Способ управления расходом топлива на запуске газотурбинной установки


 


Владельцы патента RU 2427721:

Закрытое акционерное общество Научно-производственная фирма (ЗАО НПФ) "ГАЗ-СИСТЕМА-СЕРВИС" (RU)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно контролируют скорость изменения температуры газов за турбиной компрессора и частоту вращения ротора турбокомпрессора, если скорость увеличения температуры газов выше первой наперед заданной величины, а скорость уменьшения частоты вращения ротора турбокомпрессора ниже второй наперед заданной величины в течение наперед заданного промежутка времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе эксплуатации ГТУ, формируют сигнал «Срыв компрессора высокого давления» и прекращают запуск ГТУ. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТУ. За счет повышения качества работы САУ предотвращается работа ГТУ на нерасчетных режимах компрессора, что позволяет избежать перегрева турбины ГТУ и, как следствие, повышает надежность работы ГТУ. 1 ил.

 

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

Известен способ управления расходом топлива в камеру сгорания (КС) ГТД, заключающийся в том, что подают в КС двигателя постоянный расход топлива - расход розжига, определяемый для каждого типа двигателей расчетно-экспериментальным путем (Черкасов Б.А. «Автоматика и регулирование ВРД», М., «Машиностроение», 1965 г., с.324-328).

Недостатком известного способа является его низкая эффективность с точки зрения обеспечения требуемых запасов газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессора и, как следствие, невозможность использования для управления современными ГТД, а именно турбореактивными двигателями с высокой степенью двухконтурности (ТРДД), такими, например, как двигатели ПС-90А и ПС-90А2, а также газотурбинных установок (ГТУ) наземного применения (для привода нагнетателей газоперекачивающих агрегатов - ГПА и электрогенераторов газотурбинных электростанций - ГТЭС).

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления расходом топлива на запуске ГТУ, заключающийся в том, что измеряют параметры ГТУ и параметры воздушного потока на входе в ГТУ, в соответствии с измеренными параметрами по заранее определенным зависимостям определяют потребный суммарный расход топлива в КС ГТУ, в зависимости от потребного суммарного расхода топлива в КС определяют заданное положение дозатора, измеряют фактическое положение дозатора и осуществляют управление расходом топлива с помощью изменения положения дозатора (Раздолин М.В., Сурнов Д.Н. «Агрегаты ВРД», М., «Машиностроение», 1973 г., с.232-235, 352).

Недостатком этого способа является то, что он не обеспечивает защиту ГТУ от срыва и помпажа компрессора, что может привести к перегреву турбины ГТУ и, как следствие, снижает надежность работы ГТУ.

Целью изобретения является повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности работы ГТУ.

Поставленная цель достигается тем, что в способе управления расходом топлива на запуске ГТУ, заключающемся в том, что измеряют параметры ГТУ и параметры воздушного потока на входе в ГТУ, в соответствии с измеренными параметрами по заранее определенным зависимостям определяют потребный суммарный расход топлива в КС ГТУ, в зависимости от потребного суммарного расхода топлива в КС определяют заданное положение дозатора, измеряют фактическое положение дозатора и осуществляют управление расходом топлива в КС с помощью изменения положения дозатора, дополнительно контролируют скорость изменения температуры газов за турбиной компрессора и частоту вращения ротора турбокомпрессора, если скорость увеличения температуры газов выше первой наперед заданной величины, а скорость уменьшения частоты вращения ротора турбокомпрессора ниже второй наперед заданной величины в течение наперед заданного промежутка времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе эксплуатации ГТУ, формируют сигнал «Срыв компрессора высокого давления» и прекращают запуск ГТУ.

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), электронный блок 2 управления ГТУ (БУД), блок 3 управления дозатором (БУШДГ), дозатор 4, причем дозатор 4 подключен к БД 1, пульт 5 оператора (ПУ), подключенный к БУД 2.

Устройство работает следующим образом.

Оператор, управляющий ГТУ, с помощью ПУ 5 задает режим работы ГТУ: запуск.

Команда оператора от ПУ 5 по цифровому каналу связи (например, RS 485 или Ethernet) передается в БУД 2. БУД 2 в соответствии с полученной от ПУ 5 командой по сигналам датчиков из БД 1 по известным зависимостям (см., например, книгу Шевяков А. А. «Силовые установки ракетных двигателей и энергетических установок, Системы управления энергетических установок», М., «Машиностроение», 1985 г.) вычисляет потребный суммарный расход топлива в КС ГТУ, в зависимости от потребного суммарного расхода топлива в КС по расходной характеристике дозатора 4, которая записывается в энергонезависимую память БУД 2 в процессе приемосдаточных испытаний ГТУ, формирует заданное положение дозатора 4, сравнивает его с измеренным в БД 1 положением, по величине рассогласования формирует управляющее воздействие и выдает его в БУШДГ 3. БУШДГ 3 является по своей сути электромеханическим преобразователем, выполненным, например, в виде шагового двигателя.

В зависимости от величины управляющего воздействия, полученного от БУД 2, БУШДГ 3 изменяет положение, а соответственно, и расход топлива в КС ГТУ.

Дополнительно БУД 2 рассчитывает и контролирует скорость изменения температуры газов за турбиной компрессора и частоту вращения ротора турбокомпрессора. Если скорость увеличения температуры газов выше первой наперед заданной величины (для ГТУ-25 производства ОАО «Авиадвигатель», г.Пермь, входящей в состав ГТУ-25П и ГТЭС-25ПЭР эта величина составляет 100К/с), а скорость уменьшения частоты вращения ротора турбокомпрессора ниже второй наперед заданной величины (для ГТУ-25 - минус 100 об./мин./с) в течение наперед заданного промежутка времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе эксплуатации ГТУ (для ГТУ-25 это время равно 0,5 с), БУД 2 формирует сигнал «Срыв компрессора высокого давления» (этот сигнал передается в ПУ 5 и индицируется на экране монитора оператора) и прекращает запуск ГТУ (дозатор 4 устанавливается в положение нулевого расхода).

Таким образом, за счет повышения качества работы САУ предотвращается работа ГТУ на нерасчетных режимах компрессора, что позволяет избежать перегрева турбины ГТУ и, как следствие, повышает надежность работы ГТУ.

Способ управления расходом топлива на запуске газотурбинной установки (ГТУ), заключающийся в том, что измеряют параметры ГТУ и параметры воздушного потока на входе в ГТУ, в соответствии с измеренными параметрами по заранее определенным зависимостям определяют потребный суммарный расход топлива в камеру сгорания (КС) ГТУ, в зависимости от потребного суммарного расхода топлива в КС определяют заданное положение дозатора, измеряют фактическое положение дозатора и осуществляют управление расходом топлива в КС с помощью изменения положения дозатора, отличающийся тем, что дополнительно контролируют скорость изменения температуры газов за турбиной компрессора и частоту вращения ротора турбокомпрессора, если скорость увеличения температуры газов выше первой наперед заданной величины, а скорость уменьшения частоты вращения ротора турбокомпрессора ниже второй наперед заданной величины в течение наперед заданного промежутка времени, определяемого расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе эксплуатации ГТУ, формируют сигнал «Срыв компрессора высокого давления» и прекращают запуск ГТУ.



 

Похожие патенты:

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 газотурбинными двигателями (ГТД) и газотурбинными установками (ГТУ) различного применения (для привода нагнетателей газоперекачивающих агрегатов - ГПА, и электрогенераторов газотурбинных электростанций - ГТЭС).

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 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

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ТРДФ) с форсажной камерой сгорания (ФКС)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ТРДФ) с форсажной камерой сгорания (ФКС)
Наверх