RU2593317C2 - Способ оптимизации удельного расхода двухмоторного вертолета и двухмоторная конструкция с системой регулирования для его применения - Google Patents
Способ оптимизации удельного расхода двухмоторного вертолета и двухмоторная конструкция с системой регулирования для его применения Download PDFInfo
- Publication number
- RU2593317C2 RU2593317C2 RU2013119963/02A RU2013119963A RU2593317C2 RU 2593317 C2 RU2593317 C2 RU 2593317C2 RU 2013119963/02 A RU2013119963/02 A RU 2013119963/02A RU 2013119963 A RU2013119963 A RU 2013119963A RU 2593317 C2 RU2593317 C2 RU 2593317C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- mode
- gas
- gas turbine
- power
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 16
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 27
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 10
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract 2
- 239000007858 starting material Substances 0.000 claims description 11
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 3
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 claims description 3
- 230000001502 supplementing effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 claims 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims 1
- 230000002035 prolonged effect Effects 0.000 abstract description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 238000004321 preservation Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 114
- 238000013461 design Methods 0.000 description 6
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 3
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 206010013647 Drowning Diseases 0.000 description 1
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
- F02C6/206—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles the vehicles being airscrew driven
-
- 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
- F02C5/00—Gas-turbine plants characterised by the working fluid being generated by intermittent combustion
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/26—Starting; Ignition
- F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/44—Control of fuel supply responsive to the speed of aircraft, e.g. Mach number control, optimisation of fuel consumption
-
- 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)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
- Control Of Eletrric Generators (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
- Stand-By Power Supply Arrangements (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способам регулирования удельного расхода топлива вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями. Каждый из двигателей (1, 2) содержит газогенератор (11, 21), оборудованный камерой сгорания (СС). По меньшей мере один из газотурбинных двигателей (1, 2) выполняют с возможностью самостоятельной работы в продолжительном полетном режиме (В, Е, С). При этом другой двигатель (2, 1) находится в режиме малого газа с нулевой мощностью, который выбирают из режима поддержания двигателя (1, 2) во вращении с включенной камерой сгорания (СС), режима поддержания двигателя (1, 2) во вращении с выключенной камерой сгорания (СС) и режима нулевого вращения двигателя (1, 2) с выключенной камерой сгорания (СС). Двигатель (2, 1) выполняют с возможностью перехода в режим ускорения газогенератора этого двигателя (2, 1) при помощи привода (E1, Е2), совместимого с экстренным повторным запуском при экстренном выходе, а этот экстренный повторный запуск осуществляю, в случае по меньшей мере одной неудачной предварительной попытки обычного повторного запуска (U0). При этом в случае отказа газотурбинного двигателя (1, 2) газотурбинный двигатель (2, 1), повторно запускают посредством экстренного содействия (U2, U1). Система регулирования (4) содержит средства (Е1, Е2) привода и устройства (U1, U2) экстренного содействия газогенераторов (11, 21) в зависимости от условий и фаз полета вертолета в соответствии с условиями полетной задачи, предварительно записанными в запоминающее устройство (6) этой системы (4). Технический результат заключается в снижении удельного расхода Cs двухмоторного вертолета с сохранением условий минимальной безопасности по мощности, обеспечиваемой при любом типе полета. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Изобретение касается способа оптимизации удельного расхода, сокращенно обозначаемого Cs, для вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями, а также двухмоторной конструкции, оснащенной системой регулирования для применения этого способа.
Как правило, в режиме крейсерского полета газотурбинные двигатели работают на низких уровнях мощности, ниже их максимальной продолжительной мощности, сокращенно РМС (начальные буквы от “Puissance Maximale Continue”). Эта мощность на крейсерском режиме приблизительно равна 50% их максимальной взлетной мощности, сокращенно PMD (начальные буквы от “Puissance Maximale de Décollage”). Эти низкие уровни мощности обуславливают удельный расход, примерно на 30% превышающий Cs на PMD, то есть приводят к перерасходу топлива на крейсерском режиме.
Вертолет оборудован двумя газотурбинными двигателями, каждый из которых спроектирован переразмеренным, чтобы удерживать вертолет в полете в случае неисправности другого двигателя. В этих режимах работы, предназначенных для случая выхода из строя одного двигателя, называемых режимами OEI (начальные буквы от “One Engine Inoperative” в английской терминологии), исправный двигатель выдает мощность намного выше своей номинальной мощности, чтобы помочь вертолету преодолеть опасную ситуацию и продолжить полет. Однако каждый режим ограничен определенным уровнем мощности и максимальным временем применения. Подача топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания исправного газотурбинного двигателя, при этом значительно повышается в режиме OEI для обеспечения этой дополнительной мощности.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Эти переразмеренные газотурбинные двигатели создают проблемы массы и расхода топлива. Чтобы снизить этот расход на крейсерском режиме, можно остановить один из газотурбинных двигателей. При этом активный двигатель работает с более высоким уровнем мощности и, следовательно, с более благоприятным уровнем Cs. Однако эта практика идет в разрез с современными нормами сертификации, и газотурбинные двигатели не предусмотрены для обеспечения уровня надежности повторного запуска, совместимого с нормами безопасности.
Так, время повторного запуска газотурбинного двигателя, находящегося в ожидании, обычно составляет примерно 30 секунд. Этого времени может оказаться недостаточно в зависимости от условий полета, например, на малой высоте полета при частичном отказе первоначально активного двигателя. Если двигатель, находящийся в ожидании, не запускается вовремя, посадка с двигателем, испытывающим проблему, может оказаться критической.
В целом применение только одного газотурбинного двигателя чревато рисками во всех обстоятельствах полета, когда необходимо располагать дополнительной мощностью, что с точки зрения безопасности предполагает наличие двух работающих двигателей.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Изобретение направлено на снижение Cs, чтобы добиться Cs на мощности PMD, с сохранением условий минимальной безопасности по мощности, обеспечиваемой при любом типе полетного задания, например, содержащего фазу поиска на малой высоте.
Для этого изобретение предусматривает вариант двухмоторного исполнения в сочетании со специальными средствами, выполненными с возможностью обеспечения надежных повторных запусков.
В частности, объектом изобретения является способ оптимизации удельного расхода вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями, один из которых содержит газогенератор, оборудованный камерой сгорания. По меньшей мере один из газотурбинных двигателей выполнен с возможностью самостоятельной работы в стабилизированном режиме полета, называемом продолжительным режимом, при этом другой двигатель находится в так называемом режиме сверхмалого газа с нулевой мощностью и выполнен с возможностью перехода в режим ускорения газогенератора этого двигателя при помощи привода, совместимого с экстренным повторным запуском. В случае по меньшей мере одной неудачной предварительной попытки обычного повторного запуска этот экстренный повторный запуск осуществляют посредством экстренного механического содействия газогенератору, производимого автономной бортовой энергией, специально предназначенной для этого повторного запуска. В случае отказа газотурбинного двигателя, используемого в режиме самостоятельной работы, другой газотурбинный двигатель, находящийся в режиме сверхмалого газа, запускают посредством экстренного содействия.
Режим вращения газогенератора газотурбинного двигателя в режиме сверхмалого газа остается по существу ниже режима вращения газогенератора в режиме малого газа, обычно применяемого в газотурбинных двигателях.
Продолжительный режим характеризуется отсутствием ограничения продолжительности и, следовательно, не касается переходных фаз взлета, режима висения и посадки. Например, при полетной задаче поиска потерпевших кораблекрушение продолжительный режим относится к фазе крейсерского полета в зону поиска, к фазе полета на малой высоте в зоне поиска над водой и к фазе крейсерского полета для возвращения на базу.
Однако селективное использование газотурбинных двигателей в соответствии с изобретением в зависимости от фаз и условий полета, отличных от переходных фаз, позволяет добиться оптимизации характеристик с точки зрения расхода Cs при мощностях, близких к PMD, но меньших или равных РМС, обеспечивая при этом состояние готовности в случаях отказа или экстренных ситуаций за счет наличия надежных средств повторного запуска в режиме сверхмалого газа.
Выход из режима сверхмалого газа в активный режим типа «двухмоторного» происходит так называемым «нормальным» образом, когда изменение режима полета требует перехода от работы на одном двигателе к работе на двух двигателях, например когда вертолет переходит из крейсерского режима к режиму висения, или так называемым «экстренным» образом в случае отказа двигателя или в сложных условиях полета.
Согласно частным вариантам осуществления:
- режим сверхмалого газа выбирают из: режима поддержания вращения двигателя с включенной камерой сгорания, режима поддержания вращения двигателя с выключенной камерой сгорания и режима нулевого вращения двигателя с выключенной камерой сгорания;
- при «нормальном» выходе из режима сверхмалого газа при включенной камере сгорания изменение подачи топлива в соответствии с правилом защиты от помпажа и от тепловой перегрузки приводит к ускорению газогенератора газотурбинного двигателя до уровня мощности двухмоторной конфигурации, или
- при выключенной камере сгорания активный привод приводит газогенератор во вращение со скоростью, заранее установленной в диапазоне зажигания, в частности согласно диапазону скоростей порядка одной десятой номинальной скорости, затем, после включения камеры, газогенератор ускоряется, как в предыдущем случае, или
- при выключенной камере газогенератор приводится в действие электрическим устройством, принадлежащим к этому генератору, причем это устройство запускает его и ускоряет до того, пока скорость его вращения не окажется в диапазоне зажигания камеры, затем, после включения камеры, газогенератор опять ускоряется, как в предыдущем случае;
- в режиме сверхмалого газа при выключенной камере можно применить дополнительный поджиг камеры сгорания, то есть в дополнение к обычному поджигу;
- при экстренном выходе из режима сверхмалого газа при выключенной камере, поскольку газогенератор находится на своей скорости вращения в диапазоне зажигания камеры сгорания, камеру включают, газогенератор ускоряют посредством устройства экстренного содействия;
- поскольку газотурбинные двигатели выдают неравные максимальные мощности, менее мощный газотурбинный двигатель работает самостоятельно, когда общая потребная мощность ниже его РМС, в частности во время режима полета на малой высоте в фазе поиска;
- мощности газотурбинных двигателей имеют коэффициент разнородности мощности, по меньшей мере, равный соотношению между мощностью самого высокого режима OEI менее мощного газотурбинного двигателя и мощностью PMD более мощного газотурбинного двигателя;
- коэффициент разнородности составляет от 1,2 до 1,5 для обеспечения всех типовых полетных заданий; предпочтительно этот коэффициент, по меньшей мере, равен соотношению между мощностью самого высокого режима OEI менее мощного газотурбинного двигателя и мощностью PMD более мощного газотурбинного двигателя;
- для включения камеры сгорания при экстренном выходе можно включить поджиг почти моментального действия, дополняющий обычное зажигание со свечами;
- при экстренном выходе из режима сверхмалого газа энергию механического содействия выбирают из энергии типа гидравлической, пиротехнической, анаэробной, электрической, механической и пневматической;
- после повторного запуска исправного двигателя экстренное содействие отключают;
- предпочтительно экстренное содействие применяют в исключительном порядке и после его активации может последовать операция обслуживания с целью его замены.
Согласно предпочтительным вариантам выполнения:
- поскольку два газотурбинных двигателя, определяющие мощности PMD на взлете, выдают по существу разные мощности, имеющие коэффициент разнородности мощности, по меньшей мере, равный соотношению между мощностью самого высокого режима OEI менее мощного газотурбинного двигателя и мощностью PMD более мощного газотурбинного двигателя; один из газотурбинных двигателей может работать самостоятельно в продолжительном режиме, а другой двигатель находится в режиме ожидания с нулевой мощностью и с выключенной камерой сгорания, оставаясь при этом в состоянии вращения от привода ввиду экстренного повторного запуска;
- оба газотурбинных двигателя работают вместе во время переходных фаз взлета, режима висения и посадки;
- менее мощный газотурбинный двигатель работает самостоятельно, когда общая потребная мощность меньше или равна его РМС.
Объектом изобретения является также двухмоторная конструкция, оснащенная системой регулирования для применения этого способа. Такая конструкция содержит два газотурбинных двигателя, каждый их которых оборудован газогенератором и свободной турбиной, передающей имеющуюся мощность до максимальных доступных мощностей. Каждый газогенератор оборудован средствами, выполненными с возможностью активации газогенератора при выходе из режима сверхмалого газа, включающими в себя средства приведения во вращение и средства ускорения газогенератора, средства поджига почти моментального действия, дополняющие обычные средства зажигания со свечами, и устройство экстренного механического содействия, содержащее автономный бортовой источник энергии. Система регулирования управляет приводными средствами и устройствами экстренного содействия газогенераторов в зависимости от условий и фаз полета вертолета в соответствии с профилем полетной задачи, предварительно записанным в запоминающее устройство этой системы.
Предпочтительно изобретение может исключить наличие режимов OEI на более мощном газотурбинном двигателе.
Согласно предпочтительным вариантам выполнения:
- активные средства привода газогенератора можно выбрать среди: электрический стартер, которым оборудован этот газогенератор и который получает питание от бортовой сети, или стартер/генератор, которым оборудован другой газогенератор, электрический генератор, приводимый в действие от коробки передачи мощности, известной под аббревиатурой ВТР, или напрямую свободной турбиной другого газотурбинного двигателя, и механическое приводное устройство, соединенное с этой ВТР или с этой свободной турбиной;
- дополнительные средства зажигания можно выбрать среди: устройство со свечами накаливании (свечи “glow plug” в английской терминологии), лазерное устройство и пиротехническое устройство;
- автономный бортовой источник выбирают среди источников питания гидравлических, пиротехнических, пневматических, анаэробного горения, электрических (в частности, от специальной батареи или суперконденсаторов) и механических, в частности цепи механической мощности, связанной с несущим винтом.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Другие аспекты, отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания частных примеров выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 - диаграмма, иллюстрирующая пример профиля потребной мощности во время выполнения полетной задачи, содержащей фазу поиска и две фазы на крейсерском режиме.
Фиг. 2 - упрощенная схема примера двухмоторной конструкции в соответствии с изобретением.
Фиг. 3 - диаграмма команд системы регулирования в соответствии с изобретением в зависимости от полетных условий по время полетной задачи с профилем, показанным на фиг. 1.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ
В рамках настоящего текста термины «двигатель» и «газотурбинный двигатель» являются синонимами. В представленном варианте выполнения двигатели имеют разные максимальные мощности. Этот вариант позволяет исключить режимы OEI на более мощном двигателе, что минимизирует разность массы между двумя двигателями. Для упрощения описания более мощный двигатель или переразмеренный двигатель можно также называть «большим» двигателем, а менее мощный двигатель можно называть «малым» двигателем.
Диаграмма, показанная на фиг. 1, иллюстрирует изменение общей потребной мощности Pw в зависимости от времени “t” для выполнения задачи спасения потерпевших кораблекрушение при помощи двухмоторного вертолета. Эта полетная задача включает в себя шесть основных фаз:
- фазу взлета «А», которая использует максимальную мощность PMD;
- фазу крейсерского полета «В» до зоны поиска, осуществляемую с уровнем мощности, меньшим или равным РМС;
- фазу поиска «С» в зоне поиска на малой высоте над водой, которую можно осуществлять с мощностью и, следовательно, на скорости полета, позволяющими минимизировать часовой расход с целью увеличения до максимума времени исследования;
- фазу подъема утопающих «D» в режиме висения, которая требует мощности, соответствующей мощности, развиваемой при взлете;
- фазу возвращения на базу «Е», сравнимую с фазой крейсерского полета «В» в зону с точки зрения продолжительности, мощности и расхода; и
- фазу посадки «F», требующей мощности, слегка превышающей мощность в фазе крейсерского полета «В» или «Е».
Такое полетное задание охватывает все фазы, которые классически включают в себя полет вертолета. На фиг. 2 схематично представлен пример двухмоторной конструкции вертолета, которая позволяет оптимизировать расход Cs.
Классически каждый газотурбинный двигатель 1, 2 содержит газогенератор 11, 21 и свободную турбину 12, 22, питаемую газогенератором для выдачи мощности. При взлете и в продолжительном режиме выдаваемая мощность может достигать заранее определенных максимальных значений, соответственно PMD и РМС. Классически газогенератор содержит воздушные компрессоры «К», связанные с камерой сгорания «СС» топлива в сжатом воздухе, которая выдает газы, обеспечивающие кинетическую энергию, и турбины частичного расширения этих газов «TG», которые приводят во вращение компрессоры через приводные валы «АЕ». Газы приводят в действие также свободные турбины передачи мощности. В данном примере свободные турбины 12, 22 передают мощность через коробку ВТР 3, которая централизует подачу мощности на нагрузки и агрегаты (привод несущего винта, насосы, генераторы переменного тока, устройство стартера/генератора и т.д.).
Максимальные мощности PMD и РМС газотурбинного двигателя 1 по существу превышают максимальные мощности PMD и РМС, которые может выдавать газотурбинный двигатель 2: газотурбинный двигатель 1 переразмерен по мощности по сравнению с газотурбинным двигателем 2. В данном примере коэффициент разнородности между двумя газотурбинными двигателями, который соответствует соотношению между мощностью самого высокого режиме OEI газотурбинного двигателя 2 и максимальной мощностью PMD газотурбинного двигателя 1, равен 1,3. В данном случае мощность газотурбинного двигателя соответствует внутренней мощности, которую максимально может развивать этот газотурбинный двигатель в данном режиме.
В альтернативном варианте оба газотурбинных двигателя 1 и 2 могут быть идентичными, и в этом случае максимальные мощности PMD и РМС этих газотурбинных двигателей тоже являются идентичными.
Каждый газотурбинный двигатель 1, 2 соединен со средствами Е1 и Е2 привода и с устройствами экстренного содействия U1 и U2.
Каждое средство Е1, Е2 привода во вращение соответствующего газогенератора 11, 21 в данном случае представляет собой стартер, питаемый соответственно от устройства стартера/генератора, которым оборудован другой газотурбинный двигатель. При этом предпочтительно каждое устройство экстренного содействия U1, U2 содержит в этом примере свечи накаливания “glow-plug” в качестве устройства зажигания почти моментального действия в дополнение к обычным свечам и проперголевый патрон, питающий вспомогательную микротурбину в качестве механического средства ускорения газогенераторов. Это дополнительное устройство зажигания можно также использовать при нормальном выходе при изменении режима полета или при экстренном выходе из режима сверхмалого газа.
Во время работы этими средствами Е1, Е2 привода, устройствами экстренного содействия U1, U2 и приводами газотурбинных двигателей 1 и 2 управляют средства активации системы 4 регулирования под контролем общего цифрового устройства управления силовой установкой, известного под аббревиатурой FADEC (от “Full Authority Digital Engine Control” в английской терминологии).
Пример управления, осуществляемого системой 4 регулирования в рамках представленного выше профиля полетной задачи, записанного в запоминающее устройство 6, представлен на фиг. 3. Среди совокупности режимов управления М0 система 4 выбирает режимы управления, соответствующие профилю полетной задачи, выбранной в запоминающем устройстве 6, в данном случае четыре режима управления для выбранной задачи (с профилем, показанным на фиг. 1): режим М1, относящийся к переходным фазам, режим М2, относящийся к полетам в продолжительном режиме - в крейсерском и в фазе поиска, режим М3, связанный с отказами двигателя, и режим М4 управления экстренными повторными запусками двигателей в режиме сверхмалого газа.
В качестве переходных фаз эта полетная задача содержит фазы А, D и F, соответственно взлета, режима висения и посадки. Этими фазами управляет режим М1 обычной работы в двухмоторном варианте, в котором работают оба газотурбинных двигателя 1 и 2 (этап 100) таким образом, чтобы вертолет располагал повышенной мощностью, которая может достигать их PMD. Оба двигателя работают на одном относительном уровне мощности по сравнению с их номинальной мощностью. Случаи отказа одного из двигателей контролируют обычным путем, например переходя на режимы OEI менее мощного «малого» газотурбинного двигателя 2 в случае отказа другого газотурбинного двигателя.
В рассматриваемой полетной задаче продолжительный полет соответствует фазам крейсерского полета В и Е и фазе С поиска на малой высоте. Этими фазами управляет режим М2, который предусматривает работу одного газотурбинного двигателя, тогда как другой газотурбинный двигатель находится в режиме сверхмалого газа и удерживается во вращении при выключенной камере при помощи средств привода на скорости зажигания, находящейся в его предпочтительном диапазоне.
Таким образом, в фазах крейсерского полета В и Е газотурбинный двигатель 1 работает, а другой газотурбинный двигатель 2 поддерживается во вращении при помощи своего стартера, используемого как средство Е2 привода и питаемого от стартера/генератора газотурбинного двигателя 2. Вращение регулируют по предпочтительной скорости зажигания камеры (этап 200). Эта конфигурация соответствует потребности в мощности, которая в этих крейсерских фазах ниже РМС «большого» двигателя 1 и превышает РМС «малого» двигателя 2. Параллельно, с точки зрения расхода Cs, это решение тоже представляет интерес, так как большой двигатель 1 работает на более высоком уровне относительной мощности, чем в обычном режиме при двух работающих двигателях. Если оба двигателя являются идентичными, потребность в мощности в этих фазах крейсерского полета не может превышать РМС двигателей.
В фазе поиска С менее мощный «малый» газотурбинный двигатель 2 работает самостоятельно, так как он может сам выдавать необходимую мощность. Действительно, в этом случае потребность существенно ниже мощности РМС переразмеренного газотурбинного двигателя 1, но в то же время ниже РМС «малого» двигателя 2. Самое главное, что расход Cs является более низким, так как этот «малый» двигатель 2 работает с более высоким уровнем мощности, чем уровень, на котором работал бы газотурбинный двигатель 2. В этой фазе С газотурбинный двигатель 1 поддерживают в режиме сверхмалого газа, например во вращении от стартера, используемого в качестве средства Е1 привода с предпочтительной скоростью зажигания камеры (этап 201).
В альтернативном варианте в случае двигателей одинаковой мощности работает только один из двигателей, а другой поддерживают в режиме сверхмалого газа.
Предпочтительно режим М2 управляет также обычным повторным запуском двигателя в режиме сверхмалого газа, когда завершаются фазы В, Е или С. Если этот обычный повторный запуск срывается, переходят в режим М4.
Режим М3 управляет случаями отказа используемого двигателя посредством реактивации другого двигателя при помощи его устройства экстренного содействия. Например, когда переразмеренный газотурбинный двигатель 1, используемый для самостоятельной работы во время фаз крейсерского полета В или Е, отказывает, быстро реактивируют «малый» двигатель 2 через его устройство экстренного содействия U2 (этап 300). Аналогично, если отказывает «малый» двигатель 2, работающий самостоятельно во время фазы поиска С, быстро реактивируют «большой» двигатель 1 через его устройство экстренного содействия U1 (этап 301).
Этот режим М3 осуществляет также управление во время этих фаз крейсерского полета или поиска, когда двигатель, первоначально предусмотренный для работы, отказывает, и его заменяют другим реактивированным двигателем:
- в случае фаз крейсерского полета В и Е устройство экстренного содействия U2 отключено, при этом задействуют режимы OEI «малого» двигателя 2, всключаемые в соответствии с требованиями безопасности (этап 310) в случае разных двигателей;
- для фазы поиска С (этап 311) устройство экстренного содействия U1 отключено, при этом PMD переразмеренного двигателя 1, по меньшей мере, равна мощности самого высокого режима OEI «малого» двигателя 2 в случае разных двигателей.
Когда условия полета резко ухудшаются, может понадобиться быстрый повторный запуск двигателя, находящегося в режиме сверхмалого газа, посредством активации его устройства содействия, чтобы располагать мощностью обоих газотурбинных двигателей. В данном примере это устройство является пиротехническим и представляет собой проперголевый патрон, питающий микротурбину.
Этими случаями управляет режим экстренного повторного запуска М4. Таким образом, как во время фаз крейсерского полета В и Е (этап 410), так и фазы поиска С (этап 411), во время которых работает только один газотурбинный двигатель 1 или 2, работу другого газотурбинного двигателя 2 или 1 включают посредством активации соответствующего пиротехнического устройства содействия U2 или U1 только в случае неудачной попытки повторного запуска при помощи классических средств повторного запуска U0 (этап 400). При этом безопасность в этих условиях полета обеспечивается работой вертолета в двухмоторном режиме.
Настоящее изобретение не ограничивается описанными и представленными примерами. В частности, изобретение можно применять в случае газотурбинных двигателей как разной, так и одинаковой мощности.
Следует также отметить, что, кроме вышеупомянутых режимов, а именно поддержания вращения двигателя при включенной или выключенной камере, при этом скорость вращения предпочтительно находится в диапазоне зажигания, если камера выключена, или при нулевой скорости вращения с выключенной камерой, при этом приведение во вращение предпочтительно осуществляет собственный стартер двигателя, питаемый от бортовой сети, можно рассматривать и другие режимы сверхмалого газа: при включенной камере с нулевой скоростью двигателя или при камере, находящейся в режиме ожидания зажигания или частично включенной, с нулевой или ненулевой скоростью рассматриваемого двигателя.
Кроме того, в системе регулирования можно предусмотреть более четырех режимов управления. Например, еще одним или дополнительным режимом управления может быть учет географических условий (горы, море, пустыня и т.д.).
Можно также добавить другие режимы управления, например по фазе полета или по конструкции (двигатели, средства привода, устройства экстренного содействия) в зависимости от профилей полетных задач.
Кроме того, по меньшей мере одно из устройств содействия может быть неодноразовым, чтобы можно было произвести по меньшей мере еще один повторный запуск во время одного полета.
Claims (12)
1. Способ регулирования удельного расхода топлива вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями (1, 2), каждый из которых содержит газогенератор (11, 21), оборудованный камерой сгорания (СС), отличающийся тем, что по меньшей мере один из газотурбинных двигателей (1, 2) выполнен с возможностью самостоятельной работы в продолжительном полетном режиме (В, Е, С), при этом другой двигатель (2, 1) находится в режиме малого газа с нулевой мощностью, который выбирают из режима поддержания двигателя (1, 2) во вращении с включенной камерой сгорания (СС), режима поддержания двигателя (1, 2) во вращении с выключенной камерой сгорания (СС) и режима нулевого вращения двигателя (1, 2) с выключенной камерой сгорания (СС), и выполнен с возможностью перехода в режим ускорения газогенератора этого двигателя (2, 1) при помощи привода (E1, Е2), совместимого с повторным запуском при экстренном выходе, тем, что этот экстренный повторный запуск осуществляют при по меньшей мере одной неудачной предварительной попытке обычного повторного запуска (U0) посредством экстренного механического содействия (U2, U1) газогенератору (21, 11), находящемуся в режиме ожидания газотурбинного двигателя (2, 1), производимого автономной и предназначенной для этого повторного запуска энергией, и тем, что при отказе газотурбинного двигателя (1, 2), используемого в режиме самостоятельной работы, другой газотурбинный двигатель (2, 1), находящийся в режиме малого газа с нулевой мощностью, повторно запускают посредством экстренного механического содействия (U2, U1).
