优化飞机推进单元的可操作性的方法,以及实现该方法的自含动力单元

摘要

本发明的目的为在飞行器的过渡阶段过程中消除对引擎中机械排放的约束，以在这些阶段过程中优化引擎组的可操作性。为此，能量特别是在所述阶段过程中，通过一额外的间接推进引擎动力源来提供。该用于优化包括作为主驱动源的主引擎（200）的飞行器的推进单元的可操作性的方法利用作为动力源的主引擎动力单元GPP（1），产生全部非-推进动力（Enp），并在引擎的过渡阶段过程中，将一额外动力（kEp, ktEpt）至多部分地供应至所述主引擎（200）的高压体。

说明书

技术领域

本发明涉及优化飞机引擎组的可操作性的方法，以及能够实现该方法 的主动力单元。

背景技术

本发明应用于飞机的引擎组，其主要应用于飞机的引擎装置（喷气引 擎、涡轮喷气引擎、涡轮螺旋桨引擎），也应用于直升机的引擎装置 （涡轮轴引擎）。

飞机引擎包括，典型地和以简单的方式，形成气体发生器的燃气涡轮 组的压缩机室。在燃烧后，热气体在涡轮机中膨胀，该涡轮机经高压 （缩写形式为HP）轴或高压体机械性地驱动压缩机，它们供应潜在的 能。

在飞机的情况中，此潜在能经低压体（在具有风扇的涡轮喷气引擎或 具有螺旋桨的涡轮螺旋桨引擎中）而直接（在喷气引擎中）或间接地 产生推力形式的推进能。在直升机的情况中，此推进能通过主变速箱 （通常已知为MGB）而传送至旋转翼。涡轮引擎在对应于过渡能量传送 的水平的时间内产能。

在压缩机和涡轮机中的气流，在一定的操作条件下，可导致称作压气 机喘振的现象，该现象使得热气体从气体发生器朝压缩机的空气入口 回流，并可导致最严重的结果（爬升时突降，推力反向，叶片断裂， 引擎损毁）。因此有必要保持一些喘振边界。这样的现象在航空领域 中被禁止。

对于各飞行阶段，可依据空气入口/出口压力比和气体流速画出一喘振 线。引擎的工作线必须位于此喘振线下方，以避免特别是任何推力损 失。该工作线与喘振线之间的差，称作喘振边界，在低压体的速度较 低时减小。

所述喘振边界更加减小，以使机械排放取自高压体以供给电子和液压 设备（交流发电机、泵等）。本说明书倾向于这些排放的实质性增加 。现在，足够的喘振边界在飞行环境要求再减速时必须使得可加速高 压体。

关于直升机涡轮轴引擎，也期待相似的功能。然而，在引擎失效（“ 一个引擎不工作”，缩写形式为OEI）的情况下，要求从好的引擎的高 压体的迅速加速。

通常，机械排放需要的重要性在过渡阶段过程中限制引擎的加速能力 ，即能源的可操作性。为获得所希望的加速，通过降低工作线而增加 喘振边界是有用的。也可从主引擎排放气体。但另一方面，在任一情 况下，涡轮引擎的总效率产生较的改变。

飞机为一隔离的系统，唯一的方案是临时限制从高压体机械排放的要 求。但结果可对设备和由所述设备（机舱空调、起落装置等）所实现 的功能不利。

发明内容

本发明的目的在于在过渡阶段过程中消除对引擎中机械排放的约束， 以在这些阶段过程中优化引擎组的可操作性。为此，能量特别是在这 些阶段过程中，通过一额外的引擎-型能量源来提供，供应间接-推进 能。一产能装置在此产能装置的结构和性能适于保证以与用作飞机主 引擎的产能装置的相同的方式，如同引擎在所有飞行阶段过程中可用 时被成为引擎型的。

更准确说，本发明的目的为用于优化包括作为主驱动源的主引擎的飞 机的引擎组的可操作性的方法。此种优化在于，利用作为驱动源的引 擎型主能量源，供应全部非推进能，并在引擎的过渡阶段过程中，将 一额外能至多部分地供应至主引擎的高压体。所述引擎的过渡阶段具 体为加速阶段、故障情况和怠速功能。

根据一优选实施例，供应至主引擎的高压体的能量产自一发电机，该 发电机使主能源适合与转换为驱动的主引擎的电起动器合作—如同在 主引擎 的地面起动过程中—或为了压缩空气从主能源的排放与主引擎的起动 器合作。

特别是，主能源可将能量提供给主引擎的高压体，以获得更高的加速 率，并可具有调节为比额定怠速更低水平的怠速。

更具体地，在使用飞机时，在作为过渡阶段的飞行降落阶段，主能源 将能源供应给主引擎的高压体。于是通过增加主引擎在飞行阶段中的 喘振边界实现在最大化加速能力方面一优化的可操作性，其中如不供 应额外能量，此边界将最小，工作线离该喘振最近。

更具体地，在使用直升机时，在主引擎发生故障的情况下，主能源将 电能供应至正常主引擎的高压体，以使该正常主引擎可具有加速能力 ，使其喘振边界足够。因此，该喘振边界被保持，同时可操作性被优 化。

因而，在在使用飞行器时，在稳定状态和过渡状态中，主能源将能量 供应给主引擎的高压体。

本发明还涉及主动力单元，下文中作：MPU，其能够根据上述方法优化 飞机的引擎组的可操作性。这样的主动力单元是基于辅助动力单元型 的动力单元，缩写形式为：APU，其制造得更可靠，以属于引擎范畴， 并与用于调节机舱中的压缩空气的装置结合。

辅助动力单元通常适合飞机，以在地面上为各种耗能设备（电的、气 动和液压能的、空调）供能，并起动主引擎。当引擎发生故障时，一 些辅助动力单元被充分连接，以使它们可在飞行过程中再次起动故障 引擎和/或将部分电能在飞行中供应至所述设备。

辅助动力单元通常包括气体发生器和用于直接或通过具有动力-传送盒 的能量-驱动所述设备（增压器、燃料和液压泵、发电机和/或电起动 器/发电机，等）的装置。在增压器出口侧或入口压缩机处的排气用于 气动起动主引擎。

辅助动力单元的使用，甚至在飞行阶段过程中供应非推进能应被认为 是不切实际的，因为与主引擎相比不佳的能量效率：在整个飞行过程 中操作辅 助动力单元消耗燃料。

现在，如果辅助动力单元转换为引擎-型动力单元，用于根据机舱的最 严格要求永久供应气动能，从而具有此种单元的飞机提供所希望的平 衡，并使得可优化飞机的引擎组的可操作性。

这样，在包括耗能设备的飞行器中-具体为：机舱，其空气被更新，其 温度和/或压力利用调节系统ECS来调节；主产能引擎；和飞行控制单 元—根据本发明的主动力单元—设置在一隔间内，该隔间与飞机的其 他区域隔离，并配备有外侧-空气入口和排气喷嘴—包括上述类型配备 有气体发生器和用于驱动包括增压器的设备的动力涡轮机的引擎-型动 力单元。此增压器经与所述控制单元相联系的调节控制器连接到ECS系 统，以将必须的气动能供应至机舱。

根据具体实施例：

- 所述主动力单元与一恢复结构相连，该恢复结构包括用于驱动具有 动力涡轮机的设备的能量-恢复涡轮机，并在空气-入口侧与机舱的出 口相连，以在空气-出口侧冷却所述设备，所述增压器设置在此恢复结 构中，作为向机舱提供气动能的供应器。

- 所述恢复涡轮机13在所述出口侧，将气流射入主动力单元的隔间内 ，所述气流在冷却完包含在该隔间内的所述设备和辅助设备后，通过 一由从所述动力涡轮机所排出的热气流的流出速度所引起的喷射泵行 为而被排入所述排气喷嘴。

- 所述恢复涡轮机与一隔音装置相连，以避免风噪传入机舱内；

- 提供用于将能量从所述能量和恢复涡轮机传送至飞机的机械、气动 、液压和/或电子设备的装置，特别是以能量-传送盒的形式。

- 所述恢复结构包括具有热交换器，该热交换器具有两个传热回路： 主回路，该主回路在入口侧与动力涡轮机的热气流出口相连，在出口 侧与排气喷嘴相连；次回路，该次回路在入口侧与机舱的气流出口相 连，在出口侧与恢复涡轮机相连。

在这些条件中，机舱出口侧的能量恢复器—以压力和/或温度的形式— 由于接近主动力源而被优化，同时确保空气在机舱的出口侧流出，在 机舱内具有受控的背压。此外，将所述能量恢复装置连接到一主动力 -产生源，而不仅连接到压缩机或交流发电机，使得可吸收可在由于源 自质量效果的惯性而发生故障的情况下发生的超速，所述质量效果是 归因于该动力-产生源的部件以及所有用户。

而且，在机舱的出口侧的能量恢复可通过补充包含在来自机舱的由热 能所引起用于冷却系统的向外气流中的潜在能来承担，所述向外气流 在由前述气流之间的热交换器进一步浓缩前贡献于飞机设备。

附图说明

本发明的其他方面特征和优点将在以下参照分别显示的附图的非限定 性描述的具体实施例中显现，其中：

图1为飞机引擎的工作线的变化的示图；

图2a和2b为在名义飞行中由飞机的主引擎和主动力单元所供应的推进 和非推进能的分配的方块图，特别是在过渡阶段（图2b）；

图3为在直升机引擎故障的情况下的能量分配的方块图；和

图4为根据本发明在飞机后部的隔间中的主动力单元的示例的示图，该 主动力单元与配备有环境控制系统ECS的飞机机舱相连。

具体实施方式

在所有附图中，具有相同功能的相同或相似的元件由相同或相似的附 图标记标注。

参见图1，飞机引擎的工作线LF中的变化的示图显示于取决于一给定飞 行阶段的经调节的气流率D的其标记为气压率P/P的系统中。所述气流 率据称被调节，以使得可得到包括各方面参数的重要图形表示。喘振 线LP和该引擎的工作线LF，LF2显示在此参照系统中。该工作线LF位于 此喘振线 LP的下方，以避免任何推力损失。

喘振边界MP，即所述工作线与喘振线之间的差，随着引擎高压体的速 度（或气体-流速）而减小，例如从最大速度N_M下降到对于此飞行阶段 可允许的空转速度N_R。

减小的喘振边界增加引擎的效率，但如果工作线太接近喘振线，则需 承担喘振的风险。例如，在从空转速度N_R加速起动过程中，过渡工作 点Pf1在图上描述工作线LF1从N_R到N_M。喘振边界MP沿此线LF1的减小是 由于用来加速高压体所必需的燃料喷入燃烧室中。显示于图上的点Pf 1的位置对应于最小喘振边界。从高压体向供给设备的机械性排放（箭 头PM）也减小喘振边界。本说明书倾向于所述排放的大致增加，这大 致增加了喘振的风险。

在加速过程中的过冲因而可巧妙处理。此外，空气排出（箭头PA）， 例如在引擎压缩机的水平，以将能供至其他设备（机舱空调，等）， 增加喘振边界。该工作线于是从线LF移往线LF2，此移动导致在用箭头 P_R所示的恒定流速时的效率损失。

一优化的可操作性通过来自主源的动力供应来实现，按照最大加速能 力：此供应使得可增加供应至高压体轴的动力和来自MPU的动力，同时 通过将燃料喷射到燃烧室中而供应动力。此额外供应增加了高压体的 加速率，同时保持在飞行阶段中主引擎的喘振边界MP，而此边界在无 额外动力供应的情况下将达到其最小值，工作线LF最接近喘振。而且 ，此额外供应使得可减小空转速度N_R，同时喘振边界与在过渡阶段中 相同。此外，此供应使得可在稳定状态阶段，使一空转水平N_R0保持低 于由气体发生器的自主能力所确定的空转水平。

在缺少主动力单元的情况下，每个主引擎，等同地在额定条件下，供 应推进能Ep和非-推进能Enp。如下文中所详细呈现的那样，MPU可分配 各主引擎与MPU之间的非-推进能的全部或部分。此MPU还提供一定比例 的推进能，同时在过渡阶段，特别是在主引擎发生故障的情况下向主 引擎的高压 体供应动力。

参见图2a，涉及飞机的稳定-状态飞行中的初始状态，非-推进能Enp按 照等分Enp/3通过主引擎200、MP1和MP2以及通过MPU1而供应至设备10 0。此等分也推荐为限定涡轮引擎的尺寸点。在降落阶段，在降落过程 中不需要主引擎，优选非-推进能应主要或全部由MPU供应。

作为一种变化（图2b），非-推进能Enp仅由在名义飞行中的MPU 1来 供应，以使开关装置（特别是电开关）在引擎发生故障的情况下有足 够的响应时间。实际上，如果所述引擎不调动其全部动力，由单一引 擎所供应的加速过程中的响应时间可能不够（见以下引擎故障的情况 ）。

此外，在名义飞行中，推力300（2xEp）等同于由各主引擎来供应。M PU 1可通过将动力提供给各引擎高压体而提供一定比例的推进能kxE p，其中k可等于一些百分点。

在飞机，特别是配备有MPU 1的直升机中的引擎MP2发生故障的情况下 ，如图3的例中所示，保持正常的MP1引擎200起先设置为供应全部的推 进能：在非-推进能Enp向设备100的供应中的其分额于是从Enp/3（其 他引擎无故障，见图2a）下降到0xEp，其推进能的供应从Ep上升至2x Ep，以产生全部推力300。MPU 1于是设置为供应所有的非-推进能En p，同时从Enp/3增加到Enp。优选地，MPU 1继续以经调节的系数k和 一加速率将推进能的部分kxEp供应至正常引擎的高压体，使得正常引 擎的喘振边界应足够。在过渡状态，该经调节的系数值为kt，MPU于是 将过渡推进能ktEpt供应给正常引擎MP1的高压体，该正常引擎MP1供应 全部推力2xEpt。

在过渡飞行阶段中的飞行器，尤其是飞机的情况下（图2b），MPU 1 以系数kt提供过渡推进能ktEpt至各供应1xEpt的主引擎200的高压体， 2xEpt为将在过渡阶段中被供应的总推进能。除能2ktEpt以外，MPU还 提供全部的非-推进能，即Enp。

供应至主引擎的高压体的动力由发电机产生，在此例中为交流发电机 ， 将MPU安装为与转换为一驱动器的主引擎的电起动器配合，如同在主引 擎的地面起动过程中那样。

特别是，MPU向主引擎的高压体提供动力，以在调节为最低的空转水平 的情况下进行加速。

参见显示一示意图的图4，MPU 1设置在一位于飞机3的下游部分中的 后部隔间2中。乘客舱4位于上游，并经一中间隔间5而与后部隔间2相 连。一压力隔壁6将舱4与中间隔间分开，一防火隔壁7将中间隔间5与 后部隔间2隔离，后部隔间2配备有外侧-空气入口21和排气喷嘴22。

MPU 1包括APU型但属于引擎范畴的引擎10，结合一能量-恢复结构。 辅助引擎包括：气体发生器或高压体11，包括用于来自空气入口21的 气流F1的入口压缩机110；燃烧室111；和用于利用高压轴113驱动压缩 机110的涡轮机112。此气体发生器在入口侧与安装到外侧-空气入口2 1上的气流管K1相连，在出口侧与产生通常在约500-600℃的热气流F2 的动力涡轮机12相连。

所述能量-恢复结构对中在一与隔音装置14相连的恢复涡轮机13上，以 避免隔间外侧的风躁的传播，特别是传到舱内。

此恢复涡轮机13在例中经动力-转换盒17与用于驱动设备100（机械的 、气动的（压缩机）、电的（交流发电机）和/或液压的（泵）—尤其 是增压器15和起动器/发电机16）的动力涡轮机12相连。此盒17配备有 适于动力传输的齿轮箱和斜齿轮（未示出）。动力涡轮机12将其动力 经轴121，即所示例中的通过-行进轴供应至盒17。或者此轴也可以是 非-通过-行进轴或经适当的减速箱（未显示）的外侧轴。此盒优选配 备有飞轮，设计为用于在非-恢复阶段中（例如在敞开机舱门的情况下 ）其可分开。

增压器15提供一环境控制系统，称作机舱4的ECS系统41，来自外侧-空 气入口21通过管K1的分支K11的压缩空气经一再循环混合阀42传送到那 里。增压器15由一调节控制器19进行调节，该调节控制器19与所述控 制单元（未显示）相联系，以将必要的气动能供应至机舱。作为一种 变化， 入口压缩机110可通过适当排出空气而用作增压器15。

至少一个可变阀40，称作机舱-压力-调节阀，将气流F3从机舱4的出口 43经管K2循环至所述能量-恢复结构。优选地，管K2进入中间隔间5， 以使气流F3冷却柜51内的动力电子装置50—这些辅助设备贡献给制造 为用于飞机功能的各种系统（起落装置等），它们在机舱门打开时当 然为不可操作的。在隔间5的出口处，气流F3的温度大约为40℃。

所述恢复结构在此例中包括一热交换器18，该热交换器配备有主回路 C1，该主回路在入口侧与热气流F2的出口相连，在出口侧与喷嘴22相 连—气流F2的温度于是通常由550℃减小到300℃—并配备有次回路C2 ，该次回路C2在入口侧与来自机舱4的气流F3相连，在出口侧与恢复涡 轮机13相连。气流F3的温度于是大大高于入口处（大约40℃）的温度 ，例如为150℃的级别。在恢复涡轮机13的出口处，气流F3分散到后部 隔间2中，以冷却设备100（下降到大约40℃）并随后通过在该隔间的 壁200上反射而以气流F3’的形式收集，并进入喷嘴22。该收集由一喷 射泵行为而发生，该喷射泵行为在喷嘴的加宽入口221处，由来自在热 交换器18出口处的动力涡轮机12的热气流F2的流出速度所产生。