Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата и основная силовая установка для его применения

Авторы патента:


Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата и основная силовая установка для его применения
Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата и основная силовая установка для его применения
Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата и основная силовая установка для его применения
Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата и основная силовая установка для его применения

 


Владельцы патента RU 2607433:

ТУРБОМЕКА (FR)

Изобретение относится к энергетике. Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата, содержащего основные двигатели 200 в качестве основной двигательной установки, причём при помощи основного источника 1 мощности класса двигатель в качестве двигательной установки выдают всю нетяговую энергию Enp, а во время переходных фаз работы двигателей, самое большее, частично подают дополнительную мощность (kEp, ktEpt) на каскад высокого давления ВД основных двигателей и увеличивают запас по помпажу основных двигателей. Также представлена основная силовая установка летательного аппарата. Изобретение позволяет устранить ограничения механического отбора в двигателях во время переходных фаз полета, что позволяет оптимизировать работоспособность совокупности двигателей во время этих фаз. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение касается способа оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата, а также основной силовой установки, предназначенной для осуществления такого способа.

Изобретение находит свое применение для двигательной установки летательных аппаратов, то есть в основном как для двигательной установки самолетов (реактивных двигателей, турбореактивных двигателей, турбовинтовых двигателей), так и для двигательной установки вертолетов (газотурбинный двигатель).

Как известно, классический авиационный двигатель, в упрощенном виде, содержит систему компрессор - камера сгорания - турбина, образующую газогенератор. После сгорания горячие газы расширяются в турбине, которая механически приводит в движение компрессор через вал высокого давления (сокращенно ВД) или каскад ВД, и подают потенциальную энергию.

В случае самолета эта потенциальная энергия генерирует тяговую энергию в виде тяги либо напрямую (в реактивных двигателях), либо опосредованно через каскад низкого давления НД (в турбореактивных двигателях с вентилятором или в турбовинтовых двигателях). В случае вертолета эта тяговая энергия передается на несущий винт через коробку передачи мощности (известную также под сокращением КПМ). Газотурбинные двигатели выдают энергию в течение времени, соответствующего уровню моментальной передачи мощности.

Расходы воздуха в компрессоре и турбине могут в некоторых условиях работы вызывать явление, называемое помпажом компрессора, которое заставляет горячие газы возвращаться из газогенератора к воздухозаборнику компрессора и может привести к самым тяжелым последствиям (резкое падение подъемной силы, инверсия тяги, разрыв лопастей, разрушение двигателя). Поэтому необходимо соблюдать запас по помпажу. В области авиации такое явление должно быть исключено.

Для каждой фазы полета можно построить линию помпажа в зависимости от соотношения входного/выходного давления воздуха и от расхода воздуха. Линия работы двигателя должна оставаться ниже этой линии помпажа, чтобы избегать, в частности, любой потери тяги. Промежуток между линией работы и линией помпажа, называемый запасом по помпажу, уменьшается, когда обороты вращения каскада ВД небольшие.

Запас по помпажу уменьшается еще больше, когда для питания электрического и гидравлического оборудования (генераторы переменного тока, насосы и т.д.) производят отбор механической мощности на каскадах ВД. В современных спецификациях наблюдается тенденция к существенному увеличению таких отборов. Итак, достаточный запас по помпажу должен позволить ускорение каскада ВД, когда в определенных обстоятельствах полета требуется дача газа.

Аналогичная работа предусмотрена для вертолетных газотурбинных двигателей. Однако при режиме отказа одного двигателя (сокращенно OEI от "One Engine Inoperative" в английской терминологии) быстрое ускорение требуется каскаду ВД исправного двигателя.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Как правило, необходимость отбора механической мощности ограничивает возможности ускорения двигателей во время переходных фаз, то есть работоспособность источника тяговой энергии. Для достижения необходимых ускорений было бы целесообразно увеличить запас по помпажу за счет понижения линии работы. Можно было бы также производить отбор воздуха на основном двигателе. Однако как в одном, так и в другом случае это существенно влияет на общий КПД турбомашины.

Поскольку летательный аппарат является изолированной системой, единственным решением является временное ограничение механического отбора на каскаде ВД. Однако это может привести к нежелательным последствиям на технику и на функции, выполняемые оборудованием (кондиционирование воздуха в салоне, работа шасси и т.д.).

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задачей изобретения является устранение ограничения механического отбора в двигателях во время переходных фаз, чтобы оптимизировать работоспособность совокупности двигателей во время этих фаз. Для этого, в частности, во время таких фаз подачу мощности обеспечивают от дополнительного источника не напрямую тяговой мощности класса двигатель. Генерирование мощности называют классом двигатель, когда архитектура и характеристики этого генерирования мощности соответствуют сертификации двигателя для использования во время всех фаз полета, так же как и архитектура и характеристики основного двигателя летательного аппарата.

Точнее, объектом настоящего изобретения является способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата, содержащего основные двигатели в качестве основных источников двигательной установки. Такая оптимизация состоит в том, что, при помощи основного источника (1) мощности класса двигатель в качестве источника двигательной установки, выдают всю нетяговую энергию, а во время переходных фаз двигателей, самое большее, частично подают дополнительную мощность на каскад ВД основных двигателей. Переходные фазы двигателей включают в себя, в частности, фазы ускорения, случаи отказов и работу в режиме малого газа.

Согласно предпочтительным вариантам выполнения, мощность, подаваемую на каскад ВД основных двигателей, выдают от электрического генератора, которым оборудован основной источник мощности, связанный с электрическим стартером основных двигателей, преобразованным в двигатель, как во время запуска основных двигателей на земле, или за счет отбора сжатого воздуха на основном источнике мощности, связанном с пневматическим стартером основных двигателей.

В частности, основной источник мощности может подавать мощность на каскад ВД основных двигателей, чтобы обеспечивать более высокие коэффициенты ускорения, в случае необходимости, в режиме малого газа, установленном на уровне ниже номинального режима малого газа.

В частности, в применении для самолета в фазе снижения, рассматриваемой как переходная фаза полета, основной источник мощности подает мощность на каскад ВД основных двигателей. Таким образом, обеспечивают оптимизированную работоспособность с точки зрения максимизированной способности ускорения за счет увеличения запаса по помпажу основных двигателей в фазе полета, в которой этот запас был бы на минимуме без подвода дополнительной мощности с нахождением линии работы максимально близко к помпажу.

В частности, в применении для вертолета в случае отказа одного основного двигателя основной источник мощности подает электрическую мощность на каскад ВД исправного основного двигателя, чтобы он получил способность ускорения, при которой его запас по помпажу является достаточным. Таким образом, запас по помпажу сохраняется одновременно с оптимизированной работоспособностью.

Таким образом, в применении для летательного аппарата основной источник мощности подает мощность на каскад ВД основных двигателей как в стабилизированной фазе, так и в переходной фазе.

Изобретение также относится к основной силовой установке, в дальнейшем называемой установкой ОСУ, выполненной с возможностью оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата при помощи описанного выше способа. Такая основная силовая установка основана на силовой установке типа вспомогательной силовой установки, сокращенно ВСУ (или APU от Auxiliary Power Unit" в английской терминологии), выполненной более надежной, чтобы соответствовать классу двигатель, и комбинированной со средствами регулирования сжатого воздуха в салоне.

Установками ВСУ обычно оборудуют летательные аппараты для питания на земле различного оборудования, потребляющего энергию (электрическую, пневматическую и гидравлическую, кондиционеры воздуха), и для запуска основных двигателей. Когда один из двигателей отказывает, некоторые установки ВСУ имеют достаточный запас надежности, чтобы их можно запустить в полете и попытаться опять запустить отказавший двигатель и/или подавать часть электрической энергии на оборудование во время полета.

Классически установка ВСУ содержит газогенератор и средства привода оборудования (нагнетательный компрессор, топливные и гидравлические насосы, электрический генератор и/или электрический стартер/генератор и т.д.), возможно, через коробку передачи мощности с адаптацией оборотов вращения. Отбор воздуха на выходе нагнетательного компрессора или входного компрессора служит для пневматического запуска основных двигателей.

Использование установки ВСУ, даже выполненной более надежной, во время фаз полета для обеспечения нетяговой энергии изначально считается нереальным по причине низкого энергетического КПД по отношению к основным двигателям: работа установки ВСУ в течение всего полета приводит к повышенному расходу топлива.

Однако, если ее преобразовать в силовую установку класса двигатель для подачи пневматической энергии строго согласно потребностям салона при постоянном использовании, летательный аппарат с такой установкой будет иметь благоприятный баланс и позволит оптимизировать работоспособность двигательной установки летательного аппарата.

Таким образом, в летательном аппарате, содержащем оборудование - потребители энергии, в частности салон с кондиционированием воздуха и регулированием температуры и/или давления при помощи системы регулирования ECS, основные двигатели генерирования мощности и блок управления полетом, основная силовая установка в соответствии с изобретением, интегрированная в отсек, отделенный пожарной перегородкой от других зон летательного аппарата и оборудованный наружным воздухозаборником и выпускным соплом, содержит описанную выше силовую установку класса двигатель, оборудованную газогенератором и силовой турбиной привода оборудования, включая нагнетательный компрессор. Нагнетательный компрессор связан через привод регулирования, сообщающийся с блоком управления, с системой ECS для обеспечения пневматической энергии, необходимой для салона.

Согласно частным вариантам выполнения:

- основная силовая установка связана с рекуперационной конструкцией, содержащей турбину рекуперации энергии привода оборудования с силовой турбиной и связанной, на входе воздуха, с выходом салона для охлаждения, на выходе воздуха, оборудования, при этом в рекуперационную конструкцию интегрирован нагнетательный компрессор в качестве поставщика пневматической энергии для салона;

- турбина рекуперации выбрасывает на выходе воздушный поток в отсек основной силовой установки, который после охлаждения оборудования и вспомогательного оборудования, содержащихся в заднем отсеке, выводится в выпускное сопло, благодаря насосному эффекту, создаваемому за счет скорости выпуска газов потока горячего воздуха из силовой турбины;

- турбина рекуперации связана с звукопоглощающим устройством для предупреждения распространения аэродинамических шумов в салон;

- предусмотрены средства передачи мощности от силовой турбины и турбины рекуперации на механическое, пневматическое, гидравлическое и/или электрическое оборудование летательного аппарата, выполненные, в частности, в виде коробки передачи мощности; рекуперационная конструкция содержит теплообменник, имеющий два теплообменных контура: первичный контур, соединенный, на входе, с выходом потока горячего воздуха из силовой турбины и, на выходе, - с выпускным соплом, и вторичный контур, соединенный на входе с выходом воздушного потока из салона и на выходе - с турбиной рекуперации.

В этих условиях рекуперация энергии на выходе салона в виде давления и/или температуры оптимизирована за счет близости основного источника мощности с одновременным обеспечением выхода воздушного потока из салона с регулируемым противодавлением в салоне. Кроме того, тот факт, что отбор энергии связан с основным источником генерирования мощности, а не с простым компрессором или генератором переменного тока, позволяет поглощать разносные обороты, которые могут появляться в случае отказа, благодаря инерции, создаваемой эффектом массы компонентов источника генерирования мощности и всех потребителей.

Кроме того, рекуперацию энергии на выходе салона можно осуществлять, дополняя потенциальную энергию, содержащуюся в воздушном потоке, выходящем из салона, тепловой энергией, используемой для охлаждения систем, связанных с оборудованием летательного аппарата, перед очередным обогащением за счет теплообмена между упомянутыми воздушными потоками.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ФИГУР

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

Фиг. 1 - график изменений линии работы двигателя летательного аппарата.

Фиг. 2 и 3 - две схемы распределения тяговой и нетяговой энергий, в частности в переходной фазе (фиг. 3), обеспечиваемых основными двигателями и основной силовой установкой летательного аппарата в условиях номинального полета.

Фиг. 4 - схема распределения энергий в случае отказа двигателя вертолета.

Фиг. 5 - блок-схема примера основной силовой установки в соответствии с изобретением в заднем отсеке летательного аппарата, связанным с салоном летательного аппарата, оборудованным системой контроля окружающей среды ECS.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ВЫПОЛНЕНИЯ

На всех фигурах идентичные или подобные элементы, выполняющие одинаковую функцию, обозначены идентичными или подобными обозначениями.

Представленный на фиг. 1 график изменений линии работы LF двигателя летательного аппарата показан в системе координат соотношения воздушных давлений Р/Р в зависимости от скорректированного расхода воздуха D для данной фазы полета. Расход воздуха называют скорректированным для получения характерной графической картины, включая влияния различных задействованных параметров. Линия помпажа LP и линии работы LF, LF2 двигателя представлены в этой системе координат. Линия работы LF остается ниже этой линии помпажа LP, чтобы избегать любой потери тяги. Запас по помпажу MP, представляющий собой промежуток между линией работы и линией помпажа, уменьшается вместе с оборотами (или расходом воздуха) каскада ВД двигателя, например, между максимальными оборотами NM и оборотами на малом газе NR, допустимыми для этой фазы полета.

Уменьшение запаса по помпажу позволяет увеличить КПД двигателя, но может содержать в себе риски помпажа, если линия работы приближается слишком близко к линии помпажа. Например, во время ускорения, начиная от оборотов на малом газе NR, рабочие точки Pf1 в переходной фазе описывают на графике линию работы LF1 от NR до NM. Уменьшение запаса по помпажу MP вдоль этой линии LF1 связано с впрыском топлива в камеру сгорания, необходимым для ускорения каскада ВД. Показанное на графике положение точки Pf1 соответствует минимальному запасу по помпажу. Механические отборы на каскаде ВД для питания оборудования (стрелка РМ) тоже уменьшают запас по помпажу. Современные спецификации предопределяют тенденцию к существенному увеличению этих отборов, которые значительно повышают риски помпажа.

При этом во время ускорений сложно управлять дачей газа. Кроме того, отборы воздуха (стрелка РА), например на уровне компрессора двигателя, для подачи энергии на другое оборудование (система кондиционирования воздуха в салоне и т.д.) увеличивают запас по помпажу. При этом линия работы переходит от линии LF к линии LF2, и этот переход приводит с снижению КПД при постоянном расходе, как показано стрелкой PR.

Оптимизацию работоспособности получают за счет подвода мощности от основного источника, если говорить о максимизации возможности ускорения: такой подвод позволяет увеличить мощность, выдаваемую на валу каскада ВД, за счет одновременной подачи мощности при впрыске топлива в камеру сгорания и мощности от установки ОСУ. Этот подвод повышает коэффициент ускорения каскада ВД при одновременном сохранении запаса по помпажу MP основных двигателей в фазе полета, где запас был бы на минимуме без подвода дополнительной мощности с линией работы LF максимально близко к помпажу. Кроме того, это дополнительный подвод позволяет снизить обороты на малом газе NR при идентичном запасе по помпажу в переходной фазе. Кроме того, такой подвод в стабилизированной фазе позволяет поддерживать уровень режима малого газа NR0 ниже уровня, определенного возможностью автономии газогенератора.

В отсутствие основной силовой установки каждый основной двигатель подает в равных долях в номинальных условиях тяговую энергию Ер и нетяговую энергию Enp. Как будет подробнее пояснено ниже, ОСУ может подавать всю или часть нетяговой энергии между каждым основным двигателем и ОСУ. Эта ОСУ выдает также несколько процентов тяговой энергии посредством подачи мощности на каскад ВД основных двигателей в переходных фазах, в частности в случае отказа одного основного двигателя.

На фиг. 2 представлено первоначальное состояние в стабилизированном полете летательного аппарата, при этом нетяговую энергию Enp для оборудования 100 обеспечивают основные двигатели 200, МР1 и МР2, а также установка ОСУ 1 в равных долях Enp/3. Это равномерное распределение необходимо также для определения точек расчета турбомашин. В фазе снижения, во время которой основные двигатели не нагружены, предпочтительно, чтобы нетяговую энергию в основном или полностью обеспечивала установка ОСУ.

В варианте (фиг. 3) нетяговую энергию Enp в номинальном полете подает только установка ОСУ, чтобы в случае отказа одного двигателя средства переключения (в частности, электрические контакторы) располагали достаточным временем реакции. Действительно, время реакции во время ускорений, обеспечиваемых только одним двигателем, может оказаться недостаточным, если этот двигатель не мобилизует всю свою мощность (см. ниже случай отказа двигателя).

Кроме того, тягу 300 (2×Ер) в номинальном полете в равной степени обеспечивает каждый из главных двигателей. Установка ОСУ 2 может выдавать часть тяговой энергии k×Ер за счет подачи мощности на каждый из каскадов ВД двигателей, при этом k может достигать несколько процентов.

В случае отказа одного двигателя МР2 на летательном аппарате, в частности на вертолете, оборудованном установкой ОСУ 1, как показано на фиг. 4, остающийся исправный двигатель МП1 прежде всего сконфигурирован с возможностью выдачи всей тяговой энергии: его доля в обеспечении нетяговой энергии Enp для оборудования 100 переходит при этом от Enp/3 (в отсутствие отказа другого двигателя, см. фиг. 2) к 0×Enp, а его подача тяговой энергии переходит от Ер к 2×Ер, чтобы получить всю тягу 300. После этого установку ОСУ 1 конфигурируют таким образом, чтобы обеспечивать всю нетяговую энергию Enp с переходом от Enp/3 к Enp. Предпочтительно установка ОСУ продолжает подавать долю k×Ер тяговой энергии на каскад ВД исправного двигателя с таким соответствующим коэффициентом k и с таким коэффициентом ускорения, при которых запас по помпажу исправного двигателя будет достаточным. В переходной фазе соответствующий коэффициент имеет значение kt, и установка ОСУ подает переходную тяговую энергию ktEpt на каскад ВД исправного двигателя МР1, который обеспечивает всю тягу 2×Ept.

В случае летательного аппарата в переходных фазах полета (фиг. 3), в частности в случае самолета, установка ОСУ 1 выдает переходную тяговую энергию ktEpt с коэффициентом kt на каскад ВД каждого из основных двигателей 200, который обеспечивает 1×Ept, при этом 2×Ept является полной тяговой энергией, которую необходимо обеспечивать в переходной фазе. Установка ОСУ выдает также всю нетяговую энергию, то есть Enp, сверх энергии 2KtEpt.

Мощность, подаваемая на каскад ВД основных двигателей, поступает от генератора, в данном случае генератора переменного тока, которым оборудована установка ОСУ, связанная с электрическим стартером основных двигателей, преобразуемым в двигатель, как при запуске основных двигателей на земле.

В частности, установка ОСУ подводит мощность на каскад ВД основных двигателей, чтобы осуществлять ускорения при уровне малого газа, отрегулированном на минимальное значение.

Как показано на блок-схеме на фиг. 5, установка ОСУ 1 расположена в заднем отсеке 2, находящемся в хвостовой части летательного аппарата 3. Пассажирский салон 4 находится ближе к носу и связан с задним отсеком 2 через промежуточный отсек 5. Герметичная перегородка 6 отделяет салон 4 от промежуточного отсека, и пожарная перегородка 7 изолирует промежуточный отсек 5 от заднего отсека 2, оборудованного наружным воздухозаборником 21 и выпускным соплом 22.

Установка ОСУ 1 содержит двигатель 10 типа ВСУ, но класса двигатель, комбинированный с конструкцией рекуперации энергии. Вспомогательный двигатель включает в себя газогенератор или каскад ВД 11, содержащий входной компрессор 110 воздушного потока F1, поступающего из воздухозаборника 21, камеру 111 сгорания и турбину 112, приводящую в движение компрессор 110 через вал ВД 113. Этот газогенератор связан на входе с каналом К1 циркуляции воздуха, установленным в наружном воздухозаборнике 21, и на выходе с силовой турбиной 12, которая выдает поток F2 горячего воздуха, как правило, при температуре приблизительно от 500 до 600°С.

Конструкция рекуперации энергии центрована на турбине 13 рекуперации, связанной с звукопоглощающим устройством 14, чтобы избегать распространения аэродинамических шумов за пределы отсека, в частности в салон.

Эта турбина 13 рекуперации связана с силовой турбиной 12 для приведения в действие оборудования 100 - механического, пневматического (компрессоры), электрического (генераторы переменного тока) и/или гидравлического (насосы) - в частности нагнетательного компрессора 15 и стартера/генератора 16, в данном примере через коробку 17 передачи мощности. Эта коробка 17 оборудована редукторами и угловыми передачами (не показаны), выполненными с возможностью передачи мощности. Силовая турбина 12 передает свою мощность на коробку 17 через вал 121, причем этот вал в представленном примере является сквозным. В альтернативном варианте этот вал может быть не сквозным или наружным валом, связанным через соответствующий редукторный блок (не показан). Предпочтительно этот блок оборудован колесом со свободным ходом для его отключения во время фаз, не требующих рекуперации, например в случае открытой двери салона самолета.

Нагнетательный компрессор 15 питает воздухом систему контроля окружающей среды, называемую системой ECS 41, салона 4 и передает в нее через рециркуляционный смеситель 42 сжатый воздух, поступающий из наружного воздухозаборника 21 через ветвь К11 канала К1. Привод регулирования 19, который сообщается с блоком управления (не показан), регулирует нагнетательный компрессор 15, чтобы подавать пневматическую энергию, необходимую для салона. В варианте в качестве нагнетательного компрессора можно использовать входной компрессор 110 за счет соответствующего отбора воздуха.

По меньшей мере, один регулируемый вентиль 40, называемый вентилем регулирования давления в салоне, обеспечивает циркуляцию воздушного потока F3 от выхода 43 салона 4 в конструкцию рекуперации энергии через канал К2. Предпочтительно канал К2 проходит в промежуточный отсек 5, чтобы воздушный поток F3 охлаждал силовые электронные системы 50 шкафа 51, - эти вспомогательные устройства предназначены для различных рабочих систем летательного аппарата (шасси и т.д.), которые, разумеется, не работают, когда дверь салона открыта. На выходе отсека 5 воздушный поток F3 имеет температуру около 40°С.

В этом примере рекуперационная конструкция содержит теплообменник 18, оборудованный первичным контуром С1, соединенным на входе с выходом потока F2 горячего воздуха и на выходе с соплом 22, при этом поток F2 обычно переходит от температуры 550°С к 300°С, и вторичным контуром С2, соединенным на входе с воздушным потоком F3, поступающим из салона 4, и на выходе - с турбиной 13 рекуперации. При этом поток F3 имеет более высокую температуру, чем на входе (примерно 40°С), например порядка 150°С. На выходе из турбины 13 рекуперации воздушный поток F3 рассеивается в заднем отсеке 2, охлаждая оборудование 100 (примерно до 40°С), затем рекуперируется в виде потока F'3 за счет отражения от стенок 200 отсека в сопло 22. Рекуперация происходит благодаря насосному эффекту, создаваемому на расширенном входе 221 этого сопла за счет скорости выброса газов потока F2 горячего воздуха из силовой турбины на выходе теплообменника 18.

1. Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата, содержащего основные двигатели (200) в качестве основной двигательной установки, отличающийся тем, что он состоит в том, что при помощи основного источника (1) мощности класса двигатель в качестве двигательной установки выдают всю нетяговую энергию (Enp), а во время переходных фаз работы двигателей, самое большее, частично подают дополнительную мощность (kEp, ktEpt) на каскад высокого давления ВД основных двигателей (200) и увеличивают запас по помпажу основных двигателей (200).

2. Способ оптимизации по п. 1, в котором мощность, подаваемую на каскад ВД основных двигателей (200), выдают от электрического генератора, которым оборудован основной источник мощности, связанный с электрическим стартером основных двигателей (200), преобразованным в двигатель.

3. Способ оптимизации по п. 1, в котором мощность, подаваемую на каскад ВД основных двигателей (200), выдают за счет отбора сжатого воздуха на основном источнике мощности, связанном с пневматическим стартером основных двигателей (200), преобразованным в двигатель.

4. Способ оптимизации по п. 1, в котором основной источник (1) мощности подает мощность на каскад ВД основных двигателей (100), чтобы обеспечивать более высокие коэффициенты ускорения.

5. Способ оптимизации по п. 4, в котором более высокие коэффициенты ускорения связаны с режимом малого газа (NR0), установленным на уровне ниже номинального режима малого газа (NR).

6. Способ оптимизации по п. 1, в котором как в стабилизированной фазе, так и в переходной фазе основной источник (1) мощности подает мощность за счет подводов энергии, соответствующих фазе (kEp, ktEpt), на каскад ВД основных двигателей (200).

7. Способ оптимизации по п. 1, в котором в случае отказа одного основного двигателя основной источник (1) мощности подает мощность (kEp, ktEpt) на каскад ВД исправного основного двигателя (МР1), чтобы он мог иметь такой коэффициент ускорения, при котором его запас по помпажу (MP) является достаточным.

8. Основная силовая установка (3) летательного аппарата для осуществления способа оптимизации по любому из пп. 1-7, содержащая потребители энергии (100), салон (4) с кондиционированием воздуха и регулированием температуры и/или давления при помощи системы регулирования ECS (41), основные двигатели генерирования мощности и блок управления полетом, при этом основная силовая установка интегрирована в отсек (2), изолированный пожарной перегородкой (7) от других зон (5) летательного аппарата и оборудованный наружным воздухозаборником (21) и выпускным соплом (22), отличающаяся тем, что содержит силовую установку (10) класса двигатель в качестве основного источника мощности по п. 1, оборудованную газогенератором (11) и силовой турбиной (12) привода оборудования (100), включая нагнетательный компрессор (15), при этом нагнетательный компрессор связан через привод (19) регулирования, сообщающийся с блоком управления, с системой ECS (41) для обеспечения пневматической энергии, необходимой для салона (4).

9. Основная силовая установка по п. 8, отличающаяся тем, что связана с рекуперационной конструкцией, содержащей турбину (13) рекуперации энергии привода оборудования (100) с силовой турбиной (12) и связанной, на входе воздуха, с выходом салона (4) для охлаждения, на выходе воздуха, оборудования (100), при этом в рекуперационную конструкцию интегрирован нагнетательный компрессор (15) в качестве поставщика пневматической энергии для салона (4).

10. Основная силовая установка по п. 9, в которой турбина (13) рекуперации выбрасывает на выходе в отсек (2) основной силовой установки (1) воздушный поток (F3), который после охлаждения оборудования и вспомогательного оборудования, содержащихся в заднем отсеке (2), выводится (F'3) в выпускное сопло (22) благодаря насосному эффекту, создаваемому за счет скорости выброса газов потока (F2) горячего воздуха из силовой турбины (12).



 

Похожие патенты:

Газотурбинный двигатель, имеющий продольную ось, определяющую аксиальное направление двигателя, содержит компрессорную секцию, секцию сжигания, содержащую множество устройств для сжигания, турбинную секцию, кожух и систему рециркуляции воздуха оболочки.

Изобретение относится к осевому компрессору для газовой турбины, содержащему кольцеобразный в сечении тракт течения для сжимаемой среды, причем тракт течения ограничен радиально снаружи наружной стенкой кольцеобразного сечения, корпус, который охватывает наружную стенку с образованием, по меньшей мере, одной промежуточной сборной камеры, по меньшей мере, одно отверстие отбора в наружной стенке для отвода в сборную камеру части протекающей по тракту течения среды и, по меньшей мере, одно отверстие в корпусе для удаления отведенной части среды из корпуса.

Изобретение относится к области управления газоперекачивающими агрегатами (ГПА) при транспортировке газа. .

Изобретение относится к области газотурбинной техники, а именно к установкам для производства электроэнергии и сжатого воздуха, а также паровоздушной смеси для технологических целей.

Изобретение относится к области газотурбинной техники, а именно к установкам для производства электроэнергии, сжатого воздуха для технологических целей и механического привода оборудования, например насосов.

Изобретение относится к машиностроению и может быть применено на наземном транспорте и летательных аппаратах. .

Изобретение относится к газотурбостроению и касается устройства отбора воздуха при помощи центростремительного течения, предусмотренного между двумя дисками компрессора газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к теплоэнергетике и энергомашиностроению. .

Изобретение относится к холодильной технике и двигателестроению и может быть использовано в теплонасосных установках и газотурбинных двигателях. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям топливных систем летательных аппаратов. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат оборудован установкой топливоснабжения двигателей (2, 3, 4) моторной группы (1) винтокрылого летательного аппарата.

Изобретение относится к электроснабжению системы управления и передачи для приведения в действие поверхностей управления самолета. Система энергопитания рулевых приводов первичных органов управления пассажирского самолета содержит бортовые электрогенераторы переменного тока, вспомогательные электрогенераторы переменного тока, блоки управления электрогенераторами, трансформаторы тока, основные аккумуляторные батареи, аварийные батареи, выпрямительные устройства, систему контроля энергообеспечения, состоящую из центрального бортового вычислителя и измерительно-управляющих устройств.

Группа изобретений относится к способу оптимизации общей эффективности энергии на борту летательного аппарата и силовой группе, реализующей этот способ. Для оптимизации общей эффективности энергии используют генератор мощности класса двигатель, расположенный вблизи кабины для генерирования пневматической энергии для кабины и частично для генерирования гидравлической или электрической энергии для остальной части летательного аппарата, минимизируют расхождения между номинальной точкой источников мощности в условиях функционирования этих источников и точкой расчета участия этих источников в не приводящей в движение энергии в условиях отказа основного двигателя, равномерно распределяют мощность основных двигателей и основного генератора мощности при номинальном функционировании и в случае отказа основного двигателя.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в системах электроснабжения автономных объектов. Техническим результатом является повышение надежности работы.

Изобретение относится к системам генерирования электроэнергии и к системам стартерного запуска силовых установок транспортных средств, преимущественно летательных аппаратов.

Изобретение относится к авиации и касается конструкции хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата (ЛА), имеющего модульный хвостовой обтекатель. Хвостовая часть фюзеляжа ЛА содержит хвостовой обтекатель, присоединяемый к остальной конструкции хвостовой части фюзеляжа посредством системы соединения.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Схема электропитания гондолы турбореактивного двигателя содержит по меньшей мере один электрический генератор, механически связанный с валом турбореактивного двигателя и по меньшей мере два силовых устройства, отличных от блока контроля или мониторинга.

Изобретение относится к области гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА). Способ управления аэродинамическими характеристиками гиперзвукового летательного аппарата включает установку плоских МГД-генераторов попарно симметрично относительно плоскости симметрии элементов оперения ГЛА, а между ними располагают магнитоэкранирующие пластины, выполненные из ферромагнитного материала с точкой Кюри, превышающей рабочую температуру элементов ГЛА, обеспечивающих устойчивость, управляемость и балансировку.

Устройство относится к машиностроению и может быть использовано в авиационных двигателях для разъединения приводного вала (2) вспомогательного оборудования и ведущего вала (3).

Система обеспечения электрической энергией воздушных судов относится к силовым установкам вспомогательного назначения для воздушных судов. Система содержит аккумуляторные батареи, аппаратуру регулирования, управления и защиты, преобразователь постоянного тока в переменный ток, термоэлектрические элементы, состоящие из теплообменников горячих и холодных спаев, контроллер заряда.
Наверх