Система управления газотурбинным двигателем

Изобретение относится к области управления сложными объектами техники, работающими в широком диапазоне режимов и нагрузок, контроль которых в процессе работы двигателя осуществляется по нескольким параметрам, и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями (ГТД). Система оснащена третьим элементом сравнения, блоком памяти контрольных точек диагностики, блоком коррекции статических характеристик модели и блоком диагностики, выход блока коррекции статических характеристик модели связан с третьим входом программного блока и первым входом блока диагностики, второй вход которого связан с датчиками, а третий - с блоком памяти контрольных точек диагностики, первый вход третьего элемента сравнения связан с датчиками, второй - со вторым выходом программного блока, а выход - с входом блока коррекции статических характеристик модели и с четвертым входом блока диагностики, выход которого связан с входом блока формирования программ управления. Технический результат изобретения - повышение точности управления ГТД за счет обеспечения контроля точности формирования моделью «виртуальных» измерений, а также за счет обеспечения контроля точности и достоверности фактических измерений в условиях возможных сбоев и отказов датчиков, приводов и элементов агрегатов самого ГТД. 1 ил.

 

Изобретение относится к области управления сложными объектами техники, работающими в широком диапазоне режимов и нагрузок, контроль которых в процессе работы осуществляется по нескольким параметрам, и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями (ГТД).

При эксплуатации ГТД последних модификаций большое значение имеют контроль и регулирование таких параметров, как тяга, запасы газодинамической устойчивости, температура газов в основной и форсажной камерах сгорания. Традиционно такие параметры определяются по ряду косвенных параметров, определяемых по установленным экспериментально или полученным расчетным путем зависимостям, осуществляют перерасчет этих параметров для определения неизмеряемых значений. В полетных условиях данные параметры рассчитываются и регулируются с помощью математической модели ГТД, заложенной в программный блок системы управления ГТД.

Из уровня техники известны системы управления, включающие бортовую имитационную моделью ГТД, которая позволяет формировать сигналы параметров ГТД, замер которых затруднен или невозможен.

Так, например, известна реализующая способ система управления ГТД, содержащая исполнительные органы, обеспечивающие управление агрегатами ГТД, датчики: температуры и давления воздуха; давления в компрессоре ГТД; частоты вращения ротора ГТД; положения направляющих аппаратов компрессора. Система оснащена последовательно соединенными блоком приведения давления в компрессоре, блоком формирования приведенной частоты вращения и блоком вычисления значения сигнала отказавшего датчика, а также сигнализатором, связанным через селектор с блоком формирования заданного значения частоты вращения ротора, связанным с одним входом элемента сравнения, с другим входом которого связан блок вычисления значения сигнала отказавшего датчика, а выход элемента сравнения связан с исполнительными органами.

При штатной работе системы управления ГТД на элемент сравнения поступают сигналы с датчика частоты вращения ротора ПД и с блока формирования заданного значения частоты вращения ротора. Разность сигналов поступает на исполнительные органы, которые обеспечивают заданный расход топлива.

При отказе одного из датчиков по сигналу сигнализатора селектор прерывает связь с данным датчиком и соединяет с селектором минимума выход блока вычисления значения сигнала отказавшего датчика. В данном случае заданное значение параметра формируется по его "виртуальному" измерению, осуществляемому в блоке вычисления значения сигнала отказавшего датчика и система управления остается работоспособной (см. патент РФ №2319025, кл. F02C 9/00, 2008).

В результате анализа известной системы необходимо отметить, что недостатком ее является то, что в ней отсутствует информация о том, насколько точно в данный момент времени модели или предварительно сформированные функциональные зависимости отражают текущее состояние двигателя. В то же время реальное текущее состояние двигателя, и, прежде всего, его температурное состояние могут в значительной степени влиять на точность вычисления «виртуальных» параметров по соотношениям и моделям, полученным при их формировании.

Известна система управления ГТД, содержащая дозатор подачи топлива в камеру сгорания. Параметры работы ГТД отслеживаются следующими датчиками: температуры и давления за вентилятором; температуры и давления за компрессором; температуры и давления за турбинами; частоты вращения роторов компрессора и вентилятора; расхода топлива в камере сгорания. Выход каждого датчика связан со своим логарифмическим преобразователем. Выходы логарифмических преобразователей связаны с входами усилителей, выходы которых связаны с сумматором.

Система управления оснащена элементом сравнения, первый вход которого связан с задатчиком режимов работы ГТД бортовой системы. Второй вход элемента сравнения через преобразователь антилогарифма связан с выходом сумматора.

Выход элемента сравнения связан с первым входом изодромного регулятора, второй вход которого связан с адаптером внешних условий, в соответствии с которыми корректируются условия работы ГТД. Выход изодромного регулятора связан с дозатором подачи топлива в камеру сгорания ГТД.

При работе ГТД управляющий сигнал заданного расхода топлива в камеру сгорания от бортовой системы управления поступает на задатчик. С задатчика он поступает на первый вход элемента сравнения. На второй вход элемента сравнения подается приведенный сигнал фактического значения температуры газа в камере сгорания, формирование которого основано на приведенной в описании регрессионной зависимости. С каждого датчика сигналы, характеризующие работу ГТД, поступают в преобразователи, где преобразуются в логарифмические величины. Логарифмирование осуществляется по известной зависимости ln(Xi), где Xi - показание датчика. Полученные сигналы логарифмов каждого параметра Xi усиливаются в усилителях пропорционально соответствующему показателю степени этого параметра Ci в регрессивной зависимости и суммируются. Далее полученное текущее (фактическое) значение сигнала логарифма lnT*Г потенцируется по зависимости I*Г=exp(lnT*Г), и значение Т*Г передается на второй вход элемента сравнения, где определяется рассогласование между фактическими и заданным значениями температуры газов. Сформированные таким образом управляющие (командные) сигналы подаются на первый вход изодромного регулятора, на второй вход которого подаются сигналы с адаптера. Полученные управляющие сигналы подаются на исполнительный механизм дозатора, регулируя подачу топлива в камеру сгорания ГТД, которая осуществляется с учетом реальной температуры газа в ней (см. патент РФ №2409751, кл. F02C 9/28, 2011).

В результате анализа известной системы управления необходимо отметить, что в ней, как и в приведенной выше, недостатком является невозможность контроля модели двигателя с учетом его реального состояния.

Известна система управления ГТД, содержащая набор датчиков, контролирующих параметры работы ГТД, приводы агрегатов ГТД и регуляторы, осуществляющие управление приводами, блок формирования программ управления ГТД, программный блок, в который заложена термогазодинамическая модель двигателя, первый элемент сравнения, предназначенный для сравнения заданных параметров с их фактическими измерениями, второй элемент сравнения, предназначенный для сравнения заданных параметров с виртуальными измерениями программного блока. Первые входы элементов сравнения связаны с выходами блока формирования программ управления ГТД, второй вход первого элемента сравнения связан с датчиками, а второго - с выходом программного блока, один из входов которого связан с датчиками. Выходы элементов сравнения связаны с регуляторами, управляющими приводами, а также с другим входом программного блока.

При работе системы блок формирования программ управления формирует заданные значения параметров по фактическим и программным параметрам, которые сравниваются на блоках сравнения соответственно с фактическими и программными значениями, которые формируются соответственно датчиками и программным блоком. Результаты сравнения - ошибки регулирования подвергаются динамической коррекции в регуляторах и полученные сигналы управления подаются на управляющие приводы ГТД и программный блок (см. A. Kreiner, K. Lietzau. The use of onboard real-time models for jet engine Control. MTU Aero Engines, Germany, 2000) наиболее близкий аналог.

В результате анализа известной системы необходимо отметить, что для нее характерны невозможность контроля точности формирования моделью «виртуальных» измерений, а также контроля точности и достоверности фактических измерений, поступающих с датчиков. В то же время точность «виртуальных» измерений зависит от текущего, прежде всего, температурного состояния двигателя, которое не учитывается в программном блоке, а точность и достоверность (фактических измерений зависит от возможных сбоев и отказов датчиков, приводов и элементов самого ГТД.

Техническим результатом настоящего изобретения является повышение точности управления ГТД за счет обеспечения контроля точности формирования моделью «виртуальных» измерений, а также за счет обеспечения контроля точности и достоверности фактических измерений в условиях возможных сбоев и отказов датчиков, приводов и элементов агрегатов самого ГТД.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в системе управления газотурбинным двигателем, включающей датчики контроля параметров работы двигателя, приводы перемещения исполнительных механизмов агрегатов двигателя, связанные с выходами регуляторов, первый и второй элементы сравнения, первый вход каждою из которых связан с выходом блока формирования программ управления, второй вход первого элемента сравнения связан с датчиками, а второго - с первым выходом программного блока, в который заложена термогазодинамическая модель двигателя, второй вход которого связан с датчиками, выходы элементов сравнения связаны с регуляторами, выход каждого из которых дополнительно связан с первым входом программного блока, новым является, то. что система оснащена третьим элементом сравнения, блоком памяти контрольных точек диагностики, блоком коррекции статических характеристик модели и блоком диагностики, выход блока коррекции статических характеристик модели связан с третьим входом программного блока и первым входом блока диагностики, второй вход которого связан с датчиками, а третий -с блоком памяти контрольных точек диагностики, первый вход третьего элемента сравнения связан с датчиками, второй - со вторым выходом программного блока, а выход - с входом блока коррекции статических характеристик модели и с четвертым входом блока диагностики, выход которого связан с входом блока формирования программ управления.

Сущность заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлена схема системы управления ГТД.

Система управления ГТД 1 состоит из датчиков 2 контроля параметров работы ГТД (частот вращения компрессора и вентилятора, температур воздуха и газов за турбиной, давлений воздуха на входе двигателя и за компрессором, положения направляющих аппаратов и др.). Агрегаты управления расходом топлива в основную и форсажную камеры и управления механизацией ГТД оснащены электро- и гидромеханическими приводами (например, типа ПЭМ преобразователи электромеханические с сервозолотниками) 3. Управление приводами 3 осуществляется от регуляторов 4 (на схеме датчики 2, приводы 3, регуляторы 4 показаны в виде единого блока. Естественно, что на реальном ГТД они установлены на штатных местах).

Система оснащена блоком 5 формирования программ управления в соответствии с задаваемым режимом, первым элементом 6 сравнения заданных параметров с фактическими измеренными, программным блоком 7, в который заложена термогазодинамическая модель ГТД и вторым элементом 8 сравнения заданных значений неизмеряемых параметров работы ГТД (таких, как температура в камере сгорания, запасы газодинамической устойчивости, тяга) с их «виртуальными» модельными значениями. Система также оснащена третьим элементом 9 сравнения фактических измерений с их модельными оценками, блоком 10 коррекции статических характеристик термогазодинамической модели с целью компенсации «ухода» ее параметров от параметров двигателя, блоком 11 диагностики системы управления и двигателя и блоком 12 памяти эталонных точек диагностики, содержащих наборы значений входных и выходных параметров двигателя на типовых эксплуатационных и контрольных режимах работы.

Блок 5 имеет два входа и два выхода. Первый вход связан с задатчиком (не показан) программы (режима) работы ГТД (например, РУД), а второй - с выходом блока 11 диагностики. Первый выход блока 5 связан с первым входом первого элемента 6 сравнения, а второй - с первым входом второго элемента 8 сравнения. Второй вход первого элемента сравнения связан с датчиками 2. а второй вход второго элемента сравнения - с первым выходом блока 7. Выходы элементов сравнения 6 и 8 связаны с входами регуляторов 4. Выходы регуляторов связаны с соответствующими приводами 3 перемещения исполнительных механизмов ГТД, а также с первым входом блока 7, со вторым входом которого связаны датчики 2, а с третьим - выход блока 10. Выход блока 10 также связан с первым входом блока 11, со вторым входом которого связаны датчики 2, с третьим - выход блока 12. Первый вход третьего элемента 9 сравнения связан с датчиками, второй вход которого связан со вторым выходом блока 7, а выход элемента сравнения 9 связан с входом блока 10 и с четвертым входом блока 11.

Система скомпонована из известных блоков и элементов.

Приводы блока 4 являются стандартными и подбираются известным образом при проектировании конкретной модификации ГТД.

В качестве регуляторов блока 4 могут быть использованы типовые электронные или электрогидравлические регуляторы.

В качестве блока 5 формирования программ управления, элементов сравнения 6, 8, 9, программного блока 7, блока 10 коррекции статических характеристик модели, блока 11 диагностики, могут быть использованы микроконтроллеры, например 1986ВЕ91 фирмы Миландр (г.Зеленоград).

Блок 10 коррекции статических характерно гик обеспечивает подстройку зависимостей параметров регулирования двигателя частот вращения, температур и давлений - от расхода топлива на установившихся режимах.

В качестве блока 12 памяти эталонных точек диагностики могут быть использованы микросхемы памяти, например, 1645РУ2Т, в которых содержатся наборы значений входных и выходных параметров двигателя для типовых эксплуатационных и контрольных режимов работы.

В системе используются стандартные датчики частот вращения компрессора и вентилятора, температур воздуха и газов за турбиной, давлений воздуха на входе двигателя и за компрессором, положения направляющих аппаратов и др.

Система управления ГТД работает следующим образом.

Работу системы управления рассмотрим на примере управления ГТД по следующим параметрам: частота вращения компрессора, температура в камере сгорания. Для этого в блок 2 датчиков входят следующие датчики: частот вращения компрессора и вентилятора, температур воздуха и газов за турбиной, давлений воздуха на входе двигателя и за компрессором, положения направляющих аппаратов. При работе системы осуществляется управление агрегатом дозирования основного топлива ГТД. Следовательно, в блок регуляторов входят следующие регуляторы: регулятор частоты вращения, регулятор температуры в камере сгорания, а блок приводов состоит из дозатора топлива в основную камеру сгорания. Это вовсе не означает, что для управления ГТД не могут быть использованы иные параметры, например давления и температуры газов, положения направляющих аппаратов, запас газодинамической устойчивости, тяга.

В процессе работы ГТД блок 5 формирования программ управления ГТД формирует заданные значения по фактически измеряемым параметрам - частотам вращения компрессора и вентилятора и по давлению за компрессором - и по «виртуальному» параметру температуре в камере сгорания, которые сравниваются на элементах сравнения 6 и 8 соответственно с фактическими и «виртуальными» параметрами работы ГТД, формируемыми соответственно датчиками 2 и термогазодинамической моделью двигателя, заложенной в программный блок 7. Результаты сравнения - ошибки регулирования подвергаются динамической коррекции в регуляторах 4, и полученные сигналы управления подаются на управляющие приводы 3 ГТД 1 и на программный блок 7. Формируемые в блоке 7 оценки фактических измерений подаются на второй вход элемента сравнения 9, где сравниваются с поступающими на первый вход с датчиков 2 фактическими измерениями параметров работы ГТД. Сформированные значения разностей между оценками и фактическими измерениями подаются на вход блока коррекции 10 статических характеристик модели и на четвертый вход блока диагностики 11. Сформированные в блоке коррекции 10 ошибки статических характеристик модели поступают в блок 7 для коррекции ее статических характеристик, т.е. зависимостей параметров регулирования двигателя частот вращения, температур и давлений - от расхода топлива на установившихся режимах с целью минимизации ошибок оценок фактических измерений. Параллельно блок диагностики 11 сравнивает фактически измеренные параметры, поступающие с датчиков на второй вход данного блока, последовательно со всеми эталонными точками, заранее сформированными на этапе заводских испытаний и занесенными в блок памяти 12. При совпадении набора фактических измерений с одной из эталонных точек диагностики в блоке 11 производится сравнение ошибок оценок измерений и ошибок статических характеристик модели с заранее установленными пороговыми значениями. При превышении пороговых значений формируются сигналы отказов компонентов системы (датчиков, приводов и элементов ГТД), которые поступают в блок 5 для соответствующей коррекции заданных режимов управления.

По сравнению с наиболее близким аналогом данная система обладает весьма существенными преимуществами. В наиболее близком аналоге отсутствует возможность контроля точности формирования моделью «виртуальных» измерений, а также контроля точности и достоверности фактических измерений, поступающих с датчиков. В предлагаемой системе этот недостаток устраняется благодаря тому, что термогазодинамическая модель двигателя, заложенная в программный блок 7, наряду с «виртуальными» параметрами формирует и оценки фактически измеряемых параметров. Данные оценки сравниваются в блоке 9 с фактическими измерениями и результаты сравнения (ошибки) служат для проверки в блоке диагностики 11 корректности работы модели. Если ошибки малы, то модель считается корректно работающей, и эти малые ошибки используются в блоке 10 для подстройки статических характеристик модели. Одновременно блок диагностики 11 анализирует величину корректирующих поправок к статическим характеристикам модели. Если ошибки оценок фактически измеряемых параметров или величины поправок к статическим характеристикам модели велики, т.е. превышают заранее установленный предел, то блок диагностики 11 выдает сигналы отказа на блок 5 формирования программ управления. Таким образом, предотвращается возможность работы системы как в случае потери точности формирования моделью «виртуальных» измерений, так и в случае возникновения отказов в измерениях фактических параметров.

Система управления газотурбинным двигателем, включающая датчики контроля параметров работы двигателя, приводы перемещения исполнительных механизмов агрегатов двигателя, связанные с выходами регуляторов, первый и второй элементы сравнения, первый вход каждого из которых связан с выходом блока формирования программ управления, второй вход первого элемента сравнения связан с датчиками, а второго - с первым выходом программного блока, в который заложена термогазодинамическая модель двигателя, второй вход которого связан с датчиками, выходы элементов сравнения связаны с регуляторами, выход каждого из которых дополнительно связан с первым входом программного блока, отличающаяся тем, что система оснащена третьим элементом сравнения, блоком памяти контрольных точек диагностики, блоком коррекции статических характеристик модели и блоком диагностики, выход блока коррекции статических характеристик модели связан с третьим входом программного блока и первым входом блока диагностики, второй вход которого связан с датчиками, а третий - с блоком памяти контрольных точек диагностики, первый вход третьего элемента сравнения связан с датчиками, второй - со вторым выходом программного блока, а выход - с входом блока коррекции статических характеристик модели и с четвертым входом блока диагностики, выход которого связан с входом блока формирования программ управления.



 

Похожие патенты:

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 системах автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).

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.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в локальных системах управления (ЛСУ) газотурбинными силовыми установками (ГТУ) судов различного назначения.

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

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 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 энергетике. Способ управления расходом топлива при запуске газотурбинной установки включает управление подачей топлива к указанной установке путем управления давлением подаваемого топлива и модулирования подачи топлива к установке, если температура выхлопных газов установки приближается к заданной температуре выхлопных газов, чтобы понизить температуру выхлопных газов установки до уровня ниже заданной температуры выхлопных газов. Также представлена система регулирования подачи топлива при запуске газотурбинной установки. Изобретение позволяет достигнуть надежности запуска на больших высотах и при более низких предельных температурах. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области реактивной техники, в частности к области диагнострирования и эксплуатации реактивных двигателей на жидких углеводородных горючих. Осуществление изобретения: в компьютерную базу данных с заложенной соответствующей программой вводят заданные значения степени закоксованности форсунок и соответствующие им значения и параметры тяги реактивного двигателя, затем системой датчиков замеряют значения текущей максимальной тяги на любом из эксплуатационных режимов, которые поступают в компьютерную базу данных, затем сравнивают значения текущей максимальной тяги с заданным значением тяги и определяют оптимальное значение степени закоксованности форсунок по соотношению количества частично или полностью закоксованных форсунок к общему количеству незакоксованных, по которому и определяют остаточный ресурс реактивного двигателя. Способ позволяет осуществлять диагностику реактивного двигателя как на земле (перед взлетом), так и в полете. При этом нет необходимости снятия реактивного двигателя и отправки его в ремонт. Техническим результатом от использования заявляемого изобретения является повышение эффективности определения ресурса путем диагностирования характеристик реактивного двигателя, основанного на определении степени закоксованных форсунок к незакоксованным, что способствует повышению безопасности эксплуатации, предотвращая ряд катастроф. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Устройство гашения крутильных колебаний содержит датчик крутящего момента, гаситель крутильных колебаний, соединенный с указанным датчиком крутящего момента, контроллер частотно-регулируемого привода, соединенный с указанным гасителем крутильных колебаний, и преобразователь частотно-регулируемого привода, соединенный с указанным контроллером и выполненный с возможностью управления электрической мощностью, подаваемой к электродвигателю, на основе сигналов частотно-регулируемого привода, которые генерируются контроллером и преобразуются сигналом, корректирующим крутящий момент и предназначенным для гашения крутильных колебаний на собственной частоте цепи сжатия. Технический результат - уменьшение или сглаживание неблагоприятного воздействия переменного крутящего напряжения. 2н. и 13з.п. ф-лы, 4 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 вокруг электронного регулятора двигателя установлены с зазором два стальных кожуха с вентиляционными пазами, на каждый кожух нанесен слой огнезащитной пасты, а электрические разъемы на датчиках и электропреобразователе и кабели между электронным регулятором двигателя и датчиками и электропреобразователем выполнены в огнестойком исполнении. Технический результат изобретения заключается в повышении качества защиты основных элементов САУ от открытого пламени, за счет чего даже при возникновении пожара в мотогондоле самолета 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. 2 ил.

Изобретение относится к области позиционного управления газовой турбиной. Технический результат изобретения - обеспечение позиционного управления газовой турбиной с получением необходимой динамики и точности позиционирования. Газ подают на лопатки турбины до достижения точки позиционирования, при этом по сигналу датчика обратной связи при подходе к точке позиционирования система управления переводит непрерывный режим подачи газа на лопатки турбины в режим импульсной подачи газа с одновременным обеспечением торможения вала турбины в промежутках между приводными импульсами, а при достижении точки позиционирования по сигналу датчика обратной связи вал турбины полностью затормаживается. 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. В способе эксплуатации комбинированной электростанции, включающей в себя газовую турбину и паровую турбину, соответственно посредством подключенного электрогенератора вырабатывают переменное напряжение соответствующей частоты и отдают его сети переменного напряжения, причем отходящий газ газовой турбины используется для вырабатывания пара для паровой турбины. На первом этапе внутренние потребители снабжаются в автономном режиме посредством газовой турбины, причем ее режимная точка выбирается так, что достигается минимальная температура пара для паровой турбины, на втором этапе в автономном режиме паровая турбина синхронизируется и запускается до рабочей точки, при которой может достигаться максимальное возрастание нагрузки, причем результирующее изменение нагрузки паровой турбины компенсируется газовой турбиной, на третьем этапе подключаются нагрузки потребителей, на четвертом этапе возрастание запрошенной нагрузки полностью или частично, а также длительно или временно обеспечивается паровой турбиной, на пятом этапе нагрузка паровой турбины постепенно снижается для возрастания ее способности к повышению нагрузки. Этапы с третьего по пятый повторяются до тех пор, пока не будет достигнута основная нагрузка комбинированной электростанции. Изобретение позволяет обеспечить надежное и гибкое восстановление сети при аварийном запуске. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области теплоэнергетики и может быть использовано для осуществления перевода маневренной энергетической газотурбинной установки (ГТУ), в том числе в составе парогазовой установки (ПГУ), на предельно допустимую минимальную мощность при снижении электрической нагрузки энергосети. Способ уменьшения мощности энергетической ГТУ для перевода ее в режим минимальной электрической нагрузки заключается в том, что сначала уменьшают подачу топлива и сжатого в компрессоре воздуха в камеру сгорания до допустимого нижнего предела регулировочного диапазона, определяемого предельно допустимым коэффициентом избытка воздуха. Мощность ГТУ после достижения нижней границы регулировочного диапазона дополнительно уменьшают путем регулируемого перепуска части сжатого в компрессоре воздуха на его вход, контролируя степень перепуска по минимально допустимой температуре выхлопных газов ГТУ и допустимым выбросам в атмосферу оксидов азота. Техническим результатом изобретения является возможность снижения расхода подаваемого в камеру сгорания воздуха до больших пределов, по сравнению с использованием для этих целей регулирующего воздушного направляющего аппарата. Кроме того, при таком способе уменьшения мощности ГТУ расширяются регулировочные возможности в установлении требуемого соотношения топливо-воздух. 1 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления рабочей точкой газовой турбины, включающий определение коэффициента давления турбины, вычисление эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах как функции от коэффициента давления турбины, определение в первый момент времени, когда температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах для одного и того же коэффициента давления турбины, и изменение, через заранее заданный интервал времени после первого момента времени, параметра распределения топлива с первого значения на второе значение, если температура выхлопного газа, соответствующая рабочей точке, остается выше температуры выхлопного газа на эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах. Также представлен контроллер для управления рабочей точкой газовой турбины согласно способу. Изобретение позволяет обеспечить более точное управление газовой турбиной. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 1 табл., 15 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и турбину. Способ включает вычисление эталонной кривой температуры выхлопного газа турбины как функции от коэффициента давления турбины, управление параметром распределения топлива. Также представлен контроллер для управления рабочей точкой газовой турбины. Изобретение позволяет обеспечить более точное управление температурой горения, более точное управление параметрами горения, более точное управление выбросом выхлопного газа. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 21 ил., 1 табл.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления рабочей точкой газовой турбины, содержащей компрессор, камеру сгорания и турбину, включающий шаг определения давления выхлопного газа на выходе турбины, шаг измерения давления на выходе компрессора, шаг определения коэффициента давления турбины на основе давления выхлопного газа и давления на выходе компрессора, шаг вычисления эталонной пороговой кривой перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах как функции от коэффициента давления турбины, при этом пороговая кривая перехода из режима горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах содержит точки, в которых работа газовой турбины изменяется между режимом горения в первичной зоне в режим горения в первичной и вторичной зонах, и шаг управления газовой турбиной для перехода между режимом горения в первичной зоне и режимом горения в первичной и вторичной зонах. Также представлена газовая турбина, содержащая контроллер для управления рабочей точкой газовой турбины согласно способу. Изобретение позволяет обеспечить более точное управление газовой турбиной. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к области управления сложными объектами техники, работающими в широком диапазоне режимов и нагрузок, контроль которых в процессе работы двигателя осуществляется по нескольким параметрам, и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями. Система оснащена третьим элементом сравнения, блоком памяти контрольных точек диагностики, блоком коррекции статических характеристик модели и блоком диагностики, выход блока коррекции статических характеристик модели связан с третьим входом программного блока и первым входом блока диагностики, второй вход которого связан с датчиками, а третий - с блоком памяти контрольных точек диагностики, первый вход третьего элемента сравнения связан с датчиками, второй - со вторым выходом программного блока, а выход - с входом блока коррекции статических характеристик модели и с четвертым входом блока диагностики, выход которого связан с входом блока формирования программ управления. Технический результат изобретения - повышение точности управления ГТД за счет обеспечения контроля точности формирования моделью «виртуальных» измерений, а также за счет обеспечения контроля точности и достоверности фактических измерений в условиях возможных сбоев и отказов датчиков, приводов и элементов агрегатов самого ГТД. 1 ил.

Наверх