RU2689223C2 - Конструкция силовой установки вертолета, содержащей гибридный газотурбинный двигатель и систему повторного приведения в действие этого гибридного газотурбинного двигателя - Google Patents

Конструкция силовой установки вертолета, содержащей гибридный газотурбинный двигатель и систему повторного приведения в действие этого гибридного газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2689223C2
RU2689223C2 RU2017113510A RU2017113510A RU2689223C2 RU 2689223 C2 RU2689223 C2 RU 2689223C2 RU 2017113510 A RU2017113510 A RU 2017113510A RU 2017113510 A RU2017113510 A RU 2017113510A RU 2689223 C2 RU2689223 C2 RU 2689223C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
turbine engine
actuation
mode
circuit
Prior art date
Application number
RU2017113510A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2017113510A3 (ru
RU2017113510A (ru
Inventor
Филипп ВАЛЛАР
Жан-Мишель БАЗЕ
ДЮИГУ Лоик ЛЕ
Original Assignee
Сафран Хеликоптер Энджинз
Сафран Электрикал Энд Пауэр
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, Сафран Электрикал Энд Пауэр filed Critical Сафран Хеликоптер Энджинз
Publication of RU2017113510A publication Critical patent/RU2017113510A/ru
Publication of RU2017113510A3 publication Critical patent/RU2017113510A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2689223C2 publication Critical patent/RU2689223C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B64C27/14—Direct drive between power plant and rotor hub
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D13/00—Combinations of two or more machines or engines
    • F01D13/003—Combinations of two or more machines or engines with at least two independent shafts, i.e. cross-compound
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D13/00—Combinations of two or more machines or engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D19/00—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith
    • 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
    • B64D27/026—Aircraft characterised by the type or position of power plants comprising different types of power plants, e.g. combination of a piston engine and a gas-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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator
    • 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
    • F05D2270/13—Purpose of the control system to control two or more engines simultaneously
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)

Abstract

Изобретение относится к конструкции силовой установки многодвигательного вертолета, содержащей газотурбинные двигатели, соединенные с редуктором силовой трансмиссии, отличающейся тем, что она содержит, по меньшей мере, один гибридный газотурбинный двигатель (20), который способен функционировать, по меньшей мере, в одном режиме ожидания во время установившегося полета с крейсерской скоростью вертолета; по меньшей мере, две проверочных цепи (30; 40) каждого гибридного газотурбинного двигателя (20); причем каждая цепь (30; 40) содержит электрическую машину (31; 41), соединенную с гибридным газотурбинным двигателем (20) и приспособленную для приведения его газогенератора во вращение, и, по меньшей мере, один источник (33; 43) электропитания этой электрической машины (31; 41); причем каждая цепь (30; 40) повторного приведения в действие рассчитана таким образом, чтобы имелась возможность перевода упомянутого газотурбинного двигателя (20), по меньшей мере, в один рабочий режим из множества предварительно заданных режимов. Позволяет добиться очень хорошего коэффициента готовности системы повторного приведения в действие. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

1. ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Изобретение относится к конструкции силовой установки многодвигательного вертолета, в частности двухдвигательного и трехдвигательного, и к вертолету, содержащему силовую установку, имеющую такую конструкцию.
2. ИЗВЕСТНЫЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Двух- или трехдвигательный вертолет содержит, как известно, силовую установку, содержащую два или три газотурбинных двигателя; причем каждый газотурбинный двигатель содержит газогенератор и силовую турбину, приводимую во вращение газогенератором и жестко соединенную с вторичным валом. Вторичный вал каждой силовой турбины приспособлен для приведения в движение редуктор силовой трансмиссии, который в свою очередь приводит в движение несущий винт вертолета.
Известно, что, когда вертолет совершает полет на крейсерской скорости (т.е. когда он перемещается в нормальных условиях, на всех этапах полета, за исключением переходных этапов взлета, набора высоты, приземления или полета в режиме висения, газотурбинные двигатели развивают небольшие мощности, которые меньше продолжительных максимальных мощностей. Эти невысокие уровни мощности влекут за собой удельный расход топлива (далее - Cs), который определяется как соотношение между часовым расходом топлива камеры сгорания этого газотурбинного двигателя и механической силой, создаваемой этим газотурбинным двигателем, который больше на 30% Cs максимальной мощности при взлете, и, таким образом, к избыточному расходу топлива во время полета на крейсерской скорости.
Кроме того, газотурбинные двигатели вертолета разработаны как переразмеренные для того, чтобы имелась возможность удерживать вертолет в полете в случае отказа одного из двигателей. Такая ситуация в воздухе возникает вследствие отказа одного двигателя и приводит к тому, что каждый двигатель при эксплуатации обеспечивает мощность, значительно превышающую его номинальную мощность, для создания возможности для вертолета преодолеть опасную ситуацию, а затем иметь возможность продолжить свой полет.
Газотурбинные двигатели также являются переразмеренными для того, чтобы изготовитель вертолетов мог обеспечить совершение полета во всех особенных областях полетных режимов, в частности полет на больших высотах и в жарких климатических условиях. Эти моменты полета, очень напряженные, в частности когда вертолет имеет массу, близкую к его максимальной взлетной массе, встречаются лишь в некоторых случаях эксплуатации.
Эти переразмеренные газотурбинные двигатели находятся в неблагоприятном положении в плане массы и расхода горючего. Для уменьшения этого расхода во время полета на крейсерской скорости был рассмотрен вопрос перехода в полете в режим ожидания, по меньшей мере, одного из газотурбинных двигателей. Работающий или работающие двигатели функционируют, таким образом, на более высоких уровнях мощности для образования всей необходимой мощности и на более благоприятных, таким образом, уровнях Cs.
Заявителями в заявках FR1151717 и FR1359766 были предложены способы оптимизации удельного расхода топлива газотурбинных двигателей вертолета посредством возможности перевода, по меньшей мере, одного газотурбинного двигателя в режим установившегося полета, так называемого продолжительного, и, по меньшей мере, одного газотурбинного двигателя в особенный режим ожидания, из которого он может быть выведен, в зависимости от необходимости, ускоренным или стандартным образом.
Выход из режима ожидания называется стандартным, когда изменения условий полета заставляют активизировать работу газотурбинного двигателя, находящегося в состоянии ожидания, например, когда вертолет будет переходить от условий совершения полета на крейсерской скорости к этапу приземления. Такой нормальный выход из режима ожидания осуществляется в течение от 10 секунд до 1 минуты. Выход из режима ожидания называется ускоренным, когда происходит поломка или возникает недостаток тяги работающего двигателя или когда условия полета неожиданно становятся сложными. Такой экстренный выход из режима ожидания осуществляется в период времени меньше 10 секунд.
Заявитель уже предлагал систему повторного приведения в действие газотурбинного двигателя, находящегося в состоянии ожидания, позволяющую выйти из режима ожидания (стандартным или ускоренным способами), которую осуществляет электрическая машина. Эта электрическая машина может питаться от бортовой электросети вертолета (далее по тексту - RDB), которая представляет собой сеть напряжения постоянного тока в 28 вольт и/или сеть напряжения, питаемую от адаптированной энергетической электроники, подсоединенной к соответствующему напряжению переменного тока летательного аппарата. Было также предложено использовать электрическую машину для оказания содействия в механическом плане газотурбинному двигателю во время нахождения в особом режиме ожидания.
Изобретатели, таким образом, стремились улучшить характеристики конструкций силовых установок, содержащих, по меньшей мере, один газотурбинный двигатель, приспособленный для перехода в режим ожидания, и систему повторного приведения в действие газотурбинного двигателя, содержащего электрическую машину.
В частности, изобретатели стремились предложить новую конструкцию силовой установки, которая позволяет добиться очень хорошего коэффициента готовности системы повторного приведения в действие. Изобретатели также стремились предложить новую конструкцию, которая позволяет обнаружить возможные поломки системы повторного приведения в действие газотурбинного двигателя, находящегося в состоянии ожидания.
3. ЦЕЛИ И ЗАДАЧИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Изобретение направлено на создание новой конструкции силовой установки многодвигательного вертолета.
Изобретение направлено также на создание, по меньшей мере, согласно одному способу практического осуществления, конструкции силовой установки многодвигательного вертолета, содержащего газотурбинный двигатель, рассчитанный таким образом, чтобы имелась возможность его перевода в состояние ожидания, и систему повторного приведения в действие, которая обладает более хорошей эксплуатационной готовностью по сравнению с системами на основе предшествующего уровня техники.
Изобретение направлено также на создание, по меньшей мере, согласно одному способу практического осуществления, конструкции, позволяющей обнаружить возможные поломки системы повторного приведения в действие.
Изобретение направлено также на создание вертолета, содержащего силовую установку, имеющую конструкцию согласно изобретению.
4. ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
С этой целью изобретение относится к конструкции силовой установки многодвигательного вертолета, содержащей газотурбинные двигатели, соединенные с редуктором силовой трансмиссии, отличающейся тем, что она содержит:
- по меньшей мере, один газотурбинный двигатель из числа упомянутых газотурбинных двигателей, так называемый гибридный газотурбинный двигатель, способный функционировать, по меньшей мере, в режиме ожидания во время установившегося полета вертолета, причем другие газотурбинные двигатели функционируют сами во время этого установившегося полета;
- по меньшей мере, две проверочных цепи каждого гибридного газотурбинного двигателя, так называемые цепи повторного приведения в действие; причем каждая цепь содержит электрическую машину, соединенную с гибридным газотурбинным двигателем и приспособленную для приведения во вращение, и, по меньшей мере, один источник электропитания этой электрической машины; причем каждая цепь повторного приведения в действие рассчитана таким образом, чтобы имелась возможность переводить упомянутый газотурбинный двигатель, по меньшей мере, в один рабочий режим из множества предварительно заданных режимов.
