KR20160102202A - 터보 기계의 더욱 신뢰가능한 시동을 위한 방법 및 시스템 - Google Patents

터보 기계의 더욱 신뢰가능한 시동을 위한 방법 및 시스템 Download PDF

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터보메카
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Abstract

시동 시스템은, 자유 터빈(167)과 함께, 축전지(110), DC 스타터(120), 전자 조절 컴퓨터(142), 변속기 릴레이(162), 시동 액세서리(168), 그리고 자체가 압축기(164)를 포함하는 가스 발생기(160), 연소실(165), 및 고압 터빈(166)을 포함한다. 제1 및 제2 회로는 상기 축전지(110)와 DC 스타터(120) 사이에 배열되고 병렬로 연결된다. 제1 회로는 제1 차단기(132)와 직렬로 연결되는 DC-DC 변환기(130)를 포함하고, 그리고 제2 회로는 제2 차단기(133)를 포함한다. 또한, 시스템은 적어도, 압축기(164)의 회전 속도를 감지하기 위한 센서(163), 자유 터빈(167)에 대한 입구에서 온도를 감지하기 위한 센서(151), 및 상기 압축기(164)의 회전 속도를 감지하기 위한 센서(163)에 의해서 그리고 상기 프리 터빈(167)의 입구 온도를 감지하기 위한 센서(151)에 의해서 제공되는 정보에 기초하여 상기 제1 및 제2 차단기(132, 133)를 제어하기 위한 제어 회로(141)를 포함한다.

Description

터보 기계의 더욱 신뢰가능한 시동을 위한 방법 및 시스템{METHOD AND SYSTEM FOR MORE RELIABLE STARTING OF A TURBO MACHINE}
본 발명은 터빈 엔진을 신뢰가능하게 시동하는 방법 및 시스템에 관한 것이다.
본 발명의 적용 분야는 더욱 구체적으로 헬리콥터용 터보샤프트 엔진 또는 고정익 항공기용 터보프롭과 같은 가스 터빈 항공기 엔진의 시동, 또는 실제로 항공기에 탑재되는 가스 터빈 보조 동력 유닛(APUs)의 시동을 제어하는 것이다.
그럼에도 불구하고, 본 발명은 다른 타입의 터빈 엔진, 예를 들어 산업용 터빈에 적용가능하다.
알려진 방식으로, 항공기 터빈 엔진은 연소실, 상기 연소실에 압축된 공기를 공급하도록 장착된 압축기 휠을 갖는 압축기 샤프트, 및 상기 샤프트를 회전 구동하기 위해서 여기에 충분한 시동 토크를 전달하도록 상기 샤프트에 연결되는 적어도 하나의 스타터 또는 스타터-발전기를 포함한다.
터빈 엔진을 시동하기 위해서, 스타터는, 시동 인젝터로부터 상류의 연료 회로 가압되고 퍼지되는 제1 시동 단계에서 압축기 샤프트를 가속함으로써 시작된다. 그 이후에, 제2 시동 단계에서, 연료 주입은 엔진의 연소실에서 상기 연료를 점화하기 전에 시작된다. 마지막으로, 제3 시동 단계 동안에, 미리정의된 어떤 회전 속도에서, 스타터의 작동이 멈추고, 엔진은 상기 연료의 연소의 결과로서 계속 가속될 수 있다.
연료가 점화되도록 하기 위해서, 연소실에 압축기 휠에 의해서 공급되는 공기는, 정확한 연료/공기 비를 보장하도록 그리고 화염이 블로우 아웃(blow out)되는 것을 방지하도록 연료 인젝터에서 특정한 압력 및 속도에 부합되어야 한다. 그러나, 연소실에 압축기 휠에 의해서 공급되는 공기의 체적은 압축기 샤프트의 회전 속도에 비례하기 때문에, 가스 발생기 샤프트의 회전 속도는 따라서, "점화 윈도우"로 지칭되는 속도의 범위 내에 놓여야 하고, 점화가 정확하게 발생되는 것을 보장하기에 충분한 시간의 길이 동안 이 윈도우에 유지되어야 한다.
종래에, 거의 모든 경량 또는 미디엄 헬리콥터의 터보샤프트 엔진, 및 어떤 중형(heavy) 헬리콥터의 터보샤트 엔진도, 그리고 또한 경량 고정익 항공기의 수많은 터보프롭도, 28 V의 직류를 공급받는 직류(DC) 스타터 또는 스타터-발전기를 사용하여 시동된다.
DC 스타터의 메인 장점은, DC 스타터가 상대적으로 간단하고 양호하게 이해되는 구성의 강건한 전기 기계라는 점, DC 스타터가 이용가능한 기성 제품이고, DC 스타터가 정지형 변환장치를 요구하지 않고, 어떠한 복잡한 제어 전략을 요구하지 않으면서 헬리콥터의 28V 전원, 예를 들어 배터리로부터 직접적으로 터보샤프트 엔진을 시동하기 위해서 사용될 수 있다는 사실에 있다.
그럼에도 불구하고, 실질적인 실시형태는, 더 양호한 이해를 위해서 아래에 요약되는 다음의 기본적인 방정식과 함께 도 7을 참조하여 설명되는 어려움을 직면한다.
다양한 파라미터는 다음과 같이 정의될 수도 있다:
·　Uo: 배터리(10)의 개로 전압;
·　Rbat : 배터리(10)의 내부 저항(11);
·　Rcab : 케이블(31)의 저항;
·　Rarm : 스타터(20)의 전기자 권선의 저항(21)
·　E = E(N) : 스타터(20)의 역기전력 (역 emf);
·　Istart : 전기자 시동 전류;
·　Ubat : 배터리(10)의 단자를 가로지르는 전압; 및
·　Ustart : 스타터(20)의 단자를 가로지르는 전압.
이것은:
Istart = (Ubat-Ustart)/Rcab = (Uo-E(N))/(Rab+Rcab+Rarm)
를 제공한다.
E(N) = k x N 이고, N은 스타터(20)의 회전 속도이고, k는 스타터(20)의 전기 상수이다(이 상수는 스타터의 권선에 특히 의존한다).
또한, 스타터(20)의 전자기 토크는:
Cem = k x Istart x Iex
로 표현되고,
여기서 Iex는 여기 전류 (Iex = 시리즈 여기(series excitation)에 의한 스타터에 대한 Istart, 또한, Iex 가 별도로 여기되는 기계를 위한 발전기 제어 유닛(GCU)에 의해서 독립적으로 조절되는 것이 가능하다)이다.
N = 0, E = 0 일 때, 따라서:
Istart = Uo/(Rbat + Rcab + Rarm)
이 도출될 수 있다.
시동의 제1 순간 동안, 즉 스타터(20)의 역기전력이 여전히 매우 낮을 때 전기자 전류(Istart)는 배터리(10)의 개로 전압(Uo)에 직접적으로 비례하고, 전력 라인의 전체 저항(Rbat + Rcab + Rarm)에 의해서만 제한된다는 점을 알 수 있다. 불행하게도, (예를 들어, 공칭 상태 하에서 28V의 설계치를 갖는) 전원 전압은, 시동이 배터리 또는 지상 동력 장치로부터 되는지에 의존하여 상당히 변화될 수 있다. 또한, 배터리 내부 저항(Rbat)은 낮은 온도에서 증가된다. 그러나, 전기 전도체의 저항(Rcab)은 온도가 오를 때 증가된다.
따라서, 시동의 시작 시에, 전류, 및 결과적으로 토크가, 주변 상태(온도), 및 환경 (핫 또는 콜드 스타터) 상에서, 예를 들어 28 V 를 제공하는 전원 타입(배터리, 다른 터빈의 스타터-발전기, 항공기의 APU, 또는 지상에서 시동을 위해서 사용되는 지상 동력 장치)의 함수로서 상당히 변할 수 있다는 점이 이해될 수 있다.
실제로, 제조자는 적합한 섹션의 케이블(어떤 최소의 저항값을 제공함)을 사용함으로써, 또는 아래에서 설명되는 바와 같이, 잠시 후에 분류되는 시동 저항을 직렬로 연결함으로써 시동 전류를 제한한다.
또한, 가스 발생기 및 관련된 변속기 기어박스에 의해서 대항되는 토크는 또한, 특히, 대기압 및 온도(p0, T0)(공기의 밀도와 관련됨)와 관련된, 그리고 오일 온도(예를 들어 펌프, 교류 발전기, 스타터, 등...에 액세서리 장치가 장착된 상태에서 감속 기어를 필수적으로 포함하는 변속기 기어박스에서 마찰과 관련됨)와 관련된 파라미터의 함수로서 크게 변화가능하다.
최대 토크(Cmax), -40°C에서 최소 토크(Cmin1), -30°C에서 최소 토크(Cmin2), +55°C에서 최소 토크(Cmin3)에 대해서 각각, 가스 발생기의 회전 속도에 대한 공칭 값(NG)의 페센티지로서 표현되는 회전 속도의 함수로서 어떻게 토크가 변하는지를 도시하는 곡선(1 내지 4)을 플롯하는 도 8에서 보여질 수 있는 바와 같이, 특정된 최소 시동 토크는 감소하는 온도에 따라 증가된다.
이것은 종종 제조자가, 지상에 있을 때 그리고 배터리를 사용할 때, 매우 낮은 온도에서 충분한 토크를 제공하기 위해서 그리고 케이블의 임피던스(Rcab)를 최소화하기 위해서 시동 전력 회로를 과치수(overdimension)로 한다. 결과적으로, (거의 표준화되지 않았고, 종종 높은 전압을 전달하는) 지상 동력 장치를 사용하여, (압축기가 낮은 저항 토크를 제공하는) 고도에서, 또는 (낮은 마찰을 갖는) 이미 고온인 엔진으로 시동할 때, 매우 높은 - 특정된 최대 값(Cmax)보다 더 큰- 시동 토크 및 낮은 저항 토크를 갖는 것이 가능하고, 이는 점화 윈도우를 매우 신속하게 통과하도록 빠르게 가속되는 가스 발전기로 이어진다.
어떤 터빈 엔진은, 거의 8% NG 내지 15% NG의 범위에 놓이는 낮고 상대적으로 좁은 점화 윈도우로 특징지어지는 점이 또한 알려져 있으며, 여기서 NG는 가스 발생기의 공칭 속도이고, 100% NG는 엔진이 최대 이륙 출력(TOP)을 전달하는 것을 가능하게 하는 조건 하에서 동작될 때, 압축기 샤프트의 회전 속도에 대략 대응한다: 이 한계 외부에서, 연소실은 점화될 수 없다.
또한, 연소실에서 점화 스파크 플러그의 스파크 주기는 몇 헤르츠(Hz)의 단위로 일반적으로 매우 낮고: 스파크 횟수 및 따라서 점화 확율은, 만약 가스 발생기가 짧은 시간 동안 점화 윈도우에 유지되면, 더욱 작아진다.
고려하는 것이 어려운 다른 인자는 연소실과 관련된 주입 하니스 안으로 연료를 채우기 위해서 요구되는 가변 시간이고, 이것은, 밸브가 개방되는 순간과 연료가 실제로 연소실 안으로 관통되는 순간 사이의 지연으로 이어질 수 있다.
마지막으로, 일단 시동 인젝터가 점화되면, 화염이 주변 인젝터로 진행하기 위해서 요구되는 시간이 또한 복잡하고 현재 열악하게 제어되는 현상이고, 따라서 공기가 매우 크지 않은 속도로 유동될 것이 요구된다.
모든 이러한 이유 때문에, 따라서 양호한 상태 하에서 확실하게 연소실을 점화시키기 위해서, 그리고 확실하게 화염을 안정화시키기 위해서 점화 윈도우를 매우 빠르게 통과하는 것을 방지하고, 어떤 최소 지속기간 동안 점화 윈도우 안에 유지되는 것이 중요하다.
따라서, 매우 클 수도 있는, 열악하게 제어되는 시동 토크가 점화 윈도우를 매우 빠르게 통과하는 것으로 그리고 시동의 실패로 이어질 수도 있다는 점이 이해될 수 있다.
제어되지 않는 현재의 28V 스타터-발전기 및 스타터가 모든 가능한 상황에서 최소 토크 및 최대 토크에 대한 모순되는 사양에 부합되는 것이 어렵다는 점이 관찰되었다.
따라서, 터보샤프트 엔진의 점화 및 시동을 더욱 강건하게 할 수 있는 시스템을 갖는 것이 바람직하다.
도 9에 도시되는 바와 같이, 시동 저항을 포함하는 제안이 있다: 시동 전류를 제한하기 위해서 스위치(33)와 직렬로 연결되는 저항(Rstart)의 저항기(32)가 배터리(10)와 직렬로 배치된다(따라서, 스타터(20)의 역기전력이 낮은 동안에 전류를 제한하는 것을 가능하게 하는 전압 강하를 생성한다). 저항(32)은 특정 속도 한계값을 넘어서 스위치(34)를 닫음으로써 단락된다. 그럼에도 불구하고, 시동 저항은, 스타터 토크가 매우 높은 상황(높은 배터리 전압, 낮은 저항, 고온의 엔진 등... ) 하에서만 가스 발생기의 가속을 감소시키는 기능을 한다.
다른 상황 하에서, 특히 대항 토크가 크거나, 또는 전원 전압이 낮을 때(냉각된 배터리), 시동 전류를 제한할 필요가 없고, 실제로 이것은 가능하게는 핸디캡이될 수도 있다.
또한, 시동 저항은 매우 큰 양의 전력(1 킬로와트(kW) 내지 3 kW)을 소진시킨다; 따라서 시동 저항은 제조하는 것이 복잡하고, 주울 효과 열 손실이 주변 장치를 과도하게 가열하지 않으면서, 용이하게 배출될 수 있는 위치에 장착될 필요가 있다. 마지막으로 저항에서 손실되는 에너지는 배터리의 과치수로 이어진다.
또한, 도 10 및 도 11에 도시되는 바와 같은 직렬/병렬 시동을 행하는 제안이 만들어 졌다. 이 해결책은 28V 배터리로 시동되는 어떤 터보프롭 상에서 사용된다. 이것은 2개의 배터리(13 및 14)를 요구한다. 시동의 시작 시, 그리고 속도 (또는 전류) 한계값 아래에서, 배터리(13 및 14)는 도 10에 도시되는 바와 같이, 병렬로 연결되며, 여기서, 스위치(17)는 개방되는 한편, 2개의 스위치(15 및 16)는 닫혀진다. 스타터(20)는 따라서 28V에 동일한 전압(U)에서 동력을 공급받고, 배터리(13 및 14)는 큰 시동 전류를 공유하며, 전류(I/2)가 배터리(13 및 14) 각각을 통해서 흐른다.
속도 한계값을 넘어서, 스타터(20)의 역기전력이 충분히 증가되어 전류를 제한하였을 때, 배터리(13 및 14)는 도 11에서 도시되는 바와 같이, 직렬로 재연결되고, 여기서, 스위치(17)는 폐쇄되는 한편, 2 개의 스위치(15 및 16)는 개방된다. 따라서, 전류(I)는 배터리(13 및 14) 각각을 통해서 흐른다. 그러면, 스타터(20)는, 본 실시예에서 56V에 동일한 2 배 전압(2U)에서 동력을 공급받고, 따라서 스타터(20)를 디플럭싱하지 않으면서 최대 조력 속도가 증가되도록 할 수 있다.
직렬/병렬 시동은 2개의 28V 배터리를 요구하고, 반면에 헬리콥터는 일반적으로 단지 하나를 갖고("콜드 웨더 키트" 예외), 그리고 56V의 공칭 전압에서 동작하도록 구성되는 DC 스타터를 요구한다. 기존 제품으로 이용가능한 모든 28V 스타터-발전기 및 스타터가 반복되는 사용에서 이 전압을 수용하도록 구성되는 것은 아니다. 또한, 이 회로의 목적이 스타터를 디플렉싱하지 않고 가스 발생기가 빠른 속도에서 (따라서 높은 역기전력으로) 가속되는 것을 계속 지원하는 것이기 때문에, 점화 윈도우에서 너무 빠르게 가속되는 문제는 처리되지 않는다.
컴퓨터 제어 하에서 시동 시퀀스(그리고 단계)를 최적화하는 제안이 또한 있었다. 아이디어는, 바람직한 점화 윈도우에서 가스 발생기의 샤프트의 회전 속도를 구동하고 안정화하는 것이고, 다음으로 최적 방식으로 가속을 제어하기 위해서, 한번의 점화가 관찰된다(예를 들어, T45의 증가, 즉 프리 터빈에 대한 입구에서 가스의 온도를 검출함으로써). 도 12의 그래프는 이 방법을 도시하고, 시간의 함수로서 증가하는 회전 속도(구간(5)), 8%NG 내지 15%NG의 범위 내에서 변할 수도 있는, 후속되는 일정한 회전 속도(NG점화)(구간(6)) (여기서 NG는 가스 발생기의 공칭 회전 속도), 그리고 다음으로, 예를 들어 프리 터빈에 대한 입구에서 가스의 온도(T45)의 증가를 검출함으로써 점화를 검출한 후, 시간의 함수로서 한번 더 증가하는 회전 속도(구간(7))를 도시한다. 구간(6)은 따라서 점화 윈도우 내에서 다소 일정한 값의 회전 속도를 유지하는 것에 대응하는 한편, 구간(7)은 다소 일정한 가속도에 대응한다.
문헌 WO 2011/056360 및 CA 2　685　514는 또한 터빈 엔진에 대한 제어된 시동 관계를 설명한다.
도 13에 도시된 바와 같이, 문헌 US 2010/0283242는 DC/AC 제어 변환기(23)에 의해서 동력을 공급받는, 따라서 가스 발생기의 가속도가 제어되는 것을 가능하게 하는 교류(AC) 스타터(20)를 사용하는 터보프롭(40)을 시동하기 위한 장치의 전기적 아키텍쳐를 설명한다. DC/AC 제어 변환기(23)는 승압 DC/DC 변환기(21)를 통해서 28V의 배터리(10)로부터 동력을 공급받는다. 시동의 전출력을 위해서 구성된 캐스캐이드 DC/DC 및 DC/AC 변환기로 배열되는 것에 기초한, 상당히 유사한 아키텍쳐가 문헌 US 5　493　201에서 설명된다.
상술된 "최적" 시동, 및 또한 위에서 언급된 다양한 특허 문헌에서 식별되는 변형예가, 전체적으로 응용될 때, 즉 가스 발생기의 가속도가 점화 후 제어될 때, 단지 특별한 스타터 기술(예를 들어, 여기 권선을 갖는 동기적 기계)를 사용할 때에만 실시될 수 있고, 또한 스타터는, 제어가 상당히 높은 레벨(10kW 내지 20kW)에 간단하게 도달될 수 있는, 최대 동력을 스타터에 공급하는 능력을 속도 및 토크에 대해서 구비하는 것을 가능하게 하는 동력 전자장치(인버터)를 제어하는 것을 요구한다는 점이 관찰될 수도 있다. 이러한 전력 전자장치는 따라서 특히 무겁고 고가이다.
"고압" AC 스타터를 사용하는 전력 아키텍쳐는 특정 회전 기계 및 전(full) 출력을 위해서 치수지어진 DC/AC 변환기를 요구할 뿐만 아니라, 28V의 네트워크 전압을 DC 버스의 전압(수백 볼트)으로 상승시키는 DC/DC 초퍼를 요구한다. 모든 상황 하에서, 따라서 이것은 특히 무겁고, 복잡하고 고가인 해결책을 구성한다.
본 발명은 상술된 단점을 해소하기 위한 것으로서, 특히 전력 공급 배터리를 과치수 지어지는 것을 방지할 수 있는 것을 추구하는 한편, 터보샤프트 엔진의 점화 및 시동을 더욱 강건하게 하고 시동의 신뢰성을 향상시킨다.
상술된 문제를 해결하기 위해서, 본 발명은 터빈 엔진을 신뢰가능하게 시동하기 위한 시동 시스템을 제공하며, 이 시스템은, 프리 터빈(예를 들어, 기계적 기어를 통해서 터보프롭의 프로펠러 또는 헬리콥터 로터를 구동하기 위한 목적을 위함)과 함께 축전지, DC 스타터, 전자 조절 컴퓨터, 변속기 기어박스(특히, 스타터가 가스 발생기 및 연료 펌프를 기계적으로 구동시키는 것을 가능하게 기능함), 인젝터에 대한 연료의 분배를 관리하고 시동 단계 동안에 연료를 점화시키기 위한 시동 액세서리(예를 들어, 스파크 플러그, 및 시작 및/또는 멈춤 솔레노이드 밸브), 자체가 압축기를 포함하는 가스 발생기, 연소실 및 고압 터빈을 포함하며, 상기 시동 시스템은 상기 축전지와 상기 DC 스타터 사이에 배열되고 병렬 연결되는 제1 및 제2 회로를 더 포함하며, 상기 제1 회로는 제1 스위치와 직렬로 연결된 DC-DC 변환기를 포함하고, 상기 제2 회로는 제2 스위치를 포함하며, 상기 시동 시스템은 적어도, 상기 압축기의 회전 속도를 감지하기 위한 센서, 상기 프리 터빈에 대한 입구에서 온도를 감지하기 위한 센서, 및 상기 압축기의 회전 속도를 감지하기 위한 상기 센서에 의해서 그리고 상기 프리 터빈의 입구 온도를 감지하기 위한 상기 센서에 의해서 공급되는 정보의 함수로서 상기 제1 및 제2 스위치를 제어하기 위한 제어 회로를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는, 상기 시스템은 상기 제1 회로에서 상기 DC-DC 변환기 및 상기 제1 스위치와 직렬로 연결되는 다이오드를 더 포함한다.
특정 실시형태에서, DC 스타터는 스타터-발전기 타입이고, 따라서 가스 발생기의 속도 한계값을 넘어서, 상기 스타터-발전기를 발전기 모드로 스위칭하여, 예를 들어 터빈 엔진이 장착된 항공기의 탑재된 네트워크에 동력을 공급하도록 하는 것을 가능하게 한다.
특정 실시형태에서, 상기 시동 시스템은 DC 스타터의 회전 속도를 감지하기 위한 센서를 더 포함하고, DC-DC 변환기는, 상기 제1 스위치기 닫히면 DC 스타터의 회전 속도를 감지하기 위한 센서에 의해서 서보-제어된다.
이러한 상황 하에서, 상기 전자 조절 컴퓨터는 상기 터빈 엔진의 바람직한 점화 윈도우에 대응하는 속도 설정값(Nref)을 마련하기 위한 유닛, 및 상기 DC-DC 변환기에 상기 속도 설정값(Nref)을 전달하기 위한 전달 링크를 포함할 수도 있다.
다른 특정 실시형태에서, 상기 DC-DC 변환기는, 상기 제1 스위치가 닫히면, 상기 압축기의 회전 속도를 감지하기 위한 상기 센서에 의해서 서보-제어된다.
이러한 상황 하에서, 상기 전자 조절 컴퓨터는 상기 터빈 엔진의 바람직한 점화 윈도우에 대응하는 속도 설정값(Nref)을 마련하기 위한 유닛, 상기 스타터의 토크 설정값(Cref)을 마련하기 위한 유닛, 및 상기 DC-DC 변환기에 상기 토크 설정값(Cref)을 전달하기 위한 전달 링크를 포함할 수도 있다.
예시로서, 상기 DC-DC 변환기는 EMC(electromagnetic compatibility; 전자파 적합성) 필터, 프리-로드 회로 및 강압 타입 초퍼를 포함할 수도 있다.
좀 더 구체적으로, 전자 조절 컴퓨터는 상기 제1 및 제2 스위치를 작동시키도록 헬리콥터의 탑재된 네트워크를 관리하기 위한 유닛에 적용되는 각각의 논리 신호(SL1, SL2)를 마련하기 위한 유닛을 포함한다.
상기 전자 조절 컴퓨터는, 상기 압축기의 회전 속도(NG)가 미리 결정된 한계값을 넘은 것을 검출하기 위한, 그리고 상기 제1 및 제2 스위치를 비활성화시키기 위한, 그리고 또한 상기 시동 액세서리를 비활성화시키기 위한 유닛을 포함한다.
본 발명의 양태에서, DC-DC 변환기의 제어 회로는 속도 서보-제어 루프 및 전류 서보-제어 루프 모두를 포함한다.
속도 서보-제어 루프 및 전류 서보-제어 루프는 상기 DC-DC 변환기를 제어하기 위한 독립적인 제어기 회로에 포함될 수도 있다.
변형 실시형태에서, 상기 속도 서보-제어 루프는 전자 조절 컴퓨터에 포함되고, 상기 전류 서보-제어 루프는 상기 DC-DC 변환기를 제어하기 위한 독립적인 제어기 회로에 포함된다.
또한, 본 발명은, 프리 터빈과 함께, 축전지, DC 스타터, 전자 조절 컴퓨터, 변속기 기어박스, 시동 단계동안에 연료를 점화하기 위한 그리고 인젝터에 대한 연료 분배를 관리하기 위한 시동 액세서리, 자체가 압축기를 포함하는 가스 발생기, 연소실, 및 고압 터빈을 포함하는 터빈 엔진을 신뢰가능하게 시동하기 위한 시동 방법을 제공하며, 이 방법은 다음 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다:
·　제1 및 제2 회로를 병렬로 연결하고, 상기 축전지 및 상기 DC 스타터 사이에 제1 및 제2 회로를 개재시키는 단계로서, 상기 제1 회로는 제1 스위치와 직렬로 연결되는 DC-DC 변환기를 포함하고, 그리고 제2 회로는 제2 스위치를 포함하는, 상기 제1 및 제2 회로를 연결하고 개재시키는 단계;
·　상기 압축기의 회전 속도를 측정하는 단계;
·　상기 프리 터빈의 입구에서 온도를 측정하는 단계; 및
·　상기 프리 터빈의 입구에서 온도 및 압축기의 회전 속도에 관한 측정 정보의 함수로서 상기 제1 및 제2 스위치를 제어하는 단계.
더욱 구체적인 방식으로, 시동을 초기화할 때, 시동 액세서리는 작동되고 동시에 속도 설정값(Nref)이 상기 DC-DC 변환기에 전달되고, 이 속도 설정값은 터빈의 바람직한 점화 윈도우에 대응하며, 상기 제1 스위치는 DC-DC 변환기를 작동시켜 상기 압축기를 가속시키고 다음으로 스타터에 전달되는 전압을 조절하여 상기 속도 설정값(Nref)에 따라 상기 압축기에 의한 속도의 획득을 조절하고, 그리고 상기 속도 설정값(Nref)이 도달될 때, 상기 터빈 엔진의 연소실은 점화되고, 상기 프리 터빈의 입구에서 온도가 측정되고, 그리고 일단 온도 상승이 검출되어, 상기 연소실이 점화된 것을 확인하며, 상기 제2 스위치가 닫혀지고, 상기 제1 스위치가 개방되고, 그리고 DC-DC 변환기가 비활성화되고, 그리고 압축기의 회전 속도가 시동 말기 한계값을 넘는 것을 검출한 후, 시동 액세서리는 비활성화되고, 제2 스위치는 개방되어 상기 스타터가 비활성화된다.
본 발명은 가장 특히, 항공기, 그리고 특히 헬리콥터의 터보샤프트 엔진을 시동하기 위한 시스템에 적용된다.
본 발명은 터빈 엔진을 시동하는 임계적 순간이 연소실을 점화하는 것이라는 사실을 고려한다. 점화가 검출될 때까지, 충분한 지속시간 동안 바람직한 점화 윈도우에서 가스 발생기의 속도를 안정화시키는 것은 따라서 점화 실패에 대한 원인의 대부분: 열악하게 제어되는 스타터 토크, 점화 윈도우를 너무 빠르게 통과하는 것, 연료 파이프를 채우기 위해서 필요한 시간, 화염이 점화 인젝터로부터 메인 인젝터로 매우 낮은 온도에서 전파되고 다음으로 안정화되는 데 필요한 시간, 등... 을 방지하는 역할을 한다.
가스 발생기의 단지 낮은 회전 속도(15%NG 미만, 여기서 NG는 가스 발생기의 공칭 속도)에서 적용되는, 이 제한은 제조자가 속도의 전 구간에 걸쳐서 시동 토크를 한정하도록 요구하고, 이것은, 가스 발생기로부터 대항 토크가 높고, 스타터에 대한 전원 전압이 낮고, 그리고 점화가 어려운 매우 낮은 온도에서의 시동 상황에서 핸디캡이 될 수 있다.
반면, 일단 연소실이 점화되면, 가스 발생기를 가속시키는 것과 관련된 최대 및 최소 토크 요건은 훨씬 덜 구속적이다: 토크가 충분히 높아 가스 발생기를 고압 터빈으로부터 회수되는 동력이 터보샤프트 엔진의 가스 발생기가 스스로 가속될 수 있도록 하고, 화염을 블로우 아웃할 만큼 크지 않은 속도까지 지원한다. 이 제2 단계에서, 스타터에 대한 정확한 dNG/dt 제어를 갖는 것은 필수적이 아니고, 이 것은, 그러면 인출된 동력이 훨씬 더 크기 때문에 특히 유리하다.
따라서, 본 발명은 터보샤프트 컴퓨터의 제어 하에 있는 장치로 구성되고, 이 컴퓨터는, 엔진의 연소실이 점화되지 않는 동안, 엔진의 가스 발생기를 속도까지 올리고, 가스 발생기를 엔진의 점화 윈도우에서 일정한 속도로 유지하는 기능을 한다. 메인 장점은 점화 윈도우에서 가스 발생기가 회전되도록 유지하기 위해서 필요한 동력이 매우 낮다는 것이다. 실시예로서, 헬리콥터 터보샤프트 엔진의 가스 발생기의 회전을 점화 윈도우에 유지하기 위해서 필요한 기계적 동력은 1 kW 내지 3kW의 단위의 것인 반면, 시동 시퀀스 동안 스타터에 의해서 발전되는 최대 동력은 5kW 내지 20kW 만큼, 즉 5 내지 7 배 더 클 수도 있다. 저전력 전자장치에 기반을 둔 유닛은 따라서, 시동 속도의 전체 범위에 걸쳐서 스타터를 제어하도록 구성되는 아날로그 시스템에 대한 것보다 훨씬 더 낮은 사이즈 및 비용의 것이다.
일단 점화가 검출되면, 장치는 분류되고, 스타터는 항공기의 탑재된 네트워크로부터, 전형적으로 28V에서, 제어 없이 직접적으로 전력을 공급받고, 스위치오버 시에 이미 회전되는 스타터로부터의 역기전력은 시동 전류를 감소시키고, 가스 발생기가 초기에 정지되어 있을 때 관찰되는 전류 피크의 큰 부분을 제거하는 기능을 한다.
본 발명의 다른 특징 및 장점은, 수반된 도면에 대한 참조 및 예시로서 주어진 특정 실시형태의 다음 설명으로부터 나타나고, 여기서:
도 1은 본 발명에 따른 터빈 엔진 스타터 장치의 일 실시형태의 개략적인 전체 도면이고;
도 2는 도 1에 도시된 본 발명의 장치에 포함되기에 적합한 DC-DC 변환기의 실시예의 더욱 상세한 도면이고;
도 3은, 제어 회로와 함께, 본 발명에 따른 터빈 엔진 스타터 장치의 제1 실시형태의 개략적인 전체 도면이고;
도 4는 도 3의 제1 실시형태에 따른 서보-제어 루프의 개략적인 도면이고;
도 5는, 제어 회로와 함께, 본 발명에 따른 터빈 엔진 스타터 장치의 제2 실시형태의 개략적인 전체 도면이고;
도 6은 도 5의 제2 실시형태에 대응하는 서보-제어 루프의 개략적인 도면이고;
도 7은 종래 기술의 스타터 장치에 대응하는 전기 회로 다이어그램이고;
도 8은, 비행 상태 내에서 연소실의 점화를 보장하기에 적합한, 다양한 동작 조건을 위한 회전 속도의 함수로서 스타터 토크를 위한 최대 및 최소 값의 외형을 도시하는 다양한 곡선을 플롯팅하는 그래프이고;
도 9는 종래 기술에서 스타터 저항의 삽입을 도시하는 전기 회로 다이어그램이고;
도 10 및 도 11은 한계값 속도의 함수로서 병렬 및 직렬 각각으로 연결되는 2개의 배터리를 갖는 종래 기술의 스타터 장치의 전기 회로 다이어그램이고;
도 12는 컴퓨터에 의해서 제어되는 바와 같은 알려진 시동 순서를 도시하는 그래프이고; 그리고
도 13은 DC-AC 제어식 변환기에 의해서 동력을 공급받는 AC 스타터를 사용하는 터보프랍을 위한 종래 기술의 스타터 장치의 다이어그램이다.
도 1은 본 발명의 장치의 전체적인 구성을 도시하는 다이어그램이다.
터빈 엔진을 위한 신뢰가능한 스타터 시스템은, 단일의 배터리 또는 배터리 그룹일 수도 있고, 항공기의 탑재된 네트워크로부터의 전원에 의해서 구성될 수도 있는, 예를 들어 28V의 축전지(110)를 포함하나, 본 발명은 이 전압에 한정되지 않는다.
DC 스타터(120)는, 모터 모드뿐만 아니라, 예를 들어 탑재된 네트워크에 동력을 제공하기 위해서, 일단 시동 단계가 종료되면, 발전기 모드로도 동작되는 것이 가능한 스타터 발전기(SG)에 의해서 또는 단순한 DC 스타터에 의해서 구성될 수도 있다. 아래 설명에서, 용어 "스타터"는, 달리 특정되지 않으면, 단지 스타터 및/또는 스타터-발전기 모두를 포괄하기 위해서 사용된다.
터빈 엔진 스타터 시스템은, 특히 엔진의 메인 축선에 스타터(20)로부터의 운동을 전달하기 위한 감속 기어전동장치를 포함하고, 그리고 또한 연소실에 연료를 분사하기 위한 인젝터와 관련된 펌프와 같은, 보조 장치를 포함하는, 변속기 기어박스(162)를 포함한다.
또한, 도 1은, 프리 터빈(167) 및 스타팅 액세서리(168)와 함께, 압축기(164), 연소실(165) 및 고압 터빈(166)을 포함하는 가스 발생기(160)를 포함하는 터빈 엔진의 주요 구성요소를 도시한다. 또한, 도 1은 스타터(120)의 회전 속도를 감지하기 위한 센서(161) 및 엔진의 압축기(164)의 샤프트의 회전 속도를 감지하기 위한 센서(163)를 도시한다.
본 발명의 스타터 시스템은 축전지(110)와 DC 스타터(120) 사이에 삽입되고 병렬로 연결되는 제1 및 제2 회로를 갖는다. 제1 회로는, 제1 스위치(132) 그리고 옵션으로 다이오드(131)와 직렬로 연결되는 DC-DC 변환기(130)를 포함한다. 제2 회로는 제2 스위치(133)를 포함한다.
도 3 및 도 5를 참조하여 아래에 설명된 바와 같이, 시스템은 또한, 프리 터빈(167)에 대한 입구에서의 온도를 감지하기 위한 센서(151)와 같은, 엔진의 동작을 측정하기 위한 다른 센서를 갖는다. 프리 터빈(167)에 대한 입구에서 온도(T45)는 연소실 (165)에서 점화 상태를 나타내는 정보를 제공한다. 따라서, 센서(151) 대신에, 연소실(165)에서 점화 상태를 관찰하는 것을 가능하게 하는 임의의 다른 타입의 센서를 사용하는 것이 가능하다.
제1 및 제2 스위치(132, 133)는, 압축기(164)의 회전 속도를 감지하기 위한 센서(163)에 의해서, 그리고 프리 터빈(167)에 대한 입구에서의 온도를 감지하기 위한 센서(151)에 의해서 전달되는 정보의 함수로서 제어 회로(141) (도3 및 도 5)에 의해서 제어된다.
엔진의 기존 전자 컴퓨터에 의해서 구성될 수도 있는, 또한 전자 엔진 제어기(EECU)(도 3 및 도 5)로도 알려진 전자 조절 컴퓨터(142, 142')는 센서(151 및 163)에 의해서 공급되는 측정값을 관리하고, 제어 회로(141)와 공동-동작으로 DC-DC 변환기(130)를 제어하는 기능을 하며, 제어 회로는 기존의 전기 마스터 박스, 예를 들어 항공기의 탑재된 네트워크를 관리하기 위한 모듈일 수도 있다.
따라서, 본 발명의 스타터 장치는 필수적으로, 컨트랙터(132)가 닫혀있을 때, 시동 단계의 시작 시에 스타터(120)에 동력을 공급하고, 가스 발생기(160)를 점화 윈도우에 유지하기 위해서 필요한 동력을 공급하는 DC-DC 변환기(130)에 의해서 구성된다.
일단 점화가 확인된 후, 시동이 비-통제적 방식으로 계속되게 할 수 있게끔, 예를 들어 28V의, 탑재된 네트워크에 포함될 수도 있는 배터리(110)로부터 직접적으로 중단 없이 스타터(120)에 동력을 공급하도록, 컨트랙터(133)는 닫히고, 컨트랙터(132)는 개방된다.
스위치(132 및 133)는 헬리콥터의 "전기 마스터 박스"의 부분을 형성할 수도 있다. 다이오드(131)는 필수적이지 않으나, 그럼에도 불구하고, 컨트랙터(132 및 133)의 겹치는 동작 동안에 DC-DC 변환기(130)로부터의 출구를 보호하는 목적을 위해서 유용할 수 있다.
실시예로서, DC-DC 변환기(130)는, 네트워크의 전원 전압(U)(예를 들어, 28V)을 취하고, 그리고 스타터(120)의 토크를 조절하고 따라서 동작 상태(탑재된 네트워크의 전압, 전원(110) 및 스타터(120)의 임피던스, 압축기(164)로부터의 대항 토크, 등)에 독립적으로, 설정값에서 가스 발생기(160)의 압축기(164)의 샤프트의 회전 속도(NG)를 서보-제어하는 것을 위해서 필요한 전류(ID)를 스타터 전기자(120)에 전달하는, 간단한 강압 초퍼(buck chopper; 136)(도 2 참조)를 포함할 수도 있다.
필요한 전력이 낮기 때문에, DC-DC 변환기는, 스타터(120)의 역기전력(back emf)이 거의 영(zero)일 때, 스타터(120)의 제1 시동 순간 동안에 탑재된 네크워크로부터 인출되는 전류를 제한하는 점진적 스타터 시스템으로서 작동한다. 이 양태는, 스타터(120) 상의 온도 제약, 플루팅(fluting) 상의 기계적 제약, 및 스타터(120)로부터 구동의 약한 링크를 감소시키는 것을 가능하게 하고, 그리고 또한, 헬리콥터의 배터리(110) 상에서 시동할 때, 속도와 역기전력 모두 영일 때인 스타터(120)의 스위칭 온 시에 탑재된 네트워크에서 관찰되는 전압의 강하를 감소시키는 것을 가능하게 한다.
전기 기계의 속도를 조절하는 것은 속도 센서(161)를 필요로하며, 이 속도 센서는 스타터(120) 자체의 부분을 형성하거나(어떤 스타터-발전기는, 특히 디플럭싱(defluxing)을 관리하기 위해서 센서와 결합된다), 또는 스타터(120)의 구동부에 고정될 수도 있다(포닉 휠(phonic wheel), 홀 효과 센서, 등).
바람직한 점화 윈도우는 비행 상태(대기압(p0), 대기 온도(T0))의 함수로서 변화될 수 있기 때문에, DC-DC 변환기에 대해서 속도 설정값(Nref)을 변경시킬 수 있는 것이 바람직하며, 도 3에 도시된 바와 같이, 이 설정값은 터보샤프트 엔진의 컴퓨터(142)에 의해서 준비되고, (예를 들어, 가변 튜티 비로서) 디지털 또는 아날로그 링크(145)를 걸쳐서 그 장치에 전달된다.
예시로서, 그리고 도 2에 도시된 바와 같이, DC-DC 변환기(130)는, 스위치(105)에 의해서 분류될 수 있는 저항(104)을 갖는 프리-로딩 회로(135) 그리고 캐패시터(106), 전력 반도체 구성요소에 의해서 구성되는 제어식 스위치(107), 다이오드(108) 및 직류 전류(DC)(ID)를 출력하기 위한 인덕터(109)를 갖는 강압 타입 초퍼(136)가 후속하는, 결합된 철심 인턱터(101) 및 캐패시터(102, 103)를 갖는 EMC(electromagnetic compatibility; 전자파 적합성) 필터(134)를 포함할 수도 있다.
몇 가지 변형 실시형태에서 본 발명의 스타터 시스템의 동작의 더욱 상세한 설명이, 도 3 내지 도 6을 참조하여 따른다.
시동을 선택할 때, 터빈 엔진을 제어하는 컴퓨터(EECU)(142)는 헬리콥터의 탑재 네트워크를 관리하기 위한 시스템(전기 마스터 박스; 141)에 논리 신호(SL1)를 보내고, 시동 솔레노이드 밸브 및 스파크 플러그를 작동시키고, 도 1, 도 3 및 도 5에서 참조번호 168 하에서 서로 기호적으로 그룹지어진 시동 액세서리를 제어하기 위한 라인(149)에 의해서 시동을 위해 적합한 연료 유동 제어 관계를 적용한다.
동시에, EECU(142)는, 터보샤프트 엔진의 바람직한 점화 윈도우에 대응하는 속도 설정값(Nref)을 준비하기 위해서 획득하는 다양한 파라미터(대기 압력(p0), 대기 온도(T0), 잔존물 온도(T45), 즉 프리 터빈에 대한 입구에서 가스의 온도, 등...)를 사용하고, 그리고 EECU는 이 설정값을 DC-DC 변환기(130)에 전달한다.
논리 신호(SL1)의 활성 시에, 전기 마스터 박스(141)는 컨트랙터(132)를 폐쇄하고(라인(147)을 통한 작동), 작동 설정값을 DC-DC 변환기(130)에 보낸다(라인(144)을 통해서 "온/오프(ON/OFF)" 신호를 활성화시킨다).
탑재된 네트워크(110)에 의해서 동력을 공급받는 DC-DC 변환기(130)는 작동하기 시작하고, 가스 발생기(160)의 압축기(164)의 샤프트의 회전을 가속시키고, 그리고 다음으로 속도 설정값(Nref) 상에서 회전 기계에 의한 속도의 획득(NG)을 조절하도록 스타터(120)에 전달되는 전류(ID)를 조절한다.
일단, EECU(142)는, 센서(163)에 의해서 측정되고 리인(148)에 의해서 EECU에 공급되는 바와 같이, 가스 발생기(160)의 압축기(164)의 샤프트의 회전 속도(NG)가 속도 설정값(Nref)에 도달되었고, 이 값에서 안정화되었는지를 관찰하면, 전자 조절 컴퓨터(142)는 시동 액세서리를 제어하기 위해 라인(149)을 거쳐저 필요한 제어 정보를 보냄으로써 터빈 엔진을 점화시키는 것을 진행한다.
EECU(142)가, 예를 들어 라인(151)을 통해서 T45에서 증가를 측정함으로써, 연소실의 점화를 검출하고 확인하면, EECU는 헬리콥터의 탑재된 네트워크를 관리하기 위해서 시스템(141)에 논리 신호(SL2)를 보내고, 다음으로 논리 회로(SL1)를 비활성화시킨다.
논리 신호(SL2)의 활성화 시에, 전기 마스터 박스(141)는 컨트랙터(133)를 닫는다(라인(143)을 통한 활성화): 탑재된 네트워크(110)로부터 직접적으로 동력을 공급받는 스타터(120)는 종래 방식으로 터빈 엔진을 시동시키고 가속하기를 계속한다. 동시에, 다이오드(131)는 역방향 전류에 대해서 차단되고, 따라서 DC-DC 변환기(130)로부터의 출구를 단락시키는 것을 방지하도록 한다.
다이오드에 의해서 가능하게 만들어지는 바와 같이, 컨트랙터(132 및 133)의 제어에서 오버랩은 스타터(120)에 대한 전력 공급에서 불연속이 없도록 보장하는 기능을 한다는 점이 주의되어야 한다.
논리 신호(SL1)의 비활성화 시, 전기 마스터 박스(141)는 커트랙터(132)를 개방하고(라인(147)을 통해서 전달되는 신호의 비활성), 따라서 스타터(120)의 DC-DC 변환기(130)로부터의 출구를 격리시키고, DC-DC 변환기(130)에 대한 비활성 설정값을 송신한다(라인(144) 상의 온/오프 신호의 비활성).
가스 발생기(160)의 압축기(164)의 샤프트의 속도(NG)가 시동 말기 한계값(터보샤프트 엔진이 독립적으로 작동하기 시작하는 한계값)을 넘는 것을 EECU(142)가 검출하면, EECU는 라인(149)을 통해서 시동 액세서리(168), 그리고 또한 논리 신호(SL2)를 비활성화시킨다.
논리 신호(SL2)의 비활성화 시, 전기 마스터 박스(141)는 컨트랙터(133)를 개방하여(라인(143)을 통한 제어 신호의 비활성), 스타터(120)에 대한 전력 공급을 오프시킨다.
속도 한계값을 넘어서, 스타터-발전기(120)는 탑재된 네트워크(110)에 전력을 공급하도록 발전기 모드로 스위치될 수 있으나, 이 동작은 만약 스타터가 단지 스타터인 경우에는 행해질 수 없다.
DC-DC 변환기(130)를 제어하는 관점으로부터, 2개의 인터리브식 조절 루프: 토크에 의해서 추종되는 속도 서보-제어 또는 전류 서보-제어(도 4 및 도 6 참조)가 종래 방식에서 찾아진다.
라인(172)에 의해서 전달되는 바와 같은, 터빈 엔진을 위한 이상적인 점화 윈도우에 대응하는 속도 설정값(Nref)은, EECU(170)에 의해서 획득되는 파라미터(예를 들어 그리고 비-철저한 방식으로, 대기압(p0), 압축기에 대한 입구에서 공기 온도(T0), ...)의 함수로서 터빈 엔진의 EECU(170)에 의해서 블록(171)에서 마련되고, 그리고 다음으로 디지털 또는 아날로그 방식으로 DC-DC 변환기(130)의 제어 시스템(180)에 전달된다.
센서(161)에 의해서 측정되는 바와 같은 그리고 라인(146 (도 3); 또는 181 (도 4))에 의해서 전달되는 바와 같은 회전 기계의 속도(ND)는 토크 설정값(Cref)을 제공하기 위해서 보정기(183)에 의해서 처리되는 속도 에러(ΔN)를 제공하기 위해서 비교기(182)에서 속도 설정값(Nref)과 비교된다. 이 토크 설정값(Cref)은 블록(184)에 의해서 처리되고, 이 블록은 토크 설정값을 전류 설정값(Iref)으로 변형한다. DC-DC 변환기(130)로부터의 출구에서 측정된 전류(ID)는 에러(ΔI)를 제공하도록 비교기(186)에서 기준값(Iref)과 비교되고, 이 에러는 전도 듀티 비(t)에 대한 설정값(188)을 제공하도록 보정기(187)에 의해서 처리되고, 튜티 비는 DC-DC 변환기(130)의 초퍼의 전력 반도체(들)(189(도 4) 또는 107 (도 2))를 제어하기 위해서 사용된다.
도 5 및 도 6에 도시되고 약간 상이한 다른 실시형태에서, 속도 서보-제어 루프는 EECU(270)에 의해서 계산된다. 비교기(274)에 인풋(272)으로 공급되는 속도 설정값(Nref)은 위에서와 같은 동일한 방식으로 EECU(270)에 의해서 도 4의 블록(171)에 유사한 블록(271)에서 준비되나, 이 속도 절정값은, DC-DC 변환기(130)의 제어 회로(280)에 EECU(270)에 의해서 전달되는 토크 설정값(Cref)을 마련하도록 비교기(274)의 입력부(273) 상에 공급되는 바와 같은, 가스 발생기(160)의 압축기(164)의 샤프트의 측정된 회전 속도(NG)(이것은 스타터(120)의 회전 속도(ND)에 비례한다)와 비교된다. 이 토크 설정값(Cref)은, 도 4의 상술된 실시형태에서와 같은 동일한 방식으로 DC-DC 변환기(130)의 제어 회로(280)에 의해서 초퍼의 반도체(286)를 제어하는 것으로 종결되도록 처리되며, 도 6의 구성요소(281 내지 286)은 각각 도 4의 구성요소(184 내지 189)에 대응하고 다시 설명되지 않는다.
이 실시형태의 장점 중 하나가 스타터(120) 상의 속도 센서(161)를 생략하는 것을 가능하게 하고, 속도 루프가 센서(163)를 사용하여 가스 발생기의 속도(NG)를 획득함으로써 터보샤프트 엔진 컴퓨터에서 직접적으로 처리되는 것임을 알 수 있다.
일반적인 방식으로, 본 발명은 터빈 엔진을 신뢰가능하게 시동하기 위한 시스템 및 방법 모두에 관한 것이다.
프리 터빈(167)과 함께, 축전지(110), DC 스타터(120), 전자 조절 컴퓨터(142, 142'), 변속기 기어박스(162), 시동 단계 동안에 연료를 점화하기 위해서 그리고 인젝터에 대한 연료 분배를 관리하기 위한 시동 액세서리(168), 자체로 압축기(164)를 포함하는 가스 발생기(160), 연소실(165), 및 고압 터빈(166)을 갖는 터빈 엔진을 신뢰가능하게 시동하기 위한 방법은 다음 단계를 포함한다:
·　제1 및 제2 회로를 병렬로 연결하고, 상기 축전지(110) 및 상기 DC 스타터(120) 사이에 제1 및 제2 회로를 개재시키는 단계로서, 상기 제1 회로는 제1 스위치(132)와 직렬로 연결되는 DC-DC 변환기(130)를 포함하고, 그리고 제2 회로는 제2 스위치(133)을 포함하는, 상기 제1 및 제2 회를 연결하고 개재시키는 단계;
·　상기 압축기(164)의 회전 속도를 측정하는 단계;
· 상기 프리 터빈(167)의 입구에서 온도를 측정하는 단계; 및
·　상기 프리 터빈(167)의 입구에서 온도 및 압축기(164)의 회전 속도에 관한 측정 정보의 함수로서 상기 제1 및 제2 스위치(132, 133)를 제어하는 단계.
더욱 구체적으로, 시동을 초기화할 때, 시동 액세서리(168)는 작동되고 동시에 속도 설정값(Nref)이 상기 DC-DC 변환기(130)에 전달되며, 이 속도 설정값은 터빈의 바람직한 점화 윈도우에 대응하고, 상기 제1 스위치(132)는 DC-DC 변환기(130)를 작동시켜 압축기(164)를 가속시키고 다음으로 스타터(120)에 전달되는 전압을 조절하여 속도 설정값(Nref)에 따라 상기 압축기(164)에 의한 속도의 획득을 조절하고, 그리고 상기 속도 설정값(Nref)이 도달될 때, 상기 터빈 엔진의 연소실(165)은 점화되고, 프리 터빈(167)의 입구에서 온도가 측정되고, 그리고 일단 온도 상승이 검출되어, 연소실(165)이 점화된 것을 확인하고, 제2 스위치(133)가 폐쇄되고, 제1 스위치(132)가 개방되고, 그리고 DC-DC 변환기(130)가 비활성화되고, 압축기의 회전 속도가 시동 말기 한계값을 넘는 것을 검출한 후, 시동 액세서리(168)는 비활성화되고, 제2 스위치(133)는 개방된다.
신뢰가능한 시동을 위한 본 발명의 방법 및 시스템은 다양한 장점을 제공한다.
이들은 터빈 엔진의 가스 발생기의 연소실에서 돌연정지 또는 점화의 실패 결과로서 무산된 시동 횟수를 감소시킬 수 있다.
이들은 시동이 시동 상태(비행 상태, 오일 온도, 스타터에 대한 전원 전압, 등 ...)에 대해서 더욱 강성일 수 있도록 한다.
이들은 시동 지속시간 상의 확산을 최소화하는 것이 가능하다.
따라서, 이들은 무산된 시동과 새로운 시도 사이의 통기를 피하는 것이 가능하고, 따라서 탑재된 배터리의 치수 및 무게를 감소시키는 것이 가능하다.
이들은, 요구되는 최대 시동 토크 템플리트와 일치되도록 스타터를 위한 전력 공급을 구성하는 제조자의 작업을 단순화시킨다.
이들은 제로 속도에서 시동할 때 돌입 전류를 제한하는 것을 가능하게 하고, 따라서 스타터-발전기의 브러쉬 상의 마모를 최소화하고, 커플링(플루팅, 위크 링크) 상의 스트레스를 최소화하고, 탑재된 네트워크에서 전압의 강하를 감소시키고, 그리고 배터리의 치수를 최적화하는 것을 가능하게 한다.
이것은, 무산된 시동의 더 낮은 비율을 고려하면, 헬리콥터에 대한 더 양호한 가용성으로 이어진다.
장치의 동력을 감소시킴으로써, 풀(full) 시동 동력을 위해서 치수지어진 정지형 변환기와 비교되었을 때 무게 및 비용이 또한 감소된다(최대 시동 동력의 약 15%).
본 발명의 시스템은 헬리콥터 상에서 현재 사용되는 브러쉬를 갖는 대부분의 28 V의 스타터-발전기 및 스타터와 호환가능하다.
본 발명은 설명된 실시형태에 한정되지 않고, 청구항의 범위 내에 들어오는 임의의 변형예에도 연장된다.
따라서, 예시로서, 먼저 성능(토크, 속도) 관점의 요건, 및 두번째로 사용되는 인터페이스(장지에 속도 설정값을 전달하기 위한 포맷)를 포함하는 엔진의 사양이 알려 진다면, 제어식 DC-DC 변환기(130)를 포함하는 장치가 전기 마스터 박스(141)에 직접적으로 제조자에 의해서 장착될 수도 있다.

Claims (16)

  1. 프리 터빈(167)과 함께 축전지(110), DC 스타터(120), 전자 조절 컴퓨터(142, 142'), 변속기 기어박스(162), 인젝터에 대한 연료의 분배를 관리하고 시동 단계 동안에 연료를 점화시키기 위한 시동 액세서리(168), 자체가 압축기(164)를 포함하는 가스 발생기(160), 연소실(165) 및 고압 터빈(166)을 포함하는 터빈 엔진을 신뢰가능하게 시동하기 위한 시동 시스템에 있어서, 상기 시동 시스템은 상기 축전지(110)와 상기 DC 스타터(120) 사이에 배열되고 병렬로 연결되는 제1 및 제2 회로를 더 포함하며, 상기 제1 회로는 제1 스위치(132)와 직렬로 연결된 DC-DC 변환기(130)를 포함하고, 상기 제2 회로는 제2 스위치(133)를 포함하며, 상기 시동 시스템은 적어도, 상기 압축기(164)의 회전 속도를 감지하기 위한 센서(163), 상기 프리 터빈(167)에 대한 입구에서 온도를 감지하기 위한 센서(151), 및 상기 압축기(164)의 회전 속도를 감지하기 위한 상기 센서(163)에 의해서 그리고 상기 프리 터빈(167)의 입구 온도를 감지하기 위한 상기 센서(151)에 의해서 공급되는 정보의 함수로서 상기 제1 및 제2 스위치(132, 133)를 제어하기 위한 제어 회로(141)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 시동 시스템.
  2. 청구항 1에 있어서, 상기 시동 시스템은 상기 제1 회로에서 상기 DC-DC 변환기(130) 및 상기 제1 스위치(132)와 직렬로 연결되는 다이오드(131)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 시동 시스템.
  3. 청구항 1 또는 청구항에 2에 있어서, 상기 DC 스타터(120)는 스타터-발전기 타입인 것을 특징으로 하는 시동 시스템.
  4. 청구항 1 내지 청구항 3 중 어느 한 항에 있어서, 상기 시동 시스템은 상기 DC 스타터(120)의 회전 속도를 감지하기 위한 센서(161)를 더 포함하며, 상기 DC-DC 변환기(130)는, 상기 제1 스위치(132)가 닫힐 때 상기 DC 스타터(120)의 회전 속도를 감지하기 위한 상기 센서(161)에 의해서 서보-제어되도록 구성되는 것을 특징으로 하는 시동 시스템.
  5. 청구항 1 내지 청구항 3 중 어느 한 항에 있어서, 상기 DC-DC 변환기(130)는, 상기 제1 스위치(132)가 닫힐 때 상기 압축기의 회전 속도를 감지하기 위한 상기 센서(163)에 의해서 서보-제어되도록 구성되는 것을 특징으로 하는 시동 시스템.
  6. 청구항 1 내지 청구항 5 중 어느 한 항에 있어서, 상기 DC-DC 변환기(130)는 EMC(electromagnetic compatibility; 전자파 적합성) 필터(134), 프리-로드 회로(135), 및 강압 타입 초퍼(136)를 포함하는 것을 특징으로 하는 시동 시스템.
  7. 청구항 4에 있어서, 상기 전자 조절 컴퓨터(142)는 상기 터빈 엔진의 바람직한 점화 윈도우에 대응하는 속도 설정값(Nref)을 마련하기 위한 유닛, 및 상기 DC-DC 변환기(130)에 상기 속도 설정값(Nref)을 전달하기 위한 전달 링크(145)를 포함하는 것을 특징으로 하는 시동 시스템.
  8. 청구항 5에 있어서, 상기 전자 조절 컴퓨터(142')는 상기 터빈 엔진의 바람직한 점화 윈도우에 대응하는 속도 설정값(Nref)을 마련하기 위한 유닛, 토크 설정값(Cref)을 마련하기 위한 유닛, 및 상기 DC-DC 변환기(130)에 토크 설정값(Cref)을 전달하기 위한 전달 링크(152)를 포함하는 것을 특징으로 하는 시동 시스템.
  9. 청구항 1 내지 청구항 8 중 어느 한 항에 있어서, 상기 전자 조절 컴퓨터(142, 142')는 상기 제1 및 제2 스위치(132, 133)를 작동시키도록 헬리콥터의 탑재된 네트워크를 관리하기 위한 유닛(141)에 적용되는 각각의 논리 신호(SL1, SL2)를 마련하기 위한 유닛을 포함하는 것을 특징으로 하는 시동 시스템.
  10. 청구항 1 내지 청구항 9 중 어느 한 항에 있어서, 상기 전자 조절 컴퓨터(142, 142')는, 상기 압축기의 회전 속도(NG)가 미리 결정된 한계값을 초과한 것을 검출하기 위한, 그리고 상기 제1 및 제2 스위치(132, 133)를 비활성화시키기 위한, 그리고 또한 상기 시동 액세서리(168)를 비활성화시키기 위한 유닛을 포함하는 것을 특징으로 하는 시동 시스템.
  11. 청구항 1 내지 청구항 10 중 어느 한 항에 있어서, 상기 시동 시스템은, 속도 서보-제어 루프 및 전류 서보-제어 루프 모두를 포함하는, 상기 DC-DC 변환기(130)를 위한 제어 회로를 포함하는 것을 특징으로 하는 시동 시스템.
  12. 청구항 4 및 청구항 11에 있어서, 상기 속도 서보-제어 루프 및 상기 전류 서보-제어 루프는 상기 DC-DC 변환기(130)를 제어하기 위한 독립 제어기 회로에 포함되는 것을 특징으로 하는 시동 시스템.
  13. 청구항 5 및 청구항 11에 있어서, 상기 속도 서보-제어 루프는 상기 전자 조절 컴퓨터(142')에 포함되고, 그리고 상기 전류 서보-제어 루프는 상기 DC-DC 변환기(130)를 제어하기 위한 독립 제어기 회로에 포함되는 것을 특징으로 하는 시동 시스템.
  14. 프리 터빈(167)과 함께, 축전지(110), DC 스타터(120), 전자 조절 컴퓨터(142, 142'), 변속기 기어박스(162), 시동 단계 동안에 연료를 점화하기 위한 그리고 인젝터에 대한 연료 분배를 관리하기 위한 시동 액세서리(168), 자체가 압축기(164)를 포함하는 가스 발생기(160), 연소실(165), 및 고압 터빈(166)을 포함하는 터빈 엔진을 신뢰가능하게 시동하기 위한 시동 방법에 있어서,
    ·　제1 및 제2 회로를 병렬로 연결하고, 상기 축전지(110) 및 상기 DC 스타터(120) 사이에 상기 제1 및 제2 회로를 개재시키는 단계로서, 상기 제1 회로는 제1 스위치(132)와 직렬로 연결되는 DC-DC 변환기(130)를 포함하고, 그리고 상기 제2 회로는 제2 스위치(133)을 포함하는, 상기 제1 및 제2 회로를 연결하고 개재시키는 단계;
    ·　상기 압축기(164)의 회전 속도를 측정하는 단계;
    · 상기 프리 터빈(167)의 입구에서 온도를 측정하는 단계; 및
    ·　상기 프리 터빈(167)의 입구에서 온도 및 상기 압축기(164)의 회전 속도에 관한 측정 정보의 함수로서 상기 제1 및 제2 스위치(132, 133)를 제어하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 시동 방법.
  15. 청구항 14에 있어서, 시동을 초기화할 때, 상기 시동 액세서리(168)가 작동되고 동시에 속도 설정값(Nref)이 상기 DC-DC 변환기(130)에 전달되고, 상기 속도 설정값은 상기 터빈의 바람직한 점화 윈도우에 대응하며, 그리고 상기 제1 스위치(132)는 닫히는 한편, DC-DC 변환기(130)를 작동시켜 압축기(164)를 가속시키고 다음으로 상기 스타터(120)에 전달되는 전압을 조절하여 상기 속도 설정값(Nref)에 따라 상기 압축기(164)에 의한 속도의 획득을 조절하고, 그리고 상기 속도 설정값(Nref)이 도달될 때, 상기 터빈 엔진의 연소실(165)은 점화되고, 프리 터빈(167)의 입구에서 온도가 측정되고, 그리고 일단 온도 상승이 검출되어, 연소실(165)이 점화된 것을 확인하며, 상기 제2 스위치(133)가 닫히고, 상기 제1 스위치(132)가 개방되고, 그리고 상기 DC-DC 변환기(130)가 비활성화되고, 상기 압축기의 회전 속도가 시동-말기 한계값을 넘는 것을 검출한 후, 상기 시동 액세서리(168)는 비활성화되고, 상기 제2 스위치(133)는 개방되는 것을 특징으로 하는 시동 방법.
  16. 청구항 1 내지 청구항 13 중 어느 한 항에 있어서, 상기 시동 시스템은 항공기 터빈 엔진에 적용되는 것을 특징으로 하는 시동 시스템.
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