CN105849390A - 用于更可靠地起动涡轮机的方法和系统 - Google Patents

用于更可靠地起动涡轮机的方法和系统 Download PDF

Info

Publication number
CN105849390A
CN105849390A CN201480070367.9A CN201480070367A CN105849390A CN 105849390 A CN105849390 A CN 105849390A CN 201480070367 A CN201480070367 A CN 201480070367A CN 105849390 A CN105849390 A CN 105849390A
Authority
CN
China
Prior art keywords
starting
starter
speed
compressor
turbine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201480070367.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105849390B (zh
Inventor
V·帕马瑞德
P·哈丽雅特
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Turbomeca SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Turbomeca SA filed Critical Turbomeca SA
Publication of CN105849390A publication Critical patent/CN105849390A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105849390B publication Critical patent/CN105849390B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D19/00—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • F02C7/275—Mechanical drives
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02N—STARTING OF COMBUSTION ENGINES; STARTING AIDS FOR SUCH ENGINES, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F02N11/00—Starting of engines by means of electric motors
    • F02N11/08—Circuits or control means specially adapted for starting of engines
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K11/00—Structural association of dynamo-electric machines with electric components or with devices for shielding, monitoring or protection
    • H02K11/20—Structural association of dynamo-electric machines with electric components or with devices for shielding, monitoring or protection for measuring, monitoring, testing, protecting or switching
    • H02K11/21—Devices for sensing speed or position, or actuated thereby
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K11/00—Structural association of dynamo-electric machines with electric components or with devices for shielding, monitoring or protection
    • H02K11/20—Structural association of dynamo-electric machines with electric components or with devices for shielding, monitoring or protection for measuring, monitoring, testing, protecting or switching
    • H02K11/25—Devices for sensing temperature, or actuated thereby
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K23/00—DC commutator motors or generators having mechanical commutator; Universal AC/DC commutator motors
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K7/00—Arrangements for handling mechanical energy structurally associated with dynamo-electric machines, e.g. structural association with mechanical driving motors or auxiliary dynamo-electric machines
    • H02K7/10—Structural association with clutches, brakes, gears, pulleys or mechanical starters
    • H02K7/116—Structural association with clutches, brakes, gears, pulleys or mechanical starters with gears
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02N—STARTING OF COMBUSTION ENGINES; STARTING AIDS FOR SUCH ENGINES, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F02N11/00—Starting of engines by means of electric motors
    • F02N11/08—Circuits or control means specially adapted for starting of engines
    • F02N2011/0881—Components of the circuit not provided for by previous groups
    • F02N2011/0888—DC/DC converters
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/85—Starting
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/303—Temperature
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/304—Spool rotational speed
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Microelectronics & Electronic Packaging (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Abstract

起动系统包括：有各蓄电池单元的电池(110)，DC起动器(120)，电子调节计算机(142)，传动中继变速器(162)，起动配件(168)以及本身包括压缩机(164)、燃烧室(165)和高压涡轮(166)连同自由涡轮(167)的燃气发生器(160)。第一和第二电路被并联安装并且被置于所述有各蓄电池单元的电池(110)和DC起动器(120)之间。第一电路包括与第一断路开关(132)串联安装的DC‑DC转换器(130)而第二电路包括第二断路开关(133)。此外，该系统至少包括感测压缩机(164)的旋转速度的传感器(163)、感测在自由涡轮(167)的入口处的温度的传感器(151)、以及基于由感测压缩机(164)的旋转速度的传感器(163)和感测在自由涡轮(167)的入口处的温度的传感器(151)所供应的信息来控制第一和第二断路开关(132、133)的控制电路(141)。

Description

用于更可靠地起动涡轮机的方法和系统
技术领域和现有技术的状况
本发明涉及一种用于可靠地起动涡轮发动机的方法和系统。
本发明的应用领域更具体地是控制燃气涡轮航空发动机(诸如直升机的涡轮轴发动机或者固定翼航空器的涡轮螺旋桨)的起动或者事实上为安装在机载航空器上的燃气涡轮辅助功率单元(APU)的起动的领域。
然而，本发明适用于其他类型的涡轮发动机，例如工业涡轮。
以已知的方式，航空器涡轮发动机包括：燃烧室；压缩机轴，所述压缩机轴上安装有压缩机轮以将压缩空气馈送到所述燃烧室；以及，至少一个起动器或起动器用发电机，所述至少一个起动器或起动器用发电机连接到所述轴以向所述轴传递足够的起动力矩从而驱动所述轴旋转。
为了起动涡轮发动机，起动器通过在第一起动阶段中使压缩机轴加速开始，在第一阶段期间，来自起动喷射器的上游的燃料电路被置于压力下并被净化。此后，在第二起动阶段中，燃料喷射在点燃发动机的燃烧室中的所述燃料之前被发起。最后，在第三起动阶段期间，在某一预定义的旋转速度处，起动器的动作被停止并且由于所述燃料的燃烧的结果，发动机可继续加速。
为了使燃料能够点燃，压缩机轮供应给燃烧室的空气必须符合在燃料喷射器处的特定压力和速度条件以保证准确的燃料/空气比且避免吹灭火焰。然而，由于压缩机轮供应给燃烧室的空气量与压缩机轴的旋转速度成比例，因此燃气发生器轴的旋转速度必须位于速度范围(被称为“点火窗口”)内并且必须保持在该窗口中达足以确保点火准确地发生的时间长度。
常规地，使用直流(DC)起动器或者使用28伏特(V)的直流供电的起动器用发电机来起动几乎所有轻型或中型直升机的涡轮轴发动机和甚至某些重型直升机的涡轮轴发动机、以及同样轻型固定翼飞机的大量涡轮螺旋桨。
DC起动器的主要优点在于以下事实：它们是具有相对简单且很好理解的设计的稳健电机，它们是现成可用的，并且它们可用于直接从28V的电源(例如，直升机的电池)起动涡轮轴发动机，而不需要静态转换器且不需要任何复杂的控制策略。
然而，实际实现遇到了各困难，这些困难参考图7连同以下为了更好的理解而概括的如下基本等式来解释。
各个参数可定义如下：
·Uo：电池10的开路电压；
·Rbat：电池10的内部电阻11；
·Rcab：布缆31的电阻；
·Rarm：起动器20的电枢绕组的电阻21；
·E＝E(N)：起动器20的反电动势(反emf)；
·Istart：电枢起动电流；
·Ubat：跨电池10的端子的电压；以及
·Ustart：跨起动器20的端子的电压。
这给出：
Istart＝(Ubat-Ustart)/Rcab＝(Uo-E(N))/(Rab+Rcab+Rarm)
其中：E(N)＝k×N，N是起动器20的旋转速度并且k是起动器20的电气常数(该电气常数具体地取决于它的绕组)。
此外，起动器20的电磁力矩表达如下：
Cem＝k×Istart×Iex
其中Iex是激励电流(Iex＝具有串激的起动器的Istart，Iex由被单独激励的机器的发电机控制单元(GCU)独立地调节也是可能的)。
可推断在N＝0，E＝0时，并且由此：
Istart＝Uo/(Rbat+Rcab+Rarm)
可见在第一起动瞬间期间(即，在起动器20的反emf仍然非常低时)的电枢电流Istart与电池10的开路电压Uo直接成比例，并且只受电源线的总电阻(Rbat+Rcab+Rarm)限制。不幸的是，电源电压(例如，在标称条件下具有28V的设计值)可大副地变化，这取决于正从电池还是从地面电源单元起动。此外，电池的内部电阻Rbat在低温时增加。然而，电导体的电阻Rcab和Rarm在温度上升时增加。
由此可理解，电流以及相应地力矩在起动开始时可根据正在提供即28V的电源的类型(电池、另一涡轮的起动器用发电机、航空器的APU、或者用于在地面上起动的地面电源单元)、周围条件(温度)以及环境(起动器热还是冷)而大副地变化。
实际上，制造商通过使用适当截面的电缆(提供某一最小电阻值)或者通过串联连接在数个瞬间之后分流的起动电阻来限制起动电流，如以下所解释的。
此外，具体地根据与大气压强和温度P0、T0(与空气密度相关联)且与油温(与实质上包括在其上安装有附属装备(诸如泵、交流发电机、起动器等)的步降传动件(stepdown gearing)的传动变速箱中的摩擦相关联)相关的参数，通过燃气发生器以及相关联的传动变速箱反向的力矩也是高度可变的。
指定的最小起动力矩随着温度降低而增加，如在图8中可见的，该图绘制了曲线1至4，曲线1和4分别针对最大力矩Cmax、在40℃时的最小力矩Cmin1、在30℃时的最小力矩Cmin2、以及在+55℃时的最小力矩Cmin3示出力矩如何根据表达为燃气发生器的旋转速度的标称值NG的比例的旋转速度而变化。
这通常导致制造商使起动电源电路的尺寸过大，以在地面上时且在使用电池时，最小化布缆的阻抗Rcab且在非常低的温度时供应足够的力矩。因此，当在一高度(其中压缩机呈现低的反向力矩)或者在已经热的发动机(拥有低摩擦)的情况下使用地面电源单元(很少被标准化，通常传递高的电压)起动时，有可能具有非常高的起动力矩(大于指定的最大值Cmax)和低的反向力矩，从而导致燃气发生器快速地加速以使其过快地通过点火窗口。
还已知特定涡轮发动机由低且相对较窄的位于约8％NG至15％NG的范围中的点火窗口表征，其中NG是燃气发生器的标称速度，其中100％NG大致对应于压缩机轴的旋转速度，当发动机正在使其能够传递那些限值以外的其最大起飞功率(TOP)的条件下操作时，该室无法点火。
此外，燃烧室中的点火火花塞的放火花频率通常非常低，具有几赫兹(Hz)的数量级：火花数量以及由此点火的可能性变得甚至更小，如果燃气发生器保持在点火窗口中达很少时间的话。
难以考虑的另一因素是将燃料填充到与燃烧室相关联的喷射线束(harness)中所需的可变时间，并且这可导致打开阀的瞬间和燃料实际上渗透到该室中的瞬间之间的延迟。
最后，一旦起动喷射器已经点火，火焰传播到相邻喷射器所需的时间还是当前复杂且较差控制、由此需要空气以不太大的速度流动的现象。
出于所有这些原因，因此避免过快地通过点火窗口且保持在其中达某一最小持续时间以确定在良好的条件下点燃该室且确定稳定火焰是重要的。
由此可见，可能太高的较差控制的起动力矩可导致太快地通过点火窗口和无法起动。
已经观察到，未控制的当今28V的起动器用发电机和起动器发现难以在所有可能的情形中符合最小力矩和最大力矩的矛盾规范。
因此，期望具有一种使涡轮轴发动机的点火和起动能够变得更加稳健的系统。
如图9所示，已经作出合并起动电阻的提议：为了限制起动电流，与开关33串联连接的具有电阻Rstart的电阻器32置于与电池10串联(因此创建由此有可能在起动器20的反efm为低的同时限制电流的电压降)。电阻32在特定速度阈值以上通过闭合开关34短路。然而，起动电阻用来只在起动器力矩太高(高电池电压、低电阻、热的发动机等)的环境下降低燃气发生器的加速。
在其他环境下，具体地在反向力矩高或者电源电压低(冷的电池)时，不需要限制起动电流，并且事实上它可能潜在地是障碍。
此外，起动电阻耗散非常大量的功率(1千瓦(kW)至3kW)；因此制作它是复杂的并且它需要被安装在焦耳效应热损耗可容易地释放而不对周围装备过度加热的位置。最后，在电阻方面的能量损耗导致对电池的尺寸调整过大。
还已经作出如图10和11所示执行串行/并行起动的提议。该解决方案在使用28V的电池起动的特定涡轮螺旋桨上使用。它需要两个电池13和14。在起动开始时且在速度(或电流)阈值以下，电池13和14并联连接，如图10所示，其中两个开关15和16闭合而开关17打开。起动器20由此以等于28V的电压U供电，并且电池13和14共享高起动电流，其中电流I/2流经电池13和14中的每一个电池。
在速度阈值以上，当起动器20的反emf已经充分地增加以限制电流时，电池13和14重新串联连接，如图11所示，其中两个开关15和16打开而开关17闭合。电流I由此流经电池13和14中的每一个电池。然后，起动器20以两倍电压2U(在本示例中等于56V)供电，由此使最大助力速度能够在不对起动器20去焊的情况下增加。
串行/并行起动需要两个28V的电池，而直升机通常只有一个(“寒冷天气的工具包”除外)，并且DC起动器被设计成以56V的标称电压操作。并非所有现成可用的28V的起动器用发电机和起动器被设计成接受重复使用的该电压。此外，无法处理在点火窗口中加速太快的问题，因为该电路的目的宁愿是继续辅助燃气发生器在不对起动器去焊的情况下以高速加速(并且由此具有高的反emf)。
还已经作出在计算机控制下优化起动顺序(和阶段)的提议。理念是驱动和稳定优选点火窗口中的燃气发生器的轴的旋转速度，并且随后一旦观察到点火(例如，通过检测T45的增加，即在自由涡轮的入口处的燃气的温度)就以最佳的方式控制加速。图12的曲线示出该方法并且示出根据时间而增加的旋转速度(区段5)，之后是可在从8％NG到15％NG的范围(区段6)内变化的恒定选择速度NG的点火，其中NG是燃气发生器的标称旋转速度，并且随后在例如通过检测在自由涡轮的入口处的燃气温度(T45)的增加来检测点火之后，旋转速度根据时间而再次增加(区段7)。由此，区段6对应于将旋转速度维持在点火窗口内或多或少恒定的值，而区段7对应于或多或少恒定的加速。
文档WO 2011/056360和CA 2 685 514还描述了涡轮发动机的控制的起动关系。
如图13所示，文档US 2010/0283242描述了用于使用由DC/AC控制转换器23供电的交流(AC)起动器20来起动涡轮螺旋桨40的设备的电气架构，由此使燃气发生器的加速能够得以控制。DC/AC控制转换器23本身从28V的电池10经由升压DC/DC转换器21和DC总线22供电。相反，基于置于被设计用于全功率的起动的级联DC/DC和DC/AC转换器中，类似的架构在专利文档US 5 493 201中进行了描述。
可观察到在全部应用时(即，在点火之后控制燃气发生器的加速的情况下)，上述“优化的”起动以及在各个上述专利文档中标识的变体可只在使用特殊的起动器技术(例如，具有激励绕组的同步电机)时实现，起动器还需要控制功率电子设备(逆变器)，实现在速度和力矩上提供的控制，具有使用向起动器供应它的最大功率的能力，这可短期地达到相当高的电平(在10kW到20kW的范围中)。由此，这种功率电子设备是特别重和昂贵的。
使用“高电压”AC起动器的功率架构不仅需要特定旋转机和为全功率调整尺寸的DC/AC转换器，而且它们还需要DC/DC斩波器以将28V的网络电压提升到DC总线的电压(几百伏特)。在所有环境下，这由此构成特别重、复杂和昂贵的解决方案。
本发明的目的和定义
本发明寻求弥补上述缺陷并且具体地有可能避免对电功率供应电池的尺寸调整过大，同时改进起动的可靠性并且使涡轮轴发动机的点火和起动更加稳健。
为了解决上述问题，本发明提供了一种用于可靠地起动涡轮发动机的起动系统，该系统包括：蓄电池组，DC起动器，电子调节计算机，传动变速箱(具体地用来使起动器能够机械地驱动燃气发生器和燃气泵)，用于管理向喷射器分配燃料且用于在起动阶段期间点燃燃料的起动配件(诸如火花塞、以及起动和/或停止螺线管阀)，本身包括压缩机、燃烧室和高压涡轮连同自由涡轮(例如，出于经由机械传动件驱动直升机转子或涡轮螺旋桨推进器的目的)的燃气发生器，该系统的特征在于，该系统进一步包括并联连接并被排列在所述蓄电池组和所述DC起动器之间的第一和第二电路，第一电路包括与第一开关串联连接的DC-DC转换器而第二电路包括第二开关，并且该系统至少进一步包括用于感测压缩机的旋转速度的传感器、用于感测在自由涡轮的入口处的温度的传感器、以及用于根据用于感测压缩机的旋转速度的所述传感器和用于感测自由涡轮的入口温度的所述传感器供应的信息而控制所述第一和第二开关的控制电路。
优选地，该系统进一步包括在第一电路中与DC-DC转换器和第一开关串联连接的二极管。
在具体实施例中，DC起动器具有起动器用发电机类型，由此有可能在燃气发生器的速度阈值以上将起动器用发电机转换到发电机模式中例如以向其中安装涡轮发动机的航空器的机载网络供电。
在具体实施例中，起动系统进一步包括用于感测DC起动器的旋转速度的传感器，并且DC-DC转换器在所述第一开关闭合时由用于感测DC起动器的旋转速度的传感器伺服控制。
在这些环境下，电子调节计算机可包括用于准备与涡轮发动机的优选点火窗口相对应的速度设定点Nref的单元、以及用于将速度设定点Nref传输到DC-DC转换器的传输链路。
在另一具体实施例中，DC-DC转换器在所述第一开关闭合时由用于感测压缩机的旋转速度的所述传感器伺服控制。
在这些环境下，电子调节计算机可包括用于准备与涡轮发动机的优选点火窗口相对应的速度设定点Nref的单元、用于准备起动器的力矩设定点Cref的单元、以及用于将力矩设定点Cref传输到DC-DC转换器的传输链路。
通过示例，DC-DC转换器可包括电磁兼容过滤器)、预加载电路、以及降压型斩波器。
更具体地，电子调节计算机包括用于准备施加给用于管理的直升机的机载网络以启动第一和第二开关的单元的相应逻辑信号SL1、SL2的单元。
电子调节计算机包括用于检测压缩机的旋转速度NG已经超过预定阈值并且用于停用第一和第二开关且还用于停用起动配件的单元。
在本发明的一方面，DC-DC转换器的控制电路包括速度伺服控制回路和电流伺服控制回路两者。
速度伺服控制回路和电流伺服控制回路可被合并在用于控制DC-DC转换器的独立控制器电路中。
在变体实施例中，速度伺服控制回路被合并在电子调节计算机中而电流伺服控制回路被合并在用于控制DC-DC转换器的独立控制器电路中。
本发明还提供了一种用于可靠地起动涡轮发动机的起动方法，该涡轮发动机包括蓄电池组、DC起动器、电子调节计算机、传动变速箱、用于管理向喷射器分配燃料且用于在起动阶段期间点燃燃料的起动配件、本身包括压缩机、燃烧室和高压涡轮连同自由涡轮的燃气发生器，其特征在于，该方法包括以下步骤：
·并联连接第一和第二电路并且将它们置于所述蓄电池组和所述DC起动器之间，第一电路包括与第一开关串联连接的DC-DC转换器而第二电路包括第二开关；
·测量压缩机的旋转速度；
·测量在自由涡轮的入口处的温度；以及
·根据关于压缩机的旋转速度和在自由涡轮的入口处的温度的测量信息而控制所述第一和第二开关。
以更具体的方式，在初始化起动时，启用起动配件并同时将速度设定点Nref传输到所述DC-DC转换器，速度设定点对应于涡轮的优选点火窗口，并且所述第一开关在启用DC-DC转换器时闭合以使压缩机加速且随后调节传递给起动器的电压从而将所述压缩机获得的速度调节到速度设定点Nref，并且在达到所述速度设定点Nref时，点燃涡轮发动机的燃烧室，测量在自由涡轮的入口处的温度，并且一旦检测到确认燃烧室已经点燃的温度的上升，闭合第二开关，打开第一开关，并停用DC-DC转换器，并且在检测到压缩机的旋转速度已经超过起动结束的阈值之后，停用起动配件并打开第二开关以停用起动器。
本发明更具体地适用于用于起动航空器、特别是直升机的涡轮轴发动机的系统。
本发明考虑起动涡轮发动机时的关键瞬间是点燃燃烧室的事实。直到检测到点火,稳定优选点火窗口中的燃气发生器的速度达足够的持续时间由此用来避免无法点火的大多数原因：较差控制的起动器力矩、太快地通过点火窗口、填充燃料管道系统(pipework)所需的时间、在非常低的温度火焰从点火喷射器传播到主喷射器且随后稳定所需的时间等。
只在燃气发生器的低旋转速度(小于15％NG，其中NG是该发生器的标称速度)适用的该约束需要制造商在整个速度范围上限制起动力矩，并且该约束在其中来自燃气发生器的反向力矩高、到起动器的电源电压低、并且点火是困难的在非常低的温度起动的情形中可能是障碍。
相反，一旦点燃该室，与燃气发生器加速相关的最大和最小力矩要求或多或少受约束：它满足力矩高到足以辅助燃气发生器高达其中从高压涡轮恢复的功率使得涡轮轴发动机的燃气发生器能够自己加速并且未大到吹灭火焰的速度。在该第二阶段中，在起动器上具有准确的dNG/dt控制不是必要的，并且这是特别有利的，因为汲取的功率随后更大。
由此，本发明在于在涡轮轴计算机的控制下用来使得发动机的燃气发生器高达一速度且在发动机的点火窗口中将其维持在恒定速度的设备，只要发动机的燃烧室尚未点燃即可。主要优点在于，使燃气发生器在点火窗口中保持旋转所需的功率非常低。通过示例，使直升机涡轮轴发动机的燃气发生器在其点火窗口中保持旋转所需的机械功率具有1kW至3kW的数量级，而在起动顺序期间通过起动器产生的最大功率可多至5kW至20kW，即，5至7倍大。基于低功率电子设备的单元由此具有远低于它们可能针对被设计成在整个起动速度范围上控制起动器的模拟系统的尺寸和成本。
一旦已经检测到点火，该设备分流并且起动器直接从航空器的机载网络(通常以28V)供电，而无需在用来降低起动电流且消除在燃气发生器最初静止时观察到的电流峰值的较大部分的切换时控制来自已经旋转的起动器的反emf。
附图简述
本发明的其他特性和优点从作为示例给出的具体实施例的以下描述且参考附图而显现，其中：
图1是根据本发明的涡轮发动机起动器设备的实施例的示意性整体视图；
图2是适合于包括在图1所示的本发明的设备中的DC-DC转换器的示例的更详细视图；
图3是根据本发明的涡轮发动机起动器设备连同它的控制电路的第一实施例的示意性整体视图；
图4是与图3的第一实施例相对应的伺服控制回路的示意性视图；
图5是根据本发明的涡轮发动机起动器设备连同它的控制电路的第二实施例的示意性整体视图；
图6是与图5的第二实施例相对应的伺服控制回路的示意性视图；
图7是与现有技术起动器设备相对应的电气电路图；
图8是绘制了各曲线的图形，这些曲线针对各种操作条件示出根据旋转速度，适合于保证在飞行条件内点燃燃烧室的起动器力矩的最大值和最小值的外观；
图9是示出在现有技术中插入起动器电阻的电气电路图；
图10和11是具有根据阈值速度分别并联和串联连接的两个电池的现有技术起动器设备的电气电路图；
图12是示出如计算机控制的已知起动顺序的图形；以及
图13是使用由DC-AC控制的转换器供电的AC起动器的涡轮螺旋桨的现有技术起动器设备的示图。
优选实施例的详细描述
图1是示出本发明的设备的一般配置的示图。
涡轮发动机的可靠的起动器系统包括蓄电池组110，该蓄电池组可以是单个电池或一组电池并且由来自航空器的机载网络的电源构成，例如，28V，但是本发明不限于该电压。
DC起动器120可由简单的DC起动器或者由一旦起动阶段已经终止例如以向机载网络供电就能够不仅在电动机模式中而且在发电机模式中操作的起动器用发电机(SG)构成。在以下描述中，术语“起动器”用于覆盖仅起动器和/或起动器用发电机两者，除非相反地指定。
涡轮发动机起动器系统包括传动变速箱162，该传动变速箱具体地包括用于将来自起动器120的运动传输到发动机的主轴的步降传动件并且还包括辅助装备，诸如与用于将燃料喷射到燃烧室中的喷射器相关联的泵。
图1还示出涡轮发动机的主要元件，包括本身包括压缩机164、燃烧室165和高压涡轮166连同自由涡轮167的燃气发生器160、以及起动配件168。图1还示出用于感测起动器120的旋转速度的传感器161以及用于感测发动机的压缩机164的轴的旋转速度的传感器163。
本发明的起动器系统具有并联连接且插在蓄电池组110和DC起动器120之间的第一和第二电路。第一电路包括与第一开关132并且任选地与二极管131串联连接的DC-DC转换器130。第二电路包括第二开关133。
如以下参考图3和5描述的，该系统还具有用于测量发动机的操作的其他传感器，诸如用于感测在自由涡轮167的入口处的温度的传感器151。在自由涡轮167的入口处的温度T45提供表示燃烧室165中的点火条件的信息。因此，代替传感器151，利用有可能观察燃烧室165中的点火条件的任何其他类型的传感器是可能的。
第一和第二开关132、133由控制电路141(图3和5)根据用于感测压缩机164的旋转速度的传感器163和用于感测在自由涡轮167的入口处的温度的传感器151传递的信息来控制。
可由发动机的常规电子计算机构成的电子调节计算机142、142'(也称为电子发动机控制器(EECU)(图3和5))用来管理传感器151和163供应的测量结果并且控制与控制电路141协作的DC-DC转换器130，该控制电路可以是预先存在的电气主箱，诸如用于管理航空器的机载网络的模块。
由此，本发明的起动器设备实质上由DC-DC转换器130构成，当接触器132闭合时，该DC-DC转换器在起动阶段开始时向起动器120供电并且供应使燃气发生器160保持在点火窗口中所需的功率。
一旦已经确认点火，闭合接触器133且打开接触器132以向起动器120供电，而不直接从电池110中断，该起动器可例如以28V被合并在机载网络中以使起动能够以非控制的方式继续。
开关132和133可形成直升机的“电气主箱”的部分。二极管131不是必要的，然而出于在接触器132和133的重叠操作期间保护来自DC-DC转换器130的出口的目的，它可以是有用的。
通过示例，DC-DC转换器130可包括与操作条件(机载网络的电压、电源110和起动器120的阻抗、来自压缩机164的反向力矩等)无关地采用网络的电源电压U(例如，28V)并将调节起动器120的力矩且由此伺服控制设定点上的燃气发生器160的压缩机164的轴的旋转速度NG所需的电流ID传递给起动器电枢120的单个降压斩波器136(参见图2)。
由于所需的电功率低，因此DC-DC转换器用作在起动器120的反emf几乎为零时限制在起动的第一瞬间期间从机载网络汲取的电流的渐进起动器系统。这一方面有可能减少对起动器120的温度约束、对开槽的机械约束、以及来自起动器120的驱动的弱链接，并且在直升机的电池110上起动时，也有可能减少当速度和反emf两者为零时在起动器120上切换时的机载网络中观察到的电压降。
调节电机的速度需要速度传感器161，该速度传感器可形成起动器120本身的一部分(一些起动器用发电机与其适合，具体地以管理去焊)或者否则可紧固到起动器120的驱动(音轮、霍尔效应传感器等)。
由于优选点火窗口可根据飞行条件(大气压强P0、大气温度T0)而变化，因此期望能够改变DC-DC转换器130的速度设定点Nref，该设定点由涡轮轴发动机的计算机142准备并且在数字或模拟链路145上传输到该设备(例如，作为可变占空比)，如图3所示。
作为示例且如图2所示，DC-DC转换器130可包括：具有耦合的铁芯电感器101和电容器102、103的电磁兼容过滤器134，之后是具有可被开关105分流的电阻器104的预加载电路135，以及具有电容器106、由功率半导体组件构成的控制开关107、二极管108和电感器109的降压型斩波器136以输出直流(DC)ID。
参考图3至6，以下是对若干变体实施例中的本发明的起动器系统的操作的更详细描述。
在选择起动的时候，控制涡轮发动机142的计算机(EECU)将逻辑信号SL1发送到用于管理直升机的机载网络的系统(电气主箱)141，启用起动螺线管阀和火花塞，并且施加适合于借助于用于控制在图1、3和5中用符号一起归组在附图标记168下的起动配件的线路149而起动的燃料流动控制关系。
同时，EECU 142使用它采集的各个参数(大气压强P0、大气温度T0、余温T45(即，在自由涡轮的入口处的燃气的温度)等)以准备与涡轮轴发动机的优选点火窗口相对应的速度设定点Nref，并且它将设定点传输到DC-DC转换器130。
在启用逻辑信号SL1的时候，电气主箱141闭合接触器132(经由线路147启用)并且将启用设定点发送到DC-DC转换器130(经由线路144启用“开/关”信号)。
由机载网络110供电的DC-DC转换器130开始操作，使燃气发生器160的压缩机164的轴的旋转加速，并且随后调节传递到起动器120的电流ID从而将旋转机获得的速度NG调节到速度设定点Nref上。
一旦EECU 142观察到如传感器163测量且通过线路148供应给EECU的燃气发生器160的压缩机164的轴的旋转速度NG已经达到速度设定点Nref并且已经变得稳定在那里，电子调节计算机142前进到通过在线路149上发送用于控制起动配件的所需控制信息来点燃涡轮发动机。
当EECU 142例如通过经由线路151测量T45的上升来检测和确认燃烧室点燃时，它将逻辑信号SL2发送到用于管理直升机的机载网络的系统141并且随后停用逻辑信号SL1。
在启用逻辑信号SL2的时候，电气主箱141闭合接触器133(经由线路143启用)：直接从机载网络110供电的起动器20继续以常规的方式加速和起动涡轮发动机。同时，二极管131相对于反向电流变得截止，由此用来避免使来自DC-DC转换器130的出口短路。
应当观察到如通过二极管131变成可能的在接触器132和133的控制下的重叠用来保证到起动器120的电功率供应没有间断。
在停用逻辑信号SL1的时候，电气主箱141打开接触器132(经由线路147停用所传输的信号)，由此使出口与起动器120的DC-DC转换器130隔离并且发送DC-DC转换器130的停用设定点(停用线路144上的开/关信号)。
当EECU 142检测到燃气发生器160的压缩机164的轴的速度NG超过起动结束的阈值(涡轮轴发动机与其无关地操作的阈值)时，它经由线路149停用起动配件168以及同样逻辑信号SL2。
在停用逻辑信号SL2的时候，电气主箱141打开接触器133(经由线路143停用控制信号)，由此关闭到起动器120的电功率供应。
在速度阈值以上，起动器用发电机120可被切换到发电机模式中以向机载网络110供电，然而如果起动器只是一起动器，该操作则无法执行。
从控制DC-DC转换器130的角度来看，发现以常规方式的两个交错的调节回路：速度伺服控制；之后是力矩或电流伺服控制(参见图4和6)。
与如通过线路172传递的涡轮发动机的理想点火窗口相对应的速度设定点Nref由框172中的涡轮发动机的EECU 170根据通过EECU 170采集的参数(例如且以非穷尽的方式，在压缩机的入口处的大气压强P0、大气温度T0、...)准备，并且随后以数字或模拟的方式传输到DC-DC转换器130的控制系统180。
如通过传感器161测量且如通过线路146(图3)或181(图4)传输的旋转机的速度ND与比较器182中的速度设定点Nref进行比较以给出速度误差ΔN，该速度误差由校正器183处理以给出力矩设定点Cref。该力矩设定点Cref由框184处理，该框将它变换成电流设定点Iref。在来自DC-DC转换器130的出口处的所测量电流ID与比较器186中的参考Iref进行比较以给出误差ΔI，该误差由校正器187处理以给出导通占空比τ的设定点188，该校正器用于控制DC-DC转换器130的斩波器的功率半导体189(图4)或107(图2)。
在略微不同于图5和6所示的另一实施例中，速度伺服控制回路通过EECU 270计算。作为输入272供应给比较器274的速度设定点Nref由EECU270在与图4的框171类似的框271中以与以上相同的方式准备，但是它与燃气发生器160的压缩机164的轴的旋转速度NG(与起动器120的旋转速度ND成比例)进行比较，如在比较器274的输入273上供应以准备由EECU270传输到DC-DC转换器130的控制电路280的力矩设定点Cref。该力矩设定点Cref由DC-DC转换器130的控制电路280以与图4的上述实施例中相同的方式处理，图6的元件281至286分别与图4的元件184至189相对应并且未再次描述从而以控制斩波器的半导体286结束。
可见本实施例的优点之一在于，有可能省略起动器120上的速度传感器161，速度回路通过使用传感器163获得燃气发生器的速度NG来直接在涡轮轴发动机计算机中处理。
以一般的方式，本发明涉及一种用于可靠地起动涡轮发动机的系统和方法两者。
该用于可靠地起动涡轮发动机的方法包括以下步骤，该蜗轮发动机具有：蓄电池组110，DC起动器120，电子调节计算机142、142'，传动变速箱162，用于管理向喷射器分配燃料且用于在起动阶段期间点燃燃料的起动配件168，本身包括压缩机164、燃烧室165和高压涡轮165连同自由涡轮166的燃气发生器160：
·并联连接第一和第二电路并且将它们置于所述蓄电池组110和所述DC起动器120之间，第一电路包括与第一开关132串联连接的DC-DC转换器130而第二电路包括第二开关133；
·测量压缩机164的旋转速度；
·测量在自由涡轮167的入口处的温度；以及
·根据关于压缩机164的旋转速度和在自由涡轮167的入口处的温度的测量信息来控制所述第一和第二开关132、133。
更具体地，在初始化起动时，启用起动配件168并同时将速度设定点Nref传输到所述DC-DC转换器130，速度设定点对应于涡轮的优选点火窗口，并且所述第一开关132在启用DC-DC转换器130时闭合以使压缩机164加速且随后调节传递给起动器120的电压从而将所述压缩机165获得的速度调节到速度设定点Nref，并且在达到所述速度设定点Nref时，点燃涡轮发动机的燃烧室165，测量在自由涡轮167的入口处的温度，并且一旦检测到确认燃烧室165已经点燃的温度上升，闭合第二开关132，打开第一开关133，并停用DC-DC转换器130，并且在检测到压缩机的旋转速度已经超过起动结束的阈值之后，停用起动配件168并打开第二开关133。
用于可靠的起动的本发明的方法和系统呈现大量优点。
它们有可能减少由于在涡轮发动机的燃气发生器的燃烧室中无法点燃或熄灭而失败的起动的数量。
它们有可能使起动相对于各起动条件(飞行条件、油温、起动器的电源电压等)更加稳健。
它们有可能最小化在起动持续时间上的分散。
因此，它们有可能避免失败的起动和新尝试之间的畅通(ventilation)，并且由此它们有可能减少机载电池的尺寸和重量。
它们简化制造商在设计起动器的电气电源中的工作以符合所需的最大起动力矩模板。
它们有可能限制在零速度起动时的涌流，由此有可能最小化对起动器用发电机的刷子的磨损，从而最小化对耦合(开槽、弱链接)的压力以降低机载网络中的电压降并优化对电池的尺寸调整。
这导致直升机的更好的可用性，给予较低比率的失败的起动。
与为了全起动功率调整尺寸的静态转换器相比，通过降低该设备的功率，它的重量和成本也降低(约15％的最大起动功率)。
本发明的系统与当前在直升机上使用的具有的刷子的大多数28V的起动器用发电机和起动器兼容。
本发明不限于所描述的实施例，而是延伸到权利要求的范围内的任何变体。
由此通过示例，包括控制的DC-DC转换器130的设备可被制造商直接安装在电气主箱141中，只要发动机的规范是已知的，这些规范首先包括在性能(力矩、速度)方面的要求并且其次包括所使用的接口(用于将速度设定点传输到该设备的格式)。

Claims (16)

1.一种用于可靠地起动涡轮发动机的起动系统，所述起动系统包括：蓄电池组(110)，DC起动器(120)，电子调节计算机(142、142')，传动变速箱(162)，用于管理向喷射器分配燃料且用于在起动阶段期间点燃所述燃料的起动配件(168)，本身包括压缩机(164)、燃烧室(165)和高压涡轮(166)连同自由涡轮(167)的燃气发生器(160)，所述系统的特征在于，所述系统进一步包括并联连接并被排列在所述蓄电池组(110)和所述DC起动器(120)之间的第一和第二电路，所述第一电路包括与第一开关(132)串联连接的DC-DC转换器(130)，而所述第二电路包括第二开关(133)，并且所述系统至少进一步包括用于感测所述压缩机(164)的旋转速度的传感器(163)、用于感测在所述自由涡轮(167)的入口处的温度的传感器(151)、以及用于根据由用于感测所述压缩机(164)的旋转速度的传感器(163)和用于感测所述自由涡轮(167)的入口温度的传感器(151)所供应的信息来控制所述第一和第二开关(132、133)的控制电路(141)。
2.根据权利要求1所述的起动系统，其特征在于，所述系统进一步包括在所述第一电路中与所述DC-DC转换器(130)和所述第一开关(132)串联连接的二极管(131)。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的起动系统，其特征在于，所述DC起动器(120)具有起动器用发电机类型。
4.根据权利要求1至3中的任一项所述的起动系统，其特征在于，所述系统进一步包括用于感测所述DC起动器(120)的旋转速度的传感器(161)，并且所述DC-DC转换器(130)被配置成在所述第一开关(132)闭合时由用于感测所述DC起动器(120)的旋转速度的传感器(161)伺服控制。
5.根据权利要求1至3中的任一项所述的起动系统，其特征在于，所述DC-DC转换器(130)被配置成在所述第一开关(132)闭合时由用于感测所述压缩机的旋转速度的传感器(163)伺服控制。
6.根据权利要求1至5中的任一项所述的起动系统，其特征在于，所述DC-DC转换器(130)包括电磁兼容过滤器(134)、预加载电路(135)、以及降压型斩波器(136)。
7.根据权利要求4所述的起动系统，其特征在于，所述电子调节计算机(142)包括用于准备与所述涡轮发动机的优选点火窗口相对应的速度设定点Nref的单元、以及用于将所述速度设定点Nref传输到所述DC-DC转换器(130)的传输链路(145)。
8.根据权利要求5所述的起动系统，其特征在于，所述电子调节计算机(142')包括用于准备与所述涡轮发动机的优选点火窗口相对应的速度设定点Nref的单元、用于准备力矩设定点Cref的单元、以及用于将所述力矩设定点Cref传输到所述DC-DC转换器(130)的传输链路(152)。
9.根据权利要求1至8中的任一项所述的起动系统，其特征在于，所述电子调节计算机(142、142')包括用于准备相应逻辑信号SL1、SL2的单元，所述相应逻辑信号SL1、SL2被施加到用于管理的直升机的机载网络的单元(141)以启动所述第一和第二开关(132、133)。
10.根据权利要求1至9中的任一项所述的起动系统，其特征在于，所述电子调节计算机(142、142')包括用于检测所述压缩机的旋转速度NG已经超过预定阈值并且用于停用所述第一和第二开关(132、133)且还用于停用所述起动配件(168)的单元。
11.根据权利要求1至10中的任一项所述的起动系统，其特征在于，所述系统包括所述DC-DC转换器(130)的控制电路，所述控制电路包括速度伺服控制回路和电流伺服控制回路两者。
12.根据权利要求4和11所述的起动系统，其特征在于，所述速度伺服控制回路和所述电流伺服控制回路被合并在用于控制所述DC-DC转换器(130)的独立控制器电路中。
13.根据权利要求5和11所述的起动系统，其特征在于，所述速度伺服控制回路被合并在所述电子调节计算机(142')中，并且所述电流伺服控制回路被合并在用于控制所述DC-DC转换器(130)的独立控制器电路中。
14.一种用于可靠地起动涡轮发动机的起动方法，所述涡轮发动机包括：蓄电池组(110)，DC起动器(120)，电子调节计算机(142、142')，传动变速箱(162)，用于管理向喷射器分配燃料且用于在起动阶段期间点燃所述燃料的起动配件(168)，本身包括压缩机(164)、燃烧室(165)和高压涡轮(166)连同自由涡轮(167)的燃气发生器(160)，所述方法的特征在于，所述方法包括以下步骤：
·并联连接第一和第二电路并且将它们置于所述蓄电池组(110)和所述DC起动器(120)之间，所述第一电路包括与第一开关(132)串联连接的DC-DC转换器(130)而所述第二电路包括第二开关(133)；
·测量所述压缩机(164)的旋转速度；
·测量在所述自由涡轮(167)的入口处的温度；以及
·根据关于所述压缩机(164)的旋转速度和在所述自由涡轮(167)的入口处的温度的测量信息来控制所述第一和第二开关(132、133)。
15.根据权利要求14所述的起动方法，其特征在于，在初始化起动时，启用所述起动配件(168)并同时将速度设定点Nref传输到所述DC-DC转换器(130)，所述速度设定点对应于所述涡轮的优选点火窗口，并且所述第一开关(132)在启用所述DC-DC转换器(130)时被闭合以使所述压缩机(164)加速且随后调节传递给所述起动器(120)的电压，从而将所述压缩机(164)获得的速度调节到所述速度设定点Nref，并且在达到所述速度设定点Nref时，点燃所述涡轮发动机的所述燃烧室(165)，测量在所述自由涡轮(167)的入口处的温度，并且一旦检测到确认所述燃烧室(165)已经点燃的温度上升，闭合所述第二开关(133)，打开所述第一开关(132)，并停用所述DC-DC转换器(130)，并且在检测到所述压缩机的旋转速度已经超过起动结束的阈值之后，停用所述起动配件(168)并打开所述第二开关(133)。
16.根据权利要求1至13中的任一项所述的起动系统，其特征在于，所述系统应用于航空器涡轮发动机。
CN201480070367.9A 2013-12-23 2014-12-15 用于可靠地起动涡轮发动机的方法和系统 Active CN105849390B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1363458A FR3015571B1 (fr) 2013-12-23 2013-12-23 Procede et systeme de demarrage fiabilise de turbomachine
FR1363458 2013-12-23
PCT/FR2014/053334 WO2015097361A1 (fr) 2013-12-23 2014-12-15 Procède et système de démarrage fiabilisé de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105849390A true CN105849390A (zh) 2016-08-10
CN105849390B CN105849390B (zh) 2019-06-07

Family

ID=50179837

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201480070367.9A Active CN105849390B (zh) 2013-12-23 2014-12-15 用于可靠地起动涡轮发动机的方法和系统

Country Status (10)

Country Link
US (1) US10450962B2 (zh)
EP (1) EP3092389B1 (zh)
JP (1) JP6509874B2 (zh)
KR (1) KR102265943B1 (zh)
CN (1) CN105849390B (zh)
CA (1) CA2933774C (zh)
FR (1) FR3015571B1 (zh)
PL (1) PL3092389T3 (zh)
RU (1) RU2666029C2 (zh)
WO (1) WO2015097361A1 (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110300931A (zh) * 2017-02-17 2019-10-01 通用电气阿维奥有限责任公司 提供优化效率的涡轮螺旋桨发动机控制系统及方法
CN110939529A (zh) * 2019-11-25 2020-03-31 西安航天动力研究所 一种集成式燃气供应装置

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102016118743B4 (de) 2016-10-04 2020-01-02 Rheinmetall Landsysteme Gmbh Bodenstartgerät zum Starten und Warten von Strahltriebwerken von Flugzeugen und anderen Fluggeräten
TWI625919B (zh) * 2016-12-23 2018-06-01 財團法人工業技術研究院 電源保持電路裝置
US10352189B2 (en) * 2017-05-10 2019-07-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for setting an acceleration schedule for engine start
US10676199B2 (en) 2017-06-12 2020-06-09 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10953995B2 (en) 2017-06-30 2021-03-23 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10696416B2 (en) 2017-06-30 2020-06-30 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10738706B2 (en) 2017-06-30 2020-08-11 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10569759B2 (en) 2017-06-30 2020-02-25 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10432130B2 (en) * 2017-11-28 2019-10-01 GM Global Technology Operations LLC Electric powertrain and a method of operating the same
US10369896B2 (en) 2017-11-28 2019-08-06 GM Global Technology Operations LLC Apparatus and method for flexible DC fast charging of an electrified vehicle
US11421641B2 (en) * 2019-02-15 2022-08-23 Kold-Ban International Ltd. Supplemental starting system
US11578661B2 (en) 2019-09-19 2023-02-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Systems and methods for starting a gas turbine engine
US11428168B2 (en) * 2020-01-06 2022-08-30 Hamilton Sundstrand Corporation Starter/generator arrangements for gas turbine engines
DE102020103546B3 (de) * 2020-02-12 2021-07-01 Audi Aktiengesellschaft Verfahren zur Konfiguration eines Netzwerks, insbesondere in einem Kraftfahrzeug

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB740090A (en) * 1952-12-12 1955-11-09 Rolls Royce Improvements relating to starting and ignition systems for gas turbine engines
US2983338A (en) * 1958-08-25 1961-05-09 Ford Motor Co Spot disc brake
CN2066638U (zh) * 1989-12-09 1990-11-28 北京市西城新开通用试验厂 燃气轮机发电机组启动装置
CN1242883A (zh) * 1996-12-03 2000-01-26 艾略特能源系统股份有限公司 用于涡轮/交流发电机的共轴电气系统
CN1407709A (zh) * 2001-08-24 2003-04-02 西门子公司 涡轮机组起动的方法和设备
CN201025131Y (zh) * 2007-01-31 2008-02-20 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 燃气轮机变频启动装置
FR2964515A1 (fr) * 2010-09-07 2012-03-09 Peugeot Citroen Automobiles Sa Circuit de commande des interrupteurs commandables d'un hacheur

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2938338A (en) * 1956-01-20 1960-05-31 Gen Motors Corp Gas turbine starting system
US3600887A (en) * 1969-09-08 1971-08-24 Ford Motor Co Electrical starting and operating system for gas turbine engine
RU2050455C1 (ru) * 1993-11-22 1995-12-20 Анатолий Михайлович Рахмаилов Способ запуска газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
US5493201A (en) 1994-11-15 1996-02-20 Sundstrand Corporation Starter/generator system and method utilizing a low voltage source
JPH08277723A (ja) * 1995-04-06 1996-10-22 Nissan Motor Co Ltd ガスタービン発電機
US6147414A (en) * 1997-12-19 2000-11-14 Alliedsignal Inc. Dual-purpose converter/startup circuit for a microturbine power generating system
US6093975A (en) * 1998-10-27 2000-07-25 Capstone Turbine Corporation Turbogenerator/motor control with synchronous condenser
US6414866B2 (en) * 1999-11-15 2002-07-02 Alliedsignal Inc. Active filter for a converter having a DC line
US6281595B1 (en) * 2000-09-25 2001-08-28 General Electric Company Microturbine based power generation system and method
US20040080165A1 (en) * 2001-12-31 2004-04-29 Capstone Turbine Corporation Turbogenerator/motor controller with ancillary energy storage/discharge
US6703719B1 (en) * 2002-08-28 2004-03-09 General Electric Company Systems and methods for managing a battery source associated with a microturbine power generating system
US20040160061A1 (en) * 2003-01-31 2004-08-19 Capstone Turbine Corporation Gas-turbine engine with catalytic reactor
US6931856B2 (en) * 2003-09-12 2005-08-23 Mes International, Inc. Multi-spool turbogenerator system and control method
US7355300B2 (en) * 2004-06-15 2008-04-08 Woodward Governor Company Solid state turbine engine ignition exciter having elevated temperature operational capability
US7204090B2 (en) * 2004-06-17 2007-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Modulated current gas turbine engine starting system
US7227271B2 (en) * 2004-09-21 2007-06-05 Honeywell International Inc. Method and apparatus for controlling an engine start system
US7861534B2 (en) 2007-05-03 2011-01-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of starting turbine engine from low engine speed
US7952220B2 (en) * 2007-09-21 2011-05-31 Hamilton Sundstrand Corporation Generator for gas turbine engine having main DC bus accessory AC bus
JP2009150362A (ja) * 2007-12-21 2009-07-09 Ihi Corp スタータ制御装置及び該スタータ制御装置を有するガスタービン発電装置
US20100283242A1 (en) 2007-12-26 2010-11-11 Dooley Kevin A High Voltage Start of an Engine from a Low Voltage Battery
US8030788B2 (en) * 2008-12-31 2011-10-04 General Electric Company Method and systems for an engine starter/generator
FR2947006B1 (fr) * 2009-06-17 2014-10-17 Eurocopter France Dispositif et procede pour le demarrage d'un moteur a turbine equipant un helicoptere,mettant en oeuvre une source d'energie electrique comprenant des organes d'appoint a decharge
DE102009027407A1 (de) * 2009-07-01 2011-01-05 Robert Bosch Gmbh Verfahren zum Betreiben einer Startersteuerung, Computerprogrammprodukt und Startersteuerung
US8925328B2 (en) * 2009-10-26 2015-01-06 Siemens Energy, Inc. Gas turbine starting process
US9086018B2 (en) * 2010-04-23 2015-07-21 Hamilton Sundstrand Corporation Starting a gas turbine engine to maintain a dwelling speed after light-off
FR2967847B1 (fr) * 2010-11-23 2015-06-26 Hispano Suiza Sa Procede et architecture de traitement de l'energie electrique regeneree d'un aeronef.
DE102011101531B4 (de) * 2011-05-14 2015-09-24 Volkswagen Aktiengesellschaft Kraftfahrzeugbordnetz und Verfahren zum Betreiben eines Kraftfahrzeugbordnetzes
FR2990573B1 (fr) * 2012-05-11 2015-11-20 Hispano Suiza Sa Systeme de commande et d'alimentation en energie des turbomachines d'un helicoptere
EP2875982B1 (en) * 2012-07-19 2019-08-21 Mitsubishi Electric Corporation Device and method for controlling propulsion of electric vehicle
WO2015034517A1 (en) * 2013-09-06 2015-03-12 Ge Aviation Systems Llc Method for starting aircraft engines

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB740090A (en) * 1952-12-12 1955-11-09 Rolls Royce Improvements relating to starting and ignition systems for gas turbine engines
US2983338A (en) * 1958-08-25 1961-05-09 Ford Motor Co Spot disc brake
CN2066638U (zh) * 1989-12-09 1990-11-28 北京市西城新开通用试验厂 燃气轮机发电机组启动装置
CN1242883A (zh) * 1996-12-03 2000-01-26 艾略特能源系统股份有限公司 用于涡轮/交流发电机的共轴电气系统
CN1407709A (zh) * 2001-08-24 2003-04-02 西门子公司 涡轮机组起动的方法和设备
CN201025131Y (zh) * 2007-01-31 2008-02-20 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 燃气轮机变频启动装置
FR2964515A1 (fr) * 2010-09-07 2012-03-09 Peugeot Citroen Automobiles Sa Circuit de commande des interrupteurs commandables d'un hacheur

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110300931A (zh) * 2017-02-17 2019-10-01 通用电气阿维奥有限责任公司 提供优化效率的涡轮螺旋桨发动机控制系统及方法
CN110939529A (zh) * 2019-11-25 2020-03-31 西安航天动力研究所 一种集成式燃气供应装置
CN110939529B (zh) * 2019-11-25 2020-11-06 西安航天动力研究所 一种集成式燃气供应装置

Also Published As

Publication number Publication date
CA2933774A1 (fr) 2015-07-02
WO2015097361A1 (fr) 2015-07-02
EP3092389A1 (fr) 2016-11-16
CA2933774C (fr) 2021-07-06
US10450962B2 (en) 2019-10-22
RU2016130041A (ru) 2018-01-30
PL3092389T3 (pl) 2020-11-02
JP6509874B2 (ja) 2019-05-08
KR20160102202A (ko) 2016-08-29
FR3015571B1 (fr) 2018-11-23
RU2666029C2 (ru) 2018-09-05
KR102265943B1 (ko) 2021-06-16
JP2017503954A (ja) 2017-02-02
RU2016130041A3 (zh) 2018-07-02
EP3092389B1 (fr) 2020-07-01
CN105849390B (zh) 2019-06-07
US20170002744A1 (en) 2017-01-05
FR3015571A1 (fr) 2015-06-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105849390A (zh) 用于更可靠地起动涡轮机的方法和系统
JP5923515B2 (ja) 航空機ガスタービンに使用される発電制御方法および該方法を実施する装置
US6064122A (en) Microturbine power of generating system including a battery source for supplying startup power
EP2985901B1 (en) Hybrid electric pulsed-power propulsion system for aircraft
US6784565B2 (en) Turbogenerator with electrical brake
EP3950506A1 (en) Aircraft hybrid propulsion system
US20020157881A1 (en) Turbine power unit for hybrid electric vehicle applications
RU2655183C2 (ru) Устройство отключения генераторов переменного тока турбомашины во время ускорения
US9365210B2 (en) Method and arrangement in a hybrid vehicle
US20020070557A1 (en) Hybrid electric vehicle DC power generation system
TWI533548B (zh) 分離式輔助電源之燃燒及緊急起動系統
WO2002029225A9 (en) Method of shutting-down a turbine engine and system for carrying out said method
US8205450B2 (en) Method of operating an electrically assisted turbocharger and a boosting device
CN106460674B (zh) 涡轮发动机快速再激活方法和系统
CN108621809A (zh) 一种永磁同步增程系统全工况控制方法
WO2001047100A1 (en) Auxiliary electrical power generation system and method of operating same
CN103795307B (zh) 用于启动电机的方法
CN209875327U (zh) 一种火箭发动机用涡轮泵电动启动器及涡轮泵
CN109826723A (zh) 一种火箭发动机用涡轮泵电动启动器及涡轮泵
CN113547916B (zh) 一种增程式电动汽车恒压模式控制方法
EP4173957A1 (en) Power management in a hybrid-electric propulsion system during single engine failure at descent
EP4175098A1 (en) Hybrid electric single engine descent failure management
CZ2016689A3 (cs) Zařízení a způsob pro startování pomocné jednotky
CN110535381A (zh) 一种发电机组电气控制系统

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant