Un sistema de propulsión híbrido de una aeronave de varios motores, comprendiendo una pluralidad de turbomáquinas de turbina libre, equipada cada una de ellas con un generador de gas, de las que puede operar al menos una primera turbomáquina (1), dicha turbomáquina híbrida, puede funcionar al menos en un régimen de espera o de reserva durante un vuelo estabilizado de la aeronave, mientras que otras turbomáquinas de dicha pluralidad de turbomáquinas operan solas durante este vuelo estabilizado, estando asociada la turbomáquina híbrida (1) al menos a una primera cadena electrotécnica del sistema, comprendiendo una primera máquina eléctrica (2) operable como motor de arranque y generador, conectada asimismo a un primer módulo de electrónica de potencia (4), conectada asimismo de manera selectiva a un circuito específico (8) de suministro de energía eléctrica, tal como un circuito de a bordo, y al menos un primer dispositivo de almacenamiento de energía eléctrica (6), estando dicha turbomáquina híbrida (1) asociada además a una segunda cadena electrotécnica del sistema, idéntica a dicha primera cadena electrotécnica y comprendiendo una segunda máquina eléctrica (3) operable como motor de arranque y generador, conectada asimismo a un segundo módulo (5) de electrónica de potencia, conectada selectivamente asimismo a dicho circuito específico (8) de alimentación de energía eléctrica y al menos a un segundo dispositivo de almacenamiento de energía eléctrica (7), caracterizado por que cada una de las cadenas electrotécnicas primera y segunda está adaptada para entregar una potencia máxima de al menos la mitad de la potencia total (Prr) necesaria para una reactivación rápida de dicha turbomáquina híbrida (1) durante un período de tiempo mínimo, y por que cada una de la primera y de la segunda cadenas electrotécnicas está adaptada para suministrar a la turbomáquina híbrida (1) de una manera selectiva, ya sea una potencia de arranque o una potencia de reactivación normal (Pdem), o una potencia de espera (Pv), la potencia de espera correspondiente a la potencia necesaria del modo de espera de dicha turbomáquina híbrida (1) que no proporciona potencia mecánica, ya sea una mitad de la potencia de espera (Pv/2), ya sea una mitad de la potencia de reactivación rápida (Prr/2), la potencia de reactivación rápida correspondiente a la potencia total necesaria para la reactivación rápida de la turbomáquina híbrida.
The hybrid propulsion system for a multi-engine aircraft includes a plurality of free-turbine engines, each having a gas generator, among which at least a first engine, or hybrid engine, is suitable for operating in at least one standby mode during stabilized flight of the aircraft, while other engines of the plurality of engines operate alone during such stabilized flight. The hybrid engine is associated with first and second identical electric powertrains, each including a respective electrical machine capable of operating as a starter and as a generator, itself connected to a respective electronic power module, itself selectively connected to a specific electrical power supply network, such as an onboard network, and to a respective at least one electrical energy storage member. Each of the electric powertrains is adapted to deliver maximum power not less than half the total power needed for rapid reactivation of the hybrid engine.
Sistema de propulsión híbrido para una aeronave de varios motores
2018-10-26
Patent
Electronic Resource
Spanish
IPC: | B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT / B64C AEROPLANES , Flugzeuge / F01D Strömungsmaschinen [Kraft- und Arbeitsmaschinen oder Kraftmaschinen], z.B. Dampfturbinen , NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES / F02C Gasturbinenanlagen , GAS-TURBINE PLANTS |
Sistema eléctrico de arranque de motores de una aeronave
European Patent Office | 2015
|European Patent Office | 2021
|Sistema de propulsión híbrido para un vehículo y transmisión para tal sistema de propulsión
European Patent Office | 2016
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