[发明专利]燃气涡轮发动机的瞬变控制系统无效

专利信息
申请号: 88100576.2 申请日: 1988-02-03
公开(公告)号: CN1012445B 公开(公告)日: 1991-04-24
发明(设计)人: 小威廉·C·罗伯特斯 申请(专利权)人: 联合工艺公司
主分类号: F02C9/48 分类号: F02C9/48
代理公司: 中国专利代理有限公司 代理人: 林东晖
地址: 美国康*** 国省代码: 暂无信息
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摘要:
搜索关键词: 燃气 涡轮 发动机 控制系统
【说明书】:

本发明与涡轮式动力装置的飞机发动机有关,具体有关用以取得飞行范围中的某些性能曲线的动力装置的控制和程序(scheduling)。

和民用或商用飞机比较,本发明更适用于军用飞机,尤其适用的飞机类型为战斗机类型。如所熟知,现代观念的战斗机是为飞行状态范围中之箱形战斗队形设计的。发动机在海拔15.000英尺的0.9马赫数下工作,是箱形战斗队形的典型。由于飞行任务的性质,这类飞机一般经历很剧烈的机动飞行,要求动力杆作更多的操纵以改变发动机的推力,在非常严峻的条件下作加速和减速。当飞机经历这类机动飞行时,飞行员一般要执行各种动力杆动作,即所谓弹体(bodies),猛收油门(chops)和快滚(snaps)等等,它们造成发动机的速度,温度和空气流量的偏移。在这种机动飞行偏移下,风扇和高压压缩机的转子速度变化,从所谓中间功率的高水平工作范围,变为所谓部分功率或慢车功率的低工作范围,在机动飞行偏移过程中,这些转子速度和推力变化时,发动机的可变几何部分也在变化。风扇和高压压缩机叶片角度随转子速度变化,变截面排气喷管改变状态,当发动机向慢车功率变化时,一般从中间功率范围减低+5%至+10%。当发动机加速时,排气喷管截面一般关闭5%至10%。

为充分说明这技术的背景,图1中的曲线表示在15,000英尺高空0.9马赫数操作的军用机发动机的典型程序。曲线表示在各推力水平时的高压压缩机和风扇压力转子的速度(分别为N2及N1),涡轮进气温度,风扇进口总空气流量(Wat2),和排气喷管的截面积(Aj)。无论在冲压式喷气发动机或涡轮风扇喷气发动机的单转子或多转子轴向式涡轮动力装置中,这些参数都属典型;作为风扇喷气发动机的举例,以普拉特惠特尼公司(Pratt    &    Whitney    Aircraft)制造的F100发动机为代表,该公司为联合技术公司(United    Technologies    Corporation)的分公司,也是本专利申请的受让人。

在主要方面,从(图1)曲线可见,推力级从零推力(慢车)向在0.9/15,000英尺的约12,000磅(军用功率)推力变化。排气喷管的开度面积,预定为慢车时的3.0英尺2,为中间功率工作时的略小开度2.8英尺2。这些都是发动机稳态工作下的最佳排气喷管截面积。全部曲线图中的标号A,表示飞机正常工作时的军用功率状态(推力12,000磅)。理想推力的典型放出通过减少向发动机燃烧室中供给的燃料,并将排气喷管截面增大到3.0英尺2,预定使功率减低,例如2-4千磅推力,甚至是慢车(加标号B)。N1及N2速度,涡轮温度和气流的数值对应于沿3.0英尺2曲线(E)下降的推力。例如,在慢车时,T4约为1200°F。N1及N2的速度约分别为5000转/分及10,000转/分,发动机空气流量约为100磅/秒。

根据上述,可以理解到当动力装置经过一个从军用功率到慢车功率的瞬变状态时,在典型程序中,发动机的速度,温度和空气流量有很大的下降。与此相似,当动力装置经历从慢车或部分功率变为军用功率的瞬变状态,速度,温度和空气流量有很大的增高,正好是下降功率瞬变的颠倒。这种程序是战斗机发动机的特点,代表内置发动机性能曲线中的典型偏移。

同属已知的是为战斗机型飞机设计的发动机部件使用寿命比为商用或民用型飞机设计的发动机的类似部件短。显然,军用发动机比非军用发动机更显示出剧烈的推力瞬变和瞬变的迅速。

本人发现除采用过去已知的上述程序外,再加一个特殊的程序,仅在预定的瞬变条件下使用,提供下列优点,便可对动力装置改进:

1)延长生命周期疲劳(LCF)寿命,

2)改进发动机的稳定性/战斗适用性,

3)改进性能

4)减短发动机推力瞬变时间。

在预分析研究中测定,按本发明改变动力装置的程序,有可能将高低转子的断裂力学寿命分别提高1.4倍和2.7倍。这种预测是基于藉评价发动机的表面流动断裂力学寿命对慢车时高转子速度的评估。

本发明的目的是为一种以涡轮型动力装置作动力的战斗机,提出仅在机动飞行,瞬变推力条件下使用的辅助程序,在减少或增加供给发动机燃料的同时,将排气喷管的截面很大程度开放或关闭,降低或增高推力,在部分功率或慢车功率条件下,可获得比仅用主程序更高的转子速度,燃烧器及涡轮温度和发动机空气流量。

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