[发明专利]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

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。