用于停止飞行器用涡轮发电机的燃气涡轮发动机的方法与流程

1.本发明涉及飞行器涡轮发电机，更特别地涉及这种涡轮发电机的燃气涡轮机的发动机舱的冷却。


背景技术：

2.一般来说，飞行器包括由多个涡轮喷气发动机形成的推进装置，该推进装置用于提供推进飞行器所需的推力。
3.如今，航空制造商试图逐步减少主要由于煤油的燃烧而带来的飞行器对环境的影响，同时保持持续的交通量。
4.为了做到这一点，已经建议对飞行器的推进功能中涉及的部件进行电气化，这些部件被认为是能量消耗的主要来源。
5.电气化既与客机有关，又与在城市环境中垂直起降vtol(vertical take-off and landing)的飞行器(代表“垂直起降飞行器”)或短距起降stol(short take-off and landing)的飞行器(代表“短距起降飞行器”)有关。
6.尽管如此，已经注意到推进功能的完全电气化导致与电池和布线相关的额外重量。
7.因此，使推进功能部分电气化是有利的。
8.更特别地，推进系统包括至少一个由燃气涡轮机驱动的电机，以从化石能源向飞行器提供电力。
9.推进现在由一个或多个涡轮发电机提供，该一个或多个涡轮发电机可以由一组可充电电池补充，这些可充电电池允许为飞行器的电网供电和/或为电机供电和/或以高能量密度(例如，在250瓦时每千克(wh/kg)和350wh/kg之间)存储电能。
10.通常，这种涡轮发电机包括燃气涡轮机以及可逆电机。
[0011]“可逆”应该理解为旋转机器能够将燃气涡轮机产生的机械功率转换成电力，而且还能够通过驱动燃气涡轮发动机将电能转换成功。
[0012]
然而，在重复执行短期任务的城市飞行器的情况下，涡轮发电机受到如下的影响：启动序列冗余，随后使用额定功率，并且在两次行程之间停止，没有明显的停顿。
[0013]
这会导致涡轮发电机过热、机械组件的显著热循环、机械组件的过早老化，并且可能导致涡轮发电机本身的退化。
[0014]
更具体地，在功率的强烈变化期间，发动机的油和/或燃料可能在发动机的热部分处焦化。
[0015]
这些部分通常包括燃气涡轮机的燃烧室中的燃料喷射器。
[0016]
此外，诸如膨胀差等机械应力也会加剧。
[0017]
为了防止这种情况，建议飞行员在燃气涡轮机完全停止之前，让燃气涡轮机以所谓的“空转”速度旋转预定持续时间。
[0018]
通常根据燃气涡轮机的架构定义的该预定持续时间不能保证飞行器的快速可用
性，特别是在紧急起飞期间是如此的。
[0019]
因此，已经建议通过实施燃气涡轮机的所谓干式通风来缩短该持续时间，换句话说，不将燃料喷射到燃烧室中。
[0020]
在地面上，燃气涡轮机因此混合比燃气涡轮机冷得多的环境空气，并且这样做是为了冷却燃气涡轮机。
[0021]
另一种解决方案在于增加一个专用于燃气涡轮机的风扇，但是这可能会显著增加燃气涡轮机的尺寸并使其更重。


技术实现要素：

[0022]
鉴于前述内容，本发明提出了通过提供一种用于逐渐停止飞行器的燃气涡轮机的方法来克服前述限制。
[0023]
因此，本发明的目的是一种用于停止飞行器的至少一个涡轮发电机的方法，该涡轮发电机包括可逆电机，该可逆电机通过至少一个动力轴联接到燃气涡轮机，该动力轴最初处于额定运行速度。
[0024]
该方法包括：
[0025]-控制涡轮发电机的停止；
[0026]-在第一预定持续时间内，将该动力轴从额定运行速度切换到第一运行速度，该第一运行速度低于额定速度；
[0027]-控制该燃气涡轮机的燃烧室的熄火；
[0028]-通过由该可逆电机驱动该燃气涡轮机来保持该燃气涡轮机以第二运行速度旋转，该可逆电机是电力驱动的并以电动机模式运行第二预定持续时间，该动力轴处于第二速度，该第二速度低于该第一运行速度；以及
[0029]-控制该可逆电机的停止，以不再驱动该动力轴，并使该燃气涡轮机的旋转逐渐停止。
[0030]
在本文中，第一运行速度接近空转速度，并且由于最小量的燃料喷射到燃烧室中，第一运行速度允许开始冷却燃气涡轮机及其隔室，同时在发动机的输出端处输送最小的动力。
[0031]
在该第一预定持续时间结束时，通过切断燃料喷射来停止电机。
[0032]
换句话说，没有更多的燃料燃烧，这迅速降低了燃气涡轮机的温度。
[0033]
为了优化冷却，电机在第二预定时间内驱动燃气涡轮机，以使其混合空气。
[0034]
因此，当在飞行器开始以涡轮发电机停止为特征的下降阶段时需要执行紧急电力呼叫时，重启涡轮发电机所需的时间减少，这是因为燃气涡轮机已经被冷却，因此不担心因热量积聚而堵塞。
[0035]
重启涡轮发电机所需的时间进一步减少，这是因为燃气涡轮机已经由电机以一定速度驱动旋转。
[0036]
应该注意的是，当涡轮发电机包括多发动机架构时，即具有至少两个旋转轴时，第一预定持续时间和第二预定持续时间以及速度水平可以因轴而异。
[0037]
有利地，电机联接到供电装置，该方法包括：在停止控制之后，验证该供电装置的电能水平，并且如果该电能水平低于阈值，则发电控制使得能够以所需的机械功率水平控
制该燃气涡轮机，并且能够在发电机模式下控制电机以在第一持续时间内产生电力，该电力能够存储在该供电装置中以达到该阈值。
[0038]
为了在没有燃料喷射的情况下通过电机保持燃气涡轮机旋转，有利的是，电机可以在第二预定持续时间内由供电装置供应电能。
[0039]
因此，在停止燃料喷射之前，检验供电装置的电能水平是否足以在第二持续时间内为电机供电，以及是否足以重启燃气涡轮机。
[0040]
例如，供电装置的电能水平高于阈值，该阈值介于0.15千瓦时(kwh)与1.5kwh之间。
[0041]
优选地，第一持续时间介于30秒与120秒之间，并且第一运行速度介于燃气涡轮机的动力轴的额定运行速度的50％与70％之间。
[0042]
例如，涡轮发电机的第一运行速度基本上等于该涡轮发电机的额定运行速度的60％。
[0043]
例如，在双发动机架构中，第一旋转轴的第一速度可以介于额定速度的50％与70％之间，第二旋转轴的第一速度介于额定速度的50％与70％之间。
[0044]
优选地，第二持续时间介于60秒与300秒之间，并且第二运行速度介于燃气涡轮机的额定运行速度的5％与15％之间。
[0045]
本发明的另一个目的是一种用于停止飞行器的至少一个涡轮发电机的设备，该涡轮发电机包括可逆电机，该可逆电机通过动力轴联接到燃气涡轮机，该动力轴最初处于额定运行速度。
[0046]
该设备包括：
[0047]-控制装置，该控制装置能够产生该涡轮发电机的停止设定点信号；
[0048]-致动装置，该致动装置能够在第一预定持续时间内将该动力轴从该额定运行速度切换到第一运行速度，该第一运行速度低于该额定速度；
[0049]-用于熄灭该燃气涡轮机的燃烧室的控制装置；
[0050]-用于通过由该可逆电机驱动该燃气涡轮机来保持该燃气涡轮机以第二运行速度旋转的装置，该可逆电机是电力驱动的并且在电动机模式下运行第二预定持续时间，该动力轴处于该第二速度，该第二速度低于该第一运行速度；以及
[0051]-被配置为停止该可逆电机对该动力轴的驱动，从而使得该涡轮发电机的旋转能够逐渐停止的控制装置。
[0052]
有利地，电机联接到供电装置，该设备包括比较装置，该比较装置被配置为在产生停止设定点信号之后，验证该供电装置的电能水平，并且如果该电能水平低于阈值，则该电机能够在第一持续时间内产生能够存储在该供电装置中的电能，以达到该阈值。
[0053]
优选地，第一持续时间介于30秒与120秒之间，在此期间，第一运行速度介于燃气涡轮机的动力轴的额定运行速度的5％与70％之间。
[0054]
优选地，第二持续时间介于60秒与300秒之间，并且第二运行速度介于燃气涡轮机的动力轴的额定运行速度的5％与15％之间。
[0055]
有利地，供电装置包括至少一个能够给电机供电的电池。
[0056]
为了验证至少一个电池的电能水平，比较装置被配置为与管理系统bms(battery management system，代表“电池管理系统”)通信，该管理系统bms允许获得与电池的电能水
平相关的信息。
[0057]
本发明的另一个目的是一种飞行器，该飞行器包括至少一个涡轮发电机，该涡轮发电机包括至少一个燃气涡轮机、可逆电机和至少一个如上所述的停止设备。
[0058]
换句话说，停止设备被配置为控制单发动机或多发动机架构。
附图说明
[0059]
通过阅读下面的仅作为非限制性示例给出的且参考附图的描述，本发明的其它目的、特征和优点将变得显而易见，在附图中：
[0060]
[图1]示意性地示出了根据现有技术的单发动机涡轮发电机(single-engine turbogenerator)的截面图；
[0061]
[图2]示意性地表示具有传统压缩机的多发动机涡轮发电机(multi-engine turbogenerator)的截面图；
[0062]
[图3]示意性地展示了根据现有技术的具有两个压缩机的多发动机涡轮发电机的截面图；
[0063]
[图4]展示了根据本发明的实施例的用于停止单发动机涡轮发电机或多发动机涡轮发电机的至少一个燃气涡轮发动机的设备的模块；
[0064]
[图5]示出了根据本发明的实施方式的由所述设备实施的用于停止燃气涡轮发动机的方法的流程图；以及
[0065]
[图6]表示燃气涡轮机的电动机的运行速度随时间推移的变化的曲线图。
具体实施方式
[0066]
图1中示出了涡轮发电机1，该涡轮发电机旨在用于部分地确保旨在用于反复执行短期任务的城市飞行器的推进功能。
[0067]
在该示例中，涡轮发电机1包括燃气涡轮机2，该燃气涡轮机能够可旋转地驱动唯一的电动机轴3，该电动机轴本身联接到燃气涡轮机2的涡轮4和压缩机5。因此，本文的燃气涡轮机2是单转子涡轮机。
[0068]
压缩机5包括一组固定的翅片和可移动的翅片，这些翅片旨在用于压缩外部空气。
[0069]
燃气涡轮机2还包括燃烧室6，该燃烧室能够接收由压缩机5压缩的空气并通过将这些空气与诸如煤油等燃料混合来进行燃烧。
[0070]
涡轮发电机1还包括能够以发电机模式和电动机模式运行的可逆电机7。
[0071]
更具体地，当电机7以电动机模式运行时，电机被配置成产生能够驱动轴3的扭矩。
[0072]
为此，电机7联接到包括一个或多个电池9的供电装置8。
[0073]
作为非限制性示例并且为了清楚起见，供电装置8包括旨在用于给电机7供电的唯一的电池9，使得电机可以在电动机模式下运行。
[0074]
相反，当电机7以发电机模式运行时，电机将从轴3获得的机械功率转换成电力。
[0075]
在这种情况下，电机7能够向电池9供应电能。
[0076]
供电装置8还包括hvdc(high-voltage direct current，代表“高压直流”)高压电网10，该高压电网输送例如高于270伏的直流电压，该高压电网联接到电池9以便提供直流电能。
[0077]
此外，高压电网10联接到电机7，使得电机可以在电动机模式下运行。
[0078]
替代地，如图2所示，燃气涡轮机2包括两个旋转轴3和12、以及第二涡轮13，第二涡轮13在本文中可被称为自由涡轮，因为它不连接到燃气涡轮机2的压缩机6。
[0079]
在这种构造中，第二涡轮13通过轴12连接到电机7，轴12与轴3同心并且独立于轴3的旋转。
[0080]
因此，燃气涡轮机2在本文是双转子涡轮机，因为它包括两个独立的旋转轴3和12。
[0081]
如图3所示，在另一个双转子涡轮机变型中，燃气涡轮机2还包括第二压缩机14，该第二压缩机14通过与轴3同心并且独立于轴3的旋转的轴12连接到第二涡轮13。
[0082]
无论涡轮机是单转子还是双转子，该涡轮机都包括轴3或轴12，通过轴3或轴12可以获得机械功率来驱动以发电机模式运行的电机7。此轴可以称为动力轴。在双转子涡轮机中，动力轴12也被称为低压轴，轴3则被称为高压轴。
[0083]
在城市飞行器的情况下，这些构造经常受到机械应力和/或油和燃料焦化的影响。
[0084]
为了防止这种情况，同时保证飞行器的快速可用性，涡轮发电机1包括被配置成至少停止燃气涡轮机2的设备15。
[0085]
更具体地，设备15被配置成控制电机7以及燃气涡轮机2。
[0086]
参考图4，图4展示了设备15的详细视图。
[0087]
如图所示，设备15包括控制装置16、致动装置17、比较装置18、控制装置19以及保持装置20。
[0088]
在本文，设备15被配置成停止燃气涡轮机2。
[0089]
为此，控制装置16被配置成启动燃气涡轮机2的逐渐停止。
[0090]
更特别地，控制装置16能够向联接到燃气涡轮机2的致动装置17产生设定点信号。
[0091]
致动装置17被配置成将轴3从额定运行速度降低到低于额定速度的第一运行速度。
[0092]
关于比较装置18，该比较装置能够同时验证供电装置8的电能水平是否低于阈值。
[0093]
例如，该阈值可以介于0.15千瓦时(kwh)与1.5kwh之间。
[0094]
为了获得与供电装置的电能水平相关的信息，比较装置18联接到管理系统21。
[0095]
更具体地，管理系统21联接到供电装置8，且更特别地联接到电池9。
[0096]
比较装置18进一步联接到电机7，以便使该电机在发电机模式下运行。
[0097]
为了停止燃烧室6，控制装置19联接到燃气涡轮机2，并且被配置成控制所述燃烧室6的运行。
[0098]
关于保持装置20，该保持装置被配置成使电机7以电动机模式运行，从而当燃料不再被喷射到燃烧室6中时保持动力轴3旋转。
[0099]
此外，为了实现轴3的旋转的逐渐停止，设备15还包括控制装置22，该控制装置22被配置成逐渐地停止电机7。
[0100]
参考图5，图5展示了由设备15实施的用于停止动力轴3和/或12的方法的流程图。
[0101]
该方法开始于步骤e1，在该步骤期间，控制装置16启动逐渐停止最初处于额定运行状态的动力轴3和/或12。
[0102]
在步骤e2，致动装置17控制燃气涡轮机2，以便将轴3和/或12的速度降低到第一运行速度。
[0103]
因此，在步骤e3中，燃气涡轮机2以低于额定运行速度的速度运行预定持续时间。
[0104]
例如，第一运行速度介于额定速度的50％与70％之间，并且第一预定持续时间介于30秒与120秒之间。
[0105]
换句话说，通过继续向燃烧室6中喷射最小量的燃料，燃气涡轮机2以接近空转转速的运行速度运行。
[0106]
因此，可以冷却燃气涡轮机2的隔室，同时使燃气涡轮机向其动力轴3和/或12输送最小的动力。
[0107]
同时，在步骤e4中，比较装置18检验供电装置8的电能水平。
[0108]
为此，管理系统21恢复与供电装置8、尤其是电池9的荷电状态相关的数据。
[0109]
在步骤e5期间，一旦比较装置18具有所述数据，该比较装置就将这些数据与阈值进行比较。
[0110]
换句话说，比较装置检验电机7是否能够在第二预定持续时间内驱动轴3和/或12，并且在没有将燃料喷射到燃烧室6中的情况下是这样的。
[0111]
为了确保该功能，供电装置8的电能水平高于阈值是有利的。
[0112]
因此，如果供电装置8的电能水平高于阈值，则该方法切换到步骤e3，在该步骤中，第一运行速度保持预定持续时间。然后，该方法在该步骤结束时切换到步骤e7。
[0113]
相反，当供电装置8的电能水平低于阈值时，在步骤e6中，电机7在第一预定持续时间期间以发电机模式运行，以便增加供电装置8的电能水平。
[0114]
在步骤e7期间，控制装置19停止燃烧室6。
[0115]
在步骤e8中，保持装置20控制电机处于电动机模式，以保持轴3和/或12旋转第二预定持续时间，该第二预定持续时间例如介于60秒与300秒之间。
[0116]
因此，轴3和/或12处于第二运行速度(该第二运行速度例如介于额定运行速度的5％与15％之间)，这改善了轴的冷却。
[0117]
最后，在步骤e9中，控制装置22逐渐停止电机7。
[0118]
然后，轴3和/或12的旋转速度迅速降低，直到该速度达到零速度。
[0119]
这种实施方式允许获得发动机的运行速度n(以转数/分钟为单位)随时间(以秒为单位)的变化，由图6所示的g1曲线表示。
[0120]
在第一阶段t1期间，飞行器处于巡航阶段，在此期间，燃气涡轮机2的轴3和/或12最初处于额定运行速度n
ref
。
[0121]
当飞行员在阶段t1结束时开始使飞行器下降时，该飞行员请求逐渐停止燃气涡轮机2。
[0122]
随后，轴3和/或12的运行速度迅速降低，达到接近空转速度的运行速度n1。
[0123]
这允许通过将少量燃料喷射到燃烧室6中来获得涡轮发电机1的第一冷却水平。
[0124]
换句话说，当在燃气涡轮机2的输出端处输送最小的动力时，空气流的通过为在飞行中开始冷却涡轮机创造了有利的条件。
[0125]
第一运行速度n1在本文介于速度n
ref
的50％与70％之间，并且保持预定持续时间t2，该预定持续时间介于30秒与120秒之间。
[0126]
之后，燃气涡轮机2的燃烧室6熄灭以开始第三阶段t3，该第三阶段介于60秒与300秒之间，在此期间，电机7被控制在电动机模式下，该电动机模式允许以第二速度n2驱动轴3
和/或12，以便通过混合空气来冷却轴3和/或12。
[0127]
为了优化燃气涡轮机2的冷却，第二速度n2例如介于额定速度n
ref
的5％与15％之间。
[0128]
最后，在最后阶段t4，电机7停止，因此不再驱动轴3和/或12。轴3和/或12的旋转速度然后非常快地降低，直到该速度达到零速度。

技术特征：
1.一种用于停止飞行器的至少一个涡轮发电机(1)的方法，所述涡轮发电机(1)包括可逆电机(7)，所述可逆电机通过至少一个动力轴(3，12)联接到燃气涡轮机(2)，所述动力轴最初处于额定运行速度(n
ref
)，其特征在于，所述方法包括：-控制(e1)所述涡轮发电机(1)的停止；-在第一预定持续时间(t2)内，将所述动力轴(3，12)从所述额定运行速度(n
ref
)切换到第一运行速度(n1)，所述第一运行速度低于所述额定速度(n
ref
)；-控制(e7)所述燃气涡轮机(2)的燃烧室(6)的熄火；-通过由所述可逆电机(7)驱动所述燃气涡轮机来保持(e8)所述燃气涡轮机以第二运行速度(n2)旋转，所述可逆电机是电力驱动的并且以电动机模式运行第二预定持续时间(t3)，所述动力轴(3，12)处于所述第二运行速度(n2)，所述第二运行速度低于所述第一运行速度(n1)，以及-控制所述可逆电机(7)的停止，以不再驱动所述动力轴(3，12)并使所述燃气涡轮机(2)的旋转逐渐停止(e9，e10)。2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述电机(7)联接到供电装置(8)，所述方法包括：在停止控制(e1)之后，验证(e4，e5)所述供电装置(8)的电能水平，并且如果所述电能水平低于阈值，则发电控制(e6)使得能够以所需的机械功率水平控制所述燃气涡轮机(2)，并且能够在发电机模式下控制所述电机(7)以在所述第一持续时间(t2)内产生(e6)能够存储在所述供电装置(8)中的电能，以便达到所述阈值。3.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述第一持续时间(t2)介于30秒与120秒之间，并且在此期间，所述第一运行速度(n1)介于所述燃气涡轮机(2)的动力轴(3，12)的额定运行速度(n
ref
)的50％与70％之间。4.根据权利要求1至3中任一项所述的方法，其中，所述第二持续时间(t3)介于60秒与300秒之间，并且其中，所述第二运行速度(n2)介于所述燃气涡轮机(2)发动机(3，12)的额定运行速度(n
ref
)的5％与15％之间。5.一种用于停止飞行器的至少一个涡轮发电机(1)的设备(15)，所述涡轮发电机(1)包括可逆电机(7)，所述可逆电机通过动力轴(3，12)联接到燃气涡轮机(2)，所述动力轴最初处于额定运行速度(n
ref
)，其特征在于，所述设备包括：-控制装置(16)，所述控制装置能够产生所述涡轮发电机(1)的停止设定点信号(s1)；-致动装置(17)，所述致动装置能够在第一预定持续时间(t2)内将所述动力轴(3，12)从所述额定运行速度(n
ref
)切换到第一运行速度(n1)，所述第一运行速度低于所述额定速度(n
ref
)；-用于使所述燃气涡轮机(2)的燃烧室(6)熄火的控制装置(19)；-用于通过由所述可逆电机(7)驱动所述燃气涡轮机(2)来保持所述燃气涡轮机(2)以第二运行速度(n2)旋转的装置(20)，所述可逆电机(7)是电力驱动的并且在电动机模式下运行第二预定持续时间(t3)，所述动力轴(3，12)处于所述第二速度(n2)，所述第二速度低于所述第一运行速度(n1)；以及-被配置成停止所述可逆电机(7)对所述动力轴(3，12)的驱动，从而使得所述涡轮发电机(1)的旋转能够逐渐停止(t4)的控制装置(22)。6.根据权利要求5所述的设备，其中，所述电机(7)联接到供电装置(8)，所述设备(15)
包括比较装置(18)，所述比较装置被配置成在产生所述停止设定点信号之后，验证所述供电装置(8)的电能水平，并且如果所述电能水平低于阈值，则所述电机(7)能够在所述第一持续时间(t2)内产生能够存储在所述供电装置(8)中的电能，以便达到所述阈值。7.根据权利要求5或6所述的设备，其中，所述第一持续时间(t2)介于30秒与120秒之间，并且在此期间，所述第一运行速度(n1)介于所述燃气涡轮机(2)的动力轴(3，12)的额定运行速度(n
ref
)的50％与70％之间。8.根据权利要求5至7中任一项所述的设备，其中，所述第二持续时间(t3)介于60秒与300秒之间，并且在此期间，所述第二运行速度(n2)介于所述燃气涡轮机(2)的动力轴(3，12)的额定运行速度(n
ref
)的5％与15％之间。9.根据权利要求6至8中任一项所述的设备，其中，所述供电装置(8)包括能够为所述电机(7)供电的至少一个电池(9)。10.一种飞行器，所述飞行器包括至少一个涡轮发电机(1)，所述涡轮发电机包括至少一个燃气涡轮机(2)、可逆电机(7)和至少一个根据权利要求5至9中任一项所述的停止设备(15)。

技术总结
用于停止至少一个飞行器涡轮发电机(1)的方法包括：-控制涡轮发电机(1)的停止(E1)；-在第一预定持续时间(t2)内，将动力轴(3，12)从额定运行速度(N


技术研发人员：法比安
受保护的技术使用者：赛峰直升机发动机公司 赛峰动力设备公司
技术研发日：2021.12.01
技术公布日：2023/8/24