RU2690608C2 - Архитектура силовой системы многомоторного вертолета и соответствующий вертолет - Google Patents

Архитектура силовой системы многомоторного вертолета и соответствующий вертолет Download PDF

Info

Publication number
RU2690608C2
RU2690608C2 RU2016139023A RU2016139023A RU2690608C2 RU 2690608 C2 RU2690608 C2 RU 2690608C2 RU 2016139023 A RU2016139023 A RU 2016139023A RU 2016139023 A RU2016139023 A RU 2016139023A RU 2690608 C2 RU2690608 C2 RU 2690608C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
turbine engine
standby mode
unit
helicopter
Prior art date
Application number
RU2016139023A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016139023A3 (ru
RU2016139023A (ru
Inventor
Фабьен МЕРСЬЕ-КАЛЬВЕРАК
Стефан БЕДДОК
Стефан ШЕВАЛЬЕ
Софи ЮМБЕР
Original Assignee
Сафран Хеликоптер Энджинз
Сафран Пауэр Юнитс
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 Пауэр Юнитс filed Critical Сафран Хеликоптер Энджинз
Publication of RU2016139023A publication Critical patent/RU2016139023A/ru
Publication of RU2016139023A3 publication Critical patent/RU2016139023A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2690608C2 publication Critical patent/RU2690608C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • 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
    • 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
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • 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
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/402—Arrangements for mounting power plants in aircraft comprising box like supporting frames, e.g. pylons or arrangements for embracing the power plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • 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
    • F02C7/262—Restarting after flame-out
    • 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
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/42—Control of fuel supply specially adapted for the control of two or more plants simultaneously
    • 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
    • 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
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • 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
    • F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/85—Starting
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
  • Hybrid Electric Vehicles (AREA)
  • Stand-By Power Supply Arrangements (AREA)
  • Electric Propulsion And Braking For Vehicles (AREA)

Abstract

Объектом изобретения является архитектура силовой системы многомоторного вертолета, содержащего газотурбинные двигатели (1, 2), соединенные с коробкой (3) передачи мощности, содержащая гибридный газотурбинный двигатель (1), выполненный с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета; блок (5, 6) быстрого повторного запуска упомянутого гибридного газотурбинного двигателя (1) для его выхода из упомянутого дежурного режима и его перехода в номинальный режим работы; вспомогательную силовую установку (11), соединенную с блоком (5, 6) повторного запуска через первый преобразователь (10) переменного напряжения в постоянное и выполненную с возможностью выдавать по команде необходимую мощность на упомянутый блок (5, 6) повторного запуска для выхода соответствующего упомянутого гибридного газотурбинного двигателя (1) из упомянутого дежурного режима. Обеспечивается перевод в дежурный режим газотурбинного двигателя и его быстрый повторный запуск, приемлемые масса и объем, более низкая стоимость при таких же характеристиках. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

1. Область техники
Изобретение относится к архитектуре силовой системы многомоторного вертолета, в частности, двухмоторного или трехмоторного вертолета, и к вертолету, содержащему силовую систему, имеющую такую архитектуру.
2. Предшествующий уровень техники
Как известно, двухмоторный или трехмоторный вертолет имеет силовую систему, содержащую два или три газотурбинных двигателя, при этом каждый газотурбинный двигатель содержит газогенератор и свободную турбину, приводимую во вращение газогенератором и неподвижно соединенную с выходным валом. Выходной вал каждой свободной турбины выполнен с возможностью приведения в действие коробки передачи мощности (в дальнейшем обозначаемой сокращением ВТР), которая, в свою очередь, вращает несущий винт вертолета, оснащенный лопастями с изменяющимся шагом.
Кроме того, известно, что, когда вертолет находится в ситуации полета на крейсерской скорости (то есть, если он летит в нормальных условиях в режиме, известном под английским сокращением АЕО (All Engines Operative) в течение всех фаз полета, кроме переходных фаз взлета, посадки или полета в режиме висения), газотурбинные двигатели работают на низких уровнях мощности ниже их постоянной максимальной мощности (далее РМС). В некоторых конфигурациях мощность, выдаваемая газотурбинными двигателями во время полета на крейсерской скорости, может быть ниже 50% максимальной взлетной мощности (далее PMD). Эти низкие уровни мощности сопровождаются удельным расходом (далее Cs), определяемым как соотношение между часовым потреблением топлива камерой сгорания газотурбинного двигателя и тягой, производимой этим газотурбинным двигателем, и превышающим примерно на 30% удельный расход Cs при максимальной взлетной мощности PMD, и снижением КПД газовой турбины (или повышение Cs).
Чтобы уменьшить этот расход во время полета на крейсерской скорости (или, например, во время выжидания на земле), можно выключить один из газотурбинных двигателей и перевести его в так называемый дежурный режим. При этом активный двигатель или активные двигатели работают на более высоких уровнях мощности, чтобы обеспечивать всю необходимую мощность, и, следовательно, на более благоприятных уровнях Cs.
В дальнейшем тексте выражение «экономичная фаза полета» будет обозначать фазу полета, в ходе которой по меньшей мере один газотурбинный двигатель находится в дежурном режиме, а выражение «классическая фаза полета» будет обозначать фазу полета, в ходе которой ни один из газотурбинных двигателей не находится в дежурном режиме.
В заявках FR1151717 и FR1359766 заявители предложили способы оптимизации удельного расхода газотурбинных двигателей вертолета за счет возможности перевода по меньшей мере одного газотурбинного двигателя в устоявшийся режим полета, называемый постоянным режимом, и по меньшей мере одного газотурбинного двигателя в специальный дежурный режим, из которого он может выйти в экстренном порядке или в нормальном порядке в зависимости от необходимости. Выход из дежурного режима называют нормальным, например, когда изменение ситуации полета требует активации газотурбинного двигателя, находящегося в дежурном режиме, например, когда вертолет должен перейти из ситуации полета на крейсерской скорости к фазе посадки. Такой нормальный выход из дежурного режима происходит в течение времени от 10с 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 10с.
Выход газотурбинного двигателя из дежурного режима и переход из экономичной фазы полета к классической фазе полета осуществляют, например, при помощи блока повторного запуска газотурбинного двигателя, связанного с устройством накопления энергии, такого как электрохимическое устройство накопления типа литий-ионной батареи, или электростатического устройства накопления типа суперконденсатора, или электромеханического устройства накопления типа маховика, которое позволяет обеспечивать газотурбинный двигатель энергией, необходимой для повторного запуска и быстрого достижения номинального режима работы.
Недостатком наличия такого блока повторного запуска газотурбинного двигателя, находящегося в дежурном режиме, является увеличение общего веса газотурбинного двигателя. Таким образом, выигрыш в расходе топлива за счет перевода газотурбинного двигателя в дежурный режим частично теряется по причине увеличения веса в связи с наличием устройства повторного запуска и устройства накопления энергии, необходимой для повторного запуска, в частности, когда каждый газотурбинный двигатель оборудован таким устройством экстренного повторного запуска.
В связи с этим авторы изобретения попытались одновременно решить изначально несовместимые задачи, каковыми являются возможность перевода вертолета в экономичную фазу полета, то есть перевода по меньшей мере одного газотурбинного двигателя в дежурный режим, без слишком большого увеличения веса всей силовой системы.
Иначе говоря, авторы изобретения поставили перед собой задачу предложить новую архитектуру силовой системы двухмоторного или трехмоторного вертолета.
3. Задачи изобретения
Изобретение призвано предложить новую архитектуру силовой системы многомоторного вертолета.
Изобретение призвано также предложить архитектуру силовой системы многомоторного вертолета, которая обеспечивает перевод в дежурный режим газотурбинного двигателя и его быстрый повторный запуск.
Изобретение призвано также предложить, по меньшей мере в варианте выполнения изобретения, архитектуру, которая имеет приемлемые массу и объем, чтобы ее можно было использовать на борту вертолета.
Изобретение призвано также предложить, по меньшей мере в варианте выполнения изобретения, архитектуру, которая имеет более низкую стоимость, чем известные архитектуры, при таких же характеристиках.
4. Сущность изобретения
В связи с этим объектом изобретения является архитектура силовой системы многомоторного вертолета, содержащего газотурбинные двигатели, соединенные с коробкой передачи мощности, отличающаяся тем, что содержит:
- 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 работают во время этого устоявшегося полета самостоятельно,
- по меньшей мере один блок быстрого повторного запуска гибридного газотурбинного двигателя для его выхода из упомянутого дежурного режима и его перехода в номинальный режим работы,
- по меньшей мере одну вспомогательную силовую установку, соединенную с блоком повторного запуска и выполненную с возможностью выдавать по команде необходимую мощность на этот блока повторного запуска для выхода соответствующего упомянутого гибридного газотурбинного двигателя из упомянутого дежурного режима.
Таким образом, заявленная архитектура силовой системы многомоторного вертолета предусматривает наличие по меньшей мере одного гибридного газотурбинного двигателя, при этом другие газотурбинные двигатели является негибридными, при этом каждый гибридный газотурбинный двигатель выполнен с возможностью работать в дежурном режиме. Следовательно, заявленная архитектура является несимметричной, так как содержит по меньшей мере один гибридный газотурбинный двигатель и по меньшей мере один негибридный газотурбинный двигатель.
Гибридный газотурбинный двигатель является газотурбинным двигателем, который можно переводить по команде и намеренно по меньшей мере в один заранее определенный дежурный режим, из которого его можно вывести нормально или быстро (то есть экстренно). Газотурбинный двигатель может находиться в дежурном режиме только во время устоявшегося полета вертолета, то есть кроме ситуации наличия неисправности газотурбинного двигателя вертолета, во время полета на крейсерской скорости, когда он летит в нормальных условиях. Выход из дежурного режима состоит в переходе газотурбинного двигателя в режим ускорения газогенератора за счет его приведения во вращение в соответствии со способом выхода, зависящим от условий (нормальный выход из дежурного режима или быстрый выход из дежурного режима (называемый также экстренным выходом).
Кроме того, архитектура предусматривает по меньшей мере один блок повторного запуска, получающий питание током от вспомогательной силовой установки, что позволяет преодолеть недостатки известных решений, связанные с использованием источника накопления энергии типа батареи или суперконденсатора.
Такая вспомогательная силовая установка (обозначаемая в дальнейшем сокращением APU) обеспечивает устойчивое и постоянное во времени (отсутствие эффекта старения) электрическое питание блока повторного запуска гибридного газотурбинного двигателя при любых атмосферных условиях (в частности, при любой температуре).
Эта установка APU может, например, содержать тепловой двигатель (типа газовой турбины, связанной с двухтактным или четырехтактным бензиновым или дизельным двигателем) и стартер-генератор, который может запустить установку и выдавать необходимую электрическую мощность на электротехнический блок.
Заявленная архитектура представляет особый интерес для вертолетов, уже содержащих вспомогательную силовую установку, предназначенную для обеспечения не тяговой мощности, - электрической, механической, гидравлической и/или пневматической, - во всех фазах полета, когда газотурбинные двигатели не в состоянии выдавать такую мощность: на земле, в переходных фазах (взлет, посадка), в фазах захода на посадку и т.д. Таким образом, использование этой установки APU в сочетании с блоком повторного запуска заявленной архитектуры позволяет обойтись без системы накопления энергии для поддержания газотурбинного двигателя в дежурном режиме.
Блок повторного запуска заявленной архитектуры является, например, электротехническим, пиротехническим, пневматическим или гидравлическим блоком. В дальнейшем речь пойдет об электротехническом блоке повторного запуска, при этом подразумевается, что изобретение охватывает также архитектуру, имеющую пиротехнической, пневматический или гидравлический блок повторного запуска.
Предпочтительно вспомогательная силовая установка имеет функцию экономичного перевода в дежурный режим с включенной камерой на низком режиме и функцию быстрого выхода из этого дежурного режима, чтобы быстро выдать свою максимальную мощность на электротехнический блок с целью повторного запуска гибридного газотурбинного двигателя. Электрическую мощность получают за время, совместимое с требованиями безопасности полета, в частности, в случае экстренного повторного запуска газотурбинного двигателя, находящегося в дежурном режиме, в случае выхода из строя негибридного газотурбинного двигателя.
Предпочтительно заявленная архитектура содержит:
- только один гибридный газотурбинный двигатель, выполненный с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, при этом другие газотурбинные двигатели работают во время этого устоявшегося полета самостоятельно,
- только один блок быстрого повторного запуска упомянутого гибридного газотурбинного двигателя для его выхода из упомянутого дежурного режима и его перехода в номинальный режим работы,
- только одну вспомогательную силовую установку, соединенную с упомянутым блоком повторного запуска и выполненную с возможностью выдавать по команде необходимую мощность на упомянутый блок повторного запуска для выхода упомянутого гибридного газотурбинного двигателя из упомянутого дежурного режима.
Архитектура, которая имеет только один гибридный газотурбинный двигатель, только один блок повторного запуска и только одну вспомогательную силовую установку, соединенную с упомянутым блоком повторного запуска, позволяет свести к минимуму количество компонентов. Кроме того, это позволяет ограничить общий вес силовой системы. Следовательно, такая архитектура позволяет одновременно комбинировать преимущества оптимизации удельного расхода Cs за счет возможности перевода газотурбинного двигателя в дежурный режим и уменьшения габаритов и веса.
Предпочтительно, согласно этому варианту, архитектура содержит: бортовую сеть низкого постоянного напряжения (в дальнейшем обозначаемую сокращением RDB), предназначенную для питания устройств вертолета во время полета, по меньшей мере один источник электрического питания упомянутой бортовой сети и упомянутую вспомогательную силовую установку, соединенную с упомянутой бортовой сетью через преобразователь переменного напряжения в постоянное.
Упомянутая вспомогательная силовая установка соединена с электротехническим блоком через преобразователь переменного напряжения в постоянное. Такой преобразователь позволяет использовать вспомогательную силовую установку, которая выдает переменное напряжение, и электротехнической блок постоянного тока. Согласно другому варианту, вспомогательная силовая установка напрямую генерирует постоянный ток.
Силовая установка позволяет не только получать энергию, необходимую для повторного запуска гибридного газотурбинного двигателя, но также питать бортовую сеть. Таким образом, архитектура характеризуется избыточностью генерирования электричества (при помощи источника электрического питания и при помощи вспомогательной силовой установки) для питания сети RDB, и при возможном выходе из строя первого источника питания сети RDB его функцию выполняет второй источник питания.
Предпочтительно, согласно этому варианту, архитектура содержит контактор, установленный между упомянутой вспомогательной силовой установкой и упомянутой бортовой сетью и управляемый таким образом, чтобы отключать упомянутую вспомогательную силовую установку от упомянутой бортовой сети во время экстренного повторного запуска упомянутого гибридного газотурбинного двигателя.
Согласно этому варианту, вспомогательная силовая установка может выдавать всю свою мощность на гибридный газотурбинный двигатель для повторного запуска этого газотурбинного двигателя. Действительно, контактор позволяет отсоединить вспомогательную силовую установку от бортовой сети таким образом, чтобы вся мощность вспомогательной установки была предназначена для газотурбинного двигателя. Питание сети RDB поддерживает источник питания, который подменяет в этом случае вспомогательную установку.
Контактор может быть установлен перед или после преобразователя переменного напряжения в постоянное.
Предпочтительно, согласно этому варианту, источник электрического питания упомянутой бортовой сети выбирают из группы, в которую входят:
- по меньшей мере один генератор, установленный между упомянутой коробкой передачи мощности и упомянутой бортовой сетью и связанный с преобразователем переменного напряжения в постоянное,
- стартер-генератор, установленный между негибридным газотурбинным двигателем и упомянутой бортовой сетью.
Согласно другому варианту, во время фаз полета на крейсерской скорости вспомогательную силовую установку можно перевести в дежурный режим, поэтому она больше не может обеспечивать свою функцию генерирования. В этом случае архитектура должна содержать два источника электрического питания сети RDB. Например, первый источник электрического питания является генератором, установленным между коробкой ВТР и сетью RDB и связанным с преобразователем переменного напряжения в постоянное, и второй источник электрического питания является стартером-генератором, установленным между негибридным газотурбинным двигателем и сетью RDB.
Предпочтительно, согласно этому варианту, упомянутый генератор выполнен с возможностью выдавать переменное напряжение 115 вольт, и упомянутый связанный с ним преобразователь выполнен с возможностью преобразования этого переменного напряжения 115 вольт в постоянное напряжение 28 вольт.
Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутый блок быстрого повторного запуска содержит электрическую машину, выполненную с возможностью повторного запуска упомянутого гибридного газотурбинного двигателя в нормальных условиях выхода из дежурного режима, и устройство экстренного выхода из дежурного режима, выполненное с возможностью повторного запуска упомянутого гибридного газотурбинного двигателя в экстремальных условиях выхода из дежурного режима.
Как известно, газотурбинный двигатель содержит газогенератор, камеру сгорания и свободную турбину, питаемую газами газогенератора. Газогенератор содержит вал и камеру сгорания, питаемую топливом.
Режим экстренного выхода из дежурного режима является режимом, в котором камера сгорания включена, и вал газогенератора приводится во вращение до скорости, составляющей от 80 до 105%, за время менее 10с после подачи команды на выход из дежурного режима.
Режим нормального выхода из дежурного режима является режимом, в котором камера сгорания включена, и вал газогенератора приводится во вращение до скорости, составляющей от 80 до 105%, за время от 10с до 1 мин после подачи команды на выход из дежурного режима.
Электрическая машина может быть электрической машиной, работающей на переменном токе или на постоянном токе.
Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутое устройство экстренного выхода из дежурного режима является электротехническим, пиротехническим, пневматическим или гидравлическим устройством.
Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутая вспомогательная силовая установка соединена с блоком повторного запуска через преобразователь переменного напряжения в постоянное.
Объектом изобретения является также вертолет, содержащий силовую систему, отличающийся тем, что упомянутая силовая система имеет заявленную архитектуру.
Объектами изобретения являются также архитектура силовой системы многомоторного вертолета и вертолет, оборудованный силовой системой, имеющей такую архитектуру, охарактеризованные в комбинации всеми или частью вышеуказанных и нижеуказанных отличительных признаков.
5. Список фигур
Другие задачи, отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемую фигуру 1, на которой представлен схематичный вид архитектуры силовой системы двухмоторного вертолета согласно варианту выполнения изобретения.
6. Подробное описание варианта выполнения изобретения
На фиг. 1 представлен схематичный вид архитектуры силовой системы двухмоторного вертолета согласно варианту выполнения изобретения. Эта архитектура включает в себя два газотурбинных двигателя 1,2, соединенные с коробкой 3 передачи мощности. Каждым газотурбинным двигателем 1,2 управляет собственное устройство контроля-управления, не показанное на фигуре для упрощения.
Как известно, каждый газотурбинный двигатель содержит газогенератор и свободную турбину, неподвижно соединенную с выходным валом, приводимым во вращение газогенератором. Выходной вал каждой свободной турбины выполнен с возможностью приведения в действие коробки 3 передачи мощности (обозначаемой в дальнейшем сокращением ВТР), которая, в свою очередь, вращает несущий винт вертолета, например, оборудованный лопастями с изменяющимся шагом.
Согласно изобретению, газотурбинный двигатель 1 является гибридным газотурбинным двигателем, выполненным с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета.
Предпочтительно этот дежурный режим выбирают среди следующих режимов работы:
- дежурный режим, называемый обычным режимом малого газа, в котором камера сгорания включена и вал газогенератора вращается со скоростью, составляющей от 60 до 80% номинальной скорости,
- дежурный режим, называемый обычным режимом сверхмалого газа, в котором камера сгорания включена, и вал газогенератора вращается со скоростью, составляющей от 20 до 60% номинальной скорости,
- дежурный режим, называемый режимом сверхмалого газа с усилением, в котором камера сгорания включена, и вал газогенератора вращается с механическим усилением со скоростью, составляющей от 20 до 60% номинальной скорости,
- 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,
- дежурный режим, называемый выключенным режимом, в котором камера сгорания выключена, и вал газогенератора полностью остановлен.
Кроме того, архитектура включает в себя электротехнический блок 5,6 быстрого повторного запуска гибридного газотурбинного двигателя 1 для его выхода из дежурного режима и перехода к номинальному режиму работы.
Этот блок 5,6 повторного запуска питается электрической энергией от вспомогательной силовой установки (в дальнейшем обозначаемой сокращением APU) через преобразователь 10 переменного напряжения в постоянное. Этот вспомогательный двигатель выдает по команде не участвующую в создании тяги мощность на электротехнический блок 5,6, что позволяет ему вывести гибридный газотурбинный двигатель 1 из его дежурного режима.
Эта установка APU 11 может, например, содержать тепловой двигатель (типа газовой турбины, связанной с двухтактным или четырехтактным бензиновым или дизельным двигателем) и стартер-генератор, выполненный с возможностью запуска установки APU 11 и выдачи необходимой электрической мощности на электротехнический блок. Предпочтительно установка APU выдает переменное напряжение 115 вольт.
Преобразователь 10 переменного напряжения в постоянное позволяет преобразовать высокое переменное напряжение 115 вольт, выдаваемое установкой APU 11, в высокое постоянное напряжение, необходимое для повторного запуска газотурбинного двигателя 1. Согласно другим вариантам выполнения, установка APU выдает напрямую постоянное напряжение, и поэтому нет необходимости в преобразователе 10 напряжения.
Кроме того, архитектура включает в себя бортовую сеть 7 низкого напряжения, предпочтительно 28 вольт (в дальнейшем обозначаемую сокращением RDB), предназначенную для питания устройств вертолета во время полета.
Эта сеть RDB 7 получает питание током одновременно от установки APU 11 через преобразователь 17 высокого переменного напряжения в низкое постоянное напряжение и от стартера-генератора 4, который соединен с газотурбинным двигателем 2 и выдает напрямую низкое постоянное напряжение. Кроме того, сеть RDB 7 питает 28-вольтовую аккумуляторную батарею 8. Согласно другому варианту, не показанному на фигуре, питание сети RDB 7 обеспечивает генератор, установленный на коробке ВТР 3.
Чтобы не мешать повторному запуску газотурбинного двигателя 1, между сетью RDB 7 и установкой APU 11 установлен контактор 12 для разъединения сети RDB 7 и установки APU 11, когда необходима вся электрическая мощность установки APU 11 для обеспечения выхода газотурбинного двигателя 1 из дежурного режима.
Предпочтительно установка APU 11 выдает переменное напряжение 115 вольт, а сеть RDB 7 является сетью постоянного напряжения 28 вольт. Эта установка APU 11 может также напрямую питать специфические устройства 9 вертолета.
Согласно варианту выполнения, показанному на фиг.1, электротехнический блок быстрого повторного запуска содержит электрическую машину 5, выполненную с возможностью повторного запуска гибридного газотурбинного двигателя 1 в нормальных условиях выхода из дежурного режима, и устройство 6 экстренного выхода из дежурного режима, выполненное с возможностью повторного запуска газотурбинного двигателя 1 в экстремальных условиях выхода из дежурного режима.
Это устройство 6 экстренного выхода из дежурного режима является, например, электрическим, пиротехническим, пневматическим или гидравлическим устройством.
Согласно другому варианту выполнения, не показанному на фигуре, установка APU выполнена с возможностью выдавать постоянное напряжение, и электрическая машина выполнена с возможностью работать на переменном токе. В этом случае между установкой APU и электрической машиной установлен инвертор для выпрямления тока и питания электрической машины энергией, производимой установкой APU.
Изобретение не ограничивается только описанными вариантами выполнения. В частности, архитектура может включать в себя три газотурбинных двигателя для оснащения трехмоторного вертолета.

Claims (23)

1. Силовая система многомоторного вертолета,
содержащего газотурбинные двигатели (1, 2), соединенные с коробкой (3) передачи мощности,
отличающаяся тем, что содержит:
- по меньшей мере один газотурбинный двигатель среди упомянутых газотурбинных двигателей, называемый гибридным газотурбинным двигателем (1), выполненный с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, при этом другие газотурбинные двигатели (2) работают во время этого устоявшегося полета самостоятельно,
- по меньшей мере один электротехнический блок (5, 6) быстрого повторного запуска гибридного газотурбинного двигателя (1) для его выхода из упомянутого дежурного режима и его перехода в номинальный режим работы,
- по меньшей мере одну вспомогательную силовую установку (11), соединенную с блоком (5, 6) повторного запуска и выполненную с возможностью выдавать по команде необходимую мощность на этот блок (5, 6) повторного запуска для выхода соответствующего упомянутого гибридного газотурбинного двигателя (1) из упомянутого дежурного режима.
2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что содержит:
- только один гибридный газотурбинный двигатель (1), выполненный с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, при этом другие газотурбинные двигатели (2) работают во время этого устоявшегося полета самостоятельно,
- только один блок (5, 6) быстрого повторного запуска упомянутого гибридного газотурбинного двигателя (1) для его выхода из упомянутого дежурного режима и его перехода в номинальный режим работы,
- только одну вспомогательную силовую установку (11), соединенную с упомянутым блоком (5, 6) повторного запуска и выполненную с возможностью выдавать по команде необходимую мощность на упомянутый блок (5, 6) повторного запуска для выхода упомянутого гибридного газотурбинного двигателя (1) из упомянутого дежурного режима.
3. Система по п. 2, отличающаяся тем, что содержит:
- бортовую сеть (7) низкого постоянного напряжения, предназначенную для питания устройств вертолета,
- по меньшей мере один источник (4) электрического питания упомянутой бортовой сети (7),
причем упомянутая вспомогательная силовая установка (11) соединена с упомянутой бортовой сетью (7) через преобразователь (17) переменного напряжения в постоянное.
4. Система по п. 3, отличающаяся тем, что содержит контактор (12), установленный между упомянутой вспомогательной силовой установкой (11) и упомянутой бортовой сетью (7) и управляемый таким образом, чтобы отключать упомянутую вспомогательную силовую установку (11) от упомянутой бортовой сети (7) во время экстренного повторного запуска упомянутого гибридного газотурбинного двигателя (1).
5. Система по одному из пп. 3 или 4, отличающаяся тем, что упомянутый источник (4) электрического питания упомянутой бортовой сети выбирают из группы, в которую входят:
- по меньшей мере один генератор тока, установленный между упомянутой коробкой передачи мощности и упомянутой бортовой сетью и связанный с преобразователем переменного напряжения в постоянное,
- стартер-генератор (4), установленный между негибридным газотурбинным двигателем и упомянутой бортовой сетью.
6. Система по п. 5, отличающаяся тем, что упомянутый генератор выполнен с возможностью выдавать переменное напряжение 115 В, причем упомянутый связанный с ним преобразователь выполнен с возможностью выдавать постоянное напряжение 28 В.
7. Система по одному из пп. 1-4, отличающаяся тем, что по меньшей мере один блок (5, 6) быстрого повторного запуска содержит электрическую машину (5), выполненную с возможностью повторного запуска по меньшей мере одного гибридного газотурбинного двигателя (1) в нормальных условиях выхода из дежурного режима, и устройство (6) экстренного выхода из дежурного режима, выполненное с возможностью повторного запуска этого гибридного газотурбинного двигателя (1) в экстремальных условиях выхода из дежурного режима.
8. Система по п. 7, отличающаяся тем, что упомянутое устройство экстренного выхода из дежурного режима является электротехническим, пиротехническим, пневматическим или гидравлическим устройством.
9. Система по одному из пп. 1-4, отличающаяся тем, что по меньшей мере одна вспомогательная силовая установка (11) соединена с блоком повторного запуска через преобразователь (10) переменного напряжения в постоянное.
10. Вертолет, содержащий многомоторную силовую систему по одному из пп. 1-9.
RU2016139023A 2014-03-27 2015-03-20 Архитектура силовой системы многомоторного вертолета и соответствующий вертолет RU2690608C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1452647A FR3019218B1 (fr) 2014-03-27 2014-03-27 Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant
FR1452647 2014-03-27
PCT/FR2015/050693 WO2015145037A1 (fr) 2014-03-27 2015-03-20 Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016139023A RU2016139023A (ru) 2018-04-28
RU2016139023A3 RU2016139023A3 (ru) 2018-10-26
RU2690608C2 true RU2690608C2 (ru) 2019-06-04

Family

ID=50780781

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016139023A RU2690608C2 (ru) 2014-03-27 2015-03-20 Архитектура силовой системы многомоторного вертолета и соответствующий вертолет

Country Status (11)

Country Link
US (1) US10766629B2 (ru)
EP (1) EP3123015B1 (ru)
JP (1) JP6705753B2 (ru)
KR (1) KR102318629B1 (ru)
CN (1) CN106458322B (ru)
CA (1) CA2942942C (ru)
ES (1) ES2702329T3 (ru)
FR (1) FR3019218B1 (ru)
PL (1) PL3123015T3 (ru)
RU (1) RU2690608C2 (ru)
WO (1) WO2015145037A1 (ru)

Families Citing this family (40)

* 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
FR3019524B1 (fr) * 2014-04-03 2017-12-08 Turbomeca Chaine motrice pour helicoptere incorporant un module moteur pyrotechnique d'assistance et helicoptere la comportant
FR3024707B1 (fr) * 2014-08-07 2018-03-23 Turbomeca Dispositif d'assistance rapide pour une turbomachine a turbine libre d'un aeronef
US10759280B2 (en) * 2014-09-23 2020-09-01 Sikorsky Aircraft Corporation Hybrid electric power drive system for a rotorcraft
US10836505B2 (en) * 2016-06-23 2020-11-17 Raytheon Technologies Corporation Operating auxiliary power unit during off-nominal propulsion system operation
US11415063B2 (en) 2016-09-15 2022-08-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse-flow gas turbine engine
US10006375B1 (en) * 2017-07-11 2018-06-26 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
FR3069407B1 (fr) * 2017-07-20 2019-08-09 Safran Electrical & Power Architecture de ventilation d'helicoptere a chambre de melange
FR3081150B1 (fr) * 2018-05-18 2020-06-12 Safran Helicopter Engines Architecture de puissance d'un aeronef
FR3082225B1 (fr) * 2018-06-07 2020-06-05 Safran Helicopter Engines Systeme propulsif asymetrique a recuperation de chaleur
FR3084340B1 (fr) * 2018-07-27 2022-05-06 Safran Systeme de generation de puissance electrique pour aeronef
US11536153B2 (en) 2018-08-08 2022-12-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Turboshaft gas turbine engine
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
CA3132266A1 (en) 2019-03-01 2020-09-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Distributed propulsion configurations for aircraft having mixed drive systems
WO2020190344A2 (en) 2019-03-18 2020-09-24 United Technologies Advanced Projects Inc. Architectures for hybrid-electric propulsion
US11299286B2 (en) 2019-05-15 2022-04-12 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a multi-engine aircraft
US11663863B2 (en) 2019-06-07 2023-05-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Methods and systems for operating a rotorcraft
US20210310412A1 (en) * 2020-04-06 2021-10-07 Williams International Co., L.L.C. External auxiliary power unit
US11486472B2 (en) 2020-04-16 2022-11-01 United Technologies Advanced Projects Inc. Gear sytems with variable speed drive
CN111520234A (zh) * 2020-04-30 2020-08-11 中国直升机设计研究所 一种高原环境直升机发动机起动装置及方法
FR3114703B1 (fr) 2020-09-30 2023-07-07 Safran Conducteur électrique à refroidissement par matériau à changement de phase et son procédé de fabrication
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
US11668249B2 (en) 2021-09-14 2023-06-06 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a multi-engine aircraft
US11933216B2 (en) 2022-01-04 2024-03-19 General Electric Company Systems and methods for providing output products to a combustion chamber of a gas turbine engine
US12037952B2 (en) 2022-01-04 2024-07-16 General Electric Company Systems and methods for providing output products to a combustion chamber of a gas turbine engine
US11719441B2 (en) 2022-01-04 2023-08-08 General Electric Company Systems and methods for providing output products to a combustion chamber of a gas turbine engine
US11794912B2 (en) 2022-01-04 2023-10-24 General Electric Company Systems and methods for reducing emissions with a fuel cell
US11970282B2 (en) 2022-01-05 2024-04-30 General Electric Company Aircraft thrust management with a fuel cell
US12034298B2 (en) 2022-01-10 2024-07-09 General Electric Company Power source for an aircraft
US12074350B2 (en) 2022-01-21 2024-08-27 General Electric Company Solid oxide fuel cell assembly
US12037124B2 (en) 2022-01-21 2024-07-16 General Electric Company Systems and method of operating a fuel cell assembly
US11804607B2 (en) 2022-01-21 2023-10-31 General Electric Company Cooling of a fuel cell assembly
US11967743B2 (en) 2022-02-21 2024-04-23 General Electric Company Modular fuel cell assembly
US12025061B2 (en) 2022-04-04 2024-07-02 General Electric Company Gas turbine engine with fuel cell assembly
US12043406B2 (en) 2022-05-27 2024-07-23 General Electric Company Method of operating a fuel cell assembly for an aircraft
US11817700B1 (en) 2022-07-20 2023-11-14 General Electric Company Decentralized electrical power allocation system
US12078350B2 (en) 2022-11-10 2024-09-03 General Electric Company Gas turbine combustion section having an integrated fuel cell assembly
US11923586B1 (en) 2022-11-10 2024-03-05 General Electric Company Gas turbine combustion section having an integrated fuel cell assembly
US11859820B1 (en) 2022-11-10 2024-01-02 General Electric Company Gas turbine combustion section having an integrated fuel cell assembly

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5899411A (en) * 1996-01-22 1999-05-04 Sundstrand Corporation Aircraft electrical system providing emergency power and electric starting of propulsion engines
RU2188960C1 (ru) * 2001-08-20 2002-09-10 Кондрашов Борис Михайлович Способ преобразования энергии в силовой установке (варианты), струйно-адаптивном двигателе и газогенераторе
FR2967133A1 (fr) * 2010-11-04 2012-05-11 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
RU2462607C2 (ru) * 2007-04-06 2012-09-27 Турбомека Устройство содействия для переходных фаз разгона и торможения
EP2581586A2 (en) * 2011-10-11 2013-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting an aircraft engine of a multi-engine system
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 (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
US7210653B2 (en) * 2002-10-22 2007-05-01 The Boeing Company Electric-based secondary power system architectures for aircraft
US7701082B2 (en) * 2006-10-30 2010-04-20 Honeywell International Inc. Aerospace electrical power DC subsystem configuration using multi-functional DC/DC converter
EP2225118B1 (en) * 2007-12-12 2016-06-22 Foss Maritime Company Hybrid propulsion systems
FR2954283B1 (fr) * 2009-12-23 2012-03-02 Hispano Suiza Sa Aeronef comportant un demarreur-generateur electrique pour le ou chaque turboreacteur et un train d'aterrissage equipe d'un moteur electrique de manoeuvre au sol
FR2968716B1 (fr) * 2010-12-13 2012-12-28 Turbomeca Procede de controle de la generation electrique appliquee a une turbine a gaz d'aeronef et turbomoteur mettant en oeuvre un tel procede
US20130031912A1 (en) * 2011-08-01 2013-02-07 Hamilton Sundstrand Corporation Gas turbine start architecture
GB2494133B (en) * 2011-08-30 2015-10-07 Ge Aviat Systems Ltd Power distribution in aircraft
FR2990573B1 (fr) * 2012-05-11 2015-11-20 Hispano Suiza Sa Systeme de commande et d'alimentation en energie des turbomachines d'un helicoptere

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5899411A (en) * 1996-01-22 1999-05-04 Sundstrand Corporation Aircraft electrical system providing emergency power and electric starting of propulsion engines
RU2188960C1 (ru) * 2001-08-20 2002-09-10 Кондрашов Борис Михайлович Способ преобразования энергии в силовой установке (варианты), струйно-адаптивном двигателе и газогенераторе
RU2462607C2 (ru) * 2007-04-06 2012-09-27 Турбомека Устройство содействия для переходных фаз разгона и торможения
FR2967133A1 (fr) * 2010-11-04 2012-05-11 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
EP2581586A2 (en) * 2011-10-11 2013-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting an aircraft engine of a multi-engine system
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

Also Published As

Publication number Publication date
JP6705753B2 (ja) 2020-06-03
PL3123015T3 (pl) 2019-04-30
EP3123015A1 (fr) 2017-02-01
FR3019218B1 (fr) 2016-03-18
KR20170002378A (ko) 2017-01-06
EP3123015B1 (fr) 2018-11-07
WO2015145037A1 (fr) 2015-10-01
RU2016139023A3 (ru) 2018-10-26
RU2016139023A (ru) 2018-04-28
JP2017514057A (ja) 2017-06-01
FR3019218A1 (fr) 2015-10-02
CN106458322B (zh) 2019-08-13
ES2702329T3 (es) 2019-02-28
US10766629B2 (en) 2020-09-08
CA2942942A1 (fr) 2015-10-01
US20170152055A1 (en) 2017-06-01
CA2942942C (fr) 2021-10-12
CN106458322A (zh) 2017-02-22
KR102318629B1 (ko) 2021-10-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2690608C2 (ru) Архитектура силовой системы многомоторного вертолета и соответствующий вертолет
RU2702377C2 (ru) Многодвигательная силовая система вертолета и соответствующий вертолет
US11597504B2 (en) Architecture for a propulsion system of a helicopter including a hybrid turboshaft engine and a system for reactivating said hybrid turboshaft engine
CN108691653B (zh) 用于混合电力架构的电力分配系统和方法
JP6557321B2 (ja) 少なくとも２つのフリータービンエンジンを有する航空機のフリータービンエンジン用の支援装置
RU2593317C2 (ru) Способ оптимизации удельного расхода двухмоторного вертолета и двухмоторная конструкция с системой регулирования для его применения
US10797628B2 (en) Gas turbine engine and electrical system
JP6692825B2 (ja) 多発航空機用ハイブリッド推進システム
ES2946176T3 (es) Funcionamiento de motores de aeronaves en condiciones transitorias
RU2663786C2 (ru) Способ оптимизации удельного расхода топлива двухмоторного вертолета
US8820677B2 (en) Aircraft power systems and methods