Способ и летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью, оборудованный двумя основными газотурбинными двигателями и менее мощным вспомогательным газотурбинным двигателем

Авторы патента:


Способ и летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью, оборудованный двумя основными газотурбинными двигателями и менее мощным вспомогательным газотурбинным двигателем
Способ и летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью, оборудованный двумя основными газотурбинными двигателями и менее мощным вспомогательным газотурбинным двигателем
Способ и летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью, оборудованный двумя основными газотурбинными двигателями и менее мощным вспомогательным газотурбинным двигателем

 


Владельцы патента RU 2562084:

ЭЙРБАС ХЕЛИКОПТЕРС (FR)

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям силовых установок летательных аппаратов. Летательный аппарат (1) оснащен вращающейся несущей поверхностью (2) и газотурбинными двигателями (11, 12, 13) для приведения в движение упомянутой вращающейся несущей поверхности (2). Летательный аппарат содержит два идентичных основных газотурбинных двигателя (11, 12), каждый из которых может работать, по меньшей мере, в одном специфическом режиме, связанном с основной мощностью (PMD, PIU), и вспомогательный газотурбинный двигатель (13), который может работать в указанном, по меньшей мере, одном специфическом режиме, выдавая вспомогательную мощность (PMD', PIU'), пропорциональную соответствующей основной мощности (PMD, PIU) с коэффициентом пропорциональности (k), меньшим или равным 0,5. При этом упомянутый летательный аппарат имеет систему (20) управления для приведения в действие вращающейся несущей поверхности за счет непрерывной работы каждого основного газотурбинного двигателя (11, 12) во время полета и дополнительно вспомогательного газотурбинного двигателя (13), по меньшей мере, во время одной заранее определенной специфической фазы. Достигается снижение удельного расхода топлива при крейсерском полете. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к летательному аппарату с вращающейся несущей поверхностью, оборудованному двумя основными газотурбинными двигателями и менее мощным вспомогательным газотурбинным двигателем, и к способу управления этим летательным аппаратом.

Под газотурбинным двигателем следует понимать силовую установку, участвующую в создании тяги и/или вертикальной подъемной силы летательного аппарата. На летательном аппарате, оборудованном вращающейся несущей поверхностью, «газотурбинным двигателем» называют силовую установку, приводящую во вращение главный редуктор, который приводит во вращение, по меньшей мере, один винт вращающейся несущей поверхности.

Иногда летательный аппарат оборудуют вспомогательной силовой тепловой установкой, известной под сокращением APU (“auxiliary power unit” на английском языке). Эту вспомогательную силовую установку можно, например, использовать для генерирования электрической энергии или для приведения в действие гидравлических систем. С другой стороны, вспомогательная силовая установка не приводит в действие главный редуктор винта летательного аппарата с вращающейся несущей поверхностью.

Следовательно, вспомогательная силовая установка летательного аппарата не представляет собой газотурбинный двигатель в рамках изобретения.

Это изобретение относится к области силовых установок летательных аппаратов с вращающейся несущей поверхностью, например, таких как вертолеты.

Уровень техники

Характеристики газотурбинного двигателя меняются в зависимости от определения его параметров.

Так, заявитель отмечает, что удельная масса газотурбинного двигателя зависит от мощности, которую может выдавать этот газотурбинный двигатель. Чем мощнее газотурбинный двигатель, тем меньше его удельная масса. Следует напомнить, что удельная масса двигателя, развивающего данную мощность, соответствует массе этого двигателя, поделенной на упомянутую данную мощность.

Точно также удельный расход топлива газотурбинного двигателя зависит от мощности, которую может выдавать этот газотурбинный двигатель. Но при этом отмечается, что, чем мощнее газотурбинный двигатель, тем меньше его удельный расход.

При этом использование очень мощного газотурбинного двигателя представляется более рентабельным, чем использование менее мощного газотурбинного двигателя с точки зрения расхода топлива.

Вместе с тем, удельный расход данного газотурбинного двигателя меняется также в зависимости от выдаваемой мощности. Следовательно, газотурбинный двигатель имеет оптимизированный удельный расход, если газотурбинный двигатель развивает максимально допустимую мощность для этого газотурбинного двигателя. Тем не менее, если развиваемая мощность снижается, удельный расход газотурбинного двигателя увеличивается.

Из всего вышесказанного следует, что определение параметров газотурбинного двигателя является довольно сложной задачей.

На летательном аппарате с вращающейся несущей поверхностью конструктор определяет максимальную мощность, которую должен выдавать газотурбинный двигатель, чтобы обеспечивать необходимые характеристики летательного аппарата. Поэтому параметры газотурбинного двигателя определяют таким образом, чтобы выдавать эту максимальную мощность.

Если мощность одного газотурбинного двигателя оказывается недостаточной, то, естественно, конструкторы устанавливают на летательных аппаратах несколько газотурбинных двигателей. Так, летательные аппараты большого тоннажа имеют несколько газотурбинных двигателей.

Таким образом, предпочтительными являются многомоторные летательные аппараты. Однако эксплуатация таких многомоторных летательных аппаратов связана с проблемой обеспечения безопасности полета в случае отказа одного газотурбинного двигателя.

В частности, на летательном аппарате с вращающейся несущей поверхностью используют три конфигурации.

Согласно первой конфигурации, летательный аппарат оборудуют двумя сверхмощными идентичными газотурбинными двигателями.

«Идентичными газотурбинными двигателями» называют газотурбинные двигатели, имеющие идентичные характеристики приведения в действие вращающегося органа и, в частности, газотурбинные двигатели, развивающие одинаковые теоретические максимальные мощности.

С другой стороны, «неодинаковыми двигателями» называют двигатели, имеющие разные характеристики приведения в действие, то есть двигатели, развивающие разные максимальные мощности.

В рамках первой конфигурации два газотурбинных двигателя выполнены, каждый, с завышением параметров, чтобы обеспечить безопасность полета в случае отказа другого газотурбинного двигателя.

При этом каждый газотурбинный двигатель может работать в так называемом «текущем режиме» во время крейсерского полета. Этот текущий режим иногда называется «максимальным продолжительным режимом» и связывает максимальную продолжительную мощность РМС с неограниченной продолжительностью использования.

Кроме того, каждый газотурбинный двигатель может также работать в специфических режимах, применяемых во время специфических фаз полета.

Так, конструкторы предусматривают режим, для удобства называемый «нормальным специфическим режимом». Этот нормальный специфический режим часто называют «взлетным режимом» по причине его применения во время специфической фазы взлета. На двухмоторном летательном аппарате нормальный специфический режим применяют также во время специфической фазы, близкой к режиму висения.

Нормальный специфический режим связывает максимальную взлетную мощность PMD с ограниченным временем применения. Максимальная взлетная мощность PMD превышает максимальную продолжительную мощность РМС.

Кроме того, когда один из газотурбинных двигателей выходит из строя, на двухмоторных летательных аппаратах применяют следующие специфические чрезвычайные режимы:

- первый специфический чрезвычайный режим, связывающий сверх чрезвычайную мощность PSU с продолжительностью порядка последовательных тридцати секунд;

- второй специфический чрезвычайный режим, связывающий максимальную чрезвычайную мощность PMU с продолжительностью использования порядка двух минут;

- третий специфический чрезвычайный режим, связывающий промежуточную чрезвычайную мощность PIU с продолжительностью использования, охватывающей, например, окончание полета после отказа газотурбинного двигателя.

Мощности, развиваемые во время применения специфических чрезвычайных режимов, являются более значительными, чем мощности, развиваемые во время применения текущего режима.

Таким образом, классически параметры каждого газотурбинного двигателя определяют в зависимости от наибольшей чрезвычайной мощности, то есть от сверх чрезвычайной мощности PSU в соответствии с вышеуказанными режимами. Согласно вышеупомянутым принципам, удельный расход этих газотурбинных двигателей во время использования максимальной продолжительной мощности не является оптимальным, поскольку максимальная продолжительная мощность РМС значительно далека от максимальной мощности, которую может выдавать газотурбинный двигатель.

Согласно второй конфигурации, летательный аппарат оборудован двумя идентичными газотурбинными двигателями и характеризуется установлением «тупикового времени».

Основываясь на накопленном опыте, можно не учитывать риск отказа в некоторых фазах полета. При этом параметры газотурбинного двигателя можно предусмотреть таким образом, чтобы он выдавал чрезвычайную мощность, меньшую, чем в рамках первой конфигурации. В этом случае масса двигателя может быть меньше, но следствием этого является уменьшение максимальной продолжительной мощности РМС.

Однако эта вторая конфигурация может потребовать проведения обучения для пилотов с целью сведения к минимуму продолжительности фаз полета, для которых случай отказа газотурбинного двигателя не был предусмотрен.

Согласно третьей конфигурации, летательный аппарат оборудован тремя идентичными газотурбинными двигателями. В случае выхода из строя одного газотурбинного двигателя два газотурбинных двигателя продолжают работать для обеспечения безопасности полета.

Для одного и того же летательного аппарата трехмоторная силовая установка требует менее мощных газотурбинных двигателей, чем двухмоторная установка.

Однако применение менее мощных газотурбинных двигателей по сравнению с двухмоторным летательным аппаратом не является полностью оптимизированным. Действительно, можно напомнить, что использование более мощного газотурбинного двигателя является более рентабельным, чем использование менее мощного газотурбинного двигателя, с точки зрения расхода топлива.

Таким образом, определение параметров силовой установки летательного аппарата оказывается сложным, независимо от выбираемой конфигурации.

Из предшествующего уровня техники известен документ US 4,479,619, в котором предложена система передачи мощности для трехмоторных вертолетов.

В этом решении предложен также альтернативный вариант отключения сцепления одного двигателя из трех.

Вертолет “Super-Frelon” заявителя тоже имеет три идентичных двигателя (без сцепления).

В документе US 3,963,372 предложено решение управления мощностью и контроля двигателей для трехмоторных вертолетов.

Чтобы преодолеть проблемы, связанные с двигателями с избыточными параметрами, в прошлом уже была рассмотрена установка двигателей с неодинаковой максимальной мощностью в случае двухмоторных летательных аппаратов. В частности, в документе WO2012/059671А1 были предложены два двигателя с неодинаковой максимальной мощностью.

В документе US 2009/186320 раскрыт летательный аппарат, содержащий три газотурбинных двигателя, которые представляются идентичными. Летательный аппарат содержит систему для имитации отказа газотурбинного двигателя.

Точно так же, в документе US 3,002,710 раскрыт летательный аппарат, содержащий, по меньшей мере, три двигателя.

В документе US 4,1777,693 описан главный редуктор, связанный с тремя кажущимися идентичными двигателями.

В документе ЕР 1175337 описана дополнительная механическая система управления винтокрылого летательного аппарата.

Наконец, известен также документ ЕР 2 148 066.

Сущность изобретения

Настоящее изобретение призвано предложить летательный аппарат с инновационной конфигурацией, предназначенной для оптимизации силовой установки.

Согласно изобретению, летательный аппарат оснащен вращающейся несущей поверхностью и тремя газотурбинными двигателями для приведения в движение вращающейся несущей поверхности.

Кроме того, упомянутые три газотурбинных двигателя включают в себя два идентичных основных газотурбинных двигателя, которые могут работать, по меньшей мере, в одном специфическом режиме, связанном с развиваемой основной мощностью. Оба основных газотурбинных двигателя могут также работать в текущем режиме, связанном с максимальной продолжительной мощностью РМС. Иначе говоря, каждый основной газотурбинный двигатель может развивать максимальную продолжительную мощность РМС.

Упомянутые три газотурбинных двигателя включают в себя также вспомогательный газотурбинный двигатель, который может работать в указанном, по меньшей мере, одном специфическом режиме, выдавая вспомогательную мощность, пропорциональную соответствующей основной мощности с коэффициентом пропорциональности, меньшим или равным 0,5.

Таким образом, вспомогательный газотурбинный двигатель развивает мощность, которая, самое большее, равна половине мощности, развиваемой каждым основным газотурбинным двигателем.

Таким образом, летательный аппарат не содержит три идентичных двигателя, как в некоторых известных решениях, а два идентичных «больших основных газотурбинных двигателя» и один «малый вспомогательный газотурбинный двигатель», при этом относительные термины «большой» и «малый» указаны в связи с мощностями, развиваемыми этими газотурбинными двигателями.

При этом летательный аппарат имеет систему управления для приведения в действие вращающейся несущей поверхности за счет непрерывной работы каждого основного газотурбинного двигателя во время полета и дополнительно вспомогательного газотурбинного двигателя, по меньшей мере, во время заранее определенной специфической фазы.

Под «специфической фазой» следует понимать периоды, во время которых вспомогательный газотурбинный двигатель нагружают для участия в силе тяге и/или в подъемной силе летательного аппарата.

Следовательно, изобретением предлагается использовать два идентичных газотурбинных двигателя и один вспомогательный газотурбинный двигатель, который может выдавать так называемую «вспомогательную мощность», меньшую так называемой «первичной мощности», которую может выдавать каждый основной газотурбинный двигатель в том же специфическом режиме.

Применение вспомогательного газотурбинного двигателя с меньшими характеристиками и меньшего размера может показаться неожиданным и контрпродуктивным. Действительно, можно напомнить, что чем мощнее газотурбинный двигатель, тем меньше его удельная масса. Применение малого маломощного газотурбинного двигателя может показаться идущим в разрез с этим принципом.

Однако изобретение предусматривает использовать этот вспомогательный газотурбинный двигатель только во время специфических фаз. Таким образом, точечное и ограниченное в течение срока службы летательного аппарата использование малорентабельного газотурбинного двигателя не обязательно является недостатком, если принимать во внимание преимущества изобретения.

Действительно, такой летательный аппарат не требует применения очень мощного специфического чрезвычайного режима, такого как режимы, связанные со сверх чрезвычайной мощностью PSU и с максимальной чрезвычайной мощностью PMU.

Таким образом, основные газотурбинные двигатели могут иметь нормальный специфический режим использования, а именно взлетный режим, связанный с основной взлетной максимальной мощностью PMD, и текущий режим, связанный с максимальной продолжительной мощностью РМС.

Вспомогательный газотурбинный двигатель может иметь нормальный специфический режим, связанный с вспомогательной взлетной максимальной мощностью PMD'. Вспомогательная взлетная максимальная мощность PMD' равна при этом k-кратной основной взлетной максимальной мощности PMD, где “k” является упомянутым коэффициентом пропорциональности.

Следовательно, параметры основных газотурбинных двигателей можно определить в зависимости от их максимальной продолжительной мощности. Таким образом, оптимизируют удельный расход основных газотурбинных двигателей, например, во время полета на крейсерской скорости. Эта оптимизация представляет исключительный интерес, поскольку в течение всего срока эксплуатации летательного аппарата в основном применяют эту максимальную продолжительную мощность.

Таким образом, во время крейсерского полета для приведения в действие средств создания тяги и/или подъемной силы используют только основные газотурбинные двигатели.

Тем не менее, отказ одного основного газотурбинного двигателя не является критическим, поскольку другой газотурбинный двигатель может обеспечивать продолжение полета с учетом мощностей, необходимых для поддержания крейсерской скорости.

С другой стороны, во время каждой специфической фазы, требующей значительной мощности, система управления задействует основные газотурбинные двигатели и вспомогательный газотурбинный двигатель для приведения в действие средств создания тяги и/или подъемной силы. В случае отказа одного газотурбинного двигателя безопасность полета могут обеспечивать оставшийся в строю основной газотурбинный двигатель и вспомогательный газотурбинный двигатель.

Поскольку эти специфические фазы применяют относительно мало, не оптимальную производительность вспомогательного газотурбинного двигателя можно компенсировать выигрышем, достигаемым во время полетов на крейсерской скорости. Действительно, использование специфической фазы статистически по времени составляет примерно 5 минут на час полета.

Кроме того, во время каждой специфической фазы и в отсутствие отказа, вспомогательный газотурбинный двигатель может обеспечивать дополнительную мощность для улучшения характеристик летательного аппарата.

Для этого летательный аппарат может содержать дополнительный винт для управления движением по рысканию летательного аппарата и вращающуюся несущую поверхность.

При этом летательный аппарат может содержать главный редуктор, приводящий в действие вращающуюся несущую поверхность, и хвостовой редуктор, приводящий в действие дополнительный винт. Основные газотурбинные двигатели могут приводить в действие главный редуктор, причем этот главный редуктор приводит в действие хвостовой редуктор через механическую связь.

С упомянутой механической связью может входить в зацепление вспомогательный газотурбинный двигатель.

Таким образом, значительную часть мощности, выдаваемой вспомогательным газотурбинным двигателем во время каждой специфической фазы и в отсутствие отказа, использует дополнительный винт. Излишек мощности использует вращающаяся несущая поверхность для улучшения характеристик летательного аппарата.

Согласно другим вариантам, вспомогательный газотурбинный двигатель может быть связан либо с механической связью, проходящей от основного газотурбинного двигателя к главному редуктору, либо с главным редуктором через новую механическую связь.

Например, двухмоторный летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью может содержать два основных газотурбинных двигателя, каждый из которых развивает максимальную продолжительную мощность порядка 1500 кВт и сверх чрезвычайную мощность порядка 1800 кВт.

В случае отказа одного газотурбинного двигателя силовая установки может, таким образом, развивать мощность 1800кВт в течение ограниченного времени.

За счет применения изобретения можно иметь два основных газотурбинных двигателя, каждый из которых развивает максимальную продолжительную мощность порядка 1500 кВт, но не выдает сверх чрезвычайной мощности, чтобы оптимизировать их удельную массу и их удельный расход во время использования основной максимальной продолжительной мощности.

Добавление вспомогательного газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением позволяет увеличить мощность, выдаваемую силовой установкой, например, чтобы, по меньшей мере, получить общую мощность 1800 кВт. Кроме того, этот вспомогательный газотурбинный двигатель имеет небольшой размер и не приводит к критическому увеличению массы. Кроме того, как будет показано ниже и как неожиданно оказалось, это увеличение массы может быть совершенно не значительным.

Этот летательный аппарат может также иметь один или несколько следующих отличительных признаков.

Например, коэффициент пропорциональности может составлять от 0,2 до 0,5 включительно.

Действительно, вспомогательный газотурбинный двигатель является небольшим газотурбинным двигателем с меньшими размерами по сравнению с основными газотурбинными двигателями.

Если вернуться к приведенному выше примеру, коэффициент пропорциональности, равный 0,2, позволяет установке достигать общей мощности 1800 кВт.

Кроме того, этот интервал коэффициента пропорциональности является ограниченным. Кроме того, этот интервал коэффициента пропорциональности имеет особые преимущества и не может быть получен путем простых действий исполнителя, а за счет применения изобретательского уровня.

Действительно, заявитель отметил, что во время посадки на авторотации с двумя основными двигателями, прекратившими выдавать мощность, использование вспомогательного газотурбинного двигателя с таким коэффициентом пропорциональности позволяет снизить скорость снижения, по меньшей мере, в два раза по сравнению с летательным аппаратом, не имеющим этого газотурбинного двигателя. Таким образом, посадка может происходить в более благоприятных условиях.

Кроме того, во время каждой специфической фазы система управления может регулировать газотурбинные двигатели таким образом, чтобы они работали в нормальном специфическом режиме, применяемом в отсутствие отказа газотурбинного двигателя.

Например, во время полета в режиме висения газотурбинные двигатели работают в своем нормальном специфическом взлетном режиме.

В отличие от известных решений в этом случае не предусмотрен никакой чрезвычайный режим.

Согласно другому варианту, во время каждой специфической фазы система управления может регулировать газотурбинные двигатели таким образом, чтобы они работали в режимах, включающих в себя нормальный специфический режим, применяемый в отсутствие отказа газотурбинного двигателя, и единый специфический чрезвычайный режим, непрерывно применяемый в случае отказа основного газотурбинного двигателя.

Этот вариант предусматривает применение единого специфического чрезвычайного режима, например, типа третьего специфического чрезвычайного режима из известных решений, связанного с промежуточной чрезвычайной мощностью PIU. Такой режим почти не оказывает или совсем не оказывает отрицательного влияния и требует относительно небольшой дополнительной мощности, в частности, по сравнению с максимальной продолжительной мощностью РМС.

Кроме того, поскольку каждый газотурбинный двигатель содержит газогенератор, летательный аппарат может содержать систему измерения скорости вращения Ng каждого газогенератора, при этом система управления взаимодействует с системой измерения для регулирования вспомогательного газотурбинного двигателя во время каждой специфической фазы посредством регулирования скорости вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя в зависимости от скорости вращения газогенератора основного газотурбинного двигателя. В частности, система управления может регулировать скорость вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя в зависимости от наиболее высокой скорости вращения газогенераторов основных газотурбинных двигателей.

Система управления может стремиться уравнивать скорости вращения для газогенераторов вспомогательного газотурбинного двигателя и основного газотурбинного двигателя, служащего в качестве контрольного.

Во время каждой специфической фазы и в случае отказа одного основного газотурбинного двигателя основной газотурбинный двигатель и вспомогательный газотурбинный двигатель ускоряются, чтобы компенсировать потерю мощности вследствие отказа.

При этом ускорение вспомогательного газотурбинного двигателя является очень быстрым за счет небольшого размера вспомогательного газотурбинного двигателя по сравнению с основными газотурбинными двигателями. Это быстрое ускорение позволяет пилоту выиграть драгоценные секунды.

Кроме того, несмотря на неодинаковые мощности, выдаваемые газотурбинными двигателями, это регулирование позволяет выводить для пилота на дисплей одинаковые параметры управления, а именно скорости вращения газогенераторов газотурбинных двигателей, которые должны быть по существу равными. Представляемые пилоту скорости вращения газогенераторов газотурбинных двигателей выражены, например, в процентах скорости вращения газогенераторов во взлетном режиме.

Кроме того, летательный аппарат может содержать устройство измерения поступательной скорости летательного аппарата, при этом система управления взаимодействует с системой измерения для использования вспомогательного газотурбинного двигателя с целью приведения в действие вращающейся несущей поверхности, когда упомянутая поступательная скорость ниже порога.

При этом упомянутые специфические фазы включают в себя периоды полета на низкой скорости. Порог может, например, соответствовать скорости на минимальной мощности, необходимой для полета, известной под названием Vy, и даже в процентах этой скорости на минимальной мощности Vy.

Если летательный аппарат содержит убирающееся шасси и систему определения для определения выпуска шасси, система управления взаимодействует с системой определения для использования вспомогательного газотурбинного двигателя с целью приведения в действие вращающейся несущей поверхности, когда шасси выпущено.

Действительно, полет на низкой скорости часто осуществляют с выпущенным шасси. В этой ситуации задействуют вспомогательный газотурбинный двигатель для участия в создании силы тяги и/или подъемной силы летательного аппарата.

Летательный аппарат может также содержать устройство определения, чтобы определять, находится ли летательный аппарат на земле, при этом система управления взаимодействует с устройством определения для использования вспомогательного газотурбинного двигателя с целью приведения в действие вращающейся несущей поверхности, когда летательный аппарат находится на земле.

В случае необходимости, вспомогательный газотурбинный двигатель можно использовать для перемещения летательного аппарата на стоянке.

Кроме того, летательный аппарат может быть лишен вспомогательной силовой установки для выдачи электрической энергии, и в этом случае летательный аппарат содержит систему генерирования электрической энергии, взаимодействующую со вспомогательным газотурбинным двигателем для генерирования электрической энергии вне каждой специфической фазы, и батарею на 17 ампер-час (А.ч) для питания вспомогательного газотурбинного двигателя.

При этом влияние установки вспомогательного газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением является ограниченным.

Двухмоторный летательный аппарат обычно содержит вспомогательную силовую установку и мощные батареи, как минимум, на 45 ампер-час. Исключение вспомогательной силовой установки и замена этих мощных батарей менее мощными батареями позволяет получить существенный выигрыш в массе. Этот выигрыш может составлять примерно один килограмм на каждый сэкономленный ампер-час.

При этом вспомогательный газотурбинный двигатель может выполнять функцию вспомогательной силовой установки. Этот вспомогательный газотурбинный двигатель запускают на земле при помощи батареи на 17 ампер-час. Газотурбинный двигатель обеспечивает руление летательного аппарата и генерирование электрической энергии, достаточной для запуска основных газотурбинных двигателей.

Кроме того, вне каждой специфической фазы и во время полета газотурбинный двигатель может также работать во вспомогательном режиме для генерирования электрической энергии.

Эта работа может представлять интерес в случае неисправности бортовой электрической сети или для питания установки, требующей много электрической энергии, например, такой как система борьбы с обледенением.

Для этого система управления может содержать систему отсоединения вспомогательного газотурбинного двигателя, чтобы разъединять вспомогательный газотурбинный двигатель от вращающейся несущей поверхности.

В случае электрической проблемы, вспомогательный газотурбинный двигатель можно разъединить от цепи приведения в действие вращающейся несущей поверхности.

Система генерирования электрической энергии может содержать стартер-генератор вспомогательного газотурбинного двигателя. При этом работа вспомогательного газотурбинного двигателя позволяет генерировать электрическую энергию при помощи стартера-генератора, установленного на этом вспомогательном газотурбинном двигателе.

В случае отказа батареи на 17 ампер-час, по меньшей мере, один генератор переменного тока, соединенный с основным газотурбинным двигателем, может выдавать электрическую энергию, необходимую для запуска вспомогательного газотурбинного двигателя в случае такой необходимости.

Обычный стартер-генератор может выдавать силу тока 200 ампер при напряжении 24 вольта и может, таким образом, выдавать электрический ток, например, необходимый для питания оборудования борьбы с обледенением или для замещения генераторов переменного тока основных газотурбинных двигателей в случае отказа элементов бортовой электрической сети (генератор переменного тока, выпрямитель,…). Электрическая сеть может быть аналогичной сети, являющейся объектом документа FR2962404.

Летательный аппарат может дополнительно содержать средства тревожного оповещения пилота о необходимости применения вспомогательного газотурбинного двигателя. При этом летательный аппарат оборудован средством ручной активации.

Вспомогательный газотурбинный двигатель может также быть задействован автоматически системой управления.

В частности, такая система управления может иметь электронный орган регулирования на каждый газотурбинный двигатель, известный под сокращенным названием FADEC, причем эти органы могут между собой связываться.

Кроме летательного аппарата, объектом изобретения является также способ использования описанного выше летательного аппарата с вращающейся несущей поверхностью.

Во время этого способа в летательном аппарате располагают три газотурбинных двигателя для приведения в движение вращающейся несущей поверхности, при этом три упомянутых газотурбинных двигателя включают в себя два идентичных основных газотурбинных двигателя, которые могут работать, по меньшей мере, в одном специфическом режиме, связанном с развиваемой основной мощностью, при этом упомянутые три газотурбинных двигателя включают в себя также вспомогательный газотурбинный двигатель, который может работать в указанном, по меньшей мере, одном специфическом режиме, выдавая вспомогательную мощностью, пропорциональную соответствующей основной мощности с коэффициентом пропорциональности, меньшим или равным 0,5.

При этом газотурбинными двигателями управляют таким образом, чтобы приводить в действие вращающуюся несущую поверхность за счет непрерывной работы каждого основного газотурбинного двигателя во время полета, и дополнительно управляют вспомогательным газотурбинным двигателем во время, по меньшей мере, одной заранее определенной специфической фазы.

Этот способ может иметь один или несколько следующих отличительных признаков.

Так, параметры вспомогательного газотурбинного двигателя можно определить таким образом, чтобы коэффициент пропорциональности составлял от 0,2 до 0,5 включительно.

Кроме того, поскольку каждый основной вспомогательный двигатель может работать в текущем режиме, связанном с максимальной продолжительной мощностью, и в нормальном специфическом режиме, связанном с основной максимальной взлетной мощностью, которую используют во время каждой специфической фазы, и вспомогательный газотурбинный двигатель может работать с вспомогательной максимальной взлетной мощностью в нормальном специфическом режиме, то, согласно варианту:

- параметры основных газотурбинных двигателей определяют в зависимости от максимальной продолжительной мощности для оптимизации удельного расхода основных газотурбинных двигателей при этой максимальной продолжительной мощности,

- основную максимальную взлетную мощность рассчитывают в зависимости от максимальной продолжительной мощности согласно правилу пропорциональности, причем это правило пропорциональности устанавливают по правилам термодинамики и по требуемой продолжительности срока службы двигателя,

- вспомогательную максимальную взлетную мощность рассчитывают в зависимости от основной максимальной взлетной мощности, применяя упомянутый коэффициент пропорциональности k.

В известных технических решениях параметры газотурбинного двигателя рассчитывают в зависимости от сверх чрезвычайной мощности. В результате получают удельный расход, не оптимизированный для максимальной продолжительной мощности.

Изобретение позволяет преодолеть этот недостаток за счет определения параметров основных газотурбинных двигателей в зависимости от необходимой максимальной продолжительной мощности. Конструктор легко может установить эту максимальную продолжительную мощность в зависимости от требуемых характеристик летательного аппарата.

При помощи классических закономерностей конструктор выводит основную максимальную взлетную мощность. Например, максимальная взлетная мощность составляет примерно 1,11 максимальной продолжительной мощности.

Наконец, конструктор рассчитывает параметры вспомогательного газотурбинного двигателя таким образом, чтобы этот вспомогательный газотурбинный двигатель мог выдавать вспомогательную максимальную взлетную мощность, равную k-кратной основной максимальной взлетной мощности PMD.

Если газотурбинный двигатель задействован во время каждой специфической фазы и вне ситуации отказа, газотурбинные двигатели работают в этом случае в соответствии со своим нормальным специфическим режимом.

Вместе с тем, дополнительная мощность, обеспечиваемая вспомогательным газотурбинным двигателем, освобождает основные газотурбинные двигатели от необходимости выдавать основную максимальную взлетную мощность. В этом случае мощность, выдаваемая основными газотурбинными двигателями, приближается к максимальной продолжительной мощности, исходя из которой были рассчитаны параметры газотурбинных двигателей.

В случае необходимости, поскольку каждый основной газотурбинный двигатель может работать в чрезвычайном специфическом режиме, связанном с единой основной чрезвычайной мощностью, во время каждой специфической фазы в случае отказа другого газотурбинного двигателя, и вспомогательный газотурбинный двигатель может работать в чрезвычайном специфическом режиме на вспомогательной максимальной чрезвычайной мощности:

- основную чрезвычайную мощность рассчитывают в зависимости от максимальной продолжительной мощности согласно правилу пропорциональности,

- вспомогательную чрезвычайную мощность рассчитывают в зависимости от основной чрезвычайной мощности, применяя упомянутый коэффициент пропорциональности.

Например, основная чрезвычайная мощность составляет примерно 1,025 основной максимальной взлетной мощности PMD.

В этих условиях можно регулировать вспомогательный газотурбинный двигатель посредством регулирования скорости вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя в зависимости от скорости вращения газогенератора основного газотурбинного двигателя, в случае необходимости, в зависимости от наибольшей скорости вращения газогенераторов.

Кроме того, можно регулировать скорость вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя таким образом, чтобы она стремилась к скорости вращения газогенератора основного газотурбинного двигателя.

Например, скорость вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя регулируют:

- в приоритетном порядке, в зависимости от скорости вращения газогенератора газотурбинного двигателя, развивающего самую высокую скорость вращения газогенератора,

- в случае отказа газотурбинного двигателя, развивающего самую высокую скорость вращения газогенератора, - в зависимости от скорости вращения газогенератора оставшегося в строю газотурбинного двигателя.

Кроме того, скорость вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя можно регулировать в зависимости от скорости вращения вращающейся несущей поверхности в случае отказа обоих основных газотурбинных двигателей.

Кроме того, вспомогательный газотурбинный двигатель можно использовать для приведения в действие вращающейся несущей поверхности, по меньшей мере, в одной из следующих ситуаций:

- когда упомянутая поступательная скорость летательного аппарата ниже порога.

- когда упомянутый летательный аппарат имеет убирающееся шасси, вспомогательный газотурбинный двигатель используют для приведения в действие вращающейся несущей поверхности при выпущенном шасси.

- когда летательный аппарат находится на земле.

Таким образом, вспомогательный газотурбинный двигатель можно использовать только в одной из этих ситуаций, тогда как основные газотурбинные двигатели задействованы непрерывно во время полета. Вне этих ситуаций вспомогательный двигатель может быть выключен, переведен в режим малого газа или разъединен от механики приведения в действие вращающейся несущей поверхности.

Согласно способу, при запуске летательного аппарата в первую очередь запускают вспомогательный газотурбинный двигатель. Этот вспомогательный газотурбинный двигатель может приводить в действие агрегаты, например, для разогрева смазочного масла или для обогрева салона.

При этом тормоз винта летательного аппарата отпускают, чтобы можно было привести в действие вращающуюся несущую поверхность при помощи вспомогательного газотурбинного двигателя. В случае необходимости, летательный аппарат может при этом выполнять руление на земле.

Затем запускают основные газотурбинные двигатели. Во время взлета все три газотурбинных двигателя работают в нормальном специфическом режиме, связанном с максимальной взлетной мощностью. Три газотурбинных двигателя выдают мощность, пропорциональную их максимальной взлетной мощности в соответствии с одинаковым соотношением.

Отказ вспомогательного газотурбинного двигателя является не критическим, поскольку для обеспечения взлета достаточно основных газотурбинных двигателей.

В случае отказа одного основного газотурбинного двигателя можно ускорить оставшиеся газотурбинные двигатели, чтобы компенсировать получающуюся в результате потерю мощности. В случае необходимости, пилот может сконцентрироваться на управлении траекторией, в то время как система управления автоматически управляет газотурбинными двигателями.

Во время крейсерского полета вспомогательный газотурбинный двигатель не нужен для обеспечения полета. Этот вспомогательный газотурбинный двигатель можно отключить, перевести в режим малого газа или разъединить от механики приведения в действие вращающейся несущей поверхности. Когда вспомогательный газотурбинный двигатель разъединен от вращающейся несущей поверхности, его можно использовать в режиме работы вспомогательной силовой установки.

Для обеспечения приведения в действие при отказе одного основного газотурбинного двигателя система управления может перевести основной газотурбинный двигатель в режим малого газа и задействовать вспомогательный газотурбинный двигатель.

Краткое описание чертежей

Изобретение и его преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания иллюстративных примеров выполнения со ссылками на прилагаемые фигуры, на которых:

Фиг. 1 - летательный аппарат в соответствии с изобретением.

Фиг. 2 - система отсоединения.

Фиг. 3 - диаграмма, иллюстрирующая удельный расход двигателя.

Элементы на разных фигурах имеют одинаковые обозначения.

Описание вариантов осуществления

На фиг. 1 схематично показан летательный аппарат 1 для иллюстрации изобретения.

Этот летательный аппарат 1 может быть оборудован вращающейся несущей поверхностью 2, содержащей, по меньшей мере, один создающий подъемную силу и даже тягу винт 3. Кроме того, летательный аппарат может содержать, по меньшей мере, один дополнительный винт 4, в частности, для управления движением по рысканию этого летательного аппарата.

Затем, летательный аппарат 1 содержит главный редуктор 5, приводящий во вращение вращающуюся несущую поверхность 2, и вспомогательный редуктор 6, приводящий во вращение дополнительный винт 4. Цепь 7 передачи мощности связывает главный редуктор 5 со вспомогательным редуктором 6.

Кроме того, летательный аппарат содержит три газотурбинных двигателя 11, 12, 13, которые могут приводить во вращение вращающуюся несущую поверхность 2 и дополнительный винт 4 через главный 5 и вспомогательный 6 редукторы.

В частности, летательный аппарат 1 оборудован двумя основными газотурбинными двигателями 11, 12. Эти два основных газотурбинных двигателя 11, 12 могут быть связаны с главным редуктором 5 при помощи обычных механических связей 8.

Эти два основных газотурбинных двигателя 11, 12 являются идентичными. Конструктор может предусмотреть два режима работы этих основных газотурбинных двигателей, а именно текущий режим, связанный с максимальной продолжительной мощностью РМС, и нормальный специфический режим, связанный с максимальной мощностью, называемой «основной максимальной взлетной мощностью PMD».

Кроме того, конструктор может предусмотреть единый чрезвычайный специфический режим работы этих основных газотурбинных двигателей, связанный с основной чрезвычайной мощностью PIU.

Текущий режим применяют во время крейсерского полета, тогда как специфические режимы применяют во время заранее определенных специфических фаз.

Кроме того, летательный аппарат содержит третий газотурбинный двигатель, называемый «вспомогательным газотурбинным двигателем 13». Этот вспомогательный газотурбинный двигатель может находиться напротив основных газотурбинных двигателей относительно главного редуктора 5 для улучшения общего равновесия летательного аппарата. Например, как показано на фиг. 1, основные газотурбинные двигатели 11, 12 могут находиться справа от главного редуктора 5, а вспомогательный газотурбинный двигатель 13 расположен слева от главного редуктора 5.

При этом вспомогательный газотурбинный двигатель 13 связан механической системой 15 передачи мощности либо с механической связью 8, либо с главным редуктором 5, либо с цепью 7 передачи мощности.

Механическую систему 15 передачи мощности, механическую связь 8 и цепь 7 передачи мощности специалисты обычно называют «кинематической цепью передачи мощности». Вместе с тем, используют различные выражения, чтобы избежать любой путаницы между различными цепями.

Понятно, что в зависимости от скоростей вращения на летательном аппарате могут быть установлены редукторы скорости вращения.

Например, если вспомогательный газотурбинный двигатель связан с цепью 7 передачи мощности через механическую систему 15 передачи мощности, на этой цепи 7 передачи мощности может быть установлен редуктор скорости вращения.

Кроме того, механическая система 15 передачи мощности может включать в себя систему 90 отсоединения, предназначенную, в частности, для разъединения вспомогательного газотурбинного двигателя 13 от вращающейся несущей поверхности 2. Система отсоединения позволяет отсоединить вспомогательный газотурбинный двигатель 13 в случае превышения скорости вращения или в некоторых ситуациях, которые будут описаны ниже.

Система 90 отсоединения может включать в себя колесо свободного хода, которое может быть отключено и которое иногда называют «расцепляемым колесом свободного хода», сцепление или же электронное колесо свободного хода.

Как показано на фиг. 2, такое электронное колесо свободного хода включает в себя обычное сцепление 91. Поскольку скорость вращения механической системы 15 передачи мощности является высокой, сцепление 91 может иметь умеренные размеры.

