RU2692513C2 - Гибридная силовая установка многомоторного летательного аппарата - Google Patents

Гибридная силовая установка многомоторного летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2692513C2
RU2692513C2 RU2017117343A RU2017117343A RU2692513C2 RU 2692513 C2 RU2692513 C2 RU 2692513C2 RU 2017117343 A RU2017117343 A RU 2017117343A RU 2017117343 A RU2017117343 A RU 2017117343A RU 2692513 C2 RU2692513 C2 RU 2692513C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
power
hybrid
gas turbine
reactivation
modules
Prior art date
Application number
RU2017117343A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2017117343A (ru
RU2017117343A3 (ru
Inventor
МО Давид ЛЕ
Фабьен МЕРСЬЕ-КАЛЬВЕРАК
Фредерик МУЛОН
Original Assignee
Сафран Хеликоптер Энджинз
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сафран Хеликоптер Энджинз filed Critical Сафран Хеликоптер Энджинз
Publication of RU2017117343A publication Critical patent/RU2017117343A/ru
Publication of RU2017117343A3 publication Critical patent/RU2017117343A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2692513C2 publication Critical patent/RU2692513C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60K—ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PROPULSION UNITS OR OF TRANSMISSIONS IN VEHICLES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PLURAL DIVERSE PRIME-MOVERS IN VEHICLES; AUXILIARY DRIVES FOR VEHICLES; INSTRUMENTATION OR DASHBOARDS FOR VEHICLES; ARRANGEMENTS IN CONNECTION WITH COOLING, AIR INTAKE, GAS EXHAUST OR FUEL SUPPLY OF PROPULSION UNITS IN VEHICLES
    • B60K6/00—Arrangement or mounting of plural diverse prime-movers for mutual or common propulsion, e.g. hybrid propulsion systems comprising electric motors and internal combustion engines ; Control systems therefor, i.e. systems controlling two or more prime movers, or controlling one of these prime movers and any of the transmission, drive or drive units Informative references: mechanical gearings with secondary electric drive F16H3/72; arrangements for handling mechanical energy structurally associated with the dynamo-electric machine H02K7/00; machines comprising structurally interrelated motor and generator parts H02K51/00; dynamo-electric machines not otherwise provided for in H02K see H02K99/00
    • B60K6/20—Arrangement or mounting of plural diverse prime-movers for mutual or common propulsion, e.g. hybrid propulsion systems comprising electric motors and internal combustion engines ; Control systems therefor, i.e. systems controlling two or more prime movers, or controlling one of these prime movers and any of the transmission, drive or drive units Informative references: mechanical gearings with secondary electric drive F16H3/72; arrangements for handling mechanical energy structurally associated with the dynamo-electric machine H02K7/00; machines comprising structurally interrelated motor and generator parts H02K51/00; dynamo-electric machines not otherwise provided for in H02K see H02K99/00 the prime-movers consisting of electric motors and internal combustion engines, e.g. HEVs
    • B60K6/42—Arrangement or mounting of plural diverse prime-movers for mutual or common propulsion, e.g. hybrid propulsion systems comprising electric motors and internal combustion engines ; Control systems therefor, i.e. systems controlling two or more prime movers, or controlling one of these prime movers and any of the transmission, drive or drive units Informative references: mechanical gearings with secondary electric drive F16H3/72; arrangements for handling mechanical energy structurally associated with the dynamo-electric machine H02K7/00; machines comprising structurally interrelated motor and generator parts H02K51/00; dynamo-electric machines not otherwise provided for in H02K see H02K99/00 the prime-movers consisting of electric motors and internal combustion engines, e.g. HEVs characterised by the architecture of the hybrid electric vehicle
    • B60K6/48—Parallel type
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/026—Aircraft characterised by the type or position of power plants comprising different types of power plants, e.g. combination of a piston engine and a gas-turbine
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/10—Adaptations for driving, or combinations with, electric generators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/42—Control of fuel supply specially adapted for the control of two or more plants simultaneously
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)
  • Electric Propulsion And Braking For Vehicles (AREA)
  • Hybrid Electric Vehicles (AREA)
  • Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)

