазки первого двигателя 5а с помощью контура С. Контур С включает в себя насос P для циркуляции теплопередающей текучей среды. Такая конструкция источника 15 тепла обеспечивает возможность исключения наличия байпасного канала 21, имеющегося в контуре 14 смазки, для того, чтобы байпасировать источник 15 тепла. В варианте на Фигуре 4G достаточно приводить в действие или останавливать насос P для того, чтобы подавать или не подавать тепло контуру 14 смазки первого двигателя 5а. Другими словами, путем приведения в действие или остановки насоса P источник 15 тепла включается или выключается. Таким же образом, байпасные каналы 21 на Фигурах 4А, 4B и 4С могут быть исключены, и источником 15 тепла следует управлять с помощью насоса контура 25 (также служащего, при необходимости, для охлаждения соответственных единиц оборудования 13а, 13b или 13). Таким образом, в общих чертах, для того, чтобы управлять нагревом контура 14 смазки первого двигателя 5а посредством источника 15 тепла, либо воздействуют на клапан 23, либо воздействуют на насос P. Если оба эти элемента представлены, как показано на Фигурах 4A, 4B и 4C, возможно воздействие только на один из этих элементов или на оба из них.
Блок-схема на Фигуре 5 показывает, как работает регулирование температуры, начиная с исходной ситуации, в которой оба термостатических клапана 22 и 23 контура 14 смазки, показанного на Фигуре 3, открыты, ситуации, которая показана на Фигуре 3B, и в которой большая часть потока смазки, выкачиваемой насосом 17 через контур 14, байпасирует и теплопоглотитель 18, и источник 15 тепла, проходя соответственно по байпасным каналам 20 и 21. На этапе S501 температуру T смазки сравнивают с первым пороговым значением T1а закрытия. Если температура T смазки равна или меньше порогового значения T1а закрытия, термостатический клапан 23 в байпасном канале 21 вокруг источника 15 тепла закрывается на этапе S502, тем самым закрывая этот байпасный канал 21 и заставляя смазку проходить через источник 15 тепла, как показано на Фигуре 3А. Смазка, таким образом, нагревается для того, чтобы обеспечивать, что она может течь, даже если первый двигатель 5а находится в режиме проворачивания. В качестве примера, пороговое значение T1а закрытия может лежать в диапазоне 59,85°С-69,85°С.
Если термостатический клапан 23, таким образом, закрыт, на следующем этапе S503 температуру T смазки сравнивают с первым пороговым значением T1b открытия. При условии, что температура T не выше порогового значения T1b открытия, этот этап регулярно повторяют в цикле. Если температура T смазки выше этого порогового значения T1b открытия, далее термостатический клапан 23 в байпасном канале 21 вокруг источника 15 тепла повторно открывается на этапе S504 так, чтобы возвращаться к конфигурации, показанной на Фигуре 3A. Пороговое значение T1b открытия может быть идентичным пороговому значению T1а закрытия. Тем не менее, для того, чтобы устанавливать гистерезис для исключения нестабильности термостатического клапана 23, пороговое значение T1b открытия может быть ощутимо выше порогового значения T1а закрытия, например, на 0,0183°С-0,0366°С выше. Этот гистерезис показан на Фигуре 6. Это характерно для определенных типов термостатического клапана, таких как термостатические клапаны с восковым стержнем, но другие типы клапана, такие как соленоидные клапаны, также могут быть выполнены с возможностью работы с таким гистерезисом для того, чтобы исключать нестабильность.
После повторного открытия термостатического клапана 23 на этапе S504, или если температура T стала уже выше первого порогового значения T1а закрытия на этапе S501, далее на этапе S505 температуру T смазки сравнивают со вторым пороговым значением T2a закрытия. Если температура T смазки равна или выше этого второго порогового значения T2a закрытия, термостатический клапан 22 в байпасном канале 20 вокруг теплопоглотителя 18 закрывается на этапе S506, тем самым закрывая этот байпасный канал 20 и заставляя смазку проходить через теплопоглотитель 18, как показано на Фигуре 3С. Смазка, таким образом, охлаждается для того, чтобы отводить тепло, генерируемое в первом двигателе 5а. Второе пороговое значение T2а закрытия по существу выше первого порогового значения T1а закрытия и также первого порогового значения T1b открытия, и, в качестве примера, оно может лежать в диапазоне 79,85°С-89,85°С.
Если термостатический клапан 22, таким образом, закрыт, далее на следующем этапе S507 температуру T смазки сравнивают со вторым пороговым значением T2b открытия. При условии, что температура T не меньше этого порогового значения T1b открытия, этот этап регулярно повторяют в цикле. Если температура T смазки меньше этого порогового значения T2b открытия, термостатический клапан 22 в байпасном канале 20 вокруг теплопоглотителя 18 повторно открывается на этапе S508 для того, чтобы возвращаться к конфигурации, показанной на Фигуре 3B. Пороговое значение T2b открытия может быть идентичным пороговому значению T2a закрытия. Тем не менее, для того, чтобы устанавливать гистерезис для исключения нестабильности термостатического клапана 22, пороговое значение T2b открытия может быть ощутимо ниже порогового значения T2a закрытия, например, на 0,0183°С-0,0366°С ниже, при этом оставаясь по существу выше первого порогового значения T1а закрытия и первого порогового значения T1b открытия. Этот гистерезис также показан на Фигуре 6.
Тем не менее, могут быть предусмотрены другие альтернативы для регулирования температуры смазки турбинного двигателя, в частности, для ее нагрева в режиме проворачивания. Таким образом, во втором варианте выполнения, показанном на Фигуре 7, контур 14 смазки имеет два источника 15a и 15b тепла: первый источник 15a тепла соответствует любому из вариантов, показанных на Фигурах 4А-4G, при этом второй источник 15b тепла содержит электрический резистор 29 в резервуаре 16. Остальные элементы в этом втором варианте выполнения аналогичны элементам, принимающим те же самые ссылочные позиции на предыдущих фигурах.
Блок-схема на Фигуре 8 показывает способ регулирования этого второго варианта выполнения, начиная с исходной ситуации, в которой подача мощности к электрическому резистору 29 деактивирована, и термостатические клапаны 22 и 23 открыты. На этапе S1101 температуру T смазки сравнивают с первым пороговым значением T1а закрытия. Если температура T смазки равна или ниже порогового значения T1а закрытия, термостатический клапан 23 в байпасном канале 21 вокруг первого источника 15a тепла закрывается на этапе S1102, тем самым закрывая этот байпасный канал 21 и заставляя смазку проходить через первый источник 15a тепла, как показано на Фигуре 3A. Смазка, таким образом, нагревается для обеспечения того, что она может течь, даже если первый двигатель 5а находится в режиме проворачивания. В качестве примера, первое пороговое значение T1а закрытия может лежать в диапазоне 59,85°С-69,85°С.
Тем не менее, может случаться, что температура T смазки является слишком низкой для обеспечения достаточно быстрого нагрева смазки исключительно с помощью первого источника 15a тепла. Вследствие этого, на следующем этапе S1103 температуру T смазки сравнивают с пороговым значением T0a активации, которое по существу ниже первого порогового значения T1a закрытия. Если температура T смазки равна или ниже порогового значения T0а активации, подачу мощности к электрическому резистору 29 активируют на этапе S1104, тем самым генерируя тепло, которое передают смазке, проходящей по контуру 14 смазки. Это обеспечивает дополнительный нагрев смазки. В качестве примера, в этом варианте выполнения пороговое значение T0а активации может лежать в диапазоне 9,85°С-19,85°С.
Если подача мощности к электрическому резистору 29, таким образом, активирована, далее на следующем этапе S1105 температуру T смазки сравнивают с пороговым значением T0b деактивации. При условии, что температура T не выше порогового значения T0b деактивации, этот этап регулярно повторяют в цикле. Если температура T смазки выше порогового значения T0b деактивации, далее подачу мощности к электрическому резистору 29 деактивируют на этапе S1106. Пороговое значение T0b деактивации может быть идентичным пороговому значению T0a активации. Тем не менее, для того, чтобы устанавливать гистерезис, пороговое значение T0b деактивации может быть ощутимо выше порогового значения T0а активации, например, на 0,0183°С-0,0366°С выше, при этом оставаясь по существу ниже первого порогового значения T1а закрытия. Этот гистерезис показан на Фигуре 9.
После деактивации подачи мощности к электрическому резистору 26 на этапе S1106, или если температура T уже выше порогового значения T0а активации на этапе S1103, далее на этапе S1107 температуру T смазки сравнивают с первым пороговым значением T1b открытия. При условии, что температура T не выше этого порогового значения T1b открытия, способ возвращают к этапу S1103, и по меньшей мере этапы S1103 и S1107 повторяют в цикле. Если температура T смазки выше первого порогового значения T1b открытия, термостатический клапан 23 в байпасном канале 21 источника 15 тепла повторно открывается на этапе S1108. Первое пороговое значение T1b открытия может быть идентичным первому пороговому значению T1а закрытия. Тем не менее, для того, чтобы устанавливать гистерезис для исключения нестабильности термостатического клапана 23, первое пороговое значение T1b открытия может быть ощутимо выше первого порогового значения T1а закрытия, например, на 0,0183°С-0,0366°С выше. Этот гистерезис также показан на Фигуре 9.
После повторного открытия термостатического клапана 23 на этапе S1108, или если температура T уже выше первого порогового значения T1а закрытия на этапе S1101, далее на этапе S1109 температуру T смазки сравнивают со вторым пороговым значением T2a закрытия. Если температура T смазки равна или выше второго порогового значения T2a закрытия, далее термостатический клапан 22 в байпасном канале 20 вокруг теплопоглотителя 18 закрывается на этапе S1110, тем самым закрывая байпасный канал 20 и заставляя смазку проходить через теплопоглотитель 18. Смазка, таким образом, охлаждается для того, чтобы отводить тепло, генерируемое в первом двигателе 5а. Второе пороговое значение T2а закрытия по существу выше первого порогового значения T1а закрытия и первого порогового значения T1b открытия, и, например, оно может лежать в диапазоне 79,85°С-89,85°С.
Если термостатический клапан 22, таким образом, закрыт, далее на следующем этапе S1111 температуру T смазки сравнивают со вторым пороговым значением T2b открытия. При условии, что температура T не ниже порогового значения T1b открытия, этот этап регулярно повторяют в цикле. Если температура T смазки ниже этого порогового значения T2b открытия, термостатический клапан 22 в байпасном канале 20 вокруг теплопоглотителя 18 повторно открывается на этапе S1112. Пороговое значение T2b открытия может быть идентичным пороговому значению T2a закрытия. Тем не менее, для того, чтобы устанавливать гистерезис для исключения нестабильности в термостатическом клапане 22, пороговое значение T2b открытия может быть ощутимо ниже порогового значения T2a закрытия, например, на 0,0183°С-0,0366°С ниже, при этом оставаясь по существу выше первого порогового значения T1а закрытия и первого порогового значения T1b открытия. Этот гистерезис также показан на Фигуре 9.
В общем, всегда возможно предусмотрение объединения множества источников тепла, которые могут байпасироваться или деактивироваться в контуре смазки. Таким образом, в третьем варианте выполнения, показанном на Фигуре 10, два источника 15a и 15b тепла размещены параллельно в контуре 14 смазки. Каждый из этих двух источников 15a и 15b тепла может соответствовать любому из вариантов, показанных на Фигурах 4А-4G. Другие элементы аналогичны элементам первого варианта выполнения, и им присвоены те же самые ссылочные позиции. Таким образом, общий закрываемый байпасный канал 21 служит для байпасирования обоих источников 15a и 15b тепла одновременно, и температура смазки может регулироваться с использованием способа на Фигуре 5. В четвертом варианте выполнения, показанном на Фигуре 11, два источника 15a и 15b тепла объединены с третьим источником 15с тепла, содержащим электрический резистор 29 в резервуаре 16, как во втором варианте выполнения. Другие элементы аналогичны элементам второго варианта выполнения, и им присвоены те же самые ссылочные позиции. Температура смазки в этом варианте выполнения могут регулироваться с использованием способа на Фигуре 8.
Фигура 12 показывает пятый вариант выполнения, аналогичный третьему варианту выполнения, но с его двумя источниками 15a и 15b тепла, расположенными последовательно, а не параллельно. Элементам, аналогичным элементам третьего варианта выполнения, присвоены те же самые ссылочные позиции. Фигура 13 показывает шестой вариант выполнения, аналогичный четвертому варианту выполнения, но с его двумя источниками 15a и 15b тепла, расположенными последовательно, а не параллельно. Элементам, аналогичным элементам четвертого варианта выполнения, присвоены те же самые ссылочные позиции. В последних двух вариантах выполнения, как и в третьем и четвертом вариантах выполнения, два источника 15a и 15b тепла имеют общий закрываемый байпасный канал 21, таким образом, обеспечивая регулирование температуры смазки с использованием способа на Фигуре 5 для пятого варианта выполнения и способа на Фигуре 8 для шестого варианта выполнения. Тем не менее, также возможно предусмотрение оборудования контуров смазки отдельными закрываемыми байпасными каналами для каждого из первого и второго источников тепла с пороговыми значениями открытия и закрытия, которые равны или различны для устройств закрытия каждого из отдельных байпасных каналов.
Несмотря на то, что настоящее изобретение описано со ссылкой на конкретные варианты выполнения, ясно, что могут быть выполнены различные преобразования и изменения этих вариантов выполнения, не выходящие за пределы общего объема охраны изобретения, который определен формулой изобретения. Например, необязательная подача электрической мощности к элементам в каждом контуре смазки может поступать из источников, отличных от электрической сети летательного аппарата, таких как, например, специализированный генератор и/или аккумуляторная батарея. В дополнение, отдельные характеристики различных описанных вариантов выполнения могут быть объединены в дополнительных вариантах выполнения. Вследствие этого, описание и чертежи должны рассматриваться в иллюстративном смысле, а не ограничительном.
Claims (20)
1. Турбинный двигатель (5а), содержащий по меньшей мере:
компрессор (8);
камеру (9) сгорания, расположенную после компрессора (8), для сгорания смеси топлива и воздуха, поступающей из компрессора (8);
первую турбину (10) для расширения газа сгорания, поступающего из камеры (9) сгорания, и приведения в движение компрессора (8) с помощью первого вращающегося вала (11);
приводное устройство (13) для приведения в действие указанного первого вращающегося вала (11) для удержания первой турбины (10) и компрессора (8) во вращении при погашенной камере (9) сгорания; и
контур (14) смазки для смазки двигателя (5а);
причем контур расположен с возможностью смазки по меньшей мере одного подшипника указанного первого вращающегося вала (11), и проходит через по меньшей мере один теплообменник (24), образующий источник (15, 15a-15c) тепла, для нагрева смазки в указанном контуре (14) смазки при падении температуры смазки ниже первого заданного порогового значения при вращении первой турбины (10) и компрессора (8) с погашенной камерой (9) сгорания.
2. Турбинный двигатель (5а) по п. 1, в котором указанный контур (14) смазки включает в себя закрываемый байпасный канал (21) вокруг источника (15, 15a, 15b) тепла.
3. Турбинный двигатель (5а) по п.1, в котором указанный контур (14) смазки проходит через по меньшей мере два источника (15a-15c) тепла, пригодных для нагрева смазки в указанном контуре (14) во время вращения первой турбины (10) и компрессора (8) с погашенной камерой (9) сгорания.
4. Турбинный двигатель (5а) по п. 3, в котором указанные два источника (15a, 15b) тепла расположены параллельно в указанном контуре (14) смазки.
5. Турбинный двигатель (5а) по п. 3, в котором указанные два источника (15a, 15b) тепла расположены последовательно в указанном контуре (14) смазки.
6. Турбинный двигатель (5а) по п. 1, в котором указанный контур (14) смазки также проходит через по меньшей мере один теплопоглотитель (18) для охлаждения указанной смазки при зажженной камере (9) сгорания.
7. Турбинный двигатель (5а) по п. 1, в котором указанный теплообменник (24) расположен с возможностью передачи тепла от указанного приводного устройства (13) смазке в указанном контуре (14) смазки первого двигателя (5а) во время вращения первой турбины (10) и компрессора (8) первого двигателя (5а) при погашенной камере (9) сгорания первого двигателя (5а).
8. Турбинный двигатель (5а) по п. 7, в котором указанное приводное устройство (13) содержит электрическую машину (13а), механически связанную с указанным первым вращающимся валом (11).
9. Турбинный двигатель (5а) по п. 8, в котором указанное приводное устройство (13) дополнительно содержит преобразователь (13b) мощности для электрического питания указанной электрической машины (13а).
10. Турбинный двигатель (5а) по п. 1, дополнительно содержащий вторую турбину (12), расположенную после первой турбины (10) и механически соединенную с валом (6) отбора мощности.
11. Силовая установка (4), содержащая по меньшей мере первый турбинный двигатель (5а) по любому из предыдущих пунктов и второй турбинный двигатель (5b).
12. Силовая установка (4) по п. 11, в которой указанный теплообменник (24) расположен с возможностью передачи тепла от второго двигателя (5b) смазке в указанном контуре (14) смазки первого двигателя (5а) во время вращения первой турбины (10) и компрессора (8) первого двигателя (5а) с погашенной камерой (9) сгорания первого двигателя (5а).
13. Способ регулирования температуры смазки в контуре (14) смазки турбинного двигателя (5а), содержащего по меньшей мере: компрессор (8); камеру (9) сгорания, расположенную после компрессора (8), для сгорания смеси топлива и воздуха, поступающей из компрессора (8); первую турбину (10) для расширения газа сгорания, поступающего из камеры (9) сгорания, и приведения в движение компрессора (8) с помощью первого вращающегося вала (11); и приводное устройство (13) для приведения в действие указанного первого вращающегося вала (11); в котором указанную смазку, которая служит для смазки по меньшей мере одного подшипника указанного первого вращающегося вала (11), направляют через теплообменник (24), образующий источник (15, 15a-15c) тепла, имеющий указанный контур (14) смазки, проходящий через него, с возможностью ее нагревания при падении температуры смазки ниже первого заданного порогового значения при удержании первой турбины (10) и компрессора (8) во вращении с помощью указанного приводного устройства (13) с погашенной камерой (9) сгорания.
14. Способ по п. 13, в котором указанную смазку направляют через теплопоглотитель (18), через который проходит указанный контур (14) смазки, с возможностью ее охлаждения при превышении температурой смазки второго заданного порогового значения при зажженной камере (9) сгорания.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1359439 | 2013-09-30 | ||
| FR1359439A FR3011277B1 (fr) | 2013-09-30 | 2013-09-30 | Turbomachine adaptee a fonctionner en mode vireur |
| PCT/FR2014/052444 WO2015044614A1 (fr) | 2013-09-30 | 2014-09-29 | Turbomachine adaptee a fonctionner en mode vireur |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016116948A RU2016116948A (ru) | 2017-11-10 |
| RU2016116948A3 RU2016116948A3 (ru) | 2018-05-03 |
| RU2660730C2 true RU2660730C2 (ru) | 2018-07-09 |
Family
ID=49667438
Family Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016116526A RU2661984C2 (ru) | 2013-09-30 | 2014-09-29 | Турбомашина, выполненная с возможностью работы в режиме проворачивания устройства |
| RU2016116948A RU2660730C2 (ru) | 2013-09-30 | 2014-09-29 | Турбомашина, выполненная с возможностью работы в режиме проворачивания устройства |
Family Applications Before (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016116526A RU2661984C2 (ru) | 2013-09-30 | 2014-09-29 | Турбомашина, выполненная с возможностью работы в режиме проворачивания устройства |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US10753280B2 (ru) |
| EP (2) | EP3052770B1 (ru) |
| JP (2) | JP6559659B2 (ru) |
| KR (2) | KR102317149B1 (ru) |
| CN (2) | CN105593474B (ru) |
| CA (2) | CA2924105C (ru) |
| ES (2) | ES2667757T3 (ru) |
| FR (1) | FR3011277B1 (ru) |
| PL (2) | PL3052770T3 (ru) |
| RU (2) | RU2661984C2 (ru) |
| WO (2) | WO2015044614A1 (ru) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3011277B1 (fr) * | 2013-09-30 | 2018-04-06 | Turbomeca | Turbomachine adaptee a fonctionner en mode vireur |
| FR3032747B1 (fr) * | 2015-02-17 | 2019-03-15 | Safran Helicopter Engines | Systeme de recuperation d'energie de gaz d'echappement |
| WO2017079148A1 (en) * | 2015-11-03 | 2017-05-11 | Eaton Corporation | Pump bearing flow control |
| GB201615280D0 (en) | 2016-09-08 | 2016-10-26 | Rolls Royce Plc | Oil cooling system |
| US10760484B2 (en) | 2016-09-16 | 2020-09-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Multi-engine aircraft power plant with heat recuperation |
| EP3418505B1 (en) | 2017-06-23 | 2022-04-13 | HS Marston Aerospace Limited | Heated lubrication circuit |
| US11143104B2 (en) * | 2018-02-20 | 2021-10-12 | General Electric Company | Thermal management system |
| US11236672B2 (en) * | 2018-06-14 | 2022-02-01 | Raytheon Technologies Corporation | Oil thermal management system for cold weather operations of a gas turbine engine |
| EP3931100B1 (en) * | 2019-03-01 | 2024-02-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Circulating coolant fluid in hybrid electrical propulsion systems |
| US11428168B2 (en) * | 2020-01-06 | 2022-08-30 | Hamilton Sundstrand Corporation | Starter/generator arrangements for gas turbine engines |
| DE102020118854B4 (de) * | 2020-07-16 | 2022-12-29 | SPH Sustainable Process Heat GmbH | Temperaturmanagementsystem, Wärmepumpe sowie Verfahren zum Regeln einer Schmiermittel-Temperatur |
| US11807381B2 (en) | 2021-03-16 | 2023-11-07 | Rolls-Royce Corporation | Aircraft hybrid propulsion system including cold plate for a high density power converter |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2388523A (en) * | 1942-06-03 | 1945-11-06 | Gen Electric | Lubricant heating system for turbosuperchargers and the like |
| GB1044795A (en) * | 1963-01-11 | 1966-10-05 | Licentia Gmbh | Improvements in cooling arrangements for shaft turning gear of heavy power plant such as steam or gas turbines |
| US20060260323A1 (en) * | 2005-05-19 | 2006-11-23 | Djamal Moulebhar | Aircraft with disengageable engine and auxiliary power unit components |
| RU2424435C2 (ru) * | 2004-11-25 | 2011-07-20 | Снекма | Турбореактивный двигатель, оснащенный встроенным генератором электрического тока |
| RU2445482C2 (ru) * | 2007-04-23 | 2012-03-20 | Эрбюс Операсьон | Способ и система для запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду |
| WO2012059671A2 (fr) * | 2010-11-04 | 2012-05-10 | Turbomeca | Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4354345A (en) * | 1980-04-29 | 1982-10-19 | United Technologies Corporation | Fuel heating system for gas turbine engine |
| US4711204A (en) * | 1983-08-08 | 1987-12-08 | Rusconi David M | Apparatus and method for cold weather protection of large diesel engines |
| US4696156A (en) * | 1986-06-03 | 1987-09-29 | United Technologies Corporation | Fuel and oil heat management system for a gas turbine engine |
| GB2260577B (en) * | 1991-10-16 | 1994-10-05 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine starting |
| JPH1150810A (ja) * | 1997-07-31 | 1999-02-23 | Toshiba Corp | 回転電機の軸受潤滑油装置 |
| US6470844B2 (en) * | 2001-01-31 | 2002-10-29 | Csx Transportation, Inc. | System and method for supplying auxiliary power to a large diesel engine |
| US7481187B2 (en) * | 2001-01-31 | 2009-01-27 | Csxt Intellectual Properties Corporation | System and method for supplying auxiliary power to a large diesel engine |
| JP3879412B2 (ja) * | 2001-02-28 | 2007-02-14 | 株式会社日立製作所 | 発電システム |
| US7373771B2 (en) * | 2004-07-09 | 2008-05-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooling arrangement for an accessory gearbox and method of cooling |
| US20070022732A1 (en) * | 2005-06-22 | 2007-02-01 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
| DE102005047653B4 (de) * | 2005-10-05 | 2021-08-19 | Volkswagen Ag | Hybridantriebseinheit mit Niedertemperatur-Kreislauf |
| US20070246302A1 (en) * | 2006-04-21 | 2007-10-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Pre-heating an aircraft oil reservoir |
| JP5037631B2 (ja) * | 2007-02-15 | 2012-10-03 | ボーグワーナー インコーポレーテッド | 可変冷却剤ポンプ駆動体を備えたビスカス冷却剤ヒータ |
| DE102008009822A1 (de) * | 2008-02-19 | 2009-08-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenlagerölsystem mit verbessertem Ölrücklauf |
| US8910463B2 (en) * | 2010-02-22 | 2014-12-16 | Hamilton Sundstrand Corporation | Turbine starter lubricant cooling |
| FR2970504B1 (fr) * | 2011-01-19 | 2013-02-08 | Turbomeca | Procede et dispositif d'alimentation en lubrifiant |
| US9435261B2 (en) * | 2012-10-05 | 2016-09-06 | Sikorsky Aircraft Corporation | Redundant cooling for fluid cooled systems |
| FR3011277B1 (fr) * | 2013-09-30 | 2018-04-06 | Turbomeca | Turbomachine adaptee a fonctionner en mode vireur |
-
2013
- 2013-09-30 FR FR1359439A patent/FR3011277B1/fr active Active
-
2014
- 2014-09-29 RU RU2016116526A patent/RU2661984C2/ru active
- 2014-09-29 ES ES14789317.6T patent/ES2667757T3/es active Active
- 2014-09-29 WO PCT/FR2014/052444 patent/WO2015044614A1/fr active Application Filing
- 2014-09-29 CN CN201480053783.8A patent/CN105593474B/zh active Active
- 2014-09-29 US US15/025,638 patent/US10753280B2/en active Active
- 2014-09-29 JP JP2016518693A patent/JP6559659B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2014-09-29 CA CA2924105A patent/CA2924105C/fr active Active
- 2014-09-29 EP EP14789316.8A patent/EP3052770B1/fr active Active
- 2014-09-29 JP JP2016518694A patent/JP6559660B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2014-09-29 WO PCT/FR2014/052443 patent/WO2015044613A1/fr active Application Filing
- 2014-09-29 PL PL14789316T patent/PL3052770T3/pl unknown
- 2014-09-29 PL PL14789317T patent/PL3052771T3/pl unknown
- 2014-09-29 ES ES14789316.8T patent/ES2655449T3/es active Active
- 2014-09-29 CA CA2924411A patent/CA2924411C/fr active Active
- 2014-09-29 CN CN201480053434.6A patent/CN105593473B/zh active Active
- 2014-09-29 KR KR1020167011636A patent/KR102317149B1/ko active IP Right Grant
- 2014-09-29 KR KR1020167011642A patent/KR102317150B1/ko active IP Right Grant
- 2014-09-29 RU RU2016116948A patent/RU2660730C2/ru active
- 2014-09-29 EP EP14789317.6A patent/EP3052771B1/fr active Active
- 2014-09-29 US US15/023,216 patent/US10054053B2/en active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2388523A (en) * | 1942-06-03 | 1945-11-06 | Gen Electric | Lubricant heating system for turbosuperchargers and the like |
| GB1044795A (en) * | 1963-01-11 | 1966-10-05 | Licentia Gmbh | Improvements in cooling arrangements for shaft turning gear of heavy power plant such as steam or gas turbines |
| RU2424435C2 (ru) * | 2004-11-25 | 2011-07-20 | Снекма | Турбореактивный двигатель, оснащенный встроенным генератором электрического тока |
| US20060260323A1 (en) * | 2005-05-19 | 2006-11-23 | Djamal Moulebhar | Aircraft with disengageable engine and auxiliary power unit components |
| RU2445482C2 (ru) * | 2007-04-23 | 2012-03-20 | Эрбюс Операсьон | Способ и система для запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду |
| WO2012059671A2 (fr) * | 2010-11-04 | 2012-05-10 | Turbomeca | Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre |
Also Published As
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2660730C2 (ru) | Турбомашина, выполненная с возможностью работы в режиме проворачивания устройства | |
| US11939925B2 (en) | Descent operation for an aircraft parallel hybrid gas turbine engine propulsion system | |
| US10975769B2 (en) | Oil heating system adapted for turbine engine to reduce starting torque | |
| JP5228036B2 (ja) | 寒冷気候でのターボシャフト・エンジンの始動方法とシステム | |
| US20090313999A1 (en) | Method and apparatus for controlling fuel in a gas turbine engine | |
| US20160237917A1 (en) | Method for optimising the specific consumption of a twin helicopter | |
| US20190226399A1 (en) | Method of increasing the safety of a power plant, and a power plant suitable for implementing the method | |
| US20170058779A1 (en) | Engine lubrication system using de-oxygenated fuel | |
| EP2971646B1 (en) | Gas turbine engine thermal management system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |