RU2674861C2 - Газотурбинный двигатель, содержащий устройство управляемого механического соединения, вертолет, оснащенный таким газотурбинным двигателем, и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого вертолета - Google Patents
Газотурбинный двигатель, содержащий устройство управляемого механического соединения, вертолет, оснащенный таким газотурбинным двигателем, и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого вертолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2674861C2 RU2674861C2 RU2016140813A RU2016140813A RU2674861C2 RU 2674861 C2 RU2674861 C2 RU 2674861C2 RU 2016140813 A RU2016140813 A RU 2016140813A RU 2016140813 A RU2016140813 A RU 2016140813A RU 2674861 C2 RU2674861 C2 RU 2674861C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas generator
- gas
- speed
- free turbine
- turbine
- Prior art date
Links
- 230000008878 coupling Effects 0.000 title claims abstract description 25
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 228
- 230000002269 spontaneous effect Effects 0.000 claims description 22
- 230000009467 reduction Effects 0.000 claims description 7
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 2
- 238000005457 optimization Methods 0.000 claims 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 10
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 abstract description 7
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 6
- 230000003321 amplification Effects 0.000 description 5
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 description 5
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 4
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 3
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000013475 authorization Methods 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 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
- 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
-
- 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
-
- 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
- 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
- F02C3/10—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with another turbine driving an output shaft but not driving the 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
- 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
- F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
- F02C3/113—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission with variable power transmission between rotors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/40—Transmission of power
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Eletrric Generators (AREA)
- Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к газотурбинному двигателю, предназначенному для оснащения многомоторного, в частности двухмоторного, вертолета. Изобретение также относится к двухмоторному вертолету, содержащему по меньшей мере один газотурбинный двигатель, и к способу оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого вертолета. Газотурбинный двигатель содержит газогенератор (5), выполненный с возможностью своего приведения во вращение, и свободную турбину (6), приводимую во вращение газами упомянутого газогенератора (5). При этом двигатель также содержит устройство (40) управляемого механического соединения упомянутого газогенератора (5) и упомянутой свободной турбины (6), выполненное с возможностью соединять механически и по команде упомянутый газогенератор (5) и упомянутую свободную турбину (6), как только скорость вращения упомянутого газогенератора (5) достигает заранее определенной пороговой скорости. Изобретение позволяет снизить температуру горячих частей газотурбинного двигателя, а также уменьшить расход топлива. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
1. Область техники
Изобретение относится к газотурбинному двигателю, предназначенному для оснащения многомоторного, в частности, двухмоторного вертолета. Изобретение относится также к способу оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого многомоторного, в частности, двухмоторного вертолета.
2. Предшествующий уровень техники
Как правило, вертолет оборудован по меньшей мере двумя газотурбинными двигателями, работающими в режимах, которые зависят от условий полета вертолета. В дальнейшем тексте описания вертолет будет считаться в ситуации полета на крейсерской скорости, если он летит в нормальных условиях в режиме, известном под английским сокращением АЕО (All Engines Operative) в течение всех фаз полета, кроме переходных фаз взлета, посадки или полета в режиме висения. В дальнейшем тексте вертолет будет считаться в критической ситуации полета, если ему необходима полная имеющаяся в наличии мощность, то есть в переходных фазах взлета, набора высоты, посадки и в режиме, в котором один из газотурбинных двигателей вышел из строя и который обозначают английским сокращением OEI (One Engine Inoperative).
Известно, что, когда вертолет находится в ситуации полета на крейсерской скорости, газотурбинные двигатели работают на низких уровнях мощности ниже их постоянной максимальной мощности (далее РМС). В некоторых конфигурациях мощность, выдаваемая газотурбинными двигателями во время полета на крейсерской скорости, может быть ниже 50% максимальной взлетной мощности (далее PMD). Эти низкие уровни мощности характеризуются удельным расходом (далее Cs), определяемым как соотношение между часовым потреблением топлива камерой сгорания газотурбинного двигателя и механической мощностью, выдаваемой этим газотурбинным двигателем, и превышающим примерно на 30% удельный расход Cs при максимальной взлетной мощности PMD, то есть характеризуются перерасходом топлива в полете на крейсерской скорости.
Наконец, во время фаз выжидания на земле, как правило, пилоты предпочитают включать различные газотурбинные двигатели в режиме малого газа, чтобы иметь возможность произвести их повторный запуск. При этом газотурбинные двигатели продолжают расходовать топливо, хотя и не производят никакой мощности.
С другой стороны, газотурбинные двигатели выполнены также с превышением параметров для обеспечения полета во всей области полета, предусмотренной владельцем компании, и, в частности, полета на больших высотах и в жаркую погоду. Эти очень критические точки полета, в частности, когда вертолет имеет массу, близкую к своей максимальной взлетной массе, встречаются только в некоторых случаях эксплуатации некоторых вертолетов. На самом деле некоторые газотурбинные двигатели, хотя и предусмотрены по своим параметрам для обеспечения такой мощности, никогда не летают в таких условиях.
Недостатком этих газотурбинных двигателей с превышением параметров являются большая масса и большой расход топлива. Чтобы уменьшить этот расход во всех вышеупомянутых случаях полета (полет на крейсерской скорости, режим OEI, руление, режим висения или выжидание на земле), можно перевести один из газотурбинных двигателей в так называемый дежурный режим. При этом активный двигатель или активные двигатели работают на более высоких уровнях мощности, чтобы обеспечивать всю необходимую мощность, и, следовательно, на более благоприятных уровнях Cs.
Как известно, вертолетный газотурбинный двигатель содержит газогенератор и свободную турбину, питаемую от газогенератора для производства мощности. Классически газогенератор содержит воздушные компрессоры, питающие камеру сгорания топлива в сжатом воздухе, производящую горячие газы для турбин частичного расширения газов, которые приводят во вращение компрессоры через приводные валы. Затем газы приводят во вращение свободную турбину передачи мощности. Свободная турбина передает мощность на несущий винт вертолета через трансмиссионную коробку.
В заявках FR1151717 и FR1359766 заявители предложили способы оптимизации удельного расхода газотурбинных двигателей вертолета за счет возможности перевода по меньшей мере одного газотурбинного двигателя в устоявшийся режим полета, называемый постоянным режимом, и по меньшей мере одного газотурбинного двигателя в специальный дежурный режим, из которого он может выйти к экстренном порядке или в нормальном порядке в зависимости от необходимости. Выход из дежурного режима называют нормальным, когда изменение ситуации полета требует активации газотурбинного двигателя, находящегося в дежурном режиме, например, когда вертолет должен перейти из ситуации полета на крейсерской скорости к фазе посадки. Такой нормальный выход из дежурного режима происходит в течение времени от 10 с до 1 мин. Выход из дежурного режима называют экстренным, когда происходит поломка или возникает нехватка мощности активного двигателя или когда условия полета внезапно становятся сложными. Такой экстренный выход из дежурного режима длится менее 10 с.
Заявители предложили два следующих дежурных режима:
- дежурный режим, называемый обычным режимом сверхмалого газа, в котором камера сгорания включена, и вал газогенератора вращается со скоростью, составляющей от 20 до 60% номинальной скорости,
- дежурный режим, называемый режимом сверхмалого газа с усилением, в котором камера сгорания включена, и вал газогенератора вращается с механическим усилением со скоростью, составляющей от 20 до 60% номинальной скорости.
На обычный режим влияют рабочие температуры, которые становятся все более высокими по мере достижения все более низкого режима малого газа, однако даже на этом режиме стремятся свести к минимуму расход топлива.
Режим сверхмалого газа с усилением позволяет решить эту проблему рабочей температуры и еще больше уменьшить расход топлива. При этом он требует наличия электрической или пневматической приводной машины и соответствующего соединения.
Таким образом, возникает техническая проблема получения режима сверхмалого газа, который происходит без механического усиления и в меньшей степени ограничен температурами газотурбинного двигателя. Следовательно, необходимо решить техническую задачу создания газотурбинного двигателя, позволяющего предложить такой усовершенствованный режим сверхмалого газа.
3. Задачи изобретения
Изобретение призвано предложить газотурбинный двигатель, который может иметь режим сверхмалого газа, в котором камера сгорания включена и вал газогенератора вращается со скоростью, составляющей от 20 до 60% номинальной скорости, на который в меньшей степени влияют рабочие температуры газотурбинного двигателя и который не получает механического усиления от внешнего приводного устройства.
Следовательно, изобретение призвано предложить газотурбинный двигатель, который может иметь новый режим сверхмалого газа.
Изобретение призвано также предложить двухмоторный вертолет, содержащий по меньшей мере один газотурбинный двигатель в соответствии с изобретением.
Изобретение призвано также предложить способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью двухмоторного вертолета в соответствии с изобретением, содержащего по меньшей мере один газотурбинный двигатель в соответствии с изобретением.
4. Сущность изобретения
В связи с этим объектом изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий газогенератор, выполненный с возможностью своего приведения во вращение, и свободную турбину, приводимую во вращение газами упомянутого газогенератора.
Заявленный газотурбинный двигатель отличается тем, что содержит устройство управляемого механического соединения упомянутого газогенератора и упомянутой свободной турбины, выполненное с возможностью соединять механически и по команде упомянутый газогенератор и упомянутую свободную турбину, как только скорость вращения упомянутого газогенератора достигает заранее определенной пороговой скорости.
Таким образом, заявленный газотурбинный двигатель позволяет соединять механически и по команде газогенератор и свободную турбину. Команда соединения газогенератора и свободной турбины является функцией скорости вращения газогенератора. Таким образом, заявленный газотурбинный двигатель обеспечивает механическое усиление вращения газогенератора, который не может использовать помощь от внешней приводной машины. Мощность напрямую отводится от свободной турбины газотурбинного двигателя и передается через устройство соединения.
Предпочтительно, согласно изобретению, устройство управляемого механического соединения выполнено с возможностью соединять механически и по команде упомянутый газогенератор и упомянутую свободную турбину, как только скорость вращения упомянутого газогенератора становится ниже определенной пороговой скорости, и разъединять упомянутый газогенератор и упомянутую свободную турбину, как только скорость вращения упомянутого газогенератора превышает заранее определенную пороговую скорость.
Таким образом, согласно этому отличительному признаку изобретения, устройство управляемого соединения позволяет форсировать приведение во вращение газогенератора свободной турбиной, когда газогенератор вращается со скоростью ниже заранее определенной пороговой скорости. Иначе говоря, заявленный газотурбинный двигатель, оснащенный устройством управляемого механического соединения газогенератора и свободной турбины, позволяет переводить по команде газотурбинный двигатель из так называемой конфигурации (или режима) свободных турбин, в которой газогенератор и свободная турбина являются механически независимыми, в так называемую конфигурацию (или режим) связанных турбин, в котором газогенератор и свободная турбина являются механически связанными.
Предпочтительно заранее определенную пороговую скорость выбирают таким образом, чтобы механическое соединение между газогенератором и свободной турбиной было возможно, только когда газотурбинный двигатель находится в режиме сверхмалого газа, то есть когда свободная турбина не производит крутящего момента и вращается свободно со скоростью ниже скорости на входе трансмиссионной коробки летательного аппарата, с которой она соединена. Когда свободную турбину заставляют вращаться медленнее, чем ее скорость равновесия с нулевым крутящим моментом, она будет выдавать крутящий момент, позволяющий газогенератору приводить во вращение компрессор, что соответствует в этом случае конфигурации связанных турбин.
Таким образом, заявленный газотурбинный двигатель можно перевести в режим сверхмалого газа, во время которого свободная турбина вращает газогенератор, что позволяет снизить температуру горячих частей газотурбинного двигателя и уменьшить расход топлива.
Предпочтительно, согласно изобретению, пороговая скорость является функцией номинальной скорости упомянутого газогенератора.
Согласно этому отличительному признаку изобретения, пороговая скорость напрямую зависит от номинальной скорости газогенератора.
Предпочтительно, согласно этом варианту, пороговую скорость выбирают в интервале [20%⋅N1, 60%⋅N1], где N1 является упомянутой номинальной скоростью упомянутого газогенератора.
Иначе говоря, согласно этому варианту, газотурбинный двигатель переходит из режима свободных турбин к режиму связанных турбин, как только скорость вращения газогенератора становится ниже пороговой скорости, соответствующей режиму малого газа (в данном случае определяемого как 20%-60% номинальной скорости газогенератора).
Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутое устройство управляемого механического соединения содержит:
- средства считывания информации, характеризующей упомянутую скорость вращения упомянутого газогенератора,
- средства реверсивного механического сцепления между валом, механически связанным с упомянутым газогенератором, и валом, механически связанным с упомянутой свободной турбиной,
- средства управления упомянутыми средствами сцепления в зависимости от упомянутой информации, характеризующей упомянутую скорость вращения упомянутого газогенератора, и от упомянутой пороговой скорости.
Предпочтительно, согласно варианту, устройство соединения содержит средства авторизации упомянутых средств сцепления при помощи команды, поступающей от вычислительного устройства двигателя, предварительно запросившего перевод двигателя в дежурный режим.
Согласно этому отличительному признаку, средства считывания позволяют получать информацию, характеризующую скорость вращения газогенератора. Средства управления позволяют интерпретировать эту информацию и сравнивать ее с пороговой скоростью. Если скорость вращения определяют как меньшую пороговой скорости и вычислительное устройство двигателя предварительно запросило перевод двигателя в дежурный режим, подается команда на средства сцепления, которые обеспечивает механическое сцепление между газогенератором и свободной турбиной, что приводит к переводу газотурбинного двигателя в режим связанных турбин. Это механическое сцепление происходит через промежуточные валы, механически связанные соответственно с газогенератором и со свободной турбиной.
В дальнейшем тексте термин «вал» обозначает средство, выполненное с возможностью своего приведения во вращение и передачи крутящего момента. Так, речь может идти о расположенном в продольном направлении вале, а также просто о шестерне зубчатой передачи.
Эти средства сцепления могут быть любого типа. Согласно предпочтительному варианту, эти средства сцепления выбирают из группы, в которую входят фрикционная муфта, кулачковая муфта и кулачковая муфта, оснащенная синхронизатором.
Оснащенная синхронизатором кулачковая муфта позволяет синхронизировать соответствующие скорости валов перед соединением при помощи кулачковой муфты, что позволяет лучше управлять дифференциалом скорости, чем в отсутствие синхронизатора.
Предпочтительно эти средства сцепления выполнены с возможностью обеспечения временного проскальзывания между валом, механически соединенным с упомянутым газогенератором, и валом, механически соединенным с упомянутой свободной турбиной, во время предварительной фазы сцепления.
Предпочтительно заявленный газотурбинный двигатель дополнительно содержит устройство спонтанного механического соединения упомянутого газогенератора и упомянутой свободной турбины, выполненное с возможностью соединять механически и спонтанно упомянутый газогенератор и упомянутую свободную турбину, как только отношение скорости вращения упомянутого газогенератора к скорости вращения упомянутой свободной турбины достигает заранее определенного порогового значения. Это пороговое значение отношения скорости вращения упомянутого газогенератора к скорости вращения упомянутой свободной турбины значительно ниже отношения, которое получают во время активации устройства управляемого соединения, поэтому, когда свободная турбина вращается со своей номинальной скоростью, будучи соединенной с несущим винтом, газогенератор вращается не более чем на 10-20% быстрее своей скорости вращения в полетном режиме малого газа.
Согласно другому варианту выполнения, кроме устройства управляемого механического соединения при достижении порога скорости газогенератора, газотурбинный двигатель дополнительно содержит устройство спонтанного механического соединения. Механическое соединение газогенератора и свободной турбины при помощи устройства спонтанного механического соединения не зависит от скорости вращения газогенератора, как в случае устройства управляемого механического соединения, а от отношения скорости вращения газогенератора к скорости вращения свободной турбины.
Таким образом, согласно этому варианту изобретения, заявленный газотурбинный двигатель позволяет форсировать приведение во вращение газогенератора свободной турбиной, когда достигаются заранее определенные условия. Иначе говоря, заявленный газотурбинный двигатель, оснащенный устройством спонтанного механического соединения газогенератора и свободной турбины, позволяет автоматически, без внешнего устройства усиления и/или привода, переводить газотурбинный двигатель из так называемой конфигурации свободных турбин в так называемую конфигурацию связанных турбин. Таким образом, этот переход из свободного режима в связанный режим зависит не только от скорости вращения газогенератора, но также от отношения скорости вращения газогенератора к скорости вращения свободной турбины.
Предпочтительно, согласно этому варианту, упомянутое устройство спонтанного механического соединения выполнено с возможностью механического и спонтанного соединения упомянутого газогенератора и упомянутой свободной турбины, как только упомянутое отношение скоростей становится меньше упомянутого заранее определенного порогового значения, и с возможностью спонтанного разъединения упомянутого газогенератора и упомянутой свободной турбины, как только упомянутое отношение скоростей становится больше упомянутого заранее определенного порогового значения.
Предпочтительно работа в конфигурации связанных турбин вблизи области режима малого газа улучшает переходные характеристики, в частности, в случае падения оборотов несущего винта во время быстрого изменения шага. Действительно, газогенератор вращается в этом случае со скоростью, превышающей скорость, необходимую при нулевой мощности в режиме свободной турбины. Двигатель очень быстро производит при этом мощность на свободной турбине, соответствующую значению, которое имел бы газотурбинный двигатель со свободной турбиной на этой скорости, увеличенному на дополнительную мощность, связанную с быстрым достижением предела ускорения еще до того, как газовая турбина начала ускоряться.
Предпочтительно, согласно этому варианту, упомянутое устройство спонтанного механического соединения содержит по меньшей мере одну шестерню холостого хода, связывающую первый вал, имеющий с упомянутым газогенератором понижающее передаточное отношение К1, и второй вал, имеющий со свободной турбиной понижающее передаточное отношение К2, при этом упомянутая шестерня холостого хода выполнена таким образом, чтобы упомянутая свободная турбина спонтанно приводила во вращение упомянутый газогенератор через упомянутые валы и упомянутую шестерню холостого хода, как только отношение скорости вращения упомянутого газогенератора к скорости вращения упомянутой свободной турбины становится меньше отношения К2/К1.
Предпочтительно, газотурбинный двигатель согласно этому варианту содержит стартер-генератор, неподвижно соединенный с промежуточным валом, и упомянутое устройство спонтанного механического соединения содержит две шестерни холостого хода, соединяющие соответственно упомянутый промежуточный вал с упомянутым первым валом, имеющим с упомянутым газогенератором понижающее передаточное отношение К1, и с упомянутым вторым валом, имеющим со свободной турбиной понижающее передаточное отношение К2, при этом упомянутые шестерни выполнены таким образом, чтобы свободная турбина спонтанно приводила во вращение упомянутый газогенератор чрез упомянутые валы и упомянутые шестерни холостого хода, как только упомянутое отношение скоростей становится меньше отношения К2/К1. Кроме того, упомянутый стартер-генератор, неподвижно соединенный с промежуточным валом, приводится во вращение свободной турбиной, когда упомянутый стартер-генератор работает в режиме генератора, и упомянутый стартер-генератор вращает газогенератор, когда упомянутый стартер-генератор работает в режиме стартера.
Объектом изобретения является также двухмоторный вертолет, содержащий по меньшей мере один газотурбинный двигатель в соответствии с изобретением.
Объектом изобретения является также способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью двухмоторного вертолета, имеющего по меньшей мере один газотурбинный двигатель, содержащий газогенератор, выполненный с возможностью своего приведения во вращение, и свободную турбину, приводимую во вращение газами упомянутого газогенератора, отличающийся тем, что содержит этап управляемого механического соединения упомянутого газогенератора и упомянутой свободной турбины, как только скорость вращения упомянутого газогенератора достигает заранее определенной пороговой скорости.
Предпочтительно, заявленный способ дополнительно содержит этап спонтанного механического соединения упомянутого газогенератора и упомянутой свободной турбины, как только отношение скорости вращения упомянутого газогенератора к скорости вращения упомянутой свободной турбины достигает заранее определенного порогового значения.
Объектами изобретения являются также газотурбинный двигатель, вертолет и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью, характеризующиеся в комбинации всеми или частью вышеупомянутых или нижеупомянутых отличительных признаков.
5. Список фигур
Другие задачи, отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые фигуры, на которых:
Фиг. 1 изображает схематичный вид газотурбинного двигателя согласно первому варианту выполнения изобретения.
Фиг. 2 - схематичный вид газотурбинного двигателя согласно второму варианту выполнения изобретения.
Фиг. 3 - схематичный вид газотурбинного двигателя согласно третьему варианту выполнения изобретения.
6. Подробное описание варианта выполнения изобретения
Как показано на фигурах, заявленный газотурбинный двигатель содержит газогенератор 5 и свободную турбину 6, питаемую от газогенератора 5. Как известно, газогенератор 5 содержит по меньшей мере один воздушный компрессор 7, питающий камеру 8 сгорания топлива в сжатом воздухе, которая выдает горячие газы по меньшей мере на одну турбину 9 частичного расширения газов, которая приводит во вращение компрессор 7 через приводной вал 10. Кроме того, газы вращают свободную турбину 6 передачи мощности. Эта свободная турбина 6 содержит вал 11 передачи мощности, соединенный с не показанной на фигурах коробкой передачи мощности через шестерню 12 холостого хода. Эта шестерня 12 холостого хода не позволяет, чтобы механическая блокировка газотурбинного двигателя привела к механической блокировке коробки передачи мощности и, следовательно, несущего винта вертолета, на котором установлен этот газотурбинный двигатель.
Заявленный газотурбинный двигатель дополнительно содержит устройство 40 управляемого механического соединения газогенератора 5 и свободной турбины 6, выполненное с возможностью соединять механически и по команде газогенератор 5 и свободную турбину 6, как только скорость вращения NGG газогенератора становится ниже пороговой скорости. Во всем тексте скорость NGG вращения газогенератора обозначает скорость вращения приводного вала 10 газогенератора. Точно так же, скорость NTL свободной турбины обозначает скорость вращения приводного вала 11 свободной турбины.
Эта пороговая скорость установлена, например, в значении 30%⋅N1, где N1 является номинальной скоростью вращения газогенератора. Иначе говоря, устройство 40 управляемого механического соединения выполнено с возможностью обеспечения соединения между газогенератором и свободной турбиной, когда газотурбинный двигатель находится в режиме малого газа. Как только скорость вращения NGG газогенератора превышает пороговую скорость, газогенератор и свободная турбина становятся механически независимыми друг от друга.
Согласно варианту выполнения, показанному на фигурах, устройство 40 управления содержит вал 42, механически связанный с газогенератором 5, и вал 43, механически связанный со свободной турбиной. Кроме того, устройство 40 управления содержит средства считывания информации, характеризующей упомянутую скорость NGG вращения газогенератора 5. Эти средства считывания содержат, например, датчик скорости, установленный на валу газогенератора 5 таким образом, чтобы получаемая информация была прямым измерением скорости газогенератора 5. Кроме того, оно содержит средства 41 реверсивного сцепления двух валов 42,43 и средства управления этими средствами 41 сцепления.
Согласно варианту выполнения, средства 41 сцепления содержат фрикционную муфту, такую как центробежная муфта, конусная муфта, однодисковая муфта или многодисковая муфта. Преимуществом таких средств сцепления является то, что они обеспечивают проскальзывание между валами в первой фазе сцепления. Согласно варианту выполнения, средства управления этой фрикционной муфтой являются гидравлическими или электрическими средствами управления типа привода. Кроме того, средства управления содержат модуль, выполненный с возможностью получения измерения скорости газогенератора и ее сравнения с пороговой скоростью. Такой модуль является, например, программным элементом, частью программы или аппаратным элементом или комбинацией аппаратного элемента и части программы.
Согласно другому варианту выполнения, средства 41 сцепления содержат кулачковую муфту, в случае необходимости, оснащенную синхронизатором, который позволяет лучше управлять дифференциалом скорости, и обеспечивающую прямое сцепление валов 42 и 41.
На фиг. 2 и 3 показаны два варианта выполнения, в которых газотурбинный двигатель дополнительно содержит устройство 20 спонтанного механического соединения газогенератора 5 и свободной турбины 6, выполненное с возможностью механического и спонтанного соединения газогенератора 5 и свободной турбины 6, как только отношение скорости вращения вала 10 газогенератора 5 к скорости вращения вала 11 свободной турбины становится меньше заранее определенного порогового значения, и с возможностью спонтанного разъединения газогенератора 5 и свободной турбины 6, как только отношение становится больше этого заранее определенного порогового значения.
Согласно первому варианту выполнения, представленному на фиг. 3, это устройство 20 спонтанного механического соединения содержит вал 22, механически связанный с валом 10 газогенератора 5. Эти валы 22 и 10 имеют между собой понижающее передаточное отношение К1.
Устройство 20 спонтанного механического соединения содержит также вал 23, механически связанный с валом 11 свободной турбины 6. Эти валы 23 и 11 имеют между собой понижающее передаточное отношение К2.
Кроме того, устройство 20 спонтанного механического соединения содержит шестерню 21 холостого хода, расположенную между валами 22 и 23.
Скорость вращения вала 22 равна K1⋅NGG, где NGG является скоростью вращения вала 10 газогенератора 5.
Скорость вращения вала 23 равна K2.NTL, где NTL является скоростью вращения вала 11 свободной турбины 6.
Шестерня 21 холостого хода ориентирована таким образом, чтобы вал 23 мог приводить во вращение вал 22 через эту шестерню 21 холостого хода.
Если скорость вращения вала 23 ниже скорости вращения вала 22, оба вала являются независимыми. В противном случае оба вала связаны.
Иначе говоря, валы являются независимыми, если соблюдается следующее уравнение: K2⋅NTL < K1⋅NGG. Следовательно, валы являются независимыми, если отношение NGG/NTL > K2/K1.
Если отношение скорости меньше или равно К2/К1, то крутящий момент передается от свободной турбины 6 на газогенератор 5.
Иначе говоря, устройство 20 спонтанного механического соединения, описанное со ссылками на фиг. 3, позволяет связать механически и спонтанно газогенератор 5 и свободную турбину 6, как только отношение NGG/NTL становится меньшим или равным К2/К1, что и представляет собой заранее определенное пороговое значение. Устройство позволяет также разъединить спонтанно газогенератор 5 и свободную турбину 6, как только отношение NGG/NTL становится больше К2/К1.
Если скорость NGG вращения газогенератора 5 ниже пороговой скорости, устройство 40 управляемого механического соединения обеспечивает механическое соединение газогенератора 5 и свободной турбины 6 через средства 41 сцепления. Когда это сцепление является эффективным, отношение NGG/NTL становится существенно больше К2/К1. В таком случае устройство 20 спонтанного механического соединения не является активным, и по меньшей мере одна из двух шестерен 21,26 холостого хода проскальзывает. Таким образом, оба устройства 20, 40 управления являются абсолютно совместимыми друг с другом.
Согласно второму варианту выполнения, представленному на фиг. 2, газотурбинный двигатель дополнительно содержит стартер-генератор 30. В этом случае устройство соединения дополнительно к валам 22 и 23, описанным со ссылками на фиг. 1, содержит промежуточный вал 25, неподвижно соединенный со стартером-генератором 30.
Устройство 20 соединения содержит также первую шестерню 26 холостого хода, которая соединяет промежуточный вал 25 с валом 23. Оно содержит также вторую шестерню 24 холостого хода, которая соединяет промежуточный вал 25 с валом 22.
Так же, как и в первом варианте выполнения, показанном на фиг. 3, скорость вращения вала 22 равна K1⋅NGG, и скорость вращения вала 23 равна K2⋅NTL.
Шестерни 26, 24 ориентированы таким образом, чтобы промежуточный вал 25, неподвижно соединенный со стартером-генератором 30, мог приводить во вращение вал 22 и чтобы вал 23 мог вращать промежуточный вал 25, неподвижно соединенный со стартером-генератором 30.
Обе шестерни 26, 24 холостого хода работают одновременно на приведение во вращение, если отношение NGG/NTL равно К2/К1.
Если отношение NGG/NTL меньше или равно К2/К1, то валы 10, 11 механически связаны, и крутящий момент передается от свободной турбины 6 на газогенератор 5.
Если отношение NGG/NTL превышает К2/К1, валы являются механически независимыми. Стартер-генератор 30 либо приводится во вращение свободной турбиной 6 (случай функции генератора), либо вращает газогенератор 5 (случай функции стартера).
Иначе говоря, устройство 20 спонтанного механического соединения, описанное со ссылками на фиг. 2, тоже позволяет связать механически и спонтанно газогенератор 5 и свободную турбину 6, как только отношение NGG/NTL становится меньшим или равным К2/К1. Устройство позволяет также разъединить спонтанно газогенератор 5 и свободную турбину 6, как только отношение NGG/NTL становится больше К2/К1. Кроме того, в этом варианте выполнения возможна функция генератора и/или стартера.
Если скорость NGG вращения газогенератора 5 ниже пороговой скорости, устройство 40 управляемого механического соединения обеспечивает механическое соединение газогенератора 5 и свободной турбины 6 через средства 41 сцепления. Когда это сцепление является эффективным, отношение NGG/NTL становится существенно больше К2/К1. В таком случае устройство 20 спонтанного механического соединения не является активным, и по меньшей мере одна из двух шестерен 21,26 холостого хода проскальзывает. Таким образом, оба устройства 20, 40 управления являются абсолютно совместимыми друг с другом.
Объектом изобретения является также способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью двухмоторного вертолета, содержащего по меньшей мере один газотурбинный двигатель согласно одному из описанных вариантов выполнения.
Такой способ содержит этап механического соединения газогенератора 5 и свободной турбины 6, как только скорость NGG вращения газогенератора 5 становится ниже заранее определенной пороговой скорости.
Предпочтительно заявленный способ осуществляют при помощи газотурбинного двигателя согласно одному из описанных вариантов выполнения. Предпочтительно газотурбинный двигатель согласно одному из описанных вариантов выполнения осуществляет заявленный способ.
Claims (19)
1. Газотурбинный двигатель, содержащий
- газогенератор (5), выполненный с возможностью своего приведения во вращение,
- свободную турбину (6), приводимую во вращение газами упомянутого газогенератора,
- устройство (40) управляемого механического соединения упомянутого газогенератора (5) и упомянутой свободной турбины (6), выполненное с возможностью соединять механически и по команде упомянутый газогенератор (5) и упомянутую свободную турбину (6), как только скорость вращения упомянутого газогенератора (5) достигает заранее определенной пороговой скорости, упомянутое устройство (40) управляемого механического соединения выполнено с возможностью соединять механически и по команде упомянутый газогенератор (5) и упомянутую свободную турбину (6), как только скорость (NGG) вращения упомянутого газогенератора (5) становится ниже упомянутой заранее определенной пороговой скорости, и разъединять по команде упомянутый газогенератор (5) и упомянутую свободную турбину (6), как только упомянутая скорость (NGG) вращения упомянутого газогенератора (5) превышает упомянутую заранее определенную пороговую скорость.
2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что упомянутая пороговая скорость является функцией номинальной скорости упомянутого газогенератора (5).
3. Газотурбинный двигатель по п. 2, отличающийся тем, что упомянутую пороговую скорость выбирают в интервале [20%⋅N1, 60%⋅N1], где N1 является упомянутой номинальной скоростью упомянутого газогенератора.
4. Газотурбинный двигатель по одному из пп.1-3, отличающийся тем, что упомянутое устройство (40) управляемого механического соединения содержит:
- средства считывания информации, характеризующей упомянутую скорость (NGG) вращения упомянутого газогенератора,
- средства (41) реверсивного механического сцепления между валом (42), механически связанным с упомянутым газогенератором, и валом (43), механически связанным с упомянутой свободной турбиной (6),
- средства управления упомянутыми средствами (41) сцепления в зависимости от упомянутой информации, характеризующей упомянутую скорость вращения упомянутого газогенератора, и от упомянутой пороговой скорости.
5. Газотурбинный двигатель по п. 4, отличающийся тем, что упомянутые средства (41) сцепления выбирают из группы, в которую входят фрикционная муфта, кулачковая муфта и кулачковая муфта, оснащенная синхронизатором.
6. Газотурбинный двигатель по п.3, отличающийся тем, что упомянутые средства (41) сцепления выполнены с возможностью обеспечения временного проскальзывания между валом (42), механически соединенным с упомянутым газогенератором (5), и валом (43), механически соединенным с упомянутой свободной турбиной (6), во время предварительной фазы сцепления.
7. Газотурбинный двигатель по одному из пп.1-3, отличающийся тем, что дополнительно содержит устройство (20) спонтанного механического соединения упомянутого газогенератора (5) и упомянутой свободной турбины (6), выполненное с возможностью механически и спонтанно соединять упомянутый газогенератор (5) и упомянутую свободную турбину (6), как только отношение скорости (NGG) вращения упомянутого газогенератора (5) к скорости (NTL) вращения упомянутой свободной турбины (6) достигает заранее определенного порогового значения.
8. Газотурбинный двигатель по п.7, отличающийся тем, что упомянутое устройство (20) спонтанного механического соединения выполнено с возможностью механического и спонтанного соединения упомянутого газогенератора (5) и упомянутой свободной турбины (6), как только упомянутое отношение скоростей становится меньше упомянутого заранее определенного порогового значения, и с возможностью спонтанного разъединения упомянутого газогенератора (5) и упомянутой свободной турбины (6), как только упомянутое отношение скоростей (NGG/NTL) становится больше упомянутого заранее определенного порогового значения.
9. Газотурбинный двигатель по п.7, отличающийся тем, что упомянутое устройство (20) спонтанного механического соединения содержит по меньшей мере одну шестерню (21) холостого хода, связывающую первый вал (22), имеющий с упомянутым газогенератором понижающее передаточное отношение К1, и второй вал (23), имеющий со свободной турбиной (6) понижающее передаточное отношение К2, при этом упомянутая шестерня (21) холостого хода выполнена таким образом, чтобы упомянутая свободная турбина (6) спонтанно приводила во вращение упомянутый газогенератор (5) через упомянутые валы и упомянутую шестерню (21) холостого хода, как только отношение скоростей (NGG/NTL) становится меньше отношения К2/К1.
10. Газотурбинный двигатель по п.9, отличающийся тем, что содержит стартер-генератор (30), неподвижно соединенный с промежуточным валом (25), и тем, что упомянутое устройство (20) спонтанного механического соединения содержит две шестерни (24,26) холостого хода, связывающие соответственно упомянутый промежуточный вал (25) с упомянутым первым валом (22), имеющим с упомянутым газогенератором (5) понижающее передаточное отношение К1, и с упомянутым вторым валом (23), имеющим со свободной турбиной (6) понижающее передаточное отношение К2, при этом упомянутые шестерни (24,26) выполнены таким образом, чтобы упомянутая свободная турбина (6) спонтанно приводила во вращение упомянутый газогенератор (5) через упомянутые валы и упомянутые шестерни холостого хода, как только упомянутое отношение (NGG/NTL) скоростей становится меньше отношения К2/К1.
11. Двухмоторный вертолет, отличающийся тем, что содержит по меньшей мере один газотурбинный двигатель по одному из пп.1-10.
12. Способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью двухмоторного вертолета, имеющего по меньшей мере один газотурбинный двигатель, содержащий газогенератор (5), выполненный с возможностью своего приведения во вращение, и свободную турбину (6), приводимую во вращение газами упомянутого газогенератора (5), отличающийся тем, что содержит этап управляемого механического соединения упомянутого газогенератора (5) и упомянутой свободной турбины (6), как только скорость вращения упомянутого газогенератора достигает заранее определенной пороговой скорости.
13. Способ оптимизации по п.12, отличающийся тем, дополнительно содержит этап спонтанного механического соединения упомянутого газогенератора и упомянутой свободной турбины, как только отношение скорости (NGG) вращения упомянутого газогенератора (5) к скорости (NTL) вращения упомянутой свободной турбины (6) достигает заранее определенного порогового значения.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1452654 | 2014-03-27 | ||
| FR1452654A FR3019223B1 (fr) | 2014-03-27 | 2014-03-27 | Turbomoteur comprenant un dispositif de couplage mecanique commande, helicoptere equipe d'un tel turbomoteur et procede d'optimisation du regime de super-ralenti a puissance nulle d'un tel helicoptere |
| PCT/FR2015/050701 WO2015145045A1 (fr) | 2014-03-27 | 2015-03-20 | Turbomoteur comprenant un dispositif de couplage mécanique commandé, hélicoptère equipé d'un tel turbomoteur et procédé d'optimisation du régime de super-ralenti a puissance nulle d'un tel hélicoptère |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016140813A RU2016140813A (ru) | 2018-04-28 |
| RU2016140813A3 RU2016140813A3 (ru) | 2018-10-09 |
| RU2674861C2 true RU2674861C2 (ru) | 2018-12-13 |
Family
ID=50780784
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016140813A RU2674861C2 (ru) | 2014-03-27 | 2015-03-20 | Газотурбинный двигатель, содержащий устройство управляемого механического соединения, вертолет, оснащенный таким газотурбинным двигателем, и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого вертолета |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10415482B2 (ru) |
| EP (1) | EP3123008B1 (ru) |
| JP (1) | JP6553636B2 (ru) |
| KR (1) | KR102298941B1 (ru) |
| CN (1) | CN106460661B (ru) |
| CA (1) | CA2943618C (ru) |
| ES (1) | ES2674392T3 (ru) |
| FR (1) | FR3019223B1 (ru) |
| PL (1) | PL3123008T3 (ru) |
| RU (1) | RU2674861C2 (ru) |
| WO (1) | WO2015145045A1 (ru) |
Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3026435B1 (fr) * | 2014-09-29 | 2016-10-21 | Turbomeca | Dispositif et procede de test d'integrite d'un systeme de reactivation rapide d'un turbomoteur d'un helicoptere |
| US10577118B2 (en) | 2016-04-27 | 2020-03-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Power plant management system for dual engine helicopter in single engine operation mode |
| KR102005944B1 (ko) | 2016-10-19 | 2019-08-01 | 주식회사 만도 | 주차 보조 시스템 및 그 제어 방법 |
| US11225912B2 (en) | 2018-04-20 | 2022-01-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gear assembly for coaxial shafts in gas turbine engine |
| US11299286B2 (en) | 2019-05-15 | 2022-04-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for operating a multi-engine aircraft |
| FR3111668B1 (fr) * | 2020-06-17 | 2023-04-07 | Airbus Helicopters | Procédé pour arrêter un moteur en survitesse, système et giravion associés |
| FR3115812B1 (fr) * | 2020-10-29 | 2023-09-08 | Safran Helicopter Engines | Turbogénérateur à turbine libre comprenant une machine électrique réversible couplée à la turbine libre |
| FR3115813B1 (fr) * | 2020-10-29 | 2022-11-11 | Safran Helicopter Engines | Turbomachine à turbine libre comprenant des équipements entrainés par la turbine libre |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3237404A (en) * | 1965-05-03 | 1966-03-01 | Gen Motors Corp | Re-expansion gas turbine engine with power transfer between turbines |
| WO2009118298A1 (fr) * | 2008-03-25 | 2009-10-01 | Turbomeca | Turbomoteur comportant une machine electrique reversible |
| 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 (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB784694A (en) * | 1954-11-04 | 1957-10-16 | Armstrong Siddeley Motors Ltd | Gas-turbine-driven helicopter |
| FR1151717A (fr) | 1956-06-20 | 1958-02-05 | écrou indessérable | |
| FR1359766A (fr) | 1963-03-12 | 1964-04-30 | Appareil de traitement médical | |
| GB1201767A (en) * | 1966-11-02 | 1970-08-12 | Plessey Co Ltd | Improvements in or relating to engine-starting gas turbine systems |
| US3660976A (en) * | 1970-04-20 | 1972-05-09 | Holley Carburetor Co | Turbine engine cycle temperature control system |
| US3710576A (en) * | 1971-02-22 | 1973-01-16 | D Evans | Dual clutch free turbine engine |
| US3771916A (en) * | 1972-03-20 | 1973-11-13 | Gen Motors Corp | Puffer power plant |
| US4064690A (en) * | 1974-05-17 | 1977-12-27 | United Turbine Ab & Co. | Gas turbine power plant |
| JPS5281408A (en) * | 1975-12-25 | 1977-07-07 | United Turbine Ab & Co | Gas turbine power equipment |
| US4044552A (en) * | 1976-07-19 | 1977-08-30 | General Motors Corporation | Gas turbine engine synchronous speed detector |
| JPS53120620U (ru) * | 1977-03-03 | 1978-09-26 | ||
| US6305169B1 (en) * | 1999-02-22 | 2001-10-23 | Ralph P. Mallof | Motor assisted turbocharger |
| JP2001193475A (ja) * | 2000-01-14 | 2001-07-17 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 発電用多軸ガスタービンおよびその運転方法 |
| US7552582B2 (en) * | 2005-06-07 | 2009-06-30 | Honeywell International Inc. | More electric aircraft power transfer systems and methods |
| US8220245B1 (en) * | 2005-08-03 | 2012-07-17 | Candent Technologies, Inc. | Multi spool gas turbine system |
| FR2923263B1 (fr) * | 2007-11-07 | 2014-05-09 | Turbomeca | Turbomoteur comportant des moyens pour chauffer l'air entrant dans la turbine libre |
| FR2933910B1 (fr) * | 2008-07-18 | 2010-12-17 | Eurocopter France | Installation motrice hybride et procede de commande d'une telle installation motrice |
| GB0903423D0 (en) * | 2009-03-02 | 2009-04-08 | Rolls Royce Plc | Variable drive gas turbine engine |
| US9970352B2 (en) * | 2012-01-27 | 2018-05-15 | United Technologies Corporation | Turbomachine fan clutch |
-
2014
- 2014-03-27 FR FR1452654A patent/FR3019223B1/fr active Active
-
2015
- 2015-03-20 CA CA2943618A patent/CA2943618C/fr active Active
- 2015-03-20 EP EP15717554.8A patent/EP3123008B1/fr active Active
- 2015-03-20 ES ES15717554.8T patent/ES2674392T3/es active Active
- 2015-03-20 WO PCT/FR2015/050701 patent/WO2015145045A1/fr active Application Filing
- 2015-03-20 CN CN201580020372.3A patent/CN106460661B/zh active Active
- 2015-03-20 US US15/128,375 patent/US10415482B2/en active Active
- 2015-03-20 RU RU2016140813A patent/RU2674861C2/ru active
- 2015-03-20 JP JP2016558681A patent/JP6553636B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2015-03-20 KR KR1020167028885A patent/KR102298941B1/ko active IP Right Grant
- 2015-03-20 PL PL15717554T patent/PL3123008T3/pl unknown
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3237404A (en) * | 1965-05-03 | 1966-03-01 | Gen Motors Corp | Re-expansion gas turbine engine with power transfer between turbines |
| WO2009118298A1 (fr) * | 2008-03-25 | 2009-10-01 | Turbomeca | Turbomoteur comportant une machine electrique reversible |
| 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
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3019223B1 (fr) | 2016-03-18 |
| KR20160135765A (ko) | 2016-11-28 |
| PL3123008T3 (pl) | 2018-08-31 |
| JP6553636B2 (ja) | 2019-07-31 |
| ES2674392T3 (es) | 2018-06-29 |
| FR3019223A1 (fr) | 2015-10-02 |
| EP3123008A1 (fr) | 2017-02-01 |
| US10415482B2 (en) | 2019-09-17 |
| EP3123008B1 (fr) | 2018-05-16 |
| RU2016140813A3 (ru) | 2018-10-09 |
| CN106460661A (zh) | 2017-02-22 |
| JP2017520706A (ja) | 2017-07-27 |
| CN106460661B (zh) | 2018-11-13 |
| RU2016140813A (ru) | 2018-04-28 |
| CA2943618C (fr) | 2022-06-21 |
| CA2943618A1 (fr) | 2015-10-01 |
| US20170101936A1 (en) | 2017-04-13 |
| WO2015145045A1 (fr) | 2015-10-01 |
| KR102298941B1 (ko) | 2021-09-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2674861C2 (ru) | Газотурбинный двигатель, содержащий устройство управляемого механического соединения, вертолет, оснащенный таким газотурбинным двигателем, и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого вертолета | |
| CA2883660C (en) | System and method for operating a multi-engine aircraft in an auxiliary power unit mode | |
| US10662875B2 (en) | Propulsion unit with selective coupling means | |
| US8283796B2 (en) | Hybrid engine installation and a method of controlling such an engine installation | |
| RU2687469C2 (ru) | Газотурбинный двигатель, двухмоторный вертолет, оснащенный таким газотурбинным двигателем, и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого двухмоторного вертолета | |
| EP3770399B1 (en) | Asymmetric hybrid aircraft idle | |
| US20110154805A1 (en) | Power augmentation system for an engine powered air vehicle | |
| EP3738873B1 (en) | System and method for operating multi-engine rotorcraft | |
| EP3260376B1 (en) | Operating auxiliary power unit during off-nominal propulsion system operation | |
| US11725597B2 (en) | System and method for exiting an asymmetric engine operating regime | |
| US11391203B2 (en) | Asymmetric propulsion system with heat recovery | |
| EP2815966A1 (en) | Rotary wing aircraft with a propulsion system | |
| CN114651112B (zh) | 直升机降落后快速停止旋翼的方法 |