ES2698380T3 - Sistema de control de combustible para un motor de turbina de gas de una aeronave - Google Patents

Sistema de control de combustible para un motor de turbina de gas de una aeronave Download PDF

Info

Publication number
ES2698380T3
ES2698380T3 ES15382618T ES15382618T ES2698380T3 ES 2698380 T3 ES2698380 T3 ES 2698380T3 ES 15382618 T ES15382618 T ES 15382618T ES 15382618 T ES15382618 T ES 15382618T ES 2698380 T3 ES2698380 T3 ES 2698380T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
fuel
pressure
pump
control system
injector
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.)
Active
Application number
ES15382618T
Other languages
English (en)
Inventor
Salvatore Demelas
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.)
Airbus Operations SL
Original Assignee
Airbus Operations SL
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 Airbus Operations SL filed Critical Airbus Operations SL
Application granted granted Critical
Publication of ES2698380T3 publication Critical patent/ES2698380T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • 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
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • 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
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/232—Fuel valves; Draining valves or systems
    • 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
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • 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
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/30—Control of fuel supply characterised by variable fuel pump output
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
    • 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
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • 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
    • F05D2270/301—Pressure
    • 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
    • F05D2270/301—Pressure
    • F05D2270/3013—Outlet pressure
    • 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
    • F05D2270/306—Mass flow
    • 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)
  • Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)

Abstract

Un sistema (1) de control de combustible para un motor de turbina de gas de una aeronave que comprende: - un motor (18) que tiene una caja (2) de engranajes y una cámara (6) de combustión, - un tanque (3) de combustible para contener combustible, - una bomba (9) de combustible de alta presión para bombear combustible desde el tanque (3) de combustible hacia la cámara (6) de combustión, y - un sensor (11) de presión de combustible colocado para detectar la presión del combustible bombeado, caracterizado porque el sistema (1) comprende, además - al menos un inyector (7) de combustible controlado eléctricamente para inyectar un caudal del combustible bombeado en la cámara (6) de combustión, - un sensor (12) de temperatura de combustible colocado para detectar la temperatura del combustible bombeado, y - un controlador (5) de combustible acoplado eléctricamente a los sensores (11, 12) de presión y temperatura de combustible para calcular la densidad del combustible de acuerdo con los valores detectados, - en el que el controlador (5) de combustible está acoplado eléctricamente con el al menos un inyector (7) de combustible para determinar la tasa de inyección de flujo de combustible, - en el que el controlador (5) de combustible está adaptado para calcular la cantidad del combustible inyectado, de acuerdo con la densidad de combustible y la tasa de inyección de flujo de combustible, - en el que el controlador (5) de combustible está acoplado eléctricamente a la bomba (9) de combustible para establecer un valor de presión de salida de bomba, de acuerdo con la cantidad del combustible inyectado, de tal manera que se suministre un valor constante de presión de combustible a el al menos un inyector (7) de combustible con el fin de inyectar una presión de inyección de combustible constante en la cámara (6) de combustión, y - en el que el controlador (5) de combustible está adaptado, además, para ajustar el caudal de inyección de flujo de combustible de al menos un inyector (7) de combustible para suministrar al menos un inyector (7) de 25 combustible con un valor de presión de combustible constante.

