RU2687469C2 - Газотурбинный двигатель, двухмоторный вертолет, оснащенный таким газотурбинным двигателем, и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого двухмоторного вертолета - Google Patents

Газотурбинный двигатель, двухмоторный вертолет, оснащенный таким газотурбинным двигателем, и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого двухмоторного вертолета Download PDF

Info

Publication number
RU2687469C2
RU2687469C2 RU2016139609A RU2016139609A RU2687469C2 RU 2687469 C2 RU2687469 C2 RU 2687469C2 RU 2016139609 A RU2016139609 A RU 2016139609A RU 2016139609 A RU2016139609 A RU 2016139609A RU 2687469 C2 RU2687469 C2 RU 2687469C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas
ratio
gas generator
shaft
free turbine
Prior art date
Application number
RU2016139609A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016139609A (ru
RU2016139609A3 (ru
Inventor
Патрик МАРКОНИ
Ромэн ТИРЬЕ
Оливье БЕДРИН
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 RU2016139609A publication Critical patent/RU2016139609A/ru
Publication of RU2016139609A3 publication Critical patent/RU2016139609A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2687469C2 publication Critical patent/RU2687469C2/ru

Links

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
    • 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
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • 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 
    • B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type  within, or attached to, fuselages
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/02—Purpose of the control system to control rotational speed (n)
    • F05D2270/023—Purpose of the control system to control rotational speed (n) of different spools or shafts
    • 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)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (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

Газотурбинный двигатель содержит газогенератор, свободную турбину, стартер-генератор, неподвижно соединенный с промежуточным валом, и устройство спонтанного механического соединения газогенератора и свободной турбины. Устройство соединения содержит две шестерни холостого хода, связывающие соответственно промежуточный вал с первым валом, имеющим с газогенератором понижающее передаточное отношение К1, и с упомянутым вторым валом, имеющим со свободной турбиной понижающее передаточное отношение К2. Шестерни выполнены таким образом, чтобы свободная турбина спонтанно приводила во вращение газогенератор через упомянутые валы и шестерни холостого хода, как только упомянутое отношение скоростей становится меньше отношения К2/К1. Другие изобретения группы относятся к двухмоторному вертолету и способу оптимизации режима сверхмалого газа, в которых применятся указанный выше газотурбинный двигатель. Группа изобретений позволяет без внешнего привода переводить газотурбинный двигатель из конфигурации, в которой турбины не связаны друг с другом в конфигурацию, в которой турбины связаны друг с другом. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

1. Область техники
Изобретение относится к газотурбинному двигателю, предназначенному для оснащения двухмоторного вертолета. Изобретение относится также к способу оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого 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 течение всех фаз полета, кроме переходных фаз взлета, набора высоты, 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 (при скоростях поступательного полета ниже максимальной скорости, при полете вертолета не с максимальной массой и т.д.) 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 в наземных условиях, чтобы иметь возможность произвести 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 максимальной взлетной массе, встречаются только в некоторых случаях эксплуатации. 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 время полета на крейсерской скорости, можно выключить один из газотурбинных двигателей во время полета и перевести его 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. Однако эта практика противоречит современным правилам сертификации, и такие газотурбинные двигатели не рассчитаны на обеспечение степени надежности повторного запуска, совместимой с нормами безопасности. В настоящее время пилоты не обучены и не знакомы с перспективой перевода газотурбинного двигателя в дежурный режим во время полета.
Как известно, вертолетный газотурбинный двигатель содержит газогенератор и свободную турбину, питаемую газом газогенератора для производства мощности. Классически газогенератор содержит воздушные компрессоры, связанные с камерой сгорания топлива в сжатом воздухе, производящей 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 заявке FR1151717 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, например, когда изменение ситуации полета требует активации газотурбинного двигателя, находящегося в дежурном режиме, например, 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.
Режим сверхмалого газа с усилением позволяет решить эту проблему рабочей температуры. При этом он требует наличия электрической или пневматической приводной машины и соответствующего соединения.
Таким образом, возникает техническая проблема получения режима сверхмалого газа без механического усиления, но не ограниченного температурами газотурбинного двигателя. Следовательно, необходимо решить техническую задачу создания газотурбинного двигателя, позволяющего предложить такой усовершенствованный режим сверхмалого газа.
3. Задачи изобретения
Задачей изобретения является разработка газотурбинного двигателя, который может иметь режим сверхмалого газа, в котором камера сгорания включена и газогенератор вращается со скоростью, составляющей от 20 до 60% номинальной скорости, на который не 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, отличающийся тем, что содержит устройство спонтанного механического соединения упомянутого газогенератора и упомянутой свободной турбины, содержащее 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.
Таким образом, 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, 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.
Кроме того, работа в конфигурации связанных турбин вблизи области режима малого хода 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, увеличенное на дополнительную мощность, связанную с быстрым достижением предела ускорения еще до того, как газовая турбина начала ускоряться.
Во всем тексте термин «вал» обозначает средство, выполненное с возможностью своего приведения во вращения и передачи крутящего момента. Речь может идти о вале, расположенном в продольном направлении, а также о простой шестерне зубчатой передачи.
Понижающие передаточные отношения К1 и К2 выбирают таким образом, чтобы, когда отношение скорости вращения газогенератора к скорости вращения свободной турбины превышает отношение К2/К1, газотурбинный двигатель находился в конфигурации свободных турбин, при этом газогенератор и свободная турбина механически не связаны. Как только отношение скорости вращения газогенератора к скорости вращения свободной турбины становится меньше отношения К2/К1, свободная турбина приводит во вращение газогенератор, и газотурбинный двигатель переходит в конфигурацию связанных турбин.
Предпочтительно, согласно изобретению, 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 отношения К2/К1, и с возможностью спонтанного разъединения упомянутого газогенератора и упомянутой свободной турбины, как только упомянутое отношение скоростей становится больше отношения К2/К1.
Предпочтительно, согласно изобретению, газотурбинный двигатель содержит стартер-генератор, неподвижно соединенный с промежуточным валом, и упомянутое устройство 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.
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 спонтанного механического соединения упомянутого газогенератора и упомянутой свободной турбины, на котором через шестерню холостого хода соединяют 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 свободная турбина спонтанно приводила во вращение упомянутый газогенератор, как только упомянутое отношение скоростей становится меньше отношения К2/К1.
Предпочтительно, согласно изобретению, механическое соединение получают, соединяя через шестерню холостого хода 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 свободная турбина спонтанно приводила во вращение упомянутый газогенератор, как только упомянутое отношение скоростей становится меньше отношения К2/К1.
Предпочтительно, согласно изобретению, механическое соединение получают, соединяя через две шестерни холостого хода промежуточный вал, неподвижно соединенный со стартером-генератором, соответственно 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 холостого хода выполнены таким образом, чтобы свободная турбина спонтанно приводила во вращение упомянутый газогенератор, как только упомянутое отношение скоростей становится меньше отношения К2/К1.
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.
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, связанный с камерой 8 сгорания топлива в сжатом воздухе, которая выдает горячие газы, и по меньшей мере одну турбину 9 частичного расширения газов, которая приводит во вращение компрессор 7 через приводной вал 10. Затем 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 содержит также устройство 20 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 газогенератор 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. 1, это устройство 20 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 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 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 < K.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, описанное со ссылками на фиг.1, 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.
Согласно варианту выполнения, значения К1 и К2 равны соответственно 0.2567 и 0.2725.
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. 1, скорость вращения вала 22 равна K1.NGG, и скорость вращения вала 23 равна K2.NTL.
Шестерни 26, 24 холостого хода 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 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). Таким образом, устройство обеспечивает также функцию автоматического переключения GG-TL (газогенератор - свободная турбина), которая состоит в соединении стартера-генератора 30 с газогенератором 5 во время запуска и с валом 11 свободной турбины 6 во время работы в режиме генератора.
Иначе говоря, устройство 20 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.
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 спонтанного механического соединения газогенератора 5 и свободной турбины 6, как только отношение скорости вращения газогенератора к скорости вращения свободной турбины достигает значения К2/К1.
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 (4)

1. Газотурбинный двигатель, содержащий газогенератор (5), выполненный с возможностью приведения во вращение, и свободную турбину (6), приводимую во вращение газами упомянутого газогенератора (5), отличающийся тем, что содержит устройство (20) спонтанного механического соединения упомянутого газогенератора (5) и упомянутой свободной турбины (6), содержащее 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 скорости (NGG) вращения упомянутого газогенератора (5) к скорости (NTL) вращения упомянутой свободной турбины становится меньше отношения К2/К1, причем газотурбинный двигатель содержит стартер-генератор (30), неподвижно соединенный с промежуточным валом (25), и тем, что упомянутое устройство (20) 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.
2. Газотурбинный двигатель по п. 1, 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 отношения К2/К1, и с возможностью спонтанного разъединения упомянутого газогенератора (5) и упомянутой свободной турбины (6), как только упомянутое отношение скоростей становится больше отношения К2/К1.
3. Двухмоторный вертолет, отличающийся тем, что содержит газотурбинный двигатель по одному из пп.1 или 2.
4. Способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью двухмоторного вертолета, имеющего газотурбинный двигатель, содержащий газогенератор (5), выполненный с возможностью приведения во вращение, и свободную турбину (6), приводимую во вращение газами упомянутого газогенератора (5), отличающийся тем, что содержит этап спонтанного механического соединения упомянутого газогенератора (5) и упомянутой свободной турбины (6), на котором через шестерню (21) холостого хода соединяют первый вал (22), имеющий с упомянутым газогенератором (5) 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 свободная турбина (6) спонтанно приводила во вращение упомянутый газогенератор (5), как только упомянутое отношение (NGG/NTL) скоростей становится меньше отношения К2/К1, причем упомянутое механическое соединение получают, соединяя через две шестерни (23, 24) холостого хода промежуточный вал (25), неподвижно соединенный со стартером-генератором (30), соответственно 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 (23,24) холостого хода выполнены таким образом, чтобы упомянутая свободная турбина (6) спонтанно приводила во вращение упомянутый газогенератор (5), как только упомянутое отношение (NGG/NTL) скоростей становится меньше отношения К2/К1.
RU2016139609A 2014-03-27 2015-03-20 Газотурбинный двигатель, двухмоторный вертолет, оснащенный таким газотурбинным двигателем, и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого двухмоторного вертолета RU2687469C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1452645A FR3019222B1 (fr) 2014-03-27 2014-03-27 Turbomoteur, helicoptere bimoteur equipe d'un tel turbomoteur et procede d'optimisation du regime de super-ralenti a puissance nulle d'un tel helicoptere bimoteur
FR1452645 2014-03-27
PCT/FR2015/050699 WO2015145043A1 (fr) 2014-03-27 2015-03-20 Turbomoteur, helicoptere bimoteur equipe d'un tel turbomoteur et procede d'optimisation du regime de super-ralenti a puissance nulle d'un tel helicoptere bimoteur

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016139609A RU2016139609A (ru) 2018-04-27
RU2016139609A3 RU2016139609A3 (ru) 2018-10-18
RU2687469C2 true RU2687469C2 (ru) 2019-05-13

Family

ID=50780779

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016139609A RU2687469C2 (ru) 2014-03-27 2015-03-20 Газотурбинный двигатель, двухмоторный вертолет, оснащенный таким газотурбинным двигателем, и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого двухмоторного вертолета

Country Status (11)

Country Link
US (1) US10371062B2 (ru)
EP (1) EP3123007B1 (ru)
JP (1) JP6564784B2 (ru)
KR (1) KR102298919B1 (ru)
CN (1) CN106460660B (ru)
CA (1) CA2942944C (ru)
ES (1) ES2698118T3 (ru)
FR (1) FR3019222B1 (ru)
PL (1) PL3123007T3 (ru)
RU (1) RU2687469C2 (ru)
WO (1) WO2015145043A1 (ru)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3034403B1 (fr) * 2015-03-31 2017-03-31 Airbus Helicopters Procede et dispositif pour arreter un turbomoteur en fonctionnement nominal
FR3049583B1 (fr) * 2016-03-29 2020-03-06 Safran Power Units Unite d'alimentation en air sous pression pour aeronef
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
CN110259582A (zh) * 2019-05-23 2019-09-20 贵州航天天马机电科技有限公司 一种涡轮轴发动机动力输出机构
US11555456B2 (en) * 2019-07-24 2023-01-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel delivery system and method
FR3102204B1 (fr) * 2019-10-17 2021-10-08 Safran Helicopter Engines Procédé d’arrêt rapide du rotor d’un hélicoptère après atterrissage
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
FR3116302B1 (fr) * 2020-11-13 2022-12-09 Safran Helicopter Engines Turbomachine à turbine libre comprenant des machines électriques assistant un générateur de gaz et une turbine libre

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US4064690A (en) * 1974-05-17 1977-12-27 United Turbine Ab & Co. Gas turbine power plant
RU2458826C2 (ru) * 2007-10-26 2012-08-20 Еврокоптер Усовершенствование винтокрылого летательного аппарата, оснащенного газотурбинными двигателями
US20130219905A1 (en) * 2010-11-04 2013-08-29 Turbomeca Method of optimizing the specific fuel consumption of a twin engine helicopter and twin engine architecture with control system for implementing it

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1151717A (fr) 1956-06-20 1958-02-05 écrou indessérable
FR1359766A (fr) 1963-03-12 1964-04-30 Appareil de traitement médical
US3237404A (en) * 1965-05-03 1966-03-01 Gen Motors Corp Re-expansion gas turbine engine with power transfer between turbines
US4870817A (en) * 1988-06-06 1989-10-03 General Motors Corporation Gas turbine engine starting mechansim
US7422543B2 (en) * 2005-09-14 2008-09-09 Conocophillips Company Rotation coupling employing torque converter and synchronization motor
FR2923263B1 (fr) * 2007-11-07 2014-05-09 Turbomeca Turbomoteur comportant des moyens pour chauffer l'air entrant dans la turbine libre
FR2929324B1 (fr) * 2008-03-25 2012-10-12 Turbomeca Turbomoteur comportant une machine electrique reversible
US20110097225A1 (en) * 2009-10-28 2011-04-28 Freund Sebastian W Air compression and expansion system with single shaft compressor and turbine arrangement
FR2974564B1 (fr) * 2011-04-29 2013-12-27 Eurocopter France Procede pour ameliorer le passage d'un etat de non synchronisation a un etat de synchronisation entre un moteur et un rotor, et dispositif associe

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US4064690A (en) * 1974-05-17 1977-12-27 United Turbine Ab & Co. Gas turbine power plant
RU2458826C2 (ru) * 2007-10-26 2012-08-20 Еврокоптер Усовершенствование винтокрылого летательного аппарата, оснащенного газотурбинными двигателями
US20130219905A1 (en) * 2010-11-04 2013-08-29 Turbomeca Method of optimizing the specific fuel consumption of a twin engine helicopter and twin engine architecture with control system for implementing it

Also Published As

Publication number Publication date
US10371062B2 (en) 2019-08-06
JP6564784B2 (ja) 2019-08-21
ES2698118T3 (es) 2019-01-31
EP3123007B1 (fr) 2018-10-17
WO2015145043A1 (fr) 2015-10-01
RU2016139609A (ru) 2018-04-27
KR102298919B1 (ko) 2021-09-07
JP2017520705A (ja) 2017-07-27
FR3019222B1 (fr) 2018-07-13
FR3019222A1 (fr) 2015-10-02
CA2942944C (fr) 2022-06-21
EP3123007A1 (fr) 2017-02-01
CN106460660B (zh) 2018-04-24
US20170122221A1 (en) 2017-05-04
PL3123007T3 (pl) 2019-02-28
CN106460660A (zh) 2017-02-22
KR20160140715A (ko) 2016-12-07
CA2942944A1 (fr) 2015-10-01
RU2016139609A3 (ru) 2018-10-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2687469C2 (ru) Газотурбинный двигатель, двухмоторный вертолет, оснащенный таким газотурбинным двигателем, и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого двухмоторного вертолета
JP6609566B2 (ja) マルチエンジンヘリコプターの待機状態にあるターボシャフトエンジンを支援する方法、および待機状態になることが可能な少なくとも１つのターボシャフトエンジンを備えるヘリコプターの推進システムのアーキテクチャ
US10428739B2 (en) Self-contained power unit for implementing a method for optimizing the operability of an aircraft propulsive unit
US10662875B2 (en) Propulsion unit with selective coupling means
US9429077B2 (en) Multiple turboshaft engine control method and system for helicopters
US9328667B2 (en) Systems and methods for changing a speed of a compressor boost stage in a gas turbine
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
RU2663786C2 (ru) Способ оптимизации удельного расхода топлива двухмоторного вертолета
RU2702945C2 (ru) Съемный блок реактивации газотурбинного двигателя, архитектура силовой установки многомоторного вертолета, оснащенной таким блоком, и соответствующий вертолет
US20120128493A1 (en) Hybrid free-air gas turbine engine
US10836505B2 (en) Operating auxiliary power unit during off-nominal propulsion system operation
CA2826127C (en) Systems and methods for driving an oil cooling fan of a gas turbine engine
US20150330300A1 (en) Two spool engine core with a starter
JP2017502201A (ja) ヘリコプタのターボシャフトエンジン、対応する制御デバイス、およびそのようなデバイスが設けられたヘリコプタの作動速度を自動的に制御するための方法。
EP2815966A1 (en) Rotary wing aircraft with a propulsion system
US20220289398A1 (en) Turboshaft engine clutch configuration