Спосіб одержання енергії від газотурбінного двигуна для забезпечення енергією допоміжних агрегатів та система для його здійснення

1. Спосіб одержання енергії від газотурбінного двигуна для забезпечення енергією допоміжних агрегатів, у якому здійснюють випуск повітря із зазначеного двигуна та подачу зазначеного випущеного повітря до пневматичного пристрою для вироблення енергії для роботи бортового обладнання літального апарата, який відрізняється тим, що контролюють принаймні один параметр, який надає інформацію про зміни у споживанні енергії, що починаються, а випуск повітря із зазначеного двигуна проводять у перехідному режимі у відповідь на зазначений принаймні один контрольований параметр. 2. Спосіб за п.1, який відрізняється тим, що на зазначеному етапі контролювання здійснюють введення сигналів із кабіни, які сповіщають про зміну споживання енергії літальним апаратом, у автономний цифровий засіб управління двигуном. 3. Спосіб за п.1, який відрізняється тим, що на зазначеному етапі контролювання здійснюють введення сигналу від засобу управління електричним генератором, який сповіщає про зміну споживання енергії, у автономний цифровий засіб управління двигуном. 2 (19) 1 3 для подачі енергії зазначеному принаймні одному допоміжному агрегату. 11. Спосіб за п.1, який відрізняється тим, що на зазначеному етапі подачі повітря здійснюють подачу зазначеного випущеного повітря до повітряної турбіни, встановленої на коробці приводів, для вироблення механічної енергії на валу для приведення у дію принаймні одного допоміжного агрегату через механізм передачі енергії. 12. Спосіб за п.11, який відрізняється тим, що зазначений допоміжний агрегат містить генератор, встановлений на зазначеній коробці приводів, а зазначену механічну енергію на валу, вироблену зазначеною повітряною турбіною, подають на зазначений генератор. 13. Спосіб за п.1, який відрізняється тим, що на зазначеному етапі подачі повітря здійснюють подачу зазначеного випущеного повітря до повітряної турбіни, з'єднаної з коробкою приводів принаймні одним валом для забезпечення механічною енергією на валу для приведення у дію принаймні одного допоміжного агрегату через принаймні один механізм передачі енергії. 14. Спосіб за п.1, який відрізняється тим, що на зазначеному етапі подачі повітря здійснюють подачу зазначеного випущеного повітря до повітряної турбіни та подачу енергії від зазначеної повітряної турбіни до генератора для забезпечення енергією принаймні однієї системи літального апарата. 15. Спосіб за п.1, який відрізняється тим, що здійснюють використання енергії, яку виробляє зазначений пневматичний пристрій, для приведення у дію принаймні одного з наступного: генератора, стартер-генератора, паливного насоса, масловіддільника, генератора змінного струму на постійних магнітах, мастильного насоса та гідравлічного насоса. 16. Спосіб за п.1, який відрізняється тим, що на зазначеному етапі випуску повітря та на зазначеному етапі подачі випущеного повітря зменшують споживання механічної енергії на валу від ротора високого тиску зазначеного двигуна та зсувають униз лінію робочого режиму компресора, що дозволяє забезпечити перехідний режим збільшеним запасом по помпажу. 17. Спосіб за п.1, який відрізняється тим, що здійснюють розширення викиду випущеного повітря через зазначений пневматичний пристрій, знижуючи температуру та швидкість викиду й таким чином зменшуючи шумність та поліпшуючи сумісність з конструкцією капота двигуна. 18. Спосіб за п.1, який відрізняється тим, що здійснюють спрямовування зазначеного випущеного повітря від зазначеного пневматичного пристрою до зони під капотом. 19. Спосіб за п.1, який відрізняється тим, що здійснюють припинення подачі зазначеного випущеного повітря, як тільки буде перейдена точка мінімального запасу по помпажу на розгінній характеристиці. 20. Система для одержання енергії від газотурбінного двигуна для забезпечення енергією допоміжних агрегатів, яка містить засіб подачі випущеного повітря з двигуна, сполучений із пневматичним 91184 4 пристроєм для прийому зазначеного випущеного повітря і для вироблення енергії для роботи бортового обладнання літального апарата, яка відрізняється тим, що містить засіб контролю принаймні одного параметра, який надає інформацію про зміни у споживанні енергії, що починаються, який з'єднаний із засобом подачі випущеного повітря з двигуна, при цьому засіб подачі випущеного повітря з двигуна виконаний з можливістю сприймати сигнали від засобу контролю принаймні одного параметра та реагувати на них відкриванням або зміною ступеня свого відкриття, а засіб контролю принаймні одного параметра виконаний з можливістю надавати сигнали засобу подачі випущеного повітря з двигуна відкритися або змінити ступінь свого відкриття у перехідному режимі у відповідь на зазначений принаймні один контрольований параметр. 21. Система за п.20, яка відрізняється тим, що зазначений засіб контролю містить електронний засіб управління двигуном, що сприймає принаймні один вхідний сигнал про зазначені зміни у споживанні енергії, що починаються. 22. Система за п.21, яка відрізняється тим, що зазначений електронний засіб управління двигуном містить автономний цифровий засіб управління двигуном. 23. Система за п.21, яка відрізняється тим, що зазначений засіб подачі випущеного повітря включає регулювальний клапан, який відкривається або змінює ступінь свого відкриття за сигналом від зазначеного електронного засобу управління двигуном. 24. Система за п.23, яка відрізняється тим, що при знаходженні регулювального клапана у відкритому положенні компресор високого тиску зазначеного двигуна є сполученим із зазначеним пневматичним пристроєм. 25. Система за п.23, яка відрізняється тим, що містить контур зворотного зв'язку для надходження через нього сигналу про положення регулювального клапана до зазначеного електронного засобу управління двигуном, при цьому контур зворотного зв'язку підключений одним своїм кінцем до регулювального клапана, а другим своїм кінцем до електронного засобу управління двигуном. 26. Система за п.20, яка відрізняється тим, що зазначений пневматичний пристрій є генератором із пневматичним приводом для вироблення електричної енергії. 27. Система за п.20, яка відрізняється тим, що зазначений пневматичний пристрій є генератором із пневматичним приводом для вироблення механічної енергії. 28. Система за п.20, яка відрізняється тим, що зазначений пневматичний пристрій є повітряною турбіною, встановленою на коробці приводів, при цьому вал повітряної турбіни виконаний з можливістю з'єднання з головним валом коробки приводів. 29. Система за п.20, яка відрізняється тим, що зазначений пневматичний пристрій є повітряною турбіною, з'єднаною із системою валів та зубчастих передач, при цьому система валів та зубчас 5 91184 6 тих передач виконана з можливістю з'єднання з головним валом коробки приводів. 30. Система за п.20, яка відрізняється тим, що зазначений пневматичний пристрій містить повітряну турбіну, з'єднану з коробкою приводів, а також генератор, який прикріплений до зазначеної коробки приводів та приводиться у дію зазначеною повітряною турбіною. 31. Система за п.20, яка відрізняється тим, що зазначений пневматичний пристрій містить повітряну турбіну, а також генератор, який приводиться у дію зазначеною повітряною турбіною, для забезпечення енергією принаймні однієї бортової системи літального апарата. Цей винахід відноситься до способу та системи для одержання енергії від газотурбінного двигуна для забезпечення енергією допоміжних агрегатів. Зокрема, винахід відноситься до гібридної системи забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна, яка дозволяє поліпшити експлуатаційні характеристики газотурбінного двигуна. Для забезпечення енергією допоміжних агрегатів газотурбінного двигуна зазвичай використовується механічна коробка приводів, яка приводиться у рух валом відбору потужності, який прямо з'єднаний з одним із головних ведучих валів двигуна. Коробка приводів установлена так, щоб полегшити подальше приєднання усіх допоміжних агрегатів двигуна, наприклад, паливного насоса, маслонасоса, гідравлічного насоса, електрогенераторів тощо. Коробка приводів передає механічну енергію на валу газової турбіни на вали допоміжних агрегатів. Компресори високого тиску газотурбінного двигуна працюють у сталому режимі, коли витрата та ступінь стиснення збільшуються при збільшенні обертів турбіни згідно з лінією 10 сталого робочого режиму, як показано на Фіг.1. Характеристикою, яка обмежує роботу компресора, є границя 12 виникнення помпажу, за межами якої неможливо підтримувати стабільний потік у компресорі. При заданому потоці лінія 10 сталого робочого режиму компресора стосовно ступеня стиснення розташована нижче від границі 12 виникнення помпажу, забезпечуючи запас для роботи двигуна у перехідному режимі. Під час розгону двигуна компресор відходить від лінії 10 сталого режиму роботи і працює у перехідному режимі, що відображено лінією 14 перехідного режиму. У типовому компресорі високого тиску лінія 14 перехідного режиму під час розгону характеризується зменшеним запасом по помпажу на усьому робочому діапазоні двигуна. Споживання потужності допоміжними агрегатами негативно впливає на роботу у перехідному режимі, бо зменшує наявний запас по помпажу, як показано на Фіг.2. Механічну енергію від газової турбіни допоміжні агрегати двигуна одержують через систему зубчастих передач та трансмісійних валів, з'єднаних із ротором високого тиску двигуна. Електрична та гідравлічна енергія для систем літака, як і енергія для роботи паливного та масляного насосів двигуна, надходить від трансмісії для допоміжних агрегатів двигуна. Високий ступінь використання енергії на валу зменшує наявний запас по помпа жу, потрібний для перехідного режиму двигуна, як показано на Фіг.2. Відомі кілька способів забезпечення перехідного режиму за таких обмежень. Можна уповільнити розгін двигуна, але це несумісне з вимогами безпеки літального апарата в аварійних обставинах, наприклад, при обході перепон. Якщо підняти мінімальні оберти ротора на малому газі, це підвищує тягу в режимі малого газу, а відтак скорочує інтервал співвідношень між тягою на малому газі та тягою на максимальній потужності, що також призводить до уповільнення розгону та зменшення відхилення при перехідному режимі. Знов-таки, це буде несумісним з польотом літального апарата, бо збільшені оберти на малому газі означають підвищену тягу на малому газі, що потребує більшого гальмування літака, щоб знизитися. При заданій лінії зниження на потрібній для цього тязі двигуна на малому газі та при відповідності тяги двигуна вимогам безпеки літака перехідний режим компресора буде по суті зафіксований, а це вимагатиме дещо зменшити потужність з урахуванням негативного впливу споживання енергії допоміжними агрегатами на ротор високого тиску. Можна випускати повітря з компресора, щоб зсунути униз лінію робочого режиму компресора далі від границі виникнення помпажу. Звичайно користуються саме цим прийомом; утім, він має низку недоліків, наприклад, збільшення гуркоту двигуна та несумісність високотемпературного викиду з конструкціями капота двигуна із композитних матеріалів. Існує потреба у створенні системи, яка дозволяла б знизити механічне навантаження на валі й водночас утилізувати енергію повітря, що випускається з компресора на малому газі. Відповідно, завданням цього винаходу є створення системи, у якій пневматична енергія двигуна могла б використовуватися для забезпечення енергією допоміжних агрегатів на борті літального апарата при одночасному поліпшенні запасу по помпажу у робочому режимі компресора газової турбіни. Далі, завдання цього винаходу полягає у створенні способу використання пневматичної енергії двигуна для забезпечення енергією допоміжних агрегатів на борті літального апарата при одночасному поліпшенні запасу по помпажу у робочому режимі компресора газової турбіни. Зазначені завдання досягаються системою та способом згідно з цим винаходом. 7 За цим винаходом запропонована гібридна система забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна. Система у цілому містить засіб контролю принаймні одного параметра, який надає інформацію про зміни у споживанні енергії, що починаються, засіб подачі випущеного повітря з двигуна у перехідному режимі у відповідь на зазначений принаймні один контрольований параметр та пневматичний пристрій для прийому випущеного повітря і для вироблення енергії для роботи бортового обладнання літального апарата. Далі, за цим винаходом запропоновано спосіб одержання енергії від газотурбінного двигуна для забезпечення енергією допоміжних агрегатів. Спосіб взагалі включає етапи: контролю принаймні одного параметра, який надає інформацію про зміни у споживанні енергії, що починаються, випуску повітря з двигуна у перехідному режимі у відповідь на принаймні один контрольований параметр та подачу випущеного повітря до пневматичного пристрою для вироблення енергії для роботи бортового обладнання літального апарата. Інші подробиці щодо гібридної системи забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна за цим винаходом, а також інші цілі та переваги цього винаходу наведені у подальшому докладному описі та на доданих кресленнях, де подібні елементи позначаються однаковими позиціями. Стислий опис креслень Фіг.1 - графік, який показує лінії робочого режиму та межі помпажу для газотурбінного двигуна. Фіг.2 - графік співвідношення наявного запасу по помпажу й тяги газотурбінного двигуна. Фіг.3 - зображення структурної схеми гібридної системи забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна згідно з винаходом. Фіг.4 - схематичне зображення першого варіанта здійснення гібридної системи забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна згідно з винаходом. Фіг.5 - схематичне зображення другого варіанта здійснення гібридної системи забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна згідно з винаходом. Фіг.6 - схематичне зображення третього варіанта здійснення гібридної системи забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна згідно з винаходом. Фіг.7 - схематичне зображення четвертого варіанта здійснення гібридної системи забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна згідно з винаходом. Фіг.8 - схематичне зображення п'ятого варіанта здійснення гібридної системи забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна згідно з винаходом. Фіг.9 - схематичне зображення шостого варіанта здійснення гібридної системи забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна згідно з винаходом. Фіг.10 - вид у розрізі пневматичного пристрою, який застосовується у різних варіантах гібридної системи забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна згідно з винаходом. 91184 8 Цей винахід спрямований на створення гібридної механічно-пневматичної системи забезпечення енергією допоміжних агрегатів, яка дозволяла б знизити механічне навантаження на валу й водночас утилізувати енергію повітря, що випускається з компресора на малому газі. Поєднуючи функції кількох відомих елементів управління та вироблення енергії, можна суттєво поліпшити або оптимізувати роботу двигуна у перехідному режимі. У системі за винаходом установлена на двигуні система вироблення енергії може працювати у нормальному сталому режимі роботи як суто механічна, а у перехідному режимі - як комбінована пневматично-механічна. У цьому описі термін "перехідний режим" стосується будь-яких змін у споживанні енергії - як змін потужності двигуна у зв'язку зі зміною стану самого двигуна, так і змін споживання механічної або електричної енергії будь-яким із допоміжних агрегатів. У деяких режимах польоту робота на комбінації пневматичної та механічної енергій може виявитися потрібною також і у сталому режимі. Випускаючи повітря з компресора у перехідному режимі або у будь-якій іншій робочій точці, можна зсунути униз лінію робочого режиму, збільшуючи таким чином запас по помпажу (точка В на Фіг.1). Випущене повітря надходить до пневматичного пристрою, який зменшує споживання механічної потужності на валу від ротора високого тиску газотурбінного двигуна. Зменшення споживання механічної потужності зсуває униз лінію робочого режиму компресора, що дозволяє при заданому відхиленню у перехідному режимі мати поліпшений запас по помпажу, як це показано лінією 18 на Фіг.1. На Фіг.3 представлена структурна схема гібридної системи забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна за винаходом. Як показано, двигун 40 має компресор високого тиску 90, з'єднаний з валом ротора 92. Потужність від вала ротора 92 надходить до коробки приводів 46 через механічний вал відбору потужності (не показаний). Коробка приводів 46 застосовується для забезпечення енергією для приведення у дію допоміжних агрегатів, таких як стартер-генератори 52, а потенційно й інших агрегатів, наприклад, іншого генератора (не показаний). Система також містить пневматичний пристрій 42, який, як буде показано далі, надає енергію до коробки приводів 46 та/або допоміжних агрегатів, що потребують приводу. Також далі буде показано, що пристрій 42 приймає повітря, випущене з компресора 90 або іншої частини двигуна 40, під час перехідного режиму, аби знизити навантаження на валу ротора 92 і тим збільшити запас по помпажу. На Фіг.4 зображений перший варіант гібридної системи забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна за цим винаходом. Як зазначалося, система 30 може використовуватися, щоб змінювати сталий режим та поведінку газотурбінного двигуна у перехідному режимі або того чи іншого допоміжного агрегату на борті літального апарата. У системі 30 використовується пневматичний або електронний засіб управління 32. У переважному варіанті здійснення винаходу засіб управління 32 може бути автономним цифровим засобом управ 9 ління двигуном (FADEC), але засіб управління 32 може також бути пневматичним засобом управління, який одержує від датчика вхідний сигнал про необхідність розвантаження крутного моменту коробки приводів та подачі пневматичної енергії до повітряної турбіни. Засіб 32 може регулювати подачу палива до двигуна, змінюючи тим самим режим його роботи, включаючи поведінку у сталому та перехідному режимах, і для цього придатний будь-який з відомих у цій галузі автономних цифрових засобів управління двигуном. Засіб 32 може також бути здатним регулювати випускання повітря з компресора двигуна у перехідних режимах. Засіб 32 одержує інформацію про споживання енергії генератором коробки приводів одним із наступних шляхів: (1) вхідним сигналом 34 із кабіни, що сповіщає про зміну споживання енергії літальним апаратом; (2) вхідним сигналом 37 від засобу управління електрогенератором, що сповіщає про зміну споживання енергії; (3) вхідним сигналом 39, який сигналізує про зміну крутного моменту на приводному валу, наприклад, валу електрогенератора, яку відчуває датчик 41, який переважно встановлений на валу та який сповіщає про зміну споживання енергії, та/або (4) вхідним сигналом 36 про зміну споживання енергії одним або кількома електрогенераторами. Вхідний сигнал 36 може походити від засобу управління потужністю, що її виробляє електрогенератор (генератори), або від датчика вихідної потужності електрогенератора (генераторів). Будь-який з цих сигналів або усі разом сповіщають засіб 32 про те, що має місце підвищення або падіння споживання енергії і що ось-ось настане або вже настає перехідний режим. Засіб 32, одержавши сигнал про зміну споживання енергії, надсилає сигнал до клапана 38, примушуючи його відкритися або змінити ступінь свого відкриття. Коли клапан 38 відкривається, двигун випускає повітря, наприклад, із компресора 90, наприклад, компресора високого тиску, двигуна 40 або з іншої частини двигуна 40, яке надходить до пневматичного пристрою 42, наприклад, генератора з пневматичним приводом. У межах системи за цим винаходом сигнал, що відповідає положенню клапана, надходить до засобу 32 через контур зворотного зв'язку 44. Пневматичним пристроєм 42 може бути будьякий придатний відомий у цій галузі пристрій, що передає механічну енергію на валу до коробки приводів 46, щоб привести до дії приводи 48 таких допоміжних агрегатів, як паливний насос, масловіддільник, генератор змінного струму на постійних магнітах (ГЗС), мастильний насос, гідравлічний насос, генератори та/або один чи кілька стартергенераторів. Або ж пристроєм 42 може бути будьякий придатний відомий у цій галузі пристрій для подачі електричної енергії для роботи одного або кількох із зазначених вище допоміжних агрегатів або інших, що потребують забезпечення енергією. До прикладів таких пневматичних пристроїв 42 можна віднести, але не обмежуючись тільки ними, повітряну турбіну, допоміжний силовий агрегат з пневматичним приводом, турбонагнітач, пневмостартер, турбонасос та інші пристрої з пневматич 91184 10 ним приводом для вироблення енергії. Енергія, чи то електрична, чи то пневматична, що її подає пристрій 42 для приводу допоміжних агрегатів, знімає будь-яке додаткове навантаження з електрогенератора та знижує споживання потужності на валу ротора двигуна. З використанням інформації про випускання повітря з компресора та про зміни навантаження електрогенератора, яка надходить до засобу управління 32, засіб 32 здатний регулювати утилізацію пневматичної енергії. За рахунок такого регулювання утилізації можна зменшити робоче навантаження на двигун та поліпшити запас по помпажу компресора у робочому режимі. У варіанті здійснення винаходу за Фіг.5 пневматичний пристрій 42' являє собою повітряну турбіну, встановлену на коробці приводів 46. Повітряною турбіною може бути будь-який придатний відомий у цій галузі пристрій для виробництва механічної енергії, яку треба подати на головний вал 50 зубчастої передачі у коробці приводів 46 будьяким відомим чином. Як показано на Фіг.5, повітряна турбіна обертає вал 50, з'єднаний з багатьма допоміжними агрегатами через будь-який відомий у цій галузі механізм передачі потужності, такий як система валів та зубчастих передач. Допоміжними агрегатами, що приводяться таким чином у дію, можуть бути стартер-генератори 52, паливний насос 54, масловіддільник 56, допоміжний генератор змінного струму на постійних магнітах 58 (ГЗС), мастильний насос 60 та гідравлічний насос 62. Фахівцеві зрозуміло, що така або еквівалентна схема може приводити у дію також інші механічні пристрої, наприклад, генератор. Як і у попередньому варіанті, повітря, що випускається з компресора 90 двигуна 40, або іншої частини двигуна 40, надходить до повітряної турбіни 42' за рахунок роботи регулювального клапана 38, що керується електронним засобом управління 32. На Фіг.6 представлено варіант системи за Фіг.5. У цьому випадку повітряна турбіна 42' не встановлена на коробці приводів 46. Замість того повітряна турбіна 42' встановлена десь в іншому місці літального апарата, а механічна енергія передається від повітряної турбіни 42' на вал 50 через систему валів та зубчастих передач 70, яка містить конічну зубчасту передачу 72 та довгий вал 74, з'єднаний з валом 50 через зубчасту передачу 76. Фахівцеві зрозуміло, що інша конструктивна схема також буде прийнятна й цілком еквівалентна до описаних у цій заявці варіантів здійснення винаходу. Фіг.7 зображує ще один варіант здійснення гібридного приводу допоміжних агрегатів двигуна згідно з цим винаходом. У цьому варіанті повітряна турбіна 42 не встановлена на коробці приводів 46. Замість того повітряна турбіна 42 встановлена десь в іншому місці літального апарата. За потреби, повітря, що випускається з компресора 90 або іншої частини газотурбінного двигуна 40, надходить до повітряної турбіни 42 через клапан 38. Клапан 38 відкривається або змінює ступінь свого відкриття електронним засобом управління 32, як описано вище. Повітряна турбіна 42 приводиться у 11 дію і таким чином забезпечує енергією генератор 61. Енергія, яка подається на генератор повітряною турбіною 42, може бути механічною енергією на валу або електричною енергією, залежно від типу застосованої повітряної турбіни. Далі електрична енергія від генератора 61 подається на бортові системи літального апарата або будь-які допоміжні агрегати на борті літального апарата, що потребують електричної енергії для своєї роботи. Фахівцеві зрозуміло, що інші схеми також будуть прийнятні й цілком еквівалентні цьому варіантові виконання гібридної системи приводу допоміжних агрегатів двигуна згідно з цим винаходом. Інший варіант здійснення гібридного приводу допоміжних агрегатів двигуна згідно з цим винаходом зображено на Фіг.8. У цьому варіанті здійснення повітряна турбіна 42 встановлена в кінці коробки приводів 46. Повітряна турбіна 42 приводить у рух вал 45, а той, у свою чергу, приводить у рух вал 50 та вали, з'єднані з різноманітними допоміжними агрегатами, включаючи, але не обмежуючись тільки ними, стартер-генератори 52, паливний насос 54, масловіддільник 56, допоміжний генератор змінного струму на постійних магнітах 58 (ГЗС), мастильний насос 60 та гідравлічний насос 62, через будь-яку придатну відому в цій галузі систему передачі енергії або систему зубчастих передач 47. За бажанням повітряна турбіна 42 може використовуватися для забезпечення енергією інших допоміжних агрегатів, таких як генератор (не показаний). Як описано вище, потік повітря, що випускається до повітряної турбіни 42, регулюється клапаном (не показаний), що його відкриває або ступінь відкриття якого змінює електронний засіб управління 32, наприклад, цифровий засіб управління двигуном. Фахівцеві зрозуміло, що інші конструктивні схеми також будуть прийнятні й цілком еквівалентні цьому варіантові виконання гібридної системи приводу допоміжних агрегатів двигуна згідно з цим винаходом. Подальший варіант виконання гібридного приводу допоміжних агрегатів двигуна згідно з цим винаходом представлений на Фіг.9. У цьому варіанті здійснення винаходу повітряна турбіна 42 встановлена в кінці коробки приводів 46. Повітряна турбіна 42 приводить у рух вал 45, надаючи механічну енергію на валу до генератора 61, який також установлений в кінці коробки приводів 46. Енергія, яку виробляє генератор 61, може бути використана для приведення у дію різноманітних силових систем або допоміжних агрегатів на борті літального апарата. За бажанням, енергія, яку виробляє генератор 61, може бути використана для приведення у дію різноманітних допоміжних агрегатів, включаючи, але не обмежуючись тільки ними, стартер-генератори 52, паливний насос 54, масловіддільник 56, допоміжний генератор змінного струму на постійних магнітах 58 (ГЗС), мастильний насос 60 та гідравлічний насос 62, через будьяку придатну відому систему передачі енергії (не показана). Як описано вище, потік повітря, що ви 91184 12 пускається до повітряної турбіни 42, регулюється клапаном (не показаний), що його відкриває або ступінь відкриття якого змінює електронний засіб управління 32, наприклад, цифровий засіб управління двигуном. Фахівцеві зрозуміло, що інші конструктивні схеми також будуть прийнятні й цілком еквівалентні цьому варіантові виконання гібридної системи приводу допоміжних агрегатів двигуна згідно з винаходом. Фіг.10 зображує пневматичний пристрій 42, який може використовуватися у будь-якій з гібридних систем забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна згідно з цим винаходом. Пристрій 42 являє собою пневмотурбінний привід, який має турбіну 80. Пристрій 42 може бути встановлений на коробці приводів, наприклад, за допомогою фланця 82. Механічна енергія, яку виробляє пристрій 42, може передаватися на вал через шліці 84. Перевага застосування такої системи полягає у тому, що повітря, яке випускається з отвору 86, може подаватися у зону під капотом, за борт до каналу вентилятора, до зони вихлопу основного контуру двигуна або у якесь інше місце. Іншою перевагою є те, що завдяки тому, що випущене повітря розширюється у системі передач, можна знизити температуру та швидкість викиду, а відтак зменшити шумність та поліпшити сумісність з конструкцією капота двигун. У цілому всі системи за Фіг.4-9 працюють наступним чином. Під час зміни сталого режиму двигуна, наприклад, уповільнення двигуна нижче завданих великих обертів ротора, або під час зміни споживання енергії допоміжними агрегатами, засіб управління 32 видає системі випуску повітря з двигуна команду на відкриття. Повітря, що випускається, спрямовується до пневматичного пристрою 42 або 42', а той, у свою чергу, виробляє додаткову механічну або електричну енергію для приводу допоміжних агрегатів. Коли буде перейдена точка мінімального запасу по помпажу на розгінній характеристиці, систему випуску повітря можна буде зачинити, що підвищить коефіцієнт корисної дії двигуна. Гібридні системи забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна за цим винаходом можуть застосовуватися на будь-яких газотурбінних двигунах, включаючи, але не обмежуючись тільки ними, однокаскадні, двокаскадні та/або трикаскадні газотурбінні двигуни. Очевидно, що гібридні системи забезпечення енергією допоміжних агрегатів двигуна за цим винаходом повністю відповідають вищенаведеним завданням, умовам і забезпечують зазначені переваги. Хоча цей винахід описано відносно конкретних варіантів його здійснення, які наведені тут, зрозуміло, що фахівцям, котрі вивчать цей опис винаходу, будуть очевидні й інші альтернативи, модифікації та варіанти. Відповідно, усі такі альтернативи, модифікації та варіанти охоплюються обсягом цього винаходу в широкому сенсі, як він визначений у наступній формулі винаходу. 13 91184 14 15 91184 16 17 Комп’ютерна верстка Т. Чепелева 91184 Підписне 18 Тираж 26 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601