Способ и летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью, оборудованный двумя основными газотурбинными двигателями и менее мощным вспомогательным газотурбинным двигателем

Способ и летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью, оборудованный двумя основными газотурбинными двигателями и менее мощным вспомогательным газотурбинным двигателем

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к летательному аппарату с вращающейся несущей поверхностью, оборудованному двумя основными газотурбинными двигателями и менее мощным вспомогательным газотурбинным двигателем, и к способу управления этим летательным аппаратом.

Под газотурбинным двигателем следует понимать силовую установку, участвующую в создании тяги и/или вертикальной подъемной силы летательного аппарата. На летательном аппарате, оборудованном вращающейся несущей поверхностью, «газотурбинным двигателем» называют силовую установку, приводящую во вращение главный редуктор, который приводит во вращение, по меньшей мере, один винт вращающейся несущей поверхности.

Иногда летательный аппарат оборудуют вспомогательной силовой тепловой установкой, известной под сокращением APU (“auxiliary power unit” на английском языке). Эту вспомогательную силовую установку можно, например, использовать для генерирования электрической энергии или для приведения в действие гидравлических систем. С другой стороны, вспомогательная силовая установка не приводит в действие главный редуктор винта летательного аппарата с вращающейся несущей поверхностью.

Следовательно, вспомогательная силовая установка летательного аппарата не представляет собой газотурбинный двигатель в рамках изобретения.

Это изобретение относится к области силовых установок летательных аппаратов с вращающейся несущей поверхностью, например, таких как вертолеты.

Уровень техники

Характеристики газотурбинного двигателя меняются в зависимости от определения его параметров.

Так, заявитель отмечает, что удельная масса газотурбинного двигателя зависит от мощности, которую может выдавать этот газотурбинный двигатель. Чем мощнее газотурбинный двигатель, тем меньше его удельная масса. Следует напомнить, что удельная масса двигателя, развивающего данную мощность, соответствует массе этого двигателя, поделенной на упомянутую данную мощность.

Точно также удельный расход топлива газотурбинного двигателя зависит от мощности, которую может выдавать этот газотурбинный двигатель. Но при этом отмечается, что, чем мощнее газотурбинный двигатель, тем меньше его удельный расход.

При этом использование очень мощного газотурбинного двигателя представляется более рентабельным, чем использование менее мощного газотурбинного двигателя с точки зрения расхода топлива.

Вместе с тем, удельный расход данного газотурбинного двигателя меняется также в зависимости от выдаваемой мощности. Следовательно, газотурбинный двигатель имеет оптимизированный удельный расход, если газотурбинный двигатель развивает максимально допустимую мощность для этого газотурбинного двигателя. Тем не менее, если развиваемая мощность снижается, удельный расход газотурбинного двигателя увеличивается.

Из всего вышесказанного следует, что определение параметров газотурбинного двигателя является довольно сложной задачей.

На летательном аппарате с вращающейся несущей поверхностью конструктор определяет максимальную мощность, которую должен выдавать газотурбинный двигатель, чтобы обеспечивать необходимые характеристики летательного аппарата. Поэтому параметры газотурбинного двигателя определяют таким образом, чтобы выдавать эту максимальную мощность.

Если мощность одного газотурбинного двигателя оказывается недостаточной, то, естественно, конструкторы устанавливают на летательных аппаратах несколько газотурбинных двигателей. Так, летательные аппараты большого тоннажа имеют несколько газотурбинных двигателей.

Таким образом, предпочтительными являются многомоторные летательные аппараты. Однако эксплуатация таких многомоторных летательных аппаратов связана с проблемой обеспечения безопасности полета в случае отказа одного газотурбинного двигателя.

В частности, на летательном аппарате с вращающейся несущей поверхностью используют три конфигурации.

Согласно первой конфигурации, летательный аппарат оборудуют двумя сверхмощными идентичными газотурбинными двигателями.

«Идентичными газотурбинными двигателями» называют газотурбинные двигатели, имеющие идентичные характеристики приведения в действие вращающегося органа и, в частности, газотурбинные двигатели, развивающие одинаковые теоретические максимальные мощности.

С другой стороны, «неодинаковыми двигателями» называют двигатели, имеющие разные характеристики приведения в действие, то есть двигатели, развивающие разные максимальные мощности.

В рамках первой конфигурации два газотурбинных двигателя выполнены, каждый, с завышением параметров, чтобы обеспечить безопасность полета в случае отказа другого газотурбинного двигателя.

При этом каждый газотурбинный двигатель может работать в так называемом «текущем режиме» во время крейсерского полета. Этот текущий режим иногда называется «максимальным продолжительным режимом» и связывает максимальную продолжительную мощность РМС с неограниченной продолжительностью использования.

Кроме того, каждый газотурбинный двигатель может также работать в специфических режимах, применяемых во время специфических фаз полета.

Так, конструкторы предусматривают режим, для удобства называемый «нормальным специфическим режимом». Этот нормальный специфический режим часто называют «взлетным режимом» по причине его применения во время специфической фазы взлета. На двухмоторном летательном аппарате нормальный специфический режим применяют также во время специфической фазы, близкой к режиму висения.

Нормальный специфический режим связывает максимальную взлетную мощность PMD с ограниченным временем применения. Максимальная взлетная мощность PMD превышает максимальную продолжительную мощность РМС.

Кроме того, когда один из газотурбинных двигателей выходит из строя, на двухмоторных летательных аппаратах применяют следующие специфические чрезвычайные режимы:

- первый специфический чрезвычайный режим, связывающий сверх чрезвычайную мощность PSU с продолжительностью порядка последовательных тридцати секунд;

- второй специфический чрезвычайный режим, связывающий максимальную чрезвычайную мощность PMU с продолжительностью использования порядка двух минут;

- третий специфический чрезвычайный режим, связывающий промежуточную чрезвычайную мощность PIU с продолжительностью использования, охватывающей, например, окончание полета после отказа газотурбинного двигателя.

Мощности, развиваемые во время применения специфических чрезвычайных режимов, являются более значительными, чем мощности, развиваемые во время применения текущего режима.

Таким образом, классически параметры каждого газотурбинного двигателя определяют в зависимости от наибольшей чрезвычайной мощности, то есть от сверх чрезвычайной мощности PSU в соответствии с вышеуказанными режимами. Согласно вышеупомянутым принципам, удельный расход этих газотурбинных двигателей во время использования максимальной продолжительной мощности не является оптимальным, поскольку максимальная продолжительная мощность РМС значительно далека от максимальной мощности, которую может выдавать газотурбинный двигатель.

Согласно второй конфигурации, летательный аппарат оборудован двумя идентичными газотурбинными двигателями и характеризуется установлением «тупикового времени».

Основываясь на накопленном опыте, можно не учитывать риск отказа в некоторых фазах полета. При этом параметры газотурбинного двигателя можно предусмотреть таким образом, чтобы он выдавал чрезвычайную мощность, меньшую, чем в рамках первой конфигурации. В этом случае масса двигателя может быть меньше, но следствием этого является уменьшение максимальной продолжительной мощности РМС.

Однако эта вторая конфигурация может потребовать проведения обучения для пилотов с целью сведения к минимуму продолжительности фаз полета, для которых случай отказа газотурбинного двигателя не был предусмотрен.

Согласно третьей конфигурации, летательный аппарат оборудован тремя идентичными газотурбинными двигателями. В случае выхода из строя одного газотурбинного двигателя два газотурбинных двигателя продолжают работать для обеспечения безопасности полета.

Для одного и того же летательного аппарата трехмоторная силовая установка требует менее мощных газотурбинных двигателей, чем двухмоторная установка.

Однако применение менее мощных газотурбинных двигателей по сравнению с двухмоторным летательным аппаратом не является полностью оптимизированным. Действительно, можно напомнить, что использование более мощного газотурбинного двигателя является более рентабельным, чем использование менее мощного газотурбинного двигателя, с точки зрения расхода топлива.

Таким образом, определение параметров силовой установки летательного аппарата оказывается сложным, независимо от выбираемой конфигурации.

Из предшествующего уровня техники известен документ US 4,479,619, в котором предложена система передачи мощности для трехмоторных вертолетов.

В этом решении предложен также альтернативный вариант отключения сцепления одного двигателя из трех.

Вертолет “Super-Frelon” заявителя тоже имеет три идентичных двигателя (без сцепления).

В документе US 3,963,372 предложено решение управления мощностью и контроля двигателей для трехмоторных вертолетов.

Чтобы преодолеть проблемы, связанные с двигателями с избыточными параметрами, в прошлом уже была рассмотрена установка двигателей с неодинаковой максимальной мощностью в случае двухмоторных летательных аппаратов. В частности, в документе WO2012/059671А1 были предложены два двигателя с неодинаковой максимальной мощностью.

В документе US 2009/186320 раскрыт летательный аппарат, содержащий три газотурбинных двигателя, которые представляются идентичными. Летательный аппарат содержит систему для имитации отказа газотурбинного двигателя.

Точно так же, в документе US 3,002,710 раскрыт летательный аппарат, содержащий, по меньшей мере, три двигателя.

В документе US 4,1777,693 описан главный редуктор, связанный с тремя кажущимися идентичными двигателями.

В документе ЕР 1175337 описана дополнительная механическая система управления винтокрылого летательного аппарата.

Наконец, известен также документ ЕР 2 148 066.

Сущность изобретения

Настоящее изобретение призвано предложить летательный аппарат с инновационной конфигурацией, предназначенной для оптимизации силовой установки.

Согласно изобретению, летательный аппарат оснащен вращающейся несущей поверхностью и тремя газотурбинными двигателями для приведения в движение вращающейся несущей поверхности.

Кроме того, упомянутые три газотурбинных двигателя включают в себя два идентичных основных газотурбинных двигателя, которые могут работать, по меньшей мере, в одном специфическом режиме, связанном с развиваемой основной мощностью. Оба основных газотурбинных двигателя могут также работать в текущем режиме, связанном с максимальной продолжительной мощностью РМС. Иначе говоря, каждый основной газотурбинный двигатель может развивать максимальную продолжительную мощность РМС.

Упомянутые три газотурбинных двигателя включают в себя также вспомогательный газотурбинный двигатель, который может работать в указанном, по меньшей мере, одном специфическом режиме, выдавая вспомогательную мощность, пропорциональную соответствующей основной мощности с коэффициентом пропорциональности, меньшим или равным 0,5.

Таким образом, вспомогательный газотурбинный двигатель развивает мощность, которая, самое большее, равна половине мощности, развиваемой каждым основным газотурбинным двигателем.

Таким образом, летательный аппарат не содержит три идентичных двигателя, как в некоторых известных решениях, а два идентичных «больших основных газотурбинных двигателя» и один «малый вспомогательный газотурбинный двигатель», при этом относительные термины «большой» и «малый» указаны в связи с мощностями, развиваемыми этими газотурбинными двигателями.

При этом летательный аппарат имеет систему управления для приведения в действие вращающейся несущей поверхности за счет непрерывной работы каждого основного газотурбинного двигателя во время полета и дополнительно вспомогательного газотурбинного двигателя, по меньшей мере, во время заранее определенной специфической фазы.

Под «специфической фазой» следует понимать периоды, во время которых вспомогательный газотурбинный двигатель нагружают для участия в силе тяге и/или в подъемной силе летательного аппарата.

Следовательно, изобретением предлагается использовать два идентичных газотурбинных двигателя и один вспомогательный газотурбинный двигатель, который может выдавать так называемую «вспомогательную мощность», меньшую так называемой «первичной мощности», которую может выдавать каждый основной газотурбинный двигатель в том же специфическом режиме.

Применение вспомогательного газотурбинного двигателя с меньшими характеристиками и меньшего размера может показаться неожиданным и контрпродуктивным. Действительно, можно напомнить, что чем мощнее газотурбинный двигатель, тем меньше его удельная масса. Применение малого маломощного газотурбинного двигателя может показаться идущим в разрез с этим принципом.

Однако изобретение предусматривает использовать этот вспомогательный газотурбинный двигатель только во время специфических фаз. Таким образом, точечное и ограниченное в течение срока службы летательного аппарата использование малорентабельного газотурбинного двигателя не обязательно является недостатком, если принимать во внимание преимущества изобретения.

Действительно, такой летательный аппарат не требует применения очень мощного специфического чрезвычайного режима, такого как режимы, связанные со сверх чрезвычайной мощностью PSU и с максимальной чрезвычайной мощностью PMU.

Таким образом, основные газотурбинные двигатели могут иметь нормальный специфический режим использования, а именно взлетный режим, связанный с основной взлетной максимальной мощностью PMD, и текущий режим, связанный с максимальной продолжительной мощностью РМС.

Вспомогательный газотурбинный двигатель может иметь нормальный специфический режим, связанный с вспомогательной взлетной максимальной мощностью PMD'. Вспомогательная взлетная максимальная мощность PMD' равна при этом k-кратной основной взлетной максимальной мощности PMD, где “k” является упомянутым коэффициентом пропорциональности.

Следовательно, параметры основных газотурбинных двигателей можно определить в зависимости от их максимальной продолжительной мощности. Таким образом, оптимизируют удельный расход основных газотурбинных двигателей, например, во время полета на крейсерской скорости. Эта оптимизация представляет исключительный интерес, поскольку в течение всего срока эксплуатации летательного аппарата в основном применяют эту максимальную продолжительную мощность.

Таким образом, во время крейсерского полета для приведения в действие средств создания тяги и/или подъемной силы используют только основные газотурбинные двигатели.

Тем не менее, отказ одного основного газотурбинного двигателя не является критическим, поскольку другой газотурбинный двигатель может обеспечивать продолжение полета с учетом мощностей, необходимых для поддержания крейсерской скорости.

С другой стороны, во время каждой специфической фазы, требующей значительной мощности, система управления задействует основные газотурбинные двигатели и вспомогательный газотурбинный двигатель для приведения в действие средств создания тяги и/или подъемной силы. В случае отказа одного газотурбинного двигателя безопасность полета могут обеспечивать оставшийся в строю основной газотурбинный двигатель и вспомогательный газотурбинный двигатель.

Поскольку эти специфические фазы применяют относительно мало, не оптимальную производительность вспомогательного газотурбинного двигателя можно компенсировать выигрышем, достигаемым во время полетов на крейсерской скорости. Действительно, использование специфической фазы статистически по времени составляет примерно 5 минут на час полета.

Кроме того, во время каждой специфической фазы и в отсутствие отказа, вспомогательный газотурбинный двигатель может обеспечивать дополнительную мощность для улучшения характеристик летательного аппарата.

Для этого летательный аппарат может содержать дополнительный винт для управления движением по рысканию летательного аппарата и вращающуюся несущую поверхность.

При этом летательный аппарат может содержать главный редуктор, приводящий в действие вращающуюся несущую поверхность, и хвостовой редуктор, приводящий в действие дополнительный винт. Основные газотурбинные двигатели могут приводить в действие главный редуктор, причем этот главный редуктор приводит в действие хвостовой редуктор через механическую связь.

С упомянутой механической связью может входить в зацепление вспомогательный газотурбинный двигатель.

Таким образом, значительную часть мощности, выдаваемой вспомогательным газотурбинным двигателем во время каждой специфической фазы и в отсутствие отказа, использует дополнительный винт. Излишек мощности использует вращающаяся несущая поверхность для улучшения характеристик летательного аппарата.

Согласно другим вариантам, вспомогательный газотурбинный двигатель может быть связан либо с механической связью, проходящей от основного газотурбинного двигателя к главному редуктору, либо с главным редуктором через новую механическую связь.

Например, двухмоторный летательный аппарат с вращающейся несущей поверхностью может содержать два основных газотурбинных двигателя, каждый из которых развивает максимальную продолжительную мощность порядка 1500 кВт и сверх чрезвычайную мощность порядка 1800 кВт.

В случае отказа одного газотурбинного двигателя силовая установки может, таким образом, развивать мощность 1800кВт в течение ограниченного времени.

За счет применения изобретения можно иметь два основных газотурбинных двигателя, каждый из которых развивает максимальную продолжительную мощность порядка 1500 кВт, но не выдает сверх чрезвычайной мощности, чтобы оптимизировать их удельную массу и их удельный расход во время использования основной максимальной продолжительной мощности.

Добавление вспомогательного газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением позволяет увеличить мощность, выдаваемую силовой установкой, например, чтобы, по меньшей мере, получить общую мощность 1800 кВт. Кроме того, этот вспомогательный газотурбинный двигатель имеет небольшой размер и не приводит к критическому увеличению массы. Кроме того, как будет показано ниже и как неожиданно оказалось, это увеличение массы может быть совершенно не значительным.

Этот летательный аппарат может также иметь один или несколько следующих отличительных признаков.

Например, коэффициент пропорциональности может составлять от 0,2 до 0,5 включительно.

Действительно, вспомогательный газотурбинный двигатель является небольшим газотурбинным двигателем с меньшими размерами по сравнению с основными газотурбинными двигателями.

Если вернуться к приведенному выше примеру, коэффициент пропорциональности, равный 0,2, позволяет установке достигать общей мощности 1800 кВт.

Кроме того, этот интервал коэффициента пропорциональности является ограниченным. Кроме того, этот интервал коэффициента пропорциональности имеет особые преимущества и не может быть получен путем простых действий исполнителя, а за счет применения изобретательского уровня.

Действительно, заявитель отметил, что во время посадки на авторотации с двумя основными двигателями, прекратившими выдавать мощность, использование вспомогательного газотурбинного двигателя с таким коэффициентом пропорциональности позволяет снизить скорость снижения, по меньшей мере, в два раза по сравнению с летательным аппаратом, не имеющим этого газотурбинного двигателя. Таким образом, посадка может происходить в более благоприятных условиях.

Кроме того, во время каждой специфической фазы система управления может регулировать газотурбинные двигатели таким образом, чтобы они работали в нормальном специфическом режиме, применяемом в отсутствие отказа газотурбинного двигателя.

Например, во время полета в режиме висения газотурбинные двигатели работают в своем нормальном специфическом взлетном режиме.

В отличие от известных решений в этом случае не предусмотрен никакой чрезвычайный режим.

Согласно другому варианту, во время каждой специфической фазы система управления может регулировать газотурбинные двигатели таким образом, чтобы они работали в режимах, включающих в себя нормальный специфический режим, применяемый в отсутствие отказа газотурбинного двигателя, и единый специфический чрезвычайный режим, непрерывно применяемый в случае отказа основного газотурбинного двигателя.

Этот вариант предусматривает применение единого специфического чрезвычайного режима, например, типа третьего специфического чрезвычайного режима из известных решений, связанного с промежуточной чрезвычайной мощностью PIU. Такой режим почти не оказывает или совсем не оказывает отрицательного влияния и требует относительно небольшой дополнительной мощности, в частности, по сравнению с максимальной продолжительной мощностью РМС.

Кроме того, поскольку каждый газотурбинный двигатель содержит газогенератор, летательный аппарат может содержать систему измерения скорости вращения Ng каждого газогенератора, при этом система управления взаимодействует с системой измерения для регулирования вспомогательного газотурбинного двигателя во время каждой специфической фазы посредством регулирования скорости вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя в зависимости от скорости вращения газогенератора основного газотурбинного двигателя. В частности, система управления может регулировать скорость вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя в зависимости от наиболее высокой скорости вращения газогенераторов основных газотурбинных двигателей.

Система управления может стремиться уравнивать скорости вращения для газогенераторов вспомогательного газотурбинного двигателя и основного газотурбинного двигателя, служащего в качестве контрольного.

Во время каждой специфической фазы и в случае отказа одного основного газотурбинного двигателя основной газотурбинный двигатель и вспомогательный газотурбинный двигатель ускоряются, чтобы компенсировать потерю мощности вследствие отказа.

При этом ускорение вспомогательного газотурбинного двигателя является очень быстрым за счет небольшого размера вспомогательного газотурбинного двигателя по сравнению с основными газотурбинными двигателями. Это быстрое ускорение позволяет пилоту выиграть драгоценные секунды.

Кроме того, несмотря на неодинаковые мощности, выдаваемые газотурбинными двигателями, это регулирование позволяет выводить для пилота на дисплей одинаковые параметры управления, а именно скорости вращения газогенераторов газотурбинных двигателей, которые должны быть по существу равными. Представляемые пилоту скорости вращения газогенераторов газотурбинных двигателей выражены, например, в процентах скорости вращения газогенераторов во взлетном режиме.

Кроме того, летательный аппарат может содержать устройство измерения поступательной скорости летательного аппарата, при этом система управления взаимодействует с системой измерения для использования вспомогательного газотурбинного двигателя с целью приведения в действие вращающейся несущей поверхности, когда упомянутая поступательная скорость ниже порога.

При этом упомянутые специфические фазы включают в себя периоды полета на низкой скорости. Порог может, например, соответствовать скорости на минимальной мощности, необходимой для полета, известной под названием Vy, и даже в процентах этой скорости на минимальной мощности Vy.

Если летательный аппарат содержит убирающееся шасси и систему определения для определения выпуска шасси, система управления взаимодействует с системой определения для использования вспомогательного газотурбинного двигателя с целью приведения в действие вращающейся несущей поверхности, когда шасси выпущено.

Действительно, полет на низкой скорости часто осуществляют с выпущенным шасси. В этой ситуации задействуют вспомогательный газотурбинный двигатель для участия в создании силы тяги и/или подъемной силы летательного аппарата.

Летательный аппарат может также содержать устройство определения, чтобы определять, находится ли летательный аппарат на земле, при этом система управления взаимодействует с устройством определения для использования вспомогательного газотурбинного двигателя с целью приведения в действие вращающейся несущей поверхности, когда летательный аппарат находится на земле.

В случае необходимости, вспомогательный газотурбинный двигатель можно использовать для перемещения летательного аппарата на стоянке.

Кроме того, летательный аппарат может быть лишен вспомогательной силовой установки для выдачи электрической энергии, и в этом случае летательный аппарат содержит систему генерирования электрической энергии, взаимодействующую со вспомогательным газотурбинным двигателем для генерирования электрической энергии вне каждой специфической фазы, и батарею на 17 ампер-час (А.ч) для питания вспомогательного газотурбинного двигателя.

При этом влияние установки вспомогательного газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением является ограниченным.

Двухмоторный летательный аппарат обычно содержит вспомогательную силовую установку и мощные батареи, как минимум, на 45 ампер-час. Исключение вспомогательной силовой установки и замена этих мощных батарей менее мощными батареями позволяет получить существенный выигрыш в массе. Этот выигрыш может составлять примерно один килограмм на каждый сэкономленный ампер-час.

При этом вспомогательный газотурбинный двигатель может выполнять функцию вспомогательной силовой установки. Этот вспомогательный газотурбинный двигатель запускают на земле при помощи батареи на 17 ампер-час. Газотурбинный двигатель обеспечивает руление летательного аппарата и генерирование электрической энергии, достаточной для запуска основных газотурбинных двигателей.

Кроме того, вне каждой специфической фазы и во время полета газотурбинный двигатель может также работать во вспомогательном режиме для генерирования электрической энергии.

Эта работа может представлять интерес в случае неисправности бортовой электрической сети или для питания установки, требующей много электрической энергии, например, такой как система борьбы с обледенением.

Для этого система управления может содержать систему отсоединения вспомогательного газотурбинного двигателя, чтобы разъединять вспомогательный газотурбинный двигатель от вращающейся несущей поверхности.

В случае электрической проблемы, вспомогательный газотурбинный двигатель можно разъединить от цепи приведения в действие вращающейся несущей поверхности.

Система генерирования электрической энергии может содержать стартер-генератор вспомогательного газотурбинного двигателя. При этом работа вспомогательного газотурбинного двигателя позволяет генерировать электрическую энергию при помощи стартера-генератора, установленного на этом вспомогательном газотурбинном двигателе.

В случае отказа батареи на 17 ампер-час, по меньшей мере, один генератор переменного тока, соединенный с основным газотурбинным двигателем, может выдавать электрическую энергию, необходимую для запуска вспомогательного газотурбинного двигателя в случае такой необходимости.

Обычный стартер-генератор может выдавать силу тока 200 ампер при напряжении 24 вольта и может, таким образом, выдавать электрический ток, например, необходимый для питания оборудования борьбы с обледенением или для замещения генераторов переменного тока основных газотурбинных двигателей в случае отказа элементов бортовой электрической сети (генератор переменного тока, выпрямитель,…). Электрическая сеть может быть аналогичной сети, являющейся объектом документа FR2962404.

Летательный аппарат может дополнительно содержать средства тревожного оповещения пилота о необходимости применения вспомогательного газотурбинного двигателя. При этом летательный аппарат оборудован средством ручной активации.

Вспомогательный газотурбинный двигатель может также быть задействован автоматически системой управления.

В частности, такая система управления может иметь электронный орган регулирования на каждый газотурбинный двигатель, известный под сокращенным названием FADEC, причем эти органы могут между собой связываться.

Кроме летательного аппарата, объектом изобретения является также способ использования описанного выше летательного аппарата с вращающейся несущей поверхностью.

Во время этого способа в летательном аппарате располагают три газотурбинных двигателя для приведения в движение вращающейся несущей поверхности, при этом три упомянутых газотурбинных двигателя включают в себя два идентичных основных газотурбинных двигателя, которые могут работать, по меньшей мере, в одном специфическом режиме, связанном с развиваемой основной мощностью, при этом упомянутые три газотурбинных двигателя включают в себя также вспомогательный газотурбинный двигатель, который может работать в указанном, по меньшей мере, одном специфическом режиме, выдавая вспомогательную мощностью, пропорциональную соответствующей основной мощности с коэффициентом пропорциональности, меньшим или равным 0,5.

При этом газотурбинными двигателями управляют таким образом, чтобы приводить в действие вращающуюся несущую поверхность за счет непрерывной работы каждого основного газотурбинного двигателя во время полета, и дополнительно управляют вспомогательным газотурбинным двигателем во время, по меньшей мере, одной заранее определенной специфической фазы.

Этот способ может иметь один или несколько следующих отличительных признаков.

Так, параметры вспомогательного газотурбинного двигателя можно определить таким образом, чтобы коэффициент пропорциональности составлял от 0,2 до 0,5 включительно.

Кроме того, поскольку каждый основной вспомогательный двигатель может работать в текущем режиме, связанном с максимальной продолжительной мощностью, и в нормальном специфическом режиме, связанном с основной максимальной взлетной мощностью, которую используют во время каждой специфической фазы, и вспомогательный газотурбинный двигатель может работать с вспомогательной максимальной взлетной мощностью в нормальном специфическом режиме, то, согласно варианту:

- параметры основных газотурбинных двигателей определяют в зависимости от максимальной продолжительной мощности для оптимизации удельного расхода основных газотурбинных двигателей при этой максимальной продолжительной мощности,

- основную максимальную взлетную мощность рассчитывают в зависимости от максимальной продолжительной мощности согласно правилу пропорциональности, причем это правило пропорциональности устанавливают по правилам термодинамики и по требуемой продолжительности срока службы двигателя,

- вспомогательную максимальную взлетную мощность рассчитывают в зависимости от основной максимальной взлетной мощности, применяя упомянутый коэффициент пропорциональности k.

В известных технических решениях параметры газотурбинного двигателя рассчитывают в зависимости от сверх чрезвычайной мощности. В результате получают удельный расход, не оптимизированный для максимальной продолжительной мощности.

Изобретение позволяет преодолеть этот недостаток за счет определения параметров основных газотурбинных двигателей в зависимости от необходимой максимальной продолжительной мощности. Конструктор легко может установить эту максимальную продолжительную мощность в зависимости от требуемых характеристик летательного аппарата.

При помощи классических закономерностей конструктор выводит основную максимальную взлетную мощность. Например, максимальная взлетная мощность составляет примерно 1,11 максимальной продолжительной мощности.

Наконец, конструктор рассчитывает параметры вспомогательного газотурбинного двигателя таким образом, чтобы этот вспомогательный газотурбинный двигатель мог выдавать вспомогательную максимальную взлетную мощность, равную k-кратной основной максимальной взлетной мощности PMD.

Если газотурбинный двигатель задействован во время каждой специфической фазы и вне ситуации отказа, газотурбинные двигатели работают в этом случае в соответствии со своим нормальным специфическим режимом.

Вместе с тем, дополнительная мощность, обеспечиваемая вспомогательным газотурбинным двигателем, освобождает основные газотурбинные двигатели от необходимости выдавать основную максимальную взлетную мощность. В этом случае мощность, выдаваемая основными газотурбинными двигателями, приближается к максимальной продолжительной мощности, исходя из которой были рассчитаны параметры газотурбинных двигателей.

В случае необходимости, поскольку каждый основной газотурбинный двигатель может работать в чрезвычайном специфическом режиме, связанном с единой основной чрезвычайной мощностью, во время каждой специфической фазы в случае отказа другого газотурбинного двигателя, и вспомогательный газотурбинный двигатель может работать в чрезвычайном специфическом режиме на вспомогательной максимальной чрезвычайной мощности:

- основную чрезвычайную мощность рассчитывают в зависимости от максимальной продолжительной мощности согласно правилу пропорциональности,

- вспомогательную чрезвычайную мощность рассчитывают в зависимости от основной чрезвычайной мощности, применяя упомянутый коэффициент пропорциональности.

Например, основная чрезвычайная мощность составляет примерно 1,025 основной максимальной взлетной мощности PMD.

В этих условиях можно регулировать вспомогательный газотурбинный двигатель посредством регулирования скорости вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя в зависимости от скорости вращения газогенератора основного газотурбинного двигателя, в случае необходимости, в зависимости от наибольшей скорости вращения газогенераторов.

Кроме того, можно регулировать скорость вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя таким образом, чтобы она стремилась к скорости вращения газогенератора основного газотурбинного двигателя.

Например, скорость вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя регулируют:

- в приоритетном порядке, в зависимости от скорости вращения газогенератора газотурбинного двигателя, развивающего самую высокую скорость вращения газогенератора,

- в случае отказа газотурбинного двигателя, развивающего самую высокую скорость вращения газогенератора, - в зависимости от скорости вращения газогенератора оставшегося в строю газотурбинного двигателя.

Кроме того, скорость вращения газогенератора вспомогательного газотурбинного двигателя можно регулировать в зависимости от скорости вращения вращающейся несущей поверхности в случае отказа обоих основных газотурбинных двигателей.

Кроме того, вспомогательный газотурбинный двигатель можно использовать для приведения в действие вращающейся несущей поверхности, по меньшей мере, в одной из следующих ситуаций:

- когда упомянутая поступательная скорость летательного аппарата ниже порога.

- когда упомянутый летательный аппарат имеет убирающееся шасси, вспомогательный газотурбинный двигатель