在高推力条件下生成电功率制造技术

本发明专利技术题为“在高推力条件下生成电功率”。本发明专利技术公开了一种用于飞行器的气体涡轮引擎101，所述气体涡轮引擎包括高压(HP)滑阀，所述高压滑阀包括HP压缩机105和由HP涡轮107驱动的第一电机117，所述第一电机117具有第一最大输出功率；低压(HP)滑阀，所述低压滑阀包括LP压缩机104和由LP涡轮108驱动的第二电机119，所述第二电机119具有第二最大输出功率；燃烧系统106，所述燃烧系统包括燃料计量单元；以及引擎控制器123，所述引擎控制器被配置为识别使得所述引擎101处于最大起飞操作模式或最大上升操作模式的条件，以及响应于介于零和所述第二最大输出功率之间的电功率需求，仅从所述第二电机119提取电功率以满足电功率需求。

【技术实现步骤摘要】
在高推力条件下生成电功率
本公开涉及气体涡轮引擎。
技术介绍
具有能够同时作为马达和发电机操作的电机的气体涡轮引擎是已知的，诸如用于多电飞行器的那些。虽然此类引擎可包括多个此类电机以用于冗余，但是它们仅联接至滑阀之一。例如，一种已知构型包括联接到双滑阀涡轮风扇的高压滑阀的此类电机。另一种构型包括联接到三滑阀涡轮风扇的中压滑阀的此类电机。这样的构型的问题在于，对于给定的电功率需求，没有选择，只能从引擎中的单个滑阀提供电功率。因此，涡轮机械的设计必须能够在整个操作范围内适应所有可能的电功率需求，这不可避免地导致折衷。因此，已经提出在多滑阀引擎的两个或更多个轴上包括电机。尽管许多文献提出了用于这样的架构的最佳物理实施方式的候选者，但是很少参考用以操作此类构型的最佳控制策略。
技术实现思路
在一方面，提供了用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：高压(HP)滑阀，所述高压滑阀包括HP压缩机和由HP涡轮驱动的第一电机，所述第一电机具有第一最大输出功率；低压(LP)滑阀，所述低压滑阀包括LP压缩机和由LP涡轮驱动的第二电机，所述第二电机具有第二最大输出功率；燃烧系统，所述燃烧系统包括燃料计量单元；和引擎控制器，所述引擎控制器被配置为识别使得所述引擎处于最大起飞操作模式或最大上升操作模式的条件，以及响应于介于零和所述第二最大输出功率之间的电功率需求，仅从所述第二电机提取电功率以满足所述电功率需求。在另一方面，提供了一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法，所述气体涡轮引擎的类型具有：高压(HP)滑阀，所述高压滑阀包括HP压缩机和由HP涡轮驱动的第一电机，所述第一电机具有第一最大输出功率；低压(LP)滑阀，所述低压滑阀包括LP压缩机和由LP涡轮驱动的第二电机，所述第二电机具有第二最大输出功率；燃烧系统，所述燃烧系统包括燃料计量单元；所述方法包括：识别使得所述引擎处于最大起飞操作模式或最大上升操作模式的条件；响应于介于零和所述第二最大输出功率之间的电功率需求，仅从所述第二电机提取电功率以满足所述电功率需求。附图说明现在将仅通过示例的方式参考附图来描述实施方案，附图仅为示意图并且未按比例绘制，并且在附图中：图1示出用于飞行器的引擎的一般布置结构；图2是图1的引擎的框图；图3是图1的引擎上的电子引擎控制器和其他系统的接口的框图；图4是图3的电子引擎控制器中的功率控制器的功能模块的框图；图5是图4的功率控制器中的分类器的功能模块的框图；图6示出在最大上升或最大起飞条件期间优化图1的引擎的操作的过程；图7示出在低压涡轮是未阻塞的情况下优化图1的引擎的操作的过程；图8示出在接近怠速状态期间优化图1的引擎的操作的过程；图9示出轴流压缩机的特性；图10A和图10B分别示出高压压缩机和低压压缩机的瞬态工作线；图11A和图11B分别示出在实施对功率输出和/或输入的控制的情况下高压压缩机和低压压缩机的瞬态工作线；图12示出在加速事件期间优化图1的引擎的操作的过程；图13示出在不同操作条件下燃料-空气比率相对于燃烧器中的质量流量的曲线图；图14示出在减速事件期间优化图1的引擎的操作的过程；图15A和图15B分别示出了电功率需求的增加，以及在与满足所述功率需求的马达发电机相同的滑阀上的压缩机的对应瞬态工作线；图16A和图16B分别示出了电功率需求的增加，以及在与在能量存储系统的帮助下满足所述功率需求的马达发电机相同的滑阀上的压缩机的对应瞬态工作线；图17示出在电功率需求增加的情况下优化图1的引擎的操作的过程；图18A和图18B分别示出了高压压缩机和低压压缩机的特性以及当轴功率从低压滑阀传输到高压滑阀时操作点的移动；图19示出优化功率输出和/或传输以增加喘振裕度的过程；图20A和图20B分别示出了高压压缩机和低压压缩机的特性以及当轴功率从高压滑阀传输到低压滑阀时操作点的移动；图21示出优化功率输出和/或传输以增加压缩效率的过程；并且图22示出实施限速器功能的过程。具体实施方式本专利技术是在两滑阀齿轮传动的涡轮风扇引擎架构的情境下描述的。然而，对于本领域技术人员将显而易见的是，本专利技术的原理可以应用于其他引擎类型，包括具有两个或更多个滑阀的气体涡轮，诸如直接驱动涡轮风扇、涡轮螺旋桨或开式转子引擎。图1和图2飞行器的引擎101的一般布置结构在图1中示出，其主要部件的等效框图在图2中示出。在本实施方案中，引擎101是涡轮风扇并因此包括导管风扇102，该导管风扇接收进气A并生成两股气流：轴向穿过旁路导管103的旁路流B和进入核心气体涡轮的核心流C。核心气体涡轮包括以轴流串的低压压缩机104、高压压缩机105、燃烧器106、高压涡轮107和低压涡轮108。在使用中，核心流C由低压压缩机104压缩，并且然后被引导至高压压缩机105中以进行进一步的压缩。从高压压缩机105排出的压缩空气被引导至燃烧器106中，在该燃烧器中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。所得的热燃烧产物然后膨胀通过并由此驱动高压涡轮107，并且继而在驱动低压涡轮108之后被排出以提供总推力的一小部分。高压涡轮107通过互连轴109来驱动高压压缩机105。低压涡轮108通过互连轴110来驱动低压压缩机104。高压压缩机105、互连轴109和高压涡轮107一起形成引擎101的高压滑阀的一部分。类似地，低压压缩机104、互连轴110和低压涡轮108形成引擎101的低压滑阀的一部分。风扇102由低压涡轮101经由呈行星构型的周转齿轮箱111形式的减速齿轮箱驱动。因此，除了低压压缩机104之外，互连轴110还与齿轮箱111的太阳齿轮112连接。太阳齿轮112与位于旋转支架114中的多个行星齿轮113啮合，这些行星齿轮113继而与静止环形齿轮115啮合。旋转支架114经由风扇轴116与风扇102连接。然而，应当理解，可以提供不同数量的行星齿轮，例如三个行星齿轮，或六个，或任何其他合适的数量。此外，应当理解，在另选实施方案中，可以替代地使用恒星构型周转齿轮箱。为了促进引擎101的发电，能够同时作为马达和发电机操作的第一电机117(下文中称为“HP马达发电机”)形成高压滑阀的一部分，并由此与互连轴109连接以从其接收驱动。在本实施方案中，这是使用已知类型的塔轴布置结构来实现的。在另选实施方案中，HP马达发电机117可与涡轮机械同轴地安装在引擎101中。例如，HP马达发电机117可以在低压压缩机和高压压缩机之间与导管118轴向对齐地安装。类似地，能够同时作为马达和发电机操作的第二电机119(下文中称为“LP马达发电机”)形成低压滑阀的一部分，并由此与互连轴110连接以从其接收驱动。在本实施方案中，LP马达发电机119与涡轮机械同轴地安本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(101)，包括：/n高压(HP)滑阀，所述高压滑阀包括HP压缩机(105)和由HP涡轮(107)驱动的第一电机(117)，所述第一电机(117)具有第一最大输出功率；/n低压(HP)滑阀，所述低压滑阀包括LP压缩机(104)和由LP涡轮(108)驱动的第二电机(119)，所述第二电机(119)具有第二最大输出功率；/n燃烧系统(106)，所述燃烧系统包括燃料计量单元；和/n引擎控制器(123)，所述引擎控制器被配置为识别使得所述引擎(101)处于最大起飞操作模式或最大上升操作模式的条件，以及响应于介于零和所述第二最大输出功率之间的电功率需求，仅从所述第二电机(119)提取电功率以满足电功率需求。/n

【技术特征摘要】
20190612 GB 1908375.71.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(101)，包括：
高压(HP)滑阀，所述高压滑阀包括HP压缩机(105)和由HP涡轮(107)驱动的第一电机(117)，所述第一电机(117)具有第一最大输出功率；
低压(HP)滑阀，所述低压滑阀包括LP压缩机(104)和由LP涡轮(108)驱动的第二电机(119)，所述第二电机(119)具有第二最大输出功率；
燃烧系统(106)，所述燃烧系统包括燃料计量单元；和
引擎控制器(123)，所述引擎控制器被配置为识别使得所述引擎(101)处于最大起飞操作模式或最大上升操作模式的条件，以及响应于介于零和所述第二最大输出功率之间的电功率需求，仅从所述第二电机(119)提取电功率以满足电功率需求。


2.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(101)，其中所述引擎控制器(123)进一步被配置为：
响应于介于所述第二最大输出功率和所述第一最大输出功率与所述第二最大输出功率之和之间的电功率需求，从所述第二电机(119)提取所述第二最大输出功率，并且从所述第一电机(117)提取所述电功率需求的剩余部分。


3.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎(101)，其中所述引擎控制器(123)被配置为通过比较高度、马赫数和动力杆角度中的一者或多者来识别所述引擎(101)处于所述最大起飞操作模式或所述最大上升操作模式。


4.根据权利要求3所述的气体涡轮引擎(101)，其中所述引擎控制器(123)被配置为在以下情况下识别所述引擎(101)处于所述最大起飞操作模式：
所述高度低于5000英尺；
所述马赫数低于0.3；
所述动力杆角度处于最大值。


5.根据权利要求3或权利要求4所述的气体涡轮引擎(101)，其中所述引擎控制器(123)被配置为在以下情况下识别所述引擎(101...

【专利技术属性】
技术研发人员：卡洛琳·L·特纳，
申请(专利权)人：劳斯莱斯有限公司，
类型：发明
国别省市：英国;GB