BR112016005119B1 - Sistema de arranque de emergência de turbo-máquinas de aeronave, aeronave e método de arranque de emergência de uma turbo-máquina de aeronave - Google Patents

Sistema de arranque de emergência de turbo-máquinas de aeronave, aeronave e método de arranque de emergência de uma turbo-máquina de aeronave Download PDF

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Abstract

sistema e método de arranque de emergência de uma turbo-máquina de aeronave. sistema (20) de arranque de emergência de uma turbo-máquina de aeronave, caracterizado pelo fato de que inclui pelo menos um gerador de gás (22) a propelente sólido, um dispositivo de ignição (24) acionado eletricamente, um computador (28) ligado ao dispositivo de ignição, e ao menos um motor de arranque (18) que inclui uma turbina (38) de acionamento de um eixo (34) destinado a ser acoplado a um eixo (54) da turbo-máquina, a saída de gás do gerador sendo ligada à entrada (44) da turbina do motor de arranque.

Description

CAMPO TÉCNICO
[0001] A presente invenção se refere a um sistema e um método de arranque de emergência de uma turbo-máquina de aeronave, e em particular um helicóptero.
ESTADO DA ARTE
[0002] No caso de um helicóptero bimotor (FR 2967132 e FR 2967133), situações críticas podem surgir quando um dos motores é deliberadamente desligado. Esse modo é de fato recomendado para minimizar o consumo de energia durante as fases de busca e de cruzeiro de uma missão. Neste contexto, podem surgir duas situações excepcionais que exijam uma reinicialização de emergência do motor desligado: • o único motor ativo para ou desacelera significativamente devido a uma pane ou um incidente; e • as condições de voo sofrem uma deterioração inesperada que requeira um retorno para o modo bimotor (altura de voo insuficiente, por exemplo).
[0003] O arranque convencional de uma turbo-máquina é realizado atualmente por meio de um motor de arranque eléctrico alimentado pela rede de bordo do helicóptero. No entanto, o desempenho desse sistema é incompatível aos requisitos necessários para uma reinicialização de emergência. Uma adaptação do sistema elétrico é possível, mas requer o uso de tecnologia cara e penalizante em termos de massa (máquina síncrona com ímãs permanentes, partes eletrônicas potentes e conjunto de baterias dedicadas...).
[0004] Tipicamente, uma sequência de arranque convencional de um motor em modo de espera dura cerca de trinta segundos, o que pode se mostrar muito longo, dependendo das condições de voo, por exemplo, a uma baixa altitude com uma falha ao menos parcial do único motor ativo. Se o motor em modo de espera não reiniciar a tempo, a aterrisagem com problemas no motor pode se mostrar crítica.
[0005] Mais geralmente, as situações de emergência que podem surgir nas aplicações acima referidas, impõem a necessidade de dispor de um tempo de resposta da ordem de alguns segundos para garantir o arranque ou uma reinicialização de emergência com uma margem segurança suficiente.
[0006] A presente invenção proporciona particularmente um método simples, eficaz e econômico para essa necessidade. A invenção não é limitada, no entanto, à aplicação supracitada e pode ser utilizada para garantir o arranque de emergência de uma turbo-máquina de qualquer tipo de aeronave ou de um helicóptero equipado com mais do que dois motores, tal como um helicóptero de três motores.
DIVULGAÇÃO DA INVENÇÃO
[0007] A invenção propõe, para tanto, um sistema de arranque de emergência de uma turbo-máquina de aeronave, caracterizado pelo fato de que inclui pelo menos um gerador de gás a propelente sólido, um dispositivo de ignição acionado eletricamente, um computador ligado ao dispositivo de ignição, e ao menos um motor de arranque que inclui uma turbina de acionamento de um eixo destinado a ser acoplado a um eixo da turbo-máquina, a saída de gás do gerador sendo ligada à entrada da turbina do motor de arranque.
[0008] A invenção propõe, portanto, uma nova tecnologia para garantir o arranque de emergência de uma turbo-máquina de aeronave. Essa tecnologia utiliza um gerador de gás a propelente sólido, que é relativamente compacto e pode facilmente ser integrado a uma turbo-máquina ou a uma aeronave. Um propelente sólido é um material que contém energéticos oxidantes (comburente) e redutores (combustível) que permitem, por combustão (reação de oxirredução), a geração de produtos de combustão gasosos altamente energéticos. De acordo com a invenção, o material energético é um propelente sólido. Esse propelente é, por exemplo, um propelente homogêneo ou compósito.
[0009] Um sistema de arranque de emergência a propelente sólido possui uma alta densidade de potência e energia em comparação com um acumulador elétrico, e permite obter tempos de ação significativamente mais curtos. Esse sistema se beneficia, ainda, de uma completa autonomia da rede elétrica do helicóptero, particularmente se o dispositivo de ignição for controlado pelo computador da turbo- máquina.
[0010] Quando uma emergência é detectada, o computador é destinado a ativar a ignição do gerador de gás. Os gases produzidos pelo gerador acionam em rotação o rotor da turbina e, por conseguinte, o eixo de acionamento do eixo da turbo- máquina.
[0011] Vantajosamente, a saída do gerador de gás está ligada à entrada da turbina por uma válvula de distribuição que está ligada ao computador.
[0012] De acordo com outra modalidade da invenção, o sistema inclui dois motores de arranque independentes destinados ao arranque de dois turbo-máquinas de forma independente uma da outra. A saída de gás do gerador está ligada à entrada da turbina de cada motor de arranque.
[0013] O computador controla a válvula para que os gases provenientes da combustão do propelente alimentem a turbina do motor de arranque associado aa turbo-máquina que sofrerá o arranque de emergência.
[0014] A saída da turbina do ou de cada motor arranque é preferencialmente ligada ao escape. Isto é vantajoso porque, no caso em que o rotor da turbina seja impedido de rodar, os gases gerados pelo gerador de gás atravessem o rotor até o escape sem risco de explosão da turbina.
[0015] A turbina do ou de cada motor de arranque pode incluir uma única roda de rotor. A turbina do motor de arranque é, por exemplo, projetada para gerar uma potência média de 40 a 50 kW em um período de cerca de 3s. Quando for necessário um desempenho superior, a turbina pode ser optimizado em conformidade e incluir, por exemplo, mais que um estágio.
[0016] O eixo acionado pela turbina é de preferência ligado a uma roda livre configurada para transmitir um torque de acionamento apenas quando ele provém do motor arranque. O rotor da turbina do motor de arranque não é acionado, portanto, pelo eixo da turbo-máquina, quando de seu funcionamento, o que garante uma vida útil ótima ao motor de arranque. Alternativamente, o eixo acionado pela turbina pode ser diretamente ligado ao eixo do turbojato ou por meios de transmissão configurados para transmitir um torque de acionamento quando ele provém de um ou do outro eixo do motor de arranque e da turbo-máquina. O eixo acionado pela turbina pode ser acoplado ao eixo da turbo-máquina por meio de uma caixa de acessórios.
[0017] A presente invenção também diz respeito a uma aeronave, tal como um helicóptero, que inclui, pelo menos, uma turbo-máquina e, pelo menos, um sistema de arranque tal como descrito acima.
[0018] A aeronave pode incluir pelo menos dois motores de turbina, cada motor de turbina sendo associado a um sistema de arranque independente, ou a um sistema de arranque global composto por um motor de arranque para a turbo- máquina e um gerador de gás comum.
[0019] A presente invenção se refere igualmente a um método de arranque de emergência de uma turbo-máquina de aeronave por meio de um sistema tal como descrito acima, caracterizado pelo fato de que o dispositivo de ignição é ativado pelo computador assim quando uma situação de arranque de urgência for detectada.
DESCRIÇÃO DAS FIGURAS
[0020] A invenção será melhor compreendida e outros detalhes, características e vantagens da invenção aparecerão por meio da leitura da descrição a seguir, dada a título de exemplo não limitativo e com referência aos desenhos anexos, nos quais: • A Figura 1 é uma vista esquemática de um helicóptero bimotor equipado com um sistema de arranque de emergência de acordo com a invenção, e • A Figura 2 é uma vista esquemática de um sistema de arranque de emergência de acordo com a invenção, com uma vista em corte axial de um motor de arranque desse sistema, e • As Figuras 3 e 4 são vistas semelhantes à da figura 1 e representam variantes de modalidades da invenção.
DESCRIÇÃO DETALHADA
[0021] As Figuras 1 e 2 representam uma modalidade da invenção que é aplicada aqui a um helicóptero bimotor 10, tal helicóptero incluindo dois turbo- máquinas 12 de acionamento do rotor da hélice 14 por meio de uma caixa de transmissão 16 primária.
[0022] Cada turbo-máquina é equipado com um motor de arranque 18, que faz parte de um sistema 20 de arranque de emergência de acordo com a invenção (Figura 2), o sistema 20 incluindo, assim, aqui, dois motores de arranque 18.
[0023] O sistema 20 inclui, ainda, um gerador de gás 22 a propelente sólido, um dispositivo, controlado eletricamente, de ignição 24 do propelente sólido, uma válvula de distribuição 26 que liga a saída de gás do gerador aos motores de arranque 18, e um computador 28 ligado ao dispositivo de ignição 24 e à válvula de modo a controlá-los.
[0024] O gerador de gás 22 inclui aqui um corpo de formato cilíndrico alongado que contém uma ou várias cargas de propelentes sólidos de formatos adaptadas à lei de fluxo de gás desejado do gerador, tal corpo servindo como câmara de combustão. Cabe observar que a lei de fluxo desejado pode ser obtida por meio de uma escolha adequada da forma da carga e/ou por revestimento parcial ou total com material não combustível de certas partes da carga.
[0025] Após a ignição da superfície da carga de propelente, a superfície da carga queima e segue produzindo gases de combustão de alta pressão, de acordo com a lei de fluxo resultante do formato e do revestimento da carga com material não combustível. Os gases são evacuados na saída do gerador. A temperatura de combustão no interior do gerador 22 se situa convencionalmente no intervalo [1400K, 2700K].
[0026] O dispositivo de ignição 24 é controlado eletricamente pelo computador 28 e é destinado a ativar a combustão do propelente quando um sinal correspondente é emitido pelo computador 28.
[0027] A válvula de distribuição 26 é, por exemplo, do tipo de três canais e é inclui um canal de entrada ligada à saída do gerador 22 (seta 30) e dois canais de saída ligados respectivamente aos motores de arranque 18 (setas 32). A válvula 26 é de tal que o canal de entrada pode ser conectado a apenas um dos canais de saída, de modo que o sistema 20 de acordo com a invenção seja projetado para não dar um arranque emergência a apenas uma turbo-máquina de cada vez. O canal de entrada é posto em comunicação de fluido com um ou o outro dos canais de saída de acordo com um sinal emitido pelo computador 28.
[0028] O computador 28 é uma unidade eletrônica de controle, tais como aquelas comumente usadas no campo da aeronáutica. Quando ele detecta uma situação de emergência, ele ativa a válvula de distribuição 26 e o dispositivo de ignição 24, de modo que o motor de arranque 18 da turbo-máquina a ser iniciado seja alimentado pelos gases de combustão gerados pela combustão do propelente sólido.
[0029] Um exemplo de modalidade do motor de arranque 18 é representado esquematicamente em corte axial na Figura 2. Ele inclui essencialmente um eixo 34 que porta uma roda de rotor 36 de uma turbina 38 do tipo supersônica, por exemplo, o eixo 34 sendo guiado em rotação por rolamentos 40 montados em um invólucro 42 do motor de arranque. O invólucro 42 inclui um orifício radial 44 que forma a entrada da turbina 38 e desemboca em uma cavidade anelar 46 de alimentação da turbina. Essa cavidade 46 pode ter uma seção constante da montante à jusante ou ter, contrário, uma seção que evolui da montante para jusante.
[0030] Os gases de combustão que entram na cavidade 46 se expandem e fluem através das paletas 48 da roda 36 (setas 50), o que faz aciona a roda 36 em rotação e, portanto, o eixo 34 em torno de sua linha central (seta 52). Os gases escapam da turbina 38 em seguida, através de um bocal da mesma e são evacuados para o exterior (setas 50).
[0031] Meios de arrefecimento podem ser proporcionados à montante da turbina, de modo a reduzir a temperatura dos gases de combustão, por exemplo, até 600K. Um filtro 53 pode, adicionalmente, ser ligado à montante da turbina, de modo a limitar a introdução de partículas sólidas dentro do curso da turbina.
[0032] O eixo 34 é concebido para transmitir um torque de acionamento a um eixo 54, por exemplo, de alta pressão, da turbo-máquina ao qual o motor de arranque 18 está associado. A transmissão desse torque pode ser realizada diretamente, tal como representado esquematicamente em linhas pontilhadas 56, ou através de meios de transmissão tais como uma caixa de acessórios 58.
[0033] É preferível, no entanto, que a transmissão do torque entre o eixo 34 e o eixo 54 ou a caixa de acessórios 58 ocorra por meio de uma roda livre 60. Essa roda livre é representada esquematicamente por um diodo, uma vez que ela possui como função transmitir um torque se ele vier do eixo 34, mas não se ele vier do eixo 54. Quando a turbo-máquina for iniciado, o eixo 34 não aciona o eixo 54.
[0034] Na modalidade variante representada na Figura 3, o sistema de arranque inclui apenas um motor de arranque 118, o sistema de arranque de emergência 120 está associado, portanto, a apenas uma turbo-máquina 112 e não inclui uma válvula de distribuição, a saída do gerador de gás 122 estando diretamente ligada à entrada da turbina do motor de arranque.
[0035] Na modalidade variante representada na Figura 4, cada turbo-máquina 112 do helicóptero bimotor é associado a um sistema de arranque 120 que lhe é próprio e que é, por conseguinte, independente do outro sistema 120. Cada sistema 120 inclui um gerador 122 e um motor de arranque 118.
[0036] Numa outra variante de modalidade da invenção não mostrada, um sistema de partida pode incluir mais do que um gerador de gás por combustão de um propelente sólido, por exemplo, no formato de um “cacho”, os geradores seriam montados em paralelo e seriam acionados de forma deslocada no tempo, a fim de regular o fluxo total de gases quentes que alimentam o motor de arranque.

Claims (6)

1. Sistema (20) de arranque de emergência de turbo-máquinas (12) de aeronave (10), caracterizado pelo fato de que inclui pelo menos um gerador de gás (22) a propelente sólido, um dispositivo de ignição (24) acionado eletricamente, um computador (28) ligado ao dispositivo de ignição, e ao menos dois motores de arranque (18) independentes destinados, cada um, ao arranque de uma turbo- máquina, cada motor de arranque incluindo uma turbina (38) de acionamento de um eixo (34) destinado a ser acoplado a um eixo (54) da turbo-máquina correspondente, uma entrada (44) de uma turbina (38) de cada motor de arranque desembocando em uma cavidade anelar (46) alimentando dita turbina e a saída de gás do gerador sendo ligada à entrada (44) da turbina de cada motor de arranque por uma mesma válvula de distribuição ligada ao computador (28).
2. Sistema (20) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a saída da turbina (38) de cada motor de arranque (18) está ligada ao escape.
3. Sistema (20) de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizado pelo fato de que a turbina (38) de cada motor de arranque (18) compreende uma única roda de rotor (36).
4. Sistema (20) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo fato de que compreende meios de acoplamento do eixo (34) acionado pela turbina (38) ao eixo (54) da turbo-máquina (12), tais meios de acoplamento compreendendo uma roda livre (60) configurada para transmitir um torque de acionamento apenas quando provém do motor de arranque (18).
5. Aeronave compreendendo pelo menos duas turbo-máquinas (12, 112), caracterizada pelo fato de que compreende um sistema de arranque (20) de emergência do tipo definido em qualquer uma das reivindicações 1 a 4.
6. Método de arranque de emergência de uma turbo-máquina (12) de aeronave por meio de um sistema (20) do tipo definido em qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizado pelo fato de que o dispositivo de ignição (24) é ativado pelo computador (28) quando uma situação de arranque de emergência for detectada.
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