Способ оптимизации удельного расхода двухмоторного вертолета и двухмоторная конструкция с системой регулирования для его применения



Способ оптимизации удельного расхода двухмоторного вертолета и двухмоторная конструкция с системой регулирования для его применения
Способ оптимизации удельного расхода двухмоторного вертолета и двухмоторная конструкция с системой регулирования для его применения
Способ оптимизации удельного расхода двухмоторного вертолета и двухмоторная конструкция с системой регулирования для его применения
Способ оптимизации удельного расхода двухмоторного вертолета и двухмоторная конструкция с системой регулирования для его применения

 


Владельцы патента RU 2593317:

ТУРБОМЕКА (FR)

Изобретение относится к способам регулирования удельного расхода топлива вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями. Каждый из двигателей (1, 2) содержит газогенератор (11, 21), оборудованный камерой сгорания (СС). По меньшей мере один из газотурбинных двигателей (1, 2) выполняют с возможностью самостоятельной работы в продолжительном полетном режиме (В, Е, С). При этом другой двигатель (2, 1) находится в режиме малого газа с нулевой мощностью, который выбирают из режима поддержания двигателя (1, 2) во вращении с включенной камерой сгорания (СС), режима поддержания двигателя (1, 2) во вращении с выключенной камерой сгорания (СС) и режима нулевого вращения двигателя (1, 2) с выключенной камерой сгорания (СС). Двигатель (2, 1) выполняют с возможностью перехода в режим ускорения газогенератора этого двигателя (2, 1) при помощи привода (E1, Е2), совместимого с экстренным повторным запуском при экстренном выходе, а этот экстренный повторный запуск осуществляю, в случае по меньшей мере одной неудачной предварительной попытки обычного повторного запуска (U0). При этом в случае отказа газотурбинного двигателя (1, 2) газотурбинный двигатель (2, 1), повторно запускают посредством экстренного содействия (U2, U1). Система регулирования (4) содержит средства (Е1, Е2) привода и устройства (U1, U2) экстренного содействия газогенераторов (11, 21) в зависимости от условий и фаз полета вертолета в соответствии с условиями полетной задачи, предварительно записанными в запоминающее устройство (6) этой системы (4). Технический результат заключается в снижении удельного расхода Cs двухмоторного вертолета с сохранением условий минимальной безопасности по мощности, обеспечиваемой при любом типе полета. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение касается способа оптимизации удельного расхода, сокращенно обозначаемого Cs, для вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями, а также двухмоторной конструкции, оснащенной системой регулирования для применения этого способа.

Как правило, в режиме крейсерского полета газотурбинные двигатели работают на низких уровнях мощности, ниже их максимальной продолжительной мощности, сокращенно РМС (начальные буквы от “Puissance Maximale Continue”). Эта мощность на крейсерском режиме приблизительно равна 50% их максимальной взлетной мощности, сокращенно PMD (начальные буквы от “Puissance Maximale de Décollage”). Эти низкие уровни мощности обуславливают удельный расход, примерно на 30% превышающий Cs на PMD, то есть приводят к перерасходу топлива на крейсерском режиме.

Вертолет оборудован двумя газотурбинными двигателями, каждый из которых спроектирован переразмеренным, чтобы удерживать вертолет в полете в случае неисправности другого двигателя. В этих режимах работы, предназначенных для случая выхода из строя одного двигателя, называемых режимами OEI (начальные буквы от “One Engine Inoperative” в английской терминологии), исправный двигатель выдает мощность намного выше своей номинальной мощности, чтобы помочь вертолету преодолеть опасную ситуацию и продолжить полет. Однако каждый режим ограничен определенным уровнем мощности и максимальным временем применения. Подача топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания исправного газотурбинного двигателя, при этом значительно повышается в режиме OEI для обеспечения этой дополнительной мощности.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Эти переразмеренные газотурбинные двигатели создают проблемы массы и расхода топлива. Чтобы снизить этот расход на крейсерском режиме, можно остановить один из газотурбинных двигателей. При этом активный двигатель работает с более высоким уровнем мощности и, следовательно, с более благоприятным уровнем Cs. Однако эта практика идет в разрез с современными нормами сертификации, и газотурбинные двигатели не предусмотрены для обеспечения уровня надежности повторного запуска, совместимого с нормами безопасности.

Так, время повторного запуска газотурбинного двигателя, находящегося в ожидании, обычно составляет примерно 30 секунд. Этого времени может оказаться недостаточно в зависимости от условий полета, например, на малой высоте полета при частичном отказе первоначально активного двигателя. Если двигатель, находящийся в ожидании, не запускается вовремя, посадка с двигателем, испытывающим проблему, может оказаться критической.

В целом применение только одного газотурбинного двигателя чревато рисками во всех обстоятельствах полета, когда необходимо располагать дополнительной мощностью, что с точки зрения безопасности предполагает наличие двух работающих двигателей.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Изобретение направлено на снижение Cs, чтобы добиться Cs на мощности PMD, с сохранением условий минимальной безопасности по мощности, обеспечиваемой при любом типе полетного задания, например, содержащего фазу поиска на малой высоте.

Для этого изобретение предусматривает вариант двухмоторного исполнения в сочетании со специальными средствами, выполненными с возможностью обеспечения надежных повторных запусков.

В частности, объектом изобретения является способ оптимизации удельного расхода вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями, один из которых содержит газогенератор, оборудованный камерой сгорания. По меньшей мере один из газотурбинных двигателей выполнен с возможностью самостоятельной работы в стабилизированном режиме полета, называемом продолжительным режимом, при этом другой двигатель находится в так называемом режиме сверхмалого газа с нулевой мощностью и выполнен с возможностью перехода в режим ускорения газогенератора этого двигателя при помощи привода, совместимого с экстренным повторным запуском. В случае по меньшей мере одной неудачной предварительной попытки обычного повторного запуска этот экстренный повторный запуск осуществляют посредством экстренного механического содействия газогенератору, производимого автономной бортовой энергией, специально предназначенной для этого повторного запуска. В случае отказа газотурбинного двигателя, используемого в режиме самостоятельной работы, другой газотурбинный двигатель, находящийся в режиме сверхмалого газа, запускают посредством экстренного содействия.

Режим вращения газогенератора газотурбинного двигателя в режиме сверхмалого газа остается по существу ниже режима вращения газогенератора в режиме малого газа, обычно применяемого в газотурбинных двигателях.

Продолжительный режим характеризуется отсутствием ограничения продолжительности и, следовательно, не касается переходных фаз взлета, режима висения и посадки. Например, при полетной задаче поиска потерпевших кораблекрушение продолжительный режим относится к фазе крейсерского полета в зону поиска, к фазе полета на малой высоте в зоне поиска над водой и к фазе крейсерского полета для возвращения на базу.

Однако селективное использование газотурбинных двигателей в соответствии с изобретением в зависимости от фаз и условий полета, отличных от переходных фаз, позволяет добиться оптимизации характеристик с точки зрения расхода Cs при мощностях, близких к PMD, но меньших или равных РМС, обеспечивая при этом состояние готовности в случаях отказа или экстренных ситуаций за счет наличия надежных средств повторного запуска в режиме сверхмалого газа.

Выход из режима сверхмалого газа в активный режим типа «двухмоторного» происходит так называемым «нормальным» образом, когда изменение режима полета требует перехода от работы на одном двигателе к работе на двух двигателях, например когда вертолет переходит из крейсерского режима к режиму висения, или так называемым «экстренным» образом в случае отказа двигателя или в сложных условиях полета.

Согласно частным вариантам осуществления:

- режим сверхмалого газа выбирают из: режима поддержания вращения двигателя с включенной камерой сгорания, режима поддержания вращения двигателя с выключенной камерой сгорания и режима нулевого вращения двигателя с выключенной камерой сгорания;

- при «нормальном» выходе из режима сверхмалого газа при включенной камере сгорания изменение подачи топлива в соответствии с правилом защиты от помпажа и от тепловой перегрузки приводит к ускорению газогенератора газотурбинного двигателя до уровня мощности двухмоторной конфигурации, или

- при выключенной камере сгорания активный привод приводит газогенератор во вращение со скоростью, заранее установленной в диапазоне зажигания, в частности согласно диапазону скоростей порядка одной десятой номинальной скорости, затем, после включения камеры, газогенератор ускоряется, как в предыдущем случае, или

- при выключенной камере газогенератор приводится в действие электрическим устройством, принадлежащим к этому генератору, причем это устройство запускает его и ускоряет до того, пока скорость его вращения не окажется в диапазоне зажигания камеры, затем, после включения камеры, газогенератор опять ускоряется, как в предыдущем случае;

- в режиме сверхмалого газа при выключенной камере можно применить дополнительный поджиг камеры сгорания, то есть в дополнение к обычному поджигу;

- при экстренном выходе из режима сверхмалого газа при выключенной камере, поскольку газогенератор находится на своей скорости вращения в диапазоне зажигания камеры сгорания, камеру включают, газогенератор ускоряют посредством устройства экстренного содействия;

- поскольку газотурбинные двигатели выдают неравные максимальные мощности, менее мощный газотурбинный двигатель работает самостоятельно, когда общая потребная мощность ниже его РМС, в частности во время режима полета на малой высоте в фазе поиска;

- мощности газотурбинных двигателей имеют коэффициент разнородности мощности, по меньшей мере, равный соотношению между мощностью самого высокого режима OEI менее мощного газотурбинного двигателя и мощностью PMD более мощного газотурбинного двигателя;

- коэффициент разнородности составляет от 1,2 до 1,5 для обеспечения всех типовых полетных заданий; предпочтительно этот коэффициент, по меньшей мере, равен соотношению между мощностью самого высокого режима OEI менее мощного газотурбинного двигателя и мощностью PMD более мощного газотурбинного двигателя;

- для включения камеры сгорания при экстренном выходе можно включить поджиг почти моментального действия, дополняющий обычное зажигание со свечами;

- при экстренном выходе из режима сверхмалого газа энергию механического содействия выбирают из энергии типа гидравлической, пиротехнической, анаэробной, электрической, механической и пневматической;

- после повторного запуска исправного двигателя экстренное содействие отключают;

- предпочтительно экстренное содействие применяют в исключительном порядке и после его активации может последовать операция обслуживания с целью его замены.

Согласно предпочтительным вариантам выполнения:

- поскольку два газотурбинных двигателя, определяющие мощности PMD на взлете, выдают по существу разные мощности, имеющие коэффициент разнородности мощности, по меньшей мере, равный соотношению между мощностью самого высокого режима OEI менее мощного газотурбинного двигателя и мощностью PMD более мощного газотурбинного двигателя; один из газотурбинных двигателей может работать самостоятельно в продолжительном режиме, а другой двигатель находится в режиме ожидания с нулевой мощностью и с выключенной камерой сгорания, оставаясь при этом в состоянии вращения от привода ввиду экстренного повторного запуска;

- оба газотурбинных двигателя работают вместе во время переходных фаз взлета, режима висения и посадки;

- менее мощный газотурбинный двигатель работает самостоятельно, когда общая потребная мощность меньше или равна его РМС.

Объектом изобретения является также двухмоторная конструкция, оснащенная системой регулирования для применения этого способа. Такая конструкция содержит два газотурбинных двигателя, каждый их которых оборудован газогенератором и свободной турбиной, передающей имеющуюся мощность до максимальных доступных мощностей. Каждый газогенератор оборудован средствами, выполненными с возможностью активации газогенератора при выходе из режима сверхмалого газа, включающими в себя средства приведения во вращение и средства ускорения газогенератора, средства поджига почти моментального действия, дополняющие обычные средства зажигания со свечами, и устройство экстренного механического содействия, содержащее автономный бортовой источник энергии. Система регулирования управляет приводными средствами и устройствами экстренного содействия газогенераторов в зависимости от условий и фаз полета вертолета в соответствии с профилем полетной задачи, предварительно записанным в запоминающее устройство этой системы.

Предпочтительно изобретение может исключить наличие режимов OEI на более мощном газотурбинном двигателе.

