CN105658915A - 用于飞行器的涡轮机的紧急启动的系统和方法 - Google Patents
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Abstract
用于对航空器的涡轮机进行紧急启动的系统(20)，该系统包括至少一个固体燃料气体发生器(22)、电力操作的点火装置(24)、连接至点火装置的计算机(28)以及至少两个独立的启动器(18)，至少两个独立的启动器中的每一个意在对涡轮机进行启动，每个启动器包括用于对轴(34)进行驱动的涡轮(38)，该轴意在被联接至相应的涡轮机的轴(54)，发生器的气体出口通过被连接至计算机(28)的一个相同的分配阀(26)被连接至每个启动器的涡轮的入口(44)。
Description
技术领域
本发明涉及用于飞行器(尤其是直升机)的涡轮发动机的紧急启动系统和紧急启动方法。
背景技术
在双引擎直升机的情况下(FR2967132和FR2967133)，紧急情况能够在发动机中的一个自动停机时出现。实际上，这种模式被推荐以使搜寻阶段和航线阶段期间的能耗最小化。关于这点，可能会出现两种异常情况，这于是需要对停机的发动机进行紧急重新启动：
-在发生故障或事故后，一个起作用的发动机停止或显著地减慢速度；以及
-飞行条件意外地恶化，这需要返回到双引擎模式(例如飞行高度不足)。
目前，涡轮发动机通常通过电力启动电动机来启动，电力启动电动机由直升机的机载电源进行供电。然而，该系统的性能与紧急重新启动所需的需求不相容。可调整电力系统，但是这需要大量地使用昂贵且具有缺点的技术(具有永磁体的同步机、动力电子设备和专用的电池组等)。
通常，怠速发动机的常规启动顺序需要大约三十秒，这根据飞行条件(例如单个起作用的发动机在低空处发生至少部分故障的情况下)来说可能时间太长。如果怠速发动机没有及时地重新启动，则通过经受困难的发动机降落将变得很危险。
更通常地，在以上考虑的应用中发生的紧急情况需要大约数秒的反应时间，以便确保在足够的安全界限内进行紧急启动或重新启动。
特别地，本发明提供了一种应对这种需求的简单、有效且经济的解决方案。然而，本发明不限于以上的应用，并且可用于确保装备有两个以上的发动机的任何类型的飞行器或直升机(例如，三引擎发动机的直升机)的涡轮发动机的紧急启动。
发明内容
为此，本发明提出了一种用于航空器的涡轮发动机的紧急启动系统，其特征在于，该紧急启动系统包括至少一个固体推进剂气体发生器、电力控制的点火装置、连接至点火装置的计算机以及至少一个启动电动机，该至少一个启动电动机包括用于对轴进行驱动的涡轮，该轴意在用于被联接至涡轮发动机的轴，发生器的气体出口被连接至启动电动机的涡轮的入口。
因此，本发明提出了一种新的技术以确保航空器的涡轮发动机的紧急启动。该技术使用了固体推进剂气体发生器，该固体推进剂气体发生器相对紧凑并且能够以简单的方式被整合到涡轮发动机中或航空器中。固体推进剂是包含氧化剂元素(燃烧促进剂)和还原元素(燃料)的高能材料，这使得能够通过燃烧(氧化还原反应)来产生高能的气态燃烧产物。根据本发明，高能材料是固体推进剂。该推进剂例如是同质推进剂或复合推进剂。
基于固体推进剂的紧急启动系统与蓄电池相比具有高功率密度和高能量密度，并且使得动作能够更快地进行。该系统还关于直升机的电力网络具有完全的自主性，尤其是在点火装置由涡轮发动机的计算机控制时具有完全的自主性。
当检测到紧急情况时，计算机被设计成对气体发生器的点火装置进行致动。由发生器产生的气体使涡轮的转子旋转，并因此使用于对涡轮发动机的轴进行驱动的轴旋转。
有利地，发生器的气体出口通过连接至计算机的分配阀被连接至涡轮的入口。
根据本发明的另一实施例，系统包括两个独立的启动电动机，该启动电动机用于对相互独立的两个涡轮发动机进行启动。发生器的气体出口被连接至每个启动电动机的涡轮的入口。
计算机对阀进行控制以使得将推进剂的燃烧产生的气体供给至启动电动机的与需要紧急启动的涡轮发动机相关联的涡轮。
优选地，所述启动电动机或每个启动电动机的涡轮的出口被连接至排气装置。这是有利的，因为：如果涡轮的转子被锁定而不能旋转，由气体发生器产生的气体将穿过转子到达排气装置，而不存在涡轮发生爆炸的风险。
所述启动电动机或每个启动电动机的涡轮包括一个单个的转子叶轮。启动电动机的涡轮例如被设计成在大约3s的时间内产生40至50kW的平均功率。如果需要更高的性能，涡轮可因此被优化并将包括例如多于一个的级。
优选地，由涡轮驱动的轴被连接至自由轮，该自由轮被设计成仅在驱动扭矩来自于启动电动机时将所述扭矩传递。因此，启动电动机的涡轮的转子不会在运行期间被涡轮发动机的轴驱动，这确保了启动电动机的优化的服务寿命。在一个变型中，由涡轮驱动的轴可被直接连接至涡轮发动机的轴或者可通过传动构件被连接至涡轮发动机的轴，该传动构件被设计成当驱动扭矩来自于启动电动机和涡轮发动机的一个轴或另一个轴时将所述扭矩传递。由涡轮驱动的轴能够通过附件齿轮箱被联接至涡轮发动机的轴。
本发明还涉及一种航空器，所述航空器诸如为直升机，所述航空器包括如上文所述的至少一个涡轮发动机以及至少一个启动系统。
航空器可包括至少两个涡轮发动机，每个涡轮发动机与独立的启动系统或整体的启动系统相关联，该整体的启动系统包括：每涡轮发动机一个启动电动机，以及常见的气体发生器。
本发明还涉及一种用于通过如上文描述的系统对航空器的涡轮发动机进行紧急启动的方法，其特征在于，一旦检测到紧急启动情况时，点火装置由计算机致动。
附图说明
阅读下中以非限制性示例给出且参照附图的以下说明，本发明将被更好的理解，并且本发明的其它细节、特征和优点将显现，在附图中：
-图1是根据本发明的装备有紧急启动系统的双引擎直升机的非常示意性的视图，以及
-图2是根据本发明的紧急启动系统的示意图以及该系统的启动电动机的轴向截面图，以及
-图3和图4是与图1相似的视图，示出了本发明的替代性实施例。
具体实施方式
图1和图2示出了本发明的一个实施例，在该情况下，该实施例被应用到双引擎直升机10，该直升机包含两个涡轮发动机12，该两个涡轮发动机12用于通过主齿轮箱16对螺旋桨14的转子进行驱动。
每个涡轮发动机装备有启动电动机(startermotor)18，该启动电动机18是根据本发明的紧急启动系统20的一部分(图2)，因此，在这种情况下，系统20包括两个启动电动机18。
该系统20还包括固体推进剂气体发生器22、用于点燃固体推进剂的电力控制装置24、将发生器的气体出口连接至启动电动机18的分配阀26、以及连接至点火装置24和阀以便控制所述启动电动机的计算机28。
这里，气体发生器22包括细长圆筒本体，该细长圆筒本体容纳一种或多种的固体推进剂的负载(loads)，该负载根据发生器的期望的气体流动规律成形，所述本体充当燃烧室。应当指出的是，期望的气体流量规律能够通过适当地选择负载的形状和/或通过完全地或部分地装填负载的一些部分来实现。
一旦推进剂负载的表面被点燃，负载的表面根据负载的形状和装填(lining)所得的流动规律而燃烧并前进，从而在高压下生产燃烧气体。气体在发生器的出口处被喷射。发生器22内的燃烧温度通常在1400K和2700K之间的范围内。
点火装置24由计算机28进行电力控制，并被设计成一旦计算机28输出相应的信号便激活推进剂的燃烧。
分配阀26例如是配比三通阀，并且分配阀26包括连接到发生器22的出口的入口通道(箭头30)以及分别连接到启动电动机18的两个出口通道(箭头32)。阀26使得入口通道只能够被连接至出口通道中的一个，以使得根据本发明的系统20被设计成一次只在一个涡轮发动机上执行紧急重新启动。根据计算机28的信号输出，入口通道被带至与一个出口通道或另一出口通道流体连通。
计算机28是电子控制单元，诸如目前在航空领域中使用的那些电子控制单元。当所述计算机检测到紧急情况时，所述计算机对分配阀26和点火装置24进行致动，以使得将由固体推进剂的燃烧产生的燃烧气体供给至待启动的涡轮发动机的启动电动机18。
图2是以轴向截面示出的、启动电动机18的一个实施例的示意图。所述启动电动机大体上包括对涡轮38(例如超音速涡轮)的转子叶轮36进行支撑的轴34，该轴34通过安装在启动电动机的壳体42中的轴承40被旋转地引导。壳体42包括径向开口44，该径向开口44形成涡轮38的入口并通向用于对涡轮进行供给的环形腔46。所述腔46可具有从上游到下游恒定的横截面，或者，在另一方面，所述腔46可具有从上游到下游变化的横截面。
进入该腔46的燃烧气体被减压并流经叶轮36的叶片48(箭头50)，这使叶轮36旋转并且因此使得轴34绕其轴线旋转(箭头52)。然后气体通过涡轮38的排气喷管从涡轮38排出，并被喷射到外部(箭头50)。
冷却构件可被设置在涡轮的上游以降低燃烧气体的温度，例如降低至600K。此外，过滤器53可被安装在涡轮的上游以限制固体颗粒进入到涡轮的管道中。
轴34被设计成将启动扭矩传递至涡轮发动机的轴54，轴54例如为高压轴，启动电动机18与该轴相关联。该扭矩可如以虚线56示意性地示出地被直接传递或通过诸如附件齿轮箱58的传动构件被传递。
然而，优选地，扭矩通过自由轮60在轴34和轴54之间被传递或在轴34和附件齿轮箱58之间被传递。该自由轮由二极管示意性地示出，这是因为：自由轮的作用是在扭矩来自于轴34时对该扭矩进行传递，但如果扭矩来自于轴54则不对该扭矩进行传递。一旦涡轮发动机已经启动，轴34就不再对轴54进行驱动。
在图3所示的替代性实施例中，启动系统只包括一个启动电动机118；因此，紧急启动系统120仅与一个涡轮发动机112相关联并且不包括分配阀，发生器122的气体的出口被直接连接到启动电动机的涡轮的入口。
在图4所示的替代性实施例中，每个双引擎直升机涡轮发动机112与其自身的启动系统120相关联，因此该启动系统120独立于另一系统120。每个系统120包括发生器122和启动电动机118。
在本发明的另一变型(未示出)中，启动系统可包括用于通过固体推进剂的燃烧来产生气体的多于一个的发生器，该固体推进剂例如呈“簇(cluster)”的形式；发生器将被平行地安装且将以随时间偏移的方式进行致动以便对供给至启动电动机的热气体的整体流动进行调节。
Claims (6)
1.一种紧急启动系统(20)，用于航空器(10)的涡轮发动机(12)，其特征在于，所述紧急启动系统(20)包括至少一个固体推进剂气体发生器(22)、电力控制的点火装置(24)、连接至所述点火装置的计算机(28)以及至少两个独立的启动电动机(18)，至少两个独立的启动电动机(18)中的每个意在用于启动一个涡轮发动机，每个启动电动机包括用于对轴(34)进行驱动的涡轮(38)，所述轴(34)意在用于被联接至相应的涡轮发动机的轴(54)，所述发生器的气体的出口通过连接至所述计算机(28)的同一分配阀被连接至每个启动电动机的涡轮的入口(44)。
2.根据前一项权利要求所述的系统(20)，其特征在于，每个启动电动机(18)的涡轮(38)的出口被连接至排气装置。
3.根据前述权利要求中任一项所述的系统(20)，其特征在于，每个启动电动机(18)的涡轮(38)包括单个转子叶轮(36)。
4.根据前述权利要求中任一项所述的系统(20)，其特征在于，所述系统(20)包括联接构件，所述联接构件用于将由所述涡轮(38)驱动的轴(34)联接至所述涡轮发动机(12)的轴(54)，所述联接构件包括自由轮(60)，所述自由轮(60)被设计成仅在驱动扭矩来自于所述启动电动机(18)时将所述扭矩传递。
5.一种航空器，包括至少两个涡轮发动机(12，112)，其特征在于，所述航空器包括根据权利要求1至4中任一项所述的紧急启动系统(20)。
6.一种用于通过根据权利要求1至5中任一项所述的系统(20)对航空器的涡轮发动机(12)进行紧急启动的方法，其特征在于，一旦检测到紧急启动情况时，点火装置(24)由计算机(28)致动。
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