Способ отбора вспомогательной мощности от турбореактивного двигателя самолета и турбореактивный двигатель, пригодный для осуществления такого способа

Авторы патента:

КОЛОТТ Баптист (FR)

ГАЛИВЕЛЬ Жан-Пьер (FR)

ЗИГА Зольтан (FR)

F02C9/22 - путем регулирования лопаток турбины

F02C7/32 - размещение, крепление и приведение в действие вспомогательных устройств

Владельцы патента RU 2468228:

СНЕКМА (FR)

Изобретение относится к авиационной технике. Вспомогательную мощность отбирают с помощью вала, приводимого в действие посредством турбины высокого давления, и при работе на холостом ходу кпд турбины низкого давления снижают таким образом, чтобы обеспечить возможность работы турбины высокого давления на скорости, которая достаточна для подачи требуемой вспомогательной мощности. Изобретение позволяет оптимально перераспределить мощности турбин низкого и высокого давления. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к созданию вспомогательной мощности, необходимой для оборудования на борту самолета, при этом мощность отбирают от турбореактивного двигателя(ей) самолета.

В современных самолетах потребности в электрической энергии все более и более возрастают. Используют все более мощные генераторы электроэнергии. Такой генератор электроэнергии приводят в действие посредством турбореактивного двигателя самолета (например, EP 1617053, 18.01.2006). Известен отбор требуемой механической мощности от вала, который связан с турбиной высокого давления. Точнее, радиальный вал механически соединяют с осевым валом, связанным с турбиной высокого давления, при этом мощность подводят к редуктору, который приводит в действие генератор электроэнергии. Если требуется большое количество электроэнергии, это решение приводит к затруднениям, когда двигатель работает на холостом ходу, происходит ли это на земле или в полете, вследствие высокого уровня крутящего момента, требуемого для приведения в действие генератора электроэнергии. Этот крутящий момент приводит к работе турбины высокого давления в нежелательном рабочем диапазоне.

В изобретении предпринята попытка усовершенствования этой известной системы с учетом современных требований в отношении вспомогательной мощности и с учетом новых уровней крутящего момента, которые должны быть переданы без влияния на работу турбины высокого давления при режиме холостого хода.

Идея, на которой основано изобретение, заключается в том, чтобы при холостом ходе понизить кпд турбины низкого давления, расположенной далее по потоку от турбины высокого давления, чтобы обеспечить возможность повышения скорости вращения турбины высокого давления (до уровня, который позволяет отвести от нее более высокую мощность) без увеличения тяги двигателя, поскольку такое увеличение нежелательно в течение стадий работы двигателя на холостом ходу.

Точнее, в изобретении создан способ отбора вспомогательной мощности от турбореактивного двигателя самолета, содержащего от ближней по потоку стороны к дальней по потоку стороне: турбину высокого давления, турбину низкого давления, при этом способ представляет собой способ такого типа, который заключается в отборе мощности посредством вала, приводимого в действие турбиной высокого давления, и характеризуется в режиме работы на холостом ходу управлением понижения кпд турбины низкого давления таким образом, чтобы обеспечить работу турбины высокого давления со скоростью, которая достаточна для подачи требуемой вспомогательной мощности.

Следовательно, кпд турбины низкого давления понижают тем, что вызывают ее замедленное вращение и при этом обеспечивают более быстрое вращение турбины высокого давления.

Кпд турбины низкого давления может быть понижен под воздействием на радиальный зазор подвижных лопаток этой турбины.

Следует заметить, что изменение радиального зазора подвижных лопаток представляет собой известный сам по себе способ [использование управления типа управления осевым зазором турбины низкого давления (LPTACC)], однако здесь предполагающий другое его использование.

Согласно еще одному отличительному признаку, который предпочтителен, понижение кпд турбины низкого давления может быть обеспечено воздействием на шаг лопаток соплового аппарата, по меньшей мере, некоторых ступеней турбины. Систему с переменным шагом для лопаток соплового аппарата турбины низкого давления используют с целью изменения скорости вращения турбины (что можно рассматривать как понижение ее кпд). Можно сочетать оба эти средства.

Компьютер двигателя обеспечивает возможность изменения этих параметров как функцию скорости двигателя и потребностей в электрической энергии. Таким образом, можно избежать повышения тяги двигателя (посредством использования контролируемых потерь кпд турбины низкого давления), обеспечивая при этом возможность сохранения скорости турбины высокого давления на таком уровне, что, несмотря на значительную величину отбираемой от нее мощности, рабочая точка турбины высокого давления остается выше критичной величины.

Согласно преимущественному отличительному признаку изменение кпд турбины низкого давления осуществляют с сервоуправлением для измерения крутящего момента, передаваемого посредством (обычной) механической передаточной системы, расположенной между валом, приводимым в действие турбиной высокого давления, и генератором электроэнергии.

В изобретении также предложен турбореактивный двигатель самолета, содержащий с ближней по потоку стороны к дальней по потоку стороне турбину высокого давления и турбину низкого давления, вал, приводимый в действие турбиной высокого давления, и механическую передаточную систему, соединенную с валом для отбора от него мощности, при этом турбореактивный двигатель отличается тем, что он включает в себя средства для изменения кпд турбины низкого давления и средства управления для управления средствами изменения кпд, причем средства управления контролируют с помощью датчика, передающего сигнал, характеризующий величину потребляемой вспомогательной мощности.

Механическая передаточная система (помимо других деталей оборудования) приводит в действие один или более генераторов электроэнергии.

Средства изменения кпд могут включать в себя систему для управления радиальным зазором подвижных лопаток турбины низкого давления и/или систему для управления шагом лопаток соплового аппарата турбины низкого давления.

Предпочтительно, чтобы средства изменения кпд содержали компьютер, реагирующий на датчик крутящего момента, сам по себе связанный с механической передаточной системой, расположенной между валом, приводимым в действие турбиной высокого давления, и генератором электроэнергии.

Изобретение можно будет лучше понять, а его другие преимущества будут более очевидны в свете последующего описания, приведенного лишь в качестве примера и составленного со ссылками на прилагаемые фигуры, на которых

на фиг.1 представлен схематический вид в сечении турбореактивного двигателя самолета, пригодного для отбора вспомогательной мощности согласно изобретению;

на фиг.2 представлен вид, аналогичный виду на фиг.1 и показывающий вариант осуществления изобретения.

Два варианта конструкции, схематически показанные соответственно на фиг.1 и 2, могут быть объединены посредством обеспечения компьютера, пригодного для управления двумя системами, которые должны изменять кпд турбины низкого давления.

Двухконтурный турбореактивный двигатель 11, показанный на фиг.1, с ближней по потоку стороны к дальней по потоку стороне традиционно содержит вентилятор 13, компрессор 15 низкого давления, компрессор 17 высокого давления, камеру 19 сгорания, турбину 21 высокого давления, турбину 23 низкого давления. Турбина 23 низкого давления механически соединена с осевым валом 25, приводящим в действие как вентилятор 13, так и компрессор 15 низкого давления. Турбина 21 высокого давления соединена с осевым валом 27, приводящим в действие, в частности, компрессор 17 высокого давления. Эту сборку называют каскадом высокого давления. Вал 27 механически соединен с механической передаточной системой 29, имеющей радиальный вал 31, приводящий в действие генератор 33 электроэнергии через соответствующий редуктор.

В настоящее время генератор 33 электроэнергии, для обеспечения электроэнергии, требуемой бортовым оборудованием и всем оборудованием пассажирской кабины, должен представлять собой генератор высокой мощности, следовательно, требующий передачи крутящего момента большой величины посредством радиального вала 31.

В этом примере крутящий момент измеряют посредством датчика 37, связанного с радиальным валом 31. Датчик крутящего момента подает сигнал, характеризующий крутящий момент, передаваемый радиальным валом 31, и, следовательно, мощность, отбираемую от турбины 21 высокого давления. Этот сигнал подают на вход компьютера 40, применимого для управления, по меньшей мере, одним конструктивным параметром турбины низкого давления. Точнее, этот параметр представляет собой один из параметров, который обеспечивает возможность изменения (снижения) кпд турбины низкого давления таким образом, что турбина высокого давления может работать с достаточной скоростью, когда двигатель работает на холостом ходу. При этом требуемая вспомогательная мощность может быть отобрана без того, чтобы турбина высокого давления работала в нежелательной рабочей зоне.

В примере, показанном на фиг.1, компьютер 40а выполняет функцию управления радиальным зазором подвижных лопаток турбины низкого давления. Управляющий выход 42 этого компьютера действует на систему 44 (известную саму по себе) для управления радиальным зазором турбины низкого давления. Эта система управления зазором представляет собой систему типа LPTACC; известны другие случаи ее применения. Если радиальный зазор лопаток увеличивается, то кпд турбины низкого давления будет понижен, обеспечивая при этом возможность работы каскада высокого давления выше его критической скорости без того, чтобы тяга от вентилятора 13 становилась несовместимой с работой на скорости холостого хода.

В примере, показанном на фиг.2, общая компоновка такая же и вновь описана не будет. Однако компьютер 40b теперь сконструирован так, чтобы выполнять функцию управления переменным шагом лопаток 45 соплового аппарата турбины 23 низкого давления. Следовательно, лопатки соплового аппарата этой турбины согласуются с системой 47 изменения шага, которую приводят в действие снаружи от корпуса 49.

Естественно, как упомянуто выше, компьютер может выполнять обе из вышеупомянутых функций управления, а именно управление радиальным зазором подвижных лопаток и управление переменным шагом лопаток соплового аппарата.

Сигнал, подаваемый датчиком 37 крутящего момента, является характеристикой вспомогательной мощности, отбираемой от генератора 33 электроэнергии. В результате сигнал, подаваемый датчиком 37, будет передан к компьютеру, который принимает решение в отношении той степени, до которой должен быть «ухудшен» кпд турбины 23 низкого давления для гарантии того, чтобы работа каскада высокого давления могла быть сохранена на достаточном уровне, когда двигатель работает на холостом ходу, без развития вентилятором 13 такой тяги, которая становится несовместимой с надлежащей работой на холостом ходу.

1. Способ отбора вспомогательной мощности от турбореактивного двигателя самолета, содержащего с ближней по потоку стороны к дальней по потоку стороне турбину (21) высокого давления и турбину (23) низкого давления, причем отбор мощности осуществляют посредством вала (27), приводимого в действие турбиной высокого давления, отличающийся тем, что в режиме работы на холостом ходу посредством соответствующего управления снижают кпд турбины (23) низкого давления посредством воздействия на радиальный зазор (44) подвижных лопаток турбины низкого давления и/или посредством воздействия на шаг (47) лопаток соплового аппарата турбины низкого давления для обеспечения возможности работы турбины (21) высокого давления со скоростью, достаточной для подачи требуемой вспомогательной мощности.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что изменение кпд турбины низкого давления осуществляют с сервоконтролем для измерения (37) крутящего момента, передаваемого механической передаточной системой (29), расположенной между валом, приводимым в действие турбиной высокого давления, и генератором (33) электроэнергии.

3. Турбореактивный двигатель самолета, содержащий с ближней по потоку стороны к дальней по потоку стороне турбину (21) высокого давления и турбину (23) низкого давления, вал (27), приводимый в действие турбиной высокого давления, и механическую передаточную систему (29), соединенную с валом для отбора от него мощности, отличающийся тем, что он включает в себя средства (44-47) для изменения кпд турбины низкого давления и средства (40а-40b) для управления средствами изменения кпд, причем средства управления контролируются посредством датчика (37), подающего сигнал, характеризующий величину потребляемой вспомогательной мощности, при этом средства для изменения кпд содержат систему для управления радиальным зазором (44) подвижных лопаток турбины низкого давления и/или средства для изменения кпд содержат систему (47) для управления шагом лопаток соплового аппарата турбины низкого давления.

4. Турбореактивный двигатель по п.3, отличающийся тем, что средства для изменения кпд содержат компьютер (40а-40b), управляемый датчиком (37) крутящего момента, связанным с механической передаточной системой, расположенной между валом, приводимым в действие турбиной высокого давления, и генератором (33) электроэнергии.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Способ обеспечения постоянной мощности силовой турбины конвертируемого в наземную установку авиационного газотурбинного двигателя // 2285139

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения на базе конвертируемых двигателей для наземных газотурбинных установок. .

Система регулирования газотурбинного двигателя с регулируемым сопловым аппаратом турбины // 2027049

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в автомобильных газотурбинных двигателях. .

Газотурбинный привод // 2457346

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в качестве газотурбинного привода внешней нагрузки. .

Газотурбинный двигатель с установленным на нем съемным образом узлом генератора // 2448259

Двухконтурный турбореактивный двигатель с промежуточным кожухом с валом привода редуктора отбора мощности для привода вспомогательных агрегатов турбореактивного двигателя // 2442000

Устройство привода ротора вспомогательного агрегата газотурбинного двигателя, опора агрегатов для газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель // 2434151

Двухкаскадный газотурбинный двигатель с устройством отбора мощности на роторах низкого давления и высокого давления, блок отбора мощности для газотурбинного двигателя и способ сборки газотурбинного двигателя // 2418181

Изобретение относится к двухкаскадному газотурбинному двигателю с устройством отбора мощности на роторах низкого давления и высокого давления, к блоку отбора мощности для газотурбинного двигателя и к способу сборки газотурбинного двигателя.

Устройство привода вспомогательных механизмов газотурбинного двигателя // 2407902

Интегрирование коробки модуля стартера/генератора в трансмиссионную коробку газовой турбины // 2406846

Газотурбинный насосный агрегат // 2386834

Изобретение относится к наземным газотурбинным агрегатам для механического привода, а именно к установкам с насосным агрегатом. .

Устройство авиационного двигателя // 2355902

Способ и система генерирования мощности для привода вспомогательных агрегатов двигателя // 2352800

Промежуточный картер турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель // 2484262

Монолитный удерживающий кронштейн авиационного оборудования // 2533606

Удерживающий кронштейн авиационного оборудования содержит фланец присоединения к несущей конструкции, траверсу крепления оборудования и промежуточный элемент жесткости, выполненные из одной согнутой пластины листового металла. Элемент жесткости состоит из двух ребер жесткости, каждое из которых размещено между фланцем и траверсой и соединено с ними посредством коленчатого соединения. Большая часть ребер жесткости расположена под наклоном, не перпендикулярно к основной плоскости прохождения фланца и основной плоскости прохождения траверсы. Траверса и фланец не содержат иного соединения, кроме ребер жесткости, причем ребра жесткости соединены с одной и другой стороной траверсы. Плоскости прохождения фланца и траверсы перпендикулярны друг другу. Ребра жесткости выполнены плоскими, расширяющимися по мере приближения к траверсе и проходят в сходящихся направлениях, образуя угол, отличный от угла в 180°. Траверса имеет выступы в направлении, перпендикулярном к плоскости выступающей части фланца и к каждой стороне фланца, и содержит несколько средств крепления оборудования. Изобретение позволяет повысить прочность удерживающего кронштейна. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Узел коробки привода агрегатов и масляного резервуара // 2538373

Узел коробки привода агрегатов и резервуара для смазывающей жидкости турбореактивного двигателя содержит коробку с двумя отсеками и перегородку, разделяющую отсеки между собой. Один из отсеков образует коробку привода агрегатов, а другой отсек образует резервуар для смазывающей жидкости и суппорт, по меньшей мере, одного из агрегатов, приводимых коробкой для привода агрегатов. Коробка привода агрегатов содержит зубчатую передачу, связанную с параллельными между собой валами для механического привода агрегатов. Перегородка расположена перпендикулярно валам коробки привода агрегатов и перекрывает сообщение между двумя отсеками для исключения прохождения жидкости между ними. Коробка имеет искривленную форму, приспособленную для отслеживания формы цилиндрического кожуха турбореактивного двигателя, на котором она крепится. Изобретение позволяет упростить изготовление узла коробки привода агрегатов и резервуара для смазывающей жидкости. 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Устройство изменения передаточного отношения между валом турбины и валом стартера-генератора авиационного двигателя // 2541488

Устройство изменения передаточного отношения между валом турбины и валом стартера-генератора содержит первое и второе жестко закрепленные зубчатые колеса, установленные на валу стартера-генератора, первое и второе промежуточные зубчатые колеса, переключающую муфту, а также средство, вызывающее ее поступательное перемещение. Первое и второе промежуточные зубчатые колеса установлены на валу турбины и находятся в зацеплении соответственно с первым и вторым жестко закрепленными зубчатыми колесами, обеспечивая различные передаточные отношения. Переключающая муфта вставлена между промежуточными зубчатыми колесами и механически соединена с валом турбины. Переключающая муфта выполнена с возможностью поступательного перемещения на валу турбины между положением, в котором она входит в зацепление с первым промежуточным зубчатым колесом, и положением, в котором она входит в зацепление со вторым промежуточным зубчатым колесом. Средство, вызывающее поступательное перемещение переключающей муфты, обеспечивает ее перемещение из одного положения в другое, когда сумма моментов вращения между валом турбины и валом стартера-генератора меняет знак. Другое изобретение группы относится к авиационному двигателю, включающему указанное выше устройство изменения передаточного отношения. Группа изобретений позволяет повысить надежность устройства изменения передаточного отношения между валом турбины и валом стартера-генератора, а также снизить его вес. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Установка кпа на промежуточный корпус вентиляторного отсека турбореактивного двигателя // 2542730

Промежуточный корпус (20) вентиляторного отсека турбореактивного двигателя (Cs) содержит: обечайку (22), кольцевую щеку (24), подвесную балку (28) и коробку приводов агрегатов (30). Обечайка (22) сцентрирована по продольной оси (X-X) газотурбинного двигателя. Кольцевая щека (24) сцентрирована по продольной оси газотурбинного двигателя и установлена напротив расположенной ниже по потоку стороны обечайки. Подвесная балка (28) прикреплена к щеке и простирается по направлению потока параллельно продольной оси газотурбинного двигателя. Коробка приводов агрегатов (30) подвешена на балке и содержит расположенную выше по потоку боковую сторону (30b), аксиально пространственно отделенную от щеки, расположенную ниже по потоку боковую сторону (30a), противоположную расположенной выше по потоку боковой стороне, а также множество вспомогательного оборудования (32), установленного напротив ее расположенной ниже по потоку боковой стороны и размещенного вдоль продольной оси газотурбинного двигателя. Достигается установка коробки приводов агрегатов в отсек центра турбореактивного двигателя без ухудшения характеристик компрессора высокого давления турбореактивного двигателя. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Коробка привода турбомашины и турбомашина // 2575512

Коробка привода в турбомашине для приведения во вращение генератора переменного тока или насоса содержит передаточный вал, направляемый во время вращения в подшипниках и удерживающий шестерню в зацеплении с одной ведущей шестерней при вращении. Один из подшипников является подшипником качения, установленным внутри шестерни и в радиальной плоскости, содержащей шестерню и ведущую шестерню. Другой подшипник является подшипником скольжения, воспринимающим усилия колебания передаточного вала. Другое изобретение относится к турбореактивному или турбовинтовому двигателю, содержащему указанную выше коробку привода. Группа изобретений позволяет снизить вес коробки приводов, за счет уменьшения веса и габаритов подшипника скольжения. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Валоповоротное и пусковое устройство газотурбинной установки // 2581269

Валоповоротное и пусковое устройство газотурбинной установки содержит приводной двигатель, редуктор и обгонную муфту ротора компрессора. Редуктор содержит трехвальную соосную коробку передач с парами взаимозацепленных шестерен и простой трехзвенный планетарный механизм. На входном валу коробки передач свободно установлены две шестерни, между ними закреплен первый зубчатый венец с трехпозиционной муфтой переключения, и трубчатый выходной вал со свободно расположенной на нем шестерней. На переднем торце трубчатого выходного вала закреплен зубчатый венец с трехпозиционной муфтой переключения, а на втором зубчатом венце этого вала установлена сдвоенная двухпозиционная муфта с внутренним свободно установленным зубчатым венцом. Рядом с вторым зубчатым венцом трубчатого вала расположены второй зубчатый венец входного вала, зубчатые венцы вала привода солнечной шестерни и трубчатого вала привода водила планетарного механизма. Сателлиты, расположенные на осях водила, зацеплены с солнечной шестерней, а также с эпициклическим колесом, которое закреплено на выходном трубчатом валу с зубчатым венцом, рядом с ним расположен зубчатый венец выходного вала водила. Двухпозиционная муфта установлена на зубчатом венце стенки корпуса редуктора рядом с зубчатым венцом трубчатого вала эпициклического колеса. Соосно выходному валу водила расположен выходной вал редуктора с зубчатым венцом и двухпозиционной двухвенцовой муфтой переключения. На входном валу рядом с первым зубчатым венцом трубчатого выходного вала свободно установлена шестерня. Два блока шестерен расположены на оси, установленной параллельно входному валу. На шестернях между блоками расположена двухпозиционная муфта переключения с противоположно развернутыми полумуфтами, взаимосвязанными общей вилкой переключения. Изобретение позволяет увеличить число передач и диапазон передаточных чисел валоповоротного и пускового устройства. 2 ил.

Приводной вал коробки зубчатых передач вспомогательных механизмов турбореактивного двигателя // 2582375

Турбореактивный двигатель содержит промежуточный картер с радиальными рукавами и приводным валом коробки зубчатых передач вспомогательных механизмов. Приводной вал установлен в радиальном рукаве, причем рукав включает промежуточный подшипник для опоры приводного вала. Промежуточный подшипник включает в себя множество подшипников качения для опоры приводного вала. Приводной вал содержит первый элемент вала, один концевой участок которого соединен посредством механической трансмиссии с валом турбореактивного двигателя, и второй элемент вала, один концевой участок которого соединен посредством механической трансмиссии с коробкой зубчатых передач. Первый и второй элементы вала связаны соединением, в котором один концевой участок второго элемента вала вставляют в цилиндрический полый концевой участок первого элемента вала и которое осуществляется посредством множества взаимодополняющих выемок, расположенных в первом элементе вала и во втором элементе вала. Через множество выемок и множество подшипников качения поперечно проходит одна и та же плоскость. Изобретение позволяет снизить напряжения в промежуточном подшипнике, вызванные смещением двух элементов приводного вала. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.