Согласно предпочтительным вариантам выполнения:

- активные средства привода газогенератора можно выбрать среди: электрический стартер, которым оборудован этот газогенератор и который получает питание от бортовой сети, или стартер/генератор, которым оборудован другой газогенератор, электрический генератор, приводимый в действие от коробки передачи мощности, известной под аббревиатурой ВТР, или напрямую свободной турбиной другого газотурбинного двигателя, и механическое приводное устройство, соединенное с этой ВТР или с этой свободной турбиной;

- дополнительные средства зажигания можно выбрать среди: устройство со свечами накаливании (свечи “glow plug” в английской терминологии), лазерное устройство и пиротехническое устройство;

- автономный бортовой источник выбирают среди источников питания гидравлических, пиротехнических, пневматических, анаэробного горения, электрических (в частности, от специальной батареи или суперконденсаторов) и механических, в частности цепи механической мощности, связанной с несущим винтом.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Другие аспекты, отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания частных примеров выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - диаграмма, иллюстрирующая пример профиля потребной мощности во время выполнения полетной задачи, содержащей фазу поиска и две фазы на крейсерском режиме.

Фиг. 2 - упрощенная схема примера двухмоторной конструкции в соответствии с изобретением.

Фиг. 3 - диаграмма команд системы регулирования в соответствии с изобретением в зависимости от полетных условий по время полетной задачи с профилем, показанным на фиг. 1.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

В рамках настоящего текста термины «двигатель» и «газотурбинный двигатель» являются синонимами. В представленном варианте выполнения двигатели имеют разные максимальные мощности. Этот вариант позволяет исключить режимы OEI на более мощном двигателе, что минимизирует разность массы между двумя двигателями. Для упрощения описания более мощный двигатель или переразмеренный двигатель можно также называть «большим» двигателем, а менее мощный двигатель можно называть «малым» двигателем.

Диаграмма, показанная на фиг. 1, иллюстрирует изменение общей потребной мощности Pw в зависимости от времени “t” для выполнения задачи спасения потерпевших кораблекрушение при помощи двухмоторного вертолета. Эта полетная задача включает в себя шесть основных фаз:

- фазу взлета «А», которая использует максимальную мощность PMD;

- фазу крейсерского полета «В» до зоны поиска, осуществляемую с уровнем мощности, меньшим или равным РМС;

- фазу поиска «С» в зоне поиска на малой высоте над водой, которую можно осуществлять с мощностью и, следовательно, на скорости полета, позволяющими минимизировать часовой расход с целью увеличения до максимума времени исследования;

- фазу подъема утопающих «D» в режиме висения, которая требует мощности, соответствующей мощности, развиваемой при взлете;

- фазу возвращения на базу «Е», сравнимую с фазой крейсерского полета «В» в зону с точки зрения продолжительности, мощности и расхода; и

- фазу посадки «F», требующей мощности, слегка превышающей мощность в фазе крейсерского полета «В» или «Е».

Такое полетное задание охватывает все фазы, которые классически включают в себя полет вертолета. На фиг. 2 схематично представлен пример двухмоторной конструкции вертолета, которая позволяет оптимизировать расход Cs.

Классически каждый газотурбинный двигатель 1, 2 содержит газогенератор 11, 21 и свободную турбину 12, 22, питаемую газогенератором для выдачи мощности. При взлете и в продолжительном режиме выдаваемая мощность может достигать заранее определенных максимальных значений, соответственно PMD и РМС. Классически газогенератор содержит воздушные компрессоры «К», связанные с камерой сгорания «СС» топлива в сжатом воздухе, которая выдает газы, обеспечивающие кинетическую энергию, и турбины частичного расширения этих газов «TG», которые приводят во вращение компрессоры через приводные валы «АЕ». Газы приводят в действие также свободные турбины передачи мощности. В данном примере свободные турбины 12, 22 передают мощность через коробку ВТР 3, которая централизует подачу мощности на нагрузки и агрегаты (привод несущего винта, насосы, генераторы переменного тока, устройство стартера/генератора и т.д.).

Максимальные мощности PMD и РМС газотурбинного двигателя 1 по существу превышают максимальные мощности PMD и РМС, которые может выдавать газотурбинный двигатель 2: газотурбинный двигатель 1 переразмерен по мощности по сравнению с газотурбинным двигателем 2. В данном примере коэффициент разнородности между двумя газотурбинными двигателями, который соответствует соотношению между мощностью самого высокого режиме OEI газотурбинного двигателя 2 и максимальной мощностью PMD газотурбинного двигателя 1, равен 1,3. В данном случае мощность газотурбинного двигателя соответствует внутренней мощности, которую максимально может развивать этот газотурбинный двигатель в данном режиме.

В альтернативном варианте оба газотурбинных двигателя 1 и 2 могут быть идентичными, и в этом случае максимальные мощности PMD и РМС этих газотурбинных двигателей тоже являются идентичными.

Каждый газотурбинный двигатель 1, 2 соединен со средствами Е1 и Е2 привода и с устройствами экстренного содействия U1 и U2.

Каждое средство Е1, Е2 привода во вращение соответствующего газогенератора 11, 21 в данном случае представляет собой стартер, питаемый соответственно от устройства стартера/генератора, которым оборудован другой газотурбинный двигатель. При этом предпочтительно каждое устройство экстренного содействия U1, U2 содержит в этом примере свечи накаливания “glow-plug” в качестве устройства зажигания почти моментального действия в дополнение к обычным свечам и проперголевый патрон, питающий вспомогательную микротурбину в качестве механического средства ускорения газогенераторов. Это дополнительное устройство зажигания можно также использовать при нормальном выходе при изменении режима полета или при экстренном выходе из режима сверхмалого газа.

Во время работы этими средствами Е1, Е2 привода, устройствами экстренного содействия U1, U2 и приводами газотурбинных двигателей 1 и 2 управляют средства активации системы 4 регулирования под контролем общего цифрового устройства управления силовой установкой, известного под аббревиатурой FADEC (от “Full Authority Digital Engine Control” в английской терминологии).

Пример управления, осуществляемого системой 4 регулирования в рамках представленного выше профиля полетной задачи, записанного в запоминающее устройство 6, представлен на фиг. 3. Среди совокупности режимов управления М0 система 4 выбирает режимы управления, соответствующие профилю полетной задачи, выбранной в запоминающем устройстве 6, в данном случае четыре режима управления для выбранной задачи (с профилем, показанным на фиг. 1): режим М1, относящийся к переходным фазам, режим М2, относящийся к полетам в продолжительном режиме - в крейсерском и в фазе поиска, режим М3, связанный с отказами двигателя, и режим М4 управления экстренными повторными запусками двигателей в режиме сверхмалого газа.

В качестве переходных фаз эта полетная задача содержит фазы А, D и F, соответственно взлета, режима висения и посадки. Этими фазами управляет режим М1 обычной работы в двухмоторном варианте, в котором работают оба газотурбинных двигателя 1 и 2 (этап 100) таким образом, чтобы вертолет располагал повышенной мощностью, которая может достигать их PMD. Оба двигателя работают на одном относительном уровне мощности по сравнению с их номинальной мощностью. Случаи отказа одного из двигателей контролируют обычным путем, например переходя на режимы OEI менее мощного «малого» газотурбинного двигателя 2 в случае отказа другого газотурбинного двигателя.

В рассматриваемой полетной задаче продолжительный полет соответствует фазам крейсерского полета В и Е и фазе С поиска на малой высоте. Этими фазами управляет режим М2, который предусматривает работу одного газотурбинного двигателя, тогда как другой газотурбинный двигатель находится в режиме сверхмалого газа и удерживается во вращении при выключенной камере при помощи средств привода на скорости зажигания, находящейся в его предпочтительном диапазоне.

Таким образом, в фазах крейсерского полета В и Е газотурбинный двигатель 1 работает, а другой газотурбинный двигатель 2 поддерживается во вращении при помощи своего стартера, используемого как средство Е2 привода и питаемого от стартера/генератора газотурбинного двигателя 2. Вращение регулируют по предпочтительной скорости зажигания камеры (этап 200). Эта конфигурация соответствует потребности в мощности, которая в этих крейсерских фазах ниже РМС «большого» двигателя 1 и превышает РМС «малого» двигателя 2. Параллельно, с точки зрения расхода Cs, это решение тоже представляет интерес, так как большой двигатель 1 работает на более высоком уровне относительной мощности, чем в обычном режиме при двух работающих двигателях. Если оба двигателя являются идентичными, потребность в мощности в этих фазах крейсерского полета не может превышать РМС двигателей.

В фазе поиска С менее мощный «малый» газотурбинный двигатель 2 работает самостоятельно, так как он может сам выдавать необходимую мощность. Действительно, в этом случае потребность существенно ниже мощности РМС переразмеренного газотурбинного двигателя 1, но в то же время ниже РМС «малого» двигателя 2. Самое главное, что расход Cs является более низким, так как этот «малый» двигатель 2 работает с более высоким уровнем мощности, чем уровень, на котором работал бы газотурбинный двигатель 2. В этой фазе С газотурбинный двигатель 1 поддерживают в режиме сверхмалого газа, например во вращении от стартера, используемого в качестве средства Е1 привода с предпочтительной скоростью зажигания камеры (этап 201).

В альтернативном варианте в случае двигателей одинаковой мощности работает только один из двигателей, а другой поддерживают в режиме сверхмалого газа.

Предпочтительно режим М2 управляет также обычным повторным запуском двигателя в режиме сверхмалого газа, когда завершаются фазы В, Е или С. Если этот обычный повторный запуск срывается, переходят в режим М4.

Режим М3 управляет случаями отказа используемого двигателя посредством реактивации другого двигателя при помощи его устройства экстренного содействия. Например, когда переразмеренный газотурбинный двигатель 1, используемый для самостоятельной работы во время фаз крейсерского полета В или Е, отказывает, быстро реактивируют «малый» двигатель 2 через его устройство экстренного содействия U2 (этап 300). Аналогично, если отказывает «малый» двигатель 2, работающий самостоятельно во время фазы поиска С, быстро реактивируют «большой» двигатель 1 через его устройство экстренного содействия U1 (этап 301).

Этот режим М3 осуществляет также управление во время этих фаз крейсерского полета или поиска, когда двигатель, первоначально предусмотренный для работы, отказывает, и его заменяют другим реактивированным двигателем:

- в случае фаз крейсерского полета В и Е устройство экстренного содействия U2 отключено, при этом задействуют режимы OEI «малого» двигателя 2, всключаемые в соответствии с требованиями безопасности (этап 310) в случае разных двигателей;

- для фазы поиска С (этап 311) устройство экстренного содействия U1 отключено, при этом PMD переразмеренного двигателя 1, по меньшей мере, равна мощности самого высокого режима OEI «малого» двигателя 2 в случае разных двигателей.

Когда условия полета резко ухудшаются, может понадобиться быстрый повторный запуск двигателя, находящегося в режиме сверхмалого газа, посредством активации его устройства содействия, чтобы располагать мощностью обоих газотурбинных двигателей. В данном примере это устройство является пиротехническим и представляет собой проперголевый патрон, питающий микротурбину.

Этими случаями управляет режим экстренного повторного запуска М4. Таким образом, как во время фаз крейсерского полета В и Е (этап 410), так и фазы поиска С (этап 411), во время которых работает только один газотурбинный двигатель 1 или 2, работу другого газотурбинного двигателя 2 или 1 включают посредством активации соответствующего пиротехнического устройства содействия U2 или U1 только в случае неудачной попытки повторного запуска при помощи классических средств повторного запуска U0 (этап 400). При этом безопасность в этих условиях полета обеспечивается работой вертолета в двухмоторном режиме.

Настоящее изобретение не ограничивается описанными и представленными примерами. В частности, изобретение можно применять в случае газотурбинных двигателей как разной, так и одинаковой мощности.

Следует также отметить, что, кроме вышеупомянутых режимов, а именно поддержания вращения двигателя при включенной или выключенной камере, при этом скорость вращения предпочтительно находится в диапазоне зажигания, если камера выключена, или при нулевой скорости вращения с выключенной камерой, при этом приведение во вращение предпочтительно осуществляет собственный стартер двигателя, питаемый от бортовой сети, можно рассматривать и другие режимы сверхмалого газа: при включенной камере с нулевой скоростью двигателя или при камере, находящейся в режиме ожидания зажигания или частично включенной, с нулевой или ненулевой скоростью рассматриваемого двигателя.

Кроме того, в системе регулирования можно предусмотреть более четырех режимов управления. Например, еще одним или дополнительным режимом управления может быть учет географических условий (горы, море, пустыня и т.д.).

Можно также добавить другие режимы управления, например по фазе полета или по конструкции (двигатели, средства привода, устройства экстренного содействия) в зависимости от профилей полетных задач.

Кроме того, по меньшей мере одно из устройств содействия может быть неодноразовым, чтобы можно было произвести по меньшей мере еще один повторный запуск во время одного полета.

1. Способ регулирования удельного расхода топлива вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями (1, 2), каждый из которых содержит газогенератор (11, 21), оборудованный камерой сгорания (СС), отличающийся тем, что по меньшей мере один из газотурбинных двигателей (1, 2) выполнен с возможностью самостоятельной работы в продолжительном полетном режиме (В, Е, С), при этом другой двигатель (2, 1) находится в режиме малого газа с нулевой мощностью, который выбирают из режима поддержания двигателя (1, 2) во вращении с включенной камерой сгорания (СС), режима поддержания двигателя (1, 2) во вращении с выключенной камерой сгорания (СС) и режима нулевого вращения двигателя (1, 2) с выключенной камерой сгорания (СС), и выполнен с возможностью перехода в режим ускорения газогенератора этого двигателя (2, 1) при помощи привода (E1, Е2), совместимого с повторным запуском при экстренном выходе, тем, что этот экстренный повторный запуск осуществляют при по меньшей мере одной неудачной предварительной попытке обычного повторного запуска (U0) посредством экстренного механического содействия (U2, U1) газогенератору (21, 11), находящемуся в режиме ожидания газотурбинного двигателя (2, 1), производимого автономной и предназначенной для этого повторного запуска энергией, и тем, что при отказе газотурбинного двигателя (1, 2), используемого в режиме самостоятельной работы, другой газотурбинный двигатель (2, 1), находящийся в режиме малого газа с нулевой мощностью, повторно запускают посредством экстренного механического содействия (U2, U1).

2. Способ регулирования по п. 1, в котором при нормальном выходе из режима малого газа с нулевой мощностью при включенной камере сгорания изменение подачи топлива в соответствии с правилом защиты от помпажа и от тепловой перегрузки приводит к ускорению газогенератора (11, 12) газотурбинного двигателя (1, 2) до уровня мощности двухмоторной конфигурации.

3. Способ регулирования по п. 1, в котором при нормальном выходе из режима малого газа с нулевой мощностью при выключенной камере сгорания активный привод (E1, Е2) приводит газогенератор (11, 21) во вращение со скоростью, заранее установленной в диапазоне зажигания, затем, после включения камеры (СС), газогенератор (11, 21) ускоряется до уровня мощности двухмоторной конфигурации.

4. Способ регулирования по п. 1, в котором при нормальном выходе из режима малого газа с нулевой мощностью при выключенной камере (СС) газогенератор (11, 21) приводят в действие электрическим устройством, принадлежащим к этому генератору, причем это устройство запускает его и ускоряет до того, пока скорость его вращения не окажется в диапазоне зажигания камеры (СС), затем, после включения камеры, газогенератор (11, 12) ускоряют за счет изменения подачи топлива до уровня мощности двухмоторной конфигурации.

5. Способ регулирования по п. 1, в котором при экстренном выходе из режима малого газа с нулевой мощностью при выключенной камере (СС), поскольку газогенератор (11, 21) находится на своей скорости вращения в диапазоне зажигания камеры сгорания (СС), камеру (СС) включают, затем газогенератор ускоряют посредством упомянутого устройства экстренного содействия.

6. Способ регулирования по п. 3, в котором для включения камеры сгорания (СС) при экстренном выходе включают поджиг почти моментального действия, дополняющий обычное зажигание со свечами.

7. Способ регулирования по п. 1, в котором для определения мощности PMD на взлете газотурбинные двигатели выдают по существу разные мощности, имеющие коэффициент разнородности мощности, по меньшей мере, равный соотношению между мощностью самого высокого режима OEI менее мощного газотурбинного двигателя (2) и мощностью PMD более мощного газотурбинного двигателя (1), причем по меньшей мере один из газотурбинных двигателей (1, 2) может работать самостоятельно в продолжительном режиме (В, Е, С), а другой двигатель (2, 1) находится в режиме ожидания с нулевой мощностью и с выключенной камерой сгорания, оставаясь при этом поддерживаемым во вращении от привода (Е2, Е1) ввиду экстренного повторного запуска.

8. Способ регулирования по п. 7, в котором оба газотурбинных двигателя (1, 2) работают вместе во время переходных фаз взлета, режима висения и посадки.

9. Способ регулирования по п. 7, в котором менее мощный газотурбинный двигатель (2) работает самостоятельно, когда общая потребная мощность меньше или равна его РМС.

10. Система (4) для регулирования удельного расхода топлива вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями (1, 2) способом по п.1, отличающаяся тем, что содержит два газотурбинных двигателя (1, 2), каждый их которых оборудован газогенератором (11, 21) и свободной турбиной (12, 22), определяющими максимальные доступные мощности (PMD, РМС), тем, что каждый газогенератор (11, 21) оборудован средствами (Е1, Е2), выполненными с возможностью активации газогенератора (11, 21) при выходе из режима малого газа, включающими в себя средства (АЕ) приведения во вращение и средства ускорения газогенератора, и устройство (U1, U2) экстренного механического содействия, содержащее средства поджига почти моментального действия, дополняющие обычные средства зажигания со свечами, и механические средства ускорения газогенератора (11, 21) от автономного бортового источника, и тем, что система регулирования (4) управляет средствами (E1, Е2) привода и устройствами (U1, U2) экстренного содействия газогенераторов (11, 21) в зависимости от условий и фаз полета (А, В, С, D, E, F) вертолета в соответствии с профилем полетной задачи, предварительно записанным в запоминающее устройство (6) этой системы (4).

11. Система для регулирования по п. 10, в которой активные средства (E1, Е2) привода газогенератора (11, 21) выбирают среди: электрический стартер, которым оборудован этот газогенератор и который получает питание от бортовой сети, или стартер/генератор, которым оборудован другой газогенератор (21, 11), электрический генератор, приводимый в действие от коробки (3) передачи мощности или напрямую свободной турбиной (22, 12) другого газотурбинного двигателя (2, 1), и механическое приводное устройство, соединенное с этой коробкой (3) передачи мощности или с этой свободной турбиной (12, 22).

12. Система для регулирования по п. 10 или 11, отличающаяся тем, что средства (E1, Е2) привода выполнены с возможностью поддержания вращения газогенератора (11, 21), при этом камера сгорания выключена.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиации и может быть использовано при управлении скоростью ведомого летательного аппарата (ЛА) с турбореактивными двигателями (ТРД). .

Изобретение относится к турбовальным двигателям, которые могут использоваться в разных видах гусеничного транспорта, в частности бронетанковой технике, а также в машинах на воздушной подушке, в авиационной технике.

Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии содержит замкнутый контур с газообразным рабочим телом, реализующим замкнутый термодинамический цикл Брайтона.

Изобретение относится к области электротранспорта. .

Изобретение относится к электротехнике и может найти применение в качестве электродвигателя. .

Изобретение относится к железнодорожному транспорту, конкретно к силовым установкам локомотива, выполненным на базе газотурбинного двигателя (турбопоезда или газотурбовоза), который в качестве топлива использует сжиженный природный газ - СПГ.

Изобретение относится к железнодорожному транспорту, конкретно к силовым установкам локомотива, выполненным на базе газотурбинного двигателя (турбопоезда или газотурбовоза), который в качестве топлива использует сжиженный природный газ - СПГ.

Изобретение относится к железнодорожному транспорту, в частности к силовым локомотивным установкам. .

Изобретение относится к железнодорожному транспорту. .

Изобретение относится к железнодорожному транспорту. .

Изобретение относится к железнодорожному транспорту. .
Наверх