BR102016001464A2

BR102016001464A2 - método para iniciar um motor de turbina a gás que tem um rotor

Info

Publication number: BR102016001464A2
Application number: BR102016001464A
Authority: BR
Inventors: Joseph Daniel Garrett Iii; Mark Edward Linz; Steven Alan Ross
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 2015-01-28
Filing date: 2016-01-22
Publication date: 2016-10-11
Also published as: US20160348588A1; CN105863848A; US11268446B2; CN109026403B; EP3051074B1; CN109026403A; EP3051074A1; CN105863848B; US10502139B2; US20200240329A1; JP2016148323A; CA2917560C; CA2917560A1

Abstract

método para iniciar um motor de turbina a gás que tem um rotor. trata-se de um método para iniciar um motor de turbina a gás que tem um rotor que compreende pelo menos um compressor e turbina montados no eixo, com um invólucro que circunda o rotor.

Description

“MÉTODO PARA INICIAR UM MOTOR DE TURBINA A GÁS QUE TEM UM ROTOR” Antecedentes da Invenção [001] A presente invenção refere-se a motores de turbina e, particuiarmente, motores de turbina a gás ou combustão que são motores giratórios que extraem energia a partir de uma vazão de gases queimados que atravessam o motor sobre uma multidão de lâminas de turbina. Os motores de turbina a gás compreendem um núcleo formado de uma seção de compressor, seção de combustão e seção de turbina. A seção de compressor e seção de turbina compreendem lâminas de compressor e lâminas de turbina que são montadas em um eixo de acionamento comum e são coletivamente denominadas como um rotor, o qual é circundado por um invólucro. Em alguns motores de turbina a gás existem rotores múltiplos, como um rotor de baixa pressão e um rotor de alta pressão, sendo que os eixos de acionamento são coaxiais.

[002] Motores de turbina a gás têm sido usados para locomoção terrestre e náutica e geração de potência, mas são mais comumente utilizados para aplicações aeronáuticas, tais como para aeronaves, incluindo helicópteros. Em uma aeronave, os motores de turbina a gás são usados principalmente para propulsão da aeronave juntamente com a geração de potência. Em aplicações terrestres, os motores de turbina são usados principalmente para geração de potência.

[003] Os motores de turbina a gás para aeronave são projetados para operar em temperaturas altas, aproximadamente 2.000 °C, para maximizar a eficácia de motor, logo, o resfriamento de certos componentes de motor pode ser necessário. Tipicamente, o resfriamento é executado canalizando-se o ar do resfriador, aproximadamente em 900 °C, dos compressores de baixa e/ou alta pressão até os componentes de motor que exijam resfriamento.

[004] Quando o motor de turbina é desligado após operar em tais temperaturas altas, o calor se estratifica no núcleo de motor e o topo do rotor se tornará mais quente do que o fundo devido à elevação de calor. A estratificação pode levar frequentemente a uma diferença de 500 °C entre o topo e o fundo do rotor, o que leva a uma expansão térmica assimétrica entre o topo e o fundo do rotor. Sob tal diferença de temperatura, o topo do rotor se expande termicamente a uma quantidade radial maior que ocasiona o que é denominada como uma condição de rotor curvado. A condição de rotor curvado pode ocorrer em 10 minutos, sendo que o motor é desligado e pode durar até 8 horas.

[005] A expansão térmica assimétrica move o centro de massa para cima e para fora de alinhamento com o eixo geométrico de rotação do eixo, o que resulta em uma condição de falta de equilíbrio quando o rotor é virado. Esse movimento para cima também reduz o espaço livre entre as pontas das lâminas e do invólucro. Quando o rotor gira novamente, a falta de equilíbrio ocasionará vibração durante a rotação. As vibrações aumentarão os desvios do rotor especialmente quando atravessarem um modo vibratório, como uma frequência natural de rotação para o rotor. As vibrações podem acelerar fenda e fadiga normais, o que leva a manutenção mais frequente e precoce. Esses também podem acelerar o desgaste e o rompimento nas vedações e estruturas semelhantes.

[006] A expansão térmica pode ser grande o suficiente pelo fato de que quando a parte superior do rotor é girada até a face inferior do invólucro de motor circundante, a mesma pode entrar em contato com a porção inferior do invólucro, a qual não expandiu radialmente tanto quanto a porção superior do invólucro de motor. O contato repetido ou o atrito com o invólucro de motor, durante a rotação do rotor com uma condição de rotor curvado, pode fazer com que peças se quebrem e, desse modo, pode ocasionar danos por objeto estranho ao motor.

[007] As soluções anteriores ao fenômeno de rotor curvado são direcionadas à prevenção e mitigação, uma vez que ocorreu a curvatura. A solução atual mais comum é girar o motor com o iniciador por um período estendido quando se deseja iniciar o motor até que a curvatura se dissipe. Isso pode levar vários minutos e tem vários efeitos indesejáveis. Primeiro, pode haver ruído de cabine desconfortavelmente alto devido à vibração de rotor que é transportada através da estrutura de aeronave. Segundo, a vida útil da unidade de potência auxiliar da aeronave é consumida devido a tempos mais longos de alta potência exigida para girar o motor de partida. Terceiro, o tempo de partida adicionado causa congestionamento de aeroporto, à medida que a aeronave precisa permanecer na pista de taxiamento durante a partida de motor, bloqueando os movimentos de outra aeronave. Quarto, se o rotor de motor tem uma frequência natural em uma faixa de velocidade da sequência de partida, o dano descrito acima pode ocorrer. Soluções anteriores a esses problemas foram propostas para girar externamente o rotor em baixa velocidade, aproximadamente 1 rpm, até que o fenômeno de rotor curvado desapareça, o que é frequentemente maior do que uma hora e meia, que é um tempo inoperante inaceitável na operação de aeronave, especialmente em um avião comercial.

[008] Tipicamente, mediante o desligamento do motor de turbina, o rotor giraria em baixa velocidade, aproximadamente 1 rpm, por meio de uma fonte de potência externa, tal como um motor elétrico ou de acionamento pneumático para impedir o rotor curvado. Tal ação preventiva exige uma etapa adicional para o desligamento do motor, que pode ser esquecida pela tripulação terrestre. Alternativamente, o motor de turbina não deveria ser desligado, o que consumiría quantidades relativamente substanciais de combustível. O fenômeno de rotor curvado pode ocorrer tão rapidamente quanto em 10 minutos de desligamento. Assim, mesmo se a tripulação terrestre agir para girar lentamente o motor, a mesma não pode atuar rápido o suficiente.

[009] Uma vez que a condição de rotor curvado está presente, a mesma pode durar naturalmente por até 8 horas, o que é um tempo indesejavelmente longo para a aeronave ficar fora de operação. Assim, dado ao tempo relativamente curto necessário para a condição de rotor curvado se elevar e tempo relativamente longo para que desça naturalmente, é importante impedir ou lidar com o fenômeno de rotor curvado para operação normal da aeronave. De modo contrário, uma vez que o fenômeno de rotor curvado ocorre, a solução atual mais comum é girar o motor com o iniciador por um período estendido até que a curvatura se dissipe. Isso pode levar vários minutos e têm vários efeitos indesejáveis. Primeiro, pode haver ruído de cabine desconfortavelmente alto devido à vibração de rotor que é transportada através da estrutura de aeronave. Segundo, a vida da unidade de potência auxiliar da aeronave é consumida devido a tempos mais longos de alta potência exigida para girar o motor de partida. Terceiro, o tempo de partida adicionado causa congestionamento de aeroporto, à medida que a aeronave precisa permanecer na pista de taxiamento durante a partida de motor, bloqueando os movimentos de outra aeronave. Quarto, se o rotor de motor tem uma frequência natural em uma faixa de velocidade da sequência de partida, o dano descrito acima pode ocorrer. Soluções anteriores a esses problemas foram propostas para girar externamente o rotor em baixa velocidade, aproximadamente 1 rpm, até que o fenômeno de rotor curvado desapareça, o que é frequentemente maior do que uma hora e meia, que é um tempo inoperante inaceitável na operação de aeronave, especialmente em um avião comercial.

Descrição Resumida da Invenção [010] Um método para iniciar um motor de turbina a gás que tem um rotor que compreende pelo menos um compressor e turbina montados no eixo com um invólucro que circunda o rotor. O método compreende uma fase de aceleração, uma fase de resfriamento de rotor curvado durante a aceleração e uma fase de combustão. A fase de resfriamento de rotor curvado compreende um tempo em que a velocidade de rotação do rotor é mantida abaixo de uma velocidade limiar de rotor curvado, até que uma condição não curvada seja satisfeita, em que o ar forçado através do motor de turbina a gás resfrie o rotor; e A fase de combustão ocorre após a fase de resfriamento de rotor curvado e mediante o alcance da velocidade de combustão, em que o combustível é suprido para o motor de turbina a gás que é ligado.

Breve Descrição das Figuras [011] A Figura 1 é uma vista esquemática em corte transversal de um motor de turbina a gás para uma aeronave.

[012] A Figura 2 é um gráfico de uma sequência de partida normal sem a invenção.

[013] A Figura 3 é um fluxograma de uma sequência de partida normal.

[014] A Figura 4 é um gráfico de uma sequência de partida com um rotor curvado, de acordo com uma primeira realização da invenção.

Descrição Detalhada da Invenção [015] A Figura 1 ilustra um motor de turbina a gás 10 para uma aeronave. O motor de turbina 10 compreende em ordem de vazão axial, seção de ventilador 12, seção de compressor 14, seção de combustão 16, seção de turbina 18 e seção de escape 20. A seção de compressor 14, a seção de combustão 16 e a seção de turbina 18 definem coletivamente um núcleo de motor 22 que é circundado por um invólucro 24. A seção de compressor compreende um compressor de baixa pressão 26 e um compressor de alta pressão 28. A seção de turbina compreende uma turbina de alta pressão 30 e uma turbina de baixa pressão 32. Um primeiro eixo de acionamento 34 conecta os elementos de rotação, de modo geral, lâminas do compressor de alta pressão 28 e da turbina de alta pressão 30. Um segundo eixo de acionamento se estende coaxialmente através do primeiro eixo de acionamento e conecta o elemento de rotação do compressor de baixa pressão 26 e a turbina de baixa pressão 32. A seção de ventilador 12 compreende um ventilador 38 que compreende adicionalmente lâminas de ventilador 40 acopladas ao segundo eixo de acionamento 36. Uma nacela 46 pode circundar uma porção das lâminas de ventilador 40.

[016] Coletivamente, os elementos de rotação da seção de compressor 14 e da seção de turbina 18 juntamente com eixos de conexão são denominadas como um rotor R. Em alguns motores de turbina, a seção de compressor 14 e a seção de turbina 18 têm apenas um compressor e turbina únicos conectados por meio de um eixo de rotação, o que definiría o rotor de motor. No exemplo ilustrado, o motor de turbina 10 tem dois compressores e turbinas de alta e baixa pressão, que juntamente com o primeiro e o segundo eixos de acionamento definem o rotor R. Pode haver qualquer número de combinações de compressor e turbina, que não são limitantes na invenção.

[017] Um sistema de motor de viragem 50 é fornecido no invólucro 24 e é acoplado operacionalmente ao rotor R. Uma fonte de rotação externa ao motor de turbina, pode ser acoplado ao sistema de motor de viragem 50 para iniciar a rotação do rotor. Um exemplo bem conhecido de tal fonte de rotação é um iniciador de ar de turbina (não mostrado), o que não é relevante para a invenção.

[018] Conforme descrito em maiores detalhes acima, quando o motor de turbina 10 é desligado após decorrer em operação normal, o calor estratifica no núcleo de motor 22 à medida que o calor se eleva naturalmente a partir de uma seção inferior 44 do invólucro 24 em direção a uma seção superior 42 do invólucro 24, o que resulta na seção superior 42 que se torna mais quente do que a seção inferior 44. De forma correspondente, uma seção superior Ru do rotor expandirá termicamente na distância radial uma quantidade maior do que uma seção inferior R|, que leva a uma expansão radial assimétrica das seções superior e inferior Ru, R| do rotor R relativas ao eixo geométrico de rotação 37 dos eixos 34, 36. Essa expansão radial assimétrica ocasionada por meio do diferencial de temperatura criado pela estratificação é denominada na indústria como um rotor curvado. O problema é que a expansão assimétrica ocasiona o movimento radialmente para cima do centro de massa do rotor, na direção oposta ao eixo geométrico de rotação 37 dos eixos 34, 36, que leva a um desequilíbrio de rotação.

[019] Em um exemplo de motor específico, uma condição de falta de equilíbrio ocasionada pelo rotor curvado, ocasionará vibração abaixo de 500 RPM e/ou quando atravessar velocidades críticas quando o motor de turbina 10 estiver acelerando. Certos motores de turbina 10 são mais sensíveis a uma condição de rotor curvado, se houver um modo vibratório, tal como uma frequência natural próxima da velocidade de rotor máximo, o sistema de partida tem a capacidade de produzir. Para o exemplo acima, um modo vibratório de pico para o motor de turbina 10 pode estar em 3.500 RPM e a velocidade rotor de iniciação máxima pode estar em 4.250 RPM. Uma vez que o modo de pico está abaixo da velocidade de rotor máxima, altas vibrações e atrito ocorrerão quando o motor de turbina 10 acelera através do modo de pico em 3.500 RPM, se uma condição de rotor curvado existir.

[020] Sob uma sequência de partida normal para o motor de turbina 10, um motor de turbina 10 com uma condição de rotor curvado pode experimentar vibrações associadas à condição de rotor curvado. Isso é mais bem visualizado com referência à Figura 2, em que a sequência de partida normal 100 para um motor de turbina 10, o qual representa a velocidade de rotor durante a partida como uma função de tempo. Uma sequência de partida típica 100 começa com uma primeira fase de aceleração 102 em que a velocidade de rotação do rotor R é aumentada por meio de potência externa, até alcançar uma velocidade de combustão 104, a qual é onde o motor está produzindo compressão suficiente para a combustão. Mediante o alcance da velocidade de combustão 104, o combustível é fornecido ao motor de turbina e sistema de ignição é ligado para inflamar o combustível. Após o início da combustão na extremidade da primeira fase de aceleração 102, a velocidade de rotação do rotor R é aumentada durante uma segunda fase de aceleração 106 com o uso de potência gerada por motor, em vez da potência externa a uma velocidade em marcha lenta 108. A segunda fase de aceleração 106 tem tipicamente uma taxa maior de aceleração por causa da potência gerada por meio do motor de turbina que é maior do que a potência externa durante a primeira fase de aceleração.

[021] Com referência à Figura 3, para implantar praticamente a sequência de partida 100, no tempo de partida do motor, a tripulação de voo inicia a sequência de partida com uso do Sistema de Gerenciamento de Voo da aeronave em 110, que cede autoridade sobre o Controle Total Digital do Motor (posteriormente no presente documento como “FADEC”) que executa uma sequência de autopartida em 112. O FADEC avalia o estado motor de viragem 50 em114 e abre uma válvula de ar de iniciador (“SAV”) (quando usa um iniciador de ar de turbina) em 116 para suprir o ar de partida e começar a primeira fase de aceleração 102. Durante a primeira fase de aceleração 102, o FADEC monitora a vibração de rotor R por um período de tempo, à medida que o rotor aumenta a velocidade até uma velocidade de combustão 104 em 118. Uma vez que a velocidade de combustão 104 ocorre e a vibração é sentida para ser baixa o suficiente para a aceleração até a velocidade em marcha lenta 108, o suprimento de ignição e combustível é iniciados em 120. Nesse ponto, o FADEC iniciará a segunda fase de aceleração 106 e o rotor irá acelerar em uma velocidade em marcha lenta 108. Após alcançar a velocidade em marcha lenta 108, o motor de turbina, então, continua a funcionar a uma velocidade em marcha lenta 108 em uma fase em marcha lenta. Se a vibração monitorada for muito grande, a qual pode ser indicador de uma condição de rotor curvado, o SAV será desligado e a rotação será parada, o que é altamente indesejável.

[022] A invenção elimina a necessidade de desligar o motor de turbina, nesse caso, e toma ações corretivas quando uma condição de rotor curvado é presente. No geral, a invenção se aproveita do ar que é extraído através do motor de turbina durante a sequência de partida para resfriar rapidamente o rotor R e aliviar a condição de rotor curvado durante a partida. Isso é executado durante a sequência de partida adicionando-se um submodo 122 para uma fase de resfriamento de rotor curvado até a sequência de partida em que o rotor é girado abaixo um limiar de velocidade de rotor curvado predeterminado, o que previne dano ao rotor até que uma condição de rotor não curvado seja satisfeita. A condição de rotor não curvado pode ser um tempo predeterminado de rotação que é suficiente para assegurar que o ar que é extraído através do motor de turbina, forneça resfriamento suficiente para alívio de boa parte da condição de rotor curvado para uma operação segura ou pode ser o parâmetro de motor, tal como uma temperatura do rotor ou um desequilíbrio do rotor.

[023] A Figura 4 ilustra uma realização do modo de subfase de resfriamento de rotor curvado em que o ar extraído através do motor de turbina é usado para resfriar o rotor e aliviar a condição de rotor curvado. A sequência de partida 200 de Figura 4 executa a invenção adicionando-se uma fase de resfriamento de rotor curvado no formato de uma fase de amostragem 202 até a primeira fase de aceleração 102 da sequência de partida de Figura 3. Nesse sentido, a sequência de partida 200 é semelhante à sequência de partida 100, exceto pela adição da fase de amostragem 202. Assim, a descrição anterior da sequência de partida 100 se aplica à sequência de partida 200. Por brevidade, apenas os aspectos relacionados à fase de amostragem adicional 202 será descrita.

[024] Durante a primeira fase de aceleração 102, se o FADEC determina que um desequilíbrio seja indicador de uma condição de rotor curvado, em vez do desligamento do motor de turbina, o FADEC inicia o a fase de resfriamento do rotor curvado no formato da fase de amostragem 202, a qual compreende cessar temporariamente a aceleração do rotor R e gira o rotor R em uma velocidade substancialmente constante até que a condição de rotor curvado seja aliviada, de modo a satisfazer uma condição de rotor não curvado, tal como um limiar de rotor não curvado. Mediante o alívio da condição de rotor curvado, a primeira fase de aceleração 102 é continuada e a sequência de partida 200 completa da mesma maneira que a sequência de partida 100.

[025] Vários limiares de rotor não curvado podem ser usados determinar o alívio da condição de rotor curvado. Um limiar de rotor não curvado é para operar a fase de amostragem 202 por um tempo predeterminado, o que pode ser um tempo que é determinado por meio de teste, que é suficiente para o rotor em particular R girar na fase de amostragem para resfriar de modo suficiente, para eliminar a condição de rotor curvado. Outro limiar de rotor não curvado é o FADEC que detecta o desequilíbrio de rotor durante a fase de amostragem. À medida que o rotor resfria, a disparidade de expansão no interior do rotor desaparece, o que reduz a quantidade de desequilíbrio detectado por meio do FADEC. Uma vez que a quantidade desequilíbrio cai abaixo de um limiar aceitável para dado motor de turbina, o FADEC terminará com a fase de amostragem 202 e retomará a primeira fase de aceleração 102. À medida que a quantidade de desequilíbrio é, de modo geral, relacionado à magnitude de vibrações em uma dada velocidade, o FADEC pode usar entradas de detecção de movimento que são indicadoras das vibrações para determinar o grau de desequilíbrio. Outro limiar de rotor não curvado monitora a temperatura de uma ou mais posições do rotor. Quando as temperaturas estão em uma faixa predeterminada entre si ou abaixo de um limiar absoluto, o FADEC pode determinar que a condição de rotor curvado seja aliviada e retoma a primeira fase de aceleração 102. A temperatura pode ser determinada por meio do FADEC que recebe as entradas do detector de temperatura a uma ou mais porções do rotor, invólucro e/ou interior de invólucro. Os limiares de rotor não curvado descritos anteriormente podem ser usados separadamente ou em qualquer combinação. Outros limiares de rotor não curvado podem também ser usados sozinhos ou em combinação com aqueles descritos acima.

[026] Deve-se notar que enquanto apenas uma fase de amostragem 202 é ilustrada, é contemplado que múltiplas fases de amostragem 202 podem ser usadas. Se após o término da primeira fase de amostragem 202 e a primeira fase de aceleração for completa, o FADEC determina um indicador de desequilíbrio de uma condição de rotor curvado, outra fase de amostragem 202 podería ser adentrada. Tantas fases de amostragem quanto necessárias podem ser adicionadas. Isso levaria a um perfil do tipo degrau de escada para uma primeira fase de aceleração, com a elevação do degrau de escada que é parte da primeira fase de aceleração 102 e o decorrer que é uma fase de amostragem 202, em que as fases de amostragem 202 teriam provavelmente, mas não necessariamente, as velocidades de rotação aumentadas de modo sequencial.

[027] Embora a fase de amostragem 202 seja ilustrada como sendo durante a primeira fase de aceleração 102, deve-se notar que a fase de amostragem 202 pode ser aplicada a qualquer fase da sequência de partida 200, incluindo a segunda fase de aceleração 106. A fase de amostragem 202 é ilustrada como sendo em uma primeira fase de aceleração 102, como essa é a fase em que o a velocidade rotor velocidade é provável de estar abaixo da velocidade limiar de rotor curvado, em que não é prejudicial ao motor de turbina para girar o rotor com uma condição de rotor curvado. Entretanto, dependendo do motor de turbina, a velocidade limiar de rotor curvado pode ocorrer durante a segunda fase de aceleração 106. A velocidade limiar de rotor curvado depende dos modos de vibração do rotor e/ou do espaço livre entre o rotor R e do invólucro circundante 24. Na maioria dos casos, a velocidade limiar de rotor curvado é uma velocidade abaixo daquela da velocidade em que o rotor R entraria em contato com uma porção do invólucro 24 por causa das de vibrações associadas ao desequilíbrio atual atribuível à condição de rotor curvado.

[028] Deve-se notar adicionalmente que embora a fase de resfriamento de rotor curvado seja ilustrada como uma fase de amostragem 202 que tem uma velocidade constante, esse não precisa ser o caso. A fase de resfriamento de rotor curvado pode usar apenas uma taxa de aceleração muito mais lenta do que a primeira fase de aceleração 102, por exemplo. A meta durante a fase de amostragem 202 é fornecer tempo suficiente ao rotor R para ser resfriado de modo suficiente para eliminar a condição de rotor curvado, antes que a velocidade de rotação do rotor R alcance a velocidade limiar de rotor curvado para o desequilíbrio correspondente. À medida que a condição de rotor curvado é aliviada, a velocidade limiar de rotor curvado correspondente aumentará necessariamente devido ao fato de que o rotor R encolhe continuamente, à medida que o mesmo é resfriado, resultando em uma redução contínua no desequilíbrio do rotor R atribuível à condição de rotor curvado.

[029] A fase de resfriamento de rotor curvado também pode ser uma combinação de etapas de aceleração e desaceleração, em que a aceleração continua até que o FADEC determine um desequilíbrio inaceitável e, então, o rotor seja levemente desacelerado. Após a passagem de um tempo predeterminado e/ou da satisfação de outro limiar de condição não curvada, o rotor R mais uma vez seria acelerado até que fosse encontrado um desequilíbrio inaceitável. A aceleração/desaceleração continuaria até que o desequilíbrio fosse aliviado.

[030] Essa descrição escrita usa exemplos para apresentar a invenção, inclusive o melhor modo, e também para capacitar qualquer pessoa versada na técnica a praticar a invenção, inclusive a fazer e usar qualquer aparelho ou sistema, e a executar quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da invenção é definido pelas reivindicações e pode incluir outros exemplos que ocorram para as pessoas versadas na técnica. Tais outros exemplos se destinam a estar dentro do escopo das reivindicações se os mesmos tiverem elementos estruturais que não os diferenciem a partir da linguagem literal das reivindicações, ou se os mesmos incluírem elementos estruturais equivalentes com diferenças insubstanciais a partir das linguagens literais das reivindicações.

Lista de Partes 10 motor 12 seção de ventilador 14 seção de compressor 16 seção de combustão 18 seção de turbina 20 seção de escape 22 núcleo de motor 24: invólucro 26 compressor de baixa pressão 28 compressor de alta pressão 30 turbina de alta pressão 32 turbina de baixa pressão 34 primeiro eixo de acionamento 36 segundo eixo de acionamento 37 eixo geométrico rotacional 38 ventilador 40 lâminas de ventilador 42 seção superior 44 seção inferior 46 nacela 50 sistema de motor de viragem 100 sequência de partida normal 102 primeira fase de aceleração 104 velocidade de combustão 106 fase de aceleração 108 velocidade em marcha lenta 110 tripulação de voo inicia a partida 112 FADEC inicia a sequência de autopartida 114 FADEC avalia o estado do sistema de motor de viragem 116 SAV abre 118 FADEC monitora a vibração de rotor 120 ignição & combustível ligados 122 submodo 200 sequência de partida 202 fase de amostragem Reivindicações

Claims

1. MÉTODO PARA INICIAR UM MOTOR DE TURBINA A GÁS QUE TEM UM ROTOR, caracterizado pelo fato de que compreende pelo menos um compressor e turbina montados no eixo com um invólucro que circunda o rotor, sendo que o método compreende: uma fase de aceleração em que a velocidade de rotação do rotor é aumentada em direção a uma velocidade de combustão para forçar o ar através do motor; uma fase de resfriamento de rotor curvado durante a fase de aceleração, em que a velocidade de rotação do rotor é mantida abaixo de uma velocidade limiar de rotor curvado, até que uma condição de rotor não curvado seja satisfeita, em que o ar forçado através do motor de turbina a gás resfria o rotor; e uma fase de combustão, após a fase de resfriamento de rotor curvado e mediante o alcance da velocidade de combustão, em que combustível é suprido para o motor de turbina a gás e a ignição é ligada.

2. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente uma fase em marcha lenta após a fase de combustão, em que a velocidade de rotação do rotor é acelerada a uma velocidade em marcha lenta.

3. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a fase de aceleração compreende girar externamente o rotor.

4. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato de que girar externamente o rotor compreende usar um sistema de motor de viragem acoplado operacionalmente ao rotor.

5. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a velocidade limiar de rotor curvado compreende uma velocidade sem contato abaixo da qual um rotor curvado não entra em contato com o invólucro.

6. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que a velocidade sem contato é menor do que uma frequência natural do motor de turbina.

7. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a condição de rotor não curvado compreende manter a velocidade de rotação do rotor abaixo da velocidade limiar de rotor curvado por um tempo predeterminado.

8. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que o tempo predeterminado é menor que 90 segundos.

9. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de que manter a velocidade de rotação do rotor abaixo da velocidade limiar compreende manter a velocidade de rotação do rotor em uma velocidade substancialmente constante.

10. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que a velocidade constante é menor do que uma frequência natural do motor de turbina.

11. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente uma fase de amostragem durante a fase de resfriamento de rotor curvado, em que a velocidade de rotação do rotor é mantida em uma velocidade substancialmente constante, abaixo da velocidade limiar para manter a velocidade de rotação do rotor abaixo da velocidade limiar.

12. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que a velocidade constante é menor do que uma frequência natural do motor de turbina.

13. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a condição de rotor não curvado compreende um desequilíbrio de rotação do rotor.

14. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 13, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente detectar o desequilíbrio de rotação do rotor e determinar que o desequilíbrio de rotação seja menor do que um limiar de desequilíbrio de rotação para satisfazer a condição de rotor não curvado.

15. MÉTODO PARA INICIAR UM MOTOR DE TURBINA A GÁS QUE TEM UM ROTOR, caracterizado pelo fato de que compreende pelo menos um compressor e turbina montados no eixo com um invólucro que circunda o rotor, sendo que o método compreende: uma fase de aceleração em que a velocidade de rotação do rotor é aumentada em direção a uma velocidade de combustão para forçar o ar através do motor; uma fase de resfriamento de rotor curvado durante a fase de aceleração, em que a velocidade de rotação do rotor é mantida abaixo de uma velocidade sem contato abaixo da qual um rotor curvado não entra em contato com o invólucro, em que o ar forçado através do motor de turbina a gás resfria o rotor; e uma fase de combustão, após a fase de resfriamento de rotor curvado e mediante o alcance da velocidade de combustão, em que combustível é suprido para o motor de turbina a gás e a ignição é ligada.

16. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 15, caracterizado pelo fato de que a velocidade de rotação do rotor é mantida abaixo da velocidade sem contato por um tempo predeterminado.

17. MÉTODO PARA INICIAR UM MOTOR DE TURBINA A GÁS QUE TEM UM ROTOR, caracterizado pelo fato de que compreende pelo menos um compressor e turbina montados no eixo com um invólucro que circunda o rotor, sendo que o método compreende: uma fase de aceleração em que a velocidade de rotação do rotor é aumentada em direção a uma velocidade de combustão para forçar o ar através do motor; uma fase de combustão, durante o decorrer da fase de aceleração, em que combustível é suprido para o motor de turbina a gás e a ignição é ligada; uma fase de monitoramento de condição de rotor curvado, durante a fase de aceleração, em que o rotor é monitorado para uma condição de rotor curvado; e uma fase de resfriamento de rotor curvado durante a fase de aceleração, em que mediante a presença de uma condição de rotor curvado, a velocidade de rotação do rotor é mantida abaixo de uma velocidade sem contato abaixo da qual um rotor curvado não entra em contato com o invólucro, para forçar ar através do motor de turbina a gás para resfriar o rotor.

18. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 17, caracterizado pelo fato de que a velocidade de rotação do rotor é mantida abaixo da velocidade sem contato por um tempo predeterminado.

19. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 18, caracterizado pelo fato de que manter a velocidade de rotação do rotor abaixo da velocidade sem contato compreende manter a velocidade de rotação do rotor em uma velocidade substancialmente constante.

20. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 19, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente uma fase em marcha lenta após a fase de combustão, em que a velocidade de rotação do rotor é acelerada a uma velocidade em marcha lenta a partir da velocidade de combustão.