RU2689266C2 - Способ усиления газотурбинного двигателя в дежурном режиме многомоторного вертолета и структура силовой установки вертолета, содержащая по меньшей мере один газотурбинный двигатель, который может находиться в дежурном режиме - Google Patents

Способ усиления газотурбинного двигателя в дежурном режиме многомоторного вертолета и структура силовой установки вертолета, содержащая по меньшей мере один газотурбинный двигатель, который может находиться в дежурном режиме Download PDF

Info

Publication number
RU2689266C2
RU2689266C2 RU2016136368A RU2016136368A RU2689266C2 RU 2689266 C2 RU2689266 C2 RU 2689266C2 RU 2016136368 A RU2016136368 A RU 2016136368A RU 2016136368 A RU2016136368 A RU 2016136368A RU 2689266 C2 RU2689266 C2 RU 2689266C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air
gas turbine
turbine engine
engine
gas
Prior art date
Application number
RU2016136368A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016136368A (ru
RU2016136368A3 (ru
Inventor
Оливье БЕДРИН
Оливье Пьер ДЕСКЮБ
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 RU2016136368A publication Critical patent/RU2016136368A/ru
Publication of RU2016136368A3 publication Critical patent/RU2016136368A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2689266C2 publication Critical patent/RU2689266C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • 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
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/08—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission being driven by a plurality of power plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/02—Plural gas-turbine plants having a common power output
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
    • F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • F02C7/275—Mechanical drives
    • F02C7/277—Mechanical drives the starter being a separate turbine
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)

Abstract

Объектом изобретения является структура силовой установки многомоторного вертолета, содержащей газотурбинные двигатели (5, 6), отличающаяся тем, что включает в себя: по меньшей мере один гибридный газотурбинный двигатель (5), выполненный с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, при этом другие газотурбинные двигатели (6) работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета; воздушную турбину (30), механически связанную с газогенератором (17) гибридного газотурбинного двигателя (5) и выполненную с возможностью приведения в действие этого газогенератора (17); средства отбора воздуха под давлением из газогенератора (27) маршевого газотурбинного двигателя (6) и трубопровод (31) доставки этого отбираемого воздуха в упомянутую воздушную турбину (30). 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

1. Область техники
Изобретение относится к способу усиления газотурбинного двигателя в дежурном режиме многомоторного, в частности, двухмоторного вертолета. Изобретение относится также к структуре силовой установки многомоторного вертолета, содержащей по меньшей мере один газотурбинный двигатель, который может находиться в специальном дежурном режиме.
2. Уровень техники
Как правило, вертолет оборудован по меньшей мере двумя газотурбинными двигателями, работающими в сходных 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. Эти низкие уровни мощности характеризуются удельным расходом (далее Cs), определяемым как соотношение между часовым расходом топлива на камеру сгорания газотурбинного двигателя и механической мощностью, выдаваемой этим газотурбинным двигателем, и превышающим примерно на 30% Cs максимальной мощности взлета, то есть характеризуются перерасходом топлива в полете на крейсерской скорости.
Кроме того, газотурбинные двигатели вертолета спроектированы с превышением параметров для обеспечения поддержания вертолета в полете в случае неисправности одного из двигателей. Эта ситуация полета соответствует вышеупомянутому режиму OEI. Эта ситуация полета возникает в результате потери двигателя и характеризуется тем, что каждый работающий двигатель выдает мощность гораздо выше своей номинальной мощности, чтобы вертолет смог преодолеть опасную ситуацию и затем продолжить свой полет.
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.
Недостатком этих газотурбинных двигателей с превышением параметров являются большая масса и большой расход топлива. Чтобы уменьшить этот расход во время полета на крейсерской скорости, предусмотрено выключение одного из газотурбинных двигателей во время полета и его перевод 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.
В заявках FR1151717 и FR1359766 заявители предложили способы оптимизации удельного расхода газотурбинных двигателей вертолета за счет возможности перевода по меньшей мере одного газотурбинного двигателя в режим стабилизированной мощности, 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 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 также два следующих дежурных режима:
- 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. Такой режим позволяет поддерживать газогенератор в самом малом режиме вращения, чтобы свести к минимуму расход топлива. Для повышения эффективности газогенератора в этом низком режиме предусмотрена подача механической энергии на газогенератор от внешнего источника.
- дежурный режим, называемый переходным, в котором камера сгорания выключена, и вал газогенератора вращается с механическим усилением со скоростью, составляющей от 5 до 20% номинальной скорости. Такой режим позволяет поддерживать вращение газогенератора в диапазоне скорости, который, в случае необходимости, обеспечивает более быстрое включение камеры сгорания.
Таким образом, эти два дежурных режима требуют обеспечения непрерывного усиления газогенератора. Продолжительность действия усиления может составлять несколько часов за полет вертолета. Следовательно, встает техническая проблема механического усиления газотурбинного двигателя в дежурном режиме. Встает также техническая проблема структуры силовой установки, которая позволяет обеспечивать механическое усиление газогенератора газотурбинного двигателя в дежурном режиме во время полета.
3. Задачи изобретения
Изобретение призвано предложить способ механического усиления газогенератора газотурбинного двигателя в дежурном режиме.
Изобретение призвано также предложить структуру силовой установки, которая позволяет обеспечивать механическое усиление газогенератора газотурбинного двигателя в дежурном режиме во время полета.
Изобретение призвано предложить также, по меньшей мере в варианте выполнения, такую структуру, которая не требует использования специальной электрической машины.
4. Сущность изобретения
В связи с этим объектом изобретения является структура силовой установки многомоторного вертолета, содержащей газотурбинные двигатели, при этом каждый газотурбинный двигатель содержит газогенератор и свободную турбину, приводимую во вращение газами упомянутого газогенератора.
Заявленная структура отличается тем, что включает в себя:
- по меньшей мере один газотурбинный двигатель среди упомянутых газотурбинных двигателей, называемый гибридным газотурбинным двигателем, выполненный с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, при этом другие газотурбинные двигатели, называемые маршевыми газотурбинными двигателями, работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета,
- воздушную турбину, механически связанную с упомянутым газогенератором,
- средства отбора воздуха под давлением из газогенератора маршевого газотурбинного двигателя,
- трубопровод доставки этого отбираемого воздуха в упомянутую воздушную турбину, чтобы воздушная турбина могла преобразовать энергию этого воздуха под давлением в механическую энергию, вращающую упомянутый газогенератор упомянутого гибридного газотурбинного двигателя.
Таким образом, заявленная структура позволяет подавать механическую мощность на газогенератор гибридного газотурбинного двигателя через воздушную турбину. Эта воздушная турбина получает питание воздухом под давлением, отбираемым на маршевом газотурбинном двигателе. Таким образом, заявленная структура обеспечивает механическое усиление газогенератора гибридного газотурбинного двигателя, когда его переводят в дежурный режим «сверхмалого газа с усилением» или в «переходный» дежурный режим.
Это механическое усиление обеспечивают, не прибегая к использованию внешней электрической машины. Следовательно, изобретение позволяет получить выигрыш в массе, стоимости и сроке службы по сравнению с электрическим усилением. Кроме того, изобретение не требует отбора электрической энергии из бортовой сети вертолета.
В заявленной структуре используют первичный источник энергии, уже существующий в силовой установке в виде воздуха под давлением, получаемого от маршевого газотурбинного двигателя. Следовательно, заявленную структуру можно реализовать на основании уже существующей структуры силовой установки без внесения существенных изменений в эту структуру.
Гибридный газотурбинный двигатель является газотурбинным двигателем, который можно перевести по команде и намеренно по меньшей мере в один заранее определенный дежурный режим, из которого он может выйти нормально или быстро (то есть экстренно). Газотурбинный двигатель может находиться в дежурном режиме только во время устоявшегося полета вертолета, то есть не в ситуации неисправности газотурбинного двигателя вертолета, то есть в ситуации полета на крейсерской скорости, когда он летит в нормальных условиях. Выход из дежурного режима состоит в переводе газотурбинного двигателя в режим ускорения газогенератора со скоростью, совместимой с режимом выхода и зависящей от условий (нормальный выход из дежурного режима или быстрый (экстренный) выход из дежурного режима).
Предпочтительно, согласно изобретению, средства отбора воздуха из газогенератора маршевого газотурбинного двигателя содержат по меньшей мере один порт отбора, встроенный в компрессор этого маршевого газотурбинного двигателя.
Согласно этому варианту, отбор воздуха под давлением происходит непосредственно из компрессора маршевого газотурбинного двигателя. Такой отбор воздуха отвечает потребностям в воздухе под давлением для питания воздушной турбины, но не влияет при этом на эффективность работы маршевого газотурбинного двигателя, на котором отбирают воздух.
Предпочтительно, согласно изобретению, средства отбора воздуха содержат жиклер, позволяющий дозировать воздушный поток, отбираемый на упомянутом маршевом газотурбинном двигателе.
Наличие жиклера, предпочтительно расположенного непосредственно на порте отбора воздуха, позволяет ограничивать максимальный расход воздуха, поступающего на воздушную турбину, в случае разрыва трубопровода доставки воздуха в воздушную турбину или в случае неисправности в контуре усиления.
Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутая воздушная турбина механически связана с упомянутым газогенератором через коробку приводов агрегатов.
Коробка приводов агрегатов обеспечивает приведение в действие вспомогательных устройств, необходимых для работы газогенератора гибридного газотурбинного двигателя и оборудования вертолета, например, устройств кондиционирования воздуха. Согласно этому варианту, воздушная турбина встроена непосредственно в эту коробку приводов агрегатов, что позволяет, с одной стороны, облегчить ее установку и подсоединение к газогенератору гибридного газотурбинного двигателя и, с другой стороны, обеспечивать часть мощности, необходимой для приведения в действие вспомогательных устройств и/или для питания оборудования вертолета.
Предпочтительно заявленная структура включает в себя средства модулирования механической мощности, выдаваемой упомянутой воздушной турбиной на упомянутый газогенератор упомянутого гибридного газотурбинного двигателя.
Средства модулирования позволяют адаптировать механическую мощность, выдаваемую на газогенератор гибридного газотурбинного двигателя в зависимости от потребностей. В частности, для гибридного газотурбинного двигателя, который может работать по команде в нескольких разных дежурных режимах, в частности, в режиме сверхмалого газа с усилением или в переходном режиме, средства модулирования позволяют адаптировать мощность для каждого режима.
Предпочтительно, согласно этому варианту, упомянутые средства модулирования включают в себя средства управления расходом и/или давлением воздуха, подаваемого в упомянутую воздушную турбину.
Согласно этому варианту, модулирование мощности получают через управление расходом и/или давлением воздуха, питающего воздушную турбину.
Эти средства управления могут быть средствами любого типа. Например, согласно первому варианту, эти средства управления содержат управляемый вентиль, установленный на трубопроводе доставки воздуха. Этот вентиль может быть отсечным вентилем с двумя состояниями, а именно пропускающим состоянием, в котором воздух свободно проходит в трубопроводе доставки, и заблокированным состоянием, к котором воздух не может питать воздушную турбину. Согласно другому варианту, эти средства управления содержат регулируемый распределитель, встроенный в воздушную турбину и выполненный с возможностью определения расхода и/или давления воздуха воздушной турбины. Согласно еще одному варианту, средства управления содержат несколько точек подачи воздуха в воздушную турбину, контролируемых вентилями или единым распределителем.
Предпочтительно заявленная структура включает в себя средства считывания данных, характеризующих работу упомянутого гибридного газотурбинного двигателя, и работа упомянутых средств управления зависит от этих данных.
Согласно этому варианту, данные, характеризующие работу гибридного газотурбинного двигателя, используют для определения расхода и/иди давления воздуха, подаваемого в воздушную турбину, что позволяет адаптировать мощность, выдаваемую в газогенератор гибридного газотурбинного двигателя, в зависимости от рабочего состояния гибридного газотурбинного двигателя. Например, этими данными являются измерения параметров, таких как скорость вращения газогенератора и температура на выходе турбины высокого давления газогенератора. Эти данные позволяют также адаптировать выдаваемую мощность к наблюдаемым условиям, прерывать питание, если того требует ситуация, или выводить гибридный газотурбинный двигатель из его дежурного режима в случае сбоя механического усиления газогенератора воздушной турбиной. Эти данные могут также включать в себя измерение скорости вращения воздушной турбины, чтобы избегать превышения скорости, связанного с нарушением работы кинематической цепи, соединяющей воздушную турбину с газогенератором гибридного газотурбинного двигателя.
Предпочтительно заявленная структура включает в себя управляемое устройство механического разъединения, расположенное между воздушной турбиной и упомянутым газогенератором упомянутого гибридного газотурбинного двигателя и выполненное с возможностью разъединения упомянутой воздушной турбины и упомянутого газогенератора в случае отсутствия питания воздухом воздушной турбины.
Это устройство разъединения позволяет механически отсоединить воздушную турбину от газогенератора гибридного газотурбинного двигателя, когда отбор воздуха из маршевого газотурбинного двигателя прекращается или не существует. Такое устройство может быть устройством любого типа. Оно содержит колесо свободного хода, расположенное между выходным валом воздушной турбины и валом газогенератора гибридного газотурбинного двигателя. Согласно другому варианту, оно содержит механизм сцепления. Согласно еще одному варианту, оно содержит кулачковую муфту.
Предпочтительно, согласно изобретению, гибридный газотурбинный двигатель содержит моторный отсек, в котором, в частности, находится газогенератор, и воздушная турбина имеет воздушный выход, сообщающийся с этим моторным отсеком упомянутого гибридного газотурбинного двигателя таким образом, чтобы ограничивать понижение температуры в этом отсеке и облегчать повторный запуск газотурбинного двигателя.
Согласно другому варианту, воздушный выход выходит наружу моторного отсека.
Согласно другому варианту, воздушный выход используют для поддержания температуры масла двигателя на определенном уровне с целью облегчения его повторного запуска.
Согласно еще одному варианту, воздушный выход сообщается с воздушным входом гибридного газотурбинного двигателя, чтобы ограничивать понижение температуры внутренних деталей газотурбинного двигателя с целью облегчения его повторного запуска.
Изобретение можно применять как для двухмоторного вертолета, так и для трехмоторного вертолета. В случае трехмоторного вертолета, согласно первому варианту, все три газотурбинных двигателя имеют идентичные размеры. Один из трех газотурбинных двигателей является гибридным газотурбинным двигателем, выполненным с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, при этом два других двигателя являются маршевыми и работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета. В этом случае воздушная турбина расположена между одним из маршевых газотурбинных двигателей и гибридным газотурбинным двигателем.
Согласно другому варианту, гибридный газотурбинный двигатель имеет меньший размер, чем два маршевых газотурбинных двигателя. Именно этот двигатель меньшего размера выполнен с возможностью работы в дежурном режиме. В этом случае воздушная турбина расположена между одним из двух больших газотурбинных двигателей и гибридным газотурбинным двигателем.
Согласно еще одному варианту, все три газотурбинных двигателя имеют разные размеры. Наименьший газотурбинный двигатель может быть выключен во время устоявшегося полета, и один из двух газотурбинных двигателей большего размера является гибридным газотурбинным двигателем, который можно, в случае необходимости, перевести в дежурный режим, а другой газотурбинный двигатель является в этом случае маршевым газотурбинным двигателем. В этом случае воздушная турбина расположена между двумя газотурбинными двигателями большего размера, то есть между гибридным газотурбинным двигателем и маршевым газотурбинным двигателем.
Объектом изобретения является также вертолет, содержащий силовую установку, отличающийся тем, что упомянутая силовая установка имеет заявленную структуру.
Объектом изобретения является также способ механического усиления газотурбинного двигателя, называемого газотурбинным двигателем в дежурном режиме, во время устоявшегося полета вертолета, содержащего газотурбинные двигатели, при этом каждый газотурбинный двигатель содержит газогенератор и свободную турбину, при этом другие газотурбинные двигатели, называемые маршевыми газотурбинными двигателями, работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета.
Заявленный способ отличается тем, что содержит:
- этап отбора воздуха под давлением из газогенератора маршевого газотурбинного двигателя,
- этап доставки отбираемого воздуха в воздушную турбину, механически связанную с упомянутым газогенератором упомянутого газотурбинного двигателя в дежурном режиме,
- этап преобразования упомянутой воздушной турбиной энергии воздуха, подаваемого на упомянутом этапе доставки, в механическую энергию приведения в действие упомянутого газогенератора.
Предпочтительно способ в соответствии с изобретением осуществляют при помощи заявленной структуры. Предпочтительно заявленная структура осуществляет заявленный способ.
Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутый этап отбора воздуха состоит в отборе воздуха из компрессора упомянутого газогенератора маршевого газотурбинного двигателя.
Предпочтительно заявленный способ содержит этап модулирования механической мощности, выдаваемой упомянутой воздушной турбиной в упомянутый газотурбинный двигатель в дежурном режиме.
Предпочтительно, согласно этому варианту, упомянутый этап модулирования мощности включает в себя этап управления расходом и/или давлением воздуха, поступающего в упомянутую воздушную турбину.
Объектом изобретения являются также способ усиления, структура силовой установки и вертолет, характеризуемые в комбинации всеми или частью вышеупомянутых или описанных ниже отличительных признаков.
5. Список чертежей
Другие задачи, отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 - схематичный вид структуры силовой установки двухмоторного вертолета согласно варианту выполнения изобретения.
Фиг. 2 - схематичный вид структуры силовой установки двухмоторного вертолета согласно другому варианту выполнения изобретения.
Фиг. 3 - схематичный вид структуры силовой установки двухмоторного вертолета согласно другому варианту выполнения изобретения, схематичный вид устройства управления согласно варианту выполнения изобретения.
Фиг. 4 - схематичный вид структуры силовой установки двухмоторного вертолета согласно еще одному варианту выполнения изобретения.
6. Подробное описание варианта выполнения изобретения
Описанные ниже варианты выполнения относятся к структуре силовой установки двухмоторного вертолета. Однако специалист легко может адаптировать описанные варианты выполнения для многомоторной, в частности, трехмоторной силовой установки.
Эта структура включает в себя два газотурбинных двигателя 5, 6. Каждый газотурбинный двигатель 5, 6 управляется собственным устройством контроля-управления, для упрощения не показанным на фигурах.
Каждый газотурбинный двигатель 5, 6 содержит соответственно, как показано на фиг. 1, газогенератор 17, 27 и свободную турбину 10, 20, питаемую газогенератором 17, 27. Газогенератор 17, 27 содержит воздушный компрессор 14, 24, питаемый через воздухозаборник 18, 28. Компрессор 14, 24 питает камеру 13, 23 сгорания топлива в сжатом воздухе, которая производит сгоревшие газы, обеспечивающие кинетическую энергию. С компрессором 14, 24 связана турбина 12, 22 частичного расширения сгоревших газов через приводной вал 15, 25 для приведения во вращение компрессора 14, 24 и агрегатов, необходимых для работы газогенератора иди для вертолета. Эти агрегаты расположены в коробке 32, 33 приводов агрегатов. Остальная часть сгоревших газов вращает свободную турбину 10, 20 передачи мощности, связанную с трансмиссионной силовой коробкой вертолета, затем выходит через выпускную трубу 19, 29.
В дальнейшем будет считаться, что газотурбинный двигатель 5 является гибридным газотурбинным двигателем, выполненным с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, при этом во время этого устоявшегося полета работает только маршевый газотурбинный двигатель 6.
Структура дополнительно включает в себя воздушную турбину 30, механически связанную с газогенератором 17 гибридного газотурбинного двигателя 5 через коробку 32 приводов агрегатов. Эта турбина 30 получает питание воздухом через трубопровод 31 доставки воздуха. Трубопровод 31 доставки воздуха соединен с портом отбора воздуха на компрессоре 24 маршевого газотурбинного двигателя таким образом, чтобы направлять сжатый воздух из компрессора 24 в воздушную турбину 30. Таким образом, трубопровод 31 доставки расположен между портом отбора воздуха на газогенераторе 27 маршевого газотурбинного двигателя 6 и впускным воздушным патрубком воздушной турбины 30. Воздушная турбина 30 обеспечивает преобразование энергии сжатого воздуха, поступающего через трубопровод 31 доставки воздуха, в механическую энергию на своем выходном валу.
Согласно варианту выполнения, эта воздушная турбина 30 является реактивной турбиной осевого или центростремительного типа. Согласно другому варианту выполнения, воздушная турбина 30 является активной турбиной с частичным или полным нагнетанием.
Согласно варианту выполнения, не показанному на фигурах, структура дополнительно включает в себя жиклер, позволяющий дозировать воздушный поток, отбираемый на компрессоре 24 маршевого газотурбинного двигателя 6.
Согласно варианту выполнения, показанному на фиг. 2, структура содержит управляемый отсечный вентиль 33, выполняющий функцию средства управления расходом и давлением воздуха, поступающего в воздушную турбину 30. Согласно этому варианту выполнения, вентиль выполнен с возможностью своего перевода в два состояния: первое пропускающее состояние, в котором воздух, отбираемый из компрессора 24, полностью поступает в воздушную турбину 30, и второе блокированное состояние, в котором воздух не может поступать в воздушную турбину 30.
Согласно другому варианту выполнения, как показано на фиг.3, структура дополнительно включает в себя модуль 35 управления регулируемым распределителем 34 воздушной турбины 30 осевого или центростремительного типа. Этот узел образует средства управления расходом и давлением воздуха, поступающего в воздушную турбину 30, и дополнительно образует средства модулирования механической мощности, подаваемой на газогенератор 17 гибридного газотурбинного двигателя 5.
Согласно варианту выполнения, показанному на фиг. 4, структура дополнительно включает в себя колесо 40 свободного хода, расположенное между воздушной турбиной 30 и коробкой 32 приводов агрегатов. Это колесо 40 свободного хода образует управляемое устройство механического разъединения воздушной турбины 30 и газогенератора 17. Таким образом, это колесо 40 свободного хода обеспечивает отсоединение воздушной турбины 30 от газогенератора 17, когда в нее перестает поступать воздух через трубопровод 31 доставки воздуха.
Выход воздуха из воздушной турбины 30 может иметь разные конфигурации, не показанные на фигурах.
Например, в первой конфигурации воздух на выходе воздушной турбины 30 удаляется в моторный отсек, чтобы ограничивать понижение температуры с целью облегчения повторного запуска газотурбинного двигателя в дежурном режиме.
Согласно другой конфигурации, воздух на выходе воздушной турбины 30 удаляется наружу моторного отсека.
Согласно еще одной конфигурации, воздух направляют в воздухозаборник газотурбинного двигателя в дежурном режиме, чтобы ограничивать понижение температуры внутренних деталей газотурбинного двигателя с целью облегчения его повторного запуска.
Согласно еще одной конфигурации, воздух используют для поддержания масла газотурбинного двигателя при температуре, совместимой с ограничением противодействующего момента во время повторного запуска газотурбинного двигателя, и для быстрого получения всей мощности, необходимой для этого повторного запуска.
Способ содержит этап отбора воздуха под давлением из газогенератора маршевого газотурбинного двигателя, этап доставки отбираемого воздуха в воздушную турбину, механически связанную с упомянутым газогенератором упомянутого газотурбинного двигателя в дежурном режиме, и этап преобразования энергии в воздухе под давлением в механическую энергию на выходном валу коробки привода агрегатов.
Предпочтительно заявленный способ осуществляют при помощи заявленной структуры силовой установки.

Claims (22)

1. Силовая установка многомоторного вертолета, содержащая газотурбинные двигатели (5, 6), при этом каждый газотурбинный двигатель (5, 6) содержит газогенератор (17, 27) и свободную турбину (10, 20), приводимую во вращение газами газогенератора,
отличающаяся тем, что включает в себя:
- по меньшей мере один газотурбинный двигатель среди упомянутых газотурбинных двигателей, называемый гибридным газотурбинным двигателем (5), выполнен с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, при этом другие газотурбинные двигатели, называемые маршевыми газотурбинными двигателями (6), работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета,
- воздушную турбину (30), механически связанную с газогенератором (17) гибридного газотурбинного двигателя (5),
- средства отбора воздуха под давлением из газогенератора (27) маршевого газотурбинного двигателя (6),
- трубопровод (31) доставки отбираемого воздуха в воздушную турбину (30), для обеспечения возможности преобразования воздушной турбиной (30) энергии воздуха под давлением в механическую энергию, приводящую в действие газогенератор (17) гибридного газотурбинного двигателя (5).
2. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что средства отбора воздуха из газогенератора (27) маршевого газотурбинного двигателя содержат порт отбора, выполненный на компрессоре (24) этого маршевого газотурбинного двигателя (6).
3. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что средства отбора воздуха содержат жиклер, позволяющий регулировать расход воздуха, отбираемого на маршевом газотурбинном двигателе (6).
4. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что воздушная турбина (30) связана с газогенератором (17) через коробку (32) приводов агрегатов.
5. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что включает в себя средства (33; 34, 35) изменения механической мощности, выдаваемой воздушной турбиной (30) на газогенератор гибридного газотурбинного двигателя.
6. Силовая установка по п. 5, отличающаяся тем, что средства изменения включают в себя средства (33; 34, 35) управления расходом и/или давлением воздуха, поступающего в воздушную турбину (30).
7. Силовая установка по п. 6, отличающаяся тем, что включает в себя средства считывания данных, характеризующих работу гибридного газотурбинного двигателя (5), при этом работа упомянутых средств (35, 34) управления зависит от этих данных.
8. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что включает в себя управляемое устройство (40) механического разъединения, расположенное между воздушной турбиной (30) и газогенератором (17) гибридного газотурбинного двигателя (5) и выполненное с возможностью разъединения воздушной турбины (30) и газогенератора (17) в случае отсутствия питания воздухом воздушной турбины (30).
9. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что воздушная турбина (30) имеет воздушный выход, сообщающийся с моторным отсеком гибридного газотурбинного двигателя таким образом, чтобы ограничивать понижение температуры в этом отсеке и облегчать повторный запуск газотурбинного двигателя.
10. Вертолет, содержащий силовую установку по одному из пп. 1-9.
11. Способ механического усиления вращения газотурбинного двигателя, называемого газотурбинным двигателем (5) в дежурном режиме, во время устоявшегося полета вертолета, содержащего газотурбинные двигатели (5, 6), при этом каждый газотурбинный двигатель содержит газогенератор (17, 27) и свободную турбину, при этом другие газотурбинные двигатели, называемые маршевыми газотурбинными двигателями (6), работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета, отличающийся тем, что содержит:
- этап отбора воздуха под давлением из газогенератора (27) маршевого газотурбинного двигателя (6),
- этап доставки отбираемого воздуха в воздушную турбину (30), механически связанную с газогенератором (17) газотурбинного двигателя (5) в дежурном режиме,
- этап преобразования воздушной турбиной (30) энергии воздуха, подаваемого на этапе доставки, в механическую энергию приведения в действие газогенератора (17) газотурбинного двигателя (5) в дежурном режиме.
12. Способ по п. 11, отличающийся тем, что этап отбора воздуха состоит в отборе воздуха из компрессора (24) газогенератора (27) маршевого газотурбинного двигателя (6).
13. Способ по п. 11, отличающийся тем, что содержит этап изменения механической мощности, выдаваемой упомянутой воздушной турбиной (30) в газотурбинный двигатель (5) в дежурном режиме.
14. Способ по п. 13, отличающийся тем, что этап изменения мощности включает в себя этап управления расходом и/или давлением воздуха, поступающего в воздушную турбину (30).
RU2016136368A 2014-03-27 2015-03-20 Способ усиления газотурбинного двигателя в дежурном режиме многомоторного вертолета и структура силовой установки вертолета, содержащая по меньшей мере один газотурбинный двигатель, который может находиться в дежурном режиме RU2689266C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1452646A FR3019224B1 (fr) 2014-03-27 2014-03-27 Procede d'assistance d'un turbomoteur en veille d'un helicoptere multi-moteur et architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant au moins un turbomoteur pouvant etre en veille
FR1452646 2014-03-27
PCT/FR2015/050690 WO2015145034A1 (fr) 2014-03-27 2015-03-20 Procédé d'assistance d'un turbomoteur en veille d'un hélicoptère multi-moteur et architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère comprenant au moins un turbomoteur pouvant être en veille

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016136368A RU2016136368A (ru) 2018-04-28
RU2016136368A3 RU2016136368A3 (ru) 2018-10-24
RU2689266C2 true RU2689266C2 (ru) 2019-05-24

Family

ID=50780780

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016136368A RU2689266C2 (ru) 2014-03-27 2015-03-20 Способ усиления газотурбинного двигателя в дежурном режиме многомоторного вертолета и структура силовой установки вертолета, содержащая по меньшей мере один газотурбинный двигатель, который может находиться в дежурном режиме

Country Status (10)

Country Link
US (1) US10337409B2 (ru)
EP (1) EP3123012B1 (ru)
JP (1) JP6609566B2 (ru)
KR (1) KR102302370B1 (ru)
CN (1) CN106460662B (ru)
CA (1) CA2942012C (ru)
FR (1) FR3019224B1 (ru)
PL (1) PL3123012T3 (ru)
RU (1) RU2689266C2 (ru)
WO (1) WO2015145034A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2729311C1 (ru) * 2020-01-29 2020-08-05 Борис Яппарович Альмухаметов Гибридная турбовентиляторная установка со встроенным роторным ДВС

Families Citing this family (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10773814B2 (en) * 2015-07-20 2020-09-15 Sikorsky Aircraft Corporation Control system for rotorcraft in-flight engine restarting
US10480417B2 (en) * 2016-07-14 2019-11-19 Hamilton Sundstrand Corporation Air turbine start system
US11415063B2 (en) 2016-09-15 2022-08-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse-flow gas turbine engine
US20180023479A1 (en) * 2016-07-21 2018-01-25 United Technologies Corporation Air supply control during motoring of a gas turbine engine
US10384791B2 (en) 2016-07-21 2019-08-20 United Technologies Corporation Cross engine coordination during gas turbine engine motoring
US10618666B2 (en) 2016-07-21 2020-04-14 United Technologies Corporation Pre-start motoring synchronization for multiple engines
EP3273006B1 (en) 2016-07-21 2019-07-03 United Technologies Corporation Alternating starter use during multi-engine motoring
US10221774B2 (en) 2016-07-21 2019-03-05 United Technologies Corporation Speed control during motoring of a gas turbine engine
EP3273016B1 (en) 2016-07-21 2020-04-01 United Technologies Corporation Multi-engine coordination during gas turbine engine motoring
US10787968B2 (en) 2016-09-30 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine motoring with starter air valve manual override
US10443543B2 (en) 2016-11-04 2019-10-15 United Technologies Corporation High compressor build clearance reduction
US10823079B2 (en) 2016-11-29 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Metered orifice for motoring of a gas turbine engine
SG11201912916XA (en) 2017-06-01 2020-01-30 Surefly Inc Auxiliary power system for rotorcraft with folding propeller arms and crumple zone landing gear
US10981660B2 (en) * 2018-04-19 2021-04-20 The Boeing Company Hybrid propulsion engines for aircraft
US10954857B2 (en) 2018-06-19 2021-03-23 Raytheon Technologies Corporation Crossover cooling flow for multi-engine systems
US11156122B2 (en) 2018-06-19 2021-10-26 Raytheon Technologies Corporation Airfoil cooling system
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
US11628942B2 (en) 2019-03-01 2023-04-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Torque ripple control for an aircraft power train
EP3931091A4 (en) 2019-03-01 2023-01-11 Pratt & Whitney Canada Corp. DISTRIBUTED PROPULSION CONFIGURATIONS FOR AIRCRAFT WITH MIXED PROPULSION SYSTEMS
CA3133337A1 (en) 2019-03-18 2020-09-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Architectures for hybrid-electric propulsion
US11274599B2 (en) 2019-03-27 2022-03-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Air system switching system to allow aero-engines to operate in standby mode
US11391219B2 (en) * 2019-04-18 2022-07-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Health monitor for air switching system
US11299286B2 (en) 2019-05-15 2022-04-12 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a multi-engine aircraft
US11859563B2 (en) * 2019-05-31 2024-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Air system of multi-engine aircraft
US11274611B2 (en) 2019-05-31 2022-03-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Control logic for gas turbine engine fuel economy
US11663863B2 (en) 2019-06-07 2023-05-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Methods and systems for operating a rotorcraft
US11326525B2 (en) * 2019-10-11 2022-05-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft bleed air systems and methods
US11605303B2 (en) * 2020-02-14 2023-03-14 Honeywell International Inc. Flight planning operations using connected data
US11486472B2 (en) 2020-04-16 2022-11-01 United Technologies Advanced Projects Inc. Gear sytems with variable speed drive
US11408340B2 (en) * 2020-05-15 2022-08-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Twin-engine system with electric drive
CN111963321B (zh) * 2020-08-25 2021-11-23 四川海特亚美航空技术有限公司 一种涡轴发动机控制系统电源瞬时中断处理方法及系统
US11554874B2 (en) 2020-10-02 2023-01-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for governing an engine at low power
JP7372225B2 (ja) 2020-10-20 2023-10-31 本田技研工業株式会社 ガスタービン発電機
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
US11939926B2 (en) 2022-08-16 2024-03-26 Rtx Corporation Selective power distribution for an aircraft propulsion system

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2267288A2 (en) * 2009-06-25 2010-12-29 Hamilton Sundstrand Corporation Lightweight start system for a gas turbine engine
RU2462607C2 (ru) * 2007-04-06 2012-09-27 Турбомека Устройство содействия для переходных фаз разгона и торможения
US20130086919A1 (en) * 2011-10-11 2013-04-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting of aircraft engine
EP2602458A2 (en) * 2011-12-06 2013-06-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Multiple turboshaft engine control method and system for helicopters
FR2992024A1 (fr) * 2012-06-15 2013-12-20 Turbomeca Procede et architecture de transfert d'energie optimise entre un moteur auxiliaire de puissance et les moteurs principaux d'un helicoptere

Family Cites Families (7)

* 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
US8291715B2 (en) * 2008-06-11 2012-10-23 Honeywell International Inc. Bi-modal turbine assembly and starter / drive turbine system employing the same
FR2967132B1 (fr) * 2010-11-04 2012-11-09 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur dissymetrique a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
US8522521B2 (en) * 2010-11-09 2013-09-03 Hamilton Sundstrand Corporation Combined air turbine starter, air-oil cooler, and fan
US20130031912A1 (en) * 2011-08-01 2013-02-07 Hamilton Sundstrand Corporation Gas turbine start architecture
FR2992630B1 (fr) * 2012-06-29 2015-02-20 Turbomeca Procede et configuration d'apport d'energie propulsive et/ou non propulsive dans une architecture d'helicoptere par un moteur auxiliaire de puissance

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2462607C2 (ru) * 2007-04-06 2012-09-27 Турбомека Устройство содействия для переходных фаз разгона и торможения
EP2267288A2 (en) * 2009-06-25 2010-12-29 Hamilton Sundstrand Corporation Lightweight start system for a gas turbine engine
US20130086919A1 (en) * 2011-10-11 2013-04-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting of aircraft engine
EP2602458A2 (en) * 2011-12-06 2013-06-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Multiple turboshaft engine control method and system for helicopters
FR2992024A1 (fr) * 2012-06-15 2013-12-20 Turbomeca Procede et architecture de transfert d'energie optimise entre un moteur auxiliaire de puissance et les moteurs principaux d'un helicoptere

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2729311C1 (ru) * 2020-01-29 2020-08-05 Борис Яппарович Альмухаметов Гибридная турбовентиляторная установка со встроенным роторным ДВС

Also Published As

Publication number Publication date
EP3123012B1 (fr) 2020-03-04
RU2016136368A (ru) 2018-04-28
US20170016399A1 (en) 2017-01-19
WO2015145034A1 (fr) 2015-10-01
FR3019224B1 (fr) 2016-03-18
RU2016136368A3 (ru) 2018-10-24
US10337409B2 (en) 2019-07-02
CN106460662A (zh) 2017-02-22
FR3019224A1 (fr) 2015-10-02
KR20160137532A (ko) 2016-11-30
EP3123012A1 (fr) 2017-02-01
KR102302370B1 (ko) 2021-09-14
CA2942012C (fr) 2021-07-27
JP6609566B2 (ja) 2019-11-20
CN106460662B (zh) 2018-10-02
CA2942012A1 (fr) 2015-10-01
JP2017521585A (ja) 2017-08-03
PL3123012T3 (pl) 2020-07-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2689266C2 (ru) Способ усиления газотурбинного двигателя в дежурном режиме многомоторного вертолета и структура силовой установки вертолета, содержащая по меньшей мере один газотурбинный двигатель, который может находиться в дежурном режиме
US10428739B2 (en) Self-contained power unit for implementing a method for optimizing the operability of an aircraft propulsive unit
US8291715B2 (en) Bi-modal turbine assembly and starter / drive turbine system employing the same
RU2585394C2 (ru) Способ оптимизации общей энергетической эффективности летательного аппарата и основная силовая группа для осуществления
RU2593317C2 (ru) Способ оптимизации удельного расхода двухмоторного вертолета и двухмоторная конструкция с системой регулирования для его применения
RU2702377C2 (ru) Многодвигательная силовая система вертолета и соответствующий вертолет
RU2663786C2 (ru) Способ оптимизации удельного расхода топлива двухмоторного вертолета
RU2608784C2 (ru) Способ и система регулирования мощности в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата
US20170036773A1 (en) Inflight power management for aircraft
RU2687469C2 (ru) Газотурбинный двигатель, двухмоторный вертолет, оснащенный таким газотурбинным двигателем, и способ оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого двухмоторного вертолета
US11623752B2 (en) Aircraft installation for supplying pressurized air
CN106574515B (zh) 气动装置，多发动机直升机的推进系统的架构，及直升机
EP3502444B1 (en) Methods and apparatus for controlling electrical power supplied to a component of a vehicle
EP3744636A1 (en) Air system of multi-engine aircraft
US20210246827A1 (en) Asymmetric propulsion system with heat recovery
EP2815966A1 (en) Rotary wing aircraft with a propulsion system
US11078838B2 (en) Gas turbine engine compressor control method
CN116464552A (zh) 用于燃气涡轮发动机的排放流组件