涡轮机(1)，包括定位在上游端并被固定以与低压轴(20)一起旋转的锥体(40)，所述锥体(40)的除冰系统，所述除冰系统包括定位在锥体(40)中的电阻加热元件(52)、能量传输系统(54)、耦合到高压轴(20)并通过开关组(58)连接到能量传输系统(54)的电源(56)，以及计算机(60)，所述计算机(60)被构造成根据环境压力和温度数据以及低压轴(20)的运行状态来限定对锥体(40)除冰的功率设定点，并且作为由电源(56)供给的电功率的函数，并且限定用于该开关组(58)切换的占空比，从而将电功率输送到电阻加热元件(52)。加热元件(52)。加热元件(52)。
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】包括上游锥体的除冰系统的涡轮机，以及相关方法
[0001]本专利技术涉及涡轮机的领域，更准确地说，是涉及涡轮机锥体的除冰系统，以及相关方法。
现有技术
[0002]飞行器上采用的涡轮机通常具有在涡轮机的进气口处定位在上游端的锥体。
[0003]然而，在结冰条件下的飞行过程中，在该锥体上存在积冰的风险。这种积冰具有双重问题。事实上，积冰过多会不必要地改变前锥体的质量和气动特性。此外，如果锥体上积聚的大量冰突然释放，由此释放的冰可能会被涡轮机吸收，这可能会损坏涡轮机。
[0004]一种已知的解决方案包括在涡轮机中抽取热气流，并在锥体的内腔中形成该热气流的循环。然而，很容易理解的是，在涡轮机中进行热空气将影响其效率，并导致燃油消耗增加，这非常不利。此外，具有高相对转速的部件之间的气流传递会导致在这些部件之间提供密封的问题。
[0005]一种已知的替代解决方案包括使用电气防冰系统，其包括定位在涡轮机锥体内壁上并由电源供电的加热元件。然而，该替代解决方案存在几个问题。对于旋转的前锥体，对耗散热功率的需求取决于空气到达锥体的速度，所述速度与低压轴的速度有关。该需求取决于由最小值和最大值限制的范围。事实上，耗散功率必须足以确保前锥体的合适防冰水平。然而，耗散功率必须不得导致温度超过前锥体材料所允许的最大温度，以避免这些材料的机械特性的损失。防冰系统使用的机械功率优选地直接在发动机上提取，以确保系统相对于飞机电气网络的自主性。该电源由发电机供给，所述发电机通过直接输出或通过齿轮箱机械地链接到涡轮喷气发动机的轴。关于涡轮喷气发动机的现有技术包括从连接到高压轴的单个齿轮箱提取能量。因此，对耗散热功率的需求取决于涡轮喷气发动机低压轴的速度，而可用电功率取决于涡轮喷气发动机高压轴的速度。然而，低压轴和高压轴的速度为独立地取决于飞行阶段、环境、涡轮喷气发动机的磨损及瞬态条件的不同速度。
[0006]因此，一种问题是加热元件的控制模式的可行性，其允许确保前锥体的合适防冰水平，并遵守锥体材料的最高允许温度，不管高压轴和低压轴在涡轮喷气发动机的所有工作点上的速度偏移如何。
[0007]因此，本专利技术寻求至少部分地响应这些问题。
技术实现思路
[0008]为此，本专利技术涉及一种涡轮机，其包括定子，每个都相对于定子旋转的高压轴、低压轴，以及沿气流方向定位在涡轮机的上游端并旋转地固定到低压轴的锥体，所述涡轮机包括所述锥体的除冰系统，所述系统包括定位在所述锥体的内壁上的多个电阻加热元件、在所述电阻加热元件和涡轮机定子之间的能量传输系统，所述锥体可相对于定子旋转，连接到高压轴并通过开关组连接到能量传输系统的电源，计算机，所述计算机被构造成根据环境温度和压力数据以及低压轴的运行速度来限定对锥体除冰的功率设定点，并且根据电
源供给的电功率来限定该开关组的占空比，从而向电阻加热元件输送电功率。
[0009]根据一个示例，所述计算机被构造成根据涡轮机高压轴的运行速度来确定由电源供给的电功率。
[0010]根据一个示例，涡轮机还包括定位在开关组和能量传输系统之间的功率传感器，其适于向计算机提供关于被输送到能量传输系统的功率的信息。
[0011]然后，涡轮机通常包括估计器和诊断单元，所述估计器被构造成根据高压轴的运行速度和由计算机确定的占空比来确定电阻加热元件耗散的理论功率，所述诊断单元被构造成比较由计算机确定的理论耗散功率和由功率传感器测量的输送到能量传输系统的功率，并且如果由计算机确定的理论耗散功率与由功率传感器测量的输送到能量传输系统的功率之间的偏差大于或等于阈值，则向用户输送错误信号。
[0012]根据一个示例，能量传输系统是旋转变压器，其包括旋转地固定到锥体的移动组件，以及固定到定子的固定组件。
[0013]根据一个示例，所述一个电源是连接到高压轴的永磁交流发电机。
[0014]本专利技术还涉及一种飞行器，其包括先前限定的涡轮机。
[0015]本专利技术还涉及一种涡轮机的上游锥体的除冰方法，其中根据锥体的环境温度和压力条件以及锥体的转速(其对应于涡轮机低压轴的速度，所述锥体固定到低压轴)限定了所需的除冰功率设定点，根据由连接到涡轮机高压轴的电源供给的电功率限定了开关组的占空比，通过占空比控制所述开关组，从而经由在所述电阻加热元件和涡轮机定子之间的能量传输系统将电功率输送到定位在锥体中的电阻加热元件。
[0016]根据一个示例，根据涡轮机高压轴的转速确定由电源供给的电功率。
[0017]根据一个示例，通过一种提供关于输送到能量传输系统的功率信息的功率传感器确定由电源供给的电功率。
[0018]附图简要说明
[0019]在阅读经由非限制性示例给出的本专利技术不同实施例的以下进行的详细说明书后，将更好地理解本专利技术及其优点。该说明书参考附图页，其中：
[0020]图1示出了根据本专利技术一个方面的涡轮机的示意图。
[0021]图2是图1的涡轮机的上游区域的详细视图。
[0022]图3是根据本专利技术一个方面的系统操作的示意图。
[0023]图4是根据本专利技术一种变型的系统操作的示意图。
[0024]在所有附图中，共同原件均标注有相同的附图标记。
具体实施方式
[0025]图1和2示意性地显示根据本专利技术一个方面的涡轮机。这些附图中所示的是涡轮机1的一部分的剖面图。所示的涡轮机1包括沿主轴Z
‑
Z延伸的低压轴10，所述主轴限定涡轮机的纵向方向并将低压压缩机12连接到低压涡轮14，沿纵向方向延伸并将高压压缩机22连接到高压涡轮24的高压轴20，定位在高压压缩机22和高压涡轮24之间的燃烧室4。
[0026]低压轴10链接到风扇16，并且具有沿气流方向定位在其上游端的锥体40。如前文所表示的，本专利技术旨在提出一种防止在该锥体40形成冰的系统和方法。
[0027]该涡轮机还包括一在此示意性显示的附件齿轮箱7。需要注意的是，附件齿轮箱7
的定位也可以变化，并且在图1中是任意的。这些不同组件的操作众所周知，这里不再详细地描述。此外，需要注意的是，涡轮机部件的命名“高压”和“低压”通常由本领域技术人员所认可，并且不指定绝对压力值而是相对压力值，低压部件内的流体压力小于类似高压部件内的流体压力。
[0028]低压轴10和高压轴20相对于机壳30沿主轴Z
‑
Z旋转地安装，所述机壳30通常表示限定涡轮机1外壳的诸多元件，并且涡轮机1经由所述元件固定到飞行器，机壳30因此相对于飞行器固定，与沿主轴Z
‑
Z旋转地安装的高压轴20和低压轴10不同。固定在这里是指在在定子意义上固定的元件，适于固定的元件也会受到导致变形的力和应力。
[0029]如图所示的涡轮机1设置有对其锥体40除冰的系统50，如附图中示意性显示的那样。
[0030]如图所示的除冰系统50包括定位在锥体40中的多个电阻加热元件52、在电阻加热元件52和涡轮机1的定子之间的能量传输系统54，本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.一种涡轮机(1)，包括定子、高压轴(20)、低压轴(10)，所述高压轴(20)和低压轴(10)均可相对于所述定子旋转，以及锥体(40)，所述锥体(40)沿气流方向位于所述涡轮机(1)的上游端，并旋转地固定到所述低压轴(20)上，所述涡轮机(1)包括所述锥体(40)的除冰系统，该系统包括：
‑
位于所述锥体(40)的内壁上的电阻加热元件(52)，
‑
在所述电阻加热元件(52)与所述涡轮机(1)的定子之间的能量传输系统(54)，所述锥体(40)可相对于所述定子旋转，
‑
与所述高压轴(20)相连，并通过一组开关(58)连接到所述能量传输系统(54)的电源(56)，
‑
计算机(60)，所述计算机(60)设置为：
‑
根据环境温度和压力数据以及所述低压轴(20)的运行速度来限定对所述锥体(40)除冰的功率设定点，并且
‑
根据电源(56)供给的电功率来限定该组开关(58)的占空比，从而向所述电阻加热元件(52)输送电功率。2.根据权利要求1所述的涡轮机(1)，其中，所述计算机(60)设置为根据所述涡轮机的高压轴(N2)的运行速度来确定由所述电源(56)供给的电功率。3.根据权利要求1所述的涡轮机(1)，还包括位于该组开关(58)与所述能量传输系统(54)之间的功率传感器(62)，所述功率传感器适于向所述计算机(60)提供关于被输送到所述能量传输系统(54)的功率的信息。4.根据权利要求3所述的涡轮机(1)，还包括估计器和诊断单元，所述估计器设置为根据所述高压轴(N2)的运行速度和由所述计算机(60)确定的占空比来确定由所述电阻加热元件(52)耗散的理论功率，...
【专利技术属性】
技术研发人员：雅克，
申请(专利权)人：赛峰航空器发动机，
类型：发明
国别省市：
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