2. Способ регулирования по п. 1, в котором при нормальном выходе из режима малого газа с нулевой мощностью при включенной камере сгорания изменение подачи топлива в соответствии с правилом защиты от помпажа и от тепловой перегрузки приводит к ускорению газогенератора (11, 12) газотурбинного двигателя (1, 2) до уровня мощности двухмоторной конфигурации.
3. Способ регулирования по п. 1, в котором при нормальном выходе из режима малого газа с нулевой мощностью при выключенной камере сгорания активный привод (E1, Е2) приводит газогенератор (11, 21) во вращение со скоростью, заранее установленной в диапазоне зажигания, затем, после включения камеры (СС), газогенератор (11, 21) ускоряется до уровня мощности двухмоторной конфигурации.
4. Способ регулирования по п. 1, в котором при нормальном выходе из режима малого газа с нулевой мощностью при выключенной камере (СС) газогенератор (11, 21) приводят в действие электрическим устройством, принадлежащим к этому генератору, причем это устройство запускает его и ускоряет до того, пока скорость его вращения не окажется в диапазоне зажигания камеры (СС), затем, после включения камеры, газогенератор (11, 12) ускоряют за счет изменения подачи топлива до уровня мощности двухмоторной конфигурации.
5. Способ регулирования по п. 1, в котором при экстренном выходе из режима малого газа с нулевой мощностью при выключенной камере (СС), поскольку газогенератор (11, 21) находится на своей скорости вращения в диапазоне зажигания камеры сгорания (СС), камеру (СС) включают, затем газогенератор ускоряют посредством упомянутого устройства экстренного содействия.
6. Способ регулирования по п. 3, в котором для включения камеры сгорания (СС) при экстренном выходе включают поджиг почти моментального действия, дополняющий обычное зажигание со свечами.
7. Способ регулирования по п. 1, в котором для определения мощности PMD на взлете газотурбинные двигатели выдают по существу разные мощности, имеющие коэффициент разнородности мощности, по меньшей мере, равный соотношению между мощностью самого высокого режима OEI менее мощного газотурбинного двигателя (2) и мощностью PMD более мощного газотурбинного двигателя (1), причем по меньшей мере один из газотурбинных двигателей (1, 2) может работать самостоятельно в продолжительном режиме (В, Е, С), а другой двигатель (2, 1) находится в режиме ожидания с нулевой мощностью и с выключенной камерой сгорания, оставаясь при этом поддерживаемым во вращении от привода (Е2, Е1) ввиду экстренного повторного запуска.
8. Способ регулирования по п. 7, в котором оба газотурбинных двигателя (1, 2) работают вместе во время переходных фаз взлета, режима висения и посадки.
9. Способ регулирования по п. 7, в котором менее мощный газотурбинный двигатель (2) работает самостоятельно, когда общая потребная мощность меньше или равна его РМС.
10. Система (4) для регулирования удельного расхода топлива вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями (1, 2) способом по п.1, отличающаяся тем, что содержит два газотурбинных двигателя (1, 2), каждый их которых оборудован газогенератором (11, 21) и свободной турбиной (12, 22), определяющими максимальные доступные мощности (PMD, РМС), тем, что каждый газогенератор (11, 21) оборудован средствами (Е1, Е2), выполненными с возможностью активации газогенератора (11, 21) при выходе из режима малого газа, включающими в себя средства (АЕ) приведения во вращение и средства ускорения газогенератора, и устройство (U1, U2) экстренного механического содействия, содержащее средства поджига почти моментального действия, дополняющие обычные средства зажигания со свечами, и механические средства ускорения газогенератора (11, 21) от автономного бортового источника, и тем, что система регулирования (4) управляет средствами (E1, Е2) привода и устройствами (U1, U2) экстренного содействия газогенераторов (11, 21) в зависимости от условий и фаз полета (А, В, С, D, E, F) вертолета в соответствии с профилем полетной задачи, предварительно записанным в запоминающее устройство (6) этой системы (4).
11. Система для регулирования по п. 10, в которой активные средства (E1, Е2) привода газогенератора (11, 21) выбирают среди: электрический стартер, которым оборудован этот газогенератор и который получает питание от бортовой сети, или стартер/генератор, которым оборудован другой газогенератор (21, 11), электрический генератор, приводимый в действие от коробки (3) передачи мощности или напрямую свободной турбиной (22, 12) другого газотурбинного двигателя (2, 1), и механическое приводное устройство, соединенное с этой коробкой (3) передачи мощности или с этой свободной турбиной (12, 22).
12. Система для регулирования по п. 10 или 11, отличающаяся тем, что средства (E1, Е2) привода выполнены с возможностью поддержания вращения газогенератора (11, 21), при этом камера сгорания выключена.
Applications Claiming Priority (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1059065A FR2967132B1 (fr) | 2010-11-04 | 2010-11-04 | Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur dissymetrique a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre |
| FR1059065 | 2010-11-04 | ||
| FR1151717A FR2967133B1 (fr) | 2010-11-04 | 2011-03-03 | Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre |
| FR1151717 | 2011-03-03 | ||
| PCT/FR2011/052532 WO2012059671A2 (fr) | 2010-11-04 | 2011-10-28 | Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013119963A RU2013119963A (ru) | 2014-12-10 |
| RU2593317C2 true RU2593317C2 (ru) | 2016-08-10 |
Family
ID=44083129
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013119963/02A RU2593317C2 (ru) | 2010-11-04 | 2011-10-28 | Способ оптимизации удельного расхода двухмоторного вертолета и двухмоторная конструкция с системой регулирования для его применения |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20130219905A1 (ru) |
| EP (1) | EP2635782B1 (ru) |
| JP (1) | JP5957461B2 (ru) |
| KR (1) | KR101849810B1 (ru) |
| CN (1) | CN103314198B (ru) |
| CA (1) | CA2814381C (ru) |
| ES (1) | ES2638282T3 (ru) |
| FR (2) | FR2967132B1 (ru) |
| PL (1) | PL2635782T3 (ru) |
| RU (1) | RU2593317C2 (ru) |
| WO (1) | WO2012059671A2 (ru) |
Families Citing this family (78)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9267438B2 (en) | 2011-10-11 | 2016-02-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Starting of aircraft engine |
| US9429077B2 (en) | 2011-12-06 | 2016-08-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Multiple turboshaft engine control method and system for helicopters |
| FR2998543B1 (fr) | 2012-11-26 | 2015-07-17 | Eurocopter France | Procede et aeronef a voilure tournante muni de deux turbomoteurs principaux et d'un turbomoteur secondaire moins puissant |
| FR2998542B1 (fr) | 2012-11-26 | 2015-07-17 | Eurocopter France | Procede et aeronef a voilure tournante muni de trois moteurs |
| FR3001525B1 (fr) * | 2013-01-29 | 2016-12-09 | Turbomeca | Procede de gestion de la consommation de carburant d un ensemble bimoteur et ensemble associe |
| US9840997B2 (en) | 2013-03-14 | 2017-12-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Engine starting system using stored energy |
| FR3003514B1 (fr) | 2013-03-25 | 2016-11-18 | Eurocopter France | Aeronef a voilure tournante a motorisation hybride. |
| EP2815966A1 (en) * | 2013-06-20 | 2014-12-24 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Rotary wing aircraft with a propulsion system |
| FR3008957B1 (fr) * | 2013-07-23 | 2015-08-14 | Eurocopter France | Installation motrice trimoteur regulee pour un aeronef a voilure tournante |
| FR3010740B1 (fr) * | 2013-09-19 | 2018-03-02 | Snecma | Systeme et procede de demarrage d'urgence d'une turbomachine d'aeronef |
| FR3011277B1 (fr) * | 2013-09-30 | 2018-04-06 | Turbomeca | Turbomachine adaptee a fonctionner en mode vireur |
| FR3011587B1 (fr) * | 2013-10-09 | 2015-11-06 | Turbomeca | Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur |
| FR3015428B1 (fr) | 2013-12-20 | 2017-04-28 | Eurocopter France | Installation motrice disposant d'un moteur secondaire compensant les pertes de puissance des moteurs principaux pour un aeronef a voilure tournante |
| FR3015574B1 (fr) * | 2013-12-20 | 2019-05-03 | Safran Helicopter Engines | Procede de commande automatique du regime de fonctionnement d'un turbomoteur d'un helicoptere, dispositif de commande correspondant et helicoptere equipe d'un tel dispositif |
| FR3019220A1 (fr) * | 2014-03-27 | 2015-10-02 | Turbomeca | Procede de redemarrage alternatif d'un turbomoteur en veille d'un helicoptere et architecture multi-moteur permettant la mise en œuvre d'un tel procede |
| 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 |
| FR3019222B1 (fr) * | 2014-03-27 | 2018-07-13 | Safran Helicopter Engines | Turbomoteur, helicoptere bimoteur equipe d'un tel turbomoteur et procede d'optimisation du regime de super-ralenti a puissance nulle d'un tel helicoptere bimoteur |
| FR3019217B1 (fr) * | 2014-03-27 | 2018-07-27 | Safran Helicopter Engines | Procede et systeme de reactivation rapide de turbomachine |
| FR3019358B1 (fr) * | 2014-03-27 | 2016-03-18 | Turbomeca | Procede de gestion globale optimisee d'un reseau energetique d'un aeronef et dispositif correspondant |
| FR3019223B1 (fr) * | 2014-03-27 | 2016-03-18 | Turbomeca | Turbomoteur comprenant un dispositif de couplage mecanique commande, helicoptere equipe d'un tel turbomoteur et procede d'optimisation du regime de super-ralenti a puissance nulle d'un tel helicoptere |
| FR3019224B1 (fr) * | 2014-03-27 | 2016-03-18 | Turbomeca | Procede d'assistance d'un turbomoteur en veille d'un helicoptere multi-moteur et architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant au moins un turbomoteur pouvant etre en veille |
| FR3019215B1 (fr) * | 2014-03-27 | 2019-05-31 | Safran Helicopter Engines | Dispositif d'assistance pour une turbomachine a turbine libre d'un aeronef comprenant au moins deux turbomachines a turbine libre |
| FR3019221B1 (fr) * | 2014-03-27 | 2018-10-12 | Safran Helicopter Engines | Dispositif hydraulique de demarrage d'urgence d'un turbomoteur, architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur equipe d'un tel dispositif et helicoptere correspondant |
| FR3019225B1 (fr) * | 2014-03-27 | 2018-06-22 | Safran Helicopter Engines | Procede de detection d'une defaillance d'un premier turbomoteur d'un helicoptere bimoteur et de commande du second turbomoteur, et dispositif correspondant |
| FR3019524B1 (fr) * | 2014-04-03 | 2017-12-08 | Turbomeca | Chaine motrice pour helicoptere incorporant un module moteur pyrotechnique d'assistance et helicoptere la comportant |
| FR3019588B1 (fr) * | 2014-04-08 | 2019-06-14 | Safran Helicopter Engines | Dispositif d'assistance d'un systeme propulsif a propergol solide d'un helicoptere monomoteur, helicoptere monomoteur comprenant un tel dispositif et procede correspondant |
| FR3024180B1 (fr) * | 2014-07-28 | 2016-07-22 | Turbomeca | Dispositif pneumatique de reactivation rapide d'un turbomoteur, architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur equipe d'un tel dispositif et helicoptere correspondant |
| FR3024707B1 (fr) | 2014-08-07 | 2018-03-23 | Turbomeca | Dispositif d'assistance rapide pour une turbomachine a turbine libre d'un aeronef |
| FR3026435B1 (fr) * | 2014-09-29 | 2016-10-21 | Turbomeca | Dispositif et procede de test d'integrite d'un systeme de reactivation rapide d'un turbomoteur d'un helicoptere |
| 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 |
| FR3027286B1 (fr) | 2014-10-20 | 2018-01-05 | Safran Helicopter Engines | Systeme propulsif hybride d'un aeronef multi-moteur |
| FR3027346B1 (fr) * | 2014-10-20 | 2019-08-09 | Safran Helicopter Engines | Pack amovible de reactivation d'un turbomoteur, architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur equipe d'un tel pack et helicoptere correspondant |
| FR3032233B1 (fr) * | 2015-01-29 | 2018-09-28 | Safran Helicopter Engines | Groupe moteur et procede de rechauffement de carburant |
| FR3034403B1 (fr) | 2015-03-31 | 2017-03-31 | Airbus Helicopters | Procede et dispositif pour arreter un turbomoteur en fonctionnement nominal |
| US10738698B2 (en) * | 2015-04-15 | 2020-08-11 | Sikorsky Aircraft Corporation | Inlet guide vane control for aircraft single engine operation |
| WO2016168340A1 (en) | 2015-04-15 | 2016-10-20 | Sikorsky Aircraft Corporation | Systems and methods for starting an engine |
| FR3037924B1 (fr) | 2015-06-23 | 2018-05-04 | Airbus Helicopters | Procede de regulation d'une installation motrice trimoteur pour un aeronef a voilure tournante |
| FR3037923B1 (fr) | 2015-06-23 | 2018-05-04 | Airbus Helicopters | Procede de regulation d'une installation motrice trimoteur pour un aeronef a voilure tournante |
