RU2021129536A

RU2021129536A - Способ регулирования температуры отработавших газов газотурбинного двигателя

Info

Publication number: RU2021129536A
Application number: RU2021129536A
Authority: RU
Inventors: Ромен Гийом КЮВИЛЬЕ; Пьер КАБРЕРА
Original assignee: Сафран Эркрафт Энджинз
Priority date: 2019-03-15
Filing date: 2020-03-05
Publication date: 2023-04-11

Claims

1. Способ регулирования температуры отработавших газов газотурбинного двигателя (1), включающий следующие этапы:

регулирование впрыска топлива в камеру (5) сгорания газотурбинного двигателя (1), чтобы газотурбинный двигатель (1) создавал целевую тягу;

регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя (10) на вал (8, 9), приводимый во вращение турбиной (6, 7), при этом электрический двигатель (10) активируют, когда зазор между корпусом (62) и лопатками (61) турбины (6, 7) превышает пороговое значение.

2. Способ по п. 1, в котором регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя (10) осуществляют, определяя температуру отработавших газов газотурбинного двигателя (1), при этом электрический двигатель (10) подает механическую мощность на вал (8, 9), приводимый во вращение турбиной (6, 7), когда температура отработавших газов газотурбинного двигателя (1) достигает заранее определенного порогового значения.

3. Способ по п. 2, в котором температуру отработавших газов газотурбинного двигателя (1) определяют на основании впрыска топлива в камеру (5) сгорания.

4. Способ по п. 3, в котором температуру отработавших газов газотурбинного двигателя (1) определяют посредством измерения при помощи датчика.

5. Способ по п. 1, в котором регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя (10) осуществляют, определяя зазор между корпусом (62) и лопатками (61) турбины (6, 7), при этом электрический двигатель (10) подает механическую мощность на вал (8, 9), приводимый во вращение турбиной (6, 7), когда зазор между корпусом (62) и лопатками (61) турбины (6, 7) достигает порогового значения.

6. Способ по п. 5, в котором зазор между корпусом (62) и лопатками (61) турбины (6, 7) определяют посредством измерения при помощи датчика.

7. Способ по п. 5, в котором зазор между корпусом (62) и лопатками (61) турбины (6, 7) определяют на основании температуры воздуха в турбине (6, 7) и температуры корпуса (62) турбины (6,7).

8. Способ по п. 5, в котором зазор между корпусом (62) и лопатками (61) турбины (6, 7) определяют на основании температуры корпуса (62) турбины (6,7) и температуры диска турбины (6, 7).

9. Способ по п. 1, в котором регулирование подачи механической мощности от электрического двигателя (10) осуществляют, измеряя тягу, создаваемую газотурбинным двигателем (1), при этом электрический двигатель (10) подает механическую мощность на вал (8, 9), приводимый во вращение турбиной (6, 7), когда тяга, создаваемая газотурбинным двигателем (1), достигает порогового значения.

10. Газотурбинный двигатель (1) для летательного аппарата, содержащий:

турбину (6, 7), расположенную на выходе из камеры (5) сгорания и соединенную с валом (8, 9), при этом турбина (6, 7) содержит корпус (62) и множество лопаток (61);

устройство (12) впрыска топлива, выполненное с возможностью впрыскивать топливо в камеру (5) сгорания;

устройство (13) вычисления тяги, выполненное с возможностью вычислять тягу, создаваемую газотурбинным двигателем (1);

электрический двигатель (10), соединенный с валом (8, 9);

систему (12) контроля, соединенную с устройством (13) вычисления тяги, с устройством (12) впрыска топлива и с электрическим двигателем (10), при этом система (12) контроля выполнена с возможностью осуществления способа по любому из пп. 1-9.

11. Газотурбинный двигатель (1) по п. 10, при этом газотурбинный двигатель (1) является двухвальным и двухконтурным, причем турбина (6) является турбиной высокого давления, и вал (8) является валом высокого давления.

12. Летательный аппарат, содержащий газотурбинный двигатель (1) по любому из пп. 10 или 11.