CN101463765B - 一种涡轮机控制系统 - Google Patents

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Abstract

一种涡轮机控制系统，其包括带有辅助液压泵(132)的辅助液压管路(110)，至少一个液压执行机构(A1，A2)，和至少一个伺服阀(S1，S2)，辅助泵通过伺服阀向执行机构提供动力。辅助液压管路(110)与涡轮机主燃油管路或润滑油管路(112)并行连接。所述辅助液压泵(132)由电动机(150)带动。

Description

一种涡轮机控制系统
技术领域
本发明涉及一种涡轮机的控制系统。本发明适用于任何类型的涡轮机，不论是陆用的还是航空用涡轮机，而且本发明特别适用于飞机涡轮喷气发动机。
背景技术
在本发明领域，术语“控制系统”用来表示具体控制涡轮机运转速度的系统。例如，在飞机涡轮喷气发动机中，该系统控制流经涡轮喷气发动机的空气流量，流入燃烧室的燃油流量等等。
控制系统一般包括多个执行机构。例如，这些执行机构是可适应涡轮喷气发动机压气机几何条件的排气阀或其它阀门。
更确切地说，本发明涉及涡轮机控制系统，其包括带有至少一个液压执行机构和至少一个伺服阀的辅助液压管路，所述执行机构经由伺服阀提供液体。控制系统的液压管路之所以被说成“辅助”，是为了与其所连接的涡轮机的主液压管路相区分。
应该注意的是，液压执行机构要优于机电执行机构，因为其更可靠，且更能很好地适合涡轮机环境下的高温条件。此外，机电执行机构的使用一般是一种更为昂贵的解决方案。
图1示出了上面所述控制系统的一个已知示例。控制系统安装到带有主燃油管路12的飞机涡轮喷气发动机上，主燃油管路包括：连接到燃油箱14上的低压泵；热交换器17；高压泵18；以及液力机械装置(HMU)19。低压泵16和高压泵18由涡轮喷气发动机的附件齿轮箱22机械驱动。高压泵18通过液力机械装置(HMU)向涡轮喷气发动机燃烧室20的喷油器供燃油。该液力机械装置19具体用来测量燃烧室20所需要的燃油，并通过循环回路21将多余燃油返回到热交换器17上游的主管路12中。
控制系统包括带有多个执行机构(参考号从A1到AN，其中N表示大于或等于1的整数)的辅助液压管路10。图示示例中仅示出了两个执行机构A1和A2。每个执行机构A1，A2都经由伺服阀S1，S2来供油。辅助管路10和其执行机构A1，A2均由高压油泵18提供动力。
这种设备的缺陷是，高压油泵18由涡轮喷气发动机的附件齿轮箱22带动，这样，高压油泵18所产生的液压能量取决于涡轮喷气发动机传动轴的转速。可惜的是，有的时候，即使涡轮喷气发动机传动轴转速较低，也必须向执行机构输送大量的液压能。在空中，飞机涡轮喷气发动机再次点火时，这种情况尤为突出。为此，很显然，该系统需要改装，设计高压油泵18的尺寸，以便能够满足再次点火情况下发动机的要求。然而，这种解决方案仍然不能令人满意，因为高压油泵18的气缸容量必须大大高于发动机正常工作范围要求。此外，高压油泵18的尺寸过大也会带来重量增加的缺陷。
另一个缺陷源自高压油泵18载荷过重，因此，加热程度要大于标准高压油泵(即，专门用于将燃油喷入燃烧室20的油泵)，流过高压油泵18的燃油同样也需加热。可惜的是，这种经过加热的一部分燃油也再次喷入到热交换器17上游的主管路12内，并用作热交换器17内的冷源(一般都是用来冷却涡轮机的润滑油)。这会导致热交换器17冷却不良。
发明内容
本发明的一个目的是解决上述缺陷。
这个目的可以通过涡轮机控制系统来实现，所述控制系统包括带有辅助液压泵、至少一个液压执行机构和至少一个伺服阀的辅助液压管路，辅助泵通过伺服阀向执行机构提供动力，所述控制系统是这样的，所述辅助液压管路并行连接到涡轮机的燃油或润滑油用的主液压管路上，而且，所述辅助泵由电动机带动。
本发明还提供一种包括燃油或润滑油用主液压管路和如上所述的控制系统的涡轮机，其中，控制系统的辅助液压管路并行连接在主液压管路上，那么，在辅助管路内流动的液体就是主液压管路的燃油或润滑油。
为此，本发明的控制系统装有一个或多个液压执行机构，这些机构优于机电执行机构。
此外，控制系统的辅助液压管路设计成并行连接在主液压管路装置上，这样，辅助管路的液压泵(以下称之为辅助泵)就会与构成主管路组成部分的泵(主管路的低压泵和高压泵)不同。从而，液压能经由专用辅助液压泵(而不是与主管路共享的泵)输送到执行机构。
由于专用辅助液压泵是由电动机带动，辅助泵产生的液压能并不取决于涡轮机传动轴的转速。这样，辅助泵可以在任何时候产生执行机构所必需的充足的能量(不论传动轴的转速如何)。
由于辅助液压泵是专门用于工作执行机构，它仅稍许加热，而流过辅助泵的液体(燃油或润滑油)也稍稍受热，从而能够冷却执行机构并能够在热交换器中作为冷却源而有效使用。
例如，辅助液压泵是一个正排量泵或离心泵，为固定或可变量气缸容量，并可选择自动调节，而且，可选择与蓄能器装置相连(用于机械、电气或液压贮蓄能量)。
当涡轮机为飞机涡轮喷气发动机时，带动所述辅助泵的电动机可以从飞机的电网和/或涡轮机附件齿轮箱驱动的交流发电机上获取动力。在一个使用示例中，当涡轮喷气发动机停机、起动或空车运行时，电动机从飞机的电网上获取能量，而一旦发动机的运转速度大于空车速度时，电动机则从飞机和/或涡轮机附件齿轮箱驱动的交流发电机上获取动力，其交流发电机也可以向其它负载提供动力。
最后，应该注意的是，控制系统液压管路中流动液体不是专门的液体，而是发动机主管路中的燃油或润滑油。这是简化维护保养工作的一个优点。
通过阅读本发明的实施例的如下详细说明，可以更好地了解本发明及其优点。
在本发明申请中，术语“上游”和“下游”的定义是相对于所述管路内液体(燃油或润滑油)正常流动方向。
附图说明
图1为飞机涡轮喷气发动机的主燃油管路的示意图，示出了现有技术控制系统的一个示例；
图2为飞机涡轮喷气发动机的主燃油管路的示意图，示出了本发明的技术控制系统的一个示例；
图3为飞机涡轮喷气发动机的主润滑油管路的示意图，示出了本发明的技术控制系统的一个示例。
具体实施方式
图1示出了现有技术，其如上所述。
图2所示为飞机涡轮喷气发动机的主燃油管路112。沿燃油流动方向，该管路112包括：连接到燃油箱114(即飞机燃油箱)上的低压油泵116、热交换器117、高压油泵118、液力机械装置(HMU)119、以及向燃烧室喷射燃油的喷油器120。低压泵116和高压泵118的电动机由涡轮喷气发动机的附件齿轮箱122带动。低压泵116从燃油箱114中将燃油泵出，而高压泵118则通过液力机械装置(HMU)119向燃烧室的燃油喷射器120输送燃油。这个液力机械装置(HMU)119具体用来测量燃烧室120所要求的燃油，并经循环回路121将多余的燃油返回到热交换器117上游的主管路112。热交换器117使用燃油作为冷却源来冷却涡轮喷气发动机的润滑油(热源)。
控制系统的一个示例是连接到主管路112。该控制系统包括辅助液压管路110，沿燃油流动方向，其包括：辅助液压泵132、伺服阀S1到SN、以及执行机构A1到AN，其中N表示大于或等于1的整数。在图2给出的示例中，只示出了两个伺服阀S1和S2和两个执行机构A1和A2。作为选择方案，辅助管路110也可以包括在辅助泵132上游设置的过滤器130，以及在辅助泵132下游的蓄能器138。
根据本发明，辅助管路110相对于主燃油管路112并行连接。换句话说，辅助管路110在两个连接点134，136之间延伸到主管路112上。第一连接点134构成了液体进入辅助管路110的流入点，而第二连接点136构成了自辅助管路110的液体流出点。辅助液压泵132、伺服阀S1到SN和执行机构A1到AN因而都位于连接点134和136之间。在示例中，第一连接点134位于燃油箱114和低压泵116之间，而第二连接点136位于低压泵116和高压泵118之间(在这个示例中，在热交换器117的上游)。
每个执行机构A1……AN通过各自伺服阀S1……SN由辅助泵132供电，执行机构和伺服阀成对地彼此并行在下游与辅助泵132和在上游与第二连接点136相连接。
在示例中，每个液压执行机构A1……AN由含有固定到活塞杆142上的活塞140和形成两个腔室143，145的气缸构成。辅助泵132通过相应的电液伺服阀S1……SN向执行机构的两个腔室143和145供燃油。
电液伺服阀为传统的可从市场上获得的部件，其包括一个在电控扭力马达带动下可以移动的滑块。该滑块可以占用多个不同位置，用来将执行机构A1……AN的一个或另一个腔室143和145连接到辅助液压泵132上。根据扭力马达的指令，滑块还可以占用所谓的“中间”位置，在这个位置时，伺服阀所输送的液体的流量是不同的。
在这个示例中，每个伺服阀S1、……、SN带有四个连接端s1，s2，s3，s4，第一个连接端s1连接到辅助泵132的输出连接端，第二连接端s2连接到第二连接点136并从而连接到涡轮机燃油管路112上，而第三和第四连接端s3和s4分别连接到相应执行机构A1……AN的腔室143和145上。
因此，在所示实施例中，至辅助泵132的输入连接端连接到低压泵116上游的主燃油管路112上，而每个伺服阀S1、……、SN的其中一个连接端(此处是第二连接端s2)连接到该管路的低压泵116和高压泵118之间的主燃油管路112上。
在另一个实施例中(图中未示)，辅助泵132的输入连接端连接到低压泵116下游的主燃油管路112上，而每个伺服阀S1、……、SN的其中一个连接端连接到该管路的低压泵116和高压泵118之间的主燃油管路112上。
根据本发明，辅助泵132由电动机150带动。在所示示例中，泵的电动机150经由整流器154和控制该电机150的电子系统156自飞机的电网152上获取能量。
参照图3，介绍了本发明控制系统的另一部分。
所述该另一个示例不同于图1，其连接到飞机涡轮喷气发动机的润滑油主管路212上(而不是燃油管路)。图3所示控制系统包括辅助液压管路210，其各个部分同图2所示系统相似，即，沿润滑油流动方向：一个(可选)过滤器230、液压泵232、伺服阀S1到SN、以及执行机构A1到AN，其中N表示大于或等于1的整数。辅助管路210在两个连接点234和236之间延伸到主管路212上，上述所有部件(包括辅助泵232)从而都在所述两个连接点234，236之间延伸。辅助泵232由电动机250带动，后者经由电流整流器254和控制电机250的电子系统256从飞机的电网252中获取动力。
沿液体流动方向，主润滑油管路212包括：一个滑油箱214、主泵216、主过滤器213、第一热交换器215、以及第二热交换器217。第一热交换器215在空气和润滑油之间交换热量，而第二热交换器217在润滑油和燃油之间交换热量。
主泵216将润滑油输送给涡轮喷气发动机的各个部分，包括涡轮喷气发动机的附件齿轮箱222和发动机机油箱。图3仅示出了向附件齿轮箱222供电的管路。为了将润滑油返回到润滑油箱214，在附属泵225之前设有一个过滤器223，其位于附件齿轮箱222的下游。
在这个示例中，至主管路212的第一连接点234位于主泵216和附件齿轮箱222之间，此处位于热交换器215和217的下游。第二连接点236位于附件齿轮箱222和润滑油箱214之间，此处位于附件齿轮箱222和附属泵225之间。
这样，在所示实施例中，所述辅助泵232的输入连接端则连接到主泵216下游的主润滑油管路212上，每个伺服阀S1、……、SN的一个连接端连接到附属泵225上游的主润滑油管路上。
在另一个实施例(图中未示)中，所述辅助泵232的输入连接端连接到所述主管路212的主泵216下游的主润滑油管路212上，每个伺服阀S1、……、SN的一个连接端连接到附属泵225下游的主润滑油管路212上。
在另一个实施例(图中未示)中，所述辅助泵232的输入连接端连接到润滑油箱214处的主润滑油管路212上，每个伺服阀S1、……、SN的一个连接端同样连接到润滑油箱214处的主润滑油管路212上。

Claims (8)

1.—种涡轮机，其包括润滑油的液压主管路(212)，还包括一个控制系统，所述控制系统包括带有至少一个液压执行机构(A1，A2)和至少一个伺服阀(S1，S2)的液压辅助管路(210)，其特征在于，所述液压辅助管路(210)并行连接在所述液压主管路(212)上，因而在所述液压辅助管路内流动的液体为来自所述液压主管路的润滑油，所述液压辅助管路包括经由所述伺服阀(S1，S2)向所述液压执行机构(A1，A2)提供动力的辅助液压液压泵(232)，所述辅助液压泵(232)由电动机(250)带动；所述液压主管路(212)包括主泵(216)和附属泵(225)，所述辅助液压泵(232)有一个输入连接端，该输入连接端连接到所述主泵(216)下游的所述液压主管路(212)上，并处于所述主泵(216)和所述附属泵(225)之间，所述至少一个伺服阀(S1，S2)的一个连接端连接到所述附属泵(225)上游的所述液压主管路(212)上。
2.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述伺服阀(S1，S2)带有四个连接端：第一连接端(s1)连接到所述辅助液压泵(232)的输出连接端；第二连接端(s2)连接到所述液压主管路(212)上；而第三和第四连接端(s3，s4)连接到所述液压执行机构(A1，A2)上。
3.一种涡轮机，其包括润滑油的液压主管路(212)，还包括一个控制系统，所述控制系统包括带有至少一个液压执行机构(A1，A2)和至少一个伺服阀(S1，S2)的液压辅助管路(210)，其特征在于，所述液压辅助管路(210)并行连接到所述液压主管路(212)上，因而在所述液压辅助管路内流动的液体是来自所述液压主管路的润滑油，所述液压辅助管路(210)包括经由所述伺服阀(S1，S2)向所述液压执行机构(A1，A2)提供动力的辅助液压泵(232)，所述辅助液压泵(232)由电动机(250)带动；所述液压主管路(212)包括主泵(216)和附属泵(225)，辅助液压泵(232)有一个输入连接端，该输入连接端连接到所述主泵(216)下游的所述液压主管路(212)上，并处于所述主泵(216)和所述附属泵(225)之间，所述至少一个伺服阀(S1，S2)的一个连接端(s2)连接到所述附属泵(225)下游的所述液压主管路(212)上。
4.根据权利要求1所述的涡轮机，该涡轮机位于飞机涡轮喷气发动机内，其特征在于，所述电动机(250)由所述飞机的电网(252)提供动力。
5.根据权利要求1所述的涡轮机，该涡轮机位于飞机涡轮喷气发动机内，其特征在于，所述电动机(250)由所述涡轮喷气发动机附件齿轮箱(222)带动的交流发动机提供动力。
6.根据权利要求3所述的涡轮机，其特征在于每个所述伺服阀(S1，S2)带有四个连接端，第一连接端连接到所述辅助液压泵(232)的输出连接端，第二连接端连接到所述液压主管路(212)上，而第三和第四连接端分别连接到所述液压执行机构(A1，A2)上。
7.根据权利要求3所述的涡轮机，该涡轮机位于飞机涡轮喷气发动机内，其特征在于所述电动机(250)由所述飞机的电网(252)提供动力。
8.根据权利要求3所述的涡轮机，该涡轮机位于飞机涡轮喷气发动机内，其特征在于电动机(250)由所述涡轮喷气发动机附件齿轮箱(222)带动的交流发动机提供动力。
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