用于涡轮发动机的快速重新运转的气动装置，用于设置有这
种装置的多发动机直升机的推进系统的架构，以及相应的直
升机
技术领域
[0001] 本
发明涉及用于涡轮发动机的快速重新运转的独立的气动装置。本发明还涉及配备有至少一个这种快速重新运转装置的多发动机(尤其是双发动机或三发动机)直升机的推进系统的架构。本发明还涉及一种直升机，该直升机包括具有这种架构的推进系统。
背景技术
[0002] 众所周知，双发动机直升机或三发动机直升机具有包括两个或三个涡轮发动机的推进系统，每个涡轮发动机包括气体发生器以及通过气体发生器旋转并被固定到
输出轴的自由涡轮。每个自由涡轮的输出轴适于使动
力传输单元运动，该动力传输单元自身驱动直升机的配备有可变桨距轮叶的旋翼。
[0003] 已知的是，直升机涡轮发动机以取决于直升机的飞行条件的速度运行。在整个下文中，当直升机在飞行的所有阶段期间于除了瞬态
起飞、上升、着陆或平稳飞行阶段之外的正常条件下移动时，直升机可被称为处于巡航飞行状态。在整个下文中，当直升机必须能够获得其总设备动力时，也就是说在瞬时起飞、上升以及着陆阶段以及在其中一个涡轮发动机有故障(被称为one engine inoperative的英文缩写OEI，即一个发动机不工作)的情况下，直升机可被称为处于临界飞行情况。
[0004] 已知的是，当直升机处于巡航飞行状态时，涡轮发动机在低于它们的最大持续动力的低动力
水平下运行。这些低动力水平导致比耗量(在下文中称为Cs，并被定义为涡轮发动机的
燃烧室的每小时
燃料消耗量与由该涡轮发动机供给的机械动力的比率)大于最大起飞动力的Cs的约30％，并且因此导致在巡航飞行中燃料的过度消耗。
[0005] 此外，直升机的涡轮发动机被设计成超大规格，以便能够在发动机中的一个失效的情况下维持直升机的飞行。这种飞行情况对应于以上描述的OEI状态。这种飞行情况在发动机损失之后发生，并导致处于工作中的每个发动机供给超出其公称动力的动力以使直升机能够处理危险的情况，并能够在随后继续其飞行。
[0006] 而且，涡轮发动机的超大规格还便于能够确保在
飞行器设计师规定的整个飞行范围内飞行并且尤其能够确保在高海拔以及热
气候下飞行。这些尤其在直升机具有接近于其最大起飞重量的重量时具有高要求的飞行
节点仅在特定的使用况下会被遇到。
[0007] 这些超大涡轮发动机在重量和燃料消耗量方面是不利的。为了在巡航飞行中减小该消耗量，可以设想在飞行中将涡轮发动机中的一个置于待机模式。活跃的发动机于是在更高动力水平下运行以便提供所有必需的动力并且因此在更有利的Cs水平下运行。
[0008]
申请人在
专利申请FR 1151717以及FR 1359766中提出了一种方法，该方法通过将至少一个涡轮发动机置于所谓的连续稳定的动力状态中并将至少一个涡轮发动机置于特定的待机模式的这种可能性来优化直升机的涡轮发动机的比耗量，涡轮发动机能够根据需求以紧急或正常的方式脱离特定的待机模式。当飞行状态的变化引起待机的涡轮发动机的启动时，例如当直升机从巡航飞行状态转变到着陆阶段时，可被称为正常脱离待机模式。这种正常的脱离待机在10秒到1分钟的时段内发生。当活跃的发动机出现失效或动力不足时或者当飞行条件突然变得艰难时，可被称为快速脱离待机模式。这种快速脱离待机在少于10秒的时段内发生。
[0009] 例如，涡轮发动机从待机模式的脱离通过与储能装置相关联的涡轮发动机重启部件来实现，储能装置例如为
锂离子电池类型的电化学储存器或是超级电容器类型的静电储存器，它们能够为涡轮发动机供给用于重新运转并快速达到公称运行速度所必需的
能量。
[0010] 这种用于使待机的涡轮发动机快速重新运转的部件具有大幅增加涡轮发动机的总重量的缺点。因此，通过将涡轮发动机置于待机而得到的燃料消耗量的增加由于重新运转装置以及相关联的储能装置所引起的超重而遭受部分地损失，尤其是在每个涡轮发动机都配备有这种应急重新运转装置时。
[0011] 此外，这些电化学组件会依赖于安装它们的直升机的
电子架构。
[0012] 因此，
发明人旨在协调由将直升机置于经济的飞行阶段(也就是使至少一个涡轮发动机处于待机)中的可能性引起的先天的不兼容问题，而不使整个推进系统过度地产生过大的重量超标，同时允许快速地脱离待机模式。
[0013] 换句话说，发明人旨在提出一种用于涡轮发动机的快速重新运转的新的装置，以及双发动机直升机或三发动机直升机的推进系统的新的架构。
发明内容
[0014] 本申请的目标
[0015] 本发明旨在提供一种用于涡轮发动机的快速重新运转的装置，该装置克服了现有的解决方案的缺点。
[0016] 本发明还旨在提供一种多发动机直升机的推进系统的新的架构。
[0017] 本发明还旨在提供一种多发动机直升机的推进系统的架构，该构架能够使得涡轮发动机处于待机并能够被快速地重新运转。
[0018] 在本发明的至少一个
实施例中，本发明还旨在提供一种架构，该架构具有的重量和体积不会过高以能够被安装在直升机中。
[0019] 在本发明的至少一个实施例中，本发明还旨在提供一种架构，该架构具有比
现有技术中的相同性能的架构更低的成本。
[0020] 本发明该旨在提供一种用于涡轮发动机的快速重新运转的方法。
[0021] 本申请的公开
[0022] 为此，本发明涉及用于直升机涡轮发动机的快速重新运转的装置，其特征在于，该装置包括：
[0023] -气动涡轮，该气动涡轮被机械连接到所述涡轮发动机以便能够使该涡轮发动机旋转并能够确保该涡轮发动机的重新运转，
[0024] -气动储存器，该气动储存器通过用于将加压气体供给到所述气动涡轮的气动回路连接到所述气动涡轮，
[0025] -受控制的快开
气动阀，该受控制的快开气动阀在储存器和所述气动涡轮之间被布置在气动回路上，并且适于根据命令至少被置于打开
位置或关闭位置中，在打开位置，气体能够对所述气动涡轮进行供给从而允许所述涡轮发动机的重新运转，在关闭位置，所述气动涡轮不再被供给加压气体。
[0026] 因此，根据本发明的用于使涡轮发动机重新运转的装置提供了气动装置以便实现涡轮发动机的重新运转，优选地，该气动装置完全独立于其上安装有这种涡轮发动机的直升机的电气系统。
[0027] 用于涡轮发动机的快速重新运转的装置的主要目标在于使待机的涡轮发动机快速地重新运转，以使该涡轮发动机迅速地脱离其在之前被置于的待机模式，以便再次提供机械动力。根据另一应用，快速重新运转装置还可作为用于启动涡轮发动机的装置，也就是启动涡轮发动机而没有在之前将涡轮发动机置于待机模式。在整个下文的描述中是如下这种情况：根据本发明的装置的使用在本质上是作为用于使待机的涡轮发动机重新运转的装置来讨论的。
[0028] 在已知的方式中，涡轮发动机包括气体发生器以及由气体发生器进行供给并连接到动力传输单元的自由涡轮。优选地，根据本发明的重新运转装置设置成用于的涡轮发动机的气体发生器，所述气体发生器被气动涡轮旋转，该气动涡轮适于将供给涡轮的加压气体的气动动力转
化成用于驱动气体发生器的机械动力。
[0029] 将气体供给到气动涡轮通过气动储存器与受控制的快开阀的配合而实现。
[0030] 因此，这种重新运转装置独立于直升机的电气系统并且不需要笨重的
蓄电池。因此，所提出的解决方案确保了涡轮发动机的快速重新运转，尤其是被置于待机模式的涡轮发动机的快速重新运转，而不会引起体积、
质量以及成本的问题。
[0031] 此外，根据本发明的装置易于使用并能够在被整合在直升机中之前在
工作台上进行测试。
[0032] 有利地，根据本发明的装置进一步包括减压阀，该减压阀在气动阀和气动涡轮之间被布置在气动回路上，并被配置成对供给气动涡轮的气体的压力进行调节。
[0033] 因此，减压阀能够使被供给到气动涡轮的气体的压力适配于所使用的气动涡轮的类型以及所使用的气动储存器的类型。根据一种变型，气动储存器包括例如介于200到400巴之间的高压气体，并且气动涡轮通过减压阀而被供给具有介于5到50巴之间的压力的气体。
[0034] 有利地并且根据本发明，气动涡轮通过至少一个自由轮被机械连接到涡轮发动机。
[0035] 自由轮的存在，能够避免气动涡轮在气体发生器供给机械动力时被气体发生器自发地驱动。有利地，自由轮被安装在涡轮发动机的附件箱上。
[0036] 有利地并且根据本发明，气动储存器包含气体的混合物，该气体的混合物包括
灭火剂以及质量至少为50％的惰性气体。
[0037] 这种气体混合物不仅能够向气动涡轮供给气体以便确保涡轮发动机的重新运转，还能够供给例如处于涡轮发动机附近的灭火系统以便允许熄灭该涡轮发动机中的任何火灾。惰性气体可以是任何类型的，例如氮、氦或者氩。灭火剂例如是卤代烷。
[0038] 因此，根据该变型的与灭火系统结合的装置使得不需要为直升机配备专用的灭火瓶。
[0039] 有利地并且根据本发明，涡轮包括低压供应插槽，该低压供应插槽被配置成能够在由气动涡轮和自由轮形成的
运动链上执行完整性测试。
[0040] 这种供应插槽能够测试由气动涡轮和自由轮形成的运动链，并且因此确保涡轮发动机实际上将能够在紧急的情况下被快速地重新运转。因此，这是用于产生控制和安全措施的构件。例如，这种测试可以通过在地面上使用池单元(pool unit)类型的空气
压缩机来执行。例如，通过捕获从涡轮发动机的一个或另一个上的压缩机排出的空气，该测试还可以在飞行中执行。
[0041] 有利地并且根据本发明，气动阀的位置通过电子设备控制，并且气动阀的打开通过火工设备来控制。
[0042] 火工设备允许气动阀的快速打开并且因此允许涡轮发动机的快速重新运转。
[0043] 本发明还涉及多发动机直升机的推进系统的架构，该多发动机直升机包括被连接到动力传输单元的涡轮发动机，其特征在于，该架构包括：
[0044] -所述涡轮发动机中的至少一个被称为混合
动力涡轮发动机的涡轮发动机，能够在直升机的稳定飞行期间在至少一个待机模式下运行，其他涡轮发动机在该稳定飞行期间单独运行，
[0045] -至少一个根据本发明的用于混合动力涡轮发动机的快速重新运转的装置，该装置能够适于使该混合动力涡轮发动机离开所述待机模式并且能够达到所谓的公称模式，该混合动力涡轮发动机在该公称模式中将机械动力供给到所述动力传输单元。
[0046] 用于使根据本发明的涡轮发动机快速重新运转的装置尤其意在被整合到多发动机直升机的推进系统的架构中，该多发动机直升机包括至少一个能够被置于待机的涡轮发动机。气动重新运转装置能够确保待机的涡轮发动机在需要时快速地重新运转。
[0047] 有利地，根据本发明的架构包括至少一个灭火装置，该至少一个灭火装置被布置在涡轮发动机的附近并通过所谓的火灾管道被连接到紧急启动装置的所述气动阀，使得该重新运转装置的所述气动储存器中的所述气体能够根据命令被从所述阀引导到所述灭火装置。
[0048] 根据变型的架构包括至少一个灭火装置，该至少一个灭火装置被布置在涡轮发动机的附近以便能够使用快速重新运转装置的气动回路来熄灭涡轮发动机中的火。为此，有利地，液压气动储存器包含气体的混合物，该气体的混合物包括灭火剂以及质量至少为50％的惰性气体。
[0049] 有利地，根据本发明的架构包括两个混合动力涡轮发动机以及两个根据本发明的紧急启动装置，每个混合动力涡轮发动机与专用的重新运转装置相关联。
[0050] 根据该变型，该架构对于每个气动涡轮具有单独的气动供给，以用于启动每个混合动力涡轮发动机。
[0051] 有利地，根据本发明的架构包括两个混合动力涡轮发动机以及单个根据本发明的重新运转装置，该重新运转装置包括两个分别连接到每个混合动力涡轮发动机的气动涡轮，所述气动阀为三通阀，该三通阀被控制成将气体定向至待被重新运转的混合动力涡轮发动机的所述气动涡轮。
[0052] 根据该变型，阀被控制成将来自气动回路的气体定向至待被重新运转的混合动力涡轮发动机。
[0053] 本发明还涉及包括推进系统的直升机，其特征在于，所述推进系统具有根据本发明的架构。
[0054] 本发明还涉及用于直升机的涡轮发动机的快速重新运转的方法，其特征在于，该方法包括：
[0055] -控制气动阀的打开的步骤，该气动阀在气动储存器和被机械连接到所述涡轮发动机的气动涡轮之间被布置在气动回路上，
[0056] -将脱离气体输送到所述气动涡轮的步骤，
[0057] -通过所述气动涡轮将所述加压气体的气动动力转化成机械动力以便使涡轮发动机重新运转的步骤。
[0058] 本发明还涉及用于使涡轮发动机重新运转的装置、多发动机直升机的推进系统的架构、配备有具有这种架构的推进系统的直升机以及用于使涡轮发动机重新运转的方法，其特征在于其结合有上文或下文所描述的特征的全部或部分。
附图说明
[0059] 通过参照附图阅读下文中仅以非限制性的方式给出的说明，本发明的其它目标、特征和优点将显现，在附图中：
[0060] -图1为根据本发明的一个实施例的用于使涡轮发动机重新运转的装置的示意图，[0061] -图2为根据本发明的一个实施例的直升机的推进系统的架构的示意图，[0062] -图3为根据本发明的另一实施例的直升机的推进系统的架构的示意图，[0063] -图4为根据本发明的另一实施例的直升机的推进系统的架构的示意图，[0064] -图5为根据本发明的另一实施例的直升机的推进系统的架构的示意图，[0065] -图6为包括具有根据本发明的架构的推进系统的直升机的示意图。
具体实施方式
[0066] 在附图中，为了示例说明和清楚的目的，尺寸和比例并不一致。
[0067] 图1为根据本发明的一个实施例的用于使涡轮发动机6重新运转的装置的示意图。
[0068] 这种装置包括气动涡轮7，该气动涡轮通过自由轮8被机械连接到涡轮发动机6。该气动涡轮7可以是径流式或轴流式涡轮，具有一个或多个级。其功能是将其所接收的气动动力转化成用于使涡轮发动机6重新运转的机械动力。
[0069] 优选地，该气动涡轮7通过附件箱(图1未示出)而安装在涡轮发动机6上。
[0070] 该装置进一步包括气动储存器9，该气动储存器通过为该气动涡轮7供给加压气体的气动回路10连接到气动涡轮7。
[0071] 对气动涡轮7的供给取决于受控制的快开气动阀11，该受控制的快开气动阀在储存器9和气动涡轮7之间被布置在气动回路10上。
[0072] 在图1的实施例中，该气动阀11是由控制装置12控制的二通阀，优选地，该控制装置是控制涡轮发动机6的计算机，该控制装置还能够限定涡轮发动机的运行模式。
[0073] 当阀11被控制成打开时，储存器9中的气体朝向气动涡轮7喷射，以使该气动涡轮能够将所接收的气体的气动动力转化成输出机械动力。
[0074] 气动回路10进一步包括
减压器14，该减压器被布置在储存器9和气动涡轮7之间以调节供给气动涡轮7的气体的压力。
[0075] 气动储存器9进一步包括压力
传感器40和
安全阀41。气动储存器9具有例如为250巴的氮容限。
[0076] 有利地，图1的重新运转装置配备有如图2所示的双发动机直升机的推进系统的架构。
[0077] 根据图2的实施例，推进系统包括两个被连接到动力传输箱22的涡轮发动机6、16，该动力传输箱自身驱动直升机的旋翼(图中未示出)。每个涡轮发动机是混合动力涡轮发动机，能够在直升机的稳定飞行期间被置于至少一个待机模式，该涡轮发动机能够通过根据本发明的重新运转装置而快速地脱离待机模式。在已知的方式中，涡轮发动机包括气体发生器、燃烧室以及自由涡轮。
[0078] 例如，待机模式是以下运行模式中的一个：
[0079] -被称为正常空转(tickover)的待机模式，在该待机模式中，燃烧室被点火并且气体发生器的轴以介于公称速度的60％和80％之间的速度转动，
[0080] -被称为正常超空转的待机模式，在该待机模式中，燃烧室被点火并且气体发生器的轴以介于公称速度的20％和60％之间的速度转动，
[0081] -被称为辅助超空转的待机模式，在该待机模式中，燃烧室被点火并且气体发生器的轴以机械辅助的方式以介于公称速度的20％和60％之间的速度转动，
[0082] -被称为翻转模式的待机模式，在该待机模式中，燃烧室被熄灭并且气体发生器的轴以机械辅助的方式以介于公称速度的5％和20％之间的速度转动，
[0083] -被称为停机的待机模式，在该待机模式中，燃烧室被熄灭并且气体发生器的轴处于完全静止状态。
[0084] 除了图1所描述的元件，重新运转装置还包括通过自由轮18连接到涡轮发动机16的气动涡轮17。此外，气动回路10从气动储存器9延伸至气动涡轮17和气动涡轮7。
[0085] 根据该实施例，
控制阀11是三通阀，该三通阀适于根据指令来允许对连接到涡轮发动机16的气动涡轮17进行供给或者对涡轮发动机6的气动涡轮7进行供给。该控制是待机的涡轮发动机的在紧急情况下待从其待机模式脱离的功能。
[0086] 对于每个涡轮发动机6、16而言，该架构的重新运转装置的运行原理与图1所描述的原理相同。
[0087] 图3是根据本发明的另一实施例的架构。根据该实施例，每个涡轮发动机设置有单独的重新运转装置。换句话说，气动储存器29、39与各气动涡轮7、17相关联，并且二通阀11、21与各储存器29、39相关联以便提供对涡轮的供给以及相应的涡轮发动机的重启。阀11、21分别通过计算机12、13来控制，一个计算机控制一个装置。在一种变型中，单个计算机可控制两个阀。此外，每个涡轮与用于调节供给相应涡轮的气体的压力的专用的减压器14、24相关联。
[0088] 图4中的架构基于图3中的架构，并且除了包括图3所描述的元件之外还包括灭火系统。该灭火系统在每个涡轮发动机上包括一个灭火装置。因此，图4的架构包括两个灭火装置。每个装置包括火灾管道25、35，火灾管道被布置在相应的阀21、31以及火灾
喷嘴26、36之间，火灾喷嘴被布置在相应的涡轮发动机6、16的附近并沿涡轮发动机6、16的方向布置，以便能够在起火的情况下向涡轮发动机喷射气体。根据该实施例，阀11、21为三通阀。在涡轮发动机的附近检测到火灾的情况下，例如通过火灾传感器在涡轮发动机6的附近检测到火灾的情况下，单元12命令对应于涡轮发动机6的阀11打开，使得储存在储存器29中的气体(由惰性气体以及卤代烷类型的灭火剂的混合物形成)被朝向火灾喷嘴26推进以便熄灭涡轮发动机6中的火。
[0089] 图5中的架构是图4中的架构的一种变型，其中，每个火灾喷嘴26、36能够根据命令通过阀11、21(为
四通阀)被每个气动储存器29、39所供给。为此，每个火灾喷嘴由两个单独的火灾管道来供给。这种架构能够使用每个重新运转装置的气体来应对涡轮发动机中的一个或另一个中的火灾。
[0090] 图6为包括具有根据本发明的架构的推进系统的双发动机直升机的示意图。推进系统具体包括两个涡轮发动机6、16，该两个涡轮发动机适于通过动力传输单元22来使旋翼旋转。在该附图中，出于清楚的原因，重新运转装置未被示出。仅涡轮发动机6、16被示出，应理解的是，每个涡轮发动机配备有根据本发明的重新运转装置。
[0091] 用于使如图2所示的双发动
机架构中的涡轮发动机重新运转的装置的使用原理如下：
[0092] -当飞行条件有利时，发布指令以使涡轮发动机处于待机以便节省燃料(从上述的待机模式中选择的待机模式)，
[0093] -随后涡轮发动机的计算机确定哪个涡轮发动机能够被置于待机并命令其被置于待机(在下文中，可视为涡轮发动机6被置于待机并且仅涡轮发动机16将动力供给到动力传输单元22)，
[0094] -涡轮发动机6处于待机模式(该待机模式可以是上述待机模式中的一种，燃烧室被点火或熄灭、被机械辅助或未被机械辅助)，
[0095] -在飞行期间，涡轮发动机16突然失效或者驾驶员决定使涡轮发动机6迅速地重新运转以用于特定的紧急操作，
[0096] -随后涡轮发动机6的燃烧室被迅速地点火(在燃烧室被熄灭的待机模式的情况下)，
[0097] -在预定的时段之后，控制单元12命令阀11对于涡轮发动机6开放，[0098] -随后通过将气动
动能转化成机械动能使气动涡轮7(在小于一秒的时段内)快速地从0转/分来到最初处于待机模式的气体发生器的联接速度，以使得能够通过自由轮8来驱动涡轮发动机6的气体发生器，
[0099] -气动涡轮7在短的时段(例如小于3秒)上持续驱动涡轮发动机6，在该时段期间，涡轮发动机已达到其紧急模式，
[0100] -由此获得涡轮发动机6的快速重新运转。
[0101] 联接速度对应于气体发生器的待机速度除以气体发生器的轴与安装有气动启动器的涡轮发动机的附件箱的输入端之间的减速比。
[0102] 因此，根据本发明的装置能够仅使用易于使用和安装并且能够在工作台上进行测试的廉价的组件来使待机的涡轮发动机快速重新运转。
[0103] 本发明不仅限于上述的实施例。尤其地，该架构可包括用于装备三发动机直升机的三个涡轮发动机，并且本领域技术人员将基于本文的教导而容易地确定如何将所述的实施例适用于多发动机推进系统，尤其是三发动机推进系统。
[0104] 尽管专用于快速重新运转阶段，本发明还能够在地面上的快速启动期间或在飞行中的快速重启期间被使用。
