CN106468219B - 燃气涡轮发动机失速裕度管理 - Google Patents

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Abstract

提供了一种用于操作具有由燃气涡轮发动机的多个轴中的一个来驱动的起动机‑发电机(108)的燃气涡轮发动机的方法。该方法包括确定待由燃气涡轮发动机产生的期望的推力量，以及待从燃气涡轮发动机的起动机‑发电机(108)获取的期望的电功率量。该方法操作燃气涡轮发动机来产生期望的推力量，同时从起动机‑发电机(108)获取少于期望的电功率量。从起动机‑发电机(108)获取少于期望的电功率量允许了产生期望的推力量，允许了更快地产生期望的推力量，或允许出于任何目的失速裕度的保持(诸如提高发动机的效率或允许某些发动机设计)。

Description

燃气涡轮发动机失速裕度管理
技术领域
本主题大体上涉及用于燃气涡轮发动机的功率系统及其操作方法。
背景技术
燃气涡轮发动机大体上包括布置成与彼此流动连通的风扇和核心。此外，某些燃气涡轮发动机的核心可包括成串流关系的压缩机区段(包括低压(LP)压缩机和高压(HP)压缩机)、燃烧区段、涡轮区段(包括高压(HP)涡轮和低压(LP)涡轮)，以及排气区段。在操作中，来自风扇的空气由LP压缩机和HP压缩机逐渐地压缩，直到空气到达燃烧区段。燃料在燃烧区段内与压缩的空气混合且焚烧，以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段发送穿过HP涡轮和LP涡轮，且随后发送穿过排气区段，例如，至大气。燃烧气体的流穿过HP涡轮和LP涡轮分别驱动HP涡轮和LP涡轮。
HP涡轮可经由高压(HP)轴机械地联接到HP压缩机上，使得HP涡轮的旋转使HP压缩机对应地旋转。类似地，LP涡轮可经由低压(LP)轴机械地联接到LP压缩机上，使得LP涡轮的旋转使LP压缩机对应地旋转。因此，HP涡轮可驱动HP压缩机，且LP涡轮可驱动LP压缩机。
此外，HP涡轮的旋转也可驱动燃气涡轮发动机和/或包括燃气涡轮发动机的飞行器的各种附件系统。例如，某些燃气涡轮发动机中的HP轴驱动附件变速箱，其机械地联接到起动机-发电机上。起动机-发电机从HP轴获得机械功，且将此功转变成用于系统(诸如包括燃气涡轮发动机的飞行器的环境控制系统)的电功率。
为了确保穿过燃气涡轮发动机的稳定空气流且保护燃气涡轮发动机免于失速，燃气涡轮发动机设计成在假定从使用起动机-发电机的燃气涡轮发动机获得相对高的功率来计算的失速裕度(stall margin)内操作。然而，这例如可导致燃气涡轮发动机的相对慢的加速，和/或减小的最大可用推力产生。因此，用于操作燃气涡轮发动机来改善燃气涡轮发动机的性能而不管待从燃气涡轮发动机的起动机-发电机生成的期望的电功率量的方法将是特别有益的。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐明，或可从描述中清楚，或可通过实施本发明理解到。
在本公开内容的一个示例性方面中，提供了一种用于操作具有电机的多轴航空燃气涡轮发动机的方法。电机包括由燃气涡轮发动机的轴中的至少一个驱动的起动机-发电机。该方法包括确定待从燃气涡轮发动机产生的期望的推力量，以及确定待从燃气涡轮发动机的起动机-发电机获取的期望的电功率量。该方法还包括使用燃气涡轮发动机产生期望的推力量，以及从燃气涡轮发动机的起动机-发电机获取少于期望的电功率量，以允许燃气涡轮发动机产生期望的推力量，以更快地产生期望的推力量或保持失速裕度。
在本公开内容的示例性实施例中，提供了一种航空燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括压缩机区段、位于压缩机区段下游的燃烧区段，以及位于燃烧区段下游的涡轮区段。涡轮区段通过一个或更多个轴机械地联接到压缩机区段上。燃气涡轮发动机还包括与一个或更多个轴机械连通的电机，电机包括用于生成电功率的起动机-发电机。燃气涡轮发动机包括可操作地连接到起动机-发电机上的控制器。控制器配置成将从起动机-发电机获取的电功率量减少到低于待获取的期望量的量，以便有助于由燃气涡轮发动机产生期望的推力量，以便有助于由燃气涡轮发动机更快地产生期望的推力量，或保持失速裕度。
本发明的这些及其它特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入且构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，且连同描述一起用于阐释本发明的原理。
附图说明
包括针对本领域的技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开内容在参照附图的说明书中提出，在附图中：
图1为根据本主题的各种实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性截面视图。
图2为按照本公开内容的示例性实施例的包括功率管理系统的方面的图1的示例性燃气涡轮发动机的简化示意图。
图3为绘出从示例性燃气涡轮发动机获取相对高的电功率量的同时针对图2的示例性燃气涡轮发动机的失速线和操作线的图表。
图4为绘出从示例性燃气涡轮发动机获取较少或没有电功率的同时针对图2的示例性燃气涡轮发动机的失速线和操作线的图表。
图5为按照本公开内容的示例性方面的用于控制燃气涡轮发动机的方法的流程图。
图6为按照本公开内容的另一个示例性方面的用于控制燃气涡轮发动机的方法的流程图。
零件列表
10 涡扇喷气发动机
12 纵向或轴向中心线
14 风扇区段
16 核心涡轮发动机
18 外壳
20 入口
22 低压压缩机
24 高压压缩机
26 燃烧区段
28 高压涡轮
30 低压涡轮
32 喷气排气区段
34 高压轴/转轴
36 低压轴/转轴
38 风扇
40 叶片
42 盘
44 促动部件
46 动力变速箱
48 机舱
50 风扇壳或机舱
52 出口导叶
54 下游区段
56 旁通空气流通路
58 空气
60 入口
62 空气的第一部分
64 空气的第二部分
66 燃烧气体
68 定子导叶
70 涡轮转子叶片
72 定子导叶
74 涡轮转子叶片
76 风扇喷嘴排气区段
78 热气体通路
100 飞行器
102 第一涡扇发动机
104 第二涡扇发动机
106 附件变速箱
108 起动机-发电机
110 配电总线
112 电线
114 第一负载
116 第二负载
118 辅助功率单元
120 飞行器的后端
122 控制器
124 失速线
126 操作线
128 失速裕度
130 瞬变操作线
132 辅助电源
134 电池组
136 辅助发电机。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的实施例，其一个或更多个实例在附图中示出。该详细描述使用了数字和字母标号来表示附图中的特征。附图中相似或类似的标记用于表示本发明的相似或类似的部分。如本文中所使用的，用语"第一"、"第二"和"第三"可互换使用，以将一个构件与另一个区分开，且不旨在表示独立构件的位置或重要性。用语"上游"和"下游"是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，"上游"是指流体流自的方向，且"下游"指示流体流至的方向。
本公开内容的方面提供了一种用于燃气涡轮发动机的系统(和操作其的方法)，其管理燃气涡轮发动机的起动机-发电机上的一个或更多个负载，以确保满足期望的发动机性能(例如，以确保生成期望的推力量，以确保更快地生成期望的推力量，和/或以确保保持一定的失速裕度)。例如，在某些示例性实施例中，系统可服从提供功率至燃气涡轮发动机的一个或更多个电气系统，以便确保满足某些发动机性能。具体而言，系统可管理一个或更多个电负载，使得一个或更多个电负载从起动机-发电机吸收少于期望的电功率量，以提供满足期望的发动机性能。
此外，在某些实施例中，系统还可包括辅助电源(例如，储能装置或辅助发电机的形式)，其补充从起动机-发电机获取的功率生成的减少。负载和辅助电源可被控制成使得期望的电功率量提供至负载(通过从起动机-发电机和辅助电源中的每一个获得此期望的电功率量的一部分)，或使得少于期望的电功率量提供至负载。然而，不论如何，系统确保了满足期望的发动机性能。
现在参看附图，其中相同的数字表示所有附图的相同元件，图1为按照本公开内容的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性截面视图。更具体而言，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机为本文称为"涡扇发动机10"的高旁通涡扇喷气发动机10。如图1中所示，涡扇发动机10限定轴向方向A(平行于为了参照而提供的纵向中心线12延伸)和径向方向R。大体上，涡扇10包括风扇区段14和设置在风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。
绘出的示例性核心涡轮发动机16大体上包括基本管状的外壳18，其限定环形入口20。外壳18包围成串流关系的包括增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24的压缩机区段；燃烧区段26；包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30的涡轮区段；以及喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)轴或转轴34将HP涡轮28传动地连接到HP压缩机24上。低压(LP)轴或转轴36将LP涡轮30传动地连接到LP压缩机22上。
对于所示实施例，风扇区段14包括可变桨距风扇38，其具有以间隔开的方式联接到盘42上的多个风扇叶片40。如图所示，风扇叶片40从盘42大体上沿径向方向R向外延伸。由于使风扇叶片40可操作地联接到适合的促动部件44上，部件44构造成一起地共同改变风扇叶片40的桨距，因而各个风扇叶片40关于盘42围绕桨距轴线P是可旋转的。风扇叶片40、盘42和促动部件44通过跨过动力变速箱46的LP轴36而围绕纵轴线12是可一起旋转的。动力变速箱46包括多个齿轮，以用于使LP轴36的转速逐步降低至更高效的旋转风扇速度。
仍参看图1的示例性实施例，盘42由可旋转的前毂48覆盖，其空气动力地异型成促进空气流穿过多个风扇叶片40。此外，示例性风扇区段14包括环形风扇壳或外机舱50，其沿周向包绕风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。将认识到的是，机舱50可构造成由多个沿周向间隔开的出口导叶52关于核心涡轮发动机16支承。此外，机舱50的下游区段54可在核心涡轮发动机16的外部上延伸，以便限定其间的旁通空气流通路56。
在涡扇发动机10的操作期间，一定量空气58经由机舱50和/或风扇区段14的相关联的入口60进入涡扇10中。当一定量空气58穿过风扇叶片40时，如由箭头62指出的空气58的第一部分被引导或发送到旁通空气流通路56中，且如由箭头64指出的空气58的第二部分被引导或发送到LP压缩机22中。空气的第一部分62与空气的第二部分64之间的比率通常称为涵道比。空气的第二部分64的压力然后在其发送穿过高压(HP)压缩机24且进入燃烧区段26中时增大，在燃烧区段26中它与燃料混合且焚烧以提供燃烧气体66。
燃烧气体66发送穿过HP涡轮28，在该处，来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分经由联接到外壳18上的HP涡轮定子导叶68和联接到HP轴或转轴34上的HP涡轮转子叶片70的连续级获得，因此促使HP轴或转轴34旋转，由此支持HP压缩机24的操作。燃烧气体66然后发送穿过LP涡轮30，在该处，热能和动能的第二部分经由联接到外壳18上的LP涡轮定子导叶72和联接到LP轴或转轴36上的LP涡轮转子叶片74的连续级从燃烧气体66获得，因此促使LP轴或转轴36旋转，由此支持LP压缩机22的操作和/或风扇38的旋转。
燃烧气体66随后传送穿过核心涡轮发动机16的喷气排气喷嘴区段32来提供推力。同时，空气的第一部分62的压力在空气的第一部分62在其从涡扇10的风扇喷嘴排气区段76排出(也提供了推力)之前发送穿过旁通空气流通路56时显著增大。HP涡轮28、LP涡轮30和喷气排气喷嘴区段32至少部分地限定用于将燃烧气体66发送穿过核心涡轮发动机16的热气体通路78。
然而，应当认识到的是，图1中所示的示例性涡扇发动机10仅是举例来说的，且在其它示例性实施例中，涡扇发动机10可为任何其它适合的燃气涡轮发动机，诸如以下航空燃气涡轮发动机中的一个或更多个：涡轮螺旋桨发动机、喷轮喷气发动机、涡轮轴发动机等。
现在参看图2，提供了飞行器100的简化的示意图，飞行器100包括按照本公开内容的各种方面的一对涡扇发动机。具体而言，绘出的示例性飞行器100包括第一涡扇发动机102和第二涡扇发动机104。然而，应当认识到的是，绘出的示例性飞行器100仅通过举例提供，且在其它示例性实施例中，飞行器100可包括任何其它适合的数目和/或构造的发动机。
此外，第一涡扇发动机102和/或第二涡扇发动机104可各自以与图1的示例性涡扇发动机10基本相同的方式构造。因此，相同或相似标号的构件可表示相同或相似的部分。例如，如图2中的第一涡扇发动机102的近似简化示意图中所示，示例性第一涡扇发动机102包括压缩机区段(包括LP压缩机22和HP压缩机24)、燃烧区段26，以及涡轮区段(包括HP涡轮28和LP涡轮30)。HP压缩机24经由HP轴34(穿过燃烧区段26以影线绘出)机械地联接到HP涡轮28上，且LP压缩机22经由LP轴36机械地联接到LP涡轮30上。示例性第一涡扇发动机102还可包括类似于上文参照图1绘出的示例性涡扇发动机10的其它方面。
此外，第一涡扇发动机102包括机械地联接到HP轴34上的电机。更具体而言，第一涡扇发动机102包括机械地联接到HP轴34上的附件变速箱106，其中电机机械地联接到附件变速箱106上。对于所示实施例，电机为主起动机-发电机108。起动机-发电机108可构造成通过将电功率转换成机械功且将此机械功经由附件变速箱106应用到HP轴34上来启动涡扇发动机102。例如，起动机-发电机108可旋转HP轴34，直到涡扇发动机102的某些构件在开始速度下旋转。一旦涡扇发动机102的此构件在开始速度下旋转，则燃料可提供至燃烧区段26，且燃烧区段26中的此燃料的燃烧(生成燃烧气体)可负责驱动涡扇发动机102。
然而，相反，在涡扇发动机102的操作期间，起动机-发电机108可将来自HP轴34的机械功转换成电功率。从涡扇发动机102的HP轴34取得且由起动机-发电机108生成的电功率然后可用于对涡扇发动机102和/或飞行器100的某些构件供能。例如，示例性主起动机-发电机108构造成与涡扇发动机102和/或飞行器100的配电总线110电连通。具体而言，对于图2中绘出的实施例，主起动机-发电机108经由一个或更多个电线112与配电总线110电连通。
配电总线110可将电功率从一个或更多个电源分配至涡扇发动机102和/或飞行器100的各种系统。对于图2的实施例，配电总线110与第一负载114和第二负载116电连通。第一负载114可例如为飞行器100的环境控制系统。环境控制系统可调节飞行器100的机舱的内部温度和压力。此外，第二负载116可为涡扇发动机102和/或飞行器100的一个或更多个电气系统。当然，应当认识到的是，在其它示例性实施例中，任何其它适合的负载都可另外或作为备选与配电总线110电连通。
此外，辅助功率单元118也提供成与配电总线110电连通。辅助功率单元118可包括发电机和专用涡轮发动机，其各自位于飞行器100的后端120处。发电机可由专用涡轮发动机驱动来产生电功率。例如，当涡扇发动机102未操作时，辅助功率单元118可将此电功率提供至配电总线110。例如，当飞行器100停放时，或在涡扇发动机102在飞行器100的飞行期间故障的情况下，辅助功率单元118可将电功率提供至配电总线110。在至少某些示例性实施例中，辅助功率单元118可在启动期间经由配电总线110提供电功率至起动机-发电机108，使得起动机-发电机108可以以上文所述的方式启动涡扇发动机102。
如将在下文更详细所述，涡扇发动机102构造成整体结合发动机控制和发电。具体而言，涡扇发动机102包括可操作地连接到起动机-发电机108和配电总线110上的各种负载上的控制器122。控制器122可为专用于涡扇发动机102的控制器，或作为备选，可整体结合到用于飞行器100的主控制器中。大体上，控制器122可包括任何计算系统，其具有一个或更多个处理器和相关联的存储器装置，配置成执行多种计算机实施的功能以控制涡扇发动机10。应当认识到的是，如本文中所使用的，用语"处理器"可表示控制器、微控制器、微型计算机、可编程逻辑控制器(PLC)、专用集成电路和其它可编程电路。此外，(多个)存储器装置可大体上包括(多个)存储器元件，包括但不限于，计算机可读介质(例如，随机存储存储器(RAM)、计算机可读非易失性介质(例如，闪速存储器)、光盘只读存储器(CD-ROM)、磁光盘(MOD)、数字多功能盘(DVD)和/或其它适合的存储器元件。存储器装置可包括软件或其它控制指令，其在由处理器执行时执行期望的功能。
对于所示实施例，控制器122配置成例如确定从涡扇发动机102产生的期望的推力量，以及从涡扇发动机102获取或更具体从涡扇发动机102的起动机-发电机108获取的期望的电功率量。鉴于这些确定，控制器122配置成操作涡扇发动机102，以便实现期望的推力量，且/或以便更快地产生期望的推力量。就此操作模式而言，控制器122可配置成将从起动机-发电机108获取的电功率量减小至低于期望量的量，以便有助于来自涡扇发动机102的此推力产生。例如，在某些示例性实施例中，控制器122可配置成通过由关闭或缩减某些电气系统(例如，负载114,116)的使用来减少吸收的功率，从而来减少从起动机-发电机108获取的电功率量。显著地，在某些示例性实施例中，控制器122可配置成使从起动机-发电机108获取的电功率量减少期望量的至少大约百分之十(10%)，以有助于来自涡扇发动机102的推力产生。然而，作为备选，在其它示例性实施例中，控制器122可配置成将从起动机-发电机108获取的电功率量减少期望量的至少大约百分之十五(15%)，期望量的至少大约百分之二十(20%)，期望量的至少大约百分之三十(30%)，期望量的至少大约百分之五十(50%)，或期望量的至少大约百分之七十五(75%)。从起动机-发电机108获取的电功率的最大量的减少可为运行涡扇发动机102和/或飞行器100的某些关键电子构件所需的最少量的电功率的函数。
因此，至少在某些示例性方面中，涡扇发动机102的控制器122确定推力需求且服从发电需求来确保满足或更快满足此推力要求。
现在还参看图3和4，图解绘出了针对示例性涡扇发动机102的失速线124。具体而言，图3绘出了涡扇发动机102使用起动机-发电机108获得相对高的电功率量的同时针对示例性涡扇发动机102的失速线124和针对涡扇发动机102的操作线126。相反，图4绘出了涡扇发动机102使用起动机-发电机108获得很少或没有电功率的同时针对示例性涡扇发动机102的失速线124以及针对涡扇发动机102的操作线126。
对于图3和4，失速线124限定为压缩机压力比(y轴线)与压缩机质量流速(x轴线)的最大比率，这将一致地允许穿过涡扇发动机102的稳定空气流。压缩机压力比大体上限定为压缩机区段的前端(即，上游端)处的停滞压力与压缩机区段的后端(即，下游端)处的压力的比率。此外，压缩机质量流速大体上限定为每单位时间流过压缩机区段的空气的质量。此外，操作线126指出了涡扇发动机102的稳态操作期间对于多种压缩机速度的涡扇发动机102的压缩机压力比与压缩机质量流速的比率。
如果压缩机压力比与压缩机质量流速的比率超过失速线124，则很可能压缩机将失速或喘振。因此，为了确保穿过涡扇发动机102的稳定空气流，涡扇发动机102设计和/或操作成使得操作线126降到低于失速线124。失速裕度128限定在涡扇发动机102的操作线126与涡扇发动机102的失速线124之间。如图所示，失速裕度128在经由起动机-发电机108从涡扇发动机102获得的功率量减少时增大。例如，相比于其中相对高的电功率量经由起动机-发电机108从涡扇发动机102获得的图3中的失速裕度128，其中较少或没有电功率经由起动机-发电机108从涡扇发动机102获得的图4中的失速裕度128更大。
此外，当涡扇发动机102在瞬变状态(例如，当涡扇发动机102的核心速度增大或减小时)下操作时，压缩机压力比与压缩机质量流速的比率可从涡扇发动机102的操作线126变化。涡扇发动机102的核心速度可表示HP轴34的转速。在涡扇发动机102的核心速度增大时，穿过涡轮区段和喷嘴32(见图1)的燃烧气体的速度和/或质量流速也可增大，这可产生更大推力。
因此，本公开内容的方面可减少经由起动机-发电机108从涡扇发动机102获取的电功率量，以增大用于涡扇发动机102的失速裕度128，且允许此瞬变发动机状态期间从操作线126的更大的变化。以此方式操作的涡扇发动机102因此可能能够例如更快增大其核心速度(即，加速)，且/或更接近失速线操作(如果这提供诸如发动机效率的利益或关于发动机设计的其它利益)。例如，图3绘出了从涡扇发动机102获取期望的电功率量的同时涡扇发动机102的瞬变操作线130(以影线)，且图4绘出了从涡扇发动机102获取少于期望的电功率量的同时涡扇发动机102的瞬变操作线130(以影线)。如图4中所示，从涡扇发动机102获取的电功率量的减少引起的增大的失速裕度128允许涡扇发动机102更快实现增大的核心速度，且因此更快产生增加量的推力。例如，在增大的失速裕度128下，涡扇发动机102可比标准失速裕度128所允许的更快增大其压缩机压力比。
回头参看图2，绘出的示例性涡扇发动机102包括附加元件，以在例如控制器122减少经由起动机-发电机108从涡扇发动机102获取的电功率量时提供辅助功率。更具体而言，示例性涡扇发动机102还包括也配置成用于与配电总线110电连通的辅助电源132。辅助电源132可配置成将电功率提供至配电总线110，以便减少由起动机-发电机108生成且从起动机-发电机108获取的功率量，以有助于由涡扇发动机102产生期望的推力量。
对于所示实施例，辅助电源132包括储能装置，对于所示实施例，其构造成电池组134，构造成与配电总线110和辅助发电机136电连通，辅助发电机136也构造成与配电总线110电连通。对于所示实施例，包括电池组134和辅助发电机136的辅助电源132经由一个或更多个电线112与配电总线110电连通。
