本发明专利技术涉及用于从燃气涡轮发动机抽取电功率的方法和装置，更具体地涉及用于通过从燃气涡轮发动机的高压和低压轴(26，28)两者抽取功率来为飞行器提供功率的方法和装置。DC功率(48)可利用高压轴(26)生成，并且AC功率(56)可利用低压轴(28)生成。
【技术实现步骤摘要】
用于从燃气涡轮发动机抽取电功率的方法和装置
技术介绍
还熟知为燃烧涡轮发动机的燃气涡轮发动机为旋转式发动机，其从经过发动机到 多个涡轮叶片上的燃烧气体流抽取能量。燃气涡轮发动机已用于陆地上和海上的移动和功 率生成，但是最普遍地为用于航空的应用，诸如用于飞机和直升机。在飞机中，燃气涡轮发 动机用于飞行器的推进。燃气涡轮发动机还通常为许多不同的附件提供功率，该附件诸如发电机、起动器/ 发电机，永磁交流发电机(PMA)、燃料泵和液压泵，举例来说，用于不同于推进的在飞行器上 需要的功能的设备。例如，当前的飞行器需要电功率用于航空电子设备和马达。与燃气涡 轮发动机联接的发电机将使发动机的机械功率转换成功率附件所需要的电能。燃气涡轮发动机可具有两个或更多个轴(spool)，包括低压(LP)轴，其提供整个 推进系统推力的重要部分；和高压(HP)轴，其驱动一个或多个压缩机并且通过在后部方向 上引导排气产物而产生额外的推力。三轴燃气涡轮发动机包括第三、中压(IP)轴。已知将AC发电机与燃气涡轮发动机的HP轴联接，以产生以交流(AC功率)形式 的电功率。还已经作出努力，以除HP轴之外从LP轴抽取AC功率。2010年12月29提交的美 国专利申请No. 12/981，044公开如下系统，即在该系统中可变频率AC功率从HP轴汲取并 且恒定频率AC功率从LP轴汲取。已知对从燃气涡轮发动机生成的AC功率进行整流，以产 生由在飞行器中的附件所利用的DC功率。
技术实现思路
在一个实施例中，燃气涡轮包括高压(HP)轴、低压(LP)轴、AC发电机、具有机械 地联接到LP轴的输入和机械地联接到AC发电机的输出的LP驱动器组件、DC发电机、和具 有机械地联接到HP轴的输入和机械地联接到DC发电机的输出的HP驱动器组件。在另一实施例中，用于为飞行器系统提供功率的方法包括从燃气涡轮发动机的 低压(LP)轴抽取AC功率，从燃气涡轮发动机的高压(HP)轴抽取DC功率，将由AC发电机 抽取的AC功率供应到负载，并且将由DC发电机抽取的DC功率供应到负载。附图说明在附图中图1为根据本专利技术的一个实施例的用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性截面图；图2为用于图1的燃气涡轮发动机的电功率系统架构的示意性方块图；图3为在图2中示出的电功率系统架构的双线圈发电机的第一线圈的示意性示图；和 图4为在图2中示出的电功率系统架构的双线圈发电机的第二线圈的示意性示图。部件列表10燃气涡轮发动机12风扇区段14风扇16LPC18HPC20燃烧区段22HPT24LPT26HP轴28LP轴30HPT转子32叶片34叶片平台36叶片尖40电功率系统架构42DC起动器-发电;44AC发电机46附件齿轮箱48DC功率输出(HP)50恒定速度驱动器52第一线圈(AC)54第二线圈(DC)56AC功率输出(LP)58发电机控制单元60DC功率输出(LP)62整流桥64AC总线66AC负载70DC总线72DC负载。具体实施方式在此公开的本主题涉及从飞行器发动机的功率抽取，并且更具体地涉及使电功率 能够从多轴涡轮发动机产生的电功率系统架构。但是，还设想在此公开的本主题大致应用 于在非飞行器应用中的电功率系统架构，诸如工业、商业和居住的应用。图1为根据本专利技术的一个实施例的用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性截 面图。以下游串行流关系，发动机10包括包括风扇14的风扇区段12、增压机或低压(LP) 压缩机16、高压(HP)压缩机18、燃烧区段20、HP涡轮22和LP涡轮24。HP轴杆或轴26将 HP涡轮22驱动地连接到HP压缩机18，并且LP轴杆或轴28将LP涡轮24驱动地连接到LP 压缩机16和风扇14。HP涡轮22包括HP涡轮转子30，其具有安装在转子30外围处的涡轮 叶片32。叶片32从叶片平台34径向向外延伸到径向外部叶片尖端36。图2为用于图1的燃气涡轮发动机10的电功率系统架构40的示意性方块图。尽 管系统架构40在此描述为被在图1中示出的燃气涡轮发动机10所使用，但是系统架构40 也应用于其它发动机。在此示出的系统架构40利用由两个轴(HP轴26和LP轴28)提供 的机械功率。但是，系统架构40还可在具有多于两个轴的发动机上执行，诸如除HP和LP 轴之外具有中压(IP)轴的3轴发动机。对于具有多个发动机的飞行器，在图1中示出的系 统架构40可应用到各发动机。在示出的实施例中，系统架构40包括在此示出为起动器-发电机42的DC发电 机42，其构造成从由HP轴26供应的机械功率产生直流(DC)功率；和AC发电机(或交流 发电机)44，其构造成从由LP轴28供应的机械功率产生交流(AC)功率。HP轴26可通过HP驱动器组件与DC起动器-发电机42可操作地联接，该HP驱动 器组件具有机械地联接到HP轴26的输入和机械地联接到DC起动器-发电机42的输出。 HP驱动器组件的一个实施例为附件齿轮箱46，其中DC起动器-发电机42安装并且联接到 附件齿轮箱46。在附件齿轮箱46内，功率还可传递到其它发动机附件。DC起动器-发电 机42将由HP轴26供应的机械功率转换成电功率并且产生DC功率输出48。DC起动器-发 电机42还提供起动功能到飞行器的发动机。可选地，在系统架构40的HP侧上的DC发电 机42可包括不提供起动功能到飞行器的发动机的发电机。在这种情况下，可提供连接到附 件齿轮箱46的分开的起动器马达，以对飞行器执行起动功能。此外，系统架构40可包括从 HP轴26汲取机械功率以产生DC功率的多个发电机，以便提供冗余措施。LP轴28可通过LP驱动器组件与AC发电机44可操作地联接，该LP驱动器组件具 有机械地联接到LP轴28的输入和机械地联接到AC发电机44的输出。LP驱动器组件的 一个实施例为恒定速度驱动器(CSD) 50，其将从LP轴28输入的可变速度转换成恒定速度。 CSD50可机械地联接到AC发电机44并且以恒定速度驱动AC发电机44。AC发电机44可构 造成从由LP轴28供应的机械功率产生交流(AC)功率，并且可为无电刷AC发电机。尽管 在此示出的实施例描述为利用在系统架构40的LP侧上的一个AC发电机44，但是本专利技术的 另一实施例可利用从LP轴28汲取机械功率以产生AC功率的多个AC发电机，以便提供冗 余措施。此外，尽管分开的AC发电机44和CSD50在此讨论，但是将CSD50和发电机44组 合到共同单元的集成驱动器发电机可以可选地利用。AC发电机44可具有主定子，其具有双线圈52、54，其中各线圈构造成提供不同的 输出。第一线圈52构造成提供恒定频率AC功率输出56用于驱动马达负载而不需要马达 控制器。AC发电机44具有发电机控制单元58，其构造成调整恒定频率AC功率输出56的 电压。例如，一些共同的航空电子设备利用26V、28V或115V AC。图3为在图2中示出的 AC发电机44的第一线圈52的示意性示图。第二线圈54可构造成将由AC发电机44产生的AC功率的一部分转换成DC功率 输出60。图4为在图2中示出的AC发电机44的第二线圈54的示意性示图。第二线圈54 可与相位角控制的整流桥62联接用于产生处于期望电压的DC功率输出60。例如，在其它 可能输出中，整流桥本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种燃气涡轮发动机(10)，其包括：高压(HP)轴(26)；低压(LP)轴(28)；AC发电机(44)；LP驱动器组件(50)，其具有机械地联接到所述LP轴(28)的输入和机械地联接到所述AC发电机(44)的输出；DC发电机(42)；和HP驱动器组件(46)，其具有机械地联接到所述HP轴(26)的输入和机械地联接到所述DC发电机(42)的输出。
【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：DN塔內贾，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：
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