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1. 发明公开

KR1020130139943A 트윈-엔진 헬리콥터의 특정 연료 소모량를 최적화하는 방법 및 이를 실시하기 위한 제어 시스템을 갖는 트윈-엔진 구조물 审中-实审
标题翻译：优化双发动机直升机和双发动机结构特定燃料消耗的方法与实施控制系统
公开(公告)号：KR1020130139943A
公开(公告)日：2013-12-23
申请号：KR1020137010533
申请日：2011-10-28
申请人： 사프란 헬리콥터 엔진스
发明人： 마르코니,패트릭 , 티리에트,로마인
IPC分类号： F02C6/20 , F02C9/44
CPC分类号： F02C5/00 , F02C6/206 , F02C7/268 , F02C9/44 , Y02T50/671
摘要： 본 발명은 임의의 종류의 임무에 제공되는 최소량의 동력에 관하여 안전 조건을 저하시키지 않고 트윈-엔진 헬리콥터의 특정 연료 소모량(Cs)을 감소시키는 것을 목적으로 한다. 이를 달성하기 위하여, 본 발명은 신뢰성 있는 비행 재개시를 보장할 수 있는 허용가능한 특정 수단을 구성한다. 본 발명에 따른 구조물의 예는 자유 터빈(12, 22)과 가스 제너레이터(11, 21)가 각각 장착된 2개의 터빈 엔진(1, 2)을 포함한다. 각각의 가스 제너레이터는 가스 제너레이터(11, 12)를 가속시키기 위한 근-순간 점화 수단 및 기계식 수단을 포함하는 비상 지원 장치(U1, U2)와 연소 챔버가 비활성 상태일 때 가스 제너레이터(11, 21)를 회전하는 상태로 유지시킬 수 있는 활성 구동 수단(E1, E2)이 장착된다. 제어 시스템(4)은 이 시스템(4)의 메모리(6) 내에 미리 저장된 임무 프로파일에 따라 헬리콥터의 비행 단계 및 조건에 따라서 가스 제너레이터(11, 21)에 대하여 구동 수단(E1, E2)과 비상 지원 장치(U1, U2)를 제어한다.

2. 发明公开

KR1020130090848A 항공기 성능의 최적화 방법, 장치, 및 항공기 有权
标题翻译：优化飞机，设备和飞机性能的方法
公开(公告)号：KR1020130090848A
公开(公告)日：2013-08-14
申请号：KR1020130013617
申请日：2013-02-06
申请人： 에어버스 헬리콥터스
发明人： 에브라트,장-필리프 , 코프론,알반
IPC分类号： B64F5/00 , F02C9/28 , B64D27/10 , F02C6/20
CPC分类号： G01M15/14 , B64C27/04 , F02C9/00 , F05D2220/329 , F05D2260/80 , F05D2260/821 , F05D2270/303 , F05D2270/304 , F05D2270/332 , F05D2270/335 , F05D2270/803 , Y02T50/671
摘要： PURPOSE: An apparatus, method and aircraft for optimizing the performance of the aircraft are provided to optimize vehicle performance by health check of a turbine engine in order to maximize power margin. CONSTITUTION: A method for optimizing performance of an aircraft comprises following steps. Each turbine engine (2) comprises a gas generator (2') and a turbine assembly with one or more turbines (2", 2"'), and manufacturers determine the first minimum performance level and the second maximum performance level of an aircraft (1). Current power transferred to each turbo engine (2) is determined during a health check step. Current temperature and rotary speed of gas are measured in the turbine assembly. The first power margin is determined to ensure the first performance level at the current rotary speed. The health check for each turbine engine is performed by determining a second power margin and second minimum power in order to ensure the first performance level.
摘要翻译：目的：提供一种用于优化飞机性能的装置，方法和飞机，以通过涡轮发动机的健康检查来优化车辆性能，以最大化功率余量。构成：优化飞机性能的方法包括以下步骤。每个涡轮发动机（2）包括气体发生器（2'）和具有一个或多个涡轮机（2“，2”'）的涡轮机组件，制造商确定飞机的第一最低性能水平和第二最大性能水平（ 1）。在健康检查步骤期间确定传送到每个涡轮发动机（2）的当前功率。在涡轮组件中测量气体的当前温度和转速。确定第一功率余量以确保当前转速下的第一性能水平。通过确定第二功率裕度和第二最小功率来执行每个涡轮发动机的健康检查，以确保第一性能水平。

3. 发明授权

KR102263904B1 헬리콥터 터보샤프트 엔진의 작동 속도를 자동 제어하는 방법, 대응하는 제어 장치 및 그 장치를 구비한 헬리콥터 有权
公开(公告)号：KR102263904B1
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：KR1020167017263
申请日：2014-12-15
申请人： 사프란 헬리콥터 엔진스
发明人： 세브카롤린느 , 뿌마에드빙상 , 띠리에로망
IPC分类号： F02C6/20 , B64D31/06 , F02C6/02 , F02C9/28 , F01D21/02

4. 发明授权

KR102242938B1 항공기 터보머신의 비상 시동 시스템 및 방법 有权
公开(公告)号：KR102242938B1
公开(公告)日：2021-04-20
申请号：KR1020167007381
申请日：2014-09-12
申请人： 사프란 에어크래프트 엔진 , 사프란 헬리콥터 엔진스
发明人： 티리에,로멩 , 마르코니,패트릭 , 세르지니,카멜 , 카랏지,안토이네,마리,조지 , 당구이,프랑소아 , 파브리,로렝 , 이바르트,삐에르 , 쏠리,로렝 , 배럿,필립
IPC分类号： F02C7/272 , F01D19/00 , F02C6/20 , F02C7/277
摘要： 본발명은항공기의터보머신을비상시동시키기위한시스템(20)에관한것으로서, 상기비상시동시스템(20)은하나이상의고체-추진연료가스제너레이터(22), 전기-제어식점화장치(24), 상기점화장치(24)에연결된컴퓨터(28), 및 2개이상의독립식스타터모터(18)를포함하되, 각각의스타터모터(18)는터보머신을시동시키도록구성되며, 각각의스타터모터는상응하는터보머신의샤프트(54)에결합되도록구성된샤프트(34)를구동시키기위한터빈(38)을포함하고, 제너레이터의가스출구는컴퓨터(28)에연결된분배밸브(26)에의해각각의스타터모터의터빈의입구(44)에연결된다.

5. 发明公开

KR1020160057401A 항공기 터보머신의 비상 시동 시스템 및 방법 审中-实审
标题翻译：用于航空飞行器紧急启动的系统和方法
公开(公告)号：KR1020160057401A
公开(公告)日：2016-05-23
申请号：KR1020167007381
申请日：2014-09-12
申请人： 사프란 에어크래프트 엔진 , 사프란 헬리콥터 엔진스 , 사프란 세라믹스
发明人： 티리에,로멩 , 마르코니,패트릭 , 세르지니,카멜 , 카랏지,안토이네,마리,조지 , 당구이,프랑소아 , 파브리,로렝 , 이바르트,삐에르 , 쏠리,로렝 , 배럿,필립
IPC分类号： F02C7/272 , F01D19/00 , F02C6/20 , F02C7/277
CPC分类号： F02C7/277 , B64D27/10 , F01D19/00 , F02C6/206 , F02C7/272 , F05D2260/85 , Y02T50/672
摘要： 본발명은항공기의터보머신을비상시동시키기위한시스템(20)에관한것으로서, 상기비상시동시스템(20)은하나이상의고체-추진연료가스제너레이터(22), 전기-제어식점화장치(24), 상기점화장치(24)에연결된컴퓨터(28), 및 2개이상의독립식스타터모터(18)를포함하되, 각각의스타터모터(18)는터보머신을시동시키도록구성되며, 각각의스타터모터는상응하는터보머신의샤프트(54)에결합되도록구성된샤프트(34)를구동시키기위한터빈(38)을포함하고, 제너레이터의가스출구는컴퓨터(28)에연결된분배밸브(26)에의해각각의스타터모터의터빈의입구(44)에연결된다.
摘要翻译：本发明涉及一种用于飞行器的涡轮发动机的紧急启动系统（20），其特征在于其包括至少一个固体推进剂气体发生器（22），电控点火装置（24），计算机（28）连接到点火装置的至少一个启动马达（18），以及包括用于驱动用于联接到涡轮发动机的轴（54）的轴（34）的涡轮机（38）的至少一个起动马达（18），来自发电机连接到起动电动机的涡轮机的入口（44）。

