Способ управления основной камерой сгорания газотурбинного двигателя



Способ управления основной камерой сгорания газотурбинного двигателя

Владельцы патента RU 2602705:

Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД), основанного на программном изменении коэффициента избытка воэдуха в первичной зоне горения. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления рабочим процессом основной камеры сгорания за счет корректировки заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения, в зависимости от значения коэффициента полноты сгорания топлива. При этом измеряют индексы эмиссии монооксидов углерода (СО) и углеводородов (НС), вычисляют текущее значение коэффициента полноты сгорания топлива, сравнивают его с заданным значением коэффициента полноты сгорания топлива и корректируют коэффициент избытка воздуха в первичной зоне горения. 1ил.

 

Изобретение относится к области автоматического регулирования газотурбинного двигателя (ГТД) и может быть использовано при разработке управляемых ГТД за счет изменения геометрии основной камеры сгорания.

Известен способ управления основной камерой сгорания газотурбинного двигателя, основанный на программном изменении коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения без учета анализа продуктов сгорания (индексов эмиссии монооксидов углерода СО и углеводородов НС), характеризующих полноту сгорания топлива. См., например (Постников A.M. Снижение оксидов азота в выхлопных газах газотурбинных установок. Издательство Самарского научного центра РАН, 2002 г., с. 205-206).

Недостатком данного способа управления основной камерой сгорания является низкая эффективность управления рабочим процессом основной камеры сгорания обусловленная тем, что обеспечение ее оптимальных характеристик осуществляется путем программного изменения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения αПЗГ без учета индексов эмиссии монооксидов углерода СО и углеводородов НС, характеризующих полноту сгорания топлива.

Согласно [Лефевр А. Процессы в камерах сгорания ГТД: Пер. с англ. - М.: Мир, 1986, с. 86] значение коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения близко 1, в своей работе [Мингазов Б.Г. Камеры сгорания газотурбинных двигателей. Конструкция, моделирование процессов и расчет. - Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2006, с. 211] рекомендует его оптимальное значение 1,2, а [Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник для студентов вузов / В.В. Кулагин. - М.: Машиностроение, 2003, с. 161] считает, что оптимальное значение должно быть 1,3, т.е. при этих значениях коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения будет достигнуто максимальное значение коэффициента полноты сгорания топлива.

Техническим результатом изобретения является повышение эффективности управления рабочим процессом основной камеры сгорания за счет корректировки заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения, в зависимости от значения коэффициента полноты сгорания топлива.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе управления основной камерой сгорания газотурбинного двигателя измеряют индексы эмиссии монооксидов углерода СО и углеводородов НС, вычисляют текущий коэффициент полноты сгорания топлива, сравнивают с заданным значением коэффициента полноты сгорания топлива и корректируют коэффициент избытка воздуха в первичной зоне горения.

Сущность изобретения заключается в следующем. Известно [Лефевр А. Процессы в камерах сгорания ГТД: Пер. с англ. - М.: Мир, 1986, с. 190], что эффективность рабочего процесса основной камеры сгорания определяется коэффициентом полноты сгорания топлива, который зависит от уровня содержания индексов эмиссии монооксидов углерода СО и углеводородов НС. Эта зависимость приведена в книге Григорьев А.В., Митрофанов В.А., Рудаков О.А., Саливон Н.Д. Теория камеры сгорания / под ред. О.А. Рудакова. - СПб.: Наука, 2010, с. 135:

где ηГ - коэффициент полноты сгорания топлива, EIHC, EICO - индексы эмиссии НС и СО.

Поэтому согласно изобретению на выходе основной камеры сгорания измеряют индексы эмиссии монооксидов углерода СО и углеводородов НС и вычисляют текущее значение коэффициента полноты сгорания топлива, которое сравнивают с заданным, соответствующим высокой эффективности рабочего процесса ОКС. Заданное значение коэффициента полноты сгорания топлива находится в пределах от 0,98 до 0,995 см, например [Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник для студентов вузов / В.В. Кулагин. - М.: Машиностроение, 2003, с. 161].

Если текущее значение коэффициента полноты сгорания топлива не соответствует заданному, то в программном блоке осуществляется корректировка заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения.

Этим достигается указанный в изобретении технический результат.

Измерение индексов эмиссии монооксидов углерода СО и углеводородов НС может быть выполнено датчиками, например с помощью газового хроматографа, см. [http://www.chromatec.ru, дата обращения 16.07.2014 г.], который измеряет их массовую концентрацию и по массовому расходу топлива выдает сигнал значения индексов эмиссии монооксидов углерода СО и углеводородов НС.

Вычислитель коэффициента полноты сгорания топлива предназначен для определения коэффициента полноты сгорания по формуле 1 и может быть реализован, например, в виде вычислителя на базе микроконтроллера, см. [Бродин В.Б., Калинин А.В. Системы на микроконтроллерах и БИС программируемой логики. - М.: ЭКОМ, 2002, с. 135].

Способ может быть реализован, например, с помощью устройства, схема которого приведена на чертеже, где обозначено: основная камера сгорания 1, подвижные элементы 2, привод подвижных элементов 3, поляризованный переключатель 4, первая схема сравнения 5, измеритель текущего значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения 6, программный блок заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения 7, на вход которого поступает сигнал от второй схемы сравнения 8, при этом первый ее вход соединен с выходом последовательно соединенного вычислителя коэффициента полноты сгорания топлива 9 с датчиками индексов эмиссии монооксидов углерода СО 10 и углеводородов НС 11, а на второй вход второй схемы сравнения подается заданное значение коэффициента полноты сгорания топлива.

Назначение первой и второй схем сравнения ясны из их названия и могут быть выполнены, например, в виде компараторов, см., например [Антипенский Р.В., Змий Б.В., Клочков Г.Л. Электроника и схемотехника. Воронеж: ВАИУ, 2009, с. 289].

Измеритель текущего значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения 6 может быть выполнен по схеме, приведенной в [«Система управления камерой сгорания изменяемой геометрии газотурбинного двигателя летательного аппарата» Авторское свидетельство №1462901, F02C 9/26, опубл. 02.06.1987 г.].

Программный блок 7 заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения, в отличие от известного, дополнительно обеспечивает формирование скорректированного сигнала заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения на величину ±Δα в области режимов работы двигателя от запуска до «Максимального».

Способ управления основной камерой сгорания функционирует аналогично прототипу. В отличие от прототипа датчики индексов эмиссии монооксидов углерода СО 10 и углеводородов НС 11 выдают сигнал значения индексов эмиссии EIHC и EICO на вход вычислителя коэффициента полноты сгорания топлива 9, где осуществляется его расчет по формуле 1.

Если расчетное значение коэффициента полноты сгорания топлива не соответствует заданному, то вторая схема сравнения 8 выдает сигнал в программный блок 7, который на основании этого сигнала выдает скорректированный сигнал заданного значения коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения на фиксированную величину ±Δα, который в первой схеме сравнения сравнивается с текущим и поступает на вход поляризованного переключателя 4, который подает сигнал на привод 3, воздействуя на перемещение подвижных элементов 2 камеры сгорания 1, управляя при этом пропускной способностью первичной зоны горения.

Этим достигается указанный технический результат.

Способ управления основной камерой сгорания газотурбинного двигателя, основанный на программном изменении коэффициента избытка воздуха в первичной зоне горения, отличающийся тем, что измеряют индексы эмиссии монооксидов углерода (СО) и углеводородов (НС), вычисляют текущее значение коэффициента полноты сгорания топлива, сравнивают его с заданным значением коэффициента полноты сгорания топлива и корректируют коэффициент избытка воздуха в первичной зоне горения.



 

Похожие патенты:

Использование: в системах измерения температуры газа газотурбинных двигателей (ГТД). Технический результат: повышение помехоустойчивости измерителя температуры газа ГТД.

Изобретение относится к области управления турбореактивным двухконтурным двигателем со смешением потоков ТРДДсм и ТРДДсм с форсажной камерой сгорания ТРДДФсм и позволяет определить с повышенной точностью тягу в полете с учетом реального истечения газа из реактивного сопла.

Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета.

Изобретение относится к газотурбостроению и авиадвигателестроению, более конкретно - к системам измерения частоты вращения ротора газотурбинных двигателей, имеющих циркуляционную систему смазки подшипниковых опор, включающую системы подачи масла и суфлирования, в частности к системам измерения частоты вращения ротора турбин газотурбинных двигателей наземного использования.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к ограничителям температуры газа перед турбиной, может быть использовано в газотурбинных двигателях летательных аппаратов и позволяет обеспечить возможность настройки ограничителя с учетом полетных условий.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к определению при испытаниях коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины, и может быть использовано в двухконтурных газотурбинных двигателях.

Изобретение относится к способам регулирования режимами работы двигателя при его эксплуатации на летательном аппарате по приборной скорости полета в зависимости от предельной осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя.

Объектом настоящего изобретения является силовая установка, содержащая две моторные группы и коробку механической передачи мощности. Каждая моторная группа механически вращает коробку механической передачи мощности для приведения во вращение главного выходного вала и, следовательно, главного несущего винта упомянутого летательного аппарата по частоте вращения NR.

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором, и горячие газы первой камеры сгорания впускают в промежуточную турбину или непосредственно во вторую камеру сгорания.

Изобретение относится к электротехнике и электроэнергетике, а именно к системам получения электрической энергии для электроснабжения машин и комплексов объектов нефтедобычи с использованием попутного нефтяного газа в качестве энергоносителя для обеспечения собственных нужд предприятий минерально-сырьевого комплекса, находящихся вдали от действующих систем централизованного электроснабжения без связи с единой энергосистемой.

Изобретение относится к энергетике. Способ передачи топлива включает подачу воды к по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Также способ включает подачу масла к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Дополнительно способ включает подачу жидкого топлива к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура, причем подачу воды к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура осуществляют перед подачей масла к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура и подачей жидкого топлива к указанной по меньшей мере одной форсунке главного топливного контура. Изобретение позволяет повысить эффективность сжигания топлива. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ работы газотурбинного двигателя для снижения проскока аммиака включает в себя работу двигателя в диапазоне выходных уровней мощности; регулирование массового потока оксидов азота (NOx), производимого в отработавшем газе двигателя, чтобы быть в пределах 10% в диапазоне выходных уровней мощности; и обработку отработавшего газа двигателя в процессе селективного каталитического восстановления таким образом, что генерация NOx и соответствующий поток восстановителя, используемого в процессе селективного каталитического восстановления, остаются относительно постоянными в терминах массового (молярного) потока в диапазоне выходных уровней мощности, и регулируется проскок аммиака. Изобретение позволяет снизить проскок аммиака. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к способу и системе регулирования мощности в случае отказа двигателя летательного аппарата. Для регулирования мощности при отказе по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата увеличивают пределы работы основной силовой установки типа двигателя (GPP) в соответствии с тремя аварийными режимами, расположенными последовательно в порядке уменьшения уровня мощности. При этом при режиме особой опасности обеспечивают прирост мощности для попытки запуска отказавшего двигателя, при режиме максимальной опасности обеспечивают всю или часть нетяговой мощности, при режиме средней опасности обеспечивают минимальную долю нетяговой мощности до конца полета. В случае превышения максимальных периодов действия, выделенных для каждого аварийного режима, функция аварийного срабатывания распределяет отбор нетяговой мощности между двигателями и GPP автоматически или в соответствии с командой пилота. Система регулирования мощности содержит центр управления полетом с блоком обработки данных, модуль обслуживания, модули контроля и отслеживания (FADEC) двигателей и GPP, соединенных определенным образом двунаправленными каналами передачи данных. Обеспечивается регулирование мощности в случае отказа по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Система управления расходом воздуха для охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД) относится к авиационному двигателестроению. В системе каждый клапан выполнен однопоршневым, его вход размещен со стороны надпоршневой полости, выход - со стороны боковой поверхности поршня, а подпоршневая полость сообщена с наружным контуром и в ней установлена пружина. Осуществление изобретения позволяет существенно упростить конструкцию системы регулирования подачи воздуха для охлаждения турбины ДТРД, повысить ее надежность, а также производить плавное изменение расхода охлаждающего воздуха на всех режимах работы двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Описаны системы и способы обнаружения утечек топлива в газотурбинных двигателях. В соответствии с одним вариантом осуществления изобретения предлагается способ обнаружения утечки топлива в газотурбинном двигателе. Способ может включать регулирование клапана управления для соответствия требуемому расходу топлива, определение фактического расхода топлива на основе, по меньшей мере частично, давления на входе в топливный коллектор и одного или более параметров газотурбинного двигателя и сравнение требуемого расхода топлива с фактическим расходом топлива. Кроме того, способ может включать определение разности между требуемым расходом топлива и фактическим расходом топлива, которая указывает на утечку топлива. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 3 ил.

Использование - в системах измерения температуры газа газотурбинных двигателей (ГТД). Техническим результатом является повышение точности измерителя температуры газа ГТД на переходных режимах. Сущность изобретения: измеритель температуры газа газотурбинного двигателя дополнительно содержит последовательно соединенные блок гистерезиса, элемент схемы «И», первый переключатель, второй интегратор, второй переключатель, блок памяти ошибок модели, четвертый сумматор, выход которого подключен ко второму входу элемента сравнения, общая шина подключена ко второму входу первого и второго переключателей, кнопка пользователя подключена ко второму входу элемента схемы «И» и управляющему входу второго переключателя, выход модели температуры газа подключен к четвертому сумматору, выход датчика частоты вращения ротора высокого давления подключен ко второму входу блока памяти ошибок модели, выход дифференциатора подключен ко входу блока гистерезиса, выход элемента сравнения подключен к третьему входу первого переключателя, выходы с датчиков температуры окружающей среды, давления окружающей среды и датчика определения высоты полета подключены к третьему, четвертому и пятому его входу соответственно. 8 ил.

Изобретение относится к энергетике. Термоуправляемый узел для узла газовой турбины газотурбинной системы содержит элемент теплопередачи, имеющий первую часть и вторую часть, при этом первая часть расположена внутри первой полости, имеющей первую температуру, а вторая часть расположена во второй полости, имеющей вторую температуру, причем элемент теплопередачи проходит через полую стенку, и первая температура больше, чем вторая температура. Также имеется термочувствительный элемент, расположенный внутри второй полости и функционально связанный с элементом теплопередачи. Также имеется устройство регулирования потока, расположенное внутри второй полости и выполненное с возможностью смещения в ответ на изменение температуры в первой полости. Изобретение позволяет повысить эффективность работы газотурбинной системы. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к энергетике. Способ и устройство предназначены для остановки генератора с целью подготовки его к повторному запуску. Из рабочего состояния инициируют последовательность остановки газовой турбины генератора. Продувочный газ нагнетают в газовую турбину для гашения пламени в камере сгорания газовой турбины. Продувочный газ пропускают через газовую турбину для вытеснения из нее топлива с использованием воздушного потока выбега через газовую турбину во время последовательности остановки с целью подготовки генератора к повторному пуску. Изобретение позволяет повысить эффективность остановки генератора и подготовки его к повторному запуску. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области оборудования для проведения испытаний и может быть использовано для проведения приемосдаточных и других испытаний газотурбинных двигателей различного назначения. Стенд для испытаний газотурбинных двигателей включает нагрузочное устройство, имеющее возможность соединения с валом свободной силовой турбины испытуемого газотурбинного двигателя. В качестве нагрузочного устройства использован синхронный реверсивный турбогенератор, вал ротора которого имеет возможность соединения одним концом с валом свободной силовой турбины испытуемого газотурбинного двигателя, причём другой свободный конец ротора турбогенератора может быть оснащен механическим тормозным устройством. Стенд оснащен системой возбуждения турбогенератора, автономной активной балластной нагрузкой и командным блоком. Статорные электрические цепи турбогенератора имеют возможность подключения к балластной нагрузке, электрические цепи обмоток ротора турбогенератора подключены к системе возбуждения, при этом турбогенератор содержит датчик частоты вращения его вала, связанный с командным блоком, подключенным к системе возбуждения и имеющим возможность подключения к сектору газа испытуемого газотурбинного двигателя. Изобретение позволяет расширить функциональные возможности стенда. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, в котором предварительно для данного типа двигателя в рабочем диапазоне углов установки направляющих аппаратов компрессора дополнительно формируют две и более программы регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от его приведенной частоты вращения. При полете самолета, при переходе на крейсерский режим работы двигателя, по сигналу выключения охлаждения турбины производят переключение программы управления направляющими аппаратами компрессора в зависимости от приведенных оборотов на программу, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги. Изобретение позволяет повысить надежность переключения регулятором двигателя на программу управления направляющими аппаратами компрессора, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги, при переходе на крейсерский режим работы двигателя, и, как следствие, также позволяет снизить расход топлива на указанном режиме. 2 ил., 1 табл.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2016-11-20 2016-11-19T23:56:18
Наверх