Система защиты газотурбинного двигателя вертолета

Группа изобретений относится к технике защиты от перегрузки вертолетных двигателей. Система защиты от перегрузки включает компьютер для хранения данных и устройство ввода, например клавиатуру, для ввода профиля безопасной температуры для запуска газотурбинного двигателя. Предусмотрен температурный датчик для измерения фактической температуры на выходе турбины во время запуска газотурбинного двигателя вертолета. Фактическая температура сравнивается с профилем безопасной температуры, и вода и/или спирт инжектируются в двигатель в случае, когда фактическая температура превышает безопасную температуру. Раскрыто применение размещенного на земле резервуара для использования во время запуска и бортового резервуара для использования во время полета. Группа изобретений позволяет исключить «горячие запуски» газотурбинного двигателя и режимы его перегрузки в процессе полета вертолета. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к системе защиты газотурбинного двигателя вертолета, а более конкретно к вертолету с системой защиты газотурбинного двигателя, которая инжектирует в двигатель воду и/или спирт в случае приближения к состоянию перенапряжения.

Уровень техники

Вертолеты, оснащенные газотурбинными двигателями, обычно включают в себя измерители температуры на выходе турбины для исключения запуска двигателя из горячего состояния («горячих запусков»). Например, хорошо известно, что на первых нескольких секундах процедуры запуска двигателя температура на выходе турбины стремительно нарастает. Также хорошо известно, что запуск прекращают при превышении максимальной температуры, например, 927°С или при выходе за пределы десятисекундного ограничения времени перехода от 810°С к максимум 927°С. Также хорошо известно управление двигателем с поддержанием температуры на выходе турбины, крутящего момента и скорости двигателя ниже предварительно заданных уровней, в дальнейшем указанных как пределы перенапряжения. Выход за эти пределы может серьезно повредить двигатель и/или привести к отказу двигателя.

Один из методов для запуска газовой турбины, используемой для выработки электрической энергии, раскрыт в патенте США, Takehara и др., №5121596. В соответствии с раскрытием газовая турбина запускается, и с момента запуска газовой турбины на пути следования газов сгорания осуществляется инжектирование заданного количества влаги, изменяющегося в зависимости от количества подаваемого топлива или температуры газов сгорания. Таким образом, температура сгорания в камере сгорания или скорость изменения температуры на поверхностях составных частей на пути следования газов сгорания почти одинаковы.

В дополнительном патенте США, Moore, №4619110, раскрыта система предупредительной сигнализации или контроля для двигателя вертолета, включающая устройства для измерения температуры двигателя, скорости двигателя и выходного крутящего момента, создаваемого двигателем. Предусмотрена воспринимаемая на слух сигнализация, которая может изменяться по мере приближения к пределам перенапряжения. Кроме того, может быть предусмотрено устройство для автоматического инжектирования воды или спирта в двигатель при приближении условий перенапряжения.

В соответствии с указанным предполагается, что имеет место коммерческая потребность и необходимость в создании усовершенствованной системы защиты газотурбинного двигателя вертолета в соответствии с настоящим изобретением. Должна быть коммерческая потребность и необходимость таких способов и систем, которые применяются при запуске газотурбинного двигателя вертолета для исключения «горячих запусков». В некоторых случаях система предотвратит необходимость прекращения запуска.

Кроме того, усовершенствованные системы в соответствии с настоящим изобретением также эффективны для исключения режимов перенапряжения в процессе полета.

Краткое изложение сущности изобретения

По существу настоящее изобретение предусматривает систему предотвращения «горячих запусков» газотурбинного двигателя вертолета. Система включает средства для выбора первой предварительно выбранной температуры, являющейся ниже критической температуры для температуры на выходе турбины и десятисекундного переходного температурного диапазона. Для измерения температуры на выходе турбины двигателя предусмотрены такие средства, как термопара. Система включает источник хладагента, такого как вода и/или спирт, для инжектирования (впрыскивания) в газотурбинный двигатель, например, по пути следования газов сгорания. Предусмотрены средства для впрыскивания воды и/или спирта из источника в двигатель при превышении температуры на выходе турбины первой предварительно выбранной температуры и средства для аварийного прекращения запуска, если температура не упадет ниже десятисекундного переходного температурного диапазона.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения система также включает средства для обнаружения состояния перенапряжения в процессе полета и средства для впрыскивания воды и/или спирта в газотурбинный двигатель в ответ на состояние перенапряжения.

В другом варианте осуществления изобретения предлагается система защиты от перенапряжения газотурбинного двигателя вертолета, включающая вертолет и газотурбинный двигатель, установленный в вертолете. Бортовой резервуар для воды и/или спирта также установлен в вертолете, так же как и впускное отверстие для приема воды и/или спирта, подаваемых из наземного источника. Система также включает средства хранения данных и средства ввода профиля безопасной температуры для запуска газотурбинного двигателя. Также предусмотрены средства для измерения профиля действительной температуры двигателя во время процедуры запуска и средства сравнения для выработки сигнала в случае, когда действительная температура двигателя выйдет за пределы профиля безопасной температуры двигателя. Система в соответствии с вариантом осуществления изобретения также включает в себя средства для измерения по меньшей мере одного критического рабочего параметра, такого как температура двигателя, выходной крутящий момент и скорость двигателя в процессе полета. Ключевая функция в данном варианте осуществления изобретения относится к средствам для впрыскивания воды и/или спирта в двигатель вертолета во время процедуры запуска, сохраняя бортовой резервуар заполненным водой и/или спиртом. Кроме того, система включает средства, такие как соединительное устройство быстрого подключения-отключения, для отключения подачи воды из размещенного на земле источника после завершения процедуры запуска и средства, такие как насос, для впрыскивания предварительно заданного количества воды и/или спирта из бортового резервуара в газотурбинный двигатель в ответ на состояние перенапряжения в процессе полета.

Далее изобретение описывается с использованием сопровождающих чертежей, на которых одинаковые ссылочные позиции используются для обозначения одинаковых деталей.

Описание чертежей

Фиг.1 представляет собой вид сбоку, показывающий вертолет с системой защиты от перенапряжения в соответствии с настоящим изобретением;

фиг.2 представляет собой схематическое изображение газотурбинного двигателя вертолета, используемого при осуществлении настоящего изобретения;

фиг.3 представляет собой блок-схему, иллюстрирующую способ, позволяющий избежать «горячий запуск» в соответствии с одним из вариантов осуществления данного изобретения;

фиг.4 представляет собой блок-схему, иллюстрирующую дополнительный вариант осуществления изобретения.

Подробное описание предпочтительных вариантов осуществления изобретения

Как показано на фиг.1, вертолет 20 с установленным в нем газотурбинным двигателем 22 включает систему защиты от перенапряжения. В первом варианте осуществления изобретения система используется для исключения «горячего запуска», т.е. превышающей допустимую температуру двигателя, которая может повредить двигатель во время его запуска. Как показано на фиг.1, вертолет 20 также включает резервуар 24 для подачи воды и/или спирта.

Резервуар 24 в процессе работы подключается к инжектору 26, который выполнен с возможностью впрыскивания хладагента для двигателя, такого как вода и/или спирт, в двигатель, при превышении температуры двигателя предварительно заданной величины или когда скорость повышения температуры по отношению ко времени превысит предварительно заданное значение. Резервуар 24 подсоединен к инжектору 26 посредством трубопровода 25. Насос 21 и клапан 23 расположены вдоль трубопровода 25 для подачи предварительно выбранного количества хладагента из резервуара 24 в инжектор 26. Количество хладагента может меняться в зависимости от расхода топлива и других переменных.

Во втором варианте осуществления изобретения соединительное устройство 27 быстрого отключения предусмотрено в трубопроводе 25 между резервуаром 24 и инжектором 26. Средства, такие как размещенный на земле резервуар 30, выполнены с возможностью подачи хладагента во время процедуры запуска. Альтернативно в резервуаре 24 может быть предусмотрено соединительное устройство 29 быстрого отключения обычной конструкции. В любом случае инжектор 26 снабжается водой и/или спиртом во время процедуры запуска при сохранении бортового резервуара 24 заполненным хладагентом.

Измеритель 32, такой как термопара, подсоединен к компьютеру 34 для измерения температуры на выходе турбины двигателя. Затем, когда температура на выходе превысит предварительно установленное значение, компьютер выдает сигнал насосу 21 и/или клапану 23 подать некоторое количество хладагента в инжектор 26. Вода и/или спирт затем охлаждают двигатель в достаточной степени для продолжения процедуры запуска двигателя. В случаях, когда температура на выходе турбины снизилась недостаточно, процедура запуска прекращается любыми подходящими средствами (не показаны).

Использование размещенного на земле резервуара 30 во время запуска уменьшает вес хладагента в резервуаре 24 и обеспечивает достаточное количество хладагента для использования в процессе полета, когда достигнуты или превышены безопасные температурные или критические параметры.

Фиг.2 представляет собой схематическое изображение газотурбинного двигателя, обычно используемого для энергоснабжения вертолетов, но включающего в себя измеритель 32 температуры на выходе турбины и инжектор 26 для впрыскивания воды и/или спирта в газовый поток для охлаждения двигателя и/или увеличения мощности. Как показано, воздух подается в газотурбинный двигатель 22 вертолета через входной канал 40 и сжимается в компрессорном участке 41. Топливо подается в камеру сгорания 42, которая проходит по периферии вокруг двигателя. Расширенные газы подаются в турбинную часть 44, которая приводит в действие компрессор 41, чтобы затем привести в действие турбину 45, которая, в свою очередь, приводит в действие выходной приводной вал 44 для приведения вертолета в движение посредством соответствующей зубчатой передачи 47. Для измерения фактического крутящего момента в процессе полета предусмотрен отбор 48 крутящего момента обычной конструкции. Для индикации скорости двигателя предусмотрен тахометр 49. Кроме того, предусмотрен датчик 52 температуры или термопара для измерения температуры на выходе турбины.

Фиг.3 иллюстрирует способ, позволяющий избежать «горячие запуски» в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения. Обычно на практике контролируют температуру на выходе турбины для исключения «горячего запуска», который может серьезно повредить двигатель. Например, запуск одного конкретного двигателя аварийно прерывается при превышении максимальной температуры, например, 927°С или при выходе за пределы десятисекундного ограничения времени перехода от 810°С к максимум 927°С. В таких обстоятельствах летчик нажимает на кнопку режима малого газа, закрывает дроссельную заслонку и продолжает нажимать на стартер до тех пор, пока температура на выходе турбины не упадет ниже 810°С.

В соответствии с настоящим изобретением запуск 53 начинается так, как это предусмотрено процедурой FAA (Федеральной авиационной администрации). Однако в самом начале или более предпочтительно до начала процедуры запуска на этапе 54 в компьютер вводится безопасная температура или профиль безопасной температуры. Ввод температурного профиля может быть использован так, что как только фактическая температура выйдет за пределы профиля, могут быть предприняты немедленные действия. Также предполагается, что использование температурного профиля может быть более эффективным параметром, позволяющим осуществлять ремонтные работы раньше, чем фактическая температура достигнет опасного состояния.

После заполнения предписанного FAA предстартового контрольного листа на этапе 55 заводится двигатель, на этапе 56 устанавливается расход топлива, а зажигание топлива производится на этапе 57. На этапе 58 измеряется и контролируется температура на выходе турбины. Затем, если фактическая (действительная) температура не превышает безопасную температуру или не выходит за пределы температурного профиля, газотурбинный двигатель запускается, как показано на этапе 60. Однако если фактическая температура превышает безопасную температуру на этапе 59 или выходит за пределы профиля безопасной температуры, в двигатель на этапе 61 впрыскивается вода, спирт или их смесь. Вслед за впрыскиванием воды и/или спирта на этапе 62 контролируется фактическая температура до тех пор, пока температура на выходе турбины не упадет ниже безопасного температурного предела, например ниже 810°С, или не окажется снова в пределах профиля безопасной температуры. Затем на этапе 63, если фактическая температура ниже безопасной температуры, т.е. находится в пределах профиля безопасной температуры, процедура запуска завершается. Однако если на этапе 63 фактическая температура не упала ниже безопасной температуры или находится вне профиля безопасной температуры, процедура запуска прекращается на этапе 64. При таких обстоятельствах летчик нажимает кнопку режима малого газа, закрывает дроссельную заслонку и продолжает заводить двигатель до тех пор, пока температура не упадет ниже безопасного температурного предела.

Важно отметить, что в нормальных условиях и при нормальном запуске во время запуска двигателя ни вода, ни спирт в газовый поток не впрыскиваются.

Дополнительный вариант осуществления изобретения будет описан со ссылкой на фиг.4. Как показано на этой фигуре, процедура запуска по существу такая же, как показана на фиг.3. Однако, как показано на фиг.4, этап 541 заменяет этап 54 и включает ввод критических параметров (КП). Например, другие параметры могут включать крутящий момент и/или скорость двигателя. Процедура запуска далее продолжается до завершения запуска. Затем, если использовался размещенный на земле водяной резервуар, он отключается, и начинается полет.

В процессе полета на этапе 68 измеряются и на этапе 70 контролируются фактическая температура на выходе турбины и другие параметры. До тех пор пока фактическая температура не превышает безопасную температуру или фактические параметры не превышают критических параметров на этапе 72, система возвращается на этап контроля, как показано на этапе 70. Однако если безопасная температура или критические параметры превышены, вода и/или спирт впрыскиваются из бортового резервуара в двигатель, как показано на этапе 74. На этапе 76 снова определяется, были ли превышены безопасная температура или критические параметры. Если нет, система возвращается обратно на этап 70, и осуществляется контроль фактической температуры и фактических параметров. Однако если фактическая температура или фактические параметры больше, чем безопасная температура или критические параметры, следует незамедлительно провести корректирующие действия, как показано на этапе 78.

В то время как изобретение описано в связи с его предпочтительными вариантами осуществления, следует понимать, что изменения и модификации могут быть сделаны без выхода за объем притязаний.

1. Вертолет с установленным в нем газотурбинным двигателем, содержащий бортовой резервуар для подачи воды и/или спирта, средства для инжектирования воды и/или спирта в двигатель, отличающийся тем, что имеются впускное отверстие для приема воды и/или спирта, подаваемых из размещенного на земле источника, и средства для отключения подачи воды или спирта из размещенного на земле источника по завершении процедуры запуска, а упомянутые средства инжектирования выполнены с возможностью инжектирования воды и/или спирта во время процедуры запуска при сохранении бортового резервуара заполненным водой или спиртом и инжектирования в двигатель воды или спирта из бортового резервуара в ответ на перегрузку двигателя в процессе полета.

2. Способ защиты газотурбинного двигателя вертолета от перегрузки во время запуска и в процессе полета, включающий следующие этапы:
обеспечение бортовым резервуаром для подачи воды и/или спирта и впускным отверстием для приема воды и/или спирта, подаваемых из размещенного на земле источника,
инжектирование воды и/или спирта в двигатель во время процедуры запуска при сохранении бортового резервуара заполненным водой и/или спиртом,
отключение впускного отверстия от размещенного на земле источника после запуска двигателя,
инжектирование воды и/или спирта в двигатель из бортового резервуара в ответ на перегрузку двигателя в процессе полета.

3. Способ защиты по п.2, отличающийся тем, что включает этап регулирования количества воды и/или спирта, инжектируемых в газотурбинный двигатель вертолета во время процедуры запуска.

4. Способ защиты по п.2, отличающийся тем, что включает этап регулирования количества воды и/или спирта, инжектируемых в газотурбинный двигатель вертолета в процессе полета.

5. Способ защиты по п.3 или 4, отличающийся тем, что вода и/или спирт инжектируются в ответ на увеличение температуры на выходе турбины.

6. Способ защиты по п.5, отличающийся тем, что включает этап обвода бортового резервуара во время инжектирования воды и/или спирта во время процедуры запуска.

7. Система защиты газотурбинного двигателя вертолета от перегрузки, включающая бортовой резервуар для воды и/или спирта, расположенный в указанном вертолете, и впускное отверстие для приема воды и/или спирта из наземного источника воды и/или спирта, средства хранения данных и средства для ввода кривой безопасной температуры для запуска двигателя, средства для измерения фактической температуры двигателя во время запуска двигателя, средства для измерения, по меньшей мере, одного критического параметра в процессе полета, средства сравнения для выработки сигнала, когда фактическая температура двигателя выходит за пределы кривой безопасной температуры двигателя во время его запуска, средства для инжектирования воды и/или спирта во время процедуры запуска при сохранении бортового резервуара заполненным водой и/или спиртом во время процедуры запуска, средства отключения подачи воды и/или спирта из размещенного на земле источника после завершения процедуры запуска и средства для инжектирования воды и/или спирта из бортового резервуара в двигатель в ответ на перегрузку двигателя в процессе полета.

8. Система защиты по п.7, отличающаяся тем, что указанные средства для инжектирования автоматически инжектируют воду и/или спирт в указанный газотурбинный двигатель в ответ на перегрузку двигателя в процессе полета.

9. Система защиты по п.7, отличающаяся тем, что указанное впускное отверстие расположено отдельно от указанного бортового резервуара.