CN103228872A - 应用到飞机燃气涡轮机的发电控制方法以及实施该方法的设备 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种通过降低特别是瞬时阶段的电能吸取，以保持工作先的足够大的喘振裕量，来改善燃气涡轮机的燃气发生器的加速效率。为了实现这个目的，本发明提供了通过调整飞机机载电力网络电压来增大燃气发生器的加速/减速功率的方法。在一个实施例中，在燃气涡轮机的启动阶段（50）之后，通过电压设置值（CT）调整机载网络（10）的电压，电压设置值由确定机载网络（10）的主发电源（7）的卸载/加载状态（EDEL,ELES,ESTAB）的步骤（100）控制。状态确定步骤（100）是根据对提供给飞机（41）的推进力的吸取功率请求（PPREL）而执行的。所述状态确定步骤之后是根据确定的卸载/加载状态从多个电平（UH,UB,UM）中选择电压设置值（CT）的选择步骤（200），以及将选择的电压设置值施加到被提供给机载网络（10）的电压的调整环路（15）。

Description

应用到飞机燃气涡轮机的发电控制方法以及实施该方法的设备
技术领域
本发明涉及一种用于控制应用到飞机燃气涡轮机的发电控制方法，特别是在加速和减速的瞬时状态的发电控制方法。本发明具体应用于能够实施这种方法的直升机涡轮轴发动机。
本发明涉及燃气涡轮机领域，具体涉及飞机（直升机、飞机或其他飞行器）的涡轮轴发动机、涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。
背景技术
飞机发动机通常包括压缩机-燃烧室-涡轮机组件，该组件形成了燃气发生器。在该燃气发生器中，新鲜空气被压缩机的旋转所压缩，并被送入燃烧室，在燃烧室中与燃料混合，然后，在燃烧之后，具有高动能的热燃气被排出，在涡轮机中膨胀，涡轮机吸取旋转动能以通过高压（缩写为HP）驱动轴或HP体驱动压缩机。过量的动能提供了通过排气喷嘴直接移动飞机的能量，或者通过连接到驱动轴（位于下游，贯穿燃气发生器或者通过位于燃气发生器外的轴）的自由涡轮内的新一轮膨胀间接移动直升机的能量。
在直升机涡轮轴发动机的情况下，该驱动轴输送的机械能的大部分通过减速齿轮或者更合理地通过辅助减速箱（AGB,accessorygearbox）被提供给了转子驱动机构或耗能装置（液压泵、电子装置、空调、转子刹车等）。机械功率的重要部分可以从燃气发生器中直接吸取（发电，加热机舱的空气卸放口）。
在涡轮轴发动机的启动阶段，被称为启动器发生器（缩写为SG）的由电池供电的可逆电源在启动器模式下作为电动机驱动压缩机旋转，直到燃气发生器独立工作。然后，在瞬时阶段，如起飞、降落、盘旋，或者在稳定飞行中间阶段，如巡航、低空搜索，SG源从燃气发生器吸取动能，以工作在发电机模式，并向机载电力网络的耗电装置（控制装置、空调装置、泵等）供电。
不过，从燃气发生器吸取能量向机载网络供电在工作线路的喘振裕度方面是不利的，并在瞬时机械能吸取对于调制系统是未知的情况下极大地限制了燃气发生器的加速效率。从而，保持了充裕的喘振裕度，压缩机不再以优化的压缩比工作，效率降低，特别是增大了具体的燃油消耗。这种情况在通过燃气发生器速度变化（dng/dt）控制的发动机中特别突出。另外，由于加速和减速要求越来越高，由之产生的自由涡轮的速度变化和转子驱动机构会具有非常严重的后果。
在专利文献FR2929324中公开了如何耦接SG源和自由涡轮来恢复电能，SG源在启动阶段之后被切换至发电机模式。这种解决方案需要增加新的设备，即，专用开发触发器。设备的增加会对成本和重量产生影响，而且需要改变发动机架构。
另外，专利文献FR2914697提供了一种通过集成另外一个由电池供电的电动机以对燃气发生器提供动能，对瞬时状态进行辅助的系统。这种解决方案具有同样的缺陷。
发明内容
本发明的目的在于减少从燃气发生器吸取的机械能，特别是在瞬时阶段，以保持充足的喘振裕量，使得可以在不提供额外的功率发生器或不需要其他的传感器或制动器的情况下提供燃气发生器的加速效率。为了实现这个目的，本发明提供了通过调整用于调整飞机的机载电力网络电压的设置点，增大燃气发生器的加速/减速功率。
具体来讲，本发明的目的在于提供一种用于产生施加到飞机燃气涡轮机的电力并在燃气涡轮机的启动阶段之后输出到机载网络的方法。在这种方法中，借助电压设置点调整机载网络的电压，电压设置点由用于确定机载网络的主发电源的卸载/加载（unloading/loading）状态的步骤根据要被提供给飞机推进力的功率吸取请求控制，之后是根据确定的卸载/加载状态从几个电平中选择电压设置点的步骤，之后是将选择的电压设置点施加到用于调整提供给机载网络的电压的调整环路上的步骤。
根据特定的实施例：
在主源处于卸载状态时，电源保持激活状态以对机载网络进行供电，而这种缓冲电源在主源不处于卸载状态时能够被再次充电；
根据燃气发生器的速度变化和/或在直升机情况下的转子叶片的倾斜变化（通常被称为总距（collective pitct）），可以从三个状态中，即，卸载状态、加载状态以及稳定状态，确定卸载/加载状态；
当燃气发生器的速度变化至少等于每单位时间+2%至+5%的上限时，或者在直升机情况下总距变化高于每单位时间总距全程的+10%至+30%的上限时，可以确定卸载状态；
当燃气发生器的速度变化低于或者等于每单位时间-2%至-5%的下限时，或者总距变化小于每单位时间总距全程的+10%至+30%的上限时，可以确定加载状态；
当速度变化或者总距变化包含在上述上限和下限范围内时，可以确定稳定状态；
在选择对应于在之前步骤中确定的上述卸载状态、加载状态和稳定状态这三个状态的设置点的步骤中确定至少三个电压设置点电平，在之前步骤中已经确定稳定状态时或机载网络的状态有缺陷时选择中间设置点电平，在之前步骤中已经确定卸载状态时选择低设置点电平；以及在之前步骤中已经确定加载状态时或者已经确定稳定状态以对缓冲电源再次充电，特别是在卸载状态过程中的加速阶段时选择高设置点电平；
每个电压设置点选择对应于确定的飞行阶段：中间电压设置点对应于稳态中间飞行阶段，实质上小于中间电平设置点的卸载电压设置点对应于瞬时阶段的加速和起飞，实质上大于中间电平设置点的加载电压设置点对应于瞬时阶段的减速和降落；
根据与机载网络的工作状态相关的数据和/或缓冲源的充电相关的数据调整调整电压设置点；
根据网络的故障或缺陷状态，或根据耗能装置和附件的控制灵敏度或工作状态，设置机载网络状态。
本发明还涉及能够实施上述方法的直升机涡轮轴发动机。这种涡轮轴发动机包括燃气发生器，燃气发生器能够驱动推进翼的转子机构，并与能够形成燃气发生器的动能源或向机载网络提供电能的源的可逆启动器发生器耦接。数字控制单元包括选择用于产生机载网络的电压的设置点的选择模块。该选择模块能够根据用于测量燃气发生器或启动器发生器的速度、用于测量推进翼的总距的位置、用于测量机载网络电压的多个装置提供的数据选择电压设置点。数字控制单元能够通过与调整器耦接的调整环将这样选择的电压设置点施加到机载网络上。
附图说明
参照附图，通过阅读下文给出的关于特定实施例的非限定性说明，本发明的其他方面和特征以及优点变得清楚，其中：
图1示出了与能够实施根据本发明的方法的装置配合的涡轮轴发动机的示意图；
图2示出了具有根据本发明的机载电压调整网络的涡轮轴发动机燃气发生器在不同的飞行阶段的速度相对于时间的变化曲线的实例；以及
图3示出了根据本发明方法的主要步骤实现的装置的框图实例。
具体实施方式
参照图1的示意图，根据本发明的一个实施例，直升机涡轮轴发动机“T”包括燃气发生器1和自由涡轮2，在启动阶段之后，自由涡轮2由燃气发生器1供给的具有强动能的气流Fg驱动旋转。
自由涡轮2安装在轴3上，轴3将机械能传递到能够进行高速连接的具有附件齿轮箱（AGB，Accessory GearBox）的变速箱，AGB4能够将功率传递到推进翼转子的驱动机构41。
至于燃气发生器1，它驱动一组机械元件（燃料泵等）和电气元件（交流发电机、启动器等），越来越因为“全电”趋势，还控制驱动液压控制（泵等）、机械装置（转子刹车等）或气动装置（压缩机、空调等）。然后，通过工作在发电机模式SG下的可逆电动机7产生发电。由于SG是可逆的，通过驱动燃气发生器使之能够启动，然后，由于SG不通过飞轮与燃气发生器轴13机械地连接（见下文说明），一旦燃气发生器独立运转，就被溃给电能。
燃气发生器1包括压缩机11、安装在涡轮轴13上的涡轮机12、以及形成在压缩机11和涡轮机12之间的燃烧室14。来自形成在壳体6上的空气入口5并通过压缩机11被压缩的气流（箭头F1）被送入燃烧室14与燃料混合，以通过燃烧产生动力气流Fg。动力气流Fg在通过涡轮机12时发生膨胀，从而通过旋转轴13旋转地驱动压缩机11，然后通过自由涡轮2发生膨胀，从而旋转地驱动驱动轴3。
图1中所示的机械能传输是具有与旋转轴13共线的换向贯穿驱动轴3的前进气道变速箱类型的。可替换地，在不超出本发明范围的情况下，可以实现具有外部换向轴的前进气道变速箱或后进气道变速箱。
涡轮轴发动机“T”还包括可逆电动机7，能够作为发电机工作，向耗能电子控制装置42和机载网络10的附件进行供电。该可逆电动机组成了启动器发电机源，缩写为SG。等效的是，还可以采用直流电刷类型或无刷类型的启动器发电机，或者采用交流启动器。
可逆电动机7与轴13耦接，以在启动阶段旋转地驱动燃气发动器1。不管出于何种飞行阶段，SG保持连接到燃气发生器，并以与燃气发生器的速度成比例的速度旋转。
在启动阶段对SG馈电的电池或者辅助电池8，例如蓄电池或者超导存储电池，同样参与发电。因此，电池8可以提供充足的电能，以在工作于发电机模式下的可逆电动机7没有负载的加速阶段（下文会对此进行说明）时减小机载网络10的电压。还在启动阶段要求电池8启动可逆电动机7工作在“电动机”模式，以驱动燃气发生器1的轴13。
在减速阶段，以及如下文所述，在稳态阶段，通过工作于发电机模式的可逆电动机7执行电池8的加速充电。
为了根据不同的飞行阶段控制机载网络10的发电，通常被称为全能数字式发动机控制器FADEC（Full Authority Digital Engine Controller,FADEC）的数字控制单元9包括用于选择被应用到机载网络10上的电压设置点的选择模块19。选择模块19接收各种测量装置提供的数据，并与数字控制单元9协作计算随时间的变化：燃气发生器速度Ng和转子的总距的位置XPC的测量结果和变化，以及机载网络10的有效电压UN的测量结果，以确定设置点的后续措施。
数字控制单元9根据飞行状态发布用于调整机载网络的电压设置点。该设置点被发送到调整环15，调整环15控制SG相应传输的功率以及实际上从燃气发生器吸取的扭矩。
在图2中通过飞行轨迹20示出了直升机的连续飞行状态的实例，其中，随着时间“t”示出了燃气发生器速度NG。
在加速阶段“B”，数字控制单元根据需要大大降低甚至消除了用于工作在发电机模式的可逆电动机的吸取功率比例，此时，可逆电动机是无负载的，以将功率提供给推进翼转子。然后，通过缓冲电池满足机载网络的需要。在稳态阶段“A”、“C”或“E”中，通过可逆电动机满足机载网络的电力需求。
从而，在这些稳态阶段，特别是在加速状态后的有限时间内，对电池进行充电。在减速阶段“D”或降落阶段“F”，用于工作在发电机模式的可逆电动机的吸取功率比例最大，还可以对电池再次充电。
参照图3，对示出了用于在上述连续飞行阶段“A”至“F”过程中启动机载网络发电的不同步骤的框图进行说明。这些步骤在启动阶段50之后，在启动阶段，数字控制原9启动电池供电的可逆电动机7。然后，根据现有的启动方式驱动燃气发生器1，直到燃气发生器1以独立方式工作。该启动阶段结束时，数字控制单元9将可逆电动机7切换至发电机模式。
在用于选择处于发电机模式的可逆电动机7的卸载/加载（unloading/loading）状态的第一步骤100中，数字控制单元9根据飞行条件访问待提供给推力转子的吸取功率请求PPREL。
这样，根据应用到上述涡轮轴发动机的实例，根据传感器30通过数据传输发送到选择模块19的燃气发生器1的速度变化dNG/dt以及总距变化dXPC/dt，数字控制单元9访问吸取功率请求PPREL，数据传输是借助合适的有线连接或者通过合适的发送/接受天线25（见图1）借助无线电波进行的。
根据dNG/dt和dXPC/dt，用于选择处于发电机模式的可逆电动机7的状态的选择步骤100下述三种状态中确定状态：对应于加速阶段的卸载状态EDEL、对应于减速阶段的加载状态ELES、以及对应于稳态阶段的稳定状态ESTAB。在该实例中：
当速度变化dNG/dt每时间单位至少等于3%时，或总距变化dXPC/dt每时间单位高于全程XPC的20%时，确定卸载状态EDEL；
当速度变化dNG/dt每时间单位至少等于-3%时，或总距变化dXPC/dt每时间单位低于全程XPC的-20%时，确定加载状态ELES；
当-1%＜dNG/dt＜1%而且-10%＜dXPC/dt＜10%时，确定稳定状态ESTAB。
在选择电压设置点的步骤200中，这些状态EDEL、ELES、以及ESTAB中的每一个均对应一个电压设置点电平CT，该电压设置点电平CT由选择模块19在被施加到机载网络上的三个电压设置点电平UB、UH、UM中提供：
在燃气发生器的加速阶段中已经确定卸载状态EDEL时，提供最低设置电平UB，在实例中为+24V；
在减速阶段已经选择加载状态ELES时，或已经确定稳定状态ESTAB时，特别是在加速阶段后的稳定状态时，提供最高设置点电平UH，在实例中为30V，为了根据由专用设备监控的充电状态（SOC,state ofcharge），在有限时间内，例如几秒钟，再次对缓冲电池进行充电；
在以前的步骤中已经确定了稳定状态ESTAB时，或者专用传感器已经在机载网络上检测到网络故障DON（即，Defects On Network，网络故障）或通过阅读FADEC的供给电压获知网络故障、机载网络状态、电子控制、灵敏或者有缺陷的耗能装置等，并将其发送到电压选择步骤200时，提供中间设置电平UM，在实例中为28V。
在施加步骤300中，将这样选择的电压电平CT施加到调整施加在机载网络10上的电压的调整环路15的输入端，调整环路15与调节器16耦接。
机载网络10的进入调整环路15使之与电压设置点CT比较的有效电压UN被测量并被发送到数字控制单元9。在已经确定主源7的卸载状态EDEL的情况下，电池8供给电压，然后，数字控制单元9确认该电压对于网络是否够高，如果不够高，是否可以至少在短时间内对主源加载。
本发明并不局限于说明和阐述的实例。例如，可以通过区分对应于功率发生器的不同加速水平或者其他瞬时状态（盘旋飞行、海面低空搜索等）的子电平，为机载网络定义多于三个的电压设置点电平。另外，可以采用多个主可逆源和/或多个辅助电源。

Claims (12)

1.一种用于施加到飞机燃气涡轮机（T）并输出到机载网络（10）的电能的产生的控制方法，其特征在于，在燃气涡轮机（T）的启动阶段（50）之后，通过电压设置点（CT）调整机载网络（10）的电压，电压设置点由确定机载网络（10）的主发电源（7）的卸载/加载状态（EDEL,ELES,ESTAB）的状态确定步骤（100）根据对提供给飞机（41）的推进力的吸取功率请求（PPREL）控制的，所述状态确定步骤之后是根据确定的卸载/加载状态从多个电平（UH,UB,UM）中选择电压设置值（CT）的选择步骤（200），以及将选择的电压设置点（300）施加到用于调整被提供给机载网络（10）的电压的调整环路（15）。
2.根据权利要求1所述的用于产生电能的方法，其中，在主源（7）处于卸载状态（EDEL）时，电源（8）保持激活状态以对机载网络（10）进行供电，这种缓冲电源（8）在主源（7）不处于卸载状态（ELES，ESTAB）时能够被再次充电。
3.根据权利要求1或2所述的用于产生电能的方法，其中，根据燃气发生器的速度变化和/或在直升机情况下的转子叶片的倾斜变化，可以从卸载状态（EDEL）、加载状态（ELES）以及稳定状态（ESTAB）这三个状态中确定卸载/加载状态。
4.根据前一权利要求所述的用于产生电能的方法，其中，当燃气发生器的速度变化至少等于每单位时间+2%至+5%的上限时，或者在直升机情况下总距变化高于每单位时间总距全程的+10%至+30%的上限时，可以确定卸载状态（EDEL）。
5.根据权利要求3所述的用于产生电能的方法，其中，当燃气发生器的速度变化低于或者等于每单位时间-2%至-5%的下限时，或者总距变化小于每单位时间总距全程的+10%至+30%的上限时，可以确定加载状态（ELES）。
6.根据权利要求3所述的用于产生电能的方法，其中，当速度变化或者总距变化包含在权利要求4和权利要求5所定义的上限和下限范围内时，可以确定稳定状态（ESTAB）。
7.根据权利要求1所述的用于产生电能的方法，其中，在设置点选择步骤（200）中确定电压设置点（CT）的对应于在之前步骤（100）中确定的上述卸载状态、加载状态和稳定状态（EDEL，ELES，ESTAB）这三个状态的至少三个电平（UH，UB，UM），在之前步骤（100）中已经确定稳定状态（ESTAB）时或机载网络的状态有缺陷（SOC,DDON）时选择中间设置点电平（UM），在之前步骤（100）中已经确定卸载状态（EDEL）时选择低设置点电平（UB）；以及在之前步骤（100）中已经确定加载状态（ELES）时或者已经确定稳定状态（ESTAB）以对缓冲电源再次充电，特别是在卸载状态（EDEL）过程中燃气发生器（1）的加速阶段时选择高设置点电平（UH）。
8.根据前一权利要求所述的用于产生电能的方法，其中，根据机载网络的工作状态（DDON）和/或缓冲电源的充电状态（SOC）调整施加到机载网络（10）上的电压设置点（CT）。
9.根据前一权利要求所述的用于产生电能的方法，其中，根据机载网络（10）的故障或缺陷状态，或根据耗能装置和附件的控制（42）灵敏度或工作状态，设置机载网络（DON）状态。
10.一种直升机涡轮轴发动机，其能够实施上述权利要求中的任何一项权利要求所述的方法，所述涡轮轴发动机包括：可逆启动器发生器（7）；燃气发生器（1），所述燃气发生器能够驱动推进翼的转子机构（41），并与能够向其供给电能源的所述可逆启动器发生器（7）耦接，用于测量燃气发生器（1）或启动器发生器（7）的速度的装置，可以由启动器发生器（7）供电的机载网络（10），以及数字控制单元（9），所述涡轮轴发动机的特征在于，所述数字控制单元（9）包括选择用于产生机载网络（10）的电压设置点（19）的选择模块以及与调整器（16）耦接的调整环路（15），所述选择模块能够根据用于测量燃气发生器或启动器发生器的速度（NG）、用于测量推进翼的总距（XPC）的位置、用于测量机载网络（10）电压（UN）的多个装置提供的数据选择电压设置点（CT），所述数字控制装置（9）能够通过调整环路（15）将这样选择的电压设置点（CT）施加到机载网络（10）上。
11.根据前一权利要求所述的直升机涡轮轴发动机，其中，缓冲电池（8）能够替代所述启动器发生器（7），以至少在所述启动器发生器（7）的卸载状态（EDEL）过程中形成用于机载网络（10）的发电。
12.根据前一权利要求所述的直升机涡轮轴发动机，其中，监测装置能够检测电池（8）的充电状态（SOC），传感器能够检测所述网络（DON）的故障，特别是电子控制装置（42）的故障。
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