ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, ПРИВОДИМЫЙ В ДВИЖЕНИЕ ТАКОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ, ВСТРОЕННОЙ В ЗАДНЮЮ ЧАСТЬ ФЮЗЕЛЯЖА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
PROPULSION UNIT OF AIRCRAFT, AND AIRCRAFT DRIVEN BY SUCH A PROPULSION UNIT BUILT IN REAR PART OF FUSELAGE OF AIRCRAFT

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ И УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к области летательных аппаратов, таких как самолеты, в частности, гражданские самолеты, приводимые в движение двигательной установкой с вентиляторами противоположного вращения, встроенной в заднюю часть фюзеляжа летательного аппарата в продолжении этого фюзеляжа. Более конкретно, оно относится к устройству, встроенному в двигательную установку для одновременного обеспечения двигательной установки аэродинамической и электрической энергией.
Уровень техники представлен, в частности, патентными заявками WO-A1-2016/020618, US-A1-2018/003071, DE-A1-10 2013 209538, US-A1-2017/320584, US-A1-2018/057150 и ЕР-А2-2 730 501.
В патентной заявке FR-А1-2 997 681, поданной на имя заявителя, была предложена новая архитектура летательного аппарата, позволяющая уменьшить шумы и расход топлива летательного аппарата за счет ограничения аэродинамического лобового сопротивления посредством поглощения пограничного слоя.
В такой архитектуре, как показано на фиг. 1, летательный аппарат приводится в движение газотурбинным двигателем, в данном случае турбореактивным двигателем 10 с капотированными вентиляторами противоположного вращения, при этом газотурбинный двигатель встроен в задний конец фюзеляжа 2 летательного аппарата. Во время работы этот турбореактивный двигатель является эквивалентом двухмоторной конфигурации. Как правило, как показано на фиг. 2, турбореактивный двигатель 10 содержит от выше по потоку к ниже по потоку по направлению движения газов, показанному стрелками F, два отдельных установленных параллельно газогенератора 12а, 12b, которые питают единственную силовую турбину 14. Силовая турбина 14 содержит два турбинных ротора 14а, 14b противоположного вращения, которые приводят во вращение два вентилятора 20а, 20b, расположенные ниже по потоку от газогенераторов 12а, 12b. Для питания каждого газогенератора 12а, 12b выполнены два отдельных боковых воздухозаборника 18а, 18b. Отдельные боковые воздухозаборники 18а, 18b выполнены с возможностью питать каждый газогенератор 12а, 12b. Таким образом, газогенераторы питают аэродинамически силовую турбину. Ниже по потоку от газогенераторов 12а, 12b в продолжении фюзеляжа 2 летательного аппарата расположены вентиляторы 20а, 20b, которые обычно питаются через кольцевой венец с центром на оси Х, соединенный с фюзеляжем таким образом, чтобы поглощать по меньшей мере часть пограничного слоя, образующегося вокруг фюзеляжа 2. Диаметр вентиляторов 20а, 20b примерно соответствует диаметру фюзеляжа 2 в его наибольшем сечении. Как правило, скорость вращения вентиляторов 20а, 20b является более низкой, чем в случае классических газотурбинных двигателей, в частности, чтобы скорость в вершине лопатки была дозвуковой.
Однако такая архитектура создает проблемы поддержания минимального уровня тяги, который по существу равен 50% общей номинальной тяги, а также проблемы надежности двигательной установки в случае отказа части двигательной установки.
Кроме того, существуют также газотурбинные двигатели, предусмотренные для приведения в действие вспомогательных агрегатов. В патентной заявке FR-А-3 039 206, поданной на имя заявителя, была предложена архитектура, которая включает в себя свободный турбинный ротор, не связанный с силовой турбиной и выполненный с возможностью преобразования части энергии первичного потока, поступающего от газогенераторов, в механическую мощность на вспомогательном вращающемся валу и с возможностью соединения по меньшей мере с одним вспомогательным агрегатом, например, с электрическим генератором. Вспомогательный агрегат является устройством, которое не участвует в создании тяги газотурбинным двигателем, но которое, обеспечивая функции, такие как производство электричества или обеспечение циркуляции текучей среды, участвует в работе либо газотурбинного двигателя, либо летательного аппарата в целом.
2
Кроме того, существует потребность в минимизации загрязняющих выбросов, связанных со сгоранием углеводородного топлива, таких как CO или несгоревшие NOx.
Следовательно, существует потребность в двигательной установке, предназначенной для размещения в задней части фюзеляжа летательного аппарата, которая может поддерживать минимальный уровень тяги и которая обладает повышенной надежностью в случае отказа части двигательной установки, одновременно позволяя сократить загрязняющие выбросы летательного аппарата.
В частности, настоящее изобретение призвано предложить простое, экономичное и эффективное решение этих проблем, позволяющее устранить недостатки известных технических решений.
В частности, настоящее изобретение позволяет обеспечивать движение летательного аппарата на основе сочетания аэродинамической и электрической энергии.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Для этого объектом изобретения является двигательная установка летательного аппарата, предназначенная для размещения в задней части фюзеляжа летательного аппарата, при этом двигательная установка содержит от выше по потоку к ниже по потоку по направлению движения газов в двигательной установке по меньшей мере два газогенератора, питающие силовую турбину, имеющую два турбинных ротора противоположного вращения для приведения во вращение двух вентиляторов, расположенных ниже по потоку от газогенераторов, и отдельные воздухозаборники для питания каждого газогенератора, отличающаяся тем, что содержит электрическое приводное устройство, выполненное с возможностью приведения во вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов и содержащее по меньшей мере один электрический генератор, выполненный с возможностью преобразования части энергии потока, поступающего от газогенераторов, в электрическую мощность, и электрический двигатель, питаемый упомянутым электрическим генератором и выполненный с возможностью приведения во вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов, при этом упомянутый электрический генератор установлен на одном из упомянутых газогенераторов, и тем, что упомянутый турбинный ротор выполнен с возможностью своего приведения во вращение одновременно потоком, поступающим от упомянутых газогенераторов, и электрическим приводным устройством.
Предпочтительно заявленная двигательная установка позволяет приводить в движение летательный аппарат, благодаря комбинации аэродинамической и электрической энергии, а не на основе исключительно аэродинамической энергии, как в случае известных двигательных установок. Предпочтительно это позволяет сократить использование углеводородного топлива и, следовательно, уменьшить загрязняющие выбросы.
Предпочтительно параметры электрического приводного устройства рассчитаны как раз для потребностей обеспечения помощи двигательной установке, что позволяет минимизировать влияние массы упомянутого электрического приводного устройства. Кроме того, благодаря участию электричества, производимого электрическим приводным устройством, можно уменьшить размеры газогенераторов двигательной установки.
Кроме того, электрическое приводное устройство позволяет противостоять отказу по меньшей мере части заявленной двигательной установки, что позволяет повысить надежность летательного аппарата, содержащего эту двигательную установку.
Кроме того, предпочтительно электрическое приводное устройство выполнено с возможностью внесения в него изменений и переконфигурирования в зависимости от состояния неисправности элементов заявленной двигательной установки.
В варианте, электрическое приводное устройство может содержать единственную электрическую машину, такую как стартер-генератор, выполненную с возможностью преобразования части энергии потока, поступающего от газогенераторов, в электрическую мощность, и с возможностью приведения во вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов.
Предпочтительно электрическое приводное устройство содержит средства хранения электрической энергии, питаемые электрическим генератором и выполненные с возможностью питания электрического двигателя. Средства хранения содержат, например, батареи или суперконденсаторы.
Средства хранения могут быть выполнены с возможностью питания электрического двигателя по меньшей мере для трех последовательных фаз полета на полной тяге, таких как фазы при взлете взлет и при наборе высоты летательного аппарата.
Средства хранения могут быть выполнены с возможностью питания электрического двигателя во время фазы полета на пониженной тяге, такой как фаза полета на малом газу, на сверхмалом газу, или при нахождении на земле.
Фазу малого газа определяют как фазу работы двигательной установки с минимальной мощностью, обеспечивающей потребности в не движущей энергии летательного аппарата, например, потребности летательного аппарата в электричестве или в повышении давления воздуха в кабине.
Фазу сверхмалого газа определяют как фазу работы двигательной установки с минимальной мощностью, во время которой потребности в не движущей энергии обеспечивает не двигательная установка, а другая система летательного аппарата.
В этом случае по меньшей мере один из турбинных роторов может приводиться во вращение только электрическим приводным устройством во время фазы полета на пониженной тяге.
Средства хранения могут быть выполнены с возможностью саморазряжаться и питать электрический двигатель во время фазы полета на полной тяге, такой как взлет или набор высоты летательного аппарата. Средства хранения могут быть выполнены с возможностью заряжаться во время фазы полета на промежуточной тяге, такой как полет на крейсерской скорости.
Средства хранения могут быть выполнены с возможностью обеспечивать по меньшей мере движущую энергию в случае отказа по меньшей мере одного газогенератора и обеспечивать не движущую энергию в случае номинальной работы, а также в случае отказа по меньшей мере части двигательной установки.
Предпочтительно газогенераторы выполнены с возможностью обеспечивать от 80% до 95% главной первичной мощности для турбинных роторов во время фазы полета на полной тяге, такой как взлет. В этом случае средства хранения и электрический двигатель могут быть выполнены с возможностью обеспечивать от 5% до 20% главной первичной мощности для турбинных роторов во время фазы полета на полной тяге.
Факультативно, электрическое приводное устройство может содержать редуктор, соединенный с электрическим двигателем и с турбинными роторами и выполненный с возможностью преобразовывать электрическую мощность, производимую электрическим двигателем, в механическую мощность на турбинных роторах.
Это предпочтительно позволяет адаптировать крутящий момент, подаваемый на каждый из турбинных роторов, в зависимости от потребностей в энергии.
Редуктор может быть дифференциальным редуктором.
Разумеется, электрический двигатель может приводить во вращение турбинные роторы напрямую, то есть без подсоединения редуктора между электрическим двигателем и турбинными роторами.
Двигательная установка может содержать центральный проточный тракт, выполненный с возможностью направлять поток, поступающий от газогенераторов, на силовую турбину. Предпочтительно центральный проточный тракт выполнен с возможностью уменьшать расход потока в случае отказа по меньшей мере одного из газогенераторов.
Двигательная установка может содержать устройство торможения, выполненное с возможностью останавливать вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов в случае отказа упомянутого турбинного ротора. Предпочтительно устройство торможения содержит по меньшей мере один поршень, выполненный с возможностью входить в контакт с упомянутым турбинным ротором.
Газогенераторы и турбинные роторы могут быть механически независимыми. В частности, газогенераторы и турбинные роторы могут быть механически независимыми во время всех фаз полета летательного аппарата.
Турбинные роторы могут быть выполнены с возможностью приводить напрямую во вращение вентиляторы.
