Способ управления запуском газотурбинного двигателя



Способ управления запуском газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2491437:

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 регулирования мощности ВС измеряют давление и температуру воздуха перед ВС и регулируют давление воздуха перед ВС с помощью воздушной заслонки таким образом, чтобы частота вращения ротора двигателя от момента начала подачи пускового топлива в КС до момента розжига КС, фиксируемого по скачкообразному росту температуры газов за турбиной, оставалась постоянной. Технический результат изобретения - повышение качества работы САУ на розжиге КС двигателя, за счет чего обеспечивается оптимальное соотношение между расходом топлива и расходом воздуха и повышение надежности розжига КС и, следовательно, повышение надежности запуска двигателя. 1 ил., 1 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, Черкасов Б.А., «Автоматика и регулирование ВРД», М., «Машиностроение», 1988 г., с.324-326.

Недостатком этого способа является следующее.

Располагаемая мощность воздушного стартера (ВС) зависит от давления и температуры подаваемого на него воздуха.

Потребная мощность, необходимая для раскрутки ротора двигателя до частоты вращения, при которой начинается подача топлива в коллектора и розжиг КС, зависит от характеристик конкретного двигателя и может изменяться в процессе выработки ресурса двигателя при его эксплуатации.

Таким образом, может возникнуть ситуация, когда из-за сочетания внешних (температура и давление воздуха на входе в ВС) и внутренних («легкий» ротор двигателя) факторов при запуске двигателя с многоколлекторной КС (например, ПД-14 разработки ОАО «Авиадвигатель», г.Пермь, имеющего трехколлекторную КС) частота вращения ротора двигателя уже достигнет точки розжига КС, САУ включит агрегат зажигания, а объем подводящих трубопроводов и объем самих коллекторов не успеет заполниться пусковым расходом топлива. В этом случае розжиг КС начнется на частоте вращения ротора двигателя выше расчетной. Это приведет к тому, что расход воздуха через КС будет выше расчетного, пусковая смесь будет «беднее» расчетной, розжиг КС может не получиться, что приведет к невозможности запуска двигателя.

Это снижает надежность работы двигателя и может привести к невыполнению полетного задания самолета.

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 (ВС) 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 регулирования мощности ВС измеряют давление и температуру воздуха перед ВС и регулируют давление воздуха перед ВС с помощью воздушной заслонки таким образом, чтобы частота вращения ротора двигателя от момента начала подачи пускового топлива в КС до момента розжига КС, фиксируемого по скачкообразному росту температуры газов за турбиной, оставалась постоянной.

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 КС, заслонке 5 ВС (на фигуре не показан) и агрегату 6 зажигания (АЗ).

Устройство работает следующим образом.

По команде из кабины пилота «Запуск» ЭР 2 выдает команды в блок 3, по которым открывается входная заслонка 5 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 КС двигателя.

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

G т р о з . = k × P в х . × ( 6 9 2 1 , 7 × T в х . ) ( 1 )

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);

Рвх. - давление воздуха на входе в двигатель;

Твх. - 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), включают АЗ 6.

Кроме этого, для регулирования мощности ВС в ЭР 2 с помощью БД 1 измеряют давление и температуру воздуха перед ВС и регулируют по командам ЭР 2 давление воздуха перед ВС с помощью заслонки 5 ВС таким образом, чтобы частота вращения ротора двигателя от момента начала подачи пускового топлива в КС до момента розжига КС, фиксируемого ЭР 2 по скачкообразному росту температуры газов за турбиной (измеряется с помощью БД 1), оставалась постоянной.

Так, например, для двигателя ПД-14 с электронным регулятором РЭД-14 разработки ОАО «СТАР», г.Пермь это реализуется следующим образом.

1. В зависимости от температуры воздуха перед ВС и высоты аэродрома определяется минимально допустимое давление воздуха на входе в стартер СтВ-14. Конкретные данные приведены ниже в таблице 1.

Таблица 1
Высота аэродрома, м Температура воздуха, °С Давление воздуха, кгс/см2
0 меньше минус 40 4,3
от минус 40 до +15 меняется по линейному закону от 4,3 до 3,5
от +15 до +55 меняется по линейному закону от 3,5 до 3
2743 от минус 55 до минус 40 меняется по линейному закону от 3,25 до 3,1
от минус 40 до минус 3,5 меняется по линейному закону от 3,1 до 2,7
от минус 3,5 до +40 меняется по линейному закону от 2,7 до 2,1
4060 от минус 55 до минус 12,5 меняется по линейному закону от 2,75 до 2,3
от минус 12,5 до +28 меняется по линейному закону от 2,3 до 1,85

2. Минимально допустимое давление воздуха перед ВС, определенное по алгоритму п.1, сравнивают с измеренным давлением воздуха перед ВС. По величине рассогласования формируют управляющее воздействие на привод заслонки ВС. Одновременно с этим измеряют частоту вращения ротора двигателя и корректируют управляющее воздействие на привод заслонки ВС (а, значит, располагаемую мощность ВС) таким образом, чтобы от момента начала подачи пускового топлива в КС до момента розжига КС частота вращения ротора двигателя оставалась постоянной, для ПД-14 это 1400 об/мин.

3. Момент розжига КС определяют по скачкообразному росту температуры газов за турбиной высокого давления, для ПД-14 это 140 К за 0,02 с.

Таким образом, за счет повышения качества работы САУ на розжиге КС двигателя обеспечивается оптимальное соотношение между расходом топлива и расходом воздуха, что повышает надежность розжига КС и, следовательно, надежность запуска двигателя.

Способ управления запуском газотурбинного двигателя, заключающийся в том, что включают воздушный стартер (ВС) 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 регулирования мощности ВС измеряют давление и температуру воздуха перед ВС и регулируют давление воздуха перед ВС с помощью воздушной заслонки таким образом, чтобы частота вращения ротора двигателя от момента начала подачи пускового топлива в КС до момента розжига КС, фиксируемого по скачкообразному росту температуры газов за турбиной, оставалась постоянной.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) 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 управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями. .

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

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 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 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 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 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 газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в локальных системах управления (ЛСУ) газотурбинными силовыми установками (ГТУ) судов различного назначения. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно в процессе эксплуатации ГТУ при работе на режимах от номинального и выше вычисляют отношение температуры газов за ТВД к температуре газов за ТНД и сравнивают его с наперед заданным предельным значением, определяемым расчетным путем для каждого тина двигателей и уточняемым в процессе ПСИ конкретного двигателя, если разница между вычисленным и предельным значением становится меньше первой наперед заданной величины, формируют сообщение в судовую систему управления «Минимальный остаток ресурса горячей части ГТУ», если разница между предельным и вычисленным значением становится меньше второй наперед заданной величины, формируют сообщение в судовую систему управления «Необходим останов ГТУ», выключают ГТУ и проводят регламентные работы по газогенератору. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТУ и безопасности судна за счет повышения качества контроля технического состояния ГТУ. 1 ил.
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.

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 замеряют частоту вращения компрессора ГТД, сравнивают ее с наперед заданным значением, определяемым расчетно-экспериментальным путем для каждого типа ГТД, уточняемым в процессе приемосдаточных испытаний (ПСИ) для каждого конкретного ГТД и корректируемым в зависимости от положения рычага управления двигателя (РУД), температуры и давления воздуха на входе в ГТД, скорости полета самолета и величины отборов воздуха из компрессора ГТД на самолетные нужды, в случае если частота вращения компрессора ГТД растет и становится больше наперед заданного значения, уменьшают расход топлива в КС ГТД с помощью резервного устройства дозирования до тех пор, пока частота вращения компрессора ГТД не снизится до наперед заданного значения, обеспечивающего тягу ГТД требуемого уровня. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТД и безопасности самолета за счет повышения качества работы САУ в части защиты ГТД от неконтролируемого роста тяги на критичных режимах полета самолета. 1 ил.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в локальных системах управления (ЛСУ) газотурбинными силовыми установками (ГТУ) судов различного назначения. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно с помощью автономного блока защиты двигателя (БЗД) ГТУ измеряют частоту вращения силовой турбины ГТУ, обеспечивающей привод судового винта, сравнивают измеренное значение с наперед заданным предельным, определяемым расчетно-экспериментальным путем для каждого типа ГТУ и уточняемым в процессе приемо-сдаточных испытаний ГТУ, при увеличении частоты вращения силовой турбины выше наперед заданного предельного на наперед заданное время с помощью БЗД и стоп-крана прекращают подачу топлива в КС ГТУ, формируют сигнал «Защита по раскрутке силовой турбины» и передают его в систему управления судном. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТУ и безопасности судна. 1 ил.

Газотурбинный двигатель, например двухконтурный турбореактивный двигатель, включает промежуточный кожух, содержащий выполненную в виде тела вращения внутреннюю стенку, ограничивающую с наружной стороны канал течения первичного потока воздуха и средства отбора воздуха. На заднем по потоку конце закрепляется наружный кожух компрессора высокого давления. Средства отбора воздуха находятся в канале этого компрессора высокого давления и связаны на выходе со средствами повторного впрыскивания воздуха в переднюю по потоку часть этого компрессора высокого давления. Средства отбора воздуха связаны со средствами повторного впрыскивания воздуха при помощи кольцевого коллектора, охватывающего внутреннюю выполненную в форме тела вращения стенку промежуточного кожуха по потоку перед компрессором высокого давления. Они располагаются в радиальном направлении между этой выполненной в форме тела вращения внутренней стенкой и выполненной в форме тела вращения наружной стенкой промежуточного кожуха, которая ограничивает с внутренней стороны канал течения вторичного потока воздуха газотурбинного двигателя. Изобретение позволяет упростить запитывание кольцевого коллектора воздухом не увеличивая массу и длину газотурбинного двигателя. 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

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.

Объектом настоящего изобретения является способ определения углового положения первого ротора турбореактивного двигателя, согласно которому генерируют, по меньшей мере, одну вибрацию во время вращения первого ротора, при этом каждую вибрацию генерируют при прохождении первого ротора через одно и то же контрольное угловое положение; обнаруживают генерируемые вибрации; в данный момент получают угловое положение второго ротора турбореактивного двигателя относительно углового положения, которое он занимал в контрольный момент, представляющий обнаружение одной из вибраций, при этом упомянутый второй ротор связан во вращении с первым ротором и имеет скорость вращения, отличную от скорости вращения первого ротора; и на основании углового положения второго ротора определяют угловое положение первого ротора в этот данный момент. Технический результат изобретения - упрощение определения углового положения ротора без установки датчика скорости, оборудованного зубчатым колесом, на труднодоступном роторе. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно измеряют величину напряжения на выходе источника тока постоянного напряжения, по измеренной величине напряжения по наперед заданной зависимости определяют величину скважности переменного напряжения, которое сможет обеспечить поддержание управляющего сигнала в топливной системе ГТД, устанавливают выбранное значение скважности на выходе источника импульсного питания и через наперед заданное время, необходимое для срабатывания электромагнитного клапана, переключают питание обеих обмоток ДЭМК с питания от источника тока постоянного напряжения на питание от источника импульсного питания. Технический результат от использования изобретения заключается в том, что обеспечивается повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение надежности работы двигателя и безопасности самолета. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД). Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно вводится ограничитель максимального расхода топлива, вход которого подключен к выходу датчика давления воздуха на вход в ГТД, а выход - к дозатору топлива, топливный насос установлен в отдельном корпусе и максимальном при данных габаритах устройства расстоянии от коробки приводов ГТД, а электрогидропреобразователь - на минимально возможном расстоянии от коробки приводов ГТД. Технический результат от использования изобретения заключается в повышении надежности работы ГТД и безопасности полета ЛА. 1 ил.
Наверх