| EP3325342A4 (en) | 2015-07-20 | 2019-02-27 | Sikorsky Aircraft Corporation | CONTROL SYSTEM FOR A MOTOR RESTART OF A TURNOVER DURING THE FLIGHT |
| FR3039518B1 (fr) | 2015-07-31 | 2018-05-04 | Airbus Helicopters | Stockage d'energie a piles thermiques pour aeronef a voilure tournante |
| US10899466B2 (en) | 2015-09-02 | 2021-01-26 | Bae Systems Plc | Electrical power supply on a vehicle |
| US10279919B2 (en) * | 2015-09-02 | 2019-05-07 | Bae Systems Plc | Vehicle comprising an engine restart system |
| FR3052440B1 (fr) | 2016-06-13 | 2018-05-18 | Safran Helicopter Engines | Integration d'un materiau a changement de phase pour limiter la temperature du carburant a partir d'un module electronique. |
| US10760484B2 (en) | 2016-09-16 | 2020-09-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Multi-engine aircraft power plant with heat recuperation |
| CN106586002B (zh) * | 2016-11-30 | 2018-12-11 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机与发动机一体化匹配调节控制方法 |
| US10273019B2 (en) * | 2017-03-06 | 2019-04-30 | Rolls-Royce Corporation | Distributed propulsion system power unit control |
| FR3064680B1 (fr) * | 2017-04-03 | 2019-04-05 | Safran Helicopter Engines | Procede de verification de la puissance maximale disponible d'une turbomachine d'un aeronef equipe de deux turbomachines |
| FR3078057B1 (fr) * | 2018-02-19 | 2022-04-22 | Safran Helicopter Engines | Architecture de systeme propulsif d'un helicoptere bimoteurs |
| WO2019183427A1 (en) | 2018-03-22 | 2019-09-26 | Continental Motors, Inc. | Engine ignition timing and power supply system |
| US20200056551A1 (en) * | 2018-08-20 | 2020-02-20 | United Technologies Corporation | Aircraft engine idle suppressor and method |
| JP7094232B2 (ja) * | 2019-01-22 | 2022-07-01 | 愛三工業株式会社 | マルチコプタ |
| US11987375B2 (en) | 2019-02-08 | 2024-05-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for operating engines of an aircraft in an asymmetric operating regime |
| US11725597B2 (en) * | 2019-02-08 | 2023-08-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for exiting an asymmetric engine operating regime |
| CN109896026B (zh) * | 2019-03-21 | 2020-08-07 | 南京航空航天大学 | 变旋翼转速直升机-涡轴发动机综合控制方法及装置 |
| CN109854389B (zh) * | 2019-03-21 | 2020-07-31 | 南京航空航天大学 | 涡轴发动机双发扭矩匹配控制方法及装置 |
| US11299286B2 (en) | 2019-05-15 | 2022-04-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for operating a multi-engine aircraft |
| US11643965B2 (en) * | 2019-05-15 | 2023-05-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for operating multi-engine rotorcraft |
| US20200362754A1 (en) * | 2019-05-15 | 2020-11-19 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for operating a rotorcraft |
| US11663863B2 (en) | 2019-06-07 | 2023-05-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Methods and systems for operating a rotorcraft |
| US11535386B2 (en) | 2019-06-17 | 2022-12-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for operating a multi-engine rotorcraft for ice accretion shedding |
| US11781476B2 (en) | 2019-06-25 | 2023-10-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for operating a multi-engine rotorcraft |
| US11255263B2 (en) * | 2020-01-03 | 2022-02-22 | Raytheon Technologies Corporation | Multi core geared gas turbine engine |
| EP3951150B1 (en) | 2020-08-04 | 2023-04-19 | LEONARDO S.p.A. | Method for controlling an aircraft capable of hovering and relative aircraft |
| CN112046782A (zh) * | 2020-09-16 | 2020-12-08 | 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 | 一种双发动机飞机的单发故障排除方法 |
| US20220106915A1 (en) * | 2020-10-05 | 2022-04-07 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system for operating a gas turbine engine to avoid restricted engine speeds |
| JP2022099063A (ja) * | 2020-12-22 | 2022-07-04 | 本田技研工業株式会社 | 航空機用推進システム |
| FR3121127B1 (fr) * | 2021-03-23 | 2023-07-28 | Airbus Helicopters | Aéronef multimoteur muni d’un mode de fonctionnement économique et procédé appliqué |
| FR3126533A1 (fr) * | 2021-08-31 | 2023-03-03 | Safran Helicopter Engines | procédé d’entrainement à la panne d’une chaine de puissance d’un système propulsif hybride |
| FR3135965A1 (fr) | 2022-05-31 | 2023-12-01 | Safran Helicopter Engines | Ensemble propulsif amélioré pour aéronef multi moteurs |
| FR3138116A1 (fr) | 2022-07-20 | 2024-01-26 | Airbus Helicopters | Aéronef comportant au moins deux turbomoteurs et un dispositif configuré pour être relié à un des turbomoteurs et procédé de contrôle d’un tel aéronef |
| FR3138828A1 (fr) | 2022-08-12 | 2024-02-16 | Safran Helicopter Engines | Procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef |
| FR3138827A1 (fr) | 2022-08-12 | 2024-02-16 | Safran Helicopter Engines | Procédé de gestion de la sortie d’un mode de consommation spécifique d’un turbomoteur d’aéronef |
| US12214870B2 (en) * | 2022-09-09 | 2025-02-04 | Textron Innovations Inc. | Inflight reduced engine operation, engine restart, and associated alerts |
| FR3140866B1 (fr) | 2022-10-18 | 2024-08-30 | Airbus Helicopters | procédé et aéronef muni d’au moins un moteur à combustion et d’un système d’entraînement à au moins deux machines électriques |
| FR3147793A1 (fr) | 2023-04-13 | 2024-10-18 | Airbus Helicopters | procédé de pilotage d’un aéronef à voilure tournante multimoteur à consommation de carburant réduite au sol |
| EP4471747A1 (fr) * | 2023-05-31 | 2024-12-04 | Airbus Helicopters | Procede d'entrainement au pilotage d'un giravion, systeme et giravion associes |
| FR3150786A1 (fr) | 2023-07-07 | 2025-01-10 | Safran Helicopter Engines | Ensemble propulsif d’aéronef et procédé de gestion thermique |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3093968A (en) * | 1960-05-05 | 1963-06-18 | Cornell Aeronautical Labor Inc | Method and apparatus for augmenting the drive of a gas turbine |
| US6880784B1 (en) * | 2003-05-08 | 2005-04-19 | Supersonic Aerospace International, Llc | Automatic takeoff thrust management system |
| RU2289714C2 (ru) * | 2004-11-04 | 2006-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Летательный аппарат |
Family Cites Families (22)
| 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 |
| FR1272496A (fr) * | 1959-09-24 | 1961-09-29 | Ensemble d'attelage de plusieurs turbines à gaz à un arbre moteur commun | |
| US3367107A (en) * | 1965-10-05 | 1968-02-06 | Curtiss Wright Corp | Low idle fuel control system |
| US3633360A (en) * | 1970-01-20 | 1972-01-11 | Talley Industries | Boost starter system |
| US3869862A (en) * | 1972-12-01 | 1975-03-11 | Avco Corp | Fuel conservation system for multi-engine powered vehicle |
| US4831567A (en) * | 1988-04-04 | 1989-05-16 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Method and apparatus for pilot training |
| JPH05193579A (ja) * | 1992-01-20 | 1993-08-03 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ターボシャフト・エンジン |
| US5239830A (en) * | 1992-03-05 | 1993-08-31 | Avco Corporation | Plural engine power producing system |
| US5363317A (en) * | 1992-10-29 | 1994-11-08 | United Technologies Corporation | Engine failure monitor for a multi-engine aircraft having partial engine failure and driveshaft failure detection |
| US5899411A (en) * | 1996-01-22 | 1999-05-04 | Sundstrand Corporation | Aircraft electrical system providing emergency power and electric starting of propulsion engines |
| JP2913581B2 (ja) * | 1996-03-18 | 1999-06-28 | 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 | ヘリコプタｔａ級離着陸支援装置 |
| US5873546A (en) * | 1997-06-19 | 1999-02-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | System and method for conducting one engine inoperative flight procedures training in a dual-engine helicopter |
| US6195247B1 (en) * | 1998-06-02 | 2001-02-27 | Pratt & Whitney Canada | Exciter controlled by FADEC system |
| FR2803051B1 (fr) * | 1999-12-23 | 2002-05-03 | Turbomeca | Dispositif et procede de regulation de la puissance d'un groupe motopropulseur d'entrainement de rotor d'helicoptere |
| US8025503B2 (en) * | 2003-12-08 | 2011-09-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | One-engine-inoperative training method and system |
| US7031812B1 (en) * | 2004-03-15 | 2006-04-18 | Howell Instruments, Inc. | System and method for monitoring aircraft engine health and determining engine power available, and applications thereof |
| US7926287B2 (en) * | 2007-05-08 | 2011-04-19 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method of operating a gas turbine engine |
| EP2180166B1 (en) * | 2007-07-12 | 2014-09-10 | Imagineering, Inc. | Device for ignition, chemical reaction acceleration or flame holding, speed-type internal combustion engine and furnace |
| DE102007059950A1 (de) * | 2007-12-12 | 2009-06-18 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs mit mehreren Haupttriebwerken |
| GB2460246B (en) * | 2008-05-21 | 2012-09-19 | Matthew P Wood | Helicopter with auxiliary power unit for emergency rotor power |
| FR2947006B1 (fr) * | 2009-06-17 | 2014-10-17 | Eurocopter France | Dispositif et procede pour le demarrage d'un moteur a turbine equipant un helicoptere,mettant en oeuvre une source d'energie electrique comprenant des organes d'appoint a decharge |
| US9267438B2 (en) * | 2011-10-11 | 2016-02-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Starting of aircraft engine |
-
2010
- 2010-11-04 FR FR1059065A patent/FR2967132B1/fr active Active
-
2011
- 2011-03-03 FR FR1151717A patent/FR2967133B1/fr active Active
- 2011-10-28 KR KR1020137010533A patent/KR101849810B1/ko active IP Right Grant
- 2011-10-28 PL PL11824269T patent/PL2635782T3/pl unknown
- 2011-10-28 US US13/879,829 patent/US20130219905A1/en not_active Abandoned
- 2011-10-28 WO PCT/FR2011/052532 patent/WO2012059671A2/fr active Application Filing
- 2011-10-28 ES ES11824269.2T patent/ES2638282T3/es active Active
- 2011-10-28 RU RU2013119963/02A patent/RU2593317C2/ru active
- 2011-10-28 CN CN201180051497.4A patent/CN103314198B/zh active Active
- 2011-10-28 CA CA2814381A patent/CA2814381C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2011-10-28 JP JP2013537180A patent/JP5957461B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2011-10-28 EP EP11824269.2A patent/EP2635782B1/fr active Active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3093968A (en) * | 1960-05-05 | 1963-06-18 | Cornell Aeronautical Labor Inc | Method and apparatus for augmenting the drive of a gas turbine |
| US6880784B1 (en) * | 2003-05-08 | 2005-04-19 | Supersonic Aerospace International, Llc | Automatic takeoff thrust management system |
| RU2289714C2 (ru) * | 2004-11-04 | 2006-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Летательный аппарат |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2814381C (fr) | 2018-05-01 |
| JP2013544329A (ja) | 2013-12-12 |
| KR20130139943A (ko) | 2013-12-23 |
| WO2012059671A2 (fr) | 2012-05-10 |
| WO2012059671A3 (fr) | 2012-07-19 |
| JP5957461B2 (ja) | 2016-07-27 |
| EP2635782A2 (fr) | 2013-09-11 |
| ES2638282T3 (es) | 2017-10-19 |
| CA2814381A1 (fr) | 2012-05-10 |
| FR2967132B1 (fr) | 2012-11-09 |
| CN103314198B (zh) | 2015-12-02 |
| FR2967133A1 (fr) | 2012-05-11 |
| EP2635782B1 (fr) | 2017-07-05 |
| FR2967133B1 (fr) | 2012-11-16 |
| PL2635782T3 (pl) | 2017-10-31 |
| CN103314198A (zh) | 2013-09-18 |
| KR101849810B1 (ko) | 2018-04-17 |
| US20130219905A1 (en) | 2013-08-29 |
| FR2967132A1 (fr) | 2012-05-11 |
| RU2013119963A (ru) | 2014-12-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2593317C2 (ru) | Способ оптимизации удельного расхода двухмоторного вертолета и двухмоторная конструкция с системой регулирования для его применения | |
| US11597504B2 (en) | Architecture for a propulsion system of a helicopter including a hybrid turboshaft engine and a system for reactivating said hybrid turboshaft engine | |
| RU2663786C2 (ru) | Способ оптимизации удельного расхода топлива двухмоторного вертолета | |
| KR102318629B1 (ko) | 다발 엔진 헬리콥터 추진 시스템의 구성, 및 대응하는 헬리콥터 | |
| KR102285093B1 (ko) | 적어도 2개의 프리-터빈 엔진을 갖는 항공기의 프리-터빈 엔진을 위한 조력 장치 | |
| CN106232475B (zh) | 多引擎直升机推进系统的架构以及对应的直升机 | |
| KR102305967B1 (ko) | 터보샤프트 엔진의 비상 시동 유압 장치, 이러한 장치가 설치된 다-엔진 헬리콥터의 추진 시스템 및 대응 헬리콥터 | |
| KR20170070236A (ko) | 다발-엔진 항공기용 하이브리드 추진 시스템 | |
| EP3260376B1 (en) | Operating auxiliary power unit during off-nominal propulsion system operation | |
| RU2703862C2 (ru) | Пневматическое устройство быстрой реактивации газотурбинного двигателя, структура силовой установки многомоторного вертолета, оборудованной таким устройством, и соответствующий вертолет | |
| KR20160140715A (ko) | 터보샤프트 엔진, 이러한 터보샤프트 엔진이 있는 쌍발 엔진 헬리콥터, 및 이러한 쌍발 엔진 헬리콥터의 무동력 수퍼 아이들 속도를 최적화하기 위한 방법 | |
| EP2815966A1 (en) | Rotary wing aircraft with a propulsion system | |
| US20210246827A1 (en) | Asymmetric propulsion system with heat recovery |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |