CN106795777A - 用于涡轮发动机的燃烧室的点火系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于涡轮发动机的燃烧室(2)的点火系统，该点火系统包括：多个启动喷射器(21a、21b、31a、31b)，所述启动喷射器(21a、21b、31a、31b)能够在燃烧引发阶段期间将燃料注入所述室(2)中；所述启动喷射器的燃料供应回路(6)，所述燃料供应回路(6)包括第一子回路和第二子回路，所述第一子回路被称为初级启动回路(20)，所述初级启动回路(20)被配置成向所述多个启动喷射器中的一部分启动喷射器供应燃料，所述第二子回路被称为次级启动回路(30)，所述次级启动回路(30)被配置成向所述多个启动喷射器中的其余启动喷射器供应燃料。

Description

用于涡轮发动机的燃烧室的点火系统
技术领域
本发明涉及一种用于点燃涡轮轴发动机的燃烧室的系统。本发明尤其涉及一种用于点燃能够进入待命模式并且如果需要则能够被快速重新激活的涡轮轴发动机的燃烧室的系统。
背景技术
众所周知，双发动机或三发动机直升机具有包括两个或三个涡轮轴发动机的推进系统，每个涡轮轴发动机包括气体发生器和由气体发生器旋转并且刚性连接至输出轴的自由涡轮。每个自由涡轮的输出轴适合于引起其自身驱动直升机的转子的动力传输单元的运动。气体发生器包括燃烧室，用于由供应回路供应的燃料的喷射器通向该燃烧室。
众所周知，当直升机在巡航飞行情况下时(即，当直升机在除了起飞、上升、着陆或悬停飞行的过渡阶段之外的所有飞行阶段期间在正常条件下前进时)，涡轮轴发动机产生低于涡轮轴发动机的最大连续输出的低功率水平。这些低功率水平导致被定义为涡轮轴发动机的燃烧室的每小时燃料消耗与该涡轮轴发动机提供的机械功率之比的比耗量(以下简称SC)比最大起飞功率的SC大大约30％，因此它们导致在巡航飞行时燃料过度消耗。
此外，直升机的涡轮轴发动机被设计成超大尺寸以便能够在发动机之一出故障的情况下使直升机保持飞行。这种飞行情况随着发动机的失去而发生并导致每个工作的发动机提供远远超过它的额定功率的功率水平，以允许直升机处理危险情况，然后能够继续飞行。
涡轮轴发动机也是超大尺寸的以便能够确保在由飞机制造商指定的整个飞行范围内飞行，尤其是确保在高海拔和在炎热的天气期间飞行。尤其是当直升机的重量接近其最大起飞重量时要求极高的这些飞行点只有在某些使用情况下才会遇到。
这些超大尺寸的涡轮轴发动机在重量和燃料消耗方面是不利的。为了减小巡航飞行时的这种消耗，设想在飞行时将至少一个涡轮轴发动机置于待命状态。该有效的单个发动机或多个发动机然后以更高的功率水平运行以便提供所有必要的动力，并因此以更有利的SC水平运行。
将涡轮轴发动机置于待命状态要求提供快速重新激活系统，快速重新激活系统使得如果需要则可快速地使涡轮轴发动机退出待命状态成为可能。这种需求可例如当有效的发动机之一出故障时或者在飞行条件意外地恶化(意味着再次需要总功率)的情况下出现。
申请人因此寻求优化用于点燃涡轮轴发动机的燃烧室的系统，以便具体地当涡轮轴发动机处于待命状态时以及当飞行条件意味着再次需要总的可用功率时能够快速重新激活涡轮轴发动机。
众所周知，用于点燃直升机的涡轮轴发动机的燃烧室的系统包括意在引发燃烧的启动喷射器和一旦燃烧被引发则意在维持燃烧的主要喷射器。众所周知，主要喷射器通过主要回路供有燃料，而启动喷射器通过与主要回路分开的启动回路供有燃料。已知的点火系统使得能够通过启动喷射器与适合于提供火花以便点燃燃烧室中的空气和燃料的混合物的至少一个启动火花塞相关联的方式来引发燃烧。然后，火焰从启动喷射器朝向主要喷射器传播。
当设计一种用于涡轮轴发动机的点火系统时，工程师必须在使用大量的启动喷射器和使用少量的启动喷射器之间做出选择，使用大量的启动喷射器允许火焰朝向主要喷射器快速地传播但是意味着需要更长时间来使燃料被传递到所有的喷射器，使用少量的启动喷射器允许燃料更快速地被传递到启动喷射器但是意味着需要更长时间来使火焰朝向主要喷射器传播。
发明人因此寻求提出一种使火焰从启动喷射器朝向主要喷射器快速传播、但同时允许启动喷射器被快速填充燃料成为可能的解决方案。
换句话说，发明人寻求调和原则上不兼容的两种选择。
发明人也寻求提供一种与已知系统相比具有提高的可靠性的点火系统，以便提高被设有能够进入待命模式的混合涡轮轴发动机的直升机的安全性。
发明目的
本发明旨在提供一种用于点燃涡轮轴发动机的燃烧室的系统并且本发明使得快速地点燃燃烧室同时允许涡轮轴发动机被快速地重新激活成为可能。
本发明还旨在提供一种结合了火焰从启动喷射器朝向主要喷射器快速传播的优点和启动喷射器被快速充满的优点的点火系统。
本发明还旨在提供一种与来自现有技术的系统相比具有提高的可靠性的点火系统。
本发明还旨在提供一种被设有本发明的点火系统的涡轮轴发动机。
发明内容
为了实现该目的，本发明涉及一种用于点燃飞行器涡轮轴发动机的燃烧室的系统，所述系统包括：
-多个启动喷射器，所述启动喷射器通向所述燃烧室并且适合于在燃烧引发阶段期间将燃料注入所述室中，
-用于向所述启动喷射器供应燃料的回路，所述回路被称为启动回路，
-多个主要喷射器，所述主要喷射器通向所述燃烧室并且适合于将燃料注入所述燃烧室中以便一旦通过所述启动喷射器引发燃烧就维持所述燃烧。
根据本发明的点火系统的特征在于，启动回路包括：
-第一子回路，所述第一子回路被称为初级启动回路，所述初级启动回路被设计成向所述多个启动喷射器中被称为初级启动喷射器的一些启动喷射器供应燃料，
-第二子回路，所述第二子回路被称为次级启动回路，所述次级启动回路被设计成向所述多个启动喷射器中被称为次级启动喷射器的其他启动喷射器供应燃料。
点火系统的特征还在于，所述初级启动回路和所述次级启动回路中的每个包括电磁启动阀，所述电磁启动阀适合于通过控制单元控制，以便允许或防止分别向所述初级启动喷射器和次级启动喷射器供应燃料。
根据本发明的点火系统因此包括两个分开的启动回路，即意在向初级启动喷射器供应燃料的一个初级回路和意在向次级启动喷射器供应燃料的一个次级回路。此外，每个回路被设有电磁阀，所述电磁阀由控制单元控制以便允许或防止向喷射器供应燃料。根据本发明的点火系统因此可以包括大量的启动喷射器，但是没有需要长的时间来充满喷射器的缺点，这是因为所述喷射器分布在两个分开的供应回路上。
此外，根据本发明的点火系统比来自现有技术的系统更可靠，这是因为本发明的点火系统被设有两个分开的启动回路。此外，如果一个启动回路的电磁阀出故障，则另一个回路可以接管并确保涡轮轴发动机被重新激活。这种点火系统因此特别适合于能够在飞行期间进入待命模式的混合涡轮轴发动机，这是因为其具有提高的可靠性，使得确保如果需要则重新激活涡轮轴发动机成为可能。
有利地并且根据本发明，电磁阀由控制单元使用相继的或同步的过程来控制，所述过程根据所述飞行器的飞行条件来选择。
飞行器例如直升机的飞行条件包括例如环境温度、环境压力、涡轮轴发动机的气体发生器的转速等。这些不同的参数由控制单元使用以定义哪个过程是最好实施的，以便考虑到飞行条件、通过用于两个启动回路的同步启动过程或用于两个回路的相继启动过程来启动涡轮轴发动机。
有利地并且根据本发明，所述电磁阀由控制单元控制，使得在地面上，每个启动回路被交替地用于每次飞行，以便限制由于单次飞行的可能故障引起的休眠。
根据这种有利的变形，点火系统被设计成使得在地面上，涡轮在单个启动回路中被交替地启动以用于每次飞行。这使得限制由于单次飞行的可能故障引起的休眠成为可能。
有利地并且根据本发明，每个启动喷射器与用于向所述喷射器供应燃料的轨道有关，初级启动喷射器的所述供应轨道具有比次级启动喷射器的所述供应轨道更小的容积，以便能够更快速地充满燃料。
根据这种有利的变形，初级回路和次级回路彼此不同。初级回路具有喷射器，该喷射器与次级喷射器相比具有容积减小的填充轨道。因此，初级喷射器可快速地充满燃料并且可快速地引发燃烧室中的燃烧。一旦燃烧被引发，则次级喷射器继续燃烧并且可结合初级喷射器来确保火焰朝向主要喷射器传播。
有利地，根据本发明的点火系统包括在每个启动喷射器对面的一个火花塞，所述火花塞适合于提供用于点燃所述燃烧室中的燃料的火花。
在每个启动喷射器即初级启动喷射器和次级启动喷射器对面的火花塞使得加快燃烧和火焰朝向主要喷射器传播成为可能。
有利地，根据本发明的点火系统包括两个初级启动喷射器和两个次级启动喷射器。
根据所述的一个或另一个有利的变形，根据本发明的点火系统尤其意在被安装在能够进入待命模式的混合涡轮轴发动机中，以便如果需要则能够重新激活所述发动机。
当直升机在地面上时，初级启动回路和次级启动回路独立于彼此被测试，以便检查其完整性并且允许混合涡轮轴发动机在飞行期间置于待命状态。
当直升机在巡航飞行时，混合涡轮轴发动机因此可置于待命状态。
根据本发明的点火系统也可以被设计成使得在地面上，涡轮在单个启动回路中被交替地启动以用于每次飞行。这使得限制由于单次飞行的可能故障引起的休眠成为可能。
如果飞行条件要求以正常方式重新激活涡轮轴发动机，例如因为直升机将从巡航飞行阶段过渡到着陆阶段，那么根据本发明的点火系统通过控制两个启动回路即初级启动回路和次级启动回路以及火花塞的不同的供电路径而被使用。初级回路和次级回路可以被同步地或相继地控制。混合涡轮轴发动机的正常重新激活是在重新激活命令之后发生了10秒钟到1分钟、具体为30秒钟到1分钟的重新激活。
如果飞行条件要求快速重新激活涡轮轴发动机，例如因为有效的涡轮轴发动机之一突然出故障，那么一旦检测到室被点火，则根据本发明的点火系统通过连续地控制初级启动回路然后是次级启动回路而被使用。根据另一变形，初级回路和次级回路被同步地控制。
本发明还涉及一种包括燃烧室的涡轮轴发动机，其特征在于，所述发动机包括根据本发明的点火系统。
本发明还涉及一种具体为直升机的飞行器，所述飞行器包括至少一个根据本发明的涡轮轴发动机。
本发明还涉及一种点火系统、一种涡轮轴发动机和一种飞行器，这些通过上文或下文提到的特征中的所有或一些特征的组合被表征。
附图说明
通过阅读下文仅仅以非限制的示例给出的并且涉及所附的图1的说明，本发明的其他目的、特征和优点将显现，图1为根据本发明的实施例的点火系统的示意图。
具体实施方式
在附图中，为了说明和清晰的目的，不考虑尺度和比例。
图1为用于点燃涡轮轴发动机的燃烧室2的系统的示意图。
该系统包括启动喷射器21a、21b、31a、31b，启动喷射器21a、21b、31a、31b通向燃烧室2并且适合于在燃烧引发阶段期间将燃料注入室2中。
该系统还包括主要喷射器12，主要喷射器12通向燃烧室2并且适合于一旦引发燃烧就以较高的流速将燃料注入室2中。
为了清晰的目的，燃烧室2在图1中通过矩形被示意性地示出。在实践中，燃烧室通常包括一个在另一个的内部延伸并且通过室的环形底壁连接的两个环形壁，即外壁和内壁。燃料喷射器分布在燃烧室的整个外周上。
该系统还包括被称为主要回路5的用于向主要喷射器12供应燃料的回路和被称为启动回路6的用于向启动注射器21、31供应燃料的回路。
这两个回路被连接至燃料入口7，燃料入口7通过被设计成从燃料库(在图1中未示出)抽取燃料的泵而供有燃料。
根据本发明，用于向启动喷射器21、31供应燃料的启动回路6由两个子回路形成，这两个子回路即被称为初级启动回路20的第一子回路和被称为次级启动回路30的第二子回路，初级启动回路20被设计成向被称为初级启动喷射器的喷射器21供应燃料，次级启动回路30被设计成向被称为次级启动喷射器的启动喷射器31供应燃料。
初级启动回路20还包括例如通过直升机的发动机电控单元(缩写EECU更为人们所知)控制的电磁阀22。次级启动回路30也包括通过EECU控制的电磁阀32。电磁阀22被设计成允许或阻止向初级启动喷射器21供应燃料。电磁阀32被设计成允许或阻止向初级启动喷射器31供应燃料。
初级启动喷射器21具有燃料供应轨道，燃料供应轨道的容积小于用于向次级启动喷射器31供应燃料的轨道的容积。这意味着当电磁阀打开时，初级喷射器21被快速地激活并引发燃烧室2中的燃烧。一旦相应的轨道被充满，则次级喷射器31继续燃烧，该过程对于所述次级喷射器来说比对于初级喷射器来说需要稍微更长的时间，这是因为所述次级喷射器具有更大的容积。
一旦启动喷射器21、31有效，则燃烧室中的燃烧通过主要回路的喷射器12的激活与火焰从启动喷射器31、21到主要喷射器12的传播相结合来维持。一旦主要喷射器12取代启动喷射器21、31，则初级启动回路和次级启动回路被泄压且燃料残余通过通道25、35排放至收集器。在启动喷射器已停止供应燃料之后使启动喷射器泄压，使得避免结焦(燃料在管子中碳化)成为可能，从而防止喷射器变得堵塞。
根据图1的实施例，每个启动喷射器21a、21b、31a、31b与布置在喷射器对面的火花塞23a、23b、33a、33b相关联。每个火花塞23a、23b、33a、33b由包括高电压电源的电路24、34供电。每个火花塞被设计成产生点燃燃烧室2中的空气和燃料的混合物的火花。
每一个启动喷射器有一个火花塞，使得减小火焰朝向主要喷射器传播所需要的时间，从而最终减小被设有这种点火系统的涡轮轴发动机的启动时间成为可能。
本发明并不限于所述的实施例。具体地讲，根据其他实施例，点火系统可以包括四个以上的启动喷射器和/或不同数量的初级启动喷射器和次级启动喷射器。

Claims (8)

1.用于点燃飞行器涡轮轴发动机的燃烧室(2)的系统，所述系统包括：
-多个启动喷射器(21a、21b、31a、31b)，所述启动喷射器(21a、21b、31a、31b)通向所述燃烧室(2)并且适合于在燃烧引发阶段期间将燃料注入所述室(2)中，
-用于向所述启动喷射器(21a、21b、31a、31b)供应燃料的回路，所述回路被称为启动回路(6)，
-多个主要喷射器(12)，所述主要喷射器(12)通向所述燃烧室(2)并且适合于将燃料注入所述燃烧室(2)中以便一旦通过所述启动喷射器(21a、21b、31a、31b)引发燃烧就维持所述燃烧，
其特征在于，所述启动回路(6)包括：
-第一子回路，所述第一子回路被称为初级启动回路(20)，所述初级启动回路(20)被设计成向所述多个启动喷射器中被称为初级启动喷射器(21a、21b)的一些启动喷射器供应燃料，
-第二子回路，所述第二子回路被称为次级启动回路(30)，所述次级启动回路(30)被设计成向所述多个启动喷射器中被称为次级启动喷射器(31a、31b)的其他启动喷射器供应燃料，
并且其中，所述初级启动回路(20)和所述次级启动回路(30)中的每个包括电磁启动阀(22、32)，所述电磁启动阀(22、32)适合于通过控制单元控制，以便允许或防止分别向所述初级启动喷射器和次级启动喷射器(21a、21b、31a、31b)供应燃料。
2.根据权利要求1所述的点火系统，其特征在于，所述电磁阀(22、32)由所述控制单元使用相继的或同步的过程来控制，所述过程根据所述飞行器的飞行条件来选择。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的点火系统，其特征在于，所述电磁阀(22、32)由所述控制单元控制，使得在地面上，每个启动回路被交替地用于每次飞行，以便限制由于单次飞行的可能故障引起的休眠。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的系统，其特征在于，每个启动喷射器(21a、21b、31a、31b)与用于向所述喷射器供应燃料的轨道有关，初级启动喷射器的所述供应轨道具有比次级启动喷射器的所述供应轨道更小的容积，以便能够更快速地充满燃料。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的系统，其特征在于，所述系统包括在每个启动喷射器对面的一个火花塞(23a、23b、33a、33b)，所述火花塞适合于提供用于点燃所述燃烧室(2)中的燃料的火花。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的系统，其特征在于，所述系统包括两个初级启动喷射器(21a、21b)和两个次级启动喷射器(31a、31b)。
7.包括燃烧室的涡轮轴发动机，其特征在于，所述发动机包括根据权利要求1至6中任一项所述的用于点燃所述燃烧室的系统。
8.飞行器，包括至少一个根据权利要求7所述的涡轮轴发动机。
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