способ отбора вспомогательной мощности от турбореактивного двигателя самолета и турбореактивный двигатель, пригодный для осуществления такого способа

Формула изобретения

1. Способ отбора вспомогательной мощности от турбореактивного двигателя самолета, содержащего с ближней по потоку стороны к дальней по потоку стороне турбину (21) высокого давления и турбину (23) низкого давления, причем отбор мощности осуществляют посредством вала (27), приводимого в действие турбиной высокого давления, отличающийся тем, что в режиме работы на холостом ходу посредством соответствующего управления снижают кпд турбины (23) низкого давления посредством воздействия на радиальный зазор (44) подвижных лопаток турбины низкого давления и/или посредством воздействия на шаг (47) лопаток соплового аппарата турбины низкого давления для обеспечения возможности работы турбины (21) высокого давления со скоростью, достаточной для подачи требуемой вспомогательной мощности.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что изменение кпд турбины низкого давления осуществляют с сервоконтролем для измерения (37) крутящего момента, передаваемого механической передаточной системой (29), расположенной между валом, приводимым в действие турбиной высокого давления, и генератором (33) электроэнергии.

3. Турбореактивный двигатель самолета, содержащий с ближней по потоку стороны к дальней по потоку стороне турбину (21) высокого давления и турбину (23) низкого давления, вал (27), приводимый в действие турбиной высокого давления, и механическую передаточную систему (29), соединенную с валом для отбора от него мощности, отличающийся тем, что он включает в себя средства (44-47) для изменения кпд турбины низкого давления и средства (40а-40b) для управления средствами изменения кпд, причем средства управления контролируются посредством датчика (37), подающего сигнал, характеризующий величину потребляемой вспомогательной мощности, при этом средства для изменения кпд содержат систему для управления радиальным зазором (44) подвижных лопаток турбины низкого давления и/или средства для изменения кпд содержат систему (47) для управления шагом лопаток соплового аппарата турбины низкого давления.

4. Турбореактивный двигатель по п.3, отличающийся тем, что средства для изменения кпд содержат компьютер (40а-40b), управляемый датчиком (37) крутящего момента, связанным с механической передаточной системой, расположенной между валом, приводимым в действие турбиной высокого давления, и генератором (33) электроэнергии.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к созданию вспомогательной мощности, необходимой для оборудования на борту самолета, при этом мощность отбирают от турбореактивного двигателя(ей) самолета.

В современных самолетах потребности в электрической энергии все более и более возрастают. Используют все более мощные генераторы электроэнергии. Такой генератор электроэнергии приводят в действие посредством турбореактивного двигателя самолета (например, EP 1617053, 18.01.2006). Известен отбор требуемой механической мощности от вала, который связан с турбиной высокого давления. Точнее, радиальный вал механически соединяют с осевым валом, связанным с турбиной высокого давления, при этом мощность подводят к редуктору, который приводит в действие генератор электроэнергии. Если требуется большое количество электроэнергии, это решение приводит к затруднениям, когда двигатель работает на холостом ходу, происходит ли это на земле или в полете, вследствие высокого уровня крутящего момента, требуемого для приведения в действие генератора электроэнергии. Этот крутящий момент приводит к работе турбины высокого давления в нежелательном рабочем диапазоне.

В изобретении предпринята попытка усовершенствования этой известной системы с учетом современных требований в отношении вспомогательной мощности и с учетом новых уровней крутящего момента, которые должны быть переданы без влияния на работу турбины высокого давления при режиме холостого хода.

Идея, на которой основано изобретение, заключается в том, чтобы при холостом ходе понизить кпд турбины низкого давления, расположенной далее по потоку от турбины высокого давления, чтобы обеспечить возможность повышения скорости вращения турбины высокого давления (до уровня, который позволяет отвести от нее более высокую мощность) без увеличения тяги двигателя, поскольку такое увеличение нежелательно в течение стадий работы двигателя на холостом ходу.

Точнее, в изобретении создан способ отбора вспомогательной мощности от турбореактивного двигателя самолета, содержащего от ближней по потоку стороны к дальней по потоку стороне: турбину высокого давления, турбину низкого давления, при этом способ представляет собой способ такого типа, который заключается в отборе мощности посредством вала, приводимого в действие турбиной высокого давления, и характеризуется в режиме работы на холостом ходу управлением понижения кпд турбины низкого давления таким образом, чтобы обеспечить работу турбины высокого давления со скоростью, которая достаточна для подачи требуемой вспомогательной мощности.

Следовательно, кпд турбины низкого давления понижают тем, что вызывают ее замедленное вращение и при этом обеспечивают более быстрое вращение турбины высокого давления.

Кпд турбины низкого давления может быть понижен под воздействием на радиальный зазор подвижных лопаток этой турбины.

Следует заметить, что изменение радиального зазора подвижных лопаток представляет собой известный сам по себе способ [использование управления типа управления осевым зазором турбины низкого давления (LPTACC)], однако здесь предполагающий другое его использование.

Согласно еще одному отличительному признаку, который предпочтителен, понижение кпд турбины низкого давления может быть обеспечено воздействием на шаг лопаток соплового аппарата, по меньшей мере, некоторых ступеней турбины. Систему с переменным шагом для лопаток соплового аппарата турбины низкого давления используют с целью изменения скорости вращения турбины (что можно рассматривать как понижение ее кпд). Можно сочетать оба эти средства.

Компьютер двигателя обеспечивает возможность изменения этих параметров как функцию скорости двигателя и потребностей в электрической энергии. Таким образом, можно избежать повышения тяги двигателя (посредством использования контролируемых потерь кпд турбины низкого давления), обеспечивая при этом возможность сохранения скорости турбины высокого давления на таком уровне, что, несмотря на значительную величину отбираемой от нее мощности, рабочая точка турбины высокого давления остается выше критичной величины.

Согласно преимущественному отличительному признаку изменение кпд турбины низкого давления осуществляют с сервоуправлением для измерения крутящего момента, передаваемого посредством (обычной) механической передаточной системы, расположенной между валом, приводимым в действие турбиной высокого давления, и генератором электроэнергии.

В изобретении также предложен турбореактивный двигатель самолета, содержащий с ближней по потоку стороны к дальней по потоку стороне турбину высокого давления и турбину низкого давления, вал, приводимый в действие турбиной высокого давления, и механическую передаточную систему, соединенную с валом для отбора от него мощности, при этом турбореактивный двигатель отличается тем, что он включает в себя средства для изменения кпд турбины низкого давления и средства управления для управления средствами изменения кпд, причем средства управления контролируют с помощью датчика, передающего сигнал, характеризующий величину потребляемой вспомогательной мощности.

Механическая передаточная система (помимо других деталей оборудования) приводит в действие один или более генераторов электроэнергии.

Средства изменения кпд могут включать в себя систему для управления радиальным зазором подвижных лопаток турбины низкого давления и/или систему для управления шагом лопаток соплового аппарата турбины низкого давления.

Предпочтительно, чтобы средства изменения кпд содержали компьютер, реагирующий на датчик крутящего момента, сам по себе связанный с механической передаточной системой, расположенной между валом, приводимым в действие турбиной высокого давления, и генератором электроэнергии.

Изобретение можно будет лучше понять, а его другие преимущества будут более очевидны в свете последующего описания, приведенного лишь в качестве примера и составленного со ссылками на прилагаемые фигуры, на которых

на фиг.1 представлен схематический вид в сечении турбореактивного двигателя самолета, пригодного для отбора вспомогательной мощности согласно изобретению;

на фиг.2 представлен вид, аналогичный виду на фиг.1 и показывающий вариант осуществления изобретения.

Два варианта конструкции, схематически показанные соответственно на фиг.1 и 2, могут быть объединены посредством обеспечения компьютера, пригодного для управления двумя системами, которые должны изменять кпд турбины низкого давления.

Двухконтурный турбореактивный двигатель 11, показанный на фиг.1, с ближней по потоку стороны к дальней по потоку стороне традиционно содержит вентилятор 13, компрессор 15 низкого давления, компрессор 17 высокого давления, камеру 19 сгорания, турбину 21 высокого давления, турбину 23 низкого давления. Турбина 23 низкого давления механически соединена с осевым валом 25, приводящим в действие как вентилятор 13, так и компрессор 15 низкого давления. Турбина 21 высокого давления соединена с осевым валом 27, приводящим в действие, в частности, компрессор 17 высокого давления. Эту сборку называют каскадом высокого давления. Вал 27 механически соединен с механической передаточной системой 29, имеющей радиальный вал 31, приводящий в действие генератор 33 электроэнергии через соответствующий редуктор.

В настоящее время генератор 33 электроэнергии, для обеспечения электроэнергии, требуемой бортовым оборудованием и всем оборудованием пассажирской кабины, должен представлять собой генератор высокой мощности, следовательно, требующий передачи крутящего момента большой величины посредством радиального вала 31.

В этом примере крутящий момент измеряют посредством датчика 37, связанного с радиальным валом 31. Датчик крутящего момента подает сигнал, характеризующий крутящий момент, передаваемый радиальным валом 31, и, следовательно, мощность, отбираемую от турбины 21 высокого давления. Этот сигнал подают на вход компьютера 40, применимого для управления, по меньшей мере, одним конструктивным параметром турбины низкого давления. Точнее, этот параметр представляет собой один из параметров, который обеспечивает возможность изменения (снижения) кпд турбины низкого давления таким образом, что турбина высокого давления может работать с достаточной скоростью, когда двигатель работает на холостом ходу. При этом требуемая вспомогательная мощность может быть отобрана без того, чтобы турбина высокого давления работала в нежелательной рабочей зоне.

В примере, показанном на фиг.1, компьютер 40а выполняет функцию управления радиальным зазором подвижных лопаток турбины низкого давления. Управляющий выход 42 этого компьютера действует на систему 44 (известную саму по себе) для управления радиальным зазором турбины низкого давления. Эта система управления зазором представляет собой систему типа LPTACC; известны другие случаи ее применения. Если радиальный зазор лопаток увеличивается, то кпд турбины низкого давления будет понижен, обеспечивая при этом возможность работы каскада высокого давления выше его критической скорости без того, чтобы тяга от вентилятора 13 становилась несовместимой с работой на скорости холостого хода.

В примере, показанном на фиг.2, общая компоновка такая же и вновь описана не будет. Однако компьютер 40b теперь сконструирован так, чтобы выполнять функцию управления переменным шагом лопаток 45 соплового аппарата турбины 23 низкого давления. Следовательно, лопатки соплового аппарата этой турбины согласуются с системой 47 изменения шага, которую приводят в действие снаружи от корпуса 49.

Естественно, как упомянуто выше, компьютер может выполнять обе из вышеупомянутых функций управления, а именно управление радиальным зазором подвижных лопаток и управление переменным шагом лопаток соплового аппарата.

Сигнал, подаваемый датчиком 37 крутящего момента, является характеристикой вспомогательной мощности, отбираемой от генератора 33 электроэнергии. В результате сигнал, подаваемый датчиком 37, будет передан к компьютеру, который принимает решение в отношении той степени, до которой должен быть «ухудшен» кпд турбины 23 низкого давления для гарантии того, чтобы работа каскада высокого давления могла быть сохранена на достаточном уровне, когда двигатель работает на холостом ходу, без развития вентилятором 13 такой тяги, которая становится несовместимой с надлежащей работой на холостом ходу.