CN113544373A - 用于调节涡轮机排气温度的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于调节涡轮机(1)的排气温度的方法，该方法包括以下步骤：‑调节注入到涡轮机(1)的燃烧室(5)中的燃料，使得涡轮机(1)产生目标推力；‑调节通过电动马达(10)注入到由涡轮(6、7)驱动旋转的轴(8、9)上的机械动力，当涡轮(6、7)的叶片(61)和壳体(62)之间的间隙超过阈值时，电动马达(10)被激活。

Description

用于调节涡轮机排气温度的方法
技术领域
本发明涉及用于飞行器的涡轮机的总体领域。
背景技术
当前，在包括冷涡轮机的飞行器起飞期间，例如在当天涡轮机的第一次循环期间，当前的涡轮机可能经历排气温度的峰值。
实际上，当涡轮机已获得其起飞推力时，气体的排气温度可能达到温度峰值，这会导致涡轮机劣化。此外，为了将这种现象考虑在内，在不得超过的最高温度和涡轮机设计成运行的设定温度之间提供了裕度，该裕度对涡轮机的效率产生负面影响。
此外，这种排气温度峰值现象出现在每次循环中，但在涡轮机冷时更为重要。
发明内容
因此，本发明具有的主要目的是提供一种应对上述问题的解决方案。
根据第一方面，本发明涉及一种调节涡轮机排气温度的方法，该方法包括以下步骤：
-调节注入到涡轮机燃烧室中的燃料，使得涡轮机产生目标推力；
-调节通过电动马达注入到由涡轮驱动旋转的轴上的机械动力，当涡轮的叶片和壳体之间的间隙超过阈值时激活电动马达。
实际上，申请人已经注意到涡轮机的过热是由涡轮叶片末端的间隙临时打开的现象引起的，并且特别是高压涡轮。由于涡轮的叶片和壳体之间的热膨胀差异，间隙的打开发生。实际上，涡轮的壳体具有的热惯性通常低于涡轮的盘的热惯性。涡轮的壳体和叶片末端之间间隙的增加会对涡轮的效率产生负面影响，从而导致燃料消耗的增加，在给定的推力下，燃料消耗的增加导致涡轮机排气温度升高。
有利地，本发明涉及一种用于在飞行器的起飞阶段调节所述飞行器的涡轮机的排气温度的方法。
根据一种可能的特征，通过确定涡轮机的排气温度来实现通过电动马达注入机械动力的调节，当涡轮机的排气的温度达到预定阈值时，电动马达将机械动力注入到由涡轮驱动旋转的轴上。
根据一种可能的特征，取决于涡轮机的排气温度相对于预定阈值的超过量，注入到由涡轮驱动旋转的轴上的机械动力是可变的。因此，当涡轮机的排气的温度超过预定阈值时，机械动力的注入可以更大。
根据一种可能的特征，涡轮机的排气的温度基于注入到燃烧室中的燃料确定。
根据一种可能的特征，涡轮机的排气的温度通过传感器的测量确定。
根据一种可能的特征，通过确定涡轮的叶片和壳体之间的间隙来实现通过电动马达注入机械动力的调节，当涡轮的叶片和壳体之间的间隙达到阈值时，电动马达将机械动力注入到由涡轮驱动旋转的轴上。
根据一种可能的特征，取决于涡轮的壳体和叶片之间的间隙相对于阈值的超过量，注入到由涡轮机旋转驱动的轴上的机械动力是可变的。因此，随着涡轮的叶片和壳体之间的间隙超过阈值，机械动力的注入可以更大。
根据一种可能的特征，涡轮的叶片和壳体之间的间隙通过传感器的测量确定。
根据一种可能的特征，涡轮的叶片和壳体之间的间隙基于由控制系统测量的发动机参数构建的模型确定。因此，根据一种可能的特征，涡轮的叶片和壳体之间的间隙基于涡轮中的空气温度(气流的温度)和涡轮的壳体的温度确定。
根据一种可能的特征，涡轮的叶片和壳体之间的间隙基于涡轮的壳体的温度和涡轮盘的温度确定。
根据一种可能的特征，通过测量由涡轮机产生的推力实现通过电动马达注入机械动力的调节，当涡轮机产生的推力达到阈值时，电动马达将机械动力注入到由涡轮驱动旋转的轴上。
根据一种可能的特征，电动马达在100秒到400秒之间的时间段内被激活。
根据第二方面，本发明涉及一种用于飞行器的涡轮机，包括：
-位于燃烧室下游并连接到轴的涡轮，其包括壳体和多个叶片；
-燃料注入装置，其构造成将燃料注入到燃烧室中；
-推力计算装置，其构造成计算由涡轮机产生的推力；
-连接到轴的电动马达；
-控制系统，其连接到推力计算装置、燃料注入装置和电动马达，控制系统构造成实施根据前述特征中任一项的方法。
根据一种可能的特征，涡轮机是双转子双流式的，涡轮是高压涡轮，并且轴是高压轴。
根据第三方面，本发明涉及一种包括根据前述特征中任一项的涡轮机的飞行器。
附图说明
本发明的其它特征和优点将被下面参照附图给出的描述披露，附图示出了示例性实施例，而没有任何限制性质。
[图1]图1示意性地示出了用于飞行器的涡轮机。
[图2]图2示出了现有技术的涡轮机和根据本发明的涡轮机的排气温度演变的比较。
具体实施方式
图1示意性地示出了双转子和双流式的飞行器涡轮机1，其在空气的流动方向上从上游到下游包括：风扇2、低压(LP)压缩机3、高压(HP)压缩机4、燃烧室5、高压(HP)涡轮6和低压(LP)涡轮7。然而，本发明可以应用于具有不同结构的涡轮机。
高压涡轮6通过高压轴8连接到高压压缩机4，而低压涡轮7通过低压轴9连接到低压压缩机3和风扇2。
高压涡轮6包括由壳体62围绕的多个叶片61。叶片61包括面对壳体62定位的末端，叶片61的末端通过间隙与所述壳体62间隔开。
涡轮机1还包括连接到高压轴8的电动马达10，电动马达10允许驱动所述高压轴8旋转。电动马达10可以例如放置在涡轮机1的附件齿轮箱(AGB或英文“accessorygearbox”)中。电动马达10可以例如由电池11供应电力。
涡轮机1包括燃料注入装置12，其允许将燃料注入到燃烧室5中。燃料注入装置12可以特别地包括连接到燃料贮箱的泵。
涡轮机1还包括推力计算装置13，其构造成计算涡轮机1在其运行期间产生的推力。涡轮机1产生的推力例如可以基于风扇2的转速、涡轮机1上游的总压力、涡轮机1上游的总温度以及外界空气温度与标准大气的差值(ISA为“国际标准大气”)来计算。涡轮机1产生的推力也可以基于风扇2中的气压和低压涡轮7中的气压来计算。因此，推力计算装置13可以包括分布在涡轮机1或飞行器上的多个传感器，以测量允许计算由飞行器产生的推力的物理量。
涡轮机1包括连接到电动马达10、燃料注入装置12和推力计算装置13的控制系统14。控制系统14也可以连接到电池11。控制系统14因此提供电动马达10和燃料注入装置12的控制，并且控制系统14获取由推力计算装置13计算的推力。根据可能的变型，电动马达的运行所需的电力通过位于飞行器中并因此在涡轮机1外部的电源供电。飞行器中的该电源可以例如包括辅助动力单元(APU，根据英文为“Auxiliary Power Unit”)。
控制系统14构造成实施用于调节涡轮机1的排气温度的方法。为此，控制系统14可以包括，一方面该方法被记录在其中的存储器，以及另一方面用于执行记录在存储器中的方法的处理器。
用于调节涡轮机1的排气温度的方法包括以下步骤：
-调节进入燃烧室12的燃料注入，使得涡轮机1产生目标推力；
-通过电动马达10调节机械动力在高压轴8上的注入，当叶片61的末端和壳体62之间的间隙超过阈值时启动电动马达10。间隙的阈值例如可以是0.6mm。
该方法的各步骤同时进行。
申请人实际上意识到，由于叶片61和壳体62之间的间隙太大，从而导致高压涡轮6的效率降低，较佳地经由电动马达10注入机械动力，而不是将附加的燃料注入到燃烧室5中以补偿效率的损失。
该调节方法特别有利于飞行器的起飞阶段，并且尤其是在涡轮机当天第一次启动期间。因此，目标推力值可以等于起飞推力。
由电动马达10注入机械动力可以包括在100秒到400秒之间的持续时间内完成，或者在100秒到300秒之间的持续时间内完成，或者在200秒到300秒之间的持续时间内完成。申请人实际上已经注意到壳体62和叶片61之间的间隙趋于打开一段通常可以达到400秒的持续时间，间隙的打开在开始时达到峰值，然后逐渐减小。
这种方法可以根据三种可能的变型来实现。
根据第一种可能的变型，叶片61和壳体62之间的间隙大于阈值的事实通过使用涡轮机1的排气的温度(EGT或“排气温度”)来检测。申请人实际上已经注意到涡轮机1的排气温度与叶片61和壳体62之间的间隙之间的联系，涡轮机1的排气温度过高是由于由叶片61和壳体62之间的间隙增加引起的燃料的过度消耗。
因此，根据第一变型，由控制系统14通过确定涡轮机1的排气的温度来完成通过电动马达10注入机械动力的调节，当涡轮机1的排气的温度达到预定阈值时，控制系统14控制由电动马达10注入到高压轴8上的机械动力。通过控制系统14来调节电动马达10使用闭环实现。
涡轮机1的排气的温度可以通过使用物理模型基于进入燃烧室的燃料的注入来确定，该物理模型进入控制系统，并且该物理模型根据注入的燃料给出排气的温度。
涡轮机1的排气的温度也可以通过用位于涡轮机1的排气壳中的温度传感器来测量排气的所述温度确定，所述温度传感器连接到控制系统14。根据另一替代方案，温度传感器可以位于低压引导喷嘴中或位于低压引导喷嘴的水平处。低压引导喷嘴由低压涡轮7的固定叶片形成。
根据第二种可能的变型，由控制系统14执行的通过电动马达10注入机械动力的调节是通过确定高压涡轮6的叶片61和壳体62之间的间隙来完成的，当涡轮的叶片和壳体之间的间隙达到阈值时，控制系统14激活由电动马达10在高压轴8上注入机械动力。通过控制系统14调节电动马达10以闭环来实现。
叶片61的末端和壳体62之间的间隙可以借助安装在高压涡轮6上的传感器来确定，该传感器测量叶片61的末端和壳体62之间的距离。
壳体62和叶片61之间的间隙也可以基于高压涡轮6处的空气温度(气流的温度)和壳体62的温度来确定，从而允许确定高压涡轮6的盘和壳体62之间的热膨胀的差异。
根据另一种可能的解决方案，叶片61和壳体62之间的间隙可以基于壳体62的温度和高压涡轮6的盘的温度确定，从而允许确定高压涡轮6的盘和壳体62之间的热膨胀的差异。
根据第三种可能的变型，机械动力的注入的调节以开环进行，而不是如第一变型和第二变型中的情况那样以闭环进行。在第三变型中，当涡轮机1产生的推力达到阈值时，控制系统14控制电动马达10以将机械动力注入高压轴8上。
当产生的推力达到阈值时，在高压轴8上注入机械动力是根据预定的并且记录在控制系统14上的轮廓来执行的。根据有利的变型，机械动力注入轮廓基于考虑最坏的情况，其中涡轮机1的效率受到壳体62和叶片61之间的间隙的打开的负面影响的情况。
有利地，当涡轮机1产生的推力达到目标值、特别是起飞推力时，控制系统14激活电动马达10以注入机械动力。
申请人实际上已经注意到壳体62和叶片61之间的间隙在涡轮机1的加速结束时趋于增加，最大间隙出现在加速结束后大约1分钟。
如能在图2中看出的，图2示出了现有技术的涡轮机和根据本发明的涡轮机之间的排气温度演变的差异，本发明允许减少、甚至消除飞行器第一次起飞期间涡轮机1的排气的温度峰值。
在上述示例性实施例中，待监测的间隙是高压涡轮6的间隙并且电动马达10将机械动力注入到高压轴8上；然而本发明也可以应用于低压涡轮7，电动马达10将机械动力注入到低压轴9上。

Claims (12)

1.一种调节涡轮机(1)的排气温度的方法，所述方法包括以下步骤：
-调节注入到所述涡轮机(1)的燃烧室(5)中的燃料，使得所述涡轮机(1)产生目标推力；
-调节通过电动马达(10)注入到由涡轮(6、7)驱动旋转的轴(8、9)上的机械动力，当所述涡轮(6、7)的叶片(61)和壳体(62)之间的间隙超过阈值时，所述电动马达(10)被激活。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，通过确定所述涡轮机(1)的排气温度来实现通过所述电动马达(10)注入机械动力的调节，当所述涡轮机(1)的排气温度达到预定阈值时，所述电动马达(10)将机械动力注入到由所述涡轮(6、7)驱动旋转的轴(8、9)上。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述涡轮机(1)的所述排气的温度基于注入到所述燃烧室(5)中的燃料确定。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述涡轮机(1)的所述排气的温度通过传感器的测量确定。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，通过确定所述涡轮(6、7)的所述叶片(61)和所述壳体(62)之间的间隙来实现通过所述电动马达(10)注入机械动力的调节，当所述涡轮(6、7)的所述叶片(61)和所述壳体(62)之间的间隙达到阈值时，所述电动马达(10)将机械动力注入到由所述涡轮(6、7)驱动旋转的轴(8、9)上。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述涡轮(6、7)的所述叶片(61)和所述壳体(62)的间隙通过传感器的测量确定。
7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，基于所述涡轮(6、7)中的空气温度和所述涡轮(6、7)的所述壳体(62)的温度确定所述涡轮(6、7)的所述叶片(61)和所述壳体(62)之间的间隙。
8.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，基于所述涡轮(6、7)的所述壳体(62)的温度和所述涡轮(6、7)的盘的温度确定所述涡轮(6、7)的所述叶片(61)和所述壳体(62)之间的间隙。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，通过测量由所述涡轮机(1)产生的推力来实现通过电动马达(10)注入机械动力的调节，当所述涡轮机(1)产生的推力达到预定阈值时，所述电动马达(10)将机械动力注入到由所述涡轮(6、7)驱动旋转的轴(8、9)上。
10.一种用于飞行器的涡轮机(1)，包括：
-位于燃烧室(5)下游并连接到轴(8、9)的涡轮(6、7)，所述涡轮(6、7)包括壳体(62)和多个叶片(61)；
-燃料注入装置(12)，所述燃料注入装置构造成将燃料注入到所述燃烧室(5)中；
-推力计算装置(13)，所述推力计算装置构造成计算由所述涡轮机(1)产生的推力；
-连接到所述轴(8、9)的电动马达(10)；
-控制系统(12)，所述控制系统连接到所述推力计算装置(13)、所述燃料注入装置(12)和所述电动马达(10)，所述控制系统(12)构造成实施根据权利要求1至9中任一项所述的方法。
11.根据权利要求10所述的涡轮机(1)，其特征在于，所述涡轮机(1)是双转子双流式的，所述涡轮(6)是高压涡轮并且所述轴(8)是高压轴。
12.一种包括根据权利要求10或11中任一项所述的涡轮机(1)的飞行器。
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