RU2445482C2 - Способ и система для запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду - Google Patents

Способ и система для запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду Download PDF

Info

Publication number
RU2445482C2
RU2445482C2 RU2009142979/06A RU2009142979A RU2445482C2 RU 2445482 C2 RU2445482 C2 RU 2445482C2 RU 2009142979/06 A RU2009142979/06 A RU 2009142979/06A RU 2009142979 A RU2009142979 A RU 2009142979A RU 2445482 C2 RU2445482 C2 RU 2445482C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
turbine engine
starter
circuit
hydraulic fluid
Prior art date
Application number
RU2009142979/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2009142979A (ru
Inventor
Гийом БЮЛЕН (FR)
Гийом БЮЛЕН
ФРАНСИЙОН Пьер ЖАКЕ (FR)
ФРАНСИЙОН Пьер ЖАКЕ
Original Assignee
Эрбюс Операсьон
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 Эрбюс Операсьон filed Critical Эрбюс Операсьон
Publication of RU2009142979A publication Critical patent/RU2009142979A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2445482C2 publication Critical patent/RU2445482C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D19/00—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/10—Heating, e.g. warming-up before starting
    • 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
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • F02C7/275—Mechanical drives
    • 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
    • F05D2260/85—Starting
    • 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)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Lubrication Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Fluid-Pressure Circuits (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)

