Патенты автора МАРКОНИ Патрик (FR)
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.
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.
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.
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 области авиации, в частности к конструкциям систем силовых установок. Способ передачи энергии между вспомогательным (8) и основными двигателями (1) вертолета состоит в добавлении на некоторых этапах полета к мощности основных двигателей (1) мощности вспомогательного двигателя (8) посредством соединения приводного вала (82) вспомогательного двигателя (8) с приводным валом (25) или валом силовой передачи (31) основного двигателя. Конструкция для передачи энергии включает основные двигатели (1, 1') и APU (вспомогательный двигатель) (8), двигатели (1,1`) содержат газогенератор (2; 81) в соединении с редукторами (6) и коробками 7 приводов вспомогательных агрегатов для отбора механической, электрической и/или гидравлической мощности. APU (8) соединен с механизмом преобразования мощности (83, 84, 11). Механизм преобразования мощности (83, 84, 11) соединен с основным и вспомогательным оборудованием через редуктор (6) и/или коробку (7) приводов вспомогательных агрегатов основных двигателей (1, 1'). Достигается возможность использования вспомогательного двигателя в полете. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение направлено на то, чтобы устранить проблемы, связанные с большими габаритами, массами или с надежностью. С этой целью энергию рекуперируют в выхлопном сопле, преобразуют и утилизируют механическими или электрическими средствами. Пример конструкции турбомашины согласно изобретению содержит главный газотурбинный двигатель (1) и теплообменник (18), установленный в выхлопном сопле (70) и соединенный посредством устройства каналов (18а и 18b) c независимой системой (16) преобразования тепловой энергии с механическую энергию. Эта независимая система (16) соединена с расположенными в определенной зоне (Z1) механическими средствами (20) через приводной вал (15) передачи мощности на трансмиссионный вал мощности (80) в зависимости от потребностей летательного аппарата. Достигается снижение габаритов и массы, а также повышение надежности. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 13 ил.
Способ регулирования расхода воздуха в центробежном компрессоре (10) турбомашины заключается в обеспечении распределения воздуха через первую кольцевую решетку (G1) лопастей (24) с изменяемым углом установки. По краю решетки в радиальном направлении расположена вторая кольцевая решетка (G2) лопастей с тем же количеством лопастей (28) с фиксированным углом установки той же радиальной протяженности. Распределение в радиальном направлении производится путем взаимодействия лопастей (24, 28) двух решеток лопастей. Каждую лопасть (24) первой решетки (G1) лопастей приводят во вращение по оси (Х′Х), отстоящей от лопасти (24). Изобретение направлено на поддержание кпд и производительности компрессора турбомашины для уменьшения, по существу, конкретного потребления Cs при обеспечении достаточного запаса от помпажа при частичной нагрузке. 2 н. и 8 з. п. ф-лы, 8 ил.
Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов вспомогательного назначения