Конструкция согласно изобретению позволяет, таким образом, по меньшей мере, удваивать цепи повторного приведения в действие гибридного газотурбинного двигателя, способного функционировать в режиме ожидания. Система повторного приведения в действие конструкции согласно изобретению содержит, таким образом, по меньшей мере, две различных электрических машины; причем каждая машина соединена с гибридным газотурбинным двигателем для образования, по меньшей мере, двух различных цепей повторного приведения в действие, рассчитанных таким образом, чтобы имелась возможность приводить газотурбинный двигатель, по меньшей мере, в рабочий режим, выбранный среди множества предварительно заданных режимов.
Гибридный газотурбинный двигатель, согласно идее изобретения, представляет собой газотурбинный двигатель, рассчитанный таким образом, чтобы имелась возможность перевода, по команде и без принуждения, по меньшей мере, в один предварительно заданный режим ожидания, из которого он может выходить стандартным или ускоренным образом (называемым также экстренным). Газотурбинный двигатель может быть в состоянии ожидания только во время установившегося полета вертолета, т.е. (за исключением поломки газотурбинного двигателя вертолета) во время совершения полета на крейсерской скорости, когда он перемещается в нормальных условиях. Выход из режима ожидания заключается в переводе газотурбинного двигателя в режим ускорения газогенератора путем приведения в движение соответствующего режиму вывода в зависимости от условий (нормальный выход из состояния ожидания или ускоренный, так называемый экстренный, выход из состояния ожидания).
Предпочтительно и согласно изобретению, газотурбинный двигатель содержит газогенератор, причем упомянутое множество предварительно заданных режимов содержит:
- режим, так называемый режим ускоренного повторного приведения в действие, в котором упомянутый газотурбинный двигатель приводится во вращение из режима ожидания, достигая скорости, составляющей от 80 до 105% расчетной скорости упомянутого газогенератора упомянутого газотурбинного двигателя, за период времени менее 10 сек.;
- режим, так называемый режим стандартного повторного приведения в действие, в котором упомянутый газотурбинный двигатель приводится во вращение из режима ожидания, достигая скорости, составляющей от 80 до 105% расчетной скорости упомянутого газогенератора упомянутого газотурбинного двигателя, за период времени от 10 до 60 сек.;
- режим ожидания, так называемый сверхзамедленный вспомогательный режим, в котором газотурбинный двигатель непрерывно приводится во вращение со скоростью, составляющей от 20 до 60% расчетной скорости упомянутого газогенератора упомянутого газотурбинного двигателя;
- режим ожидания, так называемый валоповоротный режим, в котором газотурбинный двигатель непрерывно приводится во вращение со скоростью, составляющей от 5 до 20% расчетной скорости упомянутого газогенератора упомянутого газотурбинного двигателя.
Предпочтительно и согласно изобретению, упомянутый вертолет содержит, по меньшей мере, одну бортовую электросеть; причем каждая цепь повторного приведения в действие, рассчитанная таким образом, чтобы переводить упомянутый газотурбинный двигатель в упомянутый режим ускоренного повторного приведения в действие, содержит источник питания, образованный накопителем энергии; причем каждая цепь повторного приведения в действие, рассчитанная таким образом, чтобы приводить упомянутый газотурбинный двигатель в упомянутый режим стандартного повторного приведения в действие или в режим ожидания, содержит источник питания, образованный бортовой электросетью вертолета.
Накопитель энергии позволяет создать большую мощность, соответствующую энергии, необходимой для того, чтобы позволить ускоренно вывести газотурбинный двигатель из его режима ожидания. Накопитель, таким образом, хорошо приспособлен для цепи повторного приведения в действие, предназначенной для ускоренного повторного приведения в действие газотурбинного двигателя.
Бортовая электросеть позволяет тестировать соответствующую цепь повторного приведения в действие одновременно на земле перед взлетом и во время полета, например, перед переводом газотурбинного двигателя в состояние ожидания. Кроме того, такой источник энергии является достаточным для питания электрической машины, предназначенной для повторного запуска гибридного газотурбинного двигателя в условиях стандартного повторного приведения в действие.
Предпочтительно и согласно изобретению, упомянутая бортовая электросеть представляет собой сеть, рассчитанную таким образом, чтобы она могла создавать соответствующее напряжение переменного тока для летательного аппарата.
Согласно первому предпочтительному варианту изобретения, конструкция содержит:
- по меньшей мере, одну первую цепь повторного приведения в действие, рассчитанную таким образом, чтобы иметь возможность приводить упомянутый газотурбинный двигатель одновременно и в режим ускоренного повторного приведения в действие, и в режим стандартного повторного приведения в действие, и, по меньшей мере, в один режим ожидания;
- по меньшей мере, одну вторую цепь повторного приведения в действие, рассчитанную таким образом, чтобы иметь возможность приводить упомянутый газотурбинный двигатель исключительно в упомянутый режим стандартного повторного приведения в действие.
Для его практического осуществления первая цепь соединена с двумя различными источниками электроэнергии; накопителем энергии и бортовой электросетью вертолета. Вторая цепь также соединена с бортовой электросетью.
Согласно данному варианту, и первая, и вторая цепи повторного приведения в действие совместимы со стандартным повторным приведением в действие газотурбинного двигателя. На них поочередно может оказываться воздействие при каждом запуске для проверки их эксплуатационной готовности.
Первая цепь повторного приведения в действие, кроме того, рассчитана одновременно и для ускоренного повторного приведения в действие, и режима ожидания. Также в режиме ожидания цепь подвергается воздействию, что используется для тестирования цепи с учетом возможного ускоренного повторного приведения в действие. Отсутствие поломки цепи проверяется, таким образом, в процессе режима ожидания.
В случае отсутствия эксплуатационной готовности первой цепи вторая цепь подвергается воздействию для стандартного повторного приведения в действие гибридного газотурбинного двигателя.
Во время ускоренного повторного приведения в действие гибридного газотурбинного двигателя первая цепь подвергается воздействию, а вторая цепь может в отдельных случаях привносить дополнительное количество мощности, если это необходимо.
В сочетании с первым вариантом вторая цепь также может быть рассчитана таким образом, чтобы имелась возможность переводить газотурбинный двигатель в упомянутый режим ускоренного повторного приведения в действие. Для этого вторая цепь на практике соединена со вторым накопителем электроэнергии.
Конструкция согласно этому частному варианту располагает, таким образом, двумя различными цепями повторного приведения в действие, позволяющими осуществлять ускоренный перезапуск газотурбинного двигателя. Также в случае поломки одной цепи ускоренного повторного приведения в действие другая цепь может сгладить поломку.
Согласно второму предпочтительному варианту изобретения, конструкция содержит:
- по меньшей мере, первую цепь повторного приведения в действие, рассчитанную таким образом, чтобы имелась возможность приводить упомянутый газотурбинный двигатель одновременно и режим ускоренного повторного приведения в действие, и в режим стандартного повторного приведения в действие;
- по меньшей мере, вторую цепь повторного приведения в действие, рассчитанную таким образом, чтобы имелась возможность приводить упомянутый газотурбинный двигатель исключительно только в упомянутый режим ожидания.
Для этого на практике первая цепь повторного приведения в действие содержит два источника электропитания: накопитель энергии и бортовую электросеть вертолета, а вторая цепь повторного приведения в действие непосредственно подсоединена к бортовой электросети.
Первая цепь подвергается запуску для проверки эксплуатационной готовности цепи. В режиме ожидания вторая цепь подвергается воздействию для того, чтобы не приводить к порче цепи, предназначенной для ускоренного повторного приведения в действие. Отсутствие эксплуатационной готовности второй цепи приводит к переходу к первой цепи и к повторному приведению в действие газотурбинного двигателя.
В сочетании с данным вторым вариантом вторая цепь также может быть рассчитана таким образом, чтобы имелась возможность приводить газотурбинный двигатель в упомянутый режим стандартного повторного приведения в действие. Для этого вторая цепь соединена с бортовой электросетью.
Преимуществом данного варианта является, в частности то, что в случае поломки первой цепи вторая цепь может обеспечить стандартное повторное приведение в действие газотурбинного двигателя.
Кроме того, две цепи могут быть протестированы в любой момент.
Изобретение также относится к вертолету, содержащему силовую установку, отличающуюся тем, что упомянутая силовая установка содержит конструкцию согласно изобретению.
Изобретение также относится к конструкции силовой установки многодвигательных вертолетов и к вертолету, оснащенному силовой установкой, содержащей такую конструкцию, отличающимся в комбинации всех или части отличительных особенностей, перечисленных выше или в последующем.
5. ПЕРЕЧЕНЬ ПРИЛАГАЕМЫХ ФИГУР ЧЕРТЕЖА
Другие цели, отличительные особенности и преимущества изобретения станут видны после изучения нижеследующего описания, приводимого исключительно в качестве примера, не имеющего ограничительного характера, со ссылкой на прилагаемые фигуры чертежа, на которых:
- фиг.1 представляет собой схематический вид конструкции на основе известного уровня техники, содержащей газотурбинный двигатель, контроль над которым осуществляется посредством только одной контрольной цепи;
- фиг.2 представляет собой схематический вид другой конструкции на основе известного уровня техники;
- фиг.3 представляет собой схематический вид конструкции согласно способу практического осуществления изобретения;
- фиг.4 представляет собой схематический вид конструкции согласно другому способу практического осуществления изобретения;
- фиг.5 представляет собой схематический вид конструкции согласно другому способу практического осуществления изобретения;
- фиг.6 представляет собой схематический вид конструкции согласно другому способу практического осуществления изобретения;
- фиг.7 представляет собой схематический вид конструкции согласно другому способу практического осуществления изобретения.
6. ДЕТАЛЬНОЕ ОПИСАНИЕ НЕСКОЛЬКИХ СПОСОБОВ ПРАКТИЧЕСКОГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Способы практического осуществления, описание которых приводится в последующем, представляют собой примеры практического осуществления изобретения. Хотя в детальном описании ссылка делается на один или множество способов практического осуществления, это не означает в обязательном порядке, что каждая ссылка относится к одному и тому же способу практического осуществления или что отличительные особенности применяются только к одному способу практического осуществления. Простые отличительные особенности различных способов практического осуществления также могут комбинироваться для разработки других способов практического осуществления. Кроме того, в интересах обеспечения наглядности и ясности на фигурах чертежа не обязательно могут соблюдаться масштабы и пропорции.
Фиг.1 представляет собой схематический вид конструкции силовой установки известного вертолета, содержащей газотурбинный двигатель 10 и контрольную цепь этого газотурбинного двигателя. Контрольная цепь содержит электрическую машину 11, применяемую для приведения по команде во вращение газотурбинного двигателя 10 для обеспечения его запуска. Электрическая машина 11 обеспечивается электропитанием непосредственно от бортовой электросети 12 низкого напряжения вертолета, которая, как правило, является электросетью, обеспечивающей напряжение постоянного тока в 28 вольт.
Фиг.2 представляет собой схематический вид конструкции силовой установки известного вертолета, содержащей газотурбинный двигатель 10 и другую контрольную цепь газотурбинного двигателя. Контрольная цепь содержит электрическую машину 11, применяемую для приведения по команде во вращение газотурбинного двигателя 10 для обеспечения его запуска. Электрическая машина 11 обеспечивается электропитанием от соответствующей бортовой электросети 14 высокого напряжения переменного тока летательного аппарата. Цепь содержит также модульный блок 13 силового преобразования, применяемый для преобразования высокого напряжения переменного тока, который обеспечивается бортовой электросетью 14, в напряжение для управления электрической машиной 11.
Запуск газотурбинного двигателя 10 с конструкциями, показанными на фиг.1 и 2, производится, как правило, на земле. Повторный запуск в полете газотурбинного двигателя согласно данной конструкции представляет собой исключительное явление.
Фиг.3-7 изображают конструкции согласно изобретению, которые позволяют перевести, по меньшей мере, один газотурбинный двигатель в режим ожидания и повторно привести его в действие в полете. Кроме того, предложенные конструкции позволяют повысить надежность операций по повторному приведению в действие и обеспечить регулярный контроль над различными цепями повторного приведения в действие.
На фиг.3-7 изображен только один гибридный газотурбинный двигатель, поскольку многодвигательная конструкция, в частности двух- или трехдвигательная, содержит множество газотурбинных двигателей, из которых, по меньшей мере, один является гибридным газотурбинным двигателем.
Конструкция, согласно изобретению, содержит множество газотурбинных двигателей, соединенных с редуктором силовой трансмиссии (на фигурах чертежа не показан).
Среди множества газотурбинных двигателей, по меньшей мере, один газотурбинный двигатель, так называемый гибридный газотурбинный двигатель 20, способен работать, по меньшей мере, в режиме ожидания во время полета вертолета на крейсерской скорости.
Согласно способам практического осуществления, изображенным на фиг.3-7, конструкция содержит две цепи 30, 40 повторного приведения в действие гибридного газотурбинного двигателя 20. В связи с этим в последующем цепь повторного приведения в действие, определенная цифровой позицией 30, будет обозначать первую цепь повторного приведения в действие, а цепь повторного приведения в действие, определенная цифровой позицией 40, будет обозначать вторую цепь повторного приведения в действие.
Также вносится уточнение, что одни и те же цифровые позиции 30 и 40 использованы для изображения в схематическом виде первой и второй цепей повторного приведения в действие на фиг.3-7, хотя цепи повторного приведения в действие не одинаковы в разных способах практического осуществления.
Каждая цепь 30, 40 повторного приведения в действие рассчитана таким образом, чтобы обладать возможностью переводить газотурбинный двигатель 20, по меньшей мере, в один рабочий режим из числа множества предварительно заданных режимов.
Газотурбинный двигатель содержит газогенератор, причем предварительно заданные режимы содержат, по меньшей мере, следующие режимы:
- режим, так называемый режим ускоренного повторного приведения в действие, в котором газотурбинный двигатель 20 переводится во вращение из режима ожидания и достигает скорости, составляющей от 80 до 105% расчетной скорости газогенератора газотурбинного двигателя, за период времени меньше 10 сек.;
- режим, так называемый стандартный режим повторного приведения в действие, в котором газотурбинный двигатель 20 переводится во вращение из состояния режима ожидания и достигает скорости, составляющей от 80 до 105% расчетной скорости газогенератора газотурбинного двигателя, за период времени от 10 до 60 сек.;
- режим ожидания, так называемый вспомогательный сверхзамедленный режим, в котором газотурбинный двигатель 20 непрерывно приводится во вращение со скоростью от 20 до 60% расчетной скорости газогенератора газотурбинного двигателя;
- режим ожидания, так называемый валоповоротный режим, в котором газотурбинный двигатель 20 непрерывно приводится во вращение со скоростью, составляющей от 5 до 20% упомянутой расчетной скорости.
Как показано на фиг.3, первая цепь 30 повторного приведения в действие содержит электрическую машину 31, устройство 32 преобразования мощности, накопитель 33 электрической энергии и бортовую электросеть 51. Вторая цепь 40 повторного приведения в действие содержит электрическую машину 41, устройство 42 преобразования мощности и бортовую электросеть 51, которая является общей и для первой цепи 30 повторного приведения в действие.
Данный способ практического осуществления позволяет первой цепи 30 повторного приведения в действие переводить газотурбинный двигатель 20 или в режим ускоренного повторного приведения в действие (путем использования энергии накопителя 33), или в режим стандартного повторного приведения в действие (путем использования энергии бортовой электросети 51 или накопителя 33), или, по меньшей мере, в один режим ожидания (путем использования энергии бортовой электросети 51). Он также позволяет второй цепи 40 повторного приведения в действие иметь возможность переводить газотурбинный двигатель 20 в упомянутый стандартный режим повторного приведения в действие (путем использования энергии бортовой электросети 51).
Согласно данному способу практического осуществления, на первую и вторую цепи может поочередно оказываться воздействие при каждом запуске для проверки их эксплуатационной готовности.
Первая цепь, кроме того, рассчитана для повторного ускоренного приведения в действие и для режима ожидания; причем переход газотурбинного двигателя 20 в состояние ожидания позволяет проверить целостность цепи 30 и обнаружить, таким образом, возможную поломку, препятствующую, таким образом, ускоренному повторному приведению в действие газотурбинного двигателя 20 посредством цепи 30. В случае обнаружения поломки воздействие оказывается, таким образом, на вторую цепь 40 для стандартного повторного приведения в действие гибридного газотурбинного двигателя 20.
Во время ускоренного повторного приведения в действие гибридного газотурбинного двигателя 20 посредством первой цепи 30 повторного приведения в действие вторая цепь 40 может, кроме того, обеспечить в случае необходимости дополнительную мощность.
Конструкция, изображенная на фиг.4, представляет собой вариант конструкции, показанной на фиг.3. Данная конструкция содержит, кроме конструктивных элементов, описание которых приведено со ссылкой на фиг.3, второй накопитель 43, размещенный на второй цепи 40 повторного приведения в действие.
Данный способ практической реализации позволяет, таким образом, второй цепи 40 повторного приведения в действие также переводить газотурбинный двигатель 20 в режим ускоренного повторного приведения в действие (путем использования энергии накопителя 43).
Данная конструкция, таким образом, является конструкцией с избыточностью и обладает повышенной эксплуатационной готовностью.
Как показано на фиг.5, первая цепь 30 повторного приведения в действие содержит электрическую машину 31, устройство 32 преобразования мощности, накопитель 33 электроэнергии и бортовую электросеть 51, которая является, например, бортовой электросетью, обеспечивающей напряжение переменного тока в 115 вольт. Вторая цепь 40 повторного приведения в действие содержит электрическую машину 41, устройство 42 преобразования мощности, бортовую электросеть 52, которая является, например, сетью, обеспечивающей напряжение постоянного тока в 28 вольт, бортовую электросеть 51, общую и для первой цепи 30 повторного приведения в действие, и, в случае необходимости, накопитель 53 электроэнергии.
Согласно данному способу практического осуществления, первая цепь 30 повторного приведения в действие позволяет переводить газотурбинный двигатель 20 в режим ускоренного повторного приведения в действие (путем использования энергии накопителя 33), в режим стандартного повторного приведения в действие (путем использования энергии бортовой электросети 51 или накопителя 33) или в режим ожидания. Он также позволяет второй цепи 40 повторного приведения в действие иметь возможность переводить газотурбинный двигатель 20 в режим стандартного повторного приведения в действие (путем использования энергии бортовой электросети 52 или необязательного накопителя 53, или посредством энергии бортовой электросети 51). В частности, такое особенное техническое решение позволяет второй цепи 40 повторного приведения в действие газотурбинного двигателя 20 воспользоваться бортовой электросетью 51 в случае больших мощностей, например, больше 10 кВт, и прибегнуть к бортовой электросети 52 для более слабых мощностей, например, меньше 10 кВт.
Как показано на фиг.6, первый цикл 30 повторного приведения в действие содержит электрическую машину 31, устройство 32 преобразования мощности и накопитель 33 электроэнергии. Вторая цепь 40 повторного приведения в действие содержит электрическую машину 41, устройство 42 преобразования мощности и бортовую электросеть 51.
Согласно данному способу практического осуществления, первая цепь 30 повторного приведения в действие позволяет переводить газотурбинный двигатель 20 в режим ускоренного повторного приведения в действие (путем использования энергии накопителя 33). Он также позволяет второй цепи 40 повторного приведения в действие иметь возможность переводить газотурбинный двигатель 20 в режим ожидания (путем использования энергии бортовой сети 51) или в стандартный режим повторного приведения в действие.
Как показано на фиг.7, первая цепь 30 повторного приведения в действие содержит электрическую машину 31, устройство 32 преобразования мощности, накопитель 33 электроэнергии, бортовую электросеть 51. Вторая цепь 40 повторного приведения в действие содержит электрическую машину 41, устройство 42 преобразования мощности и бортовую электросеть 51, общую и для первой цепи 30.
Согласно данному способу практического осуществления, первая цепь 30 повторного приведения в действие позволяет переводить газотурбинный двигатель 20 в режим ускоренного повторного приведения в действие (путем использования энергии накопителя 33) и в режим стандартного повторного приведения в действие (путем использования энергии бортовой электросети 51 или накопителя 33). Он также позволяет второй цепи 40 повторного приведения в действие иметь возможность переводить газотурбинный двигатель 20 в режим ожидания или стандартного повторного приведения в действие (путем использования энергии бортовой электросети 51).
Как вариант, вторая цепь может быть рассчитана для перевода газотурбинного двигателя 20 исключительно в режим ожидания (путем использования энергии бортовой электросети 51).
Преимуществом данной конструкции является возможность воспользоваться электрической машиной, оптимизированной по мощности, в частности для электрической машины 41, единственным предназначением которой является обеспечение режима ожидания.
Для каждого способа управление цепями повторного приведения в действие контролируется устройством регулирования газотурбинного двигателя, известного под английским сокращенным обозначением FADEC (Full Authority Digital Engine Control - полностью автономная электронно-цифровая система управления двигателем).
Изобретение не ограничивается только способами практического осуществления, описание которых было приведено. В частности, изобретение может содержать множество гибридных газотурбинных двигателей, причем каждый газотурбинный двигатель оснащен, по меньшей мере, двумя цепями собственно повторного приведения в действие, как это было описано.

Claims (22)

1. Конструкция силовой установки многодвигательного вертолета, содержащая газотурбинные двигатели, соединенные с коробкой приводов,
отличающаяся тем, что она содержит
по меньшей мере, один газотурбинный двигатель из числа упомянутых газотурбинных двигателей, представляющий собой гибридный газотурбинный двигатель (20), выполненный с возможностью работы в, по меньшей мере, одном режиме ожидания во время установившегося полета с крейсерской скоростью вертолета, причем другие газотурбинные двигатели функционируют отдельно во время этого установившегося полета;
по меньшей мере, две цепи (30; 40) управления каждым гибридным газотурбинным двигателем (20), представляющие собой цепи повторного приведения в действие; причем каждая цепь (30; 40) содержит электрическую машину (31; 41), соединенную с гибридным газотурбинным двигателем (20) и выполненную с возможностью приведения во вращение, и, по меньшей мере, один источник (33; 43; 51) электропитания этой электрической машины (31; 41); причем каждая цепь (30; 40) повторного приведения в действие выполнена с возможностью приведения в действие газотурбинного двигателя (20), по меньшей мере, в одном рабочем режиме из множества заданных режимов.
2. Конструкция по п.1, в которой каждый гибридный газотурбинный двигатель содержит газогенератор, отличающаяся тем, что множество заданных режимов содержит
режим ускоренного повторного приведения в действие, в котором упомянутый газотурбинный двигатель (20) приводится во вращение, достигая скорости, составляющей от 80 до 105% от номинальной скорости газогенератора газотурбинного двигателя за период времени менее 10 сек.;
режим стандартного повторного приведения в действие, в котором упомянутый газотурбинный двигатель (20) приводится во вращение, достигая скорости, составляющей от 80 до 105% от номинальной скорости газогенератора газотурбинного двигателя за период времени от 10 сек. до 60 сек.;
режим ожидания, представляющий собой сверхзамедленный вспомогательный режим, в котором газотурбинный двигатель (20) непрерывно приводится во вращение со скоростью, составляющей от 20 до 60% от номинальной скорости газогенератора газотурбинного двигателя;
режим ожидания, так называемый валоповоротный режим, в котором газогенератор газотурбинного двигателя (20) непрерывно приводится во вращение со скоростью от 5 до 20% от номинальной скорости.
3. Конструкция по п.2, отличающаяся тем, что
каждая цепь (30; 40) повторного приведения в действие, выполненная с возможностью приведения в действие газогенератора газотурбинного двигателя (20) в режиме ускоренного повторного приведения в действие, содержит источник питания, образованный накопителем (33; 43) энергии;
- каждая цепь (30; 40) повторного приведения в действие, выполненная с возможностью приведения газогенератора газотурбинного двигателя (20) в режиме стандартного повторного приведения в действие или в режим ожидания, содержит источник питания, образованный бортовой сетью (51) вертолета.
4. Конструкция по п.3, отличающаяся тем, что бортовая сеть (51) представляет собой сеть, выполненную с возможностью подачи соответствующего напряжения переменного тока летательного аппарата.
5. Конструкция по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что она содержит
по меньшей мере, одну первую цепь (30) повторного приведения в действие, выполненную с возможностью приведения в действие упомянутого газотурбинного двигателя одновременно и в режиме ускоренного повторного приведения в действие, и в режиме стандартного повторного приведения в действие, и, по меньшей мере, в одном режиме ожидания;
по меньшей мере, одну вторую (40) цепь повторного приведения в действие, выполненную с возможностью приведения в действие упомянутого газотурбинного двигателя исключительно в упомянутом стандартном режиме повторного приведения в действие.
6. Конструкция по п.5, отличающаяся тем, что вторая цепь (40) повторного приведения в действие также выполнена с возможностью приведения в действие газотурбинного двигателя в упомянутом ускоренном режиме повторного приведения в действие.
7. Конструкция по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что она содержит
по меньшей мере, одну первую цепь (30) повторного приведения в действие, выполненную с возможностью приведения в действие газотурбинного двигателя одновременно и в режиме ускоренного повторного приведения в действие, и в режиме стандартного повторного приведения в действие;
по меньшей мере, одну вторую цепь (40) повторного приведения в действие, выполненную с возможностью приведения в действие газотурбинного двигателя исключительно в упомянутом режиме ожидания.
8. Конструкция по п.7, отличающаяся тем, что вторая цепь (40) повторного приведения в действие также выполнена с возможностью приведения в действие газотурбинного двигателя (20) в режиме стандартного повторного приведения в действие.
9. Вертолет, содержащий силовую установку, отличающийся тем, что упомянутая силовая установка имеет конструкцию по любому из пп.1-8.
RU2017113510A 2014-10-13 2015-10-06 Конструкция силовой установки вертолета, содержащей гибридный газотурбинный двигатель и систему повторного приведения в действие этого гибридного газотурбинного двигателя RU2689223C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1459777A FR3027058B1 (fr) 2014-10-13 2014-10-13 Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant un turbomoteur hybride et un systeme de reactivation de ce turbomoteur hybride
FR1459777 2014-10-13
PCT/FR2015/052683 WO2016059320A1 (fr) 2014-10-13 2015-10-06 Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant un turbomoteur hybride et un systeme de reactivation de ce turbomoteur hybride

