Газотурбинный двигатель, оснащенный вентиляторным соплом с изменяемой площадью поперечного сечения, приводимым в положение для запуска

Газотурбинный двигатель содержит поворотную регулируемую входную направляющую лопатку, расположенную перед компрессором низкого давления. Угол наклона входной направляющей лопатки устанавливается при запуске двигателя таким образом, чтобы увеличить воздушный поток, поступающий в компрессор. Это является особенно полезным при повторном запуске газотурбинного двигателя, когда оснащенный им летательный аппарат находится в воздухе, и предназначено для того, чтобы увеличить скорость вращения компрессора и турбинных роторов в режиме авторотации. Раскрыты также способ запуска газотурбинного двигателя и сопло с изменяемой площадью поперечного сечения. 4 н. и 16 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Перекрестная ссылка на родственную заявку

[0001] Настоящая заявка испрашивает приоритет согласно предварительной заявке на патент США №61/592,672, поданной 31 января 2012 г.

Уровень техники

[0002] Настоящая заявка относится к газотурбинному двигателю, имеющему входную направляющую лопатку, положение которой регулируется для увеличения скорости вращения компонентов двигателя в режиме авторотации.

[0003] Газотурбинные двигатели являются известными и обычно содержат вентилятор, подающий воздух в наружный контур двигателя, расположенный снаружи внутреннего контура двигателя, и в компрессор, расположенный во внутреннем контуре двигателя. Воздух из компрессора проходит далее в секцию камеры сгорания, где он смешивается с топливом и воспламеняется. Газообразные продукты этого сгорания проходят к роторам турбины, приводят их во вращение, в результате чего приводятся во вращение компрессор и вентилятор. Позднее было предложено устанавливать зубчатый редуктор между компрессором низкого давления и вентилятором, поэтому турбина низкого давления может вращать их с различными скоростями.

[0004] Запуск газотурбинного двигателя, используемого в воздушном судне, должен обеспечиваться при некоторых определенных условиях. Во-первых, газотурбинный двигатель должен иметь возможность запускаться на земле. При этом на земле может быть использовано пусковое устройство двигателя. Во-вторых, газотурбинный двигатель должен иметь возможность запускаться в воздухе. В воздухе при относительно низких скоростях летательного аппарата обычное пусковое устройство газотурбинного двигателя может быть использовано для того, чтобы начать приводить во вращение турбинные/компрессорные роторы. Однако при высоких скоростях невозможно использовать пусковое устройство двигателя. При высоких скоростях запуск осуществляется в результате так называемой «авторотации». Авторотация обычно возникает, когда роторы компрессоров и вентилятора приводятся во вращение воздухом, который нагнетается во внутренний контур двигателя и в канал наружного контура двигателя в процессе движения летательного аппарата.

Сущность изобретения

[0005] В характерном варианте осуществления газотурбинный двигатель содержит компрессорную секцию, низкоскоростной каскад и вентилятор. Вентилятор подает воздух в компрессорную секцию и в наружный контур, содержащий сопло с изменяемой площадью поперечного сечения. Компрессорная секция сжимает воздух и подает его в секцию камеры сгорания. В секции камеры сгорания происходит смешивание воздуха с топливом, воспламенение топлива и направление газообразных продуктов сгорания к роторам турбины. Турбинные роторы приводят во вращение низкоскоростной каскад. Управление газотурбинным двигателем запрограммировано таким образом, чтобы обеспечить соответствующее позиционирование направляющей лопатки сопла при запуске двигателя для увеличения воздушного потока через вентилятор.

[0006] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления компрессорная секция содержит компрессор высокого давления и компрессор низкого давления. Турбинные роторы содержат ротор турбины низкого давления, который приводит во вращение низкоскоростной каскад и компрессор низкого давления.

[0007] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления вентилятор приводится во вращение с компрессором низкого давления посредством низкоскоростного каскада. Между вентилятором и низкоскоростным каскадом предусмотрен зубчатый редуктор.

[0008] [В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления система управления включает в себя сохранные требуемые положения сопла для увеличения воздушного потока в компрессоре во время запуска двигателя при различных условиях.

[0009] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления указанные различные условия включают в себя высоту полета летательного аппарата, оснащенного газотурбинным двигателем, и воздушную скорость полета летательного аппарата.

[0010] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления указанные условия включают в себя также скорость вращения низкоскоростного каскада во время запуска.

[0011] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления, положение сопла выбирается таким образом, чтобы увеличить воздушный поток через вентилятор, когда летательный аппарат, оснащенный газотурбинным двигателем, находится в воздухе и повысить скорость вращения турбинных роторов в режиме авторотации.

[0012] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления при нахождении летательного аппарата в воздухе для запуска двигателя в сочетании с авторотацией также используется пусковое устройство двигателя.

[0013] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления сопло переводится в полностью открытое положение, чтобы увеличить скорость вращения двигателя в режиме авторотации.

[0014] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления перед компрессором низкого давления установлена поворотная регулируемая входная направляющая лопатка, при этом система управления также позиционирует указанную поворотную регулируемую входную направляющую лопатку при запуске таким образом, чтобы увеличить воздушный поток через указанный компрессор низкого давления.

[0015] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления система управления включает в себя сохраненные требуемые положения сопла для увеличения воздушного потока в компрессорной секции при запуске двигателя при различных условиях.

[0016] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления указанные различные условия включают в себя высоту полета летательного аппарата, оснащенного газотурбинным двигателем, и воздушную скорость летательного аппарата.

[0017] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления указанные условия включают в себя также скорость вращения низкоскоростного каскада во время запуска.

[0018] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления положение сопла выбрано таким образом, чтобы увеличить воздушный поток через вентилятор, когда летательный аппарат, оснащенный газотурбинным двигателем, находится в воздухе, и чтобы увеличить скорость вращения турбинных роторов в режиме авторотации.

[0019] В другом характерном варианте осуществления способ запуска газотурбинного двигателя содержит шаги обеспечения вентиляторного сопла с изменяемой площадью поперечного сечения в наружном контуре и перемещение указанного сопла при запуске двигателя в определенное положение, выбранное таким образом, чтобы увеличить воздушный поток через вентилятор и обеспечить запуск газотурбинного двигателя.

[0020] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления указанное положение выбирается таким образом, чтобы обеспечить увеличение воздушного потока через вентилятор при запуске при различных условиях.

[0021] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления указанные различные условия включают в себя высоту полета летательного аппарата, оснащенного газотурбинным двигателем, и воздушную скорость летательного аппарата.

[0022] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления указанные условия включают в себя также скорость вращения каскада, который приводит в действие вентилятор.

[0023] В другом характерном варианте осуществления сопло с изменяемой площадью сечения содержит сопло с исполнительным устройством для изменения положения сопла и систему управления, запрограммированную для приведения сопла в требуемое положение при запуске двигателя летательного аппарата.

[0024] В другом варианте осуществления согласно вышеуказанному варианту осуществления указанное положение выбирается на основании, по меньшей мере, высоты и скорости полета.

[0025] Эти и другие характеристики могут быть более понятными из приведенного ниже подробного описания со ссылками на прилагаемые чертежи.

Краткое описание чертежей

[0026] Фиг. 1 - газотурбинный двигатель.

[0027] Фиг. 2 - схема логической системы управления.

[0028] Фиг. 3 - блок-схема последовательности операций.

Подробное раскрытие изобретения

[0029] На фиг. 1 схематически показан газотурбинный двигатель 20. Газотурбинный двигатель 20, раскрытый в данном описании, представляет собой двухкаскадный турбовентиляторный двигатель, который в общем случае содержит вентиляторную секцию 22, компрессорную секцию 24, секцию камеры сгорания 26 и турбинную секцию 28. Альтернативные двигатели могут содержать секцию усилителя тяги (не показана) наряду с другими системами или компонентами. Вентиляторная секция 22 нагнетает воздух в наружный контур В, в то время как компрессорная секция 24 нагнетает воздух во внутренний контур С для сжатия и подачи в секцию 26 камеры сгорания с последующим расширением в турбинной секции 28. В раскрытом неограничительном примере осуществления показан турбовентиляторный газотурбинный двигатель, однако следует понимать, что описанные здесь концепции не ограничены применением с турбовентиляторными двигателями, поскольку эти положения могут быть использованы для других типов газотурбинных двигателей, включая трехкаскадные конструкции.

[0030] Двигатель 20 обычно содержит низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, которые установлены для вращения вокруг центральной продольной оси А двигателя относительно неподвижной конструкции 36 двигателя при помощи нескольких подшипниковых систем 38. При этом следует понимать, что различные подшипниковые системы 38 могут быть альтернативно или дополнительно установлены на различных участках.

[0031] Низкоскоростной каскад 30 обычно содержит внутренний вал 40, который соединяет вентилятор 42, компрессор 44 низкого давления и турбину 46 низкого давления. Внутренний вал 40 соединяется с вентилятором 42 при помощи редуктора 48, который приводит во вращение вентилятор 42 с более низкой скоростью, чем скорость вращения низкоскоростного каскада 30. Высокоскоростной каскад 32 содержит наружный вал 50, который соединяет компрессор 52 высокого давления и турбину 54 высокого давления. Камера 56 сгорания установлена между компрессором 52 высокого давления и турбиной 54 высокого давления. Промежуточная силовая рама 57 неподвижной конструкции 36 двигателя расположена, как правило, между турбинной секцией 54 высокого давления и турбинной секцией 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 57 также поддерживает подшипниковые системы 38 в турбинной секции 28. Внутренний вал 40 и наружный вал 50 являются концентрическими и вращаются при помощи подшипниковых систем 38 вокруг центральной продольной оси А двигателя, которая является коллинеарной их продольным осям.

[0032] Поток воздуха внутреннего контура С сжимается компрессором 44 низкого давления, затем - компрессором 52 высокого давления, смешивается с топливом и сжигается в камере 56 сгорания, а затем поток газообразных продуктов сгорания расширяется в турбине 54 высокого давления и турбине 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 57 содержит аэродинамические поверхности 59, которые расположены на пути воздушного потока внутреннего контура. Турбины 46, 54 приводят во вращение соответствующие низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32 в ответ на указанное расширение потока.

[0033] Двигатель 20 в одном из примеров представляет собой редукторный авиационный двигатель с высокой степенью двухконтурности. В другом примере степень двухконтурности двигателя 20 больше чем приблизительно шесть (6), например, больше чем десять (10), редуктор 48 представляет собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности, планетарную зубчатую передачу или другую зубчатую передачу с понижающим передаточным отношением, большим чем приблизительно 2, 3, а турбина 46 низкого давления обеспечивает отношение давлений, большее чем приблизительно 5. В одном раскрытом варианте осуществления степень двухконтурности двигателя 20 больше чем приблизительно десять (10:1), диаметр вентилятора значительно превышает диаметр компрессора 44 низкого давления, а турбина 46 низкого давления обеспечивает отношение давлений, большее чем приблизительно 5:1. Отношение давлений турбины 46 низкого давления представляет собой отношение давления, измеренного перед входом турбины 46 низкого давления, к давлению на выходе турбины 46 низкого давления перед выходным соплом. Редуктор 48 может представлять собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности, планетарную зубчатую передачу или другую зубчатую передачу с понижающим передаточным отношением, большим чем приблизительно 2,5:1. Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры приведены только в качестве иллюстрации одного примера осуществления двигателя с редуктором и что настоящее изобретение может быть использовано для других газотурбинных двигателей, включая безредукторные турбовентиляторные двигатели.

[0034] Значительная величина тяги обеспечивается потоком В наружного контура, благодаря высокой степени двухконтурности. Вентиляторная секция 22 двигателя 20 рассчитана на определенный режим полета - обычно крейсерский режим со скоростью приблизительно 0,8 Маха на высоте до приблизительно 35000 футов. Режим полета при 0,8 Маха и 35000 футах с оптимальным потреблением топлива двигателем также известен как «крейсерский полет с минимальным удельным расходом топлива по тяге» (TSFC от англ. Thrust Specific Fuel Consumption,). TSFC представляет собой промышленный стандартный параметр, соответствующий отношению массы сжигаемого топлива, выраженной в фунтах массы, к развиваемой двигателем в этом режиме полета тяге, выраженной в фунтах-сила. «Минимальное отношение давлений в вентиляторе» представляет собой отношение давлений только на лопатке вентилятора без системы выходных направляющих лопаток вентилятора (FEGV от англ. Fan Exit Guide Vane). Минимальный перепад давления в вентиляторе согласно одному раскрываемому в данном описании неограничительному варианту осуществления составляет менее, чем приблизительно 1,45. «Минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» представляет собой фактическую окружную скорость лопатки вентилятора в фут/сек, разделенную на промышленную стандартную температурную поправку [(Тнабегающего воздушного потока°R)/518.7)0.5]. «Минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» согласно раскрываемому в данном описании одному неограничительному варианту осуществления составляет менее чем приблизительно 1150 фут/сек.

[0035] Газотурбинный двигатель 20 оснащен системой управления и компонентами, которые позволяют оптимизировать запуск.

[0036] Пусковое устройство 400 двигателя (показано схематически) обычно содержится в газотурбинном двигателе и обеспечивает начало приведения во вращение высокоскоростного каскада при запуске двигателя. Это обычно происходит, когда летательный аппарат находится на земле, и на этом этапе процесс является относительно простым.

[0037] С другой стороны, бывают ситуации, когда газотурбинный двигатель прекращает работу, в то время как летательный аппарат, оснащенный газотурбинным двигателем, все еще находится в воздухе. Когда летательный аппарат находится в воздухе, пусковое устройство двигателя может быть использовано, чтобы начать вращение каскада 32 и процесс повторного запуска при относительно низкой скорости полета. Разумеется, после того, как в секции камеры сгорания начнется воспламенение и сжигание топлива, газообразные продукты сгорания будут приводить во вращение турбинные роторы, поэтому пусковое устройство двигателя может быть остановлено.

[0038] При определенных условиях применение пускового устройства двигателя при нахождении летательного аппарата в воздухе не рекомендуется или является невозможным. При этих условиях сила воздушного потока, нагнетаемого во внутренний контур двигателя и проходящего через вентилятор 42, направлена на приведение во вращение турбинных роторов и компрессорных роторов. Этот процесс называется «авторотацией».

[0039] В случае необходимости повторного запуска двигателя предпочтительно увеличивать скорость вращения высокоскоростного каскада в режиме авторотации, поскольку более высокие скорости в режиме авторотации обеспечивают нагнетание более высокого воздушного потока.

[0040] Двигатель оснащен управляемым устройством, которое позволяет оптимизировать возможность максимального увеличения скорости вращения высокоскоростного каскада в режиме авторотации. При этом исполнительное устройство 180 селективно переводит входную направляющую лопатку 184 компрессора в такое положение, в котором она находится непосредственно перед самым передним ротором 186 низкоскоростного компрессора.

[0041] Угол лопатки 184 предпочтительно обеспечивает максимизацию потока воздуха, достигающего ротора 186 во время повторного запуска двигателя летательного аппарата. Во время полета лопатка 184 может быть расположена таким образом, чтобы поток воздуха, нагнетаемый во внутренний контур двигателя, когда летательный аппарат продолжает перемещаться в воздухе с незапущенным двигателем 20, был максимальным.

[0042] Кроме того, воздушный поток В наружного контура можно максимизировать путем соответствующего позиционирования вентиляторного сопла 200 с изменяемой площадью поперечного сечения. Управление вентиляторным соплом 200 с изменяемой площадью поперечного сечения осуществляется при помощи показанного схематически исполнительного устройства 204, которое обеспечивает перемещение в осевом направлении и регулирует площадь 202 поперечного сечения. В общем случае сопло можно перевести в полностью открытое положение, чтобы максимизировать этот воздушный поток.

[0043] Как входная направляющая лопатка 180, так и исполнительное устройство 204 для вентиляторного сопла с изменяемой площадью сечения 200 являются, в принципе, известными. Однако они не использовались при запуске с целью максимизации величины скорости вращения при возникновении авторотации.

[0044] В общем случае предпочтительно расположить лопатку 184 таким образом, чтобы максимизировать воздушный поток, проходящий через внутренний контур двигателя, а также установить сопло с изменяемой площадью сечения 200 таким образом, чтобы максимизировать воздушный поток, проходящий через вентилятор 42. Воздушный поток, проходящий через вентилятор 42, будет приводить вентилятор во вращение, а воздушный поток, нагнетаемый во внутренний контур двигателя, будет заставлять вращаться ротор 186 компрессора.

[0045] Заявитель разработал систему управления, которая показана на фиг. 2, и использует сигналы 210 высоты, сигнал 212 скорости летательного аппарата и сигнал 214, который соответствует скорости вращения низкоскоростного каскада 30 в режиме авторотации.

[0046] Таблицы соответствия сохранены в компонентах 216, 218 и 222 системы управления. Заявитель разработал таблицы, которые связывают конкретную скорость высотного двигателя или число Маха с положением лопатки 184 и/или с положением сопла 200, которое требуется для максимизации воздушного потока, как описано выше. Указанные требуемые положения могут быть определены экспериментально, при этом они отличаются в зависимости от конструкции летательного аппарата и двигателя. Два указанных параметра могут быть использованы в сочетании, однако в объеме настоящей заявки предусмотрена также возможность применения в соответствующих случаях отдельно каждого из них без применения другого.

[0047] Система управления входной направляющей лопаткой с изменяемым положением раскрыта в находящейся одновременно на рассмотрении в патентном ведомстве заявке, озаглавленной «Газотурбинный двигатель, оснащенный входной направляющей лопаткой компрессора, размещаемой в определенном положении при запуске» №_, поданной одновременно с настоящей заявкой.

[0048] Сигнал проходит далее в блок 224, при этом дополнительные сигналы поступают от элементов 218 и 216 системы управления. Элементы 218 и 216 обеспечивают корректировку выходного сигнала элемента 222 на основании скорости вращения низкоскоростного каскада 30, высоты и воздушной скорости летательного аппарата.

[0049] Из блока 224 сигнал поступает в исполнительные устройства 180 и/или 204. Система управления, показанная на фиг. 2, может быть встроена в цифровую систему 199 управления двигателем с полной ответственностью (FADEC от англ. full authority digital engine control system).

[0050] Разумеется, если летательный аппарат находится на земле, высота полета в общем случае является постоянной, а число Маха равно нулю. При этом скорость вращения низкоскоростного каскада может быть равной нулю. Однако даже в этом случае имеет место предпочтительное положение лопатки 184 и/или сопла 200. Если во время повторного запуска двигателя летательный аппарат находится в воздухе и движется при относительно низком числе Маха, может быть использовано схематически показанное пусковое устройство 400 двигателя в сочетании с авторотацией. Все это предусмотрено в таблицах соответствия, сохраняемых в компоненте 216. Кроме того, как указано выше, при некоторых обстоятельствах пусковое устройство 400 двигателя не может быть использовано. Это также предусмотрено и учтено в компонентах 216, 218 и 222 или в таблице соответствия.

[0051] В описании раскрыт вариант осуществления настоящего изобретения, однако для специалиста в данной области техники очевидно, что в пределах объема этого изобретения могут быть внесены определенные изменения. По этой причине следует изучить прилагаемую формулу изобретения, чтобы определить действительный объем и содержание данного изобретения.

1. Газотурбинный двигатель, содержащий:

компрессорную секцию;

низкоскоростной каскад;

вентилятор;

при этом указанный вентилятор выполнен с возможностью подачи воздуха в указанную компрессорную секцию и в наружный контур, содержащий сопло с изменяемой площадью сечения, а указанная компрессорная секция выполнена с возможностью сжатия воздуха и его подачи в секцию камеры сгорания;

при этом камера сгорания выполнена с возможностью смешивания воздуха с топливом, воспламенения топлива и приведения газообразных продуктов сгорания в движение через турбинные роторы, причем эти турбинные роторы выполнены с возможностью приведения во вращение указанного низкоскоростного каскада;

систему управления указанным газотурбинным двигателем, запрограммированную для приведения указанного сопла с изменяемой площадью сечения в положение запуска двигателя, чтобы увеличить воздушный поток через указанный вентилятор;

причем указанная система управления содержит сохраненные требуемые положения указанного сопла для обеспечения увеличенного воздушного потока, подаваемого в компрессор во время запуска при различных условиях, при этом указанные различные условия включают в себя высоту полета летательного аппарата, оснащенного газотурбинным двигателем, воздушную скорость летательного аппарата и скорость вращения по меньшей мере одного каскада, связанного с данным газотурбинным двигателем.

2. Двигатель по п. 1, в котором указанная компрессорная секция содержит компрессор высокого давления и компрессор низкого давления, а указанные турбинные роторы содержат ротор турбины низкого давления, выполненный с возможностью приведения во вращение указанного низкоскоростного каскада и указанного компрессора низкого давления.

3. Двигатель по п. 2, в котором указанный вентилятор выполнен с возможностью приведения во вращение с указанным компрессором низкого давления посредством указанного низкоскоростного каскада, при этом между указанным вентилятором и указанным низкоскоростным каскадом предусмотрен редуктор.

4. Двигатель по п. 1, в котором указанный по меньшей мере один каскад представляет собой низкоскоростной каскад.

5. Двигатель по п. 4, в котором указанное положение указанного сопла выбрано так, чтобы увеличить воздушный поток, проходящий через вентилятор, когда летательный аппарат, оснащенный газотурбинным двигателем, находится в воздухе, и чтобы увеличить скорость вращения роторов турбины в режиме авторотации.

6. Двигатель по п. 5, в котором предусмотрено пусковое устройство, используемое в сочетании с авторотацией для запуска двигателя при нахождении летательного аппарата в воздухе.

7. Двигатель по п. 5, в котором указанное сопло выполнено с возможностью приведения в полностью открытое положение, чтобы увеличить скорость вращения в режиме авторотации.

8. Двигатель по п. 1, в котором система управления выполнена с возможностью выбора одного из указанных сохраненных требуемых положений на основе определенных указанных различных условий, а также с возможностью приведения указанного сопла в это одно выбранное положение.

9. Газотурбинный двигатель, содержащий:

компрессорную секцию;

низкоскоростной каскад;

вентилятор;

при этом указанный вентилятор выполнен с возможностью подачи воздуха в указанную компрессорную секцию и в наружный контур, содержащий сопло с изменяемой площадью сечения, а указанная компрессорная секция выполнена с возможностью сжатия воздуха и его подачи в секцию камеры сгорания;

при этом камера сгорания выполнена с возможностью смешивания воздуха с топливом, воспламенения топлива и приведения газообразных продуктов сгорания в движение через турбинные роторы, причем эти турбинные роторы выполнены с возможностью приведения во вращение указанного низкоскоростного каскада;

систему управления указанным газотурбинным двигателем, запрограммированную для приведения указанного сопла в положение запуска двигателя, чтобы увеличить воздушный поток через указанный вентилятор;

при этом указанная компрессорная секция содержит компрессор высокого давления и компрессор низкого давления, а указанные турбинные роторы содержат ротор турбины низкого давления, выполненный с возможностью приведения во вращение указанного низкоскоростного каскада и указанного компрессора низкого давления;

причем перед указанным компрессором низкого давления расположена поворотная регулируемая входная направляющая лопатка, при этом указанная система управления выполнена с возможностью позиционировать указанную поворотную регулируемую входную направляющую лопатку при запуске таким образом, чтобы увеличить воздушный поток через указанный компрессор низкого давления.

10. Двигатель по п. 9, в котором указанная система управления содержит сохраненные требуемые положения указанного сопла для обеспечения увеличенного воздушного потока в компрессорной секции во время запуска при различных условиях.

11. Двигатель по п. 10, в котором указанные различные условия включают в себя высоту полета летательного аппарата, оснащенного газотурбинным двигателем, и воздушную скорость летательного аппарата.

12. Двигатель по п. 11, в котором указанные условия также включают в себя скорость вращения низкоскоростного каскада во время запуска.

13. Двигатель по п. 12, в котором положение указанного сопла выбрано таким образом, чтобы увеличить воздушный поток через вентилятор, когда летательный аппарат, оснащенный газотурбинным двигателем, находится в воздухе, а также чтобы увеличить скорость вращения роторов турбины в режиме авторотации.

14. Способ запуска газотурбинного двигателя, содержащий следующие операции:

(а) обеспечение вентиляторного сопла с изменяемой площадью сечения в наружном контуре и приведение указанного сопла при запуске двигателя в положение, выбранное таким образом, чтобы увеличить воздушный поток через вентилятор;

(б) запуск указанного газотурбинного двигателя;

(в) и сохранение требуемых положений указанного сопла для обеспечения увеличенного воздушного потока, подаваемого в компрессор во время запуска при различных условиях, при этом указанные различные условия включают в себя высоту полета летательного аппарата, оснащенного газотурбинным двигателем, воздушную скорость летательного аппарата и скорость вращения по меньшей мере одного каскада, связанного с данным газотурбинным двигателем.

15. Способ по п. 14, в котором указанное положение выбирают таким образом, чтобы обеспечить увеличение воздушного потока через вентилятор во время запуска двигателя при различных условиях.

16. Способ по п. 15, в котором указанные различные условия включают в себя высоту полета летательного аппарата, оснащенного газотурбинным двигателем, и воздушную скорость летательного аппарата.

17. Способ по п. 16, в котором указанный по меньше мере один каскад представляет собой каскад, который приводит во вращение указанный вентилятор.

18. Способ по п. 14, содержащий операцию выбора одного из указанных сохраненных требуемых положений на основе определенных указанных различных условий, а также операцию приведения указанного сопла в это одно выбранное положение.

19. Сопло с изменяемой площадью поперечного сечения, содержащее:

сопло, имеющее исполнительное устройство для изменения положения сопла; и

систему управления, запрограммированную для перемещения сопла в требуемое положение при запуске летательного аппарата и связанную с соплом,

причем указанная система управления содержит сохраненные требуемые положения указанного сопла для обеспечения увеличенного воздушного потока, подаваемого в компрессор во время запуска при различных условиях, при этом указанные различные условия включают в себя высоту полета летательного аппарата, оснащенного газотурбинным двигателем, воздушную скорость летательного аппарата и скорость вращения по меньшей мере одного каскада, связанного с данным газотурбинным двигателем.

20. Сопло по п. 19, в котором система управления выполнена с возможностью выбора одного из указанных сохраненных требуемых положений на основе определенных указанных различных условий, а также с возможностью приведения указанного сопла в это одно выбранное положение.



 

Похожие патенты:

Предлагаются электростанция (1) и способ эксплуатации такой электростанции. Электростанция (1) содержит газотурбинный двигатель (2) с компрессором (5), заборным устройством компрессора (66), камерой сгорания (6, 7) и турбиной (8, 9).

Группа изобретений относится к способу управления турбомашиной, запоминающему устройству и электронному блоку. Способ включает в себя: этап, на котором измеряют первую температуру (Т25) посредством первого датчика температуры; этап, на котором измеряют вторую температуру (Т3) посредством второго датчика температуры; этап, на котором оценивают третью температуру (Т25М), моделирующую упомянутую первую температуру; и этап, на котором определяют, по меньшей мере, одну уставку управления, по меньшей мере, для одного компонента оборудования, имеющего изменяемую геометрию, двигателя в зависимости от упомянутой измеренной первой температуры; причем способ отличается тем, что упомянутый первый датчик имеет первую постоянную С1 времени, которая больше, чем постоянная С2 второго датчика, и способ дополнительно включает в себя: этап, на котором обнаруживают всасывание воды или града в зависимости от падения упомянутой измеренной второй температуры; и при обнаружении всасывания воды или града этап, на котором определяют упомянутую уставку управления в зависимости от упомянутой оцененной третьей температуры.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления заклиненным сопловым аппаратом, установленным между первой и второй турбинами, соединенными последовательно с компрессором.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и турбину, включающий шаг определения давления выхлопного газа на выходе турбины, шаг измерения давления на выходе компрессора, шаг определения коэффициента давления турбины на основе давления выхлопного газа и давления на выходе компрессора, шаг вычисления эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах как функции от коэффициента давления турбины, при этом пороговая кривая перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах содержит точки, в которых работа газовой турбины изменяется между режимом горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах, и шаг управления газовой турбиной для перехода между режимом горения в первичной зоне и режимом горения в первичной и вторичной зонах.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и турбину.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и турбину.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления рабочей точкой газовой турбины, включающий определение коэффициента давления турбины, вычисление эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах как функции от коэффициента давления турбины, определение в первый момент времени, когда температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах для одного и того же коэффициента давления турбины, и изменение, через заранее заданный интервал времени после первого момента времени, параметра распределения топлива с первого значения на второе значение, если температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, остается выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТУ.

Газотурбинный двигатель содержит поворотную регулируемую входную направляющую лопатку, расположенную перед компрессором низкого давления. Угол наклона входной направляющей лопатки устанавливается при запуске двигателя таким образом, чтобы увеличить воздушный поток, поступающий в компрессор. Это является особенно полезным при повторном запуске газотурбинного двигателя, когда оснащенный им летательный аппарат находится в воздухе, и предназначено для того, чтобы увеличить скорость вращения компрессора и турбинных роторов в режиме авторотации. Раскрыты также способ запуска газотурбинного двигателя и сопло с изменяемой площадью поперечного сечения. 4 н. и 16 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх