RU2669759C2 - Двигатель летательного аппарата и соответствующий способ приведения в действие вентилятора с помощью вала низкого давления во время операций руления - Google Patents
Двигатель летательного аппарата и соответствующий способ приведения в действие вентилятора с помощью вала низкого давления во время операций руления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2669759C2 RU2669759C2 RU2016142740A RU2016142740A RU2669759C2 RU 2669759 C2 RU2669759 C2 RU 2669759C2 RU 2016142740 A RU2016142740 A RU 2016142740A RU 2016142740 A RU2016142740 A RU 2016142740A RU 2669759 C2 RU2669759 C2 RU 2669759C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- energy storage
- storage device
- motor
- fan
- fan assembly
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 25
- 238000004146 energy storage Methods 0.000 claims abstract description 96
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 6
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 claims 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 66
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 10
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 5
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 241000282326 Felis catus Species 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000005461 lubrication Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
-
- 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
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type
-
- 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
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type
- B64D27/12—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type within, or attached to, wings
-
- 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
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
- B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
-
- 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
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
-
- 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
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
- F01D15/10—Adaptations for driving, or combinations with, electric generators
-
- 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
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
-
- 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
- Y02T50/80—Energy efficient operational measures, e.g. ground operations or mission management
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Arrangement Or Mounting Of Propulsion Units For Vehicles (AREA)
- Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
Abstract
Изобретение относится к системам руления летательных аппаратов. Двигатель (10) летательного аппарата включает в себя газотурбинный двигатель (11) с газогенератором. Газотурбинный двигатель (11) включает в себя компрессор (12), камеру сгорания (14) и турбину (16) высокого давления. Двигатель летательного аппарата также включает в себя вентиляторный узел (13), соединенный с газотурбинным двигателем (11) с газогенератором. Двигатель летательного аппарата дополнительно включает в себя электрическую систему руления, соединенную с вентиляторным узлом (13). Электрическая система руления включает в себя устройство (52) накопления энергии и мотор (54), реагирующий на подачу энергии устройством (52) накопления энергии. Указанный мотор (54) соединен с вентиляторным узлом (13) и выполнен с возможностью приведения в действие вентиляторного узла (13) во время операций руления. Изобретение упрощает руление. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится в целом к способу приведения в действие вентилятора во время операций руления и, более конкретно, к приведению в действие вентилятора с помощью вала низкого давления во время операций руления.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
При выполнении руления двигатели летательного аппарата работают с оборотами на малом газе, при этом, чтобы начать движение или ускорить руление время от времени приходится увеличивать число оборотов двигателя. Почти вся тяга двигателя создается его вентилятором, который приводится в действие выхлопом внутреннего контура двигателя, проходящим через турбину, соединенную с вентилятором посредством вала. Однако работа с оборотами на малом газе для некоторых современных двигателей летательного аппарата вызывает вращение вентилятора с высокой скоростью, достаточной, чтобы вызвать слишком быстрое перемещение летательного аппарата в течение по меньшей мере некоторых операций руления. Таким образом, пилоты могут быть вынуждены регулярно нажимать на тормоза одновременно с работой двигателей с оборотами на малом газе, чтобы соответствующим образом управлять скоростью летательного аппарата во время операций руления. Регулярное использование тормозов для управления скоростью летательного аппарата во время операций руления увеличивает износ тормозов и приводит к менее продуктивному использованию топлива, расходуемого во время операций руления.
В альтернативном варианте реализации изобретения летательный аппарат может включать в себя систему привода, выполненную отдельно от двигателей летательного аппарата, чтобы обеспечить движущую силу для летательного аппарата во время операций руления. В связи с этим, шасси может содержать отдельную систему привода, которая может запитываться во время операций руления, с тем чтобы обеспечить движущую силу для летательного аппарата во время операций руления. Однако отдельная система привода для обеспечения движущей силы во время операций руления может увеличивать стоимость летательного аппарата, а также вес летательного аппарата и, соответственно, затраты на топливо. Кроме того, дополнительная система привода, выполненная специально для обеспечения движущей силы для летательного аппарата во время операций руления, может содержать дополнительный набор элементов управления, которыми пилот должен работать для приведения в действие летательного аппарата во время операций руления, что приводит к усложнению кабины и требований к подготовке пилота.
РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В соответствии с примером реализации изобретения предложены двигатель летательного аппарата, электрическая система руления и соответствующий способ, чтобы обеспечить получение движущей силы для летательного аппарата во время операций руления. Посредством использования электрической системы руления пилот может управлять летательным аппаратом во время операций руления с использованием тех же органов управления, которые используются во время полета. Кроме того, летательный аппарат необязательно должен включать в себя дополнительную систему для обеспечения движущей силы во время операций руления, что позволяет избежать какого-либо повышения стоимости летательного аппарата и соответственно позволяет избежать какого-либо увеличения веса летательного аппарата и затрат на топливо. Двигатель летательного аппарата, электрическая система руления и соответствующий способ согласно одному примеру реализации настоящего изобретения выполнены с возможностью приведения в действие вентиляторного узла двигателя летательного аппарата с помощью энергии, подаваемой устройством накопления энергии электрической системы руления таким образом, что скорость летательного аппарата подходит для операций руления с обеспечением, таким образом, возможности выключения газотурбинного двигателя с газогенератором двигателя летательного аппарата во время операций руления и возможности избежать какого-либо износа тормозов и затрат на топливо.
В одном примере реализации изобретения предложен двигатель летательного аппарата, который включает в себя газотурбинный двигатель с газогенератором, содержащий компрессор, камеру сгорания и турбину высокого давления. Двигатель летательного аппарата также включает в себя вентиляторный узел, соединенный с газотурбинным двигателем с газогенератором. Двигатель летательного аппарата дополнительно включает в себя электрическую систему руления, соединенную с вентиляторным узлом. Электрическая система руления включает в себя устройство накопления энергии, такое как маховиковое устройство накопления энергии, и мотор, реагирующий на подачу энергии устройством накопления энергии. Указанный мотор соединен с вентиляторным узлом и выполнен с возможностью приведения в действие вентиляторного узла во время операции руления.
Указанный мотор согласно одному примеру реализации изобретения включает в себя стартер-генератор переменной частоты, запитываемый устройством накопления энергии и выполненный с возможностью приведения в действие вентиляторного узла во время операции руления. В альтернативном варианте реализации изобретения указанный мотор может включать в себя пневматический мотор, выполненный с возможностью приведения в действие вентиляторного узла во время операции руления. Устройство накопления энергии согласно одному примеру реализации изобретения выполнено с возможностью приема энергии от бортовой вспомогательной силовой установки и/или от удаленного источника энергии при нахождении на земле. В одном примере реализации изобретения, в котором вентиляторный узел включает в себя вентилятор и вал низкого давления, соединенный с вентилятором, указанный мотор выполнен с возможностью приведения в действие вала низкого давления, который, в свою очередь, приводит в действие вентилятор во время операции руления.
В другом примере реализации изобретения предложена электрическая система руления, которая включает в себя устройство накопления энергии, такое как маховиковое устройство накопления энергии, выполненное с возможностью накопления энергии, и мотор, реагирующий на подачу энергии устройством накопления энергии. Электрическая система руления также включает в себя приводной вал мотора, выполненный с возможностью соединения указанного мотора с вентиляторным узлом двигателя летательного аппарата таким образом, что вентиляторный узел приводится в действие электрической системой руления во время операции руления.
Электрическая система руления согласно одному примеру реализации изобретения также включает в себя контроллер, выполненный с возможностью заставлять указанный мотор приводить в действие приводной вал мотора и, в свою очередь, вентиляторного узла. В варианте реализации изобретения, в котором вентиляторный узел включает в себя вентилятор и вал низкого давления, соединенный с ним, электрическая система руления также включает в себя одно или более зубчатых колес, выполненных с возможностью соединения приводного вала мотора с валом низкого давления вентиляторного узла. Указанный мотор согласно одному примеру реализации изобретения включает в себя стартер-генератор переменной частоты, запитываемый устройством накопления энергии и выполненный с возможностью приведения в действие вентиляторного узла во время операции руления. В альтернативном варианте реализации изобретения указанный мотор может включать в себя пневматический мотор, выполненный с возможностью приведения в действие вентиляторного узла во время операции руления. Устройство накопления энергии может быть выполнено с возможностью приема энергии от бортовой вспомогательной силовой установки и/или от удаленного источника энергии при нахождении на земле.
Еще в одном примере реализации изобретения предложен способ обеспечения операции руления летательного аппарата, который включает в себя двигатель летательного аппарата, имеющий газотурбинный двигатель с газогенератором и вентиляторный узел. Способ согласно этому примеру реализации изобретения включает накопление энергии в устройстве накопления энергии электрической системы руления. Во время операции руления, при которой газотурбинный двигатель с газогенератором выключен, способ также включает в себя приведение в действие вентиляторного узла с помощью электрической системы руления посредством подачи энергии из устройства накопления энергии в мотор электрической системы руления и последующее приведение в действие вентиляторного узла с помощью указанного мотора во время операции руления.
Способ согласно одному примеру реализации изобретения включает приведение в действие вентиляторного узла с помощью указанного мотора, вызывая указанным мотором приведение в действие приводного вала мотора электрической системы руления и, в свою очередь, вентиляторного узла. В этом примере реализации изобретения, в котором вентиляторный узел включает в себя вентилятор и вал низкого давления, соединенный с ним, способ включает приведение в действие вентиляторного узла с помощью указанного мотора посредством соединения приводного вала мотора с валом низкого давления вентиляторного узла с одним или более зубчатыми колесами. Способ согласно одному примеру реализации изобретения включает приведение в действие вентиляторного узла с помощью электрической системы руления посредством управления вентиляторным узлом во время операции руления с помощью одного или более рычагов управления двигателем, используемых для приведения в действие двигателя летательного аппарата во время полета. В отношении накопления энергии в устройстве накопления энергии, способ согласно одному примеру реализации изобретения включает зарядку устройства накопления энергии с помощью энергии, извлекаемой из вращения вентиляторного узла во время посадки.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
После описания, таким образом, вариантов реализации настоящего изобретения в общих понятиях будет сделана ссылка на прилагаемые чертежи, которые необязательно выполнены в масштабе и на которых:
на ФИГ. 1 схематически показан двигатель летательного аппарата в соответствии с примерным вариантом реализации настоящего изобретения;
на ФИГ. 2 схематически показана электрическая система руления в соответствии с примерным вариантом реализации настоящего изобретения;
на ФИГ. 3 показан вид сверху летательного аппарата, который иллюстрирует размещение компонентов электрической системы руления в соответствии с примерным вариантом реализации настоящего изобретения; и
на ФИГ. 4 показана блок-схема последовательности операций, выполняемых в соответствии с примерным вариантом реализации настоящего изобретения.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Варианты реализации настоящего изобретения будут далее описаны более подробно со ссылкой на сопроводительные чертежи, на которых показаны некоторые, но не все, варианты осуществления настоящего изобретения. Действительно, различные варианты реализации настоящего изобретения могут быть реализованы во многих различных формах и не должны быть истолкованы как ограниченные вариантами реализаций, изложенными в данном документе; наоборот, эти примеры реализаций представлены для того, чтобы данное раскрытие удовлетворяло применимым правовым требованиям. Одинаковые ссылочные позиции относятся к одинаковым элементам.
Двигатель летательного аппарата, электрическая система руления и связанный с ними способ предложены для обеспечения управляемого привода вентиляторного узла двигателя летательного аппарата с помощью электрической системы руления, чтобы обеспечить движущую силу, необходимую для летательного аппарата во время операций руления. Как показано на ФИГ. 1, двигатель 10 летательного аппарата, такой как турбовентиляторный двигатель, включает в себя газотурбинный двигатель 11 с газогенератором и вентиляторный узел 13. Газотурбинный двигатель 11 с газогенератором может быть назван каскадом высокого давления и включает в себя компрессор 12, камеру 14 сгорания и турбину 16 высокого давления. Компрессор 12 соединен с турбиной 16 высокого давления первым валом, то есть валом 18 высокого давления. Вентиляторный узел 13 может быть назван каскадом низкого давления и включает в себя вентилятор 20 и вспомогательный компрессор 21, соединенный с другой турбиной 22, а именно, турбиной высокого давления, через второй вал, то есть вал 24 низкого давления. Валы 18, 24 высокого и низкого давления расположены концентрично с валом 18 высокого давления согласно одному примеру реализации изобретения, расположенным концентрично вокруг вала 24 низкого давления. Каскад высокого давления и каскад низкого давления могут работать при различном давлении с каскадом высокого давления, работающим при более высоком давлении, чем каскад низкого давления.
При работе топливо впрыскивается в камеру 14 сгорания и воспламеняется. Образующиеся в результате этого выхлопные газы приводят в действие турбину 16 высокого давления, которая соединена с компрессором 12 через вал 18 высокого давления. Компрессор 12, таким образом, также приводится в действие. После приведения в действие турбины 16 высокого давления частично отработанный выхлопной газ направляется ниже по потоку через турбину 22 высокого давления. Поскольку турбина 22 высокого давления соединена с вентилятором 20 через вал 24 низкого давления, вентилятор также приводится в действие. В результате вентиляторный узел 13 функционально соединен с газотурбинным двигателем 11 с газогенератором, даже при том что вентиляторный узел и газотурбинный двигатель с газогенератором, включающий в себя вал 18 высокого давления и вал 24 низкого давления, механически не соединены друг с другом. Как показано на ФИГ. 1, часть воздуха 26, вырабатываемого вентилятором 20, направляется через газотурбинный двигатель 11 с газогенератором и используется в процессе сгорания. Однако большая часть воздуха 28, вырабатываемого вентилятором 20, пропускается по второму контуру вокруг газотурбинного двигателя 11 с газогенератором и используется для создания тяги.
Двигатель 10 летательного аппарата согласно примерному варианту реализации, изображенному на ФИГ. 1, также включает в себя коробку 32 приводов агрегатов, соединенную валом 34 с валом 18 высокого давления. Коробка 32 приводов агрегатов может, в свою очередь, обеспечивать подачу питания на различные агрегаты, включая, например, топливный насос 36, смазочный насос 38, гидравлический насос 42, генератор 44 и/или генератор 46 с постоянными магнитами. В различных вариантах реализации изобретения двигатель 10 дополнительно включает в себя стартер 40, который в показанном варианте реализации соединен с коробкой 32 приводов агрегатов и служит для пуска двигателя 10 летательного аппарата.
В соответствии с примерным вариантом реализации настоящего изобретения и как показано на ФИГ. 1-3, предложена электрическая система 50 руления, которая вызывает приведение в действие вентилятора 20 во время операций руления. По существу, скорость летательного аппарата, создаваемая вращением вентилятора 20, является достаточной для руления, но не является чрезмерной, что позволяет уменьшить для пилота необходимость работы тормозами во время руления. Посредством приведения в действие вентилятора 20 с использованием электрической системы 50 руления летательный аппарат может выполнять операции руления, когда газотурбинный двигатель 11 с газогенератором выключен. Электрическая система 50 руления может быть установлена на существующем двигателе летательного аппарата, или двигатель летательного аппарата изначально изготовлен таким образом, чтобы содержать электрическую систему руления.
В этом отношении и как показано на ФИГ. 2 и 3, летательный аппарат 60 в соответствии с примерным вариантом реализации включает в себя электрическую систему 50 руления, которая, в свою очередь, включает в себя устройство 52 накопления энергии для подачи энергии на вентиляторный узел 13, через вал 24 низкого давления, во время операций руления. Устройство 52 накопления энергии может быть реализовано различными способами. В одном примере реализации изобретения устройство 52 накопления энергии реализовано маховиковым устройством 61 накопления энергии. Хотя маховиковое устройство 61 накопления энергии может быть установлено в различных местах на борту летательного аппарата 60, маховиковое устройство накопления энергии согласно одному примеру реализации изобретения установлено на удалении от двигателя 10 летательного аппарата, например, внутри корпуса 62 летательного аппарата, как показано на ФИГ. 3. Маховиковое устройство 61 накопления энергии может быть заряжено на месте посадки в летательный аппарат с использованием средств наземного питания. Средства наземного питания питают мотор/генератор и раскручивают маховик с сохранением мощности в виде кинетической энергии. Мощность может быть извлечена из маховикового устройства 61 накопления энергии через указанный мотор/генератор, который является частью маховиковой системы накопления энергии. Вместо маховикового устройства 61 накопления энергии или в дополнение к нему, устройство 52 накопления энергии может быть реализовано вспомогательной силовой установкой 63, выполненной с возможностью подачи питания на одну или более систем летательного аппарата 60 независимо от двигателей 10 летательного аппарата. Еще в одном примере реализации изобретения устройство 52 накопления энергии может быть реализовано в виде одной или более батарей, установленных на борту летательного аппарата 60.
В варианте реализации изобретения, в котором устройство 52 накопления энергии реализовано в виде маховикового устройства 61 накопления энергии, маховиковое устройство накопления энергии может принимать энергию из различных источников и может накапливать энергию для последующей доставки во время операций руления. Например, маховиковое устройство 61 накопления энергии согласно примерному варианту реализации изобретения выполнено с возможностью приема энергии от бортовой вспомогательной силовой установки 63. Дополнительно или в альтернативном варианте реализации изобретения маховиковое устройство 61 накопления энергии может быть выполнено с возможностью приема энергии от удаленного источника энергии, когда летательный аппарат 60 находится на земле, то есть от средств наземного питания, например, питание может быть подано с электрифицированной наземной тележки. Таким образом, маховиковое устройство 61 накопления энергии может принимать энергию от средств наземного питания перед полетом.
Как показано на ФИГ. 1 и 2, электрическая система 50 руления также включает в себя мотор 54, реагирующий на подачу энергии устройством 52 накопления энергии. Во время операции руления, мотор 54 выполнен с возможностью приведения в действие вала 24 низкого давления, а вал низкого давления, в свою очередь, выполнен с возможностью приведения в действие вентилятора 20. Для того чтобы обеспечить возможность приведения в действие вала 24 низкого давления мотором 54, электрическая система 50 руления согласно одному примеру реализации изобретения также включает в себя приводной вал 56 мотора, например приводной вал, который приводится в действие указанным мотором, и пару конических зубчатых колес 57а и 57b, которые механически соединяют приводной вал привода мотора с валом низкого давления. В показанном варианте реализации изобретения коническое зубчатое колесо 57а соединено с дальним концом вала 56, на противоположном конце от мотора 54, а коническое зубчатое колесо 57b соединено с валом 24 низкого давления. В данном варианте реализации изобретения коническое зубчатое колесо 57b установлено между вспомогательным компрессором 21 и газотурбинным двигателем 11 с газогенератором. Тем не менее, следует понимать, что электрическая система 50 руления может быть соединена в любом месте на валу 24 низкого давления таким образом, чтобы обеспечивать возможность вращения мотором 54 вала 24 низкого давления.
Мотор 54 согласно одному примеру реализации изобретения представляет собой стартер-генератор переменной частоты. Стартер-генератор переменной частоты получает питание от устройства 52 накопления энергии и выполнен с возможностью приведения в действие вала 24 низкого давления, посредством приводного вала 56 мотора и конических зубчатых колес 57а и 57b, во время операций руления. Хотя стартер-генератор переменной частоты может быть расположен в различных местах на борту летательного аппарата 60, указанный стартер-генератор согласно примерному варианту реализации, изображенному на ФИГ. 3, размещен в двигателе 10 летательного аппарата, например, посредством установки стартера-генератора на коробке 32 приводов агрегатов двигателя летательного аппарата. В качестве альтернативы стартеру-генератору переменной частоты мотор 54 согласно другому примерному варианту реализации представляет собой пневматический мотор, такой как пневмостартер. Пневматический мотор согласно этому примеру реализации изобретения питается от воздуха, отбираемого от вспомогательной силовой установки 63, и выполнен с возможностью приведения в действие вала 24 низкого давления во время операций руления.
Электрическая система 50 руления согласно одному примеру реализации изобретения также включает в себя электрическую систему управления рулением, такую как контроллер 58, который выполнен с возможностью управления операциями электрической системы руления, например, способом, описанным ниже. Помимо других функций контроллер 58 может управлять зарядкой устройства 52 накопления энергии и подачей энергии из устройства накопления энергии в мотор 54. Кроме того, контроллер 58 выполнен с возможностью управления тем, как мотор 54 приводит в действие вал 24 низкого давления. В частности, оператор может использовать контроллер 58 для управления скоростью вращения мотора 54 и, таким образом, скоростью вращения вентилятора 20. Например, когда мотор 54 работает на первой скорости вращения, вентилятор 20 создает тягу первой величины. Если, например, скорость вращения мотора 54 повышается, вентилятор 20 будет создавать повышенную тягу. В результате, величина тяги, создаваемая вентилятором 20, прямо пропорциональна скорости мотора 54, который управляется контроллером 58. Контроллер 58 также находится в летательном аппарате 60 и в одном варианте реализации изобретения находится в корпусе 62 летательного аппарата, например, в пределах части корпуса летательного аппарата, которая не герметизирована. Контроллер 58 согласно одному примеру реализации изобретения будет находиться в отсеке авиационной электроники, расположенном обычно ниже входной двери летательного аппарата.
Во время операций руления электрическая система 50 руления активизируется с помощью контроллера 58, который управляет мотором 54, таким как стартер-генератор переменной частоты или пневматический мотор, чтобы вызвать вращение вала 24 низкого давления, который, в свою очередь, вызывает вращение вентилятора 20. Вращение вентилятора 20 создает движущую силу, необходимую для приведения в действие летательного аппарата 60 во время операций руления. В результате приведения в действие вентилятора 20 с помощью вала 24 низкого давления вращение вентилятора обеспечивает возможность перемещения летательного аппарата 60 с достаточной, но регулируемой скоростью во время операций руления, что позволяет избежать чрезмерного применения тормозов. Кроме того, путем подачи энергии от устройства 52, выполненного в виде источника энергии, для обеспечения вращения вентилятора 20 во время операций руления, газотурбинный двигатель 11 с газогенератором может быть выключен при выполнении руления, благодаря чему экономится топливо.
На ФИГ. 4 показаны операции, выполняемые в соответствии с примерным вариантом реализации настоящего изобретения. До начала операции руления накапливают энергию в устройстве 52 накопления энергии, таком как маховиковое устройство 61 накопления энергии или вспомогательная силовая установка 63. См. блок 70. В этом отношении, энергия, накопленная в устройстве 52 накопления энергии, может быть энергией, подаваемой вспомогательной силовой установкой 63 или энергией от удаленного источника энергии, когда летательный аппарат 60 находится на земле. Дополнительно или в альтернативном варианте реализации изобретения устройство 52 накопления энергии может быть заряжено энергией, извлекаемой из вращения вентилятора 20 во время посадки с вентилятором, служащим в качестве источника энергии для привода генератора. Посредством использования мотора 54 в виде стартера-генератора переменной частоты в одном из вариантов реализации изобретения, каскад низкого давления может быть использован для зарядки устройства накопления энергии, такого как маховиковое устройство 61 накопления энергии. Во время снижения в случае, в котором вентилятор 20 может в противном случае обеспечить большую тягу, чем желательно, стартер-генератор переменной частоты на каскаде низкого давления может ослабить тягу, чтобы замедлить вентилятор, извлечь энергию и уменьшить тягу. В одном примере реализации изобретения стартер-генератор переменной частоты может быть установлен на коробке приводов агрегатов, которая имеет два входных вала силового привода от двигателя. Как показано приведенными выше примерами, устройство 52 накопления энергии может быть заряжено перед полетом, во время полета и/или после полета, например, во время посадки.
Во время операции руления газотурбинный двигатель 11 с газогенератором выключен, а вентиляторный узел 13 приводят в действие электрической системой 50 руления. В этом отношении, вентиляторный узел 13 приводится в действие электрической системой 50 руления посредством управляемой подачи энергии из устройства 52 накопления энергии в мотор 54 электрической системы руления и последующим приведением в действие вентиляторного узла с помощью указанного мотора во время операции руления. См. блоки 74 и 76 по ФИГ. 4. В одном примере реализации изобретения вентиляторный узел 13 приводят в действие мотором 54, заставляя мотором приводить в действие узел 56 вала мотора электрической системы 50 руления и, в свою очередь, вентиляторный узел. В одном примере реализации изобретения, в котором вентиляторный узел 13 включает в себя вентилятор 20 и вал 24 низкого давления, соединенный с ним, вентиляторный узел также может быть приведен в действие мотором 54 посредством соединения приводного вала 56 мотора с валом низкого давления вентиляторного узла с помощью одного или более зубчатых колес 57. По существу, вращение приводного вала 56 мотора мотором 54 вызывает вращение вала 24 низкого давления и, в свою очередь, соответствующее вращение вентилятора 20.
В результате приведения в действие летательного аппарата 60 во время операций руления посредством электрической системы 50 руления, газотурбинный двигатель 11 с газогенератором может быть выключен во время операций руления для экономии топлива и обеспечения возможности управления скоростью руления летательного аппарата при меньшем использовании тормозов. В результате выключения газотурбинного двигателя 11 с газогенератором, вентилятор 20 может быть приведен в действие валом 24 низкого давления во время операции руления без участия вала 18 высокого давления. Для того чтобы дополнительно уменьшить требования к торможению, летательный аппарат 60 может быть замедлен использованием мотором 54 в качестве генератора таким образом, что вращение вентилятора 20 служит для перезарядки устройства 52 накопления энергии.
В одном примере реализации изобретения пилот может активировать орган управления, такой как кнопка, переключатель и т.п., чтобы перевести летательный аппарат 60 в режим руления, при котором вентиляторный узел 13 двигателя 10 летательного аппарата приводится в действие электрической системой 50 руления. См. блок 72. После этого пилот может управлять вентиляторным узлом 13 во время операции руления, используя те же самые один или более рычагов управления двигателем, которые используются для управления двигателем 10 во время полета, хотя входной сигнал, подаваемый посредством рычагов управления двигателем, интерпретируется контроллером 58 электрической системы 50 руления во время операций руления для управления способом, которым вентиляторный узел 13 приводится в действие, без вызова приведения в действие вала 18 высокого давления - в отличие от использования тех же самых рычагов управления двигателем во время полета, при котором управляют способом приведения в действие вала высокого давления. Однако во время операции руления управление, обеспечиваемое указанными одним или более рычагов управления двигателем, интерпретируется контроллером 58 электрической системы 50 руления для управления подачей энергии из устройства 52 накопления энергии в мотор 54, с тем чтобы заставить мотор привести в действие вентиляторный узел 13 для создания тяги в заданном количестве. Например, рычаги управления двигателем могут быть установлены таким образом, что полный отвод рычагов прекращает работу двигателя с оборотами на малом газе и определяет положение отключения для руления с помощью электрических средств. В этом примере положение половинного газа может означать максимальную тягу при рулении с помощью электрических средств. Во время операций руления рычаги будут часто находиться в отключенном положении, затем проталкиваться вперед для перемещения и затем возвращаться в отключенное положение, поскольку руление представляет собой частые остановки и продвижения. По существу, летательный аппарат 60 может быть приведен в действие во время операций руления с использованием органов управления, с которыми пилот уже знаком, благодаря чему операции руления проводятся более интуитивно без усложнения оснащения кабины и находящихся в ней органов управления.
В качестве примера использования электрической системы 50 руления в сочетании с летательным аппаратом 60, перемещающимся от места посадки пассажиров к взлетно-посадочной полосе для выполнения взлета, электрическая система руления может быть включена в месте посадки пассажиров соответственно без включения газотурбинного двигателя 11 с газогенератором. Для обеспечения использования электрической системы 50 руления устройство 52 накопления энергии может быть заряжено перед включением электрической системы руления, например, от бортовой вспомогательной силовой установки 63 и/или от удаленного источника энергии, когда летательный аппарат 60 находится на земле, то есть от средств наземного питания, например, с помощью подачи питания от электрифицированной аэродромной тележки. При подаче пилотом входных сигналов посредством указанных одного или более рычагов управления двигателем контроллер 58 электрической системы 50 руления управляет подачей энергии из устройства 52 накопления энергии в мотор 54, чтобы заставить мотор управлять скоростью вращения вентиляторного узла 13 и, таким образом, управлять величиной тяги, создаваемой двигателем 10 летательного аппарата. По существу, летательный аппарат 60 может выполнять руление от места посадки пассажиров к взлетно-посадочной полосе без включения газотурбинного двигателя 11 с газогенератором, благодаря чему экономится топливо и поддерживается необходимая скорость руления без чрезмерного применения тормозов. Поскольку газотурбинному двигателю 11 с газогенератором обычно требуется около 5 минут с момента включения, чтобы развить полную мощность, необходимую для взлета, такой газотурбинный двигатель с газогенератором может быть включен или запущен, когда летательный аппарат 60 является вторым или третьим в очереди на вылет. По существу, когда подходит момент взлета летательного аппарата, электрическая система 50 руления может быть выключена и пилот может затем использовать указанные один или более рычаги управления двигателем для управления газотурбинным двигателем с газогенератором во время фаз взлета, полета и посадки.
При посадке газотурбинный двигатель 11 с газогенератором может быть выключен, а электрическая система 50 руления может быть включена, чтобы предоставить пилоту возможность выполнить руление летательного аппарата, как описано выше. В дополнение к возможности руления летательного аппарата 60 с требуемой скоростью с пониженными расходом топлива и износом тормозов, руление летательного аппарата, обеспечиваемое электрической системой 50 руления с выключенным газотурбинным двигателем 11 с газогенератором, также служит для охлаждения компонентов газотурбинного двигателя с газогенератором. Поскольку валы, такие как вал 24 низкого давления, могут изгибаться под воздействием тепла от газотурбинного двигателя 11 с газогенератором, и силы тяжести, выключение газотурбинного двигателя с газогенератором во время операций руления обеспечивает возможность охлаждения компонентов газотурбинного двигателя с газогенератором, благодаря чему уменьшается вероятность изгибания валов, таких как вал низкого давления.
Кроме того, изобретение содержит варианты реализации в соответствии со следующими пунктами:
Пункт 1. Двигатель летательного аппарата, содержащий:
газотурбинный двигатель с газогенератором, включающий в себя компрессор, камеру сгорания и турбину высокого давления;
вентиляторный узел, соединенный с газотурбинным двигателем с газогенератором; и
электрическую систему руления, соединенную с вентиляторным узлом и содержащую устройство накопления энергии и мотор, реагирующий на подачу энергии устройством накопления энергии, причем
указанный мотор соединен с вентиляторным узлом и выполнен с возможностью приведения в действие вентиляторного узла во время операции руления.
Пункт 2. Двигатель летательного аппарата по пункту 1, в котором указанный мотор содержит стартер-генератор переменной частоты, запитываемый устройством накопления энергии и выполненный с возможностью приведения в действие вентиляторного узла во время операции руления.
Пункт 3. Двигатель летательного аппарата по пункту 1, в котором указанный мотор содержит пневматический мотор, выполненный с возможностью приведения в действие вентиляторного узла во время операции руления.
Пункт 4. Двигатель летательного аппарата по пункту 1, в котором устройство накопления энергии выполнено с возможностью приема энергии от бортовой вспомогательной силовой установки.
Пункт 5. Двигатель летательного аппарата по пункту 1, в котором устройство накопления энергии выполнено с возможностью приема энергии от удаленного источника энергии при нахождении на земле.
Пункт 6. Двигатель летательного аппарата по пункту 1, в котором устройство накопления энергии содержит маховиковое устройство накопления энергии.
Пункт 7. Двигатель летательного аппарата по пункту 1, в котором вентиляторный узел содержит вентилятор и вал низкого давления, соединенный с вентилятором, а
указанный мотор выполнен с возможностью приведения в действие вала низкого давления, который, в свою очередь, приводит в действие вентилятор во время операции руления.
Пункт 8. Электрическая система руления, содержащая:
устройство накопления энергии, выполненное с возможностью накопления энергии;
мотор, реагирующий на подачу энергии устройством накопления энергии; и
приводной вал мотора, выполненный с возможностью соединения указанного мотора с вентиляторным узлом двигателя летательного аппарата таким образом, что вентиляторный узел приводится в действие электрической системой руления во время операции руления.
Пункт 9. Электрическая система руления по пункту 8, также содержащая контроллер, выполненный с возможностью заставлять указанный мотор приводить в действие приводной вал мотора и, в свою очередь, вентиляторный узел.
Пункт 10. Электрическая система руления по пункту 8, в которой вентиляторный узел содержит вентилятор и вал низкого давления, соединенный с ним, причем
электрическая система руления также содержит одно или более зубчатых колес, выполненных с возможностью соединения приводного вала мотора с валом низкого давления вентиляторного узла. Пункт 11. Электрическая система руления по пункту 8, в которой указанный мотор содержит стартер-генератор переменной частоты, запитываемый устройством накопления энергии и выполненный с возможностью приведения в действие вентиляторного узла во время операции руления.
Пункт 12. Электрическая система руления по пункту 8, в которой указанный мотор содержит пневматический мотор, выполненный с возможностью приведения в действие вентиляторного узла во время операции руления.
Пункт 13. Электрическая система руления по пункту 8, в которой устройство накопления энергии выполнено с возможностью приема энергии от бортовой вспомогательной силовой установки.
Пункт 14. Электрическая система руления по пункту 8, в которой устройство накопления энергии выполнено с возможностью приема энергии от удаленного источника энергии при нахождении на земле.
Пункт 15. Электрическая система руления по пункту 8, в которой устройство накопления энергии содержит маховиковое устройство накопления энергии.
Пункт 16. Способ обеспечения операции руления летательного аппарата, согласно которому летательный аппарат содержит двигатель летательного аппарата, который включает в себя газотурбинный двигатель с газогенератором и вентиляторный узел, а
способ включает:
накопление энергии в устройстве накопления энергии электрической системы руления и
во время операции руления, при которой газотурбинный двигатель с газогенератором выключен, приведение в действие вентиляторного узла с помощью электрической системы руления посредством подачи энергии из устройства накопления энергии в мотор электрической системы руления и последующее приведение в действие вентиляторного узла с помощью указанного мотора во время операции руления.
Пункт 17. Способ по пункту 16, согласно которому приведение в действие вентиляторного узла с помощью указанного мотора включает вызов указанным мотором приведения в действие приводного вала мотора электрической системы руления и, в свою очередь, вентиляторного узла.
Пункт 18. Способ по пункту 17, согласно которому вентиляторный узел содержит вентилятор и вал низкого давления, соединенный с ним, причем
приведение в действие вентиляторного узла с помощью указанного мотора также включает соединение приводного вала мотора с валом низкого давления вентиляторного узла с помощью одного или более зубчатых колес.
Пункт 19. Способ по пункту 16, согласно которому приведение в действие вентиляторного узла с помощью электрической системы руления включает управление вентиляторным узлом во время операции руления с помощью одного или более рычагов управления двигателем, используемых для приведения в действие двигателя летательного аппарата во время полета.
Пункт 20. Способ по пункту 16, согласно которому накопление энергии в устройстве накопления энергии включает зарядку устройства накопления энергии с помощью энергии, извлекаемой из вращения вентиляторного узла во время посадки.
Множество модификаций и других вариантов реализации изобретения, раскрытого в настоящем документе, окажутся очевидными для специалиста в данной области техники при изучении особенностей настоящего изобретения, представленных в вышеприведенном описании и на соответствующих чертежах. В связи с этим, следует отметить, что настоящее изобретение не ограничено конкретными раскрытыми вариантами его реализации и что модификации и другие варианты реализации следует считать включенными в объем формулы изобретения. Кроме того, несмотря на то, что предшествующее описание и соответствующие чертежи описывают примеры реализаций в контексте некоторых приведенных в качестве примеров комбинаций элементов и/или функций, следует понимать, что различные комбинации элементов и/или функций могут быть созданы в альтернативных вариантах реализации без отступления от объема прилагаемой формулы изобретения. В этом отношении, например, различные комбинации элементов и/или функций, отличные от комбинаций, явно описанных выше, также рассматриваются как комбинации, которые могут быть изложены в некоторых из пунктов прилагаемой формулы изобретения. Несмотря на то что в настоящем описании использованы конкретные термины, данные термины использованы только в общем и описательном смысле, а не в целях ограничения.
Claims (35)
1. Двигатель летательного аппарата, содержащий:
газотурбинный двигатель с газогенератором, включающий в себя компрессор, камеру сгорания и турбину высокого давления;
вентиляторный узел, соединенный с газотурбинным двигателем с газогенератором; и
электрическую систему руления, соединенную с вентиляторным узлом и содержащую устройство накопления энергии и мотор, реагирующий на подачу энергии устройством накопления энергии, причем
указанный мотор соединен с вентиляторным узлом и выполнен с возможностью приведения в действие вентиляторного узла во время операции руления, при этом
мотор содержит стартер-генератор переменной частоты, запитываемый устройством накопления энергии и выполненный с возможностью
приведения в действие вентиляторного узла во время операции руления и
ослабления тяги, создаваемой вентиляторным узлом во время снижения, для обеспечения зарядки устройства накопления энергии.
2. Двигатель летательного аппарата по п. 1, в котором устройство накопления энергии выполнено с возможностью приема энергии от бортовой вспомогательной силовой установки.
3. Двигатель летательного аппарата по п. 1, в котором устройство накопления энергии выполнено с возможностью приема энергии от удаленного источника энергии при нахождении на земле.
4. Двигатель летательного аппарата по п. 1, в котором устройство накопления энергии содержит маховиковое устройство накопления энергии.
5. Двигатель летательного аппарата по п. 1, в котором вентиляторный узел содержит вентилятор и вал низкого давления, соединенный с вентилятором, а
указанный мотор выполнен с возможностью приведения в действие вала низкого давления, который, в свою очередь, приводит в действие вентилятор во время операции руления.
6. Электрическая система руления, содержащая:
устройство накопления энергии, выполненное с возможностью накопления энергии;
мотор, реагирующий на подачу энергии устройством накопления энергии; и
приводной вал мотора, выполненный с возможностью соединения указанного мотора с вентиляторным узлом двигателя летательного аппарата таким образом, что вентиляторный узел приводится в действие электрической системой руления во время операции руления, причем
мотор содержит стартер-генератор переменной частоты, запитываемый устройством накопления энергии и выполненный с возможностью
приведения в действие вентиляторного узла во время операции руления и
ослабления тяги, создаваемой вентиляторным узлом во время снижения, для обеспечения зарядки устройства накопления энергии.
7. Электрическая система руления по п. 6, также содержащая контроллер, выполненный с возможностью заставлять указанный мотор приводить в действие приводной вал мотора и, в свою очередь, вентиляторный узел.
8. Электрическая система руления по п. 6, в которой вентиляторный узел содержит вентилятор и вал низкого давления, соединенный с ним, причем
электрическая система руления также содержит одно или более зубчатых колес, выполненных с возможностью соединения приводного вала мотора с валом низкого давления вентиляторного узла.
9. Электрическая система руления по п. 6, в которой устройство накопления энергии выполнено с возможностью приема энергии от бортовой вспомогательной силовой установки.
10. Электрическая система руления по п. 6, в которой устройство накопления энергии выполнено с возможностью приема энергии от удаленного источника энергии при нахождении на земле.
11. Электрическая система руления по п. 6, в которой устройство накопления энергии содержит маховиковое устройство накопления энергии.
12. Способ обеспечения операции руления летательного аппарата, согласно которому летательный аппарат содержит двигатель летательного аппарата, который включает в себя газотурбинный двигатель с газогенератором и вентиляторный узел, причем способ включает:
накопление энергии в устройстве накопления энергии электрической системы руления и
во время операции руления, при которой газотурбинный двигатель с газогенератором выключен, приведение в действие вентиляторного узла с помощью электрической системы руления посредством подачи энергии из устройства накопления энергии в мотор электрической системы руления и последующее приведение в действие вентиляторного узла с помощью указанного мотора во время операции руления, и
снижение тяги вентиляторного узла во время снижения с помощью мотора для обеспечения зарядки устройства накопления энергии.
13. Способ по п. 12, согласно которому приведение в действие вентиляторного узла с помощью указанного мотора включает вызов указанным мотором приведения в действие приводного вала мотора электрической системы руления и, в свою очередь, вентиляторного узла.
14. Способ по п. 13, согласно которому вентиляторный узел содержит вентилятор и вал низкого давления, соединенный с ним, причем
приведение в действие вентиляторного узла с помощью указанного мотора также включает соединение приводного вала мотора с валом низкого давления вентиляторного узла посредством одного или более зубчатых колес.
15. Способ по п. 12, согласно которому приведение в действие вентиляторного узла с помощью электрической системы руления включает управление вентиляторным узлом во время операции руления с помощью одного или более рычагов управления двигателем, используемых для приведения в действие двигателя летательного аппарата во время полета.
16. Способ по п. 12, согласно которому накопление энергии в устройстве накопления энергии включает зарядку устройства накопления энергии с помощью энергии, извлекаемой из вращения вентиляторного узла во время посадки.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US14/988267 | 2016-01-05 | ||
| US14/988,267 US10336461B2 (en) | 2016-01-05 | 2016-01-05 | Aircraft engine and associated method for driving the fan with the low pressure shaft during taxi operations |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016142740A3 RU2016142740A3 (ru) | 2018-05-03 |
| RU2016142740A RU2016142740A (ru) | 2018-05-03 |
| RU2669759C2 true RU2669759C2 (ru) | 2018-10-15 |
Family
ID=57794049
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016142740A RU2669759C2 (ru) | 2016-01-05 | 2016-10-31 | Двигатель летательного аппарата и соответствующий способ приведения в действие вентилятора с помощью вала низкого давления во время операций руления |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10336461B2 (ru) |
| EP (1) | EP3190052B1 (ru) |
| JP (1) | JP7025117B2 (ru) |
| CN (1) | CN106939835B (ru) |
| AU (1) | AU2016256682B2 (ru) |
| BR (1) | BR102017000099B1 (ru) |
| CA (1) | CA2947191C (ru) |
| RU (1) | RU2669759C2 (ru) |
Families Citing this family (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10377498B2 (en) * | 2016-01-21 | 2019-08-13 | The Boeing Company | Aircraft and associated method for providing electrical energy to an anti-icing system |
| US10774741B2 (en) * | 2016-01-26 | 2020-09-15 | General Electric Company | Hybrid propulsion system for a gas turbine engine including a fuel cell |
| US20180002025A1 (en) * | 2016-07-01 | 2018-01-04 | United Technologies Corporation | Aircraft including parallel hybrid gas turbine electric propulsion system |
| FR3060653B1 (fr) * | 2016-12-15 | 2019-05-24 | Safran Power Units | Unite de generation de puissance electrique non propulsive |
| US10711693B2 (en) * | 2017-07-12 | 2020-07-14 | General Electric Company | Gas turbine engine with an engine rotor element turning device |
| US10563591B2 (en) | 2018-01-17 | 2020-02-18 | United Technologies Corporation | Systems and methods of low spool power extraction |
| US10767566B2 (en) * | 2018-03-21 | 2020-09-08 | Hamilton Sundstrand Corporation | Electric propulsion motor cooling system and method |
| GB201807771D0 (en) * | 2018-05-14 | 2018-06-27 | Rolls Royce Plc | Hybrid electric aircraft propulsion system |
| US11319963B2 (en) * | 2018-05-30 | 2022-05-03 | Raytheon Technologies Corporation | Compressor surge control |
| GB201811294D0 (en) * | 2018-07-10 | 2018-08-29 | Rolls Royce Plc | Hybrid electric aircraft |
| US10934972B2 (en) * | 2018-07-19 | 2021-03-02 | Raytheon Technologies Corporation | Stability margin and clearance control using power extraction and assist of a gas turbine engine |
| US11149649B2 (en) | 2018-08-17 | 2021-10-19 | Raytheon Technologies Corporation | Hybrid gas turbine engine system powered warm-up |
| US10773812B2 (en) * | 2018-08-17 | 2020-09-15 | Raytheon Technologies Corporation | Hybrid electric aircraft battery charging |
| FR3088903B1 (fr) | 2018-11-22 | 2020-10-30 | Safran | Système de propulsion d’un aéronef et procédé de fonctionnement d’un tel système |
| US10823006B2 (en) * | 2019-03-14 | 2020-11-03 | Raytheon Technologies Corporation | Lubrication systems and methods with superposition gearbox |
| US11421604B2 (en) * | 2019-07-03 | 2022-08-23 | Hamilton Sundstrand Corporation | Hybrid gas turbine engine with bleed system improvements |
| US11548651B2 (en) * | 2019-07-25 | 2023-01-10 | Raytheon Technologies Corporation | Asymmeiric hybrid aircraft idle |
| US11549464B2 (en) * | 2019-07-25 | 2023-01-10 | Raytheon Technologies Corporation | Hybrid gas turbine engine starting control |
| US11215117B2 (en) * | 2019-11-08 | 2022-01-04 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine having electric motor applying power to the high pressure spool shaft and method for operating same |
| US20220065163A1 (en) * | 2020-08-31 | 2022-03-03 | General Electric Company | Ground operations of a hybrid electric propulsion system |
| US11524793B2 (en) * | 2020-12-21 | 2022-12-13 | Embraer S.A. | Kinetic energy taxi system and thermal energy recovery system |
| US11591967B2 (en) | 2020-12-21 | 2023-02-28 | The Boeing Company | Systems and methods for providing mechanical power to an aircraft accessory with a turbine engine |
| US11682535B2 (en) | 2021-03-12 | 2023-06-20 | Essex Industries, Inc. | Rocker switch |
| US11688568B2 (en) | 2021-03-15 | 2023-06-27 | Essex Industries, Inc. | Five-position switch |
| US11608797B2 (en) * | 2021-06-23 | 2023-03-21 | Raytheon Technologies Corporation | Hybrid electric engine including auxiliary compressor |
| US11988159B2 (en) | 2021-07-20 | 2024-05-21 | General Electric Company | Electric machine power assist of turbine engine during idle operation |
| US20230219693A1 (en) * | 2022-01-13 | 2023-07-13 | Raytheon Technologies Corporation | Ground-based aircraft movement |
| US20240060452A1 (en) * | 2022-08-22 | 2024-02-22 | General Electric Company | Propulsion system including an electric machine for starting a gas turbine engine |
| GB2623952A (en) * | 2022-10-31 | 2024-05-08 | Airbus Operations Ltd | An aircraft power system |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2028252C1 (ru) * | 1991-06-03 | 1995-02-09 | Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации | Способ посадки самолета |