Description

DESCRIPCIÓN
Sistema de control de combustible para un motor de turbina de gas de una aeronave
Objeto de la invención
La presente invención se refiere a un nuevo sistema de control, presurización y distribución de combustible para un motor de turbina de gas de una aeronave, en particular, para aquellas aeronaves cuyos sistemas de control de combustible de motor principal y/o unidad de potencia auxiliar comprenden una unidad de control de combustible (FCU) mecánica, un controlador de combustible (tal como una Unidad Electrónica de Motor (ECU)), y una pluralidad de toberas para distribuir el combustible presurizado recibido desde la FCU a la cámara de combustión del motor. Un objeto de la invención es proporcionar un sistema de control de combustible que mejore el rendimiento y la emisión de motores de turbina de gas convencionales, por desacoplamiento de la eficacia de la presurización de combustible y la administración a la cámara de combustión de la fase de operación (arranque, enfriamiento, ralentí, trabajando,) y la condición de carga (carga escalonada, carga completa, carga parcial, ...).
Otro objeto de la presente invención es proporcionar un sistema de control de combustible que minimice el peso de sistemas de control de combustible convencionales, y al mismo tiempo simplifique el sistema, y evite el uso de la unidad de control de combustible mecánica, permitiendo ahorrar costes y espacio cuando se instala en la aeronave.
Antecedentes de la invención
La unidad de potencia auxiliar (APU) es un motor de turbina de gas que suministra potencia eléctrica y neumática a los sistemas de aeronave como fuente de energía auxiliar o secundaria. La APU permite que la aeronave sea autónoma de fuentes externas de potencia eléctrica y neumática en tierra o durante el vuelo.
Convencionalmente, el sistema de control de combustible de APU es principalmente un sistema mecánico en el que el controlador de combustible controla el motor mediante la modulación de la presión de combustible administrada a las toberas desde la unidad de control de combustible.
Las unidades de control de combustible usadas actualmente necesitan garantizar que el combustible se presuriza, filtra, regula, distribuye mecánicamente a los colectores de combustible de motor primario y secundario y se recupera durante una parada de motor para evitar la liberación de vapor de combustible al ambiente (válvula ecológica). Adicionalmente, para garantizar una operación fiable, dichas unidades de control de combustible necesitan incluir válvulas mecánicas adicionales (alivio de presión, corte...). Estos requisitos convierten las FCU convencionales en un elemento mecánico sumamente complejo y pesado que es accionado mecánicamente por la caja de engranajes de accesorios de motor.
Como se muestra en la Figura 1, un sistema de control de combustible convencional comprende un tanque (3) de combustible que contiene combustible, una FCU (4), una bomba de combustible de CC de APU (8) para alimentar la FCU (4) desde el tanque (3) de combustible cuando las bombas de combustible de motores principales están inactivas, una caja de engranajes de APU (2) para accionar mecánicamente la FCU (4), al menos una tobera (10) para distribuir el combustible presurizado recibido de la FCU (4) a la cámara de combustión de APU (6), y dicha cámara de combustión de APU (6). Adicionalmente, los sistemas convencionales comprenden un controlador de combustible (5) adaptado para modular la presión de combustible entregada a las toberas (10) mediante actuación en la FCU (4).
No obstante, el rendimiento y la emisión de estos sistemas convencionales dependen de la fase de operación de APU (arranque, enfriamiento, ralentí, trabajo...) y la condición de carga de APU (carga escalonada, carga completa, carga parcial...), dado que las toberas únicamente llegan a una atomización de combustible óptima cuando la APU está en operación continua con una condición de carga alta. En tales condiciones, las toberas son suministradas con la presión más alta, permitiendo la mejor atomización de combustible y distribuir gotitas de combustible de tamaño mínimo.
La figura 2 muestra una tobera (10) convencional que distribuye combustible a diferentes presiones. En la figura 2a la tobera (10) es suministrada con una presión baja de combustible. En la figura 2b la tobera (10) es suministrada con una presión media de combustible. Y en la figura 2c la tobera (10) es suministrada con una presión alta de combustible. Como se representa, cuando una tobera es suministrada con presión alta, el patrón de atomización se extiende cubriendo grandes áreas y distribuyendo gotitas de tamaño mínimo.
Un ejemplo de un control para proporcionar combustible a una APU puede encontrarse en la solicitud de patente Europea N° EP-2541024-A2, el control incluye una velocidad de motor eléctrico constante, una primera bomba accionada por el motor y una segunda bomba accionada por el motor, en el que el motor eléctrico, la primera bomba y la segunda bomba proporcionan combustible a suficiente capacidad de presión/flujo para ejecutar el APU.
Por lo tanto, sería deseable proporcionar medios técnicos que logren mejores rendimiento y emisión de motores de turbina de gas convencionales en cualquier estado de operación y de carga del motor. Además, sería deseable simplificar los sistemas de control de combustible convencionales, y reducir el peso asociado al tiempo que se minimiza el coste de los sistemas de control de combustible convencionales.
Sumario de la invención
La presente invención vence los inconvenientes mencionados anteriormente al proporcionar un sistema de control de combustible de acuerdo con las características de la reivindicación 1, que mejora el rendimiento y la emisión de un motor de turbina de gas, al mismo tiempo que proporciona un sistema simplificado con respecto a sistemas convencionales, y logra una reducción de peso y coste.
La invención se refiere a un sistema de control de combustible para un motor de turbina de gas de una aeronave que comprende un motor que tiene una caja de engranajes y una cámara de combustión, y un tanque de combustible para contener combustible. De acuerdo con la invención, el sistema comprende, además, una bomba de combustible de alta presión para bombear combustible desde el tanque de combustible hacia la cámara de combustión, al menos un inyector de combustible controlado eléctricamente para inyectar un caudal del combustible bombeado en la cámara de combustión, un sensor de presión de combustible colocado para detectar la presión del combustible bombeado, un sensor de temperatura de combustible colocado para detectar la temperatura del combustible bombeado, y un controlador de combustible acoplado eléctricamente a los sensores de presión y temperatura de combustible para calcular la densidad de combustible de acuerdo con los valores detectados. Además, el controlador de combustible está acoplado eléctricamente al al menos un inyector de combustible para determinar la tasa de inyección de flujo de combustible. El controlador de combustible está adaptado para calcular la cantidad de combustible inyectado, de acuerdo con la densidad de combustible y la tasa de inyección de flujo de combustible. Adicionalmente, el controlador de combustible está acoplado eléctricamente a la bomba de combustible para establecer un valor de presión de salida de bomba, de acuerdo con la cantidad del combustible inyectado, de tal manera un valor de presión constante se suministra al al menos un inyector de combustible, con el fin de inyectar una presión de inyección de combustible constante en la cámara de combustión.
El controlador de combustible está acoplado tanto con el sensor de presión de combustible como con el sensor de temperatura de combustible para calcular la densidad de combustible bombeado, y con el al menos un inyector de combustible para detectar la tasa de inyección que está siendo administrada por dicho inyector. Basándose en la densidad de combustible y de la tasa de inyección de flujo, el controlador de combustible puede calcular la cantidad de combustible que se está inyectando directamente en la cámara de combustión. De acuerdo con esto, el controlador de combustible está adaptado, además, para establecer un valor de presión de salida en la bomba de combustible, de tal manera un valor de presión constante se suministra al al menos un inyector de combustible. De este modo, se inyecta una presión de inyección de combustible constante a la cámara de combustión. De este modo, la tasa de inyección de combustible requerida es inyectada de manera fiable en cualquier momento en la cámara de combustión por el al menos un inyector de combustible.
De este modo, la invención permite que el al menos un inyector de combustible trabaje constantemente a una presión de combustible máxima, de modo que se garantiza una atomización de combustible óptima en todas las condiciones (velocidad/carga) de operación de motor. Esta actualización en la atomización de combustible mejora el rendimiento global del motor de turbina de gas.
Al proporcionar un controlador de combustible que está adaptado para vigilar la presión de combustible, la temperatura de combustible y el caudal inyectado en la cámara de combustión, y que también está adaptado para calcular un valor de presión de salida de bomba para que el al menos un inyector de combustible sea suministrado con un valor constante de presión de combustible, la invención evita la necesidad de la FCU.
Dado que la FCU es un elemento mecánico sumamente complejo y pesado que es accionado mecánicamente por la caja de engranajes, la invención confiere al sistema una mejora de peso y simplicidad, y también una mejor respuesta del motor en cualquier condición de velocidad o carga. Adicionalmente, la invención desacopla la atomización de combustible de la operación de motor.
Adicionalmente, al proporcionar una bomba de combustible de alta presión, la invención permite eliminar la bomba de combustible alimentada por CC, que convencionalmente alimenta la FCU desde los tanques de combustible cuando las bombas de combustible de los motores principales están inactivas.
Sin la necesidad de la FCU ni de la bomba de combustible alimentada por CC, la invención simplifica el sistema de control de combustible, y permite reducir los costes de instalación, recurrentes y directos de los componentes mencionados, y también de los otros componentes necesarios para su funcionamiento. De este modo, la invención reduce también los costes de mantenimiento que conllevan los sistemas convencionales.
Adicionalmente, la invención logra una significativa reducción de peso al prescindir de la FCU y la bomba de combustible alimentada por CC, y, a su vez necesitar únicamente una simple bomba de combustible de alta presión. Asimismo, al proporcionar un sistema de control de combustible que únicamente necesita una bomba de combustible de alta presión en lugar de la FCU y la bomba de combustible alimentada por CC, la invención permite ahorrar espacio, ofreciendo de ese modo espacio extra ya sea para encaminar arneses para cualquier otro sistema de aeronave nuevo o existente, o para colocar cualquier equipo de aeronave nuevo o existente.
Breve descripción de los dibujos
Para una mejor comprensión de la invención, se proporcionan los siguientes dibujos con fines ilustrativos y no limitativos, en los que:
La figura 1 muestra una vista esquemática de un sistema de control de combustible convencional para una unidad de potencia auxiliar de una aeronave, en la que se utiliza una FCU, una bomba de combustible alimentada por CC de APU, y al menos una tobera para distribuir combustible desde el tanque de combustible a la cámara de combustión de APU.
La figura 2 muestra una vista esquemática de diferentes patrones de atomización de combustible mediante una tobera, que es suministrada por diferentes presiones de combustible.
La figura 3 muestra una vista esquemática de un sistema de control de combustible de acuerdo con una realización de la presente invención.
La figura 4 muestra una vista esquemática de un sistema de control de combustible de acuerdo con otra realización de la presente invención.
La figura 5 muestra un patrón de distribución típico del tamaño de gotita obtenido por toberas convencionales.
La figura 6 muestra un patrón de gotita de una inyección a alta presión por parte del al menos un inyector de combustible controlado eléctricamente.
Realización preferente de la invención
La figura 3 muestra una vista esquemática de un sistema 1 de control de combustible para un motor de turbina de gas de una aeronave de acuerdo con la invención. Como lo es convencionalmente, el sistema 1 de control de combustible de la figura 3 comprende un motor 18 que tiene una caja 2 de engranajes y una cámara 6 de combustión, y un tanque 3 de combustible para contener combustible. Adicionalmente, y de acuerdo con la invención, el sistema 1 comprende además una bomba 9 de combustible de alta presión, al menos un inyector 7 de combustible controlado eléctricamente, un sensor 11 de presión de combustible, un sensor 12 de temperatura de combustible, y un controlador de combustible 5. La bomba 9 de combustible de alta presión está conectada al tanque 3 de combustible para bombear combustible desde el tanque 3 de combustible hacia la cámara 6 de combustión. El al menos un inyector 7 de combustible controlado eléctricamente recibe el combustible bombeado de la bomba 9 de combustible, y es adecuado para inyectar un caudal controlable del combustible a la cámara de combustión 6. El sensor 11 de presión de combustible y el sensor 12 de temperatura de combustible están colocados para detectar respectivamente la presión y la temperatura del combustible bombeado. Finalmente, como se muestra, el controlador 5 de combustible está acoplado eléctricamente a la bomba 9 de combustible, el sensor 11 de presión de combustible, el sensor 12 de temperatura de combustible, y el al menos un inyector 7 de combustible. El controlador 5 de combustible está adaptado para calcular la densidad de combustible de acuerdo con los valores de presión y temperatura medidos, y para determinar la tasa de inyección de flujo de combustible mediante su acoplamiento con el al menos un inyector 7 de combustible. A partir de ambos parámetros, la densidad de combustible y la tasa de inyección de flujo de combustible, el controlador de combustible 5 está adaptado para calcular la cantidad del combustible inyectado para establecer un valor de presión de salida de bomba de tal manera que se suministre un valor constante de presión de combustible a el al menos un inyector de combustible 7. De este modo, una presión de inyección de combustible constante a la cámara 6 de combustión es inyectada por el al menos un inyector 7 de combustible.
De este modo, el sistema 1 de control de combustible logra suministrar una presión de combustible constante alta a el al menos un inyector 7 de combustible, y de este modo, distribuir una presión de inyección de combustible alta constante a la cámara 6 de combustión.
De este modo, se logra una atomización de combustible óptima (mínimo tamaño de gotita de combustible) en cualquier fase de operación y/o condición de carga del motor. De este modo, al contrario que el estado de la técnica, las emisiones y el rendimiento del sistema de control de combustible ya no son dependientes de la fase de operación y/o de las condiciones de carga del motor.
El controlador 5 de combustible se adapta, además, para ajustar el caudal de inyección de flujo de combustible de al menos un inyector 7 de combustible para suministrar al menos un inyector 7 de combustible con un valor de presión de combustible constante alto. Al regular la tasa de inyección de flujo de combustible, el controlador 5 de combustible regula la cantidad del combustible inyectado.
De este modo, en esta realización, el controlador de combustible 5 está adaptado para controlar tanto la presión de salida del combustible 9 bombeado como el flujo de combustible del al menos un inyector de combustible 7, para suministrar a el al menos un inyector 7 de combustible un valor constante de presión de combustible. De este modo, el caudal de combustible del inyector 7 de combustible puede ser variado por el controlador 5 de combustible para obtener la cantidad de combustible instantánea deseada al tiempo que se asegura un valor de presión de entrada constante con el que suministrar a el al menos un inyector 7 de combustible.
De acuerdo con otra realización preferente, el motor 18 comprende, además, un eje y el sistema 1 de control de combustible comprende, además, un sensor 14 de velocidad de motor, en el que el sensor 14 de velocidad de motor está acoplado al motor 18 para detectar el valor instantáneo de velocidad del eje, y en el que el controlador 5 de combustible está adaptado, además, para recibir información 13 de carga de motor y para modificar el valor de presión de salida de bomba de combustible considerando los valores de carga y velocidad para suministrar un valor de presión de combustible constante al al menos un inyector 7 de combustible. La información 13 de carga de motor se puede estimar sobre la base del combustible necesario para mantener la velocidad de motor requerida con una carga eléctrica y neumática dada. Esta información de carga de motor 13 puede ser proporcionada por señales externas, tales como la demanda de flujo de aire para el motor, o la demanda de empuje para los motores principales.
Preferentemente, de acuerdo con otra realización preferente, el controlador 5 de combustible está adaptado para modificar tanto la presión de salida de la bomba 9 de combustible como el caudal de combustible del al menos un inyector 7 de combustible, considerando los valores de carga y velocidad del motor de turbina de gas además de la densidad y la tasa de inyección de flujo del combustible bombeado.
Preferentemente, si el sistema 1 de control de combustible comprende el sensor 14 de velocidad de motor y recibe la información de carga de motor, el controlador 5 de combustible se adapta, además, para modificar el ciclo de trabajo de la bomba 9 de combustible de acuerdo con la carga y los valores de velocidad para ese valor de presión de combustible constante se suministra al menos un inyector 7 de combustible. De este modo, la invención permite reducir el consumo de potencia de la bomba de combustible, pasando de una bomba de combustible en funcionamiento a presión máxima continua a una bomba de combustible con operación a menor presión.
Además, en una realización preferente, la bomba 9 de combustible comprende válvulas de entrada para recibir combustible a bombear, el controlador 5 de combustible está adaptado además para reducir el flujo de combustible de entrada a bomba a través de al menos una de dichas válvulas de entrada de bomba de combustible de acuerdo con los valores de carga y/o velocidad. De este modo, la invención optimiza además el consumo de potencia de bomba de alta presión.
De acuerdo con otra realización preferente, el sistema 1 de control de combustible comprende, además, un sensor 15 de presión de flujo de aire de entrada y uno de temperatura 16 de aire, ubicados ambos en una entrada de aire de motor, para detectar respectivamente valores de presión y temperatura de un flujo de aire de entrada, y en el que el controlador 5 de combustible está adaptado, además, para modificar el valor de presión de salida de bomba de combustible considerando los valores de presión y/o temperatura de flujo de aire de entrada, para suministrar un valor constante de presión de combustible a el al menos un inyector de combustible 7.
Preferentemente, el controlador 5 de combustible está adaptado para modificar tanto la presión de salida de la bomba 9 de combustible como el caudal de combustible del al menos un inyector 7 de combustible, considerando los valores de presión y temperatura de entrada de aire de motor para optimizar la tasa de flujo de inyección de combustible teniendo en cuenta la densidad de aire calculada además de los valores de velocidad y carga.
Preferentemente, el sistema 1 de control de combustible comprende una pluralidad de inyectores 7 de combustible, y el controlador 5 de combustible está adaptado para controlar individualmente el caudal de combustible de cada uno de los inyectores 7.
Preferentemente, como se muestra en la figura 3, el sensor 11 de presión de combustible y el sensor 12 de temperatura de combustible están acoplados a una tubería 17 que conecta la bomba de combustible 9 con el al menos un inyector 7 de combustible.
Como alternativa, como se muestra en la figura 4, el sensor 11 de presión de combustible y el sensor 12 de temperatura de combustible están acoplados a una salida de la bomba 9 de combustible.
De acuerdo con otra realización preferente, la bomba 9 de combustible es una bomba mecánica, que es accionada mecánicamente por la caja 2 de engranajes.
Como alternativa, la bomba de combustible 9 es una bomba eléctrica. En tal caso, la bomba 9 de combustible se puede desacoplar de la caja 2 de engranajes y se puede ubicar cerca de los tanques de combustible. La bomba de combustible alimentada eléctricamente permite un mejor control de la presión de combustible administrada, dado que no tiene relación con la velocidad de motor. Además, la bomba eléctrica ayuda a ahorrar energía en caso de baja demanda de combustible.
De acuerdo con otra realización preferente, el sistema 1 de control de combustible comprende además un motor lineal, y la bomba 9 de combustible es accionada por dicho motor lineal. Un motor lineal tiene un solo punto de fricción, implicando menos pérdidas, menos ruido acústico y mayor fiabilidad.
De acuerdo con otra realización preferente, la al menos una bomba 9 de combustible está integrada en cada inyector 7 del al menos un inyector 7 de combustible para formar un elemento de inyector de bomba. El elemento de bombeo también puede ser accionado por un motor lineal. En esta realización, el sistema ofrece:
- ahorro de peso, al proporcionar bombas de tamaño pequeño (adecuadas para ser integradas en los inyectores), - simplificación de la caja de engranajes de motor,
- mayor eficacia, dado que no se coge potencia mecánica del eje del motor para accionar la bomba de combustible mecánica, y las bombas eléctricas presurizarán únicamente la cantidad de combustible necesaria, y
- mayor fiabilidad, dado que un set independiente de inyectores-bomba podría permitir la operatividad de motor después del fallo de un solo elemento de bombeo.
En una realización preferente, el motor de turbina de gas consiste en una unidad de potencia auxiliar.
Finalmente, de acuerdo con otro aspecto de la presente invención, la invención comprende además una aeronave que comprende el sistema 1 de control de combustible como se ha descrito.
Con respecto a arquitecturas de control de combustible existentes, el sistema de control de combustible de la invención presenta las siguientes ventajas:
- Se elimina la FCU actual proporcionando mejoras de peso y fiabilidad de sistema.
- Mayor rendimiento/consumo/emisión a ralentí y a plena carga debido a la mejor atomización de combustible independientemente de la carga de trabajo de turbomáquina.
- Cuando los inyectores de combustible no son energizados, no hay fugas de combustible a la cámara de combustión, lo que evita la liberación de combustible al ambiente externo, esto justifica la eliminación de la FCU y sus válvulas de ecología de combustible que se utilizan típicamente para drenar hacia atrás el combustible de los colectores tras la parada de motor (reducción de peso y complejidad) y también se evita el fenómeno de cocción de combustible en toberas durante la parada de motor permitiendo una mejor eficacia de combustión a largo plazo y fiabilidad de arranque de motor.
- Mejores prestaciones de arranque y rearranque en caliente debido a la mejor atomización de combustible en cualquier condición de carga/velocidad de motor.
- Mejor respuesta de motor a transitorios de carga fuertes y escalonados debido al hecho de que la tasa de inyección de combustible es controlada directamente en el lado de combustión y no en el lado de bomba de combustible.
- Reducción de peso debido a la menor complejidad del sistema de control de combustible.
- Mayor flexibilidad de instalación de componentes, dado que la bomba de combustible eléctrica de alta presión no necesita estar cerca de la zona de motor.
- Mejora de simplicidad/fiabilidad/peso debido al menor número de componentes.
- Simplificación de la caja de engranajes de accesorios de motor y reducción de peso (sin FCU mecánica para accionar).
- La recirculación de combustible puede reducirse en gran medida (si lo necesita la arquitectura de un accionador específico de motor alimentado por presión de combustible, o se puede eliminar totalmente (los colectores de combustible de retorno se pueden eliminar). La carga de bomba de combustible se puede optimizar en línea con la necesidad instantánea de motor.
- Si se usan, los accionadores alimentados por presión de combustible de motor no están sometidos a variación de presión de combustible que podría alterar su tiempo de reacción mecánica (que reduce la fidelidad de bucle de control y aumenta la complejidad de algoritmos de regulación de SW de motores).
- Control continuo de la cantidad de combustible que asegura que se inyecte constantemente un flujo de combustible regulado a la máxima presión independientemente de la carga/velocidad de motor, que proporciona un mayor rendimiento de motor.
- Se pueden eliminar colectores de retorno de combustible de toberas/inyectores de motor, lo que proporciona un ahorro de peso.
- Altas presiones de inyección aumentan la energía de turbulencia de la pulverización, lo que reduce la necesidad de pérdidas de energía de torbellino en la cámara de combustión con el fin de producir la mezcla airecombustible correcta, lo que proporciona mayor rendimiento de motor.
La figura 5 muestra el tamaño de gotita obtenido por toberas convencionales. El eje horizontal es una escala logarítmica de tamaño de partícula x en pm. El eje vertical en el lado derecho es una escala lineal de la densidad de distribución Q31 g(x) en función del tamaño de partícula x.
La figura 6 muestra un patrón típico de gotita de una inyección a alta presión por parte del al menos un inyector de combustible controlado eléctricamente.
Como se muestra, el tamaño de gotita de los inyectores de combustible de la figura 6 es casi un orden de magnitud inferior al tamaño obtenible con las toberas tradicionales de la figura 5.
Además de mejorar el rendimiento y emisiones de motor, el tamaño de gotita medio mucho menor es muy beneficioso para garantizar una velocidad de llama constante y mayor. La mayor velocidad de llama también tiene los siguientes beneficios:
- menor riesgo de incendio, y mayor velocidad de flujo permisible de cámara de combustión,
- menores pérdidas de presión interna de cámara de combustión y mayor presión de entrada de turbina), - aumento de la eficacia térmica general, y
- una cámara de combustión de motor más compacta y ligera con menores pérdidas de presión (incluyendo la menor necesidad de turbulencia de remolino) debido al mayor flujo y velocidad de llama.

Claims (14)

REIVINDICACIONES
1. Un sistema (1) de control de combustible para un motor de turbina de gas de una aeronave que comprende: - un motor (18) que tiene una caja (2) de engranajes y una cámara (6) de combustión,
- un tanque (3) de combustible para contener combustible,
- una bomba (9) de combustible de alta presión para bombear combustible desde el tanque (3) de combustible hacia la cámara (6) de combustión, y
- un sensor (11) de presión de combustible colocado para detectar la presión del combustible bombeado, caracterizado porque el sistema (1) comprende, además
- al menos un inyector (7) de combustible controlado eléctricamente para inyectar un caudal del combustible bombeado en la cámara (6) de combustión,
- un sensor (12) de temperatura de combustible colocado para detectar la temperatura del combustible bombeado, y
- un controlador (5) de combustible acoplado eléctricamente a los sensores (11, 12) de presión y temperatura de combustible para calcular la densidad del combustible de acuerdo con los valores detectados,
- en el que el controlador (5) de combustible está acoplado eléctricamente con el al menos un inyector (7) de combustible para determinar la tasa de inyección de flujo de combustible,
- en el que el controlador (5) de combustible está adaptado para calcular la cantidad del combustible inyectado, de acuerdo con la densidad de combustible y la tasa de inyección de flujo de combustible,
- en el que el controlador (5) de combustible está acoplado eléctricamente a la bomba (9) de combustible para establecer un valor de presión de salida de bomba, de acuerdo con la cantidad del combustible inyectado, de tal manera que se suministre un valor constante de presión de combustible a el al menos un inyector (7) de combustible con el fin de inyectar una presión de inyección de combustible constante en la cámara (6) de combustión, y
- en el que el controlador (5) de combustible está adaptado, además, para ajustar el caudal de inyección de flujo de combustible de al menos un inyector (7) de combustible para suministrar al menos un inyector (7) de combustible con un valor de presión de combustible constante.
2. Un sistema (1) de control de combustible de acuerdo con la reivindicación 1, en el que el motor (18) comprende un eje, y en el que el sistema (1) comprende, además, un sensor (14) de velocidad de motor acoplado al motor (18) para detectar el valor de velocidad instantánea del eje del motor, y en el que el controlador (5) de combustible está adaptado, además, para recibir información (13) de carga de motor instantánea y modificar el valor de presión de salida de la bomba de combustible considerando los valores de carga y velocidad para suministrar un valor de presión de combustible constante a el al menos un inyector (7) de combustible.
3. Un sistema (1) de control de combustible de acuerdo con la reivindicación 2, en el que el controlador (5) de combustible está adaptado, además, para modificar el ciclo de trabajo de la bomba (9) de combustible de acuerdo con los valores de carga y velocidad para que ese valor de presión de combustible constante sea suministrado a el al menos un inyector (7) de combustible.
4. Un sistema (1) de control de combustible de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 2-3, en el que la bomba (9) de combustible comprende válvulas de entrada para recibir combustible a bombear, y en el que el controlador (5) de combustible está adaptado además para reducir el flujo de combustible de entrada a bomba a través de al menos una de dichas válvulas de entrada de bomba de combustible de acuerdo con los valores de carga y/o velocidad.
5. Un sistema (1) de control de combustible de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que comprende, además, un sensor (15) de presión de flujo de aire de entrada y un sensor (16) de temperatura de aire, ubicados ambos en una entrada de aire del motor para detectar respectivamente valores de presión y temperatura de un flujo de aire de entrada, y en el que el controlador (5) de combustible está adaptado, además, para modificar el valor de presión de salida de bomba de combustible considerando los valores de presión y temperatura de flujo de aire de entrada, para suministrar un valor constante de presión de combustible a el al menos un inyector de combustible (7).
6. Un sistema (1) de control de combustible de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-5, en el que el controlador (5) de combustible está adaptado, además, para modificar el caudal de combustible inyectado por el al menos un inyector (7) de combustible considerando los valores detectados.
7. Un sistema (1) de control de combustible de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que comprende una pluralidad de inyectores (7) de combustible, y en el que el controlador (5) de combustible está adaptado para controlar individualmente el caudal de combustible de cada uno de los inyectores (7).
8. Un sistema (1) de control de combustible de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que los sensores de presión de combustible (11) y/o el sensor de temperatura de combustible (12) están acoplados a una salida de la bomba (9) de combustible o a una tubería (17) que lleva el combustible bombeado a el al menos un inyector (7) de combustible.
9. Un sistema (1) de control de combustible de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la bomba (9) de combustible es una bomba mecánica o eléctrica, y en el que si la bomba (9) de combustible de alta presión es una bomba mecánica, dicha bomba es accionada mecánicamente por la caja (2) de engranajes.
10. Un sistema (1) de control de combustible de acuerdo con la reivindicación 9, en el que la bomba (9) de combustible de alta presión mecánica es accionada mecánicamente por la caja (2) de engranajes.
11. Un sistema (1) de control de combustible de acuerdo con la reivindicación 9, en el que la bomba (9) de combustible eléctrica está colocada aparte (2) de la caja de engranajes.
12. Un sistema (1) de control de combustible de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que comprende además un motor lineal, y en el que la bomba de combustible (9) es accionada por dicho motor lineal.
13. Un sistema (1) de control de combustible de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que la al menos una bomba (9) de combustible está integrada en cada inyector (7) del al menos un inyector (7) de combustible.
14. Una aeronave que comprende un sistema (1) de control de combustible de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores.
ES15382618T 2015-12-11 2015-12-11 Sistema de control de combustible para un motor de turbina de gas de una aeronave Active ES2698380T3 (es)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP15382618.5A EP3179077B1 (en) 2015-12-11 2015-12-11 Fuel control system for a gas turbine engine of an aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2698380T3 true ES2698380T3 (es) 2019-02-04

Family

ID=55085520

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES15382618T Active ES2698380T3 (es) 2015-12-11 2015-12-11 Sistema de control de combustible para un motor de turbina de gas de una aeronave

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20170167391A1 (es)
EP (1) EP3179077B1 (es)
ES (1) ES2698380T3 (es)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2578106A (en) * 2018-10-15 2020-04-22 Eaton Intelligent Power Ltd Variable demand fuel pump
US10974844B2 (en) * 2019-01-29 2021-04-13 The Boeing Company Aircraft auxiliary power unit (APU) control system having speed compensation
US10988266B2 (en) 2019-01-29 2021-04-27 The Boeing Company Aircraft auxiliary power unit (APU) control system having speed compensation
US11034463B2 (en) 2019-03-26 2021-06-15 The Boeing Company Aircraft auxiliary power unit (APU) control system having variably sized air inlet
FR3094961B1 (fr) * 2019-04-12 2022-08-26 Safran Helicopter Engines Installation propulsive hybride et procédé de commande d’une telle installation
FR3098255B1 (fr) * 2019-07-03 2021-06-04 Safran Aircraft Engines Détermination de densité de carburant pour dosage de carburant dans un circuit d’alimentation en carburant d’un moteur d’aéronef
WO2021039903A1 (ja) * 2019-08-30 2021-03-04 川崎重工業株式会社 ガスタービンエンジン
PL431661A1 (pl) * 2019-10-30 2021-05-04 General Electric Company Układ i sposób działania komory spalania z wieloma paliwami ciekłymi
US11629717B2 (en) 2019-11-08 2023-04-18 Hamilton Sundstrand Corporation Simultaneously pumping and measuring density of aircraft fuel
US11635031B2 (en) * 2019-11-08 2023-04-25 Hamilton Sundstrand Corporation Simultaneously pumping and measuring density of aircraft fuel
RU2753207C1 (ru) * 2020-10-14 2021-08-12 Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Система подачи топлива в многоколлекторную камеру сгорания
US11668241B2 (en) 2021-06-17 2023-06-06 General Electric Company Methods of control for management of hot fuel
US11821366B2 (en) 2021-06-17 2023-11-21 General Electric Company Methods of control for management of hot fuel
US12031492B2 (en) 2021-10-12 2024-07-09 Hamilton Sundstrand Corporation Electric fuel control closed loop aircraft fuel system
GB202201316D0 (en) * 2022-02-02 2022-03-16 Rolls Royce Plc Combination of a gas turbine engine and a power electronics
CN114718737B (zh) * 2022-04-11 2023-09-05 中国航发控制系统研究所 一种电动燃油泵的流量开环控制方法

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2730167A (en) * 1950-03-08 1956-01-10 Chrysler Corp Control apparatus
US3157221A (en) * 1961-08-07 1964-11-17 Holley Carburetor Co Fluid supply system
US4508127A (en) * 1983-03-30 1985-04-02 The Garrett Corporation Fuel mass flow measurement and control system
US4747262A (en) * 1985-10-04 1988-05-31 Allied-Signal, Inc. Compressor power unit fuel flow control
US5274996A (en) * 1991-10-11 1994-01-04 Allied-Signal, Inc. Closed loop fuel control system
JPH05195839A (ja) * 1992-01-22 1993-08-03 Mitsubishi Electric Corp 内燃機関の電子制御装置
US5351893A (en) * 1993-05-26 1994-10-04 Young Niels O Electromagnetic fuel injector linear motor and pump
WO2007075973A2 (en) * 2005-12-22 2007-07-05 Econox Technologies, Llc Apparatus and method for fuel flow rate, fuel temperature, fuel droplet size, and burner firing rate modulation
JP2011043136A (ja) * 2009-08-24 2011-03-03 Honda Motor Co Ltd ガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置
US8666632B2 (en) * 2011-04-20 2014-03-04 Hamilton Sundstrand Corporation Distributed aircraft engine fuel system
US20120324905A1 (en) * 2011-06-27 2012-12-27 Behzad Hagshenas Apu fuel system and method
US20140294559A1 (en) * 2013-03-28 2014-10-02 Solar Turbines Incorporated Multiple mode gas turbine engine gas fuel system with integrated control
WO2015095763A1 (en) * 2013-12-19 2015-06-25 United Technologies Corporation Self-pumping fuel injector for a gas turbine engine and method of operation
US9982669B2 (en) * 2014-11-06 2018-05-29 Caterpillar Inc. Variable retraction rate pump and method for operating same
US9752530B2 (en) * 2014-12-15 2017-09-05 Ford Global Technologies, Llc Methods and systems for fixed and variable pressure fuel injection

Also Published As

Publication number Publication date
EP3179077A1 (en) 2017-06-14
US20170167391A1 (en) 2017-06-15
EP3179077B1 (en) 2018-09-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2698380T3 (es) Sistema de control de combustible para un motor de turbina de gas de una aeronave
RU2531840C2 (ru) Контур подачи топлива для авиационного двигателя
US8127548B2 (en) Hybrid electrical/mechanical turbine engine fuel supply system
CA1319260C (en) Dual manifold fuel system
US4777793A (en) Emergency power unit
US9091212B2 (en) Fuel and actuation system for gas turbine engine
US7966995B2 (en) Dual level pressurization control based on fuel flow to one or more gas turbine engine secondary fuel loads
US8951021B2 (en) Dual pump/dual bypass fuel pumping system
EP2489857B1 (en) Fuel pumping arrangement
US7197879B2 (en) Multiple electric fuel metering systems for gas turbine applications
US20180050812A1 (en) Aircraft fuel pump systems
US10584644B2 (en) Fuel injection system and method of controlling the same
US11988156B2 (en) Engine assembly and method of operation
CN105189980A (zh) 供气体操作的内燃活塞式发动机用的燃料系统
RU2689241C2 (ru) Система и способ (варианты) для эксплуатации топливоподкачивающего насоса
JP7403258B2 (ja) 高高度内燃機関／ターボチャージャー排気燃焼器
US20130219911A1 (en) Combustion system for a gas turbine engine and method for directing fuel flow within the same
RU2003125642A (ru) Способ и устройство для подачи топлива в камеру сгорания
US20120324905A1 (en) Apu fuel system and method
US4934136A (en) Method of operating an emergency power unit
US20170276367A1 (en) Fuel supply system for an engine
US4898000A (en) Emergency power unit
EP3036426B1 (en) Fuel injection circuit and method for operating a multi-fuel piston engine
US11982239B2 (en) Gas turbine engine system with mixed flow auxiliary power unit
RU2555427C1 (ru) Способ заполнения топливных коллекторов камер сгорания газотурбинного двигателя