RU2666029C2 - Способ и система для надежного запуска турбинного двигателя - Google Patents
Способ и система для надежного запуска турбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2666029C2 RU2666029C2 RU2016130041A RU2016130041A RU2666029C2 RU 2666029 C2 RU2666029 C2 RU 2666029C2 RU 2016130041 A RU2016130041 A RU 2016130041A RU 2016130041 A RU2016130041 A RU 2016130041A RU 2666029 C2 RU2666029 C2 RU 2666029C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- starter
- converter
- speed
- starting
- compressor
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 11
- 239000007858 starting material Substances 0.000 claims abstract description 111
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 30
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims abstract description 13
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 claims abstract description 7
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 23
- 230000009849 deactivation Effects 0.000 claims description 5
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 3
- 230000036316 preload Effects 0.000 claims description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 6
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000005284 excitation Effects 0.000 description 4
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 3
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 3
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 3
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 3
- 239000004065 semiconductor Substances 0.000 description 3
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 3
- 238000009529 body temperature measurement Methods 0.000 description 2
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 description 2
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 2
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 2
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- 230000005355 Hall effect Effects 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 1
- 238000011217 control strategy Methods 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000010348 incorporation Methods 0.000 description 1
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 1
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000000750 progressive effect Effects 0.000 description 1
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 1
Images
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
- 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
- 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
- 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
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02N—STARTING OF COMBUSTION ENGINES; STARTING AIDS FOR SUCH ENGINES, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F02N11/00—Starting of engines by means of electric motors
- F02N11/08—Circuits or control means specially adapted for starting of engines
-
- H—ELECTRICITY
- H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
- H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
- H02K11/00—Structural association of dynamo-electric machines with electric components or with devices for shielding, monitoring or protection
- H02K11/20—Structural association of dynamo-electric machines with electric components or with devices for shielding, monitoring or protection for measuring, monitoring, testing, protecting or switching
- H02K11/21—Devices for sensing speed or position, or actuated thereby
-
- H—ELECTRICITY
- H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
- H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
- H02K11/00—Structural association of dynamo-electric machines with electric components or with devices for shielding, monitoring or protection
- H02K11/20—Structural association of dynamo-electric machines with electric components or with devices for shielding, monitoring or protection for measuring, monitoring, testing, protecting or switching
- H02K11/25—Devices for sensing temperature, or actuated thereby
-
- H—ELECTRICITY
- H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
- H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
- H02K23/00—DC commutator motors or generators having mechanical commutator; Universal AC/DC commutator motors
-
- H—ELECTRICITY
- H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
- H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
- H02K7/00—Arrangements for handling mechanical energy structurally associated with dynamo-electric machines, e.g. structural association with mechanical driving motors or auxiliary dynamo-electric machines
- H02K7/10—Structural association with clutches, brakes, gears, pulleys or mechanical starters
- H02K7/116—Structural association with clutches, brakes, gears, pulleys or mechanical starters with gears
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02N—STARTING OF COMBUSTION ENGINES; STARTING AIDS FOR SUCH ENGINES, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F02N11/00—Starting of engines by means of electric motors
- F02N11/08—Circuits or control means specially adapted for starting of engines
- F02N2011/0881—Components of the circuit not provided for by previous groups
- F02N2011/0888—DC/DC converters
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/85—Starting
-
- 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
- F05D2270/304—Spool rotational speed
-
- 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)
- Power Engineering (AREA)
- Microelectronics & Electronic Packaging (AREA)
- Control Of Eletrric Generators (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Система запуска турбинного двигателя содержит аккумуляторную батарею, стартер постоянного тока, электронный вычислитель регулирования, редуктор трансмиссии, пусковые вспомогательные устройства, газогенератор, который в свою очередь содержит компрессор, камеру сгорания и турбину высокого давления вместе со свободной турбиной. Первая и вторая цепи соединяются параллельно и размещаются между упомянутой аккумуляторной батареей и стартером постоянного тока. Первая цепь содержит преобразователь постоянного тока в постоянный ток, соединенный последовательно с первым переключателем, а вторая цепь содержит второй переключатель. Система дополнительно содержит, по меньшей мере, датчик для измерения скорости вращения компрессора, датчик для измерения температуры на входе в свободную турбину и схему управления для управления первым и вторым переключателями в зависимости от информации, предоставляемой посредством датчика для измерения скорости вращения компрессора и посредством датчика для измерения входной температуры свободной турбины. Изобретение позволяет повысить надежность запуска турбинного двигателя. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 13 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ И УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Изобретение относится к способу и к системе для надежного запуска турбинного двигателя.
Областью применения изобретения более конкретно является область управления запуском газотурбинных авиационных двигателей, таких как турбовальные двигатели для вертолетов или турбовинтовые двигатели для летательных аппаратов с неподвижным крылом, или фактически запуском газотурбинных вспомогательных силовых установок (APU), установленных на борту летательного аппарата.
Тем не менее, изобретение применимо к другим типам турбинного двигателя, например, к промышленным турбинам.
Известным образом, турбинный двигатель летательного аппарата содержит камеру сгорания, вал компрессора, имеющий крыльчатку компрессора, установленную на нем, чтобы подавать сжатый воздух в упомянутую камеру сгорания, и, по меньшей мере, один стартер или стартер-генератор, соединенный с упомянутым валом так, чтобы передавать достаточный пусковой крутящий момент к нему для приведения его во вращение.
Для того чтобы запускать турбинный двигатель, стартер запускается, ускоряя вал компрессора на первой стадии запуска, во время которой в топливном контуре выше по потоку от пусковых форсунок создается давление, и он продувается. После этого, на второй стадии запуска, инициируется впрыск топлива перед зажиганием упомянутого топлива в камере сгорания двигателя. Наконец, во время третьей стадии запуска, при некоторой предварительно определенной скорости вращения, действие стартера прекращается, и двигатель может продолжать ускоряться в результате сгорания упомянутого топлива.
Для того чтобы предоставлять возможность топливу зажигаться, воздух, подаваемый посредством крыльчатки компрессора в камеру сгорания, должен соответствовать некоторым условиям давления и скорости в топливных форсунках, так, чтобы гарантировать точное соотношение топливо/воздух, и так, чтобы избегать задувания пламени. Однако поскольку объем воздуха, подаваемого посредством крыльчатки компрессора в камеру сгорания, пропорционален скорости вращения вала компрессора, скорость вращения вала газогенератора должна, следовательно, находиться в диапазоне скоростей, называемом "окном зажигания", и должна оставаться в этом окне в течение интервала времени, который достаточен, чтобы гарантировать, что зажигание выполняется правильно.
Традиционно, турбовальные двигатели почти всех легких или средних вертолетов, и даже двигатели некоторых тяжелых вертолетов, а также многочисленные турбовинтовые двигатели легких летательных аппаратов с неподвижным крылом, запускаются с помощью стартера постоянного тока (DC) или стартер-генератора, который питается постоянным током (DC) при напряжении 28 вольт (В).
Главные преимущества стартеров постоянного тока заключаются в том, что они являются надежными электрическими машинами с такой конструкцией, которая является относительно простой и хорошо понятной, они имеются в готовом виде, и они могут быть использованы для запуска турбовального двигателя непосредственно от источника питания 28 В, например от аккумулятора вертолета, не требуя статического преобразователя и не требуя какой-либо сложной стратегии управления.
Тем не менее, практическая реализация сталкивается с трудностями, которые объясняются со ссылкой на фиг. 7 вместе с последующими основными уравнениями, суммированными ниже для лучшего понимания.
Различные параметры могут быть определены следующим образом:
- Uo: напряжение разомкнутой цепи аккумулятора 10;
- Rbat: внутреннее сопротивление 11 аккумулятора 10;
- Rcab: сопротивление кабельной проводки 31;
- Rarm: сопротивление 21 обмотки якоря стартера 20;
- E=E(N): противоэлектродвижущая сила (противо-ЭДС) стартера 20;
- Istart: пусковой ток якоря;
- Ubat: напряжение между клеммами аккумулятора 10; и
- Ustart: напряжение между клеммами стартера 20.
Это дает:
Istart=(Ubat-Ustart)/Rcab=(Uo-E(N))/(Rab+Rcab+Rarm)
где: E(N)=k x N, N является скоростью вращения стартера 20, а k является электрической постоянной стартера 20 (которая зависит, в частности, от его обмотки).
Кроме того, электромагнитный крутящий момент стартера 20 выражается как:
Cem=k ξ Istart ξ Iex
где Iex является током возбуждения (Iex=Istart для стартера с последовательным возбуждением, также возможно, чтобы Iex регулировался независимо посредством блока управления генератора (GCU) для машин с независимым возбуждением).
Можно сделать вывод, что, при N=0, E=0, и, таким образом:
Istart=Uo/(Rbat+Rcab+Rarm)
Может быть видно, что ток Istart в обмотке якоря во время первых мгновений запуска, т.е. когда противо-ЭДС стартера 20 все еще очень низкая, прямо пропорционален напряжению Uo разомкнутой цепи аккумулятора 10 и ограничивается исключительно полным сопротивлением (Rbat+Rcab+Rarm) линии питания. К несчастью, напряжение источника питания (например, имеющее расчетное значение 28 В в номинальном режиме) может значительно изменяться в зависимости от того, выполняется ли запуск от аккумулятора или от наземного силового агрегата. Кроме того, внутреннее сопротивление аккумулятора Rbat увеличивается при низкой температуре. Однако сопротивления электрических проводников Rcab и Rarm увеличиваются, когда температура растет.