Abstract

Изобретение относится к силовой установке летательного аппарата. Гибридная силовая установка многомоторного летательного аппарата содержит газотурбинные двигатели со свободной турбиной и газогенераторами. Первый гибридный газотурбинный двигатель (1) выполнен с возможностью работать в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета летательного аппарата. Первая и вторая электротехнические цепи содержат электрическую машину (2, 3), которая соединена с модулем (4, 5) силовой электроники. Модуль выполнен с возможностью выборочно соединяться со специальной сетью (8) питания электрической энергией, такой как бортовая сеть, и по меньшей мере с одним устройством (6, 7) накопления электрической энергии. Каждая из первой и второй электротехнических цепей выполнена с возможностью выдавать максимальную мощность, по меньшей мере равную половине общей мощности (Prr), необходимой для быстрой реактивации указанного гибридного газотурбинного двигателя (1). Изобретение упрощает конструкцию и повышает надежность. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 9 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к области газотурбинных двигателей со свободной турбиной, обычно используемых на вертолетах.
Следует напомнить, что газотурбинный двигатель (иногда называемый сокращенно ГТД) со свободной турбиной содержит силовую турбину или свободную турбину, которая в вертолете вращает его винты, муфту свободного хода и главную трансмиссионную коробку (называемую также сокращенно ГТК), а также газогенератор, в основном содержащий компрессор, камеру сгорания и турбину высокого давления.
Механический редуктор или коробка приводов агрегатов позволяет соединить вал газогенератора с электрической машиной (сокращенно называемой МЭЛ), содержащей статор и ротор, которая может работать как в режиме привода (стартер), так и в режиме генератора. В режиме привода электрическая машина получает питание от источника электрической энергии и развивает крутящий момент таким образом, чтобы приводить во вращение газогенератор газотурбинного двигателя, в частности, с целью обеспечения запуска и дежурного режима, обеспечивая таким образом усиление для газогенератора. В режиме генератора электрическая машина приводится во вращение газогенератором, отбирая от него механическую мощность, которую затем преобразует в электрическую мощность для питания низковольтной бортовой сети постоянного тока летательного аппарата (называемой также сетью БСТ). Как правило, сеть БСТ соединена с низковольтным устройством накопления электричества, например, с аккумуляторной батареей на 28 вольт.
В частности, изобретение относится к гибридной силовой установке многомоторного, в частности, двухмоторного или трехмоторного летательного аппарата, то есть к системе, содержащей по меньшей мере один газотурбинный двигатель, который можно переводить в дежурный режим во время фазы полета, называемой «экономичной фазой полета», тогда как один или несколько других газотурбинных двигателей остаются активными.
Уровень техники
Когда летательный аппарат, оснащенный двумя газотурбинными двигателями, летит на крейсерской скорости, в документах FR2967132 и FR2967133 было предложено переводить один из двух газотурбинных двигателей в дежурный режим, отсоединив его свободную турбину от трансмиссионной коробки, и одновременно повысить режим другого газотурбинного двигателя, что позволяет снизить общий расход топлива силовой установки.
Изобретение рассматривается, в частности, в контексте снижения расхода топлива по меньшей мере двухмоторного вертолета, в котором во время полета на экономичной крейсерской скорости, то есть в фазе полета, характеризующейся достаточно низкой мощностью, требуемой от каждого двигателя, что выражается в очень высоком удельном расходе (сокращенно УР), одну из турбин переводят в дежурный режим таким образом, чтобы другой двигатель работал на повышенном режиме и имел, таким образом, более низкий удельный расход.
Были предложены несколько вариантов этого дежурного режима.
В дежурном режиме, называемом «режимом обычного малого газа», камера сгорания включена, и вал газогенератора вращается со скоростью, составляющей 60–80% номинальной скорости.
В первом варианте, называемом «режимом сверхмалого газа», газогенератор отсоединенной газовой турбины можно отрегулировать на низкий режим малого газа, в котором вал газогенератора вращается со скоростью, составляющей 20–60% номинальной скорости.
Во втором варианте, называемом «режимом сверхмалого газа с усилением», газогенератор газовой турбины, отсоединенной от коробки ГТК, можно тоже отрегулировать на низкий режим малого газа и одновременно можно подавать крутящий момент усиления на газогенератор через электрическую машину и коробку приводов агрегатов.
В третьем варианте камера сгорания газотурбинного двигателя может быть полностью выключена, и вращение газогенератора предложено поддерживать на скорости, позволяющей облегчить повторное зажигание по завершении полета на крейсерской скорости. Диапазон соответствующих скоростей можно назвать приоритетным окном зажигания. Этот режим работы, называемый «переходным» режимом, представляет собой продолжительное усиление газогенератора. Получающий механическое усиление, вал газогенератора вращается со скоростью, составляющей 5–20% номинальной скорости.
На этих режимах работы, которые можно поддерживать в течение всего времени полета на крейсерской скорости, мощность, передаваемая на коробку ГТК дежурным газотурбинным двигателем, как правило, является нулевой, и мощность невозможно отбирать на его газогенераторе.
В вышеупомянутых вариантах необходимо иметь возможность быстро повторно завести отсоединенный газотурбинный двигатель, в частности, в экстренной ситуации, например, в случае поломки одного из других газотурбинных двигателей, если всего имеется три или больше газотурбинных двигателей, или другого газотурбинного двигателя, если газотурбинные двигатели присутствуют в количестве двух. В частности, по этой причине газогенератор поддерживают во вращении на скорости, облегчающей повторное зажигание в силовой установке, когда камера сгорания выключена.
Поддержание вращения газогенератора в приоритетном окне зажигания («переходный» режим) и продолжительное усиление газогенератора, урегулированного на режим малого газа (режим «сверхмалого газа с усилением»), требуют достаточно низкой мощности, и преимущество системы состоит в ее использовании в течение основной продолжительности полета.
Среди других решений в документах FR2967132 и FR2967133 было предложено использовать электрический стартер, питаемый от стартера/генератора, соединенного с газогенератором другого газотурбинного двигателя, или генератор, вращаемый напрямую или опосредованно свободной турбиной другого газотурбинного двигателя.
Что касается экстренного повторного запуска в ситуации низкого режима или выключенной камеры сгорания, то он требует подачи на вал газогенератора повышенной мощности по причине большой инерции вращающихся узлов и противодействующего момента компрессора газотурбинного двигателя. Эту мощность необходимо подавать в течение короткого времени порядка нескольких секунд, чтобы обеспечить быстрый запуск газотурбинного двигателя.
В документе FR2967133 среди прочих решений было предложено использовать источник электрической энергии, в частности, суперконденсатор, чтобы питать электрическую машину, которая обеспечивает точечное усиление газогенератора.
В документе ЕР2581586 было также предложено использовать два суперконденсатора (которые являются электрическими устройствами накопления), каждый из которых заряжается соответственно электрическим генератором, вращаемым газогенератором одного из газотурбинных двигателей, и каждый из которых служит для точечного использования с целью запуска другого газотурбинного двигателя, находящегося в выключенном состоянии.
В этом контексте настоящее изобретение призвано предложить практичное техническое средство на летательном аппарате, который как минимум является двухмоторным, для реализации функции «быстрой реактивации» из экономичного режима турбины, используя вместо обычного электрического стартера электротехническую систему, питаемую от бортовой сети или от специальной сети питания электрической энергией и обеспечивающую следующие различные режимы работы:
