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

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

 

1. Область техники

Изобретение относится к способу усиления газотурбинного двигателя в дежурном режиме многомоторного, в частности, двухмоторного вертолета. Изобретение относится также к структуре силовой установки многомоторного вертолета, содержащей по меньшей мере один газотурбинный двигатель, который может находиться в специальном дежурном режиме.

2. Уровень техники

Как правило, вертолет оборудован по меньшей мере двумя газотурбинными двигателями, работающими в сходных режимах, которые зависят от условий полета вертолета. В дальнейшем тексте описания вертолет будет считаться в ситуации полета на крейсерской скорости, если он летит в нормальных условиях в течение всех фаз полета, кроме переходных фаз взлета, набора высоты, посадки или полета в режиме висения. В дальнейшем тексте вертолет будет считаться в критической ситуации полета, если ему необходима полная имеющаяся в наличии мощность, то есть в переходных фазах взлета, набора высоты, посадки и в режиме, в котором один из газотурбинных двигателей вышел из строя и который обозначают английским сокращением OEI (One Engine Inoperative).

Известно, что, когда вертолет находится в ситуации полета на крейсерской скорости, газотурбинные двигатели работают на низких уровнях мощности ниже их постоянной максимальной мощности. Эти низкие уровни мощности характеризуются удельным расходом (далее Cs), определяемым как соотношение между часовым расходом топлива на камеру сгорания газотурбинного двигателя и механической мощностью, выдаваемой этим газотурбинным двигателем, и превышающим примерно на 30% Cs максимальной мощности взлета, то есть характеризуются перерасходом топлива в полете на крейсерской скорости.

Кроме того, газотурбинные двигатели вертолета спроектированы с превышением параметров для обеспечения поддержания вертолета в полете в случае неисправности одного из двигателей. Эта ситуация полета соответствует вышеупомянутому режиму OEI. Эта ситуация полета возникает в результате потери двигателя и характеризуется тем, что каждый работающий двигатель выдает мощность гораздо выше своей номинальной мощности, чтобы вертолет смог преодолеть опасную ситуацию и затем продолжить свой полет.

С другой стороны, газотурбинные двигатели выполнены также с превышением параметров для обеспечения полета во всей области полета, предусмотренной владельцем компании, и в частности, полета на больших высотах и в жаркую погоду. Эти очень критические точки полета, в частности, когда вертолет имеет массу, близкую к максимальной взлетной массе, встречаются только в некоторых случаях эксплуатации.

Недостатком этих газотурбинных двигателей с превышением параметров являются большая масса и большой расход топлива. Чтобы уменьшить этот расход во время полета на крейсерской скорости, предусмотрено выключение одного из газотурбинных двигателей во время полета и его перевод в так называемый дежурный режим. При этом активный двигатель или активные двигатели работают на более высоких уровнях мощности, чтобы обеспечивать всю необходимую мощность, и, следовательно, на более благоприятных уровнях Cs.

В заявках FR1151717 и FR1359766 заявители предложили способы оптимизации удельного расхода газотурбинных двигателей вертолета за счет возможности перевода по меньшей мере одного газотурбинного двигателя в режим стабилизированной мощности, называемый постоянным режимом, и по меньшей мере одного газотурбинного двигателя в специальный дежурный режим, из которого он может выйти к экстренном порядке или в нормальном порядке в зависимости от необходимости. Выход из дежурного режима называют нормальным, например, когда вертолет должен перейти из ситуации полета на крейсерской скорости к фазе посадки. Такой нормальный выход из дежурного режима происходит в течение времени от 10 с до 1 мин. Выход из дежурного режима называют экстренным, когда происходит поломка или возникает нехватка мощности активного двигателя или когда условия полета внезапно становятся сложными. Такой экстренный выход из дежурного режима длится менее 10 с.

Заявители предложили также два следующих дежурных режима:

- дежурный режим, называемый режимом сверхмалого газа с усилением, в котором камера сгорания включена, и вал газогенератора вращается с механическим усилением со скоростью, составляющей от 20 до 60% номинальной скорости. Такой режим позволяет поддерживать газогенератор в самом малом режиме вращения, чтобы свести к минимуму расход топлива. Для повышения эффективности газогенератора в этом низком режиме предусмотрена подача механической энергии на газогенератор от внешнего источника.

