專利名稱：應用到飛機燃氣渦輪機的發(fā)電控制方法以及實施該方法的設備的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種用于控制應用到飛機燃氣渦輪機的發(fā)電控制方法，特別是在加速和減速的瞬時狀態(tài)的發(fā)電控制方法。本發(fā)明具體應用于能夠實施這種方法的直升機渦輪軸發(fā)動機。本發(fā)明涉及燃氣渦輪機領域，具體涉及飛機(直升機、飛機或其他飛行器)的渦輪軸發(fā)動機、渦輪噴氣發(fā)動機或渦輪螺旋槳發(fā)動機。
背景技術：
飛機發(fā)動機通常包括壓縮機-燃燒室-渦輪機組件，該組件形成了燃氣發(fā)生器。在該燃氣發(fā)生器中，新鮮空氣被壓縮機的旋轉所壓縮，并被送入燃燒室，在燃燒室中與燃料混合，然后，在燃燒之后，具有高動能的熱燃氣被排出，在渦輪機中膨脹，渦輪機吸取旋轉動能以通過高壓(縮寫為HP)驅動軸或HP體驅動壓縮機。過量的動能提供了通過排氣噴嘴直接移動飛機的能量，或者通過連接到驅動軸(位于下游，貫穿燃氣發(fā)生器或者通過位于燃氣發(fā)生器外的軸)的自由渦輪內的新一輪膨脹間接移動直升機的能量。在直升機渦輪軸發(fā)動機的情況下，該驅動軸輸送的機械能的大部分通過減速齒輪或者更合理地通過輔助減速箱(AGB, accessory gearbox)被提供給了轉子驅動機構或耗能裝置(液壓泵、電子裝置、空調、轉子剎車等)。機械功率的重要部分可以從燃氣發(fā)生器中直接吸取(發(fā)電，加熱機艙的空氣卸放口)。在渦輪軸發(fā)動機的啟動階段，被稱為啟動器發(fā)生器(縮寫為SG)的由電池供電的可逆電源在啟動器模式下作為電動機驅動壓縮機旋轉，直到燃氣發(fā)生器獨立工作。然后，在瞬時階段，如起飛、降落、 盤旋，或者在穩(wěn)定飛行中間階段，如巡航、低空搜索，SG源從燃氣發(fā)生器吸取動能，以工作在發(fā)電機模式，并向機載電力網絡的耗電裝置(控制裝置、空調裝置、泵等)供電。不過，從燃氣發(fā)生器吸取能量向機載網絡供電在工作線路的喘振裕度方面是不利的，并在瞬時機械能吸取對于調制系統(tǒng)是未知的情況下極大地限制了燃氣發(fā)生器的加速效率。從而，保持了充裕的喘振裕度，壓縮機不再以優(yōu)化的壓縮比工作，效率降低，特別是增大了具體的燃油消耗。這種情況在通過燃氣發(fā)生器速度變化(dng/dt)控制的發(fā)動機中特別突出。另外，由于加速和減速要求越來越高，由之產生的自由渦輪的速度變化和轉子驅動機構會具有非常嚴重的后果。在專利文獻FR2929324中公開了如何耦接SG源和自由渦輪來恢復電能，SG源在啟動階段之后被切換至發(fā)電機模式。這種解決方案需要增加新的設備，即，專用開發(fā)觸發(fā)器。設備的增加會對成本和重量產生影響，而且需要改變發(fā)動機架構。另外，專利文獻FR2914697提供了一種通過集成另外一個由電池供電的電動機以對燃氣發(fā)生器提供動能，對瞬時狀態(tài)進行輔助的系統(tǒng)。這種解決方案具有同樣的缺陷。

發(fā)明內容
本發(fā)明的目的在于減少從燃氣發(fā)生器吸取的機械能，特別是在瞬時階段，以保持充足的喘振裕量，使得可以在不提供額外的功率發(fā)生器或不需要其他的傳感器或制動器的情況下提供燃氣發(fā)生器的加速效率。為了實現(xiàn)這個目的，本發(fā)明提供了通過調整用于調整飛機的機載電力網絡電壓的設置點，增大燃氣發(fā)生器的加速/減速功率。具體來講，本發(fā)明的目的在于提供一種用于產生施加到飛機燃氣渦輪機的電力并在燃氣渦輪機的啟動階段之后輸出到機載網絡的方法。在這種方法中，借助電壓設置點調整機載網絡的電壓，電壓設置點由用于確定機載網絡的主發(fā)電源的卸載/加載(unloading/loading)狀態(tài)的步驟根據要被提供給飛機推進力的功率吸取請求控制,之后是根據確定的卸載/加載狀態(tài)從幾個電平中選擇電壓設置點的步驟，之后是將選擇的電壓設置點施加到用于調整提供給機載網絡的電壓的調整環(huán)路上的步驟。根據特定的實施例:在主源處于卸載狀態(tài)時，電源保持激活狀態(tài)以對機載網絡進行供電，而這種緩沖電源在主源不處于卸載狀態(tài)時能夠被再次充電；根據燃氣發(fā)生器的速度變化和/或在直升機情況下的轉子葉片的傾斜變化(通常被稱為總距(collective pitct))，可以從三個狀態(tài)中，S卩，卸載狀態(tài)、加載狀態(tài)以及穩(wěn)定狀態(tài)，確定卸載/加載狀態(tài)；當燃氣發(fā)生器的速度變化至少等于每單位時間+2%至+5%的上限時，或者在直升機情況下總距變化高于每單位時間總距全程的+10%至+30%的上限時，可以確定卸載狀態(tài)；當燃氣發(fā)生器的速度變化低于或者等于每單位時間-2%至-5%的下限時，或者總距變化小于每單位時間總距全程 的+10%至+30%的上限時，可以確定加載狀態(tài)；當速度變化或者總距變化包含在上述上限和下限范圍內時，可以確定穩(wěn)定狀態(tài)；在選擇對應于在之前步驟中確定的上述卸載狀態(tài)、加載狀態(tài)和穩(wěn)定狀態(tài)這三個狀態(tài)的設置點的步驟中確定至少三個電壓設置點電平，在之前步驟中已經確定穩(wěn)定狀態(tài)時或機載網絡的狀態(tài)有缺陷時選擇中間設置點電平，在之前步驟中已經確定卸載狀態(tài)時選擇低設置點電平；以及在之前步驟中已經確定加載狀態(tài)時或者已經確定穩(wěn)定狀態(tài)以對緩沖電源再次充電，特別是在卸載狀態(tài)過程中的加速階段時選擇高設置點電平；每個電壓設置點選擇對應于確定的飛行階段:中間電壓設置點對應于穩(wěn)態(tài)中間飛行階段，實質上小于中間電平設置點的卸載電壓設置點對應于瞬時階段的加速和起飛，實質上大于中間電平設置點的加載電壓設置點對應于瞬時階段的減速和降落；根據與機載網絡的工作狀態(tài)相關的數據和/或緩沖源的充電相關的數據調整調整電壓設置點；根據網絡的故障或缺陷狀態(tài)，或根據耗能裝置和附件的控制靈敏度或工作狀態(tài)，設置機載網絡狀態(tài)。本發(fā)明還涉及能夠實施上述方法的直升機渦輪軸發(fā)動機。這種渦輪軸發(fā)動機包括燃氣發(fā)生器，燃氣發(fā)生器能夠驅動推進翼的轉子機構，并與能夠形成燃氣發(fā)生器的動能源或向機載網絡提供電能的源的可逆啟動器發(fā)生器耦接。數字控制單元包括選擇用于產生機載網絡的電壓的設置點的選擇模塊。該選擇模塊能夠根據用于測量燃氣發(fā)生器或啟動器發(fā)生器的速度、用于測量推進翼的總距的位置、用于測量機載網絡電壓的多個裝置提供的數據選擇電壓設置點。數字控制單元能夠通過與調整器耦接的調整環(huán)將這樣選擇的電壓設置點施加到機載網絡上。


參照附圖，通過閱讀下文給出的關于特定實施例的非限定性說明，本發(fā)明的其他方面和特征以及優(yōu)點變得清楚，其中:圖1示出了與能夠實施根據本發(fā)明的方法的裝置配合的渦輪軸發(fā)動機的示意圖；圖2示出了具有根據本發(fā)明的機載電壓調整網絡的渦輪軸發(fā)動機燃氣發(fā)生器在不同的飛行階段的速度相對于時間的變化曲線的實例；以及圖3示出了根據本發(fā)明方法的主要步驟實現(xiàn)的裝置的框圖實例。
具體實施例方式參照圖1的示意圖，根據本發(fā)明的一個實施例，直升機渦輪軸發(fā)動機“T”包括燃氣發(fā)生器I和自由渦輪2，在啟動階段之后，自由渦輪2由燃氣發(fā)生器I供給的具有強動能的氣流Fg驅動旋轉。自由渦輪2安裝在軸3上，軸3將機械能傳遞到能夠進行高速連接的具有附件齒輪箱(AGB, Accessory GearBox)的變速箱,AGB4能夠將功率傳遞到推進翼轉子的驅動機構41。至于燃氣發(fā)生器1，它驅動一組機械元件(燃料泵等)和電氣元件(交流發(fā)電機、啟動器等)，越來越因為 “全電”趨勢，還控制驅動液壓控制(泵等)、機械裝置(轉子剎車等)或氣動裝置(壓縮機、空調等)。然后，通過工作在發(fā)電機模式SG下的可逆電動機7產生發(fā)電。由于SG是可逆的，通過驅動燃氣發(fā)生器使之能夠啟動，然后，由于SG不通過飛輪與燃氣發(fā)生器軸13機械地連接(見下文說明)，一旦燃氣發(fā)生器獨立運轉，就被潰給電能。燃氣發(fā)生器I包括壓縮機11、安裝在渦輪軸13上的渦輪機12、以及形成在壓縮機11和渦輪機12之間的燃燒室14。來自形成在殼體6上的空氣入口 5并通過壓縮機11被壓縮的氣流(箭頭Fl)被送入燃燒室14與燃料混合，以通過燃燒產生動力氣流Fg。動力氣流Fg在通過渦輪機12時發(fā)生膨脹，從而通過旋轉軸13旋轉地驅動壓縮機11，然后通過自由渦輪2發(fā)生膨脹，從而旋轉地驅動驅動軸3。圖1中所示的機械能傳輸是具有與旋轉軸13共線的換向貫穿驅動軸3的前進氣道變速箱類型的?？商鎿Q地，在不超出本發(fā)明范圍的情況下，可以實現(xiàn)具有外部換向軸的前進氣道變速箱或后進氣道變速箱。渦輪軸發(fā)動機“T”還包括可逆電動機7，能夠作為發(fā)電機工作，向耗能電子控制裝置42和機載網絡10的附件進行供電。該可逆電動機組成了啟動器發(fā)電機源，縮寫為SG。等效的是，還可以采用直流電刷類型或無刷類型的啟動器發(fā)電機，或者采用交流啟動器?？赡骐妱訖C7與軸13耦接，以在啟動階段旋轉地驅動燃氣發(fā)動器I。不管出于何種飛行階段，SG保持連接到燃氣發(fā)生器，并以與燃氣發(fā)生器的速度成比例的速度旋轉。在啟動階段對SG饋電的電池或者輔助電池8，例如蓄電池或者超導存儲電池，同樣參與發(fā)電。因此，電池8可以提供充足的電能，以在工作于發(fā)電機模式下的可逆電動機7沒有負載的加速階段(下文會對此進行說明)時減小機載網絡10的電壓。還在啟動階段要求電池8啟動可逆電動機7工作在“電動機”模式，以驅動燃氣發(fā)生器I的軸13。在減速階段，以及如下文所述，在穩(wěn)態(tài)階段，通過工作于發(fā)電機模式的可逆電動機7執(zhí)行電池8的加速充電。為了根據不同的飛行階段控制機載網絡10的發(fā)電，通常被稱為全能數字式發(fā)動機控制器 FADEC (Full Authority Digital Engine Controller, FADEC)的數字控制單兀9包括用于選擇被應用到機載網絡10上的電壓設置點的選擇模塊19。選擇模塊19接收各種測量裝置提供的數據，并與數字控制單元9協(xié)作計算隨時間的變化:燃氣發(fā)生器速度Ng和轉子的總距的位置Xrc的測量結果和變化，以及機載網絡10的有效電壓Un的測量結果，以確定設置點的后續(xù)措施。數字控制單元9根據飛行狀態(tài)發(fā)布用于調整機載網絡的電壓設置點。該設置點被發(fā)送到調整環(huán)15，調整環(huán)15控制SG相應傳輸的功率以及實際上從燃氣發(fā)生器吸取的扭矩。在圖2中通過飛行軌跡20示出了直升機的連續(xù)飛行狀態(tài)的實例，其中，隨著時間“t”示出了燃氣發(fā)生器速度Ne。在加速階段“B”，數字控制單元根據需要大大降低甚至消除了用于工作在發(fā)電機模式的可逆電動機的吸取功率比例，此時，可逆電動機是無負載的，以將功率提供給推進翼轉子。然后，通過緩沖電 池滿足機載網絡的需要。在穩(wěn)態(tài)階段“A”、“C”或“E”中，通過可逆電動機滿足機載網絡的電力需求。從而，在這些穩(wěn)態(tài)階段，特別是在加速狀態(tài)后的有限時間內，對電池進行充電。在減速階段“D”或降落階段“F”，用于工作在發(fā)電機模式的可逆電動機的吸取功率比例最大，還可以對電池再次充電。參照圖3，對示出了用于在上述連續(xù)飛行階段“A”至“F”過程中啟動機載網絡發(fā)電的不同步驟的框圖進行說明。這些步驟在啟動階段50之后，在啟動階段，數字控制原9啟動電池供電的可逆電動機7。然后，根據現(xiàn)有的啟動方式驅動燃氣發(fā)生器1，直到燃氣發(fā)生器I以獨立方式工作。該啟動階段結束時，數字控制單元9將可逆電動機7切換至發(fā)電機模式。在用于選擇處于發(fā)電機模式的可逆電動機7的卸載/加載(unloading/loading)狀態(tài)的第一步驟100中，數字控制單元9根據飛行條件訪問待提供給推力轉子的吸取功率
i 冃求 Ppeel。這樣，根據應用到上述渦輪軸發(fā)動機的實例，根據傳感器30通過數據傳輸發(fā)送到選擇模塊19的燃氣發(fā)生器I的速度變化dNe/dt以及總距變化dXrc/dt，數字控制單元9訪問吸取功率請求PP.，數據傳輸是借助合適的有線連接或者通過合適的發(fā)送/接受天線25(見圖1)借助無線電波進行的。根據dNe/dt和dXrc/dt，用于選擇處于發(fā)電機模式的可逆電動機7的狀態(tài)的選擇步驟100下述三種狀態(tài)中確定狀態(tài):對應于加速階段的卸載狀態(tài)E.、對應于減速階段的加載狀態(tài)&ES、以及對應于穩(wěn)態(tài)階段的穩(wěn)定狀態(tài)Estab。在該實例中:當速度變化dNe/dt每時間單位至少等于3%時，或總距變化dXrc/dt每時間單位高于全程Xrc的20%時，確定卸載狀態(tài)Em ；當速度變化dNe/dt每時間單位至少等于-3%時,或總距變化dXrc/dt每時間單位低于全程Xrc的-20%時，確定加載狀態(tài)Em ；當-1%< dNG/dt < 1% 而且-10% < dXpC/dt < 10% 時，確定穩(wěn)定狀態(tài) Estab。在選擇電壓設置點的步驟200中，這些狀態(tài)EDa、Eles,以及Estab中的每一個均對應一個電壓設置點電平CT，該電壓設置點電平CT由選擇模塊19在被施加到機載網絡上的三個電壓設置點電平UB、UH、UM中提供:在燃氣發(fā)生器的加速階段中已經確定卸載狀態(tài)Em時，提供最低設置電平UB，在實例中為+24V ；在減速階段已經選擇加載狀態(tài)Em時，或已經確定穩(wěn)定狀態(tài)Estab時，特別是在加速階段后的穩(wěn)定狀態(tài)時，提供最高設置點電平Uh，在實例中為30V，為了根據由專用設備監(jiān)控的充電狀態(tài)(SOC，state of charge)，在有限時間內，例如幾秒鐘，再次對緩沖電池進行充電；

在以前的步驟中已經確定了穩(wěn)定狀態(tài)Estab時，或者專用傳感器已經在機載網絡上檢測到網絡故障DON (即，Defects On Network,網絡故障)或通過閱讀FADEC的供給電壓獲知網絡故障、機載網絡狀態(tài)、電子控制、靈敏或者有缺陷的耗能裝置等，并將其發(fā)送到電壓選擇步驟200時，提供中間設置電平UM，在實例中為28V。在施加步驟300中，將這樣選擇的電壓電平CT施加到調整施加在機載網絡10上的電壓的調整環(huán)路15的輸入端，調整環(huán)路15與調節(jié)器16耦接。機載網絡10的進入調整環(huán)路15使之與電壓設置點CT比較的有效電壓Un被測量并被發(fā)送到數字控制單元9。在已經確定主源7的卸載狀態(tài)Em的情況下，電池8供給電壓，然后，數字控制單元9確認該電壓對于網絡是否夠高，如果不夠高，是否可以至少在短時間內對主源加載。本發(fā)明并不局限于說明和闡述的實例。例如，可以通過區(qū)分對應于功率發(fā)生器的不同加速水平或者其他瞬時狀態(tài)(盤旋飛行、海面低空搜索等)的子電平，為機載網絡定義多于三個的電壓設置點電平。另外，可以采用多個主可逆源和/或多個輔助電源。
權利要求
1.一種用于施加到飛機燃氣渦輪機(T)并輸出到機載網絡(10)的電能的產生的控制方法，其特征在于，在燃氣渦輪機(T)的啟動階段(50)之后，通過電壓設置點(CT)調整機載網絡(10)的電壓，電壓設置點由確定機載網絡(10)的主發(fā)電源(7)的卸載/加載狀態(tài)(Edel, Eles, Estab)的狀態(tài)確定步驟(100)根據對提供給飛機(41)的推進力的吸取功率請求(Praa)控制的，所述狀態(tài)確定步驟之后是根據確定的卸載/加載狀態(tài)從多個電平(UH，UB, Um)中選擇電壓設置值(CT)的選擇步驟(200)，以及將選擇的電壓設置點(300)施加到用于調整被提供給機載網絡(10)的電壓的調整環(huán)路(15)。
2.根據權利要求1所述的用于產生電能的方法，其中，在主源(7)處于卸載狀態(tài)(Em)時，電源(8 )保持激活狀態(tài)以對機載網絡(10 )進行供電，這種緩沖電源(8 )在主源(7 )不處于卸載狀態(tài)(Em，Estab)時能夠被再次充電。
3.根據權利要求1或2所述的用于產生電能的方法，其中，根據燃氣發(fā)生器的速度變化和/或在直升機情況下的轉子葉片的傾斜變化，可以從卸載狀態(tài)(EDa)、加載狀態(tài)(Em)以及穩(wěn)定狀態(tài)(Estab)這三個狀態(tài)中確定卸載/加載狀態(tài)。
4.根據前一權利要求所述的用于產生電能的方法，其中，當燃氣發(fā)生器的速度變化至少等于每單位時間+2%至+5%的上限時，或者在直升機情況下總距變化高于每單位時間總距全程的+10%至+30%的上限時，可以確定卸載狀態(tài)(E.)。
5.根據權利要求3所述 的用于產生電能的方法，其中，當燃氣發(fā)生器的速度變化低于或者等于每單位時間-2%至-5%的下限時，或者總距變化小于每單位時間總距全程的+10%至+30%的上限時，可以確定加載狀態(tài)(Ε Κ)。
6.根據權利要求3所述的用于產生電能的方法，其中，當速度變化或者總距變化包含在權利要求4和權利要求5所定義的上限和下限范圍內時，可以確定穩(wěn)定狀態(tài)(Estab)。
7.根據權利要求1所述的用于產生電能的方法，其中，在設置點選擇步驟(200)中確定電壓設置點(CT)的對應于在之前步驟(100)中確定的上述卸載狀態(tài)、加載狀態(tài)和穩(wěn)定狀態(tài)(Edel, Eles, Estab)這三個狀態(tài)的至少三個電平(Uh，Ub, Um)，在之前步驟(100)中已經確定穩(wěn)定狀態(tài)(Estab)時或機載網絡的狀態(tài)有缺陷(SOC，Dra)時選擇中間設置點電平(Um)，在之前步驟(100)中已經確定卸載狀態(tài)(Em)時選擇低設置點電平(Ub);以及在之前步驟(100)中已經確定加載狀態(tài)(Em)時或者已經確定穩(wěn)定狀態(tài)(Estab)以對緩沖電源再次充電，特別是在卸載狀態(tài)(Em)過程中燃氣發(fā)生器(I)的加速階段時選擇高設置點電平(UH)。
8.根據前一權利要求所述的用于產生電能的方法，其中，根據機載網絡的工作狀態(tài)(Ddon)和/或緩沖電源的充電狀態(tài)(SOC)調整施加到機載網絡(10)上的電壓設置點(CO。
9.根據前一權利要求所述的用于產生電能的方法，其中，根據機載網絡(10)的故障或缺陷狀態(tài)，或根據耗能裝置和附件的控制(42)靈敏度或工作狀態(tài)，設置機載網絡(DON)狀態(tài)。
10.一種直升機渦輪軸發(fā)動機，其能夠實施上述權利要求中的任何一項權利要求所述的方法，所述渦輪軸發(fā)動機包括:可逆啟動器發(fā)生器(7);燃氣發(fā)生器(1)，所述燃氣發(fā)生器能夠驅動推進翼的轉子機構(41)，并與能夠向其供給電能源的所述可逆啟動器發(fā)生器(7)耦接，用于測量燃氣發(fā)生器(I)或啟動器發(fā)生器(7)的速度的裝置，可以由啟動器發(fā)生器(7)供電的機載網絡(10)，以及數字控制單元(9)，所述渦輪軸發(fā)動機的特征在于，所述數字控制單元(9)包括選擇用于產生機載網絡(10)的電壓設置點(19)的選擇模塊以及與調整器(16)耦接的調整環(huán)路(15)，所述選擇模塊能夠根據用于測量燃氣發(fā)生器或啟動器發(fā)生器的速度(NG)、用于測量推進翼的總距(XPC)的位置、用于測量機載網絡(10)電壓(UN)的多個裝置提供的數據選擇電壓設置點(CT)，所述數字控制裝置(9)能夠通過調整環(huán)路(15)將這樣選擇的電壓設置點(CT)施加到機載網絡(10)上。
11.根據前一權利要求所述的直升機渦輪軸發(fā)動機，其中，緩沖電池(8)能夠替代所述啟動器發(fā)生器(7)，以至少在所述啟動器發(fā)生器(7)的卸載狀態(tài)(Em)過程中形成用于機載網絡(10)的發(fā)電。
12.根據前一權利要求所述的直升機渦輪軸發(fā)動機，其中，監(jiān)測裝置能夠檢測電池(8)的充電狀態(tài)(SOC)，傳感器能夠檢測所述網絡(DON)的故障，特別是電子控制裝置(42)的故障。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種通過降低特別是瞬時階段的電能吸取，以保持工作先的足夠大的喘振裕量，來改善燃氣渦輪機的燃氣發(fā)生器的加速效率。為了實現(xiàn)這個目的，本發(fā)明提供了通過調整飛機機載電力網絡電壓來增大燃氣發(fā)生器的加速/減速功率的方法。在一個實施例中，在燃氣渦輪機的啟動階段(50)之后，通過電壓設置值(CT)調整機載網絡(10)的電壓，電壓設置值由確定機載網絡(10)的主發(fā)電源(7)的卸載/加載狀態(tài)(EDEL,ELES,ESTAB)的步驟(100)控制。狀態(tài)確定步驟(100)是根據對提供給飛機(41)的推進力的吸取功率請求(PPREL)而執(zhí)行的。所述狀態(tài)確定步驟之后是根據確定的卸載/加載狀態(tài)從多個電平(UH,UB,UM)中選擇電壓設置值(CT)的選擇步驟(200)，以及將選擇的電壓設置值施加到被提供給機載網絡(10)的電壓的調整環(huán)路(15)。
文檔編號F02C7/26GK103228872SQ201180056464
公開日2013年7月31日 申請日期2011年12月12日 優(yōu)先權日2010年12月13日
發(fā)明者史蒂芬·蘭福德, 皮埃爾·哈里特 申請人:渦輪梅坎公司