RU2646521C2

RU2646521C2 - Способ и система запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата

Info

Publication number: RU2646521C2
Application number: RU2015107555A
Authority: RU
Inventors: Пьер АРРЬЕ; Жан-Филипп Жак МАРЭН
Original assignee: Турбомека
Priority date: 2012-09-10
Filing date: 2013-08-27
Publication date: 2018-03-05
Also published as: CA2884233A1; ES2624640T3; RU2015107555A; CN104884769A; FR2995345B1; JP2015529770A; EP2893169B1; FR2995345A1; EP2893169A1; PL2893169T3; CN104884769B; KR20150054854A; CA2884233C; WO2014037649A1; US9874149B2; US20150211421A1; IN2015DN01835A

Abstract

Изобретение относится к способу и системе запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата. Газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания, вал компрессора, на котором установлено колесо компрессора для питания сжатым воздухом упомянутой камеры сгорания, по меньшей мере один стартер, связанный с упомянутым валом таким образом, чтобы сообщать ему крутящий момент запуска определенного значения для его приведения во вращение. Способ содержит этап (Е1) ускорения вала компрессора в течение первой фазы запуска, затем этап (Е2) стабилизации скорости вращения вала компрессора в течение второй фазы запуска. Во время этапа (Е1) ускорения скорость вращения вала регулируют таким образом, что ускорение вала остается по существу постоянным. Изобретение позволяет повысить эффективность запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к способу и системе запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата.

Как известно, газотурбинный двигатель летательного аппарата содержит камеру сгорания, вал компрессора, на котором установлено колесо компрессора для питания сжатым воздухом упомянутой камеры сгорания, и по меньшей мере один стартер (или стартер-генератор), связанный с упомянутым валом таким образом, чтобы выдавать крутящий момент запуска, достаточный для его приведения во вращение.

Для запуска газотурбинного двигателя стартер сначала ускоряет вал компрессора в первой фазе запуска, во время которой в топливный контур на входе пусковых топливных форсунок подают давление и его продувают. Затем во второй фазе запуска инициируют впрыск топлива до того, как в камере сгорания газотурбинного двигателя произойдет воспламенение упомянутого топлива. Наконец, в третьей фазе запуска при заранее определенной скорости вращения действие стартера прекращают и газотурбинный двигатель может продолжать ускоряться за счет сгорания упомянутого топлива.

Для обеспечения воспламенения топлива колесо компрессора должно нагнетать достаточный объем воздуха в камеру сгорания, но этот объем не должен быть слишком большим, так как в этом случае он помешает воспламенению топлива. Однако, поскольку скорость вращения вала компрессора пропорционально объему воздуха, нагнетаемому колесом компрессора в камеру сгорания, скорость вращения вала должна входить в интервал скорости, называемый окном воспламенения, причем в течение времени, достаточно длительного, чтобы обеспечивать нормальное воспламенение.

В документе WO 2011/056360 описан способ запуска газовой турбины, в котором скорость вращения турбины контролируют таким образом, чтобы поддерживать ее в значении плюс или минус 5% заранее определенной скорости, называемой скоростью запуска, во время второй фазы запуска. Однако проблема возникает, когда ускорение вала, осуществляемое стартером в первой фазе запуска, является таким, что невозможно уменьшить скорость вращения вала для ее стабилизации в окне воспламенения. Иначе говоря, слишком большое увеличение скорости вращения вала может привести, как будет указано ниже, к слишком быстрому переходу в окно воспламенения газотурбинного двигателя, что не позволит произвести запуск газотурбинного двигателя.

Действительно, в газотурбинном двигателе часто используют стартер электрического типа, выполненный в виде синхронной машины, получающей питание от батареи через силовую электронику и работающей в режиме привода в фазе запуска газотурбинного двигателя и в режиме генератора во время фаз полета летательного аппарата. Крутящий момент, выдаваемый стартером, должен преодолевать совокупность противодействующих моментов, возникающих в основном в результате аэродинамического сопротивления приводимых во вращение частей и механического трения входящих друг с другом в контакт частей и различных ступеней масляных и топливных насосов газотурбинного двигателя.

