用于优化双发动机直升机的比耗量的方法 |
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| 申请号 | CN201480054176.3 | 申请日 | 2014-10-03 | 公开(公告)号 | CN105593493B | 公开(公告)日 | 2017-12-08 |
| 申请人 | 涡轮梅坎公司; | 发明人 | 帕垂克·马考尼; 罗曼·蒂里耶; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及一种用于对提供有两个 涡轮 轴 发动机 (1，2)的 直升机 的比耗量进行优化的方法，每个涡轮轴发动机包括设置有 燃烧室 (CC)的气体发生器(11，21)，所述涡轮轴发动机(1，2)中的每个能够在连续飞行模式中独立运行，另一涡轮轴发动机(2，1)于是处于所谓的具有零功率的超慢模式并且使燃烧室点燃，该超慢模式由处于该模式的气体发生器的轴(AE)的机械旋转来辅助，以这种方式可降低所述气体发生器的运行 温度 以及 燃料 消耗量。 | ||||||
| 权利要求 | 1.用于对配备有两个涡轮轴发动机(1，2)的直升机的比耗量进行优化的优化方法，每个所述涡轮轴发动机包括设置有燃烧室(CC)的气体发生器(11，21)，所述涡轮轴发动机(1， |
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| 说明书全文 | 用于优化双发动机直升机的比耗量的方法技术领域背景技术[0002] 一般情况下，在以巡航速度飞行时，涡轮轴发动机以低于其最大连续功率(PMC)的低功率水平运行。在巡航速度时，功率等于它们的最大起飞功率(PMD)的大约50％。这些低功率水平导致的比耗量Cs(specific consumption)比处于PMD时的Cs大约高30％，并因此导致巡航速度时燃料的过度消耗。 [0003] 直升机配备有两个涡轮轴发动机，每个发动机尺寸超大以便能够在另一发动机失效时将直升机保持在空中。在专用于管理失效发动机的那些操作模式(被称为单发动机失效(one engine inoperative，OEI)模式)中，仍处于运行状态的发动机提供远高于其额定功率的功率，以便使得直升机能够应对危险的情况，进而使得能够继续其飞行。各模式由功率水平和最大使用持续时间限定。因此，注入到仍处于运行状态的涡轮轴发动机的燃烧室中的燃料流速大致增加至OEI速度，以便提供这种过量功率。 [0004] 这些超大涡轮轴发动机在体积和燃油消耗量方面是不利的。为减少巡航速度时的这种消耗量，可以使涡轮轴发动机中的一个停止工作。因此，活跃的发动机以更高的功率水平运行，并因此以更有利的Cs水平运行。然而，这种做法违背了当前的认证规则，并且涡轮轴发动机没有被设计成确保符合安全标准的重启可靠性水平。 [0005] 因此，待机模式下的涡轮轴发动机的重启持续时间通常为大约三十秒。根据飞行条件，例如在低飞行高度下起先的活跃发动机发生局部故障时，该持续时间可被证明是不够的。如果待机状态下的发动机不能及时重启，使用故障的发动机进行着陆被证明是危险的。 [0007] 本申请人在FR-A1-2967133中已经提出用于优化配备有两个涡轮轴发动机的直升机的比耗量的方法，其中每个涡轮轴发动机包括设置有燃烧室的气体发生器。涡轮轴发动机中的至少一个自身能够以被称为连续速度的稳定飞行速度运行，在紧急输出情况下，通过的协力驱动(compatible driving)以及重启，另一涡轮轴发动机因此能够从零功率的被称为超级怠速(super-idle)的速度转变到用于使涡轮轴发动机的气体发生器加速的模式。 [0008] 涡轮轴发动机的处于超级怠速的气体发生器的转速保持为大致小于处于怠速的气体发生器的通常应用到涡轮轴发动机的转速。当空转时，涡轮轴发动机的自由涡轮的转速由用于在超级怠速时将涡轮轴发动机控制在其额定值的系统维持，自由涡轮与直升机旋翼断开，并且不再以其额定的转速旋转。 [0009] 连续速度由不受限制的持续时间定义，并因此不涉及到起飞的阶段过渡、悬停飞行以及着陆。例如，在海难幸存者的搜寻任务中，连续速度涉及朝向搜寻区域的巡航飞行阶段、在搜寻区域中进行水上的低空飞行阶段、以及返回到基地的巡航飞行阶段。为安全原因起见，两个涡轮轴发动机优选地在起飞、悬停飞行以及着陆这些过渡阶段期间同时运行。 [0010] 然而，除了过渡阶段之外，根据飞行阶段和条件来选择性地使用涡轮轴发动机能够取得在消耗量Cs和功率方面经过优化的性能，功率接近PMD但小于或等于PMC，同时可使用用于在超级怠速时重启涡轮轴发动机的可靠构件来应对故障和紧急情况。 [0011] 在飞行速度变化需要从单发动机转变到双发动机时，从超级怠速到活跃的“双发动机”速度的转变以“正常”方式触发，例如当直升机从巡航速度转变成悬停飞行时，或者当发动机发生故障或飞行条件突然变得难以应对而处于“紧急情况”时。 [0012] 在上述的在先申请中，超级怠速可从以下速度中选择：燃烧室被点燃的情况下用于使发动机保持旋转的速度、燃烧室未被点燃的情况下用于使发动机保持旋转的速度、以及燃烧室未被点燃的情况下发动机的零转速。 [0013] 当燃烧室未被点燃时，其未被供以燃料。因此，处于这种超级怠速的涡轮发动机的燃料消耗量基本上为零。发生器的轴的旋转由驱动构件确保。 [0014] 本发明提出了在处于超级怠速的涡轮轴发动机的气体发生器的燃烧室被点燃的情况下的一种改进。 [0015] 实际上，申请人已经注意到处于超级怠速的气体发生器的燃料消耗量和运行温度在燃烧室被点燃时特别高。可确定的是，气体发生器的轴的旋转仅通过将燃料供给至该发生器的燃烧室来维持，因此燃烧室被点燃并对发生器的高压(high-pressure，HP)涡轮进行供给。该涡轮提供用于驱动压缩机的相当大的量的机械功，并且这导致所述压缩机具有相当高的入口温度，并导致燃烧室中具有相当高的温度。超级怠速时的运行温度接近于起飞时的运行温度。由于发生器中的气体循环的流速在超级怠速时更低，因此发生器的温度比起飞期间的温度相对更热，并且这可引起关于冷却的问题，并因此引起涉及组件的使用寿命的问题。 [0016] 本发明提供了一种可应对这种问题的简单、有效且经济的解决方案。 发明内容[0017] 为此，本发明提出一种用于对配备有两个涡轮轴发动机的直升机的比耗量进行优化的方法，每个涡轮轴发动机包括设置有燃烧室的气体发生器，这些涡轮轴发动机中的每个自身能够以连续飞行速度运行，另一涡轮轴发动机因此能够通过协力驱动以及重启从处于零功率的被称为超级怠速的速度转变到用于使所述涡轮轴发动机的气体发生器加速的模式，其特征在于，该超级怠速在气体发生器的燃烧室被点燃时获得，并且该超级怠速通过处于该速度的气体发生器的被以该速度旋转地机械驱动的轴来辅助，以降低该气体发生器的燃料消耗量以及运行温度。 [0018] 根据本发明，该超级怠速(腔室被点燃情况下的非零转速)通过提供具有机械动力的气体发生器来进行辅助，目标是显著地减小运行温度以及处于该速度时的燃料消耗量，这尤其能够使被排放的未燃尽燃料的量最小化。实际上，为气体发生器的轴提供机械动力可减小需要提供至HP涡轮以便驱动压缩机的机械功，并且这导致其入口温度的降低并因此可降低从涡轮的下游直到排气口处所有的被观察到的温度，这在承受这些温度的与发动机紧邻的组件的使用寿命上具有积极的效果。这种温度的降低还导致燃烧室中的温度以及燃料消耗量的降低。 [0019] 该超级怠速可相当于气体发生器的额定速度的大约10％至40％。因此，超级怠速与标准怠速(飞行空转和着陆空转)不同，标准怠速通常相当于气体发生器的额定速度的70％到80％。 [0020] 优选地，超级怠速被连续地辅助，即气体发生器的轴在发动机处于超级怠速的整个持续时间内被无间断地旋转驱动。 [0021] 例如，机械驱动可通过电动机、联接至另一气体发生器或联接至直升机的旋翼的机械驱动装置、或使用诸如液压源或气动源的动力源的机械驱动装置来提供。电动机可以是提供在气体发生器上的启动器，并通过机载网络或另一气体发生器上提供的启动器或发生器来供以动力。机械驱动装置可被联接至动力输送箱(BTP)或被直接联接至另一发生器的自由涡轮。附图说明 [0022] 根据阅读以下的通过非限制性示例并参照单独的附图给出的说明，本发明将被更好的理解，并且本发明的进一步的细节、特征和优点将变得清晰，该附图是用于实施根据本发明的方法的双发动机结构的示例的简化框图。 具体实施方式[0023] 术语“发动机”和“涡轮轴发动机”被同义地使用于本文献中。在所示的实施例中，发动机具有不同的最大功率。有利地，本实施例使得能够抑制功率更大的涡轮轴发动机上的OEI速度，并且这可使两个发动机之间的质量差异减到最小。为简化语言，最大功率发动机或大尺寸发动机可也被称为“大型”发动机，而最小功率发动机可被称为“小型”发动机。 [0024] 附图示意性地示出了双发动机直升机的能够优化比耗量Cs的结构的示例。 [0025] 通常，每个涡轮轴发动机1、2包括气体发生器11、21以及被气体发生器供给以提供功率的自由涡轮12、22。在起飞并处于连续速度期间，所供应的功率可分别达到预定的最大值PMD和PMC。通常，气体发生器由空气压缩机“K”以及涡轮组成，该空气压缩机被连接至腔“CC”，该腔用于使压缩空气中的燃料燃烧并供应提供动能的气体，涡轮“TG”用于使这些气体局部地膨胀，经由驱动轴“AE”驱动压缩机进行旋转。这些气体还驱动自由功率传送涡轮。在示例中，自由涡轮12、22经由BTP 3传输功率，该BTP可使功率集中供给至负载和附件(旋翼的起飞功率、泵、交流发电机、启动器/发生器装置等)。 [0026] 涡轮轴发动机1的最大功率PMD和PMC大体上大于涡轮轴发动机2的最大功率PMD和PMC，并能够规定：在功率方面，涡轮轴发动机1与涡轮轴发动机2相比尺寸较大。两个涡轮轴发动机之间的非齐次比值(heterogeneity ratio)在示例中等于1：3，其对应于涡轮轴发动机2的最高OEI速度的功率和涡轮轴发动机1的最大PMD功率之间的比值。 [0027] 替代性地，两个涡轮轴发动机1和2可以是相同的，因此，这些涡轮轴发动机的最大PMD和PMC功率也是相同的。 [0028] 每个涡轮轴发动机1、2被连接到驱动构件E1和E2以及紧急辅助装置U1和U2。 [0029] 在这种情况下，每个用于驱动相关的气体发生器11、21使其旋转的构件E1、E2由启动器形成，在各种情况下，该启动器通过设置在另一涡轮轴发动机上的启动器/发生器装置来被供以动力。此外，有利地，在本示例中，每个紧急辅助装置U1、U2包括电热塞以及推进剂筒，所述电热塞在对传统的塞补充方式中作为近瞬时点火装置，该推进剂筒对辅助微型涡轮进行供给，该辅助微型涡轮作为用于使气体发生器加速的机械构件。这种补充点火装置也可与用于改变飞行速度的正常输出一同使用，或在超级怠速的紧急输出中使用。 [0030] 在运行过程中，在全权数字发动机控制(Full Authority Digital Engine Control，FADEC)系统5的控制下，这些驱动构件E1、E2、紧急辅助装置U1、U2以及涡轮轴发动机1和2的控制器通过用于启动控制系统4的构件来被管理。 [0031] 控制系统4包括存储器6，存储器中存储有针对于不同任务剖面(mission profile)的管理模式。系统4从这些管理模式中选择适于当前任务剖面的模式，例如与过渡阶段相关的模式M1、与以连续速度飞行(巡航和搜寻阶段)相关的模式M2、与发动机故障相关的模式M3、以及与用于对处于超级怠速的发动机的紧急重启进行管理的模式M4。 [0032] 在过渡阶段(模式M1)期间，例如起飞、悬停飞行以及着陆期间，涡轮轴发动机1和2都处于运行中，这使得直升机具有高水平的可用功率，该功率可高达所述发动机的PMD。与其额定功率相比，两个发动机以相同的相对功率水平运行。其中一个发动机出现故障的情况将被以常规的方式管理，例如通过启动“小”涡轮轴发动机的OEI速度，或在另一涡轮轴发动机失效的情况下启动仍在运行的涡轮轴发动机的OEI速度。 [0033] M3模式管理正在使用的发动机失效的情况，该模式通过其紧急辅助装置来再次启动另一发动机。例如，当在巡航飞行阶段期间以独立运行的方式使用的大型涡轮轴发动机1发生故障时，“小型”发动机2通过其紧急辅助设备U2被迅速地再次启动。同样地，如果在搜寻阶段期间处于独立运行的“小型”发动机2发生故障，“大型”发动机1通过其紧急辅助装置U1被迅速地再次启动。当发动机的功率相同时，这也同样适用。 [0034] 当飞行条件突然变得难以应对时，处于超级怠速的发动机通过启动其辅助装置而被快速重启，这对于为两个涡轮发动机提供动力将是有利的。在该示例中，该装置在本质上是点火装置(pyrotechnic)，并且由对微型涡轮进行供给的推进剂筒组成。这些情况可通过紧急重启模式M4进行管理。因此，在单个涡轮轴发动机1或2处于运行的巡航飞行阶段或搜寻阶段期间，仅当常规重启构件失效时，另一涡轮轴发动机2或1的运行通过启动相关的点火辅助装置U2或U1而被触发。因此，通过在双发动机模式下运行，直升机的飞行条件变得安全。 [0035] 在参考任务中，连续飞行对应于巡航飞行阶段和用于低空搜寻的飞行阶段。这些阶段由模式M2管理，模式M2可使一个涡轮轴发动机运行，而另一涡轮轴发动机处于超级怠速状态并在其燃烧室被点燃的同时保持旋转。 [0036] 这种配置对应于这些巡航阶段中的小于“大型”发动机1的PMC并大于“小型”发动机2的PMC的功率需求。同时，在消耗量Cs方面，由于大型发动机1以比两个发动机运行的常规模式的功率水平更大的相对功率水平运行，因此这种解决方案也是有利的。当两个发动机相同时，这些巡航阶段中的功率需求将不会超过发动机的PMC。 [0037] 在搜寻阶段C中，具有最低功率的“小型”涡轮轴发动机2以独立的方式运行，这是因为它自身能够满足功率需求。实际上，该需求因此基本小于大型涡轮轴发动机1的功率PMC，而且也小于“小型”发动机2的PMC。然而，特别地，由于“小型”发动机2以比涡轮轴发动机2将应该运行的功率水平更高的相对功率水平运行，因此消耗量Cs较低。在此阶段C中，通过作为用于在有利的腔室点火速度下进行驱动的构件E1的启动器，涡轮轴发动机1而被保持在超级怠速(例如旋转)。 [0038] 替代性地，在具有相同功率的发动机的情况下，两个发动机中仅有一个在工作，而另一个保持在超级怠速。 [0039] 根据本发明，处于超级怠速的涡轮轴发动机的气体发生器由它的被旋转地机械驱动的轴AE辅助，从而降低运行温度并减小燃料消耗量。 [0040] 在所示的情况下，气体发生器21的轴AE通过其启动器(驱动构件E2)来驱动，该启动器由另一气体发生器11的启动器/发生器(驱动构件E1)来供以动力。如上所示，驱动构件E1、E2由用于启动控制系统4的构件管理。为气体发生器21的轴AE提供机械动力可减少其涡轮TG需要提供的用以驱动压缩机K的机械功，从而导致气体发生器的入口温度以及燃烧室CC中的温度的降低。发生器的旋转同时通过机械驱动以及用于对腔室进行供给的燃料的流速来维持，所述流速与现有技术相比相当低，并且这还限制了燃料消耗量。 |
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