RU2702377C2 - Многодвигательная силовая система вертолета и соответствующий вертолет - Google Patents

Многодвигательная силовая система вертолета и соответствующий вертолет Download PDF

Info

Publication number
RU2702377C2
RU2702377C2 RU2016139010A RU2016139010A RU2702377C2 RU 2702377 C2 RU2702377 C2 RU 2702377C2 RU 2016139010 A RU2016139010 A RU 2016139010A RU 2016139010 A RU2016139010 A RU 2016139010A RU 2702377 C2 RU2702377 C2 RU 2702377C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
turbine engine
standby mode
helicopter
power
Prior art date
Application number
RU2016139010A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016139010A3 (ru
RU2016139010A (ru
Inventor
Фабьен МЕРСЬЕ-КАЛЬВЕРАК
Софи ЮМБЕР
Стефан БЕДДОК
Original Assignee
Сафран Хеликоптер Энджинз
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сафран Хеликоптер Энджинз filed Critical Сафран Хеликоптер Энджинз
Publication of RU2016139010A publication Critical patent/RU2016139010A/ru
Publication of RU2016139010A3 publication Critical patent/RU2016139010A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2702377C2 publication Critical patent/RU2702377C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/08—Transmitting power from power plant 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
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • 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
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/42—Control of fuel supply specially adapted for the control of two or more plants simultaneously
    • B64D27/026—
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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)