Объектом изобретения является также летательный аппарат, приводимый в движение заявленной двигательной установкой, при этом двигательная установка встроена в заднюю часть фюзеляжа летательного аппарата.
Объектом изобретения является также способ использования заявленной двигательной установки летательного аппарата. Способ включает в себя приведение во вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов одновременно при помощи потока, поступающего от газогенераторов, и электрического приводного устройства.
В режиме номинальной работы во время фазы полета на полной тяге, например, во время взлета, набора высоты или во время торможения на земле летательного аппарата, то есть во время реверса тяги, способ может включать в себя разрядку средств хранения электрического приводного устройства в электрический двигатель упомянутого электрического приводного устройства, чтобы обеспечивать вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов.
В режиме номинальной работы во время фазы полета на промежуточной тяге, например, в конце набора высоты или во время полета летательного аппарата на крейсерской скорости, способ может включать в себя приведение во вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов только при помощи потока, поступающего от газогенераторов. В частности, способ может включать в себя извлечение электрической мощности из потока газогенераторов для ее подачи в средства хранения электрического приводного устройства. Иначе говоря, способ может включать в себя зарядку средств хранения электрического приводного устройства. Когда упомянутые средства хранения полностью заряжены, способ может включать в себя остановку извлечения электрической мощности из потока газогенераторов.
В режиме номинальной работы во время фазы полета на пониженной тяге способ может включать в себя работу на пределе самовыключения камер сгорания газогенераторов или снижение скорости вращения валов газогенераторов до режима, соответствующего минимуму поддержания горения в соответствующих камерах, при этом снижение зависит от возможности повторного ускорения турбинных роторов электрическим приводным устройством, позволяющего быстро обеспечить получение тяги независимо от рабочей точки газогенератора. Способ может также включать в себя разрядку средств хранения электрического приводного устройства, чтобы обеспечивать не движущую энергию для различных элементов летательного аппарата и/или электрическое усиление для ускорения компрессоров газогенераторов.
В режиме номинальной работы во время фазы на пониженной тяге на земле способ может включать в себя выключение газогенераторов и приведение во вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов только при помощи электрического приводного устройства.
В случае отказа одного из газогенераторов способ может включать в себя уменьшение расхода потока, поступающего от газогенераторов и проходящего на силовую турбину, и приведение во вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов при помощи потока, поступающего от другого из газогенераторов, и электрического приводного устройства.
В случае отказа обоих газогенераторов способ может включать в себя приведение во вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов только при помощи электрического приводного устройства.
В случае отказа всего или части движителя способ может включать в себя торможение вращения турбинных роторов, чтобы замедлить и затем остановить вращение турбинных роторов.
В рамках изобретения двигательная установка содержит движитель, включающий в себя все турбинные роторы и вентиляторы, расположенные сзади летательного аппарата, и производящий движущее усилие.
В этом последнем случае способ может включать в себя остановку извлечения электрической мощности из потока газогенераторов. Кроме того, способ может включать в себя разрядку средств хранения электрического приводного устройства, чтобы подавать не движущую энергию на различные элементы летательного аппарата.
ОПИСАНИЕ ФИГУР
Изобретение, его другие детали, признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 - схематичный вид в перспективе летательного аппарата, приводимого в движение известным турбореактивным двигателем.
Фиг. 2 - вид в разрезе по линии II-II турбореактивного двигателя летательного аппарата, показанного на фиг. 1.
Фиг. 3 - вид в разрезе заявленной двигательной установки летательного аппарата.
Фиг. 4 - вид в разрезе части двигательной установки летательного аппарата согласно варианту выполнения изобретения.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ
Изобретение относится к летательному аппарату, приводимому в движение двигательной установкой, встроенной в заднюю часть фюзеляжа летательного аппарата.
На фиг. 3 показана заявленная двигательная установка 100 летательного аппарата, которая содержит от выше по потоку к ниже по потоку по направлению прохождения газов, показанному стрелками F, два установленных параллельно отдельных газогенератора 102а, 102b, которые питают силовую турбину 104. Для питания каждого газогенератора 102а, 102b выполнены отдельные воздухозаборники 106а, 106b. Чтобы оптимизировать тепловой КПД газогенераторов, воздухозаборники 106а, 106b выполнены таким образом, чтобы газогенераторы 102а, 102b не захватывали пограничный слой.
Каждый газогенератор 102а, 102b может содержать по меньшей мере один компрессор, например, компрессор низкого давления и компрессор высокого давления, камеру сгорания и по меньшей мере одну турбину, например, турбину низкого давления и турбину высокого давления.
Каждый газогенератор 102а, 102b расположен внутри проточного тракта 108а, 108b первого контура. Как показано на фиг. 3, проточные тракты 108а, 108b первого контура сходятся к продольной оси Х летательного аппарата и образуют между собой открытую в сторону входа V-образную форму, угол раскрытия которой предпочтительно составляет от 80° до 120°. Оба проточных тракта 108а, 108b первого контура сходятся в центральном проточном тракте 110, который питает силовую турбину 104.
Центральный проточный тракт 110 выполнен с возможностью направлять поток, поступающий от газогенераторов 102а, 102b, на силовую турбину 104. В случае отказа по меньшей мере одного из газогенераторов 102а, 102b центральный проточный тракт 110 может быть выполнен с возможностью уменьшать расход потока, поступающего от газогенераторов 102а, 102b и проходящего в силовую турбину 104. Иначе говоря, сечение центрального проточного тракта 110 может уменьшаться в случае отказа по меньшей мере одного из газогенераторов 102а, 102b.
На уровне зоны 110 схождения проточных трактов 108а, 108b первого контура может быть установлен смеситель, чтобы смешивать газовые потоки, выходящие из газогенераторов 102а, 102b, и создавать единый и однородный газовый поток, предназначенный для питания силовой турбины 104.
Силовая турбина 104 содержит два турбинных ротора 104а, 104b противоположного вращения, которые приводят во вращение в противоположных направлениях два вентилятора 112а, 112b, расположенные ниже по потоку от газогенераторов 102а, 102b. Иначе говоря, турбинные роторы 104а, 104b соединены во вращении с вентиляторами 112а, 112b. Турбинные роторы 104а, 104b напрямую приводят во вращение вентиляторы 112а, 112b. Турбинные роторы 104а, 104b являются коаксиальными и центрованы по продольной оси Х летательного аппарата. Турбинные роторы 104а, 104b вращаются вокруг центрального картера 114, закрепленного на конструкции летательного аппарата.
Воздухозаборники 121 выполнены с возможностью питать вентиляторы 112а, 112b. Воздухозаборники 121 расположены таким образом, что движители захватывают пограничный слой, то есть пограничный слой проходит через воздухозаборники 121. В частности, вентиляторы питаются всем или частью пограничного слоя, образующегося вокруг фюзеляжа 2 летательного аппарата. Низкая скорость пограничного слоя позволяет получать низкую скорость впуска и, следовательно, выброса газов, проходящих через двигательную установку, что позволяет достигать высокого тягового КПД.
Один из турбинных роторов 104а, называемый первым турбинным ротором, содержит трубчатый корпус 116а, на котором расположены лопатки 118а. Корпус 116а первого ротора 104а отделяет проточный тракт первого контура, то есть центральный проточный тракт 110 в силовой турбине 104, от проточного тракта 120 второго контура, в котором находятся вентиляторы 112а, 112b. Лопатки 118а и корпус 116а первого ротора 104а соединены с опорными подшипниками ротора на центральном картере 114 при помощи опорных стоек 122, которые проходят через центральный проточный тракт 110 выше по потоку от силовой турбины 104.
Другой из турбинных роторов 104b, называемый вторым турбинным ротором, содержит лопатки 118b, соединенные с радиально внутренней стенкой центрального проточного тракта 110 в силовой турбине 104 и вставленные в продольном направлении между лопатками 118а первого турбинного ротора 104а.
Ниже по потоку от силовой турбины 104 радиально внутренняя стенка центрального проточного тракта 110 продолжена центральным корпусом 124. Как показано на фиг. 3, эта стенка соединена опорными стойками 126 с опорным кольцом 128 крепления лопаток 118b выходного вентилятора 112b. Кольцо 128 продолжает корпус 116а первого ротора 104а и содержит первичное реактивное сопло ниже по потоку от силовой турбины 104.
Показанный на фиг. 3 входной вентилятор 112а, называемый первым вентилятором, расположен на уровне входа силовой турбины 104. Первый вентилятор 112а соединен с первым ротором 104а на уровне опорных стоек 122, которые поддерживают выше по потоку от корпус 116а первого ротора 104а. Таким образом, первый вентилятор 112а вращается с такой же скоростью, что и первый ротор 104а силовой турбины 104.
Выходной вентилятор 112b, называемый вторым вентилятором, расположен на уровне выхода силовой турбины 104. Второй вентилятор 112b соединен со вторым ротором 104b на уровне опорного кольца 128 и поддерживающих его опорных стоек 126. Таким образом, второй вентилятор 112b вращается с такой же скоростью, что и второй ротор 104b силовой турбины 104.
Вентиляторы 112а, 112b закрыты обтекаемой гондолой 130, закрепленной на конструкции летательного аппарата. В частности, гондола 130 закреплена на вертикальном оперении летательного аппарата, обозначенном на фиг. 1 позицией 4.
Вентиляторы 112а, 112b установлены последовательно в проточном тракте 120 второго контура. Таким образом, двигательная установка 100 является двухконтурной.
Поскольку вентиляторы 112а, 112b установлены последовательно, то в случае отказа одного из вентиляторов, другой вентилятор может работать вместо него.
Аналогично, поскольку силовая турбина 104 питается двумя газогенераторами 102а, 102b, то в случае отказа одного из газогенераторов, другой газогенератор может продолжать питать силовую турбину.
Кроме того, двигательная установка 100 содержит статор 132, образованный лопаточным колесом, соединяющим гондолу 130 с фюзеляжем 2 летательного аппарата выше по потоку от входного вентилятора 112а. Предпочтительно этот статор 132 может способствовать повышению КПД входного вентилятора, например, выполняя роль спрямляющего аппарата.
Двигательная установка 100 содержит также электрическое приводное устройство 140, выполненное с возможностью приводить во вращение по меньшей мере один из турбинных роторов 104а, 104b.
По меньшей мере один из турбинных роторов 104а, 104b выполнен с возможностью своего приведения во вращение одновременно потоком, поступающим от газогенераторов 102а, 102b, и электрическим приводным устройством 140.
Например, первый турбинный ротор 104а может приводиться во вращение одновременно потоком, поступающим от газогенераторов 102а, 102b, и электрическим приводным устройством 140, тогда как второй турбинный ротор 104b может приводиться во вращение только потоком, поступающим от газогенераторов 102а, 102b.
Первый турбинный ротор 104а может приводиться во вращение только электрическим приводным устройством 140, тогда как второй турбинный ротор 104b может приводиться во вращение одновременно потоком, поступающим от газогенераторов 102а, 102b, и электрическим приводным устройством 140.
Первый турбинный ротор 104а может также приводиться во вращение только электрическим приводным устройством 140, тогда как второй турбинный ротор 104b может приводиться во вращение только потоком, поступающим от газогенераторов 102а, 102b.
Оба турбинных ротора 104а, 104b могут также, например, приводиться во вращение одновременно потоком, поступающим от газогенераторов 102а, 102b, и электрическим приводным устройством 140.
Оба турбинных ротора 104а, 104b могут также приводиться во вращение только потоком, поступающим от газогенераторов 102а, 102b.
Оба турбинных ротора 104а, 104b могут также приводиться во вращение только электрическим приводным устройством 140.
Электрическое приводное устройство 140 содержит по меньшей мере один электрический генератор, выполненный с возможностью преобразовывать часть энергии потока, поступающего от газогенераторов 102а, 102b, в электрическую мощность. Предпочтительно электрическое приводное устройство 140 содержит два электрических генератора 142а, 142b, при этом каждый электрический генератор установлен на газогенераторе 102а, 102b. В частности, электрический генератор 142а, 142b установлен на одном из валов газогенератора 102а, 102b и предпочтительно на валу низкого давления газогенератора.
Электрическое приводное устройство 140 содержит также средства 144 хранения электрической энергии, питаемые электрическим генератором или электрическими генераторами 142а, 142b. Предпочтительно средства 144 хранения расположены вблизи электрических генераторов 142а, 142b. Питание средств 144 хранения электрическими генераторами 142а, 142b показано на фиг.3 стрелками F1. Средства 144 хранения включают в себя, например, батареи или суперконденсаторы.
Средства 144 хранения выполнены с возможностью питания электрического двигателя 146. На фиг. 3 стрелка F2 показывает питание электрического двигателя 146 от средств 144 хранения.
В варианте электрическое приводное устройство 140 может содержать вместо электрических генераторов 142а, 142b и электрического двигателя 146 единую электрическую машину, такую как стартер-генератор. Электрическая машина может быть выполнена с возможностью преобразовывать часть энергии потока, поступающего от газогенераторов 102а, 102b, в электрическую мощность и с возможностью приводить во вращение по меньшей мере один из турбинных роторов 104а, 104b. В частности, стартер-генератор может объединять в себе функции, обеспечиваемые раздельно электрическими генераторами 142а, 142b и электрическим двигателем 146.
Средства 144 хранения выполнены с возможностью заряжаться от газогенераторов 102а, 102b через электрические генераторы 142а, 142b и с возможностью разряжаться, например, в электрический двигатель 146.
В частности, средства 144 хранения выполнены с возможностью питать электрический двигатель 146 по меньшей мере в трех последовательных фазах полета на полной тяге. Иначе говоря, емкость средств 144 хранения предусмотрена для обеспечения по меньшей мере трех фаз полета на полной тяге, например, в фазе набора высоты и в двух фазах взлета, или их эквивалентов по электрическому потреблению. Эти фазы полета обеспечиваются средствами 144 хранения последовательно и без подзарядки средств 144 хранения. Это предпочтительно позволяет покрывать случай, когда необходимо осуществить подачу газа при экстренной посадке сразу после первоначального взлета.
Средства 144 хранения могут быть выполнены с возможностью питать электрический двигатель 146 во время фазы полета на пониженной тяге, такой как полет на малом газу, сверхмалом газу или при нахождении на земле. В частности, по меньшей мере один из турбинных роторов 104а, 104b может приводиться во вращение только электрическим приводным устройством 140 во время фазы полета на пониженной тяге. Иначе говоря, емкость средств 144 хранения предусмотрена для обеспечения передвижений на земле летательного аппарата в полностью электрическом режиме. В этой конфигурации газогенераторы 102а, 102b могут быть выключены, то есть камеры сгорания газогенераторов могут быть выключены.
Средства 144 хранения могут быть также выполнены с возможностью покрывать множество переходных случаев обеспечения ускорений компрессоров газогенераторов 102а, 102b.
Электрический двигатель 146 получает питание от электрического генератора или электрических генераторов 142а, 142b или от средств 144 хранения. На фиг. 3 стрелки F3 показывают питание электрического двигателя 146 от электрических генераторов 142а, 142b.
Электрический двигатель 146 выполнен с возможностью приведения во вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов 104а, 104b.
Электрический двигатель 146 может приводить во вращение турбинные роторы 104а, 104b через редуктор 148, например, дифференциальный редуктор, редуктор планетарного или эпициклоидного типа. В этом случае редуктор 148 соединен с электрическим двигателем 146 и с турбинными роторами 104а, 104b и выполнен с возможностью преобразовывать электрическую мощность, вырабатываемую электрическим двигателем 146, в механическую мощность на турбинных роторах 104а, 104b. Как показано на фиг. 3, редуктор 148 соединен на входе с электрическим двигателем 146 при помощи вала 150 и на выходе с турбинными роторами 104а, 104b. Таким образом, редуктор 148 участвует в генерировании мощности, которая вращает вентиляторы 112а, 112b противоположного вращения.
В частности, по меньшей мере один из турбинных роторов 104а, 104b приводится во вращение одновременно потоком газов, поступающим от газогенераторов 102а, 102b и проходящим через центральный проточный тракт 110, и электрическим двигателем 146 через редуктор 148.
Газогенераторы 102а, 102b выполнены с возможностью обеспечивать от 80% до 95% главной первичной мощности для турбинных роторов 104а, 104b во время фазы полета на полной тяге, такой как взлет. Дополнительную мощность обеспечивают средства 144 хранения и электрический двигатель 146. Иначе говоря, средства 144 хранения и электрический двигатель 146 выполнены с возможностью обеспечивать от 5% до 20% главной первичной мощности для турбинных роторов 104а, 104b во время фазы полета на полной тяге. Например, газогенераторы 102а, 102b могут выдавать 90% главной первичной мощности на турбинные роторы 104а, 104b, а средства 144 хранения и электрический двигатель 146 выдают в этом случае 10% главной первичной мощности на турбинные роторы 104а, 104b.
В случае отказа одного турбинного ротора 104а, 104b электрический двигатель 146 может быть выполнен с возможностью создавать отрицательный крутящий момент для замедления или остановки вращения упомянутого турбинного ротора через редуктор 148.
Кроме того, двигательная установка 100 может содержать устройство торможения, выполненное с возможностью останавливать вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов 104а, 104b в случае отказа упомянутого турбинного ротора, чтобы позволить летательному аппарату долететь до аэропорта, сводя к минимуму паразитное лобовое сопротивление и риски превышения скорости неисправного движущего ротора.
Например, как показано на фиг. 4, двигательная установка 100 может содержать первое устройство 170 торможения, связанное с первым турбинным ротором 104а и выполненное с возможностью входить в контакт с первым турбинным ротором 104а, чтобы замедлить его и затем остановить, а также второе устройство 160 торможения, связанное со вторым турбинным ротором 104b и выполненное с возможностью входить в контакт со вторым турбинным ротором 104b, чтобы замедлить его и затем остановить.
Эти первое и второе устройства 160, 170 торможения можно активировать отдельно друг от друга, чтобы выбирать турбинный ротор, который необходимо остановить.
Эти первое и второе устройства 160, 170 торможения могут быть выполнены в виде дисков 164, 174, неподвижно соединенных с центральным картером 114 и нажимающих на соответствующую часть турбинных роторов 104а, 104b.
Часть первого устройства 170 торможения, соединенная с центральным картером 114, может быть расположена в свободном пространстве между центральным картером 114 и входной частью первого турбинного ротора 104а. Поршень 172 толкает диск 174 к части 176 стенки первого турбинного ротора 104а, находящейся на оси Х напротив входного вентилятора 112а. Таким образом, первый турбинный ротор 104а оказывается заблокированным первым устройством 170 торможения на уровне, где входной вентилятор 112а действует усилиями на первый турбинный ротор 104а. Это позволяет избежать действия крутящих моментов между первым устройством 170 торможения и вентилятором 112а на длине первого турбинного ротора 104а, когда он остановлен.
Точно так же, часть второго устройства 160 торможения, соединенная с центральным картером 114, может быть расположена в свободном пространстве между центральным картером 114 и выходной частью второго турбинного ротора 104b. Поршень 162 толкает диск 164 к части 166 стенки второго турбинного ротора 104b, находящейся на оси Х напротив входного вентилятора 112b.
Далее следует описание различных режимов работы заявленной двигательной установки.
В номинальном режиме работы, то есть при исправном состоянии двигательной установки, различают случаи работы на полной тяге летательного аппарата, случаи работы на промежуточной тяге и случаи работы на пониженной тяге во время полета и на земле.
Работа летательного аппарата на полной тяге соответствует фазам полета, таким как взлет или набор высоты летательного аппарата. Газогенераторы 102а, 102b выполнены с возможностью работать на максимуме своей мощности и производят горячие газы, которые вращают турбинные роторы 104а, 104b через силовую турбину 104. Средства 144 хранения выполнены с возможностью саморазряжаться, то есть они питают электрический двигатель 146 и по меньшей мере один из турбинных роторов, например, оба турбинных ротора 104а, 104b через силовую турбину 104. В частности, по меньшей мере один из турбинных роторов 104а, 104b приводится во вращение одновременно потоком, поступающим от газогенераторов 102а, 102b, и средствами 144 хранения и электрическим двигателем 146 электрического устройства 140.
2
Работа на промежуточной тяге соответствует фазам полета, таким как полет на крейсерской скорости. Газогенераторы 102а, 102b выполнены с возможностью работать на максимуме своей мощности. Пока средства 144 хранения не заряжены полностью, газогенераторы 102а, 102b выдают всю движущую мощность через производимые горячие газы с их последующим преобразованием силовой турбиной 104. Иначе говоря, по меньшей мере один из турбинных роторов 104а, 104b приводится во вращение только потоком, поступающим от газогенераторов 102а, 102b. Газогенераторы 102а, 102b выдают также всю не движущую мощность, необходимую для летательного аппарата, а также дополнительную энергию, чтобы подзаряжать средства 144 хранения. Газогенераторы 102а, 102b выполнены с возможностью извлекать электрическую мощность из потока газогенераторов 102а, 102b и направлять ее в средства 144 хранения. Таким образом, средства 144 хранения могут заряжаться. После полной зарядки средств 144 хранения газогенераторы 102а, 102b выполнены с возможностью прекращать извлечение электрической мощности из потока газогенераторов 102а, 102b. При этом газогенераторы 102а, 102b работают на пониженном режиме, чтобы выдавать движущую и не движущую мощность, необходимую для полета летательного аппарата. Предпочтительно понижение режима газогенераторов позволяет минимизировать загрязняющие выбросы. Действительно, понижение режима газогенераторов позволяет уменьшить сгорание углеводородного топлива, что позволяет сократить загрязняющие выбросы, такие как выбросы СО или несгоревшие NOx.
При работе на пониженной тяге во время полета летательного аппарата, то есть в режиме малого газа, газогенераторы 102а, 102b могут работать в «сверхнизком» режиме, то есть в режиме слабого вращения валов газогенераторов при работе камеры сгорания на пределе ее самовыключения. В «сверхнизком режиме» камеры сгорания газогенераторов сжигают минимум топлива, необходимый для обеспечения работы газогенераторов. Предпочтительно, способность обеспечивать работу газогенераторов в этом режиме позволяет минимизировать загрязняющие выбросы и одновременно отвечает потребностям летательного аппарата в движущем усилии и в не движущей энергии. Турбинные роторы 104а, 104b могут работать в режиме «ветряной мельницы», то есть со свободным вращением вентиляторов 112а, 112b. При этом средства 144 хранения выполнены с возможностью точечно выдавать на турбинные роторы 104а, 104b движущую мощность, обеспечивающую быстрое повторное ускорение этих роторов. Эта точечная подача движущей мощности происходит, пока газогенераторы 102а, 102b не вернутся в диапазон своей обычной работы. Иначе говоря, средства 144 хранения выполнены с возможностью ускорять турбинные роторы 104а, 104b, чтобы гарантировать достижение полной тяги за минимальное время, которое зависит от характеристик двигательной установки. Средства 144 хранения выполнены также с возможностью обеспечивать не движущую энергию, такую как воздух под минимальным давлением, или механическую мощность для различных элементов летательного аппарата. Средства 144 хранения могут быть выполнены также с возможностью обеспечивать электрическое усиление для ускорения компрессоров газогенераторов 102а, 102b. Это позволяет ограничить явление перехода к помпажу. При этом компрессоры газогенераторов 102а, 102b могут быть выполнены с более низкой границей помпажа. Действительно, граница помпажа зависит от переходов к помпажу во время маневров ускорения летательного аппарата. Это обеспечивает более высокий КПД компрессоров и, следовательно, снижение загрязняющих выбросов. Кроме того, это обеспечивает лучшую управляемость компрессоров, что ограничивает минимальную остаточную тягу, в частности, когда турбореактивный двигатель работает на малом газу, и, следовательно, позволяет оптимизировать профиль полета летательного аппарата с целью его быстрого захода на посадку.
При работе на пониженной тяге во время перемещений летательного аппарата на земле, то есть в режиме малого газа или в режиме, близком к режиму малого газа, газогенераторы 102а, 102b могут быть выключены. Действительно, если состояние зарядки средств 144 хранения является достаточным, газогенераторы 102а, 102b выключены, и движущая мощность летательного аппарата обеспечивается электрическим приводным устройством 140. В этом случае по меньшей мере один из турбинных роторов 104а, 104b приводится во вращение только электрическим приводным устройством 140. При этом двигательная установка 100 не производит загрязняющих выбросов. Если состояние зарядки средств 144 хранения не является достаточным, газогенераторы 102а, 102b работают в режиме малого газа. В этом случае по меньшей мере один из турбинных роторов 104а, 104b приводится во вращение одновременно потоком, поступающим от газогенераторов 102а, 102b, и электрическим приводным устройством 140. Этот режим работы можно также применять для фазы замедления и торможения летательного аппарата на земле, обычно осуществляемой с реверсом тяги: вращение турбинных роторов 104а, 104b в так называемом режиме «реверса» обеспечивается электрическим приводным устройством 140 в сочетании с активацией устройств реверса воздушных потоков, например, типа решеток или щитков, находящихся на гондоле 130 (в этом документе не описаны), тогда как газогенераторы 102а, 102b выключены или работают на очень малых оборотах. Это позволяет снизить загрязняющие выбросы во время замедления на земле при посадке и избежать дополнительного цикла полных оборотов, который может отрицательно сказаться на сроке службы газогенераторов.
В случае отказа одного из газогенераторов 102а, 102b центральный проточный тракт 110 может быть выполнен с возможностью уменьшения, например, наполовину, расхода потока, поступающего от газогенераторов 102а, 102b и направляемого на силовую турбину 104. Исправный газогенератор может работать на максимуме своей возможности, и средства 144 хранения выполнены с возможностью участвовать в производстве тяги. Иначе говоря, средства 144 хранения могут быть выполнены с возможностью выдавать по меньшей мере движущую энергию. В частности, по меньшей мере один из турбинных роторов 104а, 104b приводится во вращение одновременно потоком, поступающим от исправного газогенератор, и электрическим приводным устройством 140. Эти конфигурации центрального проточного тракта, исправного газогенератора и средств хранения позволяют двигательной установке выдавать более 50% мощности двигательной установки при номинальной работе.
В случае одновременного отказа обоих газогенераторов 102а, 102b средства 144 хранения выполнены с возможностью работать на максимуме своей емкости, что позволяет обеспечивать минимальную тягу и одновременно сохранять частичное генерирование не движущей энергии. Иначе говоря, по меньшей мере один из турбинных роторов 104а, 104b приводится во вращение только электрическим приводным устройством 140.
В случае отказа всего или части движителя газогенераторы 102а, 102b выполнены с возможностью работать на максимуме своей мощности. Первое и второе устройства 160, 170 торможения выполнены с возможностью блокировать вращение турбинного ротора или турбинных роторов 104а, 104b, в которых обнаружена неисправность. Таким образом, устройства торможения прекращают любое вращение турбинных роторов 104а, 104b в центральном проточном тракте 110. Электрический двигатель 146 может быть выполнен с возможностью создавать отрицательный крутящий момент, чтобы способствовать замедлению и остановке вращения турбинных роторов 104а, 104b через редуктор 148. Электрические генераторы 142а, 142b выполнены с возможностью останавливать извлечение электрической мощности из потока газогенераторов 102а, 102b, предназначенной для средств 144 хранения. В случае одновременного отказа обоих роторов движителя потоки горячих газов, выходящие из газогенераторов 102а, 102b, расширяются непосредственно в сопле, образованном реактивной частью двигательной установки, и генерируют резервную тягу в режиме прямой струи. Это позволяет обеспечить более 50% общей тяги двигательной установки. Средства 144 хранения выполнены с возможностью разряжаться и обеспечивать не движущую энергию для различных элементов летательного аппарата.
Объектом изобретения является также способ использования заявленной двигательной установки 100 летательного аппарата.
В режиме номинальной работы, то есть в отсутствие неисправностей двигательной установки 100, способ может содержать этап приведения во вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов 104а, 104b одновременно при помощи потока, поступающего от газогенераторов 102а, 102b, и при помощи электрического приводного устройства 140 во время фазы полета на полной тяге, такой как взлет или набор высоты летательного аппарата. Этот этап приведения во вращение может включать в себя подэтап разрядки средств 144 хранения в электрический двигатель 146, чтобы приводить во вращение по меньшей мере один из турбинных роторов 104а, 104b.
Способ может содержать этап приведения во вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов 104а, 104b только при помощи потока, поступающего от газогенераторов 102а, 102b, в фазе полета на промежуточной тяге. В частности, способ может содержать этап извлечения электрической мощности из потока газогенераторов 102а, 102b для средств 144 хранения. Иначе говоря, способ может содержать этап зарядки средств 144 хранения. После полной зарядки средств 144 хранения способ может содержать этап прекращения извлечения электрической мощности из потока газогенераторов 102а, 102b.
Способ может содержать этап работы газогенераторов 102а, 102b в «сверхнизком» режиме во время фазы полета на пониженной тяге, то есть фазу работы на пределе самовыключения камер сгорания газогенераторов 102а, 102b и фазу снижения скорости вращения валов газогенераторов 102а, 102b. Кроме того, способ может содержать этап повторного ускорения турбинных роторов 104а, 104b электрическим приводным устройством 140. В «сверхнизком» режиме камеры сгорания газогенераторов продолжают получать питание и приводят во вращение компрессоры и турбины газогенераторов в режиме сверхмалого газа, то есть на пределе самовыключения. При этом газогенераторы не могут ответить за минимальное время, предусмотренное регламентными нормами, на внезапный запрос возвращения в более высокий энергетический режим. Предпочтительно электрическое приводное устройство 140 делает возможной эту ситуацию, позволяя почти моментально обеспечить требуемую мощность на движителе, пока газогенераторы переходят от «сверхнизкого» режима к режиму, необходимому для обеспечения требуемой тяги.
Способ может содержать этап разрядки средств 144 хранения, чтобы выдавать не движущую энергию на различные элементы летательного аппарата. Способ может также содержать этап разрядки средств 144 хранения, чтобы обеспечивать электрическое усиление для ускорения компрессоров газогенераторов 102а, 102b.
В зависимости от состояния зарядки средств 144 хранения способ может содержать этап выключения газогенераторов 102а, 102b и этап приведения во вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов 104а, 104b только при помощи электрического приводного устройства 140 во время фазы с пониженной тягой на земле. Альтернативно, в зависимости от состояния зарядки средств 144 хранения способ может содержать этап приведения во вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов 104а, 104b одновременно при помощи потока, поступающего от газогенераторов 102а, 102b, и при помощи электрического приводного устройства 140.
В случае отказа одного из газогенераторов 102а, 102b способ может содержать этап уменьшения расхода потока, поступающего от газогенераторов 102а, 102b и направляемого в силовую турбину 104, и этап приведения во вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов 104а, 104b при помощи потока, поступающего от другого из газогенераторов 102а, 102b, и при помощи электрического приводного устройства 140. В частности, этап уменьшения расхода потока включает в себя подэтап сужения сечения центрального проточного тракта 110, чтобы уменьшить расход потока, поступающего от газогенераторов 102а, 102b и направляемого в силовую турбину 104.
В случае отказа обоих газогенераторов 102а, 102b способ может содержать этап приведения во вращение по меньшей мере одного из турбинных роторов 104а, 104b только при помощи электрического приводного устройства 140.
В случае неисправности всего или части движителя способ может содержать этап торможения вращения по меньшей мере одного из турбинных роторов 104а, 104b, предпочтительно обоих турбинных роторов, чтобы замедлить и затем прекратить вращение упомянутого турбинного ротора. Способ может содержать этап прекращения извлечения электрической мощности из потока газогенераторов 102а, 102b. Кроме того, способ может содержать этап разрядки средств 144 хранения, чтобы выдавать не движущую энергию на различные элементы летательного аппарата.
Изобретение было представлено для предпочтительного случая двигательной установки, встроенной в задний конец фюзеляжа летательного аппарата, с двумя газогенераторами. Разумеется, изобретение ни в коем случае не ограничивается описанными и показанными на фигурах вариантами выполнения, которые представлены лишь в качестве примера. Наоборот, можно предусмотреть использование более двух газогенераторов, например, трех газогенераторов, для питания силовой турбины, или предусмотреть любой другой источник воздуха с высокой энергией, не выходя за рамки изобретения.