| EP1785614A2 (en) * | 2005-11-09 | 2007-05-16 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system for taxiing an aircraft |
| RU2325307C1 (ru) * | 2006-08-16 | 2008-05-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ взлета самолета |
| RU2456205C2 (ru) * | 2007-03-20 | 2012-07-20 | Эрбюс Операсьон | Устройство аэродинамического торможения с накоплением энергии |
| EP2889219A1 (en) * | 2013-12-26 | 2015-07-01 | Honeywell International Inc. | Control panel integration into aircraft throttle control |
| EP2910739A1 (en) * | 2014-02-24 | 2015-08-26 | Rolls-Royce plc | Electrical power generator for a gas turbine engine |
Family Cites Families (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009500182A (ja) * | 2005-07-09 | 2009-01-08 | ティービーダブリュ インダストリーズ インク． | Ｃｍｐパッドコンディショニング用に改良されたエンドエフェクタアーム装置 |
| US7861533B2 (en) | 2006-04-21 | 2011-01-04 | Pratt & Whitney Canada Corp | Relighting a turbofan engine |
| US8778977B2 (en) * | 2006-06-30 | 2014-07-15 | Sunesis Pharmaceuticals, Inc. | Pyridinonyl PDK1 inhibitors |
| US7966806B2 (en) | 2006-10-31 | 2011-06-28 | General Electric Company | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
| FR2912782B1 (fr) | 2007-02-19 | 2009-05-22 | Snecma Sa | Procede de prelevement d'energie auxiliaire sur un turboreacteur d'avion et turboreacteur equipe pour mettre en oeuvre un tel procede |
| DE102008062088B4 (de) | 2008-12-12 | 2015-03-05 | Norbert Bayer | Vorrichtung zur Energie-Rückgewinnung in Flugzeugtriebwerken beim Landeanflug. |
| US20110154805A1 (en) | 2009-12-31 | 2011-06-30 | Craig Heathco | Power augmentation system for an engine powered air vehicle |
| EP2613954B1 (en) * | 2010-09-10 | 2017-07-19 | Allison Transmission, Inc. | Hybrid system |
| US8684304B2 (en) | 2010-11-16 | 2014-04-01 | Rolls-Royce Corporation | Aircraft, propulsion system, and system for taxiing an aircraft |
| US9212625B2 (en) * | 2010-11-19 | 2015-12-15 | Rudolph Allen SHELLEY | Hybrid gas turbine propulsion system |
| US20130076120A1 (en) | 2011-02-28 | 2013-03-28 | Hamilton Sundstrand Corporation | Aircraft emergency power system |
| AU2013243322A1 (en) * | 2012-04-06 | 2014-10-23 | F.Hoffmann-La Roche Ag | Method and device for the homogeneous distribution of suspended cell components |
| JP5484513B2 (ja) | 2012-04-20 | 2014-05-07 | シャープ株式会社 | 電気機器 |
| US9077693B2 (en) * | 2013-09-23 | 2015-07-07 | Netflix, Inc. | Securely connecting control device to target device |
| US10040566B2 (en) * | 2014-09-23 | 2018-08-07 | Sikorsky Aircraft Corporation | Hybrid contingency power drive system |
| US10000293B2 (en) | 2015-01-23 | 2018-06-19 | General Electric Company | Gas-electric propulsion system for an aircraft |
| US10814991B2 (en) * | 2015-11-09 | 2020-10-27 | General Electric Company | Propulsion system and methods of use thereof |
-
2016
- 2016-01-05 US US14/988,267 patent/US10336461B2/en active Active
- 2016-10-31 RU RU2016142740A patent/RU2669759C2/ru active
- 2016-11-01 CA CA2947191A patent/CA2947191C/en active Active
- 2016-11-08 AU AU2016256682A patent/AU2016256682B2/en active Active
- 2016-12-19 EP EP16205029.8A patent/EP3190052B1/en active Active
- 2016-12-26 JP JP2016250963A patent/JP7025117B2/ja active Active
-
2017
- 2017-01-03 BR BR102017000099-0A patent/BR102017000099B1/pt active IP Right Grant
- 2017-01-04 CN CN201710003593.0A patent/CN106939835B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2028252C1 (ru) * | 1991-06-03 | 1995-02-09 | Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации | Способ посадки самолета |
| EP1785614A2 (en) * | 2005-11-09 | 2007-05-16 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system for taxiing an aircraft |
| RU2325307C1 (ru) * | 2006-08-16 | 2008-05-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ взлета самолета |
| RU2456205C2 (ru) * | 2007-03-20 | 2012-07-20 | Эрбюс Операсьон | Устройство аэродинамического торможения с накоплением энергии |
| EP2889219A1 (en) * | 2013-12-26 | 2015-07-01 | Honeywell International Inc. | Control panel integration into aircraft throttle control |
| EP2910739A1 (en) * | 2014-02-24 | 2015-08-26 | Rolls-Royce plc | Electrical power generator for a gas turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| BR102017000099B1 (pt) | 2023-04-18 |
| CA2947191A1 (en) | 2017-07-05 |
| RU2016142740A3 (ru) | 2018-05-03 |
| CN106939835A (zh) | 2017-07-11 |
| EP3190052A1 (en) | 2017-07-12 |
| JP2017122452A (ja) | 2017-07-13 |
| RU2016142740A (ru) | 2018-05-03 |
| US10336461B2 (en) | 2019-07-02 |
| AU2016256682B2 (en) | 2021-07-01 |
| AU2016256682A1 (en) | 2017-07-20 |
| CN106939835B (zh) | 2021-01-05 |
| CA2947191C (en) | 2022-02-08 |
| EP3190052B1 (en) | 2022-08-31 |
| US20170190441A1 (en) | 2017-07-06 |
| BR102017000099A2 (pt) | 2017-08-22 |
| JP7025117B2 (ja) | 2022-02-24 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2669759C2 (ru) | Двигатель летательного аппарата и соответствующий способ приведения в действие вентилятора с помощью вала низкого давления во время операций руления | |
| EP3556659B1 (en) | Hybrid propulsion engines for aircraft | |
| US9242726B2 (en) | Method for powering autonomous drive motors for an aircraft | |
| US7802757B2 (en) | Method and system for taxiing an aircraft | |
| US6704625B2 (en) | Aircraft architecture with a reduced bleed aircraft secondary power system | |
| US11235884B2 (en) | Electric drive for an aircraft and hybrid system for an aircraft | |
| US9227725B2 (en) | Aircraft including an electric starter-generator for the or each turbojet, an undercarriage fitted with an electric motor for taxiing, an electricity converter, and an electricity distribution unit connecting the electricity converter to the starter-generator and the electric motor | |
| RU2012130452A (ru) | Многофункциональная система энергоснабжения летательного аппарата | |
| CN102883951B (zh) | 通过轮发动机驱动航空器的至少一个起落架轮的方法和装置 | |
| JP2018500234A (ja) | エネルギー回収システムを使用する航空機 | |
| CN114583825B (zh) | 一种b737飞机主交流电源空中工作方法 | |
| US10472084B2 (en) | Motor-generator for high efficiency auxiliary power system | |
| US20230219693A1 (en) | Ground-based aircraft movement | |
| CA3072944A1 (en) | Electric power system for powerplants of a multi-engine aircraft |