Abstract

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям силовых установок вертолетов. Многодвигательная силовая система вертолета содержит газотурбинные двигатели (1,2), соединенные с коробкой (3) передачи мощности, и бортовую сеть (7) низкого постоянного напряжения, предназначенную для питания устройств вертолета во время полета. Многодвигательная силовая система вертолета содержит один гибридный газотурбинный двигатель (1), выполненный с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, электротехнический блок (20) быстрого повторного запуска упомянутого гибридного газотурбинного двигателя для его выхода из упомянутого дежурного режима и его перехода в режим, в котором он выдает механическую мощность, и по меньшей мере два источника (4,16,18) электрического питания бортовой сети (7). Упомянутый блок (20) повторного запуска соединен с упомянутой бортовой сетью (7). Обеспечивается возможность перевода вертолета в более экономичную фазу полета переводом одного двигателя в дежурный режим без увеличения массы силовой системы. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 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.
Как правило, каждый газотурбинный двигатель оборудован стартером-генератором, который позволяет, с одной стороны, обеспечить первый запуск газотурбинного двигателя и, с другой стороны питать бортовую сеть низкого постоянного напряжения вертолета во время полета (обозначаемую в дальнейшем сокращением RDB). Как правило, сеть RDB соединена с устройством накопления электрической энергии низкого напряжения, например, с аккумуляторной батареей на 28 вольт.
Существуют также архитектуры, в который сеть RDB получает также питание от вспомогательного силового генератора (более известного под английским сокращением APU от Auxiliary Power Unit) через преобразователь переменного напряжения в постоянное.
Существуют также архитектуры, в которых функции стартера запуска и генератора каждого газотурбинного двигателя разделены. В этом случае функцию генератора получают за счет отбора мощности на коробке ВТР (как правило, 115 вольт переменного напряжения) с последующим преобразованием при помощи преобразователя переменного напряжения в постоянное.
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 мощностью, производимой этим газотурбинным двигателем, и превышающим примерно на 30% удельный расход Cs при максимальной взлетной мощности PMD, и снижением КПД газовой турбины.
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 устройства экстренного усиления, которое содержит свечи накала ʺglow-upʺ в качестве устройства зажигания квази-моментального действия в дополнение к обычным свечам и проперголевый патрон, питающий вспомогательную микротурбину в качестве механического средства ускорения газогенератора газотурбинного двигателя.
Недостатком наличия такого устройства 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, 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 и одновременно с обеспечением электрического питания сети RDB.
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 (обозначаемой в дальнейшем сокращением ВТР), и бортовую сеть низкого постоянного напряжения (обозначаемую в дальнейшем сокращением RDB), предназначенную для питания устройств вертолета во время полета.
Заявленная архитектура отличается тем, что содержит:
- 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,
- электротехнический блок быстрого повторного запуска упомянутого гибридного газотурбинного двигателя для его выхода из упомянутого дежурного режима и его перехода в режим, называемый номинальным режимом, в котором он выдает механическую мощность на упомянутую коробку передачи мощности, при этом упомянутый блок повторного запуска соединен с упомянутой сетью RDB,
- по меньшей мере два источника электрического питания упомянутой сети RDB.
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).
Таким образом, заявленная архитектура силовой системы многомоторного вертолета предусматривает наличие только одного гибридного газотурбинного двигателя, выполненного с возможностью работы в дежурном режиме. Следовательно, заявленная архитектура является несимметричной и содержит только один гибридный газотурбинный двигатель. Таким образом, заявленная архитектура позволяет свести к минимуму количество компонентов, поскольку только один газотурбинный двигатель может быть переведен в дежурный режим. Электротехническим блоком повторного запуска оснащен только гибридный газотурбинный двигатель, что ограничивает общий вес силовой системы.
Кроме того, архитектура предусматривает два источника электрического питания сети RDB. Таким образом, архитектура характеризуется избыточностью генерирования электричества для питания сети RDB, и при возможном выходе из строя первого источника питания сети RDB его функцию выполняет второй источник питания.
Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутый электротехнический блок быстрого повторного запуска является блоком высокого напряжения, и между сетью RDB и блоком повторного запуска находится преобразователь низкого напряжения в высокое напряжение.
Блок высокого напряжения обеспечивает быстрый повторный запуск газотурбинного двигателя. Поэтому между сетью RDB низкого напряжения и блоком повторного запуска установлен преобразователь низкого напряжения в высокое напряжение, чтобы обеспечить питание блока повторного запуска от сети RDB.
Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутые источники электрического питания упомянутой сети RDB выбирают из группы, в которую входят:
- по меньшей мере один генератор, установленный между коробкой ВТР и сетью RDB и связанный с преобразователем переменного напряжения в постоянное,
- вспомогательная силовая установка, соединенная с сетью RDB и связанная с преобразователем переменного напряжения в постоянное,
- стартер-генератор, установленный между негибридным газотурбинным двигателем и сетью RDB.
Предпочтительно, согласно изобретению, каждый генератор и упомянутая вспомогательная силовая установка выполнены с возможностью выдавать переменное напряжение 115 вольт, и упомянутый связанный с ними преобразователь выполнен с возможностью преобразования этого переменного напряжения 115 вольт в постоянное напряжение 28 вольт.
При этом возможны любые комбинации для обеспечения избыточности электрического питания сети RDB.
Согласно предпочтительному варианту, 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.
Согласно этому предпочтительному варианту, во время классической фазы полета двухмоторного вертолета (то есть, когда все газотурбинные двигатели работают в режиме, обеспечивающем подачу механической мощности на коробку передачи мощности) все газотурбинные двигатели выдают на коробку ВТР мощность, необходимую для приведения во вращение несущего винта вертолета. Надежность генерирования электричества обеспечена за счет избыточности стартера-генератора на не гибридном газотурбинном двигателе и генератора, установленного на коробке ВТР и связанного с преобразователем переменного напряжения в постоянное.
В случае выхода из строя не гибридного газотурбинного двигателя гибридный газотурбинный двигатель экстренно повторно запускают при помощи электротехнического блока повторного запуска. Несмотря на остановку не гибридного газотурбинного двигателя, питание сети RDB обеспечено генератором, установленным на коробке ВТР и связанным с преобразователем переменного напряжения в постоянное.
Предпочтительно блок повторного запуска дополнительно содержит устройство накопления электрической энергии высокого напряжения, выполненное с возможностью накапливать электрическую энергию от сети RDB во время упомянутого номинального режима упомянутого гибридного газотурбинного двигателя, что позволяет выдавать механическую мощность на коробку передачи мощности, и с возможностью выдавать по команде накопленную электрическую энергию, необходимую для выхода упомянутого гибридного газотурбинного двигателя из дежурного режима.
Таким образом, повторный запуск газотурбинного двигателя, находящегося в дежурном режиме, осуществляют при помощи устройства накопления энергии высокого напряжения, которое расположено между газотурбинным двигателем и преобразователем низкого напряжения в высокое напряжение.
Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутый блок повторного запуска выполнен с возможностью выдавать в дежурном режиме упомянутого гибридного газотурбинного двигателя электрическую энергию для поддержания упомянутого гибридного газотурбинного двигателя в заранее определенном дежурном режиме.
В частности, как известно, газотурбинный двигатель содержит газогенератор, камеру сгорания и свободную турбину, питаемую газами газогенератора. Газогенератор содержит вал и камеру сгорания, питаемую топливом. Предпочтительно, согласно изобретению, дежурный режим может быть одним из следующих режимов:
- дежурный режим, называемый обычным режимом малого газа, в котором упомянутая камера сгорания включена и упомянутый вал газогенератора вращается со скоростью, составляющей от 60 до 80% номинальной скорости,
- дежурный режим, называемый обычным режимом сверхмалого газа, в котором упомянутая камера сгорания включена, и упомянутый вал газогенератора вращается со скоростью, составляющей от 20 до 60% номинальной скорости,
- дежурный режим, называемый режимом сверхмалого газа с усилением, в котором упомянутая камера сгорания включена, и упомянутый вал газогенератора вращается с механическим усилением со скоростью, составляющей от 20 до 60% номинальной скорости,
- дежурный режим, называемый переходным, в котором упомянутая камера сгорания выключена, и упомянутый вал газогенератора вращается с механическим усилением со скоростью, составляющей от 5 до 20% номинальной скорости,
- дежурный режим, называемый выключенным режимом, в котором упомянутая камера сгорания выключена, и упомянутый вал газогенератора полностью остановлен.
Таким образом, каждый из вышеупомянутых дежурных режимов может поддерживаться электротехническим блоком для поддержания гибридного газотурбинного двигателя в заранее определенном дежурном режиме. Электрическую энергию для этой поддержки можно получать напрямую от бортовой сети вертолета или от устройства накопления энергии. Предпочтительно поддержку получают от бортовой сети, чтобы устройство накопления могло сохранять максимум энергии для обеспечения выхода из дежурного режима, в частности, экстренного выхода из дежурного режима гибридного газотурбинного двигателя. Например, в случае переходного режима бортовая сеть может питать устройство механического усиления газогенератора гибридного газотурбинного двигателя.
Предпочтительно, согласно изобретению, блок быстрого повторного запуска содержит электрическую машину, выполненную с возможностью повторного запуска упомянутого газотурбинного двигателя в нормальных условиях выхода из дежурного режима, и устройство экстренного выхода из дежурного режима, выполненное с возможностью повторного запуска упомянутого газотурбинного двигателя в экстремальных условиях выхода из дежурного режима.
Согласно этому варианту, электротехнический блок повторного запуска содержит устройство накопления энергии, электрическую машину и устройство экстренного выхода. Это устройство экстренного выхода может быть электротехническим, пиротехническим, пневматическим или гидравлическим устройством.
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.
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 прилагаемые фигуры, на которых:
Фиг. 1 изображает схематичный вид архитектуры силовой системы двухмоторного вертолета согласно варианту выполнения изобретения.
Фиг. 2 - схематичный вид архитектуры силовой системы двухмоторного вертолета согласно другому варианту выполнения изобретения.
Фиг. 3а - схематичный вид архитектуры, показанной на фиг.1, во время классической фазы полета, в которой все газотурбинные двигатели работают в режиме, позволяющем выдавать механическую мощность.
Фиг. 3b - схематичный вид архитектуры, показанной на фиг.1, во время экономичной фазы полета, в которой один газотурбинный двигатель находится в дежурном режиме.
Фиг. 3с - схематичный вид архитектуры, показанной на фиг.1, во время фазы нормального выхода из дежурного режима газотурбинного двигателя, находящегося в дежурном режиме.
Фиг. 3d - схематичный вид архитектуры, показанной на фиг.1, во время экстренного выхода из дежурного режима вследствие поломки другого газотурбинного двигателя.
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 устройство контроля-управления, не показанное на фигурах для упрощения. Кроме того, архитектура включает в себя бортовую сеть 7 низкого постоянного напряжения 28 вольт, предназначенную для питания током различных устройств вертолета, не показанных на фигурах для упрощения.
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 20 быстрого повторного запуска гибридного газотурбинного двигателя 1 для его выхода из дежурного режима и перехода к режиму, позволяющему выдавать механическую мощность на коробку передачи мощности. Этот блок 20 является блоком высокого напряжения, установленным между газотурбинным двигателем 1 и сетью RDB 7 через преобразователь 14 высокого напряжения в низкое напряжение.
Согласно варианту выполнения, показанному на фигурах, электротехнический блок 20 быстрого повторного запуска содержит электрическую машину 5, выполненную с возможностью повторного запуска гибридного газотурбинного двигателя 1 в нормальных условиях выхода из дежурного режима (то есть, в течение времени от 10с до 1 мин после подачи команды на выход из дежурного режима газотурбинного двигателя 1). Он содержит также устройство 6 экстренного выхода из дежурного режима, выполненное с возможностью повторного запуска газотурбинного двигателя 1 в экстремальных условиях выхода из дежурного режима (то есть в течение времени менее 10с после подачи команды на выход из дежурного режима газотурбинного двигателя 1). Он содержит также устройство 15 накопления энергии, выполненное с возможностью накопления электрической энергии, поступающей из сети RDB 7, когда гибридный газотурбинный двигатель 1 находится в дежурном режиме, и для подачи электрической энергии, необходимой для электрической машины 5 и для устройства 6 выхода из дежурного режима для повторного запуска гибридного газотурбинного двигателя 1.
Заявленная архитектура содержит также два источника электрического питания сети RDB 7.
Согласно варианту выполнения, показанному на фиг. 1, первый источник питания сети RDB 7 является генератором 16, выдающим переменное напряжение 115 вольт. Генератор 16 расположен между коробкой ВТР 3 и сетью RDB 7 и связан с преобразователем 17 переменного напряжения в постоянное. Согласно варианту выполнения, показанному на фиг. 1, второй источник питания сети RDB 7 является стартером-генератором 4, выдающим постоянное напряжение 28 вольт, который расположен между газотурбинным двигателем 2 и сетью RDB 7. Этот стартер-генератор 4 выполнен с возможностью обеспечения первого запуска газотурбинного двигателя 2 и обеспечения питания сети RDB 7 во время полета.
Согласно варианту выполнения, показанному на фиг. 2, первый источник питания сети RDB 7 тоже является генератором 16, расположенным между коробкой ВТР 3 и сетью RDB 7 и связанным с преобразователем 17 переменного напряжения в постоянное. Что же касается второго источника питания сети RDB 7, то он является вспомогательной силовой установкой 18, выдающей переменное напряжение 115 вольт и соединенной с упомянутым преобразователем 17 переменного напряжения в постоянное. В этом варианте выполнения стартер-генератор архитектуры, показанной на фиг. 1, заменен стартером 40, который имеет только функцию запуска газотурбинного двигателя 2.
Согласно другим вариантам выполнения, не показанным на фигурах, можно применять другие комбинации источников питания сети RDB 7, такие как два генератора, расположенные между коробкой ВТР 3 и сетью RDB 7.
Кроме того, каждая архитектура содержит устройства 9, питаемые напрямую от генератора 16 переменным током высокого напряжения или от установки APU 18. Она содержит также аккумуляторную батарею 8 низкого напряжения.
Далее со ссылками на фиг. 3а-3d следует подробное описание принципа работы архитектуры, показанной на фиг. 1. На фиг. 3 жирными линиями показаны основные активные цепи передачи мощности (механические или электрические) между различными показанными органами.
На фиг. 3а представлен схематичный вид архитектуры, показанной на фиг. 1, в ходе классической фазы полета, то есть фазы полета, во время которой оба газотурбинных двигателя 1,2 выдают мощность на коробку ВТР 3. Например, речь идет о фазе взлета или посадки, во время которой вертолет нуждается в полной мощности двигателей. На фиг. 3а жирными линиями схематично показаны два активных канала 21,22 передачи мощности между газотурбинными двигателями 1,2 и коробкой ВТР 3. Надежность электрического питания сети RDB 7 обеспечено двумя отдельными цепями питания. Первая цепь 23 питает сеть RDB 7 от стартера-генератора 4 газотурбинного двигателя 2. Вторая цепь 24 питает сеть RDB 7 от генератора 16, связанного с преобразователем 17 переменного напряжения в постоянное.
На фиг. 3b представлен схематичный вид архитектуры, показанной на фиг. 1, в ходе экономичной фазы полета, то есть фазы полета, во время которой газотурбинный двигатель 1 находится в дежурном режиме, и на коробку ВТР 3 поступает мощность только от газотурбинного двигателя 2. Таким образом, активным является только канал 22. Надежность электрического питания сети RDB 7 обеспечена двумя отдельными цепями питания, описанными со ссылками на фиг. 3а. Первая цепь 23 питает сеть RDB 7 от стартера-генератора 4 газотурбинного двигателя 2. Вторая цепь 24 питает сеть RDB 7 от генератора 16, связанного с преобразователем 17 переменного напряжения в постоянное. Дежурный режим газотурбинного двигателя 1 поддерживается электротехническим блоком 20, который поддерживает газотурбинный двигатель 1 в заранее определенном дежурном режиме. Эта поддержка схематично показана на фиг. 3b в виде цепи 25. Эта цепь содержит преобразователь 14 низкого напряжения в высокое напряжение, расположенный между сетью RDB 7 и электротехническим блоком 20.
На фиг. 3с представлен схематичный вид архитектуры, показанной на фиг. 1, в ходе фазы повторного запуска газотурбинного двигателя 1 при нормальном выходе из дежурного режима. Газотурбинный двигатель 2 выдает мощность на коробку ВТР 3. Таким образом, канал 22 передачи мощности является активным. Для этого электрическая машина 5 обеспечивает запуск газотурбинного двигателя 1, используя энергию, накопленную в устройстве 15 накопления энергии. Питание электрической машины 5 схематично показано жирной линий в виде цепи 26 на фиг. 3с. Надежность электрического питания сети RDB 7 обеспечена двумя отдельными цепями питания, описанными со ссылками на фиг. 3а и 3b. Первая цепь 23 питает сеть RDB 7 от стартера-генератора 4 газотурбинного двигателя 2. Вторая цепь 24 питает сеть RDB 7 от генератора 16, связанного с преобразователем 17 переменного напряжения в постоянное.
На фиг. 3d представлен схематичный вид архитектуры, показанной на фиг. 1, во время фазы выхода из строя газотурбинного двигателя 2 и экстренного повторного запуска газотурбинного двигателя 1. Таким образом, во время этой фазы газотурбинный двигатель 2 неисправен и не выдает никакой мощности на коробку ВТР 3. Следовательно, канал 22 передачи мощности является неактивным. Канал 21 передачи мощности находится в процессе активации. Для этого устройство 6 экстренного выхода из дежурного режима обеспечивает экстренный запуск газотурбинного двигателя 1. Активация устройства 6 экстренного выхода из дежурного режима зависит от типа используемого устройства. Такое устройство 6 экстренного выхода из дежурного режима является, например, проперголевым устройством, описанным в заявке FR 1358996, поданной на имя заявителя. Электрическое питание сети RDB 7 обеспечивает вторая цепь 24, которая питает сеть RDB 7 от генератора 16. Но при этом первая цепь 23 больше не позволяет питать сеть RDB 7 от стартера-генератора 4 в случае неисправности газотурбинного двигателя 2.
Изобретение не ограничивается только описанными вариантами выполнения. В частности, архитектура может включать в себя три газотурбинных двигателя для оснащения трехмоторного вертолета, при этом ее работа является идентичной работе, описанной в связи с двухмоторным вариантом, с учетом внесения возможных изменений.

Claims (16)

1. Многодвигательная силовая система вертолета, содержащего газотурбинные двигатели (1,2), соединенные с коробкой (3) передачи мощности, и бортовую сеть (7) низкого постоянного напряжения, предназначенную для питания устройств вертолета во время полета,
отличающаяся тем, что содержит:
- только 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,
- электротехнический блок (20) быстрого повторного запуска упомянутого гибридного газотурбинного двигателя для его выхода из упомянутого дежурного режима и его перехода в режим, называемый номинальным режимом, в котором он выдает механическую мощность на упомянутую коробку передачи мощности, при этом упомянутый блок (20) повторного запуска соединен с упомянутой бортовой сетью (7), причем упомянутый электротехнический блок (20) быстрого повторного запуска является блоком высокого напряжения,
- по меньшей мере два источника (4,16,18) электрического питания упомянутой бортовой сети (7),
- преобразователь (14) низкого напряжения в высокое напряжение, расположенный между упомянутой бортовой сетью (7) и упомянутым блоком (20) повторного запуска.
2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что упомянутые источники (4,16,18) электрического питания упомянутой бортовой сети (7) выбирают из группы, в которую входят:
- по меньшей мере один генератор (16) тока, установленный между упомянутой коробкой (3) передачи мощности и упомянутой бортовой сетью (7) и связанный с преобразователем (17) переменного напряжения в постоянное,
- вспомогательная силовая установка (18), соединенная с упомянутой бортовой сетью (7) и связанная с преобразователем (17) переменного напряжения в постоянное,
- стартер-генератор (4), установленный между не гибридным газотурбинным двигателем (2) и упомянутой бортовой сетью (7).
3. Система по п. 2, отличающаяся тем, что каждый генератор (16) тока и упомянутая вспомогательная силовая установка (18) выполнены с возможностью выдавать переменное напряжение 115 вольт, и тем, что упомянутый связанный с ними преобразователь (17) выполнен с возможностью преобразования этого переменного напряжения 115 вольт в постоянное напряжение 28 вольт.
4. Система по одному из пп. 1-3, отличающаяся тем, что упомянутый электротехнический блок (20) содержит устройство (15) накопления электрической энергии, выполненное с возможностью накапливать электрическую энергию от упомянутой бортовой сети (7) во время упомянутого номинального режима упомянутого гибридного газотурбинного двигателя (1) и с возможностью выдавать по команде на выход из дежурного режима накопленную электрическую энергию, необходимую для упомянутого гибридного газотурбинного двигателя (1) с целью обеспечения его запуска.
5. Система по одному из пп. 1-4, отличающаяся тем, что упомянутый блок (20) повторного запуска выполнен с возможностью выдавать в дежурном режиме упомянутого гибридного газотурбинного двигателя (1) электрическую энергию для поддержания упомянутого гибридного газотурбинного двигателя (1) в заранее определенном дежурном режиме.
6. Система по одному из пп. 1-5, отличающаяся тем, что упомянутый блок (20) быстрого повторного запуска содержит электрическую машину (5), выполненную с возможностью повторного запуска упомянутого газотурбинного двигателя (1) в нормальных условиях выхода из дежурного режима, и устройство (6) экстренного выхода из дежурного режима, выполненное с возможностью повторного запуска упомянутого газотурбинного двигателя (1) в экстремальных условиях выхода из дежурного режима.
7. Система по п. 6, отличающаяся тем, что упомянутое устройство экстренного выхода из дежурного режима выбирают из группы, в которую входят электротехническое устройство, пиротехническое устройство, пневматическое устройство и гидравлическое устройство.
8. Вертолет, содержащий многодвигательную силовую систему по одному из пп. 1-7.
RU2016139010A 2014-03-27 2015-03-20 Многодвигательная силовая система вертолета и соответствующий вертолет RU2702377C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1452651A FR3019219B1 (fr) 2014-03-27 2014-03-27 Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant
FR1452651 2014-03-27
PCT/FR2015/050698 WO2015145042A1 (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
RU2016139010A RU2016139010A (ru) 2018-04-27
RU2016139010A3 RU2016139010A3 (ru) 2018-09-05
RU2702377C2 true RU2702377C2 (ru) 2019-10-08

Family

ID=50780783

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016139010A RU2702377C2 (ru) 2014-03-27 2015-03-20 Многодвигательная силовая система вертолета и соответствующий вертолет

Country Status (10)

Country Link
US (1) US10214296B2 (ru)
EP (1) EP3123014B1 (ru)
JP (1) JP2017510746A (ru)
KR (1) KR20160138086A (ru)
CN (1) CN106232475B (ru)
CA (1) CA2943153C (ru)
FR (1) FR3019219B1 (ru)
PL (1) PL3123014T3 (ru)
RU (1) RU2702377C2 (ru)
WO (1) WO2015145042A1 (ru)

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3024707B1 (fr) * 2014-08-07 2018-03-23 Turbomeca Dispositif d'assistance rapide pour une turbomachine a turbine libre d'un aeronef
EP3197773A4 (en) * 2014-09-23 2018-02-21 Sikorsky Aircraft Corporation Hybrid electric power drive system for a rotorcraft
SG11201912916XA (en) 2017-06-01 2020-01-30 Surefly Inc Auxiliary power system for rotorcraft with folding propeller arms and crumple zone landing gear
US10738706B2 (en) 2017-06-30 2020-08-11 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10569759B2 (en) 2017-06-30 2020-02-25 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10696416B2 (en) * 2017-06-30 2020-06-30 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10953995B2 (en) 2017-06-30 2021-03-23 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
FR3078057B1 (fr) * 2018-02-19 2022-04-22 Safran Helicopter Engines Architecture de systeme propulsif d'un helicoptere bimoteurs
FR3079210B1 (fr) * 2018-03-26 2021-04-16 Safran Systeme propulsif d'aeronef multirotor avec reseau electrique reconfigurable
FR3081150B1 (fr) * 2018-05-18 2020-06-12 Safran Helicopter Engines Architecture de puissance d'un aeronef
CN108791906B (zh) * 2018-06-04 2020-12-18 李江江 一种用于能精准调速的大型多旋翼飞行器中的动力系统
FR3082225B1 (fr) 2018-06-07 2020-06-05 Safran Helicopter Engines Systeme propulsif asymetrique a recuperation de chaleur
US11628942B2 (en) 2019-03-01 2023-04-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Torque ripple control for an aircraft power train
EP3931091A4 (en) 2019-03-01 2023-01-11 Pratt & Whitney Canada Corp. DISTRIBUTED PROPULSION CONFIGURATIONS FOR AIRCRAFT WITH MIXED PROPULSION SYSTEMS
US11732639B2 (en) 2019-03-01 2023-08-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Mechanical disconnects for parallel power lanes in hybrid electric propulsion systems
US11535392B2 (en) 2019-03-18 2022-12-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Architectures for hybrid-electric propulsion
FR3094961B1 (fr) * 2019-04-12 2022-08-26 Safran Helicopter Engines Installation propulsive hybride et procédé de commande d’une telle installation
US11299286B2 (en) 2019-05-15 2022-04-12 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a multi-engine aircraft
US11859536B2 (en) * 2019-05-31 2024-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Air system of multi-engine aircraft
US11486472B2 (en) 2020-04-16 2022-11-01 United Technologies Advanced Projects Inc. Gear sytems with variable speed drive
FR3114703B1 (fr) 2020-09-30 2023-07-07 Safran Conducteur électrique à refroidissement par matériau à changement de phase et son procédé de fabrication
FR3117148A1 (fr) * 2020-12-04 2022-06-10 Safran Procédé de mise à l’arrêt d’un moteur à turbine à gaz de turbogénérateur pour aéronef
US20230175437A1 (en) * 2021-12-02 2023-06-08 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method of operating multi-engine system
US11674456B1 (en) * 2021-12-02 2023-06-13 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method of operating multi-engine system
US11939914B2 (en) * 2021-12-02 2024-03-26 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method of operating multi-engine system

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2264297A1 (fr) * 2009-06-17 2010-12-22 Eurocopter Dispositif et procédé pour le démarrage d'un moteur à turbine équipant un hélicoptère, mettant en oeuvre une source d'énergie électrique comprenant des organes d'appoint à décharge
RU2452667C2 (ru) * 2010-05-24 2012-06-10 Открытое акционерное общество "СТАР" Способ управления силовой установкой вертолета
EP2581586A2 (en) * 2011-10-11 2013-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting an aircraft engine of a multi-engine system
WO2013167837A2 (fr) * 2012-05-11 2013-11-14 Hispano-Suiza Systeme de commande et d'alimentation en energie des turbomachines d'un helicoptere