- запуск на земле газовой турбины,
- экономичный режим, в котором газотурбинный двигатель переведен в дежурный режим, являющийся энергосберегающим режимом, и не выдает механическую мощность на несущий винт летательного аппарата,
- нормальная реактивация в полете турбины, до этого находившейся в экономичном режиме, представляющая собой надежный запуск из дежурного режима и не требующая длительного времени, и
- быстрая реактивация в полете турбины, до этого находившейся в экономичном режиме, представляющая собой экстренный запуск, обеспечивающий за минимальное время повышение мощности газотурбинного двигателя из дежурного режима, то есть его быстрый выход из дежурного режима, чтобы достичь так называемого номинального режима, в котором газотурбинный двигатель выдает механическую мощность на трансмиссионную коробку передачи мощности.
Вариант экстренного выхода из дежурного режима является вариантом, при котором камеру сгорания включают и вал газогенератора приводят во вращение на скорости от 80 до 105% в идеале менее чем за 10 секунд после подачи команды на выход из дежурного режима.
Вариант нормального выхода из дежурного режима является вариантом, при котором камеру сгорания включают и вал газогенератора приводят во вращение на скорости от 80 до 105% в идеале за промежуток времени от 10 секунд до 1 минуты после подачи команды на выход из дежурного режима.
Газотурбинный двигатель, выполненный с возможностью работать в дежурном режиме, называют гибридным газотурбинным двигателем.
Гибридизация силовых установок позволяет повысить их КПД. С другой стороны, масса существующих электротехнических компонентов затрудняет их использование на борту летательного аппарата.
Следовательно, необходимо спроектировать и разработать архитектуру с размерными параметрами, позволяющими предложить силовую установку, способную обеспечивать экономичный полет на крейсерской скорости, когда необходимую для полета мощность обеспечивает минимальное количество газотурбинных двигателей, и одновременно позволяющую газотурбинному двигателю эффективно выходить из его дежурного режима посредством нормальной реактивации или быстрой реактивации.
Кроме того, с точки зрения надежности необходимо иметь возможность регулярно производить испытания системы реактивации и соблюдать все требования безопасности работы и сертификации силовых установок.
Предложенные до настоящего времени архитектуры силовых установок являются сложными и предполагают большую полетную массу или не позволяют производить испытания оборудования, обеспечивающего быструю реактивацию, или не отвечают требованиям надежности и готовности к работе.
Раскрытие сущности изобретения
Чтобы преодолеть вышеупомянутые недостатки, изобретением предложена гибридная силовая установка многомоторного летательного аппарата, содержащего множество газотурбинных двигателей со свободной турбиной, каждый из которых оснащен газогенератором, среди которых по меньшей мере один первый газотурбинный двигатель, называемый гибридным газотурбинным двигателем, выполнен с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета летательного аппарата, тогда как другие газотурбинные двигатели указанного множества газотурбинных двигателей работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета, при этом гибридный газотурбинный двигатель связан по меньшей мере с первой электротехнической цепью, содержащей первую электрическую машину, которая может работать в режиме стартера и в режиме генератора и, в свою очередь, соединена с первым модулем силовой электроники, который, в свою очередь, выборочно соединяют со специальной сетью питания электрической энергией, такой как бортовая сеть, и по меньшей мере с одним первым устройством накопления электрической энергии, при этом указанный гибридный газотурбинный двигатель связан также со второй электротехнической цепью, идентичной первой электротехнической цепи и содержащей вторую электрическую машину, которая может работать в режиме стартера и в режиме генератора и, в свою очередь, соединена со вторым модулем силовой электроники, который, в свою очередь, выборочно соединяют со специальной сетью питания электрической энергией, такой как бортовая сеть, и по меньшей мере с одним вторым устройством накопления электрической энергии, при этом, согласно изобретению, каждая из первой и второй электротехнических цепей выполнена с возможностью выдавать максимальную мощность, по меньшей мере равную половине общей мощности (Prr), необходимой для быстрой реактивации указанного гибридного газотурбинного двигателя, при этом каждая из первой и второй электротехнических цепей выполнена с возможностью выборочно выдавать на гибридный газотурбинный двигатель либо мощность запуска или мощность нормальной реактивации (Pdem), либо мощность дежурного режима (Pv), либо половину мощности дежурного режима (Pv/2), либо половину мощности быстрой реактивации (Prr/2).
Предпочтительно мощность запуска или мощность нормальной реактивации составляет около 20% общей мощности быстрой реактивации (Prr).
Предпочтительно мощность дежурного режима составляет 3–5% общей мощности быстрой реактивации (Prr).
Согласно признаку изобретения, каждый из первого и второго модулей силовой электроники выполнен с возможностью получать мощность соответственно от первого или от второго устройства накопления электрической энергии, чтобы соответственно подавать независимо и поочередно с другим из указанных первого и второго модулей силовой электроники на каждую из первой и второй электрических машин мощность запуска или мощность нормальной реактивации (Pdem).
Согласно другому признаку изобретения, каждый из первого и второго модулей силовой электроники выполнен с возможностью получать мощность соответственно от первого или от второго устройства накопления электрической энергии, чтобы соответственно подавать одновременно с другим из указанных первого и второго модулей силовой электроники на каждую из первой и второй электрических машин половину мощности быстрой реактивации (Prr/2).
Согласно еще одному признаку изобретения, каждый из первого и второго модулей силовой электроники выполнен с возможностью получать мощность из указанной специальной сети питания электрической энергией, чтобы соответственно подавать одновременно с другим из указанных первого и второго модулей силовой электроники на первую и вторую электрические машины либо половину мощности запуска или половину мощности нормальной реактивации (Pdem/2), либо половину мощности дежурного режима (Pv/2).
Как вариант, каждый из первого и второго модулей силовой электроники выполнен с возможностью получать мощность соответственно от первого или от второго устройства накопления электрической энергии, чтобы соответственно подавать одновременно с другим из указанных первого и второго модулей силовой электроники на первую и вторую электрические машины либо половину мощности запуска или половину мощности нормальной реактивации (Pdem/2), либо половину мощности дежурного режима (Pv/2).
Согласно еще одному признаку изобретения, каждый из первого и второго модулей силовой электроники выполнен с возможностью получать мощность из указанной специальной сети питания электрической энергией, чтобы соответственно подавать независимо и поочередно с другим из указанных первого и второго модулей силовой электроники на первую и вторую электрические машины либо половину мощности запуска или половину мощности нормальной реактивации (Pdem/2), либо половину мощности дежурного режима (Pv/2).
Согласно еще одному признаку изобретения, каждый из первого и второго модулей силовой электроники выполнен с возможностью получать мощность из указанной специальной сети питания электрической энергией или соответственно от первого или от второго устройства накопления электрической энергии, чтобы соответственно подавать независимо и поочередно или одновременно с другим из указанных первого и второго модулей силовой электроники на первую и вторую электрические машины переменную мощность (Pvar), меньшую или равную половине общей мощности (Prr), необходимой для быстрой реактивации указанного гибридного газотурбинного двигателя, чтобы периодически производить проверки мощности.
