Газовая турбина с модульным топливоподающим устройством

Авторы патента:

 


Владельцы патента RU 2443884:

МТУ АЭРО ЭНДЖИНЗ ГМБХ (DE)

Изобретение относится к газовой турбине, прежде всего к силовой установке газовой турбины с устройством подачи топлива и устройством управления. В соответствии с изобретением по меньшей мере части устройства управления, прежде всего блока управления силовой установки, интегрированы в устройство подачи топлива. Предпочтительно газовая турбина имеет электроприводной насосный агрегат, блок регулирования двигателя и блока управления силовой установки, выполненные в виде типовых элементов замены. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к газовой турбине, прежде всего к авиационной газотурбинной силовой установке, согласно независимому пункту формулы изобретения.

Известные из практики авиационные газотурбинные силовые установки имеют топливоподающее устройство для того, чтобы обеспечивать камеру сгорания авиационной газотурбинной силовой установки топливом, а также центральное устройство управления силовой установкой, с помощью которой можно регулировать работу или управлять работой газотурбинной силовой установки.

К центральному устройству управления силовой установкой подключено большое количество датчиков и исполнительных элементов управления, в силу чего возникают большие затраты по прокладке кабелей между центральным устройством управления силовой установкой и распределенными по авиационной газотурбинной силовой установке датчиками и исполнительными элементами управления

Топливоподающее устройство известных из практики силовых установок газовых турбин имеет, например, два насоса, при этом насосы механически приводятся в действие от редуктора газотурбинной силовой установки. При этом подаваемое каждым насосом количество топлива пропорционально числу оборотов газотурбинной силовой установки, что в определенных рабочих состояниях может приводить к большому рециркуляционному потоку топлива.

Из публикации WO 94/20739 А известна авиационная газотурбинная силовая установка с интегрированной системой управления силовой установкой. Последняя образует так называемый типовой элемент замены (ТЭЗ) и при этом состоит из нескольких отдельных ТЭЗ, которые в качестве подсистем выполняют отдельные функции. При этом один элемент замены содержит топливоподающее устройство с электроприводным насосным агрегатом и избыточным блоком регулирования двигателя, а также интегральным блоком управления силовой установки. Известная система управления силовой установкой выполнена избыточной (с резервированием) и содержит как контролирующие, так и регулирующие вычислительные блоки. Как показано на фиг.7 публикации WO 94/20739 А, известно также дублирование блоков регулирования двигателя. При выходе из строя одного регулятора второй способен выдавать на электродвигатель требуемую мощность в полном объеме.

Исходя из этого в основу настоящего изобретения положена задача создания газовой турбины нового типа, прежде всего авиационной газотурбинной силовой установки нового типа, с особенно отказобезопасным топливоподающим устройством.

Эта проблема решается за счет газовой турбины согласно независимому пункту формулы изобретения. Согласно изобретению по меньшей мере один блок регулирования двигателя включает в себя несколько работающих параллельно регуляторов, которые на основании по меньшей мере одного переданного блоком управления силовой установки сигнала управления управляют работой или регулируют работу электроприводного насосного агрегата, при этом каждый регулятор поставляет часть мощности двигателя таким образом, что при выходе из строя одного регулятора в распоряжении еще имеется полная мощность.

Предпочтительно, электроприводной насосный агрегат, блок регулирования двигателя и блок управления силовой установки выполнены в виде соединяемых посредством штекерного соединения в интегральный конструктивный элемент типовых элементов замены, выполненных с возможностью замены при смонтированной газовой турбине.

Предпочтительные варианты осуществления изобретения приводятся в зависимых пунктах формулы и в последующем описании. Примеры осуществления изобретения, не ограничиваясь последними, подробнее поясняются на основании чертежа. При этом на чертеже показано схематическое представление топливоподающего устройства газовой турбины согласно изобретению.

Представленное здесь изобретение относится к газовой турбине, предпочтительно авиационной газотурбинной силовой установке. Газовая турбина имеет по меньшей мере один компрессор, по меньшей мере одну камеру сгорания и по меньшей мере одну турбину. В камеру сгорания посредством топливоподающего устройства может подаваться сжигаемое топливо. Работа газовой турбины может регулироваться или же управляться посредством устройства регулирования, которое в силовых установках газовых турбин называют устройством управления силовой установкой.

Согласно представленному здесь изобретению для создания децентрализованной системы регулирования предлагается интегрировать части устройства управления в топливоподающее устройство. Подробно это описывается на примере предпочтительного варианта осуществления на чертеже 1.

Так, чертеж показывает схематическое представление топливоподающего устройства газотурбинной силовой установки. Представленное на чертеже топливоподающее устройство 10 имеет электроприводной насосный агрегат 11 с по меньшей мере одним насосом 12, при этом насос 12 приводится в действие или работает от электродвигателя 13. Кроме того, согласно чертежу электроприводной насосный агрегат 11 имеет датчик 14 и главный клапан 15, при этом с помощью датчика 14 на насосе 12 может регистрироваться измеряемая величина, и при этом с помощью главного клапана 15 может блокироваться или же включаться подача топлива в камеру сгорания авиационной газотурбинной силовой установки. Для управления работой или регулирования работы по меньшей мере одного электродвигателя 13 электроприводного насосного агрегата 11 служит соответственно один блок 16 регулирования двигателя, который интегрирован в топливоподающее устройство 10. Блок 16 регулирования двигателя имеет несколько параллельно работающих регуляторов 17, при этом каждому регулятору 17 поставлен в соответствие отдельный блок 18 силовых электронных устройств. В представленном примере осуществления каждый, поставленный в соответствие регулятору 17 блок 18 силовых электронных устройств предоставляет 20% максимальной мощности для топливоподающего устройства, в силу чего при выходе из строя одного блока силовых электронных устройств все еще имеется 100% мощности и обеспечивается тем самым надежность. Затем, если из строя выходят два регулятора 17 с назначенными блоками 18 силовых электронных устройств, мощность ограничивается 80% максимальной мощности. Наряду с электроприводным 11 насосным агрегатом и блоком 16 регулирования двигателя в топливоподающее устройство 10 согласно чертежу интегрирован блок 19 управления силовой установкой. Блок 19 управления силовой установкой представляет собой либо полное устройство управления силовой установкой, либо его части.

Согласно представленному на чертеже примеру осуществления изобретения интегрированный в топливоподающее устройство 10 блок 19 управления силовой установки включает в себя два, работающих избыточно (с резервированием) регулятора 20. Регуляторы 20 блока 19 управления силовой установки управляют работой или регулируют работу блока 16 регулирования двигателя и, дублируя друг друга, обеспечивают все функции безопасности для топливоподающего устройства. Каждый регулятор 20 выполнен по меньшей мере из двух вычислительных блоков, при этом один вычислительный блок выполняет регулирование, а другой - контроль. Если при этом будет определена неправильная работа, то происходит переключение на резервный регулятор 20.

Согласно чертежу на оба регулятора 20 блока 19 управления силовой установки с датчика 14 подают сигналы измерений. Также на регуляторы 20 блока 19 управления силовой установки подают выходные сигналы блока 18 силовых электронных устройств блока 16 регулирования двигателя.

Электроприводной насосный агрегат 11, по меньшей мере один блок 16 регулирования двигателя и блок 19 управления силовой установкой предпочтительно выполнены в виде соединяемых посредством штекерного соединения модулей, которые могут соединяться посредством штекерных разъемов в интегральное топливоподающее устройство 10. Таким образом снижается до абсолютного минимума необходимые затраты по прокладке кабелей. Электроприводной насосный агрегат 11, блок 16 регулирования двигателя и блок 19 управления силовой установкой топливоподающего устройства выполнены в виде т.н. типовых элементов замены (ТЭЗ), которые могут по отдельности заменяться для выполнения ремонтных работ при смонтированной газовой турбине или при смонтированной авиационной газотурбинной силовой установке.

Блок 16 регулирования двигателя топливоподающего устройства 10 предпочтительно охлаждается топливом. Охлаждение блока 19 управления силовой установки осуществляется посредством блока 16 регулирования двигателя (за счет теплопроводности).

Как уже упоминалось, блок 19 управления силовой установки может представлять собой либо полный регулятор силовой установки, либо его части. В том случае, если блок 19 управления силовой установки включает в себя только части регулятора силовой установки, другие части устройства управления силовой установкой расположены с распределением по авиационной газотурбинной силовой установке, например, один или несколько блоков обработки сигналов и один или несколько интеллектуальных исполнительных элементов управления, например, для электрического регулирования угла поворота направляющих лопаток газотурбинной силовой установки. Распределенные части устройства управления силовой установки в этом случае могут быть соединены посредством по меньшей мере одной шины передачи данных.

1. Газовая турбина, прежде всего авиационная газотурбинная силовая установка, с топливоподающим устройством (10) и устройством управления силовой установкой, причем по меньшей мере части устройства управления силовой установкой интегрированы в топливоподающее устройство (10), топливоподающее устройство (10) имеет по меньшей мере один насос (12) и по меньшей мере один приводящий в действие насос(-ы) (12) электродвигатель (13), при этом по меньшей мере один насос (12) и по меньшей мере один электродвигатель (13) образуют электроприводной насосный агрегат (11), топливоподающее устройство (10) в дополнение к электроприводному насосному агрегату (11) имеет по меньшей мере один блок (16) регулирования двигателя для управления работой или регулирования работы по меньшей мере одного электродвигателя (13) электроприводного насосного агрегата (11), а интегрированные в топливоподающее устройство (10) части устройства управления силовой установкой образуют блок (19) управления силовой установки для управления работой или регулирования работы по меньшей мере одного блока (16) регулирования двигателя, отличающаяся тем, что по меньшей мере один блок (16) регулирования двигателя включает в себя несколько работающих параллельно регуляторов (17), которые на основании по меньшей мере одного переданного блоком (19) управления силовой установки сигнала управления управляют работой или регулируют работу электроприводного насосного агрегата (11), при этом каждый регулятор (17) поставляет часть мощности двигателя таким образом, что при выходе из строя одного регулятора (17) в распоряжении еще имеется полная мощность.

2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что электроприводной насосный агрегат (11), по меньшей мере один блок (16) регулирования двигателя и блок (19) управления силовой установки выполнены в виде модулей, соединяемых посредством штекерного соединения в интегральный конструктивный элемент.

3. Газовая турбина по п.1 или 2, отличающаяся тем, что электроприводной насосный агрегат (11), по меньшей мере один блок (16) регулирования двигателя и блок (19) управления силовой установки выполнены в виде типовых элементов замены, выполненных с возможностью замены при смонтированной газовой турбине.

4. Газовая турбина по п.1 или 2, отличающаяся тем, что блок (19) управления силовой установки включает в себя несколько работающих избыточно регуляторов (20), каждый из которых имеет вычислительный блок для регулирования и вычислительный блок для контроля, при этом регуляторы (20) на основании по меньшей мере одного показателя по меньшей мере одного интегрированного в электроприводной насосный агрегат (11) датчика (14) управляют работой или регулируют работу по меньшей мере одного блока (16) регулирования двигателя.

5. Газовая турбина по п.3, отличающаяся тем, что блок (19) управления силовой установки включает в себя несколько работающих избыточно регуляторов (20), каждый из которых имеет вычислительный блок для регулирования и вычислительный блок для контроля, при этом регуляторы (20) на основании по меньшей мере одного показателя по меньшей мере одного интегрированного в электроприводной насосный агрегат (11) датчика (14) управляют работой или регулируют работу по меньшей мере одного блока (16) регулирования двигателя.



 

Похожие патенты:

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 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 системах автоматического управления газотурбинными двигателями (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 ГТД.

Изобретение относится к области энергетики и предназначена для использования в системах регулирования энергетических установок. .

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей

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

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой газотурбинных двигателей летательных аппаратов на переходных режимах

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) малой и средней мощности

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

Изобретение относится к автоматическому регулированию подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) турбовинтовыми силовыми установками (СУ) самолетов. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно контролируют величину рассогласования между заданным и измеренным значениями угла установки лопастей воздушного винта (ВВ), если рассогласование превышает наперед заданную величину, определяемую расчетно-экспериментальным путем, корректируют темп изменения расхода топлива. Повышается надежность работы СУ и безопасность полетов самолета за счет обеспечения баланса между располагаемой мощностью свободной турбины и потребной мощностью, «снимаемой» ВВ с вала свободной турбины. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно при поступлении в процессе взлета самолета сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого противопожарной системой самолета, фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора и используют его в качестве заданного значения частоты вращения вентилятора в течение наперед заданного времени, по истечении которого прекращают подачу топлива в КС и выключают двигатель. Технический результат изобретения заключается в повышении качества управления расходом топлива в КС двигателя на взлете самолета, за счет чего даже при возникновении пожара в мотогондоле обеспечивается работа двигателя на режиме с располагаемой тягой, обеспечивающей нормальный взлет самолета, это повышает надежность работы двигателя, как элемента СУ самолета, и безопасность самого самолета.
Наверх