Патенты автора СЕРГИН Камель (FR)
Группа изобретений относится к системе и способу регулирования температуры топлива для питания теплового газотурбинного двигателя, силовой установке, содержащей газотурбинный двигатель. Система содержит контур питания топливом, электронный модуль, источник энергии для электронного модуля, теплообменник. Для регулирования температуры топлива его нагревают в теплообменнике контура питания топливом от тепла, выделяемого электронным модулем через материал с изменением фазы. Обеспечивается оптимизация распределения теплового потока между электронным модулем и топливом. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к силовой установке летательного аппарата. Cиловая установка (10) содержит газотурбинный двигатель (12), винт (14), вращающуюся электрическую машину (16). Силовая установка также содержит средства (20) выборочного соединения вращающейся электрической машины (16) с винтом (14) и/или газотурбинным двигателем (12). Упомянутые средства (20) выполнены с возможностью соединения только винта (14) с вращающейся электрической машиной (16) во время определенного этапа работы силовой установки (10), а также с возможностью соединения или не соединения вращающейся электрической машины (16) с газогенератором и/или свободной турбиной. Изобретение снижает расход топлива, выброс отработавших газов и упрощает процесс руления. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 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.
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.
Устройство (100) помощи во вращении газогенератора для двигателя (GT1) со свободной турбиной воздушного судна, имеющего по меньшей мере два двигателя (GT1, GT2) со свободными турбинами, при этом устройство содержит машину (D1) электрического стартера для обеспечения помощи газогенератору первого двигателя (GT1), использующую энергию, вырабатываемую машиной (G2) электрического генератора, приводимой в движение вторым двигателем (GT2), устройство, дополнительно содержащее по меньшей мере один элемент (S1) накопления электроэнергии, электрически соединенный с указанной машиной (D1) электрического стартера для обеспечения импульса поддержки упомянутому газогенератору. Машина (D1) электрического стартера снабжается энергией от первого преобразователя (SPC1) мощности, дающего возможность ей обмениваться энергией с накопительным элементом (S1) для обеспечения импульса помощи, который передает к ней же энергию, подаваемую вторым преобразователем (SPC2) мощности для помощи. Достигается независимость от бортовой сети и легкость реализации. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 13 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.
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 гибридному устройству (100; 500) отключения для электрической цепи. Устройство содержит статический компонент (101; 501) отключения и электромеханический компонент отключения, при этом статический компонент (101; 501) закреплен на держателе (110; 510), содержащем электрические контакты (111, 112; 511, 512) для статического компонента, причем указанный держатель (110; 510) выполнен с возможностью перемещения при получении команды на отключение таким образом, чтобы отвести по меньшей мере один из указанных электрических контактов (111, 112; 511, 512) от соответствующего разъема, образуя, таким образом, указанный электромеханический компонент отключения. Техническим результатом является обеспечение малочувствительности к внешним условиям. 6 н. и 8 з.п. ф-лы, 7 ил.
