專利名稱：優(yōu)化飛機(jī)推進(jìn)單元的可操作性的方法，以及實(shí)現(xiàn)該方法的自含動(dòng)力單元的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及優(yōu)化飛機(jī)引擎組的可操作性的方法，以及能夠?qū)崿F(xiàn)該方法的主動(dòng)力單
J Li ο
背景技術(shù)：
本發(fā)明應(yīng)用于飛機(jī)的引擎組，其主要應(yīng)用于飛機(jī)的引擎裝置(噴氣引擎、渦輪噴氣引擎、渦輪螺旋槳引擎)，也應(yīng)用于直升機(jī)的引擎裝置(渦輪軸引擎)。飛機(jī)引擎包括，典型地和以簡(jiǎn)單的方式，形成氣體發(fā)生器的燃?xì)鉁u輪組的壓縮機(jī)室。在燃燒后，熱氣體在渦輪機(jī)中膨脹，該渦輪機(jī)經(jīng)高壓(縮寫形式為HP)軸或高壓體機(jī)械性地驅(qū)動(dòng)壓縮機(jī)，它們供應(yīng)潛在的能。在飛機(jī)的情況中，此潛在能經(jīng)低壓體(在具有風(fēng)扇的渦輪噴氣引擎或具有螺旋槳的渦輪螺旋槳引擎中)而直接(在噴氣引擎中)或間接地產(chǎn)生推力形式的推進(jìn)能。在直升機(jī)的情況中，此推進(jìn)能通過主變速箱(通常已知為MGB)而傳送至旋轉(zhuǎn)翼。渦輪引擎在對(duì)應(yīng)于過渡能量傳送的水平的時(shí)間內(nèi)產(chǎn)能。在壓縮機(jī)和渦輪機(jī)中的氣流，在一定的操作條件下，可導(dǎo)致稱作壓氣機(jī)喘振的現(xiàn)象，該現(xiàn)象使得熱氣體從氣體發(fā)生器朝壓縮機(jī)的空氣入口回流，并可導(dǎo)致最嚴(yán)重的結(jié)果(爬升時(shí)突降，推力反向，葉片斷裂，引擎損毀)。因此有必要保持一些喘振邊界。這樣的現(xiàn)象在航空領(lǐng)域中被禁止。對(duì)于各飛行階段，可依據(jù)空氣入口 /出口壓力比和氣體流速畫出一喘振線。引擎的工作線必須位于此喘振線下方，以避免特別是任何推力損失。該工作線與喘振線之間的差，稱作喘振邊界，在低壓體的速度較低時(shí)減小。所述喘振邊界更加減小，以使機(jī)械排放取自高壓體以供給電子和液壓設(shè)備(交流發(fā)電機(jī)、泵等)。本說明書傾向于這些排放的實(shí)質(zhì)性增加?，F(xiàn)在，足夠的喘振邊界在飛行環(huán)境要求再減速時(shí)必須使得可加速高壓體。關(guān)于直升機(jī)渦輪軸引擎，也期待相似的功能。然而，在引擎失效(“一個(gè)引擎不工作”，縮寫形式為0ΕΙ)的情況下，要求從好的引擎的高壓體的迅速加速。通常，機(jī)械排放需要的重要性在過渡階段過程中限制引擎的加速能力，即能源的可操作性。為獲得所希望的加速，通過降低工作線而增加喘振邊界是有用的。也可從主引擎排放氣體。但另一方面，在任一情況下，渦輪引擎的總效率產(chǎn)生較的改變。飛機(jī)為一隔離的系統(tǒng)，唯一的方案是臨時(shí)限制從高壓體機(jī)械排放的要求。但結(jié)果可對(duì)設(shè)備和由所述設(shè)備(機(jī)艙空調(diào)、起落裝置等)所實(shí)現(xiàn)的功能不利。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于在過渡階段過程中消除對(duì)引擎中機(jī)械排放的約束，以在這些階段過程中優(yōu)化引擎組的可操作性。為此，能量特別是在這些階段過程中，通過一額外的引擎-型能量源來提供，供應(yīng)間接-推進(jìn)能。一產(chǎn)能裝置在此產(chǎn)能裝置的結(jié)構(gòu)和性能適于保證以與用作飛機(jī)主引擎的產(chǎn)能裝置的相同的方式，如同引擎在所有飛行階段過程中可用時(shí)被成為引擎型的。更準(zhǔn)確說，本發(fā)明的目的為用于優(yōu)化包括作為主驅(qū)動(dòng)源的主引擎的飛機(jī)的引擎組的可操作性的方法。此種優(yōu)化在于，利用作為驅(qū)動(dòng)源的引擎型主能量源，供應(yīng)全部非推進(jìn)能，并在引擎的過渡階段過程中，將一額外能至多部分地供應(yīng)至主引擎的高壓體。所述引擎的過渡階段具體為加速階段、故障情況和怠速功能。根據(jù)一優(yōu)選實(shí)施例，供應(yīng)至主引擎的高壓體的能量產(chǎn)自一發(fā)電機(jī)，該發(fā)電機(jī)使主能源適合與轉(zhuǎn)換為驅(qū)動(dòng)的主引擎的電起動(dòng)器合作一如同在主引擎的地面起動(dòng)過程中一或?yàn)榱藟嚎s空氣從主能源的排放與主引擎的起動(dòng)器合作。特別是，主能源可將能量提供給主引擎的高壓體，以獲得更高的加速率，并可具有調(diào)節(jié)為比額定怠速更低水平的怠速。更具體地，在使用飛機(jī)時(shí)，在作為過渡階段的飛行降落階段，主能源將能源供應(yīng)給主引擎的高壓體。于是通過增加主引擎在飛行階段中的喘振邊界實(shí)現(xiàn)在最大化加速能力方面一優(yōu)化的可操作性，其中如不供應(yīng)額外能量，此邊界將最小，工作線離該喘振最近。更具體地，在使用直升機(jī)時(shí)，在主引擎發(fā)生故障的情況下，主能源將電能供應(yīng)至正常主引擎的高壓體，以使該正常主引擎可具有加速能力，使其喘振邊界足夠。因此，該喘振邊界被保持，同時(shí)可操作性被優(yōu)化。因而，在在使用飛行器時(shí)，在穩(wěn)定狀態(tài)和過渡狀態(tài)中，主能源將能量供應(yīng)給主引擎的高壓體。本發(fā)明還涉及主動(dòng)力單元，下文中作:MPU，其能夠根據(jù)上述方法優(yōu)化飛機(jī)的引擎組的可操作性。這樣的主動(dòng)力單元是基于輔助動(dòng)力單元型的動(dòng)力單元，縮寫形式為:APU，其制造得更可靠，以屬于引擎范疇，并與用于調(diào)節(jié)機(jī)艙中的壓縮空氣的裝置結(jié)合。輔助動(dòng)力單元通常適合飛機(jī)，以在地面上為各種耗能設(shè)備(電的、氣動(dòng)和液壓能的、空調(diào))供能，并起動(dòng)主引擎。當(dāng)引擎發(fā)生故障時(shí)，一些輔助動(dòng)力單元被充分連接，以使它們可在飛行過程中再次起動(dòng)故障引擎和/或?qū)⒉糠蛛娔茉陲w行中供應(yīng)至所述設(shè)備。輔助動(dòng)力單元通常包括氣體發(fā)生器和用于直接或通過具有動(dòng)力-傳送盒的能量-驅(qū)動(dòng)所述設(shè)備(增壓器、燃料和液壓泵、發(fā)電機(jī)和/或電起動(dòng)器/發(fā)電機(jī)，等)的裝置。在增壓器出口側(cè)或入口壓縮機(jī)處的排氣用于氣動(dòng)起動(dòng)主引擎。輔助動(dòng)力單元的使用，甚至在飛行階段過程中供應(yīng)非推進(jìn)能應(yīng)被認(rèn)為是不切實(shí)際的，因?yàn)榕c主引擎相比不佳的能量效率:在整個(gè)飛行過程中操作輔助動(dòng)力單元消耗燃料?，F(xiàn)在，如果輔助動(dòng)力單元轉(zhuǎn)換為引擎-型動(dòng)力單元，用于根據(jù)機(jī)艙的最嚴(yán)格要求永久供應(yīng)氣動(dòng)能，從而具有此種單元的飛機(jī)提供所希望的平衡，并使得可優(yōu)化飛機(jī)的引擎組的可操作性。這樣，在包括耗能設(shè)備的飛行器中-具體為:機(jī)艙，其空氣被更新，其溫度和/或壓力利用調(diào)節(jié)系統(tǒng)ECS來調(diào)節(jié)；主產(chǎn)能引擎；和飛行控制單元一根據(jù)本發(fā)明的主動(dòng)力單元一設(shè)置在一隔間內(nèi)，該隔間與飛機(jī)的其他區(qū)域隔離，并配備有外側(cè)-空氣入口和排氣噴嘴一包括上述類型配備有氣體發(fā)生器和用于驅(qū)動(dòng)包括增壓器的設(shè)備的動(dòng)力渦輪機(jī)的引擎-型動(dòng)力單元。此增壓器經(jīng)與所述控制單元相聯(lián)系的調(diào)節(jié)控制器連接到ECS系統(tǒng)，以將必須的氣動(dòng)能供應(yīng)至機(jī)艙。根據(jù)具體實(shí)施例:-所述主動(dòng)力單元與一‘陜復(fù)結(jié)構(gòu)相連,該恢復(fù)結(jié)構(gòu)包括用于驅(qū)動(dòng)具有動(dòng)力渦輪機(jī)的設(shè)備的能量-恢復(fù)渦輪機(jī)，并在空氣-入口側(cè)與機(jī)艙的出口相連，以在空氣-出口側(cè)冷卻所述設(shè)備，所述增壓器設(shè)置在此恢復(fù)結(jié)構(gòu)中，作為向機(jī)艙提供氣動(dòng)能的供應(yīng)器。-所述恢復(fù)渦輪機(jī)13在所述出口側(cè)，將氣流射入主動(dòng)力單元的隔間內(nèi)，所述氣流在冷卻完包含在該隔間內(nèi)的所述設(shè)備和輔助設(shè)備后，通過一由從所述動(dòng)力渦輪機(jī)所排出的熱氣流的流出速度所引起的噴射泵行為而被排入所述排氣噴嘴。-所述恢復(fù)渦輪機(jī)與一隔音裝置相連，以避免風(fēng)噪傳入機(jī)艙內(nèi)；-提供用于將能量從所述能量和恢復(fù)渦輪機(jī)傳送至飛機(jī)的機(jī)械、氣動(dòng)、液壓和/或電子設(shè)備的裝置，特別是以能量-傳送盒的形式。-所述恢復(fù)結(jié)構(gòu)包括具有熱交換器，該熱交換器具有兩個(gè)傳熱回路:主回路，該主回路在入口側(cè)與動(dòng)力渦輪機(jī)的熱氣流出口相連，在出口側(cè)與排氣噴嘴相連；次回路，該次回路在入口側(cè)與機(jī)艙的氣流出口相連，在出口側(cè)與恢復(fù)渦輪機(jī)相連。在這些條件中，機(jī)艙出口側(cè)的能量恢復(fù)器一以壓力和/或溫度的形式一由于接近主動(dòng)力源而被優(yōu)化，同時(shí)確?？諝庠跈C(jī)艙的出口側(cè)流出，在機(jī)艙內(nèi)具有受控的背壓。此外，將所述能量恢復(fù)裝置連接到一主動(dòng)力-產(chǎn)生源，而不僅連接到壓縮機(jī)或交流發(fā)電機(jī)，使得可吸收可在由于源自質(zhì)量效果的慣性而發(fā)生故障的情況下發(fā)生的超速，所述質(zhì)量效果是歸因于該動(dòng)力-產(chǎn)生源的部件以及所有用戶。 而且，在機(jī)艙的出口側(cè)的能量恢復(fù)可通過補(bǔ)充包含在來自機(jī)艙的由熱能所引起用于冷卻系統(tǒng)的向外氣流中的潛在能來承擔(dān)，所述向外氣流在由前述氣流之間的熱交換器進(jìn)一步濃縮前貢獻(xiàn)于飛機(jī)設(shè)備。


本發(fā)明的其他方面特征和優(yōu)點(diǎn)將在以下參照分別顯示的附圖的非限定性描述的具體實(shí)施例中顯現(xiàn)，其中:圖1為飛機(jī)引擎的工作線的變化的示圖；圖2a和2b為在名義飛行中由飛機(jī)的主引擎和主動(dòng)力單元所供應(yīng)的推進(jìn)和非推進(jìn)能的分配的方塊圖，特別是在過渡階段(圖2b)；圖3為在直升機(jī)引擎故障的情況下的能量分配的方塊圖；和圖4為根據(jù)本發(fā)明在飛機(jī)后部的隔間中的主動(dòng)力單元的示例的示圖，該主動(dòng)力單元與配備有環(huán)境控制系統(tǒng)ECS的飛機(jī)機(jī)艙相連。
具體實(shí)施例方式在所有附圖中，具有相同功能的相同或相似的元件由相同或相似的附圖標(biāo)記標(biāo)注。參見圖1，飛機(jī)引擎的工作線LF中的變化的示圖顯示于取決于一給定飛行階段的經(jīng)調(diào)節(jié)的氣流率D的其標(biāo)記為氣壓率P/P的系統(tǒng)中。所述氣流率據(jù)稱被調(diào)節(jié)，以使得可得到包括各方面參數(shù)的重要圖形表示。喘振線LP和該引擎的工作線LF，LF2顯示在此參照系統(tǒng)中。該工作線LF位于此喘振線LP的下方，以避免任何推力損失。喘振邊界MP，即所述工作線與喘振線之間的差，隨著引擎高壓體的速度(或氣體-流速)而減小，例如從最大速度Nm下降到對(duì)于此飛行階段可允許的空轉(zhuǎn)速度Νκ。減小的喘振邊界增加引擎的效率，但如果工作線太接近喘振線，則需承擔(dān)喘振的風(fēng)險(xiǎn)。例如，在從空轉(zhuǎn)速度Nk加速起動(dòng)過程中，過渡工作點(diǎn)Pfl在圖上描述工作線LFl從Ne到Nm。喘振邊界MP沿此線LFl的減小是由于用來加速高壓體所必需的燃料噴入燃燒室中。顯示于圖上的點(diǎn)Pfi的位置對(duì)應(yīng)于最小喘振邊界。從高壓體向供給設(shè)備的機(jī)械性排放(箭頭PM)也減小喘振邊界。本說明書傾向于所述排放的大致增加，這大致增加了喘振的風(fēng)險(xiǎn)。在加速過程中的過沖因而可巧妙處理。此外，空氣排出(箭頭PA)，例如在引擎壓縮機(jī)的水平，以將能供至其他設(shè)備(機(jī)艙空調(diào)，等)，增加喘振邊界。該工作線于是從線LF移往線LF2，此移動(dòng)導(dǎo)致在用箭頭Pk所示的恒定流速時(shí)的效率損失。一優(yōu)化的可操作性通過來自主源的動(dòng)力供應(yīng)來實(shí)現(xiàn)，按照最大加速能力:此供應(yīng)使得可增加供應(yīng)至高壓體軸的動(dòng)力和來自MPU的動(dòng)力，同時(shí)通過將燃料噴射到燃燒室中而供應(yīng)動(dòng)力。此額外供應(yīng)增加了高壓體的加速率，同時(shí)保持在飛行階段中主引擎的喘振邊界MP，而此邊界在無(wú)額外動(dòng)力供應(yīng)的情況下將達(dá)到其最小值，工作線LF最接近喘振。而且，此額外供應(yīng)使得可減小空轉(zhuǎn)速度Νκ，同時(shí)喘振邊界與在過渡階段中相同。此外，此供應(yīng)使得可在穩(wěn)定狀態(tài)階段，使一空轉(zhuǎn)水平Nkci保持低于由氣體發(fā)生器的自主能力所確定的空轉(zhuǎn)水平。在缺少主動(dòng)力單元的情況下，每個(gè)主引擎，等同地在額定條件下，供應(yīng)推進(jìn)能Ep和非-推進(jìn)能Enp。如下文中所詳細(xì)呈現(xiàn)的那樣，MPU可分配各主引擎與MPU之間的非-推進(jìn)能的全部或部分。此MPU還提供一定比例的推進(jìn)能，同時(shí)在過渡階段，特別是在主引擎發(fā)生故障的情況下向主引擎的高壓體供應(yīng)動(dòng)力。參見圖2a，涉及飛機(jī)的穩(wěn)定-狀態(tài)飛行中的初始狀態(tài)，非-推進(jìn)能Enp按照等分Enp/3通過主引擎200、MP1和MP2以及通過MPUl而供應(yīng)至設(shè)備100。此等分也推薦為限定渦輪引擎的尺寸點(diǎn)。在降落階段，在降落過程中不需要主引擎，優(yōu)選非-推進(jìn)能應(yīng)主要或全部由MPU供應(yīng)。作為一種變化(圖2b)，非-推進(jìn)能Enp僅由在名義飛行中的MPU I來供應(yīng)，以使開關(guān)裝置(特別是電開關(guān))在引擎發(fā)生故障的情況下有足夠的響應(yīng)時(shí)間。實(shí)際上，如果所述引擎不調(diào)動(dòng)其全部動(dòng)力，由單一引擎所供應(yīng)的加速過程中的響應(yīng)時(shí)間可能不夠(見以下引擎故障的情況)。此外，在名義飛行中，推力300 (2xEp)等同于由各主引擎來供應(yīng)。MPU I可通過將動(dòng)力提供給各引擎高壓體而提供一定比例的推進(jìn)能kxEp,其中k可等于一些百分點(diǎn)。在飛機(jī)，特別是配備有MPU I的直升機(jī)中的引擎MP2發(fā)生故障的情況下，如圖3的例中所示，保持正常的MPl引擎200起先設(shè)置為供應(yīng)全部的推進(jìn)能:在非-推進(jìn)能Enp向設(shè)備100的供應(yīng)中的其分額于是從Enp/3 (其他引擎無(wú)故障，見圖2a)下降到ΟχΕρ，其推進(jìn)能的供應(yīng)從Ep上升至2χΕρ，以產(chǎn)生全部推力300。MPU I于是設(shè)置為供應(yīng)所有的非-推進(jìn)能Enp,同時(shí)從Enp/3增加到Enp。優(yōu)選地，MPU I繼續(xù)以經(jīng)調(diào)節(jié)的系數(shù)k和一加速率將推進(jìn)能的部分kxEp供應(yīng)至正常引擎的高壓體，使得正常引擎的喘振邊界應(yīng)足夠。在過渡狀態(tài)，該經(jīng)調(diào)節(jié)的系數(shù)值為kt，MPU于是將過渡推進(jìn)能ktEpt供應(yīng)給正常引擎MPl的高壓體，該正常引擎MPI供應(yīng)全部推力2xEpt。在過渡飛行階段中的飛行器，尤其是飛機(jī)的情況下(圖2b)，MPU I以系數(shù)kt提供過渡推進(jìn)能ktEpt至各供應(yīng)IxEpt的主引擎200的高壓體，2xEpt為將在過渡階段中被供應(yīng)的總推進(jìn)能。除能2ktEpt以外，MPU還提供全部的非-推進(jìn)能，即Enp。供應(yīng)至主引擎的高壓體的動(dòng)力由發(fā)電機(jī)產(chǎn)生，在此例中為交流發(fā)電機(jī)，將MPU安裝為與轉(zhuǎn)換為一驅(qū)動(dòng)器的主引擎的電起動(dòng)器配合，如同在主引擎的地面起動(dòng)過程中那樣。特別是，MPU向主引擎的高壓體提供動(dòng)力，以在調(diào)節(jié)為最低的空轉(zhuǎn)水平的情況下進(jìn)行加速。參見顯示一示意圖的圖4，MPU I設(shè)置在一位于飛機(jī)3的下游部分中的后部隔間2中。乘客艙4位于上游，并經(jīng)一中間隔間5而與后部隔間2相連。一壓力隔壁6將艙4與中間隔間分開，一防火隔壁7將中間隔間5與后部隔間2隔離，后部隔間2配備有外側(cè)-空氣入口 21和排氣噴嘴22。MPU I包括APU型但屬于引擎范疇的引擎10，結(jié)合一能量-恢復(fù)結(jié)構(gòu)。輔助引擎包括:氣體發(fā)生器或高壓體11，包括用于來自空氣入口 21的氣流Fl的入口壓縮機(jī)110 ;燃燒室111 ;和用于利用高壓軸113驅(qū)動(dòng)壓縮機(jī)110的渦輪機(jī)112。此氣體發(fā)生器在入口側(cè)與安裝到外側(cè)-空氣入口 21上的氣流管Kl相連，在出口側(cè)與產(chǎn)生通常在約500-600°C的熱氣流F2的動(dòng)力渦輪機(jī)12相連。所述能量-恢復(fù)結(jié)構(gòu)對(duì)中在一與隔音裝置14相連的恢復(fù)渦輪機(jī)13上，以避免隔間外側(cè)的風(fēng)躁的傳播，特別是傳到艙內(nèi)。此恢復(fù)渦輪機(jī)13在例中經(jīng)動(dòng)力-轉(zhuǎn)換盒17與用于驅(qū)動(dòng)設(shè)備100 (機(jī)械的、氣動(dòng)的(壓縮機(jī))、電的(交流發(fā)電機(jī))和/或液壓的(泵)一尤其是增壓器15和起動(dòng)器/發(fā)電機(jī)16)的動(dòng)力渦輪機(jī)12相連。此盒17配備有適于動(dòng)力傳輸?shù)凝X輪箱和斜齒輪(未示出)。動(dòng)力渦輪機(jī)12將其動(dòng)力經(jīng)軸121，即所示例中的通過-行進(jìn)軸供應(yīng)至盒17?；蛘叽溯S也可以是非-通過-行進(jìn)軸或經(jīng)適當(dāng)?shù)臏p速箱(未顯示)的外側(cè)軸。此盒優(yōu)選配備有飛輪，設(shè)計(jì)為用于在非-恢復(fù)階段中(例如在敞開機(jī)艙門的情況下)其可分開。增壓器15提供一環(huán)境控制系統(tǒng)，稱作機(jī)艙4的ECS系統(tǒng)41，來自外側(cè)-空氣入口21通過管Kl的分支Kll的壓縮空氣經(jīng)一再循環(huán)混合閥42傳送到那里。增壓器15由一調(diào)節(jié)控制器19進(jìn)行調(diào)節(jié)，該調(diào)節(jié)控制器19與所述控制單元(未顯示)相聯(lián)系，以將必要的氣動(dòng)能供應(yīng)至機(jī)艙。作為一種變化，入口壓縮機(jī)110可通過適當(dāng)排出空氣而用作增壓器15。至少一個(gè)可變閥40，稱作機(jī)艙-壓力-調(diào)節(jié)閥，將氣流F3從機(jī)艙4的出口 43經(jīng)管K2循環(huán)至所述能量-恢復(fù)結(jié)構(gòu)。優(yōu)選地，管K2進(jìn)入中間隔間5，以使氣流F3冷卻柜51內(nèi)的動(dòng)力電子裝置50—這些輔助設(shè)備貢獻(xiàn)給制造為用于飛機(jī)功能的各種系統(tǒng)(起落裝置等)，它們?cè)跈C(jī)艙門打開時(shí)當(dāng)然為不可操作的。在隔間5的出口處，氣流F3的溫度大約為40°C。所述恢復(fù)結(jié)構(gòu)在此例中包括一熱交換器18，該熱交換器配備有主回路Cl，該主回路在入口側(cè)與熱氣流F2的出口相連，在出口側(cè)與噴嘴22相連一氣流F2的溫度于是通常由550°C減小到300°C—并配備有次回路C2，該次回路C2在入口側(cè)與來自機(jī)艙4的氣流F3相連，在出口側(cè)與恢復(fù)渦輪機(jī)13相連。氣流F3的溫度于是大大高于入口處(大約40°C)的溫度，例如為150°C的級(jí)別。在恢復(fù)渦輪機(jī)13的出口處，氣流F3分散到后部隔間2中，以冷卻設(shè)備100 (下降到大約40°C)并隨后通過在該隔間的壁200上反射而以氣流F3’的形式收集，并進(jìn)入噴嘴22。該收集由一噴射泵行為而發(fā)生，該噴射泵行為在噴嘴的加寬入口 221處，由來自在熱交換器18出口處的動(dòng)力渦輪機(jī)12的熱氣流F2的流出速度所產(chǎn)生。
權(quán)利要求
1.用于優(yōu)化包括作為主驅(qū)動(dòng)源的主引擎(200)的飛機(jī)的引擎組的可操作性的方法，其特征在于，其利用作為驅(qū)動(dòng)源的引擎型主動(dòng)力源(1)，產(chǎn)生全部非-推進(jìn)能(Enp)，并在引擎的過渡階段過程中，將一額外動(dòng)力(kEp，ktEpt)至多部分地供應(yīng)至所述主引擎(200)的高壓體。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的優(yōu)化方法，其中所述供應(yīng)至所述主引擎(200)的高壓體的動(dòng)力產(chǎn)自一發(fā)電機(jī)，該發(fā)電機(jī)使所述主動(dòng)力源與轉(zhuǎn)換為一驅(qū)動(dòng)器的所述主引擎(200)的電起動(dòng)器配合。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的優(yōu)化方法，其中供應(yīng)至所述主引擎(200)的高壓體的動(dòng)力是通過從與轉(zhuǎn)換為一驅(qū)動(dòng)器的主引擎(200)的空氣起動(dòng)器相配合的主動(dòng)力源排放壓縮空氣而產(chǎn)生。
4.根據(jù)權(quán)利要求1-3中任何一項(xiàng)所述的優(yōu)化方法，其中所述主動(dòng)力源(I)將動(dòng)力提供給所述主引擎(200)的高壓體，以獲得更高的加速率。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的優(yōu)化方法，其中所述更高的加速率是與調(diào)節(jié)為比額定空轉(zhuǎn)(Ne)更低水平的空轉(zhuǎn)(Nkci)相聯(lián)系。
6.根據(jù)權(quán)利要求1-5中任何一項(xiàng)所述的優(yōu)化方法，其中在穩(wěn)定-狀態(tài)階段中和過渡階段中，所述主動(dòng)力源(I)通過對(duì)應(yīng)于所述階段供應(yīng)的能量(kEp，ktEpt)將動(dòng)力供應(yīng)至所述主引擎(200)的高壓體。
7.根據(jù)權(quán)利要求1-6中任何一項(xiàng)所述的優(yōu)化方法，其中在主引擎發(fā)生故障的情況下，所述主動(dòng)力源(I)將動(dòng)力(kEp，ktEpt)供應(yīng)至正常主引擎(MPl)的高壓體，以使該正常主引擎可具有一加速率，使其喘振邊界(MP)足夠。
8.用于在飛機(jī)(3)中實(shí)現(xiàn)根據(jù)權(quán)利要求1-7中的優(yōu)化方法的主動(dòng)力單元，其中所述飛機(jī)(3)包括耗能設(shè)備(100)、機(jī)艙(4)，所述機(jī)艙的空氣被更新，所述機(jī)艙的溫度和/或壓力利用一調(diào)節(jié)系統(tǒng)ECS(41)來調(diào)節(jié)，主產(chǎn)能引擎和飛行控制單元，所述主動(dòng)力單元設(shè)置在一隔間(2)內(nèi)，該隔間與所述飛機(jī)的其他區(qū)域(5)隔離，所述隔間(2)具有防火壁(7)，并配備有外側(cè)-空氣入口(21)和排氣噴嘴(22)，其特征在于，該主動(dòng)力單元包括作為權(quán)利要求1中的主動(dòng)力源的引擎-型動(dòng)力單元(10)，所述引擎-型動(dòng)力單元(10)配備有氣體發(fā)生器(11)和用于驅(qū)動(dòng)包括增壓器(15)的驅(qū)動(dòng)設(shè)備(100)的動(dòng)力渦輪機(jī)(12)，所述增壓器經(jīng)與所述控制單元相聯(lián)系的調(diào)節(jié)控制器(19)與ECS系統(tǒng)(41)相連，以將必須的氣動(dòng)能供應(yīng)至所述機(jī)艙(4)。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的主動(dòng)力單元,其特征在于,所述主動(dòng)力單元與一‘陜復(fù)結(jié)構(gòu)相連，該恢復(fù)結(jié)構(gòu)包括用于驅(qū)動(dòng)具有所述動(dòng)力渦輪機(jī)(12)的所述設(shè)備(100)的能量-恢復(fù)渦輪機(jī)(13)，并在空氣-入口側(cè)與所述機(jī)艙(4)的出口相連，以在空氣-出口側(cè)冷卻所述設(shè)備(100)，所述增壓器(15)設(shè)置在此恢復(fù)結(jié)構(gòu)中，作為向所述機(jī)艙(4)提供氣動(dòng)能的供應(yīng)器。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的主動(dòng)力單元，其中所述恢復(fù)渦輪機(jī)(13)在所述出口側(cè)，將氣流(F3)射入所述主動(dòng)力單元(I)的隔間(2)內(nèi)，所述氣流在冷卻完包含在所述后部隔間(2)內(nèi)的所述設(shè)備和輔助設(shè)備后，通過一由從所述動(dòng)力渦輪機(jī)(12)所排出的熱氣流(F2)的流出速度所引起的噴射泵行為而被排(F’ 3)入所述排氣噴嘴(22)。
全文摘要
本發(fā)明的目的為在飛行器的過渡階段過程中消除對(duì)引擎中機(jī)械排放的約束，以在這些階段過程中優(yōu)化引擎組的可操作性。為此，能量特別是在所述階段過程中，通過一額外的間接推進(jìn)引擎動(dòng)力源來提供。該用于優(yōu)化包括作為主驅(qū)動(dòng)源的主引擎(200)的飛行器的推進(jìn)單元的可操作性的方法利用作為動(dòng)力源的主引擎動(dòng)力單元GPP(1)，產(chǎn)生全部非-推進(jìn)動(dòng)力(Enp)，并在引擎的過渡階段過程中，將一額外動(dòng)力(kEp, ktEpt)至多部分地供應(yīng)至所述主引擎(200)的高壓體。
文檔編號(hào)B64D13/06GK103154472SQ201180040508
公開日2013年6月12日 申請(qǐng)日期2011年8月23日 優(yōu)先權(quán)日2010年8月25日
發(fā)明者吉恩-米歇爾·阿約 申請(qǐng)人:渦輪梅坎公司