СПОСОБ ОПТИМИЗАЦИИ УДЕЛЬНОГО РАСХОДА ТОПЛИВА ДВУХМОТОРНОГО ВЕРТОЛЕТА
TWIN-ENGINE HELICOPTER SPECIFIC FUEL CONSUMPTION OPTIMIZATION METHOD

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к способу оптимизации удельного расхода топлива двухмоторного вертолета, то есть вертолета, оснащенного двумя газотурбинными двигателями.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Как правило, в режиме полета на крейсерской скорости газотурбинные двигатели работают с низкими уровнями мощности, ниже их постоянной максимальной мощности, сокращенно РМС. Эта мощность в режиме полета на крейсерской скорости равна примерно 50% их максимальной взлетной мощности, сокращенно PMD (начальные буквы выражения “Puissance Maximale de Décollage”). Эти низкие уровни мощности обуславливают удельный расход Cs, примерно на 30% превышающий удельный расход Cs при мощности PMD, и, следовательно, приводят к перерасходу топлива в режиме полета на крейсерской скорости.
Вертолет оснащен двумя газотурбинными двигателями, каждый из которых выполнен с превышением параметров, чтобы вертолет мог продолжать полет в случае неисправности другого двигателя. На этих режимах работы, специально предназначенных для работы с одним неработающим двигателем, называемых режимами OEI (начальные буквы выражения “One Engine inoperative”), исправный двигатель выдает мощность, намного выше своей номинальной мощности, чтобы вертолет мог справиться с опасной ситуацией и продолжить свой полет. Однако каждый режим определен уровнем мощности и максимальной продолжительностью использования. При этом расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания исправного газотурбинного двигателя, существенно увеличивается в режиме OEI, чтобы обеспечить эту дополнительную мощность.
Эти газотурбинные двигатели рассчитаны с превышением параметров по массе и по расходу топлива. Чтобы уменьшить этот расход в режиме полета на крейсерской скорости, можно остановить один из газотурбинных двигателей. При этом активный двигатель работает с более высоким уровнем мощности и, следовательно, более благоприятным удельным расходом Cs. Однако эта практика противоречит современным правилам сертификации и газотурбинные двигатели не предусмотрены для обеспечения степени надежности повторного запуска, совместимой с нормами безопасности.
Так, продолжительность повторного запуска остановленного газотурбинного двигателя составляет около тридцати секунд. Это время может оказаться недостаточным в зависимости от условий полета, например на низкой высоте полета при частичном отказе изначально активного двигателя. Если остановленный двигатель не перезапустить вовремя, посадка на проблемном двигателе может оказаться критической.
В целом использование только одного газотурбинного двигателя связано с рисками при всех обстоятельствах полета, когда необходимо располагать избытком мощности, который с точки зрения безопасности, предполагает использование обоих газотурбинных двигателей.
В заявке FR-А1-2967133 заявитель предложил способ оптимизации удельного расхода топлива вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями, каждый из которых содержит газогенератор, оснащенный камерой сгорания. По меньшей мере один из газотурбинных двигателей выполнен с возможностью самостоятельной работы в устоявшемся режиме полета, называемого постоянным, при этом другой двигатель находится в так называемом режиме сверхмалого газа с нулевой мощностью и выполнен с возможностью перехода в режим ускорения газогенератора этого газотурбинного двигателя при помощи привода, совместимого с повторным запуском при выходе из аварийной ситуации.
Режим вращения газогенератора газотурбинного двигателя в режиме сверхмалого газа остается по существу ниже режима вращения газогенератора в режиме малого газа, обычно применяемого на газотурбинных двигателях. В режиме малого газа скорость вращения свободной турбины газотурбинного двигателя поддерживается системой регулирования газотурбинного двигателя в номинальном значении, тогда как при сверхмалом газе свободная турбина отсоединена от несущего винта вертолета и больше не вращается с номинальной скоростью вращения.
Постоянный режим определен неограниченным временем и, следовательно, не относится к переходным фазам взлета, режима висения и посадки. Например, при выполнении задачи поиска потерпевших крушение на море постоянный режим относится к фазе полета на крейсерской скорости в направлении зоны поиска, к фазе полета на низкой высоте в зоне поиска над водой и к фазе полета на крейсерской скорости при возвращении на базу. Из соображений безопасности во время переходных фаз взлета, режима висения и посадки предпочтительно работают оба газотурбинных двигателя.
Вместе с тем, выборочное использование газотурбинных двигателей в зависимости от фаз и условий полета, отличных от переходных фаз, позволяет получить оптимизированные характеристики в плане удельного расхода Cs при мощностях, близких к PMD, но меньших или равных РМС, которые остаются при этом достаточными в случаях неисправности и экстренной ситуации за счет наличия надежных средств повторного запуска газотурбинного двигателя в режиме сверхмалого газа.
Выход из режима сверхмалого газа в активный режим типа «двухмоторного» происходит в так называемом «нормальном» порядке, когда изменение режима полета требует перехода от одного на два двигателя, например, когда вертолет должен перейти из режима полета на крейсерской скорости в режим висения, или в так называемом «экстренном» порядке в случае отказа двигателя или в резко усложнившихся условиях полета.
Согласно вышеупомянутой заявке, режим сверхмалого газа выбирают из режима поддержания вращения двигателя с включенной камерой сгорания, режима поддержания вращения двигателя с выключенной камерой сгорания и режима нулевого вращения двигателя с выключенной камерой сгорания.
Когда камера сгорания выключена, топливо в нее не поступает. Следовательно, расход топлива газотурбинного двигателя в режиме сверхмалого газа этого типа может быть по существу нулевым. Вращение вала генератора обеспечивается приводными средствами.
Настоящим изобретением предложено усовершенствование в случае, когда камера сгорания газогенератора газотурбинного двигателя в режиме сверхмалого газа включена.
Действительно, заявитель установил, что рабочая температура и расход топлива газогенератора являются исключительно высокими в режиме сверхмалого газа с включенной камерой. Поддержание вращения вала газогенератора обеспечивается только за счет подачи топлива в камеру сгорания этого генератора, которая является, таким образом, включенной и питает турбину высокого давления (ВД) генератора. Эта турбина производит относительно большую механическую работу для вращения компрессора, что выражается в относительно высоких входной температуре этой турбины и температуре в камере. Рабочая температура в режиме сверхмалого газа близка к температуре на взлете. Поскольку расход газов, циркулирующих в генераторе, меньше в режиме сверхмалого газа, генератор является относительно более горячим, чем на взлете, что может создать проблемы охлаждения и, следовательно, срока службы компонентов.
Настоящее изобретение представляет собой простое, эффективное и экономичное решение этой проблемы.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В связи с этим изобретением предложен способ оптимизации удельного расхода топлива вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями, каждый из которых содержит газогенератор, оснащенный камерой сгорания, при этом каждый из газотурбинных двигателей выполнен с возможностью самостоятельно работать в постоянном полетном режиме, а другой газотурбинный двигатель находится при этом в так называемом режиме сверхмалого газа с нулевой мощностью, который может перейти в режим ускорения газогенератора этого газотурбинного двигателя при помощи привода, совместимого с повторным запуском при экстренном выходе, отличающийся тем, что этот режим сверхмалого газа получают при включенной камере сгорания газогенератора, и тем, что этот режим сверхмалого газа поддерживают посредством механического приведения во вращение вала газогенератора в этом режиме таким образом, чтобы снизить рабочую температуру и расход топлива этого газогенератора.
Согласно изобретению, этот режим сверхмалого газа (режим не нулевого вращения с включенной камерой) поддерживают посредством подачи механической мощности на газогенератор с целью существенного снижения рабочей температуры и расхода топлива в этом режиме, что позволяет, в частности, минимизировать выбросы несгоревших веществ. Действительно, подача механической мощности на вал газогенератора уменьшает механическую работу, которую должна производить турбина ВД для вращения компрессора, что выражается в снижении ее входной температуры, а также всех температур, наблюдаемых на выходе турбины вплоть до выпускного сопла, и что способствует увеличению срока службы компонентов, подвергающихся действию этих температур, в том числе в непосредственной близости от двигателя. Это снижение температуры приводит также к снижению температуры в камере сгорания и к уменьшению расхода топлива.
Режим сверхмалого газа может соответствовать примерно 10-40% номинального режима газогенератора. Таким образом, режим сверхмалого газа отличается от обычных режимов малого газа (режим малого газа в полете и режим малого газа на земле), которые, как правило, соответствуют 70-80% номинального режима газогенератора.
Предпочтительно поддержание режима сверхмалого газа происходит непрерывно, то есть вал газогенератора приводится во вращение в течение всей продолжительности режима сверхмалого газа без перерывов.
Механическое приведение во вращение осуществляют, например, при помощи электрического двигателя, механического приводного устройства, связанного с другим газогенератором или с несущим винтом вертолета, или механического приводного устройства, работающего от источника энергии, такого как гидравлический или пневматический источник. Электрический двигатель может быть стартером, которым оборудован газогенератор и который питается от бортовой сети, или стартером/генератором, которым оборудован другой газогенератор. Механическое приводное устройство может быть связано с коробкой передачи мощности, известной под аббревиатурой ВТР, или непосредственно со свободной турбиной другого генератора.
ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖА
Изобретение и его другие детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера со ссылками на фиг.1, на которой показана упрощенная схема примера двухмоторной архитектуры для применения заявленного способа.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ
В настоящем тексте термины «двигатель» и «газотурбинный двигатель» являются синонимами. В представленном варианте выполнения двигатели имеют разные максимальные мощности. Этот вариант позволяет исключить режимы OEI на более мощном газотурбинном двигателе, что минимизирует разность массы между двумя двигателями. Для упрощения языка более мощный двигатель или двигатель с превышением параметров можно также называть «большим» двигателем, а менее мощный двигатель - «малым» двигателем.
На чертеже схематично представлен пример двухмоторной архитектуры вертолета, которая позволяет оптимизировать удельный расход Cs.
Каждый газотурбинный двигатель 1, 2 классически содержит газогенератор 11, 21 и свободную турбину 12, 22, питаемую газогенератором для производства мощности. На взлете и в постоянном режиме выдаваемая мощность может достигать заранее определенных максимальных значений, соответственно PMD и РМС. Классически газогенератор содержит воздушные компрессоры «К», питающие камеру сгорания «СС» сжатым воздухом, которая производит газы, обеспечивающие кинетическую энергию, и турбины “TG” частичного расширения этих газов, вращающие компрессоры через приводные валы «АЕ». Газы приводят в действие также свободные турбины передачи мощности. В данном примере свободные турбины 12, 22 передают мощность через коробку ВТР 3, которая централизует передачу мощности для нагрузок и агрегатов (привод несущего винта, насосы, генераторы переменного тока, устройство стартера/ генератора и т.д.).
Максимальные мощности PMD и РМС газотурбинного двигателя 1 по существу превышают максимальные мощности PMD и РМС, которые может выдавать газотурбинный двигатель 2: газотурбинный двигатель 1 рассчитан с превышением параметра мощности по сравнению с газотурбинным двигателем 2. Соотношение разнородности между двумя газотурбинными двигателями, которое соответствует соотношению между мощностью в наиболее высоком режиме OEI газотурбинного двигателя 2 и максимальной мощностью PMD газотурбинного двигателя 1, в данном примере равно 1, 3.
В альтернативном варианте оба газотурбинных двигателя 1 и 2 могут быть идентичными, и в этом случае максимальные мощности PMD и РМС этих газотурбинных двигателей тоже являются идентичными.
Каждый газотурбинный двигатель связан в приводными средствами Е1 и Е2 и с устройствами экстренного содействия U1 и U2.
Каждое средство Е1, Е2 приведения во вращение соответствующего газогенератора 11, 21 в данном случае представляет собой стартер, соответственно получающий питание от устройства стартера/генератора, которым оборудован другой газотурбинный двигатель. Предпочтительно в этом примере каждое устройство экстренного содействия U1, U2 содержит свечи накаливания “glow-plug” в качестве устройства зажигания почти мгновенного действия в дополнение к обычным свечам и проперголевый патрон, питающий вспомогательную микротурбину в качестве механического средства ускорения газогенераторов. Это дополнительное устройство зажигания можно также использовать при нормальном выходе изменения режима полета или при экстренном выходе из режима сверхмалого газа.
Во время работы этими приводными средствами Е1, Е2, устройствами U1, U2 экстренного содействия и приводами газотурбинных двигателей управляют средства активации системы 4 регулирования под контролем общего цифрового устройства 5 управления силовой установкой, известного под сокращением FADEC (начальные буквы “Full Authority Digital Engine Control” в английской терминологии).
Система 4 регулирования содержит запоминающее устройство 6, в котором записаны варианты управления, соответствующие разным профилям полета. Среди этих вариантов управления система 4 выбирает варианты, соответствующие текущему профилю полета, например вариант М2, относящийся к полетам в постоянном режиме - на крейсерской скорости и в фазе поиска, вариант М3, связанный с неисправностями двигателя, и вариант М4 управления экстренными повторными запусками двигателей в режиме сверхмалого газа.
Во время переходных фаз (вариант М1), например при взлете, в режиме висения или при посадке, оба газотурбинных двигателя 1 и 2 работают, поэтому вертолет располагает большой мощностью, которая может доходить до их мощности PMD. Оба двигателя работают с одинаковым относительным уровнем мощности относительно их номинальной мощности. В случае неисправности одного из двигателей управление происходит обычным способом, например, с включением режимов OEI «малого» газотурбинного двигателя или исправного газотурбинного двигателя в случае отказа другого газотурбинного двигателя.
Вариант М3 относится к случаю неисправности используемого двигателя и предусматривает повторную активацию другого двигателя при помощи его устройства экстренного содействия. Например, когда выполненный с превышением параметров газотурбинный двигатель 1, используемый самостоятельно во время фаз полета на крейсерской скорости, выходит из строя, быстро активируют «малый» двигатель 2 через его устройство U2 экстренного содействия. Аналогично, если во время фазы поиска работает только «малый» двигатель 2, который выходит из строя, быстро активируют «большой» двигатель 1 через его устройство U1 экстренного содействия. Это же происходит, когда двигатели являются идентичными по мощности.
Когда условия полета резко ухудшаются, можно применить быстрый повторный запуск двигателя, который находится в режиме сверхмалого газа, посредством активации его устройства содействия, чтобы получить мощность от двух двигателей. В данном примере это устройство является пиротехническим и представляет собой проперголевый патрон, питающий микротурбину. Эти случаи относятся к варианту М4 экстренного повторного запуска. Таким образом, во время фаз полета на крейсерской скорости или поиска, в ходе которых работает только один газотурбинный двигатель 1 или 2, работу другого газотурбинного двигателя 2 или 1 включают посредством активации соответствующего пиротехнического устройства U2 или U1 содействия только в случае неудачного применения классических средств повторного запуска. Таким образом, работа вертолета в двухмоторном режиме обеспечивает повышение безопасности в условиях полета.
Постоянный полет в рассматриваемом случае соответствует фазам полета на крейсерской скорости или поиска на низкой высоте. Этими фазами управляют с применением варианта М2, который предусматривает работу одного газотурбинного двигателя, в то время как другой газотурбинный двигатель находится в режиме сверхмалого газа и поддерживается во вращении со своей включенной камерой сгорания.
Эта конфигурация соответствует потребности в мощности, которая в этих фазах полета меньше мощности РМС «большого» двигателя 1 и больше мощности РМС «малого» двигателя 2. Параллельно, если рассматривать удельный расход Cs, это решение тоже является предпочтительным, так как большой двигатель 1 работает с более высоким уровнем относительной мощности, чем в обычном режиме с двумя работающими двигателями. Если оба двигателя являются идентичными, потребность в мощности в этих фазах полета на крейсерской скорости не может превышать мощность РМС двигателей.
В фазе поиска С «малый» газотурбинный двигатель 2 меньшей мощности работает автономно, так как он может самостоятельно удовлетворять потребность в мощности. Действительно, в этом случае потребность меньше мощности РМС более мощного газотурбинного двигателя 1, но также меньше мощности РМС «малого» двигателя 2. Причем удельный расход Cs в этом случае меньше, так как этот «малый» двигатель 2 работает с более высоким уровнем относительной мощности, чем уровень, на котором работал бы газотурбинный двигатель 2. В этой фазе С газотурбинный двигатель 1 поддерживают в режиме сверхмалого газа, например, во вращении при помощи стартера, используемого в качестве приводного средства Е1 на предпочтительной скорости зажигания камеры.
В альтернативном варианте в случае двигателей одинаковой мощности работает только один из двух двигателей, а другой поддерживается в режиме сверхмалого газа.
Согласно изобретению, газогенератор газотурбинного двигателя поддерживается в режиме сверхмалого газа за счет механического приведения во вращение его вала АЕ таким образом, чтобы снизить рабочую температуру и расход топлива.
В представленном случае вал АЕ газогенератора 21 приводят во вращение при помощи его стартера (приводное средство Е2), который получает питание от стартера/генератора (приводное средство Е1) другого газогенератора 11. Как было указано выше, приводными средствами Е1, Е2 управляют средства активации системы 4 регулирования. Подача механической мощности на вал АЕ газогенератора 21 уменьшает механическую работу, которую должна производить его турбина TG для приведения во вращение компрессора К, что выражается в снижении ее входной температуры, а также температуры в камере сгорания СС. Вращение генератора поддерживают одновременно за счет механического действия и за счет расхода топлива питания камеры, который может быть относительно небольшим по сравнению с известным решением, что позволяет ограничить расход топлива.