电池组134可为足以承载飞行器100和/或涡扇发动机102的电负载的任何适合的电池组134。例如，电池组134可配置成提供至少大约150kW、至少大约200kW、至少大约250kW、至少大约300kW或至少大约350kW的值下的电功率。此外，电池组134可配置成提供此电功率达至少大约十秒，至少大约三十秒、至少大约两分钟、至少大约五分钟，或至少大约十分钟。然而，在其它示例性实施例中，电池组134可配置成以任何其它适合的值提供电功率达任何其它适合的时间段。此外，电池组134可结合任何适合的电池技术。例如，电池组134可包括以下化学物质中的一种或更多种：磷酸铁锂、锂离子、碱或基于锌的。应当认识到的是，如本文中所使用的，诸如"大约"或"大致"的近似用语是指在百分之十(10%)的误差裕度内。
如图所示，电池组134与控制器122可操作地连通。在某些实施例中，控制器122可配置成操作电池组134来在从起动机-发电机108获取的电功率量必须减小到期望量以下的量以便于例如由涡扇发动机102产生推力时，将来自电池组134的电功率提供至配电总线110。例如，控制器122可配置成操作电池组134来在涡扇发动机102在某些瞬变发动机状态下操作时将电功率从电池组134提供至配电总线110。
如前文所述，示例性辅助电源132还包括辅助发电机136。辅助发电机136由涡扇发动机102的一个或更多个轴驱动。更具体而言，对于所示实施例，辅助发电机136由涡扇发动机102的LP轴36驱动。因此，对于绘出的实施例，涡扇发动机102包括机械地联接到HP轴34上且由HP轴34驱动的主起动机-发电机108，以及机械地联接到LP轴36上且由LP轴36驱动的辅助发电机136。
辅助发电机136可操作地连接到控制器122上。此外或作为备选，控制器122可配置成操作辅助发电机136，以在涡扇发动机102在瞬变发动机状态下操作时将功率从辅助发电机136提供至配电总线110。具体而言，控制器122可配置成操作辅助发电机136，以在使用起动机-发电机108从HP轴34获得的功率量减小以适合由涡扇发动机102产生的期望推力量时，将功率从辅助发电机136提供至配电总线110。
此外或作为备选，在某些示例性方面中，控制器122可配置成提供功率自辅助发电机136，经由配电总线110，经由起动机-发电机108，且回到涡扇发动机102的核心16。更具体而言，控制器122可配置成提供功率自辅助发电机136，经由配电总线110和起动机-发电机108至HP轴34。例如，控制器122可配置成在低速空转发动机状态期间以这样一种方式提供功率至HP轴34。当飞行器100下降时，例如，它可有益于在相对低的核心速度(例如，空转速度)下操作涡扇发动机102，使得很少或没有推力由涡扇发动机102产生。为了进一步减小压缩机质量流速(且因此减少提供的推力量)，由起动机-发电机108获得的电功率量可能需要极小化来增大失速裕度128(见图4)。辅助发电机136因此可用于补充发电的不足。此外，如果辅助发电机136包括不足之上的附加发电能力，则此附加发电可以以上文所述的方式经由配电总线110和起动机-发电机108提供回涡扇发动机102的HP轴34。这可允许较少燃料使用，且因此涡扇发动机102的更高效率。
然而，应当认识到的是，上文参照图2所述的示例性实施例仅通过举例来提供。例如，在某些示例性实施例中，涡扇发动机102可不包括本文所述的辅助电源132的一个或更多个方面。例如，在某些实施例中，涡扇发动机102可不包括电池系统134或辅助发电机136中的至少一者。此外，在又一些实施例中，涡扇发动机102可完全不包括辅助电源132。
现在参看图5，提供了用于操作多轴燃气涡轮发动机的方法(200)的流程图。在某些示例性方面中，多轴燃气涡轮发动机可为并入上文参照图2所述的飞行器100中的第一涡扇发动机102。因此，在某些示例性方面中，燃气涡轮发动机可包括电机，且电机可为由燃气涡轮发动机的高压轴驱动的起动机-发电机。
如图所示，示例性方法(200)包括在(202)处确定待由燃气涡轮发动机产生的推力量。(202)处的此确定可响应于例如用户输入来由燃气涡轮发动机和/或飞行器的控制器作出。例如，用户可增大飞行器的油门，向控制器指出期望从燃气涡轮发动机产生增加的推力。
示例性方法(200)还包括在(204)处确定待从燃气涡轮发动机的起动机-发电机获取期望的电功率量。例如，在(204)处确定待从燃气涡轮发动机的起动机-发电机获取期望的电功率量可包括确定需要从起动机-发电机获取以便操作与燃气涡轮发动机和/或飞行器的配电总线电连通的一个或更多个负载的电功率量。例如，(204)处作出的确定可包括确定需要从起动机-发电机获取以便完全操作飞行器的环境控制系统和燃气涡轮发动机和/或飞行器的各种其它电气系统的功率量。
仍参看图5，示例性方法(200)还包括在(206)处使用燃气涡轮发动机产生的(202)处确定的期望的推力量，以及在(208)处从起动机-发电机获取少于(204)处确定的期望的电功率量。显著地，对于图5的示例性方法(200)，在(208)处获取少于期望的电功率量允许燃气涡轮发动机在(206)处产生期望的推力量，在(206)处更快地产生期望的推力量，或出于任何目的保持失速裕度(诸如，提高发动机的效率或允许某些发动机设计)。例如，在(208)处获取少于期望的电功率量在某些示例性方面中可包括从起动机-发电机获取少于完全操作环境控制系统和/或燃气涡轮发动机和飞行器的各种其它电气系统所需的功率量。
因此，对于图5的示例性方法(200)，燃气涡轮发动机确定推力要求，且服从任何发电需求来确保此推力要求可满足或可更快满足。如上文参照图3和4所述，产生期望的推力量或更快产生期望的推力量的能力归因于通过从HP轴获得能量而从起动机-发电机获取(且因此产生)的电功率的减少引起的增大的失速裕度。
然而，显著地，对于图5中所示的示例性方面，方法(200)包括用于补充从燃气涡轮发动机的起动机-发电机获取的电功率减少的元件。更具体而言，示例性方法(200)还包括在(210)处也在(206)处在期望的时间量内产生期望的推力量的同时，或保持确定的失速裕度的同时确定可从起动机-发电机获取的最大的功率量。根据(210)处作出的确定，示例性方法(200)包括在(212)处确定期望的辅助电功率量。具体而言，方法(200)包括(212)处通过从(204)处获取的确定的期望的电功率量减去可从起动机-发电机获取的(210)处的确定的最大的功率量来确定期望的辅助电功率量。
仍参看图5，示例性方法还包括(214)处从辅助功率系统提供(212)处确定的辅助功率量至配电总线。配电总线可为飞行器和/或燃气涡轮发动机的配电总线。因此，燃气涡轮发动机的起动机-发电机还可与配电总线电连通。对于绘出的示例性方面，辅助功率系统包括电池组，且在(214)处提供(212)处确定的辅助功率量至配电总线包括在(216)处将确定的辅助功率量从辅助功率系统的电池组提供至配电总线。
显著地，在某些示例性方面中，方法(200)可在燃气涡轮发动机的瞬变发动机状态期间操作。此外，减少从燃气涡轮发动机的起动机-发电机获取的功率量，且改为从辅助功率系统的电池组提供此功率，允许了燃气涡轮发动机的失速线与燃气涡轮发动机的操作线之间的增大的失速裕度。因此，使用起动机-发电机从燃气涡轮发动机获得的功率的这样减少可更好适于瞬变发动机状态，且允许了例如燃气涡轮发动机的增大的加速，和/或将提供的更高的最大的推力量，和/或期望的失速裕度的保持。
现在参看图6，提供了按照本公开的另一个示例性方面的用于操作多轴燃气涡轮发动机的方法。示例性方法(300)可类似于上文参照图5所述的示例性方法(200)。例如，示例性方法(300)可包括(302)处确定待从燃气涡轮发动机产生的期望的推力量，以及(304)处确定待从燃气涡轮发动机的发电机获取的期望电功率量。此外，示例性方法(300)包括(306)处使用燃气涡轮发动机产生(302)处确定的期望的推力量，以及(308)处使用燃气涡轮发动机的起动机-发电机获取(304)处确定的少于期望的电功率量，以允许燃气涡轮发动机产生期望的推力量，或更快地产生期望的推力量，或出于任何目的保持失速裕度(诸如，提高发动机的效率或允许某些发动机设计)。
然而，显著地，如同图5中绘出的方法(200)，方法(300)包括用于补充从燃气涡轮发动机的起动机-发电机获取(且因此产生)的电功率的减少的元件。具体而言，示例性方法(300)还包括在(310)处确定在也产生在(302)处确定的期望的推力量的同时从起动机-发电机获取的最大的电功率量。在(312)处，示例性方法(300)包括基于待在(304)处获取的确定的期望的电功率量和可在(310)处也使用燃气涡轮发动机产生期望的推力量的同时获取的确定的最大的功率量来确定期望的辅助电功率量。
仍参看图6，示例性方法(300)还包括(314)处从辅助功率系统提供确定的辅助功率量至配电总线。如同图5的示例性方法(200)，配电总线可为燃气涡轮发动机和/或包括燃气涡轮发动机的飞行器的配电总线。因此，燃气涡轮发动机的起动机-发电机还可与配电总线电连通。
然而，对于图6的实施例，起动机-发电机为主发电机，且辅助功率系统包括也由燃气涡轮发动机的一个或更多个轴驱动的辅助发电机。更具体而言，对于图6的示例性方面，燃气涡轮发动机的一个或更多个轴包括高压轴和低压轴。主发电机由高压轴驱动，且辅助发电机由低压轴驱动。因此，对于图6的示例性方法(300)，(314)处将确定的辅助功率量提供至配电总线包括在(316)处使用辅助发电机将确定的辅助功率量提供至配电总线。
此外，示例性方法(300)包括在(318)处提供功率自辅助发电机提供，经由配电总线，经由起动机-发电机，且至燃气涡轮发动机的一个或更多个轴(具体至燃气涡轮发动机的高压轴)，以将功率加至此轴且驱动此轴。显著地，在(318)处提供功率自辅助发电机经由配电总线和起动机-发电机至高压轴可响应于辅助发电机具有附加的发电能力的确定。在(318)处将功率从辅助发电机提供至高压轴可允许燃气涡轮发动机的较低的空转速度(诸如在包括燃气涡轮发动机的飞行器的下降期间)，且可允许燃气涡轮发动机的提高的燃料效率。
本书面描述使用了实例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实施例包括并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则此类其它实例意图在权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种用于操作具有电机的多轴航空燃气涡轮发动机的方法，所述电机包括由所述燃气涡轮发动机的轴中的至少一个来驱动的起动机-发电机，所述方法包括：
确定待由所述燃气涡轮发动机产生的期望的推力量；
确定待从所述燃气涡轮发动机的所述起动机-发电机获取的期望的电功率量；
使用所述燃气涡轮发动机产生所述期望的推力量；以及
从所述燃气涡轮发动机的所述起动机-发电机获取少于所述期望的电功率量，以允许所述燃气涡轮发动机产生所述期望的推力量，更快地产生所述期望的推力量，或保持失速裕度。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定待获取的所述期望的电功率量包括确定完全操作环境控制系统所需的功率量，以及其中获取少于所述期望的电功率量包括获取少于完全操作所述环境控制系统所需的所述功率量。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：
确定在也产生所述期望的推力量的同时可从所述起动机-发电机获取的最大的电功率量。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，还包括：
基于确定的待获取的期望的电功率量和在也产生所述期望的推力量的同时可从所述起动机-发电机获取的确定的最大的功率量来确定期望的辅助电功率量。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，还包括：
将确定的辅助电功率量从辅助功率系统提供至配电总线，其中所述燃气涡轮发动机的所述起动机-发电机也与所述配电总线电连通。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述辅助功率系统包括储能装置。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，将确定的辅助功率量提供至所述配电总线包括在瞬变发动机状态下操作所述燃气涡轮发动机的同时将所述确定的辅助功率量从所述辅助功率系统的电池组提供至所述配电总线。
8.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述燃气涡轮发动机的所述起动机-发电机为主起动机-发电机，以及其中所述辅助功率系统包括由所述燃气涡轮发动机的一个或更多个轴驱动的辅助发电机。
9.一种航空燃气涡轮发动机，包括：
压缩机区段；
位于所述压缩机区段下游的燃烧区段；
位于所述燃烧区段下游的涡轮区段，所述涡轮区段通过一个或更多个轴机械地联接至所述压缩机区段；
与所述一个或更多个轴机械连通的电机，所述电机包括用于生成电功率的起动机-发电机(108)；以及
可操作地连接至所述起动机-发电机(108)的控制器(122)，所述控制器(122)配置成将从所述起动机-发电机(108)获取的电功率量减少至低于待获取的期望量的量，以便有助于由所述燃气涡轮发动机产生期望的推力量，以便有助于由所述燃气涡轮发动机更快地产生所述期望的推力量，或保持失速裕度。
10.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述起动机-发电机(108)构造成与配电总线(110)电连通，以及其中所述燃气涡轮发动机还包括
也构造成用于与所述配电总线(110)电连通的辅助电源(118)，其中所述控制器进一步配置成在从所述起动机-发电机(108)获取的功率量减少以有助于由所述燃气涡轮发动机产生期望的推力量时从所述辅助电源(118)提供电功率至所述配电总线(110)。
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