Способ управления запуском газотурбинного двигателя



Способ управления запуском газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2480601:

Открытое акционерное общество "СТАР" (RU)

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 для повышения мощности воздушного стартера подогревают воздух, подаваемый на турбину воздушного стартера, за счет сжигания в нем топлива, дозирование которого осуществляют в зависимости от давления и температуры воздуха на входе в воздушный стартер и температуры газов в зоне подогрева. Технический результат изобретения - повышение располагаемой мощности ВС и, как следствие, повышение надежности запуска ГТД. 1 ил., 2 табл.

 

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

Известен способ управления запуском ГТД с гидромеханической САУ, Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД». - М.: Транспорт, 1976 г., с. 178, заключающийся в том, что в процессе запуска двигателя бортмеханик по показаниям прибора в кабине вертолета контролирует значение температуры газов за турбиной и, если температура становится выше заданного предела, выключает двигатель.

Недостатком известного способа является его низкая эффективность.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления запуском ГТД, заключающийся в том, что включают воздушный стартер и начинают раскрутку ротора двигателя, измеряют частоту вращения ротора двигателя, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель определяют расход топлива, необходимый для розжига камеры сгорания (КС) двигателя, и при достижении частотой наперед заданного значения, определяемого для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе ПСИ двигателя, подают расход розжига в КС.

Недостатком этого способа является следующее.

Располагаемая мощность турбины воздушного стартера (ВС) зависит от давления и температуры подаваемого на нее воздуха и снижается (из-за падения кпд) по мере выработки ресурса ВС.

Потребная мощность, необходимая для раскрутки ротора двигателя до частоты вращения, при которой возможен розжиг КС, по мере выработки ресурса двигателя растет (из-за износа механических частей ротора).

Таким образом, может возникнуть ситуация, когда из-за сочетания внешних (температура и давление воздуха) и внутренних (выработка ресурса механической части ротора двигателя) факторов запуск двигателя может оказаться невозможным по причине нехватки мощности ВС.

Это снижает надежность работы ГТД и является недопустимым для самолетов не только боевой авиации, но и гражданского воздушного флота.

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

Поставленная цель достигается тем, что в способе управления запуском ГТД, заключающемся в том, что включают воздушный стартер и начинают раскрутку ротора двигателя, измеряют частоту вращения ротора двигателя, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель определяют расход топлива, необходимый для розжига камеры сгорания (КС) двигателя, и при достижении частотой наперед заданного значения, определяемого для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе ПСИ двигателя, подают расход розжига в КС, дополнительно для повышения мощности воздушного стартера подогревают воздух, подаваемый на турбину воздушного стартера, за счет сжигания в нем топлива, дозирование которого осуществляют в зависимости от давления и температуры воздуха на входе в воздушный стартер и температуры газов в камере подогрева.

На фигуре представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), электронный регулятор 2 (ЭР), блок 3 исполнительных элементов (ИЭ), выходы которого подключены к дозатору 4 расхода топлива в основную КС, входной 5 и выходной 6 заслонкам ВС (на фигуре не показан), дозатору 7 расхода топлива в камеру подогрева воздуха (на фигуре не показана).

Устройство работает следующим образом.

По команде из кабины пилота «Запуск» ЭР 2 выдает команды в блок 3, по которым открываются входная 5 и выходная 6 заслонки ВС - включается ВС и начинается раскрутка ротора двигателя.

С помощью БД 1 в ЭР 2 измеряют частоту вращения ротора двигателя, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель определяют расход топлива, необходимый для розжига камеры сгорания (КС) двигателя.

Так, например, для двигателя ПС-90А2 разработки ОАО «Авиадвигатель» это делают следующим образом:

где Gт роз. - расход топлива, необходимый для розжига КС;

k - коэффициент коррекции расхода розжига по тепловому состоянию двигателя (зависит от температуры воздуха за компрессором, может меняться от 0,8 до 1,2, номинал равен 1,0);

Pвх - давление воздуха на входе в двигатель;

Tвх. - температура воздуха на входе в двигатель.

При достижении частотой вращения ротора двигателя наперед заданного значения, определяемого для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе ПСИ двигателя (для двигателя ПС-90А2 это значение равно 1200 об./мин), по команде ЭР 2 с помощью блока 3 и дозатора 4 подают расход розжига к форсункам КС (на фигуре не показаны).

Кроме этого, для повышения мощности ВС подогревают воздух, подаваемый через заслонку 5 на турбину ВС (на фигуре не показана), за счет сжигания в нем топлива, дозирование которого осуществляют по командам ЭР 2 с помощью блока 3 и дозатора 7 в зависимости от полученных из БД 1 значений давления и температуры воздуха на входе в ВС и температуры газов в камере подогрева (на фигуре не показана).

Например, для двигателя 117С разработки ОАО НПО «Сатурн», г.Рыбинск, расход топлива, необходимый для подогрева воздуха, определяют следующим образом.

где Gт пв - расход топлива, необходимый для подогрева воздуха;

Pствг - давление воздуха на входе в ВС;

Tвх. - температура воздуха на входе в ВС;

f(Tвх.) - вычисляется в соответствии с таблицей 1;

Tвых.вх. - температура газов в камере подогрева;

f(Tвых.вк) - вычисляется в соответствии с таблицей 2.

Таблица 1
Tвх. °С -60 -40 -15 +15 +25 +40 +60
f2 0,7 0,8 1 1 1 0,8 0,7
Таблица 2
Tвых.вк °С 180 220 240 280
f1 13 10 10 8

Таким образом, за счет подогрева воздуха обеспечивается повышение располагаемой мощности ВС и, как следствие, повышение надежности запуска ГТД.

Способ управления запуском газотурбинного двигателя, заключающийся в том, что включают воздушный стартер и начинают раскрутку ротора двигателя, измеряют частоту вращения ротора двигателя, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель определяют расход топлива, необходимый для розжига камеры сгорания (КС) двигателя, и при достижении частотой наперед заданного значения, определяемого для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем и уточняемого в процессе ПСИ двигателя, подают расход розжига в КС, отличающийся тем, что дополнительно для повышения мощности воздушного стартера подогревают воздух, подаваемый на турбину воздушного стартера, за счет сжигания в нем топлива, дозирование которого осуществляют в зависимости от давления и температуры воздуха на входе в воздушный стартер и температуры газов в зоне подогрева.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в автоматизированных системах управления (АСУ) электростанций собственных нужд (ЭСН) компрессорных станций магистральных трубопроводов и небольших предприятий.

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 системам и способам использования алгоритма регулировки динамики горения совместно с камерой сгорания с множеством индивидуальных отсеков.

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

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 электронных системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к системе регулирования осевых сил на радиально-упорном подшипнике ротора турбомашины и позволяет уменьшить воздействие осевой силы на радиально-упорный подшипник передней части составного ротора турбомашины путем перераспределения по заданному закону избыточной силы на радиально-упорный подшипник задней части ротора.

Изобретение относится к электротехнике и электроэнергетике, а именно к системам генерирования электроэнергии

Изобретение относится к магнитной пробке с функцией сигнализации для жидкостного контура, причем упомянутая пробка включает в себя первый магнитный электрод и второй магнитный электрод, выполненные таким образом, чтобы в установленном положении магнитной пробки они соприкасались с жидкостью, протекающей в жидкостном контуре, так, чтобы детектировать присутствие металлических частиц, которые могут находиться в упомянутой жидкости

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 устройству выравнивания давления в по меньшей мере одной камере для подшипников турбореактивного двигателя, содержащей средства для подачи жидкой смазки к подшипнику, средства для впуска воздуха, по меньшей мере одну систему уплотнения, расположенную между статором и ротором спереди и/или сзади подшипника, средства восстановления для восстановления жидкой смазки и средства удаления для удаления смеси воздуха и остатков жидкой смазки в направлении контура вентиляции

Изобретение относится к компрессору газотурбинного двигателя, оборудованного системой отбора воздуха, а также к газотурбинному двигателю, такому как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, оборудованному компрессором этого типа

Изобретение относится к области теплоэнергетики и может быть использовано в энергетических парогазовых установках с газотурбинными двигателями, паровыми турбинами и котлами-утилизаторами, снабженными блоками дожигающих устройств

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

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями
Наверх