Патенты автора ТИРЬЕ Ромэн (FR)
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям аварийных систем, обеспечивающих безопасную посадку вертолетов. Вертолет содержит конструктивный каркас (5), по меньшей мере один несущий и движущий винт (10), соединенный с указанным конструктивным каркасом (5), и приводную систему для приведения в движение упомянутого несущего винта (10), содержащую трансмиссионную коробку (11) передачи мощности и по меньшей мере один главный двигатель (12a,12b). Вертолет дополнительно содержит несколько вспомогательных двигателей (21а,21b,21c,21d), закрепленных на упомянутом конструктивном каркасе (5) съемно. Обеспечивается возможность создания дополнительной подъемной силы вертолета в случае отказа приводной системы вертолета. 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к устройствам быстрой реактивации газотурбинного двигателя вертолета. Устройство содержит пневматическую турбину, механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем для его приведения во вращение с целью обеспечения его реактивации; пневматический аккумулятор, связанный с упомянутой пневматической турбиной через пневматический контур питания газом под давлением упомянутой пневматической турбины; управляемый пневматический вентиль быстрого открывания, установленный на пневматическом контуре между упомянутым аккумулятором и упомянутой пневматической турбиной и выполненный с возможностью перехода по команде по меньшей мере в одно открытое положение, в котором газ может питать упомянутую пневматическую турбину, или в закрытое положение, в котором упомянутая пневматическая турбина перестает получать питание газом под давлением. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.
Съемный блок реактивации газотурбинного двигателя вертолета, содержащего газогенератор, оснащенный приводным валом и выполненный с возможностью работы в дежурном режиме в ходе устоявшегося полета вертолета, включает съемный корпус, содержащий выходной вал, и управляемые средства приведения во вращение выходного вала корпуса. Управляемые средства приведения во вращение выходного вала корпуса, называемые средствами реактивации газотурбинного двигателя, содержат первое и второе устройства реактивации, а также механические средства, соединяющие выходной вал корпуса с приводным валом газогенератора с возможностью разъединения. Первое устройство реактивации установлено на корпусе и содержит вал, называемый первым входным валом корпуса, механически соединенный с выходным валом корпуса, и управляемые средства приведения во вращение первого входного вала корпуса. Второе устройство реактивации установлено на корпусе и содержит вал, называемый вторым входным валом корпуса, механически соединенный с выходным валом корпуса, и управляемые средства приведения во вращение второго входного вала корпуса. Другие изобретения группы относятся к конструкции силовой установки многомоторного вертолета, содержащей указанный выше съемный блок реактивации газотурбинного двигателя, а также к вертолету, содержащему указанную конструкцию силовой установки. Группа изобретений позволяет обеспечить возможность перевода газотурбинного двигателя в дежурный режим в случае необходимости за счет применения съемного блока реактивации. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.
Устройство управления энергетической сетью летательного аппарата, включающей множество единиц энергетического оборудования, содержит модуль (40) выбора по меньшей мере одной цели (19) оптимизации из множества заданных целей, модуль (42) приема данных об оборудовании, модуль (41) приема данных о летательном аппарате и модуль (43) определения, исходя из данных (21) об оборудовании и данных (20) о летательном аппарате, установочных рабочих параметров (22) энергетического оборудования, подходящих для достижения по меньшей мере одной выбранной цели (19) оптимизации. Обеспечивается оптимизированное глобальное управления энергетической сетью летательного аппарата. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям вертолета. Способ автоматического управления режимом работы газотурбинного двигателя вертолета содержит этап получения данных, характеризующих полет вертолета, этап выбора газотурбинного двигателя, для которого смена режима будет наиболее надлежащей, этап определения режима работы упомянутого газотурбинного двигателя, называемого выбранным режимом и выбираемого среди множества заранее определенных режимов работы в зависимости от упомянутых данных, характеризующих полет вертолета, и этап управления режимом работы упомянутого газотурбинного двигателя в упомянутом выбранном режиме. Объектом изобретения является также соответствующее устройство управления и вертолет. Изобретение позволяет повысить эффективность управления режимами работы газотурбинного двигателя вертолета. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 6 ил.
Газотурбинный двигатель содержит газогенератор, свободную турбину, стартер-генератор, неподвижно соединенный с промежуточным валом, и устройство спонтанного механического соединения газогенератора и свободной турбины. Устройство соединения содержит две шестерни холостого хода, связывающие соответственно промежуточный вал с первым валом, имеющим с газогенератором понижающее передаточное отношение К1, и с упомянутым вторым валом, имеющим со свободной турбиной понижающее передаточное отношение К2. Шестерни выполнены таким образом, чтобы свободная турбина спонтанно приводила во вращение газогенератор через упомянутые валы и шестерни холостого хода, как только упомянутое отношение скоростей становится меньше отношения К2/К1. Другие изобретения группы относятся к двухмоторному вертолету и способу оптимизации режима сверхмалого газа, в которых применятся указанный выше газотурбинный двигатель. Группа изобретений позволяет без внешнего привода переводить газотурбинный двигатель из конфигурации, в которой турбины не связаны друг с другом в конфигурацию, в которой турбины связаны друг с другом. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к устройству и способу проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя, а также к газотурбинному двигателю, оснащенному таким устройством проверки целостности. Объектами изобретения являются способ и устройство проверки целостности системы быстрой реактивации газотурбинного двигателя (5) вертолета, содержащей пневматическую турбину, механически связанную с упомянутым газотурбинным двигателем (5) и питаемую газом под давлением по команде при помощи пневматического контура (8) питания, чтобы обеспечивать возможность приведения во вращение упомянутого газотурбинного двигателя (5) и его реактивацию, при этом упомянутое устройство проверки отличается тем, что содержит средства (21, 22) отбора воздуха под давлением на газотурбинном двигателе (5), трубопровод (23) доставки этого отбираемого воздуха в упомянутый пневматический контур (8) питания газом упомянутой пневматической турбины, средства определения скорости вращения упомянутой пневматической турбины. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.
Объектом изобретения является устройство содействия для силовой установки одномоторного вертолета, содержащей двигатель, соединенный с коробкой (15) передачи мощности, выполненной с возможностью приведения во вращение несущего винта вертолета, отличающееся тем, что содержит: приводную турбину (18) для приведения во вращение выходного вала (34), механически соединенного с упомянутой коробкой (15) передачи мощности; и управляемые средства (16) питания упомянутой приводной турбины (18) текучей средой под давлением, чтобы упомянутая турбина (18) могла преобразовать энергию упомянутой текучей среды под давлением в механическую энергию вращения упомянутого выходного вала (34). 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к газотурбинному двигателю, предназначенному для оснащения многомоторного, в частности двухмоторного, вертолета. Изобретение также относится к двухмоторному вертолету, содержащему по меньшей мере один газотурбинный двигатель, и к способу оптимизации режима сверхмалого газа с нулевой мощностью такого вертолета. Газотурбинный двигатель содержит газогенератор (5), выполненный с возможностью своего приведения во вращение, и свободную турбину (6), приводимую во вращение газами упомянутого газогенератора (5). При этом двигатель также содержит устройство (40) управляемого механического соединения упомянутого газогенератора (5) и упомянутой свободной турбины (6), выполненное с возможностью соединять механически и по команде упомянутый газогенератор (5) и упомянутую свободную турбину (6), как только скорость вращения упомянутого газогенератора (5) достигает заранее определенной пороговой скорости. Изобретение позволяет снизить температуру горячих частей газотурбинного двигателя, а также уменьшить расход топлива. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к газотурбинным установкам. Устройство экстренного запуска газотурбинного двигателя (6) вертолета содержит гидравлический двигатель (7), механически связанный с упомянутым газотурбинным двигателем (6) и гидропневматический аккумулятор (9), связанный с упомянутым гидравлическим двигателем через (7) гидравлический контур (10) питания жидкостью под давлением упомянутого гидравлического двигателя (7). Управляемый гидравлический вентиль (11) быстрого открывания установлен на гидравлическом контуре (10) между аккумулятором (9) и гидравлическим двигателем (7) и выполнен с возможностью перехода по команде в открытое положение, в котором жидкость может питать гидравлический двигатель (7), или в закрытое положение, в котором гидравлический двигатель (7) перестает получать питание жидкостью под давлением. Техническим результатом является защита устройства экстренного запуска и газотурбинного двигателя при превышении заданного порога давления жидкости в гидравлическом контуре. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.
Способ оптимизации удельного расхода топлива вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями (1, 2), каждый из которых содержит газогенератор (11, 21), оснащенный камерой (СС) сгорания, при этом каждый из этих газотурбинных двигателей (1, 2) выполнен с возможностью самостоятельно работать в постоянном полетном режиме, а другой газотурбинный двигатель (2, 1) находится при этом в так называемом режиме сверхмалого газа с нулевой мощностью и с включенной камерой (СС) сгорания, причем этот режим сверхмалого газа поддерживают посредством механического приведения во вращение вала (АЕ) газогенератора в этом режиме таким образом, чтобы снизить рабочую температуру и расход топлива этого газогенератора. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области турбинных двигателей и, конкретнее, к двигателю, содержащему по меньшей мере: компрессор; камеру сгорания; первую турбину, соединенную с компрессором с помощью первого вращающегося вала; приводное устройство для приведения в действие указанного первого вращающегося вала для того, чтобы удерживать первую турбину и компрессор во вращении при погашенной камере сгорания; и контур смазки для смазки двигателя. Контур проходит через по меньшей мере один источник тепла, пригодный для нагрева смазки в указанном контуре смазки при вращении первой турбины и компрессора с погашенной камерой сгорания. Описаны также силовая турбина и способ регулирования температуры смазки в контуре. Технический результат – обеспечение двигателя смазкой надлежащей температуры и вязкости в режиме проворачивания даже при очень низких температурах. 3 н. и 12 з.п. ф-лы,23 ил.
Изобретение относится к области турбинных двигателей. В двигателе, содержащем, по меньшей мере, компрессор, камеру сгорания, первую турбину, соединенную с компрессором с помощью первого вращающегося вала, приводное устройство) для приведения в действие указанного первого вращающегося вала для того, чтобы удерживать первую турбину и компрессор во вращении при погашенной камере сгорания.. Контур для смазки двигателя проходит через, по меньшей мере, один источник тепла, пригодный для нагрева смазки в указанном контуре смазки при вращении первой турбины и компрессора с погашенной камерой сгорания. Изобретение позволяет повысить надежность работы двигателя. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 13 ил.
Предложена система экстренного запуска газотурбинного двигателя, содержащая, по меньшей мере, один газогенератор на твердом ракетном топливе, электрически управляемое устройство воспламенения, вычислительное устройство, связанное с устройством воспламенения, и, по меньшей мере, два независимых стартера, каждый из которых предназначен для запуска одного газотурбинного двигателя, при этом каждый стартер содержит турбину привода вала, предназначенного для соединения с валом соответствующего газотурбинного двигателя, при этом выход газов генератора соединен с входом турбины стартера каждого стартера через один распределительный вентиль, связанный с вычислительным устройством. Описаны также летательный аппарат и способ экстренного запуска газотурбинного двигателя. Технический результат изобретений – упрощение, повышение эффективности и экономичности. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к аварийным стартерам, обеспечивающим реакцию указанного порядка величины, то есть в несколько секунд, и не имеющим недостатков, связанных с массой и с габаритами гидравлических или пневматических аварийных стартеров. Для этого настоящим изобретением предлагается объединить моментальное толкающее усилие газа пиротехнического типа с трансмиссионным объемным генератором в сочетании с автоматическим соединением/разъединением с запускаемой установкой. Система экстренного запуска в соответствии с изобретением содержит, по меньшей мере, один пиротехнический газогенератор, связанный с электрическим инициатором, который, в свою очередь, связан с вычислительным устройством, объемный двигатель, в котором находятся прямозубые зубчатые передачи, при этом пиротехнический газогенератор связан с двигателем через вход корпуса. Двигатель содержит средство соединения, выполненное с возможностью перемещаться на конце трансмиссионного вала и предназначенное для соединения этого трансмиссионного вала с приемным валом установки через центробежное сцепление. Изобретение позволяет повысить надежность экстренного запуска установки генерирования энергии в критических ситуациях. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 8 ил.