Abstract

Согласно изобретению, во время запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду способ содержит передачу гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя, по меньшей мере, части тепловой энергии, выделяющейся при работе электрического стартера, и блокирование средств регулирования температуры упомянутого контура смазки. Технический результат изобретения - уменьшение времени запуска, возможность использования маленьких стартеров, понижение рисков неудачных запусков. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к способу для запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду и к газотурбинному двигателю, особенно для летательных аппаратов, который использует этот способ.
Известно, что для запуска газотурбинного двигателя используют стартер, который передает вращающий момент к валу упомянутого газотурбинного двигателя. Вращающий момент является таким, что он прикладывается к упомянутому валу и подразумевает преодоление всех крутящих моментов, которые могут оказать сопротивление вращению и которые являются, главным образом, результатом аэродинамического сопротивления вращающихся частей, механического трения контактирующих деталей и потерь, связанных с жидкостным трением между контактирующими деталями, погруженными в жидкую среду, по меньшей мере, одного гидравлического контура смазки и/или регулирования температуры, связанного с упомянутым газотурбинным двигателем. Стартер постепенно с ускорением раскручивает газотурбинный двигатель, и, когда достигается заданная скорость вращения, инициируется впрыскивание и зажигание топлива в камере сгорания газотурбинного двигателя. Затем при другой заданной скорости вращения действие стартера прекращается и газотурбинный двигатель продолжает ускоряться до скорости холостого вращения за счет мощности, появляющейся при сгорании упомянутого топлива.
Известные стартеры могут быть пневматического типа (в которых турбина запитывается сжатым воздухом), однако все больше и больше они являются электрическими. В последнем варианте стартеры являются обычно синхронными машинами, работающими как двигатели во время запуска газотурбинного двигателя и работающими в качестве генераторов, когда летательный аппарат находится в полете. Из этого следует, что будут рассматриваться только стартеры электрического типа.
Вполне понятно, что в холодную погоду (например, когда температура окружающей среды и температура жидкости в гидравлическом контуре, связанном с газотурбинным двигателем, ниже, чем -20°С) упомянутая жидкость становится твердой, таким образом значительно увеличивая момент сопротивления вращению, который электрический стартер должен преодолеть, для того чтобы запустить упомянутый газотурбинный двигатель. Конечно, электрический стартер должен быть способен выполнить такие операции по запуску двигателя в холодную погоду, а это означает, что его мощность должна быть рассчитана на эти условия. Однако следует указать, что запуски в холодную погоду являются относительно нечастыми событиями в период работы летательного аппарата. Все это означает, что становится необходимым или использование чрезмерно мощного и поэтому тяжелого стартера для большинства стартовых циклов, или использование процедур, с помощью которых гидравлический контур газотурбинного двигателя нагревается с помощью внешних источников тепла.
Недостаток электрического стартера летательного аппарата, имеющего чрезмерную массу и мощность, еще более усугубляется тем фактом, что благодаря особой архитектуре электрической системы самолета существуют два электрических стартера на каждый газотурбинный двигатель. Таким образом, упомянутый газотурбинный двигатель может быть запущен даже в том случае, если один из электрических стартеров будет неисправен.
Кроме того, следует отметить, что момент сопротивления вращению, связанный с повышенной вязкостью, создаваемый газотурбинным двигателем при запуске в холодную погоду, трудно предугадать с какой-либо точностью. Он зависит от точной температуры жидкости газотурбинного двигателя в момент старта, от количества и свойств этой жидкости, от относительной деформации контактирующих механических деталей, которая связана с окружающей температурой, и от других параметров, которые трудно предугадать. Вот почему стартер рассчитывается на основе кривых момента сопротивления вращению, которые включают в себя расчетный запас. Тем не менее, эта мера предосторожности не гарантирует, что мощность стартера включит в себя все возможные сценарии запуска в холодную погоду, с которыми летательный аппарат имеет вероятность столкнуться. Поэтому пользователь должен следовать специальным процедурам перед попыткой запустить двигатель в холодную погоду, процедурам, которые доказали свою вредность для готовности и работоспособности летательного аппарата и которые неспособны предотвратить неудачные попытки при запуске газотурбинных двигателей.
Для того чтобы устранить эти недостатки, документ GB-A-2260577 описывает способ для запуска газотурбинного двигателя при помощи электрического стартера, при этом упомянутый газотурбинный двигатель обеспечен, по меньшей мере, одним гидравлическим жидкостным контуром для смазки, по меньшей мере, определенных частей упомянутого газотурбинного двигателя. Согласно этому способу, когда упомянутый газотурбинный двигатель запускают в холодную погоду, по меньшей мере, некоторая часть тепловой энергии, генерируемой упомянутым электрическим стартером, передается гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя.
Таким образом, гидравлическая жидкость (масло) контура смазки газотурбинного двигателя подогревается упомянутым электрическим стартером во время холодного запуска так, что вязкость упомянутой гидравлической жидкости уменьшается, также уменьшая момент сопротивления вращению, производимый этой жидкостью. В результате это приводит к более короткому времени запуска, возможности использовать более маленькие стартеры и к пониженным рискам неудачных запусков.
Задачей настоящего изобретения является улучшение известного способа, описанного выше, в том случае, когда контур смазки газотурбинного двигателя обеспечен средствами регулирования температуры, способными отводить тепло, выделяемое упомянутым газотурбинным двигателем во время его работы. В этом случае согласно изобретению для ускорения прогрева гидравлической жидкости упомянутого контура смазки газотурбинного двигателя упомянутые средства регулирования температуры контура смазки газотурбинного двигателя блокируются, пока тепловая энергия передается от электрического стартера к гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя.
Хотя способ согласно настоящему изобретению может быть применен при температурах, которые не являются особенно низкими, на практике тепловая энергия передается от электрического стартера к гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя, когда температура в нем, по меньшей мере, приблизительно находится ниже -20°С.
В то время как при обычном способе стартер обеспечивается, по меньшей мере, одним контуром гидравлической жидкости для смазки, по меньшей мере, определенных частей упомянутого стартера предпочтительно, чтобы тепловая энергия передавалась от стартера к гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя через контур смазки упомянутого стартера.
Если в добавление к этому контур смазки упомянутого стартера снабжен средствами регулирования температуры, способными отводить тепло, выделяемое упомянутым стартером во время его работы, тогда предпочтительно, чтобы по мере того, как степень прогрева гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя увеличивается, для средств регулирования температуры контура смазки упомянутого стартера была введена блокировка, пока тепловая энергия передается от электрического стартера к гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя.
Передача тепловой энергии от стартера к гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя может продолжаться до тех пор, пока турбина двигателя не запустится или до тех пор, пока температура этой гидравлической жидкости не достигнет первого заданного значения, соответствующего нормальной вязкости упомянутой жидкости. Когда упомянутая передача тепловой энергии спроектирована таким образом, чтобы продолжаться до момента запуска, тогда предпочтительно предусмотреть меры обеспечения безопасности, которые способны прервать упомянутую передачу тепловой энергии перед упомянутым запуском, если температура гидравлической жидкости контура смазки газотурбинного двигателя достигнет заданного второго значения, при котором появляется риск повреждения двигателя.
Настоящее изобретение также относится к системе для запуска газотурбинного двигателя при помощи электрического стартера, при этом и упомянутый газотурбинный двигатель, и упомянутый стартер содержат гидравлический контур смазки, снабженный средствами регулирования температуры для отвода тепла. Согласно настоящему изобретению для того, чтобы сделать запуск упомянутого газотурбинного двигателя более легким в холодную погоду, упомянутая система примечательна тем, что она содержит:
- управляемые средства для односторонней передачи тепловой энергии между гидравлическим контуром смазки стартера и гидравлическим контуром смазки газотурбинного двигателя; и
- управляемые средства для блокировки средств регулирования температуры газотурбинного двигателя и гидравлических контуров смазки стартера.
В альтернативном варианте осуществления изобретения системы согласно настоящему изобретению, в котором часть упомянутых средств регулирования температуры гидравлического контура смазки газотурбинного двигателя эффективна, когда упомянутый летательный аппарат стоит на земле, предпочтительно следующее:
- упомянутый гидравлический контур смазки стартера, сам по себе, не содержит средства регулирования температуры, которые эффективны, когда летательный аппарат стоит на земле; и
- упомянутые управляемые средства для односторонней передачи тепловой энергии обеспечивают соединение между упомянутым гидравлическим контуром смазки стартера и упомянутой частью средств регулирования температуры гидравлического контура газотурбинного двигателя таким образом, что упомянутая часть обеспечивает регулирование температуры для упомянутого гидравлического контура смазки стартера, когда летательный аппарат стоит на земле.
Чертежи позволят легко понять, как изобретение может быть осуществлено. На этих чертежах аналогичные ссылочные номера обозначают подобные элементы.
Фиг.1 является схемой, иллюстрирующей пример известной системы для газотурбинного двигателя и ее электрический стартер, а также их гидравлические контуры.
Фиг.2 иллюстрирует на виде, подобном фиг.1, первый вариант осуществления настоящего изобретения для улучшения известной системы упомянутой фиг.1.
Фиг.3 иллюстрирует второй вариант осуществления настоящего изобретения для улучшения известной системы, изображенной на фиг.1.
Фиг.1 схематически отображает в форме прямоугольника двухконтурный газотурбинный двигатель 1 для летательного аппарата (не показан). Газотурбинный двигатель обеспечен валом 2, и через него проходит гидравлическая жидкость, которая протекает через, по меньшей мере, один гидравлический контур 3.
Контур 3 является контуром известного типа, изображенного в качестве примера на фиг.1, который содержит нагнетающий насос 4, фильтр 5, возвратные насосы 6, воздухоотделитель 7 и резервуар 8 гидравлической жидкости (масла).
Контур 3 предназначается для смазки, по меньшей мере, определенных частей газотурбинного двигателя 1 и обеспечивает для двигателя подходящую рабочую температуру. Таким образом, упомянутый контур 3 содержит, по меньшей мере, одно устройство, способное охлаждать гидравлическую жидкость и регулировать ее температуру. В изображенном примере это достигается следующим образом:
- теплообменник 9 воздух/гидравлическая жидкость, способный рассеивать тепловую энергию упомянутой гидравлической жидкости в воздушном потоке F, проходящем через газотурбинный двигатель 1 (холодный поток от вентилятора) или окружающем упомянутый газотурбинный двигатель. Такого рода теплообменник может быть пластинчатого типа, или трубчатого типа, или альтернативно поверхностного типа, расположенного на стенках гондолы газотурбинного двигателя. Конечно теплообменник 9, хотя он может действовать до того момента, когда летательный аппарат стоит на земле, является эффективным, главным образом, когда упомянутый летательный аппарат находится в движении; и
- теплообменник 10 топливо/гидравлическая жидкость, способный рассеивать тепловую энергию упомянутой гидравлической жидкости в потоке топлива С, которое протекает через трубопровод 11. Теплообменник 10 может быть эффективным, когда летательный аппарат стоит на земле, поскольку температура топлива обычно является более низкой, чем температура упомянутой гидравлической жидкости.
Кроме того, фиг.1 изображает, тоже схематически, в виде прямоугольника, электрическую машину 12 типа стартер/генератора, вал 13 которой может быть соединен с валом 2 газотурбинного двигателя 1 с помощью муфты 14 (изображена штрихпунктирной линией), для того чтобы производить запуск упомянутого газотурбинного двигателя. С помощью подобного способа, который был описан выше, производится смазка электрической машины 12 и регулирование ее температуры гидравлической жидкостью, протекающей в, по меньшей мере, одном гидравлическом контуре 15.
Контур 15 известного типа, изображенный в качестве примера на фиг.3, содержит нагнетающий насос 16, резервуар 17 гидравлической жидкости, теплообменник 18 воздух/гидравлическая жидкость (подобный теплообменнику 9, описанному выше) и теплообменник 19 топливо/гидравлическая жидкость (подобный теплообменнику 10, упомянутому выше).
Будет совершенно понятно, что во время работы газотурбинный двигатель 1 и электрическая машина 12 могут смазываться и регулироваться по температуре с помощью, соответственно, контуров 3 и 15.
Задачей настоящего изобретения является: во-первых, улучшение известной системы, изображенной на фиг.1, улучшение запуска газотурбинного двигателя 1 с помощью электрической машины 12, когда в холодную погоду температура гидравлической жидкости в контуре 3 очень низкая, в частности ниже -20ºС, и во-вторых, отвод тепловой энергии, рассеиваемой электрической машиной 12 на земле.
Фиг.2 изображает первый пример системы I согласно настоящему изобретению и то, что является улучшением системы, изображенной на фиг.1. Эта фиг.2 снова показывает все элементы с 1 по 19, F и С, описанные выше.
Кроме того, система I содержит:
- теплообменник 20, расположенный между гидравлическими контурами 3 и 15, который может быть заблокирован, на стороне контура 15 с помощью обходного канала 21 под управлением управляемого клапана 22;
- управляемые обходные каналы 23, 24, 25, установленные, соответственно, параллельно теплообменникам 9 и 10 и фильтру 5, для того чтобы иметь возможность блокировать действие этих элементов гидравлического контура 3; и
- управляемые обходные каналы 26 и 27, установленные, соответственно, параллельно теплообменникам 18 и 19, для того чтобы иметь возможность блокировать действие этих теплообменников гидравлического контура 15.
Когда газотурбинный двигатель 1 запускается стартером 12 в нормальных температурных условиях, обходной канал 21 открыт за счет действия управляемого клапана 22, таким образом, не существует температурного соединения между гидравлическими контурами 3 и 15 через теплообменник 20. Кроме того, обходные каналы с 23 по 27 закрыты, таким образом элементы 9, 10, 5, 18 и 19 не блокируются. С точки зрения теплового обмена, система I фиг. 2 в этом случае находится в тех же самых условиях, как и известная система, изображенная на фиг.1.
В противоположность этому, когда газотурбинный двигатель 1 запускается стартером 12 в холодную погоду, клапан 22 управляется так, что он блокирует обходной канал 21 и вынуждает гидравлическую жидкость контура 15 проходить через теплообменник 20. Поэтому гидравлическая жидкость контура 3 прогревается с помощью жидкости из контура 15, или другими словами прогревается за счет тепловой энергии, рассеиваемой от стартера 12, которая до некоторой степени, как упоминалось выше, поддерживает или даже позволяет газотурбинному двигателю 1 запуститься. Такое прогревание гидравлической жидкости контура 3 поддерживается и ускоряется еще за счет того, что элементы 5, 9, 10, 18 и 19 являются в этом случае короткозамкнутыми с помощью соответствующих обходных каналов с 23 по 27, которые управляются таким образом, чтобы быть открытыми.
Это состояние для запуска в холодную погоду с закрытым обходным каналом 21 и открытыми обходными каналами с 23 по 27 может поддерживаться до тех пор, пока температура гидравлической жидкости контура 3 не достигнет заданного значения или альтернативно до тех пор, пока не запустится двигатель 1.
В последнем примере, если температура жидкости гидравлического контура должна была бы достигнуть температуры, которая вызывает риск повреждения упомянутого газотурбинного двигателя, то в этом случае передача тепла прервалась бы с помощью открытия обходного канала 21 срабатыванием клапана 22. В добавление к этому, обходной канал 24 и, возможно, обходной канал 23 в этом случае были бы закрыты, чтобы таким образом привести в действие соответствующий теплообменник 10 и 9. Кроме того, было бы возможным активизировать теплообменник 19 и, возможно, теплообменник 18 таким же способом.
В альтернативной модели варианта осуществления изобретения, проиллюстрированного системой II на фиг.3, мы снова находим все элементы системы I фиг.2, за исключением теплообменника 19 (эффективного, главным образом, на земле) и его обходного канала 27. В системе II весь сборочный узел теплообменника 20, обходного канала 21 и клапана 22 не только служит для прогрева жидкости гидравлического контура 3 во время холодных запусков, как объяснялось выше, но также позволяет теплообменнику 10 (и, возможно, теплообменнику 9) контура 3 газотурбинного двигателя 1 действовать как теплообменник 19 во время запусков при нормальной температуре.
Как только стартер 12 активизируется независимо от температурных условий, в системе II фиг.3 происходит следующее: клапан 22 закрывает обходной канал 21 таким образом, что тепловая энергия передается от гидравлического контура 15 к гидравлическому контуру 3. До тех пор пока температура жидкости в гидравлическом контуре 3 остается ниже заданного значения, обходной канал 24 теплообменника 10 (и, возможно, обходной канал 23 теплообменника 9) остается (остаются) открытыми, блокируя упомянутый теплообменник 10 (9). И наоборот, как только температура достигает этого заданного значения, обходной канал 24 (23) закрывается и теплообменник 10 (9) отводит тепло в топливо С.
Хотя приведенные выше примеры описывали средства односторонней передачи тепловой энергии между гидравлическими контурами 15 и 3 в виде теплообменника 20, соединенного с обходным каналом 21 и с управляемым клапаном 22, не стоит и говорить, что эти средства могли бы быть заменены каким-либо другим типом теплообменника, например, таким как термосифонные тепловые трубы, таким образом, создавая возможность обходиться без упомянутого управляемого клапана. Кроме того, эти односторонние средства передачи могут быть продублированы, чтобы обеспечить системе резервирование в случае возникновения неисправности. Они могут быть, предпочтительно, размещены в баке 8, для получения большей эффективности.

Claims (9)

1. Способ для запуска газотурбинного двигателя (1) летательного аппарата при помощи электрического стартера (12), при этом упомянутый газотурбинный двигатель обеспечен, по меньшей мере, одним контуром (3) гидравлической жидкости для смазки, по меньшей мере, определенных частей упомянутого газотурбинного двигателя (1), согласно этому способу, когда упомянутый газотурбинный двигатель (1) запускают в холодную погоду, по меньшей мере, некоторая часть тепловой энергии, генерируемой упомянутым электрическим стартером (12), передается гидравлической жидкости контура (3) смазки упомянутого газотурбинного двигателя (1),
в котором контур (3) смазки упомянутого газотурбинного двигателя (1) обеспечен средствами (9, 10) регулирования температуры, способными отводить тепло, выделяемое упомянутым газотурбинным двигателем (1), когда он работает, при этом упомянутые средства (9, 10) регулирования температуры блокируются, пока тепловая энергия передается от электрического стартера (12) к гидравлической жидкости контура (3) смазки газотурбинного двигателя (1).
2. Способ по п.1, в котором тепловая энергия передается от электрического стартера (12) к гидравлической жидкости контура (3) смазки упомянутого газотурбинного двигателя (1), когда температура в нем составляет, по меньшей мере, приблизительно ниже -20°С.
3. Способ по п.1, выполняемый с помощью стартера (12), обеспеченного, по меньшей мере, одним контуром (15) гидравлической жидкости для смазки, по меньшей мере, определенных частей упомянутого стартера (12), в котором тепловая энергия передается от стартера (12) к гидравлической жидкости контура (3) смазки газотурбинного двигателя (1) через контур (15) смазки упомянутого стартера (12).
4. Способ по п.3, выполняемый с помощью стартера (12), контур (15) смазки которого обеспечен средствами (18, 19) регулирования температуры, способными отводить тепло, выделяемое упомянутым стартером (12) во время его работы, в котором упомянутые средства (18, 19) регулирования температуры контура (15) смазки стартера (12) блокируются, пока тепловая энергия передается от электрического стартера (12) к гидравлической жидкости контура (3) смазки газотурбинного двигателя (1).
5. Способ по п.1, в котором передача тепловой энергии от стартера (12) к гидравлической жидкости контура (3) смазки упомянутого газотурбинного двигателя (1) продолжается до тех пор, пока температура гидравлической жидкости упомянутого контура (3) смазки не достигнет первого заданного значения, соответствующего нормальной вязкости упомянутой жидкости.
6. Способ по п.1, в котором передача тепловой энергии от стартера (12) к гидравлической жидкости контура (3) смазки газотурбинного двигателя (1) продолжается до тех пор, пока упомянутый газотурбинный двигатель (1) не запустится.
7. Способ по п.6, в котором передача тепловой энергии от стартера (12) к гидравлической жидкости контура (3) смазки газотурбинного двигателя (1) прерывается перед запуском упомянутого газотурбинного двигателя, если температура этой гидравлической жидкости достигает второго заданного значения, при котором появляется риск повреждения упомянутого газотурбинного двигателя (1).
8. Система для запуска газотурбинного двигателя (1) с помощью электрического стартера (12), при этом упомянутый газотурбинный двигатель (1) и упомянутый стартер (12) содержат каждый гидравлический контур (3, 15) смазки и средства (8, 9; 18, 19) регулирования температуры для отвода тепла, которая содержит:
управляемые средства (20, 21, 22) для односторонней передачи тепловой энергии между гидравлическим контуром (15) смазки стартера (12) и гидравлическим контуром (3) смазки газотурбинного двигателя (1); и управляемые средства (23, 24; 26, 27) для блокирования средств (8, 9; 18, 19) регулирования температуры гидравлических контуров (3, 15) смазки газотурбинного двигателя (1) и стартера (12).
9. Система по п.8, в которой часть (10) средств регулирования температуры гидравлического контура (3) смазки газотурбинного двигателя (1) эффективна, когда летательный аппарат стоит на земле, в которой:
упомянутые управляемые средства (20, 21, 22) для односторонней передачи тепловой энергии обеспечивают соединение между гидравлическим контуром (15) смазки упомянутого стартера (12) и упомянутой частью (10) средств регулирования температуры гидравлического контура (3) смазки газотурбинного двигателя (1) таким образом, чтобы упомянутая часть (10) обеспечивала регулирование температуры для гидравлического контура (15) смазки упомянутого стартера (12), когда летательный аппарат стоит на земле.
RU2009142979/06A 2007-04-23 2008-04-14 Способ и система для запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду RU2445482C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0702921A FR2915238A1 (fr) 2007-04-23 2007-04-23 Procede et systeme pour le demarrage d'un turbomoteur par temps froid.
FR0702921 2007-04-23

