CN101128967B - 用于航空燃气轮机引擎装置的电力供应 - Google Patents

Abstract

一种用于燃气轮机飞机引擎的供电电路，所述供电电路不同于飞机配电网络，其具有至少三条供电母线，包括：第一母线(24)，用于向引擎的第一电力装置配送直流电或交流电；第二母线(30)，用于向引擎的其它电力装置配送较高电压的直流电或交流电；第一和第二母线与第三母线相连，第三母线连接至少一个电源，例如飞机配电网络，或专用于引擎并由其驱动的发电机，并向所述第一和第二母线供电。

Description

用于航空燃气轮机引擎装置的电力供应

技术领域

本发明涉及航空燃气轮机引擎的供电装置。

背景技术

图1所示为一种传统的利用航空燃气轮机引擎发电的电路。

发电机，例如综合驱动发电机(IDG)，是由引擎驱动，并将电力传输到交流(AC)母线，该交流母线构成飞机配电电路的一部分。该配电电路通常包括直流(DC)母线，该直流母线通过变压整流器单元(TRU)由交流母线供电。在下述文献中详细描述了飞机电力网络中发电和配电的具体系统：US 5764502，US 5233286，US2004/119454，以及EP 0838396。

一旦引擎达到一定速度，与引擎相关的全权电力控制单元(ECU)模块就会得到发电机供电，该发电机可以是永磁铁交流发电机(PMA)，其安装在与引擎涡轮轴机械连接的设备箱上。如图所示，ECU也与直流母线相连，或者作为一种变体，也可与飞机电力电路的交流母线相连，以便在引擎速度尚未达到足够大之前获得供电，直至引擎速度足以使PMA发出所需电量；或者当PMA不能工作时，ECU也能获得供电。

可以在每个有关飞机引擎中找到与图1所示相似的电路，这产生了多个电源可行方案。

ECU利用它所接收到的电能使其各部件运转，并激励引擎的多个构件，如探测器或传感器，电控阀，或只需有限电能的伺服阀。通常地，ECU包括两个备份的相同部分(1/2ECU)或通道。

发明内容

本发明更具体地涉及燃气轮机引擎的电力电路，而不是笼统的飞机电力电路，本发明的目的是提供一种用于燃气轮机飞机引擎中配电的新颖结构，当越来越多的引擎装置需要利用电能而不是水能来工作时，这种结构特别适用。

该目的通过燃气轮机飞机引擎的供电电路来达到，所述供电电路不同于飞机配电网络，其具有至少三条供电母线，包括第一母线，用于向引擎的第一电力装置配送直流电或交流电；第二母线，用于向引擎的其他电力装置配送较高电压的直流电或交流电，其中，由所述第二母线配送的直流电或交流电的电压高于由所述第一母线配送的直流电或交流电的电压；以及第三母线，所述第三母线具有用于从至少一个电源处接收电能的连接，该第三母线还与第一及第二母线相连，向它们提供电能。

所需电能可从飞机的配电网络中获得。不再需要为引擎供电的特殊的发电机。由于飞机上电能消耗的增加，更多电能需要被传输至飞机的电力网络。与飞机上(电力)网络所需的电能相比，引擎所需电能较少，因此它可以从网络中获取电能而不会引起任何过多妨碍。

然而，仍然可以使用特殊电源，例如专用于引擎并由其驱动的发电机，以便发出所需电能，从而使得引擎能够完全独立的运转。

当电源是AC电源时，例如飞机上的电力网络(如115伏AC或230伏AC，400赫兹或其他不同频率)，或引擎专用发电机，引擎供电设备的不同实施例可设想如下：

·第一实施例，其中第一母线是交流配电母线，其通过变压器和断路器与第三母线相连，第二母线是交流配电母线，其可仅通过断路器与第三母线相连，第二母线的电压与第三母线的可用电压相同；

·第二实施例，其中第一母线是直流配电母线，其通过电压转换器或变压整流器，以及断路器与第一母线相连，第二母线是交流配电母线，其可仅通过断路器与第三母线相连，如第一实施例中所述；

·第三实施例，其中，第一母线是如第二实施例所述的直流配电母线，第二母线是直流配电母线，其通过电压转换器或变压整流器，以及断路器与第三母线相连；以及

·第四实施例，其中，第一母线是如第一实施例所述的交流配电母线，第二母线是如第三实施例所述的直流配电母线。

可以看出，在第一和第二实施例中，当第二母线所需电压与第三母线的可用电压不同时，第二母线可通过变压器与第三母线相连。

当电源是直流电源时，例如飞机上的电路网络(如270伏DC)，可设想引擎和供电设备的第五实施例，其中第一母线是直流配电母线，其通过电压转换器以及断路器与第三母线相连，第二配电母线可仅通过断路器与第三母线相连，第二母线的电压与第三母线的可用电压相同。然而，当第二母线所需电压与第三母线可用电压 不同时，在第二母线和第三母线之间仍可设置电压转换器。

第一供电母线最好用于向所需功率小于100瓦的电力装置供电。第一电力装置可包含以下中的一项或多项：引擎的电子稳压模块，用于控制输送给引擎的燃油流速的阀门，用于管理引擎构件的维护和使用的系统，压缩机瞬时排气叶片(transientbleed vane)，用于控制输送给引擎燃烧室喷油嘴的燃油流速的阀门，用于控制空气流速从而调节涡轮机叶片尖端间隙的阀门，以及用于点燃燃烧室的设备。

其他电力设备可以包含以下中的一项或多项：用于控制可变螺距叶片(variablepitch vane)的俯仰角的设备，用于压缩机的可调节的排气阀(bleed valve)，向引擎提供燃油的电路的泵。

根据本发明的供电设备的一个特征，引擎的电力装置与激励，控制或伺服控制的电子电路相连，并且至少有一些电路被局部嵌入并集成进相应的装置中，并由供电母线为其供电。

根据本发明的供电设备的一个变化实施例，所述第三母线与电热设备相连，且直接向该电热设备供电，所述电热设备是用于调节涡轮机叶片尖端间隙的系统的组成部分。

附图说明

通过阅读下面的非限制性描述，以及参考相关附图，可以更好的理解本发明，其中：

图1，如前所述，是一个框图，揭示了一种已知的用于飞机电力电路的发电和配电方式，以及该飞机电力电路；

图2-6是框图，揭示了根据本发明飞机引擎供电电路的不同具体实施例；

图7详细揭示了图2-6所述供电电路的一部分；以及

图8和图9是框图，揭示了图2所述供电电路的两个变化实施例。

具体实施方式

在图2-6中，附图标记10和20分别表示飞机以及与飞机相适应的燃气轮机引擎的周界。

如图所示，引擎20驱动一个或两个发电机21，为飞机的配电网络提供所需电力。较佳地，使用被引擎轮机驱动时能够作为电启动器并随后作为发电机而工作的电器，这类机器通常被称为启动器/发电机(S/G)。为了备份的目的，飞机的另一个引擎驱动一个或两个类似的发电机，同样，与发电机21并行地向飞机的配电网络传输电能， 以便使飞机上具有备份电源。输送的电能在飞机的配电网络中被转换成交流电，典型值为在400赫兹或其他不同频率下为115伏或230伏，或转换为直流电，典型值为270伏。

引擎的电力装置运行所需的电能通过供电线12，12’从飞机的配电网络中获得。

在图2所示的实施例中，供电线12，12’传输交流电。

供电线12与飞机供电电路的母线22直接相连。用于配送交流电的第一母线24AC通过断路器26和变压器27与母线22相连。变压器27通过母线22将飞机配电网络传输的交流电转换为较低振幅的交流电，例如，电压为大约115伏。用于配送交流电的第二母线30AC通过断路器32与母线22相连。

母线24AC用于传输功率要求相对较低(典型值小于100瓦)的用于操作或制动引擎装置所需的电能。这类装置可包括以下的一项或多项：

·引擎的备份全权电子控制单元(ECU)，图中表示为两个相同的电路(其中之一为备份)，并标记为1/2ECU；

·电路的燃油流控制阀(FFCV)，例如，电控直接控制阀(electrically-controlleddirect-control valve)，用于调节输送给引擎的燃油的总体流速。

·电路的超速阀(OSV)，例如，电控直接控制阀，用于调节输送给引擎的燃油的总体流速，以防止它不会超速；

·引擎构件的维护和使用管理系统(HUMS)，用于传输故障诊断中的有用信息，以及维护引擎构件；

·用于控制输送到引擎燃烧室喷油嘴的燃油流速的系统的阀门，例如，双环预旋(twin annular pre-swirled，TAPS)燃烧室；

·瞬时排气阀门(TBV)，即，在飞行的特殊阶段，特别是在起飞时工作的阀门；

·系统的空气流速控制阀，用于控制高压涡轮机和低压涡轮机的转子叶片尖端的间隙，分别被称为低压涡轮机主动间隙控制(LPTACC)和高压涡轮机主动间隙控制(HPTACC)；以及

·点火设备，用于通过火花塞来控制引擎的点火。

母线30AC用于传输知道引擎装置所需的功率要求相对较高的电能。这类装置可包含以下的一项或多项：

·用于控制定子叶片的俯仰角的设备，该定子具有可变的定子叶片(VSV)，即，涡轮导向叶片(vanes of nozzle)和压缩机级(compressor stages)；

·可变的排气阀(VBV)，用于调节压缩机排气，即，在飞行过程中适于受控的阀门；以及

·引擎的总供油电路的电子泵，特别地，其为测定体积的齿轮泵(GP)。

为了备份，供电线12’直接与母线22’相连，母线22’与母线22对称地配送交流电，供电线12’通过断路器26’和变压器27’与母线24’AC相连，通过断路器32’与母线30’AC相连。由母线24’AC和30’AC供电的装置与由母线24AC和30AC供电的装置相同。

自然地，上面列出的装置并非穷举。

图3揭示了与图2所示实施例不同的引擎供电电路的第二个实施例，其中，第一母线是母线24DC，用于配送直流电，其通过断路器26和电压转换电路28与母线22相连。转换器28将母线22传输的直流电转换成较低振幅的交流电，例如，电压为大约28伏。最好使用安全转换器28，其能够抵抗瞬时电力线干扰，以便在接收到的交流电中发生瞬时干扰的情况下保持母线24DC的电力供应。同样地，母线22’通过断路器26’和电压转换器28’与直流母线24’DC相连，由母线24’DC供电的装置与由母线24DC供电的装置相同。

图4揭示了与图3所示实施例不同的引擎供电电路的第三个实施例，其中，第二母线是直流配电母线30DC，其通过断路器32和变压整流器或转换器33与母线22相连，最好能够抵抗瞬时干扰。变压整流器或转换器33将母线22上的交流电转换为直流电(例如，当母线22配送电压为115伏交流电时将其转换为270伏直流电)。以同样的方式，母线22’通过断路器32’和变压整流器或转换器33’与直流母线30’DC相连，由母线30’DC供电的装置与由母线30DC供电的装置相同。

图5揭示了与图2所示实施例不同的引擎供电电路的第三个实施例，其中，第二母线是如图4所示的直流配电母线30DC，由母线22通过断路器32和变压整流器或转换器33向其供电，最好能够抵抗瞬时干扰。同样地，母线30’DC由母线22’通过断路器32’和变压整流器或转换器33’向其供电。

在图2和3所示实施例中可以看出，当母线30AC和30’AC所需电压与母线22和22’的可用电压不同时，母线30AC和30’AC可通过变压器与母线22，22’相连。

在图6所示的实施例中，供电线12，12’将直流电直接输送给飞机供电电路的直流母线22，22’。第一直流配电母线24DC通过断路器26和电压转换器29与母线22相连，电压转换器29将母线22的直流电(例如，飞机上电网的270伏直流电) 转换为较低的直流电压(如，28伏)。第二直流配电母线30DC通过断路器32与母线22相连。以同样的方式，直流配电母线24’DC通过断路器26’和电压转换器29’与母线22’相连，同时，直流配电母线30’DC通过断路器32’与母线22’相连。由母线24’DC和30’DC供电的装置与由母线24DC和30DC供电的装置相同。

从图6所示实施例中可以看出，当母线30DC和30’DC所需电压与母线22和22’可用电压不同时，母线30DC和30’DC可以通过转换器与母线22和22’相连。

从上述实施例中选出的特殊实施例具有提供飞机上电网可用电压与控制引擎装置工作所需供电的功能。

某些装置工作所需的电能小于电力供应。在所示例子中，这些装置是1/2ECU，以及由母线24AC、24DC或24’AC、24’DC并行供电的HUMS。

一个或多个装置工作所需的电能小于励磁电路所提供的电能。在如图7所示的实施例中，这些装置是点火电路的火花塞，该火花塞与由母线24，24’(24AC或24DC，以及24’AC或24’DC)并行供电的电子激励电路TC相连。为了备份，可以设置两个电路TC。

电子泵GP工作时需要电马达EM和用于控制电马达EM的电子控制电路CC(图7)。电马达EM由母线30和30’(即，30AC或30DC，以及30AC或30DC)并行供电。为了备份，可以设置两个电马达EM的线圈，并与电子控制电路CC相连。

一个或多个装置的工作受控于机电作动器(electromechanical actuator)，该机电作动器包括例如电力传动器的驱动装置，马达，或线圈。特别地，前述这些装置是：FFCV，OSV，TAPS，TBV，HPTACC，LPTACC，VSV以及VBV。当工作的安全性有要求时，为了备份可以设置两个机电作动器。特别地，在有备份机电作动器AEM和AEM’的情况下，这些装置可以为如图7所示的以下装置：FFCV，OSV，TBV，VSV以及VBV。每个传动器都是由母线24，24’或母线30，30’并行供电。在其他情况下，例如为HPTACC和LPTACC，只提供有一个机电作动器AEM，传动器就由母线24，24’并行供电。

可调定位装置也可与伺服控制电路相连，该伺服控制电路用于保持传感器所检测到的它们的真实位置与定位点位置相匹配。这些装置可以是：FFCV，VSV，VBV，HPTACC和LPTACC。机电作动器AEM，可能还有AEM’，分别由电子伺服控制电路SC和SC’所控制。如果在检测到超速或推力过大(over-thrust)后，将燃油流速调节规定在一个限定范围内，则该装置也可以是如实施例中所示的OSV。

如实施例所示，电子电路TC，CC，SC以及SC’被局部嵌入与其相连的装置的 附近，或者被集成在那里。电路TC，CC，SC和SC’由母线24，24’或30，30’并行供电，并且它们通过接头(图中未示)与1/2ECU相连，用于接收由两个1/2ECU中工作着的一个所传输的控制信息或定位点信息。可以看出，装置中由交流母线供电的电子电路也可由直流母线供电。将电子电路嵌入不同的装置中能够有助于减轻1/2ECU的重量。

然而，作为一个变化例，通过在以下电路和马达或有关传动装置之间提供适当接头，就可以将一个或多个电子电路TC，CC，SC或SC’的功能嵌入进1/2ECU中。

从图2-6中可以看出，线18将飞机配电网络与燃油截流阀(SOV)直接连接起来，以便直接从飞机驾驶舱或引擎自动控制系统关闭引擎。

以上部分假设LPTACC和HPTACC的功能是通过控制冲击涡轮机环形区域(turbine ring sector)的空气的流速来实现的，从而通过对环形区域的温度起作用进而控制空间变化。在一变化例中，相同功能也可由已知方式来达到，即通过电阻加热系统作用于环形支撑箱的突出部分。如图8所示，LPTACC和HPTACC系统可由母线22，22’直接并行供电，其间设置有断路器23，23’以及25，25’。开关电路(图中未示)与LPTACC和HPTACC系统相连，并且受1/2ECU控制，该开关电路可控制母线22，22’的电力供应，或者切断该电力供应。

尽管图8揭示的是图2所示供电电路的一个变化实施例，但是相同的变化也可以相同方式应用到图3-6所示的实施例上。

与现有技术相比，本发明的一个优越性是其所提供的电力供应对引擎中不同的电力装置来说是共同的。

所示的供电电路的另一个特殊优点是，引擎电力装置所需的电能从飞机的配电网络中获得。在飞机配电网络上的可用电能很大，以至于能够应付飞机装置不断增加的用电需求的情况下，此时引擎所需电能只是该可用电能的一小部分，因此它不会造成任何妨碍。

在图9所示的变化例中，仍然可以从至少一个专用于引擎并由其驱动的备份发电机34向母线22(以及母线22’)供电，同时断路器35，35’设置在连接发电机34和母线22，22’的线路上，而线12，12’被省略。

发电机34产生交流电或是直流电取决于具体情况，这一点不仅可用于图2所示的实施例中(如图9所示)，也可应用于图3-6所示的实施例中。

Claims (11)

1.一种用于燃气轮机飞机引擎的供电电路，该电路不同于飞机配电网络，其特征在于，该电路具有至少三条供电母线，包括：第一母线，用于向引擎的第一电力装置配送直流电或交流电；第二母线，用于向引擎的其他的电力装置配送较高电压的直流电或交流电，其中，由所述第二母线配送的直流电或交流电的电压高于由所述第一母线配送的直流电或交流电的电压；以及第三母线，所述第三母线具有用于从至少一个电源处接收电能的连接，其还与第一及第二母线相连，向它们提供电能。。

2.如权利要求1所述的电路，其中，第三母线与飞机的配电网络相连。

3.如权利要求1所述的电路，其中，第三母线与专用于引擎并由其驱动的发电机相连。

4.如权利要求1所述的电路，其中，第一母线通过至少一个电压转换器或变压器与第三母线相连。

5.如权利要求1所述的电路，其特征在于，第二母线通过至少一个电压转换器或变压器与第三母线相连。

6.如权利要求1所述的电路，其中，引擎的第一电力装置所需功率小于100瓦。

7.如权利要求1所述的电路，其中，引擎的第一电力装置包括以下的至少一项：引擎的电子稳压模块，用于控制输送给引擎的燃油总体流速的阀门，引擎构件的维护和使用管理系统，压缩机瞬时排气阀，用于控制输送给引擎燃烧室喷油嘴的燃油流速的阀门，用于控制空气流速从而调节涡轮机叶片尖端间隙的阀门，以及用于点燃燃烧室的设备。

8.如权利要求1所述的电路，其中，引擎的其它电力装置包括以下的至少一项：用于控制可变螺距叶片的俯仰角的设备，用于压缩机的可调节的排气阀，以及向引擎提供燃油的电路的泵。

9.如权利要求1所述的电路，其中，引擎的电力装置与激励、控制或伺服控制的电子电路相连，并且至少有一部分所述电子电路被局部嵌入相应的电力装置中，并由第一或第二供电母线为其供电。

10.如权利要求9所述的电路，其特征在于，至少有一部分所述电子电路被集成进相应的装置中。

11.如权利要求1所述的电路，其中，所述第三母线与电热设备相连，且直接向该电热设备供电，所述电热设备是用于调节涡轮机叶片尖端间隙的系统的组成部分。

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