Электронное колесо свободного хода включает в себя также первое фоническое колесо 92 и второе фоническое колесо 93, расположенные по обе стороны от сцепления 91.

В частности первое фоническое колесо 92 установлено между сцеплением 91 и вспомогательным газотурбинным двигателем 13. Второе фоническое колесо 93 расположено между сцеплением 91 и обычным колесом 94 свободного хода.

Фонические колеса измеряют скорости вращения механической части, находящейся спереди и сзади сцепления. При этом сцепление включают только во время ситуаций, предусмотренных конструктором, и когда упомянутые скорости вращения обеспечивают передачу мощности без пробуксовки.

Электронное колесо свободного хода может также содержать обычный вал-измеритель крутящего момента, расположенный, например, между сцеплением 91 и фоническим колесом.

Таким образом, в нормальном режиме оба фонических колеса измеряют одинаковые скорости вращения. При этом вал-измеритель крутящего момента позволяет обнаруживать инверсию направления знака передаваемого крутящего момента электронного колеса свободного хода.

Когда механическая цепь стремится привести во вращение вспомогательный газотурбинный двигатель, сцепление разомкнуто.

Показанный на фиг. 1 вспомогательный газотурбинный двигатель предусмотрен для работы в дополнение к основным газотурбинным двигателям во время применения специфических режимов.

Во время применения специфического режима вспомогательный газотурбинный двигатель 13 выдает вспомогательную мощность PMD', PIU', пропорциональную соответствующей основной мощности PMD, PIU основных газотурбинных двигателей 11, 12 в соответствии с коэффициентом пропорциональности k, меньшим или равным 0,5.

Этот коэффициент пропорциональности k может составлять от 0,2 до 0,5 включительно.

Конструктор может предусмотреть работу вспомогательного газотурбинного двигателя в нормальном специфическом режиме, связанном со вспомогательной максимальной взлетной мощностью PMD', равной k-кратной основной максимальной взлетной мощности PMD', и, в случае необходимости, в чрезвычайном специфическом режиме, связанном со вспомогательной чрезвычайной мощностью PIU', равной k-кратной основной чрезвычайной мощности PIU.

Летательный аппарат содержит также систему 20 управления газотурбинными двигателями. Эта система 20 управления может содержать электронный орган 21, 22, 23 регулирования на каждый газотурбинный двигатель, такой как FADEC.

Для обеспечения подъемной силы и даже силы тяги летательного аппарата эта система 20 управления задействует каждый основной газотурбинный двигатель 11, 12 непрерывно во время полета и дополнительно вспомогательный газотурбинный двигатель 13 во время, по меньшей мере, одной заранее определенной специфической фазы.

Для этого электронные органы регулирования могут сообщаться между собой и с элементами, позволяющими определять, находится ли летательный аппарат в специфической фазе полета.

Например, летательный аппарат может содержать, по меньшей мере, следующие элементы:

- обычное устройство 40 измерения поступательной скорости летательного аппарата, при этом упомянутая система управления сообщается с этой системой измерения,

- систему 50 определения, чтобы определять, выпущено ли шасси, при этом система управления сообщается с этой системой определения,

- устройство 60 определения, чтобы определять, находится ли летательный аппарат на земле, при этом система управления сообщается с этим устройством определения.

Таким образом, в зависимости от варианта, вспомогательный газотурбинный двигатель используют для приведения в действие вращающейся несущей поверхности, по меньшей мере, в одной из следующих специфических фаз:

- когда упомянутая поступательная скорость летательного аппарата ниже порога,

- когда шасси выпущено, если летательный аппарат содержит убирающееся шасси,

- когда летательный аппарат находится на земле.

Следовательно, вне специфических фаз вспомогательный газотурбинный двигатель не используют для приведения в действие вращающейся несущей поверхности. Этот вспомогательный газотурбинный двигатель может быть выключен, переведен в режим малого газа или отсоединен при помощи системы 90 отсоединения.

При этом основные газотурбинные двигатели работают в своем текущем режиме.

С другой стороны, во время специфических фаз основные газотурбинные двигатели и вспомогательный газотурбинный двигатель используют в одном и том же специфическом режиме.

В частности, основные газотурбинные двигатели и вспомогательный газотурбинный двигатель используют для работы в нормальном специфическом режиме.

В случае отказа, если остающийся в строю основной газотурбинный двигатель ускоряется, чтобы достичь основной максимальной взлетной мощности и даже основной чрезвычайной мощности, вспомогательный газотурбинный двигатель ускоряется параллельно, чтобы достичь соответственно вспомогательной максимальной взлетной мощности и даже вспомогательной чрезвычайной мощности. Регулирование вспомогательного газотурбинного двигателя является простым и не создает дополнительной нагрузки в работе пилота.

В отсутствие отказа основного газотурбинного двигателя система 20 управления регулирует газотурбинные двигатели таким образом, чтобы они работали в нормальном специфическом режиме.

В случае необходимости и при отказе основного газотурбинного двигателя система 20 управления регулирует оставшиеся работающие газотурбинные двигатели таким образом, чтобы они работали в чрезвычайном специфическом режиме.

Поскольку каждый газотурбинный двигатель 11, 12, 13 содержит газогенератор, то для регулирования газотурбинных двигателей летательный аппарат 1 содержит систему измерения скорости вращения Ng каждого газогенератора. Эта система измерения может включать в себя обычные измерительные инструменты 31, 32, 33, установленные на трех газотурбинных двигателях.

При этом система 20 управления сообщается с системой измерения во время каждой специфической фазы для регулирования скорости вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя в зависимости от скорости вращения газогенератора основного газотурбинного двигателя 11, 12.

Так, скорость вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя можно регулировать таким образом, чтобы она стремилась к скорости вращения газогенератора основного газотурбинного двигателя.

основные газотурбинные двигатели регулируют в соответствии с обычными методиками, например, в зависимости от заданной скорости вращения вращающейся несущей поверхности. С другой стороны, вспомогательный газотурбинный двигатель регулируют таким образом, чтобы достичь скорости вращения его газогенератора, равной скорости вращения газогенератора основного газотурбинного двигателя.

В частности, скорость вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя можно регулировать в первую очередь в зависимости от скорости вращения газогенератора наиболее быстрого основного газотурбинного двигателя.

В случае отказа этого основного газотурбинного двигателя регулирование осуществляют в зависимости от скорости вращения газогенератора остающегося в строю газотурбинного двигателя.

Кроме того, скорость вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя можно регулировать в зависимости от скорости вращения вращающейся несущей поверхности в случае отказа обоих основных газотурбинных двигателей.

Следует отметить, что отказ газотурбинного двигателя можно обнаруживать при помощи органа регулирования в соответствии с обычными методиками.

Кроме того, летательный аппарат 1 может быть лишен вспомогательной силовой установки APU для генерирования электрической энергии. При этом летательный аппарат 1 может содержать систему 70 генерирования электрической энергии, зацепляющуюся с подвижным органом вспомогательного газотурбинного двигателя для генерирования электрической энергии или для запуска вспомогательного газотурбинного двигателя. Эта система 70 генерирования электрической энергии может также сообщаться с батареей 80 на 17 ампер-час для питания вспомогательного газотурбинного двигателя.

Как показано на фиг. 3, кривая 100, характеризующая удельный расход газотурбинного двигателя, понижается на графике, который показывает на оси абсцисс мощность, развиваемую газотурбинным двигателем, и на оси ординат удельный расход.

При этом изобретение позволяет по-новому рассчитывать параметры основных газотурбинных двигателей.

Действительно, при исключении чрезвычайного режима, требующего более значительных значений мощности, конструктор может определить параметры основных газотурбинных двигателей 11, 12 в зависимости от необходимой максимальной продолжительной мощности РМС.

При этом конструктор может вывести основную максимальную взлетную мощность PMD основных газотурбинных двигателей и даже основную чрезвычайную мощность PIU при помощи классических правил.

При этом отмечается, что эти три мощности близки и приводят к минимизированному изменению 200 удельного расхода по сравнению с известными решениями.

Конструктор определяет параметры вспомогательного газотурбинного двигателя, определяя вспомогательную максимальную взлетную мощность PMD' и, в случае необходимости, вспомогательную чрезвычайную мощность PIU', применяя выбранный коэффициент пропорциональности k.

Естественно, в настоящее изобретение можно вносить различные изменения. Хотя выше были описаны несколько вариантов выполнения, понятно, что невозможно избыточно идентифицировать все возможные варианты. Можно заменить одно описанное средство эквивалентным средством, не выходя за рамки настоящего изобретения.

1. Летательный аппарат (1), оснащенный вращающейся несущей поверхностью (2) и тремя газотурбинными двигателями (11, 12, 13) для приведения в движение упомянутой вращающейся несущей поверхности (2),
отличающийся тем, что:
- упомянутые три газотурбинных двигателя включают в себя два идентичных основных газотурбинных двигателя (11, 12), при этом каждый основной газотурбинный двигатель может работать, по меньшей мере, в одном специфическом режиме, связанном с развиваемой основной мощностью (PMD, PIU),
- упомянутые три газотурбинных двигателя включают в себя вспомогательный газотурбинный двигатель (13), который может работать в указанном, по меньшей мере, одном специфическом режиме, выдавая вспомогательную мощность (PMD′, PIU′), пропорциональную соответствующей основной мощности (PMD, PIU) с коэффициентом пропорциональности (k), меньшим или равным 0,5, при этом упомянутая вспомогательная мощность равна основной мощности, развиваемой основным газотурбинным двигателем, помноженной на упомянутый коэффициент пропорциональности,
- упомянутый летательный аппарат имеет систему (20) управления для приведения в действие вращающейся несущей поверхности за счет непрерывной работы каждого основного газотурбинного двигателя (11, 12) во время полета и дополнительно вспомогательного газотурбинного двигателя (13), по меньшей мере, во время одной заранее определенной специфической фазы.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутый коэффициент пропорциональности (k) составляет от 0,2 до 0,5 включительно.

3. Летательный аппарат по п.1 или 2, отличающийся тем, что во время каждой специфической фазы упомянутая система (20) управления регулирует упомянутые газотурбинные двигатели таким образом, чтобы они работали в нормальном специфическом режиме (PMD, PMD′), применяемом в отсутствие отказа газотурбинного двигателя.

4. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что во время каждой специфической фазы упомянутая система (20) управления регулирует упомянутые три газотурбинных двигателя (11, 12, 13) таким образом, чтобы они работали в специфических режимах, включающих в себя нормальный специфический режим (PMD, PMD′), применяемый в отсутствие отказа газотурбинного двигателя, и единый специфический чрезвычайный режим (PIU, PIU′), непрерывно применяемый в случае отказа одного основного газотурбинного двигателя (11, 12).

5. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что, поскольку каждый газотурбинный двигатель (11, 12, 13) содержит газогенератор, упомянутый летательный аппарат содержит систему (31, 32, 33) измерения скорости вращения Ng каждого газогенератора, при этом упомянутая система (20) управления взаимодействует с упомянутой системой (31, 32, 33) измерения для регулирования вспомогательного газотурбинного двигателя во время каждой специфической фазы посредством регулирования скорости вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя в зависимости от скорости вращения газогенератора основного газотурбинного двигателя (11, 12).

6. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутый летательный аппарат содержит устройство (40) измерения поступательной скорости летательного аппарата, при этом упомянутая система управления взаимодействует с упомянутой системой измерения для использования вспомогательного газотурбинного двигателя с целью приведения в действие вращающейся несущей поверхности, когда упомянутая поступательная скорость ниже порога.

7. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что, если упомянутый летательный аппарат содержит убирающееся шасси и систему (50) определения для определения выпуска шасси, упомянутая система управления взаимодействует с упомянутой системой определения для использования вспомогательного газотурбинного двигателя с целью приведения в действие вращающейся несущей поверхности, когда шасси выпущено.

8. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутый летательный аппарат содержит устройство (60) определения, чтобы определять, находится ли летательный аппарат на земле, при этом упомянутая система управления взаимодействует с упомянутым устройством определения для использования вспомогательного газотурбинного двигателя с целью приведения в действие вращающейся несущей поверхности, когда летательный аппарат находится на земле.

9. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутый летательный аппарат лишен вспомогательной силовой установки для выдачи электрической энергии, при этом упомянутый летательный аппарат содержит систему (70) генерирования электрической энергии, взаимодействующую со вспомогательным газотурбинным двигателем для генерирования электрической энергии вне каждой специфической фазы, и батарею (80) на 17 ампер-час для питания вспомогательного газотурбинного двигателя.

10. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что упомянутая система управления содержит систему (90) отсоединения вспомогательного газотурбинного двигателя, чтобы разъединять вспомогательный газотурбинный двигатель от вращающейся несущей поверхности.

11. Способ использования летательного аппарата (1) с вращающейся несущей поверхностью (2) по п.1, во время которого в летательном аппарате (1) располагают три газотурбинных двигателя (11, 12, 13) для приведения в движение упомянутой вращающейся несущей поверхности (2), при этом три упомянутых газотурбинных двигателя включают в себя два идентичных основных газотурбинных двигателя (11, 12), при этом каждый основной газотурбинный двигатель может работать, по меньшей мере, в одном специфическом режиме, связанном с развиваемой основной мощностью (PMD, PIU), при этом упомянутые три газотурбинных двигателя включают в себя вспомогательный газотурбинный двигатель (13), который может работать в указанном, по меньшей мере, одном специфическом режиме, выдавая вспомогательную мощность (PMD′, PIU′), пропорциональную соответствующей основной мощности с коэффициентом пропорциональности (k), меньшим или равным 0,5, и газотурбинными двигателями управляют таким образом, чтобы приводить в действие вращающуюся несущую поверхность за счет непрерывной работы каждого основного газотурбинного двигателя (11, 12) во время полета и дополнительно вспомогательного газотурбинного двигателя во время, по меньшей мере, одной заранее определенной специфической фазы.

12. Способ по п.11, отличающийся тем, что параметры вспомогательного газотурбинного двигателя (13) определяют таким образом, чтобы коэффициент пропорциональности (k) составлял от 0,2 до 0,5 включительно.

13. Способ по п.11, отличающийся тем, что, поскольку каждый основной вспомогательный двигатель (11, 12) может работать в текущем режиме, связанном с максимальной продолжительной мощностью (РМС), и в нормальном специфическом режиме, связанном с основной максимальной взлетной мощностью (PMD), которую используют во время каждой специфической фазы, при этом вспомогательный газотурбинный двигатель (13) может работать со вспомогательной максимальной взлетной мощностью (PMD) в нормальном специфическом режиме:
- параметры основных газотурбинных двигателей (11, 12) определяют в зависимости от максимальной продолжительной мощности (РМС) для оптимизации удельного расхода основных газотурбинных двигателей (11, 12) при этой максимальной продолжительной мощности (РМС),
- основную максимальную взлетную мощность (PMD) рассчитывают в зависимости от максимальной продолжительной мощности (РМС) согласно правилу пропорциональности,
- вспомогательную максимальную взлетную мощность (PMD′) рассчитывают в зависимости от основной максимальной взлетной мощности (PMD), применяя упомянутый коэффициент пропорциональности (k).

14. Способ по п.13, отличающийся тем, что, поскольку каждый основной газотурбинный двигатель (11, 12) может работать в специфическом чрезвычайном режиме, связанном с единой основной чрезвычайной мощностью (PIU), во время каждой специфической фазы в случае отказа другого основного газотурбинного двигателя, при этом вспомогательный газотурбинный двигатель (13) может работать в специфическом чрезвычайном режиме на вспомогательной чрезвычайной мощности (PIU′э):
- основную чрезвычайную мощность (PIU) рассчитывают в зависимости от максимальной продолжительной мощности (РМС) согласно правилу пропорциональности,
- вспомогательную чрезвычайную мощность (PIU′) рассчитывают в зависимости от основной чрезвычайной мощности, применяя упомянутый коэффициент пропорциональности.

15. Способ по п.11, отличающийся тем, что вспомогательный газотурбинный двигатель (13) регулируют во время каждой специфической фазы посредством регулирования скорости вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя (13) в зависимости от скорости вращения газогенератора основного газотурбинного двигателя (11, 12).

16. Способ по п.15, отличающийся тем, что скорость вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя регулируют таким образом, чтобы она стремилась к скорости вращения газогенератора основного газотурбинного двигателя.

17. Способ по п.11, отличающийся тем, что скорость вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя регулируют:
- в приоритетном порядке в зависимости от скорости вращения газогенератора основного газотурбинного двигателя, развивающего самую высокую скорость вращения газогенератора,
- в случае отказа основного газотурбинного двигателя, развивающего самую высокую скорость вращения газогенератора, - в зависимости от скорости вращения газогенератора оставшегося в строю газотурбинного двигателя.

18. Способ по п.17, отличающийся тем, что скорость вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя регулируют в зависимости от скорости вращения вращающейся несущей поверхности в случае отказа обоих основных газотурбинных двигателей.

19. Способ по п.11, отличающийся тем, что вспомогательный газотурбинный двигатель используют для приведения в действие вращающейся несущей поверхности, по меньшей мере, в одной из следующих специфических фаз:
- когда упомянутая поступательная скорость летательного аппарата ниже порога,
- когда упомянутый летательный аппарат имеет убирающееся шасси, вспомогательный газотурбинный двигатель используют для приведения в действие вращающейся несущей поверхности при выпущенном шасси,
- когда летательный аппарат находится на земле.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к многопоточному редуктору, в частности к редуктору с разделением потока крутящего момента на множество потоков для летательного аппарата, предпочтительно в варианте одновинтового винтокрылого летательного аппарата большой грузоподъемности.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к невращающемуся универсальному шарниру, предназначенному для соединения корпусов двигателя и редуктора вертолета. Невращающийся универсальный шарнир (10) для привода вертолета имеет крестовину, определяемую кольцом (30), которое имеет четыре соединительные части (31), разнесенные на 90° друг от друга, и взаимодействующие с соответствующими вильчатыми элементами (15), образующими концы соответствующих консолей (14) двух соединительных элементов (11, 12), которые при использовании зафиксированы относительно корпуса (6) двигателя (2) и корпуса (7) редуктора (3).

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкциям трансмиссий вертолетов. Трансмиссия вертолета, содержит двигатель, посредством муфты своим валом соединенный с ведущим валом редуктора, кинематически связанным с валом несущего винта вертолета, со ступицей винта, несущей шарнирно связанные с ней лопасти с комлями, снабженными поводками для связи с автоматом перекоса.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам автоматического управления летательными аппаратами. Способ помощи пилоту однодвигательного винтокрылого летательного аппарата (1) на этапе полета в режиме авторотации включает мониторинг работы во время полета теплового двигателя (13), чтобы определить его отказ, в частности, через падение мощности на указанном несущем винте (2), и затем, когда определен отказ указанного теплового двигателя (13), управляют электрической машиной (12) на подачу вспомогательной мощности We на указанный несущий винт (2), чтобы помочь, таким образом, пилоту указанного летательного аппарата (1) управлять указанным летательным аппаратом (1) на этапе полета в режиме авторотации вследствие указанного отказа.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям трансмиссий легких вертолетов соосной схемы. Редуктор вертолета соосной схемы содержит корпус, с установленными вертикально и коаксиально внутри него, с возможностью вращательного движения, пустотелые валы.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям трансмиссий вертолетов. Редуктор вертолета содержит корпус, в котором размещены конические зубчатые колеса, связанные с валами несущих винтов вертолета, коническая шестерня, образующая зацепления с вышеуказанными коническими зубчатыми колесами валов винтов и связанная с валом, установленным на конических подшипниках качения и с размещенным на этом валу зубчатым колесом.

Изобретение относится к многопоточному редуктору, в частности к редуктору с разделением потока крутящего момента на множество потоков для летательного аппарата, предпочтительно в варианте одновинтового винтокрылого летательного аппарата большой грузоподъемности.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к редукторам вертолетов. .

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к редукторам вертолетов. .

Изобретение относится к конструкциям главного редуктора вертолета с приводом от двух и более двигателей. .

Изобретение относится к узлам планетарной зубчатой передачи, в частности к узлам планетарной зубчатой передачи с многоуровневой ступенчатой компоновкой сателлитов для трансмиссии вертолета.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям трансмиссий рулевых винтов вертолетов. Редуктор рулевого винта вертолета включает в себя корпус, выходной вал для соединения с рулевым винтом, установленный с возможностью вращения в корпусе и имеющий открытый конец в нем, входной элемент, установленный с возможностью вращения в корпусе, зубчатую передачу, обеспечивающую соединение, передающее мощность между входным элементом и выходным валом. Вал управления шагом лопастей размещен внутри выходного вала с возможностью вращения в нем и движения относительно него вдоль оси вращения выходного вала. Приводной элемент для осуществления осевого движения вала управления шагом является подвижным в осевом направлении выходного вала, но удерживается от вращения вместе с ним. Подшипниковый узел расположен между валом управления шагом и приводным элементом для обеспечения относительного вращения между ними. Редуктор включает в себя по меньшей мере один конструктивный элемент для отвода масла, рассеянного внутри корпуса при эксплуатации, в направлении открытого конца выходного вала. Обеспечивается надежная смазка подшипника и увеличение срока службы подшипника. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям приводов несущих винтов винтокрылых летательных аппаратов. Летательный аппарат (1) оснащен вращающейся несущей поверхностью (2) и по меньшей мере одним главным редуктором (5) для приведения во вращение упомянутой вращающейся несущей поверхности (2). Упомянутый летательный аппарат (1) содержит первый (11) и второй (12) основные двигатели, предназначенные для приведения в действие упомянутого главного редуктора (5), при этом летательный аппарат (1) оснащен основной системой (15) регулирования, регулирующей основные двигатели (11,12) по переменному заданному значению. Вспомогательный двигатель (21) тоже может приводить в действие упомянутый главный редуктор (5), причем упомянутый летательный аппарат (1) имеет вспомогательную систему (25) регулирования, которая регулирует вспомогательный двигатель (21) по постоянному заданному значению и которая является независимой от упомянутой основной системы (15) регулирования. Достигается возможность выполнения режима висения при отказе одного из двигателей. 2 н. и 19 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям приводов винтов винтокрылых летательных аппаратов. Двигательная и передающая движение сборка (1) для винтокрылого летательного аппарата содержит первую сборку (2) мотор-редуктора и вторую сборку (4) мотор-редуктора, в которой первая и вторая сборки (2, 4) мотор-редуктора предназначены для приведения во вращение по меньшей мере одного ротора винтокрылого летательного аппарата. Каждая из первой и второй сборок (2, 4) мотор-редуктора содержит механический дифференциал (6, 24), содержащий первый входной вал (8, 26), второй входной вал (10, 28) и выходной вал (12, 30) и первый электродвигатель (14, 32) и второй электродвигатель (16, 34), соединенные соответственно с первым и вторым входными валами (8, 10, 26, 28). Выходной вал (12, 30) каждой сборки (2, 4) мотор-редуктора расположен для соединения с возможностью вращения с ротором (23, 41) винтокрылого летательного аппарата. Достигается снижение веса и упрощение конструкции, сохранение функциональности после отказа. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх