Система и способ для форсирования главной силовой установки

Изобретение относится к движительным установкам летательных аппаратов. Движительная система (110) летательного аппарата (100) включает в себя вентилятор, главную силовую установку, форсажную силовую установку, устройство управления, узел гидравлической муфты (160) и гидравлический контур. Гидравлический контур выполнен с возможностью регулировки узла гидравлической муфты (160). Узел гидравлической муфты (160) имеет гидравлический аккумулятор, соединенный с рабочим колесом посредством первой линии подачи и обратной линии на выходе турбины, причем клапаны обеспечивают возможность текучей среде, проходящей из аккумулятора, протекать в турбину, когда форсажная силовая установка приведена в действие, и обеспечена возможность уменьшения или остановки потока текучей среды под давлением, хранящейся в аккумуляторе, к турбине для остановки форсажной силовой установки. Изобретение повышает коэффициент полезного действия двигателя. 3 н. и 9 з.п. ф-лы; 20 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[001] Настоящее изобретение в целом относится к движительной системе, включающей в себя форсажную силовую установку.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

[002] При проектировании летального аппарата двигатели разрабатывают в соответствии с Федеральными авиационными правилами (Federal Aviation Regulations, FAR). Размеры двигателей летальных аппаратов обычно определяются требованиями Федеральных авиационных правил к тяге при взлете и наборе высоты с одним неработающим двигателем. Эти требования обусловливают создание авиационного двигателя (например, внутреннего контура двигателя), который способен циклически увеличивать количество воздуха (т.е. имеет более высокий коэффициент массового расхода воздуха) во время взлета и набора высоты по сравнению с величиной, оптимальной для полета в крейсерском режиме. Диаметр вращающегося оборудования во внутреннем контуре двигателя определяется максимальным коэффициентом массового расхода. Таким образом, внутренний контур двигателя летального аппарата, удовлетворяющий требованиям к тяге при взлете и наборе высоты, может иметь больший диаметр по сравнению с величиной, оптимальной для полета в крейсерском режиме. Во время крейсерского этапа полета скорость вращения турбомашинных компонентов двигателя понижают для достижения коэффициента массового расхода для полета в крейсерском режиме. Обычно коэффициент полезного действия двигателя (например, компрессоров и турбин двигателя) представляет собой функцию первого порядка от числа оборотов в минуту, и работа с более низким (или более высоким) числом оборотов в минуту по сравнению с оптимальными аэродинамическими показателями приводит к уменьшению коэффициента полезного действия двигателя.

РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[003] В конкретном варианте осуществления движительная система летательного аппарата включает в себя вентилятор, главную силовую установку, форсажную силовую установку и устройство управления. Главная силовая установка соединена с вентилятором и выполнена с возможностью вращения вентилятора во время первого этапа полета и во время второго этапа полета. Форсажная силовая установка соединена с вентилятором. Устройство управления выполнено с возможностью вызывать приведение в действие вентилятора форсажной силовой установкой во время первого этапа полета и вызывать прекращение приведения в действие вентилятора форсажной силовой установкой на основе показателя перехода от первого этапа полета ко второму этапу полета.

[004] Еще в одном конкретном варианте осуществления летательный аппарат включает в себя вентилятор, главную силовую установку, форсажную силовую установку и устройство управления. Главная силовая установка соединена с вентилятором и выполнена с возможностью вращения вентилятора во время первого этапа полета и во время второго этапа полета. Форсажная силовая установка соединена с вентилятором. Устройство управления выполнено с возможностью вызывать приведение в действие вентилятора форсажной силовой установкой во время первого этапа полета и вызывать прекращение приведения в действие вентилятора форсажной силовой установкой на основе показателя перехода от первого этапа полета ко второму этапу полета.

[005] Еще в одном конкретном варианте осуществления предложен способ управления движительной системой во время первого этапа полета, согласно которому вызывают приведение в действие вентилятора летательного аппарата главной силовой установкой и вызывают приведение в действие вентилятора форсажной силовой установкой. Кроме того, согласно этому способу, обнаруживают показатель перехода от первого этапа полета ко второму этапу полета. Согласно указанному способу, на основе обнаруженного показателя вызывают прекращение приведения в действие вентилятора форсажной силовой установкой.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[006] На ФИГ. 1 схематически показана блок-схема летательного аппарата, содержащего движительную систему с открытыми вентиляторами противоположного вращения согласно разным аспектам;

[007] на ФИГ. 2А приведено схематическое изображение приводного узла согласно первому аспекту;

[008] на ФИГ. 2В приведено еще одно схематическое изображение приводного узла согласно первому аспекту;

[009] на ФИГ. 2С приведено схематическое изображение движительной системы согласно первому аспекту;

[0010] на ФИГ. 3А приведено схематическое изображение приводного узла согласно второму аспекту;

[011] на ФИГ. 3В приведено еще одно схематическое изображение приводного узла согласно второму аспекту;

[0012] на ФИГ. 3С приведено схематическое изображение движительной системы согласно второму аспекту;

[0013] на ФИГ. 4А приведено схематическое изображение приводного узла согласно третьему аспекту;

[0014] на ФИГ. 4В приведено схематическое изображение приводного узла согласно третьему аспекту;

[0015] на ФИГ. 4С приведено схематическое изображение движительной системы согласно третьему аспекту;

[0016] на ФИГ. 5А показан пример гидравлического контура согласно первому аспекту;

[0017] на ФИГ. 5В показан еще один пример гидравлического контура согласно второму аспекту;

[0018] на ФИГ. 6 приведена блок-схема, показывающая пример движительной системы, которая включает в себя форсажную силовую установку;

[0019] на ФИГ. 7 приведена схема, показывающая примерные конфигурации движительной системы, которая включает в себя форсажную силовую установку;

[0020] на ФИГ. 8 приведена схема, показывающая пример движительной системы, которая включает в себя форсажную силовую установку;

[0021] на ФИГ. 9А приведена схема, показывающая пример движительной системы, которая включает в себя гидравлическую форсажную силовую установку;

[0022] на ФИГ. 9В приведена схема, показывающая пример движительной системы, которая включает в себя гидравлическую форсажную силовую установку;

[0023] на ФИГ. 10 приведена схема, показывающая пример движительной системы, которая включает в себя электрическую форсажную силовую установку;

[0024] на ФИГ. 11 показана блок-схема примера способа использования движительной системы, которая включает в себя форсажную силовую установку; и

[0025] на ФИГ. 12 приведена блок-схема примерного варианта осуществления летательного аппарата, включающего в себя движительную систему, которая включает в себя форсажную силовую установку.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0026] Варианты осуществления, раскрытые в настоящем документе, относятся к движительной системе, включающей в себя два источника мощности для управления летательным аппаратом. Главная силовая установка (например, газотурбинный двигатель) является основным источником мощности и выполнена с возможностью работы на всех этапах эксплуатации. Форсажная силовая установка (например, гидравлический двигатель, пневматический двигатель или электродвигатель) является вторичным источником мощности во время некоторых этапов эксплуатации.

[0027] В качестве иллюстративного неограничивающего примера во время первого этапа полета (например, взлета) энергию, накопленную в аккумуляторе, подают на гидравлический двигатель, и объединенная мощность главной силовой установки и гидравлического двигателя обеспечивает во время взлета достаточную тягу, чтобы соответствовать Федеральным авиационным правилам (например, Правилу 25.111 и др.). Во время режима крейсерского полета мощность от гидравлического двигателя не требуется, и главная силовая установка обеспечивает подачу мощности для создания тяги. Форсажная силовая установка позволяет выполнить главную силовую установку с размерами, приспособленными (например, оптимизированными) к режиму крейсерского полета, и выполнить движительную систему в целом (например, главную силовую установку и форсажную силовую установку) с размерами, приспособленными для режима полета при взлете. Силовая установка, оптимизированная для эксплуатации в условиях регулярного рейса (например, в режиме крейсерского полета) без учета требований к тяге при взлете и наборе высоты, имеет более высокий коэффициент полезного действия при крейсерском полете по сравнению с другой силовой установкой, выполненной в соответствии с требованиями Федеральных авиационных правил к тяге (например, при взлете и начальном наборе высоты с неработающим двигателем). Например, силовая установка, оптимизированная для эксплуатации в условиях регулярного рейса, обеспечивает превосходные экономию топлива и удельный расход топлива для тяги при крейсерском полете по сравнению с другой силовой установкой, выполненной в соответствии с требованиями Федеральных авиационных правил к тяге.

[0028] Поскольку крейсерский участок полета является, как правило, наиболее продолжительным этапом полета, летательный аппарат обычно сжигает больше всего топлива на крейсерском участке полета. Следовательно, любое улучшение топливной эффективности двигателя на этапе крейсерского полета имеет существенное влияние на общие характеристики потребления топлива летательного аппарата и общие выбросы летательного аппарата. По сравнению с этапом крейсерского полета, взлет и начальный набор высоты часто занимают небольшую часть общего времени полета или потребления топлива.

[0029] В последующем описании представлено множество подробностей в целях обеспечения полного понимания различных вариантов осуществления. Тем не менее, специалистам в данной области техники будет понятно, что различные варианты осуществления изобретения могут быть реализованы на практике без указанных конкретных деталей. В других случаях хорошо известные способы, процедуры, компоненты и схемы не были подробно проиллюстрированы или описаны, чтобы не усложнять изложение конкретных вариантов осуществления.

[0030] В некоторых вариантах осуществления движительная система (например, главная силовая установка) может включать себя движительную систему с вентиляторами противоположного вращения. Движительные системы с вентиляторами противоположного вращения создают значительный шум, вызываемый, по меньшей мере частично, воздушной турбулентностью вследствие взаимодействия двух рядов лопастей противоположного вращения. Например, шум создается, когда лопасти заднего ряда пересекают турбулентный след, имеющий низкое давление и образующийся позади лопастей переднего ряда.

[0031] Шум взаимодействия обычно состоит из тонов, резонирующих на первой частоте следования лопастей или любых целочисленных гармоник этой частоты. Идеальная частота следования лопастей для движителя с вентиляторами противоположного вращения может быть определена с использованием уравнения 1:

[0032] Уравнение (1) Ω_BPF=n(B₁Ω₁-B₂Ω₂)

[0033] В уравнении (1)

Ω_BPF обозначает частоту следования лопастей,

n обозначает скорость вращения,

B₁ обозначает количество лопастей переднего ряда,

В₂ обозначает количество лопастей заднего ряда,

Ω₁ обозначает угловую скорость вращения лопастей переднего ряда и

Ω₂ обозначает угловую скорость вращения лопастей заднего ряда. Для Ω₁ и Ω₂ определено, что они имеют положительные значения в направлении по часовой стрелке и отрицательные значения в направлении против часовой стрелки.

[0034] Чтобы исключить шум взаимодействия ротора с ротором, в идеальном случае предпочтительно, чтобы частота следования лопастей стремилась к нулю. Исходя из математической дедукции можно заметить, что частота следования лопастей будет стремиться к нулю, если B₁ и В₂, а также Ω₁ и Ω₂ равны. Это эквивалентно случаю, когда передний и задний ряды имеют одинаковое количество лопастей и вращаются с совершенно одинаковой угловой скоростью вращения и в одном направлении.

[0035] Примерные конфигурации приводного узла двигательных систем с вентиляторами противоположного вращения и движительных систем, а также летательные аппараты, содержащие такие конфигурации приводного узла, описаны в настоящем документе в качестве одного, неограничивающего примера движительной системы. Согласно различным аспектам приводной узел снабжен муфтовым узлом для выборочного вывода заднего вентилятора двигательной системы с вентиляторами противоположного вращения из зацепления с приводным валом, который обеспечивает подачу мощности на задний вентилятор. Муфтовый узел может быть выполнен в виде части, составляющей одно целое с редуктором вентилятора, или установлен на выходе редуктора вентилятора.

[0036] Согласно некоторым аспектам шаг лопастей заднего ряда может быть изменен для обеспечения их пассивного вращения, т.е. авторотации под воздействием воздушного потока от переднего вентилятора в том же направлении, что и передний вентилятор. Согласно еще одним аспектам для заднего вентилятора может быть обеспечена возможность замедления под воздействием сопротивления муфтового узла с последующим повторным зацеплением с приводным валом через редуктор, который приводит в действие задний вентилятор в том же направлении, что и передний вентилятор. Согласно другим аспектам система торможения может быть выполнена встроенной в виде части, составляющей одно целое с муфтовым узлом, для обеспечения более быстрого перехода между двумя режимами. Такая система будет выборочно увеличивать сопротивление, вызываемое муфтовым узлом, посредством гидравлических средств, что приводит к сокращению времени замедления заднего ротора. Таким образом, приводной узел, выполненный в соответствии с аспектами, описанными в настоящем документе, обеспечивает для заднего вентилятора двигательной системы с вентиляторами противоположного вращения возможность выборочного вывода из зацепления и повторного изменения шага лопасти вентилятора, например на участках полета, связанных с посадкой и взлетом, или на других участках полета, при которых может быть полезным понижение шума летательного аппарата, и, соответственно, приводной узел может быть повторно введен в зацепление для приведения в действие заднего вентилятора в конфигурации с вентиляторами противоположного вращения.

[0037] При использовании в настоящем документе термин "муфта" относится к устройству, которое обеспечивает выборочную регулировку передачи крутящего момента от приводящего компонента (источника мощности) к приводимому компоненту (вентиляторной системе), когда он введен в зацепление, но может быть выведен из зацепления, или частично введен в зацепление для обеспечения возможности непрерывной передачи пропорциональной части мощности. Муфта может быть фрикционной муфтой (мокрой или сухой) или устройством в виде гидродинамической муфты.

[0038] На ФИГ. 1 схематически показана блок-схема летательного аппарата, содержащего движительную систему с открытыми вентиляторами противоположного вращения согласно разным аспектам. Со ссылкой на ФИГ. 1, летательный аппарат 100 содержит фюзеляж 102 и движительную систему 110. Движительная система 110 содержит по меньшей мере один двигатель 120 и приводной узел 130, соединенный с двигателем 120. Приводной узел 130 содержит первый приводной вал 140, первый вентилятор 150, муфтовый узел 160, редуктор 170, второй приводной вал 180 и второй вентилятор 190. При работе муфтовый узел 160 обеспечивает для первого вентилятора 150 возможность выборочного введения в зацепление и вывода его из зацепления с первым приводным валом 140. Конкретные примеры приводных узлов и движительных систем будут описаны со ссылкой на последующие фигуры чертежей.

[0039] На ФИГ. 2А-2В показаны схематические изображения 200, 300 приводного узла, а на ФИГ. 2С приведено схематическое изображение 400 движительной системы согласно первому аспекту. Со ссылкой на ФИГ. 2А-2С, первый примерный приводной узел 130 включает в себя первый приводной вал 140, выполненный с возможностью вращения в первом направлении вокруг первой оси 142, и второй приводной вал 180 (см. ФИГ. 2С), выполненный с возможностью вращения во втором направлении вокруг оси 142. Приводные валы 140, 180 могут быть соосными таким образом, что приводной вал 140 вращается внутри приводного вала 180. Приводной вал 180 не показан на ФИГ. 2А-2В.

[0040] Приводной вал 140, 180 может быть соединен с источником мощности, таким как двигатель 120 (ФИГ. 2С), посредством редуктора, такого как планетарный редуктор 144. Двигатель 120 и планетарный редуктор 144 подают мощность на приводные валы 140, 180 для вращения приводных валов 140, 180 вокруг оси 142.

[0041] Приведенная конкретная конструкция двигателя 120 не является обязательной. В некоторых примерах двигатель 120 может быть реализован в виде газотурбинного двигателя, содержащего многоступенчатый компрессор, который обеспечивает подачу сжатого воздуха в камеру сгорания, что приводит к повороту турбины для вращения выходного вала. Двигатель 120 может также содержать электродвигатель или двух- или четырехтактный двигатель внутреннего сгорания. Приводные валы 140, 180 соединены с выходным валом через планетарный редуктор 144. Вентилятор может быть расположен спереди или сзади двигателя 120 с обеспечением для движителя возможности толкать (т.е. конфигурация двигателя с толкающим движителем) или тянуть (т.е. конфигурация двигателя с тянущим движителем) двигатель 120 и, соответственно, летательный аппарат 100.

[0042] Первый вентилятор 150 соединен с первым приводным валом 140 для вращения в первом направлении вокруг первой 142, когда вращается первый приводной вал 140. Первый вентилятор 150 может быть размещен в качестве заднего вентилятора, когда приводной узел 130 соединен с двигателем 120. Первый вентилятор 150 содержит множество лопастей 152, соединенных с втулкой 154. В некоторых примерах отношение диаметра ротора к диаметру втулки может составлять от 0,20 до 0,35. Для ряда применений передний ротор может иметь диаметр от 60 дюймов (152,4 см) до 240 дюймов (609,6 см). Лопасти 152 могут быть криволинейными или иметь какой-либо контур для оказания влияния на способность лопастей 152 вырабатывать мощность.

[0043] Кроме того, второй вентилятор 190 соединен со вторым приводным валом 180, видимым на ФИГ. 2С, для вращения во втором направлении, отличном от первого направления, вокруг оси 142, когда вращается второй приводной вал 180. Второй вентилятор 190 может быть размещен в качестве переднего вентилятора, когда приводной узел 130 соединен с двигателем 120. Второй вентилятор 190 содержит множество лопастей 192, соединенных с втулкой 194.

[0044] В некоторых примерах второй вентилятор 190 и лопасти 192 вентилятора могут быть выполнены для создания достаточной тяги при взлете и начальном наборе высоты, а задний вентилятор не введен в зацепление с приводным валом 140. Указанное может быть достигнуто посредством увеличения диаметра второго вентилятора 190, поскольку чистая тяга, создаваемая вентилятором, пропорциональна диаметру вентилятора в четвертой степени. Например, тяга, создаваемая вентилятором 190, может быть увеличена на пятьдесят процентов (50%), если диаметр вентилятора 190 увеличен на девятнадцать процентов (19%). В некоторых примерах размер лопастей 192 составляет приблизительно от 40 дюймов (102 см) до 200 дюймов (508 см) в длину и приблизительно от 4 дюймов (10,2 см) до 35 дюймов (88,9 см) в ширину. Лопасти 192 могут быть криволинейными или иметь какой-либо контур, влияющий на коэффициент полезного действия лопастей 192 при высокой скорости. В собранном состоянии первый вентилятор 150 и второй вентилятор 190 смещены вдоль оси 142 на расстояние, составляющее от 0,02 до 0,35 общего диаметра вентиляторов переднего ряда. Это расстояние обычно связано с коэффициентом использования лопастей и определяется либо (1) экспериментально, либо (2) посредством вычислительного гидродинамического анализа неустановившейся текучей среды.

[0045] В канале 112 внутреннего контура размещен муфтовый узел 160, а центральное тело 114 сопла расположено возле второго вентилятора 190.

[0046] Муфтовый узел 160 выполнен для выборочного вывода из зацепления первого вентилятора 150 с первым приводным валом 140. В некоторых примерах, муфтовый узел 160 может быть системой в виде гидродинамической муфты или системой в виде фрикционной муфты (мокрой или сухой). В примере, показанном на ФИГ. 2А-2С, муфтовый узел 160 содержит рабочее колесо 162, статор 164, турбину 166 и оболочку 168. Рабочее колесо 162 может быть соединено с приводным валом 140 таким образом, что рабочее колесо 162 вращается приводным валом 140. Турбина 166 может быть соединена с выходным валом, который, в свою очередь, соединен с втулкой 154 первого вентилятора 150. Муфтовый узел 160 может быть заполнен текучей средой, обычно маслом, чтобы обеспечить гидродинамическую связь между рабочим колесом 162 и турбиной 166. Статор 164 выполняет функцию выравнивания потока текучей среды, текущей от турбины к рабочему колесу.

[0047] Муфтовый узел 160 может быть соединен с системой гидравлического контура, который увеличивает или уменьшает давление текучей среды в муфтовом узле 160 для увеличения или уменьшения, соответственно, величины входной мощности, передаваемой посредством муфтового узла 160. Муфтовый узел 160 также регулирует сопротивление, прикладываемое к турбине во время процесса замедления, для обеспечения более быстрого переключения между двумя режимами работы устройства. Примеры гидравлических контуров описаны ниже со ссылкой на ФИГ. 5А и 5В.

[0048] В примерах, показанных на ФИГ. 2А-2С, первый вентилятор 150 может пассивно вращаться (т.е. совершать автовращение) с соответствующим углом наклона лопасти под воздействием воздушного потока от второго вентилятора 190 после вывода первого вентилятора 150 из зацепления с приводным валом 140. В примерах, показанных на ФИГ. 3А-3С и 4А-4С, редуктор 170 соединен с первым вентилятором 150 для обеспечения возможности приведения в действие первого вентилятора 150 в том же направлении, что и передний вентилятор 190.

[0049] Со ссылкой на пример, проиллюстрированный на ФИГ. 3А-3С, на ФИГ. 3А-3В показаны схематические изображения 500, 600 приводного узла, а на ФИГ. 3С приведено схематическое изображение 700 движительной системы согласно второму аспекту. Выходной вал муфтового узла 160 может быть выполнен в качестве входа в редуктор 170. Редуктор 170 может быть реализован в виде реверсивного редуктора, который выборочно изменяет на обратное направление или вращение входного вала. Таким образом, в примере, показанном на ФИГ. 3А-3С, муфтовый узел 160 может быть активирован для вывода первого вентилятора 150 из зацепления с приводным валом 140, и может быть обеспечена возможность замедления первого вентилятора 150, которому способствует увеличенное вязкостное сопротивление, действующее в муфтовом узле 160. Соответственно, направление на выходе реверсивного редуктора 170 может быть изменено, и муфтовый узел 160 может быть активирован для повторного введения второго вентилятора в зацепление с приводным валом для приведения в действие первого вентилятора 150 в противоположном направлении, в то время как лопасти расположены с ориентацией, подходящей для автовращения, таким образом, что второй вентилятор 190 вращается в том же направлении, что и первый вентилятор 150.

[0050] Остальные компоненты, показанные на ФИГ. 3А-3С, по существу аналогичны соответствующим компонентам, описанным со ссылкой на ФИГ. 2А-2С. В целях ясности описание этих компонентов не повторяется.

[0051] Со ссылкой на пример, показанный на ФИГ. 4А-4С, на ФИГ. 4А-4В, приведены схематические изображения 800, 900 приводного узла, и на ФИГ. 4С приведено схематическое изображение 1000 движительной системы согласно третьему аспекту. Выходной вал планетарного редуктора 144 может быть выполнен в качестве входа в редуктор 170. При этом редуктор 170 может быть реализован в виде реверсивного редуктора, который выборочно изменяет на обратное направление или вращение входного вала. Таким образом, в примере, показанном на ФИГ. 4А-4С, муфтовый узел 160 может быть активирован для вывода первого вентилятора 150 из зацепления с приводным валом 140, и может быть обеспечена возможность замедления первого вентилятора 150 до полной остановки под воздействием сопротивления, создаваемого в муфтовом узле 160. Соответственно, направление на выходе реверсивного редуктора 170 может быть изменено, и муфтовый узел 160 может быть активирован для повторного введения второго вентилятора в зацепление с приводным валом для приведения в действие первого вентилятора 150 в противоположном направлении таким образом, что первый вентилятор 150 вращается в том же направлении, что и второй вентилятор 190.

[0052] Остальные компоненты, показанные на ФИГ. 4А-4С, по существу аналогичны соответствующим компонентам, описанным со ссылкой на ФИГ. 2А-2С. В целях ясности описание этих компонентов не повторяется.

[0053] На ФИГ. 5А и 5В показаны примеры 1100, 1200 гидравлических контуров, которые могут быть использованы для регулировки муфтового узла 160 для выборочного соединения и разъединения первого вентилятора 150 с первым приводным валом 140 или замедления первого вентилятора 150 согласно разным аспектам. Со ссылкой на ФИГ. 5А, первый пример 1100 гидравлического контура 500 содержит гидравлический аккумулятор 510, который поддерживает давление гидравлической жидкости. Первая линия 512 подачи соединяет гидравлический аккумулятор 510 с рабочим колесом 162 и с однопутевым клапаном 514, который выполнен с возможностью переключения между открытым положением, в котором гидравлическая жидкость может течь через клапан 514, и закрытым положением, в котором гидравлическая жидкость не может течь через клапан 514.

[0054] Первый клапан 518 переменного расхода регулирует поток гидравлической жидкости между рабочим колесом 162 и турбиной 166. Датчики 516 давления и расхода отслеживают давление и расход гидравлической жидкости на обеих сторонах первого клапана 518 переменного расхода.

[0055] Гидравлическая жидкость может выходить из турбины 166 по линии 520. Второй клапан 519 переменного расхода регулирует поток гидравлической жидкости из турбины 166. Датчики 516 давления и расхода отслеживают давление и расход гидравлической жидкости, выходящей из турбины 166.

[0056] Гидравлический контур 500 также включает в себя теплообменник 530 для отвода тепла из гидравлической жидкости. Резервуар 540 для гидравлической жидкости выполнен для накопления избытка гидравлической жидкости, которая перетекает из контура 500. Избыток гидравлической жидкости, сохраненный в резервуаре 540 для гидравлической жидкости, может не находиться под повышенным давлением.

[0057] При работе мощность от источника мощности (например, двигателя 120) прикладывают к рабочему колесу 162 для вращения рабочего колеса 162. Когда клапан 514 закрыт таким образом, что гидравлическая жидкость не может течь через клапан 514, гидравлическая жидкость течет к рабочему колесу 162, которое приводит в действие турбину 166 таким образом, что муфтовый узел 160 зацепляет первый вентилятор 150 с приводным валом 140.

[0058] Для вывода первого вентилятора 150 из зацепления с двигателем, первый клапан 518 переменного расхода закрывают для уменьшения потока высокого давления текучей среды от рабочего колеса 162 к турбине 166 с уменьшением, таким образом, величины мощности, передаваемой на вентилятор 150. Когда величина текучей среды, проходящей через рабочее колесо 162, существенно падает, мощность больше не передается между рабочим колесом 162 и турбиной 166, благодаря чему вентилятор 150 выводится из зацепления с приводным валом 140.

[0059] Для обеспечения более быстрого замедления первого вентилятора 150 однопутевой клапан 514 может быть переключен в открытое положение, благодаря чему текучая среда под давлением, накопленная в аккумуляторе 510, может течь в турбину 166 в обратном направлении относительно номинального режима работы турбины 166, показанного штрихпунктирной линией на ФИГ. 5А. Под действием давления обратного потока внутреннее сопротивление, создаваемое на турбине 166, будет увеличиваться с обеспечением, вследствие этого, ускоренного замедления первого вентилятора 150. Переходом применения обратного потока от аккумулятора 510 можно управлять посредством первого клапана 518 переменного расхода. Обратный поток может длиться так долго, чтобы обеспечить возможность полного сброса давления в аккумуляторе 510 и получения в контуре давления текучей среды, равного давлению окружающей среды. Продолжительность сброса давления в аккумуляторе 510 зависит от максимальной емкости аккумулятора 510, максимального возможного давления в аккумуляторе 510 и линии 512, момента инерции вентилятора 150, скорости вращения вентилятора 150 в момент, когда было произведено закрытие первого клапана 518 переменного расхода, аэродинамического сопротивления вентилятора 150 и коэффициента полезного действия турбины 166. Конструкция гидравлической системы определяется максимальным размером и допустимым давлением аккумулятора 510, а также продолжительностью времени, необходимой для полной остановки вентилятора 150. Практическая продолжительность времени замедления может варьироваться от 15 до 80 секунд в зависимости от эксплуатационных критериев, относящихся к летательному аппарату 100.

[0060] На ФИГ. 5В показан второй пример 1200 гидравлического контура 590 для выборочного соединения и разъединения первого вентилятора 150 с первым приводным валом 140 согласно разным аспектам. Многие компоненты контура 590, показанные на ФИГ. 5В, аналогичны компонентам, приведенным на ФИГ. 5А, и в целях ясности эти компоненты подробно не описаны. Со ссылкой на ФИГ. 5В контур 590 включает в себя трехпутевой направляющий клапан 550, соединенный с линиями 520 и 522 и выполненный с возможностью переключения между открытым положением, в котором гидравлическая жидкость может течь через линии 520 и 522, и закрытым положением, в котором гидравлическая жидкость не может течь через линии 520 и 522, а также положением переключения, в котором линии 520 и 522 переключены в клапане 550.

[0061] При работе, когда клапан 550 находится в открытом положении, гидравлическая жидкость течет под давлением от гидравлического аккумулятора 510 в муфтовый узел 160 и к рабочему колесу 162 по линии 512. Рабочее колесо 162 приводит в действие турбину 166 таким образом, что муфтовый узел 160 (например, гидравлический привод) зацепляет первый вентилятор 150 с приводным валом 140.

[0062] Когда клапан 550 находится в закрытом положении, гидравлическая жидкость не может течь между рабочим колесом 162 и турбиной 166, с выводом, таким образом, вентилятора 150 из зацепления с приводным валом 140.

[0063] Когда клапан 550 находится в положении переключения, гидравлическая жидкость течет под давлением от рабочего колеса 162 через линию 520 в турбину 166 в обратном направлении, эффективно действуя в качестве тормоза на турбину 166 для обеспечения ускоренного замедления вентилятора 150.

[0064] На ФИГ. 6 показан пример движительной системы 1300, которая включает в себя форсажную силовую установку 608. Движительная система 1300 выполнена с возможностью использования на летательном аппарате, как далее описано в настоящем документе. Форсажная силовая установка 608 может обеспечивать подачу мощности на летательный аппарат во время определенных этапов полета (например, взлета) и не может обеспечивать подачу мощности на летательный аппарат во время других этапов полета (например, крейсерского полета). В качестве иллюстративных, неограничивающих примеров этапы полета могут включать себя взлет, набор высоты, крейсерский полет, выдерживание высоты, снижение, посадку и уход на второй круг (например, прерванную посадку). Движительная система 1300 включает в себя вентилятор 602, приводной вал 604, главную силовую установку 606, форсажную силовую установку 608 и устройство 610 управления. Движительная система 1300 обеспечивает возможность оптимизации главной силовой установки 606 для определенного этапа полета (например, крейсерского этапа полета) летательного аппарата. Движительная система 1300 или главная силовая установка 606 может включать себя движительную систему 110 по ФИГ. 1 или соответствовать ей. Форсажная силовая установка 608 может включать себя муфтовый узел 160 по ФИГ. 1, 5А, и 5В или соответствовать ему.

[0065] Вентилятор 602 соединен с главной силовой установкой 606 посредством приводного вала 604. Вентилятор 602 может быть расположен спереди или сзади от главной силовой установки 606 с обеспечением для движительной системы 1300 возможности толкать (т.е. конфигурация двигателя с толкающим движителем) или тянуть (т.е., конфигурация двигателя с тянущим движителем) летательный аппарат. В некоторых вариантах осуществления вентилятор 602 является туннельным. В качестве иллюстративного неограничивающего примера вентилятор 602 может быть туннельным, и вентилятор 602, приводной вал 604, и главная силовая установка 606 могут быть включены в турбовентиляторный двигатель. В других вариантах осуществления вентилятор 602 может быть выполнен открытым (например, не туннельным). В качестве иллюстративного неограничивающего примера, вентилятор 602, приводной вал 604 и главная силовая установка 606 могут быть включены в винтовентиляторный двигатель, который также может быть назван двигателем с открытым ротором.

[0066] Вентилятор 602 соединен с приводным валом 604 и вращается в первом направлении вокруг оси приводного вала 604, когда вращается приводной вал 604. В некоторых вариантах осуществления вентилятор 602 выводят из зацепления или разъединяют с приводным валом 604 посредством муфты, например муфтового узла 160 по ФИГ. 1. Вентилятор 602 включает в себя множество лопастей, соединенных с втулкой. Лопасти могут быть криволинейными или иметь какой-либо контур для оказания влияния на способность лопастей вырабатывать мощность, так чтобы уменьшить волновое сопротивление. В некоторых вариантах осуществления движительная система 1300 включает в себя несколько вентиляторов (например, многоступенчатый вентилятор). Множественные вентиляторы могут иметь различные положения относительно главной силовой установки 606 или могут вращаться во втором направлении, например, вентилятор противоположного вращения, или то и другое.

[0067] Главная силовая установка 606 соединена с приводным валом 604 и вентилятором 602. Главная силовая установка 606 выполнена с возможностью вращения приводного вала 604 для подачи мощности на вентилятор 602 во время всех этапов полета. Главная силовая установка 606 может включать себя газотурбинный двигатель, электрический двигатель или гибридный двигатель (например, газовый и электрический двигатель), или соответствовать им. В некоторых вариантах осуществления главная силовая установка 606 выполнена и оптимизирована для определенного этапа полета (например, крейсерского этапа полета). Например, главная силовая установка 606 имеет такие размеры, чтобы максимально увеличить топливную эффективность во время крейсерского этапа полета (например, крейсерских эксплуатационных режимов) и, следовательно, создает недостаточную тягу, чтобы соответствовать конкретному эксплуатационному режиму, определяемому тягой, например, тягой для набора высоты с неработающим двигателем или тягой для пробега при взлете. Дополнительно или в альтернативном варианте реализации эксплуатационный режим, определяемый тягой, может быть связан с конкретным аэропортом, температурой при взлете, плотностью воздуха, высотой взлета, скоростью, с которой происходит отрыв от земли, максимальной высотой или максимальной воздушной скоростью. В конкретном варианте осуществления, относящемся к летательному аппарату типа 737, каждая главная силовая установка 606 выбрана имеющей максимальную выходную тягу, которая не будет превышать заданную тяговооруженность одного двигателя величиной 4,15, таким образом, что каждая главная силовая установка 606, работающая сама по себе, не является достаточной (по размеру) для создания минимальной выходной тяги, необходимой для взлета летательного аппарата. В других вариантах осуществления главная силовая установка 606 может не соответствовать необходимому или расчетному эксплуатационному режиму, определяемому тягой, во время испытаний. В некоторых вариантах осуществления главная силовая установка 606 соединена с приводным валом 604 через редуктор или одно или более зубчатых колес. В таких вариантах осуществления главная силовая установка 606 включает в себя турбовентиляторный двигатель с редуктором или соответствует ему.

[0068] В некоторых вариантах осуществления движительная система 1300 включает в себя пусковой двигатель (не показано), выполненный с возможностью пуска (например, прокручивания) главной силовой установки. Пусковой двигатель включает в себя гидравлический двигатель, пневматический двигатель или электродвигатель или соответствует им. Пусковой двигатель обеспечивает подачу мощности на приводной вал 604 и на вентилятор 602 до тех пор, пока главная силовая установка 606 может сжимать воздух в количестве, достаточном для поддержания сгорания. Пусковой двигатель обеспечивает подачу мощности на приводной вал 604 и вентилятор 602 до первого этапа полета. Пусковой двигатель не обеспечивает подачу мощности на приводной вал 604 или вентилятор 602 во время любого этапа полета. В некоторых вариантах осуществления пусковой двигатель выводят из зацепления с приводным валом 604 во время этапов полета. Дополнительно или в альтернативном варианте реализации пусковой двигатель работает в качестве генератора во время этапов полета. Например, главная силовая установка 606 вращает приводной вал 604 и вентилятор 602 во время полета. Приводной вал 604 вращает пусковой двигатель, что обусловливает выработку электричества пусковым двигателем. Пусковой двигатель может быть соединен со вспомогательной силовой установкой (ВСУ) или аккумулятором. Вспомогательная силовая установка или аккумулятор может обеспечивать подачу энергии на пусковой двигатель для пуска главной силовой установки 606. В конкретном варианте осуществления вспомогательная силовая установка может функционировать в качестве пускового двигателя. Например, вспомогательная силовая установка создает горячий сжатый воздух, который используется для пуска главной силовой установки 606. Горячий сжатый воздух, создаваемый вспомогательной силовой установкой, может обеспечивать подачу мощности на приводной вал 604 и вентилятор 602 до первого этапа полета. Вспомогательная силовая установка не обеспечивает подачу мощности на приводной вал 604 или вентилятор 602 во время любого этапа полета.

[0069] Форсажная силовая установка 608 выполнена с возможностью соединения с приводным валом 604 и вентилятором 602. Форсажная силовая установка 608 может быть соединена с приводным валом 604 и вентилятором 602 последовательно с главной силовой установкой 606 или параллельно с главной силовой установкой 606, как далее описано со ссылкой на ФИГ. 7. Форсажная силовая установка 608 выполнена с возможностью вращения приводного вала 604 для подачи мощности на вентилятор 602 на первом этапе полета (например, этапе полета со взлетом). В проиллюстрированном варианте реализации форсажная силовая установка 608 обеспечивает подачу мощности на вентилятор 602 (например, вращает приводной вал 604) во время этапа полета со взлетом, этапа полета с набором высоты, этапа полета с уходом на второй круг или их комбинации. Форсажная силовая установка 608 выполнена с возможностью вывода из зацепления (или частичного вывода из зацепления) с приводным валом 604 и вентилятором 602 на втором этапе полета (например, крейсерском этапе полета) посредством муфты, например, муфтового узла 160 по ФИГ. 1. Второй этап полета может включать себя крейсерский этап полета, этапа полета со вторым набором высоты, этап снижения, этап полета с выдерживанием высоты или их комбинацию или соответствовать им. Дополнительно или в альтернативном варианте реализации форсажная силовая установка 608 может оставаться соединенной с приводным валом 604 во время второго этапа полета и может вырабатывать электричество или давление (например, гидравлическое давление или пневматическое давление) во время второго этапа полета посредством отвода энергии от приводного вала 604, как описано далее со ссылкой на ФИГ. 8 и 10.

[0070] Форсажная силовая установка 608 включает в себя гидравлический двигатель, пневматический двигатель, электродвигатель или их комбинацию или соответствует им. Форсажная силовая установка 608 соединена с устройством накопления энергии. Устройство накопления энергии выполнено с возможностью подачи энергии для форсажной силовой установки 608, чтобы вызывать вращение приводного вала 604 форсажной силовой установкой 608. В вариантах осуществления, в которых форсажная силовая установка 608 включает в себя гидравлический двигатель или пневматический двигатель или соответствует ему, устройство накопления энергии включает в себя аккумулятор, такой как аккумулятор 510 по ФИГ. 5А и 5В. В вариантах осуществления, в которых форсажная силовая установка 608 включает в себя электродвигатель или соответствует ему, устройство накопления энергии включает в себя батарею. Батарея может включать себя резервуар с химическим источником тока или резервуар с электростатическим источником тока (например, суперконденсатор), как далее описано со ссылкой на ФИГ. 10, или соответствует им.

[0071] Устройство 610 управления соединено с форсажной силовой установкой 608. Устройство 610 управления выполнено с возможностью управления работой форсажной силовой установки 608 во время этапов полета. Например, устройство 610 управления выполнено с возможностью вызывать приведение в действие вентилятора 602 форсажной силовой установкой 608 во время первого этапа полета и вызывать прекращение приведения в действие вентилятора 602 форсажной силовой установкой 608 на основе показателя перехода от первого этапа полета ко второму этапу полета. В целях иллюстрации сказанного, устройство 610 управления может передавать один или более сигналов 650 управления в форсажную силовую установку 608. В качестве иллюстративного неограничивающего примера устройство 610 управления может передавать первые сигналы управления, чтобы вызывать вращение приводного вала 604 и приведение в действие вентилятора 602 форсажной силовой установкой 608, и вторые сигналы управления, чтобы вызывать прекращение вращения приводного вала 604 и приведения в действие вентилятора 602 форсажной силовой установкой 608.

[0072] Устройство 610 управления может быть выполнено с возможностью приема или обнаружения показателя (например, показателя этапа полета) или определения этапа полета на основании одного или более параметров. Устройство 610 управления может быть соединено с полетным компьютером (например, компьютером управления полетом (flight management computer, FMC)) и может принимать показатель или один или более параметров от полетного компьютера. Дополнительно или в альтернативном варианте реализации устройство 610 управления может быть соединено с пользовательским устройством ввода (например, средствами управления тягой летательного аппарата, такими как рычаг управления тягой) и может принимать пользовательские входные данные посредством пользовательского устройства ввода. В качестве иллюстративных, неограничивающих примеров показатель может вырабатываться или обнаруживаться при перемещении рычага управления тягой от положения получения тяги для взлета в положение пониженной тяги, при превышении выходного сигнала высотомера (например, высоты над землей) порогового значения, уменьшении скорости набора высоты ниже порогового значения и т.д.

[0073] В некоторых вариантах осуществления устройство 610 управления соединено с главной силовой установкой 606. Устройство 610 управления также может быть выполнено с возможностью регулировки выходной мощности (например, установки тяги) главной силовой установки 606 в ответ на пользовательские входные данные, данные обратной связи (например, параметры от главной силовой установки) или входные данные от полетного компьютера, как далее описано со ссылкой на ФИГ. 8 и 10. Устройство 610 управления может включать себя электронно-цифровую систему управления двигателем с полной ответственностью (full authority digital engine control, FADEC), такую как электронное устройство управления двигателем (electronic engine controller, EEC), блок управления двигателем (engine control unit, ECU), устройство управления мощностью или их комбинацию или соответствовать им.

[0074] Перед работой устройство накопления энергии (например, батарея или аккумулятор) может быть заряжено небортовой системой. В альтернативном варианте реализации устройство накопления энергии (например, батарея или аккумулятор) может быть заряжено бортовой системой, такой как вспомогательная силовая установка. Батарея или аккумулятор накапливает энергию для подачи мощности на форсажную силовую установку 608. После зарядки батареи или аккумулятора пусковой двигатель включают для пуска главной силовой установки 606. После осуществления пуска главной силовой установки 606 и ее стабилизации (например, в режиме малого газа) пусковой двигатель отключают. Дополнительно или в альтернативном варианте реализации главная силовая установка 606 может заряжать батарею или аккумулятор. Например, главная силовая установка 606 в режиме малого газа может вращать приводной вал 604, и вращение приводного вала 604 может вызывать зарядку батареи или аккумулятора пусковым двигателем или форсажной силовой установкой 608.

[0075] Во время работы летательного аппарата, устройство 610 управления принимает пользовательские входные данные, указывающие на этап полета со взлетом (например, первый этап полета) или установку тяги, связанную с этапом полета со взлетом. Устройство 610 управления вырабатывает и передает указанные один или более сигналов 650 управления (например, первые сигналы управления) в форсажную силовую установку 608, чтобы вызывать вращение приводного вала 604 форсажной силовой установкой 608 для приведения в действие вентилятора 602. Во время этапа полета со взлетом, этапа полета с набором высоты или во время обоих этих этапов, форсажная силовая установка 608 и главная силовая установка 606 вращают приводной вал 604 для вращения вентилятора 602. Батарея или аккумулятор обеспечивает подачу энергии для форсажной силовой установки 608 для создания крутящего момента для вращения приводного вала 604.

[0076] После выполнения летательным аппаратом этапа полета со взлетом, этапа полета с набором высоты или после этих обоих этапов, устройство 610 управления принимает второй показатель или определяет, что летательный аппарат осуществляет переход ко второму этапу полета (например, крейсерскому этапу полету). При обнаружении перехода к крейсерскому этапу полета, устройство 610 управления передает указанные один или более сигналов 650 управления (например, вторые сигналы управления) в форсажную силовую установку 608, чтобы вызывать прекращение приведения в действие вентилятора 602 форсажной силовой установкой 608. Таким образом, во время крейсерского этапа полета только главная силовая установка 606 приводит в действие вентилятор 602. Кроме того, форсажная силовая установка 608 может быть активирована во время этапа полета с уходом на второй круг (например, прерванной посадки). В целях иллюстрации сказанного, пользователь может включать переключатель взлета/ухода на второй круг для указания на максимальную доступную мощность. Устройство 610 управления может принимать показатель максимальной доступной мощности и может передавать указанные один или более сигналов 650 управления в форсажную силовую установку 608, чтобы вызывать вращение приводного вала 604 и вентилятора 602 форсажной силовой установкой 608 (вместе с главной силовой установкой 606).

[0077] В некоторых вариантах осуществления батарею или аккумулятор заряжают (например, перезаряжают) во время полета, например, во время крейсерского этапа полета. Например, вращение приводного вала 604 вызывает перезарядку батареи или аккумулятора форсажной силовой установкой 608, как описано со ссылкой на ФИГ. 8 и 10.

[0078] Летательный аппарат с форсажной силовой установкой имеет повышенный коэффициент полезного действия (например, удельный расход топлива) во время крейсерского этапа полета по сравнению с летательным аппаратом без форсажной силовой установки. В целях иллюстрации сказанного, форсажная силовая установка обеспечивает подачу дополнительной мощности во время определенных этапов полета (например, взлета), чтобы соответствовать Федеральным авиационным правилам и обеспечивать возможность оптимизации главной силовой установки для других этапов полета (например, крейсерского полета). Поскольку крейсерский этап полета зачастую является самым продолжительным этапом полета (на котором потребляется больше всего топлива), увеличенная эффективность (например, удельный расход топлива) во время крейсерского этапа полета уменьшает общий расход топлива и стоимость эксплуатации летательного аппарата. Кроме того, увеличенная эффективность обеспечивает также пониженные выбросы летательного аппарата по сравнению с обычными силовыми установками (например, силовыми установками, разработанными в соответствии с Федеральными авиационными правилами). Кроме того, поскольку главная силовая установка рассчитывается для выдачи меньшей тяги, чем обычная силовая установка, главная силовая установка может быть меньше и может весить меньше, чем обычная силовая установка, что приводит к меньшему лобовому сопротивлению и уменьшенным затратам. Форсажная силовая установка может быть использована в качестве вспомогательного оборудования летательного аппарата, чтобы соответствовать режиму, определяемому тягой. Например, если главная силовая установка не соответствует расчетной выходной тяге во время испытаний, или расчетная выходная тяга изменена, форсажная силовая установка может быть использована для обеспечения дополнительной тяги, чтобы соответствовать необходимой выходной тяге (например, режиму, определяемому тягой). В таких случаях добавление форсажной силовой установки в летательный аппарат является более рентабельным и быстрым решением, чем изменение конструкции главной силовой установки.

[0079] На ФИГ. 7 приведена схема 1400, которая показывает пример конфигураций движительной системы, содержащей форсажную силовую установку и главную силовую установку. Движительная система может включать себя движительную систему 1300 по ФИГ. 6 или соответствует ей. Схема 1400 включает в себя примеры двух конфигураций -последовательной конфигурации 702 и параллельной конфигурации 704.

[0080] Со ссылкой на последовательную конфигурацию 702 движительная система включает в себя вентилятор 602, приводной вал 604, и главную силовую установку 606. Движительная система включает в себя форсажную силовую установку 712, соединенную или выполненную с возможностью соединения с приводным валом 604 и размещенную между вентилятором 602 и главной силовой установкой 606. В последовательной конфигурации 702 форсажная силовая установка 712 и главная силовая установка 606 соединены с приводным валом 604 последовательно (например, соосно). Форсажная силовая установка 712 может быть соединена с приводным валом 604 посредством одного или более зубчатых колес, муфты или их комбинации. Форсажная силовая установка 712 принимает энергию для вращения приводного вала 604 от устройства 714 накопления энергии.

[0081] Со ссылкой на параллельную конфигурацию 704, движительная система включает в себя вентилятор 602, приводной вал 604 и главную силовую установку 606. Движительная система включает в себя форсажную силовую установку 722, соединенную с приводным валом 604 через вспомогательный приводной вал 724 и дополнительный редуктор 726. В параллельной конфигурации 704 форсажная силовая установка 722 не соединена с приводным валом 604 соосно с главной силовой установкой 606. Форсажная силовая установка 722 принимает энергию для вращения приводного вала 604 от устройства 714 накопления энергии. Как показано на ФИГ. 7, форсажная силовая установка 722 и главная силовая установка 606 соединены с приводным валом 604 параллельно.

[0082] По сравнению с параллельной конфигурацией 704, последовательная конфигурация 702 может увеличивать эффективность движительной системы. Например, последовательная конфигурация 702 уменьшает потери, связанные с передачей мощности (например, устраняет механические потери, возникающие при передаче мощности, вырабатываемой форсажной силовой установкой 722, через вспомогательный приводной вал 724 и дополнительный редуктор 726 на приводной вал 604). Кроме того, последовательная конфигурация702 может быть легче, чем параллельная конфигурация 704, так как последовательная конфигурация 702 не включает в себя специальный дополнительный редуктор или специальную передаточную систему (например, вспомогательный приводной вал 724). Однако параллельная конфигурация 704 может уменьшать затраты на техническое облуживание посредством обеспечения более простого доступа к силовым установкам для осмотра и технического облуживания по сравнению с последовательной конфигурацией 702. Параллельная конфигурация 704 может быть более гибкой и может быть более простой для встраивания в движительную систему в пространственном отношении, чем последовательная конфигурация 702. Поскольку при параллельной конфигурации форсажная силовая установка 722 выполнена отдельно от главной силовой установки 606, главная силовая установка 606 может быть короче.

[0083] На ФИГ. 8, 9А, и 9В приведены примеры форсажных силовых установок с приводом от текучей среды. Текучая среда может включать в себя сжимаемую текучую среду (например, газ) или несжимаемую текучую среду (например, жидкость) или соответствует им. В качестве иллюстративных, неограничивающих примеров текучая среда может включать себя гидравлическую жидкость или воздух. Как показано на ФИГ. 8, 9А и 9В, форсажная силовая установка с приводом от текучей среды представляет собой гидравлический двигатель и является частью гидравлического контура. В других вариантах осуществления могут быть использованы форсажные силовые установки с пневматическим приводом (например, пневматический двигатель) и пневматические контуры.

[0084] На ФИГ. 8 показан пример конфигурации движительной системы 1500, которая включает в себя гидравлическую форсажную силовую установку. Движительная система 1500 может включать себя движительную систему 1300 по ФИГ. 6 или соответствует ей. Движительная система 1500 включает в себя полетный компьютер 802, устройство 804 управления, вентилятор 602, приводной вал 604, главную силовую установку 606, форсажную силовую установку (например, гидравлический двигатель 806 и один или более аккумуляторов) и гидравлический контур 890.

[0085] Полетный компьютер 802 (например, компьютер управления полетом (flight management computer, FMC)) соединен с одним или более устройствами ввода и выполнен с возможностью выработки установки мощности (например, тяги) на основании принятых входных входных данных, таких как пользовательские входные данные 860. Например, в одном варианте реализации полетный компьютер 802 принимает установку уровня тяги или газа, номинальную характеристику двигателя (например, ограничение рабочих характеристик), число оборотов в минуту выходного вала, температуру главной силовой установки (например, температуру на входе в турбину главного контура), температуру окружающего воздуха, статическое давление и влажность. Затем полетный компьютер 802 определяет установку мощности на основании принятых входных данных.

[0086] Устройство 804 управления (например, системы FADEC) соединено с полетным компьютером 802, одним или более пользовательскими устройствами ввода или их комбинацией. Устройство 804 управления выполнено с возможностью приема входных данных или установки мощности от полетного компьютера 802 и приема данных обратной связи (например, сигналов обратной связи) от главной силовой установки 606, форсажной силовой установки 608 или от той и другой установки. Затем устройство 804 управления регулирует тягу, создаваемую главной силовой установкой 606, форсажной силовой установкой 608 или от той и другой установкой, на основании принятых входных данных, установки мощности, сигналов обратной связи или их комбинации. В качестве иллюстративных, неограничивающих примеров, устройство 804 управления выполнено с возможностью регулировки потока топлива в главную силовую установку 606, регулировки потока гидравлической жидкости в гидравлический двигатель 806 или того и другого. В некоторых вариантах осуществления устройство 804 управления отделено от системы FADEC главной силовой установки 606. Устройство 804 управления может включать себя устройство 610 управления по ФИГ. 6 или соответствовать ему.

[0087] Движительная система 1500 может включать себя указанные один или более аккумуляторов. Как показано на ФИГ. 8, указанные один или более аккумуляторов включают в себя первый аккумулятор 810 (например, аккумулятор высокого давления) и второй аккумулятор 812 (например, аккумулятор низкого давления). Указанные один или более аккумуляторов выполнены с возможностью накопления энергии (например, поддержания давления в текучей среде под давлением) для подачи мощности на гидравлический двигатель 806.

[0088] Гидравлический контур 890 включает в себя отверстие 822 для зарядки и дренажное отверстие 824 для обеспечения возможности зарядки указанных одного или более аккумуляторов небортовой системой. Гидравлический контур 890 включает в себя один или более клапанов, выполненных с возможностью активирования управления гидравлического двигателя 806, установки тяги гидравлического двигателя 806 или того и другого. Как показано на ФИГ. 8, гидравлический контур 890 включает в себя первый клапан 518 переменного расхода и двухпозиционный клапан 850. Первый клапан 518 переменного расхода выполнен с возможностью управления им или его регулировки устройством 804 управления, чтобы вызывать увеличение или уменьшение выходного крутящего момента, обеспечиваемого гидравлическим двигателем 806. Двухпозиционный клапан 850 обеспечивает возможность зарядки указанных одного или более аккумуляторов или активирование гидравлического двигателя 806. Гидравлический контур 890 также включает в себя один или более датчиков 516 давления и расхода, теплообменник 530 и резервуар 540 для гидравлической жидкости, как описано со ссылкой на ФИГ. 5А и 5В. Гидравлический контур 890 также включает в себя клапан 826 зарядного отверстия и клапан 828 дренажного отверстия. Клапан 826 зарядного отверстия выполнен с возможностью обеспечения добавления находящейся под повышенным давлением гидравлической жидкости. Клапан 828 дренажного отверстия выполнен с возможностью обеспечения отвода гидравлической жидкости для технического облуживания движительной системы 1500 и удаления гидравлической жидкости. Кроме того, клапан 828 дренажного отверстия может обеспечивать возможность добавления гидравлической жидкости, не находящейся под повышенным давлением, в резервуар 540 для гидравлической жидкости или может обеспечивать возможность замены гидравлической жидкости, накопленной в резервуаре 540 для гидравлической жидкости. Компоненты гидравлического контура 890 могут сообщаться по текучей среде друг с другом таким образом, что гидравлическая жидкость может течь от одного компонента к другому компоненту.

[0089] В проиллюстрированном варианте реализации движительная система 1500 и гидравлический контур 890 также включает в себя насос 808. Насос 808 выполнен с возможностью создания давления для зарядки (или перезарядки) указанных одного или более аккумуляторов. Насос 808 также создает давление для перемещения гидравлической жидкости через гидравлический контур 890. В качестве иллюстративного неограничивающего примера, насос 808 представляет собой гидравлический насос, такой как зубчатый насос, пластинчатая гидромашина, винтовой насос, центробежный насос, поршневой насос и т.д.

[0090] В некоторых вариантах осуществления движительная система 1500 включает в себя разъединительное устройство 814. Разъединительное устройство 814 выполнено с возможностью разъединения форсажной силовой установки (например, двигателя и насоса) с приводным валом 604 и вентилятором 602. В примерном варианте реализации разъединительное устройство 814 реализовано в виде муфты, например муфтового узла 160 по ФИГ. 1.

[0091] Перед работой клапан 850 и первый клапан 518 переменного расхода закрывают в ответ на прием сигнала управления от устройства 804 управления. Зарядное отверстие 822 и дренажное отверстие 824 соединены с небортовым гидравлическим зарядным устройством. Небортовое зарядное устройство закачивает гидравлическую жидкость, вызывая увеличение давления в гидравлическом контуре 890 и указанных одном или более аккумуляторах, которые необходимо зарядить. После зарядки указанных одного или более аккумуляторов небортовое зарядное устройство разъединяют с отверстием 822 для зарядки и дренажным отверстием 824.

[0092] Во время работы полетный компьютер 802 принимает пользовательские входные данные 860 от пользователя (например, пилота), касающиеся режима полета при взлете. Полетный компьютер 802 вырабатывает входные данные по мощности на основании режима полета при взлете и передает указанные входные данные по мощности в устройство 804 управления. Устройство 804 управления вычисляет величину увеличения крутящего момента, подлежащего выводу форсажной силовой установкой (например, гидравлического двигателя 806), на основании указанных входных данных по мощности. Устройство 804 управления может передавать сигнал управления на клапан 850, первый клапан 518 переменного расхода или то и другое. Сигнал управления может вызывать переключение клапана 850 в открытое положение, может устанавливать или регулировать расход первого клапана 518 переменного расхода или то и другое. Устройство 804 управления может устанавливать или регулировать сигнал управления на основании полученного увеличения крутящего момента.

[0093] Гидравлический двигатель 806 вращает приводной вал 604 в ответ на прием сигнала мощности. Гидравлический двигатель 806 вращает приводной вал 604 во время первого этапа полета. Полетный компьютер 802 может принимать вторые входные данные от пользователя. Вторые входные данные могут быть связан с переходом от первого этапа полета ко второму этапу полета. Например, вторые входные данные могут быть связан с крейсерской скоростью (или величиной тяги, соответствующей крейсерской скорости). Полетный компьютер 802 вырабатывает и передает вторые данные по мощности на устройство 804 управления. Устройство 804 управления определяет (или вычисляет) вторую величину увеличения крутящего момента, подлежащего выводу форсажной силовой установкой (например, гидравлическим двигателем 806), на основании вторых данных по мощности. Устройство 804 управления может передавать второй сигнал управления на клапан 850, на первый клапан 518 переменного расхода или на оба клапана.

[0094] Дополнительно или в альтернативном варианте реализации устройство 804 управления может быть выполнено с возможностью регулировки величины увеличения крутящего момента на основании данных обратной связи (например, выходной мощности) от движительной системы 1500. Например, устройство 804 управления может оценивать величину увеличения крутящего момента и может увеличивать или уменьшать величину увеличения крутящего момента, полученную оценкой, на основании выходной мощности главной силовой установкой 606 посредством регулировки первого клапана 518 переменного расхода. Регулировка первого клапана 518 переменного расхода регулирует количество гидравлической жидкости, которая течет от указанных одного или более аккумуляторов в гидравлический двигатель 806.

[0095] Дополнительно или в альтернативном варианте реализации насос 808 может заряжать указанные один или более аккумуляторов во время полета (например, во время второго этапа полета, например, крейсерского этапа полета). При зарядке указанных одного или более аккумуляторов во время полета, указанные один или более аккумуляторов могут накапливать заряд только для взлета, и благодаря этому может быть использовано меньше аккумуляторов или аккумуляторы меньшего размера. Соответственно может быть уменьшен вес летательного аппарата. При отсутствии зарядки указанных одного или более аккумуляторов во время полета, система охлаждения (например, теплообменник 530) может быть использована для охлаждения гидравлической жидкости, и при этом может быть уменьшено время зарядки. Также, может быть увеличена топливная эффективность, поскольку насос 808 не будет отводить мощность (или будет отводить меньше мощности) от главной силовой установки 606 и приводного вала 604 для зарядки указанных одного или более аккумуляторов.

[0096] По сравнению со способами других типов для накопления мощности для форсирования, гидравлические аккумуляторы могут иметь боле высокую плотность энергии. В целях иллюстрации сказанного, аккумулятор может иметь такие размеры, которые обеспечивают накопление энергии в большем количестве на единицу объема, чем батарея, и благодаря этому гидравлический двигатель 806 может работать и обеспечивать тягу в течение большее длительного периода времени между зарядками. Как показано на ФИГ. 8, форсажная силовая установка (например, гидравлический двигатель 806) отделена от муфтового узла главной силовой установки 606. При выполнении форсажной силовой установки параллельно главной силовой установке 606, как показано на ФИГ. 7, форсажная силовая установка может иметь такие размеры, которые обеспечивают больший крутящий момент по сравнению с выполнением форсажной силовой установки последовательно с главной силовой установкой 606, как также показано на ФИГ. 7.

[0097] На ФИГ. 9А и 9В приведены примеры движительных систем, содержащих гидравлические контуры, которые могут быть использованы для регулировки муфтового узла 160 (например, форсажной силовой установки) для выборочной подачи мощности для вращения приводного вала, такого как приводной вал 604 по ФИГ. 6. Со ссылкой на ФИГ. 9А, первый пример 1600 включает в себя гидравлический контур 500, который включает в себя гидравлический аккумулятор 510. Гидравлический аккумулятор 510 выполнен с возможностью накопления гидравлической жидкости и поддержания давления гидравлической жидкости. Первая линия 512 подачи соединяет гидравлический аккумулятор 510 с рабочим колесом 162 и с однопутевым клапаном 514, который выполнен с возможностью переключения между открытым положением, в котором гидравлическая жидкость может течь через клапан 514, и закрытым положением, в котором гидравлическая жидкость не может течь через клапан 514.

[0098] Первый клапан 518 переменного расхода регулирует поток гидравлической жидкости между рабочим колесом 162 и турбиной 166. Датчики 516 давления и расхода отслеживают давление и расход гидравлической жидкости на обеих сторонах первого клапана 518 переменного расхода.

[0099] Гидравлическая жидкость может выходить из турбины 166 по линии 520. Второй клапан 519 переменного расхода регулирует поток гидравлической жидкости из турбины 166. Датчики 516 давления и расхода отслеживают давление и расход гидравлической жидкости, выходящей из турбины 166. Как показано на ФИГ. 9А, клапаны 514, 518, 519 находятся в закрытом положении, а движительная система находится в состоянии зарядки или в неактивном состоянии.

[00100] Гидравлический контур 500 также включает в себя теплообменник 530 для передачи тепла от гидравлической жидкости. Резервуар 540 для гидравлической жидкости выполнен с возможностью накопления гидравлической жидкости, которая перетекает из гидравлического контура 500. В пневматических вариантах осуществления резервуар 540 для гидравлической жидкости может быть резервуаром для текучей среды, выполненным с возможностью накопления избытка сжимаемых текучих сред, таких как воздух. Дополнительно или альтернативно в таких вариантах осуществления окружающая атмосфера может быть использована в качестве резервуара для текучей среды, а текучая среда (например, воздух) может быть добавлена в пневматический контур или удалена из него через впускное и выпускное отверстия.

[00101] При работе мощность от главной силовой установки 606 прикладывают к рабочему колесу 162 для вращения рабочего колеса 162. Когда клапан 514 закрыт таким образом, что гидравлическая жидкость не может течь через клапан 514, и клапаны 518, 519 открыты, гидравлическая жидкость течет от рабочего колеса 162 к турбине 166, что приводит в действие турбину 166 для вращения приводного вала 604 для приведения в действие вентилятора 602. Для активирования форсажной силовой установки для вращения приводного вала 604 и приведения в действие вентилятора 602, аккумулятор 510 открывают таким образом, что текучая среда под давлением, накопленная в аккумуляторе 510, течет в турбину 166, как показано штрихпунктирной линией на ФИГ. 9А.

[00102] Чтобы форсажная силовая установка перестала вращать приводной вал 604, первый клапан 518 переменного расхода, второй клапан 519 переменного расхода, клапан аккумулятора 510 или их комбинацию закрывают для уменьшения (или остановки) потока текучей среды под давлением, накопленной в аккумуляторе 510, к турбине 166 с уменьшением, таким образом, величины мощности, передаваемой на вентилятор 602. Когда величина текучей среды под давлением, проходящей через рабочее колесо 162, существенно падает, мощность больше не передается между аккумулятором 510 и турбиной 166 и форсажная силовая установка прекращает вращать приводной вал 604 и приводить в действие вентилятор 602. Главная силовая установка может продолжать вращать приводной вал 604 для приведения в действие вентилятора 602.

[00103] Форсажная силовая установка может вращать приводной вал 604 так долго, чтобы обеспечить возможность полного сброса давления в аккумуляторе 510 и получения в гидравлическом контуре 500 давления гидравлической жидкости, равного давлению окружающей среды. Продолжительность сброса давления в аккумуляторе 510 зависит от максимальной емкости аккумулятора 510, максимального допустимого давления в аккумуляторе 510 и линии 512, момента инерции вентилятора 602, аэродинамического сопротивления вентилятора 602 и коэффициента полезного действия турбины 166. Конструкция гидравлической системы может определяться максимальным размером и допустимым давлением аккумулятора 510, а также Федеральными авиационными правилами (FAR). В целях иллюстрации сказанного, аккумулятор 510 выполнен с возможностью накопления энергии для взлета летательного аппарата с максимальным взлетным весом при наивысшей рабочей температуре и высоте, для выполнения маневра набора высоты с одним неработающим двигателем, для выполнения одного или более маневров ухода на второй круг и для резервирования мощности на случай непредвиденных обстоятельств.

[00104] На ФИГ. 9В второй пример 1700 включает в себя гидравлический контур 590 для выборочной подачи мощности от форсажной силовой установки (например, муфтового узла 160) для вращения приводного вала, такого как приводной вал 604 по ФИГ. 6. Многие компоненты контура 590, показанные на ФИГ. 9В, аналогичны компонентам, показанным в гидравлическом контуре 500 по ФИГ. 5А и 9А, и в целях ясности эти компоненты не будут описаны подробно. Со ссылкой на ФИГ. 9 В, контур 590 включает в себя двухпутевой направляющий клапан 950, соединенный с линиями 520 и 522 и выполненный с возможностью переключения между открытым положением, в котором гидравлическая жидкость может течь через линии 520 и 522, и закрытым положением, в котором гидравлическая жидкость не может течь через линии 520 и 522. Как показано на ФИГ. 9В, клапан 950 открыт и движительная система находится в активном состоянии или состоянии подачи питания.

[00105] При работе, когда клапан 950 находятся в открытом положении, гидравлическая жидкость течет под давлением из гидравлического аккумулятора 510 в муфтовый узел 160 и к рабочему колесу 162 по линии 512. Рабочее колесо 162 приводит в действие турбину 166, таким образом, что форсажная силовая установка вращает приводной вал 604 и приводит в действие вентилятор 602.

[00106] Когда клапан 950 находится в закрытом положении, гидравлическая жидкость не может течь между рабочим колесом 162 и турбиной 166, с выводом, таким образом, форсажной силовой установки из зацепления с приводным валом 604. Клапан 950 может управляться устройством управления, таким как устройство 610 управления по ФИГ. 6 или устройство 804 управления по ФИГ. 8.

[00107] По сравнению с движительной системой 1500 по ФИГ. 8, которая включает в себя гидравлический двигатель 806 и насос 808, движительные системы по ФИГ. 9А и 9В используют гидравлический блок разъединения или гидравлический понижающий редуктор в качестве форсажной силовой установки для вращения приводного вала 604. По сравнению с движительной системой 1500 по ФИГ. 8, движительные системы по ФИГ. 9А и 9В могут быть легче и могут улучшить коэффициент полезного действия главной силовой установки 606 посредством объединения функциональностей разъединительного устройства с гидравлическим форсированием мощности. Например, движительные системы по ФИГ. 9А и 9В не включают в себя гидравлический двигатель 806 и насос 808, рабочее колесо 162 муфтового узла 160 может функционировать в качестве гидравлического двигателя 806, и турбина 166 муфтового узла 160 может функционировать в качестве насоса 808.

[00108] ФИГ. 10 приведена схема, показывающая пример движительной системы 1800, которая включает в себя электрическую форсажную силовую установку. Движительная система 1800 может включать себя движительную систему 1300 по ФИГ. 6 или соответствует ей. Движительная система 1800 включает в себя вентилятор 602, приводной вал, 604, главную силовую установку 606, полетный компьютер 802, устройство 804 управления, устройство 1006 управления мощностью, электродвигатель 1008 (например, форсажную силовую установку) и батарею 1010.

[00109] Устройство 1006 управления мощностью выполнено с возможностью управления работой электродвигателя 1008. Устройство 1006 управления мощностью выполнено с возможностью включения и отключения электродвигателя 1008. Например, устройство 1006 управления мощностью осуществляет пуск электродвигателя 1008 и вызывает вращение приводного вала 604 электродвигателем 1008 для приведения в действие вентилятора 602 посредством отправки сигнала 1066 управления мощностью на электродвигатель 1008. Устройство 1006 управления мощностью может останавливать электродвигатель 1008 или изменять рабочую скорость электродвигателя 1008 посредством прекращения отправки сигнала 1066 управления мощностью на электродвигатель 1008 или посредством регулировки сигнала 1066 управления мощностью. Кроме того, устройство 1006 управления мощностью может принимать входные данные обратной связи от электродвигателя 1008, например входной сигнал 1072 обратной связи по числу оборотов в минуту. Устройство 1006 управления мощностью может принимать входной сигнал 1064 увеличения крутящего момента от устройства 804 управления. Устройство 1006 управления мощностью может включать, отключать электродвигатель 1008 или регулировать рабочую скорость электродвигателя 1008 на основании входного сигнала 1064 увеличения крутящего момента от устройства 804 управления. Например, устройство 1006 управления мощностью регулирует число оборотов в минуту электродвигателя 1008 посредством регулировки сигнала 1066 управления мощностью, например, посредством регулировки частоты синусоидальной волны сигнала 1066 управления мощностью. Как показано на ФИГ. 10, устройство 1006 управления мощностью отделено от устройства 804 управления. В других вариантах осуществления устройство 1006 управления мощностью может быть встроено в устройство 804 управления.

[00110] Электродвигатель 1008 выполнен с возможностью вращения приводного вала 604 для вращения вентилятора 602 во время определенных этапов полета. Например, электродвигатель 1008 вращает приводной вал 604 во время первого этапа полета (например, взлета или набора высоты) и не вращает приводной вал 604 во время второго этапа полета. Электродвигатель 1008 может включать в себя, например, трехфазный электродвигатель или соответствовать ему, хотя следует понимать, что может быть использован однофазный электродвигатель, многофазный электродвигатель или двигатель постоянного тока. Электродвигатель 1008 может быть соединен последовательно с главной силовой установкой 606 или параллельно ей, как описано со ссылкой на ФИГ. 7. В частности, электродвигатель 1008 может быть соединен соосно с главной силовой установкой 606 или может быть соединен с приводным валом 604 через вспомогательный приводной вал и дополнительный редуктор.

[00111] Батарея 1010 выполнена с возможностью накопления энергии для подачи мощности на электродвигатель 1008. Батарея 1010 может включать в себя резервуар с химическим источником тока, резервуар с электростатическим источником тока или их комбинацию или соответствовать им. Резервуар с химическим источником тока может включать в себя легкие батареи с низколетучими веществами, такие как ионно-литиевые батарей, литий-полимерные батареи и металл-воздушные батареи. Резервуар с электростатическим источником тока может включать в себя один или более электростатических конденсаторов (например, суперконденсатор) и схему управления, которая обеспечивает медленное потребление тока для резервуара с электростатическим источником тока и цепи нагрузки. Способность батареи 1010 накапливать энергию может быть основана на рабочих параметрах движительной системы и Федеральных авиационных правилах (FAR), как описано со ссылкой на ФИГ. 9А.

[00112] В некоторых вариантах осуществления движительная система 1800 включает в себя разъединительное устройство 814. Разъединительное устройство 814 выполнено с возможностью разъединения электродвигателя 1008 с приводным валом 604 и вентилятором 602. Разъединительное устройство 814 может включать себя муфту, например, муфтовый узел 160 по ФИГ. 1, или соответствовать ей. Разъединительное устройство 814 может управляться устройством 804 управления или устройством 1006 управления мощностью.

[00113] В некоторых вариантах осуществления движительная система 1800 включает в себя электрический преобразователь 1012, выполненный с возможностью преобразования выходных сигналов устройства 1006 управления мощностью, выходных сигналов батареи 1010 или и тех и других. Электрический преобразователь 1012 выполнен с возможностью преобразования выходного тока, напряжения или тока и напряжения, например, является преобразователем постоянного тока в постоянный ток, как показано на ФИГ. 10. В таких вариантах осуществления электродвигатель 1008 также функционирует в качестве генератора (например, электродвигателя-генератора) и обеспечивает подачу мощности на компоненты летательного аппарата (например, вспомогательную электрическую нагрузку). В целях иллюстрации сказанного, вращение приводного вала 604 вызывает выработку электричества (например, переменного тока) электродвигателем 1008. Как показано на ФИГ. 10, электродвигатель 1008 вырабатывает трехфазный переменный ток, и устройство 1006 управления мощностью преобразует трехфазный переменный ток в постоянный ток. Постоянный ток подается на вспомогательную электрическую нагрузку 1016 посредством электрического преобразователя 1012, который может увеличивать или уменьшать напряжение постоянного тока. В некоторых вариантах осуществления электродвигатель 1008 функционирует в качестве двигателя приведения в действие вентилятора 602 во время первого этапа полета (например, взлета) и функционирует в качестве генератора для выработки электричества во время второго этапа полета (например, крейсерского полета).

[00114] Перед работой батарея 1010 может быть заряжена небортовой системой зарядки. Дополнительно или в альтернативном варианте реализации батарея 1010 может быть заряжена посредством бортового компонента или бортовой системы летательного аппарата, такой как вспомогательная силовая установка. Батарея 1010 накапливает энергию для подачи мощности на электродвигатель 1008 во время определенных этапов полета.

[00115] Во время работы полетный компьютер 802 может принимать входные данные 860 от пользователя (например, пилота) или датчика, касающиеся режима полета при взлете. Полетный компьютер 802 вырабатывает входные данные по мощности на основании режима полета при взлете и передает входной сигнал 1062 мощности, представляющий указанные входные данные по мощности, в устройство 804 управления. Устройство 804 управления вычисляет величину увеличения крутящего момента, подлежащего выводу форсажной силовой установкой (например, электродвигателем 1008), на основании входного сигнала 1062 мощности. Устройство 804 управления передает входной сигнал 1064 увеличения крутящего момента, представляющий необходимое увеличение крутящего момента, в устройства 1006 управления мощностью. Устройство 1006 управления мощностью может устанавливать или регулировать сигнал 1066 управления мощностью (например, частоту сигнала 1066 управления мощностью) на основании входного сигнала 1064 увеличения крутящего момента, представляющего необходимое увеличение крутящего момента, полученное из устройства 804 управления. Кроме того, устройство 1006 управления мощностью может устанавливать или регулировать сигнал 1066 управления мощностью на основании входного сигнала 1072 обратной связи по числу оборотов в минуту.

[00116] Электродвигатель 1008 вращает приводной вал 604 в ответ на прием сигнала 1066 управления мощностью. Электродвигатель 1008 вращает приводной вал 604 вместе с главной силовой установкой 606 во время первого этапа полета. Полетный компьютер 802 может принимать вторые входные данные от пользователя или датчика. Вторые входные данные могут быть связаны или указывать на переход от первого этапа полета ко второму этапу полета. Например, вторые входные данные могут быть связаны с крейсерской скоростью (или величиной тяги, соответствующей крейсерской скорости). Полетный компьютер 802 вырабатывает вторые входные данныепо мощности и передает входной сигнал 1062 мощности, представляющий вторые входные данные по мощности в устройство 804 управления. Устройство 804 управления определяет (или вычисляет) вторую величину увеличения крутящего момента, подлежащего выводу форсажной силовой установкой (например, электродвигателем 1008) на основании вторых входных данных по мощности. Устройство 804 управления передает входной сигнал 1064 увеличения крутящего момента, представляющий вторую величину необходимого увеличения крутящего момента, в устройство 1006 управления мощностью. Устройство 1006 управления мощностью может устанавливать или регулировать сигнал 1066 управления мощностью (например, частоту сигнала 1066 управления мощностью) на основании второй величины увеличения крутящего момента. Когда вторые входные данные связаны с переходом от первого этапа полета ко второму этапу полета, устройство 1006 управления мощностью может прекратить обеспечивать подачу на электродвигатель 1008 сигнала 1066 управления мощностью. В ответ на это электродвигатель 1008 прекращает приведение в действие вентилятора 602, и главная силовая установка 606 может продолжать приводить в действие вентилятор 602.

[00117] Кроме того, устройство 804 управления может быть выполнено с возможностью регулировки величины увеличения крутящего момента на основании данных обратной связи (например, выходной мощности) от движительной системы 1800. Например, устройство 804 управления может оценивать величину увеличения крутящего момента и может увеличивать или уменьшать величину увеличения крутящего момента, полученную оценкой, на основании выходной мощности.

[00118] После посадки летательного аппарата батарея 1010 может быть заряжена (например, перезаряжена) посредством небортовой системы зарядки или посредством системы зарядки, находящейся на борту летательного аппарата, такой как вспомогательная силовая установка. Дополнительно или в альтернативном варианте реализации электродвигатель 1008 может заряжать батарею 1010 во время полета (например, во время второго этапа полета, например, крейсерского этапа полета). В целях иллюстрации сказанного, устройство 1006 управления мощностью может прекратить обеспечивать подачу сигнала 1066 управления мощностью в электродвигатель 1008, и/или устройство 804 управления или устройство 1006 управления мощностью может посылать сигнал управления (не показано) в электродвигатель 1008, разъединительное устройство 814 или в то и в другое, для эксплуатации электродвигателя 1008 в качестве генератора. Например, сигнал управления может приводить к включению генератора переменного тока электродвигателя 1008 в ответ на прием электродвигателем 1008 сигнала управления. Электродвигатель 1008 может вырабатывать электричество (например, переменный ток) и обеспечивать подачу электричества на устройство 1006 управления мощностью. В таких вариантах осуществления устройство 1006 управления мощностью преобразует тип электрического тока, например переменный ток в постоянный ток, и обеспечивает подачу электричества (например, постоянного тока) к батарее 1010 для зарядки батареи 1010. При зарядке батареи 1010 во время полета, размеры батареи 1010 могут обеспечивать возможность накопления заряда только для взлета и/или набора высоты, и, таким образом, батарея 1010 может быть меньше, чем батарея, которую не заряжают во время полета. Соответственно, может быть уменьшен вес летательного аппарата. При отсутствии зарядки батареи 1010 во время полета, система охлаждения, используемая для охлаждения схемы зарядки и/или охлаждения батареи 1010 во время зарядки, может быть исключена. Также, топливная эффективность может быть увеличена, поскольку электродвигатель 1008 не будет отводить мощность (или будет отводить меньше мощности) от главной силовой установки 606 и вращать приводной вал 604 для зарядки батареи 1010 (или подачи мощности на летательный аппарат).

[00119] На ФИГ. 11 приведена структурная схема способа 1900 управления движительной системой. Движительная система может включать себя движительную систему 1300 по ФИГ. 6, движительную систему 1500 по ФИГ. 8, или движительную систему 1800 по ФИГ. 10 или соответствовать им. Способ 1900 может быть реализован устройством 610 управления по ФИГ. 6, устройством 804 управления по ФИГ. 8 и 10 или устройством управления мощностью по ФИГ. 10. Способ 1900 включает в себя операцию 1902, во время первого этапа полета, при выполнении которой вызывают приведение в действие вентилятора летательного аппарата главной силовой установкой и вызывают приведение в действие вентилятора форсажной силовой установкой. Например, первый этап полета может включать себя этап полета со взлетом, этап полета с набором высоты, этап полета с уходом на второй круг и т.д. или может соответствовать им. Дополнительно или в альтернативном варианте реализации главная силовая установка может соответствовать главной силовой установке 606 по ФИГ. 6, вентилятор может соответствовать вентилятору 602 по ФИГ. 6, форсажная силовая установка может соответствовать форсажной силовой установке 608 по ФИГ. 6 и устройство 610 управления может вызывать приведение в действие вентилятора главной силовой установкой и форсажной силовой установкой, как описано выше со ссылкой на ФИГ. 6.

[00120] В некоторых вариантах осуществления вызывание приведения в действие вентилятора главной силовой установкой и форсажной силовой установкой включает в себя инициирование передачи первого сигнала управления для открытия клапана. Например, клапан может соответствовать клапану 514 по ФИГ. 9А, первый сигнал управления может соответствовать указанным одному или более сигналам 650 управления по ФИГ. 6 и устройство 1006 управления мощностью может инициировать передачу сигнала управления, как описано выше со ссылкой на ФИГ. 10.

[00121] Способ 1900 по ФИГ. 11 также включает в себя, при выполнении операции 1904, обнаружение показателя перехода от первого этапа полета ко второму этапу полета. Например, второй этап полета может соответствовать крейсерскому этапу полета, как описано выше со ссылкой на ФИГ. 6. В альтернативном варианте реализации или дополнительно второй этап полета может соответствовать этапу полета со вторым набором высоты, этапу полета со снижением, этапу полета с выдерживанием высоты и т.д., как описано выше со ссылкой на ФИГ. 6. В некоторых вариантах осуществления второй этап полета обнаруживают устройством 610 управления, как описано выше со ссылкой на ФИГ. 6. В некоторых вариантах осуществления показатель включает в себя пользовательские входные данные, показатель первого этапа полета или их комбинацию, как описано выше со ссылкой на ФИГ. 6.

[00122] Способ 1900 по ФИГ. 11 также включает в себя операцию 1906, при выполнении которой на основе обнаруженного показателя вызывают прекращение приведения в действие вентилятора форсажной силовой установкой. Например, устройство 610 управления по ФИГ. 6, устройство 804 управления по ФИГ. 8 и 10, устройство 1006 управления мощностью или их комбинация, может вызывать прекращение приведения в действие вентилятора форсажной силовой установкой посредством передачи сигналов управления (например, указанных одного или более сигналов 650 управления по ФИГ. 6), как описано выше со ссылкой на ФИГ. 6, 8 и 10.

[00123] В некоторых вариантах осуществления, в которых вызывание приведения в действие вентилятора главной силовой установкой и форсажной силовой установкой включает в себя инициирование передачи первого сигнала управления для открытия клапана, как описано выше, а вызывание прекращения приведения в действие вентилятора форсажной силовой установкой включает в себя инициирование передачи второго сигнала управления для закрытия клапана и инициирование передачи третьего сигнала управления для разъединение форсажной силовой установки и вентилятора. Например, второй сигнал управления может соответствовать второму сигналу управления, описанному выше со ссылкой на ФИГ. 8, третий сигнал управления может соответствовать третьему сигналу управления, описанному выше со ссылкой на ФИГ. 8, и устройство 804 управления может инициировать передачу второго и третьего сигналов управления, как описано выше со ссылкой на ФИГ. 8.

[00124] В некоторых вариантах осуществления форсажная силовая установка включает в себя электродвигатель, как описано выше со ссылкой на ФИГ. 10, или соответствует ему. В некоторых из этих вариантов осуществления вызывание прекращения приведения в действие вентилятора форсажной силовой установкой включает в себя прекращение подачи сигнала мощности на электродвигатель и разъединение электродвигателя и вентилятора, как описано выше со ссылкой на ФИГ. 10.

[00125] В некоторых вариантах осуществления способ 1900 по ФИГ. 11 также включает в себя зарядку аккумулятора или батареи перед первым этапом полета. Например, аккумулятор может соответствовать аккумуляторам 810, 812 по ФИГ. 8, батарея может соответствовать батарее 1010 по ФИГ. 10, и форсажная силовая установка (например, насос 808 или электродвигатель 1008) может заряжать аккумулятор или батарею посредством вращения приводного вала 604, как описано выше со ссылкой на ФИГ. 8 и 10.

[00126] В некоторых вариантах осуществления, в которых батарею заряжают перед первым этапом полета, способ 1900 по ФИГ. 11 также включает в себя выработку форсажной силовой установкой электричества во время второго этапа полета. Электричество может вырабатываться форсажной силовой установкой во время второго этапа полета посредством вращения приводного вала 604, как описано выше со ссылкой на ФИГ. 10. В некоторых вариантах осуществления, в которых форсажная силовая установка вырабатывает электричество во время второго этапа полета, способ 1900 по ФИГ. 11 также включает в себя подачу электричества, вырабатываемого форсажной силовой установкой, на один или более компонентов летательного аппарата во время второго этапа полета. Например, один или более компонентов могут включать себя или могут соответствовать вспомогательной электрической нагрузке 1016 по ФИГ. 10, и устройство 1006 управления мощностью, электрический преобразователь 1012 или их комбинация могут обеспечивать подачу электричества, вырабатываемого форсажной силовой установкой, на указанные один или более компонентов, как описано выше со ссылкой на ФИГ. 10.

[00127] На ФИГ. 12 приведена блок-схема 2000 примерного варианта осуществления летательного аппарата 2002, которая включает в себя движительную систему 1300. Летательный аппарат 2002 может включать себя летательный аппарат 100 по ФИГ. 1 или соответствовать ему. Летательный аппарат 2002 может быть пилотируемым или беспилотным (например, дроном или беспилотным летательным аппаратом (БПЛА).

[00128] Как показано на ФИГ. 12, летательный аппарат 2002 включает в себя корпус 2018, внутреннюю часть 2022 и множество систем 2020. Множество систем 2020 включает в себя одну или более таких систем, как движительная система 1300, электрическая система 2026, гидравлическая система 2030 и система 2028 управления условиями окружающей среды. Может быть включено любое количество других систем. Движительная система 1300 включает в себя вентилятор 602, приводной вал 604, главную силовую установку 606, форсажную силовую установку 608 и устройство 610 управления по ФИГ. 6. Устройство 610 управления выполнено с возможностью исполнения исполняемых на компьютере инструкций (например, программы из одной или более инструкций), сохраненных в запоминающем устройстве. Инструкции, при их исполнении, вызывают выполнение устройством 610 управления одной или более операций способа 1900 по ФИГ. 11. В конкретном варианте осуществления устройство 610 управления включает в себя процессор, и запоминающее устройство может включать себя некратковременный компьютерочитаемый носитель данных.

[00129] Показанные примеры, описанные в настоящем документе, предназначены для обеспечения общего понимания структуры различных вариантов осуществления. Эти примеры не предназначены для использования в качестве полного описания всех элементов и особенностей устройств и систем, которые используют конструкции или способы, описанные в настоящем документе. Многие другие варианты осуществления могут быть очевидными для специалистов в данной области техники после рассмотрения раскрытия настоящего изобретения. Другие варианты осуществления могут быть использованы и выведены из раскрытия настоящего изобретения, таким образом, что конструктивные и логические замены и изменения могут быть выполнены без отступления от объема раскрытия настоящего изобретения. Например, операции способа могут быть выполнены в другом порядке, чем показано на чертежах, или одна или более операций способа могут быть опущены. Соответственно, раскрытие настоящего изобретения и фигуры чертежей следует рассматривать как иллюстративные, а не ограничительные.

[00130] Кроме того, хотя в настоящем документе проиллюстрированы и описаны конкретные примеры, следует понимать, что любое последующее решение, предназначенное для достижения тех же или аналогичных результатов, может быть использовано в качестве замены конкретных показанных вариантов осуществления. Раскрытие настоящего изобретения предназначено для охвата любых и всех последующих адаптаций или разновидностей различных вариантов осуществления. Комбинации вышеупомянутых вариантов осуществления и других вариантов осуществления, не описанных конкретно в настоящем документе, будут очевидны специалистам в данной области техники при анализе описания.

[00131] Реферат изобретения представлен с тем, что он не будет использован для толкования или ограничения объема или значения формулы изобретения. Кроме того, в приведенном выше разделе "Осуществление изобретения" различные признаки могут быть сгруппированы вместе или описаны в одном варианте осуществления с целью оптимизации раскрытия настоящего изобретения. Примеры, описанные выше, иллюстрируют, но не ограничивают раскрытие настоящего изобретения. Следует также понимать, что многочисленные изменения и варианты возможны в соответствии с принципами раскрытия настоящего изобретения. Как отражено в следующей формуле изобретения, заявленный объект изобретения может относиться не ко всем признакам любого из описанных примеров. Соответственно, объем раскрытия настоящего изобретения определен следующей формулой изобретения и ее эквивалентами.

1. Движительная система (1300, 1500) летательного аппарата, содержащая:

вентилятор (602);

главную силовую установку (606), соединенную с вентилятором (602) посредством приводного вала (604) и выполненную с возможностью вращения вентилятора (602) во время первого этапа полета и во время второго этапа полета;

форсажную силовую установку (608), выполненную с возможностью соединения с вентилятором (602);

устройство (610) управления, выполненное с возможностью вызывать приведение в действие вентилятора (602) форсажной силовой установкой (608) во время первого этапа полета и вызывать прекращение приведения в действие вентилятора (602) форсажной силовой установкой (608) на основе показателя перехода от первого этапа полета ко второму этапу полета;

узел (160) гидравлической муфты, имеющий рабочее колесо (162) и турбину (166), при этом обеспечена возможность приложения мощности к рабочему колесу (162) от главной силовой установки (606), а турбина (166) выполнена с возможностью вращения приводного вала (604) для приведения в действие вентилятора (602); и

гидравлический контур (500; 590) для регулировки узла (160) гидравлической муфты, имеющего гидравлический аккумулятор (510), соединенный с рабочим колесом (162) посредством первой линии (512) подачи и обратной линии (520) на выходе турбины, причем клапаны (514, 518, 519; 518, 950) обеспечивают возможность текучей среде, проходящей из аккумулятора (510), протекать в турбину (166), когда форсажная силовая установка (608) приведена в действие, и обеспечена возможность уменьшения или остановки потока текучей среды под давлением, хранящейся в аккумуляторе (510), к турбине (166) для остановки форсажной силовой установки (608).

2. Движительная система (1300, 1500) летательного аппарата по п. 1, в которой первый этап полета соответствует этапу полета со взлетом, а второй этап полета соответствует крейсерскому этапу полета.

3. Движительная система (1300, 1500) летательного аппарата по п. 1, в которой форсажная силовая установка (608) содержит гидравлический двигатель (806) или пневматический двигатель.

4. Движительная система (1300, 1500) летательного аппарата по п. 1, в которой главная силовая установка (606) является газотурбинным двигателем.

5. Движительная система (1300, 1500) летательного аппарата по п. 1, в которой главная силовая установка (606) имеет максимальную выходную тягу, которая недостаточна для соответствия эксплуатационному режиму, определяемому тягой.

6. Движительная система (1300, 1500) летательного аппарата по п. 1, также содержащая дополнительный редуктор (726), выполненный с возможностью соединения с форсажной силовой установкой (608) и с приводным валом (604) главной силовой установки (606), причем дополнительный редуктор (726) выполнен с возможностью вращения приводного вала (604) на основании крутящего момента, создаваемого форсажной силовой установкой (608).

7. Летательный аппарат, содержащий:

вентилятор (602);

главную силовую установку (606), соединенную с вентилятором (602) посредством приводного вала (604) и выполненную с возможностью вращения вентилятора (602) во время первого этапа полета и во время второго этапа полета;

форсажную силовую установку (608), соединенную с вентилятором (602);

устройство управления (610), выполненное с возможностью вызывать приведение в действие вентилятора (602) форсажной силовой установкой (608) во время первого этапа полета и вызывать прекращение приведения в действие вентилятора (602) форсажной силовой установкой на основе показателя перехода от первого этапа полета ко второму этапу полета;

узел (160) гидравлической муфты, имеющий рабочее колесо (162) и турбину (166), при этом обеспечена возможность приложения мощности к рабочему колесу (162) от главной силовой установки (606), а турбина (166) выполнена с возможностью вращения приводного вала (604) для приведения в действие вентилятора (602); и

гидравлический контур (500; 590) для регулировки узла (160) гидравлической муфты, имеющего гидравлический аккумулятор (510), соединенный с рабочим колесом (162) посредством первой линии (512) подачи и обратной линии (520) на выходе турбины, причем клапаны (514, 518, 519; 518, 950) обеспечивают возможность текучей среде, проходящей из аккумулятора (510), протекать в турбину (166), когда форсажная силовая установка (608) приведена в действие, и обеспечена возможность уменьшения или остановки потока текучей среды под давлением, хранящейся в аккумуляторе (510), к турбине (166) для остановки форсажной силовой установки (608).

8. Летательный аппарат по п. 7, в котором устройство управления содержит устройство управления электронно-цифровой системы управления двигателем с полной ответственностью, устройство управления мощностью или их комбинацию.

9. Летательный аппарат по п. 7, также содержащий:

резервуар для текучей среды, выполненный с возможностью накопления избытка текучей среды под давлением;

теплообменник, выполненный с возможностью передачи тепла от текучей среды под давлением;

причем указанные клапаны выполнены с возможностью управления ими посредством устройства управления.

10. Летательный аппарат по п. 7, также содержащий разъединительное устройство, выполненное с возможностью вывода форсажной силовой установки из зацепления с вентилятором, причем разъединительное устройство включает в себя сухую фрикционную муфту, мокрую фрикционную муфту или устройство в виде гидродинамической муфты, а текучая среда под давлением является воздухом или гидравлической жидкостью.

11. Способ (1900) управления движительной системой (1300, 1500) по одному из пп. 1-6, согласно которому:

во время (1902) первого этапа полета вызывают приведение в действие вентилятора (602) летательного аппарата (100) главной силовой установкой (606) и вызывают приведение в действие вентилятора (602) форсажной силовой установкой (608) путем обеспечения протекания текучей среды, поступающей из аккумулятора (510), в турбину (166);

обнаруживают (1904) показатель перехода от первого этапа полета ко второму этапу полета и

на основе (1906) обнаруженного показателя вызывают прекращение приведения в действие вентилятора (602) форсажной силовой установкой (608) путем уменьшения или остановки потока текучей среды под давлением, хранящейся в аккумуляторе (510), к турбине (166).

12. Способ по п. 11, также включающий зарядку аккумулятора (510) перед первым этапом полета.