Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя включает измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем, температуры воздуха на входе в двигатель, температуры газов за турбиной низкого давления и давления воздуха за компрессором, и регулирование частоты вращения ротора низкого давления путем воздействия на дозирование топлива в камеру сгорания, регулирование величины угла установки входных и направляющих аппаратов компрессора низкого давления, а также критического сечения реактивного сопла. Регулирование частоты вращения производят путем регулирования расхода топлива в камеру сгорания, положения направляющих аппаратов компрессора низкого давления и площади критического сечения реактивного сопла, до достижения частоты выше или ниже предельно допустимых значений. Изобретение позволяет достичь максимального значения тяги при наличии ограничений на значения регулируемых параметров и/или управляющих воздействий. 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления двухвальными турбореактивными двигателями с регулируемыми направляющими компрессора низкого давления.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату является известный способ управления газотурбинным двигателем, в котором измеряют частоту вращения ротора низкого давления (РНД), положение рычага управления двигателем РУД, температуру воздуха на входе в двигатель, температуру газов за турбиной низкого давления, регулируют частоту вращения ротора низкого давления, дозируют расход топлива в камеру сгорания, регулируют величину угла установки входных направляющих аппаратов компрессора низкого давления.

В известном устройстве поддерживают заданное значение одного из параметров двигателя (частоту вращения РНД, РВД, температуру за турбиной) посредством изменения расхода топлива.

Система, реализующая приведенный выше способ, содержит последовательно соединенные: блок датчиков температуры газов за турбиной низкого давления (дат. Ттв), частоты вращения ротора низкого давления (дат. Nрнд), температуры воздуха на входе в двигатель (дат. Твх), задатчики параметров ГТД (задатчик частоты вращения РНД (Задат. Nрнд), задатчик температуры за турбиной (Задат. Ттв)), блоки регуляторов частоты вращения РНД (рег-р Nрнд) и температуры за турбиной (рег-р Ттв), селектор минимума (MIN) и устройство управления расходом топлива (УУ Gт).

В процессе работы, в зависимости от измеренной датчиком Твх температуры на входе ГТД, задатчиками формируются соответственно заданные Nрнд и Ттв. Блоки регулятора, сравнивая заданные значения с измеренными датчиками, рассчитывают необходимое воздействие на дозатор расхода топлива для поддержания каждого из параметров соответственно. Селектор минимума выбирает минимальное воздействие и подает его на дозатор расхода топлива, который обеспечивает изменение расхода топлива для поддержания заданного задатчиком значения.

[RU 115832 U1, «НЛП «Темп» им. Ф. Короткова, 10.05.2012].

Если в области максимальных режимов двигателя есть ограничения на диапазон частот вращения компрессора, например, из-за резонансов лопаток, такой способ управления не является оптимальным, так как не позволяет поддерживать частоту вращения ниже или выше области резонанса. Снижение частоты вращения нежелательно из-за потери тяги, возможность повышения частоты вращения ограничена предельно допустимой температурой газов за турбиной.

Задачей предлагаемого изобретения является исключение работы двигателя в зоне резонанса и повышение таким образом ресурса работы при сохранении тяги.

Ожидаемый технический результат заключается в достижении максимального значения тяги при наличии ограничений на значения регулируемых параметров и/или управляющих воздействий.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя включает измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем РУД, температуры воздуха на входе в двигатель, температуры газов за турбиной низкого давления и давления воздуха за компрессором, и регулирование частоты вращения ротора низкого давления путем воздействия на дозирование топлива в камеру сгорания, регулирование величины угла установки входных и направляющих аппаратов компрессора низкого давления, а также критического сечения реактивного сопла, по предложению дополнительно измеряют давление газа за турбиной низкого давления, определяют отношение давлений за компрессором и за турбиной низкого давления, для каждого значения температуры воздуха на входе в двигатель устанавливают нижнее и верхнее предельно допустимые значения частоты вращения ротора низкого давления при допустимом уровне напряжений в рабочих лопатках, а регулирование частоты вращения ротора низкого давления производят путем регулирования расхода топлива в камеру сгорания, положения направляющих аппаратов компрессора низкого давления и площади критического сечения реактивного сопла, определяемой по отношению давлений за компрессором и за турбиной низкого давления, при этом регулирование частоты вращения производят до достижения частоты вращения ротора низкого давления выше или ниже предельно допустимых значений.

Допустимый уровень напряжений - такой уровень напряжений, при котором возможна кратковременная работа в течение 5-10 с, или суммарное время работы за ресурс двигателя не должно превышать 3-5 минут.

Частоту вращения ротора низкого давления двигателя поддерживает регулятор воздействием на расход топлива. При наличии ограничений на допустимый диапазон изменения частоты вращения необходимо поддерживать частоту вращения выше или ниже зоны резонанса. Поддержание частоты вращения ниже зоны резонанса ограничивает тягу двигателя при высокой температуре воздуха на входе в двигатель. Возможность повышения частоты вращения выше зоны резонанса воздействием на расход топлива ограничено максимально допустимым значением температуры газов. Поэтому для достижения частоты вращения выше зоны резонанса необходимо дополнительно использовать управление площадью критического сечения реактивного сопла и положением направляющих аппаратов компрессора.

Сущность заявленного изобретения поясняется схемой системы регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя, представленной на фиг. 1.

Система регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя оснащена датчиками измерения параметров его работы, задатчиками измеряемых параметров и регуляторами параметров ГТД:

1 - газотурбинный двигатель,

2 - датчик частоты вращения ротора низкого давления,

3 - датчик температуры воздуха на входе в двигатель,

4 - компаратор,

5 - датчик положения направляющих аппаратов компрессора,

6 - датчик давления газа за компрессором (Рk),

7 - датчик давления газа за турбиной низкого давления (Ртв),

8 - задатчик частоты вращения ротора низкого давления,

9 - блок формирования приведенной частоты вращения ротора низкого давления,

10 - задатчик положения направляющих аппаратов компрессора,

11 - задатчик степени расширения газов на турбинах (отношение давления газа за компрессором к давлению газа за турбиной низкого давления),

12 - регулятор частоты вращения ротора низкого давления,

13 - регулятор положения направляющих аппаратов компрессора,

14 - регулятор степени расширения газов на турбинах,

15 - дозатор топлива,

16 - привод направляющих аппаратов,

17 - привод створок PC (реактивного сопла).

Заданный режим работы двигателя 1 поддерживается регулятором частоты вращения компрессора низкого давления 12, который сравнивает заданное задатчиком 8 и измеренное датчиком 2 значения частоты вращения и формирует управляющий сигнал на дозатор топлива 15.

Блок формирования приведенной частоты вращения компрессора низкого давления 9 в зависимости от сигналов датчиков частоты вращения 2 и температуры воздуха на входе в двигатель 3 формирует сигнал приведенной частоты вращения nк пр в соответствии с зависимостью:

nк пр=пк/√(Твх/288), где:

nк - значение физической частоты вращения,

nк пр - значение приведенной частоты вращения,

Твх - значение температуры воздуха на входе в двигатель.

Задатчик положения направляющих аппаратов 10 в зависимости от приведенной частоты вращения РНД формирует заданное значение положения направляющих аппаратов. Регулятор положения направляющих аппаратов 13 сравнивает заданное задатчиком 10 и измеренное датчиком положения 5 фактическое положения направляющих аппаратов и формирует сигнал управления на привод направляющих аппаратов 16 для поддержания заданного положения.

Задатчик степени расширения газов на турбинах Пт 11 формирует заданное значение положения створок PC в зависимости от измеренной датчиком 3 температуры на входе в двигатель. Регулятор Пт 14 по измеренному датчиком 6 давлению газа за компрессором и датчиком 7 давлению газа за турбиной низкого давления рассчитывает фактическое значение Пт и сравнивает его с заданным задатчиком Пт 11 и формирует сигнал управления на привод створок PC 17 для поддержания заданного значения степени расширения газов.

При превышении измеренной датчиком температурой на входе в двигатель порога срабатывания компаратора 4 компаратор срабатывает, и на его выходе формируется единичный сигнал. Порог срабатывания компаратора выбирается расчетным путем из условия обеспечения оптимальных высотно-скоростных характеристик и составляет (320…330) K. Сигнал с выхода компаратора 4 поступает на входы задатчика частоты вращения 8, задатчика положения направляющих аппаратов 10 и задатчика отношения давления 11, которые одновременно изменяют заданные значения регулируемых параметров.

Задатчик частоты вращения 8 повышает заданное значение частоты вращения на фиксированную величину 3%, что обеспечивает переход из области частот вращения ниже резонанса в область частот выше резонанса. Задатчик положения направляющих аппаратов 10 снижает заданное положение на величину (5…10) град, и регулятор положения направляющих аппаратов 13 формирует команду на привод НА 16, который прикрывает направляющие аппараты.

Задатчик степени расширения газов на турбинах 11 повышает заданное значение на величину (0,5…0,7), и регулятор 14 подает команду на привод 17, который увеличивает площадь критического сечения реактивного сопла. Таким образом, при температуре воздуха на входе в двигатель выше порога срабатывания компаратора 4 поддерживается значение частоты вращения выше области частот резонанса.

Величины раскрытия реактивного сопла и прикрытия направляющих аппаратов определены расчетным путем таким образом, чтобы повысить частоту вращения компрессора низкого давления при практически постоянном расходе топлива. Это необходимо для того, чтобы не превысить максимально допустимое значение температуры газов перед турбинами двигателя. Одновременное прикрытие направляющих аппаратов и раскрытие реактивного сопла на заранее рассчитанные величины позволяет оптимизировать характеристики двигателя.

Предлагаемый способ регулирования позволяет исключить работу двигателя в зоне резонанса, достичь максимальное значение тяги при наличии ограничений на значения регулируемых параметров и/или управляющих воздействий.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя, включающий измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем РУД, температуры воздуха на входе в двигатель, температуры газов за турбиной низкого давления и давления воздуха за компрессором, и регулирование частоты вращения ротора низкого давления путем воздействия на дозирование топлива в камеру сгорания, регулирование величины угла установки входных и направляющих аппаратов компрессора низкого давления, а также критического сечения реактивного сопла, отличающийся тем, что

дополнительно измеряют давление газа за турбиной низкого давления, определяют отношение давлений за компрессором и за турбиной низкого давления,

для каждого значения температуры воздуха на входе в двигатель устанавливают нижнее и верхнее предельно допустимые значения частоты вращения ротора низкого давления при допустимом уровне напряжений в рабочих лопатках,

а регулирование частоты вращения ротора низкого давления производят путем регулирования расхода топлива в камеру сгорания, положения направляющих аппаратов компрессора низкого давления и площади критического сечения реактивного сопла, определяемой по отношению давлений за компрессором и за турбиной низкого давления, при этом регулирование частоты вращения производят до достижения частоты вращения ротора низкого давления выше или ниже предельно допустимых значений.



 

Похожие патенты:

Изобретение может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления турбореактивными двигателями. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя включает измерение частоты вращения ротора низкого давления, положения рычага управления двигателем (РУД), температуры воздуха на входе в двигатель и температуры газов за турбиной низкого давления, регулирование частоты вращения ротора низкого давления, дозирование расхода топлива в камеру сгорания и регулирование величины угла установки входных направляющих аппаратов компрессора низкого давления.

Способ относится к регулированию авиационного турбореактивного двигателя (ТРД). Предварительно для данного типа двигателя формируют две и более программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, при каждой программе измеряют значения тяги и удельного расхода при различном давлении окружающей среды, определяют программу регулирования степени расширения на турбине, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды, и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, а при полете самолета определяют текущее давление окружающей среды и при достижении заданного значения давления производят переключение программы регулирования степени расширения на турбине на программу, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды.

Турбомашина для летательного аппарата, содержащая вал турбомашины и насосный модуль (100), содержащий конструктивный корпус (9), насосный вал (11), связанный с валом (1) турбомашины, насос (3) питания топливом турбомашины, установленный на упомянутом насосном валу (11) и внутри конструктивного блока (9), и электрическое устройство (5), установленное на упомянутом насосном валу (11) и выполненное с возможностью вращения упомянутого насосного вала (11) для приведения в действие насоса (3) питания или с возможностью быть приведенным во вращение упомянутым насосным валом (11) для электрического питания агрегата (8) турбомашины, при этом электрическое устройство содержит элементы ротора (51), установленные на наружной периферии подвижной части (32) насоса питания, и элементы статора (52), установленные на внутренней периферии конструктивного корпуса.

Изобретение относится к энергетике. Способ автонастройки системы сгорания топлива газовой турбины включает выбор первой настроечной кривой из множества настроечных кривых для газовой турбины, разбалансировку стабильной рабочей точки газовой турбины путем изменения одного или более рабочих параметров на основе заранее заданного набора команд, определение настроечных параметров и их сохранение, в то время как текущую рабочую точку газовой турбины возвращают на упомянутую первую настроечную кривую, и формирование резервной копии настроечных параметров для восстановления стабильной рабочей точки.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано для регулирования газотурбинного двигателя. В способе снижения выбросов вредных веществ дополнительно измеряют давление топлива в дежурной Рт1 и основной Рт2 зонах горения, вычисляют отношение Рт1/Рт2, сравнивают измеренные величины выбросов вредных веществ с предельно допустимыми значениями и корректируют соотношения давлений Рт1/Рт2 путем уменьшения подачи топлива в дежурную зону горения до снижения уровня выбросов вредных веществ на 1-2% ниже предельно допустимых значений.
Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД) относится к области авиационного двигателестроения, а именно к способам регулирования, оптимизирующим параметры ТРД.

Изобретение описывает способ регулирования газовой турбины, причем величины (Mn1, Mn2) измерительного сигнала измеряются в разные моменты времени, а именно, по меньшей мере, в первый момент (n1) времени и во второй момент (n2) времени, причем первый момент (n1) времени предшествует второму моменту (n2) времени и причем демпфированные величины (Sn1, Sn2) сигнала генерируются из измеренных величин (Mn1, Mn2) измерительного сигнала, подвергая измеренные величины (Mn1, Mn2) измерительного сигнала сглаживанию с использованием коэффициента (λ) демпфирования, причем в зависимости от разницы между величиной (Mn2) измерительного сигнала во второй момент времени (n2) и демпфированной величиной (Sn1) сигнала в первый момент (n1) времени для регулирования используется неодинаковый коэффициент (λ) демпфирования.

Изобретение предназначено для оптимизации регулирования впрыскивания топлива. С этой целью приводные скорости всего оборудования адаптируются путем регулирования скорости турбины TL в зависимости от мощности.

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.

Изобретение относится к способу обнаружения попадания воды или града в газотурбинный двигатель, причем упомянутый двигатель имеет, по меньшей мере, компрессор, камеру сгорания и турбину.
Наверх