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2723531A (en) * 1947-07-21 1955-11-15 Solar Aircraft Co Auxiliary power supply device for aircraft and constant speed drive mechanism therefor
FR1151717A (fr) 1956-06-20 1958-02-05 écrou indessérable
FR1359766A (fr) 1963-03-12 1964-04-30 Appareil de traitement médical
FR1358996A (fr) 1963-06-13 1964-04-17 Douglas Aircraft Co Appareil pour le transport d'une charge
US5512811A (en) * 1994-01-21 1996-04-30 Sundstrand Corporation Starter/generator system having multivoltage generation capability
US5899411A (en) * 1996-01-22 1999-05-04 Sundstrand Corporation Aircraft electrical system providing emergency power and electric starting of propulsion engines
FR2962404B1 (fr) * 2010-07-08 2012-07-20 Eurocopter France Architecture electrique pour aeronef a voilure tournante a motorisation hybride
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
FR2975547B1 (fr) * 2011-05-20 2013-06-07 Turbomeca Procede de rationalisation de chaine de composants electriques d'un aeronef, architecture de mise en oeuvre et aeronef correspondant
US9429077B2 (en) * 2011-12-06 2016-08-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Multiple turboshaft engine control method and system for helicopters
FR2992024B1 (fr) * 2012-06-15 2017-07-21 Turbomeca Procede et architecture de transfert d'energie optimise entre un moteur auxiliaire de puissance et les moteurs principaux d'un helicoptere
FR2992630B1 (fr) * 2012-06-29 2015-02-20 Turbomeca Procede et configuration d'apport d'energie propulsive et/ou non propulsive dans une architecture d'helicoptere par un moteur auxiliaire de puissance
US9840997B2 (en) * 2013-03-14 2017-12-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine starting system using stored energy
FR3011587B1 (fr) * 2013-10-09 2015-11-06 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur
FR3019218B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant
FR3019214B1 (fr) * 2014-03-27 2019-05-31 Safran Helicopter Engines Dispositif d'assistance pour une turbomachine a turbine libre d'aeronef
FR3024603B1 (fr) * 2014-07-31 2019-05-17 Safran Electronics & Defense Systeme d’alimentation electrique en courant continu haute tension d’un aeronef
FR3024707B1 (fr) * 2014-08-07 2018-03-23 Turbomeca Dispositif d'assistance rapide pour une turbomachine a turbine libre d'un aeronef
FR3027058B1 (fr) * 2014-10-13 2016-11-04 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant un turbomoteur hybride et un systeme de reactivation de ce turbomoteur hybride
EP3325342A4 (en) * 2015-07-20 2019-02-27 Sikorsky Aircraft Corporation SYSTEM FOR CONTROLLING ENGINE RESTART IN FLIGHT OF GYR
US10577118B2 (en) * 2016-04-27 2020-03-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Power plant management system for dual engine helicopter in single engine operation mode

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2264297A1 (fr) * 2009-06-17 2010-12-22 Eurocopter Dispositif et procédé pour le démarrage d'un moteur à turbine équipant un hélicoptère, mettant en oeuvre une source d'énergie électrique comprenant des organes d'appoint à décharge
RU2452667C2 (ru) * 2010-05-24 2012-06-10 Открытое акционерное общество "СТАР" Способ управления силовой установкой вертолета
EP2581586A2 (en) * 2011-10-11 2013-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting an aircraft engine of a multi-engine system
WO2013167837A2 (fr) * 2012-05-11 2013-11-14 Hispano-Suiza Systeme de commande et d'alimentation en energie des turbomachines d'un helicoptere

Also Published As

Publication number Publication date
EP3123014B1 (fr) 2020-02-26
RU2016139010A3 (ru) 2018-09-05
PL3123014T3 (pl) 2020-07-27
CA2943153C (fr) 2022-05-03
CA2943153A1 (fr) 2015-10-01
JP2017510746A (ja) 2017-04-13
RU2016139010A (ru) 2018-04-27
US20170096233A1 (en) 2017-04-06
FR3019219A1 (fr) 2015-10-02
KR20160138086A (ko) 2016-12-02
CN106232475B (zh) 2019-07-26
WO2015145042A1 (fr) 2015-10-01
EP3123014A1 (fr) 2017-02-01
CN106232475A (zh) 2016-12-14
FR3019219B1 (fr) 2016-03-18
US10214296B2 (en) 2019-02-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2702377C2 (ru) Многодвигательная силовая система вертолета и соответствующий вертолет
RU2690608C2 (ru) Архитектура силовой системы многомоторного 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
RU2692513C2 (ru) Гибридная силовая установка многомоторного летательного аппарата
JP5957461B2 (ja) ツインエンジンヘリコプタの燃料消費率を最適化する方法およびこれを実施するための制御システムを備えたツインエンジン構造
KR102285093B1 (ko) 적어도 2개의 프리-터빈 엔진을 갖는 항공기의 프리-터빈 엔진을 위한 조력 장치
RU2663786C2 (ru) Способ оптимизации удельного расхода топлива двухмоторного вертолета