Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ И СИСТЕМА БЫСТРОЙ РЕАКТИВАЦИИ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Область техники и уровень техники

Изобретение относится к способу и системе быстрой реактивации газотурбинного двигателя.

Областью применения изобретения является, в частности, область управления запуском авиационных газотурбинных двигателей, таких как вертолетные газотурбинные двигатели или турбовинтовые двигатели летательных аппаратов с неподвижным крылом.

Как известно, газотурбинный двигатель летательного аппарата содержит камеру сгорания, вал компрессора, на котором установлена крыльчатка компрессора для питания сжатым воздухом указанной камеры сгорания, и по меньшей мере один стартер или стартер-генератор, связанный с указанным валом таким образом, чтобы выдавать достаточный крутящий момент запуска для приведения его во вращение.

Для запуска газотурбинного двигателя сначала стартер ускоряет вал компрессора в первой фазе запуска, в течение которой в топливном контуре на входе пусковых форсунок создается давление и происходит его продувка. Затем во второй фазе запуска инициируется впрыск топлива, пока в камере сгорания газотурбинного двигателя не произойдет воспламенение указанного топлива. Наконец, в третьей фазе запуска на заранее определенной скорости вращения действие стартера прекращается, и газотурбинный двигатель может продолжать ускоряться за счет сгорания указанного топлива.

Для обеспечения воспламенения топлива воздух, нагнетаемый крыльчаткой компрессора в камеру сгорания, должен отвечать определенным условия по давлению и скорости на уровне топливных форсунок, чтобы гарантировать точное соотношение топливо/воздух и не задувать пламя. Однако, поскольку объем воздуха, нагнетаемого крыльчаткой компрессора в камеру сгорания, пропорционален скорости вращения вала компрессора, скорость вращения вала газогенератора должна находиться в диапазоне скорости, называемом окном зажигания, причем в достаточно продолжительном интервале времени, чтобы обеспечить нормальное зажигание.

Традиционно газотурбинные двигатели почти всех легких или средних вертолетов и даже двигатели некоторых тяжелых вертолетов, а также многие турбовинтовые двигатели легких самолетов с неподвижным крылом запускают при помощи стартера или стартера-генератора постоянного тока, питаемого постоянным напряжением 28 В.

В частности, областью применения изобретения являются вертолеты, снабженные по меньшей мере двумя газотурбинными двигателями. Каждый газотурбинный двигатель спроектирован с превышением параметров, чтобы поддерживать вертолет в полете в случае поломки другого двигателя. Эти газотурбинные двигатели с превышением параметров большинство времени работают с частичной нагрузкой, поскольку мощность, необходимая для поддержания вертолета в полете на крейсерской скорости, является относительно небольшой. Следовательно, эта работа сопровождается бесполезным расходом топлива. Поэтому, чтобы сократить этот расход в режиме полета на крейсерской скорости, можно выключить один из газотурбинных двигателей. Активный двигатель работает при этом в режиме более высокой мощности и, следовательно, с более благоприятным уровнем удельного расхода (Cs).

Системы регулирования для оптимизации удельного расхода описаны, в частности, в документах FR 2967132 А1 и FR 2967133 А1. Согласно этим документам, на двухмоторном вертолете, совершающем экономичный полет на крейсерской скорости, то есть находящемся в фазе полета, характеризующейся достаточно низкой мощностью, требующейся от каждого двигателя, как правило, примерно от 50% до 60% постоянной максимальной мощности, сокращенно РМС (начальные буквы словосочетания «Постоянная Максимальная Мощность»), что выражается в очень высоком удельном расходе, одну из двух турбин переводят в дежурный режим (включенная или выключенная камера - переключатель) таким образом, чтобы другой двигатель работал на повышенном режиме и показывал за счет этого более низкий удельный расход. В этом случае для соблюдения мер безопасности на двухмоторном вертолете следует все же иметь возможность осуществить просто и надежно быструю реактивацию двигателя с его выходом из дежурного режима.

Кроме того, например, в документе FR 2264297 А для газотурбинного двигателя, оборудованного стартером-генератором на 28 В, связанным с газогенератором, было предложено обеспечивать запуск при помощи вспомогательной системы, состоящей из банка суперконденсаторов, параллельно соединенного с батареей 28 В вертолета. Однако эта система имеет недостатки, так как уровень используемого напряжения является фиксированным, не адаптирован для быстрой реактивации, и электрическая машина, представляющая собой стартер-генератор, не может выдавать мощность, необходимую для функции быстрого запуска во время всей переходной фазы. Кроме того, предложенная известная архитектура предназначена только для обеспечения запуска газогенератора на стоянке.

В документе ЕР 2581586 описана система запуска вертолетных двигателей, в которой используют источники электрической энергии на базе традиционной батареи для нормального запуска и дополнительно используют электрические системы накопления энергии типа суперконденсаторов (EDLC). Номинальным напряжением является напряжение бортовой сети, то есть напряжение 28 В с постоянным током. Стартер используют в его номинальном режиме, и эффективности запуска добиваются за счет изменения электрических характеристик источника: во время нормального запуска традиционная батарея вертолета подключена к стартеру, а во время быстрого запуска к стартеру подключают второе устройство, содержащее системы накопления энергии типа суперконденсаторов. При этом во всех случаях используемый уровень напряжения остается уровнем (например, 28 В) традиционных вертолетных батарей, и при таком напряжении электрическая машина, образованная стартером, не может выдавать мощность, необходимую для функции быстрого запуска (экстренной реактивации) во время всей переходной фазы.

Следовательно, существует потребность в системе, обеспечивающей более надежный запуск газотурбинных двигателей, в том числе в дежурном режиме, но, если эта система выполнена классически, то она потребует мощного преобразователя постоянного тока в постоянный, так как ее параметры должны быть предусмотрены для очень сильных токов, которые могут превышать тысячи ампер.

Сущность изобретения

Задачей изобретения является устранение вышеупомянутых недостатков и обеспечение, в частности, на двухмоторном вертолете функции экстренного повторного запуска (быстрой реактивации) одного из двигателей с его выходом из дежурного режима.

В частности, изобретение предлагает электрическую архитектуру системы запуска газотурбинного двигателя, которая представляет собой гибридное электрическое устройство, отвечающее, в частности, следующим задачам:

- оно должно быть способно выполнять классические функции стартера, то есть обеспечивать нормальный запуск газотурбинного двигателя и сухую вентиляцию,

- оно должно обеспечивать необходимые характеристики для реализации функций экстренной реактивации, учитывая, что электрические характеристики (напряжение, полное внутреннее сопротивление) генерирующих элементов бортовой сети летательного аппарата (батарея, генератор постоянного или переменного тока) рассчитаны для обеспечения нормального запуска газотурбинных двигателей, но, как правило, являются недостаточными для выдачи уровня тока, необходимого для точечного получения значительно более высокого крутящего момента запуска, который характеризует экстренную реактивацию,

- оно должно сводить к минимуму электрические воздействия и влияния на бортовую сеть вертолета: генерирование, распределение, батарея…

- оно должно быть максимально легким и максимально оптимальным,

- оно должно быть выполнено таким образом, чтобы, в случае необходимости, его можно было легко интегрировать в существующие турбины, то есть должно быть совместимым с «обычными» щеточными генераторами/стартерами.

Для решения вышеупомянутых задач предложен летательный аппарат, содержащий газотурбинный двигатель, имеющий систему быстрой реактивации, содержащий электрическую машину, питаемую постоянным током от бортовой сети электрического питания указанного летательного аппарата, отличающийся тем, что дополнительно содержит выключатель, установленный между бортовой сетью электрического питания и электрической машиной, при этом указанный выключатель размыкают для обеспечения изолирования электрической машины от бортовой сети электрического питания, когда выбирают экстренную реактивацию, дополнительный набор, содержащий множество N элементов накопления электрической энергии, и блок управления, выполненный с возможностью управления устройством разрядки элементов накопления электрической энергии, при этом устройство разрядки элементов накопления электрической энергии установлено в летательном аппарате и выполнено с возможностью параллельного соединения последовательной схемы, содержащей по меньшей мере часть из N элементов накопления электрической энергии, с бортовой сетью электрического питания, при этом напряжение на клеммах электрической машины конфигурируют путем последовательного переключения определенного числа из N элементов накопления для сопровождения увеличения силы, противодействующей электродвижущей силе электрической машины, по мере повышения скорости газогенератора, связанного с газотурбинным двигателем, таким образом, чтобы при приведении в действие системы быстрой реактивации электрическая машина получала питание напряжением с уровнем, превышающим уровень ее номинальных характеристик.

Предпочтительно элементы накопления имеют меньшее внутреннее полное сопротивление источника и плотность мощности, превышающую значения плотности мощности бортовой сети электрического питания, чтобы быть совместимыми с повышенными уровнями крутящего момента и, следовательно, тока, необходимыми для экстренной реактивации газотурбинного двигателя.

Элементы накопления могут быть суперконденсаторами (EDLC).

Элементы накопления могут также быть гибридными конденсаторами (LIC).

Согласно частному варианту выполнения изобретения, блок управления связан с устройством зарядки и балансировки и с выключателем для управления зарядкой элементов накопления от электрической машины, работающей в режиме электрического генератора, вне периодов быстрой реактивации.

Согласно другому частному варианту выполнения изобретения, блок управления связан с устройством зарядки и балансировки для управления зарядкой элементов накопления от бортовой сети электрического питания вне периодов быстрой реактивации.

Предпочтительно заявленная система запуска находит свое применение для газотурбинного двигателя двухмоторного вертолета.

Объектом изобретения является также способ быстрой реактивации для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащего электрическую машину, получающую питание постоянным током от бортовой сети электрического питания летательного аппарата, отличающийся тем, что содержит этапы, на которых выборочно прерывают электрическое соединение между указанной бортовой сетью электрического питания и указанной электрической машиной при помощи выключателя, который находится в разомкнутом положении для обеспечения изолирования электрической машины от бортовой сети электрического питания, когда выбирают экстренную реактивацию, и обеспечения параллельного соединения последовательной схемы, содержащей по меньшей мере часть из N элементов накопления электрической энергии, с бортовой сетью электрического питания при помощи блока управления и устройства разрядки элементов накопления, при этом напряжение на клеммах электрической машины конфигурируют путем последовательного переключения определенного числа из N элементов накопления для сопровождения увеличения силы, противодействующей электродвижущей силе электрической машины, по мере повышения скорости газогенератора, связанного с газотурбинным двигателем, таким образом, чтобы при приведении в действие системы быстрой реактивации электрическая машина получала питание напряжением с уровнем, превышающим уровень ее номинальных характеристик.

Бортовая сеть электрического питания может содержать генератор переменного тока или постоянного тока или может быть соединена с разъемом стоянки (когда летательный самолет находится на земле), или может быть подключена к аккумуляторной батарее, например, на 28 В.

Согласно частному варианту осуществления, заявленный способ запуска дополнительно содержит этап управления зарядкой элементов накопления при помощи устройства зарядки и балансировки от бортовой сети электрического питания вне периодов быстрой реактивации.

Согласно другому частному варианту осуществления, заявленный способ запуска дополнительно содержит этап управления зарядкой элементов накопления при помощи устройства зарядки и балансировки и выключателя от электрической машины, работающей в режиме электрического генератора, вне периодов быстрой реактивации.

Изобретение находит свое применение, в частности, для систем запуска газотурбинных двигателей летательных аппаратов и, в частности, вертолетов.

Краткое описание чертежей

Другие признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания частных вариантов выполнения, представленных в качестве примеров, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - общая схема примера выполнения устройства быстрой реактивации газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением.

Фиг. 2А-2С - сигналы управления переключателей для осуществления разрядки элементов накопления электрической энергии в рамках устройства быстрой реактивации газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением.

Фиг. 3 - диаграмма, иллюстрирующая пример изменения, - в зависимости от времени, - скорости или противо-эдс электрической машины, управляемой в соответствии с изобретением.

Фиг. 4 - диаграмма, иллюстрирующая пример изменения, - в зависимости от времени, - силы тока электрической машины, управляемой в соответствии с изобретением.

Фиг. 5 - диаграмма, иллюстрирующая пример изменения, - в зависимости от времени, - напряжения, прикладываемого к электрической машине, управляемой в соответствии с изобретением.

Фиг. 6 - первый пример выполнения устройства балансировки и зарядки элементов накопления электрической энергии, которое можно применять в устройстве быстрой реактивации газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением.

Фиг. 7 - второй пример выполнения устройства балансировки и зарядки элементов накопления электрической энергии, которое можно применять в устройстве быстрой реактивации газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением.

Подробное описание предпочтительных вариантов осуществления изобретения

На фиг. 1 представлена общая конфигурация устройства, соответствующего изобретению.

Система экстренного повторного запуска, то есть быстрой реактивации находящегося в дежурном режиме газотурбинного двигателя содержит ботовую сеть 10 электрического питания, которая, кроме всего прочего, включает в себя аккумуляторную батарею 13, которая может быть единственной батареей или группой батарей, и может представлять собой классический источник питания бортовой сети летательного аппарата, например, с напряжением 28 В, хотя изобретение и не ограничивается этим значением.

Бортовая сеть 10 электрического питания может быть также связана с генератором 11 переменного тока или постоянного тока или может быть подсоединена к разъему 12 стоянки (когда летательный аппарат находится на земле), не считая также возможности подключения к аккумуляторной батарее 13, например, на 28 В.

Электрическая машина 60 может представлять собой простой стартер постоянного тока или стартер-генератор (G/D), который может работать не только в режиме двигателя, но также в режиме генератора после завершения этапа запуска, например, для питания бортовой сети 10. В дальнейшем тексте описания термин «стартер» обозначает как простой стартер, так и стартер-генератор, если только не указано иное.

На фиг. 1 не показаны основные элементы газотурбинного двигателя, которые являются классическими и могут включать в себя газогенератор, который, в свою очередь, содержит компрессор, камеру сгорания и турбину высокого давления, а также свободную турбину и вспомогательные устройства запуска. На фиг. 1 не показаны также ни датчик скорости вращения стартера, ни датчик скорости вращения вала компрессора газотурбинного двигателя. Однако схематично показана линия 61, по которой в блок 20 управления поступает информация о скорости или о противо-эдс (сила, противодействующая электродвижущей силе) электрической машины 60, которая может быть стартером или стартером-генератором.

Заявленная система запуска содержит блок 20 управления. На фиг. 1 не показаны различные датчики измерения работы газотурбинного двигателя, такие как температурные датчики, позволяющие отслеживать рабочее состояние в камере сгорания.

Блок 20 управления, который может быть связан с традиционным электронным вычислительным устройством 21 газотурбинного двигателя, называемым также блоком EECU (сокращение от английского выражения "Engine Electronic Control Unit" электронный блок управления двигателем), или может быть непосредственно в него интегрирован, обеспечивает обработку измерений, поступающих от датчиков, и управление системой запуска при помощи модуля управления бортовой сетью летательного аппарата. Блок 20 управления выполнен с возможностью получения команды нормального запуска (линия 22) или команды экстренной реактивации (линия 23).

Заявленное устройство запуска дополнительно содержит выключатель 50 (K_D), установленный между бортовой сетью 10 и электрической машиной 60, набор 30 из N элементов накопления электрической энергии 30а, …, 30n (конденсаторы C₁, С₂, … C_N), и устройство 40 разрядки элементов накопления энергии, получающее командные сигналы K₁, K₂ … K_i, …, K_n по линиям 20а, 20b, … 20i, … 20n от блока 20 управления.

Блок 20 управления управляет выключателем через линию 51 (команда K_D), а также всеми другими переключателями 40а, 40b, …, 40n устройства 40 разрядки элементов накопления энергии (команды K₁, K₂, …, K_N), обеспечивающими параллельное соединение бортовой сети 10 электрического питания с последовательной схемой, включающей в себя все или часть N элементов накопления электрической энергии 30а, …, 30n, чтобы обеспечить энергию, необходимую для экстренной реактивации, которая является быстрой реактивацией турбины, до этого находившейся в дежурном режиме. Последовательно с переключателями 40а, 40b, 40n установлены диоды 41а, 41b, 41n.

Благодаря дополнительным устройствам 20, 30, 40, 50, 70, заявленная система позволяет конфигурировать источник напряжения, предназначенный для питания электрической машины 60, таким образом, чтобы, когда система быстрой реактивации выполняет функцию «экстренной реактивации», на клеммы электрической машины 60 поступал уровень напряжения, превышающий уровень номинальных характеристик этой электрической машины 60, для обеспечения возможности увеличения создаваемого переходного механического момента, когда напряжение прикладывается постепенно, так чтобы ограничить ток, отводимый в начале экстренной реактивации, и так, чтобы сопровождать увеличение противо-эдс стартера постепенно, по мере повышения скорости газогенератора.

Элементы накопления энергии 30а, …, 30n имеют более низкое полное внутреннее сопротивление источника и более высокую плотность мощности, по сравнению с элементами накопления энергии бортовой сети 10 электрического питания, и, следовательно, они подходят для получения большого тока запуска в течение короткого периода экстренной реактивации.

Дополнительные элементы накопления энергии 30а, …, 30n могут, в частности, представлять собой суперконденсаторы (EDLC) или гибридные конденсаторы (LIC).

Далее следует более подробное описание работы заявленной системы запуска.

Если выбирают нормальный запуск, например, когда летательный аппарат находится на земле и газотурбинный двигатель первоначально выключен, блок EECU 21 передает команду нормального запуска через линию 22 в блок 20 управления, который управляет замыканием выключателя 50 через линию управления 51. При этом стартер 60 получает питание непосредственно из бортовой сети 10 и сообщает газогенератору газотурбинного двигателя крутящий момент запуска. Как известно, уровень напряжения и полное внутреннее сопротивление генерирующих элементов бортовой сети 10 адаптированы для подачи умеренного тока, необходимого для нормального запуска газотурбинного двигателя. Эту же процедуру применяют также в полете для нормальной реактивации газотурбинного двигателя, ранее находившегося в дежурном режиме, когда повторный запуск не вызван экстренной ситуацией.

Если выбирают экстренный запуск, когда летательный аппарат совершает полет и газотурбинный двигатель первоначально находится в дежурном режиме, блок EECU 21 передает команду экстренной реактивации через линию 23 в блок 20 управления, который обеспечивает следующие функции:

- управление размыканием выключателя 50, которое обеспечивает изолирование электрической машины 60 от бортовой сети 10,

- конфигурирование напряжения на клеммах электрической машины 60 путем последовательной коммутации необходимого числа элементов накопления энергии 30а, …, 30n из набора 30, чтобы, во-первых, управлять током, подаваемым на электрическую машину 60 для получения механического момента, значительно превышающего момент нормального запуска, а, во-вторых, сопровождать увеличение противо-эдс электрической машины 60 по мере повышения скорости газогенератора.

Комбинации замыкания контакторов 40a, 40b, …, 40n могут различаться в зависимости от природы элементов накопления энергии 30a, 30b, …, 30n, а также от характеристик электрической машины 60.

На фиг. 2А-2С и 3-5 представлен пример, иллюстрирующий синхронизацию управления выключателями 40а-40n (команды K₁-K_N), которая позволяет ограничивать ток и, следовательно, крутящий момент в машине во время первых фаз экстренного запуска и одновременно продолжать повышать ее скорость в конце запуска, когда на электрическую машину 60 поступает рабочее напряжение, превышающее ее номинальную рабочую точку.

В частности, на фиг. 2А показан сигнал 101, соответствующий команде K₁, который обеспечивает замыкание контактора 40а между первоначальным моментом T₁ времени и конечным моментом T_F.

На фиг. 2В показан сигнал 102, соответствующий команде K₂, который обеспечивает замыкание контактора 40b между первоначальным моментом Т₂ времени, следующим за первоначальным моментом Т₁, и конечным моментом T_F.

На фиг. 2С показан сигнал 109, соответствующий команде K_N, который обеспечивает замыкание контактора 40n между первоначальным моментом T_N времени, следующим за всеми первоначальными моментами Т₁, Т₂, …, и конечным моментом T_F.

Из фиг. 2А, 2В и 2С понятно, что ступенчатое управление контакторами 40a, 40b, …, 40n позволяет последовательно подключать элементы накопления энергии 30a, 30b, …, 30n и подавать результирующее суммарное напряжение на обмотку якоря электрической машины 60.

На фиг. 3 показано изменение, - в зависимости от времени, - скорости или противо-эдс электрической машины 60, управляемой в соответствии с последовательностью, показанной на фиг. 2А-2С. Кривая изменения содержит первый участок 111, изменяющийся между моментами T₁ и Т₂ времени между порогами S₁ (равен нулю) и S₂, затем последовательные участки 112, …, изменяющиеся между моментами времени Т₂ и T_N между порогами S₂ и S_N, затем последний участок 119, изменяющийся между моментом T_N и конечным моментом T_F времени между порогом S_N и конечным порогом S_F, имеющим максимальное значение.

На фиг. 4 показано изменение, - в зависимости от времени, - силы тока электрической машины 60, управляемой в соответствии с последовательностью, показанной на фиг. 2А-2С. В каждый первоначальный момент подачи командного сигнала K₁, K₂, … K_N в последовательные моменты T₁, T₂, … T_N сила тока достигает максимального значения I_MAX, затем уменьшается (участки 121, 122, …, 129), возвращаясь к нулю в конечный момент T_F. Соответствующее управление контакторами K₁, K₂, … K_N позволяет ограничивать максимальный ток, поступающий в электрическую машину 60, и, следовательно, крутящий момент до уровня, допустимого для механической цепи привода газогенератора, сохраняя при этом в течение всей последовательности экстренной реактивации повышенный средний крутящий момент.

На фиг. 5 показано изменение, - в зависимости от времени, - напряжения, подаваемого на электрическую машину 60, управляемую в соответствии с последовательностью, показанной на фиг. 2А-2С. В каждый первоначальный момент подачи командного сигнала K₁, K₂, … K_N в последовательные моменты Т₁, Т₂, … T_N напряжение, прикладываемое к электрической машине 60, повышается на значение V_C10, V_C20, …, V_CN0, равное первоначальному значению заряда элемента накопления энергии 30a, 30b, …, 30n, затем понижается (участки 131, 132, …, 139) по мере разрядки элементов накопления энергии, соединенных параллельно с электрической машиной 60, оставаясь при этом в значении, постепенно увеличивающемся вплоть до достижения значения U_MAX в первоначальный момент времени команды K_N замыкания последнего контактора 40n. Таким образом, соответствующее управление контакторами K₁, K₂, … K_N позволяет постепенно адаптировать уровень напряжения, подаваемый на электрическую машину 60, по мере повышения скорости и, следовательно, противо-эдс машины, обеспечивая сохранение большого среднего крутящего момента запуска на газогенераторе вплоть до повышенных скоростей. Следует отметить, что, хотя максимальный уровень напряжения U_MAX, подаваемый на электрическую машину 60 в конце экстренной реактивации, превышает номинальное напряжение бортовой сети, он все же остается совместимым с обеспечением стойкости изоляторов и коллектора электрической машины при чрезвычайной ситуации использования.

Во время работы в номинальном режиме, то есть вне периода экстренной реактивации, блок 20 управления и устройство 70 зарядки и балансировки элементов накопления энергии выполняют дополнительную функцию зарядки и поддержки заряда элементов накопления энергии 30а, …, 30n дополнительного набора 30 элементов накопления энергии и, в целом, контроля этих элементов накопления энергии 30а-30n.

Зарядку элементов накопления энергии 30а, …, 30n дополнительного набора 30 можно производить от сети 10 питания вертолета или, в варианте, от электрической машины 60, работающей в режиме электрического генератора.

На фиг. 6 и 7 показаны два примера работы устройства 70 балансировки и зарядки элементов накопления энергии 30a, 30b, …, 30n. Как показано на фиг. 1, устройство 70 балансировки и зарядки элементов может получать питание от бортовой сети 10 через линию 72 и может селективно управляться блоком 20 управления (линия 71) в периоды, не связанные с экстренной реактивацией. Устройства балансировки и зарядки, описанные со ссылками на фиг. 6 и 7, имеют соответствующие обозначения 170 и 270.

Устройство балансировки и зарядки, показанное на фиг. 6, обычно называемое "обратной" (или "flyback" на английском языке) структурой, содержит на входе блок 171 фильтрации, за которым следует конденсатор 172, установленный параллельно со схемой, содержащей первичную обмотку 174 трансформатора и электронный элемент 173 управления. Набор N вторичных обмоток 175a, 175b, …, 175n трансформатора питает через выпрямляющие диоды 176a, 176b, …, 176n набор N элементов 30a, 30b, …, 30n накопления электрической энергии, чтобы подавать на клеммы различных конденсаторных элементов С₁, С₂, …, C_N накопления электрической энергии напряжения V_C10, V_C20, …, V_CN0.

Устройство балансировки и зарядки, показанное на фиг. 7, обычно называемое "прямой" (или "forward" на английском языке) структурой, содержит на входе блок 271 фильтрации, за которым следует конденсатор 272, установленный параллельно со схемой, содержащей набор электронных компонентов питания первичной обмотки 274 трансформатора. Электронные компоненты могут включать в себя Н-образный мостик, образованный четырьмя диодами 281-284 и четырьмя электронными элементами 273, 277, 278, 279 управления. Набор N вторичных обмоток 275a, 275b, …, 275n трансформатора питает через выпрямляющие диоды 276а, 276b, …, 276n набор N элементов 30a, 30b, …, 30n накопления электрической энергии, чтобы подавать на клеммы различных конденсаторных элементов С₁, С₂, …, C_N накопления электрической энергии напряжения V_C10, V_C20, …, V_CN0.

Вариант выполнения, показанный на фиг. 6, в котором первичная обмотка 174 трансформатора считается источником тока, позволяет производить энергетическую передачу с накоплением энергии на первичной обмотке. Это позволяет контролировать энергию, передаваемую на вторичные обмотки 175а, 175b, …, 175n трансформатора. Это решение позволяет оптимизировать массу управляющей электроники за счет уменьшения массы индуктивного элемента.

Вариант выполнения, показанный на фиг. 7, в котором первичная обмотка 274 трансформатора считается источником напряжения, позволяет оптимизировать размер индуктивного элемента за счет управляющей электроники. Заявленная система обеспечивает экстренный повторный запуск газотурбинного двигателя в полете за несколько секунд.

Следует отметить, что поскольку подзарядку элементов накопления энергии 30a, 30b, …, 30n можно производить на земле, когда газотурбинные двигатели работают в режиме малого газа во время фазы предвзлетной подготовки летательного аппарата, соответствующий отбор электрической энергии можно растянуть на относительно длительный период (от нескольких десятков секунд до нескольких минут) без отрицательного влияния на работу, что позволяет, с одной стороны, избегать превышения параметров генерирующих элементов бортовой сети и, с другой стороны, уменьшить мощность, на которую рассчитаны устройства зарядки, показанные на фиг. 6 и 7, то есть значительно уменьшить их массу и объем.

Дополнительное оборудование заявленной системы является очень простым в применении и очень компактным. Так, дополнительный набор 30 элементов накопления энергии, блок 20 управления, устройство 70 балансировки и устройство 40 разрядки можно встроить непосредственно в моторный отсек газотурбинного двигателя.

Изобретение можно применять также для уже находящихся в эксплуатации вертолетов, поскольку изменения, вносимые в существующие схемы, являются очень простыми.

Таким образом, изобретением предложено практичное техническое средство для реализации на двухмоторном вертолете функции экстренного повторного запуска (быстрой реактивации) с выходом из дежурного режима. Согласно изобретению, электрический стартер 60 турбины используют за пределами его номинального диапазона работы, чтобы удовлетворить потребность в механической мощности, необходимой для экстренного повторного запуска по время полета.