Однако противодействующий момент, который должен преодолевать стартер, может значительно меняться в зависимости от окружающих условий, в частности от атмосферных температуры и давления, действующих на газотурбинный двигатель. При этом сертификационные нормы требуют обеспечения возможности запуска на разных высотах полета и в разных климатических условиях.

Например, в холодную погоду, то есть когда окружающая температура ниже, например, -20°С, противодействующий момент, который должен преодолевать стартер для запуска газотурбинного двигателя, значительно увеличивается по сравнению с противодействующим моментом, который должен преодолевать стартер при положительной окружающей температуре, в частности, поскольку противодействующие моменты масляных и топливных насосов, которыми оборудован газотурбинный двигатель, увеличиваются в холодную погоду.

Таким образом, стартер должен обеспечивать запуск в этих условиях, и для этого следует предусматривать его соответствующую мощность. Поэтому приходится использовать стартеры с избыточной мощностью.

Однако такая избыточная мощность не позволяет правильно контролировать крутящий момент, производимый стартером, что может привести к слишком сильному ускорению вала и, следовательно, к слишком быстрому переходу в окно воспламенения, что может воспрепятствовать воспламенению топлива.

Настоящее изобретение призвано устранить по меньшей мере часть этих недостатков и предложить эффективный способ запуска газотурбинного двигателя, обеспечивающий, в частности, множество последовательных запусков газотурбинного двигателя, в частности на разных высотах полета.

В связи с этим объектом изобретения является способ запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата, при этом упомянутый газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания, вал компрессора, на котором установлено колесо компрессора для питания сжатым воздухом упомянутой камеры сгорания, по меньшей мере один стартер, связанный с упомянутым валом таким образом, чтобы сообщать ему крутящий момент запуска определенного значения для его приведения во вращение, при этом упомянутый способ содержит:

- этап ускорения вала компрессора в течение первой фазы запуска, затем

- этап стабилизации скорости вращения вала компрессора в течение второй фазы запуска для обеспечения воспламенения топлива,

при этом способ характеризуется тем, что скорость вращения вала регулируют таким образом, что ускорение вала остается по существу постоянным, в частности, в течение первой фазы запуска.

Под термином «регулировать» следует понимать, что скорость вращения вала непрерывно контролируют, в частности, во время первой фазы запуска таким образом, что ускорение вала остается по существу постоянным при любых окружающих условиях (низкая температура, низкое давление и т.д.). Такое регулирование можно осуществлять при помощи заданной скорости или заданного крутящего момента, которые могут быть, например, соответственно значением скорости или крутящего момента или процентным выражением увеличения или уменьшения соответственно скорости или крутящего момента.

Под термином «стартер» следует понимать в данном случае и в дальнейшем тексте описания как простой стартер, так и стартер-генератор.

Повышение скорости вращения вала с постоянным ускорением в течение первой фазы запуска позволяет контролировать скорость вращения вала таким образом, чтобы достигать ее и иметь возможность поддерживать в окне воспламенения в течение достаточно долгого времени для обеспечения запуска газотурбинного двигателя, постепенного повышения давления в топливном контуре на входе пусковых форсунок и его продувки. Без такого регулирования крутящий момент, производимый стартером, может быть, например, в холодную погоду слишком большим, что может привести к слишком резкому ускорению вала и к слишком быстрому переходу в окно воспламенения.

На этапе стабилизации скорость вращения поддерживают в интервале скорости, обеспечивающей воспламенение в камере сгорания, например, заключенном между 10% и 15% номинальной скорости вращения вала. Под термином «номинальная скорость» следует понимать скорость вала компрессора, когда газотурбинный двигатель работает в режиме, позволяющем получать максимальную взлетную мощность (PMD).

Предпочтительно скорость вращения вала регулируют таким образом, что ускорение вала остается по существу нулевым в течение второй фазы запуска.

Обнаружение воспламенения можно осуществлять, когда температура газов на выходе газотурбинного двигателя превышает заранее определенный порог. Интервал времени контроля позволяет сделать вывод, что сгорание является достаточно стабильным, чтобы завершить эту фазу стабилизации.

Способ может содержать, дополнительно, после воспламенения топлива, этап ускорения вала в течение третьей фазы запуска, который позволяет ускорить колесо компрессора, например, до максимальной скорости конца цикла запуска. Этот этап может включать в себя непрерывную стабилизацию крутящего момента, выдаваемого стартером, например, при помощи заданного значения крутящего момента, на валу компрессора в течение продолжительности третьей фазы запуска. Такой непрерывный контроль крутящего момента, подаваемого на вал компрессора стартером, позволяет избегать выдачи стартером во время этой третьей фазы слишком большого крутящего момента, который может привести к прекращению горения в камере сгорания, если температура камеры сгорания становится слишком низкой. Действительно, если крутящий момент является слишком большим, то соответствующее ускорение вала может привести к увеличению расхода воздуха, нагнетаемого компрессором, по отношению к расходу топлива, в результате чего отношение топливо/воздух становится слишком низким и двигатель выключается. Это обеспечивает оптимальную работу газотурбинного двигателя во время фазы ускорения вала, следующей за воспламенением топлива. Разумеется, непрерывную стабилизацию выдаваемого стартером крутящего момента можно также осуществлять при помощи заданного значения скорости. Если заданное значение крутящего момента поступает от вычислительного устройства двигателя летательного аппарата, использование заданного крутящего момента предпочтительно позволяет не мешать регулированию скорости, применяемому вычислительным устройством для дозировки расхода топлива. Во время третьей фазы ускорение будет зависеть от изменения противодействующего момента газотурбинного двигателя, который может меняться, в частности, в зависимости от скорости вращения вала и от термических условий газотурбинного двигателя.

Предпочтительно скорость вращения вала регулируют таким образом, что ускорение вала остается по существу постоянным в течение третьей фазы запуска.

Предпочтительно регулирование скорости осуществляют периодически, в частности, в течение всей продолжительности первой фазы. Например, период может быть меньшим или равным одной секунде, предпочтительно меньшим или равным 100 мс. Такая периодичность регулирования обеспечивает очень точный контроль ускорения вала так, что оно остается по существу постоянным, в частности, в течение всей продолжительности первой фазы запуска.

Предпочтительно этап регулирования включает в себя:

- этап получения значения ускорения за интервал времени,

- этап вычисления разности между полученным значением ускорения и контрольным значением ускорения,

- этап сравнения вычисленной разности с заранее определенным порогом,

- этап определения заданного значения скорости или крутящего момента на основании вычисленной разности в случае превышения упомянутого порога.

В альтернативном варианте осуществления заявленного способа, этап регулирования включает в себя:

- этап получения первого значения ускорения за первый интервал времени,

- этап получения второго значения ускорения за второй интервал времени, предпочтительно следующий за первым интервалом времени,

- этап вычисления разности между полученным первым значением ускорения и полученным вторым значением ускорения,

Предпочтительно этап получения значения ускорения осуществляют на основании двух последовательных измерений скорости вращения вала.

Так, например, измерение скорости вращения вала можно осуществлять периодически, затем для каждого интервала времени между двумя измерениями скорости вычисляют ускорение вала за этот интервал времени.

Вычисленное значение ускорения можно сравнить с постоянным и заранее определенным контрольным значением или с другим предварительно вычисленным значением ускорения.

Заданное значение скорости определяют на основании произведенного сравнения таким образом, чтобы обеспечить адаптацию скорости вращения вала. Заданное значение скорости указывает, например, на скорость, которую вал должен развить, чтобы привести ускорение к контрольному значению или к значению, полученному за предыдущий интервал времени.

Для быстрого запуска газотурбинного двигателя ускорение должно быть по меньшей мере равно 2,5% номинальной скорости за секунду таким образом, чтобы продолжительность первой фазы была меньше 4 с.

Точно также, значение ускорения должно быть меньше максимального значения, порядка 5% номинальной скорости за секунду, чтобы иметь возможность стабилизировать скорость вращения вала в окне воспламенения, не превышая максимального значения окна, сверх которого объем воздуха в камере сгорания будет слишком большим и помешает воспламенению топлива.

Определение контрольного значения ускорения можно осуществить на основании окружающих условий газотурбинного двигателя. Так, например, контрольное значение можно определить в момент запуска на основании значений атмосферных температуры и давления, которые напрямую влияют на противодействующие моменты, которые должен преодолевать стартер. Эти условия могут меняться быстро, в частности, если пилот должен произвести повторный запуск во время полета на высоте в результате самовыключения газотурбинного двигателя.

Таким образом, в рамках заявленного способа непрерывное регулирование скорости вращения вала для обеспечения постоянного ускорения в течение первой фазы запуска можно осуществлять, учитывая изменение окружающих условий газотурбинного двигателя, чтобы адаптировать крутящий момент, подаваемый стартером на вал, к противодействующим моментам, соответствующим этим условиям и преодолеваемым стартером, для обеспечения точного контроля ускорения вала и, следовательно, успешного воспламенения топлива во время фазы стабилизации.

Способ может также содержать предварительный этап приведения во вращение вала стартером.

Объектом изобретения является также система для запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата, при этом упомянутая система содержит газотурбинный двигатель и средства управления упомянутым газотурбинным двигателем, при этом газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания, вал компрессора, на котором установлено колесо компрессора для питания сжатым воздухом упомянутой камеры сгорания, по меньшей мере один стартер, связанный с упомянутым валом таким образом, чтобы сообщать ему крутящий момент запуска определенного значения для его приведения во вращение, при этом упомянутый стартер содержит средства ускорения вала компрессора в течение первой фазы запуска и средства стабилизации скорости вращения вала компрессора в течение второй фазы запуска для обеспечения впрыска топлива в камеру сгорания и воспламенения топлива, при этом средства управления выполнены с возможностью регулирования скорости вращения вала таким образом, чтобы ускорение вала оставалось по существу постоянным, в частности в течение первой фазы запуска.

Предпочтительно средства управления выполнены также с возможностью регулирования скорости вращения вала таким образом, что ускорение вала остается по существу постоянным в течение второй фазы запуска.

Предпочтительно средства управления выполнены также с возможностью регулирования скорости вращения вала таким образом, что ускорение вала является максимальным в течение третьей фазы запуска.

Согласно отличительному признаку изобретения, стартер является электрическим и содержит электронную схему, обеспечивающую контроль подаваемого на вал крутящего момента.

Объектом изобретения является также летательный аппарат, содержащий газотурбинный двигатель и описанную выше систему.

Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания со ссылками на прилагаемые фигуры, которые представлены в качестве не ограничительных примеров и на которых подобные объекты имеют одинаковые обозначения.

Фиг. 1 - схематичный вид системы в соответствии с изобретением.

Фиг. 2 иллюстрирует способ, осуществляемый системой в соответствии с изобретением.

Фиг. 3 - диаграмма трех фаз запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата, оборудованного системой в соответствии с изобретением.

Фиг. 4 - диаграмма скорости вращения вала компрессора системы в соответствии с изобретением.

Описание системы в соответствии с изобретением

Показанная на фиг. 1 система 10 для запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата в соответствии с изобретением содержит газотурбинный двигатель 100 и средства 200 управления упомянутым газотурбинным двигателем.

Газотурбинный двигатель 100 содержит камеру 120 сгорания, вал 140 компрессора, на котором установлено колесо 160 компрессора для питания сжатым воздухом упомянутой камеры 120 сгорания, и электрический стартер 180, соединенный с упомянутым валом 140 через коробку 170 трансмиссии для подачи на вал 140 крутящего момента запуска определенного значения с целью его приведения во вращение.

Вал 140 компрессора расположен коаксиально с колесом 160 компрессора и с камерой 120 сгорания вокруг оси Х.

Коробка 170 трансмиссии, которая может представлять собой, например, несколько ступеней шестерен, позволяет передавать крутящий момент, выдаваемый стартером, на вал 140 компрессора. Разумеется, стартер 180 можно установить непосредственно на валу 140 компрессора, что не ограничивает объема настоящего изобретения.

Стартер 180 содержит средства 182 ускорения вала 140 компрессора для повышения скорости вращения вала 140 компрессора в течение первой фазы запуска Р1 и в течение третьей фазы запуска Р3, как показано на фиг. 3.

Стартер 180 содержит также средства 184 стабилизации скорости вращения вала 140 компрессора в течение второй фазы запуска Р2, как показано на фиг. 3, таким образом, чтобы обеспечивать впрыск топлива в камеру 120 сгорания и воспламенение упомянутого топлива.

Средства 812 ускорения и/или 184 стабилизации управляются электронной схемой (не показана) таким образом, чтобы регулировать уровень крутящего момента, подаваемого на вал 140 стартером 180. Такая электронная схема выполнена с возможностью приема заданных значений скорости и/или крутящего момента таким образом, чтобы стартер 180 выдавал на вал крутящий момент, позволяющий достичь упомянутой скорости или крутящего момента, равного упомянутому крутящему моменту.

Средства 200 управления газотурбинным двигателем 100 могут представлять собой вычислительное устройство двигателя, например, типа FADEC (Full Authority Digital Engine Control), соединенное с электронной схемой контроля стартера 180 через одну или несколько линий связи 300, например, через одну или несколько цифровых шин, позволяющих средствам 200 управления передавать заданные значения, например скорости и/или крутящего момента, в электронную схему контроля стартера 180.

За счет передачи в стартер 180 заданных значений средства 200 управления газотурбинным двигателем 100 обеспечивают регулирование скорости вращения вала 140 таким образом, чтобы его ускорение оставалось по существу постоянным в течение первой фазы запуска Р1, независимо от окружающих условий газотурбинного двигателя 100, например, таких как условия температуры и давления.

Осуществление способа в соответствии с изобретением

Способ в соответствии с изобретением представлен на фиг. 2 и описан со ссылками на фиг. 3.

Если необходимо произвести запуск газотурбинного двигателя на земле или в полете, в электрический стартер 180 подают команду активации на этапе Е0, чтобы он сообщил валу 140 крутящий момент через трансмиссию 170.

При этом вал 140 компрессора ускоряется на этапе Е1 стартером 180 в течение первой фазы запуска Р1.

Во время этой первой фазы запуска Р1 скорость вращения вала 140 регулируют таким образом, что ускорение вала 140 остается по существу постоянным во время первой фазы Р1.

В частности, после приведения вала 140 компрессора во вращение стартером 180 периодически осуществляют измерение скорости N вала 140, например через каждые 100 мс, при помощи датчика (не показан).

Это измерение периодически направляют в средства 200 управления, например, через линию связи 300. Средства 200 управления вычисляют значение ускорения за интервал времени [t1, t2] на основании двух последовательных измерений скорости n1 и n2, измеренных соответственно в моменты времени t1 и t2, показанные на фиг. 4, по формуле

.

Ускорение A_MES, измеренное за интервал времени [t1, t2], сравнивают с контрольным ускорением A_REF, соответствующим постоянному ускорению, заранее определенному, например, на основании окружающих условий газотурбинного двигателя 100, определяемых на основании опыта, для которых имеются таблицы соответствия, связывающие определенные окружающие условия с контрольным ускорением A_REF. Разумеется, контрольное значение A_REF может отличаться для каждой фазы запуска.

Что касается первой фазы запуска, контрольное ускорение A_REF можно определять таким образом, чтобы оно продолжалось в течение времени, достаточно длительного, чтобы не прибегать к резкому ускорению и не превышать окно воспламенения, но в то же время достаточно короткого, чтобы быстро запустить газотурбинный двигатель, например, от трех до четырех секунд. Так, предпочтительно контрольное ускорение A_REF по меньшей мере равно 2.5% номинальной скорости за секунду, чтобы продолжительность первой фазы была меньше 4 с и меньше 25% номинальной скорости за секунду, чтобы можно было стабилизировать скорость вращения вала в окне воспламенения.

Как показано на фиг. 4, вал имеет ускорение, соответствующее контрольному ускорению A_REF до момента t1 и после момента t3. Согласно способу в соответствии с изобретением, если разность между ускорением A_MES, измеренным за интервал времени [t1, t2], и контрольным значением A_REF превышает заранее определенный порог, например, 5% контрольного значения A_REF, то есть если ускорение не является по существу постоянным и равным заранее определенному контрольному значению ускорения A_REF, средства 200 управления определяют и передают в схему контроля стартера 180 заданное значение V_CONS скорости вращения вала 140, позволяющее корректировать эту разность. Такое заданное значение предназначено для регулирования ускорения вала 140 стартером, то есть чтобы это ускорение как можно раньше, например, начиная со следующего интервала времени [t2, t3], стремилось к заранее определенному контрольному значению A_REF.

Как показано на фиг. 4, заданное значение V_CONS скорости, переданное в стартер 180 средствами 200 управления, показывает уменьшение скорости вращения вала 140 таким образом, что ускорение вала за интервал времени [t2, t3] меньше контрольного ускорения A_REF и что оно стремится к упомянутому контрольному ускорению A_REF, при этом вал достигает скорости n3 в момент t3.

Средства 200 управления направляют заданное значение V_CONS скорости в схему контроля стартера 180, например, в момент t2 или сразу после него, чтобы стартер 180 через свою схему контроля быстро начал обеспечивать крутящий момент, подаваемый на вал 140, и, следовательно, скорость вращения вала 140 на основании принятого заданного значения V_CONS скорости.

Таким образом, способ в соответствии с изобретением позволяет приводить значение ускорения вала 140 компрессора к контрольному значению A_REF, если оно значительно отклоняется от этого контрольного значения, в частности, в течение продолжительности первой фазы запуска Р1.

Если заранее определенный порог скорости вращения вала 140, например, включенный в окно воспламенения, достигнут, начинается вторая фаза запуска Р2. Этап Е2 стабилизации позволяет стабилизировать скорость вращения вала 140 в окне воспламенения в течение времени, достаточного, чтобы обеспечить впрыск топлива в камеру 120 сгорания, а также полное воспламенение упомянутого топлива. Предпочтительно этот этап Е2 стабилизации осуществляют, устанавливая значение контрольного ускорения A_REF на ноль, чтобы скорость была постоянной и поддерживалась, например, в значении между 10% и 15% номинальной скорости газотурбинного двигателя.

Способ в соответствии с изобретением может также содержать этап Е3 обнаружения воспламенения топлива, во время которого измеряют температуру газового потока на выходе газотурбинного двигателя и упомянутое измерение сравнивают с контрольным значением температуры, указывающим на воспламенение в камере сгорания.

После обнаружения воспламенения происходит этап Е4 выжидания, например, в течение 0,5 с, позволяющий убедиться, что воспламенение осуществлено корректно и является устойчивым, прежде чем начать третью фазу запуска газотурбинного двигателя, во время которой скорость вращения вала 140 повышается.

Так, на этапе Е5 ускорения вала 140 колесо 160 компрессора ускоряется, например, до максимальной скорости, во время фазы Р3 запуска, чтобы газотурбинный двигатель мог достичь режима полета летательного аппарата.

Предпочтительно этот этап Е5 включает в себя непрерывную стабилизацию крутящего момента, сообщаемого стартером валу компрессора во время третьей фазы Р3. Аналогично этапу Е2, средства 200 управления позволяют регулировать крутящий момент посредством передачи заданного значения C_CONS крутящего момента на стартер.

Противодействующий момент газотурбинного двигателя зависит от многих факторов, в частности, от скорости вращения вала и от термических условий газотурбинного двигателя. Однако, поскольку разность между крутящим моментом, производимым стартером, и противодействующим моментом газотурбинного двигателя пропорциональна ускорению вала, ускорение будет меняться в зависимости от противодействующего момента газотурбинного двигателя при постоянном заданном значении C_CONS крутящего момента стартера.

Такой непрерывный контроль крутящего момента, сообщаемого стартером 180 валу 140 компрессора, позволяет избегать во время этой фазы слишком большого крутящего момента, выдаваемого стартером, который мог бы привести к самогашению камеры сгорания газотурбинного двигателя 100, как было указано выше.

Наконец, стартер 180 можно выключить во время третьей фазы Р3, например, в ее начале.

Таким образом, способ и система в соответствии с изобретением позволяют непрерывно контролировать скорость вращения вала, в частности, во время первой фазы запуска, таким образом, чтобы ускорение вала оставалось по существу постоянным при любых окружающих условиях газотурбинного двигателя (низкая температура, низкое давление и т.д.).

Claims

1. Способ запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата, при этом упомянутый газотурбинный двигатель (100) содержит камеру (120) сгорания, вал (140) компрессора, на котором установлено колесо (160) компрессора для питания сжатым воздухом упомянутой камеры (120) сгорания, по меньшей мере один стартер (180), связанный с упомянутым валом (140) таким образом, чтобы сообщать ему крутящий момент запуска определенного значения для его приведения во вращение, при этом упомянутый способ содержит:

- этап (Е1) ускорения вала (140) компрессора в течение первой фазы (Р1) запуска, затем

- этап (Е2) стабилизации скорости вращения вала (140) компрессора в течение второй фазы (Р2) запуска для обеспечения впрыска топлива в камеру (120) сгорания и воспламенения топлива,

при этом скорость вращения вала (140) регулируют в ходе этапов (Е1) ускорения и (Е2) стабилизации таким образом, что ускорение вала (140) остается по существу постоянным,

при этом способ отличается тем, что этап (Е1) ускорения включает в себя:

2. Способ по п. 1, в котором на этапе (Е2) стабилизации скорость вращения вала (140) компрессора поддерживают между 10% и 15% номинальной скорости вращения вала (140).

3. Способ по п. 1, в котором этап (Е3) обнаружения воспламенения осуществляют, когда температура газов на выходе газотурбинного двигателя (100) превышает заранее определенный порог.

4. Способ по п. 1, дополнительно содержащий, после воспламенения топлива, этап (Е5) ускорения вала (140), который позволяет ускорить колесо (160) компрессора, при этом упомянутое ускорение регулируют по заданному значению крутящего момента.

5. Способ по п. 1, в котором регулирование скорости осуществляют периодически.

6. Способ по п. 1, в котором этап получения значения ускорения осуществляют на основании двух последовательных измерений скорости вращения вала (140).

7. Система для осуществления способа по одному из предыдущих пунктов с целью запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата, при этом упомянутая система (10) содержит газотурбинный двигатель (100) и средства (200) управления упомянутым газотурбинным двигателем (100), при этом газотурбинный двигатель (100) содержит камеру (120) сгорания, вал (140) компрессора, на котором установлено колесо (160) компрессора для питания сжатым воздухом упомянутой камеры (120) сгорания, по меньшей мере один стартер (180), связанный с упомянутым валом (140) таким образом, чтобы сообщать ему крутящий момент запуска определенного значения для его приведения во вращение, при этом упомянутый стартер (180) содержит средства (182) ускорения вала (140) компрессора в течение первой фазы запуска и средства (184) стабилизации скорости вращения вала (140) компрессора в течение второй фазы запуска для обеспечения впрыска топлива в камеру (120) сгорания и воспламенения топлива, при этом средства (200) управления выполнены с возможностью регулирования скорости вращения вала (140), определяя заданное значение скорости или крутящего момента на основании вычисления разности между значением ускорения вала и контрольным значением, таким образом, чтобы ускорение вала (140) оставалось по существу постоянным.

8. Система по п. 7, в которой стартер (180) является электрическим и содержит электронную схему контроля подаваемого на вал (140) крутящего момента.

9. Летательный аппарат, содержащий газотурбинный двигатель и систему по п. 7 для осуществления способа по одному из пп. 1-6.