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017113510A RU2017113510A (ru) 2018-11-15
RU2017113510A3 RU2017113510A3 (ru) 2019-04-02
RU2689223C2 true RU2689223C2 (ru) 2019-05-24

Family

ID=51987386

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017113510A RU2689223C2 (ru) 2014-10-13 2015-10-06 Конструкция силовой установки вертолета, содержащей гибридный газотурбинный двигатель и систему повторного приведения в действие этого гибридного газотурбинного двигателя

Country Status (11)

Country Link
US (2) US11161603B2 (ru)
EP (1) EP3207223B1 (ru)
JP (1) JP6639510B2 (ru)
KR (1) KR102447272B1 (ru)
CN (1) CN106795774B (ru)
CA (1) CA2963694C (ru)
ES (1) ES2676275T3 (ru)
FR (1) FR3027058B1 (ru)
PL (1) PL3207223T3 (ru)
RU (1) RU2689223C2 (ru)
WO (1) WO2016059320A1 (ru)

Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3019219B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant
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
US10773814B2 (en) * 2015-07-20 2020-09-15 Sikorsky Aircraft Corporation Control system for rotorcraft in-flight engine restarting
US11415063B2 (en) 2016-09-15 2022-08-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse-flow gas turbine engine
US10800536B2 (en) * 2017-06-09 2020-10-13 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US11300746B2 (en) 2017-06-28 2022-04-12 Corning Research & Development Corporation Fiber optic port module inserts, assemblies and methods of making the same
US11668890B2 (en) 2017-06-28 2023-06-06 Corning Research & Development Corporation Multiports and other devices having optical connection ports with securing features and methods of making the same
US11187859B2 (en) 2017-06-28 2021-11-30 Corning Research & Development Corporation Fiber optic connectors and methods of making the same
ES2940350T3 (es) 2017-06-28 2023-05-05 Corning Res & Dev Corp Conectores de fibra óptica compactos que tienen varias huellas de conector, junto con conjuntos de cables y métodos de fabricación asociados
US10359577B2 (en) 2017-06-28 2019-07-23 Corning Research & Development Corporation Multiports and optical connectors with rotationally discrete locking and keying features
US10906637B2 (en) * 2018-05-17 2021-02-02 Textron Innovations Inc. Assisted landing systems for rotorcraft
EP4339440A3 (en) 2018-08-08 2024-05-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-engine system and method
US11732639B2 (en) 2019-03-01 2023-08-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Mechanical disconnects for parallel power lanes in hybrid electric propulsion systems
EP3931091A4 (en) 2019-03-01 2023-01-11 Pratt & Whitney Canada Corp. DISTRIBUTED PROPULSION CONFIGURATIONS FOR AIRCRAFT WITH MIXED PROPULSION SYSTEMS
US11628942B2 (en) 2019-03-01 2023-04-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Torque ripple control for an aircraft power train
CA3133337A1 (en) 2019-03-18 2020-09-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Architectures for hybrid-electric propulsion
US11294133B2 (en) 2019-07-31 2022-04-05 Corning Research & Development Corporation Fiber optic networks using multiports and cable assemblies with cable-to-connector orientation
US11487073B2 (en) 2019-09-30 2022-11-01 Corning Research & Development Corporation Cable input devices having an integrated locking feature and assemblies using the cable input devices
EP3805827A1 (en) 2019-10-07 2021-04-14 Corning Research & Development Corporation Fiber optic terminals and fiber optic networks having variable ratio couplers
US11650388B2 (en) 2019-11-14 2023-05-16 Corning Research & Development Corporation Fiber optic networks having a self-supporting optical terminal and methods of installing the optical terminal
US11536921B2 (en) 2020-02-11 2022-12-27 Corning Research & Development Corporation Fiber optic terminals having one or more loopback assemblies
US11486472B2 (en) 2020-04-16 2022-11-01 United Technologies Advanced Projects Inc. Gear sytems with variable speed drive
US11772807B2 (en) * 2020-06-18 2023-10-03 Textron Innovations Inc. Electric distributed anti-torque architecture
US11604320B2 (en) 2020-09-30 2023-03-14 Corning Research & Development Corporation Connector assemblies for telecommunication enclosures
US20220106915A1 (en) * 2020-10-05 2022-04-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for operating a gas turbine engine to avoid restricted engine speeds
US11927810B2 (en) 2020-11-30 2024-03-12 Corning Research & Development Corporation Fiber optic adapter assemblies including a conversion housing and a release member
US11686913B2 (en) 2020-11-30 2023-06-27 Corning Research & Development Corporation Fiber optic cable assemblies and connector assemblies having a crimp ring and crimp body and methods of fabricating the same
US11880076B2 (en) 2020-11-30 2024-01-23 Corning Research & Development Corporation Fiber optic adapter assemblies including a conversion housing and a release housing
US11994722B2 (en) 2020-11-30 2024-05-28 Corning Research & Development Corporation Fiber optic adapter assemblies including an adapter housing and a locking housing
JP7430134B2 (ja) * 2020-12-22 2024-02-09 本田技研工業株式会社 航空機用推進システム
US11947167B2 (en) 2021-05-26 2024-04-02 Corning Research & Development Corporation Fiber optic terminals and tools and methods for adjusting a split ratio of a fiber optic terminal
FR3135843B1 (fr) 2022-05-17 2024-04-05 Safran Helicopter Engines Machine électrique synchrone pour aéronef, dispositif de propulsion, turbomoteur et procédé associés
FR3138828A1 (fr) 2022-08-12 2024-02-16 Safran Helicopter Engines Procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef
FR3138827A1 (fr) * 2022-08-12 2024-02-16 Safran Helicopter Engines Procédé de gestion de la sortie d’un mode de consommation spécifique d’un turbomoteur d’aéronef

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2289714C2 (ru) * 2004-11-04 2006-12-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Летательный аппарат
EP2404775A2 (fr) * 2010-07-08 2012-01-11 Eurocopter Architecture électrique pour aéronef à voiture tournante à motorisation hybride
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
US20140283519A1 (en) * 2013-03-25 2014-09-25 Airbus Helicopters Rotary wing aircraft with a hybrid power plant

Family Cites Families (10)

* 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
US4276743A (en) * 1976-11-19 1981-07-07 The Garrett Corporation Fuel control system
US5152141A (en) * 1991-04-08 1992-10-06 Avco Corporation Management of electrically driven engine accessories
US20060017328A1 (en) * 2003-02-10 2006-01-26 Bryde Jan H Control system for distributed power generation, conversion, and storage system
FR2909233B1 (fr) * 2006-11-23 2011-03-04 Hispano Suiza Sa Alimentation d'un aeronef en energie electrique
US8018086B2 (en) * 2009-05-18 2011-09-13 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid constant/variable frequency starter drive
US9267438B2 (en) * 2011-10-11 2016-02-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting of aircraft engine
US9157372B2 (en) * 2013-03-11 2015-10-13 Bell Helicopter Textron Inc. Series battery start controller
FR3013390B1 (fr) * 2013-11-19 2019-01-25 Safran Helicopter Engines Turbomachine et procede de regulation

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2289714C2 (ru) * 2004-11-04 2006-12-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Летательный аппарат
EP2404775A2 (fr) * 2010-07-08 2012-01-11 Eurocopter Architecture électrique pour aéronef à voiture tournante à motorisation hybride
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
US20140283519A1 (en) * 2013-03-25 2014-09-25 Airbus Helicopters Rotary wing aircraft with a hybrid power plant

Also Published As

Publication number Publication date
WO2016059320A1 (fr) 2016-04-21
US20220024568A1 (en) 2022-01-27
KR20170070063A (ko) 2017-06-21
RU2017113510A3 (ru) 2019-04-02
CA2963694C (fr) 2023-03-14
CA2963694A1 (fr) 2016-04-21
JP2017537268A (ja) 2017-12-14
CN106795774A (zh) 2017-05-31
EP3207223A1 (fr) 2017-08-23
FR3027058B1 (fr) 2016-11-04
FR3027058A1 (fr) 2016-04-15
CN106795774B (zh) 2020-01-10
PL3207223T3 (pl) 2018-09-28
ES2676275T3 (es) 2018-07-18
US20170305541A1 (en) 2017-10-26
KR102447272B1 (ko) 2022-09-29
EP3207223B1 (fr) 2018-05-16
JP6639510B2 (ja) 2020-02-05
US11161603B2 (en) 2021-11-02
RU2017113510A (ru) 2018-11-15
US11597504B2 (en) 2023-03-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2689223C2 (ru) Конструкция силовой установки вертолета, содержащей гибридный газотурбинный двигатель и систему повторного приведения в действие этого гибридного газотурбинного двигателя
RU2690608C2 (ru) Архитектура силовой системы многомоторного вертолета и соответствующий вертолет
JP6692825B2 (ja) 多発航空機用ハイブリッド推進システム
RU2702377C2 (ru) Многодвигательная силовая система вертолета и соответствующий вертолет
RU2707488C2 (ru) Силовая установка со средствами выборочного соединения
EP3650350B1 (en) Hybrid propulsion systems
CN103314198B (zh) 优化双发动机直升机燃油消耗率的方法和带有用来实施该方法的控制系统的双发动机结构
EP2636596B1 (en) Engine starting system for rotorcraft in flight
JP6598792B2 (ja) 航空機のエネルギー網の包括的管理を最適化する方法および対応する装置
CN106536895A (zh) 用于包括至少两个自由涡轮机的飞行器的自由涡轮机的辅助装置
RU2702945C2 (ru) Съемный блок реактивации газотурбинного двигателя, архитектура силовой установки многомоторного вертолета, оснащенной таким блоком, и соответствующий вертолет
RU2561522C2 (ru) Летательный аппарат, включающий в себя электрический стартер-генератор для каждого турбореактивного двигателя и шасси, оснащенное электродвигателем для руления
EP3260376B1 (en) Operating auxiliary power unit during off-nominal propulsion system operation
RU2693957C1 (ru) Способ автоматического управления рабочим режимом газотурбинного двигателя вертолета, соответствующее устройство управления и вертолет, оснащенный таким устройством
US20220297846A1 (en) Hybrid electric systems for rotorcraft
Gurevich et al. Analysis of possibilities to apply electric technologies for helicopter propulsion system