Способ управления газотурбинной установкой


 


Владельцы патента RU 2425996:

Закрытое акционерное общество Научно-производственная фирма "ГАЗ-система-сервис" (RU)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД) и газотурбинными установками (ГТУ) различного применения (для привода нагнетателей газоперекачивающих агрегатов - ГПА, и электрогенераторов газотурбинных электростанций - ГТЭС). Дополнительно после прекращения подачи топлива в КС анализируют частоту вращения силовой турбины, если темп увеличения частоты вращения силовой турбины меньше первого наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем, включают агрегат зажигания на наперед заданное время, если после этого частота вращения силовой турбины стала меньше предельного значения, темп уменьшения частоты вращения силовой турбины стал ниже второго наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем, а частота вращения турбокомпрессора выше третьего наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем, подают в КС расход топлива, соответствующий режиму розжига КС и анализируют температуру газов за турбиной компрессора, при увеличении температуры газов на величину, больше, чем четвертое наперед заданное значение, определяемое расчетно-экспериментальным путем, увеличивают расход топлива в КС с наперед заданным темпом до тех пор, пока он не станет равным расходу топлива в момент, предшествовавший прекращению подачи топлива, если в течение наперед заданного времени с момента возобновления подачи топлива в КС требуемого увеличения температуры газов не произойдет, прекращают подачу топлива в КС и выполняют останов ГТУ. Технический результат изобретения - повышение качества работы САУ, за счет чего исключается возможность выключения исправной ГТУ и, как следствие, повышается надежность работы ГТУ. 1 ил.

 

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД) и газотурбинными установками (ГТУ) различного применения (для привода нагнетателей газоперекачивающих агрегатов - ГПА, и электрогенераторов газотурбинных электростанций - ГТЭС).

Известен способ управления ГТД реализованный в электронно-гидромеханической САУ супервизорного типа. Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД». М., «Транспорт», 1976 г., с.43-45.

Способ заключается в том, что с целью повышения точности управления управляющее воздействие гидромеханического регулятора корректируется в ограниченном диапазоне электронным корректором.

Недостатком известного способа является его низкая эффективность.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления ГТД, реализованный в электронно-гидромеханической САУ двигателя ТВ7-117, входящего в силовую установку (СУ) самолета Ил-114, «Руководство по эксплуатации двигателя ТВ7-117С», ЛНПО им. В.Я.Климова. Ленинград, 1988 г., с.96-97.

Способ заключается в том, что измеряют частоту вращения свободной турбины, сравнивают ее с наперед заданным предельным значением, определяемым для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем, если частота вращения свободной турбины превысила предельное значение на наперед заданное для каждого типа двигателя время, прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) и выключают двигатель.

Недостатком этого способа является следующее.

Канал измерения частоты вращения силовой турбины имеет хотя и высокую, но конечную надежность. Это может привести к формированию ложного сигнала частоты вращения, превышающего предельное значение, что, в свою очередь, приведет к выключению нормально работающего двигателя и созданию сложной ситуации, способной перерасти в аварийную или даже катастрофическую.

С другой стороны, задержка выключения двигателя при реальной расцепке валов свободной турбины и воздушного винта даже на предельно малое наперед заданное время может привести к разрушению диска свободной турбины и повреждению объекта применения ГТД.

Все это, в конечном счете, снижает надежность работы СУ.

Целью изобретения является повышение качества работы САУ с целью повышения надежности работы ГТУ.

Поставленная цель достигается тем, что в способе управления ГТУ, заключающемся в том, что измеряют частоту вращения силовой (свободной) турбины, сравнивают ее с наперед заданным предельным значением, определяемым для каждого типа ГТУ расчетно-экспериментальным путем, если частота вращения силовой турбины превысила предельное значение, прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС), дополнительно после прекращения подачи топлива в КС анализируют частоту вращения силовой турбины, если темп увеличения частоты вращения силовой турбины меньше первого наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем, включают агрегат зажигания на наперед заданное время, если после этого частота вращения силовой турбины стала меньше предельного значения, темп уменьшения частоты вращения силовой турбины стал ниже второго наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем, а частота вращения турбокомпрессора выше третьего наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем, подают в КС расход топлива, соответствующий режиму розжига КС и анализируют температуру газов за турбиной компрессора, при увеличении температуры газов на величину, больше чем, четвертое наперед заданное значение, определяемое расчетно-экспериментальным путем, увеличивают расход топлива в КС с наперед заданным темпом до тех пор, пока он не станет равным расходу топлива в момент, предшествовавший прекращению подачи топлива, если в течение наперед заданного времени с момента возобновления подачи топлива в КС требуемого увеличения температуры газов не произойдет, прекращают подачу топлива в КС и выполняют останов ГТУ.

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), блок 2 управления двигателем (БУД), блок 3 управления дозирующим агрегатом, дозирующий агрегат 4 (ДГ), стопорный клапан 5 (СКВ), причем ДГ 4 подключен к БД 1, а СКВ 5 - к БУД 2, командный агрегат 6 (КА), вход которого подключен к БУД 2, а выход - к агрегату 7 исполнительных клапанов (АИК), к БУД 2 подключен пульт 8 управления (ПУ).

Устройство работает следующим образом.

Оператор, управляющий ГТУ, с помощью ПУ 8 задает режим работы ГТУ: запуск, холостой ход, номинальный режим, максимальный режим, перегрузочный режим.

Команда оператора от ПУ 8 по цифровому каналу связи (например, RS 485 или Ethernet) передается в БУД 2. БУД 2 в соответствии с полученной от ПУ 8 командой по сигналам датчиков из БД 1 по известным зависимостям (см., например, книгу Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД». М., «Транспорт», 1976 г., с.117-135) вычисляет потребный расход топлива в КС ГТУ и соответствующее положение механизации компрессора ГТУ (клапанов перепуска воздуха из-за промежуточных ступеней - ЗПВ КНД - не показаны, клапанов перепуска воздуха из-за компрессора - КПВ КВД - не показаны, лопаток входного направляющего аппарата - ВНА - не показаны), с помощью блока 3 и ДГ 4 поддерживает режим работы ГТУ, изменяя расход топлива в КС ГТУ. При работе ГТУ СКВ 5 находится в положении «Открыт».

Дополнительно на всех режимах работы ГТУ от холостого хода до максимального в БУД 2 с помощью БД 1 измеряют частоту вращения силовой турбины, сравнивают ее с наперед заданным предельным значением, определяемым для каждого типа ГТУ расчетно-экспериментальным путем (для ГТЭ-25ПЭР разработки и производства ОАО «Авиадвигатель», г.Пермь, это значение равно 5500 об/мин).

Если частота вращения силовой турбины превысила предельное значение по командам БУД 2 с помощью блока 3, ДГ 4 и СКВ 5 прекращают подачу топлива в КС.

После прекращения подачи топлива в КС в БУД 2 анализируют измеренную с помощью БД 1 частоту вращения силовой турбины.

Если раскрутка силовой турбины не связана с нарушением кинематической связи между силовой турбиной и нагрузкой (колесом нагнетателя в ГПА или электрогенератором в ГТЭС) и темп увеличения частоты вращения силовой турбины станет меньше первого наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем (для ГТЭ-25ПЭР это значение составляет 4000 об/мин/с), с помощью КА 6 и АИК 7 включают агрегат зажигания (A3 - не показан) на наперед заданное время (для ГТЭ-25ПЭР это время составляет 10 с).

Если после этого частота вращения силовой турбины стала меньше предельного значения (5500 об/мин), темп уменьшения частоты вращения силовой турбины стал ниже второго наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем (для ГТЭ-25ПЭР - 1500 об/мин/с), а частота вращения турбокомпрессора, измеренная БУД 2 с помощью БД 1, выше третьего наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем (для ГТЭ-25ПЭР - 7200 об/мин), по команде БУД 2 открывают СКВ 5 и с помощью блока 3 и ДГ 4 подают в КС расход топлива, соответствующий режиму розжига КС (для ГТЭ-25ПЭР - 220 кг/час).

После этого в БУД 2 анализируют измеренную с помощью БД 1 температуру газов за турбиной компрессора: при увеличении температуры газов (розжиге КС) на величину, больше, чем четвертое наперед заданное значение, определяемое расчетно-экспериментальным путем (для ГТЭ-25ПЭР - 70°С), по команде БУД 2 с помощью блока 3 и ДГ 4 увеличивают расход топлива в КС с наперед заданным темпом (для ГТЭ-25ПЭР - 5 кг/час/с) до тех пор, пока он не станет равным расходу топлива в момент, предшествовавший прекращению подачи топлива, зафиксированному БУД 2 в момент подачи команд на прекращение подачи топлива в КС и хранящемуся в энергонезависимой памяти БУД 2.

Если в течение наперед заданного времени с момента возобновления подачи топлива в КС требуемого увеличения температуры газов не произойдет (КС не разожглась из-за все-таки возникших неполадок в ГТУ), по командам БУД 2 с помощью блока 3, Д 4, СКВ 5 прекращают подачу топлива в КС и с помощью КА 6 и АИК 7 выполняют останов ГТУ.

Таким образом, за счет повышения качества работы САУ исключается возможность выключения исправной ГТУ, за счет чего повышается надежность работы ГТУ.

Способ управления газотурбинной установкой, заключающийся в том, что измеряют частоту вращения свободной турбины, сравнивают ее с наперед заданным предельным значением, определяемым для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем, если частота вращения свободной турбины превысила предельное значение, прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) и выключают двигатель, отличающийся тем, что дополнительно после прекращения подачи топлива в КС анализируют частоту вращения силовой турбины, если темп увеличения частоты вращения силовой турбины меньше первого наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем, включают агрегат зажигания на наперед заданное время, если после этого частота вращения силовой турбины стала меньше предельного значения, темп уменьшения частоты вращения силовой турбины стал ниже второго наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем, а частота вращения турбокомпрессора выше третьего наперед заданного значения, определяемого расчетно-экспериментальным путем, подают в КС расход топлива, соответствующий режиму розжига КС и анализируют температуру газов за турбиной компрессора, при увеличении температуры газов на величину, больше чем четвертое наперед заданное значение, определяемое расчетно-экспериментальным путем, увеличивают расход топлива в КС с наперед заданным темпом до тех пор, пока он не станет равным расходу топлива в момент, предшествовавший прекращению подачи топлива, если в течение наперед заданного времени с момента возобновления подачи топлива в КС требуемого увеличения температуры газов не произойдет, прекращают подачу топлива в КС и выполняют останов ГТУ.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления (САУ) газотурбинными двигателями (ГТД) со свободной турбиной, применяемыми в составе газотурбинных установок (ГТУ) для привода электрогенераторов (ЭГ) газотурбинных электростанций (ГТЭС).

Изобретение относится к способу, предназначенному для уменьшения в газотурбинном двигателе скорости вращения турбины, содержащей ротор, приводящий в движение тот или иной вал и имеющий возможность вращаться внутри статора, в случае разрушения упомянутого вала.

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) переходными режимами газотурбинных двигателей (ГТД). .

Изобретение относится к способу оценки толщины стенки полой детали типа лопатки газотурбинного двигателя, по меньшей мере в одной точке, имеющей определенный радиус кривизны в этой точке, внутри интервала радиусов кривизны и определенных значений толщины, заключающийся в том, что определяют величины импеданса электрической цепи, образованной датчиком токов Фуко, наложенным на стенку, вводят эти величины на вход блока цифровой обработки с нейронной сетью.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД.
Изобретение относится к системам управления топливоподачей совместно с управлением другим параметром турбореактивного двигателя, а именно совместно с управлением реактивным соплом.

Изобретение относится к области авиационной техники, а точнее касается автоматического управления самолета с газотурбинным двигателем с форсажной камерой. .

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления (САУ) газотурбинных установок (ГТУ), используемых для привода электрогенераторов (ЭГ) газотурбинных электростанций (ГТЭС)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления авиационными газотурбинными двигателями (ГТД) и газотурбинными установками (ГТУ) различного назначения

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, используемыми в качестве силовых агрегатов в газовой и энергетических отраслях

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными установками (ГТУ) различного назначения

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными установками (ГТУ) различного назначения

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД, входящих в двухдвигательные силовые установки самолетов и вертолетов

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой ГТД летательных аппаратов в аварийных ситуациях при отказе одного или нескольких агрегатов системы подачи топлива
Наверх