专利名称：用于对涡轮机的动力进行重组的方法和结构的制作方法
技术领域：
本发明涉及用于对涡轮机所提供的动力进行重组的方法，以及用于实现该方法的涡轮机的结构。涡轮机此处定义为能够将动力提供给轴的航空机器，公知的为燃气轮机。通常，在该范畴内可以找到涡轮轴发动机(直升机发动机，辅助动力装置，以下称为APU)及涡轮螺旋桨发动机(飞机，无人机)。典型地，飞机涡轮机的基本构造包括沿着相同主线设置的以下基本旋转部件 进气口，至少一个空气压缩机，燃烧室，至少一个高压涡轮(以下称为HP)，至少一个动力涡轮(以下称为TL)，及排气喷嘴，所述至少一个高压涡轮用于通过HP轴驱动所述压缩机，所述至少一个动力涡轮可以为连接的和/或自由的动力涡轮，用于将HP涡轮之后可用的能量转换为机械能。根据适应于结构的构造，动力涡轮还可以沿着所谓的主线外部的旋转轴设置。根据以下构造直升机转子，涡轮螺旋桨发动机推进器，以及设备(交流发电机，喷射器，泵，增压器，液压泵，等)，TL涡轮通过动力轴所提供的机械能通过传动轴和减速齿轮来驱动有效载荷。在器件和部件上，它们的结构上，以及制造它们所用的材料上或使它们结合的方式上所取得的进步，实质性地改善了这些机器的能量效率。另一种实现效率增加的方法，即所谓的能量法是减少能量损失，该能量损失与未转换的废气的温度有关。
现有技术当前，能量法按照两种路径发展，S卩，热电联产和再生热电联产包括以各种形式在优化的位置回收能量，回收通过使用以下回收模式中的至少两种来同时实现通过连接至动力轴的交流发电机来产生电能，通过从压缩机下游取得压缩空气来产生气压能，以及通过排气喷嘴中的热交换器来产生热能；-再生的目的是在压缩空气进入燃烧室之前，通过使用热交换器而使用取自废气的卡路里来使压缩空气升温，压缩空气流和废气流流过所述热交换器。热电联产改善了装置的整体效率，但是由于能量转换所需装置的尺寸和质量，依然只适用于工业燃气轮机。此外，再生也面临热交换器的尺寸及系统的不利的质量的问题。此外，由于苛刻的环境条件(温度，振动，操纵负荷，等)，热交换器的可靠性不确定，这会直接影响发动机。
发明内容
本发明是能量法的一部分，目的是使人们远离上述问题，尤其是尺寸，质量以及可靠性。为此，在排气喷嘴中对能量进行回收，转换并适当地加入涡轮机中。更确切地，本发明的目的是提供对飞机涡轮机所提供的动力进行重组的方法，该涡轮机具有上述类型的基本构造，包括至少一个气体发生器，动力涡轮，及排气喷嘴。在该方法中，能量通过排气喷嘴中的热交换器被回收，接着回收的能量通过独立系统转换成机械能形式，转换的能量在单个区域中同由涡轮机提供的能量重组在一起，根据涡轮机和飞机的运行需求，机械性质或电性质的重组是通过同气体发生器的驱动轴和动力涡轮的动力轴的相应连接来实现的，并用于提供机械和/或电动力。根据具体的实施方式-重组在选自以下区域的区域中实现上游区域(Zl)，下游区域(Z2)，主传动区域
(3)，以及动力传输装置整体聚合的区域；-重组是机械性质的，并根据涡轮机的构造，通过一种连接由涡轮机的动力传输轴实现，该连接选自动力削减，额外连接，以及同辅助设备和主传动的连接，有利地，与飞机连接的单个接口设置为提供机械动力需求；
-重组是机械性质或电性质的，并在涡轮机的运行阶段，特别是稳定阶段期间的瞬时阶段或短持续时间阶段通过同气体发生器的HP驱动轴的连接实现，以及在补充持续时间通过同动力涡轮的动力轴的连接来实现；-重组是电性质的，并通过将回收的能量转换成提供给飞机的机载网络和/或涡轮机的辅助设备的电能，和/或通过电动力化来实现，以驱动飞机设备。在飞机装备多个涡轮机的情况下(称为多发动机环境)，重组方法使用位于发动机之一上的或为所有发动机共有的独立系统实现能量转换，并通过串联安装于发动机的喷嘴中的热交换器来回收发动机的能量。本发明还涉及实施该方法的涡轮机的结构。上述类型的该结构包括热交换器，该热交换器位于排气喷嘴中，并连接至用于将热能转换为机械能的独立系统。根据涡轮机的构造，该独立系统连接至位于单个区域中的机械和/或电重组装置，该重组装置能够将独立系统提供的动力输送至气体发生器的HP驱动轴及动力涡轮的动力轴，以满足涡轮机和飞机的相应机械和/或电需求。根据具体的实施方式-用于能量装换的独立系统可以通过释放装置分离，该释放装置选自爪，弱化区域，特别是弱链，以及飞轮；-独立系统是开式循环辅助热力发动机，特别是涡轮轴发动机，该涡轮轴发动机具有自由或连接的动力涡轮，即，涡轮轴发动机具有单轴，其中燃烧室由热交换器替代；-独立系统是相变液压马达，其包括冷凝器，泵，动力(涡轮)型或体积(活塞赛，叶片，等)型的驱动膨胀器件。-独立系统是连接至热交换器的活塞开式循环空气发动机，其以两冲程或四冲程周期工作；-动力涡轮通过机械和/或电重组装置连接至独立系统；-动力轴可以为上游全通轴(30)，该轴和独立系统(16)的动力轴(15)通过机械重组装置连接在一起，构成用于飞机的单一机械接口，这些装置选自功率减速齿轮，主变速器，辅助设备箱，及额外箱；-动力轴可以为下游非全通轴，该下游非全通轴能够直接地，或通过连接至与主线平行的外部动力轴，将动力分别传输至飞机的下游或上游，该下游非全通轴和独立系统的动力轴通过机械重组装置连接在一起，构成用于飞机的单一机械接口 ；为适应基本构造，这些重组装置选自功率减速齿轮，主变速器，及额外箱；有利地，该最后的选择用于复合集成，特别是在具有轴向进气口的直接传动式发动机的情况下；-独立系统和重组装置之间的连接可以通过轴或通过直接给这些重组装置“安装凸缘”来实现；-机械及电重组装置能够将独立系统提供的动力在涡轮机的运行阶段传输至气体发生器的HP轴，以及在补充持续时间传输至动力涡轮的动力轴；-重组装置是电重组装置，并由交流发电机构成，该交流发电机直接连接至飞机的机载网络，或通过电动机驱动飞机设备。在飞机装备多个涡轮机的情况下(称为多发动机环境)，多发动机结构使用位于单个发动机上或为所有发动机共有的独立系统实现能量转换，并通过串联安装于发动机的喷嘴中的热交换器来回收发动机的能量。机械重组装置通过同各种发动机重组，或直接同主变速器重组来实现，发动机的动力轴连接至所述主减速器，电重组装置通过连接至交流 发电机实现，该交流发电机给飞机的机载网络提供电能。
通过参考以下附图进行的非限制性具体实施方式
的描述，可以理解本发明的其它方面，特征和优点-图I为结构的实施例的概略截面图，该结构包括具有全通轴及上游减速齿轮的主涡轮轴发动机，以及作为独立系统的具有分离爪的改进型涡轮轴发动机；-图2a和2b为图I所示的独立系统的分离装置的替换物，即，分别具有弱链和飞轮的独立系统的两个概略截面图；-图3a和3b为本发明的具有下游外部动力轴和减速齿轮的示例性结构的概略截面图，独立系统分别在下游通过减速齿轮(图3a)重组，或在上游通过额外箱(图3b)重组；-图4a和4b为本发明的具有直接传动式全通轴(不具有减速齿轮)的示例性结构的概略截面图，进气口分别为径向的和轴向的，独立系统分别通过辅助箱和额外箱重组；-图5为本发明的结构的实施例的概略截面图，该结构具有非全通轴，并具有下游直接驱动和用于动力重组的额外箱；-图6为本发明的结构的实施例的概略截面图，HP和TL轴通过机械或电连接实现动力重组；-图7为本发明的结构的实施例的概略截面图，独立系统通过作为电动力重组装置的交流发动机连接至机载网络；-图8为双涡轮轴发动机环境下结构的实施例的概略截面图，该结构具有串联的热交换器，通过主传动箱实现动力重组；-图9为涡轮螺旋桨发动机的结构的实施例的概略截面图，其具有作为动力重组装置的螺旋桨减速齿轮；-图10为APU的结构的实施例的概略截面图，其具有作为动力重组装置的辅助设备箱。
具体实施方式
在以下描述中，术语上游和下游，即分别代表前和后，同气体发生器在沿着主线的轴X' X上的位置相关。此外，在所有的附图中，具有相同功能的相同或相似元件采用相同的附图标记。参照图1，其为本发明的结构的概略截面图，示出了用于同动力减速齿轮20进行动力重组的前方位置Z1。在该实施例中，主涡轮轴发动机I具有全通动力轴30，该全通动力轴30通过小齿轮Pl与设置在气体发生器50上游的动力减速齿轮20啮合。典型地，这种涡轮轴发动机的基本构造包括以下部件作为绕轴X’ X的旋转体径向进气口 40，离心空气压缩机51，气体燃烧室53，HP涡轮55，动力涡轮60，以及用于残余气体的排气喷嘴70，所述HP涡轮55将源自燃烧室53中气体(压缩空气和燃料的混合物)的燃烧的动能的一部分转换为机械能，以通过HP轴57驱动压缩机51。在所示的实施例中，包括压缩(通过离心压缩机51)，燃烧(在燃烧室53中)及膨胀(通过HP涡轮55)的链路形成气体发生器50，动力涡轮60为称为TL的自由动力涡轮。在另一实施例中，一个或多个连接的或自由的动力涡轮也可以参与动力生成。涡轮TL60将源自气体发生器50的残余动能转换为机械能。该机械能通过全通动力轴30，减速齿轮20，以及动力传动轴80输送至有效负荷(转子，设备，辅助设备，等)，所述动力传动轴80在减速齿轮20的小齿轮P2啮合。更确切地，动力重组通过经由动力轴140的小齿轮P3进行的上游轴啮合来实现，动力轴140源自辅助涡轮轴发动机16，在此，辅助涡轮轴发动机16构成本发明的独立系统。该涡轮轴发动机为开式循环热力发动机，其具有径向进气口 40，压缩机51，连接的动力涡轮61，以及单轴14。在此，该涡轮轴发动机的气体发生器由以下形成在压缩机51中对空气进行压缩；通过进气管18a将压缩空气输送至设置在涡轮轴发动机I的排气喷嘴70中的热交换器18中，以回收热量；以及通过辅助涡轮轴发动机16的涡轮61对空气进行膨胀。管18a，18b以及热交换器18在大多数的附图中出现(除了图2a，2b和8)。 对该涡轮轴发动机进行改进，将其燃烧室替换为热交换器18。此外，通过移除燃料系统，其辅助设备箱得以简化。膨胀的冷空气排入喷嘴71中。因此，喷嘴70中回收的热能通过独立涡轮轴发动机16转换为机械能，并通过Zl处的动力重组被添加到主涡轮轴发动机I中，动力重组通过动力轴14和30的啮合小齿轮实现。因此，根据要求，轴80处可得到额外动力。独立涡轮轴发动机16的动力轴14通过带齿爪11及辅助轴140进行安装，辅助轴140通过小齿轮P3在上游啮合。在涡轮轴发动机16发生故障的情况下，该带齿爪能够使涡轮轴发动机16从涡轮轴发动机I分离，确保了涡轮轴发动机的独立性。参照图2a和2b，示出了用作分离装置的爪的两个替换物，它们具有相同的功能-在图2a中，涡轮轴发动机I(局部图)的动力轴14具有弱链12，只有在涡轮轴发动机16发生故障的情况下，轴14和辅助轴140会分开，通过两个凸缘141和142实现从刚性到柔性的连接，该连接能够实现不对齐；-在图2b中，动力轴14的末端143和辅助轴140的末端144相对，形成飞轮轴承13的轨道，在这两个轴之间实现分离驱动连接。除了辅助涡轮轴发动机16，独立系统一般还可以为具有一个或多个自由或连接的动力涡轮的开式循环辅助热力发动机，即，开式循环辅助热力发动机具有单轴，其中对燃烧室进行改进使得其连接至主涡轮机的热交换器；相变液压马达，其特别包括冷凝器，泵及压缩机；或同样连接至热交换器的活塞开式循环发动机，其以两冲程或四冲程周期工作。用于主涡轮轴发动机I提供的动力的动力轴可以在外部，因此是非全通轴。在概略示意图3a和3b所示的那种情况下，非全通动力轴31和减速齿轮20的啮合小齿轮Pl位于下游位置。独立系统16通过减速齿轮(图3a)或添加在涡轮轴发动机I上的额外箱90 (图3b)直接重组。在图3a中，动力轴15包围轴14，140以及前述连接系统(爪11，弱链12，对齐凸缘141和142，及飞轮143)中的一者。有利地，该轴15同外部动力轴81和动力传动轴80共线地连接，而后，其小齿轮P2同减速齿轮20啮合。动力重组区域Z2位于下游。在图3b中，用于可用动力的外部轴81和独立系统16的动力轴15通过额外连接箱90中的小齿轮P2和P3连接在一起。重组区域Zl位于上游。 在另一构造中，涡轮轴发动机具有全通轴，不具有减速齿轮，S卩，其具有上游直接驱动。在这些条件下，全通轴30直接连接至动力传动轴80，动力重组在上游实现。根据概略截面图，图4a和4b示出了这种通过小齿轮P2和P3在区域Zl实现的上游重组。由于具有径向进气口 40 (图4a)，可以在涡轮轴发动机的辅助设备箱90对轴15的动力进行重组。该辅助设备箱90能够实现同涡轮轴发动机的辅助设备(喷射器，传感器，等)的连接，以及同飞机的设备(交流发电机，泵，等)的连接。由于具有轴向进气口 41(图4b)，有利于对额外箱90进行整合，使其更容易通过合适机构(小齿轮，减速齿轮，锥齿轮，等)来适应于构造。在图5中，直接驱动(不具有减速齿轮)在下游在非全通动力轴31上实现，非全通动力轴31直接连接至动力传动轴80。与前面的情况(图4b)相似，额外箱90的小齿轮P2和P3构成来自独立系统16的动力输出，并将轴15同非全通动力轴31重组在一起，非全通动力轴31通过轴80提供可用动力。在那种情况下，动力重组区域Z2位于下游。在前述示例性结构中，动力重组能够将用于可用动力的传动轴定义为同飞机的唯一机械接口，以满足整体动力需求。在这些构造中，独立系统16输送的机械动力同涡轮轴发动机I的机械动力通过动力轴15-轴14，140-，减速齿轮20，额外箱90或辅助箱91重组在一起。或者，独立系统16可以“安装有凸缘”，即其直接固定至上述的各种重组装置，由此不再需要动力轴14和140 (图I)。可用动力达到的水平反映出独立系统16和涡轮轴发动机I的供给能力。就能量平衡而言，有利的是，首先(若非唯一地)使用独立系统通过机械接口提供的动力，以优化整个结构，即“涡轮轴发动机及独立设备”的总体效率。在其它构造中，有用的是将独立系统16连接至涡轮轴发动机的HP和/或动力轴中的至少一者，即，一般而言，连接至气体发生器，例如图6所示的发生器50。因此，根据图6所示的示例性结构的概略截面图，独立系统16输送的动力通过轴和机械双重传动系统17传输至HP轴57和全通轴30。根据飞机的管理模块所定义的需求，该系统将独立系统16输送的动力导向安装在系统17上的传动轴58或59。轴58和59通过小齿轮和合适的锥齿轮96分别驱动全通动力轴30和HP轴57。动力重组在上游区域Zl中在这些小齿轮的水平处实现。
例如，对于稳定阶段期间的瞬时阶段或短持续时间阶段，剩余的动力通过轴59添加至HP轴57，对于补充持续时间，剩余的动力通过轴58添加至全通轴30。或者，在电重组变型中，独立系统提供的机械能通过发电机转换为电能,有利地，发电机整合在独立系统中，根据管理模块的控制单元提供的指令，电力传输线19a和电动机17a根据需要驱动轴58和59。独立系统提供的动力的电力转换也可以直接由机载网络或涡轮轴发动机的设备使用。图7的概略截面图示出了相应的示例性结构。在该结构中，涡轮轴发动机I装备有下游非全通动力轴31，不具有减速齿轮，独立系统16通过轴14连接至交流发电机92，该交流发电机对电池93进行充电。交流发电机能够根据电力需求94将电力提供给飞机的机载网络2。机载网络也由涡轮轴发动机或主变速器上的发电机来供电。然后实现动力重组功能。如前所述，考虑到效率原因，使用的动力首先是独立系统16通过交流发电机92提供的动力。来自交流发电机92和/或电池93的电力的一部分还可以通过电动机95被使用。该 电动机能够驱动飞机的某些设备(泵，交流发动机，增压器，等)和涡轮轴发动机的辅助设备(泵，等)，或为涡轮轴发动机的某些运行阶段(例如涡轮轴发动机的瞬时加速阶段)产生额外的动力供应。有利地，电力形式的重组动力的使用提供了整合入发动机的结构的灵活性。特别是，电力方案可以应用于机械重组仅具有减少的空间的涡轮机结构，例如，不具有减速齿轮的结构。在多发动机结构的情况下，独立系统16的位置可以根据前述的构造整合入一个涡轮机中，或在所有的涡轮机之间共享。图8的概略截面图示出了这样的用于具有双涡轮轴发动机环境Ia和Ib的结构的构造。独立系统16通过管100回收热能，管100串联地连接分别位于涡轮轴发动机Ia和Ib的排气喷嘴70a和70b中的热交换器181和182。在独立系统16的输出端提供给轴15的机械动力通过主变速器BTP3直接同涡轮轴发动机的动力传动轴80a和80b重组(在该实施例中，动力传动轴80a和80b分别同外部动力轴81a和81b连接)。本发明不限于具有以上实施例所述涡轮轴发动机的结构，相反，其可以延伸至任何涡轮机。作为例子，图9的概略截面图示出了涡轮螺旋桨发动机4的结构。该涡轮螺旋桨发动机特别包括螺旋桨5的减速齿轮200，将其用作独立系统的动力轴15和传动轴80的重组装置，传动轴80用于传递基本构造10的全通轴30提供的可用动力。或者，独立系统16用凸缘安装至动力减速齿轮200，不具有传动轴14和/或140 (图I)。涡轮螺旋桨发动机4还具有连接至基本构造10的径向进气口 40的轴向空气管6。图10为另一种类型的涡轮机构造，即，APU7的构造的简略截面图。这种APU的基本构造10包括全通轴30，该全通轴30将其所有动力通过传动轴80输送至辅助设备箱8，该辅助设备箱8在上游区域Zl连接至轴30。辅助设备箱8驱动APU7的发动机辅助设备及特定于飞机的运行的辅助设备9 :交流发电机，喷射器，泵，负荷压缩机，液压泵，等。通过动力轴15，独立系统16还连接至用作动力重组装置的该辅助设备箱8。或者，独立系统16用凸缘安装至箱8，以省去传动轴14和/或140 (图I)。由此，根据运行需求，独立系统能够提供额外机械动力，优选地，该额外机械动力应该首先使用。其它的结构构造同样落入本发明的范围独立系统16可以连接至为至少一个涡轮机所共有的减速齿轮，该至少一个涡轮机将所有的传输合并入，举例来说，直升机旋器，涡轮机辅助设备以及飞机设备中。为获得更好地集成，独立系统16，一个或多个涡轮机和减速齿轮还可以整合入相同的组件中，以共同执行某些功能(润滑，共同外壳，冷却，进气口，等)，以及使组件的质量和尺寸最小化。此外，并不是所有的基本构造都沿着相同的线对齐或以相同的方式设置。例如，根据某些结构，涡轮和/或燃烧室可以移至与该线平行。 此外，动力传输可以通过上述实施例中的轴80，或任何其它传动装置实现。
权利要求
1.用于对飞机涡轮机(1，4，7)所提供的动力进行重组的方法，该涡轮机具有基本构造(10)，该基本构造(10)包括至少一个气体发生器(50)，动力涡轮(60)及排气喷嘴(70)，特征在于，根据所述涡轮机的所述构造，该方法包括通过所述排气喷嘴(70)中的热交换器回收热量，接着通过独立系统(16)将该回收的能量转换成机械能形式，以及在单个区域(Z1，Z2，3，8)中将转换的能量同所述涡轮机提供的能量重组在一起，根据所述涡轮机(1，4，7)的需求和所述飞机的运行需求，机械性质或电性质的重组是通过同气体发生器(50)的驱动轴(57)和所述动力涡轮(60)的动力轴(30,31)的相应连接(17，19 ； 17a, 19a)来实现的，并用于提供机械和/或电动力。
2.如权利要求I所述的用于重组动力的方法，其中所述重组在选自以下区域的区域中实现上游区域(Zl)，下游区域(Z2)，主传动区域(3)，以及动力传输装置整体聚合的区域。
3.如权利要求I或2所述的用于重组动力的方法，其中所述重组是机械性质的，并根据 涡轮机(1，4，7)的构造，通过一种连接由所述涡轮机(1，4，7)的动力轴(30，31)实现，该连接选自动力削减(20)，额外连接(90)，以及同辅助设备(8，91)和主传动(3)的连接。
4.如权利要求I或2所述的用于重组动力的方法，其中所述重组通过以下方式实现在所述涡轮机的运行阶段同气体发生器(57)的HP驱动轴(57)连接，以及在补充持续时间同动力涡轮(60)的动力轴(30，31)连接。
5.如权利要求I或2所述的用于重组动力的方法，其中所述重组是电性质的，并通过将回收的能量转换成提供给所述飞机的机载网络(2)和/或所述涡轮机的辅助设备的电能，和/或通过电动力化来实现，以驱动飞机设备。
6.用于在多发动机(la，lb)环境中重组动力的如权利要求I或2所述的方法，该方法还包括使用位于单个发动机(la，lb)上，或为所有发动机共有的独立系统(16)实现能量转换，并通过串联安装于发动机(la，lb)的喷嘴(70a，70b)中的热交换器(18a，18b)来回收来自发动机(la, Ib)的能量。
7.用于执行上述权利要求任意一项所述方法的涡轮机的结构，该结构包括至少一个气体发生器(50)，动力涡轮￠0)及排气喷嘴(70)，特征在于，根据所述涡轮机的构造，其还包括位于排气喷嘴(70)中的热交换器(18，18a，18b)，连接至所述热交换器并用于将热能转换为机械能的独立系统(16)，以及连接至该独立系统(16)并位于单个区域(Z1，Z2，3，8)中的机械重组装置(20，90，91，17，19)和电重组装置(2，17a，19a)，所述重组装置能够将独立系统(16)提供的动力输送至气体发生器(50)的HP驱动轴(57)及动力涡轮(60)的动力轴(30，31)，以满足所述涡轮机和所述飞机的相应机械和/或电需求。
8.如上述权利要求所述的涡轮机的结构，其中所述独立系统(16)是热力发动机，该热力发动机选自开式循环辅助涡轮轴发动机，该涡轮轴发动机具有自由或连接的动力涡轮，其中燃烧室由热交换器(18)替代；相变液压马达，其包括冷凝器，泵及压缩机；及连接至所述热交换器的活塞开式循环空气发动机，其以两冲程或四冲程周期工作。
9.如上述权利要求7或8所述的涡轮机的结构，其中动力涡轮(60)通过动力轴(30，31，81，81a，81b，15)经过机械和/或电重组装置(20，91，17，19，17a，19a)连接至独立系统(16)。
10.如上述权利要求7至9任意一项所述的涡轮机的结构，其中，所述动力轴为上游全通轴(30)，该上游全通轴(30)和独立系统(16)的动力轴(15)通过机械重组装置连接在一起，构成用于所述飞机的单一机械接口，所述机械重组装置选自动力减速齿轮(20，200)，主变速器(3)，辅助设备箱(8，91)，及额外箱(90)。
11.如上述权利要求7至8任意一项所述的涡轮机的结构，其中所述动力轴为下游非全通轴(31)，该下游非全通轴(31)能够直接地，或通过连接至与主线(X' X)平行的外部动力轴(81，81a，81b)，将动力分别传输至飞机的下游或上游，该下游非全通轴(31)和独立系统(16)的动力轴(15)通过机械重组装置连接在一起，构成用于所述飞机的单一机械接口，为适应基本构造，所述重组装置选自动力减速齿轮(20，200)，主变速器(3)，及额外箱(90)。
12.如上述权利要求7至10任意一项所述的涡轮机的结构，其中机械装置(17，19)和电装置(17a，19a)能够将独立系统(16)提供的动力在所述涡轮机的运行阶段传输至气体发生器(50)的HP驱动轴(57)，以及在补充持续时间传输至动力涡轮(60)的动力轴(30，31)。
13.如上述权利要求7或10所述的涡轮机的结构，其中电重组装置由交流发电机(92)构成，该交流发电机直接连接至所述飞机的机载网络(2)，或通过电动机(94)驱动飞机设备。
全文摘要
本发明的目的是避免尺寸，质量或可靠性问题。为此，能量在排气喷嘴中被回收，并通过使用机械和/或电动力重组装置被转换和循环。本发明的涡轮机结构的实施例包括主涡轮发动机(1)及热交换器(18)，热交换器(18)位于排气喷嘴(70)中，并通过管(18a，18b)连接至将热能转换为机械能的独立系统(16)。独立系统(16)通过动力轴(15)连接至局部(Z1)机械重组装置(20)，以根据飞机需求将动力输送至动力传动轴(80)。
文档编号F02C6/02GK102971509SQ201180032122
公开日2013年3月13日 申请日期2011年7月5日 优先权日2010年7月6日
发明者奥利维尔·百德瑞恩, 帕特里克·马科尼, 阿方斯·波尔托 申请人:涡轮梅坎公司