Согласно частному варианту осуществления, первое и второе устройства накопления электрической энергии содержат два физически разделенных устройства накопления.
Согласно другому возможному варианту осуществления, первое и второе устройства накопления электрической энергии содержат два разных, но физически объединенных устройства накопления.
Объектом изобретения является также многомоторный летательный аппарат, содержащий вышеупомянутую гибридную силовую установку.
Летательный аппарат может быть вертолетом.
Краткое описание фигур
Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания частных вариантов осуществления изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи.
На фиг. 1 показана схема гибридной архитектуры силовой установки для газотурбинного двигателя с двумя электротехническими цепями управления согласно первому варианту осуществления изобретения;
на фиг. 2 показана схема гибридной архитектуры силовой установки для газотурбинного двигателя с двумя электротехническими цепями управления согласно второму варианту осуществления изобретения;
на фиг. 3 показана схема работы гибридной архитектуры, изображенной на фиг. 1, в дежурном режиме с одной активной электротехнической цепью управления;
на фиг. 4 показана схема работы гибридной архитектуры, изображенной на фиг. 1, в дежурном режиме с двумя активными электротехническими цепями управления;
на фиг. 5 показана схема работы гибридной архитектуры, изображенной на фиг. 1, в режиме запуска или нормальной реактивации с одной активной электротехнической цепью управления, питаемой от бортовой сети;
на фиг. 6 показана схема работы гибридной архитектуры, изображенной на фиг. 1, в режиме запуска или нормальной реактивации с одной активной электротехнической цепью управления, питаемой от устройства накопления электрической энергии;
на фиг. 7 показана схема работы гибридной архитектуры, изображенной на фиг. 1, в режиме запуска или нормальной реактивации с двумя активными электротехническими цепями управления, питаемыми от бортовой сети;
на фиг. 8 показана схема работы гибридной архитектуры, изображенной на фиг. 1, в режиме быстрой реактивации с двумя активными электротехническими цепями управления, питаемыми от устройств накопления электрической энергии;
на фиг. 9 показана схема работы гибридной архитектуры, изображенной на фиг. 1, в режиме проведения тестов переменной мощности с двумя активными электротехническими цепями управления, питаемыми от бортовой сети и от устройств накопления электрической энергии.
Подробное описание
Заявленная силовая установка многомоторного летательного аппарата содержит множество газотурбинных двигателей со свободной турбиной, каждый из которых оснащен газогенератором, среди которых по меньшей мере один первый газотурбинный двигатель или гибридный газотурбинный двигатель выполнен с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета летательного аппарата, тогда как другие газотурбинные двигатели множества газотурбинных двигателей работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета.
На фиг. 1–9 показаны этот гибридный газотурбинный двигатель и электротехнические цепи управления этого гибридного газотурбинного двигателя, при этом другие используемые газотурбинные двигатели могут быть классическими. Вместе с тем, на одном и том же летательном аппарате можно применять несколько гибридных газотурбинных двигателей, аналогичных гибридному газотурбинному двигателю, описанному со ссылками на прилагаемые чертежи. Таким образом, изобретение можно применять для всех газотурбинных двигателей многомоторной архитектуры летательного аппарата.
На фиг. 1 видно, что гибридный газотурбинный двигатель 1 связан с первой и второй идентичными электротехническими цепями, каждая из которую включает в себя электрическую машину 2, соответственно 3, которая может работать в режиме стартера и в режиме генератора и которая, в свою очередь, соединена с модулем 4, соответственно 5, силовой электроники, который, в свою очередь, соединен со специальной сетью 8 питания электрической энергией, такой как бортовая сеть, и по меньшей мере с одним устройством 6, соответственно 7, накопления электрической энергии.
Каждая из электротехнических цепей выполнена с возможностью выдавать максимальную мощность, по меньшей мере равную половине общей мощности Prr, необходимой для быстрой реактивации гибридного газотурбинного двигателя 1.
На фиг. 1 показаны первое и второе устройства 6, 7 накопления электрической энергии, которые включают в себя два устройства накопления, разделенные физически и позволяющие, каждое, выдавать по меньшей мере половину мощности и общей энергии, необходимой для быстрой реактивации газотурбинного двигателя 1, или позволяющие, каждое, выдавать мощность, необходимую для нормальной реактивации газотурбинного двигателя 1.
Вместе с тем, как показано на фиг. 2, первое и второе устройства накопления электрической энергии могут включать в себя два разных устройства 66, 67 накопления, которые изолированы друг от друга, но объединены в едином физическом блоке 60 и каждое из которых образует половину этого блока.
Устройства накопления 6, 7 или 66, 67, называемые также просто «накопителями», могут быть электротехническими или электростатическими.
Каждая из первой и второй электротехнических цепей выполнена с возможностью выборочно выдавать на гибридный газотурбинный двигатель 1 либо мощность запуска или мощность нормальной реактивации Pdem, либо мощность дежурного режима Pv, либо половину мощности дежурного режима Pv/2, либо половину мощности быстрой реактивации Prr/2.
Как правило, мощность запуска или мощность нормальной реактивации составляет около 20% общей мощности быстрой реактивации Prr.
Как правило, мощность дежурного режима составляет порядка 3–5% общей мощности быстрой реактивации Prr.
Каждый выделенный модуль 4, 5 силовой электроники может в ограниченное время выдавать на соответствующую электрическую машину 2, 3 по меньшей мере половину мощности, необходимой для быстрой реактивации, то есть Prr/2, или мощность, необходимую для нормальной реактивации Pdem (которая соответствует также мощности запуска).
Каждый выделенный модуль 4; 5 силовой электроники получает питание энергией либо от соответствующего накопителя 6, 66; 7, 67, либо от бортовой сети 8 летательного аппарата, либо одновременно от этих двух источников. Следует отметить, что мощность, доступная из бортовой сети 8, является априори ограниченной, так как эта бортовая сеть 8 должна также выдавать электрическую мощность, необходимую для всех бортовых систем.
Каждый выделенный модуль 4, 5 силовой электроники может также непрерывно питать соответствующую электрическую машину 2, 3 для ее использования в дежурном режиме газотурбинного двигателя 1 и выполнен также с возможностью управления соответствующей электрической машиной 2, 3 для процедуры надежного запуска или нормальной реактивации.
Каждая из электрических машин 2, 3 выполнена с возможностью выдавать по меньшей мере половину мощности, необходимой для быстрой реактивации, и мощность, необходимую для нормальной реактивации.
Кроме того, каждая электрическая машина, которая приводит во вращение газогенератор гибридного газотурбинного двигателя 1, может непрерывно поддерживать его в дежурном режиме, запускать газотурбинный двигатель 1 и осуществлять нормальную реактивацию.
Газотурбинный двигатель 1 оснащен коробкой приводов агрегатов, на которой можно установить две электрические машины 2, 3 дополнительно к стандартным агрегатам, необходимым для нормальной работы газотурбинного двигателя 1.
Далее со ссылками на фиг. 3–9 следует описание различных вариантов работы заявленной архитектуры. На этих фигурах не активные элементы архитектуры показаны пунктирной линией, тогда как активные элементы архитектуры показаны сплошной линией.
На фиг. 3 и 4 показано, каким образом дежурный режим газотурбинного двигателя 1 может быть реализован при помощи двух электротехнических цепей согласно двум разным вариантам осуществления, когда во всех случаях энергию отбирают из бортовой сети 8.
Как показано на фиг. 3, мощность Pv, необходимая для дежурного режима и представляющая около 3–5% общей доступной мощности Prr, может выдаваться поочередно между двумя электрическими цепями и между полетами.
На фиг. 3 в качестве активной показана электротехническая цепь, содержащая первую электрическую машину 2 и первый модуль 4 силовой электроники, питаемый от бортовой сети 8, тогда как вторая электрическая машина 3, второй модуль 5 силовой электроники и накопители 6 и 7 не задействованы. В следующем полете летательного аппарата роли поменяются, и активными будут вторая электрическая машина 3 и второй модуль 5 силовой электроники, питаемый от бортовой сети 8, тогда как первая электрическая машина 2, первый модуль 4 силовой электроники и накопители 6 и 7 не задействованы.
На фиг. 4 показан вариант осуществления, в котором в дежурном режиме газотурбинного двигателя 1 активными являются одновременно обе электротехнические цепи, но каждая из них выдает только мощность Pv/2, равную половине мощности Pv, необходимой для дежурного режима, то есть порядка 1–3% общей мощности Prr. Таким образом, первая и вторая электрические машины 2, 3 и первый и второй модули 4, 5 силовой электроники являются одновременно активными и питаются от бортовой сети 8, тогда как накопителя 6, 7 не задействованы.
На фиг. 5–7 показано, каким образом можно реализовать режим запуска или нормальной реактивации газотурбинного двигателя 1 при помощи двух электротехнических цепей согласно трем разным вариантам осуществления.
В первом варианте осуществления, показанном на фиг. 5, энергию, соответствующую механической мощности или мощности нормальной реактивации Pdem, которая обычно составляет около 20% общей мощности Prr, необходимой для быстрой реактивации, отбирают из бортовой сети 8 и используют только одну электротехническую цепь.
На фиг. 5 в качестве активной показана электротехническая цепь, содержащая первую электрическую машину 2 и первый модуль 4 силовой электроники, питаемый от бортовой сети 8, тогда как вторая электрическая машина 3, второй модуль 5 силовой электроники и накопители 6 и 7 не задействованы. В следующем полете летательного аппарата роли поменяются, и активными будут вторая электрическая машина 3 и второй модуль 5 силовой электроники, питаемый от бортовой сети 8, тогда как первая электрическая машина 2, первый модуль 4 силовой электроники и накопители 6 и 7 не задействованы.
Вариант осуществления, показанный на фиг. 6, аналогичен варианту на фиг. 5, поскольку используют только одну электротехническую цепь, но энергию, соответствующую механической мощности или мощности нормальной реактивации Pdem, которая обычно составляет порядка 20% общей мощности Prr, необходимой для быстрой реактивации, отбирают не из бортовой сети 8, а из накопителя.
На фиг. 6 в качестве активной показана электротехническая цепь, содержащая первую электрическую машину 2 и первый модуль 4 силовой электроники, питаемый от накопителя 6, тогда как вторая электрическая машина 3, второй модуль 5 силовой электроники, накопитель 7 и бортовая сеть 8 для этой операции не задействованы. В следующем полете летательного аппарата роли поменяются, и активными будут вторая электрическая машина 3 и второй модуль 5 силовой электроники, питаемый от накопителя 7, тогда как первая электрическая машина 2, первый модуль 4 силовой электроники, накопитель 6 и бортовая сеть 8 не задействованы.
Естественно, когда применяют вариант осуществления, показанный на фиг. 2, накопитель 66 и накопитель 67 выполняют функции накопителей 6 и 7 соответственно.
На фиг. 7 показан вариант осуществления, в котором в режиме запуска или нормальной реактивации газотурбинного двигателя 1 активными являются одновременно обе электротехнические цепи, но каждая из них выдает только мощность Pdem/2, равную половине мощности Pdem, необходимой для дежурного режима, то есть порядка 20% общей мощности Prr. Таким образом, первая и вторая электрические машины 2, 3 и первый и второй модули 4, 5 силовой электроники являются одновременно активными.
На фиг. 7 линии связи показывают, что первый и второй модули 4, 5 силовой электроники энергию отбирают из бортовой сети 8, тогда как накопители 6, 7 не задействованы.
Однако в версии варианта осуществления, показанного на фиг. 7, когда обе электротехнические цепи являются активными, первый и второй модули 4, 5 силовой электроники могли бы отбирать энергию, соответствующую Pdem/2, соответственно из накопителей 6 и 7 (или 66 и 67 при применении варианта осуществления, показанного на фиг.2.), а не из бортовой сети 8.
На фиг. 8 показан вариант осуществления, в котором в режиме быстрой реактивации газотурбинного двигателя 1 обе электротехнические цепи одновременно являются активными при одновременной и согласованной работе, но каждая из них выдает только мощность Prr/2, равную половине общей мощности Prr, необходимой для режима быстрой реактивации. Таким образом, первая и вторая электрические машины 2, 3 и первый и второй модули 4, 5 силовой электроники являются одновременно активными.
В случае варианта осуществления, показанного на фиг. 8, первый и второй модули 4, 5 силовой электроники отбирают энергию в первую очередь из накопителей 6 и 7 (или 66 и 67 в случае варианта осуществления, показанного на фиг. 2) равными долями с мощностью порядка Prr/2. Однако, в случае необходимости, остальную необходимую энергию первый и второй модули 4,5 силовой электроники могут отбирать из бортовой сети 8.
На фиг. 9 представлена конфигурация архитектуры, показанной на фиг. 1, в которой производят тест, применяя переменную мощность Pvar, при этом Pvar может меняться между почти нулевой мощностью и мощностью, равной половине общей мощности Prr, для каждой полной электротехнической цепи, чтобы обеспечивать нормальную работу и эффективность системы.
Предпочтительно этот тест осуществляют на земле при каждом запуске силовой установки летательного аппарата, но, в случае необходимости, его можно проводить также в полете.
Энергию, необходимую для проверок нормальной работы, можно получать в зависимости от случая из бортовой сети 8 или из устройств 6, 7 или 66, 67 накопления энергии.
Испытания можно проводить поочередно или одновременно с обеими электротехническими цепями.
На фиг. 9 в качестве примера представлен случай, когда проверяют одновременно все ветви всех электротехнических цепей с переменной мощностью Pvar, которую получают из накопителей 6, 7 и из бортовой сети 8 для каждого из модулей 4, 5 силовой электроники.
Настоящее изобретение имеет ряд преимуществ по сравнению с известными решениями и, в частности, обеспечивает:
- точечный тест реактивации через каждые два полета для каждой электротехнической цепи при помощи процедуры запуска перед каждым полетом, чередуя использование электротехнических цепей;
- непрерывный тест работы электротехнической цепи, благодаря дежурному режиму, в котором используют электротехническую цепь или электротехнические цепи и непрерывно вращают электрические машины во время применения экономичного режима;
- разделение электротехнических цепей обеспечивается, в частности, для накопительной части за счет применения двух идентичных накопителей 6, 7, разделенных физически и выполненных, каждый, с возможностью хранения половины необходимой максимальной энергии (Prr/2), или применения единого накопителя 60, объединяющего два идентичных накопителя 66, 67, выполненных, каждый, с возможностью хранения половины необходимой максимальной энергии (Prr/2), причем эти два идентичных накопителя 66, 67 находятся в одном физическом блоке, будучи изолированными друг от друга;
- избыточность режима нормальной реактивации, благодаря двум независимым электротехническим цепям;
- избыточность источников питания, поскольку нормальную активацию можно осуществлять либо при помощи накопителя 6, 7 или 66, 67, либо от бортовой сети в зависимости от доступности этих источников;
- минимизированная и оптимизированная размерность двух электротехнических цепей, которая позволяет сложить мощности двух электротехнических цепей для получения мощности, необходимой для быстрой реактивации (см. фиг. 8).
Изобретение не ограничивается представленными вариантами осуществления и охватывает все версии в рамках объема прилагаемой формулы изобретения.

Claims (12)

1. Гибридная силовая установка многомоторного летательного аппарата, содержащая множество газотурбинных двигателей со свободной турбиной, каждый из которых имеет газогенератор, среди которых по меньшей мере один первый газотурбинный двигатель (1), называемый гибридным газотурбинным двигателем, выполнен с возможностью работать по меньшей мере в одном дежурном режиме во время устоявшегося полета летательного аппарата, тогда как другие газотурбинные двигатели указанного множества газотурбинных двигателей работают самостоятельно во время этого устоявшегося полета, при этом гибридный газотурбинный двигатель (1) связан по меньшей мере с первой электротехнической цепью, содержащей первую электрическую машину (2), выполненную с возможностью работать в режиме стартера и в режиме генератора и, в свою очередь, соединенную с первым модулем (4) силовой электроники, который, в свою очередь, выполнен с возможностью выборочно соединяться со специальной сетью (8) питания электрической энергией, такой как бортовая сеть, и по меньшей мере с одним первым устройством (6) накопления электрической энергии, при этом указанный гибридный газотурбинный двигатель (1) связан также со второй электротехнической цепью, идентичной указанной первой электротехнической цепи и содержащей вторую электрическую машину (3), выполненную с возможностью работать в режиме стартера и в режиме генератора и, в свою очередь, соединенную со вторым модулем (5) силовой электроники, который, в свою очередь, выполнен с возможностью выборочно соединяться с указанной специальной сетью (8) питания электрической энергией и по меньшей мере с одним вторым устройством (7) накопления электрической энергии, отличающаяся тем, что каждая из первой и второй электротехнических цепей выполнена с возможностью выдавать максимальную мощность, по меньшей мере равную половине общей мощности (Prr), необходимой для быстрой реактивации указанного гибридного газотурбинного двигателя (1), при этом каждая из первой и второй электротехнических цепей выполнена с возможностью выборочно выдавать на гибридный газотурбинный двигатель (1) либо мощность запуска или мощность нормальной реактивации (Pdem), либо мощность дежурного режима (Pv), либо половину мощности дежурного режима (Pv/2), либо половину мощности быстрой реактивации (Prr/2).
2. Гибридная силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что указанная мощность запуска или мощность нормальной реактивации составляет около 20% общей мощности быстрой реактивации (Prr).
3. Гибридная силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что указанная мощность дежурного режима составляет 3-5% общей мощности быстрой реактивации (Prr).
4. Гибридная силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что каждый из первого и второго модулей (4, 5) силовой электроники выполнен с возможностью получать мощность соответственно от первого или от второго устройства (6, 7) накопления электрической энергии, чтобы соответственно подавать независимо и поочередно с другим из указанных первого и второго модулей (4, 5) силовой электроники на каждую из первой и второй электрических машин (2, 3) мощность запуска или мощность нормальной реактивации (Pdem).
5. Гибридная силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что каждый из первого и второго модулей (4, 5) силовой электроники выполнен с возможностью получать мощность соответственно от первого или от второго устройства (6, 7) накопления электрической энергии, чтобы соответственно подавать одновременно с другим из указанных первого и второго модулей (4, 5) силовой электроники на каждую из первой и второй электрических машин (2, 3) половину мощности быстрой реактивации (Prr/2).
6. Гибридная силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что каждый из первого и второго модулей (4, 5) силовой электроники выполнен с возможностью получать мощность из указанной специальной сети (8) питания электрической энергией, чтобы соответственно подавать одновременно с другим из указанных первого и второго модулей (4, 5) силовой электроники на первую и вторую электрические машины (2, 3) либо половину мощности запуска или половину мощности нормальной реактивации (Pdem/2), либо половину мощности дежурного режима (Pv/2).
7. Гибридная силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что каждый из первого и второго модулей (4, 5) силовой электроники выполнен с возможностью получать мощность соответственно от первого или от второго устройства (6, 7) накопления электрической энергии, чтобы соответственно подавать одновременно с другим из указанных первого и второго модулей (4, 5) силовой электроники на первую и вторую электрические машины (2, 3) либо половину мощности запуска или половину мощности нормальной реактивации (Pdem/2), либо половину мощности дежурного режима (Pv/2).
8. Гибридная силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что каждый из первого и второго модулей (4, 5) силовой электроники выполнен с возможностью получать мощность из указанной специальной сети (8) питания электрической энергией, чтобы соответственно подавать независимо и поочередно с другим из указанных первого и второго модулей (4, 5) силовой электроники на первую и вторую электрические машины (2, 3) либо мощность запуска или мощность нормальной реактивации (Pdem), либо мощность дежурного режима (Pv).
9. Гибридная силовая установка по п. 4, отличающаяся тем, что каждый из первого и второго модулей (4, 5) силовой электроники выполнен с возможностью получать мощность из указанной специальной сети (8) питания электрической энергией или соответственно от первого или от второго устройства (6, 7) накопления электрической энергии, чтобы соответственно подавать независимо и поочередно или одновременно с другим из указанных первого и второго модулей (4,5) силовой электроники на первую и вторую электрические машины (2, 3) переменную мощность (Pvar), меньшую или равную половине общей мощности (Prr), необходимой для быстрой реактивации указанного гибридного газотурбинного двигателя (1).
10. Гибридная силовая установка по любому из пп. 1-9, отличающаяся тем, что первое и второе устройства (6, 7) накопления электрической энергии содержат два физически разделенных устройства накопления.
11. Гибридная силовая установка по любому из пп. 1-9, отличающаяся тем, что первое и второе устройства (6, 7) накопления электрической энергии содержат два разных, но физически объединенных устройства накопления.
12. Многомоторный летательный аппарат, содержащий гибридную силовую установку любому из пп. 1-11.
RU2017117343A 2014-10-20 2015-10-15 Гибридная силовая установка многомоторного летательного аппарата RU2692513C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1460058 2014-10-20
FR1460058A FR3027286B1 (fr) 2014-10-20 2014-10-20 Systeme propulsif hybride d'un aeronef multi-moteur
PCT/FR2015/052770 WO2016062945A1 (fr) 2014-10-20 2015-10-15 Systeme propulsif hybride d'un aeronef multi-moteur

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017117343A RU2017117343A (ru) 2018-11-22
RU2017117343A3 RU2017117343A3 (ru) 2019-04-29
RU2692513C2 true RU2692513C2 (ru) 2019-06-25

Family

ID=52273278

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017117343A RU2692513C2 (ru) 2014-10-20 2015-10-15 Гибридная силовая установка многомоторного летательного аппарата

Country Status (11)

Country Link
US (1) US10737795B2 (ru)
EP (1) EP3209563B1 (ru)
JP (1) JP6692825B2 (ru)
KR (1) KR102423792B1 (ru)
CN (1) CN107074373B (ru)
CA (1) CA2964672C (ru)
ES (1) ES2687605T3 (ru)
FR (1) FR3027286B1 (ru)
PL (1) PL3209563T3 (ru)
RU (1) RU2692513C2 (ru)
WO (1) WO2016062945A1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2727287C1 (ru) * 2019-10-23 2020-07-21 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Гибридная силовая установка
RU2786123C1 (ru) * 2022-08-09 2022-12-19 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Способ работы гибридной силовой установки летательного аппарата

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101615486B1 (ko) * 2015-07-17 2016-04-26 주식회사 한국카본 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기
US11415063B2 (en) 2016-09-15 2022-08-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse-flow gas turbine engine
FR3056558B1 (fr) * 2016-09-26 2021-06-04 Safran Procede d'optimisation de l'operabilite de la motorisation d'un aeronef
US11008111B2 (en) * 2017-06-26 2021-05-18 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10738706B2 (en) * 2017-06-30 2020-08-11 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10953995B2 (en) 2017-06-30 2021-03-23 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10696416B2 (en) * 2017-06-30 2020-06-30 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10569759B2 (en) 2017-06-30 2020-02-25 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
KR102514496B1 (ko) 2018-07-02 2023-03-27 주식회사 엘지화학 고흡수성 수지 부직포의 제조 방법
CN110821677A (zh) 2018-08-08 2020-02-21 普拉特 - 惠特尼加拿大公司 多发动机***和方法
US20200056551A1 (en) * 2018-08-20 2020-02-20 United Technologies Corporation Aircraft engine idle suppressor and method
KR101970601B1 (ko) * 2019-03-13 2019-04-19 문창모 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기
FR3093870B1 (fr) * 2019-03-15 2021-04-02 Safran Electrical & Power Système de commande d’un réseau électrique d’avion
JP6969716B2 (ja) * 2019-09-30 2021-11-24 株式会社テクノスヤシマ エンジン始動装置
GB2587668A (en) * 2019-10-02 2021-04-07 Advanced Mobility Res And Development Ltd Systems and methods for aircraft
US11448135B2 (en) * 2020-07-23 2022-09-20 Ge Aviation Systems Llc Systems and methods of power allocation for turboprop and turboshaft aircraft
JP7430134B2 (ja) * 2020-12-22 2024-02-09 本田技研工業株式会社 航空機用推進システム
FR3121127B1 (fr) 2021-03-23 2023-07-28 Airbus Helicopters Aéronef multimoteur muni d’un mode de fonctionnement économique et procédé appliqué
FR3138116A1 (fr) 2022-07-20 2024-01-26 Airbus Helicopters Aéronef comportant au moins deux turbomoteurs et un dispositif configuré pour être relié à un des turbomoteurs et procédé de contrôle d’un tel aéronef
FR3138827A1 (fr) * 2022-08-12 2024-02-16 Safran Helicopter Engines Procédé de gestion de la sortie d’un mode de consommation spécifique d’un turbomoteur d’aéronef
FR3140863A1 (fr) * 2022-10-14 2024-04-19 Safran Aircraft Engines Système électrique pour un aéronef, procédé d’utilisation et ensemble d’un système électrique et d’une turbomachine d’aéronef
FR3140866A1 (fr) 2022-10-18 2024-04-19 Airbus Helicopters procédé et aéronef muni d’au moins un moteur à combustion et d’un système d’entraînement à au moins deux machines électriques

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2280595C1 (ru) * 2005-01-26 2006-07-27 Закрытое акционерное общество "Заречье" Электроэнергетическая установка
RU2497723C2 (ru) * 2008-05-26 2013-11-10 Снекма Летательный аппарат с гибридным питанием энергией
FR2993243A1 (fr) * 2012-07-12 2014-01-17 Eurocopter France Architecture d'alimentation hybride en puissance mecanique d'un rotor, geree a partir du reseau de bord d'un giravion
RU2527248C1 (ru) * 2013-04-17 2014-08-27 Дмитрий Сергеевич Дуров Беспилотный вертолет-самолет с гибридной силовой установкой (варианты)

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4724331A (en) * 1986-02-25 1988-02-09 The Boeing Company Method and apparatus for starting an aircraft engine
US5964221A (en) * 1994-11-15 1999-10-12 Gore Enterprise Holdings, Inc. Rebreather adsorbent system
US5864221A (en) * 1997-07-29 1999-01-26 Trw Inc. Dedicated avionics standby power supply
CN101932469A (zh) * 2007-12-12 2010-12-29 福斯海运公司 混合动力推进***
DE102010021026A1 (de) * 2010-05-19 2011-11-24 Eads Deutschland Gmbh Hybrides Antriebs- und Energiesystem für Fluggeräte
FR2962404B1 (fr) * 2010-07-08 2012-07-20 Eurocopter France Architecture electrique pour aeronef a voilure tournante a motorisation hybride
FR2967132B1 (fr) 2010-11-04 2012-11-09 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur dissymetrique a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
US9267438B2 (en) * 2011-10-11 2016-02-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting of aircraft engine
US9248907B2 (en) 2012-03-06 2016-02-02 Sikorsky Aircraft Corporation Engine starting system for rotorcraft in flight
FR2992630B1 (fr) * 2012-06-29 2015-02-20 Turbomeca Procede et configuration d'apport d'energie propulsive et/ou non propulsive dans une architecture d'helicoptere par un moteur auxiliaire de puissance
FR2997382B1 (fr) 2012-10-29 2014-11-21 Eurocopter France Procede de gestion d'une panne moteur sur un aeronef multimoteur muni d'une installation motrice hybride
FR3003514B1 (fr) * 2013-03-25 2016-11-18 Eurocopter France Aeronef a voilure tournante a motorisation hybride.

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2280595C1 (ru) * 2005-01-26 2006-07-27 Закрытое акционерное общество "Заречье" Электроэнергетическая установка
RU2497723C2 (ru) * 2008-05-26 2013-11-10 Снекма Летательный аппарат с гибридным питанием энергией
FR2993243A1 (fr) * 2012-07-12 2014-01-17 Eurocopter France Architecture d'alimentation hybride en puissance mecanique d'un rotor, geree a partir du reseau de bord d'un giravion
RU2527248C1 (ru) * 2013-04-17 2014-08-27 Дмитрий Сергеевич Дуров Беспилотный вертолет-самолет с гибридной силовой установкой (варианты)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2727287C1 (ru) * 2019-10-23 2020-07-21 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Гибридная силовая установка
RU2786123C1 (ru) * 2022-08-09 2022-12-19 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Способ работы гибридной силовой установки летательного аппарата

Also Published As

Publication number Publication date
WO2016062945A1 (fr) 2016-04-28
RU2017117343A (ru) 2018-11-22
PL3209563T3 (pl) 2018-11-30
US10737795B2 (en) 2020-08-11
CA2964672C (fr) 2023-01-03
CN107074373A (zh) 2017-08-18
FR3027286A1 (fr) 2016-04-22
JP6692825B2 (ja) 2020-05-13
EP3209563B1 (fr) 2018-08-01
RU2017117343A3 (ru) 2019-04-29
KR102423792B1 (ko) 2022-07-21
US20170247114A1 (en) 2017-08-31
CA2964672A1 (fr) 2016-04-28
KR20170070236A (ko) 2017-06-21
FR3027286B1 (fr) 2018-01-05
ES2687605T3 (es) 2018-10-26
EP3209563A1 (fr) 2017-08-30
CN107074373B (zh) 2019-05-10
JP2017531598A (ja) 2017-10-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2692513C2 (ru) Гибридная силовая установка многомоторного летательного аппарата
KR102318629B1 (ko) 다발 엔진 헬리콥터 추진 시스템의 구성, 및 대응하는 헬리콥터
US11597504B2 (en) Architecture for a propulsion system of a helicopter including a hybrid turboshaft engine and a system for reactivating said hybrid turboshaft engine
KR102285093B1 (ko) 적어도 2개의 프리-터빈 엔진을 갖는 항공기의 프리-터빈 엔진을 위한 조력 장치
US10214296B2 (en) Architecture of a multi-engine helicopter propulsion system and corresponding helicopter
CN113840777B (zh) 用于垂直起飞和着陆的航空器的混合推进***
RU2639838C2 (ru) Способ и конфигурация подвода движущей и/или недвижущей энергии в конструкции вертолета посредством вспомогательного силового двигателя
RU2593317C2 (ru) Способ оптимизации удельного расхода двухмоторного вертолета и двухмоторная конструкция с системой регулирования для его применения
KR102285092B1 (ko) 프리 터빈을 갖는 항공기 터빈 엔진용 조력 장치
KR20170075709A (ko) 항공기의 프리 터빈 엔진을 위한 신속 조력 디바이스
US10906658B2 (en) Energy storage system for a hybrid power system
US20240056007A1 (en) Gas-turbine electrical start system
US20240055957A1 (en) Electrical energy system for barring rotor