BRPI1105203A2 - sistema de motor de turbina a gÁs, mÉtodo para operar um sistema de aeronave e sistema de aeronave - Google Patents

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Abstract

SISTEMA DE MOTOR DE TURBINA A GÁS, MÉTODO PARA OPERAR UM SISTEMA DE AERONAVE E SISTEMA DE AERONAVE. Trata-se de um método e sistema que operam um sistema de aeronave. O sistema de motor de turbina a gás inclui um eixo de baixa pressão (LP), um eixo de alta pressão (HP), um conjunto de acionamento mecânico de velocidade constante que tem uma entrada e uma saída, sendo que a entrada é mecanicamente acoplada ao eixo de LP, a saída é mecanicamente acoplada a um gerador elétrico de frequência constante (CF), eum conjunto de caixa de engrenagens acessória tem uma entrada é mecanicamente acoplada ao eixo de HP, a saída é mecanicamente acoplada a um gerador elétrico de frequência variável (VF).

Description

"SISTEMA DE MOTOR DE TURBINA A GÁS, MÉTODO PARA OPERAR UM SISTEMA DE AERONAVE E SISTEMA DE AERONAVE" ANTECEDENTES DA INVENÇÃO
O campo da invenção refere-se de forma geral a sistemas de geração e distribuição de potência elétrica de aeronave e, mais especificamente, a um método e sistema para reduzir um potencial de um estol de turbina de alta pressão.
Ao menos algumas aeronaves conhecidas são acionadas por dois ou mais motores do tipo turbofan de alta taxa de desvio. Esses motores incluem um ventilador acionado por uma bobina de baixa pressão que fornece uma fração significativa do impulso geral do sistema de propulsão. Uma bobina de alta pressão aciona um ou mais compressores, e produz impulso adicional para direcionar produtos de exaustão em uma direção de popa.
Além de fornecer um impulso para propelir a aeronave, e fornecer potência para os sistemas hidráulico e pneumático da aeronave, os motores fornecem potência elétrica para vários componentes da aeronave, incluindo o sistema de controle ambiental, computadores da aeronave, bombas de motor hidráulico e/ou outros motores e dispositivos elétricos. Uma abordagem para obter potência elétrica dos motores da aeronave é converter parte da potência mecânica rotacional do motor em potência elétrica.
As aeronaves mais novas têm motores menores com mais limitações na extração de potência da bobina de alta pressão para evitar estóis. Além disso, as aeronaves mais novas são projetadas com mais cargas elétricas. Em certas circunstâncias, tais como, mas não limitadas a, durante a condição descendente, a potência suficiente da bobina de alta pressão pode não estar disponível para dar suporte às cargas elétricas sem estolagem do compressor. Uma vez que o fato de que o problema de estol do motor é um problema relativamente novo, houve tentativas limitadas de resolvê-lo. BREVE DESCRIÇÃO DA INVENÇÃO
Em uma realização, um sistema de motor de turbina a gás inclui um eixo de baixa pressão (LP)1 um eixo de alta pressão (HP)1 sendo que um conjunto de acionamento mecânico de velocidade constante tem uma entrada e uma saída, a entrada é mecanicamente acoplada ao eixo de LP1 a saída é mecanicamente acoplada a um gerador elétrico de freqüência constante (CF), e sendo que um conjunto de caixa de engrenagem acessória tem uma entrada e uma saída, a entrada é mecanicamente acoplada ao eixo de HP, a saída é mecanicamente acoplada a um gerador elétrico de freqüência variável (VF). Em outra realização, um método para operar um sistema de
aeronave inclui acionar a partida de um motor do tipo turbofan acionando um primeiro eixo com um acionador de partida/gerador, sendo que o primeiro eixo é conectado entre um compressor e uma primeira turbina do motor, fornecer energia elétrica de freqüência variável (VF) a um barramento elétrico de VF com uso do acionador de partida/gerador, fornecer energia elétrica de freqüência constante (CF) a um barramento elétrico de CF com uso de um gerador acoplado a um segundo eixo conectado entre um ventilador e uma segunda turbina do motor, e distribuir a energia elétrica de freqüência variável (VF) para componentes da aeronave a partir do barramento elétrico de VF e a energia elétrica de freqüência constante (CF) para outros componentes da aeronave a partir do barramento elétrico de CF.
Já em outra realização, um sistema de aeronave inclui um motor de turbina a gás que inclui: um compressor acoplado a uma primeira turbina através de um eixo de alta pressão (HP) que se estende entre o compressor e a primeira turbina, um gerador elétrico de freqüência variável (VF), um conjunto de caixa de engrenagens acessório que tem uma entrada e uma saída, sendo que a entrada é mecanicamente acoplada ao eixo de HP, a saída é mecanicamente acoplada ao gerador elétrico de freqüência variável (VF), um ventilador é acoplado a uma segunda turbina através de um eixo de baixa pressão (LP) que se estende entre o ventilador e a segunda turbina e é coaxial em relação ao eixo de alta pressão, um gerador elétrico de freqüência constante (CF), um conjunto de acionamento mecânico de velocidade constante que tem uma entrada e uma saída, sendo que a entrada é mecanicamente acoplada ao eixo de LP1 e a saída é mecanicamente acoplada ao gerador elétrico de freqüência constante (CF). O sistema de aeronave também inclui um barramento de VF eletricamente acoplado ao dito gerador elétrico de VF, sendo que o dito barramento de VF é configurado para fornecer potência a uma parte das cargas elétricas do sistema de aeronave, e um barramento de CF eletricamente acoplado ao dito gerador elétrico de CF, sendo que o dito barramento de CF é configurado para fornecer potência a uma parte remanescente das cargas elétricas do sistema de aeronave.
BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS
As Figuras 1 e 2 mostram realizações exemplificativas do método
e sistema descritos na presente.
A Figura 1 é um diagrama em seção transversal esquemático de um motor de turbina a gás de aeronave de acordo com uma realização exemplificativa da presente invenção; e A Figura 2 é um diagrama em bloco esquemático de uma
arquitetura de sistema elétrico de acordo com uma realização exemplificativa da presente invenção.
DESCRIÇÃO DETALHADA DA INVENÇÃO
A seguinte apresentação detalhada ilustra as realizações da invenção a título de exemplo e não a título de limitação. A apresentação habilita claramente um elemento versado na técnica a produzir e usar a apresentação, descreve diversas apresentações, adaptações, variações, alternativas e usos da apresentação, incluindo o que se acredita atualmente ser o melhor modo de realizar a apresentação. A apresentação é descrita conforme aplicada a uma realização exemplificativa, ou seja, sistemas e métodos para fornecer potência a uma aeronave. No entanto, é contemplado que esta apresentação tem aplicação geral em arquiteturas de sistemas elétricos em aplicações industriais, comerciais e residenciais.
Conforme usado na presente invenção, um elemento ou etapa citado no singular e precedido pela palavra "um" ou "uma" deve ser entendido como não excludente de elementos ou etapas no plural, a não ser que tal exclusão seja explicitamente citada. Além disso, a referência a "uma realização" da presente invenção não pretende ser interpretada como excludente da existência de realizações adicionais que também incorporam os recursos citados.
As realizações da presente invenção fornecem uma nova arquitetura de sistema elétrico para aeronave que inclui potência AC de Freqüência Constante (CF) obtida a partir da bobina de Baixa Pressão (LP) do motor de turbina através de um gerador AC de Freqüência Constante (CF) por Acionamento Mecânico de Velocidade Constante pela baixa de engrenagens, e a potência AC de Freqüência Variável (VF) obtida através da bobina de Alta Pressão (HP) do motor de turbina que aciona o Gerador de VF de caixa de engrenagens acessória. As cargas elétricas que requerem potência de CF são abastecidas pelo gerador de CF acionado pela bobina de LP, ao passo que as cargas elétricas que podem tolerar potência de VF são abastecidas através do gerador de VF acionado pela bobina de HP. Esta arquitetura, sendo assim, não requer qualquer equipamento de conversão baseado em eletrônica de potência e resolve a questão de operabilidade/estol da turbina potencial maximizando a potência extraída através da bobina de LP da turbina e minimizando a extração de potência da bobina de HP da turbina sob o modo descendente da aeronave em que a margem de estol do motor é reduzida. Além disso, o gerador acionado pela bobina de HP pode ser também configurado para ser um Acionador de partida-Gerador, para iniciar o motor turbina.
A Figura 1 é um diagrama em seção transversal esquemático de uma realização exemplificativa de um motor de turbina a gás da aeronave 10 que tem um eixo geométrico de motor 8, tal como um motor de série GE CFM56. O motor 10 inclui, em relação de fluxo de série a jusante, uma seção de ventilador 13 que inclui um ventilador 14, um amplificador ou compressor de baixa pressão (LPC) 16, um compressor de alta pressão (HPC) 18, uma seção de combustão 20, uma turbina de alta pressão (HPT) 22 e uma turbina de baixa pressão (LPT) 24. Um eixo de alta pressão 26 conecta de forma acionável o HPT 22 à HPC 18 e um eixo de baixa pressão 28 conecta de forma acionável o LPT 24 ao LPC 16 e ao ventilador 14. A HPT 22 inclui um rotor de HPT 30 que tem lâminas de turbina 34 montadas em uma periferia do rotor 30. As lâminas 34 se estendem radialmente para fora a partir das plataformas de lâmina 39 até as pontas de lâmina radialmente externas.
A Figura 2 é um diagrama em bloco esquemático de uma arquitetura de sistema elétrico 200 de acordo com uma realização exemplificativa da presente invenção. Na realização exemplificativa, a arquitetura de sistema elétrico 200 inclui um barramento elétrico de freqüência variável 202 configurado para oferecer potência elétrica a uma pluralidade de cargas 204 que podem tolerar um suprimento que tem uma freqüência variável durante a operação. A arquitetura de sistema elétrico 200 também inclui um barramento elétrico de freqüência constante 206 configurado para oferecer potência elétrica a uma pluralidade de cargas 208 que usam potência elétrica que tem uma freqüência constante durante a operação. O barramento elétrico de freqüência constante 206 é também configurado para oferecer potência elétrica a uma ou mais cargas 210 que podem tolerar um suprimento que tem uma freqüência variável durante a operação. A potência elétrica é fornecida ao barramento elétrico de freqüência variável 202 de um gerador elétrico de freqüência variável 212. Em várias realizações, o gerador elétrico de freqüência variável 212 compreende um acionador de partida/gerador configurado para oferecer um torque rotacional ao eixo de alta pressão 26 durante um processo de partida. A potência elétrica é oferecida ao barramento elétrico de freqüência constante 206 de um gerador elétrico de freqüência constante 214. O gerador elétrico de freqüência variável 212 é acionado pelo eixo de alta pressão 26 através de uma caixa de engrenagens acessória 216 mecanicamente acoplada entre o eixo de alta pressão 26 e o gerador elétrico de freqüência variável 212. O gerador elétrico de freqüência constante 214 é acionado pelo eixo de baixa pressão 28 através de um conjunto de acionamento mecânico de velocidade constante 218 mecanicamente acoplado entre o eixo de baixa pressão 28 e o gerador elétrico de freqüência constante 214. Na realização exemplificativa, nenhum condicionamento adicional
das potências de VF e CF é necessário, por exemplo, as potências de VF e CF são usadas como tais sem a necessidade de equipamento de conversão de potência. As cargas que requerem potência de CF para sua operação apropriada são alimentadas a partir do gerador elétrico de freqüência constante 214 acionado pelo eixo de baixa pressão 28, ao passo que o remanescente das cargas forneceu potência pelo gerador elétrico de freqüência variável 212.
Mantendo-se uma certa carga mínima no gerador elétrico de freqüência constante 214 acionado pelo eixo de baixa pressão 28 e minimizando a extração de potência do eixo de alta pressão 26 que aciona o gerador elétrico de freqüência variável 212, um estol potencial da turbina durante um modo descendente da aeronave quando o motor opera em e ou próximo à marcha lenta para minimizar o impulso.
As vantagens técnicas das realizações da presente invenção incluem impedir que o uso de equipamento de conversão de potência seja evitado para o gerador elétrico de freqüência variável 212 acionado pelo eixo de alta pressão 26 uma vez que a potência de CF necessária para certas cargas é obtida a partir do gerador elétrico de freqüência constante 214 acionado pelo eixo de baixa pressão 28 e eliminar o estol de turbina potencial sob certas condições de operação, por exemplo, durante o modo descendente da aeronave deslocando a carga do eixo de alta pressão 26 para o eixo de baixa pressão 28. As realizações da presente invenção também fornecem uma arquitetura de sistema elétrico de baixo custo que tem uma eficiência mais alta. As realizações descritas acima são de um método e sistema para
obter potência de CF a partir da bobina de LP da turbina por um gerador de velocidade de acionamento/constante, ao passo que a potência de VF é obtida a partir de um gerador acionado pela bobina de HP que fornece um meio de custo compensador e confiável para eliminar o equipamento de conversão de potência para potência de CF e eliminar a estolagem da bonina de HP extraindo a potência da bobina de LP. Como resultado, o método e sistema descritos na presente invenção facilitam as operações da aeronave de maneira confiável e com boa relação custo-benefício.
Esta descrição escrita usa exemplos para revelar a invenção, incluindo o melhor modo, e ainda, para habilitar qualquer elemento versado na técnica a praticar a invenção, incluindo produzir e usar quaisquer dispositivos ou sistemas, e realizar quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da invenção é definido pelas reivindicações, e pode incluir outros exemplos que ocorram àqueles versado na técnica. Tais outros exemplos pretendem estar dentro do escopo das reivindicações, desde que tenham elementos estruturais que não sejam diferentes da linguagem literal das reivindicações, ou que incluam elementos estruturais equivalentes com diferenças não substanciais em relação às linguagens literais das reivindicações.

Claims (20)

1. SISTEMA DE MOTOR DE TURBINA A GÁS, que compreende: um eixo de baixa pressão (LP); um eixo de alta pressão (HP); um conjunto de acionamento mecânico de velocidade constante que tem uma entrada e uma saída, sendo que a entrada é mecanicamente acoplada ao eixo de LP, a saída é mecanicamente acoplada a um gerador elétrico de freqüência constante (CF); e um conjunto de caixa de engrenagens acessória que tem uma entrada e uma saída, sendo que a entrada é mecanicamente acoplada ao eixo de HP, a saída é mecanicamente acoplada a um gerador elétrico de freqüência variável (VF).
2. SISTEMA DE MOTOR DE TURBINA A GÁS, de acordo com a reivindicação 1, em que o dito gerador elétrico de CF é eletricamente acoplado ao barramento elétrico de CF.
3. SISTEMA DE MOTOR DE TURBINA A GÁS, de acordo com a reivindicação 1, em que o dito gerador elétrico de VF é eletricamente acoplado ao dito barramento elétrico de VF.
4. SISTEMA DE MOTOR DE TURBINA A GÁS, de acordo com a reivindicação 1, em que o dito gerador elétrico de VF compreende um acionador de partida/gerador configurado para girar o dito eixo de HP durante um processo de partida do motor e para gerar potência elétrica a partir do eixo de HP durante a operação após a partida.
5. SISTEMA DE MOTOR DE TURBINA A GÁS, de acordo com a reivindicação 1, em que potência elétrica de CF é fornecida ao barramento elétrico de CF diretamente a partir do dito gerador de CF.
6. SISTEMA DE MOTOR DE TURBINA A GÁS, de acordo com a reivindicação 1, em que o dito barramento elétrico de CF e o dito barramento elétrico de VF são mantidos eletricamente isolados.
7. SISTEMA DE MOTOR DE TURBINA A GÁS, de acordo com a reivindicação 1, em que uma velocidade rotacional da dita entrada do dito conjunto de acionamento mecânico de velocidade constante varia com uma velocidade rotacional do dito eixo de LP e uma velocidade rotacional da dita saída do dito conjunto de acionamento mecânico de velocidade constante é substancialmente constante.
8. MÉTODO PARA OPERAR UM SISTEMA DE AERONAVE, sendo que dito método compreende: acionar a partida de um motor do tipo turbofan por meio do acionamento de um primeiro eixo com um acionador de partida/gerador, sendo que o primeiro eixo é conectado entre um compressor e uma primeira turbina do motor; fornecer energia elétrica de freqüência variável (VF) a um barramento elétrico de VF com o uso do acionador de partida/gerador; fornecer energia elétrica de freqüência constante (CF) a um barramento elétrico de CF com o uso de um gerador acoplado a um segundo eixo conectado entre um ventilador e uma segunda turbina do motor; e distribuir a energia elétrica de freqüência variável (VF) para componentes da aeronave a partir do barramento elétrico de VF e a energia elétrica de freqüência constante (CF) para outros componentes da aeronave a partir do barramento elétrico de CF.
9. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 8, que compreende ainda fornecer energia elétrica de VF ao acionador de partida/gerador a partir do barramento elétrico de VF durante a partida.
10. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 8, que compreende ainda acoplar um conjunto de caixa de engrenagens acessória entre o primeiro eixo e o acionador de partida/gerador.
11. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 8, que compreende ainda acoplar um conjunto de acionamento mecânico de velocidade constante entre o segundo eixo e o gerador.
12. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 8, que compreende ainda: desacoplar eletricamente ao menos uma carga do barramento elétrico de VF; e acoplar eletricamente ao menos uma carga ao barramento elétrico de CF de forma que um estol da primeira turbina seja reduzido com mais facilidade.
13. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 8, em que distribuir a energia elétrica de freqüência variável (VF) para componentes da aeronave a partir do barramento elétrico de VF e a energia elétrica de freqüência constante (CF) para outros componentes da aeronave a partir do barramento elétrico de CF compreende ainda manter o barramento elétrico de VF e o barramento elétrico de CF eletricamente isolados.
14. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 8, em que fornecer energia elétrica de freqüência variável (VF) a um barramento elétrico de VF com o uso do acionador de partida/gerador compreende fornecer energia elétrica de freqüência variável (VF) a um barramento elétrico de VF sem usar um conversor de potência eletrônico.
15. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 8, em que fornecer energia elétrica de freqüência constante (CF) a um barramento elétrico de CF compreende fornecer energia elétrica de freqüência constante (CF) a um barramento elétrico de CF sem usar um conversor de potência eletrônico.
16. SISTEMA DE AERONAVE, que compreende: um motor de turbina a gás que inclui: um compressor acoplado a uma primeira turbina através de um eixo de alta pressão (HP) que se estende entre o compressor e a primeira turbina; um gerador elétrico de freqüência variável (VF); um conjunto de caixa de engrenagens acessória que tem uma entrada e uma saída, sendo que a entrada é mecanicamente acoplada ao eixo de HP1 a saída é mecanicamente acoplada ao gerador elétrico de freqüência variável (VF); um ventilador acoplado a uma segunda turbina através de um eixo de baixa pressão (LP) que se estende entre o ventilador e a segunda turbina e coaxial com o eixo de alta pressão; um gerador elétrico de freqüência constante (CF); e um conjunto de acionamento mecânico de velocidade constante que tem uma entrada e uma saída, sendo que a entrada é mecanicamente acoplada ao eixo de LP1 a saída é mecanicamente acoplada ao gerador elétrico de freqüência constante (CF); um barramento de VF eletricamente acoplado ao dito gerador elétrico de VF1 sendo que o dito barramento de VF é configurado para fornecer potência a uma parte das cargas elétricas do sistema de aeronave; e um barramento de CF eletricamente acoplado ao dito gerador elétrico de CF, sendo que o dito barramento de CF é configurado para fornecer potência a uma parte remanescente das cargas elétricas do sistema de aeronave.
17. SISTEMA DE AERONAVE, de acordo com a reivindicação 16, em que o dito gerador de VF compreende ainda um acionador de partida/gerador de VF, sendo que o dito barramento elétrico de VF é configurado para fornecer potência elétrica de VF ao dito acionador de partida/gerador de VF durante um processo de partida do motor de turbina a gás, o dito acionador de partida/gerador de VF é configurado para fornecer potência ao dito barramento elétrico de VF após a partida do motor de turbina a gás.
18. SISTEMA DE AERONAVE, de acordo com a reivindicação 16, em que a potência elétrica de CF é fornecida ao barramento elétrico de CF diretamente a partir do dito gerador de CF.
19. SISTEMA DE AERONAVE, de acordo com a reivindicação 16, em que o dito barramento elétrico de CF e o dito barramento elétrico de VF são mantidos eletricamente isolados em relação um ao outro.
20. SISTEMA DE AERONAVE, de acordo com a reivindicação 16, em que uma velocidade rotacional da dita entrada do dito conjunto de acionamento mecânico de velocidade constante varia com uma velocidade rotacional do dito eixo de LP e uma velocidade rotacional da dita saída do dito conjunto de acionamento mecânico de velocidade constante é substancialmente constante.
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