6. 发明公开

KR1020150032911A 내부 폭발 엔진, 그것을 포함하는 하이브리드 엔진, 및 그것의 제조 및 사용 방법 审中-实审
标题翻译：内爆发动机，混合动力发动机及其制造与使用方法
公开(公告)号：KR1020150032911A
公开(公告)日：2015-03-30
申请号：KR1020157004534
申请日：2013-07-19
申请人： 이, 브렌트, 웨이-테
发明人： 이,브렌트,웨이-테
IPC分类号： F02C3/20 , F02C3/06 , F02C3/14 , F02C7/04 , F02C7/057 , F01L7/06 , F02C6/20 , F02K3/06
CPC分类号： F01L7/06 , F01B21/04 , F01L1/02 , F01L5/045 , F02B69/06 , F02C5/02 , F02C5/12 , F02K7/06 , F05B2220/302 , Y02T50/671 , F02C3/20 , F02C3/064 , F02C3/14 , F02C6/20 , F02C7/057 , F02K3/06
摘要： (내부 폭발 엔진과 같은) 폭발 또는 펄스 엔진 기술이 접목된 하이브리드 내부 폭발-가스 터빈 엔진, 및 그것의 제조 및 사용 방법이 개시된다. 상기 내부 폭발 엔진은 연료 점화기를 내부에 갖는 폭발 챔버, 상기 폭발 챔버의 일단에 위치하며 연료를 공급받기 위한 적어도 하나의 제1 개구를 갖는 고정자, 상기 고정자에 인접한 회전자, 및 상기 연료의 점화 또는 폭발에 의해 발생하는 에너지를 기계적 에너지로 변환시킬 수 있는 에너지 전달 메카니즘을 포함한다. 상기 폭발 챔버 및 연료 점화기는 상기 폭발 챔버 내에서 연료를 점화 또는 폭발시킬 수 있다. 상기 고정자 및 상기 폭발 챔버 중 어느 하나는 폭발 가스를 배출하기 위한 제2 개구를 갖는다. 상기 회전자는, 상기 회전자가 회전함에 따라 상기 적어도 하나의 제1 개구와 중첩될 수 있는 하나 이상의 제3 개구를 갖는다.

7. 发明公开

KR1020170130236A 선박용 가스 터빈 흡기 계통을 위한 바이 패스 장치 및 방법 无效
标题翻译：用于船舶燃气轮机进气系统的旁路装置和方法
公开(公告)号：KR1020170130236A
公开(公告)日：2017-11-28
申请号：KR1020160061075
申请日：2016-05-18
申请人： (주)성신엔스텍
发明人： 권대훈 , 강경식 , 김영목
IPC分类号： F02C7/05 , F02C7/055 , F02C7/052 , F02C6/20 , B63H21/16
摘要： 본발명은선박용가스터빈을위한것으로서, 특히도입덕트, 프론트세퍼레이터, 필터유닛, 리어세퍼레이터그리고배출덕트사이에각각바이패스부를구비한후 문제가발생한부품만을바이패스하여가스터빈의손상을감소할수 있는선박용가스터빈흡기계통을위한바이패스장치및 방법이다.
摘要翻译：本发明是一种用于船用燃气轮机，具有与所述出口管旁路，可以减少对燃气轮机的损坏之间发生的旁通部后，特别是导入管，所述前隔板，过滤器单元，后分离器和只有各个部件是一个问题以及用于船舶的燃气轮机进气系统的旁路设备和方法。

8. 发明公开

KR1020160098289A 헬리콥터 터보샤프트 엔진의 작동 속도를 자동 제어하는 방법, 대응하는 제어 장치 및 그 장치를 구비한 헬리콥터 审中-实审
标题翻译：用于自动控制直升机涡轮发动机的操作速度的方法，相应的控制装置和具有这种装置的直升机
公开(公告)号：KR1020160098289A
公开(公告)日：2016-08-18
申请号：KR1020167017263
申请日：2014-12-15
申请人： 사프란 헬리콥터 엔진스
发明人： 세브카롤린느 , 뿌마에드빙상 , 띠리에로망
IPC分类号： F02C6/20 , B64D31/06 , F02C6/02 , F02C9/28 , F01D21/02
CPC分类号： B64D31/06 , F01D21/02 , F02C6/02 , F02C6/206 , F02C9/28 , F05D2220/329 , F05D2270/02 , F05D2270/07 , F05D2270/09 , F05D2270/093 , F05D2270/13 , Y02T50/671
摘要： 본발명은헬리콥터의터보샤프트엔진의작동모드를자동제어하는방법으로서, 헬리콥터의비행을대표하는데이터(27, 28, 29)를수신하는단계(10); 모드의변경이가장적합한터보샤프트엔진을선택하는단계(11); 복수의소정의작동모드로부터선택되는선택모드로알려진상기터보샤프트엔진의작동모드를결정하는단계(13); 및상기터보샤프트엔진의작동모드가상기선택모드가되도록명령하는단계(14);를포함하는방법에관한것이다. 본발명은또한대응하는제어장치에관한것이다.
摘要翻译：本发明涉及一种用于自动控制直升机的涡轮轴发动机的操作模式的方法，包括：接收代表直升机飞行的数据（27,28,29）的步骤（10）; 选择模式变化最相关的涡轮轴发动机的步骤（11）; 确定从多个预定操作模式中选择的被称为所选模式的所述涡轮轴发动机的操作模式的步骤（12）以及将所述涡轮轴发动机的操作模式排列成所述选择的模式的步骤（14）。本发明还涉及相应的控制装置。

9. 发明授权

KR101451950B1 항공기 성능의 최적화 방법, 장치, 및 항공기 有权
标题翻译：优化飞机，设备和飞机性能的方法
公开(公告)号：KR101451950B1
公开(公告)日：2014-10-16
申请号：KR1020130013617
申请日：2013-02-06
申请人： 에어버스 헬리콥터스
发明人： 에브라트,장-필리프 , 코프론,알반
IPC分类号： B64F5/00 , F02C9/28 , B64D27/10 , F02C6/20
CPC分类号： G01M15/14 , B64C27/04 , F02C9/00 , F05D2220/329 , F05D2260/80 , F05D2260/821 , F05D2270/303 , F05D2270/304 , F05D2270/332 , F05D2270/335 , F05D2270/803 , Y02T50/671
摘要： 본 발명은 적어도 하나의 터빈을 포함하는 터빈 조립체와, 가스 발생기를 구비한 적어도 하나의 터빈 엔진을 가지는 회전익 항공기의 성능을 최적화하는 방법에 관한 것이다. 규정 단계에서는, 항공기에 관한 제 1 성능 레벨 및 제 2 성능 레벨이 규정된다. 건강 검사 단계(STP2) 동안에는, 상기 가스 발생기의 회전 속도의 함수로서 제 1 파워 마진이 결정되고, 상기 터빈 조립체의 온도의 함수로서 제 2 파워 마진이 결정된다. 평가 단계(STP3) 동안에는, 목표 성능 레벨이 제 1 성능 레벨 또는 제 2 성능 레벨과 같은지를 결정하기 위해, 각각의 파워 마진이 제 1 임계치와 비교된다. 표시 단계(STP4) 동안에는, 목표 성능 레벨이 표시된다.

10. 发明公开

KR1020130125712A 제트 엔진 无效
标题翻译：喷气发动机
公开(公告)号：KR1020130125712A
公开(公告)日：2013-11-19
申请号：KR1020130032346
申请日：2013-03-26
申请人： 박병만
发明人： 박병만
IPC分类号： F02K3/12 , F02K7/14 , F02C6/20
摘要： A jet engine of the present invention comprises: an air compression part including air suction ports provided on both sides of the air compression part to suck external air, a compressor combined between the air suction ports to be rotated to correspond to the air suction ports, compressing air sucked through the air suction ports, and guiding the compressed air to a turbine, the turbine provided on the outside of the compressor to provide the compressor with power, and a separation duct provided between the compressor and the turbine to guide the compressed air such that the compressed air is supplied to a combustion chamber via the upper part of the turbine; a combustion part disposed in front of the air compression part to burn, with fuel, the compressed air supplied from the air compression part; and an air exhaust part disposed in the rear of the air compression part to discharge, to the outside, combustion gas discharged from the combustion part and generate thrust. According to the present invention, a jet engine can solve the problem of air resistance to the cross-sectional area by sucking air in the side to the advancing direction of the aircraft, can naturally cool the turbine by allowing the sucked air to be compressed and pass through the turbine, and can generate a high thrust by inducing greater expansion energy in the combustion part as the compressed air which has cooled the turbine is preheated by the heat exchange with the turbine to improve the compressibility of the compressed air. Also, the jet engine can jointly operate a subsonic fuel engine and a supersonic fuel engine.
摘要翻译：本发明的喷气发动机包括：空气压缩部，包括设置在空气压缩部的两侧的空气吸入口，以吸入外部空气;压缩机，组合在要旋转的空气吸入口之间以对应于空气吸入口; 压缩通过空气吸入口吸入的空气，以及将压缩空气引导到涡轮机，所述涡轮机设置在压缩机的外侧，为压缩机提供动力;以及分离管道，设置在压缩机和涡轮机之间以引导压缩空气使得压缩空气经由涡轮机的上部供应到燃烧室; 燃烧部，其设置在所述空气压缩部的前方，利用燃料将从所述空气压缩部供给的压缩空气燃烧; 以及排气部，其设置在所述空气压缩部的后部，以将从所述燃烧部排出的燃烧气体排出到外部，并产生推力。根据本发明，喷气发动机可以通过在飞行器的前进方向上吸入空气来解决对横截面积的空气阻力的问题，通过允许吸入的空气被压缩自然地冷却涡轮机，通过涡轮机，并且当通过与涡轮机的热交换来预热涡轮机冷却的压缩空气以提高压缩空气的压缩性时，可以通过在燃烧部分中引起更大的膨胀能而产生高推力。此外，喷气发动机可以共同操作亚音速燃料发动机和超音速燃料发动机。

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