RU2686531C2 - Устройство и способ проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя вертолета - Google Patents

Устройство и способ проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя вертолета Download PDF

Info

Publication number
RU2686531C2
RU2686531C2 RU2017109692A RU2017109692A RU2686531C2 RU 2686531 C2 RU2686531 C2 RU 2686531C2 RU 2017109692 A RU2017109692 A RU 2017109692A RU 2017109692 A RU2017109692 A RU 2017109692A RU 2686531 C2 RU2686531 C2 RU 2686531C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
pneumatic
turbine engine
gas turbine
gas
air
Prior art date
Application number
RU2017109692A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2017109692A (ru
RU2017109692A3 (ru
Inventor
Ромэн ТИРЬЕ
Жан-Мишель БАЗЕ
Камель СЕРГИН
Патрик МАРКОНИ
Жером ИРИГУАЙЕН
Стефен ЛАНГФОРД
Original Assignee
Сафран Хеликоптер Энджинз
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сафран Хеликоптер Энджинз filed Critical Сафран Хеликоптер Энджинз
Publication of RU2017109692A publication Critical patent/RU2017109692A/ru
Publication of RU2017109692A3 publication Critical patent/RU2017109692A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2686531C2 publication Critical patent/RU2686531C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • 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
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • 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
    • F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
    • F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • F02C7/275—Mechanical drives
    • F02C7/277—Mechanical drives the starter being a separate turbine
    • 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
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • 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
    • F05D2260/80—Diagnostics
    • 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
    • F05D2260/83—Testing, e.g. methods, components or tools therefor
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/304—Spool rotational speed
    • 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)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
  • Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)

Abstract

Изобретение относится к устройству и способу проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя, а также к газотурбинному двигателю, оснащенному таким устройством проверки целостности. Объектами изобретения являются способ и устройство проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя (5) вертолета, содержащей пневматическую турбину, механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем (5) и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура (8) питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя (5) и его реактивацию, при этом упомянутое устройство проверки отличается тем, что содержит средства (21, 22) отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе (5), трубопровод (23) доставки этого отбираемого воздуха в упомянутый пневматический контур (8) питания газом упомянутой пневматической турбины, средства определения скорости вращения упомянутой пневматической турбины. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

1. Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к устройству и способу проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя. Изобретение относится также к газотурбинному двигателю, оснащенному таким устройством проверки целостности.
2. Предшествующий уровень техники
Как известно, двухмоторный или трехмоторный вертолет содержит силовую установку, включающую в себя два или три газотурбинных двигателя, при этом каждый газотурбинный двигатель содержит газогенератор и свободную турбину, вращаемую газогенератором и неподвижно соединенную с выходным валом. Выходной вал каждой свободной турбины выполнен с возможностью приведения в движение коробки передачи мощности, которая, в свою очередь, вращает несущий винт вертолета.
Известно, что, когда вертолет находится в ситуации полета на крейсерской скорости (то есть когда он летит в нормальных условиях во время всех фаз полета, кроме переходных фаз взлета, набора высоты, посадки или полета в режиме висения), газотурбинные двигатели работают на низких уровнях мощности ниже их постоянной максимальной мощности. Эти низкие уровни мощности характеризуются удельным расходом (далее Cs), определяемым как соотношение между часовым расходом топлива на камеру сгорания газотурбинного двигателя и механической мощностью, выдаваемой этим газотурбинным двигателем, и превышающим примерно на 30% Cs максимальной мощности взлета, то есть характеризуются перерасходом топлива в полете на крейсерской скорости.
Кроме того, газотурбинные двигатели вертолета спроектированы с превышением параметров для обеспечения поддержания вертолета в полете в случае неисправности одного из двигателей. Эта ситуация полета возникает в результате потери двигателя и характеризуется тем, что каждый работающий двигатель выдает мощность гораздо выше своей номинальной мощности, чтобы вертолет смог преодолеть опасную ситуацию и затем продолжить свой полет.
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 максимальной взлетной массе, встречаются только в некоторых случаях эксплуатации.
Недостатком этих газотурбинных двигателей с превышением параметров являются большая масса и большой расход топлива. Чтобы уменьшить этот расход во время полета на крейсерской скорости, предусмотрен перевод одного из газотурбинных двигателей во время полета 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.
Перевод газотурбинного двигателя в дежурный режим предполагает наличие системы быстрой реактивации, которая позволяет в случае необходимости быстро вывести газотурбинный двигатель из дежурного режима. Эта необходимость может возникнуть, например, при неисправности одного из активных двигателей или в случае непредвиденного ухудшения условий полета, требующего быстрого возвращения в режим полной мощности.
Заявитель ранее уже предложил систему быстрой реактивации, в которой применяют пневматическую турбину, механически связанную с газотурбинным двигателем и выполненную с возможностью преобразования энергии газов под давлением на входе турбины в механическую энергию для приведения во вращение газогенератора газотурбинного двигателя. Питание газами пневматической турбины можно, например, обеспечивать за счет взаимодействия пневматического аккумулятора и управляемого вентиля быстрого открывания или при помощи аккумуляторного устройства на твердом проперголе.
Таким образом, заявитель поставил перед собой задачу разработать способ и устройство проверки целостности системы быстрой реактивации, которые позволяют гарантировать, что система быстрой реактивации работает и может быть использована в полете.
3. Задачи изобретения
Изобретение призвано предложить способ и устройство проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя.
В частности, по меньшей мере в варианте выполнения изобретение призвано предложить устройство проверки целостности, которое можно легко интегрировать в архитектуру силовой установки двухмоторного или трехмоторного вертолета.
По меньшей мере в варианте выполнения изобретение призвано предложить также способ проверки целостности, который можно осуществлять на земле перед взлетом или во время полета перед переводом газотурбинного двигателя в дежурный режим.
Изобретение призвано также предложить газотурбинный двигатель, оснащенный заявленным устройством проверки целостности.
4. Раскрытие изобретения
В связи с этим объектом изобретения является устройство проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя вертолета, содержащей пневматическую турбину, механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя и его реактивацию.
Заявленное устройство отличается тем, что содержит:
- средства отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе,
- трубопровод доставки этого отбираемого воздуха в упомянутый пневматический контур питания газом упомянутой пневматической турбины,
- средства определения скорости вращения упомянутой пневматической турбины.
Таким образом, заявленное устройство позволяет проверять целостность кинематической цепи системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя. В частности, оно позволяет проверить, что пневматическая турбина приводится во вращение, когда на вход турбины поступает воздух под давлением, отбираемый на газотурбинном двигателе, например, воздух под умеренным давлением. Заявленное устройство позволяет проверять всю кинематическую цепь системы быстрой реактивации, в частности, саму пневматическую турбину, а также ротор турбины и его опорные подшипники и любой механический элемент, расположенный на входе пневматической турбины. Такое устройство проверки целостности не зависит от системы быстрой реактивации. В частности, трубопровод доставки воздуха, отбираемого на газотурбинном двигателе, не зависит от контура питания газом системы быстрой реактивации.
Предпочтительно заявленное устройство содержит электроклапан, расположенный на уровне соединения пневматического контура и упомянутого трубопровода доставки воздуха, при этом упомянутый электроклапан выполнен с возможностью освобождения воздушного прохода между упомянутым трубопроводом доставки и упомянутым пневматическим контуром по команде блока управления и в отсутствие питания газом под давлением пневматического контура и с возможностью блокировки упомянутого воздушного прохода в отсутствие команды или в присутствии питания газом под давлением упомянутого пневматического контура.
Например, блок управления является электронным вычислительным устройством регулирования вертолета (более известным под сокращением EECU). Этот блок управления управляет электроклапаном таким образом, чтобы он освобождал воздушный проход между трубопроводом доставки воздуха и пневматическим контуром питания пневматической турбины. В отсутствие проверки целостности электроклапан блокирует воздушный проход. Кроме того, электроклапан естественным образом блокирует воздушный проход, если пневматический контур получает питание газом под давлением. Таким образом, устройство проверки целостности не мешает пневматическому контуру и пневматической турбине системе реактивации.
Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутый электроклапан содержит калиброванную пружину, выполненную с возможностью удерживать заблокированным воздушный проход в отсутствие команды или в присутствии питания газом под давлением упомянутого пневматического контура.
Во время процедуры быстрой реактивации электроклапан естественным образом удерживается в закрытом положении давлением, создаваемым газом, циркулирующим в пневматическом контуре. Для этого сила, действующая на пружину для ее сжатия с целью освобождения воздушного прохода, меньше давления, создаваемого горячим газом под давлением, который циркулирует в пневматическом контуре во время процедуры быстрой реактивации газотурбинного двигателя.
Кроме того, калиброванная пружина позволяет гарантировать закрывание воздушного прохода в отсутствие команды, противодействуя давлению, создаваемому воздухом под давлением, отбираемым на газотурбинном двигателе и присутствующим в трубопроводе доставки воздуха.
Предпочтительно, согласно изобретению, средства отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе выполнены на уровне компрессора этого газотурбинного двигателя.
Классически газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере одну ступень компрессора, предпочтительно первую ступень компрессора и вторую ступень компрессора. При этом средства отбора воздуха могут быть выполнены на одной и/или другой из ступеней компрессора. Эта средства отбора образованы, например, специальным приливом, выполненным на наружном картере газотурбинного двигателя на уровне одной и/или другой из ступеней компрессора. Отбираемый воздух имеет умеренное давление порядка 2-15 бар.
Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель вертолета, оснащенный системой быстрой реактивации, содержащей пневматическую турбину, механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя и его реактивацию.
Заявленный газотурбинный двигатель отличается тем, что содержит заявленное устройство проверки целостности упомянутой системы быстрой реактивации.
Объектом изобретения является также способ проверки целостности системы быстрой реактивации, содержащей пневматическую турбину, механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя и его реактивацию.
Заявленный способ отличается тем, что содержит:
- этап обора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе,
- этап доставки этого воздуха к упомянутой пневматической турбине,
- этап измерения скорости вращения упомянутой пневматической турбины.
Предпочтительно заявленный способ осуществляют при помощи заявленного устройства, и заявленное устройство предпочтительно осуществляет заявленный способ.
Заявленный способ можно осуществлять либо на земле перед взлетом вертолета, либо во время полета перед переводом газотурбинного двигателя в дежурный режим.
Предпочтительно заявленный способ содержит этап сравнения измеренной скорости вращения упомянутой пневматической турбины с заранее определенной пороговой скоростью.
Заранее определенную пороговую скорость определяют, например, как заранее определенное значение в процентах минимальной скорости вращения газовой турбины газотурбинного двигателя. Если скорость, измеренная на этапе измерения скорости, превышает пороговую скорость, то система быстрой реактивации считается нормальной. Если измеренная скорость ниже заранее определенной пороговой скорости, система считается ненадежной, и, следовательно, перевод газотурбинного двигателя в дежурный режим запрещен.
Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутый этап доставки воздуха содержит этап управления открыванием электроклапана, расположенного на уровне соединения пневматического контура и упомянутого трубопровода доставки воздуха, при этом упомянутый электроклапан выполнен с возможностью освобождения воздушного прохода между упомянутым трубопроводом доставки и упомянутым пневматическим контуром по команде блока управления и в отсутствие питания газом под давлением пневматического контура и с возможностью блокировки упомянутого воздушного прохода в отсутствие команды или в присутствии питания газом под давлением упомянутого пневматического контура.
Предпочтительно заявленный способ содержит этап обнаружения несвоевременного открывания упомянутого электроклапана посредством измерения не равной нулю скорости упомянутой пневматической турбины в отсутствие команды на открывание упомянутого электроклапана и вне процедуры быстрой реактивации газотурбинного двигателя.
В отсутствие процедуры быстрой реактивации газотурбинного двигателя и осуществления проверки целостности пневматическая турбина не должна вращаться. Таким образом, изобретением предусмотрен этап обнаружения несвоевременного открывания посредством измерения не равной нулю скорости упомянутой пневматической турбины. Этот этап можно осуществлять с заранее определенной периодичностью, чтобы проверять, что устройство проверки исправно. Если измеренная скорость не равна нулю в отсутствие процедуры быстрой реактивации и в отсутствие проверки целостности, значит устройство проверки неисправно.
Предпочтительно заявленный способ содержит этап сохранения измерения скорости упомянутой пневматической турбины, чтобы можно было отслеживать тенденцию состояния пневматической турбины.
Объектами изобретения являются также устройство проверки целостности, способ проверки целостности и газотурбинный двигатель, оснащенный устройством проверки целостности, характеризующиеся в комбинации всеми или частью вышеупомянутых или указанных ниже признаков.
5. Список фигур
Другие задачи, отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые фигуры, на которых:
Фиг. 1 - схематичный вид газотурбинного двигателя, оснащенного системой быстрой реактивации.
Фиг. 2 - схематичный вид газотурбинного двигателя, оснащенного устройством проверки целостности системы быстрой реактивации согласно варианту выполнения изобретения.
Фиг. 3 - схематичный вид электроклапана устройства проверки целостности согласно варианту выполнения изобретения, в закрытом положении.
Фиг. 4 - схематичный вид электроклапана устройства проверки целостности согласно варианту выполнения изобретения, в открытом положении.
6. Подробное описание варианта выполнения изобретения
Для лучшего понимания и с целью иллюстрации и ясности на фигурах масштабы и пропорции не соблюдены.
На фиг. 1 схематично показан газотурбинный двигатель 5, выполненный с возможностью перехода в дежурный режим и оснащенный системой быстрой реактивации, содержащей пневматическую турбину.
Этот газотурбинный двигатель 5 содержит газогенератор 17 и свободную турбину, питаемую от генератора 17. Газогенератор 17 содержит воздушный компрессор 14, питаемый воздухом через воздухозаборник 18. Компрессор 14 питает камеру 13 сгорания топлива в сжатом воздухе, которая выдает газообразные продукты горения, обеспечивающие кинетическую энергию. С компрессором 14 связана турбина 12 частичного расширения газообразных продуктов горения через приводной вал для приведения во вращения компрессора 14 и устройств, необходимых для работы газогенератора или вертолета. Эти устройства расположены в коробке 32 приводов агрегатов. Часть получаемых газообразных продуктов горения вращает свободную турбину 10 передачи мощности, связанную с коробкой передачи мощности (в дальнейшем ВТР) вертолета, затем удаляется через выхлопной выход 19.
Система 11 быстрой реактивации содержит пневматическую турбину 30, которая, согласно варианту выполнения, показанному на фиг. 1, механически соединена с газотурбинным двигателем через коробку 32 приводов агрегатов. Эта пневматическая турбина 30 получает питание газом через контур 8 питания газом, подробное описание которого опускается.
Заявленное устройство проверки целостности, показанное на фиг. 2, содержит средства 21, 22 отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе, трубопровод 23 доставки этого отбираемого воздуха в пневматический контур 8 питания газом пневматической турбины и средства определения скорости вращения упомянутой пневматической турбины.
Для упрощения средства определения скорости вращения на фигуре не показаны. Например, эти средства включают в себя датчик скорости, установленный на валу пневматической турбины 30. Этот датчик связан с модулем обработки, например, установленным в компьютере, оснащенном микропроцессором. Предпочтительно модуль обработки установлен непосредственно в блоке регулирования и контроля вертолета (для упрощения на фигурах не показан).
Согласно варианту выполнения, этот модуль обработки содержит параметрируемую память, которая может содержать значение пороговой скорости, например, выраженное в процентах минимальной скорости газовой турбины. Если скорость вращения пневматической турбины 30, измеренная датчиком скорости, превышает пороговую скорость, целостность системы быстрой реактивации подтверждается.
Для питания воздухом пневматической турбины 30 во время процедуры проверки целостности системы реактивации, согласно предпочтительному варианту выполнения, изобретением предусмотрен электроклапан 33, установленный на уровне соединения пневматического контура 8 и трубопровода 23 доставки воздуха. Этот электроклапан 33 показан на фиг. 3 и 4.
Электроклапан 33 выполнен с возможностью освобождения воздушного прохода 34, выполненного между трубопроводом 23 доставки и пневматическим контуром 8, по команде не показанного на фигурах блока управления вертолета, например, EECU, и с возможностью блокировки этого воздушного прохода 34 в отсутствие команды. Электроклапан 33 содержит калиброванную пружину 35, выполненную с возможностью удержания воздушного прохода заблокированным в отсутствие команды.
На фиг. 3 воздушный проход 34 заблокирован электроклапаном 33. Это положение соответствует либо отсутствию проверки целостности, либо отсутствию процедуры реактивации. Это положение является положением по умолчанию. При этом электроклапан 33 удерживается в закрытом положении за счет действия пружины 35. Положение на фиг. 3 соответствует также положению в ходе процедуры реактивации газотурбинного двигателя. В этом случае пневматический контур 8 направляет газ под давлением, показанный стрелками 41а, 41b, 41с на фиг. 3, в пневматическую турбину 30. Давление газа удерживает электроклапан 33 в закрытом положении. Эта давление удержания показано стрелками 41b на фиг. 3.
На фиг. 4 показано положение электроклапана 33 во время процедуры проверки целостности системы быстрой реактивации. Воздух, отбираемый на газотурбинном двигателе, циркулирует в трубопроводе 23 доставки, проходит через проход 34, выходит в пневматический контур 8 и направляется в пневматическую турбину 30. Прохождение воздуха во время процедуры проверки целостности показано на фиг. 4 стрелками 43а, 43b, 43с.
Объектом изобретения является также способ проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя, содержащий этап отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе, этап доставки этого воздуха в упомянутую воздушную турбину и этап измерения скорости вращения упомянутой воздушной турбины.
Согласно варианту осуществления, способ дополнительно содержит этап сравнения измеренной скорости вращения упомянутой пневматической турбины с заранее определенной пороговой скоростью. Он может также содержать этап обнаружения несвоевременного открывания упомянутого электроклапана посредством измерения не равной нулю скорости упомянутой пневматической турбины в отсутствие команды на открывание упомянутого электроклапана и вне процедуры быстрой реактивации газотурбинного двигателя. Он может также содержать этап сохранения измерений скорости упомянутой пневматической турбины, чтобы обеспечивать отслеживание тенденции состояния пневматической турбины.
Предпочтительно каждый этап заявленного способа осуществляют при помощи заявленного устройства проверки целостности.

Claims (16)

1. Устройство проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя (5) вертолета, содержащей пневматическую турбину (30), механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем (5) и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура (8) питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя (5) и его реактивацию, при этом упомянутое устройство проверки отличается тем, что содержит:
- средства (21, 22) отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе (5),
- трубопровод (23) доставки этого отбираемого воздуха в упомянутый пневматический контур (8) питания газом упомянутой пневматической турбины (30),
- средства определения скорости вращения упомянутой пневматической турбины (30).
2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что содержит электроклапан (33), расположенный на уровне соединения пневматического контура (8) и упомянутого трубопровода (23) доставки воздуха, при этом упомянутый электроклапан (33) выполнен с возможностью освобождения воздушного прохода (34) между упомянутым трубопроводом (23) доставки и упомянутым пневматическим контуром (8) по команде блока управления и в отсутствие питания газом под давлением упомянутого пневматического контура (8) и с возможностью блокировки упомянутого воздушного прохода (34) в отсутствие команды или в присутствии питания газом под давлением упомянутого пневматического контура.
3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что упомянутый электроклапан (33) содержит калиброванную пружину (35), выполненную с возможностью удерживать заблокированным воздушный проход (34) в отсутствие команды или в присутствии питания газом под давлением упомянутого пневматического контура (8).
4. Устройство по одному из пп. 1-3, отличающееся тем, что упомянутые средства (21, 22) отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе (5) выполнены на уровне компрессора (14) этого газотурбинного двигателя.
5. Газотурбинный двигатель вертолета, оснащенный системой быстрой реактивации, содержащей пневматическую турбину (30), механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура (8) питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя и его реактивацию, отличающийся тем, что содержит устройство проверки целостности упомянутой системы быстрой реактивации по одному из пп. 1-4.
6. Способ проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя (5), содержащей пневматическую турбину (30), механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем (5) и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура (8) питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя (5) и его реактивацию, отличающийся тем, что содержит:
- этап обора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе (5),
- этап доставки этого воздуха к упомянутой пневматической турбине (30),
- этап измерения скорости вращения упомянутой пневматической турбины (30).
7. Способ по п. 6, отличающийся тем, что содержит этап сравнения измеренной скорости вращения упомянутой пневматической турбины (30) с заранее определенной пороговой скоростью.
8. Способ по п. 7, отличающийся тем, что упомянутый этап доставки воздуха содержит этап управления открыванием электроклапана (33), расположенного на уровне соединения пневматического контура (8) и упомянутого трубопровода (23) доставки воздуха, при этом упомянутый электроклапан (33) выполнен с возможностью освобождения воздушного прохода (34) между упомянутым трубопроводом (23) доставки и упомянутым пневматическим контуром (8) по команде блока управления и в отсутствие питания газом под давлением пневматического контура (8) и с возможностью блокировки упомянутого воздушного прохода (34) в отсутствие команды или в присутствии питания газом под давлением упомянутого пневматического контура (8).
9. Способ по п. 8, отличающийся тем, что содержит этап обнаружения несвоевременного открывания упомянутого электроклапана (33) посредством измерения не равной нулю скорости упомянутой пневматической турбины (30) в отсутствие команды на открывание упомянутого электроклапана (33) и вне процедуры быстрой реактивации газотурбинного двигателя.
10. Способ по одному из пп. 6-9, отличающийся тем, что содержит этап сохранения измерений скорости упомянутой пневматической турбины (30), чтобы можно было отслеживать тенденцию состояния пневматической турбины (30).
RU2017109692A 2014-09-29 2015-09-21 Устройство и способ проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя вертолета RU2686531C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1459165A FR3026435B1 (fr) 2014-09-29 2014-09-29 Dispositif et procede de test d'integrite d'un systeme de reactivation rapide d'un turbomoteur d'un helicoptere
FR1459165 2014-09-29
PCT/FR2015/052529 WO2016051048A1 (fr) 2014-09-29 2015-09-21 Dispositif et procédé de test d'intégrité d'un système de réactivation rapide d'un turbomoteur d'un hélicoptère

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017109692A RU2017109692A (ru) 2018-11-07
RU2017109692A3 RU2017109692A3 (ru) 2019-03-21
RU2686531C2 true RU2686531C2 (ru) 2019-04-29

Family

ID=51866248

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017109692A RU2686531C2 (ru) 2014-09-29 2015-09-21 Устройство и способ проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя вертолета

Country Status (10)

Country Link
US (1) US10253699B2 (ru)
EP (1) EP3201455B1 (ru)
JP (1) JP6545260B2 (ru)
KR (1) KR102288599B1 (ru)
CN (1) CN107076025B (ru)
CA (1) CA2962202C (ru)
FR (1) FR3026435B1 (ru)
PL (1) PL3201455T3 (ru)
RU (1) RU2686531C2 (ru)
WO (1) WO2016051048A1 (ru)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10773814B2 (en) * 2015-07-20 2020-09-15 Sikorsky Aircraft Corporation Control system for rotorcraft in-flight engine restarting
CN106742051B (zh) * 2016-11-28 2023-07-21 歌尔科技有限公司 一种飞行器悬停功能稳定性测试方法和系统
FR3062881B1 (fr) 2017-02-15 2019-03-15 Safran Helicopter Engines Procede et systeme de commande d'un dispositif d'urgence
US11299286B2 (en) 2019-05-15 2022-04-12 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a multi-engine aircraft

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5136837A (en) * 1990-03-06 1992-08-11 General Electric Company Aircraft engine starter integrated boundary bleed system
RU2224690C2 (ru) * 2000-12-20 2004-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" Силовая установка летательного аппарата
US20060260323A1 (en) * 2005-05-19 2006-11-23 Djamal Moulebhar Aircraft with disengageable engine and auxiliary power unit components
US8291715B2 (en) * 2008-06-11 2012-10-23 Honeywell International Inc. Bi-modal turbine assembly and starter / drive turbine system employing the same
US20140178175A1 (en) * 2012-12-21 2014-06-26 United Technologies Corporation Air turbine starter monitor system

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB889305A (en) * 1959-11-26 1962-02-14 Rolls Royce Gas turbine engine
JPS6196142A (ja) * 1984-10-15 1986-05-14 Mitsubishi Electric Corp 非常用発電装置における空気制御装置
JPH1193812A (ja) * 1997-09-25 1999-04-06 Yamaha Motor Co Ltd 無人ヘリコプターのエンジン始動装置
FR2967132B1 (fr) * 2010-11-04 2012-11-09 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur dissymetrique a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
US9845734B2 (en) * 2011-04-20 2017-12-19 Honeywell International Inc. Air turbine start system with monopole starter air valve position
US20130031912A1 (en) 2011-08-01 2013-02-07 Hamilton Sundstrand Corporation Gas turbine start architecture
US8899910B2 (en) * 2011-08-26 2014-12-02 Hamilton Sundstrand Corporation Air turbine starter and method for venting without loss of oil
FR2992024B1 (fr) * 2012-06-15 2017-07-21 Turbomeca Procede et architecture de transfert d'energie optimise entre un moteur auxiliaire de puissance et les moteurs principaux d'un helicoptere
FR3013390B1 (fr) * 2013-11-19 2019-01-25 Safran Helicopter Engines Turbomachine et procede de regulation
FR3015574B1 (fr) * 2013-12-20 2019-05-03 Safran Helicopter Engines Procede de commande automatique du regime de fonctionnement d'un turbomoteur d'un helicoptere, dispositif de commande correspondant et helicoptere equipe d'un tel dispositif
FR3019221B1 (fr) * 2014-03-27 2018-10-12 Safran Helicopter Engines Dispositif hydraulique de demarrage d'urgence d'un turbomoteur, architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur equipe d'un tel dispositif et helicoptere correspondant
FR3019223B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca 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
FR3025252B1 (fr) * 2014-08-29 2021-10-29 Microturbo Dispositif et procede de demarrage d'une turbine a gaz, procede de regulation de la vitesse de rotation d'une turbine a gaz, et turbine a gaz et turbomoteur associes
FR3027058B1 (fr) * 2014-10-13 2016-11-04 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant un turbomoteur hybride et un systeme de reactivation de ce turbomoteur hybride

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5136837A (en) * 1990-03-06 1992-08-11 General Electric Company Aircraft engine starter integrated boundary bleed system
RU2224690C2 (ru) * 2000-12-20 2004-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" Силовая установка летательного аппарата
US20060260323A1 (en) * 2005-05-19 2006-11-23 Djamal Moulebhar Aircraft with disengageable engine and auxiliary power unit components
US8291715B2 (en) * 2008-06-11 2012-10-23 Honeywell International Inc. Bi-modal turbine assembly and starter / drive turbine system employing the same
US20140178175A1 (en) * 2012-12-21 2014-06-26 United Technologies Corporation Air turbine starter monitor system

Also Published As

Publication number Publication date
WO2016051048A1 (fr) 2016-04-07
PL3201455T3 (pl) 2020-06-15
US20170218847A1 (en) 2017-08-03
CA2962202A1 (fr) 2016-04-07
RU2017109692A (ru) 2018-11-07
CA2962202C (fr) 2022-03-22
JP6545260B2 (ja) 2019-07-17
KR20170061132A (ko) 2017-06-02
JP2017536530A (ja) 2017-12-07
RU2017109692A3 (ru) 2019-03-21
EP3201455B1 (fr) 2019-12-11
EP3201455A1 (fr) 2017-08-09
CN107076025A (zh) 2017-08-18
FR3026435A1 (fr) 2016-04-01
FR3026435B1 (fr) 2016-10-21
KR102288599B1 (ko) 2021-08-10
US10253699B2 (en) 2019-04-09
CN107076025B (zh) 2019-01-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2686531C2 (ru) Устройство и способ проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя вертолета
US7854582B2 (en) Operation of an aircraft engine after emergency shutdown
US7926287B2 (en) Method of operating a gas turbine engine
JP6403690B2 (ja) ガスタービンのための自動テストシステム
CA2831094C (en) System for detecting shaft shear event
CN106574515B (zh) 气动装置，多发动机直升机的推进系统的架构，及直升机
CA2832076A1 (en) System and method of protecting an aircraft engine from fuel control unit failure damage
US10683810B2 (en) Shaft shear detection for gas turbine engines
US20090099750A1 (en) Manuever-based aircraft gas turbine engine speed control system and method
CA3073690A1 (en) Method and system for operating an engine in a multi-engine aircraft
EP4102044A2 (en) Hybrid electric engine power distribution
RU2451923C1 (ru) Способ испытаний маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя
US10683105B2 (en) Ram air turbine health monitoring system
RU2417326C2 (ru) Способ управления газотурбинным двигателем
US20240067350A1 (en) Engine control system and method with artificial intelligence sensor training
RU2348824C2 (ru) Способ управления газотурбинным двигателем
ZICKWOLF, JR et al. Electronic control system for a propfan engine
CA3208156A1 (en) System and method for addressing redundant sensor mismatch in an engine control system
CN102114912A (zh) 飞行器
Harman et al. Engine operation
Stohlgren The GTCP331, a 600 HP Auxiliary Power Unit Program
RU2010154327A (ru) Способ управления газотурбинным двигателем