RU2694695C1 - Method of distribution and control of rotorcraft with helicopter drive hybrid system - Google Patents
Method of distribution and control of rotorcraft with helicopter drive hybrid system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2694695C1 RU2694695C1 RU2018142889A RU2018142889A RU2694695C1 RU 2694695 C1 RU2694695 C1 RU 2694695C1 RU 2018142889 A RU2018142889 A RU 2018142889A RU 2018142889 A RU2018142889 A RU 2018142889A RU 2694695 C1 RU2694695 C1 RU 2694695C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- generator
- starter
- power
- mode
- helicopter
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 18
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims abstract description 4
- 238000010248 power generation Methods 0.000 claims abstract description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 27
- 230000005611 electricity Effects 0.000 claims description 12
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 5
- 238000004378 air conditioning Methods 0.000 claims description 4
- 238000011084 recovery Methods 0.000 claims description 3
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 239000003570 air Substances 0.000 description 19
- 230000008859 change Effects 0.000 description 5
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 4
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 3
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 3
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 239000012080 ambient air Substances 0.000 description 1
- 230000009194 climbing Effects 0.000 description 1
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/12—Rotor drives
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области винтокрылых летательных аппаратов с использованием гибридной системы привода винта, в частности к способу распределения и управления энергией винтокрылого летательного аппарата/вертолета с использованием гибридной системы привода винта.The invention relates to the field of rotary-wing aircraft using a hybrid propeller drive system, in particular to a method of distributing and controlling the energy of a rotorcraft / helicopter using a hybrid propeller drive system.
Известно использование гибридной системы привода винта в одновинтовом или многовинтовом винтокрылом летательном аппарате/вертолете, который содержит фюзеляж, систему несущего винта с возможностью управления общим и циклическим шагом, основной поршневой или газотурбинный двигатель/двигатели, и гибридную систему привода несущих винтов. При этом известная гибридная система привода винтов включает:It is known to use a hybrid propeller drive system in a single-rotor or multi-rotor aircraft / helicopter, which contains a fuselage, a rotor system with control of common and cyclic pitch, a main piston or gas turbine engine / engines, and a hybrid rotor drive system. At the same time, the well-known hybrid screw drive system includes:
- трансмиссию, состоящую из главного редуктора, промежуточного и хвостового редукторов (в случае одновинтового вертолета), главного редуктора (в случае соосного вертолета) или нескольких редукторов (в случае многовинтового вертолета). Далее в тексте будет использоваться термин «главный редуктор» как наиболее общий случай;- transmission consisting of a main gearbox, intermediate gear and tail gearboxes (in the case of a single-rotor helicopter), a main gearbox (in the case of a coaxial helicopter) or several gearboxes (in the case of a multi-rotor helicopter). Hereinafter, the term “main gearbox” will be used as the most general case;
- электрический двигатель, который установлен на главном редукторе и обеспечивает винтокрылого летательного аппарата/вертолета выдачу в систему привода винта дополнительной мощности как электрический двигатель с приводом от бортового аккумулятора/аккумуляторов; - an electric motor that is installed on the main gearbox and provides the rotary-wing aircraft / helicopter with issuing an additional power screw drive system as an electric motor driven by an onboard battery / accumulators;
- электроприводной вентилятор/вентиляторы системы охлаждения силовой установки, установленного отдельно от главного редуктора;- electrically driven fan / fans of the cooling system of the power plant, installed separately from the main gearbox;
- электроприводную систему кондиционирования воздуха (СКВ), которая может работать как на обогрев кабины/кабин (в холодных условиях), так и на подачу охлаждающего воздуха (в жарких условиях);- electrically driven air conditioning system (ACS), which can work both for heating the cabin / cab (in cold conditions) and for supplying cooling air (in hot conditions);
- электроприводную противообледенительную система (ПОС) двигателей и несущего винта;- electric drive anti-icing system (POS) of engines and rotor;
- интеллектуальную систему управления потоками электроэнергии.- intelligent control system of electricity flows.
Эффективность и экономичность использования гибридных силовых установок очевидна. Использование гибридной силовой установки позволяет сократить потребление топлива, уменьшить выбросы вредных веществ в атмосферу, а также получить иные преимущества по сравнению с обычными летательными аппаратами аналогичного класса. Использование в гибридной версии в совокупности с обычной силовой установкой генератора и электромоторов совместно с поршневым, турбовальным или иным основным двигателем позволяет существенно уменьшить общую массу вертолетов за счет отказа от части трансмиссии и оптимизации остающейся части.The effectiveness and efficiency of using hybrid power plants is obvious. The use of a hybrid power plant allows you to reduce fuel consumption, reduce emissions of harmful substances into the atmosphere, as well as get other advantages compared to conventional aircraft of a similar class. The use of the hybrid version in conjunction with a conventional power unit of the generator and electric motors together with a piston, turboshaft or other main engine can significantly reduce the total weight of helicopters due to the failure of the transmission part and optimization of the remaining part.
Несмотря на указанные преимущества использования гибридной системы привода винта, актуальной продолжает оставаться задача оптимизации мощности гибридной силовой установки, веса пустого вертолета и его полезной нагрузки, поскольку установка дополнительного электродвигателя в составе гибридной системы привода винта приводит к увеличению веса конструкции пустого вертолета и потери рабочей мощности, из-за необходимости установки тяжелых аккумулятора, генератора, электродвигателя, и других элементов электрооборудования, необходимости дополнительных затрат мощности на привод генератора, и т.п.Despite the indicated advantages of using the hybrid propeller drive system, the task of optimizing the power of the hybrid power plant, the weight of the empty helicopter and its payload continues, as the installation of an additional electric motor as part of the hybrid propeller drive system leads to an increase in the design weight of the empty helicopter and the loss of operating power. due to the need to install a heavy battery, generator, electric motor, and other items of electrical equipment, the need and additional costs of power to drive the generator, etc.
Данную проблему производители решают разными способами.Manufacturers solve this problem in different ways.
Например, устанавливают генератор на редукторе, но без функции стартера, чтобы от вращающихся элементов редуктора такой генератор получал мощность и преобразовывал ее в электрическую энергию, которая потом распределяется в электрической сети вертолета потребителям. Недостатком такого решения является то, что в этом случае система привода винта приводится только от основного поршневого/газотурбинного двигателя/двигателей, а генератор служит только для целей электроснабжения агрегатов. При этом, электрогенератор является достаточно тяжелым агрегатом и его установка ведет к увеличению веса пустого аппарата и уменьшению веса полезной нагрузки. Кроме того, большой объем электрической энергии в полете требуется не во всех полетных условиях. Например, наиболее значимым потребителем электроэнергии на борту вертолета является противообледенительная система (ПОС) винта, работа которой требуется при полетах в условиях обледенения, которые составляют лишь несколько процентов от общего объема полетов вертолетов. Соответственно, при перелете вертолета в другие условия (например, в районы с теплым климатом), такое большое количество электроэнергии на борту не нужно и мощный электрогенератор становится лишним грузом.For example, a generator is installed on the gearbox, but without the starter function, so that such a generator receives power from the rotating gearbox elements and converts it into electrical energy, which is then distributed in the electrical network of the helicopter to consumers. The disadvantage of this solution is that in this case the screw drive system is provided only from the main piston / gas turbine engine / engines, and the generator serves only for the purpose of power supply of the units. At the same time, the generator is a rather heavy unit and its installation leads to an increase in the weight of the empty apparatus and a decrease in the weight of the payload. In addition, a large amount of electrical energy in flight is not required in all flight conditions. For example, the most significant consumer of electricity aboard a helicopter is a propeller anti-icing system (POS), which is required for operation in icing conditions, which constitute only a few percent of the total volume of helicopter flights. Accordingly, when flying a helicopter to other conditions (for example, to areas with a warm climate), such a large amount of electricity on board is not needed and a powerful electric generator becomes an extra load.
Это же относится к имеющемуся на борту аккумулятору, который служит для запуска основного двигателя/двигателей на земле, и всю остальную часть полета является излишним грузом и его энергия не используется для полета. The same applies to the battery on board, which serves to start the main engine / engines on the ground, and the rest of the flight is an excess load and its energy is not used for the flight.
Известно также решение, согласно которому предлагается устанавливать электрический двигатель на редуктор, который приводится от аккумулятора и обеспечивает вращение винта в дополнение к основному двигателю/двигателям, или даже вместо них. Недостатком такого способа является необходимость наличия генератора большой мощности (и большого веса), а также аккумулятора большой емкости, что при существующем уровне развития аккумуляторов возможно только при очень большом весе аккумулятора. Соответственно, реализация такого решения ведет к существенному увеличению веса пустого вертолета и уменьшению веса полезной нагрузки.It is also known the decision, according to which it is proposed to install an electric motor on the gearbox, which is driven from the battery and provides rotation of the screw in addition to the main engine / engines, or even instead of them. The disadvantage of this method is the need for a high-power generator (and a large weight), as well as a large-capacity battery, which with the current level of battery development is possible only with a very large battery weight. Accordingly, the implementation of such a solution leads to a significant increase in the weight of the empty helicopter and a decrease in the weight of the payload.
В патенте RU2556055С2 (дата публикации 10.07.2015, B64C 27/14, B64D 31/00), описывающем способ помощи пилоту однодвигательного вертолета на режиме авторотации, оговаривается, что электродвигатель может работать как в двигательном режиме, так и в генераторном режиме, т.е. преобразовывать механическую мощность в электрическую. Однако, известное решение распространяется на однодвигательные вертолеты, для которых предназначение дополнительного электрического привода- выдать в систему привода винта дополнительную энергию в случае отказа основного двигателя, смягчить последствия такого отказа и обеспечить безопасную посадку на авторотации. В этом случае, не предполагается использование дополнительного электрического привода как дополнительного привода при нормальной работе основного двигателя (в случае однодвигательного винтокрылого летательного аппарата/вертолета), или нескольких основных двигателей (в случае многодвигательных летательных аппаратов). Также, применительно к упомянутому патенту, при нормальной работе основного двигателя однодвигательного вертолета подзарядка аккумулятора от электродвигателя, переведенного в генераторный режим, возможна, но нецелесообразна, т.к. при нормальной работе силовой установки энергия аккумулятора не расходуется, и в его подзарядке нет необходимости.In patent RU2556055С2 (published on July 10, 2015, B64C 27/14, B64D 31/00), which describes a method of assisting the pilot of a single-engine helicopter in the autorotation mode, the motor can operate both in the propulsion mode and in the generator mode, m. e. convert mechanical power into electrical. However, the well-known solution applies to single-engine helicopters, for which the purpose of the additional electric drive is to provide additional energy to the screw drive system in the event of a primary engine failure, mitigate the consequences of such failure and ensure a safe landing during autorotation. In this case, it is not supposed to use an additional electric drive as an additional drive during normal operation of the main engine (in the case of a single-engine rotary-wing aircraft / helicopter), or several main engines (in the case of multi-engine aircraft). Also, with reference to the aforementioned patent, during normal operation of the main engine of a single-engine helicopter, recharging a battery from an electric motor transferred to the generator mode is possible, but not advisable, since during normal operation of the power plant, the battery energy is not consumed, and there is no need to recharge it.
Настоящее изобретение направлено на решение задачи, состоящей в оптимальном управлении запасами мощности/энергии на разных режимах полета для различных видов винтокрылых летательных аппаратов/вертолетов с однодвигательными и многодвигательными силовыми установками.The present invention is directed to solving the problem consisting in the optimal management of power / energy reserves in different flight modes for different types of rotary-wing aircraft / helicopters with single-engine and multi-engine power plants.
В основу решения положено кратковременное использование уже существующих и установленных на вертолете агрегатов - аккумулятора и стартер-генератора в режиме двигателя для выполнения взлета, с последующим длительным возвратом этой энергии в аккумулятор (при работе страртер-генератора в режиме генератора) на других этапах полета, где повышенная мощность не требуется.The solution is based on the short-term use of the already existing and installed on the helicopter units - the battery and the starter-generator in the engine mode to perform take-off, followed by a long return of this energy to the battery (when the starter-generator is in the generator mode) at other stages of flight, where increased power is not required.
Технический результат заключается в повышении эффективности управления потоками мощности/энергии на различных этапах полета по заданным алгоритмам от аккумулятора к стартер-генератору и от стартер-генератора в аккумулятор, от стартер-генератора потребителям.The technical result consists in increasing the efficiency of power / energy flow control at various stages of flight according to predetermined algorithms from the battery to the starter-generator and from the starter-generator to the battery, from the starter-generator to consumers.
Суть предлагаемого решения заключается в том, что на этапе взлета, когда мощности основного двигателя/двигателей недостаточно, кратковременно используется в качестве дополнительного двигателя имеющийся стартер-генератор. В этом случае запас энергии уже имеющегося аккумулятора через уже имеющийся стартер-генератор, установленный на редукторе, позволяет добавлять энергии/мощности для вращения винта и выполнить взлет до заданной точки на траектории взлета. После пролета этой точки система переключает стартер-генератор из режима электродвигателя в режим генератора и в последующем полете генератор получает вращение от редуктора, а редуктор приводится во вращение от основного двигателя/двигателей, работающих не на взлетном режиме, а на пониженном (максимально продолжительном, крейсерском или ином) режиме. Далее стартер-генератор в режиме генератора осуществляет выработку электроэнергии для подзарядки аккумулятора, который выдал часть своей энергии на этапе взлета, а также для электроснабжения агрегатов вертолета СКВ, ПОС и др. The essence of the proposed solution is that at the stage of take-off, when the power of the main engine / engines is not enough, the existing starter-generator is used for a short time as an additional engine. In this case, the energy supply of an existing battery through an existing starter generator mounted on the gearbox allows you to add energy / power to rotate the screw and take off to a given point on the take-off trajectory. After this point has been flown, the system switches the starter-generator from the electric motor mode to the generator mode and in subsequent flight the generator receives rotation from the gearbox, and the gearbox is rotated from the main engine / engines operating not in take-off mode, but at a reduced (maximum long cruising or otherwise) mode. Next, the starter-generator in the mode of the generator generates electricity to recharge the battery, which gave out some of its energy at the take-off stage, as well as to supply power to the helicopter units of the SCR, POS, etc.
Результатом использования предложенного решения является не только оптимизация потоков мощности/энергии, но и ее кратковременное увеличение. Другим положительным результатом является то, что эта задача решена за счет предусмотренного в конструкции вертолета аккумулятора и стартера-генератора, установленного на редукторе, что исключает необходимость установки дополнительного электродвигателя в составе гибридной системы привода винта и, следовательно, вес пустого вертолета остаётся практически неизменным.The result of using the proposed solution is not only the optimization of the power / energy flows, but also its short-term increase. Another positive result is that this task is solved by the battery and starter-generator installed on the gearbox, which eliminates the need to install an additional electric motor as part of the hybrid propeller drive system and, therefore, the weight of the empty helicopter remains almost unchanged.
Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, где:Further, in more detail, the claimed invention is illustrated by drawings, where:
на фиг. 1 - изображена схема гибридной системы привода винта винтокрылого летательного аппарата/вертолета (для примера- соосной схемы) с указанием основных узлов; in fig. 1 shows a diagram of a hybrid system for driving a rotorcraft / helicopter rotor (for example, a coaxial scheme), indicating the main components;
на фиг. 2 - в общем виде показан график изменения потребной для полета вертолета мощности от скорости полета вертолета;in fig. 2 - in general form shows a graph of the change in the power required for the flight of a helicopter against the flight speed of the helicopter;
на фиг. 3 – показан профиль взлета вертолета в координатах изменения высоты полета по мере увеличения скорости полета. in fig. 3 - shows the profile of the helicopter take-off in the coordinates of the change in flight altitude as the flight speed increases.
Одновинтовой или многовинтовой винтокрылый летательный аппарат/вертолет, содержит (фиг.1) несущий винт 1 (на фиг. 1 для примера показан соосный несущий винт), редуктор 2, муфту 3, основной поршневой или газотурбинный двигатель/двигатели 4, электрический стартер-генератор 5, интеллектуальную систему управления гибридной системы привода винта 6, бортовой аккумулятор 7, электрические потребители 8 (включая СКВ, ПОС, электроусилители системы управления, и т.п.), электрический вентилятор системы охлаждения силовой установки 9.Single-rotor or multi-rotor aircraft / helicopter, contains (figure 1) main rotor 1 (coaxial main rotor is shown in Fig. 1 for example),
Интеллектуальная гибридная система привода винтов состоит из:The intelligent hybrid screw drive system consists of:
- трансмиссии, состоящей из главного редуктора, промежуточного и хвостового редукторов (в случае одновинтового вертолета), главного редуктора (в случае соосного вертолета) или нескольких редукторов (в случае многовинтового вертолета). Далее в тексте будет использоваться термин «главный редуктор» как наиболее общий случай;- transmission consisting of the main gearbox, intermediate gear and tail gearboxes (in the case of a single-rotor helicopter), main gearbox (in the case of a coaxial helicopter) or several gearboxes (in the case of a multi-rotor helicopter). Hereinafter, the term “main gearbox” will be used as the most general case;
- стартер-генератора, который установлен на главном редукторе и обеспечивает на режиме взлета винтокрылого летательного аппарата/вертолета выдачу в систему привода винта дополнительной мощности как электрический двигатель с приводом от бортового аккумулятора/аккумуляторов;- starter-generator, which is installed on the main gearbox and provides, on the take-off mode of the rotary-wing aircraft / helicopter, issue to the screw drive system additional power as an electric motor driven by an onboard battery / accumulators;
- электроприводного вентилятора/вентиляторов системы охлаждения силовой установки, установленного отдельно от главного редуктора;- electrically driven fan / fans of the cooling system of a power plant installed separately from the main gearbox;
- электроприводной системы кондиционирования воздуха (СКВ), которая может работать как на обогрев кабины/кабин (в холодных условиях), так и на подачу охлаждающего воздуха (в жарких условиях);- electrically driven air conditioning system (ACS), which can work both for heating the cabin / cab (in cold conditions) and for supplying cooling air (in hot conditions);
- электроприводной противообледенительной системы (ПОС) двигателей и несущего винта;- electric anti-icing system (POS) engines and rotor;
- интеллектуальной системы управления потоками энергии.- intellectual system of energy flow control.
На фиг. 2 в общем виде показан график изменения потребной для полета вертолета мощности 10 от скорости полета вертолета. На этот же график нанесена линия 11 располагаемой взлетной мощности основного двигателя/двигателей.FIG. 2 in general form shows a graph of the change in the power required for a helicopter flight of 10 to the speed of a helicopter. On the same graph plotted
Из графика видно, что для данного случая при скорости полета, равной нулю (что соответствует режиму висения вертолета), располагаемая взлетная мощность основного двигателя/двигателей 11 меньше потребной мощности вертолета 10, из чего следует что висение и последующий взлет вертолета с использованием только основного двигателя/двигателей невозможен.The graph shows that for this case, when the flight speed is zero (which corresponds to the helicopter hovering mode), the available take-off power of the main engine /
Для обеспечения в этих условиях висения вертолета и последующего взлета необходимо наличие дополнительной мощности на борту, т.е. использование более мощного основного двигателя/двигателей, что в свою очередь ведет к существенному увеличению веса всех систем и вертолета в целом и не всегда оправдано, либо необходимо уменьшение взлетного веса вертолета. При этом потребная мощность уменьшается (см. кривую 12 на фиг.2) за счет уменьшения полезной нагрузки, что ухудшает летно-технические и коммерческие показатели вертолета.To ensure helicopter hovering and subsequent take-off in these conditions, additional power is required on board, i.e. the use of a more powerful main engine / engines, which in turn leads to a significant increase in the weight of all systems and the helicopter as a whole and is not always justified, or a reduction in the take-off weight of the helicopter is necessary. While the required power is reduced (see
Необходимо отметить, что при наличии определенной скорости полета (точка 13 на фиг.2) располагаемая мощность основного двигателя/двигателей становится равной потребной мощности и вертолет мог бы выполнить отрыв от земли и продолжить полет, однако это означает, что вертолет должен разогнаться до этой скорости по земле, что либо невозможно (при использовании на вертолете полозковых шасси), либо, в случае вертолета с колесным шасси не всегда возможно из-за ограничений по прочности шасси, наличия препятствий или иных ограничений на площадке взлета и т.п.It should be noted that if there is a certain flight speed (
В то же время, на борту винтокрылого летательного аппарата/вертолета всегда имеется бортовой аккумулятор 7, который обладает существенным запасом электрической энергии, обычно используемой для запуска основного двигателя/двигателей. После запуска основного двигателя/двигателей обычно энергия аккумулятора не используется, а сам аккумулятор может подзаряжаться от электрогенератора, установленного на основном двигателе/двигателях 4, либо установленного на главном редукторе 2.At the same time, onboard the rotary-winged aircraft / helicopter there is always an
Новым является предложение кратковременно использовать эту энергию аккумулятора 7 путем подачи ее на несущий винт/винты 1 через электрический стартер-генератор 5, который имеет возможность подключения к главному редуктору 2 и выдачи дополнительной мощности (зона 14 на фиг.2) на несущий винт/винты 1. A new proposal is to briefly use this energy of the
Стартер-генератор 5, установленный в этом случае на главном редукторе 2 выполняет функции электродвигателя для кратковременной подачи мощности на несущий винт/винты 1 на этапе взлета, и функции генератора для обеспечения подзарядки аккумулятора на других этапах полета, когда дополнительная мощность не требуется.Starter-
С учетом этой дополнительной мощности от стартер-генератора 5 общая располагаемая мощность силовой установки становится больше потребной мощности вертолета, в связи с чем вертолет в заданных условиях может уже не только зависнуть и разогнаться до скорости 13 (фиг.2), но и выполнить маневры, требующие увеличенную мощность (включая, например, вертикальный взлет).Given this additional power from the starter-
Аккумулятор 7 и стартер-генератор 5 обычно уже используются в конструкции винтокрылого летательного аппарата/вертолета (особенно в случаях, когда вертолет имеет на борту электросистемы с большим энергопотреблением, например, системы ПОС, СКВ и т.п.), в связи с чем их установка и использование предлагаемым способом не ведет к существенному увеличению веса конструкции. The
На фиг. 3 показан профиль взлета вертолета в координатах изменения высоты полета по мере увеличения скорости полета. Из графика видно, что на этапе взлета на высоте 15 м над площадкой взлета аппарат обладает определенной скоростью (обычно эта скорость составляет 50…70 км/ч). Эта скорость больше скорости в точке 13 на фиг.2 , и соответственно для продолжения полета вертолета достаточно не только взлетной мощности основного двигателя/двигателей 11, но и максимальной продолжительной мощности (точка 15).FIG. 3 shows the profile of the helicopter take-off in the coordinates of the change in altitude as the flight speed increases. From the graph it can be seen that at the take-off stage at a height of 15 m above the take-off platform, the device has a certain speed (usually this speed is 50 ... 70 km / h). This speed is greater than the speed at
В соответствии с положениями Норм летной годности/Авиационных правил, высота 15 м над площадкой взлета для винтокрылого летательного аппарата/вертолета является рубежом завершения этапа взлета и перехода летательного аппарата на этап набора высоты. В соответствии с положениями Норм летной годности/Авиационных правил, этап набора высоты выполняется не на взлетном режиме работы основного двигателя/двигателей (который ограничен по времени использования не более 5 минут), а на режиме максимальной продолжительности, который не имеет ограничений по времени использования.In accordance with the provisions of the Airworthiness Standards / Aviation Regulations, the height of 15 m above the take-off site for the rotary-wing aircraft / helicopter is the completion point of the take-off stage and the transition of the aircraft to the climb stage. In accordance with the provisions of the Airworthiness Standards / Aviation Regulations, the ascent stage is performed not on the take-off mode of the main engine / engines (which is limited to a use time of no more than 5 minutes), but on a maximum duration mode that has no time limit of use.
В связи с этим, для винтокрылого летательного аппарата/вертолета после набора высоты 15 м над площадкой взлета (пролета точки 15 на фиг.3), использование дополнительной мощности от электроприводного стартер-генератора 5 не является необходимым, уже можно отключить подачу мощности от стартер-генератора 5 на несущий винт/винты 1, и перевести его на режим подзарядки аккумулятора 7.In this regard, for a rotary-winged aircraft / helicopter after climbing 15 m above the take-off platform (
При этом мощность основного двигателя/двигателей может быть уменьшена от взлетного режима до максимального продолжительного режима, и винтокрылый летательный аппарат/вертолет переходит на этап набора высоты на пониженной мощности максимального продолжительного режима.In this case, the power of the main engine / engines can be reduced from take-off mode to maximum continuous mode, and the rotary-wing aircraft / helicopter proceeds to the climb stage at a reduced power of maximum continuous mode.
Для нормальной эксплуатации винтокрылого летательного аппарата/вертолета в соответствии с требованиями Норм летной годности/Авиационных правил, взлетный (повышенный) режим работы основного двигателя/двигателей на этапе взлета ограничивается продолжительностью не более 5 минут. При этом, на практике этап взлета винтокрылого летательного аппарата/вертолета от момента отрыва вертолета от земли до достижения точки 13 на фиг. 2 занимает не более 1-2 минуты (с учетом времени на выполнение контрольных операций и проверок систем аппарата на режиме висения после отрыва от земли). Соответственно, для предлагаемого способа использования аккумулятора и стартер-генератора не требуется длительная работа гибридной системы привода в режиме выдачи энергии на винт, и соответственно не требуется аккумулятор с чрезмерным запасом электроэнергии.For normal operation of a rotary-winged aircraft / helicopter in accordance with the requirements of Airworthiness Standards / Aviation Regulations, the take-off (enhanced) mode of operation of the main engine / engines during the take-off phase is limited to no more than 5 minutes. In this case, in practice, the stage of take-off of a rotary-winged aircraft / helicopter from the moment the helicopter leaves the ground until reaching
Способ используют следующим образом. The method is used as follows.
На этапе взлета гибридная система привода несущих винтов работает в следующей последовательности.At the take-off stage, the hybrid rotor drive system operates in the following sequence.
Выполняется запуск основного двигателя/двигателей, его прогрев и вывод на рабочий режим. The main engine / engines start, warm up and start up.
На первоначальном этапе запуска аккумулятор 7 подключен к системе запуска основного двигателя/двигателей 4. После вывода основного двигателя/двигателей на заданный режим, интеллектуальная система управления гибридным приводом 6 отключает аккумулятор 7 от системы запуска основного двигателя/двигателей 4 и переключает его в режим подзарядки электроэнергии от стартер-генератора 5, установленного на редукторе 2.At the initial start-up stage, the
При увеличении температуры масла в системе трансмиссии и системе привода винта до заданных значений, интеллектуальная система привода 6 подключает электроприводной вентилятор/вентиляторы системы охлаждения 9, параметры работы которого (мощность, расход охлаждающего воздуха) управляются интеллектуальной системой для достижения оптимального режима с минимальными затратами энергии.When the temperature of the oil in the transmission system and the screw drive system to the specified values increases, the intelligent drive system 6 connects the electrically driven fan / cooling system fans 9, whose operation parameters (power, cooling air flow) are controlled by the intelligent system to achieve optimum performance with minimal energy consumption.
На первоначальном этапе запуска двигателя/двигателей электроприводные системы 8 СКВ и ПОС отключены от электросистемы.At the initial stage of starting the engine / engines, the
После проверки всех систем для выполнения висения и последующего взлета, пилот увеличивает мощность силовой установки, при этом после выхода основного двигателя/двигателей на взлетный режим (точка 16 на фиг.2), интеллектуальная система управления гибридным приводом 6 кратковременно подключает стартер-генератор 5 в режим электродвигателя с выдачей мощности на несущий винт/винты 1 через редуктор 2 вертолета. При таком совместном режиме работы основного двигателя/двигателей 4 и стартер-генератора 5, общая располагаемая мощность силовой установки становится больше потребной для полета мощности (точка 17 на фиг.2) в связи с чем вертолет может выполнить взлет с разгоном скорости.After checking all systems to perform hovering and subsequent take-off, the pilot increases the power of the power plant, while after the main engine / engines go into take-off mode (
Кратковременная работа стартер-генератора 5 в режиме электродвигателя 4 на этапе взлета продолжается до достижения винтокрылым аппаратом/вертолетом заданной скорости и высоты полета 15 м в заданной точке на траектории взлета (точка 18 на фиг.2 соответствует точке 15 на фиг.3), после достижения которой, в соответствии с требованиями Норм Летной Годности, мощность силовой установки может быть уменьшена до максимально продолжительного режима (который по уровню мощности меньше взлетного режима на ~15…20%, линия 19 на фиг.2). При этом интеллектуальная система управления гибридным приводом 6 переключает стартер-генератор 5 в режим генерирования электроэнергии для подзарядки аккумулятора 7 для постепенного восполнения запаса энергии, потраченной на взлете, с приводом от основного двигателя/двигателей 4 через редуктор 2.Short-term operation of the starter-
Весь этап взлета от отрыва вертолета от земли до достижения заданной точки 15 фиг.3 на траектории взлета является кратковременным и занимает обычно 1-2 минуты.The entire stage of take-off from the separation of the helicopter from the ground until reaching a
После завершения этапа взлета электроприводные системы СКВ и ПОС подключаются к электросистеме (при необходимости), обеспечивая комфортные условия для экипажа и пассажиров, а также защиту от обледенения.After completion of the take-off phase, the electric drive systems of the SCR and POS are connected to the electrical system (if necessary), providing comfortable conditions for the crew and passengers, as well as protection against icing.
Особенно ценным предлагаемый способ использования интеллектуальной гибридной системы привода винта является при выполнении взлета в жарких/горных условиях, когда располагаемая мощность основного двигателя/двигателей из-за увеличения высоты полета и/или увеличения температуры наружного воздуха существенно уменьшается из-за выхода на предельные ограничения основного двигателя/двигателей.The proposed method of using an intelligent hybrid propeller drive system is especially valuable when taking off in hot / mountainous conditions, when the available power of the main engine / engines due to increased flight altitude and / or increase in outside air temperature is significantly reduced due to going to the limit limits of the main engine / engines.
В этих условиях предлагаемый способ использования интеллектуальной гибридной системой привода винта является наиболее рациональным способом использования запасов энергии на борту винтокрылого летательного аппарата/вертолета с сохранением необходимой грузоподъемности аппарата и его летно-технических характеристик.Under these conditions, the proposed method of using an intelligent hybrid propeller drive system is the most rational way to use the energy reserves on board a rotary-wing aircraft / helicopter while maintaining the required payload capacity of the device and its flight performance.
При необходимости, на этапах крейсерского полета, набора высоты или при выполнении маневра, летчик также может кратковременно использовать повышенную мощность силовой установки путем подачи дополнительной электрической мощности от интеллектуальной гибридной системы привода винта путем перевода стартер-генератора в режим электрического двигателя. После завершения такого кратковременного этапа полета, стартер-генератор переключается в режим генерирования электроэнергии для подзарядки аккумулятора для восполнения запаса энергии.If necessary, during the cruise flight, ascent or during a maneuver, the pilot can also briefly use the increased power of the power plant by supplying additional electric power from the intelligent hybrid screw drive system by switching the starter-generator to the electric motor mode. After completing such a short flight phase, the starter-generator switches to power generation mode to recharge the battery to replenish energy.
При переходе винтокрылого летательного аппарата/вертолета на режим снижения интеллектуальная система управления гибридной системы привода винта может переводить стартер-генератор в режим рекуперации электроэнергии, обеспечивая дополнительную подзарядку аккумулятора от стартер-генератора 5, получающего энергию через редуктор 2 от несущего винта 1 от протекающего через несущий винт потока воздуха на режиме снижения. When the rotary-winged aircraft / helicopter transitions to the lowering mode, the intelligent control system of the hybrid propeller drive system can transfer the starter-generator to the electric energy recovery mode, providing additional recharging of the battery from the starter-
После завершения полета и посадки винтокрылого летательного аппарата/вертолета, на этапе останова несущего винта после выключения основного двигателя/двигателей, интеллектуальная гибридная система привода винта обеспечивает работу стартер-генератора как тормоза несущего винта путем включения его в режим генерирования электроэнергии путем отбора избыточной энергии от вращающегося несущего винта (режим рекуперации электроэнергии). After completion of the flight and landing of the rotary-winged aircraft / helicopter, at the stage of stopping the rotor after turning off the main engine / engines, the intelligent hybrid propeller drive system provides the starter-generator as the brakes of the rotor by turning it on in the mode of generating electricity by extracting excess energy from the rotating main rotor (power recovery mode).
Для многодвигательных винтокрылых летательных аппаратов/вертолетов, интеллектуальная гибридная система привода винта обеспечивает кратковременную подачу дополнительной мощности на несущий винт в случае отказа одного из основных двигателей путем переключения стартер-генератора в режим электродвигателя.For multi-engine rotary-wing aircraft / helicopters, an intelligent hybrid propeller drive system provides a short-term supply of additional power to the rotor in the event of a failure of one of the main engines by switching the starter-generator to the electric motor mode.
Для однодвигательных винтокрылых летательных аппаратов/вертолетов, интеллектуальная гибридная система привода винта обеспечивает кратковременную подачу дополнительной мощности на несущий винт в случае отказа основного двигателя путем переключения стартер-генератора в режим электродвигателя.For single-engine rotary-wing aircraft / helicopters, an intelligent hybrid propeller drive system provides a short-term supply of additional power to the rotor in the event of a primary engine failure by switching the starter-generator to electric motor mode.
В случае такого отказа основного поршневого или газотурбинного двигателя/двигателей в полете, интеллектуальная система также может по заданному алгоритму переключить стартер-генератор в режим вращения без нагрузки, тем самым обеспечивая его вращение как маховика, подключенного к редуктору и имеющего момент инерции при вращении и соответствующий запас кинетической энергии, которая используется пилотом для дополнительного увеличения энергии системы привода винта для смягчения посадки на авторотации. In the event of such a failure of the main piston or gas turbine engine / engines in flight, the intelligent system can also, according to a predetermined algorithm, switch the starter-generator to the rotation mode without load, thereby ensuring its rotation as a flywheel connected to the gearbox and having a moment of inertia during rotation and corresponding reserve of kinetic energy, which is used by the pilot to further increase the energy of the propeller drive system to soften the autorotation landing.
Существенным преимуществом в предлагаемой интеллектуальной гибридной системе привода винта является использование электроприводного вентилятора/вентиляторов системы охлаждения силовой установки. В обычных винтокрылых летательных аппаратах/вертолетах вентилятор приводится во вращение от вала привода редуктора, в связи с чем имеет однозначную неизменную частоту вращения и, соответственно, единственно возможные параметры подачи охлаждающего воздуха и затраты мощности. В связи с тем, что винтокрылый летательный аппарат/вертолет должен эксплуатироваться в широком диапазоне температур воздуха (например, при температурах от минус 50 до плюс 50ºС), и большого диапазона высоты полета (например, от нуля до 5000м), вентилятор системы охлаждения не может работать оптимально во всех этих условиях, и обычно его параметры выбираются для обеспечения подачи достаточного охлаждающего воздуха в жарких условиях. Соответственно, в других условиях (например, в холодных условиях, или в режиме набора большой высоты полета, где температура наружного воздуха резко снижается), вентилятор будет подавать избыточный поток охлаждающего воздуха, который не является необходимым и его нужно куда-то отводить, при этом на вращение вентилятора, приводимого от редуктора, продолжает затрачиваться энергия.A significant advantage in the proposed intelligent hybrid screw drive system is the use of an electrically driven fan / fans of the cooling system of the power plant. In conventional rotary-winged aircraft / helicopters, the fan is rotated from the gearbox drive shaft, and therefore has an unambiguous constant rotational speed and, accordingly, the only possible parameters for the cooling air supply and power consumption. Due to the fact that the rotary-winged aircraft / helicopter must be operated in a wide range of air temperatures (for example, at temperatures from minus 50 to plus 50ºС), and a large range of flight altitude (for example, from zero to 5000m), the cooling fan cannot work optimally in all these conditions, and usually its parameters are chosen to ensure the supply of sufficient cooling air in hot conditions. Accordingly, in other conditions (for example, in cold conditions, or in the mode of recruiting a large flight altitude, where the outside air temperature drops sharply), the fan will supply an excess flow of cooling air, which is not necessary and must be removed somewhere. the rotation of the fan driven by the gearbox continues to expend energy.
В предлагаемой интеллектуальной гибридной системе привода винта вентилятор охлаждения устанавливается отдельно от редуктора, является электроприводным, в связи с чем имеется возможность изменения частоты его вращения, и как следствие, изменение подачи охлаждающего воздуха и других параметров системы охлаждения в широких пределах. Управление вентилятором в этом случае осуществляется интеллектуальной системой в зависимости от внешних условий (температура наружного воздуха, высота полета) и параметров работы силовой установки (мощность двигателей, температура в отсеках силовой установки, и т.п.), обеспечивая оптимальное управление потоками энергии.In the proposed intelligent hybrid screw drive system, the cooling fan is installed separately from the gearbox, it is electrically driven, and therefore it is possible to change the frequency of its rotation, and as a result, the cooling air supply and other parameters of the cooling system vary widely. In this case, the fan is controlled by an intelligent system depending on the external conditions (ambient air temperature, flight altitude) and power plant operation parameters (engine power, temperature in the power plant compartments, etc.), ensuring optimal control of energy flows.
Предлагаемый в составе интеллектуальной гибридной системе привода винта электроприводной управляемый вентилятор/вентиляторы системы охлаждения может использоваться не только для охлаждения силовой установки, но также для охлаждения электрогенераторов и иных агрегатов вертолета, имеющих потребности в охлаждении, а также в системе кондиционирования воздуха (СКВ) для обеспечения регулируемых комфортных условий в кабинах экипажа и пассажиров. Преимуществом такого решения является возможность гибкого и оптимального с точки зрения общих энергозатрат управления потоками энергии в зависимости от внешних условий полета, условий работы силовой установки и других систем, количества перевозимых пассажиров и их потребностей, и других параметров.The electric driven driven fan / fans of the cooling system offered as part of the intelligent hybrid drive system of the screw can be used not only to cool the power plant, but also to cool the electric generators and other helicopter units that have cooling needs, as well as the air conditioning system (SCR) to ensure adjustable comfort in the cockpit of the crew and passengers. The advantage of this solution is the possibility of flexible and optimal from the point of view of total energy consumption of energy flow control, depending on external flight conditions, conditions of operation of the power plant and other systems, the number of passengers carried and their needs, and other parameters.
Гибридная система привода винта имеет интеллектуальную систему управления потоками электрической энергии на различных этапах полета по заданным алгоритмам (от аккумулятора к стартер-генератору и от стартер-генератора в аккумулятор, от стартер-генератора потребителям, и т.п.), с выдачей соответствующей информации на индикацию в кабину экипажа и в системы вертолета, обеспечивая существенное снижение рабочей нагрузки на экипаж в полете.The hybrid screw drive system has an intelligent system for controlling the flow of electrical energy at different stages of the flight according to predetermined algorithms (from battery to starter-generator and from starter-generator to battery, from starter-generator to consumers, etc.), with issuing relevant information on the display in the cockpit and in the helicopter system, providing a significant reduction in the workload on the crew in flight.
Эта же система осуществляет запись в бортовой регистратор параметров использования дополнительной мощности (количество применений, длительность применений, величина дополнительной мощности, и т.п.) стартер-генератора для привода несущего винта на этапах взлета или других этапах полета, где пилоту потребовалась дополнительная мощность, для последующего учета наработки агрегатов системы привода винта.The same system records in the on-board recorder of parameters for the use of additional power (number of applications, duration of applications, amount of additional power, etc.) of the starter-generator to drive the rotor during takeoff stages or other phases of flight, where the pilot required additional power for the subsequent accounting of an operating time of units of system of the drive of the screw.
Таким образом, предлагается оптимальное управление запасами энергии на разных режимах полета, в том числе с возможностью кратковременного увеличения энергии за счет использования электрических элементов системы привода винта. Использование кратковременно на этапе взлета для выдачи на винт энергии уже существующих и установленных на вертолете агрегатов (аккумулятор и стартер-генератор) означает, что их использование не приводит к необходимости установки дополнительных агрегатов, увеличению веса пустого аппарата, и соответственно уменьшению полезной нагрузки. Отличие предложения также состоит в том, что вентилятор системы охлаждения является электроприводным и его параметры работы (включая поток охлаждающего воздуха) легко меняются и подстраиваются в зависимости от потребных внешних условий.Thus, it is proposed to optimally manage energy reserves in different flight modes, including the possibility of a short-term increase in energy through the use of electrical components of the propeller drive system. The use of short-term at the take-off stage for issuing energy already existing and installed on the helicopter units (battery and starter-generator) means that their use does not lead to the need to install additional units, increase the weight of the empty machine, and accordingly reduce the payload. The difference of the proposal also lies in the fact that the cooling fan is electrically driven and its operating parameters (including the flow of cooling air) are easily changed and adjusted depending on the required external conditions.
Электроприводной управляемый вентилятор может в крейсерском полете выполнять не только функцию вентилятора системы охлаждения силовой установки, но и использоваться в качестве источника дополнительной пропульсивной тяги, обеспечивая увеличение скорости полета и/или уменьшение расхода топлива. Дополнительная пропульсивная тяга от вентилятора может быть получена за счет направления потока охлаждающего воздуха, прошедшего через радиаторы системы охлаждения, назад по направлению полета (тем самым создавая дополнительную тягу), или за счет перераспределения потока воздуха от вентилятора, с направлением части потока воздуха от вентилятора в систему охлаждения, а другой части потока воздуха- назад по потоку для создания дополнительной тяги. Перераспределение и управление потоками воздуха, равно как и управление режимами вентилятора (включая мощность, расход воздуха, и т.п.) осуществляет интеллектуальная система управления гибридным приводом винта, которая подбирает оптимальный режим работы вентилятора для системы охлаждения и дополнительной тяги в зависимости от условий полета, включая высоту полета, температуру воздуха, вес вертолета, мощность силовой установки, температуру в отсеках силовой установки.An electrically driven fan can perform not only the function of a fan of a power plant cooling system in cruising flight, but also be used as a source of additional propulsion thrust, providing an increase in flight speed and / or a reduction in fuel consumption. Additional propulsive draft from the fan can be obtained by directing the flow of cooling air passing through the radiators of the cooling system back in the direction of flight (thereby creating additional draft), or by redistributing the flow of air from the fan, with the direction of part of the flow of air from the fan in cooling system, and another part of the air flow back downstream to create additional thrust. Redistribution and control of air flow, as well as control of fan modes (including power, air flow, etc.) are performed by an intelligent control system of a hybrid screw drive, which selects the optimal fan mode for the cooling system and additional thrust depending on flight conditions , including flight altitude, air temperature, weight of the helicopter, power plant, temperature in the compartments of the power plant.
Claims (11)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018142889A RU2694695C1 (en) | 2018-12-05 | 2018-12-05 | Method of distribution and control of rotorcraft with helicopter drive hybrid system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018142889A RU2694695C1 (en) | 2018-12-05 | 2018-12-05 | Method of distribution and control of rotorcraft with helicopter drive hybrid system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2694695C1 true RU2694695C1 (en) | 2019-07-16 |
Family
ID=67309409
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018142889A RU2694695C1 (en) | 2018-12-05 | 2018-12-05 | Method of distribution and control of rotorcraft with helicopter drive hybrid system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2694695C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2741136C1 (en) * | 2020-09-03 | 2021-01-22 | Общество с ограниченной ответственностью «ДИАМ-АЭРО» | Control system and transfer of rotary moment to screw(s) in unmanned aerial vehicles (uav), starter-generator, starter-generator control board and shock absorber for this system |
| EP3992085A1 (en) * | 2020-10-30 | 2022-05-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Starting methods for hybrid-electric aircraft |
| RU2786123C1 (en) * | 2022-08-09 | 2022-12-19 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Method for operation of hybrid power plant of aircraft |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7293621B2 (en) * | 2002-04-10 | 2007-11-13 | Charge-O-Matic Energy Recovery Devices, Llc | Vehicle drive system with energy recovery system and vehicle mounting same |
| EP2778048A1 (en) * | 2013-03-15 | 2014-09-17 | Bell Helicopter Textron Inc. | Autorotative enhancement system |
| RU2589532C1 (en) * | 2012-06-12 | 2016-07-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Hybrid aircraft |
| US20170187311A1 (en) * | 2013-03-13 | 2017-06-29 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine and electrical system |
| RU2658212C2 (en) * | 2015-07-29 | 2018-06-19 | Айрбас Дефенс Энд Спейс Гмбх | Hybrid electric power transmission for vertical take-off and landing unmanned aerial vehicles |
-
2018
- 2018-12-05 RU RU2018142889A patent/RU2694695C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7293621B2 (en) * | 2002-04-10 | 2007-11-13 | Charge-O-Matic Energy Recovery Devices, Llc | Vehicle drive system with energy recovery system and vehicle mounting same |
| RU2589532C1 (en) * | 2012-06-12 | 2016-07-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Hybrid aircraft |
| US20170187311A1 (en) * | 2013-03-13 | 2017-06-29 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine and electrical system |
| EP2778048A1 (en) * | 2013-03-15 | 2014-09-17 | Bell Helicopter Textron Inc. | Autorotative enhancement system |
| RU2658212C2 (en) * | 2015-07-29 | 2018-06-19 | Айрбас Дефенс Энд Спейс Гмбх | Hybrid electric power transmission for vertical take-off and landing unmanned aerial vehicles |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2741136C1 (en) * | 2020-09-03 | 2021-01-22 | Общество с ограниченной ответственностью «ДИАМ-АЭРО» | Control system and transfer of rotary moment to screw(s) in unmanned aerial vehicles (uav), starter-generator, starter-generator control board and shock absorber for this system |
| EP3992085A1 (en) * | 2020-10-30 | 2022-05-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Starting methods for hybrid-electric aircraft |
| US11939073B2 (en) | 2020-10-30 | 2024-03-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Starting methods for hybrid-electric aircraft |
| RU2786123C1 (en) * | 2022-08-09 | 2022-12-19 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Method for operation of hybrid power plant of aircraft |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Duffy et al. | A study in reducing the cost of vertical flight with electric propulsion | |
| WO2021064388A9 (en) | Systems and methods for aircraft | |
| EP2987984B1 (en) | In-flight restart system and method for free turbine engine | |
| US9162771B2 (en) | Hybrid power supply architecture for supplying mechanical power to a rotor and managed from the on-board network of a rotorcraft | |
| US20220011782A1 (en) | Method And System For Safely Landing A Battery Powered Electric VTOL Aircraft In A Low Charge Condition | |
| KR101576640B1 (en) | A rotary wing aircraft having two main engines together with a less powerful secondary engine, and a corresponding method | |
| CN102285447B (en) | Including the aircraft of undercarriage electromotor and be allowed to the method slided | |
| US10017264B2 (en) | Aircraft and method of fitting out such an aircraft | |
| EP3895993A1 (en) | Charging scheme for electric propulsion systems | |
| US10829239B2 (en) | Electrical load shed to increase available aircraft power | |
| CN116261546A (en) | Aircraft with drive and power system for low emission cruising | |
| RU2694695C1 (en) | Method of distribution and control of rotorcraft with helicopter drive hybrid system | |
| US11524793B2 (en) | Kinetic energy taxi system and thermal energy recovery system | |
| GB2589300A (en) | Systems and methods for aircraft | |
| US20200017206A1 (en) | Tail rotor system including an electric motor | |
| US20230322397A1 (en) | Charge status control system, charge status control method, and aircraft | |
| US20210192964A1 (en) | Electric storage and electric taxiing system for an aircraft | |
| GB2593416A (en) | Systems and methods for aircraft | |
| GB2587636A (en) | Systems and methods for aircraft | |
| GB2593417A (en) | Systems and methods for aircraft | |
| GB2587637A (en) | Systems and methods for aircraft | |
| GB2589299A (en) | Systems and methods for aircraft | |
| UA133562U (en) | PASSENGER BICOPTER |