- дежурный режим, называемый переходным, в котором камера сгорания выключена, и вал газогенератора вращается с механическим усилением со скоростью, составляющей от 5 до 20% номинальной скорости. Такой режим позволяет поддерживать вращение газогенератора в диапазоне скорости, который, в случае необходимости, обеспечивает более быстрое включение камеры сгорания.

Таким образом, эти два дежурных режима требуют обеспечения непрерывного усиления газогенератора. Продолжительность действия усиления может составлять несколько часов за полет вертолета. Следовательно, встает техническая проблема механического усиления газотурбинного двигателя в дежурном режиме. Встает также техническая проблема структуры силовой установки, которая позволяет обеспечивать механическое усиление газогенератора газотурбинного двигателя в дежурном режиме во время полета.

3. Задачи изобретения

Изобретение призвано предложить способ механического усиления газогенератора газотурбинного двигателя в дежурном режиме.

Изобретение призвано также предложить структуру силовой установки, которая позволяет обеспечивать механическое усиление газогенератора газотурбинного двигателя в дежурном режиме во время полета.

Изобретение призвано предложить также, по меньшей мере в варианте выполнения, такую структуру, которая не требует использования специальной электрической машины.

4. Сущность изобретения

В связи с этим объектом изобретения является структура силовой установки многомоторного вертолета, содержащей газотурбинные двигатели, при этом каждый газотурбинный двигатель содержит газогенератор и свободную турбину, приводимую во вращение газами упомянутого газогенератора.

Заявленная структура отличается тем, что включает в себя:

- по меньшей мере один газотурбинный двигатель среди упомянутых газотурбинных двигателей, называемый гибридным газотурбинным двигателем, выполненный с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, при этом другие газотурбинные двигатели, называемые маршевыми газотурбинными двигателями, работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета,

- воздушную турбину, механически связанную с упомянутым газогенератором,

- средства отбора воздуха под давлением из газогенератора маршевого газотурбинного двигателя,

- трубопровод доставки этого отбираемого воздуха в упомянутую воздушную турбину, чтобы воздушная турбина могла преобразовать энергию этого воздуха под давлением в механическую энергию, вращающую упомянутый газогенератор упомянутого гибридного газотурбинного двигателя.

Таким образом, заявленная структура позволяет подавать механическую мощность на газогенератор гибридного газотурбинного двигателя через воздушную турбину. Эта воздушная турбина получает питание воздухом под давлением, отбираемым на маршевом газотурбинном двигателе. Таким образом, заявленная структура обеспечивает механическое усиление газогенератора гибридного газотурбинного двигателя, когда его переводят в дежурный режим «сверхмалого газа с усилением» или в «переходный» дежурный режим.

Это механическое усиление обеспечивают, не прибегая к использованию внешней электрической машины. Следовательно, изобретение позволяет получить выигрыш в массе, стоимости и сроке службы по сравнению с электрическим усилением. Кроме того, изобретение не требует отбора электрической энергии из бортовой сети вертолета.

В заявленной структуре используют первичный источник энергии, уже существующий в силовой установке в виде воздуха под давлением, получаемого от маршевого газотурбинного двигателя. Следовательно, заявленную структуру можно реализовать на основании уже существующей структуры силовой установки без внесения существенных изменений в эту структуру.

Гибридный газотурбинный двигатель является газотурбинным двигателем, который можно перевести по команде и намеренно по меньшей мере в один заранее определенный дежурный режим, из которого он может выйти нормально или быстро (то есть экстренно). Газотурбинный двигатель может находиться в дежурном режиме только во время устоявшегося полета вертолета, то есть не в ситуации неисправности газотурбинного двигателя вертолета, то есть в ситуации полета на крейсерской скорости, когда он летит в нормальных условиях. Выход из дежурного режима состоит в переводе газотурбинного двигателя в режим ускорения газогенератора со скоростью, совместимой с режимом выхода и зависящей от условий (нормальный выход из дежурного режима или быстрый (экстренный) выход из дежурного режима).

Предпочтительно, согласно изобретению, средства отбора воздуха из газогенератора маршевого газотурбинного двигателя содержат по меньшей мере один порт отбора, встроенный в компрессор этого маршевого газотурбинного двигателя.

Согласно этому варианту, отбор воздуха под давлением происходит непосредственно из компрессора маршевого газотурбинного двигателя. Такой отбор воздуха отвечает потребностям в воздухе под давлением для питания воздушной турбины, но не влияет при этом на эффективность работы маршевого газотурбинного двигателя, на котором отбирают воздух.

Предпочтительно, согласно изобретению, средства отбора воздуха содержат жиклер, позволяющий дозировать воздушный поток, отбираемый на упомянутом маршевом газотурбинном двигателе.

Наличие жиклера, предпочтительно расположенного непосредственно на порте отбора воздуха, позволяет ограничивать максимальный расход воздуха, поступающего на воздушную турбину, в случае разрыва трубопровода доставки воздуха в воздушную турбину или в случае неисправности в контуре усиления.

Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутая воздушная турбина механически связана с упомянутым газогенератором через коробку приводов агрегатов.

Коробка приводов агрегатов обеспечивает приведение в действие вспомогательных устройств, необходимых для работы газогенератора гибридного газотурбинного двигателя и оборудования вертолета, например, устройств кондиционирования воздуха. Согласно этому варианту, воздушная турбина встроена непосредственно в эту коробку приводов агрегатов, что позволяет, с одной стороны, облегчить ее установку и подсоединение к газогенератору гибридного газотурбинного двигателя и, с другой стороны, обеспечивать часть мощности, необходимой для приведения в действие вспомогательных устройств и/или для питания оборудования вертолета.

Предпочтительно заявленная структура включает в себя средства модулирования механической мощности, выдаваемой упомянутой воздушной турбиной на упомянутый газогенератор упомянутого гибридного газотурбинного двигателя.

Средства модулирования позволяют адаптировать механическую мощность, выдаваемую на газогенератор гибридного газотурбинного двигателя в зависимости от потребностей. В частности, для гибридного газотурбинного двигателя, который может работать по команде в нескольких разных дежурных режимах, в частности, в режиме сверхмалого газа с усилением или в переходном режиме, средства модулирования позволяют адаптировать мощность для каждого режима.

Предпочтительно, согласно этому варианту, упомянутые средства модулирования включают в себя средства управления расходом и/или давлением воздуха, подаваемого в упомянутую воздушную турбину.

Согласно этому варианту, модулирование мощности получают через управление расходом и/или давлением воздуха, питающего воздушную турбину.

Эти средства управления могут быть средствами любого типа. Например, согласно первому варианту, эти средства управления содержат управляемый вентиль, установленный на трубопроводе доставки воздуха. Этот вентиль может быть отсечным вентилем с двумя состояниями, а именно пропускающим состоянием, в котором воздух свободно проходит в трубопроводе доставки, и заблокированным состоянием, к котором воздух не может питать воздушную турбину. Согласно другому варианту, эти средства управления содержат регулируемый распределитель, встроенный в воздушную турбину и выполненный с возможностью определения расхода и/или давления воздуха воздушной турбины. Согласно еще одному варианту, средства управления содержат несколько точек подачи воздуха в воздушную турбину, контролируемых вентилями или единым распределителем.

Предпочтительно заявленная структура включает в себя средства считывания данных, характеризующих работу упомянутого гибридного газотурбинного двигателя, и работа упомянутых средств управления зависит от этих данных.

Согласно этому варианту, данные, характеризующие работу гибридного газотурбинного двигателя, используют для определения расхода и/иди давления воздуха, подаваемого в воздушную турбину, что позволяет адаптировать мощность, выдаваемую в газогенератор гибридного газотурбинного двигателя, в зависимости от рабочего состояния гибридного газотурбинного двигателя. Например, этими данными являются измерения параметров, таких как скорость вращения газогенератора и температура на выходе турбины высокого давления газогенератора. Эти данные позволяют также адаптировать выдаваемую мощность к наблюдаемым условиям, прерывать питание, если того требует ситуация, или выводить гибридный газотурбинный двигатель из его дежурного режима в случае сбоя механического усиления газогенератора воздушной турбиной. Эти данные могут также включать в себя измерение скорости вращения воздушной турбины, чтобы избегать превышения скорости, связанного с нарушением работы кинематической цепи, соединяющей воздушную турбину с газогенератором гибридного газотурбинного двигателя.

Предпочтительно заявленная структура включает в себя управляемое устройство механического разъединения, расположенное между воздушной турбиной и упомянутым газогенератором упомянутого гибридного газотурбинного двигателя и выполненное с возможностью разъединения упомянутой воздушной турбины и упомянутого газогенератора в случае отсутствия питания воздухом воздушной турбины.

Это устройство разъединения позволяет механически отсоединить воздушную турбину от газогенератора гибридного газотурбинного двигателя, когда отбор воздуха из маршевого газотурбинного двигателя прекращается или не существует. Такое устройство может быть устройством любого типа. Оно содержит колесо свободного хода, расположенное между выходным валом воздушной турбины и валом газогенератора гибридного газотурбинного двигателя. Согласно другому варианту, оно содержит механизм сцепления. Согласно еще одному варианту, оно содержит кулачковую муфту.

Предпочтительно, согласно изобретению, гибридный газотурбинный двигатель содержит моторный отсек, в котором, в частности, находится газогенератор, и воздушная турбина имеет воздушный выход, сообщающийся с этим моторным отсеком упомянутого гибридного газотурбинного двигателя таким образом, чтобы ограничивать понижение температуры в этом отсеке и облегчать повторный запуск газотурбинного двигателя.

Согласно другому варианту, воздушный выход выходит наружу моторного отсека.

Согласно другому варианту, воздушный выход используют для поддержания температуры масла двигателя на определенном уровне с целью облегчения его повторного запуска.

Согласно еще одному варианту, воздушный выход сообщается с воздушным входом гибридного газотурбинного двигателя, чтобы ограничивать понижение температуры внутренних деталей газотурбинного двигателя с целью облегчения его повторного запуска.

Изобретение можно применять как для двухмоторного вертолета, так и для трехмоторного вертолета. В случае трехмоторного вертолета, согласно первому варианту, все три газотурбинных двигателя имеют идентичные размеры. Один из трех газотурбинных двигателей является гибридным газотурбинным двигателем, выполненным с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, при этом два других двигателя являются маршевыми и работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета. В этом случае воздушная турбина расположена между одним из маршевых газотурбинных двигателей и гибридным газотурбинным двигателем.

Согласно другому варианту, гибридный газотурбинный двигатель имеет меньший размер, чем два маршевых газотурбинных двигателя. Именно этот двигатель меньшего размера выполнен с возможностью работы в дежурном режиме. В этом случае воздушная турбина расположена между одним из двух больших газотурбинных двигателей и гибридным газотурбинным двигателем.

Согласно еще одному варианту, все три газотурбинных двигателя имеют разные размеры. Наименьший газотурбинный двигатель может быть выключен во время устоявшегося полета, и один из двух газотурбинных двигателей большего размера является гибридным газотурбинным двигателем, который можно, в случае необходимости, перевести в дежурный режим, а другой газотурбинный двигатель является в этом случае маршевым газотурбинным двигателем. В этом случае воздушная турбина расположена между двумя газотурбинными двигателями большего размера, то есть между гибридным газотурбинным двигателем и маршевым газотурбинным двигателем.

Объектом изобретения является также вертолет, содержащий силовую установку, отличающийся тем, что упомянутая силовая установка имеет заявленную структуру.

Объектом изобретения является также способ механического усиления газотурбинного двигателя, называемого газотурбинным двигателем в дежурном режиме, во время устоявшегося полета вертолета, содержащего газотурбинные двигатели, при этом каждый газотурбинный двигатель содержит газогенератор и свободную турбину, при этом другие газотурбинные двигатели, называемые маршевыми газотурбинными двигателями, работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета.

Заявленный способ отличается тем, что содержит:

- этап отбора воздуха под давлением из газогенератора маршевого газотурбинного двигателя,

- этап доставки отбираемого воздуха в воздушную турбину, механически связанную с упомянутым газогенератором упомянутого газотурбинного двигателя в дежурном режиме,

- этап преобразования упомянутой воздушной турбиной энергии воздуха, подаваемого на упомянутом этапе доставки, в механическую энергию приведения в действие упомянутого газогенератора.

Предпочтительно способ в соответствии с изобретением осуществляют при помощи заявленной структуры. Предпочтительно заявленная структура осуществляет заявленный способ.

Предпочтительно, согласно изобретению, упомянутый этап отбора воздуха состоит в отборе воздуха из компрессора упомянутого газогенератора маршевого газотурбинного двигателя.

Предпочтительно заявленный способ содержит этап модулирования механической мощности, выдаваемой упомянутой воздушной турбиной в упомянутый газотурбинный двигатель в дежурном режиме.

Предпочтительно, согласно этому варианту, упомянутый этап модулирования мощности включает в себя этап управления расходом и/или давлением воздуха, поступающего в упомянутую воздушную турбину.

Объектом изобретения являются также способ усиления, структура силовой установки и вертолет, характеризуемые в комбинации всеми или частью вышеупомянутых или описанных ниже отличительных признаков.

5. Список чертежей

Другие задачи, отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - схематичный вид структуры силовой установки двухмоторного вертолета согласно варианту выполнения изобретения.

Фиг. 2 - схематичный вид структуры силовой установки двухмоторного вертолета согласно другому варианту выполнения изобретения.

Фиг. 3 - схематичный вид структуры силовой установки двухмоторного вертолета согласно другому варианту выполнения изобретения, схематичный вид устройства управления согласно варианту выполнения изобретения.

Фиг. 4 - схематичный вид структуры силовой установки двухмоторного вертолета согласно еще одному варианту выполнения изобретения.

6. Подробное описание варианта выполнения изобретения

Описанные ниже варианты выполнения относятся к структуре силовой установки двухмоторного вертолета. Однако специалист легко может адаптировать описанные варианты выполнения для многомоторной, в частности, трехмоторной силовой установки.

Эта структура включает в себя два газотурбинных двигателя 5, 6. Каждый газотурбинный двигатель 5, 6 управляется собственным устройством контроля-управления, для упрощения не показанным на фигурах.

Каждый газотурбинный двигатель 5, 6 содержит соответственно, как показано на фиг. 1, газогенератор 17, 27 и свободную турбину 10, 20, питаемую газогенератором 17, 27. Газогенератор 17, 27 содержит воздушный компрессор 14, 24, питаемый через воздухозаборник 18, 28. Компрессор 14, 24 питает камеру 13, 23 сгорания топлива в сжатом воздухе, которая производит сгоревшие газы, обеспечивающие кинетическую энергию. С компрессором 14, 24 связана турбина 12, 22 частичного расширения сгоревших газов через приводной вал 15, 25 для приведения во вращение компрессора 14, 24 и агрегатов, необходимых для работы газогенератора иди для вертолета. Эти агрегаты расположены в коробке 32, 33 приводов агрегатов. Остальная часть сгоревших газов вращает свободную турбину 10, 20 передачи мощности, связанную с трансмиссионной силовой коробкой вертолета, затем выходит через выпускную трубу 19, 29.

В дальнейшем будет считаться, что газотурбинный двигатель 5 является гибридным газотурбинным двигателем, выполненным с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, при этом во время этого устоявшегося полета работает только маршевый газотурбинный двигатель 6.

Структура дополнительно включает в себя воздушную турбину 30, механически связанную с газогенератором 17 гибридного газотурбинного двигателя 5 через коробку 32 приводов агрегатов. Эта турбина 30 получает питание воздухом через трубопровод 31 доставки воздуха. Трубопровод 31 доставки воздуха соединен с портом отбора воздуха на компрессоре 24 маршевого газотурбинного двигателя таким образом, чтобы направлять сжатый воздух из компрессора 24 в воздушную турбину 30. Таким образом, трубопровод 31 доставки расположен между портом отбора воздуха на газогенераторе 27 маршевого газотурбинного двигателя 6 и впускным воздушным патрубком воздушной турбины 30. Воздушная турбина 30 обеспечивает преобразование энергии сжатого воздуха, поступающего через трубопровод 31 доставки воздуха, в механическую энергию на своем выходном валу.

Согласно варианту выполнения, эта воздушная турбина 30 является реактивной турбиной осевого или центростремительного типа. Согласно другому варианту выполнения, воздушная турбина 30 является активной турбиной с частичным или полным нагнетанием.

Согласно варианту выполнения, не показанному на фигурах, структура дополнительно включает в себя жиклер, позволяющий дозировать воздушный поток, отбираемый на компрессоре 24 маршевого газотурбинного двигателя 6.

Согласно варианту выполнения, показанному на фиг. 2, структура содержит управляемый отсечный вентиль 33, выполняющий функцию средства управления расходом и давлением воздуха, поступающего в воздушную турбину 30. Согласно этому варианту выполнения, вентиль выполнен с возможностью своего перевода в два состояния: первое пропускающее состояние, в котором воздух, отбираемый из компрессора 24, полностью поступает в воздушную турбину 30, и второе блокированное состояние, в котором воздух не может поступать в воздушную турбину 30.

Согласно другому варианту выполнения, как показано на фиг.3, структура дополнительно включает в себя модуль 35 управления регулируемым распределителем 34 воздушной турбины 30 осевого или центростремительного типа. Этот узел образует средства управления расходом и давлением воздуха, поступающего в воздушную турбину 30, и дополнительно образует средства модулирования механической мощности, подаваемой на газогенератор 17 гибридного газотурбинного двигателя 5.

Согласно варианту выполнения, показанному на фиг. 4, структура дополнительно включает в себя колесо 40 свободного хода, расположенное между воздушной турбиной 30 и коробкой 32 приводов агрегатов. Это колесо 40 свободного хода образует управляемое устройство механического разъединения воздушной турбины 30 и газогенератора 17. Таким образом, это колесо 40 свободного хода обеспечивает отсоединение воздушной турбины 30 от газогенератора 17, когда в нее перестает поступать воздух через трубопровод 31 доставки воздуха.

Выход воздуха из воздушной турбины 30 может иметь разные конфигурации, не показанные на фигурах.

Например, в первой конфигурации воздух на выходе воздушной турбины 30 удаляется в моторный отсек, чтобы ограничивать понижение температуры с целью облегчения повторного запуска газотурбинного двигателя в дежурном режиме.

Согласно другой конфигурации, воздух на выходе воздушной турбины 30 удаляется наружу моторного отсека.

Согласно еще одной конфигурации, воздух направляют в воздухозаборник газотурбинного двигателя в дежурном режиме, чтобы ограничивать понижение температуры внутренних деталей газотурбинного двигателя с целью облегчения его повторного запуска.

Согласно еще одной конфигурации, воздух используют для поддержания масла газотурбинного двигателя при температуре, совместимой с ограничением противодействующего момента во время повторного запуска газотурбинного двигателя, и для быстрого получения всей мощности, необходимой для этого повторного запуска.

Способ содержит этап отбора воздуха под давлением из газогенератора маршевого газотурбинного двигателя, этап доставки отбираемого воздуха в воздушную турбину, механически связанную с упомянутым газогенератором упомянутого газотурбинного двигателя в дежурном режиме, и этап преобразования энергии в воздухе под давлением в механическую энергию на выходном валу коробки привода агрегатов.

Предпочтительно заявленный способ осуществляют при помощи заявленной структуры силовой установки.

1. Силовая установка многомоторного вертолета, содержащая газотурбинные двигатели (5, 6), при этом каждый газотурбинный двигатель (5, 6) содержит газогенератор (17, 27) и свободную турбину (10, 20), приводимую во вращение газами газогенератора,

отличающаяся тем, что включает в себя:

- по меньшей мере один газотурбинный двигатель среди упомянутых газотурбинных двигателей, называемый гибридным газотурбинным двигателем (5), выполнен с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета вертолета, при этом другие газотурбинные двигатели, называемые маршевыми газотурбинными двигателями (6), работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета,

- воздушную турбину (30), механически связанную с газогенератором (17) гибридного газотурбинного двигателя (5),

- средства отбора воздуха под давлением из газогенератора (27) маршевого газотурбинного двигателя (6),

- трубопровод (31) доставки отбираемого воздуха в воздушную турбину (30), для обеспечения возможности преобразования воздушной турбиной (30) энергии воздуха под давлением в механическую энергию, приводящую в действие газогенератор (17) гибридного газотурбинного двигателя (5).

2. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что средства отбора воздуха из газогенератора (27) маршевого газотурбинного двигателя содержат порт отбора, выполненный на компрессоре (24) этого маршевого газотурбинного двигателя (6).

3. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что средства отбора воздуха содержат жиклер, позволяющий регулировать расход воздуха, отбираемого на маршевом газотурбинном двигателе (6).

4. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что воздушная турбина (30) связана с газогенератором (17) через коробку (32) приводов агрегатов.

5. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что включает в себя средства (33; 34, 35) изменения механической мощности, выдаваемой воздушной турбиной (30) на газогенератор гибридного газотурбинного двигателя.

6. Силовая установка по п. 5, отличающаяся тем, что средства изменения включают в себя средства (33; 34, 35) управления расходом и/или давлением воздуха, поступающего в воздушную турбину (30).

7. Силовая установка по п. 6, отличающаяся тем, что включает в себя средства считывания данных, характеризующих работу гибридного газотурбинного двигателя (5), при этом работа упомянутых средств (35, 34) управления зависит от этих данных.

8. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что включает в себя управляемое устройство (40) механического разъединения, расположенное между воздушной турбиной (30) и газогенератором (17) гибридного газотурбинного двигателя (5) и выполненное с возможностью разъединения воздушной турбины (30) и газогенератора (17) в случае отсутствия питания воздухом воздушной турбины (30).

9. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что воздушная турбина (30) имеет воздушный выход, сообщающийся с моторным отсеком гибридного газотурбинного двигателя таким образом, чтобы ограничивать понижение температуры в этом отсеке и облегчать повторный запуск газотурбинного двигателя.

10. Вертолет, содержащий силовую установку по одному из пп. 1-9.

11. Способ механического усиления вращения газотурбинного двигателя, называемого газотурбинным двигателем (5) в дежурном режиме, во время устоявшегося полета вертолета, содержащего газотурбинные двигатели (5, 6), при этом каждый газотурбинный двигатель содержит газогенератор (17, 27) и свободную турбину, при этом другие газотурбинные двигатели, называемые маршевыми газотурбинными двигателями (6), работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета, отличающийся тем, что содержит:

- этап отбора воздуха под давлением из газогенератора (27) маршевого газотурбинного двигателя (6),

- этап доставки отбираемого воздуха в воздушную турбину (30), механически связанную с газогенератором (17) газотурбинного двигателя (5) в дежурном режиме,

- этап преобразования воздушной турбиной (30) энергии воздуха, подаваемого на этапе доставки, в механическую энергию приведения в действие газогенератора (17) газотурбинного двигателя (5) в дежурном режиме.

12. Способ по п. 11, отличающийся тем, что этап отбора воздуха состоит в отборе воздуха из компрессора (24) газогенератора (27) маршевого газотурбинного двигателя (6).

13. Способ по п. 11, отличающийся тем, что содержит этап изменения механической мощности, выдаваемой упомянутой воздушной турбиной (30) в газотурбинный двигатель (5) в дежурном режиме.

14. Способ по п. 13, отличающийся тем, что этап изменения мощности включает в себя этап управления расходом и/или давлением воздуха, поступающего в воздушную турбину (30).



 

Похожие патенты:

Система (1) питания воздухом под давлением, установленная в авиационном газотурбинном двигателе, выполненная с возможностью питания воздухом наддува части использования сжатого воздуха летательного аппарата при помощи воздуха наддува, отбираемого из части (12) отбора сжатого воздуха, отличающаяся тем, что содержит устье (30) отбора, выполненное на картере (12с) части (12) отбора сжатого воздуха, орган (32) отбора, соединенный с устьем (30) отбора, проходное устье (38) для прохождения органа (32) отбора, выполненное на картере (39) отсека (ZC) газотурбинного двигателя, при этом упомянутый картер (39) может незначительно перемещаться относительно картера (12с) части (12) отбора сжатого воздуха, при этом орган (32) отбора проходит через проходное устье (38) со свободой движения относительно последнего во время упомянутых незначительных перемещений, области (33) высокого давления, через которую проходит орган (32) отбора, которая находится между картером (12с) части (12) отбора сжатого воздуха и картером (39) отсека (ZC) и которая содержит воздух под давлением, превышающим давление отбираемого воздуха наддува, при этом система (1) питания воздухом под давлением дополнительно содержит средства (2) герметизации, находящиеся по существу между картером (12с) части (12) отбора сжатого воздуха и картером (39) отсека (ZC), образуя по существу герметичную перегородку между областью (33) высокого давления и свободным пространством (40), сообщающимся с отсеком (ZC) и оставленным вокруг органа (32) отбора, чтобы предотвращать попадание воздуха под давлением из области (33) высокого давления внутрь органа (32) отбора в случае его разрыва.

Изобретение относится к авиации. Газотурбинный двигатель в сборе содержит вентиляторное отделение, компрессорное отделение, камеру сгорания, пилон.

Изобретение относится к системам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре, и может быть успешно использовано в турбоэнергомашиностроении в газотурбинных приводах газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций и магистральных газопроводов.

Узел турбомашины содержит компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, промежуточный корпус, размещенный между ними, клапан перепуска воздуха и приводной силовой гидроцилиндр клапана перепуска воздуха.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к клапанным устройствам для газотурбинных двигателей, и может найти применение в авиадвигателестроении.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления работой камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, две горелки, камеру сгорания, расположенную ниже по потоку за указанными горелками, турбину, два температурных датчика ниже по потоку за указанной камерой сгорания.

Изобретение касается газовой турбины, а также способа ее эксплуатации. Газовая турбина имеет компрессор для подготовки воздуха, камеру сгорания с горелкой и турбину для сброса давления.

Исполнительное устройство содержит: неподвижную часть, образующую корпус, содержащий вход для прохождения текучей среды, главный выход и второй выход отбора и возвратные средства, действующие механическим усилием на подвижную часть; подвижную часть, содержащую затвор, содержащий шток, перемещающийся между положением открывания и положением закрывания; термостатическое устройство, содержащее переворотный конусный диск, при этом переворот диска при значении сверх известной критической температуры приводит к перемещению затвора в его положение закрывания; устройство управления, обеспечивающее создание силы удержания затвора, при этом устройством управления управляют таким образом, чтобы при значении ниже критической температуры открывание или закрывание затвора происходило в результате равновесия сил между удерживающей силой и механическим усилием.

Предложен способ отслеживания КПД прямого вытеснения высоконапорного насоса в гидравлической системе регулирования турбомашины. Способ включает в себя следующие этапы, на которых: запускают двигатели упомянутой турбомашины на низкой скорости N0 двигателя, при этом упомянутый клапан закрыт; используют компьютер для осуществления движения исполнительного механизма; постепенно увеличивают скорость N двигателя, пока упомянутая производительность Q не достигает заранее определенного значения Q0, которое достаточно для открывания клапана; запоминают в компьютере, во-первых, положение исполнительного механизма, а во-вторых, скорость N двигателя, соответствующую открыванию клапана; повторяют предыдущие этапы в последовательные моменты времени t1, t2, …, tn в течение срока службы упомянутых двигателей турбомашины; и заменяют упомянутый высоконапорный поршневой насос прямого вытеснения, когда упомянутая скорость N двигателя превышает заранее определенное значение Nпредел.

Компрессор (1) турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит решетку (2) неподвижных лопаток и систему для отбора воздуха на уровне проходов (5) между двумя лопатками (3) через щели (6), выполненные в упомянутой стенке (4).

Изобретение относится к устройству и способу проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя, а также к газотурбинному двигателю, оснащенному таким устройством проверки целостности.

Воздушный стартер для турбодвигателя содержит передний корпус (12), задний корпус (14), кольцевой тракт (32) потока выходящих газов и цилиндрическую выпускную решетку (44) тракта (32) потока выходящих газов.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к системам запуска. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к способам запуска газотурбинного двигателя. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к системам запуска газотурбинного двигателя. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к способам запуска газотурбинного двигателя. .

Изобретение относится к системам поворота рабочего колеса для вертикального выставления рабочего колеса, в частности рабочего колеса газовой турбины, для выполнения работ по техническому обслуживанию и/или ремонту, включающей в себя поворотную стойку, имеющую установленное на ней поворотное устройство, и по меньшей мере одну опорную стойку, при этом система поворота рабочего колеса имеет снабженный множеством вертикально выдвигаемых опорных ножек и вмещающий в себя поворотную стойку, а также опорную стойку, каркас большой грузоподъемности, который выполнен с возможностью транспортировки и рассчитан на то, чтобы через опорные ножки передавать силы при вертикальном выставлении рабочего колеса, расположенного на поворотной стойке и опорной стойке, в основание, на котором он размещен.

Изобретение относится к области газотурбостроения, может быть использовано в системах пуска газотурбинных двигателей с помощью валоповоротного устройства и пускового устройства, обеспечивая при этом возможность подключения через редуктор полезной нагрузки.

Валоповоротное и пусковое устройство газотурбинной установки содержит приводной двигатель, редуктор и обгонную муфту ротора компрессора. Редуктор содержит коробку передач с тремя парами взаимозацепленных шестерен и простой трехзвенный планетарный механизм.

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

Наверх