СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ОТРАБОТАВШИХ ГАЗОВ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2023 года по МПК F02C9/28 F02C7/275 F01D11/20 

Область техники, к которой относится изобретение

Данное изобретение относится к общей области авиационных газотурбинных двигателей.

Уровень техники

В настоящее время при взлете летательного аппарата, содержащего газотурбинный двигатель, который является холодным, например, во время первого цикла газотурбинного двигателя за день, современный газотурбинный двигатель может встретиться с пиком температуры отработавших газов.

Действительно, когда газотурбинный двигатель достигает своей взлетной тяги, температура отработавших газов может достичь температурного пика, что способствует разрушению газотурбинного двигателя. Кроме того, чтобы учитывать это явление, между максимальной температурой, которую нельзя превышать, и расчетной температурой, на которую рассчитана работа газотурбинного двигателя, предусмотрен запас, который отрицательно сказывается на производительности газотурбинного двигателя.

Кроме того, это явление температурного пика отработавших газов появляется на каждом цикле, но проявляется наиболее сильно, когда газотурбинный двигатель является холодным.

Раскрытие сущности изобретения

Данное изобретение призвано предложить решение вышеупомянутой проблемы.

Первым объектом изобретения является способ регулирования температуры отработавших газов газотурбинного двигателя, при этом способ содержит следующие этапы:

- регулирование впрыска топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, чтобы газотурбинный двигатель создавал целевую тягу;

- регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя на вал, приводимый во вращение турбиной, при этом электрический двигатель активируют, когда зазор между корпусом и лопатками турбины превышает пороговое значение.

Заявитель заметил, что перегрев газотурбинного двигателя вызывается явлением временного увеличения зазора в вершине лопаток турбины, в частности, турбины высокого давления. Увеличение зазора происходит по причине разности теплового расширения между корпусом и лопатками турбины. Действительно, корпус турбины имеет термическую инерцию, которая, как правило, меньше, чем термическая инерция дисков турбины. Это увеличение зазора между корпусом и вершиной лопаток турбины отрицательно влияет на производительность турбины, что приводит к увеличению расхода топлива, при этом увеличение расхода топлива вызывает повышение температуры отработавших газов газотурбинного двигателя при данной тяге.

Предпочтительно изобретение относится к способу регулирования температуры отработавших газов газотурбинного двигателя летательного аппарата в фазе взлета указанного летательного аппарата.

Согласно возможному отличительному признаку, регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя осуществляют, определяя температуру отработавших газов газотурбинного двигателя, при этом электрический двигатель подает механическую мощность на вал, приводимый во вращение турбиной, когда температура газотурбинного двигателя достигает заранее определенного порогового значения.

Согласно возможному отличительному признаку, подача механической мощности на вал, приводимый во вращение турбиной, меняется в зависимости от превышения температуры отработавших газов газотурбинного двигателя по отношению к заранее определенному пороговому значению. Таким образом, подача механической мощности может быть тем больше, чем больше температура отработавших газов газотурбинного двигателя превышает заранее определенное пороговое значение.

Согласно возможному отличительному признаку, температуру отработавших газов газотурбинного двигателя определяют на основании впрыска топлива в камеру сгорания.

Согласно возможному отличительному признаку, температуру отработавших газов газотурбинного двигателя определяют посредством измерения при помощи датчика.

Согласно возможному отличительному признаку, регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя осуществляют, определяя зазор между корпусом и лопатками турбины, при этом электрический двигатель подает механическую мощность на вал, приводимый во вращение турбиной, когда зазор между корпусом и лопатками турбины достигает порогового значения.

Согласно возможному отличительному признаку, подача механической мощности на вал, приводимый во вращение турбиной, меняется в зависимости от превышения зазора между корпусом и лопатками турбины по отношению к пороговому значению. Таким образом, подача механической мощности может быть тем больше, чем больше зазор между корпусом и лопатками турбины превышает пороговое значение.

Согласно возможному отличительному признаку, зазор между корпусом и лопатками турбины определяют посредством измерения при помощи датчика.

Согласно возможному отличительному признаку, зазор между корпусом и лопатками турбины определяют на основании модели, построенной при помощи параметров двигателя, измеряемых системой контроля. Так, согласно возможному отличительному признаку, зазор между корпусом и лопатками турбины определяют на основании температуры воздуха в турбине (температура проточного тракта) и температуры корпуса турбины.

Согласно другому возможному отличительному признаку, зазор между корпусом и лопатками турбины определяют на основании температуры корпуса турбины и температуры диска турбины.

Согласно возможному отличительному признаку, регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя осуществляют, измеряя тягу, создаваемую газотурбинным двигателем, при этом электрический двигатель подает механическую мощность на вал, приводимый во вращение турбиной, когда тяга, создаваемая газотурбинным двигателем, достигает пороговое значение.

Согласно возможному отличительному признаку, электрический двигатель активируют в течение времени, составляющего от 100 секунд до 400 секунд.

Вторым объектом изобретения является газотурбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий:

- турбину, которая находится на выходе камеры сгорания и соединена с валом, при этом турбина содержит корпус и множество лопаток;

- устройство впрыска топлива, выполненное с возможностью впрыскивать топливо в камеру сгорания;

- устройство вычисления тяги, выполненное с возможностью вычислять тягу, создаваемую газотурбинным двигателем;

- электрический двигатель, соединенный с валом;

- систему контроля, соединенную с устройством вычисления тяги, с устройством впрыска топлива и с электрическим двигателем, при этом система контроля выполнена с возможностью осуществления способа согласно любому из предыдущих отличительных признаков.

Согласно возможному отличительному признаку, газотурбинный двигатель является двухвальным и двухконтурным, при этом турбина является турбиной высокого давления, и вал является валом высокого давления.

Третьим объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий газотурбинный двигатель согласно любому из предыдущих отличительных признаков.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки и преимущества данного изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания со ссылками на прилагаемые чертежи, иллюстрирующие неограничивающий пример осуществления.

На фиг. 1 схематично показан газотурбинный двигатель для летательного аппарата;

на фиг. 2 представлено сравнение изменения температуры отработавших газов известного газотурбинного двигателя и заявленного газотурбинного двигателя.

Осуществление изобретения

На фиг. 1 схематично показан авиационный двухвальный и двухконтурный газотурбинный двигатель 1, содержащий от входа к выходу по направлению прохождения воздушного потока вентилятор 2, компрессор 3 низкого давления (НД), компрессор 4 высокого давления (ВД), турбину 6 высокого давления (ВД) и турбину 7 низкого давления (НД). Вместе с тем, изобретение можно применять для газотурбинного двигателя, имеющего другую конструкцию.

Турбина 6 высокого давления соединена с компрессором 4 высокого давления через вал 8 высокого давления, и турбина 7 низкого давления соединена с компрессором 3 низкого давления через вал 9 низкого давления.

Турбина 6 высокого давления содержит множество лопаток 61, окруженных корпусом 62. Лопатки 61 содержат вершину, находящуюся напротив корпуса 62, при этом между вершиной 61 лопатки и указанным корпусом 62 имеется зазор.

Также газотурбинный двигатель 1 содержит электрический двигатель 10, соединенный с валом 8 высокого давления, при этом электрический двигатель 10 обеспечивает приведение во вращение указанного вала 8 высокого давления. Например, электрический двигатель 10 может быть расположен в коробке приводов агрегатов (AGB или “accessory gearbox” согласно англо-саксонской терминологии) газотурбинного двигателя 1. Электрический двигатель 10 питается, например, от батареи 11.

Газотурбинный двигатель 1 содержит устройство 12 впрыска топлива, которое позволяет впрыскивать топливо в камеру 5 сгорания. Устройство 12 впрыска топлива может, в частности, содержать насос, соединенный с топливным баком.

Газотурбинный двигатель 1 содержит также устройство 13 вычисления тяги, которое выполнено с возможностью вычислять тягу, создаваемую газотурбинным двигателем 1 во время его работы. Тягу, создаваемую газотурбинным двигателем 1, можно вычислять, например, на основании скорости вращения вентилятора 2, полного давления на входе в газотурбинный двигатель 1, полной температуры на входе в газотурбинный двигатель 1 и разности между температурой наружного воздуха и стандартной атмосферой (ISA от “International Standard Atmosphere”). Тягу, создаваемую газотурбинным двигателем 1, можно также вычислять на основании давления воздуха в вентиляторе 2 и давления воздуха в турбине 7 низкого давления. Так, устройство 13 вычисления тяги может содержать множество датчиков, распределенных в газотурбинном двигателе 1 или на летательном аппарате, чтобы измерять физические величины, позволяющие вычислять тягу, создаваемую летательным аппаратом.

Газотурбинный двигатель 1 содержит систему 14 контроля, соединенную с электрическим двигателем 10, с устройством 12 впрыска топлива и с устройством 13 вычисления тяги. Система 14 контроля может быть также соединена с батареей 11. Система 14 контроля обеспечивает контроль электрического двигателя 10 и устройства 12 впрыска топлива, и система 14 контроля получает значение тяги, вычисляемое устройством 13 вычисления тяги. Согласно возможному варианту, электрическую мощность, необходимую для работы электрического двигателя, получают от электрического источника, который расположен в летательном аппарате, то есть за пределами газотурбинного двигателя 1. Этот электрический источник в летательном аппарате может, например, содержать вспомогательную силовую установку (APU от “Auxiliary Power Unit” согласно англо-саксонской терминологии).

Система 14 контроля выполнена с возможностью осуществлять способ регулирования температуры отработавших газов газотурбинного двигателя 1. Для этого система 14 контроля может содержать память, в которой записан способ, и процессор для исполнения записанного в памяти способа.

Способ регулирования температуры отработавших газов газотурбинного двигателя 1 содержит следующие этапы:

- регулирование впрыска топлива в камеру 12 сгорания, чтобы газотурбинный двигатель 1 создавал целевую тягу;

- регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя 10 на вал 8 высокого давления, при этом электрический двигатель 10 активируют, когда зазор между вершинами лопаток 61 и корпусом 62 превышает пороговое значение. Пороговое значение зазора может, например, составлять 0,6 мм.

Этапы способа осуществляют одновременно.

Действительно, заявитель установил, что, если зазор между лопатками 61 и корпусом 62 является слишком большим и производительность турбины 6 высокого давления падает, предпочтительнее подавать механическую мощность через электрический двигатель 10, чем впрыскивать больше топлива в камеру 5 сгорания, чтобы компенсировать потерю производительности.

Способ регулирования представляет наибольший интерес для фазы взлета летательного аппарата и, в частности, во время первого запуска газотурбинного двигателя в течение дня. Таким образом, значение целевой тяги может быть равно взлетной тяге.

Подачу механической мощности от электрического двигателя 10 можно осуществлять в течение времени, составляющего от 100 секунд до 400 секунд, или составляющего от 100 секунд до 300 секунд, или составляющего от 200 секунд до 300 секунд. Действительно, заявитель заметил, что зазор между корпусом 62 и лопатками 61 стремится к увеличению в течение времени, в основном составляющего 400 секунд, при этом величина зазора достигает пика в начале и постепенно уменьшается в дальнейшем.

Такой способ можно осуществлять в соответствии с тремя возможными вариантами.

Согласно первому возможному варианту, превышение порогового значения зазора между лопатками 61 и корпусом 62 обнаруживают, используя температуру отработавших газов газотурбинного двигателя 1 (температура EGT от “exhaust gas temperature”). Действительно, заявитель заметил связь между температурой отработавших газов газотурбинного двигателя 1 и зазором между лопатками 61 и корпусом 62, при этом слишком высокая температура отработавших газов газотурбинного двигателя 1 связана с превышением расхода топлива, вызванным увеличением зазора между лопатками 61 и корпусом 62.

Таким образом, согласно первому варианту, регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя 10 осуществляет система 14 контроля, определяя температуру отработавших газов газотурбинного двигателя 1, при этом система 14 контроля подает команду на подачу механической мощности от электрического двигателя 10 на вал 8 высокого давления, когда температура отработавших газов газотурбинного двигателя 1 достигает заранее определенного порогового значения. Регулирование электрического двигателя 10 системой 14 контроля происходит в замкнутом контуре.

Температуру отработавших газов газотурбинного двигателя 1 можно определять на основании впрыска топлива в камеру сгорания, используя физическую модель, которая введена в систему контроля и которая дает температуру отработавших газов в зависимости от впрыскиваемого топлива.

Температуру отработавших газов газотурбинного двигателя 1 можно также определять, измеряя температуру отработавших газов при помощи температурного датчика, находящегося в выпускном корпусе газотурбинного двигателя 1, при этом указанный температурный датчик соединен с системой 14 контроля. Согласно другой альтернативе, температурный датчик может находиться в направляющем аппарате низкого давления или на уровне направляющего аппарата низкого давления. Направляющий аппарат низкого давления образован неподвижными лопаточными колесами турбины 7 низкого давления.

Согласно второму возможному варианту, регулирование при помощи системы 14 контроля подачи механической мощности от электрического двигателя 10 осуществляют, определяя зазор между корпусом 62 и лопатками 61 турбины 6 высокого давления, при этом система 14 контроля активирует подачу механической мощности от электрического двигателя 10 на вал 8 высокого давления, когда зазор между корпусом и лопатками турбины достигает порогового значения. Система 14 контроля осуществляет регулирование электрического двигателя 10 в замкнутом контуре.

Зазор между лопатками 61 и корпусом 62 можно определять при помощи датчика, установленного на турбине 6 высокого давления, который измеряет расстояние между вершиной лопаток 16 и корпусом 62.

Зазор между корпусом 62 и лопатками 61 можно также определять на основании температуры воздуха на уровне турбины 6 высокого давления (температура проточного тракта) и температуры корпуса 62, что позволяет определить разность теплового расширения между диском турбины 6 высокого давления и корпусом 62.

Согласно другому возможному решению, зазор между лопатками 61 и корпусом 62 можно определять на основании температуры корпуса 62 и температуры диска турбины 6 высокого давления, что позволяет определить разность теплового расширения между диском турбины 6 высокого давления и корпусом 62.

Согласно третьему возможному варианту, регулирование подачи механической мощности осуществляют в открытом контуре, а не в закрытом контуре, как в первом варианте и во втором варианте. В третьем варианте система 14 контроля подает команду в электрический двигатель 10 на подачу механической мощности на вал 8 высокого давления, когда тяга, создаваемая газотурбинным двигателем 1, достигает порогового значения.

Подачу механической мощности на вал 8 высокого давления, когда создаваемая тяга достигает порогового значения, осуществляют в соответствии с профилем, который определяют заранее и который записан в системе 14 контроля. Согласно предпочтительному варианту, профиль подачи механической мощности предусмотрен таким образом, чтобы учитывать наихудший случай, когда на производительность газотурбинного двигателя 1 отрицательно влияет увеличение зазора между корпусом 62 и лопатками 61.

Предпочтительно, система 14 контроля активирует электрический двигатель 10 для подачи механической мощности, когда тяга, создаваемая газотурбинным двигателем 1, достигает целевого значения, в частности, значения взлетной тяги.

Действительно, заявитель заметил, что зазор между корпусом 62 и лопатками 61 стремится к увеличению в конце ускорения газотурбинного двигателя 1, при этом максимум зазора наступает примерно через 1 минуту после конца ускорения.

Как показано на фиг. 2, где представлена разность изменения температуры отработавших газов между известным газотурбинным двигателем и заявленным газотурбинным двигателем, изобретение позволяет уменьшить или даже устранить пик температуры выходных газов газотурбинного двигателя 1 во время первого взлета летательного аппарата.

В описанном выше примере выполнения наблюдаемый зазор является зазором турбины 6 высокого давления, и электрический двигатель 10 подает механическую мощность на вал 8 высокого давления, однако изобретение можно также применять на турбине 7 низкого давления, при этом электрический двигатель 10 подает механическую мощность на вал 9 низкого давления.

Группа изобретений относится к общей области авиационных газотурбинных двигателей. Первым объектом является способ регулирования температуры отработавших газов газотурбинного двигателя (1), включающий следующие этапы: регулирование впрыска топлива в камеру (5) сгорания газотурбинного двигателя (1) для создания газотурбинным двигателем (1) целевой тяги; регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя (10) на вал (8, 9), приводимый во вращение турбиной (6, 7), при этом электрический двигатель (10) активируют, когда зазор между корпусом (62) и лопатками (61) турбины (6,7) превышает пороговое значение. Кроме того, также представлены газотурбинный двигатель и летательный аппарат. Изобретение позволяет уменьшить или даже устранить пик температуры выходных газов газотурбинного двигателя во время первого взлета летательного аппарата. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Способ регулирования температуры отработавших газов газотурбинного двигателя (1), включающий следующие этапы:

- регулирование впрыска топлива в камеру (5) сгорания газотурбинного двигателя (1), чтобы газотурбинный двигатель (1) создавал целевую тягу;

- регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя (10) на вал (8, 9), приводимый во вращение турбиной (6, 7), при этом электрический двигатель (10) активируют, когда зазор между корпусом (62) и лопатками (61) турбины (6, 7) превышает пороговое значение.

2. Способ по п. 1, в котором регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя (10) осуществляют, определяя температуру отработавших газов газотурбинного двигателя (1), при этом электрический двигатель (10) подает механическую мощность на вал (8, 9), приводимый во вращение турбиной (6, 7), когда температура отработавших газов газотурбинного двигателя (1) достигает заранее определенного порогового значения.

3. Способ по п. 2, в котором температуру отработавших газов газотурбинного двигателя (1) определяют на основании впрыска топлива в камеру (5) сгорания.

4. Способ по п. 3, в котором температуру отработавших газов газотурбинного двигателя (1) определяют посредством измерения при помощи датчика.

5. Способ по п. 1, в котором регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя (10) осуществляют, определяя зазор между корпусом (62) и лопатками (61) турбины (6, 7), при этом электрический двигатель (10) подает механическую мощность на вал (8, 9), приводимый во вращение турбиной (6, 7), когда зазор между корпусом (62) и лопатками (61) турбины (6, 7) достигает порогового значения.

6. Способ по п. 5, в котором зазор между корпусом (62) и лопатками (61) турбины (6, 7) определяют посредством измерения при помощи датчика.

7. Способ по п. 5, в котором зазор между корпусом (62) и лопатками (61) турбины (6, 7) определяют на основании температуры воздуха в турбине (6, 7) и температуры корпуса (62) турбины (6, 7).

8. Способ по п. 5, в котором зазор между корпусом (62) и лопатками (61) турбины (6, 7) определяют на основании температуры корпуса (62) турбины (6, 7) и температуры диска турбины (6, 7).

9. Способ по п. 1, в котором регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя (10) осуществляют, измеряя тягу, создаваемую газотурбинным двигателем (1), при этом электрический двигатель (10) подает механическую мощность на вал (8, 9), приводимый во вращение турбиной (6, 7), когда тяга, создаваемая газотурбинным двигателем (1), достигает порогового значения.

10. Газотурбинный двигатель (1) для летательного аппарата, содержащий:

- турбину (6, 7), расположенную на выходе из камеры (5) сгорания и соединенную с валом (8, 9), при этом турбина (6, 7) содержит корпус (62) и множество лопаток (61);

- устройство (12) впрыска топлива, выполненное с возможностью впрыскивать топливо в камеру (5) сгорания;

- устройство (13) вычисления тяги, выполненное с возможностью вычислять тягу, создаваемую газотурбинным двигателем (1);

- электрический двигатель (10), соединенный с валом (8, 9);

- систему (12) контроля, соединенную с устройством (13) вычисления тяги, с устройством (12) впрыска топлива и с электрическим двигателем (10), при этом система (12) контроля выполнена с возможностью осуществления способа по любому из пп. 1-9.

11. Газотурбинный двигатель (1) по п. 10, при этом газотурбинный двигатель (1) является двухвальным и двухконтурным, причем турбина (6) является турбиной высокого давления, и вал (8) является валом высокого давления.

12. Летательный аппарат, содержащий газотурбинный двигатель (1) по любому из пп. 10 или 11.