[发明专利]用于气体涡轮引擎的控制系统

说明书

本公开题为“用于气体涡轮引擎的控制系统”。本公开涉及一种用于气体涡轮引擎(10)的控制系统，该气体涡轮引擎包括引擎核心(11)，该引擎核心(11)包括燃烧设备(16)、涡轮(19)、压缩机(14)和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴(26)。该控制系统包括用于控制气体进入该引擎核心(11)的角度的至少一个可变定子叶片，并且在该引擎核心(11)内设置有旁路通道(31)用于引导气体流绕过该燃烧设备(16)。

背景技术

本公开涉及引擎的热力循环的优化。

常规的气体涡轮引擎被设计成在由于引擎环境条件和飞行速度的变化而产生的宽泛条件下工作，因此需要满足飞行周期期间所需的各种动力需求。气体涡轮引擎还需要被设计成适应部件劣化的影响，以确保该气体涡轮引擎在其整个使用寿命内提供最小的保证推力。

因此，常规的气体涡轮引擎被设计成满足经常冲突的大量要求，从而导致对设计的折衷。

例如，在达到峰值温度的最恶劣条件下，引擎的实际尺寸必须满足高动力需求，同时确保在部件的温度能力范围内的安全操作。然而，引擎将主要在低得多的动力需求和不太恶劣的条件下工作，为此引擎的尺寸将会过大，从而会损害诸如循环效率和引擎重量的属性。

在仍然满足高动力需求的同时提高循环效率的一种已知方法是采用可变循环引擎。这些引擎中的大多数是在用于军事应用的航空衍生气体涡轮机的背景下开发的，这些引擎试图解决由于军事引擎需要满足的极端操作条件而导致的冲突要求。这些引擎背后的主要理念依赖于将高涡轮温度涡轮喷气的属性(即，高干比推力和低最大功率比燃料消耗)与涡轮风扇引擎的属性(即，低部件功率比燃料消耗)相结合。一些已知的可变循环引擎使用可变压缩机几何形状来影响引擎循环，而其他一些使用可变涡轮叶片来影响涡轮流动容量以改变引擎循环。

其他已知的可变循环引擎通过控制进入核心和旁路的气流在用于最大功率的高推力模式和用于最佳燃料节省的高效模式之间交替。这是通过使用可调节的风扇和可控的空气管道来实现的，这些可控制的空气管道可控制进入核心中的空气量与进入旁路的空气量。

然而，在用于民用大型引擎(CLE)应用的航空气体涡轮中使用可变循环引擎是受限的，这主要是因为在应用这些方法时对引擎的影响。引擎长度、重量和复杂性的增加以及与此类引擎的开发和生产相关联的成本的增加通常超过所提供的任何优点。

此外，常规气体涡轮引擎必须进行过度设计，以适应部件劣化而导致引擎的核心温度和轴速度增加的影响。

确保在部件的温度能力内安全操作的一种已知方法是采用具有可变定子叶片的增压压缩机。已知这会在高动力需求期间降低核心涡轮温度，但也已知这对压缩机递送温度(T30)和高压(HP)轴速度具有不利影响。

提出了一种引擎布置结构和/或控制克服或减轻前述问题中的一个或多个的引擎布置结构的方法。

发明内容

根据第一方面，提供了一种用于气体涡轮引擎的控制系统，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括燃烧设备、涡轮、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；该控制系统，该控制系统包括用于控制气体进入引擎核心的角度的至少一个可变定子叶片；以及设置在引擎核心内的旁路通道，用于引导气体流绕过该燃烧设备。

该涡轮可以是第一涡轮，该压缩机可以是第一压缩机，并且该芯轴可以是第一芯轴。该引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。该第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。

旁路通道可将来自第二压缩机的气体流引导至第二涡轮。

第二涡轮可包括至少一个喷嘴导向叶片，并且该旁路通道可在该至少一个喷嘴导向叶片的下游重新引入气体流。