BR102017004995A2 - Engine bleeding control system, and, method for controlling a motor bleeding system - Google Patents
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Abstract
sistema de controle de sangria de motor, e, método para controlar um sistema de sangria de motor. um sistema de controle de sangria de motor para um motor de turbina a gás de uma aeronave é fornecido. o sistema de controle de sangria de motor inclui uma matriz de sangria de múltiplas derivações incluindo derivações de sangria de motor acoplada a uma fonte de compressor de uma seção de compressor de pressão mais baixa antes de uma seção de compressor de mais alta pressão do motor de turbina a gás. um estágio mais alto das derivações de sangria de motor tem uma temperatura máxima de sangria abaixo de um ponto de autoignição de uma mistura combustível-ar da aeronave na potência de motor em marcha lenta numa altitude de aeronave máxima e uma pressão adequada para pressurizar a aeronave na altitude de aeronave máxima. o sistema de controle de sangria de motor também inclui uma pluralidade de válvulas operáveis para extrair ar de sangria de cada uma das derivações de sangria de motor. um controlador é operável para seletivamente abrir e fechar cada uma das válvulas com base numa demanda de ar de sangria e controlar a distribuição do ar de sangria para um uso de aeronave.
Description
“SISTEMA DE CONTROLE DE SANGRIA DE MOTOR, E, MÉTODO PARA CONTROLAR UM SISTEMA DE SANGRIA DE MOTOR” FUNDAMENTOS
[001] Esta divulgação se refere a motores de turbina a gás e, mais particularmente, a um sistema de sangria de motor com uma matriz de sangria de derivações múltiplas.
[002] As turbinas a gás são usadas em inúmeras aplicações, uma das quais é para fornecer empuxo para uma aeronave.Ar comprimido é tipicamente derivado de um local de alta pressão perto do combustor para usos auxiliares, tal como controle ambiental da aeronave. No entanto, este ar de alta pressão é tipicamente mais quente do que pode ser suportado com segurança pela canalização e distribuição para a aeronave. Assim, um pré-resfriador ou trocador de calor é usado para resfriar ar de sangria de motor de alta temperatura e tipicamente está localizado perto do motor, de modo que o ar excessivamente quente não seja canalizado através da asa da aeronave por razões de segurança. Desviar ar de pressão mais alta e de temperatura mais alta do motor além da pressão necessária reduz a eficiência do motor. Além disso, trocadores de calor usados para resfriar o ar de sangria de motor aumentam o peso da aeronave global, o que também reduz a eficiência de queima de combustível.
BREVE DESCRIÇÃO
[003] De acordo com uma modalidade, um sistema de controle de sangria de motor para um motor de turbina a gás de uma aeronave é fornecido. O sistema de controle de sangria de motor inclui uma matriz de sangria de múltiplas derivações incluindo uma pluralidade de derivações de sangria de motor acoplada a uma fonte de compressor de uma seção de compressor de pressão mais baixa antes de uma seção de compressor de mais alta pressão do motor de turbina a gás. Um estágio mais alto das derivações de sangria de motor tem uma temperatura máxima de sangria abaixo de um ponto de autoignição de uma mistura combustível-ar da aeronave na potência de motor em marcha lenta numa altitude de aeronave máxima e uma pressão adequada para pressurizar a aeronave na altitude de aeronave máxima. O sistema de controle de sangria de motor também inclui uma pluralidade de válvulas operáveis para extrair ar de sangria de cada uma das derivações de sangria de motor. O sistema de controle de sangria de motor inclui ainda um controlador operável para seletivamente abrir e fechar cada uma das válvulas com base numa demanda de ar de sangria controlar a distribuição do ar de sangria para um uso de aeronave.
[004] Além de uma ou mais das características descritas acima, ou como uma alternativa a qualquer das modalidades anteriores, modalidades adicionais podem incluir quando o uso de aeronave é um sistema de controle ambiental da aeronave.
[005] Além das uma ou mais das características descritas acima, ou como uma alternativa a qualquer das modalidades anteriores, modalidades adicionais podem incluir uma sangria pneumática para anticongelamento de pelo menos uma entrada de nacela do motor de turbina a gás, em que a sangria pneumática está num estágio de motor diferente das derivações de sangria de motor.
[006] Além de uma ou mais das características descritas acima, ou como uma alternativa a qualquer das modalidades anteriores, modalidades adicionais podem incluir quando um sistema anticongelamento de asa da aeronave é alimentado por um gerador de motor.
[007] Além de uma ou mais das características descritas acima, ou como uma alternativa a qualquer das modalidades anteriores, modalidades adicionais podem incluir quando o controlador é operável para controlar a distribuição de uma porção do ar de sangria para um sistema anticongelamento da aeronave.
[008] Além de uma ou mais das características descritas acima, ou como uma alternativa a qualquer das modalidades anteriores, outras modalidades podem incluir um estágio mais baixo das derivações de sangria de motor que tem uma temperatura de sangria máxima abaixo do ponto de autoignição da mistura combustível-ar da aeronave numa operação de potência de motor mais alta e uma pressão adequada para pressurizar a aeronave.
[009] Além de uma ou mais das características descritas acima, ou como uma alternativa a qualquer das modalidades anteriores, modalidades adicionais podem incluir quando a temperatura de sangria máxima for de 400 graus Fahrenheit (204 graus Celsius).
[0010] Além de uma ou mais das características descritas acima, ou como uma alternativa a qualquer das modalidades anteriores, modalidades adicionais podem incluir quando a matriz de sangria de múltiplas derivações e as válvulas estão localizadas abaixo de um estabilizador vertical acoplando uma nacela do motor de turbina a gás a uma asa da aeronave.
[0011] Além de uma ou mais das características descritas acima, ou como uma alternativa a qualquer das modalidades anteriores, modalidades adicionais podem incluir quando o motor de turbina a gás é um motor de turboventilador com engrenagens e um gerador elétrico alimentado pela turbina de baixa do motor de turboventilador com engrenagens alimenta um sistema anticongelamento de asa da aeronave.
[0012] De acordo com uma outra modalidade, um motor de turbina a gás de uma aeronave é fornecido. O motor de turbina a gás inclui uma seção de ventilador, uma seção de compressor, uma seção de turbina e um sistema de controle de sangria de motor. O sistema de controle de sangria de motor inclui uma matriz de sangria de múltiplas derivações incluindo uma pluralidade de derivações de sangria de motor acoplada a uma fonte de compressor de uma seção de compressor de pressão mais baixa antes de uma seção de compressor de mais alta pressão do motor de turbina a gás. O estágio mais alto das derivações de sangria de motor tem uma temperatura máxima de sangria abaixo de um ponto de autoignição de uma mistura combustível-ar da aeronave na potência de motor em marcha lenta numa altitude de aeronave máxima e uma pressão adequada para pressurizar a aeronave na altitude de aeronave máxima. O sistema de controle de sangria de motor também inclui uma pluralidade de válvulas operáveis para extrair ar de sangria de cada uma das derivações de sangria de motor. O sistema de controle de sangria de motor inclui ainda um controlador operável para seletivamente abrir e fechar cada uma das válvulas com base numa demanda de ar de sangria controlar a distribuição do ar de sangria para um uso de aeronave.
[0013] De acordo com uma modalidade adicional, um método para controlar o sistema de sangria de um motor para um motor de turbina a gás de uma aeronave é fornecido. O método inclui estabelecer uma matriz de sangria de múltiplas derivações incluindo uma pluralidade de derivações de sangria de motor acoplada a uma fonte de compressor de uma seção de compressor de pressão mais baixa antes de uma seção de compressor de mais alta pressão do motor de turbina a gás. Um estágio mais alto das derivações de sangria de motor tem uma temperatura máxima de sangria abaixo de um ponto de autoignição de uma mistura combustível-ar da aeronave na potência de motor em marcha lenta numa altitude de aeronave máxima e uma pressão adequada para pressurizar a aeronave na altitude de aeronave máxima. Uma pluralidade de válvulas operáveis para extrair ar de sangria de cada uma das derivações de sangria de motor é configurada. Cada uma das válvulas é seletivamente aberta e fechada com base numa demanda de ar de sangria para controlar a distribuição do ar de sangria para um uso de aeronave.
[0014] Além de uma ou mais das características descritas acima, ou como uma alternativa a qualquer das modalidades anteriores, modalidades adicionais podem incluir quando o uso de aeronave é um sistema de controle ambiental da aeronave e um estágio mais baixo das derivações de sangria de motor tem uma temperatura de sangria máxima abaixo do ponto de autoignição da mistura combustível-ar da aeronave numa operação de potência de motor mais alta e uma pressão adequada para pressurizar a aeronave e pode incluir fornecer anticongelamento de uma sangria pneumática para pelo menos uma entrada de nacela do motor de turbina a gás, em que a sangria pneumática está num estágio de motor diferente das derivações de sangria de motor.
[0015] Além de uma ou mais das características descritas acima, ou como uma alternativa a qualquer das modalidades anteriores, modalidades adicionais podem incluir controlar a distribuição de uma porção do ar de sangria para um sistema anticongelamento da aeronave.
BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS
[0016] A matéria que é considerada como a presente divulgação é particularmente destacada e distintamente reivindicada nas reivindicações na conclusão do relatório descritivo. As características precedentes e outras características e vantagens da presente divulgação são evidentes a partir da descrição detalhada a seguir tomada em conjunto com as Figuras anexas, nas quais: A FIG. 1 é uma vista em seção transversal de um motor de turbina a gás; A FIG. 2 é uma vista parcial de um sistema de sangria de motor de acordo com uma modalidade da divulgação; A FIG. 3 é uma vista esquemática de um sistema de controle de gelo de aeronave de acordo com uma modalidade da divulgação; A FIG. 4 é um fluxo de processo de um método de acordo com modalidades da divulgação; e A FIG. 5 é uma vista esquemática parcial de outro exemplo de um motor de turbina a gás.
[0017] Embora as figuras dos desenhos identificados acima estabeleçam uma ou mais modalidades da invenção, outras modalidades são contempladas também. Em todos os casos, esta divulgação apresenta a invenção por meio de representação e não de limitação. Deve-se entender que outras numerosas modificações e modalidades podem ser planejadas por aquelas pessoas versadas na técnica as quais caem dentro do escopo e espírito dos princípios da invenção. As figuras podem não ser desenhadas em escala e as aplicações e as modalidades da presente divulgação podem incluir características e componentes não especificamente mostrados nos desenhos. Números de referência semelhantes identificam elementos estruturais semelhantes.
DESCRIÇÃO DETALHADA
[0018] Várias modalidades da presente divulgação estão relacionadas com o controle de sangria de motor para um motor de turbina a gás. Modalidades desta divulgação podem ser aplicadas em qualquer turbomáquina da qual ar comprimido é derivado para usos auxiliares. Por exemplo, motores de turbina a gás são motores de turbina de combustão do tipo rotativo construídos em tomo de um núcleo de potência composto por um compressor, combustor e turbina dispostos em série de fluxo com uma entrada a montante e exaustão a jusante. O compressor comprime ar da entrada o qual é misturado com combustível no combustor e inflamado para gerar gás de combustão quente. A turbina extrai energia do gás de combustão em expansão e aciona o compressor via um eixo comum. Energia é fornecida na forma de energia de rotação no eixo, empuxo reativo da exaustão ou ambos. Ar comprimido pode ser extraído de vários estágios como ar de sangria.
[0019] Motores de turbina a gás fornecem energia eficiente e confiável para uma ampla faixa de aplicações, incluindo aviação e geração de energia industrial. Motores de menor escala, tal como unidades de potência auxiliares, tipicamente usam um projeto de um carretei com seções de compressor e turbina de corrotação. Motores a jato de maior escala e turbinas a gás industriais são geralmente dispostos numa série de carretéis coaxialmente aninhados, os que operam em diferentes pressões e temperaturas e giram em velocidades diferentes.
[0020] As seções de compressor e turbina individuais em cada carretei são subdivididas numa série de estágios os quais são formados de fileiras alternadas de pás de rotor e aerofólios de palheta de estator. Os aerofólios são moldados para girar, acelerar e comprimir o fluxo de fluido de trabalho, ou para gerar elevação para conversão em energia de rotação na turbina.
[0021] Aplicações de aviação incluem motores turbojato, turboventilador, turbo-hélice e turboeixo. Em motores turbojato, empuxo é gerado principalmente da exaustão. Aeronaves de asa fixa modernas geralmente empregam projetos de turboventilador e turboélice nos quais o carretei de baixa pressão é acoplado a um ventilador de propulsão ou hélice em turboventilador com duas turbinas. Altemativamente, em turboventiladores com três turbinas, uma turbina aciona o ventilador, uma turbina aciona a primeira seção de compressor e a terceira turbina aciona a segunda seção de compressor. Motores de turboeixo são tipicamente usados em aeronaves de asa rotativa, incluindo helicópteros.
[0022] Motores turboventilador são comumente divididos em configurações de desvio de alta e baixa. Turboventiladores de desvio de alta geram empuxo principalmente do ventilador o qual aciona fluxo de ar através de um duto de desvio orientado em tomo do núcleo do motor. Este projeto é comum em aeronaves comerciais e transportes militares, onde mído e eficiência de combustível são preocupações principais. Turboventiladores de desvio de baixa geram proporcionalmente mais empuxo do fluxo de exaustão, proporcionando maior empuxo específico para uso em aeronaves de alto desempenho, incluindo caças supersônicos. Turboventiladores sem dutos (rotor aberto) e motores de propulsor com duto são também conhecidos em uma variedade de configurações de contrarrotação e montados na popa.
[0023] Com referência agora à FIG. 1, uma vista em seção transversal de um motor de turbina a gás 10 numa configuração turboventilador é ilustrada. O motor de turbina a gás ilustrado 10 inclui uma seção de ventilador 11 com um ventilador de propulsão 12 montado dentro de um duto de desvio 14 a montante de uma palheta de guia de saída de ventilador 13. Um núcleo de potência do motor é formado por uma seção de compressor 16, um combustor 18 e uma seção de turbina 20. As pás de rotor (ou aerofólios) 21 na seção de compressor 16 e/ou na seção de turbina 20 estão dispostas nos estágios 38 com palhetas de estator (ou aerofólios) 39 correspondentes, em que cada estágio 38 inclui um par de pá de rotor 21 e palheta de estator 39.
[0024] Na configuração de desvio de alta de dois carreteis da FIG. 1, a seção de compressor 16 inclui um compressor de baixa pressão 22 (uma seção de compressor de pressão mais baixa) e um compressor de alta pressão 24 (uma seção de compressor de pressão mais alta). A seção de turbina 20 inclui uma turbina de alta pressão 26 e uma turbina de baixa pressão 28.
[0025] O compressor de baixa pressão 22 está rotativamente acoplado à turbina de baixa pressão 28 via um eixo de baixa pressão 30, desse modo formando o carretei de baixa pressão ou carretei de baixa 31.0 compressor de alta pressão 24 está rotativamente acoplado à turbina de alta pressão 26 via um eixo de alta pressão 32 formando o carretei de alta pressão ou carretei de alta 33.
[0026] Durante a operação do motor de turbina a gás 10, o ventilador 12 acelera o fluxo de ar de uma entrada 34 através do duto de desvio 14 gerando empuxo. O fluxo de ar de núcleo central é comprimido no compressor de baixa pressão 22 e no compressor de alta pressão 24 e, então, o fluxo de ar comprimido é misturado com combustível no combustor 18 e inflamado para gerar gás de combustão.
[0027] O gás de combustão expande para acionar as turbinas de alta e baixa pressão 26 e 28 as quais estão rotativamente acopladas ao compressor de alta pressão 24 e ao compressor de baixa pressão 22, respectivamente. Gases de combustão expandidos saem através do bocal de exaustão 36 o qual é moldado para gerar um empuxo adicional do fluxo de gás de exaustão.
[0028] Em projetos de turboventilador avançados com uma turbina de baixa pressão e uma turbina de alta pressão, o eixo de baixa pressão 30 pode ser acoplado a um compressor de baixa pressão e, então, a um ventilador 12 via mecanismo de acionamento com engrenagens 37, proporcionando controle de velocidade de ventilador melhorado para elevada eficiência e reduzido ruído de motor como um motor turboventilador com engrenagens. O ventilador de propulsão 12 pode também funcionar como um compressor de primeiro estágio para o motor de turbina a gás 10 com o compressor de baixa pressão 22 funcionando como um compressor ou reforçador de estágio intermediário em frente ao compressor de alta pressão 24. Altemativamente, os estágios de compressor de baixa pressão estão ausentes e ar do ventilador 12 é fornecido diretamente ao compressor de alta pressão 24 ou a um carretei de compressor intermediário girando de forma independente.
[0029] Uma caixa de engrenagens acessória do motor 40 é mecanicamente acoplada via um eixo de torre 42 a uma porção rotativa do motor de turbina a gás 10, tal como o carretei de alta pressão 33. A rotação de vários acessórios de motor, tal como bombas 44 e geradores elétricos 46 (também denominados como geradores de motor 46) pode ser conduzida através da caixa de engrenagens acessória de motor 40, como representado esquematicamente na FIG. 1. A caixa de engrenagens acessória de motor 40 pode, altemativamente, ser acoplada ao carretei de baixa 31 e, assim, os geradores elétricos 46 podem também ser denominados como geradores de carretei de baixa alimentados por rotação da turbina de baixa pressão 28 (isto é, turbina de pressão mais baixa).
[0030] O motor de turbina a gás 10 pode ter uma faixa de diferentes geometrias de eixo e carretei, incluindo configurações de um carretei, dois carretéis e três carretéis em ambos os projetos de corrotação e contrarrotação. O motor de turbina a gás 10 também pode ser configurado como um turboventilador de desvio de baixa, um turboventilador de rotor aberto, um motor de propulsor com duto ou sem duto ou uma turbina a gás industrial.
[0031] A FIG. 5 representa outro exemplo de um motor de turbina a gás 220 numa configuração de turboventilador com engrenagens. O motor de turbina a gás 220 se estende ao longo de uma linha de centro axial 222 entre uma entrada de fluxo de ar a montante 224 e uma exaustão de fluxo de ar a jusante 226. Um motor de turbina a gás 220 inclui uma seção de ventilador 228, uma seção de compressor 216, uma seção de combustor 232 e uma seção de turbina 219. A seção de compressor 216 inclui uma seção de compressor de baixa pressão (LPC) 229, uma seção de compressor de pressão intermediária (IPC) 230 e uma seção de compressor de alta pressão (HPC) 231, em que a seção LPC 229 e a seção IPC 230 são a seção de compressor de pressão mais baixa antes da seção de compressor de pressão mais alta da seção HPC 231. A seção de turbina 219 inclui uma seção de turbina de alta pressão (HPT) 233, uma seção de turbina de pressão intermediária (IPT) 234 e uma seção de turbina de baixa pressão (LPT) 235.
[0032] As seções de motor 228-235 são dispostas sequencialmente ao longo da linha de centro 222 dentro de um alojamento de motor 236. Este alojamento 236 inclui uma carcaça interna (por exemplo, núcleo) 238 e uma carcaça externa (por exemplo, ventilador) 240. A carcaça interna 238 aloja a seção LPC 229 e as seções de motor 230-235 que formam um núcleo de múltiplos carretéis do motor de turbina a gás 220. A carcaça externa 240 aloja pelo menos a seção de ventilador 228. A carcaça de motor 236 também inclui uma nacela interna (por exemplo, núcleo) 242 e uma nacela externa (por exemplo, ventilador) 244. A nacela interna 242 aloja e fornece uma cobertura aerodinâmica para a carcaça interna 238. A nacela externa 244 aloja e fornece uma cobertura aerodinâmica para a carcaça externa 240. A nacela externa 244 também se sobrepõe a uma porção da nacela interna 242, desse modo, definindo um caminho de gás de desvio 246 radialmente entre as nacelas 242 e 244. O caminho de gás de desvio 246, é claro, também pode ser parcialmente definido pela carcaça externa 240 e/ou outros componentes do motor de turbina a gás 220.
[0033] Cada uma das seções de motor 228-231 e 233-235 inclui um respectivo rotor 248-254. Cada um destes rotores 248-254 inclui uma pluralidade de pás de rotor (por exemplo, pás de ventilador, pás de compressor ou pás de turbina), dispostas circunferencialmente em tomo e conectadas a um ou mais discos de rotor respectivos. As pás de rotor, por exemplo, podem ser formadas de modo integral ou fixadas mecanicamente, soldadas, brasadas, aderidas e/ou de outra forma fixadas ao(s) respectivo(s) disco(s) de rotor.
[0034] Os rotores 248-254 são respectivamente configurados numa pluralidade de conjuntos rotativos 256-258. O primeiro conjunto rotativo 256 inclui o rotor de ventilador 248, o rotor LPC 249 e o rotor LPT 254. O primeiro conjunto rotativo 256 pode também incluir um trem de engrenagens 260 e um ou mais eixos 262 e 263, cujo trem de engrenagens 260 pode ser configurado como um trem de engrenagens epicíclicas com um sistema de engrenagens planetárias ou estrelas. O rotor LPC 249 é conectado ao rotor de ventilador 248. O rotor de ventilador 248 é conectado ao trem de engrenagens 260 através do eixo de ventilador 262. O rotor LPC 249 é, portanto, conectado ao trem de engrenagens 260 através do rotor de ventilador 248 e do eixo de ventilador 262. O trem de engrenagens 260 é conectado e acionado pelo rotor LPT 254 através do eixo de baixa velocidade 263.
[0035] O segundo conjunto rotativo 257 inclui o rotor IPC 250 e o rotor IPT 253. O segundo conjunto rotativo 257 também inclui um eixo de velocidade intermediária 264. O rotor IPC 250 é conectado e acionado pelo rotor IPT 253 através do eixo de velocidade intermediária 264.
[0036] O terceiro conjunto rotativo 258 inclui o rotor HPC 251 e o rotor HPT 252. O terceiro conjunto rotativo 258 também inclui um eixo de alta velocidade 265. O rotor HPC 251 é conectado e acionado pelo rotor HPT 252 através do eixo de alta velocidade 265.
[0037] Um ou mais dos eixos 262-265 pode ser coaxial em tomo da linha de centro 222. Um ou mais dos eixos 263-265 podem também ser dispostos concentricamente. O eixo de baixa velocidade 263 é disposto radialmente dentro e se estende axialmente através do eixo de velocidade intermediária 264. O eixo de velocidade intermediária 264 é disposto radialmente dentro e se estende axialmente através do eixo de alta velocidade 265. Os eixos 262-265 são suportados rotativamente por uma pluralidade de mancais; por exemplo, elemento de rolamento e/ou mancais de encosto. Cada um destes mancais é conectado ao alojamento de motor 236 (por exemplo, o revestimento interno 238) por pelo menos uma estrutura estacionária tal como, por exemplo, uma estrutura de suporte anular.
[0038] Durante a operação, ar entra no motor de turbina a gás de 220 através da entrada de fluxo de ar 224. Este ar é dirigido através da seção de ventilador 228 e para o caminho de gás de núcleo 266 e o caminho de gás de desvio 246. O caminho de gás de núcleo 266 flui sequencialmente através das seções de motor 229-235. O ar dentro do caminho de gás de núcleo 266 pode ser denominado como "ar de núcleo". O ar dentro do caminho de gás de desvio 246 pode ser denominado como "ar de desvio".
[0039] O ar de núcleo é comprimido pelos rotores de compressor 249-251 e dirigido para a seção de combustor 232. Combustível é injetado na seção de combustor 232 e misturado com o ar de núcleo comprimido para proporcionar uma mistura combustível-ar. Esta mistura combustível ar é inflamada e produtos de combustão da mesma fluem diretamente e sequencialmente fazem os rotores de turbina 252-254 girar. A rotação dos rotores de turbina 252-254, respectivamente, aciona a rotação dos rotores de compressor 251-249 e, assim, a compressão do ar recebido de uma entrada de fluxo de ar de núcleo. A rotação do rotor de turbina 254 também aciona a rotação do rotor de ventilador 248 a qual impulsiona ar de desvio através e para fora do caminho de gás de desvio 246. A propulsão do ar de desvio pode ser responsável por uma maioria de empuxo gerado pelo motor de turbina a gás 220, por exemplo, mais de setenta e cinco por cento (75%) de empuxo de motor. O motor de turbina a gás 220 da presente divulgação, no entanto, não está limitado à razão de empuxo exemplar precedente. Além disso, embora o exemplo da FIG. 5 inclua trem de engrenagens 260, o trem de engrenagens 260 pode ser eliminado em outras modalidades que incluem dois ou mais carretéis.
[0040] A FIG. 2 é uma vista parcial de um sistema de sangria de motor 50 (também denominado como um sistema de controle de sangria de motor) de acordo com uma modalidade. No exemplo da FIG. 2, o sistema de sangria de motor 50 inclui uma matriz de sangria de múltiplas derivações 51a qual inclui uma pluralidade de derivações de sangria de motor 52A, 52B, 52C, 52D acopladas a uma fonte de compressor 54 do motor de turbina a gás 10. Cada uma das derivações de sangria de motor 52A-52D pode ser localizada numa localização de pressão mais baixa, por exemplo, antes de um nono estágio 55 dos pares de pá de rotor 21 e palheta de estator 39 de uma seção de compressor 16 do motor de turbina a gás 10. Em algumas modalidades, a fonte de compressor 54 é a fonte de compressor de pressão mais baixa da seção de compressor 16. Embora o exemplo da FIG. 2 represente quatro derivações de sangria de motor 52A-52D será entendido que a matriz de sangria de múltiplas derivações 51 pode incluir qualquer número de duas ou mais derivações de sangria de motor entre uma fonte de ar de ventilador 56 e uma seção de compressor de pressão mais alta da seção de compressor 16 em várias modalidades. A derivação de sangria de motor 52A está num local a montante em relação às derivações de sangria de motor 52B- 52D e, assim, fornece uma fonte de compressão mais baixa e ar de sangria mais frio em comparação com ar de sangria extraído das derivações de sangria de motor 52B-52D. Da mesma forma, a derivação de sangria de motor 52B está num local a jusante em relação às derivações de sangria de motor 52C-52D e, assim, fornece uma fonte de compressão mais baixa e ar de sangria mais frio em comparação com ar de sangria extraído das derivações de sangria de motor 52C-52D. A derivação de sangria de motor 52D está num local a jusante em relação às derivações de sangria de motor 52A-52C e, assim, fornece uma fonte de compressão mais alta e ar de sangria mais quente em comparação com ar de sangria extraído das derivações de sangria de motor 52C-52D. Em modalidades, um estágio mais alto das derivações de sangria de motor (isto é, derivação de sangria de motor 52D) tem uma temperatura máxima de sangria abaixo de um ponto de autoignição de uma mistura combustível-ar da aeronave na potência de motor em marcha lenta numa altitude de aeronave máxima e uma pressão adequada para pressurizar a aeronave na altitude de aeronave máxima. Um estágio mais baixo das derivações de sangria de motor (isto é, derivação de sangria de motor 52A) tem uma temperatura máxima de sangria abaixo do ponto de autoignição da mistura combustível-ar da aeronave numa operação de potência de motor mais alta e uma pressão adequada para pressurizar a aeronave.
[0041] No exemplo da FIG. 2, ar de sangria da derivação de sangria de motor 52A é encaminhado através de uma válvula de retenção 58A para o duto intermediário 59. Uma válvula 62A pode controlar a distribuição do ar de sangria do duto intermediário 59 para um uso de aeronave 64 através de dutos 65. A válvula 62A pode ser uma válvula de fechamento ou uma válvula reguladora de pressão e fechamento combinada. O uso da aeronave 64 pode ser um sistema de controle ambiental 90 de uma aeronave 5, como se vê melhor na FIG. 3. Ar de sangria da derivação de sangria de motor 52B pode ser encaminhado através da válvula de retenção 58B para o duto intermediário 59 como controlado pela válvula 62B. Ar de sangria da derivação de sangria de motor 52C pode ser encaminhado através da válvula de retenção 58C para o duto intermediário 59 como controlado pelas válvulas 62B e 62C. Ar de sangria da derivação de sangria de motor 52D pode ser encaminhado para o duto intermediário 59 como controlado pelas válvulas 62B, 62C e 62D. Outras configurações da matriz de sangria de múltiplas derivações 51 são contempladas, incluindo diferentes arranjos de válvulas com um maior ou menor número de válvulas. Por exemplo, em vez de válvulas em cascata 62B-62D, a válvula 62C e/ou a válvula 62D podem ser diretamente conectadas ao duto intermediário 59.
[0042] Em modalidades, uma sangria pneumática 70 para anticongelamento de uma entrada de nacela 72 (FIG. 3) do motor de turbina a gás 10 é fornecida para um sistema anticongelamento de motor 74. O sistema anticongelamento de motor 74 pode fornecer anticongelamento para componentes de motor e/ou componentes de nacela e pode ultrapassar 400 graus Fahrenheit (204 graus Celsius). A sangria pneumática 70 pode estar num estágio diferente das derivações de sangria de motor 52A-52D, por exemplo, temperatura mais alta/ponto de compressão a jusante, mas não precisa estar localizada no estágio mais alto de compressão. A válvula 76 pode ser atuada seletivamente por um controlador 48 para habilitar o sistema anticongelamento de motor 74. Em algumas modalidades, um sistema anticongelamento de asa 78 na asa 80 da aeronave 5 é alimentado por um gerador de motor 46, isto é, anticongelamento elétrico. Em modalidades alternativas, o controlador 48 é operável para controlar a distribuição de uma porção do ar de sangria para o sistema anticongelamento de asa 78 da aeronave 5 usando a válvula 82. O controlador 48 pode também controlar as válvulas 62A-62D, bem como outros componentes.
[0043] O controlador 48 pode incluir memória para armazenar instruções que são executadas por um processador. As instruções executáveis podem ser armazenadas ou organizadas de qualquer maneira e em qualquer nível de abstração, tal como em conexão com uma operação de controle e/ou monitoramento de um ou mais sistemas de motor de turbina a gás 10 da FIG. 1. O processador pode ser qualquer tipo de unidade de processamento central (CPU), incluindo um processador de uso geral, um processador de sinal digital, um microcontrolador, um circuito integrado específico de aplicação (ASIC), uma matriz de portas programáveis no campo ou semelhantes. Além disso, em modalidades, a memória pode incluir memória de acesso aleatório (RAM), memória de leitura somente (ROM) ou outros meios eletrônicos, ópticos, magnéticos ou qualquer outro meio legível por computador no qual são armazenados dados e algoritmos de controle de uma forma não transitória. O controlador 48 pode ser incorporado numa unidade substituível em linha individual dentro de um sistema de controle (por exemplo, num controle de motor eletrônico) e/ou distribuído entre múltiplos sistemas eletrônicos.
[0044] No exemplo da FIG. 2, locais de fonte das derivações de sangria de motor 52A-52D são selecionados para manter uma temperatura máxima do ar de sangria abaixo de um ponto de autoignição de uma mistura combustível-ar em todas as condições de voo do motor de turbina a gás 10. Por exemplo, a temperatura máxima pode ser estabelecida como 400 graus Fahrenheit (204 graus Celsius) para 0,25 mach e um dia de 120 graus Fahrenheit. O controlador 48 pode observar várias condições de operação da aeronave para determinar pressões e temperaturas em cada uma das derivações de sangria de motor 52A-52D e seletivamente abrir e fechar as válvulas 62A-62D com base numa demanda de ar de sangria e controlar a distribuição do ar de sangria para uso da aeronaves 64 e/ou sistema anticongelamento de asa 78.
[0045] Embora uma configuração específica seja representada na FIG. 2, outras configurações são contempladas dentro do escopo das modalidades. Por exemplo, a válvula 82 pode estar localizada a montante de uma ou mais das válvulas 62A-62D. Além disso, a saída de uma ou mais das derivações de sangria de motor 52A-52D pode ter outros usos e/ou conexões com o sistema anticongelamento de asa 78 e/ou outros sistemas. A matriz de sangria de múltiplas derivações 51 e/ou as válvulas 62A-62D podem estar localizadas perto do motor de turbina a gás 10 abaixo ou dentro de um estabilizador vertical 84 (FIG. 3) que acopla uma nacela do motor de turbina a gás 10 à asa 80, ou dentro da aeronave 5. Além disso, o sistema de sangria de motor 50 pode ser incorporado no motor de turbina a gás 220 da FIG. 5, onde a derivação de sangria de motor 52 pode ser acoplada a uma fonte de compressor de uma seção de compressor de pressão mais baixa (por exemplo, seção LPC 229 ou seção IPC 230) antes de uma seção de compressor de pressão mais alta (seção HPC 231) do motor de turbina a gás 220 da FIG. 5, por exemplo.
[0046] A FIG. 4 é um fluxo de processo de um método 100 de acordo com uma modalidade. O método 100 é descrito com referência às FIGS. 1 a 5. Embora descrito principalmente com referência ao motor de turbina a gás 10 da FIG. 1, será entendido que o método 100 também pode ser aplicado ao motor de turbina a gás 220 da FIG. 5 e outras configurações. No bloco 102, uma matriz de sangria de múltiplas derivações 51 é estabelecida com uma pluralidade de derivações de sangria de motor 52A-52D acopladas a uma fonte de compressor 54 de uma seção de compressor de pressão mais baixa antes de uma seção de compressor de pressão mais alta do motor de turbina a gás 10, onde um estágio mais alto das derivações de sangria de motor (por exemplo, derivação de sangria de motor 52D) tem uma temperatura de sangria máxima abaixo de um ponto de autoignição de uma mistura combustível-ar da aeronave em potência do motor em marcha lenta a uma altitude de aeronave máxima e uma pressão adequada para pressurizar a aeronave na altitude de aeronave máxima. No bloco 104, as válvulas 62A-62D são configuradas para extrair ar de sangria de cada uma das derivações de sangria de motor 52A- 52D. Válvulas de retenção 58A-58C também podem controlar o fluxo de ar de sangria das derivações de sangria de motor 52A-52D para o duto intermediário 59, por exemplo. No bloco 106, cada uma das válvulas 62A-62D é seletivamente aberta e fechada com base numa demanda de ar de sangria para controlar a distribuição do ar de sangria para um uso de aeronave 64. Anticongelamento pode ser fornecido de uma sangria pneumática 70 para uma entrada de nacela 74 do motor de turbina a gás 10. Energia de um gerador de motor 46 pode ser fornecida a um sistema anticongelamento de asa 78 da aeronave 10. Altemativamente, o controlador 48 controla a distribuição de uma porção da sangria de ar para o sistema anticongelamento de asa 78 da aeronave 5, por exemplo, usando uma combinação de válvulas 62A-62D e/ou 82.
[0047] Efeitos técnicos e benefícios incluem reduzir perda de energia de sangria de motor usando múltiplas derivações de sangria de motor e um limite de temperatura de pico. Modalidades seletivamente abrem e fecham válvulas com base numa demanda de ar de sangria para manter os limites de pressão e temperatura e evitar pré-resfriamento do ar de sangria de motor. Modalidades podem eliminar a necessidade de um pré-resffiador ou trocador de calor adicional selecionando ar de sangria de motor de uma derivação de motor a temperatura e pressão alvo, embora não ultrapassando o ponto de autoignição de uma mistura combustível-ar.
[0048] Embora a presente divulgação tenha sido descrita em detalhes em conexão com apenas um número limitado de modalidades, deve ser prontamente entendido que a presente divulgação não está limitada a tais modalidades divulgadas. Em vez disto, a presente divulgação pode ser modificada para incorporar qualquer número de variações, alterações, substituições ou disposições equivalentes até então não descritas, mas que são compatíveis com o escopo da presente divulgação. Adicionalmente, embora várias modalidades da presente divulgação não tenham sido descritas, deve ser entendido que aspectos da presente divulgação podem incluir somente algumas das modalidades descritas. Consequentemente, a presente divulgação não deve ser vista como limitada pela descrição mencionada anteriormente, mas é apenas limitada pelo escopo das reivindicações anexas.
REIVINDICAÇÕES
Claims (12)
1. Sistema de controle de sangria de motor para um motor de turbina a gás de uma aeronave, o sistema de controle de sangria de motor caracterizado pelo fato de que compreende: uma matriz de sangria de múltiplas derivações compreendendo uma pluralidade de derivações de sangria de motor acopladas a uma fonte de compressor de uma seção de compressor de pressão mais baixa antes de uma seção de compressor de pressão mais alta do motor de turbina a gás, onde um estágio mais alto das derivações de sangria de motor tem uma temperatura de sangria máxima abaixo de um ponto de autoignição de uma mistura combustível-ar da aeronave em potência do motor em marcha lenta a uma altitude de aeronave máxima e uma pressão adequada para pressurizar a aeronave na altitude de aeronave máxima; uma pluralidade de válvulas operáveis para extrair ar de sangria de cada uma das derivações de sangria de motor; e um controlador operável para seletivamente abrir e fechar cada uma das válvulas com base numa demanda de ar de sangria controlar a distribuição do ar de sangria para um uso de aeronave.
2. Sistema de controle de sangria de motor de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o uso de aeronave é um sistema de controle ambiental da aeronave.
3. Sistema de controle de sangria de motor de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda uma sangria pneumática para anticongelamento de pelo menos uma entrada de nacela do motor de turbina a gás, em que a sangria pneumática está num estágio de motor diferente das derivações de sangria de motor.
4. Sistema de controle de sangria de motor de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato de que um sistema anticongelamento de asa da aeronave é alimentado por um gerador de motor.
5. Sistema de controle de sangria de motor de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato de que o controlador é operável para controlar a distribuição de uma porção do ar de sangria para um sistema anticongelamento da aeronave.
6. Sistema de controle de sangria de motor de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que um estágio mais baixo das derivações de sangria de motor tem uma temperatura máxima de sangria abaixo do ponto de autoignição da mistura combustível-ar da aeronave numa operação de potência de motor mais alta e uma pressão adequada para pressurizar a aeronave.
7. Sistema de controle de sangria de motor de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que a temperatura de sangria máxima é de 400 graus Fahrenheit (204 graus Celsius).
8. Sistema de controle de sangria de motor de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a matriz de sangria de múltiplas derivações e as válvulas estão localizadas abaixo de um estabilizador vertical acoplando uma nacela do motor de turbina a gás a uma asa da aeronave.
9. Sistema de controle de sangria de motor de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o motor de turbina a gás é um motor de turboventilador com engrenagens e um gerador elétrico alimento pela turbina de baixa do turboventilador com engrenagens alimenta um sistema anticongelamento de asa da aeronave.
10. Método para controlar um sistema de sangria de motor para um motor de turbina a gás de uma aeronave, o método caracterizado pelo fato de que compreende: estabelecer uma matriz de sangria de múltiplas derivações compreendendo uma pluralidade de derivações de sangria de motor acopladas a uma fonte de compressor de uma seção de compressor de pressão mais baixa antes de uma seção de compressor de pressão mais alta do motor de turbina a gás, onde um estágio mais alto das derivações de sangria de motor tem uma temperatura de sangria máxima abaixo de um ponto de autoignição de uma mistura combustível-ar da aeronave em potência do motor em marcha lenta a uma altitude de aeronave máxima e uma pressão adequada para pressurizar a aeronave na altitude de aeronave máxima; configurar uma pluralidade de válvulas operáveis para extrair ar de sangria de cada uma das derivações de sangria de motor; e seletivamente abrir e fechar cada uma das válvulas com base numa demanda de ar de sangria para controlar distribuição do ar de sangria para um uso de aeronave.
11. Método de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que o uso de aeronave é um sistema de controle ambiental da aeronave e um estágio mais baixo das derivações de sangria de motor tem uma temperatura máxima de sangria abaixo do ponto de autoignição da mistura combustível-ar da aeronave numa operação de potência de motor mais alta e uma pressão adequada para pressurizar a aeronave e compreendendo ainda: proporcionar anticongelamento de uma sangria pneumática para pelo menos uma entrada de nacela do motor de turbina a gás, em que a sangria pneumática está num estágio de motor diferente das derivações de sangria de motor.
12. Método de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que compreende ainda: controlar a distribuição de uma porção do ar de sangria para um sistema anticongelamento da aeronave.
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