CN112292517A - 具有热量回收的非对称推进系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞行器推进系统，该推进系统包括主变速单元(12)和连接到主变速单元(12)的至少两个涡轮喷气发动机，分别是第一涡轮喷气发动机(14a)和第二涡轮喷气发动机(14b)，每个涡轮喷气发动机包括自由涡轮(24a，24b)，其特征在于，该第一涡轮喷气发动机(14a)包括热交换器(30)，该热交换器被构造成从自由涡轮的出口处的废气中回收一部分热能，并且推进系统包括至少一个计算机(28a，28b)，计算机被配置为控制两个涡轮喷气发动机，并当涡轮喷气发动机均未发生故障时，限制该第一涡轮喷气发动机(14a)的加速和减速，以限制热交换器(30)处的反应动力瞬变。

Description

具有热量回收的非对称推进系统
技术领域
本发明涉及一种飞行器的推进系统。特别地，本发明涉及一种通常用在双引擎或多引擎直升机中的飞行器推进系统，该推进系统包括连接到主变速箱的至少两个涡轮轴发动机。
背景技术
现有技术特别地包括文献US-A1-2016/003144、FR-A1-2 962 488、US-A-4 644744、US-A1-2003/094001和US-A-4 197 699。
以已知的方式，双引擎或多引擎直升机具有包括两个、三个或更多个涡轮轴发动机的推进系统，每个涡轮轴发动机均包括气体发生器和由该气体发生器旋转地驱动并附接到输出轴的自由涡轮。每个自由涡轮的输出轴适于使动力变速箱(以下称为BTP)运动，该动力变速箱自身驱动直升机的配备有可变桨距叶片的旋翼。该气体发生器包括通过轴连接的至少一个压缩机和至少一个涡轮、以及燃烧器，该燃烧器接收由压缩机压缩的空气并燃烧空气/燃料混合物以形成传输到气体发生器涡轮和自由涡轮的气体。
在自由涡轮的出口处，排气喷嘴使得能够排出称为废气的出口气体。这些废气处于高的温度。因此，设想特别是借助于热交换器从这些废气中回收一部分热能。特别地，可以使用热交换器以利用废气的热能来加热在压缩机的出口处进入燃烧室的空气。配备有这种热交换器的涡轮轴发动机被称为回收循环涡轮轴发动机。因此，这种涡轮轴发动机更加节能。
然而，由于快速(瞬态)动力变化，因此当今推进系统的涡轮轴发动机中当前使用的交换器会经历热循环，这会引起强烈的热应力和机械应力。特别地，由于这些瞬变而引起的热应力和机械应力需要交换器具有足够的尺寸和机械强度，以限制该交换器退化。因此，这对交换器不利，因为该交换器效率低、笨重且昂贵，并因此涡轮轴发动机不如没有交换器的涡轮轴发动机有竞争力。
因此，发明人寻求一种在推进系统中使用交换器的方法，以使该推进系统可以与现有的推进系统竞争。
发明内容
发明的目的
本发明旨在克服已知的推进系统的至少某些缺点。
特别地，在本发明的至少一个实施例中，本发明的目的在于提供一种推进系统，该推进系统使得能够回收废气的一部分热能。
在至少一个实施例中，本发明的目的还在于提供一种推进系统，该推进系统不需要过大尺寸的交换器就可抵抗由涡轮轴发动机的瞬变产生的应力。因此，在至少一个实施例中，本发明的目的在于提供一种推进系统，在该推进系统中，由涡轮轴发动机的瞬变在与该涡轮轴发动机相关的热交换器中产生的热应力和机械应力是有限的。
在本发明的至少一个实施例中，本发明的目的还在于提供一种高性能的推进系统。
在至少一个实施例中，本发明的目的还在于提供一种推进系统，该推进系统能够以至少与常规推进系统相同的效率来管理瞬变阶段。
在至少一个实施例中，本发明的目的还在于提供一种在涡轮轴发动机之一发生故障时运行的推进系统。
发明的说明
为此目的，本发明涉及一种飞行器的推进系统，该推进系统包括主变速箱和连接到主变速箱的至少两个涡轮轴发动机，分别是第一涡轮轴发动机和第二涡轮轴发动机，每个涡轮轴发动机包括自由涡轮，
其特征在于，第一涡轮轴发动机包括热交换器，该热交换器被构造成从离开自由涡轮的废气中回收一部分热能，
以及推进系统包括至少一个计算机，该计算机被配置为控制两个涡轮轴发动机，并当涡轮轴发动机均未发生故障时，限制第一涡轮轴发动机的加速和减速，以限制热交换器处的动力瞬变。
因此，根据本发明的推进系统使得可以利用至少两个涡轮轴发动机的存在，使得至少两个涡轮轴发动机中的一个(第一涡轮轴发动机)配备有热交换器，以限制这个涡轮轴发动机的加速和减速，以免在热交换器处引起明显的动力瞬变，并使得另一个涡轮轴发动机(第二涡轮轴发动机)在正常运行时满足了剩余需求，而不存在加速/减速的限制。如果第二涡轮轴发动机配备有热交换器，则该热交换器将经受先前引起的退化，因此优选地，第二涡轮轴发动机不配备有热交换器。
因此，第一涡轮轴发动机能够以几乎恒定的动力水平使用，以供给飞行器所需的部分推进能量，例如在巡航模式下供给介于推进能量的50％到100％之间的能量，优选地在巡航模式下供给推进能量的约70％的能量。第二涡轮轴发动机将提供必要的动力，以实现在巡航动力下的推进能量或者满足额外的精准能量需求(直升机操纵、带载荷起飞等)。
在第一涡轮轴发动机发生故障时，第二涡轮轴发动机将接管并提供延长飞行或能够紧急着陆所需的所有动力。由于该故障，第一涡轮轴发动机的减速不再由计算机控制。
在第二涡轮轴发动机发生故障时，计算机停止限制第一涡轮轴发动机的加速和减速，以使第一涡轮轴发动机可以提供所需的所有动力，即使在额外的精准动力需求时也是如此，以保证飞行器的完整性及其乘员的安全(通过避免事故来保证)。该限制是对交换器的损害，在这种紧急情况下，交换器可以更快速地退化。
上述类型的涡轮轴发动机包括气体发生器和自由涡轮。优选地，交换器回收自由涡轮出口处的废气，并在离开压缩机的气体进入燃烧室之前加热该气体。
推进系统可以包括两个以上的涡轮轴发动机，只要该推进系统包括至少一个涡轮轴发动机和至少第二“常规”涡轮轴发动机，该至少一个涡轮轴发动机具有热交换器而限制了加速/减速，该第二“常规”涡轮轴发动机没有交换器。其他涡轮轴发动机可以具有热交换器而类似于第一涡轮轴发动机，或者可以不具有热交换器而类似于第二涡轮轴发动机。
有利地并且根据本发明，当涡轮轴发动机均未发生故障时，可以根据热交换器预先确定由计算机施加在第一涡轮轴发动机上的加速极限和减速极限，以限制热交换器的热应力和机械应力。
有利地并且根据本发明，可以根据热交换器的尺寸和机械强度预先确定加速极限和减速极限。
有利地并且根据本发明，根据热交换器预先确定的加速极限和减速极限可以低于第一涡轮轴发动机的物理加速极限和减速极限，并且热交换器不能承受与所述物理极限对应的、未被降低的动力瞬变。
涡轮轴发动机的物理加速极限和减速极限是在瞬变期间涡轮轴发动机的可操作性的物理极限。以本身已知的方式，这些物理极限转化为由计算机施加的加速停止点和减速停止点。超过这些物理加速极限和减速限制，则涡轮轴发动机不再运行。涡轮轴发动机的可操作性是该涡轮轴发动机管理瞬变的能力，特别是在管理加速极限和减速极限的同时，使涡轮轴发动机加速和减速的能力。
以本身已知的方式，根据本发明的推进系统的计算机可以使用加速停止点和减速停止点来防止涡轮轴发动机的抽搐或停机。经典地，包括稳定运行线和抽搐线的曲线表征了涡轮轴发动机的压缩机中的压缩比与降低的气体质量流率之间的关系。在表示该关系的曲线图上，稳定运行线位于抽搐线的下方，并且每条线均形成递增曲线。
在瞬变期间，涡轮轴发动机的加速线和涡轮轴发动机的减速线分别在稳定运行线的上方和下方偏离。为了避免在涡轮轴发动机的迅速加速期间出现抽搐的危险，加速线必须保持在稳定运行线和抽搐线之间，在抽搐线下方留有一定的余量。该余量是由于以下事实：在将压缩比与降低的质量流率联系起来的曲线图上，抽搐线的坐标位置特别是可以随着发动机的老化或退化而变化，此外由于制造失真或分散，该位置对于两个相同的发动机不一定相同。加速停止点dN/dt通常定义为对应于线(通常是直线)，该线相对于抽搐线保持的余量大于或等于预定的最小余量。因此，在瞬变期间，加速线可以到达加速停止点，但不会侵占抽搐余量。
类似地，在将压缩比与降低的质量流率联系起来的曲线图上，涡轮轴发动机的减速线必须保持在涡轮轴发动机的燃烧室的稳定运行线和停机线之间。通常定义减速停止点，使得在涡轮轴发动机的迅速减速期间，减速线足够保持在停机线的上方。
因此，计算机可以在第一涡轮轴发动机上施加与物理加速极限和减速极限相对应的加速停止点和减速停止点，超过该加速停止点和减速停止点，涡轮轴发动机可以抽搐或停机。有利地并且根据本发明，为了限制热交换器处的动力瞬变所提供的加速极限和减速极限小于所述加速停止点和减速停止点。
有利地并且根据本发明，推进系统包括电动马达，该电动马达连接到第二涡轮轴发动机并被构造成在加速、启动和/或退出待机阶段期间辅助该第二涡轮轴发动机。
根据本发明的该方面，电动马达使得能够在瞬变阶段期间辅助第二涡轮轴发动机。特别地，可能有数种辅助，马达可以被构造成提供以下辅助中的一种或多种：
-加速/减速辅助：由于第二涡轮轴发动机是唯一提供能量需求瞬变和突然变化的发动机，所以电动马达可以使得第二涡轮轴发动机加速/减速的能力能够超过该第二涡轮轴发动机单独加速/减速的能力；
-启动或退出待机辅助：根据数种可能的构造，在第一涡轮轴发动机可以单独提供推进动力的情况下，第二涡轮轴发动机可以关闭或处于待机。因此，在飞行器需要增加能量时或在第一涡轮轴发动机发生故障时，电动马达可以快速地重启第二涡轮轴发动机或退出第二涡轮轴发动机的待机状态。特别地，如果第一涡轮轴发动机发生故障，则第二涡轮轴发动机必须能够足够快速地供给动力，以免危及飞行器及其乘员。对于这些紧急情况，在没有辅助时，第二涡轮轴发动机的常规启动可能不够快。例如，在没有辅助时，可以用三分之一的时间执行动力辅助的启动或退出待机(例如，动力辅助的启动/退出待机为10秒，而常规的启动/退出待机为30秒)。
第二涡轮轴发动机的不同的停机或待机模式例如：
-燃烧室完全停机，且旋转轴完全停机。在该模式下，燃料消耗为零，但启动可能会花费大量时间，这与其他涡轮轴发动机突然损失后可能需要快速启动的需求不兼容；
-燃烧室完全停机并切换到“转动”模式，即轴保持旋转。在该模式下，电动马达以大约正常运行速度的10％的速度驱动气体发生器，使得能够在零燃料消耗的情况下，显著缩短紧急再点火时间。
-燃烧室部分熄灭并设置在“超级空转”模式下。在该模式下，气体发生器部分地由燃烧室中的气体和燃料的燃烧驱动，且部分地由电动马达驱动。该模式消耗很少的燃料，但使得能够非常快速地重激活。
根据两个不同的水平，第一种模式被认为是停机模式，其他两种模式被认为是待机模式。优选地，在第二涡轮轴发动机待机期间，第二种模式在本发明中实现。
上述类型的涡轮轴发动机包括气体发生器和自由涡轮。增加到第二涡轮轴发动机的电动马达驱动气体发生器的轴。
有利地并且根据本发明，每个涡轮轴发动机包括：
-气体发生器和燃烧室，气体发生器包括通过轴连接的压缩机和涡轮，该燃烧室接收由压缩机压缩的空气并燃烧空气/燃料混合物以形成传输到气体发生器的涡轮的气体，
-自由涡轮，由气体发生器旋转地驱动并与输出轴成一体，所述输出轴连接到主变速箱，
以及热交换器被构造成通过回收的一部分热能，加热由第一涡轮轴发动机的压缩机压缩的空气。
有利地并且根据本发明，每个涡轮轴发动机包括排气喷嘴，热交换器被构造成从第一涡轮轴发动机的排气喷嘴处的废气中回收一部分热能。
本发明还涉及一种飞行器的推进系统，该推进系统包括主变速箱和连接到主变速箱的N个涡轮轴发动机，N为大于或等于3的整数，每个涡轮轴发动机包括自由涡轮，
其特征在于，N个涡轮轴发动机中的至少一个涡轮轴发动机称为第一涡轮轴发动机，该至少一个涡轮轴发动机包括热交换器，该热交换器被构造成从离开自由涡轮的废气中回收一部分热能，
以及推进系统包括至少一个计算机，该计算机被配置为控制N个涡轮轴发动机，并当N个涡轮轴发动机均未发生故障时，限制所述第一涡轮轴发动机的加速和减速，以限制热交换器处的动力瞬变。
有利地并且根据本发明，推进系统包括电动马达，该电动马达连接到至少一个其他涡轮轴发动机，该至少一个其他涡轮轴发动机称为第二涡轮轴发动机，且该电动马达被构造成在加速、启动和/或退出待机阶段期间辅助所述第二涡轮轴发动机。
本发明还涉及一种根据本发明的用于管理推进系统的方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
-控制第一涡轮轴发动机和第二涡轮轴发动机供给的能量以确保推进能量需求，
-在飞行器的巡航飞行期间，使第二涡轮轴发动机停机或待机，使得第一涡轮轴发动机提供所有推进能量，
-如果第二涡轮轴发动机停机或处于待机模式，且第一涡轮轴发动机供给的能量不再足以满足推进能量需求时，则使第二涡轮轴发动机重启或退出待机。
因此，根据本发明的方法使得在巡航飞行中能够以第一涡轮轴发动机的“单引擎操作”(也称为SEO)使用推进系统。在发生故障或需要额外的动力时，第二涡轮轴发动机恢复运行(重启或退出待机)。
优选地，重启或退出待机步骤包括辅助步骤，该辅助步骤利用连接到第二涡轮轴发动机的电动马达。
特别是在紧急情况下，通过电动马达的辅助可确保使第二发动机运行所需的时间受到限制。
本发明还涉及一种推进系统和一种管理方法，其特征在于，推进系统和管理方法结合了以上或以下提到的全部或部分特征。
附图说明
当阅读以下仅作为非限制性描述且参照附图给出的说明时，本发明的其它目的、特征和优点将显现，在附图中：
-图1a为根据本发明的实施例的推进系统的示意图，
-图1b为根据本发明的另一个实施例的推进系统的示意图，
-图2为表示在根据本发明的实施例的推进系统的第一运行阶段中，主变速箱的总动力、第一涡轮轴发动机的动力和第二涡轮轴发动机的动力随时间变化的曲线图，
-图3为表示在根据本发明的实施例的推进系统的第二运行阶段中，主变速箱的总动力、第一涡轮轴发动机的动力和第二涡轮轴发动机的动力随时间变化的曲线图，
-图4为表示在根据本发明的实施例的推进系统的第三运行阶段中，主变速箱的总动力、第一涡轮轴发动机的动力和第二涡轮轴发动机的动力随时间变化的曲线图，
-图5为表示根据现有技术以及根据本发明的两个实施例的推进系统的第一涡轮轴发动机和第二涡轮轴发动机的加速极限的曲线图，
-图6为表示在根据本发明的实施例的推进系统的第一故障模式下，主变速箱的总动力、第一涡轮轴发动机的动力和第二涡轮轴发动机的动力随时间变化的曲线图，
-图7为表示在根据本发明的实施例的推进系统的第二故障模式下，主变速箱的总动力、第一涡轮轴发动机的动力和第二涡轮轴发动机的动力随时间变化的曲线图。
具体实施方式
以下的实施例为示例。虽然说明书提到一个或多个实施例，但这不一定意味着每次参照均涉及同一实施例，或特征仅适用于一个实施例。不同实施例的简单特征也可被组合，以提供其他实施例。在附图中，出于说明和清楚的目的，不严格遵照比例和比率。
图1a示意性地示出了根据本发明的实施例的用于飞行器(例如直升机)的推进的推进系统10。图2、图3、图4、图6和图7以曲线图表示这种推进系统的不同运行阶段。
推进系统10以已知的方式包括主变速箱12和连接到主变速箱12的至少两个涡轮轴发动机，在本实例中两个涡轮轴发动机连接到主变速箱12，分别是第一涡轮轴发动机14a和第二涡轮轴发动机14b。在直升机中，主变速箱特别是连接到主旋翼，驱动主旋翼旋转以确保直升机的推进，且主变速箱连接到尾旋翼以控制设备的偏航。
每个涡轮轴发动机均以已知的方式包括气体发生器和燃烧室，该气体发生器包括通过轴(对于第一涡轮轴发动机14a和第二涡轮轴发动机14b，分别参照20a和20b)连接的压缩机(对于第一涡轮轴发动机14a和第二涡轮轴发动机14b，分别参照16a和16b)和涡轮(对于第一涡轮轴发动机14a和第二涡轮轴发动机14b，分别参照18a和18b)，该燃烧室(对于第一涡轮轴发动机14a和第二涡轮轴发动机14b，分别参照22a和22b)接收由压缩机压缩的空气并燃烧空气/燃料混合物以形成传输到气体发生器的涡轮的气体。每个涡轮轴发动机还包括自由涡轮，该自由涡轮(对于第一涡轮轴发动机14a和第二涡轮轴发动机14b，分别参照24a和24b)由气体发生器旋转地驱动并与输出轴(对于第一涡轮轴发动机14a和第二涡轮轴发动机14b，分别参照26a和26b)成一体，所述输出轴连接到主变速箱12。每个涡轮轴发动机还包括排气喷嘴。在自由涡轮的出口处，废气通过排气喷嘴排出。
推进系统10还包括至少一个计算机，优选地专用于每个涡轮轴发动机的计算机、被配置成控制两个涡轮轴发动机，特别地根据推进系统10的运行所需的能量来确定每个涡轮轴发动机必须提供的能量，在此第一计算机28a连接到第一涡轮轴发动机14a且第二计算机28b连接到第二涡轮轴发动机14b，。在两个涡轮轴发动机协同运行时，计算机28a和28b可以通过数字链路链接在一起以交换数据。
根据本发明的实施例的推进系统10与已知的推进系统的不同之处在于，第一涡轮轴发动机14a包括热交换器30，该热交换器使得能够从第一涡轮轴发动机的自由涡轮下游的废气中回收一部分热能。因此，热交换器30可以被布置在第一涡轮轴发动机的排气喷嘴处，其中可以从喷嘴中抽取一部分废气以供给热交换器30。
在图1b所示的另一个实施例中，热交换器30回收两个涡轮轴发动机的一部分热能。换言之，热交换器30被布置成从第一涡轮轴发动机14a的自由涡轮下游的废气中回收一部分热能，并从第二涡轮轴发动机14b的自由涡轮下游的废气中回收一部分热能。热交换器30可以位于第一涡轮轴发动机14a的排气喷嘴处，并位于第二涡轮轴发动机14b的排气喷嘴附近。
热交换器加热由压缩机16a压缩的、在进入燃烧室22a之前的气体。压缩气体的这种加热提高了燃烧室22a中的燃烧效率，并因此提高了第一涡轮轴发动机14a的整体效率。
然而，如前所述，热交换器对由于飞行瞬态引起的突然变化敏感，在飞行瞬态中所需的推进能量变化很大。因此，第一计算机28a被配置成限制第一涡轮轴发动机14a的加速和减速，以使得热交换器30能够被使用而不会退化。
另一方面，第二涡轮轴发动机14b是“普通”涡轮轴发动机，因为第二涡轮轴发动机14b不包括热交换器。因此，第二涡轮轴发动机14b的计算机28b具有比第一涡轮轴发动机14a的计算机小的加速极限限制。因此，第二涡轮轴发动机14b确保瞬态能量需求，例如在图2中可见，图2通过曲线图表示在根据本发明的实施例的推进系统的第一运行阶段中，主变速箱的总动力(参照曲线32)、第一涡轮轴发动机的动力(参照曲线34)和第二涡轮轴发动机的动力(参照曲线36)随时间的变化。
在第一步骤201中，由主变速箱12提供的总动力是由涡轮轴发动机提供的两个动力的总和。在第二步骤202中，推进能量需求增加：因此两个涡轮轴发动机将加速以提供更多能量：两个涡轮轴发动机的动力输出增加，总动力也增加。由于第一计算机28a的限制，由第一涡轮轴发动机14a提供的动力缓慢增加，且由第二涡轮轴发动机提供的动力更加迅速地增加，以便快速达到所需的总动力。在第二步骤结束时，达到所需的总动力。在第三步骤203中，第一涡轮轴发动机14a继续加速直到动力达到预定水平，以便涡轮轴发动机提供相似的动力。因此，为了保持恒定的总动力水平，第二涡轮轴发动机14b减速，直到第四步骤204，在该第四步骤中，涡轮轴发动机提供的动力是恒定的。
在减少所需的推进能量的情况下，运行是相似的：在第五步骤205中，两个涡轮轴发动机都减小所提供的动力，第一涡轮轴发动机14a的减速被限制；在第六步骤206中，在总动力恒定的情况下，第一涡轮轴发动机14a继续减速，同时第二涡轮轴发动机加速，且在第七步骤207中，所提供的动力是恒定的。
第二涡轮轴发动机14b的加速和减速必须用于补偿第一涡轮轴发动机14a的限制。为了辅助第二涡轮轴发动机，在图1a上可见，推进系统可以包括连接到气体发生器的轴的电动马达38，以便能够使第二涡轮轴发动机加速或减速。
根据未示出的另一个实施例，不存在电动马达，特别是如果第二涡轮轴发动机14b能够确保自身的加速和减速。
图3为表示在根据本发明的实施例的推进系统的第二运行阶段中，主变速箱的总动力、第一涡轮轴发动机的动力和第二涡轮轴发动机的动力随时间变化的曲线图。如图2所示，曲线分别参照32、34和36。
该曲线图对应于第二涡轮轴发动机的待机方法，在该待机方法中，第二涡轮轴发动机14b的燃烧室22b被关闭且气体发生器的轴20b处于“转动”模式，即由电动马达38缓慢旋转地驱动。该曲线图还示出了第二涡轮轴发动机的速度随时间的变化。
特别地，从初始步骤301开始，在该初始步骤中，两个涡轮轴发动机均在运行(AEO模式)，该方法包括空转步骤302，在该空转步骤中，第二涡轮轴发动机的速度及该第二涡轮轴发动机的动力输出被降低。第一涡轮轴发动机被加速以用于补偿这种动力损失，使得总动力是恒定的(加速仍受计算机的限制)。当第二涡轮轴发动机不再提供动力时，达到空转步骤303。停机步骤304通过使燃烧室停机而进一步降低速度，直到在最终步骤305中达到转动模式速度，在该转动模式速度下，第二涡轮轴发动机仅通过电动马达驱动直到该第二涡轮轴发动机退出待机。总动力仅由第一涡轮轴发动机提供，因此推进系统处于SEO模式。
在根据未示出的另一个实施例的方法中，然后可以通过停止气体发生器轴的旋转直到该旋转达到零rpm来关闭涡轮轴发动机。
图4为表示在根据本发明的实施例的推进系统的第三运行阶段中，主变速箱的总动力、第一涡轮轴发动机的动力和第二涡轮轴发动机的动力随时间变化的曲线图。如图2和图3那样，曲线分别参照32、34和36。
该曲线图对应于第二涡轮轴发动机的退出待机方法。该曲线图还表示第二涡轮轴发动机的速度40随时间的变化。因此，该曲线图对应于与图3的阶段相反的阶段，特别是：
-初始步骤401对应于处于待机的第二涡轮轴发动机，且第一涡轮轴发动机提供推进系统的所有动力。该步骤对应于图3中步骤305的情况；
-启动步骤402对应于第二涡轮轴发动机的燃烧室的点火，直到达到空转水平；
-空转步骤403对应于第二涡轮轴发动机处于空转，而不供给动力；
-空转输出步骤404对应于第二涡轮轴发动机的加速和第一涡轮轴发动机的受限制的减速；
-步骤405，在步骤405中，两个涡轮轴发动机均正常运行(AEO模式)，对应于图3中的初始状态301。
图5为表示根据现有技术以及根据本发明的两个实施例的推进系统的第一涡轮轴发动机和第二涡轮轴发动机的加速极限的曲线图。
在表示现有技术的第一曲线501中，两个涡轮轴发动机(第一涡轮轴发动机为501a且第二涡轮轴发动机为501b)的加速极限相等：这两个涡轮轴发动机相同。加速极限主要是涡轮轴发动机的物理极限。
第二曲线502表示本发明的第一实施例，其中第一涡轮轴发动机包括交换器且加速受到限制(参见曲线502a)，并且第二涡轮轴发动机是“经典的”，即没有电动辅助马达(参见曲线502b)。第二涡轮轴发动机的加速极限等于现有技术的加速极限，并且第一涡轮轴发动机由于该第一涡轮轴发动机的计算机的限制而具有较低的阈值。然而，如阴影区域所示，在第二涡轮轴发动机发生故障时的紧急情况下，第一涡轮轴发动机可以通过不约束该第一涡轮轴发动机来恢复该第一涡轮轴发动机的“经典”加速(参见下面图7中的描述)。
第三曲线503表示本发明的第二实施例，其中第一涡轮轴发动机包括交换器且加速受到限制(参见曲线503a)，并且第二涡轮轴发动机由电动马达辅助：因此，借助于电动马达的辅助，第二涡轮轴发动机的加速极限高于常规涡轮轴发动机的加速极限(参见曲线503b)。对于实施例，如阴影区域所示，在第二涡轮轴发动机发生故障时的紧急情况下，第一涡轮轴发动机可以通过不约束该第一涡轮轴发动机来恢复该第一涡轮轴发动机的“常规”加速(参见下面图7中的描述)。
图6为表示在根据本发明的实施例的推进系统的第一故障模式下，主变速箱的总动力、第一涡轮轴发动机的动力和第二涡轮轴发动机的动力随时间变化的曲线图。如图2、图3和图4那样，曲线分别参照32、34和36。图6还表示在该故障模式期间第二涡轮轴发动机的速度。
如参照图3和图4所述，该第一故障模式对应于第一涡轮轴发动机在SEO运行模式下的故障，即在故障发生时，仅第一涡轮轴发动机提供推进动力。
一旦检测到第一涡轮轴发动机的损失，则快速重激活命令发送到第二涡轮轴发动机。因此，第二涡轮轴发动机被猛烈地加速，直到该第二涡轮轴发动机达到的动力水平等于先前第一涡轮轴发动机在发生故障之前提供的动力。因此，第二涡轮轴发动机可提供主变速箱的全部动力。该运行模式被称为一个引擎不运行(OEI)模式。
快速重激活例如可以在电动马达的辅助下进行，例如电动马达由应急电源(例如超级电容器、热电池、电池等)供电，参见专利申请WO2015145042和WO2015145031。在没有电动马达的情况下，例如借助于合适的烟火装置也可以进行快速重激活，例如在申请WO2013160590中描述的。
图7为表示在根据本发明的实施例的推进系统的第二故障模式下，主变速箱的总动力、第一涡轮轴发动机的动力和第二涡轮轴发动机的动力随时间变化的曲线图。如图2、图3、图4和图6那样，曲线分别参照32、34和36。图7还表示在该故障模式期间第一涡轮轴发动机的速度。
如参照图2所述，该第二故障模式对应于第二涡轮轴发动机在AEO运行模式下的故障，即在故障发生时，两个涡轮轴发动机均向主变速箱提供推进动力。
在第二涡轮轴发动机发生故障时，第一涡轮轴发动机必须独自提供主变速箱的总动力需求。因此，该第一涡轮轴发动机必须加速以提供必要的动力，来用于补偿第二涡轮轴发动机的损失。然而，第二涡轮轴发动机的加速通常受到计算机的限制。在诸如这种情况的紧急情况下，由于涡轮轴发动机发生故障，第一计算机28a将解除第一涡轮轴发动机的加速/减速限制，使得该第一涡轮轴发动机可以快速地提供必要的动力，以免危及飞行器及其乘员。由于所提供的动力(和温度)快速变化，因此交换器将容易受到更迅速的损坏。
在SEO模式下，如果第二涡轮轴发动机处于待机且发生故障，则第一涡轮轴发动机已经提供了全部动力。然而，如果动力需求增加，则第一涡轮轴发动机将必须满足这些需求，因此计算机也将能够在必要时解除加速限制。
本发明不限于所描述的实施例。特别地，本发明还涉及具有两个以上涡轮轴发动机的多发动机推进系统。
这种推进系统包括主变速箱和连接到主变速箱的至少三个涡轮轴发动机。每个涡轮轴发动机可以包括自由涡轮。
涡轮轴发动机中的至少一个涡轮轴发动机包括热交换器，该热交换器被构造成从离开自由涡轮的废气中回收一部分热能。
电动马达可以连接到涡轮轴发动机中的至少一个其他涡轮轴发动机，并被构造成在加速、启动和/或退出待机阶段期间辅助该涡轮轴发动机。
推进系统包括至少一个计算机，该计算机被配置为控制涡轮轴发动机，并当涡轮轴发动机均未发生故障时，限制包括热交换器的涡轮轴发动机的加速和减速，以限制热交换器处的动力瞬变。
换言之，推进系统包括如上所述的第一涡轮轴发动机和第二涡轮轴发动机，以及其他涡轮轴发动机，其他涡轮轴发动机可以具有交换器和受限制的加速(类似于第一涡轮轴发动机)，或者可以不具有交换器并可以具有或不具有电动辅助马达(类似于第二涡轮轴发动机)。

Claims (13)

1.一种飞行器的推进系统，所述推进系统包括主变速箱(12)和连接到所述主变速箱(12)的至少两个涡轮轴发动机，分别是第一涡轮轴发动机(14a)和第二涡轮轴发动机(14b)，每个涡轮轴发动机包括自由涡轮(24a，24b)，
其特征在于，所述第一涡轮轴发动机(14a)包括热交换器(30)，所述热交换器被构造成从离开所述自由涡轮(24a，24b)的废气中回收一部分热能，
其中，所述推进系统包括至少一个计算机(28a，28b)，所述计算机被配置为控制两个涡轮轴发动机，并当所述涡轮轴发动机均未发生故障时，限制所述第一涡轮轴发动机(14a)的加速和减速，以限制所述热交换器(30)处的动力瞬变。
2.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，当所述涡轮轴发动机均未发生故障时，相对于所述热交换器(30)预先确定由所述计算机(28a，28b)施加在所述第一涡轮轴发动机(14a)上的加速极限和减速极限，以限制所述热交换器的热应力和机械应力。
3.根据权利要求2所述的推进系统，其特征在于，根据所述热交换器(30)的尺寸和机械强度预先确定所述加速极限和减速极限。
4.根据权利要求2或3所述的推进系统，其特征在于，根据所述热交换器(30)预先确定的所述加速极限和减速极限低于所述第一涡轮轴发动机(14a)的物理加速极限和减速极限，并且所述热交换器(30)不能承受与所述物理极限对应的、未被降低的动力瞬变。
5.根据前述权利要求中任一项所述的推进系统，其特征在于，所述计算机(28a，28b)在所述第一涡轮轴发动机(14a)上施加与所述第一涡轮轴发动机(14a)的物理加速极限和减速极限相对应的加速停止点和减速停止点，超过所述加速停止点和减速停止点，则所述涡轮轴发动机易于抽搐或熄火，且用于限制所述热交换器(30)处的动力瞬变的所述加速极限和减速极限小于所述加速停止点和减速停止点。
6.根据前述权利要求中的一项所述的推进系统，其特征在于，所述推进系统包括电动马达(38)，所述电动马达连接到所述第二涡轮轴发动机(14b)并被构造成在加速、启动和/或退出待机阶段期间辅助所述第二涡轮轴发动机(14b)。
7.根据前述权利要求中的一项所述的推进系统，其特征在于，每个涡轮轴发动机包括：
-气体发生器和燃烧室(22a，22b)，所述气体发生器包括通过轴(20a，20b)连接的压缩机(16a，16b)和涡轮(18a，18b)，所述燃烧室接收由所述压缩机(16a，16b)压缩的空气并燃烧空气/燃料混合物以形成传输到所述气体发生器的所述涡轮(18a，18b)的气体，
-自由涡轮(24a，24b)，所述自由涡轮由所述气体发生器旋转地驱动并与输出轴(26a，26b)成一体，所述输出轴连接到所述主变速箱(12)，
以及所述热交换器(30)被构造成通过回收的一部分热能，加热由所述第一涡轮轴发动机(14a)的所述压缩机(16a)压缩的空气。
8.根据前述权利要求中的一项所述的推进系统，其特征在于，每个涡轮轴发动机包括排气喷嘴，所述热交换器(30)被构造成从所述第一涡轮轴发动机(14a)的所述排气喷嘴处的废气中回收一部分热能。
9.根据前述权利要求中的一项所述的推进系统，其特征在于，所述热交换器(30)被构造成从两个涡轮轴发动机(14a，14b)的废气中回收一部分热能。
10.飞行器的推进系统，所述推进系统包括主变速箱和连接到所述主变速箱的N个涡轮轴发动机，N为大于或等于3的整数，每个涡轮轴发动机包括自由涡轮，
其特征在于，所述N个涡轮轴发动机中的至少一个涡轮轴发动机称为第一涡轮轴发动机，所述至少一个涡轮轴发动机包括热交换器，所述热交换器被构造成从离开所述自由涡轮的废气中回收一部分热能，
以及所述推进系统包括至少一个计算机，所述计算机被配置为控制所述N个涡轮轴发动机，并当所述N个涡轮轴发动机均未发生故障时，限制所述第一涡轮轴发动机的加速和减速，以限制所述热交换器处的动力瞬变。
11.根据权利要求10所述的推进系统，其特征在于，所述推进系统包括电动马达，所述电动马达连接到至少一个其他涡轮轴发动机，所述至少一个其他涡轮轴发动机称为所述第二涡轮轴发动机，且所述电动马达被构造成在加速、启动和/或退出待机阶段期间辅助所述第二涡轮轴发动机。
12.一种用于管理根据权利要求1至11中的一项所述的推进系统(10)的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
-控制由所述第一涡轮轴发动机(14a)和所述第二涡轮轴发动机(14b)供给的能量以确保推进能量需求，
-在所述飞行器的巡航飞行期间，使所述第二涡轮轴发动机(14b)停机或待机，使得所述第一涡轮轴发动机(14a)提供所有推进能量，
-如果所述第二涡轮轴发动机停机或处于待机，且由所述第一涡轮轴发动机(14a)供给的能量不再足以满足所述推进能量需求，则使所述第二涡轮轴发动机(14b)重启或退出待机。
13.根据权利要求12所述的管理方法，其特征在于，所述重启或退出待机步骤包括由连接到所述第二涡轮轴发动机(14b)的电动马达(38)进行辅助的步骤。
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