由空气压缩机“K”以及涡轮组成，该空气压缩机被连接至腔“CC”，该腔用于使压缩空气中的燃料燃烧并供应提供动能的气体，涡轮“TG”用于使这些气体局部地膨胀，经由驱动轴“AE”驱动压缩机进行旋转。这些气体还驱动自由功率传送涡轮。在示例中，自由涡轮12、22经由BTP 3传输功率，该BTP可使功率集中供给至负载和附件(旋翼的起飞功率、栗、交流发电机、启动器/发生器装置等)。
[0026]涡轮轴发动机I的最大功率PMD和PMC大体上大于涡轮轴发动机2的最大功率PMD和PMC，并能够规定:在功率方面，祸轮轴发动机I与涡轮轴发动机2相比尺寸较大。两个涡轮轴发动机之间的非齐次比值(heterogeneity rat1)在示例中等于1:3，其对应于祸轮轴发动机2的最高OEI速度的功率和涡轮轴发动机I的最大PMD功率之间的比值。
[0027]替代性地，两个涡轮轴发动机I和2可以是相同的，因此，这些涡轮轴发动机的最大PMD和PMC功率也是相同的。
[0028]每个涡轮轴发动机1、2被连接到驱动构件El和E2以及紧急辅助装置Ul和U2。
[0029]在这种情况下，每个用于驱动相关的气体发生器11、21使其旋转的构件E1、E2由启动器形成，在各种情况下，该启动器通过设置在另一涡轮轴发动机上的启动器/发生器装置来被供以动力。此外，有利地，在本示例中，每个紧急辅助装置U1、U2包括电热塞以及推进剂筒，所述电热塞在对传统的塞补充方式中作为近瞬时点火装置，该推进剂筒对辅助微型涡轮进行供给，该辅助微型涡轮作为用于使气体发生器加速的机械构件。这种补充点火装置也可与用于改变飞行速度的正常输出一同使用，或在超级怠速的紧急输出中使用。
[0030]在运行过程中，在全权数字发动机控制(Ful I Authority Digital EngineControl，FADEC)系统5的控制下，这些驱动构件El、E2、紧急辅助装置Ul、U2以及涡轮轴发动机I和2的控制器通过用于启动控制系统4的构件来被管理。
[0031]控制系统4包括存储器6，存储器中存储有针对于不同任务剖面(miss 1nprofile)的管理模式。系统4从这些管理模式中选择适于当前任务剖面的模式，例如与过渡阶段相关的模式M1、与以连续速度飞行(巡航和搜寻阶段)相关的模式M2、与发动机故障相关的模式M3、以及与用于对处于超级怠速的发动机的紧急重启进行管理的模式M4。
[0032]在过渡阶段(模式Ml)期间，例如起飞、悬停飞行以及着陆期间，涡轮轴发动机I和2都处于运行中，这使得直升机具有高水平的可用功率，该功率可高达所述发动机的PMD。与其额定功率相比，两个发动机以相同的相对功率水平运行。其中一个发动机出现故障的情况将被以常规的方式管理，例如通过启动“小”涡轮轴发动机的OEI速度，或在另一涡轮轴发动机失效的情况下启动仍在运行的涡轮轴发动机的OEI速度。
[0033]M3模式管理正在使用的发动机失效的情况，该模式通过其紧急辅助装置来再次启动另一发动机。例如，当在巡航飞行阶段期间以独立运行的方式使用的大型涡轮轴发动机I发生故障时，“小型”发动机2通过其紧急辅助设备U2被迅速地再次启动。同样地，如果在搜寻阶段期间处于独立运行的“小型”发动机2发生故障，“大型”发动机I通过其紧急辅助装置Ul被迅速地再次启动。当发动机的功率相同时，这也同样适用。
[0034]当飞行条件突然变得难以应对时，处于超级怠速的发动机通过启动其辅助装置而被快速重启，这对于为两个涡轮发动机提供动力将是有利的。在该示例中，该装置在本质上是点火装置(pyrotechnic)，并且由对微型涡轮进行供给的推进剂筒组成。这些情况可通过紧急重启模式M4进行管理。因此，在单个涡轮轴发动机I或2处于运行的巡航飞行阶段或搜寻阶段期间，仅当常规重启构件失效时，另一涡轮轴发动机2或I的运行通过启动相关的点火辅助装置U2或Ul而被触发。因此，通过在双发动机模式下运行，直升机的飞行条件变得安全。
[0035]在参考任务中，连续飞行对应于巡航飞行阶段和用于低空搜寻的飞行阶段。这些阶段由模式M2管理，模式M2可使一个涡轮轴发动机运行，而另一涡轮轴发动机处于超级怠速状态并在其燃烧室被点燃的同时保持旋转。
[0036]这种配置对应于这些巡航阶段中的小于“大型”发动机I的PMC并大于“小型”发动机2的PMC的功率需求。同时，在消耗量Cs方面，由于大型发动机I以比两个发动机运行的常规模式的功率水平更大的相对功率水平运行，因此这种解决方案也是有利的。当两个发动机相同时，这些巡航阶段中的功率需求将不会超过发动机的PMC。
[0037]在搜寻阶段C中，具有最低功率的“小型”涡轮轴发动机2以独立的方式运行，这是因为它自身能够满足功率需求。实际上，该需求因此基本小于大型涡轮轴发动机I的功率PMC，而且也小于“小型”发动机2的PMC。然而，特别地，由于“小型”发动机2以比涡轮轴发动机2将应该运行的功率水平更高的相对功率水平运行，因此消耗量Cs较低。在此阶段C中，通过作为用于在有利的腔室点火速度下进行驱动的构件El的启动器，涡轮轴发动机I而被保持在超级怠速(例如旋转)。
[0038]替代性地，在具有相同功率的发动机的情况下，两个发动机中仅有一个在工作，而另一个保持在超级怠速。
[0039]根据本发明，处于超级怠速的涡轮轴发动机的气体发生器由它的被旋转地机械驱动的轴AE辅助，从而降低运行温度并减小燃料消耗量。
[0040]在所示的情况下，气体发生器21的轴AE通过其启动器(驱动构件E2)来驱动，该启动器由另一气体发生器11的启动器/发生器(驱动构件El)来供以动力。如上所示，驱动构件E1、E2由用于启动控制系统4的构件管理。为气体发生器21的轴AE提供机械动力可减少其涡轮TG需要提供的用以驱动压缩机K的机械功，从而导致气体发生器的入口温度以及燃烧室CC中的温度的降低。发生器的旋转同时通过机械驱动以及用于对腔室进行供给的燃料的流速来维持，所述流速与现有技术相比相当低，并且这还限制了燃料消耗量。
【主权项】
1.用于对配备有两个涡轮轴发动机(I，2)的直升机的比耗量进行优化的优化方法，每个所述涡轮轴发动机包括设置有燃烧室(Ce)的气体发生器(11，21)，所述涡轮轴发动机(I，2)中的每个自身能够以连续飞行速度运行，在紧急输出下，另一涡轮轴发动机(2，1)因此能够通过协力驱动以及重启从处于零功率的被称为超级怠速的速度转变到用于使所述涡轮轴发动机(2，I)的气体发生器加速的模式，其特征在于，所述超级怠速在所述气体发生器的燃烧室(CC)被点燃时获得，并且所述超级怠速由所述气体发生器的被以该速度旋转地机械驱动的轴(AE)来辅助，以降低所述气体发生器的燃料消耗量和运行温度。2.根据权利要求1所述的优化方法，其特征在于，所述辅助在发动机处于超级怠速的整个持续时间内是连续且无间断的。3.根据权利要求1或2所述的优化方法，其特征在于，所述超级怠速相当于处于该速度的所述气体发生器的额定速度的大约10%至40%。4.根据前述权利要求中任一项所述的优化方法，其特征在于，所述机械驱动可通过电动机、联接至另一气体发生器或联接至所述直升机的旋翼的机械驱动装置、或使用诸如液压源或气动源的动力源的机械驱动装置来提供。
【专利摘要】本发明涉及一种用于对提供有两个涡轮轴发动机(1，2)的直升机的比耗量进行优化的方法，每个涡轮轴发动机包括设置有燃烧室(CC)的气体发生器(11，21)，所述涡轮轴发动机(1，2)中的每个能够在连续飞行模式中独立运行，另一涡轮轴发动机(2，1)于是处于所谓的具有零功率的超慢模式并且使燃烧室点燃，该超慢模式由处于该模式的气体发生器的轴(AE)的机械旋转来辅助，以这种方式可降低所述气体发生器的运行温度以及燃料消耗量。
【IPC分类】F02C6/20, F02C9/44
【公开号】CN105593493
【申请号】CN201480054176
【发明人】帕垂克·马考尼, 罗曼·蒂里耶
【申请人】涡轮梅坎公司
【公开日】2016年5月18日
【申请日】2014年10月3日
【公告号】CA2924413A1, WO2015052413A1