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009142979A RU2009142979A (ru) 2011-05-27
RU2445482C2 true RU2445482C2 (ru) 2012-03-20

Family

ID=38721466

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009142979/06A RU2445482C2 (ru) 2007-04-23 2008-04-14 Способ и система для запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду

Country Status (11)

Country Link
US (1) US8381509B2 (ru)
EP (1) EP2140121B8 (ru)
JP (1) JP5228036B2 (ru)
CN (1) CN101688476B (ru)
AT (1) ATE502195T1 (ru)
BR (1) BRPI0809725A2 (ru)
CA (1) CA2681929C (ru)
DE (1) DE602008005567D1 (ru)
FR (1) FR2915238A1 (ru)
RU (1) RU2445482C2 (ru)
WO (1) WO2008142287A2 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2525295C1 (ru) * 2012-12-24 2014-08-10 Закрытое акционерное общество "Научно-производственный центр Тверских военных пенсионеров" (ЗАО "НПЦ ТВП") Способ построения зоны электромагнитной совместимости наземных радиоэлектронных средств
RU2646521C2 (ru) * 2012-09-10 2018-03-05 Турбомека Способ и система запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата
RU2660730C2 (ru) * 2013-09-30 2018-07-09 Турбомека Турбомашина, выполненная с возможностью работы в режиме проворачивания устройства

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8910463B2 (en) * 2010-02-22 2014-12-16 Hamilton Sundstrand Corporation Turbine starter lubricant cooling
FR2960592B1 (fr) * 2010-05-27 2016-02-26 Snecma Procede de demarrage d'un moteur d'aeronef
US8387354B2 (en) * 2010-09-14 2013-03-05 General Electric Company Oil varnish mitigation systems
CN102251847A (zh) * 2011-06-14 2011-11-23 三一重机有限公司 一种寒地涡轮增压器保护方法
FR2979671B1 (fr) * 2011-09-07 2017-02-10 Snecma Circuits d'huile et de carburant dans une turbomachine
US9022176B2 (en) * 2011-10-14 2015-05-05 Gm Global Technology Operations, Llc Temperature management system for transmission
EP2938852A1 (en) * 2012-12-28 2015-11-04 General Electric Company System for temperature and actuation control and method of controlling fluid temperatures in an aircraft
US9803553B2 (en) 2014-04-25 2017-10-31 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Method to control electric starter generator for gas turbine engines
US9909453B2 (en) 2015-05-19 2018-03-06 General Electric Company Lubrication system for a turbine engine
US10415429B2 (en) 2015-09-25 2019-09-17 General Electric Company Planet gearbox with cylindrical roller bearing with high density roller packing
US10234018B2 (en) 2015-10-19 2019-03-19 General Electric Company Planet gearbox with cylindrical roller bearing with under race lube scheme
ITUB20156062A1 (it) 2015-12-01 2017-06-01 Gen Electric Alloggiamento per l'uso in un motore a turboventilatore e procedimento di lavaggio di fluido da esso.
FR3047771A1 (fr) * 2016-02-16 2017-08-18 Airbus Operations Sas Systeme et procede de demarrage des moteurs d'un aeronef bimoteur
EP3336320B1 (en) * 2016-12-14 2020-08-12 Airbus Operations, S.L. Oil heating system adapted for turbine engine to reduce starting torque
FR3076321B1 (fr) * 2017-12-29 2022-02-18 Safran Aircraft Engines Procede de demarrage de turbomachine par temps froid et systeme de demarrage de turbomachine
CN112727605B (zh) * 2020-12-31 2023-09-15 青岛中科国晟动力科技有限公司 一种燃气轮机起动控制方法和装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4741152A (en) * 1986-06-03 1988-05-03 United Technologies Corporation Fuel and oil heat management system for a gas turbine engine
GB2260577A (en) * 1991-10-16 1993-04-21 Rolls Royce Plc Gas turbine engine starting
RU2201516C2 (ru) * 2001-03-22 2003-03-27 Военно-морская академия им. Адмирала Флота Советского Союза Н.Г. Кузнецова Пусковая топливная система корабельных газотурбинных двигателей
RU2211935C2 (ru) * 2001-05-16 2003-09-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Газотурбинный двигатель
RU2243393C1 (ru) * 2003-06-05 2004-12-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя
RU2252316C2 (ru) * 2003-07-02 2005-05-20 Открытое акционерное общество "Энергомашкорпорация" Газотурбинный двигатель

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3451214A (en) * 1967-03-15 1969-06-24 Garrett Corp Cold engine start facilitating apparatus
US4151710A (en) * 1977-03-11 1979-05-01 United Technologies Corporation Lubrication cooling system for aircraft engine accessory
US4773212A (en) * 1981-04-01 1988-09-27 United Technologies Corporation Balancing the heat flow between components associated with a gas turbine engine
JPH01163407A (ja) * 1987-12-18 1989-06-27 Toshiba Corp 軸受油冷却水の循環系統
CN1024032C (zh) * 1990-01-06 1994-03-16 北京市西城新开通用试验厂 一种全电控航机启动控制装置
US5553449A (en) * 1993-12-21 1996-09-10 United Technologies Corporation Method of operating a gas turbine engine powerplant for an aircraft
FR2728938A1 (fr) * 1995-01-04 1996-07-05 Snecma Systeme de regulation des temperatures de l'huile et du carburant dans un turboreacteur
US5966925A (en) * 1996-04-26 1999-10-19 Kabushiki Kaisha Toshiba Gas turbine power plant control for starting and stopping
US7260926B2 (en) * 2004-01-20 2007-08-28 United Technologies Corporation Thermal management system for an aircraft
US7373771B2 (en) * 2004-07-09 2008-05-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooling arrangement for an accessory gearbox and method of cooling
US20070265761A1 (en) * 2006-05-11 2007-11-15 Dooley Kevin A Electric power generation system and method
US7908840B2 (en) * 2006-11-29 2011-03-22 United Technologies Corporation Turbine engine with integrated generator having shared lubrication system

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4741152A (en) * 1986-06-03 1988-05-03 United Technologies Corporation Fuel and oil heat management system for a gas turbine engine
GB2260577A (en) * 1991-10-16 1993-04-21 Rolls Royce Plc Gas turbine engine starting
RU2201516C2 (ru) * 2001-03-22 2003-03-27 Военно-морская академия им. Адмирала Флота Советского Союза Н.Г. Кузнецова Пусковая топливная система корабельных газотурбинных двигателей
RU2211935C2 (ru) * 2001-05-16 2003-09-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Газотурбинный двигатель
RU2243393C1 (ru) * 2003-06-05 2004-12-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя
RU2252316C2 (ru) * 2003-07-02 2005-05-20 Открытое акционерное общество "Энергомашкорпорация" Газотурбинный двигатель

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2646521C2 (ru) * 2012-09-10 2018-03-05 Турбомека Способ и система запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата
RU2525295C1 (ru) * 2012-12-24 2014-08-10 Закрытое акционерное общество "Научно-производственный центр Тверских военных пенсионеров" (ЗАО "НПЦ ТВП") Способ построения зоны электромагнитной совместимости наземных радиоэлектронных средств
RU2660730C2 (ru) * 2013-09-30 2018-07-09 Турбомека Турбомашина, выполненная с возможностью работы в режиме проворачивания устройства
RU2661984C2 (ru) * 2013-09-30 2018-07-23 Турбомека Турбомашина, выполненная с возможностью работы в режиме проворачивания устройства

Also Published As

Publication number Publication date
CA2681929A1 (fr) 2008-11-27
RU2009142979A (ru) 2011-05-27
EP2140121B8 (fr) 2011-05-25
DE602008005567D1 (de) 2011-04-28
JP2010525234A (ja) 2010-07-22
CA2681929C (fr) 2015-07-07
WO2008142287A2 (fr) 2008-11-27
EP2140121A2 (fr) 2010-01-06
EP2140121B1 (fr) 2011-03-16
JP5228036B2 (ja) 2013-07-03
US20100107648A1 (en) 2010-05-06
WO2008142287A3 (fr) 2009-02-05
CN101688476B (zh) 2013-03-13
ATE502195T1 (de) 2011-04-15
CN101688476A (zh) 2010-03-31
BRPI0809725A2 (pt) 2014-09-30
FR2915238A1 (fr) 2008-10-24
US8381509B2 (en) 2013-02-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2445482C2 (ru) Способ и система для запуска газотурбинного двигателя в холодную погоду
EP2147195B1 (en) Integrated engine generator rankine cycle power system
EP2762690B1 (en) Engine-waste-heat utilization device
EP2762713B1 (en) Rankine cycle
RU2607684C1 (ru) Система гидравлического управления для транспортного средства
EP2933441A1 (en) Exhaust heat recovery device for internal combustion engine and exhaust heat recovery method for internal combustion engine
JP5333659B2 (ja) 廃熱回生システム
CN102777229A (zh) 用于加热内燃发动机的发动机油的方法和执行这种方法的内燃发动机
JP2010065587A (ja) 廃熱利用装置
CN115176073B (zh) 用于内燃机、工业设备的预热、润滑及冷却用油循环系统
JP2006233919A (ja) ハイブリッド車両の駆動装置
JP5631178B2 (ja) 排熱回生装置の運転停止方法
RU2627989C2 (ru) Устройство для нагрева текучей среды и способ нагрева текучей среды
GB2496478A (en) A method for improving warm-up of an engine
US10858961B2 (en) Method for controlling a waste heat utilization system for an internal combustion engine
GB2533132A (en) A liquid cooling apparatus and method for a gas tubine engine
KR20090044806A (ko) 하이브리드 자동차용 통합 펌프
RU215236U1 (ru) Система охлаждения гусеничной машины с упругим накопителем энергии
CN112654771B (zh) 用于车辆的发动机系统和方法
JP2018150873A (ja) ランキンサイクルシステム、及び、ランキンサイクルシステムの制御方法
CN117386477A (zh) 一种发动机的润滑系统及其控制方法
CN117386480A (zh) 发动机的润滑系统及其控制方法
HRP940977A2 (en) Ecological hydraulic engine

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170415