Таким образом, может быть понятно, что ток, и, следовательно, крутящий момент, в начале запуска может значительно изменяться в зависимости от типа источника питания, который предоставляет, скажем, 28 В (аккумулятор, стартер-генератор другой турбины, APU летательного аппарата или наземный силовой агрегат, используемый для запуска на земле), вследствие окружающих условий (температуры) и вследствие обстоятельств (стартер является горячим или холодным).
На практике производитель ограничивает пусковой ток, используя кабель подходящего сечения (обеспечивая некоторое минимальное значение сопротивления) или соединяя последовательно пусковое сопротивление, которое шунтируется после нескольких мгновений, как объяснено ниже.
Кроме того, крутящий момент, противопоставляемый посредством газогенератора и соответствующего редуктора трансмиссии, также очень изменчив, в частности, в зависимости от параметров, относящихся к атмосферному давлению и температуре P0, T0 (связанных с плотностью воздуха) и к температуре масла (связанной с трением в редукторе трансмиссии, который фактически содержит понижающую зубчатую передачу со вспомогательным оборудованием, устанавливаемым на нее, таким как насосы, генератор переменного тока, стартер и т.д.).
Указанный минимальный пусковой крутящий момент увеличивается с уменьшением температуры, как может быть видно на фиг. 8, которая изображает кривые 1-4, показывающие, что крутящий момент изменяется в зависимости от скорости вращения, выраженная как процентное отношение номинального значения NG для скорости вращения газогенератора, соответственно, для максимального крутящего момента Cmax, минимального крутящего момента Cmin1 при -40°C, минимального крутящего момента Cmin2 при -30°C и минимального крутящего момента Cmin3 при +55°C.
Это зачастую вынуждает производителя проектировать избыточный размер пусковой силовой цепи для того, чтобы минимизировать импеданс кабельной проводки Rcab, и для того, чтобы обеспечивать достаточный крутящий момент при очень низкой температуре, на земле и при использовании аккумуляторов. Следовательно, при запуске с помощью наземного силового агрегата (редко стандартизированного, зачастую предоставляющего напряжение, которое является высоким), на высоте (при этом компрессор представляет низкий противодействующий момент) или с помощью двигателя, который является уже горячим (обладающий низким трением), возможно получать пусковой крутящий момент, который является очень высоким (больше указанного максимального значения Cmax), и противодействующий момент, который является низким, что приводит к тому, что газогенератор будет ускоряться быстро, так что он слишком быстро проходит через окно зажигания.
Также известно, что некоторые турбинные двигатели характеризуются окном зажигания, которое является низким и относительно узким, лежащим в диапазоне приблизительно от 8%NG до 15%NG, где NG – это номинальная скорость газогенератора, при этом 100%NG соответствует приблизительно скорости вращения вала компрессора, когда двигатель работает в условиях, предоставляющих ему возможность передавать свою максимальную взлетную мощность (TOP): за этими пределами камера не может зажигаться.
Кроме того, частота искрообразования свечей зажигания в камере сгорания, как правило, является очень низкой, порядка нескольких герц (Гц): число искр и, таким образом, вероятность зажигания становятся еще меньшей, если газогенератор остается в окне зажигания в течение короткого времени.
Другим фактором, который трудно принимать во внимание, является переменное время, требуемое для заполнения топлива в магистраль впрыска, связанную с камерой сгорания, и это может вести к задержке между мгновением, в которое клапаны открываются, и мгновением, в которое топливо фактически проникает в камеру.
Наконец, после того как пусковые форсунки зажглись, время, требуемое, чтобы пламя распространилось на соседние форсунки, также является событием, которое является сложным и плохо управляемым в настоящее время, таким образом, требуя чтобы воздух протекал со скоростью, которая не является слишком большой.
По всем этим причинам, следовательно, важно избегать слишком быстрого прохождения через окно зажигания и важно оставаться в нем в течение некоторой минимальной продолжительности для того, чтобы быть уверенным в зажигании камеры в хороших условиях, и для того, чтобы быть уверенным в стабилизации пламени.
Может, таким образом, быть видно, что плохо управляемый пусковой крутящий момент, который может быть слишком высоким, может вести к прохождению через окно зажигания слишком быстро и к неудаче запуска.
Было замечено, что современные стартер-генераторы и стартеры с напряжением 28 В, которые являются неуправляемыми, находят трудным соответствие противоречивым спецификациям для минимального крутящего момента и максимального крутящего момента во всех возможных ситуациях.
Следовательно, желательно иметь систему, которая предоставляет возможность сделать зажигание и запуск турбовальных двигателей более надежным.
Как показано на фиг. 9, уже были сделаны предложения для того, чтобы объединять пусковое сопротивление: для того, чтобы ограничивать пусковой ток, резистор 32 сопротивлением Rstart, который соединен последовательно с переключателем 33, помещается последовательно с аккумулятором 10 (тем самым, создавая падение напряжения, которое, таким образом, делает возможным ограничение тока, пока противо-ЭДС стартера 20 является низким). Сопротивление 32 закорачивается выше некоторого порогового значения скорости посредством замыкания переключателя 34. Тем не менее, пусковое сопротивление служит, чтобы уменьшать ускорение газогенератора только в обстоятельствах, в которых крутящий момент стартера является слишком высоким (высокое напряжение аккумулятора, низкие сопротивления, горячий двигатель и т.д.).
В других обстоятельствах, в частности, когда противодействующий момент является высоким, или напряжение источника питания является низким (холодный аккумулятор), нет необходимости ограничивать пусковой ток, и несомненно это потенциально может быть препятствием.
Кроме того, пусковое сопротивление рассеивает очень большое количество энергии (от 1 киловатт (кВт) до 3 кВт); следовательно, его сложно изготавливать и необходимо устанавливать в месте, где потери тепла эффекта Джоуля могут легко быть выпущены без чрезмерного нагрева окружающего оборудования. Наконец, энергия, потерянная на сопротивлении, ведет к превышению размеров аккумулятора.
Также были внесены предложения выполнять последовательный/параллельный запуск, как показано на фиг. 10 и 11. Это решение используется на некоторых турбовинтовых двигателях, которые запускаются с помощью аккумуляторов напряжением 28 В. Оно требует наличия двух аккумуляторов 13 и 14. В начале запуска и ниже порогового значения скорости (или тока) аккумуляторы 13 и 14 соединены параллельно, как показано на фиг. 10, где два переключателя 15 и 16 замкнуты, в то время как переключатель 17 разомкнут. Стартер 20, таким образом, снабжается энергией с напряжением U, равным 28 В, и аккумуляторы 13 и 14 совместно используют высокий пусковой ток, при этом ток I/2 протекает через каждый из аккумуляторов 13 и 14.
Выше порогового значения скорости, когда противо-ЭДС стартера 20 увеличилась достаточно, чтобы ограничивать ток, аккумуляторы 13 и 14 повторно соединяются последовательно, как показано на фиг. 11, когда два переключателя 15 и 16 разомкнуты, в то время как переключатель 17 замкнут. Ток I, таким образом, протекает через каждый из аккумуляторов 13 и 14. Стартер 20 затем снабжается энергией с удвоенным напряжением 2U, равным 56 В в настоящем примере, тем самым, предоставляя возможность увеличения максимальной скорости помощи без снижения магнитного потока стартера 20.
Последовательный/параллельный запуск требует двух 28 В аккумуляторов, тогда как вертолеты, как правило, имеют только один (за исключением "комплекта для холодной погоды"), и стартер постоянного тока, который спроектирован, чтобы работать с номинальным напряжением 56 В. Не все стартер-генераторы и стартеры с напряжением 28 В, имеющиеся в готовом виде, спроектированы, чтобы принимать это напряжение при многократном использовании. Кроме того, проблема слишком быстрого ускорения в окне зажигания не убирается, поскольку целью этой схемы является скорее продолжение помощи газогенератору ускоряться с высокой скоростью (и, таким образом, с высокой противо-ЭДС) без снижения магнитного потока стартера.
Также были сделаны предложения оптимизировать последовательность запуска (и стадии) под управлением вычислителя. Идея заключается в возбуждении и стабилизации скорости вращения вала газогенератора в предпочтительном окне зажигания, а затем, после того как зажигание наблюдается (например, посредством обнаружения увеличения в T45, т.е. температуре газа на входе в свободную турбину), в управлении ускорением оптимальным образом. График на фиг. 12 показывает этот способ и показывает скорость вращения, которая увеличивается в зависимости от времени (сегмент 5), за которой следует постоянная скорость вращения NGignition, которая может изменяться в диапазоне от 8%NG до 15%NG (сегмент 6), где NG является номинальной скоростью вращения газогенератора, и затем после обнаружения зажигания, например, посредством обнаружения увеличения температуры (T45) газа на входе в свободную турбину, скорость его вращения вновь увеличивается в зависимости от времени (сегмент 7). Сегмент 6, таким образом, соответствует поддержанию скорости вращения в значении, которое является более или менее постоянным в окне зажигания, тогда как сегмент 7 соответствует ускорению, которое является более или менее постоянным.
Документы WO 2011/056360 и CA 2685514 также описывают управляемые пусковые соотношения для турбинных двигателей.
Как показано на фиг. 13, документ US 2010/0283242 описывает электрическую архитектуру устройства для запуска турбовинтового двигателя 40 с помощью стартера 20 переменного тока (AC), снабжаемого энергией посредством управляющего преобразователя 23 постоянного тока в переменный ток, таким образом, предоставляя возможность управлять ускорением газогенератора. Управляющий преобразователь 23 постоянного тока в переменный ток в свою очередь питается от 28 В аккумулятора 10 через повышающий напряжение преобразователь 21 постоянного тока в постоянный ток и шину 22 постоянного тока. Кроме того, аналогичная архитектура, основанная на вводе каскада преобразователей постоянного тока в постоянный ток и постоянного тока в переменный ток, которые предназначены для полной мощности запуска, описывается в патентном документе US 5493201.
Может быть замечено, что вышеупомянутый "оптимизированный" запуск, а также варианты, идентифицированные в различных вышеупомянутых патентных документах, когда применяются в полной мере, т.е. с ускорением газогенератора, управляемым после зажигания, могут быть реализованы только при использовании специальных технологий стартера (например, синхронной машины с обмоткой возбуждения), стартер также требует управляющей силовой электроники (инвертора), предоставляющей возможность обеспечивать управление в отношении скорости и крутящего момента с возможностью снабжать стартер его максимальной мощностью, которая может резко достигать уровней, которые являются вполне высокими (в диапазоне от 10 кВт до 20 кВт). Такая силовая электроника, таким образом, является очень тяжелой и дорогой.
Силовые архитектуры, использующие "высоковольтные" стартеры переменного тока, требуют не только специальной ротационной машины и преобразователя постоянного тока в переменный ток, который имеет размеры для реализации полной мощности, но они также требуют преобразователя постоянного тока в постоянный ток, чтобы повышать напряжение сети 28 В до напряжения шины постоянного тока (несколько сотен вольт). Во всех обстоятельствах это, таким образом, составляет решение, которое является очень тяжелым, сложным и дорогостоящим.
ЦЕЛЬ И СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Изобретение пытается исправить вышеупомянутые недостатки и, в частности, сделать возможным устранение превышения размера аккумуляторов источника электроэнергии, в то же время улучшая надежность запуска и делая зажигание и запуск турбовальных двигателей более надежными.
Чтобы решать вышеупомянутые проблемы, изобретение предоставляет систему запуска для надежного запуска турбинного двигателя, система содержит аккумуляторную батарею, стартер постоянного тока, электронный вычислитель регулирования, редуктор трансмиссии (служащий, в частности, чтобы предоставлять возможность стартеру приводить в действие газогенератор и топливные насосы механическим образом), пусковые вспомогательные устройства (такие как свечи зажигания, и запускающие и/или останавливающие соленоидные клапаны) для организации распределения топлива в форсунки и для воспламенения топлива во время стадии запуска, газогенератор, который в свою очередь содержит компрессор, камеру сгорания и турбину высокого давления, вместе со свободной турбиной (например, с целью привода несущего винта вертолета или турбовинтового пропеллера через механическую зубчатую передачу), система характеризуется тем, что она дополнительно содержит первую и вторую цепи, соединенные параллельно и размещенные между упомянутой аккумуляторной батареей и упомянутым стартером постоянного тока, тем, что первая цепь содержит преобразователь постоянного тока в постоянный ток, соединенный последовательно с первым переключателем, а вторая цепь содержит второй переключатель, и тем, что она дополнительно содержит, по меньшей мере, датчик для измерения скорости вращения компрессора, датчик для измерения температуры на входе в свободную турбину и цепь управления для управления упомянутым первым и вторым переключателями в зависимости от информации, предоставляемой посредством упомянутого датчика для измерения скорости вращения компрессора и упомянутого датчика для измерения входной температуры свободной турбины.
Предпочтительно система дополнительно включает в себя диод, соединенный в первой цепи последовательно с преобразователем постоянного тока в постоянный ток и первым переключателем.
В конкретном варианте осуществления стартер постоянного тока имеет тип стартер-генератора, таким образом, делая возможным, выше порогового значения скорости газогенератора, переключение стартер-генератора в режим генератора, например, так, чтобы питать бортовую сеть летательного аппарата, в котором турбинный двигатель установлен.
В конкретном варианте осуществления система запуска дополнительно содержит датчик для измерения скорости вращения стартера постоянного тока, и преобразователь постоянного тока в постоянный ток является автоматически управляемым посредством датчика для измерения скорости вращения стартера постоянного тока, когда упомянутый первый переключатель замкнут.
В таких обстоятельствах электронный вычислитель регулирования может включать в себя блок для подготовки заданного значения Nref скорости, соответствующего предпочтительному окну зажигания турбинного двигателя и линии передачи для передачи заданного значения Nref скорости преобразователю постоянного тока в постоянный ток.
В другом конкретном варианте осуществления преобразователь постоянного тока в постоянный ток является автоматически управляемым посредством упомянутого датчика для измерения скорости вращения компрессора, когда упомянутый первый переключатель замкнут.
При таких обстоятельствах электронный вычислитель регулирования может включать в себя блок для подготовки заданного значения Nref скорости, соответствующего предпочтительному окну зажигания турбинного двигателя, блок для подготовки заданного значения Cref крутящего момента стартера и линию передачи для передачи заданного значения Cref крутящего момента преобразователю постоянного тока в постоянный ток.
В качестве примера преобразователь постоянного тока в постоянный ток может включать в себя фильтр электромагнитной совместимости, цепь предварительной нагрузки и преобразователь понижающего типа.
Более конкретно, электронный вычислитель регулирования включает в себя блок для подготовки соответствующих логических сигналов SL1, SL2, которые прикладываются к блоку для управления бортовой сетью вертолета, чтобы активировать первый и второй переключатели.
Электронный вычислитель регулирования включает в себя блок для обнаружения того, что скорость вращения NG компрессора превысила предварительно определенное пороговое значение, и для деактивации первого и второго переключателей, а также для деактивации пусковых вспомогательных устройств.
В аспекте изобретения цепь управления преобразователя постоянного тока в постоянный ток содержит как контур автоматического управления по скорости, так и контур автоматического управления по току.
Контур автоматического управления по скорости и контур автоматического управления по току могут быть объединены в независимую цепь контроллера для управления преобразователем постоянного тока в постоянный ток.
В альтернативном варианте осуществления контур автоматического управления по скорости включается в электронный вычислитель регулирования, а контур автоматического управления по току включается в независимую цепь контроллера для управления преобразователем постоянного тока в постоянный ток.
Изобретение также предоставляет способ запуска для надежного запуска турбинного двигателя, содержащего аккумуляторную батарею, стартер постоянного тока, электронный вычислитель регулирования, редуктор трансмиссии, пусковые вспомогательные устройства для организации распределения топлива в форсунки и для воспламенения топлива во время стадии запуска, газогенератор, который в свою очередь содержит компрессор, камеру сгорания и турбину высокого давления, вместе со свободной турбиной, способ характеризуется тем, что он содержит следующие этапы:
- соединения первой и второй цепей параллельно и их размещение между упомянутой аккумуляторной батареей и упомянутым стартером постоянного тока, первая цепь содержит преобразователь постоянного тока в постоянный ток, соединенный последовательно с первым переключателем, а вторая цепь содержит второй переключатель;
- измерения скорости вращения компрессора;
- измерения температуры на входе свободной турбины; и
- управления упомянутым первым и вторым переключателями в зависимости от информации измерения, касающейся скорости вращения компрессора и температуры на входе свободной турбины.
Более конкретным образом, когда инициализируется запуск, пусковые вспомогательные устройства активируются, и одновременно заданное значение Nref скорости передается упомянутому преобразователю постоянного тока в постоянный ток, заданное значение скорости соответствует предпочтительному окну зажигания турбины, упомянутый первый переключатель замыкается, в то же время активируя преобразователь постоянного тока в постоянный ток, чтобы ускорять компрессор и затем регулировать напряжение, предоставляемое стартеру, так, чтобы регулировать достижение скоростью посредством упомянутого компрессора заданного значения Nref скорости, и когда упомянутое заданное значение Nref скорости достигается, камера сгорания турбинного двигателя зажигается, температура на входе свободной турбины измеряется, и после того как рост температуры обнаруживается, подтверждается, что камера сгорания воспламенилась, второй переключатель замыкается, первый переключатель размыкается, и преобразователь постоянного тока в постоянный ток деактивируется, и после обнаружения того, что скорость вращения компрессора превысила пороговое значение окончания запуска, пусковые вспомогательные устройства деактивируются, и второй переключатель размыкается с тем, чтобы деактивировать стартер.
Изобретение применяется, более конкретно, к системам для запуска турбовальных двигателей летательного аппарата и, в частности, вертолетов.
Настоящее изобретение принимает во внимание тот факт, что критическим мгновением при запуске турбинного двигателя является зажигание камеры сгорания. Стабилизация скорости газогенератора в предпочтительном окне зажигания в течение достаточной продолжительности, до тех пор пока зажигание не будет обнаружено, таким образом, служит для того, чтобы избегать большинства причин для нарушения зажигания: плохо управляемый крутящий момент стартера, слишком быстрое прохождение через окно зажигания, время, требуемое, чтобы наполнять топливный трубопровод, время, требуемое, чтобы пламя распространилось от форсунок зажигания к главным форсункам при очень низкой температуре и затем стабилизировалось, и т.д.
Это ограничение, которое применяется только при низких скоростях вращения газогенератора (менее чем 15%NG, где NG является номинальной скоростью генератора), требует, чтобы производитель ограничивал пусковой крутящий момент по всему диапазону скоростей, и оно может быть препятствием в ситуациях запуска при очень низкой температуре, когда противодействующий момент от газогенератора является высоким, напряжение источника энергии для стартера является низким, и зажигание затруднено.
В отличие от этого после того как камера воспламенилась, максимальные и минимальные требования крутящего момента, касающиеся ускорения газогенератора, являются гораздо менее ограничивающими: достаточно, чтобы крутящий момент был достаточно высоким, чтобы помогать газогенератору вплоть до скорости, когда мощность, возвращаемая от турбины высокого давления, предоставляет возможность газогенератору турбовального двигателя ускоряться самому по себе, и чтобы крутящий момент был не таким большим, чтобы задувать пламя. На этой второй стадии не является необходимым иметь точное dNG/dt-управление относительно стартера, и это очень полезно, поскольку получаемая мощность тогда является гораздо большей.
Изобретение, таким образом, состоит в устройстве под управлением вычислителя турбовального двигателя, который служит, чтобы возбуждать газогенератор двигателя вплоть до скорости и поддерживать его при постоянной скорости в окне зажигания двигателя, пока камера сгорания двигателя не воспламенится. Главным преимуществом является то, что мощность, необходимая для поддержания газогенератора вращающимся в окне зажигания, является очень низкой. В качестве примера механическая мощность, необходимая для поддержания вращения газогенератора турбовального двигателя вертолета в окне зажигания, равна порядка от 1 кВт до 3 кВт, тогда как максимальная мощность, развиваемая стартером во время последовательности запуска, может быть вплоть до 5-20 кВт, т.е. в 5-7 раз больше. Блок, построенный на маломощной электронике, имеет, таким образом, размер и стоимость, которые гораздо ниже, чем для аналогичной системы, предназначенной, чтобы управлять стартером по всему диапазону скоростей запуска.
После того как зажигание было обнаружено, устройство шунтируется, и стартер снабжается энергией непосредственно от бортовой сети летательного аппарата, типично при 28 В, без управления, противо-ЭДС от уже вращающегося стартера во время переключения служит, чтобы уменьшать пусковой ток и устранять большую долю пика тока, который наблюдается, когда газогенератор изначально неподвижен.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Другие характеристики и преимущества изобретения очевидны из последующего описания конкретных вариантов осуществления, предоставленных в качестве примеров и со ссылкой на сопровождающие чертежи, на которых:
Фиг. 1 – это схематичный общий вид варианта осуществления пускового устройства турбинного двигателя в соответствии с изобретением;
Фиг. 2 – это более подробный вид примера преобразователя постоянного тока в постоянный ток, подходящего для включения в устройство изобретения, показанное на фиг. 1;
Фиг. 3 – это схематичный общий вид первого варианта осуществления пускового устройства турбинного двигателя в соответствии с изобретением, вместе с его цепью управления;
Фиг. 4 – это схематичный вид контура автоматического управления, соответствующего первому варианту осуществления на фиг. 3;
Фиг. 5 – это схематичный общий вид второго варианта осуществления пускового устройства турбинного двигателя в соответствии с изобретением, вместе с его цепями управления;
Фиг. 6 – это схематичный вид контура автоматического управления, соответствующего второму варианту осуществления на фиг. 5;
Фиг. 7 – это принципиальная электрическая схема, соответствующая пусковому устройству предшествующего уровня техники;
Фиг. 8 – это график, изображающий различные кривые, показывающие появление максимального и минимального значений для крутящего момента стартера в зависимости от скорости вращения для различных рабочих условий, подходящих для гарантирования зажигания камеры сгорания в условиях полета;
Фиг. 9 – это принципиальная электрическая схема, показывающая вставку сопротивления стартера на предшествующем уровне техники;
Фиг. 10 и 11 – это принципиальные электрические схемы пускового устройства предшествующего уровня техники, имеющего два аккумулятора, которые соединяются соответственно параллельно и последовательно в зависимости от пороговой скорости;
Фиг. 12 – это график, показывающий известную последовательность запуска, которая управляется посредством вычислителя; и
Фиг. 13 – это схема пускового устройства предшествующего уровня техники для турбовинтового двигателя, использующего стартер переменного тока, снабжаемый энергией посредством управляемого преобразователя постоянного тока в переменный ток.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
Фиг. 1 – это схема, показывающая общую конфигурацию устройства изобретения.
Надежная система стартера для турбинного двигателя содержит аккумуляторную батарею 110, которая может быть единственным аккумулятором или группой аккумуляторов и которая может состоять из источника питания от бортовой сети летательного аппарата, например, 28 В, но изобретение не ограничивается этим напряжением.
Стартер 120 постоянного тока может состоять из простого стартера постоянного тока или из стартер-генератора (SG), допускающего работу не только в режиме электромотора, но также в режиме генератора, после того как стадия запуска завершилась, например, для того, чтобы снабжать энергией бортовую сеть. В описании ниже термин "стартер" используется, чтобы охватывать как исключительно стартер, так и/или стартер-генератор, пока не указано противоположное.
Система стартера турбинного двигателя включает в себя редуктор 162 трансмиссии, включающий в себя, в частности, понижающую зубчатую передачу для передачи движения от стартера 120 к главной оси двигателя, а также включающий в себя вспомогательное оборудование, такое как насосы, связанные с форсунками для впрыска топлива в камеру сгорания.
Фиг. 1 также показывает главные элементы турбинного двигателя, содержащего газогенератор 160, который в свою очередь содержит компрессор 164, камеру 165 сгорания и турбину 166 высокого давления, вместе со свободной турбиной 167, и пусковые вспомогательные устройства 168. Фиг. 1 также показывает датчик 161 для измерения скорости вращения стартера 120 и датчик 163 для измерения скорости вращения вала компрессора 164 двигателя.
Система стартера изобретения имеет первую и вторую цепи, соединенные параллельно и установленные между аккумуляторной батареей 110 и стартером 120 постоянного тока. Первая цепь содержит преобразователь 130 постоянного тока в постоянный ток, соединенный последовательно с первым переключателем 132 и необязательно с диодом 131. Вторая цепь содержит второй переключатель 133.
Как описано ниже со ссылками на фиг. 3 и 5, система также имеет другие датчики для измерения работы двигателя, такие как датчик 151 для измерения температуры на входе свободной турбины 167. Температура T45 на входе свободной турбины 167 предоставляет информацию, представляющую условия зажигания в камере 165 сгорания. Следовательно, представляется возможным вместо датчика 151 использовать любой другой тип датчика, который допускает наблюдение условий зажигания в камере 165 сгорания.
Первый и второй переключатели 132, 133 управляются посредством цепи 141 управления (фиг. 3 и 5) в зависимости от информации, предоставляемой посредством датчика 163 для измерения скорости вращения компрессора 164 и датчика 151 для измерения температуры на входе свободной турбины 167.
Электронный вычислитель 142, 142' регулирования, который может состоять из традиционного электронного вычислителя двигателя, также известного как электронный блок управления двигателя (EECU) (фиг. 3 и 5), служит, чтобы управлять показателями, предоставляемыми посредством датчиков 151 и 163, и управлять преобразователем 130 постоянного тока в постоянный ток во взаимодействии с цепью 141 управления, которая может быть предварительно существующим электрическим главным модулем, таким как модуль для управления бортовой сетью летательного аппарата.
Пусковое устройство изобретения, таким образом, состоит, по существу, из преобразователя 130 постоянного тока в постоянный ток, который, когда контактор 132 замкнут, снабжает энергией стартер 120 в начале стадии запуска и подает мощность, необходимую, чтобы поддерживать газогенератор 160 в окне зажигания.
После того как зажигание было подтверждено, контактор 133 замыкается, а контактор 132 размыкается с тем, чтобы снабжать энергией стартер 120 без прерывания непосредственно от аккумулятора 110, который может быть включен в бортовую сеть, например, при 28 В, так, чтобы предоставлять возможность продолжать запуск неуправляемым образом.
Переключатели 132 и 133 могут формировать части "электрического главного модуля" вертолета. Диод 131 не является необходимым, однако он может, тем не менее, быть полезен в качестве защиты вывода из преобразователя 130 постоянного тока в постоянный ток во время перекрывающегося срабатывания контакторов 132 и 133.
В качестве примера преобразователь 130 постоянного тока в постоянный ток может содержать простой понижающий модулятор 136 (см. фиг. 2), который получает напряжение U источника питания сети (например, 28 В) и предоставляет якорю 120 стартера ток ID, необходимый для регулирования крутящего момента стартера 120, и, таким образом, автоматически регулирует скорость вращения NG вала компрессора 164 газогенератора 160 по заданному значению, независимо от рабочих условий (напряжения бортовой сети, импедансов источника 110 питания и стартера 120, противодействующего момента от компрессора 164 и т.д.).
Поскольку необходимая электрическая мощность является низкой, преобразователь постоянного тока в постоянный ток действует как прогрессивная система стартера, которая ограничивает ток, поступающий из бортовой сети во время первого мгновения запуска, когда противо-ЭДС стартера 120 является почти нулевой. Этот аспект делает возможным снижение температурных ограничений на стартер 120, механических ограничений на создание канавок и ослабленную связь привода от стартера 120, и, при запуске от аккумулятора 110 вертолета, он также делает возможным уменьшение падения напряжения, наблюдаемого в бортовой сети при переключении на стартер 120, когда и скорость, и противо-ЭДС равны нулю.
Регулирование скорости электрической машины требует датчика 161 скорости, который может либо формировать часть самого стартера 120 (некоторые стартер-генераторы поступают оснащенными им, в частности, для того, чтобы управлять снижением магнитного потока), либо иначе может быть прикреплен к приводу стартера 120 (фоническое колесо, датчик на эффекте Холла и т.д.).
Поскольку предпочтительное окно зажигания может изменяться в зависимости от условий полета (атмосферное давление P0, атмосферная температура T0), желательно иметь возможность изменять заданное значение Nref скорости для преобразователя 130 постоянного тока в постоянный ток, причем это заданное значение подготавливается посредством вычислителя 142 турбовального двигателя и передается устройству по цифровой или аналоговой линии 145 связи (например, переменный коэффициент загрузки), как показано на фиг. 3.
В качестве примера и как показано на фиг. 2, преобразователь 130 постоянного тока в постоянный ток может включать в себя фильтр 134 электромагнитной совместимости с соединенными катушками 101 индуктивности со стальным сердечником и конденсаторы 102, 103, за которыми следует цепь 135 предварительной нагрузки, имеющая резистор 104, который может шунтироваться посредством переключателя 105, и модулятор 136 понижающего типа, с конденсатором 106, управляемый переключатель 107, состоящий из силовых полупроводниковых компонентов, диод 108 и индукционную катушку 109 для вывода постоянного тока (DC) ID.
Далее следует более подробное описание работы системы стартера изобретения в нескольких альтернативных вариантах осуществления, со ссылкой на фиг. 3-6.
При выборе запуска вычислитель (EECU), управляющий турбинным двигателем 142, отправляет логический сигнал SL1 системе для управления бортовой сетью вертолета (электрическому главному модулю) 141, активирует пусковой соленоидный клапан и свечи зажигания и задает соотношение регулирования подачи топлива, подходящее для запуска, посредством линии 149 для управления пусковыми вспомогательными устройствами, которые символически сгруппированы вместе на фиг. 1, 3 и 5 по ссылке 168.
Аналогично, EECU 142 использует различные параметры, которые он получает (атмосферное давление P0, атмосферная температура T0, температура T45 продуктов горения, т.е. температура газа на входе в свободную турбину, и т.д.), для того, чтобы подготавливать заданное значение Nref скорости, соответствующее предпочтительному окну зажигания турбовального двигателя, и он передает это заданное значение преобразователю 130 постоянного тока в постоянный ток.
При активации логического сигнала SL1, электрический главный модуль 141 замыкает контактор 132 (активация через линию 147) и отправляет заданное значение активации преобразователю 130 постоянного тока в постоянный ток (активирует сигнал "ВКЛ./ВЫКЛ." через линию 144).
Преобразователь 130 постоянного тока в постоянный ток, питаемый посредством бортовой сети 110, начинает работать, ускоряет вращение вала компрессора 164 газогенератора 160 и затем регулирует ток ID, предоставляемый стартеру 120, так, чтобы регулировать скорость NG ротационной машины до заданного значения Nref скорости.
После того как EECU 142 наблюдает, что скорость вращения NG вала компрессора 164 газогенератора 160, которая измеряется посредством датчика 163 и предоставляется в EECU посредством линии 148, достигла заданного значения Nref скорости и стабилизировалась на нем, электронный вычислитель 142 регулирования переходит к зажиганию турбинного двигателя, отправляя требуемую управляющую информацию по линии 149 для управления пусковым вспомогательным устройством.
Когда EECU 142 обнаруживает и подтверждает зажигание камеры сгорания, например, измеряя рост T45 через линию 151, он отправляет логический сигнал SL2 системе 141 для управления бортовой сетью вертолета и затем деактивирует логический сигнал SL1.
При активации логического сигнала SL2 электрический главный модуль 141 замыкает контактор 133 (активация через линию 143): стартер 120, снабжаемый энергией непосредственно от бортовой сети 110, продолжает ускорение и запуск турбинного двигателя традиционным образом. Одновременно, диод 131 становится заблокированным от обратного тока, таким образом, не допуская короткого замыкания вывода из преобразователя 130 постоянного тока в постоянный ток.
Следует отметить, что перекрытие в управлении контакторами 132 и 133, когда становится возможным за счет диода 131, служит для того, чтобы гарантировать, что не существует прерывистости в подаче электроэнергии к стартеру 120.
При деактивации логического сигнала SL1 электрический главный модуль 141 размыкает контактор 132 (деактивация сигнала, передаваемого по линии 147), тем самым, изолируя вывод преобразователя 130 постоянного тока в постоянный ток стартера 120 и отправляя заданное значение деактивации для преобразователя 130 постоянного тока в постоянный ток (деактивация сигнала ВКЛ./ВЫКЛ. по линии 144).
Когда EECU 142 обнаруживает, что скорость NG вала компрессора 164 газогенератора 160 превышает пороговое значение окончания запуска (пороговое значение, с которого турбовальный двигатель работает независимо), он деактивирует пусковые вспомогательные устройства 168 через линию 149, а также логический сигнал SL2.
При деактивации логического сигнала SL2 электрический главный модуль 141 размыкает контактор 133 (деактивация управляющего сигнала по линии 143), тем самым, выключая подачу электропитания к стартеру 120.
Выше порогового значения скорости стартер-генератор 120 может быть переключен в режим генератора с тем, чтобы питать бортовую сеть 110, однако эта операция не может быть выполнена, если стартер является исключительно стартером.
С точки зрения управления преобразователем 130 постоянного тока в постоянный ток, должны создаваться традиционным образом два чередующихся контура регулирования: автоматическое управление скоростью, за которым следует автоматическое управление крутящим моментом или током (см. фиг. 4 и 6).
Заданное значение Nref скорости, соответствующее идеальному окну зажигания для турбинного двигателя, которое предоставляется посредством линии 172, подготавливается посредством EECU 170 турбинного двигателя в блоке 171 в зависимости от параметров, которые получаются посредством EECU 170 (например, но не только, атмосферное давление P0, температура T0 воздуха на входе в компрессор, …), и затем передается в систему 180 управления преобразователя 130 постоянного тока в постоянный ток цифровым или аналоговым образом.
Скорость ND ротационной машины, которая измеряется посредством датчика 161 и которая передается посредством линии 146 (фиг. 3) или 181 (фиг. 4), сравнивается с заданным значением Nref скорости в компараторе 182 для того, чтобы определять погрешность ΔN скорости, которая обрабатывается посредством корректирующего устройства 183 для того, чтобы определять заданное значение Cref крутящего момента. Это заданное значение Cref крутящего момента обрабатывается посредством блока 184, который преобразует его в заданное значение Iref тока. Измеренный ток ID на выходе из преобразователя 130 постоянного тока в постоянный ток сравнивается с опорным значением Iref в компараторе 186, чтобы определять погрешность ΔI, которая обрабатывается посредством корректирующего устройства 187, чтобы определять заданное значение 188 для скважности τ проводимости, которая используется для управления силовым полупроводником(ами) 189 (фиг. 4) или 107 (фиг. 2) модулятора преобразователя 130 постоянного тока в постоянный ток.
В другом варианте осуществления, который немного отличается и показан на фиг. 5 и 6, контур автоматического управления по скорости вычисляется посредством EECU 270. Заданное значение Nref скорости, предоставляемое в качестве входного сигнала 272 компаратору 274, подготавливается посредством EECU 270 тем же образом, что и выше, в блоке 271, который аналогичен блоку 171 на фиг. 4, но оно сравнивается с измеренной скоростью вращения NG вала компрессора 164 газогенератора 160 (которая пропорциональна скорости вращения ND стартера 120), которая предоставляется на входе 273 компаратора 274, с тем, чтобы подготавливать заданное значение Cref крутящего момента, которое передается посредством EECU 270 в цепь 280 управления преобразователя 130 постоянного тока в постоянный ток. Это заданное значение Cref крутящего момента обрабатывается посредством цепи 280 управления преобразователя 130 постоянного тока в постоянный ток тем же образом, что и в вышеописанном варианте осуществления на фиг. 4, элементы 281-286 на фиг. 6 соответствуют элементам 184-189 на фиг. 4, соответственно, и не описываются снова, с тем, чтобы закончить с управлением полупроводниками 286 модулятора.
Может быть видно, что одним из преимуществ этого варианта осуществления является то, что он делает возможным исключение датчика 161 скорости на стартере 120, контур регулирования скорости обрабатывается непосредственно в вычислителе турбовального двигателя посредством получения скорости NG газогенератора с помощью датчика 163.
В целом, изобретение относится и к системе, и к способу для надежного запуска турбинного двигателя.
Способ надежного запуска турбинного двигателя, имеющего аккумуляторную батарею 110, стартер 120 постоянного тока, электронный вычислитель 142, 142' регулирования, редуктор 162 трансмиссии, пусковые вспомогательные устройства 168 для управления распределением топлива в форсунки и для воспламенения топлива во время стадии запуска, газогенератор 160, который в свою очередь содержит компрессор 164, камеру 165 сгорания и турбину 166 высокого давления, вместе со свободной турбиной 167, содержит следующие этапы:
- соединения первой и второй цепей параллельно и их вставки между упомянутой аккумуляторной батареей 110 и упомянутым стартером 120 постоянного тока, первая цепь содержит преобразователь 130 постоянного тока в постоянный ток, соединенный последовательно с первым переключателем 132, а вторая цепь содержит второй переключатель 133;
- измерения скорости вращения компрессора 164;
- измерения температуры на входе свободной турбины 167; и
- управления упомянутым первым и вторым переключателями 132, 133 в зависимости от информации измерения, касающейся скорости вращения компрессора 164 и температуры на входе свободной турбины 167.
Более конкретно, когда инициализируется запуск, пусковые вспомогательные устройства 168 активируются, и одновременно заданное значение Nref скорости передается упомянутому преобразователю 130 постоянного тока в постоянный ток, заданное значение скорости соответствует предпочтительному окну зажигания турбины, и упомянутый первый переключатель 132 замыкается, в то же время активируя преобразователь 130 постоянного тока в постоянный ток, чтобы ускорять компрессор 164 и затем регулировать напряжение, предоставляемое стартеру 120, так, чтобы регулировать скорость упомянутого компрессора 164 до заданного значения Nref скорости, и когда упомянутое заданное значение Nref скорости достигается, камера 165 сгорания турбинного двигателя зажигается, температура на входе свободной турбины 167 измеряется, и после того как рост обнаруживается температуры, подтверждается, что камера 165 сгорания воспламенилась, второй переключатель 133 замыкается, первый переключатель 132 размыкается, и преобразователь 130 постоянного тока в постоянный ток деактивируется, и что после обнаружения того, что скорость вращения компрессора превысила пороговое значение окончания запуска, пусковые вспомогательные устройства 168 деактивируются, и второй переключатель 133 размыкается.
Способ и система изобретения для надежного запуска представляют многочисленные преимущества.
Они позволяют снижать число неудачных пусков в результате сбоя зажигания или гашения в камере сгорания газогенератора турбинного двигателя.
Они позволяют выполнять более надежный запуск относительно условий запуска (условий полета, температуры масла, напряжения источника питания для стартера и т.д.).
Они позволяют минимизировать разбросы продолжительности запусков.
Они, следовательно, позволяют устранять вентиляцию между неудачным пуском и новой попыткой и, следовательно, они позволяют уменьшать размер и вес бортового аккумулятора.
Они упрощают работу производителя в проектировании источника электроэнергии для стартера, чтобы при этом он соответствовал требуемому опорному значению максимального пускового крутящего момента.
Они позволяют ограничить бросок пускового тока при запуске при нулевой скорости, тем самым, позволяя минимизировать износ щеток стартер-генератора, минимизировать нагрузки на соединение (минимизировать надломы и ослабление соединения), уменьшать падения напряжения в бортовой сети и оптимизировать размеры аккумулятора.
Это ведет к лучшей пригодности для вертолетов, обеспечивая более низкий процент неудачных пусков.
За счет уменьшения мощности устройства, его вес и стоимость также уменьшаются по сравнению со статическим преобразователем, имеющим размер, рассчитанный для полной пусковой мощности (около 15% максимальной пусковой мощности).
Система изобретения совместима с большинством стартер-генераторов на 28 В и стартерами со щетками, используемыми в настоящее время на вертолетах.
Изобретение не ограничивается описанными вариантами осуществления, но распространяется на любой вариант, подпадающий под границы формулы изобретения
Таким образом, в качестве примера устройство, включающее в себя управляемый преобразователь 130 постоянного тока в постоянный ток, может быть установлено производителем непосредственно в электрический главный модуль 141 при условии, что спецификации двигателя известны, причем эти спецификации содержат, во-первых, требования с точки зрения производительности (крутящий момент, скорость) и, во-вторых, используемые интерфейсы (формат для передачи заданного значения скорости устройству).
Claims (20)
1. Система запуска для надежного запуска турбинного двигателя, содержащего аккумуляторную батарею (110), стартер (120) постоянного тока, электронный вычислитель (142, 142') регулирования, редуктор (162) трансмиссии, пусковые вспомогательные устройства (168) для управления распределением топлива к форсункам и для воспламенения топлива во время стадии запуска, газогенератор (160), который в свою очередь содержит компрессор (164), камеру (165) сгорания и турбину (166) высокого давления, вместе со свободной турбиной (167), причем система отличается тем, что она дополнительно содержит первую и вторую цепи, соединенные параллельно и размещенные между упомянутой аккумуляторной батареей (110) и упомянутым стартером (120) постоянного тока, тем, что первая цепь содержит преобразователь (130) постоянного тока в постоянный ток, соединенный последовательно с первым переключателем (132), а вторая цепь содержит второй переключатель (133), и тем, что она дополнительно содержит, по меньшей мере, датчик (163) для измерения скорости вращения компрессора (164), датчик (151) для измерения температуры на входе в свободную турбину (167) и цепь (141) управления для управления упомянутыми первым и вторым переключателями (132, 133) в зависимости от информации, предоставляемой посредством упомянутого датчика (163) для измерения скорости вращения компрессора (164) и посредством упомянутого датчика (151) для измерения входной температуры свободной турбины (167).
2. Система запуска по п. 1, отличающаяся тем, что она дополнительно включает в себя диод (131), соединенный в первой цепи последовательно с преобразователем (130) постоянного тока в постоянный ток и первым переключателем (132).
3. Система запуска по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что стартер (120) постоянного тока является стартером типа стартер-генератора.
4. Система запуска по п. 1, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит датчик (161) для измерения скорости вращения стартера (120) постоянного тока, и тем, что преобразователь (130) постоянного тока в постоянный ток сконфигурирован с возможностью быть автоматически управляемым посредством датчика (161) для измерения скорости вращения стартера (120) постоянного тока, когда упомянутый первый переключатель (132) замкнут.
5. Система запуска по п. 1, отличающаяся тем, что преобразователь (130) постоянного тока в постоянный ток сконфигурирован с возможностью быть автоматически управляемым посредством упомянутого датчика (163) для измерения скорости вращения компрессора, когда упомянутый первый переключатель (132) замкнут.
6. Система запуска по п. 1, отличающаяся тем, что преобразователь (130) постоянного тока в постоянный ток включает в себя фильтр (134) электромагнитной совместимости, цепь (135) предварительной нагрузки и преобразователь (136) понижающего типа.
7. Система запуска по п. 4, отличающаяся тем, что электронный вычислитель (142) регулирования включает в себя блок для подготовки заданного значения Nref скорости, соответствующего предпочтительному окну зажигания турбинного двигателя, и линию (145) передачи для передачи заданного значения Nref скорости преобразователю (130) постоянного тока в постоянный ток.
8. Система запуска по п. 5, отличающаяся тем, что электронный вычислитель (142') регулирования включает в себя блок для подготовки заданного значения Nref скорости, соответствующего предпочтительному окну зажигания турбинного двигателя, блок для подготовки заданного значения Cref крутящего момента и линию (152) передачи для передачи заданного значения Cref крутящего момента преобразователю (130) постоянного тока в постоянный ток.
9. Система запуска по п. 1, отличающаяся тем, что электронный вычислитель (142, 142') регулирования включает в себя блок для подготовки соответствующих логических сигналов SL1, SL2, которые прикладываются к блоку (141) для управления бортовой сетью вертолета для активации первого и второго переключателей (132, 133).
10. Система запуска по п. 1, отличающаяся тем, что электронный вычислитель (142, 142') регулирования включает в себя блок для обнаружения того, что скорость вращения NG компрессора превысила предварительно определенное пороговое значение, и для деактивации первого и второго переключателей (132, 133), а также для деактивации пусковых вспомогательных устройств (168).
11. Система запуска по п. 1, отличающаяся тем, что она включает в себя цепь управления для преобразователя (130) постоянного тока в постоянный ток, причем эта цепь управления содержит как контур автоматического управления по скорости, так и контур автоматического управления по току.
12. Система запуска по п. 4 или 11, отличающаяся тем, что упомянутый контур автоматического управления по скорости и упомянутый контур автоматического управления по току объединены в независимую цепь контроллера для управления преобразователем (130) постоянного тока в постоянный ток.
13. Система запуска по п. 5 или 11, отличающаяся тем, что упомянутый контур автоматического управления по скорости встроен в упомянутый электронный вычислитель (142') регулирования, а упомянутый контур автоматического управления по току встроен в независимую цепь контроллера для управления преобразователем (130) постоянного тока в постоянный ток.
14. Способ запуска для надежного запуска турбинного двигателя, содержащего аккумуляторную батарею (110), стартер (120) постоянного тока, электронный вычислитель (142, 142') регулирования, редуктор (162) трансмиссии, пусковые вспомогательные устройства (168) для управления распределением топлива в форсунки и для воспламенения топлива во время стадии запуска, газогенератор (160), который в свою очередь содержит компрессор (164), камеру (165) сгорания и турбину (166) высокого давления, вместе со свободной турбиной (167), причем способ отличается тем, что он содержит следующие этапы, на которых:
- соединяют первую и вторую цепи параллельно и устанавливают их между упомянутой аккумуляторной батареей (110) и упомянутым стартером (120) постоянного тока, первая цепь содержит преобразователь (130) постоянного тока в постоянный ток, соединенный последовательно с первым переключателем (132), а вторая цепь содержит второй переключатель (133);
- измеряют скорость вращения компрессора (164);
- измеряют температуру на входе свободной турбины (167); и
- управляют упомянутым первым и вторым переключателями (132, 133) в зависимости от измерительной информации, касающейся скорости вращения компрессора (164) и температуры на входе свободной турбины (167).
15. Способ запуска по п. 14, отличающийся тем, что, когда инициализируют запуск, пусковые вспомогательные устройства (168) активируются и одновременно заданное значение Nref скорости передают упомянутому преобразователю (130) постоянного тока в постоянный ток, заданное значение скорости соответствует предпочтительному окну зажигания турбины и упомянутый первый переключатель (132) замыкается, в то же время активируя преобразователь (130) постоянного тока в постоянный ток, чтобы ускорять компрессор (164) и затем регулировать напряжение, предоставляемое стартеру (120), так, чтобы регулировать получение скорости упомянутого компрессора (164) до заданного значения Nref скорости, и когда упомянутое заданное значение Nref скорости достигается, зажигают камеру (165) сгорания турбинного двигателя, измеряют температуру на входе свободной турбины (167), и после того как обнаруживают рост температуры, подтверждают, что камера (165) сгорания воспламенилась, второй переключатель (133) замыкается, первый переключатель (132) размыкается и преобразователь (130) постоянного тока в постоянный ток деактивируется, и после обнаружения того, что скорость вращения компрессора превысила пороговое значение окончания запуска, пусковые вспомогательные устройства (168) деактивируют, и второй переключатель (133) размыкается.
16. Система запуска по п. 1, отличающаяся тем, что она применяется к турбинному двигателю летательного аппарата.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1363458A FR3015571B1 (fr) | 2013-12-23 | 2013-12-23 | Procede et systeme de demarrage fiabilise de turbomachine |
| FR1363458 | 2013-12-23 | ||
| PCT/FR2014/053334 WO2015097361A1 (fr) | 2013-12-23 | 2014-12-15 | Procède et système de démarrage fiabilisé de turbomachine |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016130041A RU2016130041A (ru) | 2018-01-30 |
| RU2016130041A3 RU2016130041A3 (ru) | 2018-07-02 |
| RU2666029C2 true RU2666029C2 (ru) | 2018-09-05 |
Family
ID=50179837
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016130041A RU2666029C2 (ru) | 2013-12-23 | 2014-12-15 | Способ и система для надежного запуска турбинного двигателя |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10450962B2 (ru) |
| EP (1) | EP3092389B1 (ru) |
| JP (1) | JP6509874B2 (ru) |
| KR (1) | KR102265943B1 (ru) |
| CN (1) | CN105849390B (ru) |
| CA (1) | CA2933774C (ru) |
| FR (1) | FR3015571B1 (ru) |
| PL (1) | PL3092389T3 (ru) |
| RU (1) | RU2666029C2 (ru) |
| WO (1) | WO2015097361A1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2773411C1 (ru) * | 2019-02-21 | 2022-06-03 | Рено С.А.С | Способ контроля запуска масляного насоса |
Families Citing this family (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102016118743B4 (de) | 2016-10-04 | 2020-01-02 | Rheinmetall Landsysteme Gmbh | Bodenstartgerät zum Starten und Warten von Strahltriebwerken von Flugzeugen und anderen Fluggeräten |
| TWI625919B (zh) * | 2016-12-23 | 2018-06-01 | 財團法人工業技術研究院 | 電源保持電路裝置 |
| EP3364255B1 (en) * | 2017-02-17 | 2021-10-06 | Ge Avio S.r.l. | Turbopropeller engine control system and method, providing optimized efficiency |
| US10352189B2 (en) * | 2017-05-10 | 2019-07-16 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system for setting an acceleration schedule for engine start |
| US10676199B2 (en) | 2017-06-12 | 2020-06-09 | General Electric Company | Propulsion system for an aircraft |
| US10696416B2 (en) | 2017-06-30 | 2020-06-30 | General Electric Company | Propulsion system for an aircraft |
| US10953995B2 (en) | 2017-06-30 | 2021-03-23 | General Electric Company | Propulsion system for an aircraft |
| US10738706B2 (en) | 2017-06-30 | 2020-08-11 | General Electric Company | Propulsion system for an aircraft |
| US10569759B2 (en) | 2017-06-30 | 2020-02-25 | General Electric Company | Propulsion system for an aircraft |
| US10369896B2 (en) | 2017-11-28 | 2019-08-06 | GM Global Technology Operations LLC | Apparatus and method for flexible DC fast charging of an electrified vehicle |
| US10432130B2 (en) * | 2017-11-28 | 2019-10-01 | GM Global Technology Operations LLC | Electric powertrain and a method of operating the same |
| WO2020167755A1 (en) * | 2019-02-15 | 2020-08-20 | Kold-Ban International, Ltd. | Supplemental starting system |
| US11578661B2 (en) * | 2019-09-19 | 2023-02-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Systems and methods for starting a gas turbine engine |
| CN110939529B (zh) * | 2019-11-25 | 2020-11-06 | 西安航天动力研究所 | 一种集成式燃气供应装置 |
| US11428168B2 (en) * | 2020-01-06 | 2022-08-30 | Hamilton Sundstrand Corporation | Starter/generator arrangements for gas turbine engines |
| DE102020103546B3 (de) * | 2020-02-12 | 2021-07-01 | Audi Aktiengesellschaft | Verfahren zur Konfiguration eines Netzwerks, insbesondere in einem Kraftfahrzeug |
| FR3143555A1 (fr) * | 2022-12-20 | 2024-06-21 | Safran Helicopter Engines | Circuit d’alimentation electrique d’une turbomachine, turbomachine et aeronef comportant une telle turbomachine |
| FR3145774A1 (fr) * | 2023-02-14 | 2024-08-16 | Safran Helicopter Engines | Procédé et système de démarrage bitension d’une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps |
| FR3145775A1 (fr) * | 2023-02-14 | 2024-08-16 | Safran Helicopter Engines | Procédé et système de démarrage d’une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB740090A (en) * | 1952-12-12 | 1955-11-09 | Rolls Royce | Improvements relating to starting and ignition systems for gas turbine engines |
| US2938338A (en) * | 1956-01-20 | 1960-05-31 | Gen Motors Corp | Gas turbine starting system |
| RU2050455C1 (ru) * | 1993-11-22 | 1995-12-20 | Анатолий Михайлович Рахмаилов | Способ запуска газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель |
| US6147414A (en) * | 1997-12-19 | 2000-11-14 | Alliedsignal Inc. | Dual-purpose converter/startup circuit for a microturbine power generating system |
| WO2011056360A1 (en) * | 2009-10-26 | 2011-05-12 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine starting process |
| RU2467192C1 (ru) * | 2010-04-23 | 2012-11-20 | Хамильтон Сандстранд Корпорейшн | Способ запуска газотурбинного двигателя |
Family Cites Families (31)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2983338A (en) * | 1958-08-25 | 1961-05-09 | Ford Motor Co | Spot disc brake |
| US3600887A (en) * | 1969-09-08 | 1971-08-24 | Ford Motor Co | Electrical starting and operating system for gas turbine engine |
| CN2066638U (zh) * | 1989-12-09 | 1990-11-28 | 北京市西城新开通用试验厂 | 燃气轮机发电机组启动装置 |
| US5493201A (en) | 1994-11-15 | 1996-02-20 | Sundstrand Corporation | Starter/generator system and method utilizing a low voltage source |
| JPH08277723A (ja) * | 1995-04-06 | 1996-10-22 | Nissan Motor Co Ltd | ガスタービン発電機 |
| BR9714775A (pt) * | 1996-12-03 | 2001-10-30 | Elliott Energy Systems Inc | Sistema elétrico para turbina/alternador sobreum eixo comum |
| US6093975A (en) * | 1998-10-27 | 2000-07-25 | Capstone Turbine Corporation | Turbogenerator/motor control with synchronous condenser |
| US6414866B2 (en) * | 1999-11-15 | 2002-07-02 | Alliedsignal Inc. | Active filter for a converter having a DC line |
| US6281595B1 (en) * | 2000-09-25 | 2001-08-28 | General Electric Company | Microturbine based power generation system and method |
| EP1289118A1 (de) * | 2001-08-24 | 2003-03-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren und Vorrichtung zum Hochfahren eines Turbosatzes |
| US20040080165A1 (en) * | 2001-12-31 | 2004-04-29 | Capstone Turbine Corporation | Turbogenerator/motor controller with ancillary energy storage/discharge |
| US6703719B1 (en) * | 2002-08-28 | 2004-03-09 | General Electric Company | Systems and methods for managing a battery source associated with a microturbine power generating system |
| US20040160061A1 (en) * | 2003-01-31 | 2004-08-19 | Capstone Turbine Corporation | Gas-turbine engine with catalytic reactor |
| US6931856B2 (en) * | 2003-09-12 | 2005-08-23 | Mes International, Inc. | Multi-spool turbogenerator system and control method |
| US7355300B2 (en) * | 2004-06-15 | 2008-04-08 | Woodward Governor Company | Solid state turbine engine ignition exciter having elevated temperature operational capability |
| US7204090B2 (en) * | 2004-06-17 | 2007-04-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Modulated current gas turbine engine starting system |
| US7227271B2 (en) * | 2004-09-21 | 2007-06-05 | Honeywell International Inc. | Method and apparatus for controlling an engine start system |
| CN201025131Y (zh) * | 2007-01-31 | 2008-02-20 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 燃气轮机变频启动装置 |
| US7861534B2 (en) | 2007-05-03 | 2011-01-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method of starting turbine engine from low engine speed |
| US7952220B2 (en) * | 2007-09-21 | 2011-05-31 | Hamilton Sundstrand Corporation | Generator for gas turbine engine having main DC bus accessory AC bus |
| JP2009150362A (ja) * | 2007-12-21 | 2009-07-09 | Ihi Corp | スタータ制御装置及び該スタータ制御装置を有するガスタービン発電装置 |
| US20100283242A1 (en) | 2007-12-26 | 2010-11-11 | Dooley Kevin A | High Voltage Start of an Engine from a Low Voltage Battery |
| US8030788B2 (en) * | 2008-12-31 | 2011-10-04 | General Electric Company | Method and systems for an engine starter/generator |
| FR2947006B1 (fr) * | 2009-06-17 | 2014-10-17 | Eurocopter France | Dispositif et procede pour le demarrage d'un moteur a turbine equipant un helicoptere,mettant en oeuvre une source d'energie electrique comprenant des organes d'appoint a decharge |
| DE102009027407A1 (de) * | 2009-07-01 | 2011-01-05 | Robert Bosch Gmbh | Verfahren zum Betreiben einer Startersteuerung, Computerprogrammprodukt und Startersteuerung |
| FR2964515A1 (fr) * | 2010-09-07 | 2012-03-09 | Peugeot Citroen Automobiles Sa | Circuit de commande des interrupteurs commandables d'un hacheur |
| FR2967847B1 (fr) * | 2010-11-23 | 2015-06-26 | Hispano Suiza Sa | Procede et architecture de traitement de l'energie electrique regeneree d'un aeronef. |
| DE102011101531B4 (de) * | 2011-05-14 | 2015-09-24 | Volkswagen Aktiengesellschaft | Kraftfahrzeugbordnetz und Verfahren zum Betreiben eines Kraftfahrzeugbordnetzes |
| FR2990573B1 (fr) * | 2012-05-11 | 2015-11-20 | Hispano Suiza Sa | Systeme de commande et d'alimentation en energie des turbomachines d'un helicoptere |
| US9221354B2 (en) * | 2012-07-19 | 2015-12-29 | Mitsubishi Electric Corporation | Propulsion control apparatus of electric motor vehicle and control method for propulsion control apparatus |
| JP6248203B2 (ja) * | 2013-09-06 | 2017-12-13 | ジーイー・アビエイション・システムズ・エルエルシー | 航空機エンジンを始動するための方法 |
-
2013
- 2013-12-23 FR FR1363458A patent/FR3015571B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2014
- 2014-12-15 PL PL14827838T patent/PL3092389T3/pl unknown
- 2014-12-15 WO PCT/FR2014/053334 patent/WO2015097361A1/fr active Application Filing
- 2014-12-15 CA CA2933774A patent/CA2933774C/fr active Active
- 2014-12-15 CN CN201480070367.9A patent/CN105849390B/zh active Active
- 2014-12-15 US US15/104,339 patent/US10450962B2/en active Active
- 2014-12-15 RU RU2016130041A patent/RU2666029C2/ru active
- 2014-12-15 EP EP14827838.5A patent/EP3092389B1/fr active Active
- 2014-12-15 JP JP2016542180A patent/JP6509874B2/ja active Active
- 2014-12-15 KR KR1020167017171A patent/KR102265943B1/ko active IP Right Grant
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB740090A (en) * | 1952-12-12 | 1955-11-09 | Rolls Royce | Improvements relating to starting and ignition systems for gas turbine engines |
| US2938338A (en) * | 1956-01-20 | 1960-05-31 | Gen Motors Corp | Gas turbine starting system |
| RU2050455C1 (ru) * | 1993-11-22 | 1995-12-20 | Анатолий Михайлович Рахмаилов | Способ запуска газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель |
| US6147414A (en) * | 1997-12-19 | 2000-11-14 | Alliedsignal Inc. | Dual-purpose converter/startup circuit for a microturbine power generating system |
| WO2011056360A1 (en) * | 2009-10-26 | 2011-05-12 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine starting process |
| RU2467192C1 (ru) * | 2010-04-23 | 2012-11-20 | Хамильтон Сандстранд Корпорейшн | Способ запуска газотурбинного двигателя |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2773411C1 (ru) * | 2019-02-21 | 2022-06-03 | Рено С.А.С | Способ контроля запуска масляного насоса |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3015571B1 (fr) | 2018-11-23 |
| CN105849390A (zh) | 2016-08-10 |
| RU2016130041A3 (ru) | 2018-07-02 |
| CA2933774C (fr) | 2021-07-06 |
| KR102265943B1 (ko) | 2021-06-16 |
| PL3092389T3 (pl) | 2020-11-02 |
| JP2017503954A (ja) | 2017-02-02 |
| FR3015571A1 (fr) | 2015-06-26 |
| WO2015097361A1 (fr) | 2015-07-02 |
| CN105849390B (zh) | 2019-06-07 |
| CA2933774A1 (fr) | 2015-07-02 |
| EP3092389B1 (fr) | 2020-07-01 |
| JP6509874B2 (ja) | 2019-05-08 |
| US20170002744A1 (en) | 2017-01-05 |
| EP3092389A1 (fr) | 2016-11-16 |
| KR20160102202A (ko) | 2016-08-29 |
| RU2016130041A (ru) | 2018-01-30 |
| US10450962B2 (en) | 2019-10-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2666029C2 (ru) | Способ и система для надежного запуска турбинного двигателя | |
| US9776583B2 (en) | Aircraft electrical system | |
| EP2259422B1 (en) | Starting/generating system with multi-functional circuit breaker | |
| EP2778352B1 (en) | Systems and methods for variable speed operation of combustion engines for power generation | |
| EP1245076B1 (en) | Auxiliary electrical power generation system and method of operating same | |
| EP2733312B1 (en) | Gas turbine engine optimization by electric power transfer | |
| RU2655183C2 (ru) | Устройство отключения генераторов переменного тока турбомашины во время ускорения | |
| US6836086B1 (en) | Controlled starting system for a gas turbine engine | |
| EP0623741B1 (en) | Gas turbine starter assist torque control system | |
| JP5923515B2 (ja) | 航空機ガスタービンに使用される発電制御方法および該方法を実施する装置 | |
| US7448220B2 (en) | Torque control for starting system | |
| EP2028758B1 (en) | Engine having power bus fault short circuit control with a disconnection switch | |
| EP3336320A1 (en) | Oil heating system adapted for turbine engine to reduce starting torque | |
| US9035478B2 (en) | Aircraft engine constant frequency starter/generator | |
| JP2001510522A (ja) | 特に乗り物の駆動システム及び駆動システムにおける無負荷回転数の変化に対抗する方法 | |
| US9573539B2 (en) | Electric system architecture for more-electric engine accessories | |
| CN103795307B (zh) | 用于启动电机的方法 | |
| EP2282047A2 (en) | Split-type auxiliary power combustion and emergency starting system | |
| JP2017512698A (ja) | タービンエンジンの急速再活性化の方法及びシステム | |
| US20230139529A1 (en) | Hybrid-electric single engine descent failure management | |
| JP2015004359A (ja) | 補助電源を備える燃焼と非常起動時の制御装置及びシステム | |
| GB2510121A (en) | An aircraft electrical generator supplemented by an energy store until the generator is ramped up to meet the load requirement. | |
| EP3282110A1 (en) | Method of operating an engine and a generator | |
| EP2045910B1 (en) | Starter/generator system with control to address a voltage rise | |
| CN104579063A (zh) | 发电机组的延时控制电路及控制方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |