Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя


 


Владельцы патента RU 2472958:

Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") (RU)

Изобретение относится к авиации. Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя включает раскрутку ротора двигателя до частоты вращения ротора, необходимой для розжига камеры сгорания, розжиг камеры сгорания и выход на режим малого газа с поддержанием при этом предельного значения параметра работы двигателя, который выбирают заранее, причем в качестве поддерживаемого параметра работы двигателя выбирают Т4max, причем в процессе регулирования Т4max увеличение температуры до максимально допустимой осуществляют увеличением подачи топлива в камеру сгорания, а уменьшение температуры до максимально допустимой - увеличением подачи воздуха в камеру сгорания, где Т4max - максимально допустимая температура газа за турбиной. Изобретение позволяет максимально сократить время запуска двигателя при сохранении приемлемых запасов устойчивости компрессора высокого давления.

 

Изобретение относится к способам запуска авиационных газотурбинных двигателей с учетом внутренних параметров их работы.

Известен способ запуска авиационного газотурбинного двигателя, включающий раскрутку ротора двигателя до частоты его вращения, необходимой для розжига камеры сгорания, розжиг камеры сгорания и выход на режим малого газа с поддержанием при этом предельного значения параметра работы двигателя, который выбирают заранее. В качестве параметра работы двигателя выбран регулируемый угол положения направляющих аппаратов αНА (См. В.П.Колодочкин. Управление рабочим процессом газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1980, стр.50).

Этот способ запуска довольно прост и обеспечивает большие запасы устойчивости работы компрессора высокого давления. Для реализации указанного способа направляющие аппараты ставят на упор в закрытое положение, что обеспечивает сохранение запасов устойчивости работы компрессора высокого давления (КВД) двигателя.

Однако, с другой стороны, из-за недостаточного расхода воздуха в процессе раскрутки ротора высокого давления этот способ ведет к затягиванию времени запуска.

Задача изобретения - максимально сократить время запуска при сохранении приемлемых запасов устойчивости КВД.

Указанная задача достигается тем, что в способе запуска авиационного газотурбинного двигателя, включающем раскрутку ротора двигателя до частоты вращения, необходимой для розжига камеры сгорания, розжиг камеры сгорания и выход на режим малого газа с поддержанием при этом предельного значения параметра работы двигателя, которое выбирают заранее, в качестве поддерживаемого параметра работы двигателя выбирают Т4max, при этом для поддержания предельного значения Т4max изменяют расход воздуха через двигатель или (и) расход топлива в камеру сгорания, где:

Т4max - максимально допустимая температура газа за турбиной.

Выбор в качестве параметра работы двигателя Т4max позволяет двигателю поддерживать во время запуска максимально возможную температуру газа на входе в турбину. Работа на турбине определяется температурой газа на входе в турбину, которая зависит от расхода топлива в камере сгорания двигателя, и перепадом давления газа на турбине, который определяется расходом воздуха через нее.

Способ реализуют следующим образом.

Перед запуском в системе управления двигателем устанавливают предельное значения параметра работы двигателя Т4max, соответствующее значению максимальной температуры газа за турбиной. Затем производят раскрутку ротора высокого давления до частоты вращения, необходимой для розжига камеры сгорания. При розжиге камеры сгорания и выходе на режим малого газа система управления двигателем следит за температурой Т4max и поддерживает ее, причем для увеличения Т4max подают топливо в камеру сгорания, а для уменьшения Т4max открывают направляющие аппараты компрессора высокого давления, добавляя воздух в камеру сгорания. В результате этого работа на турбине будет максимальной, что максимально сокращает время запуска двигателя при сохранении приемлемых запасов устойчивости компрессора высокого давления.

Причем и увеличение, и уменьшение температуры Т4max можно достигнуть как путем изменения одного из этих параметров (расхода воздуха через двигатель или расхода топлива в камеру сгорания), так и в совокупности изменением обоих параметров, что обеспечивает более точное регулирование температуры Т4max при максимально возможном расходе воздуха через двигатель.

Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя, включающий раскрутку ротора двигателя до частоты вращения ротора, необходимой для розжига камеры сгорания, розжиг камеры сгорания и выход на режим малого газа с поддержанием при этом предельного значения параметра работы двигателя, который выбирают заранее, отличающийся тем, что в качестве поддерживаемого параметра работы двигателя выбирают Т4max, причем в процессе регулирования Т4max увеличение температуры до максимально допустимой осуществляют увеличением подачи топлива в камеру сгорания, а уменьшение температуры до максимально допустимой - увеличением подачи воздуха в камеру сгорания, где Т4max - максимально допустимая температура газа за турбиной.



 

Похожие патенты:

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 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 авиационной технике и может быть использовано для управления работой двухконтурных ГТД летательных аппаратов за счет регулирования частоты вращения ротора низкого давления ГТД.

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) сложных объектов, например газотурбинных двигателей (ГТД), в которых для регулирования нескольких параметров используется одно управляющее воздействие.

Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) газотурбинного двигателя (ГТД). .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к автоматическому управлению газотурбинными двигателями (ГТД), и может быть использовано для повышения эффективности управления ГТД.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. .

Изобретение относится к области эксплуатации газоперекачивающих агрегатов на компрессорных станциях в системе магистральных газопроводов и может использоваться в системах автоматического управления газоперекачивающими агрегатами (САУ ГПА)

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями
Изобретение относится к области стендовых испытаний двухкаскадных газотурбинных двигателей, в частности к стендовым испытаниям газотурбинных двигателей после восстановительного ремонта, и предназначено для обеспечения запасов устойчивой работы компрессора высокого давления КВД и тяги (мощности) двигателя в процессе эксплуатации двигателя после восстановительного ремонта. При стендовых испытаниях двухкаскадных газотурбинных двигателей после восстановительного ремонта без разборки узлов и замены деталей проточной части отладку скольжения роторов, а также тяги на взлетном режиме (мощности на максимальном режиме) производят на значения, полученные в эксплуатации перед восстановительным ремонтом. В случае выхода значений этих параметров за границы эксплуатационного допуска отладку параметров производят на значения, соответствующие ближайшей (верхней или нижней) границе их эксплуатационного допуска.

Устройство и способ контроля насоса высокого давления в контуре питания топливом газотурбинного двигателя путем выявления открытия клапана нагнетания и отсечки, установленного на выходе клапана регулирования расхода топлива, путем измерения скорости вращения газотурбинного двигателя, соответствующей открытию клапана нагнетания и отсечки, и путем последующего отслеживания изменения величины этой скорости вращения для того, чтобы предложить замену насоса высокого давления, когда измеренная величина этой скорости вращения достигает заданного порога. Технический результат изобретений - создание простого эффективного и экономически выгодного решения по контролю насоса высокого давления. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области теплотехники. Система теплообменника, через которую протекает жидкость, содержащая теплообменник с входом и выходом для жидкости, перепускной клапан с входом и выходом для жидкости и самоочищающийся фильтр с входом и двумя выходами для жидкости, один из которых является выходом для отфильтрованной жидкости, а второй - для неотфильтрованной жидкости, причем выход для отфильтрованной жидкости соединен с входом теплообменника, а выход для неотфильтрованной жидкости соединен с входом клапана; при этом выход теплообменника подсоединен ниже по потоку относительно выхода клапана. Технический результат - исключение засорения теплообменника. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

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). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно при снижении частоты вращения свободной турбины на определенную величину значение минимально допустимого расхода топлива увеличивается на заданное время выше фактического расхода топлива на заданную величину. Технический результат - повышение надежности работы ГТЭС за счет повышения качества работы САУ ГТД. 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ работы газотурбинной установки в переходном режиме, при котором регулятор определяет значения управляющей команды для массового расхода входящего воздуха, для массового расхода топлива и для массового расхода воды или пара, если вода и пар используются, причем по меньшей мере, одно командное значение динамически компенсируют, чтобы компенсировать различную динамику систем подачи с целью синхронизации результирующих изменений массовых расходов топлива, воды, пара и воздуха горения, которые поступают в камеру сгорания, таким образом, чтобы состав топливовоздушной смеси оставался в пределах границы воспламенения. Также представлены система регулирования, предназначенная для осуществления предлагаемого способа, а также газотурбинная установка, содержащая такую систему регулирования. Изобретение позволяет обеспечить быстрое функционирование в переходном режиме со стабильным пламенем предварительно перемешанной смеси. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями (ГТД) с форсажной камерой сгорания (ФКС) при их эксплуатации на учебных режимах для обеспечения надежного розжига топлива при включении форсажа с пониженных режимов непрогретого двигателя (ниже режима «Максимал»). По сигналу включения устройства розжига форсажной камеры увеличивают значение внутридвигательного параметра, по которому регулируют расход топлива в основную камеру сгорания на заранее выбранную величину, а после розжига пламени в форсажной камере уменьшают расход топлива в основную камеру сгорания на эту же величину. 1 ил.

Изобретение относится к способу обнаружения попадания воды или града в газотурбинный двигатель, причем упомянутый двигатель имеет, по меньшей мере, компрессор, камеру сгорания и турбину. Способ содержит следующие этапы, состоящие из: - оценки значения первого показателя, символизирующего всасывание воды или града; - оценки значения второго показателя, представляющего всасывание воды или града, причем упомянутый второй показатель отличается от первого показателя; и - вычисления значения общего показателя путем сложения вместе, по меньшей мере, упомянутого первого и второго показателей. Технический результат изобретения - повышение эффективности и быстродействия данного способа. 6 н. и 6 з.п.ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ определения температуры газа на выходе камеры сгорания газовой турбины, содержащий этапы, на которых: определяют массовый расход и температуру топлива, подаваемого в камеру сгорания; определяют массовый расход и температуру воздуха, подаваемого в камеру сгорания; определяют температурную зависимость удельной теплоемкости сгоревшей смеси топлива и воздуха, поданной в камеру сгорания; и определяют температуру на выходе сгоревшей смеси на выходе из камеры сгорания на основе найденного массового расхода и температуры топлива, найденного массового расхода и температуры воздуха и найденной температурной зависимости удельной теплоемкости сгоревшей смеси. Также представлены способ управления газовой турбиной, управляющее устройство, а также машиночитаемый носитель данных. Изобретение позволяет обеспечить защиту от перегрева компонентов газовой турбины. 4 н. и 14 з.п. ф-лы, 6 ил., 2 табл.
Наверх